CN111855131B - 远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法，装置中的载机尾支撑通过天平支杆系统与所述载机模型相固连，并驱动载机模型实现俯仰、滚转和偏航姿态变化；所述的防冲击装置用于保护载机模型和导弹模型在风洞吹风启动时免受冲击，并在风洞气流稳定后撤出；载机尾支撑用于改变载机模型和导弹模型的试验位姿；导弹模型脱离载机模型后，导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；同时测量装置对导弹模型在流场中的运动进行实时同步测量；天平支杆系统用于对载机模型进行实时气动特性测量；所述的拦阻网用于防止导弹模型在自由运动后期与风洞洞壁进行碰撞。

Description

远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法

技术领域

本发明涉及的是远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术

外挂物轨迹捕获试验或捕获轨迹试验是一种先进的测量外挂物投放轨迹的试验方法。采用这种方法试验可以预测外挂物(如副油箱、炸弹、导弹等)从飞机上投放/发射分离后，在离开飞机的初始阶段的运动轨迹；研究飞机的外形、飞行速度、飞行姿态、飞行高度、外挂物的外形及其在飞机上的悬挂位置和姿态等参数对外挂物分离轨迹的影响；判定所分离的外挂物能否由飞机上安全分离(不撞击母机或临近其他外挂物)而不危及母机的安全；为外挂物研制及其在飞机上的合理布局和安全分离所需参数控制提供试验依据。

捕获轨迹试验的突出优点是预测的准确性高，能获得与全尺寸飞行试验数据比较一致的试验结果；能通过计算机软件在试验中模拟外挂物复杂的分离条件(如助投力、外挂物本身的推力及一些可能变化的物理参数)和特殊的飞行状态(如俯冲、爬升或加速飞行)，而投放试验通常只能模拟平飞；可在试验中直接给出外挂分离轨迹，及时评定分离特性，必要时可随时修改有关参数进行试验；试验在得到全尺寸条件分离轨迹数据的同时，又可直接获得外挂物在分离轨迹各点上的气动数据，以利于外挂物分离特性的分析和改进研究；捕获轨迹试验的外挂物模型只需外形几何相似，容易设计制作，且一个模型可反复使用，而不像投放试验的模型需要动力相似。捕获轨迹试验的缺点除了技术难度大、需要一套能精确控制的六自由度运动机构、外挂天平和气动测量要求高外，外挂物的分离运动范围受到运动机构的限制，一些姿态变化过于急剧或呈翻滚式运动的外挂分离难以实现；也不可能进行多外挂物的连投或齐投；或多或少存在着尾支撑的支架干扰和因尾支撑而对模型后体的局部改形的影响，虽可对其进行修正，但将附加相当的工作量。

捕获轨迹试验基于计算机、六自由度机构和风洞运行的相互配合，通过对外挂物气动载荷的测量、运动轨迹的计算及计算机对外挂物六自由度运动的控制，来实现对外挂物分离轨迹的模拟。试验过程中，当 外挂物模型处于相对母机模型的某一初始位置和某个姿态角时，由外挂物内的天平测量其气动力，并预估出在给定下一分离时间间隔末的气动系数值，同时根据所测气动力和输入的初始条件(如飞机的姿态、飞行高度、速度以及外挂物的重量、惯性矩、初始位置、角度和速度等)，按给定的时间间隔(步长)求解外挂物运动方程，获得外挂物在该下一时间间隔末相对飞机的位置和姿态角，然后转换成以风洞机构坐标为参考的模型位置和姿态角，随后即指令六自由度机构运动外挂物模型到达该预计的位置和姿态角，再由天平测量外挂物的气动载荷和计算机计算其气动系数以及比较在该位置处预估和测量的气动系数值，即用预估值和实测值比较和鉴别的“交叉校对法”，对所取时间步长大小的合理性作出判别。若两者数据一致(在所要求的误差内)，则所测量的气动系数值为轨迹上一点的气动系数值，而该点即为轨迹上的一点；若两者数据不一致，则调整预估步长(一般缩短预估步长一半)，并按调整后的预估步长，重新预估新的气动系数，求解运动方程，再定位新的外挂物位置和姿态角以及测量和比较气动系数，直至预估值与测量值一致为止。重复这些步骤直至获得所模拟的分离时间里，外挂物相对飞机运动的整个轨迹。

飞行器的动导数是飞行器引导系统、控制系统以及动态品质分析不可缺少的原始气动参数，是开展飞行器稳定性和操纵性分析的原始输入参数，在衡量飞行器动态品质方面有很重要的作用。随着现代战斗机和导弹飞行包线的扩展，对机动性和敏捷性的要求越来越高，可控攻角也不断增大。大攻角和带侧滑情况下的机动带来的非线性流动现象往往会严重影响到飞行器的动态稳定特性。

要对这些情况下的飞行动态特性进行预测并设计飞行控制系统，以及对飞机的失速/尾旋进行分析，就必须建立动力学模型和确定其动导数。飞行器动态特性的研究可分为数值计算模拟和风洞试验等方法。风洞自由飞试验是一种非接触的研究动态特性的试验方法，将模型释放到风洞中使其自由运动，使用高速相机拍摄下模型在风洞中的运动轨迹和姿态，通过人工判读和图像识别的方法提取出模型的运动参数，再经过气动参数辨识可以获取相应的飞行器静、动导数等气动参数。和普通的风洞试验相比，风洞自由飞试验没有支杆，所以不会受到支杆的干扰。所以不会受到支杆影响的风洞自由飞试验能够比较真实的模拟飞行状态，在飞行器动稳定性的测量中有着独特的优势，并成功地预测了多种型号飞机的失速、尾旋以及大迎角飞行特性。

传统的风洞自由飞试验仅采用固定舵偏的导弹模型进行试验，并不能真实地反应导弹在脱离飞机后舵面在气动受力情况下会发生偏转的真实运动状态；同时，固定舵偏的自由飞试验成本非常高，一个导弹模型只能完成一个舵偏状态下一次吹风试验，无法回收利用。为了提升风洞试验效率，对导弹模型在机载分离过程中进行更为真实的考察，需要对导弹模型注入多个自由度的舵面姿态，并通过远程操控，更为真实地模拟飞行器在真实环境中舵面偏转的情况成为目前机载分离自由飞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，提供了远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法。

本发明解决技术的方案是：远程舵控的风洞自由飞试验装置，包括载机模型，天平支杆系统、载机尾支撑、导弹模型、防冲击装置和拦阻网；

载机尾支撑通过天平支杆系统与所述载机模型相固连，并驱动载机模型实现俯仰、滚转和偏航姿态变化；

所述的防冲击装置用于保护载机模型和导弹模型在风洞吹风启动时免受冲击，并在风洞气流稳定后撤出；

载机尾支撑用于改变载机模型和导弹模型的试验位姿；导弹模型脱离载机模型后，导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；同时测量装置对导弹模型在流场中的运动进行实时同步测量；天平支杆系统用于对载机模型进行实时气动特性测量；

所述的拦阻网用于防止导弹模型在自由运动后期与风洞洞壁进行碰撞。

优选的，所述的导弹模型内腔安装数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统；

数据交互系统获取来自风洞外的实时控制反馈信号，并传输给电源数控系统；

电源数控系统控制滚转电机驱动系统驱动各舵面沿导弹模型主体轴线进行实时角度偏转，控制自动舵控装置驱动导弹模型各舵面沿舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转。

优选的，数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统在导弹模型内腔中的位置、重量、惯性矩特征参照真实导弹特性，满足试验所需的气动相似准则和动力相似准则。

优选的，所述的自动舵控装置包括舵机主体、舵面偏转单元和舵片，舵面偏转单元关于舵机主体呈环形分布，其布置数量和方式根据所述导弹模型的舵面数量和布局形式决定；所述的舵面偏转单元包括电机驱动系统、弹簧、螺杆、螺母、离合装置、蜗杆、蜗轮、连杆、滑块、限位销和锁销，电机驱动系统驱动旋转螺杆，进而推动螺母做直线运动，连杆两端分别与滑块与螺母铰接，与滑块套合的舵片在连杆的作用下沿舵片和舵轴的垂直方向进行角度偏转直至指定角度后，锁销将舵片和蜗轮进行固连，螺母在弹簧的作用下脱离螺杆的作用，并推动离合装置将螺杆和蜗杆进行固定，随着电机驱动系统的驱动，蜗杆旋转带动蜗轮和舵片沿舵轴方向进行角度偏转，限位销对角度偏转范围进行限制。

优选的，弹簧始终处于压缩状态，在螺母脱离螺杆的旋转推动作用后，能抑制螺杆反向旋转时对螺母的反向旋转推动，并通过螺母的挤压让离合装置始终保持闭合状态。

优选的，蜗杆和蜗轮传动具有自锁功能，在离合装置未将螺杆和蜗杆固定前，蜗杆固定不动，对蜗轮自锁固定，保证舵片沿舵轴方向不发生偏转，进而对螺母进行直线导向。

优选的，通过控制电机驱动系统的输出动力轴轴线与舵面的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内，使得旋转回程间隙在3′以内。

优选的，所述的防冲击装置包括有电机组合系统、防冲击基座、蜗轮蜗杆、齿轮齿条、直线导轨和锥块，电机组合系统固定在防冲击基座上，驱动蜗轮蜗杆旋转，并通过齿轮齿条将旋转运动转变为在直线导轨导向下锥块的直线运动。

优选的，所述的锥块垂直来流方向的宽度大于导弹模型的最大宽度，对来流进行分流导向作用，其伸入风洞内相对气流方向的垂直长度能覆盖并保护载机模型和导弹模型免受启动气流冲击。

优选的，在舵轴处设置折断缺口保证舵片与硬物碰撞时折断来保护自动舵控装置的安全。

远程舵控的风洞自由飞试验方法，步骤如下：

(1)将所述的装置安装在风洞中，控制防冲击装置保护载机模型和导弹模型；

(2)设置吹风气流马赫数值，风洞吹风启动后，气流稳定在所设马赫数值后，撤回防冲击装置的防护，通过载机尾支撑改变载机模型和导弹模型的试验位姿，随后释放导弹模型脱离载机模型，并对导弹模型在流场中的运动进行实时测量，通过天平支杆系统对载机模型进行实时气动特性测量；

(3)导弹模型在气流中进行自由运动过程中，导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；

导弹模型各舵面位姿变化与导弹模型在流场中的运动测量进行同步，进而获取舵面位姿变化下导弹模型的实时运动位姿，进而实时获得不同马赫数下载机模型不同位姿下的气动受力情况，并获取在载机模型不同位姿下导弹模型在不同舵偏状态下的自由运动姿态和动态运动特性；

(4)测量结束后，载机模型在载机尾支撑的驱动控制下回到零攻角状态，停止风洞吹风，完成试验。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1.通过设计自动舵控装置，实现了各舵片的单独驱动控制，传动自锁，且单个电机可以实现各舵片沿舵轴及其垂直方向进行实时精确角度偏转，偏转回程间隙3′以内；

2.通过自动舵控装置和滚转电机驱动系统的结合设计，实现了导弹模型操纵面整体沿弹体轴线转动以及折叠舵的展开和角度偏转，满足栅格翼和折叠舵等的角度偏转需求。

3.通过设计防冲击装置，避免了载机模型和导弹模型在风洞启动时受到气流冲击，进而保证了模型间位姿的精准和受力的安全；通过设计远程舵控的导弹模型，使自由飞试验导弹模型能够在运动过程中实时舵控，更加逼近真实的机载分离。

4.通过设计远程舵控的导弹模型，使自由飞试验导弹模型能够在运动过程中实时舵控，更加逼近真实的机载分离。

5.通过设计舵轴缺口能使舵片过载后折断，设计限位销防止舵片角度过大，保证了舵片转动角度过大或碰撞硬物时，冲击力或碰撞力对自动舵控装置造成损坏。

6.通过设计远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法，实现了对机载分离时载机模型和导弹模型在不同姿态和马赫数等状态下的气动力学特性分别进行实时测量。

附图说明

图1为本发明远程舵控的风洞自由飞试验装置示意图；

图2为本发明导弹模型结构示意图；

图3为本发明自动舵控装置示意图；

图4为本发明舵面展开机构传动简图；

图5为本发明防冲击装置示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

远程舵控的风洞自由飞试验装置，包括载机模型1，天平支杆系统2、载机尾支撑3、导弹模型4、防冲击装置5和拦阻网6，载机尾支撑3通过天平支杆系统2与所述载机模型1相固连，并驱动载机模型1实现俯仰、滚转和偏航姿态变化，数据交互系统46、自动舵控装置43、滚转电机驱动系统44和电源数控系统45置于导弹模型4内腔，数据交互系统46获取来自风洞外地面的控制系统的实时控制反馈信号，并传输给电源数控系统45，进而控制滚转电机驱动系统44驱动各舵面沿导弹模型4主体轴线进行实时角度偏转，控制自动舵控装置43的各电机驱动系统802驱动导弹模型4各舵面沿舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转。自动舵控装置43包括一个具有舵机主体801、舵面偏转单元和舵片807的主体，舵面偏转单元关于舵机主体801呈环形分布，其布置数量和方式根据所述导弹模型4的舵面数量和布局形式决定。舵面偏转单元包括一个具有电机驱动系统802、弹簧808、螺杆803、螺母804、离合装置809、蜗杆810、蜗轮813、连杆805、滑块806、舵片807、限位销811和锁销812 的主体，电机驱动系统802驱动旋转螺杆803，进而推动螺母804做直线运动，连杆805两端分别与滑块806与螺母804相连，与滑块806套合的舵片807 沿舵片和舵轴的垂直方向进行角度偏转直至指定角度后，锁销812将舵片807 和蜗轮813进行固连，螺母804在弹簧808的作用下脱离螺杆803的作用，并推动离合装置809将螺杆803和蜗杆810进行固定，随着电机驱动系统802 的驱动，蜗杆810旋转带动蜗轮813和舵片807沿舵轴方向进行角度偏转，并在限位销811的限制下进行一定范围的偏转。

蜗杆810和蜗轮813传动具有自锁功能，在离合装置809未将螺杆803 和蜗杆810固定前，蜗杆810固定不动，对蜗轮813自锁固定，保证舵片沿舵轴方向不发生偏转，进而对螺母804进行直线导向。

所述的弹簧808始终处于压缩状态，在螺母804脱离螺杆803的旋转推动作用后，能抑制螺杆803反向旋转时对螺母804的反向旋转推动，并通过螺母 804的挤压让离合装置809始终保持闭合状态。

导弹模型4，满足试验所需的气动相似准则和动力相似准则，置于其内部的数据交互系统46、自动舵控装置43、滚转电机驱动系统44和电源数控系统 45的位置、重量和惯性矩等特征需根据真实导弹的特性进行决定；导弹模型4 数量不限，可实现实时同步多个投放试验，或实时多个接连投放试验，外形不仅仅包括回转体，沿其轴线分布的自动舵控装置43的数量不限，视根据导弹模型4的操纵面数量和布局形式决定。

防冲击装置5包括一个具有电机组合系统52、防冲击基座51、蜗轮蜗杆 53、齿轮齿条54、直线导轨55和锥块56的主体，电机组合系统52固定在防冲击基座51上，驱动蜗轮蜗杆53旋转，并通过齿轮齿条54将旋转运动转变为在直线导轨55导向下锥块56的直线运动。

防冲击装置5的锥块56形状优选尖劈状(垂直来流方向的宽度大于导弹模型的最大宽度，)，对来流进行分流导向作用，其伸入风洞内相对气流方向的垂直长度能覆盖并保护载机模型1和导弹模型4免受启动气流冲击；拦阻网6 布置在对载机模型1和导弹模型4所处的试验流场干扰小的下游，具备强韧性等特征，满足导弹模型4的回收，防止导弹模型4对风洞7的洞壁造成破坏；自动舵控装置43的蜗杆810和蜗轮813传动具有自锁功能，在离合装置809 未将螺杆803和蜗杆810固定前，蜗杆810固定不动，进而锁死蜗轮813，进而对螺母804进行直线导向；弹簧808始终处于压缩状态，在螺母804脱离螺杆803的旋转推动作用后，能抑制螺杆803反向旋转时对螺母804的反向旋转推动，并通过螺母804的挤压让离合装置809始终保持闭合状态；电源数控系统45包括动力电源和驱动控制器，动力电源给电机驱动系统802、电机组合系统52、驱动控制器和数据交互系统46提供能源动力；自动舵控装置43能实现各舵片807的单独控制，具有自锁功能，旋转回程间隙在3′以内(通过控制电机驱动系统的输出动力轴轴线与舵面的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内)，满足风洞试验精度要求；导弹模型沿其轴线分布的自动舵控装置43的数量不限，视根据导弹模型4的操纵面数量和布局形式决定。

远程舵控的风洞自由飞试验方法，包括如下步骤：

(1)导弹模型4通过分离解锁装置与载机模型1固定，载机尾支撑3通过天平支杆系统2与载机模型1相固连，并使载机模型1置于风洞7中保持零攻角状态；在风洞吹风启动前，电机驱动系统52通过传动部件驱动锥块56伸入风洞7中，置于载机模型1和导弹模型4的前端，保护载机模型1和导弹模型4在风洞吹风启动时免受冲击；

(2)设置吹风气流马赫数值，风洞吹风启动后，气流稳定在所设马赫数值后，电机驱动系统52通过传动部件驱动锥块56撤出风洞7内腔，通过载机尾支撑3改变载机模型1和导弹模型4的试验位姿，随后分离解锁装置释放导弹模型4脱离载机模型1，通过包括光学等测量手段对导弹模型4在流场中的运动进行实时测量，通过天平支杆系统2对载机模型1进行实时气动特性测量；载机尾支撑3定位精度在3′以内，满足风洞试验精度要求；

(3)导弹模型4在气流中进行自由运动过程中，通过数据交互系统46获取来自风洞外地面的控制系统的实时控制反馈信号，并传输给电源数控系统 45，进而控制滚转电机驱动系统44驱动各舵面沿导弹模型4主体轴线进行实时角度偏转，控制自动舵控装置43的各电机驱动系统802驱动导弹模型4各舵面沿舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；

(4)导弹模型4各舵面位姿变化与导弹模型4在流场中的运动测量进行同步，进而获取舵面位姿变化下导弹模型4的实时运动位姿，进而实时获得不同马赫数下载机模型1不同位姿下的气动受力情况，并获取在载机模型1不同位姿下导弹模型4在不同舵偏状态下的自由运动姿态和动态运动特性；

(5)为了防止导弹模型4在自由运动后期与风洞7洞壁进行碰撞，并对导弹模型内置的数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统回收利用，在载机尾支撑3后设置拦阻网6，在舵轴处设置折断缺口保证舵片与硬物碰撞时折断来保护自动舵控装置43的安全。

(6)测量结束后，载机模型1在载机尾支撑3的驱动控制下回到零攻角状态，停止风洞吹风，完成试验。

本说明书中公开的任一特征，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 (9)

1.远程舵控的风洞自由飞试验装置，其特征在于包括载机模型，天平支杆系统、载机尾支撑、导弹模型、防冲击装置和拦阻网；

载机尾支撑通过天平支杆系统与所述载机模型相固连，并驱动载机模型实现俯仰、滚转和偏航姿态变化；

所述的防冲击装置用于保护载机模型和导弹模型在风洞吹风启动时免受冲击，并在风洞气流稳定后撤出；

载机尾支撑用于改变载机模型和导弹模型的试验位姿；导弹模型脱离载机模型后，导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；同时测量装置对导弹模型在流场中的运动进行实时同步测量；天平支杆系统用于对载机模型进行实时气动特性测量；

所述的拦阻网用于防止导弹模型在自由运动后期与风洞洞壁进行碰撞；

所述的导弹模型内腔安装数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统；

数据交互系统获取来自风洞外的实时控制反馈信号，并传输给电源数控系统；

电源数控系统控制滚转电机驱动系统驱动各舵面沿导弹模型主体轴线进行实时角度偏转，控制自动舵控装置驱动导弹模型各舵面沿舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；

所述的自动舵控装置包括舵机主体、舵面偏转单元和舵片；舵面偏转单元关于舵机主体呈环形分布，其布置数量和方式根据所述导弹模型的舵面数量和布局形式决定；所述的舵面偏转单元包括电机驱动系统、弹簧、螺杆、螺母、离合装置、蜗杆、蜗轮、连杆、滑块、限位销和锁销，电机驱动系统驱动旋转螺杆，进而推动螺母做直线运动，连杆两端分别与滑块与螺母铰接，与滑块套合的舵片在连杆的作用下沿舵片和舵轴的垂直方向进行角度偏转直至指定角度后，锁销将舵片和蜗轮进行固连，螺母在弹簧的作用下脱离螺杆的作用，并推动离合装置将螺杆和蜗杆进行固定，随着电机驱动系统的驱动，蜗杆旋转带动蜗轮和舵片沿舵轴方向进行角度偏转，限位销对角度偏转范围进行限制。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统在导弹模型内腔中的位置、重量、惯性矩特征参照真实导弹特性，满足试验所需的气动相似准则和动力相似准则。

3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：弹簧始终处于压缩状态，在螺母脱离螺杆的旋转推动作用后，能抑制螺杆反向旋转时对螺母的反向旋转推动，并通过螺母的挤压让离合装置始终保持闭合状态。

4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：蜗杆和蜗轮传动具有自锁功能，在离合装置未将螺杆和蜗杆固定前，蜗杆固定不动，对蜗轮自锁固定，保证舵片沿舵轴方向不发生偏转，进而对螺母进行直线导向。

5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：通过控制电机驱动系统的输出动力轴轴线与舵面的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内，使得旋转回程间隙在3′以内。

6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的防冲击装置包括有电机组合系统、防冲击基座、蜗轮蜗杆、齿轮齿条、直线导轨和锥块，电机组合系统固定在防冲击基座上，驱动蜗轮蜗杆旋转，并通过齿轮齿条将旋转运动转变为在直线导轨导向下锥块的直线运动。

7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于：所述的锥块垂直来流方向的宽度大于导弹模型的最大宽度，对来流进行分流导向作用，其伸入风洞内相对气流方向的垂直长度能覆盖并保护载机模型和导弹模型免受启动气流冲击。

8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：在舵轴处设置折断缺口保证舵片与硬物碰撞时折断来保护自动舵控装置的安全。

9.远程舵控的风洞自由飞试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)将权利要求1所述的装置安装在风洞中，控制防冲击装置保护载机模型和导弹模型；

(2)设置吹风气流马赫数值，风洞吹风启动后，气流稳定在所设马赫数值后，撤回防冲击装置的防护，通过载机尾支撑改变载机模型和导弹模型的试验位姿，随后释放导弹模型脱离载机模型，并对导弹模型在流场中的运动进行实时测量，通过天平支杆系统对载机模型进行实时气动特性测量；

(3)导弹模型在气流中进行自由运动过程中，导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；

导弹模型各舵面位姿变化与导弹模型在流场中的运动测量进行同步，进而获取舵面位姿变化下导弹模型的实时运动位姿，进而实时获得不同马赫数下载机模型不同位姿下的气动受力情况，并获取在载机模型不同位姿下导弹模型在不同舵偏状态下的自由运动姿态和动态运动特性；

(4)测量结束后，载机模型在载机尾支撑的驱动控制下回到零攻角状态，停止风洞吹风，完成试验。

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