CN110580050A - 用于旋翼飞行器高度控制的系统和方法 - Google Patents

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克里斯托弗·迈克·博思韦尔
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Abstract

一种操作旋翼飞行器的方法，包括：从旋翼飞行器上的多个第一高度传感器接收多个第一高度数据信号，其中，第一高度传感器使用第一技术测量高度；从旋翼飞行器上的多个第二高度传感器接收多个第二高度数据信号，其中，第二高度传感器使用与第一技术不同的第二技术测量高度；基于选择方案根据多个第一高度数据信号确定第一高度信号；根据多个第二高度数据信号确定第二高度信号；选择第一高度信号或第二高度信号来确定选定高度信号；以及生成飞行控制信号并根据飞行控制信号控制旋翼飞行器的操作，飞行控制信号基于选定高度信号。

Description

用于旋翼飞行器高度控制的系统和方法
技术领域
本发明总体上涉及用于飞行控制的系统和方法，并且在特定实施方式中，涉及用于旋翼飞行器的高度控制的系统和方法。
背景技术
与机械控制系统相反，飞行器中的电传操纵系统使用电子信号来控制飞行器中的飞行表面和发动机。例如，代替经由液压系统将飞行员控制装置机械地连接至控制表面，飞行员控制装置被电子连接至飞行计算机，飞行计算机又经由电子信号控制飞行表面致动器。通过进一步将飞行计算机接口连接至飞行器传感器，可以使用复杂的控制算法来提供自动驾驶功能以及稳定和控制飞行器。
虽然电传操纵系统已经在商用和民用固定翼飞行器中变得普遍，但是它们在旋翼飞行器例如直升机中的采用则慢得多。然而，通过在直升机中采用电传操纵系统，可以在困难的飞行环境例如低速、低海拔高度、退化的视觉环境和恶劣的天气中实现更安全的操作。电传操纵系统可以使旋翼飞行器受益的另一个领域是减少飞行员工作负荷。通过提供自动化功能，例如响应于风的稳定性、控制轴解耦、位置保持和航向保持功能，飞行员被解放而来专注于他或她飞行的环境。
发明内容
本发明的一方面公开了一种操作旋翼飞行器的方法，该方法包括：从旋翼飞行器上的多个第一高度传感器接收多个第一高度数据信号，其中，第一高度传感器使用第一技术测量高度；从旋翼飞行器上的多个第二高度传感器接收多个第二高度数据信号，其中，第二高度传感器使用与第一技术不同的第二技术测量高度；基于选择方案根据多个第一高度数据信号确定第一高度信号；根据多个第二高度数据信号确定第二高度信号；选择第一高度信号或第二高度信号来确定选定高度信号；以及生成飞行控制信号并根据飞行控制信号控制旋翼飞行器的操作，飞行控制信号基于选定高度信号。
本发明的另一方面公开了一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，该飞行控制系统包括：多个无线电高度传感器；多个气压海拔高度传感器；以及飞行控制计算机FCC，其能够操作以控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制设备。FCC包括：处理器；以及非暂态计算机可读存储介质，其存储要由处理器执行的程序，该程序包括用于提供对旋翼飞行器的控制的指令。用于提供对旋翼飞行器的控制的指令包括用于以下操作的指令：从多个无线电高度传感器接收测量高度数据；从多个气压海拔高度传感器接收测量海拔高度数据；以及控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持旋翼飞行器的垂直位置，其中，当测量高度数据指示旋翼飞行器高度处于或低于阈值时，控制基于测量高度数据。
本发明的又一方面公开了一种旋翼飞行器，该旋翼飞行器包括：飞行控制计算机FCC；耦接至FCC的第一无线电高度传感器；耦接至FCC的第二无线电高度传感器；以及一个或更多个飞行控制设备，所述一个或更多个飞行控制设备耦接至FCC并且能够操作以响应于从FCC接收的飞行控制设备控制信号来控制旋翼飞行器的飞行参数。FCC能够操作以：从第一无线电高度传感器接收第一高度指示并且从第二无线电高度传感器接收第二高度指示；根据由第一高度指示和第二高度指示所指示的两个高度中的较小者生成飞行控制设备控制信号；以及将飞行控制设备控制信号发送至所述一个或更多个飞行控制设备。
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示出了实施方式旋翼飞行器；
图2示出了实施方式旋翼飞行器飞行控制系统的框图；
图3示出了实施方式飞行控制系统的框图；
图4示出了实施方式高度控制系统的框图；
图5示出了实施方式高度控制系统的流程图；
图6示出了实施方式气压高度控制系统的框图；
图7示出了实施方式无线电高度控制系统的框图；
图8示出了用于无线电高度控制的实施方式选择方案的流程图；
图9示出了实施方式气压高度控制系统的框图；
图10示出了实施方式无线电高度控制系统的框图；
图11示出了实施方式无线电高度控制系统的流程图；以及
图12示出了可以用于实现实施方式控制算法的计算机系统。
除非另外指出，否则不同附图中对应的数字和符号通常指代对应的部分。绘制附图以清楚地说明优选实施方式的相关方面，并且附图不一定按比例绘制。为了更清楚地说明某些实施方式，指示相同结构、材料或过程步骤的变型的字母可以跟在图号之后。
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。为了清楚起见，实际实现方式的所有特征可能未必全部在本说明书中描述。当然，将理解的是，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将随实现方式的不同而不同的特定目标，例如符合系统相关和商业相关的约束。此外，应该理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但是对于受益于本公开内容的本领域普通技术人员而言仍然是日常任务。
在本文中，在描绘附图中的设备时，可以参考各个部件之间的空间关系以及部件的各个方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开内容之后将会认识到的，本文所描述的设备、构件、装置等可以以任何期望的取向来定位。因此，由于本文中描述的设备可以以任何期望的方向定向，因此使用诸如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。
越来越多地使用旋翼飞行器，特别是用于商业应用和工业应用，导致了更大更复杂的旋翼飞行器的开发。然而，随着旋翼飞行器变得越来越大越来越复杂，飞行的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、控制海拔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——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低的速度下的飞行特性显著不同。另外，针对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倾来增加前进速度通常将导致旋翼飞行器海拔高度降低。在这种情况下，可以增加总距(collective)来保持水平飞行，但是总距的增加导致主旋翼的动力增加，而主旋翼的动力增加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，控制输入较不紧密地彼此关联并且不同速度状况(speed regime)下的飞行特性彼此较密切相关。
近来，在旋翼飞行器中引入了电传操纵(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荷。FBW系统可以在不同飞行状况(flightregime)下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稳，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)中来实现，从而向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的飞行控制装置提供校正，同时仍允许飞行员超驰(override)FBW控制输入。旋翼飞行器中的FBW系统可以例如自动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，同时允许飞行员超驰或者调整由FBW系统建议的任何建议飞行参数。另外，在为旋翼飞行器飞行提供增稳控制和自动化功能时，FBW系统必须对飞行员保持直观且易于使用飞行控制系统。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，并且所述飞行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，总距杆被关于实际动力或总距设置直观地进行定位，使得当飞行员抓住总距杆以重新取得控制时，该控制杆被定位在飞行员针对主旋翼的实际总距设置期望杆被定位在的位置处。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。
电传操纵旋翼飞行器的一个显著特征是旋翼飞行器自动保持或实现指定高度(例如，地面以上的高度或海拔高度)的能力。通常，旋翼飞行器飞行控制系统通过以下操作来保持高度：监测旋翼飞行器的实际高度；确定旋翼飞行器的实际高度与旋翼飞行器的期望高度之间的差异；以及调整附接至主旋翼的致动器，直到使用反馈控制使旋翼飞行器的实际高度与期望高度之间的差异最小化或减小。因此，安全地控制旋翼飞行器的高度的能力部分地依赖于获得可靠的高度信息。将关于特定上下文，即用于旋翼飞行器的高度控制的系统和方法，来描述本公开内容的实施方式。
在某些情况下，旋翼飞行器可以具有针对每个飞行模式(例如，自动高度保持)确立的最小使用高度(MUH)，MUH是出于安全考虑可以使用的飞行模式的最小高度。在某些情况下，针对飞行模式的MUH可以被确定为可以保证在发生故障后旋翼飞行器失去不超过其在地面以上的高度的一半的最小高度。本文的实施方式描述了旋翼飞行器中的高度控制系统，所述高度控制系统可以被允许在直至着陆的所有高度进行使用，而不是仅被允许在指定的MUH之上使用。例如，本文描述的实施方式允许高度控制系统，对于所述高度控制系统可以在旋翼飞行器的全包线上(例如，在所有高度处)启用自动高度控制(例如，高度保持模式)。为了安全地允许自动高度控制，本文描述的高度控制系统使用多个无线电高度传感器和多个气压高度传感器的组合来确定在高度控制期间用作反馈的旋翼飞行器的高度。此外，高度控制系统控制旋翼飞行器的飞行控制设备，使得旋翼飞行器在经历高度变化时、在一个或更多个传感器发生故障时或在其他状况下，来安全地和根据当前高度以不同方式进行响应。以这种方式，可以在所有高度安全地启用自动高度控制。
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)可以由倾斜盘107控制，以选择性地控制旋翼飞行器101的姿态、海拔高度和运动。可以使用倾斜盘107来全体地和/或循环地改变主旋翼桨叶105的浆距。旋翼飞行器101还具有反扭矩系统，该反扭矩系统可以包括尾旋翼109、无尾旋翼(NOTAR)或双主旋翼系统。在具有尾旋翼109的旋翼飞行器中，每个尾旋翼桨叶111的桨距被全体地改变，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系统的信号被控制。发动机115的输出被提供至传动轴117，该传动轴117分别通过主旋翼传动装置119和尾旋翼传动装置机械地且操作地联接至旋翼系统103和反扭矩系统。
旋翼飞行器101还包括机身125和尾部123。尾部123可以具有用于控制和稳定旋翼飞行器101的飞行的其他飞行控制设备，例如水平或垂直稳定器、舵、升降舵或其他控制面或稳定面。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。应该理解的是，虽然旋翼飞行器101被描绘为具有某些示出的特征，但是旋翼飞行器101还可以具有各种特定于实现方式的配置。例如，在一些实施方式中，如所示出的，驾驶舱127被配置成容纳飞行员或者飞行员和副飞行员。然而，还设想的是，旋翼飞行器101可以被远程操作，在这种情况下，驾驶舱127可以被配置为全功能驾驶舱以容纳飞行员(并且可能还有副飞行员)以提供更大的使用灵活性，或者可以被配置有具有有限功能的驾驶舱(例如，仅容纳一个人的驾驶舱，其中，这一个人将充当或许与远程副飞行员一起来操作的飞行员，或者这一个人将在主驾驶功能被远程执行的情况下充当副飞行员或后备飞行员)。在其他设想的实施方式中，旋翼飞行器101可以被配置为无人驾驶交通工具，在这种情况下，可以完全省去驾驶舱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。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被机械地和/或电子地(例如，经由FBW飞行控制系统)传送至飞行控制设备。飞行控制设备可以表示能够进行操作以改变旋翼飞行器的飞行特性的设备。作为示例，旋翼飞行器上的飞行控制设备可以包括能够进行操作以改变主旋翼桨叶105和尾旋翼桨叶111的位置或迎角或者改变发动机115的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倾斜盘107、尾旋翼致动器113的系统以及能够进行操作以控制发动机115的系统。飞行控制系统201可以独立于机组人员来调整飞行控制设备，以使旋翼飞行器稳定、减少机组人员的工作负荷等。飞行控制系统201包括共同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被实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/或用于倾斜盘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还对针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上显示仪器中的信息。
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测量的主旋翼桨叶的每分钟转数(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、海拔高度、姿态、位置、取向、温度、空速、垂直速度等的传感器。例如，飞行器传感器207可以包括用于测量海平面以上的海拔高度的气压高度计和用于测量地面以上高度的无线电高度计。在某些情况下，无线电高度计可以提供更一致和稳定的高度测量，这是因为无线电高度计不受阵风生成的或旋翼引起的湍流生成的气压波动的影响。在某些情况下，可以存在一种类型的传感器的多个单元以用于冗余或错误检查。
周期距控制组件217连接至周期距配平组件(cyclic trim assembly)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横滚的单个控制杆，其中，俯仰是旋翼飞行器的机头的垂直角，横滚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具有分别测量横滚和俯仰的分开的周期距位置传感器211。用于检测横滚和俯仰的周期距位置传感器211分别生成俯仰信号和横滚信号(有时分别被称为周期距经度信号和周期距纬度信号)，其中，横滚信号和俯仰信号被发送至FCC 205，FCC 205控制倾斜盘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、海拔高度和姿态；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确定以给出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发送指示建议的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倾斜盘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，从而允许飞行员超驰建议周期距杆位置。周期距配平马达209连接至周期距杆231，使得飞行员可以在配平马达驱动周期距杆231的同时移动周期距杆231以超驰建议周期距杆位置。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倾斜盘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以杠杆式动作移动的单个控制杆。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、倾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移动。在一些实施方式中，FCC 205可以向ECCU 203发送动力命令信号并且向主旋翼致动器或倾斜盘致动器发送总距命令信号以使得主桨叶的迎角全体升高或降低，并且发动机动力被设置成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、海拔高度和姿态；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，从而允许飞行员超驰建议总距杆位置。
踏板控制组件221具有测量踏板控制组件221中的踏板或其他输入元件的位置的一个或更多个踏板传感器227。在一些实施方式中，踏板控制组件221不含配平马达或致动器，并且可以具有在飞行员释放踏板时使踏板居中的机械返回元件。在其他实施方式中，踏板控制组件221具有根据来自FCC 205的信号将踏板驱动至建议踏板位置的一个或更多个配平马达。踏板传感器227检测踏板239的位置并将踏板位置信号发送至FCC205，FCC 205控制尾旋翼109以使旋翼飞行器绕垂直轴偏航或旋转。
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，但是该移动能力也可以用于向飞行员提供触觉提示。配平马达209和213可以在飞行员正移动杆时沿特定方向推动相应的杆以指示特定状况。由于FBW系统将杆与一个或更多个飞行控制设备机械地断开连接，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将固有的硬停、振动或其他触觉提示。在一些实施方式中，FCC205可以使配平马达209和213抵抗驾驶员命令进行推动以使得驾驶员感觉到阻力，或者可以命令一个或更多个摩擦设备提供当驾驶员移动杆时感觉到的摩擦力。因此，FCC 205通过在杆上提供压力和/或摩擦力来控制对杆的感觉。
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保持周期距杆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保持总距杆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——与由来自FCC205的命令、旋翼飞行器振动等引起的运动和/或位置相对照——并且向FCC提供指示检测到的运动和/或位置的反馈信号。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可以确定该杆为脱离止动(out-of-detent，OOD)。类似地，当来自止动传感器的信号向FCC205指示飞行员释放了特定杆时，FCC可以确定杆为处于止动(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。
现在移至飞行控制系统201的操作方面，图3以高度示意性的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路飞行控制系统201。在一些实施方式中，三环路飞行控制系统201的元件可以至少部分地由FCC 205来实现。然而，如图3所示，三环路飞行控制系统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的三环路飞行控制系统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以及飞行器设备321(对应于例如：飞行控制设备，例如倾斜盘107、尾旋翼传动装置212等；驱动飞行控制设备的致动器(未示出)；传感器，例如飞行器传感器207、位置传感器211、215、止动传感器235、237等；等等)。
在图3的示例中，三环路设计将内稳定环路和速率反馈环路与外引导和跟踪环路分开。控制律结构主要将减少飞行员工作负荷的整体稳定任务和相关任务分配给内环路317。接下来，中环路315提供速率增稳。外环路313专注于引导和跟踪任务。由于内环路317和速率环路315提供了大部分的稳定性，因此在外环路水平上需要较少的控制工作。如在图3中代表性地示出的，由于对于飞行稳定性而言外环路313的任务不是必需的，因此可以提供开关322以开启和关断外环路飞行增稳。
在一些实施方式中，内环路317和速率环路315包括应用于横滚/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有效。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、海拔高度环路以及航向环路。根据一些实施方式，在所示的环路中运行的控制律使得能够解耦以其他方式耦合的飞行特性，这又可以提供更稳定的飞行特性和减少的飞行员工作负荷。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荷并且允许飞行员专注于包括观察周围地形在内的其他事项。在一些实施方式中，由飞行器设备321内的传感器产生的数据由传感器处理块330调节。传感器处理块可以对数据重新格式化和重新缩放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，或者执行其他数据处理操作。
图4示出了可以在飞行控制系统201中实现的高度控制系统400。高度控制系统400包括耦接至气压控制装置412的多个气压高度计传感器402A-402C、耦接至无线电控制装置414的多个无线电高度传感器404A-404B以及选择控制装置420。图4中所示的高度控制系统400包括三个气压传感器402A-402C(即，三重系统)和两个无线电传感器404A-404B(即，双重系统)，但是其他实施方式可以包括其他数量的传感器。气压传感器402A-402C各自向气压控制装置412提供气压海拔高度测量结果和其他数据。气压控制装置412又生成可以由飞行控制系统201使用的海拔高度的测量结果(表示为“BAR_ALT”)。通常，气压海拔高度传感器使用大气压力的测量结果来确定海平面以上的高度(即旋翼飞行器的海拔高度)。然而，气压海拔高度传感器可能对气压的波动、旋翼飞行器本身产生的湍流或引起误差的其他因素敏感。另外，气压海拔高度传感器可能不指示地形的变化、旋翼飞行器下方的结构的存在等。因此，在某些情况下，气压海拔高度传感器402A-402C可以由飞行控制系统201在误差不太重要的较高海拔处最安全地使用。在某些情况下，可以使用多个冗余气压海拔高度传感器来减少由于传感器故障引起的问题的机会。
无线电传感器404A-404B向无线电控制装置414提供无线电高度测量结果和其他数据。无线电控制装置414又生成可以由飞行控制系统201使用的高度测量结果(表示为“RAD_HEIGHT”)。通常，无线电高度传感器使用从旋翼飞行器下方的表面反射的无线电波来确定旋翼飞行器在这些表面以上的距离(即，旋翼飞行器的高度)。无线电高度传感器不受气压波动的影响，因此可以提供不易受环境状况影响的测量结果。然而，随着高度增加，因为反射的无线电波具有较小的强度，因此无线电高度传感器不太有效。这样，在一些情况下，无线电高度传感器404A-404B可以由飞行控制系统201在较低高度处最安全地使用。另外，可以使用多个冗余的无线电高度传感器来减少由于传感器故障引起的问题的机会。然而，冗余的无线电高度传感器的数量可能受可用空间、成本或其他因素限制。这样，气压海拔高度传感器的数量可以多于无线电高度传感器的数量，因此对于一个或更多个无线电高度传感器发生故障的一些情况，高度控制系统400可以仅使用气压海拔高度传感器。
在一些实施方式中，气压控制装置412或无线电控制装置414可以向飞行控制系统201提供其他信息，例如与传感器故障、数据失配有关的信息或其他信息。例如，传感器的处理器或电路可以检测故障并发送指示故障的信号。在一些实施方式中，高度控制系统400的一部分例如气压控制装置412、无线电控制装置414或选择控制装置420可以在传感器处理块330中实现，并且气压传感器402A-402C和无线电传感器404A-404B可以是飞行器设备321的一部分。替选地，高度控制系统400的一部分可以在外环路313中实现。
由选择控制装置420确定飞行控制系统201是使用BAR_ALT还是RAD_HEIGHT。选择控制装置420可以例如在高于某个阈值高度时选择BAR_ALT并且在处于或低于阈值高度时选择RAD_HEIGHT。阈值高度可以是预定的(例如，地面以上100英尺或另一高度)，或者可以取决于旋翼飞行器的飞行状况。在一些情况下，高度阈值可能具有滞后，使得当前使用RAD_HEIGHT时使用第一阈值高度，并且当前使用BAR_ALT时使用第二阈值高度。
转到图5，示出了可以由选择控制装置420使用的实施方式处理流程500。在步骤502处，选择控制装置420确定RAD_HEIGHT是否有效。例如，如果两个无线电传感器404A-404B都被指示为发生故障，则RAD_HEIGHT被确定为无效。对于RAD_HEIGHT无效的情况，处理进行到步骤508，在步骤508中选择BAR_ALT以供飞行控制系统201使用。如果RAD_HEIGHT有效，则处理继续到步骤504，在步骤504中将RAD_HEIGHT与阈值高度进行比较。如果RAD_HEIGHT小于或等于阈值高度，则流程继续到步骤506，在步骤506中选择RAD_HEIGHT以供飞行控制系统201使用。如果RAD_HEIGHT大于阈值高度，则处理进行到步骤508，并选择BAR_ALT。以这种方式，飞行控制系统201可以允许在所有高度处的自动高度控制(例如，高度保持模式)，其中当接近地面时使用来自无线电传感器404A-404B的测量结果，并且当离地面较远时使用来自气压传感器402A-402C的测量结果。
在一些实施方式中，当高度保持模式被激活时，高度控制系统400的选择控制装置420基于在激活时确定的RAD_HEIGHT在使用BAR_ALT的“气压高度保持模式”或使用RAD_HEIGHT的“无线电高度保持模式”的使用之间进行选择。当使用高度保持模式时，高度控制系统400可以基于选择控制装置420的确定在气压高度保持模式或无线电高度保持模式之间切换。作为示例，如果旋翼飞行器处于无线电高度保持模式(即，飞行控制系统201正在使用RAD_HEIGHT)并且两个无线电传感器404A-404B都发生故障，则选择控制装置420选择BAR_ALT并且高度控制系统400将旋翼飞行器从无线电高度保持模式切换到气压高度保持模式。作为另一示例，考虑旋翼飞行器在高于阈值高度的参考高度处于气压高度保持模式(即，飞行控制系统201正在使用BAR_ALT)的情况。如果旋翼飞行器在上升地形上方飞行或经历导致RAD_HEIGHT变得小于阈值高度的压力变化，则选择控制装置420选择RAD_HEIGHT并且高度控制系统400将旋翼飞行器从气压高度保持模式切换到无线电高度保持模式。在某些情况下，高度控制系统400然后还可以将参考高度自动设置为阈值高度或另外的高度。在一些实施方式中，高度控制系统400可以向机组人员(例如，经由仪表板241)通知气压高度保持模式或无线电高度保持模式之间的变化。
转到图6，示出了可以在高度控制系统400中实现的示例气压控制装置412。图6中所示的气压控制装置412包括数据监视器602和数据选择器604，但是在一些实施方式中，数据监视器602合并入数据选择器604内。数据监视器602和数据选择器604连接至气压传感器402A-402C。气压传感器402A-402C各自将它们的测量数据(BAR1、BAR2、BAR3)发送至数据监视器602和数据选择器604。在一些实施方式中，气压传感器402A-402C也各自将传感器状态数据(STATUS1、STATUS2、STATUS3)发送至数据监视器602。数据监视器602检查测量数据和传感器状态数据，并将传感器故障数据(FAIL1、FAIL2、FAIL3)发送至数据选择器604。在一些实施方式中，与每个气压传感器402A-402C相关联的传感器故障数据包括指示该传感器故障的标志。
数据选择器604接收测量数据和传感器故障数据，并使用所述数据确定BAR_ALT。在一些实施方式中，数据选择器604对单个故障的所有情况和多个气压传感器402A-402C故障的所有情况均适当地响应，除非某情况的可能性低于故障事件阈值。例如，数据选择器604可以对多个气压传感器402A-402C故障的不太可能每飞行小时1x10-9次发生的所有情况具有响应。单个故障的示例包括单个气压传感器402A-402C的完全失去或单个气压传感器402A-402C的未检测到的错误输出。作为示例，假设气压传感器402A-402C的故障率为每飞行小时1x10-4次发生，则数据选择器604对两个气压传感器402A-402C发生故障(具有每飞行小时1x10-8的可能性)的情况具有响应，但是对三个气压传感器402A-402C发生故障(具有每飞行小时1x10-12的可能性)的情况没有响应。类似地，在一些情况下，数据选择器604可能对两个气压传感器402A-402C的错误输出的情况或一个气压传感器402A-402C的失去(loss)和另一个气压传感器402A-402C的错误输出的情况没有响应。
因此，数据选择器604通过以BAR_ALT的形式向飞行控制系统201提供来自气压传感器402A-402C的测量结果来对每种情况进行响应，其中，按照选择方案根据特定状况提供特定的BAR_ALT。在状况1中，三个气压传感器402A-402C中的两个被指示为发生了故障。例如，传感器中的两个传感器的传感器故障数据(例如，FAIL1、FAIL2、FAIL3)可以具有设置为真(指示故障)的故障标志。在这种情况下，未发生故障的单个有效气压传感器402A-402C的测量数据(例如，BAR1、BAR2或BAR3)被用于BAR_ALT。以这种方式，将由BAR_ALT指示的高度设置成由单个工作气压传感器402A-402C测量的高度。在状况2中，三个气压传感器402A-402C中只有一个被指示为发生故障。在这种情况下，将BAR_ALT确定为两个有效气压传感器402A-402C的测量数据的平均值。以这种方式，将由BAR_ALT指示的高度设置为由两个有效气压传感器402A-402C测量的高度的平均值。在状况3中，所有三个气压传感器402A-402C都被指示为有效。在这种情况下，将BAR_ALT确定为三个气压传感器402A-402C的测量数据的中值。以这种方式，将由BAR_ALT指示的高度设置为由三个气压传感器402A-402C测量的高度的中值。在其他实施方式中，数据选择器604可以对其他情况具有响应，或者可以使用其他技术根据测量数据确定BAR_ALT。通过适当地响应关于气压传感器402A-402C的不同情况，数据选择器604能够向飞行控制系统201提供更准确和更可靠的BAR_ALT。
转到图7，示出了可以在高度控制系统400中实现的示例性无线电控制装置414。图7中所示的无线电控制装置414包括数据监视器702和数据选择器704，但是在一些实施方式中，数据监视器702合并入数据选择器704内。数据监视器702和数据选择器704连接至无线电传感器402A-402B。无线电传感器404A-404B各自将它们的测量数据(RAD1、RAD2)发送至数据监视器702和数据选择器704。在一些实施方式中，无线电传感器404A-404B也各自将传感器状态数据(STATUS1、STATUS2)发送至数据监视器702。数据监视器702检查测量数据和传感器状态数据，并且将传感器故障数据(FAIL1、FAIL2)发送至数据选择器704。在一些实施方式中，与每个无线电传感器404A-404B相关联的传感器故障数据包括指示该传感器的故障的标志。
数据选择器704接收测量数据和传感器故障数据，并使用所述数据确定RAD_HEIGHT。由于高度控制系统400包括两个无线电传感器404A-404B，所以数据选择器704可以被配置成减少在两个无线电传感器404A-404B中的一个发生故障的情况下的合成瞬变(resultant transient)。在一些情况下，如果两个无线电传感器404A-404B中的一个产生了错误数据，则根据测量数据的平均值确定RAD_HEIGHT可能导致飞行控制系统201生成瞬变。因此，为了允许全包线高度控制，数据选择器704使用修改的选择方案，例如图7至图8中描述的选择方案。在该示例选择方案中，在某些状况下选择测量数据RAD1或RAD2的最小值并且将该最小值而不是平均值用于RAD_HEIGHT。虽然下面描述的选择方案利用由无线电传感器404A-404B中的单个无线电传感器测量的高度，但是由两个无线电传感器404A-404B测量的高度可以显示给机组人员(例如，在仪表板241上)。
因此，数据选择器704根据选择方案以RAD_HEIGHT的形式向飞行控制系统201提供来自无线电传感器404A-404B的测量结果。图7至图8中所示的示例选择方案包括对应于五种不同状况的五种情况，但是在其他实施方式中可以使用具有更多或更少情况的其他选择方案。在状况1中，两个无线电传感器404A-404B均被指示为发生故障。例如，两个传感器的传感器故障数据(例如，FAIL1、FAIL2)可以具有设置为真(指示故障)的故障标志。在这种情况下，将测量数据的最小值(即RAD1或RAD2的最小值)用于RAD_HEIGHT。以这种方式，由RAD_HEIGHT指示的高度被设置为由无线电传感器404A-404B测量的高度中的较小者。此外，在两个无线电传感器404A-404B都失去时，选择控制装置420选择BAR_ALT。例如，如果旋翼飞行器处于无线电高度保持模式，则高度控制系统201切换到气压高度保持模式并将参考高度设置为当前BAR_ALT。可以向机组人员通知向气压高度保持模式的转变。在一些情况下，两个无线电传感器404A-404B的故障可能导致飞行员解除高度保持模式或将高度保持模式的使用限制到更高的高度。然而，由于所描述的选择方案，两个无线电传感器404A-404B的故障不太可能导致瞬变或不安全的飞行状况。
在状况2和状况3中，两个无线电传感器404A-404B中只有一个被指示为发生故障。在状况2和状况3的每一个中，将RAD_HEIGHT设置为一个有效无线电传感器的测量数据。例如，在情况2中，无线电传感器404A发生故障，因此将RAD_HEIGHT设置为由无线电传感器404B测量的高度。在状况2或状况3中的每一个中，可以向机组人员通知相关联的故障的无线电传感器404A-404B。
以这种方式，如果一个无线电传感器404A-404B完全故障(例如，故障传感器不提供输出或提供被标记为无效的输出)，则数据选择器420选择另一个有效的传感器。在一些情况下，例如经由仪表板129向机组人员发出故障警报。在一个无线电传感器发生故障的情况下，不再保证防止来自剩余无线电传感器的后续错误输出。在某些情况下，机组人员可能然后被限制为仅使用气压高度保持模式，这可能禁止在指定MUH以下使用气压高度保持模式。在该示例选择方案中，不考虑两个无线电传感器的同时故障，其中，两个无线电传感器的同时故障涉及具有错误测量数据的两个无线电传感器或者涉及一个无线电传感器的失去和来自另一个无线电传感器的错误测量数据。在某些情况下，任一者发生的概率较小，例如小于每飞行小时1x10-9。
在状况4中，两个无线电传感器404A-404B被指示为有效。在这种情况下，将测量数据的最小值(即RAD1或RAD2的最小值)用于RAD_HEIGHT。以这种方式，将由RAD_HEIGHT指示的高度设置为由无线电传感器404A-404B测量的高度中的较小者。
在状况5中，两个无线电传感器404A-404B被指示为有效，但是每个无线电传感器404A-404B的测量高度之间的差异高于阈值。在这种情况下，将测量数据的最小值(即RAD1或RAD2的最小值)用于RAD_HEIGHT。以这种方式，在由无线电传感器404A-404B测量的两个高度值之间的差异较大的情况下，将由RAD_HEIGHT指示的高度设置为两个高度值中的较小者。作为示例，考虑处于参考高度为10英尺的无线电高度保持下的旋翼飞行器。如果一个无线电传感器404A-404B突然且错误地报告20英尺的高度，则数据选择器704将RAD_HEIGHT设置为10英尺。因此，旋翼飞行器继续在地面以上10英尺处悬停，并且不会发生瞬态或错误的高度变化。作为另一示例，如果一个无线电传感器404A-404B突然且错误地报告0英尺，则数据选择器704将RAD_HEIGHT设置为0英尺，并且飞行控制系统201通过启动爬升直到测量高度是10英尺来将高度保持模式保持在10英尺的参考高度处。因此，在单个错误的无线电传感器的情况下，选择方案有助于旋翼飞行器保持在地面以上的安全高度。
转到图8，将以上关于无线电控制装置414描述的选择方案示为实施方式处理流程800。在其他实施方式中，可以使用与处理流程800不同的处理流程来实现选择方案。例如，可以以不同的顺序执行步骤，可以使用不同的步骤，或者可以使用更多或更少的步骤。从步骤802开始，检查无线电传感器404A的故障指示。例如，数据监视器702可以从无线电传感器404A接收状态数据STATUS1并确定它是否指示故障。如果指示故障，则处理继续到步骤818，在步骤818中数据监视器702将故障标志FAIL1设置为真。如果没有指示故障，则处理继续到步骤804。在步骤804中，检查来自无线电传感器404A的测量数据RAD1是否在有效限制内。在一些情况下，限制可以包括下限或上限。例如，如果RAD1指示超过地面以下10英尺或超过地面以上2600英尺的高度，则高度测量结果被认为是错误的。可以使用其他限制。如果RAD1不在有效限制内，则处理继续到步骤818。如果RAD1有效，则处理继续到步骤806，在步骤806中检查无线电传感器404B的故障指示。例如，如果故障标志FAIL2已经被设置为真，则可以指示无线电传感器404B的故障。如果指示故障，则处理继续到步骤810，在步骤810中选择方案已经确定无线电传感器404A-404B处于如上关于图7所述的状况3中。如果无线电传感器404B未指示故障，则该处理继续到步骤808。
在步骤808中，通过对RAD1与RAD2之间的差取绝对值来确定RAD1与RAD2之间的失配。在步骤812中，将失配与失配阈值进行比较。如果失配小于失配阈值，则处理继续到步骤814，在步骤814中选择方案确定两个无线电传感器404A-404B均是有效的，如在上面关于图7所述的状况4中。如果失配大于失配阈值，则处理继续到步骤816，在步骤816中选择方案确定无线电传感器404A-404B具有不可接受的失配，如在上面关于图7所述的状况5中。
返回到可以跟在步骤802或步骤804之后的步骤818，已经确定无线电传感器404A发生故障。该处理继续到步骤820，在步骤820中也检查无线电传感器404B的故障指示。如果指示无线电传感器404B故障，则两个无线电传感器404A-404B均发生故障，并且该处理继续到步骤822，在步骤822中选择方案确定无线电传感器404A-404B处于如在上面关于图7所描述的状况1中。如果无线电传感器404B未指示故障，则处理继续到步骤824，在步骤824中检查来自无线电传感器404B的测量数据RAD2是否在有效限制内。如果RAD2不在有效限制内，则处理继续到步骤822，对应于状况1，状况1是两个无线电传感器404A-404B的故障。如果RAD2在有效限制内，则处理继续到步骤826，在步骤826中选择方案确定无线电传感器404A-404B处于如上面关于图7所描述的状况2中。
图9示出了根据实施方式的可以在飞行控制系统201中实现的气压高度保持系统900。气压高度保持系统900可以接收参考高度ALT_REF并且使用BAR_ALT来生成适当的海拔高度速率ALT_RATE COMMAND(命令)，该ALT_RATE COMMAND可以由飞行控制系统201使用以使飞行器达至ALT_REF或者用于在旋翼飞行器处于气压高度保持模式时将旋翼飞行器保持在ALT_REF。气压高度保持系统900可以产生与指定目标值(例如，ALT_REF)与实际飞行器状态(例如，BAR_ALT)之间的误差成比例的命令(例如，ALT_RATE COMMAND)。ALT_RATECOMMAND的值决定了飞行器在返回至ALT_REF时实现的垂直速率。
比较器902确定ALT_REF与BAR_ALT之间的差。例如，确定ALT_REF与BAR_ALT之间的差的绝对值(或大小)，以及差的符号(或方向)(例如，正号指示增加高度以实现期望的参考高度，负号指示减小高度以实现期望的参考高度)。比较器902的输出被提供给增益级904，其基于比较器902输出和增益K_err来生成适当的海拔高度速率。
在一些实施方式中，气压高度保持系统900可以使用速率限制器910来限制适当的高度保持环路或垂直速度环路可以命令的下降速率，以便提供增加的安全性。例如，可以使用非对称限制器将可以被命令的下降速率限制成在机身、旋翼、起落架等的结构限制内的海拔高度速率值。在一些实施方式中，例如在低地面速度的低海拔高度前进飞行期间，在爬升时允许较大大小的海拔高度速率命令，以提供飞行器比地形更快地爬升的能力。以这种方式，来自增益级904的输出被提供给速率限制器910，以提供可接受限度内的海拔高度速率。来自速率限制器910的输出ALT_RATE COMMAND被提供给飞行控制系统201，并且飞行控制系统201调整飞行器的飞行特性以实现适当的上升速率或下降速率以达到ALT_REF。
海拔高度速率的上限可以由上限值906提供。上限可以是常数(例如，2500英尺/分钟或另外的限制)，或者可以以另外的方式确定。在实施方式中，根据可以由适当的飞行器传感器207提供的飞行器的前进速度的指示FWD_SPEED来确定海拔高度速率的下限。下限转换装置908可以使用FWD_SPEED来确定速率限制器910的下限。例如，如果FWD_SPEED低于下阈值速度，则下限转换装置908可以提供下限的最小值，或者如果FWD_SPEED高于上阈值速度，则下限转换装置908可以提供下限的最大值。对于在下阈值速度与上阈值速度之间的FWD_SPEED值，下限转换装置908可以基于线性插值提供下限。例如，对于低于35节的FWD_SPEED，下限转换装置908可以提供-300英尺/分钟的下限，并且对于高于140节的FWD_SPEED，下限转换装置908可以提供-2000英尺/分钟的下限。对于在35节与140节之间的FWD_SPEED，下限转换装置908可以提供具有在-300英尺/分钟与-2000英尺/分钟之间内插的值的下限。用于确定上限或下限的其他值和其他技术可以用于其他实施方式中。
图10示出了根据实施方式的可以在飞行控制系统201中实现的无线电高度保持系统1000。无线电高度保持系统1000可以接收参考高度HEIGHT_REF并且使用RAD_ALT来生成适当的海拔高度速率RAD_RATE COMMAND，该RAD_RATE COMMAND可以由飞行控制系统201使用以使飞行器达至RAD_REF或者用于在旋翼飞行器处于无线电高度保持模式时将旋翼飞行器保持在RAD_REF。无线电高度保持系统1000可以产生与指定目标值(例如，HEIGHT_REF)与实际飞行器状态(例如，RAD_ALT)之间的误差成比例的命令(例如，RAD_RATE COMMAND)。RAD_RATE COMMAND的值决定了飞行器在返回HEIGHT_REF时实现的垂直速率。
比较器1002确定HEIGHT_REF与RAD_ALT之间的差。例如，确定HEIGHT_REF与RAD_ALT之间的差的绝对值(或大小)，以及差的符号(或方向)。比较器1002的输出被提供给增益级1004，其基于比较器1002输出和增益K_err来生成适当的海拔高度速率。来自增益级1004的输出被提供给速率限制器1010，以提供在可接受限度内的海拔高度速率。来自速率限制器1010的输出RAD_RATE COMMAND被提供给飞行控制系统201，并且飞行控制系统201调整飞行器的飞行特性以实现适当的上升速率或下降速率以达到HEIGHT_REF。
在一些实施方式中，速率限制器1010可以具有根据飞行器的前进速度FWD_SPEED确定的上限和上限。上限可以由上限转换装置1006提供，其可以基于FWD_SPEED以及最小值与最大值之间的插值。例如，在FWD_SPEED低于35节时，最小值可以是300英尺/分钟，并且在FWD_SPEED高于100节时，最大值可以是1500英尺/分钟。下限可以由下限转换装置1006提供，其可以基于FWD_SPEED以及最小值与最大值之间的插值。例如，在FWD_SPEED低于35节时，最小值可以是-100英尺/分钟，并且在FWD_SPEED高于100节时，最大值可以是-300英尺/分钟。以这种方式，当飞行控制系统201使用无线电传感器404A-404B来确定飞行器高度时，可以限制下降速率。用于确定上限或下限的其他值和其他技术可以用于其他实施方式中。
在一些情况下，本文描述的用于高度控制系统400的最小值选择逻辑和限制的下降速率可以提高在感测高度的阶跃变化或失配期间的飞行安全性。例如，在无线电高度保持模式下，图7至图8中描述的选择逻辑和图10中描述的限制的下降速率可以防范将旋翼飞行器向下驱动到结构中。例如，高度控制系统400可以在执行从升高的直升机停机坪的缓慢平移离开时保护旋翼飞行器。作为说明性示例，如果处于无线电高度保持模式的旋翼飞行器在地面以上40英尺的直升机停机坪的上方10英尺的参考高度(HEIGHT_REF)处悬停并且然后从直升机停机坪平移离开，则感测到的无线电高度经历从10英尺到50英尺的阶跃变化。由于参考高度是10英尺，无线电高度保持系统1000向飞行控制系统201提供RAD_RATECOMMAND，该RAD_RATE COMMAND指示旋翼飞行器下降以便达到10英尺的参考高度。然而，如图7至图8中所描述的选择逻辑确定RAD1与RAD2之间存在失配，因此高度保持系统400使用RAD1和RAD2的最小值。这确保无线电高度保持系统1000不响应阶跃变化，直到两个无线电传感器404A-404B报告50英尺的新高度(在失配阈值内)。由于无线电传感器404A-404B可以在旋翼飞行器上分开一定距离，这也确保了在高度控制系统400响应之前旋翼飞行器的大部分不再处于直升机停机坪上方。此外，由下限转换装置1008确定的限制的下降速率可以提供足够慢的旋翼飞行器下降速率，使得高度控制系统400或飞行员具有足够的时间来安全地响应。
在一些实施方式中，高度控制系统400可以包括用于改进旋翼飞行器安全性的附加逻辑或技术。例如，图11示出了当处于无线电高度保持模式时用于响应RAD_HEIGHT的阶跃变化的处理流程1100。在1102处，检测到RAD_HEIGHT的负阶跃变化。在某些情况下，除了突然的阶跃变化之外，还可以检测到RAD_HEIGHT的快速减小。在1104处，响应于阶跃变化检测，暂停无线电高度保持模式。可以向机组人员通知无线电高度保持模式的暂停。在1106处，将飞行器的垂直速度设置为零，并且飞行控制系统201相应地进行响应以保持垂直速度。在1108处，将参考高度HEIGHT_REF设置为当前感测的RAD_HEIGHT。在1110处，在零垂直速度下并且使用在1108处设置的新的HEIGHT_REF来重新使用无线电高度保持模式。在一些实施方式中，高度控制系统400在1108之后、在1110处重新使用无线电高度保持模式之前强制执行时间延迟。以这种方式，高度控制系统400允许高度控制系统400或飞行员响应地形的突然变化。当处于无线电高度保持模式时，处理流程1100和类似的逻辑可以减少飞行器与不平坦的地形碰撞或者对不平坦的地形不安全地响应的可能性。
图12示出了计算机系统1201。计算机系统1201可以被配置用于执行关于本文所述的包括高度控制系统400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1201可以部分地或完全地执行任何处理和分析。计算机系统1201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移除。
计算机系统1201可以包括输入/输出(I/O)接口1203、分析引擎1205和数据库1207。替选实施方式可以根据需要组合或分布I/O接口1203、分析引擎1205和数据库1207。计算机系统1201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用于执行本文描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存储用于指示任何CPU执行本文描述的任务中的任何任务的软件指令。因此，尽管根据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，并且本说明书同样适用于涉及一个或更多个机器的许多其他布置，所述一个或更多个机器执行以任何方式分布在所述一个或更多个机器中间的任务。还应当理解，这样的机器不需要专用于执行本文所述的任务，而可以是也适合于执行其他任务的多用途机器，例如计算机工作站。
I/O接口1203可以提供外部用户、系统以及数据源与计算机系统1201的部件之间的通信链路。I/O接口1203可以被配置用于允许一个或更多个用户经由任何已知的输入装置向计算机系统1201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装置。I/O接口1203可以被配置用于允许一个或更多个用户经由任何已知的输出设备接收从计算机系统1201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1203可以被配置用于允许其他系统与计算机系统1201进行通信。例如，I/O接口1203可以允许一个或更多个远程计算机访问信息、输入信息和/或远程指示计算机系统1201执行本文描述的一个或更多个任务。I/O接口1203可以被配置用于允许与一个或更多个远程数据源进行通信。例如，I/O接口1203可以允许一个或更多个远程数据源访问信息、输入信息和/或远程指示计算机系统1201执行本文描述的一个或更多个任务。
数据库1207为计算机系统1201提供持久的数据存储。尽管主要使用术语“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1207的功能。在替选实施方式中，数据库1207可以与计算机系统1201集成或分开，并且可以在一个或更多个计算机上操作。数据库1207优选地为适合于支持飞行控制系统201的操作的任何信息提供非易失性数据存储，所述信息包括本文进一步讨论的各种类型的数据。分析引擎1205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。
根据一个实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法，包括：从旋翼飞行器上的多个第一高度传感器接收多个第一高度数据信号，其中，第一高度传感器使用第一技术测量高度；从旋翼飞行器上的多个第二高度传感器接收多个第二高度数据信号，其中，第二高度传感器使用与第一技术不同的第二技术测量高度；基于选择方案根据多个第一高度数据信号确定第一高度信号；根据多个第二高度数据信号确定第二高度信号；选择第一高度信号或第二高度信号来确定选定高度信号；以及生成飞行控制信号并根据飞行控制信号控制旋翼飞行器的操作，飞行控制信号基于选定高度信号。在一个实施方式中，生成飞行控制信号包括：确定选定高度信号与参考高度之间的差异；基于该差异确定海拔高度速率命令；以及将海拔高度速率命令发送至飞行控制设备以控制飞行控制设备。在一个实施方式中，第一高度传感器是无线电高度传感器，并且第二高度传感器是气压高度传感器。在一个实施方式中，选择方案包括基于由多个第一高度数据信号指示的最小高度来选择第一高度信号。在一个实施方式中，选择方案包括确定多个第一高度数据信号中的第一信号与多个第一高度数据信号中的第二信号之间的差异。在一个实施方式中，选择第一高度信号或第二高度信号包括将第一高度信号与高度阈值进行比较。在一个实施方式中，选择第一高度信号或第二高度信号包括确定是否多个第一高度传感器中的任何高度传感器处于故障状态。在一个实施方式中，确定第二高度信号包括确定多个第二高度数据信号的中值。
根据一个实施方式，一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，包括多个无线电高度传感器、多个气压海拔高度传感器以及飞行控制计算机(FCC)，该FCC可操作以控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制设备。FCC包括处理器以及存储要由处理器执行的程序的非暂态计算机可读存储介质。所述程序包括用于提供对旋翼飞行器的控制的指令，用于提供对旋翼飞行器的控制的指令包括用于以下操作的指令：从多个无线电高度传感器接收测量高度数据；从多个气压海拔高度传感器接收测量海拔高度数据；以及控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持旋翼飞行器的垂直位置，其中，当测量高度数据指示旋翼飞行器高度处于或低于阈值时，控制基于测量高度数据。在一个实施方式中，可执行程序还包括用于以下操作的指令：用于控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持旋翼飞行器的垂直位置，其中，当测量高度数据指示旋翼飞行器高度高于阈值时，控制基于测量海拔高度数据。在一个实施方式中，可执行程序还包括用于以下操作的指令：控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持旋翼飞行器的垂直位置，其中，控制基于测量高度数据中的最小测量高度。在一个实施方式中，可执行程序还包括用于以下操作的指令：确定对在保持旋翼飞行器的垂直位置时允许的下降速率的限制。在一个实施方式中，下降速率限制基于旋翼飞行器的前进速度。在一个实施方式中，可执行程序还包括用于以下操作的指令：确定对在保持旋翼飞行器的垂直位置时允许的上升速率的限制。在一个实施方式中，可执行程序还包括用于以下操作的指令：控制旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持旋翼飞行器的垂直位置，其中，控制基于测量海拔高度数据。
根据一个实施方式，一种旋翼飞行器，包括飞行控制计算机(FCC)、耦接至FCC的第一无线电高度传感器、耦接至FCC的第二无线电高度传感器以及一个或更多个飞行控制设备，所述一个或更多个飞行控制设备耦接至FCC并且可操作以响应于从FCC接收的飞行控制设备控制信号来控制旋翼飞行器的飞行参数，其中，FCC可操作以：从第一无线电高度传感器接收第一高度指示并且从第二无线电高度传感器接收第二高度指示；根据由第一高度指示和第二高度指示所指示的两个高度中的较小者生成飞行控制设备控制信号；以及将飞行控制设备控制信号发送至一个或更多个飞行控制设备。在一个实施方式中，FCC还可操作以确定第一无线电传感器或第二无线电传感器中的一个是否已经发生故障，并根据从第一无线电传感器或第二个无线电传感器中的另一个接收的高度指示来生成飞行控制设备控制信号。在一个实施方式中，旋翼飞行器还包括耦接至FCC的多个气压高度传感器。在一个实施方式中，FCC还可操作以确定是否第一无线电传感器和第二无线电传感器两者均已发生故障，并且根据从多个气压高度传感器接收的高度指示来生成飞行控制设备控制信号。在一个实施方式中，FCC还可操作以限制与飞行控制设备控制信号相关联的上升速率或下降速率。
实施方式的优点包括旋翼飞行器针对所有高度安全地保持高度保持模式的能力。与高度保持模式相关联的逻辑允许在较低的高度处使用无线电高度传感器以及在较高的高度处使用气压传感器，以用于确定旋翼飞行器的高度。这允许在没有限制(例如，最小使用高度)的情况下使用高度保持模式。本文描述的系统和方法还可以允许“外环路”模式例如悬停模式(例如，位置保持或零速度保持)或针对全飞行包线(即，在所有海拔高度)的高度保持模式。
虽然已经参考说明性实施方式描述了本发明，但是本说明书并不意在以限制性意义来解释。参考说明书，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对于本领域技术人员将是清楚的。例如，虽然本文描述的实施方式使用无线电传感器作为高度传感器并且使用气压传感器作为海拔高度传感器，但是可以使用其他类型的高度传感器/海拔高度传感器或各种类型的高度传感器/海拔高度传感器的组合。例如，在一些实施方式中，高度传感器可以包括基于光的传感器(例如，基于激光的传感器、光学传感器等)、基于声音的传感器(例如，超声传感器、基于回声定位的传感器等)、其他基于雷达的传感器、基于GPS的传感器(例如，差分GPS传感器)、其他基于射频的传感器或其他类型的高度传感器。在一些实施方式中，海拔高度传感器可以包括基于GPS的传感器(例如，差分GPS传感器、基于卫星的增强系统(SBAS)传感器等)、其他基于大气压力的传感器或其他类型的海拔高度传感器。因此，所附权利要求意在涵盖任何这样的修改或实施方式。

Claims (20)

1.一种操作旋翼飞行器的方法，所述方法包括：
从所述旋翼飞行器上的多个第一高度传感器接收多个第一高度数据信号，其中，所述第一高度传感器使用第一技术测量高度；
从所述旋翼飞行器上的多个第二高度传感器接收多个第二高度数据信号，其中，所述第二高度传感器使用与所述第一技术不同的第二技术测量高度；
基于选择方案根据所述多个第一高度数据信号确定第一高度信号；
根据所述多个第二高度数据信号确定第二高度信号；
选择所述第一高度信号或所述第二高度信号来确定选定高度信号；以及
生成飞行控制信号并根据所述飞行控制信号控制所述旋翼飞行器的操作，所述飞行控制信号基于所述选定高度信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，生成飞行控制信号包括：
确定所述选定高度信号与参考高度之间的差异；
基于所述差异确定海拔高度速率命令；以及
将所述海拔高度速率命令发送至飞行控制设备以控制所述飞行控制设备。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一高度传感器是无线电高度传感器，并且其中，所述第二高度传感器是气压高度传感器。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述选择方案包括基于由所述多个第一高度数据信号指示的最小高度来选择所述第一高度信号。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述选择方案包括确定所述多个第一高度数据信号中的第一信号与所述多个第一高度数据信号中的第二信号之间的差异。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，选择所述第一高度信号或所述第二高度信号包括将所述第一高度信号与高度阈值进行比较。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，选择所述第一高度信号或所述第二高度信号包括确定是否所述多个第一高度传感器中的任何第一高度传感器处于故障状态。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，确定第二高度信号包括确定所述多个第二高度数据信号的中值。
9.一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，包括：
多个无线电高度传感器；
多个气压海拔高度传感器；以及
飞行控制计算机FCC，其能够操作以控制所述旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制设备，所述FCC包括：
处理器；以及
非暂态计算机可读存储介质，其存储要由所述处理器执行的程序，所述程序包括用于提供对所述旋翼飞行器的控制的指令，用于提供对所述旋翼飞行器的控制的所述指令包括用于以下操作的指令：
从所述多个无线电高度传感器接收测量高度数据；
从所述多个气压海拔高度传感器接收测量海拔高度数据；以及
控制所述旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持所述旋翼飞行器的垂直位置，其中，当所述测量高度数据指示旋翼飞行器高度处于或低于阈值时，所述控制基于所述测量高度数据。
10.根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于以下操作的指令：控制所述旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持所述旋翼飞行器的垂直位置，其中，当所述测量高度数据指示旋翼飞行器高度高于所述阈值时，所述控制基于所述测量海拔高度数据。
11.根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于以下操作的指令：控制所述旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持所述旋翼飞行器的垂直位置，其中，所述控制基于所述测量高度数据中的最小测量高度。
12.根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于以下操作的指令：确定对在保持所述旋翼飞行器的垂直位置时允许的下降速率的限制。
13.根据权利要求12所述的飞行控制系统，其中，所述下降速率限制基于所述旋翼飞行器的前进速度。
14.根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于以下操作的指令：确定对在保持所述旋翼飞行器的垂直位置时允许的上升速率的限制。
15.根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述可执行程序还包括用于以下操作的指令：控制所述旋翼飞行器的一个或更多个飞行控制元件并保持所述旋翼飞行器的垂直位置，其中，所述控制基于所述测量海拔高度数据。
16.一种旋翼飞行器，包括：
飞行控制计算机FCC；
耦接至所述FCC的第一无线电高度传感器；
耦接至所述FCC的第二无线电高度传感器；以及
一个或更多个飞行控制设备，所述一个或更多个飞行控制设备耦接至所述FCC并且能够操作以响应于从所述FCC接收的飞行控制设备控制信号来控制所述旋翼飞行器的飞行参数；
其中，所述FCC能够操作以：从所述第一无线电高度传感器接收第一高度指示并且从所述第二无线电高度传感器接收第二高度指示；根据由所述第一高度指示和所述第二高度指示所指示的两个高度中的较小者生成所述飞行控制设备控制信号；以及将所述飞行控制设备控制信号发送至所述一个或更多个飞行控制设备。
17.根据权利要求16所述的旋翼飞行器，其中，所述FCC还能够操作以确定是否所述第一无线电传感器或所述第二无线电传感器中的一个已经发生故障，并且根据从所述第一无线电传感器或所述第二无线电传感器中的另一个接收的高度指示来生成所述飞行控制设备控制信号。
18.根据权利要求16所述的旋翼飞行器，其中，所述旋翼飞行器还包括耦接至所述FCC的多个气压高度传感器。
19.根据权利要求18所述的旋翼飞行器，其中，所述FCC还能够操作以确定是否所述第一无线电传感器和所述第二无线电传感器两者均已发生故障，并且根据从所述多个气压高度传感器接收的高度指示来生成所述飞行控制设备控制信号。
20.根据权利要求16所述的旋翼飞行器，其中，所述FCC还能够操作以限制与所述飞行控制设备控制信号相关联的上升速率或下降速率。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111798654A (zh) * 2020-07-02 2020-10-20 珠海市双捷科技有限公司 一种基于ttnt的无人机机载通信装置
CN111874243A (zh) * 2020-07-06 2020-11-03 中国民用航空飞行学院 基于飞行数据指标飞行员着陆操纵风险监测与预警系统
CN115388854A (zh) * 2022-08-26 2022-11-25 南京高华科技股份有限公司 一种气压高度传感器

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3081597B1 (fr) * 2018-05-24 2021-07-30 Airbus Helicopters Procede et dispositif de determination et d'affichage d'une distance de securite d'un giravion en prenant en compte la hauteur des vagues
US11414215B2 (en) * 2019-09-20 2022-08-16 Honeywell International Inc. Methods, apparatuses and systems for predicting radio altimeter failure
US11748183B2 (en) * 2020-10-11 2023-09-05 Textron Innovations Inc. Reasonableness monitor
US12091189B2 (en) 2022-01-05 2024-09-17 Honeywell International Inc. Systems and methods for enabling user control over use of aircraft sensors located onboard an aircraft
EP4210024A1 (en) * 2022-01-05 2023-07-12 Honeywell International Inc. Systems and methods for enabling user control over use of aircraft sensors located onboard an aircraft

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000247296A (ja) * 1999-02-26 2000-09-12 Commuter Helicopter Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk トルク制限方法および回転翼機の高度保持装置
CN101256411A (zh) * 2008-03-21 2008-09-03 北京航空航天大学 多高度类型切换方法
CN104238580A (zh) * 2014-09-30 2014-12-24 中国航天空气动力技术研究院 一种应用于无人机航空物探的低空飞行控制方法
CN104656660A (zh) * 2015-01-22 2015-05-27 南京航空航天大学 微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统及其方法
CN104656669A (zh) * 2015-03-10 2015-05-27 无锡桑尼安科技有限公司 基于图像处理的无人机着陆位置搜索系统
CN104977938A (zh) * 2015-07-06 2015-10-14 杨珊珊 一种定维度飞行的多旋翼飞行器及飞行控制方法
CN105910578A (zh) * 2016-05-30 2016-08-31 中国电子科技集团公司第五十研究所 一体化气压无线电复合测高设备
CN106477055A (zh) * 2015-08-31 2017-03-08 波音公司 飞行器失速保护系统

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0601000B1 (en) 1991-08-28 1997-01-29 United Technologies Corporation Vertical control system for rotary wing aircraft
US8442706B2 (en) * 2008-12-30 2013-05-14 Sikorsky Aircraft Corporation Module for integrated approach to an offshore facility
FR2946173B1 (fr) * 2009-05-27 2011-07-15 Airbus France Procede et dispositif d'engagement d'un mode de pilotage automatique d'un aeronef.
FR2956491B1 (fr) * 2010-02-15 2012-09-28 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de surveillance de hauteurs radioaltimetriques d'un aeronef.
US9051061B2 (en) * 2012-12-14 2015-06-09 Safe Flight Instrument Corporation Systems and methods for safely landing an aircraft
US10561956B2 (en) * 2014-07-25 2020-02-18 University Of Kansas Moveable member bearing aerial vehicles and methods of use
CN107710091B (zh) * 2015-06-26 2021-07-16 深圳市大疆创新科技有限公司 用于选择移动平台的操作模式的系统和方法
WO2017092006A1 (en) * 2015-12-03 2017-06-08 SZ DJI Technology Co., Ltd. Dual barometer systems for improved altitude estimation
KR102624054B1 (ko) * 2016-12-20 2024-01-12 삼성전자주식회사 무인 비행 장치
WO2018133122A1 (zh) * 2017-01-23 2018-07-26 深圳市大疆创新科技有限公司 控制方法、无人机及遥控设备
KR102314149B1 (ko) * 2017-03-13 2021-10-18 삼성전자 주식회사 덕트 구조를 가지는 무인 비행 장치
FR3065756B1 (fr) * 2017-04-28 2019-04-26 Airbus Helicopters Dispositif de regulation d'une consigne d'une vitesse de rotation d'un rotor de giravion, giravion equipe d'un tel dispositif et methode de regulation associee
CN109383825A (zh) * 2017-08-11 2019-02-26 菜鸟智能物流控股有限公司 飞行器
US11099581B2 (en) * 2017-09-28 2021-08-24 Gopro, Inc. Position-based control of unmanned aerial vehicles
US10946953B2 (en) * 2017-12-20 2021-03-16 Wing Aviation Llc Multi-rotor tonal noise control for UAV
US10899465B2 (en) * 2018-01-05 2021-01-26 Gopro, Inc. Motor control optimizations for unmanned aerial vehicles

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000247296A (ja) * 1999-02-26 2000-09-12 Commuter Helicopter Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk トルク制限方法および回転翼機の高度保持装置
CN101256411A (zh) * 2008-03-21 2008-09-03 北京航空航天大学 多高度类型切换方法
CN104238580A (zh) * 2014-09-30 2014-12-24 中国航天空气动力技术研究院 一种应用于无人机航空物探的低空飞行控制方法
CN104656660A (zh) * 2015-01-22 2015-05-27 南京航空航天大学 微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统及其方法
CN104656669A (zh) * 2015-03-10 2015-05-27 无锡桑尼安科技有限公司 基于图像处理的无人机着陆位置搜索系统
CN104977938A (zh) * 2015-07-06 2015-10-14 杨珊珊 一种定维度飞行的多旋翼飞行器及飞行控制方法
CN106477055A (zh) * 2015-08-31 2017-03-08 波音公司 飞行器失速保护系统
CN105910578A (zh) * 2016-05-30 2016-08-31 中国电子科技集团公司第五十研究所 一体化气压无线电复合测高设备

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111798654A (zh) * 2020-07-02 2020-10-20 珠海市双捷科技有限公司 一种基于ttnt的无人机机载通信装置
CN111874243A (zh) * 2020-07-06 2020-11-03 中国民用航空飞行学院 基于飞行数据指标飞行员着陆操纵风险监测与预警系统
CN111874243B (zh) * 2020-07-06 2021-08-31 中国民用航空飞行学院 基于飞行数据指标飞行员着陆操纵风险监测与预警系统
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