CN108688800B - 用于确定旋翼飞行器的位置的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

公开了一种用于确定旋翼飞行器的位置的系统和方法。根据实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括：通过以下操作以位置保持模式操作旋翼飞行器：确定GPS位置数据是否可用；从GPS传感器接收旋翼飞行器的位置；当GPS位置数据可用时，基于所接收的GPS位置数据和保持位置来确定位置误差；当GPS位置数据不可用时，基于旋翼飞行器速度来确定位置误差；以及基于所确定的位置误差来发送致动器命令。

Description

用于确定旋翼飞行器的位置的系统和方法
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确定旋翼飞行器的位置的系统和方法。
背景技术
与机械控制系统相对，飞行器中的电传系统使用电子信号来控制飞行器中的发动机和飞行面。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。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。
发明内容
根据实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括：通过以下操作以位置保持模式操作旋翼飞行器：确定GPS位置数据是否可用；从GPS传感器接收旋翼飞行器的位置；当GPS位置数据可用时，基于所接收的GPS位置数据和保持位置来确定位置误差；当GPS位置数据不可用时，基于旋翼飞行器速度来确定位置误差；以及基于所确定的位置误差来发送致动器命令。
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4a示出了示出实施方式的GPS系统、姿态/航向参考系统和飞行控制系统的框图；
图4b示出了实施方式的GPS系统的框图；图4c示出了实施方式的互补滤波器的框图；
图5示出了实施方式的位置保持系统的框图；
图6示出了操作位置保持系统的实施方式的方法的框图；以及
图7示出了可以用来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从FBW系统取得对飞行的控制时，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，即用于确定旋翼飞行器的位置的系统和方法。
电传旋翼飞行器的一个显著特点是旋翼飞行器自动保持固定位置的能力。通常，旋翼飞行器飞行控制系统保持通过以下操作保持的固定位置：监测直升机的实际位置；确定直升机的实际位置与旋翼飞行器的期望位置之间的差；以及利用反馈控制来调整附接至主旋翼的致动器，直到直升机的实际位置与期望位置之间差被最小化或减小。因此，控制旋翼飞行器位置的能力部分依赖于获得良好的位置信息。虽然许多旋翼飞行器系统依靠全球定位系统(GPS)来准确地确定它们的位置，但在某些情况下，旋翼飞行器的GPS系统可能无法产生可靠的位置坐标。这些情况包括例如由于不利的天气状况而导致的信号衰减、旋翼飞行器的机载系统故障、以及在诸如高纬度的地理区域中旋翼飞行器的操作。在高纬度处(接近地理极点)的操作给GPS接收器带来了许多困难。一个这样的困难是在这种区域的操作通常在旋翼飞行器的视线内提供少于四个的GPS卫星。这是因为GPS卫星星座的定位是为了最佳地服务于大多数用户。
除了这些担忧之外，存在具有如下方式的基本问题：在极点附近描绘极坐标系(纬度和经度)的方式以及旋翼飞行器使用位置数据的方式。作为角度测量的纬度和经度便于表示球体上的位置。然而，旋翼飞行器位置保持控制律与期望位置线性偏差运行，而不是角偏差。因此，两点之间的角距离被转换成等效的线性距离。这种转换是直接的计算，但是在面对资源有限的数字计算机的限制时会出现问题。由于经线在极点附近变得更接近，所以从角距离到线性距离的转换的有效灵敏度改变。在数字计算机中使用浮点运算来执行这种转换使得所得到的线性偏差既具有在赤道附近的大范围操作需求又具有在极点附近所需的精细分辨率是困难的。这个问题对于使用GPS位置来提供位置保持的旋翼飞行器是独特的。不提供悬停控制的固定翼飞行器或直升机一般不受影响，因为它们不需要计算非常小的位置差。在大多数情况下，高速运行时不需要如此高水平的分辨率。
在本发明的实施方式中，旋翼飞行器飞行控制系统名义上依赖GPS位置数据来提供位置保持坐标。然而，当GPS位置数据不可用和/或被认为不可靠时，旋翼飞行器飞行控制系统依靠积分的速度测量来确定位置误差，以使旋翼飞行器保持保持的位置。速度测量可以由GPS系统通过监测所接收的GPS信号的载波频率来导出和/或可以利用一个或更多个机载加速度计或惯性测量单元来确定。在一些实施方式中，可以使用加速度计或惯性测量来进一步增强或校正GPS位置数据。应该理解的是，本发明的实施方式可以针对使用诸如俄罗斯全球导航卫星系统(GLONASS)、中国北斗系统、欧洲伽利略系统和印度NAVIC系统的其他基于卫星的导航系统的系统。
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的桨距。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可以被配置成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可以被配置成无人交通工具，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具有分开测量滚转和俯仰的单独的周期距位置传感器211。用于检测滚转和俯仰的周期距位置传感器211分别生成滚转信号和俯仰信号(有时分别被称为周期距经度信号和周期距纬度信号)，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FCC 205，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、振动或另一触觉提示。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握持周期距杆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握持总距杆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，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。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。在一些实施方式中，由飞行器装备321内的传感器产生的数据由传感器处理块330调节。传感器处理块可以重新格式化和重新调节数据以使传感器数据与飞行控制算法兼容，提供传感器信号的动态预滤波并且执行GPS位置数据从地轴坐标到旋翼飞行器本体坐标的坐标变换。
图4a示出了示出GPS系统402、AHRS 404和飞行控制系统201之间的功能关系的框图。如所示出的，GPS系统402将位置数据提供给飞行控制系统201，并将地速数据提供给AHRS 404。AHRS 404进而将惯性和速度数据提供给飞行控制系统201。在操作期间，飞行控制系统201的传感器处理块330利用来自GPS系统402的位置数据和来自AHRS 404的速度和惯性数据来提供用于位置保持环路的数据。
GPS系统402包括天线401，并且被配置成基于从GPS卫星接收到的信号来确定位置和地速。高分辨率位置数据是基于从四个GPS卫星接收到的信号确定的，而地速数据可以使用较少的卫星来确定。GPS系统402的功能可以由GPS系统402本身和/或由飞行控制系统201和AHRS 404确定。例如，如果飞行控制系统201确定所接收的GPS数据的格式错误、在预期的参数之外(例如，经度大于90度)或无法识别，则飞行控制系统201将传入的位置数据视为不可用，并且依靠通过积分地速测量得出的位置信息。这些地速测量可以例如由GPS系统402、AHRS 404或诸如多普勒传感器或LIDAR(光检测和测距)装备的其他系统来确定。在一些实施方式中，GPS系统402可以是诸如Garmin综合航空电子(GIA)系统之类的航空电子或自动驾驶系统的子系统，其除了确定GPS位置和速度测量之外还提供各种飞行仪器、数据处理和无线电功能。
姿态/航向参考系统(AHRS)404可以包括加速度计、陀螺仪、磁力计以及确定旋翼飞行器在其各轴上的姿态、速度和加速度的其他系统。AHRS 404还可以提供数据处理功能，并且包括GPS系统402与飞行控制系统201之间的接口电路。AHRS 404还可以被配置成基于例如以下来导出速度值：调整由GPS系统402利用机载加速度计和其他传感器的输出计算的地速、或者在地速输入丢失之前给定初始地速测量的情况下基于积分加速度计的输出的在地速输入丢失之后的短期速度值。在各种实施方式中，AHRS 404、GPS系统402和飞行控制系统201之间的数据通信根据ARINC-429航空电子数据总线标准进行操作。可替选地，可以根据特定系统及其说明来使用其他总线标准。
图4b示出了GPS系统402的一部分的框图。如所示出的，GPS系统402包括位置计算块412，其基于从多个GPS卫星接收到的信号来确定旋翼飞行器的位置。飞行控制系统201使用该位置测量来确定当前位置。如上所述，由于系统故障和地理位置，GPS系统402提供准确位置的能力可能受到损害。在一些实施方式中，可以通过获取所计算的位置的导数414来计算地速。例如，可以通过减去或确定连续位置之间的距离来确定这样的导数。平滑滤波器416可以对导数块的输出进行低通滤波以提供平滑的地速信号。但是，平滑滤波器416的输出处的该平滑的地速信号具有一些相位延迟并且滞后于平滑滤波器416的输入处的地速。
GPS系统402还可以通过使用块420分析所接收的GPS信号的载波频率或脉冲宽度来计算旋翼飞行器的地速，这导致比使用导数块414和平滑滤波器416更快的响应。这个过程本质上是测量由多个GPS卫星发射的载波频率的多普勒频移。通常，多普勒频移涉及由一个本体产生并且由允许相对于第一本体移动的第二本体观察到的波形的频率(或感知频率)的变化。如果两个本体朝向彼此移动，则由第二本体观察到的频率似乎更高。如果两个本体远离，则频率会降低。由于GPS接收器知道GPS载波信号的标称频率，并且可以非常准确地测量所接收的频率，所以可以根据这两个频率来确定卫星与接收器之间的相对速度。当使用多个GPS信号时，可以确定旋翼飞行器的速度矢量。可以使用开关422来执行对哪个地速计算的选择(例如，使用经由块412、414和416的经滤波的位置差或基于使用块420的GPS载波信号)。
在各种实施方式中，通过获取GPS确定的位置的滤波差或通过基于所接收的GPS信号的载波频率确定速度，由GPS系统402确定的速度对于稳态条件是足够精确的。然而，对于诸如旋翼飞行器被快速地来回推动的刮风状况的动态条件，GPS系统402所花费的时间可能会缓慢更新。因此，在一些实施方式中，AHRS 404将由GPS系统402提供的长期速度测量与来自由惯性传感器测量的加速度的速度的短期估计进行组合。这可以例如通过使用可以在例如AHRS 404中实现的可选互补过滤器来实现。
图4c示出了实施方式的互补滤波器430的框图，互补滤波器430可以由AHRS 404使用以基于由GPS系统402确定的地速和由AHRS 404的惯性传感器进行的加速度测量来估计旋翼飞行器的速度。在实施方式中，地速的前向路径使用增益K1和K2、积分器438和444以及提供增益K2的前馈路径的求和块440来表示。使用积分器444和求和块442来表示加速度的前向路径，并且输出的估计速度经由减法块432被反馈。互补滤波器的动态特性使得测量的加速度对估计的速度的影响在较高频率处占主导地位，而GPS确定的地速的影响在较低频率处占主导地位。在一些实施方式中，互补滤波器430的动态响应可以被设置为使得：
K1＝ω2以及
K2＝2ζω
其中，ω是自然频率，并且ζ是阻尼系数。可以使用本领域已知的数字和/或模拟信号处理技术以各种方式来实现互补滤波器430。例如，积分器438和444可以使用累加器来实现，增益K1和K2可以使用乘法器来实现，并且求和块440和442以及减法块432可以使用加法器来实现。在一些实施方式中，这些功能由执行软件代码的处理器来实现。还应该理解的是，互补滤波器430仅仅是可用于提供估计速度的许多可能的滤波器结构的一个示例。
在本发明的实施方式中，当GPS系统402不能提供准确的位置测量时，通过对测量的速度进行积分来确定旋翼飞行器的位置。例如，GPS系统402通常不能提供准确位置测量的一种情况是当旋翼飞行器飞行在地理上的高纬度地区，例如高于北纬66度或南纬66度的纬度时。在本发明的实施方式中，即使在GPS位置数据不可用或者在GPS载波上发送的数据不准确或对接收器而言难以理解的情况下，也可以通过监测GPS载波信号来导出速度。此外，使用与惯性测量相结合的速度数据允许快速的位置反馈，这可用于在动态条件下稳定旋翼飞行器的位置。
图5示出了可以在飞行控制系统201中实现的位置保持系统500。在一些实施方式中，位置保持系统500在传感器处理块330中实现。可替选地，位置保持系统500可以在外环路313中实现。如所示出的，位置保持系统500基于GPS位置信号POSITION或者基于速度信号VELOCITY来产生位置误差信号POSITION ERROR，所述速度信号VELOCITY由GPS系统402通过监测进入的GPS信号的载波频率产生或者由AHRS 404通过积分加速度并将积分的加速度与由GPS系统402导出的速度组合产生。可替选地，可以使用确定旋翼飞行器的速度的其他方法。
如所示出的，位置保持系统500包括用于确定信号POSITION ERROR的两个信号路径。该位置误差可以由外环路313使用以将旋翼飞行器保持在固定位置。在一些实施方式中，信号POSITION ERROR可以具有两个分量，例如，以英尺为单位的表示沿航向的位置误差的x分量和以英尺为单位的表示跨位置的航向误差的y分量。这些位置误差信号可以被输入到飞行控制系统201的俯仰率环路以及滚转率或偏航率环路中，以控制飞行器装备321中的致动器。各个环路的闭环特性然后强制POSITION ERROR信号的各个分量以使旋翼飞行器保持在固定的位置。
在一些实施方式中，由比较器504和OR(或)门506确定选择哪个位置误差信号路径。如所示出的，比较器504确定位置信号POSITION是否具有大于北纬或南纬66度的纬度分量。信号GPS FAIL(GPS无效)由GPS系统402产生，并指示由GPS系统402产生的GPS位置在被声明(assert)时不可用。如果GPS FAIL被声明或纬度大于66度，则通过OR门506和开关508选择伪位置误差。
在由GPS系统402产生的位置数据精确的标称条件下，包括跟踪和保持块514、求和器512和地轴到本体轴变换块510的第一信号路径被用于确定位置误差。在操作期间，当信号HOLD POSITION(保持位置)未被声明时，跟踪和保持块514处于跟踪模式，使得跟踪和保持块514的输出与跟踪和保持块514的输入相同。这导致求和块的输出为零，由此产生相对于地轴的零位置误差信号。该零地轴位置误差经由变换块510被转换为零本体轴。当HOLDPOSITION被声明时，跟踪和保持块514被置于保持模式，并且由求和器512确定的位置误差是通过跟踪和保持块514保持的位置与由GPS系统402生成的位置信号POSITION之间的差。在各种实施方式中，当旋翼飞行器处于稳定悬停状态期间，旋翼飞行器的飞行员通过按压并释放周期距控制组件217上的力配平释放(FTR)按钮来激活位置保持模式时，可以声明HOLD POSITION。在一个示例中，当旋翼飞行器在任何方向上具有小于2节的地速和最小加速度时，认为是稳定的悬停。可替选地，根据特定的旋翼飞行器及其说明，可以使用稳定悬停的其他定义。
如所示出的，然后，基于例如可以由AHRS 404产生的航向信号HEADING，经由坐标旋转块510，将由求和器512产生的该位置误差从以度为单位的经度和纬度地球坐标转换成以英尺为单位的本体轴坐标。如果旋翼飞行器由于外部干扰而从期望位置移开，则下游控制器(未示出)闭合环路以返回到期望的位置。如果旋翼飞行器由于飞行员对杆的输入而从期望的位置移开(不管FTR是否被按压)，则HOLD POSITION信号被取消声明，并且跟踪和保持块514再次被置于追踪模式。
当旋翼飞行器的纬度大于66度时或者当GPS FAIL信号被声明时，经由开关508来选择积分器502的伪位置误差输出。在各种实施方式中，当HOLD SIGNAL未被声明时，积分器502被重置并提供零输出。另一方面，当HOLD SIGNAL被声明时，积分器502从初始条件0开始积分VELOCITY(速度)信号。可替选地，根据特定实施方式及其说明，可以使用其他初始条件。在一些实施方式中，积分器502可以包括多于一个积分器。例如，积分器502可以包括用于速度信号VELOCITY的每个分量的积分器。在一些实施方式中，速度信号VELOCITY已经由AHRS 404在本体轴中变换。因此，在伪位置误差计算路径中不使用坐标旋转块510。然而，在使用基于地轴的速度测量的可替选实施方式中，也可以对伪位置误差执行地轴到本体轴坐标变换。
在各种实施方式中，图5中所示的各个块可以以存储在存储器中并由处理器执行的软件来实现。可替选地，可以使用包括实现位置误差块500的各个部件的逻辑门和寄存器的硬连线的或可编程的逻辑来实现这些元件。在另外的实施方式中，位置误差块500可以使用其他功能等效的逻辑算法或逻辑来实现。
图6示出了操作位置误差块500的实施方式的方法550的流程图。如所示出的，操作以步骤552和步骤554开始，在步骤552中积分器502被重置，并且在步骤554中跟踪和保持块514被置于跟踪模式。当在步骤556中飞行员的FTR开关被激活时，积分器502开始积分，并且跟踪和保持块514被置于保持模式。在步骤562中，确定纬度是否大于66度或者GPS系统402的位置输出是否例如由于GPS系统故障而无效，其中在纬度大于66度的情况下位置数据不可用。如果纬度大于66度或者GPS系统402的位置输出无效，则被位置保持环路使用的位置误差是积分器502的输出。然而，如果在步骤562中确定GPS数据有效且纬度小于66度，则将跟踪和保持块514的输出从经度和纬度转换为英尺，并且采用位置保持环路所使用的位置误差作为跟踪和保持电路514的转换输出。当FTR按钮被释放时，操作在积分器502被重置的步骤552处继续，并且跟踪和保持块514被置于跟踪模式。
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包括位置误差系统500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。
这里总结了本发明的实施方式。其他实施方式也可以从本文提交的说明书和权利要求书的整体来理解。一个总体方面包括一种操作旋翼飞行器的方法，所述方法包括以位置保持模式操作旋翼飞行器，包括：确定GPS位置数据是否可用；从GPS传感器接收旋翼飞行器的位置；当GPS位置数据可用时，基于所接收的位置数据和保持位置来确定位置误差；当GPS位置数据不可用时，基于旋翼飞行器速度来确定位置误差；以及基于所确定的位置误差来发送致动器命令。
实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个。确定GPS位置数据是否可用的方法包括：当旋翼飞行器的纬度小于第一纬度时，确定GPS位置数据可用；以及当旋翼飞行器的纬度大于或等于第一纬度时，确定GPS位置数据不可用。确定GPS位置数据是否可用可以包括：当旋翼飞行器的纬度的绝对值小于第一纬度时，确定GPS位置数据可用；以及当旋翼飞行器的纬度的绝对值大于或等于第一纬度时，确定GPS位置数据不可用。在一些实施方式中，第一纬度是66度，然而，可以使用其他纬度。
在实施方式中，基于旋翼飞行器速度来确定位置误差包括使用积分器对旋翼飞行器速度进行积分。确定位置误差还可以包括：当在GPS位置数据不可用的情况下进入位置保持模式时重置积分器。在一些实施方式中，该方法还包括：从惯性传感器接收旋翼飞行器速度和/或从GPS传感器接收旋翼飞行器速度，该GPS传感器被配置成基于所接收的GPS信号的信号载波来确定旋翼飞行器速度。
另一总体方面包括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，可执行程序包括用于以下操作的指令：从第一传感器接收位置数据；接收速度数据；确定所接收的位置数据是否可用；当所接收的位置数据可用时，基于所接收的位置数据来确定旋翼飞行器的位置；以及当所接收的位置数据不可用时，基于所接收的速度数据来确定旋翼飞行器的位置。
实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个。在飞行控制系统中，可执行程序还包括用于以保持模式操作旋翼飞行器的指令，包括：当位置数据可用时，通过对位置数据进行采样以用于第一位置数据样本并且从第一位置样本中减去随后的位置数据样本以形成位置误差信号而进入保持模式；以及当位置数据不可用时，通过重置积分器并使用积分器对所接收的速度数据进行积分来进入保持模式。在一些实施方式中，确定所接收的位置数据是否可用包括：将位置数据的纬度分量与第一纬度进行比较，其中，当位置的纬度分量小于第一纬度时所接收的位置可用，以及当位置的纬度分量大于或等于第一纬度时所接收的位置不可用。在一些实现方式中，第一纬度是66度。在一些系统中，第一传感器包括GPS接收器。
在实施方式中，接收速度数据包括从惯性传感器接收速度数据。接收速度数据可以包括从GPS传感器接收速度数据，该GPS传感器被配置成基于所接收的GPS信号的信号载波来确定速度数据。
另一总体方面包括一种旋翼飞行器，其具有：本体；动力传动系，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，其耦接至动力传动系并且包括多个主旋翼桨叶；GPS接收器系统，其被配置成感测物理位置并且基于所感测的物理位置来产生位置坐标；惯性传感器，其被配置成确定旋翼飞行器的速度；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；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、GPS接收器系统和飞行员控制组件之间电通信，飞行控制计算机被配置成：从GPS接收器系统接收位置数据；确定旋翼飞行器的纬度是否大于或等于第一纬度；从惯性传感器接收速度；当旋翼飞行器的纬度不大于且不等于第一纬度时，基于所接收的位置数据将旋翼飞行器保持在固定位置；以及当旋翼飞行器的纬度大于或等于第一纬度时，基于速度将旋翼飞行器保持在固定位置。
实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个。在旋翼飞行器中，第一纬度是66度。在旋翼飞行器中，飞行控制计算机被配置成通过以下操作、基于速度将旋翼飞行器保持在固定位置：当旋翼飞行器处于固定位置时重置积分器；利用积分器对速度进行积分以确定位置误差；基于位置误差来确定致动器命令；以及将致动器命令传送至主旋翼系统。在一些实施方式中，重置积分器包括：在接收到来自飞行员控制组件的力配平释放(FTR)命令时重置积分器。
实施方式的优点包括旋翼飞行器精确地控制高纬度处或当GPS位置数据不可用时系统中的固定位置的能力。另外的优点包括从常规的位置控制自动转换到适合GPS无效状况的位置保持算法。这种转换不需要飞行员输入或事先评估系统状态或环境状况。
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 (14)

1.一种操作旋翼飞行器的方法，所述方法包括：
以位置保持模式操作所述旋翼飞行器，包括：
确定GPS位置数据是否可用于确定所述旋翼飞行器的位置；
从GPS传感器接收所述旋翼飞行器的位置；
基于确定所述GPS位置数据是否可用，当所述GPS位置数据可用时，基于所接收的GPS位置数据和保持位置来确定位置误差；
当所述GPS位置数据不可用于确定所述旋翼飞行器的位置时，基于调整的旋翼飞行器速度估计来确定所述位置误差，其中，所述调整的旋翼飞行器速度估计是通过以下操作来确定的：接收基于所接收的GPS信号的载波频率的GPS速度估计、从惯性传感器接收惯性加速度、以及基于所述惯性加速度和所述GPS速度估计来确定所述调整的旋翼飞行器速度估计，其中，确定所述调整的旋翼飞行器速度估计还包括：
从所述GPS速度估计减去所述调整的旋翼飞行器速度估计以形成误差信号，
对所述误差信号进行积分以形成积分的GPS速度估计，
对所述惯性加速度与所述积分的GPS速度估计进行求和以形成求和的估计，以及
对所述求和的估计进行积分以形成所述调整的旋翼飞行器速度估计；以及
基于所确定的位置误差来发送致动器命令。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，确定所述GPS位置数据是否可用包括：
当所述旋翼飞行器的纬度小于第一纬度时，确定所述GPS位置数据可用；以及
当所述旋翼飞行器的纬度大于或等于所述第一纬度时，确定所述GPS位置数据不可用。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，确定所述GPS位置数据是否可用包括：
当所述旋翼飞行器的纬度的绝对值小于第一纬度时，确定所述GPS位置数据可用；以及
当所述旋翼飞行器的纬度的绝对值大于或等于所述第一纬度时，确定所述GPS位置数据不可用。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，所述第一纬度是66度。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，基于所述调整的旋翼飞行器速度来确定所述位置误差包括：使用积分器对所述调整的旋翼飞行器速度进行积分。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，确定所述位置误差还包括：当在所述GPS位置数据不可用的情况下进入所述位置保持模式时重置所述积分器。
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用于以下操作的指令：
从第一传感器接收位置数据；
接收速度数据；
确定所接收的位置数据是否可用；
当所接收的位置数据可用时，基于所接收的位置数据来确定所述旋翼飞行器的位置；以及
当所接收的位置数据不可用时，基于所接收的速度数据来确定所述旋翼飞行器的位置，其中，
所述第一传感器包括GPS接收器，
接收所述速度数据包括：从所述GPS接收器接收基于所接收的GPS信号的载波频率的GPS速度估计，
接收所述位置数据包括：从所述GPS接收器接收GPS位置数据，
所述可执行程序还包括用于从惯性传感器接收惯性加速度的指令，并且
基于所接收的速度数据来确定所述旋翼飞行器的位置包括：基于所述GPS速度估计和所述惯性加速度来确定调整的速度估计，以及基于所述调整的速度估计来确定所述旋翼飞行器的位置，其中，确定所述调整的速度估计包括：
从所述GPS速度估计减去所述调整的速度估计以形成误差信号，
对所述误差信号进行积分以形成积分的GPS速度估计，
对所述惯性加速度与所述积分的GPS速度估计进行求和以形成求和的估计，以及
对所述求和的估计进行积分以形成所述调整的速度估计。
8.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于以保持模式操作所述旋翼飞行器的指令，包括：
当所述位置数据可用时，通过对所述位置数据进行采样以用于第一位置数据样本，并且从所述第一位置数据样本中减去随后的位置数据样本以形成位置误差信号而进入所述保持模式；以及
当所述位置数据不可用时，通过重置积分器并使用所述积分器对所接收的速度数据进行积分而进入所述保持模式。
9.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中，确定所接收的位置数据是否可用包括：将所述位置数据的纬度分量与第一纬度进行比较，其中，当所述位置的纬度分量小于所述第一纬度时所接收的位置数据可用，并且当所述位置的纬度分量大于或等于所述第一纬度时所接收的位置数据不可用。
10.根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述第一纬度是66度。
11.一种旋翼飞行器，包括：
本体；
动力传动系，所述动力传动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传动系并且包括多个主旋翼桨叶；
GPS接收器系统，所述GPS接收器系统被配置成感测物理位置并且基于所感测的物理位置来产生位置坐标，并且产生基于所接收的GPS信号的载波频率的GPS速度估计；
惯性传感器，所述惯性传感器被配置成确定所述旋翼飞行器的惯性加速度；
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；
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、所述GPS接收器系统和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GPS接收器系统接收GPS位置数据和所述GPS速度估计；
确定所述旋翼飞行器的纬度是否大于或等于第一纬度；
从所述惯性传感器接收所述惯性加速度；
当所述旋翼飞行器的纬度不大于且不等于所述第一纬度时，基于所接收的GPS位置数据将所述旋翼飞行器保持在固定位置；以及
当所述旋翼飞行器的纬度大于或等于所述第一纬度时，通过基于所述GPS速度估计和所述惯性加速度来确定调整的速度估计、基于所述GPS速度估计和所述惯性加速度而不基于所述GPS位置数据将所述旋翼飞行器保持在固定位置，其中，所述飞行控制计算机被配置成通过以下操作来确定所述调整的速度估计：
从所述GPS速度估计减去所述调整的速度估计以形成误差信号，
对所述误差信号进行积分以形成积分的GPS速度估计，
对所述惯性加速度与所述积分的GPS速度估计进行求和以形成求和的估计，以及
对所述求和的估计进行积分以形成所述调整的速度估计。
12.根据权利要求11所述的旋翼飞行器，其中，所述第一纬度是66度。
13.根据权利要求11所述的旋翼飞行器，其中，所述飞行控制计算机被配置成通过以下操作、基于所述调整的速度估计将所述旋翼飞行器保持在固定位置：
当所述旋翼飞行器处于固定位置时重置积分器；
使用所述积分器对所述调整的速度估计进行积分以确定位置误差；
基于所述位置误差来确定致动器命令；以及
将所述致动器命令传送至所述主旋翼系统。
14.根据权利要求13所述的旋翼飞行器，其中，重置所述积分器包括：在接收到来自所述飞行员控制组件的力配平释放FTR命令时重置所述积分器。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10351225B2 (en) * 2015-05-05 2019-07-16 Sikorsky Aircraft Corporation Position hold override control
EP3672060B1 (en) * 2018-12-18 2023-01-04 The Boeing Company Apparatus for controlling multi-rotor vehicle vibrations
GB2588579A (en) * 2019-10-09 2021-05-05 Airbus Operations Ltd Speed determination system
GB2590455A (en) * 2019-12-18 2021-06-30 Airbus Operations Ltd Monitoring a speed determination system
CN113405583B (zh) * 2021-04-29 2024-05-17 芜湖航翼集成设备有限公司 一种航空板位传感器自动测试设备及控制方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4580223A (en) * 1983-11-07 1986-04-01 United Technologies Corporation Incorporation of pitch bias actuator function into an existing AFCS
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
CN105137464A (zh) * 2015-08-12 2015-12-09 北京中讯四方科技股份有限公司 直升机应急救援定位系统

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5195039A (en) * 1990-05-03 1993-03-16 United Technologies Corporation Hover position hold system for rotary winged aircraft
US5787384A (en) * 1995-11-22 1998-07-28 E-Systems, Inc. Apparatus and method for determining velocity of a platform
US6697736B2 (en) * 2002-02-06 2004-02-24 American Gnc Corporation Positioning and navigation method and system thereof
KR20050104337A (ko) 2002-12-14 2005-11-02 코닌클리즈케 필립스 일렉트로닉스 엔.브이. 액정 디스플레이 장치 제조 방법, 이 방법에 의해 제조된액정 디스플레이 장치 및 이 방법에 사용되는 마스크
US7890260B2 (en) * 2005-11-01 2011-02-15 Honeywell International Inc. Navigation system with minimal on-board processing
WO2013169320A2 (en) * 2012-02-10 2013-11-14 Merlin Technology, Inc. Autopilot and methods
CA2931632C (en) 2013-11-27 2020-07-14 The Trustees Of The University Of Pennsylvania Multi-sensor fusion for robust autonomous flight in indoor and outdoor environments with a rotorcraft micro-aerial vehicle (mav)

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4580223A (en) * 1983-11-07 1986-04-01 United Technologies Corporation Incorporation of pitch bias actuator function into an existing AFCS
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
CN105137464A (zh) * 2015-08-12 2015-12-09 北京中讯四方科技股份有限公司 直升机应急救援定位系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Challenges for Positioning and Navigation in the Arctic;Anna B.O. Jensen等;《Coordinates》;20101031;第1页第1段和第4段 *

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