摘?要：本文闡述了攻角傳感器測(cè)量誤差的成因和攻角試飛校準(zhǔn)的必要性;分析了批產(chǎn)飛機(jī)通過(guò)驗(yàn)證機(jī)攻角修正公式進(jìn)行校準(zhǔn)存在誤差的原因，通過(guò)理論分析及飛行試驗(yàn)，提出了針對(duì)批產(chǎn)飛機(jī)進(jìn)行攻角誤差微調(diào)的方法。

關(guān)鍵詞：攻角;校準(zhǔn);試飛;微調(diào)

1 緒論

攻角是判斷飛機(jī)飛行性能和操控穩(wěn)定性的核心指標(biāo)，也是飛機(jī)失控、失速檢測(cè)的核心數(shù)據(jù)。攻角系統(tǒng)一方面能夠呈現(xiàn)出準(zhǔn)確的飛行攻角、失速攻角等重要信息，另一方面還可以鍵入攻角信號(hào)，為火控計(jì)算提供重要的幫助，使得武器投射更加準(zhǔn)確。攻角系統(tǒng)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)如下所示：第一，專門(mén)測(cè)量飛行攻角的攻角探測(cè)裝置;第二，參與攻角計(jì)算的集成計(jì)算系統(tǒng);第三，攻角信息顯示裝置以及預(yù)警裝置。在實(shí)際運(yùn)作過(guò)程中，電子顯示器能夠?qū)⒐ソ切畔⒄故境鰜?lái)，與預(yù)警裝置結(jié)合起來(lái)發(fā)出失速攻角預(yù)警信號(hào)。

2 攻角測(cè)量誤差的成因

位置誤差指的是在實(shí)際測(cè)量過(guò)程中測(cè)量值和實(shí)際攻角的誤差，其原因是氣動(dòng)激波的存在對(duì)公交測(cè)量產(chǎn)生了影響，此外附面層效應(yīng)、飛機(jī)及其它物體產(chǎn)生外形洗硫效應(yīng)也會(huì)對(duì)攻角測(cè)量產(chǎn)生影響。在制造技術(shù)高度發(fā)達(dá)的今天，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)性能逐漸改良，人們對(duì)攻角探測(cè)裝置的安裝位置、型號(hào)也進(jìn)行了一些優(yōu)化，使得位置誤差也有所變動(dòng)，由此可以看出校準(zhǔn)攻角位置誤差是一件非常重要的事情。

3 某型機(jī)攻角測(cè)量要求

某型機(jī)的攻角測(cè)量主要用于攻角范圍指示系統(tǒng)，以便飛行員操縱飛機(jī)沿既定的下滑軌跡下滑及地面人員觀察飛機(jī)的攻角狀態(tài)，確保飛機(jī)定點(diǎn)著陸和飛行安全，以滿足海軍艦載戰(zhàn)斗機(jī)飛行員陸基模擬艦載起降訓(xùn)練的需求。根據(jù)總體技術(shù)要求，飛機(jī)攻角測(cè)量誤差不大于0.5°。

4 驗(yàn)證機(jī)攻角測(cè)量及校準(zhǔn)

4.1 攻角的測(cè)量

目前探測(cè)飛機(jī)攻角使用的是歸零式攻角傳感器，該裝置固定在飛機(jī)機(jī)身外順航向左邊，探頭呈錐形狀態(tài)，位于氣流當(dāng)中，軸線與氣流呈垂直狀態(tài)，探頭上有兩對(duì)相互對(duì)稱的氣槽。在攻角不變的情況下，所有的氣槽檢測(cè)到的氣流數(shù)值都是一樣的，一旦攻角發(fā)生變化，其中一個(gè)探頭檢測(cè)到的氣流壓強(qiáng)就會(huì)增加，而另一個(gè)探頭檢測(cè)到的氣流壓強(qiáng)就會(huì)減小，兩個(gè)不一樣的氣流壓強(qiáng)借助不同的氣流通道傳輸?shù)饺~面上，這兩個(gè)葉面也呈現(xiàn)出相反狀態(tài)，兩個(gè)氣流壓強(qiáng)共同作用形成一個(gè)與攻角改變方向完全相反的力矩，進(jìn)而推動(dòng)探頭轉(zhuǎn)軸裝置旋轉(zhuǎn)，最終使得兩對(duì)氣槽的對(duì)稱平面與氣流方向保持平衡，所有進(jìn)氣槽的氣流壓強(qiáng)再次相同。探頭轉(zhuǎn)軸裝置在轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中，轉(zhuǎn)動(dòng)軸上的電刷在電位計(jì)上出現(xiàn)一個(gè)角位移，最終產(chǎn)生一個(gè)相應(yīng)的電壓信號(hào)。

攻角探測(cè)裝置會(huì)得出一個(gè)局部氣流攻角AOAi，也就是飛機(jī)前進(jìn)過(guò)程中氣流和攻角傳感器對(duì)稱軸之間的角度。但是飛機(jī)飛行過(guò)程中的攻角是真攻角AOAt，也就是飛機(jī)飛行速度在參考面上的投影和飛機(jī)縱軸之間的角度。所以對(duì)公交探測(cè)裝置測(cè)量出的局部攻角進(jìn)行校準(zhǔn)就顯得有為重要。

4.2 攻角校準(zhǔn)方法

選用專用的攻角傳感器，安裝于受來(lái)流空氣擾動(dòng)作用較小的機(jī)頭空速管上進(jìn)行試飛作為試飛基準(zhǔn)。飛機(jī)在多個(gè)高度多個(gè)速度對(duì)攻角進(jìn)行了試飛，經(jīng)過(guò)采集局部攻角數(shù)據(jù)和基準(zhǔn)攻角數(shù)據(jù)，對(duì)兩組測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，結(jié)果公式為：

AOAt=0.5876（AOAi+20）+0.8987（1）

通過(guò)以上公式對(duì)飛機(jī)上的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實(shí)施優(yōu)化調(diào)整，飛機(jī)測(cè)量出來(lái)的攻角就是實(shí)際攻角，其它驗(yàn)證飛機(jī)也能夠參考這個(gè)公式，對(duì)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實(shí)施優(yōu)化調(diào)整。

5 批產(chǎn)飛機(jī)攻角攻角測(cè)量誤差調(diào)整

5.1 誤差來(lái)源

本文對(duì)01架機(jī)的多次飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，利用公式（1）進(jìn)行校準(zhǔn)優(yōu)化，極大地提高了01架機(jī)的攻角測(cè)量精度，然而飛機(jī)在生產(chǎn)過(guò)程以及攻角探測(cè)器安裝過(guò)程中必然會(huì)出現(xiàn)一些誤差，導(dǎo)致公式（1）對(duì)其它飛機(jī)的攻角測(cè)量結(jié)果也會(huì)產(chǎn)生一些誤差。對(duì)同一批生產(chǎn)的04架機(jī)進(jìn)行驗(yàn)證分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，攻角測(cè)量出現(xiàn)了一些誤差，對(duì)這些誤差數(shù)據(jù)進(jìn)行測(cè)量分析得出以下結(jié)果：在穩(wěn)定平飛階段測(cè)量攻角和真實(shí)攻角之間有一個(gè)最大誤差△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-2.28°的誤差。

5.2 誤差修正

批產(chǎn)飛機(jī)氣動(dòng)特性與驗(yàn)證機(jī)基本一致，但也存在細(xì)微差距，另外攻角傳感器在機(jī)上安裝也差異。因此在后續(xù)飛機(jī)中利用校準(zhǔn)公式（1）修正出的真實(shí)攻角包含了氣動(dòng)特性及傳感器安裝可能帶來(lái)的誤差。為此在批生產(chǎn)飛機(jī)的移交試飛中我們進(jìn)行了試驗(yàn)。試驗(yàn)方法為在批生產(chǎn)交付的飛機(jī)上進(jìn)行穩(wěn)定平飛，通過(guò)對(duì)測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，對(duì)飛機(jī)攻角系統(tǒng)的安裝進(jìn)行微調(diào)，調(diào)整后再進(jìn)行穩(wěn)定平飛測(cè)試，直至誤差控制在可接受范圍內(nèi)。

5.2.1 攻角傳感器的調(diào)整

攻角傳感器安裝誤差的檢查及調(diào)整結(jié)合移交試飛進(jìn)行。在航電設(shè)備檢查科目飛行后，根據(jù)飛參記錄的攻角和俯仰角（慣導(dǎo)）數(shù)據(jù)，計(jì)算出平飛段攻角和俯仰角的差值，此值為真攻角誤差值△AOA。根據(jù)△AOA，對(duì)攻角傳感器的安裝進(jìn)行零位微調(diào)。

按照公式（1），微調(diào)之前真攻角修正公式：

AOAt1=0.5876（AOAi+20）+0.8987（2）

微調(diào)之后真攻角修正公式：

AOAt2=0.5876（AOAi+20+α）+0.8987（3）

解算：

△AOA=AOAt2-AOAt1=0.5876α（4）

從而得到傳感器微調(diào)角度的修正計(jì)算公式：

α=1.7018△AOA=1.7018（AOAt–θ）（5）

α：攻角傳感器微調(diào)角度。

AOAt：平飛階段飛參記錄的攻角。

θ：平飛階段飛參記錄的俯仰角。

5.2.2 試飛驗(yàn)證

攻角傳感器調(diào)整后，通過(guò)穩(wěn)定平飛測(cè)試后，得出調(diào)整后的05架機(jī)在穩(wěn)定平飛段攻角與真實(shí)攻角最大差值，△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-0.35°的誤差。得到調(diào)整后的06架機(jī)在穩(wěn)定平飛段攻角與真實(shí)攻角最大差值△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-0.29°的誤差。此誤差較小，能滿足使用要求。

6 結(jié)語(yǔ)

在批生產(chǎn)飛機(jī)交付試飛中通過(guò)對(duì)攻角傳感器進(jìn)行微調(diào)，可在一定程度上提高攻角系統(tǒng)精度，但由于試飛中選取的攻角數(shù)據(jù)較為單一，不能完全提高飛機(jī)在各種飛行狀態(tài)下的系統(tǒng)精度。對(duì)不同飛行狀態(tài)下的使用，用戶可在實(shí)際使用中，在更高精度攻角測(cè)量的使用要求下可再次進(jìn)行校準(zhǔn)。

參考文獻(xiàn)：

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作者簡(jiǎn)介：陳勝（1986-），男，漢族，貴州遵義人，本科，工程師，研究方向：航空電子系統(tǒng)。