CN109033485B - 用于基于天气缓冲模型估计飞行器空速的系统 - Google Patents

用于基于天气缓冲模型估计飞行器空速的系统 Download PDF

Info

Publication number
CN109033485B
CN109033485B CN201810330301.9A CN201810330301A CN109033485B CN 109033485 B CN109033485 B CN 109033485B CN 201810330301 A CN201810330301 A CN 201810330301A CN 109033485 B CN109033485 B CN 109033485B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
airspeed
qbar
dynamic pressure
angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810330301.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109033485A (zh
Inventor
J·罗
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN109033485A publication Critical patent/CN109033485A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109033485B publication Critical patent/CN109033485B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
    • G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
    • G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
    • G01P21/02—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
    • G01P21/02—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers
    • G01P21/025—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers for measuring speed of fluids; for measuring speed of bodies relative to fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling

Abstract

本申请公开了一种用于估计飞行器的多个空速参数的系统和方法。该系统包括一个或多个处理器和耦合到处理器的存储器。存储数据的存储器包括数据库和程序代码，所述程序代码在由一个或多个处理器执行时使系统接收多个操作参数，其中每个操作参数表示飞行器的操作条件。进一步使系统基于操作参数来确定模型基动态压力。模型基动态压力基于飞行器的稳定飞行条件被估计。进一步使系统基于至少温度偏差和惯性速度矢量来确定桥基动态压力。桥基动态压力是针对飞行器的极端飞行条件被估计的。

Description

用于基于天气缓冲模型估计飞行器空速的系统
技术领域
所公开的系统和方法涉及用于估计飞行器的空速的系统，并且更具体地涉及包括用于在极端飞行条件期间估计空速的天气缓冲模型的系统。
背景技术
皮托管或探针通常安装在交通工具上并且测量交通工具相对于交通工具在其中运动的流体的速度。在一个应用中，皮托探针安装在飞行器上并且测量飞行期间飞行器相对于空气团的速度。皮托探针通常包括中空管，该中空管限定指向流体流动或交通工具运动方向的开放端。皮托探针的中空管包含流体，诸如在飞行器的情况下是空气。皮托探针内的压力提供停滞压力测量，也称为总压力。总压力与通常在飞行器机身的不同位置处测量或者在组合式皮托静态压力探针的情况下的皮托探针的侧面上测量的静态压力相结合，以确定冲击压力。冲击压力用于确定飞行器的空速。
有时基于皮托探针的空速系统可能会产生不正确的空速读数。不正确的读数可能是由探针污染、探针损坏或维护问题等问题导致的。探针污染的一些例子包括但不限于冰、火山灰和昆虫入侵。目前存在基于飞行器模型估计空速的系统，但是如果飞行器在极端飞行条件下操作，这些系统可能无法计算出准确的空速。极端飞行条件可能包括不稳定的或高度动态的条件，这些条件通常是在飞行器执行机动时产生的，或者如果飞行器由于周围的风或湍流而经受很大的力产生的。通常基于迎角、侧滑角或侧倾角/倾斜角(bank angle)的变化率来确定极端飞行条件。传统方法是在飞行器在极端条件下操作时冻结或保持空速估计值不变。但是，如果飞行器在极端条件下持续操作超过几秒钟，这可能会影响空速读数的准确性。
发明内容
本公开涉及用于估计飞行器空速的改进系统，特别是在极端飞行条件下。在一个示例中，公开了一种用于估计飞行器的多个空速参数的系统。该系统包括一个或多个处理器和耦合到处理器的存储器。存储数据的存储器包括数据库和程序代码，所述程序代码在由所述一个或多个处理器执行时使系统接收多个操作参数，每个操作参数表示飞行器的操作条件。进一步使系统基于操作参数来确定模型基动态压力。模型基动态压力基于飞行器的稳定飞行条件。进一步使系统基于至少温度偏差和惯性速度矢量来确定桥基动态压力。桥基动态压力基于飞行器的极端飞行条件。使系统基于迎角、侧滑角和侧倾角中的至少一个来评估飞行器在操作期间的稳定性，其中稳定性是飞行器的极端飞行条件的指示。还使得该系统基于稳定性确定飞行器在极端飞行条件下操作。最后，响应于确定飞行器正在极端飞行条件下操作，系统基于所述桥基动态压力来估计多个空速参数。
在另一个示例中，公开了一种估计飞行器的多个空速参数的方法。该方法包括由计算机接收多个操作参数，每个操作参数表示飞行器的操作条件。该方法还包括由计算机基于操作参数确定模型基动态压力。模型基动态压力基于飞行器的稳定飞行条件。该方法还包括由计算机至少基于温度差异和惯性速度矢量确定桥基动态压力。桥基动态压力基于飞行器的极端飞行条件。该方法包括基于迎角、侧滑角和侧倾角中的至少一个评估飞行器在操作期间的稳定性。稳定性是飞行器的极端飞行条件的指示。该方法包括由计算机基于稳定性确定飞行器正在极端飞行条件下操作。最后，响应于确定飞行器正在极端飞行条件下操作，该方法包括由计算机基于桥基动态压力来估计多个空速参数。
从以下描述，附图和所附权利要求，所公开的方法和系统的其他目的和优点将显而易见。
附图说明
图1是包括空速估计模块和天气缓冲模块的飞行器的公开的空速计算系统的示例性示意框图；
图2是图1中所示的飞行器的图示，其中示出飞行器的机体轴线和地面轴线；
图3是由图1的空速计算系统使用的计算机系统的图示；
图4是图1所示的第一空速估计模块的示例性框图，其包括阻力子模块、升力子模块和逻辑子模块；
图5是图1所示的风力模块、温度模块和天气缓冲模块的示例性框图。
图6是图1所示的桥逻辑模块的示例性框图；和
图7是图1所示的选择逻辑模块的示例性框图。
具体实施方式
图1是所公开的空速系统10的示例性示意框图。空速系统10不断地估计飞行器18的空速参数，而不依赖于传统的皮托探针测量结果。空速系统10接收多个操作参数20作为输入，这些操作参数中的每一个将在下面更详细地描述。参数20的每一个均表示飞行器18的具体操作条件。空速系统10包括第一空速估计模块22、风力模块24、温度模块25、天气缓冲模块26、桥逻辑模块27、选择逻辑模块28和第二空速估计模块29。
空速系统10估计用于不断地计算飞行器18的空速的空速参数。具体而言，空速系统10估计在正常或稳定飞行条件以及极端飞行条件期间的空速参数。极端飞行条件包括在飞行器18执行机动时产生的不稳定或高度动态的条件，或者当飞行器18由于周围的风或湍流而遇到显著的力时。基于迎角α、侧滑角β、侧倾角φ和它们的变化率来确定极端飞行条件，并且在下面更详细地解释。
第一空速估计模块22基于操作参数20估计模型基动态压力QbarMDL。模型基动态压力QbarMDL基于飞行器18的稳定飞行条件。也就是说，换言之，第一空速估计模块22在假设飞行器18不在极端飞行条件下操作并正常操作的情况下估计模型基动态压力QbarMDL。基于任意数量的方法确定模型基动态压力QbarMDL。在如图4所示的一个示例性实例中，模型基动态压力QbarMDL是基于飞行器18的单独的阻力和升力模型确定的。阻力和升力模型基于飞行器18的高速条件和低速条件。具体而言，响应于确定飞行器18(图2)的襟翼31被缩回并且响应于估计的马赫数MMDL具有大于0.4的值，空速系统10确定飞行器18在高速条件下操作。响应于确定飞行器18的襟翼没有缩回，或响应于估计的马赫数MMDL具有等于或小于0.4的值，空速系统10确定飞行器18在低速条件下操作。
回到图1，天气缓冲模块26基于在极端飞行条件下操作的飞行器18估计桥基动态压力QbarBRG。基于飞行器18的稳定操作条件的模型基动态压力QbarMDL在极端飞行条件下会不再产生精确的空速参数。参考图1和图2二者，天气缓冲模块26基于飞行器18的地面轴线框架/地面坐标系(earth-axis frame)XE、YE、ZE，其中XE轴线指向北方向，YE轴线指向东方向，并且ZE轴线指向竖直向下方向。天气缓冲模块26还包括基于国际标准大气(ISA)的标准日条件下的风速矢量和温度偏差，并在下面进行详细描述。
第二空速估计模块29确定包括飞行器18的估计的动态压力QbarEST、马赫数MEST、等效空速VeasEST、冲击压力QcEST、校准空速VcasEST和真实空速VtEST的空速参数。第二空速估计模块29基于模型基动态压力QbarMDL或桥基动态压力QbarBRG来确定空速参数。
操作参数20包括迎角α、侧滑角β、多个控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置、静态压力ps、发动机转速N1、总空气温度TTOT、飞行器重量W、加速度或负载系数、飞行路径角γ、俯仰角θ、侧倾角φ、航向角Ψ以及感测的地面轴线惯性速度矢量在一个示例中，可以使用压力高度hp代替静态压力ps，并且可以使用发动机压力比EPR来代替发动机转速N1。飞行器18的控制表面包括但不限于副翼、襟副翼、方向舵、扰流器、升降舵、装饰装置和襟翼。控制表面位置表示飞行器18的可移动飞行控制表面的位置。在所描述的示例中，控制表面位置可以指飞行器18的扰流器8(图2)和方向舵6(图2)的位置。
现在参考图2，稳定器表面位置是水平稳定器14相对于飞行器18的本体12的入射角度的测量，如侧视图中所见。襟翼位置指示机翼16的多个后缘襟翼31(图2)的位置。更具体地，襟翼位置指示后缘襟翼31是否处于缩回位置。在一个示例中，飞行器18包括三位置起落架杆，其中三个位置是DOWN(下)、UP(上)和OFF(关)。如果起落架处于运输状态，起落架位置可能是DOWN、UP或其间的某值。总空气温度TTOT也可以被称为停滞温度，并且通过安装在飞行器18上的总空气温度探针(未示出)来测量。
负载系数是飞行器18产生的总空气动力和推进力与飞行器18的总重量的比率。例如，在飞行器18的直线且水平飞行期间，总升力等于总重量。因此，负载系数是一个重力。加速度或负载系数由一个或多个加速度计确定。但是，许多类型的加速度计实际上测量的是负载系数。如果加速度计确实测量了加速度，则相应的负载系数通过减去由于沿每个轴线的重力的加速度来计算。惯性速度矢量表示飞行器在地面上的速度矢量，并且由飞行器18的惯性导航系统(INS)感测。INS是一种导航系统，其不依赖于外部或无线电测量，而是基于由加速度计测量的加速度和由陀螺仪测量的旋转速率来确定位置、速度和姿态。
图2还示出了飞行器18的机体轴线框架/机体坐标系XB、YB、ZB、地面轴线框架XE、YE、ZE和重心CG。轴线XT是机体轴线XB在水平平面上的投影。该平面由地面轴线XE和YE(即地球表面)限定。轴线ZT轴线与机体轴线XB大致垂直，并且位于由机体轴线XB轴线和轴线XT所限定的平面内。测量XB和XT轴线之间的俯仰角θ，测量ZB和ZT轴线之间的侧倾角φ，测量XE和XT轴线之间的航向角Ψ。
回到图1，所有参数20可以作为来自传感器的输入。然而，有时迎角α、侧滑角β和静态压力ps可以是计算值或估计值而不是感测值。具体而言，静态压力ps可以通过诸如静态端口的可靠静态资源来测量，或者在另一个示例中，静态压力ps可以基于飞行器18的几何高度/海拔来计算。在一个非限制性示例中，几何高度可以从全球定位系统(GPS)获得。在一个示例中，迎角α可以从飞行器18的惯性测量得出。然而，在另一种方法中，迎角α也可以由迎角传感器提供。侧滑角β可以由传感器测量，或者基于飞行器18的空气动力学侧向力模型估计。在另一个例子中，侧滑角β由惯性测量得出。
继续参考图1，在一个示例中，空速系统10可以用作确定飞行器18的空速的主要来源。在另一种方法中，空速系统10可以用作空速的独立来源，并且用于监控空速的另一来源，例如皮托管。具体而言，空速系统10可用于确定皮托管(未示出)的精度。在又一示例中，空速系统10可以仅用作多个空速源中的一个以识别不准确的空速源。
现在参考图3，空速系统10在一个或多个计算机装置或系统(例如示例性计算机系统30)上实施。计算机系统30包括处理器32、存储器34、大容量存储设备36、输入/输出(I/O)接口38以及人机界面(HMI)40。计算机系统30经由网络23或I/O接口38可操作地耦合到一个或多个外部源42。外部源可以包括但不限于可由计算机系统30使用的服务器、数据库、大容量存储设备、外围设备、基于云的网络服务或任何其他合适的计算机源。
处理器32包括从微处理器、微控制器、数字信号处理器、微型计算机、中央处理单元、现场可编程门阵列、可编程逻辑设备、状态机、逻辑电路、模拟电路、数字电路或基于存储在存储器34中的操作指令来操纵信号(模拟或数字)的任何其他装置中选择的一个或多个装置。存储器34包括单个存储装置或多个存储装置，包括但不限于只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、易失性存储器、非易失性存储器、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、闪存、高速缓冲存储器或任何其他能够存储信息的装置。大容量存储装置36包括数据存储装置，诸如硬盘驱动器、光驱、磁带驱动器、易失性或非易失性固态装置或能够存储信息的任何其他装置。
处理器32在存在于存储器34中的操作系统46的控制下操作。操作系统46管理计算机源，使得体现为一个或多个计算机软件应用(例如存在于存储器34中的应用程序48)的计算机程序代码可以具有由处理器32执行的指令。在替代示例中，处理器32可以直接执行应用48，在这种情况下操作系统46可以被省略。一个或多个数据结构49也存在于存储器34中，并且可以由处理器32、操作系统46或应用48使用以存储或操纵数据。
I/O接口38提供可操作地将处理器32耦合到其他装置和系统(例如网络23或外部源42)的机器接口。因此，应用48通过经由I/O接口38进行通信来与网络23或外部源42协作以提供包括本发明的示例的各种特征、功能、应用、过程或模块。应用48还包括由一个或多个外部源42执行的程序代码，或者依赖于由计算机系统30外部的其他系统或网络组件提供的功能或信号。实际上，考虑到可能的近乎无限的硬件和软件配置，本领域的普通技术人员将理解，本发明的示例可以包括位于计算机系统30的外部的应用、分布在多个计算机或其他外部源42中的应用或由通过网络23提供作为服务(诸如云计算服务)的计算源(硬件和软件)提供的应用。
HMI 40以已知的方式可操作地耦合到计算机系统30的处理器32以允许用户直接与计算机系统30交互。HMI 40可以包括视频或字母数字显示器、触摸屏、扬声器以及能够向用户提供数据的任何其他合适的音频和视觉指示器。HMI 40还包括能够接受来自用户的命令或输入并将所输入的输入发送到处理器32的输入装置和控制件，诸如字母数字键盘、指向装置、小键盘、按钮、控制旋钮、麦克风等。
数据库44可以存在于大容量存储装置36上，并且可以用于收集和组织由本文描述的各种系统和模块使用的数据。数据库44可以包括数据和存储并组织数据的支持数据结构。特别地，数据库44可以被设置成具有任意数据库组织或结构，包括但不限于关系数据库、分层数据库、网络数据库或其组合。作为处理器32上的指令执行的计算机软件应用形式的数据库管理系统可以用于响应于查询来访问存储在数据库44的记录中的信息或数据，其中查询可以由操作系统46、其他应用48或一个或多个模块动态地确定和执行。
图4是图1中示出的第一空速估计模块22的框图。第一空速估计模块22包括子模块50、52、54。子模块50、52、54被示出为不同的组件，其可以表明模块化编程技术的使用。然而，软件设计可通过将多个模块的至少一些程序功能组合成单个模块来减小子模块50、52、54的区别程度。此外，归属于子模块50、52、54的功能可以以其他方式分配，或者可以在除了所描述的系统之外的其他系统上分配。因此，本发明的示例不限于图4中所示的系统或模块的具体布置。
第一空速估计模块22接收作为输入的操作参数20，每个操作参数表示飞行器18(图1)的操作条件，并且第一空速估计模块22基于操作参数20确定模型基动态压力QbarMDL。模型基动态压力QbarMDL基于飞行器18的稳定飞行条件。子模块50是用于估计基于阻力的动态压力Qbardrag的阻力子模块50，该基于阻力的动态压力Qbardrag基于飞行器18(图1)的阻力模型。除非飞行器18在低速条件下操作，否则基于阻力的动态压力Qbardrag用于确定动态压力Qbar。假设飞行器18在低速条件下操作，则子模块52是升力子模块52，其确定低速动态压力Qbarlift。逻辑子模块54是速度逻辑开关。子模块54接收由阻力子模块50确定的动态压力Qbardrag和由升力子模块52确定的动态压力Qbarlift作为输入，并且基于飞行器18的操作条件确定模型基动态压力QbarMDL。
如下面所解释的，第一空速估计模块22基于输入确定模型基动态压力QbarMDL、马赫数MMDL、等效空速VeasMDL、冲击压力QcMDL、校准空速VcasMDL以及飞行器的真实空速VtMDL。如图4所示，估计的马赫数MMDL作为反馈输入返回到第一空速估计模块22的子模块50、52。
现在将讨论由阻力子模块50确定的动态压力Qbardrag的计算。阻力子模块50接收操作条件20(图1)作为输入。具体地，阻力子模块50接收迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置以及估计的马赫数MMDL(来自空速参数模块55)作为输入。阻力子模块50基于输入和多个分量CD1-CD6来确定稳定-轴线阻力系数CD。稳定-轴线阻力系数CD量化飞行器18在高速条件期间产生的稳定-轴线阻力。如下所述，模型基动态压力QbarMDL是基于稳定-轴线阻力系数CD确定的。
分量CD1-CD6是输入的表格函数(即，迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计的马赫数MMDL)。在一个示例中，稳定-轴线阻力系数CD由如下的等式1确定：
CD＝CD1(α，MMDL)+CD2(Flap，MMDL)+CD3(Gear，MMDL)+CD4(Spoiler，α，MMDL)+CD5(Stabilizer，α，MMDL)+CD6(rudder，β，MMDL) 等式1
其中Flap代表指示机翼16的后缘襟翼31(图2)的位置的襟翼位置，Gear代表起落架位置，Spoiler代表扰流器8的位置(图2)，Stabilizer代表稳定器表面位置，并且rudder表示飞行器18的方向舵6的位置(图2)。
基于保存在空速系统10(图3)的存储器34中的各个查找表来确定每个分量CD1-CD6。例如，通过采用迎角α和估计的马赫数MMDL的具体值来确定分量CD1，其中在查找表之一上找到这些值，并且然后基于迎角α和估计的马赫数MMDL的具体值来确定分量CD1。此外，分量CD4-CD6各自基于三维查找表来确定。在一个替代例子中，基于诸如多项式的数学函数来确定分量CD1-CD6。
阻力子模块50基于发动机转速N1或发动机压力比EPR、静态压力ps或高度/海拔、总空气温度TTOT、马赫估计MMDL、迎角α和侧滑角β确定前向稳定-轴线推力分量TXS。另外，阻力子模块50还接收关于机体轴线XB(图2)的发动机入射角的系数xFCT和关于机体轴线ZB(图2)的发动机入射角的系数zFCT作为输入。发动机入射角的系数xFCT、zFCT都是几何常数，并且基于飞行器18的涡轮喷气发动机的具体安装(未示出)是固定值。
飞行器涡轮喷气发动机(图中未示出)的总推力是由飞行器涡轮喷气发动机的出口气流产生的推力。阻力子模块50确定两个总推力分量GXB和GZB。总推力分量GXB是相对于机体轴线XB(图2)的总推力，并且总推力分量GZB是相对于机体轴线ZB(图2)的总推力。总推力分量GXB基于等式2确定，并且总推力分量GZB基于等式3确定。等式2和3在下面列出：
GXB＝T1(N1，ps，MMDL，TTOT)xXFCT 等式2
GZB＝T1(N1，ps，MMDL，TToT)zXFCT 等式3
其中T1是发动机转速N1、静态压力ps、估计的马赫数MMDL和总空气温度TTOT的表格函数。
阻力子模块50进一步确定冲压阻力(ram drag)RD。冲压阻力RD代表由进入飞行器18的涡轮喷气发动机(未示出)内的进入空气的动量引起的阻力。冲压阻力RD由等式4确定，即：
RD＝T2(N1，ps，MMDL，TTOT) 等式4
其中T2是发动机转速N1、静态压力ps、估计的马赫数MMDL和总空气温度TTOT的表格函数。
阻力子模块50通过从发动机总推力减去冲压阻力来确定前向稳定轴线推力分量TXS。冲压阻力是由进入飞行器18的涡轮喷气发动机中的进入空气的动量引起的阻力，而发动机总推力是在静态条件期间由飞行器涡轮喷气发动机产生的推力。更具体地说，前向稳定轴线推力分量TXS由等式5确定，即：
TXs＝GXB cosα+GZB sinα-RD cosβ 等式5
阻力子模块50基于稳定-轴线阻力系数CD、前向稳定轴线推力分量TXS、飞行器重量W、加速度/负载系数Nx、Nz、迎角α和参考面积Sref估计当飞行器18在高速条件操作时产生的动态压力Qbardrag。参考面积Sref表示机翼平面形式面积。动态压力Qbardrag是基于沿着飞行器18的稳定-轴线的力。等式6确定沿稳定-轴线NXS的负载系数，并且等式7确定在高速条件下产生的动态压力Qbardrag。
NXS＝NX cosα-NZ sinα 等式6
Qbardrag＝(TXS-NXSW)/(CDSref) 等式7
现在将讨论由升力子模块52确定的动态压力Qbarlift的计算。升力子模块52确定对应于在飞行器18的低速操作期间沿着竖直机体轴线ZB(图2)产生的升力的机体轴线升力系数CL。如下所述，基于机体轴线升力系数CL来确定模型基动态压力QbarMDL。
基于迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计的马赫数MMDL来确定机体轴线升力系数CL。类似于稳定-轴线阻力系数CD，基于多个分量CL1-CL6来确定机体轴线升力系数CL。分量CL1-CL6是输入(迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置以及估计的马赫数MMDL)的表格函数。并且基于等式8确定机体轴线升力系数CL为：
CL＝CL1(α，MMDL)+CL2(Flap，MMDL)+CL3(Gear，MMDL)+CL4(Spoiler，α，MMDL)+CL5(stabilizer，α，MMDL) 等式8
机体轴线推力模型82确定机体轴线推进升力，其基于等式9将被称为TZB为：
TZB＝GZB-RD sinαcosβ 等式9
动态压力Qbarlift是基于沿着竖直机体轴线ZB的力(图2)。等式10将动态压力Qbarlift确定为：
Qbarlift＝(NZW+TZB)/(CLSref) 等式10
来自阻力子模块50的动态压力Qbardrag和来自升力子模块52的动态压力Qbarlift都被逻辑子模块54接收。逻辑子模块54基于来自阻力子模块50的动态压力Qbardrag以及动态压力Qbarlift中的至少一个来估计模型基动态压力QbarMDL。具体而言，逻辑子模块54接收估的计马赫数MMDL以及襟翼位置作为输入。襟翼位置是后缘襟翼31(图2)是否缩回的指示。响应于估计的马赫数MMDL具有大于约0.4的值且襟翼31处于缩回位置，逻辑子模块54选择来自阻力子模块50的动态压力Qbardrag作为模型基动态压力QbarMDL。响应于估计的马赫数MMDL小于约0.4或者襟翼31处于伸出位置，逻辑子模块54选择来自升力子模块52的动态压力作为模型基动态压力QbarMDL。
逻辑子模块54还包括滞后逻辑。响应估计的马赫数MMDL具有比约0.4的值大约0.02的余量的值，滞后逻辑确定飞行器18正从低速状态切换到高速状态。类似地，响应估计的马赫数MMDL具有等于约0.4或比约0.4小约0.02的余量的值，滞后逻辑确定飞行器18正从高速状态切换到低速状态。如果马赫数MMDL接近0.4阈值，则滞后逻辑可基本上阻止在两个源之间的连续切换。
逻辑子模块54还包括混合算法，其在模型基动态压力QbarMDL从一个源值切换到另一个时提供平滑过渡。具体而言，模型基动态压力QbarMDL的值基于混合算法在动态压力Qbardrag和动态压力Qbarlift之间切换，其中混合算法在一段时间段内逐渐改变模型基动态压力QbarMDL的值。在动态压力值Qbardrag和Qbarlift之间切换的所述时间段是大约几秒。混合算法可以基于任意数量的不同方法，例如但不限于无瞬态转换。
图5是图1所示的风力模块24、温度模块25和天气缓冲模块26的框图。如下所述，桥基动态压力QbarBRG是基于当飞行器18(图1)在极端飞行条件下操作时的温度偏差ΔT、感测的地面轴线惯性速度矢量和地面轴线风速矢量/>来确定的。温度模块25接收总空气温度TTOT、静态压力ps(或压力高度hp)和估计的马赫数MMDL作为输入。温度模块25基于输入来确定温度偏差ΔT。温度偏差ΔT是环境温度TAMB和标准日温度TSTD之间的差。温度模块25基于静态压力ps或压力高度hp在框56处确定标准日温度TSTD。环境温度TAMB在框58处确定，并且由总空气温度TTOT和估计的马赫数MMDL基于等式11确定：
风力模块24包括空速框60、机体轴线空速矢量框62、地面轴线空速矢量框64和惯性速度矢量框66。空速框60基于总空气温度TTOT和估计的马赫数MMDL来确定真实空速Vt。真实空速Vt表示飞行器18相对于飞行器18正在其中飞行的空气团的速度，并且基于等式12被确定：
机体轴线空速矢量框62接收真实空速Vt、迎角α和侧滑角β作为输入，并且确定机体轴线空速矢量具体而言，基于等式13确定机体轴线空速矢量/>
其中分别是沿着机体轴线框架XB、YB、ZB(如图2所示)的单位矢量，并且/>的三个机体轴线分量表示为：
ua＝Vt cosαcosβ
va＝Vt sinβ
wa＝Vt sinαcosβ
地面轴线空速矢量框64接收机体轴线空速矢量俯仰角θ、侧倾角φ和航向角Ψ作为输入，并且确定地面轴线空速矢量/>具体而言，地面轴线空速矢量/>基于机体对地面的欧拉变换被确定，其在等式14中表示为：
其中VANoRTH是北方向(即，图2中看到的轴线XE)上的空速分量，VAEAST是东方向(即，图2中看到的轴线YE)上的空速分量，并且VAVERT是竖直方向(即，在图2中看到的轴线ZE)上的空速分量。地面轴线空速矢量基于等式15被确定：
其中分别是沿地面轴线XE、YE、ZE的单位矢量。
最后，基于地面轴线惯性速度矢量和地面轴线空速矢量/>之间的差确定地面轴线风速矢量/>所感测的地面轴线惯性速度矢量/>由等式16确定：
如图5所示，地面轴线风速矢量和温度偏差ΔT都由天气缓冲模块26作为输入接收。天气缓冲模块26将地面轴线风速矢量/>和温度偏差ΔT发送到桥逻辑模块27(图1)。现在转到图6，示出了桥逻辑模块27。桥逻辑模块27包括地面轴线空速矢量框70、机体轴线空速矢量框72、环境温度框74和空速参数框76。
地面轴线空速矢量框70接收感测的地面轴线惯性速度矢量和地面轴线风速矢量/>作为输入，并基于该输入确定桥基地面轴线空速矢量/>地面轴线空速矢量基于等式17确定为：
地面轴线空速矢量基于北(即，如图2所示的轴线XE)，东(即，如图2所示的轴线YE)和竖直(即，如图2所示的轴线ZE)空速。
桥基机体轴线空速矢量框72接收来自地面轴线空速矢量框70的地面轴线空速矢量俯仰角θ、侧倾角φ和航向角Ψ作为输入，基于该输入确定桥基机体轴线空速矢量/>具体而言，根据地球-体欧拉变换确定机体轴线空速矢量，在等式18中表示为：
其中uaBRG、vaBRG和waBRG代表机体轴线空速矢量的机体分量，例如
其中是北方向(即，在图2中看到的轴线XE)上的地面轴线空速分量，是东方向(即，在图2中看到的轴线YE)上的地面轴线空速分量，并且/>是竖直方向(即，在图2中看到的轴线ZE)上的地面轴线空速分量。环境温度框74接收标准日温度TSTD和温度偏差ΔT作为输入，并基于输入确定桥基环境温度TBRG。环境温度TBRG基于等式20确定：
TBRG＝TSTD+ΔT 等式20
继续参考图6，空速参数框76接收桥基环境温度TBRG、静态压力ps或压力高度hp以及机体轴线空速矢量作为输入。空速参数框76然后基于等式21-28确定桥基真实空速VtBRG、马赫数MBRG、动态压力QbarBRG、等效空速VeasBRG、冲击压力QcBRG、校准空速VcasBRG、迎角αBRG和侧滑角βBRG：
真实空速(节):
马赫数:
动态压力(lbs/ft2):
等效空速(节):
冲击压力(lbs/ft2):
校准空速(节):
其中p0是海面的标准日压力。
迎角:
侧滑角:
基于飞行器在不稳定或高度动态条件下操作，利用由等式21-28中表示的由空速参数框76确定的多个参数。这是因为由第一空速估计模块22估计的模型基动态压力QbarMDL可能不再准确。
回到图1，选择逻辑模块28接收迎角α、侧滑角β、侧倾角φ、桥基动态压力QbarBRG和模型基动态压力QbarMDL作为输入。图7是选择逻辑模块28的图示。如图7所示，选择模块28包括用于迎角α的洗出滤波器80、用于侧滑角β的洗出滤波器82以及用于侧倾角φ的洗出滤波器84。选择模块28还包括用于在操作期间评估飞行器18(图1)的稳定性的迎角稳定性框86、侧滑角稳定性框88和侧倾角稳定性框90，这在下面更详细地解释。选择模块28还包括逻辑框92以及选择开关和过渡平滑框94。
洗出滤波器80、82、84是捕获输入的低频内容的导数的高通滤波器。洗出过滤器80接收迎角α作为输入并确定迎角的导数洗出过滤器82接收侧滑角β作为输入并确定侧滑角的导数/>洗出过滤器84接收侧倾角φ作为输入并确定侧倾角的导数/>
选择模块28基于迎角d、侧滑角β和侧倾角φ中的至少一个来评估飞行器18的稳定性，其中稳定性是飞行器18的极端飞行条件的指示。具体而言，迎角稳定性框86接收迎角α和迎角的导数作为输入，并且确定迎角α是否大于最小迎角αMIN且小于最大迎角αMAX(即，αMIN＜α＜αMAX)。在一个非限制性示例中，最小迎角αMIN约为零度，并且最大迎角αMAX约为十度。迎角稳定性框86还确定迎角的导数的绝对值/>是否小于最大导数值/>在一个示例性示例中，最大值/>是约2°/秒。
迎角稳定性框86的输出被表达为真或伪陈述。响应于确定迎角α大于最小迎角αMIN、小于最大迎角αMAX，并且迎角的导数的绝对值小于最大导数值/>迎角稳定性框86返回真值，其指示出飞行器18(图1)在稳定飞行条件下操作。然而，响应于迎角α、迎角的导数的绝对值/>或两者都在范围之外，迎角稳定性框86返回伪值，其指示出极端飞行条件。输出也可以由迎角α和迎角的导数/>超出范围多少来指示。
类似地，侧滑角稳定性框88接收侧滑角β和侧滑角的导数作为输入，并且确定侧滑角的绝对值|β|是否小于最大侧滑角MAX(即，|β|＜βMAX)。在一个非限制性示例中，最大侧滑角βMAX约为四度。侧滑角稳定性框88还确定侧滑角的导数的绝对值/>是否小于最大导数值/>在一个示例中，最大值/>是约2°/秒。
侧滑角稳定性框88的输出被表达为真或伪陈述。响应于确定侧滑角的绝对值|β|小于最大侧滑角且侧滑角的导数的绝对值小于最大导数值/>侧滑角稳定性框88返回真值，其表明飞行器18(图1)在稳定飞行条件下操作。然而，响应于侧滑角β的绝对值、侧滑角β的导数的绝对值或两者都在范围之外，侧滑角稳定性框88返回伪值，其指示出极端飞行条件。
最后，侧倾角稳定性框90接收侧倾角φ和侧倾角φ的导数作为输入，并且确定侧倾角的绝对值1φ1是否小于最大侧倾角φMAX。在一个示例中，最大侧倾角φMAX约为5度。侧倾角稳定性框90还确定侧倾角的导数的绝对值是否小于最大值/>在一个非限制性示例中，最大值/>是约2°/秒。
侧倾角稳定性框90的输出被表达为真或伪陈述。响应于确定侧倾角的绝对值|φ|小于最大侧倾角φMAX且侧倾角的导数的绝对值小于最大值/>侧倾角稳定性框90返回真值，其表示出飞行器18(图1)在稳定飞行条件下操作。然而，响应于侧倾角的绝对值|φ|、侧倾角的导数的绝对值/>或两者都在范围之外，侧倾角稳定性框90返回伪值，其指示出极端飞行条件。
然后，将迎角稳定性框86、侧滑角稳定性框88以及侧倾角稳定性框90的输出发送到选择开关和过渡平滑框94。响应于确定迎角稳定性框86、侧滑角稳定性框88以及侧倾角稳定性框90中的每个条件为真，则框94确定飞行器18在空气动力学稳定条件下操作。相应地，框94选择由第一空速估计模块22(图1)估计的模型基动态压力QbarMDL。响应于确定迎角稳定性框86、侧滑角稳定性框88以及侧倾角稳定性框90中的至少一个条件为伪，则框94确定飞行器18(图1)在不稳定或高度动态的条件下操作。因此，框94选择桥基动态压力QbarBRG。
当估计的动态压力QbarEST从一个源值切换到另一个时，选择开关和过渡平滑框94提供平滑过渡。具体地，基于逻辑框92，估计的动态压力QbarEST的值在模型基动态压力QbarMDL和桥基动态压力QbarBRG之间切换。框94在一段时间内逐渐改变估计的动态压力QbarEST的值。在模型基动态压力值QbarMDL和QbarBRG之间的过渡时间段大约为几秒。
回到图1，模型基动态压力QbarMDL或桥基动态压力QbarBRG设置为估计的动态压力QbarEST。然后将估计的动态压力QbarEST发送到第二空速估计模块29。第二空速估计模块29然后确定空速参数，其包括飞行器18的估计的马赫数MEST、等效空速VeasEST、冲击压力QcEST、校准空速VcasEST和真实空速VtEST。空速参数用于不断计算飞行器18的空速。真实空速VtEST代表相对于自由空气流的飞行器18的速度，并且等效空速VeasEST是由局部空气密度校正的真实空速。基于冲击压力QcEST计算校准空速VeasEST。
估计的马赫数MEST基于等式29被确定，等效空速VeasEST基于等式30，冲击压力QcEST基于等式31，校准空速VcasEST基于等式32，并且真实空速VtEST基于等式33：
其中等效空速VeasEST、校准空速VcasEST和真实空速VtEST均以节为单位，动态压力QbarEST和冲击压力QcEST均以磅/平方英尺为单位，p0代表海平面的标准日压力，并且总空气温度TTOT以开尔文表示。因此，响应于确定飞行器18正在极端飞行条件下操作，空速系统10基于桥基动态压力(QbarBRG)估计多个空速参数。类似地，响应于确定飞行器18正在稳定飞行条件下操作，空速系统10基于模型基动态压力(QbarMDL)估计多个空速参数。
通常参照附图，公开的空速系统提供了用于估计空速而不需要依赖于传统的皮托探针测量的可靠方法。此外，公开的空速系统包括天气缓冲模块。天气缓冲模块响应于飞行器在极端飞行条件下操作而估计合成空速参数以及合成迎角和侧滑角。因此，即使当飞行器在传统空速模型可能不能准确确定空速参数的条件下操作时，空速系统也提供相对准确的空速参数估计。事实上，当飞行器处于动态状态时，传统系统可能会冻结或保持空速估计不变。但是，如果飞行器继续在动态状态操作超过几秒钟，这可能会影响读数的准确性。公开的系统提供了一种稳健的方法，用于使用当飞行器在动态状态下操作时的惯性速度矢量、风速矢量以及基于标准日温度的温度偏差来估计迎角和侧滑角。
此外，本公开包括根据以下条款的示例：
条款1.一种用于估计用于不断计算飞行器(18)的空速的多个空速参数的系统(10)，所述系统(10)包括：
一个或多个处理器(32)；和
耦合到所述一个或多个处理器(32)的存储器(34)，所述存储器(34)存储包括数据库(44)和程序代码的数据，所述程序代码在由所述一个或多个处理器(32)执行时导致所述系统(10)：
接收均代表所述飞行器(18)的操作条件的多个操作参数(20)；
基于所述操作参数(20)确定模型基动态压力(QbarMDL)，其中所述模型基动态压力(QbarMDL)基于所述飞行器(18)的稳定飞行条件；
至少基于温度偏差ΔT和惯性速度矢量确定桥基动态压力(QbarBRG)，其中桥基动态压力(QbarBRG)基于飞行器(18)的极端飞行条件；
基于迎角、侧滑角和侧倾角中的至少一个来评估飞行器(18)在操作期间的稳定性，其中稳定性是飞行器(18)的极端飞行条件的指示；
基于稳定性确定飞行器(18)在极端飞行条件下操作；和
响应于确定飞行器(18)在极端飞行条件下操作，基于桥基动态压力(QbarBRG)估计所述多个空速参数。
条款2.根据条款1所述的系统(10)，其中导致所述系统(10)基于所述稳定性确定飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作。
条款3.根据条款2所述的系统(10)，响应于确定飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作，基于模型基动态压力(QbarMDL)估计所述多个空速参数。
条款4.根据条款1所述的系统(10)，其中温度偏差是基于环境温度(TAMB)和标准日温度(TSTD)之间的差异。
条款5.根据条款1所述的系统(10)，其中桥基动态压力(QbarBRG)是基于地面轴线风速矢量确定的，其中所述地面轴线风速矢量是基于所述惯性速度矢量和地面轴线空速矢量之间的差异来确定的。
条款6.根据条款5所述的系统(10)，其中地面轴线空速矢量基于以下确定：
其中是地面轴线空速矢量，VANoRTH是北方向的地面轴线空速分量，VAEAST是东方向的地面轴线空速分量，VAVERT是竖直方向的地面轴线空速分量，/>是飞行器(18)分别沿地面轴线XE、YE、ZE的单位矢量。
条款7.根据条款1所述的系统(10)，其中评估飞行器(18)的稳定性是基于迎角以及迎角的导数的绝对值。
条款8.根据条款7所述的系统(10)，其中进一步导致该系统：
响应于确定迎角大于最小迎角、小于最大迎角并且迎角的导数的绝对值小于最大导数值，返回指示飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作的真值。
条款9.根据条款1所述的系统(10)，其中评估飞行器(18)的稳定性是基于侧滑角的绝对值以及侧滑角的导数的绝对值。
条款10.根据条款9所述的系统(10)，其中进一步导致该系统：
响应于确定所述侧滑角的绝对值小于最大侧滑角并且所述侧滑角的导数的绝对值小于最大导数值，返回指示飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作的真值。
条款11.根据条款1所述的系统(10)，其中评估飞行器(18)的稳定性是基于侧倾角的绝对值和侧倾角的导数的绝对值。
条款12.根据条款11所述的系统(10)，其中进一步导致该系统：
响应于确定侧倾角的绝对值小于最大侧倾角并且侧倾角的导数的绝对值小于最大导数值，返回指示飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作的真值。
条款13.根据条款1所述的系统(10)，其中模型基动态压力(QbarMDL)基于稳定-轴线阻力系数(CD)被确定，并且其中所述稳定-轴线阻力系数(CD)量化在高速条件期间产生的所述飞行器(18)的稳定-轴线阻力。
条款14.根据条款1所述的系统(10)，其中模型基动态压力(QbarMDL)基于机体轴线升力系数(CL)来确定，并且其中所述机体轴线升力系数(CL)对应于在低速条件期间沿着竖直机体轴线产生的所述飞行器(18)的升力。
条款15.一种估计用于不断计算飞行器(18)的空速的多个空速参数的方法，所述方法包括：
通过计算机(30)接收均表示飞行器(18)的操作条件的多个操作参数(20)；
通过计算机(30)基于所述操作参数(20)确定模型基动态压力(QbarMDL)，其中所述模型基动态压力(QbarMDL)是基于所述飞行器(18)的稳定飞行条件；
通过计算机(30)至少基于温度偏差、风速矢量和惯性速度矢量确定桥基动态压力(QbarBRG)，其中桥基动态压力(QbarBRG)是基于飞行器(18)的极端飞行条件；
基于迎角、侧滑角和侧倾角中的至少一个来评估飞行器(18)在操作期间的稳定性，其中稳定性是飞行器(18)的极端飞行条件的指示；
通过计算机(30)基于稳定性确定飞行器(18)正在极端飞行条件下操作；和
响应于确定飞行器(18)正在极端飞行条件下操作，通过计算机(30)基于桥基动态压力(QbarBRG)估计所述多个空速参数。
条款16.根据条款15所述的方法，包括基于稳定性确定飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作。
条款17.根据条款16所述的方法，包括响应于确定飞行器(18)正在稳定飞行条件下操作而基于模型基动态压力(QbarMDL)估计所述多个空速参数。
条款18.根据条款15所述的方法，包括确定温度偏差是基于环境温度(TAMB)和标准日温度(TSTD)之间的差异。
条款19.根据条款15所述的方法，包括基于地面轴线风速矢量确定桥基动态压力(QbarBRG)，其中所述地面轴线风速矢量是基于所述惯性速度矢量与地面轴线空速矢量之间的差异来确定的。
条款20.根据条款19所述的方法，包括基于以下来确定地面轴线空速矢量：
其中是地面轴线空速矢量，VANoRTH是北方向的地面轴线空速分量，VAEAST是东方向的地面轴线空速分量，VAVERT是竖直方向的地面轴线空速分量，/>是飞行器(18)分别沿地面轴线XE、YE、ZE的单位矢量。
虽然这里描述的设备和方法的形式构成了本发明的优选实例，应该理解，本发明不限于这些精确形式的装置和方法，并且可以在不脱离本发明的范围的情况下在其中进行改变。

Claims (20)

1.一种用于估计包括估计的动态压力(QbarEST)的多个空速参数的系统，其中所述多个空速参数用于不断计算飞行器的空速，所述系统包括：
一个或多个处理器；和
耦合到所述一个或多个处理器的存储器，所述存储器存储包括数据库和程序代码的数据，所述程序代码在由所述一个或多个处理器执行时导致所述系统：
接收均代表所述飞行器的操作条件的多个操作参数；
基于所述操作参数确定模型基动态压力(QbarMDL)，其中所述模型基动态压力(QbarMDL)基于所述飞行器的稳定飞行条件；
至少基于温度偏差ΔT和惯性速度矢量确定桥基动态压力(QbarBRG)，其中所述桥基动态压力(QbarBRG)基于所述飞行器的极端飞行条件；
基于迎角、侧滑角和侧倾角中的至少一个评估在操作期间所述飞行器的稳定性，其中所述稳定性是所述飞行器的所述极端飞行条件的指示；
基于所述稳定性确定所述飞行器是在所述稳定飞行条件下还是在所述极端飞行条件下操作；
响应于确定所述飞行器正在所述极端飞行条件下操作，基于所述桥基动态压力(QbarBRG)估计所述多个空速参数，其中所述估计的动态压力(QbarEST)被设定成所述桥基动态压力(QbarBRG)；以及
响应于确定所述飞行器正在所述稳定飞行条件下操作，基于所述模型基动态压力(QbarMDL)估计所述多个空速参数，其中所述估计的动态压力(QbarEST)被设定成所述模型基动态压力(QbarMDL)。
2.根据权利要求1所述的系统，其中所述温度偏差基于环境温度(TAMB)和标准日温度(TSTD)之间的差异。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述桥基动态压力(QbarBRG)基于地面轴线风速矢量被确定，其中所述地面轴线风速矢量基于所述惯性速度矢量和地面轴线空速矢量之间的差异被确定。
4.根据权利要求3所述的系统，其中所述地面轴线空速矢量基于以下被确定：
其中是所述地面轴线空速矢量，VANORTH是北方向的地面轴线空速分量，VAEAST是东方向的地面轴线空速分量，VAVERT是竖直方向的地面轴线空速分量，/>是所述飞行器分别沿地面轴线XE、YE、ZE的单位矢量。
5.根据权利要求1所述的系统，其中评估所述飞行器的所述稳定性基于迎角和所述迎角的导数的绝对值。
6.根据权利要求5所述的系统，其中进一步导致该系统：
响应于确定所述迎角大于最小迎角、小于最大迎角并且所述迎角的所述导数的所述绝对值小于最大导数值，返回指示所述飞行器正在所述稳定飞行条件下操作的真值。
7.根据权利要求1所述的系统，其中评估所述飞行器的所述稳定性基于侧滑角的绝对值和所述侧滑角的导数的绝对值。
8.根据权利要求7所述的系统，其中进一步导致该系统：
响应于确定所述侧滑角的所述绝对值小于最大侧滑角并且所述侧滑角的所述导数的所述绝对值小于最大导数值，返回指示所述飞行器正在所述稳定飞行条件下操作的真值。
9.根据权利要求1所述的系统，其中评估所述飞行器的所述稳定性基于侧倾角的绝对值和所述侧倾角的导数的绝对值。
10.根据权利要求9所述的系统，其中进一步导致该系统：
响应于确定所述侧倾角的所述绝对值小于最大侧倾角并且所述侧倾角的所述导数的所述绝对值小于最大导数值，返回指示所述飞行器正在所述稳定飞行条件下操作的真值。
11.根据权利要求1所述的系统，其中所述模型基动态压力(QbarMDL)基于稳定-轴线阻力系数(CD)被确定，并且其中所述稳定-轴线阻力系数(CD)量化在高速条件期间产生的所述飞行器的稳定-轴线阻力。
12.根据权利要求1所述的系统，其中所述模型基动态压力(QbarMDL)基于机体轴线升力系数(CL)被确定，并且其中所述机体轴线升力系数(CL)对应于在低速条件期间沿着竖直机体轴线产生的所述飞行器的升力。
13.根据权利要求1所述的系统，其中所述估计的动态压力(QbarEST)的值在所述模型基动态压力(QbarMDL)和所述桥基动态压力(QbarBRG)之间切换。
14.根据权利要求1所述的系统，其中所述多个空速参数包括所述飞行器的马赫数(MEST)、等效空速(VeasEST)、冲击压力(QcEST)、校准空速(VcasEST)和真实空速(VtEST)。
15.一种估计包括估计的动态压力(QbarEST)的多个空速参数的方法，其中所述多个空速参数用于不断计算飞行器的空速，所述方法包括：
通过计算机接收均表示所述飞行器的操作条件的多个操作参数；
通过所述计算机基于所述操作参数确定模型基动态压力(QbarMDL)，其中所述模型基动态压力(QbarMDL)基于所述飞行器的稳定飞行条件；
通过所述计算机至少基于温度偏差、风速矢量和惯性速度矢量确定桥基动态压力(QbarBRG)，其中所述桥基动态压力(QbarBRG)基于所述飞行器的极端飞行条件；
基于迎角、侧滑角和侧倾角中的至少一个评估在操作期间所述飞行器的稳定性，其中所述稳定性是所述飞行器的所述极端飞行条件的指示；
通过所述计算机基于所述稳定性确定所述飞行器正在所述极端飞行条件下操作；
响应于确定所述飞行器正在所述极端飞行条件下操作，通过所述计算机基于所述桥基动态压力(QbarBRG)估计所述多个空速参数，其中所述估计的动态压力(QbarEST)被设定成所述桥基动态压力(QbarBRG)；以及
响应于确定所述飞行器正在所述稳定飞行条件下操作，基于所述模型基动态压力(QbarMDL)估计所述多个空速参数，其中所述估计的动态压力(QbarEST)被设定成所述模型基动态压力(QbarMDL)。
16.根据权利要求15所述的方法，包括基于环境温度(TAMB)和标准日温度(TSTD)之间的差异确定所述温度偏差。
17.根据权利要求15所述的方法，包括基于地面轴线风速矢量确定所述桥基动态压力(QbarBRG)，其中所述地面轴线风速矢量基于所述惯性速度矢量和地面轴线空速矢量之间的差异被确定。
18.根据权利要求17所述的方法，包括基于以下确定所述地面轴线空速矢量：
其中是所述地面轴线空速矢量，VANORTH是北方向的地面轴线空速分量，VAEAST是东方向的地面轴线空速分量，VAVERT是竖直方向的地面轴线空速分量，/>是所述飞行器分别沿地面轴线XE、YE、ZE的单位矢量。
19.根据权利要求15所述的方法，进一步包括：
在所述模型基动态压力(QbarMDL)和所述桥基动态压力(QbarBRG)之间切换所述估计的动态压力(QbarEST)的值。
20.根据权利要求15所述的方法，其中所述多个空速参数包括所述飞行器的马赫数(MEST)、等效空速(VeasEST)、冲击压力(QcEST)、校准空速(VcasEST)和真实空速(VtEST)。
CN201810330301.9A 2017-06-12 2018-04-13 用于基于天气缓冲模型估计飞行器空速的系统 Active CN109033485B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/620,239 US10605822B2 (en) 2017-06-12 2017-06-12 System for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model
US15/620,239 2017-06-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109033485A CN109033485A (zh) 2018-12-18
CN109033485B true CN109033485B (zh) 2023-09-01

Family

ID=62597383

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810330301.9A Active CN109033485B (zh) 2017-06-12 2018-04-13 用于基于天气缓冲模型估计飞行器空速的系统

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10605822B2 (zh)
EP (1) EP3415922B1 (zh)
JP (1) JP7063731B2 (zh)
CN (1) CN109033485B (zh)
BR (1) BR102018011011B1 (zh)
CA (1) CA2996764C (zh)
RU (1) RU2755843C2 (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019099534A1 (en) * 2017-11-14 2019-05-23 Gulfstream Aerospace Corporation Conversion between calibrated airspeed and true airspeed in trajectory modeling
FR3074141B1 (fr) * 2017-11-27 2019-12-20 Airbus Operations Procede et systeme d'estimation de la position de volets d'un aeronef
JP2021524013A (ja) * 2018-05-22 2021-09-09 インディアン・スペース・リサーチ・オーガニゼイションＩｎｄｉａｎ Ｓｐａｃｅ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｏｒｇａｎｉｓａｔｉｏｎ 近接ポート間の圧力パターンを用いてフラッシュ型エアデータシステムの誤った圧力測定を検出するためのシステム及び方法
US11029706B2 (en) * 2018-12-07 2021-06-08 The Boeing Company Flight control system for determining a fault based on error between a measured and an estimated angle of attack
CN113188541A (zh) * 2020-01-14 2021-07-30 广州极飞科技股份有限公司 获取无人机的空速的方法、装置、存储介质及处理器
DE102020107456A1 (de) * 2020-03-18 2021-09-23 Volocopter Gmbh Verfahren und Steuergerät zur Kurvenkoordinierung eines Fluggerätes sowie ein Fluggerät mit Kurvenkoordinierung
CA3143784A1 (en) * 2021-02-18 2022-08-18 The Boeing Company Apparatus, systems, and methods for managing common mode pneumatic events
CN113053130B (zh) * 2021-03-23 2023-06-06 西安黄河机电有限公司 桥上车辆运行风险预警方法及装置
US20220355948A1 (en) * 2021-05-04 2022-11-10 The Boeing Company Computation of aircraft airspeed by inclusion of static air temperature
US11447244B1 (en) * 2021-06-29 2022-09-20 Beta Air, Llc System and method for airspeed estimation utilizing propulsor data in electric vertical takeoff and landing aircraft
CN115856359B (zh) * 2023-02-15 2023-06-09 成都凯天电子股份有限公司 一种直升机空速在线修正方法

Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996041294A1 (en) * 1995-06-07 1996-12-19 Aurora Flight Sciences Corporation Fault tolerant automatic control system utilizing analytic redundancy
CN101939187A (zh) * 2007-09-04 2011-01-05 巴西航空有限公司 失速、抖振、低速和高姿态保护系统
JP2012126201A (ja) * 2010-12-14 2012-07-05 Kawasaki Heavy Ind Ltd 飛行制御装置およびこれを備える飛行体
CA2782105A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-05 Universal Avionics Systems Corporation Heuristic method for computing performance of an aircraft
CN102981505A (zh) * 2011-08-01 2013-03-20 空中客车运营简化股份公司 用于确定飞机的飞行参数的方法和系统
WO2013144126A2 (fr) * 2012-03-28 2013-10-03 Dassault Aviation Procede de determination d'un etat de credibilite de mesures de capteurs d'un aeronef et systeme correspondant
EP2669687A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-04 Sikorsky Aircraft Corporation Synthetic estimation of rotorcraft airspeed
CN103562682A (zh) * 2011-05-25 2014-02-05 波音公司 主飞行显示器的基于俯仰和功率的不可靠空速符号系统
JP2014172435A (ja) * 2013-03-06 2014-09-22 Japan Aerospace Exploration Agency 電動推進系制御装置
CN104322119A (zh) * 2012-03-15 2015-01-28 诺基亚公司 监测基于陆地无线电的定位系统的质量
CN104914271A (zh) * 2014-03-13 2015-09-16 波音公司 用于航空器的空速计算系统
CN104931007A (zh) * 2014-03-18 2015-09-23 空中客车运营简化股份公司 用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置
CN105292445A (zh) * 2014-07-23 2016-02-03 霍尼韦尔国际公司 用于使用致动信号的空速估计的系统和方法
CN105509766A (zh) * 2014-10-08 2016-04-20 霍尼韦尔国际公司 用于姿态错误检测的系统和方法
CN105527455A (zh) * 2014-10-20 2016-04-27 空中客车运营简化股份公司 用于自动地估计飞行器的至少一个速度的方法及装置
CN105675901A (zh) * 2014-12-05 2016-06-15 空中客车运营简化股份公司 用于估计飞行器空速的方法和设备
CN105700520A (zh) * 2014-06-26 2016-06-22 波音公司 飞行器自动驾驶仪
CN106372307A (zh) * 2016-08-30 2017-02-01 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种基于气动模型的民机气流角估计方法
CN106477055A (zh) * 2015-08-31 2017-03-08 波音公司 飞行器失速保护系统

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4901949A (en) * 1988-03-11 1990-02-20 Orbital Sciences Corporation Ii Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight
RU2331892C2 (ru) * 2006-06-05 2008-08-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Способ определения компонента скорости летательного аппарата
US8761970B2 (en) 2008-10-21 2014-06-24 The Boeing Company Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method
US8914164B1 (en) * 2013-08-02 2014-12-16 Honeywell International Inc. System and method for computing mach number and true airspeed
US9096330B2 (en) * 2013-08-02 2015-08-04 Honeywell International Inc. System and method for computing MACH number and true airspeed
US20150203215A1 (en) * 2014-01-17 2015-07-23 Eric T. Falangas Early performance evaluation of conceptual flight and space vehicles
WO2016037035A1 (en) 2014-09-04 2016-03-10 Sikorsky Aircraft Corporation Airspeed estimation system
RU2587389C1 (ru) * 2014-12-10 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" Бортовая система измерения параметров вектора скорости ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета
US20170046968A1 (en) * 2015-08-11 2017-02-16 The Boeing Company Flight simulation modeling of aircraft dynamic stall aerodynamics
US10006928B1 (en) * 2016-03-31 2018-06-26 Textron Innovations Inc. Airspeed determination for aircraft
US10768201B2 (en) * 2017-06-12 2020-09-08 The Boeing Company System for estimating airspeed of an aircraft based on a drag model

Patent Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996041294A1 (en) * 1995-06-07 1996-12-19 Aurora Flight Sciences Corporation Fault tolerant automatic control system utilizing analytic redundancy
CN101939187A (zh) * 2007-09-04 2011-01-05 巴西航空有限公司 失速、抖振、低速和高姿态保护系统
CN103324190A (zh) * 2007-09-04 2013-09-25 埃姆普里萨有限公司 失速、抖振、低速和高姿态保护系统
JP2012126201A (ja) * 2010-12-14 2012-07-05 Kawasaki Heavy Ind Ltd 飛行制御装置およびこれを備える飛行体
CN103562682A (zh) * 2011-05-25 2014-02-05 波音公司 主飞行显示器的基于俯仰和功率的不可靠空速符号系统
CA2782105A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-05 Universal Avionics Systems Corporation Heuristic method for computing performance of an aircraft
CN102981505A (zh) * 2011-08-01 2013-03-20 空中客车运营简化股份公司 用于确定飞机的飞行参数的方法和系统
CN104322119A (zh) * 2012-03-15 2015-01-28 诺基亚公司 监测基于陆地无线电的定位系统的质量
WO2013144126A2 (fr) * 2012-03-28 2013-10-03 Dassault Aviation Procede de determination d'un etat de credibilite de mesures de capteurs d'un aeronef et systeme correspondant
EP2669687A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-04 Sikorsky Aircraft Corporation Synthetic estimation of rotorcraft airspeed
JP2014172435A (ja) * 2013-03-06 2014-09-22 Japan Aerospace Exploration Agency 電動推進系制御装置
CN104914271A (zh) * 2014-03-13 2015-09-16 波音公司 用于航空器的空速计算系统
CN104931007A (zh) * 2014-03-18 2015-09-23 空中客车运营简化股份公司 用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置
CN105700520A (zh) * 2014-06-26 2016-06-22 波音公司 飞行器自动驾驶仪
CN105292445A (zh) * 2014-07-23 2016-02-03 霍尼韦尔国际公司 用于使用致动信号的空速估计的系统和方法
CN105509766A (zh) * 2014-10-08 2016-04-20 霍尼韦尔国际公司 用于姿态错误检测的系统和方法
CN105527455A (zh) * 2014-10-20 2016-04-27 空中客车运营简化股份公司 用于自动地估计飞行器的至少一个速度的方法及装置
CN105675901A (zh) * 2014-12-05 2016-06-15 空中客车运营简化股份公司 用于估计飞行器空速的方法和设备
CN106477055A (zh) * 2015-08-31 2017-03-08 波音公司 飞行器失速保护系统
CN106372307A (zh) * 2016-08-30 2017-02-01 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种基于气动模型的民机气流角估计方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
宋述杰,邓建华.应用INS/GPS系统数据估计迎角和侧滑角的方法研究.西北工业大学学报.2005,(02),全文. *

Also Published As

Publication number Publication date
BR102018011011B1 (pt) 2023-04-25
RU2755843C2 (ru) 2021-09-22
BR102018011011A2 (pt) 2018-12-26
EP3415922B1 (en) 2020-12-02
CA2996764A1 (en) 2018-12-12
EP3415922A1 (en) 2018-12-19
JP7063731B2 (ja) 2022-05-09
CA2996764C (en) 2022-09-06
JP2019038519A (ja) 2019-03-14
CN109033485A (zh) 2018-12-18
US10605822B2 (en) 2020-03-31
US20180356437A1 (en) 2018-12-13
RU2018106863A3 (zh) 2021-06-29
RU2018106863A (ru) 2019-08-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109033485B (zh) 用于基于天气缓冲模型估计飞行器空速的系统
CN109018421B (zh) 基于阻力模型估计飞行器空速的系统
US10520389B2 (en) Aerodynamic modeling using flight data
JP7410685B2 (ja) 測定迎角と推定迎角との間の誤差に基づいて障害を判定するための飛行制御システム
US9057627B2 (en) Low cost flight instrumentation system
US10822109B2 (en) Methods and systems for determining airspeed of an aircraft
US7757993B1 (en) Method for reducing the turbulence and gust influences on the flying characteristics of aircraft, and a control device for this purpose
JP7337653B2 (ja) コモンモード空気圧障害を判断するための飛行制御システム
US20170139425A1 (en) Method and apparatus for protecting aircraft maximum lift capability
CN111291304A (zh) 基于升力和阻力系数确定估计的动态压力的飞行控制系统
CN111766397B (zh) 一种基于惯性/卫星/大气组合的气象风测量方法
Ducard et al. Strategies for sensor-fault compensation on UAVs: Review, discussions & additions
CN114636842B (zh) 一种高超声速飞行器的大气数据估计方法及装置
McLaren Velocity estimate following air data system failure
Jain et al. Inertial Angle of Attack estimation for a small transport aircraft
Stovner et al. Globally exponentially stable wind estimation for small fixed-wing UAVs using standard sensors
JPS63259471A (ja) 飛行速度の測定装置
Laban et al. On-line identification of aircraft aerodynamic model parameters
CN115683544A (zh) 无人机旋翼扰动校正方法及装置
Pearson et al. Aircraft Air Data Estimation Using a Model-Based Approach

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant