CN110395397A - 复合飞机的俯仰和推力控制 - Google Patents

Abstract

本申请涉及复合飞机的俯仰和推力控制。控制电路包括推进器调整预测电路，其被配置为基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差来生成用于飞机的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值。控制电路还包括输出电路，其被配置为基于预测的推进器集体桨片俯仰调整值输出推进器集体桨片俯仰角命令。推进器集体桨片俯仰角命令被配置为引起飞机的推进器的桨片俯仰角的调节。附加地或替代地，控制电路包括俯仰姿态调整预测电路，其被配置为生成预测的俯仰姿态调整值。输出电路被配置为输出飞机俯仰姿态调整命令，其被配置为基于预测的俯仰姿态调整值引起飞机的俯仰角的调节。

Description

复合飞机的俯仰和推力控制

技术领域

本公开大体上涉及飞机的俯仰调整控制和推力调整控制。

背景技术

传统的旋翼飞机(例如，直升机)需要大量的驾驶技能和操作工作量。因此，旋翼飞机运营商在飞行员培训和熟练程度上花费了大量资源。高速垂直起降(VTOL)飞机，诸如复合飞机(例如复合直升机)、倾转旋翼飞机和垂直起降喷气机，是要驾驶的飞机中最复杂的飞机并且需要大量培训。

这种高速VTOL飞机通常要求飞行员同时使用五个控制输入来控制(间接控制)两个输出状态(例如，空速和爬升率)。例如，倾转旋翼飞机包括用于控制俯仰力矩的第一输入、用于控制偏航力矩的第二输入、用于控制滚转力矩的第三输入、用于控制旋翼螺旋桨(proprotor)推力的第四输入以及用于控制旋翼螺旋桨轴取向的第五输入。飞行员可能必须同时协调所有这些控制以操作飞机。另外，这种复合飞机可以包括用于不直观的特定状态的多个调整解决方案，即，可以存在用于平衡力矩和推力以实现期望的状态的多种解决方案。例如，特定的调整解决方案可以增加或最小化燃料燃烧，而另一个调整解决方案可以减少或最小化噪声，并且再一个调整解决方案可以增加或最大化灵活性。因此，通过传统的控制，飞行员不能像任务要求那样容易地重新配置飞机。

发明内容

在特定实施方式中，控制电路包括推进器调整预测电路和输出电路。推进器调整预测电路被配置为基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差生成用于飞机的预测的推进器集体桨片俯仰调整值。输出电路被配置为基于预测的推进器集体桨俯仰调整值输出推进器集体桨俯仰角命令。推进器集体桨俯仰角命令被配置为引起对飞机的推进器的集体桨片俯仰角的调节。

在另一特定实施方式中，控制电路包括推进器调整预测电路和输出电路。推进器调整预测电路被配置为基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差生成预测的旋翼螺旋桨机舱调整值。输出电路被配置为基于预测的旋翼螺旋桨机舱调整值输出旋翼螺旋桨机舱命令。旋翼螺旋桨机舱命令被配置为引起对飞机的旋翼螺旋桨的机舱角度的调节。

在另一特定实施方式中，控制电路包括俯仰姿态调整预测电路和输出电路。俯仰姿态调整预测电路被配置为基于飞机速度和飞机的俯仰姿态生成用于飞机的预测的俯仰姿态调整值。输出电路被配置为基于预测的俯仰姿态调整值和来自俯仰控制接收器(inceptor)的飞行员输入信号输出飞机俯仰姿态调整命令。飞机俯仰姿态调整命令被配置为引起对飞机的俯仰角的调节。

在特定实施方式中，推进器调整控制电路包括第一滤波器，其被配置为对飞机的重力补偿的纵向加速度进行滤波以生成滤波的重力补偿的纵向加速度。推进器调整控制电路还包括第二滤波器，其被配置为基于飞机的速度生成飞机的滤波速度。推进器调整控制电路包括中间电路，其被配置为基于滤波的重力补偿纵向加速度和滤波的速度生成滤波的纵向控制效应器(effector)误差。推进器调整控制电路还包括第三滤波器，其被配置为基于纵向推力效应器命令值生成滤波的纵向推力效应器命令值。推进器调整控制电路还包括输出电路，其被配置为基于滤波的纵向控制效应器误差和滤波的纵向推力效应器命令值生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值。预测的纵向推力效应器调整值被配置为使得飞机的纵向推力效应器被调节。

在特定实施方式中，俯仰调整预测电路包括第一滤波器，其被配置为基于飞机的垂直速度的分量生成滤波的速度。俯仰调整预测电路还包括第二滤波器，其被配置为基于飞机的测量的俯仰姿态生成滤波的俯仰姿态。俯仰调整预测电路还包括输出电路，其被配置为基于飞机的水平速度、滤波的速度和滤波的俯仰姿态生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值。预测的俯仰姿态调整值被配置为使得飞行控制效应器被调节。

在特定实施方式中，一种用于控制飞机的方法包括基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差来生成用于飞机的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值。该方法还包括基于预测的推进器集体桨片俯仰调整值来调节飞机的推进器的推进器集体桨片俯仰角。

在特定实施方式中，一种用于控制飞机的方法包括基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差来生成用于飞机的目标状态的预测的旋翼螺旋桨机舱调整值。该方法还包括基于预测的旋翼螺旋桨机舱调整值调节飞机的旋翼螺旋桨的机舱角度。

在另一特定实施方式中，一种用于控制飞机的方法包括基于飞机速度和飞机的俯仰姿态生成用于飞机的目标状态的预测的俯仰姿态调整值。该方法还包括基于预测的俯仰姿态调整值和来自俯仰控制接收器的飞行员输入信号来调节飞机俯仰姿态命令。

在另一特定实施方式中，一种控制飞机的方法包括接收飞机的垂直速度和飞机的水平速度。该方法还包括滤波飞机的垂直速度的分量以生成滤波的垂直速度。该方法包括滤波飞机的测量的俯仰姿态以生成滤波的俯仰姿态。该方法还包括生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值，该预测的俯仰姿态调整值基于水平速度、滤波的垂直速度和滤波的俯仰姿态而生成。该方法还包括基于预测的俯仰姿态调整值来调节飞行控制效应器。

在另一特定实施方式中，一种控制飞机的方法包括滤波飞机的重力补偿的纵向加速度以生成滤波的重力补偿的纵向加速度。该方法还包括滤波飞机的速度以生成滤波的飞机的速度。该方法包括基于滤波的重力补偿的纵向加速度和滤波的速度生成滤波的纵向控制效应器误差。该方法还包括滤波纵向推力效应器命令值以生成滤波的纵向推力效应器命令值。该方法包括生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值，该预测的纵向推力效应器调整值基于滤波的纵向控制效应器误差和滤波的纵向推力效应器命令值而生成。该方法还包括基于预测的纵向推力效应器调整值来调节飞机的纵向推力效应器。

通过使用俯仰调整预测、推进器调整预测或两者，飞机的飞行控制表面和推力效应器可以用较少的飞行员输入来控制并且产生更优化或增强的飞行操作。因此，飞行员需求和工作量减少，这可以导致训练减少、飞行员误差减少以及飞行员满意度提高。另外，通过使用俯仰调整预测、推进器调整预测或两者，提高了飞机的效率和/或操作能力。

附图说明

图1为示出包括控制系统的飞机的示例的框图；

图2A、2B、2C和2D各自为示出复合直升机的控制的示意图；

图3A、3B、3C和3D各自为示出倾转旋翼飞机的控制的示意图；

图4为说明图1的控制电路的示例的电路图；

图5为说明图1的控制电路的另一个示例的电路图；

图6为说明图1的控制电路的另一个示例的电路图；

图7为示出俯仰调整预测电路的示例的电路图；

图8为示出俯仰调整预测电路的另一个示例的电路图；

图9为示出俯仰命令模型的示例的电路图；

图10为示出速度选择电路的示例的电路图；

图11为示出加速命令电路的示例的电路图；

图12为示出加速控制器的示例的电路图；

图13为示出推进器调整预测电路的示例的电路图；

图14为示出推进器限制电路的示例的电路图；

图15为用于控制飞机的方法的示例的流程图；

图16为用于控制飞机的方法的另一个示例的流程图；

图17为用于控制飞机的方法的示例的流程图；

图18为用于控制飞机的方法的示例的流程图；

图19为用于控制飞机的方法的示例的流程图；

图20为用于控制飞机的方法的示例的流程图；

图21为操作控制电路制造系统的方法的示例的流程图；以及

图22为示出包括控制电路的运载工具的示例的框图。

具体实施方式

本文公开的实施方式包括用于复合飞机的控制电路，其具有俯仰调整预测电路、推进器调整预测电路或两者。这种控制电路能够以更少的飞行员输入(或自动驾驶仪输入)实现对复合飞机的更有效控制和改进的性能。俯仰调整预测电路提供自动飞机(例如，机身)俯仰控制和自动主旋翼集体控制。通过俯仰调整预测电路，复合飞机的飞行员在低速状态(通过重力放大器)下像直升机一样飞行，并在高速状态下像飞机一样飞行。另外，在高速状态下，飞机俯仰调整被自动控制(例如，独立于附加的飞行员控制输入)，使得垂直加速度保持在零并且爬升率保持在其中期望的爬升率值/下降率值可以为零或非零的期望值。高速飞行中的向后循环控制压力(例如，使循环接收器向后移动)通过自动主旋翼和螺旋桨俯仰控制来命令俯仰率和爬升率，以保持空速恒定并使爬升率最大化。类似地，高速飞行中的接收器(例如，加速度拨轮)上的向前压力通过纵向推力的增加(例如，通过螺旋桨集体桨片俯仰的增加)来命令空速的增加，同时主旋翼集体和飞机俯仰姿态被自动控制，以保持其中期望的爬升率或下降率可以为零或非零的期望爬升率或下降率。

推进器调整预测电路(例如，纵向推力调整预测电路)使用命令的推进器值(例如，螺旋桨集体桨片俯仰)、惯性传感器数据和动态逆控制来计算对于零加速度的推进器变量(速度或v点的变化率)。可以基于飞行员接收器输入将推进器变量调节到指令加速度，从而提供灵活的内环控制器，其可以耦合到任何飞行员接收器并且基于不同的飞行状态和使命任务来定制。控制电路克服了由螺旋桨扭矩限制、螺旋桨俯仰角限制、螺旋桨俯仰致动器速率限制、螺旋桨失速和螺旋桨反向扭矩引入的非线性特性，并且克服了零扭矩附近的非线性螺旋桨响应。

与表现出超调(例如，由使用积分反馈引起的积分器饱和(wind-up))的传统解决方案相比，控制电路能够提高空速选择性能。例如，当飞行员改变状态或为当前状态选择新的值时，传统控制电路使飞机超调期望值，且然后在确定期望值之前欠调期望值。在此期间，飞行员经常尝试纠正超调或欠调，这进一步加剧了延迟，直到飞机达到并保持期望的值。此外，控制电路对外部载荷、外挂物、起落架部署等引起的干扰和阻力变化也更具鲁棒性。

与用于复合飞机的传统控制电路相比，飞行员直接命令两个输出状态，而不是三个或更多个影响与飞行路径控制相关的两个输出状态的中间状态。利用控制电路，飞行员不需要在高速飞行中控制第五控制输入(例如，集体杆)。这减少了控制策略以包括四个控制输入来控制2(或4)个飞机状态。类似地，为了在低速飞行中保持类似直升机的操纵质量，飞行员不需要控制特定的接收器(例如，加速度拨轮)，而是改为通过纵向循环杆输入来命令纵向加速度，如在传统直升机中那样。为了保持完整的飞机能力，在一些实施方式中，第五控制输入在两种模式下对飞行员都是可用的。然而，同时使所有五个控制输入起作用不是实现期望的飞行轨迹所必需的。例如，为飞行员提供额外的输入，以命令对于需要此能力的特定情况下的水平体加速、水平体爬升和恒速调整俯仰姿态调节。在这些情况下，控制电路减少与协调控制输入相关联的工作量以实现期望的响应。此外，在传统的复合飞机中，空速保持为飞行员在需要时使用的单独模式，并且空速保持模式不是主飞行控制系统的一部分(即，不是由控制电路基于一个或多个条件自动使用的)。因此，通过使用具有俯仰调整预测、推进器调整预测或两者的控制电路，减少了飞行员工作量并且飞机具有提高的效率和改进的性能和/或能力。

图1示出了包括推进系统102和控制系统104的飞机100的示例的框图。控制系统104被配置为控制飞机100的推进系统102和控制表面128。控制系统104接收输入(例如，飞行员或自动驾驶仪输入)，并且控制系统104基于输入控制(例如，直接控制)飞机100的输出状态。飞机100可包括或对应于复合飞机，诸如复合直升机、垂直起降(VTOL)飞机、倾转旋翼飞机等。飞机100可以为有人驾驶的或自主驾驶的飞机。

推进系统102包括第一推进器112、第二推进器114以及一个或多个推进器致动器116。尽管图1中示出了两个推进器112、114，但是在其他实施方式中，推进系统102包括一个或多个附加推进器。推进系统102的推进器112、114可包括不同类型的推进器。例如，在第一实施方式中，第一推进器112包括或对应于飞机100的主旋翼(例如，垂直推进器)，并且第二推进器114对应于飞机100的螺旋桨(例如，纵向推力器或推进器)。替代地，第二推进器114可包括或对应于其他类型的纵向推力器，诸如管道风扇、反向旋转风扇、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、火箭等。在其他实施方式中，第一推进器112和第二推进器114为相同类型的推进器。例如，飞机100为倾转旋翼飞机，并且第一推进器112和第二推进器114对应于飞机100的螺旋桨。

一个或多个推进器致动器116耦合到推进器112、114中的一者或多者，并且被配置为调节推进系统102的一个或多个推进器112、114。例如，第一推进器致动器被配置为调节第一推进器112的螺旋桨桨片的集体桨片俯仰角。作为另一示例，第一推进器致动器被配置为调节第一推进器112的机舱角度(或机舱角度的变化率)。

控制系统104包括至少一个接收器装置122、全权数字发动机控制(FADEC)124、飞行控制计算机(FCC)126、多个控制表面128、控制电路130和传感器132。接收器装置122被配置为控制飞机100的各种部件。接收器装置122包括一个或多个接收器142、144，每个接收器被配置为控制飞机100的特定部件。如图1中所示，接收器装置122包括第一接收器142和第二接收器144。作为说明性示例，接收器装置122包括或对应于可在多个轴上移动的循环杆(例如，第一和第二接收器，每个轴一个)并且包括拨轮(例如，第三接收器)。其他接收器装置包括脚踏板和集体杆(例如，第四和第五接收器)。

FADEC 124被配置为响应于来自接收器装置122、FCC 126或其组合的信号来控制推进系统102。例如，来自接收器装置122的信号可以通过FCC 126发送并由FCC 126处理。在其他实施方式中，控制系统104不包括FADEC 124。FCC 126被配置为控制飞机100的操作。FCC被配置为从飞机100的一个或多个部件接收信号、处理信号并将命令输出到飞机100的一个或多个部件。

多个控制表面128被配置为响应于来自FCC 126的信号在飞行中调节飞机100。多个控制表面128可以包括或对应于升降舵、副翼(例如，襟副翼)、方向舵、襟翼等。这样的控制表面通常用于高速飞行(例如，飞机模式)下并且在低速飞行(例如，直升机模式)下具有较小的影响或效果。

控制电路130被配置为预测飞机俯仰姿态调整值(预测的俯仰姿态调整值)和推进器调整值(预测的推进器调整值)。预测的俯仰姿态调整值表示用于将飞机100调整到特定状态(例如，空速保持、高度保持、垂直速度保持、加速度保持等)的飞机100的估计的俯仰姿态。例如，估计俯仰姿态值可用于确定特定控制表面128的设置，该设置将使特定控制表面128调节飞机100的俯仰姿态以将飞机100调整到特定状态。预测的推进器调整值表示推进器112、114中的一者或多者用于将飞机100调整到特定状态的估计推进器值(例如，集体桨片俯仰、机舱角度、机舱角速率、喷嘴尺寸、喷嘴方向、燃料流速等的估计值)。例如，估计的推进器值被配置为使推进器生成特定大小和/或方向的推力以将飞机100调整到特定状态。控制电路130可以包括在FCC 126中、包括在FADEC 124中，或者可以与FADEC 124和/或FCC126分开。

传感器132被配置为生成关于飞机100的传感器数据。例如，传感器132包括皮托静压管、加速计、陀螺仪等中的一者或多者。传感器输出指示速度、加速度、姿态高度等的传感器数据。传感器132将传感器数据输出到FCC 126。

在复合直升机(特定飞机100)以第一飞行状态(例如，以低于速度阈值的速度)操作期间，飞行员(或自动驾驶仪)类似于传统直升机控制飞机100。例如，飞行员使用集体和接收器装置122(例如，循环的)来飞行飞机100。出于说明目的，飞行员可以通过命令第一推进器112(例如，主旋翼)中的集体桨片俯仰角增加使用集体来增加垂直速度，并且飞行员可以通过命令第一推进器112(例如，主旋翼)向前的向前倾斜增加使用接收器装置122(例如，循环的)来增加纵向速度。

飞机100响应于速度增加超过速度阈值而改变飞行状态。在第二种情况下，飞行员类似于传统飞机控制飞机100。例如，飞行员通过移动接收器装置122(其控制控制表面128)并通过控制第二推进器114的推力来控制飞机100。出于说明目的，飞行员控制接收器装置122的第二接收器144(例如，拨轮)以增加第二推进器114的纵向推力。当第二推进器114为螺旋桨时，推进器致动器116接收调节螺旋桨的集体桨片俯仰的命令，这增加了第二推进器114的推力。与传统的控制系统相比，飞机100独立于集体输入装置被控制，并且飞行员不必管理第五任务(例如，高速飞行中的集体)。飞行员可以选择管理第五控制输入以直接控制第一推进器112的集体桨片俯仰。

在其他实施方式中，诸如在不同类型的第二推进器114与主旋翼(第一推进器112)结合使用的情况下，可以调节第二推进器114的其他方面。例如，当第二推进器114为喷气发动机时，可以通过调节燃料流速、喷嘴尺寸、旁通比、推力泄放或推力矢量化来调节纵向推力。

在关于倾转旋翼飞机(另一种特定类型的飞机100)的另一实施方式中，飞行员类似于传统直升机或处于第一状态中的传统VTOL飞机控制飞机100。在改变为第二状态时，第一推进器112和第二推进器114向前倾斜，并且飞行员类似于传统飞机控制飞机100。当第一推进器112和第二推进器114为俯仰旋翼(称为旋翼螺旋桨)时，推进器致动器116接收调节俯仰旋翼的机舱角度(例如，旋翼螺旋桨的俯仰角或取向)的命令。在一些实施方式中，该命令指示以角度值(例如，弧度)对机舱角度进行调节。在其他实施方式中，该命令指示以角速率(例如，机舱角度的变化率)对机舱角度进行调节。通过调节由推进器112、114生成的推力矢量的方向，控制飞机100的纵向推力和速度以使飞机以期望的状态操作。

飞机100的控制系统104减少飞行员工作量，使飞机100能够更有效地飞行，并且使飞机100具有增强的能力。例如，通过用控制系统104替换特定飞机100的传统控制系统，特定飞机100可以使冲刺时间增加30％并产生更一致的冲刺时间。

图2A-2D示出了由飞机100的接收器引起的效果。如图2A-2D所示，飞机100为复合直升机。图2A示出了通过调节推进器集体桨片俯仰角引起的力(推力)变化。图2B示出了经由循环(例如，接收器装置122)对主旋翼(例如，第一推进器112)的纵向(前后)调节引起的力变化。图2C示出了经由升降舵(例如，特定控制表面128)由升降舵俯仰角调节引起的力变化。图2D示出了经由集体由主旋翼集体桨片俯仰角调节引起的力变化。

图3A-3D示出了由飞机100的接收器引起的效果。如图3A-3D所示，飞机100为倾转旋翼飞机。图3A示出了由旋翼螺旋桨(例如，推进器112、114)的机舱的机舱角度或机舱角速率引起的力变化。图3B示出了经由循环由旋翼螺旋桨的纵向(前和后)调节引起的力变化。图3C示出了经由循环由升降舵俯仰角调节引起的力变化。图3D示出了经由集体由旋翼螺旋桨集体桨片俯仰角调节引起的力变化。尽管图3D示出了力在垂直方向上的变化，但是调节集体桨片俯仰调节了沿着旋翼螺旋桨的方向的旋翼螺旋桨的推力，其可以如图3A和3B所示进行调节。在图3A中，与其中调节了第二推进器114(诸如螺旋桨)的集体桨片俯仰角的图2A相比，通过调节机舱角度或机舱角速率在俯仰轴上物理地调节了旋翼螺旋桨。

图4为示出图1的控制电路130的示例的电路图400。电路图400可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。图4的控制电路130包括俯仰调整预测电路402、推进器调整预测电路404、处理电路406和408、控制表面致动器410、控制表面128、推进器致动器116和推进器112、114。

俯仰调整预测电路402被配置为生成预测的俯仰姿态调整值442。至少基于飞机速度422和俯仰姿态424生成预测的俯仰姿态调整值442。飞机速度422包括垂直速度、水平速度或组合速度。例如，飞机速度422可包括或对应于指示的垂直速度(VSI)、空速、地面速度、真实速度或另一速度。俯仰姿态424(例如，飞机的输入俯仰姿态)包括或对应于由来自一个或多个传感器(诸如图1的传感器132)的数据生成的测量的俯仰姿态或反馈俯仰姿态。关于图5-8进一步描述了预测的俯仰姿态调整值442的生成的示例。

预测的俯仰姿态调整值442为或指示飞机100对于飞机100的高度保持状态或飞机100的垂直速度保持状态的估计的俯仰姿态。高度保持状态为其中飞机100在水平飞行中(诸如当垂直速度(例如，指示的垂直速度(VSI))为零时)操作的状态。垂直速度保持状态为其中飞机100以固定爬升率或固定下降率(例如，固定加速度)操作或以固定的非零垂直速度(诸如当垂直速度恒定(没有垂直速度加速度)并且飞机100的高度正在改变时)操作的状态。

推进器调整预测电路404被配置为生成预测的推进器调整值444。预测的推进器调整值444至少基于第一输入(例如，如图4所示的推力输入412)、飞机速度422和推进器反馈值432而生成。预测的推进器调整值444可以包括或对应于图5的预测的推进器集体桨片俯仰调整值562或图6的预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。推进器反馈值432可以包括或对应于推进器命令452的先前值或与推进器命令452对应的测量的推进器值，诸如测量的集体桨片俯仰角或测量的机舱角度。

预测的推进器集体桨片俯仰调整值562为推进器集体桨片俯仰角设定的估计值，其通过调节由推进器生成的推力的大小产生用于飞机100的速度保持状态的推进器推力(例如，纵向推力)的大小。在一些实施方式中，预测的推进器集体桨片俯仰调整值562为负值(指示相反或向前方向上的推力)并且促使推进器的集体桨片俯仰角减小。减小推进器的集体桨片俯仰角使得推进器减小推力或在相反方向上生成推力。

预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662为旋翼螺旋桨的机舱的机舱角度设定的估计值，其通过调节由旋翼螺旋桨生成的推力的方向来产生用于飞机100的速度保持状态的推进器推力(例如，纵向推力)的大小。在其他实施方式中，预测的推进器调整值444包括或对应于推力效应器的其他值，如参考图1所述。

处理电路406被配置为基于预测的俯仰姿态调整值442和预测的推进器调整值444生成推进器命令452。处理电路406被配置为将推进器命令452输出到一个或多个推进器致动器116。参考图5-15描述处理电路406的示例配置。

推进器命令452被配置为调节推进器的推力效应器，诸如图1的推进器致动器116。例如，推进器命令452被配置为通过命令推进器致动器116直接或间接地(例如，通过调节推力的方向)调节推力的大小来调节由推进器生成的推力的大小。推进器命令452被配置为使飞机100以空速保持状态(例如，恒定速度或无加速度状态)或加速度保持状态(例如，速度/速率的恒定变化率)操作。推进器命令452可包括或对应于推进器集体桨片俯仰角命令、旋翼螺旋桨机舱角度命令或调节由推进器生成的推力的大小或方向的命令。

处理电路408被配置为基于预测的俯仰姿态调整值442和一个或多个其他输入(诸如，第二飞行员输入414(例如，如图4所示的俯仰操纵输入))生成俯仰姿态命令454(例如，飞机俯仰姿态命令)。处理电路408被配置为将俯仰姿态命令454输出到一个或多个控制表面致动器410。参考图5-15描述处理电路408的示例配置。俯仰姿态命令454被配置为调节飞机100的一个或多个控制表面128的位置。例如，俯仰姿态命令454被配置为通过命令特定控制表面致动器410调节特定控制表面128的位置来调节特定控制表面128的位置。俯仰姿态命令454被配置为使飞机在高度保持状态或垂直速度保持状态下操作。出于说明目的，调节特定控制表面128的位置调整了飞机以实现并保持高度保持状态或垂直速度保持状态。

一个或多个控制表面致动器410被配置为基于俯仰姿态命令454调节飞机100的一个或多个控制表面128。一个或多个控制表面致动器410可包括或对应于一个或多个升降舵致动器、水平稳定器致动器、扰流器致动器、副翼致动器、方向舵致动器、襟翼致动器、板条致动器、推力矢量化致动器等。控制表面致动器410可以包括俯仰致动器(例如，图5的俯仰致动器520)、偏航致动器、滚转致动器或其组合。

推进器致动器116被配置为基于推进器命令452调节飞机100的推进器112、114中的一者或多者。在一些实施方式中，多个推进器致动器116被配置为基于推进器命令452调节飞机100的推进器112、114中的一者或多者。推进器致动器116可包括或对应于集体桨片俯仰致动器、机舱角度致动器、机舱角速率致动器、喷嘴尺寸致动器、喷嘴方向致动器、燃料流速致动器等，或其组合。

推进器112、114、推进器致动器116、控制表面128或控制表面致动器410中的一者或多者对应于飞机100的飞行控制效应器460。飞行控制效应器460被配置为调节飞机100的属性(例如，推力、速度、加速度和姿态，诸如俯仰、滚转和偏航)以控制飞机100的状态。

在其他实施方式中，控制电路130包括俯仰调整预测电路402或推进器调整预测电路404中的一者。在其中控制电路130包括俯仰调整预测电路402的实施方式中，控制电路130可基于由俯仰调整预测电路402生成并且与预测的推进器调整值444无关的预测的俯仰姿态调整值442来生成命令452、454。在其中控制电路130包括推进器调整预测电路404的实施方式中，控制电路130可以基于由推进器调整预测电路404生成并且与预测的俯仰姿态调整值442无关的预测的推进器调整值444来生成推进器命令452。另外，控制电路130可以独立于飞行员或自动驾驶仪输入(即独立于输入412和414)生成推进器命令452(即，预测的推进器调整值444)和俯仰姿态命令454。例如，响应于飞机速度422或俯仰姿态424的变化(例如，来自一阵风，环境温度的变化，环境压力的变化等)，控制电路130可独立于飞行员输入而保持特定目标状态。参考图5和6讨论图4的各种实施例的操作。

图5为示出图1的控制电路130的示例的电路图500。电路图500可用于控制图1的飞机100，诸如图2A中所示的复合直升机。

图5的控制电路130包括俯仰调整预测电路402、推进器调整预测电路404、状态识别电路502、积分器504、俯仰命令模型506、速度选择电路508(例如，高速模式电路)、加速命令电路510(例如，低速模式电路)、加速控制器512、俯仰控制器514、组合器516、推进器限制电路518、第一开关528和第二开关530。在其他实施方式中，控制电路130包括附加部件或比图5中所示的更少的部件。

已参考图4描述了俯仰调整预测电路402和推进器调整预测电路404，并且参考图7、8和13进行进一步描述。如图5中所示，俯仰调整预测电路402被配置为接收垂直速度534(例如，指示的垂直速度(VSI))并基于垂直速度534生成预测的俯仰姿态调整值442。俯仰调整预测电路402被配置为将预测的俯仰姿态调整值442输出到第一开关528。

在图5所示的示例中，推进器调整预测电路404生成特定类型的预测的推进器调整值444，即预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。推进器调整预测电路404被配置为基于飞机速度422、选定的俯仰姿态调整值546、飞机俯仰姿态命令550和推进器集体桨片俯仰反馈566生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。推进器集体桨片俯仰反馈566指示推进器集体桨片俯仰角值并且可包括或对应于推进器命令452的先前值(例如，推进器集体桨片俯仰角命令)或测量的推进器集体桨片俯仰角。

在操作期间，状态识别电路502接收输入并且被配置为输出控制一个或多个开关(诸如第一开关528和第二开关530)的信号。如图5中所示，状态识别电路502接收飞机速度422并将状态信号540输出到第一开关528和第二开关530。例如，状态识别电路502通过将飞机速度422与速度阈值进行比较来生成状态信号540。

状态信号540指示飞机100的当前状态，并且被配置为控制第一开关528和第二开关530的操作。如图5所示，状态信号540指示两种状态中的一种并且控制单极双掷开关，在其他实施方式中，状态信号540指示不止两种状态或者多种状态信号540用于控制第一开关528和第二开关530。在这样的实施方式中，开关528、530包括额外的极点或投掷。

推力接收器522接收飞行员输入(例如，拨轮输入或集体输入)或自动驾驶仪输入，并且生成其中v点指示加速度或速度/速率的变化率的v点命令信号542。例如，推力接收器522(或其他电路)使用拨轮输入执行表查找以生成v点命令信号542。推力接收器522将v点命令信号542输出到速度选择电路508和加速命令电路510。

俯仰调整接收器524接收另一个飞行员输入(例如，蜂鸣开关输入)或另一个自动驾驶仪输入，并且生成俯仰调整输入命令信号。例如，俯仰调整接收器524(或其他电路)基于蜂鸣开关输入执行表查找以生成俯仰调整输入命令信号。蜂鸣开关输入指示与零值或新基准值的偏差。作为说明性的非限制性示例，蜂鸣开关输入指示负1度俯冲(nose down)。俯仰调整接收器524将俯仰调整输入命令信号输出到积分器504。积分器504从俯仰调整接收器524接收俯仰调整输入命令信号，并且对俯仰调整输入命令信号进行积分以生成命令的俯仰姿态调整值544。积分器504将命令的俯仰姿态调整值544输出到第一开关528。

第一开关528被配置为基于状态信号540输出预测的俯仰姿态调整值442或命令的俯仰姿态调整值544。响应于指示第一状态(例如，低速模式)的状态信号540，第一开关528将命令的俯仰姿态调整值544输出为选定的俯仰姿态调整值546。响应于指示第二状态(例如，高速模式)的状态信号540，第一开关528将预测的俯仰姿态调整值442输出为选定的俯仰姿态调整值546。第一开关528将选定的俯仰姿态调整值546输出到俯仰命令模型506、加速命令电路510和推进器调整预测电路404。因此，在图5中，控制电路130仅在特定状态(例如，高速模式)中使用预测的俯仰姿态调整值442。

俯仰控制接收器526接收另一个飞行员输入(例如，循环前后输入)或另一个自动驾驶仪输入，并且生成俯仰姿态输入信号548。例如，俯仰控制接收器526(或其他电路)使用循环输入执行表查找以生成俯仰姿态输入信号548。俯仰控制接收器526将俯仰姿态输入信号548输出到积分器504。

俯仰命令模型506基于选定的俯仰姿态调整值546和俯仰姿态输入信号548生成飞机俯仰姿态命令550。俯仰命令模型506将飞机俯仰姿态命令550输出到加速命令电路510、推进器调整预测电路404和俯仰控制器514。

俯仰控制器514(例如，俯仰姿态控制器)基于飞机俯仰姿态命令550生成一个或多个控制表面俯仰命令558，并且将一个或多个控制表面俯仰命令558输出到俯仰致动器520中的一者或多者。一个或多个俯仰致动器520(例如俯仰力矩控制致动器)基于一个或多个控制表面俯仰命令558调节飞机100的一个或多个控制表面128的位置。

加速命令电路510基于选定的俯仰姿态调整值546和飞机俯仰姿态命令550生成加速命令模式加速命令554，并且将加速命令模式加速命令554输出到第二开关530。速度选择电路508基于v点命令信号542和预测的俯仰姿态调整值442生成速度选择模式加速命令552，并且将速度选择模式加速命令552输出到第二开关530。第二开关530基于状态信号540将速度选择模式加速命令552或加速命令模式加速命令554作为选定的加速命令556输出到加速控制器512。

加速控制器512基于选定的加速命令556和飞机速度422生成Δ推进器集体桨片俯仰命令560，并且将Δ推进器集体桨片俯仰命令560输出到组合器516。Δ推进器集体桨片俯仰命令560包括或对应于推进器操纵命令。出于说明目的，Δ推进器集体桨片俯仰命令560指示集体桨片俯仰的值，以实现由向推力接收器522的推力输入指示的推力的量(并且由基于推力输入(诸如图4的推力输入412)生成的v点命令信号542指示)。

推进器调整预测电路404基于飞机俯仰姿态命令550、飞机速度422和推进器集体桨片俯仰反馈566生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。预测的推进器集体桨片俯仰调整值562对应于特定类型的预测的推进器调整值444。推进器调整预测电路404将预测的推进器集体桨片俯仰调整值562输出到组合器516。

组合器516基于将Δ推进器集体桨片俯仰命令560和预测的推进器集体桨片俯仰调整值562组合(相加)而生成组合的推进器命令564(组合的推进器集体桨片俯仰命令)。组合器516将组合的推进器命令564输出到推进器限制电路518。推进器限制电路518基于组合的推进器命令564和一个或多个限制(例如，阈值)生成推进器命令452(推进器集体桨片俯仰角命令)。如图5中所示，推进器限制电路518基于致动器限制572、发动机限制574(例如，发动机马力(hp)限制)和推进器限制576(例如，推进器hp限制)来限制组合的推进器命令564以生成推进器命令452。推进器限制电路518将推进器命令452输出到推进器致动器116并且将推进器命令452输出到推进器调整预测电路404而作为推进器集体桨片俯仰反馈566。推进器致动器116基于推进器命令452调节推进器112、114中的一者或多者。

图6为示出了用于具有机舱角度控制的推进器的图5的电路的另一示例的电路图600。电路图600可用于控制图1的飞机100，诸如图3A-3D中所示的倾转旋翼飞机。与控制推进器的集体桨片俯仰角的图5的电路图500相比，图6的电路图600被配置为控制倾转旋翼飞机的旋翼螺旋桨的机舱角度。

图6的控制电路130包括类似的部件，并且与图5的控制电路130类似地操作。然而，在图6中，控制电路130被配置为生成预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662和旋翼螺旋桨机舱角度命令652(与预测的推进器集体桨片俯仰调整值562和相应的命令相比)。机舱角度命令652为图4的特定类型的推进器命令452。已经简化了图6的控制电路130，并且为了清楚起见未示出图5的控制电路130的一些部件和信号。

另外，图6示出了包括重力补偿器的控制电路130。重力补偿器包括第一正弦函数电路612、第二正弦函数电路614、组合器616和重力乘法器618。重力补偿器被配置为生成重力补偿的纵向加速信号622(g*sin(Δθ))。在其他实施方式中，诸如在图5的控制电路130中，加速命令电路510、推进器调整预测电路404或两者包括重力补偿器。

在操作期间，第一正弦函数电路612接收选定的俯仰姿态调整值546并且将正弦函数应用于选定的俯仰姿态调整值546以生成选定的俯仰姿态调整值546的正弦。第二正弦函数电路614接收飞机俯仰姿态命令550并且将正弦函数应用于飞机俯仰姿态命令550以生成飞机俯仰姿态命令550的正弦。第一正弦函数电路612和第二正弦函数电路614将选定的俯仰姿态调整值546的正弦和飞机俯仰姿态命令550的正弦提供给组合器616。组合器616通过从飞机俯仰姿态命令550的正弦减去选定的俯仰姿态调整值546的正弦来生成纵向加速信号。组合器616将纵向加速信号输出到重力乘法器618。重力乘法器618将纵向加速信号乘以重力(例如，重力常数或经历的重力值)以生成重力补偿的纵向加速信号622。重力乘法器618将重力补偿的纵向加速信号622输出到加速命令电路510和推进器调整预测电路404。重力补偿的纵向加速信号622指示与基准俯仰姿态的俯仰姿态偏差(例如，与飞机俯仰姿态命令550偏差预测的俯仰姿态调整值442或选定的俯仰姿态调整值546的命令的俯仰姿态调整值544)。

在图6所示的示例中，推进器调整预测电路404基于机舱角度反馈664和重力补偿的纵向加速信号622生成预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。机舱角度反馈664指示机舱角度值并且可包括或对应于机舱角度命令652的先前值或测量的机舱角度(例如，由传感器数据指示)。推进器调整预测电路404将预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662输出到组合器516。

在图6所示的示例中，加速控制器512生成Δ机舱角度命令660(例如，Δ旋翼螺旋桨机舱值)，并且将Δ机舱角度命令660输出到组合器516。组合器516基于Δ机舱角度命令660和预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662生成组合的推进器命令564(组合的旋翼螺旋桨机舱命令)。推进器限制电路518通过限制组合的推进器命令564来生成机舱角度命令652。尽管图5和图6示出了用于两种类型的飞机的控制电路130，但是可以修改控制电路130以控制用于任何复合飞机配置的任何类型的纵向推力器。

图7为示出用于预测俯仰调整值的电路的示例的电路图700，诸如图4-6的俯仰调整预测电路402。电路图700可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。如图7中所示，电路图700被示出为用于复合直升机的俯仰调整预测电路402。图7的电路图700(以及图8-14的电路图800-1400)在频域中示出。在图8-14中，“tau”(“τ”或“τ_filt”)指示滤波器的时间常数(例如，调整预测时间常数)(对应于时域中的RC滤波器时间常数)，并且“s”代表拉普拉斯变量。另外，角度值以弧度(RAD)表示，并且速度值以英尺/秒(FPS)表示。

如上所述，俯仰调整预测电路402基于垂直速度534、飞机速度422和俯仰姿态424生成预测的俯仰姿态调整值442。如图7中所示，俯仰调整预测电路402被配置为进一步基于反向垂直速度732、估计的飞机俯仰姿态754(例如，水平飞行中的俯仰姿态的预先估计)和垂直阻尼导数(Zw)生成预测的俯仰姿态调整值442。推进器调整预测电路404包括反相器702、低通滤波器704、724和726、组合器706、716和730、乘法器708和712、增益电路710、垂直阻尼导数(Zw)电路714、常数718、比较电路720和除法器722。如图7所示，低通滤波器704、724和726为一阶低通滤波器(τs+1)。在其他实施方式中，低通滤波器704、724和726可以为二阶低通滤波器或更高阶低通滤波器。

在操作期间，俯仰调整预测电路402将垂直速度534、飞机速度422、俯仰姿态424、反向垂直速度732和估计的飞机俯仰姿态754作为输入接收。在一些实施方式中，反相器702接收垂直速度534并基于使垂直速度534反向(例如，乘以负1，改变符号位等)来生成反向垂直速度732。在其他实施方式中，如图7所示，反相器接收变换的垂直速度774并基于使变换的垂直速度774反向(例如，乘以负1，改变符号位等)来生成反向的垂直速度732。例如，当垂直速度534对应于VSI时，垂直速度534由坐标变换电路772从大地坐标系变换到体轴坐标系。出于说明目的，垂直速度534乘以的乘积，以将垂直速度534变换成变换的垂直速度774，其中θ表示飞机的俯仰角，以及表示飞机的偏航角。

反向垂直速度732表示垂直速度534或变换的垂直速度774的分量，诸如其在体轴上的负分量。反相器702将反向垂直速度732提供给第一低通滤波器704和第一组合器706。第一低通滤波器704通过对反向垂直速度732进行低通滤波来生成低通滤波的垂直速度信号734。第一低通滤波器704将低通滤波的垂直速度信号734提供给第一组合器706和第一乘法器708。

第一组合器706基于从反向垂直速度732减去低通滤波的垂直速度信号734而生成高通滤波的垂直速度信号736。第一低通滤波器704和第一组合器706结合起作用而对反向垂直速度732进行高通滤波，以生成高通滤波的垂直速度信号736。第一组合器706将高通滤波的垂直速度信号736提供给增益电路710。增益电路710将高通滤波的垂直速度信号736乘以增益，以生成滤波的垂直加速度738，并且将滤波的垂直加速度738提供给第二乘法器712。如图7所示，增益电路710(例如，放大器)应用调整预测滞后滤波器(例如，704和706)的时间常数tau的倒数(1/τ)的增益。出于说明目的，时间常数以秒为单位，因此将速度乘以时间常数的倒数会生成加速度。

比较电路720接收飞机速度422和空速阈值760，并且将飞机速度422和空速阈值760中的较大者作为选定的速度746输出到除法器722。除法器722将常数718(例如，如图7所示的1)除以选定的速度746，以生成反向选定的速度748。除法器722将反向选定的速度748输出到第一乘法器708和第二乘法器712。第一乘法器708将低通滤波的垂直速度信号734和反向选定的速度748相乘以生成垂直飞行路径角度信号744，并且将垂直飞行路径角度信号744提供给第二组合器716。

垂直飞行路径角度信号744表示滤波的俯仰姿态变化，其使飞机(例如，其机身)旋转，使得大地垂直速度的体轴分量变为零(例如，当垂直速度534包括或对应于VSI时))。将低通滤波的垂直速度信号734乘以反向选定的速度748有效地应用了正切函数的小角度近似。因此，垂直飞行路径角度信号744表示垂直飞行路径角度的小角度近似，其随着期望和实际垂直飞行路径角度之间的误差(或差异)接近零而收敛到垂直飞行路径角度的精确值。图7和8示出了高度保持(例如，零垂直速度目标垂直状态)。对于垂直速度保持状态，对坐标变换电路772的输入(对于高度保持状态，其是垂直速度534)为等于从垂直速度534中减去垂直速度的期望值或输入值的信号(例如，速度差信号)。虽然在图7中没有针对目标垂直状态的误差信号，但是存在隐含的零垂直速度参考信号，即反向垂直速度732。出于说明目的，应用负1的增益隐含地为零目标状态减去垂直速度534或变换的垂直速度774。因此，反向垂直速度732表示零垂直速度参考信号。

第二乘法器712将滤波的垂直加速度738和反向选定的速度748相乘以生成飞行路径角度信号740的时间变化率，并且将飞行路径角度信号740的时间变化率提供给垂直阻尼导数(Zw)电路714。垂直阻尼导数(Zw)电路714将飞行路径角度信号740的时间变化率除以垂直阻尼导数(Zw)以生成第一信号742(例如，飞行路径角度信号的时间变化率除以垂直阻尼导数(Zw))并且将第一信号742提供给第二组合器716。

第二组合器716基于添加(组合)第一信号742和垂直飞行路径角度信号744来生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号750。第二组合器716将滤波的飞机调整俯仰偏差信号750提供给第四组合器730。在其中俯仰调整预测电路402接收垂直速度534的实施方式中，飞机速度422指示水平速度，诸如地面速度、空速、真实速度。因此，俯仰调整预测电路402基于飞机的垂直和水平速度(即，速度422、534)生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号750。

第二低通滤波器724接收俯仰姿态424并且通过对俯仰姿态424进行低通滤波来生成低通滤波的俯仰姿态信号752。第二低通滤波器724将低通滤波的俯仰姿态信号752提供给第四组合器730。

第三低通滤波器726接收估计的飞机俯仰姿态754，并且通过对估计的飞机俯仰姿态754进行低通滤波来生成低通滤波的估计俯仰姿态756。第三低通滤波器726将低通滤波的估计的俯仰姿态756提供给第三组合器728。第三组合器728基于从估计的飞机俯仰姿态754减去低通滤波的估计的俯仰姿态756来生成高通滤波的估计俯仰姿态758。第三低通滤波器726和第三组合器728结合起作用而对估计的飞机俯仰姿态754进行高通滤波，以生成高通滤波的估计的俯仰姿态758。第三组合器728将高通滤波的估计的俯仰姿态758提供给第四组合器730。高通滤波的估计的俯仰姿态758表示调整俯仰姿态的先验估计的前馈。

第四组合器730(例如，输出电路)基于添加(组合)滤波的飞机调整俯仰偏差信号750、低通滤波的俯仰姿态信号752和高通滤波的估计的俯仰姿态758来生成预测的俯仰姿态调整值442。第四组合器730(例如，输出电路)将预测的俯仰姿态调整值442提供给第一开关528，如参考图5和6所述。在其他实施方式中，俯仰调整预测电路402独立于估计的飞机俯仰姿态754生成预测的俯仰姿态调整值442。信号742、744、752和758各自具有互补的动态响应，使得信号742、744、752和758可以相加以估计用于目标垂直状态的调整俯仰姿态。

图8为示出用于预测俯仰调整值的电路的另一示例的电路图800，诸如图4-6的俯仰调整预测电路402。电路图800可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。如图8中所示，电路图800被示出为用于复合直升机的俯仰调整预测电路402。

图8的电路图800使用每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力而不是使用垂直阻尼导数(Zw)，如图7的电路图700中那样。与垂直阻尼导数(Zw)相比，对于高速模式，高速飞机和/或比直升机更像飞机操作的飞机的每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力更复杂且更准确。例如，每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力随速度明显变化，并且使用每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力的倍数。可以在操作期间从表中计算或检索每个迎角导数(Zα)的特定归一化维度飞机垂直力。

垂直阻尼导数(Zw)不太复杂，并且在用于直升机和低速飞机的正常操作包线期间是准确的。例如，直升机或低速飞机的垂直阻尼导数(Zw)对于操作俯仰姿态和速度基本上恒定。因此，垂直阻尼导数(Zw)(即，单个值)可以近似并用于一系列飞机速度，并且使得任何误差不影响控制电路130的操作。

如上所述，俯仰调整预测电路402基于垂直速度534(例如，如图8中所示的变换的垂直速度774)、飞机速度422、俯仰姿态424以及估计的飞机俯仰姿态754生成预测的俯仰姿态调整值442。推进器调整预测电路404包括反相器702、低通滤波器704、724、726、组合器706、716、730、增益电路710、比较电路720、除法器802和每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力电路804。协调的变换电路772未在图8中示出。

在操作期间，图8的俯仰调整预测电路402的操作类似于图7的俯仰调整预测电路402。在图8中，低通滤波器704将低通滤波的垂直速度信号734提供给除法器802(与图7中的第一乘法器708相对)。除法器802基于选定的速度746(而不是如图7的电路图700中的反向选定的速度748)生成垂直飞行路径角度信号744。类似于图7的第一乘法器708，除法器802将垂直飞行路径角度信号744提供给第二组合器716。

与图7相比，增益电路710将滤波的垂直加速度738输出到每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力电路804，而不是将滤波的垂直加速度738输出到第二乘法器712的增益电路710。每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力电路804将滤波的垂直加速度738除以每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力，以生成第二信号812并且将信号812提供给第二组合器716。第二组合器716基于添加(组合)归一化信号812和垂直飞行路径角度信号744来生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号750。类似于图7，第二组合器716将滤波的飞机调整俯仰偏差信号750提供给第四组合器730。

第四组合器730基于添加(组合)滤波的飞机调整俯仰偏差信号750、低通滤波的俯仰姿态信号752和高通滤波的估计俯仰姿态758来生成预测的俯仰姿态调整值442。第四组合器730将预测的俯仰姿态调整值442提供给第一开关528，如参考图5和6所述。在其他实施方式中，俯仰调整预测电路402独立于估计的飞机俯仰姿态754生成预测的俯仰姿态调整值442。

信号742和812表示预测为阻止或抑制垂直加速的滤波的俯仰姿态变化，即，实现零垂直速度的目标垂直状态。基于垂直速度534的高通滤波器生成信号。俯仰调整预测电路402使用俯仰姿态如何影响对于特定飞机的垂直加速的预先知识(即，估计的飞机俯仰姿态754)。预先知识可以表示为迎角导数(Zα)的每次变化的垂直力的变化(804)或者表示为垂直速度导数(Zw)的每次变化的垂直力的变化。在其他实施方式中，预先知识可以表示为稳定轴、风轴或体轴中的另一个值。

图9为示出俯仰命令模型的示例(诸如图5和图6的俯仰命令模型506)的电路图900。电路图900可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。如图9中所示，电路图900被示出为用于复合直升机的俯仰命令模型506。

如上所述，俯仰命令模型506基于选定的俯仰姿态调整值546和俯仰姿态输入信号548生成飞机俯仰姿态命令550。俯仰命令模型506包括倍数放大器912、916和922、组合器914和920、限制器918和924、以及积分器926和930，并且包括坐标变换电路928。俯仰命令模型506包括两个反馈回路，诸如内反馈回路和外反馈回路。

在操作期间，第一放大器912(例如，杆灵敏度放大器)接收俯仰姿态输入信号548并且放大俯仰姿态输入信号548。第一放大器912将放大的俯仰姿态输入信号548输出到第二组合器920。第一组合器914接收选定的俯仰姿态调整值546和外环反馈信号948，并且通过从选定的俯仰姿态调整值546中减去外环反馈信号948来生成飞机俯仰姿态命令误差信号932。第一组合器914将飞机俯仰姿态命令误差信号932输出到第二放大器916(例如，命令滤波器姿态放大器)。第二放大器916通过将增益(例如，命令滤波器姿态增益k2)应用于飞机俯仰姿态命令误差信号932来生成飞机俯仰率命令信号934。第二放大器将飞机俯仰率命令信号934提供给第一权限限制器918。

第一权限限制器918通过限制飞机俯仰率命令信号934来生成有限的飞机俯仰率命令936。例如，第一权限限制器918基于一个或多个阈值(例如，权限阈值)来减小或增加飞机俯仰率命令信号934的值。例如，第一权限限制器918将飞机俯仰率命令信号934的值与最大俯仰姿态值(例如，第一阈值)进行比较，并且将飞机俯仰率命令信号934的值减小到最大俯仰姿态值。在一些实施方式中，第一权限限制器918的一个或多个阈值基于飞机的状况。出于说明目的，最大俯仰值(例如，第一阈值)具有多个值(例如，多个阈值或可变阈值)，这取决于飞机的速度和环境空气的温度。第一权限限制器918将有限的飞机俯仰率命令936输出到第二组合器920。

第二组合器920基于从放大的俯仰姿态输入信号548和有限的飞机俯仰率命令936的总和中减去内环反馈信号938来生成飞机俯仰率命令误差信号940。第二组合器920将有限的飞机俯仰率命令误差信号940输出到第三放大器922(例如，命令滤波器速率增益放大器)。第三放大器922通过将增益(例如，命令速率滤波器增益k1)应用于飞机俯仰姿态命令误差信号932来生成放大的飞机俯仰率命令误差信号940。放大的飞机俯仰率命令误差信号940指示飞机的俯仰角加速度需求，诸如基于来自俯仰控制接收器526的俯仰姿态输入信号548来增加或减少的俯仰力矩的量。第三放大器922将放大的飞机俯仰率命令误差信号940提供给第二权限限制器924。

第二权限限制器924通过限制放大的飞机俯仰率命令误差信号940来生成俯仰角加速命令942。例如，第二权限限制器924基于一个或多个阈值(例如，权限阈值)来减小或增加飞机俯仰率命令误差信号940的值。例如，第二权限限制器924将飞机俯仰率命令误差信号940的值与最大俯仰值(例如，第一阈值)进行比较，并且将飞机俯仰率命令误差信号940的值减小到最大俯仰值。在一些实施方式中，第二权限限制器924的一个或多个阈值基于飞机的状况。出于说明目的，最大俯仰值(例如，第一阈值)具有多个值(例如，多个阈值或可变阈值)，这取决于飞机100的速度和环境空气的温度。第二权限限制器924将有限的飞机俯仰率命令936输出到第一积分器926。

第一积分器926对俯仰角加速命令942进行积分以生成俯仰角速率命令944。第一积分器926将俯仰率命令944提供给坐标变换电路928。另外，第一积分器926将俯仰率命令944作为内环反馈信号938提供给第二组合器920。坐标变换电路928通过将俯仰率命令944从第一坐标系变换到第二坐标系来生成俯仰姿态速率命令946。例如，坐标变换电路928将体坐标变换应用于欧拉坐标变换以将俯仰率命令944变换到欧拉坐标。坐标变换电路928将俯仰姿态速率命令946输出到第二积分器930。第二积分器930对俯仰姿态速率命令946进行积分以生成飞机俯仰姿态命令550。另外，第二积分器930将飞机俯仰姿态命令550作为外环反馈信号948提供给第一组合器914。

图10为示出用于高速模式或速度选择模式的电路的示例的电路图1000，诸如图5和图6的速度选择电路508。电路图1000可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。在图10中，电路图1000被示出为用于复合直升机的速度选择电路508。

如上所述，速度选择电路508基于v点命令信号542和预测的俯仰姿态调整值442生成速度选择模式加速命令552。速度选择电路508包括倍数放大器1012、1026和1030以及组合器1016和1024，并且包括比较电路1014、开关1018和积分器1022。速度选择电路508包括反馈回路，并且开关1018的一个端子耦合至地面1020。

开关1018被配置为基于由比较电路1014生成的控制信号1036输出与俯仰无关的加速命令误差信号1034或接地信号。如图10所示，开关1018为单极双掷开关，并且对于比较电路1014的所示比较条件(即，绝对值大于零)，开关1018在与俯仰无关的加速命令误差信号1034为零时输出接地信号。

在操作期间，第一放大器1012(例如，接收器灵敏度放大器)接收v点命令信号542并且将第一增益(例如，函数相关的接收器灵敏度增益F(Δ))应用于v点命令信号542以生成与俯仰无关的加速命令1032。例如，第一放大器1012(或其他电路)使用v点命令信号542执行表查找以确定第一增益或确定与俯仰无关的加速命令1032。作为另一示例，第一放大器1012(或其他电路)使用另一变量(例如，速度)执行表查找以确定第一增益，并且第一放大器1012将第一增益应用于v点命令信号542以生成与俯仰无关的加速命令1032。

第一放大器1012将与俯仰无关的加速命令1032输出到比较电路1014和第一组合器1016。第一组合器1016基于从与俯仰无关的加速命令1032中减去清除信号1046来生成与俯仰无关的加速命令误差信号1034。第一组合器1016将与俯仰无关的加速命令误差信号1034提供给开关1018。

比较电路1014基于阈值或比较条件生成控制信号1036。如图10所示，比较电路1014将与俯仰无关的加速命令1032的绝对值与零进行比较。当与俯仰无关的加速命令1032的绝对值大于零时(例如，当与俯仰无关的加速命令1032不等于零时)，比较电路1014输出具有第一逻辑值(例如，1)的控制信号1036。当与俯仰无关的加速命令1032的绝对值不大于零时(即，当与俯仰无关的加速命令1032等于零时)，比较电路1014输出具有第二逻辑值(例如，0)的控制信号1036。如图10所示，与俯仰无关的加速命令1032的绝对值大于零，比较电路1014输出具有第一逻辑值(例如，1)的控制信号1036，并且开关1018将控制信号1036输出到积分器1022。

如图10所示，积分器1022对与俯仰无关的加速命令误差信号1034进行积分，以生成与俯仰无关的速度命令1038。积分器1022将与俯仰无关的速度命令1038输出到第二组合器1024。第二组合器1024基于从与俯仰无关的速度命令1038中减去飞机速度422来生成速度误差信号1040。第二组合器1024将速度误差信号1040提供给第二放大器1026，并且将速度误差信号1040作为速度误差反馈信号1042提供给死区限制器1028。第二放大器1026(例如，速度误差放大器)接收速度误差信号1040并且将第二增益(例如，速度误差增益)应用于速度误差信号1040以生成速度选择模式加速命令552。第二增益(例如，速度误差增益)可以为恒定值(Kverr)或函数相关值(F(verr))。函数相关增益使得能够对速度选择模式加速命令552进行非线性控制。第二放大器1026将速度选择模式加速命令552输出到第二开关530，如图5和6所示。

死区限制器1028通过限制速度误差反馈信号1042来生成限制的速度误差反馈信号1044。例如，死区限制器1028基于一个或多个阈值(例如，死区阈值)来减小或增加有限的速度误差反馈信号1044的值。例如，死区限制器1028将速度误差反馈信号1042的值与最大速度误差值(例如，第一阈值)进行比较，并且将速度误差反馈信号1042的值减小到最大速度误差值。在一些实施方式中，死区限制器1028的一个或多个阈值基于飞机100的状况。出于说明目的，最大速度误差值(例如，第一阈值)具有多个值(例如，多个阈值或可变阈值)，这取决于飞机100的速度和环境空气的温度。死区限制器1028将有限的速度误差反馈信号1044输出到第三放大器1030。

第三放大器1030(例如，清除放大器)接收有限的速度误差反馈信号1044并且将第三增益(例如，清除增益Kwo)应用于有限的速度误差反馈信号1044以生成清除信号1046。第三放大器1030将清除信号1046输出到第一组合器1016。

图11为电路图1100，其示出了用于低速模式或加速命令模式的电路的示例，诸如图5和图6的加速命令电路510。电路图1100可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。在图11中，电路图1100被示出为用于复合直升机的加速命令电路510。

如上所述，加速命令电路510基于v点命令信号542、选定的俯仰姿态调整值546和状态信号540生成加速命令模式加速命令554。加速命令电路510包括第一放大器1012、第一组合器1114、第一正弦函数电路612、组合器616、第二正弦函数电路614、重力乘法器618和重力放大器1124。

重力放大器1124被配置为将重力补偿的纵向加速信号622放大增益值以生成重力放大的信号(重力补偿的命令1142)。在一些实施方式中，增益值为函数相关增益并且基于一个或多个变量(诸如速度、加速度、俯仰姿态等)生成。在其他实施方式中，增益为恒定值或者通过对包括重力放大器增益值的表执行表查找来确定增益。例如，该表指示增益为针对俯仰姿态的小命令变化中的一个变化的值，以提供与横轴的和谐。该表指示用于俯仰姿态的较大命令改变的较大增益值(即，增加重力放大器1124的增益)，以避免大俯仰姿态和在大俯仰姿态下的飞行员视线的相应阻碍。另外，增益值可以为零，使得命令的俯仰姿态的改变不命令速度的改变。基于单个变量(例如，速度)或基于多个变量(例如，速度和俯仰姿态)执行表查找。

在操作期间，第一放大器1012(例如，接收器灵敏度放大器)接收v点命令信号542并且将第一增益(例如，函数相关的接收器灵敏度增益F(Δ))应用于v点命令信号542以生成与俯仰无关的加速命令1032，如参考图10所述。第一放大器1012将与俯仰无关的加速命令1032输出到第一组合器1114。第一组合器1114基于从与俯仰无关的加速命令1032减去重力补偿的命令1142来生成加速命令模式加速命令554。第一组合器1114将加速命令模式加速命令554提供给图5的第二开关530，如参考图5和6所述。

第一正弦函数电路612接收选定的俯仰姿态调整值546并且将正弦函数应用于选定的俯仰姿态调整值546以生成选定的俯仰姿态调整值的正弦1134。第二正弦函数电路614接收飞机俯仰姿态命令550并且将正弦函数应用于飞机俯仰姿态命令550以生成飞机俯仰姿态命令的正弦1136。第一正弦函数电路612和第二正弦函数电路614将选定的俯仰姿态调整值的正弦1134和飞机俯仰姿态命令的正弦1136提供给组合器616。组合器616通过从飞机俯仰姿态命令的正弦1136减去选定的俯仰姿态调整值的正弦1134来生成纵向加速信号1138。组合器616将纵向加速信号1138输出到重力乘法器618。重力乘法器618将纵向加速信号1138乘以重力(例如，由于重力常数引起的加速度或经历的重力值)以生成重力补偿的纵向加速信号622。重力乘法器618将重力补偿的纵向加速信号622输出到重力放大器1124。

重力放大器1124基于重力补偿的纵向加速信号622生成重力补偿命令1142。例如，重力放大器1124将第一增益(例如，函数相关的重力放大器增益F(v-dot))应用于重力补偿的纵向加速信号622，以生成重力补偿命令1142。第一增益(例如，函数相关的重力放大器增益F(v-dot))可以取决于一个或多个因素，诸如速度、加速度、姿态等。在特定实施方式中，重力放大器1124从表中检索第一增益值。重力放大器1124将重力补偿命令1142输出到第一组合器1114。

图12为示出用于生成Δ推进器命令的电路的示例的电路图1200，诸如图5和图6的加速控制器512。电路图1200可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。在图12中，电路图1200被示出为用于复合直升机的加速控制器512。

如上所述，加速控制器512基于预测的俯仰姿态调整值442和选定的加速命令556生成Δ推进器集体桨片俯仰命令560。在图12中，加速控制器512还基于输入的v点1230(例如，测量的加速度或加速反馈)生成Δ推进器集体桨片俯仰命令560。加速控制器512包括第一组合器1212、放大器1214、权限限制器1216、第二组合器1218、除法器1220和推进器灵敏度调度器1222。

推进器灵敏度调度器1222被配置为基于飞机速度422生成推进器灵敏度值1242。例如，推进器灵敏度调度器1222通过使用飞机速度422执行表查找来生成推进器灵敏度值1242。作为另一示例，推进器灵敏度调度器1222使用其中飞机速度422为输入变量的函数来计算推进器灵敏度值1242。其他飞机或推进器特性(诸如螺旋桨转速)可用作输入变量。推进器灵敏度值1242被配置为调节或转换信号的单位(即，执行维度转换或维度分析)。例如，如图12所示，推进器灵敏度值1242将组合的加速命令1240的单位(例如，具有指示加速度的值)转换为另一类型的单位(例如，具有指示根据推进器值的力的值，诸如每推进器集体桨片角度的力)。

在操作期间，加速控制器512从图5的第二开关530接收选定的加速命令556，如参考图5和6所述。选定的加速命令556提供给第一组合器1212，并且作为前馈加速命令1232提供给第二组合器1218。第一组合器1212通过从选定的加速命令556中减去输入的v点1230来生成加速误差信号1234，并且将加速误差信号1234提供给放大器1214(例如，v点反馈放大器)。放大器1214将第一增益(例如，v点反馈增益Kvdfb)应用于加速误差信号1234，以生成加速反馈命令1236。放大器1214将加速反馈命令1236输出到权限限制器1216(例如，权限限制电路)。

权限限制器1216通过限制加速反馈命令1236来生成有限的加速反馈命令1238。例如，权限限制器1216基于一个或多个阈值(例如，权限阈值)来减小或增加加速反馈命令1236的值。例如，权限限制器1216将加速反馈命令1236的值与最大(或最小)速度误差值(例如，第一阈值)进行比较，并且将加速反馈命令1236的值减小到最大速度误差值。在一些实施方式中，权限限制器1216的一个或多个阈值基于飞机100的状况。出于说明目的，速度误差值(例如，第一阈值)具有多个值(例如，多个阈值或可变阈值)，这取决于飞机100的速度和环境空气的温度。权限限制器1216将有限的加速反馈命令1238输出到第二组合器1218。

第二组合器1218通过添加(组合)前馈加速命令1232和有限的加速反馈命令1238来生成组合的加速命令1240，并且将组合的加速命令1240提供给除法器1220。除法器1220通过将组合的加速命令1240除以推进器灵敏度值1242来生成Δ推进器集体桨片俯仰命令560。推进器灵敏度调度器1222基于飞机速度422生成推进器灵敏度值1242。除法器1220将Δ推进器集体桨片俯仰命令560输出到图5的组合器516，如参考图5和6所述。

图13为示出用于预测推进器调整值的电路的示例的电路图1300，诸如图4-6的推进器调整预测电路404。电路图1300可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。在图13中，电路图1300被示出为用于复合直升机的推进器调整预测电路404。

如参考图4-6所解释的，推进器调整预测电路404被配置为基于飞机速度422、推进器集体桨片俯仰反馈566、重力补偿的纵向加速信号622或其组合生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。推进器调整预测电路404包括低通滤波器1312-1316、组合器1322-1328、增益电路1330、除法器1332和推进器灵敏度调度器1222。尽管推进器调整预测电路404接收图13中的重力补偿的纵向加速信号622，但是在其他实施方式中，推进器调整预测电路404接收选定的俯仰姿态调整值546和飞机俯仰姿态命令550，如图5所示。在这样的实施方式中，推进器调整预测电路404包括重力补偿器(例如，图6的部件612-618)，其被配置为基于选定的俯仰姿态调整值546和飞机俯仰姿态命令550生成重力补偿的纵向加速信号622，如参考图6和11所述。

在操作期间，推进器调整预测电路404接收飞机速度422、推进器集体桨片俯仰反馈566和重力补偿的纵向加速信号622。如图13所示，第一低通滤波器1312和第一组合器1322接收重力补偿的纵向加速信号622。第一低通滤波器1312对重力补偿的纵向加速信号622进行滤波，以生成低通滤波的重力补偿的纵向加速信号1342。第一组合器1322还接收低通滤波的重力补偿的纵向加速信号1342，并且从重力补偿的纵向加速信号622中减去低通滤波的重力补偿的纵向加速信号1342，以生成高通滤波的重力补偿的纵向加速信号1344。第一组合器1322将高通滤波的重力补偿的纵向加速信号1344输出到第三组合器1326。

第二低通滤波器1314和第二组合器1324接收飞机速度422(或标量值，即速度)。第二低通滤波器1314对飞机速度422进行滤波以生成低通滤波的飞机速度1346。第二组合器1324还接收低通滤波的飞机速度1346并且从飞机速度422中减去低通滤波的飞机速度1346以生成高通滤波的飞机速度1348(或高通滤波的速度)。第二组合器1324将高通滤波的飞机速度1348输出到增益电路1330。增益电路1330将增益应用于高通滤波的飞机速度1348以生成滤波的加速反馈1350。滤波的加速反馈1350为指示飞机的估计的加速度的信号。如图13所示，飞机速度422由一阶低通滤波器(τs+1)进行滤波，且然后飞机速度422和低通滤波飞机速度1346(即，高通滤波的飞机速度1348)的差值乘以调整预测滞后滤波器时间常数的倒数的增益(1/τ)，以生成滤波的加速反馈1350。因此，滤波的加速反馈1350具有s/(τs+1)的传递函数，其中“s”表示速度的导数，即加速度。增益电路1330将滤波的加速反馈1350输出到第三组合器1326。

第三组合器1326(例如，中间电路)从高通滤波的重力补偿的纵向加速信号1344中减去滤波的加速反馈1350，以生成偏移值1352(例如，纵向加速度偏移值)。第三组合器1326将偏移值1352输出到除法器1332。除法器1332将偏移值1352除以推进器灵敏度值1242，以生成滤波的纵向控制效应器误差1356(例如，推进器力偏移值)。滤波的纵向控制效应器误差1356(例如，导出的推进器值)指示基于(例如，关于或来自)根据推进器力或推进器设定值的量的俯仰姿态偏差的误差。

如参考图12所解释的，推进器灵敏度调度器1222基于飞机速度422生成推进器灵敏度值1242(推进器控制导数或推进器灵敏度或推进器控制灵敏度)。例如，如图13所示，推进器灵敏度值1242将偏移值1352的单位(例如，具有指示加速度的值)转换为另一类型的单位(例如，具有指示根据推进器值的力的值，诸如每推进器集体桨片角度的力)。在一些实施方式中，推进器灵敏度值1242包括或对应于每推进器集体桨片俯仰角导数值的归一化维度飞机纵向力。

第三低通滤波器1316接收推进器集体桨片俯仰反馈566并且对推进器集体桨片俯仰反馈566进行低通滤波以生成低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358。第三低通滤波器1316将低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358输出到第四组合器1328。第四组合器1328(例如，输出电路)组合滤波的纵向控制效应器误差1356和低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358，以生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。第四组合器1328(例如，输出电路)将预测的推进器集体桨片俯仰调整值562输出到图5的组合器516，如参考图5所述。

在其他实施方式中，可以在图7-13中使用其他类型的滤波器或等效电路。例如，可以使用高通滤波器来代替组合器和低通滤波器。作为另一示例，可以使用高通滤波器和组合器代替低通滤波器以生成低通滤波的信号。

图14为电路图1400，其示出了用于推进器限制的电路的示例，诸如图5和图6的推进器限制电路518。电路图1400可用于控制图1的飞机100，诸如图2A-2D和3A-3D中所示的复合直升机或倾转旋翼飞机。在图14中，电路图1400被示出为用于复合直升机的推进器限制电路518。

如参考图5所解释的，推进器限制电路518被配置为基于组合的推进器命令564输出推进器命令452。如图14所示，推进器限制电路518包括速率限制电路1412和权限限制电路1414。速率限制电路1412被配置为基于推进器的特性来限制组合的推进器命令564的变化。例如，速率限制电路1412被配置为限制组合的推进器命令564随时间的变化量(例如，组合的推进器命令564的当前值和先前值之间的差值)。如图14所示，速率限制电路1412基于组合的推进器命令564生成速率限制推进器命令1422。作为说明性的非限制性示例，速率限制电路1412计算组合的推进器命令564的先前值与组合的推进器命令564的当前值之间的差值。速率限制电路1412将差值与一个或多个阈值(例如，速率阈值)进行比较。基于超过第一阈值或者不满足第二阈值的差值，组合的推进器命令564的值被调节为该阈值中的一个阈值。

权限限制电路1414被配置为基于推进器的特性以及推进器和飞机100的状况来限制速率限制推进器命令1422(或组合的推进器命令564)的变化。如图14所示，权限限制电路1414基于速率限制推进器命令1422生成推进器命令452。例如，权限限制电路1414被配置为限制速率限制推进器命令1422的值。作为说明性的非限制性示例，权限限制电路1414将组合的推进器命令564或速率限制推进器命令1422的值与一个或多个阈值(例如，一个或多个最大值和最小值)进行比较。在一些实施方式中，阈值(例如，权限阈值)具有基于飞机100的当前状况的不同值。

在操作期间，组合器516基于Δ推进器集体桨片俯仰命令560和预测的推进器集体桨片俯仰调整值562生成组合的推进器命令564，如参考图5所述。组合器516将组合的推进器命令564提供给推进器限制电路518的速率限制电路1412。速率限制电路1412基于组合的推进器命令564生成速率限制推进器命令1422。速率限制电路1412将速率限制推进器命令1422输出到权限限制电路1414。权限限制电路1414基于速率限制推进器命令1422生成推进器命令452。权限限制电路1414将推进器命令452输出到图1和5的推进器致动器116，如参考图5所述。

图15示出了用于控制飞机(诸如图1的飞机100)的方法1500的特定示例。在一些实施方式中，飞机为复合直升机、多旋翼飞机、高速垂直起降(VTOL)飞机或其组合。方法1500可以由控制电路或其部件执行，诸如图1和4-14的控制电路130。

方法1500包括，在1502处基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差生成用于飞机的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值。例如，预测的推进器集体桨片俯仰调整值可以包括或对应于图4的预测的推进器调整值444或图5的预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。目标状态可以包括或对应于目标水平状态(例如，空速保持状态或加速保持状态)。飞机速度可以包括或对应于图4的飞机速度422或图5的垂直速度534，并且与基准的俯仰姿态偏差可以包括或对应于图5的飞机俯仰姿态命令550或者图6的重力补偿的纵向加速信号622。

方法1500包括，在1504处基于预测的推进器集体桨片俯仰调整值来调节飞机的推进器的推进器集体桨片俯仰角。例如，推进器致动器116调节图2A-2D的飞机100的推进器(例如，螺旋桨)的集体桨片俯仰角，如参考图1、2A、4、5和13所述。

在一些实施方式中，预测的推进器集体桨片俯仰调整值为推进器的集体桨片俯仰角设定的估计值，其产生用于飞机的空速保持状态或加速保持状态的推力的大小。附加地或替代地，推进器集体桨片俯仰角命令被配置为调节由推进器生成的推力的大小，并且推进器集体桨片俯仰角命令被配置为使飞机以飞机的空速保持状态或加速保持状态操作。在特定实施方式中，推进器集体桨片俯仰角命令(例如，推进器命令452)由输出电路输出，该输出电路包括或对应于组合器516、推进器限制电路518或其组合。

在一些实施方式中，方法1500还包括，基于选定的飞机调整俯仰姿态值的正弦值和命令的俯仰姿态的正弦值生成重力补偿的纵向加速度，其中基于重力补偿的纵向加速度生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值。例如，重力补偿器612-618基于选定的俯仰姿态调整值的正弦值1134和飞机俯仰姿态命令的正弦值1136生成重力补偿的纵向加速信号622，如参考图6和11所述。推进器调整预测电路404基于重力补偿的纵向加速信号622生成预测的推进器调整值444，如参考图13所述。

在一些实施方式中，方法1500还包括，基于状态信号以速度选择模式操作。在特定实施方式中，以速度选择模式操作包括，基于与俯仰无关的加速命令生成与俯仰无关的速度命令，其中基于一个或多个飞行员输入生成与俯仰无关的加速命令。以速度选择模式操作还包括，基于从与俯仰无关的速度命令中减去飞机速度来生成速度误差信号，以及将增益函数应用于速度误差信号以生成速度选择模式加速命令。以速度选择模式操作还包括，基于速度选择模式加速命令和预测的推进器集体桨片俯仰调整值生成推进器集体桨片俯仰角命令，推进器的推进器集体桨片俯仰角基于推进器集体桨片俯仰角命令进行调节。例如，速度选择电路508通过使用v点命令信号542(例如，拨轮接收器输入)执行表查找来生成与俯仰无关的加速命令1032。速度选择电路508基于与俯仰无关的加速命令1032生成与俯仰无关的加速命令误差信号1034，并且对与俯仰无关的加速命令误差信号1034进行积分以生成与俯仰无关的速度命令1038。速度选择电路508基于从与俯仰无关的速度命令1038中减去飞机速度422而生成速度误差信号1040，并且将速度误差增益F(verr)应用于速度误差信号1040以生成速度选择模式加速命令552，如参考图10所述。

在一些实施方式中，方法1500还包括，基于状态信号以加速命令模式操作。在特定实施方式中，以加速命令模式操作包括，基于与俯仰无关的加速命令和重力放大的纵向加速命令生成加速命令模式加速命令，其中基于一个或多个飞行员输入生成与俯仰无关的加速命令。以加速命令模式操作还包括，基于加速命令模式加速命令和预测的推进器集体桨俯仰调整值生成推进器集体桨片俯仰角命令，推进器的推进器集体桨片俯仰角基于推进器集体桨片俯仰角命令进行调节。例如，加速命令电路510(例如，加速命令模式电路)通过使用v点命令信号542(例如，拨轮接收器输入)执行表查找来生成与俯仰无关的加速命令1032。加速命令电路510基于组合与俯仰无关的加速命令1032和由重力放大器1124生成的重力补偿的命令1142而生成加速命令模式加速命令554。

图16示出了用于控制飞机(诸如图1的飞机100)的方法1600的特定示例。方法1600可以由控制电路或其部件执行，诸如图1和4-14的控制电路130。

方法1600包括，在1602处基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差生成用于飞机的目标状态的预测的旋翼螺旋桨机舱调整值。例如，预测的旋翼螺旋桨机舱调整值可以包括或对应于图4的预测的推进器调整值444或图6的预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。目标状态可以包括或对应于目标水平状态(例如，空速保持状态或加速保持状态)。飞机速度可以包括或对应于图4的飞机速度422或图5的垂直速度534，并且与基准的俯仰姿态偏差可以包括或对应于图5的飞机俯仰姿态命令550或者图6的重力补偿的纵向加速信号622。

方法1600包括，在1604处基于预测的旋翼螺旋桨机舱调整值调节飞机的旋翼螺旋桨的机舱角度。例如，推进器致动器116调节图3A-3D的飞机100的旋翼螺旋桨的机舱俯仰角(在俯仰轴上)，如参考图1、3A、4-6和13所述。

在一些实施方式中，预测的旋翼螺旋桨机舱调整值指示旋翼螺旋桨的机舱的俯仰角的估计值，其产生用于飞机的空速保持状态或加速保持状态的推力的大小。在一些实施方式中，将旋翼螺旋桨机舱命令输出到致动器并且旋翼螺旋桨机舱命令被配置为使致动器调节通过调节俯仰轴上的推力的方向而生成的旋翼螺旋桨推力的大小。在特定实施方式中，旋翼螺旋桨机舱命令被配置为使飞机以飞机的空速保持状态或加速保持状态操作。

在一些实施方式中，方法1600进一步包括，基于输入俯仰命令和选定的俯仰调整值生成与基准的俯仰姿态偏差。例如，推进器调整预测电路404基于俯仰姿态输入信号548和选定的俯仰姿态调整值546生成图5的飞机俯仰姿态命令550和图6的重力补偿的纵向加速信号622。

在一些实施方式中，方法1600还包括，基于飞机速度和飞机的俯仰姿态生成预测的俯仰姿态调整值。方法1600包括基于俯仰姿态输入信号并且基于预测的俯仰姿态调整值或命令的俯仰姿态调整值来调节飞机俯仰姿态命令。例如，俯仰调整预测电路402基于飞机速度422和测量的俯仰姿态424生成预测的俯仰姿态调整值442，并且俯仰命令模型506基于俯仰姿态输入信号548并且基于预测的俯仰姿态调整值442或命令的俯仰姿态调整值544调节飞机俯仰姿态命令550(例如，作为外环反馈信号948提供的飞机俯仰姿态命令550的先前值)，如参考图9所述。

在一些实施方式中，方法1600还包括，以高速模式操作。在特定实施方式中，以高速模式操作包括，基于预测的俯仰姿态调整值生成飞机俯仰姿态命令并且基于俯仰姿态调整值442生成预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。例如，第一开关528基于指示高速模式的状态信号540将俯仰姿态调整值442提供给俯仰命令模型506和推进器调整预测电路404。俯仰命令模型506基于预测的俯仰姿态调整值442生成飞机俯仰姿态命令550，并且推进器调整预测电路404基于预测的俯仰姿态调整值442(或重力补偿的纵向加速信号622，其基于预测的俯仰姿态调整值442生成)生成预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。

另外，以高速模式操作还可包括，基于速度选择模式加速命令和预测的旋翼螺旋桨机舱调整值生成旋翼螺旋桨机舱命令。例如，推进器限制电路518基于Δ机舱角度命令660(其基于速度选择模式加速命令552生成)和预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662来生成推进器命令452或机舱角度命令652，如参考图4-6所述。作为另一示例，组合器516基于速度选择模式加速命令552和预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662生成组合的推进器命令564。

在特定实施方式中，生成速度选择模式加速命令包括，基于与俯仰无关的加速命令生成与俯仰无关的速度命令。与俯仰无关的加速命令基于一个或多个飞行员输入而生成。生成速度选择模式加速命令还包括，基于从与俯仰无关的速度命令中减去飞机速度来生成速度误差信号。生成速度选择模式加速命令还包括，将增益应用于速度误差信号以生成速度选择模式加速命令。例如，速度选择电路508通过使用v点命令信号542(例如，拨轮接收器输入)执行表查找来生成与俯仰无关的加速命令1032。速度选择电路508基于与俯仰无关的加速命令1032生成与俯仰无关的加速命令误差信号1034，并且对与俯仰无关的加速命令误差信号1034进行积分以生成与俯仰无关的速度命令1038。速度选择电路508基于从与俯仰无关的速度命令1038中减去飞机速度422而生成速度误差信号1040，并且将速度误差增益F(verr)应用于速度误差信号1040以生成速度选择模式加速命令552，如参考图10所述。

在一些实施方式中，方法1600还包括，以低速模式操作。在特定实施方式中，在低速模式下操作包括，基于命令的俯仰姿态调整值生成飞机俯仰姿态命令并且基于命令的俯仰姿态调整值生成预测的旋翼螺旋桨机舱调整值。例如，第一开关528基于指示低速模式的状态信号540将命令的俯仰姿态调整值544提供给俯仰命令模型506和推进器调整预测电路404。俯仰命令模型506基于命令的俯仰姿态调整值544生成飞机俯仰姿态命令550，并且推进器调整预测电路404基于命令的俯仰姿态调整值544(或重力补偿的纵向加速信号622，其基于命令的俯仰姿态调整值544生成)生成预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。

另外，以低速模式操作可以包括，基于命令的俯仰姿态调整值生成加速命令模式加速命令并且基于加速命令模式加速命令和预测的旋翼螺旋桨机舱调整值生成旋翼螺旋桨机舱命令。例如，第一开关528将命令的俯仰姿态调整值544提供给加速命令电路510，并且加速命令电路510基于命令的俯仰姿态调整值544生成加速命令模式加速命令554，其用于生成机舱角度命令652，如参考图6和11所述。

在特定实施方式中，生成加速命令模式加速命令包括，基于飞行员输入通过执行表查找来生成与俯仰无关的加速命令，其中与俯仰无关的加速命令基于一个或多个飞行员输入而生成。生成加速命令模式加速命令还包括，基于重力补偿的纵向加速度通过执行表查找来生成重力放大的纵向加速命令。生成加速命令模式加速命令还包括，基于与俯仰无关的加速命令和重力放大的纵向加速命令生成加速命令模式加速命令。例如，加速命令电路510通过使用v点命令信号542(例如，拨轮接收器输入)执行表查找来生成与俯仰无关的加速命令1032。加速命令电路510基于组合与俯仰无关的加速命令1032和由重力放大器1124生成的重力补偿命令1142而生成加速命令模式加速命令554。

图17示出了用于控制飞机(诸如图1、2A-2D和3A-3D的飞机100)的方法1700的特定示例。方法1700可以由控制电路或其部件执行，诸如图1和4-14的控制电路130。

方法1700包括，在1702处基于飞机速度和飞机的俯仰姿态生成用于飞机的目标状态的预测的俯仰姿态调整值。例如，预测的俯仰姿态调整值可包括或对应于图4的预测的俯仰姿态调整值442。飞机速度可以包括或对应于图4的飞机速度422，并且俯仰姿态可以包括或对应于图4的测量的俯仰姿态424。出于说明目的，俯仰调整预测电路402基于飞机速度422和用于目标垂直状态(例如，高度保持状态或垂直速度保持状态)的测量的俯仰姿态424生成预测的俯仰姿态调整值442，如参考图4-8所述。

方法1700包括，在1704处基于预测的俯仰姿态调整值和来自俯仰控制接收器的飞行员输入信号来调节飞机俯仰姿态命令。例如，飞机俯仰姿态命令可以包括或对应于图4的俯仰姿态命令454、飞机俯仰姿态命令550或图5的控制表面俯仰命令558。出于说明目的，图4的控制表面致动器410基于俯仰姿态命令454和第二飞行员输入414(例如，俯仰操纵输入)或用于从俯仰控制接收器526生成俯仰姿态输入信号548的俯仰控制接收器输入来调节控制表面128，如参考图4和5所述。替代地，图5的俯仰致动器520基于控制表面俯仰命令558调节控制表面128，如参考图5-8所述。在特定实施方式中，飞机俯仰姿态命令由输出电路输出，该输出电路包括或对应于俯仰命令模型506、俯仰控制器514或其组合。

在一些实施方式中，生成飞机俯仰姿态命令包括，基于从选定的飞机调整俯仰姿态值减去命令的飞机俯仰姿态反馈来生成飞机俯仰姿态命令误差信号。生成飞机俯仰姿态命令还包括，基于飞机俯仰姿态命令误差信号生成有限的飞机俯仰率命令值(例如，图9的有限飞机俯仰率命令936)。生成飞机俯仰姿态命令还包括，基于有限的飞机俯仰率命令值、俯仰姿态输入信号和俯仰调整反馈生成飞机俯仰率命令误差信号，其中飞机俯仰姿态命令基于飞机俯仰率命令误差信号而生成。例如，俯仰命令模型506生成飞机俯仰姿态命令550，如参考图9所述。

在一些实施方式中，方法1700还包括，将预测的俯仰姿态调整值输出到推进器调整预测电路，该推进器调整预测电路被配置为基于预测的俯仰姿态调整值生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值。例如，俯仰调整预测电路402将预测的俯仰姿态调整值442输出到推进器调整预测电路404，其基于预测的俯仰姿态调整值442生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。

在一些实施方式中，方法1700还包括，将俯仰姿态调整值输出到加速命令电路，该加速命令电路被配置为基于预测的俯仰姿态调整值生成加速命令。例如，俯仰调整预测电路402将俯仰姿态调整值442输出到加速命令电路510，加速命令电路510基于预测的俯仰姿态调整值442生成加速命令模式加速命令554。

图18示出了用于控制飞机(诸如图1的飞机100)的方法1800的特定示例。方法1800可以由控制电路或其部件(诸如图1和4-14的控制电路130、图6的重力补偿器612-618或图11的重力放大器1124或其组合)执行。

方法1800包括，在1802处根据与基准俯仰姿态的俯仰姿态偏差生成纵向加速命令。例如，纵向加速命令可以包括或对应于图11的重力补偿命令1142。俯仰姿态偏差可包括或对应于图5的飞机俯仰姿态命令550或图6的重力补偿的纵向加速信号622。出于说明目的，重力放大器1124通过使用重力补偿的纵向加速信号622执行表查找来生成重力补偿的命令1142。

方法1800包括，在1804处基于纵向加速命令调节飞机的纵向推力效应器。例如，推进器致动器116基于重力补偿的命令1142调节图2A-2D的飞机100的推进器(例如，螺旋桨)的集体桨片俯仰角或图3A-3D的飞机100的旋翼螺旋桨的机舱角度，如参考图1、2A、3A、4、5和13所述。替代地，推进器致动器116基于重力补偿的命令1142调节飞机100的一个或多个推进器112、114的机舱角速率、喷嘴尺寸、喷嘴方向、燃料流速、旁通比、推力泄放或推力矢量化等。

图19示出了用于控制飞机(诸如图1、2A-2D和3A-3D的飞机100)的方法1900的特定示例。方法1900可以由控制电路或其部件执行，诸如图1和4-14的控制电路130。

方法1900包括，在1902处接收飞机的垂直速度。例如，垂直速度可以包括或对应于图5的垂直速度534。方法1900包括，在1904处接收飞机的水平速度。例如，垂直速度可以包括或对应于图4的飞机速度422(例如，水平速度)。出于说明目的，俯仰调整预测电路402从图1的传感器132或从图1的FCC 126接收垂直速度534和飞机速度422(例如，水平速度)。

方法1900包括，在1906处对飞机的垂直速度的分量进行滤波以生成滤波的垂直速度。例如，第一低通滤波器704和第一组合器706用于对反向垂直速度732进行高通滤波，如参考图7和8所述。

方法1900包括，在1908处对飞机的测量俯仰姿态进行滤波以生成滤波的俯仰姿态。例如，第二低通滤波器724对测量的俯仰姿态424进行低通滤波以生成低通滤波的俯仰姿态信号752(低通滤波的测量的俯仰姿态信号)，如参考图7和8所述。

方法1900包括，在1910处生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值，该预测的俯仰姿态调整值基于水平速度、滤波的垂直速度和滤波的俯仰姿态生成。例如，第四组合器730基于至少组合滤波的飞机调整俯仰偏差信号750(基于高通滤波的垂直速度信号736和飞机速度422(例如，水平速度)生成的)和低通滤波的俯仰姿态信号752而生成预测的俯仰姿态调整值442。

方法1900包括，在1912处基于预测的俯仰姿态调整值来调节飞行控制效应器。例如，控制表面致动器410或俯仰致动器520分别基于俯仰姿态命令454或控制表面俯仰命令558(例如，飞机俯仰控制表面飞机俯仰姿态命令)调节一个或多个控制表面128，其基于预测的俯仰姿态调整值442生成。在一些实施方式中，飞行控制效应器包括或对应于飞行控制表面(例如，控制表面128)或推进器(例如，推进器112、114)。在特定实施方式中，目标垂直状态为垂直速度保持状态或高度保持状态。

在一些实施方式中，飞行控制效应器包括或对应于飞机的飞行控制表面(例如，控制表面128)。附加地或替代地，飞行控制表面包括或对应于升降舵、襟翼、板条、副翼(例如，襟副翼)、扰流器、翼片或另一个俯仰姿态控制表面。在这样的实施方式中，基于预测的俯仰姿态调整值调节飞行控制表面包括，基于预测的俯仰姿态调整值生成用于目标垂直状态的俯仰姿态命令并且基于俯仰姿态命令调节飞机的飞行控制表面。例如，处理电路408基于预测的俯仰姿态调整值442生成用于目标垂直状态的俯仰姿态命令454，并且控制表面致动器410基于俯仰姿态命令454调节飞机的控制表面128。

在一些实施方式中，方法1900还包括，基于预测的俯仰姿态调整值生成用于目标水平状态的纵向推力效应器命令，并且基于纵向推力效应器命令调节飞机的纵向推力效应器。例如，处理电路406基于预测的俯仰姿态调整值442生成用于目标水平状态的推进器命令452，并且推进器致动器116基于推进器命令452调节飞机100的推进器112、114中的一者或多者。

在一些实施方式中，飞行控制效应器为飞机的纵向推力效应器，并且方法1900还包括，基于预测的俯仰姿态调整值生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值，基于预测的纵向推力效应器调整值生成用于目标水平状态的纵向推力效应器命令，并且基于纵向推力效应器命令调节飞机的纵向推力效应器。例如，推进器调整预测电路404基于预测的俯仰姿态调整值442生成用于目标水平状态的预测的推进器调整值(例如，调整值562、662中的一者)，推进器限制电路518基于组合的推进器命令564(其基于预测的推进器调整值(例如，调整值562、662中的一者)生成)生成用于目标水平状态的推进器命令452，并且推进器致动器116基于推进器命令452调节飞机100的推进器112、114中的一者或多者。在一些实施方式中，纵向推力效应器(例如，推进器)包括或对应于螺旋桨、旋翼螺旋桨、管道风扇、反向旋转风扇、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机或另一纵向推力效应器。

在一些实施方式中，方法1900还包括，生成用于第二目标垂直状态的第二预测的俯仰姿态调整值并且基于飞行员输入生成命令的俯仰姿态调整值。例如，俯仰调整预测电路402生成用于第二目标垂直状态的第二预测的俯仰姿态调整值442，并且积分器504基于向俯仰调整接收器524的飞行员输入(例如，俯仰调整接收器输入)生成命令的俯仰姿态调整值544。第二预测的俯仰姿态调整值442在第二时间生成，该第二时间在生成预测的俯仰姿态调整值442的第一时间之后。在特定实施方式中，方法1900还包括，基于状态控制信号将命令的俯仰姿态调整值选择为选定的俯仰姿态调整值并且基于选定的俯仰姿态调整值且独立于第二预测的俯仰姿态调整值来调节飞行控制效应器。例如，第一开关528基于状态信号540选择命令的俯仰姿态调整值544，并且将命令的俯仰姿态调整值544作为选定的俯仰姿态调整值546输出。特定俯仰致动器520基于选定的俯仰姿态调整值546且独立于第二预测的俯仰姿态调整值442来调节特定控制表面128。附加地或替代地，特定推进器致动器116基于选定的俯仰姿态调整值546且独立于第二预测的俯仰姿态调整值442来调节特定推进器。

在一些实施方式中，方法1900还包括，基于选定的空速和滤波的垂直速度生成垂直飞行路径角度信号。例如，第一乘法器708基于反向选定的速度748和低通滤波的垂直速度信号734生成垂直飞行路径角度信号744。作为另一示例，除法器802基于选定的速度746和低通滤波的垂直速度信号734生成垂直飞行路径角度信号744。

在一些实施方式中，方法1900还包括，对高通滤波的垂直速度进行滤波以生成滤波的垂直加速度，将滤波的垂直加速度除以反向选定的速度以生成飞行路径角度信号的时间变化率，将飞行路径角度信号的时间变化率乘以垂直阻尼导数以生成阻尼信号，其中预测的俯仰姿态调整值进一步基于阻尼信号生成。例如，电路710将时间常数的倒数的增益应用于高通滤波的垂直速度信号736，以生成滤波的垂直加速度738。倍数712将滤波的垂直加速度738乘以反向选定的速度748，以生成飞行路径角度信号740的时间变化率。垂直阻尼导数(Zw)电路714将飞行路径角度信号740的时间变化率除以垂直阻尼导数(Zw)以生成第一信号742，第一信号742用于生成预测的俯仰姿态调整值442。

在一些实施方式中，方法1900还包括，基于组合垂直飞行路径角度和第一信号而生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号，其中生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值包括至少组合滤波的飞机调整俯仰偏差信号和滤波的俯仰姿态。例如，第二组合器716基于组合垂直飞行路径角度信号744和第一信号742来生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号750。第四组合器730通过至少组合滤波的飞机调整俯仰偏差信号750和低通滤波的俯仰姿态信号752来生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值442。

在一些实施方式中，方法1900还包括，对高通垂直速度进行滤波以生成滤波的垂直加速度，并且将滤波的垂直加速度除以每个迎角导数的归一化维度飞机垂直力以生成归一化信号，其中，预测的俯仰姿态调整值进一步基于归一化信号生成。例如，增益电路710将高通滤波的垂直速度信号736乘以时间常数的倒数的增益以生成滤波的垂直加速度738，并且每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力电路804将滤波的垂直加速度738除以每个迎角导数(Zα)的归一化维度飞机垂直力以生成归一化信号812。

在一些实施方式中，方法1900还包括，基于组合垂直飞行路径角度和归一化信号而生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号，其中生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值包括至少组合滤波的飞机调整俯仰偏差信号和滤波的俯仰姿态。例如，第二组合器716基于组合垂直飞行路径角度信号744和归一化信号812来生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号750。第四组合器730基于至少组合滤波的飞机调整俯仰偏差信号750和滤波的俯仰姿态信号752来生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值442。

在一些实施方式中，生成飞机俯仰姿态命令包括，基于从选定的飞机调整俯仰姿态值中减去命令的飞机俯仰姿态反馈来生成飞机俯仰姿态命令误差信号，基于飞机俯仰姿态命令误差信号生成有限的飞机俯仰率命令值，并且基于有限的飞机俯仰率命令值、俯仰姿态输入信号和俯仰调整反馈生成飞机俯仰率命令误差信号，其中飞机俯仰姿态命令基于飞机俯仰率命令误差信号生成。例如，第一组合器914基于从选定的俯仰姿态调整值546中减去外环反馈信号948来生成飞机俯仰姿态命令误差信号932。第一权限限制器918基于飞机俯仰姿态命令误差信号932生成有限的飞机俯仰率命令936。第二组合器920基于有限的飞机俯仰率命令936、俯仰姿态输入信号548和内环反馈信号938(俯仰调整反馈)生成飞机俯仰率命令误差信号940。俯仰命令模型基于飞机俯仰率命令误差信号940生成飞机俯仰姿态命令550，如参考图9所述。飞机俯仰姿态命令550指示与基准俯仰姿态的俯仰姿态偏差(例如，与俯仰姿态输入信号548偏差预测的俯仰姿态调整值442或选定的俯仰姿态调整价值546的命令的俯仰姿态调整值544)。

在一些实施方式中，生成飞机俯仰姿态命令包括，基于从选定的飞机调整俯仰姿态值减去命令的飞机俯仰姿态反馈来生成飞机俯仰姿态命令误差信号。生成飞机俯仰姿态命令包括，通过将增益应用于飞机俯仰姿态命令误差信号来生成飞机俯仰调整速率反馈信号。生成飞机俯仰姿态命令还包括，基于限制飞机俯仰调整速率反馈信号来生成有限的飞机俯仰率命令值。生成飞机俯仰姿态命令包括，基于有限的飞机俯仰率命令值、俯仰姿态输入信号和俯仰调整反馈生成飞机俯仰率命令误差信号。生成飞机俯仰姿态命令还包括，放大飞机俯仰率命令误差信号以生成放大的飞机俯仰率命令误差信号。生成飞机俯仰姿态命令包括，基于限制放大的飞机俯仰率命令误差信号生成俯仰角加速命令。生成飞机俯仰姿态命令还包括对俯仰角加速命令进行积分以生成俯仰率命令。生成飞机俯仰姿态命令包括对俯仰率命令应用协调变换以生成俯仰姿态速率命令。生成飞机俯仰姿态命令还包括，对俯仰姿态速率命令进行积分以生成飞机俯仰姿态命令。例如，俯仰命令模型506生成飞机俯仰姿态命令550，如参考图9所述。

图20示出了用于控制飞机(诸如图1、2A-2D和3A-3D的飞机100)的方法的方法2000的特定示例。方法2000可以由控制电路或其部件执行，诸如图1和4-14的控制电路130。

方法2000包括，在2002处对飞机的重力补偿的纵向加速度进行滤波以生成滤波的重力补偿的纵向加速度。例如，重力补偿的纵向加速度可包括或对应于图6的重力补偿的纵向加速信号622。滤波的重力补偿纵向加速度可包括或对应于图13的高通滤波的重力补偿的纵向加速信号1344。出于说明目的，第一低通滤波器1312和第一组合器1322用于对重力补偿的纵向加速信号622进行高通滤波，以生成高通滤波的重力补偿的纵向加速信号1344，如参考图13所述。

方法2000包括，在2004处对飞机的速度进行滤波以生成飞机的滤波速度。例如，速度可以包括或对应于图4的飞机速度422，诸如水平速度。出于说明目的，第二低通滤波器1314和第二组合器1324用于对飞机速度422进行高通滤波以生成高通滤波的飞机速度1348，如参考图13所述。

方法2000包括，在2006处基于滤波的重力补偿的纵向加速度和滤波的速度生成滤波的纵向控制效应器误差。例如，第三组合器1326组合高通滤波的重力补偿的纵向加速信号1344和滤波的加速反馈1350(其基于高通滤波的飞机速度1348生成)以生成偏移值1352，并且除法器1332将偏移值1352除以推进器灵敏度值1242以生成滤波的纵向控制效应器误差1356，如参考图13所述。

方法2000包括，在2008处对纵向推力效应器命令值进行滤波以生成滤波的纵向推力效应器命令值。例如，纵向推力效应器命令值包括或对应于图4的推进器反馈值432、图5的推进器集体桨片俯仰反馈566或图6的机舱角度反馈664。出于说明目的，第三低通滤波器1316对推进器集体桨片俯仰反馈566进行低通滤波以生成低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358，如参考图13所述。在其他实施方式中，滤波的纵向推力效应器命令值为基于根据传感器数据确定的测量的值而生成的低通滤波的纵向推力效应器命令值，与反馈值相反，如参考图4所述。

方法2000包括，在2010处生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值，该预测的纵向推力效应器调整值基于滤波的纵向控制效应器误差和滤波的纵向推力效应器命令值而生成。例如，预测的纵向推力效应器调整值包括或对应于图4的预测的推进器调整值444、图6的预测的推进器集体桨片俯仰调整值562或图6的预测的旋翼螺旋桨机舱角度调整值662。出于说明目的，第四组合器1328基于组合滤波的纵向控制效应器误差1356(基于偏移值1352生成的)和低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358来生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。

方法2000包括，在2012处基于预测的纵向推力效应器调整值来调节飞机的纵向推力效应器。例如，推进器致动器116基于推进器命令452(其基于预测的推进器调整值444生成)调节推进器112、114中的一个或多个部件，如参考图4所述。

在一些实施方式中，飞机的纵向推力效应器包括或对应于螺旋桨、旋翼螺旋桨、旋翼、管道风扇、反向旋转螺旋桨、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机或火箭。在特定实施方式中，目标水平状态包括或对应于空速保持状态或加速保持状态。

在一些实施方式中，纵向推力效应器由致动器调节。例如，推进器112、114由推进器致动器116调节，如参考图1所述。在特定实施方式中，致动器包括或对应于推进器集体致动器、推进器循环致动器、机舱致动器、推进器喷嘴致动器或燃料流速致动器。附加地或替代地，调节纵向推力效应器使得飞机在空速保持状态或加速保持状态下操作。

在特定实施方式中，生成重力补偿的纵向加速度包括，通过减去选定的调整俯仰姿态值的正弦值和命令的俯仰姿态的正弦值生成与基准的俯仰姿态偏差，并且通过将与基准的俯仰姿态偏差乘以由于重力常数引起的加速度而生成重力补偿的纵向加速度。例如，组合器616通过减去选定的俯仰姿态调整值的正弦1134和飞机俯仰姿态命令的正弦1136来生成纵向加速信号1138。重力乘法器618通过将纵向加速信号1138乘以由于重力常数(例如，约9.8米每平方秒)引起的加速度来生成重力补偿的纵向加速信号622。

在一些实施方式中，基于用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值442生成选定的俯仰姿态调整值546，诸如当控制电路130在高速模式下操作并且状态信号540指示高速模式时，如参考图5所述。

在一些实施方式中，纵向推力效应器命令值为基于传感器数据或包括先前纵向推力效应器命令值的反馈值确定的测量的值。例如，推进器反馈值432基于来自图1的传感器132的传感器数据生成，或者基于推进器命令452的先前值(例如，反馈值)生成，如参考图4所述。

在一些实施方式中，方法2000还包括，基于从滤波的重力补偿的纵向加速度减去滤波的加速反馈来生成偏移值，其中生成滤波的纵向控制效应器误差包括，将偏移值除以螺旋桨灵敏度值，并且其中，生成预测的纵向推力效应器调整值包括，组合滤波的纵向控制效应器误差和滤波的纵向推力效应器命令值。例如，第三组合器1326通过从滤波的重力补偿的纵向加速信号1344中减去滤波的加速反馈1350来生成偏移值1352，并且除法器1332将偏移值除以推进器灵敏度值1242以生成滤波的纵向控制效应器误差1356。第四组合器1328通过组合滤波的纵向控制效应器误差1356和低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358来生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562。

在一些实施方式中，方法2000还包括，基于飞机的速度或螺旋桨转速通过对螺旋桨灵敏度一览表执行表查找来生成螺旋桨灵敏度值。例如，推进器灵敏度调度器1222基于飞机速度422通过对螺旋桨灵敏度一览表执行表查找来生成推进器灵敏度值1242。

在一些实施方式中，方法2000还包括，生成用于目标水平状态的纵向推力效应器命令。在特定实施方式中，生成用于目标水平状态的纵向推力效应器命令包括：基于组合滤波的纵向控制效应器误差和滤波的纵向推力效应器命令值生成预测的纵向推力效应器调整值，该滤波的纵向控制效应器误差基于偏移值生成，将Δ推进器命令与预测的纵向推力效应器调整值组合以生成组合的推进器命令，并且限制组合的推进器命令以生成纵向推力效应器命令。例如，第四组合器1328基于组合滤波的纵向控制效应器误差1356和低通滤波的推进器集体桨片俯仰反馈1358来生成预测的推进器集体桨片俯仰调整值562，组合器516组合Δ推进器集体桨片俯仰命令560和预测的推进器集体桨片俯仰调整值562以生成组合的推进器命令564，并且推进器限制电路518限制组合的推进器命令564以生成推进器命令452。

在一些实施方式中，基于速度选择模式加速命令生成Δ推进器命令。例如，加速控制器512基于指示高速状态或模式的状态信号540从第二开关530接收速度选择模式加速命令。在这样的实施方式中，生成速度选择模式加速命令552包括，基于飞行员输入执行表查找以生成与俯仰无关的加速命令并且基于与俯仰无关的加速命令生成与俯仰无关的速度命令。例如，速度选择电路508基于v点命令信号542(其基于向推力接收器522的飞行员输入而生成)执行表查找以生成与俯仰无关的加速命令1032，并且积分器1022通过对与俯仰无关的加速命令误差信号1034进行积分基于与俯仰无关的加速命令1032生成与俯仰无关的速度命令1038。生成速度选择模式加速命令552还包括，基于从与俯仰无关的速度命令中减去飞机的速度来生成速度误差信号，将增益应用于速度误差信号以生成速度反馈加速命令，并且将速度选择模式加速命令输出至开关。例如，第二组合器1024基于从与俯仰无关的速度命令1038中减去飞机速度422而生成速度误差信号1040，并且第二放大器1026将速度误差增益(F(verr))应用于速度误差信号1040以生成速度选择模式加速命令552并且将速度选择模式加速命令552输出到第二开关530。

在一些实施方式中，生成速度选择模式加速命令还包括，基于速度误差信号生成清除信号，并且基于从与俯仰无关的加速命令中减去清除信号来生成与俯仰无关的加速命令误差信号。例如，第三放大器1030(例如，清除放大器)接收有限的速度误差反馈信号1044并且将清除增益Kwo应用于有限的速度误差反馈信号1044以生成清除信号1046，并且第一组合器1016从与俯仰无关的加速命令1032中减去清除信号1046以生成与俯仰无关的加速命令误差信号1034。在特定实施方式中，生成与俯仰无关的速度命令1038包括对与俯仰无关的加速命令误差信号1034进行积分以生成与俯仰无关的速度命令1038。

在一些实施方式中，基于加速命令模式加速命令生成Δ推进器命令，并且方法2000还包括，基于与俯仰无关的加速命令和重力放大的纵向加速命令生成加速命令模式加速命令。例如，加速命令电路510基于与俯仰无关的加速命令1032和重力补偿的命令1142生成加速命令模式加速命令554，如参考图11所述。在特定实施方式中，基于飞行员输入生成与俯仰无关的加速命令1032。例如，推力接收器522接收飞行员输入并且基于飞行员输入生成v点命令信号542。

在一些实施方式中，方法2000还包括，将加速命令作为加速前馈命令提供给组合器。例如，加速控制器512将选定的加速命令556作为前馈加速命令1232提供给第二组合器1218。加速命令对应于速度选择模式加速命令552或加速命令模式加速命令554。方法2000包括，基于加速命令和测量的飞机加速度生成加速误差信号。例如，第一组合器1212基于组合选定的加速命令556和测量的飞机的加速度(即输入的v点1230)来生成加速误差信号1234。方法2000包括，将增益应用于加速误差信号以生成加速反馈命令。例如，第一放大器1214将加速反馈增益(Kvdfb)应用于加速误差信号1234以生成加速反馈命令1236。方法2000包括，权限限制加速反馈命令以生成有限的加速反馈命令。例如，权限限制器1216基于一个或多个权限限制阈值来限制加速反馈命令1236以生成有限的加速反馈命令1238。方法2000包括，由组合器基于有限的加速反馈命令和前馈加速命令生成组合的加速命令。例如，组合器1218基于组合有限的加速反馈命令1238和前馈加速命令1232来生成组合的加速命令1240。方法2000包括，基于将组合的加速命令除以推进器推力灵敏度值来生成Δ推进器命令，其中推进器命令进一步基于Δ推进器命令生成。例如，除法器1220基于将组合的加速命令1240除以推进器灵敏度值1242来生成Δ推进器集体桨片俯仰命令560。

图15-20的方法1500-2000可以由专用集成电路(ASIC)、处理单元(诸如中央处理单元(CPU))、控制器、另一硬件器件、固件器件、现场可编程门阵列(FPGA)器件或其任何组合启动或控制。作为示例，图15的方法1500可以由一个或多个处理器(诸如控制系统中包括的一个或多个处理器)启动或控制。在一些实施方式中，图15-20的方法之一的一部分可与图15-20的方法之一的第二部分组合。另外，参考图15-20描述的一个或多个操作可以为可选的、可以至少部分地同时执行和/或可以以与所示出或描述的顺序不同的顺序执行。

参考图21和22，在如图21的流程图所示的运载工具制造和维修方法2100以及如图22的框图2200所示的运载工具2202的背景下描述本公开的示例。作为说明性的非限制性示例，由图21的运载工具制造和维修方法2100制成的运载工具(诸如图22的运载工具2202)可以包括飞机、飞艇、火箭、卫星、潜艇或其他运载工具。运载工具2202可以为有人驾驶的或无人驾驶的(例如，无人驾驶飞机或无人驾驶飞行器(UAV))。

参考图21，示出了控制电路制造和维修的方法的说明性示例的流程图，并且该方法标记为2100。在生产前期间，示例性方法2100包括在2102处的运载工具(诸如参考图22描述的运载工具2202)的规格和设计。在运载工具2202的规格和设计期间，方法2100可以包括指定控制电路(诸如图1的控制电路130)的设计。在2104处，方法2100包括材料采购。例如，方法2100可以包括为运载工具2202的控制电路采购材料。

在生产期间，方法2100包括在2106处的部件和子组件制造，以及在2108处的运载工具2202的系统集成。方法2100可以包括运载工具2202的部件和子组件制造(例如，图1的控制电路130的制造和/或编程)和系统集成(例如，将图1的控制电路130耦合到运载工具2202的一个或多个部件)。在2110处，方法2100包括运载工具2202的认证和交付，并且在2112处，将运载工具2202投入使用。认证和交付可以包括通过检查或非破坏性测试来证明图1的控制电路130。在由客户投入使用期间，运载工具2202可以被安排进行例行维护和维修(其还可以包括修改、重新配置、翻新等)。在2114处，方法2100包括对运载工具2202执行维护和维修。方法2100可以包括执行控制电路130的维护和维修。例如，通信系统的维护和维修可以包括更换控制电路130或更新控制电路130。

方法2100的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)完成或执行。出于本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的运载工具制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；并且运营商可以为航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。

参考图22，运载工具2202的说明性实施方式的框图2200，其包括控制电路，诸如图1的控制电路130。出于说明性的非限制性示例的说明目的，运载工具2202可以包括飞机。运载工具2202可已经由图21的方法2100的至少一部分制成。如图22所示，运载工具2202(例如，图1的飞机100)包括机身2218、内部2222、控制电路130和多个系统2220。多个系统2220可包括推进系统2224、电气系统2226、环境系统2228或液压系统2230中的一者或多者。控制电路130可以包括俯仰调整预测电路402、推进器调整预测电路404或两者。控制电路130(或其部件)可以被配置为执行图15-20的方法1500-2000的一个或多个步骤和/或如参考图1所描述的步骤。

可以在图21的方法2100的任何一个或多个阶段期间采用本文包括的装置和方法。例如，对应于生产过程2108的部件或子组件可以以类似于在运载工具2202在投入使用时(例如在2112处但不限于此)生产的部件或子组件的方式装配或制造。而且，可以在生产阶段(例如，方法2100的阶段2102-2110)期间利用一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合，例如，通过大大加快运载工具2202的组装或降低运载工具2202的成本。类似地，在运载工具2202在投入使用时(例如在2112处但不限于)，可以利用一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合在2114处进行维护和维修。

本文描述的示例的说明旨在提供对各种实施方式的结构的一般理解。这些图示并非旨在用作利用本文描述的结构或方法的装置和系统的所有元件和特征的完整描述。在阅读本公开后，许多其他实施方式对于本领域技术人员而言是显而易见的。可以利用其他实施方式并且从本公开得出其他实施方式，使得可以在不脱离本公开的范围的情况下进行结构和逻辑替换和改变。例如，方法操作可以以与图中所示不同的顺序执行，或者可以省略一个或多个方法操作。因此，本公开和附图应被视为是说明性的而非限制性的。

此外，尽管本文已说明和描述了特定示例，但应了解，经设计以实现相同或类似结果的任何后续布置可被替代以用于所示的特定实施方式。本公开旨在涵盖各种实施方式的任何和所有后续修改或变化。在阅读本说明书之后，上述实施方式的组合以及本文未具体描述的其他实施方式对于本领域技术人员而言将是显而易见的。

此外，本公开包括根据以下条款的实施例：

条款1.一种控制电路(130)，包括：

推进器调整预测电路(404)，其被配置为基于飞机速度(422)和与基准的俯仰姿态偏差(550、622)来生成用于飞机(100)的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)；以及

输出电路(516、518)，其被配置为基于所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)输出推进器集体桨片俯仰角命令(452、564)，所述推进器集体桨片俯仰角命令(452、564)被配置为引起所述飞机(100)的推进器(112、114)的集体桨片俯仰角的调节。

条款2.根据条款1所述的控制电路，其中，所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值为所述推进器的集体桨片俯仰角设定的估计值，其产生用于所述飞机的空速保持状态或加速保持状态的推力的大小。

条款3.根据条款1或2中任一条款所述的控制电路，其中，所述输出电路包括组合器(516)、推进器限制电路(518)或其组合，其中，所述推进器集体桨片俯仰角命令被配置为调节由所述推进器生成的推力的大小，并且其中，所述推进器集体桨片俯仰角命令被配置为使所述飞机在所述飞机的空速保持状态或加速保持状态下操作。

条款4.根据条款1-3中任一条款所述的控制电路，还包括俯仰姿态调整预测电路(402)，其被配置为基于所述飞机速度(422)和飞机的俯仰姿态(424)生成用于所述飞机的目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值(442)，其中，与所述基准的俯仰姿态偏差(550、622)基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成。

条款5.根据条款1-4中任一条款所述的控制电路，所述推进器调整预测电路(404)被配置为基于一个或多个飞行员输入生成所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(562)，其中，所述一个或多个飞行员输入包括俯仰调整接收器输入(524)、俯仰控制接收器输入(526)或两者。

条款6.根据条款1-5中任一条款所述的控制电路，还包括开关(528)，其被配置为基于状态信号(540)将预测的俯仰姿态调整值(442)或命令的俯仰姿态调整值(544)作为选定的俯仰姿态调整值输出，其中，所述与基准的俯仰姿态偏差(550、622)基于所述选定的俯仰姿态调整值(546)生成。

条款7.一种用于控制飞机(100)的方法(1500)，所述方法包括：

步骤(1502)：基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差而生成用于飞机的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值；以及

步骤(1504)：基于所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值来调节所述飞机的推进器的推进器集体桨片俯仰角。

条款8.根据条款7所述的方法，还包括基于选定的飞机调整俯仰姿态值的正弦值(1134)和命令的俯仰姿态的正弦值(1136)生成重力放大的纵向加速命令(1142)，其中，所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(442)基于所述重力放大的纵向加速命令(1142)生成。

条款9.根据条款7或8中任一条款所述的方法，还包括基于状态信号(540)以速度选择模式(508)操作，其中，以所述速度选择模式操作包括：

基于与俯仰无关的加速命令(1032)生成与俯仰无关的速度命令(1038)，其中，基于一个或多个飞行员输入(542)生成所述与俯仰无关的加速命令(1032)；

基于从所述与俯仰无关的速度命令(1038)中减去所述飞机速度(422)生成速度误差信号(1040)；

将增益函数(1026)应用于所述速度误差信号(1040)以生成速度选择模式加速命令(552)；以及

基于所述速度选择加速命令(552)和所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)生成推进器集体桨片俯仰角命令(452)，所述推进器的所述推进器集体桨片俯仰角基于所述推进器集体桨片俯仰角命令(452)进行调节。

条款10.根据条款7-9中任一条款所述的方法，还包括基于状态信号(540)以加速命令模式(510)操作，其中，以所述加速命令模式操作包括：

基于与俯仰无关的加速命令(1032)和重力放大的纵向加速命令(1142)生成加速命令模式加速命令(554)，其中，所述与俯仰无关的加速命令(1032)基于一个或多个飞行员输入(542)生成；以及

基于所述加速命令模式加速命令(554)和所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)生成推进器集体桨片俯仰角命令(452)，所述推进器的所述推进器集体桨片俯仰角基于所述推进器集体桨片俯仰角命令(452)进行调节。

条款11.根据条款7-10中任一条款所述的方法，其中，所述飞机为复合直升机、多旋翼飞机、高速垂直起降(VTOL)飞机或其组合。

条款12.一种控制电路(130)，包括：

俯仰姿态调整预测电路(402)，其被配置为基于飞机速度(422)和飞机(100)的俯仰姿态(424)生成用于飞机(100)的目标状态的预测的俯仰姿态调整值(442)；以及

输出电路(506、514)，其被配置为基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)和来自俯仰控制接收器(526)的飞行员输入信号(548)输出飞机俯仰姿态命令(550)，所述飞机俯仰姿态命令(550)被配置为引起飞机的俯仰角的调节。

条款13.根据条款12所述的控制电路，还包括开关(528)，其被配置为基于状态信号(540)将所述预测的俯仰姿态调整值(442)或命令的俯仰姿态调整值(544)作为选定的俯仰姿态调整值(546)输出，其中，所述俯仰姿态调整命令(550)基于所述选定的俯仰姿态调整值(546)生成。

条款14.根据条款13所述的控制电路，其中，所述命令的俯仰姿态调整值(544)基于一个或多个飞行员输入且独立于所述飞机速度(422)生成。

条款15.根据条款12-14中任一条款所述的控制电路，其中，所述输出电路包括俯仰命令模型(506)、俯仰姿态控制器(514)或其组合，并且其中，所述预测的俯仰姿态调整值(442)为用于所述飞机的高度保持状态或垂直速度保持状态的所述飞机的估计的俯仰姿态。

条款16.根据条款12-15中任一条款所述的控制电路，还包括俯仰姿态控制器(514)，其被配置为：

生成飞机俯仰控制面飞机俯仰姿态命令(454、558)，其被配置为基于所述飞机俯仰姿态命令(550)使所述飞机在高度保持状态或垂直速度保持状态下操作；以及

将所述飞机俯仰控制面飞机俯仰姿态命令(454、558)发送到俯仰力矩控制致动器(520)。

条款17.一种用于控制飞机的方法(1700)，所述方法包括：

基于飞机速度(422)和所述飞机的俯仰姿态(424)而生成(1702)用于所述飞机的目标状态的预测的俯仰姿态调整值(442)；以及

基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)和来自俯仰控制接收器(526)的飞行员输入信号(548)调节(1704)飞机俯仰姿态命令(550、948)。

条款18.根据条款17所述的方法，其中，生成所述飞机俯仰姿态命令(550)包括：

基于从选定的飞机纵倾姿态值(546)中减去命令的飞机俯仰姿态反馈(948)而生成飞机俯仰姿态命令误差信号(932)；

基于所述飞机俯仰姿态命令误差信号(932)生成有限的飞机俯仰率命令值(936)；以及

基于所述有限的飞机俯仰率命令值(936)、俯仰姿态输入信号(548)和俯仰调整反馈(938)生成飞机俯仰率命令误差信号(940)，其中，所述飞机俯仰姿态命令(550)基于所述飞机俯仰率命令误差信号(940)生成。

条款19.根据条款17或18中任一条款所述的方法，还包括将所述预测的俯仰姿态调整值(442)输出到推进器调整预测电路(404)，所述推进器调整预测电路(404)被配置为基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成预测的推进器集体桨片调整调整值(562)。

条款20.根据条款17-19中任一条款所述的方法，还包括：将所述俯仰姿态调整值(442)输出到加速命令电路(510)，所述加速命令电路(510)被配置为基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成加速命令(554)。

条款21.一种控制电路(130、402)，包括：

第一滤波器(704、704和706)，其被配置为基于飞机(100)的垂直速度(534)的分量(732)生成滤波速度(734、736)；

第二滤波器(724)，其被配置为基于所述飞机的测量俯仰姿态(424)生成滤波的俯仰姿态(752)；以及

输出电路(730)，其被配置为生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值(442)、基于所述飞机的水平速度(422)生成的所述预测的俯仰姿态调整值、滤波速度(734、736)和滤波的俯仰姿态(752)，其中，所述预测的俯仰姿态调整值(442)被配置为使飞行控制效应器(112、114、128)被调节。

条款22.根据条款21所述的控制电路，其中，所述飞行控制效应器包括飞行控制表面(128)或推进器(112、114)，并且其中，所述目标垂直状态包括垂直速度保持状态或高度保持状态。

条款23.根据条款22所述的控制电路，其中，所述推进器包括螺旋桨、旋翼螺旋桨、管道风扇、反向旋转风扇、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机或另一纵向推力效应器，并且其中，所述飞行控制表面包括升降舵、副翼、板条、襟副翼、扰流器、翼片或另一个俯仰姿态控制表面。

条款24.根据条款21、22或23中任一条款所述的控制电路，其中，所述飞机的垂直速度的分量包括所述飞机的反向的垂直速度(732)，并且其中，所述第一滤波器包括高通滤波器，其被配置为对所述反向的垂直速度(732)进行高通滤波以生成高通滤波的垂直速度(736)。

条款25.根据条款24所述的控制电路，其中，所述高通滤波器包括：

低通滤波器(704)，其被配置为对所述反向的垂直速度(732)进行低通滤波以生成低通滤波的垂直速度(734)；以及

组合器，其被配置为从所述反向的垂直速度(732)中减去所述低通滤波的垂直速度(734)以生成所述高通滤波的垂直速度(736)。

条款26.根据条款21-25中任一条款所述的控制电路，其中，所述第二滤波器包括低通滤波器，其被配置为对所述测量的俯仰姿态(424)进行低通滤波以生成低通滤波的测量俯仰姿态(752)。

条款27.根据条款21-26中任一条款所述的控制电路，还包括第三滤波器(726和728)，其被配置为：

接收水平飞行(754)中的俯仰姿态的预先估计；以及

对所述水平飞行中的俯仰姿态的预先估计(754)进行滤波以生成水平飞行中的俯仰姿态的滤波的预先估计(758)，其中，所述输出电路包括组合器(730)，其被配置为进一步基于所述水平飞行中的俯仰姿态的滤波的预先估计(758)生成所述预测的俯仰姿态调整值(442)。

条款28.一种控制飞机的方法(1900)，所述方法包括：

步骤(1902)：接收所述飞机的垂直速度(534)；

步骤(1904)：接收所述飞机的水平速度(422)；

步骤(1906)：对所述飞机的所述垂直速度(534)的分量(732)滤波以生成滤波的垂直速度(734、736)；

步骤(1908)：对所述飞机的测量的俯仰姿态(424)进行滤波以生成滤波的俯仰姿态(752)；

步骤(1910)：生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值(442)，所述预测的俯仰姿态调整值基于所述水平速度、所述滤波的垂直速度(734、736)和所述滤波的俯仰姿态(752)生成；以及

步骤(1912)：基于所述预测的俯仰姿态调整值调节飞行控制效应器(112、114、128)。

条款29.根据条款28所述的方法，其中，所述飞行控制效应器包括所述飞机的飞行控制表面(128)，并且其中，基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)调节所述飞行控制表面(410)包括：

基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成用于所述目标垂直状态的俯仰姿态命令(454、550、558)；以及

基于所述俯仰姿态命令(454、558)调节所述飞机的所述飞行控制表面(128)。

条款30.根据条款28或29所述的方法，还包括：

基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成用于目标水平状态的纵向推力效应器命令(452、652)；以及

基于所述纵向推力效应器命令(452、652)调节所述飞机的纵向推力效应器(112、114)。

条款31.根据条款28、29或30中任一条款所述的方法，其中，所述飞行控制效应器包括所述飞机的纵向推力效应器(112、114)，并且还包括：

基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值(562、662)；

基于所述预测的纵向推力效应器调整值(562、662)生成用于所述目标水平状态的纵向推力效应器命令(452、652)；以及

基于所述纵向推力效应器命令(452、652)调节所述飞机的所述纵向推力效应器(112、114)。

条款32.根据条款28-31中任一条款所述的方法，还包括：

生成用于第二目标垂直状态的第二预测俯仰姿态调整值(442)；

基于飞行员输入生成命令的俯仰姿态调整值(544)；基于状态控制信号将所述命令的俯仰姿态调整值(544)选择为选定的俯仰姿态调整值(546)；并且基于选定的俯仰姿态调整值且独立于所述第二预测俯仰姿态调整值(444)调节(116、410)所述飞行控制效应器(112、114、128)。

条款33.根据条款28-32中任一条款所述的方法，还包括基于选定的空速(746)和所述滤波的垂直速度(734)生成垂直飞行路径角度信号(744)，其中，所述预测的俯仰姿态调整值(442)进一步基于所述垂直飞行路径角度信号(744)生成。

条款34.根据条款28-33中任一条款所述的方法，还包括：

对所述高通滤波的垂直速度(736)进行滤波以生成滤波的垂直加速度(738)；

将所述滤波的垂直加速度(738)乘以反向选定的速度(748)以生成飞行路径角度信号(740)的时间变化率；以及

将所述飞行路径角度信号(740)的时间变化率除以垂直阻尼导数(Zw、714)以生成第一信号(742)，其中，所述预测的俯仰姿态调整值(442)进一步基于所述第一信号(742)生成。

条款35.根据条款34所述的方法，还包括基于组合垂直飞行路径角度(744)和第一信号(742)来生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号(750)，其中，生成用于所述目标垂直状态的所述预测的俯仰姿态调整值(442)包括至少组合所述滤波的飞机调整俯仰偏差信号(750)和所述滤波的俯仰姿态(752)。

条款36.根据条款28-35中任一条款所述的方法，还包括：

对所述高通垂直速度(736)进行滤波以生成滤波的垂直加速度(738)；以及

将所述滤波的垂直加速度(738)除以每个迎角导数(Zα、802)的归一化维度飞机垂直力以生成第二信号(812)，其中，所述预测的俯仰姿态调整值(442)进一步基于所述第二信号(812)生成。

条款37.根据条款36所述的方法，还包括基于组合垂直飞行路径角度(744)和第二信号(812)来生成滤波的飞机调整俯仰偏差信号(750)，其中，生成用于所述目标垂直状态的所述预测的俯仰姿态调整值(442)包括至少组合所述滤波的飞机调整俯仰偏差信号(750)和所述滤波的俯仰姿态(752)。

条款38.根据条款28-37中任一条款所述的方法，还包括：

基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)和俯仰姿态输入信号(548)生成飞机俯仰姿态命令(550)；以及

将所述飞机俯仰姿态命令(550)输出到俯仰控制器(410、514)，其中，所述飞行控制效应器(128)由所述俯仰控制器基于所述飞机俯仰姿态命令(550)进行调节。

条款39.根据条款38所述的方法，其中，生成所述飞机俯仰姿态命令(550)包括：

基于从选定的飞机纵倾姿态值(546)中减去命令的飞机俯仰姿态反馈(948)而生成飞机俯仰姿态命令误差信号(932)；

基于所述飞机俯仰姿态命令误差信号(932)生成有限的飞机调整俯仰命令值(936)；以及

基于所述有限的飞机调整俯仰命令值(936)、俯仰姿态输入信号(548)和俯仰调整反馈(938)生成飞机俯仰率命令误差信号(940)，其中，所述飞机俯仰姿态命令(550)基于所述飞机俯仰率命令误差信号(940)生成。

条款40.根据条款38-39中任一条款所述的方法，其中，生成所述飞机俯仰姿态命令(550)包括：

基于从选定的飞机调整姿态值(546)中减去命令的飞机俯仰姿态反馈(948)而生成飞机俯仰姿态命令误差信号(932)；

通过将增益(916)应用于所述飞机俯仰姿态命令误差信号(932)来生成飞机俯仰率命令信号(934)；

基于限制所述飞机俯仰率命令信号(934)生成有限的飞机俯仰率命令值(936)；

基于所述有限的飞机俯仰率命令值(936)、俯仰姿态输入信号(548)和俯仰调整反馈(938)生成飞机俯仰率命令误差信号(940)；

放大所述飞机俯仰率命令误差信号(940)以生成放大的飞机俯仰率命令误差信号(940)；

基于限制所述放大的飞机俯仰率命令误差信号生成俯仰角加速命令(942)；

对所述俯仰角加速命令(942)进行积分以生成俯仰率命令(944)；

将协调变换(928)应用于所述俯仰率命令(944)以生成俯仰姿态速率命令(946)；以及

对所述俯仰姿态速率命令(946)进行积分以生成所述飞机俯仰姿态命令(550)。

条款41.一种控制电路(130、404)，包括：

第一滤波器(1312、1312和1322)，其被配置为对飞机(100)的重力补偿的纵向加速度(622)进行滤波以生成滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)；

第二滤波器(1314、1314和1324、1330)，其被配置为基于所述飞机的速度(422)生成所述飞机的滤波的速度(1348)；

中间电路(1326和1332)，其被配置为基于所述滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)和所述滤波的速度(1348)生成滤波的纵向控制效应器误差(1356)；

第三滤波器(1316)，其被配置为基于纵向推力效应器命令值(566)生成滤波的纵向推力效应器命令值(1358)；以及

输出电路(1328)，其被配置为生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值(562)、基于所述滤波的纵向控制效应器误差(1356)和所述滤波的纵向推力效应器命令值(1358)生成的所述预测的纵向推力效应器调整值(562)，其中，所述预测的纵向推力效应器调整值(562)被配置为使得所述飞机的纵向推力效应器(112、114)被调节。

条款42.根据条款41所述的控制电路，其中，所述飞机的所述纵向推力效应器(112、114)包括螺旋桨、旋翼螺旋桨、旋翼、管道风扇、反向旋转螺旋桨、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机或火箭，并且其中，所述目标水平状态包括空速保持状态或加速保持状态。

条款43.根据条款41-42中任一条款所述的控制电路，其中，所述纵向推力效应器(112、114)由致动器(116)调节，其中所述致动器包括推进器集体致动器、推进器循环致动器、机舱致动器、推进器喷嘴致动器或燃料流速致动器，并且其中，调节所述纵向推力效应器使得所述飞机在空速保持状态或加速保持状态下操作。

条款44.根据条款41、42或43中任一条款所述的控制电路，其中，所述第一滤波器包括高通滤波器(1312和1322)，其被配置为基于对所述重力补偿的纵向加速度(622)进行高通滤波而生成高通滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)。

条款45.根据条款41-44中任一条款所述的控制电路，其中，所述第一滤波器包括：

低通滤波器(1312)，其被配置为对所述重力补偿的纵向加速度进行低通滤波以生成低通滤波的重力补偿的纵向加速度(1342)；以及

组合器(1322)，其被配置为从所述重力补偿的纵向加速度(622)中减去所述低通滤波的重力补偿的纵向加速度(1342)以生成所述高通滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)。

条款46.根据条款41-45中任一条款所述的控制电路，其中，所述飞机的速度包括所述飞机的水平速度，并且其中，所述第二滤波器包括高通滤波器(1314和1324)，其被配置为基于对所述飞机的速度(422)进行高通滤波生成高通滤波的飞机速度(1348)。

条款47.根据条款46所述的控制电路，还包括增益电路(1330)，其被配置为基于将所述飞机的高通滤波的速度(1348)乘以所述控制电路的时间常数的倒数的增益值来生成所述飞机的滤波的加速反馈(1350)，其中，所述滤波的纵向控制效应器误差基于所述滤波的加速反馈生成。

条款48.根据条款41-47中任一条款所述的控制电路，其中，所述第三滤波器包括低通滤波器，其被配置为对所述纵向推力效应器命令值(566)进行低通滤波以生成低通滤波的纵向推力效应器命令值(1358)。

条款49.一种控制飞机(100)的方法(2000)，所述方法包括：

步骤(2002)：对所述飞机的重力补偿的纵向加速度(622)进行滤波以生成滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)；

步骤(2004)：对所述飞机的速度(422)进行滤波以生成所述飞机的滤波速度(1348)；

步骤(2006)：基于所述滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)和所述滤波的速度(1348)生成滤波的纵向控制效应器误差(1356)；

步骤(2008)：对纵向推力效应器命令值(566)进行滤波以生成滤波的纵向推力效应器命令值(1358)；

步骤(2010)：生成用于目标水平状态的预测的纵向推力效应器调整值(562)，所述预测的纵向推力效应器调整值(562)基于所述滤波的纵向控制效应器误差(1356)和所述滤波的纵向推力效应器命令值(1358)而生成；以及

步骤(2012)：基于所述预测的纵向推力效应器调整值(562)调节所述飞机的纵向推力效应器(112、114)。

条款50.根据条款49所述的方法，其中，生成所述重力补偿的纵向加速度(622)包括：

将正弦函数(612)应用于选定的调整俯仰姿态值(546)以生成选定的调整俯仰姿态值的正弦(1134)；

将正弦函数(614)应用于俯仰姿态命令(550)以生成所述俯仰姿态命令的正弦(1136)；

通过从所述俯仰姿态命令的正弦(1136)减去选定的调整俯仰姿态值的正弦(1134)来生成纵向加速信号(1138)；以及

通过将所述纵向加速信号(1138)乘以由于重力常数引起的加速度(618)来生成所述重力补偿的纵向加速度(622)。

条款51.根据条款50所述的方法，其中，基于用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值(442)生成所述选定的调整俯仰姿态值(546)。

条款52.根据条款49、50或51中任一条款所述的方法，其中，所述纵向推力效应器命令值(566)包括基于传感器数据或包括先前纵向推力效应器命令值(452)的反馈值确定的测量的值。

条款53.根据条款49-52中任一条款所述的方法，还包括基于从所述滤波的重力补偿的纵向加速度(1344)中减去滤波的加速反馈(1350)来生成偏移值(1352)，其中，生成所述滤波的纵向控制效应器误差(1356)包括将所述偏移值(1352)除以螺旋桨灵敏度值(1242)，并且其中，生成所述预测的纵向推力效应器调整值(562)包括组合所述滤波的纵向控制效应器误差(1356)和所述滤波的纵向推力效应器命令值(1358)。

条款54.根据条款53所述的方法，还包括基于所述飞机的速度(422)或螺旋桨转速通过对螺旋桨灵敏度一览表(1222)执行表查找来生成所述螺旋桨灵敏度值(1242)。

条款55.根据条款49-54中任一条款所述的方法，还包括生成用于目标水平状态的纵向推力效应器命令(452)，其中，生成用于所述目标水平状态的所述纵向推力效应器命令(452)包括：

基于组合所述滤波的纵向控制效应器误差(1356)和所述滤波的纵向推力效应器命令值(1358)而生成所述预测的纵向推力效应器调整值(562)；

将Δ推进器命令(560)与所述预测的纵向推力效应器调整值(562)组合以生成组合的推进器命令(564)；以及

限制所述组合的推进器命令(564)以生成所述纵向推力效应器命令(452)，其中，所述飞机的纵向推力效应器(112、114)基于所述纵向推力效应器命令(452)进行调节。

条款56.根据条款55所述的方法，还包括基于速度选择模式加速命令(552)或加速命令模式加速命令(554)生成所述Δ推进器命令(560)。

条款57.根据条款56所述的方法，其中，所述Δ推进器命令(560)基于所述速度选择模式加速命令(552)生成，并且还包括生成所述速度选择模式加速命令(552)，其中生成所述速度选择模式加速命令(552)包括：

基于飞行员输入(542)执行表查找以生成与俯仰无关的加速命令(1032)；

基于与俯仰无关的加速命令(1032)生成与所述俯仰无关的速度命令(1038)；

基于从与所述俯仰无关的速度命令(1038)中减去所述飞机的速度(422)来生成速度误差信号(1040)；

将增益(1026)应用于所述速度误差信号(1040)以生成所述速度选择模式加速命令(552)；以及

将所述速度选择模式加速命令(552)输出到开关(530)。

条款58.根据条款57所述的方法，其中，生成所述速度选择模式加速命令(552)还包括：

基于所述速度误差信号(1040)生成清除信号(1046)；以及

基于从与俯仰无关的加速命令(1032)中减去清除信号(1046)生成与俯仰无关的加速命令误差信号(1034)，其中，生成与俯仰无关的速度命令(1038)包括对与俯仰无关的加速命令误差信号(1034)进行积分以生成与俯仰无关的速度命令(1038)。

条款59.根据条款56-58中任一条款所述的方法，其中，所述Δ推进器命令(560)基于所述加速命令模式加速命令(554)生成，并且还包括基于与俯仰无关的加速命令(1032)和重力放大的纵向加速命令(1142)生成加速命令模式加速命令(554)，其中与俯仰无关的加速命令(1032)基于飞行员输入(542)生成。

条款60.根据条款55-59中任一条款所述的方法，还包括：

向组合器(1218)提供作为加速前馈命令(1232)的加速命令(556)，其中，所述加速命令对应于速度选择模式加速命令(554)或加速命令模式加速命令(556)；

基于所述加速命令(556)和所述飞机的测量的加速度(1230)生成加速误差信号(1234)；

将增益(1214)应用于所述加速误差信号(1234)以生成加速反馈命令(1236)；

对所述加速反馈命令(1236)进行权限限制(1216)以生成有限的加速反馈命令(1238)；

由所述组合器(1218)基于有限的加速反馈命令(1238)和前馈加速命令(1232)生成组合的加速命令(1240)；以及

基于将所述组合的加速命令(1240)除以推进器推力灵敏度值(1242)来生成所述Δ推进器命令(560)，其中，所述推进器命令(452、564)进一步基于所述Δ推进器命令(560)生成。

条款61.一种控制电路(130)，包括：

推进器调整预测电路(404)，其被配置为基于飞机速度(422)和与基准的俯仰姿态偏差(550、622)生成用于飞机的目标状态的预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)；以及

输出电路(406、516、518)，其被配置为基于所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值输出旋翼螺旋桨机舱命令(452、564)，所述旋翼螺旋桨机舱命令被配置为引起所述飞机(100)的旋翼螺旋桨(112、114)的机舱角度的调节。

条款62.根据条款61所述的控制电路，其中，所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值指示所述旋翼螺旋桨的机舱的俯仰角的估计的值，其产生用于所述飞机的空速保持状态或加速保持状态的推力的大小。

条款63.根据条款61或62中任一条款所述的控制电路，其中，所述旋翼螺旋桨机舱命令输出到致动器(116)并且被配置为使得所述致动器调节通过调节俯仰轴中的推力的方向而生成的旋翼螺旋桨推力的大小，并且其中，所述旋翼螺旋桨机舱命令被配置为使所述飞机在所述飞机的空速保持状态或加速保持状态下操作。

条款64.根据条款61-63中任一条款所述的控制电路，所述推进器调整预测电路(404)被配置为进一步基于一个或多个飞行员输入生成所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)。

条款65.根据条款61-64中任一条款所述的控制电路，还包括俯仰姿态调整预测电路(402)，其被配置为基于所述飞机速度(422)和飞机的俯仰姿态(424)生成用于目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值(442)，其中，与所述基准的俯仰姿态偏差(550、622)基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成。

条款66.根据条款65所述的控制电路，还包括状态识别电路，其被配置为：

基于将飞机速度(422)与一个或多个阈值进行比较而生成状态信号(540)；以及

将所述状态信号(540)输出到一个或多个开关(528、530)，其中，所述状态信号指示飞机的模式，并且其中，所述旋翼螺旋桨机舱命令(452、564)基于所述飞机的模式生成。

条款67.根据条款65或66中任一条款所述的控制电路，还包括：

俯仰控制接收器(526)，其被配置为基于飞行员输入生成俯仰姿态输入信号(548)；以及

俯仰命令模型(506)，其被配置为基于所述俯仰姿态输入信号(548)和所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成飞机俯仰姿态命令(550)，所述飞机俯仰姿态命令(550)被配置为使所述飞机在目标垂直状态下操作。

条款68.根据条款67所述的控制电路，还包括：

俯仰调整接收器(524)，其被配置为基于第二飞行员输入生成命令的俯仰姿态调整值(544)；以及

开关(528)，其被配置为基于状态信号(540)将预测的俯仰姿态调整值(442)或命令的俯仰姿态调整值(544)作为选定的俯仰姿态调整值输出，其中，与所述基准的俯仰姿态偏差(550、622)基于选定的俯仰姿态调整值(546)生成。

条款69.根据条款61-68中任一条款所述的控制电路，还包括：

推力接收器(522)，其被配置为生成v点命令信号(542)；

俯仰控制接收器(526)，其被配置为生成俯仰姿态输入信号(548)；

速度选择模式电路(508)，其被配置为基于v点命令信号(542)生成速度选择模式加速命令(552)；

加速命令模式电路(510)，其被配置为基于v点命令信号(542)和俯仰姿态输入信号(548)生成加速命令模式加速命令(554)；以及

开关(530)，其被配置为基于状态信号(540)将速度选择模式加速命令(552)或加速命令模式加速命令(554)作为选定的加速命令(556)输出，螺旋桨机舱命令(452、564)基于所述选定的加速命令(556)而生成。

条款70.根据条款69所述的控制电路，还包括：

加速控制器(512)，其被配置为基于选定的加速命令(556)和所述飞机速度(422)生成Δ旋翼螺旋桨机舱值(660)；

以及组合器(516)，其被配置为基于所述Δ旋翼螺旋桨机舱值(660)和所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)生成组合的旋翼螺旋桨机舱命令(564)，其中，所述输出电路(516、518)包括推进器限制电路(518)，其被配置为限制所述组合的旋翼螺旋桨机舱命令(564)以生成所述旋翼螺旋桨机舱命令(452、662)。

条款71.根据条款70所述的控制电路，其中，所述飞机为倾转旋翼飞机、高速垂直起降(VTOL)飞机或其组合。

条款72.一种用于控制倾转旋翼飞机的方法(1600)，所述方法包括：

步骤(1602)：基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差(550、622)而生成用于飞机(100)的目标状态的预测的旋翼螺旋桨机舱调整值；以及

步骤(1604)：基于所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值调节飞机的旋翼螺旋桨的机舱角度。

条款73.根据条款72所述的方法，还包括基于输入俯仰命令(548)和选定的俯仰调整值(546)生成与基准的俯仰姿态偏差(550、622)。

条款74.根据条款72或73中任一条款所述的方法，还包括：

步骤(1702)：基于飞机速度(422)和飞机的俯仰姿态(424)生成预测的俯仰姿态调整值(442)；以及

步骤(1704)：基于俯仰姿态输入信号(548)并基于预测的俯仰姿态调整值(442)或命令的俯仰姿态调整值(544)来调节飞机俯仰姿态命令(550)。

条款75.根据条款74所述的方法，还包括，在以高速模式操作时：

基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成所述飞机俯仰姿态命令(550)；以及

基于所述俯仰姿态调整值(442)生成所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)。

条款76.根据条款75所述的方法，还包括，当以高速模式操作时，基于速度选择模式加速命令(552)和所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)生成旋翼螺旋桨机舱命令(452)。

条款77.根据条款76所述的方法，还包括，生成所述速度选择模式加速命令(552)，其中生成所述速度选择模式加速命令(552)包括：

基于与俯仰无关的加速命令(1032)生成与俯仰无关的速度命令(1038)，其中，基于一个或多个飞行员输入(542)生成所述与俯仰无关的加速命令(1032)；

基于从所述与俯仰无关的速度命令(1038)中减去所述飞机速度(422)生成速度误差信号(1040)；以及

将增益(1026)应用于所述速度误差信号(1040)以生成所述速度选择模式加速命令(552)。

条款78.根据条款74-77中任一条款所述的方法，还包括，当以低速模式操作时：

基于所述命令的俯仰姿态调整值(544)生成所述飞机俯仰姿态命令(550)；以及

基于所述命令的俯仰姿态调整值(544)生成所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)。

条款79.根据条款78所述的方法，还包括，当以所述低速模式操作时：

基于所述命令的俯仰姿态调整值(544)生成加速命令模式加速命令(554)；以及

基于所述加速命令模式加速命令(554)和所述预测的旋翼螺旋桨机舱调整值(662)生成旋翼螺旋桨机舱命令(452)。

条款80.根据条款79所述的方法，其中，生成所述加速命令模式加速命令(554)包括：

基于飞行员输入(542)通过执行表查找来生成与俯仰无关的加速命令(1032)；

基于重力补偿的纵向加速度(622)通过执行表查找来生成重力放大的纵向加速命令(1142)；以及

基于所述与俯仰无关的加速命令(1032)和所述重力放大的纵向加速命令(1142)生成所述加速命令模式加速命令(554)。

通过理解提交本公开的摘要，它不会用于解释或限制权利要求的范围或含义。另外，在前面的具体实施方式中，出于简化本公开的目的，可以将各种特征组合在一起或在单个实施方式中描述。上述示例说明但不限制本公开。还应该理解，根据本公开的原理可以进行多种修改和变化。如所附权利要求所反映的，所要求保护的主题可以涉及少于任何所公开示例的所有特征。因此，本公开的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (16)

1.一种控制电路(130)，包括：

推进器调整预测电路(404)，被配置为基于飞机速度(422)和与基准的俯仰姿态偏差(550、622)来生成用于飞机(100)的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)；以及

输出电路(516、518)，被配置为基于所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)输出推进器集体桨片俯仰角命令(452、564)，所述推进器集体桨片俯仰角命令(452、564)被配置为引起所述飞机(100)的推进器(112、114)的集体桨片俯仰角的调节。

2.根据权利要求1所述的控制电路，其中，所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值为所述推进器的集体桨片俯仰角设定的估计值，所述估计值产生用于所述飞机的空速保持状态或加速保持状态的推力的大小。

3.根据权利要求1至2中任一项所述的控制电路，其中，所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值为所述推进器的集体桨片俯仰角设定的估计值，所述估计值产生用于所述飞机的空速保持状态或加速保持状态的推力的大小。

4.根据权利要求1至2中任一条款所述的控制电路，其中，所述输出电路包括组合器(516)、推进器限制电路(518)或它们的组合，其中，所述推进器集体桨片俯仰角命令被配置为调节由所述推进器生成的推力的大小，并且其中，所述推进器集体桨片俯仰角命令被配置为使所述飞机在所述飞机的空速保持状态或加速保持状态下操作。

5.根据权利要求1至2中任一项所述的控制电路，还包括：俯仰姿态调整预测电路(402)，被配置为基于所述飞机速度(422)和飞机的俯仰姿态(424)生成用于所述飞机的目标垂直状态的预测的俯仰姿态调整值(442)，其中，与所述基准的俯仰姿态偏差(550、622)基于所述预测的俯仰姿态调整值(442)生成。

6.根据权利要求1至2中任一项所述的控制电路，所述推进器调整预测电路(404)被配置为基于一个或多个飞行员输入生成所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(562)，其中，所述一个或多个飞行员输入包括俯仰调整接收器输入(524)、俯仰控制接收器输入(526)或两者。

7.根据权利要求1至2中任一项所述的控制电路，还包括：开关(528)，被配置为基于状态信号(540)将预测的俯仰姿态调整值(442)或命令的俯仰姿态调整值(544)作为选定的俯仰姿态调整值输出，其中，所述与基准的俯仰姿态偏差(550、622)基于所述选定的俯仰姿态调整值(546)生成。

8.根据权利要求1所述的控制电路，还包括：开关(528)，被配置为基于状态信号(540)将所述预测的俯仰姿态调整值(442)或命令的俯仰姿态调整值(544)作为选定的俯仰姿态调整值(546)输出，其中，所述俯仰姿态调整命令(550)基于所述选定的俯仰姿态调整值(546)生成。

9.根据权利要求8所述的控制电路，其中，所述命令的俯仰姿态调整值(544)基于一个或多个飞行员输入且独立于所述飞机速度(422)生成。

10.根据权利要求8至9中任一项所述的控制电路，其中，所述输出电路包括俯仰命令模型(506)、俯仰姿态控制器(514)或它们的组合，并且其中，所述预测的俯仰姿态调整值(442)为用于所述飞机的高度保持状态或垂直速度保持状态的所述飞机的估计的俯仰姿态。

11.根据权利要求8至9中任一项所述的控制电路，还包括：俯仰姿态控制器(514)，被配置为：

生成飞机俯仰控制表面飞机俯仰姿态命令(454、558)，被配置为基于所述飞机俯仰姿态命令(550)使所述飞机在高度保持状态或垂直速度保持状态下操作；以及

将所述飞机俯仰控制表面飞机俯仰姿态命令(454、558)发送到俯仰力矩控制致动器(520)。

12.一种用于控制飞机(100)的方法(1500)，所述方法包括：

步骤(1502)：基于飞机速度和与基准的俯仰姿态偏差来生成用于飞机的目标状态的预测的推进器集体桨片俯仰调整值；以及

步骤(1504)：基于所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值来调节所述飞机的推进器的推进器集体桨片俯仰角。

13.根据权利要求12所述的方法，还包括基于选定的飞机调整俯仰姿态值的正弦值(1134)和命令的俯仰姿态的正弦值(1136)生成重力放大的纵向加速命令(1142)，其中，所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(442)基于所述重力放大的纵向加速命令(1142)生成。

14.根据权利要求12至13中任一项所述的方法，还包括,：基于状态信号(540)以速度选择模式(508)操作，其中，以所述速度选择模式操作包括：

基于与俯仰无关的加速命令(1032)生成与俯仰无关的速度命令(1038)，其中，基于一个或多个飞行员输入(542)生成所述与俯仰无关的加速命令(1032)；

基于从所述与俯仰无关的速度命令(1038)中减去所述飞机速度(422)生成速度误差信号(1040)；

将增益函数(1026)应用于所述速度误差信号(1040)以生成速度选择模式加速命令(552)；以及

基于所述速度选择模式加速命令(552)和所述预测的推进器集体桨俯仰调整值(444、562)生成推进器集体桨片俯仰角命令(452)，所述推进器的所述推进器集体桨片俯仰角基于所述推进器集体桨片俯仰角命令(452)进行调节。

15.根据权利要求12至13中任一项所述的方法，还包括基于状态信号(540)以加速命令模式(510)操作，其中，以所述加速命令模式操作包括：

基于与俯仰无关的加速命令(1032)和重力放大的纵向加速命令(1142)生成加速命令模式加速命令(554)，其中，所述与俯仰无关的加速命令(1032)基于一个或多个飞行员输入(542)生成；以及

基于所述加速命令模式加速命令(554)和所述预测的推进器集体桨片俯仰调整值(444、562)生成推进器集体桨片俯仰角命令(452)，所述推进器的所述推进器集体桨片俯仰角基于所述推进器集体桨片俯仰角命令(452)进行调节。

16.根据权利要求12至13中任一项所述的方法，其中，所述飞机为复合直升机、多旋翼飞机、高速垂直起降飞机或它们的组合。