相关申请的交叉引用
本发明要求于2018年2月7日提交的美国第62/627259号临时申请的优先权，本发明通过引用将其全部内容并入本发明，就同本发明已完全阐述一样。
本发明涉及飞机气流传感器探头和实施飞机传感器探头的方法。更具体地，本发明涉及一种具有高精度的飞机气流传感器探头和实施(implementing)飞机传感器探头的方法。
背景技术：
在典型实施方式中，飞机气流传感器探头通过使用叶片组件感应局部气流的方向来确定迎角。飞机气流传感器探头通常安装在飞机机身上，并延伸穿过飞机机身。飞机气流传感器探头的叶片的角位置由角传感器转换成电输出。飞机气流传感器探头可以实施为迎角传感器、失速警告发射器等。
然而，已经发现叶片在气流中的运动可能受到颤动或其他气流条件的影响，这些气流条件会移动或扰动叶片，并阻止准确的气流测量。以前的一些实施方式利用机械阻尼系统来解决这个问题。然而，此类机械阻尼系统不包括任何调整阻尼功能的能力，因此不能根据环境条件和/或飞机配置来修改阻尼操作。此外，在飞机飞行过程中，机械阻尼系统可能会受到的大的温度变化(-100°f–100°f)，所述温度变化会导致阻尼功能不希望的改变。
因此，需要一种飞机气流传感器探头，该探头更准确，对产生颤动的气流条件不太敏感，能够调整阻尼功能等。
技术实现要素：
本发明在很大程度上满足了上述需要，其中，在一方面，提供了一种飞机气流传感器探头的技术和设备，所述飞机气流传感器探头更准确，对产生颤动的气流条件不太敏感，能够调整阻尼功能等。
根据一方面，飞机气流传感器探头包括叶片组件，其被配置成感测飞机外部的局部气流的方向；轴，其被配置成可旋转地保持叶片组件并允许叶片组件的旋转运动；电机，其连接至轴并被配置成产生转矩以抑制(damp)轴以及叶片组件的旋转运动；迎角处理器，其被配置成控制电机以产生转矩以抑制轴以及叶片组件的旋转运动；以及传感器，其被配置成感测叶片组件的位置并将叶片组件的位置提供给迎角处理器。
根据一方面，操作飞机气流传感器探头的方法包括利用叶片组件感测飞机外部局部气流的方向；利用被配置成可旋转地保持叶片组件的轴来允许叶片组件的旋转运动；利用连接至轴的电机产生转矩以抑制轴以及叶片组件的旋转运动；利用迎角处理器控制电机以产生转矩以抑制轴以及叶片组件的旋转运动；以及利用传感器感测叶片组件的位置，并将叶片组件的位置提供给迎角处理器。
根据一方面，飞机气流传感器探头包括锥形组件，其被配置成感测飞机外部的局部气流的方向；轴，其被配置成可旋转地保持锥形组件并允许锥形组件的旋转运动；电机，其连接至轴，并被配置成产生转矩以抑制轴以及锥形组件的旋转运动；迎角处理器，其被配置成控制电机以产生转矩以抑制轴以及锥形组件的旋转运动；以及传感器，其被配置成感测锥形组件的位置并将锥形组件的位置提供给迎角处理器。
根据一方面，操作飞机气流传感器探头的方法包括利用锥形组件感测飞机外部局部气流的方向；利用被配置成可旋转地保持锥形组件的轴来允许锥形组件的旋转运动；利用连接至轴的电机产生转矩以抑制轴以及锥形组件的旋转运动；利用迎角处理器控制电机以产生转矩以抑制轴以及锥形组件的旋转运动；以及利用传感器感测锥形组件的位置，并将锥形组件的位置提供给迎角处理器。
为了更好地理解本文中的详细描述，并且为了更好地理解对本领域的当前贡献，已经相当广泛地概述了本发明的某些方面。当然，下面将描述本发明的其他方面，这些方面将构成所附权利要求的主题。
在这方面，在详细解释本发明的至少一方面之前，应当理解，本发明的应用不限于以下说明或附图中所示的构造细节和部件布置。本发明能够具有除了所描述的方面之外的方面，并且能够以各种方式实践和执行。此外，应当理解，本文中使用的措辞和术语以及摘要是出于描述的目的，不应被视为限制性的。
因此，本领域技术人员将理解，本发明所基于的概念可以容易地用作设计实现本发明的多个目的的其他结构、方法和系统的基础。因此，重要的是，只要等效结构不偏离本发明的精神和范围，权利要求就应被视为包括此类等效结构。
附图说明
图1示出了根据本发明的飞机气流传感器探头的背面透视图。
图2示出了根据图1的飞机气流传感器探头的正面透视图。
图3示出了根据本发明的飞机气流传感器探头的另一方面的侧视图。
图4示出了根据本发明的飞机气流传感器探头的示意图。
图5示出了根据图1的飞机气流传感器探头的截面图。
图6示出了根据图1的飞机气流传感器探头的前视图。
图7示出了根据图1的飞机气流传感器探头的背面视图。
图8示出了根据图1的飞机气流传感器探头的另一个截面图。
图9示出了根据图1的飞机气流传感器探头的部分正面透视图。
图10示出了根据图1的飞机气流传感器探头的部分背面透视图。
图11示出了根据图1的飞机气流传感器探头的部分透视侧视图。
图12示出了根据图1的飞机气流传感器探头的另一部分背面透视图。
图13示出了根据图1由飞机气流传感器探头实施的操作方法。
图14示出了根据图1的飞机气流传感器探头的示意图。
具体实施方式
现在将参照附图来描述本发明，其中全文中相同的附图标记始终地指代相同的部件。本发明的一些方面有利地提供了一种飞机气流传感器探头，该探头更准确，对产生颤动的气流条件不太敏感，能够调整阻尼功能等。
图1示出了根据本发明的飞机气流传感器探头的背面透视图；图2示出了根据图1的飞机气流传感器探头的正面透视图。
特别地，图1和图2示出了飞机气流传感器探头100，其被配置成迎角传感器以为飞行控制系统提供标准迎角(aoa)信息。在一方面，飞机气流传感器探头100可被配置成失速警告发射器(swt)，以为飞行控制系统提供失速保护功能。在一些方面，失速警告发射器可以是具有集成的失速警告计算机的角位置发射器。
在一方面，飞机气流传感器探头100可以是叶片式传感器。在一方面，飞机气流传感器探头100可以是前机身安装的传感器。在一方面，飞机气流传感器探头100可以是电防冰的。在一方面，飞机气流传感器探头100可以是叶片型、前机身安装、电防冰传感器。当安装在飞机上时，飞机气流传感器探头100可以包括垂直于飞机蒙皮延伸的叶片组件53，以感测局部气流的角度方向。在一方面，如图2所示的虚线和箭头所示，叶片组件53可以旋转以保持与局部气流连续对准。在一方面，叶片组件53可以连接到角位置传感器10，角位置传感器10将叶片组件53的旋转位置和/或运动转换为电信号，如下所述和如图4所示。
在一方面，飞机气流传感器探头100可以包括主壳体组件1。在一方面，主壳体组件1可包括后盖34，其可布置在飞机内部。在一方面，主壳体组件1可以包括可以布置在飞机外部的防水罩25。在一方面，主壳体组件1可包括前盖7，其可布置在飞机外部。
可包括后盖34、防水罩25和前盖7的主壳体组件1可被实施为飞机气流传感器探头100的保护壳。在一方面，主壳体组件1可以为密封以防止异物侵入。在一方面，主壳体组件1可以防透水、防渗水和/或耐水的，以防止存在于主壳体组件1和飞机的环境中的水和其他液体侵入。在这方面，主壳体组件1可以包括一个或多个密封件、垫片、粘合剂、防水涂层、灌封材料等。这些方面应用于在极端室外环境中保护飞机气流传感器探头100。
在一方面，飞机气流传感器探头100可以包括主壳体组件1上的法兰104，用于附接到飞机。在一方面，法兰104可以包括法兰孔106，其被配置成接收用于将法兰104和飞机气流传感器探头100固定到飞机上的机械紧固件。
在一方面，飞机气流传感器探头100可以包括主壳体组件1和/或后盖34上的信号连接器108。在一方面，信号连接器108可以与飞机相连以向飞机提供传感器读数等。在一方面，信号连接器108可以是电连接器。在一方面，信号连接器108可以是光连接器。在一方面，信号连接器108可以是电连接器和/或光连接器。在一方面，信号连接器108还可以从飞机接收用于操作飞机气流传感器探头100的电能。
图3示出了根据本发明的飞机气流传感器探头的另一方面的侧视图。
如图3所示，在其它方面，飞机气流传感器探头100可以是锥形传感器。在这方面，飞机气流传感器探头100可以是前机身安装的锥形传感器。在其它方面，飞机气流传感器探头100可以是锥形、前机身安装、电防冰的传感器。当安装在飞机上时，锥形组件316垂直于飞机蒙皮318延伸以感测局部气流的角方向。可旋转以保持与局部气流连续对准(如虚线和箭头所示)的锥形组件316可连接至角位置传感器10，如下文所述且如图4所示，角位置传感器10将锥形组件316的旋转位置和/或运动转换为电信号。角位置传感器10可用于准确测量锥形组件316相对于气流的角位移。特别是，在一些方面，在压力差中，锥形组件316上的端口348的角位移可具有高达正负90度的正弦变化。角度位置传感器10可以提供标准化的迎角、实际的局部流动角等。锥形组件316的详细说明提供在2000年1月11日发布的美国专利号6012331的专利中，并通过引用将其全部并入本文中。为简洁起见，其余的描述将集中于叶片式实现方式。然而，根据本发明可以使用上述的锥形实现方式。
图4示出了根据本发明的飞机气流传感器探头的示意图。
在一方面，叶片组件53可以连接到角位置传感器10，角位置传感器10将叶片组件53的旋转位置和/或运动转换为电信号。角位置传感器10可用于准确测量叶片组件53相对于气流的角位移。角度位置传感器10可以提供标准化的迎角、实际的局部流动角等。在这方面，叶片组件53的位移可以是相对于飞机机械基准。标准化的aoa是机翼(飞机)升力相对于迎角的一部分；在失速角处等于1，在零升力角处等于0。叶片组件53或锥形组件可始终与气流对准。
在一方面，角位置传感器10可以是旋转可变差动变压器(rvdt)，其将旋转运动转换为电信号。rvdt可以实施为机电转换器，其可以提供与输入轴的角位移成线性比例的可变输出电压。可提供单个rvdt以测量相对于飞机中心线的叶片角(自由气流)。该测量可由飞机气流传感器探头100使用以计算aoa。此外，该测量可由飞机气流传感器探头100使用以计算aoa的变化率。在其它方面，角位置传感器10可以是旋转编码器、角度转换器、被配置成测量旋转运动的线性转换器等。在进一步的方面中，可以在同一轴上使用多个角位置传感器10，以提供冗余、提高精度等。
进一步参考图4，飞机气流传感器探头100可包括支撑叶片组件53的主壳体组件1。更具体地，叶片组件53可以由一个或多个轴支撑，以旋转和感测经过叶片组件53的气流。在一方面，轴可以包括轴14和/或后轴18。
在一方面，飞机气流传感器探头100可包括迎角(aoa)处理器28或其他处理器，其可使用角位置传感器10的输出信号并可计算期望的输出参数。在一方面，aoa处理器28可包括传感器电路，其可包括模数变换器、滤波器、其它信号调节电路等，以确定aoa和/或aoa的变化率。在一方面，角位置传感器10可以包括传感器电路，该传感器电路可以包括模数变换器、滤波器、其他信号调节电路等，并且将指示aoa和/或aoa的变化率的信号发送到aoa处理器28。在一些方面中，aoa处理器28可以配置在飞机气流传感器探头100内的印刷电路板、印刷线路组件等上。
飞机气流传感器探头100还可以包括电机6，该电机6可以连接到支撑叶片组件53旋转的轴14和/或轴18。在一些方面，电机6可提供至少两个功能：在飞行员激活测试(初始化内置测试(ibit)，其可包括使用角度位置传感器10读取并验证角度)期间，可将叶片组件53放置在已知角度；以及由于气流颤动等，在叶片组件53上减小、增加或施加转矩(阻尼)。此外，在某些方面，电机6可以有助于减少对气动(流动引起的)转矩的依赖，其可能非常小。利用压差信息，电机6可以产生更准确的结果，因为电机6可以克服气动力(特别是在低空速下)可能没有的滞后和机械损失。
电机6可以提供阻尼因子以补偿叶片组件53的动态角度响应中的小扰动。在一方面，电机6可用于通过施加具有恒定峰值的随时间变化的转矩来抖动叶片组件53的位置。在这方面，这可以是从角度测量中消除滞后的有效方式。电机6可以实施为任何类型的电机。在一方面，电机6可以实施为无刷永磁电机。在另一方面，电机6可以实施为无框架电机，其中飞机气流传感器探头100的底盘用作电机的框架或壳体。在一方面，电机6可以实施为永磁涡流阻尼器。在这个方面，可以在磁场中的导体中产生涡流。在一方面，为永磁体。在一方面，为重型永磁体。在一方面，为不可调节的磁体，以减少对诸如指南针之类的各种飞机部件的干扰。在一方面，电机6可实施为使用齿槽转矩。在一方面，这可以是由于电机6的转子的永磁体与定子槽之间的相互作用而引起的转矩。在一个特定方面，电机6可以被配置成接收命令以向相关的电机轴、轴14和/或轴18提供转矩，所述电机轴、轴14和/或轴18可以形成飞机气流传感器探头100的一部分。
图5示出了根据图1的飞行器气流传感器探头的截面图；图6示出了根据图1的飞机气流传感器探头的正视图。图7示出了根据图1的飞机气流传感器探头的后视图。图8示出了根据图1的飞机气流传感器探头的另一截面图。图9示出了根据图1的飞机气流传感器探头的部分正面透视图。图10示出了根据图1的飞机气流传感器探头的部分背面透视图。图11示出了根据图1的飞机气流传感器探头的部分透视侧视图。图12示出了根据图1的飞机气流传感器探头的另一部分背面透视图。
参考图5，飞机气流传感器探头100可以包括支撑叶片组件53的主壳体组件1。更具体地，叶片组件53可以由一个或多个轴支撑，以旋转和感测经过叶片组件53的气流。在一方面，轴可包括轴14和后轴18。轴14和/或后轴18可通过轴承支撑在主壳体组件1内。在一方面，轴承可以包括轴承4和轴承36。
轴14和/或轴18可以连接到电机6。在一方面，轴14和/或轴18可以延伸穿过电机6，并且可以是电机6的一部分。在该方面，电机6可以被配置成控制轴14和/或轴18的旋转。在一方面，电机6向轴14和/或轴18施加转矩以抑制轴14和/或轴18以及叶片组件53的旋转运动。在另一方面，电机6向轴14和/或轴18施加转矩以使轴14和/或轴18以及叶片组件53旋转。在其他方面，电机6可以通过中间传动装置或类似结构连接至轴14和/或轴18。
电机6可以包括电机控制器27。在一方面，电机控制器27可以被配置成操作电机6以向一个或多个轴提供转矩。电机6在轴14和/或轴18上产生的转矩可以向轴14和/或轴18提供阻尼力，并且还向叶片组件53提供阻尼力。在其他方面，电机控制器27可以被配置成操作电机6以使轴14和/或轴18旋转以及使叶片组件53旋转以进行初始化等。在一些方面，电机控制器27可以被配置在飞机气流传感器探头100内的印刷电路板、印刷线路组件等上。
图14示出了根据图1的飞机气流传感器探头的示意图。
飞机气流传感器探头100可以进一步包括多个气压传感器80。气压传感器80可以包括一个或多个气压端口，其被配置成接收施加在飞机气流传感器探头100和/或叶片组件53上的气压。气压端口可以位于飞机气流传感器探头100和/或叶片组件53上，并接收空气以及将空气引导至气压传感器80，该气压传感器80感测由气压端口接收的气压。气压传感器80可以使用力收集器(诸如隔膜、活塞、弹簧管、波纹管等)来测量由于在区域上施加的力(压力)而引起的应变(或挠曲)。气压传感器80可以被实施为应变仪、压阻应变仪、电容传感器、电磁传感器、压电传感器、光学传感器、电位传感器等。气压传感器80和/或传感器电路可以包括模数变换器、滤波器、其他信号调节电路等，并且将指示在特定气压端口处所接收到的气压的信号发送到aoa处理器28。
参照图6，在一方面，气压端口68可以位于叶片组件53的前缘上，以接收指示影响叶片组件53的气流速度的气压。气压传感器80可以被配置成测量动态压力以获得空速、马赫数等。在一方面，aoa处理器28可以被配置成响应于来自气压传感器80的信号计算空速、马赫数等。在一方面，aoa处理器28可以被配置成响应于来自飞机的信号接收和/或计算空速、马赫数等。
在一方面，气压端口72可以位于叶片组件53的顶表面和底表面上，以接收这些相应表面的气压。在该方面，可以存在与每个气压端口72相关联的气压传感器80，以便确定叶片组件53的顶表面和底表面之间的压力差。在一方面，aoa处理器28可以被配置成响应于来自气压传感器80的信号计算压力差。超过预定阈值的压力差可以指示叶片组件53中的颤动或其他运动。在一方面，压力差可以用于计算叶片错位。
在一方面，气压端口70可以位于飞机气流传感器探头100上，以接收静态气压。静态气压可以用于确定高度、高度趋势等。在一方面，aoa处理器28可以被配置成响应于来自气压传感器80的信号来计算高度、高度趋势等。在一方面，aoa处理器28可以被配置成响应于来自飞机的信号接收和/或计算的高度、高度趋势等。
在一方面，可以有多个气压端口和多个气压传感器80，以测量气流速度、静态气压和压力差，如上所述。
图13示出了由根据图1的飞机气流传感器探头实施的操作方法。
特别地，图13示出了叶片组件抑制方法(dampingprocess)200。在框202中，飞机气流传感器探头100可以接收和/或计算以下飞机信息中的一个或多个：空速、马赫数、高度、空气温度、飞机配置、叶片组件压力差、aoa、aoa的变化率等。
在该方面，对于空速、马赫数、高度和叶片组件压力差，飞机信息可从与气压端口68、70和72相关联的气压传感器80获得，如上所述。另外，可以在aoa处理器28中处理气压传感器80的输出，以产生空速、马赫数、高度和叶片组件压力差的飞机信息。可替代地，如下所述，飞机气流传感器探头100可以通过电接口从飞机接收空速、马赫数和其他信息。
空气温度可从位于飞机气流传感器探头100上的空气温度传感器或位于飞机上的温度传感器获得，并由飞机气流传感器探头100通过电接口接收，如下所述。空气温度传感器可以被实施为热敏电阻、热电偶、电阻温度计、硅能带隙温度传感器等。
aoa可以从飞机气流传感器探头100的角位置传感器10获得，并由aoa处理器28计算。aoa的变化率也可以从飞机气流传感器探头100的角度位置传感器10获得，并由aoa处理器28计算。
飞机配置可以由飞机气流传感器探头100通过电接口接收，如下所述。飞行器配置信息可以包括襟翼、速度制动、着陆重量、起落架放下/锁定等的状态。
在框204中，aoa处理器28可基于飞机信息确定要施加到叶片组件53的转矩值。特别地，由电机6响应于来自电机控制器27的驱动信号而施加转矩值以抑制叶片组件53的运动。在一方面，转矩值可以基于由aoa处理器28接收和/或计算的飞机信息通过一种或多种算法来确定。在一方面，算法对粘性阻尼器建模。在该方面，可以产生如下转矩：转矩＝k*dθ/dt。其中，θ是叶片组件53的角度，t是时间，k是可编程常数。在该算法中，计算导数并对导数进行滤波，以确定和产生转矩。在另一方面，转矩值可以基于由aoa处理器28接收和/或计算的飞机信息通过一个或多个查找表确定。也可以考虑基于aoa处理器28接收的飞机信息来确定转矩值的其他方法。
在框206中，aoa处理器28可以控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上。在该方面，aoa处理器28可以向电机控制器27发信号以控制电机6在叶片组件53的轴上施加确定的转矩。
在一方面，当叶片组件53的上侧和下侧之间的压力差超过阈值时，aoa处理器28可以控制电机6在叶片组件53的轴上施加确定的转矩，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可以基于空速控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可以基于马赫数控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可基于高度或静态压力控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可以基于空气温度控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可以基于超过预定阈值的aoa的变化率控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减小叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。在一方面，aoa处理器28可以利用连续控制而控制电机6。
在一方面，aoa处理器28可以基于aoa控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可以基于飞机的配置控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
在一方面，aoa处理器28可以基于上述飞机信息的组合而控制电机6以将确定的转矩施加在叶片组件53的轴上，以减少叶片组件53的颤动并确保确定更准确的迎角。
相应地，飞机气流传感器探头100可以配置成通过电机6的操作而控制叶片组件53，以抑制叶片组件53的旋转运动，以减少叶片组件53的颤动和其他扰动，从而获得叶片组件53的更准确的位置。
在一方面，由于叶片组件53在直接空气流中，因此它将经受冷冻温度和潜在的结冰。为此，可以用加热器以足够的功率来加热叶片组件53，以确保冰不会影响叶片组件53的自由运动。可以安装壳体(底盘)加热器和热敏电阻而控制壳体的外部温度避免冷凝。在一方面，角位置传感器10可感测到叶片组件53缺乏运动，其指示结冰，并且aoa处理器28可启动加热器操作。而且，这种缺乏运动也可能表明卡住探头或其他机械故障。特别地，叶片组件53的运动可以由角位置传感器10和aoa处理器28监控以检测卡住探头。在一方面，如果信号标准偏差太小，则认为叶片组件53被卡住。
飞机气流传感器探头100可以机械地安装在前机身的左舷、右舷或两侧，并且可以通过信号连接器108电连接到多个飞机分离器件、电源和双冗余航空无线电公司(arinc)通信总线等。但是，应当注意，可以利用任何类型的数据总线，包括arinc、1553、控制器局域网(can)等。飞机气流传感器探头100还可提供未连接到飞机的维护接口，从而允许配置、对准调整和软件上传。叶片组件53和法兰104可以是飞机气流传感器探头100在主飞机外部的仅有部分。
在一方面，被实施为swt的气流传感器探头可通过利用叶片组件53作为主飞机外部的电防冰叶片来提供失速警告和保护。对于主飞机的特定配置，swt可以计算标准化的aoa(aoan)，表示为从零升到失速的迎角间隔的分数。不同的飞机配置可以通过襟翼、速度制动、防冰等的组合状态swt的输入参数来确定。根据aoan、主机配置和详细的升力曲线，swt可以计算三个失速警告极限：1)喇叭(horn)，2)抖杆(stickshake)和3)推杆(stickpush)。
如果达到喇叭极限，则与主飞机分离的喇叭警告。如果达到抖杆极限，则分离的抖杆警告，以及如果达到推杆极限，则分离的推杆警告。每个分离的器件发出警告直到主飞机方向恢复到极限条件以下为止。
在一方面，swt可以被机械地安装并且电连接到飞机。swt可以互换，因为机械对准以及用于配置和对准调节的分离器件是由飞机制造商在视轴对准(boresightalignment)过程中进行的。
飞机气流传感器探头100可以包括电接口，该电接口可以包括：1)双arinc接口74、2)与主飞机分离的输入接口，以及3)与主飞机分离的输出接口，4)操作电源接口等。
swt可以从主飞机接收以下通信信号：襟翼位置、速度制动位置、飞行员激活测试(初始化内置测试(ibit))等。swt可以向主飞机提供以下词语/标签：标准化的迎角、局部迎角、内置测试(bit)失败、标准化的迎角抖动器警告角等。
aoa处理器28可以包含可以控制系统电子设备、加热器、失速警告处理等的操作飞行程序(ofp)。aoa处理器28可以接收来自arinc通信的输入、分离器件的输入(inputdiscretes)、角位置传感器10信号以及电机6的状态和控制信号以确定失速警告条件。基于这些计算，aoa处理器28可以发出喇叭警告、抖杆或推杆。
在一方面，飞机气流传感器探头100可以被配置成连接到飞机电源线的单个线路可更换单元(lru)。lru配置可以是飞机的模块化部件，其被设计为在操作位置处快速更换。在该方面，飞机气流传感器探头100可以被机械地安装并且与飞机电连接。飞机气流传感器探头100可以互换，因为机械对准以及用于配置和对准调节的分离器件是由飞机制造商在视轴对准过程中进行的。
飞机气流传感器探头100可以具有用于维护模式的输入分离。维护模式可用于系统验证，排除bit(内置测试)故障，更新操作飞行程序(ofp)软件，以及提供上传升力曲线的方式。
返回参考图14，飞机气流传感器探头100可以包括负责所有环境保护、任何电力调节、转换，原始信号感测以及信号数据的中继的硬件。飞机气流传感器探头100可以包括由诸如aoa处理器28之类的处理器实施的软件，该软件可以负责数据监视、数据转换、计算、操作模式、协调/配置硬件以感测、发送或接收数据等。
飞机气流传感器探头100的硬件设计可以包括实施为数字信号控制器微控制器(mcu)的aoa处理器28。mcu可以为飞机气流传感器探头100执行所有必要的数据计算。与外部飞机系统的通信可以通过arinc429通信总线和分离信号来完成。但是，应该注意，可以使用任何类型的数据总线，包括arinc，1553，can等。
aoa处理器28可以包含操作飞行程序(ofp)并且控制系统电子设备、加热器和失速警告处理。aoa处理器接收来自arinc429通信的输入、分离器件的输入、rvdt，并控制电机6的阻尼、确定失速警告条件等。基于aoa的计算，aoa处理器可发出警报，抖杆或推杆。
飞机气流传感器探头100可以包括arinc429收发器或接口74。arinc429收发器或接口74可以提供arinc429电驱动器和接收器。它是与arinc429规范兼容的设备的接口，并根据swt应用程序软件的要求发送标签。
飞机气流传感器探头100可以包括电源模块76。电源模块76向失速警告计算机和角位置发射器电子设备提供调节后的电能。在一些方面，电源模块76可以配置在飞机气流传感器探头100内的印刷电路板上、印刷线路组件上等。
飞机气流传感器探头100可以包括i/o模块78。i/o模块78可以中继信号，并且可以连接到外部飞机系统和swt硬件之间的电源总线。它还提供了电路以满足雷电、电磁干扰(emi)和hirf要求。
叶片和系统基座可以是主飞机外部仅有的部件。叶片包括电加热元件，用于在飞行期间连续防冰。
飞机气流传感器探头100可以包括许多其他组件。特别地，参考附图，尤其是图5，飞机气流传感器探头100可以包括以下中的一个或多个：紧固件2、盖密封件3、加热器包层(heaterblanket)5、紧固件8、轴承盖9、轮毂配重11、紧固件12、紧固件13、配重15、电机轴承支架16、紧固件17、紧固件19、转子夹具紧固件20、垫圈21、垫圈22、紧固件23、元件组件24、支座(standoff)26、电源29、接口30、连接器31、热敏电阻32、紧固件33、紧固件35、垫圈37、紧固件38、紧固件39、标识板40、紧固件41、垫圈42、机械限位组件43、轮毂板印刷线路板44、o形圈45、紧固件46、母压接壳体(femalecrimphousing)47、母电缆压接触头48、紧固件49、垫圈50、垫圈51、紧固件52、系带54、导热环氧树脂55、粘合剂56、安全线或锁57、屏蔽带59、端部60、固定螺钉61、母压接壳体62、以及支座120、母电缆压接触头63、垫圈64等。
根据本发明的各个方面，在局部气流方向的变化与合成输出的相应变化之间的比率可以表示“标准化的迎角”，其根据襟翼位置而变化，并且合成输出根据襟翼位置有偏差，使得无论何时襟翼位置和局部气流方向的组合使得空气动力学升力为零，则合成输出表示零“标准化迎角”，以及无论何时襟翼位置和局部气流方向的组合使得迎角的进一步增加而将导致飞机失速，则合成输出表示100％的“标准化的迎角”。表示“标准化的迎角”的合成输出可用于指示或控制目的。
因此，本发明提出了一种飞机气流传感器探头，其更准确，更不易受到产生颤动的气流条件的影响，可以调节阻尼功能等。
此外，根据本发明的各个方面，本文描述的方法旨在与专用硬件实现一起操作，所述专用硬件实现包括但不限于pc、pda、半导体、专用集成电路(asic)、可编程逻辑阵列、云计算设备以及构造为实施本文所述方法的其他硬件设备。
还应注意，本文所述的本发明的软件实现可选地存储在有形的非暂时性存储介质上，诸如磁性介质(诸如磁盘或磁带)；磁光或光学介质(诸如磁盘或光盘)；或固态介质(存储卡或容纳一个或多个只读(非易失性)存储器、随机存取存储器或其他可重写(易失性)存储器的其他封装件)。电子邮件的数字文件附件或其他自包含信息档案或档案集被视为与有形存储介质等同的分发介质。因此，本发明被认为包括有形存储介质或分发介质，如本文列出的以及包括本领域公认的等同物和后继介质，其中存储了本文的软件实现。
另外，本发明的各个方面可以在非通用计算机实现中实施。而且，从本发明可明显得出，本文提出的本发明的各个方面改善了系统的功能。此外，本发明的各个方面涉及其被特别编程以解决本发明所解决的复杂问题的计算机硬件。因此，本发明的各个方面在其特定实施中总体上改善了系统的功能，以执行由本发明提出的并且由权利要求限定的方法。
根据详细的说明书，本发明的许多特征和优点是明显的，因此，所附权利要求书旨在覆盖落入本发明的真实精神和范围内的本发明的所有这些特征和优点。此外，由于本领域技术人员将容易想到许多修改和变型，因此不意在将本发明限制为示出和描述的确切构造和操作，并且因此在本发明的范围内的所有合适的修改和等同物都可以利用。