用于飞机的飞行控制系统和控制该系统的方法与流程
本公开涉及飞行控制系统。更具体地，本公开涉及基于测量动态压力和估计迎角来确定共模气动事件的飞行控制系统。
背景技术：
共模监测器(cmm)或故障检测器通常用于检测皮托管故障，诸如检测皮托管何时可能被冰阻塞。皮托管提供用于计算飞机的速度和高度的信息。在操作中，每个皮托管或通道将数据发送到cmm。因为皮托管是基于压力的传感器，所以当皮托管被阻塞时，其输出可能是不准确的。因此，期望的是，当怀疑发生皮托管故障时，生成可代替皮托管信号使用的信号。
技术实现要素：
根据若干方面，本发明公开了一种用于飞机的飞行控制系统。该飞行控制系统包括一个或多个处理器以及耦接到该一个或多个处理器的存储器。该存储器存储包括数据库和程序代码的数据，该程序代码在由该一个或多个处理器执行该代码时使该飞行控制系统接收测量动态压力和估计迎角作为输入。该飞行控制系统确定该测量动态压力的变化率。该飞行控制系统将该测量动态压力的变化率与动态压力阈值进行比较。该飞行控制系统确定该估计迎角的变化率，以及将该估计迎角的变化率与估计迎角阈值进行比较。响应于确定该测量动态压力的变化率小于该动态压力阈值，并且该估计迎角的变化率大于该估计迎角阈值，该飞行控制系统确定已经发生第一共模气动事件。
在本公开的附加方面中，公开了一种用于飞机的飞行控制系统。该飞行控制系统包括一个或多个处理器和与该一个或多个处理器通信的多个皮托管，其中，该多个皮托管测量总压力。该飞行控制系统还包括耦接到一个或多个处理器的存储器，该存储器存储包括数据库和程序代码的数据，该程序代码在由该一个或多个处理器执行该代码时使该飞行控制系统接收测量动态压力和估计迎角作为输入。该飞行控制系统确定该测量动态压力的变化率。该飞行控制系统将该测量动态压力的变化率与动态压力阈值进行比较，以及确定该估计迎角的变化率。该飞行控制系统将该估计迎角的变化率与迎角阈值进行比较。响应于确定该测量动态压力的变化率小于该动态压力阈值，并且该估计迎角的变化率大于该估计迎角阈值，该飞行控制系统确定已经发生第一共模气动事件。该第一共模气动事件是基于该多个皮托管中的大多数经历同时故障的同步共模气动事件。
在本公开的另一个方面中，公开了一种控制用于飞机的飞行控制系统的方法方法包括由计算机接收测量动态压力和估计迎角。方法包括由该计算机确定该测量动态压力的变化率。方法还包括将该测量动态压力的变化率与动态压力阈值进行比较。方法还包括由该计算机确定该估计迎角的变化率。方法还包括将该估计迎角的变化率与迎角阈值进行比较。最后，响应于确定该测量动态压力的变化率小于该动态压力阈值，并且该估计迎角的变化率大于该估计迎角阈值，方法包括确定已经发生第一共模气动事件。
已经讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，可参考以下描述和附图来查看其进一步的细节。
附图说明
本文描述的附图仅出于说明的目的并且不旨在以任何方式限制本公开的范围。
图1是根据示例性实施例的飞机的示例性飞行控制系统的示意图；
图2是根据示例性实施例的飞机的高位透视图，示出了各种控制表面和传感器；
图3是示出根据示例性实施例的在操作的正常模式期间的飞行控制系统的流程图；
图4是根据示例性实施例的图3所示的飞行控制系统响应于共模气动事件的流程图；
图5是根据示例性实施例的用于确定估计动态压力的扩展卡尔曼滤波器的框图；
图6示出了根据示例性实施例的用于确定估计动态压力的控制模块；
图7是根据示例性实施例的飞机的高位透视图，示出了重心；
图8是示出根据示例性实施例的用于由共模监测系统基于估计动态压力来检测故障的示例性方法的过程流程图；
图9是示出根据示例性实施例的在操作的正常模式期间的飞行控制系统的流程图，其中使用测量的迎角；
图10是根据示例性实施例的图9所示的飞行控制系统响应于检测到故障而利用估计迎角代替测量迎角的流程图；
图11是根据示例性实施例的用于确定估计迎角的扩展卡尔曼滤波器的框图；
图12示出了根据示例性实施例的用于确定估计迎角的控制模块；
图13是示出根据示例性实施例的确定估计迎角的示例性方法的过程流程图；
图14是根据示例性实施例的用于基于测量的动态压力和迎角来检测共模气动事件的系统的图示，其中系统包括第一检测器和第二检测器；
图15是根据示例性实施例的用于检测多个皮托管的同步故障的图14所示的系统的第一检测器的图示；
图16是根据示例性实施例的用于检测多个皮托管的异步故障的图14所示的系统的第二检测器的图示；
图17是示出根据示例性实施例的用于基于图15所示的系统来确定同步故障的示例性方法的过程流程图；
图18是示出根据示例性实施例的用于基于图16所示的系统来确定异步故障的示例性方法的过程流程图；以及
图19是根据示例性实施例的由图1的飞行控制系统使用的计算机系统的图示。
具体实施方式
本公开内容涉及一种飞行控制系统，该飞行控制系统在通过测量动态压力或估计迎角检测到故障时隔离误差源。具体地，响应于通过测量动态压力或估计迎角检测到故障，飞行控制系统用估计动态压力代替测量动态压力。因此，飞行控制系统不会立即切换到第二操作模式，而是在扩展的操作的正常模式下操作。
以下描述本质上仅是示例性的并且布置在限制本公开、应用或用途。
参考图1，示出了包括飞行控制系统18的飞机10的示例性示意图。飞行控制系统18包括飞行控制模块16，该飞行控制模块被配置成确定发送到一个或多个飞机系统20的可信空气速度信号。可信空气速度信号包括估计的马赫数mmdl、校准的空气速度vcasmdl和飞机的真实空气速度vtmdl。飞行控制模块16确定测量动态压力qbar(m)以及合成或估计动态压力qbar(e)。空气数据控制模块28基于从多个空气数据传感器22收集的数据来确定测量动态压力qbar(m)。具体地，空气数据传感器22包括多个皮托管40(图2)。然而，估计动态压力qbar(e)是由估计器控制模块30确定的估计值。估计动态压力qbar(e)基于从多个控制表面、惯性和迎角传感器24收集的数据。应当理解，不基于从空气数据传感器22(即，多个皮托管40)收集的数据来确定估计动态压力qbar(e)。
飞行控制系统18包括共模气动事件(cmpe)故障检测和信号选择器，其被称为cmpe控制模块36。在本公开中，在多个皮托管40(图2)中的大部分被阻塞或者另外未同时或在相对短的时间(例如，在一个实施例中，为约0.001至约10秒)内正确地操作时，发生共模气动事件。例如，多个皮托管40可能由于结冰而被阻塞或由诸如火山灰的异物阻塞。多个皮托管40各自被配置成测量压力，并且来自每个皮托管40的读数被组合成单个测量值。来自每个皮托管40的测量值可以通过求平均值或中值选择来组合，这继而产生总压力ptot。然而，多个皮托管40在被阻塞时产生不准确的总压力ptot。具体地，总压力ptot的读数非常低，这导致不切实际的计算空气速度。计算空气速度被提供给飞机系统20。
参照图1，测量动态压力qbar(m)用于确定在正常操作状况期间的估计马赫数mmdl、校准空气速度vcasmdl和飞机的真实空气速度vtmdl(即可信空气速度值)。为了本公开的目的，正常操作状况或操作的正常模式是在多个皮托管40(图2)中的大多数正在运行时。然而，应当理解，操作的正常模式也基于飞行器10的其他操作参数，例如惯性数据传感器。
响应接收到大多数皮托管40被堵塞的通知(即，空气速度值现在是不切实际地低)，cmpe控制模块36从测量动态压力qbar(m)切换到估计动态压力qbar(e)以确定估计马赫数mmdl、校准空气速度vcasmdl和飞机的真实空气速度vtmdl。换句话说，当多个皮托管40中的大多数未被阻塞时，飞行控制系统18基于来自多个皮托管40的测量值来确定可信空气速度。然而，一旦飞行控制系统18确定大部分皮托管被阻塞，则飞行控制系统18基于估计动态压力qbar(e)来确定可信空气速度。
飞机系统20包括用于提供飞机操纵控制的硬件和软件。在一个实施例中，飞机系统20包括但不限于集成飞行控制电子计算机、航空电子计算机、引擎电子控制计算机、以及显示器和机组警报计算机。集成飞行控制电子计算机可以包括软件分区，以提供诸如但不限于主要飞行控制、自动驾驶、集成信号管理、空气数据参考功能的功能。航空计算机提供自动节流阀控制、飞行计划和航点引导。引擎电子控制计算机可以提供对引擎推力的推进控制。显示器和机组警报计算机可以提供实时飞机状态信息，诸如但不限于高度、空气速度、俯仰角和倾斜角、空气温度、以及任何系统警告消息。
图2是飞机10的外部42的高位透视图。多个皮托管40被放置在飞机的机头46上，与雷达罩44相邻。具体地，在一个非限制性示例中，多个皮托管40中的两个被放置在飞机的左侧50上，并且另一个皮托管40位于飞机10的右侧52(在图2中不可见)上。飞机10的左侧50和右侧52上的皮托管40对应于飞行员、副飞行员和后备人员。尽管描述了三个皮托管40，但应当理解，也可以使用更多的皮托管或更少的皮托管。在本示例中，三个皮托管40中的至少两个将被阻塞或不可操作以触发共模气动事件。
除了多个皮托管40之外，在如图2所示的示例性实施例中，飞机10还包括多个迎角传感器60(在图2中仅一个可见)和两个总空气温度(tat)探头62(在图2中仅一个可见)。多个迎角传感器60和探针62位于飞机10的机头46的左侧50和右侧52上。飞机10还包括位于飞机10的左侧50和右侧52上的静态端口64(在图2中仅左侧可见)。静态端口64在多个皮托管40的后部的位置中位于机身66上，并且邻近机翼70。
机舱74通过吊架76附接到每个机翼70。每个机舱74容纳有对应飞机引擎78。引擎总空气温度(tat)探头(在图2中不可见)定位在每个机舱的进气罩82中。引擎转速传感器(在图2中不可见)测量飞机引擎78中的对应飞机引擎的转速。在一个实施例中，引擎转速传感器位于高压定子叶片环(在图2中不可见)前面的引擎核心内。
现在描述飞机10的控制表面68(图3)。机翼70均包括前缘84和后缘86。两个机翼70包括位于每个机翼70的前缘84处的对应前缘缝翼88以及位于每个机翼70的后缘86处的对应后缘襟翼90。机翼70还包括沿每个机翼70的上表面94设置的一个或多个扰流板92以及位于每个机翼70的后缘86处的一对副翼98。飞机10的机尾或尾端100终止于排气口102。排气口102用于位于飞机10的尾端处的辅助动力单元(apu)104。飞机10的后端100包括垂直稳定器106和两个水平稳定器108。方向舵110位于垂直稳定器106的后缘112处，并且升降机114位于每个水平稳定器108的后缘116处。方向舵110可移动以控制飞机10的偏航，并且升降机114可移动以控制飞机10的俯仰。
图3是示出飞机10的操作的正常模式的框图。在操作的正常模式期间，多个皮托管40(图2)中的大多数未被阻塞。在如图3所示的实施例中，没有发生共模气动事件。因此，由cmpe控制模块36生成的输出96被设置为假(false)(即，cmpe故障＝假(cmpefault＝false))。参照图2和图3，来自多个皮托管40的总压力ptot和来自静态端口64的静态压力ps被发送到空气数据参考功能块120。空气数据参考功能块120基于来自多个皮托管40的总空气压力ptot和静态压力ps来确定测量动态压力力qbar(m)。具体而言，测量动态压力qbar(m)是总空气压力ptot与静态压力ps之间的差异。在图3所示的实施例中，因为多个皮托管40未被阻塞，所以测量动态压力qbar(m)是准确的。因此，由空气数据参考功能块120确定的测量动态压力qbar(m)被主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动节流阀控制模块144和一个或多个接收显示器146接收作为输入。
参照图1和图3，只要飞机10处于操作的正常模式，飞行控制系统18就确定可信空气速度(估计马赫数mmdl、校准空气速度vcasmdl和飞机的真实空气速度vtmdl)。在操作的正常模式期间，可以使用飞行包线保护模式、自动驾驶特征和自动节流阀特征。
多个显示器146可以包括机组警报系统(cas)显示器。cas显示器上示出的消息是由飞机10的正常阈值或公差之外的测量值和事件触发的，并且对于飞行员130和其他机组人员是可见的。当飞机10处于操作的正常模式时，由空气数据参考功能块120确定的测量动态压力qbar(m)被主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动节流阀控制模块144和多个显示器146接收作为输入。然而，当多个皮托管40(图2)中的大多数被阻塞时，飞机10从操作的正常模式切换到操作的扩展模式，其将在下面更详细地说明并在图4中示出。
参照图3，当飞机10处于操作的正常模式并且自动驾驶特征被接合时，则自动驾驶控制模块142将自动驾驶命令发送到主要飞行控制模块140。主要飞行控制模块140确定发送到控制表面68的表面控制命令，并且自动节流阀控制模块144确定飞机引擎78(图2)的引擎节流阀145。当飞机10处于操作的正常模式但未接合自动驾驶功能时，则由主要飞行控制模块140根据飞机控制定律(例如，俯仰控制定律和横向控制定律)处理飞行员130所生成的轮和柱命令。另外，飞行包线控制保护功能被接合。
扩展卡尔曼滤波器(ekf)控制模块122确定估计动态压力qbar(e)。ekf控制模块122在下面更详细地描述并且在图5和图6中示出。共模监测器(cmm)126接收来自空气数据参考功能块120的测量动态压力qbar(m)、来自ekf控制模块122的估计动态压力qbar(e)、以及来自cmpe控制模块36的输出96作为输入。cmm126确定测量动态压力qbar(m)的共模故障，其也称为故障。测量动态压力qbar(m)的共模故障表示多个皮托管40(图2)中的大多数的故障。
基于测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的差异来确定测量动态压力qbar(m)的共模故障。具体地，当测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)之间的差异超过阈值持续阈值时间量时，cmm126确定已经发生测量动态压力qbar(m)的共模故障。在一个示例性实施例中，阈值大于百分之五十，并且阈值时间量在从约五秒到约十五秒的范围内。然而，应当理解，也可以使用其他值。在如图3所示的实施例中，cmm126确定未发生共模故障(例如，在测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)之间的阈值，并且输出96指示cmpe故障＝假(cmpefault＝false))。因此，cmm126将指示操作的正常模式的输出99(即，正常模式＝真(normalmode＝true))发送到主要飞行控制模块140。
现在转到图4，示出了扩展操作的正常模式。在扩展操作的正常模式期间，多个皮托管40(图2)中的大多数被阻塞。因此，cmpe控制模块36检测到共模气动事件。然而，在操作的扩展模式期间，cmpe控制模块36在时间延迟期间抑制共模气动事件，这是通过继续生成指示未检测到共模气动事件的输出96(即cmpe故障＝假(cmpefault＝false))来完成的。换句话说，即使检测到共模气动事件，cmpe控制模块36也将指示未发生共模气动事件的消息发送到cmm126。然而，cmm126确定已经发生共模故障(即，测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的差异超过阈值持续阈值时间量)。响应于从cmpe控制模块36接收到假(其指示没有共模气动事件)，并同时确定存在共模故障，cmm126继续发送并生成指示正常模式操作的输出99(即，正常模式＝真(normalmode＝true))。cmpe控制模块36在时间延迟期间继续抑制共模气动事件。在一个实施例中，时间延迟为约120秒。该量可以基于间歇性共模气动事件可能发生的时间长度而变化，然而应当理解，时间延迟的长度是有限的。要求时间延迟为至少60秒。如图4所示，当飞机10处于扩展操作的正常模式时，由ekf控制模块122确定的估计动态压力qbar(e)被发送到主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动节流阀控制模块144和多个显示器146。
在一些类型的飞机中，当飞行控制系统处于操作的辅助模式时，飞行包线保护系统、俯仰控制、横向控制和自动驾驶功能将不可用。替代地，仅简单的俯仰和滚动控制是可用的。在其他类型的飞机中，可以使用辅助自动驾驶功能，该功能提供独立于皮托管空气数据信号的基本自动驾驶操纵控制。在如图4所示的实施例中，操作的扩展模式允许主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142和自动节流阀控制模块144进行操作，就像在时间延迟期间未检测到故障一样。然而，一旦时间延迟完成，便不再抑制共模气动事件。因此，如果cmpe控制模块36继续检测到共模气动事件，则输出96现在被设置为真(true)(即，cmpe故障＝真(cmpefault＝true))，并且飞机10现在切换到第二操作模式。
图5是ekf控制模块122的扩展卡尔曼滤波器的框图。该框图表示用于基于从多个控制表面、惯性和迎角传感器24(图1)收集的数据确定估计动态压力qbar(e)的系统148。换句话说，没有基于来自多个皮托管40(图2)的测量值来确定估计动态压力qbar(e)。ekf控制模块122包括测量模型150、动态控制模块152、卡尔曼增益块154、积分器块156、误差块158、乘法器160和加法器162。测量模型150将等式1中的测量加速度(纵向加速度ax、法向加速度az)的期望值预测为：
其中m表示飞机10的质量，cd表示飞机10的阻力系数，cl表示飞机10的升力系数，ps为静态压力，s为机翼平面的参考面积，ɑ为迎角，x为估计量(估计动态压力qbar(e))，并且r(ɑ)是向前稳定轴xs相对于飞行器10的机身轴xb和机体轴zb的的旋转矩阵(图7)。应当理解，迎角ɑ被假定为测量值(即，由多个迎角传感器60测量)。
继续参考图5，动态控制模块152确定估计动态压力的变化率，其被称为动态压力的估计变化率
ɑ为迎角，g为重力加速度，并且ρ为空气密度。
卡尔曼增益块154存储卡尔曼增益值k。卡尔曼增益值k表示向飞机10的当前状态(即，操作状况)给予的权重。卡尔曼增益值k不是标量值，而是基于2×2矩阵表示。卡尔曼增益值k基于飞机10的操作参数而变化。具体而言，卡尔曼增益值k是由存储在数据库228上的一组查找表226(在图6中可见)确定的动态值。查询表226基于飞机10的操作状况而生成，并且查询表的输入是飞机10的迎角ɑ和估计马赫数mmdl。
误差块158接收来自测量模型150的估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)以及由加速度计测量并在下面将详细说明的测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)作为输入。误差块158通过确定以下来确定加速度误差值e：估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)之间的第一差异，以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)之间的第二差异。乘法器160接收加速度误差值e和卡尔曼增益值k作为输入，并且通过将加速度误差值e与卡尔曼增益值k相乘来确定估计状态更新。
加法器162接收来自乘法器160的残余卡尔曼值，以及来自动态控制模块152的动态压力的估计变化率
图6是包括多个子模块200、202、204、206、208、210、212的ekf控制模块122的图示。子模块200、202、204、206、208、210、212被示为不同的部件，其可以指示模块化编程技术的使用。然而，软件设计可以通过将多个模块的至少一些程序功能组合到单个模块中来减少子模块200、202、204、206、208、210、212的区别程度。此外，归因于子模块200、202、204、206、208、210、212的功能可能以其他方式或在所描绘的系统之外的其他系统上分布。因此，本公开的实施例不限于图6所示的系统或模块的特定布置。
现在参考图5和图6，ekf控制模块122和系统148彼此相对应。具体地，ekf控制模块122的系数子模块200和推进子模块202均对应于系统148的测量模型150。ekf控制模块122的测量子模块204对应于系统148的加法器162。ekf控制模块122的误差子模块206对应于系统148的误差块158。ekf控制模块122的卡尔曼增益子模块208对应于系统148的卡尔曼增益块154。ekf控制模块122的动态子模块210对应于系统148的动态控制模块152。最后，积分子模块212对应于系统148的积分器块156。
ekf控制模块122接收飞机10的多个操作参数作为输入(图1和图2)。操作参数包括但不限于测量的加速度因子ax(mea)和az(mea)、迎角ɑ、气压高度、俯仰角θ、飞机10的控制表面的挠度δ、总空气温度ttot、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速n1、以及静态压力ps。控制表面的挠度δ至少包括图2所示的一些控制表面。具体地，在如图2所示的实施例中，控制表面的挠度δ包括前缘缝翼88、后缘襟翼90、扰流板92、副翼98、垂直稳定器106、水平稳定器108、舵110和升降机114。
图7示出了飞机10的机体轴。参数xb、yb和zb分别表示飞行器10的x、y和z机体轴，并且cg表示飞行器10的重心。在飞机10的机体轴xb和表示飞机10的向前稳定轴的矢量xs之间测量迎角α。向前稳定轴xs是飞机10的空气速度方向xw在由x轴和z轴限定的平面上的投影。
现在参考图6和图7，测量纵向加速度ax(mea)是飞机10在飞机的机体轴xb方向上的测量加速度，并且测量垂直加速度az(mea)是飞机10在机体轴zb方向上的加速度。测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)由位于飞机10的重心cg处的一个或多个加速度计确定。然而，许多类型的加速度计实际上可以测量负载因子。因此，如果加速度计确实测量加速度，则通过减去沿每个轴的由于重力引起的加速度来计算对应的负载因子。
系数子模块200接收各自表示飞机10的操作状况的多个第一运行参数作为输入。系数子模块200基于多个第一操作参数来确定阻力系数cd和升力系数cl。因此，应当理解，ekf控制模块122基于阻力系数cd和升力系数cl两者来确定估计动态压力qbar(e)。第一多个系数包括迎角ɑ、飞机10的控制表面的挠度δ、在紧接当前迭代之前的迭代中确定的先前估计动态压力qbar(p)和估计马赫数mmdl。应当理解，在模拟的最开始，将先前估计动态压力qbar(p)设置为测量动态压力qbar(m)。
系数子模块200基于一个或多个系数三维查找表220确定阻力系数cd和升力系数cl。系数三维查询表220基于多个第一操作参数(迎角ɑ、飞机10的控制表面的挠度δ、先前估计动态压力qbar(p)和估计马赫数mmdl))的特定值来提供阻力系数cd和升力系数cl值。系数三维查询表220是从测试期间收集的数据(例如，风洞测试数据)和飞行测试期间收集的数据导出的。系数三维查询表220存储在一个或多个推进数据库222上。应当理解，尽管数据库222被示出为ekf控制模块122的一部分，但数据库222也可以位于远离ekf控制模块122的位置，并且图6所示的实施例仅旨在示出可存储三维查询表的位置的示例。
应当理解，系数三维查询表220基于飞机10的相应控制表面(前缘缝翼88、后缘襟翼90、扰流板92、副翼98、垂直稳定器106、水平稳定器108、舵110和升降机114)的升力值和阻力值。每个控制表面包括用于低速状况(即，估计马赫数小于0.4)和用于高速状况(即，估计马赫数为0.4或更大)的查找表。此外，每个控制表面与阻力系数和升力系数的单独查询表相关联。所有查询表都可能受到飞机10的各种操作参数的影响，例如，高度或迎角。组合所有单独查询表以确定在系数三维查询表220中列出的阻力系数和升力系数。
推进子模块202接收飞机10的多个第二操作参数作为输入。具体地，飞机10的多个第二操作参数包括气压高度、俯仰角θ、总空气温度ttot、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速n1、以及静态压力ps。。推进子模块202基于多个第二操作参数确定飞机10的估计净推力t。更具体地，推进子模块202基于该基于推进的三维查找表230来确定飞机10的估计净推力t，这些查找表基于气压高度、俯仰角θ、总空气温度ttot、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速n1和静态压力ps的特定值来提供估计净推力t。基于针对飞机10的特定类型或模型执行的模拟来生成三维查询表230。三维查询表230存储在一个或多个推进数据库232上。
测量子模块204接收阻力系数cd、升力系数cl和估计净推力t作为输入。测量子模块204基于阻力系数cd、升力系数cl和估算净推力t来确定估算加速度ax(est)和估算加速度az(est)。具体地，测量子模块204基于运动等式求解估计加速度ax(est)、az(est)，该运动等式表示作用在飞机10上的等效力。运动等式在等式3中表示为：
其中ad是阻力加速度，al是升力加速度，s是机翼平台的参考面积，m是飞机10的质量，ɑ是迎角，ps是静态压力，是s是静态压力，
误差子模块206接收估计横向加速度ax(est)、估计垂直加速度az(est)、测量横向加速度因子ax(mea)和测量垂直加速度因子az(mea)作为输入。误差子模块206通过确定以下来确定加速度误差值e：估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)之间的第一差异，以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)之间的第二差异。
卡尔曼增益子模块208接收来自误差子模块206的加速度误差值e作为输入。卡尔曼增益子模块208通过将第一差异和第二差异的加速度误差值e乘以卡尔曼增益值k来确定残余卡尔曼值。
动态子模块210接收飞机10的气压高度、迎角ɑ、俯仰角θ、估计动态压力qbar(e)和估计纵向加速度ax(est)作为输入。动态子模块210基于输入确定动态压力的估计变化率
积分子模块212接收来自乘法器160的残余卡尔曼值，以及来自动态控制模块152的动态压力的估计变化率
参照图3和图6，cmm126接收测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)作为输入。cmm126将测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)彼此进行比较以确定差异。响应于确定测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的差异超过阈值持续阈值时间量，cmm126确定故障。应当理解，与现有cmm系统相比，所公开的cmm126以改进的准确性来检测故障。cmm126的改进的准确性导致由飞行控制系统18产生的错误或虚假警报更少。
图8是示出用于由cmm126基于估计动态压力qbar(e)来确定故障的方法300的示例性过程流程图。参考图1、2、3、6和8，方法300在框302处开始。在框302中，空气数据参考功能框120接收来自多个皮托管40的总空气压力ptot作为输入。方法300可以然后行进到框304。
在框304中，空气数据参考功能块120基于来自多个皮托管40的总空气压力ptot和静态压力ps来确定测量动态压力力qbar(m)。方法300可以然后行进到框306。
在框306中，ekf控制模块122确定估计动态压力qbar(e)。具体地，方法300包括子例程或方法310。递归地执行方法310以确定
方法310包括框312、314、316、318、320、322和324。在框312中，ekf控制模块122基于多个第一操作参数来确定阻力系数(cd)和升力系数(cl)。方法310然后行进到框314，其中ekf控制模块122基于飞机10的多个第二操作参数来确定飞机10的估计净推力t。然后，方法310行进到框316，其中ekf控制模块122基于阻力系数cd、升力系数cl和估计净推力t来确定估计加速度ax(est)和估计加速度az(est)。方法然后行进到框318，其中ekf控制模块122确定估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)之间的第一差异，以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)之间的第二差异的加速度误差值e。方法310然后行进到框320，其中ekf控制模块122通过将加速度误差值e与卡尔曼增益值k相乘来确定残余卡尔曼值。方法310然后行进到框322，其中ekf控制模块122基于飞机10的估计纵向加速度ax(est)来确定动态压力的估计变化率
一旦确定了估计动态压力qbar(e)，方法300就可以行进到框326。在框326中，cmm126将测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)彼此进行比较以确定差异。方法300可以然后行进到框328。
在框328中，如果测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的差异未超过阈值持续阈值时间量，则cmm126确定没有发生故障。方法300可以然后返回框302。然而，响应于确定测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的差异超过阈值持续阈值时间量，方法300行进到框330。
在框330中，cmm126确定测量动态压力qbar(m)的共模故障的存在。然后，飞行控制系统18从如图3所示的操作的正常模式切换到图4所示的扩展操作的正常模式。方法300可以然后终止。
大体上参照图1至图9，所公开的飞行控制系统基于升力系数和阻力系数两者来确定估计动态压力，这导致改进的准确度。与常规系统相比，估计动态压力的增强准确度导致由共模监测器生成的虚假警报更少。因此，减少了飞机不必要地从操作的正常模式切换到操作的辅助模式的发生。另外，估计动态压力还支持飞机的全包线操作。
现在参考图1和图9，在另一个实施例中，飞行控制模块16被配置成基于用于迎角值的值来检测故障。响应于检测到故障，飞行控制模块16确定迎角的合成或估计值，其不基于由多个迎角传感器60测量的值。更具体地，飞行控制模块16接收测量迎角m作为输入，其中测量迎角ɑm是基于来自飞机10的多个迎角传感器60的测量值。飞行控制模块16还接收估计迎角ɑest作为输入。与测量迎角ɑm不同，在不使用来自多个迎角传感器60的测量值的情况下确定估计迎角ɑest。替代地，基于由多个皮托管40(图2)测量的总压力ptot来确定估计迎角ɑest。
飞行控制模块16将测量迎角ɑm与估计迎角estest进行比较以确定误差。响应于确定测量迎角mm和推定估计迎角ɑest之间的误差超过阈值，飞行控制模块16通过迎角值确定故障的存在。在一些实施例中，多个迎角传感器60产生故障。可造成关于多个迎角传感器60的故障的事件的一些示例包括例如影响多个迎角传感器60的碎屑，或者替代地，结冰使迎角分解器(未示出)粘住。
响应于确定大多数迎角传感器60未提供准确数据，飞行控制模块16提供表示飞机10的迎角的合成值。具体来说，如下文该，需要使用估算的动态压力qbar(e)来重新计算飞机的真实空气速度vtmdl和估计马赫数mmdl的新值。这是因为飞机的真实空气速度vtmdl和估计马赫数mmdl的值在共模气动事件期间错误地偏低。
现在参考图9，迎角校正模块420被配置成校正由多个迎角传感器60引入的偏置。具体地，多个迎角传感器60(图2)被配置成使用自对准叶片来测量原始迎角ɑraw。每个迎角传感器60提供唯一原始迎角ɑraw值。基于信号选择和故障检测(ssfd)逻辑来选择原始迎角ɑraw值之一。ssfd逻辑被配置成从一组冗余传感器中选择单个值，其中选定值最有可能表示由传感器测量的操作参数的实际值。应当理解，直接由多个迎角传感器60测量原始迎角ɑraw表示需要通过校正因子来调整的局部流程。在一个实施例中，校正因子为约四十五度。原始迎角ɑraw的校正值称为测量迎角ɑm。
迎角校正模块420接收由多个皮托管40(图2)测量原始迎角ɑraw和总空气压力ptot作为输入。迎角校正模块420基于力矩臂校正项(即基于自对准叶片的校正项)、原始迎角ɑraw、飞机的真实空气速度vtmdl、以及估计马赫数mmdl来确定测量迎角ɑm。基于总压力ptot确定飞机的真实空气速度vtmdl和估计马赫数mmdl。
应当理解，在如上所述的共模气动事件期间，使用估计动态压力qbar(e)来重新计算飞机的真实空气速度vtmdl和估计马赫数mmdl的值。具体地，响应于cmm126(图3和图4)确定测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的差异超过阈值持续阈值时间量，cmm126确定测量动态压力qbar(m)的共模故障的存在。一旦确定了共模气动事件，则迎角校正模块420基于估计动态压力(qbar(e))来确定测量迎角ɑm。具体地，迎角校正模块420基于合成马赫数mekf(等式4)和飞机的合成真实空气速度vtekf(等式5)：
继续参考图9，扩展卡尔曼滤波器(ekf)控制模块422被配置成确定估计迎角ɑest，这将在下面更详细地描述并且在图11和图12中示出。然而，应当理解，与测量迎角ɑm不同，估计迎角ɑest不是基于由多个迎角传感器60获得的测量结果。迎角共模监测器cmm426(称为cmm426)接收测量迎角ɑm、估计迎角ɑest和来自cmpe控制模块36的输出96作为输入。cmm426确定共模故障，其也称为故障。具体地，当测量迎角ɑm与估计迎角ɑest之间的误差超过阈值持续阈值时间量时，cmm426确定已经发生了故障。
基于多个迎角传感器60的准确度来确定阈值(即，相对较高的准确率导致相对较低的阈值)。例如，相对较慢的误差率可以为约十五秒，而相对较快的误差率包括为约十五秒的更长持续时间。然而，应当理解，也可以使用其他值。
图9示出了其中cmm426未检测到故障的非故障状态。因此，测量迎角ɑm由主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动节流阀控制模块144和多个显示器146接收作为输入。还应当理解，飞机10以操作的正常模式操作。图10示出了由cmm426检测的故障状况。响应于cmm426检测到相对于迎角值的故障，估计迎角ɑest被提供到主要飞行控制模块140、自动驾驶控制模块142、自动节流阀控制模块144和多个显示器146。在如图9和图10所示的实施例中，不存在估计动态压力qbar(e)的共模故障(即，多个皮托管40中的大多数未被阻塞)。因此，由cmpe控制模块36生成的输出96被设置为假(false)值(即，cmpe故障＝假(cmpefault＝false))。然而，响应于检测到共模故障，飞机的真实空气速度vtmdl和估计马赫数mmdl的值可能不再准确。替代地，迎角校正模块420使用合成马赫数mekf(等式4)和飞机的合成真实空气速度vtekf(等式5)来保存由飞行控制模块140使用的估计迎角ɑest信号。
图11是ekf控制模块422的扩展卡尔曼滤波器的框图。框图表示用于基于从空气数据传感器22(图1)收集的数据来确定估计迎角ɑest的系统448。ekf控制模块422包括测量模型450、动态控制模块452、卡尔曼增益块454、积分器块456、误差块458、乘法器460和加法器462。类似于图5所示的测量模型150，测量模型450基于等式1(如上所示)预测测量加速度(例如，测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea))的期望值。
动态控制模块452确定估计迎角的变化率，其被称为迎角的估计变化率
其中g表示重力常数。
卡尔曼增益块454存储卡尔曼增益值k。类似于图5所示的实施例，卡尔曼增益值k表示向飞机10的当前状态(即，操作状况)给予的权重，并且是由存储在数据库528上的一组查找表526(在图12中可见)确定的动态值。误差块458接收来自测量模型450的估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)作为输入，并且通过确定估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)之间的第一差异以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)之间的第二差异来确定加速度误差值e。乘法器460接收加速度误差值e和卡尔曼增益值k作为输入，并且通过将加速度误差值e与卡尔曼增益值k相乘来确定估计状态更新。
加法器462接收来自乘法器460的残余卡尔曼值以及来自动态控制模块452的迎角的估计变化率
图12是包括多个子模块480、482、484、486、488、490、492的ekf控制模块422的图示。子模块480、482、484、486、488、490、492被示为不同的部件，其可以指示模块化编程技术的使用。现在参考图11和图12，ekf控制模块422和系统448彼此相对应。具体地，ekf控制模块422的系数子模块480和推进子模块482均对应于系统448的测量模型450。ekf控制模块422的测量子模块484对应于系统448的加法器462。ekf控制模块422的误差子模块486对应于系统448的误差块458。ekf控制模块422的卡尔曼增益子模块488对应于系统448的卡尔曼增益模块454。ekf控制模块422的动态子模块490对应于系统448的动态控制模块452。最后，积分子模块492对应于系统448的积分器块456。
ekf控制模块422接收飞机10的多个操作参数作为输入(图1和图2)。操作参数包括但不限于测量加速度因子ax(mea)和az(mea)、倾斜度q(dps)、飞机的真实空气速度vtmdl、俯仰角θ、估计法向加速度分量a_n(est)、估计迎角ɑest、先前的估计动态压力qbar(p)、估计马赫数mmdl、气压高度、飞机10的控制表面的挠度δ、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速n1、以及静态压力ps。与图6所示的系数子模块200类似，系数子模块480接收各自表示飞机10的操作状况的多个第一操作参数作为输入，这些第一操作参数包括估计迎角ɑest、飞机10的控制表面的挠度δ、测量动态压力qbar(m)和测量马赫数m。系数子模块480基于多个第一操作参数和一个或多个系数三维查找表520确定阻力系数cd和升力系数cl。系数三维查询表520基于多个第一操作参数的特定值来提供阻力系数cd和升力系数cl值。
类似于图6所示的推进子模块202，推进子模块482接收飞机10的多个第二操作参数作为输入，这些第二操作参数包括气压高度、俯仰角θ、飞机的真实空气速度vtmdl、两个飞机引擎78(图2)的引擎转速n1、总空气温度ttot和静态压力ps。推进子模块482基于多个第二操作参数和基于推进的三维查询表530来确定飞机10的估计净推力t，这些基于推进的三维查询表基于多个第二操作参数的特定值提供估计净推力t。
测量子模块484接收阻力系数cd、升力系数cl和估计净推力t作为输入。基于以上在等式3中表示的运动等式，测量子模块484基于阻力系数cd、升力系数cl和估算净推力t来确定估算加速度ax(est)和估算加速度az(est)。
误差子模块486接收估计横向加速度ax(est)、估计垂直加速度az(est)、测量横向加速度因子ax(mea)和测量垂直加速度因子az(mea)作为输入。误差子模块486通过确定以下来确定加速度误差值e：估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)之间的第一差异，以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)之间的第二差异。
卡尔曼增益子模块488接收来自误差子模块486的加速度误差值e作为输入。卡尔曼增益子模块488通过将第一差异和第二差异的加速度误差值e乘以卡尔曼增益值k来确定残余卡尔曼值。
动态子模块490接收倾斜度q(dps)、飞机的真实空气速度vtmdl、俯仰角θ、估计法向加速度分量a_n(est)、以及估计迎角ɑest作为输入，并且基于上述等式6确定估计迎角的估计变化率
参照图9，cmm426接收测量迎角ɑm和估计迎角ɑest作为输入。cmm426将测量迎角ɑm和估计迎角ɑest彼此进行比较以确定差异。响应于确定测量迎角ɑm与估计迎角ɑest之间的差异超过阈值持续阈值时间量，cmm426确定存在影响迎角值的故障。
图13是示出用于由cmm426确定迎角值的故障的方法570的示例性过程流程图。参考图1、9、10、11、12和13，方法570在框572处开始。在框302中，迎角校正模块420接收由多个皮托管40(图2)测量原始迎角ɑraw和总空气压力ptot作为输入。方法300可以然后行进到框574。
在框574中，迎角校正模块420基于力矩臂校正项、原始迎角ɑraw、飞机的合成真实空气速度vtekf、以及估计马赫数mmdl来确定测量迎角ɑm。如上所述，在共模气动事件期间，使用估计动态压力qbar(e)来计算飞机的合成真实空气速度vtekf和合成马赫数mekf的值(参见等式4和5)。方法570可以然后行进到框576。
在框576中，ekf控制模块422确定估计迎角ɑest。具体地，方法570包括子例程或方法580。递归地执行方法580以确定估计迎角ɑest。
方法580包括框582、584、586、588、590、592和594。在框592中，ekf控制模块422基于多个第一操作参数来确定阻力系数(cd)和升力系数(cl)。方法580然后行进到框584，其中ekf控制模块422基于飞机10的多个第二操作参数来确定飞机10的估计净推力t。然后，方法580行进到框586，其中ekf控制模块422基于阻力系数cd、升力系数cl和估计净推力t来确定估计加速度ax(est)和估计加速度az(est)。方法580然后行进到框588，其中ekf控制模块422确定估计纵向加速度ax(est)和估计垂直加速度az(est)之间的第一差异，以及测量纵向加速度ax(mea)和测量垂直加速度az(mea)之间的第二差异的加速度误差值e。方法580然后行进到框590，其中ekf控制模块422通过将加速度误差值e与卡尔曼增益值k相乘来确定残余卡尔曼值。方法580然后行进到框592，其中ekf控制模块422基于飞机10的估计法向加速度分量a_n(est)确定迎角的估计变化率
一旦确定了估计迎角ɑest，方法570就可以行进到框596。在框596中，cmm426将测量迎角ɑm和估计迎角ɑest彼此进行比较以确定误差。方法580可以然后行进到框598。
在框598中，如果误差未超过阈值持续阈值时间量，则cmm426确定没有发生故障。方法570可以然后返回框572。然而，响应于确定误差超过阈值持续阈值时间量，方法570行进到框599。
在框599中，cmm426确定迎角值的共模故障的存在。然后，飞行控制系统18从利用测量迎角ɑm(图9中示出)切换，并且替代地使用估计迎角ɑest(图10中示出)。方法570可以然后终止。
大体上参考图9-13，所公开的系统提供了一种用于确定估计迎角的方法，该方法独立于由迎角传感器收集的测量值。因此，系统响应于确定测量迎角不再可用而替换了估计迎角。此外，如果检测到共模气动事件(即飞机的大多数皮托管被阻塞)，所公开的系统还提供了一种用于在使用飞机的真实空气速度和测量马赫数的情况下确定测量迎角的方法。应当理解，在共模气动事件期间，飞机的真实空气速度和估计马赫数的值错误地偏低，并且因此基于这些值确定的任何值可能不准确。因此，系统基于估计动态压力确定飞机的真实空气速度和估计马赫数的合成值。
现在将描述由cmpe控制模块36对共模气动事件的检测。现在参考图14，cmpe控制模块36接收测量动态压力qbar(m)和估计迎角ɑest作为输入，并且基于该输入确定共模气动事件。更具体地，响应于检测到有关多个皮托管40的同步故障或异步故障，cmpe控制模块36确定共模气动事件的存在(例如，cmpefault＝true)。应当理解，在如图14-18所示的实施例中，估计迎角ɑest是参考图9-13所描述的值(即，不使用测量迎角)。
cmpe控制模块36包括第一cmpe检测器600和第二cmpe检测器602。第一cmpe检测器600接收测量动态压力qbar(m)和估计迎角ɑest作为输入，并基于两个输入来确定第一共模气动事件。更具体地，第一cmpe检测器600被配置成检测第一共模气动事件。第一共模气动事件是基于多个皮托管40中的大多数经历同时故障的同步共模气动事件。相比之下，第二cmpe检测器602被配置成仅基于测量动态压力qbar(m)来检测作为异步故障的第二共模气动事件。异步故障是基于多个皮托管40在特定的时间间隔期间在彼此偏移的时间间隔失效。例如，当多个皮托管40中的一个首先失效，然后约两秒后第二皮托管40失效，并且然后第三皮托管40在第二皮托管40后的约两秒失效时，发生异步故障。
现在参考图15，现在描述第一cmpe检测器600。第一cmpe检测器600包括测量动态压力冲失滤波器610、迎角冲失滤波器612、动态压力阈值614、迎角阈值616、动态压力比较器618、迎角比较器620、and块622和锁存器624。第一cmpe检测器600生成输出信号642，该输出信号在检测到第一共模气动事件时设置为真(true)，并且在未检测到共模气动事件时设置为假(false)。
多个皮托管40各自被配置成测量压力值p。例如，在所示的非限制性实施例中，示出了三个压力值p(即，左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr)。来自每个皮托管40的压力值pl、pc、pr被发送到信号选择和故障检测(ssfd)块630。ssfd逻辑被配置成从一组冗余传感器中选择单个值。选定值最有可能表示由传感器测量的操作参数的实际值。因此，ssfd块630被配置成选择压力值pl、pc、pr中的一个。压力值pl、pc、pr中选定压力值与由多个皮托管40测量的剩余压力值pl、pc、pr相比是测量动态压力qbar(m)的最具表示性的值。然后，由第一cmpe检测器600接收测量动态压力qbar(m)作为输入。
测量动态压力冲失滤波器610接收测量动态压力qbar(m)作为输入，并确定测量动态压力qbar(m)的变化率，其被称为
动态压力阈值614表示当多个皮托管40中的大多数经历故障(例如，被阻塞)时由测量动态压力qbar(m)经历的变化率。例如，在一个实施例中，测量动态压力qbar(m)的变化或下降速率约为负100兆巴每秒(mbar/sec)。基于从现场使用收集的定量评估数据来确定动态压力阈值614。更具体地说，通过分析从在其他飞机的操作期间发生的先前同步共模气动事件收集的数据来确定动态压力阈值614。然而，基于在模拟的同步共模气动事件期间收集的数据来确定估计迎角阈值616。模拟的同步共模气动事件可以指计算机模拟以及从测试台数据获得的测试数据。估计迎角阈值616表示在多个皮托管40中的大多数经历故障时的估计迎角ɑest的变化率。例如，在一个实施例中，估计迎角ɑest的变化率或阶跃增加为约+10度/秒。
估计迎角冲失滤波器612接收估计迎角ɑest作为输入，并确定估计迎角的变化率
and块622接收来自动态压力比较器618的输出信号636和来自估计迎角比较器620的输出信号638作为输入。响应于两个输出信号636、638为真(true)，and块622生成输出信号640，该信号被发送到锁存器624。输出信号640指示检测到第一共模气动事件。更具体地，响应于确定测量动态压力的变化率
响应于指示共模气动事件的输出信号640(例如，真(true))，在时间延迟期间设置锁存器624。应当理解，在时间延迟期间，锁存器624可以响应于测量动态压力qbar(m)是准确的而在任何时间被重置。例如，如果确定动态压力qbar(m)在进入时间延迟的26秒内是准确的，则锁存器624重置并且时间延迟结束。然而，当没有接收到重置信号时，锁存器624保持置位。换句话说，响应于测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的误差低于阈值，锁存器624接收重置信号。然而，在时间延迟结束时，如果测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)之间的误差仍超过阈值，则检测到持续共模气动事件。因此，第一cmpe检测器600的输出信号642指示第一共模气动事件的存在。
现在转到图16，现在描述第二cmpe检测器602。第二cmpe检测器602包括钳位器650、中值选择器652和产生输出信号656的锁存器654。第二cmpe检测器602被配置成基于多个皮托管40的异步故障来检测第二共模气动事件。更具体地，有时多个皮托管40可能不会同时不操作。替代地，有时仅单个皮托管40可能被阻塞，然后几秒钟后另一个皮托管40可能被阻塞。
类似于第一cmpe检测器600，来自多个皮托管40中的每个的压力值(即，左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr)被发送到ssfd块648。ssfd块648接收来自多个皮托管40中的每个的左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr作为输入。ssfd块648通过将左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr彼此比较来确定一个或多个阻塞的皮托管40的存在。响应于确定压力值pl、pc、pr中的一个或多个与剩余压力值pl、pc、pr相差阈值误差值，ssfd块648将特定压力值标记为不匹配，其也称为故障。阈值误差值表示当皮托管40被阻塞或以其他方式不操作时的皮托管读数之间的差异。在所示的实施例中，示出了三个压力读数(左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr)，然而，应当理解，也可以使用多于或少于三个压力读数。
钳位器650接收来自ssfd块648的多个压力值(例如，左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr)作为输入，其中多个压力值中的每个对应于多个皮托管40中的一个。钳位器650还接收来自ssfd块648的针对每个单独压力值的故障指示符作为输入。换句话说，左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr各自与指示符相关联。当检测到故障时，指示符设置为真(true)，否则指示符设置为假(false)。响应于确定不存在故障指示符，钳位器650将压力值发送到中值选择器652。中值选择器652然后选择压力值pl、pc、pr中的一个。基于中值选择算法，将选定压力值设置为总压力ptot。
响应于确定压力值pl、pc、pr中的一个或多个指示故障，钳位器650执行在时间间隔期间扩展故障的时间延迟功能。换句话说，钳位器650通过将多个压力值相互比较来确定一个或多个堵塞的皮托管40的存在，其中每个阻塞的皮托管40处于故障状态，并且响应于确定故障状态，钳位器650执行将故障状况扩展时间间隔的时间延迟功能。设置时间间隔以捕获在第二(即异步)共模气动事件期间在多个皮托管40中发生的两个或更多个故障。在一个非限制性实施例中，时间间隔为约二到五秒。应当理解，特定皮托管40中的故障状况可能仅存在持续相对较短的时间段。在一个示例中，故障状况可能仅持续十分之几秒。一旦在多个皮托管40中的一个中发生故障状况，则此后不久在第二皮托管40中可能发生故障状况。然而，第二皮托管40中的故障不会与另一皮托管故障同时发生。换句话说，多个皮托管40之间的故障是异步的。
因为钳位器650将故障扩展时间间隔，所以中值选择器652检测到异步共模气动事件。换句话说，中值选择器652不能够检测多个皮托管40中的大多数(例如，3个皮托管40中的2个)生成异步故障的，除非故障被扩展。钳位器650被配置成将在皮托管40之一中发生的故障扩展时间间隔。因此，当在另一个皮托管40中发生故障状况时，中值选择器652检测到第二共模气动事件。例如，左压力pl读数可以仅在0.5秒内指示故障状况(例如，故障状况在0.5秒内被设置为真(true)并然后返回到假(false))。然而，钳位器650将故障扩展时间间隔，该时间间隔在该示例中为四秒。因此，当中压力pc读数指示在左压力pl之后约一秒钟的故障状况时，中值选择器652仍从钳位器650接收两个故障状态。
中值选择器652接收两个或更多个压力值和故障指示符作为输入。每个压力值和故障指示符对应于多个皮托管40中的一个。响应于确定故障状况，中值选择器652生成输出信号660。输出信号660指示已经发生第二共模气动事件。即也就是说，输出信号660检测多个皮托管40中的异步故障。输出信号660被发送到锁存器654。响应于接收到指示第二共模气动事件的存在的输出信号660，针对时间延迟设置锁存器654。响应于测量动态压力qbar(m)被确定为准确的(即，多个皮托管40中的大多数不再显示故障)，重置锁存器654。更具体地，响应于测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的误差低于阈值，锁存器654接收重置信号。然而，在时间延迟结束时，如果测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)之间的误差仍超过阈值，则检测到持续共模气动事件。因此，第二cmpe检测器602的输出信号656指示第二共模气动事件的存在。
参照图14，当第一cmpe检测器600的输出信号642指示第一共模气动事件的存在，或者第二cmpe检测器602的输出信号656指示第二共模气动事件的存在时，cmpe控制模块36的输出96被设置为真(true)，否则输出96被设置为假(false)。应当理解，第一共模气动事件(由第一cmpe检测器600确定)和第二模式气动事件(由第二cmpe检测器602确定)均表示快速共模气动事件。快速共模气动事件是指多个皮托管40中的大多数被某种异物(例如，冰、火山灰等)阻塞，其中多个皮托管40的压力以特定速率相对快速地下降。例如，在一个实施例中，特定速率为约-100mbar/秒，但是应当理解，该速率可以基于应用而改变。与快速共模气动事件相比，多个皮托管40也可能基于慢速共模气动事件而被阻塞。基于关于多个皮托管40可能发生的较慢阻塞，发生慢速共模气动事件。替代地，可以基于已经存在的常规技术来检测和解决慢速共模气动事件。应当理解，第一cmpe检测器600和第二cmpe检测器602未检测到慢速共模气动事件。
现在参考图1、4、6和14，当cmpe控制模块36确定共模气动事件时，在计算估计迎角ɑest时，用估计动态压力qbar(e)替换测量动态压力qbar(m)。更具体地，当第一cmpe检测器600检测到第一同步共模气动事件，或者第二cmpe检测器602检测到第二异步非气动事件时，用估计动态压力qbar(e)替换动态压力qbar(m)，并且所公开的飞行控制系统18处于扩展的操作的正常模式。
图17是示出用于确定多个皮托管40的同步故障的方法700的示例性过程流程图。大体上参考图14和图17，方法700可以在框702处开始。在框702中，cmpe控制模块36接收测量动态压力qbar(m)和估计迎角ɑest作为输入。方法700可以然后行进到框704。
在框704中，第一cmpe检测器600确定测量动态压力的变化率
在框706中，动态压力比较器618接收动态压力阈值614和测量动态压力的变化率
在判定框708中，如果动态压力比较器618确定确定测量动态压力的变化率
在框710中，未设置锁存器624，并且方法700返回至框702。然而，如果动态压力比较器618确定确定测量动态压力的变化率
在框712中，设置锁存器624。方法700可以行进到判定框714。
在判定框714中，如果在时间延迟期间的任何时间点处的测量动态压力qbar(m)是准确的，则方法700行进到框716。更具体地，响应于测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的误差低于阈值，方法700行进到框716。在框716中，锁存器624接收重置信号。方法700可以然后返回框702。然而，如果时间延迟结束并且测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)之间的误差仍然超过阈值，则方法700行进到框718。在框718中，第一cmpe检测器600的锁存器624和输出信号642指示第一共模气动事件的存在。方法700可以然后终止。
图18是示出用于确定多个皮托管40的异步故障的方法800的示例性过程流程图。大体上参考图16和图18，方法800可以在框802处开始。在框802中，第二cmpe检测器602的钳位器650接收来自ssfd块648的输入压力值(例如，左压力值pl、中压力值pc和右压力值pr)作为输入。钳位器650还接收来自ssfd块648的针对每个单独压力值的故障指示符作为输入。然后，方法800可以行进到判定框804。
在判定框804中，如果指示符被设置为假(false)(即，没有检测到故障)，则该方法行进到框806。在框806中，钳位器650将压力值发送到中值选择器652。中值选择器652然后选择压力值中的一个。基于中值选择算法，将选定压力值设置为总压力ptot。方法800可以然后终止。
如果指示符被设置为真(true)(即，检测到故障)，则方法800可以行进到框808。在框808中，钳位器650执行在时间间隔内扩展故障的时间延迟功能。如上所述，设置时间间隔以捕获在第二(即异步)共模气动事件期间在多个皮托管40中发生的两个或更多个故障。方法800可以然后行进到框810。
在框810中，中值选择器652接收两个或更多个压力值和故障指示符作为输入，其中每个压力值和指示符对应于多个皮托管40中的一个。然后，方法可以行进到判定框812。
在判定框812中，响应于中值选择器652确定不存在故障状况，方法800可以然后终止。响应于中值选择器652确定存在故障状况，方法800可以行进到框814。在框814中，中值选择器652生成输出信号660。如上所述，输出信号660指示检测到第二共模气动事件。方法800可以然后行进到框816。
在框816中，将输出信号660发送到锁存器654。方法800可以然后行进到框818。
在框818中，响应于接收到输出信号660，设置锁存器654。方法800可以行进到判定框820。
在判定框822中，如果在时间延迟期间的任何时间点处的测量动态压力qbar(m)是准确的，则方法800行进到框822。更具体地，响应于测量动态压力qbar(m)与估计动态压力qbar(e)之间的误差低于阈值，方法800行进到框822。在框822中，锁存器654接收重置信号。方法800可以然后返回框802。然而，如果时间延迟结束并且测量动态压力qbar(m)和估计动态压力qbar(e)之间的误差仍然超过阈值，则方法800行进到框824。在框824中，第二cmpe检测器602的锁存器654和输出信号656指示第二共模气动事件的存在。方法800可以然后终止。
大体上参照图14至图18，应当理解，响应于确定错误的动态压力测量值或错误的估计迎角测量值，当前可用的常规飞行控制系统可以退出操作的正常模式并立即切换到第二操作模式。换句话说，当通过任何一种测量检测到故障时，常规系统都不会尝试隔离误差源。相反，响应于检测到错误的测量动态压力或估计迎角读数，所公开的系统用估计动态压力代替测量动态压力。因此，所公开的飞行控制系统不像常规系统那样立即切换到第二操作模式，而是在扩展的操作的正常模式下操作。
现在参考图19，飞行控制系统18被实现在一个或多个计算机设备或系统上，诸如示例性计算机系统1030。计算机系统1030包括处理器1032、存储器1034、大容量存储设备1036、输入/输出(i/o)接口1038和人机接口(hmi)1040。计算机系统1030经由网络1026或i/o接口1038可操作地耦接到一个或多个外部资源1042。外部资源可以包括但不限于服务器、数据库、大容量存储设备、外围设备、基于云的网络服务、或计算机系统1030可使用的任何其他合适的计算机资源。
处理器1032包括选自以下的一个或多个设备：微处理器、微控制器、数字信号处理器、微型计算机、中央处理单元、现场可编程门阵列、可编程逻辑设备、状态机、逻辑电路、模拟电路、数字电路、或基于存储在存储器1034中的操作指令来操纵信号(模拟或数字)的任何其他设备。存储器1034包括单个存储器设备或多个存储器设备，包括但不限于只读存储器(rom)、随机存取存储器(ram)、易失性存储器、非易失性存储器、静态随机存取存储器(sram)、动态随机存取存储器(dram)、闪存存储器、高速存储器、或能够存储信息的任何其他设备。大容量存储设备136包括数据存储设备，诸如硬盘驱动器、光盘驱动器、磁带驱动器、易失性或非易失性固态设备、或能够存储信息的任何其他设备。
处理器1032在驻留在存储器1034中的操作系统1046的控制下操作。操作系统1046管理计算机资源，使得体现为一个或多个计算机软件应用程序(诸如驻留在存储器1034中的应用程序1048)的计算机程序代码可以具有由处理器1032执行的指令。在替代性实施例中，处理器1032可以直接执行应用程序1048，在这种情况下，可以省略操作系统1046。一个或多个数据结构1049也驻留在存储器1034中，并且可由处理器1032、操作系统1046或应用程序1048使用以存储或操纵数据。
i/o接口1038提供机器接口，该机器接口可操作地将处理器1032耦接到其他设备和系统，诸如网络1026或外部资源1042。应用程序1048由此通过经由i/o接口1038进行通信以与网络1026或外部资源1042协同工作，以提供包括本发明的实施例的各种特征、功能、应用程序、过程或模块。应用程序1048还包括由一个或多个外部资源1042执行的程序代码，或者以其他方式依赖于计算机系统1030外部的其他系统或网络部件提供的功能或信号。实际上，考虑到可能几乎无限的硬件和软件配置，本领域普通技术人员将理解，本发明的实施例可以包括位于计算机系统1030外部，分布在多台计算机或其他外部资源1042中，或由设置为网络1026上的服务(诸如云计算服务)的计算资源(硬件和软件)提供的应用程序。
hmi1040以已知方式可操作地耦接到计算机系统1030的处理器1032以允许用户直接与计算机系统1030交互。hmi1040可以包括视频或字母数字显示器、触摸屏、扬声器、以及能够向用户提供数据的任何其他合适的音频和视觉指示器。hmi1040还包括能够接受来自用户的命令或输入并将录入的输入传输到处理器1032的输入设备和控件，诸如字母数字键盘、定点设备、小键盘、按钮、控制旋钮、麦克风等。
数据库1044可以驻留在大容量存储设备1036上，并且可以用于收集和组织由本文所述的各种系统和模块使用的数据。数据库1044可以包括数据和存储和组织数据的支持数据结构。具体地，数据库1044可以布置有任何数据库组织或结构，包括但不限于关系数据库、层次数据库、网络数据库或其组合。以处理器1032上的指令的形式执行的计算机软件应用程序形式的数据库管理系统可用于响应查询而访问存储在数据库1044的记录中的信息或数据，其中查询可以由操作系统1046其他应用程序1048或一个或多个模块动态确定和执行。
另外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种用于飞机的飞行控制系统，该飞行控制系统包括：
一个或多个处理器；以及
耦接到该一个或多个处理器的存储器，该存储器存储包括数据库和程序代码的数据，该程序代码在由该一个或多个处理器执行时使该飞行控制系统：
接收测量动态压力和估计迎角作为输入；
确定该测量动态压力的变化率；
将该测量动态压力qbar的变化率与动态压力阈值进行比较；
确定该估计迎角的变化率；
将该估计迎角的变化率与估计迎角阈值进行比较；以及
响应于确定该测量动态压力的变化率小于该动态压力阈值，并且该估计迎角的变化率大于该估计迎角阈值，确定已经发生第一共模气动事件。
条款2.根据条款1所述的飞行控制系统，还包括与该一个或多个处理器通信的多个皮托管，其中，该多个皮托管测量总压力。
条款3.根据条款2所述的飞行控制系统，其中，该第一共模气动事件是基于该多个皮托管中的大多数经历同时故障的同步共模气动事件。
条款4.根据条款2所述的飞行控制系统，其中，该一个或多个处理器执行指令以：
接收多个压力值作为输入，其中，该多个皮托管中的每一个对应于单独压力值；
通过相互比较该多个压力值来确定一个或多个堵塞的皮托管的存在，其中每个堵塞的皮托管处于故障状况；
响应于确定该故障状况，执行将该故障状况扩展时间间隔的时间延迟功能；以及
响应于确定该多个皮托管中的大多数在该时间间隔期间被阻塞，确定已经发生第二共模气动事件。
条款5.根据条款4所述的飞行控制系统，其中，该第二共模气动事件是在该多个皮托管在特定时间间隔期间在彼此偏移的时间间隔失效时发生的异步故障。
条款6.根据条款4所述的飞行控制系统，其中设置该时间间隔以捕获在该第二共模气动事件期间在该多个皮托管中发生的两个或更多个故障。
条款7.根据条款4所述的飞行控制系统，其中，该第一共模气动事件和该第二共模气动事件均表示快速共模气动事件。
条款8.根据条款2所述的飞行控制系统，其中，该动态压力阈值表示在该多个皮托管中的大多数经历故障时的该测量动态压力的变化率。
条款9.根据条款2所述的飞行控制系统，其中当该多个皮托管中的大多数经历故障时，该估计迎角阈值表示
条款10.一种用于飞机的飞行控制系统，该飞行控制系统包括：
一个或多个处理器；以及
与该一个或多个处理器通信的多个皮托管，其中，该多个皮托管测量总压力；
耦接到该一个或多个处理器的存储器，该存储器存储包括数据库和程序代码的数据，该程序代码在由该一个或多个处理器执行时使该飞行控制系统：
接收测量动态压力和估计迎角作为输入；
确定该测量动态压力的变化率；
将该测量动态压力的变化率与动态压力阈值进行比较；
确定该估计迎角的变化率；
将该估计迎角的变化率与迎角阈值进行比较；以及
响应于确定该测量动态压力的变化率小于该动态压力阈值，并且该估计迎角的变化率大于该估计迎角阈值，确定已经发生第一共模气动事件，其中，该第一共模气动事件是基于该多个皮托管中的大多数经历同时故障的同步共模气动事件。
条款11.根据条款10所述的飞行控制系统，其中，该一个或多个处理器执行指令以：
接收多个压力值作为输入，其中，该多个皮托管中的每一个对应于单独压力值；
通过相互比较该多个压力值来确定一个或多个堵塞的皮托管的存在，其中每个堵塞的皮托管处于故障状况；
响应于确定该故障状况，执行将该故障状况扩展时间间隔的时间延迟功能；以及
响应于确定该多个皮托管中的大多数在该时间间隔期间被阻塞，确定已经发生第二共模气动事件。
条款12.根据条款11所述的飞行控制系统，其中，该第二共模气动事件是在该多个皮托管在特定时间间隔期间在彼此偏移的时间间隔失效时发生的异步故障。
条款13.根据条款12所述的飞行控制系统，其中设置该时间间隔以捕获在该第二共模气动事件期间在该多个皮托管中发生的两个或更多个故障。
条款14.根据条款11所述的飞行控制系统，其中，该第一共模气动事件和该第二共模气动事件均表示快速共模气动事件。
条款15.根据条款10所述的飞行控制系统，其中，该动态压力阈值表示在该多个皮托管中的大多数经历故障时的该测量动态压力所经历的变化率。
条款16.根据条款10所述的飞行控制系统，其中，该估计迎角阈值表示在多个皮托管中的大多数经历故障时的估计迎角的变化率。
条款17.一种控制用于飞机的飞行控制系统的方法，该方法包括：
由计算机接收测量动态压力和估计迎角；
由该计算机确定该测量动态压力的变化率；
将该测量动态压力的变化率与动态压力阈值进行比较；
由该计算机确定该估计迎角的变化率；
将该估计迎角的变化率与迎角阈值进行比较；以及
响应于确定该测量动态压力的变化率小于该动态压力阈值，并且该估计迎角的变化率大于该估计迎角阈值，确定已经发生第一共模气动事件，
条款18.根据条款17所述的方法，还包括由多个皮托管测量总压力。
条款19.根据条款18所述的方法，还包括：
由该计算机接收多个压力值作为输入，其中，该多个皮托管中的每一个对应于单独压力值；
通过相互比较该多个压力值来确定一个或多个堵塞的皮托管的存在，其中每个堵塞的皮托管处于故障状况；
响应于确定该故障状况，执行将该故障状况扩展时间间隔的时间延迟功能；以及
响应于确定该多个皮托管中的大多数在该时间间隔期间被阻塞，确定已经发生第二共模气动事件。
条款20.根据条款18所述的方法，其中，该第一共模气动事件是基于该多个皮托管中的大多数经历同时故障的同步共模气动事件。
本公开的描述本质上仅是示例性的，并且不脱离本公开的主旨的变型意图在本公开的范围内。此类变化不应被视为背离本公开的精神和范围。
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