CN105301275A - 估算飞行器的马赫数的方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及估算飞行器的马赫数的方法和装置。所述装置包括：用于测量所述飞行器（100）的第一测量区（20）中的环境空气的第一静压的测量单元（2）；用于通过至少一个静压探测器测量所述飞行器（100）的第二测量区（21）中的环境空气的第二压力的测量单元（3），所述第二压力具有小于第一静压的值；使用这两个测量的压力估算马赫数的计算单元；以及，设置成将估算的马赫数传输至用户系统的数据传输单元。

Description

估算飞行器的马赫数的方法和装置

技术领域

本发明涉及一种估算飞行器的马赫数的方法和装置。

众所周知，飞行器的马赫数被定义为：在飞行器的飞行条件下，该飞行器的速度与声速之比。热力学定律使得定义气流的马赫数、总压Pt以及静压Ps之间的关系成为可能，该关系由以下公式表示：

在这个方程中，γ表示绝热指数，该指数对于空气而言等于1.4。利用这个方程，测量静压Ps以及总压Pt足以计算马赫数M。

静压Ps对应于大气压，其取决于飞行器的海拔高度以及环境介质的温度。静压可使用置于飞行器上的探测器测量。

此外，总压Pt对应于静压与由飞行器的速度产生的冲击压之和。总压Pt由皮托管测量。

如果误差来自皮托管，则采用上述方程计算出的马赫数可能因此而错误。

背景技术

专利CA2783222公开了一种采用发动机的水平面处的两个静压的测量值来测量马赫数的方法。这些测量值可以产生静压Ps的估算值和总压Pt的估算值。通过在上述方程中代入这些估算的压力值，于是获得马赫数M的估算值。但是，可以产生这样的总压估算值的静压探测器不是在所有种类的飞行器以及所有种类的发动机上均可用。

此外：

文献WO2013/017746公开了一种可以测量速度的系统，该系统对冰冻条件和强降雨不敏感。此系统可以通过测量静压和动压来计算飞行器的速度。该文献没有公开可以仅使用两个静压测量值确定马赫数的方法；以及

文献GB2424957公开了一种使用压力比计算飞行器的参数（包括马赫数）的系统。文献中指出，可以从飞行器上的不同点处获取的N个静压值推算出马赫数，但没有详细说明如何进行推算。其中详细说明了，在能够从其中推算出飞行器的参数之前，静压值的数量N首先被用于推算静压以及总压。

发明内容

本发明涉及一种估算飞行器的马赫数的方法，使得可以估算马赫数而不使用总压值，以便可以特别的向飞行员提供关于马赫数的信息，即使飞行器上缺少可用的可靠总压值时也是如此。

为此，用于估算马赫数的所述方法根据本发明包括以下以自动方式构成的连续步骤：

A）测量位于飞行器上的第一测量区中的环境空气的第一静压Ps；

B）通过至少一个静压探测器测量位于飞行器上的第二测量区中的环境空气的第二压力P，所述第二压力P具有小于所述第一静压Ps的值；

C）采用以下表达式估算飞行器的马赫数：

参数k满足表达式，其中，Z是取决于第二测量区在飞行器上的位置的参数；以及

D）将及时估算出的马赫数传输至用户系统。

依据本发明，可以通过使用仅两个静压测量值来估算马赫数。因此，无需使用总压值（由皮托管测量），并且因此可以计算出估算的马赫数，即使在飞行器上缺少可用的可靠总压值时（数值缺少或数值错误）也是如此。

上述文献WO2013/017746和GB2424957均没有公开以上可以估算马赫数的公式，并且这些文献均未公开使用仅两个静压测量值推导马赫数的事实。

根据本发明可以被一起实施或分别实施的不同实施例：

第二测量区设置于飞行器的机身上，参数Z满足以下关系式，其中Cpo是恒定的压力系数以及γ为空气的绝热指数。

第二测量区设置于飞行器的发动机的机舱中，参数Z满足以下关系式Z＝（aN1＋b），其中a和b为经验确定的常数以及N1表示发动机的风扇的旋转速度；

步骤A包括子步骤，所述子步骤为：

Aa）分别测量所述第一测量区中在第一中间测量点处和第二中间测量点处的第一中间静压Ps'以及第二中间静压Ps''；以及

Ab）通过对上述步骤Aa）中测量的第一和第二中间静压Ps'和Ps''求平均来估算第一静压Ps；

第一中间测量点和第二中间测量点位于飞行器的机身上，在飞行器的纵轴线的任一侧。

本发明也涉及一种估算飞行器的马赫数的装置。

根据本发明，所述估算装置包括：

设置成测量飞行器的第一测量区中的环境空气的第一静压Ps的第一测量单元；

设置成通过至少一个静压探测器测量测量飞行器的第二测量区中的环境空气的第二压力P的第二测量单元，第二压力P具有低于第一静压Ps的值；

设置成采用以下表达式估算飞行器的马赫数的计算单元：

参数k满足表达式，其中Z是取决于第二测量区在飞行器上的位置的参数；以及

设置成将估算的马赫数传输至用户系统的数据传输单元。

本发明也涉及一种飞行器，特别是运输飞机，该飞行器包括例如之前所述的装置。

在一具体实施例中，第一测量单元包括设置成测量第一中间静压Ps'和第二中间静压Ps''的第一和第二测量探测器，所述第一测量单元进一步包括计算机，所述计算机被设置成通过对第一和第二中间静压Ps'和Ps''求平均来确定第一静压Ps。

更有利地，第一和第二测量探测器被定位于飞行器的机身上，在飞行器的纵轴线的任一侧。

附图说明

图1是示出用于估算飞行器的马赫数的装置的示意图。

图2是示出包含图1所示装置的飞行器的示意图。

图3是示出图1所示装置的计算单元的计算步骤的示意图。

具体实施方式

用于估算飞行器特别是运输飞机的马赫数M的装置1示意地示于图1。

这样的估算装置1（以下记为装置1）根据本发明包括：设置成测量飞行器的第一测量区中的环境空气的第一静压Ps的第一测量单元2；以及，设置成测量飞行器的第二测量区中的环境空气的第二压力P的第二测量单元3，第二压力P具有小于第一静压Ps的值。第一测量单元2使用至少一个静压测量探测器，特别是如以下描述的多个测量探测器，来测量第一静压。

类似地，第二测量单元3使用至少一个静压测量探测器，称为静压探测器，来测量第二压力P。

装置1也包括采用以下表达式估算马赫数的计算单元5：

参数k满足表达式，其中Z是取决于第二测量区在飞行器上的位置的参数。

由第一和第二测量单元2和3收集的数据分别通过链接4和6传输至计算单元5。

装置1进一步包括数据传输单元（链接8），该数据传输单元设置成将估算的马赫数传输至用户系统7，例如传输至显示单元或传输至嵌入式系统（或计算机）。

选取可以获得第一静压Ps和第二压力P之间的数值之差的用于测量第一静压Ps和第二压力P的区域。实际上，第一静压Ps的值与第二压力P的值之间的差越大，马赫数M的估算越准，从而飞行器的空气速度CAS的估算越准。为此，特别地设置成将第一测量单元2定位于飞行器上静压不显著依赖于马赫数M的点处，并且与之相反将第二测量单元3定位于飞行器上与马赫数M密切相关的点处。换言之，选择将第一测量区定位于飞行器上受流经飞行器的气流干扰比第二测量区更少的位置处。

此外，随着马赫数增加，第二压力P的测量值减小，并且逐渐低于第一静压Ps。函数Ps/P因此是随马赫数增加而增加的单调函数。

因此，当马赫数很高时（只要气流保持亚声速）并且商Ps/P很高时，马赫数的估算更加准确。

所以，优选地，为获得最佳可能的准确度，并且最大化估算的有效范围，用于第二压力P的第二测量区被定位成使商Ps/P最大化。

因此，通过获知P与Ps之间的比值，可以获知飞行器的速度的估算值所处的速度范围。

图2示出了可以获得第一静压Ps和第二压力P之间的这种数值之差的第一和第二测量区20和21的示例性定位。

第一测量区20位于飞行器100的机身15上。如上文所解释的，第一测量单元2包括至少一个位于第一测量区20的测量探测器。在图2所示的示例性实施例中，第一测量单元2包括多个探测器11和12，并且特别地，两个探测器，被称为第一探测器11和第二探测器12，分别测量第一和第二中间静压Ps'和Ps''。第一探测单元2还包括计算机（未示出），该计算机被设置成通过优先地对测得的第一和第二中间压力Ps'和Ps''求平均来确定第一静压Ps。

在本发明的一具体实施例中，第一和第二中间静压Ps'和Ps''分别在飞行器100的纵轴线L的任一侧的第一和第二中间测量点处测得。可以理解的是第一和第二探测器11和12位于飞行器100的纵轴线L的任一侧。

根据这一具体实施例的第一变型，如图2所示，第一和第二中间静压Ps'和Ps''在飞行器100的侧面上测得。第一和第二探测器11和12因而位于飞行器100的侧面上。在这一变型实施例中，第一静压Ps因此通过对在飞行器100的侧面上测量的两个中间压力Ps'和Ps''求平均来测得。通过这种方法平均计算第一静压，减小了由飞行器的侧滑角导致的误差。

在一具体变型中，第一和第二中间静压Ps'和Ps''在飞行器100的垂直尾翼单元置（未示出）的两个面上测得。

如图2所示，第二测量区21（与测量单元3相关）设置于飞行器100的机身15上。第二测量区21特别地位于第一测量区20的前方，这是因为在飞行器100的这一点上，对静压的测量对于气流更加敏感，并且测得的第二压力P将低于第一静压Ps。在这一设置中，参数Z满足以下关系式，其中Cpo为恒定的压力系数，γ为空气的绝热指数。Cpo不依赖于马赫数M，但依赖于其所处物体的形状。

替代地，在一未示出的实施例中，第二测量区21设置于飞行器100的发动机10的机舱中。选择将第二测量区21定位在飞行器100的发动机10的机舱中是因为在这一区域中测量的第二压力P低于在位于机身上的第一测量区中测得的压力。参数Z因而满足以下关系式Z＝（aN1＋b），其中a和b是经验确定的常数，N1表示发动机10的风扇的旋转速度。常数a和b特别地通过试验飞行期间进行的测量来经验地确定。

图3示意地示出了当第二测量单元3位于飞行器的发动机10的机舱上时计算单元5所执行的计算步骤。在如上文所述的第二测量单元3置于飞行器100的机身15上的情形中，本图3中的表达式aN1＋b由常数替代。

本发明也允许第二测量区21定位于飞行器100上允许测量值低于相对于第一静压Ps的第二压力P的其它点处，例如，在飞行器100的垂直尾翼单元上。

Claims (9)

1.一种估算飞行器的马赫数的方法，所述方法包括下述以自动方式构成的连续步骤：

A）测量位于所述飞行器上的第一测量区中的环境空气的第一静压Ps；

B）通过至少一个静压探测器测量位于所述飞行器上的第二测量区中的环境空气的第二压力P，所述第二压力P具有小于所述第一静压Ps的值；

C）采用以下表达式估算所述飞行器（100）的马赫数：

所述参数k满足表达式，其中Z是取决于所述第二测量区在所述飞行器上的位置的参数；以及

D）将及时估算出的马赫数传输至用户系统。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述第二测量区定位于所述飞行器的机身上，所述参数Z满足以下关系式，其中Cpo是恒定的压力系数，γ是空气的绝热指数。

3.根据权利要求1所述的方法，其中所述第二测量区定位于所述飞行器的发动机的机舱中，所述参数Z满足以下关系式Z＝（aN1＋b），其中a和b是经验确定的常数，并且N1表示所述发动机的风扇的旋转速度。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中所述步骤A包括子步骤，所述子步骤为：

Aa）分别测量所述第一测量区中在第一中间测量点和第二中间测量点处的第一中间静压Ps'及第二中间静压Ps''；以及

Ab）通过对上述步骤Aa）中测量的所述第一中间静压Ps'及所述第二中间静压Ps''求平均来估算所述第一静压Ps。

5.根据权利要求4所述的方法，其中所述第一中间测量点及所述第二中间测量点位于所述飞行器的机身上，分别在所述飞行器的纵轴线的任一侧。

6.一种估算飞行器的马赫数的装置，所述装置包括：

设置成测量所述飞行器的第一测量区中的环境空气的第一静压Ps的第一测量单元；

设置成通过至少一个静压探测器测量所述飞行器的第二测量区中的环境空气的第二压力P的第二测量单元，所述第二压力P具有小于所述第一静压Ps的值；

设置成使用以下表达式估算所述飞行器的马赫数的计算单元：

所述参数k满足表达式，其中Z是取决于所述第二测量区在所述飞行器上的位置的参数；以及

设置成将估算的马赫数传输至用户系统的数据传输单元。

7.一种包括根据权利要求6所述的装置的飞行器。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其中所述第一测量单元包括设置成测量第一中间静压Ps'及第二中间静压Ps''的第一测量探测器和第二测量探测器，所述第一测量单元还包括计算机，所述计算机被设置成通过对所述第一中间静压Ps'及所述第二中间静压Ps''求平均来确定所述第一静压Ps。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述第一测量探测器及所述第二测量探测器定位于所述飞行器的机身上，在所述飞行器的纵轴线的任一侧。