專利名稱：一種風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及測量控制技術領域，尤其是一種風洞實驗獲得空降物體空間軌跡的模擬系統(tǒng)。
背景技術：
安全、高效完成多路連續(xù)空降任務是大型運輸機先進性和空降物體的能力的重要標志。連續(xù)多路空降可以縮短時間和距離，減少投放誤差，縮小空降物體的著陸范圍，降低對著陸場的面積要求。在多路連續(xù)空降構型下，飛機多個艙門同時打開，外部氣流和內部串流相互干擾，飛機和空降物體處于非定常流動環(huán)境中，嚴重影響飛行安全。采用飛行實驗解決此問題成本高、危險性大。使用CFD(計算流體力學)技術由于要進行很多假設和邊界條件的限制，可以給出一些指導性的結論，但與真實的飛行狀態(tài)還有較大的差距。而在風洞中進行弱干擾條件下的多路連續(xù)空降實驗，可較為全面模擬實際的復雜流動環(huán)境，真實、 快速、準確獲得運輸機在外部氣流和內部串流相互干擾時空降物體軌跡的各種數(shù)據。為此， 國內外都在積極的進行這方面的研究。例如文獻《Aerodynamic Forces on an Airdrop Platform》禾口《The Motion and Aerodynamics of an Airdrop Platform》在水洞中對空投平臺的氣動力進行了研究分析，但是此平臺不能有效捕捉動態(tài)流體的短暫特性。文獻 《Four-Powers Long Term Technology Projects :"Airflow Influence on Airdrop"and "2nd precision Airdrop Improvements”》在風洞中對典型運輸機進行各種外形的詳細風洞實驗，包括艙門不開啟、后門開啟、側門開啟、各種甲板角度等，并全面進行了流動流場的研究，用PIV(粒子圖像測速儀)、激光片光、多孔探頭測量流場的動態(tài)特性，如機身的上體回掃渦和后門開啟渦，然后與CFD結果進行比較。以上文獻均在風洞及水洞對空降構型及其產生的復雜流場進行實驗研究。綜合國內外公開的研究資料，結合我國目前實際飛行平臺尚未完善、在風洞中還未見到連續(xù)投放的實驗的情況，進行風洞模擬空降的條件更應該接近真實情況。我們知道，在風洞中要真實模擬飛機的空降運動大部分是從不同位置進行的，飛機多個艙門同時打開，外部氣流和內部串流相互干擾，另外在多路連續(xù)空降時和飛機攻角或側滑角較大時，飛機受到的氣動載荷是不穩(wěn)定的，同時飛機、空降物體和牽引傘包處于非定常流動環(huán)境中又增加了不穩(wěn)定。所以根據多路連續(xù)空降軌跡所進行的模擬系統(tǒng)的要求通過以下技術1、獲得空降物體出艙時的姿態(tài)、作用力及運動全過程空間動態(tài)軌跡。2、必須模擬動態(tài)載荷對飛機操控性的影響，確定安全邊界。3、由于運輸機模型內部空間有限，必須滿足多路連續(xù)投放的條件。4、最終達到獲得多個艙門開啟不同組合狀態(tài)對飛機氣動載荷不穩(wěn)定的規(guī)律，提供數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)所需的數(shù)據?，F(xiàn)有技術尚無法獲得多個艙門開啟不同組合狀態(tài)對飛機氣動載荷不穩(wěn)定的規(guī)律和提供數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)的數(shù)據。
發(fā)明內容為了克服現(xiàn)有技術無法獲得多個艙門開啟不同組合狀態(tài)對飛機氣動載荷不穩(wěn)定的規(guī)律和提供數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)的數(shù)據的不足，本發(fā)明提供一種風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡數(shù)據的模擬系統(tǒng)，可以獲得空降物體出艙時的姿態(tài)、作用力及運動全過程空間動態(tài)軌跡并對飛機操控性的影響而確定安全邊界，采用MEMS(微型機電系統(tǒng))技術研制微型尺寸連續(xù)投放機構以滿足多路連續(xù)投放的條件，并得到多個艙門開啟不同組合狀態(tài)對飛機氣動載荷不穩(wěn)定的規(guī)律和提供數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)的數(shù)據，并為優(yōu)化設計提供技術支持。本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是包括風洞、模型支撐系統(tǒng)、運輸機模型、氣動力測量系統(tǒng)、測力天平、工業(yè)控制機、環(huán)境評估系統(tǒng)、特征樣本數(shù)據庫、角度控制系統(tǒng)、兩個同步控制系統(tǒng)、四個投放機構、兩臺具有兩個鏡頭可分別控制的高速攝影機和四個物體模型。運輸機模型通過模型支撐系統(tǒng)安裝在風洞中，測力天平安裝在模型支撐系統(tǒng)和運輸機模型之間，角度控制系統(tǒng)控制模型支撐系統(tǒng)進行角度轉動，進而使運輸機模型改變迎角和側滑角，測力天平的輸出信號通過氣動力測量系統(tǒng)傳輸?shù)焦I(yè)控制機；四個投放機構分別安裝在運輸機模型的左前位置、左后位置、右前位置和右后位置，工業(yè)控制機通過左路同步控制系統(tǒng)控制左前投放機構和左后投放機構同步投放空降物體模型，通過右路同步控制系統(tǒng)控制右前投放機構和右后投放機構同步投放空降物體模型，環(huán)境評估系統(tǒng)連接特征樣本數(shù)據庫導入計算得到的標準參數(shù)與實驗的參數(shù)進行比對，進行驗證，一臺高速攝影機的兩個鏡頭分別放置在運輸機模型的左前端和右前端，另一臺高速攝影機的兩個鏡頭分別放置左后端和右后端，分別拍攝四個空降物體模型的運動。所述的特征樣本數(shù)據庫由EEPR0M(電可擦除只讀存儲器)組成。風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡數(shù)據的模擬系統(tǒng)所面對的是一個多參數(shù)變量，對多參數(shù)變量進行計算后得到標準值并放入EEPROM中，存儲了經計算后風洞用于實驗的標準值，在實驗時需要根據實驗結果與經計算后得到標準值進行比較，每一個參數(shù)對應一個或一組計算參數(shù)和實驗得到的參數(shù)。標準值包括氣動力參數(shù)、模型角度參數(shù)、環(huán)境參數(shù)、連續(xù)投放時間參數(shù)、彈簧參數(shù)、 開閉艙門參數(shù)、空降物體運動軌跡參數(shù)、初始速度參數(shù)、出艙姿態(tài)角度參數(shù)。所述投放機構包括小型步進電機、齒輪、傳輸帶、彈簧、空降物體模型、光電接近開關和測力傳感器。工業(yè)控制機控制小型步進電機轉動，通過齒輪、傳輸帶、彈簧將空降物體模型拋出，光電接近開關記錄空降物體模型拋出時的初始位置，彈簧連接測力傳感器記錄空降物體的出艙力度大小和方向并反饋給工業(yè)控制機，對空降物體模型出艙姿態(tài)角度經計算進行參數(shù)修正，以保證空降物體模型出艙姿態(tài)角度準確。所述環(huán)境評估系統(tǒng)由溫度、濕度、大氣參數(shù)傳感器、來流風速傳感器組成，溫度傳感器、濕度傳感器、大氣參數(shù)傳感器、控制來流風速傳感器分別連接工業(yè)控制機。環(huán)境評估系統(tǒng)是風洞實驗獲得數(shù)據的一個外部重要的環(huán)境參數(shù)，環(huán)境評估系統(tǒng)存儲了溫度、濕度、大氣參數(shù)傳感器、來流風速的經計算得到的標準值，在實驗時，由工業(yè)控制機分別導出標準值實時參與風洞實驗獲得數(shù)據的計算和修正。本發(fā)明的有益效果是提供在風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)，可以真實、快速、準確獲得運輸機在外部氣流和內部串流相互干擾的空降物體空降空間動態(tài)軌跡，研究動態(tài)載荷對飛機操控性的影響，確定安全邊界，為數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)提供關鍵數(shù)據。本模擬系統(tǒng)還可以應用于其它工業(yè)生產、科學研究等領域，其社會效益和經濟效益顯著。

[0009]圖1是本發(fā)明的裝置示意圖；(其中虛線是光路)圖2是特征樣本數(shù)據庫示意圖；圖3投放機構示意圖；圖4環(huán)境評估系統(tǒng)示意圖。
具體實施方式
本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是包括風洞、模型支撐系統(tǒng)、運輸機模型、氣動力測量系統(tǒng)、測力天平、工業(yè)控制機、環(huán)境評估系統(tǒng)、特征樣本數(shù)據庫、角度控制系統(tǒng)、左路同步控制系統(tǒng)、左前投放機構、物體模型1、右前投放機構、物體模型2、(具有兩個鏡頭可分別控制的)高速攝影機、右路同步控制系統(tǒng)、左后投放機構、物體模型3、右后投放機構、物體模型4、后端高速攝影機。模型支撐系統(tǒng)安裝在風洞中，測力天平安裝在支撐系統(tǒng)上，運輸機模型安置在測力天平上，角度控制系統(tǒng)由機械傳動控制模型支撐系統(tǒng)進行角度轉動，進而使運輸機模型改變迎角和側滑角，測力天平的輸出信號連接到氣動力測量系統(tǒng)， 工業(yè)控制機連接環(huán)境評估系統(tǒng)和特征樣本數(shù)據庫導入多參數(shù)變量計算得到的標準值用于風洞實驗，氣動力測量系統(tǒng)用于測量測力天平氣動力的數(shù)值并傳輸?shù)焦I(yè)控制機，工業(yè)控制機控制左路同步控制系統(tǒng)同步進行左前投放機構和左后投放機構空降物體模型的投放工作，工業(yè)控制機控制右路同步控制系統(tǒng)同步進行右前投放機構和右后投放機構空降物體模型的投放工作，環(huán)境評估系統(tǒng)連接特征樣本數(shù)據庫導入計算得到的標準參數(shù)與實驗的參數(shù)進行比對，進行驗證，前端的高速攝影機有兩個鏡頭分別放置左前端和右前端，分別拍攝空降物體模型1和空降物體模型2，后端的高速攝影機有兩個鏡頭分別放置左后端和右后端，分別拍攝空降物體模型3和空降物體模型4。所述的特征樣本數(shù)據庫由EEPR0M(電可擦除只讀存儲器)組成。風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡數(shù)據的模擬系統(tǒng)所面對的是一個多參數(shù)變量，對多參數(shù)變量進行計算后得到標準值并放入EEPROM中，存儲了經計算后風洞用于實驗時的標準值，在實驗時需要根據實驗結果與經計算后得到標準值進行比較，每一個參數(shù)對應一個或一組計算參數(shù)和實驗得到的參數(shù)。標準值包括氣動力參數(shù)、模型角度參數(shù)、環(huán)境參數(shù)、連續(xù)投放時間參數(shù)、彈簧參數(shù)、開閉艙門參數(shù)、空降物體運動軌跡參數(shù)、初始速度參數(shù)、出艙姿態(tài)角度參數(shù)。所述投放機構(左前、右前、左后、右后投放機構)由小型步進電機、齒輪、傳輸帶、 專用彈簧、空降物體模型、光電接近開關、測力傳感器組成。小型步進電機通過齒輪、傳輸帶、專用彈簧連接空降物體模型，空降物體模型通過光路連接光電接近開關，專用彈簧通過測力傳感器連接工業(yè)控制機，光電接近開關通過電路連接工業(yè)控制機。工業(yè)控制機控制小型步進電機轉動，通過齒輪、傳輸帶、專用彈簧將空降物體模型拋出，光電接近開關記錄空降物體模型拋出時的初始位置，測力傳感器記錄空降物體的出艙力度大小和方向并反饋給工業(yè)控制機，同時測力傳感器實際測量專用彈簧力的大小和方向的目的是對空降物體模型出艙姿態(tài)角度經計算進行參數(shù)修正，以保證空降物體模型出艙姿態(tài)角度準確。所述環(huán)境評估系統(tǒng)由溫度、濕度、大氣參數(shù)傳感器、來流風速傳感器組成，溫度傳感器、濕度傳感器、大氣參數(shù)傳感器、控制來流風速傳感器分別連接工業(yè)控制機。環(huán)境評估系統(tǒng)是風洞實驗獲得數(shù)據的一個外部重要的環(huán)境參數(shù)，環(huán)境評估系統(tǒng)存儲了溫度、濕度、大氣參數(shù)傳感器、來流風速的經計算得到的標準值，在實驗時，由工業(yè)控制機分別導出標準值實時參與風洞實驗獲得數(shù)據的計算和修正。
以下結合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明。圖1是一種風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)示意圖，型號是HZH-YSJ 運輸機模型通過名稱是HZH-YZZC翼尖風洞支撐系統(tǒng)安裝在名稱為NF-3的風洞上，型號是HZH-YSJ運輸機模型連接型號是HZH-JD角度系統(tǒng)，角度系統(tǒng)的變化范圍-4° -15°并連續(xù)可調。運輸機模型安置在測力天平上，通過型號是HZH-YSJMX的大型測力天平連接型號是VXI16015S的氣動力測量系統(tǒng)，測力天平采用速度IOOKHz的測量系統(tǒng)，完成測量運輸機模型天平的升力、阻力、側力的輸出及其對應力矩的工程量轉換。工業(yè)控制機采用型號是IPC610分別連接氣動力測量系統(tǒng)、角度控制系統(tǒng)、型號是RSC-406左路同步控制系統(tǒng)、 型號是RSC-406右路同步控制系統(tǒng)、采用型號是HG-100K的后端專業(yè)高速攝影機、型號是 HG-100K的前端專業(yè)高速攝影機、特征樣本數(shù)據庫選用型號是ATMC32的EEPROM的存儲芯片。左路同步控制系統(tǒng)分別連接型號是HZH-TFJG的左前投放機構、HZH-TFJG的左后投放機構。右路同步控制系統(tǒng)分別連接型號是HZH-TFJG的右前投放機構、HZH-TFJG右后投放機構。左前投放機構通過型號是HZH-SB空降物體模型1用光路連接型號是HG-100K的前左端的專業(yè)高速攝影機。右前投放機構通過型號是HZH-SB空降物體模型2用光路連接型號是HG-100K的前右端的專業(yè)高速攝影機。左后投放機構通過型號是HZH-SB空降物體模型3用光路連接型號是HG-100K的后端專業(yè)高速攝影機。右后投放機構通過型號是HZH-SB 空降物體模型4用光路連接后左端專業(yè)高速攝影機。前端的專業(yè)高速攝影機有兩個鏡頭分別放置右前端和左前端，后端的專業(yè)高速攝影機有兩個鏡頭分別放置右后端和左后端。4個鏡頭對投放物軌跡進行高速攝影，高速攝影得到的4路空降物體模型運動軌跡輸入到工業(yè)控制機。圖2選用型號是ATMC32的EEPROM的存儲芯片。存儲芯片存儲經計算后得到標準值分為若干個參數(shù)存儲在存儲區(qū)中有氣動力參數(shù)、模型角度參數(shù)、環(huán)境參數(shù)、連續(xù)投放時間參數(shù)、彈簧參數(shù)、開閉艙門參數(shù)、空降物體運動軌跡參數(shù)、初始速度參數(shù)、出艙姿態(tài)角度參數(shù)并分別連接工業(yè)控制機。圖3是投放機構示意圖，所述投放機構由型號是HZH-BJDJ的小型步進電機通過型號是HZH-CL的齒輪、型號是HZH-CSD的傳輸帶、型號是42KB-T2LPSR-A2的光電接近開關、 型號是HZH-ZYTH的專用彈簧、型號是HZH-SB的空降物體模型連接型號是42KB-T2LPSR-A2 光電接近開關。專用彈簧通過型號是L0101的測力傳感器連接工業(yè)控制機。工業(yè)控制機控制小型步進電機轉動，通過齒輪、傳輸帶、專用彈簧將空降物體模型拋出，光電接近開關記錄空降物體模型拋出時的初始位置，測力傳感器記錄空降物體的出艙力度大小和方向并反饋給工業(yè)控制機，同時測力傳感器實際測量專用彈簧力的大小和方向的目的是對空降物體模型出艙姿態(tài)角度經計算進行參數(shù)修正，以保證空降物體模型出艙姿態(tài)角度準確。傳輸帶輸送投放物連續(xù)每次不少于3個，投放間隔時間1-20秒可調。在地面完成對所加工專用彈簧，通過不同的壓縮彈簧長度和使用測力傳感器來測量投放機構對空降物體模型出艙速度和出艙姿態(tài)接近計算最佳值。為了保證投放位置的精度控制采用接近式開關，并采用兩級檢測以保證投放空降物體模型的姿態(tài)。圖4是環(huán)境評估系統(tǒng)示意圖，其中溫度傳感器型號是PT100、濕度傳感器型號是 HMW61Y、大氣參數(shù)傳感器型號是RPT410、控制來流風速傳感器型號是ΡΡΤ0001DWW5VA-B分別連接工業(yè)控制機。環(huán)境評估系統(tǒng)是風洞實驗獲得數(shù)據的一個外部重要的環(huán)境參數(shù)，環(huán)境評估系統(tǒng)存儲了溫度、濕度、大氣參數(shù)傳感器、來流風速的經計算得到的標準值，在實驗時， 由工業(yè)控制機分別導出標準值實時參與風洞實驗獲得數(shù)據的計算和修正。本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有以下顯著的優(yōu)勢1)在風洞中模擬真實復雜構型和非定常流動條件，獲得多路連續(xù)空降空降物體和飛機運動相互空間動態(tài)軌跡和處理技術。2)在運輸機模型有效空間內，提供MEMS技術研制微型連續(xù)投放機構，以滿足多路連續(xù)投放的條件。3)根據動態(tài)軌跡為數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)提供關鍵技術數(shù)據，改進計算方法，進一步明確其邊界條件，準確確定安全邊界。4)測量投放機構對空降物體模型出艙速度、出艙姿態(tài)的準確測量和控制技術，為數(shù)值仿真提供關鍵實驗數(shù)據。一種風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡數(shù)據的模擬系統(tǒng)的工作順序。1、安裝和準備在NF-3風洞中將加工好的空心模型用翼尖支撐機構跨風洞壁安裝在風洞實驗段上。將整個模型和機構安裝在大型測力天平上，將連續(xù)投放機構按實驗要求安裝于模型內部，測力天平采用動態(tài)頻率響應大于IOOHz的大型測力天平。采用VXI數(shù)據測量系統(tǒng)測量升力、 阻力、側力以及對應的三個力矩。采用穩(wěn)風速控制系統(tǒng)控制風洞的來流速度。由模型姿態(tài)角控制系統(tǒng)改變模型攻角和側滑角。采用投放控制系統(tǒng)控制空降物體或投放物的出艙速度、出艙姿態(tài)和投放次數(shù)。前端的專業(yè)高速攝影機有兩個鏡頭分別放置右前端和左前端，后端的專業(yè)高速攝影機有兩個鏡頭分別放置右后端和左后端分別對準空降物體模型。由工業(yè)控制機同步控制4個鏡頭對投放物軌跡進行高速攝影，高速攝影得到的4路空降物體模型運動軌跡得到的圖形信號輸入到工業(yè)控制機。2、工作過程從EEPRM0M存儲器導入多參數(shù)變量計算得到的標準值并根據實驗大綱步驟要求和需要初始選擇設置多變量參數(shù)并固定； 其中有，運輸機模型角度參數(shù)、彈簧參數(shù)、開閉艙門參數(shù)、初始速度參數(shù)、空降物體模型出艙姿態(tài)角度參數(shù)。改變環(huán)境參數(shù)(來流風速)。工業(yè)控制機經計算按一定速度和姿態(tài)將空降物體模型推出運輸機，同時測量氣動力參數(shù)、模型角度參數(shù)、環(huán)境參數(shù)、連續(xù)投放時間參數(shù)、 彈簧參數(shù)、開閉艙門參數(shù)的實際值和用專業(yè)高速攝影機動態(tài)記錄空降物體模型初始速度參數(shù)、出艙姿態(tài)角度參數(shù)、空降物體運動軌跡參數(shù)。可以獲得的出艙空降物體的高速軌跡、運輸機模型來流速度、姿態(tài)角度、控制機構的數(shù)據。初步用分析軟件擬合其空間軌跡；對軌跡和測力試驗數(shù)據進行分析后的標準參數(shù)。建立風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡數(shù)據的模擬后的數(shù)學模型，為數(shù)值仿真和精確空降提高數(shù)據。根據實驗大綱步驟要求和需要改變多變量參數(shù)進行下一步風洞實驗。最后達到獲得空降物體出艙時的姿態(tài)、作用力及運動全過程空間動態(tài)軌跡并對飛機操控性的影響確定安全邊界，得到多個艙門開啟不同狀態(tài)對飛機氣動載荷不穩(wěn)定的影響規(guī)律，達到提供數(shù)值仿真和控制系統(tǒng)數(shù)據的目的。
權利要求1.一種風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)，包括風洞、模型支撐系統(tǒng)、運輸機模型、氣動力測量系統(tǒng)、測力天平、工業(yè)控制機、環(huán)境評估系統(tǒng)、特征樣本數(shù)據庫、角度控制系統(tǒng)、兩個同步控制系統(tǒng)、四個投放機構、兩臺具有兩個鏡頭可分別控制的高速攝影機和四個物體模型，其特征在于運輸機模型通過模型支撐系統(tǒng)安裝在風洞中，測力天平安裝在模型支撐系統(tǒng)和運輸機模型之間，角度控制系統(tǒng)控制模型支撐系統(tǒng)進行角度轉動，進而使運輸機模型改變迎角和側滑角，測力天平的輸出信號通過氣動力測量系統(tǒng)傳輸?shù)焦I(yè)控制機；四個投放機構分別安裝在運輸機模型的左前位置、左后位置、右前位置和右后位置，工業(yè)控制機通過左路同步控制系統(tǒng)控制左前投放機構和左后投放機構同步投放空降物體模型，通過右路同步控制系統(tǒng)控制右前投放機構和右后投放機構同步投放空降物體模型，環(huán)境評估系統(tǒng)連接特征樣本數(shù)據庫導入計算得到的標準參數(shù)與實驗的參數(shù)進行比對，進行驗證，一臺高速攝影機的兩個鏡頭分別放置在運輸機模型的左前端和右前端，另一臺高速攝影機的兩個鏡頭分別放置左后端和右后端，分別拍攝四個空降物體模型的運動。
2.根據權利要求1所述的風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)，其特征在于 所述的特征樣本數(shù)據庫由EEPROM組成。
3.根據權利要求1所述的風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)，其特征在于 所述的投放機構包括小型步進電機、齒輪、傳輸帶、彈簧、空降物體模型、光電接近開關和測力傳感器，工業(yè)控制機控制小型步進電機轉動，通過齒輪、傳輸帶、彈簧將空降物體模型拋出，光電接近開關記錄空降物體模型拋出時的初始位置，彈簧連接測力傳感器記錄空降物體的出艙力度大小和方向并反饋給工業(yè)控制機，對空降物體模型出艙姿態(tài)角度經計算進行參數(shù)修正。
4.根據權利要求1所述的風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)，其特征在于 所述的環(huán)境評估系統(tǒng)由溫度、濕度、大氣參數(shù)傳感器、來流風速傳感器組成，溫度傳感器、濕度傳感器、大氣參數(shù)傳感器、來流風速傳感器分別連接工業(yè)控制機。
專利摘要本實用新型公開了一種風洞實驗獲得多路連續(xù)空降軌跡的模擬系統(tǒng)，運輸機模型通過測力天平和模型支撐系統(tǒng)安裝在風洞中，角度控制系統(tǒng)控制運輸機模型改變迎角和側滑角，測力天平的輸出信號通過氣動力測量系統(tǒng)傳輸?shù)焦I(yè)控制機；工業(yè)控制機通過同步控制系統(tǒng)控制投放機構同步投放空降物體模型，高速攝影機分別拍攝四個空降物體模型的運動，環(huán)境評估系統(tǒng)連接特征樣本數(shù)據庫導入計算得到的標準參數(shù)與實驗的參數(shù)進行比對驗證。本實用新型可以真實、快速、準確獲得運輸機在外部氣流和內部串流相互干擾的空降物體空降空間動態(tài)軌跡。
文檔編號G01M9/00GK202075114SQ20112011075
公開日2011年12月14日 申請日期2011年4月14日 優(yōu)先權日2011年4月14日
發(fā)明者張彬乾, 惠增宏, 焦予秦, 金承信 申請人:西北工業(yè)大學