算元件 8计算出的马赫数M而计算速度CAS :
其中，除了前面提到的参数之外： -另是空气的具体常数； -&是海平面处的溫度；并且， -马^是海平面处的静压； -巧是外静压。
[0036] 此外，由计算元件19计算出的该常规速度CAS还能够经由链路10而传输至飞行 器的至少一个用户系统（未表示），例如计算机。
[0037] 在优选的实施例中，装置1包括用于确定飞行器的多个不同的控制面3的气动较 链力矩的单元2的机组11，并且，中央单元5借助于与该多个控制面3有关的气动较链力矩 来计算马赫数（W及任选地常规速度）。
[003引为了示出本发明的原理，在图3至图5中W示意方式表示了模型21，模型21示出 控制面3,输入参数应用于（如点划线链路20所示出）控制面3,其中至少一些输入参数是 由单元4确定的参数，并且，如点划线链路22所示出，由单元2测量关于控制面3的参数。
[0039] 装置1能够根据两个不同的实施例而体现，即： -在图3中表示的第一实施例，其实现气动较链力矩A4的间接确定；和 -在图4中表示的第二实施例，其实行并使用气动较链力矩A4的直接测量。
[0040] 在图3中所表示的第一优选实施例中，数据生成单元2包括： -测量元件（或传感器）24,用于测量旨在生成控制面3的偏转的至少一个致动器12 的液压室15与16 (图2)之间的至少一个压差；和 -计算元件25,配置成借助于至少该压差（经由链路26接收）来计算气动较链力矩。
[0041] 该第一实施例通过使用已经存在于飞行器上的系统而利用气动较链力矩/^4的间 接确定（即通过使用至少一个非专用传感器（测量元件24)来估计气动较链力矩)。
[0042] 对于各控制面3,通过W下的物理方程，生成控制面3的偏转的一个或多个致动器 12的两个液压室15和16之间的所测量出的差压与由液压致动器12生成的气动力直接地 相关：
其中： -W表示作用于控制面3上的致动器12的数量； -(APS哎表示第i个致动器所引起的力矩； -Af表示第i个致动器内的差压； -表示致动器12的杆13的表面面积； -龙表示如图2中所表示的致动器12的杠杆臂； -J14表示由于控制面3的质量性质而导致的力矩； -气^表示由于摩擦而导致的力矩； -J。,表示控制面3的惯性；并且， -是同样地如图2中所表示的控制面3的偏转角。
[0043] 尤其是，由于控制面3的质量性质而导致的力矩J14满足W下的方程：
其中： -嘴和％是沿着X轴和Z轴的负荷因子，X轴和Z轴正交于较接轴； - ，指示如图2中所表示的控制面3的重屯、的臂； -Wf,表示控制面3的质量；并且， -熱表示由于重力而导致的加速度。
[0044] 获得W下的气动力矩觀：
由计算元件8使用该表达式，W提取马赫数M。
[0045] 该第一实施例有可能通过使用来自已经存在于飞行器上的设备（尤其是测量元 件24)的信息而估计飞行器的速度（马赫数A/和/或常规速度CA巧，因此，有可能在不具 有任何附加传感器即无任何附加成本或附加质量的情况下估计飞行器的速度。
[0046] 此外，在图4中所表示的第二实施例中，数据生成单元2包括能够直接地测量控制 面3上的气动较链力矩的至少一个测量元件27。
[0047] 因此，该第二实施例考虑例如通过使用一个或更多个专用传感器（或测量元件 27)而直接测量气动较链力矩。
[004引在所有实施例中，中央单元5从W下的方程提取马赫数恥：
其中，除了前面提到的参数之外： -是飞行器的攻角； -猛是飞行器的侧滑角； -心咕表示W标准方式取决于增升装置（前缘或后缘装置，也被称为缝翼和襟翼）的 位置的飞行器的气动构型；并且， -巧、皆漸f分别是摇晃、俯仰和偏航时的飞行器的角速度。
[0049] 从单元4接收运些刚刚提到的参数。
[0050] 在下文中详细说明通过中央单元5而实现计算马赫数的计算。
[0051] 能够根据各种计算变式而实行运些计算。
[0052] 首先，通过使用致动器系统/表面模型来详细说明图3的第一实施例的所实现的 计算（与气动较链力矩的间接确定有关）。
[0053] 将马赫数链接至可得到的测量值的数学关系被称为输出函数。通常，有可能基于 所使用的输出函数的类型而将计算变式（由中央单元5实现）分组成两类： -第一类包含许可模型反演的可逆输出函数；并且， -第二类包含不许可模型反演的不可逆输出函数。
[0054] 由于示出可得到输出函数的将马赫数与气动力矩链接的关系的复杂性，第二类是 优选的。运部分地归因于模型蘇,的非线性结构。
[0055] 在优选的实施例中，为了提高估计的精度，单元4确定W下的附加参数，此后，由 中央单元5使用附加参数来计算马赫数： -飞行器的气动角和迹; -控制面3的偏转角毎； -控制面3的负荷因子^和％; -飞行器的气动构型心皆（表示飞行器的缝翼和襟翼的位置）；及 -摇晃、俯仰和偏航时的飞行器的角速度9和巧。
[0056] 用于估计马赫数的模型由W下非常普遍的状态空间系统表示：
项％是|,前一阶导数，并表示控制面3的角速度。项礙是控制面3的惯性的力矩。
[0057] 通常，提供W下的程序： a) 将马赫数建模为外源动态系统，即定义M二/货。项/的表示未知的时间函数，但 受实际值限制； b) 将马赫数添加为附加状态变量，即：
C)设计针对状态决=[源，蹲，霉I"的估计观测器。
[005引 4能够基于致动器12的杆13的位置^和运动学链式模型的知识而计算。
[0059] 对带有合理的计算负荷的简单算法的需要导致静态飞行阶段的近似解的公式化。 在运些飞行器飞行阶段，提供静态版本：
[0060] 人们认为，在飞行器上，致动器/表面系统的数量等于私并且，我们选择运些系统 中的史:个，1這支這H。W下的算法利用所选择的系统：
[00川其中，帮:，;知撰叫4泰示安装在第介控制面3上的致动器。的数量。虽然参数 ，1<；^必能够^各种方式确定，但是^下的关系保证固定的马赫估计收敛速率：
结果，仅单个参数必须被确定，即成该算法（由计算元件8实现）能够应用于单个致 JJ 动器12或多个致动器12,至于所存在的所有；个致动器12,都是如此。 ::右片'
[0062] 该算法被称为最小二乘-滑模化S-SM)观测器。
[0063] 在单个致动器/表面系统，即免二i的情况下，算法的结构是：
[0064] 更精确地，为了实现计算，如图3中所表示，中央单元5的计算元件8包括： -计算元件29,包括诸如在上文中所描述的观测器，其经由链路7而从单元4接收数据 并经由链路31而从计算元件30 (计算所接收到的数据的差）接收数据；该计算元件29估 计马赫数，经由链路10而传输该马赫数；和 -计算元件30,从单元2接收参数，并且从计算元件29 (经由链路32)接收 参数而.地）。
[0065] 飞行器的飞行计算机W离散时间工作。因此，必须使得算法离散，W便能够由嵌入 飞行器的计算机中的中央单元5实现。在驾表示采样时间且指数f表示采样时刻的情况 下，对于淹个致动器12,呈其离散时间形式的通用算法如下：
[0066] 经由示出，在所谓的静态飞行的期间，估计器能够应用于水平"致动器/表面"系 统，对于此： -角速率可忽略； -负荷因子恒定； -控制面的偏转恒定； -微弱的气动角变化不牵设任何显著的对气动较链力矩的修改；并且， -气动构型是固定的且已知的。
[0067] 在运些飞行条件下，气动较链力矩是马赫数的函数（简单的自变量）。于是，唯一 的严格地必需的信息是： -气动较链力矩; -外静压巧；W及 -较链力矩系数錢前模型。
[006引图4的第二实施例（气动较链力矩的直接测量）所使用的计算方案与图3的第一 实施例的在上文中描述的计算方案类似。
[006引图4的实施例与图3的实施例类似。然而，单元2将参数经由链路6而传输 至计算元件30。
[0070] 如果"表面"系统的数量是n，并且如果我们选择运些系统中的躬个，1盖某澄i，则W 下的算法利用;个所选择的系统：
[0071] 虽然参数[<J<^能够W各种方式定义，但W下的方程保证固定的马赫估计 收敛速率：
[0072] 总之，仅单个参数必须确定，即K。该算法（由计算元件8实现）能够应用于单个 社 表面3