CN107436607B - 用于处理飞行器的气动角的设备和方法 - Google Patents
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Abstract
用于处理飞行器的气动角的设备和方法。一种用于处理飞行器的气动角的方法和设备。惯性气动角的第一变化率使用从用于所述飞行器的惯性测量系统接收的数据来计算。此外，计算外部测量气动角的第二变化率。又此外，使用所述惯性气动角的所述第一变化率和所述外部测量气动角的所述第二变化率在所述飞行器的飞行期间生成经滤波的气动角。再此外，基于所述惯性气动角的所述第一变化率与所述外部测量气动角的所述第二变化率之间的差来改变在生成所述经滤波的气动角时使用的所述惯性气动角的所述第一变化率的贡献，从而使得能够使用所述经滤波的气动角来控制所述飞行器的所述飞行。
Description
技术领域
本公开一般地涉及飞行器，并且特别地，涉及用于操作飞行器的方法和设备。再更特别地，本公开涉及用于更准确地识别用于操作飞行器的气动角(aerodynamic angle)的方法和设备。
背景技术
在操作飞行器时，飞行员接收关于飞行器的状态的信息。此信息用于在飞行器的飞行中做出改变。例如，所接收到的一种类型的信息是攻角(angle of attack)。攻角影响机翼给飞行器提供的升力的量。例如，随着攻角增加，升力增加直到最大升力系数。具有最大升力系数的攻角被称作失控攻角。
如果攻角增加太多，则飞行器可能失控。飞行器可能失控的角度是当攻角大于失控攻角时。攻角用于在驾驶舱上提供信息和警报，以改进飞行机组人员对飞机状态相对于性能极限的认识。
因此，将期望具有考虑以上所讨论的问题中的至少一些以及其它可能的问题的方法和设备。例如，将期望具有克服像期望的那样快速地且准确地识别具有减少量的噪声的气动角的技术问题的方法和设备。
发明内容
本公开的一个实施方式提供一种包括气动角检测系统的设备。所述气动角检测系统使用从用于飞行器的惯性测量系统接收的数据来计算飞行器的惯性气动角(inertialaerodynamic angle)的第一变化率(rate of change)。此外，所述气动角检测系统计算所述飞行器的外部测量气动角的第二变化率。又此外，所述气动角检测系统使用所述惯性气动角的所述第一变化率和所述外部测量气动角的所述第二变化率在所述飞行器的飞行期间生成经滤波的气动角。再此外，所述气动角检测系统基于所述惯性气动角的所述第一变化率与所述外部测量气动角的所述第二变化率之间的所述差来改变在生成所述经滤波的气动角时使用的所述惯性气动角的所述第一变化率的贡献(contribution)，从而使得能够使用所述经滤波的气动角来控制所述飞行器的所述飞行。
本公开的另一实施方式提供一种气动角检测系统。所述气动角检测系统包括第一变化率识别器、第二变化率识别器、衰变识别器、调整器和滤波器。所述第一变化率识别器使用从用于飞行器的惯性测量系统接收的数据和经滤波的气动角来计算飞行器的惯性气动角的第一变化率。所述第二变化率识别器计算所述飞行器的外部测量气动角的第二变化率。所述衰变识别器基于所述惯性气动角的所述第一变化率与所述外部测量气动角的所述第二变化率之间的差来识别衰变值，从而使得能够使用所述经滤波的气动角来控制所述飞行器的飞行。所述调整器调整所述惯性气动角的所述第一变化率的贡献以形成调整后的贡献。所述滤波器使用如由所述调整器调整的所述调整后的贡献和所述外部测量气动角在所述飞行器的所述飞行期间生成所述经滤波的气动角，从而使得能够使用所述经滤波的气动角来控制所述飞行器的所述飞行。
本公开的又一实施方式提供一种用于处理飞行器的气动角的方法。使用从用于所述飞行器的惯性测量系统接收的数据和经滤波的气动角来针对所述飞行器计算惯性气动角的第一变化率。此外，针对所述飞行器计算外部测量气动角的第二变化率。使用所述惯性气动角的所述第一变化率和所述外部测量气动角的所述第二变化率在所述飞行器的飞行期间生成所述经滤波的气动角。基于所述惯性气动角的所述第一变化率与所述外部测量气动角的所述第二变化率之间的差来改变在生成所述经滤波的气动角时使用的所述惯性气动角的所述第一变化率的贡献，从而使得能够使用所述经滤波的气动角来控制所述飞行器的所述飞行。
能在本公开的各种实施方式中独立地实现特征和功能，或者可以在能参照以下描述和附图看到进一步的细节的其它实施方式中组合这些特征或功能。
附图说明
新颖特征认为在所附权利要求中阐述了例示性实施方式的特性。然而，将在结合附图阅读时通过参照本公开的例示性实施方式的以下详细描述来最好地理解例示性实施方式以及优选的使用模式、另外的目标及其特征，其中：
图1是根据例示性实施方式的飞行器的例示；
图2是根据例示性实施方式的气动角检测环境的框图的例示；
图3是根据例示性实施方式的气动角检测系统的框图的例示；
图4是根据例示性实施方式的攻角滤波器系统的例示；
图5是根据例示性实施方式的侧滑角滤波器系统的例示；
图6是根据例示性实施方式的惯性攻角识别器的变化率的例示；
图7是根据例示性实施方式的惯性侧滑角识别器的变化率的例示；
图8是根据例示性实施方式的攻角的例示；
图9是根据例示性实施方式的侧滑角的例示；
图10是根据例示性实施方式的用于处理飞行器的气动角的过程的流程图的例示；
图11是根据例示性实施方式的用于调整惯性气动角的变化率的贡献的过程的流程图的例示；
图12是根据例示性实施方式的飞行器制造和服务方法的框图的例示；以及
图13是可以在其中实现例示性实施方式的飞行器的框图的例示。
具体实施方式
例示性实施方式识别并考虑一个或更多个不同的考虑事项。例如，例示性实施方式识别并考虑用于气动角(诸如攻角和侧滑角)的当前滤波器不对来自短暂湍流的噪声进行滤波并且同时像期望的那样快速地且准确地对持续阵风作出反应以操作飞行器。
例示性实施方式识别并考虑在飞行器中用于识别攻角和侧滑角的当前使用的一阶滞后滤波器可以滤出来自短暂湍流的噪声，但是当遭遇持续阵风时在指示这些角度的改变时具有延迟反应。延迟或滞后可能不像期望的那样快速地且准确地提供关于这些角度的信息以便自动驾驶仪和飞行控制系统对飞行器的飞行做出所需改变并且以便像期望的那样快速地且准确地触发失控警告系统。
例示性实施方式也识别并考虑当前使用的互补滤波器可以通过使用在内部感测的攻角来提供对短暂湍流的期望响应。然而，这些类型的滤波器不能捕获快速的改变，诸如来自持续阵风的那些改变。
因此，例示性实施方式提供用于以来自短暂湍流的噪声的减少以及对持续阵风的快速且足够准确的反应发送关于气动角的数据的方法和设备。在一个例示性示例中，飞行器的惯性气动角的第一变化率使用从用于飞行器的惯性测量系统接收的数据来计算。飞行器的外部测量气动角的第二变化率被计算。使用惯性气动角的第一变化率和外部测量气动角的第二变化率在飞行器的飞行期间生成经滤波的气动角。基于惯性气动角的第一变化率与外部测量气动角的第二变化率之间的差来改变在生成经滤波的气动角时使用的惯性气动角的第一变化率的贡献，使得能够使用经滤波的气动角来控制飞行器的飞行。
现在参照图，并且特别地，参照图1，描绘了根据例示性实施方式的飞行器的例示。在此例示性示例中，飞行器100具有附接到主体106的机翼102和机翼104。飞行器100包括附接到机翼102的发动机108和附接到机翼104的发动机110。
主体106具有尾部112。水平尾翼114、水平尾翼116和垂直尾翼118附接到主体106的尾部112。
飞行器100是根据例示性实施方式的可以在其中实现气动角检测系统的飞行器的示例。气动角检测系统按照减少识别气动角时的噪声和滞后的方式提供关于气动角的信息以用于由飞行器100中的不同的数据处理系统使用。噪声和滞后是由风相对于飞行器改变的方式而导致的。
噪声可以是由短暂湍流而导致的。识别气动角时的滞后可以是由持续阵风而导致的。在此例示性示例中，当飞行器遭遇围绕平均风的一阵风时可能发生短暂湍流。这阵风是连续的但是在时间和空间上随机变化。平均风是通过合计一定时间段内的采样点处的风速除以采样点数而计算的。
如所描绘的，持续阵风是具有随着时间的推移而改变的速度的平均风。一阵风可能由于风切变和温度梯度而突然或者随着时间和空间逐渐地改变。
现在转向图2，描绘了根据例示性实施方式的气动角检测环境的框图的例示。在此示例中，气动角检测环境200包括与飞行器204关联的气动角检测系统202。
图1中的飞行器100是飞行器204的物理实现的示例。飞行器204选自飞机、商用飞机、垂直起降飞行器、无人机、旋翼机或某种其它适合类型的飞行器中的一个。
在此例示性实施方式中，气动角检测系统202在飞行器204的飞行期间识别飞行器204的经滤波的气动角206。气动角是气流相对于飞行器204的角度。例如，可以从攻角、侧滑角或作为气流相对于飞行器204的角度的某个其它角度中的一个中选择气动角。
经滤波的气动角206是由气动角检测系统202使用来自飞行器204中的传感器系统210的数据208来生成的输出。如所描绘的，传感器系统210可以进行在飞行器204外部的测量，有关飞行器204的状态的内部测量，以及有关飞行器204周围的环境的测量。
如所描绘的，气动角检测系统202使用从用于飞行器204的传感器系统210中的惯性测量系统216接收的数据208来计算飞行器204的惯性气动角214的第一变化率212。气动角检测系统202使用从传感器系统210中的空气数据测量系统217接收的数据208来计算飞行器204的外部测量气动角220的第二变化率218。
气动角检测系统202使用惯性气动角214的第一变化率212和外部测量气动角220的第二变化率218在飞行器204的飞行期间生成经滤波的气动角206。基于惯性气动角214的第一变化率212与外部测量气动角210的第二变化率218之间的差来改变在生成经滤波的气动角206时使用的惯性气动角214的第一变化率212的贡献222。由气动角检测系统202执行的这些操作使得能够使用经滤波的气动角206来控制飞行器204的飞行。
气动角检测系统202使用从用于飞行器204的惯性测量系统216接收的数据208来计算飞行器204的惯性气动角214的第一变化率212并且改变惯性气动角214的第一变化率212对经滤波的气动角206的贡献。
经滤波的气动角206被用作反馈以动态地调整惯性气动角214的第一变化率212。可以改变惯性气动角214的第一变化率212的贡献222以减少持续阵风、短暂湍流中的至少一种的影响，或者减少某种其它不希望的影响。
气动角检测系统202可以用软件、硬件、固件或其组合来实现。当软件被使用时，由气动角检测系统202执行的操作可以用被配置为在硬件(诸如处理器单元)上运行的程序代码来实现。当固件被使用时，由气动角检测系统202执行的操作可以用存储在持久存储器中以在处理器单元上运行的程序代码和数据来实现。当硬件被采用时，硬件可以包括操作来在气动角检测系统202中执行操作的电路。
在例示性示例中，硬件可以采取从以下各项中的至少一个中选择的形式：电路系统、集成电路、专用集成电路(ASIC)、可编程逻辑器件，或被配置为执行许多操作的某种其它适合类型的硬件。利用可编程逻辑器件，该器件可以被配置为执行许多操作。该器件可以稍后被重新配置或者可以被永久性地配置为执行许多操作。可编程逻辑器件包括例如可编程逻辑阵列、可编程阵列逻辑、现场可编程逻辑阵列、现场可编程门阵列和其它适合的硬件器件。附加地，过程可以用与无机组件集成在一起的有机组件来实现并且可以完全由有机组件(排除人类)组成。例如，过程可以作为电路被实现在有机半导体中。
在此例示性示例中，气动角检测系统202可以位于飞行器204中的计算机系统224中。计算机系统224是物理硬件系统并且包括一个或更多个数据处理系统。当存在超过一个数据处理系统时，那些数据处理系统使用通信介质与彼此通信。通信介质可以是网络。可以从计算机、服务器计算机、平板或某种其它适合的数据处理系统中的至少一个中选择数据处理系统。
如所描绘的，控制器226使用经滤波的气动角206来控制飞行器204的飞行。在一个例示性示例中，存在克服像期望的那样快速地且准确地识别具有减少量的噪声的气动角的技术问题的一个或更多个技术解决方案。结果，一个或更多个技术解决方案可以提供如下技术效果，即，与当前使用的滤波器系统相比，噪声减小了并且气动角的识别被更快速地且准确地检测。一个或更多个技术解决方案使用惯性气动角以及外部测量气动角，其中惯性气动角的贡献被调整。
现在参照图3，描绘了根据例示性实施方式的气动角检测系统的框图的例示。在例示性示例中，可以在超过一个图中使用相同的附图标记。附图标记在不同图中的这种再使用表示不同图的同一元素。
在该例示性示例中，气动角检测系统202包括许多不同的功能组件。此图所例示的功能组件是可以实现用于气动角检测系统202的功能组件的一个方式的示例。如所描绘的，气动角检测系统202包括第一变化率识别器300、第二变化率识别器302、衰变识别器304、调整器306和滤波器308。
第一变化率识别器300使用从图2中用于飞行器204的惯性测量系统216接收的数据208和经滤波的气动角206来计算图2中的飞行器204的惯性气动角214的第一变化率212。第二变化率识别器302计算飞行器204的外部测量气动角220的第二变化率218。
在此例示性示例中，衰变识别器304基于图2中的惯性气动角214的第一变化率212与外部测量气动角220的第二变化率218之间的差来识别衰变值310，从而使得能够使用经滤波的气动角206来控制飞行器204的飞行。
调整器306调整惯性气动角214的第一变化率212的贡献222以形成调整后的贡献314。滤波器308使用如由调整器306调整的调整后的贡献314和外部测量气动角220在飞行器204的飞行期间生成经滤波的气动角206，从而使得能够使用经滤波的气动角206来控制飞行器204的飞行。在此示例中，滤波器308包括滞后滤波器，并且特别是，一阶滞后滤波器。
转向图4，描绘了根据例示性实施方式的攻角滤波器系统的例示。攻角滤波器系统400是图2中的气动角检测系统202内的滤波器系统。
攻角滤波器系统400包括用于输出经滤波的攻角(αAF)401的许多不同的组件。如所描绘的，气动角检测系统202中的攻角滤波器系统400包括惯性攻角变化率识别器402、冲失滤波器404、减法单元406、衰变识别器408、乘法器410、转换器412、加法单元414和滞后滤波器416。
惯性攻角变化率识别器402从图2中的传感器系统210中的惯性测量系统216接收数据208。在此示例中，数据208包括nz、nx、q、p、r、θ和Φ。在此描绘的示例中，nz和nx分别是主体轴法向和纵向载荷因子；q、p和r分别是单位为度/秒的主体轴俯仰率、横摇率和偏航率；θ是单位为度的俯仰角；并且Φ是单位为度的倾斜角。
附加地，惯性攻角变化率识别器402以βAF和VTAS的形式接收图2中的飞行器204的计算数据418。在此例示性示例中，βAF是经滤波的侧滑角，并且αAF是由气动角检测系统202的此实施方式输出的经滤波的攻角(αAF)401。如所描绘的，VTAS是真实的空速。这些数据是根据数据208或其它数据而计算的，而不是由图2中的传感器系统210中的传感器生成的。
利用这些输入，惯性攻角变化率识别器402计算惯性攻角变化率
420，其是惯性攻角的变化率。由惯性攻角变化率识别器402输出的值是图2中的惯性气动角214的第一变化率212的示例。如所描绘的，冲失滤波器404是对外部测量攻角的变化率进行平滑和捕获的滤波器。在此示例中，冲失滤波器404实现下式：
其中s是滤波器的拉普拉斯变换的复数频率参数，所述滤波器的输入是外部测量攻角(αSEL)422并且
是时间常数。被选择为有效地去除不反映飞机相对于静止或运动气团的运动的高频噪声。
在此示例中，冲失滤波器404接收数据208中的外部测量攻角(αSEL)422。外部测量攻角(αSEL)422是从图2中的飞行器204外部的传感器系统210的空气数据测量系统217测量到的攻角。例如，外部测量攻角(αSEL)422可以使用图2中的传感器系统210的空气数据测量系统217中的传感器(诸如迎角叶片、攻角叶片或雷达系统)来测量。这些类型的传感器基于飞行器周围的气流在飞行器外部进行测量以识别攻角。
如所描绘的，冲失滤波器404输出外部测量攻角变化率
424。在此示例中，外部测量攻角变化率
424是外部测量攻角(αSEL)422的变化率。
减法单元406的输入连接到来自惯性攻角变化率识别器402和冲失滤波器404的输出。如所描绘的，减法单元406接收惯性攻角变化率
420和外部测量攻角变化率
424并且将外部测量攻角变化率
424减去惯性攻角变化率
420。减法单元406输出差
426。
衰变识别器408的输入连接到减法单元406的输出。衰变识别器408使用差
426来输出衰变值(KDecay)428。在此例示性示例中，衰变识别器408使用下式来实现：
其中FDecay是常数。FDecay被选择为考虑阵风，所述阵风可以持续足够长以使惯性攻角变化率
420和外部测量攻角变化率
424在值方面彼此基本上相反。这些类型的阵列是持续阵风。在该例示性示例中，衰变值(KDecay)428用于调整惯性攻角变化率
420对攻角滤波器系统400的贡献。
贡献的调整在乘法器410处执行。乘法器410的输入连接到惯性攻角变化率识别器402和衰变识别器408的输出。乘法器410将惯性攻角变化率
420的值和衰变值(KDecay)428相乘。乘法器410输出惯性攻角变化率的调整后的贡献
430。
如所描绘的，转换器412的输入连接到乘法器410。转换器412使用时间常数(Tcα)将所述率转换成调整后的角度并且输出调整后的惯性攻角(αADJ)432。时间常数(Tcα)被选择为由滞后滤波器416有效地去除可能存在于外部测量攻角(αSEL)422中的短暂湍流内容。时间常数(Tcα)在转换器412中的功能是提供超前量以抵消滞后滤波器416可能引入到外部测量攻角(αSEL)422的任何滞后。
在此例示性示例中，加法单元414的输入连接到转换器412的输出。加法单元414的另一个输入接收外部测量攻角(αSEL)422。加法单元414输出合计攻角(αSUM)434。
滞后滤波器416也被称作低通滤波器并且其输入连接到加法单元414的输出以接收合计攻角(αSUM)434。滞后滤波器416实现下式：
其中s是滤波器的拉普拉斯变换的复数频率参数，所述滤波器的输入是合计攻角(αSUM)434并且Tcα是也被用在转换器412中的时间常数。
如所描绘的，滞后滤波器416输出经滤波的攻角(αAF)401。在此例示性示例中，经滤波的攻角(αAF)401在反馈回路中被用作进入到惯性攻角变化率识别器402中的输入。
参照图5，描绘了根据例示性实施方式的侧滑角滤波器系统的例示。侧滑角滤波器系统500是图2中的气动角检测系统202中的滤波器系统。
侧滑角滤波器系统500包括用于输出经滤波的侧滑角(βAF)501的许多不同的组件。如所描绘的，气动角检测系统202中的侧滑角滤波器系统500包括惯性侧滑角变化率识别器502、冲失滤波器504、减法单元506、衰变识别器508、乘法器510、转换器512、加法单元514和滞后滤波器516。
惯性侧滑角变化率识别器502从图2中的传感器系统210中的惯性测量系统216接收数据208。在此示例中，数据208包括ny、nz、nx、p、r、θ和Φ。在此示例中，ny、nz和nx分别是主体轴横向、法向和纵向载荷因子；p和r分别是单位为度/秒的主体轴横摇率和偏航率；θ是单位为度的俯仰角；并且Φ是单位为度的倾斜角。
附加地，惯性侧滑角变化率识别器502以αAF和VTAS的形式接收图2中的飞行器204的计算数据518。在此例示性示例中，αAF是如图4所例示的气动角检测系统202中的经滤波的攻角401。VTAS是真实的空速。
在此示例中，经滤波的侧滑角(βAF)501是如所描绘的来自气动角检测系统202的输出的反馈。此外，经滤波的侧滑角(βAF)501是图4中的计算数据418中的值中的被输入到图4中的惯性攻角变化率识别器402中的一个值。
利用这些输入，惯性侧滑角变化率识别器502计算作为惯性侧滑角的变化率的惯性侧滑角变化率
520。由惯性侧滑角变化率识别器502输出的这个值是图2中的惯性气动角214的第一变化率212的示例。
如所描绘的，冲失滤波器504是对外部测量侧滑角的变化率进行平滑和捕获的滤波器。在此示例中，冲失滤波器504实现以下函数：
其中s是滤波器的拉普拉斯变换的复数频率参数，所述滤波器的输入是外部测量侧滑角，并且
是时间常数。被选择为有效地去除不反映飞机相对于静止或运动气团的运动的高频噪声。
在此示例中，冲失滤波器504接收数据208中的外部测量侧滑角(βSEL)522。外部测量侧滑角(βSEL)522是从图2中的飞行器204外部的传感器系统210的空气数据测量系统217测量到的侧滑角。外部测量侧滑角(βSEL)522可以使用图2中的传感器系统210的空气数据测量系统217中的传感器(诸如一对差压β端口、β叶片或雷达系统)来测量。这些类型的传感器基于飞行器周围的气流在飞行器204外部进行测量以识别侧滑角。
如所描绘的，冲失滤波器504输出外部测量侧滑角变化率524。在此示例中，外部测量侧滑角变化率
524是外部测量侧滑角(βSEL)522的变化率。
减法单元506的输入连接到来自惯性侧滑角变化率识别器502和冲失滤波器504的输出。特别地，减法单元506接收惯性侧滑角变化率
520和外部测量侧滑角变化率
524并且将外部测量侧滑角变化率
524减去惯性侧滑角变化率
520。减法单元506输出差
526。
衰变识别器508的输入连接到减法单元506的输出。衰变识别器508输出衰变值(KDecay)528。在此示例中，衰变识别器508实现下式：
其中FDecay是常数。FDecay被选择为考虑阵风，所述阵风可以持续足够长以使惯性侧滑角变化率
520和外部测量侧滑角变化率524在值方面彼此基本上相反。这些类型的阵列是持续阵风。在该例示性示例中，衰变值(KDecay)528用于调整惯性侧滑角变化率
520对侧滑角滤波器系统500的贡献。
贡献的调整在乘法器510处执行。乘法器510的输入连接到惯性侧滑角变化率识别器502和衰变识别器508的输出。乘法器510输出惯性侧滑角变化率的调整后的贡献
530。
如所描绘的，转换器512的输入连接到乘法器510。转换器512使用时间常数(Tcβ)将所述率转换成调整后的角度并且输出调整后的惯性侧滑角(βADJ)532。时间常数(Tcβ)被选择为由滞后滤波器516有效地去除可能存在于外部测量侧滑角(βSEL)522中的短暂湍流内容。时间常数(Tcβ)在转换器512中的功能是提供超前量以抵消滞后滤波器516可能引入到外部测量侧滑角(βSEL)522的任何滞后。
在此例示性示例中，加法单元514的输入连接到转换器512的输出。加法单元514的另一个输人接收外部测量侧滑角(βSEL)522。加法单元514输出合计侧滑角(βSUM)534。
滞后滤波器516也被称作低通滤波器。滞后滤波器516实现下式：
其中s是滤波器的拉普拉斯变换的复数频率参数，所述滤波器的输入是合计侧滑角(βSUM)534，并且
是也被用在转换器512中的时间常数。
如所描绘的，滞后滤波器516输出经滤波的侧滑角(βAF)501。在此例示性示例中，经滤波的侧滑角(βAF)501在反馈回路中被用作进入到惯性侧滑角变化率识别器502中的输入。
图4中的攻角滤波器系统400和侧滑角滤波器系统500是可以在图2中的气动角检测系统202中使用的滤波器系统的示例。这两个滤波器系统是与当前使用的滤波器系统相比在对持续阵风作出反应时减少噪声并且提供增大的速度的自适应互补滤波器系统的示例。
接下来参照图6，描绘了根据例示性实施方式的惯性攻角变化率识别器的例示。在此例示性示例中，示出了图4中的惯性攻角变化率识别器402的一个实施方式。如所描绘的，惯性攻角变化率识别器402包括来自角运动的惯性攻角变化率单元600、来自由于重力而导致的线性运动的惯性攻角变化率单元602、来自由于空气动力学和推进力而导致的线性运动的惯性攻角变化率单元604以及加法单元606。这些不同的组件识别不同的贡献并且组合它们以计算惯性攻角变化率
420。
在此例示性示例中，来自角运动的惯性攻角变化率单元600基于图2中的飞行器204的角运动来识别对于惯性攻角变化率
420的分量。这些计算使用输入608来执行。在此例示性示例中，输入608是q、p、r、αAF和βAF。输入608被用在下式中：
q-tanβAF(p cosαAF+r sinαAF)。
来自由于重力而导致的线性运动的惯性攻角变化率单元602基于重力来识别对于惯性攻角变化率
420的另一贡献。在此示例中，此贡献使用输入610来计算。如所描绘的，输入610是θ、φ、VTAS、αAF和βAF。输入610被用在下式中以计算来自由于重力而导致的线性运动的惯性攻角的变化率单元602：
接下来，来自由于空气动力学和推进力而导致的线性运动的惯性攻角变化率单元604基于图2中的飞行器204的空气动力学和推进力来计算对于惯性攻角变化率
420的贡献。此单元中的贡献使用输入612来计算，所述输入612是nZ、nX、VTAS、αAF和βAF。输入612被用在下式中以计算贡献：
加法单元606合计不同的贡献。加法单元606的输出是惯性攻角变化率
420。
接下来参照图7，描绘了根据例示性实施方式的惯性侧滑角变化率识别器的例示。在此例示性示例中，示出了图5中的惯性侧滑角变化率识别器502的一个实施方式。如所描绘的，惯性侧滑角变化率识别器502包括来自角运动的惯性侧滑角变化率单元700、来自由于重力而导致的线性运动的惯性侧滑角变化率单元702、来自由于空气动力学和推进力而导致的线性运动的惯性侧滑角变化率单元704和加法单元706。这些不同的组件识别不同的贡献并且组合它们以计算惯性侧滑角变化率
520。
在此例示性示例中，来自角运动的惯性侧滑角变化率单元700基于图2中的飞行器204的角运动来识别对于惯性侧滑角变化率520的贡献。这些计算使用输入708来执行。输入708是r、p和αAF。输入708被用在下式中：
-r cosaAF+p sinaAF
来自由于重力而导致的线性运动的惯性侧滑角变化率单元702基于由于重力而导致的线性运动来识别对于惯性侧滑角变化率
520的另一分量。在此示例中，此贡献使用输入710来计算。如所描绘的，输入710是θ、φ、VTAS、αAF和βAF。输入710被用在下式中：
接下来，来自由于空气动力学和推进力而导致的线性运动的惯性侧滑角变化率单元704基于由于图2中的飞行器204的空气动力学和推进力而导致的线性运动来计算对于惯性侧滑角变化率
520的分量。此单元中的贡献使用输入712来计算，所述输入712是nY、nZ、nX、VTAS、αAF和βAF。输入712被用在下式中以计算贡献：
加法单元706合计不同的贡献。加法单元706的输出是惯性侧滑角变化率
520。
图2至图7中的气动角检测环境200和不同的组件的例示不意在暗示对可以实现例示性实施方式的方式构成物理或架构限制。可以使用除所例示的组件之外和/代替所例示的组件的其它组件。一些组件可能是不必要的。另外，块被呈现来例示一些功能组件。这些块中的一个或更多个当被实现在例示性实施方式中时可以被组合、划分或者组合并划分成不同的块。
例如，图3中的滤波器308也可以包括其它组件，诸如用于对由图3中的调整器306从角率输出的图3中的调整后的贡献314进行转换以用于在生成图2至图3中的经滤波的气动角206时使用。在另一例示性示例中，用于计算图6的惯性攻角变化率
420和图7中的惯性侧滑角变化率
520的不同的贡献可以在不同的例示性示例中变化。例如，可以在计算这些变化率时使用角运动、由于重力而导致的线性运动或由于空气动力学和推进力而导致的线性运动中的至少一种。
现在参照图8，描绘了根据例示性实施方式的攻角的例示。在此例示性示例中，飞行器800具有X主体轴802、Y主体轴804和Z主体轴808。这些主体轴是相对于飞行器800的框架而设置的。例如，X主体轴802穿过飞行器800的机身中心线；Z主体轴808在飞行器800向下的飞行器对称平面中；并且Y主体轴804与X主体轴802和Z主体轴808垂直。
飞行器800也具有X稳定性轴810、Y稳定性轴812和Z稳定性轴813。如所描绘的，Y稳定性轴812与Y主体轴804重合。攻角(α)814是X主体轴802和X稳定性轴810之间的角度。X稳定性轴810从X主体轴802起旋转了攻角(α)814。
攻角(α)816是Z主体轴808与Z稳定性轴813之间的角度。Z稳定性轴813从Z主体轴808起旋转了攻角(α)816。如所描绘的，攻角(α)816与攻角(α)814基本上相同。
在对图4中的攻角滤波器系统400和图5中的侧滑角滤波器系统500的实施方式的描述中，nX、nY和nZ分别是沿着X主体轴802、Y主体轴804和Z主体轴808的主体轴载荷因子。另外，p、q和r分别是绕X主体轴802、Y主体轴804和Z主体轴808的主体轴角速率分量。
转向图9，描绘了根据例示性实施方式的侧滑角的例示。在此图中，针对飞行器800示出了X稳定性轴810、Y稳定性轴812和Z稳定性轴813。附加地，飞行器800具有X风轴900、Y风轴902和Z风轴904。
示出了侧滑角(β)906和侧滑角(β)908。侧滑角(β)906是X稳定性轴810与X风轴900之间的角度。侧滑角(β)908是Y稳定性轴812与Y风轴902之间的角度。侧滑角(β)906与侧滑角(β)908基本上相同。
如所描绘的，X风轴900是基于风相对于飞行器800的流动而选择的。在此例示性示例中其它两个轴是基于X风轴900的选择而设置的。在此示例中，Z风轴904与Z稳定性轴813重合。
接下来转向图10，描绘了根据例示性实施方式的用于处理飞行器的气动角的过程的流程图的例示。图10所例示的过程被实现在以块形式示出在图2中的气动角检测系统202中。可以将此过程实现为硬件、软件或其某种组合。
所述过程通过使用从用于飞行器的惯性测量系统接收的数据和经滤波的气动角来计算飞行器的惯性气动角的第一变化率而开始(操作1000)。可以通过根据角运动、来自重力的线性运动或来自空气动力学和推进力的线性运动中的至少一个计算惯性气动角的第一变化率来执行操作1000。所述过程使用从用于飞行器的空气数据测量系统接收的数据来计算飞行器的测量气动角的第二变化率(操作1002)。
所述过程使用惯性气动角的第一变化率和测量气动角的第二变化率在飞行器的飞行期间生成经滤波的气动角(操作1004)。经滤波的气动角被反馈到操作1000中。
基于惯性气动角的第一变化率与测量气动角的第二变化率之间的差来改变在生成经滤波的气动角时使用的惯性气动角的第一变化率的贡献(操作1006)，同时过程此后终止。此过程的结果使得能实现要执行以使用经滤波的气动角来控制飞行器的飞行的操作。
接下来参照图11，描绘了根据例示性实施方式的用于改变惯性气动角的变化率的贡献的过程的流程图的例示。图11所例示的过程是针对图10中的操作1006的实施方式的示例。
所述过程通过识别惯性气动角的变化率与测量气动角的变化率之间的差而开始(操作1100)。所述过程在指数函数中使用所述差来识别衰变值(操作1102)。
所述过程将惯性气动角的变化率与衰变值相乘以调整惯性气动角的变化率的贡献(操作1104)。所述过程此后终止。
不同描绘的实施方式中的流程图和框图例示了例示性实施方式中的设备和方法的一些可能的实施方式的架构、功能性和操作。在这方面，流程图或框图中的各个块可以表示操作或步骤的模块、分段、功能或一部分中的至少一个。例如，这些块中的一个或更多个可以作为程序代码、硬件或程序代码和硬件的组合被实现。当用硬件实现时，硬件例如可以采取集成电路的形式，所述集成电路被制造或者配置为执行流程图或框图中的一个或更多个操作。当被实现为程序代码和硬件的组合时，实施方式可以采取固件的形式。流程图或框图中的各个块可以使用专用硬件系统来实现，所述专用硬件系统执行专用硬件的不同操作或组合以及由该专用硬件运行的程序代码。
在例示性实施方式的一些另选的实施方式中，块中指出的一个或更多个功能可以不按图中指出的次序发生。例如，在一些情况下，取决于所涉及的功能性，可以基本上同时执行相继示出的两个块，或者有时可以按照相反的次序执行块。另外，可以添加除流程图或框图所例示的块之外的其它块。
可以在如图12所示的飞行器制造和服务方法1200以及如图13所示的飞行器1300的背景下对本公开的例示性实施方式进行描述。首先转向图12，描绘了根据例示性环境的飞行器制造和服务方法的框图的例示。在预生产期间，飞行器制造和服务方法1200可以包括飞行器1300的规格和设计1202以及材料采购1204。
在生产期间，发生飞行器1300的组件和子部件制造1206以及系统集成1208。组件和子部件制造1206以及系统集成1208也可以包括图2中的气动角检测系统202。此后，飞行器1300可以通过认证和交付1210以便被置于服务中1212。在另一示例中，虽然通过客户在服务中1212，但是飞行器1300被安排例行维修和保养1214，所述例行维修和保养1214可以包括修改、重新配置、翻新及其它维修或服务。
飞行器制造和服务方法1200的这些过程中的每一个可以由系统集成商、第三方、运营商或其某种组合来执行或者实行。在这些示例中，运营商可以是客户。出于此描述的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统转包商；第三方可以包括但不限于任何数量的厂商、转包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
现在参照图13，描绘了可以在其中实现例示性环境的飞行器的框图的例示。在此示例中，飞行器1300通过图12中的飞行器制造和服务方法1200来生产并且可以包括具有多个系统1304和内饰1306的机体1302。系统1304的示例包括推进系统1308、电气系统1310、液压系统1312和环境系统1314中的一个或更多个。可以包括任何数量的其它系统。尽管示出了航天示例，然而不同的例示性实施方式可以被应用于其它工业，诸如汽车工业。
可以在图12中的飞行器制造和服务方法1200的阶段中的至少一个期间采用本文具体实现的设备和方法。例如，图2中的气动角检测系统202可以在飞行器的组件和子部件制造1206以及系统集成1208期间作为飞行器1300的一部分被制造和安装。
在另一例示性示例，可以按照与当飞行器1300在图12中的服务1212中时生产的组件或子部件类似的方式制作或者制造在图12中的组件和子部件制造1206中生产的组件或子部件。作为又一示例，可以在生产阶段期间利用一个或更多个设备实施方式、方法实施方式或其组合，所述生产阶段诸如图12中的组件和子部件制造1206以及系统集成1208。
可以在飞行器1300在服务中1212的同时、在图12中的维修和保养1214期间或两者利用一个或更多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。例如，维修和保养1214中的修改、重新配置、翻新和其它维修或服务可以包括将图2中的气动角检测系统202添加到飞行器1300。另外，当在服务中1212时，气动角检测系统202可以用于识别气动角以用于在操作飞行器1300时使用。
因此，存在克服像期望的那样快速地且准确地识别具有减少量的噪声的气动角的技术问题的一个或更多个技术解决方案。例如，可以识别来自传感器系统的数据中的噪声减小的攻角和侧滑角。此外，与当前使用的滤波器系统相比，这些角度的检测可以更快速地且准确地发生。结果，一个或更多个技术解决方案可以提供与当前使用的滤波器系统相比噪声减小了并且气动角的识别被更快速地且准确地检测的技术效果。一个或更多个技术解决方案使用惯性气动角以及外部测量气动角，其中惯性气动角的贡献被调整。惯性气动角的变化率的贡献基于惯性气动角的变化率与外部测量气动角的变化率之间的差被调整。
利用例示性示例中的气动角检测系统，可以连同以减少延迟反映持续阵风一起减小来自短暂湍流的噪声。此处理的结果是用于控制飞行器的操作的经滤波的气动角。例如，当经滤波的气动角是攻角时，经滤波的气动角可以用于生成失控警告。在其它示例中，经滤波的气动角可以由数据处理系统(诸如飞行器中的自动导航或飞行控制管理系统)用于控制飞行器的飞行。
不同的例示性实施方式的描述已被呈现用于例示和描述的目的，而不旨在为详尽的或者以所公开的形式限于实施方式。不同的例示性示例描述了执行动作或操作的组件。在例示性实施方式中，组件可以被配置为执行所描述的动作或操作。例如，组件可以具有针对给该组件提供执行在例示性示例中被描述为由该组件执行的动作或操作的能力的结构的配置或设计。
许多修改和变化对于本领域普通技术人员而言将是显而易见的。此外，不同的例示性实施方式与其它希望的实施方式相比可以提供不同的特征。一个或更多个实施方式被选取和描述以便最好地说明实施方式的原理、实际应用，并且以便使得本领域普通技术人员能够针对具有如适于所设想的特定用途的各种修改的各种实施方式来理解本公开。
Claims (12)
1.一种用于处理飞行器(204)的气动角的设备，该设备包括气动角检测系统(202)，该气动角检测系统(202)被配置为：
使用从用于所述飞行器(204)的惯性测量系统(216)接收的数据(208)来计算所述飞行器(204)的惯性气动角(214)的第一变化率(212)；
计算所述飞行器(204)的外部测量气动角(220)的第二变化率(218)；
使用所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)和所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)在所述飞行器(204)的飞行期间生成经滤波的气动角(206)；以及
基于所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的差来改变在生成所述经滤波的气动角(206)时使用的所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的贡献(222)，从而使得能够使用所述经滤波的气动角(206)来控制所述飞行器(204)的所述飞行，
其中，所述设备被配置为使得当在所述飞行器(204)的所述飞行期间存在短暂湍流时，所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)增加，而当存在持续阵风时，所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)减小。
2.根据权利要求1所述的设备，该设备还包括：
控制器(226)，该控制器(226)被配置为使用所述经滤波的气动角(206)来控制所述飞行器(204)的所述飞行。
3.根据权利要求1到2中任一项所述的设备，其中，所述设备被配置为使得所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)被改变以减小持续阵风或短暂湍流中的至少一种的影响。
4.根据权利要求1到2中任一项所述的设备，其中，所述设备被配置为使得基于所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的所述差来调整所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)包括所述气动角检测系统(202)：
识别所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的所述差；
在指数函数中使用所述差来识别衰变值(310)；以及
将所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述衰变值(310)相乘以调整所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)。
5.根据权利要求1到2中任一项所述的设备，其中，所述设备被配置为使得基于所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的所述差来改变在生成所述经滤波的气动角(206)时使用的所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)包括所述气动角检测系统(202)：
使用从用于所述飞行器(204)的所述惯性测量系统(216)接收的所述数据(208)和作为反馈的所述经滤波的气动角(206)来计算所述飞行器(204)的所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)以动态地调整所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)。
6.根据权利要求1到2中任一项所述的设备，其中，所述设备被配置为使得使用从用于所述飞行器(204)的所述惯性测量系统(216)接收的所述数据(208)来计算所述飞行器(204)的所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)包括所述气动角检测系统(202)：
根据角运动、来自重力的线性运动或来自空气动力学和推进力的线性运动中的至少一个来计算所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)。
7.根据权利要求1到2中任一项所述的设备，其中，所述设备被配置为使得所述惯性气动角(214)选自惯性攻角和惯性侧滑角中的一个，并且所述外部测量气动角(220)选自外部测量攻角和外部测量侧滑角中的一个。
8.根据权利要求1到2中任一项所述的设备，其中，所述飞行器(204)是商用飞机、垂直起降飞行器(204)或无人机。
9.一种用于处理飞行器(204)的气动角的方法，该方法包括以下步骤：
使用从用于所述飞行器(204)的惯性测量系统(216)接收的数据(208)来计算所述飞行器(204)的惯性气动角(214)的第一变化率(212)；
计算所述飞行器(204)的外部测量气动角(220)的第二变化率(218)；
使用所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)和所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)在所述飞行器(204)的飞行期间生成经滤波的气动角(206)；以及
基于所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的差来改变在生成所述经滤波的气动角(206)时使用的所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的贡献(222)，从而使得能够使用所述经滤波的气动角(206)来控制所述飞行器(204)的所述飞行，
其中，当在所述飞行器(204)的所述飞行期间存在短暂湍流时，所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)增加，而当存在持续阵风时，所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)减小。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)被改变以减小持续阵风或短暂湍流中的至少一个的影响。
11.根据权利要求9到10中任一项所述的方法，其中，基于所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的所述差来调整所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)包括：
识别所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述外部测量气动角(220)的所述第二变化率(218)之间的所述差；
在指数函数中使用所述差来识别衰变值(310)；以及
将所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)与所述衰变值(310)相乘以调整所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)的所述贡献(222)。
12.根据权利要求9到10中任一项所述的方法，其中，使用从用于所述飞行器(204)的所述惯性测量系统(216)接收的数据(208)和所述经滤波的气动角(206)来计算所述飞行器(204)的所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)包括：
根据角运动、来自重力的线性运动或来自空气动力学和推进力的线性运动中的至少一个来计算所述惯性气动角(214)的所述第一变化率(212)。
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