具有位于旋翼飞机直尾翼顶部的空速传感器的旋翼飞机

摘要

本发明涉及计算并展示旋翼飞机(1)真实空速(TAS)的方法。至少一个全向空速传感器安装在旋翼飞机的尾翼(7)顶部处。以小于或等于旋翼飞机(1)的至少一个空速阈值(S1，S2)的速度飞行的旋翼飞机(1)的真实空速(TAS)通过以下操作来计算：根据旋翼飞机(1)的主旋翼(2)旋转所生成的气流对旋翼飞机空速传感器(10)所测量的气流速度特性所产生的影响来修正尾翼(7)顶部处安装的空速传感器(10)所提供的测量(V1)。为此目的，在试飞中校准的修正规则有利地应用于修正尾翼(7)顶部处安装的空速传感器(10)所提供的测量。

说明书

相关文献的交叉引用

本申请要求2014年5月12日提出的FR1401064的优先权，该文献在这里 通过参考的方式全文引入本文。

技术领域

本发明涉及旋翼飞机的空速指示器装置领域。

背景技术

飞机通常提供有空速指示器装置，其为飞行员提供了与飞机空速有关的信 息，即所述飞机相对于它在其中飞行的空气的移动速度。这种装置通常使用至 少一个空速传感器测量绕着飞机的气流的速度特征，更特别地其速度矢量分量 分别基本上沿着飞机的纵轴线和/或横轴线中至少一个。

在本文中，空速指示器装置特别地借助显示装置，基于由空速传感器提供 并至少按照纵向空速分量且可能还按照横向空速分量来定义的测量来为旋翼飞 机的飞行员提供飞机相对于所述环绕气流的速度，也被称为空速测量。

飞机的地面速度通常由飞机的机载设备提供，通常比如像是卫星定位装置。 这种条件下，飞机空速的获知使其能够标识飞机所经受的风的特性。

一般在航空中使用的空速传感器通常利用了至少一个皮托管。这种空速传 感器能够使得飞机的空速可从皮托管(多个)提供的有关静态气压以及围绕空 速传感器的空气的总气压的测量数据而推导得出。

然而，空速传感器中错误的主要源头在于其不能够让空速传感器连续与围 绕这飞机的气流对准。某些空速传感器不能使其自身与这个气流对准。

在该上下文中，已经开发出全向空速传感器，其提供使用矢量分量，具体 而言至少使用纵向分量和横向分量来定义的空速测量结果。

传统来说，全向空速传感器所测的空速矢量分量沿着通用轴线来标识，所 述飞机位于地面上的时候在这些轴线上延伸。空速的纵向分量通常沿着飞机的 纵向延伸轴线而标识，该轴线在飞机的前部和后部之间延伸。空速的横向分量 通常沿着飞机的横向延伸轴线而标识，该轴线在飞机的左右侧之间延伸。

在飞行之中，更特别地使用低速范围的空速系统(LORAS)类型的全向空 速传感器。LORAS类型的空速传感器使用的是成对的皮托管，它们可旋转地安 装并设置在相反方向上，这样这种LORAS空速传感器可以测量空速的纵向分 量和横向分量。

为了测量飞机的空速，也知道要使用远程监测的全向空速传感器，其使用 的是激光束类型的光束或者超声波类型的声波。

举例来说，光学空速传感器，像激光雷达(LIDAR)空速传感器使得飞机 的空速可以通过以给定的重复率相继发送和接收激光束来测量。

同样也是举例来说，超声波空速传感器，像比如文献US4031756(Honeywell) 中公开的空速传感器，能够通过发送和接收超声波而测量飞机空速。

在飞机空速指示器装置相关技术领域，在动力飞机中考虑专用于旋翼飞机 的特征是有必要的。

旋翼飞机是具有一个或更多螺旋桨的飞机，其中至少升力是通过具有大体 上竖直的旋转驱动轴线的至少一个主旋翼提供。在直升飞机的特定情况下，主 旋翼不仅仅为旋翼飞机提供了升力，还提供了在任意行进方向上的推进。

飞机通常也安装有至少一个辅助旋翼，其具有大体上水平的旋转驱动轴线。 这种辅助旋翼特别地构成了反扭矩装置，用作在偏航中稳定并引导旋翼飞机。 举例来说，这种辅助旋翼是安装在旋翼飞机尾桁端部处的尾翼，且有时候被整 流罩围绕住，在其他优势中，用作降低尾翼产生的噪音。

旋翼飞机也通常提供有安定装置，用于稳定旋翼飞机的飞行姿态，或者实 际上纠正它。

举例来说，这种安定装置由站在地面时，在旋翼飞机的纵向及横向轴线限 定的旋翼飞机基本水平的平面中大体上延伸的翼形成。这种安定装置也可以由 站在地面上时，在旋翼飞机基本上竖直的平面中大体上延伸的翼形成，所述竖 直平面垂直于所述水平平面定位。

这种翼通常设置在旋翼飞机的后部，特别是尾桁端部处，且它们通常相对 于旋翼飞机的竖直平面倾斜。

与其他飞机相比，测量旋翼飞机的空速引起了一些特殊的问题，特别是由 于旋翼的存在而引起的问题，由于旋转，扰乱了围绕旋翼飞机的气流。在本文 中，在飞机上的什么位置装载设置空速传感器从而获得关于旋翼飞机空速的最 相关信息，会引起问题。

特别地，旋翼产生了由于自身旋转而导致的尾流。这意味着为了获得关于 旋翼飞机空速的信息而利用空速传感器提供的测量的相关性，取决于在旋翼飞 机上定位空速传感器，同时尽可能包括它不受旋翼(多个)形成的空气动力效 应的影响。

在这种条件下，且特别地关于皮托管空速传感器，空速传感器在旋翼飞机 上装载的位置可以比如选择为在主旋翼之上，并位于其旋转驱动轴线上，如文 献US2006/0027702中所公开的那样，或者实际上在旋翼飞机的前部，特别是如 文献WO01/74663和EP1462806所公开的那样。

关于远程监测空速传感器，它们在飞机上的装载位置通常选择为在旋翼飞 机前方，更特别地在旋翼飞机的鼻部，而空速传感器面对着旋翼飞机的前进方 向。

测量旋翼的空速在旋翼飞机的整个飞行包线中也存在的问题。

与其他动力航空器相比，旋翼飞机呈现了这样的特殊特征，其能够以低速 盘旋和/或飞行，通常被认为是小于50节(kt)的速度。然而，在低于50kt的 速度下，简单的皮托管空速传感器，无论其具有多高的性能，都不能获得可靠 的飞机空速测量。特别地，皮托管的精确性会随着空速的下降而降低。

常用手段是警告飞行员，在低速下飞行时，无法获得与旋翼飞机空速有关 的信息。更特别地，当旋翼飞机以高于低速的速度飞行时，旋翼飞机的空速可 基于空速传感器的测量而计算得出，并通过显示器通知飞行员。在旋翼飞机的 低前进速度下，通常会将显示信息展示为旋翼飞机的空速无法获取的效果。

这就是为什么在旋翼飞机领域存在连续搜索，从而为飞行员提供关于旋翼 飞机空速以低速飞行和/或进行着盘旋的尽可能可靠的信息。为此目的，计算 系统已经研发出来，使得旋翼飞机的空速可以通过飞行员所提出的飞行命令而 确定得出。

比如，旋翼飞机的空速可通过考虑由飞行机构的当前状态限定出来的，如 检测旋翼(多个)，特别是主旋翼其叶片的间距中的变化限定出来的旋翼飞机的 整体飞行姿态而推导得出。举例来说，可以参考以下文献中的这个主题： FR2567270(Durand)和FR2648233(Crouzet)。

然而，这种计算系统又复杂又贵。由于简单皮托管，空速传感器在旋翼飞 机的较高行进速度下提供的测量是可靠的，实际上发现，当旋翼飞机在低速下 飞行时，简单的皮托管空速传感器被继续使用来测量旋翼飞机的空速，对空速 信息的获取是有害的，因为特别对旋翼飞机的这种应用通常被称之为“光”，且 特别地需要尽可能便宜。

结果，对于寻求通过空速传感器来获得低速飞行时旋翼飞机最为可靠的测 量来说，继续搜索是适当的。

为此目的，设计者传统的方式是提高和/或设计适于在旋翼飞机以特别低 的速度飞行时为飞行员提供旋翼飞机空速测量结果的空速传感器。为了在飞机 的较低飞行速度下获得尽可能可靠的测量结果，空速传感器通常从其初始设计 开始调整，从而在指定测量范围中工作。

发明目的及内容

在本文中，本发明旨在提出一种能够使用全向空速传感器的方案，该传感 器可以同样是旋转皮托管类型或者远程检测类型，用以测量旋翼飞机的空速， 包括当旋翼飞机在低于50kt的速度下飞行之时。

本发明的方法是计算和展示旋翼飞机的真实空速的方法。该旋翼飞机特别 地包括通常为旋翼飞机至少提供其主升力的至少一个主旋翼，以及通常至少为 旋翼飞机提供偏航指导的尾翼。

本发明的方法包括基于至少一个全向空速传感器提供的测量结果来计算旋 翼飞机的真实空速的操作。所述计算操作之后，该方法还包括在显示器上显示 通过所述计算操作推导出来的旋翼飞机的真实空速。

在传统的方式中，全向空速传感器提供了对周围气流速度的测量。在全向 空速传感器所提供的测量的基础上，计算装置限定出矢量分量的各个振幅，这 些矢量分量通过全向空速传感器测量的气流速度来限定，并至少包括纵向分量 和横向分量。

自然而然地，空速传感器所测量气流速度的矢量分量的各个方向(比如纵 向和横向)，以及所计算的旋翼飞机空速的各个方向，都相对于典型方向进行限 定和确定，旋翼飞机在这个典型方向上(比如分别在其纵向和横向上)延伸。 关于旋翼飞机延伸的典型方向，应该重温一下“水平”、“竖直”、和“横向”的概念， 这些方向通常都是相对于所讨论的旋翼飞机当其站立在地面的时候的位置所考 虑的相对概念。

通常，旋翼飞机的纵向延伸方向被限定为沿着在旋翼飞机前部和后部之间 延伸的轴线X，旋翼飞机的竖直延伸方向被限定为沿着在旋翼飞机顶部和底部 之间延伸的轴线Z，而旋翼飞机的横向延伸方向则被限定为沿着在旋翼飞机两 侧之间延伸的轴线Y，轴线X，Y和Z限定出了限定旋翼飞机行进轴线的矩形 参考系。

在本发明方法的一般性限定中，计算旋翼飞机的真实空速(TAS)的操作 的显著之处在于，其是以由安装在旋翼飞机尾翼顶部的至少一个全向空速传感 器所提供的测量为基础来执行的。这种全向空速传感器因此被称之为尾翼空速 传感器。

已经发现的是，这种不寻常的方式能够获得可靠以及相关的旋翼飞机的真 实空速测量结果，特别是当旋翼飞机在低速下盘旋或飞行的时候，或者它在过 渡速度下飞行时，特别是起飞和降落阶段中，更特别的是包括了旋翼飞机靠近 地面飞行以及通过主旋翼大大扰动围绕旋翼飞机的空气而产生空气冲洗的情 况。

当靠近地面时，通常来自主旋翼的空气清洗带动了对空气的大量空气动力 扰动，通常被称为“地面效应”。已经发现，作为位于尾翼顶部而为尾翼空速传 感器提供的保护，使其能够以可靠和中肯的方式限定旋翼飞机空速，以使得由 尾翼空速传感器提供的测量根据主旋翼旋转而形成的气流所产生的效应来修 正。

对尾翼空速传感器的这种保护也已通过放置在尾翼空速传感器基部处的挡 板轻易地得到增强，该挡板位于尾翼和尾翼空速传感器之间。这种挡板有利地 构成了对沿着尾翼朝尾翼空速传感器流动的空气的障碍。

因此，尾翼空速传感器比如使用激光束类型中光束的远程检测全向空速传 感器可以有利地用于测量飞机的空速。这种尾翼空速传感器特别地因为靠近旋 翼而避免任意特殊的校准。

此外，也已经发现由尾翼空速传感器提供的测量结果可以通过应用结构简 单的仿射函数来修正，而这种结构是在试飞中进行校准的。

实际上，以小于或等于至少一个预定义供气阈值飞行的旋翼飞机的真实空 速可通过以下操作来计算：根据主旋翼的旋转所产生的气流对尾翼空速传感器 所测量到的空气流速度所产生的影响来修正尾翼空速传感器所提供的测量结 果。

在本发明期待目标中，应该自然而然地理解为，所述至少一个空速阈值至 少与旋翼飞机以低速盘旋和/或飞行联合来限定，或实际上与在低速和巡航飞 行中旋翼飞机的较高行进速度之间的过渡速度联合来限定。

应该回想到所述低速通常被限定为低于40kt或低于50kt，且所述过渡空速 通常被认为位于50kt到60kt范围中或者至少75kt，取决于旋翼飞机的推进特性。

旋翼飞机的行进速度可通过通常可在旋翼飞机上发现的机载设施来限定， 像比如卫星定位设备，通常被称为全球定位系统(GPS)。

然而为了限定旋翼飞机的行进速度，优选地使用尾翼空速传感器所提供的 测量，这些速度通过设计来设定从而配合比高空速低的空速范围，尾翼空速传 感器适于限定比所述至少一个空速阈值要低的旋翼飞机的空速。

如下所示，旋翼飞机可能会提供辅助空速传感器。为了限定旋翼飞机的行 进速度，由辅助空速传感器提供的测量也可以用于限定比所述至少一种所述空 速阈值要低的旋翼飞机空速。

然而，如下所示，辅助空速传感器优选地在比所述至少一种空速阈值要高 的工作空速范围上工作的设计上进行调整，且特别地是要在高空速范围上操作 工作的设计上进行调整。

此外，因为主旋翼旋转而产生的气流对空气流所产生的效果可以在基于尾 翼空速传感器对气流速度进行测量的基础上，当对尾翼空速传感器所提供的测 量应用修正规则的时候，通过使用考虑主旋翼所消耗功能的程序而轻易限定。

如旋翼飞机领域所知，主旋翼所耗机械功率可比如基于当前总桨距来计算， 该总桨距应用于主旋翼的螺旋桨并特别地由旋翼飞机飞行员所提出的飞行命令 而限定，同时飞行员同样可以是人类飞行员或者自动驾驶仪。

也是举例来说，主旋翼所耗的机械功率可以作为主旋翼旋转速度与扭矩相 乘的结果而估算得出，该扭矩是主旋翼反对被旋翼飞机的发电机驱动旋转而产 生的，或者更简单地甚至可以基于所述扭矩进行估算，如果主旋翼以常速旋转。

所述修正规则也可以构建为函数的形式，该函数包括仿射函数，其优选地 连续应用，纳入所述函数中的修正参数值在试飞中进行了校准。

这种仿射函数通常特别地通过计算参数来限定，这些参数包括至少一种权 重系数以及至少一种预定义求和值(零、正数或负数)。

更特别地，已经发现，纳入修正规则中的这种函数是适于，基于尾翼空速 传感器提供的测量，标识以及分别修正尾翼空速传感器测量到的气流速度的纵 向分量和横向分量。

在本文中，求和值可应用为将主旋翼所耗机械功率纳入考虑之中。

修正规则可以在比如，没有风的试飞中校准。试飞期间尾翼空速传感器提 供的测量与所述机载设施所限定的旋翼飞机行进速度相比较。应该自然而然的 理解的是，试飞中对机载旋翼飞机的设备进行校准的其他已知技术也可以使用， 像是已经通过地面气象站限定的有风存在的条件下。

基于这种比较，纳入修正规则中的修正参数的各个值可针对任意旋翼飞机 来标识，这些飞机具有与测试的旋翼飞机相同的结构并具有在相同条件下的机 载尾翼空速传感器。

基于所述函数的应用，尾翼空速传感器所测量的气流速度的测量结果可以 通过首先修正方向，然后修正尾翼空速传感器所测量到的气流速度的纵向和横 向分量的个别振幅值来进行修正。对由于沿着尾翼的空气流所生成的、尾翼空 速传感器所提供的测量结果的干扰也可以通过过滤尾翼空速传感器所提供的数 据而纳入考虑中。

因此，在优选的执行中，尾翼空速传感器所提供测量的所述修正通过应用 至少一个修正规则来执行，该至少一个修正规则单独修正至少振幅值以及尾翼 空速传感器所测量的气流速度的矢量分量相对于旋翼飞机大体上延伸的轴线的 方向。

优选地，对尾翼空速传感器提供的测量的所述修正进一步包括在对尾翼空 速传感器提供的测量进行修正之前或者之后应用于来自尾翼空速传感器提供的 测量的数据的数据过滤。

更特别地，尾翼空速传感器提供的测量在至少以以下特定方式来进行中修 正，优选地按一定顺序进行。

首先，应用相位修正，对尾翼空速传感器测量到的气流速度每一个矢量分 量相对于旋翼飞机的纵向和横向轴线的单独角定向进行修正。

所述相位修正可能在考虑至少一个预定义角修正值下应用。作为之时，已 经在试飞中发现所述相位修正可能在5°到15°的范围中，取决于旋翼飞机的结构 以及尾翼空速传感器安装在尾翼顶部处的方式。所述相位修正特别地用于通过 来自主旋翼的空气清洗而生成的气流回转修正尾翼空速传感器提供的测量而产 生的效应。

其次，振幅修正是对尾翼空速传感器测量到的气流速度的每一矢量分量的 振幅进行逐一修正。

所述振幅修正特别地用于修正气流压缩引起的效应，该气流由来自主旋翼 的空气清洗而生成，并特别地考虑了与主旋翼所耗机械功率相关的修正参数。

应用与主旋翼所耗机械功率相关的修正参数更特别地用于修正尾翼空速传 感器测量的气流速度的纵向分量的值，更特别地通过压缩来自主旋翼的空气清 洗而生成的气流而执行。

第三，低通滤波器被用于对来自尾翼空速传感器提供的测量数据进行数据 过滤，这些数据可直接由尾翼空速传感器提供，也可以是尾翼空速传感器提供 的数据通过应用所述修正规则进行修正后的数据。

所述数据过滤用于消除已经因为受到沿着尾翼流动的空气影响而失去相关 性的数据，这些空气受到了来自主旋翼的空气清洗而生成的气流的干扰，以及 消除具有特别地取决于尾翼的空气动力形状的特征的数据。自然而然地，所述 低通滤波器的特性在所述试飞期间进行了标识。

在基于尾翼空速传感器所测量的气流速度特性而能够轻易将主旋翼的旋转 所产生的效果纳入考虑的有利实施中，修正规则通常纳入参数，用以修正尾翼 空速传感器提供的测量，并具有通过试飞中修正规则的校准而标识的值。

在试飞中对修正规则进行的这种校准通常在安装有测试设备的指定结构测 试旋翼飞机上进行，这种设备比如为与本发明中尾翼空速传感器相关联的测试 空速传感器。结果，修正规则可应用于标准设备提供的测量，该标准设备具有 与测试设备相同的结构以及装载在结构与测试旋翼飞机相似的任意旋翼飞机 上，并符合将测试设备安装在测试旋翼飞机上的条件。

修正规则优选地由函数组成，其中一些为仿射函数，函数被连续应用以修 正尾翼空速传感器提供的测量。

所述仿射函数的至少一个特别地包括考虑了与主旋翼机械功耗相关的修正 准则的修正参数。所述修正准则特别地通过考虑了与主旋翼螺旋桨的当前总桨 距角非常相关的修正参数而被纳入考虑之中，或者，特别地对于主旋翼的指定 旋转速度来说，考虑了在旋翼飞机由旋翼飞机发电机部分驱动旋转时的阻力力 矩相关的参数。

参照根据发明方法中的特别实施特征，尾翼空速传感器提供的测量可以以 下至少一种方式修正，其中优选地这些方式可以连续应用：

应用第一计算函数计算旋翼飞机的空速，也被称为“第一”修正空速。所 述第一函数以如下方式逐个标识第一修正空速的纵向分量和横向分量：

V_C1X＝V_M＊cos(V_A+A₁)

V_C1Y＝V_M＊sin(V_A+A₂)

其中第一计算函数，V_C1X和V_C1Y为第一修正空速的纵向分量和横向分量的对 应值，V_M为尾翼空速传感器测量的气流速度的振幅，V_A为尾翼空速传感器测 量的空速的方向，而A₁和A₂为用于尾翼空速传感器所测量气流速度的矢量元 素的预定义角修正常量。

所述常量A₁和A₂的相应值，通过在试飞中针对第一计算函数的校准操作 来标识，且它们可能是不同或者相同的。指示来说，所述常量A₁和A₂的相应 值在5°到15°的范围变化，取决于旋翼飞机的结构，以及取决于尾翼空速传感器 安装在尾翼顶部处的方式。

应用仿射第二计算函数计算旋翼飞机的空速，也被称为第二修正空速。所 述第二计算函数以如下方式分别标识第一修正空速的纵向分量和横向分量的振 幅值：

V_C2X＝K1*V_C1X+K2*A_PC+N1

V_C2Y＝K3*V_C1Y+N2

其中第二计算函数，V_C2X和V_C2Y为第二修正空速的纵向分量和横向分量的相 应值，K1，K2和K3为常量，这些常量具有由试飞中针对第二计算函数的校准 操作标识的相应值，A_PC为主旋翼螺旋桨的当前总桨距角，而N1和N2为预定 义的求和值，取决于旋翼飞机真实航速测量的期望相关性。

指示来说，N1和N2的值优选地选择为1kt，N2为正值或者负值，取决于 主旋翼的旋转方向。

使用低通滤波器对第二修正空速的纵向分量和横向分量的各个值应用数据 过滤。

指示来说，取决于尾翼的空气动力学形状以及取决于尾翼空速传感器在旋 翼飞机上安装的方式，第二修正空速的纵向分量和横向分量的值的过滤可特别 地通过在范围0.15赫兹(Hz)到0.8Hz的范围中的频率来操作的低通滤波器来 进行。

对于以低速盘旋或飞行的旋翼飞机来说，在屏幕上显示的旋翼飞机的真实 空速优选地为进行了所述数据过滤之后计算得到的空速。

在本发明优选的实施方式中，尾翼空速传感器提供的测量通过考虑多个所 述速度阈值而进行修正，且多个所述阈值至少包括：

与以低速飞行的旋翼飞机相关联的第一空速阈值。这种条件下，修正旋翼 空速传感器提供的测量的第一模式在旋翼飞机以小于或等于第一空速阈值的空 速飞行时应用；且

与旋翼飞机的低空速和高空速之间的过渡速度飞行的旋翼飞机相关联的第 二空速阈值。这种条件下，修正旋翼空速传感器提供的测量的第二模式在旋翼 飞机以高于第一空速阈值并小于或等于第二空速阈值的空速飞行时应用。

修正的所述第二模式优选地包括通过使用仿射第三计算函数对尾翼空速传 感器提供的测量值进行额外修正的操作。仿射计算函数特别地考虑了与安装在 旋翼飞机上的辅助空速传感器提供的额外参数相关的修正参数，该辅助空速传 感器的安装位置在尽可能与主旋翼的空气清洗所产生的气流隔离，特别地以传 统方式安装在旋翼飞机鼻部。

在优选的实施方式中，所述第三计算函数以如下方式逐个修正第三修正空 速的纵向分量和横向分量：

V_C3X＝K4*V_C2X+(1-K5)＊VX

V_C3Y＝K6*V_C2X+(1-K7)＊VY

其中第三计算函数，V_C3X和V_C3Y为第三修正空速的纵向分量和横向分量的相 应值，K4，K5，K6和K7为常量，这些常量具有在试飞中针对第三计算函数通 过校准操作来标识的相应值，而VX和VY分别是辅助空速传感器测量的气流 速度的纵向分量和横向分量的值。

当旋翼飞机以过渡速度飞行时，在显示器上显示的旋翼飞机的真实空速为 通过数据过滤修正过的空速，数据过滤特别地对第三修正空速的纵向分量和横 向分量的值进行。

当旋翼飞机以高于第二空速阈值的高速飞行时，辅助空速传感器提供的测 量被用于显示旋翼飞机的真实空速。

本发明也提供旋翼飞机，其具有执行上述方法的空速指示器装置。

旋翼飞机的空速指示器装置通常包括至少一个全向空速传感器，计算装置， 用于同时使用所述至少一个全向空速传感器提供的测量来推到旋翼飞机的空 速，还包括显示器，用以将计算装置推导出来的旋翼飞机的真实空速展示出来。

根据本发明，旋翼飞机的主要可辨别之处在于至少一个全向空速传感器， 也被称作“尾翼空速传感器”，安装在旋翼飞机尾翼的顶部处，特别是位于旋翼 飞机尾桁端部处。

计算装置包括比较器装置，用以比较旋翼飞机的空速，通常是尾翼空速传 感器提供的，或者适宜的话，辅助空速传感器提供的空速，与至少一个预定义 的空速阈值。

计算装置纳入了适用于根据旋翼飞机中至少一个主旋翼的旋转对尾翼空速 传感器所测量的气流速度特性所产生的影响来修正尾翼空速传感器所提供的测 量的修正规则测量。

所述计算装置特别地纳入了所述修正规则，该修正规则优选地采取被构造 为函数的算法的形式，其中至少某些函数是仿射函数，该修正规则适用于根据 旋翼飞机中至少一个主旋翼的旋转对尾翼空速传感器所测量的气流速度特性所 产生的影响，更具体地根据主旋翼所消耗的功率来修正尾翼空速传感器所提供 的测量。

所述计算规则有利地在测试旋翼飞机上的试飞中校准，该旋翼飞机具有与 真实空速被标识且显示的旋翼飞机相同的结构。

在旋翼飞机优选的实施方式中，尾翼空速传感器更特别地安装在旋翼飞机 尾翼顶部处，从整流罩向上延伸，整流罩在所述尾翼的旋翼转盘的一般平面之 中围绕着旋翼飞机的尾翼。这种整流罩对保护尾翼空速传感器不受，特别是主 旋翼的空气清洗所生成的气流的影响有相当贡献。

尾翼空速传感器优选地在其基座处提供挡板，用于保护传感器不受沿着尾 翼流动的气流的影响。这种保护挡板比如可以设置为板状，大体上从旋翼飞机 大体上的水平平面中延伸。

旋翼飞机优选地提供辅助空速传感器，其向计算装置提供了对旋翼飞机的 真实空速的额外测量以及旋翼空速传感器提供的测量。

附图说明

本发明的实施方式参考单个附表中的图在下文中进行说明，其中：

图1为根据本发明优选实施方式的旋翼飞机的透视图；及

图2为流程图，显示了在根据本发明实施方式的图1所示旋翼飞机上安 装空速指示器装置的执行方法。

具体实施方式

各个附图中所示的相同部件在每一个附图的说明中使用相同的附图标记和 /或字母，并不意味着每一个部件在每一个附图中是单独显示的。

在图1中，旋翼飞机通常提供有主旋翼2，其基本上用于为旋翼飞机1提供 升力。在所示实施方式中，旋翼飞机1更特别地是直升飞机，旋翼2也通常为 旋翼飞机1提供沿着其各种轴线L，T和Z的推进，且也为旋翼飞机1提供在 俯仰和翻转上的引导。

旋翼飞机1也具有安装在旋翼飞机1尾桁4端部处的辅助旋翼3。该辅助旋 翼3用于在偏航中稳定引导旋翼飞机1。尾桁4的端部具有涵道尾旋翼5，名为 “涵道尾桨(注册商标)”尾旋翼5包括绕着辅助旋翼3的螺旋桨的整流罩6。尾 桁4具有尾翼7，其从整流罩6上向上凸起，尾翼7的顶部位于辅助旋翼3的旋 翼转盘上方，优选地比主旋翼3的旋翼转盘要大。

旋翼飞机具有空速指示器装置8，能够计算飞行中的旋翼飞机1的真实空速 TAS。显示屏9用于为旋翼飞机1的飞行员提供与旋翼飞机1的TAS相关的信 息，这些信息是由空速指示器装置8以给定的重复率迭代而计算得到。

为此目的，空速指示器装置8包括成对的全向空速传感器10，11，提供与 各个传感器10，11紧邻中气流特性相关的测量V1和V2，所述测量V1和V2 被输送到机载计算机14，其从测量V1和V2推导出旋翼飞机1的TAS。

第一空速传感器为安装在尾翼7顶部处的尾翼空速传感器10。整流罩6， 优选地围绕着尾旋翼3的螺旋桨，有利地提供了对尾翼空速传感器10的保护， 至少在一定程度上保护传感器不受尾旋翼3空气清洗而产生的气流的影响。

此外，并参考图1中细节，尾翼空速传感器10受到在尾翼7顶部和尾翼空 速传感器10之间的挡板12的保护，不受沿着尾翼7流动的气流的影响。

在所示实施方式中，挡板12由板13形成，其一般平面位于大体上平行于 旋翼飞机1所延伸的水平平面P。旋翼飞机1在其中延伸的水平平面P通常由 从旋翼飞机1的前部纵向延伸到后部的轴线L，以及相对于旋翼飞机1横向延 伸的轴线T所限定，旋翼飞机在地面的时候被认为在这两个轴线上延伸。

第二空速传感器为辅助空速传感器11，安装在旋翼飞机上、尽可能保护传 感器不受主旋翼2生成的空气清洗影响的位置，像一般位于旋翼飞机1的鼻部， 如所示，或者就在杆上方的端部，沿着主旋翼1以未示出的类似变形方式旋转 驱动轴线延伸。

自然而然地，如传统地在航空领域，旋翼飞机1的TAS由矢量分量限定， 该矢量分量包括至少纵向分量TX和至少横向分量TY，也可能包含竖直分量 TZ，这些分量相对于旋翼飞机大体上沿着纵向轴线L、横向轴线T以及竖直轴 线Z延伸。

在图2中，通过修正由尾翼空速传感器10所提供的测量V1，低速下盘旋 和/或飞行的旋翼飞机1的TAS得以确定并显示。所示修正可以应用修正规则 15而进行，该规则使用了空速指示器装置8的计算装置16，并利用计算器14 执行。

修正规则15具有函数F1，F2和F3，其中F2和F3为仿射函数，用以修正 尾翼空速传感器10提供的测量V1，基于尾翼空速传感器10的测量V1，将主 旋翼2的空气清洗形成的气流所产生的效果考虑在内。修正规则15将多个修正 参数值纳入在其中，这些值在试飞中对计算规则15进行校准操作期间预先确定 好。

在对尾翼空速传感器10提供的测量V1修正之前，旋翼飞机的空速，优选 地由尾翼空速传感器10提供，通过比较器装置20与预定义的速度阈值S1和 S2进行对比，该装置可以集成到计算装置16中。这些提供使得可能标识旋翼飞 机1何时以比低速还低的速度移动，或者在巡航飞行中何时以在低速和旋翼飞 机1高速之间的过渡速度飞行。

所示速度阈值S1和S2的值通常将旋翼飞机1标识为在速度为第一空速阈 值S1的低速下飞行，且旋翼飞机1在速度为第二空速阈值S2的过渡速度飞行。

当旋翼飞机1高速飞行时，速度大于空速阈值S2，通过显示器9显示的旋 翼飞机的真实空速对应于空速传感器10，11中至少一个所提供的测量V1和/ 或V2，但优选地由辅助空速传感器11提供，其被设计为在高速范围上操作。

当旋翼飞机1高速飞行时，基于辅助空速传感器11提供的测量V2的相关 性，考虑了主旋翼2空气清洗造成的影响，该影响在标识旋翼飞机1空速的时 候是可以忽略的。

当旋翼飞机1以低速或者过渡速度飞行的时候，相位修改正C1，修正了尾 翼空速传感器测量的气流速度的矢量分量的各个方向，通过采用第一函数F1而 执行。

所述相位修正C1特别地，试图相对于旋翼飞机的参考坐标系修正尾翼空速 传感器10测量的气流速度的矢量分量的方向，该坐标系是旋翼飞机所沿着延伸 的轴线X，Y，Z限定的。

第一函数F1通过使用振幅Vm和旋翼空速传感器10所测量的当前气流速 度方向Va，以及常量A1和A2的值来执行，常量A1和A2的值在所述试飞中 校准。第一修正C1标识了第一修正空速V_C1的纵向分量V_C1X和横向分量V_C1Y。

之后，振幅修正C2通过应用第二函数F2来修正第一修正空速V_C1的矢量 分量V_C1X和V_C1Y的各个振幅值。

第二函数F2特别地通过考虑主旋翼2的功耗Pc来执行。举例来说，为此 目的，更特别地将主旋翼2的总桨距角A_PC的当前值纳入考虑中。

第二函数F2纳入了常数K1，K2和K3，它们在所述试飞中进行了校准， 以及还一起考虑了预定义求和值N1和N2。在修正了第一修正空速V_C1的分量 的振幅之后，振幅修正C2标识了第二修正空速V_C2的纵向分量V_C2X和横向分 量V_C2Y。

特别地，因为旋翼飞机1以过渡速度飞行，可以执行额外的修正C3，从而 修正第二修正空速V_C2。额外修正C3通过应用第三函数F3而执行，该第三函 数考虑了辅助空速传感器11提供的额外测量V2。

第三函数F3纳入了常量K4，K5，K6和K7，它们在所述试飞期间进行校 准，且考虑了提供所述额外测量V2的辅助空速传感器11所测量的气流速度的 纵向分量VX和横向分量VY的值。

在根据辅助空速传感器11所提供的额外测量V2来调整第二修正空速V_C2之后，第三修正C3标识第三修正空速V_C3的纵向分量V_C3X和横向分量V_C3Y 的值。

为了消除尾翼空速传感器10获取的、来自沿着尾翼7的空气流动造成的数 据噪音，数据过滤C4进行的第四修正通过低通滤波器18而执行。所述数据过 滤C4特别地在执行了所示修正规则15之后应用，或者通过未示出变形中的尾 翼空速传感器10而直接提供的测量V1进行。

显示操作19期间，旋翼飞机1的TAS显示在屏幕9上。盘旋飞行和/或 当旋翼飞机以低速飞行时，显示了第二修正空速V_C2，在低通滤波器18进行数 据过滤之后是很适宜的。

当旋翼飞机以过渡速度飞行时，显示第三修正空速V_C3，在低通滤波器18 进行数据过滤之后是很适宜的。

当旋翼飞机1以高速飞行时，可以使用辅助空速传感器11提供的测量V2， 从而在屏幕9上标识和显示旋翼飞机1的TAS。