Основы проектирования измерительных приборов и измерительно - вычислительных систем

219 ( ) 2 a V V K e − τ τ = σ , (6.17) где V σ = ±(30 ÷ 50) м / с – среднеквадратическое изменение скорости по - лета ; α = 0,2 ÷ 0,5 1/ с . Основными возмущениями , действующими на датчик местного уг - ла атаки и скольжения , являются нормальная и боковая составляющие турбулентности набегающего потока , процессы вихреобразования при обтекании установленного в потоке флюгера или иного приемника , а также собственные колебания подвижной системы датчика . Эти возмущения могут быть аппроксимированы стационарным бе - лым шумом с характеристиками [7]: ( ) ( ) 2 K ∆α ∆α τ = σ δ τ ; ( ) 2 S ∆α ∆α ω = σ (6.18) или случайным экспоненциальным процессом ( ) 2 K e −α τ ∆α ∆α τ = σ ; ( ) 2 2 2 S ∆α ∆α σ α ω = π α + ω , (6.19) где 2 ∆α σ = 1 ÷ 2 угл . град ²; α = 5 ÷ 10 1/ с . Процесс изменения углов атаки и скольжения ЛА на отдельных этапах полета можно считать стационарным с характеристиками [9]: ( ) 2 cos К e −α τ α α τ = σ λτ ; ( ) ( ) ( ) 2 2 2 2 1 2 2 2 2 1 1 a S a a α α σ ω + α + λ ω = π     + ω+ λ + ω− λ     , где 2 α σ – дисперсия отклонения аэродинамического угла атаки от поддер - живаемого пилотом или системой автоматического управления значения . Для маневренного самолета можно принять : 2 α σ = 10 ÷ 15 угл . град ²; 1 а = (0,5 ÷ 1) 1/ с , 1 λ = (1,5 ÷ 2) 1/ с . Для тяжелого самолета соответственно : 2 α σ = 4 ÷ 10 угл . град ²; 1 a = 2 ÷ 5 1/ с ; 1 λ = 0,1 ÷ 0,5 1/ с . Вероятностные характеристики гироскопических измерителей уг - лов крена , тангажа , угловых скоростей ЛА рассмотрены в работе [24]. (6.20)