陳 超 孫學(xué)衛(wèi) 李啟明 杜 璽

(1. 北京民用飛機技術(shù)研究中心，北京 102211； 2. 上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

0 引言

側(cè)滑角是飛機的重要氣動參數(shù)之一，側(cè)滑角是否準(zhǔn)確測量會影響飛機的操縱和安全飛行。側(cè)滑角可以通過旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式攻角側(cè)滑角傳感器或者差壓管式攻角側(cè)滑角傳感器進行測量。

旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式攻角側(cè)滑角傳感器是由具有對稱剖面翼型的葉片、轉(zhuǎn)軸、角度變換器(霍爾線圈)等部件組成。當(dāng)葉片的對稱面平行于氣流方向時，即氣流相對葉片攻角和側(cè)滑角都等于零時，氣流作用在葉片兩側(cè)的氣動力相等從而使葉片不發(fā)生旋轉(zhuǎn)；而當(dāng)氣流相對葉片對稱面的攻角或者側(cè)滑角不等于零時，葉片兩側(cè)的氣動力不相等，在氣動壓差的作用下葉片發(fā)生旋轉(zhuǎn)，當(dāng)葉片對稱面旋轉(zhuǎn)到與氣流方向平行時葉片到達新的平衡位置。角度變換裝置把葉片旋轉(zhuǎn)的角度轉(zhuǎn)換成電信號進行后續(xù)處理。

差壓管式攻角側(cè)滑角傳感器是利用五孔或七孔壓差管相對氣流在不同攻角時上下孔之間會產(chǎn)生壓差，而在不同側(cè)滑角時左右孔之間會產(chǎn)生壓差的原理進行測量。

旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式傳感器相比于差壓管式傳感器其測量范圍大精度也高，現(xiàn)代民用飛機的攻角、側(cè)滑角傳感器大多采用風(fēng)標(biāo)式傳感器，如波音的737、747和787系列，空中客車公司的A320、A330和A340等[11]，因此本文研究的側(cè)滑角傳感器也是風(fēng)標(biāo)式傳感器。

國內(nèi)近些年對飛機側(cè)滑角的研究主要集中在側(cè)滑角傳感器的設(shè)計，側(cè)滑角的測量和校準(zhǔn)試飛等方面。楊帥等人[1]設(shè)計了一種滿足在大攻角狀態(tài)需求下的風(fēng)標(biāo)式側(cè)滑角傳感器，汪磊[2]設(shè)計了一種風(fēng)標(biāo)式攻角側(cè)滑角傳感器并實現(xiàn)了對攻角和側(cè)滑角的精確測量。葉瑋等人[3]提出了一種結(jié)合嵌入式大氣傳感器和慣性導(dǎo)航系統(tǒng)對攻角、側(cè)滑角測量修正的方法。馬航帥[4]等人研究了結(jié)合慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與飛行控制系統(tǒng)進行大攻角高機動飛行環(huán)境下的攻角和側(cè)滑角估算方法。肖冠平和陳靜杰[5]利用快速存儲記錄器中的飛行參數(shù)提出了一種民機側(cè)滑角估算方法。針對靜壓法測量側(cè)滑角的方法，李永平和賈慈力[6]利用CFD方法提出了基于壓差系數(shù)與側(cè)滑角關(guān)系模型。馮銘瑜等人[7]改進了實驗室側(cè)滑角傳感器校準(zhǔn)方式從而減小校準(zhǔn)過程中的重復(fù)性誤差。王曉江等人[8]提出了一種基于GPS數(shù)據(jù)的飛機側(cè)滑角校準(zhǔn)方法。鄧俊[9]分析了前支桿側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)法、機身側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)法和靜壓差三種側(cè)滑角測量方法了，證明了采用航向航跡法能有效的對側(cè)滑角測量進行校準(zhǔn)。倪曄[10]則從項目管理的角度對如何實施前支桿側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)法、機身側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)法和靜壓差三種側(cè)滑角測量和航向航跡法校準(zhǔn)側(cè)滑角進行了總結(jié)。

側(cè)滑角安裝定位技術(shù)研究在國內(nèi)外的公開文獻較少，國內(nèi)近年來主要對攻角傳感器的安裝位置開展了一些研究。趙克良等人[11]采用數(shù)值模擬的方法對翼身組合體進行了計算，通過對側(cè)滑敏感性分析和攻角校線分析得到了風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的安裝位置規(guī)律。陳功和李秋捷[12]采用CFD計算的方法確定了風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器和靜壓傳感器的合理布局，并通過試驗測量進行了驗證。席敬澤和張輝[13]通過分析CFD計算得的機頭流場初步確定了風(fēng)標(biāo)式攻角傳感器的安裝位置。汪發(fā)亮等人[14]利用CFD方法對機頭和前機身的流場進行分析來選擇合理的大氣傳感器合理安裝位置。湯黃華[15]分析了機身曲線上壓力系數(shù)等于零的分布情況，對壓差式攻角傳感器安裝位置規(guī)律進行了理論分析。

側(cè)滑角傳感器的安裝定位不僅會影響傳感器自身對側(cè)滑角的測量精度，而且氣流在經(jīng)過傳感器后產(chǎn)生的尾跡渦可能會對機頭上布置的其他傳感器產(chǎn)生影響，因此與對攻角的安裝定位技術(shù)一樣，同樣需要對側(cè)滑角傳感器的安裝定位進行研究。

本文采用CFD方法對機頭機身構(gòu)型以及機頭機身加側(cè)滑角傳感器構(gòu)型進行了數(shù)值模擬，分析了機頭附近當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角之間的關(guān)系、傳感器安裝位置對當(dāng)?shù)貍?cè)滑角和機頭兩側(cè)當(dāng)?shù)毓ソ堑挠绊懠拔槽E區(qū)域，得到了側(cè)滑角傳感器合理安裝位置和對兩側(cè)迎角傳感器影響區(qū)域，對型號設(shè)計具有較實用的參考價值。

1 計算方法

本文主要目的是研究側(cè)滑角傳感器安裝定位及側(cè)滑角傳感器對機頭兩側(cè)流場分布的影響，因此CFD計算采用了三種構(gòu)型即：全模干凈機身，干凈機身加上在機頭兩種不同位置分布的側(cè)滑角傳感器構(gòu)型。機頭上布置了3只側(cè)滑角傳感器，中間側(cè)滑角傳感器的對稱面在來流無側(cè)滑角時與機身的對稱面重合，外側(cè)兩只側(cè)滑角傳感器相對機身對稱面對稱布置。兩種安裝位置分布如圖1所示，構(gòu)型1(黃色)的兩外側(cè)傳感器離機身對稱面較近，構(gòu)型2(紅色)的兩外側(cè)傳感器離機身對稱面較遠。

圖1 側(cè)滑角傳感器安裝位置

巡航狀態(tài)下側(cè)滑角傳感器安裝位置的影響為本文關(guān)注點，因此來流馬赫數(shù)Ma為0.85，來流攻角為AOA = 2°，計算干凈構(gòu)型的來流側(cè)滑角范圍為0°～ 20°。根據(jù)干凈構(gòu)型計算結(jié)果可以得到在不同來流側(cè)滑角下機頭上的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分布，提取側(cè)滑角傳感器轉(zhuǎn)軸處的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角并使側(cè)滑角傳感器葉片繞其轉(zhuǎn)軸做相應(yīng)角度的偏轉(zhuǎn)便可得到在此來流攻角和側(cè)滑角下側(cè)滑角傳感器的近似平衡位置。在這里需要說明的是，干凈構(gòu)型得到的側(cè)滑角傳感器偏轉(zhuǎn)角度位置并不是嚴格意義上的側(cè)滑角傳感器的平衡位置，側(cè)滑角傳感器的平衡位置需要通過求解傳感器上的氣動力并通過位置迭代更新來確定，這需要采用流固耦合方法來確定側(cè)滑角傳感器平衡位置，這種方式過程相對繁瑣、計算量大，目前在工程實踐中使用較少。通過采用計算干凈構(gòu)型機頭處的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角然后對側(cè)滑角傳感器葉片進行對應(yīng)旋轉(zhuǎn)的方法更為實用。

為了分析來流攻角對側(cè)滑角傳感器尾跡偏轉(zhuǎn)的影響，對來流攻角在-2°時的工況也進行了計算，全部計算工況如表 1所示。

表1 計算工況

CFD計算采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，機身和傳感器表面網(wǎng)格以四邊形為主混合少量三角形網(wǎng)格，如圖2(a)和(b)所示；邊界層網(wǎng)格為壁面網(wǎng)格沿法向向外推進，壁面網(wǎng)格為混合網(wǎng)格因而邊界層網(wǎng)格包含六面體和三棱柱如圖2(c)所示，第一層網(wǎng)格y+≈1；體網(wǎng)格主要為四面體網(wǎng)格，邊界層交界面含有四邊形網(wǎng)格，因而體網(wǎng)格也包含金字塔網(wǎng)格，如圖2(d)所示。

(a)干凈構(gòu)型表面(b)側(cè)滑角傳感器(c)邊界層網(wǎng)格(d)體網(wǎng)格局部

圖2計算網(wǎng)格

為了驗證計算結(jié)果網(wǎng)格無關(guān)性，進行了不同網(wǎng)格數(shù)量的計算比較，最終選擇適中的網(wǎng)格量進行計算和分析，干凈構(gòu)型的網(wǎng)格單元數(shù)為880萬，傳感器構(gòu)型網(wǎng)格數(shù)為1 205萬。

2 計算結(jié)果與討論

2.1 當(dāng)?shù)貍?cè)滑角定義及計算

風(fēng)標(biāo)式側(cè)滑角傳感器通過測量風(fēng)標(biāo)相對對稱面偏轉(zhuǎn)的角度來測量當(dāng)?shù)貍?cè)滑角，因而本文中機頭當(dāng)?shù)貍?cè)滑角定義為當(dāng)?shù)厮俣仁噶吭跈C頭法向偏移面上通過該點的切平面上的投影分量與機身對稱面的夾角，與文獻[16]中當(dāng)?shù)貍?cè)滑角的定義有所不同。如圖3所示，Oxyz為全局坐標(biāo)系，O′x′y′z′為當(dāng)?shù)刈鴺?biāo)系，O′為機頭偏移面上當(dāng)?shù)厮俣赛c，x′O′z′為機頭偏移面上通過O′點的切平面，O′x′ 為通過該點O′的切平面與機身對稱面的交線，O′y′ 為通過O′的機頭法向向量，O′z′ 通過右手法則確定。

(a)當(dāng)?shù)貍?cè)滑角定義(b)當(dāng)?shù)毓ソ嵌x

圖3當(dāng)?shù)貍?cè)滑角和當(dāng)?shù)毓ソ羌跋鄳?yīng)當(dāng)?shù)刈鴺?biāo)系的定義

當(dāng)?shù)刈鴺?biāo)系三個單位方向向量表示為(ex′,ey′,ez′)，點O′(x0,y0,z0)。O′y′為通過O′的機頭法向向量(nx,ny,nz)在機身對稱面上的投影，因此：

ey′=(nx,ny,nz)

(1)

通過O′的切平面為：

nx(x-x0)+ny(y-y0)+nz(z-z0)=0

(2)

O′x′為通過該點O′的切平面與機身對稱面平行的平面z=z0的交線，則：

(3)

O′z′為O′x′和O′y′的向量積:

ez′=ex′×ey′

(4)

可以得到：

(5)

當(dāng)?shù)厮俣仍诰植孔鴺?biāo)系上的三個分量為速度矢量與當(dāng)?shù)刈鴺?biāo)系單位方向向量的點積：

當(dāng)?shù)貍?cè)滑角定義為:

(9)

根據(jù)以上當(dāng)?shù)貍?cè)滑角的定義，可將CFD計算得到的速度矢量進行分解得到當(dāng)?shù)貍?cè)滑角的分布。

2.2 當(dāng)?shù)毓ソ嵌x及計算

當(dāng)?shù)毓ソ堑漠?dāng)?shù)刈鴺?biāo)系為O″x″y″z″，其中x″O″z″平面為機頭偏移面上通過O″的切平面，O″y″軸為該切平面的單位法向向量，O″x″軸為該切平面與通過O″水平面的交線，O″z″通過右手法則確定，如圖3(b)所示，類似于當(dāng)?shù)貍?cè)滑角局部坐標(biāo)系的計算可得：

當(dāng)?shù)毓ソ窃诰植孔鴺?biāo)系下的定義如下：

(13)

2.3 當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分布

在Ma=0.85且來流攻角AOA = 2°時，機頭表面的邊界層厚度在3 mm ～15 mm，邊界層厚度從機鼻處沿流向方向逐漸增加。風(fēng)標(biāo)傳感器的葉片高度為70 mm～90 mm[11]，考慮到傳感器旋轉(zhuǎn)臂的高度，選擇機頭沿法向等距偏移50 mm的曲面作為當(dāng)?shù)貍?cè)滑角數(shù)據(jù)分析面，該機頭偏移面位于葉片中間區(qū)域而且遠離邊界層。

按照上述當(dāng)?shù)貍?cè)滑角和局部坐標(biāo)系的定義，計算干凈構(gòu)型的機頭偏移面處的側(cè)滑角分布，并提取了兩種側(cè)滑角傳感器布置下傳感器的轉(zhuǎn)軸處的側(cè)滑角。圖4給出了側(cè)滑角傳感器旋轉(zhuǎn)軸處當(dāng)?shù)貍?cè)滑角隨來流側(cè)滑角的變化，轉(zhuǎn)軸處的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角為線性關(guān)系，如下式所示。

βT=fβl

(14)

式中:f為Ma數(shù)的函數(shù)，βl為當(dāng)?shù)貍?cè)滑角，βT為來流側(cè)滑角。

在干凈構(gòu)型上對傳感器轉(zhuǎn)軸處當(dāng)?shù)貍?cè)滑角隨來流側(cè)滑角變化進行擬合如圖4所示，可以看出當(dāng)?shù)貍?cè)滑角(βlocal)與來流側(cè)滑角(βflow)為線性關(guān)系，圖5給出了文獻[17]中通過一種側(cè)滑角傳感器的側(cè)滑角修正計算方法得到的在攻角0°、馬赫數(shù)為0.6時的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角(βi)與真實側(cè)滑角(βT)之間的關(guān)系曲線，可以看出當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與真實側(cè)滑角也為線性關(guān)系，因而可以表明本文計算得出的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角隨來流側(cè)滑角的變化關(guān)系是合理的。從圖4可以看到，中間位置的側(cè)滑角傳感器當(dāng)?shù)貍?cè)滑角與來流側(cè)滑角線性截距為0，構(gòu)型1和構(gòu)型2迎風(fēng)側(cè)(右側(cè))傳感器的斜率相同，而背風(fēng)側(cè)(左側(cè))傳感器隨著離對稱面的距離增加而斜率減少。

圖4 傳感器轉(zhuǎn)軸處當(dāng)?shù)貍?cè)滑角隨來流側(cè)滑角之間的變化

圖5 局部側(cè)滑角與真實側(cè)滑角關(guān)系曲線(源于文獻[17])

對傳感器構(gòu)型，在來流側(cè)滑角為0°和10°時根據(jù)轉(zhuǎn)軸處的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分別對每個側(cè)滑角傳感器旋轉(zhuǎn)相應(yīng)角度，然后對側(cè)滑角傳感器旋轉(zhuǎn)后的構(gòu)型進行計算分析。

圖6給出了來流攻角AOA = 2°，側(cè)滑角分別為AOS=0°和 10°時三種構(gòu)型機頭偏移面上表面的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分布。在來流側(cè)滑角為0°時，機身對稱面兩側(cè)的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角絕對值對稱分布、方向相反，中間側(cè)滑角傳感器的偏轉(zhuǎn)角度近似0°，左右兩側(cè)側(cè)滑角傳感器的偏轉(zhuǎn)角度相同偏轉(zhuǎn)方向相反，構(gòu)型2外側(cè)傳感器偏轉(zhuǎn)角度大于構(gòu)型1外側(cè)傳感器偏轉(zhuǎn)角度，如圖6(a)～(c)；當(dāng)來流側(cè)滑角為10°時，來流側(cè)滑角使得機身對稱面兩側(cè)的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角大小分布不再關(guān)于對稱面對稱，其中迎風(fēng)側(cè)(右側(cè))傳感器的偏轉(zhuǎn)角度小于背風(fēng)側(cè)(左側(cè))傳感器的偏轉(zhuǎn)角度，如圖6(d)～(f)。

(a)來流側(cè)滑角AOS = 0°干凈構(gòu)型(b)來流側(cè)滑角AOS = 0° 傳感器構(gòu)型1(c)來流側(cè)滑角AOS = 0°傳感器構(gòu)型2(d)來流側(cè)滑角AOS = 10°干凈構(gòu)型(e)來流側(cè)滑角AOS = 10°傳感器構(gòu)型1(f)來流側(cè)滑角AOS = 10°傳感器構(gòu)型2

圖6來流攻角AOA=2°時機頭偏移面上當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分布

從圖6中可以看出，在相同的來流側(cè)滑角下，側(cè)滑角傳感器對側(cè)滑角的影響僅在傳感器附近較小的范圍內(nèi)，偏移面上傳感器附近區(qū)域外的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分布基本相同。

圖7給出了來流攻角AOA = 2°，來流側(cè)滑角AOS分別為0°和10°時機頭表面壓力系數(shù)分布，可見側(cè)滑角傳感器對機頭表面壓力系數(shù)的分布影響區(qū)域同樣也僅在傳感器附近，相同來流側(cè)滑角下三種構(gòu)型機頭表面壓力系數(shù)分布基本相同。

2.4 側(cè)滑角傳感器影響區(qū)域分析

以上分析了側(cè)滑角傳感器對機頭偏移面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角分布和機頭表面壓力系數(shù)分布的影響，為了進一步明確側(cè)滑角傳感器的影響范圍需對其進行分析。側(cè)滑角傳感器對下游流場的影響主要由脫落渦產(chǎn)生，可通過脫落渦的尾跡區(qū)域來判斷側(cè)滑角傳感器的影響范圍，因此對三種構(gòu)型下機頭偏移面上的無量綱渦量進行了分析比較。無量綱渦量定義為：

(a)來流側(cè)滑角AOS = 0° 干凈構(gòu)型(b)來流側(cè)滑角AOS = 0° 傳感器構(gòu)型1(c)來流側(cè)滑角AOS = 0° 傳感器構(gòu)型2(d)來流側(cè)滑角AOS = 10° 干凈構(gòu)型(e)來流側(cè)滑角AOS = 10° 傳感器構(gòu)型1(f)來流側(cè)滑角AOS = 10° 傳感器構(gòu)型2

圖7來流攻角AOA=2°時機頭表面系數(shù)分布

(15)

式中：V為速度矢量，Lref為機頭長度，Vref為來流速度。

圖8和圖9分別給出了在來流側(cè)滑角AOS為0°和10°，來流攻角AOA分別為±2°時機頭偏移面上的無量綱渦量分布。當(dāng)來流側(cè)滑角AOS = 0°時，中間傳感器的尾跡與來流方向相同，兩外側(cè)傳感器的尾跡關(guān)于機身對稱面對稱，構(gòu)型二外側(cè)傳感器與對稱面的距離大于構(gòu)型一外側(cè)傳感與對稱面的距離，構(gòu)型二外側(cè)傳感器的尾跡影響區(qū)域到達機頭機身的交接處，如圖8所示；而當(dāng)來流側(cè)滑角AOS = 10°時，傳感器的尾跡都偏向背風(fēng)一側(cè)，中間傳感器和背風(fēng)側(cè)(左側(cè))傳感器的尾跡區(qū)域到達機頭機身區(qū)域，如圖9所示。

(a)來流攻角AOA = 2° 干凈構(gòu)型(b)來流攻角AOA = 2° 傳感器構(gòu)型1(c)來流攻角AOA = 2° 傳感器構(gòu)型2(d)來流攻角AOA = -2° 干凈構(gòu)型(e)來流攻角AOA = -2° 傳感器構(gòu)型1(f)來流攻角AOA = -2° 傳感器構(gòu)型2

圖8來流側(cè)滑角AOS=0°時三種構(gòu)型機頭偏移面無量綱渦量分布

來流攻角AOA 由2°減小到-2°時，側(cè)滑角傳感器尾跡渦沿攻角變化方向偏移。從圖8中可以看出傳感器構(gòu)型1三個傳感器的尾跡由于沒有偏向機身側(cè)面，攻角向下偏轉(zhuǎn)引起尾跡渦向下偏轉(zhuǎn)從而使尾跡區(qū)域有所減??；而傳感器構(gòu)型2中背風(fēng)側(cè)的尾跡渦中機身側(cè)面，因此在攻角向下偏轉(zhuǎn)后側(cè)面?zhèn)鞲衅鞯任槽E渦向下偏轉(zhuǎn)更加顯著。而當(dāng)來流側(cè)滑角從0°增加到10°時，從圖9中可以看出，來流攻角的變化使背風(fēng)側(cè)傳感器尾跡向下偏轉(zhuǎn)效應(yīng)顯著增強。

(a)來流攻角AOA = 2°干凈構(gòu)型(b)來流攻角AOA = 2°傳感器構(gòu)型1(c)來流攻角AOA = 2°傳感器構(gòu)型2(d)來流攻角AOA = -2°干凈構(gòu)型(e)來流攻角AOA = -2°傳感器構(gòu)型1(f)來流攻角AOA = -2°傳感器構(gòu)型2

圖9來流側(cè)滑角AOS=10°時三種構(gòu)型機頭偏移面無量綱渦量分布

2.5 側(cè)滑角傳感器對當(dāng)?shù)毓ソ怯绊懛治?/h3>

側(cè)滑角傳感器的尾跡會影響機頭兩側(cè)布置的其他傳感器，如攻角和大氣傳感器。上節(jié)分析了側(cè)滑角傳感器尾跡渦的影響區(qū)域，為了進一步分析側(cè)滑角傳感器對當(dāng)?shù)毓ソ堑挠绊?，選取了距機鼻54.8%、62.9%和86.8%機頭長度流向位置(x方向)，如圖10所示。相同流向位置迎風(fēng)面(右側(cè))和背風(fēng)面(左側(cè))處的當(dāng)?shù)毓ソ茄卮怪狈较?y方向)分布如圖11～圖13所示，當(dāng)?shù)毓ソ堑亩x見2.2節(jié)。

圖10 當(dāng)?shù)毓ソ欠植季€的位置示意

(a)位置1

(b)位置2

(c)位置3

(a)位置1

(b)位置2

(c)位置3

(a)位置1

(b)位置2

(c)位置3

3 結(jié)論

本文采用基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的CFD數(shù)值模擬的方法對民用飛機側(cè)滑角傳感器的安裝定位進行了研究。計算了在來流Ma=0.85、來流攻角為±2°、側(cè)滑角為0°～20°時干凈機身構(gòu)型和在干凈機身機頭上兩處不同位置分布安裝的側(cè)滑角傳感器構(gòu)型的流場，分析了機頭50 mm偏移面處的當(dāng)?shù)貍?cè)滑角、當(dāng)?shù)毓ソ呛蜔o量綱渦量分布，得到結(jié)論為：

1)側(cè)滑角傳感器轉(zhuǎn)軸處當(dāng)?shù)貍?cè)滑角隨來流側(cè)滑角成線性變化，其中背風(fēng)側(cè)側(cè)滑角傳感器的變化斜率小于迎風(fēng)側(cè)的變化斜率，對同側(cè)側(cè)滑角傳感器，變化斜率隨安裝位置與對稱面的水平距離增加而減小；

2)兩側(cè)側(cè)滑角傳感器的尾跡區(qū)在來流無側(cè)滑時對稱分布、在來流有側(cè)滑時尾跡區(qū)偏向側(cè)滑角方向，來流攻角減小時尾跡向下偏轉(zhuǎn)；

3)根據(jù)側(cè)滑角尾跡區(qū)域和兩側(cè)當(dāng)?shù)毓ソ欠植即_定攻角傳感器的合理安置位置。