用于自動估算與航空器的飛行相關(guān)的參數(shù)的方法和裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及用于自動估算與航空器的飛行相關(guān)的至少一種參數(shù)特別是航空器的 迎角的方法和裝置。
[0002] 在本發(fā)明的框架內(nèi)，"與航空器的飛行相關(guān)的參數(shù)"旨在表示航空器的這樣的飛行 參數(shù)，比如航空器的空氣速度、迎角或馬赫數(shù)，以及位于航空器外并且由航空器在飛行過程 中遇到的參數(shù)，比如總溫度等。
[0003] 與航空器的飛行相關(guān)的這類參數(shù)通常是借助于基于比如總壓力、總溫度或迎角探 頭等探頭在航空器上實施的測量來確定的。然而，天氣現(xiàn)象比如特別是冰等可能對傳感器 和探頭有影響，其甚至可能導(dǎo)致危害所實施的測量，致使它有時是錯誤的（固定不變或有 偏差）。本發(fā)明的一個目的特別在于彌補該缺點。
【背景技術(shù)】
[0004] 公知的是，航空器特別是運輸飛機通常設(shè)置有ADC( "空氣數(shù)據(jù)計算機"）類型的風(fēng) 速風(fēng)壓平臺，其實時提供CAS( "校準(zhǔn)空氣速度"）類型的常規(guī)速度（conventional speed)。 因此，該風(fēng)速風(fēng)壓平臺關(guān)聯(lián)于總壓力探頭（Pitot管），并且它可以例如形成ADIRS( "空氣 數(shù)據(jù)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)"）類型的空氣數(shù)據(jù)和慣性數(shù)據(jù)系統(tǒng)的一部分，其表示集成有風(fēng)速風(fēng)壓平 臺的功能的慣性基準(zhǔn)平臺。然而，例如在系統(tǒng)故障、來自傳感器的信息錯誤、或者存在結(jié)冰 或冰晶期間，可能出現(xiàn)錯誤或缺失的空氣數(shù)據(jù)（特別是空氣速度）。
[0005] 專利FR-2979993描述了一種方法和裝置，使得有可能提供一種替代的空氣速度， 其甚至是在風(fēng)速風(fēng)壓平臺和/或與之相關(guān)聯(lián)的壓力探頭特別是Pitot探頭失效的情況下， 也能夠得到確定。因此，該專利FR-2979993特別公開了一種用于自動估算航空器的特別 準(zhǔn)確的空氣速度的方法，該空氣速度甚至是在存在錯誤空氣數(shù)據(jù)時也能得到確定。為此目 的，該方法采取措施來基于與航空器相關(guān)的并且包括氣動參數(shù)的當(dāng)前參數(shù)值（質(zhì)量、載荷 因數(shù)、迎角等）來計算被稱為氣動速度的空氣速度，接收由風(fēng)速風(fēng)壓平臺生成的當(dāng)前常規(guī) 速度，從該常規(guī)速度減去估算速度以便獲得剩余速度，比較該剩余速度與閾值，并根據(jù)該比 較： ?在剩余速度小于或等于閾值的情況下，對它積分以便獲得修正值，其被添加至氣動 速度，以便最終獲得估算空氣速度；并且 ?在剩余速度大于閾值（達一確認(rèn)持續(xù)時間）的情況下（表示檢測到常規(guī)速度的有效 性問題），并且在保持如此的情況下，將固定修正值添加至氣動速度以獲得估算空氣速度。
[0006] 用于自動估算航空器的空氣速度的該方法使得有可能在總壓力探頭暫時失效的 情況下獲得對空氣速度的良好估算。
[0007] 用于自動估算空氣速度的該方法特別使用了航空器的迎角值來計算空氣速度。迎 角（或"攻角"）是航空器上的基準(zhǔn)線與航空器的移動方向之間相對于環(huán)繞它的空氣質(zhì)量的 角度。該角度通常是通過由安裝在航空器的外表面上的風(fēng)標(biāo)形成的迎角探頭實時提供的。
[0008] 然而，在某些特定情況下，冰可能形成在迎角探頭的高度處并干擾它們的操作，由 此阻止在航空器上獲得可靠的迎角指示。此外，如果對總壓力管的操作的干擾與對迎角探 頭的操作的這種干擾同時發(fā)生，則自動估算空氣速度的前述方法不能正確進行。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明的一個目的是自動估算與航空器的飛行相關(guān)的至少一種參數(shù)包括航空器 的至少一個迎角，從而使得有可能彌補前述缺點。它涉及一種用于自動估算與航空器的飛 行相關(guān)的至少一種參數(shù)的方法，所述方法包括用于自動確定航空器特別是運輸飛機的修正 估算迎角的至少一個第一系列的相繼步驟，所述修正估算迎角是特別準(zhǔn)確的，并且甚至是 在迎角探頭失效的情況下也能夠得到確定。
[0010] 根據(jù)本發(fā)明，所述第一系列的相繼步驟以自動且迭代的方式包括： a) 基于與航空器相關(guān)的氣動參數(shù)和慣性參數(shù)計算估算迎角； b) 測量航空器的迎角； c) 檢驗測量迎角是否被視為是一致的（consistent)或不一致的（inconsistent);以 及 d) 根據(jù)該檢驗： -在測量迎角被視為是一致的情況下，確定修正值并將該修正值添加至所述估算迎 角，以獲得修正估算迎角；并且 -在測量迎角被視為是不一致的情況下，并且在保持如此的情況下，將固定修正值添 加至所述估算迎角，以獲得修正估算迎角。
[0011] 在本發(fā)明的框架內(nèi)： -氣動參數(shù)是由測量圍繞航空器的空氣所得的參數(shù)。這些參數(shù)包括由靜態(tài)壓力探頭和 動態(tài)壓力探頭（Pitot管）測得的靜態(tài)壓力和動態(tài)壓力的測量結(jié)果、由迎角探頭提供的迎角 的測量結(jié)果、和空氣的溫度的測量結(jié)果。一部分這些氣動參數(shù)的可靠性可能需謹(jǐn)慎對待。實 際上，除了靜態(tài)壓力探頭之外，所有的氣動參數(shù)探頭都可能受到凍結(jié)的影響；并且 -慣性參數(shù)是由航空器的慣性平臺提供的參數(shù)，并且對應(yīng)于由該慣性平臺測得的加速 度值，或者對應(yīng)于通過對加速度值積分計算出的速度或位置值。
[0012] 基于氣動參數(shù)和慣性參數(shù)來計算估算迎角，而不是像現(xiàn)有技術(shù)中那樣基于氣動參 數(shù)來確定它，使得有可能在沒有一部分氣動參數(shù)的情況下，實施該計算。因此，在一特定實 施例中，可僅使用慣性參數(shù)和靜態(tài)壓力的測量結(jié)果，來實施估算迎角的計算。在該特定實施 例中，估算迎角對與氣動探頭的凍結(jié)相關(guān)的測量誤差不敏感。
[0013] 因此，借由本發(fā)明，在航空器上能獲得迎角值（修正估算迎角），其即使在迎角探 頭失效（特別是結(jié)冰）的情況下也能得到確定。另外，該迎角值呈現(xiàn)出足夠高的精度，以便 它可用于航空器的不同系統(tǒng)。
[0014] 有利地，步驟a)包括借助于以下表達式計算估算迎角a :
其中： -Q是航空器的縱向傾角（angle of longitudinal inclination)，也被稱為航空器 的俯仰角（trim); -傘是航空器的側(cè)滾角（angle of roll); -cos是余弦；并且 -Y是航空器的空氣斜率（air slope)。
[0015] 此外，在一有利方式中，所述方法包括由借助于以下表達式計算空氣斜率Y構(gòu)成 的步驟：
其中： -Vzbi是基于航空器的慣性數(shù)據(jù)確定的垂直速度；并且 _ Vtas是真實速度，其對應(yīng)于至少是在沒有由空氣數(shù)據(jù)計算機提供的任何真實速度值 的情況下的估算真實速度。
[0016] 此外，有利地，所述方法包括由借助于以下表達式計算估算真實速度Vtasl構(gòu)成 的步驟：
其中： -Y是航空器的空氣斜率； -kl、k2和R是預(yù)定值； -TAT是測量總溫度；并且 -Ml是估算馬赫數(shù)。
[0017] 此外，在一有利方式中，所述方法還包括由借助于以下表達式計算估算總溫度 TAT1構(gòu)成的步驟：
其中： -k3~k5是預(yù)定值； -Zp是航空器的高度； _ Ml是估算馬赫數(shù)；并且
其中： ? TAT是測量總溫度； ?表達式（TAlV(l+k6*s))對應(yīng)于由一階濾波器以時間常數(shù)k6過濾的值TAT;并且 ? k6~k9是預(yù)定值。
[0018] 此外，在一有利方式中，所述方法還包括由借助于以下表達式計算估算馬赫數(shù)Ml 構(gòu)成的步驟： -當(dāng)航空器的高度Zp處于地面與第一預(yù)定值優(yōu)選為30000英尺之間時：
-當(dāng)航空器的高度Zp處于所述第一值與大于所述第一值的第二預(yù)定值（優(yōu)選為36000 英尺）之間時：
其中： ? Vcl是估算空氣速度； ? Zp是航空器的處于地面與所述第二值之間的高度；并且 ? klO~kl3為預(yù)定參數(shù)。
[0019] 此外，所述方法可單獨地或以組合方式表現(xiàn)出至少一部分以下特性： _在步驟C)中，如果滿足以下條件之一，則測量迎角被視為是不一致的： ?估算迎角與測量迎角之間的差值大于預(yù)定閾值達預(yù)定持續(xù)時間； ?空氣數(shù)據(jù)計算機認(rèn)為測量迎角是不一致的； -所述方法包括以下步驟：監(jiān)測至少一個測量總溫度，以檢測總溫度探頭是否結(jié)冰。
[0020] 此外，在一有利方式中，所述方法還包括用于自動確定航空器的估算空氣速度的 第二系列的相繼步驟，所述第二系列的相繼步驟以自動且迭代的方式包括： A、 基于航空器的氣動參數(shù)和慣性參數(shù)的當(dāng)前值包括迎角值，來計算被稱為氣動速度的 空氣速度； B、 借助于風(fēng)速風(fēng)壓平臺確定當(dāng)前的常規(guī)速度； C、 從該常規(guī)速度減去