CN111623951A - 风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法，包括试验模型主体、舵面自动偏转机构、主动旋转组件、测力天平和支撑件；所述的试验模型主体包括前后两个带舵面的弹身以及两个弹身之间的连接弹身；所述舵面自动偏转机构分别内置于所述试验模型主体的不同舵面部位，分别驱动对应舵面单独旋转，所述主动旋转组件通过定子与所述测力天平固连，通过转子与连接弹身固定，通过电机组件Ⅰ与前弹身固连，在所述电机组件的驱动下前弹身的舵面相对后弹身的舵面旋转，通过另一电机组件Ⅱ驱动整个试验模型主体相对支撑件旋转，支撑件与所述测力天平固连。

Description

风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法

技术领域

本发明涉及的是风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术

全模型测力试验目的是为飞机、导弹等各种飞行器型号的设计和改型提供必需的气动力数据。一个新型飞行器的外形首先要经过风洞对各种方案的测力试验才能确定，方案确定后，还要进行最后设计的校核试验。所以它是飞行器型号设计中最基本的试验项目，通常成为常规测力试验。其试验内容是在飞行速度和姿态角范围内测量全机的气动力，如升力、阻力、侧力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩特性；测量各操纵面，如升降舵(或全动平尾)、副翼、方向舵和襟翼等的效率；测量飞行器各部件，如机翼、机身、尾翼、外挂物、起落架、襟翼、减速板、腹鳍等的气动力贡献及相互干扰特性；为了给出试验精度，有时还要做同一模型状态和试验条件下多次(一般为7次)重复性试验。

目前国内全模型常规测力试验主要有两类，一类是纵向试验，一类是横向试验。全模型纵向测力试验是把模型安装在风洞的迎角机构上，侧滑角为零，在固定的气流速度(或M数)下，改变模型不同的迎角，通过天平测量不同迎角的气动力。迎角变化有以下两种方法：

1)迎角阶梯变化法。这种方法是由试验程序预先给定模型迎角变化阶梯，当模型姿态达到预定的迎角后作短暂停留，待所测各参数稳定后，进行数据采集，当数据采集完毕后进入下一个预定的迎角阶梯，直到测完全部预定的迎角为止。目前大多数风洞都采用这种方法变迎角。

2)迎角连续变化法。这种方法是在一次试验过程中，在所要求测量的迎角范围内，模型迎角以一定的速率连续变化，与此同时，用采样速率很高的数据采集系统连续地采集被测参数，然后通过计算机对所采集的大量数据按特定的规律进行挑选、处理，从而得到所要求迎角下的各被测参数。连续变迎角方法试验的优点是可以大大缩短试验时间，而且可以得到所测迎角范围内的任意一个迎角和任意迎角间隔的试验数据。连续变迎角的速率不能大，通常为0.5°/s～2°/s。当迎角较大时，要考虑模型离心力对天平轴向力测值的修正。当作大迎角试验时，不宜采用连续变迎角的方法，因为迎角大到一定值时，机体前段会出现非对称漩涡，涡破裂点正好在翼面上，因此作用在模型上的气动力非定常性非常明显，测量精度将会受到影响。

当模型的侧滑角不为零或方向舵、副翼偏角不为零时，在飞机模型上不仅作用有纵向空气动力分量，而且还有横侧分量。横侧空气动力分量主要随侧滑角变化，但迎角变化时，横侧空气动力分量也会有较大的变化。在进行横侧空气动力特性试验时，一般是在给定几个迎角α下改变一系列侧滑角β。测出给定迎角下模型在不同侧滑角时的空气动力分量，这种试验称为横向试验。但是，也有在给定几个侧滑角β(β≠0)下改变一系列迎角α，测出给定侧滑角下模型不同迎角时的各空气动力分量，可获得不同侧滑角下飞行器气动特性，尤其是横侧气动特性随迎角变化的情况。在给定侧滑角β(β≠0)下改变一系列迎角α的模型测力试验称“准”纵向测力试验。横向试验变侧滑角的方法有四种：1)模型转滚转角γ方法；2)用侧滑角机构变侧滑角方法；3)模型预偏侧滑角β方法；4)双转轴式试验方法。

此外，跨超声速风洞中，绝大多数全模型都是利用尾支杆支撑，除此以外，还有腹部支撑和张线(钢带)支撑等其他型式。

目前，全模型测力试验主要是对试验模型进行横向试验、纵向试验或横侧空气动力特性试验，即试验模型在滚转、偏航或滚转等姿态下的气动测力，如需对试验模型的各操纵面或部件进行测量，需要风洞停车后人工对各操纵面的角度进行安装调试，劳动量大，且大幅增加风洞试验次数；同时，对试验模型及其部件的风洞试验考察，仅限于设计人员给出的自认为需要考察的工况，是事先设定好的工况，不能对试验模型整体的气动性能进行全方位的考察，比如对各操纵面的最大可用舵偏角范围的考察，比如模拟飞行器飞行过程中通过舵偏转调节飞行器的气动特征等，比如对鸭舵的各个舵偏分别偏转下的气动特性影响分析等。

为了提升风洞试验效率，快速对试验模型进行全方位考察，并通过所获得的气动数据对飞行器外形方案的评估和优选，需要对试验模型注入多个可变换的自由度姿态，并通过远程操控，更为真实地模拟飞行器在真实环境中各种姿态调整和舵面偏转的情况成为目前飞行器全机风洞试验急需解决的难题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法。

本发明解决技术的方案是：风洞模型多姿态耦合实时测力装置，包括试验模型主体、舵面自动偏转机构、主动旋转组件、测力天平和支撑件；所述的试验模型主体包括前后两个带舵面的弹身以及两个弹身之间的连接弹身；

所述舵面自动偏转机构分别内置于所述试验模型主体的不同舵面部位，分别驱动对应舵面单独旋转，所述主动旋转组件通过定子与所述测力天平固连，通过转子与连接弹身固定，通过电机组件Ⅰ与前弹身固连，在所述电机组件的驱动下前弹身的舵面相对后弹身的舵面旋转，通过另一电机组件Ⅱ驱动整个试验模型主体相对支撑件旋转，支撑件与所述测力天平固连。

优选的，所述的主动旋转组件包括转子、定子、电机组件Ⅰ和电机组件Ⅱ，所述电机组件Ⅰ与所述转子固连，其动力输出轴与前弹身固连，所述电机组件Ⅱ与所述定子固连，其动力输出轴与所述转子固连，所述连接弹身与所述转子固定或合为一体。

优选的，所述的舵面自动偏转机构包括电机驱动组件和舵轴传动组件以及舵机主体；电机驱动组件固装在所述的舵机主体上，用于提供正反旋转的动力，其输出动力轴与舵轴传动组件固连，舵轴传动组件将所述电机驱动组件的输出动力转化为偏转的动力输出至待测量舵轴，所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与舵轴传动组件的旋转轴线垂直交错。

优选的，所述的舵面自动偏转机构还包括铰链力矩天平，铰链力矩天平一端与舵轴传动组件固连，另一端与待测量舵轴固连，并随舵轴传动组件同步偏转，能测量舵轴不同角度偏转下的铰链力矩。

优选的，所述的舵轴传动组件优选具备自锁特征的蜗轮蜗杆传动，蜗杆与电机驱动组件的输出动力轴连接，涡轮与待测量舵轴或者铰链力矩天平的一端固连。

优选的，控制所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与所述舵轴传动组件的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内，使其旋转回程间隙在3′以内。

优选的，舵面自动偏转机构的不知方式和数量根据舵面的周向布局和数量而定。

优选的，支撑件能对所述试验模型主体以某一俯仰、偏航或滚转角速度单独或耦合驱动下进行连续旋转控制，旋转回程间隙在3′以内。

风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)将所述的测力装置置于来流流场中，通过对支撑件的各运动自由度姿态调节，使其轴线与来流方向平行；

(2)预设速度来流的流场稳定后，通过支撑件结合所述电机组件Ⅱ控制试验模型主体以某一俯仰、偏航或滚转角速度单独或耦合进行连续驱动旋转，测力天平实时获得连续角度变换下所述试验模型主体所受来流气动力或力矩的测力数据；

(3)实时采集和处理所述测力天平获得的测力数据，当达到所述测力天平测量量程上限或系统设定的俯仰、偏航和滚转角范围边界时，停止支撑件和所述电机组件Ⅱ的继续旋转，并驱动所述试验模型主体返回初始状态；

(4)舵面自动偏转机构驱动各对应舵面分别或同时以某一角速度进行连续旋转，实时重复步骤(2)和步骤(3)的操作，通过获得的测力数据，评估和优选各所述舵面的最大可用舵偏角范围；

(5)所述电机组件Ⅰ驱动前弹身的舵面相对后弹身的舵面以某一角速度进行连续旋转，实时重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，通过获得的测力数据，评估和优选前弹身的舵面、后弹身的舵面沿轴向视角的交错最佳位置。

风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法，步骤如下：

(1)将所述的测力装置置于来流流场中，通过对支撑件的各运动自由度姿态调节，使其轴线与来流方向平行；

(2)预设速度来流的流场稳定后，设定所述试验模型主体的俯仰、偏航和滚转角度值；设定前弹身的舵面、后弹身的舵面沿轴向视角的交错位置；设定所述试验模型主体的气动力矩受力设定值，将所述测力天平获取的测力数据与上述设定值进行对比反馈，通过所述舵面自动偏转机构驱动各所述舵面在其最大可用舵偏角范围内分别进行连续偏转，以满足天平所测气动力矩达到设定值；

(3)改变所述试验模型主体的俯仰、偏航和滚转角度值，重复步骤(2)的操作，直到各所述舵面在最大可用舵偏角范围内偏转均无法达到气动力矩设定值，获得在所述试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态连续变化下，前弹身的舵面、后弹身的舵面相对偏转变化数据；

(4)改变前弹身的舵面、后弹身的舵面沿轴向视角的交错位置，重复步骤(2)和步骤(3)的操作，获得在所述试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态以及各所述舵面沿轴向视角交错位置连续变化下，所述舵面相对偏转变化数据；

(5)改变流场的来流速度，重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，获得在所述试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态、流场的来流速度以及各所述舵面沿轴向视角交错位置连续变化下，其各所述舵面相对偏转变化数据。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

风洞模型多姿态耦合实时测力装置，能满足1.2米量级及以下风洞对所述试验模型主体进行所述风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法。

本发明通过设计舵面自动偏转机构，实现了各个舵面的单独驱动控制，传动自锁，舵轴±360°的角度偏转和偏转回程间隙在3′以内，增强了舵轴角度偏转的操控能力和控制范围，保证了舵面遥控操作和测力的精准度；

本发明通过模块化设计主动旋转组件，实现了试验模型的整体可控自转和沿轴向其各舵面的相对可控旋转，增大了试验模型的俯仰、偏航和滚转的姿态范围，能够实时自动对前后舵面沿轴向交叉角度大小进行变换。

本发明通过在试验模型中内置舵面自动偏转机构和主动旋转组件，实现了对试验模型在飞行包线和指定舵偏范围内多姿态耦合的气动特性连续实时测量，大幅减少传统试验所需的人工、经济及时间成本，且能获取更为详尽的试验数据。

本发明通过对舵面自动偏转机构沿周向单独控制的舵面数量和布局形式设计多变，且结合主动旋转组件沿轴向数量的不限，能够满足大部分导弹或箭炮对不同布局形式和数量排布的操纵面的气动特性试验需求。

本发明通过获取在不同姿态和Ma数下对试验模型的各舵面相对偏转的测力数据，实现了各舵面的最大可用舵偏角范围和各舵面沿轴向视角的交错最佳位置的评估和优选，为飞行器设计整体布局方案的筛选提供试验依据。

本发明通过设定试验模型所受气动力矩为某一定值，在不同姿态和Ma数下对试验模型的各舵面进行偏转匹配，获得了飞行包线内舵面偏转配平能力、过载能力及耦合干扰特性，为后期飞行器具体部件设计选型提供依据。

附图说明

图1为本发明风洞模型多姿态耦合实时测力装置示意图；

图2为本发明舵面自动偏转机构示意图；

图3为本发明导弹操纵面沿周向的数量和布局形式示意图；

图4为本发明鸭舵和尾翼沿轴向视角的交错位置示意图；

图5为本发明风洞模型多姿态耦合实时测力装置的尾支撑结构示意图。

具体实施方式

下面结合实施例及附图1-5对本发明作进一步阐述。

风洞模型多姿态耦合实时测力装置，包括试验模型主体、舵面自动偏转机构、主动旋转组件、测力天平6和支撑件7，见图1所示。舵面自动偏转机构分别内置于试验模型主体的不同舵面部位，分别驱动各舵面单独旋转，主动旋转组件通过定子23与测力天平6固连，通过转子24与弹身Ⅱ2固定，通过电机组件Ⅰ21与弹身Ⅰ1固连，在电机组件Ⅰ21的驱动下舵面Ⅰ4相对舵面Ⅱ5旋转，在电机组件Ⅱ22的驱动下试验模型主体相对支撑件7旋转，支撑件7与测力天平6固连，实现试验模型主体的连续姿态和各舵面偏转变化。

试验模型主体包括弹身Ⅰ1、弹身Ⅱ2、弹身Ⅲ3、舵面Ⅰ4和舵面Ⅱ5，置于弹身Ⅰ1的舵面Ⅰ4与置于弹身Ⅲ3的舵面Ⅱ5沿轴向视角的交错位置通过主动旋转组件的传动定位来调整。试验模型主体，沿其轴线分布的所述舵面的数量不限，所述弹身的数量则随所述风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法需要而相应增减，所述风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法对于不同数量和位置的所述舵面均适用。

舵面自动偏转机构能实现每个舵面的单独驱动控制，并实现每个舵面±360°的角度偏转，旋转回程间隙在3′以内，具备传动自锁功能，见附图2；虽然从附图2的视图视角仅能看到一套完整的舵轴驱动单元，但显示的三套电机驱动组件围绕舵机主体圆形阵列可知，在一个舵机主体上沿其周向圆形布置了三套舵轴驱动单元，当然不仅限于圆形阵列，也不仅限于三套，根据导弹模型的操纵面数量和布局而定，有一字、品字、十字、米字、对称和非对称等多种舵面布局，见附图3。舵面自动偏转机构，沿周向单独控制的舵面数量和形式能根据所述舵面Ⅰ4或所述舵面Ⅱ5的周向布局和数量而定。

舵面自动偏转机构包括电机驱动组件和舵轴传动组件以及舵机主体；电机驱动组件固装在所述的舵机主体上，用于提供正反旋转的动力，其输出动力轴与舵轴传动组件固连，舵轴传动组件将所述电机驱动组件的输出动力转化为偏转的动力输出至待测量舵轴，所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与舵轴传动组件的旋转轴线垂直交错。

当需要测量铰链力矩时，舵面自动偏转机构还包括铰链力矩天平，铰链力矩天平一端与舵轴传动组件固连，另一端与待测量舵轴固连，并随舵轴传动组件同步偏转，能测量舵轴不同角度偏转下的铰链力矩。

主动旋转组件包括转子24、定子23、电机组件Ⅰ21和电机组件Ⅱ22，电机组件Ⅰ21与转子24固连，其动力输出轴与弹身Ⅰ1固连，电机组件Ⅱ22与定子23固连，其动力输出轴与转子24固连，弹身Ⅱ2与转子24固定或合为一体。电机组件Ⅰ21和电机组件Ⅱ22均包括可正反转的电机、精密减速器和编码器等，电机组件Ⅱ22能拓宽试验模型主体在支撑件7下的俯仰、偏航和滚转范围，提升所述测力天平7的测量精准度。测力天平6能对试验模型主体所受气动力或力矩进行六分量解耦测量。支撑件7能对试验模型主体以某一俯仰、偏航或滚转角速度单独或耦合驱动下进行连续旋转控制，旋转回程间隙在3′以内，如图5所示为风洞尾支撑结构示意图。舵面自动偏转机构沿周向单独控制的舵面数量和形式能根据舵面Ⅰ4或舵面Ⅱ5的周向布局和数量而定。试验模型主体沿其轴线分布的舵面的数量不限，弹身的数量则随风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法需要而相应增减，风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法对于不同数量和位置的舵面均适用。

风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法，包括一个具有风洞模型多姿态耦合实时测力装置、机电实时控制系统和信号采集处理系统的主体，置于流场中的试验模型主体在机电实时控制系统的驱动控制下进行多姿态单独或耦合的连续运动，并由信号采集处理系统实时获得气动力或力矩数据的步骤如下：

(1)试验模型主体在支撑件7下，置于来流流场中，通过对支撑件7的各运动自由度姿态调节，使其轴线与来流方向平行。

(2)预设速度来流的流场稳定后，在机电实时控制系统下，支撑件7结合电机组件Ⅱ(22)对试验模型主体以某一俯仰、偏航或滚转角速度单独或耦合进行连续驱动旋转，测力天平6(和铰链力矩天平)实时获得连续角度变换下试验模型主体所受来流气动力或力矩的测力数据。

(3)信号采集处理系统实时采集和处理测力天平6(和铰链力矩天平)获得的测力数据，当达到测力天平6(和铰链力矩天平)测量量程上限或系统设定的俯仰、偏航和滚转角范围边界时，机电实时控制系统获取反馈信号，停止支撑件7和电机组件Ⅱ22的继续旋转，并驱动试验模型主体返回初始状态。

(4)舵面自动偏转机构驱动各舵面分别或同时以某一角速度进行连续旋转，实时重复步骤(2)和步骤(3)的操作，通过信号采集处理系统获得的测力数据，评估和优选各舵面的最大可用舵偏角范围。

(5)电机组件Ⅰ21驱动舵面Ⅰ4相对舵面Ⅱ5以某一角速度进行连续旋转，实时重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，通过信号采集处理系统获得的测力数据，评估和优选舵面Ⅰ4和舵面Ⅱ5沿轴向视角的交错最佳位置，如图4所示。

以上测力试验针对各舵面的最大可用舵偏角范围和沿轴向视角的交错最佳位置分别进行依据模型测力天平的测力数据评估和优选。而针对舵面最大可用舵偏角范围已定的情况下，为了使试验模型主体在飞行过程中力矩平衡，对舵面偏转配平效果、交错位置以及模型姿态等因素进行试验考察步骤如下：

(1)试验模型主体在支撑件7下，置于来流流场中，通过对支撑件7的各运动自由度姿态调节，使其轴线与来流方向平行。

(2)预设速度来流的流场稳定后，设定试验模型主体的俯仰、偏航和滚转角度值，设定各舵面沿轴向视角的交错位置，设定试验模型主体的气动力矩(俯仰、偏航或滚转)受力设定值(0或某一值)，将测力天平6获取的测力数据与上述设定值进行对比反馈，通过舵面自动偏转机构驱动各舵面在其最大可用舵偏角范围内分别进行连续偏转，以满足天平所测气动力矩达到设定值。

(3)改变试验模型主体的俯仰、偏航和滚转角度值，重复步骤(2)的操作，直到各舵面在最大可用舵偏角范围内偏转均无法达到气动力矩设定值，获得在试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态连续变化下，其各舵面相对偏转变化数据。

(4)改变舵面Ⅰ4和舵面Ⅱ5沿轴向视角的交错位置，重复步骤(2)和步骤(3)的操作，获得在试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态以及各舵面沿轴向视角交错位置连续变化下，其各舵面相对偏转变化数据。

(5)改变流场的来流速度，重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，获得在试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态、流场的来流速度以及各舵面沿轴向视角交错位置连续变化下，其各舵面相对偏转变化数据。

风洞模型多姿态耦合实时测力装置，能满足1.2米量级及以下风洞对试验模型主体进行风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

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。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.风洞模型多姿态耦合实时测力装置，其特征在于：包括试验模型主体、舵面自动偏转机构、主动旋转组件、测力天平和支撑件；所述的试验模型主体包括前后两个带舵面的弹身以及两个弹身之间的连接弹身；

所述舵面自动偏转机构分别内置于所述试验模型主体的不同舵面部位，分别驱动对应舵面单独旋转，所述主动旋转组件通过定子与所述测力天平固连，通过转子与连接弹身固定，通过电机组件Ⅰ与前弹身固连，在所述电机组件的驱动下前弹身的舵面相对后弹身的舵面旋转，通过另一电机组件Ⅱ驱动整个试验模型主体相对支撑件旋转，支撑件与所述测力天平固连。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的主动旋转组件包括转子、定子、电机组件Ⅰ和电机组件Ⅱ，所述电机组件Ⅰ与所述转子固连，其动力输出轴与前弹身固连，所述电机组件Ⅱ与所述定子固连，其动力输出轴与所述转子固连，所述连接弹身与所述转子固定或合为一体。

3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的舵面自动偏转机构包括电机驱动组件和舵轴传动组件以及舵机主体；电机驱动组件固装在所述的舵机主体上，用于提供正反旋转的动力，其输出动力轴与舵轴传动组件固连，舵轴传动组件将所述电机驱动组件的输出动力转化为偏转的动力输出至待测量舵轴，所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与舵轴传动组件的旋转轴线垂直交错。

4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于：还包括铰链力矩天平，铰链力矩天平一端与舵轴传动组件固连，另一端与待测量舵轴固连，并随舵轴传动组件同步偏转，能测量舵轴不同角度偏转下的铰链力矩。

5.根据权利要求3或4所述的装置，其特征在于：所述的舵轴传动组件优选具备自锁特征的蜗轮蜗杆传动，蜗杆与电机驱动组件的输出动力轴连接，涡轮与待测量舵轴或者铰链力矩天平的一端固连。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于：控制所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与所述舵轴传动组件的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内，使其旋转回程间隙在3′以内。

7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：舵面自动偏转机构的不知方式和数量根据舵面的周向布局和数量而定。

8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：支撑件能对所述试验模型主体以某一俯仰、偏航或滚转角速度单独或耦合驱动下进行连续旋转控制，旋转回程间隙在3′以内。

9.风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)将权利要求1所述的测力装置置于来流流场中，通过对支撑件的各运动自由度姿态调节，使其轴线与来流方向平行；

(2)预设速度来流的流场稳定后，通过支撑件结合所述电机组件Ⅱ控制试验模型主体以某一俯仰、偏航或滚转角速度单独或耦合进行连续驱动旋转，测力天平实时获得连续角度变换下所述试验模型主体所受来流气动力或力矩的测力数据；

(3)实时采集和处理所述测力天平获得的测力数据，当达到所述测力天平测量量程上限或系统设定的俯仰、偏航和滚转角范围边界时，停止支撑件和所述电机组件Ⅱ的继续旋转，并驱动所述试验模型主体返回初始状态；

(4)舵面自动偏转机构驱动各对应舵面分别或同时以某一角速度进行连续旋转，实时重复步骤(2)和步骤(3)的操作，通过获得的测力数据，评估和优选各所述舵面的最大可用舵偏角范围；

(5)所述电机组件Ⅰ驱动前弹身的舵面相对后弹身的舵面以某一角速度进行连续旋转，实时重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，通过获得的测力数据，评估和优选前弹身的舵面、后弹身的舵面沿轴向视角的交错最佳位置。

10.风洞模型多姿态耦合实时测力试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)将权利要求1所述的测力装置置于来流流场中，通过对支撑件的各运动自由度姿态调节，使其轴线与来流方向平行；

(2)预设速度来流的流场稳定后，设定所述试验模型主体的俯仰、偏航和滚转角度值；设定前弹身的舵面、后弹身的舵面沿轴向视角的交错位置；设定所述试验模型主体的气动力矩受力设定值，将所述测力天平获取的测力数据与上述设定值进行对比反馈，通过所述舵面自动偏转机构驱动各所述舵面在其最大可用舵偏角范围内分别进行连续偏转，以满足天平所测气动力矩达到设定值；

(3)改变所述试验模型主体的俯仰、偏航和滚转角度值，重复步骤(2)的操作，直到各所述舵面在最大可用舵偏角范围内偏转均无法达到气动力矩设定值，获得在所述试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态连续变化下，前弹身的舵面、后弹身的舵面相对偏转变化数据；

(4)改变前弹身的舵面、后弹身的舵面沿轴向视角的交错位置，重复步骤(2)和步骤(3)的操作，获得在所述试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态以及各所述舵面沿轴向视角交错位置连续变化下，所述舵面相对偏转变化数据；

(5)改变流场的来流速度，重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，获得在所述试验模型主体俯仰、偏航和滚转姿态、流场的来流速度以及各所述舵面沿轴向视角交错位置连续变化下，其各所述舵面相对偏转变化数据。

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