CN110160730A - 一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于高速风洞实验和飞行力学技术领域，具体涉及一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，包括风洞实验段、风洞扩散段、母机模型、外挂物模型、尾支杆和数字位移缸，外挂物模型内设有多分量天平，尾支杆内设有滚转驱动装置，滚转驱动装置的输出轴与多分量天平连接；数字位移缸设有六个，数字位移缸的后端通过后球铰链连接于风洞实验段的后部或风洞扩散段的前部，数字位移缸的前端通过前球铰链连接于尾支杆；数字位移缸的位移能够实现外挂物模型的移动、俯仰和偏航，滚转驱动装置能够驱动外挂物模型滚转。本发明还提供了一种测试飞行器外挂物分离性能的方法。本发明能够保证尾支杆有足够的刚度并尽可能降低风洞堵塞度。

Description

一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置及方法

技术领域

本发明属于高速风洞实验和飞行力学技术领域，具体涉及一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置及方法。

背景技术

在飞机外挂物的发射或投放、航天器级间分离等飞行阶段，尤其是初始分离阶段，外挂物与母机距离很近，速度也相仿，外挂物与母机处于复杂的相互干扰的流场中，不良的分离特性不仅会影响外挂物的飞行精准度，甚至导致与母机相互相撞，危及飞行安全。以往的发展史中曾多次出现类似的事故。因此，通过地面风洞模拟试验来了解分离过程和外挂物的动力学特性(Captive Trajectory System—CTS)就十分必要。

西方于50年代就开始这一技术的研究和应用，图3示出了法国现用的机弹分离CTS机构，由四个滚转角位移机构302，304，306，307、两个俯仰角位移机构303，305和一个线位移机构301组成。每一机构都有一个作动、控制和测量系统，并都安装在一悬臂梁内。而分离体模型309经由这些系统以悬臂梁的形式与风洞洞体相连。如图4所示，法国现用的在S1和S2风洞中使用的机弹分离CTS机构，该设备由三个滚角位移机构402，404，406、两个俯仰角位移机构403，405和一个线位移机构401组成。

从上述结构安排中可以看到，分离体模型由一悬臂梁支承。悬臂梁的总长度约为分离体模型长度的4～5倍，甚至更长。这样，悬臂梁在分离体模型气动载荷作用下的变形并非小量。另外，由于线位移和角位移的驱动、控制和测量系统机构都安装在悬臂梁内，使悬臂梁不可能太细，因此，悬臂梁大堵塞比也是上述设备的难点。还有，由于该机构是串联式连接，所有变量的误差都是递加形式，使终端误差较大。

CN201772990U中公开了一种低堵塞度捕获轨迹试验系统的独立六自由度运动装置。该装置整体装在风洞实验段(或风洞扩散段)上，包括竖直设置的Z轴运动机构，沿风洞水平方向设置的的Y轴运动机构和水平设置并与Y轴运动机构垂直的的X轴运动机构。三个角位移装置装于X轴运动机构的顶端。上述方案中，或者Z轴运动机构装于洞壁，Y轴运动机构装在风洞内；或者Y轴运动机构装于洞壁，Z轴运动机构装在风洞内。X轴运动机构和三个角位移装置均一直在风洞中。该装置仍避免不了较长的悬臂梁和由此带来的机构刚度较弱的问题。三个在风洞内的角度驱动、控制和检测设备也会增加风洞的堵塞度。另外，专门安装和调试这套设备，也会让风洞有较长的停吹风和停车准备时间，减低了风洞的吹风效率。

CN104931222B公开了一种机弹分离轨迹捕获试验系统，相比于上述方案，该专利虽然有刚度较高、风洞堵塞度较低等优点，但仍然存在以下不足：首先，该方案连杆的前端通过球铰链与六爪臂连接，六爪臂与尾支杆刚性相连，该方案与已公布的六杆并联机构，如6-SPS(见图5)，6-RSS(见图6)和Stewart并联机构(见图7)相似，由于六个连杆前端的六个球铰链共面并且该平面与气流垂直，而为了保证尾支杆有足够的刚度，六个连杆前端的六个球铰链之间需要有足够的跨度，因此只能通过增加六爪臂的臂长的方式保证尾支杆的刚度，这会造成风洞额外的堵塞度，并且该堵塞度出现在母体模型的最大截面附近，上述堵塞度的增加会使跨音速实验更加困难。另外，根据分离体模型的大小，六爪臂的宽度也需要随之改变以满足支持刚度的需要，这样，就需要更换不同的六爪臂，增加风洞的准备时间和重复性误差。第二，该方案的六个直线驱动器安装在风洞实验段外侧，再在风洞实验段壁面开六条长槽，以便与风洞实验段内的连杆一端的球铰链相连，因此，不但安装、调整困难，而且风洞实验段的长槽要严重破坏风洞实验段的原结构，以至需专门定制特殊风洞实验段。第三，由于该方案的六个直线驱动器必须放在风洞实验段的驻室范围内，以至额外增加的堵塞度叠加到母体模型及攻角机构的堵塞度上，增加了跨音速实验的难度。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述现有技术的不足，提供一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置及方法，能够保证尾支杆有足够的刚度并尽可能降低风洞堵塞度。

本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，包括风洞实验段、风洞扩散段、母机模型、外挂物模型、尾支杆和数字位移缸，所述外挂物模型内设有多分量天平，所述尾支杆内设有滚转驱动装置，所述滚转驱动装置的输出轴与多分量天平连接；所述数字位移缸设有六个，所述数字位移缸的后端通过后球铰链连接于风洞实验段的后部或风洞扩散段的前部，所述数字位移缸的前端通过前球铰链连接于尾支杆；所述数字位移缸的位移能够实现外挂物模型的移动、俯仰和偏航，所述滚转驱动装置能够驱动外挂物模型滚转。

本发明的技术方案还有：六个所述前球铰链不共面。

本发明的技术方案还有：六个所述后球铰链不共面。

本发明的技术方案还有：还包括滚转测量装置和位置测量装置，所述滚转测量装置用于测量外挂物模型的滚转角度，所述位置测量装置用于测量数字位移缸的位移量。

本发明的技术方案还有：所述母机模型通过变攻角装置安装在风洞实验段内部。

本发明的技术方案还有：所述外挂物模型和所述母机模型之间设有绝缘层。

本发明的技术方案还有：所述外挂物模型通过轴承与尾支杆连接。

一种使用上述装置测试飞行器外挂物分离性能的方法：包括位置模拟和运动模拟两种模式；

所述位置模拟模式为根据给定的外挂物模型的分离位置和姿态，求得数字位移缸的位移量，将外挂物模型移动到指定位置，由外挂物模型内部的多分量天平测得外挂物模型所受的气动载荷；

所述运动模拟模式为由起始外挂物模型的瞬时位置和姿态，通过外挂物模型内部的多分量天平测得外挂物模型所受的气动载荷，然后通过飞行动力学方程求得外挂物模型下一个微时段的位置和姿态变化，给出数字位移缸移动指令，通过闭环的重复过程，实现对外挂物模型分离运动轨迹的模拟，获取外挂物模型与母机模型的安全区。

本发明的技术方案还有，所述位置模拟模式包括以下步骤：

A、建立与外挂物模型一起运动的动坐标系和固定在风洞实验段或风洞扩散段上的定坐标系：将动坐标系(X’,Y’,Z’和原点O’)固定在外挂物模型上，原点O’与外挂物模型的旋转中心重合，六个前球铰链与动坐标系的原点O’分别由六个矢量组成；将定坐标系(X,Y,Z和原点O)固定在风洞实验段或风洞扩散段上，六个后球铰链与定坐标系的原点O分别由六个矢量组成；

B、将动坐标系中的任一向量R’通过坐标变换方法转换到定坐标系中：

R＝[T]R’+P(1-1)；

其中，[T]为动坐标系与定坐标系之间的方向余弦矩阵，

方程(1-2)中的三列分别为动坐标系的三轴X’,Y’和Z’在定坐标系中的方向余弦；

P为动坐标系的原点O’在定坐标系中的坐标，

P＝{X_O' Y_O' Z_O'} (1-3)；

R’为前球铰链与P相连的向量；

设前球铰链和后球铰链分别在定坐标系上为矢量b和B，前球铰链、后球铰链在定坐标系的坐标值为(bi，Bi，i＝1,2，…6)，数字位移缸的长度矢量为 在定坐标系(X,Y,Z和原点O)中表示为：

或

得出机构的位置分解计算方程为：

C、根据外挂物模型的分离位置和姿态，利用方程(1-6)求出数字位移缸的长度和位移；

D、根据步骤C中算出的数字位移缸的长度和位移，将外挂物模型移动到指定位置，由多分量天平测得外挂物模型所受的气动载荷。

本发明的技术方案还有，所述运动模拟模式包括以下步骤：

A、建立与外挂物模型一起运动的动坐标系和固定在风洞实验段或风洞扩散段上的定坐标系：将动坐标系(X’,Y’,Z’和原点O’)固定在外挂物模型上，原点O’与外挂物模型的旋转中心重合，六个前球铰链与动坐标系的原点O’分别由六个矢量组成；将定坐标系(X,Y,Z和原点O)固定在风洞实验段或风洞扩散段上，六个后球铰链与定坐标系的原点O分别由六个矢量组成；

B、将动坐标系中的任一向量R’通过坐标变换方法转换到定坐标系中：

R＝[T]R’+P (2-1)；

其中，[T]为动坐标系与定坐标系之间的方向余弦矩阵，

方程(2-2)中的三列分别为动坐标系的三轴X’,Y’和Z’在定坐标系中的方向余弦；

P为动坐标系的原点O’在定坐标系中的坐标，

P＝{X_O' Y_O' Z_O'} (2-3)；

R’为前球铰链与P相连的向量；

设前球铰链和后球铰链分别在定坐标系上为矢量b和B，前球铰链、后球铰链在定坐标系的坐标值为(bi，Bi，i＝1,2，…6)，数字位移缸的长度矢量为 在定坐标系(X,Y,Z和原点O)中表示为：

或

得出机构的位置分解计算方程为：

C、将六个变量X＝X(t),Y＝Y(t),Z＝Z(t),α＝α(t)，β＝β(t),γ＝γ(t)作为时间的函数，将方程(2-1)改写为：

R(t)＝[T(t)]R’+P(t) (2-7)；

将方程(2-2)改写为：

将方程(2-3)改写为：

P(t)＝{X_P(t) Y_P(t) Z_P(t)} (2-9)；

根据给定的外挂物模型的随时间变化的六个方位函数，根据定义求出方程(2-8)中的方向余弦矩阵，根据方程(2-5)，有：

得出每个数字位移缸的长度随时间变化的函数为：

D、根据外挂物模型的瞬时位置和姿态，通过多分量天平测得外挂物模型所受的气动载荷，然后通过飞行动力学方程求得外挂物模型下一个微时段的位置和姿态变化，向数字位移缸发出移动指令，使外挂物模型移动到指定位置；

由于并联杆的移动速度按外挂物模型的运动速度选定，这样使得运动模拟模式得以实现；

E、重复步骤D，实现对外挂物模型分离运动轨迹的模拟，获取外挂物模型与母机模型的安全区。

相对于现有技术，本发明高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置的有益效果为：(1)现有技术中的并联机构，比如CN104931222B、6-SPS(见图5)，6-RSS(见图6)和Stewart并联机构(见图7)，其动平台(前球铰链组成的平面)均为真实的平面，本发明把前球铰链构成的动平面从真实的平面型的理论模型改为空间立体的理论模型，能够适用于六个前球铰链不共面的情况，因此，可将尾支杆设置成纵截面较小的细长形状，并将前球铰链安装在尾支杆上的合适位置，以保证尾支杆有足够的刚度并尽可能降低风洞堵塞度，有利于风洞跨音速实验的流场的建立；(2)六个数字位移缸均采用后球铰链与风洞实验段或风洞扩散段相连，安装容易，对风洞改动不大，不需要专门定制特殊风洞实验段；(3)可将部分后万向节设在风洞扩散段内，以使风洞实验段的堵塞度明显减少，有利于风洞跨音速实验的流场的建立。

附图说明

图1为本发明实施例的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置的结构示意图。

图2为本发明实施例的外挂物模型的结构示意图。

图3为法国现用的机弹分离CTS机构示意图。

图4为法国现用的在S1和S2风洞中使用的机弹分离CTS机构示意图。

图5为现有技术中的6-SPS并联机构。

图6为现有技术中的6-RSS并联机构。

图7为现有技术中的Stewart并联机构。

图中：1-风洞实验段，2-风洞扩散段，3-母机模型，4-外挂物模型，5-尾支杆，6-多分量天平，7-滚转驱动装置，8-数字位移缸，9-后球铰链，10-前球铰链，11-滚转测量装置，12-变攻角装置，13-轴承，301-线位移机构，302、304、306、307-滚转角位移机构，303、305-俯仰角位移机构，308-尾支杆，309-分离体模型，310-母机模型，401-线位移机构，402、404、406-滚转角位移机构，403、405-俯仰角位移机构，407-分离体模型的尾支杆，408-分离体模型，409-母机模型，15、伸缩杆，16、动平台，17、定平台，18、球铰链，19、伸缩杆。

具体实施方式

为能清楚说明本方案的技术特点，下面根据附图对本发明具体实施方式作进一步说明。

如图1和图2所示，一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，包括风洞实验段1、风洞扩散段2、母机模型3、外挂物模型4、尾支杆5、数字位移缸8、多分量天平6、滚转驱动装置7、滚转测量装置11和位置测量装置。

母机模型3是载有外挂物模型4并用以测试外挂物模型4分离性能的飞行器模型，母机模型3通过变攻角装置12安装在风洞实验段1内部，变攻角装置12用以改变母机模型3的攻角状态。

外挂物模型4和所述母机模型3之间设有绝缘层。

数字位移缸8的后端通过后球铰链9连接于风洞实验段1的后部或风洞扩散段2的前部，后球铰链9的位置可以根据需要调整，六个后球铰链9不共面。

数字位移缸8的前端通过前球铰链10连接于尾支杆5，前球铰链10的位置可根据需要调整，六个前球铰链10不共面。

外挂物模型4通过轴承13与尾支杆5连接，即外挂物模型4可相对尾支杆15旋转。多分量天平6设在外挂物模型4内，多分量天平6用于测量外挂物模型4所受的气动载荷。滚转驱动装置7设在尾支杆5内，滚转驱动装置7为伺服电动机。滚转驱动装置7的输出轴与多分量天平6连接。

数字位移缸8的位移能够实现外挂物模型4的移动、俯仰和偏航，滚转驱动装置7能够驱动外挂物模型4滚转。

滚转测量装置11设于尾支杆5内，用于测量外挂物模型4的滚转角度，本实施例的滚转测量装置11采用角度传感器。位置测量装置用于测量数字位移缸8的位移量。

本实施例还提供了一种使用上述装置测试飞行器外挂物分离性能的方法：包括位置模拟和运动模拟两种模式。

位置模拟模式为根据给定的外挂物模型的分离位置和姿态，求得数字位移缸8的位移量，将外挂物模型4移动到指定位置，由外挂物模型4内部的多分量天平6测得外挂物模型4所受的气动载荷。

具体的，所述位置模拟模式包括以下步骤：

A、建立与外挂物模型4一起运动的动坐标系和固定在风洞实验段1或风洞扩散段2上的定坐标系：将动坐标系(X’,Y’,Z’和原点O’)固定在外挂物模型4上，原点O’与外挂物模型4的旋转中心重合，六个前球铰链10与动坐标系的原点O’分别由六个矢量组成；将定坐标系(X,Y,Z和原点O)固定在风洞实验段1或风洞扩散段2上，六个后球铰链9与定坐标系的原点O分别由六个矢量组成；

B、将动坐标系中的任一向量R’通过坐标变换方法转换到定坐标系中：

R＝[T]R’+P (1-1)；

其中，[T]为动坐标系与定坐标系之间的方向余弦矩阵，

方程(1-2)中的三列分别为动坐标系的三轴X’,Y’和Z’在定坐标系中的方向余弦；

P为动坐标系的原点O’在定坐标系中的坐标，

P＝{X_O' Y_O' Z_O'} (1-3)；

R’为前球铰链与P相连的向量；

设前球铰链10和后球铰链9分别在定坐标系上为矢量b和B，前球铰链10、后球铰链9在定坐标系的坐标值为(bi，Bi，i＝1,2，…6)，数字位移缸8的长度矢量为 在定坐标系(X,Y,Z和原点O)中表示为：

或

得出机构的位置分解计算方程为：

C、根据外挂物模型4的分离位置和姿态，利用方程(1-6)求出数字位移缸8的长度和位移；

D、根据步骤C中算出的数字位移缸8的长度和位移，将外挂物模型4移动到指定位置，由多分量天平6测得外挂物模型4所受的气动载荷。

运动模拟模式为由起始外挂物模型4的瞬时位置和姿态，通过外挂物模型4内部的多分量天平6测得外挂物模型4所受的气动载荷，然后通过飞行动力学方程求得外挂物模型4下一个微时段的位置和姿态变化，给出数字位移缸8移动指令，通过闭环的重复过程，实现对外挂物模型4分离运动轨迹的模拟，获取外挂物模型4与母机模型3的安全区。

具体的，运动模拟模式包括以下步骤：

A、建立与外挂物模型4一起运动的动坐标系和固定在风洞实验段1或风洞扩散段2上的定坐标系：将动坐标系(X’,Y’,Z’和原点O’)固定在外挂物模型4上，原点O’与外挂物模型4的旋转中心重合，六个前球铰链10与动坐标系的原点O’分别由六个矢量组成；将定坐标系(X,Y,Z和原点O)固定在风洞实验段1或风洞扩散段2上，六个后球铰链9与定坐标系的原点O分别由六个矢量组成；

B、将动坐标系中的任一向量R’通过坐标变换方法转换到定坐标系中：

R＝[T]R’+P (2-1)；

其中，[T]为动坐标系与定坐标系之间的方向余弦矩阵，

方程(2-2)中的三列分别为动坐标系的三轴X’,Y’和Z’在定坐标系中的方向余弦；

P为动坐标系的原点O’在定坐标系中的坐标，

P＝{X_O' Y_O' Z_O'} (2-3)；

R’为前球铰链()与P相连的向量；

其中d、[T]、P和R’都是时间t的函数；

设前球铰链10和后球铰链9分别在定坐标系上为矢量b和B，前球铰链10、后球铰链9在定坐标系的坐标值为(bi，Bi，i＝1,2，…6)，数字位移缸8的长度矢量为 在定坐标系(X,Y,Z和原点O)中表示为：

或

得出机构的位置分解计算方程为：

C、将六个变量X＝X(t),Y＝Y(t),Z＝Z(t),α＝α(t)，β＝β(t),γ＝γ(t)作为时间的函数，将方程(2-1)改写为：

R(t)＝[T(t)]R’+P(t) (2-7)；

将方程(2-2)改写为：

将方程(2-3)改写为：

P(t)＝{X_P(t) Y_P(t) Z_P(t)} (2-9)；

根据给定的外挂物模型4的随时间变化的六个方位函数，根据定义求出方程(2-8)中的方向余弦矩阵，根据方程(2-5)，有：

得出每个数字位移缸的长度随时间变化的函数为：

D、根据外挂物模型4的瞬时位置和姿态，通过多分量天平6测得外挂物模型4所受的气动载荷，然后通过飞行动力学方程求得外挂物模型4下一个微时段的位置和姿态变化，向数字位移缸8发出移动指令，使外挂物模型4移动到指定位置；

由于数字位移缸的位移速度按外挂物模型的运动速度选定，这样使得运动模拟模式得以实现；

E、重复步骤D，实现对外挂物模型4分离运动轨迹的模拟，获取外挂物模型4与母机模型3的安全区。

需要指出的是，上述攻角和侧滑角都是按风轴而不是按外挂物模型4的机体轴系来定义的。为此，还需从风轴系转到机体轴系，才能得到方程(2-8)中的方向余弦矩阵。并由上述方程(2-10)和方程(2-11)求出数字位移缸8的长度随时间变化的函数，即数字位移缸8的控制函数。当数字位移缸8的长度随时间变化的函数求得后，可以进一步由给定的角度或位移随时间的变化函数求得其变化率或时间导数，并由此求得数字位移缸8的长度随时间的变化率，以此作为设备的设计参数。

当给定角度或位移随时间的变化函数后，求得的长度随时间的变化率是与前球铰链10、后球铰链9在尾支杆5和风洞实验段1或风洞扩散段2上的位置有关。适当改变其位置，可以在给定角度或位移的时间函数下，改变数字位移缸8的长度随时间的变化率，以满足设计和加工的要求。

与数字位移缸8的长度随时间的变化率同样重要的是机构的可变化范围，或工作空间。工作空间可分为灵活空间和可达空间。灵活空间是指可以从空间的任何位置和途径可达到某指定位置的空间的集合。而可达空间是指从某一参考点可以达到某指定位置的所有点的集合。它不需要“给定任意途径可以实现”的条件。因此，灵活空间实际上比可达空间有更多的限定，因此它可以看做是可达空间的一个子域。

影响机构工作空间的主要因素为数字位移缸8的长度的限制、前球铰链10或后球铰链9转角的限制和各数字位移缸8间不应发生干涉的限制。

数字位移缸8的长度的限制可用下式表示:

L_min≤l_i≤L_max

当某一数字位移缸8的长度达到其极限时，外挂物模型4的姿态变化就达到工作空间的边界。

前球铰链10或后球铰链9的转角的限制与其具体结构有关。基本条件是数字位移缸8的偏转角不得大于前球铰链10或后球铰链9的偏转角允许量。即对后球铰链10(P_i)和前球铰链9(P’_i)分别有：

或者，

数字位移缸8不干涉的条件为两相邻数字位移缸8中心线之间的最短距离应大于在该中心线上两数字位移缸8的半径之和:

Δ_i≥(D_i+D_i+1)/2

其中，Δi(i＝1,2,…6)为两相邻数字位移缸8中心线之间的最短距离。如用n_i表示相邻数字位移缸8的公法线向量，

Δ_i＝|n_i·(C_i+1-C_i)|

应该指出，两数字位移缸8之间的最短距离不一定等于两数字位移缸8公法线向量的距离。这取决与公法线与两数字位移缸8之间的交点。如两交点都在数字位移缸8上，上述方程可以使用。否则，如交点不在或都不在数字位移缸8上，还需根据公法线的交点在与不在数字位移缸8上另行计算。

由于各可数字位移缸8的前端与尾支杆5在不同的流向位置连接，相互间可有较大的距离，这样可收到既加大刚度又不会增加堵塞面积的效果，并提高外挂物模型4的定位精度。

上面结合附图对本发明的实施例做了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (10)

1.一种高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，包括风洞实验段(1)、风洞扩散段(2)、母机模型(3)、外挂物模型(4)和尾支杆(5)，所述外挂物模型(4)内设有多分量天平(6)，所述尾支杆(5)内设有滚转驱动装置(7)，所述滚转驱动装置(7)的输出轴与多分量天平(6)连接，其特征在于：还包括数字位移缸(8)，所述数字位移缸(8)设有六个，所述数字位移缸(8)的后端通过后球铰链(9)连接于风洞实验段(1)的后部或风洞扩散段(2)的前部，所述数字位移缸(8)的前端通过前球铰链(10)连接于尾支杆(5)；所述数字位移缸(8)的位移能够实现外挂物模型(4)的移动、俯仰和偏航，所述滚转驱动装置(7)能够驱动外挂物模型(4)滚转。

2.根据权利要求1所述的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，其特征在于：六个所述前球铰链(10)不共面。

3.根据权利要求1所述的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，其特征在于：六个所述后球铰链(9)不共面。

4.根据权利要求1～3任一所述的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，其特征在于：还包括滚转测量装置(11)和位置测量装置，所述滚转测量装置(11)用于测量外挂物模型(4)的滚转角度，所述位置测量装置用于测量数字位移缸(8)的位移量。

5.根据权利要求1～3任一所述的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，其特征在于：所述母机模型(3)通过变攻角装置(12)安装在风洞实验段(1)内部。

6.根据权利要求1～3任一所述的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，其特征在于：所述外挂物模型(4)和所述母机模型(3)之间设有绝缘层。

7.根据权利要求1～3任一所述的高速风洞中测试飞行器外挂物分离性能的装置，其特征在于：所述外挂物模型(4)通过轴承(13)与尾支杆(5)连接。

8.一种使用如权利要求1～7任一所述的装置测试飞行器外挂物分离性能的方法，其特征在于：包括位置模拟和运动模拟两种模式；

所述位置模拟模式为根据给定的外挂物模型(4)的分离位置和姿态，求得数字位移缸(8)的位移量，将外挂物模型(4)移动到指定位置，由外挂物模型(4)内部的多分量天平(6)测得外挂物模型(4)所受的气动载荷；

所述运动模拟模式为由起始外挂物模型(4)的瞬时位置和姿态，通过外挂物模型(4)内部的多分量天平(6)测得外挂物模型(4)所受的气动载荷，然后通过飞行动力学方程求得外挂物模型(4)下一个微时段的位置和姿态变化，给出数字位移缸(8)移动指令，通过闭环的重复过程，实现对外挂物模型(4)分离运动轨迹的模拟，获取外挂物模型(4)与母机模型(3)的安全区。

9.根据权利要求8所述的测试飞行器外挂物分离性能的方法，其特征在于，所述位置模拟模式包括以下步骤：

A、建立与外挂物模型(4)一起运动的动坐标系和固定在风洞实验段(1)或风洞扩散段(2)上的定坐标系：将动坐标系(X’,Y’,Z’和原点O’)固定在外挂物模型(4)上，原点O’与外挂物模型(4)的旋转中心重合，六个前球铰链(10)与动坐标系的原点O’分别由六个矢量组成；将定坐标系(X,Y,Z和原点O)固定在风洞实验段(1)或风洞扩散段(2)上，六个后球铰链(9)与定坐标系的原点O分别由六个矢量组成；

B、将动坐标系中的任一向量R’通过坐标变换方法转换到定坐标系中：

R＝[T]R’+P (1-1)；

其中，[T]为动坐标系与定坐标系之间的方向余弦矩阵，

方程(1-2)中的三列分别为动坐标系的三轴X’,Y’和Z’在定坐标系中的方向余弦；

P为动坐标系的原点O’在定坐标系中的坐标，

P＝{X_O' Y_O' Z_O'} (1-3)；

R’为前球铰链(10)与P相连的向量；

设前球铰链(10)和后球铰链(9)分别在定坐标系上为矢量b和B，前球铰链(10)、后球铰链(9)在定坐标系的坐标值为(bi，Bi，i＝1,2，…6)，数字位移缸(8)的长度矢量为 在定坐标系(X,Y,Z和原点O)中表示为：

或

得出机构的位置分解计算方程为：

C、根据外挂物模型(4)的分离位置和姿态，利用方程(1-6)求出数字位移缸(8)的长度和位移；

D、根据步骤C中算出的数字位移缸(8)的长度和位移，将外挂物模型(4)移动到指定位置，由多分量天平(6)测得外挂物模型(4)所受的气动载荷。

10.根据权利要求8所述的测试飞行器外挂物分离性能的方法，其特征在于，所述运动模拟模式包括以下步骤：

A、建立与外挂物模型(4)一起运动的动坐标系和固定在风洞实验段(1)或风洞扩散段(2)上的定坐标系：将动坐标系(X’,Y’,Z’和原点O’)固定在外挂物模型(4)上，原点O’与外挂物模型(4)的旋转中心重合，六个前球铰链(10)与动坐标系的原点O’分别由六个矢量组成；将定坐标系(X,Y,Z和原点O)固定在风洞实验段(1)或风洞扩散段(2)上，六个后球铰链(9)与定坐标系的原点O分别由六个矢量组成；

B、将动坐标系中的任一向量R’通过坐标变换方法转换到定坐标系中：

R＝[T]R’+P (2-1)；

其中，[T]为动坐标系与定坐标系之间的方向余弦矩阵，

方程(2-2)中的三列分别为动坐标系的三轴X’,Y’和Z’在定坐标系中的方向余弦；

P为动坐标系的原点O’在定坐标系中的坐标，

P＝{X_O' Y_O' Z_O'} (2-3)；

R’为前球铰链()与P相连的向量；

其中d、[T]、P和R’都是时间t的函数；

设前球铰链(10)和后球铰链(9)分别在定坐标系上为矢量b和B，前球铰链(10)、后球铰链(9)在定坐标系的坐标值为(bi，Bi，i＝1,2，…6)，数字位移缸(8)的长度矢量为 在定坐标系(X,Y,Z和原点O)中表示为：

或

得出机构的位置分解计算方程为：

C、将六个变量X＝X(t),Y＝Y(t),Z＝Z(t),α＝α(t)，β＝β(t),γ＝γ(t)作为时间的函数，将方程(2-1)改写为：

R(t)＝[T(t)]R’+P(t) (2-7)；

将方程(2-2)改写为：

将方程(2-3)改写为：

P(t)＝{X_P(t) Y_P(t) Z_P(t)} (2-9)；

根据给定的外挂物模型(4)的随时间变化的六个方位函数，根据定义求出方程(2-8)中的方向余弦矩阵，根据方程(2-5)，有：

得出每个数字位移缸的长度随时间变化的函数为：

D、根据外挂物模型(4)的瞬时位置和姿态，通过多分量天平(6)测得外挂物模型(4)所受的气动载荷，然后通过飞行动力学方程求得外挂物模型(4)下一个微时段的位置和姿态变化，向数字位移缸(8)发出移动指令，使外挂物模型(4)移动到指定位置；

E、重复步骤D，实现对外挂物模型(4)分离运动轨迹的模拟，获取外挂物模型(4)与母机模型(3)的安全区。