CN104931007A - 用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置 - Google Patents

用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置 Download PDF

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CN104931007A CN201510118420.4A CN201510118420A CN104931007A CN 104931007 A CN104931007 A CN 104931007A CN 201510118420 A CN201510118420 A CN 201510118420A CN 104931007 A CN104931007 A CN 104931007A
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Abstract

本发明涉及用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置。估算装置(1)包括借助于估算迎角和测量迎角来确定修正估算迎角的估算组件(11)，所述估算迎角是基于与航空器相关的气动参数和惯性参数计算出的，所述测量迎角是基于由至少一个迎角探头(C1、…、CN)在航空器上实施的测量而确定的。该估算装置(1)因此使得能够基于气动和惯性参数实现估算航空器的速度、其迎角和总温度。

Description

用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置
技术领域
本发明涉及用于自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数特别是航空器的迎角的方法和装置。
在本发明的框架内，“与航空器的飞行相关的参数”旨在表示航空器的这样的飞行参数，比如航空器的空气速度、迎角或马赫数，以及位于航空器外并且由航空器在飞行过程中遇到的参数，比如总温度等。
与航空器的飞行相关的这类参数通常是借助于基于比如总压力、总温度或迎角探头等探头在航空器上实施的测量来确定的。然而，天气现象比如特别是冰等可能对传感器和探头有影响，其甚至可能导致危害所实施的测量，致使它有时是错误的(固定不变或有偏差)。本发明的一个目的特别在于弥补该缺点。
背景技术
公知的是，航空器特别是运输飞机通常设置有ADC(“空气数据计算机”)类型的风速风压平台，其实时提供CAS(“校准空气速度”)类型的常规速度(conventional speed)。因此，该风速风压平台关联于总压力探头(Pitot管)，并且它可以例如形成ADIRS(“空气数据惯性基准系统”)类型的空气数据和惯性数据系统的一部分，其表示集成有风速风压平台的功能的惯性基准平台。然而，例如在系统故障、来自传感器的信息错误、或者存在结冰或冰晶期间，可能出现错误或缺失的空气数据(特别是空气速度)。
专利FR-2979993描述了一种方法和装置，使得有可能提供一种替代的空气速度，其甚至是在风速风压平台和/或与之相关联的压力探头特别是Pitot探头失效的情况下，也能够得到确定。因此，该专利FR-2979993特别公开了一种用于自动估算航空器的特别准确的空气速度的方法，该空气速度甚至是在存在错误空气数据时也能得到确定。为此目的，该方法采取措施来基于与航空器相关的并且包括气动参数的当前参数值(质量、载荷因数、迎角等)来计算被称为气动速度的空气速度，接收由风速风压平台生成的当前常规速度，从该常规速度减去估算速度以便获得剩余速度，比较该剩余速度与阈值，并根据该比较：
· 在剩余速度小于或等于阈值的情况下，对它积分以便获得修正值，其被添加至气动速度，以便最终获得估算空气速度；并且
· 在剩余速度大于阈值(达一确认持续时间)的情况下(表示检测到常规速度的有效性问题)，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至气动速度以获得估算空气速度。
用于自动估算航空器的空气速度的该方法使得有可能在总压力探头暂时失效的情况下获得对空气速度的良好估算。
用于自动估算空气速度的该方法特别使用了航空器的迎角值来计算空气速度。迎角(或“攻角”)是航空器上的基准线与航空器的移动方向之间相对于环绕它的空气质量的角度。该角度通常是通过由安装在航空器的外表面上的风标形成的迎角探头实时提供的。
然而，在某些特定情况下，冰可能形成在迎角探头的高度处并干扰它们的操作，由此阻止在航空器上获得可靠的迎角指示。此外，如果对总压力管的操作的干扰与对迎角探头的操作的这种干扰同时发生，则自动估算空气速度的前述方法不能正确进行。
发明内容
本发明的一个目的是自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数包括航空器的至少一个迎角，从而使得有可能弥补前述缺点。它涉及一种用于自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数的方法，所述方法包括用于自动确定航空器特别是运输飞机的修正估算迎角的至少一个第一系列的相继步骤，所述修正估算迎角是特别准确的，并且甚至是在迎角探头失效的情况下也能够得到确定。
根据本发明，所述第一系列的相继步骤以自动且迭代的方式包括：
a)基于与航空器相关的气动参数和惯性参数计算估算迎角；
b)测量航空器的迎角；
c)检验测量迎角是否被视为是一致的(consistent)或不一致的(inconsistent)；以及
d)根据该检验：
- 在测量迎角被视为是一致的情况下，确定修正值并将该修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角；并且
- 在测量迎角被视为是不一致的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角。
在本发明的框架内：
- 气动参数是由测量围绕航空器的空气所得的参数。这些参数包括由静态压力探头和动态压力探头(Pitot管)测得的静态压力和动态压力的测量结果、由迎角探头提供的迎角的测量结果、和空气的温度的测量结果。一部分这些气动参数的可靠性可能需谨慎对待。实际上，除了静态压力探头之外，所有的气动参数探头都可能受到冻结的影响；并且
- 惯性参数是由航空器的惯性平台提供的参数，并且对应于由该惯性平台测得的加速度值，或者对应于通过对加速度值积分计算出的速度或位置值。
基于气动参数和惯性参数来计算估算迎角，而不是像现有技术中那样基于气动参数来确定它，使得有可能在没有一部分气动参数的情况下，实施该计算。因此，在一特定实施例中，可仅使用惯性参数和静态压力的测量结果，来实施估算迎角的计算。在该特定实施例中，估算迎角对与气动探头的冻结相关的测量误差不敏感。
因此，借由本发明，在航空器上能获得迎角值(修正估算迎角)，其即使在迎角探头失效(特别是结冰)的情况下也能得到确定。另外，该迎角值呈现出足够高的精度，以便它可用于航空器的不同系统。
有利地，步骤a)包括借助于以下表达式计算估算迎角α：
其中：
- θ是航空器的纵向倾角(angle of longitudinal inclination)，也被称为航空器的俯仰角(trim)；
- φ是航空器的侧滚角(angle of roll)；
- cos是余弦；并且
- γ是航空器的空气斜率(air slope)。
此外，在一有利方式中，所述方法包括由借助于以下表达式计算空气斜率γ构成的步骤：
其中：
- Vzbi是基于航空器的惯性数据确定的垂直速度；并且
- Vtas是真实速度，其对应于至少是在没有由空气数据计算机提供的任何真实速度值的情况下的估算真实速度。
此外，有利地，所述方法包括由借助于以下表达式计算估算真实速度Vtas1构成的步骤：
其中：
- γ 是航空器的空气斜率；
- k1、k2和R是预定值；
- TAT是测量总温度；并且
- M1是估算马赫数。
此外，在一有利方式中，所述方法还包括由借助于以下表达式计算估算总温度TAT1构成的步骤：
其中：
- k3～k5是预定值；
- Zp是航空器的高度；
- M1是估算马赫数；并且
- 
其中：
· TAT是测量总温度；
· 表达式(TAT/(1+k6*s))对应于由一阶滤波器以时间常数k6过滤的值TAT；并且
· k6～k9是预定值。
此外，在一有利方式中，所述方法还包括由借助于以下表达式计算估算马赫数M1构成的步骤：
- 当航空器的高度Zp处于地面与第一预定值优选为30000英尺之间时：
- 当航空器的高度Zp处于所述第一值与大于所述第一值的第二预定值(优选为36000英尺)之间时：
其中：
· Vc1是估算空气速度；
· Zp是航空器的处于地面与所述第二值之间的高度；并且
· k10～k13为预定参数。
此外，所述方法可单独地或以组合方式表现出至少一部分以下特性：
- 在步骤c)中，如果满足以下条件之一，则测量迎角被视为是不一致的：
· 估算迎角与测量迎角之间的差值大于预定阈值达预定持续时间；
· 空气数据计算机认为测量迎角是不一致的；
- 所述方法包括以下步骤：监测至少一个测量总温度，以检测总温度探头是否结冰。
此外，在一有利方式中，所述方法还包括用于自动确定航空器的估算空气速度的第二系列的相继步骤，所述第二系列的相继步骤以自动且迭代的方式包括：
A、基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值包括迎角值，来计算被称为气动速度的空气速度；
B、借助于风速风压平台确定当前的常规速度；
C、从该常规速度减去在前一迭代时估算出的速度，以便获得剩余速度；
D、比较该剩余速度与阈值；以及
E、根据该比较：
- 在该剩余速度小于或等于所述阈值的情况下，计算修正值，其应用至所述气动速度，以获得估算空气速度；并且
- 在该剩余速度大于所述阈值的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值应用至所述气动速度，以获得估算空气速度，
步骤A包括使用在第一系列的相继步骤的步骤d)中作为迎角值确定的修正估算迎角来计算气动速度。
因此能在没有一部分气动参数的情况下，计算被称为气动速度的空气速度，其是基于气动参数和惯性参数计算出的。因此，在一特定实施例中，可仅使用惯性参数和静态压力的测量结果，来实施气动速度的计算。在该特定实施例中，气动速度对与气动探头的冻结相关的测量误差不敏感。
在一优选实施例中，步骤E包括为了应用所述修正值而由使气动速度乘以所述修正值构成的操作。
此外，有利地，步骤E包括由借助于以下积分表达式计算修正值Vcorr构成的操作：
其中：
- Vc是常规速度；
- Vcaero是气动速度；并且
- τ是时间常数。
本发明还涉及一种用于自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数的装置，所述至少一种参数包括航空器的至少一个迎角，所述装置包括用于自动确定修正估算迎角的至少一个第一估算组件。
为此目的，根据本发明，所述第一估算组件包括：
- 第一计算单元，构造成基于与航空器相关的气动参数和惯性参数计算估算迎角；
- 接收单元，构造成接收航空器的测量迎角；
- 检验单元，构造成检验测量迎角是否被视为是一致的或不一致的；和
- 第二计算单元，构造成根据该检验：
· 在测量迎角被视为是一致的情况下，确定修正值并将该修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角；并且
· 在测量迎角被视为是不一致的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角。
此外，在一特定实施例中，所述装置还包括用于自动确定航空器的估算空气速度的第二估算组件，所述第二估算组件包括：
- 第三计算单元，构造成基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值包括迎角值，来计算被称为气动速度的空气速度；
- 接收单元，构造成接收由风速风压平台确定的当前常规速度；
- 第四计算单元，构造成从该常规速度减去在前一迭代时估算出的速度，以便获得剩余速度；
- 第五计算单元，构造成比较该剩余速度与阈值；和
- 第六计算单元，构造成根据该比较：
· 在该剩余速度小于或等于所述阈值的情况下，计算修正值，其应用至所述气动速度，以获得估算空气速度；并且
· 在该剩余速度大于所述阈值的情况下，即表示检测到常规速度的有效性问题，并且在保持如此的情况下，将固定修正值应用至所述气动速度以获得估算空气速度，
所述第三计算单元构造成使用由第一估算组件作为迎角值确定的修正估算迎角来计算气动速度。
此外，有利地，所述装置还包括以下组件中的至少一个：
- 用于确定估算真实速度的估算组件；
- 用于确定估算总温度的估算组件；和
- 用于确定估算马赫数的估算组件。
本发明进一步涉及航空器，特别是运输飞机，其包括如前所述的装置。
附图说明
附图中的各图将阐述本发明可能被实施的方式。在这些图中，相同的附图标记表示相似的元件。
图1是依据本发明的装置的特定实施例的示意图。
图2-4是图1的装置的处理组件的特定实施例的示意图。
具体实施方式
用于说明本发明并在图1中示意性地示出的装置1特别旨在于自动估算与航空器(未示出)特别是运输飞机的飞行相关的参数，以便提供准确的并且不受特别是不受错误空气数据干扰或致偏的参数。航空器的飞行参数可以为这些，比如航空器的空气速度、迎角(incidence)或马赫数，以及位于航空器外并且由航空器在飞行过程中遇到的参数，比如总温度等。
载置于航空器上的所述装置1以标准方式包括信息源的标准组件2，例如ADIRS(“空气数据惯性基准系统”)类型的空气数据和惯性数据系统，其包括：
- 传感器C1、C2、…CN的组件3，N是整数，传感器特别为探头并且特别用于总压力、总温度和迎角模式；和
- 标准装置的组件4，包括例如ADC(“空气数据计算机”)类型的风速风压平台，其确定和提供参数值，特别是借助于由所述传感器的组件3实施的测量。
装置1还包括：
- 处理单元5，其经由链路6连接至所述组件2；和
- 显示单元7，其经由链路8连接至所述处理单元5，并且其形成为在航空器的飞行甲板的至少一个观看屏幕9上显示由装置1确定的参数值。可以设想用一个或多个滤波器来过滤待显示的值，然后将它呈现在观看屏幕9上，以便获得令人满意的视觉舒适度。
这些值也可经由链路10传输至航空器的用户装置14(例如计算机和/或警报系统)的组件。
根据本发明，装置1的处理单元5包括至少一个估算组件11(或估算单元)，用于自动确定修正估算迎角。
为此目的，根据本发明，所述估算组件11如图2所示包括：
- 接收装置(链路12)，其构造成接收由组件2提供的航空器的测量迎角(链路12例如与链路6连接)；
- 计算单元13，其构造成基于与航空器相关(并且接收自组件2)的气动参数和惯性参数来计算估算迎角；
- 检验单元24，其构造成检验(经由链路12接收到的)测量迎角是否被视为是一致的或不一致的；和
- 计算单元25，其构造成根据由检验单元24实施(并且经由链路26接收到)的检验：
· 在测量迎角被视为是一致的情况下，确定修正值并将该修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角；并且
· 在测量迎角被视为是不一致的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角。
所述估算组件11可将修正估算迎角经由链路27传输至装置1的各个估算和/或处理元件，和/或传输至装置1之外的用户装置(例如经由链路8和10)。
因此：
- 如果测量迎角被视为可靠的(一致的)，则计算修正值，以使修正估算迎角与测量迎角会聚；并且
- 如果测量迎角被视为不可靠的(不一致的)，则将修正值固定为其最后一个被视为正确的值，并使修正估算迎角独立于测量迎角。
因此，通过装置1的估算组件11，在航空器上能获得迎角值(修正估算迎角)，其即使在迎角探头失效的(特别是结冰的)情况下也能得到确定。另外，该迎角值呈现出足够高的精度，以便它可用于航空器的不同系统。
如果满足以下条件之一，则检验单元24认为测量迎角不一致：
- 估算迎角与测量迎角之间的差值大于预定阈值达预定持续时间；以及
- 形成例如组件2的一部分的ADC类型的空气数据计算机认为测量迎角不一致，并且发出相应的消息，例如在速度下降到60节(或海里/小时)以下时。
当测量迎角与估算迎角之间的差值超过阈值(例如1°)达至少一段预定持续时间(例如10秒)时，触发警报器(听觉和/或视觉)。
此外，计算单元13如图3所示包括：
- 装置15，用于借助于航空器的惯性数据以标准方式确定垂直速度Vzbi；
- 计算装置16，用于计算空气斜率γ，其表示该垂直速度Vzbi与真实速度Vtas之间的比值。经由链路17接收到的真实速度Vtas对应于估算真实速度Vtas1(在下文说明)，至少是在没有由(组件2的)空气数据计算机提供的任何真实速度值的情况下；
- 计算装置18，用于从经由(例如组件2的)链路19接收到的航空器的纵向倾角θ减去由计算装置16确定的空气斜率γ；和
- 计算装置20，用于计算从计算装置18接收到的差值与由(例如组件2的)链路21接收到的航空器的侧滚角(或滚动角)φ的余弦之间的比值。
计算单元13因此包括借助于以下表达式来计算估算迎角α的计算元件：
其中：
- θ是航空器的纵向倾角，也被称为航空器的俯仰角；
- φ是航空器的侧滚角；
- cos是余弦；并且
- γ是航空器的空气斜率。
计算单元13可将该估算迎角α(经由链路22)传输至装置1的各个估算和/或处理元件(特别是单元24和25)，和/或传输至装置1之外的用户装置(例如经由链路8和10)。
同样地，由计算元件16计算出的空气斜率γ可经由链路23传输至装置1的各个估算和/或处理元件，和/或传输至装置1之外的用户装置(例如经由链路8和10)。
计算元件16因此构造成借助于以下表达式计算空气斜率γ：
其中：
- Vzbi是基于航空器的惯性数据确定的垂直速度；并且
- Vtas是真实速度，其对应于至少是在没有由空气数据计算机提供的任何真实速度值的情况下的估算真实速度Vtas1。
装置1的处理单元5还包括计算元件28，用于借助于以下表达式计算估算真实速度Vtas1：
其中：
- γ是航空器的空气斜率；
- k1、k2和R是预定值，即：
· k1 = 1/0.5144;
· k2 = 0.2;
· R = 287J;
- TAT是测量总温度；并且
- M1是估算马赫数，其将在下文说明。
此外，装置1的处理单元5还包括计算元件29，用于借助于以下表达式计算估算总温度TAT1(表示为°K)：
其中：
- k3～k5是预定值，即：
· k3 = 288;
· k4 = 1.98/1000;
· k5 = 0.2;
- Zp是航空器的高度，表示为英尺；并且
- M1是估算马赫数。
此外，装置1还包括这样的计算元件特别是计算元件29，其用于借助于以下表达式计算前述值ΔISA1：
其中：
· TAT是测量总温度，表示为°K；
· 表达式(TAT/(1+k6*s))对应于测量总温度TAT，其由一阶滤波器以时间常数k6过滤；并且
- k6～k9是预定值，即：
· k6 = 30;
· k7 = 0.2;
· k8=288；并且
· k9 = 1.98/1000
此外，装置1包括单元30，用于监测测量总温度(例如接收自组件2)，以检测总温度探头是否结冰。
监测单元30(其优选形成处理单元5的一部分)包括：计算元件，用于计算接收自计算元件29的估算总温度与接收自组件2的测量总温度之间的差值；和比较元件，用于比较该差值与阈值。
在一特定实施例中，监测单元30指示：
- 如果前述差值超过第一阈值例如10℃，则测量总温度被视为冻结性的(总温度探头结冰)；并且
- 如果前述差值回到第二阈值例如5℃以下，则测量总温度再次被视为不是冻结性的。
另外，装置1的处理单元5还包括计算元件31，用于借助于以下表达式计算估算马赫数M1：
- 当航空器的高度Zp处于地面(0英尺)与第一预定值优选为30000英尺之间时：
- 并且当航空器的高度Zp处于所述第一值与第二预定值(大于该第一值)优选为36000英尺之间时：
其中：
- Vc1是估算空气速度，表示为节；
- Zp是航空器的高度，表示为英尺并被限定在0英尺到36000英尺之间(飞行高度：FL360)；并且
- k10～k13为预定参数，即：
· k10 = 661.5;
· k11 = ;
· k12 = ;
· k13 = 30000。
此外，在一特定实施例中，装置1还包括估算组件33(或估算单元)，用于自动确定航空器的估算空气速度。
该估算组件33如图4所示包括：
- 计算单元34，构造成基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值(接收自组件2)计算被称为气动速度的空气速度；
- 用于接收当前常规速度的装置(即链路35)，所述当前常规速度由风速风压平台确定并接收自组件2；
- 计算单元36，构造成从该常规速度减去在前一迭代时估算出的速度，以便获得剩余速度(residual speed)；
- 计算单元37，构造成比较该剩余速度与阈值λ，例如20节；和
- 计算单元39，构造成根据该比较：
· 在该剩余速度小于或等于所述阈值的情况下，计算修正值，其(通过如下文说明的乘法运算)应用至所述气动速度，以获得估算空气速度；并且
· 在该剩余速度大于所述阈值的情况下(表示检测到常规速度的有效性问题)，并且在保持如此的情况下，将固定修正值应用至所述气动速度以获得估算空气速度。
当测量速度与估算速度之间的差值超过阈值(例如20节)达预定持续时间时，触发例如经由链路38连接至计算单元37的警报器(听觉和/或视觉)。
计算单元34借助于以下表达式以标准方式计算所述气动速度Vcaero：
其中：
- Ma是航空器的质量，单位为kg；
- nz是垂直载荷因数；
- ρ0是空气的密度，其等于1.225kg/m3；
- Czα表示升力梯度，并且约等于6；
- α是航空器的迎角值；并且
- α0是零升力时的迎角，其取决于缝翼和襟翼的构造和空气制动器的挠度。
在一优选实施例中，计算单元34使用通过估算组件11作为迎角值α确定的修正估算迎角来计算气动速度。
估算组件33在计算元件34的输出端处包括限制装置47：
- 用于将接收自计算元件34的信号(气动速度)限制在两个速度值之间，例如80-400节；并且
- 用于限制该信号的斜率。
估算组件33还包括位于限制装置47的输出端的滤波器48。
此外，计算单元39还包括：
- 计算元件40，用于将常规速度除以滤波器48的输出端处的值；
- 滤波系统41；和
- 乘法器42，其使与(接收自滤波器48的)气动速度有关的值乘以滤波系统41的输出值，以获得估算空气速度。
该估算空气速度可通过链路43传输至装置1的各个估算和/或处理元件，和/或传输至装置1之外的用户装置(例如经由链路8和10)。
此外，滤波系统41包括：
- 计算元件44，用于计算所述计算元件40的输出值与滤波系统41的输出值之间的差值；和
- 开关装置45，其在结冰(由元件37检测到)的情况下切换至0；和
- 积分器46。
在元件37检测到结冰的期间，开关装置45被控制成将积分器46的输入值传达为零值，而不是计算装置44的输出值，使得积分器46现在使用固定修正值(其是被记录的)。该固定修正值对应于在检测到常规速度Vc的有效性问题之前计算出的最后一个修正值。
计算单元39因此做好准备以使气动速度乘以所述修正值(借助于乘法器42)。因此，与前述专利FR-2979993中主张的方案形成对比，其中提供给气动速度的修正值为绝对值，由估算组件33实施的修正相关于乘数因子。如果风速风压平台持续失效，同时航空器的速度变化极大(从巡航速度变为进场速度)，则这种应用修正的方式防止修正气动速度偏离真实空气速度。
积分器46借助于以下积分表达式计算修正值Vcorr：
其中：
- Vc是常规速度；
- Vcaero是气动速度；并且
- τ是时间常数。
因此，借由装置1的所述估算组件33，在航空器上能获得替代的(相对于标准速度)空气速度信息Vcest，其：
- 一方面呈现出足够高的精度，以便它可用于航空器的不同系统；而
- 另一方面在常规速度Vc存在有效性问题的情况下，也就是说即使在风速风压平台或与之相关联的压力探头特别是Pitot探头失效的情况下，也能够得到确定。
装置1的估算组件33因此同时使得以下成为可能：
- 一方面，在常规速度Vc不存在任何有效性问题的情况下，通过在气动速度Vcaero上实施的修正，使得它朝常规速度Vc会聚，以弥补气动速度Vcaero精度降低的问题；并且
- 另一方面，在常规速度Vc存在有效性问题(或损耗问题)的情况下(特别是在Pitot探头存在问题的期间)，忽略它。
在后一情况下，能够总是获得准确的估算空气速度Vcest，因为气动速度Vcaero持续通过使之乘以固定修正值而得到修正，所述固定修正值是尽可能准确的，因为它对应于在检测到常规速度Vc存在有效性问题之前计算出的最后一个修正值。
此外，在航空器起飞时，也就是说在装置1启动时，其初始化积分器46为Vc/Vcaero值，使得估算空气速度Vcest于是等于常规速度Vc。
此外，在本发明的框架内，还可以为估算空气速度准备替代方案。事实上，还有可能基于以下升力公式(其中PS为静态压力)，来计算估算马赫数M2而不是估算速度：
在该情况下，我们：
- 在未检测到结冰时，对马赫/M2的比值进行积分，以获得估算马赫数；
- 如前所述那样对真实速度和迎角进行计算；并且
- 对结冰总温度进行同一监测。
借助于Fabre-Bilange公式实施对估算速度Vc2的计算(表示为节)：
不管高度如何，该表达式都是正确的。
如上所述的装置1表现出快速适应于任何类型的航空器。另外，本发明没有采取措施来去除气动探头(总压力探头、迎角探头、总温度探头等)，而是提供允许航空器在没有这些探头甚至是在有风速梯度或湍流的情况下，在严重结冰条件下飞行一定时间的方案。

Claims (15)

1. 一种用于自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数的方法，所述至少一种参数包括航空器的至少一个迎角，所述方法包括用于自动确定修正估算迎角的至少一个第一系列的相继步骤，所述第一系列的相继步骤以自动且迭代的方式包括：
a)基于与航空器相关的气动参数和惯性参数计算估算迎角；
b)测量航空器的迎角；
c)检验测量迎角是否被视为是一致的或不一致的；
d)根据步骤c)中实施的检验：
　- 在测量迎角被视为是一致的情况下，确定修正值并将该修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角；并且
　- 在测量迎角被视为是不一致的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角。
2. 如权利要求1所述的方法，
其中，步骤a)包括借助于以下表达式计算估算迎角α：
其中：
- θ是航空器的纵向倾角；
- φ是航空器的侧滚角；
- cos是余弦；并且
- γ是航空器的空气斜率。
3. 如权利要求2所述的方法，
其包括由借助于以下表达式计算空气斜率γ构成的步骤：
其中：
- Vzbi是基于航空器的惯性数据确定的垂直速度；并且
- Vtas是真实速度，其对应于至少是在没有由空气数据计算机提供的任何真实速度值的情况下的估算真实速度。
4. 如权利要求1-3中任一项所述的方法，
其包括由借助于以下表达式计算估算真实速度Vtas1构成的步骤：
其中：
- γ 是航空器的空气斜率；
- k1、k2和R是预定值；
- TAT是测量总温度；并且
- M1是估算马赫数。
5. 如前述权利要求中任一项所述的方法，
其包括由借助于以下表达式计算估算总温度TAT1构成的步骤：
其中：
- k3～k5是预定值；
- Zp是航空器的高度；
- M1是估算马赫数；并且
- 
其中：
　· TAT是测量总温度；
　· 表达式(TAT/(1+k6*s))对应于由一阶滤波器以时间常数k6过滤的值TAT；并且
　· k6～k9是预定值。
6. 如前述权利要求中任一项所述的方法，
其包括由借助于以下表达式计算估算马赫数M1构成的步骤：
- 当航空器的高度Zp处于地面与第一预定值之间时：
- 当航空器的高度Zp处于所述第一值与大于所述第一值的第二预定值之间时：
其中：
　· Vc1是估算空气速度；
　· Zp是航空器的处于地面与所述第二值之间的高度；并且
　· k10～k13为预定参数。
7. 如前述权利要求中任一项所述的方法，
其中，在步骤c)中，如果满足以下条件之一，则测量迎角被视为是不一致的：
- 估算迎角与测量迎角之间的差值大于预定阈值达预定持续时间；以及
- 空气数据计算机认为测量迎角是不一致的。
8. 如前述权利要求中任一项所述的方法，
其包括以下步骤：监测至少一个测量总温度，以检测总温度探头是否结冰。
9. 如前述权利要求中任一项所述的方法，
所述方法还包括用于自动确定航空器的估算空气速度的第二系列的相继步骤，所述第二系列的相继步骤以自动且迭代的方式包括：
A、基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值包括迎角值，来计算被称为气动速度的空气速度；
B、借助于风速风压平台确定当前的常规速度；
C、从该常规速度减去在前一迭代时估算出的速度，以便获得剩余速度；
D、比较该剩余速度与阈值；以及
E、根据该比较：
　- 在该剩余速度小于或等于所述阈值的情况下，计算修正值，其应用至所述气动速度，以获得估算空气速度；并且
　- 在该剩余速度大于所述阈值的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值应用至所述气动速度，以获得估算空气速度，
步骤A包括使用在第一系列的相继步骤的步骤d)中作为迎角值确定的修正估算迎角来计算气动速度。
10. 如权利要求9所述的方法，
其中，步骤E包括为了应用所述修正值而由使气动速度乘以所述修正值构成的操作。
11. 如权利要求9和10中任一项所述的方法，
其中，步骤E包括由借助于以下积分表达式计算修正值Vcorr构成的操作：
其中：
- Vc是常规速度；
- Vcaero是气动速度；并且
- τ是时间常数。
12. 一种用于自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数的装置，所述至少一种参数包括航空器的至少一个迎角，所述装置包括用于自动确定修正估算迎角的至少一个第一估算组件，所述第一估算组件包括：
- 第一计算单元，构造成基于与航空器相关的气动参数和惯性参数计算估算迎角；
- 接收单元，构造成接收航空器的测量迎角；和
- 检验单元，构造成检验测量迎角是否被视为是一致的或不一致的，
其中，所述第一估算组件还包括第二计算单元，所述第二计算单元构造成根据由所述检验单元实施的检验：
　· 在测量迎角被视为是一致的情况下，确定修正值并将该修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角；并且
　· 在测量迎角被视为是不一致的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角。
13. 如权利要求12所述的装置，
其还包括用于自动确定航空器的估算空气速度的第二估算组件，所述第二估算组件包括：
- 第三计算单元，构造成基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值包括迎角值，来计算被称为气动速度的空气速度；
- 接收单元，构造成接收由风速风压平台确定的当前常规速度；
- 第四计算单元，构造成从该常规速度减去在前一迭代时估算出的速度，以便获得剩余速度；
- 第五计算单元，构造成比较该剩余速度与阈值；和
- 第六计算单元，构造成根据该比较：
　· 在该剩余速度小于或等于所述阈值的情况下，计算修正值，其应用至所述气动速度，以获得估算空气速度；并且
　· 在该剩余速度大于所述阈值的情况下，即表示检测到常规速度的有效性问题，并且在保持如此的情况下，将固定修正值应用至所述气动速度以获得估算空气速度，
所述第三计算单元构造成使用由第一估算组件作为迎角值确定的修正估算迎角来计算气动速度。
14. 如权利要求12和13中任一项所述的装置，
其还包括以下组件中的至少一个：
- 用于确定估算真实速度的估算组件；
- 用于确定估算总温度的估算组件；和
- 用于确定估算马赫数的估算组件。
15. 一种航空器，
其包括如权利要求12-14中任一项所述的装置。
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