CN1022778C - 风洞侧滑角直接实时测量方法及其系统 - Google Patents

Abstract

风洞侧滑角直接实时测量方法及其系统，属于模型空间姿态角测量技术领域。本发明提出一种新的测量侧滑角的方法，其特点是用物理平面-激光扇面代替模型纵轴几何对称面；用测量近似侧滑角θ值替代实际侧滑角β值；用振中等采数方式控制信号接收装置检测激光交线的位置变化；用双通道差分方式消除平移影响，用测量Δβ+δβ值与光电码盘测量βo值相结合的方法，直接、实时地得到精确的β值。本发明测量范围是-45°≤β≤+45°，在大攻角、强振条件下，测量的不确定度小于2′。

Description

本发明属于模型空间姿态角测量技术领域。

对飞行器姿态的精确测量，是准确采集空气动力学有关数据的重要前提。侧滑角β是表征飞行姿态的一个主要物理参数，侧滑角的定义是：飞行器速度矢量

与飞行器对称平面之间的夹角称为侧滑角β。在风洞试验中，飞行器模型不动，空气以一定的速度相对飞行器模型流动，风速 _F的方向与飞行器模型相对运动方向相反，并与洞体X轴反向、平行，所以在风洞中侧滑角的定义为：洞体X轴与飞行器对称面之间的夹角称为侧滑角。由此定义可知，侧滑角β是直线和平面的三维空间角。根据推导，在洞体直角坐标中，侧滑角可用如下公式表示：

β＝arc    Sin（Cosr·Sinψ+Sinr·Sinα·Cosψ）    （1）

式中：α为攻角，即为飞行器速度矢量

在飞行器对称面上的投影与飞行器机身纵轴线的夹角。

r为滚动角，即飞行器对称面与经过机身轴线的铅垂面之间的夹角。

ψ为偏航角，即飞行器机身轴线在水平面上的投影与洞体X轴之间的夹角。

目前采用尾撑装置支撑模型是风洞实验的先进手段之一。机械尾撑装置的结构如图1所示，其装置由上转盘（1）、下转盘（2）、弧形轨道（3）、拖箱（4）、拖箱电机（5）、支杆（6）、内应变天平（7）等部件组成。弧形轨道和上下转盘刚性联接，飞行器模型（8）嵌套在内应变天平上。在下转盘的下方有一机械天平床身（8），床身固定在机械天平的转动机械（10）上。床身和转动机构在机械天平电动机（11）的拖动下与上下转盘绕中心轴（12）同步旋转，改变侧滑角β，形成机械转动分量β_o。在风洞试验过程中，风力既会使尾撑装置弹性变形，也会使尾撑间隙位移，引起振动，产生β角的机械变形分量（包括弹性变形和间隙位移）△β和振动分量δβ，因此侧滑角β是机械转动分量β_o、机械变形分量△β和振动分量δβ的总和，即β＝β_o+△β+δβ。

已有技术测量β角的方法分为两类，第一类方法是将角度传感器安装在以洞体Y轴为转轴的飞行器模型支架上，测出其转角，换算出侧滑角机械转动分量β_o，再用经验公式人为修正，以补偿变形分量△β对β角的贡献，求出β角。该种方法的不足之处在于不能直接实时测量实际的β角值，由于修正值所固有的原理性误差，使修正值和实际值之间相差较远。第二类方法是利用测量装置先分别测出攻角α，偏航角ψ，滚动角r，再用β＝f（α，ψ，r）的关系公式算出β角。例如，将加速计与陀螺安装在飞行器模型中，实时测量出α、ψ、r的瞬时值，按统计平均的方法分别求出α、ψ、r，再按β＝f（α，ψ，r）的公式求出β，以近似代替振动中心位置的β角。这种方法的不足之处在于，既不能直接测出β角;也不能直接测出振中位置的ψ角，从而影响测量的实时性和准确度，而这些正是现代风洞测试技术急需解决的问题。

本发明的目的在于提出一种新的风洞试验中测量侧滑角的方法，可以直接、实时地对β角进行精确的测量。同时，根据本发明提出的测量方法，设计出在风洞实验中对侧滑角进行直接实时测量的系统，在大攻角，强烈随机振动的恶劣条件下，能高精度大范围地测出侧滑角β的实际值。

根据上述侧滑角定义，目前用工程的方法直接按空间角度的物理形式检测侧滑角β是很困难的。由公式（1）可知，β角是由攻角α、偏航角ψ、滚动角γ所决定的三维空间角向量β（α，ψ，γ），通过分别测量α、ψ、γ角，再按它们之间的几何关系式，可计算出β角。但是，这种间接的测量方法会引入各种测量误差和计算误差，使该系统的测量难以满足更高的试验要求。另外在吹风试验中，风流在飞行器外表面形成的湍流，对飞行器模型的强迫振动使支撑飞行器模型的尾撑机构和内应变天平的机械特性即弹性变形和尾撑机构结合部的间隙位移造成飞行器模型的随机振动，湍流的迫振频率和机械系统固有频率的接近与重合又会造成强烈的振动。飞行器模型的振动即是线振动与角振动的复合，又是六个自由度同时复合振动的叠加。该种振动的幅值和频率的变化是随机的;幅值最大可达15g，最小可降至0.01g以下，即出现暂时准静止状态;频率最高可达400HZ，最小可至0HZ。因此，该种变频变幅的随机振动的动态范围 是很大的，而使测量与信号处理变得十分困难。

本发明人经过分析，提出在风洞实验中通过实际测量近似侧滑角θ，以θ值表示β角的测量理论。近似侧滑角θ的定义是飞行器模型纵轴对称面和水平面的交线与X轴之间的夹角。根据推导，可得到：

θ=arc·Sin[ $\frac{1}{\sqrt{{\mathrm{1-Cos}}^2{\mathrm{\alpha Sin}}^{2}r}}\mathrm{(Cosr·Sin\psi +Sin\alpha ·Sinr·Cos\psi )］}$ （2）

令δ_o为θ角与β角的误差，δ_o＝θ-β

则δ_o＝1/2（r²tgθCos²α） （3）

若θ的测量范围为-45°≤θ≤+45°，当r角很小时，δ_o值很小。γ很小的条件在风洞实验中的尾撑装置结构上已经得到保证。通常只产生微小的弹性变形，例如r≤15′，将此值代入式（3）中可得到δ_omax＜2″。因此，在要求β角的精度和准度（即不确定度）小于2′，测量范围-45°≤β≤+45°的条件下β角的值可以直接用θ角的值代替。

在吹风试验中，飞行器模型始终进行着动态变化范围很大的随机振动，测量飞行器模型振动中一定姿态（即位置）的角度值是用户的基本要求。取一段时间内振动的瞬态角度值的平均数，其目的也是为了近似地取得振动平衡姿态（即振中位置）的β角度值。因此，采用对振动中一定姿态（即一定空间位置）采数的方法具有测量的直接性，而免除了由于数据处理所带来的原理性随机误差。

根据理论计算，由于弹性变形和间隙位移所引起的变形分量的最大值△βmax＜1.8°，振动分量的最大值δβmax≥7.1°;为此本发明提出选取振动平衡位置，即振中采数的方法，可减小接收器的接收信号的角度范围，达到在对振动不进行全视场扫描的情况下，实现强振条件下对一定位置的β角度的精确测量之目的，以此提高该系统的性能价格比。综上所述，本发明提出一种直接实时 测量侧滑角β的实际方法，包括：

（1）将能产生一物理平面的目标发生器置于被测模型体内，调整所说的物理平面与该模型几何对称面重合，使之代表模型对称面的方法;

（2）将信号接收装置放置于所说的物理平面与水平面的交线处，自动跟踪和检测出所说的交线的空间性位置变化的方法;

（3）对所说的信号进行数据采集（简称采数）和信号处理，得到侧滑角△β+δβ分量值的方法;

（4）采用角度传感器测量侧滑角的机械转动分量β_o，再按β＝β_o+△β+δβ的关系求出β角的组合测量方法。

本发明的一种实施上述方法的最佳方案是：

所说的目标发生器采用能产生一激光扇面的激光目标发生器，激光扇面与水平面的交线称为激光交线。所说的信号接收装置为激光信号接收装置。

所说的激光信号接收装置采用双通道差分式线阵列光电检测器，二个检测器以一定间距平行地安装在既可随模型同步绕轴转动又可同时沿转动切向平移的复合机械装置上，自动跟踪飞行器模型的运动;双通道线阵列光电检测器同时检测激光交线的位移，通过差分计算消除平动位移，得到转动位移之差，求得β角实时变形分量和振动分量△β+δβ。

所说的对激光信号进行采数和信号处理的方法包括两个部分：1.是采数即对激光交线进行曝光;2.是信号处理即将光信号转换为电信号，再经二值化整形，变为数字量，将所说的两路检测数据相减，消除平动位移量，得到转动位移之差值△Z再转化成侧滑角的变形分量和振动分量即△β+δβ的方法，即根据双通道光电检测器的间距L算出θ角。

θ＝arctg[△z/L]，该θ角值即为△β+δβ值。

所说的采数包括三种方式，即振中采数、随机采数和连续采数。这三种方式根据不同的测量要求事先设定，并能够根据振动状态产生的控制信号自动切换。例如连续采数和振中采数的切换，或连续采数和随机采数的切换。

所说的振中采数方法是利用在激光扇面法线方向测出的检振信号和信号处 理电路，使所说的信号接收装置只接收模型在振动中处于振中位置时的激光信号，以此求出△β角的方法。

所说的随机采数方式是指调整电路常数，控制线阵列光电检测器的曝光时刻，使所说的信号接收装置只接收模型在振动中某一空间位置的激光信号，以此求出△β+δβ的方法。

所说的连续采数方式是提高所说接收装置的采数频率，使其符合采样定理，控制所说的信号接收装置进行全视场扫描即定时接收模型在振动中处于各点位置的激光信号，以此离散的测得振动中△β+δβ的连续变化的方法。

所说的激光信号处理方法还包括通过数字滤波、排序、数据筛选等技术，精确地求出△β+δβ角连续变化的平均值的方法。

本发明所述的方法的主要特点是，其一，用物理平面-激光扇面代替模型纵轴几何对称面，其二，用测量近似侧滑角θ的值替代实际上的侧滑角β的值，其三，能直接、实时、精确得到β值。其四，可自行消除尾撑系统弹性变形和间隙位移所引起的平移分量，只测出β角方向的偏转量。其五，在大攻角强烈随机振动的条件下能以三种数据采集方式（包括振中，随机和连续）测得β的瞬时值。其六是能在大角度范围内精确实测β角，其范围是在-10°≤α≤+100°的条件下，-45°≤β≤+45°;其不确定度小于2′。

本发明提出一种实现上述方法的风洞侧滑角直接、实时测量系统。由△β角测量系统和β_o测角装置所组成，所说的△β角测量系统由安装在模型体内可发生激光扇面的激光目标发生器;安装在所说的复合机械装置上可自动跟踪飞行器模型运动的信号接收装置;随动跟踪激光交线的伺服装置，以及信号采集和数据处理装置等组成;所说的β_o测量装置由位于模型尾撑装置下，并随模型同步旋转的△β角测量系统转动托架;固定在该机械结构上的伺服电机即转动托架电机;安装在该转动装置上的角度传感器及其数据处理装置所组成。

本发明所述的系统可在风洞试验中对侧滑角进行直接、实时测量，在大攻角范围-10°≤α≤+100°的条件下，可在-45°≤β≤+45°变化范围内进行精确测量。测量的不确定度≤2′，满足了风洞试验对侧滑角的测量要求。

附图简要说明：

图1    风洞试验尾撑装置结构示意图

图2    β角直接实时测量系统实施例总体安装示意图

图3    半导体激光目标发生器结构示意图

图4    信号采集处理子系统示意框图

图5    CCD信号与数据处理电路示意框图

图6    CCD采数方式的控制及转换电路示意框图

图7    CCD随动平台闭环控制示意框图

图8    光电码盘测角与△β+δβ测量的组合处理示意框图

本发明所述方法用于风洞试验尾撑结构的实现装置的一种最佳实施例如图2～6所示，下面结合附图对其结构及工作原理分别进行详细描述。

图2为本实施例的总体安装示意图。

该系统由△β角测量系统和β_o测量装置构成。△β角测量系统主要由半导体激光目标发生器（100）检振加速度计（207）、组合体（208）、CCD随动平台（201）、CCD摄像头（202）、CCD控制器（203）、主机箱（204）、半导体激光电源（106）等组成;β_o测量装置主要由△β角测量系统转动托架（9）（现由机械天平床身代替）、转动托架电机（现由机械天平电机（11）代替）、光电码盘（301）、译码计数器（302）、主计算机（400）等组成。其中二个CCD摄像头（202）及其各自的CCD控制器（203）构成双通道差分式CCD摄像机;检振加速度计（207）、CCD控制器（203）、主机箱（204）中的各种电路，光电码盘（301）、译码计数器（302）、主计算机（400）等构成信号采集处理子系统。

半导体激光目标发生器（100）安装在被测模型（8）体内，经组合体（208）与模型刚性联接，并使其产生的激光扇面（101）与经模型纵轴线的对称面重合。所说的半导体激光目标发生器的结构如图3所示。由半导体激光电源（106）、半导体激光器（105）、准直透镜组（104）、圆柱镜（103）、凹柱镜（102）等部件所组成，各部件依次共轴安装固定成一整体。并安装在飞行器模型内的组合体中，以保证激光扇面与飞行器模型对称面重合，其工作过程如下：半导体激光器 （105）由半导体激光电源（106）供电产生一束激光，该激光束通过设置在激光器前的一组准直透镜（104）后变成一束很细的平行光，再经过圆柱镜（103）将该激光沿圆柱镜的径向扩散成圆心角约为30°的激光扇面，再经凹柱面镜（102）后，将该激光扇面的圆心角扩大4倍，形成圆心角约为120°的激光扇面（101）。由于激光束通过柱面镜时，沿柱面镜母线方向不扩散，因此激光扇面的厚度仍与平行光束的光斑直径（约为1～2mm）相同。该激光扇面与洞体水平面相交形成的激光交线（107）作为测量基准线。

双通道差分式CCD摄像机的两个摄像头相距一定间隔，平行安装在CCD随动平台（201）上。该随动平台安装在与飞行器模型同步绕轴转动的机械天平床身（9）上，使CCD摄像头准确跟踪模型的机械转动（同步误差小于3′）。所说的CCD随动平台装有由驱动电源（206）带动的步进马达（205），通过闭环控制系统，使之带动CCD摄像头沿所说的机械转动的切线方向平移，自动跟踪激光交线超出CCD象敏区界限的移动;而从上述的两个方面保证CCD像头在测量范围内（-10°≤α≤100°，-45°≤β≤45°）均能接收到激光交线处的光信号。在两个摄像头上方的下转盘（2）上开有两个激光透射窗口（14），使激光通过，被摄像头接收。其工作原理如下：激光扇面经过飞行器模型激光透射窗孔（13）和下转盘上的激光透射窗口入射到双CCD摄像头上，与光敏阵列相交形成激光交点，交点的光强经过CCD像敏元件转换成与光强有线性关系的电量，该电量经驱动脉冲顺序移出，从而将光的空间分布转换为电的时序分布。由于激光扇面是随被测模型的空间位置的改变而产生位移变化，因而激光扇面与水平面交线在θ角方向上的偏转状态即表示了侧滑角的空间变化状态;由于双CCD摄像头与模型在侧滑角方向上的机械转动保持同步，因此CCD摄像头中象敏区间上的激光交点的位置变化只反映出模型因弹性变形和间隙位移以及振动变化所引起的侧滑角的改变。由于模型的弹性间隙变形及振动变化不但引起β角度的转动位移量，而且还会引起平动位移量，在实际试验中，平动位移量比角度位移量还要大很多，为能精确测得β角度的转动位移量，本实施例采用双CCD摄像头同时检测激光交线的位移，将所检测的象素地址相减，即双通道差分方式，消除平动位移，得到转动位移 之差，以此求得△β+δβ。CCD控制器根据信号采集处理子系统给出的曝光脉冲的不同输入方式，直接控制CCD摄像头对激光信号的曝光时间，决定CCD摄像机的采数工作方式。例如，测量模型振动平衡（振中）位置的△β时，只需在模型位于振动平衡位置时发出CCD曝光脉冲，使CCD抓拍此时激光交点的位移量;若测量振动任意瞬时位置的△β+δβ，只需按一定间隔定时发出曝光脉冲，使CCD分时抓拍不同振动位置处的激光交点的位移量;缩小曝光脉冲的定时间隔，则可得到一组密集的离散的振动瞬态位置的激光交点的位移量，从而测出模型振动中△β值的连续变化。

所说的光电码盘安装在与床身刚性联接并与上下转盘同步旋转的机械天平转动机械（10）的电机（11）轴上。随着机械天平转动装置的转动而发出的编码和计数脉冲由与光电码盘相联的译码计数器进行译码和计数，再送入信号采集处理子系统中的主计算机进行计算处理。

所说的信号采集处理子系统由CCD信号与数据处理单元、CCD采数方式的控制及转换单元、CCD随动平台闭环控制单元和光电码盘测角与△β+δβ角测量的组合处理单元所组成，如图4所示。

1.CCD信号与数据处理单元，如图5所示。

本单元由CCD控制器、CCD数据接口（先进先出存储器）、及装在主机箱中的数据缓冲器、8085单板机和主计算机等构成。其工作过程如下：

CCD摄像头将光信号变为电信号，经CCD控制器中视频处理部分将光的空间分布变为电的时序波形，再二值化整形将视频信号变为TTL电平的矩形波。该信号经数字处理部分给出前后沿相应的象素地址，存入先进先出存储器，并向8085单板机发出数据准备好（即DR）信号，8085CPU接到DR信号之后，将两个CCD前后沿象素地址分别写入数据缓冲区，经过计算，求出前后象素地址的平均值 n。8085 CPU将两个CCD同时检测的象素地址的平均值 n₁和 n₂相减，削除平动位移，求得转动位移之差即△z＝（n₁-n₂）×0.013μm;再根据两个CCD的间隔距离L，按θ＝arctg[△z/L]算出θ角。

2.CCD采数方式的控制及转换单元，如图6所示。

本单元由检振传感器和信号处理电路所组成，所说的检振传感器可采用检振加速度计，该检振加速度计安装在组合体内，以保证加速度计的敏感轴与激光扇面正交。所说的信号处理电路包括，加速度信号前置放大器、主机箱中的滤波、AGC、移相、积分、检零、相位补偿、采数方式自动切换电路及自检脉冲发生器等。其工作过程如下：

本系统所用CCD采数分为三种方式，即振中、随机和连续采集。这三种采数方式可以根据振动状态产生的控制信号自动切换。其中，振中和随机采数用检振信号控制。

由检振加速度计检测出沿激光扇面法线方向的加速度信号。该信号经阻抗变换、幅值放大电路将弱信号变为强信号，远距离传输给主机箱中的滤波电路和AGC、移相电路，将频带较宽幅值变化范围很大的加速度信号变为频带较窄幅值变化范围较小的加速度信号，该信号经二重积分电路转换成位移信号，并经检零电路给出零点脉冲，用作CCD振中采数的原始信号。

由于检测电路的相频特性和AGC电路的相幅特性的畸变，需对零点脉冲进行相位补偿。将零点脉冲经过幅值移相补偿和频率移相补偿电路校正，给出相对实际振动信号相差很小的曝光脉冲即振中曝光脉冲，使CCD抓拍激光交线位于振中位置处的偏转状态，从而测出△β角达到振中采数的目的;对于零点脉冲如果改变移相常数，则可测出振动任意位置处的△β+δβ角，达到振动中空间位置选择测量即随机采数的目的。

连续采集由自检脉冲发生器定时给出采数曝光脉冲，测出振动过程中瞬态位置的△β+δβ角。提高采数频率，使其符合采样定理，则可离散的测得振动中△β+δβ角的连续变化，达到连续采数的目的。

由于在吹风试验中飞行器模型的运动是随机变化的，有时是强振，有时是弱振，有时出现准静止状态（振幅小于0.01g），为此系统设有采数方式自动切换电路，使CCD在飞行器模型处于振动状态时，按振中（或随机）方式采集数据;处于准静止状态时，按连续方式采集数据。

3.CCD随动平台闭环控制单元，如图7所示。

本单元主要包括8085    CPU、D/A转换器、运算放大器、压控振荡器、步进马达及其驱动电源等组成的伺服装置及随动平台构成。其工作过程如下：

由于尾撑系统的各种变形所造成的飞行器模型沿Z轴方向的平动和β角方向的转动，会使激光交线超出CCD视场范围。将两个CCD架设在随动平台上，当CCD检测出激光交点已超出人为确定的上下限时，8085    CPU则根据CCD输出的数据判断超出，并自动发出运行命令和速度数据，该数据经D/A转换成模拟量，经运算放大器放大，并使压控振荡器按精确的线性关系发出频率一定的方波，控制马达电源驱动步进马达按一定速度带动随动平台运行，使CCD自行跟踪激光交线。以保证CCD象敏区不脱离激光交线。

4.光电码盘测角与△β+δβ测量的组合处理单元，如图8所示。

本单元主要由机械天平电动机（11）轴上的光电码盘，译码计数器和主计算机等组成。其工作过程如下：

将△β角测量系统安装在机械天平床身（目前是以机械天平床身代替△β角测量系统转动托架）上，在机械天平转动装置和上下转盘同步旋转的条件下，测出模型相对机械天平的变化量即△β或△β+δβ，并由8085单板机送至主计算机;

与此同时，根据安装在机械天平电机轴上的光电码盘随着机械天平转动装置的转动而发出的编码和计数脉冲，由译码计数器译码、计数，该数据经过数据缓冲区送入主计算机按减速比等当量算出β角的机械转动量β_o;

在上述基础上，主计算机按β＝β_o+△β+δβ的计算公式算出β角，从而实现β角的大角度β_o和小角度△β+δβ直接实时测量的有机组合，使之在大角度范围内可以精确测量β角。

本实施例β角直接实时测量系统安装位置说明：

半导体激光目标发生器（100）：安装在组合体内，刚性联接，其激光扇面须与通过组合体纵轴线的对称面重合。

半导体激光电源（106）：可安装在△β角测量系统转动托架上或地面其他的支撑体上。

飞行器模型激光透射窗孔（13）：在安装半导体激光目标发生器的模型外表面处开设，使激光扇面经该孔透射而无阻挡。

激光扇面（101）：激光扇面必须于飞行器模型对称面重合。

下转盘激光透射窗口（14）：该孔开设在CCD摄像头上方的下转盘上，具体定位尺寸和形状大小由激光入射至CCD摄像头的光路走向决定。

激光交线：激光交线的宽度应小于2mm，长度由α角的变化范围而定，以保证在α角的变化范围内该交线始终覆盖于CCD视场范围内。

CCD随动平台（201）：安装在△β角测量系统转动托架上（现由机械天平床身代替）。该平台的纵向轴线应于托架的转动切线平行。

CCD摄像头（202）：安装在CCD随动平台上，安装夹角由激光入射角决定以保证取得最大光电信号输出。两个线阵CCD平行、对齐放置，并与随动平台纵轴线平行。

CCD控制器（203）：安装于转动托架上，其与CCD摄像头的距离由视频信号传输特性决定。

主机箱（204）：可安装于转动托架上，也可安装在地面的支架上。

检振加速度计及前置放大器：刚性联接安装在组合体内。加速度计的敏感轴应与组合体的纵轴对称面垂直。

组合体（208）：安装在飞行器模型的前部，刚性联接，组合体自身的对称面须与模型对称面重合。

△β角测量系统转动托架（9）（现由机械天平床身代替）：安装在下转盘下方即风洞以外，并能与模型和上下转盘同步旋转。

光电码盘（301）：安装在转动托架电动机（现由机械天平电动机代替）的转动轴上。

译码计数器（302）：安装在同步控制机柜内。

主计算机（400）：安装在控制室内。

Claims (15)

1、一种直接实时测量侧滑角β的方法，包括：

(1)将能产生一物理平面的目标发生器置于被测模型体内，调整所说的物理平面与该模型几何对称面重合，使之代表模型对称面的方法；

(2)将信号接收装置放置于所说物理平面与水平面的交线处，自动跟踪和检测出所说的交线的空间性位置变化的方法；

(3)对所说的信号进行数据采集(简称采数)和信号处理，得到侧滑角△β+δβ分量值的方法；

(4)采用角度传感器测量侧滑角的机械转动分量β₀，再按β=β₀+△β+δβ的关系求出β角的组合测量方法。

2、如权利要求1所述的测量侧滑角β的方法，其特征在于所说的目标发生器采用能产生一激光扇面的激光目标发生器，激光扇面与水平面的交线称为激光交线，所说的信号接收装置为激光信号接收装置。

3、如权利要求2所说的测量侧滑角β的方法，其特征在于所说的激光信号接收装置是采用双通道差分式线阵列光电检测器，二个检测器以一定间距平行地安装在既可随模型同步绕轴转动又可同时沿转动切向平移的复合机械装置上，自动跟踪飞行器模型的运动;双通道线阵列光电检测器同时检测激光交线的位移，通过差分计算消除平动位移，得到转动位移之差，求得β角实时变形分量和振动分量△β+δβ。

4、如权利要求2所说的测量测滑角β的方法，其特征在于所说的对激光信号进行采数和信号处理的方法包括两个部分：其一是采数即对激光交线进行曝光，其二是信号处理即将光信号转换为电信号，再经二值化整形，变为数字量，将所说的两路检测数据相减，消除平动位移量，得到转动位移之差△z，再转化成侧滑角的变形分量和振动分量即△β+δβ的方法。

5、如权利要求4所说的测量侧滑角β的方法，其特征在于所说的采数包括三种方式，即振中采数、随机采数和连续采数。这三种方式根据不同的测量要求事先设定，并能够根据振动状态产生的控制信号自动切换。例如连续采数和振中采数的切换，或连续采数和随机采数的切换。

所说的振中采数方式是利用在激光扇面法线方向测出的检振信号和信号处理电路，使所说的信号接收装置只接收模型在振动中处于振中位置时的激光信号，以此求出△β角的方法。

所说的随机采数方式是指调整电路常数，控制线阵列光电检测器的曝光时刻，使所说的信号接收装置只接收模型在振动中某一空间位置的激光信号，以此求出△β+δβ的方法。

所说的连续采数方式是提高所说接收装置的采数频率，使其符合采样定理，控制所说的信号接收装置进行全视场扫描即定时接收模型在振动中处于各点位置的激光信号，以此离散的测得振动中△β+δβ的连续变化的方法。

6、如权利要求2、3或4所说的测量侧滑角β的方法，其特征在于所说的激光信号处理方法还包括通过数字滤波、排序、数据筛选等技术，精确地求出△β角连续变化的平均值的方法。

7、一种实现权利要求2所述方法的风洞侧滑角直接、实时测量系统，由△β角测量系统和β_o测量装置所组成，所说的△β角测量系统由安装在模型体内可发生激光扇面的激光目标发生器，安装在所说的复合机械装置上可自动跟踪飞行器模型运动的信号接收装置;随动跟踪激光交线的伺服装置，以及信号采集和数据处理装置等组成，所说的β_o测量装置由位于模型尾撑装置下，并随模型同步旋转的△β角测量系统转动托架;固定在该机械结构上的伺服电机即转动托架电机;安装在该转动装置上的角度传感器及其数据处理装置所组成。

8、如权利要求7所说的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的激光目标发生器由半导体激光电源、半导体激光器、准直透镜组、圆柱镜、凹柱镜等部件所组成，各部件依次共轴安装固定成一整体。并安装在飞行器模型内的组合体中，以保证激光扇面与飞行器模型对称面重合。

9、如权利要求7或8所说的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的双通道差分式CCD摄像机的两个摄像头相距一定间隔，平行安装在CCD随动平台上。该随动平台安装在与飞行器模型同步绕轴转动的机械天平床身上，使CCD摄像头准确跟踪模型的机械转动（同步误差小于3′），所说的CCD随动平台装有由驱动电源带动的步进马达，通过闭环控制系统，使之带动CCD摄像头沿所说的机械转动的切线方向平移，自动跟踪激光交线超出CCD象敏区界限的移动，从而保证该系统的测量范围，在两个摄像头上方的下转盘上开有两透射窗口，使激光通过，被摄像头接收。

10、如权利要求7所述的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的光电码盘安装在与床身刚性联接并与上下转盘同步旋转的机械天平转动机构的电机轴上，随着机械天平转动装置的转动而发出的编码和计数脉冲，由与光电码盘相联的译码计数器进行译码和计数，再送入信号采集处理子系统中的主计算机进行计算处理。

11、如权利要求7所述的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的信号采集处理子系统由CCD信号与数据处理单元、CCD采数方式的控制及转换单元、CCD随动平台闭环控制单元和光电码盘测角与△β+δβ角测量的组合处理单元所组成，如图4所示。

12、如权利要求11所述的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的CCD信号与数据处理单元是由CCD控制器、CCD数据接口（先进先出存储器）、及装在主机箱中的数据缓冲器、8085单板机和主计算机等构成。

13、如权利要求11所述的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的CCD采数方式的控制及转换单元，由检振传感器和信号处理电路所组成，所说的检振传感器采用检振加速度计，该检振加速度计安装在组合体内，以保证加速度计的敏感轴与激光扇面正交，所说的信号处理电路包括加速度信号前置放大器、主机箱中的滤波、ACC、移相、积分、检零、相位补偿、采数方式自动切换电路及自检脉冲发生器等组成。

14、如权利要求11所述的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的CCD随动平台闭环控制单元由8085  CPU  D/A转换器、运算放大器、压控振荡器、步进马达及其驱动源所组成的伺服装置及随动平台构成。

15、如权利要求10所述的风洞侧滑角直接、实时测量系统，其特征在于所说的光电码盘测角与△β+δβ角测量的组合处理单元由机械天平电动机轴上的光电码盘、译码计数器和主计算机组成

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