CN111122901B - 一种攻角误差自动检测方法及其修正系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机航电领域。提供一种攻角误差自动检测方法及其修正系统。其中系统包括：大气数据计算机(1)、空速管(2)、攻角传感器(3)、显控系统(4)、飞控系统(5)、惯性导航系统(6)；大气数据计算机(1)接收空速管(2)的静压信号，用于换算升降速度；接收攻角传感器(3)的局部攻角信号，用于计算修正前真攻角；接收飞控系统(5)的定高飞行接通或断开信号，用于判断是否定高飞行；接收惯性导航系统(6)的俯仰角θ、横滚角γ、航向角

用于判断飞机姿态；接收显控系统(4)的装订、清零信号，用于攻角误差的修正或清零操作；向显控系统(4)发送当前装订值、自动检查误差，用于显示当前攻角误差装订及检测结果。

Description

一种攻角误差自动检测方法及其修正系统

技术领域

本发明属于飞机航电领域。本发明针对飞机攻角安装误差及在使用过程中产生的误差提出一种攻角误差自动检测方法及其修正系统。

背景技术

攻角被定义为飞机翼弦与迎面气流之间的夹角，是重要的大气数据之一，对其进行准确的测量非常重要，飞机的火力控制系统、巡航控制系统以及失速警告系统都离不开飞机的攻角信息。同时，攻角可以校正静压和动压，即用于修正飞机的气压高度和空速。因此，获得精确的攻角信息对于飞机的作战能力和安全性能具有十分重要的意义。

飞机制造过程中，攻角传感器安装会存在一定偏差，且随着飞机在外场的使用，攻角传感器安装位置处结构会存在形变，导致出现攻角指示误差偏离故障，且故障不易发现。这种故障的根本原因为攻角传感器安装零位偏移，且故障缺乏有效、快捷的检查方法和修正方法。

发明内容

本发明的目的是：

提供一种攻角误差自动检测方法及其修正系统，可在飞机使用过程中自动检查大气数据计算机输出机真攻角误差，简化攻角调整工作量，提高攻角指示精度，提高飞机安全性。

本发明的技术方案是：

一种攻角误差自动检测方法，包括：

步骤一：大气数据计算机正常进入工作状态，包括下列解算：

采集攻角传感器局部攻角数据α_局，并计算真攻角α_{真(修正前)}；

采集空速管静压数据，换算为升降速度；

周期接收飞控系统定高飞行信号，判断是否定高飞行；

步骤二：大气数据计算机接收到飞控系统定高飞行信号为接通状态后，开始计算惯导俯仰角θ和修正前真攻角α_{真(修正前)}差值Δx|x＝1..n并实时计时记录；

步骤三：大气数据计算机累计记录有效Δx|x＝1..n时间超过5s后，取平均值Δ_有效差值有效，将差值Δ_有效替换大气数据计算机内部设置的检测误差Δ0作为新的Δ0记录在大气机内部非易失存储器中；

步骤四：大气数据计算机接收到飞控系统定高飞行信号为断开状态，则退出修正算法流程，自动检测过程结束。

步骤二中，实时计时记录期间下列条件不满足时重新开始记录；

判断惯导横滚角γ、航向角

变化不超过1°差值有效；

判断大气数据计算机升降速度不超过1m/s差值有效。

计算真攻角α_{真(修正前)}具体为：α_{真(修正前)}＝Aα_局+B；

其中，A、B为常值系数或与马赫数有关的变量。

还包括：

步骤五：地面检查时，通过显控系统调出攻角误差操作界面，查看目前大气数据计算机中ADC装订值、ADC检测误差，并能够通过装订误差、装订值清零、检测误差清零进行操作，实现攻角误差修正功能。

一种攻角误差自动检测修正系统，包括：

大气数据计算机1、空速管2、攻角传感器3、显控系统4、飞控系统5、惯性导航系统6；

大气数据计算机1接收空速管2的静压信号，用于换算升降速度；接收攻角传感器3的局部攻角信号，用于计算修正前真攻角；接收飞控系统5的定高飞行接通或断开信号，用于判断是否定高飞行；接收惯性导航系统6的俯仰角θ、横滚角γ、航向角

用于判断飞机姿态；接收显控系统4的装订、清零信号，用于攻角误差的修正或清零操作；向显控系统4发送当前装订值、自动检查误差，用于显示当前攻角误差装订及检测结果。

显控系统4设计有攻角误差操作界面，界面包括ADC装订值、ADC检测误差显示框以及装订误差、装订清零、误差清零操作按键。

ADC装订值为目前大气数据计算机中装订的Δ；ADC检测误差为大气数据计算机测量得到的检测误差Δ0；按键“装订误差”按压后，将大气数据计算机中Δ存储值替换为Δ0存储值；按键“装订值清零”按压后，将大气数据计算机中Δ存储值设置为0；按键“检测误差清零”按压后，将大气数据计算机中Δ0存储值设置为0。

在大气数据计算机内部设置有装订值Δ，即攻角解算算法中叠加一个常值Δ，Δ储存在非易失存储区。修正后真攻角与Δ关系如下：

α_{真(修正后)}＝α_{真(修正前)}+Δ

Δ计算公式如下：

Δ＝θ-α_{真(修正前)}。

本发明的优点是：

一种攻角误差自动检测方法及其修正系统，其包括大气数据计算机、空速管、攻角传感器、显控系统、飞控系统、惯性导航系统，所需设备均为飞机已有设备，无需新增设备；

一种攻角误差自动检测方法及其修正系统，可在飞机使用过程中自动检查大气数据计算机输出机真攻角误差，不需要额外辅助工作；

一种攻角误差自动检测方法及其修正系统，提供了一种可快速修正的方法，修正操作简便快捷。简化了攻角调整工作量，提高了攻角指示精度，提高了飞机安全性。

附图说明

图1是本发明系统架构示意图。

图2是本发明显控系统攻角误差操作界面示意图。

图3是本发明大气数据计算机自动检测攻角误差流程示意图。

具体实施方式

如图1所示，系统架构：

包括大气数据计算机1、空速管2、攻角传感器3、显控系统4、飞控系统5、惯性导航系统6。

交联信号设计如下：

大气数据计算机1接收空速管2的静压信号，用于换算升降速度；接收攻角传感器3的局部攻角信号，用于计算修正前真攻角；接收飞控系统5的定高飞行接通或断开信号，用于判断是否定高飞行；接收惯性导航系统6的俯仰角θ、横滚角γ、航向角

用于判断飞机姿态；接收显控系统4的装订、清零信号，用于攻角误差的修正或清零操作；向显控系统4发送当前装订值、自动检查误差，用于显示当前攻角误差装订及检测结果。

大气数据计算机中攻角部分算法设计：

大气数据计算机中真攻角解算公式如下：

α_{真(修正前)}＝Aα_局+B

其中，A、B为常值系数或与M数有关的变量。

在大气数据计算机内部设置有装订值Δ，即攻角解算算法中叠加一个常值Δ，Δ储存在非易失存储区。修正后真攻角与Δ关系如下：

α_{真(修正后)}＝α_{真(修正前)}+Δ

Δ计算公式如下：

Δ＝θ-α_{真(修正前)}。

如图2所示，显控系统攻角误差界面及操作设计：

显控系统4设计有攻角误差操作界面，界面包括ADC装订值、ADC检测误差显示框以及装订误差、装订清零、误差清零操作按键。

ADC装订值为目前大气数据计算机中装订的Δ；ADC检测误差为大气数据计算机测量得到的检测误差Δ0；按键“装订误差”按压后，将大气数据计算机中Δ存储值替换为Δ0存储值；按键“装订值清零”按压后，将大气数据计算机中Δ存储值设置为0；按键“检测误差清零”按压后，将大气数据计算机中Δ0存储值设置为0。

如图3所示，攻角误差自动检测方法步骤具体如下：

步骤一：大气数据计算机正常进入工作状态，包括下列解算：

采集攻角传感器局部攻角数据α_局，并计算真攻角α_{真(修正前)}；

采集空速管静压数据，换算为升降速度；

周期接收飞控系统定高飞行信号，判断是否定高飞行；

步骤二：大气数据计算机接收到飞控系统定高飞行信号为接通状态后，开始计算惯导俯仰角θ和修正前真攻角α_{真(修正前)}差值Δx|x＝1..n并实时计时记录；

实时计时记录期间下列条件不满足时重新开始记录；

判断惯导横滚角γ、航向角

变化不超过1°差值有效；

判断大气数据计算机升降速度不超过1m/s差值有效。

计算真攻角α_{真(修正前)}具体为：α_{真(修正前)}＝Aα_局+B；

其中，A、B为常值系数或与马赫数有关的变量。

步骤三：大气数据计算机累计记录有效Δx|x＝1..n时间超过5s后，取平均值Δ_有效差值有效，将差值Δ_有效替换大气数据计算机内部设置的检测误差Δ0作为新的Δ0记录在大气机内部非易失存储器中；

步骤四：大气数据计算机接收到飞控系统定高飞行信号为断开状态，则退出修正算法流程，自动检测过程结束。

步骤五：地面检查时，通过显控系统调出攻角误差操作界面，查看目前大气数据计算机中ADC装订值、ADC检测误差，并能够通过装订误差、装订值清零、检测误差清零进行操作，实现攻角误差修正功能。

Claims (8)

1.一种攻角误差自动检测方法，其特征在于，包括：

步骤一：大气数据计算机正常进入工作状态，包括下列解算：

采集攻角传感器局部攻角数据α_局，并计算修正前真攻角α_{真(修正前)}；

采集空速管静压数据，换算为升降速度；

周期接收飞控系统定高飞行信号，判断是否定高飞行；

步骤二：大气数据计算机接收到飞控系统定高飞行信号为接通状态后，开始计算惯导俯仰角θ和修正前真攻角α_{真(修正前)}差值Δx|x＝1..n并实时计时记录；

步骤三：大气数据计算机累计记录有效Δx|x＝1..n时间超过5s后，将平均值确定为有效的差值Δ_有效，将差值Δ_有效替换大气数据计算机内部设置的检测误差Δ0作为新的Δ0记录在大气数据计算机内部非易失存储器中；

步骤四：大气数据计算机接收到飞控系统定高飞行信号为断开状态，则退出修正算法流程，自动检测过程结束。

2.如权利要求1所述的一种攻角误差自动检测方法，其特征在于，

步骤二中，实时计时记录期间下列条件不满足时重新开始记录；

惯导横滚角γ、航向角

变化不超过1°；

大气数据计算机升降速度不超过1m/s。

3.如权利要求1所述的一种攻角误差自动检测方法，其特征在于，

计算修正前真攻角α_{真(修正前)}具体为：α_{真(修正前)}＝Aα_局+B；

其中，A、B为常值系数或与马赫数有关的变量。

4.如权利要求1所述的一种攻角误差自动检测方法，其特征在于，还包括：

步骤五：地面检查时，通过显控系统调出攻角误差操作界面，查看目前大气数据计算机中ADC装订值、ADC检测误差，并能够通过装订误差、装订值清零、检测误差清零进行操作，实现攻角误差修正功能。

5.一种执行权利要求1所述的攻角误差自动检测方法的攻角误差自动检测修正系统，其特征在于，包括：

大气数据计算机(1)、空速管(2)、攻角传感器(3)、显控系统(4)、飞控系统(5)、惯性导航系统(6)；

大气数据计算机(1)接收空速管(2)的静压信号，用于换算升降速度；接收攻角传感器(3)的局部攻角信号，用于计算修正前真攻角；接收飞控系统(5)的定高飞行接通或断开信号，用于判断是否定高飞行；接收惯性导航系统(6)的俯仰角θ、横滚角γ、航向角

，用于判断飞机姿态；接收显控系统(4)的装订、清零信号，用于攻角误差的修正或清零操作；向显控系统(4)发送当前装订值、自动检查误差，用于显示当前攻角误差装订及检测结果。

6.如权利要求5所述的一种攻角误差自动检测修正系统，其特征在于，

显控系统(4)设计有攻角误差操作界面，界面包括ADC装订值、ADC检测误差显示框以及装订误差、装订清零、误差清零操作按键。

7.如权利要求6所述的一种攻角误差自动检测修正系统，其特征在于，

ADC装订值为目前大气数据计算机中装订的Δ；ADC检测误差为大气数据计算机测量得到的检测误差Δ0；按键“装订误差”按压后，将大气数据计算机中Δ存储值替换为Δ0存储值；按键“装订值清零”按压后，将大气数据计算机中Δ存储值设置为0；按键“检测误差清零”按压后，将大气数据计算机中Δ0存储值设置为0。

8.如权利要求7所述的一种攻角误差自动检测修正系统，其特征在于，

在大气数据计算机内部设置有装订值Δ，即攻角解算算法中叠加一个常值Δ，Δ储存在非易失存储区，修正后真攻角与Δ关系如下：

α_{真(修正后)}＝α_{真(修正前)}+Δ

Δ计算公式如下：

Δ＝θ-α_{真(修正前)}。

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