CN103314336B - 用于控制竖直飞行航迹的飞行控制系统和方法 - Google Patents

Abstract

用于控制飞行器的竖直飞行航迹的飞行控制系统和方法，该飞行控制系统包括：包括飞行器运动的横向解耦方程和飞行器运动的纵向解耦方程的稳定的解耦模型；以及可操作地与该稳定的解耦模型相关联的反馈命令环路。该反馈命令环控路包括：竖直飞行航迹倾角控制算法、高度控制算法和竖直速度控制算法。

Description

用于控制竖直飞行航迹的飞行控制系统和方法

技术领域

本发明大体上涉及飞行控制系统，更具体地涉及能够对竖直飞行航迹进行精准控制的飞行控制系统和方法。

背景技术

能够盘旋和低速飞行的飞行器包括诸如直升飞机和倾斜旋翼机的旋翼飞机以及竖直起降喷气机即AV-8B“鹞”式战斗机和F-35B闪电战机II。除了需要过渡进入和离开盘旋，这些飞行器可以相对地面低速地度过他们的任务操纵的重要部分。有时，这个操纵必须在外部障碍物例如建筑物、树、发射塔和电力线周围的有限空间内进行。

对于传统的飞行控制系统，对地操纵(GRM)不但要求飞行员为了抵消风力引起的干扰在多个轴中输入常量控制，而且要求飞行员消除飞行器的自然耦合响应。因为飞行员必须检测无命令飞行器的运动，然后输入合适的控制输入量以消除干扰，所以在这种操纵期间飞行员的工作负荷可能变得相当高。在最糟的情况下，可能要求飞行员在恶化的视觉环境下进行GRM飞行。在缺乏检测离轴运动的可视化提示的情况下，飞行员在有限空间内操纵时可能意外地飞进外部障碍物。

为了控制旋翼飞机的竖直运动，传统的旋翼飞机机械控制调节主旋翼或旋翼的总距角。由于旋翼总距的变化也将改变维持旋翼速度所需的动力，所以使用发动机调速器来改变发动机动力以便维持旋翼速度。

在使用传统旋翼飞机总距控制的GRM期间，飞行员控制竖直飞行航迹的工作负荷可能相当高。具体地，盘旋的减速方法尤其可能加重飞行员的负担，因为必须不断地调整总距以维持恒定的朝着盘旋地点的竖直航迹角(VFPA)。在恶化的视觉环境下，包括偶然进入昏暗或雾状天气条件，对竖直飞行航迹判断错误可能产生灾难性的后果。

已经在旋翼飞机的竖直轴上使用反馈控制系统以保持各种竖直参数，例如高度、竖直速度(VS)或VFPA。这种反馈系统的简单应用包括平行配平执行机构，其能够驱动机械的总距控制器上升或下降以保持期望的竖直参数。在这种控制系统中，飞行员可以施加抵抗配平作用力梯度的作用力来移动总距或使用作用力配平释放(FTR)开关来释放配平执行机构从而超控配平执行机构。一旦飞行员释放总距作用力或FTR开关，反馈回路将获取并保持新的竖直参数。

使用用于竖直控制的平行配平执行机构有几个缺陷。首先，由于执行机构的故障可能引起总距控制器失控，所以最大执行速率必定受到限制。由于该速率受限，故在操作飞行期间总距不可能足够快地移动以维持竖直参数。例如，在失败的起飞过程中，由于平行配平执行机构不能足够快地下移总距以保持高度，所以最初的上仰减速将导致高度迅速增加。随着飞行器减速至盘旋，配平执行机构不能足够快地上移总距，也就不能阻止它落入地面。

使用用于竖直控制的平行配平执行机构的另一缺陷是增加飞行员改变竖直状态的工作负荷。为了克服配平执行机构，飞行员必须施加总距控制力或激活FTR开关。工作负荷的增加可能降低GRM期间竖直飞行航迹的准确度。

平行配平执行机构的最后一个缺陷是：一旦飞行员使用作用力或FTR开关超控它，反馈控制系统就失效了并且控制加力的所有优势都丧失了。没有竖直加力，其他轴的控制输入可能耦合到竖直轴，从而降低人机闭环竖直操纵的准确度。

交替的竖直控制设计将从驾驶舱控制到旋翼总距的所有机械控制联动机构替换为电线。在该电传操纵(FBW)设计中，驾驶舱控制馈送到飞行控制计算机中，飞行控制计算机计算获得由飞行员命令的竖直响应所需要的总距控制信号。由于控制系统组件的高冗余度，控制系统发生故障的可能性足够低，以便能够快速、全权控制旋翼总距或者用于飞行器竖直控制的任何其他控制面。

由于FBW飞行控制可以自动调整控制配平位置，故排除了配平驾驶舱控制的必要性。通过允许“独特配平”设计的实施，可以大大简化驾驶舱控 制。有了独特配平控制器，飞行员使用离开中心“止动”位置的控制器来命令飞行器状态的变化，以及使用回到止动位置的控制器命令飞行器来保持当前配平状态。飞行员还可以使用驾驶舱开关来“提示”飞行器状态的小变化，而不将控制器从止动位置上移开。

这种独特配平的一个例子是四轴侧臂控制器。对于该控制器，通过上下移动控制器来完成竖直命令。由于对其他三个轴使用相同的控制器进行命令，所以飞行员必须仔细地只对期望的轴进行命令。

在竖直轴使用独特配平控制器的主要缺陷为：飞行员对实际的总距位置或飞行器动力没有触觉反馈。失去动力触觉提示迫使飞行员依靠像驾驶舱仪表这样的辅助提示来评估动力限制并对动力限制做出响应。注意力分散可能引起在像GRM这样的飞行的关键阶段或者处理例如失去动力的紧急程序时失去态势感知意识。

尽管上述进展表明在飞行控制算法领域的巨大进步，但仍有许多缺陷。

附图说明

在所附的权利要求中列出视为本申请特点的新颖的特征。然而，当结合附图阅读时，参考下述详细描述将更好地理解本申请本身及其较优的使用模式、以及进一步的目的和优点，其中：

图1示出了典型的使对地操纵能够进行的控制算法模式的飞行包线；

图2示出了通过施加到竖直控制器上的作用力来改变盘旋高度的事件序列的例子；

图3示出了通过按下FTR开关移动竖直控制器来改变盘旋高度的事件序列的例子；

图4示出了通过加速进入较高速度的VFPC包线来从AGL高度保持过渡到气压高度保持的事件序列的例子；

图5示出了从高度保持过渡到上升的VFPA保持的事件序列的例子；

图6示出了从上升的VFPA保持过渡到高度保持的事件序列的例子；

图7示出了提示高度的事件序列的例子；

图8示出了提示VFPA的事件序列的例子；

图9示出了在下降接近盘旋时以恒定的VFPA减速的事件序列的例子；

图10示出了当以低速VFPC包线运行时，从VFPA保持过渡到高度保持的事件序列的实施例；

图11示出了通过参考飞行员的驾驶舱竖直控制器、竖直提示开关和竖直控制器FTR开关在控制算法中生成了竖直命令；

图12示出了随着逆风的增加过渡区域如何向上移动，以使下限不降至低于20节对地速度；

图13示出了从盘旋强制快加速到50指示空速，然后强制快速减速回盘旋的仿真数据；以及

图14示出了竖直控制算法如何将VFPC命令路由到合适的竖直控制执行机构。

本申请的系统具体实施例以附图中例子的方式示出，并且在文中详细描述，而本申请的系统和方法易被进行各种修改和替代。然而应当理解，此处具体实施例的描述意图不在于将本发明限定为公开的具体实施例，相反，其意图是覆盖落入所附权利要求界定的本申请方法的精神和范围内的所有的修改、等同和替换。

具体实施方式

当飞行控制算法在飞行器电源状态为飞行员提供触觉反馈时，能够遍及飞行包线进行准确的竖直飞行航迹控制(VFPC)。在没有飞行员的竖直控制输入的情况下，控制算法将保持高度或VFPA。竖直提示输入使准确过渡到高度或VFPA成为可能。在竖直保持和提示操作期间，驾驶舱竖直控制器将被反驱动用于大致匹配向飞行器竖直控制发送的实际的竖直命令(用于直升飞机的主旋翼总距)。飞行员对竖直控制器的输入将命令VS改变。

图1示出了典型的使GRM能够进行的控制算法模式的飞行包线101。对于本发明，区域103描绘了较高速度VFPC包线，而区域105和区域107则描绘了低速VFPC包线。在较高速度，VFPC将保持气压高度或VFPA。 由于集成有能够对地形数据库提供更新的前视地形传感器，VFPC也能提供以较高速度进行低空操作的地形跟踪。在低速和低空时，VFPC将使用来自高于地平面(AGL)高空传感器例如雷达高度计的数据来保持AGL高度。

在没有飞行员的竖直控制输入的情况下，在VS或VFPA的绝对值降到设计阈值以下时，控制算法将自动占用高度保持，典型地，VS和VFPA的设计阈值分别为1英尺/秒和1°在无飞行员竖直控制输入的情况下运行在较高速度的VFPC包线103时，控制算法将在竖直状态高于高度保持阈值时自动占用VFPA保持。

无论何时飞行员手动按下FTR开关(未示出)或施加足够的控制力使飞行器的控制器离开反驱动止动位置，控制算法都识别飞行员竖直控制输入。在有飞行员的竖直控制输入的情况下，控制算法将不再反驱动控制器而是命令与从止动位置上控制位移量成比例的VS的变化。

图2示出了通过向竖直控制器上施加作用力来改变盘旋高度的事件序列的例子。图2中的曲线图201、203、205和207来自盘旋期间上升的竖直控制器输入的仿真数据。曲线图201示出了竖直控制器作用力，而曲线图203示出了竖直控制器位移。曲线图201示出了竖直控制器开始移出止动位置之前2.5磅的起动力。曲线图203示出了作为竖直控制器位移的结果的控制算法中的VS命令。一旦飞行员释放了竖直控制器作用力，VS命令就回到零。当竖直状态回落到高度保持阈值内时，高度保持恢复运行。在这种情况下，VS的绝对值降低到1英尺/秒阈值以下。曲线图205示出了高度的变化，而曲线图207示出了竖直速度的变化，曲线图205和207的变化是由竖直控制器输入造成的。

图3示出了通过按下FTR开关移动竖直控制器来改变盘旋高度的事件序列的例子。图3中的曲线图301、303和305是来自盘旋期间随着FTR开关被按下而上升的竖直控制器输入的仿真数据。曲线图301和303示出了随着FTR被按下竖直控制器的位移，而曲线图305示出了随着FTR被按下竖直控制器的位移导致的VS命令。一旦FTR不再被按下，VS命令变为零而且竖直控制器被反驱动以使飞行器水平飞行。正如没有FTR被按下的例子，当竖直状态落到低于高度保持阈值内时，高度保持恢复运行。

图4示出了通过加速进入较高速度的VFPC包线从AGL高度保持过渡到气压高度保持的事件序列的例子。图4中的曲线图401、403、405和407是来自在低空从盘旋加速到60指示空速(KIAS)的仿真数据。曲线图401示出了加速期间的空速。曲线图403示出了加速期间竖直控制器的反驱动。曲线图405示出了当飞行器加速进入较高速度VFPC包线时用箭头指示的参考高度的猛增。曲线图407示出了向气压高度保持过渡期间没有VS向导的瞬变现象。在该曲线图中，VS的增加是由于上仰而停止减速。曲线图405示出了即使有这个小幅增加，气压高度仍然会回到参考高度。

在较高速度的VFPC包线中，当飞行员施加足够的作用力将竖直控制器移出止动位置时，控制算法将自动占用FTR。这样，少量的作用力(通常为2-3磅)将释放作用力配平以及在不必使用手动FTR开关的情况下使飞行员得以移动竖直控制器来设置期望的VS。一旦竖直控制器停止移动定量时间(通常为3-4秒)，自动FTR特征(自动FTR)将关闭。此时，只要竖直状态高于高度保持阈值，控制算法将自动占用VFPA保持。

图5-8适用于高速VPFC包线。图5示出了从高度保持过渡到上升的VFPA保持的事件序列的例子。图5中的曲线图501、503、505、507和509是来自以60指示空速水平飞行期间上升的竖直控制器输入的仿真数据。曲线图501示出了当自动FTR开始运转时控制器作用力降至零。应当注意在实际的飞行器上，当FTR被占用而移动竖直控制器时，飞行员仍然不得不施加很少量的作用力来克服摩擦力。曲线图509示出了在飞行员停止移动总距之后VFPA保持开始运转3-4秒。这与自动FTR关闭的时间一致。仔细查看曲线图503发现：VFPA保持开始运转之后竖直控制器有轻微的移动，表示反驱动在起作用。

当竖直状态回到高度保持阈值内时，自动FTR也将关闭。这使飞行员在不必查看驾驶舱内部确保VS回到零的情况下，将飞行器恢复到高度保持。例如，为了从上升到水平飞行，飞行员最初将需要推送少量的向下作用力来解除VFPA保持。由于飞行员继续将总距下移至水平飞行，他或她将感觉到控制力增加到表示竖直状态在高度保持阈值内。如果此时飞行员停止移动竖直控制器，飞行器将进入高度保持。另一方面，如果飞行员施加足够的作用 力以克服高度保持止动位置，自动FTR将释放该作用力，且继续的总距运动将设置下降的速率。

图6示出了从上升的VFPA保持过渡到高度保持的事件序列的例子。图6中的曲线图601、603、605、607和609来自以60指示空速爬升期间下降的竖直控制器输入的仿真数据。曲线图601示出了当自动FTR开始运转时，控制器作用力降至零。曲线图607示出了VS命令。曲线图609示出了当竖直状态降至高度保持阈值以下时，高度保持开始运转。在这种情况下，VFPA的绝对值降到1°阈值以下。曲线图601示出了当高度保持打开时，自动FTR关闭。此时控制力逐渐增加暗示飞行员控制器处于高度保持止动位置。仔细查看曲线图603发现：高度保持开始运转之后竖直控制器有轻微的移动，表示反驱动在起作用。

当建立了高度保持时，飞行员可以使用竖直提示开关对高度进行精确调整。图7示出了提示高度的事件序列的例子。图7中的曲线图701、703、705和707来自以60指示空速水平飞行时上升的竖直提示的仿真数据。曲线图701示出了在提示期间驾驶舱竖直控制器被反驱动抬高了约0.5英寸，然后一旦解除提示就恢复到初始位置附近。曲线图703示出了由竖直提示开关输入而得到的VS命令。在这种情况下，高度提示命令5英尺每秒的VS。该VS提示速率预设在控制算法内以便在低空盘旋时，飞行员可以使用竖直提示来命令2英尺每秒的着陆。曲线图705和707示出了一旦松开提示开关而且竖直状态降落到高度保持阈值以下，高度保持就恢复运行。在这种情况下，VFPA的绝对值降到1°阈值以下。

当建立了VFPA保持时，飞行员可以使用竖直提示开关对VFPA进行精确调整。图8示出了提示VFPA的事件序列的例子。图8中的曲线图801、803、805和807来自以60指示空速下降时上升的竖直提示的仿真数据。曲线图801示出了在提示期间驾驶舱竖直控制器被反驱动抬高了约0.8英寸。曲线图803示出了上升的提示如何引起参考VFPA以设定的速率向上移动。在这种情况下，VFPA提示速率设置为0.5度每秒。来自曲线图803的参考VFPA被过渡成曲线图805上的VS向导。曲线图803和曲线图805也突出了阻止高度保持在VFPA提示期间自动出现的逻辑。只要在通过高度保持阈 值过渡时保持竖直提示，该提示将继续命令VFPA的变化。然而，如果在处于高度保持阈值内时解除提示，那么控制算法将自动过渡至高度保持。

如果飞行员在VFPA保持时改变前向速度，控制算法将自动调整竖直控制命令并反驱动竖直控制器以保持VFPA。图9示出了在下降接近盘旋时以恒定的VFPA减速的事件序列的例子。图9中的曲线图901、903、905、907、909和911来自下降接近盘旋的仿真数据。曲线图901和903分别示出了接近盘旋期间空速和高度的下降。曲线图905示出了在最初上仰开始减速期间驾驶舱竖直控制器被反驱动下降。随着减速继续，竖直控制器被反驱动拉高至保持恒定的VFPA。曲线图907和909示出了竖直状态降落到高度保持阈值以下时，平稳过渡到高度保持。在这种情况下，VS的绝对值降到1英尺每秒的阈值以下。曲线图911示出了在整个减速期间飞行器朝着盘旋点维持恒定竖直飞行航迹。

一旦飞行员在VFPA保持时过渡进入低速VFPC包线，自动FTR特征将失效而且如图8所示VFPA可以通过使用竖直提示来改变。飞行员也可以进行竖直控制器输入来命令VS改变，这时FTR开关被按下或不被按下。然而，一旦竖直控制器回到止动位置而没有按下手动FTR开关，控制算法将命令VS为零，一旦竖直状态低于高度保持阈值就将飞行器自动恢复到高度保持。

图10示出了当以低速VFPC包线运行时，从VFPA保持过渡到高度保持的事件序列的例子。图10中的曲线图1001、1003、1005、1007和1009来自减速到30节对地速度(KGS)随后是用于水平飞行的小的竖直控制输入的恒定VFPA的仿真数据，该30节KGS被所采用。曲线图1001示出了减速至30KGS。曲线图1005示出了在减速期间反驱动竖直控制器位置以保持恒定的VFPA。在40秒时，飞行员向竖直控制器内输入了微小的上升或突变。当控制器回到止动位置，VS命令如第四幅曲线图所示变为零。该突变输入导致飞行器水平飞行而且进入高度保持。如果VFPA保持在低速VFPC包线内时飞行员暂时按下竖直FTR开关，将发生一系列相同的事件。

本领域的技术人员将理解：在本发明中所公开的竖直飞行器导航方法可应用于如下各项的任意组合：全权FBW飞行控制系统和部分权限机械系统；以及任何能够进行GRM的飞行器，包括旋翼飞机和竖直起降喷气机。

如图11所示，启用VFPC性能的关键在于先进的控制算法架构1101中。图11示出了VFPC架构1101包括三个竖直控制：用于控制VS的第一模块(block)1103标为“Vert_SPD”，用于控制高度的第二模块1105标为“Vert_ALT”，以及用于控制VFPA的第三模块1107标为“Vert_FPA”。

由于VS是由竖直控制执行机构所控制的主要竖直状态，所以模块1103是竖直控制算法的内环。如果高度保持开启，则模块1103由模块1105馈送；如果高度保持关闭，则模块1103由VS命令与模块1107的输出之和馈送。

模块1105包含在气压高度保持和AGL高度之间切换的逻辑，这取决于飞行器是处于高速VFPC包线还是处于低速VFPC包线中。该逻辑还将在切换期间复位参考高度以防止模块1105输出的跳变。

通过参考飞行员的驾驶舱竖直控制器、竖直提示开关和竖直控制器FTR开关控在制算法内生成竖直命令1111。控制算法处理这些控制输入以生成合适的竖直响应命令。这些命令然后被发出到控制算法导航模块以在竖直轴操纵飞行器。

控制算法需要下列一些飞行器传感器1113来完成VFPC，包括：惯性导航系统(对地速度和VS)、大气数据计算机(空速和气压高度)、以及雷达或激光高度计(AGL高度)。飞行器模型可以由空气动力学数据获得，一组线性模型可以基于飞行器传感器1113测得的空速开发出来。这些线性模型包括横向和纵向运动方程。由于飞行器模型矩阵大而且矩阵内包含横向和纵向运动的耦合项，所以很难同时确定所有运动最好的性能控制增益。为了克服这些问题，飞行器性能的线性模型首先被解耦合。在飞行器模型被解耦合为横向和纵向运动方程后，横向和纵向运动之间的耦合项的影响可以被降低到最小，从而稳定系统。

这些控制算法可被应用于任何旋翼飞机和竖直起降喷气机。VFPC输出仅需要路由到一个或多个合适的执行机构。对于传统的直升飞机，VFPC输出发送到主旋翼总距。控制算法使用竖直控制器作用力来确定控制器是否离开无作用力止动位置。离开止动位置的阈值通常被设置成匹配竖直控制器的起动力(通常为2-3磅)，滞后以防止动标记的快速循环。无论是控制器离开止动位置还是启用FTR，控制算法都计算竖直控制器的位移。竖直控制器 位移随后用于计算VS命令。

竖直命令还由竖直提示开关生成。如图7所示，如果处于高度保持，提示开关将生成VS命令。同样地，如图8所示，如果处于VFPA保持，提示开关将生成VFPA变化率。

高速和低速VFPC包线之间的速度过渡区域基于指示的空速，以便飞行员意识到控制算法区域。过渡区域为10节宽，当逆风低于20节时，下限为40KIAS。图12示出了随着逆风的增加过渡区域1201如何向上移动，以便下限将不会降至低于20KGS。该算法确保在逆风低于20KGS时，甚至在飞入强逆风时控制算法将一直处于低速VFPC包线中。

当向前加速时，控制算法将在经过过渡区域的上限时切换至高速VFPC包线。当减速时，在经过过渡区域的下限时将切换至低速包线。该速度滞后防止在过渡区域操作时低速和高速控制算法之间的快速切换。

模块1107中使用的VFPA在控制算法中使用下列方程进行计算：

γ＝tan^-1(V_z/V_x) (1)

其中，γ是VFPA,V_z是带有上升的正数的VS,而V_x是前向对地速度。为了避免方程(1)中有奇异点，V_x被限制为大于5KGS。

当VFPA保持打开时，模块1107将初始化为当前的VFPA。模块1107使用如下方程来计算保持参考VFPA所需要的VS。

V_zREF＝V_x·tanγ_REF (2)

其中，V_zREF是参考VS，而γ_REF是参考VFPA。前向对地速度的任何变化将引起模块1107输出的变化。

当VFPA保持在运行时，VFPA提示命令将以设定的速率改变参考VFPA。当飞行员对竖直控制器进行输入以改变VS时，VFPA提示将不再起作用。另外，模块1107将继续输出保持参考VFPA所需的VS。将该值与飞行员命令的VS的变化求和用于向模块1103提供VS导航。当竖直控制器回到止动位置，如果飞行器的竖直状态在高度保持阈值内，或者如果飞行器处于低速VFPC包线，模块1107将复位VFPA为零。

为了最小化强制的航向倾角变化对VS的影响，模块1103包括预测由俯仰姿态变化引起的VS变化的环路。预测的VS变化使用如下方程计算：

V_{z Δθ}＝V_x·tanΔθ (3)

其中，V_{z Δθ}是航向倾角引起的VS的变化，而Δθ是俯仰姿态的变化。航向倾角的变化使用时间常量通常小于1秒的洗出(washout)滤波器进行计算。该航向倾角引起的VS从开关1109向模块1103输入的VS导向中减掉。结果，来自模块1103的VFPC命令输出将引起任何航向倾角的变化以最小化它们对VS的影响。

航向倾角引起的VS环路将在低空出发-中止操纵期间显著地改进高度保持性能。图13中的曲线图1301、1303、1305和1307示出了从盘旋强制加速到50KIAS然后强制减速回盘旋的仿真数据。图13也示出了航向倾角引起的VS改进了高度保持。在航向倾角引起的VS环路开启或关闭的情况下，完成操纵。曲线图1303示出了航向倾角引起的VS环路对竖直控制器的影响。在强制上仰以开始减速期间，竖直控制器在航向倾角引起的VS环路开启的情况下早一到两秒开始反驱动向下。曲线图1305示出了在该强制操作期间航向倾角引起的VS环路开启的情况下高度保持在15英尺以内。当环路关闭，飞行器在强制上仰减速期间高度增加两倍。

图14示出了竖直控制算法如何将VFPC命令路由到合适的竖直控制执行机构。当没有FTR的情况下，竖直控制器处于止动位置，逻辑开关1401将使VFPC命令1101可以反驱动竖直控制器配平执行机构1403。该VFPC反驱动命令是发送用于移动配平执行机构的配平速率信号。

如图14所示，VFPC命令也添加到实际的竖直控制器位置1405。该信号然后被传送到竖直控制面执行机构1407以影响飞行器的竖直状态。对于传统的直升飞机，这是传送到主旋翼总距执行机构的信号。该执行机构信号可以被电动传送用于FBW飞行控制系统或被机械传送用于传统的飞行控制系统。对于机械传送情况，VFPC命令信号被发送到一系列执行机构，这些执行机构将这个位移量添加到飞行员的竖直控制器的位移。

在竖直控制器反驱动期间，当VFPC命令变到零时，竖直控制器将停止移动。在这种情况下，驾驶舱竖直控制器将匹配竖直控制面执行机构的相对 位置以给予飞行员对飞行器的动力需求的触觉反馈。

当飞行员将竖直控制器移出止动位置或FTR起作用时，图14中的逻辑开关1401将设置发送至配平执行机构的反驱动信号为零。在这种情况下，由于飞行员对竖直控制器的移动是VS命令，来自控制算法的VFPC命令输出将是竖直控制器位置和需要生成命令的VS的命令之间的区别。在恰当地啮合与竖直控制器的位移成比例的VS命令的情况下，VFPC命令可以保持在最小值。这在移动总距改变VS期间将在动力状态上给予飞行员准确的触觉反馈。

VFPC设计的直觉本质将使飞行员能够在最小的工作负荷下遍及飞行器包线准确地控制竖直飞行航迹。VFPC设计将在没有飞行员竖直控制器输入的情况下保持高度或VFPA。竖直控制器将被反驱动以给予飞行员在飞行器动力状态上的反馈。飞行员可以使用竖直提示开关对竖直飞行航迹做出小调整。对于较大的调整，飞行员可以简单地移动竖直控制器以复位竖直状态。一旦飞行员停止竖直控制输入，控制算法将捕获并保持新的竖直状态。

本发明克服了当前用于VFPC的其他方法的缺陷。由于VFPC命令被直接传送到一个或多个竖直控制面执行机构，系统甚至在强制GRM期间具有速度准确地保持或改变竖直飞行航迹。当竖直保持模式被占用时通过反驱动飞行员的竖直控制器，飞行员将对飞行器的动力状态有触觉反馈。另外，VFPC的自动特征使飞行员可以对竖直飞行航迹做出更大的调整，甚至不必激活任何开关。

以上仅示出了特定的实施例，当然本申请可以被修改和以不同的方式实施，但对在这方面获得技术启示的本领域的技术人员而言显然是等同形式。因此，显然以上公开的特定实施例可以被改动或修改，并且所有这些变型均被视为在本申请的保护范围和精神之内。相应地，此处想要的保护如之前说明书所述。很显然，描述和示出了具有重大优势的申请。尽管本申请以有限数量的形式被示出，但它并不限于这些形式，而是在不脱离其精神的情况下经得起各种改动和变型。

Claims (19)

1.一种用于控制飞行器的竖直飞行航迹的飞行控制系统，该系统包括：

包括飞行器运动的横向解耦方程和飞行器运动的纵向解耦方程的稳定的解耦模型；

可操作地与所述稳定的解耦模型相关联的反馈命令环路，该反馈命令环路包括：

竖直飞行航迹倾角控制算法；

高度控制算法；以及

竖直速度控制算法；

其特征在于，当飞行器高度保持装置被激活时，所述竖直速度控制算法可操作地与高度控制算法相关联，反馈命令环路通过发送用于移动配平执行机构的配平速率信号来反驱动竖直控制器配平执行机构；以及

其中，当所述高度保持装置被去激活时，所述竖直速度控制算法可操作地与竖直飞行航迹倾角和竖直速度命令之和相关联。

2.根据权利要求1所述的飞行控制系统，还包括：

控制器，用于产生竖直命令。

3.根据权利要求2所述的飞行控制系统，其中，所述控制器选自如下控制器组：驾驶舱竖直控制器、竖直提示开关和竖直控制器作用力配平释放开关。

4.根据权利要求2所述的飞行控制系统，其中，在没有来自所述控制器的竖直命令的情况下，当所述飞行器的竖直速度或竖直飞行航迹倾角的绝对值降到设计阈值以下时，所述反馈命令环路将自动占用高度保持。

5.根据权利要求2所述的飞行控制系统，其中，所述反馈命令环路使用竖直控制器作用力来确定所述控制器是否离开没有作用力的止动位置。

6.根据权利要求5所述的飞行控制系统，其中，当所述控制器离开止动位置时，所述反馈命令环路计算竖直控制器位移。

7.根据权利要求2所述的飞行控制系统，其中，所述竖直控制器是提 示开关；

其中，当竖直飞行航迹倾角保持被激活时，所述提示开关以设定速率改变参考竖直飞行航迹倾角；以及

其中，当飞行员对所述控制器进行输入以改变竖直速度时，所述提示开关不起作用。

8.根据权利要求1所述的飞行控制系统，还包括：

可操作地与所述反馈命令环路相关的飞行器传感器；

其中，所述飞行器传感器选自如下传感器组：内部导航系统、大气数据计算机和雷达高度计。

9.根据权利要求1所述的飞行控制系统，还包括：

可操作地与所述反馈命令环路相关联的主旋翼总距执行机构。

10.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，所述反馈命令环路还包括：

速度滞后控制环路，用于防止在过渡区域运行时在低速控制算法和高速控制算法之间的快速切换；

其中，在所述飞行器加速期间，所述反馈命令环路在经过所述过渡区域的上限时，切换至高速竖直飞行航迹控制包线；

其中，在所述飞行器减速期间，所述反馈命令环路在经过所述过渡区域的下限时，切换至低速竖直飞行航迹控制包线。

11.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，所述竖直飞行航迹倾角控制算法使用如下方程计算：

γ＝tan^-1(V_z/V_x)；

其中，γ是竖直飞行航迹倾角,V_z是竖直速度,而V_x是相对于所述飞行器的前向对地速度。

12.根据权利要求1所述的飞行控制系统，还包括：

俯仰姿态控制环路，用于预测俯仰姿态变化引起的竖直速度的变化，所述俯仰姿态控制环路使用如下方程计算：

V_{z Δθ}＝V_x·tanΔθ；

其中，V_{z Δθ}是航向倾角竖直速度变化，Δθ是俯仰姿态变化,而V_x是相对于所述飞行器的前向对地速度。

13.根据权利要求12所述的飞行控制系统，其中，Δθ使用洗出(washout)滤波器计算。

14.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，所述竖直飞行航迹倾角控制算法使用如下方程计算保持参考竖直飞行航迹倾角所需的竖直速度：

V_zREF＝V_x·tanγ_REF；

其中，V_zREF是参考竖直速度，γ_REF是参考竖直飞行航迹倾角,而V_x是相对于所述飞行器的前向对地速度。

15.根据权利要求1所述的飞行控制系统，还包括：

逻辑开关；

其中，所述逻辑开关用于使所述反馈命令环路得以反驱动竖直控制器配平执行机构。

16.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，来自所述反馈命令环路的命令添加到用于操作竖直控制面执行机构的竖直控制器位置。

17.一种用于控制飞行器的竖直飞行航迹的方法，其特征在于，该方法包括：

解耦包括飞行器运动的横向解耦方程和飞行器运动的纵向解耦方程的模型；

通过分别分析运动的横向方程和运动的纵向方程来稳定所述飞行器；以及

使用反馈命令环路控制所述飞行器的竖直飞行航迹，所述反馈命令环路包括：

竖直飞行航迹倾角控制算法；

高度控制算法；以及

竖直速度控制算法；

其中，当飞行器高度保持装置被激活时，所述竖直速度控制算法可操作地与高度控制算法相关联，反馈命令环路通过发送用于移动配平执行机构的配平速率信号来反驱动竖直控制器配平执行机构；以及

其中，当所述高度保持装置被去激活时，所述竖直速度控制算法可操作地与竖直飞行航迹倾角和竖直速度命令之和相关联。

18.根据权利要求17所述的方法，还包括：

使用如下方程计算所述竖直飞行航迹倾角控制算法：

γ＝tan^-1(V_z/V_x)；

其中，γ是竖直飞行航迹倾角,V_z是带有向上的正数的竖直速度,而V_x是相对于所述飞行器的前向对地速度。

19.根据权利要求17所述的方法，还包括：

使用具有如下方程的俯仰姿态控制环路预测俯仰姿态变化引起的竖直速度的变化：

V_{z Δθ}＝V_x·tanΔθ；

其中，V_{z Δθ}是航向倾角竖直速度变化，Δθ是俯仰姿态变化,而V_x是相对于所述飞行器的前向对地速度。