CN111291304A - 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 - Google Patents

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Abstract

公开了一种用于飞机的飞行控制系统。此飞行控制系统包括一个或多个处理器和耦接到处理器的存储器。存储器存储包含数据库和程序代码的数据，在由一个或多个处理器执行程序代码时使飞行控制系统接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况。进一步使飞行控制系统基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数。还使飞行控制系统基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力。

Description

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
技术领域
本公开涉及飞行控制系统。更具体地，本公开涉及基于升力系数和阻力系数确定估计的动态压力的飞行控制系统。
背景技术
共模监测器(CMM)或故障检测器通常用于检测皮托管故障，诸如检测何时皮托管可能被冰堵塞。皮托管提供用于计算飞机速度和高度的信息。在操作中，每个皮托管或通道将数据发送到CMM。因为皮托管是基于压力的传感器，所以当皮托管堵塞时，它的输出会是不准确的。因此，当怀疑皮托管故障时，期望的是产生一种可用于代替皮托管信号的信号。
发明内容
根据几个方面，公开了一种用于飞机的飞行控制系统。此飞行控制系统包括一个或多个处理器以及耦接到一个或多个处理器的存储器。此存储器存储包含数据库和程序代码的数据，当由一个或多个处理器执行程序代码时，促使飞行控制系统接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况。飞行控制系统基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数，并且基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力。
根据本公开的另一方面，公开了一种用于飞机的飞行控制系统。此飞行控制系统包括多个皮托管，被配置为测量总压力；一个或多个处理器，与多个皮托管电子通信；以及耦接到一个或多个处理器的存储器，此存储器存储包含数据库和程序代码的数据，当由一个或多个处理器执行程序代码时，促使系统接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况。飞行控制系统基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数。飞行控制系统基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力。飞行控制系统基于来自多个皮托管的总气压和静压确定测量的动态压力。飞行控制系统将测量的动态压力与估计的动态压力相互比较以确定差值。响应于确定测量的动态压力与估计的动态压力之间的差值超过阈值长达时间量阈值，飞行控制系统确定存在测量的动态压力的共模故障。
在本公开的另一方面，公开了一种用于确定飞机的估计的动态压力的方法。此方法包括通过计算机接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况。此方法还包括通过计算机基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数。最后，此方法包括通过计算机基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力。
已经讨论的特征，功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，可以参考以下描述和附图查看其进一步的细节。
附图说明
本文描述的图仅为说明的目的，并且不旨在以任何方式限制本公开的范围。
图1是根据示例性实施例的飞机的示例性飞行控制系统的示意图；
图2是说明根据示例性实施例的各种控制面和传感器的飞机的立面透视图；
图3是说明根据示例性实施例的在正常操作模式期间的飞行控制系统的流程图；
图4是根据示例性实施例的图3中所示的飞行控制系统响应于共模气动事件的流程图；
图5是根据示例性实施例的用于确定估计的动态压力的扩展卡尔曼滤波器的框图；
图6说明根据示例性实施例的用于确定估计的动态压力的控制模块；
图7是说明根据示例性实施例的飞机的重心的立面透视图；
图8是说明根据示例性实施例的用于通过共模监测系统基于估计的动态压力检测故障的示例性方法的过程流程图；
图9是说明根据示例性实施例的在正常操作模式期间使用测量的迎角的飞行控制系统的流程图。
图10是根据示例性实施例的图9中所示的飞行控制系统响应于检测故障利用估计的迎角代替测量的迎角的流程图；
图11是根据示例性实施例的用于确定估计的迎角的扩展卡尔曼滤波器的框图；
图12示出了根据示例性实施例的用于确定估计的迎角的控制模块；
图13是示出根据示例性实施例的确定估计的迎角的示例性方法的过程流程图；
图14是根据示例性实施例的用于基于测量的动态压力和迎角检测共模气动事件的系统的示意图，其中此系统包括第一检测器和第二检测器；
图15是根据示例性实施例的图14中所示的系统的第一检测器用于检测多个皮托管的同步故障的示意图；
图16是根据示例性实施例的图14中所示的系统的第二检测器用于检测多个皮托管的异步故障的示意图；
图17是说明根据示例性实施例的用于基于图15中所示的系统确定同步故障的示例性方法的过程流程图；
图18是说明根据示例性实施例的用于基于图16中所示的系统确定异步故障的示例性方法的过程流程图；以及
图19是根据示例性实施例的通过图1的飞行控制系统使用的计算机系统的说明。
具体实施方式
本公开致力于利用估计的动态压力的飞行控制系统。估计的动态压力是基于飞机的升力系数和阻力系数两者确定的。飞行控制系统通过扩展的卡尔曼滤波器得出估计的动态压力。当与基于传统方法确定的动态压力相比，估计的动态压力的精度提高。另外，公开的估计的动态压力支持飞机的全包线操作。
还公开了一种用于检测测量的动态压力的失效或错误的共模监测器。测量的动态压力通过由多个皮托管测量的总压力确定。当大多数皮托管被堵塞时，会发生测量的动态压力的共模失效。当测量的动态压力和估计的动态压力之间的差值超过阈值长达时间量阈值时，共模监测器确定故障。一旦故障被检测到，飞行控制系统便从正常操作模式切换到扩展的正常操作模式。当与传统系统相比，公开的共模监测系统产生较少的虚假警报。
以下描述本质上仅是示例性的，并且不旨在限制本公开，应用或用途。
参考图1，示出了包括飞行控制系统18的飞机10的示例性示意图。飞行控制系统18包括飞行控制模块16，被配置为确定可信空速信号，其被发送到一个或多个飞机系统20。可信空速信号包括估计的马赫数MMDL，校准的空速VcasMDL和飞机的真实空速VtMDL。飞行控制模块16确定测量的动态压力Qbar(m)和合成的或估计的动态压力Qbar(e)。测量的动态压力Qbar(m)是由空气数据控制模块28基于从多个空气数据传感器22收集的数据确定的。具体地，空气数据传感器22包括多个皮托管40(图2)。然而，估计的动态压力Qbar(e)是由估计器控制模块30确定的估计值。估计的动态压力Qbar(e)基于从多个控制面、惯性和迎角传感器24收集的数据。应当理解，估计的动态压力Qbar(e)不是基于从空气数据传感器22(即，多个皮托管40)收集的数据而确定的。
飞行控制系统18包括共模气动事件(CMPE)故障检测器和信号选择器，其被称为CMPE控制模块36。在本公开中，当大多数皮托管40(图2)中的大多数被堵塞或以其他方式不能同时或在相对短的时间内(例如，在一个实施例中，约0.001至约10秒)正确地操作时，共模气动事件发生。例如，多个皮托管40可能由于结冰或被诸如火山灰的外来颗粒堵塞。多个皮托管40均被配置为测量压力，并且来自每个皮托管40的读数被组合成单个测量值。来自每个皮托管40的测量可以通过平均或中值选择而组合，其进而产生总压力PTOT。然而，当被堵塞时，多个皮托管40产生不准确的总压力PTOT。具体地，总压力PTOT的读数非常低，其导致不切实际的计算出的空速。计算出的空速被提供给飞机系统20。
参考图1，在正常操作情况期间，测量的动态压力Qbar(m)用于确定估计的马赫数MMDL，校准的空速VcasMDL和飞机的真实空速VtMDL(即，可信空速值)。为了本公开的目的，正常操作情况或正常操作模式是多个皮托管40(图2)中的大多数正在起作用时。然而，应当理解，正常操作模式也基于飞机10的其他操作参数，例如惯性数据传感器。
响应于接收到大多数皮托管40被堵塞的通知(即，空速值现在不切实际地低)，CMPE控制模块36从测量的动态压力Qbar(m)切换到估计的动态压力Qbar(e)，以确定估计的马赫数MMDL，校准的空速VcasMDL和飞机的真实空速VtMDL。换句话说，当多个皮托管40中的大多数未被堵塞时，飞行控制系统18基于来自多个皮托管40的测量值确定可信空速。然而，一旦飞行控制系统18确定大多数皮托管被堵塞时，飞行控制系统18基于估计的动态压力Qbar(e)确定可信空速。
飞机系统20包括用于提供飞机操纵控制的硬件和软件。在一个实施例中，飞机系统20包括但不限于，集成飞行控制的电子计算机、航空电子计算机、引擎电子控制计算机以及显示器和机组警报计算机。集成飞行控制的电子计算机可以包括软件分区，以提供诸如但不限于主要飞行控制、自动驾驶、集成信号管理、空气数据参考功能的功能性。航空电子计算机提供自动油门控制、飞行计划和航点导航。引擎电子控制计算机可以提供引擎推力的推进控制。显示器和机组警报计算机可以提供实时飞机状态信息，诸如但不限于高度、空速、俯仰和倾斜角、空气温度以及任何系统警告消息。
图2是飞机10的外部42的立面透视图。多个皮托管40被放置在飞机的机头46上，相邻于天线罩44。具体地，在一个非限制性示例中，多个皮托管40中的两个被放置在飞机的左手侧50上，且另一个皮托管40位于飞机10的右手侧52上(在图2中不可见)。飞机10的左手侧50和右手侧52上的皮托管40对应于驾驶员、副驾驶员和后备人员。尽管描述了三个皮托管40，但应当理解，也可以使用更多的皮托管或更少的皮托管。在本示例中，三个皮托管40中的至少两个将被堵塞或不可操作以触发共模气动事件。
除了多个皮托管40之外，在如图2中所示的示例性实施例中，飞机10还包括多个迎角传感器60(在图2中仅一个可见)和两个总空气温度(TAT)探头62(在图2中仅一个可见)。多个迎角传感器60和探头62位于飞机10的机头46的左手侧50和右手侧52。飞机10还包括位于飞机10的左手侧50和右手侧52两者上的静态端口64(在图2中仅左侧可见)。静态端口64在机身66上位于多个皮托管40的尾部位置上，并且相邻于机翼70。
引擎舱74通过吊架76附接到每个机翼70。每个引擎舱74安置相应的飞机引擎78。引擎总空气温度(TAT)探头(在图2中不可见)位于每个引擎舱的进气罩82中。引擎转速传感器(在图2中不可见)测量飞机引擎78中相应一个的转速。在一实施例中，引擎转速传感器位于高压定子叶片环(在图2中不可见)前面的引擎芯内。
现在描述飞机10的控制面68(图3)。两个机翼70均包括前缘84和后缘86。两个机翼70均包括位于每个机翼70的前缘84上的对应前缘缝翼88和位于每个机翼70的后缘86上的对应的后缘襟翼90。机翼70还包括沿每个机翼70的上表面94设置的一个或多个扰流板92和位于每个机翼70的后缘86上的一对副翼98。飞机10的尾部或尾端100终止于排气出口102。排气出口102是用于位于飞机10的尾端的副动力单元(APU)104的。飞机10的尾端100包括垂直尾翼106和两个水平尾翼108。方向舵110位于垂直尾翼106的后缘112，并且升降舵114位于每个水平尾翼108的后缘116。方向舵110可移动以控制飞机10的偏航，并且升降舵114可移动以控制飞机10的俯仰。
图3是说明飞机10的正常操作模式的框图。在正常操作模式期间，多个皮托管40(图2)中的大多数未被堵塞。在如图3所示的实施例中，共模气动事件没有发生。因此，由CMPE控制模块36产生的输出96被设置为假值(即，CMPE故障＝假)。参考图2和图3两者，来自多个皮托管40的总压力PTOT和来自静态端口64的静压力Ps被发送到空气数据参考功能块120。空气数据参考功能块120基于来自多个皮托管40的总气压(即，总压力)PTOT和静压PS确定测量的动态压力Qbar(m)。具体地，测量的动态压力Qbar(m)是总气压PTOT与静压PS之间的差值。在如图3所示的实施例中，因为多个皮托管40未被堵塞，测量的动态压力Qbar(m)是准确的。因此，由空气数据参考功能块120确定的测量的动态压力Qbar(m)由主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动油门控制模块144和一个或多个显示器146接收以作为输入。
参考图1和图3，只要飞机10在正常操作模式，飞行控制系统18确定可信空速(估计的马赫数MMDL、校准的空速VcasMDL和飞机的真实空速VtMDL)。在正常操作模式期间，飞行包线保护模式、自动驾驶性能和自动油门性能是可用的。
多个显示器146可以包括机组告警系统(CAS)显示器。CAS显示器上显示的消息是由超出飞机10的正常阈值或容差之外的测量值和事件触发的，并且对于驾驶员130和其他机组人员是可见的。当飞机10处于正常操作模式时，由空气数据参考功能块120确定的测量的动态压力Qbar(m)由主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动油门控制模块144和多个显示器146接收以作为输入。然而，当多个皮托管40(图2)的大多数被堵塞时，飞机10从正常操作模式切换到扩展操作模式，其在下面更详细地解释并在图4中示出。
参考图3，当飞机10处于正常操作模式并且接入(engage)自动驾驶性能时，自动驾驶控制模块142将自动驾驶命令发送至主要飞行控制模块140。主要飞行控制模块140确定发送到控制面68的表面控制命令，并且自动油门控制模块144确定飞机引擎78(图2)的引擎推力145。当飞机10处于正常操作模式但未接入自动驾驶性能时，则根据飞机控制定律例如俯仰控制定律和横向控制定律，由驾驶员130产生的轮和驾驶杆命令由主要飞行控制模块140处理。另外，已接入飞行包线控制保护性能。
扩展的卡尔曼滤波器(EKF)控制模块122确定估计的动态压力Qbar(e)。EKF控制模块122在下面更详细地描述并且在图5至图6中示出。共模监测器(CMM)126接收来自空气数据参考功能块120的测量的动态压力Qbar(m)、来自EKF控制模块122的估计的动态压力Qbar(e)以及来自CMPE控制模块36的输出96作为输入。CMM 126确定测量的动态压力Qbar(m)的共模失效，其也被称为故障(fault，错误)。测量的动态压力Qbar(m)的共模失效表示多个皮托管40(图2)中的大多数的失效。
基于测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值确定测量的动态压力Qbar(m)的共模失效。具体地，当测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值超过阈值长达时间量阈值时，CMM 126确定测量的动态压力Qbar(m)的共模失效已发生。在一个示例性实施例中，阈值大于百分之五十，并且时间量阈值在从约5秒至约15秒的范围内。然而，应当理解，也可以使用其他值。在如图3所示的实施例中，如图3所示，CMM 126确定没有发生共模故障(例如，在测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的阈值，并且输出96指示CMPE故障＝假)。因此，CMM 126将指示正常操作模式(即，正常模式＝真)的输出99发送到主要飞行控制模块140。
现在转到图4，示出了扩展的正常操作模式。在扩展的正常操作模式期间，多个皮托管40(图2)中的大多数被堵塞。因此，CMPE控制模块36检测到共模气动事件。然而，在扩展操作模式期间，CMPE控制模块36在时间延迟期间抑制共模气动事件，其通过继续产生指示没有检测到共模气动事件的输出96(即，CMPE故障＝假)来实现。换句话说，即使检测到共模气动事件，CMPE控制模块36向CMM 126发送指示没有发生共模气动事件的消息。然而，CMM126确定共模故障已发生(即，测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值超过阈值长达时间量阈值)。响应于接收来自CMPE控制模块36的假值(其指示没有共模气动事件)，同时确定共模故障的存在，CMM126继续产生和发送指示正常模式操作的输出99(即，正常模式＝真)。CMPE控制模块36在时间延迟期间继续抑制共模气动事件。在一实施例中，时间延迟约为120秒。此量可以基于间歇性共模气动事件可能发生的时间长度而变化，然而，应当理解，时间延迟的长度是有限的。时间延迟被要求至少为60秒。如图4所示，当飞机10处于扩展正常操作模式时，由EKF控制模块122确定的估计的动态压力Qbar(e)被发送到主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142，自动油门控制模块144和多个显示器146。
在某些类型的飞机中，当飞行控制系统处于次级操作模式时，飞行包线保护系统、俯仰控制、横向控制和自动驾驶性能不可用。相反，仅简单的俯仰和横滚控制可用。在其他类型的飞机上，次级自动驾驶性能可用，其提供独立于皮托空气数据信号的基本自动驾驶操纵控制。在如图4所示的实施例中，扩展的操作模式允许主要飞行控制模块140自动驾驶控制模块142和自动油门控制模块144操作，好像在时间延迟期间没有检测到故障一样。然而，一旦时间延迟结束，便不再抑制共模气动事件。因此，如果CMPE控制模块36继续检测到共模气动事件，则输出96现在被设置为真(即，CMPE故障＝真)，并且飞机10现在切换到次级操作模式。
图5是EKF控制模块122的扩展卡尔曼滤波器的框图。此框图表示用于基于从多个控制面、惯性和迎角传感器24(图1)收集的数据确定估计的动态压力Qbar(e)的系统148。换句话说，估计的动态压力Qbar(e)不基于来自多个皮托管40(图2)的测量值确定。EKF控制模块122包括测量模型150、动态控制模块152、卡尔曼增益块154、积分器块156、误差块158，乘法器160和加法器162。测量模型150预测等式1中的测量的加速度(纵向加速度Ax、法向加速度Az)的预期值为：
Figure BDA0002307291810000081
其中m表示飞机10的质量，CD表示飞机10的阻力系数，CL表示飞机10的升力系数，PS是静压力，S是机翼平面的参考面积，ɑ是迎角，x是估计量(估计的动态压力Qbar(e))以及R(ɑ)是前向稳定轴XS相对于飞机10的主体轴XB和主体轴ZB(图7)的旋转矩阵。应当理解，迎角ɑ被假定为测量值(即，由多个迎角传感器60测量)。
继续参考图5，动态控制模块152确定估计的动态压力的变化率，其被称为估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000082
估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000083
是基于飞机10的估计的纵向加速度分量A_D(est)确定，其表示沿着前向稳定轴XS的纵向加速度(如图7所示)。具体地，估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000084
是气压高度、迎角ɑ、俯仰角θ、估计的动态压力Qbar(e)和飞机10的估计的纵向加速度分量A_D(est)的函数。在一个实施例中，估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000085
基于等式2确定，其为：
Figure BDA0002307291810000086
ɑ为迎角，g为重力加速度，ρ为空气密度。
卡尔曼增益块154存储卡尔曼增益值K。卡尔曼增益值K表示赋予飞机10的当前状态(即，操作情况)的权重。卡尔曼增益值K不是标量值，而是基于2x2矩阵表示。卡尔曼增益值K基于飞机10的操作参数而变化。具体地，卡尔曼增益值K是动态值，其由存储在数据库228中的一组查询表226(图6中所示)确定。基于飞机10的操作情况产生查询表226，并且查询表的输入是迎角ɑ和飞机10的估计马赫数MMDL。
误差块158接收来自测量模型150的估计的纵向(longitudinal)加速度Ax(est)和估计的垂直(vertical)加速度Az(est)以及测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)作为输入，测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)由加速度计测量，并在下面更详细说明。误差块158通过确定估计的纵向加速度Ax(est)和估计的垂直加速度Az(est)之间的第一差值与测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)之间的第二差值来确定加速度误差值E。乘法器160接收加速度误差值E和卡尔曼增益值K作为输入，并且通过将加速度误差值E乘以卡尔曼增益值K确定估计的状态更新。
加法器162接收来自乘法器160的残差(residual)卡尔曼值和来自动态控制模块152的估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000087
作为输入。加法器162将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000088
组合在一起。然后将组合的残差卡尔曼值和估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000091
发送到积分器块156。积分器块156然后将残差卡尔曼值和估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000092
的总和积分，以确定估计的动态压力Qbar(e)。
图6是包括多个子模块200、202、204、206、208、210、212的EKF控制模块122的示意图。子模块200、202、204、206、208、210、212被示为不同的组件，其可指示使用模块化编程技术。然而，软件设计可以通过将多个模块的至少一些程序功能组合到单个模块中来降低子模块200、202、204、206、208、210、212区别的程度。此外，归因于子模块200、202、204、206、208、210、212的功能可以以其他方式或在所描绘的系统之外的其他系统上分布。因此，本公开的实施例不限于图6中所示的系统或模块的特定布置。
现在参考图5和图6两者，EKF控制模块122和系统148相互对应。具体地，EKF控制模块122的系数子模块200和推进子模块202两者都对应于系统148的测量模型150。EKF控制模块122的测量子模块204对应于系统148的加法器162。EKF控制模块122的误差子模块206对应于系统148的误差块158。EKF控制模块122的卡尔曼增益子模块208对应于系统148的卡尔曼增益块154。EKF控制模块122的动态子模块210对应于系统148的动态控制模块152。最后，积分子模块212对应于系统148的积分器块156。
EKF控制模块122接收飞机10的多个操作参数(图1和图2)作为输入。操作参数包括但不限于，测量的加速度因子Ax(mea)和Az(mea)、迎角ɑ、气压高度、俯仰角θ、飞机的控制面δ的偏转、总空气温度TTOT、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速N1以及静压PS。控制面δ的偏转至少包括图2所示的一些控制面。具体地，如图2中所示的实施例中，控制面δ的偏转包括前缘缝翼88、后缘襟翼90、扰流板92、副翼98、垂直尾翼106、水平尾翼108、方向舵110和升降舵114。
图7说明飞机10的主体轴。参数XB，YB和ZB分别表示飞机10的x，y和z主体轴，并且CG表示飞机10的重心。在飞机10的主体轴XB和表示飞机10的前向稳定轴的向量XS之间测量迎角α。前向稳定轴XS是飞机10的空速方向XW在由x和z轴定义的平面上的投影。
现在参考图6和图7，测量的纵向加速度Ax(mea)是在飞机的主体轴XB方向上测量的飞机10的加速度，并且测量的垂直加速度Az(mea)是在主体轴ZB的方向上飞机10的加速度。测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)是由位于飞机10的重心CG上的一个或多个加速度计确定。然而，许多类型的加速度计实际上测量负载因子。因此，如果加速度计确实测量加速度，则通过减去沿每个轴的由于重力的加速度计算相应的负载因子。
系数子模块200接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机10的操作情况。系数子模块200基于多个第一操作参数确定阻力系数CD和升力系数CL。因此，应当理解，EKF控制模块122基于阻力系数CD和升力系数CL两者确定估计的动态压力Qbar(e)。第一多个系数包括迎角ɑ、飞机10的控制面δ的偏转、在紧邻当前迭代之前的迭代中确定的先前估计的动态压力Qbar(p)，以及估计的马赫数MMDL。应当理解，在模拟的最开始，将先前的估计的动态压力Qbar(p)设置为测量的动态压力Qbar(m)。
系数子模块200基于一个或多个系数三维查询表220确定阻力系数CD和升力系数CL。系数三维查询表220基于多个第一操作参数(迎角ɑ、飞机10的控制面δ的偏转、先前的估计的动态压力Qbar(p)和估计的马赫数MMDL)的特定值提供阻力系数CD和升力系数CL值。系数三维查询表220是从测试期间收集的数据(例如，风洞测试数据)和飞行测试期间收集的数据得到。系数三维查询表220存储在一个或多个推进数据库222。应当理解，尽管数据库222被示为EKF控制模块122的一部分，但是数据库222也可以位于远离EKF控制模块122的位置，并且图6所示的实施例旨在仅说明三维查询表可以被存储的示例。
应当理解，系数三维查询表220是基于飞机10的各个控制面(例如，前缘缝翼88、后缘襟翼90、扰流板92、副翼98、垂直尾翼106、水平尾翼108、方向舵110和升降舵114)的升力和阻力值。每个控制面包括用于低速情况(即，具有小于0.4的估计的马赫数)和用于高速情况(即，具有0.4或更大的估计的马赫数)的查询表。此外，每个控制面与阻力系数和升力系数的单独查询表关联。所有查询表都可能受飞机10的各种操作参数(例如高度或迎角)影响。所有单独的查询表被组合以确定在系数三维查询表220中列出的阻力系数和升力系数。
推进子模块202接收飞机10的多个第二操作参数作为输入。具体地，飞机10的多个第二操作参数包括气压高度、俯仰角θ、总空气温度TTOT、两个飞机引擎78的引擎转速N1(图2)和静压Ps。推进子模块202基于多个第二操作参数确定飞机10的估计的净推力T。更具体地，推进子模块202根据基于推进的三维查询表230确定飞机10的估计的净推力T，基于推进的三维查询表230基于气压高度、俯仰角θ、总空气温度TTOT、两个飞机引擎78的引擎转速N1(图2)以及静压Ps提供估计的净推力T。基于针对飞机10的特定类型或模型执行的模拟来生成三维查询表230。三维查询表230被存储在一个或多个推进数据库232上。
测量子模块204接收阻力系数CD、升力系数CL和估计的净推力T作为输入。测量子模块204基于阻力系数CD、升力系数CL和估计的净推力T确定估计的加速度Ax(est)和估计的加速度Az(est)。具体地，测量子模块204基于运动等式求解估计的加速度Ax(est)、Az(est)，运动等式表示作用在飞机10上的等效力。运动等式在等式3中表示为：
Figure BDA0002307291810000111
其中AD是阻力加速度、AL是升力加速度、S是机翼平面的参考面积、m是飞机10的质量、ɑ是迎角、PS是静压、
Figure BDA0002307291810000112
是前向稳定轴XS相对于飞机10的主体轴XB和主体轴ZB(图7)的旋转矩阵、XT是相对于飞机10的主体轴XB的推力、YT是相对于飞机10的主体轴YB的推力、hft是气压高度、N1c是引擎转速(对温度校正)，并且x是状态向量。阻力加速度AD是通过从阻力中减去主体轴XB的净推力并将结果除以飞机10的质量而确定的。升力加速度AL是通过从升力减去主体轴ZB的净推力并将结果除以飞机10的质量而确定的。
误差子模块206接收估计的横向加速度Ax(est)、估计的垂直加速度Az(est)、测量的横向加速度因子Ax(mea)和测量的垂直加速度因子Az(mea)作为输入。误差子模块206通过确定估计的纵向加速度Ax(est)和估计的垂直加速度Az(est)之间的第一差值与测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)之间的第二差值确定加速度误差值E。
卡尔曼增益子模块208从误差子模块206接收加速度误差值E作为输入。卡尔曼增益子模块208通过将第一差值和第二差值的加速度误差值E乘以卡尔曼增益值K确定残差卡尔曼值。
动态子模块210接收飞机10的气压高度、迎角ɑ、俯仰角θ、估计的动态压力Qbar(e)和估计的纵向加速度Ax(est)作为输入。动态子模块210基于输入确定估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000113
具体地，估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000114
是基于上述的等式2确定。
积分子模块212接收来自乘法器160的残差卡尔曼值和来自动态控制模块152的估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000115
作为输入。积分子模块212将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000116
组合在一起，并且然后将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000117
的总和积分，其得到估计的动态压力Qbar(e)。应当理解，当与使用传统方法计算的动态压力值相比时，估计的动态压力Qbar(e)提供了改进的精度。
参考图3和图6两者，CMM126接收测量的动态压力Qbar(m)和估计的动态压力Qbar(e)作为输入。CMM 126将测量的动态压力Qbar(m)和估计的动态压力Qbar(e)相互比较以确定差值。响应于确定测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值超过阈值长达时间量阈值，CMM 126确定故障。应当理解，当与现有的CMM系统相比，公开的CMM 126以提高的精度检测故障。CMM 126的改进的精度导致由飞行控制系统18生成更少的错误或虚假警报。
图8是说明用于由CMM 126基于估计的动态压力Qbar(e)确定故障的方法300的示例性过程流程图。参考图1、图2、图3、图6和图8，方法300开始于块302。在块302中，空气数据参考功能块120从多个皮托管40接收总气压PTOT作为输入。然后方法300可以进行到块304。
在块304中，空气数据参考功能块120基于来自多个皮托管40的总气压PTOT和静压PS确定测量的动态压力Qbar(m)。然后方法300可以进行到块306。
在块306中，EKF控制模块122确定估计的动态压力Qbar(e)。具体地，方法300包括子过程或方法310。方法310被递归地执行以进行确定。
方法310包括块312、314、316、318、320、322和324。在块312中，EKF控制模块122基于多个第一操作参数确定阻力系数(CD)和升力系数(CL)。然后方法310前进至块314，其中EKF控制模块122基于飞机10的多个第二操作参数确定飞机10的估计的净推力T。然后方法310前进至块316，其中EKF控制模块122基于阻力系数CD、升力系数CL和估计的净推力T确定估计的加速度Ax(est)和估计的加速度Az(est)。然后，此方法进行到块318，其中EKF控制模块122对估计的纵向加速度Ax(est)与估计的垂直加速度Az(est)之间的第一差值以及测量的纵向加速度Ax(mea)与测量的垂直加速度Az(mea)之间的第二差值确定加速度误差值E。然后方法310前进到块320，其中EKF控制模块122通过将加速度误差值E乘以卡尔曼增益值K确定残差卡尔曼值。然后方法310前进到块322，其中EKF控制模块122基于飞机10的估计的纵向加速度Ax(est)确定估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000121
然后方法310可以进行到块324。在块324中，将残差卡尔曼值与将估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000122
组合在一起，并且对残差卡尔曼值和估计的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000123
的总和进行积分以确定估计的动态压力Qbar(e)。然后方法310可以返回到块312。
一旦确定了估计的动态压力Qbar(e)，方法300可以进行到块326。在块326中，CMM126将测量的动态压力Qbar(m)和估计的动态压力Qbar(e)相互比较以确定差值。然后方法300可以进行到块328。
在块328中，如果测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值没有超过阈值长达时间量阈值，则CMM 126确定没有故障发生。然后方法300可以返回到块302。然而，响应于确定测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值超过阈值长达时间量阈值，此方法300进行到块330。
在块330中，CMM 126确定测量的动态压力Qbar(m)的共模故障的存在。然后，飞行控制系统18从如图3所示的正常操作模式切换并进入图4所示的扩展的正常操作模式。然后方法300可以终止。
总体参考图1至图9，公开的飞行控制系统基于升力系数和阻力系数两者确定估计的动态压力，其导致提高的精度。当与传统系统相比时，估计的动态压力的增强精度导致由共模监测器产生的更少的虚假警报。结果，减少了飞机不必要地从正常操作模式切换并进入次级操作模式的发生。此外，估计的动态压力还支持飞机的全包线操作。
现在参考图1和图9，在另一个实施例中，飞行控制模块16被配置为基于用于迎角值的值检测故障。响应于检测到故障，飞行控制模块16确定迎角的合成或估计值，其不基于由多个迎角传感器60测量的值。更具体地，飞行控制模块16接收测量的迎角ɑm作为输入，其中测量的迎角ɑm是基于来自飞机10的多个迎角传感器60的测量的。飞行控制模块16还接收估计的迎角ɑest作为输入。与测量的迎角ɑm不同，在不使用来自多个迎角传感器60的测量值时确定估计的迎角ɑest。而是，基于由多个皮托管40(图2)测量的总压力PTOT，确定估计的迎角ɑest。
飞行控制模块16将测量的迎角ɑm与估计的迎角ɑest比较以确定误差。响应于确定测量的迎角ɑm与估计的迎角ɑest之间的误差超过阈值，飞行控制模块16通过迎角值确定故障的存在。在一些实施例中，多个迎角传感器60造成故障。可能由多个迎角传感器60造成故障的事件的一些示例包括例如影响多个迎角传感器60的碎片，或者可替代地，结冰使迎角分解器(未示出)粘住。
响应于确定大多数迎角传感器60未提供准确数据，飞行控制模块16提供表示飞机10的迎角的合成(synthetic)值。具体地，如下所述，需要使用估计的动态压力Qbar(e)重新计算飞机的真实空速VtMDL和估计的马赫数MMDL的新值。这是因为在共模气动事件期间，飞机的真实空速VtMDL和估计的马赫数MMDL的值由于错误而变低。
现在参考图9，迎角校正模块420被配置为校正由多个迎角传感器60引入的偏差。具体地，多个迎角传感器60(图2)被配置为使用自对准叶片测量原始迎角ɑ。每个迎角传感器60提供唯一的原始迎角ɑraw值。基于信号选择和故障检测(SSFD)逻辑选择原始迎角ɑraw值之一。SSFD逻辑被配置为从一组冗余传感器中选择单个值，其中选择的值最有可能表示由传感器测量的操作参数的实际值。应当理解，原始迎角ɑraw，其由多个迎角传感器60直接测量，表示需要通过校正因子调节的局部流(flow)。在一实施例中，校正因子约为45度。原始迎角ɑraw的校正值被称为测量的迎角ɑm。
迎角校正模块420接收原始迎角ɑraw和由多个皮托管40(图2)测量的总气压PTOT作为输入。迎角校正模块420基于力矩臂校正项(即，基于自对准叶片的校正项)、原始迎角ɑraw、飞机的真实空速VtMDL以及估计的马赫数MMDL确定测量的迎角ɑm。飞机的真实空速VtMDL和估计的马赫数MMDL是基于总气压PTOT确定的。
应当理解，在如上所述的共模气动事件期间，使用估计的动态压力Qbar(e)重新计算飞机的真实空速VtMDL和估计的马赫数MMDL的值。具体地，响应于CMM 126(图3和图4)确定测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的差值超过阈值长达时间量阈值，CMM126确定测量的动态压力Qbar(m)的共模故障的存在。一旦确定共模气动事件，则迎角校正模块420基于估计的动态压力(Qbar(e))确定测量的迎角αm。具体地，迎角校正模块420基于飞机的合成的马赫数MEKF(等式4)和合成的真实空速VtEKF(等式5)确定测量的迎角αm：
Figure BDA0002307291810000141
Figure BDA0002307291810000142
继续参考图9，扩展的卡尔曼滤波器(EKF)控制模块422被配置为确定估计的迎角ɑest，其在下面更详细地描述并且在图11和图12中示出。然而，应当理解，与测量的迎角ɑm不同，估计的迎角ɑest不是基于由多个迎角传感器60获得的测量值。迎角共模监测器CMM，其被称为CMM 426，接收测量的迎角αm、估计的迎角ɑest和来自CMPE控制模块36的输出96作为输入。CMM 426确定共模失效，其也被称为故障。具体地，当测量的迎角ɑm与估计的迎角ɑest之间的误差超过阈值长达时间量阈值时，CMM426确定已发生故障。
基于多个迎角传感器60的精度确定阈值(即，相对高的精度导致相对低的阈值)。例如，相对慢的误差率可以为约十五秒，而相对快的误差率包括比约十五秒更长的持续性。然而，应当理解，其他值也可以被使用。
图9示出非故障情况，其中CMM 426没有检测到故障。相应地，由主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动油门控制模块144和多个显示器146接收测量的迎角ɑm作为输入。还应当理解，飞机10以正常操作模式操作。图10示出由CMM 426检测到故障情况。响应于CMM426相对于迎角值检测到故障，估计的迎角aest被提供给主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动油门控制模块144和多个显示器146。如图9和图10所示的实施例，不存在估计的动态压力Qbar(e)的共模故障(即，多个皮托管40的大多数未被堵塞)。因此，由CMPE控制模块36产生的输出96被设置为假值(即，CMPE故障＝假)。然而，响应于检测共模失效，飞机的真实空速VtMDL的值和估计的马赫数MMDL的值可能不再准确。代替地，迎角校正模块420使用飞机的合成的马赫数MEKF(等式4)和合成的真实空速VtEKF(等式5)以保存由飞行控制模块140使用的估计的迎角ɑest信号。
图11是EKF控制模块422的扩展卡尔曼滤波器的框图。此框图表示用于基于从空气数据传感器22(图1)收集的数据确定估计的迎角ɑest的系统448。EKF控制模块422包括测量模型450、动态控制模块452、卡尔曼增益块454、积分器块456、误差块458、乘法器460和加法器462。与图5中所示的测量模型150类似，测量模型450基于等式1(如上所示)预测测量的加速度(例如，测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea))的预期值。
动态控制模块452确定估计的迎角的变化率，其被称为估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000151
基于飞机10的估计的法向加速度分量A_N(est)确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000152
其中估计的法向加速度分量A_N(est)是飞机10的稳定框架中的垂直加速度。具体地，估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000153
是俯仰q(dps)、飞机的真实空速VtMDL、俯仰角θ、估计的法向加速度分量A_N(est)和估计的迎角ɑest的函数。在一个实施例中，基于等式6确定估计的迎角ɑest的估计的变化率，其为：
Figure BDA0002307291810000154
其中g表示重力常数。
卡尔曼增益块454存储卡尔曼增益值K。与图5中所示的实施例类似，卡尔曼增益值K表示赋予飞机10的当前状态(即，操作情况)的权重，并且是由存储在数据库528中的一组查询表526(图12中可见)确定的动态值。误差块458从测量模型450接收估计的纵向加速度Ax(est)和估计的垂直加速度Az(est)以及测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)作为输入，并通过确定估计的纵向加速度Ax(est)和估计的垂直加速度Az(est)之间的第一差值以及测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)之间的第二差值，来确定加速度误差值E。乘法器460接收加速度误差值E和卡尔曼增益值K作为输入，并且通过将加速度误差值E乘以卡尔曼增益值K确定估计状态更新。
加法器462接收来自乘法器460的残差卡尔曼值和来自动态控制模块452的估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000161
作为输入。加法器462将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000162
组合在一起。然后将组合的残差卡尔曼值和估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000163
发送到积分器块456。然后积分器块456将残差卡尔曼值和估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000164
的总和积分，以确定估计的迎角ɑest。
图12是包括多个子模块480、482、484、486、488、490、492的EKF控制模块422的示意图。子模块480、482、484、486、488、488、490、492被示为不同的组件，其可指示使用模块化编程技术。现在参考图11和图12两者，EKF控制模块422和系统448互相对应。具体地，EKF控制模块422的系数子模块480和推进子模块482两者均对应于系统448的测量模型450。EKF控制模块422的测量子模块484对应于系统448的加法器462。EKF控制模块422的误差子模块486对应于系统448的误差块458。EKF控制模块422的卡尔曼增益子模块488对应于系统448的卡尔曼增益块454。EKF控制模块422的动态子模块490对应于系统448的动态控制模块452。最后，积分子模块492对应于系统448的积分器块456。
EKF控制模块422接收飞机10(图1和图2)的多个操作参数作为输入。操作参数包括但不限于，测量的加速度因子Ax(mea)和Az(mea)、俯仰q(dps)、飞机的真实空速VtMDL、俯仰角θ、估计的法向加速度分量A_N(est)，估计的迎角ɑest、先前的估计的动态压力Qbar(p)、估计的马赫数MMDL、气压高度、飞机10的控制面δ的偏转、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速N1以及静压PS。与图6中所示的系数子模块200类似，系数子模块480接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机10的操作情况，其包括估计的迎角ɑest、飞机10的控制面δ的偏转、测量的马赫数M。系数子模块480基于多个第一操作参数和一个或多个系数三维查询表520确定阻力系数CD和升力系数CL。系数三维查询表520提供基于多个第一操作参数的特定值的阻力系数CD和升力系数CL值。
与图6中所示的推进子模块202类似，推进子模块482接收飞机10的多个第二操作参数作为输入，第二操作参数包括气压高度、俯仰角θ、飞机的真实空速VtMDL、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速N1、总空气温度TTOT和静压PS。推进子模块482基于多个第二操作参数和基于推进的三维查询表530，确定飞机10的估计的净推力T，三维查询表530提供基于多个第二操作参数的特定值的估计的净推力T。
测量子模块484接收阻力系数CD、升力系数CL和估计的净推力T作为输入。测量子模块484基于在上面的等式3中表示的运动等式，基于阻力系数CD、升力系数CL和估计的净推力T确定估计的加速度Ax(est)和估计的加速度Az(est)。
误差子模块486接收估计的横向加速度Ax(est)、估计的垂直加速度Az(est)、测量的横向加速度因子Ax(mea)和测量的垂直加速度因子Az(mea)作为输入。误差子模块486通过确定估计的纵向加速度Ax(est)和估计的垂直加速度Az(est)之间的第一差值以及测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)之间的第二差值确定加速度误差值E。
卡尔曼增益子模块488接收来自误差子模块486的加速度误差值E作为输入。卡尔曼增益子模块488通过将第一差值和第二差值的加速度误差值E乘以卡尔曼增益值K，确定残差卡尔曼值。
动态子模块490接收俯仰q(dps)、飞机的真实空速VtMDL、俯仰角θ、估计的法向加速度分量AN(est)和估计的迎角ɑest作为输入，并基于如上所述的等式6确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000171
积分子模块492接收来自乘法器460的残差卡尔曼值和来自动态子模块490的估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000172
作为输入。积分子模块492将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000173
组合在一起，并且然后将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率的总和
Figure BDA0002307291810000174
积分，其得出估计的迎角ɑest。
参考图9，CMM 426接收测量的迎角ɑm和估计的迎角ɑest作为输入。CMM 426将测量的迎角ɑm和估计的迎角ɑest相互比较以确定差值。响应于确定测量的迎角ɑm与估计的迎角ɑest之间的差值超过阈值长达时间量阈值，CMM 426确定存在影响迎角值的故障。
图13是说明用于由CMM 426确定迎角值的故障的方法570的示例性过程流程图。参考图1、图9、图10、图11、图12和图13，方法570开始于块572。在块572中，迎角校正模块420接收原始迎角ɑraw和由多个皮托管40(图2)测量的总气压PTOT作为输入。然后方法570可以进行到块574。
在块574中，迎角校正模块420基于力矩臂校正项、原始迎角ɑraw、飞机的合成的真实空速VtEKF以及估计的马赫数MMDL，确定测量的迎角ɑm。如上所述，在共模气动事件期间，使用估计的动态压力Qbar(e)计算飞机的合成的真实空速VtEKF和合成的马赫数MEKF的值(参见等式4和5)。然后方法570可以进行到块576。
在块576中，EKF控制模块422确定估计的迎角ɑest。具体地，方法570包括子过程或方法580。方法580被递归地执行以确定估计的迎角ɑest。
方法580包括块582、584、586、588、590、592和594。在块592中，EKF控制模块422基于多个第一操作参数确定阻力系数(CD)和升力系数(CL)。然后方法580进行到块584，其中EKF控制模块422基于飞机10的多个第二操作参数确定飞机10的估计的净推力T。然后方法580进行到块586，其中EKF控制模块422基于阻力系数CD、升力系数CL和估计的净推力T，确定估计的加速度Ax(est)和估计的加速度Az(est)。然后方法580进行到块588，其中EKF控制模块422确定估计的纵向加速度Ax(est)和估计的垂直加速度Az(est)之间的第一差值以及测量的纵向加速度Ax(mea)和测量的垂直加速度Az(mea)之间的第二差值的加速度误差值E。然后方法580进行到块590，其中EKF控制模块422通过将加速度误差值E乘以卡尔曼增益值K确定残差卡尔曼值。然后方法580进行到块592，其中EKF控制模块422基于飞机10的估计的法向加速度分量A_N(est)确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000181
然后方法580可以进行到块594。在块594中，将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000182
组合在一起，并且将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000183
的总和积分，以确定估计的迎角ɑest。然后方法580可以返回到块582。
一旦确定了估计的迎角ɑest，方法570可以进行到块596。在块596中，CMM 426将测量的迎角ɑm和估计的迎角ɑest相互比较以确定误差。然后方法580可以进行到块598。
在块598中，如果误差未超过阈值长达时间量阈值，则CMM 426确定没有故障发生。然后方法570可以返回到块572。然而，响应于确定误差超过阈值长达时间量阈值，方法570进行到块599。
在块599中，CMM 426确定存在迎角值的共模故障。然后，飞行控制系统18从利用测量的迎角ɑm(如图9所示)切换，并且替代使用估计的迎角ɑest(如图10所示)。然后，方法570可以终止。
总体参考图9至图13，公开的系统提供了一种用于确定估计的迎角的方式，其独立于由迎角传感器收集的测量值。因此，系统响应于确定测量的迎角不再可用而用估计的迎角代替。此外，在检测到共模气动事件的情况下(即，飞机的大多数皮托管被堵塞)，公开的系统还提供了一种用于确定测量的迎角的方式，而无需使用飞机的真实空速和测量的马赫数。应当理解，在共模气动事件期间，飞机的真实空速的值和估计的马赫数的值是错误地低，并且因此基于这些值确定的任何值可能都不准确。因此，系统基于估计的动态压力确定飞机的真实空速的合成值和估计的马赫数的合成值。
现在将描述由CMPE控制模块36对共模气动事件的检测。现在参考图14，CMPE控制模块36接收测量的动态压力Qbar(m)和估计的迎角ɑest作为输入，并基于此输入确定共模气动事件。更具体地，响应于检测到多个皮托管40的同步故障或异步故障，CMPE控制模块36确定共模气动事件的存在(例如，CMPE故障＝真)。应当理解，在图14至图18所述的实施例中，估计的迎角ɑest是如参考图9至图13所述的值(即测量的迎角未被使用)。
CMPE控制模块36包括第一CMPE检测器600和第二CMPE检测器602。第一CMPE检测器600接收测量的动态压力Qbar(m)和估计的迎角ɑest作为输入，并且基于两个输入确定第一共模气动事件。更具体地，第一CMPE检测器600被配置为检测第一共模气动事件。第一共模气动事件是基于多个皮托管40中的大多数同时经历失效的同步共模气动事件。相反，第二CMPE检测器602被配置为仅基于测量的动态压力Qbar(m)来检测第二共模气动事件，其为异步故障。异步故障是基于在多个时间间隔失效的多个皮托管40，多个时间间隔在特定的时间段期间相互偏离。例如，当多个皮托管40中的其中一个先失效，然后大约两秒钟后第二皮托管40失效，并且然后第三皮托管40在第二皮托管40之后大约两秒钟失效时，异步故障发生。
现在参考图15，现在描述第一CMPE检测器600。第一CMPE检测器600包括测量的动态压力冲洗滤波器610、迎角冲洗滤波器612、动态压力阈值614、迎角阈值616、动态压力比较器618、迎角比较器620、与块622和锁存器624。第一CMPE检测器600产生输出信号642，其在第一共模气动事件被检测到时设置为真，且在没有检测到共模气动事件时设置为假。
多个皮托管40每个均被配置为测量压力值P。例如，在所示的非限制性实施例中，示出了三个压力值P(即，左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR)。来自每个皮托管40的压力值PL、PC、PR被发送到信号选择和故障检测(SSFD)块630。SSFD逻辑被配置成从一组冗余传感器中选择单个值。选择的值最有可能表示由传感器测量的操作参数的实际值。因此，SSFD块630被配置为选择压力值PL、PC、PR的其中之一。当与由多个皮托管40测量的剩余压力值PL、PC、PR比较时，压力值PL、PC、PR中的选择一个是测量的动态压力Qbar(m)的最具代表性的值。然后由第一CMPE检测器600接收测量的动态压力Qbar(m)作为输入。
测量的动态压力冲洗滤波器610接收测量的动态压力Qbar(m)作为输入，并确定测量的动态压力Qbar(m)的变化率，其被称为
Figure BDA0002307291810000191
具体地，测量的动态压力冲洗滤波器610作为高通滤波器操作，其拒绝稳态值并且使测量的动态压力Qbar(m)的瞬态值通过以确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000201
测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000202
被发送到动态压力比较器618。动态压力比较器618接收动态压力阈值614和测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000203
作为输入，并将这些值相互比较。响应于确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000204
小于动态压力阈值614，动态压力比较器618产生指示测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000205
在限制内的输出信号636(例如，真信号)。然而，响应于确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000206
等于或大于动态压力阈值614，动态压力比较器618产生假信号作为输出信号636。
动态压力阈值614表示当多个皮托管40中的大多数经历失效(例如，被堵塞)时测量的动态压力Qbar(m)所经历的变化率。例如，在一个实施例中，测量的动态压力Qbar(m)的变化率或下降率约为负100兆巴/秒(mBar/sec)。动态压力阈值614是基于从现场使用收集的定量评估而确定的。更具体地，通过分析从在其他飞机的操作期间发生的先前的同步共模气动事件收集的数据，确定动态压力阈值614。然而，基于在模拟的同步共模气动事件期间收集的数据，确定估计的迎角阈值616。模拟的同步共模气动事件可以指计算机模拟和/或从测试台数据获得的测试数据。估计的迎角阈值616表示当多个皮托管40的大多数经历失效时估计的迎角ɑest的变化率。例如，在一个实施例中，估计的迎角ɑest增大的变化率或阶跃约为+10度/秒。
估计的迎角冲洗滤波器612接收估计的迎角ɑest作为输入，并确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000209
估计的迎角冲洗滤波器612用作高通滤波器，其拒绝稳态值并且使估计的迎角的瞬态值通过以确定估计的迎角的变化率
Figure BDA00023072918100002010
估计的迎角比较器620接收估计的迎角的变化率
Figure BDA00023072918100002011
和估计的迎角阈值616作为输入，并将这些值相互比较。响应于确定估计的迎角的变化率
Figure BDA00023072918100002012
大于估计的迎角阈值616，估计的迎角比较器620产生输出信号638至与块622，输出信号638指示估计的迎角的变化率
Figure BDA00023072918100002013
在限制之外(例如，真信号)。响应于确定估计的迎角的变化率
Figure BDA00023072918100002014
小于估计的迎角阈值616，估计的迎角比较器620产生假信号作为输出信号638。
与块622接收来自动态压力比较器618的输出信号636和来自估计的迎角比较器620的输出信号638作为输入。响应于输出信号636、638两者为真，与块622产生输出信号640，其被发送到锁存器624。输出信号640指示检测到第一共模气动事件。更具体地，响应于确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000207
小于动态压力阈值614，并且估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000208
大于估计的迎角阈值616，与块622确定第一共模气动事件已发生。第一共模气动事件是同步共模气动事件，其基于多个皮托管40中的大多数同时经历失效来确定。
响应于指示共模气动事件的输出信号640(例如，真)，在时间延迟期间设置锁存器624。应当理解，在时间延迟期间，响应于测量的动态压力Qbar(m)是准确的，在任何时间重置锁存器624。例如，如果测量的动态压力Qbar(m)在进入时间延迟的26秒处时是准确的，则锁存器624被重置并且时间延迟结束。然而，当没有接收到重置信号时，锁存器624保持设置。换句话说，响应于测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的误差低于阈值，锁存器624接收重置信号。然而，在时间延迟结束时，如果测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的误差仍然超过阈值，则检测到持续的共模气动事件。因此，第一CMPE检测器600的输出信号642指示第一共模气动事件的存在。
现在转到图16，现在描述第二CMPE检测器602。第二CMPE检测器602包括钳制650、中值选择器652和产生输出信号656的锁存器654。第二CMPE检测器602被配置为基于多个皮托管40的异步失效检测第二共模气动事件。更具体地，有时多个皮托管40可能不会同时不运行。相反，有时仅单个皮托管40可能会被堵塞，并且然后几秒钟后另一个皮托管40可能被堵塞。
与第一CMPE检测器600相似，来自多个皮托管40中的每一个的压力值(即，左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR)被发送到SSFD块648。SSFD块648接收来自多个皮托管40的每一个的左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR作为输入。通过将左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR相互比较，SSFD块648确定一个或多个堵塞的皮托管40的存在。响应于确定压力值PL、PC、PR中的一个或多个与其余压力值PL、PC、PR相差阈值误差值，SSFD块648将特定压力值标记为错误比较，其也称为故障。阈值误差值表示当皮托管40被堵塞或以其他方式不操作时皮托管读数之间的差值。在所示的实施例中，示出了三个压力读数(左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR)，然而应当理解，也可以使用多于或少于三个的压力读数。
钳制650接收来自SSFD块648的多个压力值(例如，左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR)作为输入，其中多个压力值中的每个对应于多个皮托管40中的其中之一。钳制650还接收来自SSFD块648的每个单独压力值的故障指示符作为输入。换句话说，左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR中的每个都与一个指示符相关联。当检测到故障时，指示符设置为真，否则指示符设置为假。响应于确定不存在故障指示符，钳制650将压力值发送到中值选择器652。然后中值选择器652选择压力值PL、PC、PR的其中之一。基于中值选择算法，选择的压力值设置为总压力PTOT。
响应于确定压力值PL、PC、PR中的一个或多个指示故障，则钳制650执行时间延迟功能，其将故障扩展(extension)在时间间隔期间。换句话说，钳制650通过将多个压力值相互比较确定一个或多个堵塞的皮托管40的存在，其中每个堵塞的皮托管40是故障情况，并且响应于确定故障情况，钳制650执行时间延迟功能，其将故障情况扩展一段时间间隔。时间间隔被设置以捕获在第二(即，异步)共模气动事件期间在多个皮托管40中发生的两个或更多个故障。在一个非限制性实施例中，时间间隔为大约2到5秒。应当理解，特定皮托管40中的故障情况可能仅存在相对短的时间段。在一个示例中，故障情况可能仅持续十分之几秒。一旦在多个皮托管40的其中一个中发生故障情况，则此后不久在第二皮托管40中可能发生故障情况。然而，第二皮托管40中的故障不会与另一皮托管故障同时发生。换句话说，多个皮托管40之间的故障是异步的。
中值选择器652检测到异步共模气动事件，因为钳制650将故障扩展在一段时间间隔。换句话说，除非故障被扩展(extension)，否则中值选择器652不能检测到多个皮托管40中的大多数(例如，三个皮托管40中的两个)产生异步故障。钳制650被配置成将在皮托管40之一中发生的故障扩展一段时间间隔。因此，当在另一皮托管40中发生故障情况时，中值选择器652检测到第二共模气动事件。例如，左压力PL读数可指示故障情况仅0.5秒(例如，故障情况在0.5秒内设置为真，并且然后返回到假)。然而，钳制650将故障扩展了一段时间间隔，在此示例中为四秒。因此，当在左压力PL之后约一秒钟中心压力PC读数指示故障情况时，中值选择器652仍从钳制650接收到两个故障情况。
中值选择器652接收两个或更多个压力值和故障指示符作为输入。每个压力值和故障指示符对应于多个皮托管40的其中之一。响应于确定故障情况，中值选择器652产生输出信号660。输出信号660指示第二共模气动事件已发生。也就是，换句话说，输出信号660检测多个皮托管40中的异步故障。输出信号660被发送到锁存器654。响应于接收到指示第二共模气动事件的存在的输出信号660，将锁存器654设置为时间延迟。响应于测量的动态压力Qbar(m)被确定为准确(即，多个皮托管40的大多数不再显示故障)，锁存器654被重置。更具体地，响应于测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的误差低于阈值，锁存器654接收重置信号。然而，在时间延迟结束时，如果测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的误差仍然超过阈值，则检测到持续的共模气动事件。因此，第二CMPE检测器602的输出信号656指示第二共模气动事件的存在。
参考图14，当第一CMPE检测器600的输出信号642指示第一共模气动事件的存在或者第二CMPE检测器602的输出信号656指示第二共模气动事件的存在时，CMPE控制模块36的输出96被设置为真，否则输出96被设置为假。应当理解，第一共模气动事件(由第一CMPE检测器600确定)和第二模式气动事件(由第二CMPE检测器602确定)两者都表示快速(fastrate)共模气动事件。快速共模气动事件是指多个皮托管40中的大多数被某种外来物体(例如，冰，火山灰等)堵塞，其中多个皮托管40的压力以特定的速度相对快速地下降。例如，在一个实施例中，特定速率为大约-100mBar/s，但是应当理解，此速率可以基于应用而改变。与快速共模气动事件相反，多个皮托管40也可能基于慢速共模气动事件而被堵塞。基于对于多个皮托管40可能发生的较慢的堵塞，慢速共模气动事件发生。反而，基于已经存在的传统技术，慢速共模气动事件可以被检测并解决。应当理解，通过第一CMPE检测器600和第二CMPE检测器602，慢速共模气动事件未被检测到。
现在参考图1、图4、图6和图14，当CMPE控制模块36确定共模气动事件时，在计算估计的迎角ɑest时，用估计的动态压力Qbar(e)替代测量的动态压力Qbar(m)。更具体地，当由第一CMPE检测器600检测到第一同步共模气动事件或者由第二CMPE检测器602检测到第二异步气动事件时，用估计的动态压力Qbar(e)替代动态压力Qbar(m)，并且公开的飞行控制系统18处于扩展的正常操作模式。
图17是说明用于确定多个皮托管40的同步故障的方法700的示例性过程流程图。通常参考图14和图17，方法700可以开始于块702。在块702中，CMPE控制模块36接收测量的动态压力Qbar(m)和估计的迎角ɑest作为输入。然后，方法700可以进行到块704。
在块704中，第一CMPE检测器600确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000231
和估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000234
具体参考图15和图17，测量的动态压力冲洗过滤器610接收测量的动态压力Qbar(m)作为输入，并确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000232
估计的迎角冲洗滤波器612接收估计的迎角ɑest作为输入，并确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000235
然后方法700可以进行到块706。
在块706中，动态压力比较器618接收动态压力阈值614和测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000233
作为输入，并将这些值相互比较。另外，估计的迎角比较器620接收估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000243
和估计的迎角阈值616作为输入，并将这些值相互比较。然后方法700可以进行到判定块708。
在判定块708中，如果动态压力比较器618确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000241
不小于动态压力阈值614，并且如果估计的迎角比较器620确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000244
不大于估计的迎角阈值616，则方法700进行到块710。
在块710中，不设置锁存器624，并且方法700返回到块702。然而，如果动态压力比较器618确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000242
小于动态压力阈值614，并且如果估计的迎角比较器620确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000245
大于估计的迎角阈值616，则方法700进行到块712。
在块712中，设置锁存器624。方法700可以进行到判定块714。
在判定块714中，如果在时间延迟期间的任何时间点，测量的动态压力Qbar(m)是准确的，则方法700进行到块716。更具体地，响应于测量的动态压力Qbar(m)和估计的动态压力Qbar(e)之间的误差低于阈值，方法700进行到块716。在块716中，锁存器624接收重置信号。然后方法700可以返回到块702。然而，如果时间延迟结束并且测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的误差仍然超过阈值，则方法700进行到块718。在块718中，锁存器624和第一CMPE检测器600的输出信号642指示第一共模气动事件的存在。然后方法700可以终止。
图18是说明用于确定多个皮托管40的异步故障的方法800的示例性过程流程图。通常参考图16和图18，方法800可以在块802处开始。在块802中，第二CMPE检测器602的钳制650接收来自SSFD块648的压力值(例如，左压力值PL、中心压力值PC和右压力值PR)作为输入。钳制650还接收来自SSFD块648的针对每个单独的压力值的故障指示符作为输入。然后方法800可以进行到判定块804。
在判定块804中，如果指示符被设置为假(即，未检测到故障)，则此方法进行到块806。在块806中，钳制650将压力值发送至中值选择器652。然后中值选择器652选择压力值之一。基于中值选择算法，将所选压力值设置为总压力PTOT。然后，方法800可以终止。
如果指示符被设置为真(即，故障被检测到)，则方法800可以进行到块808。在块808中，钳制650执行将故障扩展一段时间间隔的时间延迟功能。如上所述，时间间隔被设置为捕获在第二(即，异步)共模气动事件期间在多个皮托管40中发生的两个或更多个故障。然后方法800可以进行到块810。
在块810中，中值选择器652接收两个或多个压力值和故障指示符作为输入，其中每个压力值和指示符对应于多个皮托管40的其中之一。然后此方法可以进行到判定块812。
在判定块812中，响应于中值选择器652确定故障情况不存在，然后方法800可以终止。响应于中值选择器652确定故障情况存在，方法800可以进行到块814。在块814中，中值选择器652产生输出信号660。如上所述，输出信号660指示检测到第二共模气动事件。然后方法800可以进行到块816。
在块816中，将输出信号660发送到锁存器654。然后，方法800可以进行到块818。
在块818中，响应于接收到输出信号660，设置锁存器654。方法800可以进行到判定块820。
在判定块820中，如果在时间延迟期间的任何时间点测量的动态压力Qbar(m)是准确的，则方法800进行到块822。更具体地，响应于测量的动态压力Qbar(m)和估计的动态压力Qbar(e)之间的误差低于阈值，方法800进行到块822。在块822中，锁存器654接收重置信号。然后方法800可以返回到块802。然而，如果时间延迟结束并且测量的动态压力Qbar(m)与估计的动态压力Qbar(e)之间的误差仍然超过阈值，则方法800进行到块824。在块824中，锁存器654和第二CMPE检测器602的输出信号656指示第二共模气动事件的存在。然后方法800可以终止。
总体参考图14至图18，应当理解，响应于确定有错误的动态压力测量或有故障的估计的迎角测量，当前可获得的传统飞行控制系统会退出正常操作模式，并立即切换到次级操作模式。换句话说，当用任何测量检测到故障时，传统系统不会尝试隔离错误源。相反，响应于检测到有错误的测量的动态压力或估计的迎角读数，公开的系统用估计的动态压力代替测量的动态压力。因此，公开的飞行控制系统不像传统系统立即切换到次级操作模式，并且在扩展的正常操作模式下操作。
现在参考图19，飞行控制系统18在一个或多个计算机设备或系统上实现，诸如示例性计算机系统1030。计算机系统1030包括处理器1032、存储器1034、大容量存储设备1036、输入/输出(I/O)接口1038和人机接口(HMI)1040。计算机系统1030经由网络1026或I/O接口1038可操作地耦接到一个或多个外部资源1042。外部资源可以包括但不限于服务器、数据库、大容量存储设备、外围设备、基于云的网络服务或可以由计算机系统1030使用的任何其他合适的计算机资源。
处理器1032包括选自微处理器，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1034中的操作指令来操纵信号(模拟或数字)的任何其他设备中的一个或多个设备。存储器1034包括单个存储设备或多个存储设备，包括但不限于只读存储器(ROM)，随机存取存储器(RΑM)，易失性存储器，非易失性存储器，静态随机存取存储器(SRΑM)，动态随机存取存储器(DRΑM)，快闪存储器，高速缓存存储器或任何其他能够存储信息的设备。大容量存储设备136包括数据存储设备，诸如硬盘驱动器，光盘驱动器，磁带驱动器，易失性或非易失性固态设备或任何其他能够存储信息的设备。
处理器1032在驻留在存储器1034中的操作系统1046的控制下操作。操作系统1046管理计算机资源，使得体现为一个或多个计算机软件应用(诸如驻留在存储器1034中的应用1048)的计算机程序代码，可以具有由处理器1032执行的指令。在替代的实施例中，处理器1032可以直接执行应用1048，在这种情况下，操作系统1046可以省略。一个或多个数据结构1049也驻留在存储器1034中，并且可由处理器1032，操作系统1046或应用1048用来存储或操纵数据。
I/O接口1038提供机器接口，其将处理器1032可操作地耦接到其他设备和系统，诸如网络1026或外部资源1042。由此，应用1048通过经由I/O接口1038进行通信与网络1026或外部资源1042协同工作，以提供包含本发明的实施例的各种特征，功能，应用，过程或模块。应用1048还包括由一个或多个外部资源1042执行的程序代码，或以其他方式依赖于计算机系统1030外部的其他系统或网络组件所提供的功能或信号。的确，给定的几乎无限的硬件和软件的可能配置，本领域具有普通技术的人员将理解，本发明的实施例可以包括位于计算机系统1030外部，分布在多台计算机或其他外部资源1042中，或由在网络1026上作为服务(诸如云计算服务)提供的计算资源(硬件和软件)提供。
HMI 1040以已知方式可操作地耦接到计算机系统1030的处理器1032，以允许用户直接与计算机系统1030交互。HMI 1040可以包括视频或字母数字显示器，触摸屏，扬声器以及任何其他能够向用户提供数据的合适的音频和视觉指示符。HMI 1040还包括输入设备和控件，诸如字母数字键盘，定点设备，小键盘，按钮，控制旋钮，麦克风等，能够接受来自用户的命令或输入并将进入的输入传输到处理器1032。
数据库1044可以驻留在大容量存储设备1036上，并且可以用于收集和组织由本文所述的各种系统和模块使用的数据。数据库1044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1044可以布置有任何数据库组织或结构，包括但不限于关系数据库，层次数据库，网络数据库或其组合。以如处理器1032上的指令执行的计算机软件应用的形式的数据库管理系统可用于响应查询，而访问存储在数据库1044的记录中的信息或数据，其中查询可以由操作系统1046，其他应用1048或一个或多个模块动态地确定并执行。
进一步，本公开包含根据以下项的实施例：
项A1.一种用于飞机的飞行控制系统，所述飞行控制系统包含：
一个或多个处理器；和
耦接到一个或多个处理器的存储器，存储器存储包含数据库和程序代码的数据，当由一个或多个处理器执行程序代码时，使飞行控制系统：
接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况；
基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数；和
基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力。
项A2.如项A1的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以：
接收测量的纵向加速度和测量的垂直加速度作为输入；
基于阻力系数和升力系数确定估计的纵向加速度和估计的垂直加速度；
确定估计的纵向加速度和估计的垂直加速度之间的第一差值以及测量的纵向加速度和测量的垂直加速度之间的第二差值的加速度误差值；和
通过将第一差值和第二差值的加速度误差值乘以卡尔曼增益值，确定残差卡尔曼值。
项A3.如项A1至A2的任一项的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以：
基于飞机的估计的纵向加速度确定估计的动态压力的变化率；
将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率组合成总和；和
将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率的总和积分以确定估计的动态压力。
项A4.如项A1至A3的任一项的飞行控制系统，其中卡尔曼增益值是动态值，其基于飞机的迎角和估计的马赫数而变化。
项A5.如项A1至A4的任一项的飞行控制系统，其中多个第一操作参数包括迎角，飞机的控制面的偏转，先前的估计的动态压力和估计的马赫数。
项A6.如项A1至A5的任一项的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以：
接收飞机的多个第二操作参数作为输入；
基于飞机的多个第二操作参数确定飞机的估计的净推力；和
基于阻力系数，升力系数和估计的净推力确定估计的加速度和估计的加速度。
项A7.如项A1至A6的任一项的飞行控制系统，其中多个第二操作参数包括气压高度，俯仰角，总空气温度，两个飞机引擎的引擎转速以及静压。
项A8.如项A1至A7的任一项的飞行控制系统，进一步包含与一个或多个处理器通信的多个皮托管，其中多个皮托管测量总压力。
项A9.如项A1至A8任一项的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以使系统：
基于来自多个皮托管的总气压和静压确定测量的动态压力；
将测量的动态压力和估计的动态压力相互比较以确定差值；和
响应于确定测量的动态压力和估计的动态压力之间的差值超过阈值长达时间量阈值，确定测量的动态压力的共模故障的存在。
项A10.一种用于飞机的飞行控制系统，所述飞行控制系统包含：
被配置为测量总压力的多个皮托管；
与多个皮托管电子通信的一个或多个处理器；和
耦接到一个或多个处理器的存储器，存储器存储包含数据库和程序代码的数据，当由一个或多个处理器执行程序代码时，使系统：
接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况；
基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数；
基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力；
基于来自多个皮托管的总气压和静压确定测量的动态压力；
将测量的动态压力和估计的动态压力相互比较以确定差值；和
响应于确定测量的动态压力与估计的动态压力之间的差值超过阈值长达时间量阈值，确定测量的动态压力的共模故障的存在。
项A11.如项A10的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以：
接收测量的纵向加速度和测量的垂直加速度作为输入；
基于阻力系数和升力系数确定估计的纵向加速度和估计的垂直加速度；
确定估计的纵向加速度和估计的垂直加速度之间的第一差值以及测量的纵向加速度和测量的垂直加速度之间的第二差值的加速度误差值；和
通过将第一差值和第二差值的加速度误差值乘以卡尔曼增益值，确定残差卡尔曼值。
项A12.如项A10至A11任一项的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以：
基于飞机的估计的纵向加速度确定估计的动态压力的变化率；
将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率组合成总和；和
将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率的总和积分以确定估计的动态压力。
项A13.如项A10至A12的任一项的飞行控制系统，其中卡尔曼增益值是动态值，其基于飞机的迎角和估计的马赫数而变化。
项A14.如项A10至A13的任一项的飞行控制系统，其中多个第一操作参数包括迎角，飞机的控制面的偏转，先前估计的动态压力和估计的马赫数。
项A15.如项A10至A14任一项的飞行控制系统，其中一个或多个处理器执行指令以：
接收飞机的多个第二操作参数作为输入；
基于飞机的多个第二操作参数确定飞机的估计的净推力；和
基于阻力系数，升力系数和估计的净推力确定估计的加速度和估计的加速度。
项A16.如项A10至A15的任一项的飞行控制系统，其中多个第二操作参数包括气压高度，俯仰角，总空气温度，两个飞机引擎的引擎转速以及静压。
项A17.一种用于确定飞机的估计的动态压力的方法，此方法包含：
通过计算机接收多个第一操作参数作为输入，每个第一操作参数表示飞机的操作情况；
通过计算机基于多个第一操作参数确定阻力系数和升力系数；
和
通过计算机基于阻力系数和升力系数两者确定估计的动态压力。
项A18.如项A17的方法，进一步包含：
通过计算机接收测量的纵向加速度和测量的垂直加速度作为输入；
基于阻力系数和升力系数确定估计的纵向加速度和估计的垂直加速度；
基于估计的纵向加速度和估计的垂直加速度之间的第一差值以及测量的纵向加速度和测量的垂直加速度之间的第二差值确定加速度误差值；和
通过将加速度误差值乘以卡尔曼增益值确定残差卡尔曼值。
项A19.如项A17至A18的任一项的方法，进一步包含：
基于飞机的估计的纵向加速度确定估计的动态压力的变化率；
将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率组合成总和；和
将残差卡尔曼值与估计的动态压力的变化率的总和积分以确定估计的动态压力。
项A20.如项A17至A19的任一项的方法，进一步包含：
接收来自多个皮托管的总气压作为输入；
基于来自多个皮托管的总气压和静压确定测量的动态压力；
将测量的动态压力和估计的动态压力相互比较以确定差值；和
响应于确定测量的动态压力与估计的动态压力之间的差值超过阈值长达时间量阈值，确定测量的动态压力的共模故障的存在。
项B1.一种用于飞机(10)的飞行控制系统(18)，此飞行控制系统(18)包含：
一个或多个处理器(1032)；和
耦接到一个或多个处理器(1032)的存储器(1034)，存储器(1034)存储包含数据库(1044)和程序代码的数据，当由一个或多个处理器(1032)执行程序代码时，使飞行控制系统(18)：
接收测量的迎角(ɑm)作为输入，测量的迎角(ɑm)基于原始迎角(ɑraw)；
接收估计的迎角(ɑest)作为输入，估计的迎角(ɑest)基于总压力；
将测量的迎角(ɑm)与估计的迎角(ɑest)比较以确定误差；
响应于确定测量的迎角(ɑm)与估计的迎角(ɑest)之间的误差超过阈值，以迎角值确定故障的存在。
项B2.如项B1的飞行控制系统(18)，进一步包含与一个或多个处理器(1032)通信的多个迎角传感器(60)，其中多个迎角传感器(60)被配置为测量原始迎角(ɑraw)。
项B3.如项B1至B2的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于力矩臂校正项，原始迎角(ɑraw)，飞机的真实空速(VtMDL)，
和估计的马赫数(MMDL)确定测量的迎角(ɑm)。
项B4.如项B1至B3的任一项的飞行控制系统(18)，进一步包含与一个或多个处理器(1032)通信的多个皮托管(40)，其中多个皮托管(40)测量总压力。
项B5.如项B1至B4的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于来自多个皮托管(40)的总气压和静压(PS)确定测量的动态压力(Qbar(m))；
基于阻力系数(CD)和升力系数(CL)两者确定估计的动态压力(Qbar(e))，其中阻力系数(CD)和升力系数(CL)基于多个飞机(10)的第一操作参数；
将测量的动态压力(Qbar(m))和估计的动态压力(Qbar(e))相互比较以确定差值；和
响应于确定测量的动态压力(Qbar(m))和估计的动态压力(Qbar(e))之间的差值超过另一个阈值长达时间量阈值，确定测量的动态压力(Qbar(m))的共模故障的存在。
项B6.如项B1至B5的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于力矩臂校正项，原始迎角ɑraw和估计的动态压力(Qbar(e))
确定测量的迎角(ɑm)。
项B7.如项B1至B6的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
接收测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))作为输入；
基于阻力系数(CD)和升力系数(CL)确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))，其中阻力系数(CD)和升力系数(CL)基于飞机(10)的多个第一操作参数；
确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))之间的第一差值与测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))之间的第二差值的加速度误差值；和
通过将第一差值和第二差值的加速度误差值乘以卡尔曼增益值确定残差卡尔曼值。
项B8.如项B1至B7的任一项的飞行控制系统，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于飞机(10)的估计的法向加速度分量A_N(est)确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000321
将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000322
组合成总和；和
将残差卡尔曼值和估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000323
的总和积分以确定估计的迎角(ɑest)。
项B9.一种用于飞机(10)的飞行控制系统(18)，此飞行控制系统(18)包含：
一个或多个处理器(1032)；
与一个或多个处理器(1032)通信的多个迎角传感器(60)，其中多个迎角传感器(60)被配置为测量原始迎角(ɑraw)；和
与一个或多个处理器(1032)通信的多个皮托管(40)，其中多个皮托管(40)测量总压力；
耦接到一个或多个处理器(1032)的存储器(1034)，此存储器(1034)存储包含数据库(1044)和程序代码的数据，在由一个或多个处理器(1032)执行程序代码时，使飞行控制系统(18)：
接收测量的迎角(ɑm)作为输入，测量的迎角(ɑm)基于原始迎角(ɑraw)；
接收估计的迎角(ɑest)作为输入，估计的迎角(ɑest)基于总压力；
将测量的迎角(ɑm)与估计的迎角(ɑest)相互比较以确定误差；
响应于确定测量的迎角(θm)与估计的迎角(θest)之间的误差超过阈值，确定多个迎角传感器(60)中的大多数存在故障。
项B10.如项B9的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于力矩臂校正项，原始迎角(ɑraw)，飞机的真实空速(VtMDL)和估计的马赫数(MMDL)确定测量的迎角(ɑm)。
项B11.如项B9至B10的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于来自多个皮托管(40)的总气压和静压(PS)确定测量的动态压力(Qbar(m))；
基于阻力系数(CD)和升力系数(CL)两者确定估计的动态压力(Qbar(e))，其中阻力系数(CD)和升力系数(CL)基于飞机(10)的多个第一操作参数；
将测量的动态压力(Qbar(m))和估计的动态压力(Qbar(e))相互比较以确定差值；和
响应于确定测量的动态压力(Qbar(m))和估计的动态压力(Qbar(e))之间的差值超过另一个阈值长达时间量阈值，确定测量的动态压力(Qbar(m))的共模故障的存在。
项B12.如项B9至B11的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于力矩臂校正项，原始迎角ɑraw和估计的动态压力(Qbar(e))确定测量的迎角(ɑm)。
项B13.如项B9至B12的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
接收测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))作为输入；
基于阻力系数(CD)和升力系数(CL)确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))；
确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))之间的第一差值与测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))之间的第二差值的加速度误差值；和
通过将第一差值和第二差值的加速度误差值乘以卡尔曼增益值，确定残差卡尔曼值。
项B14.如项B9至B13的任一项所述的飞行控制系统，其中一个或多个处理器(1032)执行指令以：
确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000331
是基于飞机(10)的估计的法向加速度分量(A_N(est))而确定的；
将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000332
组合成总和；和
将残差卡尔曼值和估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000333
的总和积分以确定估计的迎角(ɑest)。
项B15.一种用飞机(10)的迎角值确定故障的方法，此方法包含：
通过计算机(1030)接收测量的迎角(ɑm)作为输入，测量的迎角(ɑm)基于原始迎角(αraw)；
通过计算机(1030)接收基于总压力确定的估计的迎角(ɑest)作为输入；
通过计算机(1030)将测量的迎角(ɑm)与估计的迎角(ɑest)比较以确定误差；
响应于确定测量的迎角(ɑm)和估计的迎角(ɑest)之间的误差超过阈值，以迎角值确定故障的存在。
项B16.如项B15的方法，进一步包含：
基于力矩臂校正项，原始迎角(ɑraw)，飞机的真实空速(VtMDL)和估计的马赫数(MMDL)确定测量的迎角(ɑm)。
项B17.如B15至B16的任一项的方法，进一步包含：
基于来自多个皮托管(40)的总气压和静压(Ps)确定测量的动态压力(Qbar(m))；
基于阻力系数(CD)和升力系数(CL)两者确定估计的动态压力(Qbar(e))，其中阻力系数(CD)和升力系数(CL)基于飞机(10)的多个第一操作参数；
将测量的动态压力(Qbar(m))和估计的动态压力(Qbar(e))相互比较以确定差值；和
响应于确定测量的动态压力(Qbar(m))与估计的动态压力(Qbar(e))之间的差值超过另一个阈值长达时间量阈值，确定测量的动态压力(Qbar(m))的共模故障的存在。
项B18.如项B15至B17的任一项的方法，进一步包含：
基于力矩臂校正项，原始迎角(ɑraw)和估计的动态压力(Qbar(e))确定测量的迎角(ɑm)。
项B19.如项B15至B18的任一项的方法，进一步包含：
接收测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))作为输入；
基于阻力系数(CD)和升力系数(CL)确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))；
确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))之间的第一差值与测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))之间的第二差值的加速度误差值；和
通过将第一差值和第二差值的加速度误差值乘以卡尔曼增益值，确定残差卡尔曼值。
项B20.如项B15至B19的任一项的方法，进一步包含：
确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000341
是基于飞机(10)的估计的法向加速度分量(A_N(est))而确定；
将残差卡尔曼值与估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000342
组合成总和；和
将残差卡尔曼值和估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000343
的总和积分以确定估计的迎角(ɑest)。
项C1.一种用于飞机(10)的飞行控制系统(18)，此飞行控制系统(18)包含：
一个或多个处理器(1030)；和
耦接到一个或多个处理器(1030)的存储器(1034)，存储器(1034)存储包含数据库(1044)和程序代码的数据，当由一个或多个处理器(1030)执行程序代码时，使飞行控制系统(18)：
接收测量的动态压力(Qbar(m))和估计的迎角(αest)作为输入；
确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000351
将测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000352
与动态压力阈值(614)比较；
确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000353
将估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000354
与估计的迎角阈值(616)比较；和
响应于确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000355
小于动态压力阈值(614)并且估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000356
大于估计的迎角阈值(616)，确定第一共模气动事件已发生。
项C2.如项C1的飞行控制系统(18)，进一步包含与一个或多个处理器(1030)通信的多个皮托管(40)，其中多个皮托管(40)测量总压力。
项C3.如项C1至C2的任一项的飞行控制系统(18)，其中第一共模气动事件是基于多个皮托管(40)中的大多数同时经历失效的同步共模气动事件。
项C4.如项C1至C3的任一项的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1030)执行指令以：
接收多个压力值作为输入，其中多个皮托管(40)中的每一个对应于单独的压力值；
通过将多个压力值相互比较确定一个或多个堵塞的皮托管的存在，其中每个堵塞的皮托管为故障情况；
响应于确定故障情况，执行将故障情况延长一段时间间隔的时间延迟功能；和
响应于确定在时间间隔期间多个皮托管(40)中的大多数被堵塞，确定第二共模气动事件已发生。
项C5.如项C1至C4的任一项的飞行控制系统(18)，其中第二共模气动事件是在特定时间段期间当多个皮托管(40)在彼此偏离的时间间隔出现失效的异步故障。
项C6.如项C1至C5的任一项的飞行控制系统(18)，其中时间间隔被设置为捕获在第二共模气动事件期间在多个皮托管(40)中发生的两个或更多个故障。
项C7.如项C1至C6的任一项的飞行控制系统(18)，其中第一共模气动事件和第二共模气动事件两者均表示快速共模气动事件。
项C8.如项C1至C7的任一项的飞行控制系统(18)，其中，动态压力阈值(614)表示当多个皮托管(40)中的大多数经历失效时测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000361
项C9.如项C1至C8的任一项的飞行控制系统(18)，其中估计的迎角阈值(616)表示当多个皮托管(40)中的大多数经历失效时的估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000362
项C10.一种用于飞机(10)的飞行控制系统(18)，此飞行控制系统(18)包含：
一个或多个处理器(1030)；和
与一个或多个处理器(1030)通信的多个皮托管(40)，其中多个皮托管(40)测量总压力；
耦接到一个或多个处理器(1030)的存储器(1034)，存储器(1034)存储包含数据库(1044)和程序代码的数据，当由一个或多个处理器(1030)执行程序代码时，使飞行控制系统(18)：
接收测量的动态压力(Qbar(m))和估计的迎角(ɑest)作为输入；
确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000363
将测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000364
与动态压力阈值(614)比较；
确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000366
将估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000367
与迎角阈值(616)比较；和
响应于确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000365
小于动态压力阈值(614)并且估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000368
大于估计的迎角阈值(616)，确定第一共模气动事件已发生，其中第一共模气动事件是基于多个皮托管(40)中的大多数同时经历失效的同步共模气动事件。
项C11.如项C10的飞行控制系统(18)，其中一个或多个处理器(1030)执行指令以：
接收多个压力值作为输入，其中多个皮托管(40)中的每一个对应于单独的压力值；
通过将多个压力值相互比较以确定一个或多个堵塞的皮托管(40)的存在，其中每个堵塞的皮托管为故障情况；
响应于确定故障情况，执行将故障情况延长一段时间间隔的时间延迟功能；和
响应于确定在时间间隔期间多个皮托管(40)中的大多数被堵塞，确定第二共模气动事件已发生。
项C12.如项C10至C11的任一项的飞行控制系统(18)，其中第二共模气动事件是在特定时间段期间多个皮托管(40)在彼此偏离的时间间隔失效时发生的异步故障。
项C13.如项C10至C12的任一项的飞行控制系统(18)，其中时间间隔被设置为在第二共模气动事件期间捕获在多个皮托管(40)中发生的两个或更多个故障。
项C14.如项C10至C13的任一项的飞行控制系统(18)，其中第一共模气动事件和第二共模气动事件两者均表示快速共模气动事件。
项C15.如项C10至C14的任一项的飞行控制系统(18)，其中动态压力阈值(614)表示当多个皮托管中的大多数经历失效时测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000371
项C16.如项C10至C15的任一项的飞行控制系统(18)，其中估计的迎角阈值(616)表示当多个皮托管(40)中的大多数经历失效时估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000375
项C17.一种控制用于飞机(10)的飞行控制系统(18)的方法，此方法包含：
通过计算机(1030)接收测量的动态压力(Qbar(m))和估计的迎角(αest)；
通过计算机(1030)确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000372
将测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000373
与动态压力阈值(614)比较；
通过计算机(1030)确定估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000376
将估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000377
与迎角阈值(616)比较；和
响应于确定测量的动态压力的变化率
Figure BDA0002307291810000374
小于动态压力阈值(614)并且估计的迎角的变化率
Figure BDA0002307291810000378
大于估计的迎角阈值(616)，确定第一共模气动事件已发生。
项C18.如项C17的方法，进一步包含通过多个皮托管(40)测量总压力。
项C19.如项C17至C18的任一项的方法，进一步包含：
通过计算机(1030)接收多个压力值，其中多个皮托管(40)中的每一个对应于单独压力值；
通过将多个压力值相互比较以确定一个或多个堵塞的皮托管(40)的存在，其中每个堵塞的皮托管为故障情况；
响应于确定故障情况，执行将故障情况延长一段时间间隔的时间延迟功能；和
响应于确定在时间间隔期间多个皮托管(40)中的大多数被堵塞，确定第二共模气动事件已发生。
项C20.如项C17至C19的任一项的方法，其中第一共模气动事件是基于多个皮托管(40)中的大多数同时经历失效的同步共模气动事件。
本公开的描述本质上仅是示例性的，并且不脱离本公开的要点的变化旨在本公开的范围内。这样的变化不应被视为背离本公开的精神和范围。

Claims (10)

1.一种用于飞机(10)的飞行控制系统(18)，所述飞行控制系统(18)包含：
一个或多个处理器(1032)；和
存储器(1034)，耦接到所述一个或多个处理器(1032)，所述存储器(1034)存储包含数据库(1044)和程序代码的数据，当由所述一个或多个处理器(1032)执行所述程序代码时，促使所述飞行控制系统(18)执行以下操作：
接收多个第一操作参数作为输入，每个所述第一操作参数表示所述飞机(10)的操作情况；
基于所述多个第一操作参数确定阻力系数(CD)和升力系数(CL)；和
基于所述阻力系数(CD)和所述升力系数(CL)确定估计的动态压力(Qbar(e))。
2.根据权利要求1所述的飞行控制系统(18)，其中，所述一个或多个处理器(1032)执行指令以：
接收测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))作为输入；
基于所述阻力系数(CD)和所述升力系数(CL)确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))；
确定针对所述估计的纵向加速度(Ax(est))和所述估计的垂直加速度(Az(est))之间的第一差值以及所述测量的纵向加速度(Ax(mea))和所述测量的垂直加速度(Az(est))之间的第二差值的加速度误差值；和
通过将所述第一差值和所述第二差值的所述加速度误差值乘以卡尔曼增益值，确定残差卡尔曼值。
3.根据权利要求2所述的飞行控制系统(18)，其中，所述一个或多个处理器(1032)执行指令以：
基于所述飞机(10)的所述估计的纵向加速度(Ax(est))确定所述估计的动态压力的变化率
Figure FDA0002307291800000021
将所述残差卡尔曼值与所述估计的动态压力的变化率
Figure FDA0002307291800000022
组合成总和；和
将所述残差卡尔曼值与所述估计的动态压力的变化率
Figure FDA0002307291800000023
的总和积分，以确定所述估计的动态压力(Qbar(e))。
4.根据权利要求2所述的飞行控制系统(18)，其中，所述卡尔曼增益值是基于所述飞机(10)的迎角(α)和估计的马赫数(MMDL)而变化的动态值。
5.根据权利要求1所述的飞行控制系统(18)，其中，所述多个第一操作参数包括迎角(ɑ)、所述飞机(10)的控制面(δ)的偏转、先前估计的动态压力(Qbar(p))以及估计的马赫数(MMDL)。
6.根据权利要求1所述的飞行控制系统(18)，其中，所述一个或多个处理器(1032)执行指令以：
接收所述飞机(10)的多个第二操作参数作为输入，其中所述多个第二操作参数包括气压高度、俯仰角(θ)、总空气温度(TTOT)、两个飞机引擎(78)的引擎转速(N1)以及静压；
基于所述飞机(10)的所述多个第二操作参数确定所述飞机(10)的估计的净推力(T)；和
基于所述阻力系数(CD)、所述升力系数(CL)和所述估计的净推力(T)确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))。
7.根据权利要求6所述的飞行控制系统(18)，其中，所述一个或多个处理器(1032)执行指令以使所述飞行控制系统执行以下操作：
基于来自多个皮托管(40)的总气压和静压(PS)确定测量的动态压力(Qbar(m))；
将所述测量的动态压力(Qbar(m))和所述估计的动态压力(Qbar(e))相互比较以确定差值；和
响应于确定所述测量的动态压力(Qbar(m))和所述估计的动态压力(Qbar(e))之间的所述差值超过阈值长达时间量阈值，确定所述测量的动态压力(Qbar(m))的共模故障的存在。
8.一种用于确定飞机(10)的估计的动态压力(Qbar(e))的方法，所述方法包含：
通过计算机(1030)接收多个第一操作参数作为输入，每个所述第一操作参数表示所述飞机(10)的操作情况；
通过所述计算机(1030)基于所述多个第一操作参数确定阻力系数(CD)和升力系数(CL)；和
通过所述计算机(1030)基于所述阻力系数(CD)和所述升力系数(CL)两者确定所述估计的动态压力(Qbar(e))。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包含：
通过所述计算机(1030)接收测量的纵向加速度(Ax(mea))和测量的垂直加速度(Az(mea))作为输入；
基于所述阻力系数(CD)和所述升力系数(CL)确定估计的纵向加速度(Ax(est))和估计的垂直加速度(Az(est))；
基于所述估计的纵向加速度(Ax(est))和所述估计的垂直加速度(Az(est))之间的第一差值以及所述测量的纵向加速度(Ax(mea))和所述测量的垂直加速度(Az(mea))之间的第二差值确定加速度误差值；和
通过将所述加速度误差值乘以卡尔曼增益值确定残差卡尔曼值。
10.根据权利要求8所述的方法，进一步包含：
基于所述飞机(10)的所述估计的纵向加速度(Ax(est))确定所述估计的动态压力的变化率
Figure FDA0002307291800000041
将所述残差卡尔曼值与所述估计的动态压力的变化率
Figure FDA0002307291800000042
组合成总和；和
将所述残差卡尔曼值与所述估计的动态压力的变化率
Figure FDA0002307291800000043
的总和积分，以确定所述估计的动态压力(Qbar(e))。
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