RU2688564C2 - Системы и способы обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном - Google Patents
Системы и способы обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном Download PDFInfo
- Publication number
- RU2688564C2 RU2688564C2 RU2015141956A RU2015141956A RU2688564C2 RU 2688564 C2 RU2688564 C2 RU 2688564C2 RU 2015141956 A RU2015141956 A RU 2015141956A RU 2015141956 A RU2015141956 A RU 2015141956A RU 2688564 C2 RU2688564 C2 RU 2688564C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- spatial position
- error
- state
- speed
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 33
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 111
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 17
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000005309 stochastic process Methods 0.000 claims description 9
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 8
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 abstract description 19
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 11
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 4
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
- G01C23/005—Flight directors
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G07—CHECKING-DEVICES
- G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
- G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
- G07C5/08—Registering or indicating performance data other than driving, working, idle, or waiting time, with or without registering driving, working, idle or waiting time
- G07C5/0808—Diagnosing performance data
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Navigation (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к прибору контроля датчиков для системы измерения пространственного положения воздушного судна, системе и способу обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения. Прибор контроля датчиков содержит модель воздушного судна для моделирования множества состояний, пропагатор-эстиматор, анализатор остаточных ошибок. Система обнаружения отказов содержит прибор контроля датчиков. Способ обнаружения отказов включает мониторинг сгенерированных данных решения пространственного положения, выполнение пропагатора-эстиматора, сконфигурированного с моделью воздушного судна, генерирование остаточных значений ошибки измерения при помощи пропагатора-эстиматора, сравнение остаточных значений ошибки измерения с заданным статистическим порогом и генерирование сигнала тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог. Обеспечивается повышение точности обнаружения отказов датчиков при определении пространственного положения воздушного судна. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Ссылка на родственные заявки
Согласно настоящей заявке испрашивается приоритет в соответствии с предварительной заявкой на выдачу патента США №62/061,425 под названием «ATTITUDE FAULT DETECTION BASED ON AIR DATA AND AIRCRAFT CONTROL SETTINGS», которая подана 8 октября 2014 года и которая ссылкой полностью включена в настоящий документ.
Уровень техники
Одной из задач, решаемых при проектировании современного коммерческого воздушного судна, является устранение необходимости в наличии трех функционирующих высококлассных (т.е., обеспечивающих получение пригодных для использования в навигации данных) инерциальных измерительных блоков, совмещенных с блоками воздушных сигналов, которые предназначены для получения данных измерения пространственного положения воздушного судна. Существует необходимость в создании воздушного судна, которое содержит только два высококлассных инерциальных измерительных блока, а также третий блок, который может представлять собой низкоклассный инерциальный датчик, такой как микроэлектромеханический (МЭМ) инерциальный датчик. Вместе с этим желательно поддержание способности воздушного судна осуществлять взлет даже в том случае, когда один из двух высококлассных инерциальных измерительных блоков вышел из строя (например, по причине отказа инерциального датчика). Как таковые взлет и дальнейшее функционирование воздушного судна с двумя доступными источниками для получения данных измерения пространственного положения не является проблемой, но может возникнуть ситуация, когда во время полета качество данных, выдаваемых одним из двух оставшихся действующих инерциальных датчиков, ухудшается, при этом такой датчик начинает выдавать данные пространственного положения, которым присущ некоторый уровень систематической ошибки. В этом случае, когда летный экипаж замечает то, что два действующих инерциальных датчика выдают отличающиеся данные крена и/или тангажа, экипаж должен иметь возможность определить, какой из датчиков выдает точные данные измерения пространственного положения, а какой нет.
По вышеуказанным причинам, а также по другим причинам, которые указаны ниже и которые станут очевидными для специалистов в данной области техники при прочтении и понимании настоящего описания, в данной области техники существует необходимость в разработке альтернативных систем и способов обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном.
Краткое описание чертежей
Для лучшего понимания вариантов осуществления настоящего изобретения, а также его применения и дополнительных преимуществ, рассмотрим описание предпочтительных вариантов осуществления, выполненное со ссылками на прилагаемые фигуры, где:
на фиг. 1 представлена схема, иллюстрирующая авиационную электронную систему для предоставления данных измерения пространственного положения воздушного судна согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;
на фиг. 2 представлена схема, иллюстрирующая простую модель воздушного судна, используемую прибором контроля датчиков согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения; и
на фиг. 3 представлена схема, дополнительно иллюстрирующая прибор контроля датчиков согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения; и
на фиг. 4 представлена блок-схема, иллюстрирующая способ согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения.
В соответствии с общепринятой практикой различные описанные элементы изображены без соблюдения масштаба, и изображены таким образом, чтобы выделить элементы (признаки), относящиеся к настоящему изобретению. По всему описанию и на фигурах подобные позиции использованы для обозначения подобных элементов.
Сущность изобретения
Варианты осуществления настоящего изобретения предоставляют способы и системы для обнаружения отказов при определении пространственного положения и будут понятны после прочтения и изучения представленного ниже описания.
Предлагаются системы и способы обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном. Согласно одному варианту осуществления прибор контроля датчиков для системы измерения пространственного положения воздушного судна содержит: модель воздушного судна, сконфигурированную для моделирования множества состояний, при этом множество состояний включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра; пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для использования множества состояний, смоделированных моделью воздушного судна, для обработки данных измерений воздушных сигналов и данных измерений пространственного положения от первого инерциального измерительного блока, входящего в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна; и анализатор остаточных ошибок, сконфигурированный для получения значений остаточной ошибки, сгенерированных пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда значения остаточной ошибки превышают заданный статистический порог.
Подробное описание изобретения
В представленном ниже подробном раскрытии сделаны ссылки на прилагаемые фигуры, которые образуют его часть и на которых изображены конкретные иллюстративные варианты осуществления настоящего изобретения. Эти варианты осуществления описаны достаточно подробно для того, чтобы специалисты в данной области техники могли практически осуществить настоящее изобретение; при этом следует понимать, что могут быть использованы другие варианты осуществления, и что изменения логического характера, изменения механической конструкции и изменения электрической конфигурации могут быть выполнены без отступления от объема настоящего изобретения. Кроме того, следует отметить, что представленное ниже подробное раскрытие не следует рассматривать в качестве ограничения.
В предложенных вариантах осуществления, описанных в настоящем документе, использована простая модель динамики летательного аппарата для определения того, согласуется ли отображаемое пространственное положение (крен или тангаж), предоставляемое инерциальным датчиком, с другими измеренными или поддающимися количественному определению величинами, такими как истинная воздушная скорость (ИВС), скорость изменения барометрической высоты, угол атаки (УА), тяга и настройка рулей. Указанные параметры в сочетании с креном и тангажом образуют редундантную группу динамических параметров, и при попытке применения всех указанных параметров в простой модели в качестве данных измерений (или наблюдений) будет наблюдаться конфликт, если данные измерения крена и/или данные измерения тангажа будут иметь значительные отклонения. Этот конфликт будет выглядеть в качестве систематических погрешностей в остаточных ошибках измерений алгоритма пропагатора-эстиматора, и, так как они достигают уровня, который выходит за пределы неопределенности измеренных параметров относительно модели, устройство, предоставляющее данные тангажа и крена, признают вышедшим из строя. Алгоритм пропагатора-эстиматора может быть реализован с использованием фильтра Кальмана или эквивалента фильтра Кальмана. Пороги могут быть применены к остаточным ошибкам для того, чтобы ошибки определения пространственного положения, значения которых превышают заданные уровни, запускали выдачу предупреждения. Например, согласно одному варианту осуществления компонент, оценивающий остаточные ошибки из инерциального измерительного блока, может определить, имеется ли недопустимое отклонение угла крена (например, более 10 градусов) и/или недопустимое отклонение угла тангажа (например, более 5 градусов) для навигационного устройства. Когда две опорные системы определения пространственного положения выдают различные ответы, предложенные варианты осуществления могут проверить все доступные динамические входные параметры летательного аппарата и указать, какая из двух опорных систем определения пространственного положения выдает ошибку. Методы оценки динамического состояния, используемые в описанных в настоящем документе вариантах осуществления, распространяются не только на моделирование характерных для навигации параметров, таких как пространственное положение и скорость, но также параметров, связанных с моделями динамического состояния воздушного судна, таких как угол атаки, настройки рулей и/или положение рулей и текущий уровень тяги.
На фиг. 1 представлена схема, иллюстрирующая авиационную электронную систему 100, предназначенную для предоставления данных измерения пространственного положения воздушного судна (т.е. данных измерения тангажа и крена воздушного судна) летному экипажу воздушного судна. Указанная система содержит три инерциальных измерительных блока 110, 120 и 130. Согласно конкретному варианту осуществления, изображенному на фиг. 1, система 100 содержит первый высококлассный инерциальный измерительный блок (110) и второй высококлассный инерциальный измерительный блок (120), а также содержит низкоклассный инерциальный измерительный блок (130), который может быть реализован, например, при помощи MEM инерциального датчика. Однако система 100 не должна ограничиваться этой конкретной конфигурацией. Согласно другим вариантам осуществления все инерциальные измерительные блоки могут быть высококлассными блоками, низкоклассными блоками и/или блоками различных классов. Кроме того, согласно альтернативным вариантам осуществления, система 100 может содержать более или менее трех инерциальных измерительных блоков. Три инерциальных блока 110, 120 и 130 выдают данные на один или несколько бортовых индикаторов 140 пространственного положения, благодаря которым летный экипаж может получить данные измерения пространственного положения воздушного судна.
Как изображено на фиг. 1, согласно некоторым вариантам осуществления настоящего изобретения каждый из инерциальных измерительных блоков 110, 120 и 130 характеризуется наличием связанного с ним прибора контроля датчиков (указанные приборы обозначены соответственно позициями 115, 125 и 135), который идентифицирует поступление вызывающих сомнение данных пространственного положения, предоставляемых связанным с ним инерциальным датчиком, или отсутствие поступления данных, и генерирует предупреждение, которое отображается индикатором 150 текущего состояния прибора. Приборы 115, 125 и 135 контроля датчиков могут быть интегрированы в инерциальные измерительные блоки 110, 120 и 130, как показано на фиг. 1. Согласно другим вариантам осуществления приборы 115, 125 и 135 контроля датчиков могут быть реализованы отдельно от инерциальных измерительных блоков 110, 120 и 130. Например, согласно одному варианту осуществления приборы 115, 125 и 135 контроля датчиков могут быть реализованы в радиоэлектронном оборудовании, связанном с бортовыми индикаторами 140 пространственного положения или индикатором 150 текущего состояния прибора.
На фиг. 2 представлена схема, иллюстрирующая простую модель 200 воздушного судна, используемую одним из приборов 115, 125 или 135 контроля датчиков для математического моделирования упрощенной подгруппы состояний воздушного судна (отмеченных позицией 210), имеющих отношение к определению пространственного положения. Здесь пространственное положение является любым выбранным представлением пространственного положения, таким как четырехкомпонентный кватернион, девятикомпонентная ортонормированная матрица или три угла Эйлера, Vel является трехкомпонентным вектором скорости, d/dt является производной по времени и 
, 
, 
, 
являются (векторными) функциями. Ошибка вертикальной скорости снижения и скорость ветра представляют стохастические процессы и, следовательно, могут характеризоваться множеством состояний моделирования. Типичные процессы, которые могут быть использованы для них, являются гауссовскими марковскими процессами 1-го и 2-го порядков. Эти процессы добавили для того, чтобы представить неопределенность в изменении скорости ветра и барометрической вертикальной скорости снижения. Когда блок инерциальных датчиков точно выдает данные измерений тангажа и крена, то отображаемые данные тангажа и крена, поступающие из этого блока инерциальных датчиков; должны соответствовать оценкам состояний, производимым моделью 200 воздушного судна. Например, если воздушное судно имеет крен «х» градусов, то воздушное судно должно испытывать соответствующую степень перегрузки (наблюдаемую на основе данных угла атаки) или должно терять высоту (т.е. иметь вертикальную скорость снижения, наблюдаемую на основе данных барометрического высотомера).
Как показано на фиг. 2, изменения в пространственном положении воздушного судна моделируют при помощи производной по времени первого вектора состояния «d/dt Пространственное положение», которая вычисляется моделью 200 как функция текущего значения тяги, положения рулей и угла атаки воздушного судна, а также состояний скорости и состояний пространственного положения. Согласно некоторым вариантам осуществления настройку рулей могут не использовать при расчетах. Текущие значения тяги, угла атаки и настроек рулей могут быть получены от других систем и датчиков воздушного судна. Производная по времени второго вектора состояния «d/dt Скорость» также вычисляется моделью 200 как функция текущего значения тяги, положения рулей, угла атаки, пространственного положения и скорости воздушного судна. Третья переменная состояния, именуемая «Ошибкой вертикальной скорости снижения», представляет неопределенность в измеренной барометрической вертикальной скорости снижения. Следует отметить, что данные измерений высотомера, полученные от барометрического высотомера (блока воздушных сигналов) воздушного судна, не являются идеальными геометрическими показателями высоты воздушного судна, однако они будут также изменяться в зависимости от условий окружающей среды, таких как изменения температуры воздуха и локального давления воздуха. В связи с этим полученные данные барометрической вертикальной скорости снижения включают измерение скорости, которое приблизительно представляет действительные геометрические изменения высоты воздушного судна, и ошибку в этом измерении моделируют при помощи вектора состояния «Ошибка вертикальной скорости снижения». Производная четвертого вектора состояния «Скорость ветра» является оценкой скорости ветра, представляющей ошибку в измеренной истинной воздушной скорости, полученной от датчиков воздушного судна (блока воздушных сигналов).
На фиг. 3 представлена схема, дополнительно иллюстрирующая прибор 300 контроля датчиков, который может функционировать в качестве любого из приборов 115, 125, 135 контроля датчиков, представленных на фиг. 1. В приборе 300 контроля датчиков упрощенную модель 200 воздушного судна используют для распространения состояний 210, используемых алгоритмом 320 пропагатора-эстиматора. Для некоторых вариантов осуществления алгоритм 320 пропагатора-эстиматора может быть реализован при помощи фильтра Кальмана или эквивалентного алгоритма пропагатора-эстиматора. Алгоритм 320 пропагатора-эстиматора реализует алгоритмы предиктора состояний и обновления состояний. Иначе говоря, алгоритм 320 пропагатора-эстиматора прогнозирует, какие из значений будущей группы состояний 210 должны основываться на текущих значениях состояний 210 посредством упрощенной модели 200 воздушного судна. Текущие значения могут быть определены, например, на основе данных УА, тяги и положения рулей (см. блок 316), как рассмотрено ранее. Затем алгоритм 320 пропагатора-эстиматора обновляет состояния собственных фильтров путем сравнение указанного прогноза с текущими данными 310 измерений датчиков пространственного положения и данными 315 измерений воздушных сигналов, при этом учитываются любые ошибки, которые могут обычно ожидаться в этих данных из-за шумов, допустимых отклонений в работе оборудования и условий окружающей среды. Любые различия данных измерений и прогнозов измерений на основе обновленных состояний алгоритма 320 пропагатора-эстиматора дают отклонение, именуемое остаточной ошибкой. Если остаточная ошибка является небольшой, то алгоритм 320 пропагатора-эстиматора предпримет попытку скорректировать указанную ошибку путем учета остаточной ошибки (или, по меньшей мере, некоторой ее части) в своей следующей итерации прогнозируемых значений состояний 210. Если было выполнено согласование источника этой начальной остаточной ошибки, то дальнейшие остаточные ошибки, вычисленные из последующих итераций прогнозируемых значений, должны быть меньше начальной остаточной ошибки.
Однако если существует систематическая проблема с применяемыми данными измерений, большие остаточные ошибки будут продолжать возникать, превышая любые ожидаемые отклонения, что иначе могло бы быть отнесено к шумам в данных (например, из-за изменений ветра или изменений локального давления), которые находятся в пределах ожидаемых границ распределения ошибок. Следовательно, прибор 300 контроля датчиков дополнительно содержит анализатор 330 остаточных ошибок. Если анализатор 330 остаточных ошибок определяет то, что некоторая остаточная ошибка, выдаваемая фильтрами Кальмана 320, выходит за пределы некоторого заданного статистического порога (например, больше некоторого Kσ для заданного K и стандартного отклонения σ), то существует несогласованность между моделью 200 и данными измерения 310 инерциального датчика пространственного положения, которая указывает на то, что инерциальный измерительный блок, предоставляющий данные измерения 310 датчика пространственного положения, вышел из строя или в его работе произошел отказ. На этой стадии прибор 300 контроля датчиков выдает сигнал, который генерирует предупреждение, отображаемое на индикаторе 150 текущего состояния прибора. Например, если прибор 115 контроля датчиков для (высококлассного) инерциального измерительного блока №1 110 обнаруживает отказ, то он выдает предупреждение, отображаемое на индикаторе 150 текущего состояния прибора, такое как «Отказ инерциального блока №1 при определении пространственного положения». Если прибор 125 контроля датчиков для (высококлассного) инерциального измерительного блока №2 120 обнаруживает отказ, то он выдает предупреждение, отображаемое на индикаторе 150 текущего состояния прибора, такое как «Отказ инерциального блока №2 при определении пространственного положения». Аналогично, если прибор 135 контроля датчиков для (низкоклассного) инерциального измерительного блока №3 130 обнаруживает отказ, то он выдает предупреждение, отображаемое на индикаторе 150 текущего состояния прибора, такое как «Отказ инерциального блока №3 при определении пространственного положения». Таким образом, летный экипаж будет проинформирован о частичной работоспособности вышедшего из строя инерциального измерительного блока (блоков) и будет полагаться на данные измерения пространственное положения, поступающие от оставшегося блока, в течение остальной части полета. Следует отметить, что ошибочные данные пространственного положения по крену или тангажу могут служить в качестве основания для игнорирования всех данных пространственного положения, поступающих от неисправного инерциального измерительного блока.
На фиг. 4 представлена схема, иллюстрирующая способ 400 согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения. Согласно некоторым вариантам осуществления способ 400 может быть использован для реализацию любого из вариантов осуществления, описанных со ссылками на фиг. 1-3. Способ начинается со стадии 410, на которой осуществляют мониторинг данных решения пространственного положения, генерируемых первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна. Согласно одному варианту осуществления система измерения пространственного положения воздушного судна может содержать группу инерциальных измерительных блоков, например, три инерциальных измерительных блока 110, 120 и 130, изображенных на фиг. 1. Согласно одному варианту осуществления указанная система содержит первый высококлассный инерциальный измерительный блок и второй высококлассный инерциальный измерительный блок, а также дополнительно содержит низкоклассный инерциальный измерительный блок, который может быть реализован, например, при помощи МЭМ инерциального датчика. Однако следует понимать, что система измерения пространственного положения воздушного судна не ограничена этой конкретной конфигурацией. Согласно другим вариантам осуществления все инерциальные измерительные блоки могут быть высококлассными блоками; низкоклассными блоками и/или блоками различных классов. Кроме того, согласно альтернативным вариантам осуществления способ 400 может быть реализован в системе, которая содержит более или менее трех инерциальных измерительных блоков. Каждый из инерциальных измерительных блоков сконфигурирован для выдачи данных на один или несколько бортовых индикаторов пространственного положения, благодаря которым летный экипаж может получить данные измерения пространственного положения воздушного судна.
Далее способ переходит к стадии 420, на которой осуществляют выполнение пропагатора-эстиматора, сконфигурированного с моделью воздушного судна, для множества состояний воздушного судна на основе вектора состояния пространственного положения воздушного судна, вектора состояния скорости, вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения и вектора состояния скорости ветра. Согласно одному варианту осуществления модель воздушного судна реализована с использованием простой модели 200 воздушного судна, описанной выше со ссылкой на фиг. 2. Производная по времени вектора пространственного положения «d/dt Пространственное положение» может быть вычислена как функция текущей тяги, положений рулей, угла атаки, скорости и пространственного положения воздушного судна. Текущие значения тяги, угла атаки и настройки рулей могут быть получены от других систем и датчиков воздушного судна. Производная по времени второго вектора состояния «d/dt Скорость» также вычисляется моделью воздушного судна как функция текущего значения тяги, положения рулей, угла атаки, пространственного положения и скорости воздушного судна. Третья переменная состояния, именуемая «Ошибкой вертикальной скорости снижения», представляет неопределенность в измеренной барометрической вертикальной скорости снижения. Следует отметить, что данные измерений высотомера, полученные от барометрического высотомера (блока воздушных сигналов) воздушного судна, не являются идеальными геометрическими показателями высоты воздушного судна, однако они будут также изменяться в зависимости от условий окружающей среды, таких как изменение температуры воздуха и локального давления воздуха. В связи с этим полученные данные барометрической вертикальной скорости снижения включают измерение скорости, которое приблизительно представляет действительные геометрические изменения высоты воздушного судна, и ошибку в этом измерении моделируют при помощи вектора состояния «Ошибка вертикальной скорости снижения». Производная четвертого вектора состояния «Скорость ветра» является оценкой скорости ветра, представляющей ошибку в измеренной истинной воздушной скорости, полученной от датчиков воздушного судна (блока воздушных сигналов). Пропагатор-эстиматор может быть реализован при помощи фильтра Кальмана или некоторого его варианта или эквивалента. Затем способ переходит к стадии 430, на которой осуществляют генерирование остаточных значений ошибки измерения при помощи пропагатора-эстиматора, при этом пропагатор-эстиматор сконфигурирован таким образом, чтобы итерационно прогнозировать и обновлять множество состояний воздушного судна из модели воздушного судна.
Далее способ переходит к стадии 440, на которой сравнивают остаточные значения ошибки измерения с заданным статистическим порогом и генерируют сигнал тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог. Если существует систематическая проблема с инерциальными данными, генерируемыми первым инерциальным измерительным блоком, мониторинг которого осуществляется, и, в частности, данными тангажа или крена, большие остаточные ошибки будут продолжать возникать, превышая любые ожидаемые отклонения, что иначе могло бы быть отнесено к шумам в данных. Остаточные значения ошибки измерения будут соответственно выходить за пределы ожидаемых границ распределения ошибок, указывая на то, что существует несогласованность между моделью воздушного судна и измерениями инерциального датчика пространственного положения. Несогласованность между моделью воздушного судна и измерениями инерциального датчика пространственного положения указывает на до, что инерциальный измерительный блок, предоставляющий данные измерения датчика пространственного положения, вышел из строя или в его работе произошел отказ. Согласно одному варианту осуществления генерирование сигнала тревоги реализуется прибором 300 контроля датчиков путем подачи сигнала тревоги посредством предупреждения, отображаемого на индикаторе 150 текущего состояния прибора.
Примеры вариантов осуществления изобретения
Пример 1 включает прибор контроля датчиков для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом прибор контроля датчиков содержит: модель воздушного судна, сконфигурированную для моделирования множества состояний, при этом множество состояний включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра; пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для использования множества состояний, смоделированных моделью воздушного судна, для обработки данных измерений воздушных сигналов и данных измерений пространственного положения от первого инерциального измерительного блока, входящего в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна; и анализатор остаточных ошибок, сконфигурированный для получения значений остаточной ошибки, сгенерированных пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда значения остаточной Ошибки превышают заданный статистический порог.
Пример 2 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в примере 1, при этом производная по времени состояния скорости воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна.
Пример 3 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в любом из примеров 1-2, при этом производная по времени состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычислена как функция данных измерения барометрического высотомера.
Пример 4 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в примере 3, при этом состояние (или состояния) ошибки вертикальной скорости снижения определяет (определяют) стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении вертикальной скорости снижения.
Пример 5 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в любом из примеров 1-4, при этом производная по времени состояния скорости ветра вычислена как функция истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
Пример 6 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в примере 5, при этом состояние (или состояния) скорости ветра определяет (определяют) стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении истинной воздушной скорости.
Пример 7 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в любом из примеров 1-6, при этом указанный сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
Пример 8 включает прибор контроля датчиков, раскрытый в любом из примеров 1-7, при этом прибор контроля датчиков встроен в первый инерциальный измерительный блок.
Пример 9 включает систему обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом система обнаружения отказов содержит: прибор контроля датчиков, соединенный с первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна, причем прибор контроля датчиков содержит: модель воздушного судна, при этом модель воздушного судна сконфигурирована для моделирования множества состояний воздушного судна, причем множество состояний воздушного судна включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра; пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для распространения и обновления множества состояний воздушного судна из модели воздушного судна на основе данных измерения воздушных сигналов и данных измерения пространственного положения из первого инерциального измерительного блока; и анализатор остаточных ошибок, соединенный с пропагатором-эстиматором и сконфигурированный для получения остаточных значений ошибки измерения, генерируемых пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог.
Пример 10 включает систему обнаружения отказов, раскрытую в примере 9, при этом прибор контроля датчиков встроен в первый инерциальный измерительный блок.
Пример 11 включает систему обнаружения отказов, раскрытую в любом из примеров 9-10, при этом пропагатор-эстиматор является фильтром Кальмана.
Пример 12 включает систему обнаружения отказов, раскрытую в любом из примеров 9-11, при этом он дополнительно содержит индикатор; причем сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
Пример 13 включает систему обнаружения отказов, раскрытую в любом из примеров 9-12, при этом состояние пространственного положения воздушного судна включает одно или оба из угла тангажа воздушного судна и угла крена воздушного судна.
Пример 14 включает систему обнаружения отказов, раскрытую в любом из примеров 9-13, при этом производная по времени состояния пространственного положения воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна; производная по времени состояния скорости воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяга, пространственного положения и скорости воздушного судна; производная по времени состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычислена как функция данных измерения барометрического высотомера; и производная по времени состояния скорости ветра вычислена как функция истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
Пример 15 включает способ обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом способ предусматривает: мониторинг данных решения пространственного положения, генерируемых первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна; выполнение пропагатора-эстиматора, сконфигурированного с моделью воздушного судна, для множества состояний воздушного судна на основе вектора состояния пространственного положения воздушного судна, вектора состояния скорости, вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения и вектора состояния скорости ветра; генерирование остаточных значений ошибки измерения при помощи пропагатора-эстиматора, при этом пропагатор-эстиматор сконфигурирован для итерационного прогнозирования и обновления множества состояний воздушного судна из модели воздушного судна; и сравнение остаточных значений ошибки измерения с заданным статистическим порогом и генерирование сигнала тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог.
Пример 16 включает способ, раскрытый в примере 15, при этом пропагатор-эстиматор является фильтром Кальмана.
Пример 17 включает способ, раскрытый в любом из примеров 15-16, при этом сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
Пример 18 включает способ, раскрытый в любом из примеров 15-17, при этом производная по времени состояния пространственного положения воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна; производную по времени вектора состояния скорости воздушного судна вычисляют как функцию одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна; производную по времени вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычисляют как функцию данных измерения барометрического высотомера; и производную по времени вектора состояния скорости ветра вычисляют как функцию истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
Пример 19 включает способ, раскрытый в примере 18, при этом вектор состояния скорости ветра определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении истинной воздушной скорости; и вектор состояния ошибки вертикальной скорости снижения определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении вертикальной скорости снижения.
Пример 20 включает способ, раскрытый в любом из примеров 15-19, при этом вектор состояния пространственного положения воздушного судна включает одно или оба из угла тангажа воздушного судна и угла крена воздушного судна.
Хотя в настоящем документе были проиллюстрированы и описаны конкретные варианты осуществления настоящего изобретения, специалистам в данной области техники будет очевидно, что любая компоновка, рассчитанная для достижения этой же цели, может быть использована вместо показанных конкретных вариантов осуществления. Согласно задумке авторов настоящая заявка охватывает любые адаптации и варианты настоящего изобретения. Следовательно, предполагается, что настоящее изобретение ограничивается только формулой изобретения, а также ее эквивалентами.
Claims (39)
1. Прибор контроля датчиков для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом прибор контроля датчиков содержит:
модель воздушного судна, сконфигурированную для моделирования множества состояний, при этом множество состояний включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра;
пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для использования множества состояний, смоделированных моделью воздушного судна, для обработки данных измерений воздушных сигналов и данных измерений пространственного положения из первого инерциального измерительного блока, входящего в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна; и
анализатор остаточных ошибок, сконфигурированный для получения значений остаточной ошибки, сгенерированных пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда значения остаточной ошибки превышают заданный статистический порог.
2. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что производная по времени состояния скорости воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна.
3. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что производная по времени состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычислена как функция данных измерения барометрического высотомера.
4. Прибор контроля датчиков по п. 3, отличающийся тем, что состояние ошибки вертикальной скорости снижения определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении вертикальной скорости снижения.
5. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что производная по времени состояния скорости ветра вычислена как функция истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
6. Прибор контроля датчиков по п. 5, отличающийся тем, что состояние скорости ветра определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении истинной воздушной скорости.
7. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что указанный сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
8. Прибор контроля датчиков по п. 1, отличающийся тем, что прибор контроля датчиков встроен в первый инерциальный измерительный блок.
9. Система обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом система обнаружения отказов содержит:
прибор контроля датчиков, соединенный с первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна, при этом прибор контроля датчиков содержит:
модель воздушного судна, при этом модель воздушного судна сконфигурирована для моделирования множества состояний воздушного судна, причем множество состояний воздушного судна включает, по меньшей мере, состояние пространственного положения воздушного судна, состояние скорости воздушного судна, состояние ошибки вертикальной скорости снижения и состояние скорости ветра;
пропагатор-эстиматор, сконфигурированный для распространения и обновления множества состояний воздушного судна из модели воздушного судна на основе данных измерения воздушных сигналов и данных измерения пространственного положения из первого инерциального измерительного блока; и
анализатор остаточных ошибок, соединенный с пропагатором-эстиматором и сконфигурированный для получения остаточных значений ошибки измерения, генерируемых пропагатором-эстиматором, при этом анализатор остаточных ошибок выдает сигнал тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог.
10. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что прибор контроля датчиков встроен в первый инерциальный измерительный блок.
11. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что пропагатор-эстиматор является фильтром Кальмана.
12. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что дополнительно содержит индикатор;
при этом сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
13. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что состояние пространственного положения воздушного судна включает одно или оба из угла тангажа воздушного судна и угла крена воздушного судна.
14. Система обнаружения отказов по п. 9, отличающаяся тем, что производная по времени состояния пространственного положения воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производная по времени состояния скорости воздушного судна вычислена как функция одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производная по времени состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычислена как функция данных измерения барометрического высотомера; и
производная по времени состояния скорости ветра вычислена как функция истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
15. Способ обнаружения отказов для системы измерения пространственного положения воздушного судна, включающий:
мониторинг данных решения пространственного положения, генерируемых первым инерциальным измерительным блоком, входящим в состав системы измерения пространственного положения воздушного судна;
выполнение пропагатора-эстиматора, сконфигурированного с моделью воздушного судна, для множества состояний воздушного судна на основе вектора состояния пространственного положения воздушного судна, вектора состояния скорости, вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения и вектора состояния скорости ветра;
генерирование остаточных значений ошибки измерения при помощи пропагатора-эстиматора, при этом пропагатор-эстиматор сконфигурирован для итерационного прогнозирования и обновления множества состояний воздушного судна из модели воздушного судна; и
сравнение остаточных значений ошибки измерения с заданным статистическим порогом и генерирование сигнала тревоги, когда остаточные значения ошибки измерения превышают заданный статистический порог.
16. Способ по п. 15, отличающийся тем, что пропагатор-эстиматор является фильтром Кальмана.
17. Способ по п. 15, отличающийся тем, что сигнал тревоги генерирует отображение индикатором предупреждения, которое указывает на то, что произошел отказ первого инерциального измерительного блока.
18. Способ по п. 15, отличающийся тем, что производную по времени состояния пространственного положения воздушного судна вычисляют как функцию одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производную по времени вектора состояния скорости воздушного судна вычисляют как функцию одного или более из угла атаки, настроек рулей, настройки тяги, пространственного положения и скорости воздушного судна;
производную по времени вектора состояния ошибки вертикальной скорости снижения вычисляют как функцию данных измерения барометрического высотомера; и
производную по времени вектора состояния скорости ветра вычисляют как функцию истинной воздушной скорости, полученной из данных датчика воздушного судна.
19. Способ по п. 18, отличающийся тем, что вектор состояния скорости ветра определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении истинной воздушной скорости; и
вектор состояния ошибки вертикальной скорости снижения определяет стохастический процесс, представляющий ошибку в измерении вертикальной скорости снижения.
20. Способ по п. 15, отличающийся тем, что состояние пространственного положения воздушного судна включает одно или оба из угла тангажа воздушного судна и угла крена воздушного судна.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US201462061425P | 2014-10-08 | 2014-10-08 | |
| US62/061,425 | 2014-10-08 | ||
| US14/564,344 US9435661B2 (en) | 2014-10-08 | 2014-12-09 | Systems and methods for attitude fault detection based on air data and aircraft control settings |
| US14/564,344 | 2014-12-09 |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015141956A RU2015141956A (ru) | 2017-04-28 |
| RU2015141956A3 RU2015141956A3 (ru) | 2019-03-28 |
| RU2688564C2 true RU2688564C2 (ru) | 2019-05-21 |
Family
ID=54256657
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015141956A RU2688564C2 (ru) | 2014-10-08 | 2015-10-02 | Системы и способы обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9435661B2 (ru) |
| EP (1) | EP3006899B1 (ru) |
| CN (1) | CN105509766B (ru) |
| RU (1) | RU2688564C2 (ru) |
Families Citing this family (44)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN203786564U (zh) * | 2014-04-22 | 2014-08-20 | 零度智控（北京）智能科技有限公司 | 一种双余度飞行控制系统 |
| 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 |
| WO2017208179A1 (en) * | 2016-05-31 | 2017-12-07 | Bombardier Inc. | Displaying performance limitations in aircraft display |
| FR3052273B1 (fr) * | 2016-06-02 | 2018-07-06 | Airbus | Prediction de pannes dans un aeronef |
| US10101174B2 (en) | 2016-08-22 | 2018-10-16 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data aided inertial measurement unit |
| CN106446412B (zh) * | 2016-09-26 | 2019-12-06 | 杭州杉石科技有限公司 | 一种航空电子系统基于模型的测试方法 |
| US10634692B2 (en) | 2017-04-10 | 2020-04-28 | Rosemount Aerospace Inc. | Inertially-aided air data computer altitude |
| US10955261B2 (en) | 2017-04-17 | 2021-03-23 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data attitude reference system |
| FR3065543B1 (fr) * | 2017-04-19 | 2019-05-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Calculateur de commande de vol d'un aeronef |
| US10605822B2 (en) * | 2017-06-12 | 2020-03-31 | The Boeing Company | System for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model |
| JP6759473B2 (ja) * | 2017-06-30 | 2020-09-23 | シグニファイ ホールディング ビー ヴィＳｉｇｎｉｆｙ Ｈｏｌｄｉｎｇ Ｂ．Ｖ． | 交通経路変更機能を有する照明システム |
| RU2682031C1 (ru) * | 2018-04-10 | 2019-03-14 | Общество с ограниченной ответственностью "АВИАРЕАЛ" | Система формирования координат воздушного судна в условиях неполной и неточной навигационной информации |
| EP3785217A4 (en) | 2018-04-24 | 2021-07-07 | Uber Technologies, Inc. | DETERMINATION OF THE DEPARTURE TIME OF ADAV IN AN AVIATION TRANSPORTATION NETWORK FOR EFFECTIVE RESOURCE MANAGEMENT |
| US11238745B2 (en) | 2018-05-07 | 2022-02-01 | Joby Aero, Inc. | Dynamic aircraft routing |
| US10593215B2 (en) | 2018-05-07 | 2020-03-17 | Uber Technologies, Inc. | Dynamic aircraft routing |
| JP7093467B2 (ja) | 2018-05-10 | 2022-06-29 | ジョビー エアロ，インコーポレイテッド | 電気チルトロータ航空機 |
| US12006048B2 (en) | 2018-05-31 | 2024-06-11 | Joby Aero, Inc. | Electric power system architecture and fault tolerant VTOL aircraft using same |
| CN112368208A (zh) | 2018-05-31 | 2021-02-12 | 杰欧比飞行有限公司 | 电动动力系统架构和使用该架构的容错vtol飞行器 |
| WO2020009871A1 (en) | 2018-07-02 | 2020-01-09 | Joby Aero, Inc. | System and method for airspeed determination |
| CN108981709B (zh) * | 2018-08-02 | 2021-09-21 | 南京航空航天大学 | 基于力矩模型辅助的四旋翼横滚角、俯仰角容错估计方法 |
| WO2020061085A1 (en) | 2018-09-17 | 2020-03-26 | Joby Aero, Inc. | Aircraft control system |
| US10983534B2 (en) | 2018-12-07 | 2021-04-20 | Joby Aero, Inc. | Aircraft control system and method |
| JP7401545B2 (ja) | 2018-12-07 | 2023-12-19 | ジョビー エアロ インク | 回転翼とその設計方法 |
| US10845823B2 (en) | 2018-12-19 | 2020-11-24 | Joby Aero, Inc. | Vehicle navigation system |
| US11230384B2 (en) | 2019-04-23 | 2022-01-25 | Joby Aero, Inc. | Vehicle cabin thermal management system and method |
| KR20240043816A (ko) | 2019-04-23 | 2024-04-03 | 조비 에어로, 인크. | 배터리 열 관리 시스템 및 방법 |
| CN114423679A (zh) | 2019-04-25 | 2022-04-29 | 杰欧比飞行有限公司 | 垂直起降飞行器 |
| CN110146108B (zh) * | 2019-05-10 | 2020-11-03 | 南京航空航天大学 | 一种用于无人机蜂群协同导航的故障在线评估方法 |
| US11472568B2 (en) * | 2019-05-16 | 2022-10-18 | Rosemount Aerospace Inc. | Prognostic monitoring of complementary air data system sensors |
| EP3792184A1 (en) * | 2019-09-10 | 2021-03-17 | Volocopter GmbH | Method of controlling an actuator system and aircraft using said method |
| DE102019130694A1 (de) * | 2019-11-14 | 2021-05-20 | Volocopter Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Überwachung des Start- und Landevorgangs eines Fluggeräts und System |
| CN111176252B (zh) * | 2019-11-29 | 2022-05-13 | 南京航空航天大学 | 高超声速再入过驱动系统并发执行器故障诊断方法 |
| CN111290277B (zh) * | 2020-02-26 | 2023-01-10 | 鹏城实验室 | 一种分布式多智能体协同故障检测方法、存储介质及设备 |
| US11514732B2 (en) * | 2020-02-27 | 2022-11-29 | Rolls-Royce Corporation | Electrical machine monitor |
| US12012229B2 (en) | 2020-03-06 | 2024-06-18 | Joby Aero, Inc. | System and method for robotic charging aircraft |
| CN111562794B (zh) * | 2020-04-08 | 2021-09-14 | 中南大学 | 执行器故障和输入量化的航天器姿态控制方法 |
| EP4162473A4 (en) | 2020-06-05 | 2024-07-03 | Joby Aero Inc | AIRCRAFT CONTROL METHOD AND SYSTEM |
| CN111813134B (zh) * | 2020-06-16 | 2024-02-02 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 飞行器控制系统的稳定性判别方法和判别系统 |
| CN112068581B (zh) * | 2020-09-11 | 2023-11-17 | 中国运载火箭技术研究院 | 飞行器复合控制方法、控制装置及存储介质 |
| US11790793B2 (en) | 2021-01-08 | 2023-10-17 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for model based vehicle navigation |
| WO2022174229A1 (en) * | 2021-02-09 | 2022-08-18 | Joby Aero, Inc. | Aircraft propulsion unit |
| US11781836B2 (en) | 2021-03-04 | 2023-10-10 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for model based inertial navigation for a spinning projectile |
| CN114545907B (zh) * | 2022-03-15 | 2023-12-19 | 中南大学 | 一种基于滤波器的飞行控制系统的故障检测方法 |
| CN115046526B (zh) * | 2022-08-08 | 2022-10-25 | 东方空间技术(北京)有限公司 | 一种飞行器故障诊断方法、装置、计算机设备及存储介质 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5184304A (en) * | 1991-04-26 | 1993-02-02 | Litton Systems, Inc. | Fault-tolerant inertial navigation system |
| US6681182B2 (en) * | 2002-02-01 | 2004-01-20 | The Aerospace Corporation | Fault detection pseudo gyro |
| RU2253092C2 (ru) * | 2000-02-03 | 2005-05-27 | Индепенденс Текнолоджи, Л.Л.С. | Оценка пространственного положения наклоняющегося тела с использованием модифицированного кватернионного представления данных |
| US7219013B1 (en) * | 2003-07-31 | 2007-05-15 | Rockwell Collins, Inc. | Method and system for fault detection and exclusion for multi-sensor navigation systems |
| RU2443978C1 (ru) * | 2010-10-07 | 2012-02-27 | Андрей Александрович Крутских | Способ определения пространственных координат подвижных объектов и комплексная навигационная система для его реализации |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3634023A1 (de) | 1986-10-07 | 1988-04-21 | Bodenseewerk Geraetetech | Integriertes, redundantes referenzsystem fuer die flugregelung und zur erzeugung von kurs- und lageinformationen |
| FR2743921B1 (fr) * | 1996-01-19 | 1998-02-20 | Sextant Avionique | Procede et dispositif d'aide a la navigation aerienne, facilitant l'entree et le controle de donnees de vol |
| US5841537A (en) | 1997-08-11 | 1998-11-24 | Rockwell International | Synthesized attitude and heading inertial reference |
| SE512716C2 (sv) | 1999-01-18 | 2000-05-02 | Saab Ab | Metod och anordning för att beräkna reservattityd och reservkurs för ett flygplan |
| US6940427B2 (en) | 2001-07-17 | 2005-09-06 | Honeywell International, Inc. | Pitch alerting angle for enhanced ground proximity warning system (EGPWS) |
| AU2003268051A1 (en) * | 2002-08-02 | 2004-02-23 | Ophir Corporation | Optical air data measurement systems and methods |
| US20050114023A1 (en) | 2003-11-26 | 2005-05-26 | Williamson Walton R. | Fault-tolerant system, apparatus and method |
| US7509216B2 (en) | 2004-03-29 | 2009-03-24 | Northrop Grumman Corporation | Inertial navigation system error correction |
| EP1766332A4 (en) | 2004-06-02 | 2010-03-03 | Athena Technologies Inc | SYSTEMS AND METHODS FOR EVALUATING THE POSITION, ATTITUDE AND / OR CAP OF A VEHICLE |
| US8275544B1 (en) | 2005-11-21 | 2012-09-25 | Miltec Missiles & Space | Magnetically stabilized forward observation platform |
| US7587277B1 (en) | 2005-11-21 | 2009-09-08 | Miltec Corporation | Inertial/magnetic measurement device |
| US8010308B1 (en) | 2007-11-23 | 2011-08-30 | Microstrain, Inc. | Inertial measurement system with self correction |
| FR2978858B1 (fr) * | 2011-08-01 | 2013-08-30 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme pour la determination de parametres de vol d'un aeronef |
| JP5835798B2 (ja) * | 2011-10-24 | 2015-12-24 | 新明和工業株式会社 | 航空機の散布支援装置及び散布支援方法 |
| US20130197724A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | David Miller Ellis | Gust compensated total energy variometers |
| US8958942B2 (en) * | 2012-05-30 | 2015-02-17 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for displaying aircraft braking distance during surface operations |
| US20150097706A1 (en) * | 2013-10-09 | 2015-04-09 | CMX Avionics, LLC | Customized aural method and system for managing threats in an aircraft cockpit |
| FR3018383B1 (fr) * | 2014-03-07 | 2017-09-08 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de determination de parametres de navigation d'un aeronef lors d'une phase d'atterrissage. |
-
2014
- 2014-12-09 US US14/564,344 patent/US9435661B2/en active Active
-
2015
- 2015-10-02 EP EP15188273.5A patent/EP3006899B1/en active Active
- 2015-10-02 RU RU2015141956A patent/RU2688564C2/ru active
- 2015-10-08 CN CN201510767778.XA patent/CN105509766B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5184304A (en) * | 1991-04-26 | 1993-02-02 | Litton Systems, Inc. | Fault-tolerant inertial navigation system |
| RU2253092C2 (ru) * | 2000-02-03 | 2005-05-27 | Индепенденс Текнолоджи, Л.Л.С. | Оценка пространственного положения наклоняющегося тела с использованием модифицированного кватернионного представления данных |
| US6681182B2 (en) * | 2002-02-01 | 2004-01-20 | The Aerospace Corporation | Fault detection pseudo gyro |
| US7219013B1 (en) * | 2003-07-31 | 2007-05-15 | Rockwell Collins, Inc. | Method and system for fault detection and exclusion for multi-sensor navigation systems |
| RU2443978C1 (ru) * | 2010-10-07 | 2012-02-27 | Андрей Александрович Крутских | Способ определения пространственных координат подвижных объектов и комплексная навигационная система для его реализации |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2015141956A3 (ru) | 2019-03-28 |
| CN105509766B (zh) | 2021-02-05 |
| CN105509766A (zh) | 2016-04-20 |
| US9435661B2 (en) | 2016-09-06 |
| EP3006899B1 (en) | 2018-08-08 |
| US20160102994A1 (en) | 2016-04-14 |
| RU2015141956A (ru) | 2017-04-28 |
| EP3006899A1 (en) | 2016-04-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2688564C2 (ru) | Системы и способы обнаружения отказов при определении пространственного положения на основе воздушных сигналов и настроек управления воздушным судном | |
| CN111433612B (zh) | 用于估计飞行器空中数据的基于模型和飞行信息的组合训练的神经网络系统 | |
| CN105716623B (zh) | 用于姿态错误检测的系统和方法 | |
| CN107218961B (zh) | 一种在飞机系统中确定飞机传感器故障并校正飞机传感器测量的计算机实现的方法 | |
| US9714100B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing a baro-inertial loop, and associated system | |
| US9945664B2 (en) | Method and device for automatically estimating parameters relating to a flight of an aircraft | |
| CN108931258A (zh) | 用于监测和估计与飞行器的飞行相关的参数的方法和设备 | |
| CA2865181A1 (en) | Methods and systems for aircraft health and trend monitoring | |
| KR20210129843A (ko) | 무인 비행체 고장 진단 방법 및 장치 | |
| Lu et al. | Double-model adaptive fault detection and diagnosis applied to real flight data | |
| EP4089497B1 (en) | Methods and systems for depicting avionics data anomalies | |
| US10691139B1 (en) | Systems and methods for altitude capture performance monitor | |
| KR20140092691A (ko) | Ads-b 자료를 이용한 항공 감시자료 처리 시스템 및 방법 | |
| CN113296532A (zh) | 载人飞行器的飞行控制方法和装置、以及载人飞行器 | |
| Lerro et al. | The clean sky 2 midas project-an innovative modular, digital and integrated air data system for fly-by-wire applications | |
| EP3335010A1 (en) | Inertial sensor | |
| Rudin et al. | A sensor fault detection for aircraft using a single Kalman filter and hidden Markov models | |
| EP3561521A1 (en) | Real time in field monitoring of air data pitot tube heating arrangement | |
| US10921457B2 (en) | Method and device for detecting a fault of a barometric pressure measuring system arranged aboard a flying device | |
| EP3032220B1 (en) | Systems and methods for providing automatic detection of inertial sensor deployment environments | |
| Keryk et al. | An innovative structural fatigue monitoring solution for general aviation aircraft | |
| Boskovic et al. | An Innovative Approach to Air Data Sensor FDIR for Commercial Aircraft | |
| Bréda et al. | Aircra ft Automatic Control Systems and their Control Systems | |
| Prabhu et al. | Robust fault detection and diagnosis of primary air data sensors in the presence of atmospheric turbulence | |
| Li et al. | Designing of Airspeed Measurement Method for UAV Based on MEMS Pressure Sensors |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TC4A | Change in inventorship |
Effective date: 20200617 |