側(cè)滑角攻角傳感器靜態(tài)和動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)
側(cè)滑角攻角傳感器靜態(tài)和動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)主要包括兩部分，首先在地面進(jìn)行的靜態(tài)校準(zhǔn)，以及隨后在風(fēng)洞中進(jìn)行的動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)。靜態(tài)校準(zhǔn)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)。風(fēng)洞動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)是確定角度傳感器與飛行器實(shí)際角度之間關(guān)系，其中包括飛行器在不同姿態(tài)角，如迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等對(duì)傳感器校準(zhǔn)的影響。同時(shí)還可確定不同試驗(yàn)風(fēng)速和傳感器安裝位置對(duì)傳感器校準(zhǔn)的影響，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)達(dá)到優(yōu)選傳感器安裝位置的目的。
一、側(cè)滑角攻角傳感器靜態(tài)和動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)之一：靜態(tài)校準(zhǔn)
攻角側(cè)滑角傳感器的靜態(tài)校準(zhǔn)，是指對(duì)由迎角側(cè)滑角傳感器、信號(hào)調(diào)節(jié)器、數(shù)據(jù)采集器和記錄器等環(huán)節(jié)配套組成的測(cè)試系統(tǒng)的校準(zhǔn)。
飛行器常用的迎角側(cè)滑角傳感器有旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式、壓差歸零式和五孔空速管壓差比三種原理。旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式攻角側(cè)滑角傳感器是一個(gè)具有對(duì)稱剖面的翼形葉片和角度交換器構(gòu)成。葉片固定在轉(zhuǎn)抽上,它可以繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)飛機(jī)以某攻角或側(cè)滑角飛行時(shí)，由于作用在葉片上下面的氣動(dòng)力不相等而產(chǎn)生壓差,此壓差使葉片相對(duì)于飛機(jī)而轉(zhuǎn)動(dòng),直到其中心線與氣流方向一致時(shí)為止。此時(shí)，葉片旋轉(zhuǎn)角度與迎角或側(cè)滑角成正比。通過測(cè)量葉片旋轉(zhuǎn)角的方法即可測(cè)量攻角側(cè)滑角。
壓差歸零式迎角側(cè)滑角傳感器是由探頭、氣室、漿葉和角度變換器組成。探頭是一個(gè)中間有隔板、在中心兩側(cè)對(duì)稱開有進(jìn)氣孔的圓錐體,圓錐體探頭與中間有氣道的空心軸固連，在空心軸上固定著槳葉和角度變換器。當(dāng)飛機(jī)以一定的迎角或側(cè)滑角飛行時(shí)，飛機(jī)帶動(dòng)整個(gè)傳感器轉(zhuǎn)動(dòng),探頭兩側(cè)的測(cè)壓孔將相對(duì)于迎面氣流偏轉(zhuǎn)--角度。這時(shí),兩排測(cè)壓孔感受的壓力將不相等,兩壓力進(jìn)入氣室后使得槳葉和角度變換器轉(zhuǎn)動(dòng)，直到探頭轉(zhuǎn)至兩排測(cè)壓孔位置與氣流方向?qū)ΨQ時(shí)為止,此時(shí)槳葉轉(zhuǎn)甪與迎角或側(cè)滑角成正比。通過測(cè)量槳葉轉(zhuǎn)角的方法即可測(cè)量迎角或側(cè)滑角。
迎甪側(cè)滑角傳感器的靜態(tài)校準(zhǔn)，就是根據(jù)上述原理，在飛機(jī)上或試驗(yàn)室條件下，利用專用的角度校準(zhǔn)量具，使傳感器的轉(zhuǎn)動(dòng)部件與基準(zhǔn)面之間產(chǎn)生幾何轉(zhuǎn)角并測(cè)量出傳感器對(duì)應(yīng)的輸出值，從而獲得迎角測(cè)滑角傳感器的角度輸入-信號(hào)輸出特征。
二、側(cè)滑角攻角傳感器靜態(tài)和動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)之二：風(fēng)洞動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)
首先把飛行器模型安裝在風(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)頭處，應(yīng)在機(jī)身平直段前部位置。
