專利名稱：用于自動(dòng)飛行和風(fēng)切變狀況的控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明一般地涉及飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)領(lǐng)域，具體涉及一種用于在微爆流(microburst)中的自動(dòng)飛行和恢復(fù)的系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
無人飛行器(unmanned aerial vehicle，UAV)被定義為動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的飛行器，它不承載人操作員，自主地飛行或者被遠(yuǎn)程引導(dǎo)，并且可消耗(expendable)或者可收回。當(dāng)通過遠(yuǎn)程引導(dǎo)來進(jìn)行控制時(shí)，控制可以是連續(xù)的或者偶爾的。但是，自主飛行器可以遵循預(yù)先編程的航線，并且可以或者可以不具有重新取路徑或者重新選擇目標(biāo)的能力。
雖然UAV由于在操作中的較高的損耗——特別是在戰(zhàn)斗中——而比載人飛機(jī)具有更短的預(yù)期使用期限，但是UAV通常被設(shè)計(jì)為可重用的。UAV將存活相對(duì)小數(shù)量的出動(dòng)架次，直到故障、事故或者敵對(duì)行為摧毀它們。飛機(jī)和UAV的損失率是影響UAV和載人飛行器的成本效益(cost-effectiveness)的重要概念。
使用UAV的主要原因是不僅在于降低在戰(zhàn)斗或者其他危險(xiǎn)任務(wù)中對(duì)于人的風(fēng)險(xiǎn)，而且在于以比歷史上對(duì)于載人飛行器的情況更有效和成本較低的方式執(zhí)行任務(wù)。另一個(gè)相關(guān)原因是使得機(jī)器不受到人施加的限制使得它們的性能提高。從一開始，就希望無人飛行器將比載人飛機(jī)開發(fā)和制造更便宜，并且UAV將降低對(duì)于現(xiàn)代載人飛機(jī)所需要的支持設(shè)施和人力的需求。
作為在飛行控制、數(shù)據(jù)和信號(hào)處理、場外(off-board)傳感器、通信鏈路和綜合航空電子設(shè)備上的技術(shù)進(jìn)步的結(jié)果，UAV現(xiàn)在是一個(gè)重要的選擇。為了允許自主操作，正在對(duì)于UAV開發(fā)許多類型的系統(tǒng)，包括例如用于友敵識(shí)別或者交通避讓的系統(tǒng)。飛行控制系統(tǒng)可以被配置來用于控制在特定類型的飛行諸如搜索和救援行動(dòng)中的UAV或者用于在嚴(yán)酷天氣狀況期間的飛行。
在有人駕駛的飛機(jī)中，當(dāng)天氣狀況惡化并且引起安全關(guān)切時(shí)，飛行員控制飛機(jī)并且將采取正確的行為。例如，飛行員可能看見在飛機(jī)之前的雷暴雨，并且駕駛飛機(jī)繞開暴風(fēng)雨，以避免以微爆流形式的低層風(fēng)切變(windshear)的不希望的影響。但是，自主運(yùn)行的UAV將不知道暴風(fēng)雨在接近，并且可能直接地飛入暴風(fēng)雨中。
微爆流對(duì)于飛機(jī)的影響是過去幾十年的深入調(diào)查的主題。微爆流的特征在于風(fēng)的向下陣風(fēng)，當(dāng)它與地面相互作用時(shí)產(chǎn)生風(fēng)速或者風(fēng)向的突變。微爆流被當(dāng)作對(duì)于飛行安全的嚴(yán)重危害，對(duì)飛機(jī)性能產(chǎn)生大的副面空氣動(dòng)力影響，未經(jīng)警告地改變飛機(jī)飛行路徑，并且削弱飛機(jī)的推力、動(dòng)力和升力。因?yàn)樵S多飛行事故歸因于低層風(fēng)切變的影響，因此用于對(duì)抗微爆流的飛機(jī)的控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)已經(jīng)變?yōu)轱w行控制中的重要課題。
由于微爆流而導(dǎo)致的對(duì)于飛機(jī)的副面空氣動(dòng)力影響是由在垂直和水平風(fēng)速上的突然和較大的改變導(dǎo)致的。人們使用飛行中數(shù)據(jù)開發(fā)了微爆流模型，這些模型的大多數(shù)采用陣風(fēng)的Dryden表示。這些模型與飛機(jī)參數(shù)識(shí)別方法結(jié)合以開發(fā)必要的控制規(guī)則。在設(shè)計(jì)控制規(guī)則中的主要困難之一是在對(duì)于微爆流狀況的空氣動(dòng)力系數(shù)的建模中的不確定性和解決非線性影響的能力。
當(dāng)UAV向微爆流范圍飛行時(shí)，控制地面站可能沒有檢測到這個(gè)可能的危險(xiǎn)。同時(shí)，UAV可能丟失與所述地面站的通信鏈路，并且可能不能接收其他衛(wèi)星或者其他無線相關(guān)信號(hào)，諸如全球定位系統(tǒng)(GPS)信號(hào)。UAV如何對(duì)于在微爆流內(nèi)的狀況進(jìn)行反應(yīng)將確定UAV是否可以在微爆流攻擊下生存，并且已經(jīng)顯示，標(biāo)準(zhǔn)飛行控制規(guī)則不能成功地指引UAV避開微爆流。
在圖1中示出了在飛行路徑上的微爆流狀況下用于控制UAV的飛行和恢復(fù)的問題。如圖所示，UAV 11被編程來沿著路徑13飛行。在暴風(fēng)雨17中的微爆流區(qū)域15產(chǎn)生中心的下?lián)舯?9，當(dāng)下?lián)舯?9接觸在暴風(fēng)雨17下的地面時(shí)它被向外引導(dǎo)為側(cè)面的外擊爆流(outburst)21、23。當(dāng)UAV 11通過外擊爆流21時(shí)，它可能具有由來自地面的向上的風(fēng)或者由頂風(fēng)產(chǎn)生的額外的升力，這個(gè)狀況被稱為狀況1。在這種狀況中的UAV 11“像氣球上升(balloon)”，并且所述額外的升力可能使得飛行控制系統(tǒng)由于這個(gè)現(xiàn)象而減少飛行控制輸入。當(dāng)UAV 11飛行到狀況2——中心的下?lián)舯?9——中時(shí)風(fēng)向和風(fēng)速改變的時(shí)候，UAV 11將丟失大量的升力。
當(dāng)UAV 11在狀況2中時(shí)，向下猛沖的風(fēng)(它可能在其中夾帶了暴雨)直接地沖擊飛機(jī)的機(jī)身、機(jī)翼和機(jī)尾。如果飛行控制系統(tǒng)不進(jìn)行任何校正，則UAV11將由于這個(gè)影響而丟失一些升力。從狀況1到狀況2，UAV 11的升力在狀況1中被略微提高，并且在狀況2中突然大量降低。系統(tǒng)將不會(huì)立即識(shí)別出這個(gè)意外改變，這是飛機(jī)在這個(gè)過渡期間大幅度降低性能的原因之一。
當(dāng)UAV 11進(jìn)入形成狀況3的外擊爆流23時(shí)，UAV 11的升力仍然在降低。尾部風(fēng)使得機(jī)翼丟失升力，并且向下的風(fēng)向地面推動(dòng)UAV 11。在直升機(jī)或者其他旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的飛機(jī)中，這種運(yùn)動(dòng)可能損害主旋翼(main rotor)和飛行控制。如果控制系統(tǒng)在狀況2中不進(jìn)行任何校正，則在狀況3，對(duì)于UAV 11而言可能太晚以至于不能從微爆流影響恢復(fù)。因此，用于補(bǔ)償所有三種狀況的影響的魯棒控制規(guī)則(robust)的設(shè)計(jì)可能使得UAV 11在微爆流事件下生存。
通常，用于提供飛機(jī)在風(fēng)切變預(yù)測中的必要信息的工具是天氣雷達(dá)和電子飛行儀器系統(tǒng)(electronic flight instrument system，EFIS)。天氣雷達(dá)、空氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(air data computer，ADC)或者其他傳感器以回波原理工作，用于天氣檢測和地圖繪制。雷達(dá)/ADC發(fā)出通過空間而傳播的電磁能的短脈沖作為無線電波。當(dāng)傳播的能量波遇到目標(biāo)時(shí)，一些能量被反射回雷達(dá)接收器，并且電路測量在回波的發(fā)送和接收之間消逝的時(shí)間，以確定到所述目標(biāo)的距離(范圍)。EFIS系統(tǒng)與飛行管理系統(tǒng)一起工作來提供用于飛行控制的必要信息。這個(gè)信息可以包括風(fēng)速和風(fēng)向、高度、俯仰(pitch)、俯仰率(pitch rate)、攻擊角度或者其他參數(shù)。因此，天氣雷達(dá)/ADC和EFIS系統(tǒng)的組合將提供飛機(jī)所需要的信息。

發(fā)明內(nèi)容
需要一種飛行控制系統(tǒng)，它提供用于在風(fēng)切變狀況中自動(dòng)飛行和恢復(fù)。
因此，本發(fā)明的目的是提供一種飛行控制系統(tǒng)，它提供用于在風(fēng)切變狀況中自動(dòng)飛行和恢復(fù)。
飛行控制系統(tǒng)被配置來用于控制飛機(jī)通過風(fēng)切變狀況的飛行。所述系統(tǒng)具有用于測量飛機(jī)的所選擇的飛行性能的值的部件和用于操作在飛機(jī)上的飛行控制器件的控制系統(tǒng)。位于飛機(jī)上的風(fēng)切變檢測系統(tǒng)使用所選擇的飛行性能狀態(tài)的測量值的至少一些來計(jì)算在飛行期間的陣風(fēng)平均值以與在表格中的預(yù)定值相比較，以便確定是否存在風(fēng)切變狀況。所述控制系統(tǒng)然后響應(yīng)于風(fēng)切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述分行控制器件的至少一些。


為了更完全地明白包括其特征和優(yōu)點(diǎn)的本發(fā)明，現(xiàn)在結(jié)合附圖來參見本發(fā)明的詳細(xì)說明，其中，類似的附圖標(biāo)號(hào)表示類似的元件，其中圖1是示出微爆流的側(cè)視圖，所述視圖示出了微爆流的三個(gè)部分；圖2是按照本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)的示意圖；圖3是在圖2的系統(tǒng)中使用的搜索算法的流程圖；圖4A和4B是示出在圖2的系統(tǒng)中的整體邏輯的流程圖；圖5-7是用于使用按照本發(fā)明的系統(tǒng)的模擬的轉(zhuǎn)動(dòng)率(roll-rate)、俯仰率(pitch-rate)和偏航率(yaw-rate)余項(xiàng)的圖；圖8-10是用于使用按照本發(fā)明的系統(tǒng)的模擬的x加速度、y加速度和z加速度余項(xiàng)的圖；圖11-13是由本發(fā)明的系統(tǒng)使用圖5-10的余項(xiàng)來進(jìn)行的陣風(fēng)估計(jì)的圖；圖14-27是用于使用按照本發(fā)明的系統(tǒng)的模擬的測量和計(jì)算值的圖。
具體實(shí)施例方式
本發(fā)明針對(duì)一種飛行控制系統(tǒng)，它被配置來用于自動(dòng)控制飛機(jī)在微爆流中的飛行。所述系統(tǒng)降低了在微爆流攻擊下的失去UAV的概率，并且提高了生存率，使得具有本發(fā)明的系統(tǒng)的UAV成為更有成本效益的系統(tǒng)。
為了使得UAV檢測微爆流狀況和智能地從這個(gè)影響恢復(fù)，在本發(fā)明的系統(tǒng)中使用智能狀態(tài)流技術(shù)。近些年來，已經(jīng)在使用H∞魯棒控制技術(shù)的不確定系統(tǒng)的控制中有相當(dāng)大的進(jìn)步。H∞魯棒技術(shù)已經(jīng)顯示為用于解決在微爆流模型或者在控制規(guī)則設(shè)計(jì)中的空氣動(dòng)力系數(shù)中的不確定性的最佳方法。
本發(fā)明的系統(tǒng)針對(duì)處理在暴風(fēng)雨中的強(qiáng)干擾(諸如嚴(yán)重的風(fēng)暴或者所謂的干微爆流)和微爆流。所述系統(tǒng)使用智能狀態(tài)流技術(shù)而提供在和來自最大微爆流的受控飛行。把來自飛機(jī)傳感器的自動(dòng)模式選擇與狀態(tài)流技術(shù)組合為一個(gè)系統(tǒng)以進(jìn)行智能決定，并且關(guān)于最大天氣陣風(fēng)譜載(spectrum)和系統(tǒng)不確定性的魯棒控制規(guī)則將用于使遭遇微爆流的飛機(jī)穩(wěn)定。根據(jù)微爆流因素從空氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(ADC)或者其他傳感器計(jì)算的危險(xiǎn)因素將被引入來確定飛機(jī)行動(dòng)以逃離所述狀況。
智能狀態(tài)流增益調(diào)度控制器被采用來開發(fā)飛機(jī)從微爆流恢復(fù)的必要的控制規(guī)則。避免微爆流對(duì)飛機(jī)升力的影響的魯棒方法用于找出用于飛機(jī)的必要條件。由于微爆流的上述三種狀況的飛機(jī)升力的改變被假設(shè)為應(yīng)當(dāng)在微爆流中恢復(fù)的主要效應(yīng)之一。
已知通過下式來產(chǎn)生飛機(jī)升力L=q^SCL=12ρU02S[CLα+CLq+CLθθ+CLuu+CLlungδlong+CLcollδcoll]---(1)]]>在微爆流中，飛機(jī)的升力不僅關(guān)于系統(tǒng)的操縱，而且關(guān)于相關(guān)飛行速度和空氣密度而改變。因此，在微爆流中的飛機(jī)的總的升力包含大的不定系數(shù)項(xiàng)，并且這些系數(shù)關(guān)于風(fēng)速、風(fēng)向、空氣動(dòng)力、攻擊角度等而改變。下面更詳細(xì)地對(duì)此加以說明。
類似地，俯仰力矩(pitch moment)也在微爆流中的飛行中扮演重要角色。因此，使用這個(gè)性能來降低在微爆流影響期間的飛行路徑的可能改變。所述俯仰力矩被示出為下面的形式M=q^SCM=12ρU02Sc‾[CMαα+CMqq+CMθθ+CMuu+CMlongδlong+CMcollδcoll]---(2)]]>這個(gè)方程當(dāng)對(duì)于在微爆流中的條件被計(jì)算時(shí)也包含不確定因素。
用于高度控制的飛機(jī)的加速度是要穩(wěn)定的最重要的參數(shù)之一。基于與飛機(jī)的重心(center of gravity，CG)的距離的飛機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)化的加速度可以被表示為αzxU0=α·-q-lxq·U0=hU0-lxq·U0---(3)]]>其中，參數(shù)lx是在飛機(jī)的CG和測量加速度的傳感器之間的距離。
上述的升力、力矩和加速度方程被視為受微爆流影響的最重要的項(xiàng)。選擇這三個(gè)變量的原因在于最小化在微爆流下的飛行路徑的軌跡的敏感度。因此，這些項(xiàng)被用作用于H∞魯棒控制技術(shù)的系統(tǒng)的性能輸出。
在本發(fā)明中，關(guān)于由于微爆流而改變空氣動(dòng)力系數(shù)，考慮飛機(jī)的一組線性化的縱向(longitudinal)模型。如上所述，飛機(jī)不僅在其操縱而且在相關(guān)飛行速度和空氣密度上受微爆流影響。為了獲得相關(guān)聯(lián)的不確定系統(tǒng)，使用用于飛機(jī)的縱向和橫向運(yùn)動(dòng)的方程。下面示出的本發(fā)明的實(shí)施例基于直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)的方程，不過本發(fā)明的其他實(shí)施例可以替代地基于其他類型的飛機(jī)的方程。用于直升機(jī)的方程被表示如下
運(yùn)動(dòng)的橫向方程X·klat=AklatXlat+BklatUlat]]>Yklat=CklatXlat]]>其中，k＝0，1，...j(4)運(yùn)動(dòng)的縱向方程X·long=AklongtXlong+BklongUlong]]>Yklong=CklongXlong]]>其中，k＝0，1，...j(5)其中，Xlat是(v，，ψ，ρ，r)T，Xlong是(u，w，θ，q)T，Ulat是(δped，δlat)T，Ulong是(δlong，δcoll)T。Aklat和Aklong分別是5×5和4×4矩陣，Bklat和Bklong分別是5×2和4×2矩陣，Cklat和Cklong是5×10和4×11矩陣。注意k＝0，1，...j是被選擇來計(jì)算飛行控制系統(tǒng)的魯棒反饋控制增益的模型的數(shù)量。被選擇來用于控制規(guī)則開發(fā)的總數(shù)不受限制，并且依賴于系統(tǒng)性能要求。上述的狀態(tài)空間表示暗示使用所有的狀態(tài)變量來提供H∞魯棒反饋控制規(guī)則，因?yàn)楸景l(fā)明的系統(tǒng)主要涉及旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)，因此，根據(jù)在60-100海里/小時(shí)的飛機(jī)速度并且高度小于1750英尺的穩(wěn)定狀態(tài)值選擇上述運(yùn)動(dòng)方程。
選擇這些模型的原因在于找到系統(tǒng)不確定性，以供范數(shù)界(norm-bound)標(biāo)準(zhǔn)用于計(jì)算魯棒反饋控制增益?？梢詮纳鲜鎏幚碛?jì)算和確定在任何兩個(gè)相關(guān)聯(lián)的線性系統(tǒng)之間的差別。在每個(gè)模型之間的這些差別被當(dāng)作可能源于參數(shù)改變或者系統(tǒng)飛線性或者系統(tǒng)干擾的不確定性。如果空氣動(dòng)力數(shù)據(jù)足夠，則可以很容易地計(jì)算這些不確定性。通常，從計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(computationalfluid dynamics，CFD)系統(tǒng)和通過參數(shù)識(shí)別分析的飛行測試產(chǎn)生這些數(shù)據(jù)。可以然后從這些不確定性確定范數(shù)界矩陣標(biāo)準(zhǔn)(criteria)。這些范數(shù)界標(biāo)準(zhǔn)可以用于計(jì)算魯棒控制反饋增益，以保證系統(tǒng)滿足在上述預(yù)定飛行狀況上的最差情況分析。下面說明用于產(chǎn)生滿足系統(tǒng)不確定性的所需要的范數(shù)界的矩陣標(biāo)準(zhǔn)的詳細(xì)方法。
被應(yīng)用來開發(fā)使得飛機(jī)從微爆流避開的必要飛行控制規(guī)則的方法可以被劃分四類。第一類產(chǎn)生于智能檢測微爆流攻擊的思想。為了避免在地面站和飛機(jī)之間的可能的通信混亂，引入了在飛機(jī)中的幾種模式設(shè)計(jì)。通過模式邏輯設(shè)計(jì)，飛機(jī)可以自動(dòng)地觸發(fā)適當(dāng)?shù)捻憫?yīng)。
第二類與從微爆流事件產(chǎn)生的系統(tǒng)不確定性相關(guān)。將引入用于預(yù)測系統(tǒng)不確定性極限的范數(shù)界的方法，并且將應(yīng)用魯棒控制設(shè)計(jì)以確保在這個(gè)控制規(guī)則中完全覆蓋從這個(gè)范數(shù)界的矩陣產(chǎn)生的所有不確定性。這將確保當(dāng)應(yīng)用最差情況條件時(shí)，飛機(jī)具有從微爆流恢復(fù)的能力。
第三類是用于設(shè)計(jì)當(dāng)系統(tǒng)檢測到通信失靈或者微爆流太強(qiáng)而不能被成功地通過時(shí)的飛機(jī)的緊急狀況。
最后一類是使用狀態(tài)流技術(shù)來將所有的上述部分連接在一起，并且針對(duì)三種微爆流狀況智能地命令飛機(jī)遵循預(yù)先設(shè)計(jì)的飛行路徑。
微爆流檢測微爆流檢測基于來自飛機(jī)航空器件和傳感器的信息。這些傳感器數(shù)據(jù)可以來自飛行控制計(jì)算機(jī)、空氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(ADC)、天氣雷達(dá)、GPS、地面站顯示、雷達(dá)高度計(jì)和/或者來自其他航空器件。在圖2中圖解了具有按照本發(fā)明的微爆流自動(dòng)檢測系統(tǒng)27并且使用這些數(shù)據(jù)的飛行控制系統(tǒng)25。
微爆流自動(dòng)檢測系統(tǒng)27采用了系統(tǒng)識(shí)別方法的概念。取代估計(jì)飛機(jī)參數(shù)，預(yù)測處理噪聲波長、協(xié)方差和譜載(spectrum)。所有的飛機(jī)參數(shù)被預(yù)先估計(jì)，并且被稱為基于飛行速度和高度的輸入板(input deck)。因此，在逆系統(tǒng)參數(shù)ID方法中，要估計(jì)的參數(shù)將是余項(xiàng)(residual)。通過余項(xiàng)計(jì)算，可以估計(jì)系統(tǒng)的處理協(xié)方差，并且使用Dryden譜密度函數(shù)方法，可以使用來自逆參數(shù)ID方法的這個(gè)估計(jì)協(xié)方差來計(jì)算在飛機(jī)當(dāng)前狀況的波長和功率譜函數(shù)。方程誤差估計(jì)方法或者輸出誤差估計(jì)方法可以用于通過余項(xiàng)來完成協(xié)方差估計(jì)。在線逆參數(shù)ID方法和逆Dryden功率譜密度函數(shù)是純線性的。使用時(shí)間計(jì)數(shù)器功能，如果陣風(fēng)速度逐漸地提高，則可以檢測噪聲水平。因此，可以確定來自三維的陣風(fēng)波長以便可以計(jì)算陣風(fēng)速度。將這些陣風(fēng)風(fēng)速值與從基于各種高度和空氣速度的天氣數(shù)據(jù)提供的標(biāo)準(zhǔn)干擾值相比較。因此，可以預(yù)測和計(jì)算實(shí)時(shí)的微爆流。
在圖2中，在虛線部分中示出了微爆流自動(dòng)檢測系統(tǒng)27的軟件邏輯。本領(lǐng)域公知，波長、功率譜密度函數(shù)和空間頻率相對(duì)于飛行速度被耦合在一起。已經(jīng)示出，對(duì)于小于1750英尺的高度，大于4米/秒的風(fēng)速的任何單位方向被視為嚴(yán)重的暴風(fēng)雨。使用這個(gè)信息，系統(tǒng)27的天氣模式可以被確定并在表1中示出。雖然在此示出了具體值，但是可以使用更嚴(yán)格的值來確定暴風(fēng)雨級(jí)別，或者系統(tǒng)可以使用標(biāo)準(zhǔn)的天氣CAT系統(tǒng)。
表1在軟件中使用的陣風(fēng)簡況定義的示例


使用表1中的值、逆系統(tǒng)參數(shù)ID方法和逆Dryden功率譜方法，對(duì)于任何飛行速度和小于1750英尺的任何飛機(jī)高度，系統(tǒng)27可以估計(jì)相對(duì)于陣風(fēng)波長和帶寬的天氣狀況關(guān)系。而且，根據(jù)相對(duì)于從氣象臺(tái)提供的天氣類別的測量噪聲，可以由系統(tǒng)27估計(jì)和計(jì)算在三個(gè)方向上的陣風(fēng)速度(ug，vg，wg)。系統(tǒng)27最好具有雷暴雨模式，它包含從與微爆流相關(guān)聯(lián)的各種天氣狀況收集并且從國家嚴(yán)重暴風(fēng)雨實(shí)驗(yàn)室提供的表格?？梢匀缓蟾鶕?jù)所計(jì)算的陣風(fēng)級(jí)來選擇微爆流模式。
系統(tǒng)27具有用于觸發(fā)天氣模式和避開模式的軟件邏輯。從在系統(tǒng)27內(nèi)的邏輯樹預(yù)測的陣風(fēng)值將比較來自航空傳感器的值，并且控制全體輸入努力來確定是否飛機(jī)在微爆流狀況中。
來自微爆流的系統(tǒng)不確定性從上述方法估計(jì)的微爆流陣風(fēng)速度(ug，vg，wg)可以被視為關(guān)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程的線性相關(guān)梯度(gradient)。使用用于縱向和橫向運(yùn)動(dòng)的下面的小擾動(dòng)，可以將這些陣風(fēng)速度表示為


假定ηlong＝(ugwgqg)并且ηlat＝(vgrgpg)。向方程(4)和(5)中應(yīng)用(6)和(7)產(chǎn)生橫向運(yùn)動(dòng)方程X·lat=AklatXlat+BklatUlat+GlatVglat]]>Ylat=CklatXlat+DlatVglat]]>其中，k=0，1，...j (8)Zlat=CklatXlat]]>其中，Ylat是來自橫向位置、速度和陀螺傳感器的橫向測量，并且將測量誤差假定為Elat=Xmeasuredlat-Xlat,]]>并且Vglat=[ηlatElat]T.]]>Zlat是來自 的橫向性能輸出。
縱向運(yùn)動(dòng)方程X·long=AklongXlong+BklongUlong+GlongVglong]]>Ylong=CklongXlong+DlongVglong]]>其中，k=0，1，...j(9)Zlong=CklongXlong]]>其中，Ylong是來自縱向位置、速度和陀螺傳感器的縱向測量，并且將測量誤差假定為Elong=Xmeasuredlong-Xlong,]]>并且Vglong=[ηlongElong]T.]]>Zlong是來自 的縱向性能輸出。上述的方程(8)和(9)具有H∞魯棒性能要求的形式。因此，可以應(yīng)用H∞魯棒技術(shù)以解決對(duì)于系統(tǒng)的陣風(fēng)衰減。
從方程(8)和(9)，當(dāng)確定基于各種飛行速度和密度的空氣動(dòng)力參數(shù)時(shí)可以計(jì)算在k＝0，1，...j的每個(gè)模型之間的差別。在組合所有的差別后，可以確定這些差別的邊界。因此，基于方程(8)和(9)的線性系統(tǒng)的整個(gè)組可以被重寫為橫向運(yùn)動(dòng)方程X·lat=(Alat+ΔA)Xlat+(Blat+ΔBlat)Ulat+GlatVglat]]>Ylat=C1latXlat+Vglat]]>(10)Zlat=(C2lat+ΔC2lat)Xlat]]>縱向運(yùn)動(dòng)方程X·long=(Along+ΔAlong)Xlong+(Blong+ΔBlong)Ulong+GlongVglong]]>Ylong=C1longXlong+Vglong]]>(11)Zlong=(C2long+ΔC2long)Xlong]]>取代使用給定的范數(shù)界假定，已經(jīng)從來自方程(8)和(9)的所有模型預(yù)先調(diào)查，并且發(fā)現(xiàn)在狀態(tài)矩陣上的這些參數(shù)不確定性滿足下面的假設(shè)||ΔAj→j+1Lat||≤ξLatTQξLat≤Q‾Lat||ΔAj→j+1Long||≤ξLongTQξLong≤Q‾Long---(12)]]>其中，(QLatQLong)是對(duì)稱的正半定矩陣，只要不確定性滿足上述的約束(12)，則可以調(diào)整所述矩陣。注意，ξLat和ξLong是滿足下式的未知時(shí)變矩陣ξLatTξLat≤I,]]>并且ξLongTξLong≤I,]]>對(duì)于任何t∈
]>||Glong(s)+ΔGlong(s)||≤γlong2---(16)]]>注意，Glat和Glong是如下橫向和縱向傳遞函數(shù)
Glong=(Along+ΔAlong)(Bklong+ΔBlong)GlongC1long0I(C2long+ΔC2long)I0---(18)]]>注意，(γlat，γlong)是小的給定值，它們滿足約束(15)和(16)。通過下述的搜索算法來確定值(γlat，γlong)。
因此，為了設(shè)計(jì)所需要的H∞魯棒反饋控制規(guī)則，需要首先對(duì)于用于(γlat，γlong)的良好指定值選擇求解來自沒有不確定性的約束的H∞Riccati解。因此，沒有任何不確定性考慮的縱向和橫向運(yùn)動(dòng)的Riccati解(P∞latP∞long)∈dom(H∞)]]>與下面的哈密爾頓矩陣相關(guān)聯(lián)，H∞lat=Alatγ-2GlatGlatT-BlatBlatT-Qlat-AlatT---(19)]]>H∞long=Alongγ-2GlongGklongT-BlongBlongT-Qlong-AlongT---(20)]]>注意，Qlat=C2latTC2lat,]]>并且Qlong=C2longTC2long,]]>它們是對(duì)稱正半定的。對(duì)應(yīng)于前兩個(gè)哈密爾頓矩陣的兩個(gè)Riccati不等式被描述如下P∞latAlat+AlatTP∞lat+Qlat+P∞lat[Ξlat]P∞lat≥0]]>其中，Ξlat=γ-2GlatGlatT-BlatBlatT]]>(21)P∞longAlong+AlongTP∞long+Qlong+P∞long[Ξlong]P∞long≥0]]>其中，Ξlong=γ-2GlongGlongT-BlongBlongT]]>(22)注意，(ΞlatΞlong)對(duì)于指定值(γlat，γlong)是對(duì)稱正定的。系統(tǒng)滿足可穩(wěn)定和可檢測的要求。上述的Riccati不等式的解將被用作初始條件，用于找到在傳遞函數(shù)(15)和(16)中的任何不確定性矩陣的期望解。
在有不確定性的情況下，目的是用于找到橫向和縱向控制輸入，Ulat和Ulong如下Ulat＝-KlatXlat(23)Ulong＝-KlongXlong(24)以滿足橫向和縱向不確定的H∞約束(17)和(18)，以便滿足下面的哈密爾頓性能指數(shù)H∞lat=Alatγ-2GlatGlatT-BlatBlatT-(Qlat+Q‾lat)-AlatT---(25)]]>H∞long=Alongγ-2GlongGklongT-BlongBlongT-(Qlong+Q‾long)-AlongT---(26)]]>從下述的Riccati不等式，上述的兩個(gè)哈密爾頓矩陣具有解(P‾∞latP‾∞long)∈dom(H∞):]]>P‾∞latAlat+AlatTP‾∞lat+(Qlat+Q‾lat)+P‾∞lat[Ξlat]P‾∞lat≥0---(27)]]>P‾∞longAlong+AlongTP‾∞long+(Qlong+Q‾long)P‾∞long[Ξlong]P‾∞long≥0---(28)]]>其中，狀態(tài)加權(quán)矩陣(Qlat+Qlat)和(Qlong+Qlong)是對(duì)稱正半定的。
很重要的是，選擇良好的指定值(γlat，γlong)以及Qlat和Qlong以便可以同時(shí)滿足對(duì)于所有的控制增益和在(17)和(18)中所示的不確定性約束的良好穩(wěn)定性和時(shí)間響應(yīng)。為了一起實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，在圖3中圖解了搜索算法。
在搜索算法上使用的變量被表示為1)(ξlatξlong)閉合環(huán)路系統(tǒng)的獨(dú)立衰減定量2)(qlotqlong)(QlotQlong)的對(duì)角搜索遞增變量。
使用圖3的搜索算法，從這些步驟產(chǎn)生的H∞控制增益將使得在系統(tǒng)(4)和(5)中的不確定性穩(wěn)定。因此，可以將H∞狀態(tài)反饋控制增益確定為 對(duì)于k＝0，1，...j，其中，(P∞lat和P∞long)對(duì)于適當(dāng)?shù)?γlat，γlong)以及Qlat和Qlong是對(duì)稱正定的，它們滿足Riccati不等式(21，22)和(27，28)。
用于UAV恢復(fù)系統(tǒng)的天氣智能為了開發(fā)系統(tǒng)27的智能部分，假定諸如UAV的飛機(jī)具有所有必要的傳感器和可以獲得的系統(tǒng)動(dòng)力狀態(tài)，諸如飛行速度、天氣雷達(dá)、風(fēng)速、爬升速率誤差、同步飛行路徑、發(fā)送良好情況和接收良好情況。微爆流驗(yàn)證是在飛機(jī)內(nèi)的自動(dòng)檢測功能，并且以下面的邏輯集來實(shí)現(xiàn)這個(gè)功能。應(yīng)當(dāng)注意，這集可以與飛行控制努力組合。
邏輯1當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)丟失站信號(hào)當(dāng)飛機(jī)在微爆流狀況中時(shí)，很可能飛機(jī)丟失與衛(wèi)星或者地面站的通信能力。在智能軟件邏輯開發(fā)中考慮在UAV和地面站之間的通信的邏輯。當(dāng)UAV遇到微爆流或者嚴(yán)重的暴風(fēng)雨影響時(shí)，系統(tǒng)27向地面站發(fā)送警告信號(hào)。如果接收和發(fā)送通信良好，則系統(tǒng)27等待來自地面站的命令。如果未接收到命令，則系統(tǒng)27將保持當(dāng)前的飛行任務(wù)。但是，如果接收和發(fā)送通信鏈路已經(jīng)失靈，則系統(tǒng)27將在觸發(fā)魯棒控制設(shè)計(jì)之前等待指定的時(shí)段。
邏輯2對(duì)于暴風(fēng)雨輸入的控制面反應(yīng)過度(control surface overreaction)通過設(shè)置正負(fù)極限擊中(hit)邏輯來設(shè)計(jì)控制面反應(yīng)過度系統(tǒng)。在正常的穩(wěn)定狀態(tài)飛行期間，控制面大致接近在它們的運(yùn)動(dòng)范圍中的中間位置。為了在處于微爆流中時(shí)保持已經(jīng)計(jì)劃好的飛行路徑，當(dāng)遇到陣風(fēng)時(shí)使用的控制規(guī)則設(shè)計(jì)將命令所述控制面移向任一側(cè)。當(dāng)陣風(fēng)繼續(xù)時(shí)，控制面將擊中其運(yùn)動(dòng)極限。一旦發(fā)生這種情況，則將立即啟動(dòng)極限擊中恢復(fù)邏輯，放棄保持飛行路徑以便保持飛機(jī)安全?？v向控制器輸入和垂直控制器輸入將忽略地面站輸入，并且調(diào)整飛機(jī)的高度以將飛行速度保持在指定范圍內(nèi)。
邏輯3超過期望設(shè)置值的危險(xiǎn)系數(shù)關(guān)于避開模式(Escape Mode)設(shè)計(jì)危險(xiǎn)系數(shù)。當(dāng)觸發(fā)避開模式時(shí)，無論通信系統(tǒng)是否良好，將自動(dòng)觸發(fā)魯棒恢復(fù)系統(tǒng)。根據(jù)國家天氣實(shí)驗(yàn)室要求來預(yù)先評(píng)估這個(gè)危險(xiǎn)系數(shù)值。當(dāng)前，這個(gè)值被暫時(shí)設(shè)置為45英尺/秒。但是，這個(gè)危險(xiǎn)系數(shù)也依賴于在垂直軸上的最大陣風(fēng)值。將從系統(tǒng)的飛行測試確定這個(gè)值。
邏輯4所有其他情況的組合天氣狀況、控制努力、危險(xiǎn)系數(shù)和避開模式的組合將使得系統(tǒng)27選擇狀態(tài)流智能部分之一。如果必要的話，這個(gè)狀態(tài)流邏輯可以被擴(kuò)展到任何飛行狀況。在智能邏輯中包括所有的控制輸入和傳感器信息。
從微爆流的魯棒飛行控制恢復(fù)圖4A和4B是圖解在微爆流遭遇和恢復(fù)系統(tǒng)中整體邏輯如何工作的流程圖。例如，當(dāng)系統(tǒng)27檢測到微爆流時(shí)，下面的總結(jié)邏輯將是自動(dòng)的1)當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，系統(tǒng)27將命令UAV根據(jù)傳感器信息在90秒內(nèi)將其朝向與風(fēng)切變方向(頂頭風(fēng))對(duì)準(zhǔn)。
在這種布置下，UAV將把其橫向和定向控制面輸入減少到最小，允許足夠的可用控制面輸入克服微爆流狀況。
2)當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，系統(tǒng)27將命令UAV降低或者提高其飛行速度以將飛行速度保持在指定的安全范圍內(nèi)。
根據(jù)控制面使用所需要的最小值來預(yù)定安全飛行速度。例如，這個(gè)最小飛行速度可以是大約50-100海里/小時(shí)。但是，所述值可能對(duì)于不同類型的飛機(jī)不同。
3)當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，系統(tǒng)27將觸發(fā)自動(dòng)高度恢復(fù)功能。
自動(dòng)高度恢復(fù)功能依賴于來自下列內(nèi)容的信息(a)對(duì)于高度的ADC靜態(tài)探測，(b)雷達(dá)測高儀(如果安裝了的話)，(c)GPS高度(如果仍然工作的話)，(d)所發(fā)送的地面站信息(如果仍然工作的話)或者(e)其他傳感器信息。通常，微爆流發(fā)生在低高度，并且一旦觸發(fā)了“檢測到風(fēng)暴”功能，則UAV有必要使用安全飛行速度和高度、總的控制面響應(yīng)和一些傳感器信息來盡可能快地飛出微爆流。
4)當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，系統(tǒng)27將具有自動(dòng)操縱恢復(fù)功能。
當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，UAV可以在低高度著陸接近模式、低高度搜索模式化或者其他飛行模式中。在所述暴風(fēng)雨?duì)顩r期間，系統(tǒng)27將首先切換到安全模式，然后當(dāng)不再有效地選擇暴風(fēng)雨模式時(shí)恢復(fù)先前的飛行模式。
5)當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，系統(tǒng)27選擇地面站攔截(intercept)模式。
當(dāng)檢測到暴風(fēng)雨時(shí)，系統(tǒng)27將向地面站發(fā)出“檢測到暴風(fēng)雨”的信息。如果衛(wèi)星信號(hào)仍然在工作，則所述地面站可以針對(duì)任何命令攔截UAV以帶回UAV。但是，UAV具有其本身的邏輯，用于根據(jù)魯棒飛行控制規(guī)則確定最佳的生存情況。
6)在暴風(fēng)雨后，UAV可能被損壞，并且失去所有的發(fā)送和接收能力。
在這個(gè)情況下，將觸發(fā)“回家”模式，其中，系統(tǒng)27命令UAV飛行到預(yù)先計(jì)劃好的位置。UAV將繼續(xù)向地面站發(fā)送其故障信號(hào)。在從暴風(fēng)雨逃離后，UAV將停留于暴風(fēng)雨之外指定時(shí)間，然后繼續(xù)下一個(gè)任務(wù)。系統(tǒng)27將具有智能邏輯，以便如果不可獲得地面站信號(hào)、地面站命令沒有改變、或者如果地面站命令是不安全則選擇其本身的飛行路徑。
7)如果不可獲得地面站信號(hào)，則將自動(dòng)觸發(fā)飛行路徑選擇。
UAV飛行路徑選擇將基于其暴風(fēng)雨恢復(fù)情況。它可以智能地選擇繼續(xù)其本身的任務(wù)、繞到下一個(gè)任務(wù)或者選擇“回家”模式。所有這些基于傳感器信息、設(shè)備良好狀況和飛行安全。
通過逆參數(shù)ID方法的微爆流狀況估計(jì)在圖5、6、7、8、9和10中示出了關(guān)于預(yù)備(reserved)的逆參數(shù)識(shí)別方法的微爆流狀況的模擬。在平靜的天氣狀況下的穩(wěn)定狀態(tài)飛行期間，來自轉(zhuǎn)動(dòng)率、俯仰率和偏航率的余項(xiàng)將很低。進(jìn)行了暴風(fēng)雨級(jí)干擾的模擬，并且在圖5、6和7中分別示出了轉(zhuǎn)動(dòng)率、俯仰率和偏航率的余項(xiàng)(P、Q、R)。
類似地，在圖8、9和10中示出了來自x、y和z加速度的余項(xiàng)(Ax、Ay、Nz)。注意，z加速度被標(biāo)準(zhǔn)化。通常，對(duì)于任何干擾，這些值很接近0。但是，當(dāng)干擾不小時(shí)，這些值將被影響。Ay和Az的值將比Ax的值更受影響。雖然這些值不是很高，但是它們對(duì)于其他飛機(jī)操縱的反應(yīng)將很大。
在圖11、12和13中示出了對(duì)于每個(gè)上述余項(xiàng)的陣風(fēng)估計(jì)。請注意，陣風(fēng)輸入是進(jìn)入飛機(jī)系統(tǒng)中的從0開始的緩慢遞增量。對(duì)于所估計(jì)的陣風(fēng)，根據(jù)上述余項(xiàng)而檢測的暴風(fēng)雨級(jí)別在級(jí)別(4)，即嚴(yán)重的暴風(fēng)雨。它被當(dāng)作在圖1中中所示的風(fēng)切變狀況1。因此，飛機(jī)微爆流檢測系統(tǒng)將向地面站發(fā)出針對(duì)嚴(yán)重的暴風(fēng)雨攻擊的警告信號(hào)。
微爆流飛行模擬結(jié)果根據(jù)在紐約的JFK機(jī)場的波音727的1975年6月24日的墜毀來重建風(fēng)切變簡況。根據(jù)來自逆參數(shù)ID方法的直升機(jī)性能余項(xiàng)來模擬這個(gè)風(fēng)切變簡況。在低級(jí)(low-level)飛行期間應(yīng)用魯棒控制規(guī)則，以驗(yàn)證來自微爆流攻擊的UAV響應(yīng)。在圖14-27中示出了模擬結(jié)果。
在圖14上示出了在所有三種狀況下的UAV高度軌跡響應(yīng)。與飛機(jī)軌跡相關(guān)的JFK風(fēng)切變被增加以示出所有三種狀況。示出了，當(dāng)UAV在狀況1中上升時(shí)，魯棒控制器將在將高度保持在期望值——800英尺——附近的同時(shí)允許飛機(jī)少量上升。當(dāng)UAV遇到下?lián)舯鞯臓顩r時(shí)，UAV將不被立即向下推動(dòng)很多。而是，系統(tǒng)27識(shí)別出達(dá)到下?lián)舯鞯臓顩r，并且在圖18中所示的其立即的俯仰響應(yīng)恢復(fù)高度性能。當(dāng)飛機(jī)繼續(xù)受到隨下?lián)舯髦蟮捻旑^風(fēng)攻擊時(shí)，這個(gè)運(yùn)動(dòng)看起來像它是UAV預(yù)期的。飛機(jī)確實(shí)失去其高度的一些，但是UAV仍然很好地保持其軌跡。這個(gè)附圖清楚地示出了從微爆流事件恢復(fù)的UAV。
在圖15中示出了UAV飛行速度性能。示出了，在初始頂頭風(fēng)狀況期間，陣風(fēng)速度使得UAV飛行速度提高。但是，系統(tǒng)27并不對(duì)于這個(gè)事件反應(yīng)過度。當(dāng)UAV進(jìn)入下?lián)舯鳡顩r中時(shí)，飛機(jī)被突然向下推，但是系統(tǒng)27立即識(shí)別到所述事件，并且高于期望速度地恢復(fù)。而且，當(dāng)UAV擊中狀況3時(shí)，飛機(jī)努力克服飛行速度損失，并且從這個(gè)事件恢復(fù)。在沒有良好的魯棒控制規(guī)則的情況下，大多數(shù)飛機(jī)在這種微爆流中將喪失性能，并且墜毀。
在圖16和17中分別示出了UAV機(jī)首方位(heading)和x-y圖。假定當(dāng)發(fā)生微爆流攻擊時(shí)總是向飛行器施加橫向陣風(fēng)，但是后來，陣風(fēng)不改變其方向直到它慢下來。對(duì)于側(cè)面陣風(fēng)的機(jī)首方位角響應(yīng)為16英尺/秒高，如圖16中所示。可以看出，機(jī)首方位可能被微爆流影響干擾小量。但是，系統(tǒng)27立即命令UAV在事件后校正機(jī)首方位角。從圖17，UAV假定從其機(jī)首方位角向東為0度的原點(diǎn)(0，0)開始微爆流影響。直到微爆流影響結(jié)束，在圖23中清楚地顯示在x-y方向上的UAV整體飛行路徑未受到大的影響。
在圖18中示出了相對(duì)于微爆流的俯仰角響應(yīng)。應(yīng)當(dāng)注意，在穩(wěn)定狀態(tài)級(jí)的飛行的俯仰角為大約-1.5度。當(dāng)在上升狀況中發(fā)生初始陣風(fēng)時(shí)，當(dāng)施加魯棒控制時(shí)俯仰角從所述級(jí)飛行值被提高小量。當(dāng)UAV遇到下?lián)舯鳡顩r時(shí)，為了調(diào)整在垂直方向上的這個(gè)突然事件，垂直魯棒控制輸入很快地動(dòng)作以將俯仰角提高得更高，以便將所述影響降低到最小。當(dāng)UAV進(jìn)入第三狀況時(shí)，水平陣風(fēng)突然從負(fù)向正轉(zhuǎn)換，并且垂直陣風(fēng)被改變?yōu)榻咏?。為了克服這個(gè)尾部風(fēng)事件，UAV魯棒控制器將俯仰角向下引導(dǎo)直到最小化這個(gè)影響。
在圖19、20和21中示出了用于這個(gè)模擬的陣風(fēng)分量。圖19是水平分量，圖20是橫向分量，圖21是垂直分量。JFK風(fēng)切變的分量被以虛線繪制在這些附圖旁邊。所述附圖示出了當(dāng)UAV進(jìn)入微爆流統(tǒng)治區(qū)域時(shí)，水平陣風(fēng)被緩慢地提高。水平陣風(fēng)將類似于JFK陣風(fēng)地動(dòng)作，在其三個(gè)方向上有尖銳的改變。類似地，側(cè)面陣風(fēng)速度和垂直陣風(fēng)很接近JFK風(fēng)切變。應(yīng)當(dāng)注意，通過本發(fā)明的方法的逆參數(shù)ID方法使用被計(jì)算的微爆流估計(jì)方法來產(chǎn)生這些陣風(fēng)簡檔。在具有這樣的陣風(fēng)簡檔的情況下，波音727墜毀；但是，本發(fā)明的魯棒控制器防止所模擬的UAV墜毀。
在圖22-27中示出了用于預(yù)測三個(gè)方向的陣風(fēng)響應(yīng)的余項(xiàng)。在三個(gè)角度速率響應(yīng)(轉(zhuǎn)動(dòng)率、俯仰率和偏航率)上，超過10秒的突變幅度指示微爆流狀況的開始點(diǎn)。如果不應(yīng)用魯棒控制器，則在這些角速率上的振蕩將不衰減，而是將持續(xù)提高直到它們失控。這是引起在風(fēng)切變中的受控飛行的喪失的主要原因之一。
在圖25、26和27中所示的三個(gè)加速度分量上，顯示陣風(fēng)負(fù)載在橫向和垂直方向上不是空白(white)的。類似于角度速率，當(dāng)三種微爆流狀況初始影響飛機(jī)時(shí)加速度分量將具有大的改變。根據(jù)每種沖擊狀況，橫向加速度余項(xiàng)響應(yīng)于魯棒控制而改變。可以看出，最高的橫向沖擊發(fā)生在當(dāng)飛機(jī)升力降低時(shí)的下?lián)舯鞯臓顩r中。但是，即使對(duì)于這種困難狀況，使用本發(fā)明的魯棒控制規(guī)則的模擬UAV保持其性能。克服這種沖擊的原因之一是所開發(fā)的控制規(guī)則是基于最差情況設(shè)計(jì)的。對(duì)于水平加速度的連續(xù)水平陣風(fēng)沖擊可以高達(dá)3.0英尺/秒2，并且最大水平陣風(fēng)可以達(dá)到6.0英尺/秒2。對(duì)于其加速度的最大垂直陣風(fēng)沖擊大于1.0英尺/秒2。
所公開的智能飛行控制系統(tǒng)包括1)魯棒控制規(guī)則開發(fā)2)來自所有模型的不確定性計(jì)算3)用于陣風(fēng)協(xié)方差估計(jì)的逆參數(shù)ID估計(jì)4)用于陣風(fēng)估計(jì)的逆Dryden功率譜密度函數(shù)5)被計(jì)算的自動(dòng)陣風(fēng)檢測系統(tǒng)6)UAV對(duì)抗天氣狀況的智能設(shè)計(jì)7)當(dāng)陣風(fēng)功率密度太強(qiáng)時(shí)的智能避開模式設(shè)計(jì)8)在暴風(fēng)雨模式中的橫向?qū)R設(shè)計(jì)9)在暴風(fēng)雨模式中的控制面極限擊中避開邏輯設(shè)計(jì)10)當(dāng)在暴風(fēng)雨攻擊后傳感器故障時(shí)的回家模式設(shè)計(jì)11)如果傳感器故障則在暴風(fēng)雨攻擊后的最小燃料目的地選擇。
雖然如上所述被用于無人飛機(jī)，但是本發(fā)明的系統(tǒng)可應(yīng)用到包括載人飛機(jī)的所有類型的飛機(jī)。本發(fā)明的系統(tǒng)也可以并入另外的特征，包括用于把控制返還飛行員的人工代用(override)方法。
雖然已經(jīng)相對(duì)于說明性實(shí)施例而描述了本發(fā)明，但是不意欲在限定含義上解釋本說明書。對(duì)于參見本說明書的本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員，所述說明性實(shí)施例的各種修改和組合以及本發(fā)明的其他實(shí)施例是顯而易見的。
權(quán)利要求
1.一種飛行控制系統(tǒng)，用于控制飛機(jī)通過風(fēng)切變狀況的飛行，所述系統(tǒng)包括用于測量飛機(jī)的所選擇的飛行性能狀態(tài)的值的部件；控制系統(tǒng)，用于操作在飛機(jī)上的飛行控制器件；以及位于飛機(jī)上的風(fēng)切變檢測系統(tǒng)，所述風(fēng)切變檢測系統(tǒng)使用所選擇的飛行性能狀態(tài)的測量值的至少一些來計(jì)算在飛行期間的陣風(fēng)平均值，以與在表格中的預(yù)定值相比較，以確定風(fēng)切變狀況是否存在；其中，所述控制系統(tǒng)響應(yīng)于所述風(fēng)切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述飛行控制器件的至少一些。
2.按照權(quán)利要求1的飛行控制系統(tǒng)，其中，使用在三個(gè)正交方向上的陣風(fēng)來計(jì)算所述陣風(fēng)平均值。
3.按照權(quán)利要求1的飛行控制系統(tǒng)，其中，所述風(fēng)切變檢測系統(tǒng)使用波長、功率譜密度函數(shù)和空間頻率來計(jì)算所述陣風(fēng)平均值。
4.一種用于飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括用于測量飛機(jī)的所選擇的飛行性能狀態(tài)的值的部件；控制系統(tǒng)，用于操作在飛機(jī)上的飛行控制器件；風(fēng)切變檢測系統(tǒng)，包括輸入部件，用于接收所述飛行性能狀態(tài)的測量值；以及基于計(jì)算機(jī)的系統(tǒng)，用于使用逆系統(tǒng)參數(shù)識(shí)別方法來計(jì)算當(dāng)前的風(fēng)切變狀況的波長和功率譜函數(shù)；其中，所述控制系統(tǒng)響應(yīng)于來自所述風(fēng)切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述飛行控制器件的至少一些。
5.一種用于在風(fēng)切變狀況中控制飛機(jī)的飛行的方法，所述方法包括(a)測量飛機(jī)的飛行性能狀態(tài)；(b)計(jì)算飛機(jī)遇到的平均陣風(fēng)；(c)將所述平均陣風(fēng)與在表格中的預(yù)定值相比較；(d)當(dāng)所述平均陣風(fēng)超過在用于指示風(fēng)切變狀況的該表格中的選擇值時(shí)，自動(dòng)操作在飛機(jī)上的飛行控制器件以便最小化所述風(fēng)切變狀況對(duì)于飛機(jī)的飛行的影響。
全文摘要
一種飛行控制系統(tǒng)被配置來用于控制通過風(fēng)切變狀況的飛機(jī)(11)的飛行，所述系統(tǒng)包括用于測量所選擇的飛機(jī)(11)飛行性能狀態(tài)的值的部件；控制系統(tǒng)，用于操作在飛機(jī)(11)上的飛行控制器件；以及位于飛機(jī)上的風(fēng)切變檢測系統(tǒng)，所述風(fēng)切變檢測系統(tǒng)使用所選擇的飛行性能狀態(tài)的測量值的至少一些來計(jì)算在飛行期間的陣風(fēng)平均值，以與在表格中的預(yù)定值相比較，以確定風(fēng)切變狀況是否存在；其中，所述控制系統(tǒng)響應(yīng)于所述風(fēng)切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述飛行控制器件的至少一些。
文檔編號(hào)G05D1/08GK101068712SQ200580034374
公開日2007年11月7日 申請日期2005年10月11日 優(yōu)先權(quán)日2004年10月8日
發(fā)明者士平·J·許 申請人:貝爾直升機(jī)泰克斯特龍公司