СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО УГЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к авиационной технике. Оно позволяет, при измерении на борту летательного аппарата (ЛА) двух или более местных углов атаки, определить аэродинамические углы (угол атаки и угол скольжения) ЛА и повысить точность их измерения на всех режимах полета.

Определим используемую ниже терминологию. Под скоростью ЛА понимают вектор скорости начала О его связанной системы координат (СК) относительно воздушной среды, не возмущенной ЛА [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. ГОСТ 20058-80. - М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с.5, 11].

Под воздушной скоростью V ЛА понимают модуль вектора скорости [там же, с.12] ЛА.

Под числом Маха М полета понимают отношение воздушной скорости ЛА к скорости звука.

Под углом атаки ЛА α понимают угол между продольной осью ОХ и проекцией скорости ЛА на плоскость OXY связанной СК [там же, с.8].

Под углом скольжения ЛА β понимают угол между направлением скорости ЛА и плоскостью OXY связанной СК [там же, с.8].

Модуль и направление скорости ЛА определяют заданием трех параметров V, α, β в скоростной СК либо трех составляющих V_X, V_Y и V_Z, представляющих собой проекции скорости ЛА на оси OX, OY, OZ связанной СК.

Под угловой ориентацией ЛА относительно земли понимают значения углов тангажа ϑ, крена γ и рыскания ψ [там же, с.9] либо матрицу направляющих косинусов [там же, с.43] между осями ОХ, OY, OZ связанной СК и осями OX_g, OY_g, OZ_g нормальной СК [там же, с.4]. Ось ОХ_g, как правило, направляют на географический Северный полюс.

Под скоростью ветра понимают скорость среды, не возмущенной ЛА, относительно земли [там же, с.12].

Под земной скоростью ЛА понимают вектор скорости начала О его связанной СК относительно земли [там же, с.12].

Под угловой скоростью ЛА понимают угловую скорость связанной СК относительно какой-либо из земных СК.

Под угловыми скоростями крена ω_X, рыскания ω_Y и тангажа ω_Z ЛА понимают составляющие угловой скорости ЛА по осям OX, OY и OZ связанной СК [там же, с.13].

Под перегрузкой ЛА понимают отношение результирующей силы к произведению массы ЛА m на ускорение свободного падения g [там же, с.22].

Под продольной n_X, нормальной n_Y и поперечной n_Z перегрузками понимают отношение продольной силы R_X, нормальной силы R_Y и поперечной силы R_Z, действующих на ЛА, к произведению массы ЛА m на ускорение свободного падения g [там же, с.17, 18, 22].

Под моментом крена М_Rx, рыскания М_Ry и тангажа М_Rz понимают составляющие результирующего момента по осям ОХ, OY и OZ связанной СК [там же, с.20, 21].

Под отклонениями органов управления тангажом, креном или рысканием понимают отклонения органов управления, предназначенных для создания моментов тангажа, крена или рыскания соответственно [там же, с.15, 16].

Местный угол атаки в окрестности некоторой точки поверхности фюзеляжа ЛА определяет направление воздушного потока в касательной к фюзеляжу плоскости, проходящей через эту точку.

Датчиком аэродинамического угла (ДАУ) называется устройство для выработки сигналов измерительной информации о текущих значениях аэродинамических углов, соответствующих местным углам атаки и скольжения [Оборудование самолетов и вертолетов пилотажно-навигационное бортовое. Термины и определения. ГОСТ 22837-77, с.5].

Наиболее распространенными типами ДАУ являются:

- ДАУ флюгерного типа, измеряющие непосредственно местные углы атаки за счет углового отклонения флюгарки датчика относительно оси вращения [Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов. - Казань, Издательство Казанского государственного технического университета, 2001, с.40],

- ДАУ, работающие на принципе преобразования перепадов воздушных давлений на нескольких специальным образом распределенных на корпусе датчика отверстиях для приема давлений в местные углы атаки. К таким датчикам относятся, в частности, пневмомеханические ДАУ [там же, с.74], термоанемометрические ДАУ [там же, с.97],

- ионно-меточные датчики величины и направления вектора воздушной скорости [там же, с.245].

Под градуировочной характеристикой, используемой для определения аэродинамического угла ЛА, понимают функциональную зависимость, обеспечивающую вычисление аэродинамического угла ЛА в зависимости от влияющих параметров [РМГ 29-99 «Рекомендации по межгосударственной стандартизации. Государственная система обеспечения единства измерений. Метрология. Основные термины и определения»].

Измеряемые с помощью ДАУ местные аэродинамические углы не характеризуют ориентацию скорости ЛА из-за того, что места расположения ДАУ на поверхности фюзеляжа подвержены аэродинамическим возмущениям, вызванным самим ЛА. Поэтому возникает задача определения аэродинамических углов ЛА с использованием измерений ДАУ.

Наиболее близким к изобретению является способ определения аэродинамических параметров (в том числе и аэродинамических углов), описанный в патенте США №7051586. Способ предназначен для определения углов атаки α и скольжения β ЛА на основе обработки информации двух ДАУ, расположенных на поверхности фюзеляжа, измеряющих местные углы атаки (α_M1, α_M2). Способ основан на предположении о том, что для любого ЛА существует возможность определения его «аэродинамического поля», т.е. функциональной зависимости местного угла атаки в окрестности любой точки, расположенной на фюзеляже ЛА, от углов атаки и скольжения самолета.

В способе по патенту США №7051586 «аэродинамическое поле» ЛА определяют посредством расчетного метода, основанного на теоретических результатах, полученных для обтекания произвольного тела потенциальным воздушным потоком. Расчет производят следующим образом. Предположим, что в условных точках 1 и 2, расположенных в разных местах фюзеляжа, установлены датчики углов атаки. Измеряемые ими местные углы атаки обозначают α_M1 и α_M2 соответственно. Каждый из углов α_M1 и α_M2 изменяется в зависимости от угла атаки α и скольжения β самолета в соответствии с функциональными зависимостями

где функции f₁ и f₂ заданы «аэродинамическим полем» ЛА. Зависимости (1) и (2) представляют собой систему уравнений с двумя неизвестными, которые решаются относительно неизвестных параметров α и β.

Результат решения уравнений (1) и (2) для определения углов атаки и скольжения можно представить в виде следующих зависимостей:

Зависимости (3) и (4) являются градуировочными характеристиками, используемыми в прототипе для реализации способа определения аэродинамических углов ЛА. Для получения этих зависимостей в качестве одного из вариантов рассмотрен графический способ решения нелинейных уравнений (1) и (2).

Данный способ определения аэродинамических углов не исключает случая размещения двух ДАУ на одной стороне фюзеляжа ЛА. Тем не менее, следует избегать случаев неудачного расположения ДАУ, при которых система уравнений (1) и (2) будет неразрешимой. Примером такой ситуации является такое размещение двух ДАУ, при котором функции f₁ и f₂ будут практически одинаковыми.

Рассмотренный в прототипе способ определения аэродинамических углов ЛА обладает следующими недостатками:

способ носит приближенный характер ввиду того, что он базируется на теоретической расчетной схеме, а не на летных испытания реального ЛА. Данный способ может быть использован, например, для предварительного определения мест установки датчиков местных углов атаки наилучшим образом (исходя из минимизации погрешностей, увеличения диапазонов работы датчиков и т.д.), а не для точного определения аэродинамических углов. Наиболее точное формирование аэродинамических углов ЛА может быть обеспечено только на основе реального «аэродинамического поля», формируемого ЛА,

реализуемый в прототипе способ формирования аэродинамических углов на ряде ЛА может приводить к большим систематическим погрешностям на динамических режимах полета ЛА (т.е. на режимах с интенсивным изменением скорости полета и аэродинамических углов). Для повышения точности формирования аэродинамических углов на динамических режимах полета ЛА необходимо дополнительно учитывать отклонения (непрерывно по времени) органов управления тангажом, креном или рысканием ЛА, числа Маха, угловые скорости вращения и воздушную скорость ЛА, что отсутствует в прототипе,

кроме того, результаты летных испытаний показали, что местные углы атаки на некоторых ЛА могут измеряться ДАУ с большими высокочастотными погрешностями. Поскольку аэродинамические углы ЛА связаны с местными аэродинамическими углами, они также будут «зашумлены» высокочастотными погрешностями. В реализуемом в прототипе способе формирования аэродинамических углов ЛА не предусмотрена фильтрация упомянутых высокочастотных погрешностей.

Задачей изобретения является повышение точности измерения аэродинамических углов на борту ЛА.

Задача решается с помощью способа определения аэродинамического угла ЛА, в котором в процессе полета измеряют значения двух местных углов атаки и по ним определяют аэродинамический угол ЛА, используя градуировочную характеристику, отличающегося тем, что упомянутую градуировочную характеристику получают по результатам выполнения зондирующих и градуировочных режимов полета, при этом во время зондирующих режимов полета определяют среднюю скорость ветра, при выполнении градуировочных режимов летательному аппарату сообщают отклонения по аэродинамическим углам относительно его скорости и в эти моменты измеряют местные углы атаки, земную скорость ЛА и его угловую ориентацию относительно земли, вычисляют скорость летательного аппарата по его земной скорости и средней скорости ветра и определяют градуировочную характеристику сопоставлением для одних и тех же моментов времени градуировочного режима измеренных местных углов атаки и аэродинамического угла, вычисленного по скорости ЛА.

Для исключения систематических погрешностей определения аэродинамического угла при отклонениях органов управления тангажом, креном или рысканием ЛА на градуировочных режимах создают отклонения указанных органов управления, измеряют эти отклонения и учитывают их при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют отклонения упомянутых органов управления и учитывают их. В частности:

- на градуировочных режимах создают отклонения органов управления тангажом ЛА, измеряют эти отклонения и учитывают их при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют отклонения органов управления и учитывают их;

- на градуировочных режимах создают отклонения органов управления креном ЛА, измеряют эти отклонения и учитывают их при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют отклонения органов управления и учитывают их;

- на градуировочных режимах создают отклонения органов управления рысканием ЛА, измеряют эти отклонения и учитывают их при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют отклонения органов управления и учитывают их;

- на градуировочных режимах создают отклонения органов управления тангажом и креном, или тангажом и рысканием, или креном и рысканием, или тангажом и креном и рысканием ЛА, измеряют эти отклонения и учитывают их при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют отклонения органов управления и учитывают их.

Для исключения систематических погрешностей определения аэродинамического угла при вращении ЛА на градуировочных режимах летательному аппарату сообщают угловую скорость, измеряют угловую и воздушную скорости ЛА и учитывают их при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют угловую и воздушную скорости ЛА и учитывают их.

Для повышения точности определения аэродинамического угла при больших числах Маха ЛА градуировочные режимы выполняют при различных значениях числа Маха, измеряют число Маха и учитывают при определении градуировочной характеристики, а при определении аэродинамического угла измеряют число Маха и учитывают его.

Для исключения высокочастотных погрешностей при определении аэродинамического угла измеряют угловую скорость и перегрузку летательного аппарата и определяют аэродинамический угол с использованием этих параметров.

Предлагаемое изобретение обеспечивает повышение точности определения аэродинамических углов на борту ЛА, в том числе на динамических режимах полета ЛА.

Способ определения аэродинамических углов в соответствии с изобретением состоит в следующем. В способе используют градуировочную характеристику ДАУ, измеряющих местные углы атаки. Характеристику получают по результатам выполнения зондирующих и градуировочных режимов полета ЛА.

Во время выполнения зондирующих режимов определяют среднюю скорость ветра [Харин Е.А., Цветков П.М., Волков В.К. и др. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования. - М.: Машиностроение, 1986, с.72-73]. При этом предполагают, что вертикальная составляющая скорости ветра отсутствует (равна нулю), а горизонтальные составляющие средней скорости ветра остаются постоянными в течение времени выполнения зондирующих и градуировочных режимов.

На градуировочных режимах летательному аппарату сообщают отклонения по аэродинамическим углам (как по углу атаки, так и по углу скольжения) относительно его скорости, двумя датчиками местного угла атаки в i-е (i=1, 2...) дискретные моменты времени измеряют соответствующие местные углы атаки α_M1i, α_M2i, в эти же моменты времени измеряют земную скорость ЛА и его угловую ориентацию ϑ_i, γ_i, ψ_i относительно земли. Земная скорость может быть измерена, например, бортовыми спутниковой навигационной системой (СНС) или доплеровским измерителем скорости и угла сноса (ДИСС), измеряющими три составляющие земной скорости. Для уточнения измерения земной скорости также возможен вариант использования совместной комплексной обработки информации о ее измерениях системами СНС и ДИСС.

Для наземной статистической математической обработки, выполняемой после зондирующих и градуировочных режимов, во время этих режимов все упомянутые измеряемые на борту параметры регистрируют на какой-либо бортовой носитель информации.

После завершения зондирующих и градуировочных режимов вычисляют скорость ЛА по его земной скорости и средней скорости ветра в скоростной системе координат ЛА (т.е. ), по ней вычисляют аэродинамические углы ЛА (угол атаки α_i или скольжения β_i) и определяют градуировочную характеристику α=f_α(α_M1, α_M2); β=f_β(α_M1, α_M2) сопоставлением для одних и тех же моментов времени двух измеренных местных углов атаки (α_M1i и α_M2i) и аэродинамического угла, вычисленного по скорости ЛА.

Определение градуировочных характеристик

при упомянутом сопоставлении параметров сводится к определению структуры и параметров функций f_α и f_β по результатам измерения двух местных углов атаки и вычисления угла атаки и скольжения ЛА соответственно.

Для их определения целесообразно сделать следующие преобразования

вводя переменные Ха и Xb.

Смысл этих преобразований состоит в том, чтобы перейти к параметрам, которые более чувствительны к изменениям углов атаки и скольжения ЛА. Из физических соображений очевидно, что наиболее чувствительным к изменению угла скольжения параметром является разность между местными углами атаки Xb, а к изменению угла атаки - сумма местных углов атаки Ха. С учетом этих преобразований градуировочные характеристики (5) и (6), выраженные через аргументы Ха и Xb, приведем к виду:

Функции f_α и f_β являются в общем случае нелинейными по аргументам. Для определения их структуры учтем то обстоятельство, что на многих типах ЛА зависимости для вычисления аэродинамических углов являются достаточно близкими к линейным функциями от соответствующих местных аэродинамических углов. Нелинейность зависимостей проявляется только на больших аэродинамических углах, на которых требования по точности измерения аэродинамических углов могут не предъявляться. В таком случае для аппроксимации аэродинамических углов достаточно использовать линейные зависимости во всем диапазоне их изменения. Поэтому структуру функций f_α и f_β в общем случае целесообразно выбрать в виде многомерных полиномов. В этом случае градуировочные характеристики (9) и (10) будут иметь следующий вид:

где С_{α np}, C_{β np} - постоянные коэффициенты;

N, P - степени полиномов по Ха и Xb соответственно.

При определении коэффициентов С_{α np} и С_{β np} необходимо иметь в виду, что градуировочные характеристики (11) и (12) являются априорно избыточными в том смысле, что они могут содержать слагаемые, не влияющие на точность определения аэродинамических углов (незначимые слагаемые), и, следовательно, их можно исключить из рассмотрения. Исключение незначимых слагаемых может быть выполнено различными стандартными методами и алгоритмами статистической обработки информации. Одним из таких методов является метод исключения слагаемых, основанный на использовании частного F-критерия совместно с использованием стандартного метода наименьших квадратов (МНК) для вычисления коэффициентов, входящих в градуировочную зависимость [Н.Дрейпер, Г.Смит. Прикладной регрессионный анализ. - М.: Финансы и статистика, 1986, книга 2, с.20-26]. В контексте этого метода градуировочные характеристики (11) и (12) называются регрессионными уравнениями (или моделями), а сами методы статистической обработки - регрессионным анализом.

В качестве градуировочных характеристик, используемых для реализации способа определения аэродинамических углов ЛА, принимают зависимости (11) и (12) после удаления незначимых слагаемых и вычисления коэффициентов значимых слагаемых.

В процессе последующих полетов с помощью двух ДАУ измеряют значения двух местных углов атаки и по ним определяют аэродинамический угол ЛА (угол атаки или угол скольжения), используя полученные таким образом градуировочные характеристики.

Точность определения аэродинамических углов на некоторых ЛА может быть еще повышена путем измерения и учета следующих параметров.

Во-первых, некоторые ЛА могут иметь органы управления тангажом, креном или рысканием ЛА (далее по тексту - органы управления) достаточно большой площади. Такими органами управления могут быть закрылки, предкрылки, стабилизаторы, флапероны, элероны, руль высоты и т.д. Отклонения таких органов управления могут существенно изменить аэродинамическую конфигурацию ЛА. Неучет отклонений таких органов управления в градуировочной характеристике может приводить к систематическим погрешностям определения аэродинамических углов. Каждому типу ЛА присущи свои наборы органов управления и свои аэродинамические поверхности, отклоняемые непрерывно по времени. Ввиду того, что априорно неизвестно, какие из этих органов являются значимыми, а какими можно пренебречь, целесообразно первоначально учесть в градуировочной характеристике отклонения всех органов управления, изменяющих аэродинамическую конфигурацию данного ЛА. Если какой-либо орган управления является дифференциально отклоняемым, т.е. левая и правая аэродинамические поверхности данного органа управления отклоняются на разные углы, то их отклонения целесообразно представить двумя составляющими - суммой и разностью отклонений левой и правой аэродинамических поверхностей. Учет отклонений органов управления тангажом, креном или рысканием ЛА осуществляется далее введением вектора , каждая из составляющих которого ϕ_r представляет собой отклонение r-го органа управления. Как показывают результаты летных испытаний ЛА, погрешности определения аэродинамических углов, обусловленные влиянием отклонений органов управления, с достаточной степенью точности могут быть скорректированы вводом поправок Δα_ϕ и Δβ_ϕ к соответствующим аэродинамическим углам, представляющих собой линейные комбинации составляющих вектора , т.е:

где K_αr, K_βr - постоянные коэффициенты, L - количество органов управления.

В рассмотренном случае для определения аэродинамических углов необходимо использовать скорректированные градуировочные характеристики следующего вида:

Для реализации способа определения аэродинамических углов с использованием градуировочных характеристик (15) и (16) на градуировочных режимах создают отклонения имеющихся на данном ЛА органов управления тангажом, креном или рысканием, измеряют эти отклонения и учитывают их при определении скорректированной градуировочной характеристики. При статистической обработке информации при необходимости удаляют незначимые слагаемые и вычисляют коэффициенты значимых слагаемых, как рассмотрено выше. Далее в процессе полета ЛА при определении аэродинамического угла дополнительно измеряют отклонения упомянутых органов управления и учитывают их, используя скорректированную градуировочную характеристику.

Во-вторых, на маневренных ЛА, способных выходить на большие аэродинамические углы при интенсивном вращении, возникают дополнительные систематические погрешности определения аэродинамических углов, связанные со скосом воздушного потока в местах установки ДАУ. Влияние скоса потока может быть учтено поправками Δα_ω и Δβ_ω к соответствующим аэродинамическим углам. Исходя из физических соображений, представим эти поправки в виде

где - Q_α1(α, β), Q_α2(α, β)... Q_β3(α, β) - коэффициенты пропорциональности, зависящие от углов атаки и скольжения ЛА. Результаты обработки летных испытаний ЛА показывают, что для практических целей без потери точности формирования аэродинамических углов зависимостью этих коэффициентов от величин α и β можно пренебречь и принять коэффициенты постоянными. Тогда поправки (17) и (18) будут иметь следующий вид:

где Q_α1, Q_α2... Q_β3 - постоянные коэффициенты.

Градуировочные характеристики, скорректированные на скос потока, обусловленный вращением ЛА, представим в виде:

Для реализации способа определения аэродинамических углов при вращении ЛА на градуировочных режимах летательному аппарату сообщают угловую скорость , измеряют ее (через составляющие ω_Z, ω_Y, ω_Z) и воздушную скорость V и учитывают их при определении скорректированной градуировочной характеристики, как описано выше. Измерение воздушной скорости на борту ЛА может быть выполнено, например, системой воздушных сигналов, угловых скоростей - с помощью автономных датчиков угловых скоростей (ДУСов). При статистической обработке удаляют незначимые слагаемые и определяют коэффициенты значимых слагаемых скорректированных градуировочных характеристик (21) и (22). Далее в процессе полета ЛА при определении аэродинамического угла дополнительно измеряют составляющие угловой скорости ω_X, ω_Y, ω_Z, его воздушную скорость V и учитывают их, используя скорректированную градуировочную характеристику.

В-третьих, как следует из аэродинамики ЛА, градуировочная характеристика для определения аэродинамических углов в общем случае должна зависеть также и от числа Маха М. При этом влияние числа М проявляется, как правило, нелинейно и возрастает при его увеличении. Скорректированные градуировочные характеристики при дозвуковом полете ЛА (М<1) представим в следующем виде:

где С_{α jnp}, С_βjnp - постоянные коэффициенты; J, N, Р - степени полиномов по М, Ха и Xb соответственно.

При формировании градуировочных характеристик в сверхзвуковом диапазоне полета ЛА (М>1) можно не учитывать как отклонения органов управления, так и корректирующие поправки к углам атаки и скольжения из-за влияния вращения ЛА. Отсутствие влияния органов управления обычно обусловлено тем, что все они расположены позади места расположения ДАУ вдоль продольной оси ОХ ЛА, и аэродинамические возмущения от отклонения этих органов, распространяющиеся со скоростью звука, не достигают впереди расположенных ДАУ при сверхзвуковом полете ЛА. Пренебрежимо малое влияние корректирующих поправок из-за влияния вращения ЛА обусловлено тем, что сверхзвуковой полет ЛА характеризуется малыми угловыми скоростями вращения и большими воздушными скоростями, что в соответствии с выражениями (19) и (20) приводит к уменьшению корректирующих поправок. С учетом сказанного, скорректированные градуировочные характеристики в сверхзвуковом полете ЛА представим в следующем виде:

где D_{α jnp}, D_{β jnp} - постоянные коэффициенты.

Для реализации способа определения аэродинамических углов при больших числах Маха градуировочные режимы полета ЛА выполняют при различных числах М. На этих режимах измеряют число М (например, системой воздушных сигналов) и учитывают при определении скорректированной градуировочной характеристики (23) и (24) для дозвукового полета или (25) и (26) для сверхзвукового полета. Далее в процессе полета ЛА при определении аэродинамического угла дополнительно измеряют число Маха и учитывают его, используя скорректированную градуировочную характеристику.

Ниже, в качестве примера, приведены результаты по определению градуировочной характеристики для определения угла скольжения в дозвуковом полете ЛА, имеющего следующие органы управления, влияющие на аэродинамическую конфигурацию, - дифференциально отклоняемые стабилизаторы, флапероны, переднее горизонтальное оперение (ПГО). Рассмотренный ЛА оборудован двумя ДАУ флюгерного типа, установленными симметрично относительно продольной плоскости OXYЛА. Вектор для данного ЛА имеет следующие составляющие:

где ϕ_{СТ л}, ϕ_{СТ пр} - угловые отклонения левого и правого стабилизатора,

ϕ_{Ф л}, ϕ_{Ф пр} - угловые отклонения левого и правого флаперона,

ϕ_{ПГО л}, ϕ_{ПГО пр} - угловые отклонения левого и правого ПГО,

δ_Н - угловое отклонение руля направления,

δ_В - угловое отклонение руля высоты,

Т - надстрочный индекс, обозначающий транспонирование.

В качестве исходной градуировочной характеристики примем (24) при J=N=K=3 (т.е. для аппроксимации используем полиномы третьей степени). Для рассмотренного случая L=8 и (24) примет вид:

После удаления незначимых слагаемых и определения коэффициентов значимых слагаемых рассмотренным ранее методом получается следующая скорректированная градуировочная характеристика для определения угла скольжения ЛА:

Входящие в (29) параметры имеют следующие размерности: углы , α_M1, α_M2, ϕ_{СТ л}, ϕ_{СТ пр}, δ_Н - [Град], угловая скорость ω_Y - [Град/с], воздушная скорость V - [м/с].

Как видно из (29), для вычисления угла скольжения достаточно учитывать только пять слагаемых (из 75, входящих в (28)), а именно C_β001(α_M1-α_M1), K_β2(ϕ_{СТ л}-ϕ_{СТ пр}), , K_β7δ_Н, С_β000. Значения коэффициентов значимых слагаемых составляют C_β001=0,544, K_β2=0,162, Q_β2=14,21 м, K_β7=-0,230, С_β000=0,314 Град. Остальные слагаемые являются незначимыми и удалены из (28).

На некоторых ЛА местные углы атаки измеряются ДАУ с большими высокочастотными погрешностями в достаточно широким спектре - от ˜20 до 2 Гц. Поскольку аэродинамические углы ЛА связаны с местными углами атаки, они также будут «зашумлены» высокочастотными погрешностями. В качестве одного из методов исключения высокочастотных погрешностей определения аэродинамических углов может быть использован метод комплексной обработки информации в процессе полета ЛА, в котором измеряют перегрузку ЛА (три составляющие n_X, n_Y и n_Z), угловую скорость вращения ЛА (три составляющие ω_X, ω_Y и ω_Z), углы тангажа и крена. Метод основан на использовании следующих дифференциальных уравнений динамики ЛА в продольном и боковом каналах:

где g - ускорение свободного падения.

Для фильтрации углов атаки и скольжения ЛА используем динамические фильтры, представленные в виде следующих дифференциальных уравнений первого порядка:

где α_F, β_F - фильтрованные углы атаки и скольжения ЛА соответственно;

, - углы атаки и скольжения, определяемые по любой из рассмотренных ранее градуировочных характеристик (после удаления незначимых слагаемых и определения коэффициентов значимых слагаемых);

, - производные по времени от углов α и β, вычисляемые по уравнениям (30) и (31) с заменой входящих в эти уравнения параметров α и β на соответствующие параметры α_F, β_F, поступающие с выхода фильтров (32) и (33);

G_α, G_β - коэффициенты усиления фильтров, которые определяются для каждого типа ЛА из условия минимизации погрешностей фильтров. Как вариант, для их определения может быть использована методика стандартного фильтра Калмана [Аоки М. Оптимизация стохастических систем. - М.: Наука, 1971, с.221-222].

Способ определения аэродинамических углов в соответствии с настоящим изобретением повышает точность их определения на всех режимах полета ЛА.