用于計(jì)算馬赫數(shù)和真空速的系統(tǒng)和方法
【專利摘要】提供了用于不參考來(lái)自空速管靜態(tài)傳感器的數(shù)據(jù)來(lái)計(jì)算馬赫數(shù)和真空速的系統(tǒng)和方法。使用來(lái)自GPS、IRS、無(wú)線電高度計(jì)以及除空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（ADC）之外的其它機(jī)載傳感器的高度信息來(lái)計(jì)算真空速和馬赫數(shù)。該計(jì)算的真空速或馬赫數(shù)可以用來(lái)在ADC信息不可靠或不可用時(shí)確認(rèn)ADC信息或者代替ADC信息。
【專利說(shuō)明】用于計(jì)算馬赫數(shù)和真空速的系統(tǒng)和方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本文所述的示例性實(shí)施例一般地涉及計(jì)算MACH數(shù)和真空速且更特別地涉及當(dāng)空 速管不可用或不能運(yùn)行時(shí)計(jì)算MACH數(shù)和真空速。

【背景技術(shù)】
[0002] 真空速（TAS)、MACH數(shù)（麗)和/或已校準(zhǔn)空速（CAS)以及高度的測(cè)量、計(jì)算以及顯 示使得飛行員能夠保持推薦的安全空速。通常，這些空速（TAS、MN、CAS)和高度由從空速管 靜態(tài)傳感器接收相關(guān)信息的空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（ADC)提供。ADC和空速管傳感器通常包括用 于高的可靠性的冗余，然而，仍發(fā)生導(dǎo)致不適當(dāng)飛行器操作的故障。
[0003] 盡管這些多個(gè)冗余、維護(hù)安全、地面上或飛行中的損壞避免、以及許多飛行前檢 查，但仍存在空速管靜態(tài)傳感器的不能運(yùn)行的機(jī)會(huì)。另外，通常高度可靠的ADC也可變成不 可靠的，提供不正確信息。因此必須在具有或沒(méi)有飛行管理系統(tǒng)的情況下具有適于一般飛 行、商業(yè)、區(qū)域性和直升飛機(jī)以及空中運(yùn)輸飛行器的MN和TAS計(jì)算的替換方法。
[0004] 相應(yīng)地，期望提供一種用于計(jì)算馬赫數(shù)和真空速以便與空速管靜態(tài)傳感器相比較 或代替空速管靜態(tài)傳感器的系統(tǒng)和方法。此外，根據(jù)結(jié)合附圖和前述【技術(shù)領(lǐng)域】和【背景技術(shù)】 進(jìn)行的后續(xù)詳細(xì)描述和所附權(quán)利要求，示例性實(shí)施例的其它期望特征和特性將變得顯而易 見(jiàn)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 提供了一種用于當(dāng)皮托管（pitot tube)不可用或不能運(yùn)行時(shí)計(jì)算馬赫數(shù)和真空 速的系統(tǒng)和方法。
[0006] 在示例性實(shí)施例中，一種用于確定飛行中的飛行器的第一真空速或第一馬赫數(shù)中 的至少一個(gè)的方法，包括 由空速管靜態(tài)傳感器來(lái)感測(cè)空氣速度和第一高度； 由被耦合到空速管靜態(tài)傳感器的空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)并響應(yīng)于空氣速度和第一高度來(lái)提 供第二真空速和第二馬赫數(shù)中的至少一個(gè)； 在存儲(chǔ)介質(zhì)內(nèi)存儲(chǔ)用于飛行器的標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積以及升力系 數(shù)； 由飛行管理系統(tǒng)來(lái)確定飛行器的負(fù)荷因數(shù)和重量； 由高度傳感器來(lái)確定第二高度； 由飛行器上的傳感器來(lái)確定沖角； 感測(cè)鄰近于飛行器的空氣的溫度；以及 由被耦合到存儲(chǔ)介質(zhì)、飛行管理系統(tǒng)、高度傳感器以及溫度傳感器的處理器根據(jù)由標(biāo) 準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積、升力系數(shù)、負(fù)荷因數(shù)、重量、第二高度、溫度以及沖角組 成的組來(lái)確定第一真空速或第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)。
[0007] 在另一示例性實(shí)施例中，一種確定飛行中的飛行器的真空速或馬赫數(shù)中的至少一 個(gè)的方法包括 在存儲(chǔ)介質(zhì)內(nèi)存儲(chǔ)用于飛行器的標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積以及升力系 數(shù)； 由飛行管理系統(tǒng)來(lái)確定飛行器的負(fù)荷因數(shù)和重量； 由高度傳感器來(lái)確定高度； 由飛行器上的傳感器來(lái)確定沖角； 感測(cè)鄰近于飛行器的空氣的溫度；以及 由被耦合到存儲(chǔ)介質(zhì)、飛行管理系統(tǒng)、高度傳感器以及溫度傳感器的處理器根據(jù)由標(biāo) 準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積、升力系數(shù)、負(fù)荷因數(shù)、重量、高度、溫度以及沖角組成的 組來(lái)確定真空速或第一馬赫數(shù)。
[0008] 在又一示例性實(shí)施例中，一種用于確定飛行中的飛行器的第一真空速或第一馬赫 數(shù)中的至少一個(gè)的系統(tǒng)包括 空速管靜態(tài)傳感器，被配置成感測(cè)空氣速度和第一高度； 空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)，被耦合到空速管靜態(tài)傳感器并被配置成提供第二真空速和第二馬赫 數(shù)中的至少一個(gè)； 存儲(chǔ)介質(zhì)，被配置成存儲(chǔ)用于飛行器的標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積以及升力 系數(shù)； 飛行管理系統(tǒng)，被配置成確定飛行器的負(fù)荷因數(shù)和重量； 高度傳感器，被配置成確定第二高度； 溫度傳感器，被配置成確定溫度； 傳感器，被配置成確定沖角；以及 處理器，被耦合到存儲(chǔ)介質(zhì)、飛行管理系統(tǒng)、高度傳感器以及溫度傳感器，并被配置成 根據(jù)由標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積、升力系數(shù)、負(fù)荷因數(shù)、重量、第二高度、溫度以 及沖角組成的組來(lái)確定第一真空速或第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0009] 下面將結(jié)合以下繪制圖形來(lái)描述本發(fā)明，其中，相似的數(shù)字表示相似的元件，并且 圖1是根據(jù)本文所述的示例性實(shí)施例的適合于在飛行器中使用的已知顯示系統(tǒng)的框 圖； 圖2是根據(jù)第一示例性實(shí)施例的供應(yīng)給算法以便確定真空速的數(shù)據(jù)的框圖； 圖3是根據(jù)第二示例性實(shí)施例的供應(yīng)給算法以便確定馬赫數(shù)的數(shù)據(jù)的框圖； 圖4是根據(jù)示例性實(shí)施例的用于從無(wú)線電高度計(jì)確定高度的流程圖； 圖5是根據(jù)示例性實(shí)施例的用于提供建議警告的流程圖； 圖6是根據(jù)示例性實(shí)施例的適合于與圖1的顯示系統(tǒng)一起使用的第一示例性方法的流 程圖；以及 圖7是根據(jù)示例性實(shí)施例的適合于與圖1的顯示系統(tǒng)一起使用的第二示例性方法的流 程圖。

【具體實(shí)施方式】
[0010] 以下詳細(xì)描述本質(zhì)上僅僅是說(shuō)明性的，并且并不意圖限制本主題或本申請(qǐng)的實(shí)施 例和此類實(shí)施例的使用。在本文中被描述為示例性的任何實(shí)施方式不一定被解釋為相比于 其它實(shí)施方式而言是優(yōu)選的或有利的。此外，不存在受到在前述【技術(shù)領(lǐng)域】、【背景技術(shù)】、發(fā)明 內(nèi)容或以下詳細(xì)描述中提出的任何明示或默示理論的束縛的意圖。
[0011] 在本文中可以根據(jù)功能和/或邏輯塊部件并參考可以由各種計(jì)算部件或設(shè)備執(zhí) 行的操作、處理任務(wù)以及功能的符號(hào)表示來(lái)描述技術(shù)和工藝。此類操作、任務(wù)以及功能有時(shí) 被稱為計(jì)算機(jī)執(zhí)行的、計(jì)算機(jī)化的、軟件實(shí)施的或計(jì)算機(jī)實(shí)施的。實(shí)際上，一個(gè)或多個(gè)處理 器設(shè)備可以通過(guò)操作表示系統(tǒng)存儲(chǔ)器中的存儲(chǔ)器位置處的數(shù)據(jù)位的電信號(hào)以及信號(hào)的其 它處理來(lái)執(zhí)行所述操作、任務(wù)和功能。其中保持?jǐn)?shù)據(jù)位的存儲(chǔ)器位置是具有對(duì)應(yīng)于該數(shù)據(jù) 位的特定電、磁、光或有機(jī)性質(zhì)的物理位置。應(yīng)認(rèn)識(shí)到的是圖中所示的各種塊部件可以由被 配置成執(zhí)行指定功能的任何數(shù)目的硬件、軟件和/或固件部件來(lái)實(shí)現(xiàn)。例如，系統(tǒng)或部件的 實(shí)施例可以采用各種集成電路部件，例如存儲(chǔ)器元件、數(shù)字信號(hào)處理元件、邏輯元件、查找 表等，其可以在一個(gè)或多個(gè)微處理器或其它控制設(shè)備的控制下執(zhí)行多種功能。
[0012] 為了簡(jiǎn)潔的緣故，在本文中可以不詳細(xì)地描述與圖形和圖像處理、導(dǎo)航、飛行計(jì) 劃、飛行器控制、飛行器數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)以及某些系統(tǒng)和子系統(tǒng)(及其單獨(dú)操作部件）的其它 功能方面有關(guān)的常規(guī)技術(shù)。此外，包含在本文中的各種圖中所示的連接線意圖表示各種元 件之間的示例性功能關(guān)系和/或物理耦合。應(yīng)注意的是在本主題的實(shí)施例中可以存在許多 替換或附加功能關(guān)系或物理連接。
[0013] 以下描述指的是元件或節(jié)點(diǎn)或特征被"耦合"在一起。除非另外明確地說(shuō)明，如本 文所使用的"耦合"意指一個(gè)元件/節(jié)點(diǎn)/特征被直接地或間接地接合到另一元件/節(jié)點(diǎn)/ 特征(或直接地或間接地與之通信)，并且不一定是機(jī)械地。因此，雖然附圖可描述元件的一 個(gè)示例性布置，但在所描述主題的實(shí)施例中可存在附加中間元件、設(shè)備、特征或部件另外， 在以下描述中還可僅僅出于參考的目的使用某些術(shù)語(yǔ)，并且因此其并不意圖是限制性的。
[0014] 下面所述那些的本發(fā)明的替換實(shí)施例可利用可用的無(wú)論何種導(dǎo)航系統(tǒng)信號(hào)、例如 基于地面的導(dǎo)航系統(tǒng)、GPS導(dǎo)航輔助、飛行管理系統(tǒng)以及慣性導(dǎo)航系統(tǒng)來(lái)動(dòng)態(tài)地校準(zhǔn)并確定 所需息。
[0015] 盡管冗余的皮托管架構(gòu)和空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（ADC)可靠性，但必須有用于計(jì)算真空 速和馬赫數(shù)的系統(tǒng)和方法。本文所述的示例性實(shí)施例不需要除當(dāng)前飛行器機(jī)上已發(fā)現(xiàn)的 (以及還未發(fā)現(xiàn)的)之外的任何附加檢測(cè)儀表。使用來(lái)自GPS、IRS、無(wú)線電高度計(jì)以及除ADC 之外的其它機(jī)載傳感器的高度信息來(lái)計(jì)算真空速和馬赫數(shù)。當(dāng)ADC信息不可靠或不可用時(shí) 該計(jì)算的真空速或馬赫數(shù)可以用來(lái)確認(rèn)ADC信息或者代替ADC信息。ADC計(jì)算的信息通常 將是更加準(zhǔn)確的；然而，從提出的方法獲得的計(jì)算的真空速和馬赫數(shù)可以用來(lái)確認(rèn)ADC信 息是可靠的(檢查ADC信息是否具有所計(jì)算的真空速和馬赫數(shù)的閾值)。
[0016] 應(yīng)理解的是圖1是出于解釋和便于描述的目的的飛行器系統(tǒng)100的一個(gè)示例性實(shí) 施例的簡(jiǎn)化表示，并且圖1并不意圖以任何方式限制本主題的應(yīng)用或范圍。在實(shí)踐中，飛行 器系統(tǒng)100將包括用于提供附加功能和特征的許多其它設(shè)備和部件，如在本領(lǐng)域中將認(rèn)識(shí) 到的。
[0017] 參考圖1，系統(tǒng)100和其中的算法計(jì)算空速數(shù)據(jù)以便與來(lái)自主要空速數(shù)據(jù)源的空 速數(shù)據(jù)相比較并在其不可靠或不可用時(shí)用于替換其。對(duì)于在本文中結(jié)合圖1所述的實(shí)施例 而言，主要空速數(shù)據(jù)源是空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(ADC) 110。在其它實(shí)施例中，用為航空電子系統(tǒng) 提供足以用于控制飛行器并保持安全飛行的準(zhǔn)確空速數(shù)據(jù)的另一設(shè)備來(lái)實(shí)施主要空速數(shù) 據(jù)源。由主要空速數(shù)據(jù)源提供的空速在本文中稱為主要空速。在一個(gè)實(shí)施方式中，航空電 子系統(tǒng)100被安裝在飛行器機(jī)上。
[0018] 當(dāng)適當(dāng)?shù)剡\(yùn)行時(shí)，ADC 110向飛行管理計(jì)算機(jī)（FMC) 120提供飛行數(shù)據(jù)，尤其是與 飛行器的空速有關(guān)的數(shù)據(jù)。FMC 120使用來(lái)自ADC 110的數(shù)據(jù)作為控制飛行器的輔助。例 如，F(xiàn)MC 120基于由ADC 110確定的空速來(lái)確定要保持什么水平的推力。在航空電子系統(tǒng) 100的其它實(shí)施例中，F(xiàn)MC 120向外部自動(dòng)推力控制系統(tǒng)、自動(dòng)推力功能134等傳達(dá)空速和 發(fā)動(dòng)機(jī)壓力比（EPR)或N1 (第一級(jí)壓縮機(jī)每分鐘的旋轉(zhuǎn)）以保持飛行器的空速。
[0019] ADC 110從空速管靜態(tài)探測(cè)器112接收空速數(shù)據(jù)。通常，將多個(gè)冗余空速管靜態(tài)探 測(cè)器112安裝在飛行器上以便增加ADC 110的可靠性。ADC 110根據(jù)其從空速管靜態(tài)探測(cè) 器112接收到的信息來(lái)計(jì)算已校準(zhǔn)空速（CAS)、馬赫數(shù)、高度以及高度趨勢(shì)數(shù)據(jù)。已校準(zhǔn)空 速（CAS)是被針對(duì)誤差、諸如儀表誤差、位置誤差以及安裝誤差進(jìn)行修正的用于飛行器的指 示空速。用于飛行器的所指示空速是針對(duì)那些誤差未修正的空速讀數(shù)。FMC 120將飛行器 的CAS用于關(guān)鍵飛行管理和控制功能。例如，在不知道飛行器的CAS的情況下，F(xiàn)MC 120不 知道什么推力將保持水平飛行或飛行器是否正在經(jīng)歷失速（stall)。飛行器的空速的另一 度量、真空速（TAS)是飛行器相對(duì)于其正在其中飛行的氣團(tuán)的速度。如本文所述，可以將飛 行器的TAS用于確認(rèn)ADC 110正在適當(dāng)?shù)剡\(yùn)行和來(lái)自主要空速數(shù)據(jù)源的飛行器的CAS不可 用的時(shí)間。
[0020] ADC 110通常是具有許多安全特征的冗余系統(tǒng)。某些飛行器可具有機(jī)載地安裝 的超過(guò)一個(gè)的ADC 110。盡管這些冗余，ADC 110并不免于故障。例如，空速管靜態(tài)探測(cè)器 112中的一個(gè)或全部可結(jié)冰，從而向ADC 110提供不正確數(shù)據(jù)，或者ADC 110本身可能出故 障。如果ADC 110出故障且不存在空速信息的替換源，則在數(shù)秒內(nèi)可能發(fā)生不期望的狀況。 在具有有線飛行（fly-by-wire)飛行控制系統(tǒng)的飛行器中，需要飛行器的TAS以便控制飛 行器。FMC 120通常不能在沒(méi)有用于飛行器的真實(shí)或已校準(zhǔn)空速的值的情況下使飛行器飛 行。為了避免這種不期望狀況，對(duì)于圖1中所示的航空電子系統(tǒng)100而言，F(xiàn)MC 120計(jì)算其 中ADC 110出故障的情況下的飛行數(shù)據(jù)。并且雖然ADC 110可提供更準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)，但來(lái)自 FMC 120的數(shù)據(jù)更加可靠且可用來(lái)確認(rèn)ADC正在適當(dāng)?shù)剡\(yùn)行。
[0021] FMC 120包括處理器122、存儲(chǔ)器124以及獨(dú)立于ADC 110來(lái)計(jì)算諸如空速之類的 飛行信息的空速例程（airspeed routine) 130。空速例程130是用由處理器122執(zhí)行的軟 件132實(shí)施的。軟件132包括在適當(dāng)存儲(chǔ)器件或介質(zhì)126上面或其中存儲(chǔ)或另外包含的程 序指令。在其上面或其中包含程序指令的存儲(chǔ)介質(zhì)126在本文中也稱為"程序產(chǎn)品"。軟件 132在被處理器122執(zhí)行時(shí)是可操作的以引起FMC 120(且更一般地其中部署了 FMC 120的 飛行器）執(zhí)行此處描述為由FMC 120執(zhí)行的各種功能(例如，下面結(jié)合圖2- 6所述的處理 的至少一部分)。
[0022] 可以用通用處理器、相聯(lián)存儲(chǔ)器、數(shù)字信號(hào)處理器、專用集成電路、現(xiàn)場(chǎng)可編程門 陣列、任何適當(dāng)?shù)目删幊踢壿嬈骷?、離散門或晶體管邏輯、離散硬件部件或被設(shè)計(jì)成執(zhí)行本 文所述功能的任何組合來(lái)實(shí)施或?qū)崿F(xiàn)處理器122?？梢詫⑻幚砥髟O(shè)備實(shí)現(xiàn)為微處理器、控制 器、微控制器或狀態(tài)機(jī)。此外，可以將處理器設(shè)備實(shí)施為計(jì)算設(shè)備的組合，例如數(shù)字信號(hào)處 理器和微處理器、多個(gè)微處理器、與數(shù)字信號(hào)處理器核相結(jié)合的一個(gè)或多個(gè)微處理器或任 何其它此類配置的組合。
[0023] 合適的存儲(chǔ)器件或介質(zhì)126包括例如非易失性存儲(chǔ)器的形式，舉例來(lái)說(shuō)，包括 半導(dǎo)體存儲(chǔ)器器件(諸如可擦可編程序只讀存儲(chǔ)器（EPROM)、電可擦可編程只讀存儲(chǔ)器 (EEPR0M)以及閃速存儲(chǔ)器器件)、磁盤(諸如緊致磁盤只讀存儲(chǔ)器（⑶-ROM)磁盤)。此外，存 儲(chǔ)器件或介質(zhì)126不需要對(duì)于FMC 120或航空電子系統(tǒng)100是本地的。在這里所述的實(shí)施 例中，存儲(chǔ)器件或介質(zhì)126是非臨時(shí)性的。通常，由處理器122執(zhí)行的軟件132的一部分和 軟件132在執(zhí)行期間所使用的一個(gè)或多個(gè)數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)被存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器124中。在此類實(shí)施例 的一個(gè)實(shí)施方式中，存儲(chǔ)器124包括現(xiàn)在已知或稍后開(kāi)發(fā)的任何適當(dāng)形式的隨機(jī)存取存儲(chǔ) 器（RAM)，諸如動(dòng)態(tài)隨機(jī)存取存儲(chǔ)器（DRAM)。在其它實(shí)施例中，使用其它類型的存儲(chǔ)器。FMC 120的部件根據(jù)需要而被使用適當(dāng)接口和互連相互通信耦合。
[0024] 空速例程130計(jì)算飛行器的已校準(zhǔn)空速（CAS)及其它飛行信息，諸如入射角（a)、 地面速度（GS)以及真空速（TAS)。入射角（a)描述飛行器上的基準(zhǔn)線與飛行器正在通過(guò)其 進(jìn)行移動(dòng)的空氣之間的角度。地面速度（GS)是飛行器相對(duì)于地面或下面的地形的速度。
[0025] 空速例程130使用從除ADC 110所使用的那些之外的源收集的數(shù)據(jù)來(lái)計(jì)算用于飛 行器的CAS、馬赫數(shù)以及TAS?？梢岳鐝目罩袛?shù)據(jù)傳感器170、由飛行員輸入、通過(guò)通信設(shè) 備154來(lái)接收或者由全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（GNSS)接收機(jī)152或慣性參考系統(tǒng)（IRS) 150確定 來(lái)獲得該數(shù)據(jù)。換言之，IRS 150、GNSS 152、通訊設(shè)備154或其它適當(dāng)設(shè)備提供飛行器的地 面軌跡和地面速度。飛行器的地面軌跡是在地球的表面上追蹤的飛行器的路線。在空速例 程130的另一實(shí)施例中，當(dāng)可用時(shí)，將來(lái)自空速管靜態(tài)傳感器112的數(shù)據(jù)用于計(jì)算飛行器的 CAS 中。
[0026] 監(jiān)視器190記錄來(lái)自空速管靜態(tài)探測(cè)器112中的一個(gè)或多個(gè)的指示空速。FMC 120 包括附加功能，其包括自動(dòng)推力功能134和失速警告功能136。自動(dòng)推力功能134使得FMC 120能夠控制飛行器的推力。如果飛行器進(jìn)入失速，則失速警告功能136向用戶（諸如飛行 員)提供警告。通常，如果指示空速快速地減小，則在駕駛艙中觸發(fā)失速警告，并且飛行器的 自動(dòng)推力功能134被脫離或保持被占用。失速警告功能136發(fā)起的失速警告的示例包括聽(tīng) 覺(jué)警告"STALUSTALL"或在主要飛行顯示器（PFD) 180上顯示的視覺(jué)失速警告。失速警告 的另一示例是使得飛行器的控制軛振動(dòng)的振桿器。還可以使用其它失速警告。
[0027] 如果任何或所有指示空速在沒(méi)有飛行器的入射角的相應(yīng)變化的情況下快速地減 小，則應(yīng)禁用失速警告功能136,并且自動(dòng)推力功能134將飛行器的推力凍結(jié)在當(dāng)前水平。 空速的快速減小是其中指示空速在沒(méi)有入射角的相應(yīng)變化的情況下快速地減小的一個(gè)。這 指示空速管靜態(tài)探測(cè)器112的故障，其又指示ADC 110的故障。因此，自動(dòng)推力功能134防 止由于在自動(dòng)推力保持被占用的情況下的指示空速的不正確減小而引起的推力增加。因 此，如果來(lái)自主要空速數(shù)據(jù)源(或替換空速源)的空速減小超過(guò)預(yù)定閾值速率，則FMC 120自 動(dòng)地禁用失速警告并將飛行器的推力保持在當(dāng)前水平。
[0028] 在航空電子系統(tǒng)100的另一實(shí)施例中，IRS 150生成航跡矢量（FPV)，其在ADI184 上面指示飛行器的航跡角（FPA)和軌跡。FPV也稱為"鳥"，因?yàn)轱@示器通常類似于鳥。FPV 顯示在主要飛行顯示器180上以使得飛行員能夠通過(guò)使鳥的翼與ADI184上的水平線對(duì)準(zhǔn) 來(lái)保持水平飛行。并且，用于主要重量和高度條件的俯仰姿態(tài)以速度參考系統(tǒng)（SRS)186的 形式顯示在ADI 184上，使得飛行員能夠保持計(jì)算的已校準(zhǔn)空速，其可以是單一值或多個(gè)值 的平均數(shù)。從表格形式的飛行器的快速參考手冊(cè)（QRH)中可得到俯仰、重量、高度或配置對(duì) 比EPR/N1信息的參數(shù)，并且可以將其存儲(chǔ)在存儲(chǔ)介質(zhì)140中的數(shù)據(jù)庫(kù)中。當(dāng)主要空速不可 靠時(shí)(例如，在空速管靜態(tài)探測(cè)器112的故障期間）使得SRS 186能夠引導(dǎo)并向飛行員指示 飛行器的FPV和軌跡，以及針對(duì)飛行器的當(dāng)前重量和高度保持推力設(shè)置和俯仰姿態(tài)。
[0029] 空中數(shù)據(jù)傳感器170收集空中數(shù)據(jù)信息，并且可以包括葉片（vane)式傳感器等。 溫度傳感器172提供在飛行器外部的空氣的溫度，其被用于確定高度處的空氣密度。通信 設(shè)備154提供到地面的通信鏈路，并且可以被用來(lái)接收信息，諸如飛行器的地面速度或飛 行器的大氣位置處的風(fēng)速。通信設(shè)備154可以建立無(wú)線電鏈路、SATC0M鏈路、或任何其它 適當(dāng)通信鏈路。接口 186為用戶（諸如飛行員)提供輸入用于計(jì)算飛行器的校準(zhǔn)空速的信息 的能力，例如通過(guò)無(wú)線電鏈路從地面獲得的飛行器的地面速度或風(fēng)速。此信息可以被提供 給FMC 120。接口 186的實(shí)施例包括鍵盤、觸控板或現(xiàn)在已知或稍后開(kāi)發(fā)的任何其它適當(dāng)接 □。
[0030] 在示例性實(shí)施例中，通信設(shè)備154被適當(dāng)?shù)嘏渲贸芍С种黠w行器與一個(gè)或多個(gè)遠(yuǎn) 程系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)通信。更具體地，通信設(shè)備154被用來(lái)接收與飛行器的操作有關(guān)的數(shù) 據(jù)。通信設(shè)備154可被配置成用于與廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視（ADS-B)技術(shù)、與交通防撞系統(tǒng) (TCAS)技術(shù)和/或與類似技術(shù)的兼容。
[0031] 慣性參考系統(tǒng)（IRS) 150感測(cè)IRS 150相對(duì)于地形的取向以提供用于飛行器的姿 態(tài)數(shù)據(jù)。在圖1中所示的實(shí)施例的一個(gè)實(shí)施方式中，IRS 150包括慣性測(cè)量單元（IMU)，其 包括用于感測(cè)飛行器的運(yùn)動(dòng)(諸如沿著給定軸的速率的線性變化和角速率的變化）的加速 度計(jì)和陀螺儀。IRS 150可以用來(lái)確定關(guān)于飛行器的地面速度（GS)的信息。GNSS接收機(jī) 152確定飛行器的位置。GNSS接收機(jī)152確定飛行器的位置且還被配置成檢測(cè)關(guān)于地面速 度的數(shù)據(jù)。地面速度信息被提供給FMC 120以便計(jì)算飛行器的CAS。
[0032] 存儲(chǔ)介質(zhì)140存儲(chǔ)入射角表142和在計(jì)算期望空速中被空速例程130使用的標(biāo)準(zhǔn) 大氣數(shù)據(jù)庫(kù)144。入射角表142提供飛行器的入射角與升力系數(shù)之間的關(guān)系。標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù) 庫(kù)144提供給定高度和溫度下的空氣密度。適當(dāng)?shù)拇鎯?chǔ)器件或介質(zhì)140包括例如非易失性 存儲(chǔ)器的形式，舉例來(lái)說(shuō)，包括半導(dǎo)體存儲(chǔ)器器件(諸如可擦可編程序只讀存儲(chǔ)器（EPROM)、 電可擦可編程只讀存儲(chǔ)器（EEPR0M)以及閃速存儲(chǔ)器器件)、磁盤(諸如緊致磁盤只讀存儲(chǔ)器 (⑶-ROM)磁盤)。此外，存儲(chǔ)器件或介質(zhì)140不需要對(duì)于航空電子系統(tǒng)100是本地的。在航 空電子系統(tǒng)100的另一實(shí)施例中，將入射角表142和標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)庫(kù)144中的一個(gè)或多個(gè) 存儲(chǔ)在存儲(chǔ)介質(zhì)126中。
[0033] 航空電子系統(tǒng)100還包括主要飛行顯示器180。主要飛行顯示器180在位于例如 飛行器的駕駛艙中的顯示設(shè)備182或姿態(tài)指揮指示器（ADI)184上向飛行員顯示飛行信息。 顯示設(shè)備182可以是可操作用于顯示諸如空速數(shù)據(jù)之類的飛行信息的任何顯示設(shè)備，例如 數(shù)字顯示器或LCD監(jiān)視器、LED顯示器。姿態(tài)指揮指示器184是用于顯示與適合于飛行器 的重量、飛行水平以及推力的飛行器俯仰相對(duì)應(yīng)的俯仰SRS (速度參考系統(tǒng)）條（bar)的儀 表。主要飛行顯示器180被配置成向飛行員提供聽(tīng)覺(jué)顯示，諸如失速警告。在航空電子系 統(tǒng)100的其它實(shí)施例中，主要飛行顯示器180包括能夠顯示飛行信息的任何適當(dāng)顯示系統(tǒng)。
[0034] 根據(jù)示例性實(shí)施例，可使用適合于以操作員可查看的格式來(lái)呈遞（render)文本、 圖形和/或圖標(biāo)信息的許多已知顯示器中的任何一個(gè)來(lái)實(shí)施顯示器180。此類顯示器的非 限制性示例包括各種陰極射線管（CRT)顯示器以及各種平板顯示器，諸如各種類型的IXD (液晶顯示器）和TFT (薄膜晶體管）顯示器。另外地可將顯示器180實(shí)施為面板安裝顯示 器、HUD (平視顯示器)投影或許多已知技術(shù)中的任何一個(gè)。另外應(yīng)注意的是可將顯示器180 配置為許多類型的飛行器飛行甲板顯示器中的任何一個(gè)。例如，可將其配置為多功能顯示 器、水平狀況指示器、或垂直狀況指示器。然而在所述實(shí)施例中，顯示器180被配置為主要 飛行顯示器（PFD)。
[0035] 提出的系統(tǒng)和方法使用現(xiàn)有機(jī)載傳感器來(lái)代替一個(gè)或多個(gè)空速管靜態(tài)傳感器和 ADC且不保證（warrant)任何其它附加設(shè)備。通過(guò)將初始飛行器重量與飛行期間的燃料流 量傳感器數(shù)據(jù)相比較而根據(jù)FMS或根據(jù)另一源確定飛行器重量。當(dāng)前飛行器推力是從存儲(chǔ) 在數(shù)據(jù)表中的飛行器數(shù)據(jù)或從FMC獲得的。從ADC或從位于例如翼上的葉片傳感器可得到 沖角。根據(jù)飛行器數(shù)據(jù)來(lái)確定用于給定沖角的升力系數(shù)。
[0036] 可從GPS或IRS獲得當(dāng)前高度。如果從無(wú)線電高度計(jì)獲得當(dāng)前高度，則針對(duì)在海 平面的高度考慮地面高度。針對(duì)海平面高度，根據(jù)大氣數(shù)據(jù)和與標(biāo)準(zhǔn)模型的溫度偏差來(lái)計(jì) 算環(huán)境壓強(qiáng)Pa和密度(>。根據(jù)飛行的基本等式(下面的等式1 )，知道了對(duì)翼表面面積S有 所貢獻(xiàn)的推力，一個(gè)人可以發(fā)現(xiàn)TAS(V)。知道了關(guān)系1/2 pSV2 = (0.7)SPa.M2,我們可以 導(dǎo)出其中唯一未知的是馬赫數(shù)的等式（2)。因此，可以在不參考由空速管靜態(tài)傳感器或ADC 提供的數(shù)據(jù)的情況下，使用單獨(dú)地來(lái)自GPS、IRS、無(wú)線電高度計(jì)及其它機(jī)載高度測(cè)量設(shè)備的 高度輸入來(lái)計(jì)算TAS和馬赫數(shù)。

【權(quán)利要求】
1. 一種用于確定飛行中的飛行器的第一真空速或第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)的方法，包 括 由空速管靜態(tài)傳感器來(lái)感測(cè)空氣速度和第一高度； 由被耦合到空速管靜態(tài)傳感器的空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)并響應(yīng)于空氣速度和第一高度來(lái)提 供第二真空速和第二馬赫數(shù)中的至少一個(gè)； 在存儲(chǔ)介質(zhì)內(nèi)存儲(chǔ)用于飛行器的標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積以及升力系 數(shù)； 由飛行管理系統(tǒng)來(lái)確定飛行器的負(fù)荷因數(shù)和重量； 由高度傳感器來(lái)確定第二高度； 由飛行器上的傳感器來(lái)確定沖角； 感測(cè)鄰近于飛行器的空氣的溫度；以及 由被耦合到存儲(chǔ)介質(zhì)、飛行管理系統(tǒng)、高度傳感器以及溫度傳感器的處理器根據(jù)由標(biāo) 準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積、升力系數(shù)、負(fù)荷因數(shù)、重量、第二高度、溫度以及沖角組 成的組來(lái)確定第一真空速或第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)。
2. 權(quán)利要求1的方法，還包括根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、溫度以及 第二高度來(lái)確定空氣密度，并且其中，確定第一真空速包括由等式 Y2 =(n*nig TsincO/lI+V；： pSC*_來(lái)確定，其中，V2是第一真空速平方，n是負(fù)荷因數(shù)，mg是重 量，P是空氣密度， S是翼表面面積，Cza是升力系數(shù)，并且T是推力，并且a是沖角。
3. 權(quán)利要求1的方法，還包括根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)來(lái)確定環(huán)境壓強(qiáng)，并且其中，確定第一 馬赫數(shù)包括由等式M2 = <n*mg - Tsino〇/<0,7SPaC：za>來(lái)確定，其中，M2是第一馬赫 數(shù)平方，n是負(fù)荷因數(shù)，mg是重量，S是翼表面面積，Pa是環(huán)境氣壓，Cza是升力系數(shù)，T是推 力，并且a是沖角。
4. 權(quán)利要求1的方法，其中，確定第二高度由用全球定位系統(tǒng)、慣性參考系統(tǒng)或無(wú)線電 高度計(jì)中的一個(gè)來(lái)確定第二高度組成。
5. 權(quán)利要求1的方法，其中，確定負(fù)荷因數(shù)和重量是由飛行管理系統(tǒng)來(lái)確定。
6. -種用于確定飛行中的飛行器的第一真空速或第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)的系統(tǒng)，該 系統(tǒng)包括： 空速管靜態(tài)傳感器，被配置成感測(cè)空氣速度和第一高度； 空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)，被耦合到空速管靜態(tài)傳感器并被配置成提供第二真空速和第二馬赫 數(shù)中的至少一個(gè)； 存儲(chǔ)介質(zhì)，被配置成存儲(chǔ)用于飛行器的標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積以及升力 系數(shù)； 飛行管理系統(tǒng)，被配置成確定飛行器的負(fù)荷因數(shù)和重量； 高度傳感器，被配置成確定第二高度； 溫度傳感器，被配置成確定溫度； 傳感器，被配置成確定沖角；以及 處理器，被耦合到存儲(chǔ)介質(zhì)、飛行管理系統(tǒng)、高度傳感器以及溫度傳感器，并被配置成 根據(jù)由標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、推力數(shù)據(jù)、翼表面面積、升力系數(shù)、負(fù)荷因數(shù)、重量、第二高度、溫度以 及沖角組成的組來(lái)確定第一真空速或第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)。
7. 權(quán)利要求6的系統(tǒng)，其中，所述飛行管理系統(tǒng)被耦合到空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)，并且還被配 置成： 分別地確定第一真空速或第一馬赫數(shù)中的一個(gè)與第二真空速或第二馬赫數(shù)中的一個(gè) 之間的差； 當(dāng)該差不超過(guò)閾值時(shí)，將第二真空速和第二馬赫數(shù)中的至少一個(gè)確定為有效；以及 當(dāng)該差超過(guò)閾值時(shí)，將第一真空速和第一馬赫數(shù)中的至少一個(gè)確定為有效。
8. 權(quán)利要求6的系統(tǒng)，還包括根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)、溫度以及第二高度來(lái)確定空氣密度， 并且其中，確定第一真空速包括由等式V2 =(n*mg - TsinaXM pSCza>來(lái)確定，其中， V2是第一真空速平方，n是負(fù)荷因數(shù)，mg是重量，P是空氣密度，S是翼表面面積，Cza是升 力系數(shù)，并且T是推力，并且a是沖角。
9. 權(quán)利要求6的系統(tǒng)，其中，所述處理器還被配置成： 根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)來(lái)確定環(huán)境壓強(qiáng)，并且其中，確定第一馬赫數(shù)包括由等式 M:2 = (#mg - Tsitm)/(0,7SPaC：za)來(lái)確定，其中，M2是第一馬赫數(shù)平方，n是負(fù)荷因 數(shù)，mg是重量，S是翼表面面積，Pa是環(huán)境氣壓，Cza是升力系數(shù)，T是推力，并且a是沖角。
10. 權(quán)利要求6的系統(tǒng)，還包括： 被配置成確定第二高度的全球定位系統(tǒng)、慣性參考系統(tǒng)或無(wú)線電高度計(jì)中的一個(gè)。
11. 權(quán)利要求6的系統(tǒng)，其中，所述飛行管理系統(tǒng)還被配置成：確定負(fù)荷因數(shù)和重量。
【文檔編號(hào)】G06F19/00GK104346522SQ201410375573
【公開(kāi)日】2015年2月11日 申請(qǐng)日期:2014年8月1日 優(yōu)先權(quán)日:2013年8月2日
【發(fā)明者】V.T.納桑, T.阿南達(dá)潘, J.希利耶 申請(qǐng)人:霍尼韋爾國(guó)際公司