本发明公开一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，包括运动机构、随动机构、基座、支杆和运动控制器，基座安装固定在风洞闭口试验段的上方，运动机构和随动机构安装在基座上，试验模型通过支杆安装在运动机构末端；运动机构包括Y向运动组件、偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件；随动机构包括位于Y向运动组件左右的结构对称的两个随动组件。本发明实现战斗机试验模型在偏航角、俯仰角、Y向和Z向上的运动控制，实现试验模型的俯仰角和偏航角可连续大范围变化，且能保证变化过程中模型中心始终位于风洞试验段的轴线上，本装置的支撑阻塞度小且对模型的支架干扰小，能够有效获得军用战斗机在风洞试验中准确且连续的气动数据。
1.一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，包括运动机构、随动机构（10）、基座（4）、支杆（7）和运动控制器（2），所述基座（4）安装固定在风洞闭口试验段的上方，运动机构和随动机构（10）安装在基座（4）上，试验模型（6）通过支杆（7）安装在运动机构末端；
所述运动机构包括Y向运动组件（5）、偏航角运动组件（3）、Z向运动组件（11）和俯仰角运动组件（8），所述Y向运动组件（5）固定架设在基座（4）上方，在所述Y向运动组件（5）的运动端上分别安装偏航角运动组件（3）、Z向运动组件（11）和俯仰角运动组件（8）；所述Y向运动组件（5）、偏航角运动组件（3）和Z向运动组件（11）安装在基座（4）上方位于风洞试验段外部，且所述俯仰角运动组件（8）伸入到风洞试验段的内流场中；在所述俯仰角运动组件（8）的末端通过支杆（7）吊挂安装试验模型（6）； 所述Z向运动组件（11）穿过偏航角运动组件（3）并通过转盘轴承安装在偏航角运动组件（3）的内部；
所述运动控制器（2）与运动机构电连接，控制运动机构拖动试验模型（6）运动；所述运动控制器（2）分别与Y向运动组件（5）、偏航角运动组件（3）、Z向运动组件（11）和俯仰角运动组件（8）的控制端电连接，控制Y向运动组件（5）拖动试验模型（6）沿Y向做直线运动、Z向运动组件（11）拖动试验模型（6）沿Z向做直线运动、偏航角运动组件（3）和Y向运动组件（5）一起拖动试验模型（6）做偏航角方向的转动、以及俯仰角运动组件（8）和Z向运动组件（11）一起拖动试验模型（6）做俯仰角方向的转动；
所述随动机构（10）包括位于Y向运动组件（5）左右的结构对称的两个随动组件，随着Y向运动组件（5）相对于基座（4）的运动，两侧的随动组件由Y向运动组件（5）拖动并自动张紧；所述随动组件包括支撑框架（36）、柔性带（37）、导向槽（38）和张紧轮（39），在所述Y向运动组件（5）的左右两侧分别安装支撑框架（36）、导向槽（38）和张紧轮（39），且固定安装在偏航角运动组件（3）的框架（23）上，所述张紧轮（39）安装在支撑框架（36）的端头处，所述导向槽（38）设置在支撑框架（36）下方；所述柔性带（37）的一端与偏航角运动组件（3）的框架（23）固联，且柔性带（37）另一端绕在张紧轮（39）上由张紧轮（39）张紧，柔性带（37）的两侧嵌入导向槽（38）内；随着Y向运动组件（5）相对于基座（4）的运动，两侧的柔性带（37）由Y向运动组件（5）拖动并自动张紧，以保证由于Y向运动组件（5）的运动造成该处的洞壁孔隙的密封。
2.根据权利要求1所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述Y向运动组件（5）包括两根水平直线导轨（14）、安装在水平直线导轨（14）上的两组滑块（19）、滚珠丝杠（15）、丝杠螺母（16）、Y向运动减速机（17）和Y向运动电机（18），在所述基座（4）上平行固定安装两根水平直线导轨（14），所述丝杠螺母（16）安装在滚珠丝杠（15）上，所述Y向运动电机（18）输出的可控转动通过Y向运动减速机（17）、滚珠丝杠（15）和丝杠螺母（16）构成的螺旋副将转动转化成风洞坐标系横轴方向的直线运动；所述Y向运动组件（5）通过四组滑块（19）和丝杠螺母（16）固定在偏航角运动组件（3）的框架（23）上拖动安装在Y向运动组件（5）上的偏航角运动组件（3），从而带动偏航角运动组件（3）、Z向运动组件（11）和俯仰角运动组件（8）共同做Y向直线运动。
3.根据权利要求2所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述偏航角运动组件（3）包括偏航角运动电机（20）、偏航角运动减速机（21）、转盘轴承（22）、框架（23）和齿轮副（24），偏航角运动电机（20）的可控转动通过偏航角运动减速机（21）和齿轮副（24）带动转盘轴承（22）的转动，在所述转盘轴承（22）上安装Z向运动组件（11），转盘轴承（22）再通过拖动Z向运动组件（11），从而带动俯仰角运动组件一起做偏航角方向的转动。
4.根据权利要求3所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述Z向运动组件（11）包括支撑架（25）、纵向丝杠（26）、纵向直线导轨（27）、安装在纵向直线导轨（27）上的滑块、Z向运动电机（28）、Z向运动减速机（29）和支杆固定座（30），所述支撑架（25）安装在所述偏航角运动组件（3）的转盘轴承（22）上，由偏航角运动组件（3）拖动Z向运动组件（11）整体做偏航角方向的运动；在所述支撑架（25）上固定设置两根平行的纵向直线导轨（27），纵向直线导轨（27）上的滑块和纵向丝杠（26）的丝杆螺母固定在支杆固定座（30）上；Z向运动电机（28）的可控转动通过Z向运动减速机（29）、纵向丝杠（26）和螺母组成的螺旋副将转动转化成铅垂方向的直线运动，通过支杆固定座（30）拖动安装在支杆固定座（30）上的俯仰角运动组件（8）做Z向直线运动。
5.根据权利要求4所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述俯仰角运动组件（8）包括俯仰支杆（9）、俯仰角运动电机（31）、俯仰角运动减速机、俯仰丝杠（32）、俯仰滑块（33）、拉杆（34）和支杆连接头（35）；俯仰支杆（9）、俯仰角运动电机（31）和俯仰角运动减速机固定在所述Z向运动组件（11）的支杆固定座（30）上，由Z向运动组件（11）拖动做Z向方向的直线运动；所述支杆（7）的一端通过支杆连接头（35）与俯仰支杆（9）固联，支杆（7）的另一端与试验模型（6）固联；俯仰角运动电机（31）的可控转动通过俯仰角运动减速机和俯仰丝杠（32）将转动转化成铅垂方向的直线运动，俯仰丝杠（32）拖动安装在俯仰支杆（9）内部的俯仰滑块（33）上下运动，并通过拉杆（34）拖动支杆连接头（35）绕俯仰支杆（9）上的铰链摆动，从而带动支杆（7）和与支杆（7）固联的试验模型（6）在俯仰角方向的转动。
6.根据权利要求5所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述支杆（7）的一端通过锥和楔键的可更换联结方式与支杆连接头（35）固联，支杆（7）的另一端通过锥和楔键的可更换联结方式与试验模型（6）固联；选用不同预弯结构形式或接口形式的支杆（7），以能满足不同的试验要求。
7.根据权利要求1-6任一所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述基座（4）采用框架（23）结构，安装固定在风洞闭口试验段的上方，作为整个装置的安装固定基础。
8.根据权利要求1-6任一所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，所述支杆（7）采用横截面为椭圆形的杆体结构，且将所述俯仰角运动组件（8）的运动部件安装在支杆（7）的内部。
9.根据权利要求8所述的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，其特征在于，在所述支杆（7）外围覆盖整流罩，整流罩外形呈流线型。
一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置
技术领域
[0001] 本发明属于风洞试验技术领域，特别是涉及一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置。
背景技术
[0002] 风洞试验作为空气动力学研究的三种基本手段之一，把按照相似准则制作的模型固定在风洞试验段的内流场中，运用相对运动原理，使人工气流流过模型，通过各类传感器来测量气流对模型的影响。在风洞试验过程中，模型的支撑方式主要包括尾撑、背撑、腹撑和张线等，分别通过不同的模型支撑装置来实现。模型支撑装置能够保证模型固定在风洞试验段内的位置和姿态，并能够按照约定的方式控制模型位置和姿态的变化，且模型位置和姿态的位置误差能控制在一定的精度范围内。为了准确获得风洞气流对试验模型的影响量，在保证模型位置和姿态精准度的前提下，应尽可能减小模型支撑装置对模型流场区的影响，但是现有通用的模型支撑装置都会或多或少对模型的流场区产生一定影响。
[0003] 随着国家安全需要以及近年来国内军用飞机研制的飞速发展，新研的战斗机通常具有大迎角可控飞行、高机动性、敏捷性和过失速机动能力，普遍采用翼身组合体、鸭翼、边条增升、推力矢量以及脱体涡控制等先进技术。这些技术手段要通过风洞试验来验证，而要开展这种布局飞机的风洞试验，最具优势的支撑方式是就是模型的尾部支撑。纵观现有的风洞尾撑装置，普遍存在试验模型的支撑阻塞度大、支架干扰较大的问题，难以获得新研军用战斗机准确的气动数据。另外，现有的尾撑装置，其模型俯仰角和偏航角的连续变化范围都较小，虽说可通过更换不同的预弯支杆来实现俯仰角和偏航角的变化范围，但由于是非同一装置的连续姿态变化，风洞试验的测量结果会出现数据的不连续问题。
发明内容
[0004] 为了解决上述问题，本发明提出了一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，通过在风洞试验段中采用四自由度吊挂式单支杆的尾撑方式支撑战斗机试验模型，实现战斗机试验模型在偏航角、俯仰角、Y向和Z向共四个自由度上的运动控制，实现战斗机试验模型的俯仰角和偏航角可连续大范围变化，且能保证变化过程中模型中心始终位于风洞试验段的轴线上，本装置的支撑阻塞度小且对模型的支架干扰小，能够有效获得军用战斗机在风洞试验中准确且连续的气动数据。
[0005] 为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，包括运动机构、随动机构、基座、支杆和运动控制器，所述基座安装固定在风洞闭口试验段的上方，运动机构和随动机构安装在基座上，所述试验模型通过支杆安装在运动机构末端；
[0006] 所述运动机构包括Y向运动组件、偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件，所述Y向运动组件固定架设在基座上方，在所述Y向运动组件的运动端上分别安装偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件；所述Y向运动组件、偏航角运动组件和Z向运动组件安装在基座上方位于风洞试验段外部，且所述俯仰角运动组件伸入到风洞试验段的内流场中；在所述俯仰角运动组件的末端通过支杆吊挂安装试验模型；所述Y向运动组件拖动偏航角运动组件、Z向运动组件、俯仰角运动组件和试验模型一起，整体做Y向直线运动；所述偏航角运动组件拖动Z向运动组件、俯仰角运动组件和试验模型一起，整体做偏航角方向的运动；所述Z向运动组件拖动俯仰角运动组件和试验模型一起，整体做Z向直线运动；所述俯仰角运动组件拖动试验模型作俯仰角方向的运动；
[0007] 所述运动控制器与运动机构电连接，控制运动机构拖动试验模型运动；所述运动控制器分别与Y向运动组件、偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件的控制端电连接，控制Y向运动组件拖动试验模型沿Y向做直线运动、Z向运动组件拖动试验模型沿Z向做直线运动、偏航角运动组件和Y向运动组件一起拖动试验模型做偏航角方向的转动、以及俯仰角运动组件和Z向运动组件一起拖动试验模型做俯仰角方向的转动；通过运动控制器的运动解算，实现试验模型的偏航角、俯仰角、Y向和Z向运动的单独或者任意组合的自动控制；
[0008] 所述随动机构包括位于Y向运动组件左右的结构对称的两个随动组件，随着Y向运动组件相对于基座的运动，两侧的随动组件由Y向运动组件拖动并自动张紧，保证由于Y向运动组件的运动造成该处的洞壁孔隙的密封。
[0009] 进一步的是，所述Y向运动组件包括两根水平直线导轨、安装在水平直线导轨上的两组滑块、滚珠丝杠、丝杠螺母、Y向运动减速机和Y向运动电机，在所述基座上平行固定安装两根水平直线导轨，所述丝杠螺母安装在滚珠丝杠上，所述Y向运动电机输出的可控转动通过Y向运动减速机、滚珠丝杠和丝杠螺母构成的螺旋副将转动转化成风洞坐标系横轴方向的直线运动；所述Y向运动组件通过四组滑块和丝杠螺母固定在偏航角运动组件的框架上拖动安装在Y向运动组件上的偏航角运动组件，从而带动偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件共同做Y向直线运动。
[0010] 进一步的是，所述偏航角运动组件包括偏航角运动电机、偏航角运动减速机、转盘轴承、框架和齿轮副，偏航角运动电机的可控转动通过偏航角运动减速机和齿轮副带动转盘轴承的转动，在所述转盘轴承上安装Z向运动组件，转盘轴承再通过Z向运动支撑架拖动Z向运动组件，从而带动俯仰角运动组件一起做偏航角方向的转动，偏航角的连续变化范围为-180°～180°，连续变化范围大。
[0011] 进一步的是，所述Z向运动组件包括支撑架、纵向丝杠、纵向直线导轨、安装在纵向直线导轨上的滑块、Z向运动电机、Z向运动减速机和支杆固定座，所述支撑架安装在所述偏航角运动组件的转盘轴承上，由偏航角运动组件拖动Z向运动组件整体做偏航角方向的运动；在所述支撑架上固定设置两根平行的纵向直线导轨，纵向直线导轨上的滑块和纵向丝杠的丝杆螺母固定在支杆固定座上；Z向运动电机的可控转动通过Z向运动减速机、纵向丝杠和螺母组成的螺旋副将转动转化成铅垂方向的直线运动，通过支杆固定座拖动安装在支杆固定座上的俯仰角运动组件做Z向直线运动。
[0012] 进一步的是，所述俯仰角运动组件包括俯仰支杆、俯仰角运动电机、俯仰角运动减速机、俯仰丝杠、俯仰滑块、拉杆和支杆连接头；俯仰支杆、俯仰角运动电机和俯仰角运动减速机固定在所述Z向运动组件的支杆固定座上，由Z向运动组件拖动做Z向方向的直线运动；所述支杆的一端通过支杆连接头与俯仰支杆固联，支杆的另一端与试验模型固联；俯仰角运动电机的可控转动通过俯仰角运动减速机和俯仰丝杠将转动转化成铅垂方向的直线运动，俯仰丝杠拖动安装在俯仰支杆内部的俯仰滑块上下运动，并通过拉杆拖动支杆连接头绕俯仰支杆上的铰链摆动，从而带动支杆和与支杆固联的试验模型在俯仰角方向的转动。
采用这种结构，试验模型6的俯仰角连续最大变化可达120°，连续变化范围大，试验时可根据要求选用不同预弯结构形式的前支杆以满足俯仰角的范围指标。
[0013] 进一步的是，所述支杆的一端通过锥和楔键的可更换联结方式与支杆连接头固联，支杆的另一端通过锥和楔键的可更换联结方式与试验模型固联；选用不同预弯结构形式或接口形式的支杆，以能满足不同的试验要求。试验前，根据试验内容和要求，选用不同预弯角度的、不同结构形式的前支杆，就可满足试验模型俯仰角的变化区间范围；根据试验模型的安装方式(正装、反装)要求，只需选用不同接口形式的前支杆，就能满足试验模型的正装/反装要求。可在不改变整个装置的前提下，只需根据试验需要和试验模型的接口要求，选用不同的前支杆或者根据要求设计新的前支杆，就可满足试验要求。
[0014] 进一步的是，所述随动机构包括位于Y向运动组件左右的结构对称的两个随动组件，所述随动组件包括支撑框架、柔性带、导向槽和张紧轮，在所述Y向运动组件的左右两侧分别安装支撑框架、导向槽和张紧轮，且固定安装在偏航角运动组件的框架上，所述张紧轮安装在支撑框架的端头处，所述导向槽设置在支撑框架下方；所述柔性带的一端与偏航角运动组件的框架固联，且柔性带另一端绕在张紧轮上由张紧轮张紧，柔性带的两侧嵌入导向槽内；随着Y向运动组件相对于基座的运动，两侧的柔性带由Y向运动组件拖动并自动张紧，以保证由于Y向运动组件的运动造成该处的洞壁孔隙的密封。装置Y向运动时，随着偏航角运动组件的框架相对于基座的向运动，两侧随动机构的柔性带在张紧轮的预拉力以及偏航角运动组件的框架的拖动下，根据偏航角运动组件的框架两侧间隙的大小分别自动调节其长度，以保证该处试验段顶部的洞壁密封，避免了Y向运动时洞壁开孔造成试验段内外窜气对试验模型周边流场的影响。
[0015] 进一步的是，所述基座采用框架结构，安装固定在风洞闭口试验段的上方，作为整个装置的安装固定基础。
[0016] 进一步的是，所述支杆采用横截面为椭圆形的杆体结构，且将所述俯仰角运动组件的运动部件安装在支杆的内部。使得整个装置的对试验模型的支架干扰小。
[0017] 进一步的是，在所述支杆外围覆盖整流罩，整流罩外形呈流线型，使得整个装置的对试验模型的支架干扰小。
[0018] 采用本技术方案的有益效果：
[0019] 本发明通过在风洞试验段中采用四自由度吊挂式单支杆的尾撑方式支撑战斗机试验模型，实现战斗机试验模型在偏航角、俯仰角、Y向和Z向共四个自由度上的运动控制，实现战斗机试验模型的俯仰角和偏航角可连续大范围变化，且能保证变化过程中模型中心始终位于风洞试验段的轴线上，能够有效获得军用战斗机在风洞试验中准确且连续的气动数据。所述运动机构的偏航角运动组件和俯仰角运动组件的转轴相互垂直，并分别与风洞坐标轴系的横轴和铅垂方向平行，使偏航角和俯仰角的运动为机构解耦，不会互相影响。但由于模型中心不与坐标轴系的原点重合，使得试验模型的偏航角变化会引起试验模型在Y向的位置变化，试验模型的俯仰角变化会引起试验模型在Z向的位置变化；另外Y向和Z向的运动方向分别与风洞轴系对应的轴向一致，为机构解耦，不会相互影响，也不会引起试验模型的偏航角和俯仰角的变化。风洞试验时，根据模型姿态变化的需要，风洞主控计算机给定模型的姿态变化指令，通过运动控制器解算并控制试验模型在偏航角、俯仰角方向的运动，以及Y向和Z向的运动以补偿试验模型因偏航角和俯仰角变化造成的Y向和Z向的位移，从而可保证试验模型的姿态变化时模型中心始终保持在风洞试验段的轴线上。
[0020] 本发明提出的装置的支撑阻塞度小且对模型的支架干扰小，能够有效获得军用战斗机在风洞试验中准确且连续的气动数据。本发明中的运动机构通过将Y向运动组件、偏航角运动组件和Z向运动组件置于风洞试验段外部；同时，在风洞试验段的内流场中，支撑试验模型的Y向和Z向位置、偏航角和俯仰角姿态的变化只有一根支杆，试验模型反装时，随着试验模型的俯仰角的不断增大，支杆逐渐从顶部移出风洞试验段的内流场，对飞机等试验模型周边流场品质的影响小，提高了风洞试验的精准度，特别适合于开展新型气动布局飞行器相关试验。
[0021] 本发明将整个装置通过基座安装在闭口风洞试验段的上方，战斗机试验模型从试验段顶部伸入的支杆通过吊挂方式安装，模型下方空间全部空出，方便试验操作人员在风洞内的试验准备和更换模型的状态；并且模型下方的空间可用来安装模拟地面的地板装置，利用本发明提出的Z向自动运动功能、以及偏航角和俯仰角自动运动功能，就可实现试验模型连续变化的偏航角和俯仰角、以及离地板高度连续变化的模拟，从而可高效地开展飞机的地面效应试验。
附图说明
[0022] 图1为本发明的一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置的结构示意图；
[0023] 图2为本发明实施例中运动机构的Y向运动组件的结构示意图；
[0024] 图3为本发明实施例中运动机构的偏航角运动组件的结构示意图；
[0025] 图4为本发明实施例中运动机构的Z向运动组件的结构示意图；
[0026] 图5为本发明实施例中运动机构的俯仰角运动组件的结构示意图；
[0027] 图6为本发明实施例中运动机构的随动机构的结构示意图；
[0028] 图7为本发明实施例中一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置的用于地面效应试验的结构示意图。
[0029] 其中，1是风洞主控计算机，2是运动控制器，3是偏航角运动组件，4是基座，5是Y向运动组件，6是试验模型，7是支杆，8是俯仰角运动组件，9是俯仰支杆，10是随动机构，11是Z向运动组件，12是预弯形式的支杆，13是地板装置，14是水平直线导轨，15是滚珠丝杠，16是丝杠螺母，17是Y向运动减速机，18是Y向运动电机，19是Y向运动组件的滑块，20是偏航角运动电机，21是偏航角运动减速机，22是转盘轴承，23是框架，24是齿轮副，25是支撑架，26是纵向丝杠，27是纵向直线导轨，28是Z向运动电机，29是Z向运动减速机，30是支杆固定座，31是俯仰角运动电机，32是俯仰丝杠，33是俯仰滑块，34是拉杆，35是支杆连接头，36是支撑框架，37是柔性带，38是导向槽，39是张紧轮。
具体实施方式
[0030] 为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本发明作进一步阐述。
[0031] 在本实施例中，参见图1所示，本发明提出了一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，包括运动机构、随动机构10、基座4、支杆7和运动控制器2，所述基座4安装固定在风洞闭口试验段的上方，运动机构和随动机构10安装在基座4上，所述试验模型6通过支杆7安装在运动机构末端；
[0032] 所述运动机构包括Y向运动组件5、偏航角运动组件3、Z向运动组件11和俯仰角运动组件8，所述Y向运动组件5固定架设在基座4上方，在所述Y向运动组件5的运动端上分别安装偏航角运动组件3、Z向运动组件11和俯仰角运动组件8；所述Y向运动组件5、偏航角运动组件3和Z向运动组件11安装在基座4上方位于风洞试验段外部，且所述俯仰角运动组件8伸入到风洞试验段的内流场中；在所述俯仰角运动组件8的末端通过支杆7吊挂安装试验模型6；所述Y向运动组件5拖动偏航角运动组件3、Z向运动组件11、俯仰角运动组件8和试验模型6一起，整体做Y向直线运动；所述偏航角运动组件3拖动Z向运动组件11、俯仰角运动组件8和试验模型6一起，整体做偏航角方向的运动；所述Z向运动组件11拖动俯仰角运动组件8和试验模型6一起，整体做Z向直线运动；所述俯仰角运动组件8拖动试验模型6作俯仰角方向的运动；
[0033] 所述运动控制器2与运动机构电连接，控制运动机构拖动试验模型6运动；所述运动控制器2分别与Y向运动组件5、偏航角运动组件3、Z向运动组件11和俯仰角运动组件8的控制端电连接，控制Y向运动组件5拖动试验模型6沿Y向做直线运动、Z向运动组件11拖动试验模型6沿Z向做直线运动、偏航角运动组件3和Y向运动组件5一起拖动试验模型6做偏航角方向的转动、以及俯仰角运动组件8和Z向运动组件11一起拖动试验模型6做俯仰角方向的转动；通过运动控制器2的运动解算，实现试验模型6的偏航角、俯仰角、Y向和Z向运动的单独或者任意组合的自动控制；
[0034] 所述随动机构10包括位于Y向运动组件5左右的结构对称的两个随动组件，随着Y向运动组件5相对于基座4的运动，两侧的随动组件由Y向运动组件5拖动并自动张紧，保证由于Y向运动组件5的运动造成该处的洞壁孔隙的密封。
[0035] 作为上述实施例的优化实施例一，如图2所示，所述Y向运动组件5包括两根水平直线导轨14、安装在水平直线导轨14上的两组滑块19、滚珠丝杠15、丝杠螺母16、Y向运动减速机17和Y向运动电机18，在所述基座4上平行固定安装两根水平直线导轨14，所述丝杠螺母16安装在滚珠丝杠15上，所述Y向运动电机18输出的可控转动通过Y向运动减速机17、滚珠丝杠15和丝杠螺母16构成的螺旋副将转动转化成风洞坐标系横轴方向的直线运动；所述Y向运动组件5通过四组滑块19和丝杠螺母16固定在偏航角运动组件3的框架23上拖动安装在Y向运动组件5上的偏航角运动组件3，从而带动偏航角运动组件3、Z向运动组件11和俯仰角运动组件8共同做Y向直线运动。
[0036] 作为上述实施例的优化实施例二，如图3所示，所述偏航角运动组件3包括偏航角运动电机20、偏航角运动减速机21、转盘轴承22、框架23和齿轮副24，偏航角运动电机20的可控转动通过偏航角运动减速机21和齿轮副24带动转盘轴承22的转动，在所述转盘轴承22上安装Z向运动组件11，转盘轴承22再通过Z向运动支撑架25拖动Z向运动组件11，从而带动俯仰角运动组件一起做偏航角方向的转动，偏航角的连续变化范围为-180°～180°，连续变化范围大。
[0037] 作为上述实施例的优化实施例三，如图4所示，所述Z向运动组件11包括支撑架25、纵向丝杠26、纵向直线导轨27、安装在纵向直线导轨27上的滑块、Z向运动电机28、Z向运动减速机29和支杆固定座30，所述支撑架25安装在所述偏航角运动组件3的转盘轴承22上，由偏航角运动组件3拖动Z向运动组件11整体做偏航角方向的运动；在所述支撑架25上固定设置两根平行的纵向直线导轨27，纵向直线导轨27上的滑块和纵向丝杠26的丝杆螺母固定在支杆固定座30上；Z向运动电机28的可控转动通过Z向运动减速机29、纵向丝杠26和螺母组成的螺旋副将转动转化成铅垂方向的直线运动，通过支杆固定座30拖动安装在支杆固定座30上的俯仰角运动组件8做Z向直线运动。
[0038] 作为上述实施例的优化实施例四，如图5所示，所述俯仰角运动组件8包括俯仰支杆9、俯仰角运动电机31、俯仰角运动减速机、俯仰丝杠32、俯仰滑块33、拉杆34和支杆连接头35；俯仰支杆9、俯仰角运动电机31和俯仰角运动减速机固定在所述Z向运动组件11的支杆固定座30上，由Z向运动组件11拖动做Z向方向的直线运动；所述支杆7的一端通过支杆连接头35与俯仰支杆9固联，支杆7的另一端与试验模型6固联；俯仰角运动电机31的可控转动通过俯仰角运动减速机和俯仰丝杠32将转动转化成铅垂方向的直线运动，俯仰丝杠32拖动安装在俯仰支杆9内部的俯仰滑块33上下运动，并通过拉杆34拖动支杆连接头35绕俯仰支杆9上的铰链摆动，从而带动支杆7和与支杆7固联的试验模型6在俯仰角方向的转动。采用这种结构，试验模型66的俯仰角连续最大变化可达120°，连续变化范围大，试验时可根据要求选用不同预弯结构形式的前支杆7以满足俯仰角的范围指标。
[0039] 作为上述实施例的优选实施方式，所述支杆7的一端通过锥和楔键的可更换联结方式与支杆连接头35固联，支杆7的另一端通过锥和楔键的可更换联结方式与试验模型6固联；选用不同预弯结构形式或接口形式的支杆7，以能满足不同的试验要求。试验前，根据试验内容和要求，选用不同预弯角度的、不同结构形式的前支杆7，就可满足试验模型6俯仰角的变化区间范围；根据试验模型6的安装方式正装、反装要求，只需选用不同接口形式的前支杆7，就能满足试验模型6的正装/反装要求。可在不改变整个装置的前提下，只需根据试验需要和试验模型6的接口要求，选用不同的前支杆7或者根据要求设计新的前支杆7，就可满足试验要求。
[0040] 作为上述实施例的优化实施例五，如图6所示，所述随动机构10包括位于Y向运动组件5左右的结构对称的两个随动组件，所述随动组件包括支撑框架36、柔性带37、导向槽38和张紧轮39，在所述Y向运动组件5的左右两侧分别安装支撑框架36、导向槽38和张紧轮
39，且固定安装在偏航角运动组件3的框架23上，所述张紧轮39安装在支撑框架36的端头处，所述导向槽38设置在支撑框架36下方；所述柔性带37的一端与偏航角运动组件3的框架
23固联，且柔性带37另一端绕在张紧轮39上由张紧轮39张紧，柔性带37的两侧嵌入导向槽
38内；随着Y向运动组件5相对于基座4的运动，两侧的柔性带37由Y向运动组件5拖动并自动张紧，以保证由于Y向运动组件5的运动造成该处的洞壁孔隙的密封。装置Y向运动时，随着偏航角运动组件3的框架23相对于基座4的向运动，两侧随动机构10的柔性带37在张紧轮39的预拉力以及偏航角运动组件3的框架23的拖动下，根据偏航角运动组件3的框架23两侧间隙的大小分别自动调节其长度，以保证该处试验段顶部的洞壁密封，避免了Y向运动时洞壁开孔造成试验段内外窜气对试验模型6周边流场的影响。
[0041] 作为上述实施例的优选实施方式，所述基座4采用框架结构，安装固定在风洞闭口试验段的上方，作为整个装置的安装固定基础。
[0042] 作为上述实施例的优选实施方式，所述支杆7采用横截面为椭圆形的杆体结构，且将所述俯仰角运动组件8的运动部件安装在支杆7的内部。使得整个装置的对试验模型6的支架干扰小。
[0043] 在所述支杆7外围覆盖整流罩，整流罩外形呈流线型，使得整个装置的对试验模型6的支架干扰小。
[0044] 为了更好的理解本发明，下面对本发明实际实施过程的工作原理作一次完整的描述：
[0045] 所述运动控制器2通过电缆能同时控制Y向运动组件5拖动试验模型6沿Y向做直线运动、Z向运动组件11拖动试验模型6沿Z向做直线运动、偏航角运动组件3拖动试验模型6做偏航角方向的转动和沿Y向做直线运动、俯仰角运动组件8拖动试验模型6做俯仰角方向的转动和沿Z向做直线运动。风洞试验时，根据试验需要，风洞主控计算机1将飞机等试验模型6的位置Z和Y向和姿态偏航角和俯仰角参数的控制信号通过电缆传递给运动控制器2，运动控制器2通过运动解算，分别给出运动机构Y向运动组件5、Z向运动组件11、偏航角运动组件
3和俯仰角运动组件8的4个电机的运动控制参数，并驱动运动机构4个电机转动并带动相应的机构运动，其中给定的Y向和Z向的运动参数包含了因偏航角和俯仰角变化造成的Y向和Z向的位移补偿分量，实现战斗机试验模型6在偏航角、俯仰角、Y向和Z向共四个自由度上的运动控制，实现战斗机试验模型6的俯仰角和偏航角可连续大范围变化，从而保证了试验过程中试验模型6的姿态变化时模型中心始终保持在风洞试验段的轴线上。
[0046] 在实施过程中，如图7所示，将整个装置通过基座4安装在闭口风洞试验段的上方，战斗机试验模型6从试验段顶部伸入的支杆7通过吊挂方式安装，模型下方空间全部空出，方便试验操作人员在风洞内的试验准备和更换模型的状态；通过采用预弯形式的支杆12，并且模型下方的空间可用来安装模拟地面的地板装置13，利用本发明提出的Z向自动运动功能、以及偏航角和俯仰角自动运动功能，就可实现试验模型6连续变化的偏航角和俯仰角、以及离地板高度连续变化的模拟，从而可高效地开展飞机的地面效应试验。
[0047] 以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
