Стр. 9 - Реализация аэродинамического измерителя углов атаки и скольжения для беспилотного летательного аппарата

ISSN 2305-5626. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана: электронное издание. 2013 9
Основные характеристики измерителя приведены ниже:
МК ................................................................................. AT90CAN128
Частота МК, МГц ............................................................................. 16
Выходной интерфейс .................................................................. CAN
Частота выдачи значений, Гц ........................................................ 200
Разрядность дискретизации сигналов датчиков давления, бит ....... 10
Диапазон измерения углов атаки и скольжения, град ............... ±15
Разрешение по измерению углов, град ......................................... 0,3
Масса, г ............................................................................................. 30
После установки измерителя на экспериментальный ЛА проведен
ряд летных испытаний, в том числе совместно с флюгерным датчи-
ком. Сравнение записей сигналов показало полное совпадение пока-
заний этих измерительных систем в зоне около нулевого значения
угла скольжения и выявило нелинейность статической характеристи-
ки аэродинамического измерителя на углах более 10°, объясняемую
несовпадением принятой расчетной модели обтекания с реальным
физическим процессом.
На основе разработанного измерителя построен автомат стабили-
зации угла скольжения, летные испытания которого подтвердили ра-
ботоспособность измерителя и его расчетные характеристики.
Таким образом, в результате проведенной работы разработан и ис-
пытан образец прибора измерения характеристик набегающего потока.
Подобный датчик является необходимой компонентой системы управ-
ления ЛА сложных аэродинамических компоновок типа «летающее
крыло». Выведены упрощенные приближенные расчетные формулы
угла скольжения, позволившие значительно снизить требования к вы-
числителю, отмечена специфическая особенность результата, полу-
ченного с помощью расчетных формул по дискретным аргументам.
Проведены летные испытания на борту экспериментального ЛА в со-
ставе системы стабилизации угла скольжения.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Application of a Flush Airdata Sensing System to a Wing Leading Edge
(LE-FADS) / S.A. Whitmore, T.R. Moes, M.W. Czerniejewski, D.A. Nich-
ols // Dryden Flight Research Facility. Edwards, California, 1993. 17 р.
2. Whi tmor e S.A. Development of a Pneumatic High-Angle-of-Attack Flush
Airdata Sensing (HI-FADS) System // NASA. Dryden Flight Research Facil-
ity. Edwards, California, 1991. 28 р.
3. Whi tmor e S.A., Dav i s R. J., Fif e J.M. In-Flight Demonstration of a
Real-Time Flush Airdata Sensing (RT-FADS) System // NASA. Oryden
Flight Research Unclas Center, 1995. 20 р.
4. Whi tmor e S.A., Moes T.R. Preliminary Results From a Subsonic high
Angle-of-Attack Flush Airdata Sensing (HI-FADS) System: Design, Calibra-
tion, and Flight Test Evaluation // NASA Dryden Flight Research Facility,
Edwards, California, 1990. 14 р.
5. Patent No US 6,253,166 B1. Jun. 26. 2001.
Статья поступила в редакцию 25.10.2012