本专利申请要求于2015年9月22日提交的申请号为No.62/221,858的美国临时专利申请的优先权。该专利申请的全部内容通过引用并入本文中。
技术领域：
本发明总体上涉及用于固定翼飞行器的飞行控制系统，更具体地涉及用于失控预防和恢复的混合飞行控制系统。
背景技术：
：同时有三种类型的力作用在飞行器上：空气动力、重力和推进力。空气动力具有三个分量：升力、阻力以及侧向力。这些力通过机翼相对于大气的相对运动而产生。由于空气动力的相关性通常特别复杂，所以通过包括攻角、侧滑角和倾斜角的空气动力角进行近似确定空气动力。攻角可以定义为机翼翼弦线和相对风之间的角度。在通常的操作中，升力与攻角成比例。然而，攻角不能超过被称为临界攻角的上限，因为超过该攻角，则可能发生流动分离引起的失速，从而导致升力突然减少。在失速的情况下，飞机可能失去高度和控制其姿态的能力。侧滑角是迎面而来的气流和朝向飞行器指定的方向之间的角度。类似于攻角，侧滑角确定侧向力的幅度。大侧滑角可能引起螺旋桨的剧烈振动或涡轮发动机的喘振，这可能导致失控(“LOC”)或导致运载工具损坏。与失速组合的大侧滑角可能引起飞行器的横向旋转，而该横向旋转可能是不可恢复的。由于指向飞行器的中心的横向加速使得乘客很不舒服，因此侧滑是不期望的。倾斜角是运载工具的纵向轴线相对于其速度矢量倾斜的角度。其是执行转弯(已知为“倾斜转弯(BTT)”)中的优选操纵。如果运载工具倾斜过度，则运载工具可能由于不足够的升力而失去高度并且进入螺旋俯冲。因此，飞行员或自动驾驶仪将由于超过安全界限的空气动力角而丧失固定飞行器的能力，从而导致运载工具进入LOC的状态中。在这里，LOC意味着尽管飞行器的控制系统可能仍然在物理上完好无损并且功能正常，但飞行员不能操作飞行器。根据联邦航空管理局(FAA)提供的飞行器倾覆恢复训练援助(AirplaneUpsetRecoveryTrainingAid)，“飞行中的飞行器无意中超出了操作或训练中所通常经历的参数”被称为飞行器倾覆。LOC被描述为以下运动：1)在正常运行的飞行包线之外；2)不可预测地受控于飞行员输入；3)高角速率和位移。飞行器事故统计数据表明飞行器LOC与飞行器部件故障(包括操纵面卡死、发动机损耗、覆冰污染)、天气情况(包括湍流、风切变、山岳波)以及不适当的机组人员控制有关。分析还表明，LOC事故通常涉及一个以上的影响因素，并因此驱使飞行器发生飞行器姿态、角速率、加速度、空速或飞行轨迹异常的偶然事件。根据波音公司进行的从2003年至2012年发生的商用喷气式飞行器事故的统计报告，飞行中的LOC是事故数量和死亡人数两个方面的头号原因。在此期间，LOC造成8起事故和1648名死亡。此外，不仅对于商用运输飞行器，LOC也被列为通用航空的倾覆事件的头号原因。因此，商业航空安全小组(CAST)已经带头努力确定LOC的原因并制定干预来防止这些事故。尽管自动飞行控制系统(自动驾驶仪)通常配备在现代飞行器操作系统中以减少飞行员的工作量，但FAA倾覆恢复规定仍然要求飞行员在发生LOC时需要控制飞行器。多个飞行员培训项目提供模拟器来对飞行员进行训练，使得他们具备足够的技能来防止倾覆并且从倾覆中恢复。由于飞行员恢复取决于飞行员的响应时间并且可能由于人为错误而涉及不适当的操作，因此通过设计一种自动系统来制定有效的干预将是有益的，该自动系统能够对不可预见的事件进行正确且及时的响应并从不利的LOC情况中恢复。导致LOC和正确干预的复杂事件链可以细分为标称、预防、LOC阻止和任务复原。预防被定义为在诸如环境危害、系统故障、运载工具损坏或飞行员失误的意外不利事件下维持正常飞行的控制策略和操纵。如果预防失败并且飞行器仍然滑入倾覆状况的情况下，那么LOC阻止就显得有必要，这将启动控制策略以将飞行器从LOC事件中解救出来。一旦LOC阻止操纵操纵完成，则应着手实施稳定的飞行路径恢复，即复原。LOC阻止和复原将最终实现完全的飞行任务恢复。过去，在飞行器控制系统设计中已经考虑了小风干扰调节，但是应该将先进的飞行器控制方法应用于控制系统设计以提高鲁棒性，使得飞行器可以在恶劣的天气条件下存活。考虑到不同的LOC事件(例如，致动器卡死或操纵面卡住)，现有的LOC预防方法专注于安全设置的计算，特别是在飞行控制系统的控制约束设计中。然而，由于LOC因为各种因素的组合而发生并且在倾覆期间实时检测即将发生的LOC模式可能是非常具有挑战性的，所以难以在自动控制系统中预期所有不同的不利运行场景。在一项研究中，空气动力包线的线性自然阻尼恢复发生高达700英尺的高度损失。考虑到地形，特别是在靠近和着陆期间，这种LOC恢复更可能经受坠毁。这种性能不能被认为是飞行器倾覆恢复测试指南(PilotGuidetoAirplaneUpsetRecovery)的有效LOC恢复，该指南要求飞行器的高度损失必须在30米(100英尺)以内。已经使用各种控制方法来努力为乘客提供平稳的乘坐和高度安全性。通常使用降阶、去耦、线性化和冻结时间技术来开发用于LOC预防和恢复的控制系统。然而，飞行控制系统通常设计用于标称飞行器运动方程(EOM)，其在倾覆情况下无效。此外，由于这种设计的有效性甚至稳定性在很大程度上依赖于与特定LOC模式和飞行器模型有关的简化假设，因此这种方法提供有限的能力。另外，在依赖于待适应的稳定裕度进行设计期间，已经通常忽略了由降阶(奇异摄动)、去耦(正则摄动)、线性化(消失正则摄动)和/或冻结时间(非消失正则摄动)所引起的摄动。在那种情况下，由于飞行器动力学的变化、未建模的寄生动力学的可能激励以及由倾覆引起的参数变化，而没有在控制器设计中对充分稳定裕度和负载/应力因素给予充分注意。此外，飞行员LOC培训要求在飞行器经历倾覆时脱离自动驾驶仪，这清楚地表明了在LOC恢复中当前自动飞行控制系统的缺陷和不成熟。因此，利用更先进的控制技术可以实现对现有技术的当前LOC预防和恢复性能的显著改进。需要更智能和可靠的自动LOC预防和恢复系统来补充驾驶员操作，甚至替代飞行员控制处于倾覆状况中的飞行器。技术实现要素：公开了一种固定翼飞行器的集成失控预防和恢复自动控制系。该控制系统包括多个飞行控制模式，该多个飞行控制模式包括标称飞行控制模式、失控预防控制模式、失控阻止控制模式、以及标称飞行复原控制模式。控制系统还包括监控控制系统，其能够监测飞行器的飞行状态和飞行事件并确定要启动哪种飞行控制模式。在控制系统的一个方面中，标称飞行控制模式利用计算空气动力中的风三角和失速后空气动力特性由六自由度轨迹跟踪控制器所定义，并且时变并行差分特征值根据下文方程(9)-(11)而实施于反馈控制增益矩阵中。在控制系统的另一方面中，失控预防控制模式包括对标称飞行控制模式的带宽适应，以防止飞行器的失控。在控制系统的另一方面中，失控预防控制模式使用时变并行差分特征值来牺牲跟踪性能，以实时提高针对烈风和其它异常情况的容受能力。还在控制系统的另一方面中，其中失控预防控制模式经由根据以下方程(9)-(11)的增益矩阵扩充了标称飞行控制模式中的六自由度轨迹跟踪控制器。在控制系统的另一方面中，失控阻止控制模式包括在阻止阶段期间的全油门控制。仍在控制系统的另一方面中，失控阻止控制模式包括由攻角和零侧滑角及倾斜角的水平且直线飞行配平值所确定的指令空气动力姿态。失控阻止控制模式可以经由内部和外部空气动力姿态环来跟踪指令空气动力廓线。在控制系统的另一方面中，复原模式包括用于引导飞行器赶上由任务轨迹所指示的目标位置的迫近子模式和用于复原飞行器的任务轨迹的归位子模式。迫近子模式可以由引导方法定义，其中使用地球参考系中的比例积分微分线性调节而使飞行器的速度矢量与所述飞行器的视线矢量对准。归位子模式可以包括用于逐渐重新获得对飞行器的跟踪性能并复原飞行器的任务轨迹的带宽适应。在控制系统的另一方面中，监控控制系统包括监控控制逻辑变量，该监控控制逻辑变量具有根据飞行器的飞行状态和飞行事件所设置的值并且确定要启动哪种飞行控制模式。当飞行器的飞行状态预定集各自处于操作阈值预定集内时，监控控制逻辑变量可以被设置为对应于标称飞行控制模式的值。当飞行器的至少一个飞行状态处于保护阈值预定集内时，监控控制逻辑变量可以被设置为对应于失控预防控制模式的值。当飞行器的至少一个飞行状态超过安全阈值预定集时，监控控制逻辑变量可以被设置为与对应于失控阻止控制模式的值。当飞行器的飞行状态预定集各自处于操作阈值预定集内并且飞行器与目标位置之间的位置误差超过了范围阈值时，监控控制逻辑变量可以被设置为对应于标称飞行复原控制模式的值。还公开了一种预防具有自动控制系统的固定翼飞行器失控的方法。该方法包括：监测飞行器的多个飞行状态、当飞行器的飞行状态预定集各自处于操作阈值预定集内时，采用自动控制系统的标称飞行控制模式；当飞行器的至少一个飞行状态处于保护阈值预定集内时，采用自动控制系统的预防模式；以及当飞行器的至少一个飞行状态超过安全阈值预定集时，采用自动控制系统的失控阻止模式。在该方法的一个方面中，其还包括：当飞行器的飞行状态预定集各自处于操作阈值预定集内并且飞行器与目标位置之间的位置误差超过范围阈值时，采用自动控制系统的复原模式。在另一个实施例中，还公开了一种固定翼飞行器的集成失控预防和恢复自动控制系统。控制系统包括多个飞行控制模式，该多个飞行控制模式包括：标称飞行控制模式以及失控预防控制模式。控制系统还包括监控控制系统，其能够监测飞行器的飞行状态和飞行事件并确定要启动哪种飞行控制模式。在另一个实施例中，还公开了一种固定翼飞行器的集成失控预防和恢复自动控制系统。控制系统包括多个飞行控制模式，多个飞行控制模式包括：标称飞行控制模式以及失控阻止控制模式。控制系统还包括监控控制系统，其能够监测飞行器的飞行状态和飞行事件并确定要启动哪种飞行控制模式。在另一个实施例中，公开了一种用于固定翼的飞行器的复原模式。该控制系统包括用于引导飞行器追上目标位置的迫近子模式，其中迫近子模式由引导方法定义，其中使用在地球参考系中的比例积分微分线性调节使飞行器的速度矢量与飞行器的视线矢量对准。控制系统还包括用于复原飞行器的任务的归位子模式，其中归位子模式包括用于逐渐重新获得对飞行器的跟踪性能并复原飞行器的任务轨迹的带宽适应。附图说明并入且构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例并且连同上面给出的本发明的总体描述和下文中给出的详尽描述一起用于解释本发明。图1为示例性飞行器的透视图，其进一步示出了相对于飞行器的各个坐标系；图2A为图1的飞行器的顶视图，其进一步示出了风三角的水平视图；图2B为类似于图2A的顶视图，其进一步示出了风三角的竖直视图；图3为示出了对于示例性飞行器随着攻角改变的通常的升力和阻力系数的图；图4为示出根据本发明的一个方面的示例性失控预防控制器增加的框图；图5为示出根据本发明的一个方面的适应性增益结构的框图；图6为示出根据本发明的一个方面的带宽适应增益的框图；图7为示出根据本发明的一个方面的失控阻止控制模式配置的框图；图8为示出了定义烈风容受能力中的示例性风条件的图；图9为示出根据本发明的一个方面的多模式控制系统配置的框图；图10为示例性飞行器的透视图，其进一步显示了飞行器相对于飞行器的任务轨迹的视线矢量和速度矢量；图11为示出了根据本发明的一个方面的用于复原模式的转弯控制的框图；图12为示出了根据本发明的一个方面的用于复原模式的速度控制的框图；图13为示出了根据本发明的一个方面的用于标称模式、迫近子模式、以及归位子模式的带宽适应规律的图；图14为根据本发明的一个方面的集成有用于失控预防和恢复的多模式适应性飞行控制器的自动飞行管理系统的框图；图15为示出了根据本发明的一个方面的飞行器飞行状态阈值集的定义的图；图16为示出了根据本发明的一个方面的标称、预防、失控阻止和恢复模式之间的相互关系以及模式转换逻辑的框图。具体实施方式A.术语以下为在具体实施方式和附图中所使用的术语的列表：B.参考系图1中示出了以下的飞行器坐标系。在整个具体实施方式中，在平坦地球假设下的地球固定参考系FE被视为是惯性系。在该坐标系中位置矢量给定为P＝[xEyEzE]T，其中，正向xE指向正北，yE指向正东并且zE指向地球的中心。原点是地球表面上的某一固定点P＝[000]，其在必要时进行规定。机体固定参考系FB被定义为x轴沿着并平行于飞行器的机身指向前方并且y轴成90°地沿着右(右舷)翼，使得x-z平面是飞行器的对称平面。z轴指向下方以形成右手三元系。假定推力矢量T沿着x轴运行并通过重心(cg)。出于阐述的简便性而使用Tcom＝δτTmax给出的比例推力律，其中δτ∈[0,1]表示发动机油门设置并且通过引导控制分配用作控制效应器。气流参考系Fw被定义为x轴沿着总速度矢量Vt并且y轴成90°地沿着与机体坐标系y轴对准的飞行器的右(右舷)侧。z轴始终保持在飞行器的对称平面内并形成右手坐标系统。描述具有平移和旋转特性的大气运动的本地大气固定参考系FA具有固定在围绕飞行器的气团中的原点并且在没有旋转运动时与地球系对准。运动方程(EOM)集成在机体坐标系中，并且可以使用适当的空气动力系数在气流坐标系或机体坐标系中计算空气动力和力矩。使用这些参考系可以为刚性机体飞行器提供标准的EOM。还有一个承载机体的地球参考系，有时称为“本地水平坐标系”或“本地大地测量坐标系”，其将地球固定坐标系的原点附接到无旋转的飞行器的重心。这个坐标系可能在定义飞行器姿态(定向)中很有用。C.介绍性概述本发明提供能够作为监控控制的自动集成失控预防和恢复(iLOCPR)系统，以根据飞行器的飞行状况做出决定并协调各种控制模式。iLOCPR系统可以由一个或多个控制模式的集来表征，所述一个或多个控制模式例如包括“标称飞行控制模式”、“LOC预防控制模式”、“LOC阻止控制模式”以及“标称飞行复原控制模式”。通常，这些模式的功能是：(i)作为由轨迹线性化控制(TLC)所设计的标称飞行控制模式，用作6DOF轨迹跟踪的基线飞行控制器；(ii)对于LOC预防控制模式，使用时变并行微分(PD)特征值实现对基线控制器的带宽适应增加以在存在易出现LOC的飞行状况下以跟踪性能交换增加的稳定性裕度和鲁棒性；(iii)对于LOC阻止控制模式，通过从轨迹跟踪作业切换到空气动力角度跟踪来实现控制器重新配置以便以临时放弃任务轨迹为代价恢复和保持健康的飞行状况；以及(iv)对于标称飞行复原控制模式，在成功阻止LOC倾覆后用作引导轨迹设计器。iLOCPR系统也可用于有人驾驶飞行器以用于飞行员援助。D.标称飞行控制模式设计本发明可以包括标称或基线飞行控制模式。在一个实施例中，可以使用美国专利第8,761,966号(‘966专利)中公开的TLC6DOF飞行控制器，该专利的公开内容通过引用以其整体并入本文。1.改进导向控制中的倾斜转弯应该理解的是，在TLC6DOF飞行控制器中，由于侧向力被分配到指令侧滑角βcom中，因此对于侧向力控制分配的跟踪误差反馈控制而言，倾斜转弯(BTT)引导没有得到最优设计，使得发生不希望的侧滑。为了使得不希望的侧滑最小化，可以在该BTT改进设计中引入由辅助滚转φaux所定义的滚转操纵指令。通过使飞行器滚转，指令升力Lcom的横向分量Ycom用于提供期望的侧向力，从而通过以下公式消除了不希望的侧滑：Ycom＝Lcomsinφaux(1)其中，假定在小攻角α和侧滑角β下，机体坐标系滚转角等于空气动力倾斜角μ。因此，辅助滚转可以如下获得：因此，指令滚转角通过以下方程给出：φ'com＝φcom+φaux(3)其中，φcom根据以下式子获得：2.对导航和空气动力的风影响可以对TLC6DOF飞行控制器进行其它改进。例如，由于天气因素在飞行器运动和空气动力中起着重要作用，因此需要考虑风影响。为了描述大气特性以及相对于惯性系的气流(风)运动，将表示围绕飞行器气团的本地大气固定参考系添加作为以其原点固定在飞行器的重心的机体承载坐标系。三维本地风惯性速度Va＝[uavawa]T，运载工具速度V＝[uvw]T和相对空速Vt＝[utvtwt]T可以在机体坐标系中表示为：如图2A-图2B所示，该风矢量关系被称为风三角。除了描述惯性系中飞行方向的航向角χ和飞行航迹角γ外，水平和垂直风三角分量分别被定义为偏航角χc＝χ-ψ和气团参考飞行航迹角γa＝θ-α。定义这两个与风相关的角以在存在风的情况下在惯性系中对运载工具进行导航以用于轨迹跟踪。在这种情况下，在考虑风三角时，在方程(4)中描述的指令欧拉高度重新设计如下：其中，风三角可以通过以下方程而近似地进行计算：注意到，通过从所感测的运载工具速度Vsen中减去所感测的相对风速Vt,sen来估算惯性风速矢量Va＝[uavawa]T。需要强调的是，由于假定标称风速为零，所以这些变化仅适用于反馈误差稳定器，而开环标称控制器不受影响。作为系统参数，动态压强取决于大气的本地密度和空速Vt，为该空速根据由等式(5)所获得的相对风速来实现。而且，空气动力角由相对风速确定为：在实施过程中，Vt,α和β可以通过空气数据探测器很容易地测量，并且地面速度可以从卫星基GPS或地基导航系统获得。3、失速特性对于LOC阻止控制，可以将失速后空气动力系数添加到TLC6DOF飞行控制器，以计算失速条件下的空气动力。图3提供了根据风洞试验结果典型固定翼飞行器的全飞行包线中的空气动力升力系数和阻力系数。尽管已经关于TLC6DOF飞行控制器描述了以上改进，但是可以根据需要将它们并入到任何其它合适的标称或基线设计中。E.LOC预防控制模式设计(带宽适应)基线控制器能够适应中等风条件以维持惯性轨迹跟踪作业。基于奇异摄动理论，通过降低闭合环跟踪误差动态的带宽(积分增益)，可以以降低跟踪性能为代价应对烈风。TLC6DOF飞行控制器包含四个环，并且每个环具有对应于四个环中的6DOF的三个信道。相应地，12个二阶线性时变闭合环跟踪误差动态使用恒定阻尼时变PD特征值得以合成通过PD波谱合成公式其中，系数i为从外环到内环计数的环数并且j为信道数，ωn,ij(t)为时变自然频率并且ζij为每个状态变量xij的期望闭合环动态的恒定阻尼比。然而，恒定自然频率ωn,ij(t)≡ωn,nom用于‘966专利中的TLC6DOF控制器中的基线控制器，因此，方程(11)减少到常见的LTI合成公式，并且闭合环动态本质上为LTI。作为示例并且不限制地，与闭环(瞬时)带宽成比例且近似相等的时变自然频率ωn,ij(t)将在本文中用于跟踪性能和鲁棒性之间的实时折衷以防止LOC。在这种情况下，在图4中提出基于TLC的适应性控制，其中飞行器模型受到风干扰和扰动；并且该控制系统增加有时变带宽适应性控制器。基线控制器和适应性控制器都依赖于来自机载导航系统的反馈。1、通用带宽适应律对于多环飞行控制器而言，减小内环的有效带宽(诸如积分器饱卷)的风影响可以被视为对其外环的奇异摄动的增加。因此，通过奇异摄动(时标分离)原理，外环的带宽应该相应地减小从而以降低跟踪性能为代价来保持稳定性。该带宽适应方案可以通过方程(11)中的时变带宽ωn,ij(t)而容易实现。单个适应增益ka(t)将被用于所有带宽：ωn,ij(t)＝ka(t)ωn,ij,nom(12)其中，恒定带宽ωn，ij，nom为表1中的给出的标称飞行控制模式中的那些恒定带宽，其将被称为标称带宽。这些数值仅仅为示意性的，并且ωn，ij，nom应当对具体飞行器进行设计。因此，ωn，ij，nom是飞行器相关的。首先合成ωn，ij，nom并为了在无风的情况下具有合理鲁棒性的期望跟踪性能而进行调整。此外，在表1中所示的ζij，nom值是典型的并且可以为了最佳性能进行调节。基于奇异摄动原理，表2给出了在带宽适应下的跟踪性能和风容受性的期望行为，其中容许风幅度(TWA)可用于测量风容受性能；||xerror||1为L1-norm中测量的积累状态跟踪误差，而ka,min和ka,max为ka(t)的极限值，超过该极限值则会由于超过稳定性裕度而丧失稳定性。表1标称TLC控制器参数表2：带宽适应，期望的TWA和跟踪性能根据方程(12)，因此，方程(11)中的PD波谱合成公式可以重写为：可以使用如图5所示的一阶伪差分器来实现带宽适应增益ka(t)和其中ωLP是响应阶跃指令ka,desire(t)确定ka(t)的时间常数的设计参数。然后，将时变系数αij1(t)和αij2(t)编程到基线控制器中，以替代在‘966专利中描述的恒定PI增益矩阵KPi,KIi中的相应常数系数。2、风适应律设计如表3所示，通过如上所述的改进，可以在每种有风的情况下连同相应的跟踪误差测度一起实验确定极端带宽ωn,min和ωn,max以及TWA。所示的数字是针对于特定飞行器所提出的并且仅意为示例性的，并且使用如图8所示的标准化风廓线来限定确定TWA时的风幅度。可以理解的是，本发明将更广泛适用于任何飞行器，包括具有不同于所示值的飞行器。请注意，在表3中，跟踪错误测度||xerror||1随着ka的下降而上升并且随着ka的增加而下降，以支持带宽适应的基本原理。还要注意的是，当适应下降气流时，适应增益降低到0.01，这意味着实际上暂时放弃了轨迹跟踪，以防止运载工具经受风引起的LOC。表3在有风条件下的带宽适应、TWA以及跟踪误差基于Va，sen＝Vsen-Vt，sen设计适应律，其中，将需要机载地面速度传感器和空速传感器来估计风速。然后，如表4所示，可以在每种有风情况下描述时变带宽适应律：表4风适应律对于具有在机体坐标系中起作用的三个非0分量的风速矢量而言，带宽适应律可以通过以下方式进行设计：ωn(t)＝ka(t)ωn，nom，其中ka(t)＝min(ka(ua，0，0)，ka(0，va，0)，ka(0，0，wa))(15)其中ka是从表4中对单个有风情况的适应律设计继承而来的。这种适应可以确保纵向、竖直和横向风组合的最小带宽要求。图6示出了当wa＝0m/s时三维风速的适应增益ka。可以理解的是，尽管表4中所示的值是针对特定类型的飞行器，但这些仅意在示例性的，并且本发明更广泛地适用于具有不同值的其它飞行器。F.LOC阻止控制模式设计LOC阻止控制模式设计为即使以短暂地放弃轨迹跟踪目标为代价也要确保飞行器保持处于健康的空气动力包线内。一旦检测到LOC，可以使用逻辑将控制器从控制器所在的任何控制模式自动切换到LOC阻止控制模式，其中所有其它控制模式均使用基线控制器。1.切换逻辑在一个实施例中，当发生LOC时，切换标志被设置为有效；然后基线飞行控制器需要解除。这种操作是通过将跟踪指令设置为等于所感测的包括Psen，Vsen，Γsen，Ωsen的飞行状态来实现，使得跟踪误差总是为零。基线控制器中用于跟踪控制的集成得以解脱。同时，需要采用LOC阻止控制模式来控制飞行器。2.气流坐标系EOM如下给出气流坐标系中的旋转运动学EOM以及机体固定坐标系中的旋转动态EOM：旋转运动学(机体坐标系相对于气流坐标系)其中，Λ＝[αβμ]T为空气动力姿态矢量并且其中，D,Y,L为阻力、侧力和升力的空气动力分量；旋转动态其中，？？＝[pqr]T为角速度矢量。LOC阻止控制模式TLC控制配置在图7中示出。3.LOC阻止控制模式指令指令空气动力姿态Λarst＝[αarstβarstμarst]T＝[αtrim00]T可以通过作为的攻角以及零侧滑和倾斜角的水平且直线飞行配平值来确定，其中动态压强通过阻止结束的期望值基于高度和空速进行选择。另一方面，根据可允许的高度损失控制水平飞行航迹角γ'com＝0°。为了快速恢复健康的空气动力姿态，应用全油门控制δτ,arst＝1。这种用于阻止操作的全油门作用需要“任务复原”控制器(下面讨论)，该控制器设计成在阻止结束时复原油门指令并将飞行器重新定向回任务轨迹。4.空气动力姿态外环在示例性实施例中，如图7所示，控制器设计为使用TLC和控制器配置来跟踪指令空气动力廓线。空气动力姿态控制的外环采用空气动力姿态指令Λnom＝Λcom和感测状态Λsen来计算内环的机体速率指令。对于空气动力姿态跟踪而言，通过逆变(16)来给出标称机体速率。然后，利用跟踪误差Λerr＝Λsen-Λcom，从基于如下所示的TLC设计的期望PD特征值来获得比例积分(PI)反馈控制律。Ωctrl,2＝-KP5(t)Λerr-KI5(t)∫Λerr(19)其中，其中，增益矩阵由时变PD特征值通过跟踪误差动态的期望闭环行为合成。然后，姿态外环控制器的输出可以得到为：Ωcom,2＝Ωnom,2+Ωctrl,2(22)5.空气动力高度内环通过逆变(17)以获得来计算标称力矩矢量，并且用于该环的PI控制律为：其中，Ωerr,2＝Ωsen-Ωcom,2并且指令力矩通过以下方程给出：Tm,com,2＝Tm,nom,2+Tm,ctrl,2(24)6.姿态控制分配以控制有效性雅克比矩阵的方式写出力矩方程，使得方程(25)的逆变给出了操纵面偏转指令为：G.标称飞行复原控制模式设计在LOC阻止后，位置跟踪误差可能增加到超出标称飞行控制模式的能力。因此可能需要标称飞行复原控制模式，以便将位置跟踪误差减小到可由标称飞行控制模式适应的水平，以最终复原任务。1.标称飞行复原控制模式配置图9中示出了多模式控制系统iLOCPR中的标称飞行复原控制模式配置，其中，任务轨迹由作为指令轨迹的复原轨迹代替，以便在成功阻止倾覆之后将运载工具引导回任务轨迹。假设虚拟飞行器在规定的时间沿着任务轨迹移动，这样的虚拟目标可以称为目标点，其位置预定义于惯性坐标系中。在LOC阻止结束时，确定健康飞行状态的飞行包线复原为：Λ∈O1并且Ω∈O2并且Vt∈O3(27)其中：其中，Λ＝[αβμ]T是空气动力角；Ω＝[pqr]T为角速度；Vstall和Vmax分别是运载工具失速速度和最大可达速度。方程(28)中给出的值仅是示例性的，并且根据特定飞行器可以使用其它值。飞行包线O1、O2、O3表示LOC阻止成功。此时，如表5所示，通过将监控控制设置为flag＝3而采用标称飞行复原控制模式。在该控制器模式下，指令轨迹切换为Pcom＝Prstr；反馈变量与为标称飞行控制模式设计作为Psen,Vsen,Γsen,Ωsen的反馈变量相同；并且控制器输出为Δcom,δτ,com。表5多模式控制器配置通过在每个采样时间感测当前位置Psen并读取目标点Ptgt，可以实时获得表示位置跟踪误差的范围矢量为：其中在NED笛卡尔坐标中描述范围矢量R。但是，由于高度损失和路线偏差通常发生在LOC阻止期间，所以位置跟踪误差通常非常大。为了复原原始任务，针对任务复原模式设计了两个连续的子模式。第一个子模式被称为“迫近”，其中复原轨迹计划将(29)中给出的范围缩小到中等水平，其被定义为捕获盒。一旦范围在捕获框中，则称为“归位”的子模式被设计为逐渐复原原始任务。这两种子模式的设计将如下所述。2.迫近控制采用纯追随引导(PPG)策略以通过如下将笛卡尔坐标中的大范围矢量(29)转换成球面坐标来处理笛卡尔坐标系中的大范围矢量(29)：其中，分别地，r是范围矢量幅度；p是方位角，σ是仰角。因此，范围矢量R＝[RNRERD]T可以通过方位角和仰角确定如下：如(31)所示，分量p和σ表示惯性系中的定向。这种定向被称为LOS矢量，其被定义为三个分量如下所示的LOS＝[l1l2l3]T：其中l1，l2和l3是NED笛卡尔坐标系中的三维归一化坐标。如图10所示，LOS矢量由(30)中描述的范围矢量的方位角和仰角确定，但是具有归一化的幅度。另一方面，飞行器惯性速度矢量使用飞行路线分量表示为：其中χ是航向角，γ是飞行航迹角；V是惯性运载工具速度幅度。图10还显示了惯性系中的运载工具速度矢量及其飞行航迹分量。PPG轨迹设计通过使运载工具转向并加速而将运载工具速度矢量与LOS对准。图9中的复原轨迹块可以扩展为图11所示，其中前两个信道用于定向调节，并且第三信道专用于根据距离和目标速度进行速度控制，其如下所述。关于定向控制，如图10所示，运载工具速度矢量调节为指向由(33)中的LOS所指示的目标方向。因此，在(31)和(32)中确定LOS矢量的方位角和仰角ρ和σ用作迫近定向设计的引导指令。χgui＝ρ,γgui＝σ(34)并且，随后的PID控制律设计为：其中，χerr＝χgui-χsen和γerr＝γgui-γsen分别为用于航向角信道和飞行航迹角信道的反馈跟踪误差，二者均假定为足够小，这利用较大范围、相对较小的高度和水平路线偏差而满足目标后方的运载工具；χsen和γsen分别是所感测的运载工具航向角和飞行航迹角；并且χrstr和γrstr是迫近轨迹生成的反馈控制变量。关于速度控制，速度指令包括两个源：虚拟目标Vtgt的距离r和惯性速度。在复原结束时，运载工具速度应与目标速度Vtgt相同。关于控制器中积分器的初始值设置，在也是阻止结束的标称飞行复原控制模式触发时刻t＝tr，即使位置指令设置为Pcom＝Prstr，控制器的内部状态与Prstr引起的内部状态不一致。因此，如方程(36)所示，复原引导轨迹Prstr的速度矢量初始化为Vsen(tr)以引导速度达5s。这个阶段被称为惯性滑行，它可以有效避免由过度控制器瞬态引起的油门饱和。在初始化控制器后，采用矢量Vtgt以通过纯跟踪引导律来引导运载工具，这允许视线(LOS)跟踪在保持恒定范围的同时首先收敛。一旦LOS误差|ye|和|ze|被充分地减小到阈值δ内，其中δ由飞行器的最大推力确定，则引导速度Vref增加以使运载工具基于由以下方程确定的范围而迫近目标：其中，该范围上的饱和度函数根据飞行器的最大推力例如设置为2m/s，这限制了由于范围误差导致的速度的最大增加。应该理解的是，这仅仅是示例性的值，并且可以根据特定的飞行器而不同。范围感应加速度仅在范围大于1m时应用。因此，随着范围在准备归位中减小到小于1m，引导速度降低到Vref＝Vtgt。因此，考虑到模式切换机制的引导速度控制给出如下：然后，如图12所示的原理图示和实施，图11中的速度控制块可以扩展如下。通过定向χrstr和γrstr和以上的速度控制Vrstr设计，用于任务复原的引导轨迹可以通过在笛卡儿坐标中对以下惯性速度进行积分而获得：然后针对标称控制器对(39)中的复原轨迹Prstr＝[xrstryrstrzrstr]T进行规划以进行跟踪。当运载工具和目标之间的位置跟踪误差收敛至由(40)中定义的捕获范围盒所指示的边界内时，迫近控制完成。N＝{R:RN∈[-1,1],RE∈[-1,1],RD＝[-1,1]}(40)可以理解的是，方程(40)中示出的值仅是示例性的，并且根据特定的飞行器可以使用其它值。3.归位控制在满足(40)之后，如表5和图9所示，通过将flag从值3切换到值0来配置多模式控制器，这种配置表示任务轨迹Ptgt得以复原。本节呈现了任务复原的称为归位的第二阶段，该阶段设计用于复原任务轨迹跟踪精度。在迫近子模式结束时，仍存在一定量的跟踪误差，其超出由ωn,ij,nom所表示的标称跟踪精度的能力，该能力由期望跟踪性能和合理的系统鲁棒性所提供。在这种情况下，需要增加系统的鲁棒性以保证系统的稳定性，以适应现有的跟踪误差，然后逐渐复原期望跟踪性能。为了在跟踪性能和系统鲁棒性之间进行折衷，对于归位子模式采用对LOC预防控制模式所描述的单参数适应律：ωn,ij(t)＝ka(t)ωn,ij,nom,i＝1,2,3,4,j＝1,2,3(41)基于图13中所示的带宽适应理论，根据(41)将带宽适应律实施至标称控制器，以平滑转变到标称配置。如图13所示，6DOF标称控制器的系统带宽通过ka,rstr(t)进行修整，该ka,rstr(t)是(0，1)中的中间值以确保迫近子模式的足够鲁棒性和跟踪性能。这种带宽适应增益也是时变归位增益ka,homein(t0)＝ka,rstr(t)的初始值，其中t0表示系统配置切换到归位子模式的时刻。在归位子模式期间，适应增益逐渐增加，以增加跟踪性能。一旦ka,homein(t)在t1时刻增大到值1，则标称任务完全复原。该系统在应用其调整后的带宽的情况下进行轨迹跟踪任务。H.自动飞行管理系统(AFMS)如前所述，在一个实施例中，本发明提供了一种自主飞行管理系统(AFMS)。示例性AFMS方案在图14中示出。AFMS可以充当监控控制系统，其能够根据飞行器的飞行状况而决定和协调不同的控制模式。换句话说，监控控制系统能够监测飞行器的飞行状态和飞行事件，并确定要启动或执行哪个飞行控制模式。iLOCPR系统以处于AFMS的监控控制下的一个或多个前述控制模式集为特征。设计于顶层，监控控制AFMS具有作为其输出之一的切换逻辑变量“flag”，其值根据实时飞行状态和飞行事件来设置。控制模式中的每个对应于混合系统有限状态机中的一个标志值，并且可以在特定条件下从一个自动地转变到另一个。AFMS的另一个输出是带宽适应增益，该带宽适应增益设计用于每种模式在特定控制目标下的带宽增加。带宽适应方案是基于PD特征值理论进行设计的，其中，可以修整多重嵌套环系统的带宽，以在跟踪性能和系统鲁棒性之间进行折中。AFMS有限状态机的设计需要在如图15所示的飞行模式确定阈值盒以及图16和表6所示的状态转变判断上进行指定。1.量化由于倾覆是正常飞行包线的空气动力姿态过度的直接结果，所以空气动力姿态作为LOC指标是必要的。此外，由于角速度必须保持在一定范围内以防止机翼和操纵面免受由异常气流引起的不平衡失速，所以角速度也构成LOC指标。由于失速在临界空速以下发生，因此另一个指标是空速。因此，如图15所示，运载工具安全可以用三个阈值集来描述，其由空气动力姿态、角速度和空速的极端值构成。“操作盒”由阈值定义为：其中Λ＝[αβμ]T是空气动力角，即分别为攻角、侧滑角和倾斜角；Ω＝[pqr]T是机体轴滚转、俯仰、偏航旋转速率；并且Vt是空速。公式(42)所示的值仅仅是示例性的，并且可以根据特定的飞行器而不同。操作盒在标称模式下限制健康飞行状态变量。“保护盒”定义了标称和LOC阻止模式之间的缓冲(迟滞)区域，直到如方程(43)所示的最大允许的飞行状况，：公式(43)所示的值仅仅是示例性的，并且可以根据具体飞行器而不同。“安全盒”由方程(44)中给出的空气动力角、角速度和空速的极端值定义，使得在超过其中任何一个时表明LOC。注意到，公式(42-44)中用来定义飞行状况的空气动力角、角速度和空速的具体值在此基于典型的风洞飞行数据和LOC研究来举例说明。另外，分别定义了用于归位子模式的小范围(目标和运载工具之间的位置误差)盒以及用于复原模式的大范围盒：实际上，这些阈值盒应该对于具体飞行器模型的具体情况进行定义，图15使用3D盒简单地提供了可视化表示。然后，监控控制逻辑变量由以下方程确定：其中，只要满足方程(42)中限定的操作盒，则设置flag＝0值。flag＝0的相应状态是标称飞行控制模式。如果任何飞行状况超过操作盒，同时所有指示飞行状况仍然停留在公式(43)中限定的保护盒中，则flag＝1且采用LOC预防控制模式。如果飞行状况中的任何一个超过了公式(44)中限定的安全盒，则flag＝2，其表示采用LOC阻止控制模式。当所有的飞行状况返回到方程(42)中的操作盒内部时并且通过方程(45)出现了较大位置误差Rlarge，则设置flag＝3以采用标称飞行复原控制模式。当Rsmall恢复并且所有的飞行状态都处于操作盒内时，则利用flag＝0重置标称飞行控制模式。2.模式转变AFMS设计为摩尔有限状态机。每个离散模式之间的相互关系采集在图16中的状态转变图中。表6用于有限状态机的转变和条件转变条件a超过保护盒b位于操作和内，小范围误差c位于安全盒内，大范围误差d超过安全盒e位于操作盒内，大范围误差f超过安全盒g位于操作盒内，小范围误差转变a：标称→预防标称飞行控制模式(flag＝0)是系统初始化时的默认模式。LOC预防控制模式(flag＝1)不会开启，直到操作盒被超过，同时所有状态都位于保护盒内，在这种情况下进行转变a并启用LOC预防控制模式。转变b：预防→标称通过应用LOC预防控制模式，如果操作盒恢复并且范围损失(位置跟踪误差)很小，则触发转变以启用标称飞行控制模式。转变c：预防→复原如果预防过程导致大范围损失，则触发转变c以启用标称飞行复原控制模式。转变d：预防→阻止当超过安全盒时则表明LOC。此外，在那个时候，触发转变d以采用LOC阻止控制模式(flag＝2)。转变e：阻止→复原另一方面，当通过LOC阻止控制模式成功复原操作盒并具有大范围误差时，则进行转变e以触发标称飞行复原控制模式(flag＝3)。转变f：复原→阻止在标称飞行复原控制模式期间，如果再次超过安全盒，则通过转变f触发LOC阻止控制模式。转变g：复原→标称在恢复操作盒，且范围损失(位置跟踪误差)由标称飞行复原控制模式减少到方程(45)中给出的Rsmall内后，则进行转变g。标称飞行控制模式得以复原。3.多模式控制器集成图9中示出了多模式控制器图。标称飞行控制模式设计为执行任务轨迹跟踪作业。LOC预防控制模式通过对标称飞行控制模式的带宽适应增强而设计为在存在易发生LOC的飞行状况下使跟踪性能与增强稳定性裕度和鲁棒性进行折中。换句话说，为了实时提高对烈风和其它异常情况的容受能力，牺牲了跟踪性能。LOC阻止控制模式设计为从任务轨迹跟踪作业切换到用于LOC阻止的空气动力姿态轨迹跟踪作业，以暂时放弃任务轨迹为代价恢复和保持健康的飞行状态。在标称飞行复原控制模式中，产生引导轨迹Prstr，以在成功阻止LOC倾覆之后将运载工具引导回任务轨迹并且然后复原跟踪性能。图14示出了在AFMS包括用于配置每个控制模式的监控控制flag值以及为每个控制模式设计的带宽适应增益ka的情况下的多模式控制器配置，并且图9示出了相应的指令轨迹、控制器、反馈变量和控制器输出。系统配置也可以如表7所示地进行描述。表7.多模式控制器配置。4.标称飞行控制模式配置如表7所示，采用基线TLC6DOF控制器以实现任务轨迹跟踪目标。关于监控控制，标称飞行控制模式对应于监控控制flag＝0且ka＝1。标称飞行控制模式旨在在没有带宽适应的情况下，利用已调整标称带宽参数实现期望的跟踪性能。关于采用基线控制器，当采用基线控制器时，任务轨迹通过应用Pcom＝Ptgt而被选择为在标称飞行控制模式下的控制目标。利用反馈状态Psen,Vsen,Γsen,Ωsen来实时计算反馈稳定TLC增益矩阵。并且基线控制器的相应指令轨迹配置为：其中，指令变量是通过将具有下标“ctrl”的闭环PI反馈跟踪误差控制添加到来自动态伪逆变具有下标“nom”的标称控制而获得。在这种情况下，选择控制器输出[Δcom,δτ,com]。关于脱离LOC阻止控制模式，此时，LOC阻止控制模式通过将空气动力姿态跟踪指令和随后机体速率指令设置为等于所感测的飞行状态而处于待命状态，即Λcom＝Λsen,Ωcom2＝Ωsen(48)使得通过将零跟踪误差设置为Λerr＝Λsen-Λcom＝0,Ωerr2＝Ωsen-Ωcom2＝0而将LOC阻止控制模式中的积分器搁置。关于控制器中积分器的初始值设置，默认控制器模式是标称飞行控制模式。基线控制器的积分器的初始值Pini,Vini,Γini,Ωini1和LOC阻止控制模式的积分器的初始值Λini,Ωini2由配平飞行状况获得。5.LOC预防控制模式配置如表7所示，基线控制器也用于LOC预防控制模式。关于监控控制，LOC预防控制模式是依据flag＝1时的监控控制律。LOC预防适应律k(t)a,prev被应用于基线控制器，以便在跟踪性能和系统鲁棒性之间进行折中。关于采用基线控制器，采用基线控制器。任务轨迹、反馈状态、每个环的指令变量和控制器输出设置为与标称飞行控制模式相同。关于LOC阻止控制模式脱离，LOC阻止控制模式由方程(48)保持待命。关于多模式控制器中的积分器的初始值设置，在LOC预防控制模式中，积分器的所有状态值都从标称飞行控制模式继承。LOC阻止控制模式的积分器存储来自感测系统的反馈状态以为LOC做好准备。6.LOC阻止控制模式配置对于LOC阻止控制模式而言，基线控制器脱离，同时准备LOC阻止控制模式。关于监控控制，一旦检测到LOC，则监控控制设置为flag＝2。对不同的LOC条件应用带宽适应k(t)a,arst。关于基线控制器脱离，标称飞行控制模式通过以下设置解除：Pcom＝Psen,Vcom＝Vsen,Γcom＝Γsen,Ωcom1＝Ωsen(49)这意味着标称控制反馈环中的所有积分器都会通过接收零跟踪误差而被冻结，由于：关于采用LOC阻止控制模式，LOC阻止控制模式正在控制系统，其中Λarst是阻止LOC的指令。Λcom＝Λarst,Ωcom2＝Ωnom2+Ωctrl2(51)选择控制输出[Δarst,δτ,arst]。关于控制器中的积分器的初始值设置，通过在切换时间对Λsen和Ωsen的感测状态适当地初始化LOC阻止控制模式，使得避免由过度惯性跟踪误差引起的切换瞬变或不稳定性。7.标称飞行复原控制模式配置对标称飞行恢复控制模式采用基线控制器。关于监控控制，标称飞行恢复控制模式对应于监控控制flag＝3。应用带宽适应增益ka,rstr(t)以增加跟踪误差容受能力。关于采用基线控制器，采用基线控制器。任务轨迹设置为Pcom＝Prstr。其它方面，所有反馈状态、每个环的指令变量和控制器输出被设置为与标称模式设计相同。关于LOC阻止控制模式脱离，通过满足方程(48)来解除阻止控制器。关于控制器中的积分器的初始值设置，在也是阻止结束的复原模式触发时刻t＝tr，即使位置指令设置为Pcom＝Prstr，控制器的内部状态与由Prstr引起的内部状态不一致。因此，如方程(36)所示，复原引导轨迹Prstr的速度矢量初始化为Vsen(tr)以引导速度达5s。这个阶段被称为惯性滑行，它可以有效避免过度控制器瞬变引起的油门饱和。8.状态方程和控制器状态根据监控信号标志的值，可以在‘966专利中找到如图9所示的设计多模式控制器的附加细节。此外，用于控制器的状态方程和运载工具运动方程总结在表8-10中，其中伪差分器的系数矩阵给出如下：其中i表示环数，并且j表示信道数。表8.基线控制器状态方程。表9.LOC阻止控制模式状态方程表10标称飞行复原控制模式状态方程表11中总结了控制器设计中使用的所有动态状态(积分器)的初始值。表11.积分器初始值设置。可以理解的是，本文所描述的模式中的每个可以独立地或以任何组合的形式一起用作飞行管理系统的一部分。例如，可以将LOC预防控制、LOC阻止控制和标称飞行复原控制模式并入具有与本文所述的经修改的TLC6DOF控制器不同的基线控制器的飞行管理系统。在另一个实施例中，飞行管理系统可以不包括标称飞行复原控制模式而是可以替代地依靠飞行员将飞行器复原到其预期飞行路径。虽然已经通过对本发明的一个或多个实施例的描述说明了本发明，并且虽然已经相当详细地描述了实施例，但是它们并不意图将所附权利要求的范围约束或以任何方式限制为这些细节。对于本领域技术人员而言，其它优点和修改将显而易见。因此，本发明在其更广泛的方面不限于所示和所述的具体细节、代表性设备和方法以及说明性示例。因此，在不脱离本发明总体构思的范围或精神的情况下，可以偏离这些细节。当前第1页1 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