CN112180968A - 飞行器控制方法 - Google Patents

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大卫·菲林汉姆
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Abstract

本发明提供了一种确定具有矢量推进装置(30,32)的垂直起飞飞行器(10)的飞行轨迹的方法。该方法包括：接收一个或多个飞行器飞行约束；将该飞行器飞行约束输入轨迹规划算法，以确定最小能量的飞行器过渡轨迹；以及输出控制计划以使该飞行器(10)飞行到该飞行轨迹。

Description

飞行器控制方法
技术领域
本公开涉及一种控制飞行器的方法。
背景技术
短距起降(STOL)、垂直短距起降(STOVL)和垂直起降(VTOL)飞行器用于起飞和着陆距离受到限制的地方，例如海上的船舶。传统的VTOL飞行器包括直升机、倾斜旋翼飞行器和倾斜机翼飞行器。
在倾斜机翼飞行器中，推进器安装到机翼，该机翼枢转使得安装到机翼的推进器根据机翼的位置提供升力或前向推力。现有的倾斜机翼飞行器是已知的，诸如XC-142、Vertol VZ-2Kaman K-16B、Hiller X-18和Canadair CL-84。
倾斜旋翼飞行器也是已知的，例如Bell/Boeing V-22。在倾斜旋翼飞行器中，机翼相对于机身保持水平，而引擎和旋翼倾斜以在悬停和前向飞行之间过渡。
还已知其他VTOL飞行器配置，诸如矢量推力飞行器、自转旋翼机和直升机，包括复合直升机。在许多这些飞行器类型中，或者为上升和巡航飞行提供单独的推进器，或者引擎必须在上升和巡航飞行之间相对于机翼或机身倾斜。在悬停/上升飞行和前向/巡航飞行之间的这种“过渡”期间的飞行可能难以管理，即使对于熟练的飞行员而言也是如此。如果VTOL飞行器变得越来越普遍，则有必要降低驾驶这些飞行器类型所需的技能水平。此外，考虑到在各种约束下对高效飞行的竞争需求，诸如保持稳定性、高度等，飞行剖面的优化对于人类飞行员或传统自动驾驶仪***来说可能是困难的。因此，希望提供一种自动化***，其在VTOL飞行器中的悬停和巡航飞行之间的过渡期间使至少部分飞行状态自动化，以便提供高效、安全的飞行。
发明内容
根据第一方面，提供了一种确定具有矢量推进装置的垂直起飞飞行器的飞行轨迹的方法，该方法包括：
接收一个或多个飞行器飞行约束；
接收飞行器飞行数据；
将飞行器飞行约束和飞行器飞行数据输入轨迹规划算法，以确定最小能量的飞行器过渡轨迹；以及
输出控制计划以使飞行器飞行到飞行轨迹。
有利地，提供了一种在过渡阶段期间自动规划飞行器飞行轨迹的方法，该方法使过渡期间使用的总能量最小化。这确保使用飞行器飞行数据在飞行器飞行约束内尽可能有效地操作飞行器。
所述一个或多个飞行器飞行约束可以包括飞行器飞行通道、飞行器操纵包线和过渡结束计划中的一者或多者。
飞行器飞行通道可以包括用于过渡轨迹的最大和/或最小允许高度，并且可以包括最大/最小飞行器坡度。
飞行器操纵包线可包括加速度限制、侧倾、俯仰或偏航率限制、速度限制、推进器功率限制、推进器功率比限制、飞行器取向限制、机翼迎角限制和致动器速率限制中的一者或多者。
过渡结束计划可以包括用于完成到前向飞行的过渡的最大时间和/或距离。
该方法可以包括将实时飞行器飞行数据输入到轨迹规划算法以提供更新的轨迹。实时飞行器飞行数据可以包括当前或预计的速度、高度、致动器反馈和天气数据中的一者或多者。
轨迹规划算法可以包括飞行器飞行模型，该飞行器飞行模型将飞行器飞行控制输入与对应的计算的轨迹相关。飞行器飞行输入可以包括一个或多个推进器推力、推进器角、机翼和尾翼倾斜角以及飞行器飞行控制表面角中的一者或多者。
轨迹规划算法可以包括成本函数算法。
成本函数算法可以包括多个计算的轨迹，以及针对每个计算的轨迹由一个或多个推进器消耗的总能量。该方法可以包括利用成本函数算法确定具有最小总推进器能量消耗的计算的轨迹。
该方法可以包括将计算的轨迹输入飞行器飞行模型以确定控制计划。
该方法可以包括将控制计划输出到自动驾驶仪***以将飞行器控制到控制计划。另选地，该方法可以包括将控制计划输出到用户界面，以向飞行员提供飞行控制输入指令。
根据第二方面，提供了一种被配置为控制具有矢量推进装置的飞行器的飞行器飞行控制***，该***包括：
轨迹控制器，该轨迹控制器被配置为根据第一方面的方法，根据飞行器飞行约束和飞行器飞行数据计算最小能量的飞行器过渡轨迹；和
飞行器飞行控制器，该飞行器飞行控制器被配置为使飞行器飞行到由轨迹控制器计算的轨迹。
根据第三方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括一个或多个矢量推进器和第二方面的飞行控制***。
矢量推进器可以被配置为相对于飞行器机身和飞行器机翼中的一者或多者提供矢量推力。
在第一实施方案中，飞行器包括倾斜机翼飞行器，该倾斜机翼飞行器包括固定地安装到机翼的一个或多个推进器，其中该机翼能够相对于飞行器机身枢转。倾斜机翼飞行器还可包括一个或多个巡航推进器，所述一个或多个巡航推进器固定地安装到飞行器并且被配置为提供前向推力。
在第二实施方案中，飞行器包括倾斜旋翼飞行器，该倾斜旋翼飞行器包括能够枢转地安装到机翼的一个或多个推进器，其中机翼相对于飞行器机身固定地安装。倾斜旋翼飞行器还可包括一个或多个巡航推进器，所述一个或多个巡航推进器固定地安装到飞行器并且被配置为提供前向推力。
另一方面包括一种非暂态介质，该非暂态介质包括用于执行第一方面的指令。
附图说明
现在将仅通过示例的方式参考附图来描述实施方案，附图仅为示意图并且未按比例绘制，并且在附图中：
图1是处于悬停飞行模式的倾斜机翼飞行器的示意性侧视图；
图2是处于水平飞行模式的图1的飞行器的示意性侧视图；
图3是处于悬停飞行模式的倾斜旋翼飞行器的示意性侧视图；
图4是处于水平飞行模式的图3的飞行器的示意性侧视图；
图5是示出在悬停飞行模式和水平飞行模式之间的过渡期间确定图1和图2的飞行器的飞行器控制计划的方法的流程图；
图6是示出控制飞行器的方法的流程图；
图7是示例性飞行器轨迹；并且
图8是示出确定飞行器轨迹的方法的流程图。
具体实施方式
参考图1至图3，示出了飞行器10。应当理解，这些附图仅是说明性的，并且不是按比例绘制的。飞行器包括由起落架14支撑的机身12。飞行器10还包括一对前主机翼16，该一对前主机翼定位成使得主机翼16的飞行中的升力中心大致邻近重心。飞行器10还包括尾翼22(也称为尾部)，该尾翼包括水平(相对于当飞行器处于水平飞行状态时)尾翼表面18和从每个水平尾翼表面18的端部延伸的垂直(相对于当飞行器处于水平飞行状态时)尾翼表面34。机身12包括限定飞行器10的前端的机头20和限定飞行器10的后端的尾翼22。
每个机翼16安装螺旋桨30形式的一个或多个推进器。类似地，螺旋桨36形式的一个或多个另外的推进器安装到尾翼22。
从图中可以看出，飞行器10限定了若干个方向。当飞行器10处于水平飞行或停在地面上时，纵向方向A在机头20和尾翼22之间在大致水平的方向上延伸。横向方向(未示出)在大致水平的方向上在垂直于纵向轴线A的方向上在主机翼16的尖端之间延伸。当飞行器处于水平飞行或停在地面上时，垂直方向C在大致垂直于地面的方向上延伸。
主机翼16和水平尾翼表面18两者能够在水平飞行配置(如图1所示)和垂直飞行配置(如图4所示)之间一起枢转。换句话讲，主螺旋桨相对于主机翼16具有固定角度，其中主机翼16是可枢转的。在水平飞行配置(如图2所示)中，机翼16和水平尾翼表面18呈现相应的朝向前方纵向方向A的前缘26、28。主机翼16和水平尾翼表面18被配置为围绕横向方向枢转以过渡到悬停飞行配置，其中前缘26、28在垂直方向上指向上方，如图1所示。
在VTOL操作期间，飞行器通常在地面上起动，其中机翼16和尾翼22处于悬停配置，如图2所示。在过渡到如图1所示的水平飞行模式之前，飞行器在垂直方向上起飞(尽管可能也具有一些水平分量)。在过渡期间，随着速度的增加，机翼16和尾翼22从悬停缓慢地枢转到水平位置。类似地，对于着陆，飞行器再次从水平模式过渡到悬停模式。起飞的过渡阶段可以定义为飞行器机轮离开地面和飞行器具有足够的前向空速以保持水平飞行而没有来自螺旋桨30、32的垂直推力分量之间的时间段。类似地，着陆的过渡阶段可以定义为飞行器速度下降到可以保持水平飞行的速度以下和机轮接触地面之间的时间段。
图3示出了与第一飞行器10类似的第二飞行器110、主机翼116和尾翼122。主螺旋桨130安装到主机翼116，并且尾翼螺旋桨132安装到尾翼122。飞行器110与飞行器10的不同之处在于飞行器110具有固定机翼116，该固定机翼在悬停和巡航飞行之间不枢转。相反，如从图3中的悬停飞行配置和图4中的巡航飞行配置的比较可以看出，主机翼和尾翼螺旋桨130、132相对于飞行器的其余部分在悬停配置和巡航配置之间枢转，而尾翼22和主机翼16保持水平。这种配置被称为“倾斜旋翼”飞行器。
图5示出了用于在过渡阶段期间(在起飞或着陆期间)控制飞行器10的控制方案的概述。简而言之，该***被配置为首先使用参考轨迹控制器计算最小能量的飞行器轨迹。然后，自动驾驶仪将该参考轨迹转换成控制输入，以使飞行器10飞行。当飞行器10沿该轨迹飞行时，基于实际飞行的轨迹更新轨迹，以重新计算新的最小飞行器轨迹。
图6更详细地说明了***架构。该***包括参考轨迹控制器40。该参考轨迹控制器确定过渡阶段(起飞或着陆)期间的最佳飞行器轨迹，该最佳飞行器轨迹使用于过渡的总推进器能量最小化。
该飞行器轨迹控制器40计算飞行器轨迹，如图7所示。轨迹通常包括飞行器在垂直平面中通过空间的路径，并且还可以包括在水平平面中的路径。
一旦轨迹被计算，飞行器轨迹控制器40输出一个或多个飞行器动态命令，所述一个或多个飞行器动态命令随着飞行器前进通过过渡阶段而不断更新。通常，动态命令至少包括高度命令和前向速度命令。因此，轨迹控制器将飞行器轨迹转换成一系列的高度和前向速度命令，这些命令被分解成单独的时间步长。动态命令还可以包括针对每个时间步长的一系列偏航、侧倾和俯仰命令。
然后将这些动态命令输入到飞行控制器42，该飞行控制器将动态命令转换成飞行致动器需求。飞行控制器包括飞行器飞行模型，该飞行器飞行模型包括飞行器将如何对给定飞行致动器输入作出反应的模型，并且还包括飞行器致动器约束诸如最大和最小飞行致动器位置和权限、以及最大推进器功率设置和升降速率，以及飞行器动态约束诸如飞行表面迎角、加速度、载荷和稳定性包线。飞行器飞行模型通常还包括飞行器配置变量诸如飞行器重量，以及大气变量诸如空气温度和压力高度。飞行控制器确定如何最有效地在飞行器致动器和动态约束内实现动态命令。一旦计算出该有效率，飞行控制器输出一个或多个致动器需求诸如主推进器30和尾翼推进器32需求、升降舵、方向舵和副翼位置需求、襟翼需求以及机翼和尾翼倾斜需求。
然后，这些需求由各个致动器控制器44转换成致动器位置命令，该致动器控制器使用反馈回路确保致动器在正确的时间处于命令状态。例如，提供了引擎控制器(未示出)，该引擎控制器将所需的推力需求转换成单独的马达/引擎控制参数，以满足来自飞行控制器42的推力需求输入。
同时地，飞行器数据传感器46在飞行期间连续感测飞行器动态参数。这些数据传感器可以包括大气数据传感器(诸如皮托管)，其提供诸如空气速度、高度等的大气数据。另外的飞行器数据传感器诸如飞行器位置传感器和姿态传感器(例如，GPS控制器、陀螺仪传感器等)给出飞行器地面速度、高度、位置等的完整图像。然后，来自这些传感器的数据被反馈到飞行控制器42，该飞行控制器更新飞行控制需求以考虑与输入到致动器的动态命令的偏差。
飞行控制器42、致动器控制器44和飞行器数据传感器46被连续地更新，直到来自参考轨迹控制器的轨迹输入完成，并且过渡时间段结束。
如果飞行器显著偏离由参考轨迹控制器确定的最佳轨迹，则来自飞行器数据传感器46的数据被提供给参考轨迹控制器，该参考轨迹控制器基于该数据计算更新的最佳轨迹。该过程将根据需要重复进行，直到过渡时间段结束，此时控制被交回到传统的自动驾驶仪或人类操作员。
图8更详细地示出了由参考轨迹控制器40计算参考轨迹的过程。
参考轨迹控制器40旨在提供一种飞行器轨迹，该飞行器轨迹在过渡时间段期间在特定约束内使能量使用(即推进器的燃料燃烧、电能等)最小化。
该轨迹可以在垂直平面中的笛卡尔坐标中数学地表示为从水平(x轴)和垂直(z轴)中的概念原点开始的一系列位置：
x(k|k)，x(k+1|k)，…，x(k+N|k)
z(k|k)，z(k+1|k)，…，z(k+N|k)
其中x(k+i|k)，z(k+i|k)分别表示对载具水平位置x和垂直位置z的未来需求，在时刻k前i个采样处，每个采样是未来的T秒。k+i|k表示在实时kTs时对在时间(k+i)Ts时的载具位置的需求。原则上，在这个阶段，位置x、z可以在任何给定时刻k取任何值。N表示时刻的总数，其将与最大过渡时间和过程的时间分辨率相关。
在计算该轨迹时，通常将首先定义问题空间的边界。例如，空中交通约束可为飞行器定义“飞行通道”，即对于地面上的给定位置，飞行器必须在其以内飞行的最大和最小高度Cz和距离Cx：
Cx(k+i|k)≤x(k+i|k)≤Cx(k+i|k)
Cz(k+i|k)≤z(k+i|k)≤Cz(k+i|k)
在这些约束内，参考轨迹控制器40试图提供使推进***在过渡时间段的时间范围内的能量消耗最小化的轨迹。在某些情况下，上述约束可能不存在，诸如其中飞行器具有充分的性能以使这些约束不影响计算的飞行轨迹，或者其中飞行器在不受控制的空域中运行。
图7示出了示例性轨迹(如实线所示)，其中飞行通道由最大高度线和最小高度线(如虚线所示)限定。可以看出，在飞行通道内可能存在各种潜在的飞行轨迹。
图8以简化的方式示出了选择最小能量飞行器轨迹的过程。首先，生成飞行器飞行模型，该模型是表示飞行器随时间对输入诸如控制输入和功率输入的响应的状态模型。在该模型中输入约束例如空域和飞行器约束，诸如有界空域、最大和最小飞行速度等。还可以添加飞行器数据诸如起飞重量。最后，将初始的种入轨迹输入飞行器模型。
飞行模型然后被用于确定使飞行器能够遵循给定轨迹所需的推进器变量，以便计算飞行轨迹的能量成本。这些推进器变量用作成本函数的主题。成本函数探索飞行模型的变量，以找到一组变量，该组变量输出具有与该轨迹相关联的最小化能量的轨迹。该***的细节概述如下。
为了确定轨迹，使用飞行器飞行模型。飞行器飞行模型具有以下一般形式：
Figure BDA0002555848630000081
其中
Figure BDA0002555848630000082
是某个未来状态，X是当前状态，并且δ是控制输入。例如，状态X可以是坐标系中的位置(例如笛卡尔坐标x、y、z)、速度v(可以是地面速度或空速，诸如指示的空速)、姿态(表示为角度)和角速度。控制输入可以包括飞行器主推进器30推力和尾翼推进器32推力、推进器/机翼倾斜角和飞行控制表面角。
为了从当前状态和控制输入确定未来状态
Figure BDA0002555848630000083
定义了飞行器飞行模型形式的过渡函数f(X,δ)。过渡函数包括一个或多个运动方程，该一个或多个运动方程描述飞行器如何响应于随时间变化的控制输入，并且输出对应的未来状态向量
Figure BDA0002555848630000084
典型的飞行器控制模型是本领域技术人员公知的，并且例如在McRuer和Graham的Aircraft Dynamics andAutomatic Control、Stengel的Flight Dynamics中详细描述。其他飞行器控制模型包括动态逆(Dynamic Inversion)，尤其如在Ryan James Caverly等人的“Non-Linear DynamicInversion of a Flexible Aircraft”中描述的，该文献发布于IFAC-PapersOnLine，第49卷，第17期，2016，第338至342页。
例如，飞行器模型可以采用以下形式：
Figure BDA0002555848630000085
过渡控制器的目标是通过计算标称机翼和尾翼推力轨迹，在空速(V)、飞行路线角(γ)和机翼/尾翼倾斜iw方面提供可行的轨迹，以便在某个有限范围时间N内过渡到水平飞行。因此，***选择机翼、尾翼推力、速度V和飞行路径角以及机翼角作为操纵变量：
V(k+i|k)，γ(k+i|k)，iw(k+i|k)，Tw(i+k|k)，Tt(i+k|k)
另外的约束被施加在***上。首先，用于完成过渡的时间范围N必须为有限且非零，并且可以选择最大时间范围N。
显然，当我们要过渡到水平飞行时，机翼和尾翼必须在有限的时间范围内从垂直方向倾斜到水平方向，例如这可以明确地表示为：
iw(k+N|k)≤X度
当VTOL配置成为被配置用于前向飞行的飞行器时(即过渡时间段可以说已经结束)，选择X＜8度是合适的。另外，在时间范围N结束时的速度必须高于机翼角的失速速度，并且因此定义了附加约束：
V(k+N|k)≥V失速(X)
在此示例中，为了简单起见，我们假设尾翼和机翼两者同时倾斜，其中iw表示机翼倾斜。根据设计，尾翼可以与机翼偏移-5至5度。在其他情况下，尾翼倾斜可独立于机翼倾斜而变化。
有效VTOL过渡的重要因素中的一者是将有效迎角保持在失速以下。因此，过渡控制器产生可行的轨迹，从而确保了这种情况。该轨迹还可以确保机翼和尾翼的迎角αw，αt始终低于某个临界角(通常低于失速角约两度或更多)
αw(k+N|k)≤α1
αt(k+N|k)≤α2
机翼和尾翼的迎角是速度、对应机翼和尾翼推力(如果机翼由例如安装在机翼前缘的前方的螺旋桨吹动)、飞行路径角和俯仰角的函数。总的机翼和尾翼推力为：
Tw(k+i|k)
Tt(k+i|k)
该实施方案的控制方法的目的是使过渡时间段期间推进***消耗的总能量最小。应当理解，所使用的能量将等于随着时间的推移所消耗(积分)的总功率。过渡期间消耗的总功率可以表示为气体涡轮和电池功率的函数，
Pt(k+i|k)＝Pgt(k+i|k)+Pbat(k+i|k)
并且经由某些函数与推力相关
Pt(k+i|k)＝f(Tw(k+i|k)，Tt(k+i|k))
对于给定的一组轨迹控制***变量V(k+i|k)，γ(k+i|k)，iw(k+i|k)、T_w(k+i|k)、T_t(k+i|k)，对于给定的历史，将需要对应的机翼螺旋桨30功率Pw(k+i|k)和尾翼螺旋桨32功率Pt(k+i|k)来满足这些变量。例如，减小机翼倾斜角iw将趋向于随时间增加飞行器前向空速V，但是对于给定功率Pw，Pt减小高度，并且因此可能需要增加推进器功率以将飞行器保持在飞行通道内。这些中的每一者也将影响完成过渡的总时间，并且因此影响消耗的总能量。
控制***变量V(k+i|k)、γ(k+i|k)、iw(k+i|k)、T_w(k+i|k)、T_t(k+i|k)可以通过飞行器模型相关，该飞行器模型可以类似于飞行控制器32使用的飞行器模型。因此，可以确保实际飞行器行为与预计飞行器轨迹之间的对应关系。
因此，可以探索一系列控制***变量组合，并且可以通过飞行器模型确定每个时间间隔的对应机翼螺旋桨30推力Tw(k+i|k)和尾翼螺旋桨32推力Tt(k+i|k)。可以将其转换成对应的机翼螺旋桨功率和尾翼螺旋桨32功率，并且相加得出每个时间步长的总推进***功率Pt：
Pt(k+i|k)＝f(Tw(k+i|k)，Tt(k+i|k))
然后，可以对过渡时间段内的总推进功率进行积分，以给出消耗的总能量。
可以通过表示用给定轨迹在过渡时间段消耗的能量来探索该控制***变量空间(其中该能量将在使用例如神经网络或其他合适的计算机化优化问题解决方案的优化问题中被最小化)，以选择最小能量轨迹。例如，有限范围、离散时间线性二次调节器算法如下：
Figure BDA0002555848630000111
在飞行器是混合动力飞行器的情况下(其中功率从一个或多个电池汲取)，这可能会受到进一步的约束，诸如电池能量约束。
一组标称的控制***变量或参考轨迹可以作为起点“种入”到成本最小化函数中，以确保快速收敛。
因此，***确定矢量推进***中过渡时间段的最小能量轨迹，并且使飞行器飞向该轨迹。发明人已经确定通常矢量推进飞行器在悬停/过渡飞行期间的效率比在巡航飞行中的效率低，因为升力至少部分由推进器而不是由机翼生成，机翼生成升力更有效。因此，通过控制飞行器以使过渡中使用的能量最小化，使总的飞行器飞行周期能量使用最小化。
应当理解，上述控制方案可以同等地应用于图3和图4的倾斜旋翼飞行器110。然而，机翼倾斜角将从计算中省略。还应理解，该控制方案可以应用于其他飞行器配置，诸如具有矢量推力喷气推进器的飞行器、具有矢量推力***的复合直升机以及其他飞行器类型。
还应当理解，可以使用替代方法来将参考飞行轨迹转换成致动器命令。
已经描述了各种示例，每个示例都以各种特征组合为特征。本领域技术人员将理解，除非明显相互排斥，否则任何特征可单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本发明扩展到并包括本文所述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (18)

1.一种确定具有矢量推进装置的垂直起飞飞行器的飞行轨迹的方法，所述方法包括：
接收一个或多个飞行器飞行约束；
将所述飞行器飞行约束输入轨迹规划算法，以确定最小能量的飞行器过渡轨迹；以及
输出控制计划以使所述飞行器飞行到所述飞行轨迹。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述一个或多个飞行器飞行约束包括飞行器飞行通道、飞行器操纵包线和过渡结束计划中的一者或多者。
3.根据权利要求2所述的方法，其中所述飞行器飞行通道包括用于所述过渡轨迹的最大和/或最小允许高度，并且能够包括最大/最小飞行器坡度。
4.根据权利要求2所述的方法，其中所述飞行器操纵包线包括加速度限制、侧倾、俯仰或偏航率限制、速度限制、推进器功率限制、推进器功率比限制、飞行器取向限制、机翼迎角限制和致动器速率限制中的一者或多者。
5.根据权利要求2所述的方法，其中所述过渡结束计划包括用于完成到前向飞行的过渡的最大时间和/或距离。
6.根据权利要求1所述的方法，其中所述方法包括将实时飞行器飞行数据输入到所述轨迹规划算法以提供更新的轨迹。
7.根据权利要求6所述的方法，其中所述实时飞行器飞行数据包括当前或预计的速度、高度、致动器反馈和天气数据中的一者或多者。
8.根据权利要求1所述的方法，其中所述轨迹规划算法包括飞行器飞行模型，所述飞行器飞行模型将飞行器飞行控制输入与对应的计算的轨迹相关。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所述飞行器飞行输入包括一个或多个推进器推力、推进器角、机翼和尾翼倾斜角以及飞行器飞行控制表面角中的一者或多者。
10.根据权利要求1所述的方法，其中所述轨迹规划算法包括成本函数算法。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述成本函数算法包括多个计算的轨迹，以及针对每个计算的轨迹由一个或多个推进器消耗的总能量。
12.根据权利要求11所述的方法，其中所述方法包括利用所述成本函数算法确定具有最小总推进器能量消耗的计算的轨迹。
13.根据权利要求1所述的方法，其中所述方法包括将所述计算的轨迹输入所述飞行器飞行模型以确定所述控制计划。
14.根据权利要求13所述的方法，其中所述方法包括将所述控制计划输出到自动驾驶仪***以将所述飞行器(10)控制到所述控制计划。
15.一种被配置为控制具有矢量推进装置的飞行器的飞行器飞行控制***，所述***包括：
轨迹控制器，所述轨迹控制器被配置为根据第一方面的方法，根据飞行器飞行约束和飞行器飞行数据计算最小能量的飞行器过渡轨迹；和
飞行器飞行控制器，所述飞行器飞行控制器被配置为使所述飞行器飞行到由所述轨迹控制器计算的所述轨迹。
16.一种飞行器，所述飞行器包括矢量推进器和根据权利要求15所述的飞行控制***。
17.根据权利要求16所述的飞行器，其中所述矢量推进器被配置为相对于飞行器机身和飞行器机翼中的一者或多者提供矢量推力。
18.一种非暂态介质，所述非暂态介质包括用于执行根据权利要求1所述的方法的指令。
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