一種飛行迎角和側滑角解算方法研究

溫慶

（中航通飛華南飛機工業有限公司總體部，珠海519040）

0 引 言

迎角和側滑角是飛機導航、控制、告警、空氣動力特性分析等方面的兩個重要參數。因此，獲得可靠的飛機迎角、側滑角對飛行安全至關重要。

獲得飛機飛行迎角、側滑角的方法有很多種，近年來的主要研究方向是嵌入式大氣傳感器系統，主要用于基于隱身設計的戰斗機，技術難度大、成本高?；跓o跡卡爾曼濾波的迎角/側滑角估計方法需要準確的氣動模型，在飛機研制階段是無法實現的。飛行過載解算迎角、側滑角的方法準確性不高，尤其是在大迎角飛行時。B.Martos 等設計了一種低成本的基于差壓的攻角數據采集系統，但是需要首先確定合理準確的飛機升力曲線。迎角/側滑角傳感器測量是最可靠、簡便的方法。迎角傳感器（側滑角傳感器）也是測量飛行迎角、側滑角的重要設備，早在 1958 年，W.Gracey總結了常用的迎角、側滑角測量方法，提出了迎角傳感器的使用優勢和應用前景。直到現在，迎角傳感器仍廣泛應用于各種飛機型號，包括 B1 轟炸機、C5、C17 等軍用運輸機和A320、B737、C919、MA700 等民用客機。

迎角傳感器主要由風標葉片、轉軸和電位計組成，風標葉片置于機體外，通過風標的轉動角度測量安裝位置的氣流偏角，再分析安裝位置的氣流偏角與飛行迎角的關系，進而獲得飛機的真實迎角；側滑角傳感器測量方法與之類似。對于大多數民用航空器，如 ARJ-100、C919、B737 等飛機，機身外形簡單光滑，可以找到一個合適的迎角傳感器安裝位置，在該安裝位置，迎角傳感器的測量值不受側滑角的影響，或影響很小。

對于水陸兩棲飛機，由于受到機身下部的船體影響，很難找到不受側滑角影響的安裝位置。本文利用機身迎角傳感器的測量值受側滑角影響這一特性，以風洞試驗結果為基礎，構造一種迎角、側滑角同時解算的流程，根據實際情況完善在大側滑角時的二次修正，并在某大型水陸兩棲飛機上開展應用，測量機身兩側迎角傳感器的迎角信號受機身迎角、側滑角的影響規律，并給出根據試驗結果反算迎角、側滑角的流程。

1 風洞試驗方法

1.1 試驗模型

飛機的迎角傳感器對稱地布置在機身兩側，通過迎角傳感器的風標感受安裝位置的氣流角度。進行風洞試驗的主要目的是測試機身兩側的迎角傳感器的測量值隨飛機迎角、側滑角的變化規律。試驗在中國空氣動力研究與發展中心低速所的FL-12 風洞進行，試驗模型在風洞中的安裝如圖1 所示。

圖1 風洞試驗模型Fig.1 The model of wind tunnel test

民用飛機專用的迎角傳感器尺寸很小，風標高度僅為85 mm 左右，模型縮比太小，縮比風標容易淹沒在機身的附面層內，影響試驗結果，在4 m量級風洞進行迎角傳感器試驗宜采用機頭模型。風洞試驗模型采用某大型水陸兩棲飛機局部機身模型，尾部進行收縮整流。采用局部機身模型可以加大試驗件尺寸，但無法模擬機翼的上洗影響，需要在后期采用CFD 等手段進行上洗修正。試驗模型主要由機頭段、尾部整流段以及迎角傳感器構成。模型比例為1∶6.3，為全金屬模型，支撐方式采用常規叉形支桿腹撐方式。

迎角傳感器對稱地安裝在機身兩側，為大氣數據系統提供2 路迎角參數。迎角傳感器為風標葉片式傳感器，旋轉式風標有跟蹤氣流方向的能力。風標的偏轉通過齒輪傳動帶動RVDT 軸旋轉，并以電壓的形式輸出。該輸出電壓的大小與風標葉片的偏角成正比；輸出電壓的相位與迎角的正負相對應。迎角傳感器中的阻尼器通過齒輪傳動將阻尼力矩作用于旋轉部件，以減小風標的顫抖。迎角傳感器風標外形如圖2 所示，其在機身上的安裝位置如圖3 所示。

圖2 迎角傳感器Fig.2 Angle of attack sensor

圖3 迎角傳感器的安裝位置Fig.3 Position of the angle of attack sensor

1.2 試驗結果

風洞試驗按照固定側滑角，變迎角的方式進行。試驗側滑角 0°～20°，間隔 5°；試驗迎角-5°～25°，間隔2°。左右兩側迎角傳感器的迎角測量值與試驗迎角、側滑角的關系曲線如圖4～圖5 所示，其中橫坐標表示模型的試驗迎角，即飛行迎角；縱坐標分別為左右兩側迎角傳感器的迎角測量值；

β

為模型的試驗側滑角，即飛行側滑角。

圖4 左側迎角試驗結果Fig.4 Test results of the left angle of attack

圖5 右側迎角試驗結果Fig.5 Test results of the right angle of attack

從圖4～圖5 可以看出：①機身左右兩側迎角傳感器的測量值隨迎角的增加而增加；②帶側滑角以后，機身迎風一側的迎角傳感器的測量值有所增加，背風面一側有所減??；③側滑角超過15°以后，機身背風一側產生氣流分離，在迎角10°左右分離氣流經過迎角傳感器，測量值出現非線性現象。

2 解算方案

試驗模型的左右迎角傳感器測量值的平均值與試驗迎角的關系曲線如圖6 所示。

圖6 左右迎角測量值的平均值與模型迎角的關系曲線Fig.6 The left and right average value v.s. the model angle of attack

盡管機身左右兩側的迎角傳感器測量值受側滑角影響，但是直到側滑角15°，兩側的平均值受側滑角的影響較小。根據《運輸類飛機適航標準》（CCAR-25-R4）第 25.237 條風速 a（1）要求：“應制定在干跑道上對起飛和著陸演示是安全的90°側風分量，該分量必須至少為20 節或0.2VSRO（取大者，但不必超過 25 節）?！卑凑?0.2VSRO 計算，側滑角為 11.31°；按照 20 節計算，側滑角為15.12°。因此，在飛行包線范圍內，機身左右兩側的迎角傳感器測量值的平均值與飛行迎角線性相關且不受側滑角影響。即使飛行側滑角超過15°也可以根據側滑角進行迎角修正，消除大側滑角引起的迎角誤差。

對于側滑角大于15°的飛行，采用左右平均值計算迎角，計算結果會在某迎角范圍內產生較大的測量誤差，因此需要進行側滑角影響修正。通過圖6 可以得到側滑角20°時的迎角修正量Δ

α

，15°～20°側滑角線性插值計算。

機身左右兩側的迎角傳感器的測量值差距隨著側滑角增加而加大，因此可以利用此特點計算飛機的飛行側滑角。飛機不同側滑角時左右兩側的差值與平均值的關系曲線如圖7 所示。在已知左右迎角平均值的條件下，根據圖7 可以計算出不同側滑角時的左右兩側的差值，即側滑角和左右差值曲線，該曲線是單調的，根據實際測量得到的左右側滑角差值，可以插值出實際的飛行側滑角。

圖7 左右差值與均值的關系曲線Fig.7 The left and right difference v.s. the mean value

在飛機上實現的迎角/側滑角解算流程如下：

（1）采集機身左右兩側迎角傳感器的測量值；

（2）計算左右兩側迎角傳感器的平均值和差值；

（3）根據平均值和差值按照圖7 計算側滑角；

（5）側滑角大于15°時，根據圖6 對飛行迎角進行側滑修正。

3 飛行試驗驗證

3.1 迎角驗證

迎角的空中校準方法可分為兩種，一種方法為靜姿態法，是較為常用的方法，例如利用姿態陀螺平臺或慣性導航系統等高精度的測量設備；第二種方法是依靠精確測量的過載、角速度等參數，利用參數辨識的方法解飛機的運動方程。由于飛機目前處于調整試飛階段，飛行架次較少，還未正式進行迎角校準，故采用靜姿態角法初步驗證迎角解算方案的準確性。在飛機重心位置加裝一臺靜姿態角傳感器，飛機穩定平飛時，靜姿態角傳感器的測量值被認為是真實迎角。

飛機平飛時姿態角與迎角數據對比如圖8 所示，可以看出：飛機飛行迎角測量值與飛行迎角的斜率接近1.0，偏移量約0.15°，表明飛行迎角的測量值準確度較高。

圖8 平飛姿態角與風標解算迎角關系Fig.8 The level flight attitude angle v.s. the angle of attack calculated by the weathercock

3.2 側滑角驗證

相對于迎角傳感器的校準，大型飛機的側滑角校準更為復雜。為了驗證某水陸兩棲飛機采用機身左右兩側迎角傳感器的差值解算側滑角的可行性，在前機身頂部對稱面上加裝了一個側滑角傳感器。

該側滑角傳感器原理與迎角傳感器類似，均為風標葉片式角度傳感器。盡管該側滑角傳感器的風標葉片遠離機身表面，但是仍舊會受到機身機翼的側洗影響，使得側滑角傳感器的風標葉片偏度與飛機真實側滑角有一定的差異。

通過CFD 方法計算了不同迎角、側滑角狀態的側滑角傳感器風標葉片所在區域的氣流偏角（即側滑角傳感器測量值

φ

）隨飛行側滑角

β

的變化規律，計算結果如圖9 所示，可以看出：側滑角傳感器所在位置的氣流偏角隨側滑角線性變化，且受迎角影響較小，側滑角傳感器位置誤差修正簡單。

圖9 飛行側滑角與測量值的關系曲線Fig.9 The flight sideslip angle v.s. the measured value

根據計算結果，飛機的側滑角可按如下線性公式修正：

即側滑角傳感器的測量值乘以0.58 作為飛行側滑角使用。

迎角對側滑角傳感器的偏度有一定的影響，在計算迎角范圍內，經過側滑修正后，誤差不超過1°，因此迎角影響可以忽略。

采用機身左右對稱的迎角傳感器的差值解算側滑角和機身對稱面的側滑角傳感器測量側滑角兩種途徑測量飛機的真實側滑角，并進行試飛驗證。選取有代表性的一段時間內的側滑角數據，對比結果如圖10 所示。

圖10 兩種側滑角獲得方法試飛對比Fig.10 Flight test comparison of two methods for obtaining sideslip angle

從圖10 可以看出：采用機身左右對稱的迎角傳感器的差值解算側滑角與側滑角傳感器測量的側滑角差別不大，表明利用左右迎角差值法解算側滑角是可行的，只需要在后續試飛中進行一定的試飛校準即可獲得準確的飛行側滑角。

4 結 論

（1）由于機身外形復雜，機身左右兩側的迎角傳感器的迎角測量值受側滑角影響明顯，隨著側滑角增加，迎風一側的迎角值增加，背風一側的迎角值減小。

（2）機身兩側的迎角傳感器測量值的平均值在側滑角小于15°時受側滑角影響較小，且與飛行迎角線性相關。

（3）機身兩側的迎角傳感器測量值的差值與側滑角正相關，可以利用此關系通過迎角傳感器解算飛行側滑角。

（4）靜姿態角法初步飛行驗證表明在飛機平飛時，迎角測量值與飛行姿態角一致。

（5）機身左右兩側的迎角傳感器解算的側滑角與機身對稱面的側滑角傳感器測量的側滑角試飛結果一致。

（6）根據機身兩側的迎角傳感器信號解算飛行迎角和側滑角，解算結果得到了試飛驗證，測試精度滿足控制系統要求。