或多个表面3,至于所存在的所有完";个表面3,都是如此。 :;親
[0073] 飞行器的飞行计算机W离散时间工作，因此，必须使得该算法离散，W便能够由嵌 入飞行器的计算机中的中央单元5实现。在^表示采样时间且指数f表示采样时刻的情况 下，对于無;个致动器，呈其离散时间形式的通用算法如下：
[0074] 除了 LS-SM算法之外，还可W将两类解决方案： -利用模型反演的解决方案；和 -不利用模型反演的解决方案， 应用于两个实施例（图3和图4)。
[00巧]在下文中提出S个不同的计算模式。
[0076] 根据第一计算模式（最小二乘），如果犯3(76(如，..）是可容易地求逆的马赫数的函 数，则有可能用代数方法对关系进行求逆并估计马赫数。经由示例，对于低的马赫数，较链 力矩系数不取决于马赫数；因此，有可能使用W下的关系：
[0077] 考虑到;个表面，我们W常规的"最小二乘"算法结束：
[0078] 此外，根据可应用于两个实施例（图3和图4)的第二计算模式，状态估计器具有 比前面提到的LS-SM估计器更简单的结构。此外，收敛只是渐近的，因而收敛时间是无限 的。算法的主要结构与LS-SM估计器的结构相对应，返回信号r中存在唯一的差异，返回信 号城是：
[0079] 在这种情况下，同样地，算法（由计算元件8实现）能够应用于单个致动器12或 多个致动器12,至于所存在的所有;1?/个致动器12,都是如此。 ::辨
[0080] 该算法被称为"最小二乘-龙贝格"观测器。
[0081] 此外，根据第S计算模式，估计器利用快和慢动态的概念。控制面3的动态比飞行 器的动态更快。因此，能够认为，值風备，共9,r，c〇.皆在控制面3的快速移动的期 间是t旦定的。
[0082] 由于估计器严格地联系至致动器/表面系统，因而该第=计算模式仅对前面提到 的第一实施例（图3)有效。
[0083] 图5的实施例能够实现该第=计算模式。相应地，相对于图3的实施例，中央单元 5的计算元件8另外包括估计器33,估计器33经由链路34而连接至链路6,经由链路35而 连接至计算元件29,并且，实行高阶滑模估计。
[0084] 估计器的各设计开始于导向模型即已定义输入和输出的模型的定义。茲裝被识别 为简单的可变时间输入。输出是控制面3的位置項或通过运动学方程而与位置每相联系 的致动器12的杆13的位置^?。,。
[0085] 由于函数q(^，...）可能在变量上是非线性的，因而非线性状态观测器构成用 于解决问题的最佳途径。保证有限收敛时间的需要与简单的估计器设计程序的需要相关 联，导致"非线性滑模"状态观测器的选择。W下的方程定义观测器的结构：
[0086] 是质量矩阵。
[0087] 项扛.驅;是"滑动"表面上的等效信号。它们表示"滑动"表面的平均值。例如， 第一"滑动"表面是
并且，为了保持 在"滑动"表面上，我们必须使去=渡，因此，暗示掛口 g邮4^)。因而，等效项是 {呵货。飘诉-每=邱技)。
[0088] -种获得等效信号的方式是低通滤波器： { ^ 約+ 4 "]接:;二化。
[0089] 该解决方案易于实现，但生成相位延迟。运就是为什么将带有高阶导数的估计器 (估计器33)用于信号的估计：
[0090] 从可得到的输化錢产|:;开始，^下的高阶滑模观测器估计其前两个导数^^,和 %, O
'毎:奋气.
[0091] 其中，'<^5,。司。 J&卑禪：
[0092] 最后，能够通过获知信号灼、和馬的的极限而获得矩阵职崎。为了保证 观测器的稳定性，满足W下的条件即可：
【主权项】
1. 一种用于在飞行器的飞行期间自动地估计所述飞行器的至少一个速度的方法，所述 方法包括在所述飞行器上以自动方式进行的以下步骤： a) 确定所述飞行器的至少一个控制面的至少一个气动铰链力矩； b) 确定多个数据和至少以下数据： ?所述飞行器外的静压；和 ?铰链力矩系数的模型； c) 计算所述飞行器的第一速度；以及 d) 将所计算的第一速度提供给至少一个用户系统， 其中，步骤c)在于借助于以下的表达式来计算表示所述飞行器的第一速度的马赫数 實：其中： -是所述气动铰链力矩； -是所述空气的绝热系数； -_是外静压； -表示所述控制面的体积；并且， -G是取决于所述马赫数的铰链力矩系数的所述模型。2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤a)包括子步骤，其在于： -测量旨在生成所述控制面的偏转的至少一个致动器的两个液压室之间的至少一个 压差；和 -借助于至少该压差来计算所述气动铰链力矩。3. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤a)包括子步骤，其在于直接地测量所 述控制面上的所述气动铰链力矩。4. 根据权利要求1至3的任一项所述的方法，其特征在于，步骤c)将模型反演用于所 述气动铰链力矩的所述模型。5. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤c)实现最小二乘方案。6. 根据权利要求1至3的任一项所述的方法，其特征在于，步骤c)将不可逆函数用于 所述气动铰链力矩的所述模型。7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，步骤c)实现以下的方案之一： -使用所谓的"最小二乘滑模"观测器的方案； -使用所谓的"最小二乘龙贝格"观测器的方案； -使用所谓的"高阶滑模"观测器的方案。8. 根据先前的权利要求的任一项所述的方法，其特征在于，步骤b)还在于确定用于在 步骤c)中计算所述马赫数的以下数据中的至少一些： -所述飞行器的至少一个气动角； -所述至少一个控制面的偏转角； -所述控制面的至少一个负荷因子； -所述飞行器的所述气动构型；以及 -所述飞行器的至少一个角速度。9. 根据先前的权利要求的任一项所述的方法，其特征在于，步骤a)在于确定所述飞行 器的多个不同的控制面的气动铰链力矩，并且其中，步骤c)在于借助于与该多个控制面有 关的所述气动铰链力矩来计算所述马赫数。10. 根据先前的权利要求的任一项所述的方法，其特征在于，包括附加步骤，该附加步 骤晚于步骤c)，且在于基于在步骤c)中计算出的所述马赫数和附加数据而计算表示所述 飞行器的第二速度的常规速度。11. 一种用于在飞行器的飞行期间自动地估计所述飞行器的至少一个速度的装置，所 述装置包括： -第一数据生成单元，配置成确定所述飞行器的至少一个控制面的至少一个气动铰链 力矩； -第二数据生成单元，配置成确定多个数据和至少以下的数据： ?所述飞行器外的静压；和 ?铰链力矩系数的模型； -计算单元，配置成计算第一速度；以及 -至少一个数据传输单元，配置成将所述第一速度提供给至少一个用户系统， 其中，所述计算单元配置成借助于以下的表达式而计算表示所述飞行器的第一速度的 马赫数:其中： ?是所述气动铰链力矩； ·，是所述空气的绝热系数； ·_是外静压； ? 表示所述控制面的体积；并且， ? 是取决于所述马赫数贈的铰链力矩系数的所述模型。12. 根据权利要求11所述的装置，其特征在于，所述第一数据生成单元包括： -至少一个测量元件，配置成测量旨在生成所述控制面的偏转的至少一个致动器的液 压室之间的至少一个压差；和 -计算元件，配置成借助于至少该压差而计算所述气动铰链力矩。13. 根据权利要求11所述的装置，其特征在于，所述第一数据生成单元包括配置成直 接地测量所述控制面上的所述气动铰链力矩的至少一个测量元件。14. 一种飞行器，包括诸如在权利要求11至13的任一项下规定的装置。
【专利摘要】本发明提供用于自动地估计飞行器的至少一个速度的方法及装置。装置(1)包括：第一数据生成单元(2)，用于确定飞行器的至少一个控制面(3)的至少一个气动铰链力矩；第二数据生成单元(4)，用于确定多个数据、至少一个外静压以及铰链力矩系数的模型；计算单元(5)，用于借助于这些数据来计算飞行器的至少一个速度，即马赫数和/或常规速度；以及数据传输单元(10)，用于将该速度提供给用户系统。
【IPC分类】G01P21/02, G01P5/175
【公开号】CN105527455
【申请号】CN201510678320
【发明人】P.古皮, N.米莫, P.舍瓦利耶, D.洛佩斯弗南德斯, R.戴尔
【申请人】空中客车运营简化股份公司
【公开日】2016年4月27日
【申请日】2015年10月20日
【公告号】US20160107762