摘要：本文介紹壓差歸零式和風(fēng)標(biāo)對向式角度傳感器在低速風(fēng)洞中的校準(zhǔn)方法、項目、數(shù)據(jù)處理和主要結(jié)果。安裝在飛機(jī)或?qū)棻砻娴慕嵌葌鞲衅鳎捎谑艿斤w行器本體的干擾，傳感器感受到的是被彎曲了的局部氣流方向，因而人們不能直接獲得飛行器真實角度。為了確定被彎曲了的氣流方向與飛行器真實角度之間的關(guān)系，需要進(jìn)行風(fēng)洞校準(zhǔn)測量。校準(zhǔn)結(jié)果表明，角度傳感器輸出信號隨飛行器角度變化具有良好的線性關(guān)系，校準(zhǔn)數(shù)據(jù)穩(wěn)定、可靠，且重復(fù)性令人滿意。
關(guān)鍵詞：角度傳感器；傳感器校準(zhǔn)；風(fēng)洞實驗；飛行器

一、引言

航空航天領(lǐng)域廣泛地應(yīng)用傳感器技術(shù)，在飛機(jī)和導(dǎo)彈等飛行器表面采用壓差歸零式和風(fēng)標(biāo)對向式兩種角度傳感器便是一例。飛行員借助安裝在飛機(jī)表面的角度傳感器可以隨時了解飛行姿態(tài)。同樣，地面操縱人員通過對安裝在飛行器表面的角度傳感器隨時獲得高空飛行器的飛行姿態(tài)信息，及時遙控引導(dǎo)。然而，由于氣流受到了飛行器本體的干擾影響，角度傳感器所感受到的局部氣流方向是被飛行器外形表面彎曲了的，與飛行器真實姿態(tài)角是不相同的，因此必須預(yù)先確定傳感器感受到局部氣流方向與飛行器真實角度兩者之間的相互關(guān)系，才能獲得飛行器的實際姿態(tài)角，因此，需要對傳感器進(jìn)行風(fēng)洞校準(zhǔn)測量。

二、傳感器工作原理

目前，飛行器上使用比較普遍的是壓差歸零式和風(fēng)標(biāo)對向式兩種角度傳感器。

壓差歸零式角度傳感器外形結(jié)構(gòu)見圖1，其工作原理是利用壓差歸零特性。傳感器由一個電位計和一個隨時跟蹤氣流轉(zhuǎn)動的測壓探頭構(gòu)成，測壓探頭上開有兩排氣槽，氣流由氣槽通過兩個通道作用到內(nèi)部兩對相反的葉面上，產(chǎn)生一個與氣流方向相反的反饋力矩，使探頭追隨氣流轉(zhuǎn)動至兩排氣槽壓力相等，即壓差為零的初始位置，此時與探頭同軸連接的電刷在電位計上產(chǎn)生角位移，輸出與氣流方向變化成正比的電信號。

風(fēng)標(biāo)對向式角度傳感器外形結(jié)構(gòu)見圖2，工作原理是利用風(fēng)標(biāo)對氣流的對向特性。傳感器包括一個電位計和一個隨時跟蹤氣流轉(zhuǎn)動的方向風(fēng)標(biāo)。當(dāng)飛行器姿態(tài)角變化時，風(fēng)標(biāo)相對氣流方向隨之變化，產(chǎn)生一個與飛行器角度變化相反的角位移。風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)軸與電位計同軸連接，因此，風(fēng)標(biāo)轉(zhuǎn)動角度與電位計輸出電壓信號成正比，由此可以確定角度傳感器感受到的氣流方向與飛行器實際角度的對應(yīng)關(guān)系。安裝在飛行器左側(cè)用于測量飛行迎角的傳感器稱為迎角傳感器；安裝在飛行器正上方用于測量飛行側(cè)滑角的稱為側(cè)滑角度傳感器。

三、試驗設(shè)備

傳感器校準(zhǔn)實驗是在航天科技集團(tuán)公司笫701研究所低速風(fēng)洞中進(jìn)行的。該座風(fēng)洞試驗段尺寸為3m′3m′12m，試驗風(fēng)速在10~100m/s之間無級調(diào)速。風(fēng)洞備有計算機(jī)控制的多自由度變角度系統(tǒng)，可以方便地模擬飛行器不同迎角、側(cè)滑角狀態(tài)，并且實時處理測試數(shù)據(jù)和繪制曲線。

四、校準(zhǔn)項目與方法

1、校準(zhǔn)項目

校準(zhǔn)項目主要包括兩部分，首先在地面進(jìn)行的靜校，以及隨后在風(fēng)洞中進(jìn)行的動校。前者是確定傳感器系數(shù)以及非線性、遲滯、重復(fù)性、綜合精度等產(chǎn)品性能參數(shù)，后者是確定角度傳感器與飛行器實際角度之間關(guān)系，其中包括飛行器不同姿態(tài)角，如迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等對傳感器校準(zhǔn)的影響。同時還可確定不同試驗風(fēng)速和傳感器安裝位置對傳感器校準(zhǔn)的影響，并通過風(fēng)洞試驗達(dá)到優(yōu)選傳感器安裝位置的目的。

2、校準(zhǔn)方法

傳感器靜校是屬于常規(guī)方法，它的性能參數(shù)通常在產(chǎn)品使用說明書中提供。本文著重介紹在風(fēng)洞中動校方法及其結(jié)果。

首先把飛行器安裝在風(fēng)洞支撐機(jī)構(gòu)上，將飛行器姿態(tài)角（如迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等）都調(diào)整到零度，誤差在3′以內(nèi)。在飛行器左側(cè)為迎角傳感器，在飛行器正上方為側(cè)滑角度傳感器。傳感器轉(zhuǎn)軸要垂直飛行器表面，且傳感器底座表面與飛行器表面外形保持一致，不能有突起或凹坑。傳感器不要安裝在表面曲率變化大的機(jī)頭（或彈頭）處，應(yīng)在機(jī)身（或彈身）平直段前部位置。圖3、圖4是安裝在彈體上的角度傳感器在風(fēng)洞中的校準(zhǔn)照片。

五、數(shù)據(jù)處理

迎角傳感器和側(cè)滑角傳感器數(shù)據(jù)處理方法是相同的，下面以迎角傳感器為例說明。

在進(jìn)行風(fēng)洞校準(zhǔn)時，可以得到飛行器真實迎角at與傳感器輸出電壓Ua的對應(yīng)關(guān)系，即： at＝F(Ua)

用反函數(shù)表示：Ua＝F-1(at)

傳感器角位移as與輸出電壓Ua關(guān)系式由靜校時確定：as＝f（Ua），

則傳感器角位移與飛行器真實迎角關(guān)系式為∶ as＝f(F-1(at))＝F(at)。 。

校測表明，在一定角度范圍內(nèi)，函數(shù)f(x)和F(x)都是線性函數(shù)，因而函數(shù)F(x)也必定成線性規(guī)律變化，于是可以用直線方程來表示∶

as＝Kaat+a0 (1)

根據(jù)傳感器靜校實驗得：as＝Wa（Ua－Ua0）） (2)

將式（2）、代入式（1），用最小二乘法求得直線斜率Ka及截距a0，從而可以得到飛行器真實迎角的計算式： (3)

合理地調(diào)整傳感器初始零位，可使截距a0值很小，甚至可忽略不計。若考慮飛行器有滾轉(zhuǎn)角R t時，無截距的計算式為：
(4)
同理可以得到飛行器真實的側(cè)滑角的計算公式：

合理地調(diào)整傳感器初始零位，可使截距b0值很小，甚至可忽略不計。

同樣，若考慮飛行器有滾轉(zhuǎn)角Rt—時，無截距的計算式為：

以上各式中：aｔ、bｔ—飛行器實際迎角和實際側(cè)滑角（°）
aｓ、bｓ—傳感器感受到的氣流迎角和氣流側(cè)滑角（°）
Ka 、Kb—迎角和側(cè)滑角傳感器風(fēng)洞校準(zhǔn)擬合直線斜率
a0、b0—迎角和側(cè)滑角傳感器風(fēng)洞校準(zhǔn)擬合直線截距（°）
Wa、Wb—迎角和側(cè)滑角傳感器靜校系數(shù)（°/Ｖ），
Ｕa 、Ｕb —迎角和側(cè)滑角傳感器輸出電壓（V）
Rt—飛行器實際滾轉(zhuǎn)角（°）
Ｕa0、Ｕb0 —迎角和側(cè)滑角傳感器機(jī)械零位的輸出電壓（V）

六、校測結(jié)果

1、風(fēng)速影響

風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗風(fēng)速V為50m/s和85m/s，在某一導(dǎo)彈上測量結(jié)果見表1。可以看到，試驗風(fēng)速對角度傳感器校準(zhǔn)無影響。