CN102712359B - 用于有人驾驶飞行器的控制系统的响应模式 - Google Patents

Abstract

允许单个领航员命令接口（例如控制操纵杆）充当用于领航飞行器的多个响应模式接口的频分复用的命令信号符合大多数领航员的自然接口操作。高度增稳的模式接收命令信号的低频分量，并且较小增稳的模式接收高频分量。这避免了领航员切换响应模式的需要。一种实施的控制系统可以通过运行反馈控制回路来产生，其中所述回路并行编码相应的响应模式，并且将命令信号复用到每一个响应模式，根据相应的反馈控制回路分别对命令信号的每一个副本进行滤波，然后组合每一个反馈控制回路的输出，以便计算致动需求。

Description

用于有人驾驶飞行器的控制系统的响应模式

发明领域

本发明一般涉及使用致动器的反馈和命令信号来重定向飞行器（craft）的有人驾驶飞行器的控制系统，尤其涉及在引入高度增稳的响应模式和最小增稳的响应模式的优点的同时避免每一种模式的缺点的响应模式。

背景技术

飞行控制定律设计的领域是蕴含在机动性与稳定性之间的权衡中的。虽然理论上在每种情况下可以通过允许领航员操作每一个控制面和油门至最大致动范围来提供航空器的最优响应性，然而这在实践中一般并不是理想的，这其中的部分原因在于在给定控制元件、环境和航空器的即时方位和运动的相互关系的情况下的不安全的行动组合，此外其原因还在于在同时控制多个舵面来保持航空器的稳定性的过程中会包含非常高的工作负担。通常，要想实现一种在不需要非常高的工作负担而在保持多种状况中的稳定性的同时允许领航员安全高效地操作航空器的平衡是非常困难的。一种用于打破这种权衡的已知技术是定义不同的响应模式，其中所述响应模式通常会为处于相应工作状况范围的领航员提供适当的工作负担和适当的机动性。

对于旋翼飞机来说，在一些工作状况中需要高的增稳等级（甚至是由设计标准规定的），而在其他状况中则需要低的增稳等级。例如，在降级的视觉环境中，通常选择的是具有高稳定性等级的模式，而在视觉提示良好的状况中则通常会为飞行指定低的增稳等级。这些模式具有相反的目标：响应于命令的变化，增稳的响应模式的响应较慢，但是它会将来自与环境的交互的干扰的效应减至最小，相比之下，高机动性模式提供了更高的响应性，但其也会更多地会受到环境的影响。最小增稳的响应模式能使领航员在操纵飞行器方面更加积极并且更加精确，而高度增稳的模式则提供了与较高的稳定性相关联的安全性，此外，由于只需要较少努力即可持续平衡和制衡用以稳定航空器的控制，所述模式还减小了领航员的工作负担。通常，在提示糟糕的环境中，由于缺少视觉参考，领航员往往不会尝试积极地操纵航空器。举例来说，在拍摄、提升或操纵对象的时候，还可以期望高度增稳的模式。

以响应类型著称的旋翼飞机控制系统的响应模式确定旋翼飞机如何响应给定的领航员输入。对现代旋翼飞机而言，在提高增稳等级（稳定性）的过程中，横轴和纵轴响应类型是：速率衰减（RD），其中机身角速度（横摇和纵摇）与领航员摄取（操纵杆）位移成比例；姿态命令/姿态保持（ACAH），其中机身角度（横摇和纵摇）与操纵杆位移成比例；以及平移速率命令（TRC），其中航空器速度（空速或地速）与操纵杆位移成比例。

在包括电传飞控旋翼飞机的现代旋翼飞机中，模式转变通常是由领航员手动选择或者是为条件转变装备的，例如响应于空速和（在一些情况中）控制操纵杆位置的函数而装备。例如在CH-47F中，如果领航员装备了TRC控制模式，那么在低于10节的速度下，控制系统响应类型会自动从ACAH变成TRC。然而，如果不装备TRC控制模式，那么领航员有可能会在ACAH响应从直飞变成盘旋的情况下飞行。如果领航员选择不装备TRC，那么领航员将会遭遇这样的风险：一旦实现盘旋，则视觉状况有可能因为旋翼下冲气流而降级，这种情形经常在沙漠/多尘、软雪/小雪状况（分别被称为“灯火管制”或“白朦天”）或是在起雾或低光度状况中发生。在这种情况下，一旦遭遇到灯火管制或白朦天的状况，则领航员必须采取附加行动来配备和参与TRC响应类型，而这会在非常重要的时间将领航员的注意力集中到管理控制系统而不是驾驶航空器。与此相反，如果领航员选择在具有良好提示的环境中使用TRC，那么有可能遭遇到在针对ACAH或速率命令的控制响应中保证预期的即时切换的情形。例如，如果在敌对区域中执行着陆任务的过程中发现了装载敌兵的武器，那么领航员有可能更愿意具有ACAH或速率命令的更积极的性能特性，而不是TRC的稳定性；再次需要将领航员的努力集中在管理控制系统而不是驾驶航空器的离散模式切换。

虽然为操作者提供手动切换这些模式的能力往往会很有用，并且关于模式的决定对于领航员来说可能往往不是问题，但是仍旧存在着难以在这些模式之间转变或是在不恰当的时刻需要领航员的注意的情况。这些提示状况通常不是一致地用地速、高度、操纵杆位置或其他航空器或传感器指示来响应的，由此，响应于此类指示的自动触发可能会很不方便，未起帮助作用，甚至会很危险。用于多个转变的触发层是很复杂的，并且需要领航员对控制系统进行更多的管理。所装备的转变是响应于指定的条件触发的，并且其通常与装备转变时所做的预测一样有用，即一旦满足了指定的条件，则将预期所述转变。要想针对非预期的转变进行装备则是极其困难的，并且这些转变通常会在最需要它们的时候发生。

US7,433,765似乎公开了一种电传飞控（FBW）静态纵向稳定性系统，其中该系统提供了一种不突兀的空速保持功能，所述功能对领航员控制输入以及测量得到的航空器状态做出响应，以便在航空器处于纵倾非加速状态的时候平滑接合而不需要领航员做出明确的模式选择，并且在领航员命令航空器执行俯仰或是偏航机动动作的时候平滑脱离。该系统局限于接合或脱离单个模式。所述接合或脱离是响应于领航员控制输入以及测量得到的航空器状态的，也就是说，航空器的姿态和运动决定了所述模式。

US4,645,141公开的是一种自动飞行控制系统，其中该系统允许领航员通过移动控制操纵杆来手动控制直升飞机，并且允许在自然释放控制操纵杆的时候使其自动返回到保持盘旋位置或保持盘旋速度。US4,645,141的系统看上去具有基于感测到的控制操纵杆的行为来控制飞行的非常有限的能力，其中自动控制仅仅是在“自然释放”操纵杆的时候进行的，并且仅限于盘旋位置或盘旋速度控制。

对于其他那些使用了多种响应模式来将命令信号转换成控制输出，以便致动那些允许基于反馈的飞行器重定向的控制装置的空中、水中和航空航天飞行器来说，这些飞行器同样容易受到对于不同状况中的不同响应模式的理论的冲突的影响。这样的飞行器可以包括：小型飞船和飞艇、固定翼航空器、潜艇、轮船（停靠系统）、无人驾驶飞机、无人潜水器、登陆艇、用于与其他轨道航空器对接的轨道舱等等。

在一个不相关的领域中，Mc Indoe等人的WO01121981教导了一种用于操作诸如陆地机动车辆的超环面驱动型传动之类的无级变速传动的设备和方法。根据车辆的工作状况，这种无级变速传动是选择性地在扭矩控制策略或比率控制策略中工作的，并且由此会得益于转矩和比率控制策略的有利方面，同时还避免了这两种策略的不利方面。特别地，从扭矩控制策略到比率控制策略的转变（反之亦然）可以伴随有同时计算因为转矩和比率控制策略中的操作而产生的控制/压力，以及进一步基于当前的工作状况而将加权值分配给每一个以这种方式计算的控制压力。这些加权值的总和提供了一个有助于在两种控制策略之间平滑转变的复合控制信号。

这种装备控制的是单个气动设备，其中该设备控制的是机动车辆而并非飞行器中的传动，此外，虽然使用了负反馈来衰减变化，但这并不是一个使用了来自传感器，更不用说是与车辆的方位和/或运动相关的传感器的信息的反馈控制回路。控制策略并不是响应模式，因为它们并未包含任何控制定律。

本领域中需要一种用于在旋翼飞机的响应类型之间转变以允许领航员在具有不同增稳程度的模式之间无缝转变的全新方法。优选地，这样的转变是以对领航员需要最低限度的训练的直观方式提供的。

发明内容

申请人设计了一种允许单个控制操纵杆或其他领航员命令接口同时有效地充当多种模式的独立控制器的技术。由此，以高度增稳的模式的稳定性为特征但是仍旧保持了最小增稳的模式的机动性的单个响应模式将是可行的。这通过以如下方式划分来自领航员命令接口的命令信号来完成，该方式通常将命令信号中的高频分量呈现给较小增稳的模式处理，以及将所述信号中的低频分量呈现给更高度增稳的模式处理。由于需要较高精度和响应性的领航员通常会产生更多突然的命令信号，而尝试保持稳定的领航员往往会产生更平滑的命令信号，因此，这种自然趋势可被用于向相应的模式提供相应的信号。对命令信号的频率划分可以有效地允许相同的领航员命令接口同时提供复用输入，其中命令是以自然的方式产生的。

如果同时处理两种以上的响应模式，则大体上就增稳程度来对其进行排序。例如，一般来说，致动飞行器的控制面、推进器（等等）通常导致飞行器相对于局部空气/水/空间的加速度。这个加速度通常与致动程度不呈线性，并且也不独立于其他致动、飞行器的状态或环境。在稳定只具有加速度的飞行器速度中所涉及的工作负担一般包括显著的领航员工作负担，在动态环境中尤其如此，相应地，第一增稳模式可以被设计成相对于控制飞行器的速度来稳定飞行器。同样，在只具有领航员命令的速度的情况下，位置（相对于局部空气/水/空间或是相对于地面）是很难控制的，相应地，被设计成盘旋或是执行类似于对接之类的空间受限的行动的航空器（例如旋翼航空器、飞船、轨道航空器）还可以引入位置命令。

在旋翼航空器中，航空器的重定向在水平方向上通常包括在俯冲和爬升（也就是沿着横向和纵向轴）中倾斜旋翼桨盘并且由此倾斜旋翼航空器的机身，以便改变主旋翼的推力矢量，由此在倾斜方向产生旋翼航空器加速度。同样，对于具有只在一个方向上起作用的主推进器的所有飞行器来说，飞行器的方位指示可以用以（随后）加速飞行器的方向，并且方向的改变需要方位控制，而所述控制可能需要来自若干个最好配备了姿态控制的定向控制元件的联合动作。

举例来说，每一个响应模式都可以与编码成专用硬件的相应控制反馈回路相关联，并且不同的滤波器可被应用于发送至控制反馈回路的命令信号的副本，以便有选择地将命令信号的频分量递送至相应硬件。作为替换，两个（或更多）响应模式可以是在单个硬件设备上执行的单独软件进程或线程。在其他实施例中，单个程序可以有效接收方位和运动反馈的单个副本，并且计算与相应反馈控制回路的处理基本等效的结果，并且累积该结果。

每一个反馈控制回路的输出可以共同确定任何指定时刻的致动需求。例如，反馈控制回路的输出可以相加，以便形成致动器需求。该总和可以被加权。相应反馈控制回路的权重可以根据最近的工作状况而改变。通常，加权可以极化响应模式使用率，以便促进仅仅根据一种响应模式产生的输出，从而控制致动器需求，它可以归一化输出，以便激励致动器需求的共享，或者其在这个方面有可能是中立的。从加权功能极化响应模式使用率的意义上讲，在从主要是一种模式转变成主要是另一种模式的时候，在如何处理命令信号之间的转变有可能是不平滑的，相应地，在基本相等的时候，极化效应可以减至最小。

在一些实施例中，命令信号将被分割，由此，在电子设备的限制以内，命令信号的所有频谱只被发送至反馈控制回路中的一个且仅仅一个，以便根据相应的响应模式之一来执行处理。在其他实施例中，只要将处于工作范围以内的所有频谱发送给至少一个反馈控制回路即已足够，然而也允许根据两种或多种响应模式来处理相同频分量。最后，在其他实施例中，只要不存在使得领航员会意识到他们的一些输入没有发生作用的可察觉的间隙即已足够。

根据本发明，提供了一种用于飞行器的控制系统，该控制系统具有至少两种具有不同增稳的响应模式，每一种响应模式都接收来自领航员命令接口的命令信号以及来自飞行器的方位和运动反馈，其中所述响应模式分别产生共同用于确定重定向航空器的致动器需求的信息。该控制系统的特征在于：与命令信号中的高频分量相比，更多的低频分量是根据更高度增稳的响应模式来处理的，并且与命令信号中的低频分量相比，更多的高频分量被提交给了较小增稳的响应模式。

根据本发明，提供了一种响应于来自领航员命令接口的命令信号、以及来自飞行器的方位及运动反馈来产生用于重定向飞行器的致动器需求的方法。该方法包括：提供至少两种具有不同增稳的响应模式，将命令信号划分成至少两个部分；以及将划分后的部分提交给相应的响应模式，以使响应模式共同产生用于确定致动器需求的信息。该方法的特征在于：与命令信号中的高频分量相比，更多的低频分量是由更高度增稳的响应模式处理的，并且与命令信号中的低频分量相比，更多的高频分量被提交给较小增稳的响应模式。

根据本发明，提供一种飞行器控制系统，其包括：来自可通信地与第一和第二反馈控制回路耦接的飞行器的命令接口的命令信号，其中所述回路对相应的第一和第二响应类型进行编码，以便响应于命令信号、航空器状态数据以及航空器的飞行控制定律来得出飞行控制输出，其中命令接口与第一和第二反馈控制回路之间的连接为增稳程度较低的第一反馈控制回路提供与低频命令信号相比更多的高频命令信号，并且为增稳程度较高的第二反馈控制回路提供与高频命令信号相比更多的低频命令信号。

相应地，航空器可以根据单个响应模式而被控制，其中所述模式不但适合积极精确的操纵，而且还具有出色的稳定性，并且可以在高稳定性模式中使用。缓慢审慎的领航员输入是根据高度增稳的响应模式处理的，由此将会产生高度稳定的输出；然而快速高频的领航员输入则会产生更积极的响应特性。该处理利用了领航员的自然趋势来改变在他们面对减少的视觉提示的时候，更一般的是在希望更为稳定的时候，操作领航员命令接口的方式，这与他们在期望突然改变的时候自然倾向于操作领航员命令接口的方式形成了对比。

本发明的其他特征将会在后续的详细描述中得到叙述，并且将会变得非常清楚。

附图说明

为了更清楚地理解本发明，现在将参考附图来举例详述本发明的实施例，其中：

图1是示意性示出了根据本发明实施例的由飞行器的控制系统执行的连续过程；

图2是根据本发明实施例的控制系统的示意图；

图3是用于例示本发明的旋翼航空器控制系统的频率复用的多模反馈控制回路的仿真图；

图4a、b是显示了根据本发明实施例的TRC模式的反馈控制回路以及频率复用的多模式反馈控制回路的滚轴频率响应的飞行测试实验数据的频率响应图；以及

图5a、b是显示了用于TRC模式反馈控制回路和频率复用的多模反馈控制回路的阶跃函数响应的飞行测试实验数据的曲线图。

具体实施方式

图1是显示了根据本发明实施例的处理的流程图的示意图。客户群控制系统有三个主要元素：来自领航员命令接口10的命令信号；飞行器运动和方位反馈12；以及处理回路14，其中该回路将相应的响应模式应用于命令信号的相应部分，以便由根据相应模式处理的相应部分的输出确定致动器需求。每一个响应模式是（至少在理论上）用于响应于飞行器运动和方位反馈12、命令信号10以及致动效应定律16来确定致动需求的相应处理，该致动效应定律16指示在给定的运动和方位反馈的情况下飞行器将如何应用该命令信号以及将其作为致动器需求18发送给一个或多个致动器。该实施方式通常是一个迭代处理，由此，所述进程试图将在命令信号10与飞行器运动和方位反馈12之间计算的一个或多个差值或“误差”值减至最小。飞行器运动和方位反馈12通常是从来自一个或多个传感器的传感器数据19中提供的。根据致动效应定律，传感器数据19预计会受到响应于致动器需求18的致动器致动的影响，但其在给定环境变量的情况下结果是不确定的。

根据本发明，发送至相应响应模式的命令信号部分包括：将命令信号中的更多（多于低频）的高频分量发送至较小增稳的（通常更稳定且响应性更低）响应模式，以及将命令信号中的更多（多于高频）的低频分量发送到较大增稳的（通常响应性更高且稳定性较低）响应模式。如果存在两种以上的响应模式，则优选地，至少在大范围的预期预期工作状况内就增稳来对它们进行线性排序。

命令信号可以被分割，由此，在电子设备的限制以内，命令信号的所有频谱只被发送至反馈控制回路中的一个且仅一个反馈控制回路，以便根据相应的响应模式来执行处理。在其他实施例中，只要将处于工作范围以内的所有频率分量发送给至少一个反馈控制回路即已足够，然而也可以根据两种或多种响应模式来处理相同的频率分量。在紧急程度较低的控制系统中，只要没有明显的使得领航员会意识到他们的某些输入没有起作用的间隙即已足够。在其他实施例中，期望的是具有在允许模式之间的离散转变的频域中分离活动模式的空频率区域。如果使用的是有间隙的响应，那么更优选的是在领航员接口向领航员提供反馈，以便指示哪一种模式是活动的，以及指示是否忽略了当前致动。虽然这可以配备灯光或声音，但是更优选的是提供触觉反馈，其中所述反馈可以提供作为增稳的函数的分级阻力或“刚度”（例如最小增稳的模式具有最大刚度，并且最大增稳的模式具有最小刚度，反之亦然）。申请人发现，根据相应模式处理的命令信号的频率部分的总和输出提供了在模式之间的平滑过渡，这种过渡对于领航员来说是非常有效和直观的。

图2是根据本发明实施例的提供频率复用的多模式响应类型的航空器的控制系统的示意图。提供了三个并行的反馈控制回路20a、b、c，其中所述回路经由相应的滤波器24a、b、c接收来自控制操纵杆22的命令信号以及惯性导航系统（INS）之类的航空器状态数据，以便得出致动器需求信号，组合所述致动器需求信号以便产生发送给一个（或多个）致动器26的最终致动器需求。如示意性显示的那样，滤波器24a、b、c分别是高通滤波器（HPF）、带通滤波器（BPF）以及低通滤波器（LPF）。这些滤波器可以具有固定的传输属性，或者也可以是可调谐的。如果它们是可调谐的，则可以由适当的电子设备（例如断点调节处理器28）响应于航空器状态信息（由航空器状态数据25发布）来对它们进行控制，以便改变所传递的命令信号的频分量的参数，例如频率极限以及滚降参数。可选的断点调节处理器29顾及了某些飞行状态，以便管理飞行控制系统，例如在航空器的地速超出30节的时候展宽BPF 24b的带通频率窗口，同时稳定地降低LPF24c的断点。

航空器状态数据25接收传感器数据，并且计算和发布空速读数、方位（飞行方向、倾角、偏航、侧滚）、全球定位、海拔读数、这些参数的变化率等等。致动器反馈、加速度计读数、稳定性度量以及其他参数可以作为一个或多个反馈控制回路20的反馈而被包含。

在所示出的实施例中，反馈控制回路相应地编码最多、中等以及最小增稳模式。它们在计算相应致动器需求输出的过程中置入了飞行控制定律。这些模式可以是基于方位的、基于空速的、基于地速或位置的、基于仰角的、基于加速度的、或是基于飞行路径的，例如基于飞行路径角度的。

反馈控制回路可以作为所显示的单独处理器来实现，然而本领域技术人员将会了解，在图2中被显示成是单独块的不同计算和处理功能可以组装在一起，并且可以由不同的电子设备配置实施，以及可以包括不同数量的处理器。成本节约、计算效能节约以及重量减轻通常可以通过在单个集成电路内部执行所有这些功能来提供。另一方面，故障安全和系统坚固性可以暗指对于由单独的反馈控制回路提供的冗余的需要。为每一个反馈控制回路使用单独处理器的一个优点是其相对易于提供频率复用的多模响应类型，以及单独的模式或是仅仅两种模式的组合。

在任何指定时刻使用每一个反馈控制回路的输出来确定致动需求信号可以简单地包括对相应的输出求和。所述求和可被加权，并且所述加权既可以是静态提供的，也可以是可变的。在一些实施例中，加权处理可以响应于航空器状态信息而持续更新。相应反馈控制回路的权重还可以根据最近的工作状况而改变。通常，加权可以使得来自响应模式的致动器输出偏斜，以便1-促进根据仅仅一种响应模式产生的输出，例如每时刻激励一种响应模式处于支配地位，2-它可以促进致动器需求的共享，由此提高响应模式制动器命令信号的均衡，或者3-在这个方面可以是中性的，由此有时均衡并且有时促进支配地位。例如，如果持续高的差错或者相对于一个反馈控制回路的预期结果的差错与其他回路的差错相比较不稳定（从航空器状态数据25发布的信息中计算得到，或是来自反馈控制回路20），则可以表明该一个反馈控制回路当前不处于支配地位，并且这个比较值可以在反馈控制回路中用于控制组合器26，由此有选择地加权来自相应反馈控制回路20的致动器需求信号。从加权功能促进单个响应模式的支配地位的意义上讲，在处于支配地位的响应模式之间有可能存在不平滑的切换。如果需要的话，可以存在多种算法和机制来根据航空器的飞行定律对此进行平滑。

如果航空器是旋翼飞机，那么最大增稳模式反馈控制回路20c可以是平移速率命令回路，中等增稳模式反馈控制回路20b可以是姿态命令姿态保持控制回路，或者最小增稳模式反馈控制回路20a可以是速率衰减回路。

虽然以上示例在一个轴上显示了控制系统，但是应该理解，控制操纵杆通常会使用2个或更多的轴，并且命令信号自然也会在这些轴之间划分。没有必要在两个（或所有）轴上都提供相同的控制模式。

示例

图3是在模拟直升飞机的横轴运动中使用的频率复用的多模响应类型的实施例的Matlab Simulink图的示意图，其中所述模拟以后形成用于对用于实验飞行测试的控制器进行编码的起点。领航员控制输入（DLATNET）通过经过滤波器网络、根据频率内容而被分离，其中该网络包括平移速率命令低通滤波器（TRC LPF），姿态命令/姿态保持带通滤波器（TRC HPF和AC LPF），以及速率命令高通滤波器（AC HPF）。每一条路径接收被独立放大以便为每一条路径提供相对加权的相应滤波后的信号：GS_V是速度命令的增益，GS_phi是姿态命令的增益，以及GS_prc是速率命令的增益。该结构的其余部分实际上是具有以下特征的标准的反馈控制系统。速度命令与横向速度进行进行差分，以便确定误差信号，然后所述误差信号将被放大（GV）和限幅（att lim1）。如果需要的话，在这里可以为信号添加积分函数（v err int）（当前并未连接）。结果是姿态命令，该命令与频分的姿态命令（GS_phi）相加，然后则与测量得到的姿态（PHI）差分。所得到的误差信号被放大（Gphi），然后则与速率命令路径的结果相加（GS_prc）。该结果与航空器速率（P_MIX）差分，其中所述速率本身是经过增益的（Gp）。最终的结果信号被发送到航空器致动器，以便在横轴上实施航空器的控制。与上文描述的系统相类似的控制器系统在纵轴也是适用的。

一般来说，与单独的模式响应相比，尤其是与平移速率命令响应类型相比，已经发现频率复用的多模响应类型改善了处理。特别地，业已执行了Bell 412HP上的实验飞行。

图4a、b和5a、b图示了在本发明的测试期间收集的飞行数据。使用安装在NRC Bell 412电传飞控研究直升飞机上的仪器收集数据。为了进行比较以及阐述本发明的优点，还呈现了来自标准的平移速率命令系统的数据。图4a显示了标准的平移速率控制（TRC）飞行控制系统的频率响应曲线图（波德图）。该曲线图显示了由导航员横向操纵杆输入（S_XIN）产生的航空器侧滚姿态（Phi_Hny）。

用于检查该曲线图的最重要的特征是相位带宽，并且所述带宽是由相位角越过-135度的频率确定的。这发生在大约3弧度/秒处。图4b显示了用于本发明的实施例的相同的响应曲线。在这种情况下，相位带宽在大约5弧度/秒处明显较高。航空设计标准ADS-33E-REF指出，较高的相位带宽会改善航空器的飞行品质，并且允许领航员更精确地操纵直升飞机。

图5a显示的是针对标准的TRC飞行控制系统的约为12秒的持续时间的横向阶跃输入（S_XIN）的直升飞机响应。该航空器是通过在输入方向上侧滚（Phi_Hny）来做出响应的，后面是在移除了输入时在相反方向上的侧滚。航空器速度（V_GND）响应于输入而上升，然后在释放了输入时移动至零值附近，由此表明返回到盘旋状态。在领航员控制输入恒定的时候（在大约140秒之后），如果没有来自领航员的进一步的命令，则航空器将会保持盘旋。图5b显示的是用于本发明实施例的类似响应，其中的关键区别在于其在没有领航员输入的情况下返回并保持盘旋。航空设计标准ADS-33E-PRF指出，对于处于糟糕的视觉状况中的飞行来说，曲线图中显示的TRC类型的响应对于良好的飞行品质以及较低的领航员工作负担而言是必需的。

实质上，图4a、b和5a、b已经显示出本发明可以提供高带宽的响应，由此能够精确地操纵和控制直升飞机，同时提供了足够的稳定性来允许为处于糟糕的视觉状况之中的飞行提高其飞行品质。

参考文献：每一篇文献的全部内容在这里都被引入作为参考。

这里的结构所固有的其他优点对本领域技术人员来说都是显而易见的。这里的实施例是以说明性的方式描述的，但这并不意味着对所要保护的发明的范围进行限制。对本领域普通技术人员来说，以上实施例的变体都是显而易见的，并且发明人旨在将这些变体包含在后续权利要求中。

Claims (15)

1.一种控制系统，该控制系统编码具有较高增稳的第一响应模式，以及具有较低增稳的第二响应模式，这两种响应模式都被适配成使用来自飞行器的领航员命令接口的命令信号以及来自飞行器的方位和运动反馈来产生共同用于重定向飞行器的信息，其中所述控制系统被适配为，与所述命令信号中的高频分量相比，有选择地将更多的低频分量传送到第一响应模式，并且与命令信号中的低频分量相比，有选择地将更多的高频分量传送到第二响应模式。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述控制系统根据所述方位和运动反馈将命令信号分成高频和低频分量。

3.根据权利要求1所述的控制系统，其中：

所述飞行器是航空器，所述方位和运动反馈是航空器状态数据，以及所述响应模式是作为用于计算致动器需求的单独过程实现的。

4.根据权利要求3所述的控制系统，其中所述控制系统向所述单独过程提供命令信号的分量。

5.根据权利要求4所述的控制系统，还包括用于所述单独过程的每一个的相应的处理器。

6.根据权利要求4所述的控制系统，还包括与各个滤波器耦接的用于多播命令信号的集线器，其中每一个滤波器被适配成滤除所述命令信号中的不被发送至所述滤波器可通信地耦接到的相应过程的频率分量。

7.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述飞行器是旋翼飞机，并且由所述控制系统编码的响应模式是下列响应类型之一：速率衰减、姿态命令/姿态保持、平移速率命令以及位置保持。

8.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述飞行器是固定翼航空器，并且由所述控制系统编码的响应模式是基于以下项的控制的：航空器的机身方位或其变化速率、或是其加速度、空速或其变化速率、地面上的位置、地速或地速变化速率、仰角或其变化速率或其加速度、或飞行路径角或其变化速率。

9.根据权利要求6所述的控制系统，其中所述滤波器具有可控的传输属性，并且所述控制系统还包括用于响应于航空器状态数据来改变滤波器属性的过程。

10.根据权利要求3所述的控制系统，还包括用于组合来自相应的单独过程的致动器需求来产生用于重定向航空器的组合控制输出的组合过程。

11.根据权利要求10所述的控制系统，其中所述组合过程被适配成产生来自相应单独过程的致动器需求的加权总和，所述加权是根据飞行器的最近工作状况应用的。

12.一种用于响应于来自领航员命令接口的命令信号以及来自飞行器的方位和运动反馈来产生用于重定向飞行器的致动器需求的方法，该方法包括：

提供不同增稳的至少两个响应模式；

将所述命令信号划分成至少两个部分；以及

将划分后的部分提交给相应的响应模式，以使得与所述命令信号中的高频分量相比，更多的低频分量由更高度增稳的响应模式处理，以及与所述命令信号中的低频分量相比，更多的高频分量被提交给较小增稳的响应模式，所述响应模式共同产生用于确定致动器需求的信息。

13.根据权利要求12所述的方法，其中将命令信号划分成至少两个部分是根据所述方位和运动反馈来控制的。

14.根据权利要求12所述的方法，其中所述飞行器是航空器，所述方位和运动反馈是航空器状态数据，以及划分命令信号包括将命令信号多播至各个滤波器，以及提交划分后的部分包括将所述命令信号的滤波后的部分转发到相应的反馈控制回路，以便独立处理相应的滤波后的部分。

15.根据权利要求14所述的方法，还包括：组合所述相应的反馈控制回路的控制输出，以便产生用于重定向航空器的组合控制输出。