Реализация аэродинамического измерителя углов атаки и скольжения для беспилотного летательного аппарата
Опубликовано: 01.04.2013
Авторы: Жуков К.С.
Опубликовано в выпуске: #2(14)/2013
DOI: 10.18698/2308-6033-2013-2-524
Раздел: Информационные технологии | Рубрика: Автоматизированные системы управления
Изложен способ определения углов атаки и скольжения по измерениям давления набегающего потока на обтекателе летательного аппарата (ЛА). Приведены результаты поиска приближенных решений для расчетных формул. Описаны конструкция аппаратной реализации измерителя и результаты летных испытаний на экспериментальном ЛА.
Литература
[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. Nichols // Dryden Flight Research Facility. Edwards, California, 1993. 17 р.
[2] Whitmore S.A. Development of a Pneumatic High-Angle-of-Attack Flush Airdata Sensing (HI-FADS) System // NASA. Dryden Flight Research Facility. Edwards, California, 1991. 28 р.
[3] Whitmore S.A., Davis R.J., Fife 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] Whitmore S.A., Moes T.R. Preliminary Results From a Subsonic high Angle-of-Attack Flush Airdata Sensing (HI-FADS) System: Design, Calibration, 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