Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов

•9 - ной перегрузки п^. Как правило [2], ^«=0,4-^0,8 и местный угол ата­ ки больше истинного (рис. 1.2). Все указанные коэффициенты оп­ ределяются в процессе продувок в аэродинамической трубе и при летных испытаниях в реальных условиях полета для каждого типа ЛА и конкретного места установки ДАУ. а„ Рис.1.2. Зависимость истинного угла атаки а от местного угла атаки а, В условиях полета процесс изменения аэродинамических уг­ лов в общем случае является нестационарным и определяется как собственно движением ЛА, так и возмущениями набегающего по­ тока в виде турбулентности атмосферы, случайных изменений ско­ рости и направления ветра (в пространстве и во времени), воздуш­ ных ям, восходящих потоков и т.п. Наибольшее влияние аэродинамические возмущения оказы­ вают на продольное движение ЛА, характеризуемое углом атаки. На отдельных участках полета процесс изменения угла атаки самолета можно считать стационарным и характеризовать авто­ корреляционной функцией jST c Cx ) вида; К^{%) - cosbx, (1.4) где а, а, b - параметры, определяющие преобладающий уровень и спектр частот случайного процесса. По результатам обработки экспериментальных данных авто­ корреляционная функция процесса отклонения Аа(^) угла атаки a(t) маневренного самолета от номинального (поддерживаемого летчиком или САУ) значения имеет вид: •^ла (^) = 1 c o s 1,6г. (1.5)