余弦；并且 -Y是航空器的空气斜率。
[0045] 计算单元13可将该估算迎角a (经由链路22)传输至装置1的各个估算和/或 处理元件（特别是单元24和25)，和/或传输至装置1之外的用户装置（例如经由链路8 和 10) 〇
[0046] 同样地，由计算元件16计算出的空气斜率Y可经由链路23传输至装置1的各个 估算和/或处理元件，和/或传输至装置1之外的用户装置（例如经由链路8和10)。
[0047] 计算元件16因此构造成借助于以下表达式计算空气斜率Y : 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Vtasl。
[0048] 装置1的处理单元5还包括计算元件28,用于借助于以下表达式计算估算真实速 度 Vtasl :
其中： -Y是航空器的空气斜率； -kl、k2和R是预定值，即： ? kl = 1/0.5144; ? k2 = 0? 2; ? R = 287J; -TAT是测量总温度；并且 -Ml是估算马赫数，其将在下文说明。
[0049] 此外，装置1的处理单元5还包括计算元件29,用于借助于以下表达式计算估算总 温度TAT1 (表示为。K):
其中： -k3~k5是预定值，即： ? k3 = 288; ? k4 = 1.98/1000; ? k5 = 0? 2; -Zp是航空器的高度，表示为英尺；并且 -Ml是估算马赫数。
[0050] 此外，装置1还包括这样的计算元件特别是计算元件29,其用于借助于以下表达 式计算前述值A ISA1 :
其中： ? TAT是测量总温度，表示为° K; ?表达式（TAlV(l+k6*S))对应于测量总温度TAT，其由一阶滤波器以时间常数k6过 滤；并且 -k6~k9是预定值，即： ? k6 = 30; ? k7 = 0? 2; ? k8=288 ;并且 ? k9 = 1.98/1000 此外，装置1包括单元30,用于监测测量总温度（例如接收自组件2)，以检测总温度探 头是否结冰。
[0051] 监测单元30 (其优选形成处理单元5的一部分）包括：计算元件，用于计算接收自 计算元件29的估算总温度与接收自组件2的测量总温度之间的差值；和比较元件，用于比 较该差值与阈值。
[0052] 在一特定实施例中，监测单元30指示： -如果前述差值超过第一阈值例如l〇°C，则测量总温度被视为冻结性的（总温度探头 结冰）；并且 -如果前述差值回到第二阈值例如5°C以下，则测量总温度再次被视为不是冻结性的。
[0053]另外，装置1的处理单元5还包括计算元件31，用于借助于以下表达式计算估算马 赫数Ml : -当航空器的高度Zp处于地面（0英尺）与第一预定值优选为30000英尺之间时：
-并且当航空器的高度Zp处于所述第一值与第二预定值（大于该第一值）优选为 36000英尺之间时：
其中： -Vcl是估算空气速度，表不为节； -Zp是航空器的高度，表示为英尺并被限定在0英尺到36000英尺之间（飞行高度： FL360);并且 -klO~kl3为预定参数，即： ? klO = 661. 5; ? kll = 5*1浐； ? kl2 = 1.2*10^ ; ? kl3 = 30000。
[0054] 此外，在一特定实施例中，装置1还包括估算组件33 (或估算单元），用于自动确定 航空器的估算空气速度。
[0055] 该估算组件33如图4所示包括： -计算单元34,构造成基于航空器的气动参数和惯性参数的当前值（接收自组件2)计 算被称为气动速度的空气速度； -用于接收当前常规速度的装置（即链路35)，所述当前常规速度由风速风压平台确 定并接收自组件2 ; -计算单元36,构造成从该常规速度减去在前一迭代时估算出的速度，以便获得剩余 速度（residual speed)； -计算单元37,构造成比较该剩余速度与阈值A，例如20节；和 -计算单元39,构造成根据该比较： ?在该剩余速度小于或等于所述阈值的情况下，计算修正值，其（通过如下文说明的 乘法运算）应用至所述气动速度，以获得估算空气速度；并且 ?在该剩余速度大于所述阈值的情况下（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，将固定修正值应用至所述气动速度以获得估算空气速度。
[0056] 当测量速度与估算速度之间的差值超过阈值（例如20节）达预定持续时间时，触 发例如经由链路38连接至计算单元37的警报器（听觉和/或视觉）。
[0057] 计算单元34借助于以下表达式以标准方式计算所述气动速度Vcaero :
其中： _Ma是航空器的质量,单位为kg; -nz是垂直载荷因数; -Po是空气的密度，其等于1.225kg/m3; -Cz a表示升力梯度，并且约等于6; _a是航空器的迎角值；并且 _ a 〇是零升力时的迎角，其取决于缝翼和襟翼的构造和空气制动器的挠度。
[0058] 在一优选实施例中，计算单元34使用通过估算组件11作为迎角值a确定的修正 估算迎角来计算气动速度。
[0059] 估算组件33在计算元件34的输出端处包括限制装置47 : -用于将接收自计算元件34的信号（气动速度）限制在两个速度值之间，例如80-400 节；并且 -用于限制该信号的斜率。
[0060] 估算组件33还包括位于限制装置47的输出端的滤波器48。
[0061] 此外，计算单元39还包括： -计算元件40,用于将常规速度除以滤波器48的输出端处的值； -滤波系统41 ;和 -乘法器42,其使与（接收自滤波器48的）气动速度有关的值乘以滤波系统41的输 出值，以获得估算空气速度。
[0062] 该估算空气速度可通过链路43传输至装置1的各个估算和/或处理元件，和/或 传输至装置1之外的用户装置（例如经由链路8和10)。
[0063] 此外，滤波系统41包括： -计算元件44,用于计算所述计算元件40的输出值与滤波系统41的输出值之间的差 值；和 -开关装置45,其在结冰（由元件37检测到）的情况下切换至0 ;和 -积分器46。
[0064] 在元件37检测到结冰的期间，开关装置45被控制成将积分器46的输入值传达为 零值，而不是计算装置44的输出值，使得积分器46现在使用固定修正值（其是被记录的）。 该固定修正值对应于在检测到常规速度Vc的有效性问题之前计算出的最后一个修正值。
[0065] 计算单元39因此做好准备以使气动速度乘以所述修正值（借助于乘法器42)。因 此，与前述专利FR-2979993中主张的方案形成对比，其中提供给气动速度的修正值为绝对 值，由估算组件33实施的修正相关于乘数因子。如果风速风压平台持续失效，同时航空器 的速度变化极大（从巡航速度变为进场速度），则这种应用修正的方式防止修正气动速度 偏离真实空气速度。
[0066] 积分器46借助于以下积分表达式计算修正值Vcorr : 其中：
_ Vc是常规速度； -Vcaero是气动速度；并且 _ T是时间常数。
[0067] 因此，借由装置1的所述估算组件33,在航空器上能获得替代的（相对于标准速 度）空气速度信息Vcest，其： _ 一方面呈现出足够高的精度，以便它可用于航空器的不同系统；而 -另一方面在常规速度Vc存在有效性问题的情况下，也就是说即使在风速风压平台 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。
[0068] 装置1的估算组件33因此同时使得以下成为可能： -一方面，在常规速度Vc不存在任何有效性问题的情况下，通过在气动速度Vcaero上 实施的修正，使得它朝常规速度Vc会聚，以弥补气动速度Vcaero精度降低的问题；并且 -另一方面，在常规速度Vc存在有效性问题（或损耗问题）的情况下（特别是在Pitot 探头存在问题的期间），忽略它。
[0069] 在后一情况下，能够总是获得准确的估算空气速度Vcest，因为气动速度Vcaero 持续通过使之乘以固定修正值而得到修正，所