摘要：本发明涉及一种基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台。在设计新一代战斗机时，均要求提供飞机在大迎角与大滚转角状态下的非定常空气动力特性，以便进行飞行特性分析研究。本发明包括：一种基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台，其组成包括：支撑系统（26）、俯仰振荡系统（23）、滚转振荡系统（25），支撑系统安装在风洞上下转盘（24）之间，支撑系统与俯仰振荡系统连接，俯仰振荡系统与滚转振荡系统连接，俯仰振荡系统与滚转振荡系统运动轴线始终相交于实验模型的参考中心处。本发明用于基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验。

摘要：本发明涉及一种自补偿式自由沉浮俯仰耦合机构，用于进行飞行模拟试验，包括自由沉浮俯仰机构与强迫沉浮机构。本发明的机构，大幅延伸了纵向线位移的运动范围，可在水平风洞中实现飞机模型自由沉浮和俯仰耦合的纵向短周期运动，满足纵向气动/运动耦合特性和飞行品质研究的需求。相比飞行模拟器和试飞手段，具有重复性高、周期短、风险低等特点，弥补了现有风洞试验手段的不足。

摘要：本发明公开一种风洞开口试验段旋转系统用主轴驱动机构，包括支撑轴套、旋转主轴、电机、电机安装座、联轴器、减速器，电机输出轴依次通过联轴器、减速器与旋转主轴同轴连接，并且还包括电磁制动器、滑环和绝缘套筒，旋转主轴的后端套有电磁制动器，滑环的内圈与旋转主轴的后端外壁固定连接，滑环的外圈与固定在电机安装座固定连接，旋转主轴内部同轴固定有绝缘套筒，绝缘套筒内装有强电线缆与弱电线缆。本发明能够减小传递环节中的功率损耗，提高启动时间，实现模型自动固定在任意角度位置，同时，减小设备自身对试验模型的气动干扰影响，并且可将强电与弱电信号传输到系统前端，大幅提高模型自动化程度与试验效率。

摘要：本发明公开一种基于水平开口风洞的飞行器起降模拟试验装置，包括驱动单元、变角机构、底座、侧装地板、应变天平和飞行器模型，底座置于开口风洞的地面上，侧装地板位于底座对面相对放置，驱动单元安装在底座上，驱动单元的动作机构能够沿平移方向按给定设置运动，变角机构与驱动单元的动作机构连接，变角机构能够沿开口风洞的来流方向改变俯仰角，飞行器模型通过应变天平与变角机构连接；飞行器模型随着变角机构动作实现迎角变化、同时随着驱动单元的动作机构运动，模拟起降过程中速度阶跃式变化，本发明可以模拟动态地面效应对飞行器起降过程中的气动特性影响，为飞行器安全飞行提供必要的技术保障，提高了气动试验的真实性。

摘要：本发明公开一种飞行器横向往复运动试验模拟装置，属于飞行器风洞试验领域。包括飞行器模型、测力天平、俯仰角度调节单元、上支杆、下支杆、横向运动单元和转盘底座，横向运动单元能够沿水平方向运动，所述的上支杆的上端安装有俯仰角度调节单元，飞行器模型通过测力天平与俯仰角度调节单元连接，俯仰角度调节单元能够沿Y方向调节角度，实现飞行器模型俯仰角的变化，上支杆的下端与下支杆的上端啮合并能够沿Z方向调节角度，实现飞行器侧滑角的变化，下支杆的下端与横向驱动运动单元固定连接，实现飞行器模型沿水平方向的往复振荡运动。该装置具有简洁、对称、刚强度高的优点，可实现较大尺寸范围内模型的横航向洗流时差动导数的测量试验。

摘要：本发明一种大尺寸飞行器升沉振荡试验模拟机构，属于飞行器试验领域，包括转盘底座、大尺寸飞行器、支撑单元、运动单元和固定单元，所述的大尺寸飞行器安装在支撑单元上，支撑单元能够对大尺寸飞行器的攻角的进行角度变化调整，所述的转盘底座中间开有孔，所述的运动单元的上端穿过所述的孔与支撑单元固定连接，所述的固定单元位于转盘底座的下面并与转盘底座下平面固定连接，所述的运动单元与固定单元连接并能够沿竖直方向运动，带动大尺寸飞行器沿垂直于风洞来流方向进行升沉运动，本机构可以将低速动导数升沉振荡试验模型尺寸增大到3～4m量级，实现试验雷诺数模拟能力的跨越式提升，为大型飞机研制过程中提供更为真实、稳定的数据。

摘要：本发明一种开口大迎角试验系统支架干扰柔性测量装置，属于飞行器试验领域。包括天平、主支撑单元、镜像支撑单元和柔性调节单元，天平位于与飞行器模型内部，通过天平套筒与飞行器模型固定连接，所述的主支撑单元的中心通过背撑支杆与天平套筒连接，主支撑单元的两侧分别与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件连接，镜像支撑单元的中间通过镜像支杆及其两端的径向减震/限位结构与天平套筒连接，镜像支撑单元的两侧分别通过角度调节座与驱动连接件连接，柔性调节单元分别与镜像支杆和镜像支撑单元连接。本发明可准确扣除开口大迎角试验系统的支架部分对飞行器模型的气动干扰量，获得精确的气动力载荷，为飞行器模型风洞试验提供必要的技术支持。

摘要：一种可变截面的单支杆主动防窜气机构及防窜气方法，属于风洞试验设备技术领域。本发明为了解决风洞试验过程单杆支撑试验过程，因防窜气结构刚性不足，容易引起风洞内流场不稳定，导致风洞试验数据不准确的问题。本发明包括主盖板，主盖板上加工有安装槽，安装槽内安装有防窜气装置，防窜气装置采用左右对称的布置方式布置在闭口风洞单支杆的两侧。本发明能够有效防止单支杆在迎角变化过程中由于水平投影面积不断变化而出现的窜气问题。

摘要：本发明公开了一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。本发明通过强迫运动的方式，使试验模型按照预定的起降历程进行运动，将真机的起降历程分成若干微元，保证试验模型与真机几何外形相似，由于风速固定不变，每个微元时间段内的斯特劳哈尔数相等，即每个微元时间段内的无量纲时间常数相等，通过微分计算获得起降历程模拟过程中最大俯仰角速度和最大升沉速度等极限指标，将以上极限指标与试验系统指标进行对比，从而直接获取真机起降过程中受非定常地面效应影响的气动力系数，解决了传统地面效应风洞试验无法有效获取真机起降历程中非定常气动力系数的问题；具有可追溯性强、普适性高的优点。

摘要：本发明涉及一种引导性磁悬浮飞行风洞验证装置，属于风洞试验设备。包括飞轮、牵引绳锁紧座、主轴支座、主基座、牵引绳、飞行器模型、支杆、磁浮平台、制动绳、制动换向轮、制动换向轮支座、制动换向支架、制动动滑轮组、制动配重、主轴、两根平行的磁悬浮轨道、马达基座、马达安装座、液压马达和角接触球轴承。液压马达驱动飞轮旋转，通过牵引绳带动安装在磁浮平台上的飞行器模型高速运行，从而将旋转运动转换为直线运动。制动绳一端与磁浮平台连接，另一端通过制动动滑轮组与制动配重连接，可实现短距离恒定载荷输出，成功实现飞行器模型短距离匀减速运动。本发明具有占用面积小，结构紧凑，成本低的优点。