CN115038974A

CN115038974A - 迎角探测器的自测试方法、用于检查一组相关的皮托管探测器提供的气流速度的方法、迎角探测器

Info

Publication number: CN115038974A
Application number: CN202180011603.XA
Authority: CN
Inventors: 菲利普·吉查德; 让·皮埃尔·施洛特贝克; 弗雷德里克·萨利格; 让·克洛德·布尔兰; 菲利普·朗多
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2020-01-30
Filing date: 2021-01-29
Publication date: 2022-09-09
Also published as: WO2021152108A1; EP4097488A1; FR3106901B1; US20230091324A1; US12044698B2; FR3106901A1

Abstract

本发明涉及一种迎角探测器的自测试方法(100)，包括以下步骤：(110)根据已知的激励特性控制旋转元件围绕其平衡位置的角激励；(120)获取相对于所述旋转元件的旋转的角度测量值；(130)根据角度测量值和激励特性确定施加到所述旋转元件的寄生扭矩；(160)将所述寄生扭矩的至少一个分量与至少一个预定阈值进行比较；(170)当所述分量超过所述预定阈值时，指示检测到所述探测器的操作故障。

Description

迎角探测器的自测试方法、用于检查一组相关的皮托管探测器提供的气流速度的方法、迎角探测器

技术领域

本发明涉及一种迎角探测器的自测试方法。

本发明还涉及一种用于检查一组相关的皮托管探测器提供的气流速度的方法、及迎角探测器。

本发明的迎角探测器可测量飞机的迎角。

背景技术

在现有技术中，存在许多局部测量飞机迎角的技术。该局部角度测量通常不同于整体角度测量有所不同，其允许相应的航空电子系统无限制地向上游外推整个飞机的迎角。

在已知技术中，最常见是旋转探测器。基本上有两种主要类型的旋转探测器：“叶片”式探测器，即具有桨叶的探测器，以及两个区域之间压差均衡的探测器。

尽管表面看来，所有类型的旋转探测器具有相同基本原理：探测器的对称轴线与相对风轴线对齐。

对于叶片式探测器，由于具有桨叶的旋转元件两侧的空气动力平衡，可朝向平衡位置返回，其中，桨叶的轮廓是对称的。由于桨叶的推力中心布置在旋转轴线后面，因此桨叶在相对风轴线上找到其平衡。角度传感器将信息转换为可由系统和飞行员使用的信号。

对于压差均衡探测器，暴露于气流的部件具有空气动力轮廓，该空气动力轮廓在平衡位置相对于相对风轴线对称，但也相对于旋转轴线对称。因此，压差均衡探测器是一个锥体，而不是像前述情况中那样的桨状物。

由于该对称性，无论其相对于相对风轴线旋转角度如何，锥体不会受到任何旋转空气动力的影响。没有空气动力返回力。两个槽布置在锥体母线的两侧。差分传感器测量两个开口之间的压力偏差，或者更简单地，当内分隔件的两侧的压力值相等时，内分隔件找到平衡位置。

例如，所述内分隔件具有旋转元件，所述旋转元件的旋转角度可由为此设置的传感器确定。然后，该旋转角度表征压力，用于局部确定飞机的迎角。

鉴于迎角探测器测量的迎角的重要性，这些探测器通常与允许检测其故障的测试装置相关联。

这些故障可能是由例如在其除冰之后施加到探测器的旋转元件上的寄生扭矩引起。

因此，例如，已知的文件FR2626375，其描述了一种迎角探测器，其中，通过电磁方式执行阻尼功能，以便呈现最小的干摩擦和/或寄生扭矩。出于测试目的，相同的装置可在预定位置起到定位作用。此功能允许在飞机停在地面上时对探测器进行静压测试。

然而，该解决方案不能检查飞行中探测器提供的值的完整性。

本领域中使用的其他解决方案基本上是根据其他传感器的数据的合并，以确定迎角数据的似然性。

特别是对与相对于飞机的垂直加速度相关的沿着飞机轴线的速度测量的使用进行了引用。如果机翼和襟翼的配置以及飞机的近似质量是已知的，则可以通过惯性、飞机空气动力配置和发动机推力参数，利用计算回到可能的迎角范围。

然而，这种解决方案的缺点是其不足以保证所需的完整程度。

首先，该方案是基于其他几个系统的同步完整程度。因此，只要这些系统中有一个出现故障或仅仅是不精确，就会出现错误警报。这可能会造成对角度测量产生怀疑，从而导致对剩下的飞行过程做出不正确的决定。

其次，其他参数的累积不确定性导致所估算的迎角值的不确定性。现在，在某些飞行阶段，正常飞行和失速之间的角度偏差很小。同样，错误警报可能导致没有可靠的备份就错误地删除探测器的测量值。

因此，在例如仅包括两组迎角测量值的结构中，当仅有一组测量值有错误时，不管该错误的原因是什么，即使是软件原因，也可能发生这种情况。

发明内容

本发明提出了一种迎角探测器的自测试功能，其不使用其他相似探测器的数据就可以在飞行中实现。

为此，本发明涉及一种迎角探测器的自测试方法，所述迎角探测器能够在测量区域内测量气流的迎角，且包括旋转元件，所述旋转元件在气流的影响下围绕基本垂直于气流方向的旋转轴线而可旋转，所述旋转元件限定平衡位置，在所述平衡位置，所述旋转元件围绕旋转轴线的旋转由所述气流稳定。

所述方法包括以下步骤：

-根据已知的激励特性控制所述旋转元件围绕其平衡位置的角激励；

-获取相对于所述旋转元件的旋转的角度测量值；

-根据角度测量值和激励特性确定施加到所述旋转元件的寄生扭矩；

-将所述寄生扭矩的至少一个分量与至少一个预定阈值进行比较；

-当所述分量超过所述预定阈值时，指示检测到所述探测器的操作故障。

根据本发明的其他有益方面，本发明的自测试方法包括单独考虑的或根据所有技术上可能的组合考虑的一个或多个特征：

-利用描述所述旋转元件在寄生扭矩存在的情况下的旋转的传递函数确定该寄生扭矩，所述寄生扭矩由诸如异常惯性矩的惯性分量、阻尼分量、诸如异常空气动力扭矩的比例分量、以及质量的摩擦或不平衡分量限定；

-通过在其似然域中减去最大法向扭矩的预定部分，识别对应于各相应分量的寄生扭矩部分，从而确定所述惯性分量、所述阻尼分量以及所述摩擦和不平衡分量；

-获取气流速度模量的至少一个值，所述至少一个值称为一致速度，其来自与所述探测器实质分离的测量装置；

所述测量装置为另一个迎角探测器或优选地包括一个或多个皮托管探测器和/或一个或多个激光雷达的速度测量组；

-利用第一机械化操作或第二机械化操作相对于彼此确定所述比例分量和所述气流的压力速度；

根据所述第一机械化操作，将所述一致速度代入所述传递函数，利用所述寄生扭矩的其他分量确定所述比例分量；

根据所述第二机械化操作，由预定值确定所述比例分量，利用所述寄生扭矩的一组分量确定被称为外推速度的压力速度值；

一方面，将根据所述第一机械化操作的一致速度与根据所述第二机械化操作的外推速度进行比较，

另一方面，将根据所述第一机械化操作的比例分量与根据所述第二机械化操作的比例分量进行比较，

如果所述比较在预定似然域内，则建立适当的操作标准；

-所述激励特性限定所述旋转元件的正弦激励，优选地，其频率为伪随机频率；

-获取与空气动力噪声相关的数据；

-根据所获取的与空气动力噪声相关的数据，调整所述激励特性。

本发明还涉及一种用于检查一组皮托管探测器提供的气流速度的方法，所述一组皮托管探测器包括多个皮托管探测器和多个静压探测器，所述一组皮托管探测器能够提供气流压力速度值，所述气流压力速度值被称为第一速度值，可利用来自皮托管探测器和静压探测器的值进行确定。

所述检查方法利用一组迎角探测器实现，所述一组迎角探测器包括多个迎角探测器，各迎角探测器能够测量气流的迎角，且包括旋转元件和处理模块，所述旋转元件在所述气流的影响下围绕旋转轴线旋转，所述处理模块能够执行如前所述的自测试方法。

当各迎角探测器的处理模块执行所述自测试方法之后未检测到迎角探测器的操作故障时，执行所述检查方法。

所述检查方法包括以下步骤：

-获取由一组迎角探测器的处理模块确定的压力速度值，各所述值被称为第二速度值；

-将所述第二速度值与所述第一速度值进行比较，在这些值中确定用于表示所述气流的压力速度的速度值；

-传送所用的速度值及其精度。

根据本发明的其他有益方面，本发明的检查方法包括单独考虑的或根据所有技术上可能的组合考虑的一个或多个特征：

-在执行比较步骤时：

-如果所有第一速度值和第二速度值彼此一致，则以标称精度使用该组第一速度值和该组第二速度值；

-如果其中一个第一速度值与其他第一速度值、第二速度值不一致，第二速度值彼此之间一致且相对于其他第一速度值一致，则以标称精度使用所述其他第一速度值和所有第二速度值；

-如果第一速度值彼此之间不一致，且这些第一速度值均与彼此之间一致的第二速度值不一致，则以递降精度使用第一速度值，以标称精度使用第二速度值；

-如果所有第一速度值彼此之间一致，但与彼此之间一致的第二速度值不一致，则以标称精度使用该组第一速度值和该组第二速度值，与此同时表明对所提供值的疑问；

在其他情况下不使用速度值。

本发明还涉及一种迎角探测器，能够在测量区域内测量气流的迎角，且包括旋转元件，所述旋转元件在气流的影响下围绕基本垂直于所述气流方向的旋转轴线而可旋转，所述旋转元件限定平衡位置，在所述平衡位置，所述旋转元件围绕所述旋转轴线的旋转由所述气流稳定。

根据本发明的其他有益方面，本发明的迎角探测器包括单独考虑的或根据所有技术上可能的组合考虑的一个或多个特征：

-激励电机，其能够根据激励特性使所述旋转元件围绕其平衡位置而被激励，优选地，所述激励电机是连接有飞轮的电动机；

-稳定装置，将所述旋转元件稳定在其平衡位置，所述稳定装置本质上是机械装置或电装置；

-激励电机具有电稳定装置；

-传感器，其能够生成相对于所述旋转元件的旋转的角度测量值；

-旋转元件为直接暴露于所述气流的叶片；

-所述旋转元件被包括在暴露于所述气流且相对于所述旋转轴线对称的锥体中。

附图说明

在阅读以下描述时，本发明的这些特征和优点将变得更加清楚，该描述仅作为限制性示例提供，参考附图进行，其中：

图1是根据本发明的迎角探测器的示意图；

图2是根据本发明的图1的迎角探测器执行的自测试方法的流程图；

图3是一组皮托管探测器和一组包括多个类似于图1中的迎角探测器的迎角探测器的示意图；

图4是根据本发明的用于检查图3中的一组皮托管探测器的检查方法的流程图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的迎角探测器10。

探测器10例如集成在飞机机身12的前部，允许局部测量飞机的迎角。

换言之，探测器10允许在测量区域内测量迎角，所述测量区域邻近探测器10在飞机机身12上的集成点。

参考图1，探测器10包括固定部分和可移动部分16，固定部分具有不可移动地集成在飞机的机身12中的支撑件15，可移动部分16相对于旋转轴线Z可旋转地安装在支撑件15中。

轴线Z例如基本上垂直于机身12的外表面，且因此垂直于飞机飞行期间的入射气流。该气流在图1中用附图标记F表示。

可移动部分16包括旋转元件21、激励电机22、稳定装置23和传感器24。

旋转元件21能够在气流F的影响下使可移动部分16围绕旋转轴线Z旋转。

旋转元件21还限定了平衡位置，在该平衡位置，旋转元件21围绕旋转轴线Z的旋转由气流F稳定。

在图1的示例中，旋转元件21直接暴露于气流F，因此呈现桨叶的形式。从而在该图的示例中，探测器10是叶片式探测器。

根据另一示例实施例(未示出)，探测器10是在两个区域之间压差均衡的探测器。在这种情况下，探测器还包括暴露于气流F，且在每个区域设置槽孔的对称锥体。该锥体包括根据区域内的压力差而可旋转的内分隔件。以这种方式，该旋转分隔件具有本发明含义内的旋转元件21。

激励电机22允许根据控制信号引起旋转元件21的旋转。

在本发明的优选实施例中，激励电机22是连接有飞轮的电动机，因此，其是惯性电机。

根据另一示例实施例，电机22是扭矩电机，其包括可移动部分16中的转子和固定部分15中的定子。

然而，使用惯性电机可以避免故障模式，例如针对扭矩电机的阻塞或制动。

稳定装置23可使旋转元件21围绕其平衡位置稳定。

这些稳定装置本质上可以是机械装置或电装置。

在本发明的优选实施例中，稳定装置23本质上是电装置，由激励电机22形成。因此，根据该示例实施例，惯性电机22不仅可以引起旋转元件21的旋转，而且可以使其围绕其平衡位置稳定。

在一种变型中，稳定装置23本质上也是电装置，但形成的是与激励电机22分离的装置。

传感器24允许生成包括可移动部分16围绕旋转轴线Z的旋转角度的测量信号。

传感器24本质上可以是机械传感器，例如惯性陀螺仪，或者可以是电传感器或光学传感器。

根据本发明，探测器10还包括连接有电机22和传感器24的处理模块30。

处理模块30允许生成用于电机22的控制信号并接收由传感器24生成的测量信号。

一般而言，处理模块30允许执行探测器10的自测试方法100，下文将对此进行更详细的说明。

为此，处理模块30至少部分地采取软件和/或现场可编程门阵列(FPGA)类型的可编程逻辑电路的形式。

在第一种情况下，利用处理器和存储器(例如现有的车载计算机)来实现软件。因此，该软件通过自身已知的传输装置连接到电机22和传感器24。

在第二种情况下，软件电路可布置在探测器的固定部分15附近，或可远离固定部分15布置。

现将参考图2说明探测器10的自测试方法100，图2示出了其步骤的流程图。

例如，方法100在飞机飞行期间周期性地或连续地执行。根据另一个示例实施例，该方法在飞行员和航空电子系统明确请求时执行。

在执行方法100的步骤110时，处理模块30根据已知的激励特性在不同时刻t₁，...，t_n生成旋转元件21围绕其平衡位置的角激励命令。

例如，激励特性具有相应时刻发送至电机22的电流值。因此，这些特性例如采用激励矢量Te的形式，激励矢量Te具有以下形式：

有利地，激励特性Te限定旋转元件的正弦激励，优选地，为伪随机的。

在执行步骤120时，处理模块30获取在时刻t₁，...，t_n相对于旋转元件21的旋转的并由传感器24测量的角度测量值。

然后，处理模块30确定这些角度测量值的一阶、二阶时间导数，以获得如下测量值矩阵M：

然后，在执行步骤130时，处理模块30根据在步骤110和120中获得的值确定施加到旋转元件21的寄生扭矩。

该寄生扭矩例如包括采用以下形式的四个分量：

其中：

Tq3是称为惯性分量并且例如对应于异常惯性矩的三阶分量；

Tq2是称为阻尼分量的二阶分量；

Tq1是称为比例分量并且例如对应于升力异常的一阶分量；以及

Tq0是称为机械摩擦和不平衡分量的零阶分量。

这些分量的物理含义来自旋转元件21的旋转模型，其采用以下形式：

其中：

J，b是在探测器的使用期间内变化相对较小的系数；

K是与气流F速度的平方成比例的系数；以及

noise(t)是一种空气动力噪声。

根据上述概念，最后一个关系也可以以矩阵形式书写，如下所示：

c＝(M^TM)^-1M^TTe，

其中：

为确定分量Tq3和Tq2，假设系数J和b是已知的，或者可以通过校准进行确定，并且在探测器10的操作过程不会发生显著变化。

因此，利用在前述步骤中获得的值，可以直接确定分量Tq3和Tq2。

通过最小化空气动力噪声，确定分量Tq0。

为此，在执行步骤140时，处理模块30获取与空气动力噪声相关的，例如来自外部传感器(诸如飞机的惯性单元)的数据。

然后，在执行步骤145时，处理模块30调整激励特性Te，以降低噪声，从而再次执行步骤110和120。

为确定分量Tq1，处理模块30实施第一机械化操作或第二机械化操作。

根据第一机械化操作，利用至少一个一致速度值确定分量Tq1。

在这种情况下，处理模块30执行步骤150，在执行步骤150时，处理模块30获取气流F速度模量的至少一个值，所述至少一个值称为一致速度，其来自与所述探测器实质分离的测量装置。

优选地，所述测量装置为另一个迎角探测器或一组皮托管探测器，优选地，所述一组皮托管探测器包括多个其测量值彼此一致的皮托管探测器和多个静压探测器。因此，在这种情况下，一致速度被确定为由该组皮托管探测器确定的压力速度。

如果存在多个源，则一致速度优选地由其平均值、方差、源的数量和预期精度进行描述。

然后，利用一致速度，处理模块30确定系数K，并根据该系数确定分量Tq1。

根据第二机械化操作，处理模块30设定值Tq1，并根据该值Tq1确定被称为外推速度的气流F速度模量的值。

有利地，可多次重复第一机械化操作和第二机械化操作。

在这种情况下，在步骤150结束时，处理模块30将根据第一机械化操作的一致速度与根据第二机械化操作的外推速度进行比较，并且将根据第一机械化操作获得的分量Tq1的值与用于第二机械化操作的分量Tq1的值进行比较。

如果这些比较在预定似然域内，则处理模块30建立适当的操作标准，从而使用这些值和一致速度。否则，处理模块30重复第一机械化操作和第二机械化操作。

在执行步骤160时，处理模块30将寄生转矩Tq的至少一个分量与至少一个预定阈值进行比较。

优选地，在执行该步骤时，处理模块30将寄生转矩Tq的每个分量与至少一个预定阈值进行比较。

然后，在执行步骤170时，当步骤160的执行过程中寄生转矩Tq的至少一个分量超过对应的阈值，处理模块30诊断探测器的故障。

当诊断出故障时，处理模块30例如向飞行员或任何其他航空电子系统发出警报。

有利地，根据本发明，通过识别已经超过对应阈值的寄生转矩Tq的分量，可以确定故障性质。

特别地，当其涉及分量Tq0时，故障可能是由于相应探测器质量的摩擦或不平衡造成的。

当其涉及分量Tq1时，故障可能对应于桨叶的气动升力异常：桨叶破裂或变形，或者桨叶被冰覆盖。

冰和破裂的情况也可由惯性分量Tq3检测到。

对于给定的探测器，由于通常两个探测器不能以相同的方式变形，因此可以利用来自其他探测器的数据轻松地诊断变形情况。

最后，分量Tq2超过相应阈值意味着桨叶的阻尼异常。

可以看出，根据本发明的自测试方法允许在飞机飞行期间实施探测器10的自测试功能，而不使用来自其他迎角探测器的数据。

这允许在不使用多数票决的情况下进行诊断，提供所需的安全水平，同时保持具有两个探测器的结构。由于其允许的故障定位，极大地加强了多数票决的定位，因此装置也加强了具有两个以上探测器的结构的完整性和可用性。

该装置允许检查来自飞机使用的其他探测器的信息，特别是来自允许测量气流F的压力速度的皮托管探测器的信息。

事实上，通常，飞机包括由多个迎角探测器组成的测量组和由皮托管探测器组成的测量组。

图3示出了一组包括多个迎角探测器A₁，…，A_N的迎角探测器VI和一组包括多个皮托管探测器P₁，…，P_M的皮托管探测器VP，各皮托管探测器能够测量被称为总压力的压力。该组皮托管探测器VP还包括多个能够测量被称为静压的压力的静压探测器(未示出)。

因此，该组皮托管探测器允许利用总压力值和静压值来测量气流F的压力速度。

因为其允许执行如前所述的自测试方法，各迎角探测器A₁，...，A_n类似于先前描述的迎角探测器10。

图3还示出了检查模块190，其至少部分地采用软件和/或FPGA类型的可编程逻辑电路的形式。

检查模块190允许检查两组探测器VI、VP提供的数据的完整性，为此，执行现将参考图4说明的检查方法200，图4示出了检查方法200步骤的流程图。

当各迎角探测器的处理模块30在执行自测试方法之后未检测到迎角探测器A₁，...，A_n的操作故障时，执行该检查方法。

此外，最初认为，风速测量装置的组件，即与静压探测器相关的皮托管探测器P₁，...，P_M和与激光雷达相关或不相关的压力测量装置，指示气流F的“压力速度”类型的速度值，其在下文中被称为第一速度值。

在本文中，术语“气流速度”或“空气速度”是指仅根据皮托管探测器和静压探测器提供的值计算得出的“压力速度”。

就其本身而言，压力速度也可以称为常规速度或“常规空气速度”或“CAS”。特别地，该压力速度不能与指示空气分子的平均速度的真实速度或“真实空气速度”或“TAS”混淆。

在执行初始步骤210时，检查模块190获取由皮托管探测器P₁，…，P_M和/或由激光雷达指示的所有第一速度值。

在执行同一步骤时，检查模块190还获取在步骤130过程中由该组迎角探测器A₁，…，A_N的处理模块30确定的气流F的速度值。

各速度值在下文中被称为第二速度值。

在随后执行步骤220时，检查模块190将第二速度值与第一速度值进行比较，在进行比较之后，使用速度值指示气流F的速度。

在该比较中，可能存在多种情况。

特别地，当所有第一速度值和第二速度值彼此一致时，检查模块190将该组第一速度值和该组第二速度值保持在标称精度。

当其中一个第一速度值与其他第一速度值、第二速度值不一致，第二速度值彼此之间一致且相对于其他第一速度值一致时，检查模块190将所述其他第一速度值和所有第二速度值保持在标称精度。

当第一速度值彼此之间不一致，且这些第一速度值均与彼此之间一致的第二速度值不一致时，检查模块190保持以递降精度使用第一速度值，以标称精度使用第二速度值。

当所有第一速度值彼此之间一致，但与彼此之间一致的第二速度值不一致时，检查模块190将该组第一速度值和该组第二速度值保持在标称精度，与此同时表明对所提供值的疑问。

在所有其他情况下，检查模块190不使用速度值。

在随后执行步骤230时，检查模块190将保持的速度值(可选地及其精度)传送给飞行员或任何其他航空电子系统。

因此可以看出，本发明的检查方法200允许检查所有皮托管探测器，因为在通常装配到飞机上的风速测量系统的所有组件中，皮托管探测器是在给定其环境的情况下最难在飞行中建立完整性的组件，这就体现出了本发明的独特优势。

Claims

1.一种迎角探测器(10)的自测试方法(100)，所述迎角探测器(10)能够在测量区域内测量气流(F)的迎角，且包括旋转元件(21)，所述旋转元件(21)在气流的影响下围绕基本垂直于气流(F)方向的旋转轴线(Z)而可旋转，所述旋转元件(21)限定平衡位置，在所述平衡位置，所述旋转元件(21)围绕旋转轴线(Z)的旋转由所述气流(F)稳定；

所述方法(100)包括以下步骤：

-(110)根据已知的激励特性(Te)控制所述旋转元件(21)围绕其平衡位置的角激励；

-(120)获取相对于所述旋转元件(21)的旋转的角度测量值；

-(130)根据角度测量值和激励特性(Te)确定施加到所述旋转元件的寄生扭矩；

-(160)将所述寄生扭矩的至少一个分量与至少一个预定阈值进行比较；

-(170)当所述分量超过所述预定阈值时，指示检测到所述探测器(10)的操作故障。

2.根据权利要求1所述的自测试方法(100)，其特征在于，利用描述所述旋转元件(21)在寄生扭矩存在的情况下的旋转的传递函数确定该寄生扭矩，所述寄生扭矩由诸如异常惯性矩的惯性分量(Tq3)、阻尼分量(Tq2)、诸如异常空气动力扭矩的比例分量(Tq1)、以及质量的摩擦或不平衡分量(Tq0)限定。

3.根据权利要求2所述的自测试方法，其特征在于，通过在其似然域中减去最大法向扭矩的预定部分，识别对应于各相应分量的寄生扭矩部分，从而确定所述惯性分量(Tq3)、所述阻尼分量(Tq2)以及所述摩擦和不平衡分量(Tq0)。

4.根据前述权利要求中任一项所述的自测试方法(100)，其特征在于，还包括步骤(150)：获取气流速度模量的至少一个值，所述至少一个值称为一致速度，其来自与所述探测器实质分离的测量装置；

优选地，所述测量装置为另一个迎角探测器或优选地包括一个或多个皮托管探测器和/或一个或多个激光雷达的速度测量组。

5.根据权利要求4结合权利要求2所述的自测试方法，其特征在于，利用第一机械化操作或第二机械化操作相对于彼此确定所述比例分量(Tq1)和所述气流的压力速度；

根据所述第一机械化操作，将所述一致速度代入所述传递函数，利用所述寄生扭矩的其他分量确定所述比例分量(Tq1)；

根据所述第二机械化操作，由预定值确定所述比例分量(Tq1)，利用所述寄生扭矩的一组分量确定被称为外推速度的压力速度值；

另一方面，将根据所述第一机械化操作的比例分量(Tq1)与根据所述第二机械化操作的比例分量(Tq1)进行比较，

如果所述比较在预定似然域内，则建立适当的操作标准。

6.根据前述权利要求中任一项所述的自测试方法(100)，其特征在于，所述激励特性(Te)限定所述旋转元件的正弦激励，优选地，其频率为伪随机频率。

7.根据前述权利要求中任一项所述的自测试方法(100)，其特征在于，还包括以下步骤：

-(140)获取与空气动力噪声相关的数据；

-(150)根据所获取的与空气动力噪声相关的数据，调整所述激励特性。

8.一种用于检查一组皮托管探测器(VP)提供的气流(F)的压力速度的检查方法(200)，所述一组皮托管探测器包括多个皮托管探测器(P₁，…，P_M)和多个静压探测器，所述一组皮托管探测器(VP)能够提供气流压力速度值，所述气流压力速度值被称为第一速度值，可利用来自皮托管探测器(P₁，…，P_M)和静压探测器的值进行确定；

所述检查方法(200)利用一组迎角探测器(VI)实现，所述一组迎角探测器(VI)包括多个迎角探测器(A₁，…，A_N)，各迎角探测器(A₁，…，A_N)能够测量所述气流(F)的迎角，且包括旋转元件(21)和处理模块(30)，所述旋转元件(21)在所述气流(F)的影响下围绕旋转轴线(Z)旋转，所述处理模块(30)能够执行根据权利要求1-7中任一项结合权利要求5所述的自测试方法；

当各迎角探测器(A₁，…，A_N)的处理模块(30)执行所述自测试方法(100)之后未检测到迎角探测器(A₁，…，A_N)的操作故障时，执行所述检查方法(200)；

所述检查方法(200)包括以下步骤：

-(210)获取由一组迎角探测器(A₁，…，A_N)的处理模块(30)确定的压力速度值，各所述值被称为第二速度值；

-(220)将所述第二速度值与所述第一速度值进行比较，在这些值中确定用于表示所述气流的压力速度的速度值；

-(230)传送所用的速度值及其精度。

9.根据权利要求8所述的检查方法(200)，其特征在于，在执行比较步骤(220)时：

在其他情况下不使用速度值。

10.一种迎角探测器(10)，能够在测量区域内测量气流(F)的迎角，且包括旋转元件(21)，所述旋转元件(21)在气流(F)的影响下围绕基本垂直于所述气流(F)方向的旋转轴线(Z)而可旋转，所述旋转元件(21)限定平衡位置，在所述平衡位置，所述旋转元件(21)围绕所述旋转轴线(Z)的旋转由所述气流(F)稳定；

所述迎角探测器(10)的特征在于，还包括能够实现根据权利要求1-7中任一项所述的自测试方法(100)的处理模块(30)。

11.根据权利要求10所述的探测器(10)，其特征在于，还包括激励电机(22)，所述激励电机(22)能够根据激励特性(Te)使所述旋转元件(21)围绕其平衡位置而被激励，优选地，所述激励电机(22)是连接有飞轮的电动机。

12.根据权利要求10或11所述的探测器(10)，其特征在于，还包括用于将所述旋转元件(21)稳定在其平衡位置的稳定装置(23)，所述稳定装置(23)本质上是机械装置或电装置。

13.根据权利要求11和12所述的探测器(10)，其特征在于，所述激励电机(22)具有电稳定装置(23)。

14.根据权利要求10-13中任一项所述的探测器(10)，其特征在于，还包括传感器(24)，所述传感器(24)能够生成相对于所述旋转元件(21)的旋转的角度测量值。

15.根据权利要求10-14中任一项所述的探测器(10)，其特征在于，所述旋转元件(21)为直接暴露于所述气流(F)的叶片。

16.根据权利要求10-14中任一项所述的探测器(10)，其特征在于，所述旋转元件(21)被包括在暴露于所述气流(F)且相对于所述旋转轴线(Z)对称的锥体中。