技术领域
[0001] 本
发明涉及一种飞行器(特别地，运输飞行器)的飞行控制方法和系统。
背景技术
[0002] 众所周知，现代民用飞行器由嵌入在专用数字计算机中的数学领航规则控制，并且其输入来自放置在飞行器上的
传感器，并且其输出由控制表面偏转输入组成。这些控制
表面偏转输入被发送到这些控制表面的
致动器的
控制器。
[0003] 因此，连接飞行器的移动和控制表面的移动的整个控制链根据刷新传感器的
频率以及在对控制链的元件与控制表面的控制器之间的
采样不同时性而经历时间延迟。
[0004] 通常使用强大的数学工具来计算领航规则并且然后其以增益表的形式转录到计算机中。这种方法在将增益引入计算机之前生成多个步骤，并且不实现在所述计算机中修
改规则的目的。
[0005] 此外，在柔性飞行器上(其第一结构模态位于接近领航模态的频率处)，有必要将频域滤波应用于来自传感器的信息，以限制飞行器的结构与领航规则之间的
气动伺服弹性
耦合。
[0006] 表示整个这种控制链的数学模型可能非常复杂并且使得不可能将相应领航规则明确写入计算机中。
发明内容
[0007] 本发明的目的是消除此缺点。本发明涉及一种用于利用可以较容易地生成和写入的一条或多条领航规则相对于飞行器的至少一个领航轴而控制所述飞行器的飞行的方法，
所述飞行器配备有电气
飞行控制系统和或至少可以由所述飞行器的飞行员手动致动以便
相对于所述飞行器的领航轴进行控制的至少一个控制构件(驾驶杆、
踏板等)，或被适配成
由自动领航仪型设备控制的至少一个虚拟控制构件。
[0008] 根据本发明，所述方法包括以下步骤：
[0009] -整合步骤，所述整合步骤包括：将通用参数计算模
块集合整合到所述飞行器的所述飞行控制系统的至少一个处理单元中，所述计算模块中的至少一些计算模块旨在用于计
算至少一条领航规则相对于至少一个给定领航轴的增益，所述通用参数计算模块集合利用
展示了所述飞行器的空气动
力系数的第一值以及定义了控制链相对于所述给定领航轴的
延迟和滤波特性的第二值；
[0010] -至少一个数据捕获步骤，所述至少一个数据捕获步骤包括：借助于数据捕获单元在与所述飞行器的所述给定领航轴相关联的至少一个计算单元中捕获展示所述飞行器的
所述
空气动力系数的第一值以及定义所述控制链相对于所述给定领航轴的所述延迟和滤
波特性的第二值，所述计算单元被配置用于利用所述通用计算模块集合的至少一部分来计
算所述领航规则的所述增益，所述控制链被线性化以使得有可能生成旨在用于控制表面的
至少一个致动器的输入，所述控制表面被适配用于借助于以原始状态提供的受控变量(即，
非滤波和非延迟变量)根据所述飞行器的至少一个当前控制值相对于所述领航轴而控制所
述飞行器；以及
[0011] -至少一个控制步骤，所述至少一个控制步骤包括：在所述飞行器的飞行期间，将借助于数据生成单元生成的所述当前控制值录入到所述计算单元中，并且借助于所述计算
单元利用此当前控制值来计算用于相对于所述给定领航轴而控制所述飞行器的所述输入，
以便相对于所述给定领航轴来控制所述飞行器，以此方式计算的所述输入被传输到所述控
制表面的所述致动器。
[0012] 因此，由于本发明，从(线性化的)控制链的线性表示中建立领航规则的方程，这使得有可能使用非滤波和非延迟受控变量来生成输入。此外，考虑了所谓的通用计算模块集
合，意味着这些计算模块(其实现对具体参数的计算)中的至少一些计算模块可以用于为此
目的使用合适的第二值(由操作员录入)相对于不同领航轴(
俯仰、
偏航、
横滚)计算输入，这
些第二值定义了控制链相对于相应的领航轴的延迟和滤波特性。与上述通常情况相比，可
以更容易地生成或写入所利用的一条或多条领航规则。
[0013] 尽管不是排他地，但是本发明特别适合于所谓的柔性飞行器，在所述柔性飞行器中，第一结构模态位于接近领航模态的频率的频率处，显著地使得有可能实施合适的频域
滤波。
[0014] 线性化的控制链有利地满足以下方程：
[0015]
[0016] 其中：
[0017] -δu为控制表面的由此控制链生成的移动；
[0018] -Fequi为全局
滤波器，展示了对滤波器的建模以及所述控制链的所有延迟和不同时性；
[0019] -uc为控制值；
[0020] -u为非滤波和非延迟受控变量；
[0021] -s为拉普拉斯(Laplace)变量；并且
[0022] -Kuc、Ku、Kudot和Kui为增益。
[0023] 有利地，所述增益Kuc、Ku、Kudot和Kui中的至少一些增益是根据存在于所述通用计算模块集合中的方程而确定的。
[0024] 此外，全局滤波器Fequi有利地满足以下方程：
[0025] Fequi＝pade(T，2)*B(s)
[0026] 其中：
[0027] -pade(T，2)为二阶帕德滤波器；以及
[0028] -B(s)为二阶巴特沃斯(Butterworth)滤波器。
[0029] 在优选
实施例中，所述通用参数计算模块集合由多个控制步骤用于相对于所述飞行器的三个领航轴中的至少两个(并且优选地三个)领航轴而控制所述飞行器的飞行：
[0030] -俯仰轴；
[0031] -横滚轴；以及
[0032] -偏航轴。
[0033] 因此，本发明可以应用于飞行器的三个领航轴之一或同时应用于其中的多于一个。
[0034] 在第一应用中，为了至少相对于领航轴(对应于所述飞行器的所述俯仰轴)而控制所述飞行器的所述飞行，所述控制步骤有利地包括：使用以下方程根据与
载荷因子Nz相对
应当前控制值Nzc计算采用所述飞行器的升降
舵的偏转输入δq形式的输入，所述当前控制
值方程表示可以由所述飞行器的飞行员致动的驾驶杆的
位置：
[0035]
[0036] 其中：
[0037] -Fequi为全局滤波器；
[0038] -s为拉普拉斯变量；
[0039] -KNz、Kq和Ki为增益；以及
[0040] -KD为预控制项。
[0041] 此外，有利地，根据以下方程计算所述增益KNz、Kq和Ki和所述预控制项KD：
[0042]
[0043]
[0044]
[0045] KD＝τKi
[0046] 其中：
[0047] -τ为时间常数值；
[0048] - 和pα为从飞行力学方程中获得的参数；
[0049] -A为取决于 和pa的值，并且
[0050] -Kudot、Ku和Kui为从根据在所述通用计算模块中实现的方程计算的参数。
[0051] 此外，除了或代替第一应用，在第二应用中，为了至少相对于领航轴(对应于所述飞行器的所述偏航轴)控制所述飞行器的所述飞行，所述控制步骤有利地包括：使用以下方
程根据与所述飞行器的
侧滑角β相对应当前控制值βc计算采用虚拟偏航控制表面的偏转输
入δr形式的输入，所述当前控制值表示可以由所述飞行器的飞行员致动的踏板的位置：
[0052]
[0053] 其中：
[0054] -Fequi为全局滤波器；
[0055] -s为拉普拉斯变量；
[0056] -Kβ、Kβdot和Kβint为增益；以及
[0057] - 为预控制项。
[0058] 此外，有利地，根据在所述通用计算模块集合中实现的方程计算所述增益Kβ、Kβdot和Kβint和所述预控制项
[0059] 此外，除了或代替第一和第二应用，在第三应用中，为了至少相对于领航轴(对应于所述飞行器的所述横滚轴)控制所述飞行器的所述飞行，所述控制步骤有利地包括：使用
以下方程根据与所述飞行器的横滚率p相对应的当前控制值pc计算采用虚拟横滚控制表面
的偏转输入δp形式的输入，所述当前控制值表示可以由所述飞行器的飞行员致动的驾驶杆
的位置：
[0060]
[0061] 其中：
[0062] -Fequi为全局滤波器；
[0063] -s为拉普拉斯变量；
[0064] -Kp和Kpint为增益；以及
[0065] - 为预控制项。
[0066] 此外，有利地，根据在所述通用计算模块集合中实现的方程计算所述增益、Kp和Kpint和所述预控制项
[0067] 本发明还涉及一种飞行器飞行控制系统，所述飞行器飞行控制系统旨在用于相对于至少一个领航轴而控制所述飞行器的飞行。
[0068] 根据本发明，所述系统包括：
[0069] -处理单元，所述处理单元包括通用参数计算模块集合，所述计算模块的至少一些计算模块旨在用于计算至少一条领航规则相对于所述飞行器的至少一个给定领航轴的增
益，所述通用参数计算模块集合利用展示所述飞行器的空气动力系数的第一值以及定义控
制链相对于所述给定领航轴的延迟和滤波特性的第二值；
[0070] -至少一个数据捕获单元，被配置用于在与所述飞行器的所述给定领航轴相关联的至少一个计算单元中捕获展示所述飞行器的所述空气动力系数的第一值以及定义所述
控制链相对于所述给定领航轴的所述延迟和滤波特性的第二值；
[0071] -至少一个数据录入链路，被配置用于在所述飞行器的飞行期间将至少一个当前控制值录入到所述计算单元中；以及
[0072] -所述至少一个计算单元，被配置用于利用所述通用计算模块集合的至少一部分来计算所述领航规则的所述增益，所述计算单元被配置用于计算旨在用于控制表面的至少
一个致动器的输入，所述控制表面被适配用于使用以原始状态提供的受控变量根据所述飞
行器的所述当前控制值相对于所述领航轴而控制所述飞行器，以此方式计算的所述输入被
传输到所述控制表面的所述致动器。
[0073] 在一个具体实施例中，所述系统包括：
[0074] -计算单元，所述计算单元与俯仰轴相关联；
[0075] -计算单元，所述计算单元与横滚轴相关联；以及
[0076] -计算单元，所述计算单元与偏航轴相关联。
[0077] 所述系统进一步有利地包括：
[0078] -至少一个控制构件，所述至少一个控制构件可以被配置用于生成控制值；以及
[0079] -控制表面的至少一个致动器，所述至少一个致动器被配置用于根据所接收的输入致动所述控制表面。
[0080] 本发明还涉及一种飞行器(具体地，运输飞行器)，所述飞行器配备有如上文所述的系统。
附图说明
[0081] 所述附图清楚地解释了如何将本发明应用于实践。在这些图中，相同参考号表示相似元件。更具体地：
[0082] -图1为飞行控制系统的
框图并且展示了本发明的一个实施例；
[0083] -图2至图4为控制链的图示；并且
[0084] -图5示出了由飞行控制系统实现的方法的步骤。
具体实施方式
[0085] 图1中图解地表示出了系统1，以说明本发明是一种飞行器(具体地，运输飞行器)的电气飞行控制系统(未示出)。此飞行控制系统1旨在用于相对于飞行器的三个领航轴中
的至少一个领航轴而控制(领航)飞行器：
[0086] -俯仰轴；
[0087] -偏航轴；
[0088] -横滚轴。
[0089] 根据本发明，所述系统1包括：
[0090] -中央单元2，所述中央单元包括处理单元3，所述处理单元包括通用参数计算模块Mi集合。所述计算模块Mi中的至少一些计算模块旨在用于计算至少一条领航规则相对于飞
行器的至少一个给定领航轴的增益。通用计算模块Mi集合利用展示了飞行器的空气动力系
数的第一值以及定义了控制链相对于给定轴的延迟和滤波特性的第二值；
[0091] -至少一个数据捕获单元4(输入(
键盘、
触摸屏等))，所述至少一个数据捕获单元经由链路5连接至中央单元2并且被配置用于使操作员(具体地，飞行器的飞行员)能够在与
飞行器的给定领航轴相关联的至少一个计算单元6、7、8中捕获第一值(展示了飞行器的空
气动力系数)和第二值(定义了控制链相对于所述给定领航轴的延迟和滤波特性)；
[0092] -至少一个数据录入链路9，所述至少一个数据录入链路连接至中央单元2并且被配置用于在所述飞行器的飞行期间将从数据生成单元(见下文)接收的至少一个当前控制
值录入到所述计算单元6、7、8中；以及
[0093] -一个或多个计算单元6、7、8(分别为图1中的COMP1、COMP2、COMP3)。
[0094] 每个计算单元6、7、8被配置用于利用通用计算模块Mi集合的至少一部分来计算相关联的领航规则的增益。
[0095] 此外，每个计算单元6、7、8被配置用于计算旨在用于控制表面的至少一个致动器的输入，所述控制表面被适配用于使用以原始状态提供的受控变量根据飞行器的所述当前
控制值相对于所述领航轴而控制飞行器。原始状态意指生成(或由合适传感器测量)变量的
状态(即，非滤波和非延迟)。
[0096] 所述系统1进一步包括：
[0097] -数据生成单元10，所述数据生成单元包括至少一个控制构件11、12，所述控制构件由所述飞行器的飞行员手动致动并且被配置用于生成表示所述动作的控制值。数据生成
单元10可以包括作为控制构件的常见类型的驾驶杆11(具体地，操纵杆(STICK))，所述驾驶
杆用于生成旨在用于相对于俯仰轴或横滚轴进行领航的控制值；和/或旨在用于相对于偏
航轴进行领航的踏板12(PED)；以及
[0098] -控制表面的至少一个致动器16、17和18，所述至少一个致动器被配置用于根据所接收的输入致动所述控制表面。图1中采用系统15的形式图解地表示了通过链路14连接至
中央单元2的致动器16、17和18(分别为图1中的ACT1、ACT2和ACT3)并且其分别与俯仰轴、偏
航轴和横滚轴相关联。
[0099] 在图1中所示出的具体实施例中，系统1同时包括：
[0100] -计算单元6，所述计算单元与俯仰轴相关联；
[0101] -计算单元7，所述计算单元与偏航轴相关联；以及
[0102] -计算单元8，所述计算单元与横滚轴相关联。
[0103] 这些计算单元6、7和8可以为同一计算元件的一部分。
[0104] 经由链路14将通过所述计算单元6、7和8中的每个计算单元计算的输入传输到对应合适(真实或虚拟)控制表面的一个或多个致动器。
[0105] 所述计算模块Mi集合被称为通用的，这是因为这三个计算单元6、7和8中的每个计算单元可以利用此集合中的计算模块Mi。
[0106] 此外，所述系统1为通用的。事实上，其适用于任何飞行器(见下文)。如上所述的确定的代码(其安装在中央单元2中)可直接用于任何飞行器而无需
修改(条件是飞行器的系
统架构允许嵌入此代码)。
[0107] 因此，系统1适用于相对于飞行器俯仰轴、横滚轴和/或偏航轴进行领航，所述飞行器配备有使此飞行器能够相对于这三个轴移动的控制表面。
[0108] 可以在两个连续阶段的
基础上解释在中央单元2中利用的各个计算元件的定义，这两个连续阶段分别包括：
[0109] -建立(闭环)控制链的具有优化复杂性的具体表示；以及
[0110] -在所述建模的基础上，定义领航规则，然后，其目的是明确显而易见的并且其方程实时计算规则的输入。然后，这些方程可以直接编码在飞行控制系统1的中央单元2中。
[0111] 为了实施这两个阶段，利用以下飞行器模型。
[0112] 在不考虑柔性模态或数字控制系统的情况下，可以通过俯仰轴或耦合的横滚轴和偏航轴的常见飞行力学微分方程来表示飞行器。
[0113] 在俯仰轴的情况下，这些方程被写成：
[0114]
[0115] 其中，α为迎角，q为俯仰率，并且δq为升降舵的偏转。
[0116] 垂直载荷因子Nz计算如下：
[0117]
[0118] 使用拉普拉斯变量，我们得到：
[0119]
[0120] 在横滚轴和偏航轴的情况下，这些方程是以惯常方式写出：
[0121]
[0122] 其中，β为侧滑角，r为偏航率，p为横滚率， 为横滚角，δl为主横滚控制表面的偏转，δn为主偏航控制表面的偏转，α为迎角，并且θ为纵向俯仰角。
[0123] α和θ的值被考虑为足够小以简化正弦、余弦和正切项。常用的模型则为：
[0124]
[0125] 如果np、lβ和lγ中的项可以忽略或如果第一领航规则实现对其的补偿，则模型变为：
[0126]
[0127] 采用符号：
[0128] 和
[0129] （ii)
[0130] 我们得到：
[0131]
[0132] 和：
[0133] (s-lp)p＝δp (iv)
[0134] 如以上所指示的，考虑了线性化的全局控制链(即，无饱和或参数
阈值的方程组)。用数学术语讲，此线性化的控制链由互换元件组成。因此，与此控制链的各个步骤相关的延
迟可以组合成同一项。
[0135] 因此，如果控制链的所有延迟和不同时性都通过恒等函数相关，则可以假设对应于所有延迟之总和的等效单个延迟在控制链的最终位置中适用。同样地，应用于领航规则
的输入的结构滤波可以以等效的方式置于在规则的下游，在最终输入上。
[0136] 图2中更详细地示出了控制链的常见表示。
[0137] 在图2中：
[0138] -C表示传感器集合；
[0139] -F1表示第一结构滤波器；
[0140] -D1表示第一延迟；
[0141] -L表示领航规则；
[0142] -D2表示第二延迟；并且
[0143] -TR表示致动器的传递函数。
[0144] 如图3中，可以以等效方式表示控制链，其中，DT表示对应于图2控制链的累加延迟D1和D2的总延迟。
[0145] 此外，通过将结构滤波器F1与致动器的传递函数TR组合为展示了总滤波的滤波器FT得到图4中所示出的表示。
[0146] 因此，整个控制链可以被认为是应用于非滤波和非延迟传感器C的规则L，来自所述传感器的输入传递通过延迟单元DT和单个滤波器FT。
[0147] 广义形式的PID(proportional-integral-derivative，比例-积分-微分)型领航规则被写成：
[0148]
[0149] 其中，uc为规则(控制值)的设定点，并且u为考虑为非滤波和非延迟(即，采用其原始状态)的可控变量。
[0150] 然后，对应于图4表示的控制链被写成：
[0151]
[0152] δu为由此控制链生成的控制表面移动(偏转)。
[0153] 因此，可以在两个连续阶段的基础上解释对用于获得最终领航规则的各个计算元件的定义。基于控制链的方程(v)的第一阶段包括建立所述链的等效表示，并且第二阶段利
用所述新表示来建立领航规则的方程。
[0154] 其中，就第一阶段而言，FILT(s)＝delay全局(s)*Filter(s)以N阶单一全局滤波器(N≥1)的形式建模(表示为Fequi(s))并且使FILT(s)能够在对应于领航规则的
通带的通带
中高保真度地表示。
[0155] 使控制链的滤波器和延迟特性能够高保真度地且简单地表示的优选公式如下：
[0156] Fequi(s)＝pade(T，2)*B(s)
[0157] 其中，pade(T，2)为具有时间常数T：的二阶帕德滤波器，
[0158]
[0159] 并且B(s)为具有角频率ω0和阻尼ξ：的二阶巴特沃斯滤波器。
[0160]
[0161] 众所周知，pade(T，2)滤波器在数学上表示延迟T对控制链的影响。
[0162] 此外，使用二阶滤波器，滤波器B(s)的结构实现对滤波器的低通特性的良好表示，同时还非常好地表示其Q(过
电压系数)。
[0163] 因此，选择四阶全局滤波器Fequi(s)(四阶对应于pade(T，2)滤波器的二阶和B(s)滤波器的二阶之和)以便以飞行器的领航频率真实地表示由B(s)给出的低通滤波和过电压
因子特性以及由T给出的链延迟特征。
[0164] 我们得到：
[0165]
[0166] 此外，就前述第二阶段而言，如果考虑俯仰轴或偏航轴，则表示飞行器的方程组为二阶方程组(方程(i)和(iii))。另一方面，如果考虑横滚轴，则表示飞行器的方程组为一阶
方程组(方程(iv))，其为二阶方程组的特殊情况，其二阶系数为零。
[0167] 然后，考虑状态可变方程组u的二阶通用微分方程(实现在轴中的每个轴上表示飞行器)，其中，控制表面的偏转为δu：
[0168] (K2s2+K1s+K0)u＝δu (vii)
[0169] 领航规则通过使用更通用的符号来改写(vi)定义：
[0170]
[0171] 然后，微分方程(vii)变为：
[0172]
[0173] 因此，领航规则包括：
[0174] -应用于控制值uc的预控制增益Kuc；
[0175] -对u的直接反馈，表示为Ku；
[0176] -对u的导数的反馈，表示为Kudot；以及
[0177] -积分反馈，表示为Kui，应用于(uc-u).
[0178] 然后，闭环方程组为：(ix)
[0179] (T7s7+T6s6+T5s5+(T4-θ2Kudot)s4+(T3-θ2Ku+θ1Kudot)s3+(T2+θ2Kui+θ1Ku-θ0Kudot)s2+(T1-θ1Kui-θ0Ku)s+θ0Kui)u＝(θ2s2-θ1s+θ0)(Kucs+Kui)uc
[0180] 其项经由函数coefequationBF计算出，从而使得：
[0181] [T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2]＝coefequationBF(a，b，d，T，K0，K1，K2)[0182] 通过说明的方式，在此情况下考虑了以下方程：
[0183]
[0184]
[0185] θ0＝1.0
[0186] T7＝aθ2K2
[0187] T6＝aθ2K1+(bθ2+aθ1)K2
[0188] T5＝aθ2K0+(bθ2+aθ1)K1+(dθ2+bθ1+aθ0)K2
[0189] T4＝(bθ2+aθ1)K0+(dθ2+bθ1+aθ0)K1+(dθ1+bθ0)K2
[0190] T3＝(dθ2+bθ1+aθ0)K0+(dθ1+bθ0)K1+dθ0K2
[0191] T2＝(dθ1+bθ0)K0+dθ0K1
[0192] T1＝dθ0K0
[0193] 通过方程(ix)描述的方程组具有七个极点，所述极点被定义为七阶多项式的对应于方程(ix)的左侧部分的根。
[0194] PID型规则没有足够的
自由度来放置方程组的七个极点。其仅使其中的三个极点能够受到约束。
[0195] 因此，方程组的三个极点由规则放置在规则的目的上并且因此为多项式的根：
[0196]
[0197] 其中，ωetξω和ξ为复模态的角频率和阻尼目的，并且τ为实模态的时间常数目的。
[0198] 在闭环中，最后四个极点变成了不是规则的目的而是结果的值。这四个极点为多项式的根。
[0199] 因此，闭环极点集合定义了闭环方程组的多项式。
[0200] (x4s4+x3s3+x2s2+x1s+x0).(μ3s3+μ2s2+μ1s+μ0).u (x)
[0201] 因此，方程(ix)的左侧部分和方程(x)可以经由恒等函数相关。
[0202] 此恒等函数通过函数equation_law_input中定义的一连串方程来执行，从而使得：
[0203] [Ku，Kui，Kudot]＝equation_law_input(μ0，μ1，μ2，μ3，T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2)
[0204] 由具有三个方程的方程组定义三个未知项Ku、Kui和Kudot。
[0205] K11Ku+K12Kudot+K13Kui＝D11
[0206] K21Ku+K22Kudot+K23Kui＝D22
[0207] K31Ku+K32Kudot+K33Kui＝D33
[0208] 在此方程组中，行列式为：
[0209]
[0210]
[0211]
[0212]
[0213] 如果假设方程组可控，则D不为零。
[0214] 我们最终得到：
[0215]
[0216]
[0217]
[0218] 在这些表达式中，使用了以下公式：
[0219]
[0220]
[0221]
[0222]
[0223]
[0224]
[0225]
[0226]
[0227] K13＝θ2
[0228] D11＝x2μ0+μ1C1+μ2C3-T2
[0229]
[0230]
[0231] K23＝θ1
[0232] D22＝T1-μ0C1-μ1Ca
[0233]
[0234]
[0235] K3a＝-θ0
[0236] D3a＝-μ0C3
[0237] 然后，此领航规则可以应用于飞行器的俯仰轴、偏航轴或横滚轴，方程(vii)和方程(i)、(iii)或(iv)通过恒等函数相关。飞行器的控制链(vi)和方程(viii)通过恒等函数
相关。
[0238] 在第一应用中，为了相对于飞行器的俯仰轴控制飞行器，计算单元6(图1)被配置用于在当前控制值Nzc(对应于载荷因子Nz)的基础上计算采用飞行器的升降舵的偏转输入
δq形式的输入，所述当前控制值表示可以由飞行器的飞行员朝着前方或朝着后方枢转的驾
驶杆11的位置。
[0239] 计算单元6使用以下方程计算偏转输入δq：
[0240]
[0241] 也就是说：
[0242]
[0243] 此方程是通过使用对应于方程(i)的变量的名称来改写方程(vi)而得到的。
[0244] 使用符号 K0＝mqpα-mα、K1＝-(pα+mq)，K2＝1.0
[0245] 我们得到：
[0246] [T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2]＝coefequationBF(a，b，d，T，K0，K1，K2)[0247] 可以选择的规则目的为：
[0249] -ξ攻角振荡的阻尼的待定值；以及
[0250] -τ与积分器的存在关联的实模态的时间常数的待定值。
[0251] 然后，我们写出：
[0252] μ3＝1.0
[0253]
[0254]
[0255]
[0256] 我们得到：
[0257] [Ku，Kui，Kudot]＝equation_law_input(μ0，μ1，μ2，μ3，T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2)
[0258] 以及
[0259]
[0260]
[0261]
[0262] 预控制项KD实现对实模态的补偿：
[0263] KD＝τKi
[0264] 此外，在第二应用中，为了相对于飞行器的偏航轴而控制飞行器，计算单元7(图1)被配置用于在当前控制值βc(对应于侧滑角β)的基础上计算采用飞行器的虚拟偏航控制表
面的偏转输入δr形式的输入，所述当前控制值表示可以由飞行器的飞行员致动的踏板12的
位置。
[0265] 计算单元7使用以下方程来计算偏转输入δr：
[0266]
[0267] 也就是说：
[0268]
[0269] 此方程通过使用对应于方程(iii)的变量的名称来改写方程(vi)而得到。
[0270] 使用符号：
[0271] 我们得到：
[0272] [T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2]＝coefequationBF(a，b，d，T，K0，K1，K2)[0273] 可以选择的规则目的为：
[0274] -ωβ荷兰滚模态的角频率的待定值；
[0275] -ξβ荷兰滚模态的角频率的待定值；
[0276] - 与积分器的存在关联的实模态的时间常数的待定值。
[0277] 然后，我们写出：
[0278]
[0279] 我们得到：
[0280] [Kβ，Kβi，Kβdot]＝equation_law_input(μ0，μ1，μ2，μ3，T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2)
[0281] 预控制项 实现对实模态的补偿：
[0282] Kβc＝τβint.Kβint
[0283] 在第三应用中，为了相对于飞行器的横滚轴而控制飞行器，计算单元8(图1)被配置用于在当前控制值pc(对应于飞行器的横滚率p)的基础上计算采用飞行器的虚拟横滚控
制表面偏转输入δp形式的输入，所述当前控制值表示可以由飞行器的飞行员领航朝着右侧
或朝着左侧枢转的驾驶杆11的位置。
[0284] 计算单元8使用以下方程来计算偏转输入δp：
[0285]
[0286] 也就是说：
[0287]
[0288] 此方程通过使用对应于方程(iv)的变量的名称来改写方程(iv)而得到。
[0289] 使用符号：K2＝0.0，K1＝1.0，K0＝-lp
[0290] 我们得到：
[0291] [T1，T2，T3，T4，T5，T6，T7，θ0，θ1，θ2]＝coefequationBF(a，b，d，T，K0，K1，K2)[0292] 可以选择的规则目的为：
[0293] -Trp对应于飞行器的纯横滚模态的实模态的时间常数的待定值；
[0294] -Tap对应于飞行器的螺旋模态的实模态的时间常数的待定值。
[0295] 然后，我们写出：
[0296]
[0297] 因为待定义的规则为更低阶的，而不是子函数equation_law_input，所以定义了稍微不同的子函数equation_law_input：
[0298] [Ku，Kui]＝equation_law_input(μ0，μ1，μ2，T1，T2，T3，T4，T5，T6，θ0，θ1，θ2)[0299] Ku和Kui为具有两个方程的方程组的解：
[0300]
[0301]
[0302] 以下方程用于这些方程：
[0303]
[0304]
[0305]
[0306]
[0307]
[0308]
[0309]
[0310]
[0311] D11＝T1-μ0C3-μ1C4
[0312]
[0313] K22＝-θ0
[0314] D22＝-μ0C4
[0315] detD＝K11K22-K12K21
[0316] 我们得到：
[0317] Kp＝Kui
[0318] Kpint＝Kui
[0319] 预控制项 实现对实模态Tsp:的补偿。
[0320] Kpc＝Tsp.Kpint
[0321] 如上所述的飞行控制系统1的安装和操作可以使用图5中所示出的步骤E1至E3的顺序来实现。
[0322] 此步骤顺序包括：
[0323] -整合步骤E1，所述整合步骤包括：将通用计算模块Mi集合整合(编码)到飞行控制系统1的至少一个处理单元3中。已经在之前的步骤E0(特别是采用上述两个阶段)中确定了
此通用计算模块Mi集合；
[0324] -至少一个数据捕获步骤E2，所述至少一个数据捕获步骤包括：借助于数据捕获单元4在计算单元6、7、8中的至少一个计算单元中并且优选地在这三个计算单元6、7、8中捕获
展示飞行器的空气动力系数的第一值以及定义控制链相对于给定领航轴的延迟和滤波特
性的第二值；以及
[0325] -控制(或领航)步骤E3，所述控制(或领航)步骤包括：在飞行器的飞行期间，将借助于数据生成单元10生成的一个或多个当前控制值录入到一个或多个计算单元6、7、8中，
并且借助于一个或多个计算单元6、7、8使用此/这些当前控制值来计算用于相对于一个或
多个有关领航轴而控制飞行器。
[0326] 因此，本发明包括编码方程，所述编码方程以
串联方式利用，实现对嵌入飞行器的计算机(中央单元2)中的领航规则的增益的实时计算。因此，系统1应用于相对于俯仰轴、横
滚轴和/或偏航轴对任何飞行器进行领航，所述飞行器配备有实现关于那些轴操纵飞行器
的控制表面。
[0327] 为了实践本发明：
[0328] -已知飞行器的空气动力系数，已知控制链的延迟特性，并且已知控制链的各种滤波器(传感器采集滤波器、结构滤波器、致动器传递函数)，可以给方程(vi)的参数T，ω0和ξ
赋值；
[0329] -然后，自由定义领航规则的放置目的；并且
[0330] -然后，解可以应用于对飞行器进行领航。
