Основы проектирования измерительных приборов и измерительно - вычислительных систем

121 грешности σ α . При известной спектральной плотности S α ( ω ) входного сигнала α ( t ) выражение для дисперсии собственной динамической по - грешности приводится к виду : 2 2 c 1 ( ) 1 ( ) . 2 W j S d ∞ α α −∞ σ = ω − ω ω π ∫ (3.61) В условиях полета процесс изменения аэродинамических углов в общем случае является нестационарным и определяется как собственно движением ЛА , так и возмущениями набегающего потока в виде турбу - лентности атмосферы , случайных изменений скорости и направления ветра ( в пространстве и во времени ), воздушных ям , восходящих потоков и т . п . Наибольшее влияние аэродинамические возмущения оказывают на продольное движение ЛА , характеризуемое углом атаки . На отдельных участках полета процесс изменения угла атаки само - лета можно считать стационарным и характеризовать автокорреляцион - ной функцией K α ( τ ) вида : 2 ( ) cos , a K e b − τ α τ = σ τ (3.62) где σ , а , b – параметры , определяющие преобладающий уровень и спектр частот случайного процесса . По результатам обработки экспериментальных данных автокорре - ляционная функция процесса отклонения ∆α ( t ) угла атаки α ( t ) маневрен - ного самолета от номинального ( поддерживаемого летчиком или САУ ) значения имеет вид [14]: 0,7 ( ) 11,3 cos1,6 . K e − τ ∆α τ = τ (3.63) Спектральная плотность мощности S α ( ω ), связанная с автокорреля - ционной функцией преобразованием Фурье , для функций вида (3.62) и (3.63) будет соответственно : 2 2 2 2 2 2 2 2 ( ) 2 ; ( ) ( ) a b S a a b a b α ω + + ω = σ     + ω+ + ω−     (3.64) 2 2 2 3,05 ( ) 15,82 . 2,56 ( 1,6) 2,56 ( 1,6) S ∆α ω + ω =     + ω+ + ω −     (3.65)