壓差歸零式和風標對向式角度傳感器在低速風洞中的校準方法、項目、數據處理和主要結果。安裝在飛機或導彈表面的角度傳感器，由于受到飛行器本體的干擾，傳感器感受到的是被彎曲了的局部氣流方向，因而人們不能直接獲得飛行器真實角度。為了確定被彎曲了的氣流方向與飛行器真實角度之間的關系，需要進行風洞校準測量。校準結果表明，角度傳感器輸出信號隨飛行器角度變化具有良好的線性關系，校準數據穩定、可靠，且重復性令人滿意。

    航空航天領域廣泛地應用傳感器技術，在飛機和導彈等飛行器表面采用壓差歸零式和風標對向式兩種角度傳感器便是一例。飛行員借助安裝在飛機表面的角度傳感器可以隨時了解飛行姿態。同樣，地面操縱人員通過對安裝在飛行器表面的角度傳感器隨時獲得高空飛行器的飛行姿態信息，及時遙控引導。然而，由于氣流受到了飛行器本體的干擾影響，角度傳感器所感受到的局部氣流方向是被飛行器外形表面彎曲了的，與飛行器真實姿態角是不相同的，因此必須預先確定傳感器感受到局部氣流方向與飛行器真實角度兩者之間的相互關系，才能獲得飛行器的實際姿態角，因此，需要對傳感器進行風洞校準測量。

傳感器工作原理

    目前，飛行器上使用比較普遍的是壓差歸零式和風標對向式兩種角度傳感器。

    壓差歸零式角度傳感器外形結構見圖1，其工作原理是利用壓差歸零特性。傳感器由一個電位計和一個隨時跟蹤氣流轉動的測壓探頭構成，測壓探頭上開有兩排氣槽，氣流由氣槽通過兩個通道作用到內部兩對相反的葉面上，產生一個與氣流方向相反的反饋力矩，使探頭追隨氣流轉動至兩排氣槽壓力相等，即壓差為零的初始位置，此時與探頭同軸連接的電刷在電位計上產生角輸出與氣流方向變化成正比的電信號。

    風標對向式角度傳感器外形結構見圖2，工作原理是利用風標對氣流的對向特性。傳感器包括一個電位計和一個隨時跟蹤氣流轉動的方向風標。當飛行器姿態角變化時，風標相對氣流方向隨之變化，產生一個與飛行器角度變化相反的角位移。風標轉軸與電位計同軸連接，因此，風標轉動角度與電位計輸出電壓信號成正比，由此可以確定角度傳感器感受到的氣流方向與飛行器實際角度的對應關系。安裝在飛行器左側用于測量飛行迎角的傳感器稱為迎角傳感器；安裝在飛行器正上方用于測量飛行側滑角的稱為側滑角度傳感器。  

三、試驗設備

    傳感器校準實驗是在航天科技集團公司笫701研究所低速風洞中進行的。該座風洞試驗段尺寸為3m´3m´12m，試驗風速在10~100m/s之間無級調速。風洞備有計算機控制的多自由度變角度系統，可以方便地模擬飛行器不同迎角、側滑角狀態，并且實時處理測試數據和繪制曲線。

四、校準項目與方法

1、校準項目 

    校準項目主要包括兩部分，首先在地面進行的靜校，以及隨后在風洞中進行的動校。前者是確定傳感器系數以及非線性、遲滯、重復性、綜合精度等產品性能參數，后者是確定角度傳感器與飛行器實際角度之間關系，其中包括飛行器不同姿態角，如迎角、側滑角、滾轉角等對傳感器校準的影響。同時還可確定不同試驗風速和傳感器安裝位置對傳感器校準的影響，并通過風洞試驗達到優選傳感器安裝位置的目的。

2、校準方法 

    傳感器靜校是屬于常規方法，它的性能參數通常在產品使用說明書中提供。本文著重介紹在風洞中動校方法及其結果。

首先把飛行器安裝在風洞支撐機構上，將飛行器姿態角（如迎角、側滑角、滾轉角等）都調整到零度，誤差在3′以內。在飛行器左側為迎角傳感器，在飛行器正上方為側滑角度傳感器。傳感器轉軸要垂直飛行器表面，且傳感器底座表面與飛行器表面外形保持一致，不能有突起或凹坑。傳感器不要安裝在表面曲率變化大的機頭（或彈頭）處，應在機身（或彈身）平直段前部位置。圖3、圖4是安裝在彈體上的角度傳感器在風洞中的校準照片。                   

結論

（1）無論是壓差式角度傳感器或風標式角度傳感器，在一定角度范圍內，角位移與輸出電壓具有良好線性。

（2）動校表明，傳感器性能穩定，數據可靠，校準直線斜率誤差為±0.002, 截距誤差為±0.1°。

（3）飛機、導彈姿態角變化，對傳感器校準曲線特性（斜率、截距）有影響，采用計算機可進行逐次疊代修正, 最終給出準確的飛行器迎角和側滑角。

（3）試驗風速大小對角度傳感器校準無影響，即與飛行速度大小無關，這給使用帶來方便。

（4）傳感器要安裝在飛行器左側(或右側)和正上方處，且在機身或彈身前部平直段，不要安裝在曲率變化大的頭部錐段。

（5）傳感器校準直線的截距是由傳感器機械零位決定的。如果把飛行器初始角度都調到零度，然后調試傳感器安裝初始角，使輸出信號很小，從而截距很小, 以至截距可以忽略不計。

（6）壓差式角度傳感器測量范圍為±30°。風標式角度傳感器為±120°之間。前者校準角度小的原因是在飛行器角度大時而成為“盲區”，因為氣槽容易旋轉到背風面，此時對氣流方向不敏感。