CN109508023B - 俯角参考跟踪系统 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了俯角参考跟踪系统，用于跟踪相对于参考方位的目标俯角的系统和方法。根据一些实施例，系统包含算法集和飞行员显示器，该飞行员显示器使用来自机上导航系统的数据来计算相对于参考方位的资产的方位，允许为系统测量和性能评估的目的用于精确控制相对几何结构。系统向飞行员提供跟踪误差和沿飞行剖面的转向提示，允许在相对于静态或者动态参考方位扫过视角(体轴方位角)的同时，对目标俯角(体轴仰角)进行闭环跟踪。

Description

俯角参考跟踪系统
技术领域
本公开一般涉及用于评估感测飞行器机上(onboard)安装的系统(例如，具有射频或光学孔径的系统)的性能的系统和方法。
背景技术
由于任务要求将感测飞行器推向更远的偏差航线的范围(stand-off range)，表征安装的孔径性的需求对于创建机上通信和传感器系统的操作能力和局限性至关重要。如果基于地面的测试可能因设施限制、交通工具规模或所需几何结构证明不可行，则机载(airborne)测试提供了收集所需数据的替代性装置。目前机载飞行剖面的执行方法涉及利用地面控制器辅助的操纵进行预先计划的轨迹的飞行，以跟踪目标俯角。地面控制器利用对测试平台的定位和姿态的估计来中继跟踪目标俯角所需的操纵校正。机载测试平台的飞行员对没有明确的俯角跟踪误差的机上反馈的文字指导进行响应。对现有评估方法的主要挑战是跟踪目标俯角时的有限的精确度和可重复性以及适应扰动的有限能力和实时系统约束。地面控制器命令到飞行员的延迟、缺乏机上跟踪误差显示器以及在考虑环境影响(风、非标称几何结构等)方面的挑战是影响现有解决方案的数据质量的重要因素。在控制器-飞行员-飞行器控制环路中可能有几秒钟的时间延迟。地面控制器必须基于直觉和经验来解释估计的交通工具状态并发出校正操纵。在校正的无线电中继之后，飞行员必须顺利地以及精确地解释并执行命令，而没有机上跟踪提示的益处。在没有机上反馈的情况下，飞行员没有俯角跟踪误差的大小或速率的指示。地面控制器一般限于离散姿态校正命令和定性速率指导，这不足以精确跟踪目标俯角。为比较和验证的目的重复相同轨迹的能力也可能是一个挑战。环境影响(如高空风和非标称剖面设置)提供了附加的挑战，引进的不确定性很难适应现有评估方法。交通工具运动性(速度、高度等)和专用测试设备(最小/最大范围、视率(look rate)、交叉极化角等)二者都存在约束。评估剖面被预先计划以尽可能避免约束。实时响应于扰动往往导致次优化轨迹，其比计划提前到达约束，导致数据不足。
在进行机载测试以评估已安装的孔径性能或用于任务系统的实地测量时，需要提高数据质量并降低成本。
发明内容
下面详细地公开的主题是针对用于跟踪相对于参考方位的目标俯角的系统和方法。根据一些实施例，俯角参考跟踪系统包含算法集和飞行员显示器，该飞行员显示器使用来自机上全球定位系统(GPS)和惯性导航系统(INS)的数据来计算相对于参考方位的平台的方位(即，定位和方向)，允许为系统测量和性能评估的目的用于精确控制相对几何结构。俯角参考跟踪(DART)系统向飞行员提供跟踪误差和沿飞行剖面的转向提示，允许在相对于静态或者动态参考方位扫过(sweep)视角(look angle)(体轴方位角)的同时，对目标俯角(体轴仰角)进行闭环跟踪。
下面详细公开的俯角参考跟踪系统被设计为在进行机载测试来评估已安装的孔径性能或测量任务系统时，改善数据质量并降低成本。当执行系统评估时，需要机载资产在跟踪相对于参考方位的目标俯角的同时进行扫过视角的轨迹的飞行。目标俯角可以是静态的或者动态的，后者被指定为视角的函数。参考方位可以是固定的(空对地)或者是在动态的平台上(空对空)。当机载测试平台进行给定的轨迹的飞行时，对参考方位呈现了视角和俯角的组，允许专用测试设备(在参考方位处)评估测试平台上的具体视线角(aspectangle)的系统性能。除了俯角跟踪需求外，测试平台还必须针对数据质量和安全性考虑满足某些几何结构和运动学约束。相对几何结构的精确控制在以针对数据质量的足够的精确度跟踪所需的俯角中是至关重要的。本文所公开的系统被设计为在考虑系统的约束的同时，提供用于精确俯角跟踪的机载能力。
本文公开的俯角参考跟踪系统提供改善俯角跟踪性能的三种选项，本文中的该选项分别地指代为误差提示(级别1)、混合飞行指引仪(级别2)以及先进飞行指引仪(级别3)。
根据误差提示系统的一个实施例，俯角误差提示被显示给飞行员，用直观的提示来提供跟踪误差大小和速率的指示用于零跟踪误差所需的操纵。误差提示将先前不可用的态势感知提供给飞行员，允许目标俯角的平滑跟踪。
根据混合飞行指引仪的一个实施例，仪表着陆系统(ILS)型飞行指引仪提供俯仰和滚转命令指导，以进行跟踪目标俯角的轨迹的飞行。飞行剖面可以被设计为使用单轴或多轴命令来跟踪目标俯角，同时最大化扫视角并且最小化暴露于运动学和系统约束。混合飞行指引仪概念在飞行剖面演变时通过平衡俯仰和滚转命令避免可能的约束。
根据先进飞行指引仪的一个实施例，来自混合飞行指引仪的ILS型飞行指引仪被重复使用。此外，先进飞行指引仪允许执行使用模型预测控制(MPC)构造经设计和经优化的飞行剖面。使用MPC设计和执行的飞行剖面允许在明确地满足运动学和系统束缚时，连续的轨迹优化、最大化效率(扫视角)，同时在存在环境扰动和非标称条件时操作。混合和先进飞行指引仪的飞行指引仪能力在与自动驾驶仪系统集成时实现闭环指导，允许在载人和无人驾驶平台上自主执行。
相对于现有方法，本文所公开的俯角参考跟踪系统可用来实现以下各项：(a)增加的精确性(例如，较小的平均跟踪误差)；(b)增加的精确度(例如，围绕目标俯角的较小的变化)；(c)增加的可重复性(例如，飞行指引仪定义明确的轨迹，允许在相似环境条件下的可重复数据)；(d)增加的鲁棒性(例如，跟踪误差指导对风和非标称条件不敏感)；以及(e)增加的灵活性(例如，对需要精确相对几何结构的应用提供极其有用的能力)。
尽管下面将详细描述用于跟踪相对于参考方位的目标俯角的系统和方法的各种实施例，但是这些实施例中的一个或更多个可以通过以下方面中的一个或更多个来表征。
下面详细公开的主题中的一方面为一种用于显示指示符的系统，该指示符向飞行器的飞行员指示俯角误差的大小，该系统包括：显示单元，其具有显示屏；以及计算机系统，其经配置以控制显示单元，该显示单元显示具有在显示屏上的定位的误差提示，该定位是飞行器的当前俯角与目标俯角的偏差的函数。根据一个实施例，计算机系统进一步经配置以使用表示相对于参考方位的飞行器的方位的数据计算相对于参考方位的飞行器的当前俯角。在某些情况下，目标俯角随视角而变化。此外，计算机系统可进一步经配置以控制显示单元来显示至少部分参考线，其中当俯角误差为零时，第一符号在参考线上居中。
下面详细公开的主题的另一方面为一种用于显示指示符的方法，该指示符向飞行器的飞行员指示俯角误差的大小，该方法包括：计算当前俯角与目标俯角的偏差；以及在显示单元的显示屏上显示误差提示，该误差提示具有定位，该定位是当前俯角与目标俯角的偏差的函数。该方法可进一步包含：在显示屏上显示对应于等于零的偏差的参考线；当显示误差提示和参考线时查看显示屏；以及以使误差提示移动以更接近参考线的方式操纵主驾驶舱飞行控制输入装置，其中当误差提示在参考线上居中时，俯角误差为零。该方法可进一步包含：使用表示相对于参考方位的飞行器的方位的数据计算相对于参考方位的飞行器的当前俯角。在某些情况下，目标俯角可以是视角的函数。
下面详细公开的主题的又一方面是一种用于在飞行器的飞行期间显示视觉提示用于飞行员指导的系统，该系统包含：显示单元，其具有显示屏；以及计算机系统，该计算机系统经配置以执行以下操作：(a)计算满足当前俯角与目标俯角的偏差等于零的条件的优化滚转和俯仰转向命令；(b)计算表示当前滚转和俯仰转向命令与优化滚转和俯仰转向命令的相应偏差的滚转和俯仰角误差；以及(c)控制显示单元以在显示屏上显示滚转和俯仰误差条(bar)，其中滚转和俯仰误差条的定位是计算的滚转和俯仰角误差的相应函数。目标俯角随视角变化。可选地，计算机系统可进一步经配置以执行自动驾驶功能，该自动驾驶功能通过计算的滚转和俯仰角误差来驱动。
根据前段所描述的系统的一个实施例，计算机系统进一步经配置以通过执行以下操作来计算优化滚转和俯仰转向命令：计算从飞行器方位指向参考方位的方位单位向量；检索将目标俯角指定为视角的函数的数据；求解作为目标俯角的函数的体轴单位向量的目标Z分量；为滚转和俯仰转向命令创建候选解集，该滚转和俯仰转向命令满足命令方程，其中体轴单位向量的目标Z分量至少是方位单位向量和滚转和俯仰转向命令的超越函数；以及使用成本函数来从候选解集中选择优化滚转和俯仰转向命令。在一个提出的实施方式中，计算机系统使用成本函数来执行约束的线性化以混合优化滚转和俯仰转向命令。
根据用于显示飞行员指导的视觉提示的系统的另一个实施例，在满足约束时使用用于实时轨迹优化的模式预测控制方法来计算优化滚转和俯仰转向命令。
本文公开的主题的又一个方面是一种用于提供指导以使飞行员能够跟踪目标俯角来驾驶飞行器的方法，该方法包含：计算优化滚转和俯仰转向命令，该优化滚转和俯仰转向命令满足当前俯角与目标俯角的偏差等于零的条件；计算表示当前滚转和俯仰转向命令与优化滚转和俯仰转向命令的相应偏差的滚转和俯仰角误差；以及在显示单元的显示屏上显示滚转和俯仰误差条，其中滚转和俯仰误差条的定位是计算的滚转和俯仰角误差的相应函数。
下文公开了用于跟踪相对于参考方位的目标俯角的系统和方法的其他方面。
附图说明
在前面小节中讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中独立地实现或者可以被组合在其他实施例中。为说明以上描述的和其他的方面的目的，各种实施例将在下文参考附图来描述。本节中简要描述的示意图没有一个是按比例绘制的。
图1是定义相对于飞行器的主体的参考系的视角和俯角的示意图。
图2是识别根据一个实施例的俯角参考跟踪(DART)系统的软件(包括算法和这些算法的数据输入)和硬件组件的流程图。
图3和图4是表示显示单元的相应屏幕截图的示意图，其显示飞行器符号、水平线和表示当误差的大小为零(图3)和非零(图4)时的俯角跟踪误差的符号。
图5是示出相对于具有坐标(0，0)的固定参考方位的飞行器的飞行路径的一个示例的二维图形。箭头指示飞行的方向，而直线指示当飞行器位于由实心菱形指示的定位时从飞行器到参考方位的视线。
图5A和图5B是在飞行器沿图5中所描绘的路径的飞行期间视角(即，方位角)和俯角(即，仰角)分别对时间的图形。
图6和图7是表示显示单元的相应屏幕截图的示意图，其显示飞行器符号、水平线、当误差的大小为零(图6)和非零(图7)时的滚转角误差条和俯仰角误差条。
图8是示出相对于具有坐标(0，0)的固定参考方位的飞行器的飞行路径的另一个示例的二维图形。箭头指示飞行的方向，而直线指示当飞行器位于由实心菱形指示的定位时从飞行器到参考方位的视线。
图8A和图8B是在飞行器沿图8中所描绘的路径的飞行期间视角和俯角分别对时间的图形。
图9是示出在目标俯角为-20°的情况下，相对于具有坐标(0，0，0)的固定参考方位的飞行器的可变高度飞行轨迹的一个示例的三维图形。
图9A到图9D是在飞行器沿图9中所描绘的示例轨迹的飞行期间视角、俯角、俯仰角和滚转角分别对时间的图形。
图10是示出在二维图上三个可能轨迹的示意图，为了简单起见忽略了高度的变化。
图11是示出模型预测控制和控制时序的概念示例的图表。
图12是识别根据一个实施例的具有俯角参考跟踪系统的飞行器的某些部件的框图。
下文将参考附图，其中不同的图中的相似元素具有相同的参考数字。
具体实施方式
为了说明的目的，现在将详细描述用于跟踪相对于参考方位的目标俯角的系统和方法。然而，在本说明书中并没有描述实际的实施方式中的所有特征。本领域技术人员将理解的，在开发任何这种实施例时，必须做出许多特定于实施方式的决定来实现开发者的特定目的，诸如遵从与系统相关的和与业务相关的约束，这将从一个实施方式到另一个实施方式变化。另外，将理解，这样的开发努力可能是复杂的和耗时的，但是，对于那些从本公开中受益的普通技术人员来说，这将是一项例行的工作。
为了说明的目的，现在将参考感测飞行器来描述俯角参考跟踪(DART)系统的一个实施例。机上误差提示和飞行指引仪实现用于平台系统测试的精确俯角跟踪。系统能够跟踪相对于固定参考点或相对于动态参考点(例如，空对空)的恒定或可变的俯角。俯角参考跟踪(DART)系统包含算法集和飞行员显示器，该飞行员显示器使用来自机上GPS和INS的数据来计算相对于固定或移动参考方位的飞行器的方位，从而为系统测量和性能评估的目的允许相对几何结构的精确控制。
图1是定义相对于具有主体10的飞行器的参考系的视角和俯角的示意图。飞行器的参考系包含：X体轴2、Y体轴4和Z体轴6，其中体轴(由箭头指示)是相互正交的。视角(由曲线箭头14指示的)被定义为体轴方位角，即，在视角向量12和X体轴2之间测量的角，其是在XY平面(水线)中围绕Z轴旋转测量的。在右旋坐标系中，相对X轴的视角是正的。俯角(由曲线箭头18指示的)被定义为体轴仰角，即，在视线向量16(指向参考方位)和XY平面之间测量的角。飞行器水线以下的俯角是负的。
图2是识别根据一个实施例的俯角参考跟踪系统50的软件(包括算法和这些算法的数据输入)和硬件组件的流程图。该俯角参考跟踪系统50包含一个或更多个计算机，该计算机经配置以执行多个俯角参考跟踪算法54(下文“DART算法54”)。所有的DART算法功能(误差提示处理、飞行指引仪计算等)都可以被托管在广泛的机上计算系统上。不同的机载平台将具有不同的计算系统体系结构。例如，DART算法功能可以被托管在集成的飞行计算机、任务计算机、显示处理器或外部计算和显示硬件上，该外部计算和显示硬件不是平台的现有飞行/任务系统体系结构的原始部分(条件是外部硬件具有从平台获取精准定位和高度数据的能力)。
俯角参考跟踪算法可以在三个增加能力的级别中被实施：误差提示逻辑56和飞行指引仪逻辑58，飞行指引仪逻辑58包含混合飞行指引仪60和先进飞行指引仪62。误差提示逻辑56(级别1)提供俯角跟踪误差和速率的反馈，使飞行员能够利用在俯角参考跟踪显示系统64(下文“DART显示系统64”)的误差提示主飞行显示器66的屏幕上显示的误差提示定位优先化俯仰和滚转输入。混合飞行指引仪60(级别2)使用在DART显示系统64的飞行指引仪主飞行显示器68的屏幕上显示的仪表着陆系统(ILS)型飞行员界面针对混合俯仰/滚转命令提供命令指导，使飞行员在避免约束的同时进行平滑和可重复的轨迹的飞行。在替代方式中，先进飞行指引仪62(级别3)使用在飞行显示器主飞行显示器68的屏幕上显示的ILS型界面提供俯仰/滚转命令指导。先进飞行指引仪62具有模型预测控制体系结构，其经配置以提供优化指导用于最大化测试效率并且实时避免系统和运动学约束。
对DART算法的输入包含DART输入52，包括不限于参考方位、目标俯角、初始条件和调整参数，以及交通工具状态信息76诸如定位、姿态、速度、速率(例如，滚转速率)和加速度等。该交通工具状态信息可以从GPS数据78和INS数据80导出。GPS数据78和INS数据80在机载平台74的飞行期间分别由GPS和INS(在图2中未示出)获取。机载平台74的飞行通过由飞行员在他/她查看在DART显示系统64上显示的提示和/或指导时输入的飞行员命令70或通过响应于从飞行指引仪逻辑58接收的俯角跟踪误差信息由自动驾驶仪逻辑72发出的命令指示。
图3和图4是表示概念主飞行显示器20的相应屏幕截图的示意图，当系统在误差提示模式中操作时，该概念主飞行显示器20显示飞行符号26、水平线22和误差提示28。误差提示的垂直定位指示任何俯角跟踪误差，从而使飞行员能够操纵飞行器用于校正误差。在主飞行显示器20中，飞行器符号26具有固定的定位，而当机载平台74的方位相对于水平面改变时，水平线22向上/向下移动或沿顺时针方向/沿逆时针方向旋转。
根据图3和图4中描绘的实施方式，误差提示28的横向偏移与机载平台74的视角(即，体轴方位角)成比例，而误差提示28的垂直偏移指示俯角跟踪误差。更具体地，俯角跟踪误差的大小(归一化为0°俯角)通过误差提示28距离零误差参考线24(由虚线指示)的垂直距离指示，零误差参考线24从飞行器符号26的相对端延伸。在图3所描绘的示例中，俯角跟踪误差的大小为零，如由误差提示28与零误差参考线24对齐所指示的。在图4所描绘的示例中，俯角跟踪误差的大小为非零，如由误差提示28和零误差参考线24之间的垂直分离距离所指示的。更具体地，图4中的误差提示28的定位为飞行员提供指导以通过向下俯仰和向左滚转来操纵飞行器从而减少跟踪误差。为了跟踪目标俯角，飞行员操纵飞行器来保持误差提示28在零误差参考线24上(即，对齐)，如图3所示。
图5是示出相对于具有坐标(0，0)的固定参考方位的飞行器的模拟的飞行路径的一个示例的二维图形。箭头指示飞行的方向，而直线指示当飞行器位于在由实心菱形指示的定位时从飞行器到参考方位的视线。图5A是在飞行器沿图5中所描绘的路径的飞行期间视角(即，方位角)对时间的图形。图5B是在飞行器沿图5中所描绘的路径的飞行期间俯角(即，仰角)对时间的图形。图5B指示在模拟期间，-20°的目标俯角保持三分钟，而视角从约-30°到约-180°范围内被扫过。
图6和图7是表示当系统在混合飞行指引仪模式中操作时，概念主飞行显示器20的相应屏幕截图的示意图。主飞行显示器20显示飞行器符号26、水平线22、当俯角跟踪误差的大小分别为零(图5)和非零(图6)时的滚转角误差条30和俯仰角误差条32。在主飞行显示器20中，飞行器符号26再次具有固定定位，而水平线22随机载平台74的方位相对于水平面变化而向上/向下移动或按顺时针/按逆时针旋转。飞行器符号26的中心顶点表示对应于中心飞行指引仪命令的飞行器瞄准线。混合飞行指引仪提供俯仰和滚转命令指导来跟踪俯角。相应地，飞行器上的显示设备经配置以生成图形指示符的显示用于指示计算的相对于显示的飞行器符号的滚转和俯仰角误差。在飞行器上的显示计算机可与飞行器上的集成飞行计算机相关联，并且可以经配置以生成相对于显示的飞行器符号重叠在飞行显示器上的图形指示符的显示。例如，显示计算机可生成计算的滚转和俯仰角误差的图形指示符的显示，该滚转和俯仰角误差的图形指示符的显示可使用在飞行器的主飞行显示器上的仪表着陆系统(ILS)型的飞行员界面相对于飞行器符号进行重叠。因此，显示设备控制图形指示符诸如滚转和俯仰误差条的显示和/或重叠，其中滚转和俯仰误差条的定位是计算的滚转和俯仰角误差的相应函数，从而使飞行员能够精确地控制飞行器来跟随扫视视角的轨迹，同时跟踪相对于地面上的参考方位的目标俯角。
根据图7描绘的实施方式，滚转角误差条30和俯仰角误差条32指示校准命令的方向。飞行员能够跟随滚转角误差条30用于滚转提示，并且跟随俯仰角误差条32用于俯仰提示。为了跟踪目标俯角，飞行员根据滚转和俯仰提示来操纵飞行器，直到滚转角误差条30和俯仰角误差条32二者都在飞行器瞄准线处相交(如图6所示)，指示俯角跟踪误差的大小已经变成零。
图8是示出相对于具有坐标(0，0)的固定参考方位的飞行器的模拟飞行路径的另一个示例的二维图形。箭头指示飞行的方向，而直线指示当飞行器位于在由实心菱形指示的定位时从飞行器到参考方位的视线。图8A是在飞行器沿图8中所描绘的路径的飞行期间视角对时间的图形。图8B是在飞行器沿图8中所描绘的路径的飞行期间俯角对时间的图形。图8B指示在模拟期间，-10°的目标俯角被保持近四分钟，而视角从约-40°到约-180°范围内被扫过。
图9是示出相对于具有坐标(0，0，0)的固定参考方位的飞行器的模拟可变高度飞行轨迹的一个示例的三维图形。目标俯角维持在-20°处，意指图9中描绘的视线向量中的每一个相对于相应视角向量(图9未示出)形成-20°角度。
图9A至图9D是在飞行器沿图9中描绘的示例轨迹的飞行期间视角、俯角、俯仰角和滚转角分别对时间的图形，模拟时间为两分钟。在三个图形中呈现的数据在混合飞行指引仪的模拟期间生成，该混合飞行指引仪经配置以在利用一个固定轴和一个自由轴操作时保持-20°的目标俯角。在前40秒期间，俯仰轴是自由的(参见图9C)并且滚转轴是固定的(参见图9D)；在下一个55秒期间，俯仰轴是固定的(参见图9C)并且滚转轴是自由的(参见图9D)；以及在最后25秒期间，俯仰轴是(参见图9C)和滚转轴是固定的(参见图9C)。飞行器持续两分钟跟踪-20°俯角(参见图9B)，在此时间跨度期间，视角在约-30°到约-140°范围内被扫过(参见图9A)。
总之，响应于从误差提示处理模块接收的数据，显示计算机控制主飞行显示器来显示图3和图4中描绘的符号，而响应于从自动驾驶仪飞行指引仪接收的数据，显示计算机控制主飞行显示器来显示图6和图7中描绘的符号。在图6和图7所示的示例中，主飞行显示器图形地描绘飞行器相对于水平面的姿态(借助于固定飞行器符号26和移动水平线22)、滚转角误差条30和俯仰角误差条32。响应于飞行器参数值的变化，显示的信息动态地改变。
根据一个实施例，误差提示逻辑56(参见图2)包含函数fbr，函数fbr通过将平台和参考状态映射到从平台指向参考方位的向量，相对于平台体轴创建体参考向量
状态向量(x)包含平台纬度、经度、高度&姿态(φ,θ,ψ)以及参考方位纬度、经度和高度：
x＝[LLAp,ATTp,LLAref,…]
状态(x)可以根据需要扩充其他参数。
误差提示逻辑56进一步包含函数fλδ，该函数使用体参考向量来计算视角(λ)和俯角(δ)，其中λ∈[-180°,180°]并且δ∈[-90°,90°]：
DART系统可以由用户配置，使得目标俯角δT是用户定义的视角λ的函数fT：
δT＝fT(λ)
俯角误差(ε)被定义为δ-δT:
ε＝δ-δT
误差提示逻辑56还包含将视角和俯角误差映射到误差提示定位[ECλ,ECε]以显示给飞行员的函数fEC：
[ECλ,ECε]＝fEC(λ,ε)
ECλ项定义了误差提示的横向定位，归一化为±1。ECε项定义了误差提示的垂直定位。
根据一种可能的实施方式，函数将视角和俯角误差映射在飞行员的显示器上的细节如下：
函数[ECλ,ECε]＝fEC(λ,ε)
如果|λ|≤90
ECε＝ε
ECλ＝λ/90
否则
ECε＝-ε
如果λ≥0
ECλ＝(λ-180)/90
否则
ECλ＝(180+λ)/90
结束
结束
为误差提示模式定义的函数根据需要被用在混合飞行指引仪60(参见图2)的逻辑中。
根据一个实施例，混合飞行指引仪60的逻辑进一步包含命令函数fcmd，该命令函数fcmd依赖于初始条件的用户选择和俯仰或滚转剖面(profile)的先验定义，以最小化暴露于约束。不执行实时约束避免。命令函数fcmd计算滚转(φc)和俯仰(θc)命令以满足目标俯角跟踪要求ε＝δ-δT＝0：
[φc,θc]＝fcmd(x,δT,φF,θF)
这个公式是状态(x)、目标俯角(δT)以及可选的自变量(φF,θF)的非线性函数，它允许用户分别固定特定的φ或θ值来遵循期望的滚转或俯仰剖面，其中状态由下面的等式给出:
x＝[…,φ,θ,ψ,...]，滚转、俯仰、偏航
根据另一个实施例，混合飞行指引仪60的逻辑包含命令函数fcmd，其结合了除了状态和目标俯角外的约束的细节。虽然初始条件的用户选择仍然是重要的，但是此实施方式执行约束的线性化，以混合滚转和俯仰命令，最小化暴露于约束。这个命令函数fcmd计算滚转(φc)和俯仰(θc)命令以满足目标俯角跟踪要求ε＝δ-δT＝0：
其中
非线性输出函数将状态变量映射为系统性能参数(诸如范围、速度、视率、交叉极化角等)。使用系统状态(x)和输出变量/>函数/>定义为了剖面有效性轨迹必须满足的约束。计算滚转(φc)和俯仰(θc)命令，以在最大可能程度上避免违反约束。
混合飞行指引仪60的逻辑进一步包含映射函数fFD，该函数计算滚转和俯仰误差信号以显示给飞行员。这些误差信号也可用于驱动载人或无人平台上的自动驾驶仪系统。映射函数fFD将滚转和俯仰角误差映射到飞行指引仪误差条定位(FDφ,FDθ)，以显示给飞行员：
[FDφ,FDθ]＝fFD(φc,θc,x)
FDφ项定义滚转误差条定位。FDθ项定义俯仰误差条定位。
针对误差提示模式定义的函数根据需要也在先进飞行指引仪62(参见图2)的逻辑中使用。为了最大的效率，需要生成具有最大扫视角(Δλ)的轨迹的能力。扫视角被定义为|λN-λ0|解析为范围[0°，360°]，其中下标0表示初始时间，并且N表示剖面的结束。模型预测控制(MPC)表示一类广泛的控制算法，它在闭环控制和轨迹生成问题的求解中允许系统约束的明确调节(accommodation)。为俯角跟踪问题创建优化的轨迹将涉及到MPC控制器设计的非线性变型，以确保尽可能久地避免复杂的约束，同时最大化扫视角。
根据一个实施例，先进飞行指引仪62的逻辑进一步包含命令函数fcmd，该命令函数fcmd计算滚转(φc)和俯仰(θc)命令，以使用MPC方法满足目标俯角跟踪要求ε＝δ-δT＝0，用于实时轨迹优化，同时满足约束。
该公式是状态(x)、目标俯角(δT)、约束函数以及捕捉风和其他环境因素的扰动项(w)的非线性函数。约束函数/>中的第二个变量是：
非线性输出函数将状态变量映射到系统性能参数(诸如范围、速度、视率、交叉极化角等)。使用系统状态(x)和输出变量/>函数/>定义为了剖面有效性轨迹必须满足的约束。选择滚转(φc)和俯仰(θc)命令，以在最大可能范围内避免违反约束。
MPC优化问题可以以标准形式制定如下，其中目标函数是在0到N的时间范围内最大化扫视角：
在0…N上最大化Δλ
以
为条件
函数fdyn定义考虑状态、控制和扰动输入的平台动力学。约束函数定义等式和不等式约束，为了剖面有效性必须满足这些约束。
如前所述，DART飞行指引仪映射函数计算滚转和俯仰误差信号以显示给飞行员。这些误差信号也可用于在载人或无人平台上驱动自动驾驶仪系统。映射函数fFD将滚转和俯仰角误差映射为飞行指引仪误差条定位(FDφ,FDθ)，以显示给飞行员：
[FDφ,FDθ]＝fFD(φc,θc,x)
FDφ项定义滚转误差条定位。FDθ项定义俯仰误差条定位。
下面的推导描述了DART级别1(误差提示)算法的一个示例实施方式的计算。
计算误差提示所需的状态向量被定义为：
x＝[Latp,Lonp,Altp,φp,θp,ψp,Latr,Lonr,Altr]T
其中[Lat,Lon,Alt]表示在纬度、经度和高度上的定位。项[φ,θ,ψ]表示具有滚转、俯仰和偏航欧拉角的姿态的标准表示法。下标“p”表示使用DART的机载平台，以及下标“r”表示测试设备所在的参考方位。上标“T”表示向量转置算子，并将行向量(如图所示)转换为列向量。
接下来，使用[Lat,Lon,Alt]项在以地球为中心的参考系中创建定位向量。目前的技术文献中几种选项是可获得的，包括地心惯性坐标系(Earth Centered Inertial,ECI)或地心地固坐标系(Earth Centered-Earth Fixed,ECEF)，使用球形、椭球体(WGS-84)或其他大地水准面模型。另一种选项是使用许多投影算法中的一种，将[Lat,Lon,Alt]参数直接转换为平面-地球参考系。在选择要选择的模型时，用户应该考虑到每个模型固有的误差特征及其应用的准确性要求。
在下面的示例中，使用ECI参考系，其中函数fECI执行从纬度、经度和高度到ECI参考系中的[x,y,z]坐标的转换。在ECI坐标中的平台定位给出为：
参考定位类似地定义为
接下来，创建从平台指向ECI坐标中的参考方位的向量：
为了简化计算，对前面的向量进行归一化，以创建从平台方位指向参考方位的单位向量：
下一步是使用转换矩阵(通常在技术文献中可获得)来将ECI坐标中的单位向量转换为地理或地方级坐标(通常也称为北-东-下(NED)坐标系)中的单位向量。3×3转换矩阵BG执行该转换为：
使用NED坐标中的单位向量，可使用分别定义姿态为滚转、俯仰和偏航的平台欧拉角(φ，θ，ψ)，从而实现从NED到体轴坐标的转换。体轴参考系在平台上x-向前、y-向右以及z-向下对齐。
使用欧拉角变换的偏航-俯仰-滚转约定，体轴单位向量被定义为：
B方向余弦转换矩阵被定义为如下：
为了计算视角和俯角(其定义前面提到的函数fλδ)，可以使用体轴单位向量的元素如下：
δ＝arcsin(-uz)
其中x，y和z分量从体轴单位向量中提取。
在计算视角λ时，反正切函数应该基于输入自变量的符号将x分量和y分量适当地求解到适当的象限。
俯角目标函数使用由视角和目标俯角的向量定义的查找表，其被指定如下：
δtgt＝ftgt(λ)
俯角误差被定义为当前俯角和目标值之间的差值：
ε＝δ-δtgt
将视角和俯角误差映射到DART误差提示定位fEC的函数如先前被定义。该函数基于一系列如果-那么-否则(if-then-else)逻辑测试来执行简单的计算，以指定在飞行员的显示器上的适当的误差提示定位。
下面的推导描述实施DART级别2(混合飞行指引仪)算法所需的计算。
DART混合飞行指引仪算法具有两个主要自由度，其允许平台的命令的滚转姿态和俯仰姿态(φC,θC)的调整。
使用先前定义的俯角的定义δ＝asin(-uz)，可以求解体轴单位向量uz,tgt的目标z分量作为目标俯角的函数：
uz,tgt＝-sin(δtgt)
要解决的一般问题如下：给定NED单位向量当前平台偏航欧拉角ψ、先前定义的NED至体转换/>以及体轴单位向量uz,tgt＝-sin(δtgt)的目标z分量，求解满足DART命令方程(DCE)所需的滚转(φC)和俯仰(θC)命令，定义如下：
其中下标“C”表示针对φC和θC求解的自由的“命令”参数，并且下标“F”表示参数是“固定的”。上标“T”表示向量转置，并用于允许方程的更紧凑表示。
DART命令方程是在求解φC和θC时没有闭式代数解的超越函数。在这种形式的方程解的技术文献中，各种解析近似、数值和图形方法是可获得的。
在求解上述方程时，偏航角被设定并保持固定在当前状态值ψF。基于平台和参考方位的相对几何结构导出NED单位向量目标俯角被定义为视角的函数δtgt＝ftgt(λ)。
首先，考虑滚转或俯仰是固定的，φF或者θF的特殊情况的解。在这种形式下，方程只具有单个自由度，并且可以使用各种非线性求解器技术来获得解。简单的牛顿方法割线斜率求解器在算法原型实施方式中被证明是有效的。
在单个自由度下，当由于在某些相对几何结构情况下所看到的奇点引起固定滚转或俯仰值时(例如，当视角λ＝90°和俯角δ＝0°时，俯仰输入θC的变化对产生的俯角没有影响)，用户应该是仔细的。
固定俯仰或滚转简化了轨迹设计过程。经设计使用这种特殊情况的剖面可以在整个剖面中具有固定的滚转或俯仰，或者由用户自由裁量在剖面的某些阶段处在固定和自由参数之间切换。
针对这种特殊情况的解可以用命令函数表示：
[φC,θC]＝fcmd(x,λtgt,φF,θF)
其实施上面定义的逻辑，其中φF或者θF是可选自变量。
DART命令方程的通解有两个自由度，其中滚转和俯仰命令参数(φC,θC)都必须被求解以在每一时间步长k处满足方程。针对一般情况的解会产生无限多个解对(φCi,θCi)，其中每个第i组合都是DCE的唯一可行的解。
为了确定(φCi,θCi)的最佳选择以在每个时间步长k上满足DART命令方程，可以在解中考虑问题约束。
创建一组候选解(φCi,θCi)，其中i＝1，2，…，Ni。在时间步长k处，对于每个候选解i，系统动力学和输出由以下给出：
xk+1,i＝fdyn(xk,φCk,i,θCk,i,wk)
yk+1,i＝hout(xk+1,i)
其中函数fdyn表示从时间步长k传播到k+1的非线性动力学。参数(φCk,i,θCk,i)表示在第i候选解的时间步长k处对DCE的解。参数wk表示时间步长k处的环境扰动(风)。函数hout计算约束函数中要考虑的状态向量的非线性输出。这些输出参数的示例指示为空速VIAS、参考方位Rh的水平范围、视率和交叉极化角χ，状态向量xk的所有非线性函数。
状态向量xk包括但不限于：定位、姿态、线性和角速度以及线性和角加速度项。
输出向量yk包括但不限于：指示的空速、参考方位的范围、视率、交叉极化角以及与系统性能和约束有关的任何其他项。
约束函数g(xk,yk)≥0可以定义等式和不等式约束，为了有效解必须满足这些约束。gj(xk,yk)的元素j＝1到Nj表示每个单独的约束条件。约束方程的几个样本元素如下给出：
g2(xk,yk):VIAS-VIAS ≥0
g4(xk,yk):Rh-Rh ≥0
上条和下条表示法分别表示约束的最大值和最小值。
有几种方法可以构造成本函数J(xk,yk,g(xk,yk))，以帮助(φCk,θCk)的最优选择。前两个选项使用到约束的距离作为在每个时间步长(φCk,θck)处选择最优值的主要度量。接下来的两个变型使用到达约束的估计时间作为确定最优解的主要因素。
利用决策论中的“极小极大(minimax)”概念，可以选择在gj(xk,yk)的所有j约束下产生最大的最小值的第i个候选解。这可以被示出为：
同时gj(xk,i,yk,i)≥0
上述公式保持了每个约束参数与其相应限制之间的最大裕度。
一种替代的公式使用每个j约束乘以用户定义的加权向量zg的和，以允许在j＝1到Nj的范围内的特定约束的优先化。
同时gj(xk,i,yk,i)≥0
选择具有最大加权和的第i值作为最优选择。
成本函数的第三变型使用到达约束的估计时间，而不是约束值与其限制之间的大小的差值。到达约束的估计时间由向量Tg给出，其可以由以下估计：
其中Tg,j是到达第j约束的估计时间。一般来说，约束参数的当前值是a。上条和下条表示法分别表示约束的最大值和最小值。约束参数的变化速率为
使用上面描述的极小极大方法，可以选择第i个候选解，它在所有j约束下产生最大的最小估计时间Tg,j。
同时gj(xk,i,yk,i)≥0
上面的公式对每个约束保持最大的最小时间裕量。
第四版本将到达约束的估计时间与用户定义的时间加权向量zT相结合，这允许到达特定的约束的时间的优先化：
同时gj(xk,i,yk,i)≥0
选择具有估计时间的最大加权和的第i个值作为最优选择。
当从候选解集中选择(φC,θC)时，用户可以选择上文呈现四种成本函数中的任何一种，或者使用不同的函数来满足特定的性能要求。
针对受约束的一般情况的解可以由命令函数表示：
[φC,θC]＝fcmd(x,λtgt,g(x,y))
当向飞行员显示飞行指引仪提示时，以下函数计算飞行指引仪误差条的定位命令：
[FDφ,FDθ]＝fFD(φC,θC,x)
滚转和俯仰飞行指引仪误差条定义被给出如下：
FDφ＝φC-φ
FDθ＝θC-θ
上述方法用于选择最佳俯仰和滚转命令(φC,θC)，在当前时间步长k处执行局部优化。该局部优化不能保证轨迹在整个飞行剖面上的最优性，但在实践中通常可以提供可接受的性能。对于全局最优飞行剖面，DART级别3(先进飞行指引仪)概念使用模型预测控制(MPC)方法来实现有效的轨迹，同时明确地避免约束。
DART级别3先进飞行指引仪是混合飞行指引仪(级别2)的逻辑扩展。当使用在级别2实施方式中的约束时，用于选择最优姿态命令的成本函数被表示为在每个时间步长处的线性化近似。这些线性化表示在当前时间步长的邻域中是有效的，但不能保证提供全局最优解。级别2轨迹导致“最佳第一搜索”或贪婪(greedy)法用于轨迹生成。
当寻求改进DART级别2能力时，应该选择一种控制方法，该方法可以近似全局最优解，同时生成满足问题约束的飞行路径轨迹。DART级别3轨迹的主要目标是能够以最有效率的方式跟踪轨迹上的零俯角误差。“最有效率”的定义可以由用户以多种方式来解释。在下面的推导中使用的效率的主要度量将最大化轨迹上的扫视角(开始和结束视角之间的差值)：
其中，当离散化为ΔT时间段时，Np是剖面的长度。表示第k个时间增量上的平均视率。效率的替代量度可以是最小化总能量、高度、速度等中的变化。
模型预测控制(MPC)的使用对于级别3算法的目标是自然合适的。MPC使用动态或运动学模型在有限时域(time horizon)TH上向前传播系统状态，将有限时域TH离散为具有增量ΔT的NH个步长。在每个时间步长，k＝0，…，NH-1处，定义最优控制以优化成本函数J(.)，同时在时域内满足约束g(.)(成本和约束函数将在下一节中更详细地定义)。/>中的星号用于表示可能的控制集合上的最优值。在每个采样间隔期间，MPC解决了开环优化问题，其中该解提供了最优命令序列。最优命令序列的第一元素/>(1)被应用于当前采样间隔的闭环控制。然后，当k前进到k+1时，该过程重复，并且时域递增ΔT。
激励示例——下面给出一个简单的示例来说明使用MPC解决DART级别3轨迹生成问题的优点。
假设存在在堪测期望的俯角的轨迹的路线上要满足的最小和最大范围约束。在相同的初始条件下，存在可以使用不同的控制策略形成的无限数量的轨迹。在图10所描绘的示例中，三个可能的轨迹示出在二维图上，为了简单起见忽略了高度变化。
这些候选轨迹在距离参考方位(由图10中的“Ref Loc”所指示的)的距离Rmax的相同的方位开始。每个使用一个稍微不同的俯仰和滚转混合，以满足俯角跟踪要求。轨迹1和轨迹3表示在使用次优控制方案时可预期的行为。当与轨迹2中的剖面相比时，这些轨迹中的每一个都过早地遇到覆盖较小的扫视角范围的范围约束。轨迹2中的优化剖面提供了接近但不违反最小范围约束，然后向外朝向最大范围约束行进的飞行路径，从而覆盖比其他候选轨迹中任一个大的扫视角。
模型预测控制具有独特的前瞻能力，确保在飞行剖面早期作出的控制决策不会过早地违反有限时域内的约束。根据问题的性质，当到达约束(高度、范围、速度等)中的一个时，飞行剖面将终止。优化的目的是在到达剖面末端处的终端约束之前勘测最大视角段。
模型预测控制(通常也称为滚动时域控制)是最优控制理论的延伸，并且最早是在20世纪60年代初提出的。由于缺乏足够的计算能力来在实时环境中执行MPC算法，因此初始应用被限制。随着计算能力的增加，MPC被应用于工业过程控制和石油精炼应用。这些系统的时间尺度足够慢，使得在每个采样间隔内有足够的时间使MPC算法收敛到最优解。最近，汽车和航空航天行业已经开始采用MPC算法，利用强大的现代处理器来实现该方法的独特的约束处理能力。MPC是学术界和工业界的一个活跃的研究领域。因此，已经发展了初始线性MPC概念的几十个变型和扩展。这些包括线性、非线性和混合版本、适合快速实时操作的方法、以及允许对不稳定系统进行鲁棒跟踪和稳定的变型。
MPC方法的约束处理质量是其在许多应用中的关键。在最优控制理论中使用的许多成本函数允许设计者惩罚与参考状态的偏差或过度控制使用。这些方法不允许明确处理等式和不等式约束。正如在许多应用中看到的，接近约束的操作并不一定是不希望的。在炼油厂的应用中，多个约束处或者接近于多个约束的操作可以提高产品产量，增加效率和经济效益。
对DART级别3算法的MPC的应用利用这些约束避免属性，以最大化飞行剖面的效率。在DART问题中使用的运动学模型和约束的性质需要使用MPC的非线性变型(NMPC)。对于DART，NMPC求解器的实施方式的特性是灵活的，并且因此被视为在DART算法中使用的黑盒。有许多从中可以选择的商业上可用的非线性MPC求解器。替代性地，可以选择开发定制的MPC算法，其适合于DART应用和主机处理器的特性。
在建立非线性MPC问题的输入参数时，主要需求是非线性动态(或运动学)模型的定义、成本函数的选择、约束的定义以及预测时域的选择。
动态模型的选择——混合的、非线性的运动学模型可以用来代替完整的非线性动力学模型。这种混合的、非线性模型捕获了一个点质量移动通过空间的主导效果，该点质量受制于倾斜转弯(bank-to-turn)平台的运动学约束。基本的运动学是通过空气动力学迎角(angle-of-attack)的模型以及加速度模型增强，空气动力学迎角的模型将体轴与平台速度向量关联，该加速度模型捕获可实现的速度向量加速度作为速度、高度和姿态的函数。该模型应该能够接受高空风的估计，因为这些可以是飞行剖面的演变中的重要因素。这个模型将状态从k传播到k+1，由下面的表示法给出：
xk+1＝fdyn(xk,φCk,θCk,wk)
约束的选择——在MPC方案中使用的约束与在级别2问题陈述中所呈现的约束相同，其中增加由MPC算法给出的最优控制在每个时间步长都要满足约束函数再次，xk表示系统状态，并且yk表示(可能是非线性的)模型输出的向量，它是系统状态的函数。一般形式下，约束可示出为：
其中下条和上条表示法分别表示下限和上限。
成本函数的选择——成本函数定义中常见但灵活的选择是加权二次和。
/>
其中，zk表示在NH个步长上受制于惩罚的数量的向量，并且上标T表示向量转置算子。Q是一个对称的半正定矩阵，其允许用户为zk的每个元素指定非负的相对权重。在DART应用中，成本函数J(z)在可能的控制集u上被最大化。
在最简单的形式中，使扫视角最大是唯一的目标，成本函数降为
在广义定义中，zk的元素是模型状态、输出、控制和约束限制的组合，并且由(但不限于)以下式子定义：
其中是在时间步长k处扫过的视角，并且其余项表示状态、输出和控制向量以及它们各自的上、下约束限制(当可适用时)之间的向量差。
时域的选择——有限时域TH的初始选择应该足够长，以允许最优轨迹进入终端约束，从而结束剖面。当轨迹随着MPC算法的每一步演变时，可以通过更新时域以匹配预期的剖面结束来获得可计算的效率。
时间尺度分离——为了目标俯角的平滑跟踪，必须用足够小的时间增量Δt来更新滚转和俯仰命令。MPC求解器所需的处理时间可能超过该较小的时间增量，因此使用时间尺度分离用公式表示算法是优选的。DART级别3的实施方式优选地将适应多个时间尺度，其中每ΔT秒计算一次MPC解，并且每Δt秒将计算一次滚转和俯仰命令，其中Δt≤ΔT。图11中示出MPC和控制时序的一个概念示例。
模型预测控制参数的选择——在级别3算法的实施方式中使用时间尺度分离影响了由MPC解提供的控制参数的选择。由于滚转和俯仰命令(φC,θC)是由为级别2定义的DART命令方程所关联的，因此可以通过定义任意一个命令参数来获得最优命令集/>
如果MPC算法在时间步长k处的最优控制参数被定义为欧拉角速率或/>则可以在间隔ΔT内在任何时间计算步长k的最优滚转或俯仰命令。为了避免DART命令方程中的奇点，选择/>或/>是基于如下所定义的视角部分(sector)：
其中λ∈[-180°,180°]。
每个间隔Δt的最优命令如下所示：
鼻/尾部：
侧部：
/>
其中，当指定滚转或俯仰时，fDCE(.)是DART命令方程(在级别2中定义)的解。
根据一个实施例，DART级别3，即先进飞行指引仪，的算法流程逻辑如下：
(1)调用具有状态xk的非线性MPC求解器
(2)得到在下一个ΔT秒内使用的最优速率命令
(a)对来自t＝0,…,ΔT的每一个Δt
(i)使用最优速率命令或/>来选择命令姿态/>或/>
(ii)使用DCE来解相应的姿态命令
(iii)向飞行指引仪提供姿态命令
(iv)重复(a)直到到达ΔT
(3)重复(1)直到在终端约束处到达剖面结束为止
图12是识别根据一个实施例的具有飞行控制系统102的飞行器的某些部件的框图。飞行控制系统102包含执行以下功能的一个或更多个计算机：主飞行控制功能104、自动驾驶仪飞行指引仪106(如上文详细描述的)和误差提示处理108(如上文详细描述的)。然而，该体系结构仅用于说明目的被呈现。所有的DART算法功能(误差提示处理、飞行指引仪计算等)都可以被托管在广泛的机上计算系统上。不同的机载平台将具有不同的计算系统体系结构。用DART功能改造现有体系结构的某些元素将比其他体系结构的某些元素更昂贵。例如，DART算法功能可以被托管在集成飞行计算机、任务计算机、显示处理器或外部计算和显示硬件上，该外部计算和显示硬件不是平台的现有飞行/任务系统体系结构的原始部分(只要外部硬件具有从平台访问精确的定位和姿态数据的能力)。
自动驾驶仪飞行指引仪106包含各种航空电子部件(未示出)，包括(但不限于)自动驾驶仪系统和飞行指引仪系统。自动驾驶仪系统能够通过向主飞行控制功能104提供指导信号来启动各种飞行器控制面的移动。飞行指引仪系统在人工飞行期间，向飞行员提供滚转和俯仰指导命令的电子显示用于在驾驶飞行器时使用。飞行指引仪系统与显示计算机112通信，该显示计算机112经配置以控制主飞行显示器114(或其他驾驶舱显示器)。响应于从误差提示处理108接收的数据，显示计算机112控制主飞行显示器114以显示与图3和图4中所描绘的符号类似的符号，而响应于从自动驾驶飞行指引仪106接收的数据，显示计算机112控制主飞行显示器114以显示与图6和图7中所描绘的符号相似的符号。在图6和图7中所示的表示法符号的情况下，主飞行显示器114图形地描绘飞行器相对于水平面的姿态(借助于固定的飞行器符号26和移动水平线22)、滚转角误差条30和俯角误差条32。所显示的信息响应于飞行器参数值的变化而动态地变化。显示计算机在本领域中是众所周知的，并且本文不详细描述显示计算机112的基本操作。替代性地，飞行控制系统102和显示计算机112的相关功能可以由具有单个处理器或多个处理器的单个计算机执行。
飞行控制系统102还包含输入信号管理平台110，其接收表示来自大气数据惯性基准系统(ADIRS)116的飞行参数数据的信号和来自GPS接收器118的GPS信号(GPS接收器118通过其接收GPS信号的天线在图8中未示出)。ADIRS 116包含提供空速、迎角、温度和气压高度数据的大气数据部分，以及向输入信号管理平台110提供姿态、飞行路径向量、地面速度和定位数据的惯性基准部分。GPS信号可以被处理以确定飞行器的方位的坐标。
虽然在图12中未示出，一个典型的主驾驶舱飞行控制输入装置是控制横舵柄或操纵杆，其通过在向左和向右转动或向左和向右偏转时使副翼移动，以及在向后或向前移动时使升降舵移动，控制飞行器的滚转和俯仰。此外，主飞行控制功能104包含滚转速率命令系统，其响应于来自飞行器飞行员的命令。通过移动控制横舵柄或操纵杆，由飞行员输入命令滚转速率。在飞行器的滚转期间，滚转速率由包含在ADIRS 116中的滚转速率陀螺仪测量。将测量的滚转速率与命令的滚转速率进行比较。主飞行控制功能104然后将控制表面命令输出到电液伺服致动器120，这些命令是测量的和命令的滚转速率之间的差值的函数。响应于控制表面命令，电液伺服致动器120偏转在相反的方向上的飞行控制表面122对(例如，副翼)以引起滚转。主飞行控制功能104还控制俯仰和偏航。
当考虑机载传感器平台上的系统的评估时，可以看到使精确的相对几何结构(俯角跟踪)飞行的好处。一个这样的机载传感器平台可以配备大量的传感器系统，其具有跨越广泛的电磁频谱的能力。该平台上的主传感器可以是安装在飞行器的下侧上的大型侧视相控阵雷达。雷达孔径的主覆盖区域是飞行器中心线的左侧和右侧。在这种情况下，机翼下安装的发动机舱可以在浅的俯角掩蔽雷达孔径视线，从而阻止或扭曲RF向预期目标的传播。
在结构或其它空间干扰存在时表征孔径性能是DART系统的关键应用之一。为了准确地表征上述示例中的掩蔽效应，测试团队可以飞行穿越剖面以在一定值范围(例如，-10°、-8°、-6°等)内收集俯角数据。通过在参考方位将已知功率、偏振和相位的参考信号发送到测试设备(或者从测试设备接收已知功率、偏振和相位的参考信号)，测试团队可以求解孔径增益和其他未知参数。具有使精确的相对几何结构飞行的能力允许测量数据被精确地映射到飞行器坐标系。在精确建模和利用传感器系统的性能方面，测量孔径性能是关键的。
DART算法和显示概念提供了相对于固定(或移动)参考方位使精确的相对几何结构飞行的方法。所需的相对几何结构通常被定义为作为视角的函数的目标俯角，其中目标俯角可以随着视角变化是恒定的或可变的。
本文所公开的DART系统和方法的其它用途包括：
验证和确认——一旦建立了基线系统性能预期，可需要新的生产单元或从维护返回的系统来飞行一系列飞行剖面，以确认仍然满足规范符合性，并验证总体性能与以前的测试是一致的。DART系统提供了通过相同的俯角飞行可重复剖面的能力，允许与以前的测试紧密地比较。
诊断和校准能力——DART系统促进精确、可重复、相对几何结构的能力允许飞行剖面用于诊断和校准的目的。如果传感器系统性能不佳，飞行中性能评估在识别和量化问题领域中可能是一个有价值的工具，提供了应该继续什么样的其他飞行或陆基诊断的洞察力。通过飞行一系列传感器剖面来勘测俯角和视角组合，孔径波束指向、旁瓣(lobe)和后瓣数据的精细范围对系统灵敏度评估和校准是可用的。
虽然已经参考各种实施例描述了用于跟踪相对于参考方位的目标俯角的系统和方法，但本领域技术人员将理解，可以进行各种变化，并且等效物可以替代其元素，而不偏离本文的教导的范围。此外，可以进行许多修改以使本文的教导适应特定的情况而不偏离其范围。因此，其意指权利要求不限于本文所公开的特定实施例。
本文描述的方法可以被编码为在非暂时有形计算机可读存储介质中体现的可执行指令，非暂时有形计算机可读存储介质包括但不限于存储装置和/或存储器装置。这样的指令，当由处理或计算系统执行时，导致系统装置执行本文中所描述的方法的至少一部分。
如权利要求中所使用的，术语“计算机系统”应被广泛地解释为包含具有至少一个计算机或处理器的系统，并且该系统可以具有通过网络或总线进行通信的多个计算机或处理器。如前一句中所使用的，术语“计算机”和“处理器”二者都指代包含处理单元(例如，中央处理单元、集成电路或算术逻辑单元)的装置。
如本文所使用的，术语“方位”，如应用于飞行器，包括固定三维坐标系中的定位和相对于该坐标系的方向。如本文所使用的，短语“参考方位”意指具有定位坐标的参考点。
此外，本公开包含根据以下实施例的实施例：
实施例1.一种用于向飞行中的飞行器的飞行员显示指示符的系统，该指示符指示俯角误差的大小，该系统包含具有显示屏的显示单元和计算机系统，该计算机系统经配置以控制显示单元，以在显示屏上显示具有定位的误差提示，该定位至少是飞行器的当前俯角与目标俯角的偏差的函数。
实施例2.根据实施例1所述的系统，其中计算机系统进一步经配置以使用表示相对于参考方位的飞行器的方位的数据来计算飞行器相对于参考方位的当前俯角。
实施例3.根据实施例1所述的系统，其中目标俯角根据视角变化。
实施例4.根据实施例3所述的系统，其中，误差提示是在显示屏上具有横向定位并且在显示屏上具有垂直定位的第一符号，该横向定位是视角的函数，并且该垂直定位是俯角误差的函数。
实施例5.根据实施例1所述的系统，其中计算机系统进一步经配置以控制显示单元，以在显示屏上显示表示相对于飞行器的水平面的水平线和表示飞行器相对于水平面的定位和方向的第二符号，其中第二符号在显示屏上的定位是固定的。
实施例6.根据实施例1所述的系统，其中计算机系统进一步经配置以控制显示单元，以在显示屏上显示参考线的至少一部分，其中当俯角误差为零时，第一符号在参考线上居中。
实施例7.一种用于向飞行中的飞行器的飞行员显示指示符的方法，该指示符指示俯角误差的大小，该方法包含：
计算当前俯角与目标俯角的偏差；以及
在显示单元的显示屏上显示误差提示，该误差提示具有定位，该定位至少是当前俯角与目标俯角的偏差的函数。
实施例8.根据实施例7所述的方法，进一步包含：
在显示屏上显示对应于等于零的偏差的参考线；
当显示误差提示和参考线时，查看显示屏；以及
以使误差提示更接近参考线移动的方式操纵主驾驶舱飞行控制输入装置，
其中，当误差提示在参考线上居中时，俯角误差为零。
实施例9.根据实施例7所述的方法，还包括使用表示相对于参考方位的飞行器的方位的数据来计算飞行器相对于参考方位的当前俯角。
实施例10.根据实施例9所述的方法，其中参考方位在移动。
实施例11.根据实施例7所述的方法，其中目标俯角根据视角变化。
实施例12.根据实施例7所述的方法，其中，误差提示是在显示屏上具有横向定位并且在显示屏上具有垂直定位的第一符号，该横向定位是视角的函数，并且该垂直定位是俯角误差的函数。
实施例13.一种用于在飞行器飞行期间显示用于飞行员指导的视觉提示的系统，该系统包含具有显示屏的显示单元和计算机系统，计算机系统经配置以：
(a)计算满足当前俯角与目标俯角的偏差等于零的条件的最优滚转和俯仰转向命令；
(b)计算滚转和俯仰角误差，滚转和俯仰角误差表示当前滚转和俯仰转向命令与最优滚转和俯仰转向命令的偏差；以及
(c)控制显示单元以在显示屏上显示滚转和俯仰误差条，其中滚转和俯仰误差条的定位是计算的滚转和俯仰角误差的相应函数。
实施例14.根据实施例13所述的系统，其中计算机系统进一步经配置以执行由计算的滚转和俯仰角误差驱动的自动驾驶仪功能。
实施例15.根据实施例13所述的系统，其中计算机系统进一步经配置以通过执行以下操作来计算最优滚转和俯仰转向命令：
计算从飞行器方位指向参考方位的方位单位向量；
检索将目标俯角指定为视角的函数的数据；
求解作为目标俯角的函数的体轴单位向量的目标Z分量；
创建满足命令方程的滚转和俯仰转向命令的候选解集，其中，体轴单位向量的目标Z分量是至少方位单位向量和滚转和俯仰转向命令的超越函数；以及
使用成本函数从候选解集中选择最优滚转和俯仰转向命令。
实施例16.根据实施例15所述的系统，其中计算机系统使用成本函数对约束执行线性化，以混合最优滚转和俯仰转向命令。
实施例17.根据实施例13所述的系统，其中，使用模型预测控制方法计算最优滚转和俯仰转向命令，用于满足约束时的实时轨迹优化。
实施例18.根据实施例13所述的系统，其中目标俯角根据视角变化。
实施例19.根据实施例13所述的系统，其中计算机系统进一步经配置以控制显示单元，以在显示屏上显示表示相对于飞行器的水平面的水平线、参考线的至少一部分和表示飞行器相对于水平面的定位和方向的飞行器符号；飞行器符号在显示屏上的定位是固定的；以及当滚转和俯仰角误差等于零时，滚转和俯仰误差条的交点将在飞行器符号上居中。
实施例20.一种用于提供指导以使飞行员驾驶飞行器跟踪目标俯角的方法，该方法包含：
计算满足当前俯角与目标俯角的偏差等于零的条件的最优滚转和俯仰转向命令；
计算表示当前滚转和俯仰转向命令与最优滚转和俯仰转向命令的相应偏差的滚转和俯仰角误差；以及
在显示单元的显示屏上显示滚转和俯仰误差条，其中滚转和俯仰误差条的定位是计算的滚转和俯仰角误差的相应函数。
随附阐明的方法权利要求不应解释为要求按字母顺序或按其被描述的顺序执行其中所述的步骤(权利要求中的任何字母顺序仅用来以参考先前描述的步骤的目的)，除非权利要求的语言明确指定或声明指示那些步骤中的某些或全部以特定顺序被执行的条件。也不应将方法权利要求解释为排除两个或更多个步骤的任何部分同时或交替地执行，除非权利要求的语言明确声明排除这种解释的条件。

Claims (11)

1.一种用于评估感测飞行器机上安装的具有射频或光学孔径的系统的性能的测试系统(50)，所述感测飞行器由所述感测飞行器的主体(10)的参考系定义，所述参考系具有相互正交的X体轴(2)、Y体轴(4)和Z体轴(6)，所述X体轴(2)和所述Y体轴(4)定义XY平面，
所述测试系统(50)适于在执行系统评估时，在扫过参考方位相对于所述感测飞行器的视角(14)的同时，跟踪所述参考方位相对于所述感测飞行器的预定义目标俯角，
所述测试系统(50)经配置以用于向飞行中的所述感测飞行器的飞行员显示指示符，所述指示符指示俯角误差的大小，所述俯角(18)和所述视角(14)是相对于所述感测飞行器的所述主体(10)的所述参考系定义的，其中：
-所述视角(14)表示在视角向量和所述X体轴之间在所述XY平面中围绕所述Z体轴旋转测量的方位角，
-所述俯角(18)是在视线向量(16)和所述感测飞行器的所述主体(10)的所述XY平面之间测量的角度，其中所述视线向量(16)由所述测试系统(50)基于(i)所述感测飞行器的纬度、经度、高度和姿态以及(ii)所述参考方位的纬度、经度和高度进行计算，
所述测试系统(50)包含：具有显示屏(20、66)的显示单元和计算机系统，所述计算机系统经配置以控制所述显示单元，以在所述显示屏(20、66)上显示具有定位的误差提示(28)，所述定位是至少所述感测飞行器的当前俯角与所述预定义目标俯角的偏差的函数，其中所述当前俯角由所述计算机系统计算，并且至少响应于所述感测飞行器的所述纬度、经度、高度和姿态相对于所述参考方位的定位的变化而变化，并且其中所述误差提示(28)是在所述显示屏(20、66)上具有横向定位并且在所述显示屏(20、66)上具有垂直定位的第一符号，所述横向定位是所述视角(14)的函数，并且所述垂直定位是所述俯角误差的函数。
2.根据权利要求1所述的测试系统(50)，其中所述参考方位是静态的或动态的。
3.根据权利要求1-2中的任一项所述的测试系统(50)，其中所述预定义目标俯角是静态的或动态的。
4.根据权利要求1-2中的任一项所述的测试系统(50)，其中所述预定义目标俯角根据视角(14)而变化。
5.根据权利要求1-2中的任一项所述的测试系统(50)，其中所述计算机系统进一步经配置以控制所述显示单元，以在所述显示屏(20、66)上显示表示相对于所述感测飞行器的水平面的水平线(22)和表示所述感测飞行器相对于所述水平面的定位和方向的第二符号，其中所述第二符号在所述显示屏(20、66)上的定位是固定的。
6.根据权利要求1-2中的任一项所述的测试系统(50)，其中所述计算机系统进一步经配置以控制所述显示单元，以在所述显示屏(20、66)上显示参考线(24)的至少一部分，其中当所述俯角误差为零时，所述第一符号在所述参考线上居中。
7.一种用于使用根据权利要求1所述的测试系统(50)来评估感测飞行器机上安装的具有射频或光学孔径的系统的性能的方法，所述感测飞行器由所述感测飞行器的主体(10)的参考系定义，所述参考系具有相互正交的X体轴(2)、Y体轴(4)和Z体轴(6)，所述X体轴(2)和所述Y体轴(4)定义XY平面，
所述方法包括在执行系统评估时，在扫过参考方位相对于所述感测飞行器的视角(14)的同时，跟踪所述参考方位相对于所述感测飞行器的预定义目标俯角，
所述方法包括向飞行中的所述感测飞行器的飞行员显示指示符，所述指示符指示俯角误差的大小，所述俯角(18)和所述视角(14)是相对于所述感测飞行器的所述主体(10)的所述参考系定义的，其中：
-所述视角(14)表示在视角向量和所述X体轴之间在所述XY平面中围绕所述Z体轴旋转测量的方位角，
-所述俯角(18)是在视线向量(16)和所述感测飞行器的所述主体(10)的所述XY平面之间测量的角度，其中所述视线向量(16)由所述测试系统(50)基于(i)所述感测飞行器的纬度、经度、高度和姿态以及(ii)所述参考方位的纬度、经度和高度进行计算，
所述方法包含：
计算当前俯角与所述预定义目标俯角的偏差，其中所述当前俯角至少响应于所述感测飞行器的所述纬度、经度、高度和姿态相对于所述参考方位的定位的变化而变化；以及
在显示单元的显示屏(20、66)上显示误差提示(28)，该误差提示具有是至少所述当前俯角与所述预定义目标俯角的所述偏差的函数的定位，其中所述误差提示(28)是在所述显示屏(20、66)上具有横向定位并且在所述显示屏(20、66)上具有垂直定位的第一符号，所述横向定位是所述视角(14)的函数，并且所述垂直定位是所述俯角误差的函数。
8.根据权利要求7所述的方法，进一步包含：
在所述显示屏(20、66)上显示对应于等于零的偏差的参考线(24)；
当显示所述误差提示(28)和所述参考线(24)时，查看所述显示屏(20、66)；以及
以使所述误差提示(28)移动以更接近所述参考线(24)的方式操纵主驾驶舱飞行控制输入装置，
其中，当所述误差提示(28)在所述参考线(24)上居中时，所述俯角误差为零。
9.根据权利要求7-8中的任一项所述的方法，其中所述参考方位正在移动。
10.根据权利要求7-8中的任一项所述的方法，其中所述预定义目标俯角根据视角(14)变化。
11.根据权利要求7-8中的任一项所述的方法，进一步包含：
显示表示相对于所述感测飞行器的水平面的水平线(22)；和
显示表示所述感测飞行器相对于所述水平面的定位和方向的第二符号，
其中所述第二符号在所述显示屏(20、66)上的定位是固定的。
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