本發(fā)明屬于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)：
現(xiàn)代飛行器在設(shè)計(jì)理念和方法層面，更加突出多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)，特別是在設(shè)計(jì)初始階段就需要充分考慮和評估飛行控制系統(tǒng)對飛行器總體性能的影響，對飛行器的飛行力學(xué)與飛行控制特性進(jìn)行研究和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。就現(xiàn)有的研究手段而言，常規(guī)的靜、動(dòng)態(tài)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)可以研究和分析飛行器的氣動(dòng)特性及飛行器本體的飛行動(dòng)力學(xué)特征，但是有以下缺點(diǎn)：一是帶有模型支撐裝置，模型的氣動(dòng)特性受到不同程度的影響；二是模型的角運(yùn)動(dòng)或線運(yùn)動(dòng)受到不同程度的約束，無法模擬飛行器真實(shí)的六自由度飛行狀態(tài)；三是只能研究飛行器本體的特性，無法研究加入飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行增穩(wěn)后的人機(jī)閉環(huán)控制特性。目前有關(guān)飛行器飛行力學(xué)與飛行控制特性的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證主要依賴大氣模型自由飛試驗(yàn)和全尺寸飛行器的試飛試驗(yàn)，大氣模型自由飛及全尺寸飛機(jī)試飛等飛行實(shí)驗(yàn)手段可以在飛行器研制后期有效地進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)的驗(yàn)證與確認(rèn)，但在飛行器研制初期，對于氣動(dòng)、飛行與控制特性掌握得不夠充分的情況下，或者面對新型氣動(dòng)布局、新的控制技術(shù)應(yīng)用等既無相關(guān)工程經(jīng)驗(yàn)，又難以進(jìn)行精確建模和飛行仿真研究時(shí)，直接進(jìn)行該類實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證面臨風(fēng)險(xiǎn)高、成本高、周期長等問題，并且實(shí)驗(yàn)條件難以控制、難以重復(fù)、易受天氣影響。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
為了解決上述問題，本發(fā)明提出一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)及方法，其中模型無支撐裝置使其氣動(dòng)特性不受影響且能夠模擬真機(jī)的六自由度飛行狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力模擬，加入了飛行控制系統(tǒng)和飛行操縱系統(tǒng)，通過駕駛員操控實(shí)現(xiàn)飛行器模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)六自由度自由飛行，在風(fēng)洞中完全模擬了飛行器空中飛行運(yùn)動(dòng)環(huán)境。為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，包括風(fēng)洞，包括飛行器動(dòng)力相似縮比模型、模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)、舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)、飛行操縱系統(tǒng)、風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)和安全防護(hù)系統(tǒng)；所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型，根據(jù)相似準(zhǔn)則和模型比例進(jìn)行設(shè)計(jì)加工，實(shí)現(xiàn)幾何相似、質(zhì)量相似、慣量相似；所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)，用于實(shí)時(shí)測量所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)，并將測量數(shù)據(jù)發(fā)送至所述飛行控制系統(tǒng)；所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，接收所述飛行控制系統(tǒng)的控制指令，并驅(qū)動(dòng)飛行器動(dòng)力相似縮比模型各舵面偏轉(zhuǎn)；所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)，接收所述飛行控制系統(tǒng)的控制指令，利用高壓空氣從所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型尾部噴出實(shí)現(xiàn)推力模擬，為飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)提供飛行動(dòng)力；所述飛行控制系統(tǒng)，用于接收所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)發(fā)送的數(shù)據(jù)和所述飛行操縱系統(tǒng)發(fā)送的操作指令，解算飛行控制律，并向所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)發(fā)送控制指令、向所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)發(fā)送推力控制指令和向風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)發(fā)送風(fēng)速調(diào)節(jié)控制指令；所述飛行操縱系統(tǒng)，包括俯仰控制系統(tǒng)、滾轉(zhuǎn)與偏航控制系統(tǒng)和推力控制系統(tǒng)，由飛行操控員執(zhí)行操作，并將操作指令發(fā)送至所述飛行控制系統(tǒng)；所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)，接收由飛行控制系統(tǒng)發(fā)送的風(fēng)速調(diào)節(jié)控制指令，實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞風(fēng)速大小調(diào)節(jié)；所述安全防護(hù)系統(tǒng)，采用柔性上下安全索，所述安全索的一端與風(fēng)洞相連，所述安全索的另一端連接至飛行器動(dòng)力相似縮比模型，防止所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型在風(fēng)洞內(nèi)意外失控時(shí)碰到風(fēng)洞洞壁。使所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的氣動(dòng)特性不受影響且能夠模擬真實(shí)飛機(jī)六自由度飛行狀態(tài)。進(jìn)一步的是，所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型，滿足幾何相似準(zhǔn)則、弗勞德數(shù)相似準(zhǔn)則、質(zhì)量相似準(zhǔn)則、慣量相似準(zhǔn)則和推力相似準(zhǔn)則。進(jìn)一步的是，所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)包括風(fēng)標(biāo)、陀螺儀和航姿參考系統(tǒng)；所述風(fēng)標(biāo)安裝于所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型機(jī)頭空速管上；所述陀螺儀安裝在所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型重心位置；所述航姿參考系統(tǒng)安裝在所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型重心位置。進(jìn)一步的是，所述風(fēng)標(biāo)主要測量迎角和側(cè)滑角；所述陀螺儀主要測量俯仰角速度、偏航角速度、滾轉(zhuǎn)角速度以及三軸線加速度；所述航姿參考系統(tǒng)主要測量俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角。進(jìn)一步的是，舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)采用微型電動(dòng)舵機(jī)。進(jìn)一步的是，所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)，由外部高壓空氣經(jīng)過通氣管路輸送至所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型內(nèi)部，再從所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型的尾噴管噴出，從而模擬發(fā)動(dòng)機(jī)獲得推力。進(jìn)一步的是，所述俯仰控制系統(tǒng)和所述推力控制系統(tǒng)位于試驗(yàn)段側(cè)面，觀察和控制所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型的縱向運(yùn)動(dòng)；所述滾轉(zhuǎn)與偏航控制系統(tǒng)通過安裝于試驗(yàn)段正后方的實(shí)時(shí)視頻監(jiān)控畫面，觀察和控制飛機(jī)模型的橫向運(yùn)動(dòng)。進(jìn)一步的是，所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)控制起風(fēng)、改變試驗(yàn)風(fēng)速和停風(fēng)。進(jìn)一步的是，所述安全防護(hù)系統(tǒng)將所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型與風(fēng)洞上下洞壁通過兩條安全繩相連，所述安全繩的操控端設(shè)置有高速絞盤。另一方面，本發(fā)明還提供了一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)方法，步驟包括：(1)各飛行操控員就位，由所述安全防護(hù)系統(tǒng)拉緊所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型；(2)由所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)開啟風(fēng)洞，開始起風(fēng)；(3)開啟飛行控制系統(tǒng)，模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)實(shí)時(shí)測量飛行數(shù)據(jù)，舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)入控制回路，飛行控制律運(yùn)行；(4)開啟所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)；(5)飛行控制系統(tǒng)的控制程序判斷飛行數(shù)據(jù)中的風(fēng)速信號(hào)是否達(dá)到設(shè)定閾值，若沒有達(dá)到則斷開風(fēng)標(biāo)測量信號(hào)繼續(xù)循環(huán)判斷閾值，若達(dá)到則接通風(fēng)標(biāo)測量信號(hào)；(6)判斷風(fēng)速是否達(dá)到試驗(yàn)風(fēng)速，若沒有則所述安全防護(hù)系統(tǒng)收緊安全索，若達(dá)到則所述安全防護(hù)系統(tǒng)松開安全索，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)入無約束飛行狀態(tài)；(7)操控員通過所述飛行操縱系統(tǒng)向所述飛行控制系統(tǒng)發(fā)送指令，由所述飛行控制系統(tǒng)控制向所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)發(fā)送控制指令，從而控制所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型進(jìn)行六自由度無約束飛行，完成指定測試任務(wù)；(8)若試驗(yàn)結(jié)束，所述安全防護(hù)系統(tǒng)拉緊所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型，所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)控制風(fēng)速逐漸下降，當(dāng)風(fēng)速信號(hào)小于設(shè)定閾值則斷開風(fēng)標(biāo)信號(hào)，停風(fēng)后控制律停止運(yùn)行；(9)試驗(yàn)結(jié)束，對進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析評估。采用本發(fā)明技術(shù)方案的有益效果：1.本發(fā)明在大型低速風(fēng)洞中進(jìn)行模型飛行實(shí)驗(yàn)，與大氣模型飛行實(shí)驗(yàn)相比，具有以下優(yōu)點(diǎn)：實(shí)驗(yàn)條件易于設(shè)定和更改，易于開展重復(fù)性實(shí)驗(yàn)；實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)易于采集和存儲(chǔ)，數(shù)據(jù)量更加豐富，模型姿態(tài)測量更加準(zhǔn)確；實(shí)驗(yàn)效率高、周期短，成本大幅降低；實(shí)驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)低，不存在墜機(jī)、損壞模型等潛在風(fēng)險(xiǎn)；實(shí)驗(yàn)不受天氣影響。2.本發(fā)明中設(shè)置的安全防護(hù)系統(tǒng)為無支撐結(jié)構(gòu)用于穩(wěn)固模型，此方式不存在常規(guī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中支撐系統(tǒng)對飛機(jī)氣動(dòng)特性的干擾問題，使實(shí)驗(yàn)?zāi)M條件更加真實(shí)準(zhǔn)確，可以用于開展飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)研究，對準(zhǔn)確研究飛機(jī)氣動(dòng)特性具有重大意義。3.本發(fā)明中用高壓空氣實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬，控制精度高，動(dòng)態(tài)響應(yīng)快，不需要消耗燃油或電池，減輕結(jié)構(gòu)重量，且飛行時(shí)間不受限制。4.本發(fā)明提出的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)中設(shè)置的飛行控制系統(tǒng)和飛行操縱系統(tǒng)，通過駕駛員操控實(shí)現(xiàn)飛行器模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)六自由度自由飛行，在風(fēng)洞中完全模擬了飛行器空中飛行環(huán)境。5.本發(fā)明提出的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)硬件和軟件均為模塊化，通用性好，可以用于開展不同型號(hào)飛機(jī)的研究。6.本發(fā)明提出的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，不僅可以研究飛機(jī)本體的開環(huán)特性，還可以研究飛機(jī)加上飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行控制增穩(wěn)后的閉環(huán)特性，可以用于開展飛機(jī)大迎角失速/偏離特性研究、先進(jìn)飛行控制律驗(yàn)證、新概念布局飛機(jī)控制律驗(yàn)證等，具有廣泛應(yīng)用前景。7.本發(fā)提出的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，原理科學(xué)合理，提出的實(shí)驗(yàn)流程簡單規(guī)范，風(fēng)險(xiǎn)低，成本低，可以推廣到其他大型閉口或開口式風(fēng)洞中，具有良好工程應(yīng)用前景。附圖說明圖1為本發(fā)明的一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意簡圖；圖2為本發(fā)明的實(shí)施例中一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)效果圖；圖3為本發(fā)明一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)方法的流程圖；圖4為本發(fā)明的實(shí)施例中的實(shí)驗(yàn)流程圖；其中，1是風(fēng)洞，2是飛行器動(dòng)力相似縮比模型，3是飛行控制系統(tǒng)，4是飛行操縱系統(tǒng)，5是通氣管路，6是安全索。具體實(shí)施方式為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步闡述。在本實(shí)施例中，參見圖1和圖2所示，一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，包括風(fēng)洞，包括飛行器動(dòng)力相似縮比模型2、模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)、舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)3、飛行操縱系統(tǒng)4、風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)和安全防護(hù)系統(tǒng)；所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2設(shè)置在風(fēng)洞1中，所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)和舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)安裝在所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2上，所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)置于風(fēng)洞1外部且穿過風(fēng)洞1連通所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2，所述飛行控制系統(tǒng)3、飛行操縱系統(tǒng)4和風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)均設(shè)置在風(fēng)洞外部，所述安全防護(hù)系統(tǒng)固定飛行器動(dòng)力相似縮比模型2于風(fēng)洞1內(nèi)部，所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)和飛行操縱系統(tǒng)4的輸出端連接至飛行控制系統(tǒng)3的輸入端，所述飛行控制系統(tǒng)3的輸出端分別連接至舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)和風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)的輸入端。1.所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2，根據(jù)相似準(zhǔn)則和模型比例進(jìn)行設(shè)計(jì)加工，實(shí)現(xiàn)幾何相似、質(zhì)量相似、慣量相似。其中，所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2，滿足幾何相似準(zhǔn)則、弗勞德數(shù)相似準(zhǔn)則、質(zhì)量相似準(zhǔn)則、慣量相似準(zhǔn)則和推力相似準(zhǔn)則；幾何相似準(zhǔn)則根據(jù)飛機(jī)實(shí)際尺寸成比例縮小，滿足飛行器動(dòng)力相似縮比模型2展長不超過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段寬度的1/5；基于飛行器動(dòng)力相似縮比模型自由度完全釋放，對于該類重力與慣性力相比需要穩(wěn)定與控制特性研究實(shí)驗(yàn)，需滿足所述弗勞德數(shù)相似準(zhǔn)則；基于實(shí)驗(yàn)中關(guān)于重心調(diào)節(jié)范圍的要求，需滿足質(zhì)量相似準(zhǔn)則和慣量相似準(zhǔn)則；推力相似準(zhǔn)則保證飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的氣動(dòng)控制特性與真機(jī)相似。其中，縮比模型方法，綜合考慮以下幾個(gè)因素：（1）機(jī)載設(shè)備安裝空間。模型應(yīng)具備足夠的內(nèi)部空間，可以容納各機(jī)載設(shè)備和動(dòng)力系統(tǒng)。（2）質(zhì)量、慣量的調(diào)節(jié)和匹配。模型尺寸應(yīng)確?？梢詫①|(zhì)量、慣量調(diào)節(jié)到滿足相似準(zhǔn)則要求，并滿足實(shí)驗(yàn)中關(guān)于重心調(diào)節(jié)范圍的要求。（3）雷諾數(shù)的影響。應(yīng)根據(jù)實(shí)驗(yàn)研究的問題特點(diǎn)，分析雷諾數(shù)的影響，將模型比例確定在雷諾數(shù)影響不顯著的范圍。（4）模型展長不超過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段寬度的1/5。確保模型有足夠的飛行空間，可以作1g飛行及1g附近的小幅機(jī)動(dòng)飛行?？紤]這些約束條件后，就可以確定出合適的模型比例。2.所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)，用于實(shí)時(shí)測量所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)，并將測量數(shù)據(jù)發(fā)送至所述飛行控制系統(tǒng)3。其中，所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)包括風(fēng)標(biāo)、陀螺儀和航姿參考系統(tǒng)，所述風(fēng)標(biāo)安裝于所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2機(jī)頭空速管上；所述陀螺儀安裝在所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2重心位置；所述航姿參考系統(tǒng)安裝在所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2重心位置。所述風(fēng)標(biāo)飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的主要測量迎角和側(cè)滑角；所述陀螺儀主要測量飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的俯仰角速度、偏航角速度、滾轉(zhuǎn)角速度以及三軸線加速度；所述航姿參考系統(tǒng)主要測量飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角。3.所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，接收所述飛行控制系統(tǒng)3的控制指令，并驅(qū)動(dòng)飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的各舵面偏轉(zhuǎn)。所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)采用微型電動(dòng)舵機(jī)。在舵機(jī)選型時(shí)，選擇滿足最大偏轉(zhuǎn)角速率不小于根據(jù)運(yùn)動(dòng)相似折算出的最大角速率要求的型號(hào)，然后在飛行控制系統(tǒng)3的軟件中設(shè)置“指令限幅”模塊，加入位置和速率限幅，即可完全實(shí)現(xiàn)舵面最大偏轉(zhuǎn)角速率的模擬。該解決辦法通過軟件實(shí)現(xiàn)簡單易行，比通過改變傳動(dòng)比等機(jī)械方式實(shí)現(xiàn)具有很大的優(yōu)越性。4.所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)，接收所述飛行控制系統(tǒng)3的控制指令，利用高壓空氣從所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2尾部噴出實(shí)現(xiàn)推力模擬，為飛行實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)提供飛行動(dòng)力。所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)，由外部高壓空氣經(jīng)過通氣管路5輸送至所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2內(nèi)部，再從所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的尾噴管噴出，從而模擬發(fā)動(dòng)機(jī)獲得推力。外部高壓空氣經(jīng)輕質(zhì)、柔軟的特制尼龍通氣管路5送至所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2內(nèi)部，再從所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2尾部噴出獲得推力；所述通氣管路5與所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2之間通過一個(gè)回轉(zhuǎn)接頭連接，連接位置位于所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2重心處；推力大小的調(diào)節(jié)通過一個(gè)流量控制閥調(diào)節(jié)高壓空氣流量來實(shí)現(xiàn)；控制閥安裝于風(fēng)洞1實(shí)驗(yàn)段頂部，以盡可能減小控制閥到噴管尾部之間管路長度，減小推力響應(yīng)延遲。5.所述飛行控制系統(tǒng)3，用于接收所述模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)發(fā)送的測量數(shù)據(jù)和所述飛行操縱系統(tǒng)4發(fā)送的操作指令，解算飛行控制律，并向所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)發(fā)送控制指令、向所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)發(fā)送推力控制指令和向風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)發(fā)送風(fēng)速調(diào)節(jié)控制指令。所述飛行控制系統(tǒng)3基于快速控制原型技術(shù)，采用外置于試驗(yàn)段側(cè)面測控間的飛控計(jì)算機(jī)，安裝實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)Vxworks，與MATLAB/Simulink設(shè)計(jì)開發(fā)環(huán)境無縫集成，實(shí)時(shí)運(yùn)行飛行控制律程序；配備A/D、D/A、數(shù)字IO和串口等多種輸入輸出接口，實(shí)時(shí)接收操控員的飛行指令信號(hào)、機(jī)載傳感器（風(fēng)標(biāo)、陀螺儀、航姿參考系統(tǒng)等）的反饋信號(hào)、風(fēng)洞速壓及相關(guān)開關(guān)信號(hào)等作為輸入，通過飛行控制律解算，輸出驅(qū)動(dòng)各舵機(jī)偏轉(zhuǎn)的舵面偏角指令及推力控制指令，實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)平臺(tái)中各子系統(tǒng)的綜合集成和有效運(yùn)作，建立了穩(wěn)定可靠、便捷高效的飛行控制律開發(fā)與驗(yàn)證平臺(tái)。6.所述飛行操縱系統(tǒng)4，包括俯仰控制系統(tǒng)、滾轉(zhuǎn)與偏航控制系統(tǒng)和推力控制系統(tǒng)，由飛行操控員執(zhí)行操作，并將操作指令發(fā)送至所述飛行控制系統(tǒng)3。其中，所述俯仰控制系統(tǒng)和推力控制系統(tǒng)位于試驗(yàn)段側(cè)面，觀察和控制所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2的縱向運(yùn)動(dòng)；所述滾轉(zhuǎn)與偏航控制系統(tǒng)通過安裝于試驗(yàn)段正后方的實(shí)時(shí)監(jiān)控畫面，觀察和控制飛機(jī)模型的橫向運(yùn)動(dòng)。飛行操縱系統(tǒng)4分別由三個(gè)飛行操控員執(zhí)行，俯仰操控員和推力操控員位于試驗(yàn)段側(cè)面，可以很好地觀察和控制飛機(jī)模型的縱向運(yùn)動(dòng)；滾轉(zhuǎn)/偏航操控員通過安裝于試驗(yàn)段正后方的攝像頭觀察和控制飛機(jī)模型的橫向運(yùn)動(dòng)。7.所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)，接收由飛行控制系統(tǒng)3發(fā)送的風(fēng)速調(diào)節(jié)控制指令，控制風(fēng)洞1內(nèi)部起風(fēng)、停風(fēng)和改變試驗(yàn)風(fēng)速。8.所述安全防護(hù)系統(tǒng)，采用柔性上下安全索6，所述安全索的一端與風(fēng)洞相連，所述安全索的另一端連接至飛行器動(dòng)力相似縮比模型，使所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的氣動(dòng)特性不受影響且能夠模擬真實(shí)飛機(jī)六自由度飛行狀態(tài)。將所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2與風(fēng)洞1上下洞壁通過兩條安全索6相連，所述安全索6的操控端設(shè)置有絞盤，實(shí)現(xiàn)所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2在風(fēng)洞1內(nèi)意外失控碰到風(fēng)洞1洞壁。所述上下安全索6在起風(fēng)、停風(fēng)過程或模型意外失控時(shí)收緊，保護(hù)模型；在正常試驗(yàn)時(shí)松開，對模型無約束作用。另一方面，本發(fā)明還提供了一種低速風(fēng)洞模型飛行實(shí)驗(yàn)方法，如圖3所示，步驟包括：(1)各飛行操控員就位，由所述安全防護(hù)系統(tǒng)拉緊所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2；(2)由所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)開啟風(fēng)洞1，開始起風(fēng)；(3)開啟飛行控制系統(tǒng)3，模型機(jī)載姿態(tài)測量系統(tǒng)實(shí)時(shí)測量飛行數(shù)據(jù)，舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)入控制回路，飛行控制律運(yùn)行；(4)開啟所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)；(5)飛行控制系統(tǒng)3的控制程序判斷飛行數(shù)據(jù)中的風(fēng)速信號(hào)是否達(dá)到設(shè)定閾值，若沒有達(dá)到則斷開風(fēng)標(biāo)測量信號(hào)繼續(xù)循環(huán)判斷閾值，若達(dá)到則接通風(fēng)標(biāo)測量信號(hào)；(6)判斷風(fēng)速是否達(dá)到試驗(yàn)風(fēng)速，若沒有則所述安全防護(hù)系統(tǒng)收緊安全索6，若達(dá)到則所述安全防護(hù)系統(tǒng)松開安全索6，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)入無約束飛行狀態(tài)；(7)操控員通過所述飛行操縱系統(tǒng)4向所述飛行控制系統(tǒng)3發(fā)送指令，由所述飛行控制系統(tǒng)3控制向所述舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)發(fā)送控制指令，從而控制所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2進(jìn)行六自由度無約束飛行，完成指定測試任務(wù)；(8)若試驗(yàn)結(jié)束，所述安全防護(hù)系統(tǒng)拉緊所述飛行器動(dòng)力相似縮比模型2，所述風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)控制風(fēng)速逐漸下降，當(dāng)風(fēng)速信號(hào)小于設(shè)定閾值則斷開風(fēng)標(biāo)信號(hào)，停風(fēng)后控制律停止運(yùn)行；(9)試驗(yàn)結(jié)束，對進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析評估。如圖4所示，具體實(shí)施過程：風(fēng)洞1未起風(fēng)時(shí)，模型由上安全索6懸掛，由于懸掛點(diǎn)位于模型重心位置，模型可以基本保持水平姿態(tài)；在起風(fēng)階段，風(fēng)速從零慢慢升到試驗(yàn)穩(wěn)定風(fēng)速過程中，安全操縱員拉緊下安全索6，使模型線位移固定；在低風(fēng)速時(shí)，由于風(fēng)標(biāo)測量信號(hào)不準(zhǔn)確便切斷其信號(hào)，使風(fēng)標(biāo)測量信號(hào)不進(jìn)入飛行控制律，在風(fēng)速大于一定閾值才接通信號(hào)；達(dá)到穩(wěn)定試驗(yàn)風(fēng)速后，慢慢松開下安全索6，同時(shí)操控員分工協(xié)作，推力操縱員逐漸加大油門至所需配平推力，俯仰操縱員操縱迎角至配平迎角，松開安全索6，滾轉(zhuǎn)/偏航操縱員根據(jù)情況操縱，保持模型1g平飛，進(jìn)行相應(yīng)的飛行測試研究實(shí)驗(yàn)；完成一個(gè)試驗(yàn)工況后，改變試驗(yàn)風(fēng)速，研究其他迎角的飛行穩(wěn)定與控制特性；試驗(yàn)結(jié)束則拉緊安全索6，逐漸停風(fēng)，進(jìn)行數(shù)據(jù)結(jié)果的分析和評估。以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)。本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實(shí)施例的限制，上述實(shí)施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會(huì)有各種變化和改進(jìn)，這些變化和改進(jìn)都落入要求保護(hù)的本發(fā)明范圍內(nèi)。本實(shí)發(fā)明要求保護(hù)范圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。