CN107132376A - 一种飞机攻角修正曲线的获取方法 - Google Patents

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梁凤霞
马韬
刘中平
邓爱国
陈长忠
张卫侠
杨海燕
白俊峰
盛竟茹
李莹
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
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Abstract

本发明涉及一种飞机攻角修正曲线的获取方法，该方法包括：步骤一、选取攻角传感器量程和类型；步骤二、确定攻角传感器安装区域；步骤三、确定攻角传感器安装位置；步骤四、飞行试验；步骤五、取得修正曲线。由该方法解决了飞行中攻角测量不准确及其因此而引发的攻角误告警问题。此方法具有广阔应用前景，在特种飞机复杂气动外形部件的设计中具有应用价值。

Description

一种飞机攻角修正曲线的获取方法
技术领域
本发明涉及一种飞机攻角修正曲线的获取方法。属于航空类技术领域。
背景技术
本发明公开了一种飞机攻角的测量方法，此技术主要是对攻角传感器选型、数量、安装位置选取及试飞验证后对其修正的几个方面进行设计，从而获取准确的攻角数据。
攻角是飞行速度在飞机对称面上的投影与纵轴的夹角，是飞行力学的重要飞行参数之一，其精度直接关系到飞行质量和安全。
飞机失速是飞机迎角超过临界攻角，机翼升力面出现严重的气流分离，导致飞机升力骤然下降，阻力急剧增大的现象，具体表现为飞机失去控制，自动进入滚转或飘摆状态，进而造成飞机失事。因此攻角系统测量不准确对飞行安全会构成极大危险。
原有的某些飞机上配备的攻角系统仅有具备单一的攻角告警功能，对于某些飞机上出现的攻角误告警时，采用简单的抑制功能将告警信号抑制掉的方法，存在着极大的飞行安全隐患，飞行员对此问题反映强烈，因此攻角的准确测量方法是目前急需解决的一项关键技术和核心技术。
发明内容
发明目的：本发明提供了一种飞机攻角修正曲线的获取方法。
技术方案
为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方法实现的：提供一种飞机攻角修正曲线的获取方法，包括如下步骤：
步骤一、选取攻角传感器量程和类型
1.以飞机的飞行攻角范围参数作为攻角传感器的量程来选取攻角传感器；
2.选取的攻角传感器类型为旋转风标式攻角传感器、差压式攻角传感器或零压差式攻角传感器；
步骤二、确定攻角传感器安装区域
确定在飞机轴向48％～100％的机头最大宽度线范围为攻角传感器的安装位置，且在安装攻角传感器时，需避开机体上的前方凸起或凹陷；
步骤三、确定攻角传感器安装位置
在步骤二所确定区域中均布多个试验点，并通过风洞试验，找出与飞机轴线平行度最一致的试验点作为传感器安装位置；将步骤一选取的攻角传感器安装到所述的传感器安装位置，且保证攻角传感器相对于机体纵轴线对称安装；安装的精度满足HB6763-93的要求；且在机头前端加装前支杆攻角传感器；
步骤四、飞行试验
飞机飞行过程中，使用记录设备对前支杆攻角传感器输出的真实攻角与机头安装的攻角传感器输出的局部攻角进行同步记录；且同步记录实时的襟翼角度和飞行速度；
步骤五、取得修正曲线
由记录设备记录的数据得到不同襟翼角度下和不同飞行速度下的局部攻角与真实攻角的关系曲线；将该关系曲线作为修正参数输入到攻角计算机或大气数据计算机中，即该关系曲线为攻角修正曲线。
技术效果
与现有技术相比，本发明的有益效果是：为飞机攻角测量方法提供了技术参考，飞机攻角的准确测量可提高飞行人员对飞机的操作控制性能，且对特种飞机复杂气动外形的攻角准确测量具有较高应用价值。
(1)综合运用风洞试验、空中校准试飞等手段进行攻角的测量，提高了攻角测量，避免了攻角测量不准确引起的飞机临界状态飞行的危险状况和飞机未进入告警状态进行误告警，从而提高了飞行任务的成功率。
(2)采用空气动力学计算方法对风标进行多方面的选型，并结合风洞试验实测数据进行全面分析，在国内同类问题处理中其机理分析难度和深度方面比较突出，具有较大的创新性。
具体实施方式
提供一种飞机攻角修正曲线的获取方法，包括如下步骤：
步骤一、选取攻角传感器量程和类型
1.以飞机的飞行攻角范围参数作为攻角传感器的量程来选取攻角传感器；
2.选取的攻角传感器类型为旋转风标式攻角传感器、差压式攻角传感器或零压差式攻角传感器；
步骤二、确定攻角传感器安装区域
确定在飞机轴向48％～100％的机头最大宽度线范围为攻角传感器的安装位置，且在安装攻角传感器时，需避开机体上的前方凸起或凹陷；
步骤三、确定攻角传感器安装位置
在步骤二所确定区域中均布多个试验点，并通过风洞试验，找出与飞机轴线平行度最一致的试验点作为传感器安装位置；将步骤一选取的攻角传感器安装到所述的传感器安装位置，且保证攻角传感器相对于机体纵轴线对称安装；安装的精度满足HB6763-93的要求；且在机头前端加装前支杆攻角传感器；
步骤四、飞行试验
飞机飞行过程中，使用记录设备对前支杆攻角传感器输出的真实攻角与机头安装的攻角传感器输出的局部攻角进行同步记录；且同步记录实时的襟翼角度和飞行速度；
步骤五、取得修正曲线
由记录设备记录的数据得到不同襟翼角度下和不同飞行速度下的局部攻角与真实攻角的关系曲线；将该关系曲线作为修正参数输入到攻角计算机或大气数据计算机中，即该关系曲线为攻角修正曲线。

Claims (1)

1.一种飞机攻角修正曲线的获取方法，包括如下步骤：
步骤一、选取攻角传感器量程和类型
1).以飞机的飞行攻角范围参数作为攻角传感器的量程来选取攻角传感器；
2).选取的攻角传感器类型为旋转风标式攻角传感器、差压式攻角传感器或零压差式攻角传感器；
步骤二、确定攻角传感器安装区域
确定在飞机轴向48％～100％的机头最大宽度线范围为攻角传感器的安装位置，且在安装攻角传感器时，需避开机体上的前方凸起或凹陷；
步骤三、确定攻角传感器安装位置
在步骤二所确定区域中均布多个试验点，并通过风洞试验，找出与飞机轴线平行度最一致的试验点作为传感器安装位置；将步骤一选取的攻角传感器安装到所述的传感器安装位置，且保证攻角传感器相对于机体纵轴线对称安装；安装的精度满足HB6763-93的要求；且在机头前端加装前支杆攻角传感器；
步骤四、飞行试验
飞机飞行过程中，使用记录设备对前支杆攻角传感器输出的真实攻角与机头安装的攻角传感器输出的局部攻角进行同步记录；且同步记录实时的襟翼角度和飞行速度；
步骤五、取得修正曲线
由记录设备记录的数据得到不同襟翼角度下和不同飞行速度下的局部攻角与真实攻角的关系曲线；将该关系曲线作为修正参数输入到攻角计算机或大气数据计算机中，即该关系曲线为攻角修正曲线。
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