飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，包括機身機頭組件、飛機模型體軸系縱軸、左電機及編碼器、左電機安裝座、左聯(lián)軸器、左前軸承座、左前軸承、左邊條翼、左邊條翼轉(zhuǎn)軸、左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線、左后軸承、左后軸承座、左主翼、右電機及編碼器、右電機安裝座、右聯(lián)軸器、右前軸承座、右前軸承、右邊條翼、右邊條翼轉(zhuǎn)軸、右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線、右后軸承、右后軸承座、右主翼、計算機、左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器，右邊條翼與右邊條翼轉(zhuǎn)軸固定，左電機及編碼器帶動左邊條翼沿左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線偏轉(zhuǎn)；右電機及編碼器帶動右邊條翼沿右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線偏轉(zhuǎn)；本系統(tǒng)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角動態(tài)變化，還能夠控制邊條翼上反角的運動參數(shù)。
【專利說明】飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002]傳統(tǒng)的飛機設(shè)計中，邊條翼作為一個固定部件，與飛機相對固定，而在布局選型時，為了確定邊條翼和飛機之間的相對關(guān)系，在風洞試驗?zāi)M中設(shè)計一些固定角片，用于固定和連接邊條翼與飛機模型，這些角片只能實現(xiàn)既有設(shè)計的角度，不能連續(xù)調(diào)整或動態(tài)變化。
[0003]隨著飛機布局技術(shù)的提升，對邊條翼提出了新的使用需求:某些情況下需要邊條翼角度連續(xù)變化，用于實現(xiàn)靜態(tài)控制；某些情況下需要邊條翼動態(tài)改變狀態(tài)，起到舵面作用或主動流動控制作用。因此，傳統(tǒng)的固定角片連接方式已經(jīng)不能滿足這種需求。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]針對以上問題，本發(fā)明公開一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，包括機身機頭組件、飛機模型體軸系縱軸、左電機及編碼器、左電機安裝座、左聯(lián)軸器、左前軸承座、左前軸承、左邊條翼、左邊條翼轉(zhuǎn)軸、左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線、左后軸承、左后軸承座、左主翼、右電機及編碼器、右電機安裝座、右聯(lián)軸器、右前軸承座、右前軸承、右邊條翼、右邊條翼轉(zhuǎn)軸、右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線、右后軸承、右后軸承座、右主翼、計算機、左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器，計算機分別與左電機驅(qū)動器、右電機驅(qū)動器電信號連接，左電機驅(qū)動器與左電機及編碼器電信號連接，右電機驅(qū)動器與右電機及編碼器電信號連接；左主翼、右主翼、左前軸承座、左后軸承座、右前軸承座、右后軸承座固定在機身機頭組件上；左邊條翼與左邊條翼轉(zhuǎn)軸固定，左邊條翼轉(zhuǎn)軸由左前軸承和左后軸承支撐，左前軸承安裝在左前軸承座上，左后軸承安裝在左后軸承座；左電機及編碼器通過螺紋連接安裝在左電機安裝座上，左電機安裝座固定在機身機頭組件上，左電機及編碼器通過左聯(lián)軸器與左邊條翼轉(zhuǎn)軸同軸連接；右邊條翼與右邊條翼轉(zhuǎn)軸固定，右邊條翼轉(zhuǎn)軸由右前軸承和右后軸承支撐，右前軸承安裝在右前軸承座上，右后軸承安裝在右后軸承座上；右電機及編碼器通過螺紋連接安裝在右電機安裝座，右電機安裝座固定在機身機頭組件上，右電機及編碼器通過右聯(lián)軸器與右邊條翼轉(zhuǎn)軸同軸連接；左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線和右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線通過飛機模型體軸系縱軸的縱向?qū)ΨQ面對稱布置，平行于飛機模型體軸系縱軸，或與飛機模型體軸系縱軸共面且關(guān)于飛機模型體軸系縱軸對稱，或與飛機模型體軸系縱軸異面；計算機通過左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器分別向左電機及編碼器和右電機及編碼器發(fā)送控制指令，控制左電機及編碼器和右電機及編碼器實現(xiàn)可控偏轉(zhuǎn)；左邊條翼轉(zhuǎn)軸、左聯(lián)軸器和左電機及編碼器同軸布置，左電機及編碼器通過左聯(lián)軸器同軸驅(qū)動左邊條翼轉(zhuǎn)軸，帶動左邊條翼沿左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)左邊條翼的上反角變化；右邊條翼轉(zhuǎn)軸、右聯(lián)軸器和右電機及編碼器同軸布置，右電機及編碼器通過右聯(lián)軸器同軸驅(qū)動右邊條翼轉(zhuǎn)軸，帶動右邊條翼沿右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)右邊條翼的上反角變化；同時，左電機及編碼器和右電機及編碼器能夠把電機的實時位置反饋給左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器進而反饋給計算機以實現(xiàn)位置反饋、準確確定實時位置。
[0005]本發(fā)明還具有如下技術(shù)特征:
[0006]1、如上所述的一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，其控制及反饋具體實施步驟是:
[0007]第一步，計算機向左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器發(fā)送偏轉(zhuǎn)控制指令和同步/異步控制指令；
[0008]第二步，左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器把指令分別傳送給左電機及編碼器和右電機及編碼器；
[0009]第三步，左電機及編碼器和右電機及編碼器分別驅(qū)動左邊條翼轉(zhuǎn)軸和右邊條翼轉(zhuǎn)軸實現(xiàn)指令性轉(zhuǎn)動，左邊條翼轉(zhuǎn)軸和右邊條翼轉(zhuǎn)軸分別帶動左邊條翼和右邊條翼實現(xiàn)指令性轉(zhuǎn)動；
[0010]第四步，左電機及編碼器和右電機及編碼器將實時位置信息分別反饋給左電機驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器，進而再反饋給計算機，用于反饋控制。
[0011]2、如上所述的左邊條翼和右邊條翼的偏轉(zhuǎn)控制指令有三種方式，分別為階梯式偏轉(zhuǎn)控制指令、勻速運動控制指令和諧波振蕩運動控制指令；其中，階梯式偏轉(zhuǎn)控制指令能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角的階梯式變化，即靜態(tài)調(diào)節(jié)上反角角度；勻速運動控制指令能夠調(diào)節(jié)左邊條翼和右邊條翼勻速運動的角位移和速度；諧波振蕩運動控制指令能夠調(diào)節(jié)左邊條翼和右邊條翼運動的振幅、頻率和初始相位角。
[0012]3、如上所述的左邊條翼和右邊條翼的同步/異步控制指令有五種方式，分別為單獨偏轉(zhuǎn)控制指令、同相位同步偏轉(zhuǎn)控制指令、反相位即180°相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令、任意相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令和異步偏轉(zhuǎn)控制指令；單獨偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼和右邊條翼單獨可控偏轉(zhuǎn)，同相位同步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼和右邊條翼同相位同步可控偏轉(zhuǎn)，反相位即180°相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼和右邊條翼反相位同步可控偏轉(zhuǎn)，任意相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼和右邊條翼任意相位差同步可控偏轉(zhuǎn)，異步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼和右邊條翼異步可控偏轉(zhuǎn)。
[0013]本發(fā)明的有益效果和優(yōu)點:
[0014]本系統(tǒng)實現(xiàn)了邊條翼上反角可控偏轉(zhuǎn)運動，改變了傳統(tǒng)的風洞試驗采用固定角片靜態(tài)調(diào)整邊條翼上反角的方式，既能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角的階梯式變化、用于靜態(tài)試驗，又能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角動態(tài)變化、用于動態(tài)試驗，還能夠控制邊條翼上反角的運動參數(shù)、實現(xiàn)邊條翼空氣動力學(xué)渦系和主翼空氣動力學(xué)渦系的有利干擾，從而實現(xiàn)舵面作用或主動流動控制作用。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0015]圖1邊條翼上反角可控運動飛機風洞試驗?zāi)Ｐ涂傮w結(jié)構(gòu)圖；
[0016]圖2邊條翼上反角可控運動飛機風洞試驗?zāi)Ｐ途植糠糯髨D；
[0017]圖3邊條翼上反角可控運動控制系統(tǒng)示意圖；

【具體實施方式】
[0018]下面根據(jù)附圖舉例進一步說明:
[0019]實施例1
[0020]如圖1所示，一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，包括機身機頭組件1、飛機模型體軸系縱軸2、左電機及編碼器3、左電機安裝座4、左聯(lián)軸器5、左前軸承座6、左前軸承7、左邊條翼8、左邊條翼轉(zhuǎn)軸9、左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線10、左后軸承11、左后軸承座12、左主翼13、右電機及編碼器14、右電機安裝座15、右聯(lián)軸器16、右前軸承座17、右前軸承18、右邊條翼19、右邊條翼轉(zhuǎn)軸20、右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線21、右后軸承22、右后軸承座23、右主翼24、計算機25、左電機驅(qū)動器26和右電機驅(qū)動器27，計算機25分別與左電機驅(qū)動器26和右電機驅(qū)動器27電信號連接，左電機驅(qū)動器26與左電機及編碼器3電信號連接，右電機驅(qū)動器27與右電機及編碼器14電信號連接；左主翼13、右主翼24、左前軸承座
6、左后軸承座12、右前軸承座17、右后軸承座23固定在機身機頭組件I上；左邊條翼8與左邊條翼轉(zhuǎn)軸9固定，左邊條翼轉(zhuǎn)軸9由左前軸承7和左后軸承11支撐，左前軸承7安裝在左前軸承座6上，左后軸承11安裝在左后軸承座12 ;左電機及編碼器3通過螺紋連接安裝在左電機安裝座4上，左電機安裝座4固定在機身機頭組件I上，左電機及編碼器3通過左聯(lián)軸器5與左邊條翼轉(zhuǎn)軸9同軸連接；右邊條翼19與右邊條翼轉(zhuǎn)軸20固定，右邊條翼轉(zhuǎn)軸20由右前軸承18和右后軸承22支撐，右前軸承18安裝在右前軸承座17上，右后軸承22安裝在右后軸承座23上；右電機及編碼器14通過螺紋連接安裝在右電機安裝座15，右電機安裝座15固定在機身機頭組件I上，右電機及編碼器14通過右聯(lián)軸器16與右邊條翼轉(zhuǎn)軸20同軸連接；左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線10和右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線21通過飛機模型體軸系縱軸2的縱向?qū)ΨQ面對稱布置，平行于飛機模型體軸系縱軸2，或與飛機模型體軸系縱軸2共面且關(guān)于飛機模型體軸系縱軸2對稱，或與飛機模型體軸系縱軸2異面；
[0021]計算機25通過左電機驅(qū)動器26和右電機驅(qū)動器27分別向左電機及編碼器3和右電機及編碼器14發(fā)送控制指令，控制左電機及編碼器3和右電機及編碼器14實現(xiàn)可控偏轉(zhuǎn)；左邊條翼轉(zhuǎn)軸9、左聯(lián)軸器5和左電機及編碼器3同軸布置，左電機及編碼器3通過左聯(lián)軸器5同軸驅(qū)動左邊條翼轉(zhuǎn)軸9，帶動左邊條翼8沿左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線10偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)左邊條翼8的上反角變化，偏轉(zhuǎn)角度范圍可調(diào)，且角度可以連續(xù)變化；偏轉(zhuǎn)可以是階梯式的(用于靜態(tài)試驗)，也可以是動態(tài)的；右邊條翼轉(zhuǎn)軸20、右聯(lián)軸器16和右電機及編碼器14同軸布置，右電機及編碼器14通過右聯(lián)軸器16同軸驅(qū)動右邊條翼轉(zhuǎn)軸20，帶動右邊條翼19沿右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線21偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)右邊條翼19的上反角變化，偏轉(zhuǎn)角度范圍可調(diào)，且角度可以連續(xù)變化；偏轉(zhuǎn)可以是階梯式的(用于靜態(tài)試驗)，也可以是動態(tài)的；同時，左電機及編碼器3和右電機及編碼器14能夠把電機的實時位置反饋給左電機控制器和右電機控制器，進而反饋給計算機25以實現(xiàn)位置反饋、準確確定實時位置。
[0022]實施例2
[0023]左邊條翼8和右邊條翼19的偏轉(zhuǎn)控制指令可以是:
[0024](I)階梯式偏轉(zhuǎn)控制指令，能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角的階梯式變化，即靜態(tài)調(diào)節(jié)上反角角度，用于靜態(tài)試驗；其實施方式是直接給定角度變化值，系統(tǒng)按設(shè)定速度運行到指定位置。
[0025](2)勻速運動控制指令，運動的角位移和速度可調(diào)，能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角的勻速變化，既可以用于動態(tài)偏轉(zhuǎn)試驗以測試邊條偏轉(zhuǎn)的動態(tài)效應(yīng)、即動態(tài)調(diào)節(jié)上反角角度，又可以獲得邊條翼空氣動力學(xué)渦系和主翼空氣動力學(xué)渦系的有利干擾、從而實現(xiàn)主動流動控制或相當于舵面作用、改善飛機的空氣動力學(xué)特性；其實施方式是設(shè)定速度、運動方向和角位移，系統(tǒng)按照設(shè)定值實現(xiàn)相應(yīng)運動，到達指定角位移后停止；邊條翼含左邊條翼8和右邊條翼19，主翼含左主翼13和右主翼24。
[0026](3)諧波振蕩運動控制指令，運動的振幅、頻率、初始相位角可調(diào)，用于獲得邊條翼空氣動力學(xué)渦系和主翼空氣動力學(xué)渦系的有利干擾、從而實現(xiàn)主動流動控制或相當于舵面作用、改善飛機的空氣動力學(xué)特性；其實施方式是設(shè)定振幅、頻率、初始相位及運行周期數(shù)，系統(tǒng)按照指定運動規(guī)律運動，在完成指定周期的運動后停止；邊條翼含左邊條翼8和右邊條翼19，主翼含左主翼13和右主翼24。
[0027]實施例3
[0028]左邊條翼8和右邊條翼19的同步/異步控制指令可以是:
[0029]1.左邊條翼8或右邊條翼19單獨偏轉(zhuǎn)控制指令，用于實現(xiàn)左邊條翼8或右邊條翼19單獨可控偏轉(zhuǎn)；其實施方式是直接給左邊條翼8或右邊條翼19發(fā)送指令。
[0030]2.左邊條翼8和右邊條翼19的同相位同步偏轉(zhuǎn)控制指令，用于實現(xiàn)左邊條翼8和右邊條翼19的同相位同步可控偏轉(zhuǎn)；其實施方式是同時給左邊條翼8和右邊條翼19發(fā)送相同的指令。
[0031]3.左邊條翼8和右邊條翼19的反相位即180°相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令，用于實現(xiàn)左邊條翼8和右邊條翼19的反相位同步可控偏轉(zhuǎn)；其實施方式是同時給左邊條翼8和右邊條翼19發(fā)送運動參數(shù)相同、相位差為180°的指令。
[0032]4.左邊條翼8和右邊條翼19的任意相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令，用于實現(xiàn)左邊條翼8和右邊條翼19右邊條翼任意相位差的同步偏轉(zhuǎn)；其實施方式是同時給左邊條翼8和右邊條翼19發(fā)送運動參數(shù)相同、相位差為指定相位差的指令。
[0033]5.左邊條翼8和右邊條翼19右邊條翼的異步控制指令，用于實現(xiàn)左邊條翼8和右邊條翼19的異步可控偏轉(zhuǎn)；其實施方式是同時給左邊條翼8和右邊條翼19發(fā)送各自運動參數(shù)的控制指令。
[0034]實施例4
[0035]如圖3所示，控制及反饋具體實施步驟是:
[0036]第一步，計算機25向左電機驅(qū)動器26和右電機驅(qū)動器27發(fā)送偏轉(zhuǎn)控制指令和同步/異步控制指令；
[0037]第二步，左電機驅(qū)動器26和右電機驅(qū)動器27把指令分別傳送給左電機及編碼器3和右電機及編碼器14 ；
[0038]第三步，左電機及編碼器3和右電機及編碼器14分別驅(qū)動左邊條翼轉(zhuǎn)軸9和右邊條翼轉(zhuǎn)軸20實現(xiàn)指令性轉(zhuǎn)動，左邊條翼轉(zhuǎn)軸9和右邊條翼轉(zhuǎn)軸20分別帶動左邊條翼8和右邊條翼19實現(xiàn)指令性轉(zhuǎn)動；
[0039]第四步，左電機及編碼器3和右電機及編碼器14將實時位置信息分別反饋給左電機驅(qū)動器26和右電機驅(qū)動器27，進而再反饋給計算機25，用于反饋控制。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，包括機身機頭組件(1)、飛機模型體軸系縱軸(2)、左電機及編碼器(3)、左電機安裝座(4)、左聯(lián)軸器(5)、左前軸承座(6)、左前軸承(7)、左邊條翼(8)、左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)、左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線(10)、左后軸承(11)、左后軸承座(12)、左主翼(13)、右電機及編碼器(14)、右電機安裝座(15)、右聯(lián)軸器(16)、右前軸承座(17)、右前軸承(18)、右邊條翼(19)、右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)、右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線(21)、右后軸承(22)、右后軸承座(23)、右主翼(24)、計算機(25)、左電機驅(qū)動器(26)和右電機驅(qū)動器(27)，計算機(25)分別與左電機驅(qū)動器(26)、右電機驅(qū)動器(27)電信號連接，左電機驅(qū)動器(26)與左電機及編碼器(3)電信號連接，右電機驅(qū)動器(27)與右電機及編碼器(14)電信號連接；左主翼(13)和右主翼(24)固定在機身機頭組件(1)上；其特征在于，左前軸承座(6)、左后軸承座(12)、右前軸承座(17)、右后軸承座(23)固定在機身機頭組件(1)上；左邊條翼(8)與左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)固定，左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)由左前軸承(7)和左后軸承(11)支撐，左前軸承(7)安裝在左前軸承座(6)上，左后軸承(11)安裝在左后軸承座(12);左電機及編碼器(3)固定在左電機安裝座⑷上，左電機安裝座⑷固定在機身機頭組件(1)上，左電機及編碼器(3)通過左聯(lián)軸器(5)與左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)同軸連接；右邊條翼(19)與右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)固定，右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)由右前軸承(18)和右后軸承(22)支撐，右前軸承(18)安裝在右前軸承座(17)上，右后軸承(22)安裝在右后軸承座(23)上；右電機及編碼器(14)固定在右電機安裝座(15)，右電機安裝座(15)固定在機身機頭組件(1)上，右電機及編碼器(14)通過右聯(lián)軸器(16)與右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)同軸連接；左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線(10)和右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線(21)通過飛機模型體軸系縱軸(2)的縱向?qū)ΨQ面對稱布置，平行于飛機模型體軸系縱軸(2)，或與飛機模型體軸系縱軸(2)共面且關(guān)于飛機模型體軸系縱軸(2)對稱，或與飛機模型體軸系縱軸(2)異面；計算機(25)通過左電機驅(qū)動器(26)和右電機驅(qū)動器(27)分別向左電機及編碼器(3)和右電機及編碼器(14)發(fā)送控制指令，控制左電機及編碼器(3)和右電機及編碼器(14)實現(xiàn)可控偏轉(zhuǎn)；左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)、左聯(lián)軸器(5)和左電機及編碼器(3)同軸布置，左電機及編碼器(3)通過左聯(lián)軸器(5)同軸驅(qū)動左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)，帶動左邊條翼(8)沿左邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線(10)偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)左邊條翼(8)的上反角變化；右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)、右聯(lián)軸器(16)和右電機及編碼器(14)同軸布置，右電機及編碼器(14)通過右聯(lián)軸器(16)同軸驅(qū)動右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)，帶動右邊條翼(19)沿右邊條翼轉(zhuǎn)軸軸線(21)偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)右邊條翼(19)的上反角變化；同時，左電機及編碼器(3)和右電機及編碼器(14)能夠把電機的實時位置反饋給左電機中驅(qū)動器和右電機驅(qū)動器進而反饋給計算機(25)以實現(xiàn)位置反饋、準確確定實時位置。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，其特征在于，其控制及反饋具體實施步驟是: 第一步，計算機(25)向左電機驅(qū)動器(26)和右電機驅(qū)動器(27)發(fā)送偏轉(zhuǎn)控制指令和同步/異步控制指令； 第二步，左電機驅(qū)動器(26和右電機驅(qū)動器(27)把指令分別傳送給左電機及編碼器(3)和右電機及編碼器(14); 第三步，左電機及編碼器(3)和右電機及編碼器(14)分別驅(qū)動左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)和右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)實現(xiàn)指令性轉(zhuǎn)動，左邊條翼轉(zhuǎn)軸(9)和右邊條翼轉(zhuǎn)軸(20)分別帶動左邊條翼(8)和右邊條翼(19)實現(xiàn)指令性轉(zhuǎn)動； 第四步，左電機及編碼器⑶和右電機及編碼器(14)將實時位置信息分別反饋給左電機驅(qū)動器(26)和右電機驅(qū)動器(27)，進而再反饋給計算機(25)，用于反饋控制。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，其特征在于，左邊條翼(8)和右邊條翼(19)的偏轉(zhuǎn)控制指令有三種方式，分別為階梯式偏轉(zhuǎn)控制指令、勾速運動控制指令和諧波振蕩運動控制指令；其中，階梯式偏轉(zhuǎn)控制指令能夠?qū)崿F(xiàn)邊條翼上反角的階梯式變化，即靜態(tài)調(diào)節(jié)上反角角度；勻速運動控制指令能夠調(diào)節(jié)左邊條翼(8)和右邊條翼(19)勻速運動的角位移和速度；諧波振蕩運動控制指令能夠調(diào)節(jié)左邊條翼(8)和右邊條翼(19)運動的振幅、頻率和初始相位角。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機風洞試驗?zāi)Ｐ瓦厳l翼上反角可控運動系統(tǒng)，其特征在于，左邊條翼(8)和右邊條翼(19)的同步/異步控制指令有五種方式，分別為單獨偏轉(zhuǎn)控制指令、同相位同步偏轉(zhuǎn)控制指令、反相位即180°相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令、任意相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令和異步偏轉(zhuǎn)控制指令；單獨偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼(8)或右邊條翼(19)單獨可控偏轉(zhuǎn)，同相位同步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼(8)和右邊條翼(19)同相位同步可控偏轉(zhuǎn)，反相位即180°相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼(8)和右邊條翼(19)反相位同步可控偏轉(zhuǎn)，任意相位差同步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼(8)和右邊條翼(19)任意相位差同步可控偏轉(zhuǎn)，異步偏轉(zhuǎn)控制指令用于實現(xiàn)左邊條翼(8)和右邊條翼(19)異步可控偏轉(zhuǎn)。
【文檔編號】G01M9/08GK104502056SQ201410736685
【公開日】2015年4月8日 申請日期:2014年11月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月28日
【發(fā)明者】劉國政, 金沙, 于金革, 多勐, 明強, 王銘威 申請人:中國航空工業(yè)空氣動力研究院