專利名稱：用于有人駕駛飛行器的控制系統(tǒng)的響應(yīng)模式的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明一般涉及使用致動器的反饋和命令信號來重定向飛行器(craft)的有人駕駛飛行器的控制系統(tǒng)，尤其涉及在引入高度增穩(wěn)的響應(yīng)模式和最小增穩(wěn)的響應(yīng)模式的優(yōu)點(diǎn)的同時避免每一種模式的缺點(diǎn)的響應(yīng)模式。
背景技術(shù)：
飛行控制定律設(shè)計的領(lǐng)域是蘊(yùn)含在機(jī)動性與穩(wěn)定性之間的權(quán)衡中的。雖然理論上在每種情況下可以通過允許領(lǐng)航員操作每一個控制面和油門至最大致動范圍來提供航空器的最優(yōu)響應(yīng)性，然而這在實踐中一般并不是理想的，這其中的部分原因在于在給定控制元件、環(huán)境和航空器的即時方位和運(yùn)動的相互關(guān)系的情況下的不安全的行動組合，此外其原因還在于在同時控制多個舵面來保持航空器的穩(wěn)定性的過程中會包含非常高的工作負(fù)擔(dān)。通常，要想實現(xiàn)一種在不需要非常高的工作負(fù)擔(dān)而在保持多種狀況中的穩(wěn)定性的同時允許領(lǐng)航員安全高效地操作航空器的平衡是非常困難的。一種用于打破這種權(quán)衡的已知技術(shù)是定義不同的響應(yīng)模式，其中所述響應(yīng)模式通常會為處于相應(yīng)工作狀況范圍的領(lǐng)航員提供適當(dāng)?shù)墓ぷ髫?fù)擔(dān)和適當(dāng)?shù)臋C(jī)動性。對于旋翼飛機(jī)來說，在一些工作狀況中需要高的增穩(wěn)等級(甚至是由設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的)，而在其他狀況中則需要低的增穩(wěn)等級。例如，在降級的視覺環(huán)境中，通常選擇的是具有高穩(wěn)定性等級的模式，而在視覺提示良好的狀況中則通常會為飛行指定低的增穩(wěn)等級。這些模式具有相反的目標(biāo)響應(yīng)于命令的變化，增穩(wěn)的響應(yīng)模式的響應(yīng)較慢，但是它會將來自與環(huán)境的交互的干擾的效應(yīng)減至最小，相比之下，高機(jī)動性模式提供了更高的響應(yīng)性，但其也會更多地會受到環(huán)境的影響。最小增穩(wěn)的響應(yīng)模式能使領(lǐng)航員在操縱飛行器方面更加積極并且更加精確，而高度增穩(wěn)的模式則提供了與較高的穩(wěn)定性相關(guān)聯(lián)的安全性，此外，由于只需要較少努力即可持續(xù)平衡和制衡用以穩(wěn)定航空器的控制，所述模式還減小了領(lǐng)航員的工作負(fù)擔(dān)。通常，在提示糟糕的環(huán)境中，由于缺少視覺參考，領(lǐng)航員往往不會嘗試積極地操縱航空器。舉例來說，在拍攝、提升或操縱對象的時候，還可以期望高度增穩(wěn)的模式。以響應(yīng)類型著稱的旋翼飛機(jī)控制系統(tǒng)的響應(yīng)模式確定旋翼飛機(jī)如何響應(yīng)給定的領(lǐng)航員輸入。對現(xiàn)代旋翼飛機(jī)而言，在提高增穩(wěn)等級(穩(wěn)定性)的過程中，橫軸和縱軸響應(yīng)類型是速率衰減(RD)，其中機(jī)身角速度(橫搖和縱搖)與領(lǐng)航員攝取(操縱桿)位移成比例；姿態(tài)命令/姿態(tài)保持(ACAH)，其中機(jī)身角度(橫搖和縱搖)與操縱桿位移成比例；以及平移速率命令(TRC)，其中航空器速度(空速或地速)與操縱桿位移成比例。在包括電傳飛控旋翼飛機(jī)的現(xiàn)代旋翼飛機(jī)中，模式轉(zhuǎn)變通常是由領(lǐng)航員手動選擇或者是為條件轉(zhuǎn)變裝備的，例如響應(yīng)于空速和(在一些情況中)控制操縱桿位置的函數(shù)而裝備。例如在CH-47F中，如果領(lǐng)航員裝備了 TRC控制模式，那么在低于10節(jié)的速度下，控制系統(tǒng)響應(yīng)類型會自動從ACAH變成TRC。然而，如果不裝備TRC控制模式，那么領(lǐng)航員有可能會在ACAH響應(yīng)從直飛變成盤旋的情況下飛行。如果領(lǐng)航員選擇不裝備TRC，那么領(lǐng)航員將會遭遇這樣的風(fēng)險一旦實現(xiàn)盤旋，則視覺狀況有可能因為旋翼下沖氣流而降級，這種情形經(jīng)常在沙漠/多塵、軟雪/小雪狀況(分別被稱為“燈火管制”或“白朦天”)或是在起霧或低光度狀況中發(fā)生。在這種情況下，一旦遭遇到燈火管制或白朦天的狀況，則領(lǐng)航員必須采取附加行動來配備和參與TRC響應(yīng)類型，而這會在非常重要的時間將領(lǐng)航員的注意力集中到管理控制系統(tǒng)而不是駕駛航空器。與此相反，如果領(lǐng)航員選擇在具有良好提示的環(huán)境中使用TRC，那么有可能遭遇到在針對ACAH或速率命令的控制響應(yīng)中保證預(yù)期的即時切換的情形。例如，如果在敵對區(qū)域中執(zhí)行著陸任務(wù)的過程中發(fā)現(xiàn)了裝載敵兵的武器，那么領(lǐng)航員有可能更愿意具有ACAH或速率命令的更積極的性能特性，而不是TRC的穩(wěn)定性；再次需要將領(lǐng)航員的努力集中在管理控制系統(tǒng)而不是駕駛航空器的離散模式切換。雖然為操作者提供手動切換這些模式的能力往往會很有用，并且關(guān)于模式的決定對于領(lǐng)航員來說可能往往不是問題，但是仍舊存在著難以在這些模式之間轉(zhuǎn)變或是在不恰當(dāng)?shù)臅r刻需要領(lǐng)航員的注意的情況。這些提示狀況通常不是一致地用地速、高度、操縱桿位置或其他航空器或傳感器指示來響應(yīng)的，由此，響應(yīng) 于此類指示的自動觸發(fā)可能會很不方便，未起幫助作用，甚至?xí)芪ｋU。用于多個轉(zhuǎn)變的觸發(fā)層是很復(fù)雜的，并且需要領(lǐng)航員對控制系統(tǒng)進(jìn)行更多的管理。所裝備的轉(zhuǎn)變是響應(yīng)于指定的條件觸發(fā)的，并且其通常與裝備轉(zhuǎn)變時所做的預(yù)測一樣有用，即一旦滿足了指定的條件，則將預(yù)期所述轉(zhuǎn)變。要想針對非預(yù)期的轉(zhuǎn)變進(jìn)行裝備則是極其困難的，并且這些轉(zhuǎn)變通常會在最需要它們的時候發(fā)生。US7, 433，765似乎公開了一種電傳飛控(FBW)靜態(tài)縱向穩(wěn)定性系統(tǒng)，其中該系統(tǒng)提供了一種不突兀的空速保持功能，所述功能對領(lǐng)航員控制輸入以及測量得到的航空器狀態(tài)做出響應(yīng)，以便在航空器處于縱傾非加速狀態(tài)的時候平滑接合而不需要領(lǐng)航員做出明確的模式選擇，并且在領(lǐng)航員命令航空器執(zhí)行俯仰或是偏航機(jī)動動作的時候平滑脫離。該系統(tǒng)局限于接合或脫離單個模式。所述接合或脫離是響應(yīng)于領(lǐng)航員控制輸入以及測量得到的航空器狀態(tài)的，也就是說，航空器的姿態(tài)和運(yùn)動決定了所述模式。US4, 645，141公開的是一種自動飛行控制系統(tǒng)，其中該系統(tǒng)允許領(lǐng)航員通過移動控制操縱桿來手動控制直升飛機(jī)，并且允許在自然釋放控制操縱桿的時候使其自動返回到保持盤旋位置或保持盤旋速度。US4，645，141的系統(tǒng)看上去具有基于感測到的控制操縱桿的行為來控制飛行的非常有限的能力，其中自動控制僅僅是在“自然釋放”操縱桿的時候進(jìn)行的，并且僅限于盤旋位置或盤旋速度控制。對于其他那些使用了多種響應(yīng)模式來將命令信號轉(zhuǎn)換成控制輸出，以便致動那些允許基于反饋的飛行器重定向的控制裝置的空中、水中和航空航天飛行器來說，這些飛行器同樣容易受到對于不同狀況中的不同響應(yīng)模式的理論的沖突的影響。這樣的飛行器可以包括小型飛船和飛艇、固定翼航空器、潛艇、輪船(停靠系統(tǒng))、無人駕駛飛機(jī)、無人潛水器、登陸艇、用于與其他軌道航空器對接的軌道艙等等。在一個不相關(guān)的領(lǐng)域中，Mc Indoe等人的W001121981教導(dǎo)了一種用于操作諸如陸地機(jī)動車輛的超環(huán)面驅(qū)動型傳動之類的無級變速傳動的設(shè)備和方法。根據(jù)車輛的工作狀況，這種無級變速傳動是選擇性地在扭矩控制策略或比率控制策略中工作的，并且由此會得益于轉(zhuǎn)矩和比率控制策略的有利方面，同時還避免了這兩種策略的不利方面。特別地，從扭矩控制策略到比率控制策略的轉(zhuǎn)變(反之亦然)可以伴隨有同時計算因為轉(zhuǎn)矩和比率控制策略中的操作而產(chǎn)生的控制/壓力，以及進(jìn)一步基于當(dāng)前的工作狀況而將加權(quán)值分配給每一個以這種方式計算的控制壓力。這些加權(quán)值的總和提供了一個有助于在兩種控制策略之間平滑轉(zhuǎn)變的復(fù)合控制信號。這種裝備控制的是單個氣動設(shè)備，其中該設(shè)備控制的是機(jī)動車輛而并非飛行器中的傳動，此外，雖然使用了負(fù) 反饋來衰減變化，但這并不是一個使用了來自傳感器，更不用說是與車輛的方位和/或運(yùn)動相關(guān)的傳感器的信息的反饋控制回路?？刂撇呗圆⒉皇琼憫?yīng)模式，因為它們并未包含任何控制定律。本領(lǐng)域中需要一種用于在旋翼飛機(jī)的響應(yīng)類型之間轉(zhuǎn)變以允許領(lǐng)航員在具有不同增穩(wěn)程度的模式之間無縫轉(zhuǎn)變的全新方法。優(yōu)選地，這樣的轉(zhuǎn)變是以對領(lǐng)航員需要最低限度的訓(xùn)練的直觀方式提供的。

發(fā)明內(nèi)容
申請人:設(shè)計了一種允許單個控制操縱桿或其他領(lǐng)航員命令接口同時有效地充當(dāng)多種模式的獨(dú)立控制器的技術(shù)。由此，以高度增穩(wěn)的模式的穩(wěn)定性為特征但是仍舊保持了最小增穩(wěn)的模式的機(jī)動性的單個響應(yīng)模式將是可行的。這通過以如下方式劃分來自領(lǐng)航員命令接口的命令信號來完成，該方式通常將命令信號中的高頻分量呈現(xiàn)給較小增穩(wěn)的模式處理，以及將所述信號中的低頻分量呈現(xiàn)給更高度增穩(wěn)的模式處理。由于需要較高精度和響應(yīng)性的領(lǐng)航員通常會產(chǎn)生更多突然的命令信號，而嘗試保持穩(wěn)定的領(lǐng)航員往往會產(chǎn)生更平滑的命令信號，因此，這種自然趨勢可被用于向相應(yīng)的模式提供相應(yīng)的信號。對命令信號的頻率劃分可以有效地允許相同的領(lǐng)航員命令接口同時提供復(fù)用輸入，其中命令是以自然的方式產(chǎn)生的。如果同時處理兩種以上的響應(yīng)模式，則大體上就增穩(wěn)程度來對其進(jìn)行排序。例如，一般來說，致動飛行器的控制面、推進(jìn)器(等等)通常導(dǎo)致飛行器相對于局部空氣/水/空間的加速度。這個加速度通常與致動程度不呈線性，并且也不獨(dú)立于其他致動、飛行器的狀態(tài)或環(huán)境。在穩(wěn)定只具有加速度的飛行器速度中所涉及的工作負(fù)擔(dān)一般包括顯著的領(lǐng)航員工作負(fù)擔(dān)，在動態(tài)環(huán)境中尤其如此，相應(yīng)地，第一增穩(wěn)模式可以被設(shè)計成相對于控制飛行器的速度來穩(wěn)定飛行器。同樣，在只具有領(lǐng)航員命令的速度的情況下，位置(相對于局部空氣/水/空間或是相對于地面)是很難控制的，相應(yīng)地，被設(shè)計成盤旋或是執(zhí)行類似于對接之類的空間受限的行動的航空器(例如旋翼航空器、飛船、軌道航空器)還可以引入位置命令。在旋翼航空器中，航空器的重定向在水平方向上通常包括在俯沖和爬升(也就是沿著橫向和縱向軸)中傾斜旋翼槳盤并且由此傾斜旋翼航空器的機(jī)身，以便改變主旋翼的推力矢量，由此在傾斜方向產(chǎn)生旋翼航空器加速度。同樣，對于具有只在一個方向上起作用的主推進(jìn)器的所有飛行器來說，飛行器的方位指示可以用以(隨后)加速飛行器的方向，并且方向的改變需要方位控制，而所述控制可能需要來自若干個最好配備了姿態(tài)控制的定向控制元件的聯(lián)合動作。舉例來說，每一個響應(yīng)模式都可以與編碼成專用硬件的相應(yīng)控制反饋回路相關(guān)聯(lián)，并且不同的濾波器可被應(yīng)用于發(fā)送至控制反饋回路的命令信號的副本，以便有選擇地將命令信號的頻分量遞送至相應(yīng)硬件。作為替換，兩個(或更多)響應(yīng)模式可以是在單個硬件設(shè)備上執(zhí)行的單獨(dú)軟件進(jìn)程或線程。在其他實施例中，單個程序可以有效接收方位和運(yùn)動反饋的單個副本，并且計算與相應(yīng)反饋控制回路的處理基本等效的結(jié)果，并且累積該結(jié)果。
每一個反饋控制回路的輸出可以共同確定任何指定時刻的致動需求。例如，反饋控制回路的輸出可以相加，以便形成致動器需求。該總和可以被加權(quán)。相應(yīng)反饋控制回路的權(quán)重可以根據(jù)最近的工作狀況而改變。通常，加權(quán)可以極化響應(yīng)模式使用率，以便促進(jìn)僅僅根據(jù)一種響應(yīng)模式產(chǎn)生的輸出，從而控制致動器需求，它可以歸一化輸出，以便激勵致動器需求的共享，或者其在這個方面有可能是中立的。從加權(quán)功能極化響應(yīng)模式使用率的意義上講，在從主要是一種模式轉(zhuǎn)變成主要是另一種模式的時候，在如何處理命令信號之間的轉(zhuǎn)變有可能是不平滑的，相應(yīng)地，在基本相等的時候，極化效應(yīng)可以減至最小。在一些實施例中，命令信號將被分割，由此，在電子設(shè)備的限制以內(nèi)，命令信號的所有頻譜只被發(fā)送至反饋控制回路中的一個且僅僅一個，以便根據(jù)相應(yīng)的響應(yīng)模式之一來執(zhí)行處理。在其他實施例中，只要將處于工作范圍以內(nèi)的所有頻譜發(fā)送給至少一個反饋控制回路即已足夠，然而也允許根據(jù)兩種或多種響應(yīng)模式來處理相同頻分量。最后，在其他實施例中，只要不存在使得領(lǐng)航員會意識到他們 的一些輸入沒有發(fā)生作用的可察覺的間隙即已足夠。根據(jù)本發(fā)明，提供了一種用于飛行器的控制系統(tǒng)，該控制系統(tǒng)具有至少兩種具有不同增穩(wěn)的響應(yīng)模式，每一種響應(yīng)模式都接收來自領(lǐng)航員命令接口的命令信號以及來自飛行器的方位和運(yùn)動反饋，其中所述響應(yīng)模式分別產(chǎn)生共同用于確定重定向航空器的致動器需求的信息。該控制系統(tǒng)的特征在于與命令信號中的高頻分量相比，更多的低頻分量是根據(jù)更高度增穩(wěn)的響應(yīng)模式來處理的，并且與命令信號中的低頻分量相比，更多的高頻分量被提交給了較小增穩(wěn)的響應(yīng)模式。根據(jù)本發(fā)明，提供了一種響應(yīng)于來自領(lǐng)航員命令接口的命令信號、以及來自飛行器的方位及運(yùn)動反饋來產(chǎn)生用于重定向飛行器的致動器需求的方法。該方法包括提供至少兩種具有不同增穩(wěn)的響應(yīng)模式，將命令信號劃分成至少兩個部分；以及將劃分后的部分提交給相應(yīng)的響應(yīng)模式，以使響應(yīng)模式共同產(chǎn)生用于確定致動器需求的信息。該方法的特征在于與命令信號中的高頻分量相比，更多的低頻分量是由更高度增穩(wěn)的響應(yīng)模式處理的，并且與命令信號中的低頻分量相比，更多的高頻分量被提交給較小增穩(wěn)的響應(yīng)模式。根據(jù)本發(fā)明，提供一種飛行器控制系統(tǒng)，其包括來自可通信地與第一和第二反饋控制回路耦接的飛行器的命令接口的命令信號，其中所述回路對相應(yīng)的第一和第二響應(yīng)類型進(jìn)行編碼，以便響應(yīng)于命令信號、航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)以及航空器的飛行控制定律來得出飛行控制輸出，其中命令接口與第一和第二反饋控制回路之間的連接為增穩(wěn)程度較低的第一反饋控制回路提供與低頻命令信號相比更多的高頻命令信號，并且為增穩(wěn)程度較高的第二反饋控制回路提供與高頻命令信號相比更多的低頻命令信號。相應(yīng)地，航空器可以根據(jù)單個響應(yīng)模式而被控制，其中所述模式不但適合積極精確的操縱，而且還具有出色的穩(wěn)定性，并且可以在高穩(wěn)定性模式中使用。緩慢審慎的領(lǐng)航員輸入是根據(jù)高度增穩(wěn)的響應(yīng)模式處理的，由此將會產(chǎn)生高度穩(wěn)定的輸出；然而快速高頻的領(lǐng)航員輸入則會產(chǎn)生更積極的響應(yīng)特性。該處理利用了領(lǐng)航員的自然趨勢來改變在他們面對減少的視覺提示的時候，更一般的是在希望更為穩(wěn)定的時候，操作領(lǐng)航員命令接口的方式，這與他們在期望突然改變的時候自然傾向于操作領(lǐng)航員命令接口的方式形成了對比。本發(fā)明的其他特征將會在后續(xù)的詳細(xì)描述中得到敘述，并且將會變得非常清楚。


為了更清楚地理解本發(fā)明，現(xiàn)在將參考附圖來舉例詳述本發(fā)明的實施例，其中圖I是示意性示出了根據(jù) 本發(fā)明實施例的由飛行器的控制系統(tǒng)執(zhí)行的連續(xù)過程；圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的控制系統(tǒng)的示意圖；圖3是用于例示本發(fā)明的旋翼航空器控制系統(tǒng)的頻率復(fù)用的多模反饋控制回路的仿真圖；圖4a、b是顯示了根據(jù)本發(fā)明實施例的TRC模式的反饋控制回路以及頻率復(fù)用的多模式反饋控制回路的滾軸頻率響應(yīng)的飛行測試實驗數(shù)據(jù)的頻率響應(yīng)圖；以及圖5a、b是顯示了用于TRC模式反饋控制回路和頻率復(fù)用的多模反饋控制回路的階躍函數(shù)響應(yīng)的飛行測試實驗數(shù)據(jù)的曲線圖。
具體實施例方式圖I是顯示了根據(jù)本發(fā)明實施例的處理的流程圖的示意圖?？蛻羧嚎刂葡到y(tǒng)有三個主要元素來自領(lǐng)航員命令接口 10的命令信號；飛行器運(yùn)動和方位反饋12 ;以及處理回路14，其中該回路將相應(yīng)的響應(yīng)模式應(yīng)用于命令信號的相應(yīng)部分，以便由根據(jù)相應(yīng)模式處理的相應(yīng)部分的輸出確定致動器需求。每一個響應(yīng)模式是(至少在理論上)用于響應(yīng)于飛行器運(yùn)動和方位反饋12、命令信號10以及致動效應(yīng)定律16來確定致動需求的相應(yīng)處理，該致動效應(yīng)定律16指示在給定的運(yùn)動和方位反饋的情況下飛行器將如何應(yīng)用該命令信號以及將其作為致動器需求18發(fā)送給一個或多個致動器。該實施方式通常是一個迭代處理，由此，所述進(jìn)程試圖將在命令信號10與飛行器運(yùn)動和方位反饋12之間計算的一個或多個差值或“誤差”值減至最小。飛行器運(yùn)動和方位反饋12通常是從來自一個或多個傳感器的傳感器數(shù)據(jù)19中提供的。根據(jù)致動效應(yīng)定律，傳感器數(shù)據(jù)19預(yù)計會受到響應(yīng)于致動器需求18的致動器致動的影響，但其在給定環(huán)境變量的情況下結(jié)果是不確定的。根據(jù)本發(fā)明，發(fā)送至相應(yīng)響應(yīng)模式的命令信號部分包括將命令信號中的更多(多于低頻)的高頻分量發(fā)送至較小增穩(wěn)的(通常更穩(wěn)定且響應(yīng)性更低)響應(yīng)模式，以及將命令信號中的更多(多于高頻)的低頻分量發(fā)送到較大增穩(wěn)的(通常響應(yīng)性更高且穩(wěn)定性較低)響應(yīng)模式。如果存在兩種以上的響應(yīng)模式，則優(yōu)選地，至少在大范圍的預(yù)期預(yù)期工作狀況內(nèi)就增穩(wěn)來對它們進(jìn)行線性排序。命令信號可以被分割，由此，在電子設(shè)備的限制以內(nèi)，命令信號的所有頻譜只被發(fā)送至反饋控制回路中的一個且僅一個反饋控制回路，以便根據(jù)相應(yīng)的響應(yīng)模式來執(zhí)行處理。在其他實施例中，只要將處于工作范圍以內(nèi)的所有頻率分量發(fā)送給至少一個反饋控制回路即已足夠，然而也可以根據(jù)兩種或多種響應(yīng)模式來處理相同的頻率分量。在緊急程度較低的控制系統(tǒng)中，只要沒有明顯的使得領(lǐng)航員會意識到他們的某些輸入沒有起作用的間隙即已足夠。在其他實施例中，期望的是具有在允許模式之間的離散轉(zhuǎn)變的頻域中分離活動模式的空頻率區(qū)域。如果使用的是有間隙的響應(yīng)，那么更優(yōu)選的是在領(lǐng)航員接口向領(lǐng)航員提供反饋，以便指示哪一種模式是活動的，以及指示是否忽略了當(dāng)前致動。雖然這可以配備燈光或聲音，但是更優(yōu)選的是提供觸覺反饋，其中所述反饋可以提供作為增穩(wěn)的函數(shù)的分級阻力或“剛度”(例如最小增穩(wěn)的模式具有最大剛度，并且最大增穩(wěn)的模式具有最小剛度，反之亦然)。申請人發(fā)現(xiàn)，根據(jù)相應(yīng)模式處理的命令信號的頻率部分的總和輸出提供了在模式之間的平滑過渡，這種過渡對于領(lǐng)航員來說是非常有效和直觀的。圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的提供頻率復(fù)用的多模式響應(yīng)類型的航空器的控制系統(tǒng)的示意圖。提供了三個并行的反饋控制回路20a、b、c，其中所述回路經(jīng)由相應(yīng)的濾波器24a、b、c接收來自控制操縱桿22的命令信號以及慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)之類的航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)，以便得出致動器需求信號，組合所述致動器需求信號以便產(chǎn)生發(fā)送給一個(或多個)致動器26的最終致動器需求。如示意性顯示的那樣，濾波器24a、b、c分別是高通濾波器(HPF)、帶通濾波器(BPF)以及低通濾波器(LPF)。這些濾波器可以具有固定的傳輸屬性，或者也可以是可調(diào)諧的。如果它們是可調(diào)諧的，則可以由適當(dāng)?shù)碾娮釉O(shè)備(例如斷點(diǎn)調(diào)節(jié)處理器28)響應(yīng)于航空器狀態(tài)信息(由航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)25發(fā)布)來對它們進(jìn)行控制，以便改變所傳遞的命令信號的頻分量的參數(shù)，例如頻率極限 以及滾降參數(shù)?？蛇x的斷點(diǎn)調(diào)節(jié)處理器29顧及了某些飛行狀態(tài)，以便管理飛行控制系統(tǒng)，例如在航空器的地速超出30節(jié)的時候展寬BPF 24b的帶通頻率窗口，同時穩(wěn)定地降低LPF24c的斷點(diǎn)。航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)25接收傳感器數(shù)據(jù)，并且計算和發(fā)布空速讀數(shù)、方位(飛行方向、傾角、偏航、側(cè)滾)、全球定位、海拔讀數(shù)、這些參數(shù)的變化率等等。致動器反饋、加速度計讀數(shù)、穩(wěn)定性度量以及其他參數(shù)可以作為一個或多個反饋控制回路20的反饋而被包含。在所示出的實施例中，反饋控制回路相應(yīng)地編碼最多、中等以及最小增穩(wěn)模式。它們在計算相應(yīng)致動器需求輸出的過程中置入了飛行控制定律。這些模式可以是基于方位的、基于空速的、基于地速或位置的、基于仰角的、基于加速度的、或是基于飛行路徑的，例如基于飛行路徑角度的。反饋控制回路可以作為所顯示的單獨(dú)處理器來實現(xiàn)，然而本領(lǐng)域技術(shù)人員將會了解，在圖2中被顯示成是單獨(dú)塊的不同計算和處理功能可以組裝在一起，并且可以由不同的電子設(shè)備配置實施，以及可以包括不同數(shù)量的處理器。成本節(jié)約、計算效能節(jié)約以及重量減輕通?？梢酝ㄟ^在單個集成電路內(nèi)部執(zhí)行所有這些功能來提供。另一方面，故障安全和系統(tǒng)堅固性可以暗指對于由單獨(dú)的反饋控制回路提供的冗余的需要。為每一個反饋控制回路使用單獨(dú)處理器的一個優(yōu)點(diǎn)是其相對易于提供頻率復(fù)用的多模響應(yīng)類型，以及單獨(dú)的模式或是僅僅兩種模式的組合。在任何指定時刻使用每一個反饋控制回路的輸出來確定致動需求信號可以簡單地包括對相應(yīng)的輸出求和。所述求和可被加權(quán)，并且所述加權(quán)既可以是靜態(tài)提供的，也可以是可變的。在一些實施例中，加權(quán)處理可以響應(yīng)于航空器狀態(tài)信息而持續(xù)更新。相應(yīng)反饋控制回路的權(quán)重還可以根據(jù)最近的工作狀況而改變。通常，加權(quán)可以使得來自響應(yīng)模式的致動器輸出偏斜，以便I-促進(jìn)根據(jù)僅僅一種響應(yīng)模式產(chǎn)生的輸出，例如每時刻激勵一種響應(yīng)模式處于支配地位，2-它可以促進(jìn)致動器需求的共享，由此提高響應(yīng)模式制動器命令信號的均衡，或者3-在這個方面可以是中性的，由此有時均衡并且有時促進(jìn)支配地位。例如，如果持續(xù)高的差錯或者相對于一個反饋控制回路的預(yù)期結(jié)果的差錯與其他回路的差錯相比較不穩(wěn)定(從航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)25發(fā)布的信息中計算得到，或是來自反饋控制回路20)，則可以表明該一個反饋控制回路當(dāng)前不處于支配地位，并且這個比較值可以在反饋控制回路中用于控制組合器26，由此有選擇地加權(quán)來自相應(yīng)反饋控制回路20的致動器需求信號。從加權(quán)功能促進(jìn)單個響應(yīng)模式的支配地位的意義上講，在處于支配地位的響應(yīng)模式之間有可能存在不平滑的切換。如果需要的話，可以存在多種算法和機(jī)制來根據(jù)航空器的飛行定律對此進(jìn)行平滑。如果航空器是旋翼飛機(jī)，那么最大增穩(wěn)模式反饋控制回路20c可以是平移速率命令回路，中等增穩(wěn)模式反饋控制回路20b可以是姿態(tài)命令姿態(tài)保持控制回路，或者最小增穩(wěn)模式反饋控制回路20a可以是速率 裳減回路。雖然以上示例在一個軸上顯示了控制系統(tǒng)，但是應(yīng)該理解，控制操縱桿通常會使用2個或更多的軸，并且命令信號自然也會在這些軸之間劃分。沒有必要在兩個(或所有)軸上都提供相同的控制模式。示例圖3是在模擬直升飛機(jī)的橫軸運(yùn)動中使用的頻率復(fù)用的多模響應(yīng)類型的實施例的Matlab Simulink圖的示意圖，其中所述模擬以后形成用于對用于實驗飛行測試的控制器進(jìn)行編碼的起點(diǎn)。領(lǐng)航員控制輸入(DLATNET)通過經(jīng)過濾波器網(wǎng)絡(luò)、根據(jù)頻率內(nèi)容而被分離，其中該網(wǎng)絡(luò)包括平移速率命令低通濾波器(TRC LPF)，姿態(tài)命令/姿態(tài)保持帶通濾波器(TRC HPF和AC LPF)，以及速率命令高通濾波器(AC HPF)。每一條路徑接收被獨(dú)立放大以便為每一條路徑提供相對加權(quán)的相應(yīng)濾波后的信號GS_V是速度命令的增益，GS_phi是姿態(tài)命令的增益，以及GS_prc是速率命令的增益。該結(jié)構(gòu)的其余部分實際上是具有以下特征的標(biāo)準(zhǔn)的反饋控制系統(tǒng)。速度命令與橫向速度進(jìn)行進(jìn)行差分，以便確定誤差信號，然后所述誤差信號將被放大(GV)和限幅(att IimD0如果需要的話，在這里可以為信號添加積分函數(shù)(V err int)(當(dāng)前并未連接)。結(jié)果是姿態(tài)命令，該命令與頻分的姿態(tài)命令(GS_phi)相加，然后則與測量得到的姿態(tài)(PHI)差分。所得到的誤差信號被放大(Gphi)，然后則與速率命令路徑的結(jié)果相加(GS_prc)。該結(jié)果與航空器速率(P_MIX)差分，其中所述速率本身是經(jīng)過增益的(Gp)。最終的結(jié)果信號被發(fā)送到航空器致動器，以便在橫軸上實施航空器的控制。與上文描述的系統(tǒng)相類似的控制器系統(tǒng)在縱軸也是適用的。一般來說，與單獨(dú)的模式響應(yīng)相比，尤其是與平移速率命令響應(yīng)類型相比，已經(jīng)發(fā)現(xiàn)頻率復(fù)用的多模響應(yīng)類型改善了處理。特別地，業(yè)已執(zhí)行了 Bell 412HP上的實驗飛行。圖4a、b和5a、b圖示了在本發(fā)明的測試期間收集的飛行數(shù)據(jù)。使用安裝在NRCBell 412電傳飛控研究直升飛機(jī)上的儀器收集數(shù)據(jù)。為了進(jìn)行比較以及闡述本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)，還呈現(xiàn)了來自標(biāo)準(zhǔn)的平移速率命令系統(tǒng)的數(shù)據(jù)。圖4a顯示了標(biāo)準(zhǔn)的平移速率控制(TRC)飛行控制系統(tǒng)的頻率響應(yīng)曲線圖(波德圖)。該曲線圖顯示了由導(dǎo)航員橫向操縱桿輸入(S_XIN)產(chǎn)生的航空器側(cè)滾姿態(tài)(Phi_Hny)。用于檢查該曲線圖的最重要的特征是相位帶寬，并且所述帶寬是由相位角越過-135度的頻率確定的。這發(fā)生在大約3弧度/秒處。圖4b顯示了用于本發(fā)明的實施例的相同的響應(yīng)曲線。在這種情況下，相位帶寬在大約5弧度/秒處明顯較高。航空設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)ADS-33E-REF指出，較高的相位帶寬會改善航空器的飛行品質(zhì)，并且允許領(lǐng)航員更精確地操縱直升飛機(jī)。圖5a顯示的是針對標(biāo)準(zhǔn)的TRC飛行控制系統(tǒng)的約為12秒的持續(xù)時間的橫向階躍輸入(S_XIN)的直升飛機(jī)響應(yīng)。該航空器是通過在輸入方向上側(cè)滾(Phi_Hny)來做出響應(yīng)的，后面是在移除了輸入時在相反方向上的側(cè)滾。航空器速度(V_GND)響應(yīng)于輸入而上升，然后在釋放了輸入時移動至零值附近，由此表明返回到盤旋狀態(tài)。在領(lǐng)航員控制輸入恒定的時候(在大約140秒之后)，如果沒有來自領(lǐng)航員的進(jìn)一步的命令，則航空器將會保持盤旋。圖5b顯示的是用于本發(fā)明實施例的類似響應(yīng)，其中的關(guān)鍵區(qū)別在于其在沒有領(lǐng)航員輸入的情況下返回并保持盤旋。航空設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)ADS-33E-PRF指出，對于處于糟糕的視覺狀況中的飛行來說，曲線圖中顯示的TRC類型的響應(yīng)對于良好的飛行品質(zhì)以及較低的領(lǐng)航員工作負(fù)擔(dān)而言是必需的。實質(zhì)上，圖4a、b和5a、b已經(jīng)顯示出本發(fā)明可以提供高帶寬的響應(yīng)，由此能夠精確地操縱和控制直升飛機(jī)，同時提供了足夠的穩(wěn)定性來允許為處于糟糕的視覺狀況之中的飛行提聞其飛行品質(zhì)。參考文獻(xiàn)每一篇文獻(xiàn)的全部內(nèi)容在這里都被引入作為參考。
這里的結(jié)構(gòu)所固有的其他優(yōu)點(diǎn)對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說都是顯而易見的。這里的實施例是以說明性的方式描述的，但這并不意味著對所要保護(hù)的發(fā)明的范圍進(jìn)行限制。對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說，以上實施例的變體都是顯而易見的，并且發(fā)明人旨在將這些變體包含在后續(xù)權(quán)利要求中。
權(quán)利要求
1.一種控制系統(tǒng)，該控制系統(tǒng)編碼具有較高增穩(wěn)的第一響應(yīng)模式，以及具有較低增穩(wěn)的第二響應(yīng)模式，這兩種響應(yīng)模式都被適配成使用來自飛行器的領(lǐng)航員命令接口的命令信號以及來自飛行器的方位和運(yùn)動反饋來產(chǎn)生共同用于重定向飛行器的信息，其中與所述命令信號中的高頻分量相比，更多的低頻分量根據(jù)第一響應(yīng)模式被處理，并且與命令信號中的低頻分量相比，更多的高頻分量根據(jù)第二響應(yīng)模式被處理。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的控制系統(tǒng)，其中根據(jù)所述方位和運(yùn)動反饋將命令信號分成高頻和低頻分量。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的控制系統(tǒng)，其中所述飛行器是航空器，所述方位和運(yùn)動反饋是航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)，以及所述響應(yīng)模式是作為用于計算致動器需求的單獨(dú)過程實現(xiàn)的。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的控制系統(tǒng)，其中該系統(tǒng)向所述單獨(dú)過程提供所述命令信號的分量。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的控制系統(tǒng)，還包括用于每一個單獨(dú)過程的相應(yīng)處理器。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的控制系統(tǒng)，還包括與相應(yīng)濾波器耦接的用于多播命令信號的集線器，每一個濾波器被適配成濾除所述命令信號中的不被發(fā)送至所述濾波器與之可通信地耦接的相應(yīng)過程的頻率分量。
7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的控制系統(tǒng)，其中所述濾波器具有可控的傳輸屬性，并且還包括用于響應(yīng)于航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)來改變?yōu)V波器屬性的過程。
8.根據(jù)權(quán)利要求3所述的控制系統(tǒng)，還包括用于組合來自相應(yīng)的單獨(dú)過程的致動器需求來產(chǎn)生用于重定向航空器的組合控制輸出的組合過程。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的控制系統(tǒng)，其中所述組合過程被適配成產(chǎn)生來自相應(yīng)單獨(dú)過程的致動器需求的加權(quán)總和，所述加權(quán)是根據(jù)飛行器的最近工作狀況應(yīng)用的。
10.一種用于響應(yīng)于來自領(lǐng)航員命令接口的命令信號以及來自飛行器的方位和運(yùn)動反饋來產(chǎn)生用于重定向飛行器的致動器需求的方法，該方法包括 提供不同增穩(wěn)的至少兩個響應(yīng)模式； 將所述命令信號劃分成至少兩個部分；以及 將劃分后的部分提交給相應(yīng)的響應(yīng)模式，以使得與所述命令信號中的高頻分量相比，更多的低頻分量由更高度增穩(wěn)的響應(yīng)模式處理，以及與所述命令信號中的低頻分量相比，更多的高頻分量被提交給較小增穩(wěn)的響應(yīng)模式，所述響應(yīng)模式共同產(chǎn)生用于確定致動器需求的信息。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其中將命令信號劃分成至少兩個部分是根據(jù)所述方位和運(yùn)動反饋來控制的。
12.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其中所述飛行器是航空器，所述方位和運(yùn)動反饋是航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)，以及劃分命令信號包括將命令信號多播至相應(yīng)的濾波器，以及提交劃分后的部分包括將所述命令信號的濾波后的部分轉(zhuǎn)發(fā)到相應(yīng)的反饋控制回路，以便獨(dú)立處理相應(yīng)的濾波后的部分。
13.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，還包括組合相應(yīng)的單獨(dú)的過程的控制輸出，以便產(chǎn)生用于重定向航空器的組合控制輸出。
14.一種航空器控制系統(tǒng),包括 來自與第一和第二反饋控制回路可通信地耦接的航空器的命令接口的命令信號，其中所述反饋控制回路響應(yīng)于所述命令信號、航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)以及航空器的飛行控制定律對相應(yīng)的第一和第二響應(yīng)類型進(jìn)行編碼，以便得出飛行控制輸出；其中 與低頻命令信號相比，所述命令接口與第一和第二反饋控制回路之間的連接向所述第一反饋控制回路提供更多的高頻命令信號，以及與高頻命令信號相比，向第二反饋控制回路提供更多的低頻命令信號。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的航空器控制系統(tǒng)，其中所述航空器是旋翼飛機(jī)，并且由所述反饋控制回路之一編碼的響應(yīng)類型是下列項之一速率衰減、姿態(tài)命令/姿態(tài)保持、平移速率命令以及位置保持。
16.根據(jù)權(quán)利要求14所述的航空器控制系統(tǒng)，其中航空器是固定翼航空器，并且由所述反饋控制回路之一編碼的響應(yīng)類型是基于以下項的控制的航空器的機(jī)身方位或其變化速率、或是其加速度、空速或其變化速率、地面上的位置、地速或地速變化速率、仰角、仰角的變化速率或其加速度、或飛行路徑角或其變化速率。
17.根據(jù)權(quán)利要求14所述的航空器控制系統(tǒng)，其中所述連接允許將命令信號的能夠控制的頻率帶寬轉(zhuǎn)發(fā)給相應(yīng)的反饋控制回路，并且所述航空器控制系統(tǒng)還包括用于根據(jù)航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)來調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)發(fā)給相應(yīng)的控制回路的頻率帶寬的反饋控制器。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的航空器控制系統(tǒng)，其中所述連接包括用于將命令信號經(jīng)由相應(yīng)的可調(diào)諧濾波器多播給反饋控制回路的集線器。
全文摘要
允許單個領(lǐng)航員命令接口(例如控制操縱桿)充當(dāng)用于領(lǐng)航飛行器的多個響應(yīng)模式接口的頻分復(fù)用的命令信號符合大多數(shù)領(lǐng)航員的自然接口操作。高度增穩(wěn)的模式接收命令信號的低頻分量，并且較小增穩(wěn)的模式接收高頻分量。這避免了領(lǐng)航員切換響應(yīng)模式的需要。一種實施的控制系統(tǒng)可以通過運(yùn)行反饋控制回路來產(chǎn)生，其中所述回路并行編碼相應(yīng)的響應(yīng)模式，并且將命令信號復(fù)用到每一個響應(yīng)模式，根據(jù)相應(yīng)的反饋控制回路分別對命令信號的每一個副本進(jìn)行濾波，然后組合每一個反饋控制回路的輸出，以便計算致動需求。
文檔編號B64C13/16GK102712359SQ200980162981
公開日2012年10月3日 申請日期2009年12月18日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月18日
發(fā)明者A·W·古貝爾斯, K·埃利斯 申請人:加拿大國家研究委員會