[发明专利]校验飞行器迎角探测器的测量值一致性的方法和装置

说明书

技术领域

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(se bloquer)、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S_α。

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“Air Data Inertial Reference Unit”，即大气数据惯性基准单元)单元的ADR(英文术语“Air Data Reference”，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EP 1 354 212 B1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EP 1 354 212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。

发明内容

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；