DE102006010219A1

DE102006010219A1 - Verfahren und Vorrichtung zur Erweiterung des Nutzbereichs der Luftdatenparameterberechnung in bündig eingebauten Luftdatensystemen

Info

Publication number: DE102006010219A1
Application number: DE102006010219A
Authority: DE
Inventors: Dennis James Shakopee Cronin; Travis Jon Shakopee Schauer
Original assignee: Rosemount Aerospace Inc
Current assignee: Rosemount Aerospace Inc
Priority date: 2005-03-16
Filing date: 2006-03-06
Publication date: 2006-09-21
Also published as: GB2424285A; FR2883373B1; US20060212181A1; GB2424285B; GB0605207D0; FR2883373A1

Abstract

Ein Verfahren zur Berechnung eines Luftdatenparameters auf Systemebene für ein Flugzeug unter Verwendung eines bündig eingebauten Luftdatensystems beinhaltet die Messung lokaler statischer Drücke unter Verwendung der Drucksensoranschlüsse. Als Nächstes werden staudruckverursachende Bedingungen ermittelt. Auf der Basis der ermittelten staudruckverursachenden Bedingungen wird einer von mehreren unterschiedlichen Algorithmen zur Erzeugung eines staudruckabhängigen Parameters ausgewählt. Der staudruckabhängige Parameter wird dann unter Anwendung des ausgewählten Algorithmus erzeugt. Schließlich wird der Luftdatenparameter auf Systemebene als Funktion des erzeugten staudruckabhängigen Parameters berechnet. Ein bündig eingebautes Luftdatensystem enthält die bündigen Drucksensoranschlüsse für den statischen Druck und einen Luftdatencomputer, der für die Implementierung der Verfahrensschritte konfiguriert ist.

Description

Flush Air Data Systems (FADS; bündig eingebaute Luftdatensysteme) werden in zunehmendem Maße an Flugzeugen oder (bemannten oder unbemannten) Luftfahrzeugen eingesetzt oder vorgeschlagen. Ein FADS nutzt typischerweise verschiedene bündige oder teilbündige statische Druckanschlüsse an der Außenseite eines Flugzeugs zur Messung lokaler statischer Drücke in verschiedenen Positionen. Der Druck oder Druckwerte, die durch die einzelnen Anschlüsse gemessen werden, werden unter Anwendung einer bestimmten Algorithmenform(en) zu Systemluftdatenparametern (auf globaler oder Flugzeugebene) für das Flugzeug kombiniert. Beispiele dieser Systemluftdatenparameter für das Luftfahrzeug sind unter anderem der Anstellwinkel (AOA), der Schiebeflugwinkel (AOS), die Machzahl usw. Weitere bekannte Systemluftdatenparameter für das Flugzeug können auch aus Schätzwerten des statischen und des Gesamtdrucks und ihren Änderungsgeschwindigkeiten abgeleitet werden.

Als Beispiel weist ein herkömmliches FADS typischerweise etwa fünf am Flugzeug angeordnete Drucksensoranschlüsse auf, obwohl statt dessen auch andere Anschlußzahlen verwendet werden können. Idealerweise befindet sich einer von den Drucksensoranschlüssen in einer zur Messung des Gesamtdrucks P_t geeigneten Position, in der er an einer zur Luftströmung senkrechten Oberfläche angeordnet ist. Beispiele solcher Positionen sind unter anderem an der Nase oder Vorderkante eines Flügels des Flugzeugs. Die anderen vier Anschlüsse werden in verschiedenen Kombinationen benutzt, um ein Systemanstellwinkel(AOA-), Systemschiebeflugwinkel-(AOS-) und/oder statisches Drucksignal (P_s) (in Verbindung mit dem P_t-Signal) zu liefern, das den entsprechenden Luftdatenparameter charakterisiert. Zur Bereitstellung dieser Luftdatenparameter können viele verschiedene Algorithmen angewandt werden. Zum Beispiel können Algorithmen angewandt werden, die bei herkömmlichen Fünfloch-Kugelkopf-Luftdatenmeßsonden benutzt werden. Die Drücke oder Druckwerte können auch durch Anwendung einer bestimmten Form von Künstliche-Intelligenz-Algorithmen (KI-Algorithmen), zum Beispiel von neuronalen Netzen (NN), Support-Vektor-Maschinen (SVM) usw., kombiniert werden.

Bündig eingebaute Luftdatensysteme bieten zahlreiche Vorteile, die ihre Anwendung für bestimmte Flugzeuge oder in bestimmten Umgebungen wünschenswert machen. Zum Beispiel können die bündigen oder teilbündigen statischen Druckanschlüsse zu geringerem Luftwiderstand am Flugzeug als andere Typen von Drucksensorvorrichtungen führen. Außerdem erfahren die bündigen oder teilbündigen statischen Drucksensoranschlüsse eine geringere Vereisung als bestimmte andere Typen von Drucksensorvorrichtungen und benötigen daher weniger Energie für Enteisung/Vereisungsschutz. Zu den weiteren Vorteilen eines FADS kann zum Beispiel eine geringere Beobachtbarkeit als bei bestimmten Luftdatensystemen in Sondenausführung gehören.

Ein Problem bei FADS ist jedoch, daß ein brauchbares Gesamtdrucksignal P_t schwer zu gewinnen ist. Dies ist darauf zurückzuführen, daß bei Änderung der Fluglage eines Flugzeugs ein Anschluß, der unter Umständen einen Druck nahe dem Gesamtdruck P_t erfaßt hat (da er an einer zur entgegenkommenden Strömung senkrechten Oberfläche lag) nicht mehr die gleiche Orientierung aufweist. Dies führt zur Verminderung des erfaßten Drucks. In einigen Fällen kann der durch den Gesamtdruckanschluß erfaßte Druck sogar niedriger als der statische Druck P_s des Systems sein, der unter Verwendung einiger oder aller vier anderen Anschlüsse gemessen oder generiert wird.

Die Differenz zwischen Gesamtdruck und statischem Druck, die oft als Staudruck bezeichnet wird, kann sich daher von einem nominell positiven Wert zu einem negativen Wert ändern. Der gemessene Staudruck wird hier gewöhnlich mit q_cm bezeichnet. Zum Zweck der dimensionslosen Darstellung der gemessenen Drücke wird der Staudruck gewöhnlich im Nenner von Luftdatenberechnungen verwendet. Wenn daher der Staudruck sehr klein wird, kann sich der dimensionslose Wert aufblähen (ex trem groß werden) oder sogar unbestimmt werden, wodurch die Berechnung von Luftdatenparametern unzuverlässig wird.

Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung stellen Lösungen für diese und/oder andere Probleme bereit und bieten weitere Vorteile gegenüber dem Stand der Technik.

Ein Verfahren zur Berechnung eines Luftdatenparameters auf Systemebene für ein Flugzeug unter Verwendung eines bündig eingebauten Luftdatensystems beinhaltet die Messung lokaler statischer Drücke unter Verwendung der Drucksensoranschlüsse. Als Nächstes werden staudruckverursachende Bedingungen ermittelt. Auf der Basis der ermittelten staudruckverursachenden Bedingungen wird einer von mehreren unterschiedlichen Algorithmen für die Erzeugung eines staudruckabhängigen Parameters ausgewählt. Der staudruckabhängige Parameter wird dann unter Anwendung des ausgewählten Algorithmus generiert. Schließlich wird der Luftdatenparameter auf Systemebene als Funktion des generierten staudruckabhängigen Parameters berechnet.

Weitere Merkmale und Vorteile, die Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung charakterisieren, werden beim Durchlesen der nachstehenden ausführlichen Beschreibung und der Durchsicht der beigefügten Zeichnungen ersichtlich, die bevorzugte Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung veranschaulichen.
Die 1-1 und 1-2 zeigen schematische Darstellungen von bündigen Luftdaten-Drucksensoranschlüssen an einem Luftfahrzeug als Draufsicht bzw. Unteransicht in einem Ausführungsbeispiel.
2 zeigt ein Diagramm von Schiebeflugwinkel(AOS)-Signalen, die bei konstanten Flugzeuganstellwinkeln (AOA) unter Verwendung eines einzigen vorgegebenen statischen Drucksensoranschlusses erzeugt wurden, um eine Gesamtdruckmessung bereitzustellen.
3 zeigt ein Diagramm von Schiebeflugwinkel(AOS)-Signalen, die bei konstanten Flugzeuganstellwinkeln (AOA) unter Verwendung maximaler und minimaler statischer Drücke erzeugt wurden, um einen Staudruckmeßwert und einen Schätzwert des statischen Druckmeßwerts auf Systemebene bereitzustellen.
4 zeigt ein Ablaufdiagramm, das ein Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt.
5 zeigt ein Diagramm, das ein Anstellwinkelsignal (AOA-Signal) bei verschiedenen Anstellwinkeln (AOA) des Flugzeugs darstellt.
6 zeigt ein Diagramm, das einen staudruckabhängigen Parameter und seinen reziproken Wert gemäß einigen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung darstellt.
7 zeigt eine schematische Darstellung eines bündig eingebauten Luftdatensystems nach Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung.
Die 1-1 und 1-2 zeigen in Draufsicht bzw. Unteransicht schematische Darstellungen eines Flugzeugs oder Luftfahrzeugs 100, das ein bündig eingebautes Luftdatensystem (FADS) gemäß Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung verwendet. Bündig eingebaute Luftdatensysteme sind dem Fachmann allgemein bekannt. Aspekte eines derartigen FADS werden zum Beispiel in US-A-6 253 166, erteilt an Whitmore et al. am 26. Juni 2001, mit dem Titel "Stable Algorithm for Estimating Air Data from Flush Surface Pressure Measurements" (Stabiler Algorithmus zur Schätzung von Luftdaten aus bündigen Oberflächendruckmessungen) beschrieben. Weitere Beispiele von FADS oder Aspekte von FADS werden beschrieben in: (1) Air Data Sensing from Surface Pressure Measurements Using a Neural Network (Luftdatenerfassung aus Oberflächendruckmessungen unter Verwendung eines neuronalen Netzes), Method AIAA Journal, Bd. 36, Nr. 11, S. 2094–2101 (8) (1. November 1998) von Rohloff T. J., Angeles L., Whitmore S. A., und Catton I.; (2) Fault-Tolerant Neural Network Algorithm for Flush Air Data Sensing (Fehlertoleranter Neuronalnetz-Algorithmus für bündige Luftdatenerfassung), Journal of Aircraft, Bd. 36, Ausgabe 3, S. 541–549(9) (1.Mai 1999) von Rohloff T. J., Whitmore S. A., und Catton I.; (3) Fault Tolerance and Extrapolation Stability of a Neural Network Air-Data Estimator (Fehlertoleranz und Extrapolationsstabilität einer Neuronalnetz-Luftdatenschätzfunktion), Journal of Aircraft, Bd. 36, Ausgabe 3, S. 571–576(6) (1.Mai 1999) von Rohloff T. J. und Catton I., und (4) Failure Management Scheme for Use in a Flush Air Data System (Fehlerbehandlungs system zur Verwendung in einem bündig eingebauten Luftdatensystem), Aircraft Design 4, S. 151–162 (2001) von C. V. Srinatha Sastry, K. S. Raman und B. Lakshman Babu.
Das durch das Flugzeug 100 eingesetzte FADS weist in einem dargestellten Beispiel fünf bündige (oder teilbündige) Sensoranschlüsse 110 für den statischen Druck auf, die an verschiedenen Stellen an der Außenseite des Flugzeugs angeordnet sind. In diesen Figuren werden die Anschlüsse 110 mit 110-1 bis 110-5 bezeichnet. Die 1-1 und 1-2 stellen zwar zusammen fünf Sensoranschlüsse für den statischen Druck in bestimmten Positionen dar, aber die jeweilige Anzahl und die Positionen der Anschlüsse 110 können nach Wunsch für das jeweilige Flugzeug und die Anwendung variieren. Die vorliegende Erfindung ist daher nicht auf FADS mit fünf Sensoranschlüssen für den statischen Druck oder auf die in den 1-1 und 1-2 dargestellten besonderen Anschlußpositionen beschränkt.
Die einzelnen Anschlüsse 110 messen jeweils einen einzigen lokalen statischen Druckwert, der auf ihre entsprechenden Positionen an dem Flugzeug bezogen ist. Herkömmlicherweise wird einer von den Drucksensoranschlüssen 110 an einem Flugzeug 100 in einer Position angeordnet, die seine Verwendung zur Messung oder Schätzung des Gesamtdrucks Pt ermöglicht. Zum Beispiel kann der Anschluß 110-1, der einen Druckmeßwert P₁ liefert, diesen vorgesehenen Gesamtdruck-Sensoranschluß darstellen, wobei P₁ als Schätzwert für den Gesamtdruck P_t dient. Da sich dieser Anschluß in einer Mittelposition befindet, kann der von ihm gelieferte Druckmeßwert auch als P_c bezeichnet werden. Diese Bezeichnung wird in der untenstehenden Gleichung verwendet. Die anderen vier Anschlüsse sind herkömmlicherweise in verschiedenen Kombinationen verwendet worden, um ein Signal auf Systemebene für den Anstellwinkel (AOA), den Schiebeflugwinkel (AOS) und/oder den statischen Druck P_s (in Verbindung mit dem Pt-Signal) bereitzustellen, das den (die) entsprechenden Systemluftdatenparameter charakterisiert. Zum Beispiel kann das statische Drucksignal P_s ein mittlerer Druck P_i (für i zwischen 2 und 5) der Drücke P_i sein, die durch die Anschlüsse 110-2 bis 110-5 gemessen werden. Dann kann der Staudruck q_cm definiert werden, wie in Gleichung 1 dargestellt. qcm = Pc – P i (1)
Wie jedoch oben festgestellt wurde, kann mit einer Änderung der Orientierung des Flugzeugs der Meßwert für den Gesamtdruck P_t so weit reduziert werden, daß er nicht mehr als Schätzwert für den Gesamtdruck verwendbar bleibt. Wenn z. B. der Gesamtdruck-Meßwert von diesem Anschluß (z. B. dem Anschluß 110-1) annähernd gleich dem statischen Druck P_s (oder kleiner) wird, der unter Verwendung einiger oder aller vier anderen Anschlüsse (110-2 bis 110-5) gemessen oder berechnet wird, geht der Staudruck q_cm gegen null oder wird sogar negativ. Als Ergebnis können die berechneten Luftdatenparameter schnell extrem groß oder sogar unbestimmt werden, wodurch die Berechnung der Luftdatenparameter unzuverlässig oder unmöglich wird.
Gemäß ersten Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung werden zur Überwindung dieser Erscheinungen statt der Verwendung eines einzelnen bündigen Anschlusses für den statischen Druck als Anzeige für den Gesamtdruck P_t alle verfügbaren Anschlüsse betrachtet. In einer alternativen Ausführungsform können mehrere, aber weniger als alle verfügbaren Anschlüsse für die Verwendung bei der Bereitstellung der Anzeige des Gesamtdrucks Pt berücksichtigt werden, solange man nicht ausschließlich auf einen einzigen vorgegebenen Anschluß angewiesen ist, wie dies herkömmlicherweise der Fall war. In einer typischen Ausführungsform wird das Maximum der durch die Anschlüsse 110-1 bis 110-5 gemessenen Drücke P₁ bis P₅ als Gesamtdruck Pt verwendet. Dadurch wird sichergestellt, daß der Staudruck ein geeignet großer, positiver Wert bleibt. Außerdem ist bei Anwendung dieses Verfahrens das Staudrucksignal für alle Flugbedingungen stetig, d. h. in dem Staudrucksignal treten keine Unstetigkeiten auf. Durch Anwendung dieses Verfahrens kann der Staudruck q_cm definiert werden, wie in Gleichung 2 dargestellt. qcm = Pmax – Ps (2)
Darin bedeuten:

P_MAX: das Maximum der von den bündigen Anschlüssen 110-1 bis 110-5 gemessenen Drücke; und
P_s: den statischen Druck auf Systemebene, der nach irgendeinem gewünschten Verfahren berechnet oder gemessen wird.

In verschiedenen Ausführungsformen kann der in Gleichung 2 verwendete statische Druck P_s berechnet oder durch Anwendung anderer Verfahren ermittelt werden. Zum Beispiel kann dieser statische Druck der oben diskutierte mittlere Druck P_i sein, aber unter Verwendung des Mittelwerts über alle Anschlüsse berechnet werden, die zu irgendeinem gegebenen Zeitpunkt nicht den maximalen Druck P_MAX aufweisen (d. h. alle Anschlüsse, die gegenwärtig nicht als Gesamtdruck-Anschluß verwendet werden). In einer typischen Ausführungsform ist der in Gleichung 2 verwendete statische Druck P_s der minimale Druck P_MIN, der von den bündigen Anschlüssen 110-1 bis 110-5 zum jeweiligen Zeitpunkt gemessen wird. Mit dem so definierten P_s kann der Staudruck q_cm definiert werden, wie in Gleichung 3 dargestellt. qcm = PMAX – PMIN (3)
Die Anwendung dieser Lösungswege im Vergleich zum herkömmlichen Lösungsweg ist in den 2 und 3 dargestellt. 2 ist ein Diagramm, das AOS-Signale, die unter Verwendung eines einzigen Anschlusses für die Berechnung oder Schätzung des Gesamtdrucks Pt erzeugt werden, und einen Mittelwert über vier Anschlüsse für die Berechnung oder Schätzung des statischen Drucks P_s bei der Erzeugung von qcm darstellt. Die Berechnungen des AOS-Signals bei dem in 2 dargestellten Beispiel erfolgen über konstante AOA-Signale des Flugzeugs. Wie erkennbar, ist das Signal beim Schiebeflugwinkel (AOS) über bestimmte Bereiche sehr flach, was unerwünscht ist, da ein kleiner Anstieg keine genaue Bestimmung des wahren Schiebeflugwinkels (AOS) zuläßt. Mit anderen Worten, das Signal ist unempfindlich gegen den wahren Schiebeflugwinkel (AOS). Außerdem ist zu erkennen, daß Vorzeichenänderungen in den Anstiegen für verschiedene Anstellwinkel (AOA) sowie Positionen auftreten, wo das Schiebeflugwinkelsignal (AOS) wegen des extrem kleinen berechneten Staudrucks qcm unbestimmt wird (asymptotisch steil/groß wird).
In 3 wird im Gegensatz zu dem Diagramm von 2 ein Diagramm dargestellt, das AOS-Signale zeigt, die unter Verwendung der maximalen und minimalen Druckwerte P_MAX und P_MIN für den Gesamtdruck P_t bzw. des statischen Drucks P_s bei der Erzeugung von q_cm verwendet werden. Die Berechnungen des AOS-Signals bei dem in 3 dargestellten Beispiel erfolgen gleichfalls mit konstanten AOA-Werten des Flugzeugs. In diesem Fall ist das Signal über den dargestellten AOA- und AOS-Bereich viel monotoner. Außerdem wird das Signal nicht extrem groß, wie dies bei Anwendung des in 2 dargestellten herkömmlichen Verfahrens der Fall war. Die in 3 dargestellten Signale können daher viel leichter in einem Luftdatensystem verwendet werden.
In 4 ist ein Ablaufdiagramm 400 dargestellt, das eine Methode zur Berechnung eines Parameters auf Systemebene (d. h. auf globaler oder Flugzeugebene) für ein Flugzeug unter Verwendung eines FADS mit mehreren bündigen oder teilbündigen Drucksensoranschlüssen darstellt, die an dem Flugzeug angeordnet sind. Wie im Schritt 405 dargestellt, schließt das Verfahren die Messung lokaler statischer Drücke unter Verwendung der Drucksensoranschlüsse 110 ein. Dann schließt das Verfahren im Schritt 410 die Ermittlung staudruckverursachender Bedingungen ein. Zum Beispiel kann dieser Schritt die Bestimmung des Maximums der mehreren lokalen statischen Drücke aufweisen, wie oben beschrieben. Dies kann auch die oben beschriebene Bestimmung des Minimums der mehreren lokalen statischen Drücke einschließen. Weitere Ausführungsformen des Schritts 410 werden weiter unten beschrieben.
Nach der Ermittlung der staudruckverursachenden Bedingungen beinhaltet das Verfahren als Nächstes den Schritt 415 zur Auswahl eines von mehreren (mindestens zwei) verschiedenen Algorithmen (d. h. von Beziehungen und/oder Gleichungen und Implementierungsverfahren) zur Erzeugung eines staudruckabhängigen Parameters. Die Auswahl des Algorithmus erfolgt in Abhängigkeit von den ermittelten staudruckverursachenden Bedingungen. In der oben beschriebenen Ausführungsform kann dieser Schritt zum Beispiel die Auswahl eines Algorithmus einschließen, der das ermittelte Maximum des lokalen statischen Drucks als Gesamtdruck in der Berechnung des Staudrucks verwendet. Zu diesem Zweck kann die Auswahl der Algorithmen unter mehreren verschiedenen Algorithmen auch die Konfiguration eines einzigen Algorithmus sein (z. B. der Gleichungen 2 oder 3), der auf mehrere unterschiedliche Arten konfiguriert werden kann, um verschiedene Algorithmen zu erzeugen, indem ermittelt wird, welcher Druckanschluß den maximalen Druck P_MAX repräsentiert, und der Druck von diesem Anschluß in dem Algorithmus verwendet wird.
Schritt 415 kann außerdem die Auswahl des Algorithmus einschließen, der mindestens einen der übrigen lokalen statischen Drücke zur Schätzung des statischen Drucks P_s auf Systemebene (globaler oder Flugzeug-Ebene) bei der Berechnung des Staudrucks verwendet. Dies kann z. B. die Auswahl (einschließlich der Auswahl durch Konfiguration) eines Algorithmus einschließen, der das Minimum der übrigen lokalen statischen Drücke als statischen Druck P_s auf Systemebene verwendet, so daß der Staudruck als Funktion einer Differenz zwischen den ermittelten maximalen und minimalen lokalen statischen Drücken berechnet wird. Als Alternative kann dies die Auswahl (einschließlich der Auswahl durch Konfiguration) eines Algorithmus einschließen, der eine bestimmte konkrete Kombination der übrigen lokalen statischen Drücke (z. B. eine besondere Kombination zur Berechnung von P_i) als statischen Druck P_s auf Systemebene bei der Berechnung des Staudrucks verwendet. Weitere Ausführungsformen des Schritts 415 werden weiter unten beschrieben.
Als Nächstes wird, wie im Schritt 420 dargestellt, der staudruckabhängige Parameter unter Verwendung des einen oder der mehreren ausgewählten Algorithmen erzeugt. Zum Beispiel kann dieser Schritt in bestimmten Ausführungsformen die Berechnung des Staudrucks q_cm unter Verwendung des ausgewählten Algorithmus einschließen. In anderen Ausführungsformen kann dieser Schritt jedoch die Erzeugung eines Luftdatenparametersignals (z. B. eines Anstellwinkelsignals (AOA-Signals)) einschließen, das vom Staudruck qcm abhängig ist, beispielsweise durch dessen Aufnahme in einen Zähler oder Nenner der Gleichung. Derartige weitere Ausführungsformen werden weiter unten beschrieben. Schließlich beinhaltet das Verfahren im Schritt 425 die Berechnung des Systemluftdatenparameters (z. B. des Anstellwinkels (AOA), des Schiebeflugwinkels (AOS) usw.) als Funktion des erzeugten staudruckabhängigen Parameters. Dies kann durch Anwendung bekannter Methoden und Verfahren erreicht werden.
Wie oben erwähnt, können in anderen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung die dargestellten Schritte durch Anwendung anderer Beziehungen und Verfahren implementiert werden, um die mit sehr kleinen oder negativen Staudrücken verbundenen Probleme bei der Berechnung der Luftdatenparameter zu vermeiden. Zum Beispiel können bei Anwendung eines herkömmlichen Algorithmus die gemessenen Drücke P₁ bis P₅ kombiniert werden, um ein Luftdatenparametersignal zu bilden, das den Luftdatenparameter auf Systemebene für das Flugzeug charakterisiert. Als spezielleres Beispiel dafür können diese Drücke kombiniert werden, um ein Anstellwinkelsignal (AOA-Signal) dP_AOA zu bilden, das den Anstellwinkel (AOA) des Fahrzeugs charakterisiert. Es können auch weitere Luftdatenparametersignale berechnet werden, wie z. B. ein Schiebeflugwinkelsignal (AOS-Signal). Zu Erläuterungszwecken ist die Beschreibung dieser Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung hauptsächlich auf das AOA-Signal dP_AOA und das AOS-Signal dP_AOS beschränkt. Diese Signale haben die in den Gleichungen 4 und 5 dargestellte Form.
Das AOA-Signal dP_AOA ist gewöhnlich dem in 5 dargestellten Signal ähnlich, das auf eine Weise dargestellt wird, die für bestimmte Bedingungen eines bestimmten FADS typisch ist. Für diesen Fall geht dP_AOA/q_cm bei einem Anstellwinkel (AOA) von etwa 23° asymptotisch gegen ±∞. Dadurch wird das Signal für Anstellwinkel von mehr als 23° wegen der Unstetigkeit unbrauchbar. Andere FADS-Konfigurationen an dem gleichen oder einem anderen Flugzeug würden unter dem gleichen Problem leiden, aber vielleicht bei einem anderen Anstellwinkel (AOA).
Gemäß Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung kann zur Überwindung dieses Problems der reziproke Wert des AOA-Signals, q_cm/dP_AOA, von irgendeinem Punkt an verwendet werden, statt das AOA-Signal dP_AOA/q_cm für alle Anstellwinkel (AOA) zu verwenden. Für dieses konkrete Beispiel kann der reziproke Wert des AOA-Signals von einem AOA-Wert von etwa 20° aufwärts verwendet werden. Welches Signal zu verwenden ist, kann festgestellt werden, indem man sich zuerst den Wert von dP_AOA/q_cm ansieht. Wenn z. B. dP_AOA/q_cm kleiner ist als ein bestimmter vorgegebener Wert, dann wird zur Bestimmung des Flugzeuganstellwinkels (AOA) dP_AOA/q_cm verwendet. Andernfalls wird q_cm/dP_AOA verwendet.
6 zeigt ein Diagramm, das die Signale 601 bzw. 602 darstellt, die jeweils den zwei alternativen Algorithmen oder Verfahren, dP_AOA/q_cm bzw. q_cm/dP_AOA entsprechen und AOA-Bereiche generisch unterscheiden, in denen der jeweilige Algorithmus verwendet wird. Wie aus 6 erkennbar, wird auf AOA-Werte unterhalb eines bestimmten AOA-Schwellwerts (der durch das Bezugszeichen 605 bezeichnet wird) der erste Algorithmus oder das erste Verfahren (dP_AOA/q_cm) bei der Erzeugung des AOA-Signals 601 angewandt, und das AOA-Signal 601 wird bei Berechnungen von Luftdatenparametern verwendet. Der AOA-Schwellwert ist ein Anstellwinkel (AOA), der auftritt, bevor das AOA-Signal 601 asymptotisch gegen ±∞ geht. Für AOA-Werte oberhalb des Schwellwerts 605 wird der zweite Algorithmus oder das zweite Verfahren (q_cm/dP_AOA) bei der Erzeugung des AOA-Signals 602 angewandt, und das AOA-Signal 602 wird bei Berechnungen von Luftdatenparametern verwendet.
Wenn wir für den Augenblick nochmals auf das in 4 dargestellte Ablaufdiagramm 400 Bezug nehmen, ist erkennbar, daß der staudruckabhängige Parameter in den Schritten 415 und 420 aus den AOA-Signalen bestehen kann, die unter Anwendung der Algorithmen dP_AOA/q_cm oder q_cm/dP_AOA berechnet werden. Der Schritt 410 zur Ermittlung staudruckverursachender Bedingungen kann daher die Feststellung enthalten, ob das unter Anwendung eines ersten Algorithmus (z. B. dP_AOA/q_cm) berechnete Staudrucksignal einen Schwellwert übersteigt, oder ob ein durch das Signal angezeigter AOA-Wert einen AOA-Schwellwert überschritten hat. Der Schritt 415 kann dann die Wahl einschließen, welcher von den Algorithmen dP_AOA/q_cm oder q_cm/dP_AOA bei der Erzeugung des AOA-Signals anzuwenden ist, wobei die Auswahl auf dieser Schwellwertbestimmung basiert. Der Schritt 420 kann dann die Erzeugung des AOA-Signals unter Anwendung des gewählten Algorithmus einschließen.
In 7 ist schematisch eine Ausführungsform des FADS 700 dargestellt, die mehrere bündige (oder teilbündige) Sensoranschlüsse 110 für den statischen Druck und einen Luftdatencomputer 705 enthält. Die Anschlüsse 110 sind an verschiedenen Stellen an den Außenflächen eines Flugzeugs angeordnet, z. B. des in den 1-1 und 1-2 dargestellten Flugzeugs 100, um lokale statische Drücke zu messen. Ebenso wie bei der in den 1-1 und 1-2 dargestellten typischen Ausführungsform enthält in diesem Beispiel das FADS 700 fünf bündige Sensoranschlüsse für den statischen Druck (110-1 bis 110-5).
Der Luftdatencomputer 705 ist mit den Anschlüssen 110 gekoppelt und benutzt die gemessenen lokalen statischen Drücke zur Berechnung von Luftdatenparametern auf Systemebene (d. h. auf Flugzeugebene oder globaler Ebene), wie z. B. des Anstellwinkels (AOA), des Schiebeflugwinkels (AOS) usw. In Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung ist der Luftdatencomputer 705 so konfiguriert, daß er diese Berechnung durch Implementierung der Schritte des in 4 dargestellten Verfahrens für eine oder mehrere der beschriebenen Ausführungsformen durchführt, um die weiter oben beschriebenen Probleme, daß der Staudruck zu klein wird oder sogar einen negativen Wert annimmt, zu vermeiden oder zu minimieren. Zu Erläuterungszwecken ist der Luftdatencomputer 705 daher so dargestellt, daß er zustandsbestimmende Komponenten oder Module 710, die zur Implementierung des Schritts 410 konfiguriert sind, Komponenten oder Module 715 zur Wahl des Algorithmus für die Implementierung des Schritts 415 durch Auswahl eines Algorithmus 720 (einschließlich der Auswahl durch Konfiguration oder Rekonfiguration eines einzigen Algorithmus), Komponenten oder Module 725 für die Erzeugung eines staudruckabhängigen Parameters zur Implementierung des Schritts 420 und Komponenten oder Module 730 zur Berechnung von Luftdatenparametern für die Implementierung des Schritts 425 enthält. Der tatsächliche Schaltungsaufbau, gegebenenfalls einschließlich der Programmierung zur Implementierung dieser Komponenten oder Module, kann in einem von vielen verschiedenen Formaten erfolgen, zu denen geeignet programmierte Steuereinheiten und Mikroprozessoren, neuronale Netze, Support-Vektor-Maschinen und andere Typen von Komponenten gehören, die Algorithmen der Künstlichen Intelligenz (KI-Algorithmen) implementieren. Diese verschiedenen Komponenten oder Module sind zwar in dem Luftdatencomputer 705 dargestellt, aber es versteht sich, daß einige oder alle von diesen Funktionen durch die gleichen, geeignet konfigurierten Schaltungskomponenten implementiert werden können.
Die vorliegende Erfindung ist zwar unter Bezugnahme auf bevorzugte Ausführungsformen beschrieben worden, aber Fachleute werden erkennen, daß Änderungen in Form und Detail vorgenommen werden können, ohne vom Grundgedanken und vom Umfang der Erfindung abzuweichen.

Claims

Verfahren zur Berechnung eines Luftdatenparameters auf Systemebene für ein Flugzeug unter Verwendung eines bündig eingebauten Luftdatensystems mit mehreren bündigen oder teilbündigen Drucksensoranschlüssen, die an einem Flugzeug angeordnet sind, wobei das Verfahren aufweist: Messen eines lokalen statischen Drucks unter Verwendung jedes der mehreren Drucksensoranschlüsse, um mehrere lokale statische Drücke zu erhalten; Ermitteln staudruckverursachender Bedingungen; Auswahl eines von mehreren unterschiedlichen Algorithmen zur Erzeugung eines staudruckabhängigen Parameters als Funktion der ermittelten staudruckverursachenden Bedingungen; Erzeugen des staudruckabhängigen Parameters unter Anwendung des einen unter mehreren unterschiedlichen Algorithmen ausgewählten Algorithmus; und Berechnen des Luftdatenparameters auf Systemebene als Funktion des erzeugten staudruckabhängigen Parameters.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Ermittlung staudruckverursachender Bedingungen ferner die Bestimmung eines Maximums der mehreren lokalen statischen Drücke aufweist.
Verfahren nach Anspruch 2, wobei die Auswahl des einen von den mehreren unterschiedlichen Algorithmen ferner die Auswahl eines Algorithmus aufweist, der das ermittelte Maximum der mehreren lokalen statischen Drücke als Gesamtdruck in einer Staudruckberechnung verwendet.
Verfahren nach Anspruch 2, wobei die Auswahl des Algorithmus, der das ermittelte Maximum der mehreren lokalen statischen Drücke als Gesamtdruck in der Staudruckberechnung verwendet, ferner die Auswahl eines Algorithmus aufweist, der mindestens einen der mehreren übrigen lokalen statischen Drücke zum Schätzen des statischen Drucks auf Systemebene zum Gebrauch in der Staudruckberechnung verwendet.
Verfahren nach Anspruch 4, wobei die Ermittlung staudruckverursachender Bedingungen ferner die Bestimmung eines Minimums der mehreren lokalen statischen Drücke aufweist.
Verfahren nach Anspruch 5, wobei die Auswahl des Algorithmus, der mindestens einen der mehreren übrigen lokalen statischen Drücke zum Schätzen des statischen Drucks auf Systemebene zur Verwendung in der Staudruckberechnung verwendet, ferner die Auswahl eines Algorithmus aufweist, der das Minimum der lokalen statischen Drücke als statischen Druck des Flugzeugs auf Systemebene in der Staudruckberechnung verwendet, so daß der Staudruck als Funktion einer Differenz zwischen dem ermittelten Maximum und Minimum der mehreren lokalen statischen Drücke berechnet wird.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Ermittlung staudruckverursachender Bedingungen ferner die Feststellung aufweist, ob der Luftdatenparameter auf Systemebene einen Schwellwert überschritten hat.
Verfahren nach Anspruch 7, wobei die Auswahl des einen von mehreren unterschiedlichen Algorithmen zur Erzeugung des staudruckabhängigen Parameters ferner die Auswahl eines Algorithmus unter einem ein Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus und einem dazu reziproken ein Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus aufweist, in Abhängigkeit davon, ob der Luftdatenparameter auf Systemebene den Schwellwert überschritten hat.
Verfahren nach Anspruch 8, wobei der Luftdatenparameter auf Systemebene ein Flugzeuganstellwinkel (AOA) ist.
Verfahren nach Anspruch 9, wobei der Schritt zur Auswahl eines ein Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus oder eines dazu reziproken ein Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus die Auswahl zwischen einem auf der Beziehung dP_AOA/q_cm basierenden Algorithmus und einem auf der Beziehung q_cm/dP_AOA basierenden Algorithmus aufweist.
Bündig eingebautes Luftdatensystem (FADS), das aufweist: mehrere bündige oder teilbündige Drucksensoranschlüsse für statischen Druck, die an einem Flugzeug angeordnet sind und jeweils einen von mehreren gemessenen statischen Druckwerten liefern; einen Luftdatencomputer, der so konfiguriert ist, daß er die Luftdatenparameterberechnungsschritte implementiert, die aufweisen: Ermitteln staudruckverursachender Bedingungen; Auswahl eines von mehreren unterschiedlichen Algorithmen zur Erzeugung eines staudruckabhängigen Parameters als Funktion der ermittelten staudruckverursachenden Bedingungen; Erzeugen des staudruckabhängigen Parameters unter Anwendung des ausgewählten einen Algorithmus von den mehreren unterschiedlichen Algorithmen; und Berechnen des Luftdatenparameters auf Systemebene als Funktion des erzeugten staudruckabhängigen Parameters.
FADS nach Anspruch 11, wobei die Ermittlung der staudruckverursachenden Bedingungen ferner die Bestimmung eines Maximums der mehreren lokalen statischen Drücke aufweist.
FADS nach Anspruch 12, wobei die Auswahl des einen von den mehreren unterschiedlichen Algorithmen ferner die Auswahl eines Algorithmus aufweist, der das ermittelte Maximum von den mehreren lokalen statischen Drücken als Gesamtdruck in einer Staudruckberechnung verwendet.
FADS nach Anspruch 13, wobei die Ermittlung der staudruckverursachenden Bedingungen ferner die Bestimmung eines Minimums der mehreren lokalen statischen Drücke aufweist.
FADS nach Anspruch 14, wobei die Auswahl des Algorithmus, der das ermittelte Maximum der mehreren lokalen statischen Drücke als Gesamtdruck in der Staudruckberechnung verwendet, ferner die Auswahl eines Algorithmus aufweist, der das Minimum der lokalen statischen Drücke als statischen Druck des Flugzeugs auf Systemebene in der Staudruckberechnung verwendet, so daß der Staudruck als Funktion einer Differenz zwischen dem ermittelten Maximum und Minimum der mehreren lokalen statischen Drücke berechnet wird.
FADS nach einem der Ansprüche 11 bis 15, wobei die Ermittlung der staudruckverursachenden Bedingungen ferner die Feststellung aufweist, ob der Luftdatenparameter auf Systemebene einen Schwellwert überschritten hat.
FADS nach Anspruch 16, wobei die Auswahl des einen von mehreren unterschiedlichen Algorithmen zur Erzeugung des staudruckabhängigen Parameters ferner die Auswahl zwischen einem das Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus und einem dazu reziproken das Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus in Abhängigkeit davon aufweist, ob der Luftdatenparameter auf Systemebene den Schwellwert überschritten hat.
FADS nach Anspruch 17, wobei der Luftdatenparameter auf Systemebene ein Flugzeuganstellwinkel (AOA) ist.
FADS nach Anspruch 18, wobei der Schritt zur Auswahl eines das Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus und eines dazu reziproken das Luftdatenparametersignal erzeugenden Algorithmus die Auswahl zwischen einem auf der Beziehung dP_AOA/q_cm basierenden Algorithmus und einem auf der Beziehung q_cm/dP_AOA basierenden Algorithmus aufweist.