校验飞行器迎角探测器的测量值一致性的方法和装置与流程

本发明涉及对飞行器的迎角探测器的测量值一致性进行校验的方法和实施这种方法的装置。

背景技术：
对任何飞行器的操控需要知悉其相对于空气的相对速度，即相对于相对风的相对速度。该速度借助于静压Ps、总压Pt、迎角α和侧滑角β的传感器进行测定。通常将飞行器的迎角α定义为相对于飞行器水平面的空气速度矢量角。同样地，将飞行器的侧滑角β定义为相对于飞行器垂直面的空气速度矢量角。与飞行器水平面垂直的飞行器垂直面，意指平行于飞行器后尾翼的垂直安定面的飞行器对称面。α的值传统上通过迎角探测器进行测量，迎角探测器发送随时间变化的电信号，所述电信号指示本地测量的迎角。这些探测器是叶片类型的，也称为风标，通常安装在飞机机头上，使得测量相对于飞行器水平面的空气速度矢量角。所述探测器包括与飞行器蒙皮相齐的活动部分。更为确切的说，图1示出这种叶片类型的探测器。活动叶片G伸出安置在机身中的底座S。可以理解的是，叶片G是探测器的灵敏部分，因为叶片承受于外部环境。实际上，这类探测器位于飞机的敏感位置，会由于地面维护操作、特别是使用梯子或清洁喷枪、特定气象条件或飞行中鸟类的撞击而受到损坏。这类探测器因此会失灵(sebloquer)、扭曲或断裂。则称为探测器被卡住。迎角又称攻角(航空缩写词AoA)的测量原理如下：活动部分G平行于飞机相对风沿本地气流的方向取向。在底座S中安置的电子器件测量相对基准角活动部分G形成的角度，并将差转换成迎角的测量信号，在接下来的说明书中所述测量信号将被记为Sα。出于测量冗余的目的，现代飞机具有多种测量迎角的径路。每个测量径路包括一个不同的迎角探测器。一般性地，在气流最少被飞机的升力元件干扰的飞机机头上安置三个探测器。飞机因此包括三个测量径路，它们每个一般地安置在飞机的ADIRU(英文术语“AirDataInertialReferenceUnit”，即大气数据惯性基准单元)单元的ADR(英文术语“AirDataReference”，即大气数据基准)模块中。在一个或多个探测器发生故障的情形中产生问题。实际上，检测叶片G变形引起的故障是困难的。从专利文献EP1354212B1中已知通过应用三重原理校验三个测量探测器之间的一致性。根据该原理，可以观察到当探测器之一提供的结果与另外两个探测器的结果迥异时的缺陷。则由此推断该探测器是有缺陷的。在图2中说明该三重原理。在图2A中，探测器2和3指示迎角值：对于探测器2是3°，对于探测器3是3.1°。至于探测器1，它提供与其它探测器的值明显不同的值8°。探测器1的测量值因此被拒绝。在其它情形中，三重原理的应用可能会证实是不足够的。实际上，当两个探测器提供错误的、但相互间一致的信息时，正确的测量值则被拒绝。这种情形表示在图2B上。探测器1提供为8°的值，探测器3提供为8.1°的值。这些信息是错误的不过相互间是一致的。探测器2提供为3°的值，这实际上是正确的迎角值，不过三重原理的应用使得该探测器2的测量值被拒绝。由迎角探测器实施的测量可由给飞行器配备的不同电子系统、例如失速警报装置或电动飞行控制系统使用。则可以理解的是，需要知晓由迎角探测器提供的信息是否正确，以向计算机指示是否其可以考虑或不考虑这些信息。第一解决方案在于：具有多于测量所需的探测器数的探测器数，或者安装多个附加控制探测器系统，如在专利文献EP1354212中所描述的。但是，这些解决方案会产生这些系统集成于飞机中的集成问题。第二解决方案在于：估算迎角值，并将所估算的值与所测得的值进行比较，以检测会在仅应用三重原理后出现的可能的错误。该解决方案是有效的，通常被使用在新近设计的飞机上。为进一步改善该解决方案，可考虑用迎角探测器失效的检测部件对其进行完善。本发明的目的之一在于提供迎角探测器一致性的校验系统，所述系统不需要安装附加的探测器。

技术实现要素：
该目的通过一种校验在飞行器上安装的迎角探测器的测量值的一致性的校验方法达到，所述迎角探测器提供称为第一信号的迎角的测量信号，所述校验方法包括以下的相继的步骤：E1)分析和测量垂直载荷因子的测量信号的变化幅度，垂直载荷因子的测量信号称为第二信号，由在所述飞行器上安装的至少一个加速度计提供；E2)将所述第二信号的变化幅度与第一阈值进行比较，如果所述第二信号的变化幅度超过所述第一阈值，则在有限持续时间的时窗期间启动以下相继的步骤：E3)计算所述第一信号的变化幅度；和E4)将这样计算出的所述第一信号的所述变化幅度与第二阈值进行比较；如果所述第一信号的所述变化幅度在所述时窗的持续时间期间没有超过所述第二阈值，则由所述迎角探测器提供的测量值被识别为是不一致的。所述第二阈值由所述第二信号的变化幅度与飞行器的迎角变化和垂直载荷因子变化之间的比例系数之积获得，所述比例系数通过以下方程式给出：而是动压其中，m表示飞行器质量，g是重力常数，Nz是重心处的垂直载荷因子，M是马赫数，ps是静压，S是机翼的基准面积，CZ是飞行器的升力系数，而是项的最大值。有利地，所述第一阈值根据所述飞行器的飞行点变化，对应对于在飞行器的所考虑的飞行点时的迎角的可检测的最小变化所获得的垂直载荷因子测量信号的幅度值。作为变型，所述第一阈值是固定的，对应对于飞行器的特定飞行点的迎角的可检测的最小变化所获得的垂直载荷因子的测量信号的幅度值。本发明还涉及校验安装于飞行器上的迎角探测器的测量值一致性的校验装置，所述迎角探测器提供称为第一信号的迎角的测量信号，所述校验装置的特征在于，该校验装置包括由微控制器操控的第一子系统和第二子系统：-所述第一子系统接收垂直载荷因子的测量信号作为输入信息，所述垂直载荷因子的测量信号称为第二信号，由至少一个在飞行器上安装的加速度计提供，所述第一子系统给所述微控制器提供指示所述第二信号的变化幅度超过第一阈值的布尔信号，所述微控制器在从所述第一阈值被超过的时刻开始的预定持续时间的时窗期间激活所述第二子系统；-所述第二子系统接收所述第一信号作为输入信息，给所述微控制器提供指示所述第一信号的变化幅度超过第二阈值的布尔信号，所述第二阈值由所述微控制器提供给所述第二子系统，如果所述第一信号的变化幅度在所述时窗的持续时间期间没有超过所述第二阈值，则由所述迎角探测器提供的测量值被识别为是不一致的；-所述微控制器提供指示所述第一信号的所述变化幅度超过所述第二阈值的布尔信号。所述第二阈值由所述第二信号的变化幅度与所述飞行器的迎角变化和垂直载荷因子变化之间的比例系数之积获得，所述比例系数由以下方程式给出：而是动压其中，m表示飞行器质量，g是重力常数，Nz是重心处的垂直载荷因子，M是马赫数，ps是静压，S是机翼的基准面积，CZ是飞行器的升力系数，而是项的最大值。有利地，所述第一阈值根据所述飞行器的飞行点变化，对应对于在所述飞行器的所考虑的飞行点时的迎角的可检测的最小变化所获得的垂直载荷因子测量信号的幅度值，所述第一阈值通过所述微控制器被提供给所述第一子系统。作为变型，所述第一阈值是固定的，对应对于飞行器的特定飞行点的迎角的可检测的最小变化所获得的垂直载荷因子测量信号的幅度值。所述第二信号的变化通过所述第二信号的带通滤波器获得。所述第一信号的变化幅度通过计算在时窗的持续时间期间所述第一信号的变化的最大值与最小值之差获得。优选地，第二子系统以相对于超过所述第一阈值的时刻的延时被激活。附图说明通过阅读本发明的参照附图给出的优选实施方式，本发明的其它特征和优点将得到展示，附图中：-图1已经描述过，示出本发明中所使用的叶片类型的探测器；-图2已经描述过，由图2A和图2B组成。图2A示出一组三个探测器，其中，探测器之一提供错误的值，该错误的值与另外两个探测器所提供的值明显不同。图2B说明在一组三个探测器中仅应用三重原理所产生的问题；-图3示意性地示出根据本发明一实施方式的迎角探测器失效检测方法的步骤；-图4示出根据本发明一优选实施方式实施迎角探测器测量值一致性的校验方法的装置的框图。具体实施方式根据本发明所使用的迎角探测器是叶片(“weathervane(风标)”)类型，即所述迎角探测器包括在枢轴上安装的叶片，以使得叶片平行于飞机相对风在本地气流中定位。这类迎角探测器的一示例已参照图1描述过。本发明的基本理念在于利用飞行器的记为Nz的垂直载荷因子和迎角α之间存在的物理相关性，以校验由在飞行器C上安装的迎角探测器A提供的测量值的一致性。为此，本发明提出基于对飞行器C重心处的载荷因子的测量值的变化进行分析，检验由迎角探测器A所提供的迎角α测量值的一致性。实施本发明的装置被设计成是简单的、有效的和坚固的，容易适应于迎角探测器的已经存在的系统。实际上，飞行器重心处的垂直载荷因子Nz的测量装置是必然配备于飞机的加速度计类型的仪器。此外，加速度计装载于飞机上，以使得其所提供的测量值独立于飞机所承受的外部条件。垂直载荷因子的测量值因此是可靠的测量值。迎角和垂直载荷因子之间的物理相关性在升力关系式中表达，即：并且其中，m表示飞机质量(kg)，g是重力常数(m.s-2)，Nz是飞行器重心处的垂直载荷因子(无量纲)，是动压(Pa)，M是马赫数(无量纲)，ps是静压(Pa),S是机翼的基准面积(m2)，最后CZ是飞机的升力系数。飞机的升力系数CZ的值特别是取决于迎角α，由此，在α和Nz之间存在物理相关性。图3示意性地示出根据本发明的迎角探测器失效的检测方法的步骤。更为确切的说，在根据本发明的方法中所考虑的信号一方面是由迎角探测器所提供的迎角的原始测量信号Sα，另一方面是由位于飞行器内部的加速度计所提供的垂直载荷因子的测量信号SNz。原始信号，意指没有进行过任何校正的信号。校验迎角探测器A的测量值的一致性的校验方法可分解为第一过程P1和第二过程P2。第二过程P2的实施随时间受到限制，受在第一过程的一步骤时超过一阈值影响。第一过程P1包括两个步骤：E1和E2。第一步骤E1是对至少一个加速度计所提供的垂直载荷因子的测量信号SNz的变化进行分析。通过该分析，垂直载荷因子的测量信号SNz的变化被分析和该信号的幅度ASNz的值被测量。在第二步骤E2时，将所测得的幅度持久地与称为Nz的变化阈值的第一阈值进行比较，该阈值在接下来的说明书中被记为ε1。优选地，阈值ε1根据飞行器的记为Pc的飞行点变化，以使探测灵敏性适合于飞行器的飞行点。该有利特征将在接下来的说明书中进行描述。作为变型，该阈值是固定的，通过模拟确定，以使得检测方法对于飞行器的所有飞行点都是有效的。飞行器的飞行点Pc，意指飞行器的高度和速度对。当垂直载荷因子的测量信号SNz的变化幅度超过阈值ε1时，则第二过程P2在持续时间为T的时窗期间实施，第一过程P1被中断。在接下来的说明书中，大于阈值ε1的变化幅度被记为ANZ。变化幅度对应所考虑的飞行点Pc处的迎角的显著变化通常关联到的载荷因子的显著变化的幅度。时窗的持续时间T从阈值ε1被超过的时刻起被倒计时。第二过程P2仅仅在由超过阈值ε1而打开的时窗的持续时间内被实施。实际上，可以理解的是，第二过程的实施是受限的，以便仅仅记录继所检测到的垂直载荷因子Nz的显著变化后的迎角α变化。第二过程P2在于：校验与载荷因子Nz的所探测到的显著变化相关的迎角α变化。第二过程P2的第一步骤E3在于：在时窗T期间分析迎角α的测量信号的变化；测量迎角的测量信号的变化幅度。第二过程的第二步骤E4包括：比较在步骤E3所计算出的幅度与第二阈值，在接下来的说明书中，第二阈值被记为ε2，称为运行阈值。在步骤E4所执行的比较的结果，允许获得对由所考虑的迎角探测器提供的测量值的一致性的确认。实际上，如果在持续时间为T的时窗期间，迎角测量信号Sα的变化幅度超过阈值ε2，则由迎角探测器提供的值是一致的。相反地，如果在持续时间为T的时窗结束时，迎角测量信号的变化幅度没有超过阈值ε2，则探测器A是有缺陷的。在此情形下，探测器A所提供的测量信号Sα不再被飞机的机载电子器件使用。在时窗T结束时，所述方法被再启动。更为确切的说，当检测到飞行器的垂直载荷因子的显著变化时，探测器的测量值的一致性将被重新校验。被判定为有缺陷的迎角探测器所提供的测量值也可在整个飞行持续时间期间持久无效，直到地面维护组证实所涉及的探测器良好运行。在此情形下，根据本发明的方法在迎角探测器被判定为有缺陷之后未被再启动。图4示出根据本发明的一优选实施方式实施迎角探测器A的测量值一致性的校验方法的装置的逻辑图。所述装置同样可分解为两个子系统：检测载荷因子Nz的显著变化的第一子系统S1，其执行上文所描述的第一过程的步骤；和校验迎角α变化的第二子系统S2，其执行上文所描述的第二过程的步骤。第二子系统S2的激活受制于第一子系统S1处的逻辑条件的启动。最后，两个子系统S1、S2通过微控制器μc被操控。所述微控制器常见地包括处理器、易失性存储器和非易失性存储器、以及输入-输出接口，以与其它的机载电子元件进行通信。第一子系统S1接收由加速度计提供的飞行器的载荷因子的测量信号SNz作为输入信息。该信号由带通滤波器40进行过滤。带通滤波器40由高通滤波器40a和低通滤波器40b组成。低通滤波器40b被使用于消除可能源自结构振动的载荷因子测量信号SNz的杂波。至于高通滤波器40a，它允许消除信号SNz的连续分量，连续分量特别是源自飞机升力的直接变化和测量偏差。实际上，如方程式(1)所表示的与其载荷因子相关联的飞机升力，可根据飞机的不同空气动力构型、例如在空气制动器、襟翼或起落架伸出时，变化。因此借助于带通滤波器40，在下文的方法中仅仅信号SNz变化被考虑。滤波器40的输出信号被记为SNZ-过滤。有利地，在带通滤波器40的输出端设置放大级41，用以调节过滤信号SNZ-过滤电平，以补偿滤波器40a和40b所引起的衰减。在放大级41的输出端，通过比较器42将经过过滤和放大的信号的幅度与阈值ε1进行比较。更为确切的说，阈值ε1对应对于在飞行器某一飞行点Pc处的迎角α的可检测的最小变化所获得的载荷因子的测量信号SNz的幅度值。阈值ε1通过微控制器μc被提供给比较器42。该阈值基于迎角探测器A的检测分辨率和根据飞行器C的特征来确定。优选地，阈值ε1根据飞行器的飞行点是可变化的。更为确切的说，微控制器μc的非易失性存储器包括表，在该表中记录了对应不同飞行点的阈值ε1。微控制器μc从机载电子器件接收关于飞机飞行点的信息，在读取表后将合适的阈值ε1传输到比较器42。不同阈值ε1的表，例如，根据所考虑的飞机的特征通过计算机模拟建立。模拟可或多或少全面，例如，根据机载燃料和其货载量考虑飞机的质量。作为变型，阈值ε1可以是固定的。在此情形下，固定的阈值ε1将通过模拟被确定，以使得该阈值适合于飞机的所有飞行点。比较器42将布尔信号B1发送到微控制器μc。当载荷因子的测量信号SNz的变化幅度超过阈值ε1时，布尔信号B1的状态转换到正逻辑1(或转换到负逻辑0)。在此情形下，微控制器μc在持续时间为T的逻辑窗中激活第二子系统S2。在接下来的说明书中，将持续时间为T的时窗的开端记为T0，而将其结束记为Tf。逻辑窗T的持续时间常见地由微控制器μc的内部或外部时钟进行计时。载荷因子的测量信号的显著变化的幅度ANz被记录在微控制器μc的易失性存储器中。持续时间T被选择，以便检测与垂直载荷因子Nz的显著变化相关的迎角α变化。有利地，持续时间T大约为5秒到15秒。第二子系统S2包括检测部件50，检测部件50接收由迎角探测器A提供的飞行器迎角的原始测量信号Sα作为输入信息。第二子系统还包括减法器51和比较器52。有利地，微控制器μc要求在T0和检测部件接收由所检验的迎角探测器提供的迎角的原始测量信号Sα的时刻之间的可调节的延时τ(τ<T)。延时τ对应于响应迎角显著变化的载荷因子变化的建立时间。在T0+τ和Tf之间，检测部件50检测迎角的原始测量信号的最大值和最小值。检测部件与计数器53相关联，计数器53在介于T0+τ和Tf之间的时间周期内探测到的每个最大值和每个最小值增量。最大值和最小值被存储在微控制器μc的存储器、例如易失性存储器中。在计数器53的每个新增量下，减法器51将最大值减最小值，以获得迎角的原始测量信号Sα的变化的最大幅度。根据一变型，微控制器μc可承担归属于上文所述的减法器和计数器的功能。减法器51的输出信号Sα-αmp被发送到比较器52，在该比较器52中，其幅度与阈值ε2进行比较。阈值ε2通过微控制器μc提供给比较部件52。阈值ε2由幅度ANz和比例系数Kmin之积获得，比例系数能使迎角变化与载荷因子变化相关联。现在将描述Kmin的值的获取。通过给方程式1求微分，获得以下的方程式：对于K的最小值——记为Min(K)，获得以下的不等式：基于方程式4，对于载荷因子的给定变化可以确定迎角变化的阈值。当比率是最小的时，获得Kmin。当是最大的时，该比率则最小，这是因为其它项由飞机规格确定。项的最大值——记为通过对所考虑的飞行器的整个飞行域进行计算机模拟获得。因此实现对飞行域的穷尽式扫描。Kmin的值是：这样确定的Kmin的值既不取决于迎角变化也不取决于飞行器的升力系数的变化相反地，Kmin的值根据飞行器的规格、特别是根据飞行器的质量m是可适应的。通过计算机模拟所获得的Kmin的不同值被记录在微控制器μc的非易失性存储器中。作为变型，Kmin的值可不使用计算机模拟而获得，而是近似考虑是恒定的。在此情形下，对于飞行器的质量m的最小值及对于飞行器的动压的最大值，获得Kmin的值。比较器52将布尔信号B2发送到微控制器μc，以指示是否超过了阈值ε2。当阈值ε2被超过时，布尔信号B2的状态转换到正逻辑1(或负逻辑0)。最后，微控制器中安装的与(ET)逻辑门接收源自比较器52的布尔信号B2以及与逻辑窗T的打开相关的布尔信号B3作为输入信息。信号B3通过微控制器的逻辑元件提供。在介于T0+τ和Tf之间的时间周期中，布尔信号B3具有等于正逻辑1(或负逻辑0)的状态。与逻辑门的输出是布尔信号Bf，该布尔信号被发送到飞行器的机载电子器件，例如机载计算机。如果在时窗T期间，所述布尔信号Bf的状态转换到正逻辑1(或负逻辑0)，那么飞机的机载电子器件认为迎角探测器正确地运行。在时窗T结束时，迎角探测器的校验方法可被再启动。相反地，如果过了持续时间T，或者，若在持续时间为T的逻辑窗的打开期间中，布尔信号Bf的状态仍等于正逻辑0(或负逻辑1)，则飞机的机载电子器件认为迎角探测器是有缺陷的。刚刚描述的根据本发明一优选实施方式的装置的特征在于相对垂直载荷因子和迎角测量电路的完全独立性和高集成度。例如，该装置可作为飞行器迎角测量电路的补充被安置，飞机的机载系统应被更新，特别是在机队革新(“retrofit”)的情形中。