一种用于电动垂直起降飞行器的多模式大气数据系统及工作方法与流程

本发明涉及航空电子，是一种用于电动垂直起降飞行器的多模式大气数据系统及工作方法。

背景技术：

1、电动垂直起降（evtol）飞行器是一种兼具直升机垂直起降能力与固定翼飞机高速巡航能力的新型航空器。其典型飞行任务不仅包含旋翼模式和巡航模式，还包含气动环境快速变化、低动态压与下洗流并存的过渡模式。

2、传统的大气数据系统主要针对单一飞行模式的固定翼飞机或直升机设计。对于evtol飞行器，若在整个飞行过程中始终输出全套大气参数（如空速、攻角、侧滑角），在旋翼模式和过渡模式下会面临显著问题：首先，在低速或悬停状态下，空速信号本身很小，攻角、侧滑角等参数的定义和测量物理意义发生变化，传感器测量精度和可靠性急剧下降，输出值噪声大、可信度低；其次，在过渡模式下，下洗流、机体姿态变化和复杂流场会导致参数短时跳变，若缺少迟滞切换、有效性状态和降级管理，容易向飞控和显示系统提供误导性空气数据。

3、因此，需要一种能够智能识别旋翼、过渡和巡航阶段，并动态调整参数输出内容、有效性状态和表决策略的大气数据系统，以满足evtol飞行器全包线飞行对数据可靠性、安全性和系统效率的苛刻要求。

技术实现思路

1、本部分的目的在于概述本发明的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本技术的说明书摘要和发明名称中可能会做些简化或省略以避免使本部分、说明书摘要和发明名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本发明的范围。

2、为了解决背景技术中指出的现有技术中存在的问题，本发明一种用于电动垂直起降飞行器的多模式大气数据系统，包括：

3、三余度大气数据系统，包括第一大气数据计算机、第二大气数据计算机和第三大气数据计算机，各大气数据计算机分别连接对应的传感器，用于接收模式状态字并根据当前飞行阶段执行差异化解算策略，输出对应的大气参数集合及其有效性状态字；

4、飞行控制计算机，与各大气数据计算机通信连接，用于生成并发送模式判据，依据所述模式判据通过迟滞阈值与保持时间条件判定当前飞行阶段并生成模式状态字和参数使能信息，以及根据所述参数使能信息对来自三台大气数据计算机的三余度测量值执行一致性检查与表决融合，生成表决后大气参数及其最终有效性状态；

5、显示控制系统，与所述飞行控制计算机通信连接，用于接收并显示所述表决后大气参数及其最终有效性状态，同时接收并显示各大气数据计算机输出的原始大气参数、所述原始大气参数对应的有效性状态字以及两两余度间的参数差值。

6、另外，本发明一种用于电动垂直起降飞行器的多模式大气数据系统的工作方法，包括：

7、飞行控制计算机根据飞行计划与飞行器实时状态生成电机控制指令，提取所述电机控制指令中的电机倾转角度或电机工作状态作为模式判据，并将所述模式判据发送至第一大气数据计算机、第二大气数据计算机和第三大气数据计算机；

8、所述飞行控制计算机依据所述模式判据，通过预设的迟滞阈值与保持时间条件进行模式判定，生成当前飞行阶段对应的模式状态字和参数使能信息，并将所述模式状态字和所述参数使能信息发送至各大气数据计算机；

9、各大气数据计算机根据接收到的所述模式状态字，分别执行与当前飞行阶段相匹配的差异化解算策略，输出对应的大气参数集合，并为每一输出的大气参数附加有效性状态字；

10、所述飞行控制计算机根据所述参数使能信息，筛选当前飞行阶段下被使能的大气参数，对来自三台大气数据计算机的三余度测量值执行一致性检查与表决融合，生成表决后大气参数及其对应的最终有效性状态；

11、所述飞行控制计算机将所述表决后大气参数发送至显示控制系统，同时将各大气数据计算机输出的原始大气参数、所述原始大气参数对应的有效性状态字以及两两余度间的参数差值一并发送至所述显示控制系统，进行综合显示与故障诊断。

12、优选地，所述模式判定具体包括：

13、所述飞行控制计算机预先设定第一阈值和第二阈值，所述第一阈值大于所述第二阈值，并设定保持时间；

14、当电机倾转角度小于或等于所述第一阈值的持续时间达到所述保持时间时，当前模式由旋翼模式切换为过渡模式；

15、当电机倾转角度大于或等于所述第一阈值的持续时间达到所述保持时间时，当前模式由所述过渡模式切换为所述旋翼模式；

16、当电机倾转角度小于或等于所述第二阈值的持续时间达到所述保持时间时，当前模式由所述过渡模式切换为巡航模式；

17、当电机倾转角度大于或等于所述第二阈值的持续时间达到所述保持时间时，当前模式由所述巡航模式切换为所述过渡模式；

18、当电机倾转角度处于所述第二阈值与所述第一阈值之间时，当前模式维持为所述过渡模式。

19、优选地，所述差异化解算策略包括：

20、在所述旋翼模式下，各大气数据计算机输出静压、总温和气压高度，并将真空速、攻角和侧滑角的有效性状态字标记为失效；

21、在所述过渡模式下，各大气数据计算机至少输出静压、总温和气压高度，当动压大于预设动压阈值且两台大气数据计算机之间的空速差值小于预设一致性阈值时，将空速参数的有效性状态字标记为有效，否则标记为降级或失效；

22、在所述巡航模式下，各大气数据计算机输出静压、动压、总温、气压高度、真空速、攻角和侧滑角，并将所有参数的有效性状态字标记为有效。

23、优选地，所述一致性检查与表决融合具体包括：

24、所述飞行控制计算机对三台大气数据计算机输出的同一参数的三个测量值进行两两差值计算，并将各差值与预设门限阈值进行比较；

25、当所有差值均小于所述门限阈值时，取三个测量值的中值作为表决结果；

26、当仅有一组差值小于所述门限阈值时，隔离第三余度，取通过一致性检查的两个测量值的平均值作为表决结果；

27、当三组差值均不小于所述门限阈值时，采用加权融合算法计算表决结果，并将该表决结果标记为降级。

28、优选地，所述加权融合算法中，各余度的权重初始值均设为相等；

29、当某一余度被标记为降级时，该余度的权重按指数规律衰减；

30、当某一余度连续通过一致性检查且状态恢复为有效时，该余度的权重逐步恢复至初始值；

31、每次权重变化均记录于非易失性存储器中。

32、优选地，生成表决后大气参数及其对应的最终有效性状态后，还包括：降级与失效管理，具体如下：

33、当大气参数的信号源处于过渡模式、部分余度失效或三余度测量值均不一致时，所述飞行控制计算机将该参数的最终有效性状态标记为降级，并降低该参数在飞行控制律中的影响权重；

34、当所有余度均被标记为失效或通信完全中断时，所述飞行控制计算机将该参数的最终有效性状态标记为失效，并基于惯性导航参数重构飞行状态。

35、优选地，当所述模式判据出现异常、所述飞行控制计算机与大气数据计算机之间的通信中断，或大气参数的质量指标低于预设阈值时，所述飞行控制计算机将对应参数切换为降级或失效状态，并维持静压、总温和气压高度的基础大气参数输出。

36、优选地，所述显示控制系统在主飞行显示页面上显示所述表决后大气参数及其最终有效性状态，在系统状态显示页面上显示三台大气数据计算机输出的原始大气参数、各原始大气参数对应的有效性状态字以及两两余度间的参数差值。

37、优选地，所述飞行控制计算机在向各大气数据计算机发送所述模式判据的同时，开启通信监视定时器；

38、若在连续多个发送周期内未收到任一所述大气数据计算机的应答确认信号，则判定通信链路异常，所述飞行控制计算机立即通过备用离散信号线将模式状态字发送至各大气数据计算机的备用使能端口。

39、与现有技术相比，本发明的技术效果如下：

40、1、本发明采用电机倾转角度或电机工作状态作为模式判据，该判据直接来源于飞行控制计算机生成的电机控制指令，不依赖空速、动压等易受干扰的大气参数，避免了传统方案中因大气数据测量偏差导致模式误判的问题，确保了模式切换触发源的可靠性和模式判定的准确性。

41、2、本发明采用第一五孔探头、第二五孔探头以及全静压空速管与角度传感器构成异构三余度大气数据传感架构，结合飞行控制计算机中央级表决与降级管理，对三余度大气数据进行成对一致性检查与多层级表决融合，并根据各余度有效性状态字实施降级与失效管理，有效避免了共因故障导致的多余度同时失效风险，确保在单余度或多余度故障条件下仍能输出可靠的大气数据供飞控系统使用。

42、3、本发明针对旋翼模式、过渡模式和巡航模式分别制定差异化的参数解算与输出策略，在旋翼模式下主动抑制空速、攻角、侧滑角等低可信度参数输出并标记为失效，在过渡模式下仅当动压和一致性检验满足条件时条件性输出空速参数，在巡航模式下输出完整大气参数集，从源头切断了误导性数据进入飞控主链路的传播路径，显著降低了evtol飞行器全包线运行中因误导性大气数据引发的控制风险。