具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本申请实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

在本申请实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面将结合附图，对本申请中的技术方案进行描述。

本实施例提供一种拖锥气动特性校核风洞试验，以建立拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系，从而可使得实验人员研究其内在规律，掌握其气动特性，为后续的自主研制、开发提供技术依据。

请参见图1-图4，图1为本实施例中拖锥系统11安装于试验风洞10时的示意图，图2为本实施例中立杆的立体图，图3为本实施例中立杆的剖视图，图4为本实施例中摆幅限制环15的示意图。

拖锥气动特性校核风洞试验，包括以下步骤：

提供试验风洞10，其步骤包括，试验风洞10为至少两米量级的超声速风洞，试验风洞10的风洞试验段入口配置有立杆13；

将拖锥系统11安装于试验风洞10中，其步骤包括，将拖锥系统11的拖锥管线12的一端固定于立杆13；

将拖锥管线被测部分调整至风洞试验段观察窗(图中未示出)的可视范围内，其步骤包括，拖锥管线被测部分包括不锈钢中空管14；

建立稳定流场，其步骤包括，试验风洞10工作，且在试验段建立稳定的流场，使拖锥系统11处于漂浮状态；

获取气流压力数值，其步骤包括，获取拖锥管线被测部分的气流压力数值；

获取姿态角数值，其步骤包括，由设于观察窗的姿态测量设备获取处于漂浮状态下拖锥管线被测部分的姿态角数值；

建立拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系，其步骤包括，根据气流压力数值步骤和获取姿态角数值步骤所获取的气流压力数值和姿态角数值建立函数关系。

上述实现的过程中，通过上述试验，可测量拖锥管线12(特别是不锈钢中通管)与气流的夹角，以此，研究不同姿态角对应下所得压力数据的对应函数关系，为后续的自主研制、开发提供技术依据。首先，为模拟真实飞行的环境，需选取至少两米量级的超声速风洞，以提供合适的流场，示例性地，可采用FL-26风洞；在试验风洞10的风洞试验段入口设置立杆13，拖锥管线12的一端固定于立杆13，从而使得拖锥系统11的其余部分，例如拖锥体20、拖锥管线12的剩余部分以及不锈钢中空管14处于试验段内，且呈自然下垂状态，在试验风洞10工作，提供流场后，其余部分可在气流作用下腾空；当试验风洞10提供稳定地流场后，拖锥系统11处于漂浮状态，此时与真实条件下，飞机处于高空中飞行时一致；在拖锥系统11处于漂浮状态时，通过对拖锥管线被测部分的当前的压力数值和其与气流的夹角，即姿态角数值的获取，即可建立拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系，从而可使得实验人员研究其内在规律，掌握其气动特性，为后续的自主研制、开发提供技术依据。

其中，根据试验需求及目的，综合考虑风洞口径、试验段流场品质、配套技术的成熟性等方面，本实施例采用FL-26风洞槽壁试验段作为本项研究试验的基础设备。该试验段具有流场品质好、配套技术多样、安装/调试附属设备便捷、观测视野宽广等优点，能够很好的满足本项试验所需。

本公开中，获取姿态角数值步骤还包括，通过电子压力传感器获取不锈钢中空管14的气流压力。

上述实现的过程中，不锈钢中空管14上加工有20个，直径Φ为2.0mm测压点，拖锥系统11中用于采集和测量气流压力的部位即为不锈钢中空管14，因此，本试验中，通过电子压力传感器能够准确地获取不锈钢中空管14的压流压力，即等同于知晓不锈钢中空管14在真实工作下，其测量的压力值，因此，利于拖锥气动特性校核风洞试验的准确性，和真实性；使得实验人员准确地掌握其气动特性，为后续的自主研制、开发提供真实准确的技术依据。

本公开中，获取姿态角数值步骤还包括，姿态测量设备包括高速摄像系统(图中未示出)，高速摄像系统位于风洞试验段外侧，且其对应观察窗，以获取不锈钢中空管14的第一姿态角数值。

上述实现的过程中，高速摄像系统的高速摄影相机架设于观察窗处，通过高频采集的方式，获得高速移动的不锈钢中空管14的多帧画面。通过后期的图像处理技术，获得不锈钢中空管14的实际角度(位移)，从而提供准确的第一姿态角数值，利于拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系的准确建立。

本公开中，获取姿态角数值步骤还包括，姿态测量设备还包括VMD测量系统(图中未示出)，VMD测量系统的VMD相机设于风洞试验段观察窗和试验风洞10的试验段的上方光学窗，VMD测量系统的标记物设于拖锥系统11，以获取不锈钢中空管14的第二姿态角数值。

上述实现的过程中，VMD测量系统测量物体的角度(位移)量，需要在被测物表面进行标记，通过测量标记的变化量，获取被测物的实际位移(角度)量。试验时，VMD相机架设于风洞试验段观察窗以及试验段上方光学窗，实现多角度测量。在测量前，需要对整个拖锥系统11进行标记物的标定，以获得不锈钢中空管14的实际角度(位移)，从而提供准确的第二姿态角数值，利于拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系的准确建立。

本公开中，获取气流压力数值的步骤，还包括同时启动高速摄像系统和VMD测量系统，获取第一姿态角数值和第二姿态角数值；

拖锥气动特性校核风洞试验还包括：

对比步骤，对比和验证第一姿态角数值和第二姿态角数值，以获取第三姿态角数值；

建立拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系步骤包括，根据气流压力数值和第三姿态角数值建立函数关系。

上述实现的过程中，通过第一姿态角数值和第二姿态角数值的相互验证和对比，以获得更加准确的第三姿态角数值，从而利于更加准确的拖锥管线姿态角度-气流压力的函数关系的建立。

本公开中，提供试验风洞10步骤，还包括，立杆13的横截面为水滴状的气动外形。

上述实现的过程中，立杆13的横截面为细长的“水滴”型气动外形，其符合空气动力学一般原理，且与飞机尾部外形一致，以尽可能地为拖锥系统11提供真实的工作环境；同时，立杆13的形状可以有效减小其对风洞流场的气动干扰，使所得试验数据更加真实可靠；同时，也可以降低立杆13本身的气动载荷，提高试验的安全性，避免气流对立杆13造成影响，以使得拖锥系统11失控。

本公开中，立杆13的底部配置有”工”型固定件18，以与试验风洞10本身具有的开槽固定连接；

立杆13的内部设有走线槽19，以实现气流压力数值的导出。

上述实现的过程中，立杆13通过”工”型固定件18与试验风洞10连接，不会都会试验风洞10造成破坏，以保证试验风洞10的正常工作。

本公开中，立杆处于试验风洞10的上壁板。

上述实现的过程中，考虑拖锥系统11本身的重力，以及立杆对其尾流的气动干扰，将立杆设于上壁板，以提高试验结构的精准度。

本公开中，将拖锥系统11安装于试验风洞10中步骤还包括，试验风洞10内位置可调地配置有摆幅限制环15；

摆幅限制环15包括多根钢丝绳16和与钢丝绳16固连的限位环17；

拖锥系统11设于限位环17内，以限制拖锥系统11的摆动角度或摆幅。

上述实现的过程中，由于试验风洞10在启动时，气流是从静止突然加速到目标速度值，时间历程很短。处于静止、自由状态的拖锥系统11在这一瞬间气流的冲击下，必定出现杂乱无序摆动的现象，为此，通过设置摆幅限制环15，限制拖锥系统11的摆动角度，能够避免拖锥体20与试验风洞10的试验段壁板相碰撞而损坏的情况发生，同时，也避免试验风洞10的试验段及试验风洞10的其它设备受损的情况发生。

本公开中，摆幅限制环15包括三种规格的限位环17，三种规格的限位环17的直径分别为：100.0mm、300.0mm和500.0mm；

将拖锥系统11安装于试验风洞10中步骤，包括，选择三种规格的限位环17中的一者，设于拖锥系统11。

上述实现的过程中，摆幅限制环15在试验段内的位置可前后移动，以调整其与不锈钢中通管的位置，最大限度保证试验安全并减小其对压力测量的干扰影响。通过选择三种规格的限位环17中的一者，以在确保拖锥体20摆幅不会碰到试验段壁面的前提下，模拟出拖锥管线12真实的自由状态，使得试验结果更加精准。

同时，需要说明的是，在一种实施方式中，针对试验风洞，将风洞阀门瞬间开启的常规流场建立方式，改为逐步增大阀门开度、缓慢建立流场的开车方式，进一步降低拖锥全系统的无序摆动、化解试验风险，进一步使得拖锥系统11的试验状态向实际飞行状态靠近。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。