捕获轨迹系统并联机构地面标定方法

捕获轨迹系统（CTS）是一种先进的预测外挂物投放轨迹的试验系统，普遍采用六自由度（6-DoF）串联机构作为其运动机构，串联机构因惯性力大和关节累积误差大使其定位精准度不足。相比串联机构，并联机构具有惯性力小和关节误差不累积等优点。采用6-PTRT并联机构作为CTS试验系统的六自由度运动机构，在空间受限的风洞环境中对CTS并联机构进行地面标定：提出动平台位姿的测量和计算方法，建立包含直线驱动平台安装夹角修正的标定模型，并基于非线性最小二乘法辨识结构参数。辨识后CTS并联机构的位移定位准度优于0.1 mm，姿态定位准度优于0.05°，最后以CTS并联机构和常规攻角机构进行8#标模的对比风洞试验。风洞试验结果表明，CTS并联机构的风载定位准度满足测力试验精准度要求。     

应用于飞行器风洞试验的绳牵引并联机构技术综述

首先概述了法国航空局SACSO项目关于绳牵引并联机构应用于飞行器风洞试验的研究工作,然后从六自由度绳牵引并联机构的结构设计、运动学及性能分析、工作空间的分析与综合、静刚度分析、运动控制和力控制等六方面,详细分析了六自由度绳牵引并联机构应用于飞行器风洞试验中的关键技术。分析结果表明:六自由度绳牵引并联机构必须根据飞行器的类型,以工作空间大小为依据进行构型设计;其运动控制方案可借用PID控制或自适应控制,其优点是便于动力学模型的线性化和解耦;其力控制方案可借用经典的阻抗控制和力/位置混合控制,但适用于飞行器风洞试验的六自由度绳牵引并联机构的更完善的力控制策略还有待进一步的研究。     

完全解耦3T2R并联机器人构型综合方法

针对并联机构内部耦合性带来运动学和动力学分析困难的问题,基于G_F集理论提出一种简单而有效的三移动两转动(3T2R)完全解耦构型综合方法。首先,阐述G_F集并联机器人构型理论;其次,根据G_F集的求和运算和转动轴线迁移定理,给出了机构输入运动副选择原则以及解耦支链设计准则;按照完全解耦并联机构设计步骤,列举出了3T2R并联机构各解耦分支运动链,综合出了含有单、双驱动支链的3T2R五自由度完全解耦并联机构,得到了大量新构型;通过所综合出的一种新型并联机构,运用约束螺旋法对机构的自由度数目和运动特性进行分析,根据机构输入与输出参数间关系式,求解得到机构雅可比矩阵,验证了机构的解耦特性,进一步证明了该构型方法的有效性。研究对解耦并联机构的构型设计具有理论指导意义。     

基于模糊PID算法的六自由度并联机构控制研究

针对六自由度并联机构难以实现高精度及快速响应的问题,分析六自由度并联机构模型,提出基于模糊PID的六自由度并联机构的控制算法.介绍了六自由度并联机构的运动学反解模型及机械系统模型;在此基础上确定模糊算法的模糊语言变量、隶属函数和模糊规则,完成了六自由度并联机构模糊PID控制器的设计.针对一组PID控制参数进行了仿真和实验,结果表明,加入模糊算法的PID控制提高了系统的动态响应特性及运动精度.     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明，所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。     

空间光学遥感器次镜定位平台的设计与测试

为实现光学望远镜高质量成像,次镜的调整系统要求具有精密定位、高承载能力以及较高的相对精度等特点。基于该特点,设计了一种次镜定位六自由度并联平台,对该并联机构进行运动学分析、力分析以及误差分析。根据给定误差,对并联平台促动器以及关节铰链进行设计。最后,对平台的技术指标进行测试。测试结果显示,并联机构相对精度≤1.2%,分辨率0.5μm,并联机构的轴向刚度≥40 N/μm。系统的旋转中心可以任意放置在运动限制范围内,能够实现望远镜次镜的精密定位任务。     

26 m射电望远镜副面调整机构误差分析

新疆乌鲁木齐南山26 m射电望远镜（NSRT）采用 Stewart 并联机构实现副反射面（简称副面）五自由度运动调整。为确保并联机构的运动精度能满足射电望远镜高精度的指向要求，对影响副面调整机构运动精度的各项误差进行了分析。几何误差模拟结果显示，为使并联机构达到要求的精度，应保证杆长误差小于0.08 mm，铰链误差小于0.04 mm。通过对实测结果与仿真结果分析比较，得出回零误差是造成并联机构误差的主要原因。由于并联机构的回零检测装置主要由增量式编码器与限位开关组成，其中限位开关反馈信号的异常，会引起并联机构的回零误差，分析得到该因素是造成NSRT副面并联机构工作偏差的主要原因，这对并联机构的误差补偿具有指导意义。     

大型深空测控天线副反射面控制技术

针对大口径、高频段深空测控天线主/副反射面变形引起的天线电性能下降问题,采用副反射面控制技术实现天线的电性能补偿。首先,在分析并联机构数学模型的基础上,结合并联机构坐标系定义,给出六自由度并联机构位姿的正、逆解;其次,根据变形后天线形状采用抛物面拟合法给出副反射面位姿与仰角的关系,这样在天线实时运动过程中,可根据仰角查找出副反射面位姿最佳工作点;最后通过六自由度并联机构正、逆解及控制算法控制副反射面到最佳位置和姿态上。理论分析和工程实践表明,副反射面控制技术通过控制副反射面中心到最佳焦点位姿上,可实现对天线电性能的有效补偿。六自由度并联机构控制具有自身承载力强,位置、姿态控制灵活等特点,适合于大型天线副反射面实时精密控制。     

DATCOM在飞翼无人机飞行运动建模中的应用

动力学建模所需的气动导数一般均采用传统的方法,如流体力学(CFD)或者采取实际的模型进行风洞试验估算,有一定局限性。本文通过DATCOM软件对某大型飞翼无人机进行分析,更快更方便地得到了空气动力系数,再利用Matlab中的相关函数进行数据插值,结合无人机刚体运动模型建立一个以M文件为主体的六自由度仿真模型,并进行了模型开环仿真,仿真结果能一定程度揭示出无人机的实际飞行运动规律。     

风洞试验绳牵引并联支撑技术研究进展

新型飞行器的研制越发强调先进的飞行性能,这对风洞试验模型支撑技术提出了高的要求,为扩展风洞试验的能力,迫切需要研究新型的智能支撑技术。绳牵引并联支撑是基于机器人技术的一种新型机构,具有刚度较大,动态性能良好等优点,为风洞试验提供了一种新的手段。首先,全面论述了绳系支撑在风洞试验中的应用,并给出动态分析;进一步根据绳牵引并联支撑技术的特点,将其分为可实现受迫运动的冗余约束支撑,以及可实现受迫+自由运动的欠约束支撑;其次,重点阐述了冗余约束与欠约束两类支撑系统的若干关键技术问题及其研究进展;最后,指出绳牵引并联支撑技术的发展方向是具有可重构性和智能化。可为绳牵引并联支撑技术在风洞试验中的工程应用提供一定的理论指导与技术支持。     

风洞虚拟飞行模型机与原型机动力学特性分析

在低速风洞虚拟飞行试验系统中,采用三自由度（3-DOF）球铰支撑动力学相似缩比飞机模型,在气动力矩作用下试验模型可绕质心自由转动。这种带约束的运动与具有六自由度（6-DOF）的真实大气飞行存在差别,鉴于此,对各影响因素逐个剖离并进行了数值模拟和对比分析。结果表明：位移约束使两者间的动力学特性产生较明显的差异,缩比的影响符合相似准则规律,机构摩擦、模型重心与支撑点不重合影响较小,常值干扰力矩对模型的初始响应有一定影响。对比分析结果可以用于指导风洞虚拟飞行试验的开展,并有助于完善风洞虚拟飞行试验技术及其拓展应用。     

Influence of deformation zone length on bending radius of SS304 tubes with small diameters manufactured via free bending-based active motion

In three and six-axis free-bending equipment, the deformation zone length(A) is a fixed mechanical structure parameter modified when the relevant structure is redesigned and manufactured. In this study, a six degree of freedom(6-DOF) parallel mechanism was used as the control mechanism of the bending die, and a new method of changing the deformation zone length(A)was proposed. Firstly, an idealized geometric model of free bending-based active motion was established. Then, the influence of the de...     

基于刚度优化的绳牵引并联支撑系统力/位混合控制

针对应用于风洞试验的八绳牵引并联支撑系统高性能运动控制问题,开展绳索张力实时优化与力/位混合控制技术研究。基于动态试验需求和系统刚度矩阵,选择主刚度加权和最大为目标函数,将其转化为线性规划问题,采用二维凸多边形张力可行域顶点法进行实时求解,并根据绳索张力变化约束进一步提出连续可行域,确保解的连续性,实现其优化分布;设计一种基于电机转角和绳索张力反馈的力/位混合控制策略,其中位姿控制环采用计算力矩法,并利用实际绳索张力补偿惯性力和非线性力等,进而开展稳定性分析。以风洞试验中典型的推力模拟、俯仰振荡等线位移和角运动轨迹为例,在原理样机上开展控制验证实验。研究结果表明该控制策略能够实现对末端飞行器模型位姿和绳索张力的有效跟踪,且具有较高的精度和良好的稳定性,可以为绳牵引并联支撑在风洞动态试验中的应用提供技术支持。     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化范围为0°~25°,流量系数范围为0.29~2.07。研究结果表明：在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角范围可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°~16°;在大迎角工作条件下内流未产生分离时,出口气流畸变受发动机流量变化影响较小。通过研究结果分析了进气道在低速大迎角状态下的流场特征及其随迎角、流量的变化规律。数值计算和风洞实验结果的对比表明,在没有流动分离时两者基本一致;但是对于外流分离迎角的预测,两者有3°差异,表明风洞实验依然是考核进气道性能的必要手段。     

An experimental system for release simulation of internal stores in a supersonic wind tunnel

Aerodynamic parameters obtained from separation experiments of internal stores in a wind tunnel are significant in aircraft designs. Accurate wind tunnel tests can help to improve the release stability of the stores and in-flight safety of the aircrafts in supersonic environments.A simulative system for free drop experiments of internal stores based on a practical project is provided in this paper. The system contains a store release mechanism, a control system and an attitude measurement system. The release mechanism adopts a six-bar linkage driven by a cylinder, which ensures the release stability. The structure and initial aerodynamic parameters of the stores are also designed and adjusted. A high speed vision measurement system for high speed rolling targets is utilized to measure the pose parameters of the internal store models and an optimizing method for the coordinates of markers is presented based on a priori model. The experimental results show excellent repeatability of the system, and indicate that the position measurement precision is less than0.13 mm, and the attitude measurement precision for pitch and yaw angles is less than 0.126°, satisfying the requirements of practical wind tunnel tests. A separation experiment for the internal stores is also conducted in the FL-3 wind tunnel of China Aerodynamics Research Institute.     

水平风洞中开展飞机尾旋特性研究的理论分析

以某飞机尾旋特性为例,在水平风洞中利用具有3自由度的模型支撑装置开展飞机尾旋特性研究并进行理论分析;将基于3自由度装置的建模仿真结果与传统的6自由度飞行仿真、立式风洞尾旋试验结果进行对比,结果显示,三者具有较好的一致性;利用3自由度支撑装置开展飞机尾旋特性研究还可获得飞机尾旋进入和发展阶段的运动参数,可实现尾旋进入、发展及改出的全过程模拟。同时,研究了支撑装置曲杆惯量、机构摩擦和质心偏离等因素对飞机尾旋特性试验结果的影响,结果表明在曲杆及飞机模型设计时,需严格控制曲杆惯量和质心偏移,机构摩擦对试验结果的影响不大。     

内埋武器高速投放风洞试验技术

在0.6m×0.6m量级亚跨超声速风洞开展了内埋武器弹射试验技术研究。研制的风洞双视角、高亮度光路系统和六自由度(6DOF)图像分析系统,可获得飞行器内埋武器弹射投放物全轨迹图像和气动参数。此试验技术可独立调节投放物弹射速度和角速度,并可保证弹射速度误差≤5%,角速度误差≤10%,重复率≥95%;新研制的高亮度光源系统使拍摄图像清晰度更高,模型迎角辨识精度≤0.2°,有利于模型运动轨迹分析;光路系统得到合理设计,便于使用双视角技术得到模型运动轨迹及6DOF数据。新技术已完成亚跨超声速、多体干扰复杂气动力条件下的风洞试验验证,各项参数均达到或优于已有技术指标,并多次为型号试验服务,满足飞行器内埋武器弹射投放风洞试验研究需求。