專利名稱：確定圍繞飛行器的氣流的總溫的方法
技術領域：
本發(fā)明涉及尤其是當飛行器在地面時確定圍繞飛行器的氣流的總溫 的方法。根據(jù)本發(fā)明的方法，總溫的確定考慮了靜溫的測量值以及總溫的 測量值。
本發(fā)明應用于航空領域，尤其是測量參數(shù)比如飛行器外部溫度參數(shù)的 領域。
背景技術：
在飛行器上，知道與飛行器的飛行有關的特定信息尤其是飛行器外部 溫度是很重要的。利用設置在飛行器外部結構中的專用探測器或者多功能 探測器來測量飛行器外部溫度。飛行器外部溫度通常由總溫或者靜溫給 出?？倻厥窃诖嬖趯囟戎诞a生影響的氣流的情況下，圍繞飛行器的氣流 的溫度。靜溫是在氣流對溫度值沒有任何影響的條件下，圍繞飛行器的氣 流的溫度。
傳統(tǒng)上，總溫是通過位于氣流中的一個或者多個探測器來測量的，并 根據(jù)所測量的總溫值來計算空氣的靜溫。用于測量總溫的探測器一般要么 是專用于測量溫度的自主式探測器，要么是與其他傳感器相聯(lián)而構成多功 能探測器的探測器。無論是自主式的還是多功能的，所述探測器安裝在飛 行器上，在飛行器外部，處于受到氣流影響的環(huán)境中。
尤其是在飛行時，由于空氣的酷冷溫度，探測器一般會被加熱，以避 免探測器結霜。尤其是，在多功能探測器的情況下， 一旦發(fā)動機啟動，就 自動開始了除霜。但是，對探測器的加熱必然導致發(fā)出熱量。所述熱量在 特定條件下會干擾探測器的測量。
更確切地說，當飛行器飛行時，在探測器周圍流動的氣流會4吏除霜熱 量散失。因此，除霜效果，也就是對探測器的加熱，是可表征的，因此是 可校正的。在這種情況下，探測器提供了精確的和一致的總溫。相反，當 飛行器在地面時，在飛行器周圍很少或者沒有氣流流動。因此對探測器加熱的熱量不能排出。因此，探測器會將所述加熱熱量計入，對總溫的測量 就會有偏差。
為了解決此問題，可以僅在氣流超過特定速度時才對總溫探測器進行 除霜。因此，只要飛行器在地面，就不對探測器進行除霜。但是，在這種 情況下，在地面時對總溫的測量將依賴于氣象務ff。事實上，在下雪或者 酷寒的情況下，當飛行器在地面時探測器有結霜的風險，探測器測量的值 就會有誤差。另夕卜，探測器還會受到與暴曬直接相關的溫差的影響。然而， 氣候條件導致的溫差不可表征，因而不可校正。
因此，無論所選擇的除霜4Hf為何(僅當不在地面時對探測器除霜， 或者永久地對探測器除霜)，當前的測量技術都不能保證對在地面時的總 溫進行可靠的測量。

發(fā)明內容
本發(fā)明正是為了彌補上述技術的缺陷。為此，本發(fā)明提出一種方法， 允許校正總溫的測量值，尤其是當飛行器在地面或者當飛行器的速度太小 而不足以產生足以使探測器的加熱熱量散失的氣流時。為此，本發(fā)明提出 測量靜溫，根據(jù)空速，使用靜溫和總溫的測量值，利用收斂規(guī)則來校正總 溫的測量值。
更準確地說，本發(fā)明涉及一種確定圍繞飛行器的氣流的總溫的方法， 其特征在于包括以下操作
一一測量靜溫參數(shù)，
一一測量總溫^，
一一確定氣流速度值，
一一確定根據(jù)所述氣流速度，基于所測量的靜溫M和所測量的總溫^lt 計算的總溫。
本發(fā)明可以包括以下特征中的一個或者多個
一一所計算的總溫對應于所測量的總溫或者所測量的靜溫，其在必要時按 照收皿則被進行了校正。
一一收皿則根據(jù)空速而有所不同。
一一在低速下，計算的總溫對應于測量的靜溫；
一一在高速下，計算的總溫對應于測量的總溫；
一一在中速下，計算的總溫用在給定時刻測量的靜溫和測量的總溫之間的 偏差進行了校正。
一一在飛行器的加速階段，計算的總溫為TAT計算(t"TAT羅(t)-ATV。 X (Vl-CAS(t))/(Vl-V0)，其中厶Tvo = TAT測量(U) — TAT計算(U)。
——在飛行器的減速階段，計算的總溫為TAT計算(t) = SAT測量(t)-ATv2X (t-tV2)/T收斂，其中AT" = SAT測量(tv2)畫TAT計算(Tv2)。
本發(fā)明還涉及包括實施上述方法的系統(tǒng)的飛行器。


圖1圖示了一些曲線示例，顯示了總溫的測量誤差隨空速的變化；
圖2圖示了根據(jù)空速和飛行器的飛行階段而應用的收斂規(guī)則的概要 圖表。
具體實施例方式
本發(fā)明涉及無論氣象條件和飛行器速度如何，都能確定圍繞飛行器的 氣流的總溫的方法。該方法尤其允許計算當飛行器在地面時圍繞飛^f亍器的 氣;充的總溫。
該確定總溫的方法包括測量總溫和測量靜溫的操作?？倻厥抢脤Ｓ?于測量總溫的探測器或者多功能探測器測得的參數(shù)。靜溫是利用專用的或 者多功能的靜溫探測器測得的M。根據(jù)隨空速而不同的收斂規(guī)則用靜溫 的測量值來校正總溫的測量值。換句話說，根據(jù)本發(fā)明，總溫是根據(jù)空速 使用測得的總溫和靜溫值被計算的。計算的總溫>#*1由飛行器上的計算 機確定的，更確切地說，是由ADIRU (大氣數(shù)據(jù)慣性基準組件)計算機 確定的?？账偈窃撚嬎銠C已知的參數(shù)。
本發(fā)明的方法考慮了總溫在低速下接近靜溫的事實。因此，在低速下 可以將總溫視為等于靜溫。這樣，在地面，當空氣在低速狀態(tài)下時，選擇 將用探測器測得的靜溫值近似為計算的總溫值。
相反，在高速狀態(tài)下，認為氣流足以消除除霜效應。因此選擇將總溫 探測器測得的總溫值近似為所計算的總溫值。 在中速狀態(tài)下，也就是當速度太小而不能保證氣流將熱量消散，但足 夠高從而使氣流仍對總溫有影響時，本發(fā)明的方法提出根據(jù)至少一個收斂 規(guī)則來計算總溫值。本發(fā)明的方法因此提出實現(xiàn)用靜溫測量值進行的近似 和直接考慮總溫測量值之間的過渡。這種過渡包括應用至少一種收斂規(guī) 則。
要應用的規(guī)則(也就是用靜溫測量值進行近似，直接考慮總溫測量值， 或者收斂規(guī)則)是根據(jù)空速相對于預定的固定速度(稱為"過渡速度") 來選擇的。
在本發(fā)明的一種優(yōu)選實施方式中，根據(jù)多個收斂規(guī)則來計算總溫。所 應用的規(guī)則是空速和飛行器飛行階段的函數(shù)。事實上，在地面，飛行器可 能處于停止狀態(tài)，或者處于起飛階段或者降落階段。在起飛階段，飛行器 加速。在降落階段，飛行器減速。根據(jù)飛行器是加速還是減速， 一個收斂 規(guī)則和另 一個收斂規(guī)則之間的過渡速度可以變化。
更確切地說，本發(fā)明的方法至少考慮兩個即低速和高速下的過渡速 度。低過渡速度對應于應用于低速的規(guī)則和應用于中速的規(guī)則之間的過渡 點。高過渡速度對應于應用于中速的規(guī)則和應用于高速的規(guī)則之間的過渡 點。
在低過渡值之下，靜溫足夠精確，足以將計算的總溫近似為測量的靜 溫。在高過渡速度以上，氣流足以消散除霜熱量，因此計算的總溫可以被 近似為測量的總溫值。經(jīng)過低過渡速度時，靜溫測量值仍然足夠精確，因 此計算測量的靜溫和測量的總溫之間的偏差就足以獲得要實施的校正幅 度。
低過渡速度和高過渡速度的值可以根據(jù)飛行器以及飛行器在被考慮 時刻所處的飛行階段而變化。尤其是，在起飛階段，也就是當飛行器處于
加速階段時，所選擇的低速為VO，高速為V1。在降落階段，也就是當飛 行器處于減速階段時，過渡速度為逸變V2。
在這些過渡速度vo、 V2和vi (它們是氣$射目對于飛行器的速度) 之間，建立了收皿則，允許以平滑的過渡從用測得的靜溫值進行的近似 過渡到用測量的總溫值進行的近似。事實上，由于一致性的原因，不可能 毫無過渡地從一種近似轉換為另 一種近似。在本發(fā)明中建立的收皿則確 保了這種過渡。
圖1圖示了一些曲線示例，展示了總溫的誤差(稱為TAT誤差)隨
空速的收斂。這些曲線表明，在低過渡速度VO或者V2以下，總溫的誤 差^艮大，從而不可能采用所測量的TAT值作為總溫值。這些曲線還表明， 空速越接近高過渡速度V1，則TAT的誤差愈收斂于0。從V1開始，則 可以將測量的總溫值近似為總溫。在低過渡ilJL V0或者V2之間，本發(fā) 明提出測量在給定的速度測量的靜溫和測量的總溫之間的偏差，并根據(jù)曲 線使該偏差收斂，使得在高過渡速度V1附近該偏差為零。所述收斂可以 根據(jù)空速，或者根據(jù)時間來實現(xiàn)，以考慮安裝靜溫探測器的區(qū)域中可能存 在的慣性。
這樣，可以按照如下方式，根據(jù)飛行器處于加速階段或者減速階段， 根據(jù)時間t來估計總溫度誤差
在加速階段
當空速低于低過渡速度V0時，則計算的總溫對應于測量的靜溫值， 因此有
丁AT計算(t) = SAI (t)，
其中TAT計算(t)是在時刻t計算的總溫，SAT測量(t)是在時刻t測量的靜溫。
在通過過渡速度VO時，可以按照如下方式根據(jù)靜溫確定測量的總溫 和計算的總溫之間的偏差ATvo:
△Tvo = 丁A丁測量(U) - 丁A丁計算(U)，
其中，TAT測量(tv。)是在通itil度V0的時刻測量的總溫。
這樣，在通過過渡速度VO時，可以確定測量的總溫和計算的總溫之 間的偏差。該偏差對應于測量的總溫和測量的靜溫之間的差。
對于低過渡速度V0和高過渡速度VI之間的速度，計算的總溫是從 空速和校正了偏差ATvo的測量的總溫確定的。計算的總溫因此為
TAT計算(t) = TAT湖糧(t) — ATv。 X (V1 -CAS(t))/(V1 -VO)，
其中CAS(t)是由飛行器計算機以節(jié)(noeuds)為單位給出的飛行器速度
(計算空速,Computer Air Speed )。
當iUL達到和超過高過渡速度Vl時，則計算的總溫對應于測量的總 溫。因此有
TAT計算(t) = TAT測量(t
在減速階段
當速度高于高過渡速度VI時，則計算的總溫對應于測量的總溫值， 因此有
丁A丁計算(t) = TAT測量(t)。
在通過低過渡速度V2時，可以按照如下方式確定計算的總溫和測量 的靜溫之間的偏差ATv2:
△Tv2 = SAT測量(tv2) - 丁AI計算(tv2), 其中，SAT測量(tv。)是在通itil度V2的時刻測量的靜溫。TAT計算(tv2)是在同
一時刻計算的總溫。
該偏差ATv2因此對應于測量的靜溫和測量的總溫之間的差。
在過渡速度V2以下，計算的總溫是從校正了偏差ATv2的測量的靜溫 按如下方式確定的
丁A丁計算(t) = SA丁測量(t)-厶丁v2 X (t國tv2)/T收斂， 其中，T收斂是向靜溫收斂的收斂期間。如果有后續(xù)的加速，而向靜溫的 收斂未終止，則計算的總溫一直根據(jù)該公式確定。在收斂期間以外，計算 的總溫基于測量的靜溫，即 丁A丁計算(t) = SA丁測量(t)。 圖2示出了不同的收皿則的概要圖表。該圖表呈現(xiàn)了根據(jù)飛行器飛 行階段(加速和減速)和空速可以應用的規(guī)則。
過渡速度V0、 VI和V2是根據(jù)飛行器以及氣候要素確定的固定值。 例如，過渡i!JLV0可以是70節(jié)(noeuds),過渡速度VI可以是100節(jié)。
過渡值的選擇應當考慮飛行器加速階段的具體要素，即飛行器處于加 速階段但是還沒有達到?jīng)Q斷速度(從決斷速JL^，就再也不能制動而必須 起飛)的情況。在這種情況下，飛行器可能同時處于加速階段和減速階段 的情形，尤其是如果飛行員由于還沒有達到?jīng)Q斷速度而選擇制動的話。在 這種情況下，重要的是過渡速度V2的選"^JH吏得其能夠改變以確定計算 的總溫。因此最好將過渡速度V2選擇為低于過渡速度VO。
在本發(fā)明的優(yōu)選實施方式中，當飛行器仍在地面時，高和低過渡速度 對應于所獲得的空速。當飛行器處于地面時，由于前述的對探測器除霜的
原因，本發(fā)明的方法的應用尤其有利。但是應注意，當飛行器飛行時，該 方法同樣適用。
權利要求
1. 一種確定圍繞飛行器的氣流的總溫的方法，其特征在于包括以下操作:——測量靜溫參數(shù)，——測量總溫參數(shù)，——確定氣流速度值，——確定根據(jù)所述氣流速度，基于所測量的靜溫參數(shù)和所測量的總溫參數(shù)計算的總溫。
2. 如權利要求1所述的方法，其特征在于，所計算的總溫對應于所 測量的總溫或者所測量的靜溫，其在必要時按照收皿則被進行了校正。
3. 如權利要求2所述的方法，其特征在于所述收皿則根據(jù)空速而 有所不同。
4. 如權利要求2或3所述的方法，其特征在于，在低速下，計算的 總溫對應于測量的靜溫。
5. 如權利要求2到4之一所述的方法，其特征在于，在高速下，計 算的總溫對應于測量的總溫。
6. 如權利要求2到5之一所述的方法，其特征在于，在中速下，用 在給定時刻測量的靜溫和測量的總溫之間的偏差對計算的總溫進行校正。
7. 如權利要求6所述的方法，其特征在于，在所述飛行器的加速階 段，計算的總溫為TAT計算(t)-TAT測量(t) —ATV。 x (Vl-CAS(t))/(Vl-V0)， 其中ATV0 = TAT測量(tv。) - TAT計算(U)。
8. 如權利要求6或7所述的方法，其特征在于，在所述飛行器的減 速階段，計算的總溫為TAT計算(t) = SAT t(t)-ATv2 x (t-tV2)/T收斂，其中 ATv2 = SAT測量(tv2)-TiVT計算(Ty2)。
9. 一種飛行器，包括實施根據(jù)前i^5L利要求之一所述方法的系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種確定圍繞飛行器的氣流的總溫的方法，包括以下操作測量靜溫參數(shù)，測量總溫參數(shù)，確定氣流速度值，確定根據(jù)所述氣流速度，基于所測量的靜溫參數(shù)和所測量的總溫參數(shù)計算的總溫。
文檔編號G01K13/02GK101384889SQ200780005321
公開日2009年3月11日 申請日期2007年2月1日 優(yōu)先權日2006年2月14日
發(fā)明者斯特凡·圣-阿羅曼, 瓦萊麗·布里韋, 菲利普·戈舍龍 申請人:空中客車法國公司