攻角傳感器概述

  

  

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)以突出在飛行器機體外的空速管為主要標志,主要由以下三大部分組成:
(1)基本大氣參數(shù)傳感器，如空速管、大氣總溫傳感器、攻角傳感器和側(cè)滑角傳感器等，可分別提供總壓/靜壓、總溫、攻角和側(cè)滑角等信息; (2)參數(shù)解算大氣數(shù)據(jù)計算機，用來實現(xiàn)大氣參數(shù)的解算與誤差修正和補償; (3)顯示裝置和信號輸出裝置，為其它機載系統(tǒng)提供大氣信息2。隨著航空技術(shù)的不斷積累和發(fā)展，傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)及其測量技術(shù)已逐漸成熟。

飛行器相對于氣流的速度方向和機翼弦線的夾角為攻角，也稱為迎角（AOA），如圖所示，它反映了機體與氣流之間的相對運動關(guān)系。攻角與飛行器的升力和阻力緊密相連，飛行攻角小于臨界攻角時，攻角越大，機體升力和阻力也越大;但當(dāng)攻角大于臨界攻角時，升力會隨攻角增加而減小，阻力也急劇增大，此時飛行器將發(fā)生失速危險，甚至墜機，目前世界上多數(shù)飛行事故均由于攻角失控引起的失速所致。攻角是現(xiàn)代航空飛行器的關(guān)鍵飛行參數(shù)，廣泛用于導(dǎo)航系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)、火力控制系統(tǒng)、失速警告系統(tǒng)、座艙顯示系統(tǒng)等，攻角信息的準確測量對飛行器的飛行質(zhì)量和**至關(guān)重要。

根據(jù)攻角測量方法的不同，攻角傳感器可分為三種類型:旋轉(zhuǎn)風(fēng)標式攻角傳感器、多孔壓差式攻角傳感器和零差壓式攻角傳感器。由于不同攻角傳感器的外形結(jié)構(gòu)和工作原理的差異，導(dǎo)致其具有不同的安裝位置和應(yīng)用特點。
飛行器飛行時，機體和機身的攻角傳感器都會對周圍流場產(chǎn)生干擾，由于空氣擾動、激波干擾、機體結(jié)構(gòu)振動等因素的影響，現(xiàn)實情況下難以實現(xiàn)對未受擾動流場內(nèi)真實攻角的準確測量，攻角傳感器只能測量安裝位置處的局部攻角。真實攻角和局部攻角之間存在十分分復(fù)雜的非線性關(guān)系，且與多種飛行參數(shù)有關(guān)，-般需通過多次的風(fēng)洞試驗和飛行試驗進行測定和修正。

攻角是現(xiàn)代航空飛行器重要的飛行參數(shù)，與飛行質(zhì)量和**休威相關(guān)。攻角是飛行器導(dǎo)航與控制的重要參數(shù)，其精度直接影響飛行質(zhì)量和**。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的攻角傳感器多位于飛行器外部，會對機體周圍氣流產(chǎn)生一定的擾動， 尤其當(dāng)飛行器跨音速飛行時，激波的產(chǎn)生以及大氣特性的突變引發(fā)氣流的失穩(wěn)和波動，導(dǎo)致攻角傳感器測量的大氣攻角出現(xiàn)劇烈抖動，攻角測量誤差急劇增大，嚴重影響飛行器的飛行品質(zhì)與**。傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)跨音速大氣攻角抖動問題:飛行器在跨音速飛行時，周圍氣流特性受敫波影響發(fā)生突變,感受氣流方向的攻角會出現(xiàn)鋸齒狀的劇烈抖動，攻角測量誤差可達2~3度，這將影響飛行器的控制精度和飛行平穩(wěn)性。許多學(xué)者在分析傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)攻角傳感器的配置和校準特點基礎(chǔ).上，研究跨音速大氣攻角的誤差特性，進一步設(shè)計了基于改進BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的攻角補償修正算法，以消除原始大氣測量攻角的劇烈抖動。他們利用飛行實際數(shù)據(jù)對跨音速攻角補償修正算法進行了仿真驗證，算法可有效提高攻角測量的平穩(wěn)性和精度。

為了獲取較準確的攻角信息，需對攻角傳感器的原始測量攻角進行試飛校準。攻角傳感器的試飛校準通常采用誤差較小的機頭風(fēng)標式攻角傳感器，并將其測得的風(fēng)標攻角作為測試基準(稱為“風(fēng)標真攻角”)，對機體其它位置和類型的攻角傳感器測量值進行校準，獲得相應(yīng)的攻角補償值。對攻角試飛數(shù)據(jù)進行分析和處理，可總結(jié)出攻角修正量和不同飛行參數(shù)間的近似規(guī)律，進而得到攻角修正的函數(shù)計算關(guān)系。在對攻角傳感器校準后，可在實際飛行中對攻角信息進行實時修正，提高攻角測量精度。
根據(jù)對攻角傳感器的特點分析,目前飛行器上配置的攻角傳感器都難以實現(xiàn)真實攻角的準確測量。在飛行器進行亞音速或超音速飛行時，由于固有的外界大氣擾動、傳感器安裝位置和機械摩擦等因素影響，攻角必然存在一-定的測量誤差; 當(dāng)跨音速飛行時，激波引起大氣跨音速/高超音速大氣數(shù)據(jù)測量技術(shù)研究特性的突變，造成機體周圍氣流的強擾動，這勢必會進一步影響攻角的測量精度。