技術(shù)特征：

1.一種飛行器迎角信號(hào)的建模方法，其特征在于：包括以下步驟：

第一步、建立迎角的信號(hào)流模型，包括：飛行器俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)迎角的影響、飛行器流場(chǎng)干擾對(duì)迎角測(cè)量的影響、迎角傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)、傳感器信號(hào)測(cè)量轉(zhuǎn)換、輸入信號(hào)的平滑濾波、傳感器位置誤差修正、輸出信號(hào)的平滑濾波、和各環(huán)節(jié)中的傳輸延遲；

第二步、對(duì)第一步中信號(hào)流模型中的各個(gè)環(huán)節(jié)，建立其數(shù)學(xué)模型，具體包括：

a)環(huán)節(jié)1，為俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)飛行器迎角的影響，設(shè)迎角傳感器相對(duì)重心的力臂為X，飛行器空速為V_T，俯仰角速率為q，則角速率引起的傳感器處來(lái)流迎角增量為：Δα＝arctan(V_q/V_T)≈V_q/V_T＝-X·q/V_T；

b)環(huán)節(jié)2，為飛行器流場(chǎng)干擾對(duì)迎角測(cè)量的影響，在各個(gè)馬赫數(shù)(Ma)、飛行器構(gòu)型(Conf)下，風(fēng)標(biāo)處的局部氣流迎角α₁與來(lái)流迎角α_q呈良好線性關(guān)系，可表達(dá)為：α₁＝kα_q+b，其中系數(shù)k和b均為Ma和Conf的函數(shù)；

c)環(huán)節(jié)3，為迎角傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，對(duì)最常用的風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器，在局部氣流迎角α_s作用下，其偏角δ_s的動(dòng)態(tài)響應(yīng)可用典型二階環(huán)節(jié)表示為：其中ω_n為迎角風(fēng)標(biāo)的自然頻率，ξ為迎角風(fēng)標(biāo)的阻尼比；

d)環(huán)節(jié)4，為迎角傳感器偏角到電位計(jì)輸出電壓的測(cè)量轉(zhuǎn)換，設(shè)傳感器偏角為δ_αs，電位計(jì)輸出電壓為U，則該過(guò)程數(shù)學(xué)模型為：U＝k·δ_αs，其中，k為電位計(jì)偏角到輸出電壓的轉(zhuǎn)換系數(shù)；

e)環(huán)節(jié)5，為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的模擬/數(shù)字轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換過(guò)程用純延遲環(huán)節(jié)表達(dá)，數(shù)學(xué)模型為：其中τ為延遲時(shí)間常數(shù)；

f)環(huán)節(jié)6，為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)對(duì)電位計(jì)輸出電壓的平滑濾波，一階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·y(n-1)；其中，y(n)為當(dāng)前拍輸出，x(n)為當(dāng)前拍輸入，y(n-1)為前一拍輸出，C₀和C₁為當(dāng)前拍和前一拍所占的權(quán)重系數(shù)，要求二者之和為1；二階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·x(n-1)+C₂·y(n-1)+C₃·y(n-2)；其中，y(n)為當(dāng)前拍輸出，x(n)為當(dāng)前拍輸入，x(n-1)為前一拍輸入，y(n-1)為前一拍輸出，y(n-2)為前兩拍輸出，C₀、C₁、C₂、C₃為以上各項(xiàng)所占的權(quán)重系數(shù)，要求四個(gè)系數(shù)之和為1；

g)環(huán)節(jié)7，為電位計(jì)電壓到偏角的轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換關(guān)系為：

h)環(huán)節(jié)8，為迎角傳感器的位置誤差修正，設(shè)傳感器測(cè)得的局部氣流迎角為α₁，飛行器真迎角為α，修正關(guān)系為：α＝kα₁+b；其中，系數(shù)k和b均為Ma和Conf的函數(shù)；

i)環(huán)節(jié)9，為真迎角信號(hào)的平滑濾波，一階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·y(n-1)，其中各參數(shù)定義同環(huán)節(jié)6；

j)環(huán)節(jié)10，為數(shù)據(jù)總線的傳輸過(guò)程，用純延遲環(huán)節(jié)表達(dá)，數(shù)學(xué)模型為：其中τ為延遲時(shí)間常數(shù)；

第三步、將以上各環(huán)節(jié)的輸入、輸出關(guān)系按環(huán)節(jié)編號(hào)依次串聯(lián)，得到從飛行器真實(shí)迎角到飛行控制使用迎角信號(hào)的總數(shù)學(xué)模型，用于飛行控制設(shè)計(jì)。