CN111289035B - 声学空气数据传感器和系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞机的声学空气数据传感器，包括声学发射器、声学接收器、声学信号生成器、定时电路、声速确定电路和通信电路。所述声学发射器定位成将声学信号发射通过气流停滞腔室，所述气流停滞腔室气动地连接至所述飞机的外部并且被配置成从所述飞机的所述外部接收气流并使气流停滞。所述声学接收器位于距所述声学发射器一定距离处，以接收所述声学信号。所述脉冲生成器致使所述声学发射器提供所述声学信号。所述定时电路确定所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的飞行时间。所述声速确定电路基于所述飞行时间和所述距离来确定通过所述停滞腔室中的空气的声速。所述通信电路输出所述声速。

Description

声学空气数据传感器和系统
技术领域
本公开总体上涉及声学空气数据传感器，并且更具体地，涉及测量空气中的声速的声学空气数据传感器。
背景技术
现代飞机通常包括空气数据系统，所述空气数据系统基于从定位在飞机周围的各种传感器收集到的测量参数而计算空气数据输出。例如，许多空气数据系统利用测量飞机外部周围的迎面气流的参数的空气数据探头来生成飞机空气数据输出，诸如迎角（即，迎面气流或相对风与飞机的基准线（诸如飞机机翼的翼弦）之间的角度）、校准的空速、马赫数、海拔或其他空气数据参数。
许多计算出的空气数据输出随着通过飞机外部周围的空气的声速而改变。通常，基于所测量参数（诸如外部空气的整体空气温度）而推理地确定声速。然而，声速的此类推理确定可以导致空气数据参数输出的精度较低。
发明内容
在一个示例中，一种用于飞机的声学空气数据传感器包括声学发射器、声学接收器、声学信号生成器、定时电路、声速确定电路和通信电路。所述声学发射器定位成将声学信号发射通过气流停滞腔室，所述气流停滞腔室气动地连接至所述飞机的外部并且被配置成从所述飞机的所述外部接收气流并使气流停滞。所述声学接收器位于距所述声学发射器的一定距离处，以接收由所述声学发射器发射的通过所述气流停滞腔室的所述声学信号。所述声学信号生成器致使声学发射器提供所述声学信号。所述定时电路确定所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的飞行时间。所述声速确定电路基于所述飞行时间和所述距离来确定通过所述停滞腔室中的空气的声速。所述通信电路输出所述声速。所述声学空气数据传感器还包括温度确定电路，所述温度确定电路被配置成基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速来确定所述停滞腔室中的所述空气的温度；其中所述温度确定电路被配置成将所述停滞腔室中的所述空气的所述温度确定为与通过所述停滞腔室中的所述空气的所述确定的声速的平方成比例；所述声学空气数据传感器还包括湿度传感器，所述湿度传感器位于所述停滞腔室中以感测所述停滞腔室中的所述空气的相对湿度，其中所述温度确定电路被配置成按照以下公式基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速和所述停滞腔室中的所述空气的所述相对湿度来确定所述停滞腔室中的所述空气的所述温度：
其中T为停滞腔室中的空气的整体空气温度，M为停滞腔室内的空气的分子量，C0为从声速确定电路接收的声速测量值，γ为停滞腔室内的空气的绝热常数，并且R为通用气体常数。根据所述声学空气数据传感器的优选方案，所述通信电路进一步被配置为输出所述停滞腔室中的空气的温度。所述停滞腔室可以经由入口和出口气动地连接至所述飞机的所述外部。所述入口和所述出口中的一者或多者可以包括限流器。所述限流器可以包括多孔限流器。所述停滞腔室可以位于所述飞机的内部内。所述声速确定电路可以被配置成通过将所述声学接收器与所述声学发射器之间的所述距离除以所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的所述飞行时间来确定通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速。
在另一个示例中，一种用于飞机的空气数据系统包括如上所述的声学空气数据传感器、空气数据传感器和空气数据计算机。所述声学空气数据传感器包括声学发射器、声学接收器、声学信号生成器、定时电路、声速确定电路和通信电路。所述声学发射器定位成将声学信号发射通过气流停滞腔室，所述气流停滞腔室气动地连接至所述飞机的外部并且被配置成从所述飞机的所述外部接收气流并使气流停滞。所述声学接收器位于距所述声学发射器的一定距离处，以接收由所述声学发射器发射的通过所述气流停滞腔室的所述声学信号。所述声学信号生成器致使声学发射器提供所述声学信号。所述定时电路确定所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的飞行时间。所述声速确定电路基于所述飞行时间和所述距离来确定通过所述停滞腔室中的空气的声速。所述通信电路输出所述声速。所述空气数据传感器安装至所述飞机的所述外部并且产生空气数据测量值。所述空气数据计算机被配置成从所述声学空气数据传感器接收所述声速、从所述空气数据传感器接收所述空气数据测量值，并且使用来自所述声学空气数据传感器的所述接收到的声速和来自所述空气数据传感器的所述接收到的空气数据测量值来确定一个或多个空气数据输出参数。根据所述的空气数据系统的优选方案，安装至所述飞机的所述外部的所述空气数据传感器是声学风速计；从所述空气数据传感器接收的所述空气数据测量值包括声学风速计测量值；并且所述空气数据计算机被配置成使用来自所述声学空气数据传感器的所述接收到的声速和来自所述声学风速计的所述接收到的声学风速计测量值来确定所述一个或多个空气数据输出参数。所述声学风速计测量值包括风速计飞行时间数据，所述风速计飞行时间数据表示所述声学风速计的声学发射器与所述声学风速计的声学接收器之间的飞行时间。所述空气数据计算机被配置成通过以下方式确定所述一个或多个空气数据参数：至少被配置成基于从所述声学风速计接收的所述风速计飞行时间和从所述声学空气数据传感器接收的所述声速确定所述飞机的迎角。
附图说明
图1为飞机空气数据系统的一个示例的示意图，所述飞机空气数据系统包括空气数据计算机、声学风速计和声学空气数据传感器，所述声学空气数据传感器输出声速测量值。
图2为图1的声学风速计的自顶向下视图。
图3为图1的飞机空气数据系统的另一个示例的示意图，所述飞机空气数据系统包括输出空气温度测量值的声学空气数据传感器。
具体实施方式
根据本公开的技术，空气数据系统包括声学空气数据传感器，所述声学空气数据传感器测量通过气流停滞腔室内的空气的声速，所述气流停滞腔室气动地连接至飞机的外部。也就是说，代替测量与声速相关的参数并推理地确定用于与空气数据输出计算一起使用的声速，本文所描述的空气数据系统直接地测量通过飞机的外部周围的空气的声速，从而增加声速确定的精度并且提供直接测量结果以用于与例如空气数据参数计算和/或系统校准和配置操作一起使用。
如本文所描述，飞机外部周围的气流指向停滞腔室，所述停滞腔室被配置成接收气流并且使气流停滞。声学空气数据传感器包括声学发射器和声学接收器。声学发射器提供通过停滞腔室的声学信号，所述声学信号由声学接收器接收。经由到飞机外部的气动连接，停滞腔室内的空气具有与外部空气类似的性质，诸如就温度和相对湿度而言。然而，停滞腔室内的停滞空气（即，基本上静止的空气）不施加方向性气流效应，所述方向性气流效应可能会在声学信号在声学发射器与声学接收器之间行进时影响声学信号。
本文所描述的声学空气数据传感器基于声学信号从声学发射器到声学接收器的飞行时间而确定通过停滞腔室中的空气（和因此通过飞机外部周围的气动连接空气）的声速，诸如通过将声学发射器与声学接收器之间的已知距离除以声学信号的确定飞行时间。在一些示例中，声学空气数据传感器利用所确定的声速来产生停滞腔室内的空气的温度测量值。声速和/或空气温度测量值输出至例如空气数据计算机，所述空气数据计算机将测量值的一者或多者用于空气数据输出参数计算和/或系统配置和校准操作。
图1为飞机12的空气数据系统10的一个示例的示意图，所述空气数据系统包括输出声速测量值C0的声学空气数据传感器14、空气数据计算机16和声学风速计18。也就是说，在图1的示例中，空气数据系统10将从声学空气数据传感器14接收的声速测量值C0用于与从声学风速计18接收的声学测量值相关联的空气数据操作。在其他示例中，诸如图3的示例，空气数据系统10将从声学空气数据传感器14接收的声速测量值C0和空气温度（T）测量值中的一者或多者用于与从例如基于压力的或其他空气数据传感器接收的测量值相关联的空气数据操作，如下文进一步描述。在其他示例中，空气数据系统10将从声学空气数据传感器14接收的声速测量值C0和温度测量值两者用于与从安装至飞机12的外部的声学风速计18和基于压力的或其他空气数据传感器两者接收的测量值相关联的空气数据操作。
如图1所示，声学空气数据传感器14包括声学发射器20、声学接收器22和声学空气数据传感器控制器24。声学空气数据传感器控制器24包括接收器电路26、声学信号生成器电路28、定时电路30、声速确定电路32和通信电路34。声学发射器20定位成将声学信号发射通过停滞腔室36。声学接收器22定位在距声学发射器22的已知距离D处，以在声学信号发射通过停滞腔室36的距离D之后接收声学信号。由声学发射器20发射并由声学接收器22接收的声学信号可以采取以下形式：声学脉冲、和振荡声学信号、宽带声学信号、随机源声学信号，或其他形式的声学信号。虽然在图1的示例中，声学发射器20和声学接收器22被示为位于停滞腔室36内，但是在其他示例中，声学发射器20和声学接收器22中的任一者或多者可以位于停滞腔室36的外部，诸如邻近停滞腔室36的壁以发射和/或接收声学信号。
在图1的示例中，停滞腔室36位于飞机12的内部内并且经由入口38和出口40气动地连接至飞机12的外部周围的气流。在操作中，空气在例如飞机12的正向飞行期间在方向A上经过飞机12的外部。飞机12的外部上的一部分气流通过入口38引导到停滞腔室36中。在图1的示例中，停滞腔室36是在飞机12的内部（即，在飞机蒙皮之下）形成的腔室并且被配置成使经由入口38接收和经由出口40离开的气流停滞。也就是说，入口38和出口40可以是气动管、孔口，或停滞腔室36与飞机12的外部之间的其他气动连接，其相对于停滞腔室36确定大小以致使气流在离开出口40之前在停滞腔室36内停滞。例如，入口38和出口40可以具有小于停滞腔室36的最大宽度的最大宽度，诸如入口38和出口40的最大宽度小于停滞腔室36的最大宽度的百分之十、百分之五或其他百分比。因此，停滞腔室36可以被配置成致使空气在腔室36内停滞，使得在从声学发射器20到声学接收器22的方向上的气流速度小于例如飞机12的外部周围的气流速度的百分之二。
为了降低通过入口38、停滞腔室36和出口40的气流速度（从而增加气流在停滞腔室36内的停滞），入口38和出口40的一者或多者可以包括限流器。例如，如在图1的示例中，出口40可以包括限流器42，所述限流器可以是多孔限流器或被配置成减少通过出口40的气流的其他类型的限流器。多孔限流器可以是例如出口40的插入件或整体形成部分，其具有被配置成减小出口40的开口横截面积的多个孔口。在其他示例中，限流器42可以位于入口38内，或位于入口38和出口40两者内。在一些示例中，限流器42可以采取入口38和/或出口40的变窄形式，其被配置成减少通过入口38和/或出口40（和因此停滞腔室36）的气流。
尽管停滞腔室36在本文被示出并描述为在飞机12的内部内形成的腔室，但是应当理解，本公开的一些方面不限于此。例如，在其他示例中，停滞腔室36可以位于飞机12的现有停滞（即，低气流）区域内和/或可以被视为所述现有停滞区域的一部分，诸如在飞机12的现有腔（例如，轮舱、下襟翼或其他腔）内、飞机12的单独尾流的位置，或飞机12的具有低流速（例如，小于飞机12的外部周围的气流速度的百分之二）的其他位置。
如图1所示，声学空气数据传感器控制器24的声学信号生成器电路28与声学空气数据传感器14的声学发射器20电耦合。接收器电路26与声学空气数据传感器14的声学接收器22电耦合。声学空气数据传感器14与空气数据计算机16电耦合和/或通信耦合，以经由例如有线或无线通信接口或两者使用通信电路34来发送和接收数据（例如，声速C0）。空气数据计算机16与声学风速计18和一个或多个消耗系统44电耦合和/或通信耦合。
声学空气数据传感器14包括声学发射器20、声学接收器22和声学空气数据传感器控制器24。声学发射器20可以是压电扬声器、锥形扬声器、微机电系统（MEMS）扬声器，或能够产生声学信号（例如，声学脉冲、振荡声学信号、宽带声学信号、随机源声学信号或其他类型的声学信号）的其他电声换能器。声学接收器22可以是麦克风，诸如MEMS麦克风、电容式麦克风，或其他声电换能器。声学空气数据传感器控制器24（包括接收器电路26、声学信号生成器电路28、定时电路30、声速确定电路32和通信电路34）可以封闭在外壳内并且与声学发射器20和声学接收器22电耦合。
如图1所示，接收器电路26与声学接收器22电耦合以接收对由声学接收器22接收到的声学信号的指示（例如，电压、电流或其他指示）。声学信号生成器电路28与声学发射器20电耦合以致使声学发射器20产生声学信号。定时电路30与接收器电路26和声学信号生成器电路28电耦合，以控制声学信号生成器电路28来引起声学发射器20在第一时间提供声学信号并且在声学信号发射通过停滞腔室36之后的第二时间接收对由声学接收器22接收到的声学信号的指示。定时电路30将声学信号从声学发射器20到声学接收器22的飞行时间确定为在声学发射器20发射声学信号时的第一时间与在声学接收器22接收到声学信号时的第二时间之间的差值。
声速确定电路32与定时电路30电耦合以接收对声学信号从声学发射器20到声学接收器22的飞行时间的指示。声速确定电路32基于从定时电路30接收到的声学信号的飞行时间和声学发射器20与声学接收器22之间的已知距离D来确定通过停滞腔室中的空气的声速。例如，声速确定电路32可以通过将声学发射器20与声学接收器22之间的已知距离D除以声学信号在声学发射器20与声学接收器22之间的飞行时间来确定声速。
在一些示例中，声速确定电路32基于多个声速确定的平均值、中值、模式或其他集中趋势来确定声速。例如，定时电路30可以致使声学信号生成器电路28多次发射多个声学信号，诸如以0.1赫兹（Hz）、0.5 Hz、1 Hz、5 Hz的频率或其他规则或不规则频率。定时电路30可以将对多个声学信号中的每一者的飞行时间的指示提供至声速确定电路32。声速确定电路32可以确定多个声学信号中的每一者的声速，并且可以基于多个声速确定的集中趋势而确定通过停滞腔室中的空气（和因此经由到外部空气的气动连接通过飞机的外部周围的空气）的声速。
通信电路34电连接至声速确定电路32以接收声速测量值。通信电路34输出声速测量值C0，诸如输出至空气数据计算机16。通信电路34可以采取有线或无线通信接口的形式，诸如网络接口卡、射频收发器，或被配置成经由通信协议发送（并且在一些示例中，接收）信息的其他类型的电路，所述通信协议诸如航空无线电公司（Aeronautical Radio,Incorporated（ARINC））429通信协议、控制器区域网（CAN）总线通信协议、军用标准1553（MIL-STD-1553）通信协议、蓝牙协议，或任何其他有线或无线模拟或数字通信协议。
虽然上文相对于接收器电路26、声学信号生成器电路28、定时电路30、声速确定电路32和通信电路34描述了图1的示例，但是应当理解，本文中归属于声学空气数据传感器控制器24的功能可以在硬件、软件或硬件和软件的组合中执行。例如，声学空气数据传感器控制器24可以包括一个或多个处理器和编码有指令的计算机可读存储器，所述指令在由一个或多个处理器执行时致使声学空气数据传感器控制器24根据本文所述的技术进行操作。
一个或多个处理器的示例可以包括以下各项中的任一者或多者：微处理器、数字信号处理器（DSP）、专用集成电路（ASIC）、现场可编程门阵列（FPGA），或其他等同的离散或集成逻辑电路。计算机可读存储器可以包括易失性存储器，诸如随机存取存储器（RAM）、动态随机存取存储器（DRAM）、静态随机存取存储器（SRAM），或其他形式的易失性存储器。计算机可读存储器还可以包括非易失性存储器，诸如磁性硬盘、光盘、软盘、快闪存储器，或电可编程存储器（EPROM）或电可擦除且可编程（EEPROM）存储器的形式。在一些示例中，计算机可读存储器可以包括非暂时性介质。术语“非暂时性”可以指示存储介质不体现在载波或传播信号中。在某些示例中，非暂时性存储介质可以存储能够随时间推移而变化的数据（例如，在RAM或高速缓存中）。
如图1所示，空气数据计算机16从声学空气数据传感器控制器24接收声速测量值C0。空气数据计算机16将接收到的声速测量值C0用于例如空气数据参数输出计算和/或系统校准和配置操作。例如，如下文进一步描述并且如图2所示，声学风速计18可以是安装至飞机12的外部的声学传感器，所述声学传感器包括一个声学发射器和多个声学接收器，所述多个声学接收器布置成接收由声学发射器发出的声学脉冲。例如，声学风速计18可以是声学迎角传感器，如在2018年3月23日提交的标题为“声学迎角传感器（ACOUSTIC ANGLE-OF-ATTACK SENSOR）”的当前共同待决申请15/934,584中所述，该申请的全部内容据此以引用方式并入。
声学风速计18的多个声学接收器在不同时间接收由声学风速计18的声学发射器发出的声学脉冲。声学发射器发射声学脉冲与多个声学接收器接收到声学脉冲之间的时间延迟取决于外部气流经过声学风速计18的速度、局部外部气流的迎角以及通过局部外部空气的声速。声学风速计18可以向空气数据计算机16传输从声学风速计18的声学发射器发射声学脉冲与声学风速计18的多个声学接收器接收到声学脉冲之间的飞行时间。空气数据计算机16可以基于从声学风速计18接收的多个飞行时间测量值和从声学空气数据传感器控制器24接收的声速测量值C0来确定一个或多个空气数据参数输出，诸如气流的迎角、气流的速度（例如，空速）或其他空气数据参数输出，如下文进一步描述。
在一些示例中，空气数据计算机16将从声学空气数据传感器控制器24接收的声速测量值C0用于与从声学风速计18接收的测量值相关联的校准和/或配置操作。例如，因为在声学风速计18的声学发射器与声学风速计18的声学接收器之间行进的声波的声学传播受到飞机12的外部周围气流的流诱导效应影响，所以空气数据计算机16可以将从声学空气数据传感器控制器24的声速测量值C0用于与声学风速计18相关联的校准和/或配置操作，而不是使用声学脉冲在声学风速计18的声学发射器与声学风速计18的声学接收器之间的飞行时间来确定通过外部空气的声速。校准和/或配置操作可以包括，但不限于，对来自声学风速计18的某些声学接收器的信号的加权或其他贡献、选择声学风速计18的某些声学接收器以用于空气数据计算，或其他校准和/或配置操作。
空气数据计算机16将确定的空气数据输出参数传输至一个或多个消耗系统44，所述消耗系统将空气数据输出参数用于飞机12的操作控制，诸如飞行规划、飞行控制、机舱加压或其他控制操作。消耗系统44可以包括例如飞机航空电子系统、飞行管理系统、机舱加压系统、诸如电子飞行仪器系统（EFIS）的飞行显示系统，或空气数据参数的其他消耗系统。
因此，空气数据系统10（包括实施本公开的技术的声学空气数据传感器14）可以直接地测量飞机12的外部周围空气的声速。因此，本公开的技术可以增加用于飞机12的操作控制的空气数据参数输出的精度。
图2为声学风速计18的自顶向下视图。如图2所示，声学风速计18包括声学发射器46和声学接收器48A至48L。在图2的示例中，声学接收器48A至48L围绕声学发射器46以三十度间隔按固定半径（r）定位，但是其他数量的声学接收器（多于或少于图2的十二个声学接收器）以及位置的其他角度间隔（大于或小于图2的三十度间隔）是可能的。
在图2的示例中，声学风速计18上的气流以迎角α具有速率V。对于声学接收器48A至48L的每一者，可以测量由声学发射器46发出的声学脉冲的飞行时间（τ）。声学脉冲从声学发射器（T）46至以角度θ放置的声学接收器（R θ ）48A至48L的每一者的飞行时间由以下式给出：
（等式1）
其中C 0为外部气流中的声速，α为迎角，并且V为气流的空速。
如等式1所示，飞行时间（τ）受空速、迎角和声速影响。半径是常数，因为声学接收器48A至48L相对于声学发射器46以固定半径和角度间隔定位。因此，空气数据计算机16（图1）可以将从声学空气数据传感器14（图1）接收的声速测量值C0用于使用以上等式1来确定气流的迎角。例如，空气数据计算机16可以诸如从飞机12（图1）的皮托-静压传感器（未示出）接收对空速的指示，并且可以使用等式1解出迎角α。在其他示例中，空气数据计算机16可以诸如从飞机12的迎角叶片（未示出）接收对气流的迎角的指示，并且可以使用等式1解出空速V。
因此，空气数据计算机16可以利用从声学风速计18接收的飞行时间信息和从声学空气数据传感器14接收的声速测量值C0来确定空气数据参数输出。在一些示例中，可以向从声学空气数据传感器14接收的声速测量值C0应用校正和/或校准，以使停滞腔室36内的声速测量值C0与经过声学风速计18的外部气流的声速相关联。使用从声学空气数据传感器14接收的声速测量值C0（其未受声学风速计18的表面上的流诱导效应影响）可以增加空气数据参数输出的精度，从而增强空气数据参数输出对于飞机12的操作控制的可用性。
图3为图1的空气数据系统10的另一个示例的示意图，所述空气数据系统包括输出空气温度（T）测量值的声学空气数据传感器14、空气数据计算机16和空气数据传感器50。也就是说，图3的示例示出了空气数据系统10的另一个实施方案，其中空气数据传感器14确定并输出供空气数据计算机16使用的TAT测量值。因此，图3的示例基本上类似于图1的示例，并且类似标号用于指代类似部件。
如图3所示，声学空气数据传感器控制器24还可以包括温度确定电路52和湿度传感器21。湿度传感器21是电容式、电阻式、热式或其他类型的湿度传感器，其测量相对湿度或对空气中的水蒸汽量的其他指示。如图3所示，湿度传感器21可以位于停滞腔室36内以感测相对湿度或对停滞腔室36中的空气内所存在的水蒸汽量的其他指示。湿度传感器21与温度确定电路52电连接，以提供对停滞腔室36内的空气的感测湿度的指示。
温度确定电路52电连接至声速确定电路32，以接收声速测量值。温度确定电路52被配置成确定停滞腔室36内的空气（和因此经由到飞机外部的气动连接感测飞机12周围的外部空气）的温度（T）。例如，根据下等式，已知通过空气的声速与空气温度的平方根成比例地改变：
（等式2）
其中C0为空气中的声速，为停滞腔室36内的空气的绝热常数，R为通用气体常数（8.314 J/mol K），T为停滞腔室36内的空气的绝对温度，并且M为停滞腔室36内的空气的分子量。因此，关于温度T对等式2进行求解，可以根据下式来表达温度T：
（等式3）
其中T为停滞腔室中的空气的整体空气温度（TAT），M为停滞腔室36内的空气的分子量，C0为从声速确定电路32接收的声速测量值，γ为停滞腔室36内的空气的绝热常数，并且R为通用气体常数（8.314 J/mol K）。
已知空气的分子量M和空气的绝热常数γ随着空气中存在的水蒸汽量（例如，相对湿度）而改变。因此，在一些示例中，诸如当声学空气数据传感器14不包括湿度传感器21时，温度确定电路52可以使用例如干燥空气的分子量M和绝热常数γ的已知值（即，28.95 gm/mol的分子量M和1.4的绝热常数γ）来确定温度T。
在其他示例中，诸如图3的示例，其中声学空气数据传感器14包括湿度传感器21，温度确定电路52可以使用从湿度传感器21接收的对停滞腔室36内的空气中存在的水蒸汽量的指示（例如，相对湿度）来计算空气的分子量M和空气的绝热常数γ的值，如本领域中已知。因此，使用从湿度传感器21接收的对停滞腔室36内的空气中存在的水蒸汽量的指示，温度确定电路52可以经由空气的分子量M和空气的绝热常数γ的计算值来增加所确定的温度T的精度。
如图3所示，温度确定电路52与通信电路34电连接，以将停滞腔室36内的空气的空气温度（T）输出至空气数据计算机16。空气数据计算机16将从声学空气数据传感器14接收的温度测量值T用于空气数据参数输出确定，诸如结合从安装至飞机12的外部的空气数据传感器50接收的压力或其他空气数据测量值。例如，空气数据传感器50可以是静态压力传感器、皮托压力传感器、皮托-静态压力传感器，或安装至飞机12的外部并被配置成测量飞机12的外部周围的气流的一个或多个参数的其他空气数据感测探头。空气数据计算机16可以利用从声学空气数据传感器14接收的温度测量值T结合例如从空气数据传感器50接收的压力测量值来确定空气数据参数，诸如静态空气温度（SAT）、真空速（TAS）或其他空气数据参数输出。空气数据计算机16将所确定的空气数据参数输出提供至消耗系统44以用于飞机12的操作控制。
因此，空气数据系统10（包括实施本公开的技术的声学空气数据传感器14）可以直接地测量飞机12的外部周围空气的声速。声学空气数据传感器14可以利用声速的直接测量值来确定停滞腔室36内的空气的温度，所述停滞腔室气动地连接至飞机12的外部周围的空气。因此，在某些示例中，声学空气数据传感器14可以使得空气数据计算机能够确定空气数据参数输出，所述空气数据参数输出取决于整体空气温度（TAT）测量值而不需要用于测量整体空气温度的单独温度探头（例如，传统TAT探头）。在某些示例中，声学空气数据传感器14可以将TAT测量值提供至例如空气数据计算机16以用作从单独温度探头（例如，传统TAT探头）接收的TAT测量值的冗余交叉检查来提供数据的冗余和对比，从而增加空气数据系统的操作稳健性。
可能实施方案的讨论
以下是本发明的可能实施方案的非排他性描述。
一种用于飞机的声学空气数据传感器包括声学发射器、声学接收器、声学信号生成器、定时电路、声速确定电路和通信电路。所述声学发射器定位成将声学信号发射通过气流停滞腔室，所述气流停滞腔室气动地连接至所述飞机的外部并且被配置成从所述飞机的所述外部接收气流并使气流停滞。所述声学接收器位于距所述声学发射器的一定距离处，以接收由所述声学发射器发射的通过所述气流停滞腔室的所述声学信号。所述声学信号生成器致使声学发射器提供所述声学信号。所述定时电路确定所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的飞行时间。所述声速确定电路基于所述飞行时间和所述距离来确定通过所述停滞腔室中的空气的声速。所述通信电路输出所述声速。
前一段落的声学空气数据传感器可以任选另外和/或替代地包括以下特征、配置和/或额外部件的任一者或多者：
所述声学空气数据传感器还可以包括温度确定电路，所述温度确定电路被配置成基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速来确定所述停滞腔室中的所述空气的温度。所述通信电路还可以被配置成输出所述停滞腔室中的所述空气的所述温度。
所述温度确定电路可以被配置成将所述停滞腔室中的所述空气的所述温度确定为与通过所述停滞腔室中的所述空气的所述确定的声速的平方成比例。
所述声学空气数据传感器还可以包括湿度传感器，所述湿度传感器位于所述停滞腔室中以感测所述停滞腔室中的所述空气的相对湿度。所述温度确定电路可以被配置成基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速和所述停滞腔室中的所述空气的所述相对湿度来确定所述停滞腔室中的所述空气的所述温度。
所述停滞腔室可以经由入口和出口气动地连接至所述飞机的所述外部。
所述入口和所述出口中的一者或多者可以包括限流器。
所述限流器可以包括多孔限流器。
所述停滞腔室可以位于所述飞机的内部内。
所述速度确定电路可以被配置成通过将所述声学接收器与所述声学发射器之间的所述距离除以所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的所述飞行时间来确定通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速。
一种用于飞机的空气数据系统包括声学空气数据传感器、空气数据传感器和空气数据计算机。所述声学空气数据传感器包括声学发射器、声学接收器、声学信号生成器、定时电路、声速确定电路和通信电路。所述声学发射器定位成将声学信号发射通过气流停滞腔室，所述气流停滞腔室气动地连接至所述飞机的外部并且被配置成从所述飞机的所述外部接收气流并使气流停滞。所述声学接收器位于距所述声学发射器的一定距离处，以接收由所述声学发射器发射的通过所述气流停滞腔室的所述声学信号。所述声学信号生成器致使声学发射器提供所述声学信号。所述定时电路确定所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的飞行时间。所述声速确定电路基于所述飞行时间和所述距离来确定通过所述停滞腔室中的空气的声速。所述通信电路输出所述声速。所述空气数据传感器安装至所述飞机的所述外部并且产生空气数据测量值。所述空气数据计算机被配置成从所述声学空气数据传感器接收所述声速、从所述空气数据传感器接收所述空气数据测量值，并且使用来自所述声学空气数据传感器的所述接收到的声速和来自所述空气数据传感器的所述接收到的空气数据测量值来确定一个或多个空气数据输出参数。
前一的空气数据系统可以任选另外和/或替代地包括以下特征、配置和/或额外部件的任一者或多者：
安装至所述飞机的所述外部的空气数据传感器可以是声学风速计。从所述空气数据传感器接收的所述空气数据测量值可以包括声学风速计测量值。所述空气数据计算机可以被配置成使用从所述声学空气数据传感器接收的所述声速和从所述声学风速计接收的所述声学风速计测量值来确定所述一个或多个空气数据输出参数。
所述声学风速计测量值可以包括风速计飞行时间数据，所述风速计飞行时间数据表示所述声学风速计的声学发射器与所述声学风速计的声学接收器之间的飞行时间。
所述空气数据计算机可以被配置成通过以下方式确定所述一个或多个空气数据参数：至少被配置成基于从所述声学风速计接收的所述风速计飞行时间和从所述声学空气数据传感器接收的所述声速确定所述飞机的迎角。
所述声学空气数据传感器还可以包括温度确定电路，所述温度确定电路被配置成基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述确定的声速来确定所述停滞腔室中的所述空气的温度。
所述温度确定电路可以被配置成将所述停滞腔室中的所述空气的所述温度确定为与通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速的平方成比例。
所述声学空气数据传感器的所述停滞腔室可以经由入口和出口气动地连接至所述飞机的所述外部。
所述入口和所述出口中的一者或多者可以包括限流器。
所述限流器可以包括多孔限流器。
所述声学空气数据传感器的所述停滞腔室可以位于所述飞机的内部内。
所述空气数据计算机可以被配置成将所述一个或多个空气数据参数输出至一个或多个消耗系统以用于所述飞机的操作控制。
尽管已参考一个或多个示例性实施方案描述了本发明，但是本领域技术人员将理解，在不脱离本发明的范围的情况下，可以做出各种改变，并且等同物可以取代本发明的元件。此外，在不脱离本发明的实质范围的情况下，可以做出许多修改以使具体情况或材料适用于本发明的教导。因此，本发明不旨在限于所公开的一个或多个具体实施方案，而是本发明将包括落入所附权利要求书的范围内的所有实施方案。

Claims (12)

1.一种用于飞机的声学空气数据传感器，所述声学空气数据传感器包括：
声学发射器，所述声学发射器定位成将声学信号发射通过气流停滞腔室，所述气流停滞腔室气动地连接至所述飞机的外部并且被配置成从所述飞机的所述外部接收气流并使所述气流停滞；
声学接收器，所述声学接收器位于距所述声学发射器的一定距离处，以接收由所述声学发射器发射的通过所述气流停滞腔室的所述声学信号；
声学信号生成器，所述声学信号生成器致使所述声学发射器提供所述声学信号；
定时电路，所述定时电路确定所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的飞行时间；
声速确定电路，所述声速确定电路基于所述飞行时间和所述距离来确定通过所述停滞腔室中的空气的声速；
通信电路，所述通信电路输出所述声速；
温度确定电路，所述温度确定电路被配置成基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速来确定所述停滞腔室中的所述空气的温度；其中所述温度确定电路被配置成将所述停滞腔室中的所述空气的所述温度确定为与通过所述停滞腔室中的所述空气的所述确定的声速的平方成比例；
所述声学空气数据传感器还包括：
湿度传感器，所述湿度传感器位于所述停滞腔室中以感测所述停滞腔室中的所述空气的相对湿度，
其中所述温度确定电路被配置成按照以下公式基于通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速和所述停滞腔室中的所述空气的所述相对湿度来确定所述停滞腔室中的所述空气的所述温度：
其中T为停滞腔室中的空气的整体空气温度，M为停滞腔室内的空气的分子量，C0为从声速确定电路接收的声速测量值，γ为停滞腔室内的空气的绝热常数，并且R为通用气体常数。
2.根据权利要求1所述的声学空气数据传感器，其中所述通信电路进一步被配置为输出所述停滞腔室中的空气的温度。
3.根据权利要求1所述的声学空气数据传感器，
其中所述停滞腔室经由入口和出口气动地连接至所述飞机的所述外部。
4.根据权利要求3所述的声学空气数据传感器，
其中所述入口和所述出口中的一者或多者包括限流器。
5.根据权利要求4所述的声学空气数据传感器，
其中所述限流器包括多孔限流器。
6.根据权利要求1所述的声学空气数据传感器，
其中所述停滞腔室位于所述飞机的内部内。
7.根据权利要求1所述的声学空气数据传感器，
其中所述声速确定电路被配置成通过将所述声学接收器与所述声学发射器之间的所述距离除以所述声学信号从所述声学发射器到所述声学接收器的所述飞行时间来确定通过所述停滞腔室中的所述空气的所述声速。
8.一种用于飞机的空气数据系统，所述空气数据系统包括：
根据权利要求1至7中任一项所述的声学空气数据传感器；
空气数据传感器，所述空气数据传感器安装至所述飞机的所述外部，所述空气数据传感器产生空气数据测量值；以及
空气数据计算机，所述空气数据计算机被配置成：
从所述声学空气数据传感器接收所述声速；
从所述空气数据传感器接收所述空气数据测量值；以及
使用来自所述声学空气数据传感器的所述接收到的声速和来自所述空气数据传感器的所述接收到的空气数据测量值来确定一个或多个空气数据输出参数。
9.根据权利要求8所述的空气数据系统，
其中安装至所述飞机的所述外部的所述空气数据传感器是声学风速计；
其中从所述空气数据传感器接收的所述空气数据测量值包括声学风速计测量值；并且
其中所述空气数据计算机被配置成使用来自所述声学空气数据传感器的所述接收到的声速和来自所述声学风速计的所述接收到的声学风速计测量值来确定所述一个或多个空气数据输出参数。
10.根据权利要求9所述的空气数据系统，
其中所述声学风速计测量值包括风速计飞行时间数据，所述风速计飞行时间数据表示所述声学风速计的声学发射器与所述声学风速计的声学接收器之间的飞行时间。
11.根据权利要求10所述的空气数据系统，
其中所述空气数据计算机被配置成通过以下方式确定所述一个或多个空气数据参数：至少被配置成基于从所述声学风速计接收的所述风速计飞行时间和从所述声学空气数据传感器接收的所述声速确定所述飞机的迎角。
12.根据权利要求8-11中任一项所述的空气数据系统，
其中所述空气数据计算机被配置成将所述一个或多个空气数据参数输出至一个或多个消耗系统以用于所述飞机的操作控制。
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