用于自动估算与航空器的飞行相关的参数的方法和装置的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及用于自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数特别是航空器的 迎角的方法和装置。
[0002] 在本发明的框架内，"与航空器的飞行相关的参数"旨在表示航空器的这样的飞行 参数，比如航空器的空气速度、迎角或马赫数，以及位于航空器外并且由航空器在飞行过程 中遇到的参数，比如总温度等。
[0003] 与航空器的飞行相关的这类参数通常是借助于基于比如总压力、总温度或迎角探 头等探头在航空器上实施的测量来确定的。然而，天气现象比如特别是冰等可能对传感器 和探头有影响，其甚至可能导致危害所实施的测量，致使它有时是错误的（固定不变或有 偏差）。本发明的一个目的特别在于弥补该缺点。
【背景技术】
[0004] 公知的是，航空器特别是运输飞机通常设置有ADC( "空气数据计算机"）类型的风 速风压平台，其实时提供CAS( "校准空气速度"）类型的常规速度（conventional speed)。 因此，该风速风压平台关联于总压力探头（Pitot管），并且它可以例如形成ADIRS( "空气 数据惯性基准系统"）类型的空气数据和惯性数据系统的一部分，其表示集成有风速风压平 台的功能的惯性基准平台。然而，例如在系统故障、来自传感器的信息错误、或者存在结冰 或冰晶期间，可能出现错误或缺失的空气数据（特别是空气速度）。
[0005] 专利FR-2979993描述了一种方法和装置，使得有可能提供一种替代的空气速度， 其甚至是在风速风压平台和/或与之相关联的压力探头特别是Pitot探头失效的情况下， 也能够得到确定。因此，该专利FR-2979993特别公开了一种用于自动估算航空器的特别 准确的空气速度的方法，该空气速度甚至是在存在错误空气数据时也能得到确定。为此目 的，该方法采取措施来基于与航空器相关的并且包括气动参数的当前参数值（质量、载荷 因数、迎角等）来计算被称为气动速度的空气速度，接收由风速风压平台生成的当前常规 速度，从该常规速度减去估算速度以便获得剩余速度，比较该剩余速度与阈值，并根据该比 较： ?在剩余速度小于或等于阈值的情况下，对它积分以便获得修正值，其被添加至气动 速度，以便最终获得估算空气速度；并且 ?在剩余速度大于阈值（达一确认持续时间）的情况下（表示检测到常规速度的有效 性问题），并且在保持如此的情况下，将固定修正值添加至气动速度以获得估算空气速度。
[0006] 用于自动估算航空器的空气速度的该方法使得有可能在总压力探头暂时失效的 情况下获得对空气速度的良好估算。
[0007] 用于自动估算空气速度的该方法特别使用了航空器的迎角值来计算空气速度。迎 角（或"攻角"）是航空器上的基准线与航空器的移动方向之间相对于环绕它的空气质量的 角度。该角度通常是通过由安装在航空器的外表面上的风标形成的迎角探头实时提供的。
[0008] 然而，在某些特定情况下，冰可能形成在迎角探头的高度处并干扰它们的操作，由 此阻止在航空器上获得可靠的迎角指示。此外，如果对总压力管的操作的干扰与对迎角探 头的操作的这种干扰同时发生，则自动估算空气速度的前述方法不能正确进行。
【发明内容】
[0009] 本发明的一个目的是自动估算与航空器的飞行相关的至少一种参数包括航空器 的至少一个迎角，从而使得有可能弥补前述缺点。它涉及一种用于自动估算与航空器的飞 行相关的至少一种参数的方法，所述方法包括用于自动确定航空器特别是运输飞机的修正 估算迎角的至少一个第一系列的相继步骤，所述修正估算迎角是特别准确的，并且甚至是 在迎角探头失效的情况下也能够得到确定。
[0010] 根据本发明，所述第一系列的相继步骤以自动且迭代的方式包括： a) 基于与航空器相关的气动参数和惯性参数计算估算迎角； b) 测量航空器的迎角； c) 检验测量迎角是否被视为是一致的（consistent)或不一致的（inconsistent);以 及 d) 根据该检验： -在测量迎角被视为是一致的情况下，确定修正值并将该修正值添加至所述估算迎 角，以获得修正估算迎角；并且 -在测量迎角被视为是不一致的情况下，并且在保持如此的情况下，将固定修正值添 加至所述估算迎角，以获得修正估算迎角。
[0011] 在本发明的框架内： -气动参数是由测量围绕航空器的空气所得的参数。这些参数包括由静态压力探头和 动态压力探头（Pitot管）测得的静态压力和动态压力的测量结果、由迎角探头提供的迎角 的测量结果、和空气的温度的测量结果。一部分这些气动参数的可靠性可能需谨慎对待。实 际上，除了静态压力探头之外，所有的气动参数探头都可能受到冻结的影响；并且 -惯性参数是由航空器的惯性平台提供的参数，并且对应于由该惯性平台测得的加速 度值，或者对应于通过对加速度值积分计算出的速度或位置值。
[0012] 基于气动参数和惯性参数来计算估算迎角，而不是像现有技术中那样基于气动参 数来确定它，使得有可能在没有一部分气动参数的情况下，实施该计算。因此，在一特定实 施例中，可仅使用惯性参数和静态压力的测量结果，来实施估算迎角的计算。在该特定实施 例中，估算迎角对与气动探头的冻结相关的测量误差不敏感。
[0013] 因此，借由本发明，在航空器上能获得迎角值（修正估算迎角），其即使在迎角探 头失效（特别是结冰）的情况下也能得到确定。另外，该迎角值呈现出足够高的精度，以便 它可用于航空器的不同系统。
[0014] 有利地，步骤a)包括借助于以下表达式计算估算迎角a :
其中： -Q是航空器的纵向倾角（angle of longitudinal inclination)，也被称为航空器 的俯仰角（trim); -伞是航空器的侧滚角（angle of roll); -cos是余弦；并且 -Y是航空器的空气斜率（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达式计算空气斜率Y构成 的步骤：
其中： -Vzbi是基于航空器的惯性数据确定的垂直速度；并且 _ Vtas是真实速度，其对应于至少是在没有由空气数据计算机提供的任何真实速度值 的情况下的估算真实速度。
[0016] 此外，有利地，所述方法包括由借助于以下表达式计算估算真实速度Vtasl构成 的步骤：
其中： -Y是航空器的空气斜率； -kl、k2和R是预定值； -TAT是测量总温度；并且 -Ml是估算马赫数。
[0017] 此外，在一有利方式中，所述方法还包括由借助于以下表达式计算估算总温度 TAT1构成的步骤：
其中： -k3~k5是预定值； -Zp是航空器的高度； _ Ml是估算马赫数；并且
其中： ? TAT是测量总温度； ?表达式（TAlV(l+k6*s))对应于由一阶滤波器以时间常数k6过滤的值TAT;并且 ? k6~k9是预定值。
[0018] 此外，在一有利方式中，所述方法还包括由借助于以下表达式计算估算马赫数Ml 构成的步骤： -当航空器的高度Zp处于地面与第一预定值优选为30000英尺之间时：
-当航空器的高度Zp处于所述第一值与大于所述第一值的第二预定值（优选为36000 英尺）之间时：
其中： ? Vcl是估算空气速度； ? Zp是航空器的处于地面与所述第二值之间的高度；并且 ? klO~kl3为预定参数。
[0019] 此外，所述方法可单独地或以组合方式表现出至少一部分以下特性： _在步骤C)中，如果满足以下条件之一，则测量迎角被视为是不一致的： ?估算迎角与测量迎角之间的差值大于预定阈值达预定持续时间； ?空气数据计算机认为测量迎角是不一致的； -所述方法包括以下步骤：监测至少一个测量总温度，以检测总温度探头是否结冰。
[0020] 此外，在一有利方式中，所述方法还包括用于自动确定航空器的估算空气速度的 第二系列的相继步骤，所述第二系列的相继步骤以自动且迭代的方式包括： A、 基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值包括迎角值，来计算被称为气动速度的 空气速度； B、 借助于风速风压平台确定当前的常规速度； C、 从该常规速度减去