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有源横向摆动滤波器的系统和方法。
背景技术
与机械控制系统相比，飞行器上的电传飞行系统使用电子信号来控制飞行器中的飞行面和引擎。例如，代替使飞行员控制装置经由液压系统与控制面进行机械连接，将飞行员控制装置以电子方式连接至飞行计算机，该飞行计算机又经由电子信号来控制飞行面致动器。通过另外将飞行计算机与飞行器传感器对接，可以使用复杂的控制算法来提供自动驾驶仪功能以及使飞行器稳定并控制飞行器。
虽然电传飞行系统在商用和民用固定翼飞行器中已经司空见惯，但是在旋翼飞行器(如直升机)中采用的电传飞行系统要慢得多，部分原因在于，控制旋翼飞行器并使旋翼飞行器稳定的复杂性增加。然而，通过在直升机中采用电传飞行系统，可以在困难的飞行环境(例如低速、低海拔、劣化的视觉环境以及恶劣天气)中实现更安全的操作。电传飞行系统可以有益于旋翼飞行器的另一方面是减少飞行员工作量。通过提供自动功能，例如响应于风而进行稳定化、控制轴解耦、位置保持和航向保持功能，飞行员能够空出时间以将精力集中在其飞行的环境上。
技术实现要素：
根据本发明的优选实施方式，一种操作旋翼飞行器的方法包括：接收来自偏航速率传感器的测量偏航速率或来自旋翼飞行器的横向加速度传感器的测量横向加速度；使用滤波器对测量偏航速率或测量横向加速度进行滤波以形成经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度；以及基于测量偏航速率或测量横向加速度来调节旋翼飞行器的偏航速率或横向加速度。滤波器包括带通特性或陷波特性，并且所述滤波被配置成减小由气流在旋翼飞行器的尾部中引起的横向振动。
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示出了实施方式的旋翼飞行器；
图2示出了实施方式的旋翼飞行器飞行控制系统的框图；
图3示出了实施方式的飞行控制系统的框图；
图4示出了实施方式的飞行控制系统的偏航通道的框图；
图5示出了实施方式的传感器信号处理器的框图；
图6示出了示出实施方式的有源横向摆动滤波器的频率响应的图；以及
图7示出了可以用于实现实施方式的控制算法的计算机系统。
除非另有指明，否则不同附图中的相应附图标记通常指代相应的部分。附图被绘制以清楚地示出优选实施方式的相关方面，并且附图未必按比例绘制。为了更清楚地说明某些实施方式，指示相同结构、材料或处理步骤的变化的字母可以跟在附图标记之后。
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。为清楚起见，实际实现方式的所有特征可能未必都在本说明书中描述。当然，将要理解，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特定目标，例如符合系统相关和商业相关的约束，这将随着实现方式的不同而不同。此外，应该理解，这样的开发努力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常规任务。
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。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发展。然而，随着旋翼飞行器变得越来越大越来越复杂，飞行旋翼飞行器与固定翼飞行器之间的差异变得更加明显。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，这是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，旋翼飞行器在以巡航速度或高速下的飞行特性可能与在悬停时或以相对较低速度下的飞行特性显著不同。另外，对于主旋翼上的不同轴的不同飞行控制输入(例如周期距输入(cyclicinput)或总距输入(collectiveinput))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俯仰来增加前进速度将通常导致旋翼飞行器高度降低。在这种情况下，可以增加总距(collective)来保持水平飞行，但是总距的增加会导致主旋翼的动力增加，这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，控制输入彼此之间的关联较少，而不同速度机制下的飞行特性之间的关联更为密切。
近来，在旋翼飞行器中已引入了电传飞行(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量。fbw系统可以在不同飞行机制下针对周期距、踏板或总距控制输入来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强，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。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(flightcontrolcomputer，fcc)中实fbw系统现，向飞行控制提供校正，这帮助更有效地操作旋翼飞行器或使旋翼飞行器进入稳定的飞行模式，同时除了由fbw系统自动提供的稳定输入之外仍允许飞行员输入飞行命令。例如，旋翼飞行器中的fbw系统可以自动地调整引擎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，同时允许飞行员重写或调整由fbw系统建议的任何建议飞行参数。另外，在向旋翼飞行器飞行提供增强的控制和自动化功能时，fbw系统必须保持直观且易于飞行员使用飞行控制系统。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(collectivestick)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，总距杆与实际动力或总距设置有关地直观定位，使得当飞行员抓住总距杆以重新控制时，该控制杆被定位在飞行员所预计的针对主旋翼的实际总距设置来定位杆的位置处。类似地，fbw系统使用周期距杆(cyclicstick)来例如调整至飞行路径的湍流、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提供对飞行的一定程度的手动控制时，周期距杆被定位成反映实际的周期距设置。
可能影响旋翼飞行器飞行性能的一个问题是在飞行期间气流与旋翼飞行器的相互作用引起的机械振动。这种相互作用的一个示例是当旋翼飞行器以较高速度行进时发生的旋翼飞行器尾部中的横向振动或摆动(shuffle)。随着旋翼飞行器行进，当气流撞击主旋翼103下方的尾部123并且从尾部123的各个表面反弹时，旋翼飞行器可以以4hz与8hz之间的频率在横向方向上来回摇晃。这些振动的实际频率和幅度可以取决于例如旋翼飞行器的速度和取向、旋翼飞行器所承载的负载以及大气状况。
在本发明的实施方式中，使用电传飞行控制系统来通过将带通滤波器函数或陷波滤波器函数应用于传感器的传感器反馈信号来减小或消除尾部的该横向振动，其中，传感器反馈信号表示所感测的振动的轴上的运动。该传感器的反馈信号可以例如由惯性传感器(如加速度计或陀螺仪)产生。在应用带通滤波器函数的实施方式中，可以在振动的频率处增加飞行控制系统的环路增益，以衰减振动的幅度。另一方面，在应用陷波滤波器函数的实施方式中，通过衰减所感测的横向振动来避免横向振动的过度补偿，从而导致减小的振动。在另外的实施方式中，定义滤波器的特性的滤波器参数可以在飞行中加载到滤波器中，而不必重新编译飞行控制软件。
通过抑制横向振动，可以实现更平稳和更舒适的飞行特性。此外，通过使用电传飞行控制系统来减弱这样的振动，可以经由控制系统解决振动问题，而不必以振动抑制结构来物理地重新设计或改进飞行器。另外，通过使用电传飞行系统来抑制旋翼飞行器的机械振动，与非电传飞行旋翼飞行器中传统使用的飞行结构相比，可以使用更小、更轻和更灵活的飞行结构来构建旋翼飞行器。
虽然将在具体上下文中针对优选实施方式来描述本公开内容的实施方式，即，用于对旋翼飞行器的偏航通道进行滤波的系统和方法，但是应该理解，实施方式的原理还可以应用于旋翼飞行器的其他轴。
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)可以由斜盘107控制，以选择性地控制旋翼飞行器101的姿态、高度和运动。可以使用斜盘107来集体地和/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的桨距被集体地改变，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。
由引擎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引擎115，所述一个或更多个引擎115可以根据来自fbw系统的信号来控制。引擎115的输出被提供至驱动轴117，该驱动轴117分别通过主旋翼传动装置119和尾旋翼传动装置来机械地和可操作地耦接至旋翼系统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、升降舵或其他控制装置或稳定面。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，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)来提供更大的使用灵活性，或者可以被配置成具有有限功能的驾驶舱(例如，仅容纳一个人的驾驶舱，这一个人将作为进行操作的飞行员，但也许还具有远程副飞行员，或者这一个人是副飞行员或后备飞行员，而远程执行主驾驶功能)。在其他设想的实施方式中，旋翼飞行器101可以被配置为无人交通工具，在这种情况下，可以完全取消驾驶舱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。由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以机械方式和/或电子方式(例如，经由fbw飞行控制系统)发送至飞行控制设备。飞行控制设备可以表示能够操作成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操作成改变主旋翼桨叶105和尾旋翼桨叶111的位置或迎角或者改变引擎115的动力输出的机械和/或电气系统。飞行控制设备包括诸如斜盘107、尾旋翼致动器113的系统以及能够操作成控制引擎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量等。飞行控制系统201包括：共同调整飞行控制设备的引擎控制计算机(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fcc205以用于冗余。fcc205内的一个或更多个模块可以部分地或全部地体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，fcc205可以分析飞行员输入并且向eccu203、尾旋翼致动器113和/或用于斜盘107的致动器发送相应的命令。此外，fcc205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。fcc205还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上的仪器中显示信息。
eccu203控制引擎115。例如，eccu203可以改变引擎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。eccu203可以根据来自fcc205的命令来控制引擎115的输出动力，或者可以基于反馈例如主旋翼桨叶的测量每分钟转数(rpm)来控制引擎115的输出动力。
飞行器传感器207与fcc205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、高度、姿态、位置、取向、温度、空速、垂直速度等的传感器。其他传感器207可以包括依赖于源自旋翼飞行器外部的数据或信号的传感器，例如全球定位系统(gps)传感器、vhf全向范围传感器、仪表着陆系统(ils)等。
周期距控制组件217连接至周期距配平组件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滚转的单个控制杆，俯仰是旋翼飞行器的机头的垂直角度，滚转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具有分别测量滚转和俯仰的单独的周期距位置传感器211。用于检测滚转和俯仰的周期距位置传感器211分别生成滚转信号和俯仰信号(有时分别被称为周期距经度信号和周期距纬度信号)，滚转信号和俯仰信号被发送至fcc205，fcc205控制斜盘107、引擎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fcc205，并且从fcc205接收信号以使周期距控制杆231移动。在一些实施方式中，fcc205根据以下中的一个或更多个来确定对周期距杆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、高度和姿态、引擎每分钟转数(rpm)、引擎温度、主旋翼rpm、引擎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fcc205确定以产生期望的周期距动作的位置。在一些实施方式中，fcc205向周期距配平马达209发送指示建议周期距杆位置的建议周期距杆位置信号。虽然fcc205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209设置的或由飞行员输入的周期距杆231的实际位置，从而允许飞行员重写建议周期距杆位置。周期距配平马达209连接至周期距杆231，使得在配平马达正在驱动周期距杆231的同时飞行员可以移动周期距杆231，以重写建议周期距杆位置。因此，在一些实施方式中，fcc205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具有杠杆式动作的单个控制杆。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fcc205，fcc205根据总距位置信号来控制引擎115、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运动。在一些实施方式中，fcc205可以向eccu203发送动力命令信号，并且向主旋翼致动器或斜盘致动器发送总距命令信号，使得主桨叶的迎角共同升高或降低，并且引擎动力被设置为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fcc205，并且从fcc205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，fcc205根据以下中的一个或更多个来确定对总距控制杆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、高度和姿态、引擎rpm、引擎温度、主旋翼rpm、引擎扭矩或者其他旋翼飞行器系统状况或飞行状况。fcc205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，从而允许飞行员重写建议总距杆位置。
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fcc205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，fcc205控制尾旋翼109以使旋翼飞行器偏航或绕垂直轴旋转。
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，但是该运动能力还可以用于向飞行员提供触觉提示。当飞行员正移动杆来指示特定状况时，配平马达209和213可以沿特定方向推动相应的杆。由于fbw系统将杆与一个或更多个飞行控制设备在机械上断开连接，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所固有的急停、振动或另一触觉提示。在一些实施方式中，fcc205可以使配平马达209和213抵抗驾驶员命令而推动，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在驾驶员移动杆时感觉到的摩擦。因此，fcc205通过在杆上提供压力和/或摩擦来控制对杆的感觉。
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可以各自具有一个或更多个止动传感器，以确定飞行员是否正在操纵特定控制设备。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，而不是由来自fcc205的命令、旋翼飞行器振动等引起的运动和/或位置，并且向fcc提供指示这样的情况的反馈信号。当fcc205检测到飞行员已控制或者正在操纵特定控制装置时，fcc205可以确定该杆脱离止动(out-of-detent，ood)。类似地，当来自止动传感器的信号向fcc205指示飞行员已释放了特定杆时，fcc可以确定杆处于止动(in-detent，id)。fcc205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。
现在转到飞行控制系统201的操作方面，图3以高度示意性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飞行控制系统201。在一些实施方式中，三环飞行控制系统201的元件可以至少部分地由fcc205来实现。然而，如图3所示，三环飞行控制系统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外部或远程处，并且通过网络连接309与机载设备通信。
图3的三环飞行控制系统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以及飞行器装置321(例如，对应于诸如斜盘107、尾旋翼传动装置121等的飞行控制设备、驱动飞行控制设备的致动器(未示出)、诸如飞行器传感器207、位置传感器211、215、止动传感器235、237等的传感器等)。
在图3的示例中，三环设计将内稳定化环路和速率反馈环路与外引导和跟踪环路分开。控制律结构主要将整体稳定化任务和减少飞行员工作量的相关任务分配给内环路317。接下来，中环路315提供速率增强。外环路313集中于引导和跟踪任务。由于内环路317和速率环路315提供了大部分的稳定性，因此在外环路层面上需要较少的控制努力。如在图3中代表性地示出的，由于对于飞行稳定性来说外环路313的任务不是必需的，因此可以提供开关322以接通和断开外环路飞行增强。
在一些实施方式中，内环路317和速率环路315包括应用于滚转/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激活。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、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并减少的飞行员工作量。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量并且允许飞行员集中于包括观察周围地形的其他事项。
图4示出了根据本发明的实施方式的飞行控制系统400。飞行员踏板块403表示例如上面在图2中描述的旋翼飞行器的踏板组件221。如所示出的，飞行员踏板块403与飞行控制器402对接。在各种实施方式中，飞行控制器402由飞行控制计算机205或其他处理硬件来实现。飞行控制器402还与表示旋翼飞行器的各种致动器、传感器和物理主体的飞行器装置321对接并且控制飞行器装置321。在各种实施方式中，飞行控制器402使用下述三个环路来控制飞行器装置321：内环路317、包括偏航速率控制器418的速率反馈环路315以及外环路313。内环路317使旋翼飞行器的动力学稳定，速率反馈环路315控制旋翼飞行器的角速率，并且外环路317根据飞行员是否处于环路中来向速率环路提供控制信号，以影响旋翼飞行器的期望的姿态、速度和位置。在一些实施方式中，外环路313支持并提供飞行增强或自动驾驶功能，这可以基于飞行状况和系统状况来手动地禁用或自动地禁用。另一方面，内环路317和速率反馈环路保持操作性，以向旋翼飞行器提供稳定性。
出于说明的目的，关于影响实施方式的旋翼飞行器的偏航速率的一般控制块来示出飞行控制器402。应该理解，飞行控制器402还可以包括除偏航速率之外还影响旋翼飞行器的俯仰速率、滚转速率和其他状态的其他控制器和控制路径。在各种实施方式中，旋翼飞行器的偏航速率可以经由偏航速率控制器418由飞行员踏板块403来控制。偏航速率控制器418将由飞行员踏板块403或外环路313产生的偏航速率命令与由飞行器装置321内的惯性传感器生成的偏航速率反馈信号进行比较，并且产生由内环路317处理的输出信号421。在一些实施方式中，输出信号421基于通过从由飞行员踏板403或外环路313产生的偏航速率命令中减去偏航速率反馈而产生的误差信号。内环路317产生送往尾旋翼致动器的致动器命令，所述尾旋翼致动器改变尾旋翼109的尾旋翼桨叶111的桨距。旋翼桨叶111的该桨距变化导致围绕垂直轴的横向运动或偏航。偏航速率控制器418和内环路控制器317可以使用本领域已知的飞行控制算法来实现。
如所示出的，经由开关419从飞行员踏板块403的输出和由外环路313生成的偏航速率命令中选择至偏航速率控制器418的输入。在一些实施方式中，由外环路313产生的该偏航速率命令由外环路313的横向加速度控制器423生成。当飞行员踏板脱离止动时，选择飞行员踏板块403的输出，而当飞行员踏板处于止动时，选择由外环路313生成的偏航速率命令。因此，偏航速率控制器418在飞行员处于环路中时处理飞行员命令，而在飞行员不在环路中时处理从外环路313发出的命令。应该理解，开关419表示在飞行员控制装置生成的控制信号与外环路313生成的控制信号之间的选择。因此，开关419的功能可以用软件实现为选择例程。
在各种实施方式中，传感器信号处理块424从飞行器装置321的各种传感器接收数据，并且调整并重新格式化数据，以供飞行控制器402的各种控制环路使用。在本发明的实施方式中，传感器信号处理块还将带通滤波器函数或陷波滤波器函数应用于来自惯性传感器的感测偏航速率，以产生经滤波的偏航速率。传感器信号处理块424还可以将带通滤波器函数或陷波滤波器函数应用于来自惯性传感器的感测横向加速度，以产生经滤波的横向加速度。在一些实施方式中，横向加速度控制器423基于期望的偏航速率和经滤波的横向加速度来产生偏航速率命令。带通滤波器函数或陷波滤波器函数具有包括旋翼飞行器的横向振动频率或摆动频率的通带或阻带。在利用带通函数的实施方式中，带通函数在振动频率处提供的额外环路增益产生来自偏航速率控制器或横向加速度控制器的更大的反应，这产生更大的输出致动器命令，由此衰减旋翼飞行器的偏航轴或横向方向上的振动。对于利用陷波滤波器的实施方式，通过在旋翼飞行器的横向振动频率或摆动频率处抑制偏航反馈或横向加速度反馈来防止横向振动的过度补偿。可以根据旋翼飞行器的特定特性以及特定的飞行环境来选择对要使用哪种类型的滤波器函数以及带通滤波器的峰值响应或陷波滤波器的陷波深度的选择。在一些实施方式中，滤波器的特性可以根据特定的飞行概况或操作模式而变化。例如，在一些实施方式中，通带或陷波的频率可以被移动得更低，或者当旋翼飞行器由于改变的边界条件而在地面上时可以关闭滤波器。
在一些实施方式中，传感器信号处理块424可以根据具体实施方式及其说明将实施方式的陷波滤波或带通滤波应用于：仅经由偏航速率控制器418的感测偏航速率、仅经由横向加速度控制器423的感测横向加速度或者经由偏航速率控制器418和横向加速度控制器423的感测偏航速率和感测横向加速度二者。
图5示出了可以用于对感测偏航速率或感测横向加速度进行滤波的传感器信号处理块424的滤波器通道的框图。应该理解，传感器信号处理块242可以对除偏航速率反馈或横向加速度反馈之外的其他信号路径提供传感器信号处理。例如，传感器信号处理块424还可以处理表示俯仰轴和滚转轴上的运动以及旋翼飞行器的速度和位置的传感器信号；然而，为了便于说明，表示对俯仰传感器反馈、滚转传感器反馈、速度传感器反馈和位置传感器反馈的处理的块未在图5中示出。
如所示出的，滤波器通道处理路径包括气动伺服弹性(aeroservoelastic，ase)滤波器442和有源横向摆动滤波器444。ase滤波器442提供滤波以防止旋翼飞行器内的结构模式的激励，并且可以例如包括陷波滤波器，其被配置成降低控制系统与机身之间在特定频率下的相互作用的可能性。ase滤波器442的设计特定于旋翼飞行器，并且可以根据本领域已知的ase滤波器设计技术来设计。有源横向摆动滤波器444包括可以用于减小旋翼飞行器尾部123的横向振动的幅度的实施方式的陷波滤波器或带通滤波器。在各种实施方式中，横向摆动滤波器444的通带或阻带的频率被配置成处于与ase滤波器442中的目标机身模式的频率不同的频率处。
在一些实施方式中，旋翼飞行器具有飞行测试接口板(ftip)，飞行测试接口板提供将ftip参数446传递给在fcc205上运行的飞行控制软件的能力，飞行测试接口板提供一定水平的飞行测试功能。在一个示例中，ftip驻留在旋翼飞行器的驾驶舱中，并且使用与每个fcc205对接的膝上型计算机或平板pc来实现ftip。因此，ftip提供快速修改由飞行控制器402使用的变量而不必重新加载或重新编译飞行软件的能力。在一些实施方式中，当飞行软件被激活并且旋翼飞行器正在飞行时，可以实时地调整一些变量。在图5所示的示例中，与有源横向摆动滤波器444相关联的滤波器参数可以由ftip提供并且在飞行测试期间改变。在一个示例中，ftip参数446包括通用的滤波器规格，例如，频率、带宽/陷波宽度、陷波深度和采样速率。这些通用滤波器规格被提供给滤波器参数计算块448，该滤波器参数计算块448计算用于实现有源横向摆动滤波器444的滤波器常数。
在滤波器计算块448如何确定具有以下传递函数的二阶连续时间滤波器的滤波器参数的一个具体示例中：
其中，ω是以弧度每秒为单位的期望中心频率，v是以弧度每秒为单位的期望的陷波宽度或通带宽度，d是期望的陷波深度或带通峰值，并且t是以秒为单位的时间步长。在一个具体示例中，针对ω＝7×2×π、v＝1.5、d＝0.2和t＝0.02，得到以下传递函数h(s)：
在一些实施方式中，可以使用例如双线性变换将连续时间传递函数h(s)转换成离散时间传递函数h(z)：
可替选地，可以使用本领域已知的将h(s)转换成h(z)的其他方法。在上面给出的具体数值示例中，h(z)可以表示为如下：
为了得到k，将h(z)的dc增益与h(s)的dc增益相匹配，s为零，产生：
因此，k＝1.2467。代入k，h(z)可以写成以下形式：
其中，a0＝1.2467、a1＝1.256、a2＝0.6935、b1＝1.205并且b2＝0.8893。应该理解，h(s)和h(z)的表达式表示实施方式的滤波器的许多可能的数值示例中的仅一个示例。在替选实施方式中，可以使用其他滤波器参数和传递函数。
在替选实施方式中，可以使用本领域已知的数字滤波器设计方法在z域中直接确定离散时间传递函数h(z)的系数。在各种实施方式中，可以使用本领域已知的递归或无限脉冲响应(irr)滤波器结构在有源横向摆动滤波器444中实现离散时间传递函数h(z)。在另外的实施方式中，可以使用其他数字滤波器结构。
应该理解，以上列出的ω、v、d和t的值表示许多可能的实施方式的滤波器参数集的仅一个示例。在替选实施方式中，可以使用不同的值。在旋翼飞行器的操作期间，尾部的横向振动的频率可能根据飞行状况、大气状况和旋翼飞行器所承载的负载而变化。因此，可以选择频率ω、期望的陷波宽度或通带宽度v以及深度d，使得横向摆动频率在大多数飞行状况下落入滤波器陷波或通带内。在一些实施方式中，可以通过将d设置为大于1的值来实现带通滤波器函数。
图6示出了h(s)和h(z)的频率响应图。迹线502和504分别表示h(s)和h(z)的幅度响应，并且迹线506和508分别表示h(s)和h(z)的相位响应。如所示出的，h(z)的幅度响应504和相位响应508延伸至一半的采样率fs/2，而h(s)的幅度响应502和相位响应506延伸至图的末端。如所示出的，直到fs/2，h(s)的幅度响应502与h(z)的幅度响应504匹配，而在较高频率处，h(s)的相位响应506与h(z)的相位响应508偏离。在较高频率处的该偏离是用于将连续时间传递函数h(s)转换成离散时间传递函数h(z)的变换的典型结果。带通响应的中心频率fn约为fs＝7hz，带通响应的峰值增益约为14db。应该理解，上面论述的并且在图6中示出的传递函数是可以用于实施方式的横向摆动滤波器的许多可能的传递函数中的仅一个。在替选实施方式中，横向摆动滤波器可以具有不同的中心频率、深度、采样率和带宽和/或滤波器阶数。
图7示出了计算机系统601。计算机系统601可以被配置成用于执行关于如本文所述的飞行控制系统201的操作的一个或更多个功能。此外，计算机系统601可以部分地或完全地执行任何处理和分析。计算机系统601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中移除。
计算机系统601可以包括输入/输出(i/o)接口603、分析引擎605以及数据库607。替选实施方式可以根据期望来对i/o接口603、分析引擎605以及数据库607进行组合或分发。计算机系统601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成用于执行本文所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，一个或更多个计算机包括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非易失性存储器存储用于指示任何cpu执行本文所述的任何任务的软件指令。因此，虽然按照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，并且本描述同样适用于包括执行以任何方式在一个或更多个机器之间分布的任务的一个或更多个机器的许多其他布置。还应该认识到，这样的机器不必专用于执行本文所述的任务，而是可以是适用于还执行其他任务的多用途机器，例如计算机工作站。
i/o接口603可以提供外部用户、系统以及数据源与计算机系统601的部件之间的通信链接。i/o接口603可以被配置成允许一个或更多个用户经由任何已知的输入设备向计算机系统601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设备。i/o接口603可以被配置成允许一个或更多个用户接收从计算机系统601经由任何已知的输出设备输出的信息。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603可以被配置成允许其他系统与计算机系统601通信。例如，i/o接口603可以允许一个或更多个远程计算机访问信息、输入信息和/或远程地指示计算机系统601执行本文所述的一个或更多个任务。i/o接口603可以被配置成允许与一个或更多个远程数据源进行通信。例如，i/o接口603可以允许一个或更多个远程数据源访问信息、输入信息和/或远程地指示计算机系统601执行本文所述的一个或更多个任务。
数据库607向计算机系统601提供持久性数据存储。虽然主要使用了术语“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607的功能。在可替选实施方式中，数据库607可以与计算机系统601集成或分离，并且可以在一个或更多个计算机上操作。数据库607优选地提供对于适合于支持飞行控制系统201的操作和方法500的任何信息的非易失性数据存储，所述任何信息包括本文另外论述的各种类型的数据。分析引擎605可以包括一个或更多个处理器、存储器和软件组件的各种组合。
此处对本发明的实施方式进行概括。还可以根据本文提交的说明书和权利要求书的整体来理解其他实施方式。一个总体方面包括一种操作旋翼飞行器的方法，该方法包括：接收来自偏航速率传感器的测量偏航速率或来自旋翼飞行器的横向加速度传感器的测量横向加速度；使用滤波器对测量偏航速率或测量横向加速度进行滤波，以形成经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度，其中，滤波器包括带通特性或陷波特性，并且其中，所述滤波被配置成减小由气流在旋翼飞行器的尾部中引起的横向振动；以及基于经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度来调节旋翼飞行器的偏航速率或横向加速度。
实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个。该方法还包括：从测试接口设备接收滤波器规格参数；基于所接收的滤波器规格参数来计算滤波器系数；并且根据所接收的滤波器规格参数来配置滤波器。在一些实施方式中，滤波器包括二阶离散时间滤波器。二阶离散时间滤波器可以包括下述传递函数：
其中，a0、a1、a2、b1和b2是滤波器常数。在一些实施方式中，传递函数具有单位dc增益。
调节旋翼飞行器的偏航速率可以包括：基于偏航速率命令和经滤波的测量偏航速率来计算偏航速率误差信号；并且向旋翼飞行器的尾旋翼提供致动器信号，其中，所述致动器信号基于偏航速率误差信号。该方法还可以包括从飞行员控制组件接收偏航速率命令。在一些实施方式中，该方法还包括：调节旋翼飞行器的横向加速度，包括：基于经滤波的测量横向加速度来产生偏航速率命令，并且向旋翼飞行器的尾旋翼提供致动器信号，其中，所述致动器信号基于经滤波的测量横向加速度。
另一总体方面包括一种用于旋翼飞行器的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括处理器和存储有可执行程序的非暂态计算机可读存储介质。所述可执行程序包括用于执行以下操作的指令：从旋翼飞行器的偏航速率传感器接收测量偏航速率，或者从旋翼飞行器的横向加速度传感器接收测量横向加速度；使用离散时间滤波器对测量偏航速率或测量横向加速度进行滤波，以形成经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度；以及基于经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度，向旋翼飞行器的尾旋翼提供致动器信号。离散时间滤波器包括带通特性或陷波特性，并且离散时间滤波器被配置成衰减由气流在旋翼飞行器的尾部中引起的横向振动。
实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个特征。在飞行控制系统中，所述可执行程序还被配置成：从测试接口设备接收滤波器规格参数；基于所接收的滤波器规格参数来计算滤波器系数；以及根据所接收的滤波器规格参数来配置离散时间滤波器。所述滤波器规格参数可以包括：带通特性或陷波特性的中心频率；带通特性或陷波特性的宽度；以及带通特性或陷波特性的深度。
在实施方式中，离散时间滤波器包括下述传递函数：
其中，a0、a1、a2、b1和b2是滤波器常数。所述可执行程序可以被配置成通过基于偏航速率命令和经滤波的测量偏航速率来计算偏航速率误差信号来调节旋翼飞行器的偏航速率。偏航速率传感器可以包括惯性传感器。
又一总体方面包括一种旋翼飞行器，包括：本体；传动系，其耦接至本体，并且包括电源和耦接至电源的驱动轴；主旋翼系统，其耦接至传动系并且包括多个主旋翼桨叶；尾旋翼系统，其耦接至传动系并且包括多个尾旋翼桨叶；惯性传感器；飞行控制系统，其可操作成改变主旋翼系统的至少一个操作状况和尾旋翼系统的至少一个操作状况；飞行员控制组件，其被配置成接收来自飞行员的命令，其中，飞行控制系统是与飞行员控制组件进行电通信的电传飞行控制系统；以及飞行控制计算机，其在飞行控制系统与飞行员控制组件之间电通信。飞行控制计算机被配置成：从惯性传感器接收测量偏航速率或测量横向加速度，使用带通滤波器或陷波滤波器对测量偏航速率或测量横向加速度进行滤波，以形成经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度，其中，由气流在旋翼飞行器的尾部中引起的旋翼飞行器的横向振动频率处于带通滤波器的通带内或陷波滤波器的阻带内，以及基于经滤波的测量偏航速率或经滤波的测量横向加速度来调节旋翼飞行器的偏航速率。
实现方式可以包括以下特征中的一个或更多个特征。在旋翼飞行器中，飞行控制计算机被配置成：通过基于偏航速率命令和经滤波的测量偏航速率来计算偏航速率误差信号来调节旋翼飞行器的偏航速率。飞行控制计算机还可以被配置成：通过向尾旋翼系统的致动器提供致动器信号来调节旋翼飞行器的偏航速率，其中，所述致动器信号基于偏航速率误差信号。带通滤波器或陷波滤波器可以包括二阶离散时间滤波器。
在实施方式中，旋翼飞行器的横向摆动频率在带通滤波器的通带内或在陷波滤波器的阻带内。旋翼飞行器还可以包括耦接至飞行控制计算机的飞行测试接口设备，其中，飞行控制计算机还被配置成：从飞行测试接口设备接收滤波器规格参数；基于所接收的滤波器规格参数来计算滤波器系数；以及根据所接收的滤波器规格参数来配置带通滤波器或陷波滤波器。
实施方式的优点包括如下能力：使用电传飞行系统来抑制机械振动，而不需要向旋翼飞行器添加额外的稳定结构，这将增加额外重量和阻力。
虽然已经参考说明性实施方式描述了本发明，但是这些描述并不意在以限制性含义进行解释。在参考本说明书时，对本领域技术人员而言，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将是明显的。因此，所附权利要求意在涵盖任何这样的修改或实施方式。