CN102052979A

CN102052979A - 用于减小除冰/防冰加热误差的总空气温度探测器及方法

Info

Publication number: CN102052979A
Application number: CN2010105314774A
Authority: CN
Inventors: S·J·威根
Original assignee: Rosemount Aerospace Inc
Current assignee: Rosemount Aerospace Inc
Priority date: 2009-11-02
Filing date: 2010-11-02
Publication date: 2011-05-11
Anticipated expiration: 2030-11-02
Also published as: CN102052979B; EP2317293A2; JP2011095264A; US20110106475A1; EP2317293B1; EP2317293A3; US8392141B2

Abstract

提供了一种用于减小总空气温度(TAT)探测器内的除冰加热误差(DHE)的方法。通过使用该方法，可获取特定类型TAT探测器的标称DHE函数，该标称DHE函数源自所述特定类型的多个TAT探测器。根据第一气流处的测量DHE与所述第一气流处的预测DHE，计算所述特定类型的单个TAT探测器的探测器专用校正系数。所述第一气流处的预测DHE通过使用源自所述特定类型的多个TAT探测器的标称DHE函数来确定。之后，存储所述探测器专用校正系数以备后续使用，或用于根据该探测器专用校正系数来确定所述单个TAT探测器在气流范围内的DHE。

Description

用于减小除冰/防冰加热误差的总空气温度探测器及方法

技术领域

所公开的实施方式涉及总空气温度(TAT)探测器或传感器。更为具体地，本发明实施方式涉及改善TAT探测器的除冰加热误差(DHE)性能。

背景技术

新式的喷气式飞行器需要非常精确的外部空气温度(OAT)测量，以将该外部空气温度输入至空气数据计算机、引擎推力管理计算机以及其他机载系统。通常，对于此类飞行器、此类飞行器相关的飞行状态以及总空气温度探测器的使用而言，空气温度最好是由以下四个温度来定义：(1)静态空气温度(SAT)或(T_s)；(2)总空气温度(TAT)或(T_t)；(3)恢复温度(T_r)；以及(4)测量温度(T_m)。静态空气温度(SAT)或(T_s)为飞行器将要飞过的未受扰动的空气的温度。总空气温度(TAT)或(T_t)为通过将飞行动能100％转换而获得的最大空气温度。TAT的测量可从恢复温度(T_r)得到，该恢复温度为由于动能的未完全恢复而导致的飞行器表面每一部分上的局部空气温度的绝热值。温度(T_r)反过来根据测量温度(T_m)而获取，该测量温度(T_m)为所测量的实际温度并且因为应用环境所导致的热传导效应而与恢复温度不同。用于测量所述TAT的TAT探测器为本领域所公知。此类探测器可为大范围的不同类型及设计，且可安装于将TAT探测器暴露至气流的各种飞行器表面上。例如，一般的TAT探测器安装位置包括飞行器引擎和飞行器机身。

传统的TAT探测器虽然作为TAT传感器而言是一般非常有效的，但有时会面临着工作于结冰状态中的困难。可由嵌于TAT探测器

壁(housingwall)之内或周围的加热元件、或流经探测器的热空气(例如，该热空气可来自飞行器引擎)来促进防冰性能。不幸的是，外部加热还会加热空气的内边界层，如果控制不当，将在TAT测量中提供额外的热源。用于对TAT探测器进行除冰的热导致温度读数出现误差，该误差被称之为除冰加热误差(DHE)。该除冰加热误差难以被纠正。

以上描述仅给出了大致的背景信息，并非意欲用于助于确定所要求保护的主题的范围。

发明内容

提供该发明内容以通过简化形式介绍部分理念，以下将在具体实施方式中对该理念进行进一步的说明。该发明内容并非意欲认定所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也非意欲用于助于确定所要求保护的主题的范围。

提供了一种用于减小总空气温度(TAT)探测器内的除冰加热误差(DHE)的方法。通过使用该方法，可获取特定类型TAT探测器的标称DHE函数，该标称DHE函数源自所述特定类型的多个TAT探测器。根据第一气流下的测量DHE与所述第一气流下的预测DHE的函数，计算所述特定类型的单个TAT探测器的探测器专用校正系数。所述第一气流下的预测DHE通过使用源自所述特定类型的多个TAT探测器的标称DHE函数来确定。之后，存储所述探测器专用校正系数以备后续使用，或者用于根据该探测器专用校正系数来确定所述单个TAT探测器在气流范围内的DHE。

附图说明

图1为根据示例性实施方式的安装于飞行器表面的TAT探测器的图解透视图；

图2为根据示例性实施方式的TAT探测器和探测器系统的图解图示；

图3为示出了DHE与气流之间的函数关系的标称曲线以及在探测器偏离标称+/-10％进行测量时的曲线的曲线图；

图4为示出了对于基于传统标称曲线的校正以及基于校正系数的曲线而言，DHE的3σ标准偏差(以℃为单位)与流率之间的函数关系的曲线图；

图5-图7为示出了所公开的一些实施方式的方法步骤的流程图。

具体实施方式

用于对总空气温度(TAT)探测器进行除冰的热导致温度读数出现误差，该误差被称之为除冰加热误差(DHE)。该DHE随流体(flow)而变化，且可通过多点风洞测试来表征。通过测试特定类型的多个探测器，可针对特定探测器设计，开发出平均或标称DHE校正曲线或函数。之后，由该DHE校正曲线或函数所定义的单个关系典型地被用于将DHE校正应用于所定义探测器家族中的所有探测器。这校正了大多数的误差，但没有对探测器进行数据采集以获取该家族内的探测器差异。该不确定性源自细微的部分以及制造易变性。

所公开的实施方式提供了一种用于获得探测器专用DHE与流体之间的关系的有效方法，该方法可通过针对每一探测器来纠正DHE而非仅依赖于标称家族曲线来提供校正，来改善TAT测量精确度。因此，可显著减小误差。如以上所了解的以及以下所述的，如果需要，通过使用所公开的方法，仅需进行DHE的单点稳态气流测量便可纠正多个气流的误差。当然，所公开的方法可扩展至包括其他实施方式中的多点气流测量。还公开了在探测器位于引擎或飞行器上时确定DHE的方法。

图1为飞行器10的示例性表面(TAT探测器100可安装于该表面上)的图解透视图。图1所示的TAT探测器100的特定安装位置仅出于解释说明的目的，并非意欲指定TAT探测器100在任何特定使用中的确切安装位置。如图1所示，飞行器10包括机身15和飞行器引擎20。安装于机身的TAT探测器被标记为100-1，而安装于引擎的TAT探测器被标记为100-2。一般而言，安装于机身及引擎的TAT探测器为不同类型及配置的TAT探测器，但在此所提供的描述意欲覆盖可安装于飞行器上的任何类型的TAT探测器，且对这些类型的TAT探测器中的任意探测器赋予通用的参考标记100(例如，以包括探测器100-1和100-2)。虽然TAT探测器100可位于或安装于飞行器10的其他表面上，但在该特定实施方式中，TAT探测器被示为安装于机身15的外壳上或引擎20的表面25上。对于安装于引擎的TAT探测器而言，表面25形成引擎20的入口部分的一部分，且位于风机叶片30的上游。还可使用其他飞行器引擎表面。在此需要重申的是，所公开的实施方式并不限于安装至飞行器引擎表面或其他特定机身位置的TAT探测器，相反地，可更为广泛地适用于安装于需要测量TAT的任意飞行器表面的TAT探测器。如果需要，所公开的方法还可与安装于飞行器上之前、在风洞中对其进行测试的TAT探测器一起使用。

图2为TAT探测器100的示例性实施方式的侧视图，该TAT探测器100被配置为安装于飞行器表面上(例如，图1所示的位置)。图2还示出了TAT探测器系统105，该TAT探测器系统105包括TAT探测器100和被配置为实施以下所述步骤的计算机或其他处理电路。TAT探测器100包括由支柱120所支撑的头部110。该头部110具有气流入口130和主气流出口或出口通道140。气流进入气流入口130(该气流入口130也被称之为进气口)，以与探测器100相对的方向移动，该方向例如如箭头130所示。当飞行器10在具有正向分量(forward component)的方向上移动时，TAT探测器100在具有与箭头131方向相反的分量的方向上移动。进入气流入口130的部分气流将通过主气流出口140离开。在许多TAT探测器设计中，进入入口130的气流的另一部分将被转移至TAT探测器100内部的传感器流体通道(未示出)，在该TAT探测器100内部放置TAT传感器(未示出)，以进行TAT测量。所公开的实施方式并不限于任意特定的TAT探测器配置或TAT传感器设计，因此，未示出TAT探测器100的内部。

如图2所示，TAT探测器100一般还包括用于将探测器安装至飞行器表面160(诸如，机身15或引擎20的表面)的安装凸缘145。图2还示出了电子器件壳体150，该电子器件壳体150可与探测器100一起被包括。壳体150可容纳连接器及电子部件，该连接器及电子部件用于对TAT探测器100所作的测量进行处理、与其他飞行器电子器件传递TAT或其他信息、控制加热部件185开启/关闭供应至探测器的热量等。

图2中以框图的形式示出了加热器185。如本领域所公知的，加热器185一般位于探测器100内部，且用于对该探测器的特定内部/外部表面进行加热，以防止或最小化结冰状态对探测器性能的影响。加热器185还可位于探测器外部。加热器185还可由来自外部源(例如，来自飞行器引擎)的热气所取代，以对探测器进行除冰/防止该探测器结冰。在此所提及的对探测器加热器或探测器热量的控制意欲表示对可应用至探测器的、用于除冰/防冰功能的任意热源进行控制。电耦合至加热器185的加热器控制电子器件190可位于壳体150内部，或可位于飞行器的其他位置。加热器控制电子器件190包括用于开启/关闭通过加热器185施加至探测器的热的部件。

图2中还示出了计算机170，该计算机170具有一个或多个处理器或处理电路175以及存储器或计算机可读介质180。所述一个或多个处理器或处理电路(在下文中统称为“处理器175”)被配置为或可被配置为控制TAT探测器100的操作，以对来自TAT探测器100的测量进行处理和/或与其他飞行器电子器件进行通信。存储器或计算机可读介质180(在下文中称之为“存储器185”)存储用于配置处理器175以实施这些任务(包括实施以下所述的方法步骤)的计算机可执行指令。在一些实施方式中，通过使用计算机可执行指令来实施各种方法步骤包括配置处理器175以使得被配置的处理器形成执行所述方法步骤的设备。虽然存储器180被示为单独的部件，但在一些实施方式中，存储器180可为嵌于处理器175内的存储器。存储器180还可存储在此所述的方法中所使用的中间值或最终值、函数、常量等。此外，加热器控制电子器件190可与处理器175组合在一起，以使得处理器175可执行加热器控制功能的所有功能或部分功能。

如图2所示，计算机170还包括输出端172，通过该输出端172，可将输出数据提供给飞行器上的其他系统。该输出数据可包括例如，在此所述的方法中所使用的中间值或最终值、函数、常量等。在一些实施方式中，计算机170可位于探测器100的壳体150内。然而，部分由于TAT探测器所工作于其中的恶劣环境，计算机170可替代地为位于飞行器内侧的飞行数据计算机或其他计算机。针对安装于引擎上的TAT探测器，计算机170还可为引擎控制计算机。当然，计算机170一般将被配置为或可被配置为执行除在此所述功能之外的功能。在所公开的一些实施方式中，计算机170和TAT探测器100组合起来形成TAT探测器系统。

所公开的实施方式部分基于这样一发现，即探测器专用DHE以简单形式偏离探测器家族的标称DHE。这允许仅通过使用单个稳态气流测试点来相对于标称DHE函数或曲线来刻画来自那个家族的后续单个TAT探测器的特征，且该特征可应用于所有流体或应用于一定范围的流体。这基于这样一发现而成为了可能，即在一定气流范围内，给定探测器的精确度非常接近于高于或低于标称家族曲线的固定百分比。图3中的曲线图示出了对与标称相差+/-10％进行测量的探测器的典型DHE曲线。在图3的曲线中，精确度或DHE用气流表示(lbs/ft²·sec)。从图3可看出，对于10％的较低探测器以及10％的较高探测器而言，在较低气流处，与标称DHE之间的差异会增大到最大，但该增大并非是过度的，且这些曲线相对于标称曲线的特性允许采用高于或低于标称假设的固定百分比。

在现实生活应用中，TAT探测器很少在所有流体范围内均与标称曲线相隔确切的给定百分比。然而，每个单独探测器的DHE曲线轮廓均趋向于总是较高或总是较低。如果可通过测试(在飞行器上、在引擎上或在风洞中)确定偏差且该偏差是已知的，则可对大部分误差进行纠正。考虑以下分析：

假定：

x表示气流；

F(x)为TAT探测器群的标称DHE(即，曲线拟合DHE)与气流x的函数；

K为由在特定流点(或多个流点)x处所测量的探测器DHE除以在

同一流点x处的平均群(population)DHE(例如，标称DHE曲线或DHE_CurveFit)所定义的探测器专用校正系数：

E_S为当使用标准F(x)曲线时的误差；

E_K为当使用经K调整之后的曲线时的误差；

T_m为传感器所测量的温度；

T_t为实际总温度；

E_S＝(T_m-F(x))-T_t 以及E_K＝(T_m-K*F(x))-T_t

对于单个探测器而言，在特定流点处，E_K与所测量的DHE流体状态的差距并非在幅度上总是小于E_S与所测量的DHE流体状态的差距。然而，对于给定的探测器群而言，E_K的标准偏差在流体范围内均小于E_S，且在测量位置处会非常小。参见历史数据，对于K因子校正类型而言，标准偏差在流体范围内均减小了10-70％。这意味着，E_K的不确定度远低于E_S，且会产生更优的总温度精确度性能。这是很重要的，因为空气数据以及引擎控制需要尽可能精确的总温度读数。

通过使用处理电路(诸如，处理器175)，可获得针对一族特定类型的TAT探测器的标称DHE函数F(x)(例如，定义一定范围气流的DHE_CurveFit)。之后，该处理电路可根据在第一气流处(例如，第一稳态值x)的测量DHE(DHE_Measured)以及该第一气流处的预测DHE(例如，第一气流处的F(x))，来计算所述特定类型的单个TAT探测器的探测器专用校正系数K。之后，所述处理电路可使用探测器专用校正系数K，来根据该探测器专用校正系数确定该单个TAT探测器在一定气流范围内的DHE。这可通过将F(x)乘以K来修改标称DHE函数以生成该单个TAT探测器的探测器专用DHE函数、或通过使用K来以其他方式修改标称DHE函数来实现。这还可通过使用F(x)来确定DHE、并在之后将所确定的DHE乘以K或通过使用K来以其他方式修改所确定的DHE来实现。

另一重要发现为用于确定单个探测器的校正因子K的过程或方法。该方法可在风洞中完成，且系数K可被编入引擎/飞行器计算机或被编入TAT探测器内的存储器。然而，在TAT探测器已被安装在引擎上或其他飞行器表面上之后再对DHE进行测量是一种更为有效的过程。通过测量给定流体处(或任意稳态状态)引擎或飞行器上的除冰加热误差，允许由引擎控制计算机或飞行数据计算机来计算出近乎点对点(part-for-part)的校正曲线，并在之后进行纠正。这依旧可提供气流范围内标准偏差10-70％的减少，且近乎可消除所测流体状态(即，在计算探测器的K的流体处)处的误差。计算机(引擎或飞行)可通过使用各种技术来计算探测器专用校正系数。例如，可考虑以下步骤：

·引擎/飞行器达到地面上或空气中的稳态状态，且节省了TAT测量和流体状态(质量流率、密度、马赫数、速度、雷诺数等)。

·引擎/飞行计算机开启或关闭探测器热量。

·引擎/飞行计算机等待定义的时间长度(以提供DHE改变的时间响应)，以便探测器到达稳态(例如，以在热量开启/关闭之后，加热至或冷却至稳态)。

·引擎/飞行计算机记录新的TAT读数。

·两个TAT读数之差为该特定探测器在该气流处的DHE。

·如果需要，引擎/飞行计算机可通过将该值与飞行器的其他TAT探测器的值进行比较而检查该值。

·如果需要，引擎/飞行计算机可通过再次开启加热(或再次关闭加热)、再次测量TAT以及确定第二TAT读数与第三TAT读数之差，来再次验证该除冰加热误差。

·通过获得在所述流点处的探测器测量DHE并将其除以存储于引擎计算机内的同一流点处的计算标称误差曲线DHE值，来确定校正因子K。

K = \frac{{DHE}_{Measured}}{{DHE}_{CurveFit}}

·通过使用该校正因子，可在所定义气流处对DHE进行近乎完全的校正。

·将所述校正因子乘以补偿后的平均误差曲线(上述的F(x)函数)可提供所有气流处的DHE的更优估计。

图4的曲线图示出了所述偏移的视觉表示。该曲线图绘制了DHE的3σ标准偏差(以℃为单位)与流率(pps/ft²)之间的函数关系。上部的线(菱形)表示当仅将所测量的TAT与F(X)进行比较时，特定探测器群的当前技术精确度。下部的线(方块)表示所测量的TAT相比于飞行或引擎计算机通过使用K*F(x)曲线进行纠正之后的内容的新精确带。这图示了对于给定探测器群而言，如何针对所有气流降低E_K相比于E_S的不确定度(历史数据分析显示，存在10-70％的改善，这取决于探测器)。在所测量的流体处，误差将近乎降低至0(仅受初始精确度以及测量是在何种稳态下进行的限制)，但对于整个流体范围而言，改善依旧是显著的。可在多个稳态状态(可在地面上以及巡航时)处重复所述精确度校正步骤，以纠正其他误差。然而，值得注意的是，即使在计算探测器专用校正系数K时仅测量了单个点处的DHE且之后在所有流体范围内使用该K，依旧可极大地减小误差。这可在实现大范围气流处的显著改善的同时，提供简单的实施形式。虽然所公开的理念可扩展至包括通过在多个稳态气流处重复上述技术来计算K、计算多个稳态气流处的多个K值并在之后通过使用这些不同的K值来修改不同气流范围的F(x)、计算多个稳态气流处的多个K值并在之后生成曲线拟合函数来描述K与气流之间的变化关系等，但这依旧是有益的。如果需要，可使用对探测器专用校正系数K的其他操作，例如随着流体的增加来增加或减小K。例如，基于有限的数据，很显然的是，如果K＜1，则将K增加2％，且如果K＞1，则将K减小2％，这可在精度上提供细微的增强。然而，需要更多的数据来确定这是否可应用至所有探测器。对K的其他修改也是可行的。

现参考图5，图5示出了表示上述方法的一些实施方式的流程图。然而，所公开的实施方式并不限于图5所示的方法。图5所示的用于减小DHE的方法包括多个步骤，该多个步骤可在如上所述的适当编程的处理器/处理电路中被实施。

在步骤505，图5所示的方法包括获得源自特定类型的多个TAT探测器的标称DHE函数。该标称DHE函数可存储于特定探测器的存储器内、存储于计算机(诸如，空气数据计算机、引擎计算机或所提供的其他计算机)的存储器内。接着，在步骤510，针对单个所述特定类型的TAT探测器，根据第一流体处的测量DHE以及该第一流体处的预测DHE，计算探测器专用校正系数。所述第一流体处的预测DHE可通过使用源自所述特定类型的多个TAT探测器的标称DHE函数来确定。可在将所述单个TAT探测器安装于飞行器上之后，计算该单个TAT探测器的探测器专用校正系数。该计算还可在稳态气流下进行，即在飞行器处于地面上或飞行器在基本稳态的状态下飞行的情况中。

接着，在步骤515，根据探测器专用校正系数，确定单个TAT探测器在一定气流范围内的DHE。这可包括例如，使用探测器专用校正系数来修改标称DHE函数以生成所述单个TAT探测器的探测器专用DHE函数，并在之后利用该探测器专用DHE函数来确定DHE。修改标称DHE函数以生成探测器专用DHE函数可包括将标称DHE函数乘以探测器专用校正系数。在其他实施方式中，步骤515可相反地包括在通过使用源自特定类型的多个TAT探测器的标称DHE函数确定DHE之后，使用单个TAT探测器的探测器专用校正系数来修改DHE。

现参考图6，在一些实施方式中，提供了一种对TAT探测器系统(例如，图2所示的系统105)进行配置的方法。图6的方法可等同于图5的方法，不同之处在于步骤515可替换为步骤605。因此，在此方法中，探测器专用校正系数存储于探测器或处理电路的存储器(例如，处理器175的存储器180)内，以在由该处理电路在后续根据探测器专用校正系数确定单个TAT探测器在一定气流范围内的DHE时使用。

在示例性实施方式中，图5的步骤510可通过使用图7所示的多个特定步骤实现。如图7所示，在步骤705，可使用单个TAT探测器和处理电路来确定第一稳态气流处的第一TAT，且探测器加热器处于第一开启/关闭加热状态(即，探测器加热开启或关闭)。之后，在步骤710，使用处理电路(即，包括加热器控制190)或其他装置来控制探测器加热器，以将该探测器加热器置于第二开启/关闭加热状态(即，关闭或开启探测器加热，从而改变其之前的状态)。在步骤715，在探测器加热器处于第二开启/关闭加热状态时，确定第一稳态气流处的第二TAT。然而，在执行步骤715之前，所述方法可包括等待预定时间长度，以允许探测器加热到达稳态状态(即，冷却或热起来)。之后，在步骤720，可使用所述处理电路或其他装置来计算测量DHE，即第一TAT与第二TAT之差。最终，如步骤725所示，可通过将第一稳态气流处的测量DHE除以预测DHE来计算探测器专用校正系数。

如果需要，图7所示的方法可扩展至在计算探测器专用校正系数之前或之后验证DHE。例如，所述方法可扩展至包括控制探测器加热器，以使该探测器加热器重新处于第一开启/关闭加热状态，并在之后，在探测器加热器再次处于第一开启/关闭加热状态的情况下，通过使用TAT探测器和处理电路来确定第一稳态气流处的第三TAT。之后，所述处理电路可计算验证测量DHE，即第二TAT与第三TAT之差。之后，可将通过使用步骤705-725所测量的DHE与验证测量DHE进行比较，以辨识所测量的DHE中的任何误差。

虽然已经以针对结构特征和/或方法行为的语言对主题进行了描述，但可以理解的是，所附权利要求书中所定义的主题并非必须限于上述特定特征或行为。相反地，上述特定特征及行为仅以实施权利要求书的示例性形式而被公开。

Claims

1.一种用于减小总空气温度探测器内的除冰加热误差的方法，该方法包括：

使用处理电路来获取源自特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数；

使用所述处理电路来根据第一气流处的测量除冰加热误差与所述第一气流处的预测除冰加热误差，计算所述特定类型的单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数，所述第一气流处的所述预测除冰加热误差通过使用源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数来确定；以及

使用所述处理电路来根据所述探测器专用校正系数，确定所述单个总空气温度探测器在气流范围内的除冰加热误差。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，使用所述处理电路来根据所述探测器专用校正系数确定所述单个总空气温度探测器在所述气流范围内的除冰加热误差进一步包括：使用所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数来修改源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数，以生成所述单个总空气温度探测器的探测器专用除冰加热误差函数。

3.根据权利要求2所述的方法，其中，使用所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数来修改源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数以生成所述单个总空气温度探测器的探测器专用除冰加热误差函数进一步包括：将所述标称除冰加热误差函数乘以所述探测器专用校正系数。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，使用所述处理电路来根据所述探测器专用校正系数确定所述单个总空气温度探测器在所述气流范围内的除冰加热误差进一步包括：使用所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数来修改通过使用源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数而确定的除冰加热误差。

5.根据权利要求1所述的方法，其中，使用所述处理电路来计算所述特定类型的单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数包括：在所述单个总空气温度探测器安装于飞行器上之后，且所述第一气流为稳态气流的情况下，计算所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数。

6.根据权利要求5所述的方法，其中，在所述单个总空气温度探测器安装于飞行器上之后且所述第一气流为稳态气流的情况下计算所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数进一步包括：在所述飞行器处于地面上时，计算所述探测器专用校正系数。

7.根据权利要求5所述的方法，其中，在所述单个总空气温度探测器安装于飞行器上之后且所述第一气流为稳态气流的情况下计算所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数进一步包括：在所述飞行器以巡航速度飞行时，计算所述探测器专用校正系数。

8.根据权利要求1所述的方法，其中，使用所述处理电路来计算所述探测器专用校正系数进一步包括：

使用所述单个总空气温度探测器和所述处理电路来确定在所述第一气流处且探测器加热器处于第一开启/关闭加热状态时的第一总空气温度，其中所述第一气流为稳态气流；

使用所述处理电路来控制所述探测器加热器，以使所述探测器加热器处于第二开启/关闭加热状态；

使用所述单个总空气温度探测器和所述处理电路来确定在第一稳态气流处且所述探测器加热器处于所述第二开启/关闭加热状态时的第二总空气温度；

使用所述处理电路来根据所述第一总空气温度与所述第二总空气温度之差计算所述测量除冰加热误差；以及

使用所述处理电路通过将所述第一稳态气流处的所述测量除冰加热误差除以所述预测除冰加热误差，来计算所述探测器专用校正系数，所述第一稳态气流处的预测除冰加热误差通过使用所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数来确定。

9.根据权利要求8所述的方法，在使用所述单个总空气温度探测器和所述处理电路来确定在所述第一稳态气流处且所述探测器加热器处于所述第二开启/关闭状态时的所述第二总空气温度之前，该方法进一步包括：等待预定时间长度，以允许探测器加热至到达稳态状态。

10.根据权利要求8所述的方法，该方法进一步包括：

使用所述处理电路来控制所述探测器加热器以使所述探测器加热器重新处于所述第一开启/关闭加热状态；

使用所述单个总空气温度探测器和所述处理电路来确定在所述第一稳态气流处且探测器加热器再次处于所述第一开启/关闭加热状态时的第三总空气温度；

使用所述处理电路来根据所述第二总空气温度与所述第三总空气温度之差计算验证测量除冰加热误差；以及

使用所述处理电路来通过将所述测量除冰加热误差与所述验证测量除冰加热误差进行比较，以验证所述测量除冰加热误差。

11.一种对总空气温度(TAT)探测器系统进行配置以减小特定类型的单个总空气温度探测器的除冰加热误差(DHE)的方法，该方法包括：

使用耦合至所述单个总空气温度探测器的处理电路来获取源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数；

使用所述处理电路来根据第一稳态气流处的测量除冰加热误差以及所述第一稳态气流处的预测除冰加热误差，计算所述特定类型的单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数，所述第一稳态气流处的预测除冰加热误差通过使用源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数来确定；以及

存储所述探测器专用校正系数，以由所述处理电路用来根据所述探测器专用校正系数来确定所述单个总空气温度探测器在气流范围内的除冰加热误差。

12.根据权利要求11所述的方法，其中，存储所述探测器专用校正系数以由所述处理电路所使用进一步包括：使用所述探测器专用校正系数来修改源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数，以生成所述单个总空气温度探测器的探测器专用除冰加热误差函数；以及存储该探测器专用除冰加热误差函数，以由所述处理电路用来确定所述单个总空气温度探测器在所述气流范围内的除冰加热误差。

13.根据权利要求12所述的方法，其中，使用所述探测器专用校正系数来修改源自所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数以生成所述单个总空气温度探测器的探测器专用除冰加热误差函数进一步包括：将所述标称除冰加热误差函数乘以所述探测器专用校正系数。

14.根据权利要求1所述的方法，其中，使用所述处理电路来计算所述特定类型的单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数包括：在所述探测器安装于飞行器上之后，计算所述单个总空气温度探测器的探测器专用校正系数。

15.根据权利要求14所述的方法，其中，使用所述处理电路来计算所述探测器专用校正系数进一步包括：

使用所述单个总空气温度探测器和所述处理电路来确定在所述第一稳态气流处且探测器加热器处于第一开启/关闭加热状态时的第一总空气温度；

在所述探测器加热器已处于所述第二开启/关闭状态之后，等待一时间长度，以允许探测器加热至到达稳态状态；

使用所述单个总空气温度探测器和所述处理电路来确定在所述第一稳态气流处且所述探测器加热器处于所述第二开启/关闭加热状态时的第二总空气温度；

使用所述处理电路来根据所述第一总空气温度与所述第二总空气温度之差计算所述测量除冰加热误差；

使用所述处理电路来根据所述第一稳态气流处的测量除冰加热误差与所述预测除冰加热误差之比，计算所述探测器专用校正系数，所述第一稳态气流处的预测除冰加热误差通过使用所述特定类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数来确定。

16.一种具有减小的除冰加热误差(DHE)的总空气温度(TAT)探测器系统，该系统包括：

第一总空气温度探测器，该第一总空气温度探测器具有加热器且被配置为测量总空气温度；

存储器；

处理电路，该处理电路耦合至所述存储器和所述第一总空气温度探测器，所述处理电路被配置为执行以下步骤：

获取源自与所述第一总空气温度探测器相同类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数；

根据第一稳态气流处所述第一总空气温度探测器的测量除冰加热误差以及所述第一稳态气流处所述第一总空气温度探测器的预测除冰加热误差，计算所述第一总空气温度探测器的探测器专用校正系数，所述第一稳态气流处所述第一总空气温度探测器的预测除冰加热误差通过使用源自与所述第一总空气温度探测器同一类型的多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数来确定；以及

将所述探测器专用校正系数存储于所述存储器内，以用于配置所述处理电路来根据所述探测器专用校正系数，确定所述第一总空气温度探测器在气流范围内的除冰加热误差。

17.根据权利要求16所述的总空气温度探测器系统，其中，所述处理电路被配置为通过以下步骤将所述探测器专用校正系数存储于所述存储器内：修改源自所述多个总空气温度探测器的标称除冰加热误差函数，以生成所述第一总空气温度探测器的探测器专用除冰加热误差函数；以及存储该探测器专用除冰加热误差函数，以用于配置所述处理电路来确定所述第一总空气温度探测器在所述气流范围内的除冰加热误差。

18.根据权利要求16所述的总空气温度探测器系统，其中，所述处理电路被配置为在所述第一总空气温度探测器安装于飞行器上之后，计算所述第一总空气温度探测器的探测器专用校正系数。

19.根据权利要求18所述的总空气温度探测器系统，其中，所述处理电路被配置为在所述飞行器处于地面上时，计算所述第一总空气温度探测器的探测器专用校正系数。

20.根据权利要求18所述的总空气温度探测器系统，其中，所述处理电路被配置为在所述飞行器以巡航速度飞行时，计算所述第一总空气温度探测器的探测器专用校正系数。