CN118011862A - 用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的系统、方法、装置和介质。在本申请的系统中，大气数据系统控制模块基于从飞机飞行仿真子系统模块接收到的大气参数数据而控制大气数据系统激励设备生成激励信号，该激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者；并且大气数据系统激励设备动态控制多通道气压温度生成模块将激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中当全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且当全压通道的控制误差小于全压误差阈值时，采用动态比例‑积分‑微分(PID)的控制算法。还公开了众多其他方面。

Description

用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的系统和方法

技术领域

本发明涉及民用飞机大气数据机载系统领域，并且更具体地涉及用于使用大气数据激励设备和实时仿真技术来实现对民机大气数据系统动态激励的地面测试系统、方法、装置和介质。

背景技术

现有的飞机型号设计验证体系中，真实飞机大气数据系统装机后的验证主要依靠大量的飞行试验。这种方式为飞机飞行试验带来了巨大的试飞成本、影响试飞周期，同时在试飞过程中也存在验证边界和影响试飞安全等问题，并且现阶段地面测试试验不具备真机环境下的动态测试，无法实现远程控制。

随着航空技术的发展，国内外已开始广泛采用模块化仪器技术进行大气数据系统的激励、仿真与测试。现阶段的大气数据测试系统在检测与维护工程中的应用需求日益广泛。然而，现有技术中，仅做静态检测至某一高度和速度，测试方法单一，没有进行动态测试，且不考虑测试延迟，未能有效覆盖飞机进场着陆、起飞等飞行剖面场景下的功能检查，难以真实模拟飞机飞行时大气数据系统的外界环境，使飞机大气数据系统地面联试状态与实际工作状态不完全一致。

因此，亟待提出一种能够在地面状态下较真实地开展“空中”大气数据系统飞行验证试验，将飞行仿真模拟解算后的空中大气数据参数，实时地通过大气数据系统激励设备动态激励飞机，保证多套大气数据系统实时同步可随意控制任意一套或多套大气数据系统参数，从而形成操作回路，实时模拟飞机进场着陆、起飞等飞行剖面场景下的大气数据系统功能验证。

发明内容

以下给出一个或多个方面的简要概述以提供对这些方面的基本理解。此概述不是所有构想到的方面的详尽综览，并且既非旨在标识出所有方面的关键性或决定性要素亦非试图界定任何或所有方面的范围。其唯一的目的是要以简化形式给出一个或多个方面的一些概念以作为稍后给出的更加详细的描述之序。

为了解决上述问题，本方面提出了一种用于大气数据系统的实时动态激励的系统、方法、装置和介质。

本申请的一方面提供了一种用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的系统，包括：大气数据系统激励设备，飞机飞行仿真子系统，数据处理模块和多通道气压温度生成模块，其中所述飞机飞行仿真子系统向所述数据处理模块传送大气参数数据；所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号，其中所述激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者；并且所述大气数据系统激励设备动态控制所述多通道气压温度生成模块将所述激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，并且所述大气数据系统激励设备进一步通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中当所述全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且当所述全压通道的控制误差小于所述全压误差阈值时，采用动态比例-积分-微分(PID)的控制算法。

优选地，所述系统进一步包括大气数据系统接口模型，其中所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号包括：所述数据处理模块向所述大气数据系统接口模型传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统接口模型向所述大气数据系统激励设备传送所述经解算的大气参数数据；所述大气数据系统激励设备基于所述经解算的大气参数数据来生成相应的所述激励信号；并且所述大气数据系统接口模型至少部分地基于从所述大气数据系统激励设备接收到的反馈信号来提取关于实时打压和温度激励的真实的大气信号；所述飞机飞行仿真子系统进一步从所述大气数据系统接口模型接收所述大气信号，以实现对所述民用飞机大气数据系统的相关试验功能的测试验证。

优选地，所述激励信号是在所述大气数据系统接口模型或所述飞机飞行仿真子系统处设定的。

优选地，所述大气数据系统激励设备包括控制器，并且所述系统用于：将所述控制器的电磁阀的死区参数与所述电磁阀的压力开启点的对应关系进行划分；以及在压力控制过程期间根据当前压力对所述电磁阀的开启阈值进行动态补偿。

优选地，所述大气数据系统激励设备进一步包括自适应机构模型，其用于检测所述电磁阀处的压力测量值；将所述电磁阀处的所述压力测量值与实际压力目标值进行比较；响应于所述比较而改变所述控制器的控制参数，以使所述压力控制过程中所述压力测量值和所述实际压力输出目标值输出相等。

优选地，所述大气数据系统激励设备进一步包括在所述电磁阀处的压力输出端处的压力缓冲器。

优选地，所述大气数据系统激励设备进一步包括前馈补偿控制模型，所述前馈补偿控制模型在系统扰动出现时至少部分地基于系统的扰动量大小来直接产生校正作用以补偿所述扰动量对所述系统的被控量的影响。

本申请的另一方面公开了一种用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的方法，包括：从飞机飞行仿真子系统向数据处理模块传送大气参数数据；所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制大气数据系统激励设备生成激励信号，其中所述激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者；以及所述大气数据系统激励设备动态控制多通道气压温度生成模块将所述激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，并且所述大气数据系统激励设备进一步通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中当所述全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且当所述全压通道的控制误差小于所述全压误差阈值时，采用动态比例-积分-微分(PID)的控制算法。

优选地，所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号包括：从所述数据处理模块向大气数据系统接口模型传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统接口模型向所述大气数据系统激励设备传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统激励设备基于所述经解算的大气参数数据来生成相应的所述激励信号；所述大气数据系统接口模型至少部分地基于从所述大气数据系统激励设备接收到的反馈信号来提取关于实时打压和温度激励的真实的大气信号；以及所述飞机飞行仿真子系统进一步从所述大气数据系统接口模型接收所述大气信号，以实现对所述民用飞机大气数据系统的相关试验功能的测试验证。

优选地，所述激励信号是在所述大气数据系统接口模型或所述飞机飞行仿真子系统处设定的。

本申请的又一方面提供了一种用于大气数据系统的实时动态激励的装置，包括处理器和存储器，所述存储器存储有程序指令；所述处理器运行程序指令实现前述各方面中任一项的方法。

本申请的又一方面提供了一种存储指令的非瞬态计算机可读存储介质，所述指令当被计算机执行时，使所述计算机执行如前述各方面中任一项的用于大气数据系统的实时动态激励的方法。

提供本发明内容是为了以简化的形式来介绍一些概念，这些概念将在下面的具体实施方式中进一步描述。本发明内容不旨在标识所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于限制所要求保护的主题的范围。各实施例的其他方面、特征和/或优点将部分地在下面的描述中阐述，并且将部分地从描述中显而易见，或者可以通过本公开的实践来学习。

附图说明

为了能详细地理解本发明的上述特征所用的方式，可以参照各实施例来对以上简要概述的内容进行更具体的描述，其中一些方面在附图中示出。然而应该注意，附图仅示出了本发明的某些典型方面，故不应被认为限定其范围，因为该描述可以允许有其它等同有效的方面。在附图中，类似附图标记始终作类似的标识。要注意，所描述的附图只是示意性的并且是非限制性的。在附图中，一些部件的尺寸可放大并且出于解说性的目的不按比例绘制。

图1解说了根据本发明的一实施例的民机大气数据系统的实时动态激励的仿真系统的示例。

图2解说了根据本发明的一实施例的大气数据系统激励设备采集控制模块图的示例。

图3解说了根据本发明的一实施例的模型参考自适应控制技术模型的示例。

图4解说了根据本发明的一实施例的用于民机大气数据系统的实时动态激励的方法的过程流的示例。

图5解说了根据本发明的一实施例的支持用于民机大气数据系统的实时动态激励的装置的框图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。在以下详细描述中，阐述了许多具体细节以提供对所描述的示例性实施例的透彻理解。然而，对于本领域技术人员显而易见的是，可以在没有这些具体细节中的一些或全部的情况下实践所描述的实施例。在其他示例性实施例中，没有详细描述公知的结构或处理步骤，以避免不必要地模糊本公开的概念。

在本说明书中，除非另有说明，否则通过本说明书使用的术语“A或B”指的是“A和B”和“A或B”，而不是指A和B是排他性的。

现有的飞机型号设计验证体系中，真实飞机大气数据系统装机后的验证主要依靠大量的飞行试验。这种方式为飞机飞行试验带来了巨大的试飞成本、影响试飞周期，同时在试飞过程中也存在验证边界和影响试飞安全等问题，并且现阶段地面测试试验不具备真机环境下的动态测试，无法实现远程控制。

随着航空技术的发展，国内外已开始广泛采用模块化仪器技术进行大气数据系统的激励、仿真与测试。现阶段的大气数据测试系统在检测与维护工程中的应用需求日益广泛。基于大气打压的大气数据激励综合测试设备研制技术的日益发展，但现阶段国内外现有技术均是简单对大气数据系统的静压和动压做装机前或维护维修后精度测量。相较于传统的大气数据系统激励技术，采用了模块化的方式，具有小型化、易维护、可扩展等特点，在空间、性能上更具先进性，能够实现对多个大气通道的实时控制，提高试验验证的能力。

现有技术中，当前在测试和验证飞机大气数据系统功能时，仅做静态检测至某一高度和速度，测试方法单一，没有进行动态测试，且不考虑测试延迟，未能有效覆盖飞机进场着陆、起飞等飞行剖面场景下的功能检查，难以真实模拟飞机飞行时大气数据系统的外界环境，使飞机大气数据系统地面联试状态与实际工作状态不完全一致。

当前急需一种能够在地面状态下较真实地开展“空中”大气数据系统飞行验证试验，重点需要解决的问题是将飞行仿真模拟解算后的空中大气数据参数，实时地通过大气数据系统激励设备动态激励飞机，且保证多套大气数据系统实时同步可随意控制任意一套或多套大气数据系统参数，从而形成操作回路，实时模拟飞机进场着陆、起飞等飞行剖面场景下的大气数据系统功能验证。

本发明提出一种用于民机大气数据系统实时动态激励的仿真系统及方法，运用实时飞行仿真系统的动态飞行数据，通过大气数据系统实时动态激励的仿真系统，远程程控大气静压、动压和总温数据激励设备，开发相关接口模型，实现静压、动压、总温信号的物理激励，在地面试验条件下给真实飞机大气数据系统实时动态数据，通过上述硬件设备真实的物理激励的方式，注入至飞机的大气数据系统，制造一个动态、较为全面的从起飞、爬升、巡航、进近至降落的外部环境，模拟大气数据系统在飞行试验所需的各项功能。

以下结合图1到图3进行详细解说。图1解说了根据本发明的一实施例的民机大气数据系统的实时动态激励的仿真系统的示例。

在本申请的实施例中，如图所示，民机大气数据系统实时动态激励的仿真系统可以包含以下模块：飞机飞行仿真子系统模块110、数据处理模块115、大气数据系统接口模型模块130、大气数据系统激励设备模块105、以及多通道气压温度生成模块120等等。进一步地，试验管理子系统模块125通过通信模块(例如，可以是无线/有线以太网通信模块)来控制大气数据系统激励设备模块105和飞机飞行仿真子系统模块110，分别进行大气数据系统激励设备105的控制和飞机飞行仿真子系统模块110中的飞机仿真模型的运行；飞机飞行仿真子系统模块110通过通信模块(例如，可以是无线/有线以太网通信模块)将大气数据系统数据传递给数据处理模块115，数据处理模块115进行解算，并且将经解算的大气数据参数数据传递给大气数据系统激励设备105，并且数据处理模块115可以将经解算的大气数据参数数据进行精度修正和延迟优化，通过有线或无线的形式控制大气数据系统激励设备模块105，以使得大气数据系统激励设备模块105按照飞机飞行仿真子系统模块110提供的数据进行压力和温度的高精度、低延迟的物理激励。

在本申请的实施例中，大气数据系统接口模型130可以连接在数据处理模块115与大气数据系统激励设备105之间。

在本申请的实施例中，多通道气压温度生成模块120可以是嵌入在一起的一个模块，也可以是单独的模块，例如，可以包括多通道气压生成模块和总温控制盒模块两者，如图1中所示。附加地或替换地，多通道气压温度生成模块120可以包括气管夹具和温度生成模块，其中气压由大气数据系统激励设备模块105通过气管夹具输出并传递给多通道气压生成模块，而温度由多通道气压温度生成模块120的总温控制盒控制输出，从而多通道气压温度生成模块120可以向真机大气数据系统气压动态输出各种激励信号(包括但不限于例如，静压Ps、动压Pd、全压Pt和总温T等等)，以与真实飞机的导航系统设备进行交互。在本申请的实施例中，针对总温传感器，实现全包裹式温度环境模拟模块，该模块使用吸盘安装在机载总温传感器上，从飞行仿真系统获得总温参数，实现对飞机总温的实时控制。

在本申请的实施例中，运行在实时仿真机设备内的大气数据系统接口模型可以通过同样运行在实时仿真机设备内的飞机飞行仿真子系统模块110进行控制与各通道大气数据系统数据协同运行，并将真实飞机所需的大气数据激励信号(例如，关于大气数据激励信号的参数数据)同步输出给大气数据系统激励设备105，形成综合性的实时、同步的激励系统。该方法提升了不同通道大气数据和总温的协同工作能力，并为试验飞机在地面状态模拟真实的大气运行环境，使得在地面状态开展试验与真实的飞行试验状态一致。

在本申请的实施例中，可以在飞机飞行仿真子系统110上设定需要激励的信号，飞行仿真子系统模块110中进而生成的关于大气数据系统信号(例如，静压Ps、动压Pd、全压Pt和总温T等等)的参数数据，通过大气数据系统接口仿真模型，经由通信接口(例如，经由有线或无线TCP/UDP/IP协议)实时动态地发送到大气数据系统激励设备，以激励真实飞机大气数据机载设备正常工作，进而向驾驶舱和飞控、飞管等其他需要大气数据的系统输出相关信号，模拟实现飞机飞行状态。

在本申请的实施例中，还可以在大气数据系统接口模型上设定需要激励的信号，按照事先规定的TCP/UDP/IP协议对设定的信号进行打包，然后发送给大气数据系统激励设备105，大气数据系统激励设备105通过气路软管和专用的夹具，实时地将飞行仿真子系统和/或数据处理模块所解算并传递给大气数据系统激励设备105的大气数据信号通过物理激励的方式，经过专用的飞机机载大气探头夹具和总温发生装置注入到真实飞机导航设备的大气和总温探头传感器中，进而传输到驾驶舱显示。

在本申请的实施例中，大气数据系统接口模型130和飞机飞行仿真子系统模型110两者都运行在实时仿真目标机中，大气数据系统接口模型模块130通过有线或者无线与大气数据激励设备模块进行数据交互。

在本申请的实施例中，大气数据系统接口模型模块130同时回读大气数据激励设备所反馈的数据信号(例如，真机数据反馈，如图1中所描述的)，然后基于所反馈的数据信号生成实时打压和温度激励的大气信号并发送到飞机飞行子系统模型110中，参与整个飞机在回路综合动态系统交联试验，实现对相关试验功能的测试验证。附加地或替换地，可以通过TCP/UDP/IP协议对数据包进行打包，然后在数据处理模块115中对接收到的数据进行解包。

图2解说了根据本发明的一实施例的大气数据系统激励设备采集控制模块图的示例。

在本申请的实施例中，大气数据激励设备可以采用全量程动态、静态控制稳定性技术。例如，大气数据如指示空速、高度、马赫数等参数都是通过静压和动压计算而来的，且这些参数与静压、动压呈非线性关系，因此要保证指示空速、高度、马赫数在全量程各种状态下的控制稳定性，需要静压和动压在全量程内都保持精确控制稳定性。为了解决全量程动、静态控制稳定性问题，采用了如下详细描述的方法。

在本申请的实施例中，大气数据系统激励设备中的控制器模块是由电磁阀组成，电磁阀是电磁控制的工业设备，是用来控制流体的自动化基础元件，属于执行器但并不限于液压和气动。如图2中所示，大气数据系统激励设备可以有一个或多个控制阀，被称为控制阀组。电磁阀是由电磁线圈和磁芯组成，是包含一个或几个孔的阀体，当线圈通电或断电时，磁芯的运转将导致流体通过阀体或被切断，通过打开和关闭时间达到改变流体流量的目的。在电磁阀领域，阀门死区是一种通用现象，指的是当输入信号改变时，不能使的被测过程变化量(Pv)产生变化的控制器输出(CO)值的范围或宽度。电磁阀的阀门死区可理解为阀门的不灵敏区，指的是阀门输入信号变化，而输出量没有任何可察觉变化的有限区间，会在压力闭环控制对象中引入非线性环节，它不仅会影响压力控制的动态响应也会影响压力控制的稳定性。为了解决阀门死区对控制的影响，提高压力控制的动态响应和稳定性，可以使用控制器动态补偿技术。通过该控制器动态补偿技术将控制器的死区参数与压力开启点的对应关系进行了细分，压力控制过程中采用了控制器动态补偿技术，根据当前压力实时值动态的对电磁阀的开启阈值进行补偿，很好的滤除了死区对控制的影响，提高了压力控制的动态响应和稳定性。

优选地，电磁阀通过调节占空比的大小，来决定提供给电磁阀的平均电压大小，从而调节阀的开度(即电磁阀的流量，每分钟允许通过气体量)，如电磁阀的最大输入电压为12V(对应占空比100％),在满足电磁阀输入电流的情况下，电压输入越大，开度越大。但在输入电压小于3V(对应占空比25％)时，电磁阀处于关闭状态，可将此区间段的电压理解为死区电压。

在本申请的实施例中，考虑到死区电压带来的影响，会将电磁阀进行校准，将电磁阀加压和抽空开启所需的死区占空比(加压死区占空比Limit_Pre_Min和真空死区占空比Limit_Vac_Min)进行摸底，保存到控制单元内部闪存中，当设备进行压力控制工作时，可以调节电磁阀的线性区段，即比例-积分-微分(PID)控制输出(PIDout)占空比的大小。加压控制时真实输出为Vout＝Limit_Pre_Min+PIDout，抽空控制时真实输出为Vout＝Limit_Vac_Min+PIDout。在不同压力下，电磁阀开启的死区电压不同，因此，对死区电压按当前压力大小进行区分，进行分段采样保存。在实时控制时，根据当前压力实时值动态的对电磁阀的开启阀值进行补偿，很好的滤除了死区对控制的影响，提高了压力控制的动态响应和稳定性。

在本申请的实施例中，可以采用压力缓冲器技术，其可以根据压力和体积的关系式克拉伯龙方程：其中P是气体的压强，单位为帕；V是气体的体积；m/M为摩尔数；R是气体普适恒量，R＝8.31J/mol；T是气体的温度，单位为开尔文。气体温度不变，在气体变化量一定的情况下体积越大，压强变化越小。根据这个理论，为避免压力输出端压力突变对控制的影响，在压力输出端的放置了压力缓冲器。并且，在实际设备研发过程中，经过大量的试验，最后在压力气管前均安装有适量容积的压力缓冲器，如图2中所示。

在本申请的实施例中，采用快速的通道跟随控制技术。由于有些参数与全压和静压两个通道均有关，如指示空速值，在测试时需要保持固定指示空速的条件下，给定不同高度，这时高度变化会影响指示空速输出值，因此需要全压通道跟踪静压通道的变化，来维持稳定的指示空速值。由于全压通道跟踪的静压通道压力是预先未知且随时间变化的变化量，本申请中的控制系统使被控量全压通道跟随输入量静压通道的变化而变化，这种控制系统成为随动系统。在本申请的实施例中，针对这种需要全压通道跟踪静压通道的变化的随动系统，采用了动态PID控制加等减速控制的控制策略。当全压控制误差大于设定全压误差阈值时，采用等减速的控制策略，即当全压控制导致有误差变大的趋势时，将全压控制放缓或停止，阀值调节以小区间调节为主，可以使用误差和变化趋势来判断当前控制状态，确保控制过程中动压值换算的指示空速维持在200kts(海里/小时)节左右。因为此时如果采用PID控制算法，必定造成大超调和振荡现象。因此在动态响应指标不高的情况下，通过等减速控制算法可使系统平稳地向稳态进行过度，从而改善全压控制误差过大时的动态特性，减少系统的超调量，缩短系统调节时间。当全压控制误差小于设定全压误差阈值时，为加快全压通道控制响应，采用动态PID的控制算法，例如，输入高度控制点1000英尺向12000英尺爬升，指示空速由0kts向200kts控制，此时静压通道与全压通道同时控制，若全程使用动态PID控制，可能出现控制途中指示空速超调的现象，因此，需对控制过程进行调节，采用动态PID快速调节输出阀值，保证跟随的快速性，此时阀值调节以大区间调节为主。保证指示空速快速提高到200kts，控制过程中，可以全程监控控制状态，保证随动系统的稳定性，减小控制误差。在本申请的实施例中，通过动态PID的控制算法来提高系统在小误差范围内的稳态特性，即减小系统的稳态误差，提高系统的控制精度。

在本申请的实施例中，进一步采用快速响应技术。大气数据系统激励设备的控制介质由于是气体，在控制上从打压到输出会存在一定的迟滞性。对于一般的迟滞系统，设定值的变动会产生较大的滞后才能反映在被控量上。为了解决压力控制输出的迟滞实现软件发出控制指令到打压完成时间小于50ms，大气数据系统激励设备在PID控制器的基础上加入了前馈补偿的控制模型。在反馈控制系统中，反馈是按偏差控制的。即在干扰的作用下被控量先偏离给定值，然后调节器才按偏差产生控制作用去抵消干扰影响。如果干扰一直存在，则系统总是跟在干扰作用后面波动，从而不可避免的存在稳态位置跟踪误差，影响系统的最终运动轨迹，引起控制误差。前馈控制是按扰动量进行补偿的开环控制(例如，扰动量可以指所有静压和动压实时反馈的真实值，根据此当前打压值，进行补偿控制闭环控制)，即当系统扰动出现时，按照扰动量的大小直接产生校正作用，以补偿扰动作用对被控量(例如，可以是全压、静压、动压和总温，全部的设备所控的物理量)影响，可用来提高系统的跟踪性能。

在本申请的实施例中，进一步采用了模型参考自适应控制技术，在自适应控制的基础上引入自适应机构模型，当压力测量值与实际压力目标值的输出有差异时，经比较器检测后，通过自适应机构作出决策，改变控制器的控制参数，以消除误差，使过程中压力的输出和压力输出目标值输出一致，提高了压力控制输出的稳定性。如图3中所解说的根据本发明的一实施例的参考自适应控制技术模型的示例。

如图3中所示，r表示信号输入(表示当前控制目标值与实际值的偏差)，y_m表示依据参考模型计算的理想输出值，y表示经过该控制系统后输出的实际输出值。e表示理想输出值y_m与实际输出值的偏差，自适应机构代指整个可调系统。当设备收到打压指令，例：当前压力值为500hPa，此时接受到控制目标值502hPa，此时按照理想输出参考模型，完成一轮控制后，实际输出值ym应为502hPa。前馈控制器为提前控制量，在动态打压的过程中，依据接收到的数据变化曲线，对数据进行提前量预判，消除控制周期带来的时延。经过前馈控制器后，设备提前打压，作用于控制阀效果为提前将阀门开度按数据变化做出预判增大或减小。被控对象这里指气路上的控制阀。反馈控制器为依据当前实际输出值来作用于阀门控制的一种控制方式，相当于以实际输出作为判断该系统输出是否达到预期效果的负反馈控制，当此时控制实际输出大于502hPa时，减小控制阀开度；当实际输出小于502hPa时，增大控制阀开度。自适应机构代指整个可调系统，对实际输出与当前输出的偏差e，作用于整个系统中的前馈控制器、被控对象、反馈控制器，来保证实际输出与设定目标值的跟随性。应理解，上述压力值仅是作为示例而非限定性来提供的。

图4解说了根据本发明的一实施例的用于民机大气数据系统的实时动态激励的方法的过程流的示例。

如图4中所示，方法400包括：在步骤410，从飞机飞行仿真子系统向数据处理模块传送大气参数数据。例如，用于民机大气数据系统实时动态激励的系统包括大气数据系统激励设备，飞机飞行仿真子系统，数据处理模块和多通道气压温度生成模块。优选地，所述大气数据参数数据与激励信号相关联，并且激励信号是在所述大气数据系统接口模型或所述飞机飞行仿真子系统处设定的，并且包括多个通道的大气压力数据和总温度数据。优选地，飞机飞行仿真子系统进一步从用于民机大气数据系统实时动态激励的系统的大气数据系统接口模型接收关于实时打压和温度激励的真实大气信号，以实现对所述民用飞机大气数据系统的相关试验功能的测试验证，如参考图1-3所描述的。

进一步，方法400包括：在步骤420，所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制大气数据系统激励设备生成激励信号，其中所述激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者。例如，用于民机大气数据系统实时动态激励的系统进一步包括大气数据系统接口模型，其中所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号包括：所述数据处理模块向所述大气数据系统接口模型传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统接口模型向所述大气数据系统激励设备传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统激励设备基于所述经解算的大气参数数据来生成相应的所述激励信号；并且所述大气数据系统接口模型至少部分地基于从所述大气数据系统激励设备接收到的反馈信号来提取关于实时打压和温度激励的真实大气信号，如参考图1-3所描述的。

如图4中所示，方法400包括：在步骤430，所述大气数据系统激励设备动态控制所述多通道气压温度生成模块将所述激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，并且所述大气数据系统激励设备进一步通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中当所述全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且当所述全压通道的控制误差小于所述全压误差阈值时，采用动态比例-积分-微分(PID)的控制算法。优选地，所述大气数据系统激励设备包括控制器，并且所述系统将所述控制器的电磁阀的死区参数与所述电磁阀的压力开启点的对应关系进行划分；以及在压力控制过程期间根据当前压力对所述电磁阀的开启阈值进行动态补偿。优选地，大气数据系统激励设备进一步包括自适应机构模型，其用于检测所述电磁阀处的压力测量值；将所述电磁阀处的所述压力测量值与实际压力目标值进行比较；响应于所述比较而改变所述控制器的控制参数，以使所述压力控制过程中所述压力测量值和所述实际压力输出目标值输出相等，如参考图1-3所描述的。优选地，大气数据系统激励设备进一步包括在所述电磁阀处的压力输出端处的压力缓冲器。优选地，所述大气数据系统激励设备进一步包括前馈补偿控制模型，所述前馈补偿控制模型在系统扰动出现时至少部分地基于系统的扰动量大小来直接产生校正作用以补偿所述扰动量对所述系统的被控量的影响，如参考图1-3所描述的。优选地，针对总温传感器，实现全包裹式温度环境模拟模块，该模块使用吸盘安装在机载总温传感器上，从飞行仿真系统获得总温参数，实现对飞机总温的实时控制。

图5解说了根据本发明的一实施例的支持用于民机大气数据系统实时动态激励的装置的框图。

替换实施例可以通过组合、分离或以其他方式变化在图5中解说的框中描述的功能性来变化功能。图5的装置500解说了根据一实施例的可如何实现以上所描述的民机大气数据系统的功能性。由此，用于执行图5中所解说的一个或多个框的功能性的装置可以包括民机大气数据系统的硬件和/或软件组件，如先前在图1至图3中所提及的，该系统可包括在以上所描述的飞机系统的一个或多个组件。

在框510，该功能性包括向数据处理模块传送大气参数数据。例如，用于民机大气数据系统实时动态激励的系统包括大气数据系统激励设备，飞机飞行仿真子系统，数据处理模块和多通道气压温度生成模块。优选地，所述大气数据参数数据与激励信号相关联，并且激励信号是在所述大气数据系统接口模型或所述飞机飞行仿真子系统处设定的，并且包括多个通道的大气压力数据和总温度数据。优选地，飞机飞行仿真子系统进一步从用于民机大气数据系统实时动态激励的系统的大气数据系统接口模型接收关于实时打压和温度激励的真实大气信号，以实现对所述民用飞机大气数据系统的相关试验功能的测试验证，如参考图1-3所描述的。用于执行框510的功能性的飞机飞行仿真子系统模块包括系统的一个或多个软件和/或硬件组件，诸如总线、(诸)处理单元、存储器和/或在设备的其他软件和/或硬件组件。

在框520，该功能性包括基于所述大气参数数据控制大气数据系统激励设备生成激励信号，其中所述激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者。例如，用于民机大气数据系统实时动态激励的系统进一步包括大气数据系统接口模型，其中所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号包括：所述数据处理模块向所述大气数据系统接口模型传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统接口模型向所述大气数据系统激励设备传送经解算的大气参数数据；所述大气数据系统激励设备基于所述经解算的大气参数数据来生成相应的所述激励信号；并且所述大气数据系统接口模型至少部分地基于从所述大气数据系统激励设备接收到的反馈信号来提取关于实时打压和温度激励的真实大气信号，如参考图1-3所描述的。用于执行框520的功能性的数据处理模块包括系统的一个或多个软件和/或硬件组件，诸如总线、(诸)处理单元、存储器和/或在设备的其他软件和/或硬件组件。

在框530，该功能性包括动态控制所述多通道气压温度生成模块将所述激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，并且所述大气数据系统激励设备进一步通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中当所述全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且当所述全压通道的控制误差小于所述全压误差阈值时，采用动态比例-积分-微分(PID)的控制算法。优选地，所述大气数据系统激励设备包括控制器，并且所述系统将所述控制器的电磁阀的死区参数与所述电磁阀的压力开启点的对应关系进行划分；以及在压力控制过程期间根据当前压力对所述电磁阀的开启阈值进行动态补偿。优选地，大气数据系统激励设备进一步包括自适应机构模型，其用于检测所述电磁阀处的压力测量值；将所述电磁阀处的所述压力测量值与实际压力目标值进行比较；响应于所述比较而改变所述控制器的控制参数，以使所述压力控制过程中所述压力测量值和所述实际压力输出目标值输出相等，如参考图1-3所描述的。优选地，大气数据系统激励设备进一步包括在所述电磁阀处的压力输出端处的压力缓冲器。优选地，所述大气数据系统激励设备进一步包括前馈补偿控制模型，所述前馈补偿控制模型在系统扰动出现时至少部分地基于系统的扰动量大小来直接产生校正作用以补偿所述扰动量对所述系统的被控量的影响，如参考图1-3所描述的。优选地，针对总温传感器，实现全包裹式温度环境模拟模块，该模块使用吸盘安装在机载总温传感器上，从飞行仿真系统获得总温参数，实现对飞机总温的实时控制。用于执行框530的功能性的大气数据系统激励设备模块包括系统的一个或多个软件和/或硬件组件，诸如总线、(诸)处理单元、存储器和/或在设备的其他软件和/或硬件组件。

而且，本申请的实施例还公开了一种包括存储于其上的计算机可执行指令的计算机可读存储介质，计算机可执行指令在被处理器执行时使得处理器执行本文的各实施例的方法。

此外，本申请的实施例还公开了一种装置，该装置包括处理器以及存储有计算机可执行指令的存储器，计算机可执行指令在被处理器执行时使得处理器执行本文的各实施例的方法。

此外，本申请的实施例还公开了一种用于大气数据系统的实时动态激励的设备，该设备包括用于执行本文的各实施例的方法的装置。

本发明提出了大气数据系统实时动态激励的仿真系统及方法，可以完善优化现有的飞机型号设计验证体系，将原来的大气数据系统验证主要依靠大量的飞行试验，改为运用地面试验的方式进行“模拟飞行试验”，后续可以通过与审查方沟通挑选部分试验科目开展真实的飞行试验。这种方式有利于降低取证试验成本、缩短进度周期，同时还能够充分验证边界条件、降低试飞安全风险，对于航空制造业的型号快速迭代和航空市场需求响应速度亦具有帮助，大大缩短新研大气数据系统和新研型号飞机装机试飞时间，且有效提高了大气数据系统的自动化程度和检测精度。

以上描述了根据本发明的实现智能终端设备自动配网的系统、方法和装置，相对现有技术而言，本发明的方法至少具有以下优点：

(1)能够实现多个通道大气数据和总温度进行协同激励；

(2)激励的大气数据系统信号能够随着飞机飞行场景实时改变；

(3)系统使用控制器动态补偿技术和引用自适应机构模型，有效数据控制的动态响应和稳定性；

(4)定制化开发具备50ms延迟的大气数据实时激励设备；

(5)设备具有便携式电源，便于携带、易维护特点，在精度、控制稳定性上更具先进性。

在整个说明书中已经参照“实施例”，意味着特定描述的特征、结构或特性包括在至少一个实施例中。因此，这些短语的使用可以不仅仅指代一个实施例。此外，所描述的特征、结构或特性可以在一个或多个实施例中以任何合适的方式组合。

以上描述的方法和装置的各个步骤和模块可以用硬件、软件、或其组合来实现。如果在硬件中实现，结合本公开描述的各种说明性步骤、模块、以及电路可用通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)、或其他可编程逻辑组件、硬件组件、或其任何组合来实现或执行。通用处理器可以是处理器、微处理器、控制器、微控制器、或状态机等。如果在软件中实现，则结合本公开描述的各种说明性步骤、模块可以作为一条或多条指令或代码存储在计算机可读介质上或进行传送。实现本公开的各种操作的软件模块可驻留在存储介质中，如RAM、闪存、ROM、EPROM、EEPROM、寄存器、硬盘、可移动盘、CD-ROM、云存储等。存储介质可耦合到处理器以使得该处理器能从/向该存储介质读写信息，并执行相应的程序模块以实现本公开的各个步骤。而且，基于软件的实施例可以通过适当的通信手段被上载、下载或远程地访问。这种适当的通信手段包括例如互联网、万维网、内联网、软件应用、电缆(包括光纤电缆)、磁通信、电磁通信(包括RF微波和红外通信)、电子通信或者其他这样的通信手段。

在各实施例中给出的数值仅作为示例，而不作为对本发明范围的限制。此外，作为一个整体技术方案，还存在其他没有被本发明权利要求或说明书所列举的元器件或者步骤。而且，一个元器件的单个名称不排除该元器件的其他名称。

还应注意，这些实施例可能是作为被描绘为流程图、流图、结构图、或框图的过程来描述的。尽管流程图可能会把诸操作描述为顺序过程，但是这些操作中有许多操作能够并行或并发地执行。另外，这些操作的次序可被重新安排。

所公开的方法、装置和系统不应以任何方式被限制。相反，本公开涵盖各种所公开的实施例(单独和彼此的各种组合和子组合)的所有新颖和非显而易见的特征和方面。所公开的方法、装置和系统不限于任何具体方面或特征或它们的组合，所公开的任何实施例也不要求存在任一个或多个具体优点或者解决特定或所有技术问题。

本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

相关领域的技术人员可以认识到，可以在没有一个或多个具体细节的情况下或者利用其他方法、资源、材料等来实践这些实施例。在其他情况下，众所周知的结构、资源，或者仅仅为了观察实施例的模糊方面而未详细示出或描述操作。

虽然已经说明和描述了实施例和应用，但是应该理解，实施例不限于上述精确配置和资源。在不脱离所要求保护的实施例的范围的情况下，可以在本文公开的方法和系统的布置，操作和细节中进行对本领域技术人员显而易见的各种修改、替换和改进。

如本文中所使用的术语“和”、“或”以及“和/或”可包括还预期至少部分地取决于使用此类术语的上下文的各种含义。通常，“或”如果被用于关联一列表，诸如A、B或C，则旨在表示A、B和C(这里使用的是包含性的含义)以及A、B或C(这里使用的是排他性的含义)。另外，本文所使用的术语“一个或多个”可用于描述单数形式的任何特征、结构或特性，或者可用于描述多个特征、结构或特征或其某种其他组合。但是，应注意，这仅是说明性示例，并且所要求保护的主题内容不限于此示例。

虽然已经解说并描述了目前被认为是示例特征的内容，但是本领域技术人员将理解，在不脱离所要求保护的主题的情况下，可以进行各种其他修改，并且可以替换等同物。附加地，可以作出许多修改以使特定场景适应于要求保护的主题内容的教导，而不脱离本文所描述的中心概念。

Claims (15)

1.一种用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的系统，包括：

大气数据系统激励设备，飞机飞行仿真子系统，数据处理模块和多通道气压温度生成模块，其中

所述飞机飞行仿真子系统用于向所述数据处理模块传送大气参数数据；

所述数据处理模块用于基于所述大气参数数据而控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号，其中所述激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者；并且

所述大气数据系统激励设备用于动态控制所述多通道气压温度生成模块将所述激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，并且所述大气数据系统激励设备进一步通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中

当所述全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且

当所述全压通道的控制误差小于所述全压误差阈值时，采用动态比例-积分-微分(PID)的控制算法。

2.如权利要求1所述的系统，进一步包括大气数据系统接口模型，其中所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号包括：

所述数据处理模块向所述大气数据系统接口模型传送经解算的大气参数数据；

所述大气数据系统接口模型向所述大气数据系统激励设备传送所述经解算的大气参数数据；以及

所述大气数据系统激励设备基于所述经解算的大气参数数据来生成所述激励信号；并且

其中所述大气数据系统接口模型至少部分地基于从所述大气数据系统激励设备接收到的反馈信号来提取关于实时打压和温度激励的真实的大气信号；

并且所述飞机飞行仿真子系统进一步从所述大气数据系统接口模型接收所述大气信号，以实现对所述民用飞机大气数据系统的相关试验功能的测试验证。

3.如权利要求2所述的系统，其特征在于，所述激励信号是在所述大气数据系统接口模型或所述飞机飞行仿真子系统处设定的。

4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述大气数据系统激励设备包括控制器，并且所述大气数据系统激励设备：

将所述控制器的电磁阀的死区参数与所述电磁阀的压力开启点的对应关系进行划分；以及

在压力控制过程期间根据当前压力对所述电磁阀的开启阈值进行动态补偿。

5.如权利要求4所述的系统，其特征在于，所述大气数据系统激励设备进一步包括自适应机构模型，其用于

检测所述电磁阀处的压力测量值；

将所述电磁阀处的所述压力测量值与实际压力目标值进行比较；

响应于所述比较而改变所述控制器的控制参数，以使所述压力控制过程中所述压力测量值和所述实际压力输出目标值输出相等。

6.如权利要求5所述的系统，其特征在于，所述大气数据系统激励设备进一步包括在所述电磁阀处的压力输出端处的压力缓冲器。

7.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述大气数据系统激励设备进一步包括前馈补偿控制模型，其用于：

在系统扰动出现时至少部分地基于系统的扰动量大小来直接产生校正作用以补偿所述扰动量对所述系统的被控量的影响。

8.一种用于民用飞机大气数据系统的实时动态激励的方法，包括：

从飞机飞行仿真子系统向数据处理模块传送大气参数数据；

所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制大气数据系统激励设备生成激励信号，其中所述激励信号包括多个通道的大气压力数据和总温度数据两者；以及

所述大气数据系统激励设备动态控制多通道气压温度生成模块将所述激励信号注入到真实飞机的大气数据传感器中，并且所述大气数据系统激励设备进一步通过使得全压通道跟踪静压通道的变化来维持稳定的指示空速值，其中

当所述全压通道的控制误差大于全压误差阈值时，采用等减速的控制算法，并且

当所述全压通道的控制误差小于所述全压误差阈值时，采用动态比例-积分-微分(PID)的控制算法。

9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述数据处理模块基于所述大气参数数据控制所述大气数据系统激励设备生成激励信号包括：

从所述数据处理模块向大气数据系统接口模型传送经解算的大气参数数据；

所述大气数据系统接口模型向所述大气数据系统激励设备传送所述经解算的大气参数数据；

所述大气数据系统激励设备基于所述经解算的大气参数数据来生成相应的所述激励信号；

所述大气数据系统接口模型至少部分地基于从所述大气数据系统激励设备接收到的反馈信号来提取关于实时打压和温度激励的真实的大气信号；以及

所述飞机飞行仿真子系统进一步从所述大气数据系统接口模型接收所述大气信号，以实现对所述民用飞机大气数据系统的相关试验功能的测试验证。

10.如权利要求8所述的方法，所述激励信号是在所述大气数据系统接口模型或所述飞机飞行仿真子系统处设定的。

11.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述大气数据系统激励设备包括控制器，并且所述大气数据系统激励设备：

将所述控制器的电磁阀的死区参数与所述电磁阀的压力开启点的对应关系进行划分；以及

在压力控制过程期间根据当前压力对所述电磁阀的开启阈值进行动态补偿。

12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述大气数据系统激励设备进一步包括自适应机构模型，其用于

检测所述电磁阀处的压力测量值；

将所述电磁阀处的所述压力测量值与实际压力目标值进行比较；

响应于所述比较而改变所述控制器的控制参数，以使所述压力控制过程中所述压力测量值和所述实际压力输出目标值输出相等。

13.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述大气数据系统激励设备进一步包括前馈补偿控制模型，其用于：

在系统扰动出现时至少部分地基于系统的扰动量大小来直接产生校正作用以补偿所述扰动量对所述系统的被控量的影响。

14.一种用于大气数据系统的实时动态激励的装置，包括处理器和存储器，所述存储器存储有程序指令；所述处理器运行程序指令实现如权利要求8至权利要求13中任一项的方法。

15.一种存储指令的非瞬态计算机可读存储介质，所述指令当被计算机执行时，使所述计算机执行如权利要求8至权利要求13中任一项的用于大气数据系统的实时动态激励的方法。