側(cè)滑角和攻角傳感器安裝位置

  

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  迎角和側(cè)滑角對(duì)于飛行力學(xué)至關(guān)重要,其測(cè)量精度直接關(guān)系到飛行質(zhì)量和飛行**。迎角的大小與飛機(jī)的升力和阻力密切相關(guān)，當(dāng)達(dá)到臨界迎角時(shí)，飛機(jī)將發(fā)生失速，因此迎角傳感器的反饋信號(hào)十分重要。側(cè)滑角信號(hào)用于自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)橫航向的控制中,起橫航向增穩(wěn)和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的作用。側(cè)滑角的偏差還會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)產(chǎn)生不必要的能量損失。高精度、高可靠性故障容忍的飛行狀態(tài)迎角傳感器和側(cè)滑角傳感器是確保飛控系統(tǒng)正常工作的基石。傳統(tǒng)的迎角和側(cè)滑角一般通過(guò)風(fēng)標(biāo)或五孔探頭測(cè)量，但是風(fēng)標(biāo)易受高頻陣風(fēng)的影響，五孔探頭還受到安裝位置及轉(zhuǎn)動(dòng)角速度的影響。因此測(cè)出的迎角和側(cè)滑角信號(hào)精度較低,不能直接用作控制系統(tǒng)的反饋信號(hào)。近年來(lái)有關(guān)飛行器迎角和側(cè)滑角傳感器的研究主要側(cè)重于新型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，如嵌人式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。研制新型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的方法所需技術(shù)難度大，代價(jià)較高,且獲得的大氣參數(shù)存在一定時(shí)延。在飛行器機(jī)動(dòng)飛行時(shí)測(cè)量精度有所下降，不能滿足實(shí)際飛行要求。因此，應(yīng)尋求其他方法來(lái)估計(jì)飛機(jī)的狀態(tài)參數(shù)。

側(cè)滑角和攻角傳感器安裝位置

攻角傳感器和側(cè)滑角傳感器大多裝在機(jī)身兩側(cè)或者機(jī)腹，戰(zhàn)斗機(jī)有些裝在空速管上，或者飛機(jī)的垂尾上。攻角傳感器和側(cè)滑角傳感器測(cè)到的迎角被送如飛行控制計(jì)算機(jī)，如果應(yīng)角大于臨界迎角的93%,測(cè)滑傳感器一般位于飛機(jī)的機(jī)腹，原理類(lèi)似于迎角傳感器（Angle of attack），迎角是固定翼飛機(jī)機(jī)翼弦線和氣流速度的夾角，或者說(shuō)是機(jī)翼弦線和飛機(jī)速度矢量方向的夾角，也稱為攻角，它是確定機(jī)翼在氣流中姿態(tài)的基準(zhǔn)。對(duì)于直升機(jī)和旋翼機(jī)，迎角的表示方法與固定翼飛機(jī)略有不同，它是指與前進(jìn)方向垂直的軸和旋翼的控制軸之間的夾角。

航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)HB6763-93《攻角和側(cè)滑角系統(tǒng)的安裝》對(duì)攻角傳感器的安裝位置提出明確要求，具體可歸納為如下三個(gè)方面要求:
a)側(cè)滑角:攻角傳感器安裝在受側(cè)滑角影響zui小的位置上。在任何情況下,每5°側(cè)滑角引起的指示攻角與無(wú)側(cè)滑時(shí)指示攻角的偏差(統(tǒng)計(jì)值)應(yīng)不超過(guò)該構(gòu)型失速攻角的3.3%;
b)攻角:攻角傳感器輸出的局部攻角和”飛機(jī)機(jī)身攻角之間應(yīng)具有線性關(guān)系，即滿足關(guān)系式AOA body=k AOA local + b,其中AOA body為機(jī)身攻角；AOA local為當(dāng)?shù)毓ソ?k為斜率,b為截距;同時(shí)攻角傳感器安裝和校準(zhǔn)應(yīng)使傳感器的工作范圍能滿足飛機(jī)局部氣流的變化范圍;

前方;同時(shí)傳感器的安裝應(yīng)減小對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)干擾。其中側(cè)滑方面的要求為攻角傳感器局部攻角隨飛機(jī)側(cè)滑角的敏感性要求,且為定量要求;攻角、流場(chǎng)方面的要求為定性要求。

飛機(jī)的迎角是指機(jī)翼弦線與遠(yuǎn)前方來(lái)流的夾角，迎角的大小與升力的大小直接相關(guān)，與飛行**也密切相關(guān)，飛行中迎角的測(cè)量非常重要，迎角傳感器大多裝在機(jī)身兩側(cè)，戰(zhàn)斗機(jī)有些裝在空速管上，迎角傳感器測(cè)到的迎角被送如飛行控制計(jì)算機(jī)，如果應(yīng)角大于臨界迎角的93%,側(cè)滑角傳感器一般位于飛機(jī)的機(jī)腹，原理類(lèi)似于迎角傳感器。