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风洞中飞机攻角的测量

风洞飞机模型攻角测量精度是风洞数据的重要指标之一.通常测量模型攻角的方法有水准泡法、机械码盘法、加速度计法等.测量精度一般低于0.05。,且数据的稳定性、重复性较差，动态结果还要大大折扣。20世纪80年代发展起来一种适合于风洞中动态测角的方法，即利用计数干涉条纹确定模型的攻角。这种方法将激光角度传感器固定于飞机模型上激光光源和探测器均置于风洞外.保留了激光干涉计量的高灵敏度和高精度，又克服了激光干涉易受环境影响的不足。在士20。的测量范围内，测量精度可达到0.005。。

采用对称双光束交叠照射角传感器的方法,风洞动态测量范围由40。增加到76。；利用电子处理器计数干涉条纹，测角精度可达到0.005。。

图3大攻角测量光路系统

攻角传感器的种类与重要性

攻角传感器是飞机重要的大气数据传感器之一，主要有两种，压差式攻角传感器和风标式攻角传感器。压差式攻角传感器目前在民用飞机上使用较少，但利用其测量原理的集成式大气数据传感器已在新研机型上得以应用，如加拿大庞巴迪航空C系列飞机、巴西航空E系列飞机以及空中客车公司研制的A380飞机。而大部分飞机仍然采用风标式攻角传感器，如波音公司的B737、B747、B787系列，以及空中客车公司的传统机型A320、A330、A340系列等。

现代民用飞机的攻角传感器不仅要为飞机飞行指示系统、飞行控制系统、航空电子系统等提供飞机攻角数据，更为重要地，还要为飞机失速保护系统或者高攻角保护系统提供准确、可靠、即时的飞机攻角数据。如果攻角传感器不能为失速保护系统或高攻角保护系统提供及时、准确的攻角信息，将可能使飞机由于失速而发生灾难性后果。由此可见攻角

传感器所提供飞机攻角数据的准确性、可靠性将直接关系到飞机的飞行安全。

攻角与垂尾抖振间的关系

现代战斗机在做超机动飞行时，要求能在较长时间里处于大攻角状态。大攻角性能可通过三角翼前缘、外钣、机翼前缘扩展部分、鸭翼等部件提供的涡升力和最大攻角的增大而显著的提高,而且当这些分离涡带着气流掠过垂尾时还可维持飞机的稳定性。然而，在有些情况下，分离涡在未到达垂尾之前就发生破裂,形成高度紊乱、旋转的非定常尾涡流,使垂尾浸泡在尾涡流中。如果这种尾涡流的频带覆盖了垂尾的某一阶或几阶模态的固有频率会产生严重的垂尾抖振现象。70年代，一些高性能双垂尾飞机在服役不久（不足3个月），就发现在多次大攻角飞行后，垂尾发生了疲劳断裂,究其原因是垂尾抖振引起的。

驾驶中抖振攻角的测量与预防措施

所谓深失速，就是飞机失速后，迎角自动增大，到远超过临界迎角的某一迎角被紧锁，前进速度急剧减少，下沉速度急剧增大的一种失速状态。被紧锁的迎角，称为深失速迎角，该角远远大于临界迎角。

由于深失速状态是危险、失控的，可能导致机毁人亡，造成非常严重的后果。因此，为了预防进入深失速，许多飞机上都有防止措施。一些飞机安装有皮托管和攻角传感器的装置，当飞机攻角达到或接近抖振攻角时，就会通过灯光和声响来警告驾驶员。还有不少飞机装有“抖杆器二当飞机进入抖振状态时，驾驶杆会自动抖动，提醒驾驶员调整飞行姿态以避免进入深失速，驾驶员感知到机翼自然抖动后，需要尽快采取措施，推杆低头。如果驾驶员收到警告后仍然没有采取措施防止进入深失速，飞机上还装备有自动推杆器”。即使在抖振后驾驶员没有处理，飞机也会自动推杆、低头、加速，防止进入深失速。还有些飞机装有迎角限制器，将其迎角限制某一固定值内，防止飞机迎角过大而进入深失速。