专利名称：监测飞行器的风速、气压和倾斜测定参数的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于在飞行器中监测风速、气压和倾斜测定(an6mobaroclinom6tri(iue) #^:的系统。该系统可用于在飞行器 上获知与飞行器的飞行相关的风速、气压和倾斜测定^l:的值。风 速、气压和倾斜测定^^lt是与飞行中的飞行器相对于周围空气的位 置和速度相关的^:。本发明可应用于航空领域，尤其可应用于与飞行器的风速和倾 斜测定(an6moclinomarie，垂直风速测定)相关的^^i:测量领域。
背景技术：
在飞行器上，获得与飞行器的飞行有关的某些信息是重要的。 风速测量技术允许获得这些信息，尤其是飞行器的速度、飞行器相 对于空气的空间位置、飞行器的高度以及空气的直接M。这些信 息被称作风速、气压和倾斜测定^lt。这些风速、气压和倾斜测定 ^!t包括与该飞行器的周围空气相关的^lt，例如静压力、动压力 或者还有总温度。还有与飞行器在该环境中的位置相关的M，例 如，飞行器的速度、其迎角或其侧滑角。迎角是气流方向与飞行器 的水平轨迹之间的相对角度。飞行器的侧滑角是气纟斜目对于飞行器 的轨迹的角度。^L据这些M中的某些^lt的值，能够确定这些M中其他一 些^lt的值。因此，为在飞行器上获知所有有用的风速、气压和倾 斜测定^的值，对这些风速、气压和倾斜测定^lt中的某些^lt 进行测量，然后从中导出其他的^lt。目前，在飞行器上测量这些>#^61_借助于放置在飞行器外的在该飞行器的外壳上的各种探测器来进行的。在飞行器中检测风速、气压和倾斜测定参数的传统的系统如图 l所示。该系统包括主探测电路和辅探测电路(也称为应急电路)， 所述辅探测电路在主电路不工作或在主电路1上检测出测量问题的 情况下使用。主电路l包括多个测量通道。
一般地，主电路包括三个基^目同的测量通道IO、 20、 30。所有这三个测量通道IO、 20和30均实 现对相同参数的测量。在同一电路中存在多个测量通道的目的是为 飞行器的飞行安全考虑提供测量的冗余。这样，确保了所获得的测 量结果是正确的。典型地，主电路1的每个测量通道10、 20或30包括 一个或多个用于探测静压力13-14, 23-24或33-34的探测器； 一个或多个用于探测动压力或总压力的探测器； 用于测量总温度的探测器，以及 测量飞行器的迎角的探测器。在某些飞行器中，多个探测器^i且合在同一个探测器中，该同 一个探测器提供多个个参数值。在图1的情形中，多功能探测器MFP 15、 25、 35测量动压力、总温度以及迎角。在某些飞行器上，如在图1中的例子，SSA(侧滑角，side-slip angle)探测器11、 21、 31被用于测量飞行器的侧滑角。对于每个测量通道，由各种探测器测量的信息被传送到数据处 理i殳备ADIRU 12、 22、 32。该数据处理设备12、 22、 32对由所述 探测器进行的测量进行处理并且确定其他未被测量的M的值。其 进行例如对飞行器的修正空速(computed air speed)、飞行器的 真空速(true airspeed)以及飞行器的马赫数的确定。如上所述，传统的检测系统具有通过主电路l中的冗余测量获 得的第一安全等级。 一般地，传统的监测系统具有由辅电路2获得的第二安全等级。典型地，辅电路2包括一个或多个静压力探测器 43、 44和探测空气的动压力的皮托管(tube de Pitot) 40。该辅 电路2包括一个或多个4S:据处理i殳备41、 42，其对所测量的值进行 处理，以便从中导出未被测量的风速、气压和倾斜测定M。由此，在主电路l故障的情况下，可由辅电路2给出飞行器安 全飞行所需的最低限度的信息。如上所述，在传统的监测风速、气压和倾斜测定参数的系统中， 通过主电路中测量通道的冗余和辅电路的存在确保飞行安全。换句 话说，借助于将机械学和电子学结合的探测线路获得安全性。由此， 这些主和辅探测电路为相同类型的;Mfe和电子线路。因此，如果某 个现象易于引起系统元件(例如静压力探测器)功能障碍，则系统 中所有类似的元件，即所有的静压力探测器也均会受到影响。则在 该系统中没有任何手段可以得知空气的静压力。此外，在传统的系统中使用的各种探测器安装在飞行器的外壳 上，突出在所述壳之外。具体而言，皮托管是在飞行器下方延伸到 飞行器之外且沿飞行器的前进方向放置的管子。静压力探测器要求 在机身的壁板上具有垂直于飞行器的前进方向的开口。用于测量迎 角和侧滑角的探测器每一个均具有安M旋转轴上的、对气;^目对 于飞行器的变化敏感的可动叶片。因此，这些探测器构成了飞行器 外壳上的突起结构。由此，它们拔^供了对飞行器的迎面阻力。此外， 他们还会产生噪声。此外，这些探测器还对冰霜和雨敏感。为防止冰霜沉积在探测 器上，探测器必须配备加热装置这增加了探测器的体积且由此增 加了在飞行器外壳上的突起的大小。发明内容本发明的目的正是在于克服上述技术的缺点。为此，本发明提出了用于监测风速、气压和倾斜测定M的系统，其中，通过不同 于机械学的技术获得测量的冗余或备除。由此，本发明提出增加光 学类型的测量电路或使用这样的光学类型的测量电路来至少部分 替换探测电路和传统的测量通道。所述光学测量电路具有激光风速 计。根据本发明，可向主或辅电路增加激光风速计以增加具有附加 的参数测量的附加安全元件。还可全部或部分地替换传统的辅电路或主电路的测量通道以提^H吏用新的测量技术的附加的安全元件。 更具体地，本发明涉及用于在飞行器中监测风速、气压和倾斜测定M的系统，所述系统包括主探测电路，所述主探测电路包括 至少一个测量通道，该测量通道包括用于测量飞行器周围的静压力的装置；用于测量飞行器的侧滑角的装置；用于测量动压力、总温度和飞行器的迎角的装置；以及能够根据对静压力、侧滑角、动压力、总温度和迎角的测量确 定风速、气压和倾斜测定M的数据处理装置，特征在于所述装置 包括至少 一个激光风速计以测量飞行器的至少 一个真空速^:。本发明可包括一个或多个以下特征激光风速计被集成在辅探测电路中。所述系统包括辅探测电路，所述辅探测电路包括至少一个静压 力测量装置，至少一个动压力测量装置，以及至少一个用于对所述 测量装置提供的数据进行处理的装置，所述激光风速计构成监测所 述参数的电路。风速计被集成在主探测电路的第二测量通道中。 主电路包括与第一测量通道类似的第三测量通道。 主电路具有集成有第二风速计的第三测量通道。
图1,已经描述，是用于监测风速、气压和倾斜测定^的传 统的系统的功能图。图2是在激光风速计构成第三测量电路的情况下用于监测风 速、气压和倾斜测定参数的系统的功能示意图.图3是在激光风速计构成辅测量电路的情况下用于监测风速、 气压和倾斜测定^的系统的功能示意图。。图4是在激光风速计构成主测量电路的测量通道的情况下用于 监测风速、气压和倾斜测定参数的系统的功能示意图。
具体实施方式
本发明的用于监测风速、气压和倾斜测定^lt的系统提出，除 了传统的测量电漆之外或者作为对传统的测量通道或电路的替代， 使用允许对某些风速、气压和倾斜测定^t进行光学测量的激光器 类型的风速计.实际上，激光风速计允许测量某些风速、气压和倾 斜测定^lt，尤其是飞行器在其三个方向上的速度(由此测量其速 度矢量)，由此，使得能够获得飞行器的迎角和和飞行器的侧滑分 量。激光风速计通过对单色光波(尤其是激光光波)在受到大气中 存在的浮质(,和/或分子)的向后散射(反散射，r 6 trodiffus 6e)后的偏移的测量来进行。该偏移允许确定速度矢量沿光轴的 分量。换句话说，激光风速计将激光辐射发射到飞行器外数米和数 十米的预定距离处，并接收被空气良向散射后的该激光辐射。所述 速度矢量沿光轴的分量与该激光辐射波长的改变直接相关。在沿三个不同的方向发射三个激光辐射时，激光风速计能够确定飞行器速度矢量的三个分量。为安全性和可用性考虑，即，为确 保这三次发射进行的测量是精确的，可沿第四方向进行激光辐射的第四次发射，以便能够验证其很好地对应于前三次发射获得的结 果。对速度矢量的分量的测量给出了飞行器的真空速TAS M。飞 行器的真空速是飞行器相对于未扰动空气的速度。根据该真空速， 激光风速计可导出飞行器的迎角(A0A， angle of attack) ^以 及飞行器的侧滑角(SSA)参数。在某些技术中，激光风速计还可 提供对以下M的测量总温度TAT，即飞行器外部的总温度，修正空速(CAS)，即飞行器的校正空速，以及马赫数，即考虑了空气密度变化的飞行器速度，其对应于飞行 器相对于声速的itv变。所述激光风速计可放置于在该飞行器的外壳附近形成的凹槽 中，所述凹槽受到确保激光射线的光通路的窗的保护。由此，激光 风速计可放置于机身内，即不会在外壳上造成任何突起。这使得能 够在不产生迎面阻力和噪声的情况下进行^的测量。此外，由于激光风速计被容纳于飞行器的机身内，其可被保护 免受气流影响，因此对水霜和雨不敏感。由此，这样的激光风速计能够使用不同于传统的主和辅电路的 探测器的;M^技术的光学技术来进行M的测量。所述使用光学技 术的^故测量允许为当前使用的^测量提供了附加的安全级别。 该附加的安全级别可以以下方式来提供:通过增加包括至少一个激光风速计的附加的测量电路；或者通过由风速计替换辅电路或主电路的通道。在如图2所示的第一实施方式中，激光风速计被集成到附加的 测量电路中，用于测量风速、气压和倾斜测定^lt,是对由主电路 和辅电路进行的测量的补充。该附加测量电路称为监测电路3。在 该实施方式中，主电路1和辅电路2与图1所示的传统的主和辅电路相同。因此不再对他们进行描述。在图2的实施方式中,监测电路3包括至少一个风速计50，用 于监测由主电路1或辅电路2(在主电路l中存在故障时)测量的 M。然后，可将风速计50获得的测量与主电路1获得的测量进 行比较以IHL所有获得的^均处于期望的测量范围内。于是，风 速计50对于该测量的有效性提供了附加的安全性。在图3的第二实施方式中，激光风速计被集成到辅电路中，替 换了传统的探测器。在该实施方式中，主电路与传统的主电路相同。 因此，这里不再对其进行描述。在该第二实施方式中，辅电路2，包括至少一个风速计51，其取 代了传统的辅电路中的静态探测器43， 44和皮托管40,测量风速、 气压和倾斜测定^lt。风速计可被连接到上述的处理i殳备41和42， 这取决于所选择的风速计。这些处理设备41和42对测得的数据进 行处理以便从中导出其他的风速、气压和倾斜测定参数；这些处理 设备41和42还提供与飞行器上的计算机的连接。风速计本身还能 够确定未测量的风速、气压和倾斜测定参数。在该实施方式中，风速计有助于形成在主电路l功能障碍的情 况下使用的备用电路2，。在该实施方式中，备用电M有利用不同 于主电路的技术的优势，由此如果主测量电路的所有三个通道均具 有相同的功能故障，所述备用电路能够以更高的安全性使用。在本发明的第三实施方式中，如图4所示，激光风速计被集成 到主电路l，中，替换传统的主电路中的测量通道。在该实施方式中， 辅电路2与之前所述传统的辅电路相同，因此这里不再对其进行描 述。在该第三实施方式中，风速计52构成主电路l，的测量通道。 风速计52被集成到主电路1，中，替换测量通道30。所述风速计可 被连接到处理设备32，这取决于所选择的风速计，其中，所述处理设备32用于确定未测量的风速、气压和倾斜测定^lt,并用于与 机载计算器的链接。风速计本身也能够确定未测量的风速、气压和 倾斜测定M。在该实施方式中，风速计52构成主电路l，的测量通道10和20 的冗余。在该实施方式中，由于激光风速计52提供了通过4吏用不 同于主电路的其他两个测量通道10和20的技术获得的冗余，其提 高了系统的可靠性。在本发明的一种变型中，可在主电路1'的测量通道10和20中 的一个中实现第二激光风速计。于是，该主电路则具有包括探测器 的传统的测量通道和两个符合本发明的各自具有激光风速计的测 量通道。将至少一个激光风速计集成到主电路、辅电路或监测电路中使 得能够测量飞行器的真空速，且根据该真空速，使得能够基于与机 械学的技术不同的技术得到通常在飞行器上使用的风速、气压和倾 斜测定M。
权利要求
1.用于在飞行器中监测风速、气压和倾斜测定参数的系统，包括主探测电路(1)，所述主探测电路包括至少一个测量通道(10)，所述测量通道包括用于测量静气压的装置(13，14)；用于测量飞行器的侧滑角的装置；用于测量动压力、总温度以及飞行器的迎角的装置(15)，能够基于对静压力、侧滑角、动压力、总温度和迎角的测量确定风速、气压和倾斜测定参数的数据处理装置(12)，其特征在于所述系统包括至少一个激光风速计(50)，用以测量飞行器的至少一个真空速参数，所述激光风速计被放置于在该飞行器的外壳附近形成的凹槽内，所述凹槽受确保激光射线的光通路的窗的保护。
2. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于所述激光风速计 (51)被集成到辅探测电路(2 )中。
3. 根据权利要求l所述的系统，其特征在于包括 辅探测电路(2)，包括至少一个静压力测量装置(43， 44)，至少一个动压力测量装置(40)，至少一个用于处理由所述测量装 置4^供的数据的装置(41， 42)，所述风速计构成用于监测所述参数的电路(3)。
4. 根据权利要求l所述的系统，其特征在于所述风速计(52 ) 被集成到主探测电路的笫二测量通道(30)中。
5. 根据权利要求4所述的系统，其特征在于所述主电路(1，) 包括与第一测量通道类似的第三测量通道(20)。
6. 根据权利要求4所述的系统，其特征在于所述主电路具有 集成有第二风速计的第三测量通道。
全文摘要
本发明涉及用于在飞行器中监测风速、气压和倾斜测定参数的系统，包括主探测电路(1)和至少一个激光风速计(50)，所述主探测电路包括至少一个测量通道(10)，该测量通道包括用于测量静气压的装置(13，14)，用于测量飞行器的侧滑角的装置，用于测量动压力、总温度以及飞行器的迎角的装置(15)，以及能够基于对静压力、侧滑角、动压力、总温度和迎角的测量确定风速、气压和倾斜测定参数的数据处理装置(12)。所述至少一个激光风速计(50)用以测量飞行器的至少一个真空速参数。
文档编号G01P13/02GK101273273SQ200680035543
公开日2008年9月24日 申请日期2006年9月21日 优先权日2005年9月27日
发明者纪尧姆·普雷奥 申请人:空中客车法国公司