CN104603706A - 自动驾驶仪的控制装置和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种自动驾驶系统，该自动驾驶系统包括致动器装置，该致动器装置接收控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制直升机的飞行。控制杆输入装置允许仅仅用驾驶员的处于控制杆上的接合位置的特定一只手进行飞行模式的选择和控制，而无需使该只手从接合位置移开。从属陀螺仪的输出信号仅基于自动驾驶仪所使用的一组传感器输出，使得自动驾驶仪显示器在显示从属陀螺仪的输出的同时呈现自动驾驶仪飞行模式信息。自动驾驶仪为驾驶员提供了多种飞行模式的子集中的一种飞行模式的选择，该子集基于直升机的当前飞行状况而定制。提供了自动的自动旋转模式。

Description

自动驾驶仪的控制装置和方法
相关申请
本申请要求均于2012年2月10日提交的美国临时专利申请No.61/597,555、No.61/597,570、No.61/597,581和均于2013年2月8日提交的美国非临时专利申请No.13/763,574、No.13/763,582、No.13/763,590的优先权，上述所有申请的全部内容通过引用方式并入本文。
技术领域
本申请一般涉及飞行控制系统，尤其涉及一种旋翼飞机的自动驾驶仪及相关方法。
背景技术
直升机本质上是不稳定的，通常需要驾驶员利用一只手来保持与周期变距操纵杆的持续相互作用。甚至是周期变距操纵杆的瞬间松开都会导致周期变距操纵杆或控制杆的“抖动”，伴随的是对直升机失去控制。当驾驶员需要参与双手活动时，诸如例如调节头戴式送受话器或者参照地图的硬拷贝时，这样特别不方便。此外，对周期变距操纵杆进行持续控制的需要会使驾驶员变得疲劳。
传统的自动驾驶仪能够提供多方面的益处，包括允许驾驶员释放周期变距操纵杆以参与双手任务，以及减轻驾驶员的疲劳。然而，申请人认识到，传统的直升机的自动驾驶仪的成本非常高。例如，传统的或常规的自动驾驶仪的成本与直升机本身的成本相比是如此之高以至于在轻型直升机中很难见到自动驾驶仪。
上述现有技术的实例以及与其有关的局限性意在是说明性的，而非进行穷尽。通过阅读说明书和研究附图，现有技术的其他局限性对于本领域技术人员而言将变得更加清楚。
发明内容
结合作为示例性和说明性而在范围上非限制性的系统、工具和方法对下面的实施例及其方面进行描述和说明。在各个实施例中，上述问题中的一个或多个视为减轻或消除，而其他实施例涉及其他的改进。
一般而言，描述了用于直升机相关的部件和方法的自动驾驶系统。在本发明的一个方面中，自动驾驶系统构造为控制直升机的飞行，直升机具有控制杆，控制杆能够由驾驶员操作，以通过位于控制杆上的接合位置的驾驶员的手来手动地控制直升机的飞行。自动驾驶系统包括处理部，处理部用于监控直升机的飞行且产生响应监控的控制信号。致动器装置接收控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制直升机的飞行。输入装置定位在控制杆上，使得在控制直升机的飞行的同时，仅仅用驾驶员的处于杆上的接合位置的特定一只手便能够选择和控制每种飞行模式，而无需使该特定一只手从接合位置移开。
在本发明的另一方面中，描述了用于控制直升机的飞行的自动驾驶系统和相关方法，直升机具有控制杆，控制杆能够由驾驶员操作，以通过位于控制杆上的接合位置的驾驶员的手来手动地控制直升机的飞行。自动驾驶系统包括处理部，处理部用于监控直升机的飞行且产生响应监控的控制信号。致动器装置接收控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制直升机的飞行。输入装置位于控制杆上，使得仅通过接合控制杆上的输入装置便能够选择和控制每种模式。
在本发明的另一方面中，描述了用于控制直升机的飞行的自动驾驶系统和相关方法。自动驾驶系统包括传感器装置，传感器装置产生表征直升机飞行的一组传感器输出。处理装置构造为基于一组传感器输出而产生致动器控制信号，从而以多种飞行模式中的驾驶员所选的一种飞行模式来控制直升机的飞行，并且仅仅基于一组传感器输出进一步产生从属陀螺仪的输出信号。自动驾驶仪显示器构造为在基于从属陀螺仪的输出信号而向驾驶员显示从属陀螺仪的输出的同时将自动驾驶仪飞行模式信息显示给驾驶员。
在本发明的另一方面中，描述了用于控制直升机的飞行的自动驾驶系统及相关方法。自动驾驶系统包括处理装置，处理装置构造为基于多个传感器输入来确定直升机的飞行状况，以按多种飞行模式中的所选一种飞行模式来操作直升机，并且为驾驶员提供飞行模式的子集中的一种飞行模式的选择，所述子集包括多种飞行模式中的一种以上且少于全部的飞行模式，并且该子集是基于直升机的当前飞行状况而为驾驶员选择而定制的。
在本发明的再一方面中，描述了用于与直升机一起使用的自动驾驶仪，直升机包括旋翼系统，旋翼系统具有控制直升机的飞行的周期变距操纵杆(周期变距杆)，并且直升机至少产生指示旋翼的阈值低转速的低RPM信号。自动驾驶仪包括：传感器装置，其产生表征直升机的飞行的一组传感器输出。致动器装置构造为响应于一个或多个周期变距操纵杆信号而移动周期变距操纵杆。控制装置构造为用于接收至少部分地基于低RPM信号和传感器输出的启动信号，并且构造为通过如下方式响应启动信号：响应于传感器输出自动启动应急降落模式而产生周期变距操纵杆信号以管理周期变距操纵杆，至少在降落的初始部分期间无需来自驾驶员的控制输入，至少使直升机以初始地确立预定速度范围内的直升机的向前速度的方式俯仰，而不考虑在启动信号产生时的既定向前速度。
附图说明
在所参考的附图中示出了各实施例。本文所披露的实施例和附图旨在是说明性的而非限制性的。
图1是包括根据本发明的自动驾驶仪的各部件的直升机的示意性局部透视图。
图2是图1的直升机的示意性局部俯视透视图，示出了关于自动驾驶系统的各部件的进一步的细节。
图3是示出本发明的自动驾驶仪的实施例的框图。
图4是根据本发明的周期变距握柄的实施例的进一步的示意性放大透视图，该周期变距握柄包括可以用正在控制握柄的手进行先导控制的开关模块组件。
图5是示出用于多种自动驾驶控制模式的自动驾驶速度带的示意性图表。
图6a和图6b是示出在GPS编程模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图7a和图7b是示出在高度保持模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图8a和图8b是示出在速度保持模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图9是示出在悬停飞行模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图10a和图10b是示出在位置保持模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图11a-11c是示出在模式选择模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图11d是示出在自动旋转模式下显示屏的外观的实施例的屏幕截图。
图12是示出基于例如当前飞行的统计数据来提供定制化的自动驾驶仪菜单选择的方法的实施例的流程图。
具体实施方式
提供下面的说明是为了使本领域普通技术人员能够实现和使用本发明，并且在专利应用及其要求的背景下提供以下描述。所描述的实施例的各种变型例对于本领域技术人员而言将是显而易见的，并且本文所教导的一般性原理可应用于其它实施例。因此，本发明不意在局限于所显示的实施例，而是与本文所述的原理和特征一致的包括变型例和等同方案的最宽范围相符合。值得注意的是，附图可能不是按比例绘制并且本质上是以视为最佳示出所关心特征的方式进行图解说明的。对于在图中提供的各种视图，出于增强读者理解的目的可以采用描述性的术语，但是绝不意在进行限制。
图1是直升机10的各个部件的局部透视图，示出了与直升机相关的自动驾驶系统12的实施例的各个部件。应认识到，出于清楚示出的目的，使得直升机本身的多数物理结构在图1中不可见，但是，应当理解，该结构是存在的。本发明的自动驾驶仪是机电式的并且能够提供直升机的飞行控制，而无需液压飞行控制系统。通过非限制实例的方式，直升机可以是Robinson R22直升机。然而，在本文披露的教导能够很容易地适用于与任何适合的直升机一起使用，无论是现有的直升机或者是尚待开发的直升机。例如，本发明的自动驾驶仪能够与具有液压周期变距辅助装置的直升机一起使用，这将在下面进一步详细说明。
直升机10包括具有控制握柄或手柄18的控制杆或周期变距操纵杆14，控制握柄或手柄构造为与驾驶员的手接合。如本领域普通技术人员所理解的，控制杆14能够前后移动(朝向和远离仪器控制台20)以控制直升机的俯仰，并且能够横向地移动以用于按产生受控飞行的协调方式控制直升机的侧滚(横滚)。驾驶员通过一对踏板来提供附加的控制输入，从而通过改变尾部旋翼的俯仰角来控制直升机的偏航方位。值得注意的是，出于清楚示出的目的，这些偏航方位控制部件未示出，但是应理解为它们是存在的。此外，驾驶员同样能够对直升机的总距操纵杆以及节流阀调定进行控制。然而，本发明的自动驾驶仪能够通过沿任意方向移动控制杆而对控制杆14施加全权控制，从而限制其在适当情形下的行进。控制杆14在直升机的舱面24下方穿过并且以本领域普通技术人员所熟悉的方式来接合直升机的俯仰和侧滚联接件，从而控制直升机的主旋翼的周期致动。术语“周期变距”是指在每次旋转的基础上直升机的旋翼叶片的俯仰角的变化。在这点上，周期变距控制可指控制杆的操纵，或者控制杆本身能够称为周期变距操纵杆。在嵌入视图中最佳显示的自动驾驶仪显示处理器单元(ADPU)28能够安装到仪器控制台20上，以向驾驶员提供指示以及提供处理能力和其它能力，这将进一步描述。
仍参考图1，自动驾驶仪12通过适当地位于直升机上的多个部件组件来实现周期变距控制。自动驾驶仪主单元30位于直升机的主舱面的下方。在本实施例中，主单元30包括L型外壳31，外壳31支撑电子器件以及俯仰控制联接件32a和侧滚控制致动器联接件32b，它们可一般地或统一地由附图标记32指代。这些联接件中的每一个都包括位于主单元外壳内的致动器，这将进一步描述。每个联接件的远侧端接合控制杆14的最下端以实现所谓的并行控制系统。在这点上，应认识到，直升机10的在控制杆14与旋翼之间的原有周期变距控制联接件保持原样。即，来自直升机驾驶员以及自动驾驶仪的输入直接输入到控制杆。将要针对俯仰和侧滚控制联接件描述的细节提供了并行控制输入装置。对比而言，串行类型的自动驾驶仪控制系统需要断开直升机的在控制杆与旋翼之间的原有周期变距控制联接件，使得自动驾驶仪致动器能够插入到断开处。应当理解的是，本文的教导能够很容易地适用于串行控制输入实施例。自动驾驶仪12还包括在后续进一步的放大视图中示出并且将在下文进行详细说明的开关模块组件26。
转到图2，在俯视透视图中显示了直升机和自动驾驶仪的各部件。在该视图中，能够看到俯仰致动器60a和侧滚致动器60b(它们可一般地或统一地由附图标记60指代)位于L型外壳31内，其中外壳的盖是透明的。主单元电子设备66位于外壳内并且适当地与包括开关模块组件26的控制杆18和致动器电连接(未示出)。
上面已经详细描述了自动驾驶仪的机械部件，现在适合根据上述部件与相关控制电子设备之间的关系来描述自动驾驶仪。特别地，图3是自动驾驶仪12的框图的实施例。在这点上，主单元30包括外壳31、俯仰和侧滚致动器60以及电子设备66，主单元在下文中可称为电动机控制处理器单元(MCPU)或自动驾驶仪主单元30。MCPU包括三个微处理器，每个微处理器都可称为电动机控制处理器(MCP)或三重化处理器。存在三个MCP，分别标记为MCP A、MCP B和MCP C。这些处理器单元各自访问三轴MEMS速率传感器和三轴MEMS加速度计的传感器套件。在本实施例中，这些传感器套件中的每一个具有相同的构造。MCP用于提供具有内环和外环的总控制系统的内环。MCP向无刷DC电动机、俯仰致动器60a和侧滚致动器60b的电动机A和电动机B提供指令，从而驱动直升机的控制系统。所有的处理器间的通信能够通过各处理器本身提供的串行总线来进行。通过使用并入数据流中的循环冗余校验(CRC)，能够保护数据的完整性。
联邦航空管理机构认证了版本DO-178下的机载系统软件。在撰写该申请时，DO-178C已经发布。该文件基于既定系统中的软件故障的危急程度规定了设计保障等级(DAL)。例如，DAL A指定为“毁灭性的”并且分配给故障可能导致坠毁的情况。作为另一实例，DAL C指定为“严重的”并且分配给故障很重要且可能导致乘员不适或增加工作人员负荷的情况。在本实施例中，三个MCP中的每一个都能够执行相同的DAL A软件，以构成三重冗余系统。电动机控制处理器互连，以便它们能够共享数据。每个处理器读取其传感器套件并且将其数据与来自于其他两个处理器的传感器数据进行比较，以达到一致性的目的，并且每个电动机控制处理器计算所有相应传感器的平均值，以用于进一步处理。在另一实施例中，能够确定与平均值相对的中值。基于中值而被判定为错误的传感器数据被剔除以免影响均值。一般地，能够通过将来自三个传感器套件中的每一个的传感器数据经过低通滤波而去除噪声来实现传感器的故障检测(与随机噪声的存在相对)。将经滤波的输出彼此进行比较以实现一致性，如果一个经滤波的结果显著不同于其他两个结果(例如，在预定阈值之外)，则与该数据相关联的传感器能够被判定为已出现故障。速率陀螺仪的故障检测能够以与将陀螺仪数据在通过低通滤波器之前通过冲失滤波器从而去除偏移或漂移效果的附加步骤相似的方式来实现。一旦经过两个滤波器处理，能够将陀螺仪数据输出彼此进行比较以实现一致性，并且产生范围外值的任意陀螺仪能够被判定为已出现故障。声光报警信号能够发送到仪器面板20上的自动驾驶仪显示处理器单元(ADPU)28(图1)。诸如例如控制杆摇动等触觉反馈能够单独地使用或者与其他报警信号指示装置相结合地使用。在实施例中，通告部150可以包括状态灯(其最佳地显示在图1中的ADPU的放大嵌入视图中，并且包括绿色(正常)灯、黄色(警告)灯和红色(故障)灯)以及提供系统状况指示的双重报警喇叭。报警喇叭还连同状态灯一起提供系统状况通知和警报。状态灯和喇叭两者与MCP直接相接。在一些实施例中，声音和/或警告能够经由直升机的音频系统进行传送，以使通知能够被驾驶员的头戴式送受话器听到以及从ADPU发布。作为状态灯和喇叭的补充的手段是显示器，该显示器提供当前的自动驾驶仪模式设定，诸如接合状况、航迹、高度、从属陀螺航向、对地速度以及任何警告消息。在面板上还设置有启动既发自设测试(IBIT)的测试按钮。
自动驾驶仪12可以构造为基于MCP使用的一组传感器信号来产生致动器控制信号，从而以多种飞行模式中的驾驶员所选的一种飞行模式来控制直升机的飞行。MCP能够仅仅基于该同一组传感器输出进一步产生从属陀螺仪的输出信号。如将要见到的那样，自动驾驶仪显示器能够构造为在基于从属陀螺仪的输出信号向驾驶员显示从属陀螺仪的输出的同时向驾驶员显示自动驾驶仪飞行模式信息。自动驾驶仪显示器能够设置在单个屏幕上，但是这不是必需的，该单个屏幕同时显示自动驾驶仪飞行模式信息以及从属陀螺仪的输出。在用于产生从属陀螺仪的输出的一个实施例中，传感器装置包括产生偏航率输出的偏航率陀螺仪。MCP构造为整合偏航率输出以产生偏航航向。因为偏航率陀螺仪展现出显著的漂移，尤其是当使用MEMS速率传感器且单个偏航传感器未检测到倾斜转弯的真正偏航率时，MCP周期性地更新偏航航向，以补偿偏航率漂移和误差。在实施例中，传感器装置包括产生GPS航向的GPS，并且处理装置基于GPS航向来周期性地更新偏航航向。在另一实施例中，传感器装置包括产生磁航向信号的磁强计装置，并且处理装置基于磁航向信号来周期性地更新偏航航向。
在用于产生从属陀螺仪的输出的另一实施例中，传感器装置包括三轴速率陀螺仪和三轴加速度计，并且处理装置构造为产生包括偏航航向的直升机姿态。该姿态能够通过自动驾驶仪的内控制环在基本瞬时的基础上利用一组传感器输出来确定。在一个实施例中，能够基于速率传感器的输出的整合通过内环来监控或跟踪姿态。在另一实施例中，内环能够基于方向余弦矩阵来确定直升机姿态。方向余弦矩阵能够可互换地称作旋转矩阵，旋转矩阵根据旋转相对于一个参考坐标系来表征另一个参考坐标系。速度传感器陀螺仪的输出用作整合输入以确定直升机的姿态。在这点上，能够根据矢量叉积和点积来进行所有的确定。在任一情况下，由于所确定的偏航航向受三轴速率陀螺仪所展现的偏航率漂移的影响，因此处理装置构造为至少周期性地调整偏航航向，以补偿偏航率漂移并且产生从属陀螺仪的输出。能够基于磁航向或GPS航向来周期性地更新偏航航向。
与确定直升机的姿态的内控制环的实施例相结合，应认识到，能够仅仅利用自动驾驶仪所采用的传感器来显示侧滚-俯仰姿态传感器或水平仪。这种水平仪通常基于在显示器上倾斜水平线以公知方式示出侧滚方位，并且通过在显示器上竖直地移动水平线来示出俯仰方位。使直升机机头向上俯仰通常会竖直地降低水平线，而使机头向下俯仰通常会升高水平线。在实施例中，显示器500能够显示水平仪，而不显示从属陀螺仪。在另一实施例中，当适当的显示空间可供使用时，能够显示从属陀螺仪和水平仪两者。当然，在实施例中，能够在单独的显示屏上显示水平仪。在一些实施例中，自动驾驶仪显示器能够在从属陀螺仪显示器与水平仪显示器之间切换。通过非限制实例的方式，自动驾驶仪显示器能够自动地切换到水平仪，例如，在诸如应急情形下发生的检测到直升机的非正常姿态的情况下。
MCP还能够从致动器电动机读取霍尔传感器数据，霍尔传感器数据能够用来指示每个致动器的当前位置以及来自于构成ADPU的一部分的自动驾驶仪显示处理器(ADP)的指令信号。在这点上，ADPU充当了将指令信号提供给内环的外控制环。利用所有这些数据，每个MCP根据PWM(脉宽调制)和旋转方向来计算用于电动机的控制信号。每个处理器还使用霍尔传感器数据来控制与无刷电动机(其分配给该处理器)的电枢的电力连接。每个MCP将其用于俯仰致动器和侧滚致动器的PWM指令信号和旋转方向与通过其他两个MCP产生的指令进行比较以实现一致性。由于所有的处理器都使用相同的数据来计算电动机指令，因此它们应当产生相同的输出信号。用于表示与其他两个处理器一致/不一致的信号被发送到表决部(确定部)200，表决部将禁止与其他两个MCP不一致的任何MCP的控制输入能力。
每个致动器都包括电动机A和电动机B。每个单独的电动机由一个MCP来控制。因此，仅MCP A和MCP B控制电动机。特别地，MCP A控制俯仰致动器60a和侧滚致动器60b中的每一个中的电动机A，而MCP B控制俯仰致动器60a和侧滚致动器60b中的每一个中的电动机B。MCP C(第三处理器)不控制电动机，而是执行产生控制杆指令的所有计算，就好像其正在控制电动机一样。例如，如果MCP A和MCP C对于俯仰电动机的控制意见一致，而MCP B不一致，则MCPB将被否决而不再用于其俯仰电动机的控制，MCP B仍将控制其侧滚电动机，除非MCP A和MCP C也被否决而不再控制该电动机。另一方面，如果MCP C被否决，则任何致动器电动机都不受影响，但是警告灯和喇叭会被致动，就如控制电动机的MCP的情况一样。
致动器设计为使得电动机A或电动机B中的任一个能够独立地驱动致动器来控制直升机。出现故障的电动机的输出轴将通过其余的电动机来旋转。如果MCP A或MCP B中的一个被否决，则虽然存在这些MCP中的每一个都控制电动机的事实，但是自动驾驶仪能够继续运作。如上所述，可以通过警告灯和喇叭的简短发声来通知驾驶员自动驾驶仪出现非关键性的故障。
MCP具有全权控制权并且每秒大约5英寸的速度仅受系统的自然响应限制。MCP控制部或内环是自动驾驶仪会至少部分地由于控制杆运动的速度而产生关键性的或主要的危险故障的唯一部分。因此，MCPU设计为三重冗余，使得指定软件的DAL A用于操作自动驾驶仪的内环。这些因素大幅地降低了关键性故障的可能性。然而，申请人认识到，对应于外环的软件能够以允许外环软件在较低DAL C认证下被指定的方式从内环软件中进行分区。外环软件由ADPU 28中的ADP(自动驾驶仪显示处理器)进行处理。MCP将来自ADP的请求自动驾驶仪指令转换成能够在限定的操作限值内驱动致动器电动机的致动器控制信号。在这点上，应认识到，DAL A软件由三重冗余MCP来进行处理，而DAL C(即外环软件)由完全不同的处理器来进行处理。通过进一步的说明，在每个MCP上运行单个可执行软件。可称为三重化处理器的MCP能够执行等同的软件。因此，自动驾驶仪控制律在ADP与三重化处理器之间进行分区。ADP处理外环动力学和自动驾驶仪模式，而三重MCP处理内环动力学。外环控制律涉及导航功能，而内环控制律涉及在基本瞬时的基础上的姿态控制。ADP进一步向自动驾驶仪提供驾驶员图形和测试接口并且执行自动驾驶仪控制律，以基于传感器和GPS数据来确定致动器指令。因此，该处理器与GPS和三轴磁强计直接相接，并且与提供偏航、侧滚-俯仰姿态、位置、高度、对地速度、航迹和航向数据的MCP的三轴加速度计和三轴速率陀螺仪间接相接。ADP监控这些传感器的健康状况，但是不校验数据的有效性。IBIT测试开关也与ADP相接。
MCP接受来自ADP的数据，ADP能够包括指令以及来自外部GPS的数据。每个MCP可以对数据进行筛选以检测错误或故障。控制指令是通过MCP限制的速率-位移。MCP不允许来自ADP的指令产生来自直升机的危险响应。GPS数据用于MCP和ADP两者。GPS数据和磁强计数据都用于MCP，以去除与每个传感器套件的速率传感器相关联的漂移误差并且确定侧滚、俯仰和航向。还能够对GPS数据进行误差校验。
MCP不断地监控内部故障和外部故障。在ADP故障的情形下，任一个MCP能够基于更新速率和控制信号的符合度而立即识别出该情形。作为响应，在一个实施例中，MCPU随后使内环保持直升机稳定平飞。在另一实施例中，MCPU能够以SAS(稳定性增强系统)的方式来进行作用并且基于内部速率信号来控制直升机。MCP将试图保持姿态并且还致动喇叭和灯以指示故障。经验表明，直升机能够仅通过MCP控制来保持延长时间的飞行，从而为驾驶员采取控制措施和分离自动驾驶仪提供了更充裕的时间。检测过度的自动驾驶仪响应的能力在于仅通过MCP控制来实现延长时间的飞行，从而为驾驶员采取控制措施和分离自动驾驶仪提供更充裕的时间。检测过度的自动驾驶仪响应的能力在于三重电动机控制器。三重化处理器监控传感器并且还检验以确认计算的响应在限值之内。基于通过各个三重化处理器对来自ADP的俯仰和侧滚指令的过滤来限制来自ADP的俯仰和侧滚指令。每个三重化处理器能够检测是否已超过限值并且能够启动自动驾驶仪的安全关闭。同样能够使用不同的限值对俯仰和侧滚轴指令进行监控。监控器是动态的；即，限值可以与频率/速率相关。用于每个轴的冗余管理特征可以包括控制杆速率限制和主体速率监控。
每个MCP处理器能够设置有独立的电源。直升机电力系统的总体电力故障会导致利用在单独的专利申请中描述的动态制动特征将致动器锁定在适当位置上大约五秒。该五秒的时间段足以使驾驶员接管控制。在这点上，自动驾驶仪通过解除响应于电力故障的控制而不允许周期变距操纵杆突然抖动。然而，即使致动器被锁定，驾驶员也仍能够对直升机进行控制，因为在每个致动器和周期变距操纵杆之间设有超控连杆或限力连杆300a(俯仰，参见图1)以及300b(侧滚，参见图1和图2)。这些连杆对于小于移位值或分离值的力是刚性的，而在较高力下是柔性的，从而允许驾驶员即使在不能实现系统的分离的情况下也能够安全地操纵直升机并且使直升机着陆。经验表明，在两个致动器处于所谓的“锁定”状态下，驾驶员能够控制直升机，包括悬停和着陆。锁定状态是通过使致动器电动机的所有绕组短路来提供的，并且用于在通过引用方式并入本文的共同未决美国申请No.13/763,574(代理机构案号HTK-2)中所描述的动态制动实施例。超控连杆在单独的专利申请中有详细说明。在不使用连接至周期变距操纵杆的液压接口的直升机中，周期变距操纵杆的振动隔离器302a(俯仰)和302b(侧滚)能够定位在每个致动器的输出轴上。振动隔离器可任选地与具有液压周期变距操纵杆的直升机一起使用，因为液压系统通常提供对周期振荡的阻尼。振动隔离器减弱存在于R22旋翼飞机控制联接件和其他轻型直升机中的每转两次的振荡运动，以防止旋翼飞机控制的振动负荷并且增加致动器部件的疲劳寿命。在单独的专利申请中详细地描述了周期变距操纵杆的振动隔离器。
每个MCP的传感器套件还可以包括存储器，诸如例如EEPROM或其他适合的存储器。如果在操作期间MCP检测到错误，则错误代码能够存储在与MCP相关联的传感器套件的EEPROM中。随后，在确定故障原因的背景下读取EEPROM。EEPROM还能够包含专属于安装了自动驾驶仪的直升机的模型的参数，诸如例如控制环常数和传感器偏差。
参考图4，在进一步放大的透视图中示出了周期变距操纵杆手柄18。开关400和402允许驾驶员选择性地改变工厂安装的导航通信单元(未示出)的频率。开关400改变通信频率，而开关402改变导航频率。这种无线电单元允许驾驶员将新频率编程到用于导航和通信的备用信道中。通过按下适当的开关，使用中的频率和备用频率互换。驾驶员随后能够选择对备用频率重新编程或者如果他/她选择返回则可以保存旧的频率。周期变距操纵杆手柄18还包括具有接合/分离开关450和调整开关460的前述开关模块组件26。后者因该开关的物理外观被可互换地称作“顶帽”开关。到开关模块组件的电缆可以通过周期变距操纵杆与现有的电缆一起共同布线。如图3所示，开关模块26的各部件与MCPU电连接，以便由MCP监控。如果当前分离，则致动开关450使自动驾驶仪切换到接合状态，或者相反地，如果当前接合，则致动开关450使自动驾驶仪切换到分离状态。顶帽开关460包括四组触点，在图中的视向上可称为左、右、上和下，其根据控制杆响应于开关的顶帽按钮的横向操纵。能够响应于直接向内按下顶帽开关致动第五个功能。该动作将使得将致动四个开关中的多于一个的开关甚至达到全部四个开关。由于顶帽开关在直升机的一些飞行模式中的表现，顶帽开关用作调整开关。例如，在一种操作模式下，当在图4的视向中上推开关时，开关使直升机下降，而下拉开关使直升机上升。在相同模式下，将开关460向右推将使直升机向右转，而向左推将使直升机向左转。在悬停模式下，上/下和左/右致动使前/后以及左/右的速度相应增加。推动或按下开关而直接致动多个调整开关会使自动驾驶仪选择操作模式，诸如例如，从速度/航迹保持模式切换到高度/航迹保持模式。在实施例中，按下顶帽开关显现出模式选择菜单。各开关的横向选择则允许在菜单上导航。按下具有高亮显示的特定模式或项目的顶帽开关将选择该特定模式或项目。一旦已经选择了既定模式，则左/右和上/下致动能够微调与既定模式相关联的飞行参数。
参考图1，通过非限制性实例的方式，自动驾驶仪12可以具有将在下文详细详述的至少六个正常操作模式。可用的模式将取决于当前的旋翼飞机的对地速度(GS)和/或空中速度，并且能够显示在自动驾驶仪显示面板28的屏幕500上。一些模式是在接合系统时输入的，而其余模式能够通过顶帽开关460来选择(图4)。
现在将注意力转移到图5，该图是与包括高度保持模式504、速度保持模式506、位置保持模式510、悬停飞行模式512和GPS模式514在内的多种自动驾驶仪飞行模式相关的以节为单位的旋翼飞机对地速度(和/或空中速度)502的示意性图表(其通常由附图标记500表示)。值得注意的是，在本实施例中，用于高度保持模式和GSP模式的速度带相同。同样示出了指示的空中速度520(以节为单位)，但是对于本实例而言，假设空中速度520对应于对地速度502，然而，在这点上没有施加限制。出于说明性的目的，模式中的任何一个特定模式的可用性使用双头箭头指示，以表示被示出偏离于对地速度502的对应速度带。在一些实施例中，响应于所指示的空中速度而使得模式速度带可用，空中速度显著不同于基于GPS的对地速度。值得注意的是，虽然位置保持模式和悬停飞行模式在它们具体的飞行表现上不同，但是它们在其速度带的范围内至少在外观上相对应。应认识到，仅通过实例显示出各速度带的端点，并且这些端点能够移动而适应直升机的特定装设或模型。高度保持模式504在具有取决于特定直升机的速度带端点的功率曲线的前侧上运行。利用R22，通过非限制实例的方式，前侧功率曲线速度带端点的范围为可以从例如约65节(功率曲线上的最小拖放点)到约90节。在这点上，对于R22而言，功率曲线的前侧的实际下限为约53节的指示空中速度，选择65节这个值是为了提供安全裕度。对于高风速而言，驾驶员必须查看直升机的空中速度指示器以核实未超过空中速度限值。类似地，实际上限是104节，使得90节的选择提供了额外的安全裕度。速度保持模式506在具有下限为20节至上限为90节的速度带端点的速度带中运行。在这点上，速度保持模式的从25节向下至20节的范围内的部分仅当速度保持模式中的速度从25节以上的初始速度下降时才可用，这将在下文进一步说明。在位置保持模式510和悬停飞行模式512中的每一个中，可用对地速度的对应带的范围为从-17.5节(向后)到25节。应认识到，位置保持模式的目标是在选定位置上方以零速度悬停。速度带510与位置保持模式的关联表明，在该速度带内可选择位置保持模式。然而，一旦选择，自动驾驶仪试图在既定的地理位置上方保持零对地速度，例如，在做出选择时。在悬停飞行模式下，驾驶员能够选择速度带512内的任意速度来操作，使得直升机在选定的悬停速度下(至少包括约为零的速度)在地面之上变换。GPS模式构造为在与高度保持速度带对应的速度带514内运行，使得在限定的地理点之间延伸的地面上沿着规划的航道行驶的同时能够保持高度。
仍参考图5，在减速的20节处，自动驾驶仪自动地从速度保持模式506转移到悬停飞行模式512。相反地，起始于位置保持模式510或悬停飞行模式512，将速度增大至超过25节的值会使得自动进入速度保持模式506。因此，相对于位置保持模式/悬停模式和速度保持模式之间的切换存在迟滞带，使得模式切换不会振荡。即，在处于迟滞带的同时，可用的一种或多种操作模式取决于在进入速度带时哪个模式是正在使用的。在小于20节的对地速度，悬停飞行模式510和位置保持模式512两者都可供使用。在位置保持模式和悬停飞行模式下，自动驾驶仪能够反向飞行以保持当前的设定。进一步的细节将在下文中针对各种模式结合一系列屏幕截图的介绍立即呈现。
一些自动驾驶仪模式能够自动激活。例如，姿态恢复模式能够响应于接合自动驾驶仪而启动。该自动响应基于接合时的姿态。如果发现在接合时直升机处于非正常姿态，则自动驾驶仪使直升机稳定平飞。如上所述，能够结合姿态恢复模式来显示水平仪。
作为另一实例，例如，当主旋翼速度下降至低于正常值的97％时，能够自动激活自动旋转模式。应认识到，具体的激活RPM或正常RPM的百分比能够基于安装了自动驾驶仪的特定直升机来定制。为此目的，如图3所示，ADPU 28能够接收低RPM信号522作为激活信号。在实施例中，自动旋转模式不能通过驾驶员显式地取消选择但是能够被取消激活，例如，通过驾驶员超控发动机调节器来减小节流阀。自动旋转模式的实施例能够与美国专利申请No.13/479,130(下文称为'130申请)所述的应急总距操纵杆致动器(emergency collective actuator)配合，该申请与本申请有共同的所有人并且通过引用方式并入本文。例如，参考'130申请的图15，与低RPM信号不同，与门312的输出422能够用作激活信号。而且，如果总距操纵杆已经由应急总距操纵杆致动器拉下或通过驾驶员放低并且直升机已经处于自动旋转状态，则无需重新激活应急总距操纵杆致动器。在自动旋转模式的运行范围内，如果驾驶员已经恰当地设置了自动旋转并且旋翼速度返回正常，则自动旋转模式不对航空器俯仰产生任何变化。
参考图6a和图6b，示出了在GPS编程模式下屏幕500的外观的实施例。起初，值得注意的是，本文所描述的每个飞行模式和菜单的显示可以包括具有航向条600的导航部分，航向条600包括指示直升机的当前航向的中心线602。在实施例中，航向条能够基于从属陀螺仪的输出而产生。航向是直升机所指向的方向，通常称作磁北。在航向条600的下方，可提供航道指示器606和航向指示器610。在本实例中，航向条600以及航向指示器610显示出298度的航向HDG，而航道指示器606显示出295度的航道CRS。在GPS编程模式下，CRS指示与限定在两个GPS点之间的路径段相关联的地面上的角度。应认识到，CRS与HDG指示之间的2度差值归因于例如侧风。图6a示出了在GPS模式期间显示器500的外观的实施例，例如，在限定为保持1100英尺高度的GPS编程路径段期间。图6b示出了在编程的GPS接近期间显示器500的外观，其中显示器指示代表例如接近机场的接近模式的“APR模式”。在接近模式期间，控制下降速率，以在航线上或接近机场时遵循某一竖直航道。
转到图7a和7b，示出了在高度保持模式下显示器500的外观的实施例。在该实例中，应认识到，图6a和图6b中的CRS指示606已经替换成航迹TRK指示700。后者指示直升机在地面上移动的角度并且与作为直升机所指向的角度的航向(通常称作磁北)不同。值得注意的是，航向能够响应于侧风而相对于航道或航迹指示而变化。图7a示出了在自动驾驶仪设定为保持1100英尺的高度并且该高度是直升机的当前高度时的高度保持模式期间的显示器500的外观的实施例。图7b示出了在直升机当前处于1100英尺的高度(其显示为实际的ACT高度)但是驾驶员已经致动顶帽开关460(图4)设定了1500英尺的目标TGT高度而使得自动驾驶仪随后使直升机爬升到1500英尺时的高度保持模式期间显示器500的外观的实施例。该模式取决于功率曲线并且因此受限于65节的指示空中速度以上的空中速度。该模式也能够受限于小于最大指示空中速度的指示空中速度，在本实例中最大指示空中速度为90节。如上文所述，高度保持速度带的下限和上限都能够基于特定直升机的装设而变化。在高度保持模式下，上下致动调整开关460使得高度相应的增大或减小，而向右/左的调整功能使得进行航迹TRK调节。
图8a和8b示出了在速度保持模式下显示器500的外观的实施例。图8a示出了在自动驾驶仪设定为保持56节的速度并且直升机的当前速度匹配56节时在速度保持模式期间显示器500的外观的实施例。图8b示出了在直升机的实际(ACT)速度为56节而驾驶员已经致动顶帽开关460(图4)设定了65节的目标TGT速度使得自动驾驶仪随后使直升机向前俯仰而将速度提高至65节时在速度保持模式期间显示器500的外观的实施例。从图8b中明显可以看出，驾驶员能够利用顶帽/调整开关460来调整目标速度和航迹值。将调整开关460保持为上或下会使得对地速度相应的增大或减小，而将调整开关460保持为右或左会使得航迹角相应的增大或减小。
图9示出了假如模式进入小于20节(如图5所示)而达到25节仍可用的悬停飞行模式下显示器500的外观的实施例。控制纵向和横向速度两者。在显示器上显示向前速度和横向速度。在本实例中，指示出了6节的向前FWD速度，并且指示出了5节向左LFT速度。悬停模式为驾驶员提供了不向前运动而横向运动的选择或者相对于直升机所指向的方向以各种角度运动。使用调整开关460的调整功能能够调节具有相应调整运动的速度：向前和向后调节纵向速度，而向左和向右调节横向速度。
图10a和10b示出了在位置保持模式下显示器500的外观的实施例。在实施例中，自动驾驶仪获取在接合该模式时存在的地理位置(在图5的速度带510内)，然后将旋翼飞机保持在那些地理坐标的上方。这会导致纵向运动和横向运动，以保持位置。图10a示出了直升机的当前位置是在指定坐标的向前(FWD)50英尺以及向右(RGT)25英尺，而图10b示出了直升机的当前位置处于指示坐标向后(AFT)50英尺以及向左(LFT)25英尺。这些测量值代表了可以是在该位置上方初始移动的同时进行接合位置保持的结果的位置误差。该误差随后通过自动驾驶仪校正。位置误差指示的另一原因还在于风向变化，而使得自动驾驶仪不能足够快速地响应而避免位置偏移。在位置保持模式的一个实施例中，调整功能能够以与悬停飞行相同的方式来运行并且因此用来提高或降低速度。在该实施例中，调整开关的致动将操作恢复到悬停飞行模式。因此，驾驶员随后能够操纵到新的位置并且重新选择位置保持模式。在位置保持模式的另一实施例中，利用调整功能能够使自动驾驶仪被指示在其上方悬停的地理目标点移位。
现在将注意力转移到图11a，该图示出了在菜单模式下显示器500的外观的实施例，菜单模式包括自动驾驶仪能够启用的所有飞行模式，如上所述，包括悬停飞行模式(HVR)、位置保持模式(POS)、速度保持模式(SPD)、高度保持模式(ALT)和GPS模式(GPS)。在本文所述的菜单实施例中，驾驶员能够使用顶帽开关460的左/右致动来通过高亮显示目标模式而选择特定模式。当然，其他显示形式也能够很容易地采用模式的竖直布置以及顶帽开关的对应致动。在这点上，可以使用任何适当的方法。在本实例中，速度模式(SPD)被高亮显示。然后，按下顶帽开关来同时致动多于一个的开关能够选择高亮显示的模式。然而，在一些情形下，基于直升机的当前飞行状况，一些模式不可用。因此，能够基于当前飞行状况来定制菜单屏幕，从而允许选择仅当前可用的那些飞行模式，这将在下文中立即进行描述。
图11b示出了在与直升机的功率曲线前侧上的直升机的操作对应的菜单模式下显示器500的外观的实施例，对于本实例而言，功率曲线的前侧可高于60节。与直升机操作有关的本领域普通技术人员将认识到，本发明的自动驾驶仪有赖于使直升机机头向上俯仰而引起爬升，因为自动驾驶仪不控制直升机的总距操纵杆。这种爬升能够在功率曲线的前侧执行。因此，图11b所示的可用飞行模式包括SPD模式、ALT模式和GPS模式。悬停模式和位置保持模式不可供选择。然而，在另一实施例中，在功率曲线的后侧(对于本实例而言，从约25节到60节)上，显示器500能够被定制而仅显示出速度保持模式(SPD)的可用性。在这点上，在功率曲线的后侧上，所引发的阻力占主导地位并且随着速度减小而增大。应认识到，在高度保持模式下，自动驾驶仪使直升机机头向上俯仰来增加高度。虽然这种方法在功率曲线的前侧上可运行，但是在后侧上不适合。即，这种向上俯仰将试图引起爬升，但是实际上将减低速度，这样增加了阻力。因此，用比所需功率更小的功率，直升机将降落而不是爬升。因此，例如当自动驾驶仪不构造为用于自动总距操纵杆控制时，显示器500能够将模式选择局限于仅有功率曲线后侧上的速度保持模式(SPD)。
图11c示出了在通常基于悬停提供横向运动的低速飞行状况下与直升机的操作对应的菜单模式中显示器500的外观的实施例，在本实例中速度可以低于25节。因此，显示器500被定制而呈现用于选择能够按上述方式起作用的悬停飞行模式(HVR)和位置保持模式(POS)的菜单选项。
图11d示出了在如上所述能够自动激活的自动旋转模式下显示器500的外观的实施例。自动旋转模式能够依照飞行参数来执行，以便以在主旋翼上方提供适当的气流来保持和/或增大准备展开着陆的旋翼RPM的方式来控制降落。在实施例中，例如，如上文所述，自动旋转模式将自动旋转初始化，并且通知驾驶员接管控制。在这点上，显示器500可以包括自动旋转指示710。该后者指示能够与其他指示交替以指示驾驶员接管控制，然后将自动驾驶仪分离。同时能够提供其他指示。例如，在ADPU上照亮黄色警告灯，并且喇叭可以发声。能够使用这些各种指示的任何适当的组合。在操作期间，自动旋转模式能够试图保持恒定的空中速度和/或俯仰角以便降落，使得有足有的气流通过旋翼来将旋翼速度保持为可接受的速度。在一个实施例中，自动旋转模式仅自动地可供使用。在另一实施例中，出于实践/训练的目的，自动旋转模式能够提供为菜单选择。通过举例的方式，自动旋转选择能够添加到图11a的模式选择中。
参考图12，至少部分地基于上述说明，用于提供定制的自动驾驶仪菜单选择的方法的实施例通常由附图标记1200表示。方法起始于开始步骤1201并且前进到步骤1202，在该步骤1202中，以当前自动驾驶仪模式或启动时的缺省模式继续运行。在步骤1203，自动驾驶仪将当前飞行统计数据与关联于每种模式的预定限值组进行比较。通过非限制的实例，如果自动驾驶仪当前在高度保持模式下运行，则自动驾驶仪能够判定直升机是否在功率曲线的后侧上运行。这种操作可发生在例如响应于驾驶员有意地或无意地降低总距操纵杆同时伴随着空中速度下降的情况下。作为另一实例，直升机可能已经遇到顺风(tailwind)，而使得对地速度表现为指示直升机正在功率曲线的前侧运行，但是当确定实际空中速度时发现情况并非如此。在功率曲线的后侧上运行能够以任何适当的方式进行检测，包括例如，进行空中速度测量和/或不能保持基于高度损失量的高度和/或降落速率。在步骤1204处，基于限值外的状态的检测，自动驾驶仪随后自动地切换模式。在本实例中，自动驾驶仪能够从高度保持模式切换到速度保持模式。自动驾驶仪随后能够在检测时保持速度或者将速度充分增大到位于功率曲线的前侧上。
已经结合高度保持模式描述了步骤1203和1204的操作，现在将对其他模式的限值进行描述。对于任意模式而言，在检测到直升机的空中速度低于20节的情形下，步骤1204能够自动地将直升机置于悬停模式。如果当前模式为悬停模式且空中速度被检测到大于25节，则步骤1204能够自动地将自动驾驶仪置于速度保持模式。如果步骤1203判定出当前模式正在限值外运行，则应认识到，能够为操作者提供适当的通知。
如果步骤1203判定出当前模式在限值内，操作前进到步骤1206，在该步骤中，自动驾驶仪ADP监控驾驶员输入菜单模式而进行的选择。如果检测到无此种选择，则操作返回到步骤1202。如果检测到菜单选项，则操作前进到步骤1208，以确定直升机的当前飞行状况。当前空中速度或对地速度能够与例如关于安装了自动驾驶仪的直升机模型的信息结合使用。这样的信息能够详细列出例如与图5所示的自动驾驶仪模式相关联的各种速度带的上限和下限。然后，操作前进到步骤1210，该步骤基于在步骤1208中识别出的当前飞行状况而选择定制菜单。适当的选择可以包括但不限于图11a-11c所示的实施例及其变型例。在步骤1212，向驾驶员显示定制菜单。在步骤1214，判定是否从定制菜单做出菜单选择。如果是，则可以在步骤1218处输入新的飞行模式。在这点上，应认识到，定制菜单能够允许自动驾驶仪重新进入在进入菜单模式时正在运行的模式或者是不同的模式。然后，操作返回到步骤1202，而在新的自动驾驶仪模式下操作。该过程可以在驾驶员致动分离开关450(图4)的任意时间终止。
结合上述菜单选项的论述考虑图4，应认识到，本发明公开的是用于控制具有控制杆的直升机的飞行的自动驾驶系统，控制杆能够由驾驶员操作，以通过使驾驶员的手处于控制杆上的接合位置而手动地控制直升机的飞行。驾驶员能够控制和访问自动驾驶仪的所有各种模式，而无需使他或她的手与周期变距操纵杆或总距控制杆或手柄分离。驾驶员能够使用他或她的拇指来致动顶帽开关460，而无需解除或以其他方式损害对直升机的控制。该能力至少部分地基于如下事实来提供：将所有的自动驾驶仪功能控制直接定位在当处于手与周期变距操纵杆的接合飞行位置时驾驶员的手的能够使用的周期变距操纵杆上，以及以允许利用周期变距操纵杆握柄上的自动驾驶仪功能控件在各种自动驾驶仪模式内以及各种自动驾驶仪模式之间导航的协作方式来提供显示和菜单功能。
本发明的前面的说明书是为了示例和说明的目的而提供的。其不意在穷尽或将本发明限制为所公开的精确的一种或多种形式，根据上述教导，其他的改进方案和变型例是可能的，其中本领域技术人员将认识到一些改进、置换、添加及其子组合。
优选地包括本文所述的所有要素、部件和步骤。应当理解的是，这些要素、部件和步骤中的任一者可被其他的要素、部件和步骤替代或者一起删除，这对于本领域技术人员而言是显而易见的。
该说明书至少公开了以下内容：自动驾驶系统包括致动器装置，致动器装置接收控制信号，以便以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制直升机的飞行。控制杆输入装置允许仅仅用驾驶员的处于控制杆上的接合位置处的特定一只手进行飞行模式选择和控制，而无需将该手从该接合位置移开。从属陀螺仪的输出信号仅仅基于自动驾驶仪所使用的一组传感器输出，而使得自动驾驶仪显示器在显示从属陀螺仪的输出的同时呈现出自动驾驶仪飞行模式信息。自动驾驶仪使驾驶员可以选择基于直升机的当前飞行状况而定制的多种飞行模式的子集中的一个。提供了自动的自动旋转模式。
构思
本文至少提供了以下构思。
构思1.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行，所述直升机具有控制杆，所述控制杆能够由驾驶员操作，以通过驾驶员的处于所述控制杆上的接合位置的手来手动地控制所述直升机的飞行，所述自动驾驶系统包括：
处理部，其用于监控所述直升机的飞行并且产生响应所述监控的控制信号；
致动器装置，其用于接收所述控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制所述直升机的飞行；以及
输入装置，其位于所述控制杆上，使得在控制所述直升机的飞行同时，仅仅用驾驶员的处于所述控制杆上的所述接合位置处的特定一只手便能够选择和控制每种飞行模式，而无需使所述特定一只手从所述接合位置移开。
构思2.如构思1所述的自动驾驶系统，还构造为使得仅通过所述控制杆便能够选择和控制每种飞行模式，而无需所述驾驶员使用另一只手。
构思3.如构思1或2所述的自动驾驶系统，其中，所述输入装置包括顶帽开关，所述顶帽开关至少构造为在某些自动驾驶飞行模式下用于管理调整功能。
构思4.如构思3所述的自动驾驶仪，其中，所述顶帽开关定位成由所述驾驶员的拇指接合。
构思5.如构思3所述的自动驾驶仪，其中，所述顶帽开关包括多个接触开关，使得按压所述顶帽开关同时闭合两个以上的触点，并且所述输入装置构造为检测两个以上触点的闭合并且响应于所述检测而开启选择功能。
构思6.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行，所述直升机具有控制杆，所述控制杆能够由驾驶员操作，以通过驾驶员的处于所述控制杆上的接合位置的手来手动地控制所述直升机的飞行，所述自动驾驶系统包括：
处理部，其用于监控所述直升机的飞行并且产生响应所述监测的控制信号；
致动器装置，其用于接收所述控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制所述直升机的飞行；以及
输入装置，其位于所述控制杆上，使得仅通过接合所述控制杆上的所述输入装置便能够选择和控制每种模式。
构思7.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行并且包括：
传感器装置，其产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
处理装置，其构造为基于所述一组传感器输出来产生致动器控制信号，从而以多种飞行模式中的驾驶员所选的一种飞行模式来控制所述直升机的飞行，并且仅仅基于所述一组传感器输出进一步产生从属陀螺仪的输出信号；以及
自动驾驶仪显示器，其构造为在基于所述从属陀螺仪的输出信号而向所述驾驶员显示从属陀螺仪的输出的同时将自动驾驶飞行模式信息显示给所述驾驶员。
构思8.如构思7所述的自动驾驶系统，其中，所述自动驾驶仪显示器是同时显示所述自动驾驶飞行模式信息和所述从属陀螺仪的输出的单个屏幕。
构思9.如构思7或8所述的自动驾驶系统，其中，，所述自动驾驶飞行模式信息基于所述一组传感器输出中的至少一者。
构思10.如构思7、8或9所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括产生偏航率输出的偏航率陀螺仪，并且所述处理装置构造为整合所述偏航率输出而产生偏航航向。
构思11.如构思10所述的自动驾驶系统，其中，所述偏航率陀螺仪展示偏航率漂移，并且所述处理装置构造为周期性地更新所述偏航航向以补偿所述偏航率漂移。
构思12.如构思11所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括产生GPS航向的GPS，并且所述处理装置基于所述GPS航向周期性地更新所述偏航航向。
构思13.如构思11所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括产生磁航向信号的磁强计装置，并且所述处理装置基于所述磁航向信号来周期性地更新所述偏航航向。
构思14.如构思7所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括用于产生所述一组传感器输出的三轴速率陀螺仪和三轴加速度计，并且所述处理装置构造为产生包括偏航航向的直升机姿态。
构思15.如构思7-14中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述处理装置包括利用所述一组传感器输出在基本瞬时的基础上确定所述直升机姿态的内环。
构思16.如构思15所述的自动驾驶系统，其中，所述内环基于方向余弦矩阵确定所述直升机姿态。
构思17.如构思14所述的自动驾驶系统，其中，所述偏航航向受到所述三轴速率陀螺仪所展示的偏航率漂移制约，并且所述处理装置构造为至少周期性地调节所述偏航航向，以补偿所述偏航率漂移并且产生所述从属陀螺仪的输出。
构思18.如构思17所述的自动驾驶系统，包括产生GPS航向的GPS接收机，并且所述处理装置基于所述GPS航向周期性地更新所述偏航航向。
构思19.如构思11所述的自动驾驶系统，包括产生磁航向信号的磁强计装置，并且所述处理装置基于所述磁航向信号周期性地更新所述偏航航向。
构思20.如构思7-19中的任一构思所述的自动驾驶系统，还包括：
致动器装置，其用于接收所述致动器控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制所述直升机的飞行；以及
输入装置，其位于所述控制杆上，使得在通过所述控制杆控制所述直升机的飞行的同时，用驾驶员的处于所述控制杆上的接合位置的特定一只手便能够选择和控制每种模式，而无需使接合的所述特定一只手从所述接合位置移开。
构思21.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行并且包括：
处理装置，其构造为基于多个传感器输入来确定所述直升机的飞行状况，从而以多种飞行模式中的所选一种飞行模式来操作所述直升机，并且为驾驶员提供飞行模式的子集中的一种飞行模式的选择，所述子集包括所述多种飞行模式中的一种以上且少于全部的飞行模式，并且所述子集是基于所述直升机的当前飞行状况而为驾驶员选择定制的。
构思22.如构思21所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机的飞行能够通过功率曲线来展示，并且呈现给所述驾驶员的飞行模式的所述子集基于所述直升机相对于所述功率曲线的当前飞行状况。
构思23.如构思22所述的自动驾驶仪，其中，所述多种飞行模式至少包括位置保持模式、悬停飞行模式、速度保持模式、高度保持模式和GPS模式。
构思24.如构思23所述的自动驾驶仪，其中，所述功率曲线包括前侧，并且对于所述功率曲线的所述前侧上的所述直升机的当前飞行状况而言，自动驾驶仪模式的所述子集仅仅包括所述速度保持模式、所述高度保持模式和所述GPS模式。
构思25.如构思23所述的自动驾驶仪，其中，所述功率曲线包括后侧，并且对于所述功率曲线的所述后侧上所述直升机的当前状况而言，自动驾驶仪模式的所述子集仅包括所述速度保持模式。
构思26.如构思21或22所述的自动驾驶仪，其中，所述多种飞行模式至少包括位置保持模式、悬停飞行模式、速度保持模式、高度保持模式和GPS模式，并且，自动驾驶仪模式的所述子集被定制为当所述直升机的所述当前飞行状况指示为低速飞行状况时仅仅包括所述悬停模式和所述位置保持模式。
构思27.一种用于与直升机一起使用的自动驾驶仪，所述直升机包括旋翼系统，所述旋翼系统具有控制所述直升机的飞行的周期变距操纵杆，并且所述直升机至少产生指示所述旋翼的阈值低转速的低RPM信号，所述自动驾驶仪包括：
传感器装置，其产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
致动器装置，其构造为响应于一个或多个周期变距操纵杆信号来移动所述周期变距操纵杆；以及
控制装置，其构造为用于接收至少部分地基于所述低RPM信号和所述传感器输出的启动信号，并且构造为通过如下方式响应所述启动信号：响应于所述传感器输出自动启动应急降落模式而产生所述周期变距操纵杆信号以管理所述周期变距操纵杆，至少在降落的初始部分期间无需来自驾驶员的控制输入，至少使所述直升机以初始地确立预定速度范围内的直升机的向前速度的方式俯仰，而不考虑在所述启动信号产生时的既定向前速度。
构思28.如构思27所述的自动驾驶仪，其中，所述控制装置构造为：当在所述启动信号产生时的所述既定向前速度超出所述预定范围时，增大所述直升机的俯仰角以减小所述向前速度。

Claims (28)

1.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行，所述直升机具有控制杆，所述控制杆能够由驾驶员操作，以通过驾驶员的处于所述控制杆上的接合位置的手来手动地控制所述直升机的飞行，所述自动驾驶系统包括：
处理部，其用于监控所述直升机的飞行并且产生响应所述监控的控制信号；
致动器装置，其用于接收所述控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制所述直升机的飞行；以及
输入装置，其位于所述控制杆上，使得在控制所述直升机的飞行同时，仅仅用驾驶员的处于所述控制杆上的所述接合位置处的特定一只手便能够选择和控制每种飞行模式，而无需使所述特定一只手从所述接合位置移开。
2.如权利要求1所述的自动驾驶系统，还构造为使得仅通过所述控制杆便能够选择和控制每种飞行模式，而无需所述驾驶员使用另一只手。
3.如权利要求1所述的自动驾驶系统，其中，所述输入装置包括顶帽开关，所述顶帽开关至少构造为在某些自动驾驶飞行模式下用于管理调整功能。
4.如权利要求3所述的自动驾驶仪，其中，所述顶帽开关定位成由所述驾驶员的拇指接合。
5.如权利要求3所述的自动驾驶仪，其中，所述顶帽开关包括多个接触开关，使得按压所述顶帽开关同时闭合两个以上的触点，并且所述输入装置构造为检测两个以上触点的闭合并且响应于所述检测而开启选择功能。
6.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行，所述直升机具有控制杆，所述控制杆能够由驾驶员操作，以通过驾驶员的处于所述控制杆上的接合位置的手来手动地控制所述直升机的飞行，所述自动驾驶系统包括：
处理部，其用于监控所述直升机的飞行并且产生响应所述监测的控制信号；
致动器装置，其用于接收所述控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制所述直升机的飞行；以及
输入装置，其位于所述控制杆上，使得仅通过接合所述控制杆上的所述输入装置便能够选择和控制每种模式。
7.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行并且包括：
传感器装置，其产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
处理装置，其构造为基于所述一组传感器输出来产生致动器控制信号，从而以多种飞行模式中的驾驶员所选的一种飞行模式来控制所述直升机的飞行，并且仅仅基于所述一组传感器输出进一步产生从属陀螺仪的输出信号；以及
自动驾驶仪显示器，其构造为在基于所述从属陀螺仪的输出信号而向所述驾驶员显示从属陀螺仪的输出的同时将自动驾驶飞行模式信息显示给所述驾驶员。
8.如权利要求7所述的自动驾驶系统，其中，所述自动驾驶仪显示器是同时显示所述自动驾驶飞行模式信息和所述从属陀螺仪的输出的单个屏幕。
9.如权利要求7所述的自动驾驶系统，其中，所述自动驾驶飞行模式信息基于所述一组传感器输出中的至少一者。
10.如权利要求7所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括产生偏航率输出的偏航率陀螺仪，并且所述处理装置构造为整合所述偏航率输出而产生偏航航向。
11.如权利要求10所述的自动驾驶系统，其中，所述偏航率陀螺仪展示偏航率漂移，并且所述处理装置构造为周期性地更新所述偏航航向以补偿所述偏航率漂移。
12.如权利要求11所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括产生GPS航向的GPS，并且所述处理装置基于所述GPS航向周期性地更新所述偏航航向。
13.如权利要求11所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括产生磁航向信号的磁强计装置，并且所述处理装置基于所述磁航向信号周期性地更新所述偏航航向。
14.如权利要求7所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置包括用于产生所述一组传感器输出的三轴速率陀螺仪和三轴加速度计，并且所述处理装置构造为产生包括偏航航向的直升机姿态。
15.如权利要求14所述的自动驾驶系统，其中，所述处理装置包括利用所述一组传感器输出在基本瞬时的基础上确定所述直升机姿态的内环。
16.如权利要求15所述的自动驾驶系统，其中，所述内环基于方向余弦矩阵确定所述直升机姿态。
17.如权利要求14所述的自动驾驶系统，其中，所述偏航航向受到所述三轴速率陀螺仪所展示的偏航率漂移制约，并且所述处理装置构造为至少周期性地调节所述偏航航向，以补偿所述偏航率漂移并且产生所述从属陀螺仪的输出。
18.如权利要求17所述的自动驾驶系统，包括产生GPS航向的GPS接收机，并且所述处理装置基于所述GPS航向周期性地更新所述偏航航向。
19.如权利要求11所述的自动驾驶系统，包括产生磁航向信号的磁强计装置，并且所述处理装置基于所述磁航向信号周期性地更新所述偏航航向。
20.如权利要求7所述的自动驾驶系统，还包括：
致动器装置，其用于接收所述致动器控制信号，从而以多种不同飞行模式中的所选一种飞行模式来控制所述直升机的飞行；以及
输入装置，其位于所述控制杆上，使得在通过所述控制杆控制所述直升机的飞行的同时，用驾驶员的处于所述控制杆上的接合位置的特定一只手便能够选择和控制每种模式，而无需使接合的所述特定一只手从所述接合位置移开。
21.一种自动驾驶系统，其用于控制直升机的飞行并且包括：
处理装置，其构造为基于多个传感器输入来确定所述直升机的飞行状况，从而以多种飞行模式中的所选一种飞行模式来操作所述直升机，并且为驾驶员提供飞行模式的子集中的一种飞行模式的选择，所述子集包括所述多种飞行模式中的一种以上且少于全部的飞行模式，并且所述子集是基于所述直升机的当前飞行状况而为驾驶员选择定制的。
22.如权利要求21所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机的飞行能够通过功率曲线来展示，并且呈现给所述驾驶员的飞行模式的所述子集基于所述直升机相对于所述功率曲线的当前飞行状况。
23.如权利要求22所述的自动驾驶仪，其中，所述多种飞行模式至少包括位置保持模式、悬停飞行模式、速度保持模式、高度保持模式和GPS模式。
24.如权利要求23所述的自动驾驶仪，其中，所述功率曲线包括前侧，并且对于所述功率曲线的所述前侧上的所述直升机的当前飞行状况而言，自动驾驶仪模式的所述子集仅仅包括所述速度保持模式、所述高度保持模式和所述GPS模式。
25.如权利要求23所述的自动驾驶仪，其中，所述功率曲线包括后侧，并且对于所述功率曲线的所述后侧上所述直升机的当前状况而言，自动驾驶仪模式的所述子集仅包括所述速度保持模式。
26.如权利要求22所述的自动驾驶仪，其中，所述多种飞行模式至少包括位置保持模式、悬停飞行模式、速度保持模式、高度保持模式和GPS模式，并且，自动驾驶仪模式的所述子集被定制为当所述直升机的所述当前飞行状况指示为低速飞行状况时仅仅包括所述悬停模式和所述位置保持模式。
27.一种用于与直升机一起使用的自动驾驶仪，所述直升机包括旋翼系统，所述旋翼系统具有控制所述直升机的飞行的周期变距操纵杆，并且所述直升机至少产生指示所述旋翼的阈值低转速的低RPM信号，所述自动驾驶仪包括：
传感器装置，其产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
致动器装置，其构造为响应于一个或多个周期变距操纵杆信号来移动所述周期变距操纵杆；以及
控制装置，其构造为用于接收至少部分地基于所述低RPM信号和所述传感器输出的启动信号，并且构造为通过如下方式响应所述启动信号：响应于所述传感器输出自动启动应急降落模式而产生所述周期变距操纵杆信号以管理所述周期变距操纵杆，至少在降落的初始部分期间无需来自驾驶员的控制输入，至少使所述直升机以初始地确立预定速度范围内的直升机的向前速度的方式俯仰，而不考虑在所述启动信号产生时的既定向前速度。
28.如权利要求27所述的自动驾驶仪，其中，所述控制装置构造为：当在所述启动信号产生时的所述既定向前速度超出所述预定范围时，增大所述直升机的俯仰角以减小所述向前速度。
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HK (4) HK1202846A1 (zh)
RU (3) RU2619675C2 (zh)
WO (3) WO2013169320A2 (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106155072A (zh) * 2016-07-21 2016-11-23 张健雄 一种小型飞行器自动驾驶系统与方法
CN107380461A (zh) * 2016-05-17 2017-11-24 波音公司 机电分离器
CN107972849A (zh) * 2017-11-30 2018-05-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种自动驾驶与人工操控的逻辑设计方法
CN108382575A (zh) * 2017-02-02 2018-08-10 贝尔直升机德事隆公司 旋翼飞行器电传飞行复飞模式
CN108502196A (zh) * 2017-02-27 2018-09-07 贝尔直升机德事隆公司 用于旋翼飞行器旋翼超速保护的反向触觉提示
CN110001931A (zh) * 2018-01-04 2019-07-12 空中客车运营简化股份公司 用于辅助管理飞行器上的检查列表的方法和系统及飞行器
CN110775252A (zh) * 2019-10-24 2020-02-11 北京希姆咨询有限公司 一种飞机驾驶操纵结构及方法、飞机
CN110979640A (zh) * 2019-12-25 2020-04-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种杆力传感器切断自动驾驶仪的方法及电路
CN112550731A (zh) * 2019-09-10 2021-03-26 沃科波特有限公司 控制致动器系统的方法和使用所述方法的航空器

Families Citing this family (77)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6344904B1 (en) * 1998-10-03 2002-02-05 John E. Mercer Arrangement for reading from and/or writing to flexible sheet media in a curved configuration and method
EP3101505B1 (en) * 2011-07-15 2018-07-11 Bell Helicopter Textron Inc. Flight control laws for a rotary aircraft
US9150308B2 (en) 2012-02-10 2015-10-06 Merlin Technology, Inc. Rotorcraft autopilot system, components and methods
RU2619675C2 (ru) 2012-02-10 2017-05-17 Мерлин Технолоджи, Инк. Автопилот
US9989377B2 (en) * 2012-03-09 2018-06-05 Gulfstream Aerospace Corporation Method and system for displaying information
US8976043B2 (en) * 2012-08-20 2015-03-10 Textron Innovations, Inc. Illuminated sidestick controller, such as an illuminated sidestick controller for use in aircraft
US9309004B2 (en) 2012-09-21 2016-04-12 Merlin Technology, Inc. Centripetal acceleration determination, centripetal acceleration based velocity tracking system and methods
US9845141B2 (en) 2012-12-07 2017-12-19 Raven Industries, Inc. Atmospheric balloon system
US9193480B2 (en) 2012-12-07 2015-11-24 Raven Industries, Inc. High altitude balloon system
US9242728B2 (en) 2013-08-07 2016-01-26 Alakai Technologies Corporation All-electric multirotor full-scale aircraft for commuting, personal transportation, and security/surveillance
US9415862B2 (en) 2013-12-18 2016-08-16 Merlin Technology, Inc. Control interface, system and method
US9359088B2 (en) * 2014-02-19 2016-06-07 Eit Llc Low-G alert
US9764822B2 (en) * 2014-05-01 2017-09-19 Alakai Technologies Corporation Clean fuel electric multirotor aircraft for personal air transportation and manned or unmanned operation
US9868522B2 (en) * 2014-08-21 2018-01-16 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft autopilot control
US10676185B2 (en) 2014-08-28 2020-06-09 Sikorsky Aircraft Corporation Rotary wing aircraft pitch control system
FR3025493B1 (fr) * 2014-09-09 2016-11-25 Sagem Defense Securite Dispositif de manche de commande de vol d'aeronef a retour d'effort avec voie de secours
US11104421B2 (en) * 2014-11-05 2021-08-31 Tzafrir Sheffer Autopilot system, and related components and methods
CA2965494A1 (en) 2014-11-05 2016-06-30 Tzafrir Sheffer Autopilot system, and related components and methods
US20160221661A1 (en) 2015-02-02 2016-08-04 Derek Lee Bohannon Tendon sleeve for high-altitude balloon and system for making the same
US9683864B2 (en) * 2015-02-24 2017-06-20 168 Productions, LLC System for providing aircraft landing instructions
DE102015203411A1 (de) 2015-02-26 2016-09-01 Zf Friedrichshafen Ag Aktuator für Luftfahrtanwendungen
US9957041B2 (en) * 2015-05-21 2018-05-01 Merlin Technology, Inc. Advanced emergency collective actuator with friction pull-off and method for a helicopter
FR3042885B1 (fr) * 2015-10-23 2018-07-27 Airbus Helicopters Systeme de commande d'un rotor de giravion, giravion equipe d'un tel systeme et methide de commande associee
US10397019B2 (en) * 2015-11-16 2019-08-27 Polysync Technologies, Inc. Autonomous vehicle platform and safety architecture
JP2017100651A (ja) * 2015-12-04 2017-06-08 株式会社Ｓｏｋｅｎ 飛行装置
FR3044634B1 (fr) 2015-12-08 2017-12-22 Airbus Helicopters Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef
US10562609B2 (en) 2016-04-12 2020-02-18 Sikorsky Aircraft Corporation High trim demand relief
EP3257745B1 (en) * 2016-06-15 2019-05-29 Ratier-Figeac SAS Autopilot and manual control switching
US11194349B2 (en) 2016-06-27 2021-12-07 Sikorsky Aircraft Corporation Automated autorotation and pilot aiding system
US10577082B2 (en) * 2016-08-12 2020-03-03 Sikorsky Aircraft Corporation Cockpit control of a fixed wing aircraft
NO342415B1 (en) * 2016-08-31 2018-05-22 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Controlling blade pitch by a plurality of electric motors
RU2652290C1 (ru) * 2016-11-16 2018-04-25 Виктор Степанович Ермоленко Платформа для размещения органов и средств управления летательным аппаратом
CN107065817B (zh) * 2016-11-30 2020-11-06 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于参数监控的自动驾驶仪故障检测方法
US11067981B2 (en) 2017-03-01 2021-07-20 Textron Innovations, Inc. Aircraft control mode transition smoothing
US10691140B2 (en) 2017-03-01 2020-06-23 Textron Innovations, Inc. Rotorcraft control mode transition smoothing
US10386843B2 (en) * 2017-04-03 2019-08-20 Bell Helicopter Textron Inc. System and method for determining a position of a rotorcraft
CN106904269A (zh) * 2017-04-18 2017-06-30 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 一种旋翼机控制机构
USD847052S1 (en) * 2017-06-19 2019-04-30 Biraj Ray Portable universal ground control system
USD829139S1 (en) * 2017-06-22 2018-09-25 Autel Robotics Co., Ltd. Unmanned aerial vehicle ground control station
USD840884S1 (en) * 2017-06-22 2019-02-19 Autel Robotics Co., Ltd. Unmanned aerial vehicle ground control station
US10571914B2 (en) * 2017-06-29 2020-02-25 The Boeing Company Fault coverage for multiple failures in redundant systems
CN107187582B (zh) * 2017-07-31 2019-10-29 中国商用飞机有限责任公司 一种襟缝翼操纵手柄
US10112727B1 (en) 2017-08-29 2018-10-30 Kitty Hawk Corporation Actuator monitoring system using inertial sensors
US11442446B2 (en) * 2017-09-06 2022-09-13 Sikorsky Aircraft Corporation Automatic envelope limiting based on detected hydraulic failures
DE102018101412A1 (de) 2017-09-12 2019-03-14 Christoph Fraundorfer Armaturenbrett für einen Tragschrauber
EP3467608B1 (en) * 2017-10-05 2019-12-04 LEONARDO S.p.A. Stability and command augmentation system for an aircraft
US10967953B2 (en) * 2017-12-11 2021-04-06 The Boeing Company Combined active stick and control boost actuator system
US10703470B2 (en) * 2018-02-09 2020-07-07 Textron Innovations Inc. System and method for rotorcraft autorotation entry assist
US10816971B2 (en) * 2018-02-12 2020-10-27 Textron Innovations Inc. Autopilot recoupling for rotorcraft
CN108674645A (zh) * 2018-06-11 2018-10-19 驰创科技（天津）有限公司 一种飞行器装置
DE102018209833B4 (de) * 2018-06-19 2022-03-24 Volkswagen Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung für die Steuerung eines sicherheitsrelevanten Vorganges, sowie Fahrzeug
EP3613671B1 (en) * 2018-08-22 2021-05-05 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft control mode transition smoothing
AU2019433213A1 (en) * 2018-12-07 2021-07-22 Joby Aero, Inc. Aircraft control system and method
US11281236B2 (en) * 2019-01-25 2022-03-22 Textron Innovations Inc. Alternative yaw control
FR3093320B1 (fr) * 2019-02-28 2021-01-29 Airbus Helicopters Mécanisme d’alerte haptique d’un pilote d’aéronef et aéronef.
US11548620B2 (en) * 2019-03-11 2023-01-10 Parker-Hannifin Corporation Electromechanically actuated control rod for flight vehicles
US11150653B1 (en) * 2019-04-10 2021-10-19 Rockwell Collins, Inc. Autopilot availability for reduced crew operations system and method
EP3739230B1 (en) * 2019-05-16 2022-04-27 Ratier-Figeac SAS Actuator with declutchable output lever
US11492117B2 (en) * 2019-06-10 2022-11-08 Goodrich Corporation Dual bus architecture for high reliability control of helicopter hoist
US11874674B2 (en) * 2020-07-08 2024-01-16 SkyRyse, Inc. Vehicle control and interface system
US11518497B2 (en) * 2020-07-15 2022-12-06 Beta Air, Llc Hover and thrust control assembly for dual-mode aircraft
CN112373721B (zh) * 2020-11-03 2023-02-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机地面状态下主桨舵机基准调整方法
US11479349B2 (en) * 2020-12-01 2022-10-25 Textron Innovations Inc. Tail rotor balancing systems for use on rotorcraft
US11866162B2 (en) * 2020-12-01 2024-01-09 Textron Innovations Inc. Power management systems for electrically distributed yaw control systems
US11801936B2 (en) * 2021-01-19 2023-10-31 Textron Innovations Inc. Preventing helicopter loss of tail rotor effectiveness
FR3119601A1 (fr) 2021-02-10 2022-08-12 Airbus Helicopters Système de commande d’un aéronef et aéronef associé
CN113146649B (zh) * 2021-03-24 2022-04-22 北京航空航天大学 一种用于控制直升机驾驶杆的直升机驾驶机器人系统
CN113119085B (zh) * 2021-03-24 2022-04-19 北京航空航天大学 一种直升机飞行驾驶机器人系统
RU2763198C1 (ru) * 2021-05-21 2021-12-28 Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") Система управления вертолетом соосной схемы
CN113378819B (zh) * 2021-06-24 2022-11-18 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种机载软件版本的快速识别方法
US20230081498A1 (en) * 2021-09-14 2023-03-16 Beta Air, Llc Systems and methods for monitoring electrical flow in an electric aircraft
CN113885548B (zh) * 2021-10-28 2023-10-31 南京邮电大学 一种多四旋翼无人机输出约束状态一致博弈控制器
EP4190690A1 (en) * 2021-12-02 2023-06-07 Korea Aerospace Research Institute Aircraft control input device and command input method using the same
RU210136U1 (ru) * 2021-12-28 2022-03-29 Общество с ограниченной ответственностью "РД-ХЕЛИ" Устройство спасения вертолета
CN114924584B (zh) * 2022-05-16 2024-02-27 西北工业大学 一种中小型无人机高集成度机载计算机构型方法
FR3138708A1 (fr) * 2022-08-04 2024-02-09 Safran Electronics & Defense Avionique triplex haute intégrité
US11702191B1 (en) 2022-10-30 2023-07-18 Archer Aviation, Inc. Systems and methods for controlling an electric vertical take-off and landing aircraft

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3198922A (en) * 1961-05-25 1965-08-03 Applic Mach Motrices Handle for pilot's lever
US4739128A (en) * 1986-11-10 1988-04-19 American Telephone And Telegraph Company, At&T Bell Laboratories Thumb-controlled, hand-held joystick
US5522568A (en) * 1993-11-09 1996-06-04 Deka Products Limited Partnership Position stick with automatic trim control
US6314343B1 (en) * 1999-12-23 2001-11-06 Sikorsky Aircraft Corp. Aircraft flight mode selector system
TW479131B (en) * 1999-11-22 2002-03-11 American Gnc Corp Processing method for motion measurement
US6580418B1 (en) * 2000-02-29 2003-06-17 Microsoft Corporation Three degree of freedom mechanism for input devices
CN1669874A (zh) * 2004-03-16 2005-09-21 清华大学 一种用于飞行器的自动驾驶仪
US20060058928A1 (en) * 2004-09-14 2006-03-16 Beard Randal W Programmable autopilot system for autonomous flight of unmanned aerial vehicles
US20070164167A1 (en) * 2006-01-13 2007-07-19 Bachelder Edward N Autorotation flight control system
US20070182590A1 (en) * 2006-02-06 2007-08-09 Trutrak Flight Systems Inc. Flight information system
US20070221782A1 (en) * 2006-03-22 2007-09-27 Cerchie Dino A Multi-mode unmanned and manned vehicle systems and methods
CN101048640A (zh) * 2004-10-14 2007-10-03 贝尔直升机泰克斯特龙公司 机械飞行控制辅助动力助推系统
US20100076625A1 (en) * 2006-11-30 2010-03-25 Raphael Yoeli Flight control cockpit modes in ducted fan vtol vehicles
US20110022250A1 (en) * 2008-10-21 2011-01-27 Ron Wayne Hamburg Helicopter autopilot
US20110121126A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Mercer John E Emergency collective actuator and method for a helicopter
US8195346B1 (en) * 2009-01-21 2012-06-05 Garmin International, Inc. Envelope protection for mechanically-controlled aircraft
US20130261853A1 (en) * 2004-11-08 2013-10-03 Bell Helicopter Textron Inc. Vehicle management system using finite state machines

Family Cites Families (85)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2923503A (en) * 1954-09-27 1960-02-02 Northrop Corp Variable speed trim system
US3058697A (en) * 1959-03-25 1962-10-16 Sperry Rand Corp Automatic pilot
US3679956A (en) 1970-02-02 1972-07-25 Ltv Electrosystems Inc Multiple servomotor actuator
JPS5515359B2 (zh) * 1974-11-22 1980-04-23
US4034605A (en) 1975-09-26 1977-07-12 Pacer Systems Inc. Maneuver margin presenting
US4003532A (en) 1976-03-15 1977-01-18 United Technologies Corporation Heading hold logic
US4029271A (en) * 1976-04-07 1977-06-14 United Technologies Corporation Automatic approach to hover system
US4091244A (en) 1977-06-27 1978-05-23 Northern Telecom Limited Multiple contact switch
US4213584A (en) 1978-10-04 1980-07-22 United Technologies Corporation Helicopter hover stability and cruise gust effect alleviation
US4279391A (en) 1979-01-24 1981-07-21 United Technologies Corporation Desensitizing helicopter control response to inadvertent pilot inputs
US4371937A (en) 1981-03-30 1983-02-01 United Technologies Corporation Retaining airspeed hold engagement in low speed maneuver
US4387432A (en) 1981-03-30 1983-06-07 United Technologies Corporation Pulsed aircraft actuator
US4426607A (en) * 1982-03-12 1984-01-17 Sperry Corporation Differential linkage apparatus for an aircraft series servoactuator apparatus
US4527242A (en) * 1982-06-28 1985-07-02 Rockwell International Corporation Automatic flight control pilot assist system
US4584510A (en) * 1982-09-08 1986-04-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thumb-actuated two-axis controller
US4603389A (en) * 1983-02-16 1986-07-29 Sperry Corporation Three cue flight director system for helicopters
US4592055A (en) 1983-05-02 1986-05-27 United Technologies Corporation Outer-loop monitor for aircraft automatic flight control system
US4626998A (en) 1983-05-02 1986-12-02 United Technologies Corporation Heading reference trim system
US4628455A (en) * 1983-05-06 1986-12-09 Sperry Corporation Cross axis torque limiter for helicopter autopilot
US4580223A (en) 1983-11-07 1986-04-01 United Technologies Corporation Incorporation of pitch bias actuator function into an existing AFCS
US4763285A (en) 1985-10-04 1988-08-09 Semco Instruments, Inc. Helicopter low-g monitor, recorder and warning system
FR2622286B1 (fr) 1987-10-23 1994-04-29 Aerospatiale Bielle a contact, pour commandes de vol d'aerodynes
US4965879A (en) 1988-10-13 1990-10-23 United Technologies Corporation X-wing fly-by-wire vehicle management system
FR2667168B1 (fr) 1990-09-24 1994-01-21 Fabrication Instruments Mesure Verin asservi en position pour commande de vol d'un helicoptere.
US5195700A (en) 1991-08-28 1993-03-23 United Technologies Corporation Low speed model following velocity command system for rotary wing aircraft
US5299759A (en) 1992-06-01 1994-04-05 United Technologies Corporation Helicopter turn coordination and heading hold mode control
US5746392A (en) * 1995-05-15 1998-05-05 The Boeing Company Autopilot/flight director underspeed protection system
US5793356A (en) 1995-07-31 1998-08-11 Microsoft Corporation System and method for the software emulation of a computer joystick
US6092919A (en) * 1995-08-01 2000-07-25 Guided Systems Technologies, Inc. System and method for adaptive control of uncertain nonlinear processes
US5694014A (en) 1995-08-22 1997-12-02 Honeywell Inc. Active hand controller redundancy and architecture
FR2748720B1 (fr) * 1996-05-17 1998-07-24 Aerospatiale Systeme pour la commande d'un volet compensateur de gouverne d'aeronef
US6460810B2 (en) 1996-09-06 2002-10-08 Terry Jack James Semiautonomous flight director
US6038498A (en) 1997-10-15 2000-03-14 Dassault Aviation Apparatus and mehod for aircraft monitoring and control including electronic check-list management
RU8813U1 (ru) * 1998-04-15 1998-12-16 Бабушкин Леонид Натанович Система управления положением вертолета
AU2251500A (en) * 1998-08-27 2000-04-03 Nicolae Bostan Gyrostabilized self propelled aircraft
US6325331B1 (en) * 1998-12-11 2001-12-04 Bell Helicopter Textron Inc. Trim actuator
US6119834A (en) 1999-06-03 2000-09-19 Lee; Richard J. Vibration damping device
US6427131B1 (en) * 1999-08-18 2002-07-30 American Gnc Corporation Processing method for motion measurement
US7568662B1 (en) 2001-09-12 2009-08-04 Honeywell International Inc. Emergency flight control system
US7108232B2 (en) * 2004-02-05 2006-09-19 Hoh Roger H Helicopter force-feel and stability augmentation system with parallel servo-actuator
CN2681997Y (zh) * 2004-03-16 2005-03-02 清华大学 一种具有双处理器的飞行器自动驾驶仪
FR2876468B1 (fr) * 2004-10-08 2007-08-17 Eurocopter France Systeme de pilotage automatique d'un helicoptere
FR2877160B1 (fr) * 2004-10-27 2010-11-26 Eurocopter France Moteur electromecanique a double sortie
RU2282562C1 (ru) * 2004-12-01 2006-08-27 Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" Система управления вертолетом
US6961643B1 (en) 2005-02-02 2005-11-01 Tru Trak Flight Systems, Inc System and method for gyro enhanced vertical flight information
FR2883403A1 (fr) 2005-03-17 2006-09-22 Airbus France Sas Procede et systeme d'evitement de terrain pour un aeronef
KR20070120105A (ko) * 2005-03-18 2007-12-21 야마하하쓰도키 가부시키가이샤 비행 제어 시스템
US7762501B2 (en) * 2005-08-31 2010-07-27 Bell Helicopter Textron Inc. Method and apparatus for improving main rotor yoke fatigue life
US7719416B2 (en) 2005-09-09 2010-05-18 Microstrain, Inc. Energy harvesting, wireless structural health monitoring system
US7878461B2 (en) 2006-01-17 2011-02-01 Gulfstream Aerospace Corporation System and method for an integrated backup control system
US20080208468A1 (en) 2006-03-09 2008-08-28 Martin Jose V Forward looking virtual imaging
CN101038493B (zh) * 2006-03-17 2011-12-21 欧洲直升机公司 直升机的自动驾驶仪系统
US7550880B1 (en) * 2006-04-12 2009-06-23 Motran Industries Inc Folded spring flexure suspension for linearly actuated devices
JP2008099399A (ja) * 2006-10-10 2008-04-24 Mechano Transformer Corp 圧電アクチュエータおよび与圧方法
FR2916421B1 (fr) 2007-05-22 2010-04-23 Eurocopter France Systeme de commande d'un giravion.
WO2009042309A2 (en) * 2007-08-17 2009-04-02 Sikorsky Aircraft Corporation Stabilized approach to a point in degraded visual environment
US7954614B2 (en) 2007-11-14 2011-06-07 Merlin Technology, Inc. Drive mechanism and method
CA2721830C (en) * 2008-04-21 2017-06-20 Bombardier Inc. Integrity monitoring of inertial reference unit
FR2930139B1 (fr) 2008-04-22 2022-12-30 Centre Nat Rech Scient Dispositif de reeducation fonctionnelle.
US8134328B2 (en) 2008-04-23 2012-03-13 Honeywell International Inc. Active pilot inceptor with self warm-up
DE202008015384U1 (de) 2008-11-19 2009-01-22 Eurocopter Deutschland Gmbh Vorrichtung für schaltbare Pilotensteuerkräfte
CN201348739Y (zh) * 2008-12-12 2009-11-18 宋建明 一种用于航模的自动驾驶仪
LU91526B1 (en) * 2009-02-11 2010-08-12 Wurth Paul Sa Method and system for adjusting the flow rate of charge material in a charging process of a shaft furnace
US8152685B2 (en) 2009-02-13 2012-04-10 Garmin International, Inc. Planetary drive servo actuator
FR2943131B1 (fr) * 2009-03-12 2011-02-25 Eurocopter France Procede de determination et d'affichage d'indications de pilotage et indicateur de pilotage pour mettre en oeuvre ledit procede
CN201429796Y (zh) * 2009-04-23 2010-03-24 深圳市大疆创新科技有限公司 无人直升机自动飞行控制系统电路
US8894001B2 (en) * 2009-06-03 2014-11-25 Grant Calverley Gyroglider power-generation, control apparatus and method
FR2946322B1 (fr) * 2009-06-04 2011-06-17 Eurocopter France Dispositif d'aide au pilotage d'un helicoptere hybride, helicoptere hybride muni d'un tel dispositif et procede mis en oeuvre par ledit dispositif
FR2946620A1 (fr) 2009-06-16 2010-12-17 Eurocopter France Procede d'aide au pilotage,moyen d'aide au pilotage et dispositif d'aide au pilotage d'un giravion utilisant ledit moyen d'aide au pilotage pour mettre en oeuvre ledit procede d'aide au pilotage.
FR2949219B1 (fr) * 2009-08-21 2011-09-16 Ratier Figeac Soc Dispositif de pilotage d'un vehicule et procede d'assistance motorisee et de controle d'un tel dispositif de pilotage
WO2011056257A1 (en) * 2009-11-04 2011-05-12 Lord Corporation Electromagnetic inertial actuator
US8651425B2 (en) * 2009-11-24 2014-02-18 Merlin Technology Inc. Emergency collective actuator and method for a helicopter
US20120068004A1 (en) * 2010-01-19 2012-03-22 Mehdi Hatamian Auto-hover and auto-pilot helicopter
FR2955934B1 (fr) 2010-01-29 2012-03-09 Eurocopter France Estimation stabilisee en virage des angles d'assiettes d'un aeronef
FR2959205B1 (fr) * 2010-04-27 2012-04-13 Eurocopter France Procede de commande et de regulation de l'angle de braquage d'un empennage d'helicoptere hybride
FR2959837B1 (fr) 2010-05-07 2012-05-04 Eurocopter France Systeme de commandes de vol simplifiees comportant un dispositif de friction debrayable
PT2388760E (pt) * 2010-05-21 2013-04-09 Agustawestland Spa Aeronave capaz de pairar, método de assistência a manobra de aeronaves, e interface
CN101951092B (zh) * 2010-09-16 2014-12-24 上海中科深江电动车辆有限公司 电动汽车用双转子电机行星齿轮无级变速系统的控制方法
US8469317B2 (en) 2010-10-22 2013-06-25 Woodward Mpc, Inc. Line replaceable, fly-by-wire control columns with push-pull interconnect rods
EP2635942B1 (en) * 2011-01-14 2015-06-17 Bell Helicopter Textron Inc. Flight control laws for vertical flight path control
US8494690B2 (en) 2011-04-26 2013-07-23 The Boeing Company Flight controller management system with a backdrive monitor
EP2543589B1 (en) * 2011-07-06 2018-09-05 Airbus Helicopters Primary flight controls
EP2745180A4 (en) * 2011-08-16 2015-09-02 Unmanned Innovation Inc MODULAR FLIGHT MANAGEMENT SYSTEM INCORPORATING AN AUTOMATIC PILOT
US9150308B2 (en) 2012-02-10 2015-10-06 Merlin Technology, Inc. Rotorcraft autopilot system, components and methods
RU2619675C2 (ru) 2012-02-10 2017-05-17 Мерлин Технолоджи, Инк. Автопилот

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3198922A (en) * 1961-05-25 1965-08-03 Applic Mach Motrices Handle for pilot's lever
US4739128A (en) * 1986-11-10 1988-04-19 American Telephone And Telegraph Company, At&T Bell Laboratories Thumb-controlled, hand-held joystick
US5522568A (en) * 1993-11-09 1996-06-04 Deka Products Limited Partnership Position stick with automatic trim control
TW479131B (en) * 1999-11-22 2002-03-11 American Gnc Corp Processing method for motion measurement
US6314343B1 (en) * 1999-12-23 2001-11-06 Sikorsky Aircraft Corp. Aircraft flight mode selector system
US6580418B1 (en) * 2000-02-29 2003-06-17 Microsoft Corporation Three degree of freedom mechanism for input devices
CN1669874A (zh) * 2004-03-16 2005-09-21 清华大学 一种用于飞行器的自动驾驶仪
US20060058928A1 (en) * 2004-09-14 2006-03-16 Beard Randal W Programmable autopilot system for autonomous flight of unmanned aerial vehicles
CN101048640A (zh) * 2004-10-14 2007-10-03 贝尔直升机泰克斯特龙公司 机械飞行控制辅助动力助推系统
US20130261853A1 (en) * 2004-11-08 2013-10-03 Bell Helicopter Textron Inc. Vehicle management system using finite state machines
US20070164167A1 (en) * 2006-01-13 2007-07-19 Bachelder Edward N Autorotation flight control system
US20070182590A1 (en) * 2006-02-06 2007-08-09 Trutrak Flight Systems Inc. Flight information system
US20070221782A1 (en) * 2006-03-22 2007-09-27 Cerchie Dino A Multi-mode unmanned and manned vehicle systems and methods
US20100076625A1 (en) * 2006-11-30 2010-03-25 Raphael Yoeli Flight control cockpit modes in ducted fan vtol vehicles
US20110022250A1 (en) * 2008-10-21 2011-01-27 Ron Wayne Hamburg Helicopter autopilot
US8195346B1 (en) * 2009-01-21 2012-06-05 Garmin International, Inc. Envelope protection for mechanically-controlled aircraft
US20110121126A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Mercer John E Emergency collective actuator and method for a helicopter

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
SHAWN COYLE: "Understanding Your Autopilot PT.3", 《HTTP://WWW.VERTICALMAG.COM/NEWS/ARTICLE/UNDERSTANDING-YOUR-AUTOPILOT-PT-3.HTML》 *
杜大程 等: "小型无人机自动驾驶仪设计与实现方法", 《计算机测量与控制》 *

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107380461A (zh) * 2016-05-17 2017-11-24 波音公司 机电分离器
CN107380461B (zh) * 2016-05-17 2021-01-26 波音公司 机电分离器
CN106155072A (zh) * 2016-07-21 2016-11-23 张健雄 一种小型飞行器自动驾驶系统与方法
CN108382575B (zh) * 2017-02-02 2022-02-08 贝尔直升机德事隆公司 旋翼飞行器电传飞行复飞模式
CN108382575A (zh) * 2017-02-02 2018-08-10 贝尔直升机德事隆公司 旋翼飞行器电传飞行复飞模式
US11472535B2 (en) 2017-02-02 2022-10-18 Textron Innovations Inc. Rotorcraft fly-by-wire go-around mode
CN108502196A (zh) * 2017-02-27 2018-09-07 贝尔直升机德事隆公司 用于旋翼飞行器旋翼超速保护的反向触觉提示
CN108502196B (zh) * 2017-02-27 2022-04-15 贝尔直升机德事隆公司 用于旋翼飞行器旋翼超速保护的反向触觉提示
CN107972849A (zh) * 2017-11-30 2018-05-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种自动驾驶与人工操控的逻辑设计方法
CN110001931A (zh) * 2018-01-04 2019-07-12 空中客车运营简化股份公司 用于辅助管理飞行器上的检查列表的方法和系统及飞行器
CN112550731A (zh) * 2019-09-10 2021-03-26 沃科波特有限公司 控制致动器系统的方法和使用所述方法的航空器
CN112550731B (zh) * 2019-09-10 2023-12-15 沃科波特有限公司 控制致动器系统的方法和使用所述方法的航空器
CN110775252A (zh) * 2019-10-24 2020-02-11 北京希姆咨询有限公司 一种飞机驾驶操纵结构及方法、飞机
CN110979640A (zh) * 2019-12-25 2020-04-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种杆力传感器切断自动驾驶仪的方法及电路
CN110979640B (zh) * 2019-12-25 2023-03-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种杆力传感器切断自动驾驶仪的方法及电路

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US9758244B2 (en) 2017-09-12
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