3. Косвенные методы определения аэродинамических углов

Метод, основанный на идентификации параметров углового дви­жения ЛА. Определение аэродинамических углов названным методом осуществляется на участке атмосферного полета ЛА с газодинамичес­ким управлением при выключенной основной двигательной установке.

Исходной является информация о скорости полета V, перегруз­ках n_x1, n_y1, n_z1, угловых скоростях w_x1,w_y1, углах тангажа ϑ и крена γ, т.е. информация, которая может быть получена с помощью бортовых датчиков. Система является автономной (рис. 3.1). Она имеет два взаимосвязанных контура, в одном из которых определяется приборный угол скольжения β_np, в другом - приборный угол атаки α_пр. Для нахождения β_np сигнал о боковой перегрузке n_z1 пропускается через фильтр низких частот с передаточной функцией Р/(T₁Р + 1)_, где T₁0.1-0.5 с, с переменным коэффициентом усиления К. Модуль этого сигнала сравнивается с модулем сигнала β_np, пропущенного че­рез фильтр с передаточной функцией 1/(T₁Р + 1)_. Разность модулей че­рез сглаживающий фильтр поступает на интегратор, сигнал с которого регулирует величину коэффициента К. После окончания настройки всей системы по величине известного коэффициента К и перегруз­ки определяется угол скольжения. В сигнале о перегрузке n_z1 возможна компенсация составляющей боковой управляющей силы, хотя, как показывают результаты моделирования, это не оказывает сущест­венного влияния на точность определения α_пр и β_np.

Для определения угла атаки формируется разность сигналов угловых скоростей скольжения. Эти сигналы, сформированные по по­казаниям бортовых датчиков, получены из сигнала перегрузки n_x1 и сигнала β_np. Произведение этой разности на величину угловой скорости крена Ω_γпр через сглаживающий фильтр Φ₂ поступает на вход интегратора. Выходной сигнал интегратора, определяющий угол атаки, поcтупает на блоки формирования β_np и Ω_γпр.

Управление поперечным движением ЛА относительно центра масс может быть осуществлено с использованием получаемой информации об углах атаки и скольжения, а также об угловых скоростях сколь­жения и крена. Статистическая ошибка определения угла атаки имеет значение порядка 1,5 град, скорость отработки угла рассогласова­ния составляет 1,5-2,2 град/с. При снижении верхнего предела из­мерения угла атаки до 45 град. погрешность измерения уменьшается до 1 град, ошибка измерения угла скольжения близка к нулю. С возрастанием скоростного напора, а также с увеличением собственно­го демпфирования ЛА показатели работы системы (быстродействие, точность) улучшаются.

Достоинством рассмотренного метода измерения является отсут­ствие контактов датчиков с окружающей средой. К недостаткам можно отнести большое число обрабатываемых параметров, невозможность оп­ределения аэродинамических углов на активных участках полета ЛА.

Данный метод должен предусматривать введение дополнительных связей, учитывающих отклонение органов управления, причем вслед­ствие изменения эффективности этих органов и недостоверности ап­риорной информации о соответствующих аэродинамических характерис­тиках можно ожидать существенного ухудшения процессов подстройки и точности.

Метод, основанный на использовании инФосмашш от акселеромет­ров. Метод основан на измерении в полете с помощью акселерометров продольного и вертикального ускорений, которые вызваны соответст­венно изменениями лобового сопротивления и подъемной силы. Он ре­ализуется в устройствах для измерения параметров α и β . Однако применение таких устройств на самолете исключено, так как они ра­ботоспособны только на пассивных участках траектории, когда тяга двигателя равна нулю [10].