某型飞机攻角试飞校准及误差微调方法

摘 要：本文阐述了攻角传感器测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性;分析了批产飞机通过验证机攻角修正公式进行校准存在误差的原因，通过理论分析及飞行试验，提出了针对批产飞机进行攻角误差微调的方法。

关键词：攻角;校准;试飞;微调

1 绪论

攻角是判断飞机飞行性能和操控稳定性的核心指标，也是飞机失控、失速检测的核心数据。攻角系统一方面能够呈现出准确的飞行攻角、失速攻角等重要信息，另一方面还可以键入攻角信号，为火控计算提供重要的帮助，使得武器投射更加准确。攻角系统的内部结构如下所示：第一，专门测量飞行攻角的攻角探测装置;第二，参与攻角计算的集成计算系统;第三，攻角信息显示装置以及预警装置。在实际运作过程中，电子显示器能够将攻角信息展示出来，与预警装置结合起来发出失速攻角预警信号。

2 攻角测量误差的成因

位置误差指的是在实际测量过程中测量值和实际攻角的误差，其原因是气动激波的存在对公交测量产生了影响，此外附面层效应、飞机及其它物体产生外形洗硫效应也会对攻角测量产生影响。在制造技术高度发达的今天，飞机的结构性能逐渐改良，人们对攻角探测装置的安装位置、型号也进行了一些优化，使得位置误差也有所变动，由此可以看出校准攻角位置误差是一件非常重要的事情。

3 某型机攻角测量要求

某型机的攻角测量主要用于攻角范围指示系统，以便飞行员操纵飞机沿既定的下滑轨迹下滑及地面人员观察飞机的攻角状态，确保飞机定点着陆和飞行安全，以满足海军舰载战斗机飞行员陆基模拟舰载起降训练的需求。根据总体技术要求，飞机攻角测量误差不大于0.5°。

4 验证机攻角测量及校准

4.1 攻角的测量

目前探测飞机攻角使用的是归零式攻角传感器，该装置固定在飞机机身外顺航向左边，探头呈锥形状态，位于气流当中，轴线与气流呈垂直状态，探头上有两对相互对称的气槽。在攻角不变的情况下，所有的气槽检测到的气流数值都是一样的，一旦攻角发生变化，其中一个探头检测到的气流压强就会增加，而另一个探头检测到的气流压强就会减小，两个不一样的气流压强借助不同的气流通道传输到叶面上，这两个叶面也呈现出相反状态，两个气流压强共同作用形成一个与攻角改变方向完全相反的力矩，进而推动探头转轴装置旋转，最终使得两对气槽的对称平面与气流方向保持平衡，所有进气槽的气流压强再次相同。探头转轴装置在转动过程中，转动轴上的电刷在电位计上出现一个角位移，最终产生一个相应的电压信号。

攻角探测装置会得出一个局部气流攻角AOAi，也就是飞机前进过程中气流和攻角传感器对称轴之间的角度。但是飞机飞行过程中的攻角是真攻角AOAt，也就是飞机飞行速度在参考面上的投影和飞机纵轴之间的角度。所以对公交探测装置测量出的局部攻角进行校准就显得有为重要。

4.2 攻角校准方法

选用专用的攻角传感器，安装于受来流空气扰动作用较小的机头空速管上进行试飞作为试飞基准。飞机在多个高度多个速度对攻角进行了试飞，经过采集局部攻角数据和基準攻角数据，对两组测试数据进行拟合，结果公式为：

AOAt=0.5876（AOAi+20）+0.8987（1）

通过以上公式对飞机上的大气数据系统实施优化调整，飞机测量出来的攻角就是实际攻角，其它验证飞机也能够参考这个公式，对大气数据系统实施优化调整。

5 批产飞机攻角攻角测量误差调整

5.1 误差来源

本文对01架机的多次飞行数据进行统计分析，利用公式（1）进行校准优化，极大地提高了01架机的攻角测量精度，然而飞机在生产过程以及攻角探测器安装过程中必然会出现一些误差，导致公式（1）对其它飞机的攻角测量结果也会产生一些误差。对同一批生产的04架机进行验证分析，结果发现，攻角测量出现了一些误差，对这些误差数据进行测量分析得出以下结果：在稳定平飞阶段测量攻角和真实攻角之间有一个最大误差△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-2.28°的误差。

5.2 误差修正

批产飞机气动特性与验证机基本一致，但也存在细微差距，另外攻角传感器在机上安装也差异。因此在后续飞机中利用校准公式（1）修正出的真实攻角包含了气动特性及传感器安装可能带来的误差。为此在批生产飞机的移交试飞中我们进行了试验。试验方法为在批生产交付的飞机上进行稳定平飞，通过对测试数据进行分析，对飞机攻角系统的安装进行微调，调整后再进行稳定平飞测试，直至误差控制在可接受范围内。

5.2.1 攻角传感器的调整

攻角传感器安装误差的检查及调整结合移交试飞进行。在航电设备检查科目飞行后，根据飞参记录的攻角和俯仰角（惯导）数据，计算出平飞段攻角和俯仰角的差值，此值为真攻角误差值△AOA。根据△AOA，对攻角传感器的安装进行零位微调。

按照公式（1），微调之前真攻角修正公式：

AOAt1=0.5876（AOAi+20）+0.8987（2）

微调之后真攻角修正公式：

AOAt2=0.5876（AOAi+20+α）+0.8987（3）

解算：

△AOA=AOAt2-AOAt1=0.5876α（4）

从而得到传感器微调角度的修正计算公式：

α=1.7018△AOA=1.7018（AOAt–θ）（5）

α：攻角传感器微调角度。

AOAt：平飞阶段飞参记录的攻角。

θ：平飞阶段飞参记录的俯仰角。

5.2.2 试飞验证

攻角传感器调整后，通过稳定平飞测试后，得出调整后的05架机在稳定平飞段攻角与真实攻角最大差值，△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-0.35°的误差。得到调整后的06架机在稳定平飞段攻角与真实攻角最大差值△AOAmax=△AOAti-△AOAci=-0.29°的误差。此误差较小，能满足使用要求。

6 结语

在批生产飞机交付试飞中通过对攻角传感器进行微调，可在一定程度上提高攻角系统精度，但由于试飞中选取的攻角数据较为单一，不能完全提高飞机在各种飞行状态下的系统精度。对不同飞行状态下的使用，用户可在实际使用中，在更高精度攻角测量的使用要求下可再次进行校准。

参考文献：

[1]谢军，张宗麟，等.航空控制工程新装备与新技术.航空工业出版社，2002.

[2]肖建德.大气数据计算机系统.国防工业出版社，1992.

[3]张志冰，甄子洋，等.舰载机自动着舰引导与控制综述.南京航空航天大学学报，2018.

作者简介：陈胜（1986-），男，汉族，贵州遵义人，本科，工程师，研究方向：航空电子系统。