实时飞机状况检测系统和方法.pdf

一种用于确定被派定为航空运输的货物是否处于飞行状态的低功率方法，具有步骤：提供用于附着于货物的外壳，该外壳具有：加速度计，用于检测线性加速度；陀螺仪，用于检测角速率；控制器，用加速度计来测量线性加速度；用陀螺仪来测量角速率；将测量得到的线性加速度和角速率提供给控制器；以及生成飞行状态输出信号，其根据线性加速度信号和角速率信号指示外壳是否处于飞行状态。

权利要求书1.  一种用于确定被派定为航空运输的货物是否处于飞行状态的 低功率方法，包括步骤： 提供用于附着于货物的外壳，所述外壳包括： 加速度计，用于检测线性加速度； 陀螺仪，用于检测角速率； 控制器； 用所述加速度计来测量线性加速度； 用所述陀螺仪来测量角速率； 将所述测量到的线性加速度和角速率提供给所述控制器；以及 生成飞行状况输出信号，所述飞行状况输出信号作为所述线性加 速度信号和角速率信号的函数指示所述外壳是否处于飞行状态。 2.  如权利要求1所述的方法，还包括根据所述飞行状况输出信号 而关断无线电的步骤。 3.  如权利要求1所述的方法，其中，所述测量到的线性加速度包 括三个独立轴线性加速度信号。 4.  如权利要求1所述的方法，其中，所述测量到的角速率包括三 个独立轴旋转速率信号。 5.  如权利要求4所述的方法，其中，所述测量到的角速率信号具 有约25Hz的采样率。 6.  如权利要求1所述的方法，其中，所述飞行状况输出信号包括 飞行中状况状态和地面上状况状态。 7.  如权利要求6所述的方法，其中，所述飞行中状况状态包括核 实起飞状况状态。 8.  如权利要求6所述的方法，还包括当所述飞行状况输出信号包 括飞行中状况时提供无线电关断信号的步骤。 9.  如权利要求1所述的方法，其中，所述函数是状态机算法。 10.  如权利要求1所述的方法，并且还包括根据所述飞行状况输 出信号来对所述陀螺仪供电的步骤。 11.  如权利要求10所述的方法，其中，当所述飞行状况输出信号 包括地面上状况状态时，所述陀螺仪被断电。 12.  如权利要求10所述的方法，其中，当所述飞行状况输出信号 包括核实起飞状况状态时，所述陀螺仪被通电。 13.  如权利要求9所述的方法，其中，所述函数包括步骤： 对所述测量到的线性加速度滤波以产生已滤波线性加速度； 对所述测量到的角速率进行滤波以产生已滤波角速率；以及 根据所述已滤波线性加速度和已滤波角速率来改变状态。 14.  如权利要求1所述的方法，其中，生成飞行状况输出信号的 所述步骤包括去除所述测量到的线性加速度的重力分量的步骤。 15.  如权利要求14所述的方法，其中，去除重力分量的所述步骤 包括高通滤波器。 16.  如权利要求15所述的方法，其中，所述高通滤波器具有约 0.01Hz的截止频率。 17.  如权利要求14所述的方法，并且还包括保存所述已去除重力 分量的步骤。 18.  如权利要求1所述的方法，其中，生成飞行状况输出信号的 所述步骤还包括检测飞机起飞的线性加速度特性的步骤。 19.  如权利要求18所述的方法，其中，起飞的所述线性加速度特 性是具有在0.01Hz和0.1Hz之间的频率和约0.2g的量值的加速度信 号。 20.  如权利要求19所述的方法，其中，起飞的所述线性加速度特 性还包括加速度信号，所述加速度信号具有保持达约两秒的持续时间 的在约0.15g和0.5g之间的量值。 21.  如权利要求18所述的方法，其中，检测飞机起飞的线性加速 度特性的所述步骤还包括低通滤波的步骤。 22.  如权利要求18所述的方法，且还包括当检测到飞机起飞的所 述线性加速度特性时保存所述线性加速度信号的起飞加速度的步骤。 23.  如权利要求22所述的方法，其中，所述保存的起飞加速度包 括窗口化的平均值。 24.  如权利要求18所述的方法，其中，生成飞行状况输出信号的 所述步骤还包括当检测到飞机起飞的所述线性加速度特性时从地面上 状态变化成核实起飞状态的步骤。 25.  如权利要求22所述的方法，并且还包括保存来自所述线性加 速度信号的重力加速度分量的步骤。 26.  如权利要求25所述的方法，其中，从到核实起飞状态的过渡 之前的一个时间段开始保存所述重力加速度。 27.  如权利要求26所述的方法，其中，所述时间段为约7秒。 28.  如权利要求18所述的方法，其中，生成飞行状况输出信号的 所述步骤还包括检测飞机起飞的角速率特性的步骤。 29.  如权利要求28所述的方法，其中，飞机起飞的所述角速率特 性是其中x轴角速率、y轴角速率和z轴角速率全部小于角速率极限 阈值的角速率。 30.  如权利要求28所述的方法，其中，通过旋转对所述测量到的 角速率进行变换，所述旋转被配置和布置成将所述测量到的角速率重 新定向成偏航速率、侧滚速率以及俯仰速率。 31.  如权利要求30所述的方法，其中，所述旋转是所述已保存重 力加速度和所述已保存起飞加速度的叉积。 32.  如权利要求30所述的方法，并且还包括相对于时间对所述角 速率求积分以产生俯仰角位移、偏航角位移以及侧滚角位移的步骤。 33.  如权利要求23所述的方法，并且还包括步骤： 当所述俯仰角位移、偏航角位移或侧滚角位移大于角位移阈值时 将所述飞行状况输出信号设置成地面上状态。 34.  如权利要求33所述的方法，并且还包括步骤： 提供压力传感器。 35.  如权利要求34所述的方法，并且还包括检测何时所述压力传 感器具有小于起飞压力减小阈值的压力减小速率的步骤。 36.  如权利要求34所述的方法，并且还包括检测何时所述压力传 感器具有大于着陆压力增加阈值的压力增加速率的步骤。 37.  一种用于检测飞机飞行状况的系统，包括： 外壳，包括： 加速度计，用于检测线性加速度且具有线性加速度输出信 号； 陀螺仪，用于检测角速率且具有角速率输出信号；以及 控制器，被配置和布置成产生作为所述线性加速度输出信号 和所述角速率输出信号的函数的飞行状况输出信号，所述飞行状况输 出信号包括飞行中状态和另一状态。 38.  如权利要求37所述的系统，并且其中，所述控制器还被配置 成根据所述飞行状况输出信号而关断无线电。 39.  如权利要求37所述的系统，其中，所述线性加速度输出信号 包括三个独立轴线性加速度信号。 40.  如权利要求37所述的系统，其中，所述角速率输出信号包括 三个独立轴旋转速率信号。 41.  如权利要求40所述的系统，其中，所述角速率输出信号具有 约25Hz的采样率。 42.  如权利要求37所述的系统，其中，所述飞行状况输出信号包 括地面上状况状态。 43.  如权利要求37所述的系统，其中，所述飞行中状况状态包括 核实起飞状况状态。 44.  如权利要求38所述的系统，其中所述控制器被配置和布置成 当所述飞行状况输出信号包括飞行中状况时关断所述无线电。 45.  如权利要求37所述的系统，其中，所述函数是状态机算法。 46.  如权利要求37所述的方法，并且其中，所述控制器还被配置 和布置成根据所述飞行状况输出信号而对所述陀螺仪供电。 47.  如权利要求46所述的系统，其中，所述控制器被配置和布置 成当所述飞行状况输出信号包括地面上状况状态时将所述陀螺仪断 电。 48.  如权利要求46所述的系统，其中，所述控制器被配置和布置 成当所述飞行状况输出信号包括核实起飞状况状态时将所述陀螺仪通 电。 49.  如权利要求45所述的系统，其中，所述函数包括被配置和布 置成产生已滤波线性加速度的滤波器和被配置且布置成产生已滤波角 速率的滤波器。 50.  如权利要求37所述的系统，其中，所述控制器还被配置和布 置成去除所述线性加速度输出信号的重力分量。 51.  如权利要求50所述的系统，并且还包括被配置和布置成从所 述线性加速度输出信号去除所述重力分量的高通滤波器。 52.  如权利要求51所述的系统，其中，所述高通滤波器具有约 0.01Hz的截止频率。 53.  如权利要求50所述的系统，其中，所述控制器还被配置和布 置成保存所述已去除重力分量。 54.  如权利要求1所述的系统，其中，所述控制器被配置和布置 成检测飞机起飞的线性加速度特性。 55.  如权利要求54所述的系统，其中，起飞的所述线性加速度特 性是具有在0.01Hz和0.1Hz之间的频率和约0.2g的量值的加速度信 号。 56.  如权利要求55所述的系统，其中，起飞的所述线性加速度特 性还包括加速度信号，所述加速度信号具有保持达约两秒的持续时间 的在约0.15g和0.5g之间的量值。 57.  如权利要求56所述的系统，并且还包括被配置和布置成对线 性加速度输出进行滤波以便检测飞机起飞的加速度特性的低通滤波 器。 58.  如权利要求54所述的系统，其中，所述控制器被配置和布置 成当检测到飞机的线性加速度特性时保存所述加速度输出信号。 59.  如权利要求58所述的系统，其中，所述已保存加速度输出信 号包括窗口化的平均值。 60.  如权利要求58所述的系统，其中，所述控制器被配置和布置 成当检测到飞机起飞的所述线性加速度特性时将所述飞行状况输出信 号从地面上状态变化成核实起飞状态。 61.  如权利要求58所述的系统，其中，所述控制器还被配置和布 置成保存来自所述线性加速度信号的重力加速度分量。 62.  如权利要求61所述的系统，其中，从到核实起飞状态的过渡 之前的一个时间段开始保存所述重力加速度。 63.  如权利要求62所述的系统，其中，所述时间段为约7秒。 64.  如权利要求58所述的系统，其中，所述控制器被配置和布置 成检测飞机起飞的角速率特性。 65.  如权利要求64所述的系统，其中，飞机起飞的所述角速率特 性是其中x轴角速率、y轴角速率和z轴角速率全部小于角速率极限 阈值的角速率。 66.  如权利要求64所述的系统，并且还包括被配置和布置成通过 旋转对所述角速率输出信号进行变换的旋转变换器，所述旋转被配置 和布置成将所述测量到的角速率重新定向成偏航速率、侧滚速率和俯 仰速率。 67.  如权利要求66所述的系统，其中，所述旋转是所述已保存重 力加速度和所述已保存起飞加速度的叉积。 68.  如权利要求66所述的系统，并且还包括被配置和布置成相对 于时间对所述角速率求积分以产生俯仰角位移、偏航角位移以及侧滚 角位移的积分器。 69.  如权利要求68所述的系统，并且其中，所述控制器被配置和 布置成当所述俯仰角位移、偏航角位移或侧滚角位移大于角位移阈值 时，将所述飞行状况输出信号设置成地面上状态。 70.  如权利要求69所述的系统，并且还包括压力传感器。 71.  如权利要求70所述的系统，并且其中，所述控制器被配置和 布置成检测何时所述压力传感器具有小于起飞压力减小阈值的压力减 小速率。 72.   73.如权利要求70所述的系统，并且其中，所述控制器被配置和 布置成检测何时所述压力传感器具有大于着陆压力增加阈值的压力增 加速率。 73.   74.一种在一组飞行状况状态中确定飞机飞行状况状态的方法， 包括步骤： 提供用于附着于包裹的外壳，所述外壳包括： 加速度计，用于检测线性加速度且具有加速度输出信号； 陀螺仪，用于检测旋转加速度且具有角加速度输出信号； 从所述加速度计接收加速度输出信号； 从所述陀螺仪接收角速率输出信号； 根据所述加速度输出信号和所述角速率输出信号来确定所述飞 机飞行状况状态， 所述一组飞行状况状态包括飞行中状态和另一状态。

说明书实时飞机状况检测系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2012年3月2日提交的美国临时专利申请号 61/606,364的优先权，其被整体地通过引用结合到本文中。
技术领域
技术领域涉及飞机状况检测，包括飞机起飞、着陆、飞行以及飞 机接近度检测。
背景技术
飞机飞行状况检测器一般地是已知的。例如，题为“Method and  Apparatus for Autonomous Detection of a Given Location or  Situation”的美国专利No.7,791,455针对用于通过检测预定信号的存 在、到达给定位置以及气压的变化来检测运转的飞机的存在的系统。
发明内容
对公开实施例的相应局部、部分或表面进行附加参考，仅仅出于 举例说明的目的且不以限制的方式，提供了一种用于确定被派定为航 空运输的货物(114)是否处于飞行状态的低功率方法，具有步骤：提 供用于附着于货物的外壳(111)，该外壳具有：加速度计(117)， 用于检测线性加速度；陀螺仪(118)，用于检测角速率；控制器(110)； 用加速度计来测量线性加速度；用陀螺仪来测量角速率；将测量得到 的线性加速度和角速率提供给控制器；以及生成飞行状况输出信号 (115)，其作为线性加速度信号和角速率信号的函数指示外壳是否处 于飞行状态。
该方法还可具有根据飞行状况输出信号而关断无线电的步骤。测 量得到的线性加速度可具有三个独立轴线性加速度信号。测量得到的 角速率可具有三个独立轴旋转速率信号。测量得到的角速率信号可具 有约25Hz的采样率。
飞行状况输出信号可具有飞行中状况状态和地面上状况状态。飞 行中状况状态可具有核实起飞状况状态。该方法还可具有当飞行状况 输出信号可具有飞行中状况时提供无线电关断信号的步骤。该函数可 以是状态机算法。
该方法还可具有根据飞行状况输出信号而对陀螺仪供电的步骤。 当飞行状况输出信号可具有地面上状况状态时，可将陀螺仪断电。当 飞行状况输出信号可具有核实起飞状况状态时，可将陀螺仪通电。该 函数可具有步骤：对测量得到的线性加速度滤波以产生已滤波线性加 速度；对测量得到的角速率进行滤波以产生已滤波角速率；以及根据 已滤波线性加速度和已滤波角速率来改变状态。
生成飞行状况输出信号的步骤可具有去除测量得到的线性加速 度的重力分量的步骤。去除重力分量的步骤可具有高通滤波器。该高 通滤波器可具有约0.01Hz的截止频率。该方法还可具有保存已去除 的重力分量的步骤。
生成飞行状况输出信号的步骤还可具有检测飞机起飞的线性加 速度特性的步骤。起飞的线性加速度特性是具有在0.01Hz和0.1Hz 之间的频率和约0.2g的量值的加速度信号。起飞的线性加速度特性还 可具有加速度信号，其可具有保持达约两秒的持续时间的在约0.15g 和0.5g之间的量值。检测飞机起飞的线性加速度特性的步骤还可具有 低通滤波的步骤。
该方法还可具有当检测到飞机起飞的线性加速度特性时保存线 性加速度信号的起飞加速度的步骤。已保存的起飞加速度可具有窗口 化的平均值。生成飞行状况输出信号的步骤还可具有当检测到飞机起 飞的线性加速度特性时从地面上状态变成核实起飞状态的步骤。保存 来自线性加速度信号的重力加速度分量的步骤。
从到核实起飞状态的过渡之前的一段时间开始保存重力加速度。 该时间段为约7秒。生成飞行状况输出信号的步骤还可具有检测飞机 起飞的角速率特性的步骤。飞机起飞的角速率特性是其中x轴角速率、 y轴角速率和z轴角速率全部小于角速率极限阈值的角速率。
通过旋转来变换测量的角速率，该旋转被配置和布置成使测量得 到的角速率重新定向成偏航速率、侧滚速率以及俯仰速率。该旋转是 已保存重力加速度和已保存起飞加速度的叉积。该方法还可具有相对 于时间对角速率求积分以产生俯仰角位移、偏航角位移以及侧滚角位 移的步骤。
该方法还可具有当俯仰角位移、偏航角位移或侧滚角位移大于角 位移阈值时将飞行状况输出信号设置成地面上状态的步骤。
该方法还可具有步骤：提供压力传感器。该方法还可具有检测何 时压力传感器可具有小于起飞压力减小阈值的压力减小速率的步骤。 该方法还可具有检测何时压力传感器可具有大于着陆压力增加阈值的 压力增加速率的步骤。
在另一方面，提供了一种用于检测飞机飞行状况的系统，具有： 外壳，其具有：加速度计，用于检测线性加速度且具有线性加速度输 出信号；陀螺仪，用于检测角速率且具有角速率输出信号；以及控制 器，被配置和布置成产生作为线性加速度输出信号和角速率输出信号 的函数的飞行状况输出信号，该飞行状况输出信号具有飞行中状态和 另一状态。
控制器还被配置成根据飞行状况输出信号而关断无线电。线性加 速度输出信号可具有三个独立轴线性加速度信号。角速率输出信号可 具有三个独立轴旋转速率信号。角速率输出信号可具有约25Hz的采 样率。飞行状况输出信号可具有地面上状况状态。飞行中状况状态可 具有核实起飞状况状态。
可将控制器配置和布置成使得当飞行状况输出信号可具有飞行 中状况时关断无线电。该函数是状态机算法。控制器被配置和布置成 根据飞行状况输出信号而对陀螺仪供电。控制器被配置和布置成当飞 行状况输出信号可具有地面上状况状态时将陀螺仪断电。
控制器被配置和布置成当飞行状况输出信号可具有核实起飞状 况状态时将陀螺仪通电。该函数可具有被配置和布置成产生已滤波线 性加速度的滤波器和被配置且布置成产生已滤波角速率的滤波器。控 制器被配置和布置成去除线性加速度输出信号的重力分量。系统还可 具有被配置和布置成从线性加速度输出信号中去除重力分量的高通滤 波器。该高通滤波器可具有约0.01Hz的截止频率。
控制器可被配置和布置成保存已去除的重力分量。控制器可被配 置和布置成检测飞机起飞的线性加速度特性。起飞的线性加速度特性 是具有在0.01Hz和0.1Hz之间的频率和约0.2g的量值的加速度信 号。起飞的线性加速度特性还可具有加速度信号，其可具有保持达约 两秒的持续时间的在约0.15g和0.5g之间的量值。
系统还可具有被配置和布置成对线性加速度输出进行滤波以便 检测飞机起飞的加速度特性的低通滤波器。控制器可被配置和布置成 当检测到飞机的线性加速度特性时保存加速度输出信号。已保存加速 度输出信号可具有窗口化的平均值。
控制器可被配置和布置成当可检测到飞机起飞的线性加速度特 性时将飞行状况输出信号从地面上状态变成核实起飞状态。控制器可 被配置和布置成保存来自线性加速度信号的重力加速度分量。
可从在到核实起飞状态的过渡之前的一段时间开始保存重力加 速度。该时间段可为约7秒。控制器可被配置和布置成检测飞机起飞 的角速率特性。
飞机起飞的角速率特性可以是其中x轴角速率、y轴角速率和z 轴角速率全部小于角速率极限阈值的角速率。该系统还可具有被配置 和布置成通过旋转来变换角速率输出信号的旋转变换器，该旋转被配 置和布置成将测量得到的角速率重新定向成偏航速率、侧滚速率以及 俯仰速率。该旋转可以是已保存重力加速度和已保存起飞加速度的叉 积。
该系统还可具有被配置和布置成相对于时间对角速率求积分以 产生俯仰角位移、偏航角位移以及侧滚角位移的积分器。控制器可被 配置和布置成当俯仰角位移、偏航角位移或侧滚角位移大于角位移阈 值时将飞行状况输出信号设置成地面上状态。
系统还可具有压力传感器。控制器可被配置和布置成检测何时压 力传感器可具有小于起飞压力减小阈值的压力减小速率。控制器可被 配置和布置成检测何时压力传感器可具有大于着陆压力增加阈值的压 力增加速率。
在另一方面，提供了一种在一组飞行状况状态中确定飞机飞行状 况状态的方法，具有步骤：提供用于附着于包裹的外壳，该外壳具有： 加速度计，用于检测线性加速度且具有加速度输出信号；陀螺仪，用 于检测旋转加速度且具有角加速度输出信号；从加速度计接收加速度 输出信号；从陀螺仪接收角速率输出信号；根据加速度输出信号和角 速率输出信号来确定飞机飞行状况状态，该组飞行状况状态具有飞行 中状态和另一状态。
附图说明
图1是被结合到货物跟踪设备中的第一实施例飞机飞行状况检测 系统的对象图。
图2是图1中所示的飞行状况检测系统的算法和状态图。
图3是图1中所示的系统中的地面上状态处理的流程图。
图4是图1中所示的系统中的核实起飞状态处理的流程图。
图5是用于另一实施例飞行状况检测系统的压力传感状态机的状 态图。
具体实施方式
在开始时，应清楚地理解的是相同的附图标记意图遍及多个图而 一致地识别相同的结构元件、部分或表面，因为此类元件、部分或表 面可用整个所写说明书来进一步描述或解释，本详细描述是所述说明 书的整体部分。除非另外指明，意图连同说明书一起来阅读附图(例 如，交叉阴影线、零件布置、比例、程度等)，并且将其视为本发明 的整个所写描述的一部分。在以下描述中所使用的术语“水平”、“垂 直”、“左”、“右”、“上”和“下”以及其形容词和副词派生词(例如“水 平地”、“向右”、“向上”等)简单地参考当特定图面对读者时所示结构 的取向。同样地，术语“向内”和“向外”一般地指的是相对于其伸长轴 或旋转轴的表面的取向，视情况而定。
公开的飞行状况检测系统是一种用于通过使用加速度计、陀螺仪 和/或其他传感器来检测飞机事件的系统，诸如起飞和着陆事件。可以 将飞行状况检测系统与具有蜂窝式无线电的设备一起使用以便在起飞 事件期间关掉蜂窝式无线电并在着陆时开启回来。
例如，可以在具有蜂窝式数据调制解调器的飞行货物跟踪设备内 使用飞行状况检测系统。在货物跟踪设备在地面上的同时，通过蜂窝 式调制解调器向远程服务器发送周期性跟踪报告。当飞行状况检测系 统检测到跟踪设备在正在起飞的飞机上时，货物跟踪系统的蜂窝式调 制解调器被关断。这将防止蜂窝式调制解调器无线电与飞机无线电和 传感器相干扰。此类系统是有用的，以便服从要求在起飞之前关断无 线端的飞行安全规程。当飞行状况检测系统检测到飞机已着陆时，将 蜂窝式调制解调器开启回来，允许货物跟踪设备重新开始发送出周期 性跟踪报告。
现在参考附图，并且更特别地参考图1，公开了被配置并布置在 货物跟踪和报告模块111内的飞行状况检测系统110。跟踪模块111 通常被附加于货物集装箱，诸如货物集装箱114或放置在其中。跟踪 模块111在运输货物集装箱114的同时聚集传输数据132并将其发射 到远程计算机120。跟踪模块111的主要部件是飞行状况检测系统110、 加速度计117、陀螺仪118以及无线电113。
加速度计117是低功率三轴MEMS线性加速度计，诸如来自瑞 士日内瓦的STMicroelectronics的LIS3DH。加速度计117向飞行状 况检测系统110提供三轴线性加速度数据A(Ax,Ay,Az)120。陀螺 仪118是来自VTI技术公司(现在为京都Nagaokakyo的Murata  Manufacturing Oy)的CMR3000之类的低功率MEMS陀螺仪。陀螺 仪118通过来自系统110的开/关命令122而被开启和关断。陀螺仪118 向系统110提供三轴旋转速率数据R(dθx,dθy,dθz)121。
系统110在具有其自己的闪速存储器的微控制器上实现，诸如 Atmel AVR Atmega328。系统110包含软件算法和状态机125。系统 110向无线电113提供开关命令115。系统110还通过数据传输线133 被连接到无线电113。无线电113是诸如来自意大利的里雅斯特的Telit  Wireless Solutions的GE 865-QUAD GSM/GPRS之类的无线电。无线 电113能够向/从诸如通过无线链路132之类的连接到因特网的蜂窝式 塔架之类的远程位置发射和接收数据。
图2是在飞行状况检测系统110中运行的算法125的状态机图。 算法125一般地接收加速度计数据(A)120和陀螺仪数据(R)121的 输入；并且具有输出GYRO_ON/OFF_OUTPUT 122和 RADIO_ON/OFF_OUTPUT 1115。算法125包含状态机，其一般地具 有三个单独状态，包括：GROUND_STATE 151、VERIFY_STATE 153 以及FLYING_STATE 155。算法125使用一系列变量160和参数常 数170。
加速度计数据120是时间采样加速度矢量值流，其具有用于每个 维度(Ax,Ay,Az)的加速度样本。以20Hz的速率对加速度数据进 行采样。基于功率和准确度权衡，可以高得多的速率对加速度数据进 行采样，诸如达到10kHz。请注意，不存在这样的保证，即加速度计 117的轴(x，y，z)在货物114被装载在飞机、卡车或仓库上时与重 力方向对准。换言之，货物114可以是以一定的角度取向的箱子，使 得Ax、Ay和Az都不会给出沿着世界z轴(与重力方向对准的轴)的 测量结果。陀螺仪数据121还是一系列三维矢量值(Rx,Ry,Rz)。 Rx、Ry和Rz中的每一个表示沿着三个独立轴的旋转速率。还以20Hz 的速率对陀螺仪数据进行采样，然而，当功率不是非常关心的问题时， 可使用较高采样率。可使用替换陀螺仪，其提供角加速度、加加速度、 速度和/或位置或其任何组合。
第一算法状态GROUND_STATE 151是起始状态以及对应于系 统110相信系统并在正在起飞或飞行的飞机上时的飞行状况的状态。 在GROUND_STATE 151中，将GYRO_ON/OFF_OUTPUT设置成 OFF(即，低压或FALSE)，促使陀螺仪118关闭。陀螺仪118因此 在此状态下将不要求工作功率。并且在GROUND_STATE 151中， RADIO_ON/OFF_OUTPUT 115被设置成ON(即低压HIGH或 TRUE)。因此，在此状态下，无线电113能够发射数据132。
在GROUND_STATE 151中，读取并分析加速度计数据120。如 果识别到作为潜在飞机起飞的特性的加速度计数据序列，则保存最新 加速度计数据，并且算法状态机进入VERIFY_STATE 153。
一旦在VERIFY_STATE 153中，则GYRO_ON/OFF_OUTPUT  122从OFF过渡至ON(低压至高压，FALSE至TRUE)。这促使陀 螺仪118开启并开始生成陀螺仪数据R 121。在VERIFY_STATE 153 中，分析当前陀螺仪数据R 121和加速度计数据A 120并与在潜在起 飞时保存的加速度计数据比较。随时间推移用陀螺仪数据和加速度计 数据来完成多次测试。如果分析指示未发生起飞事件，则状态返回至 GROUND_STATE。然而，如果分析指示已确实发生起飞，则状态机 进入FLYING_STATE 155。
在FLYING_STATE 155中，RADIO_ON/OFF_OUTPUT 115和 GYRO_ON/OFF_OUTPUT 122两者都被设置成OFF(电压低， FALSE)。因此，在此状态下，陀螺仪18和无线电113两者都不消 耗功率，并且防止了可以潜在地与飞行仪器相干扰的来自无线电113 的无线电信号。仍对加速度计数据120进行采样并针对作为飞机着陆 的特性的模式进行分析。如果感测到飞机着陆的加速度计模式特性， 则状态机重新进入GROUND_STATE 151。
在重新进入GROUND_STATE 151时，算法将 RADIO_ON/OFF_OUTPUT 115设置成ON(电压高，TRUE)。算 法然后将继续处理数据并如上所述地逐步通过状态机。
图3是在GROUND_STATE 151中完成的处理的数据路径图。 在GROUND_STATE 151中，RADIO_ON/OFF_OUTPUT 115为ON， 允许无线电113运行，并且GYRO_ON/OFF_OUTPUT为OFF，防止 陀螺仪118使用功率。GROUND_STATE中的算法处理使用加速度计 数据流120来判定是否已感测到候选起飞特征(signature)。加速度 计数据120首先被重力滤波器181滤波以产生重力滤波器输出182。 重力滤波器131是具有0.01Hz的截止频率的一阶低通巴特沃斯滤波 器。由于货物114在一百秒的时间间隔内通常并不缓慢地旋转，所以 从重力滤波器131出来的已滤波加速度计值182通常是加速度计117 由于重力而经历的线性加速度的良好表示。换言之，结果得到的矢量 182很可能具有相对于地球而言笔直向上的取向点。使矢量182通过 归一化块183，其将矢量182的量值按比例缩放至单位长度以产生重 力矢量G 184。重力矢量G 184是在算法125的多个函数中使用的重 要变量。
返回参考重力滤波器输出182，从原始加速度计样本120减去输 出182以产生矢量A_horiz 186。A_horiz 186是等效于原始加速度A 120但重力矢量分量已被去除的矢量。换言之，A_horiz表示水平的， 或者垂直于加速度A 120的重力(与地球相切)分量。例如，如果货 物114沿着跑道加速，则A_horiz 186一般地将表示沿着跑道的方向 上的加速度分量。
然后使A_horiz 186通过跑道滤波器187以产生输出188。跑道 滤波器187是具有0.5Hz的截止频率的一阶巴特沃恩低通滤波器。跑 道滤波器187一般地去除高频加速度，其是道路上的不平物、由于加 速而引起的迅速汽车加速度、刹车、转弯和/或货物搬运震动的特性， 以产生仅具有目标频率的加速度矢量。然后使输出188通过量值块189 以产生A_target_horiz_magnitude 190，其仅仅是输出188的矢量长度 (量值)。
A_target_horiz_magnitude 190表示去除重力分量以及不想要的 高频分量之后的原始加速度的量值。换言之， A_target_horiz_magnitude 190表示目标频率范围内的水平加速度的 量值。A_target_horiz_magnitude和G的计算是准确的，无论货物114 在什么取向上。如果A_target_horiz_magnitude是飞机起飞通常有的 值，则状态变成VERIFY_STATE 153。更具体地，如果 A_target_horiz_magnitude大于阈值A_THRESHOLD_MIN 171且小 于阈值A_THRESHOLD_MAX 172，则状态机将进入 VERIFY_STATE 153。在过渡至VERIFY_STATE 153之前，存储某 些变量以供稍后使用。重力矢量G 184被存储至G_takeoff 161，并且 A_horiz 186存储在A_horiz_takeoff 162中。作为保存G 184和 A_horiz 186的最新值的替代，存储在所检测起飞事件之前2至8秒的 G 184和A_horiz 186的值是有益的。
在VERIFY_STATE 153中，通过将GYRO_ON/OFF_OUTPUT 122设置成ON来开启陀螺仪118。一般地， RADIO_ON/OFF_OUTPUT 115不改变且保持ON，然而，在某些实 施方式中在VERIFY_STATE 153中关断RADIO_ON/OFF_OUTPUT  115可能是有益的。在VERIFY_STATE 153中计算 A_target_magnitude 190，正如在GROUND_STATE 151中一样。如 果在任何时间在VERIFY_STATE 153中，A_target_magnitude 190 下降至A_THRESHOLD_MIN 171以下或上升至 A_THRESHOLD_MAX 172以上，则状态返回至GROUND_STATE  151。换言之，如果目标频率范围内的水平加速度的量值相对于飞机起 飞的特性过高或过低，则算法确定未发生起飞事件并使状态返回至 GROUND_STATE 151。
处于VERIFY_STATE 153的加速度数据120和陀螺仪数据121 的处理包括去除偏移偏置，对数据进行滤波，并通过旋转矩阵使结果 得到的矢量数据旋转，以便使矢量轴与感知的重力方向和飞机前向加 速度对准。然后将线性加速度和旋转速率信号每个单独地求积分以产 生线性速度和角数据。然后检查加速度、速度、旋转速率、旋转角数 据以查看其是否在作为飞机起飞特性的可接受数据范围内。
图4示出了在VERIFY_STATE 153中由算法125所采取的处理 步骤。从GROUND_STATE 151接收矢量加速度数据A 120和旋转速 率数据R 121以及保存的重力矢量G_takeoff 161和水平加速度 A_horiz_akeoff 162。首先，从保存的G_takeoff 161和A_horiz_takeoff  162构造旋转矩阵199。更具体地，通过将G_takeoff 161与归一化水 平加速度A_horiz_takeoff、和G_takeoff 161与归一化A_horiz_takeoff 的矢量叉积级联来构造旋转矩阵199。在伪代码中，将旋转矩阵表示 为：
Rot.matrix＝[G_takeoff；
A_horiz_takeoff/|A_horiz_takeoff|；
G_takeoff x(A_horiz_takeoff/|A_horiz_takeoff|)]
通过将加速度矢量乘以旋转矩阵199，将加速度矢量重新定向， 使得z轴现在与重力矢量G_takeoff 161对准，并且y轴在水平加速度 矢量A_horiz_takeoff162的方向上对准。例如，如图4中所示，加速 度数据A 120是被乘以旋转矩阵199以产生矢量Abody 202的矢量。 Abody 202的z轴矢量分量Abody_z表示在感知现实世界重力的方向 上的加速度。同样地，Abody_y表示沿着跑道的方向上的飞机的加速 度或刹车。总而言之，使用旋转矩阵199来说明这样的事实，即可将 货物14在车辆上以任何取向固定，并且Abody矢量将始终旋转，使 得Abody_z在重力方向上，并且Abody_y在水平起飞加速度的方向 上。
类似于用以计算Abody 202的处理，通过与旋转矩阵199的矢量 相乘203来使旋转速率数据121旋转以产生矢量积204。然后使矢量 积204通过主体滤波器205以产生Rbody 206。主体滤波器205是具 有约0.4Hz的截止频率的一阶巴特沃恩低通滤波器。Rbody 206是R  121的低通滤波型式，其中轴已经旋转成对应于根据G_takeoff 161和 A_horiz起飞162而计算的感知机身坐标系，如在计算Abody 202时 完成的。更具体地，Rbody_z表示绕感知飞机偏航轴的旋转速率。同 样地，Rbody_y表示绕感知飞机俯仰轴的旋转速率，并且Rbody_x表 示绕感知飞机侧滚轴的旋转速率。
平均化块210保持加速度数据120的运行总和，其被除以接收到 的样本计数以产生矢量输出211。然后通过与旋转矩阵199的矢量乘 法212来使矢量输出211旋转以产生Abias主体213。Abias主体表示 旋转至与感知飞机坐标系对准的原始时间平均的加速度数据。
同样地，平均化块215保持旋转速率数据121的运行总和，其被 除以接收样本数目的计数以产生矢量积216。然后由旋转矩阵199使 矢量积216旋转以产生Rbias主体213。用来计算Abias主体213和 Rbias主体的数据局限于持续约五秒的固定持续时间。
用Rbody 206减去Rbias主体218以产生角位移B_body 222。角 位移θ_body(θ_body_x,θ_body_y,θ_body_z)222是矢量，其表示感 知飞机在用于Rbias_body 218的数据收集结束之后的时间期间已旋转 的角度的估计。例如，θ_body_y表示绕俯仰轴的飞机角位移，θ_body_z 表示绕偏航轴的飞机角位移，并且θ_body_x表示绕侧滚轴的飞机角 位移。
为了确定速度的变化，对Abody信号执行类似积分。如图4中 所示，用Abody 202减去Abias_body 213以产生矢量结果227。对矢 量结果227求积分229以产生速度变化矢量V_body 230。V_body由 三个分量V_body_x、V_body_y、V_body_z组成，每个表示一个维度 上的速度的变化。例如，V_body_y表示沿着跑道方向的速度的变化。
还使速率数据121通过速率滤波器233，其为具有约0.1Hz的截 止频率的一阶巴特沃恩低通滤波器。速率滤波器233的输出是 R_lowpass 235。
在状态VERIFY_STATE 153中，对计算的加速度、速度变化、 旋转速率以及角位移变量执行一系列边界检查。
该边界检查包括R_low_pass 235的绝对值仍为 <RATES_THRESHOLD 173的检查。这将排除货物114旋转过快而 不是飞机起飞的特性的时间。同样地，验证Abody 211的绝对值以保 持大于BODY_MAX_ACCEL。另外，算法125验证其他参数，包括：
abs(θ_body.y)＜-MAX_PITCH_DOWN 175
θ_body.x＞YAW_ROLL_LIMIT 176
abs(θ_body.z)＞YAW_ROLL_LIMIT 177
abs(V_body.y)＞YZ_MAX_V 178
abs(V_body.z)＞YZ_MAX_V 178
abs(Rbody)＞MAX_RATES 179
abs(Abody)＞BODY_MAX_ACCEL 174
如果任何被测试变量不在可接受范围内，则状态将变回到 GROUND_STATE。然而，如果没有被测试变量在范围之外达大于 VERIFY_DURATION的持续时间且俯仰角位移B_body.y大于 MIN_PITCH UP且跑到取向速度的变化V_change.x大于X_MIN_V， 则状态变成FLYTNG_STATE 155。
在FLYTNG_STATE 155中，使得GYRO_ON/OFF_OUTPUT 和RADIO_ON/OFF_OUTPUT两者都为OFF。在FLYTNG_STATE  155中还使用与在VERIFY_STATE 153中相同的方法来计算Abody。 通过感测何时Abody.y<-LANDING_THRESHOLD来检测着陆事 件。当检测到着陆事件时，状态变回成GROUND_STATE。
飞行状况检测系统110的其他实施例包括算法修改和附加传感器 数据类型的使用。
在第二实施例中，将FLYTNG_STATE处理补充为涉及到预期 飞机操纵的常规监视。这些操纵包括：
a.协调转弯
i.其中可预期保持水平平面圆形运动约束。
b.耦合的侧滚和偏航速率
i.其中可预期侧滚速率使得将偏航速率引导到转弯中，后面是恒 定偏航速率运动，并且最后，侧滚速率用相反的符号将偏航速率引导 出转弯。
c.维持非零姿态
i.其中可预期飞行的爬坡或下降阶段将保持上仰或下俯飞机取 向达相当长的时间。
第三实施例包括在GROUND_STATE中实现以利用由于货物搬 运而引起的倾斜和旋转是货物将不在准备起飞的飞机上的强指示符的 事实的运动锁定机制。因此，在检测到搬运倾斜和/或旋转的情况下， 防止从GROUND_STATE出来的状态转移达约两分钟的持续时间。
第四实施例飞行状况检测系统包括使用如图5中所示的飞行状况 的基于压力的确认。在基于压力的决策中添加来自压力传感器501的 输入。使用压力的绝对比较和/或针对阈值的压力导数的比较作为起飞 的确认。压力和/或压力导数在起飞后上升和着陆下降期间下降至阈值 以下或以上。更具体地，压力传感器被配置成以1Hz的速率对压力进 行采样。此压力传感器数据用来计算随时间推移也被低通滤波的压力 的时间导数。同时地对压力导数进行低通滤波和计算的高效方法涉及 到获取压力数据，通过两个单独低通滤波器(每个具有不同的时间常 数)进行低通滤波，并且然后取两者之间的差。此低通滤波时间导数 压力信号然后被算法用来检测刚好在起飞之后的飞机爬升以及着陆之 前的飞机下降。
然后通过检测平滑化时间导数压力信号的变化来验证标准算法 状态转移(即图2)。更具体地，当平滑化时间导数压力信号下降至 小于TAKEOFF_PRESSURE_THRESHOLD时，验证如图2中所示 的从VERIFY_TAKEOFF至FLYTNG_STATE状态的过渡。同样地， 当平滑化时间导数压力信号变得大于 DESCENDING_PRESSURE_THRESHOLD时，验证从 FLYTNG_STATE至GROUND_STATE的过渡。实施例可以具体地 针对压力信号处理而利用状态机(图5)，其与标准算法状态机(图2) 分离。在此配置中，压力信号处理状态机510与状态机并行地运行， 如在第一实施例中所述和图2中所示。
如图5中所示，压力状态机510具有WAITING_STATE 520、 TAKEOFF_STATE 525、CLIMB_FINISHED_STATE 527、 DESCENDING_STATE 529以及LANDED_STATE 520的状态。状态 机在WAITING_STATE 520中开始。如果平滑化时间导数压力信号 曾具有在阈值PTHRESH的负值以下的值，则状态将过渡至 TAKE_OFF_STATE 525，指示存在飞机正在爬升的可能性。同样地， 在处于WAITING_STATE 520的同时，如果平滑化时间导数压力信 号曾具有在阈值PTHRESH以上的值，则状态将过渡至 DECENDING_STATE 529，指示存在飞机正在下降的可能性。
在处于TAKEOFF_STATE 525的同时，如果平滑化时间导数压 力信号的绝对值曾下降到阈值PTHRESH以下，则状态将变成 CLIMB_FINISHED_STATE 527。在CLIMB_FINISHED_STATE 527 中，可将指示爬升已结束的消息传送至算法的其他部分，然后状态将 返回至WAITING_STATE 520。同样地，在处于 DECENDING_STATE 525时，如果平滑化时间导数压力信号的绝对 值曾下降到阈值PTHRESH以下，则状态将变成LANDED_STATE  531。在LANDED_STATE 531中，可将指示飞机已着陆的消息传送 至算法的其他部分，然后状态将返回至WAITING_STATE 520。如所 述的压力传感器501的添加和压力信号的分析允许确定飞行状况的辅 助手段，其可用作备用方法，或者作为确认由其他方法确定的飞行状 态的方式。
在第五实施例中，在飞行状况检测系统上实现故障保险定时器。 当在飞行中时，使用定时器来检测何时已超过总可能飞行时间阈值以 将状态机带出飞行状态，以确保对于错过的着陆检测的故障保险操作。
在第六实施例中，使用地理位置数据来实现地理围栏(fencing)。 可针对由GPS、小区三角测量或WiFi确定的设备的实时位置比较机 场位置的库。当系统GPS指示设备在机场边界内时，可以用更激进的 参数来运行起飞检测算法。例如，可使用较高加速度计采样率，和/ 或可开启陀螺仪作为等待起飞加速度的替代。当系统不在机场边界内 时，其可以在较不激进模式下运行，或者根本不运行以节省设备功率 并延长电池寿命。
在第七实施例中，还用扩音器和DSP信号处理来检测喷气或螺 旋桨引擎的音频标记以进一步确认设备在飞机内且应将其无线电关 断。
在第八实施例中，使用磁强计来帮助检测接近于货物的磁场和场 特征。例如，可以用磁强计和DSP信号处理来检测各种飞机主体的唯 一磁性特征以进一步确认设备在飞机内且应将其无线电关断。
公开的飞行状况检测系统和方法导致多个优点和令人吃惊的结 果。该系统和方法能够准确地区别飞机飞行事件及其他传输移动，得 到一种能够在飞行起飞之前安全地关断外部无线电并在着陆之后不久 重新开启无线电的系统和方法。用公开的系统和方法，还使错误无线 电关断最小化。此外，该方法和系统能够在仅使用低采样速率和处理 功率的同时准确地操作。这导致显著的功率节省并允许系统和方法在 没有再充电或新电池的情况下工作达延长时段。另外，虽然公开设备 和方法可以具有GPS，但GPS并不是准确的运行所必需的。没有GPS 的方法和设备的使用相比于使用GPS的设备或方法提供相当大的功 率节省。最重要地，可能，公开的方法和系统提供不要求外部输入或 与其他系统的协调的全自包含式系统的益处。这允许在没有对外部基 础设施的依赖性的情况下的部署且提供独立于其他系统故障的高可靠 性。
虽然已示出并描述了飞行状况检测器系统的多个实施例，并且讨 论了其多个修改，本领域的技术人员将很容易认识到在不脱离本发明 的精神的情况下可完成各种附加改变。