[특허]Method and device for determining the speed of a helicopter with respect to the air

Sextant Avionique (FRX 03)

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Method and device for determining the speed of a helicopter with respect to the air

특허상세정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	G01C-021/10
미국특허분류(USC)	73/178H ; 73/181 ; 364/42406 ; 364/9228
출원번호	US-0532331 (1990-06-05)
우선권정보	FR-0007514 (1989-06-07)
발명자 / 주소	Arethens J. P. (Valence FRX) Goumier-Beraud P. (Valence FRX)
출원인 / 주소	Sextant Avionique (FRX 03)
인용정보	피인용 횟수 : 14 인용 특허 : 0

초록
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A method and device are disclosed for determining the airspeed of a helicoper, in which, for a plurality of flight configurations of a calibration flight, magnitudes for estimating the airspeed and the collective PO and cyclic pitches PX and PY of the lift rotor, the pitch PZ of the antitorque rotor, the angles of bank qX and qY and the acceleration gZ are measured. Correlation matrices between the speed estimated with respect to the air and variables related to the pitches, angles and acceleration measured during the calibration flight are then formed. Formulae are derived, for calculating the estimated speed, by a stepwise regression algorithm, which are used in normal flight for calculating, in response to the pitches, angles and acceleration measured during normal flight, the speed with respect to the air, if required after correction of the values of the multiplicative coefficients of these calculation formulae.

대표
청구항
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Method for determining the speed of a helicopter with respect to the air for piloting same, which helicopter has a longitudinal axis OX a transverse axis 0Y and a vertical axis OZ, with a lift rotor whose collective pitch PO, longitudinal cyclic pitch PX and transverse cyclic pitch PY are controllable, as well as an anti-torque rotor whose pitch PZ is controllable, in which method the two components VX and VY of this speed along the two axes OX, OY are determined, respectively, as a function of the controlled values of said pitches PO, PX, PY and PZ, of the angles of bank qX, qY of the helicopter about axes OY and OX respectively, and of the acceleration value gz of the helicopter along axis OZ, wherein: during a first step, a calibration flight is made, causing the helicopter to pass through a plurality of N different flight configurations, for each of which both a plurality of magnitudes for estimating the speeds VX and Vy and the values of the pitches PO, PX, PY and PZ, of the angles qX, qY and of the acceleration gZ are measured, during a second step, said speeds VX and VY are estimated for each flight configuration, a first matrix is calculated of the correlation coefficients of all the possible pairs of variables of a first set of variables comprising the estimated speed VX and variables constructed from the pitches PO, PX, PY and PZ, from angles qX, qY and from the acceleration gZ, and a second matrix is calculated comparably with the first one but relative to a second set of variables comprising the estimated speed VY and said constructed variables, during a third step, using said first matrix, the constructed variable of the first set the most correlated with the estimated speed VX is determined, from this estimated speed VX is subtracted said most correlated constructed variable multiplied by a multiplicative coefficient chosen so that the estimated speed thus modified is totally decorrelated from the most correlated constructed variable, the error committed is calculated by admitting that the modified value is zero, a first modified matrix is calculated like said first matrix was calculated but replacing the estimated speed VX by the modified estimated speed, and the operation is repeated until a number nx of constructed variables of the first set have been subtracted from the estimated speed VX, sufficient so that the error committed, assuming that the modified value is zero, is less than a threshold, so as to obtain, for the value of the estimated speed VX, a calculation formula as a function of the nx constructed variables of the first set, and the procedure is the same for the second matrix, so as to obtain a similar calculation formula for VY as a function of ny constructed variables of the second set, and during a fourth step, in normal flight, the values of the pitches PO, PX, PY and PZ, of the angles qx, qy and of the acceleration gZ are measured, the speeds VX and VY are calculated by applying the calculation formulae defined during the third step and in response to the values measured during the fourth step, and the calculated values VX and VY are displayed for use by the pilot of the helicopter.

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