飛機(jī)螺旋運(yùn)動(dòng)測(cè)量技術(shù)的發(fā)展

顏 巍 / YAN Wei

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

飛機(jī)螺旋運(yùn)動(dòng)測(cè)量技術(shù)的發(fā)展

顏 巍 / YAN Wei

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

立式風(fēng)洞是研究飛機(jī)尾旋與尾旋改出的特種設(shè)施。由于尾旋試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷拇笮∈芟抻陲L(fēng)洞的試驗(yàn)段尺寸和流場(chǎng)的邊界條件，較難在模型內(nèi)部安裝測(cè)量系統(tǒng)，早期均采用外部系統(tǒng)對(duì)處于螺旋運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的飛機(jī)模型姿態(tài)進(jìn)行捕捉、辨識(shí)，進(jìn)而分析飛機(jī)的尾旋特性與改出特性。隨著材料科學(xué)、智能加工技術(shù)和信號(hào)傳輸技術(shù)的發(fā)展進(jìn)步，測(cè)量系統(tǒng)向模塊化、微型化和超微型化發(fā)展，使得測(cè)量機(jī)構(gòu)能夠安置于飛機(jī)模型的內(nèi)部，這樣不僅可以實(shí)時(shí)測(cè)量數(shù)據(jù)并記錄，不需要到試驗(yàn)后才進(jìn)行判讀和辨識(shí)，而且所測(cè)量的數(shù)據(jù)更加完整。

人工判讀測(cè)量系統(tǒng)；全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)；航向參考系統(tǒng)

0 引言

飛機(jī)在飛行過(guò)程中若全機(jī)迎角超過(guò)臨界迎角，則飛機(jī)自身會(huì)發(fā)生復(fù)雜的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，即螺旋運(yùn)動(dòng)。這種復(fù)雜運(yùn)動(dòng)的實(shí)質(zhì)是一種極不穩(wěn)定的、高度非線性的六自由度運(yùn)動(dòng)，即飛機(jī)沿自身三個(gè)軸向進(jìn)行直線運(yùn)動(dòng)的同時(shí)，還圍繞三個(gè)軸發(fā)生自轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)沿著小半徑的螺旋形軌跡下落，就像芭蕾舞演員那樣踮起腳尖旋轉(zhuǎn)。在螺旋運(yùn)動(dòng)中的飛機(jī)部分失去操縱性，有時(shí)甚至完全失去操縱性，飛行員很難判別飛機(jī)的姿態(tài)，旋轉(zhuǎn)的方向，甚至飛行的高度，如果不能立刻迫使飛機(jī)迎角回到亞臨界迎角范圍，則飛機(jī)無(wú)法從螺旋運(yùn)動(dòng)中改出。為了研究飛機(jī)的螺旋運(yùn)動(dòng)和螺旋的改出，科研人員采用了一系列的方式與方法，如CFD計(jì)算、大氣模型自由飛試驗(yàn)和立式風(fēng)洞試驗(yàn)等。立式風(fēng)洞是研究飛機(jī)螺旋運(yùn)動(dòng)和螺旋改出的設(shè)施。目前世界上立式風(fēng)洞的形式主要有三種：直流式(日本防衛(wèi)省技術(shù)研究本部第3研究所Φ4m立式風(fēng)洞)、單回流式(俄羅斯ЦАГИ的T-105 Φ4.5m立式風(fēng)洞)、雙回流式(美國(guó)NASA Langley Φ20ft VST)。將滿足幾何相似與動(dòng)力相似的飛機(jī)模型投入到立式風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)，使得模型在上升氣流中自由地進(jìn)入螺旋運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)試驗(yàn)段氣流速度，保證飛機(jī)模型在作螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)處于懸浮狀態(tài)。在研究改出螺旋時(shí)，使用專門的自動(dòng)駕駛儀控制模型上的可偏轉(zhuǎn)舵面來(lái)迫使飛機(jī)改出螺旋運(yùn)動(dòng)。

與模型靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)測(cè)量氣動(dòng)力不同，立式風(fēng)洞試驗(yàn)為全動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，可測(cè)量的參數(shù)均為角度和運(yùn)動(dòng)參數(shù)。受立式風(fēng)洞試驗(yàn)段口徑和流場(chǎng)邊界的限制，螺旋試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵话爿^小，翼展在1m～1.4m。受質(zhì)量和慣量的限制，模型需要足夠輕，這樣較難在模型內(nèi)部安裝測(cè)量?jī)x器，尤其是在早期機(jī)械式陀螺儀又大又笨重的情況下，模型在螺旋運(yùn)動(dòng)中各參數(shù)隨時(shí)間變化規(guī)律的測(cè)量不得不依賴外部系統(tǒng)。隨著技術(shù)的發(fā)展，特別是微型陀螺儀等儀器的投入使用，使得飛機(jī)模型螺旋運(yùn)動(dòng)參數(shù)的測(cè)量更加精確，數(shù)據(jù)更完善。

1 立式風(fēng)洞模型運(yùn)動(dòng)的測(cè)量系統(tǒng)

1.1 人工判讀測(cè)量系統(tǒng)

此法很古老，俄羅斯中央流體力學(xué)研究院T-105立式風(fēng)洞和美國(guó)NASA蘭利立式風(fēng)洞在二十世紀(jì)三、四十年代的飛機(jī)模型尾旋試驗(yàn)研究中使用這種測(cè)量方法。蘇聯(lián)解體后，中國(guó)科研人員從俄羅斯中央流體力學(xué)研究院T-105立式風(fēng)洞處學(xué)習(xí)并獲得此套系統(tǒng)的技術(shù)和設(shè)備。其測(cè)量過(guò)程是采用高速膠片攝像機(jī)將立式風(fēng)洞中飛機(jī)模型的運(yùn)動(dòng)過(guò)程拍攝下來(lái)，圖1 a)展示了蘭利立式風(fēng)洞高速膠片攝像機(jī)拍攝時(shí)的立體示意圖。試驗(yàn)中采用了兩個(gè)高速攝像機(jī)，一個(gè)在風(fēng)洞上部洞壁的側(cè)面，一個(gè)在風(fēng)洞底部圓心位置，尾旋試驗(yàn)過(guò)程中用64幀/秒的高速膠片攝影機(jī)記錄下模型的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。圖1 b)展示了蘭利立式風(fēng)洞飛機(jī)模型尾旋試驗(yàn)時(shí)從側(cè)面所拍攝的飛機(jī)模型運(yùn)動(dòng)的連續(xù)畫面。獲得膠片后進(jìn)行沖洗，然后用專用的投影放映機(jī)將一張張膠片上的圖像投影到一個(gè)屏幕上，采用人工手動(dòng)的方法與專用的解碼模型投影進(jìn)行比對(duì)，即在投影前放置一個(gè)與試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯耆缺壤s小的對(duì)比模型，直至模型姿態(tài)與膠片中的投影完全一致，讀出此時(shí)縮小模型的空間姿態(tài)(俯仰角、滾轉(zhuǎn)角)記為對(duì)應(yīng)時(shí)刻的運(yùn)動(dòng)模型空間姿態(tài)，通過(guò)這樣一種解碼判讀方式獲得試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷倪\(yùn)動(dòng)姿態(tài)。圖1 c)展示了T-105立式風(fēng)洞的尾旋試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c解碼模型對(duì)比。此種測(cè)量方式簡(jiǎn)單直觀，因?yàn)橛腥斯⑴c的過(guò)程，對(duì)圖像質(zhì)量要求較低，對(duì)光噪聲干擾要求低。但這種方法也存在先天的不足，主要有以下幾點(diǎn)：1) 數(shù)據(jù)判讀時(shí)間極長(zhǎng)，一次試驗(yàn)的判讀時(shí)間就要一周左右；2) 模型制作成本高；3) 模型姿態(tài)的判讀受人為因素影響，不可避免地會(huì)引入人為誤差；4) 數(shù)據(jù)不足，一般選擇較為關(guān)注的時(shí)間段，選擇一定的時(shí)間間隔進(jìn)行判讀，所以人工判讀獲得的數(shù)據(jù)量小，間隔大，數(shù)據(jù)不足。時(shí)至今日，此種測(cè)量方法在NASA蘭利立式風(fēng)洞中已被摒棄，而T-105立式風(fēng)洞仍然采用此種方法，雖然經(jīng)過(guò)幾次改進(jìn)，但其基本方法沒(méi)有大的改變。

圖1 立式風(fēng)洞高速膠片攝像機(jī)系統(tǒng)、拍攝結(jié)果與解碼模型

1.2 全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)

由于人工判讀方法的弊端，科研人員開發(fā)了全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)[1]，該系統(tǒng)采用基于圖像采集與處理的雙目圖像測(cè)量技術(shù)，其基本原理是基于光學(xué)中心的面投影方程。所有內(nèi)部方位參數(shù)和外部方位參數(shù)通過(guò)相機(jī)校準(zhǔn)而確定，這些參數(shù)確定后，目標(biāo)在2D圖像平面的坐標(biāo)和3D物理空間的坐標(biāo)的關(guān)系得以確定。系統(tǒng)采用4臺(tái)攝像機(jī)，分成A、B兩組，每組2臺(tái)形成雙目立體視覺(jué)，如圖2 a)所示。任一目標(biāo)點(diǎn)在一組攝像機(jī)成像后，可解出目標(biāo)的空間坐標(biāo)，再根據(jù)其解算模型的各種運(yùn)動(dòng)參數(shù)。系統(tǒng)應(yīng)用計(jì)算機(jī)并口進(jìn)行圖像采集控制，用脈寬調(diào)制接口進(jìn)行舵面偏轉(zhuǎn)控制，可以實(shí)現(xiàn)模型舵面控制、圖像采集的同步記錄，測(cè)量系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意如圖2 b)所示。

圖2 全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)

要獲得模型尾旋時(shí)的各種運(yùn)動(dòng)參數(shù)及姿態(tài)參數(shù)，最理想化的方法是通過(guò)獲得模型中心點(diǎn)及模型X、Y、Z 軸上各一點(diǎn)在每一時(shí)刻的坐標(biāo)(風(fēng)軸)，即可獲得模型尾旋時(shí)的各種運(yùn)動(dòng)參數(shù)及姿態(tài)參數(shù)。但是，由于尾旋試驗(yàn)要求非接觸測(cè)量及模型三維自由運(yùn)動(dòng)等的特殊性，直接獲得這些參數(shù)很難。所以需要通過(guò)在機(jī)身上打上不同的標(biāo)記，標(biāo)記點(diǎn)一般為白色，如圖3 a)所示。為了保證圖像的高對(duì)比度，在打標(biāo)記點(diǎn)之前，需要在模型表面噴上亞光漆，如圖3 b)所示，通過(guò)CCD相機(jī)來(lái)識(shí)別飛機(jī)在某一時(shí)刻的空間相對(duì)位置和飛機(jī)的姿態(tài)。當(dāng)能正確確定標(biāo)記點(diǎn)的空間實(shí)測(cè)坐標(biāo)以后，用一組能夠描述飛機(jī)姿態(tài)的標(biāo)記點(diǎn)就能夠正確判讀運(yùn)動(dòng)中的飛機(jī)姿態(tài)。一般來(lái)說(shuō)，可以對(duì)飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行判定的標(biāo)記點(diǎn)組合主要有四種，如圖4所示，這四種組合基本囊括了實(shí)測(cè)過(guò)程中所有飛機(jī)可能出現(xiàn)的姿態(tài)。

圖3 “十”字和“T”字標(biāo)記點(diǎn)示意圖

圖4 標(biāo)記點(diǎn)組合判定模型姿態(tài)示意圖

為了準(zhǔn)確判讀飛機(jī)在空間的位置和姿態(tài)，還需要對(duì)立式風(fēng)洞試驗(yàn)段的空間固定坐標(biāo)進(jìn)行準(zhǔn)確標(biāo)定和校核，目的是為了建立風(fēng)洞洞體坐標(biāo)系與飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的關(guān)系，這就需要標(biāo)定圖像板，圖5展示了標(biāo)定圖像板以及空間坐標(biāo)標(biāo)定的過(guò)程示意。在完成了以上工作后，即圖像識(shí)別系統(tǒng)設(shè)置、模型標(biāo)定、空間標(biāo)定以及風(fēng)速標(biāo)定和計(jì)算模塊設(shè)置，就可以獲得飛機(jī)模型姿態(tài)、旋轉(zhuǎn)角速度等信息[2]。

圖5 空間位置標(biāo)定圖像板

隨著立式風(fēng)洞型號(hào)試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)的累積，“十”字形和“T”字形標(biāo)定越來(lái)越顯示出一些不利的地方，首先這種標(biāo)定方式比較耗費(fèi)時(shí)間和精力，靈活性較差。有時(shí)“十”字形標(biāo)記和“T”字形標(biāo)記不易區(qū)分，對(duì)圖像點(diǎn)進(jìn)行匹配的時(shí)候很難做到自動(dòng)匹配。因此立式風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)的研發(fā)人員開發(fā)了一種新的標(biāo)記方式，稱為編碼標(biāo)記點(diǎn)，如圖6 a)、b)所示，將大圓環(huán)的外圈分成面積相等的8份，中心圓為定位圓，對(duì)每一個(gè)外環(huán)顏色區(qū)標(biāo)記為1，黑色區(qū)標(biāo)記為0，這樣就構(gòu)成了一個(gè)8位二進(jìn)制數(shù)，將二進(jìn)制換算到十進(jìn)制，上圖中最小二進(jìn)制為00100101，換算到十進(jìn)制則編號(hào)為37。將不同的編碼標(biāo)記點(diǎn)按照一定的規(guī)則粘貼在飛機(jī)模型的不同部位，如圖6 c)所示。試驗(yàn)中首先需要對(duì)編碼標(biāo)記進(jìn)行定位和解碼，流程為：讀入圖像→圖像預(yù)處理→檢測(cè)圓心→編碼標(biāo)記點(diǎn)解碼，飛機(jī)模型上的每一個(gè)編碼點(diǎn)都有唯一的一個(gè)編碼值，相對(duì)于“十”字形和“T”字形標(biāo)定，這種方法可以有很多種不同的編碼，標(biāo)記點(diǎn)有更高的靈活度。

圖6 8位編碼標(biāo)記示意圖

圖7 標(biāo)定板檢測(cè)與模型表面編碼點(diǎn)檢測(cè)

試驗(yàn)中，首先用尺寸大小為0.6m×0.8m，包含有99個(gè)圓的標(biāo)定板進(jìn)行標(biāo)定，根據(jù)相機(jī)的視場(chǎng)范圍將標(biāo)定板放置7～35個(gè)不同位置，利用雙目攝像機(jī)對(duì)標(biāo)定板中的每一個(gè)圓的圓心進(jìn)行定位，如圖7 a)和b)所示，其實(shí)質(zhì)是建立了雙目攝像機(jī)所拍攝的空間三維系統(tǒng)與風(fēng)洞洞體坐標(biāo)系的關(guān)系。此外，還需要用三維坐標(biāo)測(cè)量?jī)x精確測(cè)量各標(biāo)志點(diǎn)中心在機(jī)體坐標(biāo)系中的三維坐標(biāo)。然后開啟風(fēng)洞，將打上編碼點(diǎn)的飛機(jī)模型送入立式風(fēng)洞，當(dāng)模型在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，通過(guò)雙目攝像機(jī)對(duì)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行圖像采集，結(jié)束后對(duì)圖片中模型表面的標(biāo)記點(diǎn)進(jìn)行定位，如圖7 c)和d)所示，將機(jī)體體軸系下機(jī)體表面的編碼點(diǎn)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換到風(fēng)洞洞體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)，即建立了風(fēng)洞洞體坐標(biāo)系下三維特征點(diǎn)坐標(biāo)與飛機(jī)模型機(jī)體坐標(biāo)系下三維特征點(diǎn)坐標(biāo)的一個(gè)穩(wěn)定轉(zhuǎn)換關(guān)系，這樣通過(guò)兩種坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系就可以較為準(zhǔn)確地求得飛機(jī)模型的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角[3]。

1.3 微型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)

圖8 MEMS傳感器及工作原理示意圖

全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)在輸出數(shù)據(jù)和處理數(shù)據(jù)上比人工判讀測(cè)量系統(tǒng)在效率上要高出很多，但在試驗(yàn)前需要花費(fèi)大量時(shí)間進(jìn)行空間位置定位和模型標(biāo)記點(diǎn)定位。隨著科技的進(jìn)步，傳統(tǒng)、粗笨的機(jī)械式陀螺儀逐漸被微型機(jī)電式(MEMS)陀螺儀所取代，這種微型陀螺儀體積小、質(zhì)量輕、信號(hào)可無(wú)線傳輸，可以將其放置于飛機(jī)尾旋模型內(nèi)部，在滿足質(zhì)量和慣量的前提下，盡可能地使微型陀螺儀的質(zhì)心與飛機(jī)模型的質(zhì)心重合，若空間限制遠(yuǎn)離模型質(zhì)心時(shí)，應(yīng)考慮將試驗(yàn)結(jié)果換算至質(zhì)心。目前一些立式風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ退褂玫奈⑿屯勇輧x是荷蘭XSENS公司生產(chǎn)的MTI-28A53G25型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)[4]，其外形和工作模式如圖8所示，系統(tǒng)內(nèi)部主要包括三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀、三軸磁強(qiáng)計(jì)和溫度傳感器，這些組成了姿態(tài)的感知部分，此外還有16位AD、內(nèi)部DSP和非易失性存儲(chǔ)器、電源模塊和接口收發(fā)器等組件。當(dāng)飛機(jī)模型在立式風(fēng)洞試驗(yàn)段做螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)，微型測(cè)量系統(tǒng)開始工作，通過(guò)三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀、三軸磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量出飛機(jī)姿態(tài)的數(shù)據(jù)，經(jīng)過(guò)AD轉(zhuǎn)換后獲得原始數(shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)可以直接輸出，也可以用于系統(tǒng)內(nèi)部物理傳感器，進(jìn)而獲得準(zhǔn)確的傳感器數(shù)據(jù)[5]。

三軸加速度計(jì)可以同時(shí)測(cè)量x、y、z三個(gè)方向上的加速度值。MTI微型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)所采用的加速度傳感器為硅微三軸加速度傳感器。市場(chǎng)上所出售的MEMS傳感器包含有幾種基于不同原理的硅微三軸加速度傳感器，如電容式、壓阻式、熱電偶式、諧振式、光波導(dǎo)式和隧道式，其中電容式最為常見(jiàn)[6]。

三軸陀螺儀可以同時(shí)測(cè)量繞x、y、z三個(gè)軸的旋轉(zhuǎn)角速度。MTI微型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)所采用的陀螺儀為振動(dòng)式微陀螺儀，它利用科里奧利效應(yīng)測(cè)量運(yùn)動(dòng)物體的角速度，即當(dāng)一個(gè)物體沿著一個(gè)方向運(yùn)動(dòng)且施加角一個(gè)旋轉(zhuǎn)率時(shí)，則該物體收到一個(gè)垂直方向的力，從電容感應(yīng)結(jié)構(gòu)可以測(cè)到科里奧利效應(yīng)所產(chǎn)生的位移。MEMS陀螺儀有兩個(gè)方向的可移動(dòng)電容板，當(dāng)微型陀螺儀隨著飛機(jī)模型做螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)，徑向電容板加震蕩電壓迫使物體作徑向運(yùn)動(dòng)，橫向的電容板測(cè)量由于橫向科里奧利運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的電容變化，科里奧利力與角速度成正比，所以電容的改變可以計(jì)算出角速度[7]。

三軸磁強(qiáng)計(jì)測(cè)得的數(shù)據(jù)用來(lái)校準(zhǔn)由陀螺的數(shù)據(jù)計(jì)算而產(chǎn)生的偏航角。溫度傳感器測(cè)得的溫度數(shù)據(jù)用來(lái)在計(jì)算航向時(shí)所需要的溫度補(bǔ)償。

傳感器信息采用無(wú)線數(shù)據(jù)傳輸模式，數(shù)據(jù)格式為RS232格式，避免因數(shù)據(jù)線引入額外的懸掛繩干擾問(wèn)題。試驗(yàn)前，通過(guò)對(duì)微型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)進(jìn)行編程開發(fā)，將其輸出速率與光學(xué)測(cè)量系統(tǒng)同頻，實(shí)現(xiàn)光學(xué)測(cè)量信息與微型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)信息的同步記錄。

2 結(jié)論

本文簡(jiǎn)要回顧了立式風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)的發(fā)展歷史，從較為古老的人工判讀測(cè)量系統(tǒng)，發(fā)展為全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)，再到包含微型陀螺儀的微型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)。為需要進(jìn)行立式風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)研究的飛機(jī)型號(hào)提供了參考。

[1] 蔣敏.立式風(fēng)洞尾旋測(cè)量系統(tǒng)研制[D].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2006.

[2] 張德久.立式風(fēng)洞尾旋運(yùn)動(dòng)姿態(tài)參數(shù)計(jì)算機(jī)視覺(jué)測(cè)量系統(tǒng)的研制[D].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2007.

[3] 李沛，等.一種基于雙目視覺(jué)原理的飛機(jī)尾旋運(yùn)動(dòng)姿態(tài)測(cè)量方法[J].國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào)，2008，30(2)：111-115.

[4] 喬熠暉.MTI慣性測(cè)量單元及其測(cè)試平臺(tái)的研究[D].太原：中北大學(xué)，2012.

[5] 黃會(huì)明，等.飛機(jī)尾旋三維測(cè)量試驗(yàn)的改進(jìn)方法[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2013，27(2)：77-81.

[6] 張海濤，等.MEMS加速度傳感器的原理及分析[J].電子工藝技術(shù)，2003，24(6)：260-262.

[7] MEMS傳感器的原理和應(yīng)用[Z].哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2012.

Development of Measurement Technique for Aircraft Spin Motion

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

Spin tunnel is a specific facility to investigate aircraft spin and spin recovery. Since the size of aircraft spin model is limited by cross section of test section and flow field boundary condition, it is difficult to set the measurement system inside model. In earlier time, the attitude of spin model was captured and identified by the external system to analyze further aircraft spin characteristics and recovery characteristics. With the development of materials science, intelligent processing technology and signal transmission technology, measurement system is modularized, miniaturized and ultra microminiaturized, and it can be set inside the aircraft spin model. Thus, data can be taken during the tests, interpretation and identification can be carried out simultaneously, furthermore, the measured data is more complete.

manual interpretation measurement system; full field measurement system; navigation reference system

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.001

V212

A