CN109297666B - 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法,该发明利用位于风洞驻室的两套运动机构驱动飞行器前、后级模型独立运动来模拟飞行的姿态和相对位置，通过两套天平测量前、后级模型气动载荷，并在飞行器前、后级各自体轴系中求解动力学和运动学方程，由此计算出下一时刻飞行器前、后级姿态和相对位置供驱动系统将风洞试验模型调节到目标值,以上过程循环可实现级间分离轨迹模拟试验；本发明可实现级间分离飞行中飞行器前、后级各自姿态的有效模拟和干扰气动力的同时测量，可以独立求解飞行器前、后级的运动参数，真实复现级间分离的飞行器前、后级的独立运动过程，可适用于跨超声速风洞全速域范围。

Description

一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法

技术领域

本发明属于航空航天工业空气动力学风洞试验技术领域，具体涉及一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法。

背景技术

目前，级间分离问题的试验研究方法主要有以下三种：(1)采用网格测力试验技术，在预先给定的相对位置点阵和相对姿态条件下进行模型气动力测量，在前级模型干扰流场中获取后级模型的气动力系数。然后建立飞行器前、后级的动力学和运动学模型，利用插值手段获取气动力作为输入，在给定初始状态条件下求解运动学参数，仿真获得分离轨迹，确定级间分离特性。此方法属于间接方法，所需的试验矩阵大，试验工作量大，试验费用高。另外，求解过程需要对气动力进行插值，因而级间分离特性预计误差依赖于数据点阵密度。(2)在风洞流场中固定飞行器前级模型，通过CTS试验装置模拟飞行器后级的相对运动来进行级间分离试验，该方法可以直接获得分离轨迹，但是，通常CTS试验装置只有一套运动机构，只能模拟级间分离中的某一级(后级)的相对运动，无法模拟飞行器前、后两级均有姿态变化的分离工况。另外，CTS一般将运动机构及其驱动装置置于流场中，带来两个问题，一是对流场干扰大；二是难以承受超声速高马赫数风洞启动、关车时的冲击载荷，试验的M数范围受限。(3)采用动力投放技术，利用驱动力将后级模型投放于风洞流场，采用摄像系统获得后级模型的运动影像，识别级间分离特性。该方法需要模拟质量分布，模型研制难度大，模型投放后容易损坏。另外分离特性识别基于图像数据，辨识精度受限。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法，通过四个自由度运动参数解决飞行器前后、级铅垂面内分离运动的完备模拟问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置，包括飞行器前级模型运动机构和飞行器后级模型运动机构，

所述飞行器前级模型运动机构包括设置在风洞壁板外的上驱动机构和设置在风洞壁板内的前级模型，前级模型通过前级天平连接到上支臂，上支臂穿出风洞壁板连接到上驱动机构；

所述飞行器后级模型运动机构设置在风洞壁板外的下驱动机构和设置在风洞壁板内的后级模型，后级模型通过后级天平和天平支杆连接到下支臂，下支臂通过下机构穿出风洞壁板连接到下驱动机构；

所述上驱动机构和下驱动机构分别连接到控制器，控制器独立控制两个驱动机构，实现前、后级模型分离姿态的同步模拟。

在上述技术方案中，所述上支臂为倒Z型叶片支臂，一端连接到前级天平的后锥上，前级天平与前级模型连接。

在上述技术方案中，所述上支臂的主干部分后倾，截面沿高度方向线性收敛。

在上述技术方案中，所述上驱动机构和下驱动机构分别包括有驱动器和由驱动器控制的电机，所述电机输出通过丝杆和连接机构连接到支臂。

在上述技术方案中，其试验方法包括如下步骤：

步骤一：系统连接与风洞启动

前、后级模型与两套运动机构连接，检查连接逻辑和物理关系，上电、启动、自检。

准备参数，包括前、后级风洞试验模型气动力试验参数(模型缩比SR、模型长度L_m,p和L_m,s，模型质心在各自运动机构旋转坐标系的位置[x_gcr,p,y_gcr,p]^T、[x_gcr,s,y_gcr,s]^T等)、飞行器前后级的质量、惯性矩参数、飞行器分离初始条件参数(马赫数M₀、俯仰角θ_p,0和θ_s,0、前后级迎角α_p,0和α_s,0、转动速度ω_p,0和ω_s,0，初始相对速度ΔV_stop、位置

和

)、分离失败模式条件(飞行器前级拒绝域Ω_refuse,p、飞行器后级拒绝域Ω_refuse,s)、分离安全模式条件(飞行器前级安全区域Ω_safe,p、飞行器后级安全区域Ω_safe,s)，以及轨迹模拟时间间隔(Δt)。

预置前、后级模型风洞启动关车姿态和位置，启动风洞建立稳定流场，前级模型调节到分离过程的初始姿态，后级模型调节到初始姿态和初始位置，赋予时间变量计数为初始时刻(i＝0，t_i＝t₀)。

步骤二：测量前、后级模型气动力

模型到达给定的姿态和位置，判断流场稳定tfs秒后，通过前级天平(3)测量前级模型(4)气动载荷(包括阻力、升力、侧向力，以及滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩)，后级天平测量后级模型(5)气动载荷(包括阻力、升力、侧向力，以及滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩)，并采用风洞常规测力试验数据处理方法作测量数据修正、无量纲化处理，获得前级模型气动力系数、后级模型气动力系数。再与各自模型相同状态自由流试验结果进行比较，获得级间分离过程中前、后级模型上的干扰气动力和力矩系数。

步骤三：飞行器前、后级实物的运动参数计算

依据当前时刻(t_i)飞行条件，以及前、后级实物的气动力模型、大气模型、推力模型和重力模型，计算作用于飞行器前、后级实物上的体轴系气动力、体轴系推力、体轴系重力，分别获得飞行器前、后级上的合力和合力矩。

然后，依据飞行器前级实物体轴系动力学方程和运动学方程，求解下一时刻(t_i+1＝t_i+Δt)前级实物体轴系线速度、角速度、姿态角和质心在地面坐标系的位置[V_xp,i+1,V_yp,i+1,ω_p,i+1,θ_p,i+1,x_p,i+1,y_p,i+1]^T。同样求得后级实物体轴系线速度、角速度、姿态角和质心在地面坐标系的位置[V_xs,i+1,V_ys,i+1,ω_s,i+1,θ_s,i+1,x_s,i+1,y_s,i+1]^T。

步骤四：吹风结束判断

依据上步的计算结果，判断下一时刻(t_i+1)飞行器前后级是否出现分离失败故障(前、后级发生碰撞，或者前、后级进入另一方的拒绝区域)或者是否满足安全分离条件(前、后级已经进入另一方的安全区域)，若是则转向步骤八，否则转向步骤五。

步骤五：飞行器前、后级实物姿态和位置变化量计算

首先，由飞行器前级体轴系速度关系，求得下一时刻飞行器前级实物迎角α_p,i+1。由飞行器前级速度、地面坐标系和后级体轴系之间的关系，求得下一时刻飞行器后级实物相对于前级速度的迎角α_s,i+1。由后级实物质心相对前级实物航迹坐标系的位置关系，求出下一时刻后级实物相对前级实物航迹坐标系的位置

然后，通过当前时刻与下一时刻参数对比，获得从当前时刻(t_i)状态过渡到下一时刻(t_i+1)状态的变化量：飞行器前级实物的姿态变化量为Δα_p＝α_p,i+1-α_p,i，后级实物相对姿态变化量为Δα_s＝α_s,i+1-α_s,i，后级实物相对位置变化量为[Δx_{s windp},Δy_{s windp}]^T＝[x_{s windp,i+1}-x_{s windp,i},y_{s windp,i+1}-y_{s windp,i}]^T。

步骤六：飞行器前、后级模型的姿态和位置调节量计算

由风洞试验与飞行相似原则，得到风洞中飞行器前级模型姿态调节量Δα_p，飞行器后级模型姿态调节量Δα_s，飞行器后级模型位置调节量

相应的，前、后级模型运动机构姿态角调节量分别为Δα_mech,p＝Δα_p、Δα_mech,s＝Δα_s。

模型质心附加位移计算。当迎角机构旋心与其模型质心不重合时，由于机构旋转，模型质心将发生移动，称为模型质心附加位移。依据前级模型(4)质心与上机构(2)旋转中心、后级模型(5)质心与下机构(8)旋转中心的物理关系，计算两个模型各自从当前姿态调整到下一时刻姿态将出现的质心附加位移

和

模型质心附加位移补偿量计算。当这种因机构旋心与模型质心不重合带来的附加位移全部由飞行器后级模型所在机构补偿时，飞行器后级模型所在机构的补偿量为

然后，依据飞行器后级模型平移运动向量、前后级模型姿态调整补偿向量关系，获得后级模型总平动向量为

步骤七：飞行器前、后级模型的姿态和位置调节

依据上两步骤获得的前、后级模型姿态变化量和后级模型总平动向量，由控制机(15)向上驱动器(13)发出姿态调节(Δα_mech,p)命令，通过前级模型运动系统将前级模型的姿态变换到下一时刻(t_i+1)的目标值α_p,i+1；向下驱动器(14)发出姿态(Δα_mech,s)和位置

调节命令，通过后级模型运动系统将后级模型的姿态和位置变换到下一时刻(t_i+1)的目标值(α_{s windp,i+1}、

)。

将下一时刻赋予当前时间变量(i＝i+1)，转向步骤二进入级间分离过程中的新时刻点继续试验。

步骤八：终止试验

输出试验结果，将后级模型位置调节到预设的风洞启动关车位置，将前、后级模型姿态置零，然后向风洞测控系统发出关车指令，终止试验。

在上述技术方案中，在所述步骤六中，当迎角机构旋心与其模型质心不重合时，由于机构旋转，模型质心将发生附加位移，这种因机构旋心与模型质心不重合带来的附加位移全部由飞行器后级模型所在机构补偿。

在上述技术方案中，在所述步骤二中在级间分离轨迹模拟中实现飞行器前、后级模型气动力共计6～12个分量同时测量和处理，同时获得级间分离过程中前、后级模型同一时刻的气动力系数

在上述技术方案中，所述的步骤三、步骤五的飞行器前、后级实物各自动力学方程和运动学方程独立求解及其相对姿态的求解，获得各自的线速度、角速度、姿态角、位置，以及相对姿态和相对位置。

在上述技术方案中，所述步六、步骤七中的飞行器前、后级模型姿态角和相对位置计算和协同调整，可以包括前级模型的迎角一个自由度，后级模型的迎角、轴向位置、法向位置三个自由度。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

(1)充分利用两套运动机构独立驱动级间分离过程中的飞行器前、后级模型，实现前、后级模型各自姿态的有效模拟和干扰气动力的同时测量。

(2)本发明提出一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验方法，利用本前、后级模型气动力测量结果，可以独立求解前、后级的运动参数，并通过4个自由度的调节真实复现级间分离的飞行器前、后级在铅垂面内的独立运动过程，提高了级间分离模拟的真实性，增强了试验结果的有效性，大大扩展了级间分离的工况模拟范围。

(3)因将运动机构的作动装置布置在风洞驻室，其尺寸和功率不受流场限制，作动机构功率大、系统刚度高、流场堵塞度小，可适用于跨超声速风洞全速域范围(M＝0.4～4.5)。

(4)本发明一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和方法，可用于航空航天飞行器级间分离、外挂物分离、头罩抛射等物理现象的模拟及安全性评估。

附图说明

图1为本发明的基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置示意图；

图2为本发明的基于两套运动机构的级间分离风洞试验方法流程图；

图3a,图3b是本发明的级间分离风洞试验结果；

图中，1.上机构、2.上支臂；3.天平1；4.母体；5.天平2；6.支杆；7.下支臂；8.下机构；9.上丝杠；10.下丝杠；11.上电机；12.下电机；13.上驱动器；14.下驱动器；15.控制机。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

如图1，本发明的一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置，包括上机构1、上支臂2、前级天平3、前级模型4、后级模型5、后级天平与平支杆6、下支臂7、下机构8、上丝杠9、下丝杠10、上电机11、下电机12、上驱动器13、下驱动器14、控制机15。装置的连接方式是前、后级模型分别与上下驱动系统连接成两套独立运动系统，具体连接方式：飞行器前级模型4通过前级天平3前后锥连接到上支臂2，上支臂2与风洞上机构1通过螺孔连接后，通过上丝杠9与上电机11进行连接形成飞行器前级模型运动机械系统；通过电缆将上驱动器13与上电机11和控制机15相连，形成飞行器前级模型运动驱动与控制系统。飞行器前级模型运动机械系统与前级模型运动驱动与控制系统构成了飞行器前级模型运动系统；飞行器后级模型5通过后级天平与天平支杆6相连，然后通过天平支杆后锥与下支臂7连接，通过螺孔将下支臂连接到下机构8，再通过下丝杠10与下电机12连接，形成飞行器后级模型运动机械系统；通过电缆将下驱动器14与下电机12和控制器15相连，形成飞行器后级模型运动驱动与控制系统，飞行器后级模型运动机械系统与飞行器后级模型运动驱动与控制系统构成了飞行器后级模型运动系统。

其中，前级天平3、后级天平6均为6分量杆式天平，直径分别为21mm和26mm。前级模型为升力体，模型长409.21mm，展向尺寸248.26mm，后级模型为尾身组合体，模型长177.78mm，直径34.46mm。、上丝杠9、上电机11、上驱动器13分别有两套，实现前级模型迎角、水平轴向两个自由度运动。下丝杠10、下电机12、下驱动器14分别有三套，实现后级模型迎角、水平轴向、法向三个自由度运动。控制机15拥有五个驱动通道，分别实现前级模型迎角、水平轴向和后级模型迎角、水平轴向、法向五个自由度运动控制。

如图2所示，本发明的一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验方法如下：

a.系统连接与风洞启动

按照图1连接系统，上电、启动、自检。

准备参数，包括前、后级风洞试验模型气动力试验参数(SR＝1:9，L_m,p＝0.24285m，L_m,s＝0.17780m，x_gcr,p＝y_gcr,p＝0.00000m、x_gcr,s＝0.05000m,y_gcr,s＝0.10000m等)、飞行器前后级的质量、惯性矩参数(m₁＝500kg，I_zz,p＝618.271kg·m²，m_s＝500.000kg，I_zz,s＝103.062kg·m²)、飞行器分离初始条件参数(θ_p,0＝θ_s,0＝-89.00°，ΔV_stop＝-10.000m/s，

α_p,0＝α_s,2＝-2.0°，，ω_p,0＝ω_s,0＝0.00(弧度/s))、分离失败模式条件(Ω_refuse,p＝{飞行器前级几何轮廓及其包含的区域}，Ω_refuse,s＝{飞行器后级几何轮廓及其包含的区域})、分离安全模式条件(飞行器前、后级实物质心距离大于0.8倍两级飞行棋长度之和)，以及轨迹模拟时间间隔(Δt＝0.01s)。

飞行器前、后级模型位置与姿态置零，即将飞行器前、后级模型的迎角调整为0°，将前级模型置于预先选定的位置，将后级模型置于离前级模型较远的安全位置(距离足够远，使得在风洞启动和关车冲击下后级模型不会与前级模型碰撞，一般设置为100mm)。

启动风洞，流场建立判稳后，前、后级模型模型移位到分离过程初始时刻(t₀＝0.00s)的位置，调节前、后级模型到姿态角到初始时刻t₀的值，置初始时刻为当前时刻(i＝0，t_i＝t₀)。

b.测量前、后级模型气动力

模型到达给定的姿态和位置，判断流场稳定tfs＝0.2s后，通过前级天平3测量前级模型4气动载荷，后级天平测量后级模型5气动载荷，并采用风洞常规测力试验数据处理方法作测量数据修正、无量纲化处理，获得前级模型气动力系数、后级模型气动力系数。再与各自模型相同状态自由流试验结果进行比较，获得级间分离过程中前、后级模型上的干扰气动力和力矩系数。

c.飞行器前、后级实物的运动计算

依据当前时刻(t_i)飞行条件，以及前、后级实物的气动力模型、大气模型、推力模型和重力模型，计算作用于飞行器前、后级实物上的体轴系气动力、体轴系推力、体轴系重力，获得飞行器前级上的合力和后级实物上的合力。

然后，从飞行器前级实物体轴系动力学方程和运动学方程，求解下一时刻(t_i+1＝t_i+Δt)前级实物体轴系线速度、角速度、姿态角和质心在地面坐标系的位置[V_xp,i+1,V_yp,i+1,ω_p,i+1,θ_p,i+1,x_p,i+1,y_p,i+1]^T。同样求得后级实物体轴系线速度、角速度、姿态角和质心在地面坐标系的位置[V_xs,i+1,V_ys,i+1,ω_s,i+1,θ_s,i+1,x_s,i+1,y_s,i+1]^T。

d.吹风结束判断

依据所得的下一时刻(t_i+1)飞行器前、后级在惯性坐标系中位置和姿态的计算结果，通过飞行器前后、级的相对关系，首先判断下一时刻t_i+1飞行器前、后级是否符合预先给定的分离失败模式条件(前、后级发生碰撞，或者前、后级进入另一方的拒绝区域)，如果相符则认定出现分离失败故障，吹风试验结束(转向步骤h)，否则继续试验(转向步骤e)。然后判断下一时刻t_i+1飞行器前、后级是否符合预先给定的分离安全模式条件(前、后级已经进入另一方的安全区域)，如果相符则认定已经实现安全分离，吹风试验结束(转向步骤h)，否则继续试验(转向步骤e)。

e.飞行器前、后级实物姿态和位置变化量计算

首先，计算下一时刻飞行器前级实物迎角α_p,i+1、飞行器后级实物相对于前级速度的迎角α_s,i+1、后级实物相对前级实物航迹坐标系的位置

然后，计算从当前时刻状态过渡到下一时刻状态的变化量：飞行器前级实物的姿态变化量为Δα_p＝α_p,i+1-α_p,i，后级实物相对姿态变化量为Δα_s＝α_s,i+1-α_s,i，后级实物相对位置变化量为[Δx_{s windp},Δy_{s windp}]^T＝[x_{s windp,i+1}-x_{s windp,i},y_{s windp,i+1}-y_{s windp,i}]^T。

f.飞行器前、后级模型的姿态和位置调节量计算

由风洞试验与飞行相似原则，得到风洞中飞行器前级模型姿态调节量Δα_p，飞行器后级模型姿态调节量Δα_s，飞行器后级模型位置调节量

相应的前、后级模型运动机构姿态角调节量分别为Δα_mech,p＝Δα_p、Δα_mech,s＝Δα_s。

模型质心附加位移计算。当迎角机构旋心与其模型质心不重合时，由于机构旋转，模型质心将发生移动，称为模型质心附加位移。依据前级模型4质心与上机构2旋转中心、后级模型5质心与下机构8旋转中心的物理关系，计算两个模型各自从当前姿态调整到下一时刻姿态将出现的质心附加位移

和

模型质心附加位移补偿量计算。当这种因机构旋心与模型质心不重合带来的附加位移全部由飞行器后级模型所在机构补偿时，飞行器后级模型所在机构的补偿量为

然后，依据飞行器后级模型平移运动向量、前后级模型姿态调整补偿向量关系，获得后级模型总平动向量为

g.飞行器前、后级模型的姿态和位置调节

依据上两步骤获得的前、后级模型姿态变化量和后级模型总平动向量，由控制机15向上驱动器13发出姿态调节(Δα_mech,p)命令，通过前级模型运动系统将前级模型的姿态变换到下一时刻的目标值α_p,i+1；向下驱动器14发出姿态(Δα_mech,s)和位置

调节命令，通过后级模型运动系统将后级模型的姿态和位置变换到下一时刻的目标值α_{s windp,i+1}和

将下一时刻赋予当前时间变量(i＝i+1)，转向步骤b进入级间分离过程中的新时刻点继续试验。

h.终止试验

依据给定的格式输出试验结果。将后级模型位置调节到预设的风洞启动关车位置，将前、后级模型姿态置零(迎角调节到0°)，然后向风洞测控系统发出关车指令，终止试验。

试验终止后，获得级间分离的完整轨迹、姿态变化曲线，用于评估分离系统设计的可行性。

基于以上参数，采用本发明的级间分离试验装置和方法进行试验，在风洞吹风150s内模拟了前、后级的分离过程，在分离0.19s时满足了飞行器前、后级质心距离大于0.8×(L_m,p+L_m,s)×SR的安全分离条件，试验正常终止，前后级的迎角和质心的相对位置见图3a和图3b。

实施结果表明，本发明的级间分离试验装置的结构刚度高，驱动功率大、抗冲击能力强，本发明的级间分离试验方法实现了飞行器级间分离试验的前、后级模型气动力同时测量，模拟了飞行器前、后级分离过程中的姿态的独立变化，有效提高了级间分离模拟的真实性。本发明将风洞试验级间分离模拟能力从单级模型的运动模拟扩展到了两级模型运动的协同模拟，大幅扩展了风洞试验对于级间分离工况的模拟范围。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (8)

1.一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置，其特征在于包括飞行器前级模型运动机构和飞行器后级模型运动机构，

所述飞行器前级模型运动机构包括设置在风洞壁板外的上驱动机构和设置在风洞壁板内的前级模型，前级模型通过前级天平连接到上支臂，上支臂通过上机构穿出风洞壁板连接到上驱动机构；

所述飞行器后级模型运动机构包括设置在风洞壁板外的下驱动机构和设置在风洞壁板内的后级模型，后级模型通过后级天平和天平支杆连接到下支臂，下支臂通过下机构穿出风洞壁板连接到下驱动机构；

所述上驱动机构和下驱动机构分别连接到控制器，控制器独立控制两个驱动机构，实现前、后级模型分离姿态的同步模拟，

上驱动机构和下驱动机构分别包括有驱动器和由驱动器控制的电机，所述上驱动机构的电机输出通过丝杆和上机构连接到上支臂、所述下驱动机构的电机输出通过丝杆和下机构连接到下支臂。

2.根据权利要求1所述的一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置，其特征在于所述上支臂为倒Z型叶片支臂，一端连接到前级天平的后锥上，前级天平与前级模型连接。

3.根据权利要求2所述的一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置，其特征在于所述上支臂的主干部分后倾，截面沿高度方向线性收敛。

4.根据权利要求1所述的一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置的试验方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一：系统连接与风洞启动，前、后级模型与两套系统连接，检查连接逻辑和物理关系，上电、启动、自检，准备参数，包括前、后级风洞试验模型气动力试验参数，预置前、后级模型风洞启动关车姿态和位置，启动风洞建立稳定流场，前级模型调节到分离过程的初始姿态，后级模型调节到初始姿态和初始位置，赋予时间变量计数为初始时刻；

步骤二：测量前、后级模型气动力，模型到达给定的姿态和位置，判断流场稳定后，通过前级天平测量前级模型气动载荷，后级天平测量后级模型气动载荷，并采用风洞常规测力试验数据处理方法作测量数据修正、无量纲化处理，获得前级模型气动力系数、后级模型气动力系数，再与各自模型相同状态自由流试验结果进行比较，获得级间分离过程中前、后级模型上的干扰气动力、和力矩系数；

步骤三：飞行器前、后级实物的运动参数计算，依据当前时刻飞行条件，以及前、后级实物的气动力模型、大气模型、推力模型和重力模型，计算作用于飞行器前、后级实物上的体轴系气动力、体轴系推力、体轴系重力，获得飞行器前级上的合力和合力矩，以及后级实物上的合力和合力矩，然后，依据飞行器前级实物体轴系动力学方程和运动学方程，求解下一时刻前级实物体轴系线速度、角速度、俯仰角和质心在地面坐标系的位置，同样求得后级实物体轴系线速度、角速度、俯仰角和质心在地面坐标系的位置；

步骤四：依据步骤三的计算结果，判断下一时刻飞行器前后级是否出现分离失败故障或者是否满足安全分离条件，若是则转向步骤八，否则转向步骤五；

步骤五：飞行器前、后级实物姿态和位置变化量计算，首先，由飞行器前级体轴系速度关系，求得下一时刻飞行器前级实物迎角，由飞行器前级速度、地面坐标系和后级体轴系之间的关系，求得下一时刻飞行器后级实物相对于前级速度的迎角，由后级实物质心相对前级实物航迹坐标系的位置关系，求出下一时刻后级实物相对前级实物航迹坐标系的位置，然后，通过当前时刻与下一时刻参数对比，获得从当前时刻状态过渡到下一时刻状态的变化量；

步骤六：飞行器前、后级模型的姿态和位置调节量计算，由风洞试验与飞行相似原则，得到从当前时刻到下一时刻，风洞中飞行器前级模型姿态调节量，飞行器后级模型姿态调节量，飞行器后级模型总平动向量；

步骤七：飞行器前、后级模型的姿态和位置调节，依据上面步骤获得的前、后级模型姿态变化量和后级模型总平动向量，由控制机向上驱动器发出姿态调节命令，通过前级模型运动系统将前级模型的姿态变换到下一时刻的目标值；向下驱动器发出姿态和位置调节命令，通过后级模型运动系统将后级模型的姿态和位置变换到下一时刻的目标值，将下一时刻赋予当前时间变量，转向步骤二进入级间分离过程中的新时刻点继续试验；

步骤八：输出试验结果，将后级模型位置调节到预设的风洞启动关车位置，将前、后级模型姿态置零，然后向风洞测控系统发出关车指令，终止试验。

5.根据权利要求4所述的试验方法，其特征在于在所述步骤六中，当迎角机构旋心与其模型质心不重合时，由于机构旋转，模型质心将发生移动，称为模型质心附加位移，依据前级模型质心与上驱动机构旋转中心、后级模型质心与下驱动机构旋转中心的物理关系，计算两个模型各自从当前姿态调整到下一时刻姿态将出现的质心附加位移；

这种因机构旋心与模型质心不重合带来的附加位移全部由飞行器后级模型所在机构补偿，由此可计算飞行器后级模型所在机构的补偿量；

然后，依据飞行器后级模型平移运动向量、前后级模型姿态调整补偿向量关系，获得后级模型总平动向量。

6.根据权利要求4所述的试验方法，其特征在于在所述步骤二中在级间分离轨迹模拟中实现飞行器前、后级模型气动力共计6～12个分量同时测量和处理，同时获得级间分离过程中前、后级模型同一时刻的气动力系数。

7.根据权利要求4所述的试验方法，其特征在于所述的步骤三、步骤五的飞行器前、后级实物各自动力学方程和运动学方程独立求解及其相对姿态的求解，获得各自的线速度、角速度、姿态角、位置，以及相对姿态和相对位置。

8.根据权利要求4所述的试验方法，其特征在于所述步骤六、步骤七中的飞行器前、后级模型姿态角和相对位置计算和协同调整，可以包括前级模型的迎角一个自由度，后级模型的迎角、轴向位置、法向位置三个自由度。

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