CN108622403B - 用于旋翼飞行器航向控制的系统和方法 - Google Patents

Abstract

公开了一种用于旋翼飞行器航向控制的系统和方法。根据本发明的实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括：以航向控制模式来操作旋翼飞行器，包括：当旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者航向误差小于航向误差阈值时，激活航向控制器的偏航通道路径并且停用航向控制器的滚转通道路径；以及当旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且航向误差不小于航向误差阈值时，激活航向控制器的滚转通道路径并且停用航向控制器的偏航通道路径。

Description

用于旋翼飞行器航向控制的系统和方法

技术领域

本发明总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航向控制的系统和方法。

背景技术

与机械控制系统相对，飞行器上的电传系统使用电子信号来控制飞行器中的飞行面和发动机。例如，代替使飞行员控制装置经由液压系统机械链接至控制面，将飞行员控制装置以电子方式链接至飞行计算机，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、劣化的视觉环境和恶劣天气)下实现更安全的操作。电传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。通过提供自动特征，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。

发明内容

根据本发明的实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括：以航向控制模式来操作旋翼飞行器，包括：当旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者航向误差小于航向误差阈值时，激活航向控制器的偏航通道路径(channel path)并且停用航向控制器的滚转通道路径；以及当旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且航向误差不小于航向误差阈值时，激活航向控制器的滚转通道路径并且停用航向控制器的偏航通道路径。

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示出了实施方式的航向控制器的框图；

图6示出了实施方式的状态图；以及

图7示出了可以用于实现实施方式的控制算法的计算机系统。

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工作。

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且越来越复杂，飞行旋翼飞行器与固定翼飞行器之间的差异也变得越来越明显。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，例如周期距输入(cyclic input)或总距输入(collective input)，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进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动力增加，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(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距控制输入、踏板控制输入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，向飞行控制装置提供校正，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，同时除了由FBW系统自动提供的稳定输入之外仍允许飞行员输入飞行命令。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动力以匹配总距控制输入、在周期距控制输入期间应用总距或动力校正、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(collective stick)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动力设置。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，总距杆与实际动力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，控制杆被定位在飞行员所预计的针对主旋翼的实际总距设置杆被定位的位置处。类似地，FBW系统使用周期距杆(cyclic stick)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系统补偿周期距控制时移动周期距杆。因此，当飞行员抓住周期距杆以提供对飞行的某水平的手动控制时，周期距杆被定位成反映实际的周期距设置。

将在具体上下文中针对优选实施方式来描述本公开内容的实施方式，即用于控制旋翼飞行器的航向的系统和方法。

用于旋翼飞行器的电传系统的一个设计挑战是由于由阵风引起的小的航向误差和旋翼飞行器内的小的动力变化而保持航向控制。在一些情况下，滚转通道(channel)与偏航通道之间的耦合在小的航向干扰存在时导致滚转姿态和偏航姿态的极限环(limitcycle)。例如，可以通过在滚转轴中提供校正来校正偏航轴中的小干扰。然而，该滚转校正在滚转轴中提供了误差，这可能推动旋翼飞行器进一步偏离航线或提供过度修正，在这种情况下，飞行控制系统提供进一步的校正以稳定滚转轴，从而保持期望的航向并且进一步校正耦合回偏航轴的任何误差。

在本发明的实施方式中，飞行控制系统在使用滚转校正与偏航校正之间进行选择以基于旋翼飞行器的速度和旋翼飞行器的航向误差二者来保持预定航向。例如，当旋翼飞行器以高速行驶并且具有高的航向误差时，使用经由主旋翼的滚转校正以将旋翼飞行器放回航线上。然而，在较低速度或较低航向误差的情况下，使用经由尾旋翼的偏航校正以将旋翼飞行器放回航线上。在一些实施方式中，当地速大于40kts并且航向误差大于3.5°时使用滚转校正，而当地速小于35kts并且航向误差小于3.5°时使用偏航校正。应该理解，这些阈值仅是示例。在本发明的替选实施方式中，可以根据特定旋翼飞行器系统及其说明来使用其他速度阈值和航向误差阈值。

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的桨距(pitch)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来集体地和/或循环地改变主旋翼桨叶105的浆距。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的桨距被集体地改变，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的桨距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可以具有用于控制或稳定旋翼飞行器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，即使旋翼飞行器101被描绘为具有某些示出的特征，旋翼飞行器101也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，这个人将作为进行操作的飞行员，也许与远程副飞行员一起操作，或者这个人将作为副飞行员或后备飞行员，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，例如周期距控制组件217中的周期距杆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操作成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操作成改变主旋翼桨叶105和尾旋翼桨叶111的位置或迎角或者改变发动机115的动力输出的机械系统和/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的系统以及能够操作成控制发动机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：集体地调整飞行控制设备的发动机控制计算机(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(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ECCU 203、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的输出动力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的输出动力，或者可以基于反馈例如主旋翼桨叶的测量的每分钟转数(RPM)来控制发动机115的输出动力。

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。

周期距控制组件217连接至周期距配平(trim)组件229，周期距配平组件229具有：一个或更多个周期距位置传感器211、一个或更多个周期距止动(detent)传感器235以及一个或更多个周期距致动器或周期距配平马达209。周期距位置传感器211测量周期距控制杆231的位置。在一些实施方式中，周期距控制杆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，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，周期距控制组件217具有分开测量向前/向后和左右摆动位置的单独周期距位置传感器211。用于检测向前/向后和左右摆动位置的周期距位置传感器211分别生成俯仰信号和滚转信号(有时分别被称为周期距经度信号和周期距纬度信号)，俯仰信号和滚转信号被发送至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。

周期距配平马达209连接至FCC 205，并且从FCC 205接收信号以使周期距控制杆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距杆231的建议周期距杆位置：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。建议周期距杆位置是由FCC 205确定以产生期望的周期距动作的位置。在一些实施方式中，FCC 205向周期距配平马达209发送指示建议周期距杆位置的建议周期距杆位置信号。虽然FCC 205可以命令周期距配平马达209将周期距杆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)，但是周期距位置传感器211检测由周期距配平马达206设置的或由飞行员输入的周期距杆231的实际位置，从而允许飞行员改写建议周期距杆位置。周期距配平马达209连接至周期距杆231，使得在配平马达正在驱动周期距杆231的同时飞行员可以移动周期距杆231，以改写建议周期距杆位置。因此，在一些实施方式中，FCC 205从周期距位置传感器211接收指示实际周期距杆位置的信号，并且不依赖于建议周期距杆位置来命令斜盘107。

类似于周期距控制组件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发送动力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，使得主桨叶的迎角集体升高或降低，并且发动机动力被设置为提供所需的动力以保持主旋翼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。

周期距配平马达209和总距配平马达213可以分别将周期距杆231和总距杆233驱动至建议位置。虽然周期距配平马达209和总距配平马达213可以分别将周期距杆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，FCC205可以使配平马达209和213抵抗飞行员命令而推动，使得飞行员感觉到阻力，或者可以命令一个或更多个摩擦设备提供当飞行员移动杆时感觉到的摩擦。因此，FCC 205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，周期距控制组件217可以具有确定飞行员正主动控制周期距杆231的周期距止动传感器235，而总距控制组件219具有确定飞行员是否正主动控制总距杆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FCC205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，FCC 205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FCC 205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。

现在移到飞行控制系统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外部或远离旋翼飞行器100，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以及飞行器装备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和速率反馈环路与外引导和跟踪环路分开。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提供速率增强用于可控性。外环路313集中于引导和跟踪任务。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以接通和关断外环路飞行增强。

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示出了根据本发明的实施方式的飞行控制系统400。飞行员杆块401表示例如上面在图2中描述的旋翼飞行器的周期距控制组件217，并且飞行员踏板块403表示例如上面在图2中描述的踏板组件221。如所示出的，飞行员杆块401和飞行员踏板块403与飞行控制器402对接。在各种实施方式中，飞行控制器402在飞行控制计算机205或其他处理硬件中实现。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备321对接并且控制飞行器装备321。在各种实施方式中，飞行控制器402使用下述三个环路来控制飞行器装备321：内环路317；包括滚转速率控制器410和偏航速率控制器418的速率反馈环路315；以及外环路313。内环路317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313向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313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313。另一方面，内环路317和速率反馈环路保持操作性，以向旋翼飞行器提供稳定性。通常，飞行控制器402的控制偏航速率的各部分例如偏航速率控制器418以及外环路313、航向控制器408和内环路317的适用部分可以被称为“偏航通道”。类似地，飞行控制器402的控制滚转速率的各部分例如滚转速率控制器410以及外环路313、航向控制器408和内环路317的适用部分可以被称为“滚转通道”。偏航通道和滚转通道中的每个通道可以包含每个通道内的路径或小段。应该理解，飞行控制器402还具有控制旋翼飞行器的俯仰速率的“俯仰通道”(未示出)。

为了说明的目的，针对影响实施方式的旋翼飞行器的俯仰速率和偏航速率的一般控制块来示出飞行控制器402。应该理解，飞行控制器402还可以包括除偏航速率和滚转速率之外还影响旋翼飞行器的俯仰速率和其他状态的其他控制器和控制路径。在各种实施方式中，旋翼飞行器的偏航速率可以由飞行员踏板块403经由偏航速率控制器418来控制，并且旋翼飞行器的滚转速率可以由飞行员杆块401经由滚转速率控制器410来控制。偏航速率控制器418、滚转速率控制器410以及内环路控制器317中的每一个可以使用本领域已知的飞行控制算法来实现。

在各种实施方式中，外环路控制器313与航向控制器408结合通过控制旋翼飞行器的滚转速率或通过控制旋翼飞行器的偏航速率来控制旋翼飞行器的航向。如图4所示，外环路控制器313生成航向命令，该航向命令表示旋翼飞行器将在其中行进的x-y平面上的角方向。航向控制器408基于航向命令并且基于由飞行器装备的传感器提供的航向反馈来生成滚转速率命令或偏航速率命令。该航向反馈可以例如由机载全球定位系统(GPS)或由磁罗盘生成。航向命令可以由外环路控制器313基于由旋翼飞行器的电子飞行指引仪、由自动驾驶系统或者由飞行员控制装置提供的预定航向命令来确定。在各种实施方式中，航向控制器408通过由飞行计算机205或其他飞行系统响应于飞行状况和/或响应于旋翼飞行器的飞行员经由飞行员控制装置或仪表板241的命令而执行的模式控制来激活。

如所示出的，经由开关411从飞行员杆块401的输出和由航向控制器408生成的滚转速率命令中选择至滚转速率控制器410的输入。当飞行员杆脱离止动时选择飞行员杆块401的输出，并且当飞行员杆处于止动时选择由航向控制器408生成的滚转速率命令。类似地，经由开关419从飞行员踏板块403的输出和由航向控制器408生成的偏航速率命令中选择至偏航速率控制器418的输入。当飞行员踏板脱离止动时，选择飞行员踏板块403的输出，并且当飞行员杆处于止动时，选择由航向控制器408生成的偏航速率命令。因此，偏航速率控制器418和滚转速率控制器410在飞行员处于环路中时处理飞行员命令，并且在飞行员不在环路中时处理从航向控制器408发出的命令。应该理解，开关411和419表示在飞行员控制装置生成的控制信号与航向控制器408生成的控制信号之间的选择。因此，开关411和419可以用软件实现为选择例程。

在一些实施方式中，当飞行员脱离环路时，来自飞行员杆块401和/或飞行员踏板块403的命令可以在实施方式的航向模式期间归零。可替选地，来自飞行员杆块401和/或飞行员踏板块403的命令可以保持有效，以允许飞行员背离所确定的航向命令。如所示出的，外环路控制器313向控制器408提供航向命令，控制器408又基于航向命令与从机载传感器或计算机接收到的航向反馈之间的计算误差来计算偏航速率命令或滚转速率命令。

图5示出了根据本发明的实施方式的航向控制器408的框图。如所示出的，航向控制器408包括减法块430，该减法块430基于由外环路控制器313(图4)生成的航向命令信号与由旋翼飞行器上的传感器接收到的航向反馈之间的差来产生航向误差信号。基于模式控制器432的输出，由偏航航向控制器436或滚转航向控制器438选择性地处理该航向偏差。偏航航向控制器436包括响应于航向误差来提供偏航速率命令的第一组控制律。该第一组控制律可以包括例如一组增益和/或超前/滞后滤波器以产生期望的偏航速率。类似地，滚转航向控制器438包括响应于航向误差来提供滚转速率命令的第二组控制律。该第二组控制律也可以包括例如一组增益和/或超前/滞后滤波器以产生期望的滚转角，滚转角被馈送至产生相应的期望滚转速率命令的另一组控制律中。偏航航向控制器436与滚转航向控制器438之间的选择由开关434表示，开关434可以用软件实现，例如在FCC 205执行飞行控制算法的实施方式中实现。在偏航航向控制器436与滚转航向控制器438之间的切换还可以通过根据所选模式选择性地执行实现偏航航向控制器436或滚转航向控制器438的代码来实现。在替选实施方式中，例如，在使用例如定制逻辑或模拟电路以硬件实现或者跨不同电路部件实现航向控制器408的实施方式中，可以使用本领域已知的晶体管开关电路或逻辑电路来实现开关434。

在实施方式中，当旋翼飞行器的测量地速小于35kts或航向误差小于3.5度时选择偏航航向控制器436。另一方面，当旋翼飞行器的速度大于40kts并且航向误差大于3.5度时，选择滚转航向控制器438。在替选实施方式中，取决于特定旋翼飞行器系统及其说明，这些速度阈值和航向误差阈值可以不同。在本发明的替选实施方式中，可以控制除航向之外的其他参数，并且可以使用除偏航通道和滚转通道之外的其他控制通道来控制替代的受控参数。例如，旋翼飞行器的高度可以通过用于小高度校正的俯仰通道和用于大高度校正的总距来控制。

图6示出了描述图5所示的模式控制器432的操作的实施方式状态图，模式控制器432在使用滚转命令与偏航命令之间进行选择以控制旋翼飞行器的航向。如所示出的，操作可以在航向环路关断或停用的状态444下开始。状态444可以表示例如飞行员直接控制旋翼飞行器的各种滚转速率的操作模式。可替选地，状态444可以表示外环路控制器313正在使用滚转速率、偏航速率和/或俯仰速率来控制旋翼飞行器的其他方面例如速度、姿态或转弯协调的操作模式。

在实施方式中，当航向环路被启用(例如经由航向控制器408)，地速大于40kts，并且航向误差小于3.5度时，模式控制器432的操作从状态444转变至状态442，在状态442下使用滚转命令来控制航向。可替选地，当航向环路被启用并且地速小于35kts或者航向误差小于3.5度时，模式控制器的操作从状态444转变至状态440，在状态440下使用偏航命令来控制旋翼飞行器的航向。通常，当航向环路被激活并且航向误差小于3.5度时，状态440有效。

当模式控制器432在状态440(偏航航向模式)下操作并且地速变得大于40kts并且航向误差变得大于3.5度时，模式控制器的操作从状态440转变至使用滚转命令来控制航向的状态442。类似地，当模式控制器432在状态442(滚转航向模式)下操作并且地速变得小于35kts或者航向误差变得小于3.5度时，模式控制器的操作从状态442转变至使用偏航命令来控制航向的状态440。如图6进一步所示，当航向控制环路被停用时，状态440和442转变至状态444(航向环路关断)。在各种实施方式中，40kts地速阈值进入状态440与35kts地速阈值进入状态442之间的差异提供了防止状态440和442在彼此之间来回快速切换的滞后。应该理解，具体的地速阈值和航向误差阈值是一组阈值的一个具体示例。在替选实施方式中，可以根据特定系统的要求和说明来使用其他地速阈值和航向误差阈值。

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需要来组合或分布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执行本文所述的任务中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，计算机中的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CPU中的任何CPU执行本文所述的任务中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涉及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讨论的各种类型的数据。分析引擎605可以包括一个或更多个处理器、存储器和软件部件的各种组合。

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：以航向控制模式来操作旋翼飞行器，包括：当旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者航向误差小于航向误差阈值时，激活航向控制器的偏航通道路径并且停用航向控制器的滚转通道路径；以及当旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且航向误差不小于航向误差阈值时，激活航向控制器的滚转通道路径并且停用航向控制器的偏航通道路径。

实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个特征。在该方法中，航向误差阈值是3.5度，和/或，在该方法中，第一速度阈值是35kts并且第二速度阈值是40kts。在一些实施方式中，航向控制器的偏航通道路径控制旋翼飞行器的尾旋翼，并且航向控制器的滚转通道路径控制旋翼飞行器的斜盘。以航向控制模式来操作旋翼飞行器还可以包括基于航向命令和航向反馈信号来确定航向误差。

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，所述可执行程序包括指令，所述指令用于：以航向控制模式来操作旋翼飞行器，包括：接收来自旋翼飞行器的传感器的第一参数；基于第二参数命令和第二参数反馈信号来确定第二参数误差；当旋翼飞行器的第一参数小于第一阈值或者旋翼飞行器的第二参数误差小于第二阈值时，激活第二参数控制器的第一组控制律并且停用第二参数控制器的第二组控制律；以及当旋翼飞行器的第一参数大于第三阈值并且第二参数误差不小于第二阈值时，激活第二参数控制器的第二组控制律并且停用第二参数控制器的第一组控制律。

实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个特征。在飞行控制系统中：第一参数是旋翼飞行器的速度；第二参数误差是航向误差，第二参数命令是航向命令，第二参数反馈信号是航向反馈信号，以及第二参数控制器是航向控制器；第一组控制律包括偏航通道路径；并且第二组控制律包括滚转通道路径。在飞行控制系统中，旋翼飞行器的速度是旋翼飞行器的地速。在实施方式中，第二阈值是3.5度和/或第一阈值是35kts并且第三阈值是40kts。第一组控制律可以被配置成控制旋翼飞行器的尾旋翼并且第二组控制律可以被配置成控制旋翼飞行器的斜盘。

又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；主旋翼系统，其耦接至动力系并且包括多个主旋翼桨叶；尾旋翼系统，其耦接至动力系并且包括多个尾旋翼桨叶；速度传感器；飞行控制系统，其能够操作成改变主旋翼系统的至少一个操作条件和尾旋翼系统的至少一个操作条件；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，所述飞行控制计算机被配置成以航向控制模式操作旋翼飞行器，包括：从速度传感器接收速度信号；基于航向命令和航向反馈信号来确定航向误差；当旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者航向误差小于航向误差阈值时，仅经由尾旋翼系统来控制旋翼飞行器的航向；以及当旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且航向误差不小于航向误差阈值时，仅经由主旋翼系统来控制旋翼飞行器的航向。

实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个特征。在旋翼飞行器中，航向误差阈值是3.5度。在一些实施方式中，第二速度阈值大于第一速度阈值。例如，第一速度阈值可以是35kts，并且第二速度阈值可以是40kts。经由尾旋翼系统来控制旋翼飞行器的航向可以包括激活航向控制器的偏航通道路径并且停用航向控制器的滚转通道路径；以及经由主旋翼系统来控制旋翼飞行器的航向可以包括激活航向控制器的滚转通道路径并且停用航向控制器的偏航通道路径。在一些实施方式中，航向控制器的偏航通道路径被配置成控制尾旋翼系统，并且航向控制器的滚转通道路径被配置成控制主旋翼系统。

实施方式的优点包括旋翼飞行器在存在横向干扰例如阵风的情况下以稳定方式保持精确航向的能力。另外的优点包括旋翼飞行器更加充分地利用其空气动力学特性的能力。例如，在直升机的偏航轴比滚转轴反应更快的实施方式中，踏板轴的使用使得能够使用更高频率响应。当对于偏航轴而言航向误差太大而不能提供快速校正时，滚转轴可以用于航向的较大变化。另外，使用踏板来解耦可以与不同飞行模式相关联的航向变化例如由于滚转振荡引起的快速动力变化。

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 (16)

1.一种操作旋翼飞行器的方法，所述方法包括：

当飞行员控制装置中的一个飞行员控制装置处于止动时，以航向控制模式来操作所述旋翼飞行器，

其中，所述飞行员控制装置包括控制所述旋翼飞行器的滚转的飞行员杆和控制所述旋翼飞行器的偏航的飞行员踏板，所述操作包括：

当所述旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者航向误差小于航向误差阈值时，激活航向控制器的偏航通道路径并且停用所述航向控制器的滚转通道路径，以及

当所述旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且所述航向误差不小于所述航向误差阈值时，激活所述航向控制器的滚转通道路径并且停用所述航向控制器的偏航通道路径，

其特征在于，

在所述航向控制模式中，通过外环路控制器与所述航向控制器结合来控制所述旋翼飞行器的航向，

其中，使用开关在所述航向控制器的偏航通道路径与滚转通道路径之间进行选择，

其中，所述开关将来自所述航向控制器的偏航速率命令信号或滚转速率命令信号分别发送至偏航速率控制器或滚转速率控制器，以及

其中，当所述飞行员控制装置脱离止动时，使用所述飞行员控制装置操作所述旋翼飞行器。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述航向误差阈值是3.5度。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第二速度阈值大于所述第一速度阈值。

4.根据权利要求3所述的方法，其中，所述第一速度阈值是35kts，并且所述第二速度阈值是40kts。

5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述航向控制器的偏航通道路径控制所述旋翼飞行器的尾旋翼，并且所述航向控制器的滚转通道路径控制所述旋翼飞行器的斜盘。

6.根据权利要求1所述的方法，其中，以航向控制模式来操作所述旋翼飞行器还包括：基于航向命令和航向反馈信号来确定所述航向误差。

7.一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，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指令，所述指令用于：

当飞行员控制装置中的一个飞行员控制装置处于止动时，以航向控制模式来操作所述旋翼飞行器，其中，所述飞行员控制装置包括控制所述旋翼飞行器的滚转的飞行员杆和控制所述旋翼飞行器的偏航的飞行员踏板，所述操作包括：

接收来自所述旋翼飞行器的传感器的速度，

基于航向命令和航向反馈信号来确定航向误差，

当所述旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者所述旋翼飞行器的航向误差小于航向误差阈值时，激活航向控制器的偏航通道路径并且停用所述航向控制器的滚转通道路径，以及

当所述旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且所述航向误差不小于所述航向误差阈值时，激活所述航向控制器的滚转通道路径并且停用所述航向控制器的偏航通道路径，

其特征在于，

在所述航向控制模式中，通过外环路控制器与所述航向控制器结合来控制所述旋翼飞行器的航向，

其中，使用开关在所述航向控制器的偏航通道路径与滚转通道路径之间进行选择，

其中，所述开关将来自所述航向控制器的偏航速率命令信号或滚转速率命令信号分别发送至偏航速率控制器或滚转速率控制器，以及

其中，当所述飞行员控制装置脱离止动时，使用所述飞行员控制装置操作所述旋翼飞行器。

8.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中，所述旋翼飞行器的速度是所述旋翼飞行器的地速。

9.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中，所述航向误差阈值是3.5度。

10.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中，所述第二速度阈值大于所述第一速度阈值。

11.根据权利要求10所述的飞行控制系统，其中，所述第一速度阈值是35kts，并且所述第二速度阈值是40kts。

12.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中，所述偏航通道路径被配置成控制所述旋翼飞行器的尾旋翼，并且所述滚转通道路径被配置成控制所述旋翼飞行器的斜盘。

13.一种旋翼飞行器，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；

主旋翼系统，所述主旋翼系统耦接至所述动力系并且包括多个主旋翼桨叶；

尾旋翼系统，所述尾旋翼系统耦接至所述动力系并且包括多个尾旋翼桨叶；

速度传感器；

根据权利要求7所述的飞行控制系统，所述飞行控制系统能够操作成改变所述主旋翼系统的至少一个操作条件和所述尾旋翼系统的至少一个操作条件；

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以航向控制模式来操作所述旋翼飞行器，包括：

从所述速度传感器接收速度信号，

基于航向命令和航向反馈信号来确定航向误差，

当所述旋翼飞行器的速度小于第一速度阈值或者所述航向误差小于航向误差阈值时，仅经由所述尾旋翼系统来控制所述旋翼飞行器的航向，以及

当所述旋翼飞行器的速度大于第二速度阈值并且所述航向误差不小于所述航向误差阈值时，仅经由所述主旋翼系统来控制所述旋翼飞行器的航向。

14.根据权利要求13所述的旋翼飞行器，其中，所述航向误差阈值是3.5度。

15.根据权利要求13所述的旋翼飞行器，其中，所述第二速度阈值大于所述第一速度阈值。

16.根据权利要求15所述的旋翼飞行器，其中，所述第一速度阈值是35kts，并且所述第二速度阈值是40kts。

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