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CN109141805B - 一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统 - Google Patents

一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统 Download PDF

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CN109141805B
CN109141805B CN201811101662.2A CN201811101662A CN109141805B CN 109141805 B CN109141805 B CN 109141805B CN 201811101662 A CN201811101662 A CN 201811101662A CN 109141805 B CN109141805 B CN 109141805B
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Abstract

一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统，包括风洞试验测量、数值仿真修正及理论计算，先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；在同一来流条件下，模拟风洞试验工况、近似实际工况条件及实际工况条件进行数据仿真，获得降落伞所受气动力；根据降落伞所受载荷，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；根据前后天平测量得到的与其连接的降落伞轴向力、法向力、力矩及阻力以及风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数，根据本发明提供的方法，既可以通过试验同时得到降落伞气动力系数和力矩系数，又利用数值仿真对其试验数据进行修正，得到结果更加准确。

Description

一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统
技术领域
本发明涉及一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统，其中气动力系数包括轴向力系数，法向力系数，及降落伞阻力系数，属于航空航气动减速技术领域。
背景技术
在航空航天领域，降落伞是一种重要的气动减速及稳定装置。降落伞的是由柔软透气的特纺材料制成，降落伞在充气完成后具有较大的阻力面积，可大大降低物体的运动速率，也可用阻力为物体提供稳定性。气动力系数及力矩系数的获取一般有理论计算及试验两种方法。
气流作用下的伞衣外形会产生显著变化，其流场十分复杂，理论计算时常把降落伞假设为刚体，所以较难得到降落伞准确的气动力系数及力矩系数结果。
目前常用的试验方法包括空投试验及风洞试验。由于其一般只在降落伞连带带一端安装气动力测量装置，所以其只能得到降落伞的阻力系数，不能获得降落伞的轴向力系数、法向力系数、气动力矩系数，从而无法得到降落伞稳定性的性能数据。而且对于空投试验，试验成本太高，风洞试验，又难以消除风洞壁面及支架的影响。
发明内容
本发明解决的技术问题为：为了解决上述现有测量方法存在的不足，本发明的目的是提供一种能通过风洞试验测量降落伞气动力和气动力矩，结合数值仿真修正测量结果，然后推导得到降落伞轴向力系数，法向力系数，力矩系数及阻力系数的计算方法。本发明避免了理论计算时把降落伞当作刚体处理时带来的误差，同时改进了现有的试验方案，消除了风洞试验中风洞壁面及支架的影响，不仅获取了降落伞的气动力系数及力矩系数，而且提高了结果的准确性。
本发明解决的技术方案为：一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，步骤如下：
(1)先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前天平、后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；
(2)在与风洞试验同一来流条件下，进行风洞试验工况、近似实际工况及实际工况的数据仿真，获得降落伞所受气动力；
(3)根据步骤(2)降落伞所受气动力，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；
(4)根据步骤(1)中测量得到的降落伞所受轴向力、法向力、力矩及阻力以及步骤(3)得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数(降落伞气动力系数，包括：轴向系数、法向力系数、阻力系数)及力矩系数。
降落伞，包括：顶孔环，降落伞伞衣、伞绳和连接带，其中顶孔环在与降落伞伞衣顶部通过绳带连接，伞绳与降落伞伞衣底边相连，连接带与伞绳相连，顶孔环能够把降落伞的气动力传递给载荷测量杆。
前天平，包括：三分量天平、连接环，连接环与三分量天平连接，连接环可以旋转，连接环用于绑定连接带；后天平，包括：六分量天平和载荷测量杆，载荷测量杆与六分量天平固连，载荷测量杆能够将降落伞顶孔环的气动力传递给六分量天平。
前天平、后天平通过支架结构支撑并与风洞壁面连接，支架结构，包括：前支架及后支架，前支架上端与前天平相连，下端与风洞壁面相连，后支架上端与后天平相连，下端与风洞壁面相连，前后支架能够独立调整高度和位置。
后天平的载荷测量杆穿过降落伞顶孔环，顶孔环能够在载荷测量杆上顺畅滑动，降落伞连接带与前天平连接环相连：
测量轴向力、法向力、力矩的风洞试验条件为：风洞内在风洞壁面安装前支架、后支架，前天平、后天平，调整前天平与后天平的距离，使降落伞能够连接在后天平载荷测量杆及前天平连接环上；通过改变后天平的高度，得到不同的降落伞攻角，通过同时改变前天平与后天平高度，使降落伞伞衣处在风洞截面中心位置。
测量阻力风洞试验条件为：风洞内在风洞壁面只安装前支架及前天平，调整前支架的高度，使降落伞伞衣位于风洞截面的中心位置。
风洞试验工况和步骤(1)的风洞试验条件完全相同；在风洞壁面同时设置前支架、后支架，降落伞与前支架和后支架连接，对风洞试验进行数据仿真，对降落伞整个伞衣迎风面及背风面分别进行压力积分，然后由迎风面压力积分值减去及背风面的压力积分值获得降落伞所受气动力。因为后支架在降落伞的后方，对降落伞所受气动力影响很小，故在对测量降落伞阻力和测量轴向力、法向力、力矩的风洞试验进行数值仿真时，都设置前后两个支架，这样既可节省仿真工作量，又不影响求解结果精度。
近似实际工况为：不设置支架结构，其它条件和步骤(1)的风洞试验条件完全相同，该工况下消除了支架结构对降落伞前方气流的阻挡影响；
实际工况为：包括：不设置支架结构与风洞，其它条件和步骤(1)的风洞试验条件完全相同，该工况下消除了支架结构对降落伞前方气流的阻挡影响，也消除了风洞对经过降落伞气流的挤压效应；
风洞壁面影响系数的定义为：由于风洞四周壁面的存在，对气流有挤压效应，降落伞受到的气流作用力大于实际工况下气流作用力，k1为近似实际工况中降落伞所受气动力与实际工况中降落伞所受气动力之比。
支架影响系数的定义为：由于在风洞试验中支架的存在，对降落伞前方气流有阻挡作用，降落伞受到气流作用力小于近似实际工况下气流作用力，k2为近似实际工况中降落伞所受气动力与风洞试验工况中降落伞所受气动力之比。
降落伞气动力系数，包括轴向力系数，法向力系数及降落伞阻力系数，轴向力系数及法向力系数均随着降落伞攻角变化而变化，阻力系数只取零攻角的值；力矩系数，包括：降落伞气动力矩系数。
一种降落伞气动力系数及力矩系数计算系统，包括：测量模块、气动力获得模块、影响系数计算模块、力及力矩系数模块；
(1)先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前天平、后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；
(2)在与风洞试验同一来流条件下，进行风洞试验工况、近似实际工况及实际工况的数据仿真，获得降落伞所受气动力；
(3)根据步骤(2)降落伞所受气动力，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；
(4)根据步骤(1)中测量得到的降落伞所受轴向力、法向力、力矩及阻力以及步骤(3)得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明涉及的一种能够得到降落伞轴向力系数，法向力系数和气动力矩系数及降落伞阻力系数的计算方法。在风洞试验测量部分，其采用前后支架及天平的形式，可以分别测量得到降落伞的前后连接点的轴向力、法向力，后天平还能测出所受力矩。当其采用单个支架及天平时，可测得降落伞的所受气动阻力。
(2)由于采用数值仿真修正，可从理论上模拟近似实际工况、实际工况，得到了风洞壁面对降落伞所受气动力的影响系数，通过对风洞壁面影响的修正，使得降落伞所受动压更加接近实际，从而使气动力系数及力矩系数更加准确。
(3)由于采用数值仿真修正，可从理论上模拟风洞试验工况、近似实际工况，得到了支架对降落伞所受气动力的影响系数，通过对支架影响的修正，使得降落伞所受的气动力更加接近实际，从而使气动力系数及力矩系数更加准确。
(4)通过风洞试验及数值仿真，本方法可获取降落伞阻力性能及稳定性(轴向力系数、法向力系数、力矩系数)两个方面参数。
(5)在新降落伞伞型的设计过程中，本发明获取的不同攻角下降落伞气动力轴向力系数、法向力系数及力矩系数，可提供新伞型的稳定性参数，本发明获取的阻力系数，可提供新伞型的减速性能，从而从稳定性和减速性能两方面，为降落伞新伞型的设计改进提供依据。
(6)根据本发明的技术方案获取的降落伞气动力系数及力矩系数，在返回舱返回过程中，能够更加准确的预测降落伞及返回舱的运动姿态及轨迹，提高落点计算精度。
附图说明
图1为降落伞气动力系数及力矩系数计算方法流程图；
图2(a)为降落伞气动力及力矩测量示意图；(b)为降落伞气动力及力矩示意图
图3(a)为降落伞阻力测量示意图；(b)为降落伞阻力示意图
图4为按照本发明方法计算的修正的轴向力系数图；
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法及系统，包括风洞试验测量、数值仿真修正及理论计算公式三部分组成。(1)先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；(2)在与风洞试验同一来流条件下，模拟风洞试验工况、近似实际工况条件及实际工况条件进行数据仿真，获得降落伞所受气动力；(3)根据步骤(2)降落伞所受载荷，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；(4)根据步骤(1)前后天平测量得到的与其连接的降落伞轴向力、法向力、力矩及阻力以及步骤(3)得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数，根据本发明提供的方法，既可以通过试验同时得到降落伞气动力系数和力矩系数，又利用数值仿真对其试验数据进行修正，得到结果更加准确。
本发明一种能够同时得到降落伞轴向力系数，法向力系数、气动力矩系数及降落伞阻力系数的计算方法，该计算方法包括风洞试验测量、数值仿真修正及理论计算公式三部分组成。
该计算方法主要特点为：先通过风洞试验，在给定的来流条件下，测量降落伞对前后天平的轴向力、法向力、力矩及阻力。降落伞通过连接带与前测力天平相连，降落伞通过顶孔环与后天平伸出部分相连。前天平为三分量天平，可以测量三个轴向的力，后天平为六分量天平，不仅可以测量三个轴向力，也能测量出三个轴向力矩。前后天平分别安装在前后支架上，见图2(a)所示。测量降落伞阻力时只需要安装前支架及前天平，见图3(a)所示。图2(a)、3(a)中1为前支架，201为三分量天平，202为连接环，301为顶孔环，302为降落伞伞衣，303为伞绳，304为连接带，401为六分量天平，402为载荷测量杆，5为后支架。
根据风洞试验条件，考虑到降落伞在真实情况下没有风洞壁面及支架等结构的干扰，分别对有风洞壁面有支架结构工况、有风洞壁面无支架结构工况、无风洞壁面无支架结构工况进行数值仿真，得到风洞试验中风洞壁面及支架影响系数。
结合风洞试验测量及数值仿真结果，推导出降落伞轴向力系数，法向力系数和气动力矩系数及降落伞阻力系数的理论计算公式。
1、在航空航天领域，降落伞是一种重要的气动减速及稳定装置，为了预测降落伞在减速过程中，降落伞及返回舱运动姿态和轨迹，需要首先获取降落伞准确的气动力系数(轴向力系数、法向力系数、阻力系数)和力矩系数，本发明公开的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，获取流程如图1所示，其特征在于步骤如下：
2、首先进行风洞试验，在给定的来流条件下，通过前后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力，具体如下：
(1)安装前后支架及前后天平，通过调整前后支架的高度来设置降落伞的攻角α，在给定的来流条件(如流速为V)下进行风洞试验，如图2(a)所示，测量得到不同攻角α下前后天平所受轴向力T1、T2，法向力N1、N2，以及后天平测得的力矩M2，如图2(b)所示；其中，A表示前天平的作用中心，B表示伞绳汇结点即伞绳与连接带的连接点，C表示降落伞的气动力作用中心，D表示顶孔环的作用中心，E表示后天平的作用中心。
(2)安装前支架及前天平，通过调整前支架的高度保证降落伞处于风洞截面中心，在给定的来流条件(如流速为V)下进行风洞试验，如图3(a)所示，测量得到前天平所受合力T，如图3(b)所示；
3、为了消除风洞试验中风洞四周壁面对降落伞所受动压的影响和支架对降落伞所受气动力的影响，进行了三个工况下的数值仿真，分别是：
(1)在与风洞试验同一来流条件下，进行风洞试验工况下数值仿真计算，获得不同攻角α下有风洞壁面及支架情况下降落伞所受的气动力F1；
其中，风洞试验工况下的风洞来流与降落伞实际工作环境中的来流相同；在风洞壁面同时设置前支架、后支架，降落伞与前支架和后支架连接，对风洞试验进行数据仿真，对降落伞整个伞衣迎风面及背风面分别进行压力积分，然后由迎风面压力积分值减去及背风面的压力积分值，获得降落伞所受气动力，因为后支架在降落伞的后方，对降落伞所受气动力影响很小，故在对测量降落伞阻力和测量轴向力、法向力、力矩的风洞试验进行数值仿真时，都设置前后两个支架，这样既可节省仿真工作量，又不影响求解结果精度。
(2)在与风洞试验同一来流条件下，进行近似实际工况下数值仿真计算，得到不同攻角α下有风洞壁面但无支架情况下降落伞所受的气动力F2；
其中，近似实际工况为：不设置支架结构，其它条件和步骤(1)的风洞试验条件完全相同；该工况下消除了支架结构对降落伞前方气流的阻挡影响；
(3)在与风洞试验同一来流条件下，进行实际工况下数值仿真计算，得到不同攻角α下没有风洞壁面且没有支架情况下降落伞所受的气动力F3；
其中，实际工况为：包括：不设置支架结构与风洞，其它条件和步骤(1)的风洞试验条件完全相同；该工况下消除了支架结构对降落伞前方气流的阻挡影响，也消除了风洞对经过降落伞气流的挤压效应；
4、根据步骤3中三个工况下降落伞所受气动力F1、F2、F3，计算不同攻角α下的风洞壁面影响系数
Figure BDA0001806827600000081
及支架影响系数
Figure BDA0001806827600000082
5、根据步骤1中前后天平测量得到与其连接降落伞对的前后天平的轴向力、法向力、力矩及阻力以及步骤4得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数力(降落伞气动力系数，包括：轴向力系数、法向力系数、阻力系数)及力矩系数
(1)根据步骤1中前天平、后天平测量得到不同攻角α下的轴向力T1、T2及步骤4得到的不同攻角α下的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算不同攻角α下的降落伞轴向力系数
Figure BDA0001806827600000083
其中q为以风洞试验段进气口的气流参数进行的动压，A0为该降落伞的名义面积。
(2)根据步骤1中前后天平测量得到不同攻角α下的法向力N1、N2及步骤4得到的不同攻角α下风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算不同攻角α下降落伞法向力系数
Figure BDA0001806827600000084
其中q为以风洞试验段进气口的气流参数进行的动压，A0为该降落伞的名义面积。
(3)根据步骤1中前天平测量得到的阻力T，及步骤4得到的攻角α＝0时的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞阻力系数
Figure BDA0001806827600000091
其中q为以风洞试验段进气口的气流参数进行的动压，A0为该降落伞的名义面积。
(4)根据步骤1中后天平测量得到不同攻角α下的法向力N2及力矩M2，计算不同攻角α下降落伞顶孔环作用点到后天平中心的距离
Figure BDA0001806827600000092
Figure BDA0001806827600000093
为前后天平的中心距离，由具体安装位置确定，从而求出
Figure BDA0001806827600000094
(5)根据步骤1中前后天平测量得到不同攻角α下的法向力N1、N2及步骤5中(4)得到的
Figure BDA0001806827600000095
计算不同攻角α下降落伞的压力中心相对取矩点(优选取为伞绳汇结点)的距离，
Figure BDA0001806827600000096
其中
Figure BDA0001806827600000097
是连接带长度。
(6)根据步骤1中前后天平测量得到不同攻角α下的法向力N1、N2、步骤4得到的不同攻角α下风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2及步骤5中(5)得到的不同攻角α下降落伞的压力中心相对取矩点(一般取为伞绳汇结点)的距离
Figure BDA0001806827600000098
计算不同攻角α下降落伞法力矩系数
Figure BDA0001806827600000099
其中q为以风洞试验段进气口的气流参数进行的动压，D0为该降落伞的名义直径。
通过上述步骤，本发明得到了降落伞不同攻角下的轴向力系数、法向力系数、力矩系数和阻力系数。由于采用数值仿真修正，使得降落伞所受的气动力和动压更加接近实际，从而使计算得到的气动力系数及力矩系数更加准确。不仅为降落伞新伞型的设计改进提供了稳定性和减速性能两方面的依据，而且在降落伞实际应用中，能够更加准确的预测降落伞及返回舱的运动姿态及轨迹，提高落点计算精度。
在进行风洞试验时。前后支架的位置和高度需要根据降落伞系统的尺寸调节，保证降落伞伞衣一直处于风洞截面中心位置，当降落伞的名义面积A0，风洞截面面积S0，前支架在降落伞伞衣上的投影面积S1，降落伞的攻角α满足下列关系时，本发明能提高气动力系数及力矩系数的精度。
Figure BDA0001806827600000101
根据本发明步骤，以某一次测量降落伞轴向力系数，法向力系数和气动力矩系数的风洞试验为例做进一步详细描述：
1、风洞试验条件:攻角为5°，风洞来流流速为0.4马赫，来流动压为11183Pa。风洞尺寸2.4m×2.4m，降落伞尺寸名义面积为0.588m2，降落伞名义直径0.865m，伞绳长度为1.47m，连接带长度1m。
2、安装前后支架、前后天平、调节前后支架的高度和在风洞底面的位置，既保证降落伞在风洞中的攻角为5°，又使降落伞伞衣在风洞气流中心区域。
3、启动风洞，待风洞气流稳定后，测量得到前天平的轴向力N1为30N、后天平的轴向力N2为116N、前天平的法向力T1为3586N、后天平的法向力T2为4N及后天平的力矩M2为47N/m。
4、为了消除风洞试验中风洞四周壁面对降落伞所受动压的影响和支架对降落伞所受气动力的影响，进行了三个工况下的数值仿真，
(1)在与风洞试验同一来流条件下，进行风洞试验工况下数值仿真计算，得到不同攻角α为5°下有风洞壁面及支架情况下降落伞所受的气动力F1为12451N；
(2)在与风洞试验同一来流条件下，进行近似实际工况下数值仿真计算，得到不同攻角α为5°下有风洞壁面但无支架情况下降落伞所受的气动力F2为13559N；
(3)在与风洞试验同一来流条件下，进行实际工况下数值仿真计算，得到不同攻角α为5°下没有风洞且没有支架情况下降落伞所受的气动力F3为13438N；
5、根据步骤3中三个工况下降落伞所受气动力F1、F2、F3，计算不同攻角α为5°下的风洞壁面影响系数k1为1.009及支架影响系数k2为1.089；
6、根据步骤3中天平测得的轴向力、法向力和步骤5计算得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算得到修正后的降落伞轴向力系数为0.589、法向力系数为-0.024；
7、根据步骤3中顶孔天平测得的力矩M2和法向力N2，可得到
Figure BDA0001806827600000111
为0.4m，再根据本例中安装实际尺寸和前后天平测得的法向力N1，N2，确定
Figure BDA0001806827600000112
的距离为1.34m。
8、根据步骤3中天平测得的力矩、步骤5计算得到风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2、步骤5计算得到的
Figure BDA0001806827600000113
的距离，计算得到修正后的降落伞力矩系数为0.034。
图4为按照本发明计算得到特定伞型的亚声速条件下轴向力系数、法向力系数，力矩系数，经过修正后，降落伞的气动力系数准确性提高约5％左右。
本发明的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算系统，包括：测量模块、气动力获得模块、影响系数计算模块、力及力矩系数模块；
(1)先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前天平、后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；
(2)在与风洞试验同一来流条件下，进行风洞试验工况、近似实际工况及实际工况的数据仿真，获得降落伞所受气动力；
(3)根据步骤(2)降落伞所受气动力，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；
(4)根据步骤(1)中测量得到的降落伞所受轴向力、法向力、力矩及阻力以及步骤(3)得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数。
本发明涉及的一种能够得到降落伞轴向力系数，法向力系数和气动力矩系数及降落伞阻力系数的计算方法。在风洞试验测量部分，其采用前后支架及天平的形式，可以分别测量得到降落伞的前后连接点的轴向力、法向力，后天平还能测出所受力矩。当其采用单个支架及天平时，可测得降落伞的所受气动阻力。由于采用数值仿真修正，可从理论上模拟近似实际工况、实际工况，得到了风洞壁面对降落伞所受气动力的影响系数，通过对风洞壁面影响的修正，使得降落伞所受动压更加接近实际，从而使气动力系数及力矩系数更加准确。
由于采用数值仿真修正，可从理论上模拟风洞试验工况、近似实际工况，得到了支架对降落伞所受气动力的影响系数，通过对支架影响的修正，使得降落伞所受的气动力更加接近实际，从而使气动力系数及力矩系数更加准确。通过风洞试验及数值仿真，本方法可获取降落伞阻力性能及稳定性(轴向力系数、法向力系数、力矩系数)两个方面参数。
在新降落伞伞型的设计过程中，本发明获取的不同攻角下降落伞气动力轴向力系数、法向力系数及力矩系数，可提供新伞型的稳定性参数，本发明获取的阻力系数，可提供新伞型的减速性能，从而从稳定性和减速性能两方面，为降落伞新伞型的设计改进提供依据。根据本发明的技术方案获取的降落伞气动力系数及力矩系数，在返回舱返回过程中，能够更加准确的预测降落伞及返回舱的运动姿态及轨迹，提高落点计算精度。

Claims (10)

1.一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于步骤如下：
(1)先通过风洞试验，在给定的来流条件下，通过前天平、后天平测量与其连接的降落伞的轴向力、法向力、力矩及阻力；
(2)在与风洞试验同一来流条件下，进行风洞试验工况、近似实际工况及实际工况的数据仿真，获得降落伞所受气动力；
(3)根据步骤(2)降落伞所受气动力，计算风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2；
(4)根据步骤(1)中测量得到的降落伞所受轴向力、法向力、力矩及阻力以及步骤(3)得到的风洞壁面影响系数k1及支架影响系数k2，计算降落伞气动力系数及力矩系数。
2.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：降落伞，包括：顶孔环，降落伞伞衣、伞绳和连接带，其中顶孔环在与降落伞伞衣顶部通过绳带连接，伞绳与降落伞伞衣底边相连，连接带与伞绳相连，顶孔环能够把降落伞的气动力传递给载荷测量杆。
3.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：前天平，包括：三分量天平、连接环，连接环与三分量天平连接，连接环可以旋转，连接环用于绑定连接带；后天平，包括：六分量天平和载荷测量杆，载荷测量杆与六分量天平固连，载荷测量杆能够将降落伞顶孔环的气动力传递给六分量天平。
4.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：前天平、后天平通过支架结构支撑并与风洞壁面连接，支架结构，包括：前支架及后支架，前支架上端与前天平相连，下端与风洞壁面相连，后支架上端与后天平相连，下端与风洞壁面相连，前后支架能够独立调整高度和位置。
5.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：后天平的载荷测量杆穿过降落伞顶孔环，顶孔环能够在载荷测量杆上顺畅滑动，降落伞连接带与前天平连接环相连。
6.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：测量轴向力、法向力、力矩的风洞试验条件为：风洞内在风洞壁面安装前支架、后支架，前天平、后天平，调整前天平与后天平的距离，使降落伞能够连接在后天平载荷测量杆及前天平连接环上；通过改变后天平的高度，得到不同的降落伞攻角，通过同时改变前天平与后天平高度，使降落伞伞衣处在风洞截面中心位置。
7.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：测量阻力风洞试验条件为：风洞内在风洞壁面只安装前支架及前天平，调整前支架的高度，使降落伞伞衣位于风洞截面的中心位置。
8.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：风洞试验工况和步骤(1)的风洞试验条件完全相同；在风洞壁面同时设置前支架、后支架，降落伞与前支架和后支架连接，对风洞试验进行数据仿真，对降落伞整个伞衣迎风面及背风面分别进行压力积分，然后由迎风面压力积分值减去及背风面的压力积分值获得降落伞所受气动力；因为后支架在降落伞的后方，不考虑对降落伞所受气动力影响，在对测量降落伞阻力和测量轴向力、法向力、力矩的风洞试验进行数值仿真时，都设置前后两个支架；
近似实际工况为：不设置支架结构，其它条件和步骤(1)的风洞试验条件完全相同，该工况下消除支架结构对降落伞前方气流的阻挡影响；
实际工况为：包括：不设置支架结构与风洞，其它条件和步骤(1)的风洞试验条件完全相同，该工况下消除支架结构对降落伞前方气流的阻挡影响，消除风洞对经过降落伞气流的挤压效应。
9.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：风洞壁面影响系数的定义为：由于风洞四周壁面的存在，对气流有挤压效应，降落伞受到的气流作用力大于实际工况下气流作用力，k1为近似实际工况中降落伞所受气动力与实际工况中降落伞所受气动力之比；
支架影响系数的定义为：由于在风洞试验中支架的存在，对降落伞前方气流有阻挡作用，降落伞受到气流作用力小于近似实际工况下气流作用力，k2为近似实际工况中降落伞所受气动力与风洞试验工况中降落伞所受气动力之比。
10.根据权利要求1所述的一种降落伞气动力系数及力矩系数计算方法，其特征在于：降落伞气动力系数，包括轴向力系数，法向力系数及降落伞阻力系数，轴向力系数及法向力系数均随着降落伞攻角变化而变化，阻力系数只取零攻角的值；力矩系数，包括：降落伞气动力矩系数。
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