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World File Search System俯仰姿态
报告 - BEA
与此同时，机长 (PNF) 进行了与 PF 相反的机头下沉输入和滚转输入。这些同时进行的输入降低了 PF 的倾斜输入，并再次增加了俯仰姿态、载荷系数和攻角。这些同时进行的输入触发了“双重输入”警报。PF 表示，因此他要求 PNF 停止在侧杆上进行输入。他还通过按下侧杆上的相应按钮六秒钟来接管控制的优先权。PF 将倾斜角保持在向右 40 到 80 度约二十秒。在达到 42 度机头上仰后，俯仰姿态逐渐降低到 10 度。迎角和载荷系数迅速下降，分别从 22 度降至 5 度，从 4.5g 降至 1.25 至 1.5g 之间。同时，校准空速从 300 kt 降至 150 kt。
报告 - BEA
与此同时，机长 (PNF) 进行了与 PF 相反的机头下沉输入和滚转输入。这些同时进行的输入降低了 PF 的倾斜输入，并再次增加了俯仰姿态、载荷系数和攻角。这些同时进行的输入触发了“双重输入”警报。PF 表示，因此他要求 PNF 停止在侧杆上进行输入。他还通过按下侧杆上的相应按钮六秒钟来接管控制的优先权。PF 将倾斜角保持在向右 40 到 80 度，持续了大约二十秒。在达到 42 度机头上仰后，俯仰姿态逐渐降低到 10 度。迎角和载荷系数迅速下降，分别从 22 度降至 5 度，从 4.5g 降至 1.25 至 1.5g 之间。同时，校准空速从 300 kt 降至 150 kt。
使用特征结构进行直升机控制律设计... - CORE
6.1.6 采用性能保护的鲁棒状态反馈控制律的 8 阶线性直升机模型悬停时，滚转姿态响应（顶部）对横向的响应，俯仰姿态响应（底部）对 1 秒的 10% 纵向脉冲输入的响应。...............。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。239
飞行员指南 - Chief Aircraft
俯仰刻度以一系列刻度表示，每 5° 表示一个俯仰角，每 10° 刻度更宽且有数字。该装置可在 360° 以上的连续和无限俯仰范围内操作和使用。在俯仰角大于 ± 45° 时，一系列 V 形标记 (^) 将叠加在俯仰刻度上。这是为了让飞行员在处于异常俯仰姿态时快速参考地平线的方向（图 4）。V 形标记始终指向地平线。
升力风扇飞机---从飞行员的角度吸取的教训
8. XV-5A 的起落架几何形状使得飞机的俯仰姿态必须提升到水平姿态，以防止在增加风扇推力以进行垂直起飞时向前移动。如果没有集成动力升力控制系统，则需要相当高的飞行员工作量来协调平稳的垂直起飞。不是简单地在地面上将机头抬高到起飞姿态，然后增加垂直推力以开始起飞，而是需要快速同时地松开刹车、增加升力风扇推力、将机头抬高到水平姿态并将飞机“拉”到空中。垂直着陆接地也受到类似影响，需要同时进行机轮接地、刹车、降低机头和将发动机功率降至怠速。
用于... 的准线性参数变化 (qLPV) 方法
转换走廊的上限由机翼失速和俯仰姿态决定，而上限则由所需功率和旋翼桨叶拍动决定。当机翼升力的增加与旋翼产生的升力的减少相匹配时，在恒定高度下成功实现从直升机到飞机配置的转换。目前，转换机动由飞行员管理，一般来说，飞行员的工作量高于飞行的其他阶段，特别是，在较高的发动机舱倾斜率下，操纵品质等级会下降（参考文献3）。考虑到在空中交通管制 (ATC) 的指导下在民用倾转旋翼机上执行转换机动的可能性，这种情况可能不是最佳的。此外，从直升机到飞机配置的转换以及从飞机到直升机配置的转换都具有高结构载荷的特点，无论是在旋翼上还是在机身上（参考文献4 , 5 ）。
UAM 仪表飞行程序设计和评估...
美国宇航局先进空中机动 (AAM) 国家运动 (NC) 与 Joby Aviation 合作，使用 Joby 的高保真工程飞机模拟器测试和评估不同的城市空中机动 (UAM) 仪表飞行程序 (IFP) 候选设计，包括新的起飞、航路、进近和复飞架构。结合模拟器测试，这项工作还评估了相关方面，例如制图、编码和遵守飞行计划标准。测试目标是评估不同发展中的 IFP 变体的安全性、效率、乘客舒适度和噪音。安全相关措施包括与地形和垂直障碍物的间隙、程序可飞性和飞行路径一致性。效率相关措施包括所需时间、所需空域容量和所需电池能量。乘客舒适度和乘坐质量措施包括滚动/俯仰角度、滚动/俯仰姿态变化率和激进操作前的空速、主观飞行员/乘客反应和加速力。不同 IFP 的噪声影响将使用来自模拟器的数据进行内插/外推，这些数据输入到单独的 Joby 声学软件工具中。总体而言，在不同的发育 IFP 配置文件变体之间确定并描述了几种权衡。没有一个版本的发育 IFP 结构在上述所有测量中得分最高；相反，不同的
战斗机的直接升力控制 - DiVA
飞机的直接升力控制在航空工业中已经存在了几十年，但主要用于具有专用直接升力控制面的商用飞机。本论文的重点是研究直接升力控制是否适用于没有专用控制面的战斗机，例如萨博 JAS 39 Gripen。建模系统是一种本质上不稳定的飞机，其空气动力学和有限的控制面偏转和偏转率都包含非线性。飞机的动力学围绕代表着陆场景的飞行情况线性化。然后应用直接升力控制，以提供从飞行员操纵杆输入到飞行路径角变化的更直接关系，同时还保持俯仰姿态。选择了两种不同的控制策略，即线性二次控制和模型预测控制。由于战斗机是具有快速动态的系统，因此限制计算时间非常重要。这种限制促使使用专门的方法来加速模型预测控制器的优化。在萨博提供的非线性模拟环境中进行的模拟结果以及在高保真飞行模拟装置上与飞行员进行的测试证明，直接升力控制对于所研究的战斗机是可行的。在控制飞行路径角时观察到足够的控制权限和性能。两种开发的控制器都有各自的优势，哪种策略最合适取决于用户的优先级。着陆期间飞行员的工作量以及接地时的精度被认为与传统控制类似。
战斗机的直接升力控制 - DiVA
飞机的直接升力控制在航空工业中已经存在了几十年，但主要用于具有专用直接升力控制面的商用飞机。本论文的重点是研究直接升力控制是否适用于没有专用控制面的战斗机，例如萨博 JAS 39 鹰狮战斗机。建模系统是一种本质上不稳定的飞机，其空气动力学和有限的控制面偏转和偏转率都包含非线性。飞机的动力学围绕代表着陆场景的飞行情况线性化。然后应用直接升力控制，以提供从飞行员操纵杆输入到飞行路径角变化的更直接关系，同时还保持俯仰姿态。选择了两种不同的控制策略，线性二次控制和模型预测控制，用于实施。由于战斗机是具有快速动态的系统，因此限制计算时间非常重要。这一限制促使人们使用专门的方法来加速模型预测控制器的优化。萨博提供的非线性模拟环境中的模拟结果以及在高保真飞行模拟装置上进行的飞行员测试证明，直接升力控制对于所研究的战斗机是可行的。在控制飞行路径角时观察到足够的控制权限和性能。两种开发的控制器都有各自的优势，哪种策略最合适取决于用户的优先考虑。飞行员在着陆期间的工作量以及接地时的精度被认为与传统控制相似。