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专利名称：确定代表空气参数的数据的电子电路和包括这类电路的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及确定航空器周围的空气参数的代表数据的电子电路和包括这类电路的系统。
背景技术：
已知考虑到来自空气参数(如总压力、静压力或温度)的测量的多个冗余源的数据和在这些数据中选择最终将例如在发动机控制计算机内部被使用的数据(通常在此情形下出于确定参数如标准海拔、马赫数和实感温度与标准温度之间的温差的目的)。执行这些操作的系统例如在专利申请FR 2 850 356和FR 2 916 290中进行过描述。在这些系统中，借助于源之间的大量比较，选择逻辑的稳健性得到改进。此外，为遵循发动机的隔离限制而这些系统始终考虑选择将在发动机控制计算机中被使用的数据， 这会导致得出一种相对复杂的设计，这种设计要么要求精确信息的交换(每一信息均与来自一机身源的一数据相关)，要么要求比较结果的交换。

发明内容
本发明因此旨在简化系统的设计，同时允许保持良好的稳健性并能遵循发动机的隔离限制。特别地为此，本发明提出一种确定航空器周围的空气的参数的代表数据的电子电路，其特征在于，所述电子电路包括-从多个源接收代表参数测量值的相应多个测量数据的接收部件；-根据测量数据确定代表参数的数据的确定部件；-向与航空器发动机相关联的计算机发送代表参数的数据的发送部件。借助于通过从不同源接收的数据进行的比较，这类电子电路的使用允许仅交换代表参数的数据(这简化了设计)同时保证较大的稳健性。这种解决方案的简易性便于多个参与者对运行的理解，和因此允许避免有负面影响的错误。确定部件例如包括测量数据的比较部件和在测量数据中选择代表参数的数据的选择部件。因而可以设置使得，比较部件和选择部件能够对于多个测量数据中的至少某些数据来确定相符合的其它测量数据数，和能够在这样的数据中选择代表参数的数据对于这样的数据，相符合的其它数据数是最大的。这种选择逻辑本身也结合有稳健性又有简易性。所述某些数据例如是从与航空器机身相关联的源所接收的数据，以便在大部分时间能够对于不同的发动机选择同一源(由于发动机的隔离限制，对于利用发动机的源来说这是不可能的)。发送部件典型地能够通过航空器的通信总线发送代表参数的数据(其用于发动机的控制计算机)。根据所选定的设计，本发明提出确定代表航空器周围的空气的参数的数据的一种确定系统，其特征在于，所述系统包括-多个源，每个源能够发送代表参数一测量值的一测量数据；-确定电子电路，所述电子电路能够接收通过多个源发送的测量数据，能够根据所接收的测量数据确定代表参数的数据和能够发送代表参数的数据；-控制计算机，控制计算机与航空器发动机相关联，并且能够接收发送的数据和能够根据所发送的数据控制发动机。根据第一实施方式，多个源(实际上例如至少三个)中的每个源位于航空器机身处，这允许避免在发动机处布置源。根据第二实施方式，多个源中的至少一源位于发动机处。该源因而可在确定所选择的数据时如果出现问题的情况下被使用。在此背景下可考虑使多个源中的另一源位于航空器的另一发动机处。确定系统还可包括-另一确定电子电路，该另一电子电路能够接收通过多个源发送的测量数据，能够在所接收的测量数据中选择一数据和能够发送所选择的数据；-另一控制计算机，该另一控制计算机与航空器的另一发动机相关联，并且能够接收通过另一电子电路发送的数据和能够根据所接收的数据控制另一发动机。因此遵循发动机的隔离准则。本发明还提出包括这类系统的航空器。


通过阅读参照附图进行的接下来的描述，本发明的其它特征和优点将更好地得到展示，附图中-图1示出根据本发明的第一实施例的空气数据处理系统；-图2示出在图1的系统中的数据选择逻辑；-图3示出根据本发明的第二实施例的空气数据处理系统；-图4示出在图3的系统中的数据选择逻辑。
具体实施例方式图1示出在航空器中的空气数据处理系统的主要元件。这类系统特别是允许在来自冗余源的多个数据中选择空气参数的代表数据，以便例如在发动机控制的范围中使用所选择的数据。该系统首先包括位于航空器机身处的多个计算机-与位于机身上的一些源相关联的三个计算机12、14、16，它们通常被称为大气数据惯性基准单元 ADIRU(即指"Air Data and Inertial Reference Unit”)；-综合备份仪表系统ISIS (即指Integrated Standby Instrument System”)类型的计算机18，该计算机处理备份空气数据源；-通用计算机20、22，例如核心处理输入/输出组件CPIOM(指“CoreProcessing Imput/Output Module")类型的，其这里特别允许在前述计算机所接收的数据中选择一数据，如在下文中将进行细述的。这里将除发动机以外的所有航空器部分视为航空器机身，而无论所述发动机是涉及由机翼承载的发动机还是涉及位于机尾处的发动机。出于在本描述范围内的它们各自的功能，将CPIOM类型的计算机称为“选择计算机” 20、22，将ADIRU和ISIS类型的计算机称为“测量计算机” 12、14、16、18，此外并不排除这些计算机实际上可实现其它的功能。每个测量计算机ADIRUl 12、ADIRU2 14、ADIRU3 16和ISIS 18，根据通过与计算机相关联的和位于航空器机身处的传感器所执行的测量，来确定代表相关空气参数(例如总压力)的数据。这些不同的测量计算机因而形成代表相关参数的数据的独立冗余源。每个选择计算机20、22接收通过每个测量计算机12、14、16、18独立地发送的不同数据，并且根据在下文将进行详细阐述的逻辑在这些数据中进行一数据的选择。所选择的数据因而被发送给与一发动机相关联的并位于该发动机处的一控制计算机24、26。在图1上的示例中，选择计算机CPIOMl 20与控制计算机EECl M相关联，而选择计算机CPI0M2 22与控制计算机EEC2沈相关联(即向控制计算机EEC2沈发送所选择的数据)。可以注意到，在上文所述的数据交换(不论是在测量计算机和相关的选择计算机之间，还是在选择计算机和发动机控制计算机之间)借助于数据交换总线实施，数据交换总线通常在航空器中将计算机相互连接。现在参照图2描述在每个CPIOM类型的选择计算机20、22中应用的选择实施逻辑。图2因而示出在总压力的代表数据中进行选择和处理方面选择计算机20、22运行的主要步骤。相关的其它参数(例如静压力和温度)的处理可根据相同的逻辑实施。处理方法在步骤E200通过从测量计算机12、14、16、18接收总压力的代表数据开始，测量计算机12、14、16、18每个与下文中分别以源1到源4表示的一源ADIRUl、ADIRU2、 ADIRU3、ISIS 相关联。相关的选择计算机继而在步骤E202执行所接收的数据的两两比较，并因此对于每个源i，确定相符合的其它源数NAi,如果两个源的数据是有效的并且相差小于一阈值的数值(绝对值)，例如对于总压力其为38mb，则这两个源是相符合的。继而在步骤E204验证没有处于所有符合数NAi等于1的情形(当源成对符合时而从一对到另一对不相符合时这种情形会发生)。如果所有符合数NAi都等于1，则认为不能以令人满意的方式选择一数值(因为没有什么允许相对于另一对而倾向某一对)并进到步骤，步骤对应可能的选择缺失 (在下文描述)。如果存在至少一源i——对于所述源而言符合数NAi不同于1 (在步骤E204为否定响应)，则进行步骤E206，在步骤E206的过程中相继地考虑每个源如果对于所考虑的源而言，符合数NAi —方面大于或等于1，并且另一方面大于或等于所有其它源的符合数NAj, 则认为源i是可选择的。这等于说，在四个源中达到非零的并且最大的符合数的所有源是可选择的。当执行这种处理时，进到步骤E208，在步骤E208确定是否(对应计算机12ADRIU1 的)源1是可选择的，在是可选择的情形下选择源1 (步骤E216)。在步骤E208为否定响应的情况下，则在步骤E210确定是否源2是可选择的，在是可选择的情形下在步骤E218选择(与计算机14ADIRU2相关联的)源2。如果在步骤E210响应是否定的，则在步骤E212确定是否源3是可选择的，在是可选择的情形下在步骤E220选择(对应计算机16ADIRU3的)源3。如果源3在步骤E212不是可选择的，则在步骤E214确定是否(对应测量计算机 18ISIS的)源4是可选择的，在是可选择的情形下在步骤E222选择来自该计算机18 (源 4)的数据。无论所选择的数据如何(步骤E216到E22》，继而向与相关的选择计算机20、22 相关联的控制计算机MJ6发送所选择的数据。通过对于不同的空气参数使用这种方案，每个控制计算机M、26因而可根据如上文指出的所确定的代表空气参数(静压力、总压力和温度)的数据，通过各个在一相应的对应表中获得的参数(如标准海拔、马赫数和实感温度与标准温度之间的温差)，确定用于发动机的控制信息(特别地发动机推力的控制信息)。相反地，如果甚至源4都不是可选择的(在此情形中，没有任何源被选择，当没有探测到源之间的任何符合性时这会发生)，则进到与选择缺失相关的步骤E2^。在数据选择缺失的情况下在步骤执行的处理可以例如在于在一确定时间段(例如5秒)期间更新所选择的最近数据；然后一旦过了该时间段就发送数据无效信号 (在此情形下，控制计算机2446将接收该数据无效信息和将切换为默认运行模式，即不知晓参数值)。可以理解的是，刚描述的选择逻辑允许选择来自于与最大数量的其它源相符合的源之一的数据，在达到该最大符合数的不同源之间的选择通过协议即以预定的方式加以规定，以使得选择计算机20、22在此情形下选择相同数据，这允许发动机控制计算机接收该数据的发动机的对称运行。图3示出根据第二实施方式的代表空气参数的数据的处理系统的主要元件。在该第二实施方式中，三个测量计算机ADIRUl、ADIRU2、ADIRU3 (分别地在下文中标记为32、34、36)中的每一个，在通过与航空器机身相关联的传感器执行的测量的基础上，确定所测量参数(静压力、总压力、温度)中每一个的一数值的代表数据。三个测量计算机32、34、36因而组成空气数据的独立冗余源。在本实施方式中，每个与航空器的一不同发动机相关联的发动机控制计算机44、 46各个也发送通过与相关发动机相关联(即这里位于发动机上)的传感器所确定的代表空气参数的数据。在图3上示出的系统此外包括两个选择计算机40、42，这里它们位于航空器机身处，并且每个选择计算机从上文所述的五个源接收每个空气参数的代表数据，五个源即三个测量计算机32、34、36和两个控制计算机44、46。数据例如在计算机之间通过给航空器配备的航空电子设备总线进行交换。此外提醒的是，术语“测量计算机”、“选择计算机”对于相关的计算机而言涉及在本说明书的范围内应用的功能，然而并不排除这些计算机可在航空器内实施其它的功能。每个选择计算机40、42在下文所述的选择逻辑的基础上(对于每个参数)选择从不同计算机所接收的五个数据之一，并且(依旧对于每个参数)发送所选择的数据给与相关的选择计算机40、42相关联的控制计算机44、46 (选择计算机CPIOMl 40与控制计算机 EECl 44相关联，选择计算机CPI0M2 42与控制计算机EEC2 46相关联)。每个控制计算机44、46因此对于每个参数接收代表该参数的值的一所选择的数据并因此例如借助于对应表，来确定用以确定用于发动机的控制信息的所使用的其它参数，例如标准海拔、马赫数和实感温度与标准温度之间的温差。图4示出实现代表一空气参数(这里是温度)的一数据的选择的主要实施步骤， 使得选择在两个选择计算机40、42中的每一个内部实施。如所指出的，相关的选择计算机40、42接收代表所测量的温度的数值的数据，这些数据在步骤E400由五个独立的源(ADIRU1、ADIRU2、ADIRU3、EEC1、EEC2，分别地在下文表示为源1到源幻中的每一个进行发送。选择计算机40、42继而在步骤E402执行所接收的数据的两两比较，和因而对于每个源i，确定与相关源i相符合的其它源数NAi (NAi的数值因而在0到4之间变化)。例如认为，当两个温度数据是有效的时并且当它们之差的绝对值小于5°C时，这两个温度数据是相符的。然后在步骤E404确定是否所有值NAi等于0、或等于1与是否所有值NAi之和等于4(这意味着两对源只在每一对中是符合的，和因此对于正确地估计参数值的数据不能果断确定)。在步骤E404肯定确定的情形中，进到步骤E422，步骤E422处理不可能选择一源的情形(在下文中详细阐述)。在步骤E404为否定确定的情形中，进到步骤E406，在该步骤的过程中，对于对应位于机身处的一测量计算机(即对于每个ADIRU，或对于每个源i，其中i在1到3之间) 的每个源，验证一方面是否相关联的符合数NAi大于或等于1，和另一方面是否该符合数 NAi大于或等于对于其它ADIRU所获得的符合数NAj (即当j取在1到3之间的不同于i的值时)。如果前述条件得到验证(即当所考虑的源i的符合数NAi是在ADIRU中所遇到的非零的最大符合数时)，则认为源i是可选择的。当对于与机身相关联的所有源(ADIRU)实施刚阐述的确定时，进行步骤E408，在步骤E408中验证是否在前面已确定过源1 (来自测量计算机32ADIRU1的数据)是可选择的，在是的情形下在步骤E414选择源1 (即选择来自测量计算机32的数据)。如果源1不是可选择的，则进行步骤E410，在步骤E410中验证是否源2是可选择的在肯定的情况下，在步骤E416选择源2 (即选择通过也被表示为ADIRU 2的测量计算机 34所发送的数据)。如果在步骤E410确定源2不是可选择的，则在步骤E412验证是否源3是可选择的在肯定的情况下，在步骤E418选择对应源3的数据(即通过也被表示为ADIRU 3的测量计算机36所发送的数据)。如果一数据已被选择(步骤E414、E416或E418)，则在步骤E420进行以与相关的选择计算机40、42相关联的控制计算机44、46为目的地的所选择的数据的发送。如果相反地，在步骤E412已确定甚至连源3也不是可选择的，则进行已提到过的用于对不可能选择数据的情形进行处理的步骤E422。例如，为实施步骤E422可提出在一预定时间段(例如5秒)期间更新最近温度值，在该时间段结束时，选择计算机40、42将给相关联的控制计算机44、46发送前面发送的所选择的数据的无效信息。相关的控制计算机44、46因而例如可要么选择通过其本身的源产生的数据，要么如果其本身的源是不可用的，则切换到默认运行模式。前述实施方式只是本发明的可能的实施例。
权利要求
1.确定航空器周围的空气的参数的代表数据的电子电路，其特征在于，所述电子电路包括-从多个源接收代表参数的测量值的相应多个测量数据的接收部件；-根据所述测量数据确定代表参数的数据的确定部件；-向与航空器发动机相关联的计算机发送所述代表参数的数据的发送部件。
2.根据权利要求1所述的电子电路，其特征在于，所述确定部件包括测量数据的比较部件和在测量数据中选择所述代表参数的数据的选择部件。
3.根据权利要求2所述的电子电路，其特征在于，所述比较部件和所述选择部件适于对于所述多个测量数据中的至少某些数据，来确定相符合的其它测量数据数，和适于在这样的数据中选择所述代表参数的数据对于这样的数据，所述相符合的其它测量数据数是最大的。
4.根据权利要求1到3中任一项所述的电子电路，其特征在于，所述发送部件适于通过航空器的通信总线发送所述代表参数的数据。
5.确定航空器周围的空气的参数的代表数据的确定系统，其特征在于，所述系统包括-多个源，每个源适于发送代表参数的一测量值的一测量数据； -确定电子电路，所述确定电子电路适于接收所述多个源所发送的测量数据，适于根据所接收的测量数据确定代表参数的数据和适于发送所述代表参数的数据；-控制计算机，所述控制计算机与航空器的发动机相关联，并且适于接收被发送的数据和适于根据所述被发送的数据控制所述发动机。
6.根据权利要求5所述的确定系统，其特征在于，所述确定电子电路包括在测量数据中选择所述代表参数的数据的选择部件。
7.根据权利要求5或6所述的确定系统，其特征在于，所述多个源中的每个源位于航空器机身处。
8.根据权利要求5或6所述的确定系统，其特征在于，所述多个源中的至少一源位于所述发动机处；并且，所述多个源中的另一源位于航空器的另一发动机处。
9.根据权利要求5到8中任一项所述的确定系统，其特征在于，所述确定系统包括 -另一确定电子电路，该另一确定电子电路适于接收所述多个源所发送的测量数据，适于在所接收的测量数据中选择一数据和适于发送所选择的数据；-另一控制计算机，该另一控制计算机与所述航空器的另一发动机相关联，并且适于接收所述另一确定电子电路所发送的数据和适于根据所接收的数据控制所述另一发动机。
10.航空器，其特征在于，所述航空器包括根据权利要求5到9中任一项所述的系统。
全文摘要
确定代表航空器周围的空气的参数的数据的电子电路，包括从多个源接收代表参数的测量值的相应多个测量数据的接收部件；根据所述测量数据确定所述代表参数的数据的确定部件；向与航空器发动机相关联的计算机发送所述代表参数的数据的发送部件。本发明还提出包括这类电路的系统。
文档编号G01P13/02GK102301296SQ201080005680
公开日2011年12月28日 申请日期2010年1月21日 优先权日2009年1月28日
发明者J·费奥 申请人:空中客车运营简化股份公司