CN102419381B - 用于飞行器的空速感测系统 - Google Patents

Abstract

不同的有利实施例提供了一种用于识别飞行器的空速的装置和方法。在一个有利实施例中，提供了一种装置。该装置包括多个皮托静压探测器。多个皮托静压探测器产生第一数据。该装置还包括多个迎角传感器系统。多个迎角传感器系统产生第二数据。该装置还包括多个光检测和测距传感器。光检测和测距传感器产生第三数据。该装置还包括一个信号合并系统，该信号合并系统被配置成检测由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个光检测和测距传感器产生的第三数据中的错误。

Description

用于飞行器的空速感测系统

技术领域

本公开大体涉及传感器系统，并且更具体地涉及空速传感器系统。

背景技术

用于飞行器的传感器系统为飞行员提供飞行数据。这些传感器系统为飞行员提供例如海拔、空速、航向和斜度的数据以使他们能够操作飞行器。例如，飞行员可以使用航向数据来确定飞行器何时在飞行器的目的地的方向上飞行。

传感器系统还可以由控制飞行器上的系统的计算机系统使用。例如，空速可以被飞行器上的计算机系统用来控制飞行器的速度和稳定性。

真正的空速是飞行器相对于飞行器在其中飞行的空气的实际速度。标定空速是飞行器上的传感器系统识别的飞行器的速度。标定空速与真正的空速的不同之处在于标定空速在测量时刻对于包围飞行器的空气的压缩性和密度的效果来说是未修正的。如此处所使用的，标定空速被称为空速。

空速是飞行器传感器系统测量的示例。不同类型的传感器可以用在用于测量空速的传感器系统中。例如，皮托静压管(pitot-static tube)可以被用来测量空速。皮托静压管通过识别飞行器周围的环境中的总压力和静压力来测量空速。

不同的条件可以改变传感器测量空速的精度。例如，冰可以积聚在空速传感器中或周围。冰可能引起空速传感器报告不如所期望的精确的飞行器空速。

在检测飞行器空速的精度下降的情况下，传感器系统报告给飞行员和/或飞行器上的计算机系统的数据可能降低飞行器的性能。例如，空速和其他信息可以被用来将飞行器的速度保持在可接受的值。如果空速不如期望的精确，则可能损害对飞行器的控制。

因此，将有利地是存在这样的方法和系统，其考虑了上述问题以及可能的其他问题中的一个或更多个。

发明内容

不同的有利实施例提供了用于识别飞行器的空速的装置和方法。在一个有利实施例中，提供了一种装置。该装置包括多个皮托静压探测器/空速管(pitot-static probe)。多个皮托静压探测器中的每一个都是第一类传感器。多个皮托静压探测器产生第一数据。该装置还包括多个迎角传感器系统组成。多个迎角传感器系统中的每一个都是第二类传感器，并且多个迎角传感器系统产生第二数据。该装置还包括多个光检测和测距传感器。多个光检测和测距传感器系统中的每一个都是第三类传感器，并且多个光检测和测距传感器系统产生第三数据。该装置还由信号合并系统组成，该信号合并系统被配置成检测由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由的多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个光检测和测距传感器产生的第三数据中的错误。

在另一个有利实施例中，装置由多个皮托静压探测器、多个迎角传感器系统、多个文氏管和一个信号合并系统组成。多个皮托静压探测器中的每一个都是第一类传感器学。多个皮托静压探测器被配置成产生第一数据。多个迎角传感器系统中的每一个都是第二类传感器，并且多个迎角传感器系统被配置成产生第二数据。多个文氏管中的每一个都是第三类传感器，并且多个文氏管被配置成产生第三数据。信号合并系统被配置成检测由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器产生的第二数据和由多个文氏管产生的第三数据中的错误。

在另一个有利实施例中，提供了一种用于识别飞行器的空速的方法。多个皮托静压探测器产生飞行器周围的环境的第一总压力值和第一静压力值。多个光检测和测距传感器产生飞行器周围的环境的第二总压力值和第二静压力值。多个迎角传感器系统产生飞行器周围的环境的第三总压力和第三静压力值。第一总压力值、第一静压力值、第二总压力值、第二静压力值、第三总压力值和第三静压力值中的错误被合并以形成合并的总压力值和合并的静压力值。飞行器的空速从合并的总压力值和合并的静压力值识别。

在另一有利的实施例中，公开了一种装置，其包括：

多个皮托静压探测器，其中多个皮托静压探测器中的每一个都是第一类传感器，并且其中多个皮托静压探测器被配置成产生第一数据；

多个迎角传感器系统，其中多个迎角传感器系统中的每一个都是第二类传感器，并且其中多个迎角传感器系统被配置成产生第二数据；

多个文氏管，其中多个文氏管中的每一个都是第三类传感器，并且其中多个文氏管被配置成产生第三数据；以及

一个信号合并系统，其被配置成检测由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个文氏管产生的第三数据中的错误。

其中信号合并系统包括计算机可读存储媒介和储存在计算机可读存储媒介上的用于检测第一数据、第二数据和第三数据中的错误的计算机可读程序编码。

还包括：处理单元，其被配置成运行储存在计算机可读存储媒介上的计算机可读程序编码。

还包括：飞行器，其中多个皮托静压探测器与飞行器的机身的前部分相关，并且其中多个文氏管与机翼整流片的机身前部相关。

其中第一数据包括飞行器周围的环境的第一总压力值和第一静压力值，第二数据包括飞行器周围的环境的第二总压力值和第二静压力值，并且第三数据包括飞行器周围的环境的第三总压力值和第三静压力值。

其中在被配置成校正由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个文氏管产生的第三数据中的错误的过程中，信号合并系统被配置成使用第一总压力值、第二总压力值和第三总压力值来识别环境的第四总压力值；并且使用第一静压力值、第二静压力值和第三静压力值来识别飞行器周围的环境的第四静压力值。

其中在使用第一总压力值、第二总压力值和第三总压力值来识别环境的第四总压力值的过程中，信号合并系统被配置成从第一总压力值、第二总压力值和第三总压力值来识别第一中间值，以形成环境的合并的总压力值。

其中在被配置成使用第一静压力值、第二静压力值和第三静压力值来识别环境的第四静压力值的过程中，信号合并系统被配置成从第一静压力值、第二静压力值和第三静压力值来识别第二中间值，以形成环境的合并的静压力值。

其中信号合并系统还被配置成从第一中间值和第二中间值识别飞行器的空速。

所讨论的特征、功能和优点可以在本发明的各种实施例中单独实现，或者可以在其他实施例中被组合，其进一步的细节参考以下说明书和附图可见。

附图说明

在所附权利要求中提出了被认为是有利实施例的特性的新特征。然而，有利实施例以及优选的使用模式、其进一步的目的和优点将通过结合附图阅读时参考本公开的有利实施例的以下具体实施方式来更好地理解，其中：

图1是根据有利实施例描述的飞行器的图示说明；

图2是根据有利实施例描述的数据处理系统的图示说明；

图3是根据有利实施例描述的空速监测环境的图示说明；

图4是根据有利实施例描述的文氏管的图示说明；

图5是根据有利实施例描述的信号合并系统的图示说明；

图6是根据有利实施例描述的总压力值的图示说明；

图7是根据有利实施例描述的总压力值的第二图示说明；

图8是根据有利实施例描述的用于识别飞行器的空速的程序的流程图的图示说明；以及

图9是根据有利实施例描述的用于检测错误的程序的流程图。

具体实施方式

现在参考附图，具体参考图1，其描述了根据有利实施例的飞行器的图示说明。飞行器100是有利实施例可以在其中实施的飞行器的示例。

飞行器100由机身部分102和尾翼部分104组成。机身部分102是飞行器100的主体，其容纳乘客和飞行器100上的成员。机身部分102还包含飞行数据处理系统114。

机身部分102还包含前部106。前部106是位于机翼116前部的机身部分102的区域。前部106包含驾驶室118和飞行数据处理系统114。

前部106还包含空速传感器系统108、110、112和120。在这些示例中，空速传感器系统108由皮托静压探测器组成，并且空速传感器系统110由迎角传感器组成。在这些示例中，空速传感器系统112由光检测和测距(LIDAR)传感器组成。在这些示例中，空速传感器系统120由文氏管组成。

空速传感器系统110使用飞行器100的迎角、来自全球定位系统传感器122的全球定位系统数据和来自惯性传感器系统126的惯性系统数据来识别飞行器100的空速。飞行器100的迎角是飞行器100的纵向主轴与局部空气质量流之间的角度。全球定位系统数据包含飞行器100的海拔。惯性传感器系统126是多个舒勒调谐(Schuler-tuned)惯性基准装置。例如，舒勒调谐惯性基准装置可以用在商用运输飞行器中。另外，惯性传感器系统126由激光陀螺惯性基准装置组成。

空速传感器系统110组合迎角、来自全球定位系统122的全球定位数据和惯性系统数据来识别飞行器100周围的环境的静压力和总压力。在一些有利实施例中，静压力和总压力使用提升模型(lift model)根据迎角、来自全球定位系统122的全球定位数据和惯性系统数据来识别。在未决的公开为美国专利公开No.2010/0100260的美国专利申请No.12/255,233中描述了提升模型的示例，其全部内容通过引用被合并至此。

空速传感器系统110使用皮托静压探测器来识别飞行器100的空速。皮托静压探测器通过测量包围飞行器100的环境的静压力和总压力来识别空速。皮托静压探测器由悬臂式管组成，其指向飞行方向并且测量在管的末端处的空气的停滞(总)压力和沿管侧的大气(静)压力。可替换地，探测器可以仅测量皮托压力并且静压力可以通过沿前部机身侧边的冲洗口测量。空速传感器系统110识别飞行器100周围的环境的静压力和总压力。

在一些有利实施例中，存在空速数据系统112而没有空速传感器系统120。然而，在其他有利实施例中，既有空速数据系统112也有空速传感器系统120。

空速传感器系统120使用文氏管识别飞行器100的空速。文氏管是具有至少两部分的管，其中每部分具有不同直径。当飞行器100移动通过空气时，空气进入空速传感器系统120。空气流入一部分，并且随后进入另外的部分。空气在管的每部分中具有不同的压力。

两部分中的流体之间的压力差和飞行器100周围的环境的静压力可以被识别。静压力可以在空气进入管的点处被识别。压力差可以通过测量文氏管两部分中的压力并且从一部分中的压力减去另一部分中的压力来测量。压力差可以被用来获得飞行器100周围的环境的总压力。

空速数据系统112与尾翼部分104相关。在这些示例中空速数据系统112由光检测和测距(LIDAR)传感器组成。空速数据系统112使用激光来监测飞行器100在一时间段内飞行的距离。距离和时间段被用来识别飞行器100的空速。

飞行数据系统114从空速传感器系统108、110和120接收总压力和静压力。

现在转向图2，其描述了根据有利实施例的数据处理系统的图。数据处理系统200可以被用来实施图3中的计算机系统308。数据处理系统200可以被用作用来识别飞行器(例如，图1中的飞行器100)的空速的飞行器数据系统。

在这个有利实施例中，数据处理系统200包括通信架构202，其提供处理器单元204、存储器206、永久性存储器208、通信单元210、输入/输出(I/O)单元212和显示器214之间的通信。

处理器单元204用来执行可被加载到存储器206中的软件的指令。处理器单元204可以是一系列一个或更多个处理器或者可以是多处理器核心，这取决于具体应用。此外，处理器单元204可以使用一个或更多个不同的处理器系统来实施，其中主处理器有在单个芯片上的二级处理器。作为另一个有利示例，处理器单元204可以是包含多个相同类型的处理器的对称的多处理器系统。

存储器206和永久性存储器208是存储设备216的示例。存储设备是能够将信息存储在临时基体和/或永久性基体上的任何硬件，信息例如但不限于：数据、功能形式的程序编码和/或其他合适的信息。在这些示例中，存储器206可以是例如随机存取存储器或任何其他合适的易失性或非易失性存储设备。永久性存储器208可以采取各种形式，这取决于具体实施方式。例如，永久性存储器208可以包含一个或更多个部件或设备。例如，永久性存储器208可以是硬盘、闪存、可重写光盘、可重写磁盘或以上的一些组合。永久性存储器208所使用的媒介可以是可移动的。例如，可移动硬盘可以被用于永久性存储器208。

在这些示例中，通信单元210提供其他数据处理系统或设备的通信。在这些示例中，通信单元210是网络接口卡。通信单元210可以通过使用物理和无线通信链接中的任一个或两者来提供通信。

输入/输出单元212允许被连接至数据处理系统200的其他设备的数据的输入和输出。例如，输入/输出单元212可以通过键盘、鼠标和/或一些其他合适输入装置为用户输入提供连接。此外，输入/输出单元212可以发送输出到打印机。显示器214提供机构来显示信息给用户。

用于操作系统、应用和/或程序的指令可以位于储存设备216中，其通过通信架构202与处理器单元204通信。在这些有利实施例中，指令是永久性存储器208上的功能形式。这些指令可以被加载到存储器206中用于由处理器单元204执行。不同实施例的处理可以由处理器单元204使用计算机可执行指令来执行，计算机可执行指令可能位于存储器中，例如存储器206。

这些指令被称为程序编码、计算机可用程序编码或计算机可读程序编码，其可以被处理器单元204中的处理器读取并执行。在不同的实施例中，程序编码可以包含在不同的物理或计算机可读的存储媒介上，例如存储器206或永久性存储器208。

程序编码218以功能形式位于计算机可读媒介220上，计算机可读媒介220选择性地可移除并且可以被加载到数据处理系统200上或被传递到数据处理系统200，用于由处理器单元204执行。程序编码218和计算机可读媒介220形成计算机程序产品222。在一个示例中，计算机可读媒介220可以是计算机可读存储介质224或计算机可读信号媒介226。计算机可读存储媒介224可以包括例如光盘或磁盘，其可以插入或放入驱动或作为永久性存储器208的一部分的其他设备中，以便传递到作为永久性存储器208的一部分的存储设备上，例如硬盘。计算机可读存储媒介224还可以采取永久性存储器的形式，例如被连接至数据处理系统200的硬盘、拇指碟(thumb drive)或闪存。在一些情况下，计算机可读存储媒介224可以是不可从数据处理系统200移除(removable)的。

可替换地，程序编码218可以使用计算机可读信号媒介226被传递到数据处理系统200。计算机可读信号媒介226可以是例如包含程序编码218的传播式数据信号。例如，计算机可读信号媒介226可以是电磁信号、光信号和/或任意其他合适类型的信号。这些信号可以在通信链接上传递，例如无线通信链接、光纤光缆、同轴电缆、导线和/或任何其他合适类型的通信链接。换言之，在有利示例中，通信链接和/或连接可以是物理的或无线的。

在一些有利实施例中，程序编码218可以通过计算机可读信号媒介226在网络上从另一个装置或数据处理系统下载到永久性存储器208以便在数据处理系统200内使用。例如，存储在服务器数据处理系统中的计算机可读存储媒介中的程序编码可以在网络上从服务器下载到数据处理系统200。提供程序编码218的数据处理系统可以是能够储存和传递程序编码218的服务器计算机、客户计算机或一些其他的设备。

图示说明数据处理系统200的不同部件不意味着为可实施不同实施例的方式提供结构限制。不同的有利实施例可以在包括除了或替代图示说明数据处理系统200的那些部件之外的部件的数据处理系统中实施。图2所示的其他部件可以从所示的有利实施例变化。不同实施例可以使用能够执行程序编码的任何硬件设备或系统来实施。作为一个示例，数据处理系统200可以包括与无机部分结合的有机部分和/或可以完全由不包括人的有机部分组成。例如，储存设备可以由有机半导体组成。

作为另一个示例，数据处理系统200中的储存设备是可以储存数据的任意硬件装置。存储器206、永久性存储器208和计算机可读媒介220是有形形式的储存装置的示例。

在另一个示例中，总线系统可以被用来实施通信架构202并且可以由一个或更多个总线组成，该总线例如系统总线或输入/输出总线。当然，总线系统可以使用提供被附接至总线系统的不同部件或装置之间的数据传递的任何合适类型的结构来实施。此外，通信单元可以包括一个或更多个用来发送和接收数据的装置，例如调制解调器或网络适配器。进一步地，存储器可以是例如存储器206或例如在接口中的发现的缓存以及可以存在于通信架构202中的存储器控制器集线器。

不同有利实施例认识并考虑多种不同的考虑。例如，不同有利实施例意识并考虑到共模事件可能引起由被用来确定空速的多于一个传感器报告不一致的数据。共模事件是不利地影响多于一个相同类型的传感器的事件。例如，冰累积可以同时不利地影响多个皮托静压探测器。

不同有利实施例意识到一些类型的传感器不可能被与其他类型的传感器相同的共模事件影响。由于传感器的设计和/或传感器的位置，传感器可能不被相同的事件影响。例如，冰可能不影响第二或第三类型的空速传感器，因为该空速传感器的位置或传感器的设计不受冰的影响。

另外，不同的有利实施例意识到从两个不同的传感器系统类型接收空速和/或压力数据不允许飞行器数据合并系统接收空速和/或压力数据，以在从两种传感器类型接收的数据中存在不一致性的情况下，识别哪种空速数据传感器系统类型在报告准确值。

不同的有利实施例意识到从至少三个不同的空速数据传感器系统类型接收压力和/或空速数据允许飞行器数据系统通过将数值与使用其他两种传感器类型获得的数值比较来识别哪一种传感器类型在报告不一致的数值。

因此，不同的有利实施例提供了一种用于识别飞行器的空速的装置和方法。在一个有利实施例中，提供一种装置。该装置由多个皮托静压探测器组成。多个静压探测器中的每一个都是第一类传感器。多个皮托静压探测器产生第一数据。该装置还由多个迎角传感器系统组成。多个迎角传感器系统中的每一个都是第二类传感器，并且多个迎角传感器系统产生第二数据。该装置还由多个光检测和测距传感器组成。多个光探测和测距传感器产生第三数据。该装置还由信号合并系统组成，该信号合并系统被配置成检测由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个光检测和测距传感器产生的第三数据中的错误。

在另一个有利实施例中，装置由多个皮托静压探测器、多个迎角传感器系统、多个文氏管和一个信号合并系统组成。多个皮托静压探测器中的每一个都是第一类传感器。多个皮托静压探测器被配置成产生第一数据。多个迎角传感器系统中的每一个都是第二类传感器，并且多个迎角传感器系统被配置成产生第二数据。多个文氏管中的每一个都是第三类传感器，并且多个文氏管被配置成产生第三数据。信号合并系统被配置成检测由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个文氏管产生的第三数据中的错误。

在另一个有利实施例中，提供了一种用于识别飞行器的空速的方法。多个皮托静压探测器产生飞行器周围的环境的第一总压力值和第一静压力值。多个光检测和测距传感器产生飞行器周围的环境的第二总压力值和第二静压力值。多个迎角传感器系统产生飞行器周围的环境的第三总压力值和第三静压力值。第一总压力值、第一静压力值、第二总压力值、第二静压力值、第三总压力值和第三静压力值被合并以形成合并的总压力值和合并的静压力值。飞行器的空速根据合并的总压力值和合并的静压力值被识别。

现在转向图3，其描述了根据有利实施例的空速监测环境的图示说明。空速监测环境300可以被用来监测图1中的飞行器100的空速。

空速监测环境300包括环境302。环境302是包围飞行器304的物理区域。图1中的飞行器100是飞行器304的示例。传感器系统306和计算机系统308在飞行器304上。在这些示例中，计算机系统308位于飞行器304的内部并且传感器系统306位于飞行器304的外面。

传感器系统306被计算机系统308用来识别飞行器304的空速310。传感器系统306由传感器类型320、322、324和326的传感器组成。传感器类型320、322、324和326是不同的传感器类型，使得可能引起一种传感器类型产生不一致的数据的事件不引起另一种传感器类型产生不一致的数据。

在这些示例中，传感器类型320是多个皮托静压探测器312，传感器类型322是多个迎角传感器系统314，传感器类型324是多个光检测和测距传感器316，并且传感器类型326是多个文氏管318。应该注意到，在一些有利实施例中，有多个光检测和测距传感器316并且没有多个文氏管。同样，在其他有利实施例中，存在多个文氏管318但没有多个光检测和测距传感器316。

多个皮托静压探测器312是在飞行方向上指向飞行器304上的前部的管。当飞行器处于运动中时，空气冲击在多个皮托静压探测器312上。随着飞行器304的速度增加，空气引起多个皮托静压探测器312中的总压力增加。多个皮托静压探测器312产生数据328。在这些示例中，数据328由总压力值330和静压力值332组成。总压力值330是由于飞行器304处于运动中的飞行器304周围的空气的总压力值。静压力值332是环境302中的大气静压力值。

静压力和总压力被用来通过使用以下的可压缩流伯努利方程来识别飞行器100的空速：V_c＝C_so(5((P_t-P_s)/P_so+1)^2/7-1))^1/2，其中P_t是包围飞行器100的环境的总压力，P_s是包围飞行器100的环境的静压力，P_so是海平面处标准天候静压力，C_so是海平面处声速，标准天候是用来描述一组大气数据表的术语，其示出温度、压力和密度随海拔变化，并且V_c是飞行器100的标定空速。

多个皮托静压探测器312位于机身336的前部334上。机身336是图1中机身部分102的示例实施方式。

多个迎角传感器系统314测量飞行器304的迎角。迎角是飞行器304的纵向主轴相对于气流方向的角度。迎角传感器系统314产生数据338。在这些示例中，迎角传感器系统314通过使用翼片式迎角传感器344、通过全球定位系统(GPS)接收器346识别的海拔和来自惯性传感器系统378的惯性数据来产生合成的总压力值340和合成的静压力值342。数据338、来自惯性传感器系统378的惯性数据和通过全球定位系统接收器346识别的海拔被用来求解飞行器提升模型以得到合成的总压力值340。可被求解以识别总压力和静压力的提升模型的一个示例为如下形式：

c_L＝c_L0+Δc_Lα*a＝W*n_z÷(q_bar)*S

$\mathrm{ora}=[W\left(\frac{n_z}{(q\_\mathrm{bar})*S}\right)-c_{L0}-\mathrm{\Δ}{c}_L\left(\mathrm{movable\; surfaces}\right)]\÷C_{\mathrm{L\α}}$

其中C_L是提升系数，C_L0是在迎角为零处的提升系数，ΔC_L是由高提升且可移动的表面引起的提升系数的变化，C_Lα是根据α变化的提升系数的斜率，α是飞行器304的迎角，W是飞行器304的总重量，n_z是飞行器304的负载系数，q_bar是动压力，并且S是飞行器304的机翼的参考面积。

可移动表面的示例包括升降机、水平稳定器/水平尾翼(horizontalstabilizer)、副翼、舵、调整片、扰流板、襟翼、板条和其他可移动表面。在这些示例中，这个提升模型是简化的提升模型。然而，在其他有利实施例中，可以使用更复杂的提升模型。复杂的提升模型包括与简化的提升模型相比的额外的数学特征。例如，复杂的提升模型可以包括额外的数学变量、运算以及在简化的提升模型中没有的函数。

飞行器提升模型的结果是得到总压力和静压力。在提升模型的示例中通过使用翼片式迎角传感器344、通过全球定位系统(GPS)接收器346识别的海拔和来自惯性传感器系统378的惯性数据来识别合成的总压力值340和合成的静压力值342，该提升模式在被公开为美国专利公开号2010/0100260的未决的美国专利申请号12/255,233中被描述，该专利申请被合并至此以供参考。

全球定位系统接收器346识别飞行器304的平均海平面348以上的海拔。多个迎角传感器系统314使用平均海平面348以上的海拔产生合成的静压力352。合成的静压力352是在平均海平面348以上的海拔处的环境302中的静压力值342的近似值。在这些示例中，静压力值342被设置为合成的静压力352的值。

多个迎角传感器系统314还产生总压力值340。多个迎角传感器系统314使用飞行器304的总重量和飞行器304的惯性数据产生合成的总压力354。在这些示例中，合成的总压力354被用作总压力值340。

多个光检测和测距传感器316(LIDAR)使用一个或更多个激光器产生数据356。数据356由飞行器304的空速组成。光检测和测距传感器316通过使用一个或更多个激光器识别在一时间段飞行的距离来产生数据356。在一些有利实施例中，光检测和测距传感器316通过测量来自空气分子的从瑞利背向散射或来自气团中浮粒颗粒的从米氏(Mie)背向散射的多普勒频移，来测量飞行器的真实空速。光检测和测距传感器316还根据瑞利背向散射测量空气环境温度和环境压力。根据这些数据，它们可以计算飞行器304的标定空速和飞行器环境302的总压力和静压力。

在一个有利实施例中，光检测和测距传感器可以指向后视方向。因此，冰和大冰雹接触光检测和测距传感器的可能性被降低。在其他有利实施例中，光检测和测距传感器均可以沿与飞行方向不对齐的方向进行多种测量，但根据这些测量，可以通过识别速度沿飞行方向的多个分量计算空速。

在其他有利实施例中，光检测和测距传感器可以在由飞行器本身引起的局部气流扰动区域外侧的某一距离处进行空速测量。在其他有利实施例中，光检测和测距传感器可以在局部气流扰动区域内离飞行器非常短的距离处进行测量。之后为了局部气流的效果这些测量被校正。

在一些有利实施例中，在传感器系统306中有多个文氏管318并且没有多个光检测和测距传感器316。多个文氏管318是每个具有至少两部分的若干个管，其中每个管的每部分具有不同的直径。当飞行器304移动穿过空气时，空气进入多个文氏管318。空气流入一个部分，并且之后流入其他部分。空气在管的每个部分中具有不同的压力。

两部分中流体之间的压力差和包围飞行器304的环境302的静压力358可以被识别。静压力值358可以在空气进入管的点处被识别。可以通过测量文氏管的两部分中的压力并且将一部分中的压力减去其他部分中的压力来测量压力差。在一个有利实施例中，多个文氏管318由其中间部分比入口部分窄的文氏管组成，即发散/收敛管。在中间部分比入口部分窄的文氏管中产生的较小的压力差的优点在于，它在高亚音马赫数下成功地操作，并且可以用于基本全部亚音速度。

产生包围飞行器304的环境302的总压力值360。多个文氏管318产生数据362。在这些示例中，数据362是静压力值358和总压力值360。在一些有利实施例中，多个文氏管318位于机翼整流片364的机身336上的前部。

之后，计算机系统308运行信号合并系统366。信号合并系统366通过产生合并的总压力值370和合并的静压力值372来检测数据328、数据338、数据356和/或数据362中的错误。错误可能存在于数据328、数据338、数据356和/或数据362中，因为一个或更多个事件引起一个或更多个传感器系统306产生不一致的数据。

例如，冰可以积聚在多个皮托静压探测器312的入口中，并且多个皮托静压探测器312可能产生总压力值330和/或静压力值332的不一致。

信号合并系统366通过产生合并的总压力值380和合并的静压力值372来检测并隔离错误368。合并的静压力值372是从静压力值332、342和358中一些或全部产生的值。在这些示例中，合并的静压力值372是静压力值332、342和358的中间值376。

同样，合并的总压力值380是从总压力值332、总压力值340和总压力值360中的一些或全部产生的值。在这些示例中，合并的总压力值380是总压力值332、340和360的中间值。

一旦合并的总压力值380和合并的静压力值372产生，则信号合并系统366产生空速310。在这些示例中，空速310是飞行器304的标定空速。

在具有多个光检测和测距传感器316的有利实施例中，由多个光检测和测距传感器316产生的空速与空速310比较。如果由光检测和测距传感器316产生的空速与空速310的差别超过特定量，则空速310的值可能被修改。例如，空速310可以被修改成由多个光检测和测距传感器316产生的空速之间的中点。

图3中空速监测环境300的图示说明不意味着暗含对不同有利实施例可被实施的方式的物理或结构限制。除了图示说明的那些之外或替换其的其他部件可以被使用。在一些有利实施例中，一些部件可能是不必需的。而且，方框被表示为图示说明一些功能性部件。当在不同有利实施例中实施时，一个或更多个这些方框可以被组合和/或分成不同的方框。

例如，在一些有利实施例中，没有多个文氏管318。在其他有利实施例中，没有多个光检测和测距传感器316。在一些有利实施例中，多个文氏管318位于飞行器304的竖直稳定翼上。

现在参考图4，其描述了根据有利实施例的文氏管的图示说明。文氏管400是多个文氏管318中的一个文氏管的示例。

在这个有利实施例中，文氏管400从机身402延伸。机身402是图3中机身336的示例实施方式。箭头403指示机身402上的向前方向。在这个有利实施例中，箭头403指示的向前方向是驾驶舱位于其中的方向。当然，在其他有利实施例中，文氏管400可以位于其他合适的位置。

文氏管400由管404和管406组成。管404和406从机身402延伸穿过支撑物(strut)401。管404中的口408允许在区域410中移动的空气进入管404。空气移动通过管404到连接器412。移动通过管404的空气移动通过连接器412。连接器412将管404连接到传感器414。管404中空气的压力使用传感器414测量。在这个有利实施例中，传感器414被附连到连接器412。当然，传感器414可以使用管、通道或其他合适的装置被连接到连接器412。

同样，口416允许在区域410中移动的空气进入管406。管406类似于管404，但是与管404的直径不同。在这个有利实施例中，管406的直径是管404的直径的两倍。因此，文氏管400是发散/收敛文氏管。

移动通过管406的空气移动通过连接器418。连接器418将管406连接到传感器420。管406中空气的压力使用传感器420测量。在这个有利实施例中，传感器420被附连至连接器418。当然，传感器414可以使用管、通道或其他合适的装置被连接到连接器412。

计算机系统422是图3中计算机系统308的示例实施方式。计算机系统422从传感器414和传感器420接收压力值。之后，计算机系统计算压力值之间的压力差。压力值之间的压力差被计算机422用来产生区域410中环境的总压力值，例如图3中的总压力值360。

在一些有利实施例中，还可以有一个或更多个静压力传感器。例如，静压力传感器可以位于基本邻近口408和/或口416。在这些有利实施例中，由静压力传感器产生的静压力值被发送到计算机系统422。

现在转向图5，其描述了根据有利实施例的信号合并系统的图示说明。信号合并系统500是图3中信号合并系统366的示例实施方式。

信号合并系统366被实施为图3中计算机系统308中的程序(process)。然而，信号合并系统500可以使用一个或更多个部件502替代被实施。部件502可以是多个电路504、多个集成电路506和可编程逻辑阵列508。

图6-图7图示说明了信号合并系统的示例，信号合并系统使用来自飞行器上的传感器系统的总压力值产生合并的总压力值。当然，合并的静压力可以通过与合并的总压力类似的方式产生。

现在转向图6，其描述了根据有利实施例的总压力值的图示说明。总压力值600是图3中总压力值332、340和360的示例实施方式。

总压力值600在由传感器系统(例如，图3中的传感器系统306)产生之后被示出。传感器栏602指示产生总压力栏604中的值的传感器的种类。在这个图示性示例中，皮托静压传感器606产生大约26和大约23的值。同样，迎角传感器系统608产生大约24和大约22的值。文氏管610产生大约14和大约11的值。

信号合并系统(例如图3中的信号合并系统366)处理总压力值600。假设由信号合并系统最后产生的合并的总压力值为大约24。对于每种传感器类型，选择两个产生的值和最后合并的总压力值之间的中间值。

在这个示例中，26、23和最后合并的总压力值24之间的皮托静压传感器606的中间值被选择以形成24。同样，迎角传感器608的两个产生的值和最后合并的总压力值24之间的中间值被选择以形成24。另外，文氏管610的两个产生的值和最后合并的总压力值24之间的中间值被选择以形成14。

现在参考图7，其描述了根据有利实施例的总压力值的第二图示说明。总压力值700被合并，并且从图6中的总压力值600产生。

总压力值700包括皮托静压系统702的总压力24、迎角系统704的总压力24和文氏管706的总压力14。信号合并系统使用总压力值700产生合并的总压力。信号合并系统可以通过从三个值中选择中间值来产生合并的总压力。在这个图示性示例中，值24被选择，因为最高值为24并且最低值为14。将被选为中间值的剩下的值为24。因此，信号合并系统产生24作为飞行器的合并的总压力。

在这个示例中，文氏管706产生离其他传感器类型10个单位的值。当产生不一致的数据时，信号合并系统可以识别文氏管706。在一些有利实施例中，信号合并系统可以产生诊断日志条目，文氏管706产生与合并的总压力值的差异超过阈值量或百分比的总压力值。

现在转向图8，其描述了根据有利实施例的用于识别飞行器的空速的程序的流程图的图示说明。该程序可以由在图3中的计算机系统308上运行的信号合并系统366来执行。该程序还可以由图5中的部件502来执行。

该程序开始于通过多个皮托静压探测器产生飞行器周围的环境的第一总压力值和第一静压力值(步骤802)。之后，该程序使用多个光检测和测距传感器产生飞行器周围的环境的第二总压力值和第二静压力值(步骤804)。之后，该程序使用多个迎角传感器系统产生飞行器周围的环境的第三总压力值和第三静压力值(步骤806)。

之后，该程序检测第一总压力值、第一静压力值、第二总压力值、第二静压力值、第三总压力值和第三静压力值中的错误以形成合并的总压力值和合并的静压力值(步骤808)。该程序通过从最后合并的静压力值或总压力值和特定类型的每个传感器中选择中间值来检测错误。之后，该程序通过取剩余值的中间值产生合并的静压力值或总压力值。

接下来，该程序根据合并的总压力值和合并的静压力值识别飞行器的空速(步骤810)。该程序可以使用基于伯努利原理的以下公式来识别飞行器的空速：V_c＝C_so(5((P_t-P_s)/P_so+1)^2/7-1))^1/2，其中V_c是飞行器的标定空速，P_t是飞行器周围的环境的总压力，P_s是飞行器周围的环境的静压力，P_so是海平面处标准天候静压力，C_so是海平面处标准天候声速，并且V_c是飞行器100的标定空速。之后该程序结束。

现在参考图9，其描述了根据有利实施例的用于检测错误的程序的流程图。该程序可以由信号合并错误校正系统366通过图3中的计算机系统308来执行。该程序还可以通过图5中的部件502来执行。

该程序开始于从产生静压力值的每个传感器接收静压力值并从产生总压力值的每个传感器接收总压力值(步骤902)。在这些示例中，飞行器具有至少三种不同类型的传感器并且每种传感器类型至少有两个。之后，该程序接收最近的合并静压力值(步骤904)。在一些有利实施例中，最近的合并静压力值是在图9中的程序的之前执行的步骤908中产生的值。当然，如果没有这个值，则可以使用默认值。

之后，该程序针对每种传感器类型从在步骤904中被接收的由每种类型的至少两个传感器产生的静压力值和在步骤906中被接收的最后的合并总压力值中选择中间值(步骤906)。之后，该程序从在步骤906中产生的值中选择中间值以形成合并的静压力值(步骤908)。之后该程序结束。

在所描述的不同实施例中的流程图和图示说明图示了不同有利实施例中装置和方法的一些可能的实施方式的结构、功能和操作。在这一点上，流程图或图示说明中的每个方框可以表示模块、部分、功能和/或操作或步骤的一部分。在一些可替换的实施方式中，方框中记载的功能或多个功能可能够不按图中记载的顺序发生。例如，在一些情况下，被示为连续的两个方框可以被基本同时地执行，或者方框有时可以以相反的顺序被执行，取决于涉及的功能。

例如，在步骤902-908处，程序可以产生总压力值而不是静压力值。另外，在步骤908之后，在传感器类型在产生不一致的数据和/或与其他传感器类型产生的值的差别超过特定量或百分比的数据的情况下，程序可以储存报告。

另外，在图9中，程序可以使用空速值而不是静压力值来检测错误。更具体地，在步骤902-908处，程序可以产生合并的空速值而不是静压力值。

在这些有利实施例中，在步骤902处，程序可以接收空速值而不是静压力值。之后，在步骤904处，程序可以接收最近的空速值而不是最近的静压力值。同样，在步骤906处，程序可以针对每种传感器类型从接收的空速值和最近的空速值中选择中间值。最后，在步骤908处，程序可以从步骤906中产生的值中选择中间值以形成合并的空速值。

因此，不同的有利实施例提供了用于识别飞行器的空速的装置和方法。在一个有利实施例中，提供一种装置。该装置由多个皮托静压探测器组成。多个皮托静压探测器中的每一个都是第一类传感器。多个皮托静压探测器产生第一数据。该装置还由多个迎角传感器系统组成。多个迎角传感器中的每一个都是第二类传感器，并且多个迎角传感器系统产生第二数据。该装置还由多个光检测和测距传感器组成。光检测和测距传感器产生第三数据。该装置还由信号合并系统组成，该信号合并系统被配置成校正由多个皮托静压探测器产生的第一数据、由多个迎角传感器系统产生的第二数据和由多个光检测和测距传感器产生的第三数据中的错误。

因此，不同的有利实施例允许飞行器数据系统和飞行员接收空速值，其中数值的不一致性被限制到可接受的值，即使当特定类型的传感器受到引起一种传感器类型的所有传感器产生不一致数值的事件(例如冰)的影响时。飞行器数据系统可以根据传感器类型排除数据，并且报告该传感器类型需要维修或者不会被使用直到进行维修。

因为至少三种传感器类型产生总压力值和静压力值，即使当一种传感器类型的所有传感器都在产生不一致的数据时，飞行器的空速也可以被识别。另外，即使当两种传感器类型的所有传感器都在产生不一致的数据时，飞行器的空速也可以被识别，因为每种传感器类型不受到具体的共模事件的影响。另外，产生不一致数据的传感器类型可以被识别，因为两种其他传感器类型产生一致的数据并且可以被用来识别飞行器的空速。

为了图示说明和描述的目的，已经说明了不同有利实施例的描述，并且不意欲是全面的或被限制为所公开的形式的实施例。很多修改和变体对于本领域中的技术人员来说是显而易见的。此外，不同的有利实施例与其他有利实施例相比可以提供不同的优点。所选择的实施例或多个实施例被选择和描述以便最佳地解释实施例的原理、实际应用，并且使本领域中的其他技术人员能够理解对于适于预期的具体使用的具有各种修改的各种实施例的公开。

Claims (9)

1.一种装置，其包括飞行器，所述装置包括：

多个皮托静压探测器，所述多个皮托静压探测器与所述飞行器的机身的前部相关联，其中所述多个皮托静压探测器中的每一个都是第一类传感器，并且其中所述多个皮托静压探测器被配置成产生第一数据；

多个迎角传感器系统，其中所述多个迎角传感器系统中的每一个都是第二类传感器，并且其中所述多个迎角传感器系统被配置成产生第二数据；

多个光检测和测距传感器，其中所述光检测和测距传感器中的每一个都是第三类传感器，并且其中所述多个光检测和测距传感器被配置成产生第三数据；以及

信号合并系统，其被配置成检测由所述多个皮托静压探测器产生的所述第一数据、由所述多个迎角传感器系统产生的所述第二数据和由所述多个光检测和测距传感器系统产生的所述第三数据中的错误；

其中所述第一数据包括所述飞行器周围的环境的第一总压力值和第一静压力值，所述第二数据包括所述飞行器周围的环境的第二总压力值和第二静压力值，并且所述第三数据包括所述飞行器周围的环境的第三总压力值和第三静压力值。

2.根据权利要求1所述的装置，其中所述信号合并系统包括：

处理单元，其被配置成合并所述第一数据、所述第二数据和所述第三数据。

3.根据权利要求1所述的装置，其中所述信号合并系统包括从多个电路、多个集成电路和一个可编程逻辑阵列中选择的部件。

4.根据权利要求1所述的装置，其中在检测由所述多个皮托静压探测器产生的所述第一数据、由所述多个迎角传感器系统产生的所述第二数据和由所述多个光检测和测距传感器产生的第三数据中的错误的过程中，所述信号合并系统被配置成使用所述第一总压力值、所述第二总压力值和所述第三总压力值来识别所述环境的第四总压力值；并且使用所述第一静压力值、所述第二静压力值和所述第三静压力值来识别所述飞行器周围的环境的第四静压力值。

5.根据权利要求4所述的装置，其中在使用所述第一总压力值、所述第二总压力值和所述第三总压力值来识别所述环境的所述第四总压力值的过程中，所述信号合并系统被配置成从所述第一总压力值、所述第二总压力值和所述第三总压力值识别第一中间值，以形成所述环境的合并的总压力值。

6.根据权利要求5所述的装置，其中在使用所述第一静压力值、所述第二静压力值和所述第三静压力值来识别所述环境的所述第四静压力值的过程中，所述信号合并系统被配置成从所述第一静压力值、所述第二静压力值和所述第三静压力值识别第二中间值，以形成所述环境的合并的静压力值。

7.根据权利要求6所述的装置，其中所述信号合并系统还被配置成根据所述第一中间值和所述第二中间值来识别所述飞行器的空速。

8.根据权利要求1所述的装置，其中所述多个迎角传感器系统中的每一个都包括：

与所述飞行器的前部机身相关联的翼片式迎角传感器；

惯性传感器系统，其被配置成产生所述飞行器的惯性数据；

全球定位系统接收器，其被配置成使用提升模型和所述惯性数据产生所述飞行器的平均海平面以上的海拔和合成的静压力值。

9.一种用于识别飞行器的空速的方法，所述方法包括：

通过多个皮托静压探测器产生所述飞行器周围的环境的第一总压力值和第一静压力值；

通过多个光检测和测距传感器产生所述飞行器周围的所述环境的第二总压力值和第二静压力值；

通过多个迎角传感器系统产生所述飞行器周围的所述环境的第三总压力值和第三静压力值；

检测所述第一总压力值、所述第一静压力值、所述第二总压力值、所述第二静压力值、所述第三总压力值和所述第三静压力值中的错误，以形成合并的总压力值和合并的静压力值；以及

根据所述合并的总压力值和所述合并的静压力值识别所述飞行器的空速。