大載荷高精準度氣動力測量裝置及測量方法
【專利摘要】大載荷高精準度氣動力測量裝置及測量方法。現有技術中采用內式天平尾部支撐的飛行器模型氣動力試驗，由于飛行器的升力垂直作用在懸臂式尾支桿上，導致試驗時的模型抖動嚴重。本發明包括天平、支桿，天平采用內式天平，天平連接天平套筒，支桿連接迎角滑軌機構、與迎角滑軌機構連接的側滑角機構、機構控制和數據采集裝置，采用支桿連接天平并支撐模型；采用內式天平測量飛行器模型的氣動力，在天平外連接套筒結構，天平連接數據采集系統，數據采集系統獲得模型所受的氣動力，數據采集系統連接自動化控制設備，獲得模型所受的氣動力。用于增壓高密度低速風洞中測量。
【專利說明】大載荷高精準度氣動力測量裝置及測量方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種大載荷高精準度氣動力測量裝置，特別是一種大尺寸飛行器全機縮比模型試驗領域，在增壓高密度低速風洞中，實現飛行器全模型的大載荷、高雷諾數風洞試驗條件下的，具有很高試驗數據精準度的腹撐風洞試驗裝置，這種裝置能夠在低速增壓大載荷試驗條件下，進行飛行器全機縮比模型的氣動力測量試驗。
【背景技術】
[0002]在大尺寸飛行器全機縮比模型試驗領域，通常采用外式天平+支桿的腹部支撐或是內式天平+支桿的尾部支撐進行氣動力測量試驗。其中外式天平腹部支撐的飛行器模型氣動力試驗，由于暴露在氣流中的支桿自身氣動力被天平測得，導致其支架干擾量大，影響測量結果的準度；同時由于模型力矩參考中心與天平中心的距離較大，影響試驗結果精度。采用內式天平尾部支撐的飛行器模型氣動力試驗，由于飛行器的升力垂直作用在懸臂式尾支桿上，導致試驗時的模型抖動嚴重，同樣影響試驗結果的精準度。
【發明內容】
[0003]本發明提出了 一種采用內式天平腹部支撐的風洞試驗裝置。
[0004]本發明的技術方案是這樣實現的:
大載荷高精準度氣動力測量裝置，包括天平、支桿，所述的天平采用內式天平，所述的天平連接天平套筒，所述的支桿連接迎角滑軌機構、與所述的迎角滑軌機構連接的側滑角機構、機構控制和數據采集裝置，采用支桿連接天平并支撐模型；采用內式天平測量飛行器模型的氣動力，在所述的天平外連接套筒結構，所述的天平連接數據采集系統，所述的數據采集系統獲得模型所受的氣動力，所述的數據采集系統連接自動化控制設備，獲得模型所受的氣動力。
[0005]所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的內式天平安裝在飛行器模型的機身內部，其測量端與模型連接，固定端與所述的天平套筒連接。
[0006]所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的支桿下端安裝在所述的迎角機構上，上端與天平套筒連接，連接處采用直口定位，螺釘拉緊連接，用于支撐模型；所述的支桿靠近模型處的截面形狀為24棱，且頂端為等直段，24棱截面為固定轉捩措施，使支桿表面及尾流更穩定，利于支架干擾的測量與扣除，等直段設計減小支桿對模型升力的干擾，同時帶動模型實現飛行器飛行姿態角模擬。
[0007]所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的迎角機構連接所述的支桿的安裝座，包括弧形齒圈與滑軌，驅動電機、減速器，通過控制驅動電機帶動所述的支桿的安裝座，在弧形齒圈及滑軌上做圓周運動，帶動所述的支桿繞弧形齒圈的圓心做擺動運動，實現模型迎角的控制與變化。
[0008]所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的側滑角機構包括大直徑回轉軸承、大直徑齒輪盤、驅動電機、減速器，通過電機驅動小齒輪，帶動所述的側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動通過控制驅動電機，帶動整個套支撐機構繞所述的大直徑齒輪盤的圓心做旋轉運動，實現模型的側滑角的控制與變化；
所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的機構控制和數據采集裝置，包括工控機、數據采集板卡、電機驅動器、控制和采集程序，按給定的指令，有程序自動控制，實現迎角和側滑角機構的控制，以及天平電壓信號的采集功能。
[0009]所述的大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的天平外連接套筒結構，能實現模型正裝和反裝狀態有/無假支桿的飛行器模型氣動力試驗，滿足支架干擾測量試驗和氣流偏角測量試驗的要求。
[0010]一種大載荷高精準度氣動力測量方法，干擾預處理，氣動力試驗過程中，由控制系統和數據采集系統，按指令，控制迎角機構和側滑角機構的驅動電機，對于迎角機構，是使支桿底座在弧形齒圈和滑軌上運動，帶動支桿和模型，繞迎角機構的旋轉中心轉動；對側滑角機構，是通過電機驅動小齒輪，帶動側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動，從而帶動側滑角機構上安裝的迎角機構、支桿和模型，實現模型的側滑角控制；所述的預處理包括進行天平的電壓值、腹撐支桿的支架干擾的預處理；在風洞風速和角度為指令給定值的情況下，由數據采集系統采集天平的電壓信號，回饋到數據處理系統，最終得到飛行器模型的氣動力。
[0011]所述的大載荷高精準度氣動力測量方法，所述的進行天平的電壓值的預處理，是在進行氣動力測量試驗前，由于模型的重力及其隨角度的變化，也會產生天平的電壓值輸出，因此需在氣動力測量結果中予以扣除，在風洞中沒有氣流流動時，按有氣流流動時的氣動力測量方法，測量模型重力所產生的天平電壓信號值，并在最終的氣動力測量結果中予以扣除。
[0012]所述的大載荷高精準度氣動力測量方法，所述的腹撐支桿的支架干擾預處理:在獲得飛行器模型純凈的氣動時，還需扣除腹撐支桿的支架干擾，采用兩步法測量正式試驗腹撐支桿的支架干擾量，即，將模型、天平等反裝到支桿上，先進行模型和支桿安裝狀態的氣動力測量試驗，然后進行氣動力測量試驗，用第一次的試驗數據結果減去第二次試驗結果，即獲得的正式試驗時的支架干擾量。針對不同的模型構型狀態，重復以上兩步試驗，即獲得了不同模型狀態下的全部腹撐支桿的支架干擾量；
還需要知道風洞中模型區的平均氣流偏角，分別進行側滑角0°時的變迎角試驗和迎角0°的變側滑角試驗，獲得氣流偏角后，在數據處理時進行修正處理，以獲得純凈的模型氣流軸系氣動力和體軸系氣動力。
[0013]有益效果:
(I)本發明采用內式天平測量飛行器模型的氣動力，支桿本身的氣動力不會被天平測得，從而大大降低了支架干擾量。
[0014](2)本發明改變了基于內式天平+尾支桿的飛行器全模型試驗的支撐方式，將位于機身尾部的支桿挪到了機身腹部；使支桿的受力狀態更合理。
[0015](3)本發明為實現支架干擾測量試驗，采用了一天平套筒結構，作為支桿與天平間的過渡連接結構，可實現模型正裝和反裝時的有無假支桿的安裝，不需要研制專用的支撐機構，即可實現風洞試驗中的支架干擾測量試驗要求。
[0016](4 )本發明采用了具有較長等直段的24棱截面支桿，實現了支桿表面氣流的固定轉捩，使其繞流和尾流更穩定，便于支架干擾的準確測量與修正，其等直段設計，則可大大降低支桿對飛行器模型升力的支架干擾。
[0017](5)本發明解決了尾撐試驗的模型抖動問題，同時也解決了傳統腹撐的支架干擾和兩心距過大的問題；解決外式天平+支桿的腹撐全模試驗支架干擾和兩心距過大的問題，以及內式天平+尾撐支桿的模型抖動問題等對飛行器全模縮比模型試驗數據精準度的影響，可大幅提高飛行器全機縮比模型風洞試驗結果的精準度。
[0018](6)本發明能夠測量飛行器全機縮比模型所受的氣動力，能夠承受較大的載荷，支桿的支撐位置合理，支桿表面流動更穩定，支架干擾小且易于準確測量與扣除。通過一跟支柱支撐天平和模型，并保持和帶動飛行器模型姿態角度變化；在風洞風速和雷諾數一定的條件下，通過測控系統控制支撐機構實現飛行模型相對氣流的姿態角度模擬，同時通過數據采集系統采集飛行器全機縮比模型所受的空氣動力。能夠有效的降低支撐機構對試驗測量結果的影響。系統結構簡潔，使用方便，試驗結果的精準度高，同時也可作為飛行器模型其它風洞試驗技術和試驗系統的基礎技術平臺，其應用前景十分廣闊。
[0019](7)本發明是一種在增壓高密度低速風洞中，實現飛行器全模型的大載荷、高雷諾數風洞試驗條件下的，具有很高試驗數據精準度的腹撐風洞試驗裝置。解決傳統腹撐試驗的支架干擾和尾撐試驗的模型抖動等問題給試驗數據精準度帶來的影響，用于在接近真實飛行條件下，測量飛行器全機縮比模型的六分量氣動力(力矩)，提高風洞試驗相似參數的模擬水平，獲得的試驗數據更接近飛行器的空中飛行數據。在飛行器全機縮比模擬內部，安裝大載荷、高精準度六分量桿式應變天平。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0020]圖1為一種大載荷高精準度氣動力測量裝置的部件組成示意圖。
[0021]圖2-圖5為模型及假支桿四種安裝方式示意圖。
[0022]圖2是模型正裝帶假支桿狀態。
[0023]圖3為模型反裝帶假支桿狀態。
[0024]圖4為模型正裝不帶假支桿狀態，也是正式試驗的模型和設備的安裝狀態。
[0025]圖5為模型反裝不帶假支桿狀態。
[0026]圖6為內式天平結構示意圖。
[0027]圖7為圖6的俯視圖。
[0028]圖8為圖6的左視圖。
[0029]圖9為天平套筒結構示意圖。
[0030]圖10為圖9的俯視圖。
[0031]圖11為圖9的左視圖。
[0032]圖12為圖9的右視圖。
[0033]圖13為單支桿結構示意圖。
[0034]圖14為圖13的左視圖。
[0035]圖15為圖14的A-A的視圖。
[0036]圖16為圖14的B-B剖面圖。
[0037]圖17為圖14的b向視圖。[0038]圖18為圖14的a向視圖。
[0039]圖19為迎角機構示意圖。
[0040]圖20為圖19順時針旋轉90度是的左視圖。
[0041]圖21為側滑角機構示意圖。
[0042]圖22為圖21的俯視圖。
[0043]圖23為控制和數據采集系統組成示意圖。
[0044]圖24為控制和數據采集系統原理框圖。
【具體實施方式】
[0045]實施例1:
大載荷高精準度氣動力測量裝置，包括天平、支桿，所述的天平采用內式天平，所述的天平連接天平套筒，所述的支桿連接迎角滑軌機構、與所述的迎角滑軌機構連接的側滑角機構、機構控制和數據采集裝置，采用支桿連接天平并支撐模型；采用內式天平測量飛行器模型的氣動力，在所述的天平外連接套筒結構，所述的天平連接數據采集系統，所述的數據采集系統獲得模型所受的氣動力，所述的數據采集系統連接自動化控制設備，獲得模型所受的氣動力。
[0046]實施例2:
實施例1所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的內式天平安裝在飛行器模型的機身內部，其測量端與模型連接，固定端與所述的天平套筒連接。先將內式天平通過后錐安裝在天平套筒內，調正后，通過天平前錐整體連接到飛行器模型上，并進行調正。然后將支桿安裝在已連接在一起的迎角機構和側滑角機構，最后將模型+天平+天平套，整體吊裝安裝在支桿上端，通過支桿與天平套的直口定位，螺釘拉緊連接，完成試驗裝置的安裝。
[0047]實施例3
實施例1或2所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的支桿下端安裝在所述的迎角機構上，所述的支桿上端與天平套筒連接，連接處采用直口定位，螺釘拉緊連接，用于支撐模型；所述的支桿靠近模型處的截面形狀為24棱，且頂端為等直段，24棱截面為固定轉捩措施，使支桿表面及尾流更穩定，利于支架干擾的測量與扣除，等直段設計減小支桿對模型升力的干擾，同時帶動模型實現飛行器飛行姿態角模擬。
[0048]實施例4:
實施例1或2或3所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的迎角機構連接所述的支桿的安裝座，包括弧形齒圈與滑軌，驅動電機、減速器，通過控制驅動電機帶動所述的支桿的安裝座，在弧形齒圈及滑軌上做圓周運動，帶動所述的支桿繞弧形齒圈的圓心做擺動運動，實現模型迎角的控制與變化。
[0049]氣動力試驗過程中，由控制系統和數據采集系統，按指令，控制迎角機構和側滑角機構的驅動電機，對于迎角機構，是使支桿底座在弧形齒圈和滑軌上運動，帶動支桿和模型，繞迎角機構的旋轉中心轉動，實現迎角模擬。
[0050]實施例5:
實施例1或2或3或4 一種大載荷高精準度氣動力測量系統，所述的側滑角機構包括大直徑回轉軸承、大直徑齒輪盤、驅動電機、減速器，通過電機驅動小齒輪，帶動所述的側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動通過控制驅動電機，帶動整個套支撐機構繞所述的大直徑齒輪盤的圓心做旋轉運動，實現模型的側滑角的控制與變化。對側滑角機構，這是通過電機驅動小齒輪，帶動側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動，從而帶動側滑角機構上安裝的迎角機構、支桿和模型，實現模型的側滑角控制。因為迎角機構的旋轉中心正好在側滑角機構的大直徑齒輪面的圓心上，所以，模型的迎角和側滑角變化，都是繞著這一點運動的。見圖1。
[0051]實施例6:
實施例1或2或3或4或5所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統,所述的機構控制和數據采集裝置，包括工控機、數據采集板卡、電機驅動器、控制和采集程序，按給定的指令，有程序自動控制，實現迎角和側滑角機構的控制，以及天平電壓信號的采集功能。
[0052]實施例7:
實施例1或2或3或4或5或6所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統,所述的天平外連接套筒結構，能實現模型正裝和反裝狀態有/無假支桿的飛行器模型氣動力試驗，滿足支架干擾測量試驗和氣流偏角測量試驗的要求。
[0053]在風洞風速和角度為指令給定值的情況下，由數據采集系統采集天平的電壓信號，并存儲成文件。將此文件傳輸到專用的數據處理計算機中，通過數據處理程序對天平電壓信號進行數據處理與修正，最終得到飛行器模型的氣動力，即完成了氣動力的測量試驗。
[0054]實施例8:
一種大載荷高精準度氣動力測量方法，在測量過程中，應當對于干擾信號進行預處理，氣動力試驗過程中，由控制系統和數據采集系統，按指令，控制迎角機構和側滑角機構的驅動電機，對于迎角機構，是使支桿底座在弧形齒圈和滑軌上運動，帶動支桿和模型，繞迎角機構的旋轉中心轉動；對側滑角機構，是通過電機驅動小齒輪，帶動側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動，從而帶動側滑角機構上安裝的迎角機構、支桿和模型，實現模型的側滑角控制；所述的預處理包括進行天平的電壓值、腹撐支桿的支架干擾的預處理；在風洞風速和角度為指令給定值的情況下，由數據采集系統采集天平的電壓信號，回饋到數據處理系統，最終得到飛行器模型的氣動力。
[0055]實施例9:
根據實施例:8所述的大載荷高精準度氣動力測量方法，所述的進行天平的電壓值的預處理，是在進行氣動力測量試驗前，由于模型的重力及其隨角度的變化，也會產生天平的電壓值輸出，這不是模型在氣動流中所受的氣動力，因此需在氣動力測量結果中予以扣除。方法是，在風洞中沒有氣流流動時，按有氣流流動時的氣動力測量方法，測量模型重力所產生的天平電壓信號值，并在最終的氣動力測量結果中予以扣除。
[0056]實施例10:
根據實施例8或9所述的大載荷高精準度氣動力測量方法，在獲得飛行器模型純凈的氣動時，還需扣除腹撐支桿的支架干擾。采用兩步法測量正式試驗腹撐支桿的支架干擾量，即，將模型、天平等反裝到支桿上，先進行圖3中圖所示模型和支桿安裝狀態的氣動力測量試驗，然后進行圖5中所示的氣動力測量試驗，用第一次的試驗數據結果減去第二次試驗結果，即獲得的正式試驗時的支架干擾量。針對不同的模型構型狀態，重復以上兩步試驗，即獲得了不同模型狀態下的全部腹撐支桿的支架干擾量。圖3中的狀態的位于模型腹部的支桿，實際上模擬了正式試驗時(見圖4)腹部支桿相對于模型的位置和狀態。
[0057] 實施例11:
根據實施例8或9或10所述的大載荷高精準度氣動力測量方法,還需要知道風洞中模型區的平均氣流偏角，分別進行圖2中和圖3中狀態的側滑角0°時的變迎角試驗和迎角0°的變側滑角試驗。用圖3狀態時升力為零的迎角值減去圖2狀態時升力為零時的迎角值，其差值的一半即為模型區的縱向平均氣流偏角。用圖3狀態時側力為零的側滑角值減去圖2中狀態時側力為零時的側滑角值，其差值的一半即為模型區的橫向平均氣流偏角。獲得以上氣流偏角后，在數據處理時進行修正處理，以獲得純凈的模型氣流軸系氣動力和體軸系氣動力。
[0057]實施例12:
一種大載荷高精準度氣動力測量裝置，是由內式天平及其套筒結構，24棱單支桿，迎角滑軌機構、側滑角機構、機構控制和數據采集裝置等組成。他們的功能和作用如下:
(O內式天平，與天平套筒一起安裝在飛行器模型的機身內部，其測量端與模型連接，固定端與天平套筒連接。用于測量飛行器模型在不同迎角和側滑角下的氣動力和力矩；
(2)天平套筒，是實現天平與支桿及其假支桿的過渡連接結構，通過一定的直口定位，螺釘鎖緊，可同時或單獨安裝用于支撐模型的支桿及其假支桿；
(3)24棱單支桿，其下端安裝在迎角機構上，上端與天平套筒連接，連接處采用直口定位，螺釘拉緊連接。用于支撐模型。支桿靠近模型處的截面形狀為24棱，且為等直段。24棱截面為固定轉捩措施，使支桿表面及尾流更穩定，利于支架干擾的測量與扣除，較長的等直段設計可減小支桿對模型升力的干擾；
(4)迎角機構，由弧形齒圈與滑軌，驅動電機、減速器，支桿安裝座等部件組成。通過控制驅動電機帶動支桿安裝座在弧形齒圈及滑軌上做圓周運動，帶動支桿繞弧形齒圈的圓心做擺動運動，實現模型迎角的控制與變化；
(5)側滑角機構，由大直徑回轉軸承、大直徑齒輪盤、驅動電機、減速器等部件組成。其上安裝迎角機構；通過控制驅動電機，可帶動整個套支撐機構繞齒輪盤的圓心做旋轉運動，實現模型的側滑角的控制與變化；
(6)機構控制和數據采集裝置，由工控機、數據采集板卡、電機驅動器、控制和采集程序等部分組成。可按給定的指令，有程序自動控制，實現迎角和側滑角機構的控制，以及天平電壓信號的采集等功能。
【權利要求】
1.一種大載荷高精準度氣動力測量裝置，包括天平、支桿，其特征是:所述的天平采用內式天平，所述的天平連接天平套筒，所述的支桿連接迎角滑軌機構、與所述的迎角滑軌機構連接的側滑角機構、機構控制和數據采集裝置，采用支桿連接天平并支撐模型；采用內式天平測量飛行器模型的氣動力，在所述的天平外連接套筒結構，所述的天平連接數據采集系統，所述的數據采集系統獲得模型所受的氣動力，所述的數據采集系統連接自動化控制設備，獲得模型所受的氣動力。
2.根據權利要求1所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，其特征是:所述的內式天平安裝在飛行器模型的機身內部，其測量端與模型連接，固定端與所述的天平套筒連接。
3.根據權利要求1或2所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，其特征是:所述的支桿下端安裝在所述的迎角機構上，上端與天平套筒連接，連接處采用直口定位，螺釘拉緊連接，用于支撐模型；所述的支桿靠近模型處的截面形狀為24棱，且頂端為等直段，24棱截面為固定轉捩措施，使支桿表面及尾流更穩定，利于支架干擾的測量與扣除，等直段設計減小支桿對模型升力的干擾，同時帶動模型實現飛行器飛行姿態角模擬。
4.根據權利要求1或2或3所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，其特征是:所述的迎角機構連接所述的支桿的安裝座，包括弧形齒圈與滑軌，驅動電機、減速器，通過控制驅動電機帶動所述的支桿的安裝座，在弧形齒圈及滑軌上做圓周運動，帶動所述的支桿繞弧形齒圈的圓心做擺動運動，實現模型迎角的控制與變化。
5.根據權利要求1或2或3或4所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，其特征是:所述的側滑角機構包括大直徑回轉軸承、大直徑齒輪盤、驅動電機、減速器，通過電機驅動小齒輪，帶動所述的側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動通過控制驅動電機，帶動整個套支撐機構繞所述的大直徑齒輪盤的圓心做旋轉運動，實現模型的側滑角的控制與變化。
6.根據權利要求1或`2或3或4或5所述的一種大載荷高精準度氣動力測量系統，其特征是:所述的機構控制和數據采集裝置，包括工控機、數據采集板卡、電機驅動器、控制和采集程序，按給定的指令，有程序自動控制，實現迎角和側滑角機構的控制，以及天平電壓信號的采集功能。
7.根據權利要求1或2或3或4或5或6所述的大載荷高精準度氣動力測量系統，其特征是:所述的天平外連接套筒結構，能實現模型正裝和反裝狀態有/無假支桿的飛行器模型氣動力試驗，滿足支架干擾測量試驗和氣流偏角測量試驗的要求。
8.一種大載荷高精準度氣動力測量方法，干擾預處理，其特征是:氣動力試驗過程中，由控制系統和數據采集系統，按指令，控制迎角機構和側滑角機構的驅動電機，對于迎角機構，是使支桿底座在弧形齒圈和滑軌上運動，帶動支桿和模型，繞迎角機構的旋轉中心轉動；對側滑角機構，是通過電機驅動小齒輪，帶動側滑角機構的大直徑齒輪，繞其齒圈的中心轉動，從而帶動側滑角機構上安裝的迎角機構、支桿和模型，實現模型的側滑角控制；所述的預處理包括進行天平的電壓值、腹撐支桿的支架干擾的預處理；在風洞風速和角度為指令給定值的情況下，由數據采集系統采集天平的電壓信號，回饋到數據處理系統，最終得到飛行器模型的氣動力。
9.根據權利要求8所述的大載荷高精準度氣動力測量方法，其特征是:所述的進行天平的電壓值的預處理，是在進行氣動力測量試驗前，由于模型的重力及其隨角度的變化，也會產生天平的電壓值輸出，因此需在氣動力測量結果中予以扣除，在風洞中沒有氣流流動時，按有氣流流動時的氣動力測量方法，測量模型重力所產生的天平電壓信號值，并在最終的氣動力測量結果中予以扣除。
10.根據權利要求8或9所述的大載荷高精準度氣動力測量方法，其特征是:所述的腹撐支桿的支架干擾預處理:在獲得飛行器模型純凈的氣動時，還需扣除腹撐支桿的支架干擾，采用兩步法測量正式試驗腹撐支桿的支架干擾量，即，將模型、天平等反裝到支桿上，先進行模型和支桿安裝狀態的氣動力測量試驗，然后進行氣動力測量試驗，用第一次的試驗數據結果減去第二次試驗結果，即獲得的正式試驗時的支架干擾量；針對不同的模型構型狀態，重復以上兩步試驗，即獲得了不同模型狀態下的全部腹撐支桿的支架干擾量； 還需要知道風洞中模型區的平均氣流偏角，分別進行側滑角0°時的變迎角試驗和迎角0°的變側滑角試驗，獲得氣流偏角后，在數據處理時進行修正處理，以獲得純凈的模型氣流軸系氣動力和體軸 系氣動力。
【文檔編號】G01M9/06GK103698101SQ201310679708
【公開日】2014年4月2日 申請日期:2013年12月15日 優先權日:2013年12月15日
【發明者】焦仁山, 張連河, 李強, 鄭新軍, 陶愛華, 胡秋琦 申請人:中國航空工業集團公司哈爾濱空氣動力研究所