本發(fā)明涉及一種飛機(jī)攻角修正曲線的獲取方法。屬于航空類技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
本發(fā)明公開了一種飛機(jī)攻角的測量方法，此技術(shù)主要是對攻角傳感器選型、數(shù)量、安裝位置選取及試飛驗(yàn)證后對其修正的幾個方面進(jìn)行設(shè)計(jì)，從而獲取準(zhǔn)確的攻角數(shù)據(jù)。
攻角是飛行速度在飛機(jī)對稱面上的投影與縱軸的夾角，是飛行力學(xué)的重要飛行參數(shù)之一，其精度直接關(guān)系到飛行質(zhì)量和安全。
飛機(jī)失速是飛機(jī)迎角超過臨界攻角，機(jī)翼升力面出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離，導(dǎo)致飛機(jī)升力驟然下降，阻力急劇增大的現(xiàn)象，具體表現(xiàn)為飛機(jī)失去控制，自動進(jìn)入滾轉(zhuǎn)或飄擺狀態(tài)，進(jìn)而造成飛機(jī)失事。因此攻角系統(tǒng)測量不準(zhǔn)確對飛行安全會構(gòu)成極大危險。
原有的某些飛機(jī)上配備的攻角系統(tǒng)僅有具備單一的攻角告警功能，對于某些飛機(jī)上出現(xiàn)的攻角誤告警時，采用簡單的抑制功能將告警信號抑制掉的方法，存在著極大的飛行安全隱患，飛行員對此問題反映強(qiáng)烈，因此攻角的準(zhǔn)確測量方法是目前急需解決的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)和核心技術(shù)。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
發(fā)明目的：本發(fā)明提供了一種飛機(jī)攻角修正曲線的獲取方法。
技術(shù)方案
為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明是通過以下技術(shù)方法實(shí)現(xiàn)的：提供一種飛機(jī)攻角修正曲線的獲取方法，包括如下步驟：
步驟一、選取攻角傳感器量程和類型
1.以飛機(jī)的飛行攻角范圍參數(shù)作為攻角傳感器的量程來選取攻角傳感器；
2.選取的攻角傳感器類型為旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器、差壓式攻角傳感器或零壓差式攻角傳感器；
步驟二、確定攻角傳感器安裝區(qū)域
確定在飛機(jī)軸向48％～100％的機(jī)頭最大寬度線范圍為攻角傳感器的安裝位置，且在安裝攻角傳感器時，需避開機(jī)體上的前方凸起或凹陷；
步驟三、確定攻角傳感器安裝位置
在步驟二所確定區(qū)域中均布多個試驗(yàn)點(diǎn)，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)，找出與飛機(jī)軸線平行度最一致的試驗(yàn)點(diǎn)作為傳感器安裝位置；將步驟一選取的攻角傳感器安裝到所述的傳感器安裝位置，且保證攻角傳感器相對于機(jī)體縱軸線對稱安裝；安裝的精度滿足hb6763-93的要求；且在機(jī)頭前端加裝前支桿攻角傳感器；
步驟四、飛行試驗(yàn)
飛機(jī)飛行過程中，使用記錄設(shè)備對前支桿攻角傳感器輸出的真實(shí)攻角與機(jī)頭安裝的攻角傳感器輸出的局部攻角進(jìn)行同步記錄；且同步記錄實(shí)時的襟翼角度和飛行速度；
步驟五、取得修正曲線
由記錄設(shè)備記錄的數(shù)據(jù)得到不同襟翼角度下和不同飛行速度下的局部攻角與真實(shí)攻角的關(guān)系曲線；將該關(guān)系曲線作為修正參數(shù)輸入到攻角計(jì)算機(jī)或大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中，即該關(guān)系曲線為攻角修正曲線。
技術(shù)效果
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：為飛機(jī)攻角測量方法提供了技術(shù)參考，飛機(jī)攻角的準(zhǔn)確測量可提高飛行人員對飛機(jī)的操作控制性能，且對特種飛機(jī)復(fù)雜氣動外形的攻角準(zhǔn)確測量具有較高應(yīng)用價值。
(1)綜合運(yùn)用風(fēng)洞試驗(yàn)、空中校準(zhǔn)試飛等手段進(jìn)行攻角的測量，提高了攻角測量，避免了攻角測量不準(zhǔn)確引起的飛機(jī)臨界狀態(tài)飛行的危險狀況和飛機(jī)未進(jìn)入告警狀態(tài)進(jìn)行誤告警，從而提高了飛行任務(wù)的成功率。
(2)采用空氣動力學(xué)計(jì)算方法對風(fēng)標(biāo)進(jìn)行多方面的選型，并結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行全面分析，在國內(nèi)同類問題處理中其機(jī)理分析難度和深度方面比較突出，具有較大的創(chuàng)新性。
具體實(shí)施方式
提供一種飛機(jī)攻角修正曲線的獲取方法，包括如下步驟：
步驟一、選取攻角傳感器量程和類型
1.以飛機(jī)的飛行攻角范圍參數(shù)作為攻角傳感器的量程來選取攻角傳感器；
2.選取的攻角傳感器類型為旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器、差壓式攻角傳感器或零壓差式攻角傳感器；
步驟二、確定攻角傳感器安裝區(qū)域
確定在飛機(jī)軸向48％～100％的機(jī)頭最大寬度線范圍為攻角傳感器的安裝位置，且在安裝攻角傳感器時，需避開機(jī)體上的前方凸起或凹陷；
步驟三、確定攻角傳感器安裝位置
在步驟二所確定區(qū)域中均布多個試驗(yàn)點(diǎn)，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)，找出與飛機(jī)軸線平行度最一致的試驗(yàn)點(diǎn)作為傳感器安裝位置；將步驟一選取的攻角傳感器安裝到所述的傳感器安裝位置，且保證攻角傳感器相對于機(jī)體縱軸線對稱安裝；安裝的精度滿足hb6763-93的要求；且在機(jī)頭前端加裝前支桿攻角傳感器；
步驟四、飛行試驗(yàn)
飛機(jī)飛行過程中，使用記錄設(shè)備對前支桿攻角傳感器輸出的真實(shí)攻角與機(jī)頭安裝的攻角傳感器輸出的局部攻角進(jìn)行同步記錄；且同步記錄實(shí)時的襟翼角度和飛行速度；
步驟五、取得修正曲線
由記錄設(shè)備記錄的數(shù)據(jù)得到不同襟翼角度下和不同飛行速度下的局部攻角與真實(shí)攻角的關(guān)系曲線；將該關(guān)系曲線作為修正參數(shù)輸入到攻角計(jì)算機(jī)或大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中，即該關(guān)系曲線為攻角修正曲線。