某型飛機攻角試飛校準及誤差微調(diào)方法

摘?要：本文闡述了攻角傳感器測量誤差的成因和攻角試飛校準的必要性;分析了批產(chǎn)飛機通過驗證機攻角修正公式進行校準存在誤差的原因，通過理論分析及飛行試驗，提出了針對批產(chǎn)飛機進行攻角誤差微調(diào)的方法。

關(guān)鍵詞：攻角;校準;試飛;微調(diào)

1 緒論

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

2 攻角測量誤差的成因

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

3 某型機攻角測量要求

某型機的攻角測量主要用于攻角范圍指示系統(tǒng)，以便飛行員操縱飛機沿既定的下滑軌跡下滑及地面人員觀察飛機的攻角狀態(tài)，確保飛機定點著陸和飛行安全，以滿足海軍艦載戰(zhàn)斗機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，飛機攻角測量誤差不大于0.5°。

4 驗證機攻角測量及校準

4.1 攻角的測量

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

攻角探測裝置會得出一個局部氣流攻角AOAi，也就是飛機前進過程中氣流和攻角傳感器對稱軸之間的角度。但是飛機飛行過程中的攻角是真攻角AOAt，也就是飛機飛行速度在參考面上的投影和飛機縱軸之間的角度。所以對公交探測裝置測量出的局部攻角進行校準就顯得有為重要。

4.2 攻角校準方法

選用專用的攻角傳感器，安裝于受來流空氣擾動作用較小的機頭空速管上進行試飛作為試飛基準。飛機在多個高度多個速度對攻角進行了試飛，經(jīng)過采集局部攻角數(shù)據(jù)和基準攻角數(shù)據(jù)，對兩組測試數(shù)據(jù)進行擬合，結(jié)果公式為：

AOAt=0.5876（AOAi+20）+0.8987（1）

通過以上公式對飛機上的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實施優(yōu)化調(diào)整，飛機測量出來的攻角就是實際攻角，其它驗證飛機也能夠參考這個公式，對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實施優(yōu)化調(diào)整。

5 批產(chǎn)飛機攻角攻角測量誤差調(diào)整

5.1 誤差來源

本文對01架機的多次飛行數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計分析，利用公式（1）進行校準優(yōu)化，極大地提高了01架機的攻角測量精度，然而飛機在生產(chǎn)過程以及攻角探測器安裝過程中必然會出現(xiàn)一些誤差，導(dǎo)致公式（1）對其它飛機的攻角測量結(jié)果也會產(chǎn)生一些誤差。對同一批生產(chǎn)的04架機進行驗證分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，攻角測量出現(xiàn)了一些誤差，對這些誤差數(shù)據(jù)進行測量分析得出以下結(jié)果：在穩(wěn)定平飛階段測量攻角和真實攻角之間有一個最大誤差△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-2.28°的誤差。

5.2 誤差修正

批產(chǎn)飛機氣動特性與驗證機基本一致，但也存在細微差距，另外攻角傳感器在機上安裝也差異。因此在后續(xù)飛機中利用校準公式（1）修正出的真實攻角包含了氣動特性及傳感器安裝可能帶來的誤差。為此在批生產(chǎn)飛機的移交試飛中我們進行了試驗。試驗方法為在批生產(chǎn)交付的飛機上進行穩(wěn)定平飛，通過對測試數(shù)據(jù)進行分析，對飛機攻角系統(tǒng)的安裝進行微調(diào)，調(diào)整后再進行穩(wěn)定平飛測試，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，對攻角傳感器的安裝進行零位微調(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 試飛驗證

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

6 結(jié)語

在批生產(chǎn)飛機交付試飛中通過對攻角傳感器進行微調(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，不能完全提高飛機在各種飛行狀態(tài)下的系統(tǒng)精度。對不同飛行狀態(tài)下的使用，用戶可在實際使用中，在更高精度攻角測量的使用要求下可再次進行校準。

參考文獻：

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[3]張志冰，甄子洋，等.艦載機自動著艦引導(dǎo)與控制綜述.南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2018.

作者簡介：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)。