用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的支撑装置和试验系统

技术领域

本发明涉及导弹或火箭风洞虚拟飞行试验技术领域，具体涉及一种用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的试验装置和试验系统。

背景技术

风洞虚拟飞行试验是在风洞中通过自主控制来实时模拟飞行器的各种飞行状态，达到对飞行控制系统设计进行验证和评估目的的先进技术，可为飞行控制律验证、飞行品质评估、飞行动力学特性研究等提供必要的技术基础。此外，在进行试验的同时还可测量模型的主要气动参数，从而预测飞行器的气动性能。

在旋成体或类旋成体飞行器模型的风洞虚拟飞行试验中，有的支撑无法释放所有的转动自由度，而且往往无法采用常规试验的尾支撑天平设计技术，即无法使用尾撑杆式六分量天平来获取所需的各种气动载荷数据。而尾撑杆式六分量天平是风洞虚拟飞行试验常用的测力手段，具有结构简单、测量精度高的优点。

现有技术中，由毛代勇、赵忠良等人发表的论文《2.4m跨声速风洞虚拟飞行试验支撑装置研制》中公开了一种风洞虚拟飞行试验支撑装置，该支撑装置中的偏航机构需要根据模型所受气动载荷由油缸驱动模型做实时响应的偏航运动，整体机构较为复杂，同时因为偏航机构是由油缸驱动模型驱动，在实际试验过程中容易因为干扰导致出现误差。而且，在该论文中，支撑系统将模型分成前后两段，无法采用常规试验的尾支撑六分量天平设计技术，而是改为采用带芯轴的环式双端支撑四分量天平设计技术，只能够测量法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩四个气动力分量。此外，在模型的中段增加了一根比较粗的横杆支撑模型，这既限制了模型的偏航运动自由度，也对来流增加了干扰，影响试验质量。

发明内容

本发明的目的在于克服背景技术中存在的上述缺陷或问题，提供一种用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的支撑装置和试验系统，其能够释放旋成体飞行器模型在风洞虚拟飞行试验中滚转、偏航和俯仰三个方向的自由度，并能够采用尾撑杆式六分量天平测量模型的气动参数，为旋成体飞行器模型提供支撑以方便进行试验，同时还具有支撑干扰小、刚度高的特点。

为达成上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的支撑装置，所述旋成体飞行器模型包括模型本体和尾翼组件；所述模型本体包括互相串联固接的模型前部和模型后部，所述模型前部包括前锥套；所述尾翼组件安装于所述模型后部，并被配置为适于在试验中通过调整其舵偏角控制所述旋成体飞行器模型滚转、俯仰和偏航；所述支撑装置包括：尾撑杆式六分量天平，其前端通过前锥套与所述模型前部固接；具有反扣式套筒的天平后锥套，其位于所述模型前部和模型后部之间，并与所述尾撑杆式六分量天平后端固接，其反扣式套筒端部设有镂空法兰边；滚转轴承，其与所述模型前部和模型后部无接触，且其任一对称面均通过所述旋成体飞行器模型的质心，其内圈与所述天平后锥套的反扣式套筒端部的镂空法兰边固接，其外圈的外缘面位于所述模型前部外缘面和模型后部外缘面之间，并与所述模型前部外缘面和模型后部外缘面取齐；两个俯仰轴承，二者的外圈分别嵌接于所述滚转轴承外圈的时钟坐标的3点位置和9点位置，二者轴线的连线通过所述旋成体飞行器模型的质心，端面与滚转轴承的外缘面取齐；两个偏航轴承，二者的外圈分别嵌接于所述滚转轴承外圈的时钟坐标的0点位置和6点位置，二者轴线的连线通过所述旋成体飞行器模型的质心，其端面与滚转轴承的外缘面取齐；俯仰牵引索，其对应每一所述俯仰轴承至少设有两根，并与所述俯仰轴承的内圈轴连接；偏航牵引索，其对应每一所述偏航轴承至少设有两根，并与所述偏航轴承的内圈轴连接；和若干收放单元，所述收放单元用于收放对应的所述俯仰牵引索和偏航牵引索，并通过牵拉所述滚转轴承支撑所述旋成体飞行器模型以保证所述旋成体飞行器模型的质心在风洞虚拟飞行试验过程中不移动。

进一步的，所述旋成体飞行器模型还包括连接杆；所述模型前部和模型后部通过所述连接杆固接为一体，且所述连接杆穿过所述滚转轴承的内圈和天平后锥套的反扣式套筒端部的镂空法兰边。

进一步的，所述旋成体飞行器模型的模型前部还包括与所述前锥套固接的前机体；所述前机体的头部外表面呈锥形或台形；所述前锥套固定地套设于所述尾撑杆式六分量天平前端。

进一步的，所述旋成体飞行器模型飞行器的尾翼组件包括两个水平尾翼、两个垂直尾翼和与各所述水平尾翼、垂直尾翼对应设置的四个舵机。

进一步的，所述支撑装置还包括两个第一整流罩和两个第二整流罩；所述第一整流罩外表呈流线型并对应所述俯仰轴承的位置固接于所述俯仰轴承的外圈，其上设有第一让位孔；所述俯仰牵引索穿过所述第一让位孔与所述俯仰轴承的内圈轴连接；所述第二整流罩外表呈流线型并对应所述偏航轴承的位置固接于所述俯仰轴承的外圈，其上设有第二让位孔；所述偏航牵引索穿过所述第二让位孔与所述偏航轴承的内圈轴连接。

进一步的，与同一所述俯仰轴承连接的所述俯仰牵引索以其连接的所述俯仰轴承为起点在所述滚转轴承的转动平面上逐渐远离。

进一步的，与同一所述偏航轴承连接的所述偏航牵引索以其连接的所述偏航轴承为起点在与所述滚转轴承的转动平面垂直的另一平面上逐渐远离。

进一步的，所述支撑装置还包括与所述俯仰牵引索和偏航牵引索一一对应的若干万向滑轮，各所述俯仰牵引索和偏航牵引索通过对应的万向滑轮连接至对应的所述收放单元。

进一步的，所述收放单元采用电动绞车或丝杠滑块机构。

此外，本发明还提供一种用于旋成体风洞虚拟飞行试验的试验系统，包括如上述任一项所述的一种用于旋成体风洞虚拟飞行试验的支撑装置；控制装置，其用于控制所述尾翼组件和所述收放单元以使所述旋成体飞行器模型按照舵偏规律在风洞虚拟飞行试验中实时模拟飞行器的各种飞行状态，且其适于根据所述旋成体飞行器模型的舵偏角控制所述收放单元收放对应的俯仰牵引索和/或偏航牵引索以保证所述旋成体飞行器模型的质心在风洞虚拟飞行试验过程中不移动；航姿参考系统，其置于所述旋成体飞行器模型的模型前部空腔内，并用于测量所述旋成体飞行器模型的实时姿态角；和数据采集和处理装置，其用于采集所述航姿参考系统和所述尾撑杆式六分量天平的信号，并通过处理得到所述旋成体飞行器模型在风洞虚拟飞行试验过程中的飞行控制律参数和气动性能参数。

由上述对本发明的描述可知，相对于现有技术，本发明具有如下有益效果：

本申请提供的支撑装置，将旋成体飞行器模型的模型本体分为互相固接的模型前部和模型后部，在二者之间安装尾撑杆式六分量天平，其中尾撑杆式六分量天平的前端与模型前部固接，后端通过具有反扣式套筒的天平后锥套与滚转轴承的内圈固接，滚转轴承再通过俯仰轴承、偏航轴承与相应的俯仰牵引索和偏航牵引索连接，不仅方便了尾撑杆式六分量天平的安装，还使得尾撑杆式六分量天平可准确地测量该旋成体飞行器模型相应的法向力、侧向力和阻力。其中天平后锥套上反扣式套筒的端部设置有镂空法兰边，该镂空法兰边与滚转轴承的内圈固接，同时还可供连接杆穿过。

本申请提供的支撑装置，可以有效保持旋成体飞行器模型的质心位置不变，即约束旋成体飞行器模型的三个平动位移，同时通过滚转轴承释放旋成体飞行器模型滚动自由度，同时设置俯仰轴承和偏航轴承，释放旋成体飞行器模型的俯仰自由度和偏航自由度，在仅通过相应的俯仰牵引索和偏航牵引索悬挂旋成体飞行器模型的基础上，旋成体飞行器模型可完全地释放滚转、俯仰、偏航三个自由度，可完整地涵盖常规飞行器的飞行姿态角范围，使得测得的数据满足使用需求。

本申请提供的支撑装置，在旋成体飞行器模型的模型本体上设置尾翼组件，通过尾翼组件改变旋成体飞行器模型舵偏角，从而调整旋成体飞行器模型的飞行姿态，在风洞虚拟飞行试验中实时地模拟飞行器的各种飞行状态，而且相较于现有的杆式支撑，不仅可以释放更多的转动自由度，还可以有效地降低风洞来流对旋成体飞行器模型的流动干扰影响，使得试验结果更接近实际飞行情况，得到的数据更为准确。

本申请提供的支撑装置，利用牵引索牵引悬挂旋成体飞行器模型，对旋成体飞行器模型周围流场的干扰较小，支撑刚度高，适合高速的风洞虚拟飞行试验。

本申请提供的试验系统，可通过控制装置控制尾翼组件运动，进而带动旋成体飞行器模型改变舵偏角，使得旋成体飞行器模型能够实现多自由度的复杂运动，在风洞虚拟飞行试验中实时地模拟飞行器的各种飞行状态，同时控制相应的俯仰牵引索和/或偏航牵引索拉紧或放松，保持所述模型的质心位置保持不变。同时还可采集旋成体飞行器模型的姿态角和天平测力数据，获得所需的旋成体飞行器模型在风洞虚拟飞行试验中的飞行控制律参数和气动参数。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的一种用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的试验系统的实施例的结构示意图；

图2为图1中的旋成体飞行器模型和部分支撑装置的结构示意图；

图3为图1中的旋成体飞行器模型和部分支撑装置的结构剖视图。

主要附图标记说明：

机架10；收放单元21；万向滑轮22；俯仰牵引索23；第一俯仰牵引索231；第二俯仰牵引索232；第三俯仰牵引索233；第四俯仰牵引索234；偏航牵引索24；第一偏航牵引索241；第二偏航牵引索242；第三偏航牵引索243；第四偏航牵引索244；旋成体飞行器模型30；模型前部31；前机体311；前锥套312；模型后部32；连接杆33；尾翼组件34；水平尾翼341；垂直尾翼342；舵机343；整流罩35；尾撑杆式六分量天平41；具有反扣式套筒的天平后锥套42；滚转轴承43；偏航轴承44；俯仰轴承45。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明的优选实施例，且不应被看作对其他实施例的排除。基于本发明实施例，本领域的普通技术人员在不作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“第一”、“第二”或“第三”等，都是为了区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。

本发明的权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，对于方位词，如使用术语“中心”、“横向”、“纵向”、“水平”、“垂直”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顺时针”、“逆时针”等指示方位或位置关系乃基于附图所示的方位和位置关系，且仅是为了便于叙述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或以特定的方位构造和操作，所以也不能理解为限制本发明的具体保护范围。

本发明的权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“固接”或“固定连接”，应作广义理解，即两者之间没有位移关系和相对转动关系的任何连接方式，也就是说包括不可拆卸地固定连接、可拆卸地固定连接、连为一体以及通过其他装置或元件固定连接。

本发明的权利要求书、说明书及上述附图中，如使用术语“包括”、“具有”以及它们的变形，意图在于“包含但不限于”。

参见图1，图1示出了本发明提供的一种用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的试验系统的实施例的结构示意图，该试验系统包括机架10、旋成体飞行器模型30、支撑装置、控制装置、航姿参考系统以及数据采集和处理装置。

机架10可为该旋成体飞行器模型30用于进行风洞虚拟飞行试验的风洞洞壁，在本实施例中将其展示为架体结构，旋成体飞行器模型30位于该机架10的中间位置，支撑装置被安装在该机架10上并与旋成体飞行器模型30连接。

其中，该旋成体飞行器模型30可为旋成体或类旋成体结构，其主要包括模型本体和尾翼组件34，其中模型本体又包括模型前部31、模型后部32和连接杆33。

参照图2和图3，模型前部31分为前机体311和前锥套312，前机体311的头部的外表面为锥形结构，以模仿常规飞行器或弹箭等的前端弹头。当然，在其他的实施例中，该前机体311的头部的外表面也可为台形结构。

在前机体311的内部可以安装有上述的航姿参考系统，以采集该旋成体飞行器模型30在飞行时的姿态角的变化。前锥套312与前机体311固接为一体，其用于与支撑装置中的尾撑杆式六分量天平41的前端形成固定的套接配合。

模型后部32与模型前部31通过四根连接杆33固接为一体，并且在模型后部32上安装有尾翼组件34，尾翼组件34被配置为适于在风洞虚拟飞行试验中通过调整其舵偏角控制旋成体飞行器模型30滚转、俯仰和偏航。具体的，参照图2，尾翼组件34包括两个水平尾翼341、两个垂直尾翼342和与各水平尾翼341、垂直尾翼342对应设置的四个舵机343，在控制装置的作用下，每个舵机343均可对应地控制水平尾翼341和垂直尾翼342摆动，从而在风洞虚拟飞行试验中实时模拟飞行器的飞行姿态。

支撑装置主要包括尾撑杆式六分量天平41、具有反扣式套筒的天平后锥套42、滚转轴承43、俯仰轴承45、偏航轴承44、俯仰牵引索23、偏航牵引索24、收放单元21和万向滑轮22。

其中，参照图2和图3，尾撑杆式六分量天平41前端固定地套接于模型前部31的前锥套312中，从而与模型本体形成固接关系。

具有反扣式套筒的天平后锥套42位于模型前部31和模型后部32之间，并固定地套设于尾撑杆式六分量天平41的后端，具体的，参照图3，具有反扣式套筒的天平后锥套42设有反扣式套筒及镂空法兰边，该反扣式套筒的开口朝向该旋成体飞行器模型30的前方，同时在其内表面形成一凹陷腔室，该凹陷腔室前部为圆筒腔，后部为锥形腔；尾撑杆式六分量天平41的后端可以被固定地套接安装在该天平后锥套42的反扣式套筒之中。同时在该的反扣式套筒的端部处设置有上述的镂空法兰边，通过该镂空法兰边，该具有反扣式套筒的天平后锥套42可以与滚转轴承43的内圈实现固接，同时还可对连接杆33形成让位，使得连接杆33可以穿过滚转轴承43的内圈和具有反扣式套筒的天平后锥套42的镂空法兰边后连接模型前部31和模型后部32。

具有反扣式套筒的天平后锥套42前端的镂空法兰边与滚转轴承43的内圈固接为一体，滚转轴承43位于模型前部31和模型后部32之间，并与模型前部31和模型后部32无接触，其外圈的外缘面位于模型前部31外缘面和模型后部32外缘面之间，并与模型前部31外缘面和模型后部外缘面32取齐，以避免滚转轴承43对该旋成体飞行器模型30流体力学外形参数造成影响，对风洞虚拟飞行试验的结果造成干扰。

滚转轴承43的内圈通过具有反扣式套筒的天平后锥套42与尾撑杆式六分量天平41的后端固接，再通过尾撑杆式六分量天平41的前端与模型本体固接，因此滚转轴承43的内圈会随旋成体飞行器模型30的滚转而转动，通过滚转轴承43外圈和内圈之间可转动的特性，使得旋成体飞行器模型30的滚转自由度被释放。

在滚转轴承43的外圈上安装有俯仰轴承45和偏航轴承44，俯仰轴承45设置有两个，二者外圈分别嵌接于滚转轴承43外圈的时钟坐标的3点位置和9点位置，偏航轴承44设置有两个，二者的外圈也分别嵌接于滚转轴承43外圈的时钟坐标的0点位置和6点位置，并且，上述的俯仰轴承和偏航轴承的外端面与滚转轴承的外缘面取齐，以减少对该旋成体飞行器模型30的气流干扰。其中，上述的时钟坐标是指以常规的时钟时点位置所组成的360°的圆柱坐标系，且该圆柱形坐标系的视角方向是由模型前部31指向模型后部32；同时以常规的四象限笛卡尔直角坐标系为例，将四象限笛卡尔直角坐标系的原点与圆柱坐标系的原点重合，其中3点位置和9点位置分别为该时钟坐标中的90°位置和270°位置，即旋成体飞行器模型的左舷侧和右舷侧，0点位置和6点位置分别为该时钟坐标中的0°位置和180°位置，即旋成体飞行器模型的顶部和底部。

具体的，参照图2和图3，在本实施例中，俯仰轴承45的外圈与滚转轴承43的外圈固接，并且两个俯仰轴承45分别位于滚转轴承43的左右舷两侧；偏航轴承44的外圈与滚转轴承43的外圈固接，并且两个偏航轴承44分别位于滚转轴承43的上下两侧。

通过两个俯仰轴承45，可相对旋成体飞行器模型30形成在水平方向横置的俯仰轴，从而释放旋成体飞行器模型30在俯仰方向上的自由度；通过两个偏航轴承，可相对旋成体飞行器模型30形成在竖直方向上的偏航轴，从而释放旋成体飞行器模型30在偏航方向上的自由度。

此外，俯仰牵引索23对应每一俯仰轴承45设置有两个，并与俯仰轴承45的内圈轴连接，偏航牵引索24对应每一偏航轴承44设置有两个，并与偏航轴承44的内圈轴连接。并且，两个与同一俯仰轴承45连接的俯仰牵引索23以其连接的俯仰轴承45为起点在滚转轴承43的转动平面上逐渐远离；两个与同一偏航轴承44连接的偏航牵引索24以其连接的偏航轴承44为起点在于滚转轴承43的转动平面垂直的另一平面上逐渐远离。当然，在其他实施例中，俯仰牵引索23和偏航牵引索24可以设置不止两个，根据实际情况二者均可设置为多个，以提供更为精确的牵拉控制。

具体的，参照图2和图3，在本实施例中，俯仰牵引索23与俯仰轴承45的内圈轴连接，其共包括四条牵引索，以机架10所示的位置为参照，位于旋成体飞行器模型30左舷侧并且朝前延伸的为第一俯仰牵引索231，朝后延伸的为第二俯仰牵引索232，位于旋成体飞行器模型30右舷侧并且朝前延伸的为第三俯仰牵引索233，朝后延伸的为第四俯仰牵引索234；偏航牵引索24与偏航轴承的内圈轴连接，其共包括四条牵引索，以机架10所示的位置为参照，位于旋成体飞行器模型30上部并且朝前延伸的为第一偏航牵引索241，朝后延伸的为第二偏航牵引索242，位于旋成体飞行器模型30下方并且朝前延伸的为第三偏航牵引索243，朝后延伸的为第四偏航牵引索244。

收放单元21用于收放对应的俯仰牵引索23和偏航牵引索24，并通过牵拉滚转轴承43支撑旋成体飞行器模型30。

具体的，在机架10上设置的万向滑轮22设置有八个，每个万向滑轮22均对应一牵引索设置，同时收放单元21也设置有八个，每个收放单元21均对应一万向滑轮22设置，对应的俯仰牵引索23和偏航牵引索24通过万向滑轮22连接至收放单元21。

收放单元21可以是电动绞车或是丝杠滑块机构，在本实施例中采用电动绞车。

应当注意的是，上述的滚转轴承43的任一对称面均通过该旋成体飞行器模型30的质心，同时两个俯仰轴承45的轴线的连线以及两个偏航轴承44的轴线的连线也均通过该旋成体飞行器模型30的质心，以保证在风洞虚拟飞行试验中该旋成体飞行器模型30的质心不移动。

在上述的支撑装置中，尾撑杆式六分量天平41通过具有反扣式套筒的天平后锥套42与滚转轴承43的内圈连接，滚转轴承43的外圈再通过俯仰轴承45和偏航轴承44与对应的牵引索连接，牵引索再通过万向滑轮22与对应的收放单元21连接，收放单元21安装固定在机架10上，从而使得旋成体飞行器模型30可以被悬挂支撑，同时还可释放旋成体飞行器模型30在滚转、俯仰和偏航三个方向上的自由度，并且同时实现了尾撑杆式六分量天平41应用于旋成体飞行器模型进行风洞虚拟飞行试验时的气动力测量。

此外，为了避免偏航轴承44和俯仰轴承45对旋成体飞行器模型30外形流体力学参数的影响，在旋成体飞行器模型30上还对这两对轴承均对应设置有整流罩35，其中，对应俯仰轴承45的位置安装的整流罩35为第一整流罩，对应偏航轴承44的位置安装的整流罩35为第二整流罩，第一整流罩固接于俯仰轴承45的外圈，第二整流罩固接于偏航轴承44的外圈，同时应当注意的是，第一整流罩和第二整流罩的形状适于相对模型本体的外缘面转动，即第一整流罩和第二整流罩不会在该旋成体飞行器模型30进行滚转动作时与模型本体的外缘面产生干涉。

另外，为了使俯仰牵引索23和偏航牵引索24得以连接至相应的俯仰轴承45和偏航轴承44，在对应的第一整流罩和第二整流罩上分别设有第一让位孔和第二让位孔，由于第一整流罩、第二整流罩分别与俯仰轴承45、偏航轴承44的外圈固接，因此第一整流罩与俯仰轴承45的相对位置、第二整流罩与偏航轴承44的相对位置均是固定的。而分别与牵引绳连接的支杆就是俯仰轴承45和偏航轴承44的内圈轴，都可以相对于对应的轴承的外圈转动，因此在俯仰牵引索23和偏航牵引索24分别穿过第一让位孔和第二让位孔与俯仰轴承45的内圈轴、偏航轴承44的内圈轴连接之后，第一整流罩、第二整流罩不会对俯仰牵引索23和偏航牵引索24的作用产生影响，而与弹体30始终保持外表面平滑过渡。通过设置整流罩35，可有效地降低俯仰轴承45和偏航轴承4对旋成体飞行器模型30气动外形的影响。

在进行风洞虚拟飞行试验时，控制尾翼组件34的舵机343驱动尾翼偏转，在尾翼舵偏的作用下，旋成体飞行器模型30在来流中可解耦地进行滚转、俯仰或偏航动作，也可进行俯仰-滚转、偏航-滚转等多自由度耦合动作。

在进行上述偏航或俯仰动作的同时，控制装置可根据上述动作对对应的偏航牵引索24或俯仰牵引索23适当拉紧或放松，从而在保证旋成体飞行器模型30质心位置不变的同时为其在偏航和俯仰方向释放自由度。应当注意的是，为使得偏航牵引索24和俯仰牵引索23可以通过收放单元的驱动适当拉紧或放松，该控制装置采用了绳牵引并联机器人技术，通过该技术可实现该支撑装置对旋成体飞行器模型30支撑的智能化。

此外，为进行完整的试验，该试验系统除上述的支撑装置、旋成体飞行器模型30外，也包括有上述的控制装置、航姿参考系统以及数据采集和处理装置。其中，控制装置用于控制尾翼组件34的和收放单元21，使尾翼产生舵偏以实时模拟旋成体飞行器模型的各种飞行状态，且其适于根据旋成体飞行器模型30的舵偏角控制收放单元21收放对应的俯仰牵引索23和/或偏航牵引索24。航姿参考系统置于旋成体飞行器模型30的模型前部31内，并用于测量旋成体飞行器模型30的实时姿态角。数据采集和处理装置用于采集航姿参考系统和尾撑杆式六分量天平41的信号，并通过处理得到旋成体飞行器模型30的飞行控制律参数和相应的气动参数。

同时，该旋成体飞行器模型30的航姿测量不仅可以结合该航姿参考系统确定，还可通过编码器和机器视觉进行测量，其中机器视觉既可直接测量航姿，也可作为航姿参考系统或编码器的校准方案。

上述说明书和实施例的描述，用于解释本发明保护范围，但并不构成对本发明保护范围的限定。通过本发明或上述实施例的启示，本领域普通技术人员结合公知常识、本领域的普通技术知识和/或现有技术，通过合乎逻辑的分析、推理或有限的试验可以得到的对本发明实施例或其中一部分技术特征的修改、等同替换或其他改进，均应包含在本发明的保护范围之内。