一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法，尤其涉及一種在飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器領(lǐng)域風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的修正解算方法。將一對風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器感受到的局部攻角信號發(fā)送至攻角解算設(shè)備，同時該解算設(shè)備使用來自飛機總靜壓傳感器的總靜壓信號解算出馬赫數(shù)M；根據(jù)理論分析與計算及風(fēng)洞試驗得到的傳感器安裝位置處的局部攻角與飛行真攻角αT的特有的對應(yīng)關(guān)系，按本方法得出飛機的真攻角。本發(fā)明為獲得飛行時的真攻角必須通過理論計算、風(fēng)洞試驗或試飛獲得的局部攻角與真攻角的相互關(guān)系，由機載設(shè)備按本方法將飛行時的局部攻角實時解算為真攻角的方法。
【專利說明】一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法，尤其涉及一種在飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器領(lǐng)域風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的修正解算方法。

【背景技術(shù)】
[0002]目前，飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)攻角傳感器有兩種類型:風(fēng)標(biāo)式(或壓差歸零式)攻角傳感器及壓差式攻角傳感器。由于飛行時機身對氣流的影響，攻角傳感器安裝位置處的氣流方向與未受機體擾動的自由流不一致，使得攻角傳感器感受到的局部攻角與真攻角不一致。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]為了克服上述缺陷，本發(fā)明的目的在于提供一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法。
[0004]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:
在機頭部位對稱安裝了一對風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器，其具體位置根據(jù)對飛機前機身進行的理論計算與風(fēng)洞試驗結(jié)果選定。
[0005]A)、將一對風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器感受到的局部攻角信號發(fā)送至攻角解算設(shè)備，同時該解算設(shè)備使用來自飛機總靜壓傳感器的總靜壓信號解算出馬赫數(shù)M ；
B)、根據(jù)理論分析與計算及風(fēng)洞試驗得到的傳感器安裝位置處的局部攻角與飛行真攻角ατ的特有的對應(yīng)關(guān)系，按如下過程得出飛機的真攻角:
左攻角修正α左=f(M，


α l_￡ )，
右攻角修正α右=f(M, aL右)，
α τ=(α 左+ α 右)/2 ；
其中，a ^為左局部攻角，a ^為右局部攻角。
[0006]本發(fā)明的有益效果:
本發(fā)明為獲得飛行時的真攻角必須通過理論計算、風(fēng)洞試驗或試飛獲得的局部攻角與真攻角的相互關(guān)系，由機載設(shè)備按本方法將飛行時的局部攻角實時解算為真攻角的方法。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0007]圖1為本發(fā)明實施例中β =0，M=0.6時的左局部攻角-真攻角曲線。

【具體實施方式】
[0008]下面結(jié)合附圖和【具體實施方式】對本發(fā)明進行詳細(xì)描述:
一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法:
Α)、將一對風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器感受到的局部攻角信號發(fā)送至攻角解算設(shè)備，同時該解算設(shè)備使用來自飛機總靜壓傳感器的總靜壓信號解算出馬赫數(shù)M ; B)、根據(jù)理論分析與計算及風(fēng)洞試驗得到的傳感器安裝位置處的局部攻角與飛行真攻角ατ的特有的對應(yīng)關(guān)系，按如下過程得出飛機的真攻角:
左攻角修正α左=f(M，


α l_￡ )，
右攻角修正α右=f(M, aL右)，
α τ=(α 左+ α 右)/2 ；
其中，a ^為左局部攻角，a ^為右局部攻角。
[0009]示例圖1為β =0，M=0.6時的左局部攻角-真攻角曲線。
[0010]本方案通過將曲線或修正系數(shù)以及公式裝定固化至飛機系統(tǒng)的攻角解算設(shè)備中，實現(xiàn)了攻角信號的解算與輸出。
【權(quán)利要求】
1.一種風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的攻角修正計算方法，其特征在于: A)、將一對風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器感受到的局部攻角信號發(fā)送至攻角解算設(shè)備，同時該解算設(shè)備使用來自飛機總靜壓傳感器的總靜壓信號解算出馬赫數(shù)M ; B)、根據(jù)理論分析與計算及風(fēng)洞試驗得到的傳感器安裝位置處的局部攻角與飛行真攻角ατ的特有的對應(yīng)關(guān)系，按如下過程得出飛機的真攻角: 左攻角修正α左=f(M，


α l_￡ )， 右攻角修正α右=f(M, aL右)，
α τ=(α 左+ α 右)/2 ； 其中，a ^為左局部攻角，a ^為右局部攻角。
【文檔編號】G06F19/00GK104376225SQ201410691905
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年11月27日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月27日
【發(fā)明者】祝慶, 黃斌, 呂俊杰, 顧張亮, 秦波 申請人:江西洪都航空工業(yè)集團有限責(zé)任公司