本發(fā)明涉及一種飛機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證后對其修正的幾個方面進行設(shè)計，從而獲取準確的攻角數(shù)據(jù)。
攻角是飛行速度在飛機對稱面上的投影與縱軸的夾角，是飛行力學的重要飛行參數(shù)之一，其精度直接關(guān)系到飛行質(zhì)量和安全。
飛機失速是飛機迎角超過臨界攻角，機翼升力面出現(xiàn)嚴重的氣流分離，導致飛機升力驟然下降，阻力急劇增大的現(xiàn)象，具體表現(xiàn)為飛機失去控制，自動進入滾轉(zhuǎn)或飄擺狀態(tài)，進而造成飛機失事。因此攻角系統(tǒng)測量不準確對飛行安全會構(gòu)成極大危險。
原有的某些飛機上配備的攻角系統(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烈，因此攻角的準確測量方法是目前急需解決的一項關(guān)鍵技術(shù)和核心技術(shù)。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
發(fā)明目的：本發(fā)明提供了一種飛機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)方法實現(xiàn)的：提供一種飛機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)風標式攻角傳感器、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
確定在飛機軸向48％～100％的機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)域中均布多個試驗點，并通過風洞試驗，找出與飛機軸線平行度最一致的試驗點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體縱軸線對稱安裝；安裝的精度滿足hb6763-93的要求；且在機頭前端加裝前支桿攻角傳感器；
步驟四、飛行試驗
飛機飛行過程中，使用記錄設(shè)備對前支桿攻角傳感器輸出的真實攻角與機頭安裝的攻角傳感器輸出的局部攻角進行同步記錄；且同步記錄實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)輸入到攻角計算機或大氣數(shù)據(jù)計算機中，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：為飛機攻角測量方法提供了技術(shù)參考，飛機攻角的準確測量可提高飛行人員對飛機的操作控制性能，且對特種飛機復雜氣動外形的攻角準確測量具有較高應用價值。
(1)綜合運用風洞試驗、空中校準試飛等手段進行攻角的測量，提高了攻角測量，避免了攻角測量不準確引起的飛機臨界狀態(tài)飛行的危險狀況和飛機未進入告警狀態(tài)進行誤告警，從而提高了飛行任務(wù)的成功率。
(2)采用空氣動力學計算方法對風標進行多方面的選型，并結(jié)合風洞試驗實測數(shù)據(jù)進行全面分析，在國內(nèi)同類問題處理中其機理分析難度和深度方面比較突出，具有較大的創(chuàng)新性。
具體實施方式
提供一種飛機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)風標式攻角傳感器、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
確定在飛機軸向48％～100％的機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)域中均布多個試驗點，并通過風洞試驗，找出與飛機軸線平行度最一致的試驗點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體縱軸線對稱安裝；安裝的精度滿足hb6763-93的要求；且在機頭前端加裝前支桿攻角傳感器；
步驟四、飛行試驗
飛機飛行過程中，使用記錄設(shè)備對前支桿攻角傳感器輸出的真實攻角與機頭安裝的攻角傳感器輸出的局部攻角進行同步記錄；且同步記錄實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)輸入到攻角計算機或大氣數(shù)據(jù)計算機中，即該關(guān)系曲線為攻角修正曲線。