CN102874407B - 限制周期控制输入的系统和方法以及旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种控制系统，其具有配置成用于在飞行中提供旋翼叶片的纵向反吹值的第一回路以及与第一回路相关联的第二回路，该第二回路配置成用于提供设计最大总挥舞值和横向挥舞值。还公开了一种方法，该方法包括利用设计最大总挥舞值和横向挥舞值计算飞行控制限制。通过将飞行控制限制与纵向反吹值相加而计算得出纵向周期控制上限。通过从纵向反吹值中减去飞行控制限制而计算得出纵向周期控制下限。

Description

限制周期控制输入的系统和方法以及旋翼飞行器

相关申请的交叉引用

本申请是于2011年7月12日提交的题为“Pilot Cyclic Control Margin Display”的国际PCT申请PCT/US2011/043724的部分连续案，通过引用将该申请并入本文中，出于所有目的，视同将其全文引入本文中。

技术领域

本申请大体上涉及飞行控制系统，具体地，涉及用于旋翼叶片挥舞的飞行器飞行控制系统。

背景技术

所有的旋翼系统在向前飞行中经受不对称的升力。在盘旋时，升力在整个旋翼盘上是相等的。由于直升机获得空速，推进旋翼叶片由于空速增加而产生了较大的升力。例如，旋翼叶片在盘旋时以300节的速度移动，向前飞行时以100节的速度移动，推进叶片以400节的相对速度移动，而后行叶片以200节的速度移动。这必须通过某种方式补偿，或者直升机螺旋状通过空气，随着空速增加，快滚(snap roll)进行得越来越快。

通过叶片挥舞补偿升力的不对称。由于推进旋翼叶片上的空速增加(相应地，升力增加)，旋翼叶片向上挥舞。后行旋翼叶片上的速度和升力的降低使得叶片向下挥舞。这种通过旋翼系统的诱导流改变了旋翼叶片的攻角并且使得向上挥舞的推进旋翼叶片产生较小的升力，并且使得向下挥舞的后行旋翼叶片产生的升力相应地增加。一些旋翼系统设计需要挥舞由挥舞限动块限制，该挥舞限动块防止由于过度挥舞而损坏旋翼系统元件。除了结构损坏之外，如果旋翼挥舞到限动块上，飞行器控制可以进行折衷。因此，控制挥舞和警告这种危险状态是飞行器设计者的义务。该申请满足了这种需求。

控制挥舞的传统设备和方法包括提供显示飞行器的纵杆位置的显示器。 在一种实施方式中，显示器是从中心位置增长的简单绿色线带。与显示器关联的勾号表示剩余10％的控制裕度。这种传统设备的常见问题包括：在到达危险挥舞状态之前，没有界面显示剩余的控制电源。尽管前述发展代表了飞行器显示器领域的巨大进步，但仍然存在许多缺点。

附图说明

作为本发明的系统的特点的新颖性特征在随附权利要求中列出。然而，结合附图参考下述详细说明，将更好地理解系统和方法本身、使用的优选方式以及其他目的和优点，附图中：

图1是旋翼飞行器的侧视图；

图2是倾转旋翼飞行器的斜视图；

图3A和3B是旋翼系统的斜视图；

图4A-4C是根据本申请优选实施方式的控制系统的显示器的正视图；

图5是图4A的显示器通过VI-VI线截取的部分的放大视图；

图6是根据本申请优选实施方式的飞行控制系统的示意图；

图7是描述根据本申请优选实施方式的优选方法的流程图；

图8是控制电源管理子系统(CPMS)的示意图；及

图9是示出优选实施方式的流程图。

具体实施方式

本申请的方法容易受到不同修改和替代形式的影响，其具体实施方式已经以示例的方式在附图中示出，并且在本文中被详细描述。然而，应该理解的是，本文的具体实施方式的说明不在于将本发明限制在公开的具体方法以内，正好相反，这些说明涵盖所有落入由随附权利要求限定的本申请的方法的精神和范围内的修改、等同物和替代方式。

本申请的系统和方法克服了上述传统飞行器控制系统的常见问题。控制系统包括适于为特定飞行器修正预定飞行控制限制的子系统。该子系统确定 飞行器是否在未决危险飞行状态下运行或在该状态附近运行，在示例性实施方式中，这种危险飞行状态是发生过度叶片挥舞的状态。控制系统还包括具有标志(即准心)的显示器，其确定与变距控制反馈相结合的飞行员的周期变距控制器的位移和/或踏板位移及相对于飞行控制限制的偏航操纵反馈。附图和下述公开文本提供了对控制系统和方法的进一步描述和展示。

当然，应该意识到在任何这种实际实施方式的研发中，必须做出众多具体实施方式的决定以实现研发者的具体目标，例如与系统相关和商业相关的限制相兼容，这将在各种实施方式之间有所不同。此外，应该意识到，这样的研发努力可能是复杂且耗时的，但仍然在获益于本公开文本的本领域内技术人员的常规技能之内。

现在参考附图，图1和2示出了利用本申请的飞行控制系统的两种不同的旋翼飞行器。图1示出了直升机101的侧视图，而图2示出了倾转旋翼飞行器201的斜视图。飞行控制系统优选地用在低速的并且具有固定横向周期的倾转旋翼飞行器201中。然而，将意识到控制系统可轻易地适用于与其他类型的以不同速度运行的并且具有或不具有固定横向周期控制的旋翼飞行器(即直升机101)一起使用。

直升机101包括由机身105承载的旋翼系统103。可操作地与旋翼系统103关联的一个或多个旋翼叶片107为直升机101提供了飞行动力并且由机身105内的多个控制器控制。例如，在飞行期间，飞行员可操纵周期控制器109以改变旋翼叶片107的节距角(由此提供横向和纵向飞行方向)，并且/或者操纵踏板111以控制偏航方向。本申请的系统优选地承载在机身105内，由此在飞行中为飞行员提供查看权限。

倾转旋翼飞行器201包括由可旋转短舱承载的两个或多个旋翼系统203。可旋转短舱使得飞行器201能够像传统直升机那样起飞和降落，因此，倾转旋翼飞行器201的旋翼系统易于发生由于旋翼叶片的控制、旋翼系统旋转以旋翼运行环境(例如风速和风向)而引起的旋翼叶片205的过度挥舞。在优选实施方式中，本申请的控制系统承载在机身207内以在飞行中辅助飞行员。应该理解的是，像直升机101一样，倾转旋翼飞行器201包括周期控制器和踏板以进行横向、纵向和偏航控制。

出于描述方便，与本控制系统关联的一些必需的系统和设备未示出，即，为了清楚地描述本系统的新颖性特征，传感器、连接器、电源、安装支架、电路、软件等等都未示出。然而，应该理解的是，尽管未示出，但本申请的系统可操作地与这些和其他需要的系统及设备关联，从而以本领域公知的方式运行。

现在参考图3A和3B，示出了旋翼系统103斜视图。图3A示出了正常运行期间的旋翼系统103，而图3B示出了危险飞行状态期间(即，旋翼系统经历过度挥舞)的旋翼系统103。旋翼系统103包括杆301，其通过旋翼轭303可旋转地连接到旋翼叶片107。一个或多个限制器305和/或其他附近的结构位于杆301的旁边。在示例性实施方式中，限制器305是适于限制轮轴移动的传统“限动块”。应该理解的是，直升机101和倾转旋翼飞行器201以及其他类型的旋翼飞行器易于出现过度挥舞，这可能导致对旋翼系统的损坏。

在飞行中，杆301的旋转与旋翼叶片107的变距一起导致了挥舞，如垂直箭头所示。过度挥舞可导致轭303在D1方向上倾斜，如垂直箭头所示，轭交替地与限制器305相接触，从而导致对旋翼系统的元件和/或限制器305的损坏，并且在一些情况下，导致毁灭性的故障。将意识到，本申请的控制系统的一个新颖性特征在于辅助飞行员控制飞行器的飞行以避免轭303和限制器305之间的接触。

现在参考图4A-4C，示出了根据本申请的优选实施方式的控制系统401。系统401包括显示器403，用于在屏幕上显示飞行控制限制。图4A示出了正常飞行期间的系统401，其中，设计的飞行控制包线的某些部分由控制电源管理子系统(CPMS)限制，图4C示出了当飞行器达到危险飞行状态时变形的飞行控制包线。图4B示出了过渡阶段，即，随着飞行器相对于危险飞行状态移动，飞行控制包线的变形。

显示器403具有标志405，即，准心，在优选实施方式，该准心显示了周期控制器109和踏板111的位移。在优选实施方式，显示器403上的垂直准心运动表示对称周期，或者等同地表示纵向周期控制109的位移，而显示器403上的水平准心运动表示差别左右旋翼周期，或者等同地表示控制踏板 111。然而，将意思到，显示器的403的替代实施方式可以容易地适于包括其他飞行参数和/或不同控制器运动，以代替优选实施方式。例如，系统401可以适于显示一个既表示周期横向移动又表示周期纵向移动的标志，以代替优选实施方式。标志405提示飞行员需要周期杆或踏板输入以增加未决危险状态的裕度。应该意识到，图4B中的准心位置提示飞行员左踏板和后行杆将增加控制裕度。

应该理解，显示器403适于显示飞行器的偏航和变距控制。例如，显示器403的垂直轴表示相对于周期控制器109的操纵的变距控制，而显示器403的水平轴表示相对于踏板111的操纵的飞行器偏航控制。显示器403通过显示相对于控制限制的偏航和变距控制而具有明显的优势。

图4A示出了具有飞行控制包线407的显示器403，该飞行控制包线407由以实线表示的飞行器控制限制409限定。应该理解，控制限制409是建立用于飞行器的具体飞行能力的设计飞行限制或者是由CPMS施加的限制。例如，其他旋翼飞行器可包括具有较小的大体上矩形轮廓的飞行控制限制，以代替优选实施方式的较大的八边形轮廓。应该意识到，显示器403适于显示旋翼飞行器的任何飞行控制限制。

飞行控制包线407包括第一区域411，其中，飞行控制限制未由CPMS修正，如下文将全面描述的那样。飞行控制包线407还包括第二区域413，具体地，利用虚线415限定总数为四个的第二区域413。在区域413中，飞行器在未决危险状态(即过度挥舞)下运行或者运行在未决危险状态附近，并且飞行控制限制由CPMS修正。

图4B示出了第一飞行控制包线407向第二飞行控制包线417的过渡。当飞行器处于未决危险飞行状态附近时，第一飞行控制包线407发生变形。在第二飞行控制包线417中，区域411仍然保持未受CPMS影响。应该理解的是，显示器403连续地且可交换地显示包线407和417之间的过渡。

图4C示出了第三飞行控制包线419，其是显示器403在未决危险飞行状态期间的最终形状，其中，整个可用控制包线由CPMS限制。飞行控制包线419包括虚线421，虚线421在其中形成区域以提示飞行员注意，从而避免飞行控制限制。该区域描绘出控制飞行器的安全裕度，而不考虑达到不安全 的运行状态。

应该理解，本文公开的飞行控制包线由飞行器控制限制产生，而由CPMS建立的控制限制修正该飞行器控制限制，这些包线是基于叶片挥舞和致动器移动连续的计算得出。因此，包线的大体开关和尺寸是变化的。例如，在图5中，区域413被示为宽度为W，在高叶片挥舞期间，该区域的长度增加，而在低叶片挥舞时，该区域的长度减少。这种特征使得飞行员有效地操作控制器以避免过度挥舞。

还应该意识到，显示器403根据CPMS施加的限制而在飞行控制包线407和419之间连续地过渡，其中，飞行控制包线407表示最小CPMS限制，而包线419表示最大CPMS限制。应该理解，图4B是作为正常飞行状态(即第一飞行控制包线407)到未决危险状态(即第三飞行控制包线419)之间的飞行器过渡的许多可能的飞行包线中的一个。应该注意到，飞行控制限制409的水平和垂直线在包线之间的过渡期间会发生变化。例如，图4A和图4B的比较示出了当飞行器达到未决危险飞行状态时随着飞行包线变形而具有较短水平和垂直长度的飞行控制限制409。

飞行控制包线407和419在示例性实施方式中分别创建了八角形和菱形几何形状。当然，应该意识到，根据期望的限制和飞行器的飞行特点，替代实施方式可包括不同的几何形状。

现在参考图6，示出了飞行控制系统401的示意图。系统401还包括飞行控制子系统(FCS)601和控制电源管理子系统(CPMS)603。FCS 601和CPMS 603彼此之间可操作地关联，从而辅助飞行员避免过度挥舞。

被标示为飞行控制律(CLAW)的框605描绘了FCS 601和CPMS 603产生的最终飞行控制限制。如所示，实线表示原始飞行控制限制，而虚线表示修正飞行控制限制，即，应用CPMS 603的实线被降低了。应该理解到，当飞行器在未决危险飞行状态(即过度叶片挥舞)下飞行或在该状态附近飞行时，CPMS 603仅限制飞行控制限制。随后利用显示器403显示修正的飞行控制限制。

在优选实施方式中，飞行员控制器命令607(即，来自周期控制器109和/或踏板111)以及自动飞行器控制609由FCS 601接收，并随后被中继给 飞行器致动器611。致动器611的位置在显示器403上由标志405表示。

CPMS 603优选地与适于感应致动器611的位移移动的第一传感器613以及适于感应旋翼系统103的叶片挥舞的第二传感器615可操作地关联。CPMS 603具有挥舞限制算法，其从传感器613和传感器615接收感应的数据以生成控制限制包线(参见图4A-4C)。如所述的那样，挥舞幅度和致动器位移在飞行期间改变，由此导致CPMS 603生成的控制限制也发生变化。

现在参考图7，示出了描述优选方法的流程图701。框703示出第一步，包括生成用于飞行器的控制限制，对于特定飞行器而言，该限制是预定控制限制。在优选方法中，由飞行控制裕度限制结合的指令飞行员控制和自动飞行器控制。框705描述了第二步，包括修正控制限制以避免未决危险状态，即，过度挥舞。该步骤利用CPMS通过挥舞限制算法来实现，其中，CPMS与飞行器旋翼系统和飞行器致动器可操作地关联。提供显示器用于显示利用飞行控制限制限定的飞行控制包线，如框707所示。标志也用于显示控制器相对于控制限制的位移。下一步骤为随着飞行器到达未决危险飞行状态，使包线变形，如框709中所示。

现在参考图8，示出了CPMS 603的示意图。CPMS包括用于确定挥舞的传感器以及配置成用于设置控制限制的算法中的一种或多种，从而通过计算纵向和横向周期控制输入上的动态限制来防止旋翼挥舞到机械限动块上或防止旋翼超出设计挥舞限制。在优选实施方式中，控制系统用在具有固定横向周期的倾转旋翼飞行器上。然而，应该意识到，控制系统是配置成用于与不同类型的具有可变横向和纵向周期控制的旋翼飞行器一起使用。

图8(子系统800)提供了利用子系统603的算法的详细视图。具体地，该算法在飞行控制系统软件中实施，并且接收数据作为输入，数据例如空速、纵向和横向挥舞、以及横向和纵向周期致动器的位置。此后，算法生成基于CPMS的周期控制限制，其可转而限制飞行控制系统的周期控制命令。应该意识到，当实施在倾转旋翼飞行器上时，算法为每个旋翼重复。

优选地为子系统603的子系统800包括下述各项中的一项或多项：配置成用于确定纵向反吹值的第一控制回路801，配置成用于确定设计最大总挥舞值和横向挥舞值的第二控制回路803，以及配置成用于确定横向挥舞的设 计最大幅度值和横向反吹值的第三控制回路805。在优选实施方式中，控制回路805是可选的控制回路。例如，在一些实施方式中，旋翼飞行器可包括固定横向周期控制。然而，应该意识到，控制系统401配置成为包括用于横向和纵向周期限制的算法，如图8所示。

控制回路801从致动器传感器613接收感应的纵向周期数据并从挥舞传感器615接收纵向挥舞数据。感应的数据求和以生成纵向反吹，并随后通过低通噪声滤波器807，从而生成延迟的反吹值。等式(1)示出了纵向反吹值。

BB_long＝a₁+B_1C    (1) 

其中，BB_long是反吹的纵向分量，a_1是挥舞的纵向分量，B_1C是周期控制的纵向分量。

应该理解到，由于反吹通过挥舞克服了升力的不对称，因此反吹是一种影响直升机的旋翼的现象。在向前飞行中，随着叶片向前旋转，旋翼叶片经受更大的升力。这种增加的升力是导致叶片向上挥舞的相对速度增加以及其攻角减小的结果。随着叶片继续旋转，其在飞行器的鼻部之上达到其最大向上挥舞位移，并在尾部之上达到最大向下挥舞位置。这导致旋翼盘向尾部倾斜，这种现象被称为反吹，就好像旋翼盘向后挥舞或倾斜一样，或者好像其被相对风向后吹一样。该效应在较高空速下更为明显，但在飞行器从盘旋加速到瞬变升力空速时更容易被认识到。反吹导致飞行器减速，并且飞行员通过向周期控制施加向前输入以抵抗这种效应。

控制回路803被配置成为确定设计最大总挥舞Fmax值和挥舞值的横向分量。具体地，控制回路803从第三传感器809接收输入变量，例如，倾转旋翼短舱的空速或朝向，随后这种变量与表811中的飞行测试输入参数相比较。比较的输入变量确定设计最大总挥舞Fmax值。Fmax的平方值是飞行控制上限，如图表813所示。图表813包括由偏移量815产生的飞行控制下限，其优选地为0。等式(2)和(3)分别为图表813示出了上限和下限的值。

UL＝F_max ²    (2)

LL＝0    (3)

其中UL中上限，LL是下限，F_max是设计最大总挥舞。

在示例性实施方式中，表811包括多个指定值以确定总挥舞。在飞行器研发时，表811优选地与位于飞行器的座舱的设备可操作地关联，其在飞行中可以被手动调整。将意识到，替代实施方式可包括通过飞行控制系统自动调整的Fmax表。此外，极端的替代实施方式是由优选飞行器研发实施方式确定的固定Fmax值。

应该注意到，F_max是飞行器变量(例如，空速、短舱)的函数并可利用经验数据以及对挥舞测量和挥舞限动限制的精度的了解来进行微调。在优选飞行器研发实施方式中，F_max是仅需的微调参数，以确保表811中设计最大总挥舞值对于BB_long和b_1的所有组合来说是恒定的。

理想地，算法的单个微调参数Fmax将被设置为设计挥舞限制。然而，在实际中，基于对挥舞测量精度和飞行测试结果的考虑，Fmax必须被设置为小于设计限制。在优选实施方式中，Fmax大体上是空速的函数。然而，应该意识到，Fmax可以是其他飞行参数的函数。通过在研发的飞行控制系统中允许飞行期间改变参数，Fmax可以被快速和有效地微调，从而适应在飞行器的能预料到最坏情况的机动动作时发生的挥舞。

再次参考图8，由挥舞传感器615感应挥舞的横向分量，该横向分量随后通过低通滤波器814。此后，挥舞的横向分量取平方值并从Fmax的平方值中被减去，从而计算输入控制值。应该注意到，用于图表813的输入控制值不能超出由Fmax的平方所建立的上限(等式(2)中的UL)，并且不能低于由偏移量815所建立的下限(等式(3)中LL)。图表813的输出值在创建基于CPMS的纵向周期上限817和基于CPMS的纵向周期下限819之前取平方。等式(4)和(5)分别显示了输入限制值和输出限制值。

IN＝F_max ²-b₁ ²    (4) 

OUT＝lim(F_max ²-b₁ ²)    (5) 

其中，b_1是挥舞的横向分量，IN是输入控制限制值，OUT是输出控制限制值。

基于CPMS的纵向周期上限817被计算为BB_long以及OUT的平方根值之和，而基于CPMS的纵向周期下限819被计算为BB_long与OUT的平方根值之差。等式(6)和(7)分别显示了基于CPMS的纵向周期上限和下限。

$B_{1\mathrm{UL}}={\mathrm{BB}}_{\mathrm{long}}+\sqrt{\mathrm{OUT}}={\mathrm{BB}}_{\mathrm{long}}+\sqrt{\lim ({F_{\max }}^2-{b_1}^2)}---\left(6\right)$

$B_{1\mathrm{LL}}={\mathrm{BB}}_{\mathrm{long}}-\sqrt{\mathrm{OUT}}={\mathrm{BB}}_{\mathrm{long}}-\sqrt{\lim ({F_{\max }}^2-{b_1}^2)}---\left(7\right)$

其中，B_1UL是基于CPMS的纵向周期上限，B_1LL是基于CPMS的纵向周期下限，并且a_1、b_1和B_1C被假设为可利用的感应的输入。

上述等式可以被重组以实现下述等式(8)-(10)。第一步需要组合F_max和CM_long等式，随后解出B_1LIM。

${F_{\max }}^2={(a_1+{\mathrm{CM}}_{\mathrm{long}})}^2+{b_1}^2---\left(8\right)$

${\mathrm{CM}}_{\mathrm{long}}=-a_1\±\sqrt{({F_{\mathrm{MAX}}}^2-{b_1}^2)}=B_{1C}-B_{1\mathrm{LIM}}---\left(9\right)$

$B_{1\mathrm{LIM}}=B_{1C}+a_1\±\sqrt{({F_{\mathrm{MAX}}}^2-{b_1}^2)}={\mathrm{BB}}_{\mathrm{long}}\±\sqrt{({F_{\mathrm{MAX}}}^2-{b_1}^2)}---\left(10\right)$

其中，B_1LIM＝基于CPMS的纵向周期命令限制，CM_long是纵向挥舞的控制裕度。

应该注意到，基于CPMS的纵向周期上限在SQRT函数中被定义为“+”标志，而下限被定义为“-”标志。

控制回路805是系统401的可选特征。控制回路805包括表816，其从传感器809接收一个或多个变量以确定挥舞的横向分量的设计最大幅度Fmaxlat。控制回路805利用挥舞的横向分量和横向反吹以计算基于CPMS的横向周期上限818和基于CPMS的横向周期下限821。

横向反吹为挥舞的横向分量减去横向周期。等式(11)示出了横向反吹。

BB_lat＝b₁-A_1C   (11) 

其中，BB_lat是反吹的横向分量，而A_1C是周期控制的横向分量。

反吹的横向分量通过低通滤波器823，随后被从横向挥舞的设计最大幅度Fmaxlat中减去。等式(12)和(13)分别示出了基于CPMS的横向周期上限818和基于CPMS的横向周期下限821。

A_1UL＝F_latmax-BB_lat＝F_latmax-(b₁-A_1C)   (12) 

A_1LL＝-F_latmax-BB_lat＝-F_latmax-(b₁-A_1C)    (13) 

其中，A_1UL是基于CPMS的横向周期上限，A_1LL是基于CPMS的横向周期下限，F_latmax是横向挥舞的设计最大幅度。

在示例性实施方式中，F_latmax的幅度将小于F_max的幅度并且是来自传感器809的飞行器飞行变量(例如，空速、短舱旋转)的函数，并且可利用经验数据和对挥舞测量精度的认识来微调。

上述等式可重组以实现下述的等式(14)-(16)。

F_latmax＝b₁+CM_lat    (14) 

CM_lat＝F_latmax-b₁＝A_1LIM-A_1C    (15) 

A_1LIM＝A_1C-b₁+F_lat max＝-BB_lat+F_lat max    (16) 

其中，A_1LIM是基于CPMS的横向周期命令限制,CM_lat是横向挥舞的控制裕度。

应该注意到，需要为用于上限和下限计算的b_1的正值和负值考虑横向挥舞的设计最大幅度，如上所示和所述。

控制是独特和新颖的，其提供了简单、易于优化和有效的方法来控制具有纵向和横向周期控制的旋翼的总挥舞(具有纵向和横向分量)。控制系统提供了需要的限制，而不折衷交通工具控制。其可以被修正以适应独立横向周期控制。但是，如果确定不需要额外控制自由度，则可以减少重量、成本和复杂度。

现在参考图9，示出了实现控制系统算法的优选方法的流程图901。框903到911描述了该方法的第一步，包括确定输入值(例如反吹和挥舞)。这些值(包括获得它们的方法)在上文有详细描述，为简便起见，此处不再赘述。此后，通过利用感应的输入反吹和挥舞值计算周期控制限制，如框913和915所描述的。应该注意到，框909、911和915描述了优选实施方式的可选特征，其中，当横向周期控制未固定时，计算横向周期上限和下限。

应该注意到，流程图901描述了优选方法的全面纵览，而结合图8和图9，可以发现优选方法的详细综述。例如，在图8的控制回路801中清晰的示出了确定纵向反吹值的方法(如图9的框903所示)。

显然，已经描述和示出了一种具有显著优势的系统和方法。上文中公开的具体实施方式仅仅是示例性的，本申请可被修改并以不一样但等同的方式实施，这对受益于本文教导的本领域内技术人员来说是显而易见的。显然上文中公开的具体方法可被改变或修改，并且所有的这些变化被认为落入本发明的范围和精神内。因此，本文所寻求的保护范围如说明书所列出的那样。尽管上文示出了若干实施方式，但本申请并不限于这些实施方式，在不脱离其精神的情况下，容易做出各种改变和修改。

Claims (20)

1.一种旋翼飞行器，包括：

旋翼叶片；

与旋翼叶片可操作地相关联的致动器，该致动器配置成用于使旋翼叶片变距；

与致动器可操作地相关联的控制器；

飞行控制系统，具有：

与控制器相关联的第一传感器，该第一传感器配置成用于检测控制器的位移；

与旋翼相关联的第二传感器，该第二传感器配置成用于检测旋翼叶片的横向挥舞移动和纵向挥舞移动；

与旋翼飞行器相关联的第三传感器，该第三传感器配置成用于检测飞行器的飞行参数；

与第一传感器、第二传感器和第三传感器相关联的子系统，该子系统具有：

与第一传感器和第二传感器相关联的第一回路，该第一回路配置成用于在飞行中确定由旋翼叶片产生的纵向反吹值；

与第二传感器和第三传感器相关联的第二回路，该第二回路配置成用于确定设计最大总挥舞值和横向挥舞值；

其中，由总挥舞值的平方值减去横向挥舞的平方值，以产生飞行控制限制；

其中，输出控制限制值的平方根与纵向反吹值相加以产生纵向周期上限；及

其中，由纵向反吹值减去输出控制限制值的平方根以产生纵向周期下限；以及

配置成用于显示标志的显示器，该标志确定了致动器相对于纵向周期上限和纵向周期下限的位移。

2.如权利要求1的飞行器，该子系统还包括：

指定挥舞值的表，该表与第二回路相关联；

其中，由第三传感器感应到的飞行参数由挥舞值的表接收，并且与指定挥舞值相比较，从而确定总挥舞值。

3.如权利要求2的飞行器，其中，飞行参数是飞行器空速。

4.如权利要求2的飞行器，其中，在飞行期间手动地调整挥舞值的表。

5.如权利要求1的飞行器，该子系统还包括：

与第一传感器和第三传感器可操作地关联的第三回路，该第三回路配置成用于在飞行中确定由旋翼叶片产生的横向反吹值以及横向挥舞的设计最大幅度。

6.如权利要求5的飞行器，该第三回路包括：

指定横向挥舞值的表；

其中，由第三传感器感应到的飞行参数由该横向挥舞值的表接收，并且与指定横向挥舞值相比较，从而确定横向挥舞值的设计最大幅度。

7.如权利要求5的飞行器，其中，横向周期上限被计算为横向挥舞的设计最大幅度与横向反吹值之差；及

其中，横向周期下限被计算为横向挥舞的设计最大幅度的负值与横向反吹值的负值之和。

8.一种用于旋翼飞行器的控制系统，包括：

配置成用于在飞行中提供旋翼叶片的纵向反吹值的第一回路；以及

与第一回路相关联的第二回路，该第二回路配置成用于提供设计最大总挥舞值和横向挥舞值；

其中，设计最大总挥舞值的平方值减去横向挥舞值的平方值以产生飞行控制限制；

其中，输出控制限制值的平方根与纵向反吹值相加以产生纵向周期上限；及

其中，由纵向反吹值减去输出控制限制值的平方根以产生纵向周期下限。

9.如权利要求8的控制系统，还包括：

配置成用于显示标志的显示器，该标志确定了控制器相对于纵向周期上限和纵向周期下限的位移。

10.如权利要求8的控制系统，还包括：

与旋翼飞行器的周期致动器相关联的第一传感器，该第一传感器配置成用于检测致动器的位移；

与旋翼飞行器的旋翼相关联的第二传感器，该第二传感器配置成用于检测旋翼叶片的横向挥舞移动和纵向挥舞移动；

与旋翼飞行器相关联的第三传感器，该第三传感器配置成用于检测飞行器的飞行参数；

其中，第一回路与第一传感器和第二传感器相关联；及

其中，第二回路与第二传感器和第三传感器相关联。

11.如权利要求10的控制系统，还包括：

挥舞值的表，该表与第二回路相关联；

其中，由第三传感器感应到的飞行参数由挥舞值的表接收，并且与指定挥舞值相比较，从而确定设计最大总挥舞值。

12.如权利要求11的控制系统，其中，飞行参数是飞行器空速。

13.如权利要求11的控制系统，其中，在飞行期间手动地调整设计最大挥舞值的表。

14.如权利要求11的控制系统，还包括：

与第一传感器和第三传感器可操作地关联的第三回路，该第三回路配置成用于在飞行中确定由旋翼叶片产生的横向反吹值以及横向挥舞的设计最大幅度值。

15.如权利要求14的控制系统，该第三回路包括：

横向挥舞值的表；

其中，由第三传感器感应到的飞行参数由该横向挥舞值的表接收，并且与指定挥舞值相比较，从而确定横向挥舞值的设计最大幅度。

16.一种产生旋翼飞行器的飞行控制限制的方法，该方法包括：

确定纵向反吹值；

确定设计最大总挥舞值；

确定横向挥舞值；

基于纵向反吹值、设计最大总挥舞值和横向挥舞值计算纵向周期飞行控制上限；及

基于纵向反吹值、设计最大总挥舞值和横向挥舞值计算纵向周期飞行控制下限。

17.如权利要求16的方法，还包括：

将飞行器飞行参数与多个确定的挥舞值相比较，从而确定设计最大总挥舞值。

18.如权利要求16的方法，还包括：

确定横向挥舞值的设计最大幅度；

确定横向反吹值；及

基于横向挥舞值的设计最大幅度和横向反吹值计算横向周期飞行控制上限。

19.如权利要求18的方法，还包括：

将飞行器飞行参数与多个横向挥舞值相比较，从而确定横向挥舞值的设计最大幅度。

20.如权利要求16的方法，还包括：

显示标志，该标志在显示器上指示旋翼飞行器的纵向周期致动器相对于纵向周期上限和纵向周期下限的位移。