RU2012132826A - Способ и система для определения полетных параметров летательного аппарата - Google Patents

Способ и система для определения полетных параметров летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2012132826A
RU2012132826A RU2012132826/11A RU2012132826A RU2012132826A RU 2012132826 A RU2012132826 A RU 2012132826A RU 2012132826/11 A RU2012132826/11 A RU 2012132826/11A RU 2012132826 A RU2012132826 A RU 2012132826A RU 2012132826 A RU2012132826 A RU 2012132826A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
parameters
flight
kalman filter
aircraft
values
Prior art date
Application number
RU2012132826/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Пьер ЭЗАРЗЕР
Седрик СЕРЕН
Жорж АРДЬЕ
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (Сас)
Онэра (Оффис Насьональ Д Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Операсьон (Сас), Онэра (Оффис Насьональ Д Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль) filed Critical Эрбюс Операсьон (Сас)
Publication of RU2012132826A publication Critical patent/RU2012132826A/ru

Links

Classifications

    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05BCONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

1. Способ улучшения определения в режиме реального времени полетных параметров летательного аппарата во время полета,характеризующийся тем, что выполняют этапы, на которых:- выбирают, по меньшей мере, два подлежащих оценке полетных параметра упомянутого летательного аппарата;- идентифицируют уравнения механики полета, которые ассоциированы, соответственно, с выбранными полетными параметрами и для которых существует взаимозависимость между упомянутыми выбранными полетными параметрами;- на основе упомянутых идентифицированных уравнений механики полета, ассоциированных с упомянутыми выбранными параметрами, конфигурируют (10) расширенный фильтр Калмана, который принимает значения входных параметров, содержащих, по меньшей мере, упомянутые выбранные полетные параметры; и- во время полета упомянутого летательного аппарата воплощают (10) расширенный фильтр Калмана таким образом, чтобы он передавал, в качестве выхода, объединенные оценки упомянутых выбранных полетных параметров.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что:- упомянутый фильтр Калмана определен следующими матрицами:▪ ковариационной матрицей R, относящейся к шумам измерений и ассоциированной с диагональной матрицей шумов V измерений; и▪ ковариационной матрицей Q, относящейся к шумам эволюции и ассоциированной с диагональной матрицей шумов W эволюции, и- выполняют следующие дополнительные этапы, на которых:▪ проверяют, что значения упомянутых входных параметров являются допустимыми; и▪ в случае детектирования дефекта значения входного параметра текущее значение, по меньшей мере, одного из элементов, по меньшей мере, одной из ковариационных матриц R

Claims (12)

1. Способ улучшения определения в режиме реального времени полетных параметров летательного аппарата во время полета,
характеризующийся тем, что выполняют этапы, на которых:
- выбирают, по меньшей мере, два подлежащих оценке полетных параметра упомянутого летательного аппарата;
- идентифицируют уравнения механики полета, которые ассоциированы, соответственно, с выбранными полетными параметрами и для которых существует взаимозависимость между упомянутыми выбранными полетными параметрами;
- на основе упомянутых идентифицированных уравнений механики полета, ассоциированных с упомянутыми выбранными параметрами, конфигурируют (10) расширенный фильтр Калмана, который принимает значения входных параметров, содержащих, по меньшей мере, упомянутые выбранные полетные параметры; и
- во время полета упомянутого летательного аппарата воплощают (10) расширенный фильтр Калмана таким образом, чтобы он передавал, в качестве выхода, объединенные оценки упомянутых выбранных полетных параметров.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что:
- упомянутый фильтр Калмана определен следующими матрицами:
▪ ковариационной матрицей R, относящейся к шумам измерений и ассоциированной с диагональной матрицей шумов V измерений; и
▪ ковариационной матрицей Q, относящейся к шумам эволюции и ассоциированной с диагональной матрицей шумов W эволюции, и
- выполняют следующие дополнительные этапы, на которых:
▪ проверяют, что значения упомянутых входных параметров являются допустимыми; и
▪ в случае детектирования дефекта значения входного параметра текущее значение, по меньшей мере, одного из элементов, по меньшей мере, одной из ковариационных матриц R и Q адаптируют в режиме реального времени.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что:
- на предварительном этапе определяют множество предварительных установок ковариационных матриц R и Q, относящихся, соответственно, к шумам измерений и эволюции, причем каждая из упомянутых предварительных установок, определенных таким образом, ассоциирована с дефектным значением одного из упомянутых входных параметров; и
- чтобы адаптировать текущее значение упомянутых ковариационных матриц Q и R, относящихся к шумам измерений и шумам эволюции, в случае детектирования дефекта значения входного параметра, заданную предварительную установку, соответствующую детектированному дефектному значению, назначают для ковариационных матриц R и Q, относящихся к шумам измерений и шумам эволюции.
4. Способ по п.2, отличающийся тем, что
в случае детектирования дефекта значения одного из упомянутых входных параметров, измеренных одним или более датчиками, установленными на борту упомянутого летательного аппарата, дефектное измеренное значение заменяют оцененным соответствующим значением, передаваемым в качестве выхода упомянутого расширенного фильтра (10) Калмана.
5. Способ по п 3, отличающийся тем, что
в случае детектирования дефекта значения одного из упомянутых входных параметров, измеренных одним или более датчиками, установленными на борту упомянутого летательного аппарата, дефектное измеренное значение заменяют оцененным соответствующим значением, передаваемым в качестве выхода упомянутого расширенного фильтра (10) Калмана.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что выполняются этапы, на которых:
- учитывают, по меньшей мере, один из упомянутых выбранных полетных параметров, оценку которых передает упомянутый расширенный фильтр (10) Калмана;
- среди значений входных параметров упомянутого фильтра (10) Калмана выбирают те, которые соответствуют упомянутому рассматриваемому полетному параметру, который поступает от датчиков, установленных на борту упомянутого летательного аппарата;
- детектируют несоответствие, связанное, по меньшей мере, с одним из упомянутых выбранных значений; и
- определяют текущее значение упомянутого выбранного полетного параметра на основе оставшегося выбранного значения или значений и оценки упомянутого выбранного полетного параметра, исключая при этом детектированное несоответствующее значение или значения.
7. Способ по п.1, отличающийся тем, что
вектор состояния, ассоциированный с упомянутым расширенным фильтром (10) Калмана, определяют с помощью следующих двенадцати состояний:
- угол α атаки;
- скорость ν в наземной системе координат;
- скорость V относительно земли;
- угловая скорость q тангажа;
- положение θ в пространстве;
- высота h;
- суммарная движущая тяга TB
- смещение bnx, проецируемое в направлении, соответствующем продольному ускорению nx;
- смещение bny, проецируемое в направлении, соответствующем поперечному ускорению ny;
- скорость Wx ветра вдоль оси X в наземной системе координат (x, y, z);
- скорость Wy ветра вдоль оси Y в наземной системе координат (x, y, z); и
- скорость Wz ветра вдоль оси Z в наземной системе координат (x, y, z).
8. Способ по п.1,
отличающийся тем, что упомянутые входные параметры расширенного фильтра (10) Калмана содержат инерционные параметры (q, p, r, φ, θ, h, Vz, V, nx, ny, Nz), анемометрические параметры (α, β, αα, βα, Vα), параметры, специфичные для упомянутого летательного аппарата (М, Iyy) и промежуточные параметры, возникающие в результате моделирования на борту (FZa, Ma, TBS, MTB).
9. Система для определения, в режиме реального времени, параметров полета летательного аппарата во время полета, которая содержит расширенный фильтр (10) Калмана для приема значений входных параметров,
характеризующаяся тем, что
- упомянутый расширенный фильтр (10) Калмана выполнен на основе уравнений механики полета, устанавливающих взаимозависимость, по меньшей мере, между двумя предварительно выбранными подлежащими оценке полетными параметрами упомянутого летательного аппарата, которые принадлежат упомянутым входным параметрам; и
- упомянутый расширенный фильтр (10) Калмана сформирован так, чтобы подавать, во время полета упомянутого летательного аппарата, объединенные оценки упомянутых выбранных полетных параметров.
10. Система по п.9, отличающаяся тем, что:
- упомянутый фильтр Калмана определен следующими матрицами:
▪ ковариационной матрицей R, относящейся к шумам измерений и ассоциированной с диагональной матрицей шумов V измерений; и
▪ ковариационной матрицей Q, относящейся к шумам эволюции и ассоциированной с диагональной матрицей шумов W эволюции,
- и упомянутая система содержит (3):
- средство (14) для проверки, являются ли допустимыми значения упомянутых входных параметров расширенного фильтра (10) Калмана; и
- средство (15) для адаптации в режиме реального времени текущего значения, по меньшей мере, одной из ковариационных матриц R и Q, в случае детектирования с помощью упомянутого средства (14) проверки дефектов значения входного параметра.
11. Система по п.10,
дополнительно содержащая средство (15) для замены дефектного значения или значений на их значение, оцененное с помощью расширенного фильтра (10) Калмана, когда они доступны.
12. Летательный аппарат,
содержащий, по меньшей мере, одну систему (3) такую, как определено в соответствии с п.9.
RU2012132826/11A 2011-08-01 2012-07-31 Способ и система для определения полетных параметров летательного аппарата RU2012132826A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1102405A FR2978858B1 (fr) 2011-08-01 2011-08-01 Procede et systeme pour la determination de parametres de vol d'un aeronef
FR1102405 2011-08-01

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2012132826A true RU2012132826A (ru) 2014-02-10

Family

ID=46516635

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012132826/11A RU2012132826A (ru) 2011-08-01 2012-07-31 Способ и система для определения полетных параметров летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8682507B2 (ru)
EP (1) EP2555070B1 (ru)
JP (1) JP5982213B2 (ru)
CN (1) CN102981505B (ru)
BR (1) BR102012019124A2 (ru)
CA (1) CA2784186C (ru)
FR (1) FR2978858B1 (ru)
RU (1) RU2012132826A (ru)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3007162B1 (fr) * 2013-06-17 2016-12-02 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de detection d'une anomalie sur un aeronef.
FR3013834B1 (fr) * 2013-11-28 2015-12-25 Airbus Operations Sas Methode de fusion de donnees de capteurs utilisant un critere de coherence
US10338090B2 (en) * 2014-09-04 2019-07-02 Sikorsky Aircraft Corporation Airspeed estimation system
CN105523171B (zh) * 2014-09-28 2017-10-31 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大飞机混合式横向操纵系统
US9593962B2 (en) 2014-10-08 2017-03-14 Honeywell International Inc. Systems and methods for attitude fault detection based on integrated GNSS/inertial hybrid filter residuals
US9435661B2 (en) 2014-10-08 2016-09-06 Honeywell International Inc. Systems and methods for attitude fault detection based on air data and aircraft control settings
FR3044634B1 (fr) * 2015-12-08 2017-12-22 Airbus Helicopters Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef
CN105425589B (zh) * 2015-12-22 2016-09-14 中国人民解放军国防科学技术大学 提高航天器惯性参数辨识精度的输入信号设计方法
US9910445B2 (en) * 2016-05-18 2018-03-06 The Boeing Company Adaptive filtering system for aerodynamic angles of an aircraft
CN109689503B (zh) * 2016-07-11 2022-07-26 雅玛西有限公司 用于经由位于飞机上的通信设备获得和呈现湍流数据的方法和系统
US10365296B2 (en) * 2016-09-29 2019-07-30 Innovative Solutions & Support, Inc. Systems and methods for compensating for the absence of a sensor measurement in a heading reference system
CN106871892B (zh) * 2017-02-17 2020-08-11 张梦 一种航空器组合导航方法和装置
US10101749B1 (en) * 2017-03-21 2018-10-16 Bell Helicopter Textron Inc. Combined airspeed and inertial data for rotorcraft longitudinal control
US10605822B2 (en) * 2017-06-12 2020-03-31 The Boeing Company System for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model
FR3080197A1 (fr) * 2018-04-13 2019-10-18 Airbus Operations Procede et systeme de fusion de mesures de parametres de vol d'un aeronef.
CN109254591B (zh) * 2018-09-17 2021-02-12 北京理工大学 基于Anytime修复式稀疏A*与卡尔曼滤波的动态航迹规划方法
EP3677505B1 (en) * 2019-01-02 2024-03-20 Textron Innovations Inc. System and method for controlling rotorcraft
CN111208733B (zh) * 2020-01-17 2022-02-22 南京航空航天大学 一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法
JP7450238B2 (ja) 2020-07-06 2024-03-15 国立研究開発法人 海上・港湾・航空技術研究所 エンジンの異常診断方法、エンジンの異常診断プログラム、及びエンジンの異常診断システム
CN114266103B (zh) * 2021-09-16 2023-05-19 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞行器参数和噪声特性在线估计方法及存储介质

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5058836A (en) * 1989-12-27 1991-10-22 General Electric Company Adaptive autopilot
US6456906B1 (en) * 1999-11-18 2002-09-24 Trimble Navigation, Ltd Satellite positioning-based guidance system that utilizes simulated inertial navigation system
FR2832123B1 (fr) * 2001-11-14 2004-10-29 Eurocopter France Systeme de commande de vol, pour commander le tangage d'un aeronef a decollage vertical et a direction de portance orientable
US20050193739A1 (en) * 2004-03-02 2005-09-08 General Electric Company Model-based control systems and methods for gas turbine engines
JP5046104B2 (ja) * 2007-09-11 2012-10-10 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービンエンジンの性能推定方法およびシステム
DE102008002124A1 (de) * 2008-05-30 2009-12-03 Airbus Deutschland Gmbh System und Verfahren zur Ermittlung von Kenngrößen bei einem Luftfahrzeug
DE102009001220B3 (de) * 2009-02-27 2010-09-02 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges
FR2945513B1 (fr) * 2009-05-18 2013-02-08 Airbus France Procede et dispositif d'optimisation des performances d'un aeronef en presence d'une dissymetrie laterale
FR2945514B1 (fr) * 2009-05-18 2012-09-28 Airbus France Procede et dispositif pour detecter automatiquement une dissymetrie laterale d'un aeronef
FR2950437B1 (fr) * 2009-09-23 2011-12-02 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de detection d'une vitesse erronee fournie par un systeme de donnees air et de donnees inertielles
JP5550398B2 (ja) * 2010-03-18 2014-07-16 三菱重工業株式会社 舵面故障・損傷検出装置
CN101839719A (zh) * 2010-05-16 2010-09-22 中北大学 一种基于陀螺、地磁传感器的惯性测量装置

Also Published As

Publication number Publication date
CA2784186C (fr) 2019-04-23
EP2555070A1 (fr) 2013-02-06
JP2013049408A (ja) 2013-03-14
CA2784186A1 (fr) 2013-02-01
JP5982213B2 (ja) 2016-08-31
BR102012019124A2 (pt) 2014-02-18
EP2555070B1 (fr) 2014-11-26
CN102981505A (zh) 2013-03-20
FR2978858B1 (fr) 2013-08-30
FR2978858A1 (fr) 2013-02-08
US20130035809A1 (en) 2013-02-07
US8682507B2 (en) 2014-03-25
CN102981505B (zh) 2016-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012132826A (ru) Способ и система для определения полетных параметров летательного аппарата
RU2017143770A (ru) Автоматическое обнаружение утечки в транспортном средстве
CN107885219A (zh) 用于监控无人机飞行的飞行监控系统和方法
CN105044690B (zh) 驾驶员便利系统和用于确定其内雷达的垂直角异常的方法
CA2961701C (en) Method and system for determining the local quality of surface data extracted from volume data
RU2015141955A (ru) Системы и способы обнаружения отказов при определении прстранственного положения на основе остаточных ошибок из гибридного фильтра на основе интегрированных данных ГНСС/инерциальных данных
RU2010152348A (ru) Оценка критерия нагрузки, действующей на конструктивный компонент летательного аппарата, и помощь в обнаружении так называемой "жесткой" посадки, благодаря такому критерию
RU2017130315A (ru) Способ, система и компьютерная программа для стадии обучения акустического или вибрационного анализа машины
RU2015141956A (ru) Системы и способы обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном
ATE529825T1 (de) Verfahren und vorrichtung zum ermitteln einer kontur und eines mittelpunktes eines objekts
CN105301275B (zh) 估算飞行器的马赫数的方法和装置
JP2020158072A (ja) データ同化による船舶性能推定方法及び船舶性能推定システム
RU2013125462A (ru) Устройство определения скорости
WO2013072851A4 (en) Pulse transponder countermeasure
CN104180800B (zh) 基于ads‑b系统航迹点的修正方法和系统
CN107025343A (zh) 一种面向复合材料结构的冲撞击监控与能评估技术
WO2005119291A8 (de) Prüfverfahren für ein verfahren zur passiven gewinnung von zielparametern
DK3142909T3 (en) Load control during operation of a component
CN104614554A (zh) 船基风速风向传感器基准误差自修正方法
RU2017134508A (ru) Интегрированная система для определения эффектов завихрения, в частности, в самолете во время полета
CN106599419A (zh) 舰船艉流场数值仿真与风洞试验数据综合对比方法
CN105203130A (zh) 一种基于信息融合的船舶组合导航系统故障诊断方法
RU2017134589A (ru) Транспортное средство с указаниями в отношении режимов
US20210116437A1 (en) Method and apparatus for detecting a property of a liquid medium, urea sensor system, computer program product and computer-readable storage medium
WO2012150983A3 (en) Detection of static tip resistance of a pile

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20140825