CN109669047A - 一种直升机悬停时指示空速显示方法和相关装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机悬停时指示空速显示方法，通过获取直升机俯仰角数值和当前测量的指示空速值进行组合实时判断空中悬停状态，根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，不同的显示状态包括空中悬停状态和正常状态。当显示状态为空中悬停状态时，显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值，通过直升机的姿态变化和指示空速变化进行组合实时判断空中悬停状态，在空中悬停状态和正常状态之间的状态切换不会造成指示空速的数据延时，并且在正常状态时，使用当前测量指示空速值，不损失指示空速的数据精度。

Description

一种直升机悬停时指示空速显示方法和相关装置

技术领域

本发明涉及直升机控制领域，尤其是一种直升机悬停时指示空速显示方法、装置、设备和存储介质。

背景技术

直升机的指示空速是根据飞行器测量得到的动压，并按海平面标准大气条件下飞行速度与动压的关系而表示的速度值，它实际表示的是飞行器空气动力的大小，是关乎飞行安全的最重要的飞行数据之一，其中的动压是由全压减去静压计算得到的压力差，因此压力差越大，得到的动压越大，则指示空速越大；压力差越小，得到的动压越小，则指示空速越小。一般来说，根据直升机飞行的需求，要求直升机在空中悬停时，由于直升机停止前行，指示空速应当为0km/h。

但是实际应用中，直升机在空中悬停时，指示空速会频繁跳动，最大能跳动至100km/h。造成此情况出现的原因是，直升机的静压输入端和全压输入端安装在不同的位置，直升机在空中悬停时，虽然直升机停止前行，但是由于直升机旋翼转动形成的气流使直升机机头下方与直升机侧面的位置产生压力差，或者风切变的原因导致静压输入端和全压输入端形成压力差，而根据指示空速的计算原理，全压减去静压的压力差越大，指示空速越大，因此，直升机在空中悬停时，指示空速会出现跳动。因此提出一种在直升机悬停时，指示空速显示不跳动的方法是很有必要的。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。为此，本发明的一个目的是提供一种在直升机悬停时，指示空速显示不跳动的显示方法、装置、设备和存储介质。

本发明所采用的技术方案是：

第一方面，本发明提供一种直升机悬停时指示空速显示方法，包括步骤：

获取直升机姿态角数值和当前测量指示空速值，所述姿态角为俯仰角；

根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，所述显示状态包括空中悬停状态和正常状态；

当显示状态为所述空中悬停状态时，则显示当前的指示空速值为0km/h；

当显示状态为所述正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值。

进一步地，所述状态选择条件包括第一选择条件、第二选择条件和第三选择条件。

进一步地，所述第一选择条件指：判断所述俯仰角是否大于第一预设角度，如果小于则进入正常状态，否则根据第二选择条件继续进行判断。

进一步地，所述第二选择条件指：判断所述测量指示空速是否大于第二预设速度，如果小于则进入空中悬停状态，并根据第三选择条件继续进行判断，否则直接根据第三选择条件继续进行判断。

进一步地，所述第三选择条件指：判断所述俯仰角是否小于第三预设角度并且所述俯仰角是否在第四预设时间内处于持续递减状态，如果符合所述第三选择条件，则进入正常状态，否则维持第二选择条件选择的状态，并重新根据状态选择条件选择显示状态。

进一步地，还包括上电时，默认处于空中悬停状态。

第二方面，本发明还提供一种直升机悬停时指示空速显示装置，包括：

参数获取模块，用于获取直升机姿态角数值和当前测量指示空速值，所述姿态角为俯仰角；

显示指示空速模块，用于根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，所述显示状态包括空中悬停状态和正常状态，当显示状态为所述空中悬停状态时，则显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为所述正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值。

第三方面，本发明提供一种直升机悬停时指示空速显示的控制设备，包括：

至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；

其中，所述处理器通过调用所述存储器中存储的计算机程序，用于执行如第一方面任一项所述的方法。

第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令用于使计算机执行如第一方面任一项所述的方法。

本发明的有益效果是：

本发明通过获取直升机俯仰角数值和当前测量指示空速值，根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，不同的显示状态包括空中悬停状态和正常状态，当显示状态为空中悬停状态时，显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值，避免了直升机在空中悬停时由于指示空速频繁跳动引起的飞行员对状态的误判情况，同时避免了在自动驾驶模式时，指示空速频繁跳动引起的直升机相关抖动，通过直升机的姿态变化和指示空速变化进行组合实时判断空中悬停状态，在空中悬停状态和正常状态之间的状态切换不会造成指示空速的数据延时，并且在正常状态时，使用当前测量指示空速值，不损失指示空速的数据精度，很好的解决了直升机在空中悬停时指示空速会频繁跳动的问题。

附图说明

图1是本发明实施例一中直升机静压和全压输入端安装位置示意图；

图2是本发明实施例一中直升机悬停时指示空速显示方法的流程图；

图3是本发明实施例一中根据状态选择条件选择显示状态的流程图；

图4是本发明实施例一中直升机悬停状态示意图；

图5是本发明实施例一中直升机加速状态示意图；

图6是本发明实施例二的直升机悬停时指示空速显示装置结构框图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对照附图说明本发明的具体实施方式。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图，并获得其他的实施方式。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。

实施例一：

本发明通过直升机的姿态变化和指示空速变化进行组合实时判断空中悬停状态，在空中悬停状态和正常状态之间的状态切换不会造成指示空速的数据延时，并且在正常状态时，使用当前测量指示空速值，不损失指示空速的数据精度，很好的解决了直升机在空中悬停时指示空速会频繁跳动的问题。实施例一提供了一种直升机悬停时指示空速显示方法。

首先如图1所示，为直升机静压和全压输入端安装位置示意图，图中可见静压输入端安装在直升机的侧面，全压输入端安装在直升机的机头下方，由于动压是由全压减去静压计算得到的压力差，因此压力差越大，得到的动压越大，则指示空速越大；压力差越小，得到的动压越小，则指示空速越小，图中可见，直升机的静压输入端和全压输入端安装在不同的位置，当直升机在空中悬停时，虽然直升机停止前行，但是由于直升机旋翼转动形成的气流使直升机机头下方与直升机侧面的位置产生压力差，或者风切变的原因导致静压输入端和全压输入端形成压力差，而根据指示空速的计算原理，全压减去静压的压力差越大，指示空速越大，因此，直升机在空中悬停时，指示空速会出现频繁跳动。

图2为本发明实施例提供的一种直升机悬停时指示空速显示方法的流程图，如图2所示，该方法可以包括以下步骤：

S1：获取参数信息，具体是获取直升机姿态角数值和当前测量指示空速值，这里姿态角为俯仰角，

S2：选择显示状态，并根据不同的显示状态显示指示空速值，具体是根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，其中显示状态包括空中悬停状态和正常状态，当显示状态为空中悬停状态时，则显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值。

状态选择条件包括第一选择条件、第二选择条件和第三选择条件。如图3所示，为本实施例的根据状态选择条件选择显示状态的流程图，图中可见：

上电时，默认处于空中悬停状态，然后进行选择显示状态过程。

1)第一选择条件指：判断俯仰角是否大于第一预设角度，如果小于则进入正常状态，否则根据第二选择条件继续进行判断，本实施例姿态角选取的是俯仰角，并设置角度阈值为第一预设角度，本实施例中，第一预设角度为-2度，这里的正负指相对于直升机的机头而言，抬头为正，低头为负。

2)第二选择条件指：判断测量指示空速是否大于第二预设速度，如果小于则进入空中悬停状态，并根据第三选择条件继续进行判断，即俯仰角大于第一预设角度且测量指示空速小于第二预设速度时，进入空中悬停状态，并且根据第三选择条件继续进行判断，否则直接根据第三选择条件继续进行判断，经过大量的飞行数据分析，选取第二预设速度为20km/h，进入空中悬停状态后，无论指示空速的测量值是多少，指示空速的显示始终为0km/h，直到退出空中悬停状态进入正常状态为止。

3)第三选择条件指：判断俯仰角是否小于第三预设角度并且俯仰角是否在第四预设时间内处于持续递减状态，如果符合第三选择条件，则进入正常状态，否则维持第二选择条件选择的状态，并且重新根据状态选择条件选择显示状态，本实施例中经过大量的飞行数据分析，选取第三预设角度为1度、第四预设时间为5秒，即当俯仰角小于1度且俯仰角在5秒时间内持续递减，则退出空中悬停状态进入正常状态，显示当前的测量指示空速值。

不论空中悬停状态还是正常状态，显示完成后，都需要持续监测直升机的悬停状态，以备实时显示指示空速值。

下面从直升机悬停和加速不同的状态分析指示空速显示情况。

如图4所示，为直升机悬停状态示意图，当直升机处于空中悬停的状态时，直升机停止前行，一般俯仰角保持在3度至5度之间，即直升机与水平线存在3度至5度的夹角，如图中的N1，此时满足俯仰角大于第一预设角度(-2度)的第一选择条件，而从大量飞行数据方面分析，直升机从飞行状态减速至空中悬停时，其指示空速会先到达0km/h，因此满足了指示空速小于第二预设速度(20km/h)的条件，因此从以上分析可知，直升机在空中悬停时，根据第一选择条件和第二选择条件，直升机进入空中悬停状态，其指示空速显示为0km/h。

如图5所示，为直升机加速状态示意图，飞行员通过两种方式使直升机从空中悬停切换到加速飞行，分别是自动驾驶和人工操作。

在自动驾驶方式下，直升机缓慢低头使得俯仰角持续递减，持续时间大于10秒，当俯仰角小于1度时开始加速飞行，符合第三选择条件中的，俯仰角小于第三预设角度(1度)并且俯仰角在第四预设时间(5秒)内连续递减，因此自动驾驶时，飞机加速状态时，会退出空中悬停状态进入正常状态，显示当前的测量指示空速值。

在人工操作方式下，直升机快速低头加速使得俯仰角发生大幅度变化，一般来说，当直升机从空中悬停切换到加速飞行时，俯仰角最大能到达-10度以下，即直升机与水平线的夹角，如图中所示的N2大于10度，满足第一选择条件中的，俯仰角小于第一预设角度(-2度)的条件，因此从以上分析可知，直升机通过人工操作的方式从空中悬停切换到加速飞行时，符合退出空中悬停状态进入正常状态，显示当前的测量指示空速值。

实施例二：

如图6所示，为本实施例的一种直升机悬停时指示空速显示装置结构框图，包括：

参数获取模块，用于获取直升机姿态角数值和当前测量指示空速值，姿态角为俯仰角；

显示指示空速模块，用于根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，其中显示状态包括空中悬停状态和正常状态，当显示状态为空中悬停状态时，则显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值。

另外，本发明还提供一种直升机悬停时指示空速显示的控制设备，包括：

至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；

其中，所述处理器通过调用所述存储器中存储的计算机程序，用于执行如实施例一所述的方法。

另外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，其中计算机可执行指令用于使计算机执行如实施例一所述的方法。

本发明通过获取直升机俯仰角数值和当前测量指示空速值，根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，不同的显示状态包括空中悬停状态和正常状态，当显示状态为空中悬停状态时，显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值，避免了直升机在空中悬停时由于指示空速频繁跳动引起的飞行员对状态的误判情况，同时避免了在自动驾驶模式时，指示空速频繁跳动引起的直升机相关抖动，通过直升机的姿态变化和指示空速变化进行组合实时判断空中悬停状态，在空中悬停状态和正常状态之间的状态切换不会造成指示空速的数据延时，并且在正常状态时，使用当前测量指示空速值，不损失指示空速的数据精度，很好的解决了直升机在空中悬停时指示空速会频繁跳动的问题。

以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (9)

1.一种直升机悬停时指示空速显示方法，其特征在于，包括步骤：

获取直升机姿态角数值和当前测量指示空速值，所述姿态角为俯仰角；

根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，所述显示状态包括空中悬停状态和正常状态；

当显示状态为所述空中悬停状态时，则显示当前的指示空速值为0km/h；

当显示状态为所述正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值。

2.根据权利要求1所述的一种直升机悬停时指示空速显示方法，其特征在于，所述状态选择条件包括第一选择条件、第二选择条件和第三选择条件。

3.根据权利要求2所述的一种直升机悬停时指示空速显示方法，其特征在于，所述第一选择条件指：判断所述俯仰角是否大于第一预设角度，如果小于则进入正常状态，否则根据第二选择条件继续进行判断。

4.根据权利要求3所述的一种直升机悬停时指示空速显示方法，其特征在于，所述第二选择条件指：判断所述测量指示空速是否大于第二预设速度，如果小于则进入空中悬停状态，并根据第三选择条件继续进行判断，否则直接根据第三选择条件继续进行判断。

5.根据权利要求4所述的一种直升机悬停时指示空速显示方法，其特征在于，所述第三选择条件指：判断所述俯仰角是否小于第三预设角度并且所述俯仰角是否在第四预设时间内处于持续递减状态，如果符合所述第三选择条件，则进入正常状态，否则维持第二选择条件选择的状态，并重新根据状态选择条件选择显示状态。

6.根据权利要求1所述的一种直升机悬停时指示空速显示方法，其特征在于，还包括上电时，默认处于空中悬停状态。

7.一种直升机悬停时指示空速显示装置，其特征在于，包括：

参数获取模块，用于获取直升机姿态角数值和当前测量指示空速值，所述姿态角为俯仰角；

显示指示空速模块，用于根据状态选择条件选择显示状态，并进入不同的显示状态显示指示空速值，所述显示状态包括空中悬停状态和正常状态，当显示状态为所述空中悬停状态时，则显示当前的指示空速值为0km/h，当显示状态为所述正常状态时，则显示当前的指示空速值为测量指示空速值。

8.一种直升机悬停时指示空速显示的控制设备，其特征在于，包括：

至少一个处理器；以及，与所述至少一个处理器通信连接的存储器；

其中，所述处理器通过调用所述存储器中存储的计算机程序，用于执行如权利要求1至6任一项所述的方法。

9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令用于使计算机执行如权利要求1至6任一项所述的方法。