专利名称：用于飞行器的备用仪器的制作方法
用于飞行器的备用仪器 本发明涉及一种用于飞行器的驾驶(piloting of aircraft)的备用(standby)仪器。很多飞机，尤其是军用飞机都具有被称为平视显示器的显示系统，为飞行员显示来自飞行器主要系统的很多信息。这种信息是以符号的形式提供的，这些符号被显示为可以穿过飞行器座舱玻璃幕墙看到的地形的叠加图像。 如果这种显示系统出现故障，飞行员必须使用备用仪表设备完成任务或返回基地。然后飞行员使用飞行器仪表面板上通常提供的并且包括高度计、风力计和人工陀螺水平仪的机电仪表设备或组合了上述机电仪器的组合备用仪器。 在两种情况下，备用仪表设备都以与平视系统显示的信息不同的方式显示可用信息。飞行员失去了他用以操作的指导观念。此外，不再有特定的信息，例如飞行器速度矢量的表示，这种情况迫使飞行员改变其综合可用参数以正确驾驶其飞行器的方式。这样以来越发棘手，因为在已经非常危急的飞行阶段中，失去主要显示系统常常是与飞行器的主要故障相关联的，因此会给飞行员带来额外压力。 在平视显示系统中，速度矢量的表示是基于源自倾角和偏航(ded6r即age/side-slip)探头的信息确定的。速度矢量尤其是由其在三个轴，即一个垂直轴和两个水平轴上的方向定义的。这些探头通常未连接到备用仪器，这就使得备用仪器无法确定速度矢 本发明的目的是提出一种允许飞行员保持与平视显示类似的显示的备用仪器，以解决上述问题中的一些或全部。 因此，本发明的主题是一种用于飞行器的备用仪器，包括用于测量飞行器周围空气流的静压、总压的模块，惯性测量模块，用于计算和显示飞行器海拔高度、速度和姿态的模块，其特征在于还包括用于计算和显示飞行器速度矢量的模块。 有利地，用于计算速度矢量的模块基于来自测量静压、总压和测量惯性的模块的数据来计算这个矢量。无需利用飞行器的空气动力学偏航和倾角的测量值来计算速度矢量。用于测量倾角和偏航的探头存在于飞行器的外表上，供飞行器的主要系统使用。本发明使得即使在倾角和/或偏航探头发生故障或不可用时也能够计算和显示飞行器的速度 换言之，备用仪器包括仅借助于备用仪器中通常有的模块，即用于测量飞行器周围空气流静压和总压的模块和用于惯性测量的模块，来确定和显示飞行器速度矢量的模块。 阅读作为范例给出的实施例的详细描述以及附图示出的说明，本发明将得到更好理解，并会发现其它优点。在这些附图中
图1示出了根据本发明的备用仪器屏幕上的显示范例； 图2以方框图形式示出了用于确定图1中所示屏幕上显示的各种符号的模块。
为了清楚的目的，在各图中相同元件将带有相同的附图标记。 装配到飞行器仪表面板上的备用仪器包括基于主要属于备用仪器的传感器提供的数据来计算和显示飞行信息的模块。
备用仪器包括用于测量飞行器周围空气流的静压和总压的模块。用于测量压力的 模块连接到位于飞行器外表的压力头。备用仪器不包括用于测量倾角或空气动力学偏航的 模块。备用仪器还包括用于惯性测量的模块，使其能够在飞行器三个轴，纵向、横向和垂直 轴上测量飞行器的加速度。纵向加速度标记为Ax，横向加速度标记为Ay，垂直加速度标记 为Az。 备用仪器尤其用于飞行器仪表面板上装配的主要显示屏发生故障的情况。备用仪 器包括计算模块以及诸如液晶屏幕的屏幕。该仪器以公知的方式在其屏幕右部分上显示飞 行器的海拔高度，在屏幕左部分上显示飞行器的速度，并在屏幕中央显示飞行器的姿态。通 过飞行器机翼相对于可移动地平线以符号形式表示飞行器的姿态。 在平视显示系统中，如在已知的备用仪器中那样，飞行器的飞行员拥有关于飞行 器速度、海拔高度和姿态的信息。飞行员还具有飞行器的速度矢量显示，这是已知备用仪器 的屏幕上未显示的矢量。在平视显示系统中，尤其基于从飞行器外表上安装的倾角探头接 收的信息来计算速度矢量。这些探头属于飞行器的主要系统，通常不为备用仪器做冗余处 理。本发明使飞行员即使在没有诸如倾角探头的特定传感器的情况下也能够恢复如平视系 统中存在的相同信息，尤其是飞行器速度矢量的显示。 图1示出了平视系统中通常有的信息在备用仪器屏幕1上的显示范例。该屏幕上 出现的是附图标记IO，表示飞行器的轴并位于显示器的中心。附图标记10在屏幕1上固定 不动。 飞行器的速度矢量11在文献中称为地速矢量或"飞行路线"，以另一附图标记的 形式被符号化表示，可以随着飞行器速度矢量11相对于大地的方向在屏幕上变化。表示速 度矢量11的附图标记位置代表速度矢量11在垂直于飞行器纵轴的平面中的方向。
有利地，用于计算速度矢量11的模块基于来自测量静压、总压和测量惯性的模块 的数据计算该矢量，无需使用飞行器的空气动力学偏航和倾角的测量值。更确切地说，基于 总压Pt和静压Ps测量值之间的差异，定义文献中公知为"常规空速"的飞行器常规速度矢 量的CAS模量。由分别连接到位于飞行器外表的总压头和静压头的压力传感器给出总压Pt 和静压Ps。基于常规速度CAS和飞行器周围空气的静态温度来获得在文献中公知为"真实 空速"的飞行器地速TAS。可以通过假定被称为标准的大气来估计用于对相对于空速的地 速进行估计所必需的静态温度。换言之，假设静态温度随着海拔高度线性变化。
利用静压测量值Ps能够确定气压高度，也称为压力高度，基于这些各种要素计算 轨迹上的空速估计值。然后通过将先前估计的空速投射到水平面上来获得地速TAS。
有利地，用于计算速度矢量11的模块基于惯性测量模块，尤其是基于对飞行器横 滚和俯仰角的判断来计算速度矢量ll的方向。更确切地讲，惯性测量模块例如包括加速度 计和陀螺仪，加速度计测量链接到飞行器的导向图(guideline)中的三个加速度，Ax、Ay和 Az，陀螺仪测量围绕链接到飞行器的三个导向图轴的飞行器的三个角速度Gx、Gy和Gz。
有利地，通过双重估计确定垂直速度Vz，一方面是压力高度的漂移，另一方面是惯 性加速度Az减去重力加速度的积分。有利地，通过被称为气压惯性环路的常规测量技术进 行这种双重估计。 然后可以按照如下关系来定义飞行器的爬升角P :
P = arc sin(Vz/TAS) (1)
按照常规的方式，用人体工程学符号表示图1中的速度矢量ll，一方面通过相对 于其在垂直面中的位置的爬升角P，另一方面通过相对于其在水平面中的位置的横向加速 度Ay，确定其在图l平面上的位置。有利地，备用仪器包括用于计算和显示飞行器预测速 度矢量12的模块。基于符号11位置的变化(或漂移)计算预测速度或趋势矢量12。趋 势12表示飞行器轨迹改变的方向。屏幕1上的趋势位置12例如示出了速度矢量11在一 定时间结束时的将来位置。 备用仪器还包括用于基于飞行器的爬升角P和速度矢量11来计算和显示飞行器 势能W的模块。更确切地讲，势能W被定义为『-sin(尸)+丄^fi^) (2) 在该公式中，g表示重力加速度。 钩形13表示飞行器的势能值或总爬升角。该值对应于飞行器在保持其速度的同 时在当前推力时可以采用的爬升角。当钩形13与表示速度矢量11的符号对齐时，飞行器 的速度是恒定的。 有利地，该仪器包括用于计算和显示地平线14的模块，该地平线对应于备用仪器 上通常显示的地平线并根据飞行器的姿态而倾斜。为了确定飞行器的姿态，例如可以参考 以SFENA的名义提交的法国专利申请FR2614694。将地平线14显示成分隔彩色的2个半平 面的线，如果必要的话，这两个半平面的颜色可以不同，以便快速区分它们。例如，将天空显 示为蓝色或灰色，将大地显示为褐色或黑色。此外，可以在地平线14的中央位于天空一侧 显示圆弧(图1中未示出)，从而能够迅速识别出飞行器是处于机腹还是机背位置。地平线 14利用与符号10的差异提供飞机的姿态。地平线14和速度矢量11之间的差异被链接到 倾角和飞行器的偏航。 备用仪器有利地包括用于计算和显示倾角极限值的模块。更确切地讲，屏幕1上 显示的是极限倾角钩15，使飞行员能够弄清飞行器不能超过的最大倾角，从而没有失速的 危险。该最大倾角的值可以是固定值或飞行器常规速度的函数。 地平线14沿航向具有刻度。在图1中，有两个刻度值针对350°航向的35和针 对北方的N。以标记16的形式显示飞行器遵循的航向，标记16可以沿地平线14移动。
有利地，备用仪器包括用于计算和显示表示飞行器着陆阶段中所期望的进场轨迹 (trajectoire d，即proche/即proach trajectory)的进场框(doited，即proche/即proach box)17的模块。例如，借助文献中公知为ILS("仪器着陆系统")的着陆辅助系统来定义 该轨迹。进场框17还告知飞行员围绕所期望的轨迹在垂直和水平方向的调整角容限。在 进场阶段中，飞行员必需要将表示速度矢量11的符号放在进场框17中，以便将飞行器置于 正确的进场轨迹上。在符号在进场框之外时，进场框17的轮廓是以虚线绘示的，一旦将符 号放入框17中，虚线就转换成实线。 备用仪器在备用仪器的输入，通常是数字输入上从飞行器的主要系统接收用来显 示航向标记16和进场框17所必需的信息。 在屏幕1的右部分显示表示飞行器海拔高度的第一刻度尺18，在屏幕1的左部分 显示表示飞行器速度的第二刻度尺19。刻度尺19上显示的飞行器速度表示速度矢量相对 于空气的模量，而由其符号表示的速度矢量11代表飞行器相对于大地的方向或轨迹。
有利地，备用仪器包括用于确定飞行器横滚和偏航的模块。在按角度例如每5。刻 度的导向图35中，在屏幕1的顶部显示这两项信息。形式为三角形36的第一标记能够显 示飞行器的横滚。通过对飞行器绕其纵轴的角速度Gx积分来确定横滚。平行四边形37形 式的第二标记能够显示从飞行器横向加速度Ay确定的飞行器偏航。以平行四边形37和三 角形36之间的偏移的形式显示偏航。 图2以方框图形式示出了用于确定屏幕l上显示的各种符号的各模块。在方框21 中设置的是惯性测量模块和用于测量飞行器周围空气流静压Ps和总压Pt的模块。惯性测 量模块通过在方框22中执行惯性计算，能够在方框23中确定飞行器的姿态，以便显示地平 线14。此外，用于测量压力的模块能够在方框24中定义(尤其是)常规速度CAS以及飞行 器的地速TAS的估计值。在方框25中利用在方框24中计算的姿态数据和风压数据确定速 度矢量11。通过在方框26中对速度矢量11的变化求导定义趋势12。
在方框26中计算的爬升角P和方框24中估计的TAS值使得能在方框27中计算 势能W。与速度矢量11的模量相关联的极限倾角表28使得能够定义极限倾角钩15。
有利地，备用仪器包括用于计算和显示进场框17的模块，进场框定义着陆期间飞 行器轨迹的导向图。更确切地讲，在方框29中表示接收飞行器所循航向信息的备用仪器的 输入，这样能够界定航向标记16的显示。源于ILS并示于方框30中的另一输入使得能够 界定进场框17。 ILS是一种无线电系统，这种无线电系统给出飞行器能够着陆的跑道轴的 信息。直接由来自ILS的信息给出这一进场框17的中心。这种信息在文献中是公知的，垂 直角位置的名称为GLIDE，水平角位置的名称为L0C。由于角表示的原因，方框的尺寸是恒 定的，并通过屏幕1的用户友好性加以定义。
权利要求
一种用于飞行器的备用仪器，包括用于测量所述飞行器周围空气流的静压(Ps)和总压(Pt)的模块，惯性测量模块，用于计算和显示所述飞行器的海拔高度(18)、速度(19)和姿态(14)的模块，其特征在于所述备用仪器还包括用于基于来自用于测量静压(Ps)、总压(Pt)和用于惯性测量的模块的数据来计算和显示所述飞行器的速度矢量(11)的模块。
2. 根据权利要求l所述的备用仪器，其特征在于用于计算所述速度矢量(ll)的模块计算这个矢量而不使用所述飞行器的空气动力学偏航和倾角测量值。
3. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于用于计算所述速度矢量(11)的模块基于所述总压(Pt)和所述静压(Ps)之间的测量值差异来计算所述飞行器的空速矢量的模量，根据借助于所述静压(Ps)的测量值和所述飞行器周围的空气温度测量值确定的所述飞行器的海拔高度来校正所述空速矢量的模量，以便获得地速矢量(TAS)的模量。
4. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于用于计算所述速度矢量(11)的模块借助于惯性测量模块来计算所述飞行器的速度矢量(11)的方向。
5. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于所述备用仪器包括用于计算和显示所述飞行器的预测速度矢量(12)的模块。
6. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于所述备用仪器包括用于基于所述飞行器的爬升角(P)和所述速度矢量(11)来计算和显示所述飞行器的势能(13)的模块。
7. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于所述备用仪器包括用于计算和显示倾角极限值(15)的模块。
8. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于所述备用仪器包括用于计算和显示根据所述飞行器的姿态倾斜的地平线(14)的模块，其特征还在于在所述地平线(14)上显示所述飞行器遵循的航向(16)。
9. 根据前述权利要求之一所述的备用仪器，其特征在于所述备用仪器包括用于计算和显示界定着陆期间所述飞行器轨迹的导向图的进场框(17)的模块。
全文摘要
本发明涉及一种用于驾驶飞行器的备用仪器，这种备用仪器使飞行员能够在平视显示器发生故障时恢复与其类似的显示。根据本发明，备用仪器包括仅借助于备用仪器中通常有的模块，即用于测量飞行器周围空气流静压和总压的模块和用于惯性测量的模块，来确定和显示飞行器速度矢量(11)的模块。
文档编号G01C23/00GK101779101SQ200880102436
公开日2010年7月14日 申请日期2008年7月15日 优先权日2007年7月17日
发明者H·勒布隆, J·帕皮诺, L·科洛 申请人:塔莱斯公司