CN103466084B

CN103466084B - 起飞/着陆的触地降落保护管理系统

Info

Publication number: CN103466084B
Application number: CN201310221352.5A
Authority: CN
Inventors: S·J·苏
Original assignee: Bell Helicopter Textron Inc
Current assignee: Bell Helicopter Textron Inc
Priority date: 2012-06-05
Filing date: 2013-06-05
Publication date: 2015-12-23
Anticipated expiration: 2033-06-05
Also published as: US9575493B2; US10266249B2; CA2816318A1; US20170158311A1; US9354635B2; US20130325221A1; CA2816318C; EP2672357B1; EP2672357A1; US20160349759A1; CN103466084A

Abstract

一种供飞行器的电传操纵控制系统使用的空中/地面接触逻辑管理系统。该系统包括设置成提供输出信号以确定飞行器何时处于切换区域的第一传感器。与第一传感器通信的逻辑管理系统，设置成接收并处理输出信号，以及为所述飞行器的模式分类。接收来自逻辑管理系统的信号数据，与控制轴执行机构通信以调整提供给飞行员的控制权标准的控制器。控制权在每个积分器内被分别调整，作为各个起落架状态的结果。

Description

起飞/着陆的触地降落保护管理系统

技术领域

本申请通常涉及飞行器控制系统，更具体地涉及一种空中/地面接触逻辑管理系统。

背景技术

历史上在飞行器上主要利用传统的人工飞行控制。人工控制为飞行员提供关于飞行器和外部情况的直接反馈。最近，引入了电传操纵（FBW）系统以增加飞行器的可操纵性和稳定性。关于FBW系统，当飞行控制计算机确定如何驱动每个控制面的执行机构以提供预定响应时，飞行控制的驱动被转换成通过电缆传输的电信号。该FBW系统在没有飞行员的输入时也可以被程序设定为通过计算机自动发送信号去执行功能。

尽管FBW系统相对于传统的人工飞行控制已做出改进，但仍存在一些缺陷。无论飞行器是在地面斜坡上还是受到侧风条件，一些FBW设计操作将周期变距操纵杆放置在靠近纵轴和横轴的中心位置。这具有在周期变距操纵杆中消除了飞行员的“感觉”的效果。这些设计典型地增加了操纵飞行器的难度。其他设计无法提供控制系统内的逻辑设计，这样的逻辑设计能够完全避免在降落时执行机构饱和而可能导致地面成为偏离执行机构运行的支点。

在降落操纵期间有利于飞行器的与固定翼飞机相关设计的实施例是固定翼飞机的机轮可自动向上旋转以避免触地降落时爆胎。另外，为避免应用制动压力需控制制动系统，直至起落架上的机轮的信号正确地指示处于地面状态且机轮空转达到了指定值。这种设计对旋翼飞机可能有使用限制。其他传统设计允许飞行控制系统探测地面接近度、处于地面状态或者处于飞行状态。然而，这些系统对旋翼飞机在飞行控制系统中通常不能恰当地执行空中/地面切换。在飞行和地面之间进行这种切换过程中不能恰当地控制飞行器可导致事故和安全隐患。

需要开发一种逻辑管理与地面操作相结合的系统。人们已经意识到对空中/地面接触设计中有人或无人操纵混合逻辑管理而言，地面接触操作的重要性。越来越多数量的无人操纵或有人操纵的飞行器在降落时失去了控制。这样的结果通常表明对空中/地面接触逻辑管理设计需求的重要性和统一性。

尽管FBW逻辑设计已取得很大的进展，但仍存在相当多的缺陷。

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、进一步的目的和优点，其中：

图1为根据本申请优选实施例的具有空中/地面接触逻辑管理系统的旋翼飞机的透视图；

图2为在图1系统中使用的功能组件的典型的示意图；

图3为图1系统的简化示意图；

图4为图1旋翼飞机的起飞和降落程序的图表；

图5为在图1系统中使用的确定每个轴中的各积分器何时以及是否在正常、接地或洗去（washed-out）状态之间切换的起落架上的重量逻辑表；

图6为图1具有三轮式起落架的旋翼飞机的后视图及侧视图；

图7为主起落架相对于图1旋翼飞机的重心连同作用在旋翼飞机上的典型作用力的关系图；

图8为于在示例位置体验图7作用力的图1旋翼飞机的后视图；

图9为图6的具有用于确定起落架状态的各种传感器的单个起落架的局部后视图；

图10A-10C为表明图6的起落架的各种状态组合和用于确定图1的旋翼飞机模式的由图5的逻辑所指定的相关分数的表格；

图11为使用来自图10A-10C所示起落架的分数来调整图1旋翼飞机控制权的图1系统的流程图；

图12为针对图1系统中使用的总距下降逻辑保护的雷达高度计辅助逻辑的图表；

图13为针对图1系统中使用的总距上升逻辑保护的雷达高度计辅助逻辑的图表；以及

图14为具有图5的逻辑及图12和图13的逻辑的图1系统的状态流程设计的简化图。

本申请的系统和方法的具体实施例以附图中例子的方式示出，并且在此处详细描述，而本申请的系统和方法易受各种修改和替代形式所影响。然而应当理解，此处具体实施例的描述不是将本申请限定到公开的具体实施例，相反，其目的是覆盖落入所附权利要求界定的本申请进程的精神和范围内的所有的修改、等同和替换。

具体实施方式

以下描述优选实施例的说明性示例。为了清楚起见，在说明书中并非描述实际实现的所有特征。应当理解，在任一这样的实际实施例的开发中，肯定要做出大量的具体实现决策去达到开发者的具体目标，例如符合系统相关和商业相关的限制条件，这将从一种实现转变成另一种实现。另外，可以理解的是这一开发工作可能是复杂和耗时的，然而对受益于本申请公开的本领域的普通技术人员而言是例行工作。

在说明书中，作为附图中描述的设备，对各种组件间的空间关系和组件各朝向的空间方位做出标记。然而，通读本申请后，本领域的技术人员将会意识到：此处描述的设备、部件、装置等可设置在任何期望的方位。由于此处描述的设备可朝向任何期望的方向，因此，描述各种组件间空间关系或上述组件朝向的空间方位的术语的使用应当各自被理解成描述组件间的相对关系或者上述组件朝向的空间方位。

现参见附图中的图1，描述了具有空中/地面接触逻辑管理系统101的旋翼飞机11。旋翼飞机11具有机体13和主转子组15，该主转子组15包括主旋翼桨叶17和主转轴18。旋翼飞机11具有包括尾旋翼桨叶21和尾转轴20的尾转子组19。主旋翼桨叶17通常围绕主转轴18的纵轴16旋转。尾旋翼桨叶21通常围绕尾转轴20的纵轴22旋转。根据本公开文本的旋翼飞机11还包括在机体13内的空中/地面接触逻辑管理系统101。

尽管描述的是旋翼飞机11上使用系统101，但应当理解系统101可用在任何飞行器上，例如固定翼飞机和斜旋翼飞机。另外，可以理解的是系统101被配置为对有人操纵或无人操纵的飞行器都是可行的。另外，图1示出了滑板（skids）作为旋翼飞机11上的起落架。在本申请中，将讨论具有前起落架、左主起落架和右主起落架的三轮式起落架的使用。

现又参考附图中的图2，描述了一个典型的逻辑管理系统101的基本示意图。系统101设置成在切换区域125内在可选程序中有选择地调整飞行员的控制权，以便限制执行机构偏离轨道（run-off）及由于电传操纵（FBW）特性失去对飞行器的控制。系统101包括通用的计算机设备，例如控制器30。系统101使用控制器30、一个或多个传感器和与旋翼飞机11通信的逻辑来提供和处理电数据和信号以调整飞行员的控制权。控制器30例如可以是计算机、飞行控制计算机或者用于控制旋翼飞机11的任何其他控制设备的一部分。

系统101包括输入/输出（I/O）接口32、控制器30、数据库36和维护界面38。可选的实施例可根据需要合并或分开输入/输出（I/O）接口32、控制器30、数据库36和维护界面38。系统101的实施例可包括一个或多个计算机，该计算机包括一个或多个配置用于执行下述任务的处理器和存储器。例如，它可包括具有中央处理单元（CPU）和非易失性存储器的计算机，该非易失性存储器保存用于指示CPU执行至少此处描述的部分任务的软件指令。例如，它也可包括通过计算机网络通信的两个或多个计算机，其中，一个或多个计算机包括CPU和非易失性存储器，而一个或多个计算机的非易失性存储器保存用于指示任一CPU执行此处描述的任一任务的软件指令。因此，虽然按照分立的机器描述示例性的实施例，但应当理解该描述不是限制，而是同样地应用到许多其他设置上，该设置包括一个或多个执行任务的机器，该任务以任一方式分发在一个或多个机器间。也应当理解，该机器不必专门执行此处描述的任务，可替换为多功能机，例如也适合执行其他任务的计算机工作站。另外，计算机可使用暂时性和非暂时性形式的计算机可读介质。非暂时性的计算机可读介质将被解释成包含所有计算机可读介质，唯一例外的是暂时性的扩散（propagating）信号。

I/O接口32为外部用户、系统以及系统101的数据源和组件之间提供通信连接。I/O接口32可设置成允许一个或多个用户通过任何已知的输入设备输入信息至系统101。任何已知的输入设备的示例可包括键盘、鼠标、触摸屏、话筒和/或任何其他需要的输入设备。I/O接口32可设置成允许一个或多个用户通过任何已知的输出设备接收系统101输出的信息。任何已知的输出设备的示例可包括显示屏、打印机、扬声器、话筒和/或任何其他需要的输出设备。I/O接口32可设置成允许其他系统与系统101通信。例如，I/O接口32可允许一个或多个远程计算机访问信息、输入信息和/或远程指示系统101去执行一个或多个此处描述的任务。I/O接口32可设置成允许与一个或多个远程数据源进行通信。例如，I/O接口32可允许一个或多个远程数据源访问信息、输入信息和/或远程指示系统101去执行一个或多个此处描述的任务。

数据库36为系统101提供永久性数据存储。虽然主要使用的是“数据库”这一术语，但存储器或其他适合数据存储的配置可提供数据库36的功能。在可选实施例中，数据库36可与系统101是一体或分离的，并且可以在一个或多个计算机上运行。数据库36优选地为适于支持系统101运行的信息提供非易失数据存储，这些信息包括以下讨论的各种类型的数据。

维护界面38设置成允许用户维护系统101的正常运行。在一些实施例中，维护界面38可设置成允许检验和/或修改数据库36中存储的数据和/或执行任何适合管理的任务，该任务通常与数据库管理相关。例如，这可包括升级数据库管理软件、修改安全设置和/或执行数据备份操作。在一些实施例中，维护界面38设置成允许对系统101和/或I/O接口32进行维护。例如，这可包括软件升级和/或诸如安全管理和/或某一容错设置调整的管理任务。

根据此处公开的实施例，控制器30设置成通过解释来自与飞行器通信的各系统的输入信息来确定旋翼飞机11的模式，并处理这些输入信息进而有选择地限制赋予飞行员的控制权。控制器30可包括一个或多个处理器、存储器和软件组件的各种组合。正如此处其余的附图所述，控制器30设置成执行各种处理和运算以便有选择地确定旋翼飞机11的模式，从而准确地限制控制权。

现参考附图中的图3-5，描述了系统101。旋翼飞机11包括系统101，该系统101用于旋翼飞机11在起飞程序105和降落程序115之间，或者程序105和115之间的任一位置切换时，调整赋予飞行员或操作者的控制权130的类型和数量。为了正确地调整控制权130，系统101设置成将旋翼飞机11的飞行状态或模式确定及分类为以下模式至少一个：飞行模式、空中/地面切换模式、地面模式（参见图4）。根据旋翼飞机11的模式限制控制权130。系统101使用FBW控制律、逻辑管理系统118和至少一个传感器来准确地确定旋翼飞机11的正常模式及有效地调整控制权。

针对FBW控制输入，利用纵向的、横向的和定向的轴中的唯一的配平控制器或者后驱动移位配平控制器设计。传统的后驱动移位配平总距控制器用于垂直轴的控制。FBW控制律被合并入旋翼飞机11上的现有系统例如飞行控制计算机中。控制器30与旋翼飞机11上的现有系统通信。具体地，控制器30与FBW控制律和相关联的积分器通信，这样控制器30设置成调整FBW控制律和积分器。控制器30可以与现有飞行器系统分离或成为一体。例如，可以理解的是控制器30可以整合到控制系统例如现有的飞行控制计算机中。通过系统101，空中/地面接触逻辑被设计到FBW控制律中，这样可完成如下操作：

·在任何正常的起飞、着陆和地面操作状态下，在来自纵向、横向、踏板（pedal）和总距的轴的控制律内所有执行机构的积分器都不饱和

·多个连续的起飞和着陆、快速复位或着陆地点的改变

·坡面着陆和起飞

·单轮或双轮接触操作

·包括坡面的地面滑行和旋转

·如果不满足安全起飞条件，则阻止起飞

·无人着陆和起飞

·在船上着陆和起飞

FBW控制律内的所有积分器设置成在以下任一状态下运行：正常、洗去或接地。当起飞时积分器是正常的。当旋翼飞机11接触地面和/或降落时，积分器是洗去或接地的。控制器30利用来自传感器、逻辑管理系统118的信息和飞行器飞行信息的组合来调整每个轴上FBW控制律积分器，就像FBW控制律积分器在适当的时间和适当的轴接地或洗去。轴为纵向、横向、踏板和总距的。

逻辑管理系统118包括分数管理逻辑134和传感器逻辑116。逻辑管理系统118与传感器和控制器30通信，这样逻辑管理系统118为了对旋翼分机11的飞行状态或模式进行分类而接收和处理来自传感器的数据。逻辑管理系统118向控制器30发射信号以调整FBW控制律内的积分器，进而调整赋予飞行员的控制权。重要的是要注意所赋予的控制权的级别依赖于由传感器和逻辑管理系统118所确定的旋翼飞机11的飞行状态。为了达到本申请的目的，系统101将结合逻辑管理系统118使用起落架上的重量（WOG）传感器127和雷达高度计128。另外，传感器逻辑116可接收来自许多传感器的信息，因此，需要传感器逻辑116的功能由许多单独的逻辑构成。例如，在本申请中，WOG传感器逻辑132和雷达高度计辅助逻辑122各自包含在传感器逻辑116中。

尤其如图4所示，描述了旋翼飞机11的起飞和降落程序。图4的左侧描述了起飞程序105。当旋翼飞机11执行起飞程序105时，旋翼飞机11首先以预起飞保护模式107开始，然后接着进入地面模式109、空中/地面切换模式111，最后进入飞行模式113。图4的右侧描述了降落程序115。当旋翼飞机11执行降落程序115时，旋翼飞机11首先以飞行模式117开始，然后接着进入空中/地面切换模式119、地面模式121，最后进入降落保护模式123。如图4所示，模式109、111、119和121限定了切换区域125。在切换区域125内，旋翼飞机11可从任一模式109、111、119和121切换到其他模式109、111、119和121。该切换可使旋翼飞机11在程序105和115之间切换。

在最初的预起飞保护模式107期间，FBW控制律内的所有积分器处于洗去模式，而旋翼飞机11处于地面模式109。除非满足预起飞条件，否则阻止旋翼飞机11起飞。这些预起飞条件可包括以下条件中的至少一种：

·正常的RPM百分比

·发动机处于正常的运行区域

·正常的垂直起飞位置

·通过所有其他的飞行前检查

·扭矩值不高于预定义值，例如90%或95%

举例说明，如果发动机的扭矩高于80%，旋翼飞机11会遭受一些限制，例如，能完成短滑行起飞而不能完成垂直起飞。总距控制确定飞行器用于起飞的预飞行逻辑管理。一旦满足预起飞条件，旋翼飞机将做好起飞操作的准备。在正常起飞条件期间，当飞行员增大总距值（collectivelevel），控制器30使垂直积分器从洗去模式变换到地面模式，为切换所有积分器进入正常的飞行操作模式做准备。

在起飞操作过程中，针对所有四个控制轴，旋翼飞机11最初使所有积分器处于降落或接地模式。当飞行员将总距值增大到正常起飞RPM时，起飞并升起，控制器30设置成使所有的轴向积分器从洗去模式关闭，而后成为地面模式。这种保护功能将使旋翼飞机11为起飞做好准备。随着旋翼飞机继续通过切换区域125进入飞行模式，来自各个轴向控制轴的控制权130逐步增大，如图3所示。来自各个轴的控制权130可以是纵向控制权130a、横向控制权130b、垂直控制权130c和踏板控制权130d。在起飞过程中，根据条件的改变，系统101通过给飞行员增加经过控制权积分器回路的控制权130的量来逐步地使旋翼飞机11在正常运行条件下从地面模式109切换到飞行模式113。当旋翼飞机11达到飞行模式，系统101给飞行员或无人操纵系统完全的控制权130。

在程序115的接近着陆和着陆飞行状态中，所有积分器在飞行器处于飞行模式117时将正常运行。在这个阶段，所有四个轴向控制都有完全的控制权。轴向控制指的是纵向控制、横向控制、总距控制和踏板控制。依赖于飞行器的状态（空速、地面高度、俯仰角和倾斜角）、WOG传感器127的信息和雷达高度计128的输入信息，飞行器可执行至少以下任一操作：

·正常的滑行降落

·正常的盘旋降落

·坡面滑行降落

·坡面盘旋降落

在降落程序115中，根据WOG传感器状态情况131（参见图5）和逻辑132，系统101逐步地减少旋翼飞机11飞行员的控制权130。在降落程序115中，旋转飞机11最初处于所有的起落架在空中的飞行模式117。随着旋翼飞机11穿过切换区域125，来自各个轴向控制轴的控制权130逐步减少，如图3所示。例如，当一个机轮触地时，通过将它们各自的积分器接地来移除一个或多个单轴的控制权。

为了保护旋翼飞机11频繁的开启/关闭的飞行性能，增加了在所有控制位置为最终的触地降落保护模式123进行计时这一磁滞设计。利用洗去个别的积分器将旋翼飞机11切换回所有执行机构的自然状态，而并非将来自所有轴向控制权的积分器接地。只有当飞行器准备停机和RPM正在降低时才激活这种模式。

图3描述了具有WOG传感器127、雷达高度计128、WOG逻辑132、雷达高度计逻辑122、分数管理逻辑134和控制器30的系统101的示意图。为了选择适当的时间和轴，当旋翼飞机11在飞行模式113、117和地面模式109、121之间切换（如图4所示）时，系统101依靠WOG传感器127和逻辑管理系统118为控制器30提供信息。在该飞行切换阶段，系统101被设置为与旋翼飞机11的控制系统进行通信以提供可选择的自动控制。

有两种有助于触地降落保护系统的概念性运算方法。一种是使用时间延迟来释放转子提升，另一种是根据总距水平位置利用工序降低转子动力。这些方法是：

·建立时间延时（比进程开始晚多少秒），或者

·利用进程/算法立即启动降落过程，该进程/算法的设计依赖总距水平位置。

在本专利申请中，这两种方法均被实施来加强整体设计。

在降落程序115中使用延时器106。在降落操作期间，延时106是积分器被洗去之前必须经过的预定时间段。当旋翼飞机11处于地面模式时，激活延时器106。如果旋翼飞机11在延迟之后保持在地面模式，包括垂直积分器在内的积分器接地并洗去。例如，延时器可以是两秒定时器。在可选实施例中，飞行员可使用和调节任何时限。将延时器106编入系统101以允许飞行员改变降落地点和/或处理危急事件及类似操作。当旋翼飞机11处于程序105中的地面模式109时，所有积分器都洗去，而在起飞过程中没有使用延时器。

重要的是注意到随着旋翼飞机11经过程序105，赋予飞行员的控制权的程度增大。同样地，随着旋翼飞机11经过程序115，越来越多数量的控制权130从飞行员处移走，而由系统101保留。在模式107、109、111、113、117、119、121和123间的切换过程中，在程序105、115期间调整飞行员的控制权130被设置用于保护旋翼飞机11。在起飞、降落和地面操作中，调整控制权用于保护旋翼飞机11。

具体见图5，系统101可使用许多仪器和/或传感器来用于对旋翼飞机11的模式进行正确地分类。如之前所述，旋翼飞机11将使用WOG传感器127以及相应的WOG逻辑132信息、雷达高度计128和FBW控制律内的雷达高度计逻辑122。在每个前三点式起落架内，WOG传感器127有多个状态。关于WOG传感器127，术语“状态”是指与作用在起落架上的作用力总量相关的特性。例如，每个状态可能是指施加在起落架上的作用力的范围。

当多个状态和多个起落架结合时，产生多个WOG状态组合131。例如，正如本申请中的前三点式起落架，如果每个起落架具有三种可能的状态，对于起落架而言估计共有27种组合131。

可以理解的是系统101可使用每个起落架的一个或多个状态。还可以理解的是WOG逻辑132和雷达高度计逻辑122的使用不受限制。可使用旋翼飞机11内的其他系统以形成系统101内必要的逻辑，用以对旋翼飞机11的正常模式进行分类。如本申请所述，在系统101内使用雷达高度计128。可以理解的是系统101的实施例可在使用WOG传感器127和逻辑132的同时使用雷达高度计128和雷达高度计逻辑122，或者在WOG传感器127出现故障的情况下作为辅助的备份系统使用雷达高度计128和雷达高度计逻辑122。另外，系统101可设置成仅使用雷达高度计128或旋翼飞机11的其他飞行器控制系统来为控制器30提供必要的输入。

图3示出了系统101内控制权依赖WOG逻辑132和/或雷达高度计逻辑122相对于飞行模式113、117，切换模式111、119和地面模式109、121的变化。结果表明在切换区域125，依靠WOG逻辑132将个别的全权控制降低为部分权限。积分器控制权回路130（纵向130a、横向130b、总距130c和踏板130d）被描述为在切换模式中具有部分控制权和在飞行模式113、117中完全授权。

如前所述，在程序105、115期间根据WOG传感器状态组合131（参见图5）系统101设置成将各积分器接地。WOG状态组合131决定何时以及是否将每个轴的个别的积分器在正常、接地或洗去状态间切换。例如，在降落期间，当旋翼飞机11的WOG传感器127多于两个机轮在地面上时，对应的个别轴向积分器接地以避免执行机构偏离轨道（run-out）。依赖于总距值和与WOG信号129相关的其他飞行状态信息，旋翼飞机11可以处于切换区域125、降落保护模式123或者预起飞保护模式107。

具体见图5，描述了WOG传感器逻辑130的概要。如前所述，为了正确地调整控制权130，系统101设置成将旋翼飞机11的飞行状态确定和分类为以下模式中的至少一种：飞行模式、空中/地面切换模式和地面模式。将逻辑管理系统118编入系统101中，以便确定和区分旋翼飞机11何时在模式间切换。

在优选实施例中，利用数据使WOG逻辑132程序化，例如利用通过WOG传感器127收集的来自起落架的作用力数据，该数据用于确定个别的起落架的状态。每个起落架具有一个相关的WOG传感器127。每个WOG传感器127设置成在任意给定时间向WOG逻辑132传送和登记起落架的各状态。WOG传感器127可登记以下任一状态：飞行、触地和地面。WOG逻辑132设置成处理从WOG传感器127收集来的数据，以及通过分数管理逻辑134将数据传送到控制器30。确定旋翼飞机11何时在飞行模式113、117，空中/地面切换模式111、119和地面模式109、121间进行切换依赖于WOG传感器127和WOG逻辑132。旋翼飞机11的模式决定所执行的积分器逻辑133，这样系统101与积分器协同工作以调整控制权130。

图5描述了表示所有27种组合（具有三种可能状态的三个起落架）的WOG状态组合131。并且，根据各自的状态组合131列出由控制器30执行的对应的积分器逻辑133。当积分器接地或洗去时，调整旋翼飞机11内控制感觉以帮助飞行员识别旋翼飞机11的模式。

现另参见附图中的图6-10C，描述了确定WOG状态组合131和对应的发送到分数管理逻辑134的分数的方法。如前所述，尽管图1中描述了带有滑板的旋翼飞机11，但本申请将呈现具有前起落架135、右主起落架137和左主起落架139的前三点式起落架的使用，如图6所示。可理解的是飞行器可使用更多或更少的起落架。系统101适于处理具有任意多的WOG状态131的任意多的起落架。

当旋翼飞机11在地面时，WOG传感器127可被设计用于不只是为测量奇异函数服务。WOG传感器127可有多个信号，这样系统101可识别出旋翼飞机11具有的每一个起落架在下降位置或（x，y，z）触地位置。为了区分触地位置和下降位置的差别，计算来自（x，y，z）方向的机轮的总作用力。（x，y，z）作用力的总和用于确定下降位置。

识别和区分每一个的起落架处于地面上、触地模式或下降位置成为旋翼飞机FBW总距控制的关键条件。如前所述，为FBW控制律积分器的接地或洗去选择适当的时间和轴是重要的。由于FBW总距控制器是全权SCAS设计，如果在触地降落期间没有采取正确的措施，总距控制回路内的许多积分器可使总距执行机构偏离轨道。为了避免在WOG触地或下降状态中积分器停止工作和失去控制，每个轴上的相关积分器必须适当地洗去或接地或从开启模式到关闭模式重新开始。同样地，在横向、纵向和定向轴的任一积分器也可以要求正确的逻辑管理以避免因控制律积分器饱和而使个别的轴向控制执行机构失去控制。为了避免积分器洗去太快/慢或者在不希望的情况下接地，可适当地限制飞行员的控制输入。如果在控制律设计中没有提供恰当的WOG逻辑管理，可能出现飞行员引入PIO的情况。

图7示出了主起落架相对于旋翼飞机11的重心151（C.G.）和计算出的作用力91的关系，该计算出的作用力91是在典型的稳定状态侧飞时可能作用在旋翼飞机11上的力。例如，如图8所示，当左主机轮139触地并降落时，可能作用在左起落架139上的力可引起旋翼飞机11翻转。依靠旋翼飞机11的C.G.151，通过单个机轮的触地情况可产生旋转、偏航和俯仰力矩。如果在FBW控制律系统内的相应积分器洗去之前触地作用力的幅度太高，飞行器可能翻转。这是因为机轮点成为使控制律内的一些积分器饱和的支点。另外，这一情况可能导致与FBW控制律系统相关的执行机构偏离。为了避免发生这些情况，使控制律内的相关积分器（纵向、横向、踏板和/或总距）正确地接地或洗去是有必要的。WOG逻辑132设置成为正确的模式109、111、119、121进行正确地计时，这样飞行器将不会丧失性能和不会发生PIO。

图9示出了一种从WOG传感器127获得三种状态（例如，地面、切换和飞行）的可能的方法，用于为FBW控制律积分器的接地或洗去选择适当的时间和轴。在图9中，有两个与起落架139通信的传感器。第一个传感器是WOG传感器127。第二个传感器是近距离传感器143。近距离传感器143与安装在机轮支撑金属上的金属支架145配对，以便测量近距离传感器143和支架145之间的距离的变化。机轮千斤顶149可用于校正施加于起落架139上的接合力对应级别的距离范围。通过设置到对应的各状态的选定距离，可形成WOG传感器127的状态。例如，可将近距离传感器143和支架145之间的距离设置为从打开（0Lbs）到与250Lbs接合力相对应的距离。许多因素可影响接合力的数值。这些因素可包括依赖旋翼飞机11大小、地面摩擦力、机轮重量和从起落架139到旋翼飞机11的C.G.151的距离的变化。该数据可能需要通过飞行试验来确定。

为了探测应用在轮胎上的接合力，可选实施例可使用起落架139轮胎内的轮胎压力系统来测量压力的变化。基于作用在部分旋翼飞机11上的作用力，利用一个或多个传感器或设备来鉴定旋翼飞机11的模式113、117、109、111、119、121的其它方法是可行的，应被认为是属于本申请的范围。

重要的是记住系统101使用WOG状态组合131来确定旋翼飞机11的模式。图5示出了WOG状态组合131和相关的积分器逻辑133。系统101包括设置用于访问每个起落架135、137、139的状态的WOG逻辑132。作为示例，飞行是指起落架离开了地面且起落架上显示出没有作用力的情况。触地是指起落架与物体有接触，这样接合力在触地区域内位于0–250lbs之间的情况。地面是指接合力超出触地状态的情况。例如，地面状态的接合力可能大于300lbs。磁滞设计被应用于250lbs和300lbs之间。磁滞设计是随意的且可随着飞行器的不同而不同。

一旦WOG传感器127和逻辑132为各状态规划好适当的范围，系统101采用由WOG逻辑132执行的纯数学方法来确定WOG状态组合131。每个起落架状态131被指定与其情况相关的整数值。该整数值被称为个体的分数。每个WOG传感器127给出输出信号129，该输出信号129包括包含有整数值或表示每个起落架135、137、139的状态情况131的分数的数据。例如，起飞状态情况为0，触地状态情况为1，地面状态情况为3。在实例中，起落架在哪降落（在地面上），起落架将在哪进行触地。起落架必须在被认为是处于地面状态之前进行触地。因此，降落信号的分数是3。设置WOG逻辑132，这样即使起落架触地传感器发生故障或不存在，当起落架触地和降落时，分数将是3。

每个起落架被定义为变量(A,B,C)，例如，A为前起落架135，B为左主起落架139和C为右主起落架137。每个起落架(A,B,C)可根据状态情况131获得(0,1,或3)中任一数值的分数。WOG逻辑132合计来自每个起落架(A,B,C)的所有的WOG传感器127的各自的分数或输出信号129，并将总分数126发送到分数管理逻辑134。分数管理逻辑134接收总分数126，确定旋翼飞机11的模式113、117、109、111、119、121，如图4所示。

分数管理逻辑134根据以下数学方程式确定模式113、117、109、111、119、121。公式A+B+C≥4.5，旋翼飞机11将处于地面模式109、121。公式A+B+C≤0.5，旋翼飞机11将处于飞行模式113、117。对于0.5<A+B+C<4.5的所有情况，旋翼飞机11将处于空中/地面切换模式111、119。存在一个例外。只要一个起落架降落且另一个起落架触地，预期的逻辑假定旋翼飞机11想要处于地面模式，因此，将会通过分数管理逻辑134将此意图传达给控制器30。通过表Ⅰ、Ⅱ和Ⅲ中的状态情况7、8、14、15、20和21可以看到该例外。处于飞行、触地和地面模式的所有27种情况分别显示在图10A-10C所示的表Ⅰ、Ⅱ和Ⅲ中。

在图10A-10C中，触地表示飞行器处于空中/地面接触切换模式111、119。图3和图5中示出了个别的轴向积分器被接地以用于部分控制。表Ⅰ、Ⅱ和Ⅲ描述了每个起落架135、137、139的状态以及相关的分数126。分数126来自于逻辑132并被发送到分数管理逻辑134进行处理。基于分数126，分数管理逻辑134发送信号120到控制器30用以调整控制权130。

重要的是注意到系统101可与传统WOG系统一起使用。在传统WOG系统中，WOG传感器127被定义为开启或关闭。WOG逻辑132和分数管理逻辑134仍将适用。这是因为触地信号处于缺省状态。因此，传统起落架的设计是该设计的子设备。另外，控制器30可以为旋翼飞机11上现存的飞行控制计算机。在这一实施例中，位于系统101内的逻辑可能被并入旋翼飞机11的现存系统中。作为该实施例的改进，该特征允许系统101在不经过修改的情况下，集成到现存飞行器FBW控制系统内。

尽管描述了三个单独的起落架，但可以理解的是系统101可使用任意数量的起落架。另外，可使用其他类型的起落架，例如滑板。针对每个状态的整数值可根据设计要素而改变，每种情况的解决方案仍然将是唯一的。然而，当确定状态的数值时应该谨慎，以便允许FBW控制律积分器具有所期望的执行能力。例如，如果（触地、降落）信号的分数或输出信号129被设置为(1,1)或(1,2)，解决方案将不是唯一的。用于如上所述的所有组合的数学方法均被认为是在本申请的保护范围内。

另外，可以理解的是系统101可使用除了WOG传感器127之外的其他系统或传感器来确定旋翼飞机11的模式。其他实施例对于各个起落架可使用或多或少的WOG传感器127。作用力的范围和各自的状态131可被拓宽或变窄，以便包括或多或少的状态131。

运行中的系统101的实施例如下所述：单个机轮触地或降落的功能设计帮助飞行器降落在倾斜的地面上。也允许旋翼飞机11执行将一个机轮降落在建筑物上以装载或卸载乘客和/或物资。另外，由于仅选定的相关轴向控制权被削弱，故飞行员将能够执行一个机轮的触地操作。

在另一实施例中，在任意两个机轮触地时，可以假定旋翼飞机的俯仰角和倾斜角位于很小的角度内。因此，所有四个轴向控制权被削弱但还没有被洗去。如前所述，当至少一个机轮完全降落，其他机轮中的任意一个触地时，这意味着第三个机轮非常靠近触地状态或者已经触地或降落，因此，系统101将触发分数管理逻辑134去登记地面模式的状态。因此，旋翼飞机11甚至在倾斜的地面上总是以接近地面水平角度降落。

系统101内的旋翼飞机模式113、117、109、111、119、121可被概括为以下方面：

·飞行模式：定义为既不是起落架触地状态，也不是起落架降落状态。当飞行器在飞行中且所有起落架既不接触也不降落时，定义为飞行模式。在这种模式，所有的积分器都正常运行。对飞行员操作或无人飞行是正常飞行模式。

·空中/地面切换模式：定义为至少一个起落架触地或降落，而不是两个或所有起落架降落。空中/地面切换模式被假定为飞行器处于切换模式或者单个起落架的地面模式或者在飞行、起落架触地或起落架降落状态间切换。在两秒周期延时器触发前，可以是单个起落架触地和/或降落模式，或者多个起落架触地和/或降落模式。在这些状态组合的过程中，控制律积分器根据与飞行状态相关的起落架的状态接地或洗去。

·地面模式：定义为所有起落架降落。地面模式被假定为飞行器有两个起落架或所有起落架降落。该模式的逻辑在不同地运行。在所有起落架降落的最初两秒，每个回路的所有积分器保持接地。或者

a）发动机扭矩或者功率降低超过所要求的起飞值的10%，或者

b）总距值下降，起飞区域和所有其他三个控制处于制动位置，以及

c）(a)+(b)的情况，并且2秒定时器被触发

在纵向、横向、踏板和总距回路的所有积分器的值将开始洗去。该逻辑用于保护飞行器免于开启和关闭空对地的目视飞行或者保护飞行员以选择降落点飞行。

如图5所示，系统101被划分为六种基本WOG状态组合131。根据WOG逻辑132这六种组合131和它们各自的分数126概括如下：

a）没有机轮触地，也没有机轮降落：（在这种情况下，A+B+C=0。）

b）仅有一个单独的机轮触地：（在这种情况下，A+B+C=1。）

c）任意两个机轮触地：（在这种情况下，A+B+C=2。）

d）所有三个机轮触地：（在这种情况下，A+B+C=3。）

e）任一个机轮降落：（A+B+C=3）

f）任一个机轮触地，另一机轮降落：（在这种情况下，A+B+C=4。）

要注意的是，(A,B,C)的信号表示与之前所述相同的起落架。另外，如果至少两个机轮降落，分数126大于4.5。在上述（f）中，尽管分数126小于4.5，但可理解的是系统101将旋翼飞机11的模式视为该状态组合131中的处于地面。

该创新的数学方法使得整个逻辑设计非常灵活、鲁棒且易于集成。无论用于确定地面和/或切换逻辑的分数是多少，数学方法使整个逻辑设计有唯一解。

为FBW先进的控制律设计系统101的目的是在地面操作和/或降落保护123和/或预起飞保护107期间加强起飞和降落程序105、115。如图3和图4所示，系统101包含两个程序105和115。

现又参见附图中的图11，描述了个别的WOG分数的流程图161和相关的轴向控制权163。从飞行到空中/地面切换再到地面模式的控制权将根据WOG状态131发生变化。根据每个起落架135、137、139的状态，将从单个机轮触地到所有机轮降落的所有WOG状态组合131归类为以下十种状态。针对每种状态的各自的积分器逻辑133也列在下面。

状态1：左机轮触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，横向和定向积分器接地但没有洗去。通过将用于单个左机轮触地飞行的控制误差输入增益降低到50%，使得横向和定向控制仍保留部分权限。

状态2：左机轮触地且降落-这也处于切换模式。在该模式下，横向和定向积分器洗去并切换到基准模式。为了避免航向突然过度变化，定向控制接地。通过将用于单个机轮降落飞行的控制误差输入增益降低到30%，使得横向和定向控制仍保留部分权限。

状态3：右机轮触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，横向和定向积分器接地但没有洗去。通过将用于单个右机轮触地飞行的控制误差输入增益降低到50%，使得横向和定向控制仍保留部分权限。

状态4：右机轮触地且降落-这处于切换模式。在该模式下，横向和定向积分器洗去并切换到基准模式。为了避免航向过度变化，定向控制器接地。通过将用于单个右机轮降落飞行的控制误差输入增益降低到30%，使横向和定向控制器仍保留部分权限。

状态5：前机轮触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，纵向积分器接地但没有洗去。所有其他三个轴向控制保留全部权限。纵向控制将用于单个前机轮触地飞行的误差输入增益降低到50%。在该模式下，飞行器仍可维持低速向前飞行。

状态6：前机轮触地并降落-这处于切换模式。在该模式下，纵向积分器洗去并切换到基准模式。为了避免纵向和垂直控制间的冲突，总距控制接地，其他两个轴向控制保留全部权限。当垂直控制对开启/关闭功能持有全部权限时，纵向控制将用于单个机轮触地飞行的控制误差输入增益降低到30%。

状态7：前机轮和右机轮触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，横向、定向和纵向积分器接地并切换到它们的基准模式。为了避免纵向和垂直控制间的冲突，总距控制接地。横向、定向和纵向控制保留部分权限。当垂直控制对开启/关闭功能持有全部权限时，用于双机轮触地飞行的这些控制误差输入增益降低到50%。

状态8：前机轮和右机轮触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，横向、定向和纵向积分器接地并切换到它们的基准模式。为了避免纵向和垂直控制间的冲突，总距控制接地。横向、定向和纵向控制保留部分权限。当垂直控制对开启/关闭功能持有全部权限时，用于双机轮触地飞行的这些控制误差输入增益降低到50%。

状态9：左机轮和右机轮触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，横向、定向、纵向和垂直积分器都接地并切换到它们的基准模式。横向、定向、纵向和垂直控制保留部分权限。用于双机轮触地飞行的横向和定向控制误差输入增益降低到30%。纵向和垂直控制误差输入增益降低到50%。垂直和纵向控制的灵敏度将被降低到具有开启/关闭功能的部分权限。

状态10：所有三个机轮仅触地但没有降落-这处于切换模式。在该模式下，横向、定向、纵向和垂直积分器都接地并切换到它们的基准模式。横向、定向、纵向和垂直控制器保留部分权限。将用于三机轮触地飞行的横向、定向、纵向和垂直控制器的误差输入增益降低到30%。垂直控制的灵敏度将被降低更多，降低到具有开启/关闭功能的部分权限。

状态11：地面模式-至少一个机轮降落且一个机轮触地的状态被认为是地面模式。多于以上组合的任何情况被认为是地面模式。在地面模式下，飞行控制权首先被接地，等待两秒钟计时器被触发。在计时器被触发之后，洗去过程开始。该过程将有助于保护情势危急的飞行操作。

如前所述，在一个机轮先触地然后降落的特殊情况下，控制律将基于相关机轮控制权降低权限来自动处理这种情况。类似地，当两个机轮先触地然后降落时，飞行控制律将自动处理这种情况。当两个机轮触地时，可以推测旋翼飞机11接近机翼水平（winglevel）。如果侧面的地面速度传感器可用，它的逻辑将被并入系统101设计中。

图3示出了针对部分权限控制切换模式的以上十种状态的数学概述。在图11中，示出了分数管理逻辑134根据161所标记的起落架位置计算出每个机轮触地和降落信号的控制权。分数管理逻辑134接收用于每个起落架的输出信号129和总分数126。分数管理逻辑134与控制器30通信。在每个积分器内分别调整控制权130，作为163所标记的各个起落架状态的结果。每个机轮的权限首先被接地，从全部权限开始到50%的权限，然后到30%的权限。此后，飞行器开始将纵向和垂直积分器洗去。需要注意的是，横向和定向控制的洗去过程不同于纵向轴和垂直轴。将它们设置不同的原因是：

（1）避免在触地和降落操作期间，横向和定向控制权限保持太大

（2）维持较大的纵向和垂直权限，以便飞行器可以对起飞或降落保持响应

（3）避免导致飞行器在高低不平的地面翻转的任何横向支点

基于飞行员控制的感觉，权限的百分比从100%降到50%，然后降到30%是随意的。对于商用飞行器，建议进一步降低这些值。根据飞行试验可将所降低的权限百分比更改为任意组合。对于地面模式，也可以降低到10-15%，其结果与部分权限控制系统的设置相同。也可以相对于纵向、横向、踏板和总距回路130a-d的组合改变成五种状态的控制权设置，亦或更多。然而，对于军用飞行器，这些值可能需要设置得一样或更高。呈现不同权限的另外的原因是能使飞行员即刻感觉每种状态的不同。因此，飞行员知道他处于触地或降落位置。

接地和洗去逻辑管理也可改变。在当前的逻辑设计中，安全的最高优先级是当单个机轮触地或降落时，应避免旋翼飞机11产生支点。对无经验的飞行员，该逻辑设计通过降低控制权有助于避免飞行事故。对非常有经验的飞行员，在情势危急时他们可能感觉飞机不是足够灵活。然而，飞行员的感觉可以通过接地和洗去程序以及控制输入误差增益来调整。该分数管理逻辑134具有足够的灵活性，能使军事或商业飞行员满意。

如前所述，系统101采用了WOG逻辑132和雷达高度计逻辑122。在优选实施例中，雷达高度计128和逻辑122在WOG逻辑132出现故障的情况下使用。因此，雷达高度计128和逻辑122的特征和限定与WOG传感器127和逻辑132相似。雷达高度计128和逻辑122也与分数管理逻辑134通信。然而，在其他实施例中，雷达高度计128和逻辑122可以与WOG传感器127和逻辑132一起使用。

在本申请中，考虑到WOG传感器127的故障模式。通常，FBWWOG传感器127故障率被设为低至10^-9。然而，诸如所有机轮在水中、起落架损坏或者起落架没被锁住的特殊情况将导致WOG传感器127出现故障。在这些场合中，出于WOG传感器127故障考虑，设计雷达高度计数值的逻辑122发挥非常重要的作用。出于WOG传感器127故障考虑，雷达高度计辅助逻辑管理设计可有助于加强触地降落保护系统设计。

例如，当旋翼飞机11内的所有或部分WOG传感器127不管出于系统错误、战斗损毁或其他不可恢复理由失灵时，WOG默认模式状态激活。为先进的飞行控制律选择最好的默认模式是非常重要的，这样可以避免积分器偏离轨道的情况，并使整个飞行控制系统的增益余量、相位余量和带宽在操纵性能内。飞行模式、切换模式和地面模式的正常飞行状态可设计用于强风条件下的低速到中速降落。为了在即使所有的WOG传感器127失灵的情况下，为旋翼飞机11提供针对默认模式操作的相似性能，引入了雷达高度计辅助逻辑管理设计。在雷达高度计辅助逻辑管理设计内有雷达高度计128和雷达高度计逻辑122。用于WOG传感器127故障状态的切换模式的雷达高度计辅助管理按以下所述进行改变：

（1）在纵向轴：所有纵向回路积分器随着所有正常开关开启而接地

（2）在横向轴：所有横向回路积分器随着正常开关开启而接地

（3）在踏板轴：所有踏板回路积分器随着正常开关开启而接地

（4）在总距轴：所有垂直回路积分器随着正常开关开启而接地。另外，总距压力配平释放（FTR）开关可处于正常运行。

需要注意的是，当旋翼飞机11在默认模式操作期间触地降落时，不论总距FTR是否被按下，旋翼飞机11可安全地切换到地面模式。

现又参见附图中的图12和图13，描述了雷达高度计辅助逻辑122设计。WOG传感器127的故障保护通过使用雷达高度计128来实施。当雷达高度计128工作正常时，在WOG传感器127失灵期间，采用雷达高度计逻辑122能使鲁棒的总距空中/地面触地降落保护成为可能。该设计作为分数的复核系统来运行。如图3所示，雷达高度计传感器输出信号165从雷达高度计128发送到雷达高度计辅助逻辑122。雷达高度计辅助逻辑122设计监视传感器输出信号165中潜在的错误。

为了避免信号开启/关闭在逻辑122中触发，将在降落和起飞逻辑保护之间的磁滞设计整合到多个信号中。这样的信号可能包括雷达高度计读取信号和许多误差信号。该误差信号作为滤波信号，将有助于将偏移从雷达高度中移除。如果雷达高度计传感器没有被过滤器系统校正，逻辑保护设计将需要考虑到高偏移误差率，例如高于0.25英尺/每分钟。

图12和图13的合并被称为雷达高度计辅助逻辑122。逻辑122设计用于在降落或起飞程序期间，尤其是在WOG传感器失灵的情况下，确定飞行和地面状态。图12示出了用于总距下降逻辑保护的逻辑122。图13示出了用于总距上升逻辑保护的逻辑122。在图12中，从C.G.151起的起落架垂直总高度被确定为可选的距离。例如，起落架可能是从起落架到C.G.151的6.5英尺的距离。在该实施例中，如果是总距下降167且读出的雷达高度小于6.5英尺，旋翼飞机11被当作触地168。然而，如果读出的雷达高度大于6.5英尺，旋翼飞机11继续降落169。关于图13，在总距上升的情况下172，如果逻辑122探测到雷达高度大于9.5英尺，那么旋翼飞机11继续上升170。然而，如果雷达高度小于或等于9.5英尺，逻辑122将旋翼飞机11当作保持在地面上171。

在坡面降落状态，由于俯仰角和滚转角对雷达高度计128的影响，雷达高度可下降到小于6.5英尺。然而，对于传统的倾斜降落包线，倾斜角受限于10度。因此，以上两个生成角的绝对值用于逻辑设计。尽管假设从垂直的C.G.151起到地面之上的起落架总高度接近6.5英尺，但可以理解对于不同的飞行器该高度可以被修改。

在完成所有逻辑布置设计之后，从飞行模式到切换模式然后到地面模式的控制权相对于地面速度必须被增益调度。当地面速度小于预定阈值例如小于3节时，定义为盘旋状态。在该状态中，飞机为盘旋降落做准备。靠近地面的可操作性受到限制。因此，降低全权控制律设计的方法不同于连续降落状态。对于连续降落操作，通常低于40节，飞行器可以使主起落架先触地，前起落架随后降落。依赖于刹车系统，飞行器可以具备或不具备机轮制动。系统101将这种操作考虑在内。因此，系统101的增益调度包含两部分：针对盘旋降落和连续降落的详细说明。

首先，系统101不仅与唯一的配平FBW系统协作，而且与后驱动的FBW和/或部分权限系统协作。当按下任何轴向FTR按钮时，当周期变距、踏板或总距的值未被替换时，与该轴向FTR按钮相关的控制器将接地为它的初始配平值。当控制器移到不同的值时，配平值将移到每个飞行员控制的新的配平值。当释放FTR按钮时，相关的周期变距、踏板或总距的值开始后驱动到新的配平值。反馈增加设计将使系统稳固以使飞行器更稳定地移动到新的配平位置。如果新的飞行器的配平位置不稳定，反馈系统将使飞行器在更近的新的配平位置稳定。所有这些保护设计被整合到系统101中。

关于盘旋降落、低速降落和低速触地以及系统101内执行功能，在这个区域内低速被定义为：

V_x≤5节

可理解的是，根据飞行试验或飞行员对降落的优先选择，针对盘旋降落情况而作为低速阈值被定义的五节的值可被改变。通常，横向速度需要被控制在两节范围内以避免降落期间出现大的偏航角。

在盘旋降落或连续降落过程中，为准备将旋翼飞机11降落飞行员首先要做的是调整旋翼飞机11以在逆风情况下降落。如果反馈系统的干扰抑制、增益余量、相位余量和带宽被同样的在全权反馈系统、降低了权限和有限权限的积分器以及控制输入增益之间进行调整，系统101也允许旋翼飞机11在高达35节侧风的情况下降落。当所有的WOG传感器127正常时，即使当旋翼飞机11在空中、切换和地面间切换时，系统101将旋翼飞机11设置在合适的位置。因为雷达高度计辅助设计，推荐旋翼飞机11逆风降落。其只可允许高达15节的侧风。

控制反馈系统的典型的旋翼飞机的干扰抑制（DR）、增益余量(GM)、相位余量（PM）和带宽（BW）满足下表的要求。

纵向轴	DR	GM	PM	BW
					纵向速度回路	≥0.6	≥8	≥40	≥2.0
纵向Att回路	≥0.8	≥8	≥40	≥2.0
					纵向Vx回路	≥1.0	≥6	≥30	≥0.3
纵向位置控制回路	≥1.0	≥6	≥30	≥0.3

垂直轴	DR	GM	PM	BW
					总距（Col）VS回路	1.0	≥8	≥40	≥1.0
Col雷达高度控制回路	1.0	≥6	≥30	≥0.3

横向轴	DR	GM	PM	BW
					横向速度回路	≥0.9	≥8	≥40	≥2.5
横向Att回路	≥0.9	≥8	≥40	≥2.5
					横向Vx回路	≥1.0	≥6	≥30	≥0.3
横向位置控制回路	≥1.0	≥6	≥30	≥0.3

定向轴	DR	GM	PM	BW
					踏板速度回路	≥0.8	≥8	≥40	～2.0
踏板前进控制回路	≥1.0	≥6	≥30	～2.0

符号“～”是指接近于数值。需要注意的是，以上数值随着飞行器的不同而改变。数值可能需要再次通过飞行试验来验证。

需要注意的是，来自地面模式反馈控制系统（积分器洗去）的增益余量、相位余量和带宽将高于积分器正常运行的反馈系统。然而，干扰抑制将远远低于积分器反馈控制系统。两个反馈控制系统间的权衡将依赖地面摩擦系数。以上数值适合标准的机场混凝土跑道运行。对于在结冰的情况或其他低摩擦地面情况降落，仍推荐飞行员逆风降落飞行器。

关于使用连续降落的系统101，连续降落由两个操作组成：（1）下滑道捕捉；（2）拉平控制。对于连续降落操作，不管是下滑道捕捉还是拉平控制操作，在最后进场模式中会严格限制横向和踏板控制。这意味着过大的横向倾斜转弯、改变航向或者侧滑飞行在自动进场连续降落运行中是不允许的。另外，针对直升飞机尾梁结构设计，与下滑道和拉平控制相关的俯仰角也是关键的。这两个操作可通过人工模式或自动模式来完成。在人工模式下，飞行员主要控制飞行器。在自动模式下，飞行器的飞行系统主要控制飞机的降落。飞行指引仪模式的下滑道捕捉角度大约为2.5到3度。对于人工飞行员控制，下滑道角度是可变的并且由飞行员的优先选择来决定。为了避免在自动进场的最终拉平控制期间尾部结构最先触地降落，在下滑道拉平控制期间的俯仰角通常受尾梁构造轮廓角的限制，大约在8到12度之间，随着飞行器的不同而改变。

对于人工飞行员控制，连续高俯仰角拉平控制由飞行员的舒适度或技术决定。当飞行员选择手动控制杆飞行而不是自动进场时，控制逻辑管理系统将前去维持飞行员的权限。因此，该手动功能将关掉系统101。

另外，对于下滑道控制中俯仰角小于10度，连续降落飞行指引仪自动进场功能被考虑进当前的逻辑保护系统中。相对于连续降落操作的拉平控制的俯仰角，将相对于旋翼飞机11地面速度的来自雷达高度计128的地面高度进行增益调整。拉平控制的最大俯仰角的保护受限于尾部结构角度减去选定角度，比如尾部结构的保护以两度为例。采用相对于飞行器俯仰角的垂直下滑道操作来完成全部操作。纵向轴和垂直轴的权限控制限度由下滑道倾斜角公式来决定。

γ = \tan^{- 1} (\frac{V_{z}}{V_{x}})

其中，γ是下滑道角，V_z为垂直速度,andV_x为水平速度。触发从进场到降落的拉平控制的逻辑是由以下条件决定的

需要注意的是，COD是指脱离制动器的总距值（collectiveoutofdetent），θ是俯仰角。以上数值是任意的并作为典型示例。这些条件可根据具体应用的大小和类型而改变。

当旋翼飞机11达到以上条件时，系统101根据两个功能中的一个来运行。如果飞行指引仪自动进场模式未在使用中，则一个就是自动水平飞行。旋翼飞机11将拉平然后在地面上水平飞行一段距离，例如50英尺。地面以上的高度根据设计限制和/或优先选择是可调整的。其他功能是自动进场连续降落功能。该模式与机场仪器降落系统协同工作。在最终进场期间，旋翼飞机11将遵循用于最终进场的机场下滑道角度。在距离最终的连续触地降落点大约200英尺远的位置，旋翼飞机11将开启拉平控制。在那时，旋翼飞机11的高度为地面以上大约100英尺。旋翼飞机11的拉平控制仅在当前设计中使用纵向控制来完成全部操作。最终的触地降落速度将取决于上仰角而不同。不像固定翼飞机，最终的触地降落速度必须控制在失速速度范围内。对于旋翼飞机，设立上仰角为7或8度，旋翼飞机11将降落在目标地但是最终的空速却不同。只要旋翼飞机11的上仰角不大于10度，旋翼飞机11在没有目标地的情况下将不会降落，而是切换到自动盘旋模式。

目前旋翼飞机11触地，系统101将自动使所有四个轴上的积分器接地。两秒后，这些积分器的内部数值将被洗去。在这两秒期间（延时器106）内，当WOG触地或降落信号是清楚的时，飞行员可增加总距而旋翼飞机11将立即起飞且返回到正常的飞行状态。如果触地降落阶段长于2秒且积分器已被洗去，总距的阈值发挥非常重要的作用。当总距值被拉升到多于0.5英寸或垂直速度命令高于每分钟120英尺的速度或下滑道角度改变指示，空中地面逻辑将恢复总距积分器且立即起飞。以上概括出自动进场降落操作。

现又参见附图中的图14，示出了系统101的全部状态流程设计181的图表。在图14中，示出了系统101的状态流程设计包含三部分。第一部分是地面模式183。地面模式183也被称为适于默认模式和适于雷达高度计/WOG地面模式计时器的固定的地面模式。这是旋翼飞机11最终的默认模式。

第二部分是WOG逻辑132管理设计。在这部分，切换模式111、119包含十个状态。这些切换模式状态的细节之前已论及。这些状态主要被根据图3所示的每个WOG输出信号129的状态组合131进行的数学运算所控制。输出信号129包括表示各个起落架的各自分数的数据。在图11的流程图中示出了将控制权从全部权限降低到部分权限的方法。图3和图11概括出切换模式设计。

飞行模式113、117和地面模式109、121的设计非常直接。分数将决定旋翼飞机11这两种模式的状态。然而，对于地面模式109、121，地面模式被称作需要经过延时106的临时地面。延时106是基于飞行试验数据和情势危急时大多数飞行员的最佳行为而设置。飞行模式的计算完全基于WOG计算结果。

第三部分是雷达高度计辅助逻辑122。雷达高度计辅助逻辑122在图12和图13中提到。逻辑122包含两部分。一部分是针对飞行模式122a，另一部分是针对地面模式122b。雷达高度计辅助逻辑122的飞行模式122a有两个作用：（1）用于飞行，（2）用于切换飞行。切换飞行是基于地面高度和脱离仅用于降落操作中的制动信号的总距。为了避免频繁地触发切换模式开启-关闭情况，为锁存器（latch）设计设置在地面和切换间来自飞行器高度的两英尺的差异。为了相对于地面效应的每个飞行试验结果的任一值可以设置该锁存器的数值。

雷达高度计辅助逻辑122的飞行模式122a也是基于地面高度、脱离制动信号的总距以及在垂直轴的水平飞行或爬升操作。所有这些功能的细节已在之前的环节讨论过。

雷达高度计辅助逻辑122的地面模式122b也被临时用作延时器，例如与WOG定时器相似的两秒钟的定时器。在对延时的持续时间做出决定之前，有几个原因需要考虑。一个原因是在触地降落操作期间使WOG逻辑132和雷达高度计辅助逻辑122对称。另一原因是使情势危急的运行更为鲁棒。雷达高度计辅助逻辑122和WOG逻辑设计132之间一个重要的不同是在雷达高度计辅助逻辑122上设置和重置地面高度的功能。正确地选择了设置和重置的地面高度（顶点高度），雷达高度计辅助逻辑122可以和WOG逻辑132一并运行。例如，不具有WOG逻辑132设计的滑板式直升飞机降落系统可被视为通过雷达辅助逻辑122的当前逻辑管理设计中的一种特殊情形。当然，当飞行员想要切换到地面时，地面切换也可以被轻易地整合到当前设计中以迫使旋翼飞机11触地。然而，这种标准的地面细节设计可以轻易地添加到当前设计中。

根据相关的飞行情况进入状态流程块122、132和183的初始状态。为了将系统101设计成在空中启动或空中切换过程中具有参与能力，WOG状态流程设计存在两个默认的进入点：（1）用于地面模式，（2）用于飞行状态。设置两个飞行进入初始状态的原因是假定：当地面高度高于切换模式的地面高度时，在飞行期间雷达高度计辅助逻辑122可再参与。在该情况下，当WOG逻辑132变得正常时，飞行器可被直接触发到飞行模式。这是通过飞行模式可进入WOG状态流程设计的原因。

类似地，雷达高度计模式的初始状态可在飞行模式或地面模式进入。根据对飞行过程中发生的WOG失灵情况的定时，可以在地面或飞行时进入雷达高度计辅助逻辑122。切换模式是一体化设计的特殊状态。在正常操作期间，初始状态的触发点将是地面。

可理解的是系统101可用于坡面降落。系统101确保：（1）适当的周期变距在横向和纵向都是有效的（2）适当的起落架至尾部的间隙相对于地面角度对任意方向的期望坡度都是有效的。对于来自所有四个方向的角度没有设置要求。该角度基于飞行员的舒适度来设置。这些倾斜角各自改变。针对单个机轮的触地或降落功能，对系统101中四个方向坡度限制为大约10度，尽管对不同的飞行器此值可被修改。在限制了倾斜角之后，飞行员仍然能在更大的坡度上降落。然而，WOG状态流程逻辑132将处于洗去模式以保护飞机免于翻转。

系统101也可用于地面滑行操作中。事实上，地面滑行操作对FBW旋翼飞机非常关键，因为旋翼飞机11通常没有安装帮助旋翼飞机11地面操作的前轮转向系统。另外，旋翼飞机没有指挥机械装置向飞行员报告滑盘执行机构的位置在哪里，以及尾旋翼从背部配平位置开始行进。

FBW旋翼飞机的地面滑行操作需要飞行员向前移动飞机，然后使用尾旋翼进行水平偏航转弯。因此，为了完成整个操作，要求在地面模式上相对于偏航控制命令对地面速度进行增益调度。另外，整个操作也将受转弯速度的限制，该转弯速度将随着地面速度和偏航转弯控制命令一起被增益调度。以较高转弯角速度的偏航率积分器可能需要被打开和受限制。为了使飞行器更安全，出于稳定性的目的用于主转子的反馈控制系统将被开启。没有积分器的反馈系统的干扰抑制、增益余量、相位余量和带宽也将被计算以确保地面操作的安全性。通常，这些数值被调整成优于正常操作下带有积分器的情况。

控制器30从数据库36、I/O接口32和/或一个或多个用户、数据源和/或其他系统中取回输入数据。在一些实施例中，如图3所示，逻辑管理系统118以软件来实现，例如，软件被具化在计算机可读介质中且可被一个或多个计算机处理器执行以调整飞行器的控制权。

本申请相对于现有技术具有很多优点，包括以下方面：（1）将逻辑管理和地面操作结合起来；（2）在飞行模式和地面模式之间进行切换期间，完全控制飞机的能力；（3）相对于各个起落架状态分别调整轴向积分器的能力；（4）在选定操作期间，实现对飞行器的更多控制；以及（5）防止执行机构偏离轨道以及防止在切换区域内对飞行器失去控制的能力。

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

1.一种用于飞行器的空中/地面接触逻辑管理系统，包括：

第一传感器，设置成提供输出信号；

与所述第一传感器通信的逻辑管理系统，设置成接收并处理所述输出信号，并使用所述第一传感器的所述输出信号为所述飞行器的模式分类；以及

与所述逻辑管理系统通信的控制器，用于接收来自所述逻辑管理系统的信号数据，该控制器与控制轴执行机构通信以基于飞行器模式调整提供给飞行员的控制权标准；

其中，基于电传操纵控制率，所述控制器通过降低控制误差输入增益来降低控制权；

所述逻辑管理系统设置成将所述飞行器的模式分类为飞行模式、空中/地面切换模式和地面模式中的至少一个模式；

所述飞行模式定义为当飞行器在飞行中且所有起落架既不接触也不降落；

所述空中/地面切换模式定义为至少一个起落架触地或降落，而不是两个或所有起落架降落；

所述地面模式被假定为飞行器有两个起落架或所有起落架降落。

2.根据权利要求1所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，当飞行器穿过选择模式定义的切换区域时，所述控制器有选择地调整所述控制权。

3.根据权利要求1所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述第一传感器与所述飞行器的起落架通信，所述起落架有至少一种状态，该状态由作用在所述起落架上的接合力来确定。

4.根据权利要求3所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述第一传感器为起落架上的重量传感器。

5.根据权利要求3所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述第一传感器为轮胎压力监测器。

6.根据权利要求3所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述飞行器的模式随着所述起落架的状态的改变而改变。

7.根据权利要求1所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述逻辑管理系统包括：

传感器逻辑，设置成接收并处理来自所述第一传感器的所述输出信号，并使用数学方法为所述输出信号指定整数值；以及

与所述传感器逻辑通信的分数管理逻辑，用于接收并处理所述整数值，所述分数管理逻辑设置成为所述飞行器的模式分类。

8.根据权利要求7所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，被所述传感器逻辑使用的所述数学方法基于所述起落架的状态有选择地指定所述整数值。

9.根据权利要求8所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述控制器包括延时器，当所述飞行器执行降落操作时，所述延时器是该控制器保持所选择的积分器处于地面模式的时间期限。

10.根据权利要求1所述的空中/地面接触逻辑管理系统，还包括第二传感器。

11.根据权利要求10所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述第二传感器设置成在所述第一传感器发生故障的情况下，作为辅助的备份系统运行。

12.根据权利要求10所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述第二传感器是雷达高度计。

13.根据权利要求1所述的空中/地面接触逻辑管理系统，其中，所述控制器和所述逻辑管理系统设置成并入现有的飞行器电传操纵控制系统作为改进。

14.一种飞行器，包括：

连接到该飞行器上的起落架；

用于控制所述飞行器的电传操纵控制系统；以及

空中/地面接触逻辑管理系统，设置成与电传操纵控制系统通信以在选择操纵期间调整控制权，所述空中/地面接触逻辑管理系统包括：

连接到所述起落架的第一传感器，设置成发送与起落架状态情况相关的输出信号；

与所述第一传感器通信的逻辑管理系统，设置成接收并处理所述输出信号，并基于所述起落架状态情况为所述飞行器的模式分类；以及

与所述逻辑管理系统通信的控制器，用于接收来自所述逻辑管理系统的信号数据，该控制器与控制轴执行机构通信以基于飞行器模式有选择地调整提供给飞行员的控制权标准；

其中，基于电传操纵控制系统，所述控制器通过降低控制误差输入增益来降低控制权；

15.根据权利要求14所述的飞行器，其中，所述控制权相对于控制轴执行机构被分别调整，作为各个起落架状态的结果。

16.一种用于调整飞行器的控制权的计算机实现方法，该方法使用一个或多个处理单元来执行，该方法包括：

从至少一个传感器接收输出信号；

为所述输出信号指定整数值，该整数值由编入逻辑管理系统的数学方法预先决定；

收集来自至少一个传感器的整数值得到总分数；

将所述整数值和所述总分数发送到分数管理逻辑；

通过所述分数管理逻辑确定所述飞行器的模式，所述飞行器的模式基于所述总分数；以及

调整轴向控制执行机构来调节飞行员的控制权，所述轴向控制执行机构通过与所述飞行器中的所述分数管理逻辑和现存的电传操纵控制律通信的控制器被控制；

所述输出信号表示起落架的状态；

所述飞行器的模式为飞行模式、空中/地面切换模式和地面模式中的至少一个模式；

17.根据权利要求16所述的计算机实现方法，还包括：计算作用在起落架上的接合力。

18.根据权利要求16所述的计算机实现方法，还包括：将延时器应用到控制器上以当所述飞行器处于地面模式时，保持对所选择的轴向控制执行机构的控制。