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一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压了满足小展弦比飞翼布局风洞自由飞试验需求于强烈的非线性特征对姿态数据准确测量的需2所述测压孔1位于所述待测飞行器的机头尖部，测压孔2位于所述S3：所述轻质小惯量几何相似风洞试验模型通S6：根据三个所述测压孔的压力系数计算侧滑角S7：根据所述侧滑角校准系数、迎角校准系数2.根据权利要求1所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征3.根据权利要求1所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征;cncw,为第i时刻测压孔1、2和3的压力系4.根据权利要求3所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征;5.根据权利要求4所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征;6.根据权利要求5所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征3;A7.根据权利要求6所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征;k为修正系数。8.根据权利要求7所述的一种风洞自由飞试验模型实时姿态与速压解算方法，其特征;4系统和气压传感器等设备来测量小展弦比飞翼布局风洞自由飞试验中的姿态与速压数据。试验模型实时姿态与速压解算方法，所述方法适用于小展弦比飞翼布局风洞自由飞试验，所述测压孔I位于所述待测飞行器的机头尖部，测压孔II位于所述待测飞行器的5;cncw,为第i时刻测压孔1、2和3的压;;;A;;角飞行数据的可靠性，规避了由于外部传感器系统对气动外形的影响导致测量范围受限、6图3为校准系数ky求解对比图。所述测压孔I位于所述待测飞行器的机头尖部，测压孔II位于所述待测飞行器的;7;;;A;;89
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