CN108536159B - 旋翼飞行器控制模式转换平滑 - Google Patents

Abstract

提供了旋翼飞行器控制模式转换平滑。根据实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括：当旋翼飞行器的速度超过第一速度阈值时，从第一模式转换至第二模式。第一模式与第二模式之间的转换包括在第一时间段上使动态控制器的增益渐弱，并且在第二时间段上减小动态控制器的积分器的值。在第一模式下，旋翼飞行器的平移速度基于飞行员杆信号来确定，并且在第二模式下，姿态速率控制器的输出与飞行员杆信号的幅度成比例。

Description

旋翼飞行器控制模式转换平滑

技术领域

本发明大体上涉及用于飞行控制的系统和方法，并且在特定实施方式中，涉及用于旋翼飞行器的控制模式转换平滑的系统和方法。

背景技术

与机械控制系统相比，飞行器上的电传飞行系统使用电子信号来控制飞行面和飞行器中的发动机。例如，代替使飞行员控制装置经由液压系统与操纵面机械连接，将飞行员控制装置以电子方式连接至飞行计算机，该飞行计算机又通过电子信号来控制飞行面致动器。通过另外将飞行计算机与飞行器传感器对接，可以使用复杂的控制算法来提供自动驾驶仪功能以及使飞行器稳定和控制飞行器。

虽然电传飞行系统在商用和民用固定翼飞行器中已经司空见惯，但是这种系统在旋翼飞行器(如直升机)中的采用要慢得多，部分原因是控制旋翼飞行器并使旋翼飞行器稳定的复杂性增加。然而，通过在直升机中采用电传飞行系统，可以在困难的飞行环境(例如低速、低空、劣化的视觉环境、恶劣天气)下实现更安全的操作。电传飞行系统可以有益于旋翼飞行器的另一方面是飞行员工作负担减少。通过提供自动功能，例如响应于风而进行稳定化、控制轴解耦、位置保持和航向保持功能，飞行员能够空出时间以将精力集中在飞行的环境上。

用于旋翼飞行器的电传飞行系统的一个设计挑战是：在使用不同的控制律或算法的不同操作模式之间的转换。在一些情况下，控制算法的改变可能导致旋翼飞行器运行期间的物理瞬变，这可能在物理上体现为飞行员或乘客的碰撞或颠簸。

发明内容

根据实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括当旋翼飞行器的速度超过第一速度阈值时从第一模式转换至第二模式。第一模式和第二模式之间的转换包括在第一时间段上使动态控制器的增益渐弱，并且在第二时间段上减小动态控制器的积分器的值。在第一模式下，旋翼飞行器的平移速度基于飞行员杆信号来确定，并且在第二模式下，姿态速率控制器的输出与飞行员杆信号的幅度成比例。

附图说明

为了更完整地理解本发明及其优点，现在参考以下结合附图进行的描述，在附图中：

图1示出了实施方式的旋翼飞行器；

图2示出了实施方式的旋翼飞行器飞行控制系统的框图；

图3示出了实施方式的飞行控制系统的框图；

图4示出了又一实施方式的飞行控制系统的框图；

图5示出了实施方式的TRC模式姿态控制器的框图；

图6示出了实施方式的方法的框图；以及

图7示出了实施方式的计算机系统。

除非另有指明，否则不同附图中的相应附图标记通常指代相应部分。附图被绘制以清楚地示出优选实施方式的相关方面并且附图未必按比例绘制。为了更清楚地说明某些实施方式，指示相同结构、材料或处理步骤的变化的字母可以跟在附图标记之后。

具体实施方式

下面描述本公开内容的系统和方法的说明性实施方式。为清楚起见，实际实现方式的所有特征可能未必全部在本说明书中描述。当然，将要理解，在任何这样的实际实施方式的开发中，可以做出许多特定于实现方式的决策以实现开发者的特定目标，例如符合系统相关和商业相关的约束，这将随实现方式的不同而不同。此外，应该理解，这样的开发努力可能是复杂且耗时的，但是对于受益于本公开内容的本领域普通技术人员而言仍然是日常任务。

在本文中，在描绘附图中的设备时，可以参考各个部件之间的空间关系以及部件的各个方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开内容之后将会认识到的，本文所描述的设备、构件、装置等可以以任何期望的取向来定位。因此，由于本文中描述的设备可以以任何期望的方向定向，因此使用诸如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。

越来越多地使用旋翼飞行器，特别是用于商业应用和工业应用，导致了更大更复杂的旋翼飞行器的发展。然而，随着旋翼飞行器变得越来越大越来越复杂，飞行旋翼飞行器与固定翼飞行器之间的差异也越来越明显。由于旋翼飞行器使用一个或更多个主旋翼来同时提供升力、控制姿态、控制高度并且提供横向或位置移动，因此不同的飞行参数和控制装置彼此紧密地耦合，这是因为主旋翼的空气动力特性影响每个控制装置和运动轴。例如，旋翼飞行器在巡航速度或高速下的飞行特性可能与在悬停时或相对较低速度下的飞行特性显著不同。另外，对于主旋翼上的不同轴的不同飞行控制输入，例如周期变距输入或总距输入，影响旋翼飞行器的其他飞行控制装置或飞行特性。例如，使旋翼飞行器的机头向前俯仰来增加前向速度将通常导致旋翼飞行器高度降低。在这种情况下，可以增加总距(collective)来保持水平飞行，但是总距的增加会导致主旋翼的功率增加，这又需要来自尾旋翼的额外的反扭矩力。这与固定翼系统形成对比，在固定翼系统中，控制输入较少彼此密切关联并且不同速度机制下的飞行特性彼此比较密切相关。

近来，在旋翼飞行器中引入了电传飞行(fly-by-wire，FBW)系统，以辅助飞行员稳定地驾驶旋翼飞行器并且减轻飞行员的工作负担。FBW系统在不同飞行机制下可以针对周期变距、踏板或总距控制输入提供不同的控制特性或响应，并且可以通过将物理飞行特性解耦来提供稳定性辅助或增强，使得飞行员免于需要补偿发给旋翼飞行器的一些飞行命令。FBW系统可以在布置在飞行员控制装置与飞行控制系统之间的一个或更多个飞行控制计算机(FCC)中实现，从而向飞行控制提供校正，这帮助更有效地操作旋翼飞行器或使旋翼飞行器进入稳定飞行模式同时仍允许飞行员改写FBW控制输入。例如，旋翼飞行器中的FBW系统可以自动地调整发动机输出的功率以匹配总距控制输入、在周期变距控制输入期间应用总距或功率校正、提供一个或更多个飞行控制程序的自动化、提供默认或建议的控制定位等。

用于旋翼飞行器的FBW系统必须针对FBW控制的飞行参数提供稳定的飞行特性，同时允许飞行员改写或调整由FBW系统建议的任何建议飞行参数。另外，在向旋翼飞行器飞行提供增强的控制和自动化功能时，FBW系统必须保持直观且易于飞行员使用飞行控制系统。因此，FBW系统调整飞行员的飞行控制装置，使得控制装置处于与相关飞行参数相关联的位置。例如，FBW系统可以调整总距杆以提供建议的或FBW控制的飞行参数，并且所述参数反映总距或功率设置。因此，当飞行员释放总距杆并且FBW系统提供总距控制命令时，总距杆与实际功率或总距设置有关地直观定位，使得当飞行员抓住总距杆以重新控制时，该控制杆被定位在飞行员所预计的杆针对主旋翼的实际总距设置被定位的位置处。类似地，FBW系统使用周期变距杆来例如调整飞行路径的湍流、漂移或其他干扰，并且可以在FBW系统补偿周期变距控制时移动周期变距杆。因此，当飞行员抓住周期变距杆以从FBW系统取得对飞行的控制时，周期变距杆被定位成反映实际的周期变距设置。

将针对具体上下文中的优选实施方式来描述本公开内容的实施方式，即用于使在旋翼飞行器中平移速率命令(translation rate command,TRC)模式至速率模式之间的转换平滑的系统和方法。本公开内容的实施方式还可以应用于旋翼飞行器的操作和控制中的其他控制模式转换。

在本发明的实施方式中，以两种方式之一来解释旋翼飞行器的周期变距控制器或飞行员杆上的前移。当旋翼飞行器的速度为10节或小于10节并且周期变距控制器的位移所产生的速度命令小于10节时，周期变距控制器的位移被解释为速度命令。例如，1/2英寸的杆位移可以对应于2节的速度；1英寸的杆位移可以对应于4节的速度等。然而，当旋翼飞行器的速度大于10节或者周期变距控制器的位移所产生的速度命令大于10节时，周期变距控制器上的位移被解释为速率命令。例如，1/2英寸的杆位移可以对应于每秒10°的速率；1英寸的杆位移可以对应于每秒20°的速率等。通过基于旋翼飞行器的速度在两种不同操作模式之间自动切换，飞行员工作负担可以减少。

然而，在一些情况下，旋翼飞行器可能在低速时的速度控制模式与高速时的速率控制模式之间的转换期间经历物理瞬变。这种物理瞬变可能由飞行控制算法的突然变化及控制信号的突然偏移而引起。在本发明的实施方式中，通过控制在速度控制模式期间使用的姿态控制器的增益和信号路径结构，使速度控制与速率控制之间的转换更加平滑。在一个示例中，使用衰减器来减小姿态控制器的整体增益。在此期间，控制器中的比例路径保持不变，而积分器的值将递减至零。同样在此期间，使用衰减器来增加周期变距控制器与速率控制块之间的控制路径的增益。通过保持姿态控制器中的比例路径，将积分器递减到零，使姿态控制器的整体增益渐弱并且使周期变距控制器与速率控制块之间的控制路径的增益渐强，从而可以使速度控制模式与速率控制模式之间的转换更加平滑。应该理解，本发明的实施方式可以应用于旋翼飞行器的其他控制信号和控制路径。

图1示出了根据一些实施方式的旋翼飞行器101。旋翼飞行器101具有主旋翼系统103，该主旋翼系统103包括多个主旋翼桨叶105。每个主旋翼桨叶105的俯仰可以由斜盘107控制，以选择性地控制旋翼飞行器101的姿态、高度和运动。可以使用斜盘107来共同地和/或周期地改变主旋翼桨叶105的俯仰。旋翼飞行器101还具有反扭矩系统，该反扭矩系统可以包括尾旋翼109、无尾旋翼(NOTAR)或双主旋翼系统。在具有尾旋翼109的旋翼飞行器中，每个尾旋翼桨叶111的俯仰被共同地改变，以改变反扭矩系统的推力，从而提供对旋翼飞行器101的方向控制。尾旋翼桨叶111的俯仰由一个或更多个尾旋翼致动器改变。在一些实施方式中，FBW系统向尾旋翼致动器或主旋翼致动器发送电信号以控制旋翼飞行器的飞行。

由发动机115向主旋翼系统103和反扭矩系统提供动力。可以存在一个或更多个发动机115，所述一个或更多个发动机115可以根据来自FBW系统的信号来控制。发动机115的输出被提供至驱动轴117，该驱动轴117分别通过主旋翼传动装置119和尾旋翼传动装置机械地和可操作地耦接至旋翼系统103和反扭矩系统。

旋翼飞行器101还包括机身125和尾部123。尾部123可以具有用于控制和稳定旋翼飞行器101的飞行的其他飞行控制设备，例如水平或垂直稳定器、舵、升降舵或其他控制装置或稳定面。机身125包括驾驶舱127，驾驶舱127包括显示器、控制装置和仪器。应该理解，虽然旋翼飞行器101被描绘为具有某些示出的特征，但是旋翼飞行器101还可以具有各种特定于实现方式的配置。例如，在一些实施方式中，如所示出的，驾驶舱127被配置成容纳飞行员或者飞行员和副飞行员。然而，还设想，旋翼飞行器101可以被远程操作，在这种情况下，驾驶舱127可以被配置为全功能驾驶舱以容纳飞行员(并且可能还有副飞行员)以提供更大的使用灵活性，或者可以被配置成具有有限功能的驾驶舱(例如，仅容纳一个人的驾驶舱，这一个人将作为进行操作的飞行员，但也许还具有远程副飞行员，或者这一个人是副飞行员或后备飞行员，同时主驾驶功能由远程执行)。在其他设想的实施方式中，旋翼飞行器101可以被配置为无人交通工具，在这种情况下，可以完全取消驾驶舱127以节省空间和成本。

图2示出了根据一些实施方式的用于旋翼飞行器的电传飞行控制系统201。飞行员可以操纵一个或更多个飞行员飞行控制装置以控制旋翼飞行器的飞行。飞行员飞行控制装置可以包括人工控制装置，例如周期变距控制组件217中的周期变距杆231、总距控制组件219中的总距杆233以及踏板组件221中的踏板239。由飞行员向飞行员飞行控制装置提供的输入可以通过飞行控制系统201以机械方式和/或电子方式(例如，经由FBW飞行控制系统)发送至飞行控制设备。飞行控制设备可以表示能够进行操作以改变旋翼飞行器的飞行特性的设备。作为示例，旋翼飞行器上的飞行控制设备可以包括能够进行操作以改变主旋翼桨叶105和尾旋翼桨叶111的位置或迎角或者改变发动机115的功率输出的机械和/或电气系统。飞行控制设备包括诸如斜盘107、尾旋翼致动器113的系统以及能够进行操作以控制发动机115的系统。飞行控制系统201可以独立于机组人员来调整飞行控制设备，以使旋翼飞行器稳定、减少机组人员的工作负担等。飞行控制系统201包括：共同地调整飞行控制设备的发动机控制计算机(engine control computer，ECCU)203、飞行控制计算机205以及飞行器传感器207。

飞行控制系统201具有一个或更多个飞行控制计算机205(fight controlcomputer，FCC)。在一些实施方式中，提供多个FCC 205以用于冗余。FCC 205内的一个或更多个模块可以部分地或全部地体现为用于执行本文描述的任何功能的软件和/或硬件。在飞行控制系统201是FBW飞行控制系统的实施方式中，FCC 205可以分析飞行员输入并且向ECCU203、尾旋翼致动器113和/或用于斜盘107的致动器发送相应的命令。此外，FCC 205被配置并且通过与每个飞行员飞行控制装置相关联的传感器来接收来自飞行员控制装置的输入命令。通过测量飞行员控制装置的位置来接收输入命令。FCC 205还对飞行员控制装置的触觉提示命令进行控制，或者在例如仪表板241上的仪器中显示信息。

ECCU 203控制发动机115。例如，ECCU 203可以改变发动机115的输出功率以控制主旋翼桨叶或尾旋翼桨叶的旋转速度。ECCU 203可以根据来自FCC 205的命令来控制发动机115的输出功率，或者可以基于反馈例如主旋翼桨叶的测量每分钟转数(RPM)来控制发动机115的输出功率。

飞行器传感器207与FCC 205通信。飞行器传感器207可以包括用于测量各种旋翼飞行器系统、飞行参数、环境状况等的传感器。例如，飞行器传感器207可以包括：用于测量空速、高度、姿态、位置、取向、温度、空速、垂直速度等的传感器。其他传感器207可以包括依赖于源自旋翼飞行器外部的数据或信号的传感器，例如全球定位系统(GPS)传感器、VHF全向范围传感器、仪表着陆系统(ILS)等。

周期变距控制组件217连接至周期变距配平组件229，周期变距配平组件229具有：一个或更多个周期变距位置传感器211、一个或更多个周期变距止动传感器235以及一个或更多个周期变距致动器或周期变距配平马达209。周期变距位置传感器211测量周期变距控制杆231的位置。在一些实施方式中，周期变距控制杆231是沿两个轴移动并且允许飞行员控制俯仰和滚转的单个控制杆，俯仰是旋翼飞行器的机头的垂直角度(vertical angle)，滚转是旋翼飞行器的左右摆动(side-to-side)角度。在一些实施方式中，周期变距控制组件217具有分开测量滚转和俯仰的单独的周期变距位置传感器211。用于检测滚转和俯仰的周期变距位置传感器211分别生成滚转信号和俯仰信号(有时分别被称为经线周期变距信号和纬线周期变距信号)，滚转信号和俯仰信号被发送至FCC 205，FCC 205控制斜盘107、发动机115、尾旋翼109或相关的飞行控制设备。

周期变距配平马达209连接至FCC 205，并且从FCC 205接收信号以使周期变距控制杆231移动。在一些实施方式中，FCC 205根据以下中的一个或更多个来确定对周期变距杆231的建议周期变距杆位置：总距杆位置、踏板位置、旋翼飞行器的速度、高度和姿态、发动机每分钟转数(RPM)、发动机温度、主旋翼RPM、发动机扭矩或者其他旋翼飞行器系统状况或飞行状况。建议周期变距杆位置是由FCC 205确定以产生期望的周期变距动作的位置。在一些实施方式中，FCC 205向周期变距配平马达209发送指示建议周期变距杆位置的建议周期变距杆位置信号。虽然FCC 205可以命令周期变距配平马达209将周期变距杆231移动至特定位置(这又将相应地驱动与斜盘107相关联的致动器)，但是周期变距位置传感器211检测由周期变距配平马达206设置的或由飞行员输入的周期变距杆231的实际位置，从而允许飞行员改写建议周期变距杆位置。周期变距配平马达209连接至周期变距杆231，使得在配平马达正在驱动周期变距杆231的同时飞行员可以移动周期变距杆231，以改写建议周期变距杆位置。因此，在一些实施方式中，FCC 205从周期变距位置传感器211接收指示实际周期变距杆位置的信号，并且不依赖于建议周期变距杆位置来命令斜盘107。

类似于周期变距控制组件217，总距控制组件219连接至总距配平组件225，总距配平组件225具有：一个或更多个总距位置传感器215、一个或更多个总距止动传感器237以及一个或更多个总距致动器或总距配平马达213。总距位置传感器215测量总距控制组件219中的总距控制杆233的位置。在一些实施方式中，总距控制杆233是沿着单个轴移动或者具有杠杆式动作的单个控制杆。总距位置传感器215检测总距控制杆233的位置，并且将总距位置信号发送至FCC 205，FCC 205根据总距位置信号来控制发动机115、斜盘致动器或相关的飞行控制设备，以控制旋翼飞行器的垂直运动。在一些实施方式中，FCC 205可以向ECCU203发送功率命令信号并且向主旋翼致动器或斜盘致动器发送总距命令信号，使得主桨叶的迎角共同升高或降低，并且发动机功率被设置为提供所需的功率以保持主旋翼RPM大致恒定。

总距配平马达213连接至FCC 205，并且从FCC 205接收信号以使总距控制杆233移动。类似于对建议周期变距杆位置的确定，在一些实施方式中，FCC 205根据以下中的一个或更多个来确定对总距控制杆233的建议总距杆位置：周期变距杆位置、踏板位置、旋翼飞行器的速度、高度和姿态、发动机RPM、发动机温度、主旋翼RPM、发动机扭矩或者其他旋翼飞行器系统状况或飞行状况。FCC 205生成建议总距杆位置，并且将相应的建议总距杆信号发送至总距配平马达213，以将总距杆233移动至特定位置。总距位置传感器215检测由总距配平马达213设置的或由飞行员输入的总距杆233的实际位置，从而允许飞行员改写建议总距杆位置。

踏板控制组件221具有测量踏板控制组件221中的踏板或其他输入元件的位置的一个或更多个踏板传感器227。在一些实施方式中，踏板控制组件221不含配平马达或致动器，并且可以具有在飞行员释放踏板时使踏板居中的机械返回元件。在其他实施方式中，踏板控制组件221具有根据来自FCC 205的信号将踏板驱动至建议踏板位置的一个或更多个配平马达。踏板传感器227检测踏板239的位置并将踏板位置信号发送至FCC205，FCC 205控制尾旋翼109以使旋翼飞行器偏航或绕垂直轴旋转。

周期变距配平马达209和总距配平马达213可以分别将周期变距杆231和总距杆233驱动至建议位置。虽然周期变距配平马达209和总距配平马达213可以分别将周期变距杆231和总距杆233驱动至建议位置，但是该运动能力还可以用于向飞行员提供触觉提示。当飞行员正移动杆来指示特定状况时，配平马达209和213可以沿特定方向推动相应的杆。由于FBW系统将杆与一个或更多个飞行控制设备在机械上断开连接，因此飞行员可能不会感觉到与飞行控制组件机械地连接的杆中所固有的急停、振动或其他触觉提示。在一些实施方式中，FCC 205可以使配平马达209和213抵抗驾驶员命令而推动，使得驾驶员感觉到阻力，或者可以命令一个或更多个摩擦设备提供当驾驶员移动杆时感觉到的摩擦。因此，FCC205通过在杆上提供压力和/或摩擦来控制对杆的感觉。

另外，周期变距控制组件217、总距控制组件219和/或踏板控制组件221可以各自具有确定飞行员是否正在操纵特定控制设备的一个或更多个止动传感器。例如，周期变距控制组件217可以具有确定飞行员正握持或移动周期变距杆231的周期变距止动传感器235，而总距控制组件219具有确定飞行员是否正握持或移动总距杆233的总距止动传感器237。这些止动传感器235、237检测由飞行员输入引起的相应控制杆的运动和/或位置，而不是由来自FCC 205的命令、旋翼飞行器振动等引起的运动和/或位置，并且向FCC提供指示这样的情况的反馈信号。当FCC 205检测到飞行员控制着或者正在操纵特定控制装置时，FCC205可以确定该杆脱离止动(out-of-detent，OOD)。类似地，当来自止动传感器的信号向FCC205指示飞行员释放了特定杆时，FCC可以确定杆处于止动(in-detent，ID)。FCC 205可以基于特定杆或飞行员控制装置的止动状态来向一个或更多个飞行系统提供不同的默认控制命令或自动化命令。

现在转到飞行控制系统201的操作方面，图3以高度示意性方式示出了飞行控制系统201可以将FBW功能实现为运行某些控制律的一系列相互关联的反馈环路的方式。图3代表性地示出了根据实施方式的三环飞行控制系统201。在一些实施方式中，三环飞行控制系统201的元件可以至少部分地由FCC 205来实现。然而，如图3所示，三环飞行控制系统201的部件(301、303、305、307)中的所有部件、一些部件或无部件可以位于旋翼飞行器100外部或远程处，并且通过网络连接309与机载设备通信。

图3的三环飞行控制系统201具有：飞行员输入311、外环路313、速率(中)环路315、内环路317、解耦器319以及飞行器装置321(例如，对应于诸如斜盘107、尾旋翼传动装置212等的飞行控制设备、驱动飞行控制设备的致动器(未示出)、诸如飞行器传感器207、位置传感器211、215、止动传感器235、237等的传感器等)。

在图3的示例中，三环设计将内稳定化环路和速率反馈环路与外飞行员和跟踪环路分开。控制律结构主要将整体稳定化任务和减少飞行员工作负担的相关任务分配给内环路317。接下来，中环路315提供速率增强。外环路313集中于飞行员和跟踪任务。由于内环路317和速率环路315提供了大部分的稳定性，因此在外环路层面上需要较少的控制努力。如在图3中代表性地示出的，由于对于飞行稳定性来说外环路313的任务不是必需的，因此可以提供开关322以接通和断开外环路飞行增强。

在一些实施方式中，内环路317和速率环路315包括应用于滚转/俯仰/偏航3轴速率陀螺仪和加速度反馈传感器的一组增益和滤波器。内环路和速率环路二者都可以独立于各种外环路保持模式而保持激活。外环路313可以包括级联的环路层，所述环路层包括姿态环路、速度环路、位置环路、垂直速度环路、高度环路以及航向环路。根据一些实施方式，在所示的环路中运行的控制律使得能够解耦以其他方式耦合的飞行特性，这又可以提供更稳定的飞行特性和减少的飞行员工作负担。此外，外环路313可以允许某些高级别任务或飞行模式的自动化或半自动化操作，从而进一步减轻飞行员工作负担并且允许飞行员集中于其他事项，所述其他事项包括观察周围地形。

图4示出了根据本发明实施方式的飞行控制系统400。飞行员杆俯仰块401a和飞行员杆滚转块401b例如呈现了来自旋翼飞行器的周期变距控制器217的相应的俯仰和滚转命令。如所示出的，飞行员杆块401a和401b与飞行控制器402对接。在各种实施方式中，使用飞行计算机或其他处理硬件来实现飞行控制器402。飞行控制器402还与表示旋翼飞行器的各种致动器、传感器和物理本体的飞行器装置321对接并且控制该飞行器装置321。在各种实施方式中，飞行控制器402使用三个环路来控制飞行器装置321：内环路、速率反馈环路和状态反馈环路：内环路使旋翼飞行器的动力学稳定，速率环路控制旋翼飞行器的角速率，并且外环路向内环路和/或速率环路提供控制信号，以影响旋翼飞行器的期望的姿态、速度和位置。在一些实施方式中，外环路支持并提供飞行增强或自动驾驶功能，并且可以基于飞行状况和系统状况来手动地或自动地禁用外环路。另一方面，内环路和速率反馈环路保持操作性，以向旋翼飞行器提供稳定性。

出于说明的目的，关于影响实施方式的旋翼飞行器的旋转速率的通用控制块，即影响旋翼飞行器的滚转速率和俯仰速率的控制块，示出了飞行控制器402。应当理解，飞行控制器402还可以包括影响旋翼飞行器的偏航和除俯仰速率和滚转速率之外的其他状态的其他控制器和控制路径。如所示出的，内稳定环路由内环路控制器317控制，速率环路由俯仰速率控制器315a和滚转速率控制器315b控制，并且外环路由外环路控制器313结合TRC模式姿态控制器408a和408b控制，TRC模式姿态控制器408a和408b在实施方式的TRC模式期间分别提供TRC模式的俯仰和滚转控制。

内环路控制器317、解耦器319和速率控制器315中的每一个都可以使用本领域已知的飞行控制算法来实现。内环路控制器317接收来自诸如旋翼飞行器内的陀螺仪和加速度计的传感器的传感器反馈，并将控制信号提供至各种致动器(例如斜盘107)以稳定旋翼飞行器。速率控制器315接收来自所有轴上的速率陀螺仪的速率反馈，并且基于速率反馈以及在一些操作模式下飞行员杆俯仰块401a和飞行员杆滚转块401b的位置向内环路控制器317提供速率命令信号。解耦器319接收各种速率命令，并且近似地将所有4轴(俯仰、滚转，偏航和垂直)解耦，以使得例如前向纵向杆输入不需要飞行员斜向地推动杆。

外环路控制器313从飞行器装置321的传感器接收状态反馈。该状态反馈可以包括例如速度、位置和姿态。在平移速率命令(TRC)模式下，外环路控制器313接收来自由飞行员杆俯仰块401a和飞行员杆滚转块401b呈现的飞行员杆的命令，基于飞行员杆命令来确定相应的平移速度，并基于所确定的平移速度来确定相应的俯仰和滚转姿态命令。平移速度可以包括基于来自飞行员杆俯仰块401a的命令的前向分量和基于来自飞行员杆滚转块401b的命令的横向分量。在一些实施方式中，通过将飞行员杆命令或俯仰和滚转飞行员杆命令的矢量和与比例因子相乘和/或通过使用查找表来确定相应的平移速度。平移速度可以使用如下的矢量和来计算：

其中，V_T是平移速度，k是比例因子，S_LON是飞行员杆俯仰命令，并且S_LAT是飞行员杆滚转命令。在一些实施方式中，不使用矢量和，并且平移速度基于前向速度和/或横向速度。

俯仰和滚转姿态命令可以使用速度控制环路根据平移速度来确定。在TRC模式期间，TRC模式姿态控制器408a和408b通过从俯仰姿态命令中减去俯仰姿态反馈并从滚转姿态命令中减去滚转姿态反馈来分别计算俯仰和滚转姿态误差。在各种实施方式中，俯仰和滚转姿态反馈是状态反馈的分量。TRC模式姿态控制器408a对俯仰姿态误差应用动态控制算法以产生外环路俯仰速率命令，并且TRC模式姿态控制器408b对滚转姿态误差应用动态控制算法以产生外环路滚转速率命令。这些外环路速率命令经由求和块412a和412b被应用于解耦器319。尽管图4的实施方式示出了用于向俯仰和滚转通道两者提供TRC模式控制的TRC模式姿态控制器408a和408b，但应当理解，在替选实施方式中，TRC模式控制可被应用于单个姿态通道，例如用于前向方向上的速度控制的俯仰通道。

在本发明的各种实施方式中，基于旋翼飞行器的速度或地面速度自动选择TRC模式。该地面速度可以例如使用GPS来测量。在一个示例中，当地面速度小于10节时，TRC模式被选择，其中飞行员杆的固定偏移实现恒定平移。当地面速度为10节或更大时，飞行员杆影响速率控制模式下的速率。在图4的实施方式中，通过在地面速度小于10节时启用TRC模式姿态控制器408a和408b并经由衰减器404a将飞行员杆俯仰块401a与俯仰速率控制器315a解耦并且经由衰减器404b将飞行员杆滚转块401b与滚转速率控制器315b解耦来激活TRC模式。应当理解，10节的阈值仅仅是许多可能的地面速度阈值中的一个示例。在替选实施方式中，可以使用其他阈值。类似地，通过经由衰减器404a将飞行员杆俯仰块401a耦合到俯仰速率控制器315a并且通过衰减器404b将飞行员杆滚转块401b耦合到滚转速率控制器315a来选择速率控制模式。在一些实施方式中，当飞行员杆脱离止动时，飞行员杆块401a和401b被耦合到速率控制器315a和315b。在一些实施方式中，当旋翼飞行器以大约10节飞行时，可以对地面速度阈值施加迟滞以防止控制模式的亚稳态。在这样的实施方式中，从TRC转换至速率控制模式的地面速度阈值大于从速率控制模式转换至TRC模式的地面速度阈值。例如，在一个实施方式中，当飞行员杆命令大于10节时，TRC模式姿态控制器408a和408b被禁用，然后当飞行员杆命令小于3节时TRC模式姿态控制器408a和408b被重新启用。替选地，可以使用其他迟滞/阈值。替选地，可以使用单个阈值而没有迟滞。在各种实施方式中，10节和3节速度阈值可应用于前向速度、横向速度或前向速度和横向速度的组合。例如，可以通过计算前向速度和横向速度的矢量和来确定这种组合。

在操作期间，衰减器404a和404b在飞行员杆脱离止动时提供为一的增益，并且当飞行员杆处于止动时提供为零的增益。在各种实施方式中，衰减器404a和404b的增益在预定时间段上在0与1之间线性地增加或减少。该预定时间段在约1s与约10s之间；然而，根据特定实施方式及其规范，可以实现该范围之外的衰减时间。在另外的替选实施方式中，衰减器404a和404b的增益可以不同于1和0。在一些实施方式中，俯仰速率控制器315a和滚转速率控制器315b各自是连接至其相应的输入的高通滤波器和/或外洗(washout)滤波器。因此，当杆脱离止动并保持稳定的位移时，由速率控制器315a和315b产生的作为飞行员杆命令的结果的有效命令变为零。该高通滤波器或外洗滤波器还防止在飞行员杆脱离止动时TRC模式姿态控制器408a和408b的输出以及衰减器404a和404b的输出彼此冲突或“抵触”。

图5示出根据本发明实施方式的TRC模式姿态控制器408的框图，TRC模式姿态控制器408可用于实现图4中所示的TRC姿态控制器408a和408b。如图所示，TRC模式姿态控制器408包括减法器430、衰减器432、动态补偿块434和比例积分(PI)控制器450。减法器430基于由外环路控制器313(图4)产生的姿态命令产生误差信号，并且动态补偿块434补偿旋翼飞行器的动态以提高稳定性和/或调整姿态环路的时间响应。动态补偿块434可以包括本领域已知的各种控制块，包括但不限于PID控制器和超前滞后补偿器。

PI控制器450包括与包括积分增益块438和积分器440的积分信号路径并联耦合的包括比例增益块436的比例信号路径。在各种实施方式中，可以例如通过执行乘法或缩放操作来实现比例增益块436和积分增益块438。可以例如使用累加器来实现积分器440。

在低于10节速度阈值的TRC模式操作期间，衰减器432具有为一的增益，并且积分器440的输入经由积分增益块438耦合到动态补偿块434的输出。另一方面，在其中旋翼飞行器具有10节或更高的地面速度或者由周期变距控制器上的位移产生的速度命令大于10节的速率控制模式下，衰减器432具有为零的增益，并且积分器440的输入经由反馈增益块444和限制器442耦合到积分器440的输出，这有效地使积分器440递减到零或递减到代表零输出的DC值。零衰减器增益和零积分器输出的组合有效地禁用TRC模式姿态控制器408。当旋翼飞行器的地面速度超过10节阈值时，衰减器432的增益在预定时间段上线性地减小到零，并且积分器的输入从积分增益块438的输出切换至限制器442的输出。一旦至积分器的输入经由开关452切换至限制器442的输出，由积分器440、反馈增益444和限制器442形成的环路的反馈动作迫使积分器440的输出在一段时间内递减到零。限制器442限制积分器440递减的速率，使得积分器440的衰减具有更多的斜坡响应而不是高积分器输出值的指数响应。因此，在一些实施方式中，在从TRC模式到速率控制模式的模式转换期间，由加法器446生成的致动器命令由于衰减器432产生来自TRC模式姿态控制器408的前向路径的逐渐减小或衰减的信号，该信号与由积分器440产生的逐渐减小或衰减的积分器值相加。在TRC模式姿态控制器408的输出衰减的同时，由于衰减器404的增加的增益，对于速率控制器315的飞行员杆命令增加。在一些实施方式中，TRC模式姿态控制器408的减小的输出和衰减器404a或404b对速率控制器315的增加的输出的净结果是从TRC模式到姿态模式的平滑转换。在各种实施方式中，衰减器404a、404b和432改变其增益所花费的时间可以彼此相同或可以彼此不同。在一些实施方式中，衰减器404a、404b和432的渐强和渐弱时间可以相同，或者衰减器404a、404b和432的渐强和渐弱时间可以彼此不同。

类似地，在从速率模式到TRC模式的模式转换期间，由衰减器404a或404b产生的飞行员杆控制信号减小，而TRC模式姿态控制器408的前向路径由于衰减器432的增益增加并且由于PI控制器450的积分路径通过将积分器440的输入经由开关452耦合到积分增益块438的输出被激活而增加。

在本发明的替选实施方式中，积分器可以以不同的方式递减。例如，代替使用反馈增益444来减小积分器的输出，可以将衰减器耦合到积分器440的输出或可以将衰减器耦合在加法器446后。

在各种实施方式中，动态补偿块434的传递函数和实现、衰减器432的增益、比例增益436、积分增益438和反馈增益444以及衰减器432、限制器442和积分器440的静态和动态特性可以根据旋翼飞行器的规格和要求进行调整，并且可以针对滚转、俯仰和其他姿态通道具有不同的实现和值。

应当理解，TRC与关于各种速率命令的速率控制模式之间的转换仅仅是使用实施方式的模式切换系统和方法的许多可能的系统配置中的一个示例。在替选实施方式中，可以控制除俯仰速率和滚转速率控制通道之外的其他控制通道。例如，本发明的实施方式可用于在姿态保持/命令模式与速度保持/命令模式之间的转换，在姿态保持/命令模式与位置保持/命令模式之间的转换，在直接垂直总距控制模式与高度保持/命令模式之间的转换，和/或在垂直速度保持/命令模式与高度保持/命令模式之间的转换。应当理解，这些仅仅是许多可能的应用的一些示例。

图6示出了操作旋翼飞行器的实施方式的方法500的框图，该方法可以例如由电传飞行系统的飞行计算机执行。在实施方式中，周期变距控制的飞行员杆命令在步骤518中被解释为平移速率命令，其中飞行计算机控制旋翼飞行器以具有与总距控制的物理偏移成比例的平移速度。在步骤518期间，动态控制器调整旋翼飞行器的姿态以保持期望的平移速度。当根据步骤520旋翼飞行器的速度超过阈值V_阈值2时或当飞行员杆命令超过V_阈值2时，在步骤508中飞行计算机的操作模式转换至速率命令模式，其中周期变距控制的飞行员杆命令被解释为速率命令。在这种模式下，飞行计算机控制旋翼飞行器以具有与总距控制的物理偏移成比例的速率。

为了提供从步骤518的平移命令模式到步骤508的速率命令模式的平滑转换并且为了减少旋翼飞行器的物理瞬变的发生，由飞行计算机执行步骤502、504和506。在步骤502中，第一动态控制器的增益在第一时间段上渐弱，所述第一动态控制器例如可以实现为响应于期望的姿态命令而提供速率控制的外环路控制器。在步骤504中，第一动态控制器的积分器的状态在第二时间段上减小，并且在步骤506中，飞行员杆命令的增益在第三时间段上渐强。在一些实施方式中，步骤502、504和506同时发生，使得第一动态控制器的增益在至速率控制器的飞行员杆命令的增益渐强的同时减小。在此期间，积分器的值减小。在一些实施方式中，通过将积分器从第一动态控制器的输入断开并将积分器的输入耦合到其输出来递减积分器的值。在减小积分器的值时可以限制积分器的输入值和/或输出值，以增加将积分器的值递减到零所花费的时间量。

在步骤508中由飞行员杆命令继续确定速率命令，直到根据步骤510旋翼飞行器的速度小于或等于阈值V_阈值1并且杆命令S_命令小于表示特定平移速度命令的偏移S_阈值。在一些实施方式中，可以将S_阈值设置为小于3节的飞行员杆偏移。替选地，可以使用其他阈值。一旦检测到这种状况，飞行计算机的操作模式经由步骤512、514和516转换到步骤518的平移速率命令模式。在一些实施方式中，阈值V_阈值1等于阈值V_阈值2，而在其他实施方式中，V_阈值2大于阈值V_阈值1以提供迟滞。在步骤512中，第一动态控制器的增益渐强，在步骤514中，第一动态控制器的积分器通过将其输入耦合到第一动态控制器的信号路径而被重新激活，并且在步骤516中，至速率控制器的飞行员杆命令的增益渐弱。在一些实施方式中，步骤512、514和516同时发生，使得第一动态控制器的增益在至速率控制器的飞行员杆命令的增益减小的同时并且在第一动态控制器的积分器被重新激活的同时而增加。

图7示出了计算机系统601。计算机系统601可以被配置成用于执行关于如本文所述的飞行控制系统201和方法500的操作的一个或更多个功能。此外，计算机系统601可以部分地或完全地执行任何处理和分析。计算机系统601可以部分地或完全地与其他飞行器计算机系统集成，或者可以部分地或完全地从旋翼飞行器中移除。

计算机系统601可以包括输入/输出(I/O)接口603、分析引擎605以及数据库607。替选实施方式可以根据期望来组合或分布I/O接口603、分析引擎605以及数据库607。计算机系统601的实施方式可以包括一个或更多个计算机，所述一个或更多个计算机包括被配置成用于执行本文所述的任务的一个或更多个处理器和存储器。这可以包括例如具有中央处理单元(CPU)和非易失性存储器的计算机，所述非易失性存储器存储用于指示CPU执行本文所述的至少一些任务的软件指令。这还可以包括例如经由计算机网络进行通信的两个或更多个计算机，其中，一个或更多个计算机包括CPU和非易失性存储器，并且计算机的非易失性存储器中的一个或更多个非易失性存储器存储用于指示任何CPU执行本文所述的任何任务的软件指令。因此，虽然按照离散机器描述了示例性实施方式，但是应当理解，该描述是非限制性的，并且本描述同样适用于包括执行以任何方式在一个或更多个机器之间分布的任务的一个或更多个机器的许多其他布置。还应该认识到，这样的机器不必专用于执行本文所述的任务，而是可以是适用于还执行其他任务的多用途机器，例如计算机工作站。

I/O接口603可以提供外部用户、系统以及数据源与计算机系统601的部件之间的通信链接。I/O接口603可以被配置成允许一个或更多个用户经由任何已知的输入设备向计算机系统601输入信息。示例可以包括键盘、鼠标、触摸屏和/或任何其他期望的输入设备。I/O接口603可以被配置成允许一个或更多个用户接收从计算机系统601经由任何已知的输出设备输出的信息。示例可以包括显示监视器、打印机、驾驶舱显示器和/或任何其他期望的输出设备。I/O接口603可以被配置成允许其他系统与计算机系统601通信。例如，I/O接口603可以允许一个或更多个远程计算机访问信息、输入信息和/或远程地指示计算机系统601执行本文所述的一个或更多个任务。I/O接口603可以被配置成允许与一个或更多个远程数据源进行通信。例如，I/O接口603可以允许一个或更多个远程数据源访问信息、输入信息和/或远程地指示计算机系统601执行本文所述的一个或更多个任务。

数据库607向计算机系统601提供持久性数据存储。虽然主要使用了术语“数据库”，但是存储器或其他合适的数据存储装置可以提供数据库607的功能。在可替选实施方式中，数据库607可以与计算机系统601集成或分离，并且可以在一个或更多个计算机上操作。数据库607优选地提供对于适合于支持飞行控制系统201的操作和方法500的任何信息的非易失性数据存储，所述任何信息包括本文另外论述的各种类型的数据。分析引擎605可以包括一个或更多个处理器、存储器和软件组件的各种组合。

此处对本发明的实施方式进行概括。还可以根据本文提交的说明书和权利要求书的整体来理解到其他实施方式。一个总体方面包括一种操作旋翼飞行器的方法，该方法包括以第一模式操作旋翼飞行器，包括：基于由飞行员杆组件生成的飞行员杆信号来确定平移速度；基于所确定的平移速度来确定姿态；通过使用具有积分器的第一动态控制器基于所确定的姿态来确定致动器命令；以及将第一动态控制器的输出提供至致动器，其中旋翼飞行器的平移速度与第一模式下飞行员杆信号的幅度成比例。该方法还包括当旋翼飞行器的速度超过第一速度阈值时从第一模式转换至第二模式，其中转换包括在第一时间段上使第一动态控制器的增益渐弱，并且在第二时间段上减小积分器的值。该方法还包括以第二模式操作旋翼飞行器，包括向致动器提供姿态速率控制器的输出，其中姿态速率控制器的输出与飞行员杆信号的幅度成比例。

实现方式可以包括一个或多个以下特征。在该方法中：基于飞行员杆信号确定平移速度包括基于飞行员杆信号的经线周期变距杆控制部分来确定前向速度分量，并且基于飞行员杆的纬线周期变距杆控制部分来确定横向速度分量；基于所确定的平移速度来确定姿态包括基于所确定的前向速度分量来确定俯仰姿态并且基于所确定的横向速度分量来确定滚转姿态；确定致动器命令包括基于所确定的俯仰姿态来确定俯仰致动器命令并且基于所确定的滚转姿态来确定滚转致动器命令；第一动态控制器包括具有俯仰积分器的第一俯仰动态控制器和具有滚转积分器的第一滚转动态控制器；向致动器提供第一动态控制器的输出包括将第一俯仰动态控制器的输出提供至俯仰致动器并且将第一滚转动态控制器的输出提供至滚转致动器；在第一时间段上使第一动态控制器的增益渐弱包括在第一时间段上将第一俯仰动态控制器和第一滚转动态控制器的增益渐弱；以及在第二时间段上减小积分器的值包括在第二时间段上减小俯仰积分器和滚转积分器的值。

在实施方式中，平移速度还包括确定前向速度分量和横向速度分量的矢量和。在一些实施方式中，平移速度包括前向速度，姿态包括俯仰姿态，姿态速率控制器包括俯仰速率控制器，并且致动器包括俯仰致动器。该方法还可以包括当旋翼飞行器的速度减小至第二速度阈值以下时从第二模式转换至第一模式，其中从第二模式转换至第一模式包括在第三时间段上将第一动态控制器的增益渐强并且重新激活积分器。在一些实施方式中，速度可以是地面速度。

该方法还可以包括：当飞行员杆组件的飞行员杆脱离止动时，在第四时间段上使姿态速率控制器中的飞行员杆信号的增益渐强；以及当飞行员杆组件的飞行员杆处于止动时，在第五时间段上使姿态速率控制器中的飞行员杆信号的增益渐弱。在一些实施方式中，第一时间段的长度与第三时间段的长度相同，第二时间段的长度与第五时间段的长度相同，并且第一速度阈值与第二速度阈值相同。在一些实施方式中，第一时间段和第二时间段在1s和10s之间。

在实施方式中，第一动态控制器还包括比例路径，并且第一动态控制器的输出是比例路径与积分器的输出之和。减小积分器的值可以包括将积分器的输出经由第一反馈路径耦合到积分器的输入。在一些实施方式中，第一反馈路径包括限制器。

另一总体方面包括一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括处理器和存储有可执行程序的非暂态计算机可读存储介质，其中该可执行程序包括用于执行以下操作的指令：经由处理器的第一接口接收飞行员控制信号；在第一模式下，基于所接收的飞行员控制信号来确定第一值，基于所确定的第一值确定第二值，基于所确定的第二值确定致动器命令，其中确定致动器命令包括运行具有积分器的第一动态控制器，以及将第一动态控制器的输出经由处理器的第二接口提供至致动器，其中旋翼飞行器的与第一值对应的状态被配置成与所接收的飞行员控制信号成比例。该方法还包括当旋翼飞行器的第一条件超过第一预定阈值时从第一模式转换至第二模式，其中转换包括在第一时间段上使第一动态控制器的增益渐弱，以及在第二时间段上减小积分器的值；并且在第二模式下，经由处理器的第二接口向致动器提供第二动态控制器的输出，其中第二动态控制器的输出与所接收的飞行员控制信号成比例。

实现方式可以包括以下特征中的一个或多个。在一些实施方式中，第一值是平移速度，第二值是姿态，并且旋翼飞行器的第一条件是旋翼飞行器的速度。姿态可以包括俯仰姿态和滚转姿态，运行第一动态控制器可以包括运行具有俯仰积分器的第一俯仰动态控制器并且运行具有滚转积分器的第一滚转动态控制器。经由处理器的第二接口向致动器提供第一动态控制器的输出可以包括将第一俯仰动态控制器的输出提供至俯仰致动器并且将第一滚转动力控制器的输出提供至滚转致动器。

在实施方式中，可执行程序还包括用于执行如下操作的指令：当飞行员控制杆脱离止动时，使第二动态控制器中的飞行员控制信号的增益渐强；并且当飞行员控制杆处于止动时，使第二动态控制器中的飞行员控制信号的增益渐弱。可执行程序还可以包括用于当旋翼飞行器的第一条件减小到第二预定阈值以下时从第二模式转换至第一模式的指令，其中从第二模式到第一模式的转换包括在第三时间段上使第一动态控制器的增益渐强，以及重新激活积分器。在一些实施方式中，第一预定阈值大于第二预定阈值。

在实施方式中，第一动态控制器还包括比例路径，并且第一动态控制器的输出是比例路径与积分器的输出之和。减小积分器的值可以包括将积分器的输出经由第一反馈路径耦合至积分器的输入。在一些示例中，第一反馈路径包括限制器。第一预定阈值可以包括地面速度，并且第一时间段和第二时间段可以在1s和10s之间。

另一总体方面包括一种旋翼飞行器，其包括：本体；动力系，其耦接至本体，并且包括动力源和耦接至动力源的驱动轴；旋翼系统，其耦接至动力系并且包括多个旋翼桨叶；飞行控制系统，其能够进行操作以改变旋翼系统的至少一个工作条件；飞行员控制组件，其被配置成接收来自飞行员的命令，其中，飞行控制系统是与飞行员控制组件电通信的电传飞行控制系统；以及飞行控制计算机，其在飞行控制系统与飞行员控制组件之间电通信。飞行控制计算机被配置成：从飞行员控制组件接收改变第一飞行特性的飞行员命令；当旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值时，将第一飞行特性解释为第一模式下的平移速度，并且基于平移速度通过使用包括积分器和与积分器并联的比例路径的姿态控制器来确定姿态。当旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值时，将第一飞行特性解释为第二模式下的速率，以及当旋翼飞行器的速度增加超过第二速度阈值时，使姿态控制器的增益渐弱，并且逐渐减小积分器的值。

实现方式可以包括以下一个或多个特征。在旋翼飞行器中：姿态包括俯仰姿态；并且速率包括俯仰速率。在姿态中还包括滚转姿态；并且速率还包括滚转速率。飞行控制计算机还可以被配置成当旋翼飞行器的速度减小到第一速度阈值以下时从第二模式转换至第一模式，并且从第二模式转换至第一模式可以包括将姿态控制器的增益渐强，以及重新激活积分器。在一些实施方式中，第一速度阈值小于第二速度阈值。

在实施方式中，飞行控制计算机还被配置成：当飞行员控制组件的飞行员杆脱离止动时，使至姿态速率控制器的飞行员命令的增益渐强；当飞行员控制组件的飞行员杆处于止动时，使至姿态速率控制器的飞行员命令的增益渐弱。

实施方式的优点包括在TRC模式与速率控制模式之间或在平移速度保持模式与旋转速率控制模式之间自动且平滑地转换的能力。另外的优点包括使转换平滑和无缝成足以使旋翼飞行器的飞行员或飞机乘员几乎觉察不到姿态的变化。

虽然已经参考说明性实施方式描述了本发明，但是这些描述并不意在以限制性含义进行解释。在参考了本说明书之后，对本领域技术人员而言，说明性实施方式的各种修改和组合以及本发明的其他实施方式将是明显的。因此，所附权利要求书意在涵盖任何这样的修改或实施方式。

Claims (30)

1.一种操作旋翼飞行器的方法，所述方法包括：

以第一模式操作所述旋翼飞行器，包括：

基于由飞行员杆组件生成的飞行员杆信号来确定平移速度；

基于所确定的平移速度来确定姿态；

基于所确定的姿态来确定致动器命令，确定所述致动器命令包括使用具有积分器的第一动态控制器；

将所述第一动态控制器的输出提供至致动器，其中，所述旋翼飞行器的平移速度与所述第一模式下所述飞行员杆信号的幅度成比例；

以及

当所述旋翼飞行器的速度超过第一速度阈值时，从所述第一模式转换至第二模式，所述转换包括：

在第一时间段上使所述第一动态控制器的增益渐弱；并且

在第二时间段上减小所述积分器的值；以及

以第二模式操作所述旋翼飞行器，包括向所述致动器提供姿态速率控制器的输出，其中，所述姿态速率控制器的输出与所述飞行员杆信号的幅度成比例。

2.根据权利要求1所述的方法，其中：

基于所述飞行员杆信号确定所述平移速度包括基于所述飞行员杆信号的经线周期变距杆控制部分来确定前向速度分量，并且基于所述飞行员杆信号的纬线周期变距杆控制部分来确定横向速度分量；

基于所确定的平移速度来确定所述姿态包括基于所确定的前向速度分量来确定俯仰姿态，并且基于所确定的横向速度分量来确定滚转姿态；

确定所述致动器命令包括基于所确定的俯仰姿态来确定俯仰致动器命令，并且基于所确定的滚转姿态来确定滚转致动器命令；

所述第一动态控制器包括具有俯仰积分器的第一俯仰动态控制器和具有滚转积分器的第一滚转动态控制器；

向所述致动器提供所述第一动态控制器的输出包括将所述第一俯仰动态控制器的输出提供至俯仰致动器并且将所述第一滚转动态控制器的输出提供至滚转致动器；

在第一时间段上使所述第一动态控制器的增益渐弱包括在所述第一时间段上使所述第一俯仰动态控制器和所述第一滚转动态控制器的增益渐弱；以及

在所述第二时间段上减小所述积分器的值包括在所述第二时间段上减小所述俯仰积分器和所述滚转积分器的值。

3.根据权利要求2所述的方法，其中，确定所述平移速度还包括确定所述前向速度分量和所述横向速度分量的矢量和。

4.根据权利要求1所述的方法，其中：

所述平移速度包括前向速度；

所述姿态包括俯仰姿态；

所述姿态速率控制器包括俯仰速率控制器；以及

所述致动器包括俯仰致动器。

5.根据权利要求1所述的方法，还包括：当所述旋翼飞行器的速度减小至第二速度阈值以下时从所述第二模式转换至所述第一模式，从所述第二模式转换至所述第一模式包括：

在第三时间段上使所述第一动态控制器的增益渐强；以及

重新激活所述积分器。

6.根据权利要求5所述的方法，还包括：

当所述飞行员杆组件的飞行员杆脱离止动时，在第四时间段上使所述姿态速率控制器中的所述飞行员杆信号的增益渐强；以及

当所述飞行员杆组件的所述飞行员杆处于止动时，在第五时间段上使所述姿态速率控制器中的所述飞行员杆信号的增益渐弱。

7.根据权利要求6所述的方法，其中：

所述第一时间段的长度与所述第三时间段的长度相同；

所述第二时间段的长度与所述第五时间段的长度相同；并且

所述第一速度阈值与所述第二速度阈值相同。

8.根据权利要求5所述的方法，其中，所述第一速度阈值大于所述第二速度阈值。

9.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一动态控制器还包括比例路径，并且所述第一动态控制器的输出是所述比例路径与所述积分器的输出之和。

10.根据权利要求1所述的方法，其中，减小所述积分器的值包括将所述积分器的输出经由第一反馈路径耦合至所述积分器的输入。

11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述第一反馈路径包括限制器。

12.根据权利要求1所述的方法，其中，所述旋翼飞行器的速度包括地面速度。

13.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一时间段和所述第二时间段在1s和10s之间。

14.一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

处理器和存储有可执行程序的非暂态计算机可读存储介质，所述可执行程序包括用于执行以下操作的指令：

经由所述处理器的第一接口接收飞行员控制信号；

在第一模式下：

基于所接收的飞行员控制信号来确定第一值；

基于所确定的第一值来确定第二值；

基于所确定的第二值来确定致动器命令；

确定所述致动器命令包括运行具有积分器的第一动态控制器；以及

将所述第一动态控制器的输出经由所述处理器的第二接口提供至致动器，其中，所述旋翼飞行器的与所述第一值对应的状态被配置成与所接收的飞行员控制信号成比例；以及

当所述旋翼飞行器的第一条件超过第一预定阈值时，从所述第一模式转换至第二模式，所述转换包括：

在第一时间段上使所述第一动态控制器的增益渐弱；以及

在第二时间段上减小所述积分器的值；以及

在所述第二模式下，经由所述处理器的所述第二接口向所述致动器提供第二动态控制器的输出，其中，所述第二动态控制器的输出与所接收的飞行员控制信号成比例。

15.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中：

所述第一值是平移速度；

所述第二值是姿态；并且

所述旋翼飞行器的所述第一条件是所述旋翼飞行器的速度。

16.根据权利要求15所述的飞行控制系统，其中：

所述姿态包括俯仰姿态和滚转姿态；

运行所述第一动态控制器包括运行具有俯仰积分器的第一俯仰动态控制器和具有滚转积分器的第一滚转动态控制器；并且

经由所述处理器的第二接口向所述致动器提供所述第一动态控制器的输出包括将所述第一俯仰动态控制器的输出提供至俯仰致动器并且将所述第一滚转动态控制器的输出提供至滚转致动器。

17.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于执行以下操作的指令：

当飞行员控制杆脱离止动时，使所述第二动态控制器中的所述飞行员控制信号的增益渐强；以及

当所述飞行员控制杆处于止动时，使所述第二动态控制器中的所述飞行员控制信号的增益渐弱。

18.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于当所述旋翼飞行器的所述第一条件减小到第二预定阈值以下时从所述第二模式转换至所述第一模式的指令，其中，从所述第二模式转换至所述第一模式包括：

在第三时间段上使所述第一动态控制器的增益渐强；以及

重新激活所述积分器。

19.根据权利要求18所述的飞行控制系统，其中，所述第一预定阈值大于所述第二预定阈值。

20.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中，所述第一动态控制器还包括比例路径，并且所述第一动态控制器的输出是所述比例路径与所述积分器的输出之和。

21.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中，减小所述积分器的值包括将所述积分器的输出经由第一反馈路径耦合至所述积分器的输入。

22.根据权利要求21所述的飞行控制系统，其中，所述第一反馈路径包括限制器。

23.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中，所述第一预定阈值包括地面速度。

24.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中，所述第一时间段和所述第二时间段在1s和10s之间。

25.一种旋翼飞行器，包括：

本体；

动力系，所述动力系耦接至所述本体并且包括动力源和耦接至所述动力源的驱动轴；

旋翼系统，所述旋翼系统耦接至所述动力系并且包括多个旋翼桨叶；

飞行控制系统，所述飞行控制系统能够进行操作以改变所述旋翼系统的至少一个工作条件；

飞行员控制组件，所述飞行员控制组件被配置成接收来自飞行员的命令，其中，所述飞行控制系统是与所述飞行员控制组件电通信的电传飞行控制系统；以及

飞行控制计算机，所述飞行控制计算机在所述飞行控制系统与所述飞行员控制组件之间电通信，所述飞行控制计算机被配置成：

从所述飞行员控制组件接收改变第一飞行特性的飞行员命令；

当所述旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值时，将所述第一飞行特性解释为第一模式下的平移速度，并且基于所述平移速度通过使用包括积分器和与所述积分器并联的比例路径的姿态控制器来确定姿态；

当所述旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值时，将所述第一飞行特性解释为第二模式下的速率；以及

当所述旋翼飞行器的速度增加超过所述第二速度阈值时，使所述姿态控制器的增益渐弱，并且逐渐减小所述积分器的值。

26.根据权利要求25所述的旋翼飞行器，其中：

所述姿态包括俯仰姿态；并且

所述速率包括俯仰速率。

27.根据权利要求26所述的旋翼飞行器，其中：

所述姿态还包括滚转姿态；并且

所述速率还包括滚转速率。

28.根据权利要求25所述的旋翼飞行器，其中，所述飞行控制计算机还被配置成当所述旋翼飞行器的速度减小到所述第一速度阈值以下时从所述第二模式转换至所述第一模式，并且从所述第二模式转换至所述第一模式包括：

使所述姿态控制器的增益渐强；以及

重新激活所述积分器。

29.根据权利要求28所述的旋翼飞行器，其中，所述第一速度阈值小于所述第二速度阈值。

30.根据权利要求25所述的旋翼飞行器，其中，所述飞行控制计算机还被配置成：

当所述飞行员控制组件的飞行员杆脱离止动时，使至所述姿态速率控制器的所述飞行员命令的增益渐强；并且

当所述飞行员控制组件的所述飞行员杆处于止动时，使至所述姿态速率控制器的所述飞行员命令的增益渐弱。

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