基于阻力模型估计飞行器空速的系统
阅读：203发布：2020-08-08
专利汇可以提供基于阻力模型估计飞行器空速的系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 申请 公开了一种用于估计 飞行器 的多个 空速 参数的系统和方法。该系统包括一个或多个处理器和耦合到该处理器的 存储器 。存储数据的存储器包括 数据库 和程序代码，当由一个或多个处理器执行程序代码时使系统接收多个操作参数，每个操作参数表示飞行器的操作状况。进一步使系统基于多个操作参数确定稳定轴阻 力 系数。稳定轴阻力系数量化在高速状态期间产生的飞行器的稳定轴阻力。使系统基于多个操作参数来确定 机体 轴线升力系数，机体轴线升力系数对应于沿着竖直机体轴线产生的飞行器的升力。还使该系统确定用于估算空速参数的动态压力。，下面是基于阻力模型估计飞行器空速的系统专利的具体信息内容。
1.一种用于估计用于持续计算飞行器(18)的空速的多个空速参数的系统(10)，所述系统(10)包括：
一个或多个处理器(32)；以及
耦合到所述一个或多个处理器(32)的存储器(34)，所述存储器(34)存储包括数据库(44)和程序代码的数据，当所述程序代码由所述一个或多个处理器(32)执行时使所述系统(10)：
接收每个都表示所述飞行器(18)的操作状况的多个操作参数(20)；
基于所述多个操作参数(20)确定稳定轴阻力系数(CD)，其中所述稳定轴阻力系数(CD)量化在高速状态期间产生的所述飞行器(18)的稳定轴阻力；
基于所述多个操作参数(20)来确定机体轴线升力系数(CL)，其中所述机体轴线升力系数(CL)对应于在低速状态期间沿竖直机体轴线产生的所述飞行器(18)的升力；
基于所述稳定轴阻力系数(CD)和所述机体轴线升力系数(CL)中的一个来估计动态压力(Qbar)；以及
基于所述动态压力(Qbar)估计所述多个空速参数。
2.根据权利要求1所述的系统(10)，其中使所述系统(10)确定所述飞行器(18)正在所述高速状态下操作是基于：
确定所述飞行器(18)的多个襟翼(28)被缩回；并且
响应于接收到具有大于约0.4的值的估计马赫数(MMDL)。
3.根据权利要求1或2所述的系统(10)，其中使所述系统(10)确定所述飞行器(18)正在所述低速状态下操作是基于：
确定所述飞行器(18)的多个翼片(28)未被缩回；或者
响应于接收到具有小于或等于约0.4的值的估计马赫数(MMDL)。
4.根据权利要求1或2所述的系统(10)，其中所述系统(10)确定：
响应于估计马赫数(MMDL)从低于约0.4的值增加到大于约0.4大约0.02余量的值，并且响应于多个襟翼(28)被缩回，迟滞逻辑确定所述飞行器(18)从所述低速状态转变到所述高速状态；以及
响应于所述估计马赫数(MMDL)减小到小于或等于约0.4约0.02余量的的值，迟滞逻辑确定所述飞行器(18)从所述高速状态转变到所述低速状态。
5.根据权利要求1或2所述的系统，其中使得所述系统(10)：
基于转换平滑算法(94)在动态压力(Qbardrag)和动态压力(Qbarlift)之间转变所估计的动态压力(Qbar)的值，其中所述转换平滑算法(94)在一段时间内逐渐改变所估计的动态压力(Qbar)的所述值。
6.根据权利要求1或2所述的系统(10)，其中所述空速参数包括所述飞行器(18)的估计马赫数(MMDL)、等效空速(VeasMDL)、冲击压力(QcMDL)、校准的空速(VcasMDL)和真实空速(VtMDL)。
7.根据权利要求1或2所述的系统(10)，其中所述多个操作参数(20)包括迎角(α)、侧滑角(β)、包括多个扰流器位置和方向舵位置的多个控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计马赫数(MMDL)。
8.根据权利要求7所述的系统(10)，其中所述稳定轴阻力系数(CD)被确定为：
CD＝CD1(α,MMDL)+CD2(Flap,MMDL)+CD3(Gear,MMDL)+CD4(Spoiler,α,MMDL)+CD5(stabilizer,α,MMDL)+CD6(rudder,β,MMDL)
其中Flap代表指示机翼(16)的后缘襟翼(28)的位置的所述襟翼位置，Gear代表所述起落架位置，Spoiler代表所述多个扰流器位置，stabilizer代表所述稳定器表面位置，rudder代表所述方向舵位置，并且基于保存在所述存储器(34)中的相应查找表来确定各个分量CD1-CD6。
9.根据权利要求1或2所述的系统(10)，其中所述系统(10)基于所述飞行器(18)的阻力模型估计高速动态压力(Qbardrag)，并且除非所述飞行器(18)在低速状态下操作，否则所述高速动态压力(Qbardrag)用于确定所述动态压力(Qbar)。
10.根据权利要求9所述的系统(10)，其中基于前向稳定轴推力分量TXS来确定所述高速动态压力(Qbardrag)，并且其中通过从涡轮喷气发动机的总发动机推力中减去所述涡轮喷气发动机的冲压阻力来确定所述前向稳定轴推力分量(TXS)。
11.一种估计用于持续计算飞行器(18)的空速的多个空速参数的方法，所述方法包括：
由计算机(30)接收每个都表示所述飞行器(18)的操作状况的多个操作参数(20)；
基于所述多个操作参数(20)由所述计算机(30)确定稳定轴阻力系数(CD)，其中所述稳定轴阻力系数(CD)量化在高速状态期间产生的所述飞行器(18)的稳定轴阻力；
基于所述多个操作参数(20)确定机体轴线升力系数(CL)，其中所述机体轴线升力系数(CL)对应于在低速状态期间沿竖直机体轴线产生的所述飞行器(18)的升力；
基于所述稳定轴阻力系数(CD)和所述机体轴线升力系数(CL)中的一个来估计动态压力(Qbar)；以及
基于所述动态压力(Qbar)估计所述多个空速参数。
12.根据权利要求11所述的方法，其包括确定所述飞行器(18)在所述高速状态下操作是基于：
确定所述飞行器(18)的多个襟翼(28)被缩回；并且
响应于接收到具有大于约0.4的值的估计马赫数(MMDL)；或者
确定所述飞行器(18)在所述低速状态下操作是基于：
确定所述飞行器(18)的多个襟翼(28)被缩回；或者
响应于接收到具有小于或等于约0.4的值的估计马赫数(MMDL)。
13.根据权利要求11或12所述的方法，其包括：
响应于估计马赫数(MMDL)从低于约0.4的值增加到大于约0.4大约0.02余量的值，并且响应于多个襟翼(28)被缩回，由迟滞逻辑确定所述飞行器(18)从所述低速状态转变到所述高速状态；以及
响应于所述估计马赫数(MMDL)减小到小于或等于约0.4大约0.02余量的值，由所述迟滞逻辑确定所述飞行器(18)从所述高速状态转变到所述低速状态。
14.根据权利要求11或12所述的方法，其包括基于转换平滑算法(94)在动态压力(Qbardrag)和动态压力(Qbarlift)之间转变所估计的动态压力(Qbar)的值，其中所述转换平滑算法(94)在一段时间内逐渐改变所估计的动态压力(Qbar)的所述值。
15.根据权利要求11或12所述的方法，其中所述多个操作参数(20)包括迎角(α)、侧滑角(β)、包括扰流器位置和方向舵位置的多个控制表面位置、稳定器表面位置、多个襟翼位置、起落架位置和估计马赫数(MMDL)；并通过以下等式来确定所述稳定轴阻力系数(CD)：
CD＝CD1(α,MMDL)+CD2(Flap,MMDL)+CD3(Gear,MMDL)+CD4(Spoiler,α,MMDL)+CD5(stabilizer,α,MMDL)+CD6(rudder,β,MMDL)
其中Flap代表指示机翼(16)的后缘襟翼(28)的位置的所述襟翼位置，Gear代表所述起落架位置，Spoiler代表所述多个扰流器位置，stabilizer代表所述稳定器表面位置，rudder代表所述方向舵位置，并且基于保存在所述计算机(30)的存储器(34)中的相应查找表来确定各个分量CD1-CD6。
基于阻力模型估计飞行器空速的系统
背景技术
[0001] 所公开的系统和方法涉及用于估计飞行器的空速的系统，并且更具体地涉及包括用于估计空速，尤其是在飞行器的高速状态下估计空速的模型的系统。
[0002] 皮托管或探针通常安装在交通工具上并且测量交通工具相对于交通工具在其中移动的流体的速度。在一个应用中，将皮托探针安装在飞行器上并且测量飞行期间飞行器相对于空气质量的速度。皮托管探针通常包括中空管，该中空管限定指向流体流动或交通工具运动方向的开口端。皮托探针的中空管包含流体，例如飞行器的情况下为空气。皮托管内的压力提供停滞压力测量值(也称为总压力)。该总压力与静态压力结合以便确定冲击压力，该静态压力通常在飞行器机身的不同位置处测量或者在组合式皮托静态压力探针的情况下在皮托探针侧测量。该冲击压力用于确定飞行器的空速。
[0003] 有时基于皮托探针的空速系统可以产生不正确的空速读数。不正确的读数可能由探针污染、探针损坏或维护问题等问题引起。探针污染的一些示例包括，但不限于，冰、火山灰和昆虫入侵。目前存在基于飞行器模型估计空速的系统，但是这些系统可能无法在某些类型的运行条件下稳健计算准确的空速。更具体地说，这些系统可能无法在高速飞行状态期间计算准确的空速，尤其是在跨音速马赫数时。而且，由系统计算的空速可能易受飞行器的感测迎角的变化影响。最后，即使在有可能计算精确空速的情况下，空速也可能容易受到升力模型的任何差异的影响。发明内容
[0004] 本公开涉及一种用于估计飞行器(尤其是在高速运行条件下)的空速的改进的系统。当飞行器的襟翼被缩回并且飞行器以大约0.4马赫或更高的速度行进时，该飞行器在高速状态下运行。
[0005] 在一个示例中，公开了一种用于估计飞行器的多个空速参数的系统。该系统包括一个或多个处理器和耦合到处理器的存储器。存储器存储包括数据库和程序代码的数据，所述程序代码在由一个或多个处理器执行时使系统接收多个操作参数，每个操作参数表示飞行器的操作状况。进一步使系统基于多个操作参数确定稳定轴阻力系数。稳定轴阻力系数量化在高速状态期间产生的飞行器的稳定轴阻力。使系统基于多个操作参数来确定机体轴线升力系数。机体轴线升力系数对应于在低速状态下沿着竖直机体轴线产生的飞行器的升力。还使该系统根据稳定轴阻力系数和机体轴线升力系数中的一个确定动态压力。还使该系统可以基于动态压力来估计多个空速参数。
[0006] 在另一个示例中，公开了一种估计飞行器的多个空速参数的方法。该方法包括通过计算机接收多个操作参数，每个操作参数表示飞行器的操作状况。该方法还包括由计算机基于多个操作参数确定稳定轴阻力系数。稳定轴阻力系数量化在高速状态期间产生的飞行器的稳定轴阻力。该方法还包括基于多个操作参数来确定机体轴线升力系数，所述机体轴线升力系数对应于在低速状态期间创建的沿着竖直机体轴线的飞行器升力。该方法包括基于稳定轴阻力系数和机体轴线升力系数中的一个来确定动态压力。最后，该方法包括基于动态压力估计多个空速参数。
附图说明
[0008] 图1是飞行器所公开的的空速计算系统的示例性原理框图；
[0009] 图2是图1所示的飞行器的外部的透视图，其中示出了基于在高速状态下运行的飞行器的稳定轴阻力；
[0010] 图3是由图1的空速计算系统使用的计算机系统的图示；
[0011] 图4是图1所示的空速计算系统的动态压力模块的示例性框图，其中动态压力模块包括阻力子模块和升力子模块；
[0012] 图5是图4所示的阻力子模块的示例性框图，其中阻力子模块包括阻力模型、推力模型和力计算块；
[0013] 图6是图5所示的阻力模型的详细视图；
[0014] 图7是图5所示的推力模型的详细视图；
[0015] 图8是图1所示的飞行器的外部的透视图，其中示出了基于在低速状态下运行的飞行器的机体轴线升力；
[0016] 图9是图4所示的升力子模块的示例性框图；以及
[0017] 图10是图4所示的逻辑子模块的示例性框图。
具体实施方式
[0018] 图1是所公开的空速系统10的示例性原理框图。空速系统10不依赖于传统的皮托探针测量结果而持续地估计飞行器18的空速参数。空速系统10接收多个运行参数20作为输入，这些运行参数中的每一个将在下面更详细地描述。操作参数20每个都表示飞行器18的特定操作状况。空速系统10包括动态压力模块22和空速参数估计模块24。动态压力模块22接收操作参数20作为输入，并基于输入估计动态压力Qbar值。空速参数估计模块24从动态压力模块22接收动态压力Qbar作为输入，并基于动态压力Qbar估计至少一个空速参数。具体而言，如下面更详细解释的，空速参数包括飞行器18的马赫数MMDL，当量空速VeasMDL，冲击压力QcMDL，校准空速VcasMDL和真实的空速VtMDL。空速参数被用于持续计算飞行器18的空速。
[0019] 输入到空速系统10中的操作参数20包括迎角α、侧滑角β、多个控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置、静态压力ps，发动机转速N1、总空气温度TTOT，飞行器重量W和加速或载荷因子。在一个示例中，可以使用压力高度hp而不是静态压力ps，并且可以使用发动机压力比EPR来代替发动机转速N1。飞行器18的控制表面包括但不限于副翼、襟副翼、方向舵、扰流器、升降机、配平设备和襟翼。控制表面位置表示飞行器18的可移动飞行控制表面的位置。在所描述的示例中，控制表面位置可以指代飞行器18的多个扰流器8(图2)和方向舵6(图2)的各个位置。
[0020] 现在参考图2，如在侧视图中所见，稳定器表面位置是水平稳定器14相对于飞行器18的机体12的安装角(incidence angle)的测量。襟翼位置指示机翼16的多个后缘襟翼28(图2)的位置。更具体地，襟翼位置指示后缘襟翼28是否处于缩回位置。在一个示例中，飞行器18包括三位置起落架手柄，其中三个位置是放下、收起和关闭。起落架的位置可以放下、收起，或如果起落架处于运输状态，则处于放下和收起中间的某个值。总空气温度TTOT也可以被称为停滞温度，并且通过安装在飞行器18上的总空气温度探针(未示出)来测量。
[0021] 载荷因子是飞行器18产生的总空气动力和推进力与飞行器18的总重量的比率。例如，在飞行器18的直线水平飞行期间，总升力等于总重量。因此，载荷因子是一个重力加速度。加速度或载荷因子由一个或多个加速度计确定。但是，许多类型的加速度计实际上测量的是载荷因子。如果加速度计确实测量加速度，则相应的载荷因子通过减去由于沿每个轴的重力而产生的加速度来计算。
[0022] 图2是当飞行器18在高速状态下操作时产生的稳定轴阻力模型的图示。下面将更详细地描述该高速状态。如图2所示，参数XB、YB和ZB分别代表飞行器18的x、y和z机体轴线，并且CG代表飞行器18的重心。迎角α在飞行器18的机体轴线XB和表示飞行器18的前向稳定轴的矢量XS之间被测得。前向稳定轴XS是飞行器18的空速方向XW在由x和z轴限定的平面上的投影。侧滑角β在飞行器18的前向稳定轴XS与空速方向XW之间被测量。
[0023] 回到图1，所有操作参数20可以作为来自传感器的输入。然而，有时，迎角α、侧滑角β和静态压力ps可以作为计算或估计值，而不是感测值。具体地，可以通过诸如静态端口的可靠静态源来测量静态压力ps，或者在另一个示例中，可以基于飞行器18的几何高度来计算静态压力ps。在一个非限制性示例中，几何高度可以从全球定位系统(GPS)获得。在一个示例中，迎角α可以从飞行器18的惯性测量中导出。然而，在另一种方法中，迎角α也可以由迎角传感器提供。侧滑角β可以由传感器测量，或者基于飞行器18的空气动力侧向力模型估计。在另一个示例中，侧滑角β从惯性测量中导出。
[0024] 继续参考图1，在一个示例中，空速系统10可以用作确定飞行器18的空速的主要源。在另一种方法中，空速系统10可以用作空速的独立源，并且用于监视空速的另一个源，例如皮托管。具体而言，空速系统10可用于确定皮托管(未示出)的准确性。在又一个示例中，空速系统10可以仅用作多个空速源中的一个。
[0025] 现在参考图3，空速系统10在一个或多个计算机设备或系统(例如示例性计算机系统30)上实现。计算机系统30包括处理器32、存储器34、大容量存储器设备36、输入/输出(I/O)接口38以及人机接口(HMI)40。计算机系统30经由网络26或I/O接口38可操作地耦合到一个或多个外部资源42。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可由计算机系统30使用的任何其他合适的计算机资源。
[0026] 处理器32包括选自微处理器、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、可编程逻辑器件、状态机、逻辑电路、模拟电路、数字电路或基于存储在存储器34中的操作指令来操作(模拟或数字)信号的任何其他设备的一个或多个设备。存储器34包括单个存储器设备或多个存储器设备，该存储器设备包括但不限于只读存储器(ROM)、随机存储器(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、高速缓冲存储器或能够存储信息的任何其他设备。大容量存储器设备36包括数据存储设备，例如硬盘驱动器、光盘驱动器、磁带驱动器、易失性或非易失性固态器件或能够存储信息的任何其他设备。
[0027] 处理器32在存在于存储器34中的操作系统46的控制下操作。操作系统46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(诸如存在于存储器34中的应用程序48)的计算机程序代码可以具有由处理器32执行的指令。在替代示例中，处理器32可以直接执行应用程序48，在这种情况下可以省略操作系统46。一个或多个数据结构49也存在于存储器34中，并且可以由处理器32、操作系统46或应用程序48使用以存储或操作数据。
[0028] I/O接口38提供将处理器32可操作地耦合到其他设备和系统(例如网络26或外部资源42)的机器接口。因此，应用程序48通过经由I/O接口38进行通信来与网络26或外部资源42协同工作，以提供包括本发明的示例的各种特征、功能、应用、过程或模块。应用程序48还包括由一个或多个外部资源42执行或以其他方式依赖于由计算机系统30外部的其他系统或网络组件提供的功能或信号的程序代码。实际上，考虑到可能的近乎无限的硬件和软件配置，本领域的普通技术人员将理解，本发明的示例可以包括位于计算机系统30的外部的应用程序，该应用程序分布在多个计算机或其他外部资源42中或者由提供作为网络26上的服务(例如云计算服务)的计算资源(硬件和软件)提供。
[0029] HMI 40以已知的方式可操作地耦合到计算机系统30的处理器32，以允许用户与计算机系统30直接交互。HMI 40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适合的音频和视频指示器。HMI 40还包括能够接受来自用户的命令和输入并将输入传送到处理器32的设备和控件，例如字母数字键盘、指点设备、小键盘、按钮、控制旋钮、麦克风等。
[0030] 数据库44可以存在于大容量存储设备36上，并且可以用于收集和组织由本文描述的各种系统和模块使用的数据。数据库44可以包括数据和存储并组织数据的支撑数据结构。尤其是，数据库44可以被布置有任何数据库组织或结构，任何数据库组织或结构包括但不限于，关系数据库、分层数据库、网络数据库或其组合。作为处理器32上的指令而执行的计算机软件应用程序形式的数据库管理系统可以用于响应于查询来访问存储在数据库44的记录中的信息或数据，其中可以由操作系统46、其他应用程序48或一个或多个模块动态地确定并执行查询。
[0031] 图4是示出图1中的动态压力模块22和空速参数估计模块24的框图。动态压力模块22包括子模块50、52、54。子模块50、52、54被示出为不同的部件，其可以指示模块化编程技术的使用。然而，软件设计可通过将多个模块的至少一些程序功能组合成单个模块来减小子模块50、52、54的区别程度。此外，归属于子模块50、52、54的功能可以以其他方式分布，或者可以分布在除了所描绘的那些之外的其他系统上。因此，本发明的示例不限于图4所示的系统或模块的具体布置。
[0032] 子模块50是阻力子模块50，其估算基于阻力的动态压力Qbardrag，基于阻力的动态压力Qbardrag基于飞行器18(图1)的阻力模型。除非飞行器18在低速状态下操作，否则基于阻力的动态压力Qbardrag用于确定动态压力Qbar。空速系统10响应于确定飞行器18的襟翼28(图2)被缩回并且响应于从空速参数估计模块24接收到具有大于约0.4的值的估计的马赫数MMDL而确定飞行器18在高速状态下操作。空速系统10响应于确定飞行器18的襟翼未被缩回或者替换地响应于从空速参数估计模块24接收到具有等于或小于约0.4的值的估计的马赫数MMDL而确定飞行器18在低速状态下操作。
[0033] 子模块52是升力子模块52，假设飞行器18在低速状态下操作，则其确定低速动态压力Qbarlift。逻辑子模块54是速度逻辑开关。如下面所解释的以及在图10中看到的，逻辑子模块54接收由阻力子模块50确定的高速动态压力Qbardrag和由升力子模块52确定的动态压力Qbarlift作为输入，并基于飞行器18(图1)的操作条件确定估计的动态压力Qbar。当空速系统10在高速状态和低速状态之间转换时，空速系统10的逻辑子模块54采用迟滞逻辑和转换平滑算法94来确定估计的动态压力Qbar。在下面更详细地描述迟滞逻辑和转换平滑算法94。
[0034] 空速参数估计模块24接收来自动态压力模块22的动态压力Qbar以及接收静态压力ps或压力高度hp作为输入。如下面所解释的，空速参数估计模块24基于输入确定飞行器的估计马赫数MMDL、等效空速VeasMDL、冲击压力QcMDL、校准的空速VcasMDL和真实空速VtMDL。如图4所示，估计马赫数MMDL作为反馈输入返回到动态压力模块22的子模块50、52。
[0035] 现在将讨论由阻力子模块50确定的动态压力Qbardrag的计算。图2示出了在高速运行条件下产生的飞行器18的稳定轴阻力D。如图2所示，前向稳定轴XS被指向沿着飞行器18的飞行方向在XBZB平面上的投影。换句话说，前向稳定轴XS与飞行器18的固定方向不相关联。图2还用虚线或假想线示出了稳定轴阻力D，其被指向与前向稳定轴XS相反的方向。
[0036] 图5是阻力子模块50的更详细的框图。现在参考图2和图5，阻力子模块50包括非线性稳定轴阻力模型60、稳定轴推力模型62和确定动态压力Qbardrag的力计算块64。图6是阻力子模块50的阻力模型60的详细框图。参考图5和图6，阻力模型60接收操作参数20作为输入，该操作参数20每个都表示飞行器18的操作条件，并且基于操作参数20确定稳定轴阻力系数CD。更具体地，阻力模型60接收迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计的马赫数MMDL(来自图4所示的空速参数估计模块24)作为输入。如下面更详细解释的，阻力模型60基于输入和多个分量CD1-CD6来确定稳定轴阻力系数CD。稳定轴阻力系数CD量化图2中所示的飞行器18的稳定轴阻力D，其中较低的稳定轴阻力系数CD指示较小的阻力。
[0037] 分量CD1-CD6是表格函数的输入(即迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计的马赫数MMDL)。如图6所示，稳定轴阻力系数CD由等式1确定为：
[0038] CD＝CD1(α,MMDL)+CD2(Flap,MMDL)+CD3(Gear,MMDL)+CD4(Spoiler,α,MMDL)+CD5(stabilizer,α,MMDL)+CD6(rudder,β,MMDL) 等式1
[0039] 其中Flap代表指示机翼16的后缘襟翼28(图2)的位置的襟翼位置，Gear代表起落架位置，Spoiler代表扰流器8(图2)的各种位置，stabilizer代表稳定器表面位置，rudder表示飞行器18的方向舵6(图2)的位置。基于保存在空速系统10(图3)的存储器34中的相应查找表来确定各个分量CD1-CD6。例如，分量CD1通过以下步骤确定：选取迎角α和估计的马赫数MMDL的特定值，在一个查找表上找到这些值，然后基于迎角α和估计的马赫数MMDL的特定值来确定分量CD1。此外，基于三维查找表来确定各个分量CD4-CD6。在可替代的示例中，分量CD1-CD6基于诸如多项式之类的数学函数来确定。
[0040] 继续参考图6，可以理解，稳定轴阻力系数CD的值随着飞行器18的马赫数进入跨音速区域(即在0.8至1.0之间)而增加。因此，即使在跨音速马赫数时，等式1也提供稳定轴阻力系数CD的相对准确的估计(即高达约5％)。此外，稳定轴阻力系数CD对迎角α相对不敏感，尤其是在较小的值时。因此，由空速系统10最后计算的所得空速对测量或确定迎角时的小误差不会过度敏感。具体来说，假设计算阻力和推力所用的参数存在误差，空速可以准确5％左右。
[0041] 稳定轴阻力系数CD的值不会变为零或变得可以忽略不计。因此，即使在正常载荷因子达到零重力的情况下，图6所示的模型也可以准确地估计空速。最后，当前可用的许多飞行器的稳定系数CD不受气动弹性或不稳定空气动力的显著影响。因此，等式1不包括这些影响的因子。然而，在一个示例中，为了考虑气动弹性或不稳定的空气动力，可以将附加项引入到等式1中，这可以提高稳定轴阻力系数CD的准确性。
[0042] 图7是图5中所示的推力模型62的详细视图。如图7所示，推力模型62包括发动机总推力模型块70、发动机冲压阻力模型72和确定前向稳定轴推力分量TXS的稳定轴推力块74。推力模型62接收发动机速度N1或发动机压力比EPR、静态压力ps或高度、总空气温度TTOT、马赫估计MMDL、迎角α和侧滑角β作为输入。另外，推力模型62还接收相对于机体轴线XB(图2)的发动机安装角因子xFCT和相对于轴线ZB(图2)的发动机安装角因子zFCT(图2)作为输入。发动机安装角因子xFCT、zFCT都是几何常数，并且是基于飞行器18的涡轮喷气发动机(未示出)的特定安装的固定值。
[0043] 飞行器涡轮喷气发动机(未在图中示出)的总推力是由飞行器涡轮喷气发动机的出口气流产生的推力。发动机总推力模型块70接收输入并确定两个总推力分量GXB和GZB。总推力分量GXB是相对于机体轴线XB(图2)的总推力，总推力分量GZB是相对于轴线ZB(图2)的总推力。总推力分量GXB基于等式2确定，并且总推力分量GZB基于等式3确定。等式2和等式3在下面列出：
[0044] GXB＝T1(N1,ps,MMDL,TTOT)xXFCT 等式2
[0045] GZB＝T1(N1,ps,MMDL,TTOT)zXFCT 等式3
[0046] 其中T1是发动机转速N1、静态压力ps、估计马赫数MMDL和总空气温度TTOT的表格函数。
[0047] 继续参考图7，发动机冲压阻力模型72确定冲压阻力RD。冲压阻力表示由进入飞行器18的涡轮喷气发动机(未示出)的进入空气的动量引起的阻力。冲压阻力RD由等式4确定，即：
[0048] RD＝T2(N1,ps,MMDL,TTOT) 等式4
[0049] 其中T2是发动机转速N1、静态压力ps、估计马赫数MMDL和总空气温度TTOT的表格函数。
[0050] 系统10的稳定轴推力块74通过从发动机总推力中减去冲压阻力来确定前向稳定轴推力分量TXS。冲压阻力是由进入飞行器18的涡轮喷气发动机的进入空气的动量引起的阻力，而发动机总推力是由飞行器涡轮喷气发动机产生的总推力。更具体地说，前向稳定轴推力分量TXS由等式5确定，即：
[0051] TXS＝GXBcosα+GZBsinα-RDcosβ 等式5
[0052] 回到图5，稳定轴阻力系数CD和前向稳定轴推力分量TXS都作为输入被力计算块64接收。力计算块64还接收飞行器重量W、加速度/载荷因子Nx、Nz、迎角α以及参考区域Sref作为输入。参考区域Sref表示机翼平面区域。然后，力计算块64确定当飞行器18在高速状态下操作时产生的动态压力Qbardrag。动态压力Qbardrag基于沿着稳定轴NXS的力。等式6确定沿稳定轴NXS的力，并且等式7确定在高速状态下产生的动态压力Qbardrag。
[0053] NXS＝NXcosα-NZsinα 等式6
[0054] Qbardrag＝(TXS-NXSW)/(CDSref) 等式7
[0055] 现在将讨论由升力子模块52确定的动态压力Qbarlift的计算。图8是当飞行器18在低速状态下操作时的机体轴线升力模型的图示。如图8所示，飞行器18的机体轴线升力L在基本上与轴线ZB相反的方向上形成。机体轴线升力L表示在水平飞行过程中通常与飞行器18的重量相反的力。应该理解的是，沿着轴线ZB的力相对于飞行器18的主体12是固定的。传统上，飞行器的升力矢量沿垂直于飞行方向的方向表示。
[0056] 图9是升力子模块52的图示。现在参考图8和图9，升力子模块52包括非线性机体轴线气动升力模块80、机体轴线推力模型82和力计算块84。如下面所描述的，气动升力模块80确定机体轴线升力系数CL，其对应于在飞行器18的低速操作期间产生的沿着竖直机体轴线ZB的升力L(图8)。
[0057] 现在参考图9，非线性机体轴线气动升力模块80基于迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计马赫数MMDL(来自如图4所示的空速参数估计模块24)来确定机体轴线升力系数CL。类似于稳定轴阻力系数CD，基于多个分量CL1-CL6来确定机体轴线升力系数CL。分量CL1-CL6是输入(迎角α、侧滑角β、控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计马赫数MMDL)的表格函数，并且基于等式8确定机体轴线升力系数CL为：
[0058] CL＝CL1(α,MMDL)+CL2(Flap,MMDL)+CL3(Gear,MMDL)+CL4(Spoiler,α,MMDL)+CL5(stabilizer,α,MMDL) 等式8
[0059] 机体轴线推力模型82基于等式9确定被称为TZB的机体轴线推进升力：
[0060] TZB＝GZB-RDsinαcosβ 等式9
[0061] 机体轴线升力系数CL和机体轴线推进升力TZB均作为输入被力计算块84接收。力计算块84还接收飞行器重量W、加速度/载荷因子Nz和参考区域Sref作为输入。然后，力计算块84确定当飞行器18在低速状态下操作时产生的动态压力Qbarlift。动态压力Qbarlift基于沿着机体轴线ZB的力。等式10将动态压力Qbarlift确定为：
[0062] Qbarlift＝(NZW+TZB)/(CLSref) 等式10
[0063] 返回图4，来自阻力子模块50的动态压力Qbardrag和来自升力子模块52的动态压力Qbarlift均由逻辑子模块54接收。如下面所解释的，逻辑子模块54基于动态压力Qbardrag或动态压力Qbarlif估计动态压力Qbar。换句话说，动态压力Qbar基于稳定轴阻力系数CD或机体轴线升力系数CL。图10是逻辑子模块54的图示。如图10所示，逻辑子模块54包括选择开关90，其用于选择动态压力Qbardrag或动态压力Qbarlift。应该理解的是，图10仅仅是逻辑子模块54的示例性示例。事实上，逻辑子模块54可以通过用于选择动态压力Qbar的源的各种方法来实现。例如，在另一个实施例中，也可以使用基于马赫数MMDL和襟翼位置的特定转换范围上的两个源值的加权平均的混合函数。
[0064] 继续参考图10，逻辑子模块54接收来自阻力子模块50的动态压力Qbardrag、估计马赫数MMDL，指示机翼16的后缘襟翼28的(图2)的位置的信号以及动态压力Qbarlift作为输入。该输入被发送到选择模块92。选择模块92响应于估计马赫数MMDL具有大于约0.4的值并且襟翼28处于缩回位置而生成指示为真的逻辑信号。所述真的信号指示飞行器18在高速状态下运行。响应于指示飞行器18(图1)在高速状态下操作的逻辑信号，开关90选择来自阻力子模块50的动态压力Qbardrag作为估计的动态压力Qbar。
[0065] 在所有其他条件下，飞行器18被确定为在低速状态下操作，并且选择块92将逻辑信号设置为假。更具体地，选择模块92响应于具有估计马赫数MMDL具有小于或等于约0.4的值或者响应于襟翼28未被缩回(即展开)而生成指示为假的逻辑信号。所述假的信号指示飞行器18正在低速状态下操作。响应于指示飞行器18正在低速状态下操作的逻辑信号，开关90选择来自升力子模块52的动态压力Qbarlift作为估计的动态压力Qbar。
[0066] 选择模块92还包括迟滞逻辑器。如果马赫数MMDL接近0.4的阈值，则迟滞逻辑器可基本上防止两个源之间的连续切换(toggling)。具体而言，响应于估计马赫数MMDL从低于约0.4的值增加到大于约0.4大约0.02余量的值，并且响应于襟翼28(图2)被缩回，滞后逻辑器将由选择模块92创建的逻辑信号从假变为真。因此，迟滞逻辑器确定飞行器18正从低速状态转变到高速状态。迟滞逻辑器用于确定马赫数从低于大约0.4的值变化到基本大于0.4的值，这又基本防止了连续的切换。类似地，响应于估计马赫数MMDL随后减少到小于或等于大约0.4大约0.02余量的值，迟滞逻辑器将由选择模块92创建的逻辑信号从真变为假。因此，迟滞逻辑器确定飞行器18正在从高速状态转变到低速状态。
[0067] 继续参考图10，开关90还包括转换平滑算法94。当估计的动态压力Qbar从一个源值转变为另一个时，转换平滑算法94提供平滑转换。具体地，估计的动态压力Qbar的值是基于转换平滑算法94在动态压力Qbardrag和动态压力Qbarlift之间转变的，其中转换平滑算法94在一段时间逐渐改变估计的动态压力Qbar的值。在动态压力值Qbardrag，Qbarlift之间转换的一段时间大约是几秒钟。转换平滑算法94可以基于任何数量的不同方法，例如但不限于瞬态自由转变。
[0068] 返回参考图4，估计的动态压力Qbar然后被发送到空速参数估计模块24。空速参数估计模块24然后确定空速参数，该空速参数包括飞行器18的估计马赫数MMDL、等效空速VeasMDL、冲击压力QcMDL、校准的空速VcasMDL以及真实空速VtMDL。空速参数用于持续计算飞行器18的空速。真实空速VtMDL表示相对于自由空气流的飞行器18的速度，并且等效空速VeasMDL是由当地空气密度校正的真实空速。基于冲击压力QcMDL来计算校准的空速VcasMDL。基于等式11来确定估计马赫数MMDL，基于等式12来确定等效空速VeasMDL，基于等式13来确定冲击压力QcMDL，基于等式14来确定校准的空速Vcas MDL，并且基于等式15来确定真实空速VtMDL：
[0069]
[0070]
[0071]
[0072]
[0073]
[0074] 其中等效空速VeasMDL、校准的空速VcasMDL和真实空速VtMDL均以海里/小时测量，动态压力Qbar和冲击压力QcMDL均以磅/平方英尺为单位，p0表示海平面上的标准日间压力，并且总空气温度TTOT用开尔文表示。
[0075] 通常参照附图，所公开的空速系统提供了用于估计空速的可靠方法，而不需要依赖于传统的皮托探针测量。如上文所解释的，空速系统包括可用于在飞行器的高速状态期间估计各种空速参数的阻力模型。因此，空速系统提供整个跨音速飞行包线中的空速参数的相对准确的估计。相反，仅基于升力模型的系统可能无法在高速飞行状态期间计算准确的空速，尤其是在跨音速马赫数时。另外，由仅基于升力模型的系统计算的空速可能易受高速下或当飞行器处于相对低的重量时飞行器的感测迎角的变化。与当前可用的基于升力的系统相比，所公开的空速系统还包括对迎角变化的敏感度降低。
[0076] 此外，本公开包括根据以下条款的示例：
[0077] 条款1.一种用于估计用于持续计算飞行器(18)的空速的多个空速参数的系统(10)，系统(10)包括：
[0078] 一个或多个处理器(32)；以及
[0079] 耦合到一个或多个处理器(32)的存储器(34)，该存储器(34)存储包括数据库(44)和程序代码的数据，当由所述一个或多个处理器(32)执行程序代码时促使系统(10)：
[0080] 接收每个都表示飞行器(18)的操作状况的多个操作参数(20)；
[0081] 基于多个操作参数(20)来确定稳定轴阻力系数(CD)，其中稳定轴阻力系数(CD)量化在高速状态期间产生的飞行器(18)的稳定轴阻力；
[0082] 基于多个操作参数(20)来确定机体轴线升力系数(CL)，其中该机体轴线升力系数(CL)对应于在低速状态下沿竖直机体轴线产生的飞行器(18)的升力；
[0083] 基于稳定轴阻力系数(CD)和机体轴线升力系数(CL)中的一个来估计动态压力(Qbar)；并且
[0084] 基于动态压力(Qbar)来估计多个空速参数。
[0085] 条款2.如条款1所述的系统(10)，其中使系统(10)确定飞行器(18)正在高速状态下操作是基于：
[0086] 确定飞行器(18)的多个襟翼(28)被缩回；以及
[0087] 响应于接收到估计的马赫数(MMDL)具有大于约0.4的值。
[0088] 条款3.如条款1所述的系统(10)，其中使系统(10)确定飞行器(18)正在低速状态下操作是基于：
[0089] 确定飞行器(18)的多个襟翼(28)未被缩回；或者
[0090] 响应于接收到估计的马赫数(MMDL)具有小于或等于约0.4的值。
[0091] 条款4.如条款1的系统(10)，其中系统(10)确定：
[0092] 响应于估计马赫数(MMDL)从低于约0.4的值增加到大于约0.4大约0.02余量的值，并且响应于多个襟翼(28)被缩回，迟滞逻辑确定飞行器(18)从低速状态转变到高速状态；并且
[0093] 响应于所估计的马赫数(MMDL)减小到小于或等于约0.4大约0.02余量的值，迟滞逻辑确定飞行器(18)从高速状态转变到低速状态。
[0094] 条款5.如条款1所述的系统，其中使系统(10)：
[0095] 基于转换平滑算法(94)在动态压力(Qbardrag)和动态压力(Qbarlift)之间转变估计动态压力(Qbar)的值，其中转换平滑算法(94)在一段时间内逐渐改变所估计动态压力(Qbar)的值。
[0096] 条款6.如条款1所述的系统(10)，其中空速参数包括飞行器(18)的估计马赫数(MMDL)、等效空速(VeasMDL)、冲击压力(QcMDL)、校准的空速(VcasMDL)和真实空速(VtMDL)。
[0097] 条款7.如条款1所述的系统(10)，其中多个操作参数(20)包括迎角(α)、侧滑角(β)，包括多个扰流器位置和方向舵位置的多个控制表面位置、稳定器表面位置、襟翼位置、起落架位置和估计的马赫数(MMDL)。
[0098] 条款8.如条款7的系统(10)，其中稳定轴阻力系数(CD)被确定为：
[0099] CD＝CD1(α,MMDL)+CD2(Flap,MMDL)+CD3(Gear,MMDL)+CD4(Spoiler,α,MMDL)+CD5(stabilizer,α,MMDL)+CD6(rudder,β,MMDL)
[0100] Flap代表指示机翼(16)的后缘襟翼(28)的位置的襟翼位置，Gear代表起落架位置，Spoiler代表多个扰流器位置，Stabilizer代表稳定器表面位置，rudder代表方向舵位置，并且基于保存在存储器(34)中的相应查找表来确定各个分量CD1-CD6。
[0101] 条款9.如条款1所述的系统(10)，其中系统(10)基于飞行器(18)的阻力模型来估计高速动态压力(Qbardrag)，并且其中除非飞行器(18)在低速状态下操作，否则高速动态压力(Qbardrag)用于确定动态压力(Qbar)。
[0102] 条款10.如条款9所述的系统(10)，其中基于前向稳定轴推力分量TXS来确定高速动态压力(Qbardrag)，并且其中前向稳定轴推力分量(TXS)通过从涡轮喷气发动机的总发动机推力中减去涡轮喷气发动机的冲压阻力来确定。
[0103] 条款11.一种估计用于持续计算飞行器(18)的空速的多个空速参数的方法，该方法包括：
[0104] 由计算机(30)接收每个都表示所述飞行器(18)的操作状况的多个操作参数(20)；
[0105] 由计算机(30)基于多个操作参数(20)来确定稳定轴阻力系数(CD)，其中稳定轴阻力系数(CD)量化在高速状态期间产生的飞行器(18)的稳定轴阻力；
[0106] 基于所述多个操作参数(20)来确定机体轴线升力系数(CL)，其中机体轴线升力系数(CL)对应于在低速状态期间沿竖直机体轴线产生的飞行器(18)的升力；
[0107] 基于稳定轴阻力系数(CD)和机体轴线升力系数(CL)中的一个来估计动态压力(Qbar)；以及
[0108] 基于动态压力(Qbar)来估计多个空速参数。
[0109] 条款12.如条款11所述的方法，其包括确定飞行器(18)在高速状态下操作是基于：
[0110] 确定飞行器(18)的多个襟翼(28)被缩回；以及
[0111] 响应于接收到具有大于约0.4的值的估计马赫数(MMDL)。
[0112] 条款13.如条款11所述的方法，其包括确定飞行器(18)在低速状态下操作是基于：
[0113] 确定飞行器(18)的多个襟翼(28)被缩回；或者
[0114] 响应于接收到具有小于或等于约0.4的值的估计马赫数(MMDL)。
[0115] 条款14.如条款11的方法，其包括：
[0116] 响应于估计马赫数(MMDL)从低于约0.4的值增加到大于约0.4大约0.02余量的值，并且响应于多个襟翼(28)被缩回，由迟滞逻辑确定飞行器(18)从低速状态转变到高速状态；以及
[0117] 响应于估计马赫数(MMDL)减小到小于或等于约0.4大约0.02余量的值，由迟滞逻辑确定飞行器(18)从高速状态转变到低速状态。
[0118] 条款15.如条款11所述的方法，其包括基于转换平滑算法(94)在动态压力(Qbardrag)和动态压力(Qbarlift)之间转变所估计的动态压力(Qbar)的值，其中转换平滑算法(94)在一段时间内逐渐改变估计的动态压力(Qbar)的值。
[0119] 条款16.如条款11所述的方法，其中空速参数包括飞行器(18)的估计马赫数(MMDL)、等效空速(VeasMDL)、冲击压力(QcMDL)、校准的空速(VcasMDL)和真实空速(VtMDL)。
[0120] 条款17.如条款11所述的方法，其中多个操作参数(20)包括迎角(α)、侧滑角(β)、包括扰流器位置和方向舵位置的多个控制表面位置、稳定器表面位置、多个襟翼位置、起落架位置和估计马赫数(MMDL)。
[0121] 条款18.如条款17所述的方法，其包括通过以下等式来确定稳定轴阻力系数(CD)：
[0122] CD＝CD1(α,MMDL)+CD2(Flap,MMDL)+CD3(Gear,MMDL)+CD4(Spoiler,α,MMDL)+CD5(stabilizer,α,MMDL)+CD6(rudder,β,MMDL)
[0123] 其中Flap代表指示机翼(16)的后缘襟翼(28)的位置的襟翼位置，Gear代表起落架位置，Spoiler代表多个扰流器位置，stabilizer代表稳定器表面位置，rudder代表方向舵位置，并且基于保存在计算机(30)的存储器(34)中的相应查找表来确定各个分量CD1-CD6。
[0124] 条款19.如条款11所述的方法，其包括基于飞行器(18)的阻力模型来估计高速动态压力(Qbardrag)，并且其中除非飞行器(18)在低速状态下操作，否则使用高速动态压力(Qbardrag)来确定动态压力(Qbar)。
[0125] 条款20.如条款19所述的方法，其包括基于前向稳定轴推力分量(TXS)来确定高速动态压力(Qbardrag)，其中通过从飞行器(18)的涡轮喷气发动机的总发动机推力中减去冲压阻力来确定前向稳定轴推力分量(TXS)。
[0126] 尽管本文中描述的设备和方法的形式构成了本发明的优选示例，但是应该理解，本发明不限于这些精确形式的装置和方法，并且可以在不脱离本发明的范围的情况下对其进行改变。
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