【技术实现步骤摘要】
本专利技术是，属于飞行控制领域。
技术介绍
迎角是飞行力学的重要飞行参数，也是飞行控制及导航系统所需要的参数，其精度直接关系到飞行质量和安全，目前主要是通过安装在飞机上的风标传感器、压差式传感器和零压式传感器等来测量的。这类传感器由于受到结冰及与飞行状态有关的局部环流的影响，特别在跨音速阶段由于机头激波影响，几乎不可避免地会造成很大的零点偏差。目前关于迎角的求解方法很多，最常见的就是改变传统的传感器代之以嵌入式大气传感器。它依靠分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力，并由压力分布间接获得飞行参数，但由于该系统获得大气参数存在一定延时，所以它在飞行器机动时，测量精度有所下降。不能满足实际飞行要求。本专利技术根据飞机实际试飞数据，对迎角传感器输出值作全包线范围内修正，该方法经济性好、实用 性强，不用安排专门迎角修正科目试飞，并且经过实际试飞验证方法准确度高。
技术实现思路
本专利技术目的:迎角是飞行力学的重要飞行参数，也是飞行控制及导航系统所需要的主要参数，其精度直接关系到飞行质量和安全，目前主要是通过安装在飞机上的风标传感器、压差式传感器和零压式传感器等来测量的。这类传感器由于受到结冰及与飞行状态有关的局部环流的影响，特别在跨音速阶段由于机头激波影响，几乎不可避免地会造成很大的零点偏差。本专利技术通过，通过软件对实测的迎角值进行修正，减少零点误差。本专利技术的技术方案:，其特征在于，该方法包括如下步骤:第一步，选取符合条件的试飞数据飞行包线内不同马赫数下飞机平飞段或盘旋配平段试飞数据，该试飞数据中至少包含真迎角，高度，马赫数，俯仰角...
【技术保护点】
一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，其特征在于，包括如下步骤： 第一，选取符合条件的试飞数据 飞行包线内不同马赫数下飞机平飞段或盘旋配平段试飞数据，该试飞数据中至少包含真迎角，高度，马赫数，俯仰角，真空速和升降速度等参数； 第二，真迎角和仿真迎角对比，得到不同马赫数下两者差量：Δα偏差1根据第一步选择的试飞数据样本，得到试飞的高度、马赫数和真迎角：α真迎角，在相同高度和马赫数下通过仿真得到仿真迎角：α仿真迎角。通过公式1，得到偏差量：Δα偏差1： Δα偏差1＝α真迎角‑α仿真迎角 （1） 第三，真迎角和惯导迎角对比，得到不同马赫数下两者差量：Δα偏差2根据第一步选择的试飞数据样本，得到试飞的俯仰角：真空速：v真空速和升降速度：vy，通过公式2和3计算惯导迎角：α惯导迎角；通过公式4，得到偏差量：Δα偏差2Δα偏差2＝α惯导迎角‑α真迎角 （4） 第四，迎角修正量计算 根据第二步Δα偏差1和第三步Δα偏差2两项计算结果，两者求平均，得到偏差量：Δα偏差： Δα偏差＝（α偏差1+α偏差2）÷2 （5） 修正完的真迎角计算公式如下： α新真迎角＝α真迎角+Δα偏差。
【技术特征摘要】
1.一种基于试飞数据的飞机迎角修正方法，其特征在于，包括如下步骤: 第一，选取符合条件的试飞数据 飞行包线内不同马赫数下飞机平飞段或盘旋配平段试飞数据，该试飞数据中至少包含真迎角，高度，马赫数，俯仰角，真空速和升降速度等参数； 第二，真迎角和仿真迎角对比，得到不同马赫数下两者差量:Λ a根据第一步选择的试飞数据样本，得...
【专利技术属性】
技术研发人员：张秀林，王家兴，曲晓雷，邵铮，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21
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