于如下各項中的每一個來確定與標(biāo)準(zhǔn)日的溫度偏差和與標(biāo)準(zhǔn)日的溫度直減率偏差:航空器的靜壓力、總壓力、總氣溫、慣性位置和慣性測量。
[0078]條款23.根據(jù)條款17所述的非暫時性計算機可讀介質(zhì)，其中，指令還命令處理器進行以下操作:
[0079]基于如下各項中的每一個來確定航空器的計算出的靜壓力時間歷史和計算出的壓力高度時間歷史:靜壓力、慣性位置、慣性測量、迎角、總壓力和總氣溫。
[0080]條款24.根據(jù)條款17所述的非暫時性計算機可讀介質(zhì)，其中，指令還命令處理器進行以下操作:
[0081 ] 確定航空器的計算出的校準(zhǔn)空速時間歷史和計算出的馬赫數(shù)時間歷史。
[0082]提供說明書摘要以允許讀者迅速地探知本技術(shù)公開的本質(zhì)。說明書摘要本著它將不被用來解釋或限制權(quán)利要求的范圍或意義的理解而提交。另外，在前面的【具體實施方式】中，可以看到出于使本公開合理化的目的各種特征被一起分組在各種實施方式中。本公開的方法將不被解釋為反映所要求保護的實施方式需要比各個權(quán)利要求中所明確地引用的更多特征的意圖。相反，如所附權(quán)利要求反映的，發(fā)明主題決不在于單個公開的實施方式的所有特征。因此，在此將所附權(quán)利要求并入到【具體實施方式】中，并且各個權(quán)利要求獨立作為單獨要求保護的主題。
[0083]雖然已經(jīng)示出和描述了本文所描述的本主題的特定方面，但是對于本領(lǐng)域技術(shù)人員而言將顯而易見的是，基于本文的教導(dǎo)，在不脫離本文所描述的主題及其更廣方面的情況下，可以做出各種改變和修改，并且因此，所附權(quán)利要求將在它們的范圍內(nèi)包含如在本文所描述的主題的真正范圍內(nèi)的所有這種改變和修改。此外，應(yīng)當(dāng)理解，本公開由所附權(quán)利要求來限定。因此，除根據(jù)所附權(quán)利要求及其等同物之外，本公開將不受限制。
【主權(quán)項】
1.一種用于確定航空器(10)的空速的空速計算系統(tǒng)，該空速計算系統(tǒng)包括: 靜壓力裝置(14)，該靜壓力裝置(14)被構(gòu)造為確定作用于所述航空器的靜壓力； 全球定位系統(tǒng)裝置(16)，該全球定位系統(tǒng)裝置(16)被構(gòu)造為確定所述航空器的慣性位置； 慣性測量單元裝置(18)，該慣性測量單元裝置(18)被構(gòu)造為確定所述航空器的慣性測量； 迎角裝置(20)，該迎角裝置(20)被構(gòu)造為確定所述航空器的迎角； 總壓力傳感器(22)，該總壓力傳感器(22)被構(gòu)造為確定所述航空器在所述航空器正在移動時經(jīng)受的總壓力； 總氣溫傳感器(24)，該總氣溫傳感器(24)被構(gòu)造為確定所述航空器在所述航空器正在移動時經(jīng)受的總氣溫； 至少一個處理器(26)，所述至少一個處理器(26)與所述靜壓力裝置(14)、所述全球定位系統(tǒng)裝置(16)、所述慣性測量單元裝置(18)、所述迎角裝置(20)、所述總壓力傳感器(22)和所述總氣溫傳感器(24)電子通信；以及 存儲器(28)，該存儲器(28)與所述至少一個處理器(26)電子通信，其中，所述存儲器包括用于由所述至少一個處理器(26)執(zhí)行的編程代碼(32)，并且所述編程代碼(32)被構(gòu)造為使用從如下各項中的每一個獲得的數(shù)據(jù)來確定所述航空器的空速:所述靜壓力裝置(14)、所述全球定位系統(tǒng)裝置(16)、所述慣性測量單元裝置(18)、所述迎角裝置(20)、所述總壓力傳感器(22)和所述總氣溫傳感器(24)。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述靜壓力裝置(14)包括拖錐(34)或靜壓力口 (36) ο3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述編程代碼(32)被構(gòu)造為使用從所述靜壓力裝置(14)獲得的數(shù)據(jù)來確定所述航空器的壓力高度時間歷史和靜壓力時間歷史(50)。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述編程代碼(32)被構(gòu)造為使用從所述慣性測量單元裝置和所述全球定位系統(tǒng)裝置￠4)獲得的數(shù)據(jù)來確定所述航空器的幾何高度時間歷史和飛行路徑角時間歷史。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述編程代碼(32)被構(gòu)造為使用從如下各項中的每一個獲得的數(shù)據(jù)來確定所述航空器的在虛擬俘獲靜態(tài)點(42)處的壓力高度和在虛擬俘獲靜態(tài)點(42)處的幾何高度(46):所述靜壓力裝置(62)、所述全球定位系統(tǒng)裝置(16)、所述慣性測量單元裝置(18)和所述迎角裝置(20)。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述編程代碼(32)被構(gòu)造為使用從如下各項中的每一個獲得的數(shù)據(jù)來確定與標(biāo)準(zhǔn)日的溫度偏差和與標(biāo)準(zhǔn)日的溫度直減率偏差(44):所述靜壓力裝置(14)、所述總壓力傳感器(22)、所述總氣溫傳感器(24)、所述全球定位系統(tǒng)裝置(16)和所述慣性測量單元裝置(18)。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述編程代碼(32)被構(gòu)造為使用從如下各項中的每一個獲得的數(shù)據(jù)來確定所述航空器的計算出的靜壓力時間歷史和計算出的壓力高度時間歷史(50):所述靜壓力裝置(14)、所述全球定位系統(tǒng)裝置(16)、所述慣性測量單元裝置(18)、所述迎角裝置(20)、所述總壓力傳感器(22)和所述總氣溫傳感器(24)。8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的空速計算系統(tǒng)，其中，所述航空器的通過所述編程代碼(32)所確定的所述空速包括:所述航空器的計算出的校準(zhǔn)空速時間歷史和計算出的馬赫數(shù)時間歷史(52) ο9.一種用于確定航空器的空速的方法，該方法包括以下步驟: 利用處理器基于如下各項中的每一個來確定所述航空器的所述空速(132):作用于所述航空器的靜壓力、所述航空器的慣性位置、所述航空器的慣性測量、所述航空器的迎角、所述航空器在所述航空器正在移動時經(jīng)受的總壓力、和所述航空器在所述航空器正在移動時經(jīng)受的總氣溫。10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，該方法還包括以下步驟: 使用拖錐(72)或靜壓力口(76)來確定作用于所述航空器的所述靜壓力。11.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，該方法還包括以下步驟: 基于所述航空器的原始靜壓力測量來確定所述航空器的壓力高度時間歷史和靜壓力時間歷史(70)。12.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，該方法還包括以下步驟: 基于所述航空器的所述慣性測量和所述慣性位置￠4)來確定所述航空器的幾何高度時間歷史和飛行路徑角時間歷史。13.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，該方法還包括以下步驟: 基于所述航空器的所述靜壓力(14)、所述慣性位置(18)、所述慣性測量(18)和所述迎角，來確定所述航空器的在虛擬俘獲靜態(tài)點(42)處的壓力高度和在虛擬俘獲靜態(tài)點處的幾何高度。14.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，該方法還包括以下步驟: 基于如下各項中的每一個來確定與標(biāo)準(zhǔn)日的溫度偏差和與標(biāo)準(zhǔn)日的溫度直減率偏差(44):所述航空器的所述靜壓力(14)、所述總壓力(22)、所述總氣溫(24)、所述慣性位置和所述慣性測量(18)。15.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，該方法還包括以下步驟: 基于如下各項中的每一個來確定所述航空器的計算出的靜壓力時間歷史和計算出的壓力高度時間歷史(50):所述靜壓力(14)、所述慣性位置、所述慣性測量(18)、所述迎角(20)、所述總壓力(22)和所述總氣溫(24)。
【專利摘要】本公開涉及一種用于航空器的空速計算系統(tǒng)，其用于確定航空器的空速。該空速計算系統(tǒng)包括靜壓力裝置、全球定位系統(tǒng)裝置、慣性測量單元裝置、迎角裝置、總壓力傳感器、總氣溫傳感器、至少一個處理器、和存儲器。所述至少一個處理器與存儲器、靜壓力裝置、全球定位系統(tǒng)裝置、慣性測量單元裝置、迎角裝置、總壓力傳感器和總氣溫傳感器電子通信。存儲器包括用于由所述至少一個處理器執(zhí)行的編程代碼。編程代碼被構(gòu)造為使用從如下各項中的每一個獲得的數(shù)據(jù)來確定航空器的空速：靜壓力裝置、全球定位系統(tǒng)裝置、慣性測量單元裝置、迎角裝置、總壓力傳感器和總氣溫傳感器。
【IPC分類】G01P5/00
【公開號】CN104914271
【申請?zhí)枴緾N201510050426
【發(fā)明人】J·羅
【申請人】波音公司
【公開日】2015年9月16日
【申請日】2015年1月30日
【公告號】CA2875708A1, EP2919018A1, US20150260749