RU2771090C1 - Система и способ обнаружения ошибочных измерений давления в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления с использованием эпюр давлений между соседними отверстиями для отбора давления - Google Patents
Система и способ обнаружения ошибочных измерений давления в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления с использованием эпюр давлений между соседними отверстиями для отбора давления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2771090C1 RU2771090C1 RU2020104027A RU2020104027A RU2771090C1 RU 2771090 C1 RU2771090 C1 RU 2771090C1 RU 2020104027 A RU2020104027 A RU 2020104027A RU 2020104027 A RU2020104027 A RU 2020104027A RU 2771090 C1 RU2771090 C1 RU 2771090C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- ports
- fads
- holes
- sensors
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 238000005070 sampling Methods 0.000 title claims abstract description 8
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 title description 12
- 238000010586 diagram Methods 0.000 title 1
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- 208000018634 fetal akinesia deformation sequence Diseases 0.000 claims description 40
- 208000012165 fetal akinesia deformation sequence syndrome Diseases 0.000 claims description 40
- 238000002421 fluorescence-activated droplet sorting Methods 0.000 claims description 40
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 37
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 27
- 238000013528 artificial neural network Methods 0.000 description 16
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 10
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 9
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 8
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 6
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 6
- 239000000443 aerosol Substances 0.000 description 4
- 238000013473 artificial intelligence Methods 0.000 description 4
- 238000000546 chi-square test Methods 0.000 description 3
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 229930091051 Arenine Natural products 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 description 1
- 238000001739 density measurement Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000013213 extrapolation Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 description 1
- 238000012821 model calculation Methods 0.000 description 1
- 238000003062 neural network model Methods 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000011897 real-time detection Methods 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 238000012706 support-vector machine Methods 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
- 238000010200 validation analysis Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
- G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
-
- 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
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
- B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01D5/00—Mechanical means for transferring the output of a sensing member; Means for converting the output of a sensing member to another variable where the form or nature of the sensing member does not constrain the means for converting; Transducers not specially adapted for a specific variable
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
- G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
- G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к системе и способу обнаружения и изоляции отказов в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления. Система содержит множество отверстий для отбора давления, расположенных в носовом обтекателе космического летательного аппарата, по меньшей мере три датчика давления, множество модулей интерфейса датчиков, электронные схемы и компьютер управления полетом. Для обнаружения и изоляции отказов определяют неисправные датчики давления путем перекрестного сравнения не менее трех показателей давления между двумя ближайшими соседями, выбранными определенным образом, на каждом отверстии для отбора давления относительно заранее заданных пороговых значений на каждой окружности. Изолируют заблокированный или отказавший датчик, если измеренные значения больше требуемого порогового значения. Обеспечивается повышение точности и надежности измерений. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.
Description
Область, к которой относится настоящее изобретение
[0001] Настоящее изобретение относится к области систем воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления и относится к обнаружению и изоляции в реальном времени заблокированных отверстий для отбора давления и/или ошибочных измерений давления в системах воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления (Flush Air Data System, FADS). Изобретение может применяться в FADS спускаемых аппаратов, истребителей и гражданских самолетов, и космических аппаратах для исследования планет, на которых установлена FADS.
Уровень техники
[0002] FADS формирует данные о параметрах воздушных сигналов, такие, как угол атаки, угол скольжения, число Маха и динамическое давление, используя измерения давления на поверхности через отверстия для отбора давления, расположенные заподлицо с носовым конусом летательного аппарата. Эти данные о параметрах воздушных сигналов используются системой наведения и управления спускаемого аппарата для управления в реальном времени, уменьшения нагрузок, обусловленных воздействием порывов ветра, и т.д. В спускаемых аппаратах управление аэродинамическим нагревом и нагрузками на конструкцию, действующими на аппарат, осуществляется путем изменения угла атаки. Поэтому управление углом атаки во время вхождения в атмосферу является жизненно важным. Число Маха и динамическое давление используются для программного изменения коэффициента усиления и для переключения управления от систем реактивного управления на управляющие аэродинамические поверхности. Потому, очень важно измерять параметры воздушных сигналов на всех фазах полета спускаемого аппарата.
[0003] Поскольку FADS полагается на измерения давления на поверхности через отверстия для отбора давления в носовом конусе летательного аппарата, важно, чтобы такие измерения давления были свободны от ошибок. При таких измерениях давления ошибки могут возникать в результате отказов датчиков давления или из-за блокировки отверстий для отбора давления в результате обледенения или попадания посторонних частиц. Заблокированные отверстия для отбора давления и неисправные датчики могут привести к существенному отклонению оценочных параметров воздушных сигналов от их истинных значений, что может в итоге привести к потере управления и к провалу миссии. Поэтому важно исключать заблокированные отверстия для отбора давления или отказавшие датчики из расчетов FADS для повышения точности и надежности оценок FADS. Это требует инновационной схемы обнаружения и изоляции отказов (Fault Detection and Isolation, FDI), которая производит менее сложные расчеты и может быть эффективно реализована на бортовом компьютере.
[0004] В US 7257470 описан способ и устройство изоляции отказов в системах воздушных сигналов на основе искусственного интеллекта. Она специфична для систем воздушных сигналов на основе искусственного интеллекта. В этой работе измеренные данные о воздушном давлении комбинируются с использованием некоторой формы алгоритма искусственного интеллекта, например, нейронных сетей, для формирования глобальных параметров воздушных сигналов. Эти выходные параметры воздушных сигналов используются наряду с некоторыми показателями давления от отверстий для отбора давления для формирования оценки каждого из показателей измеренного давления. Разница между оценочными значениями давления и измеренными значениями давления используется для объявления отверстия отказавшим. Поэтому это является обратным способом, который требует количества нейронных сетей, равного количеству отверстий для отбора давления. Для девяти отверстий для отбора давления, в дополнение к нейронной сети, используемой для расчета параметров воздушных сигналов воздушных, требуется девять дополнительных нейронных сетей для оценки давления на девяти отверстиях. Поэтому этот способ работает на входных параметрах FADS, т.е., на давлении, для обнаружения и изоляции отказов и, поэтому, требует обратной модели.
[0005] В GB2419673 описаны способ и устройство изоляции отказов в системах воздушных сигналов на основе искусственного интеллекта для летательных аппаратов. Способ, обеспечивающий изоляцию отказов в системе воздушных сигналов, в которой используется искусственный интеллект для формирования параметра воздушных сигналов, содержит этапы, на которых формируют параметр воздушных сигналов как функцию множества измеренных величин, таких как статические давления. Затем формируют оценки каждой из множества измеренных величин как функцию сформированного параметра воздушных сигналов. Каждую измеренную величину после этого можно сравнить с ее соответствующей оценкой для определения превышает ли разница между измеренной величиной и ее соответствующей оценкой определенный порог что, следовательно указывает на отказ устройства, которое выдало измеренную величину. Алгоритмами искусственного интеллекта могут быть нейронные сети или методы опорных векторов. Системой воздушных сигналов может быть FADS. Параметром воздушных сигналов может быть угол атаки, угол скольжения, число Маха, глобальное общее давление или глобальное статическое давление для летательного аппарата. Множество измеренных величин может содержать измеренную величину, указывающую на положение управляющей поверхности, нагрузку на управляющую поверхность, силу, массу аппарата при взлете, баланс массы аппарата, массу остатка топлива, тягу двигателя, спутниковую информацию, высоту, температуру воздуха, ускорение аппарата, пространственное положение летательного аппарата или положение шасси. Этот патент аналогичен патенту США US7257470 и зарегистрирован на имя тех же авторов.
[0006] В US7213454B1 описаны способ и устройство для улучшения точности и расширения диапазона параметров воздушных сигналов выведенных из независимых измерений взаимозависимых давлений. В нем представлен способ расчета параметра воздушных сигналов системного уровня для летательного аппарата, например, угла атаки (angle-of-attack, AOA) летательного аппарата и/или угла скольжения (angle of side slip, AOS). Способ содержит этапы, на которых измеряют множество локальных статических давлений pi. Далее формируют множество отношений безразмерных давлений как функцию одного из множества локальных статических давлений pi, прогнозируемое системное статическое давление Pspre, и прогнозируемое ударное давление qcpre. Затем рассчитывают параметр воздушных сигналов системного уровня как функцию сформированного множества безразмерных отношений давления. Также раскрываются системы воздушных сигналов, имеющие вычислители воздушных сигналов, сконфигурированные для реализации этого способа. Система воздушных сигналов может быть FADS или системой другого типа. В этом изобретении используются безразмерные отношения давлений для повышения точности и надежности расчетов воздушных сигналов и не работает непосредственно с входными давлениями.
[0007] В US7284420B2 описана система воздушных сигналов и способ для вертолетов.
Система воздушных сигналов содержит множество расположенных заподлицо отверстий, соединенных трубками с множеством датчиков расхода воздуха, которые могут измерять скорость воздушного потока приблизительно равную 0,037 км/ч (0,02 узла). Расположенные заподлицо отверстия расположены вокруг вала главного ротора и под втулкой несущего винта вертолета для снижения влияния скошенного вниз потока воздуха. Расположенные заподлицо отверстия и трубки позволяют воздуху течь к датчикам расхода воздуха, что позволяет множеству датчиков расхода воздуха измерять скорость и направление поперечных составляющих потока воздуха, окружающего вертолет. Это изобретение ограничивается FADS вертолетов. В этом патенте ничего не говорится о схеме обнаружения и изоляции отказов в FADS.
[0008] В US7379839B2 описаны многофункциональные зонды воздушных сигналов, в которых используются нейронные сети для определения локальных параметров воздушных сигналов. Система имеет барабан, содержащий множество отверстий для измерения множества давлений. Приборы, соединенные с отверстиями для измерения давлений, создают электрические сигналы, связанные с этим множеством давлений. Нейронная сеть, соединенная с приборами, принимает на входе эти электрические сигналы, связанные с множеством давлений и, в ответ, нейронная сеть создает на выходе электрические сигналы, указывающие по меньшей мере на один параметр воздушных сигналов для зонда, измеряющего воздушные сигналы. В этом изобретении измеренные давления используются наряду с нейронными сетями для параметров воздушных сигналов. Для этого требуется обучение нейронной сети в автономном режиме. Далее, в этом патенте не упоминается схема обнаружения и изоляции отказов.
[0009] В US2003/0219252A1 описана молекулярная оптическая система воздушных сигналов (Molecular Optical Air Data System , MOADS). Она непосредственно измеряет скорость и направление ветра, плотность и температуру массы воздуха. Из этих измерений можно определить полный набор параметров воздушных сигналов. В отличие от трубок полного и статического давлений, однако, MOADS может работать при больших углах атаки. В надлежащей конфигурации MOADS может продолжать измерять параметры воздушных сигналов при угле атаки 90 градусов. Прибор MOADS имеет конструкцию, устанавливаемую заподлицо, что способствует снижению заметности, поскольку в летательном аппарате отсутствуют выступы, создающую эффективную поверхность рассеяния. MOADS также не зависит от корпуса летательного аппарата и ее калибровка, перекалибровка и обслуживание требует существенно меньших затрат благодаря отсутствию такой зависимости. Для определения (некогерентного) допплеровского смещения по лазерному излучению, рассеиваемому молекулами воздуха и аэрозолями (рэлеевское рассеяние и рассеяние Ми) в системе применяется интерферометр Фабри-Перо. В лазере, применяемом для создания сигнала, используются волны короткой длины 266 нм, относящиеся к ультрафиолетовой области спектра, которые невидимы для глаза человека и быстро поглощаются атмосферой. Хотя система использует преимущества аэрозолей, когда они имеются, существенным преимуществом MOADS перед другими технологиями систем воздушных сигналов является способность выполнять измерения в чистом воздухе (при наличии только молекул воздуха), в отсутствии аэрозоля, что также дает возможность измерять плотность и температуру. В этом изобретении используется лазерное излучение и интерферометр Фабри-Перо для обнаружения (некогерентного) допплеровского смещения по лазерному излучению, рассеиваемому молекулами воздуха и аэрозолями (рэлеевское рассеяние и рассеяние Ми). Затем эта информация используется для формирования воздушных сигналов. Однако, в этом патенте не упоминается какая-либо схема обнаружения и изоляции отказов.
[0010] В US8930062B2/патенте Индии № 274857/заявке PCT № PCT/IN2009/000349 описана система и способ для обнаружения и изоляции отказов при измерении давления в FADS. Этот патент относится к способу обнаружения и изоляции отказов в отверстиях для отбора давления и отказов датчиков давления системы измерения давления, содержащей пять уровней обнаружения отказов, а именно: проверка измеренных давлений с тройным модульным резервированием (Triple Modular Redundant, TMR), после чего выполняется грубая проверка находятся ли измеренные поверхностные давления в требуемом диапазоне в конкретный момент фазы полета; проверяют постоянное давление и скорость измеренных поверхностных давлений для идентификации полной или частичной блокировки отверстий для отбора давления. Последняя проверка основана на формировании одного или более структурированного набора оценок угла атаки и угла скольжения по заранее заданным комбинациям этих отверстий для отбора давления, лежащих на вертикальном и горизонтальном меридианах носового обтекателя летательного аппарата; и обнаруживают и изолируют отказы в отверстиях для отбора давления и датчиках давления в вертикальном и горизонтальном меридианах на основе этого одного или более структурированного набора оценок угла атаки и угла скольжения. В этом изобретении в основном используется структурированный набор оценок угла атаки и угла скольжения и не учитываются давления, который являются основным входным параметром для FADS. Вышеупомянутое изобретение требует пять уровней проверки обнаружения и изоляции отказов. Обнаружение и изоляция отказов в этом патенте требует сравнения десяти оценок угла атаки и сорока оценок угла скольжения.
[0011] В работе Fault tolerant neural network algorithm for flush air data sensing, Journal of Aircraft, Vol 36, Issue 3, pp. 541 -549, May 1999, Rohloff TJ, Whitmore SA and Catton I описывается комбинация аэродинамической и нейронно-сетевой моделей, используемой для перевода дискретного распределения давления на носу летательного аппарата в набор параметров воздушных сигналов, включая статическое давление, динамическое давление, число Маха угол атаки и угол скольжения. Для оценки воздушных сигналов используется всего 20 нейронных сетей. В этой работе используется всего 11 отверстий для отбора давления. Нейронные сети, работающие на группах из пяти или шести отверстий для отбора давления, предназначены для формирования оценок воздушных сигналов. Сначала берется среднее от оценок воздушных сигналов по всем группам. Обнаружение отказов осуществляется путем просмотра отклонений оценки воздушных сигналов от средней оценки.
[0012] В работе Fault tolerance and extrapolation stability of a neural network air data estimator, Journal of aircraft, Vol 36, Issue 3, pp. 571 -576, May 1999, Rohloff TJ, and Catton I описана работа нейронной сети FADS при наличии отказов отверстий для отбора давления. Система имеет 11 отверстий для отбора давления. Образуются группы нейронный сетей с пятью или шестью давлениями в качестве входных сигналов. Оценки в разных группах давлений усредняют для получения наилучшей оценки. Для обнаружения отказов рассчитывают набор давлений FADS, связанный с оценочными величинами параметров воздушных сигналов, используя обратное отношение. Затем вычисляют сумму квадратов разниц между измеренными и рассчитанными поверхностными давлениями. Для обнаружения и изоляции неисправных отверстий применяют статистический критерий проверки адекватности, используя критерий хи-квадратов.
[0013] В работе Failure management scheme for use in a flush air data system, Aircraft design, Vol 4, pp. 151 -162, 2001, SrinathaSastry CV, Raman KS and LakshmanBabu B описано применение векторов, указывающих на отказ, и формирование рассуждений путем манипулирования символами для выбора правильных величин из множества дублирующих величин рассчитанных параметров воздушных сигналов. Дублирующие величины параметров берут в комбинациях по две за один раз и вычисляют абсолютную разность. Расположение этих разниц в определенном порядке позволяет получить вектор разниц. Представляя каждое из ограниченных порогом условий символом, например, "0", и каждое из не ограниченных порогом условий символом "1", соответственно, можно получить вектор этих двух символов, имеющий полное соответствие вектору разниц. Таким образом, дублирующая величина из набора дублирующих величин параметра, соответствующая ошибочной величине, является конкретным вектором двух символических элементов, специфичным для этой ошибочной величины. Он называется вектором- индикатором отказа конкретной пары отверстий. Каждый вектор представляет собой стандартный вектор индикатора отказа, указывающий отказ конкретной пары отверстий. Это уникальное свойство каждого из этих векторов символов относительно пары отверстий используется для определения отказов. Вышеуказанная методология определяет пару отверстий, вносящих ошибку в оценку воздушных сигналов.
[0014] В работе Failure detection and fault management techniques for a pneumatic high angle of attack Flush Air Data System (Hi-FADS), NASA Technical Memorandum-4335, Stephen.A. Whitmore and Timothy R Moes описывается технология обнаружения отказов, основанная на статистических свойствах на отверстиях. Этот алгоритм требует оценки такой разницы между измеренным давлением и прогнозной моделью для каждого отверстия. Этот способ основан на анализе по критерию хи-квадрат и в этой статье используется взвешенный наименьший квадрат. Проверка на соответствие критерию хи-квадрат разниц давления используется для обнаружения отказа отверстия для отбора давления. После обнаружения влияние отказа исключается с использованием взвешенных наименьших квадратов. В этой статье упоминается, что индивидуальные разницы давления нормально распределены. Поэтому для данного кадра данных квадрат суммы масштабированных разниц (деленный на изменчивость) долен распределяться как переменная хи-квадрат с N-6 степенями свободы, где N - общее количество отверстий. Количество степеней свободы уменьшается на пять, поскольку разницы связаны пятью параметрами, которые вычислены по ним. Этими параметрами являются состояния воздушных сигналов, динамическое давление, угол атаки, угол скольжения, статическое давление свободного потока и калибровочный параметр. Статистические свойства разниц между измеренным и прогнозным давлением следует подтверждать по большому количеству полетных данных. Упоминается, что дисперсия выборки оценивалась с использованием почти полумиллиона кадров данных, собранных во множестве полетов. Такая оценка статистических свойств разниц между измеренным и прогнозным давлением может быть затруднительной и может проводиться только после множество испытательных полетов системы.
[0015] Подводя итог, способы и устройства по предшествующем уровню техники имеют много ограничений. Основным недостатком аналогов является то, что они основаны на обратной модели оценки значений давления в отверстиях для отбора давления. Это усложняет алгоритм обнаружения и изоляции отказов. Кроме того, в предшествующем уровне техники требуется масштабная валидация разниц между измеренным и прогнозируемым давлением. Для устранения этих ограничений был разработан новый способ обнаружения некорректных измерений давления в FADS, используя эпюры давления между соседними отверстиями. Далее, предлагаемый способ подчеркивает конфигурацию резервирования системы, которая может выдерживать блокирование датчиков давления, отказы датчиков давления, отказы электронных компонентов датчиков и отказы обрабатывающих электронных компонентов и, одновременно, выдавать на выходе надежные воздушные сигналы для использования в системе управления и наведения аэрокосмических летательных аппаратов.
Сущность изобретения
[0016] Поскольку FADS основана на измерениях давления на поверхности через отверстия для отбора давления в носовом конусе летательного аппарата, важно, чтобы при этих измерениях не возникали ошибки. Однако ошибки при таких измерениях давления могут возникать в результате отказов датчиков давления или из-за блокировки отверстий для отбора давления в результате обледенения или попадания посторонних частиц. Заблокированные отверстия для отбора давления и неисправные датчики могут привести к существенному отклонению оценочных параметров воздушных сигналов от истинных величин, что в итоге может привести к потере управления летательным аппаратом и к провалу миссии. Поэтому важно исключить заблокированные отверстия для отбора давления или отказавшие датчики из вычислений FADS для повышения точности и надежности оценок FADS. Это требование ведет к разработке схемы обнаружения и изоляции отказов, которая с точки зрения расчетов менее трудоемка и более пригодна для реализации на бортовом компьютере.
[0017] Основной целью настоящего изобретения является разработка простой и пригодной для реализации на бортовом компьютере методологии обнаружения и изоляции отказов,
[0018] Другой целью настоящего изобретения является создание методологии обнаружения и изоляции отказов, которая работает непосредственно на входных давлениях и, поэтому, имеет преимущество для цели обнаружения и изоляции отказов, поскольку расчет обратной модели, например, оценки давления на каждом отверстии, не требуется.
Краткое описание чертежей
[0019] Вышеописанные и другие признаки настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего описания и приложенной формулы в сочетании с приложенными чертежами. Учитывая, что на чертежах показано лишь несколько вариантов реализации изобретения и, поэтому, они не ограничивают объем изобретения, изобретение будет описано более конкретно и подробно со ссылками на приложенные чертежи.
Фиг. 1 - конфигурация отверстий для отбора давления и классификация внутренних и внешних отверстий.
Фиг. 2 - интерфейс между различными модулями в FADS.
Фиг. 3 - конфигурация резервирования в FADS.
Фиг. 4 - отклонения давления между соседними отверстиями.
Фиг. 5 - обнаружение отказа центрального отверстия (отверстие 5).
Фиг. 6 - обнаружение отказа внутреннего отверстия (отверстия 2, 4, 6 и 8).
Фиг. 7 - обнаружение отказа внешнего отверстия (отверстия 1, 3, 7 и 9)
Фиг. 8 - обнаружение отказа центрального отверстия после двух неисправностей (отверстие 5).
Фиг. 9 - обнаружение отказа внутреннего отверстия после двух неисправностей (отверстия 2 4 6 и 8).
Подробное описание изобретения
[0020] Рассматриваемая система имеет девять отверстий для отбора давления, расположенных на носовом обтекателе летательного аппарата (фиг. 1a и 1b). На чертеже также показаны идентификационные номера отверстий для отбора давления. В этом новом способе обнаружения отказов отверстия для отбора давления классифицируются как внешние и внутренние отверстия. Внешние отверстия лежат на периферии внешней окружности носового обтекателя, а внутренние отверстия лежат на внутренней окружности носового обтекателя летательного аппарата. Кроме того, есть внутреннее отверстие для отбора давления, которое расположено в центре носового обтекателя. Максимальная разница давлений, которая может возникнуть между двумя соседними отверстиями среди внутренних или внешних отверстий для разных условий полета, таких как число Маха, угол атаки и угол скольжения, устанавливается изначально масштабным моделированием.
[0021] В полете показания каждого отверстия для отбора давления сравнивают относительно заранее заданных пороговых значений с показаниями ближайших двух соседних отверстий на внешней или внутренней окружности в носовом обтекателе. Для центрального отверстия сравнение производится с отверстиями 4 и 6 внутренней окружности. Этот способ сравнения обнаруживает неисправную пару отверстий. Неисправное отверстие для отбора давления далее изолируется путем определения более существенных изменений, чем те, которые ожидаются, в течение периода времени одного малого цикла времени вычислений процессора. Используются два набора пороговых значений, один для числа Маха меньше единицы, а другой для числа Маха больше единицы.
[0022] Каждое отверстие для отбора давления имеет три датчика абсолютного давления, которые измеряют давление на поверхности в месте нахождения конкретного отверстия для отбора давления. Отверстия для отбора давления соединены с датчиками давления трубками для снижения температуры, воздействующей на датчики.
[0023] На фиг. 2 показан интерфейс между разными модулями FADS. Отверстия для отбора давления соединены с датчиками давления пневматическими трубками. Длину пневматических трубок выбирают так, чтобы температура, действующая на датчики, находилась в заданных пределах во время фазы аэродинамического нагрева траектории. Выход датчиков давления подается на модули интерфейса датчиков FADS (FADS Sensor Interface Module, FSIM). Модули интерфейса датчиков в свою очередь соединены с электронными схемами FADS на основе DSP процессора (Digital Signal Processor, DSP, ), которые выполняют алгоритм FADS. Выход электронных схем FADS, т.е., параметры воздушных сигналов, посылаются на компьютер управления полетом (Mission Management Computer, MMC) для использования системой наведения и управления аэрокосмического летательного аппарата.
[0024] На фиг. 3 показана конфигурация резервирования FADS. Система FADS требует лишь 5 измерений давления для расчета состояний воздушных сигналов. Однако для компенсации блокировки отверстий имеется девять отверстий для отбора давления. Такое резервирование создается на уровне самих отверстий для отбора давления и допускает блокировку двух отверстий по горизонтали и двух отверстий по вертикали. Каждое отверстие для отбора давления имеет три датчика давления, которое измеряют поверхностное давление в конкретном положении отверстия для отбора давления. В отверстии для отбора давления требуется только два датчика для получения показаний, соответствующих отверстию для отбора давления. Поэтому, допускается отказ одного датчика на отверстии для отбора давления и от такого отверстия для отбора давления все еще могут быть получены достоверные показания, которые можно использовать.
[0025] В системе имеется три набора FSIM. Каждый имеет доступ к одному датчику каждого отверстия для отбора давления. Полный отказ одного из наборов FSIM может быть допущен без влияния на работу системы или снижения точности системы. Как в электронных схемах FADS так и в компьютере управления полетом предусмотрено двойное резервирование. Между электронными схемами FADS и компьютером управления полетом выполнено как прямое так и перекрестное соединение. Это сделано для того, чтобы отказ одной электронной схемы FADS или одного компьютера управления полетом не повлиял на работу системы. Таким образом вся система имеет резервирование по отверстиям для отбора давления, датчикам давления, набору FSIM, электронным схемам FADS и компьютеру управления полетом.
[0027] Проверка измеренных давлений с тройным модульным резервированием (уровень 1 обнаружения и изоляции отказов):
Первым этапом проверки обнаружения и изоляции отказов является логическая проверка измеренных давлений с тройным модульным резервированием по датчикам давления на каждом отверстии для отбора давления. При всех исправных датчиках давления все три показателя давления на отверстии для отбора давления должны быть в пределах порогового значения. Перекрестное сравнение трех показателей давления на отверстии для отбора давления (TMR - логика) позволяет определить отказ датчика давления. Эта проверка проводится на всех девяти отверстиях для отбора давления. Однако эта проверка не может определить полностью или частично блокированные отверстия или одновременный отказ двух датчиков давления в одном отверстии для отбора давления.
Поэтому проводиться проверка следующего уровня, т.е., проверка ближайшего соседа.
[0028] Эпюра давления на соседних отверстиях для отбора давления:
Максимальная разница давлений, которая может возникнуть между двумя соседними отверстиями на внутренней или внешней окружностях и центральным отверстием для разных условий полета, таких как число Маха, угол атаки и угол скольжения, определяется изначально с помощью масштабного моделирования. Номинально для этой цели рассматриваются верхняя граничная и нижняя граничная траектории. Типичные значения разницы давления для номинальной, верхней граничной и нижней граничной траекторий показаны на фиг. 4a, 4b и 4c.
[0029] Проверка "ближайшего соседа" по измеренным давлением (уровень 2 обнаружения и изоляции отказов):
В полете показание каждого отверстия для отбора давления сравнивают относительно заранее заданных пороговых значений с двумя ближайшими соседями в соответствующей окружности. Центральное отверстие сравнивается с отверстиями 4 и 6 внутренней окружности (фиг. 5a и 5b). Как указано выше, порог принятия решения для этой логики получен на основе детального анализа номинальной и отклоняющейся от номинальной траекториях полета спускаемого аппарата. Для конкретного описываемого случая использовались пороговые уровни в Паскалях, приведенные в таблице 1. Для устранения любых ложных тревог, которые могут быть вызваны ошибками в оценке этих пороговых значений, полученных моделированием, используется допуск 1500 Па.
Таблица 1. Пороговые значения, используемые для обнаружения отказа
| Условие | Макс. разница давления на соседних отверстиях | Допуск для дисперсии Ср | Пороговое значение | Макс. разница давления на соседних отверстиях после отказа соседнего отверстия | Допуск для дисперсии Ср | Пороговое значение |
| M≤1 | 8016 | 1503 | 10000 | 12536 | 1503 | 14500 |
| M>1 | 6661 | 1503 | 8500 | 10900 | 1503 | 12500 |
Такой способ сравнения позволяет определить пару с отказавшим отверстием. Отказавшее отверстие для отбора давления затем изолируют, обнаруживая более существенные изменения, чем нормально ожидаемые за период одного малого цикла времени вычислений компьютера. Используются два набора пороговых значений, один для числа Маха больше 1, другой для числа Маха меньше 1.
Обнаружение отказавшего центрального отверстия (5) (фиг. 5a)
- Определяют абсолютную величину разницы давления меду центральным отверстием (5) и внутренними отверстиями (4 и 6), и сравнивают с пороговым значением.
- Переключение пороговых значений осуществляется на основе числа Маха, определенного ИНС.
- Если обе разницы давлений (абсолютные величины) находятся в пределах порогового значения, то центральное отверстие (5) исправно.
- Если любая разница давлений (абсолютная величина) выходит за пределы порогового значение, тогда два отверстия в этой комбинации отверстий определяются как отказавшие.
Обнаружение отказавшего отверстия внутренней окружности (2, 4, 6, 8) (фиг. 6a)
- Определяют абсолютную величину разниц давления между внутренними отверстиями (2-4, 4-8, 8-6, 6-2) и сравнивают результат с пороговым значением.
- Переключение пороговых значений осуществляется на основе числа Маха, полученного ИНС.
- Если все разницы давления (абсолютные величины) находятся в пределах порогового значения, то все внутренние отверстия исправны.
- Если разница давлений (абсолютная величина) выходит за пределы порогового значения, то два отверстия в этой комбинации отверстий определяются как отказавшие.
Обнаружение отказавшего отверстия внешней окружности (1, 3, 7, 9) (фиг. 7a)
- Определяют разницы давления (абсолютную величину) между внешними отверстиями (1-3, 3-9, 7-9, 1-7) и сравнивают результат с пороговым значением.
- Переключение порогового значения осуществляется на основе числа Маха, полученного ИНС.
- Если все разницы давления (абсолютные величины) находятся в пределах порогового значения, то все внешние отверстия исправны.
- Если разница давлений (абсолютная величина) между двумя любыми внешними отверстиями выходит за пороговое значение, то два отверстия в этой комбинации отверстий определяются как отказавшие.
Изоляция отказавшего отверстия после обнаружения отказавшей пары
- Давление на отверстии сравнивают с величиной, измеренной на предыдущем малом цикле.
- Если абсолютная величина разницы между текущей и предыдущей величинами давления на отверстии за малый цикл длительностью 20 миллисекунд превышает 1000 Па, это отверстие немедленно изолируется в текущем малом цикле и расчет воздушных сигналов производится без этих отверстий.
Логика обнаружения и изоляции отказов после отказа одного отверстия:
- После изоляции отверстия для отбора давления определение отверстий, с которыми сравнивают его соседей изменяется для выполнения последующего обнаружения и изоляции отказов.
- Для отказов отверстий во внутренней/внешней окружности логика обнаружения и изоляции отказов для отверстия, диаметрально противоположного отказавшему отверстию, остается той же.
- Если первый отказ возникает в отверстиях 4 или 6, обнаружение и изоляция отказов центрального отверстия выполняется путем сравнения отверстия 5 с отверстиями 2 и 8, как показано на фиг. 5c.
- В случае отказа внутреннего отверстия оставшиеся два отверстия сравнивают с отверстием, диаметрально противоположным отказавшему отверстию и с центральным отверстием (если центральное отверстие исправно) или с отверстием внешней окружности, ближайшим к ним (если ближайшее отверстие внешней окружности исправно). Это показано на фиг. 6b и 6c для репрезентативного случая отказа отверстий 2 и 8, соответственно.
- В случае отказа внешнего отверстия оставшиеся два отверстия сравнивают с отверстием, диаметрально противоположным отказавшему отверстию, а также с ближайшим к ним отверстием внутренней окружности. Это показано на фиг. 7b и 7c для репрезентативного случая отказа отверстий 1 и 9.
- Переключение пороговых значений осуществляется в соответствии с числом Маха.
- Для изоляции второго отказа используется изменение на 1000 Па относительно предыдущего малого цикла.
- Проверка обнаружения и изоляции отказа второго уровня не выполняется для отверстия, которое уже было изолировано посредством проверки обнаружения и изоляции отказа первого уровня.
Логика обнаружения и изоляции отказа после двух отказов:
- После изоляции двух отверстий для отбора давления, определение отверстия, с которыми сравнивают их соседей, также изменяется для дальнейшего обнаружения и изоляции отказов.
- Для проверки обнаружения и изоляции отказов второго уровня для центрального отверстия, центральное отверстия сравнивают с оставшимися двумя исправными внутренними отверстиями (после проверки измеренных давлений с тройным модульным резервированием двух отказавших внутренних отверстия), как показано на фиг. 8.
- Отказавшая пара определена и для изоляции отказа центрального отверстия используется состояние метки обнаружения и изоляции отказов второго уровня. Если более двух внутренних отверстий были изолированы посредством обнаружения и изоляции отказов, изоляция центрального отверстия осуществляется путем сравнения с давлением на предыдущем цикле.
- Для внутренних отверстий, если отказали два соседних отверстия, сравнение производится с оставшимися двумя соседними отверстиями для отбора давления, которые могут быть центральным, внутренним или внешним отверстием. Это показано на фиг. 9a-9e для репрезентативного случая отверстия 4 для отбора давления, когда его соседние отверстия отказали. После обнаружения отказавшей пары, дальнейшую изоляцию отказавших отверстий для отбора давления можно выполнить, сравнивая давление предыдущего цикла с пороговым значением 1000 Па. Эта логика распространяется также и на другие отверстия внутренней окружности (2, 6, 8).
- Для обнаружения внешнего отверстия (отверстия 1, 3, 7 и 9) отказ двух соседних отверстий исчерпывает количество всех соседних отверстия и, поэтому, обнаружение и изоляция отказов осуществляется путем сравнения с пороговым значением 1000 Па с предыдущей величиной давления.
Предлагаемая методология охватывает широкий диапазон отказов и пригодна для использования на борту спускаемого аппарата.
Claims (19)
1. Система для обнаружения и изоляции отказов в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления (FADS), содержащая:
множество отверстий для отбора давления, расположенных крестообразно заподлицо в носовом обтекателе космического летательного аппарата;
по меньшей мере три датчика давления, соединенных с каждым отверстием для отбора давления пневматической трубкой для измерения поверхностного давления на множестве отверстий для отбора давления;
множество модулей интерфейса датчиков FADS (FSIM), каждый из которых соединен с датчиками давления;
электронные схемы FADS на основе DSP процессора, соединенные с FSIM, и компьютер управления полетом (MMC), соединенный с выходом электронных схем FADS прямым и перекрестным соединением,
при этом DSP процессор и MMC выполнены с возможностью:
обнаруживать неисправное отверстие для отбора давления из множества отверстий для отбора давления путем перекрестного сравнения по меньшей мере трех показателей давления между двумя ближайшими соседями для каждого отверстия для отбора давления относительно заранее заданных пороговых значений;
изолировать заблокированные или неисправные отверстия для отбора давления, если измеренное поверхностное давление превышает заранее заданное пороговое значение.
2. Система по п. 1, в которой пневматические трубки конкретной длины выбраны для уменьшения температуры, воздействующей на датчики во время фазы аэродинамического нагрева траектории.
3. Система по п. 1, в которой отверстия для отбора давления классифицируются как внешние и внутренние отверстия, причем внешние отверстия лежат на периферии внешней окружности носового обтекателя, а внутренние отверстия лежат на внутренней окружности носового обтекателя летательного аппарата, причем дополнительно имеется самое внутреннее отверстие для отбора давления, расположенное в центре носового обтекателя.
4. Система по п. 1, в которой предусмотрено резервирование на уровне отверстий для отбора давления, чтобы допускать блокирование до двух горизонтальных и двух вертикальных отверстий.
5. Система по п. 1, в которой предусмотрено двойное резервирование как для электронных схем FADS, так и для компьютера управления полетом, причем схема резервирования в отверстиях для отбора давления, датчиках давления, наборе FSIM, электронных схемах FADS и компьютере управления полетом такова, что отказ любого одного из этих элементов не влияет на работу всей системы.
6. Способ обнаружения и изоляции отказов отверстий для отбора давления и датчиков давления в FADS, содержащий этапы, на которых:
определяют неисправные датчики давления на отверстиях для отбора давления путем перекрестного сравнения по меньшей мере трех показателей давления между двумя ближайшими соседями на каждом отверстии для отбора давления относительно заранее заданных пороговых значений на каждой окружности;
изолируют заблокированный или отказавший датчик давления, если измеренные поверхностные давления больше требуемого порогового значения во время одного вычислительного цикла обновления процессора;
при этом два ближайших соседа выбирают в зависимости от положения отказавшего отверстия или отказавших отверстий для отбора давления, причем определение ближайшего соседа изменяют после отказа одного/двух отверстий в зависимости от отказавших отверстий.
7. Способ по п. 6, в котором два набора пороговых значений используют на основе чисел Маха, полученных от ИНС, для переключения между Мах>1 и Мах<1.
8. Способ по п. 6, в котором максимальную разницу давлений между двумя соседними отверстиями для разных условий полета, таких как число Маха, угол атаки и угол скольжения, задают изначально с помощью масштабного моделирования.
9. Способ по п. 6, в котором пороговое значение давления равно 1000 Па в течение вычислительного времени 20 миллисекунд.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IN201841019119 | 2018-05-22 | ||
| IN201841019119 | 2018-05-22 | ||
| PCT/IN2019/050246 WO2019224833A1 (en) | 2018-05-22 | 2019-03-27 | System and method for detecting faulty pressure measurements in flush air data system using pressure patterns among adjacent ports |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2771090C1 true RU2771090C1 (ru) | 2022-04-26 |
Family
ID=68616757
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020104027A RU2771090C1 (ru) | 2018-05-22 | 2019-03-27 | Система и способ обнаружения ошибочных измерений давления в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления с использованием эпюр давлений между соседними отверстиями для отбора давления |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20210072281A1 (ru) |
| EP (1) | EP3797267B1 (ru) |
| JP (1) | JP2021524013A (ru) |
| CN (1) | CN111164384A (ru) |
| ES (1) | ES2954610T3 (ru) |
| RU (1) | RU2771090C1 (ru) |
| WO (1) | WO2019224833A1 (ru) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111846192B (zh) * | 2020-06-04 | 2022-06-17 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段 |
| US11754484B2 (en) * | 2020-09-22 | 2023-09-12 | Honeywell International Inc. | Optical air data system fusion with remote atmospheric sensing |
| CN113687096B (zh) * | 2021-09-22 | 2023-03-21 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法 |
| DE102022103381B3 (de) * | 2022-02-14 | 2023-07-06 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren zur Bestimmung von Anströmparametern einesÜberschall-Flugkörpers |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2498320C2 (ru) * | 2009-04-21 | 2013-11-10 | Индиан Спейс Рисерч Организейшн | Система и способ для обнаружения и изолирования неисправностей при замере давления системы воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления (fads) |
| RU137104U1 (ru) * | 2013-07-09 | 2014-01-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ульяновский государственный технический университет" | Регулируемый приемник воздушного давления |
| US20140180503A1 (en) * | 2012-12-11 | 2014-06-26 | Thales | System for providing independent and dissimilar flight parameter estimates of an aircraft and associated aircraft |
| US10605822B2 (en) * | 2017-06-12 | 2020-03-31 | The Boeing Company | System for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19640606C1 (de) * | 1996-10-01 | 1997-09-11 | Nord Micro Elektronik Feinmech | Meßeinrichtung zur Erfassung von Stau- und Statikdrücken bei einem Fluggerät |
| CN104568295A (zh) * | 2014-12-08 | 2015-04-29 | 太原航空仪表有限公司 | 嵌入式大气数据系统压力故障监控处理方法 |
| CN105574271B (zh) * | 2015-12-17 | 2018-06-19 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种嵌入式大气数据传感系统主动容错设计方法 |
| CN106645794B (zh) * | 2016-11-17 | 2019-12-20 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法 |
-
2019
- 2019-03-27 CN CN201980004667.XA patent/CN111164384A/zh active Pending
- 2019-03-27 EP EP19806435.4A patent/EP3797267B1/en active Active
- 2019-03-27 JP JP2020504244A patent/JP2021524013A/ja active Pending
- 2019-03-27 US US16/768,905 patent/US20210072281A1/en not_active Abandoned
- 2019-03-27 RU RU2020104027A patent/RU2771090C1/ru active
- 2019-03-27 WO PCT/IN2019/050246 patent/WO2019224833A1/en unknown
- 2019-03-27 ES ES19806435T patent/ES2954610T3/es active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2498320C2 (ru) * | 2009-04-21 | 2013-11-10 | Индиан Спейс Рисерч Организейшн | Система и способ для обнаружения и изолирования неисправностей при замере давления системы воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления (fads) |
| US20140180503A1 (en) * | 2012-12-11 | 2014-06-26 | Thales | System for providing independent and dissimilar flight parameter estimates of an aircraft and associated aircraft |
| RU137104U1 (ru) * | 2013-07-09 | 2014-01-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ульяновский государственный технический университет" | Регулируемый приемник воздушного давления |
| US10605822B2 (en) * | 2017-06-12 | 2020-03-31 | The Boeing Company | System for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2019224833A1 (en) | 2019-11-28 |
| ES2954610T3 (es) | 2023-11-23 |
| EP3797267B1 (en) | 2023-06-07 |
| EP3797267A4 (en) | 2021-07-14 |
| JP2021524013A (ja) | 2021-09-09 |
| CN111164384A (zh) | 2020-05-15 |
| US20210072281A1 (en) | 2021-03-11 |
| EP3797267A1 (en) | 2021-03-31 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2771090C1 (ru) | Система и способ обнаружения ошибочных измерений давления в системе воздушных сигналов с невыступающими приемниками давления с использованием эпюр давлений между соседними отверстиями для отбора давления | |
| US9211961B2 (en) | System and method for detecting and isolating faults in pressure sensing of flush air data system (FADS) | |
| US11029706B2 (en) | Flight control system for determining a fault based on error between a measured and an estimated angle of attack | |
| CN111351516B (zh) | 使用残差故障模式辨识的传感器故障检测和识别 | |
| US7257470B2 (en) | Fault isolation method and apparatus in artificial intelligence based air data systems | |
| US20070130096A1 (en) | Fault detection in artificial intelligence based air data systems | |
| JP4783394B2 (ja) | センサの故障適応方法 | |
| EP3663772B1 (en) | Flight control system for determining estimated dynamic pressure based on lift and drag coefficients | |
| BRPI1104500B1 (pt) | método de monitoramento de um sistema aviônico para bloqueios pneumáticos, e sistema aviônico | |
| US11472568B2 (en) | Prognostic monitoring of complementary air data system sensors | |
| EP3663774B1 (en) | Flight control system for determining a common mode pneumatic fault | |
| Fravolini et al. | Model-based approaches for the airspeed estimation and fault monitoring of an Unmanned Aerial Vehicle | |
| Crowther et al. | A neural network approach to the calibration of a flush air data system | |
| Viana et al. | Reliable integration of thermal flow sensors into air data systems | |
| Rohloff et al. | Fault tolerance and extrapolation stability of a neural network air-data estimator | |
| Kılıç | Deep Learning-Based Airspeed Estimation System for a Commercial Aircraft. | |
| Brown | The Uncertainity Analysis of a Radome Flush Orifice Air Motion System for the Measurement of Aircraft Incident Angles |