CN104346522B - 用于计算马赫数和真空速的系统和方法 - Google Patents
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Abstract
提供了用于不参考来自空速管静态传感器的数据来计算马赫数和真空速的系统和方法。使用来自GPS、IRS、无线电高度计以及除空中数据计算机（ADC）之外的其它机载传感器的高度信息来计算真空速和马赫数。该计算的真空速或马赫数可以用来在ADC信息不可靠或不可用时确认ADC信息或者代替ADC信息。
Description
技术领域
本文所述的示例性实施例一般地涉及计算MACH数和真空速且更特别地涉及当空速管不可用或不能运行时计算MACH数和真空速。
背景技术
真空速（TAS）、MACH数（MN）和/或已校准空速（CAS）以及高度的测量、计算以及显示使得飞行员能够保持推荐的安全空速。通常，这些空速（TAS、MN、CAS）和高度由从空速管静态传感器接收相关信息的空中数据计算机（ADC）提供。ADC和空速管传感器通常包括用于高的可靠性的冗余，然而，仍发生导致不适当飞行器操作的故障。
尽管这些多个冗余、维护安全、地面上或飞行中的损坏避免、以及许多飞行前检查，但仍存在空速管静态传感器的不能运行的机会。另外，通常高度可靠的ADC也可变成不可靠的，提供不正确信息。因此必须在具有或没有飞行管理系统的情况下具有适于一般飞行、商业、区域性和直升飞机以及空中运输飞行器的MN和TAS计算的替换方法。
相应地，期望提供一种用于计算马赫数和真空速以便与空速管静态传感器相比较或代替空速管静态传感器的系统和方法。此外，根据结合附图和前述技术领域和背景技术进行的后续详细描述和所附权利要求，示例性实施例的其它期望特征和特性将变得显而易见。
发明内容
提供了一种用于当皮托管（pitot tube）不可用或不能运行时计算马赫数和真空速的系统和方法。
在示例性实施例中，一种用于确定飞行中的飞行器的第一真空速或第一马赫数中的至少一个的方法，包括
由空速管静态传感器来感测空气速度和第一高度；
由被耦合到空速管静态传感器的空中数据计算机并响应于空气速度和第一高度来提供第二真空速和第二马赫数中的至少一个；
在存储介质内存储用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
由飞行管理系统来确定飞行器的负荷因数和重量；
由高度传感器来确定第二高度；
由飞行器上的传感器来确定冲角；
感测邻近于飞行器的空气的温度；以及
由被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器的处理器根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、第二高度、温度以及冲角组成的组来确定第一真空速或第一马赫数中的至少一个。
在另一示例性实施例中，一种确定飞行中的飞行器的真空速或马赫数中的至少一个的方法包括
在存储介质内存储用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
由飞行管理系统来确定飞行器的负荷因数和重量；
由高度传感器来确定高度；
由飞行器上的传感器来确定冲角；
感测邻近于飞行器的空气的温度；以及
由被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器的处理器根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、高度、温度以及冲角组成的组来确定真空速或第一马赫数。
在又一示例性实施例中，一种用于确定飞行中的飞行器的第一真空速或第一马赫数中的至少一个的系统包括
空速管静态传感器，被配置成感测空气速度和第一高度；
空中数据计算机，被耦合到空速管静态传感器并被配置成提供第二真空速和第二马赫数中的至少一个；
存储介质，被配置成存储用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
飞行管理系统，被配置成确定飞行器的负荷因数和重量；
高度传感器，被配置成确定第二高度；
温度传感器，被配置成确定温度；
传感器，被配置成确定冲角；以及
处理器，被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器，并被配置成根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、第二高度、温度以及冲角组成的组来确定第一真空速或第一马赫数中的至少一个。
附图说明
下面将结合以下绘制图形来描述本发明，其中，相似的数字表示相似的元件，并且
图1是根据本文所述的示例性实施例的适合于在飞行器中使用的已知显示系统的框图；
图2是根据第一示例性实施例的供应给算法以便确定真空速的数据的框图；
图3是根据第二示例性实施例的供应给算法以便确定马赫数的数据的框图；
图4是根据示例性实施例的用于从无线电高度计确定高度的流程图；
图5是根据示例性实施例的用于提供建议警告的流程图；
图6是根据示例性实施例的适合于与图1的显示系统一起使用的第一示例性方法的流程图；以及
图7是根据示例性实施例的适合于与图1的显示系统一起使用的第二示例性方法的流程图。
具体实施方式
以下详细描述本质上仅仅是说明性的，并且并不意图限制本主题或本申请的实施例和此类实施例的使用。在本文中被描述为示例性的任何实施方式不一定被解释为相比于其它实施方式而言是优选的或有利的。此外，不存在受到在前述技术领域、背景技术、发明内容或以下详细描述中提出的任何明示或默示理论的束缚的意图。
在本文中可以根据功能和/或逻辑块部件并参考可以由各种计算部件或设备执行的操作、处理任务以及功能的符号表示来描述技术和工艺。此类操作、任务以及功能有时被称为计算机执行的、计算机化的、软件实施的或计算机实施的。实际上，一个或多个处理器设备可以通过操作表示系统存储器中的存储器位置处的数据位的电信号以及信号的其它处理来执行所述操作、任务和功能。其中保持数据位的存储器位置是具有对应于该数据位的特定电、磁、光或有机性质的物理位置。应认识到的是图中所示的各种块部件可以由被配置成执行指定功能的任何数目的硬件、软件和/或固件部件来实现。例如，系统或部件的实施例可以采用各种集成电路部件，例如存储器元件、数字信号处理元件、逻辑元件、查找表等，其可以在一个或多个微处理器或其它控制设备的控制下执行多种功能。
为了简洁的缘故，在本文中可以不详细地描述与图形和图像处理、导航、飞行计划、飞行器控制、飞行器数据通信系统以及某些系统和子系统（及其单独操作部件）的其它功能方面有关的常规技术。此外，包含在本文中的各种图中所示的连接线意图表示各种元件之间的示例性功能关系和/或物理耦合。应注意的是在本主题的实施例中可以存在许多替换或附加功能关系或物理连接。
以下描述指的是元件或节点或特征被“耦合”在一起。除非另外明确地说明，如本文所使用的“耦合”意指一个元件/节点/特征被直接地或间接地接合到另一元件/节点/特征（或直接地或间接地与之通信），并且不一定是机械地。因此，虽然附图可描述元件的一个示例性布置，但在所描述主题的实施例中可存在附加中间元件、设备、特征或部件 另外，在以下描述中还可仅仅出于参考的目的使用某些术语，并且因此其并不意图是限制性的。
下面所述那些的本发明的替换实施例可利用可用的无论何种导航系统信号、例如基于地面的导航系统、GPS导航辅助、飞行管理系统以及惯性导航系统来动态地校准并确定所需信息。
尽管冗余的皮托管架构和空中数据计算机（ADC）可靠性，但必须有用于计算真空速和马赫数的系统和方法。本文所述的示例性实施例不需要除当前飞行器机上已发现的（以及还未发现的）之外的任何附加检测仪表。使用来自GPS、IRS、无线电高度计以及除ADC之外的其它机载传感器的高度信息来计算真空速和马赫数。当ADC信息不可靠或不可用时该计算的真空速或马赫数可以用来确认ADC信息或者代替ADC信息。ADC计算的信息通常将是更加准确的；然而，从提出的方法获得的计算的真空速和马赫数可以用来确认ADC信息是可靠的（检查ADC信息是否具有所计算的真空速和马赫数的阈值）。
应理解的是图1是出于解释和便于描述的目的的飞行器系统100的一个示例性实施例的简化表示，并且图1并不意图以任何方式限制本主题的应用或范围。在实践中，飞行器系统100将包括用于提供附加功能和特征的许多其它设备和部件，如在本领域中将认识到的。
参考图1，系统100和其中的算法计算空速数据以便与来自主要空速数据源的空速数据相比较并在其不可靠或不可用时用于替换其。对于在本文中结合图1所述的实施例而言，主要空速数据源是空中数据计算机（ADC）110。在其它实施例中，用为航空电子系统提供足以用于控制飞行器并保持安全飞行的准确空速数据的另一设备来实施主要空速数据源。由主要空速数据源提供的空速在本文中称为主要空速。在一个实施方式中，航空电子系统100被安装在飞行器机上。
当适当地运行时，ADC 110向飞行管理计算机（FMC）120提供飞行数据，尤其是与飞行器的空速有关的数据。FMC 120使用来自ADC 110的数据作为控制飞行器的辅助。例如，FMC 120基于由ADC 110确定的空速来确定要保持什么水平的推力。在航空电子系统100的其它实施例中，FMC 120向外部自动推力控制系统、自动推力功能134等传达空速和发动机压力比（EPR）或N1（第一级压缩机每分钟的旋转）以保持飞行器的空速。
ADC 110从空速管静态探测器112接收空速数据。通常，将多个冗余空速管静态探测器112安装在飞行器上以便增加ADC 110的可靠性。ADC 110根据其从空速管静态探测器112接收到的信息来计算已校准空速（CAS）、马赫数、高度以及高度趋势数据。已校准空速（CAS）是被针对误差、诸如仪表误差、位置误差以及安装误差进行修正的用于飞行器的指示空速。用于飞行器的所指示空速是针对那些误差未修正的空速读数。FMC 120将飞行器的CAS用于关键飞行管理和控制功能。例如，在不知道飞行器的CAS的情况下，FMC 120不知道什么推力将保持水平飞行或飞行器是否正在经历失速（stall）。飞行器的空速的另一度量、真空速（TAS）是飞行器相对于其正在其中飞行的气团的速度。如本文所述，可以将飞行器的TAS用于确认ADC 110正在适当地运行和来自主要空速数据源的飞行器的CAS不可用的时间。
ADC 110通常是具有许多安全特征的冗余系统。某些飞行器可具有机载地安装的超过一个的ADC 110。尽管这些冗余，ADC 110并不免于故障。例如，空速管静态探测器112中的一个或全部可结冰，从而向ADC 110提供不正确数据，或者ADC 110本身可能出故障。如果ADC 110出故障且不存在空速信息的替换源，则在数秒内可能发生不期望的状况。在具有有线飞行（fly-by-wire）飞行控制系统的飞行器中，需要飞行器的TAS以便控制飞行器。FMC120通常不能在没有用于飞行器的真实或已校准空速的值的情况下使飞行器飞行。为了避免这种不期望状况，对于图1中所示的航空电子系统100而言，FMC 120计算其中ADC 110出故障的情况下的飞行数据。并且虽然ADC 110可提供更准确的数据，但来自FMC 120的数据更加可靠且可用来确认ADC正在适当地运行。
FMC 120包括处理器122、存储器124以及独立于ADC 110来计算诸如空速之类的飞行信息的空速例程（airspeed routine）130。空速例程130是用由处理器122执行的软件132实施的。软件132包括在适当存储器件或介质126上面或其中存储或另外包含的程序指令。在其上面或其中包含程序指令的存储介质126在本文中也称为“程序产品”。软件132在被处理器122执行时是可操作的以引起FMC 120（且更一般地其中部署了FMC 120的飞行器）执行此处描述为由FMC 120执行的各种功能（例如，下面结合图2—6所述的处理的至少一部分）。
可以用通用处理器、相联存储器、数字信号处理器、专用集成电路、现场可编程门阵列、任何适当的可编程逻辑器件、离散门或晶体管逻辑、离散硬件部件或被设计成执行本文所述功能的任何组合来实施或实现处理器122。可以将处理器设备实现为微处理器、控制器、微控制器或状态机。此外，可以将处理器设备实施为计算设备的组合，例如数字信号处理器和微处理器、多个微处理器、与数字信号处理器核相结合的一个或多个微处理器或任何其它此类配置的组合。
合适的存储器件或介质126包括例如非易失性存储器的形式，举例来说，包括半导体存储器器件（诸如可擦可编程序只读存储器（EPROM）、电可擦可编程只读存储器（EEPROM）以及闪速存储器器件）、磁盘（诸如紧致磁盘只读存储器（CD-ROM）磁盘）。此外，存储器件或介质126不需要对于FMC 120或航空电子系统100是本地的。在这里所述的实施例中，存储器件或介质126是非临时性的。通常，由处理器122执行的软件132的一部分和软件132在执行期间所使用的一个或多个数据结构被存储在存储器124中。在此类实施例的一个实施方式中，存储器124包括现在已知或稍后开发的任何适当形式的随机存取存储器（RAM），诸如动态随机存取存储器（DRAM）。在其它实施例中，使用其它类型的存储器。FMC 120的部件根据需要而被使用适当接口和互连相互通信耦合。
空速例程130计算飞行器的已校准空速（CAS）及其它飞行信息，诸如入射角（a）、地面速度（GS）以及真空速（TAS）。入射角（a）描述飞行器上的基准线与飞行器正在通过其进行移动的空气之间的角度。地面速度（GS）是飞行器相对于地面或下面的地形的速度。
空速例程130使用从除ADC 110所使用的那些之外的源收集的数据来计算用于飞行器的CAS、马赫数以及TAS。可以例如从空中数据传感器170、由飞行员输入、通过通信设备154来接收或者由全球导航卫星系统（GNSS）接收机152或惯性参考系统（IRS）150确定来获得该数据。换言之，IRS 150、GNSS 152、通讯设备154或其它适当设备提供飞行器的地面轨迹和地面速度。飞行器的地面轨迹是在地球的表面上追踪的飞行器的路线。在空速例程130的另一实施例中，当可用时，将来自空速管静态传感器112的数据用于计算飞行器的CAS中。
监视器190记录来自空速管静态探测器112中的一个或多个的指示空速。FMC 120包括附加功能，其包括自动推力功能134和失速警告功能136。自动推力功能134使得FMC120能够控制飞行器的推力。如果飞行器进入失速，则失速警告功能136向用户（诸如飞行员）提供警告。通常，如果指示空速快速地减小，则在驾驶舱中触发失速警告，并且飞行器的自动推力功能134被脱离或保持被占用。失速警告功能136发起的失速警告的示例包括听觉警告“STALL、STALL”或在主要飞行显示器（PFD）180上显示的视觉失速警告。失速警告的另一示例是使得飞行器的控制轭振动的振杆器。还可以使用其它失速警告。
如果任何或所有指示空速在没有飞行器的入射角的相应变化的情况下快速地减小，则应禁用失速警告功能136，并且自动推力功能134将飞行器的推力冻结在当前水平。空速的快速减小是其中指示空速在没有入射角的相应变化的情况下快速地减小的一个。这指示空速管静态探测器112的故障，其又指示ADC 110的故障。因此，自动推力功能134防止由于在自动推力保持被占用的情况下的指示空速的不正确减小而引起的推力增加。因此，如果来自主要空速数据源（或替换空速源）的空速减小超过预定阈值速率，则FMC 120自动地禁用失速警告并将飞行器的推力保持在当前水平。
在航空电子系统100的另一实施例中，IRS 150生成航迹矢量（FPV），其在ADI184上面指示飞行器的航迹角（FPA）和轨迹。FPV也称为“鸟”，因为显示器通常类似于鸟。FPV显示在主要飞行显示器180上以使得飞行员能够通过使鸟的翼与ADI184上的水平线对准来保持水平飞行。并且，用于主要重量和高度条件的俯仰姿态以速度参考系统（SRS）186的形式显示在ADI184上，使得飞行员能够保持计算的已校准空速，其可以是单一值或多个值的平均数。从表格形式的飞行器的快速参考手册（QRH）中可得到俯仰、重量、高度或配置对比EPR/N1信息的参数，并且可以将其存储在存储介质140中的数据库中。当主要空速不可靠时（例如，在空速管静态探测器112的故障期间）使得SRS 186能够引导并向飞行员指示飞行器的FPV和轨迹，以及针对飞行器的当前重量和高度保持推力设置和俯仰姿态。
空中数据传感器170收集空中数据信息，并且可以包括叶片（vane）式传感器等。温度传感器172提供在飞行器外部的空气的温度，其被用于确定高度处的空气密度。通信设备154提供到地面的通信链路，并且可以被用来接收信息，诸如飞行器的地面速度或飞行器的大气位置处的风速。通信设备154可以建立无线电链路、SATCOM链路、或任何其它适当通信链路。接口186为用户（诸如飞行员）提供输入用于计算飞行器的校准空速的信息的能力，例如通过无线电链路从地面获得的飞行器的地面速度或风速。此信息可以被提供给FMC 120。接口186的实施例包括键盘、触控板或现在已知或稍后开发的任何其它适当接口。
在示例性实施例中，通信设备154被适当地配置成支持主飞行器与一个或多个远程系统之间的数据通信。更具体地，通信设备154被用来接收与飞行器的操作有关的数据。通信设备154可被配置成用于与广播式自动相关监视（ADS-B）技术、与交通防撞系统（TCAS）技术和/或与类似技术的兼容。
惯性参考系统（IRS）150感测IRS 150相对于地形的取向以提供用于飞行器的姿态数据。在图1中所示的实施例的一个实施方式中，IRS 150包括惯性测量单元（IMU），其包括用于感测飞行器的运动（诸如沿着给定轴的速率的线性变化和角速率的变化）的加速度计和陀螺仪。IRS 150可以用来确定关于飞行器的地面速度（GS）的信息。GNSS接收机152确定飞行器的位置。GNSS接收机152确定飞行器的位置且还被配置成检测关于地面速度的数据。地面速度信息被提供给FMC 120以便计算飞行器的CAS。
存储介质140存储入射角表142和在计算期望空速中被空速例程130使用的标准大气数据库144。入射角表142提供飞行器的入射角与升力系数之间的关系。标准大气数据库144提供给定高度和温度下的空气密度。适当的存储器件或介质140包括例如非易失性存储器的形式，举例来说，包括半导体存储器器件（诸如可擦可编程序只读存储器（EPROM）、电可擦可编程只读存储器（EEPROM）以及闪速存储器器件）、磁盘（诸如紧致磁盘只读存储器（CD-ROM）磁盘）。此外，存储器件或介质140不需要对于航空电子系统100是本地的。在航空电子系统100的另一实施例中，将入射角表142和标准大气数据库144中的一个或多个存储在存储介质126中。
航空电子系统100还包括主要飞行显示器180。主要飞行显示器180在位于例如飞行器的驾驶舱中的显示设备182或姿态指挥指示器（ADI）184上向飞行员显示飞行信息。显示设备182可以是可操作用于显示诸如空速数据之类的飞行信息的任何显示设备，例如数字显示器或LCD监视器、LED显示器。姿态指挥指示器184是用于显示与适合于飞行器的重量、飞行水平以及推力的飞行器俯仰相对应的俯仰SRS（速度参考系统）条（bar）的仪表。主要飞行显示器180被配置成向飞行员提供听觉显示，诸如失速警告。在航空电子系统100的其它实施例中，主要飞行显示器180包括能够显示飞行信息的任何适当显示系统。
根据示例性实施例，可使用适合于以操作员可查看的格式来呈递（render）文本、图形和/或图标信息的许多已知显示器中的任何一个来实施显示器180。此类显示器的非限制性示例包括各种阴极射线管（CRT）显示器以及各种平板显示器，诸如各种类型的LCD（液晶显示器）和TFT（薄膜晶体管）显示器。另外地可将显示器180实施为面板安装显示器、HUD（平视显示器）投影或许多已知技术中的任何一个。另外应注意的是可将显示器180配置为许多类型的飞行器飞行甲板显示器中的任何一个。例如，可将其配置为多功能显示器、水平状况指示器、或垂直状况指示器。然而在所述实施例中，显示器180被配置为主要飞行显示器（PFD）。
提出的系统和方法使用现有机载传感器来代替一个或多个空速管静态传感器和ADC且不保证（warrant）任何其它附加设备。通过将初始飞行器重量与飞行期间的燃料流量传感器数据相比较而根据FMS或根据另一源确定飞行器重量。当前飞行器推力是从存储在数据表中的飞行器数据或从FMC获得的。从ADC或从位于例如翼上的叶片传感器可得到冲角。根据飞行器数据来确定用于给定冲角的升力系数。
可从GPS或IRS获得当前高度。如果从无线电高度计获得当前高度，则针对在海平面的高度考虑地面高度。针对海平面高度，根据大气数据和与标准模型的温度偏差来计算环境压强Pa和密度。根据飞行的基本等式（下面的等式1），知道了对翼表面面积S有所贡献的推力，一个人可以发现TAS（V）。知道了关系，我们可以导出其中唯一未知的是马赫数的等式（2）。因此，可以在不参考由空速管静态传感器或ADC提供的数据的情况下，使用单独地来自GPS、IRS、无线电高度计及其它机载高度测量设备的高度输入来计算TAS和马赫数。
图2—6图示出TAS、马赫数的计算，并且描述了ADC数据与由本文所述的示例性实施例计算的数据之间的可能比较。这提供了确认ADC数据的方法，并且在某些实施例中提供了ADC数据可能不可靠且所计算真空速或马赫数可提供最准确数据的警告。
根据第一示例性方法，图2描述了200向算法202提供信息以确定TAS，包括确定飞行器重量204、飞行状况206、推力208、翼表面面积210以及冲角212。还将冲角212与升力系数214相比较，其中输出被提供给算法202。另外，空气密度216的计算是根据飞行器高度218和标准大气数据和温度偏差对其的影响的确定220作出的，其中空气密度216的计算的输出被提供给算法202。算法202然后求出期望TAS，如上所述。
根据第二示例性方法，图3描述了300向算法302提供信息以便确定马赫数，包括确定飞行器重量304、飞行状况306、推力308、翼表面面积310以及冲角312。还将冲角312与升力系数314相比较，并且输出被提供给算法302。另外，根据飞行器高度318及标准大气数据和温度偏差对其的影响的确定320作出环境压强316的计算，并且环境压强316的计算的输出被提供给算法302。算法320然后求出期望马赫数，如上所述。
在某些示例性实施例中，到平均海平面402（图4）的高度修正被提供给算法202、302，如根据无线电高度计404和地形海拔406所确定的。图5向飞行员提供502建议警告。如果来自ADC的TAS或马赫数506与来自本文公开的算法508的那个之间的差504大于阈值，则在某些示例性实施例中，向飞行员提供502建议警告。如果不超过阈值，则不采取行动510。
图6是图示出适合于与飞行甲板显示系统100一起使用的方法600的示例性实施例的流程图。方法600表示用于在主飞行器的机载显示器上显示飞行器接近或离开的方法的一个实施方式。结合方法600执行的各种任务可由软件、硬件、固件或其任何组合来执行。出于说明性目的，方法600的以下描述可参考上文结合先前的图所述的元件。在实践中，可由所述系统的不同元件来执行方法600的部分，例如处理器、显示元件或数据通信部件。应认识到的是方法600可包括任何数目的附加或替换任务，图6中所示的任务不需要按所示顺序执行，并且可将方法600并入到更全面的程序或者具有在本文中未详细地描述的附加功能的方法中。此外，可以将图6中所示的任务中的一个或多个从方法600的实施例中省略，只要预定的总体功能保持完整即可。
参考图6，用于确定飞行中的飞行器的第一真空速或第一马赫数中的至少一个的第一示例性方法600包括
由空速管静态传感器来感测602空气速度和第一高度；
由被耦合到空速管静态传感器的空中数据计算机并且响应于空气速度和第一高度来提供604第二真空速和第二马赫数中的至少一个；
在存储介质内存储606用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
由飞行管理系统来确定608飞行器的负荷因数和重量；
由高度传感器来确定610第二高度；
由飞行器上的传感器来确定612冲角；
感测614邻近于飞行器的空气的温度；以及
由被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器的处理器根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、第二高度、温度以及冲角组成的组来确定616第一真空速或第一马赫数中的至少一个。飞行管理系统在本文中被定义成包括在行业中另外命名的显示系统/计算机。
第二示例性方法700（图7）包括
在存储介质内存储702用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
由飞行管理系统来确定704飞行器的负荷因数和重量；
由高度传感器来确定706高度；
由飞行器上的传感器来确定708冲角；
感测710邻近于飞行器的空气的温度；以及
由被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器的处理器根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、高度、温度以及冲角组成的组来确定712真空速或马赫数。
简要地概括，上述方法和系统使用当前高度、重量、飞行状况、冲角、温度偏差和标准大气表来计算TAS和马赫数。可从GPS、IRS或从被修正至海平面高度的无线电高度计获得当前高度。当前高度不是从ADC获得的，并且因此不存在对空速管传感器数据的依赖性。此计算的TAS和马赫数可以被用来验证基于空速管的TAS和马赫数。即使基于空速管的TAS和马赫数更加准确，检查其相差超过阈值的时间将暗示ADC的故障。可以向飞行员给出预防性警告并告知其切换至提议的计算数据。
上文已相对于特定实施例描述了益处、其它优点以及问题的解决方案。然而，不应将该益处、优点、问题的解决方案以及可以可能引起任何益处、优点或解决方案发生或变得更加明显的任何（多个）元素解释为任何或所有权利要求的关键的、要求的或必不可少的特征或元素。如在本文中所使用的，术语“包括”、“包含”或其任何其它变体意图覆盖非排它性包括，使得包括一列元素的过程、方法、物品或装置不仅包括那些元素，而且可以包括未明确列出或此类过程、方法、物品或装置所固有的其它元素。
虽然在前述详细描述中已提出了至少一个示例性实施例，但应认识到的是存在许多的变体。还应认识到的是一个或多个示例性实施例仅仅是示例，并且并不意图以任何方式限制本发明的范围、可适用性或配置。更确切地说，前述详细描述将为本领域的技术人员提供用于实施本发明的示例性实施例的便捷路线图，应理解的是可以在不脱离如在所附权利要求中所阐述的本发明的范围的情况下对在示例性实施例中描述的元件的功能和布置进行各种改变。
Claims (9)
1.一种用于确定飞行中的飞行器的第一真空速或第一马赫数中的至少一个的方法，包括：
由空速管静态传感器来感测空气速度和第一高度；
由被耦合到空速管静态传感器的空中数据计算机并响应于空气速度和第一高度来提供第二真空速和第二马赫数中的至少一个；
在存储介质内存储用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
由飞行管理系统来确定飞行器的负荷因数和重量；
由高度传感器来确定第二高度；
由飞行器上的传感器来确定冲角；
感测邻近于飞行器的空气的温度；以及
由被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器的处理器根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、第二高度、温度以及冲角组成的组来确定第一真空速或第一马赫数中的至少一个，
分别地确定第一真空速或第一马赫数中的一个与第二真空速或第二马赫数中的一个之间的差；以及
当该差超过阈值时，将第一真空速和第一马赫数中的至少一个确定为有效。
2.根据权利要求1的方法，还包括根据标准大气数据、温度以及第二高度来确定空气密度，并且其中，确定第一真空速包括由等式来确定，其中，V2是第一真空速平方，n是负荷因数，mg是重量，ρ是空气密度，S是翼表面面积，Cza是升力系数，并且T是推力，并且α是冲角。
3.根据权利要求1的方法，还包括根据标准大气数据来确定环境气压，并且其中，确定第一马赫数包括由等式来确定，其中，M2是第一马赫数平方，n是负荷因数，mg是重量，S是翼表面面积，Pa是环境气压，Cza是升力系数，T是推力，并且α是冲角。
4.根据权利要求1的方法，其中，确定第二高度由用全球定位系统、惯性参考系统或无线电高度计中的一个来确定第二高度组成。
5.一种用于确定飞行中的飞行器的第一真空速或第一马赫数中的至少一个的系统，该系统包括：
空速管静态传感器，被配置成感测空气速度和第一高度；
空中数据计算机，被耦合到空速管静态传感器并被配置成提供第二真空速和第二马赫数中的至少一个；
存储介质，被配置成存储用于飞行器的标准大气数据、推力数据、翼表面面积以及升力系数；
飞行管理系统，被配置成确定飞行器的负荷因数和重量；
高度传感器，被配置成确定第二高度；
温度传感器，被配置成确定温度；
传感器，被配置成确定冲角；以及
处理器，被耦合到存储介质、飞行管理系统、高度传感器以及温度传感器，并被配置成根据由标准大气数据、推力数据、翼表面面积、升力系数、负荷因数、重量、第二高度、温度以及冲角组成的组来确定第一真空速或第一马赫数中的至少一个，
其中所述飞行管理系统被耦合到空中数据计算机并且被配置成：
分别地确定第一真空速或第一马赫数中的一个与第二真空速或第二马赫数中的一个之间的差；以及
当该差超过阈值时，将第一真空速和第一马赫数中的至少一个确定为有效。
6.根据权利要求5的系统，其中，所述飞行管理系统还被配置成：
当该差不超过阈值时，将第二真空速和第二马赫数中的至少一个确定为有效。
7.根据权利要求5的系统，还包括根据标准大气数据、温度以及第二高度来确定空气密度，并且其中，确定第一真空速包括由等式来确定，其中，V2是第一真空速平方，n是负荷因数，mg是重量，ρ是空气密度，S是翼表面面积，Cza是升力系数，并且T是推力，并且α是冲角。
8.根据权利要求5的系统，其中，所述处理器还被配置成：
根据标准大气数据来确定环境气压，并且其中，确定第一马赫数包括由等式来确定，其中，M2是第一马赫数平方，n是负荷因数，mg是重量，S是翼表面面积，Pa是环境气压，Cza是升力系数，T是推力，并且α是冲角。
9.根据权利要求5的系统，还包括：
被配置成确定第二高度的全球定位系统、惯性参考系统或无线电高度计中的一个。
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