本公开一般涉及将飞行器限制在俯仰轴包络内的方法，并且更具体地是采用动态升降舵命令限值来控制飞行器保持在期望的俯仰轴包络内。
背景技术：
飞行器上的飞行控制系统可以使用包络保护和包络限制控制律形式来辅助飞行器的运行。包络限制控制律的作用是防止飞行器超过飞行包络参数，超过这些飞行包络参数，安全性会出现显著下降。
包络限制控制律通常设计为仅在飞行器已经超过或即将超过限制飞行包络时被激活。这种激活方式可以实现鲁棒的限制以及飞行机组感觉不到的转换进入或脱离包络限制控制律模式两者。
技术实现要素：
在示例中，描述了一种将飞行器限制在俯仰轴包络内的方法，该方法包括：确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值，其中，飞行器状态限值限定了飞行器的限值俯仰轴包络。该方法还包括：基于飞行器的当前俯仰轴变量以及与当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，并且预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态。该方法还包括：将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较，以针对多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差；将飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集。相应的限值升降舵命令表示飞行器的飞行操纵面的升降舵位置，升降舵位置将防止超出相应的飞行器状态限值。该方法还包括：将正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令；并且将负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的负限值升降舵命令。该方法还包括：将飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值；以及根据被限制为值的主俯仰轴控制律升降舵命令来控制飞行器。
在另一示例中，描述了一种系统，该系统包括：非暂时性计算机可读介质，该非暂时性计算机可读介质中存储有多个可执行指令；以及处理器，该处理器适于执行多个可执行指令，以确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值。该指令还被执行以基于飞行器的当前俯仰轴变量以及与当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，并且预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态。该指令还被执行以将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较，以针对多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差，并且将飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集。相应的限值升降舵命令表示飞行器的飞行操纵面的升降舵位置，该升降舵位置将防止超出飞行器状态限值。该指令还被执行以将正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令；而且将负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的负限值升降舵命令。。该指令还被执行以将飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值；并且根据被限制为值的主俯仰轴控制律升降舵命令来控制飞行器。
在另一示例中，描述了一种非暂时性计算机可读介质，该非暂时性计算机可读介质中存储有多个可执行指令，当具有处理器的计算设备执行多个可执行指令时，使得计算设备执行功能，所述功能包括：确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值。所述功能还包括：基于飞行器的当前俯仰轴变量以及与当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，并且预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态。所述功能还包括：将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较，以针对多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差；并且将飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集。相应的限值升降舵命令表示飞行器的飞行操纵面的升降舵位置，升降舵位置将防止超出相应的飞行器状态限值。所述功能还包括：将正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令；并且将负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的负限值升降舵命令。所述功能还包括：将飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值。所述功能还包括：根据被限制为值的主俯仰轴控制律升降舵命令来控制飞行器。
已经讨论的特征、功能和优点可以在各种示例中独立地实现，或者可以在其它示例中组合。这些示例的更多细节可以参见以下描述和附图。
附图说明
在所附权利要求书中阐述了被认作是新颖特征的说明性示例的特性。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性示例的以下详细描述，将最好地理解这些说明性示例以及优选的使用模式、其它目的和描述，其中：
图1示出了根据示例实现的飞行器图。
图2示出了根据示例实现的与飞行器一起使用的系统的框图。
图3是示出根据示例实现的将飞行器限制在俯仰轴包络内的功能的框图。
图4是示出根据示例实现的将载荷系数飞行器状态限值转换为等效迎角飞行器状态限值的功能的框图。
图5是示出根据示例实现的将迎角飞行器状态限值转换为等效载荷系数飞行器状态限值的功能的框图。
图6是示出根据示例实现的将空速飞行器状态限值转换为等效俯仰姿态飞行器状态限值的功能的框图。
图7是示出根据示例实现的包络限制控制律的功能的框图。
图8示出了根据示例实现的将飞行器限制在俯仰轴包络内的另一示例的流程图。
图9示出了根据示例实现的将飞行器限制在俯仰轴包络内的另一示例的流程图。
具体实施方式
下面将参考附图更全面地描述所公开的示例，附图中示出了一些而不是全部公开的示例。实际上，可以描述几个不同的示例，并且不应将其解释为仅限于本文所述的示例。实际上，可以描述若干不同的示例，并且不应将这些示例解释为限于本文阐述的示例。相反，描述了这些示例，使得本公开将是深入和完整的，并且将向本领域技术人员充分传达本公开的范围。
包络限制控制律是为了保护飞行器不超过飞行包络参数，超过这些飞行包络参数，安全性会出现显著下降。本文描述的示例包括用于限制俯仰轴状态的控制律，所述俯仰轴状态包括但不限于迎角、载荷系数、俯仰姿态和空速。因此，在示例中，描述了飞行器俯仰轴包络限制的系统和方法。多个俯仰轴变量与飞行器状态限值的接近度用于计算升降舵限制命令，当该升降舵限制命令作为对主俯仰轴控制律升降舵命令的限制时，确保飞行器不超过飞行器状态限值。
下面所描述的示例通过将当前飞行器状态与俯仰轴限制集合进行比较，产生相对差值集合。将这些差值转换为限值升降舵命令，然后对限值升降舵命令进行优先级排序，并选择所期望的升降舵命令度数，以使飞行器在俯仰轴包络内运行。因此，下面描述的示例提供了提供优先级排序后的多个俯仰轴变量的包络限制的方法，所述多个俯仰轴变量包括迎角、载荷系数(n＝l/w，其中n是载荷系数，l是升力，w是重量；载荷系数是飞行器升力与重量的比值，并且代表飞行器结构承受的应力的度量)、俯仰姿态和校准空速或马赫数。
本公开的实现提供了计算机技术所特有的技术改进，例如，与飞行器运行的计算机辅助有关的技术改进。计算机特定的技术问题(诸如针对飞行器运行提供包络限制控制律)可以通过本公开的实现全部或部分地解决。例如，本公开的实现允许飞行器在基于飞行员命令的俯仰轴包络内运行，并且飞行员可以使飞行器运行直至俯仰轴包络限制处，此时计算机防止超过俯仰轴包络。与一些现有的包络限制控制律不同，本公开提出直接对最终升降舵命令进行限制。结果，在允许可能会创建较大且不期望的俯仰响应的升降舵命令设定最终升降舵命令之前，这些升降舵命令可能将被截获。与所提出的方法相比，严格基于俯仰轴状态超过阈值来参与的其它控制律体系结构更具反应性。反应式设计需要更积极地响应，以获得与所提出方法等效的性能，从而导致不太期望的飞行器响应和可感知的瞬态行为，这些飞行器响应和瞬态行为会导致令人不快的操纵品质。本公开中提出的包络限制控制架构的特征在于它独立于主俯仰轴控制律架构。本公开的实现的另一个优点是缺乏复杂的逻辑来管理主俯仰轴控制律与多个包络限制控制模式之间的转换。此外，另一个优点是当限制启用和停用时，不存在机组人员可能会感觉到的显著的瞬态。
现在参考附图，图1示出了根据示例实现的飞行器100的图。在一些示例中，飞行器100可以是长机体商用飞行器。在其它示例中，飞行器100可以是任何飞行器。如图1所示，飞行器包括机身102，该机身102具有相对于地平线106的正(例如， )俯仰姿态104。正俯仰姿态104可以对应于飞行器100机头朝上。此外，飞行器100可以以纵向俯仰力矩110围绕对应于气动中心108的重力位置旋转。飞行器100包括升降舵112，俯仰力矩110至少部分地取决于负升降舵偏转114和/或正升降舵偏转116的变化幅度。
在一些示例中，飞行器飞行员和/或副飞行员可以施加控制柱力来生成升降舵偏转命令信号(诸如图3中的主俯仰轴控制律升降舵命令)，以调整升降舵112。在其它示例中，自动驾驶仪可以生成升降舵偏转命令信号来调整升降舵112。升降舵命令信号可以命令升降舵112以负升降舵偏转114进行响应，该负升降舵偏转114生成正(例如，机头朝上)俯仰力矩110。升降舵命令信号可以命令升降舵112以正升降舵偏转116进行响应，该正升降舵偏转116生成负(例如，机头向下)俯仰力矩110。
如图1所示，负飞行轨迹角120可以确定为在飞行器100下降时飞行器空速124与地平线106的夹角。在一些示例中，空速124可以是飞行器100的校准空速。迎角122可以被确定为空速124与中体基准126之间的角度。
飞行器100还包括位于飞行器100上的多个传感器，诸如机翼130上的传感器、发动机上的传感器和/或垂直稳定器132上的传感器。飞行器100可以包括许多传感器(未示出)，并且这些传感器被定位在整个飞行器100的外部或内部部件上。多个传感器提供输出，诸如指示空速或地面速度、控制面位置、迎角、飞行器加速度、飞行器姿态等的数据。
图2示出了根据示例实现的与飞行器100一起使用的系统200的框图。系统200可以用于从系统200内的各种传感器接收传感器测量信号，以确定飞行器俯仰姿态104、迎角122和空速124等飞行器参数。系统200可以根据本文描述的各种技术来用于计算正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集，并将主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值。例如，系统200的各种组件可以分布在飞行器100内。图2示出了系统200，系统200包括计算设备202、飞行员控制装置214、显示器216、惯性数据传感器222(包括加速计、陀螺仪等)、迎角传感器224、飞行数据传感器226、飞行操纵面执行器218和其它组件220。
计算设备202具有一个或更多个处理器204和非暂时性计算机可读介质206，非暂时性计算机可读介质206上存储有指令208，当一个或更多个处理器204执行该指令时，使计算设备202执行功能。下面详细描述的功能包括：例如，将主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值。
计算设备202也可以位于飞行器100上或地面计算系统内。为了执行上述功能，计算设备202包括通信接口210、输出接口212，并且计算设备202的各个组件连接到通信总线213。计算设备202还可以包括硬件，以使得能够在计算设备202内以及计算设备202与其它设备(未示出)之间进行通信。例如，硬件可以包括发射机、接收机和天线。
通信接口210可以是无线接口和/或一个或更多个有线接口，这些无线接口和有线接口允许与一个或更多个网络或一个或更多个远程设备进行短程通信和远程通信。这种无线接口可以提供在一个或更多个无线通信协议、蓝牙、wifi(例如，电气和电子工程师协会(ieee)802.11协议)、长期演进(lte)、蜂窝通信、近场通信(nfc)和/或其它无线通信协议下的通信。这种有线接口可以包括以太网接口、通用串行总线(usb)接口或类似接口，以经由导线、双绞线、同轴电缆、光链路、光纤链路或到有线网络的其它物理连接进行通信。因此，通信接口210可以被配置成从一个或更多个设备接收输入数据，并且还可以被配置成向其它设备发送输出数据。
非暂时性计算机可读介质206可以包括或采用存储器形式，诸如可由一个或更多个处理器204读取或访问的一个或更多个计算机可读存储介质。计算机可读存储介质可以包括易失性和/或非易失性存储组件，诸如光学、磁性、有机或其它存储器或磁盘存储器，其可以全部或部分地与一个或更多个处理器204集成。非暂时性计算机可读介质206被认为是非暂时性计算机可读介质。在一些示例中，可以使用单个物理设备(例如，一个光学、磁性、有机或其它存储器或盘存储单元)来实现非暂时性计算机可读介质206，而在其它示例中，可以使用两个或更多个物理设备来实现非暂时性计算机可读介质206。
因此，非暂时性计算机可读介质206是计算机可读介质，并且指令208存储在非暂时性计算机可读介质206上。指令208包括计算机可执行代码。
在各种示例中，非暂时性计算机可读介质206可以被包括在系统200的一部分中和/或独立于系统200，其中，通过将非暂时性计算机可读介质206联接到系统200和/或通过系统200从非暂时性计算机可读介质206下载(例如，经由有线链路或无线链路)指令来将存储的指令提供给系统200。
一个或更多个处理器204可以是通用处理器或专用处理器(例如，数字信号处理器、专用集成电路等)。一个或更多个处理器204可以接收来自通信接口210的输入以及来自其它传感器的输出，并对它们进行处理以生成存储在非暂时性计算机可读介质206中的输出。一个或更多个处理器204可以被配置为执行存储在非暂时性计算机可读介质206中并且能够被执行以提供本文所述的计算设备202的功能的指令208(例如，计算机可读程序指令)。
输出接口212输出用于报告或存储的信息，因此，输出接口212可以类似于通信接口210，并且可以是无线接口(例如，发射机)或也可以是有线接口。
计算设备202适于与组件214、216、222、224和226交互并通信，以执行本文所述的方法和处理步骤。
系统200设有传感器，以感测惯性运动(例如，来自传感器222的惯性加速度和陀螺运动)、来自传感器224的飞行器迎角、来自传感器226的包括但不限于空速的飞行数据。在一些示例中，传感器222、224和/或226可以实现为独立的硬件设备。传感器可以提供如当前俯仰姿态104、当前载荷系数、当前迎角122和当前空速124等飞行器状态的传感器测量信号(例如，传感器数据)。
处理器204可以适于从传感器接收传感器数据、处理传感器数据、将传感器数据存储在非暂时性计算机可读介质206中，和/或从非暂时性计算机可读介质206中检索所存储的传感器数据。在各种示例中，可以远程定位传感器，并且处理器204可以适于经由飞行器100内的有线或无线通信总线从传感器远程接收传感器测量信号。处理器204可以适于处理存储在非暂时性计算机可读介质206中的传感器数据，以将传感器数据提供给显示器216以供用户查看。
在一个示例中，显示器216包括与系统200一起使用的显示设备(例如，液晶显示器(lcd))或各种其它类型的通常已知的视频显示器、监视器和/或测量仪器。处理器204可以适于在显示器216上显示传感器数据和信息。处理器204可以适于从非暂时性计算机可读介质206检索传感器数据和信息，并在显示器216上显示出任何检索到的传感器数据和信息。显示器216可以包括显示电子设备，处理器204可以利用该显示电子设备来显示传感器数据和信息。显示器216可以经由处理器204直接从一个或更多个传感器(例如，传感器222、224和226)接收传感器数据和信息，或者传感器数据和信息可以经由处理器204从非暂时性计算机可读介质206传送出。
在一个示例中，飞行员控制装置214包括具有一个或更多个用户致动组件的用户输入和/或接口设备，例如棒、轭和/或适于生成一个或更多个用户致动输入控制信号的其它控制设备。在另一示例中，飞行员控制装置214包括提供相同或类似控制信号的自动驾驶系统。处理器204可以适于感测来自飞行员控制装置214的控制输入信号并且响应从飞行员控制装置214接收的任何感测到的控制输入信号。例如，飞行员控制装置214可以经由控制设备来提供控制输入信号，以调整主飞行操纵面。在各种示例中，应当认识到，飞行员控制装置214可以适于包括一个或更多个其它用户激活的机制，以提供系统200的各种其它控制操作，诸如导航、通信、俯仰控制、侧倾控制、偏航控制、推力控制和/或各种其它特征和/或参数。
可以考虑其它类型的飞行员控制装置214，诸如图形用户界面(gui)，该图形用户界面(gui)可以被集成为显示器216(例如，用户致动触摸屏)的一部分并且具有用户激活机制的一个或更多个图像(例如，按钮、旋钮、滑块或其它)，所述用户激活机制适于与用户进行交互并且经由显示器216接收用户输入控制信号。飞行员控制装置214可以适于集成为显示器216的一部分，以作为用户输入设备和显示设备来工作，诸如(例如)适于接收来自触摸显示屏不同部分的用户的输入信号的触摸屏设备。
在一个示例中，飞行操纵面执行器218包括飞行器100的主飞行操纵面的执行器。主飞行操纵面可以包括升降舵112。在一些示例中，飞行员和/或副飞行员可以通过施加控制柱力或位置来调整水平安定面118的升降舵112，以调整飞行器100的纵向俯仰姿态104。控制柱力可以生成升降舵命令信号，以调整升降舵偏转(例如，升降舵偏转114和/或116)。在其它示例中，自动驾驶系统(例如，作为飞行员控制装置214的一部分而设定的)可以生成升降舵命令信号，以调整升降舵偏转114和/或116。处理器204可以接收升降舵命令信号并且提供对应的升降舵偏转信号，以调整水平安定面118的升降舵112。
其它主飞行操纵面可以位于机翼130和垂直安定面132上。处理器204可以接收来自飞行员控制装置214的命令来调整联接到机翼130的副翼128，以提供飞行器100的侧倾变化。处理器204可以接收来自飞行员控制装置214的命令来调整垂直安定面132(例如，通过调整作为垂直安定面132一部分的可移动方向舵)，以提供飞行器100的偏航控制。
在其它示例中，系统200可以包括其它组件220，所述其它组件220包括环境和/或工作传感器，这取决于感测的应用或实现，这些环境和/或工作传感器向处理器204提供信息(例如，通过从各个其它组件220接收传感器测量信号)。在各种示例中，其它组件220可以适于提供与工作和/或环境条件相关的信号数据和信息，诸如内部和/或外部温度条件、照明条件(例如，安装在机翼130和/或机身102上的信标)和/或距离(例如，激光测距仪或无线电测高仪)。因此，其它组件220可以包括本领域技术人员已知的、用于监测飞行器100上的各种条件(例如，环境、操作条件、飞行器配置和/或飞行器状态)的一个或更多个常规传感器。
在一个示例中，在工作中，当计算设备202的处理器204执行指令208时，使得处理器204执行将飞行器限制在俯仰轴包络内的功能。
图3是示出根据示例实现的将飞行器限制在俯仰轴包络内的功能的框图。例如，图3所示的功能可以采用由系统200的处理器204执行的指令的形式。
图3示出两个信号处理子系统302和310。第一子系统是迎角(aoa)和载荷系数(nz)信号处理子系统302，在第一子系统中，最初提供了载荷系数上限和载荷系数下限，并且将载荷系数上限和载荷系数下限转换为等效aoa，如框304所示。方程式1将nz与aoa联系起来，如下所示：
nz，cgw＝qdyns(czαα czother)(方程式1)
其中，czα表示z-力系数cz随迎角的变化速率，而czother表示所有其他项(包括飞行器状态、操纵面挠度等)对z-力系数cz的贡献。希腊符号α代表迎角。飞行器重量用变量w表示，飞行器机翼面积用s表示，而动压用变量qdyn表示。重心处的载荷系数表示为nz，cg.
方程式1可以被重新整理以表示迎角，在该迎角下，载荷系数等于载荷系数限值nzlim，如方程式2所示。
相反，也可以重新整理方程式1，以表示飞行器迎角等于迎角限值αlim时的载荷系数，如方程式3所示。
下文参考图4和图5描述了将nz转换为等效aoa或将aoa转换为等效nz的进一步细节。
接下来，在框306处，接收飞行器的aoa限值(在图3所示的示例实现中，这是失速警告迎角限值)，并将该aoa限值与以迎角角度表示的载荷系数限值(例如，方程式2的输出)进行比较，以选择这两个输入的最小值。图3示出了将载荷系数下限到迎角度数(例如，方程式2)的转换。子系统302向aoa控制律内环发送aoa-nz状态上限和aoa-nz状态下限，如框308所示。下面参考图7描述了aoa控制律内环的细节。
第二子系统是速度到俯仰姿态子系统310，在第二子系统中，提供了空速限值，并且将该空速限值转换为等效俯仰姿态状态限值，如框312所示。下面参考图6描述了将速度转换为等效俯仰姿态的细节。
接着，接收飞行器的俯仰姿态下限，并且将该飞行器的俯仰姿态下限和与空速相关的俯仰姿态下限进行比较，以选择这两个输入的最大值，如框314所示。例如，如果飞行器100高于给定的空速限值，则可能需要将机头抬高以减速。此外，期望飞行器100不会低于机头向下俯仰角下限，因此，选择这两个输入中最具限制性的值(即最大值)。子系统310产生俯仰姿态飞行器状态上限和俯仰姿态飞行器状态下限，该俯仰姿态飞行器状态上限和俯仰姿态飞行器状态下限被提供给俯仰姿态控制律内环，如框316所示。下面参考图7描述了俯仰姿态控制律内环的细节。
迎角与俯仰姿态内环控制律(子系统308和316)的输出是升降舵上限命令和升降舵下限命令，该升降舵上限命令和升降舵下限命令被提供给参与与优先级排序逻辑318。参与逻辑是基于升降舵限制命令与主俯仰轴控制律升降舵命令之间的连续比较的。
根据受限飞行器状态之间的优先级排序来选择最高优先级的正限值升降舵命令和负限值升降舵命令。在框320中，这些作为对主俯仰轴控制律升降舵命令的饱和限制而提供，使得计算设备202根据框320的输出来操作飞行器的升降舵112。下面参考图8描述了优先级逻辑的细节。
图4是示出根据示例实现方式的将载荷系数限值转换为等效迎角飞行器状态限值的功能的框图。它实现了方程式2中的计算。框330表示czα的计算，czα可以是飞行器状态(例如，马赫数)和配置数据(例如，飞行器襟翼配置)的函数。乘法框326构成方程式2中第一项的分母，即参考翼面积乘以动压和czα。除法框328通过将飞行器重量除以乘法框326的输出来完成方程式2中第一项的计算。求和节点322从飞行器载荷系数中减去载荷系数限值，并在乘法框324中将该飞行器载荷系数中减去载荷系数限值后的值与除法框328的输出相乘。在求和框332中，将当前飞行器迎角与乘法框324的输出相加。图4是图3中子系统304的示例实现。
图5是示出根据示例实施方式的将迎角限值(以度为单位)转换为等效载荷系数飞行器状态限值的功能的框图。它实现了方程式3中的计算。框336表示czα的计算，czα可能是飞行器状态(例如，马赫数)和配置数据(例如，飞行器襟翼配置)的函数。乘法框338构成方程式3中第一项的分子，即参考翼面积乘以动压和czα。除法框340通过将飞行器重量除以乘法框338的输出来完成方程式3中第一项的计算。求和节点334从飞行器迎角减去迎角限值，并在乘法框342中将该飞行器迎角减去迎角限值后的值与除法块340的输出相乘。在求和框344中，将当前飞行器载荷系数与乘法框342的输出相加。图5不包括在图3中的实施方式中，但可以是本公开不同实施方式的一部分，该实施方式包括载荷系数内环控制律而不是迎角内环控制律。
图6是示出根据示例实施方式的将速度转换为等效俯仰姿态(如图3中框310所示)的功能的框图。最初，在框346处，接收飞行器空速速率(例如，飞行器空速变化速率)，并应用kxv增益。kxv增益是用于在快速加速到空速限值时使包络限制控制律提前参与的空速超前增益。框346的输出与飞行器空速一起被提供给求和器348，并且将求和输出连同空速限值一起提供给求和器350以形成空速误差。将求和器350的输出提供给kpv增益，该kpv增益是空速比例误差增益，然后再提供给成形过滤器354。成形过滤器354将增益和相移应用于空速误差。在一个实现中，成形过滤器354基于与空速和俯仰姿态相关的飞行器动力学。成形过滤器354的输出与求和器356处的飞行器俯仰姿态相加，以获得俯仰姿态速度限值命令。
图7是示出根据示例实施方式的包络限制内环(如图3中框308处所示的aoa控制律内环，或如图3中框316处所示的俯仰姿态控制律内环)的功能的框图。针对各个保护状态(例如，载荷系数、迎角、俯仰姿态、空速等)执行算法。
最初，在框358处，将kx增益(例如当快速接近限值时使包络限制控制律提前参与的飞行器状态超前增益)应用于飞行器状态速率，然后将输出与飞行器状态在求和器360处进行求和。飞行器状态速率是飞行器状态的变化速率，并且飞行器状态是俯仰轴变量，诸如迎角、俯仰速率、空速、俯仰姿态等。
求和器360的输出是飞行器状态超前。例如，当前迎角、迎角速率和增益kx被用于计算飞行器状态超前，并且这是以kx秒为单位的预测迎角。
接着，在求和器362处，接收飞行器状态限值并从飞行器状态超前中减去该飞行器状态限值，以生成飞行器状态误差。例如，飞行器状态限值是框306或框314的输出。因此，将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较，以针对多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差。
在框364处，接收飞行员摄取(pilotinceptor)命令(例如，代表飞行员拉动或推动例如控制柱的位移以使飞行器100向上或向下俯仰的命令)，并且应用kff增益(例如，用于在飞行员摄取命令变化与操纵面变化之间提供直接传动的前馈增益)以输出前馈升降舵命令。因此，确定了与飞行员摄取命令相称的前馈升降舵命令。前馈升降舵命令被输入到求和器366，并且从升降舵位置减去积分器框372的输出。求和器366的输出与在框368处应用的增益tau相乘，并且是向开关370的假性输入。
接收到参与标志，该参与标志是设定内环架构中开关370极性的离散信号。根据参与标志为真或假，开关370在计算当前升降舵位置的过滤版本减去前馈升降舵命令与积分误差之间进行转换。如果参与标志为假，则增益tau和积分器372将滞后过滤器应用于减去前馈升降舵命令后的升降舵位置，如框372所示。这形成了参考升降舵位置(可以是非零)。在稳态或准稳态运行中，从升降舵位置减去前馈项有助于确保只有当飞行器状态超过飞行器状态限值时，限制控制律才会被激活。如果不减去前馈升降舵命令，控制律将无法在适当的时间参与。
此外，在框374处，ki增益(例如，飞行器状态积分误差增益)被应用于飞行器状态误差，并且当参与标志为真时，该路径被馈入到积分器372。
限值升降舵命令通过对两条路径进行求和来计算。首先，飞行器状态误差具有应用于框376处的kp增益(例如，飞行器状态比例误差增益)，并且将输出与来自框378的飞行器状态速率和kd增益(例如，飞行器状态速率微分增益)在求和器380处进行求和。在求和器382处将求和器380的输出与前馈升降舵命令以及框372的输出进行求和，以生成限值升降舵命令。
图7的框图中的包络限制内环(如图3中框308所示的aoa控制律内环，或如图3中框316所示的俯仰姿态控制律内环)的功能因此将飞行器状态误差转换为限值升降舵命令集，例如，该限值升降舵命令可能是正限值升降舵命令和负限值升降舵命令。
然后，再次参照图3，参与和优先级排序逻辑318将正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较并选择最高优先级的正限值升降舵命令，并且将负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较并选择最高优先级的负限值升降舵命令。如果正升降舵限值命令与负升降舵限值命令之间发生冲突，将在它们之间选择最高优先级的命令来设定所选的升降舵命令。
作为图3中逻辑318的优先级排序组件的示例性实施方式，考虑是否存在两个正升降舵限制命令，一个用于俯仰姿态，另一个用于载荷系数。如果俯仰姿态下限升降舵命令为 15°，而载荷系数下限升降舵命令为 25°，则俯仰姿态下限升降舵命令将被选为最高优先级的正限值升降舵命令，因为它是最具限制性的限值。
作为图3中逻辑318的参与组件的另一个示例实施方式，考虑从框320输出的所选择的升降舵命令不受最高优先级的正限值升降舵命令或负限值升降舵命令限制的情况。在这种情况下，从框318输出的参与标志将全部为假。
作为图3中逻辑318的参与组件的另一个示例实施方式，考虑从框320输出的所选择的升降舵命令受到最高优先级的正限值升降舵命令限制的情况，并且最高优先级的限值升降舵命令对应于俯仰姿态下限升降舵命令。下俯仰姿态内环控制律316的参与标志将被设定为真，而所有其它参与标志将被设定为假。
图3至图7中的控制架构实现了对多个潜在冲突状态的鲁棒俯仰轴包络限制。首先，将载荷系数转换为aoa，并且将速度转换为俯仰姿态，以减少要管理的状态数量。误差和速率路径与滞后升降舵参考值相结合，生成限制命令。经由kx路径(图7)计算接近限值的速率，对于高进入速率，这将导致控制律更快地激活。这些限值命令束缚了主俯仰轴控制律命令，并且防止在接近包络边界工作的情况下，大量不需要的输入到达升降舵。包络限制控制律经由饱和框(如图3所示为框320)参与，该饱和框保证了控制律之间的简单、暂时性自由切换。当在包络限制控制律模式之间转换时期望暂时性自由行为，以确保可预测且易于控制的飞行器响应。当经由比较各个限值升降舵命令路径而发生冲突时，可以实现受限的飞行器状态的优先级。
图8示出了根据示例实现将飞行器100限制在俯仰轴包络内的方法400的另一示例的流程图。图8中所示的方法400呈现了可以与例如图1所示的飞行器100、图2所示的系统200、或图2所示的计算设备202和/或处理器204一起使用的方法的示例。此外，可以使用或配置设备或系统来执行图8中所呈现的逻辑功能。在一些示例中，设备和/或系统的组件可以被配置为执行功能，使得组件实际上被配置和构造(使用硬件和/或软件)以实现这种性能。在其它示例中，设备和/或系统的组件可以被布置成适于、能够或适合于执行功能，例如当以特定方式工作时。方法400可以包括如框402至框426中的一个或更多个框所示的一个或更多个操作、功能或动作。尽管以顺序的顺序示出了这些框，但是这些框也可以并行地和/或以与本文所描述的顺序不同的顺序来执行。而且，各种块可以基于期望的实现被组合成更少的块、被划分成附加的块和/或被去除。
应当理解，对于本文公开的这种处理和方法以及其它处理和方法，流程图示出了本示例的一个可能实现的功能和操作。在这方面，各个框或各个框的部分可以表示程序代码的模块、段或部分，该程序代码包括处理器可执行的一个或更多个命令，以实现处理中的特定逻辑功能或步骤。程序代码可以存储在任何类型的计算机可读介质或数据存储器上，例如，诸如包括磁盘或硬盘驱动器的存储设备。此外，程序代码可以机器可读格式编码在计算机可读存储介质上，或者编码在其它非暂时性介质或制造物品上。计算机可读介质可以包括非暂时性计算机可读介质或存储器，例如，诸如短时间存储数据的计算机可读介质，如寄存器存储器、处理器高速缓存和随机存取存储器(ram)。例如，计算机可读介质还可以包括非暂时性介质，诸如二级或永久性长期存储器，如只读存储器(rom)、光盘或磁盘、光盘只读存储器(cd-rom)。计算机可读介质也可以是任何其它易失性或非易失性存储系统。例如，计算机可读介质可以被视为有形的计算机可读存储介质。
另外，图8中的各个框或各个框的部分，并且在本文公开的其它处理和方法中，可以表示被连接以执行处理中的特定逻辑功能的电路。在本公开的示例范围内包括替代实现，在替代实现中，可以按照所示或所讨论以外的顺序执行功能，所示或所讨论以外的顺序包括基本上并发的顺序或相反的顺序，这取决于所涉及的功能，如本领域技术人员将理解的那样。
在框402，方法400针对各个受限飞行器状态进入for循环，从而执行作为该循环的一部分的框404到框420。在一个示例中，这些受限飞行器状态包括飞行器100的迎角和俯仰姿态。
在框404，方法400包括确定与框402中确定的受限飞行器状态相关联的飞行器状态限值。这些飞行器状态限值可以是预先确定的常数值，或者，如图4至图6所示，可以是计算出的等效飞行器状态限值。在一个示例中，框404包括确定与飞行器100的迎角、飞行器100的载荷系数、飞行器100的俯仰姿态和飞行器100的校准空速相关联的飞行器状态限值。
在一个示例中，框404包括将载荷系数差转换为等效迎角飞行器状态限值(例如，如上图4所示)。这设定了图7中的飞行器状态限值。
在另一示例中，框404包括将迎角差转换为等效载荷系数飞行器状态限值(例如，如上图5所示)。这设定了图7中的飞行器状态限值。
在另一示例中，框404包括将空速差转换为等效俯仰姿态飞行器状态限值(例如，如上图6所示)。这设定了图7中的飞行器状态限值。
在另一示例中，框404包括针对俯仰轴变量选择最高优先级的飞行器状态限值。例如，给定与失速警告相关联的迎角飞行器状态限值和基于载荷系数的迎角状态限值，选择两者之间最高优先级的飞行器状态限值。图3中的框306经由最小选择框说明了这种优先级排序。
附加地，在另一个示例中，给定俯仰姿态飞行器状态下限(机头向下)和基于空速的俯仰姿态飞行器状态下限，在这两者之间选择最高优先级的飞行器状态限值。图3中的框314经由最大选择框说明了这种优先级排序。
在框406，方法400包括：基于飞行器的当前俯仰轴变量和当前俯仰轴变量的速率来确定预测飞行器状态。预测飞行器状态指示将来飞行器状态。这有助于估计飞行器100是否趋向于可能超出保护包络来运行。
在框408，方法400包括：将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较，以针对多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差。在一个示例中，框408包括：产生迎角误差和俯仰姿态误差。这些误差用于识别飞行器100离超过保护包络有多近。
在框410，方法400包括：确定飞行器状态速率阻尼项。在一个示例中，这个阻尼项是通过飞行器状态速率乘以增益来计算的，以作为限值升降舵命令的一部分。
在框412，方法400包括：确定升降舵前馈命令。在一个示例中，这个升降舵前馈命令是通过飞行员摄取位移乘以增益来计算的。该项用于提供对飞行员命令的迅速飞行器反应。
在框414，方法400包括：评估参与标志变量是真还是假。在图7中，这对应于框370。参与标志的极性设定哪一项会在框416或框418中进行积分。
在框416，方法400包括：将滞后升降舵反馈减去前馈升降舵命令进行积分。只有当参与标志为假时，它才有效。该路径对应于图7中的框366和框368。作为该计算的结果，积分器的输出(图7中的框372)对应于升降舵位置的过滤版本减去前馈升降舵命令，其中频率由图7中的增益框368给出。
在框418，方法400包括：对飞行器状态积分误差进行积分。只有当参与标志为真时，它才有效。该路径对应于图7中的框374。当选择该路径时，提供积分控制，以确保从框404对所选飞行器状态限值进行稳态跟踪。
在框420，方法400包括：确定在框402中选择的受限飞行器状态的限值升降舵命令。计算包括图7中的求和器380和求和器382，其包括直接升降舵前馈命令、积分器输出、比例误差路径和飞行器状态速率阻尼项。
在框422，方法400包括：比较正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令和负限值升降舵命令。在一个示例中，框422包括：选择最大限制的正限值升降舵命令。在另一个示例中，框422包括：选择最大限制的负限值升降舵命令。在具体示例中，如果飞行器100同时超过了机头向上迎角和俯仰姿态限值，则在该示例中，处理器被编程为在这两者之间选择机头最向下命令。
在其它示例中，在框422，方法400可以包括以下附加功能：比较最高优先级的正限值升降舵命令和最高优先级的负限值升降舵命令，并且基于最高优先级的正限值升降舵命令和最高优先级的负限值升降舵命令之间的冲突，选择它们之间最高优先级的限值升降舵命令。此最高优先级的限值升降舵命令将成为所选择的升降舵命令。例如，可能不能同时满足正升降舵限值和负升降舵限值。示例实例包括：如果飞行器100失去了大量空速并且处于大迎角状态，则控制律的迎角限制部分将要使飞行器100向下俯冲。然而，飞行器100向下俯冲来保护迎角可能导致飞行器100违反较低的载荷系数或俯仰姿态限制。作为回应，这些正升降舵限值命令将试图使飞行器向上俯仰100度。由于不能同时满足这两个限值，因此要决定选择更高优先级的命令。最高优先级命令的选择被编程并且是基于飞行动力学和在各种情况下最重要的状态限值的。例如，将迎角保持在适当的范围内对于防止失速是必要的，并且通常被认为是翻转恢复(upsetrecovery)过程中的最高优先级状态。
在框424，方法400包括：确定各个受限飞行器状态的参与标志极性。在特定示例中，如果主俯仰轴升降舵命令小于最高优先级的正限值升降舵命令并且大于最高优先级的负限值升降舵命令，则各个状态的参与标志将为假。在另一个具体示例中，如果最高优先级的负限值升降舵命令与迎角状态相关，并且主俯仰轴升降舵命令小于该限值升降舵命令，则与迎角飞行器状态相关联的参与标志将被设定为真，而所有其它参与标志将为假。
在框426，方法400包括：将主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值。主俯仰轴控制律升降舵命令可以被存储并编程到计算设备202中，并且处理器204和/或计算设备202可以向飞行操纵面执行器218发送控制信号，以使升降舵112根据升降舵命令来工作。
在其它示例中，方法400可以包括以下附加功能：以飞行员摄取命令来表达限值命令，其中应用于飞行员摄取命令的这些限值命令代替所选择的升降舵命令。例如，飞行员摄取命令旨在表示中心柱的位移，飞行员会拉动或推动该中心柱以使飞行器向上俯仰或向下俯冲。
在其它示例中，方法400可以包括以下附加功能：根据限值命令限制任何飞行器操纵面和飞行器状态。
图9示出了根据示例实现的将飞行器100限制在俯仰轴包络内的方法430的另一示例的流程图。方法430类似于图8中所示的方法400，并且表示一种例如用于将飞行器限制到俯仰轴包络的功能的更一般方法。
在框432，方法430包括：确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值，并且飞行器状态限值限定了飞行器的限值俯仰轴包络。在一个示例中，确定飞行器状态限值包括：确定与飞行器的迎角、飞行器的载荷系数、飞行器的俯仰姿态和飞行器的校准空速相关联的飞行器状态限值。
在框434，方法430包括：基于飞行器的当前俯仰轴变量以及与当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，并且预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态。
在框436，方法430包括：将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较，以针对多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差。在一个示例中，将预测飞行器状态与飞行器状态限值进行比较包括：产生迎角差、载荷系数差和速度差。
在框438，方法430包括：将飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集，并且相应的限值升降舵命令表示飞行器的飞行操纵面的如下的升降舵位置，即，该升降舵位置将防止超出相应的飞行器状态限值。
在一个示例中，转换飞行器状态误差包括：将迎角差转换为等效载荷系数飞行器状态限值；接收载荷系数飞行器状态限值；以及在载荷系数飞行器状态限值与等效载荷系数飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
在另一示例中，转换飞行器状态误差包括：将载荷系数差转换为等效迎角飞行器状态限值；接收迎角飞行器状态限值；在迎角飞行器状态限值与等效迎角飞行器状态限值之间选择最高优先级的限制。
在另一示例中，转换飞行器状态误差包括：将速度差转换为等效俯仰姿态飞行器状态限值；接收俯仰姿态飞行器状态下限；以及在俯仰姿态飞行器状态下限与等效俯仰姿态飞行器状态限值之间选择最高优先级的限制。
在框440，方法430包括：将正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并选择优先级最高的正限值升降舵命令。
在框442，方法430包括：将负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并选择优先级最高的负限值升降舵命令。
在框444，方法430包括：将飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值。
在框448，方法430包括：根据被限制为该值的主俯仰轴控制律控制飞行器。在一个示例中，根据被限制为该值的主俯仰轴控制律控制飞行器包括：根据应用于任何飞行器操纵面的主俯仰轴控制律升降舵命令来针对任何飞行器状态控制飞行器。
在其它示例中，方法430还可以包括以下功能：确定各个受限俯仰轴变量的参与标志，当主俯仰轴控制律升降舵命令受到与该各个俯仰轴变量相关联的限值升降舵命令限制时，将参与标志设定为真，以及当主俯仰轴控制律升降舵命令不受与该各个俯仰轴变量相关联的限值升降舵命令限制时，将参与标志设定为假。
在其它示例中，方法430还可以包括以下功能：针对各个受限俯仰轴变量提供积分器，其中积分器输入值是基于参与标志设定的，并且当参与标志为真时，积分器输入值与飞行器状态误差成比例，其中当参与时标志为假时，积分器输入值被设定以提供减去前馈升降舵命令的过滤的升降舵位置，其中前馈升降舵命令是飞行员或自动驾驶仪提供的升降舵命令。
在其它示例中，方法430还可以包括以下功能：基于最高优先级的正限值升降舵命令与最高优先级的负限值升降舵命令之间的冲突，将最高优先级的正限值升降舵命令与最高优先级的负限值升降舵命令进行比较，在它们之间选择最高优先级的限值升降舵命令，并将所选择的最高优先级的限值升降舵命令设定为升降舵命令。
在其它示例中，以飞行员摄取命令来表示最高优先级的正限值升降舵命令和最高优先级的负限值升降舵命令，并且方法430还可以包括以下功能：将小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值应用于飞行员摄取命令。
本文使用的术语“基本上”和“约”意指不需要精确地实现所引用的特征、参数或值，但是偏差或变化(包括例如公差、测量误差、测量精度限制和本领域技术人员已知的其它因素)可以以不妨碍该特性意在提供的效果的数量出现。
鉴于本公开，应理解，通过根据本文阐述的各种示例实现的将主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于最高优先级的负限值升降舵命令的值，可以提供一种改进的方法来将飞行器限制在俯仰轴包络内。在这方面，所公开的控制架构提供了鲁棒的限制和简单的方式来转换进入或脱离俯仰轴保护模式。在允许可能会创建较大且不期望的俯仰响应的升降舵命令设定最终升降舵命令之前，这些升降舵命令可能将被截获，从而改善限制性能。
本公开描述了一种用迎角表示载荷系数限值、用载荷系数表示迎角限值、用俯仰姿态表示空速限值的方法。这些技术使得单个的控制律内环能够在两个飞行器状态之间进行调节和无缝转换，从而大大降低了复杂性并减少了设计工作量。
本文公开的系统、设备和方法的不同示例包括各种组件、特征和功能。应当理解，本文所公开的系统、设备和方法的各种示例可以包括任何组合或任何子组合形式的、本文公开的系统、设备和方法的任何其它示例的任何组件、特征和功能，并且所有这些可能都是预期的在所公开范围内。
为了说明和描述的目的，已经呈现了对不同有利结构的描述，并且并非旨在穷尽于或仅限于所公开形式的示例。对于本领域的普通技术人员来说，许多修改和变化是显而易见的。此外，不同的有利示例可以描述与其它有利示例相比的不同优点。选择和描述所选择的一个示例或一些示例是为了最好地解释示例的原理、实际应用，并且使本领域的其它技术人员能够理解具有各种修改的各种示例的公开，这些修改适合于所设想的特定用途。
1.一种将飞行器限制在俯仰轴包络内的方法，所述方法包括以下步骤：
确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值，其中，所述飞行器状态限值限定了所述飞行器的限值俯仰轴包络；
基于所述飞行器的当前俯仰轴变量以及与所述当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，其中，所述预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态；
将所述预测飞行器状态与所述飞行器状态限值进行比较，以针对所述多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差；
将所述飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集，其中，相应的限值升降舵命令表示所述飞行器的飞行操纵面的如下的升降舵位置，即，所述升降舵位置将防止超出相应的飞行器状态限值；
将所述正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令；
将所述负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的负限值升降舵命令；
将所述飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于所述最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于所述最高优先级的负限值升降舵命令的值；以及
根据被限制为所述值的所述主俯仰轴控制律升降舵命令来控制所述飞行器。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，确定所述飞行器状态限值的步骤包括：确定与所述飞行器的迎角、所述飞行器的载荷系数、所述飞行器的俯仰姿态和所述飞行器的校准空速相关联的所述飞行器状态限值。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，将所述预测飞行器状态与所述飞行器状态限值进行比较的步骤包括：产生迎角差、载荷系数差和速度差。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，转换所述飞行器状态误差的步骤包括：
将所述迎角差转换为等效载荷系数飞行器状态限值；以及
接收载荷系数飞行器状态限值；
其中，确定与所述飞行器的所述载荷系数相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述载荷系数飞行器状态限值与所述等效载荷系数飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
5.根据权利要求3所述的方法，其中，转换所述飞行器状态误差的步骤包括：
将所述载荷系数差转换为等效迎角飞行器状态限值；以及
接收迎角飞行器状态限值；
其中，确定与所述飞行器的所述迎角相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述迎角飞行器状态限值与所述等效迎角飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
6.根据权利要求3所述的方法，其中，转换所述飞行器状态误差的步骤包括：
将所述速度差转换为等效俯仰姿态飞行器状态限值；以及
接收俯仰姿态飞行器状态下限；
其中，确定与所述飞行器的所述俯仰姿态相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述俯仰姿态飞行器状态下限与所述等效俯仰姿态飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
7.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括以下步骤：
确定各个受限俯仰轴变量的参与标志；
如果所述主俯仰轴控制律升降舵命令受到与该各个受限俯仰轴变量相关联的限值升降舵命令的限制，则将所述参与标志设定为真；以及
如果所述主俯仰轴控制律升降舵命令不受与该各个受限俯仰轴变量相关联的限值升降舵命令的限制，则将所述参与标志设定为假。
8.根据权利要求7所述的方法，所述方法还包括以下步骤：
针对各个受限俯仰轴变量提供积分器，其中积分器输入值是基于所述参与标志设定的，
其中，如果所述参与标志为真，则所述积分器输入值与所述飞行器状态误差成比例，并且
其中，如果所述参与标志为假，则所述积分器输入值被设定以提供经过滤的升降舵位置减去前馈升降舵命令，其中，所述前馈升降舵命令是飞行员或自动驾驶仪提供的升降舵命令。
9.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括以下步骤：
将所述最高优先级的正限值升降舵命令与所述最高优先级的负限值升降舵命令进行比较；
基于所述最高优先级的正限值升降舵命令与所述最高优先级的负限值升降舵命令之间的冲突，选择所述最高优先级的正限值升降舵命令与所述最高优先级的负限值升降舵命令之间最高优先级的限值升降舵命令；以及
将所选择的最高优先级的限值升降舵命令设定为所述升降舵命令。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，以飞行员摄取命令来表示所述最高优先级的正限值升降舵命令和所述最高优先级的负限值升降舵命令，并且所述方法还包括以下步骤：
将小于或等于所述最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于所述最高优先级的负限值升降舵命令的所述值应用于所述飞行员摄取命令。
11.一种系统，所述系统包括：
非暂时性计算机可读介质，所述非暂时性计算机可读介质中存储有多个可执行指令；以及
处理器，所述处理器适于执行所述多个可执行指令，以：
确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值，其中，所述飞行器状态限值限定了限值俯仰轴包络；
基于所述飞行器的当前俯仰轴变量以及与所述当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，其中，所述预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态；
将所述预测飞行器状态与所述飞行器状态限值进行比较，以针对所述多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差；
将所述飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集，其中，相应的限值升降舵命令表示所述飞行器的飞行操纵面的如下的升降舵位置，即，所述升降舵位置将防止超出所述飞行器状态限值；
将所述正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令；
将所述负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的负限值升降舵命令；
将所述飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于所述最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于所述最高优先级的负限值升降舵命令的值；以及
根据被限制为所述值的所述主俯仰轴控制律升降舵命令来控制所述飞行器。
12.根据权利要求11所述的系统，其中，确定所述飞行器状态限值包括：确定与所述飞行器的迎角、所述飞行器的载荷系数、所述飞行器的俯仰姿态和所述飞行器的校准空速相关联的所述飞行器状态限值。
13.根据权利要求12所述的系统，其中，将所述预测飞行器状态与所述飞行器状态限值进行比较包括：产生迎角差、载荷系数差和速度差。
14.根据权利要求13所述的系统，其中，转换所述飞行器状态误差包括：
将所述迎角差转换为等效载荷系数飞行器状态限值；以及
接收载荷系数飞行器状态限值；
其中，确定与所述飞行器的所述载荷系数相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述载荷系数飞行器状态限值与所述等效载荷系数飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
15.根据权利要求13所述的系统，其中，转换所述飞行器状态误差包括：
将所述载荷系数差转换为等效迎角飞行器状态限值；以及
接收迎角飞行器状态限值；
其中，确定与所述飞行器的所述迎角相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述迎角飞行器状态限值与所述等效迎角飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
16.一种非暂时性计算机可读介质，所述非暂时性计算机可读介质中存储有多个可执行指令，所述多个可执行指令当由具有处理器的计算设备执行时，使得所述计算设备执行功能，所述功能包括：
确定与飞行器的多个俯仰轴变量相关联的飞行器状态限值，其中，所述飞行器状态限值限定了限值俯仰轴包络；
基于所述飞行器的当前俯仰轴变量以及与所述当前俯仰轴变量相关联的速率来确定预测飞行器状态，其中，所述预测飞行器状态指示将来时间的飞行器状态；
将所述预测飞行器状态与所述飞行器状态限值进行比较，以针对所述多个俯仰轴变量中的各个俯仰轴变量产生飞行器状态误差；
将所述飞行器状态误差转换为正限值升降舵命令集和负限值升降舵命令集，其中，相应的限值升降舵命令表示所述飞行器的飞行操纵面的如下的升降舵位置，即，所述升降舵位置将防止超出所述飞行器状态限值；
将所述正限值升降舵命令集中的正限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的正限值升降舵命令；
将所述负限值升降舵命令集中的负限值升降舵命令彼此比较，并且选择最高优先级的负限值升降舵命令；
将所述飞行器的主俯仰轴控制律升降舵命令限制为小于或等于所述最高优先级的正限值升降舵命令且大于或等于所述最高优先级的负限值升降舵命令的值；以及
根据被限制为所述值的所述主俯仰轴控制律升降舵命令来控制所述飞行器。
17.根据权利要求16所述的非暂时性计算机可读介质，其中，确定所述飞行器状态限值包括：确定与所述飞行器的迎角、所述飞行器的载荷系数、所述飞行器的俯仰姿态和所述飞行器的校准空速相关联的所述飞行器状态限值。
18.根据权利要求17所述的非暂时性计算机可读介质，其中，将所述预测飞行器状态与所述飞行器状态限值进行比较包括：产生迎角差、载荷系数差和速度差。
19.根据权利要求18所述的非暂时性计算机可读介质，其中，转换所述飞行器状态误差包括：
将所述迎角差转换为等效载荷系数飞行器状态限值；以及
接收载荷系数飞行器状态限值；
其中，确定与所述飞行器的所述载荷系数相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述载荷系数飞行器状态限值与所述等效载荷系数飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
20.根据权利要求18所述的非暂时性计算机可读介质，其中，转换所述飞行器状态误差包括：
将所述载荷系数差转换为等效迎角飞行器状态限值；以及
接收迎角飞行器状态限值；
其中，确定与所述飞行器的所述迎角相关联的所述飞行器状态限值包括：在所述迎角飞行器状态限值与所述等效迎角飞行器状态限值之间选择最高优先级的限值。
技术总结