CN109715494B - 驱动飞机空气动力学操纵面的致动器的开环和闭环控制 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种开环和闭环控制n个驱动飞机空气动力学操纵面(102)的致动器An(101)的装置和方法，其中n＝1，2，...，N，且N≥1，所述装置包括第一界面(104)和/或第二界面(103)，单元(105)，在所述第一界面处，通过飞行员在输入装置(110)的手动输入生成并提供用于开环控制所述致动器An(101)的预设值SVPilot，在所述第二界面处，通过飞机的自动飞行控制器(109)生成并提供用于开环控制致动器An(101)的预设值SVAutoPilot，所述单元根据各致动器An(101)预设值SVpilot和/或SVAutoPilote计算开环控制致动器An(101)的参考变量FAn,soll，其中，所述参考变量FAn,soll为期望力或期望力矩，且各致动器An(101)分别有一用于所述致动器An的闭环控制的力/力矩控制器REGn，所述致动器An的闭环控制根据所述相应的参考变量FAn,soll和/或
以及由致动器生成的力/力矩控制变量FAn和/或其时间导数
所述控制变量由传感装置S1n探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An(101)上或所述致动器An(101)内，或位于所述各致动器An(101)的传动系内。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于开环和闭环控制驱动飞机空气动力学操纵面的致动器的装置和方法。本发明还涉及一种具有所述装置的飞机。
背景技术
在现有技术下，驱动飞机空气动力学操纵面(例如副翼、方向舵、升降舵、扰流板、减速板、前缘缝翼等)的致动器是位置控制的。因此，通常对致动器预设位置或角度参考变量，必要时还预设其时间导数，而且致动器由相应的控制器根据当前采集到的相应的控制变量进行控制。
通常地，位置控制并不灵活,这导致操纵面的高载荷，再加上在有阵风影响操纵面的情况下，进而导致致动器的高载荷。为了避免不稳定，因致动器内存在摩擦，通常对位置控制的致动器进行保守设置。非线性致动器或高度非线性致动器对于位置控制而言并不理想。
由DE 10 2011 115 359 A1得知一种用于致动器定位的电子设备，其中，该电子设备可直接或间接安装在致动器上，和/或至少有一部分可整合到致动器中，该电子设备适用于接受飞行控制计算机的命令，以进行致动器的控制和/或关闭。
由DE 10 2011 115 356 A1得知一种用于飞行控制致动器的电子控制的飞行控制系统，其中，飞行控制设备间的信号传输通过数据总线实现，从而实现一种分布式总线定向的电子飞行控制系统。
由EP 2772 816 A1得知一种飞机监控的方法。该方法包括采集飞行员输入界面的信号输入，根据模型和飞行员的输入计算出飞机空气动力学操纵面的开环和闭环控制系统的响应值，以及当开环和闭环控制系统达到临界值时输出的警告。
由WO 2007/084679 A2得知一种适用于飞机分布式飞行开环和闭环控制系统的备份控制器。
由US 8,275,496 B2得知一种减少飞机垂直定位误差的方法。在该方法中，探测出作用于飞机的垂直干扰，并检查此干扰是否超过给定的临界值。若超过临界值，则探测出上升信号并以此控制操纵面的位置。
由US 7,424,989 B2得知一种机翼减振的方法，在该方法中，机翼操纵面的致动器由振动反相控制信号触发。
由US 5 593 109 A得知一种用于控制航空表面的方法。
由US 2016/0096616 A1得知一种用于操作执行负载补偿的飞行控制系统的装置和方法。
由US 2014/163783 A1得知一种用于飞行控制系统的致动器的扭矩控制的方法。
发明内容
本发明旨在提供一种迅速有效的开环和闭环控制驱动飞机空气动力学操纵面的致动器的装置和方法。
由独立权利要求的特征得出本发明。从属权利要求涉及有利的改进和实施方式。本发明以下描述和对图示实施例的解释阐明其他的特征、用途和本发明的优点。
本发明的第一个方面涉及一种开环和闭环控制n个驱动飞机空气动力学操纵面的致动器An的装置，n＝1，2，…，N，且N≥1。
术语“飞机”包括目前所有重于或轻于空气的飞行器，尤其是固定翼飞机、直升机、飞艇、四轴飞行器和无人机。飞机可以设置为通过人为控制，和/或配置可实现飞机自动运行的自动飞行控制装置。
“致动器”尤其可以是液压致动器、电机驱动致动器(例如包括具备和不具备传动装置的电动机)。通常地，致动器通过机械装置(传动系)与相应的操纵面连接，从而操纵面可通过致动器运动。为冗余，有利地，一个操纵面至少由两个致动器驱动。
术语“操纵面”包括目前所有的可通过致动器铰接和调节的操纵面，通过操纵面可促使飞机在飞行中进行目标明确的位移，尤其是副翼、方向舵、升降舵、扰流板、转动叶片、螺旋桨叶片、减速板、前缘缝翼等。
根据本发明所提供的装置包括第一界面和/或第二界面，在所述第一界面处，通过飞行员在输入装置中的手动输入而生成并提供开环控制致动器An的预设值SVPilot，在所述第二界面处，通过飞机的自动飞行控制器而生成并提供开环控制致动器An的预设值SVAutoPilot。
有利地，输入装置包括用于预设飞机方向舵位置的方向舵踏板，以及用于输入副翼和/或升降舵位置预设值的装置。上述后提及的装置尤其可以是所谓的侧杆、或操纵角、或操纵杆。
有利地，自动飞行控制器是一种自动驾驶仪系统，其被应用和配置以实现自主飞行驾驶。有利地，预设值：SVPilot和SVAutoPilot均为向量，这些向量的向量元素提供给各致动器An和/或一组致动器An预设值(控制信息)。有利地，在有人驾驶飞机上具有所述第一界面和所述第二界面。有利地，在无人机上只具有所述第二界面。
根据本发明所提供的装置还包括一个单元，该单元根据由上述界面提供的各致动器An的预设值SVPilot和/或SVAutoPilot计算出开环控制所述致动器 An的参考变量FAn,soll和/或其时间导数
其中，参考变量FAn,soll为期望力或期望力矩，各致动器An分别有一用于所述致动器An的闭环控制的力/力矩控制器REGn，所述致动器An的闭环控制根据所述相应的参考变量FAn,soll和/或
以及作为控制变量的由致动器An生成的力/力矩FAn和/或其时间导数
所述控制变量由传感装置S1n探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An上或所述致动器An内，或位于所述各致动器An的传动系内。
因此，与现有技术中使用的位置控制不同，本发明这种致动器的控制策略转换到到力/力矩控制的附件上。其尤其具有以下优点：操纵面根据力控制对外部的作用于所述操纵面上的阵风载荷做出灵活的，或者说弹性的反馈。当出现外部阵风时，作用在致动器、操纵面和飞机结构上的载荷会减小。力控制能实现快速的闭环控制，因为致动器动力能被更好地充分利用，这在有外部阵风的影响时或快速改变飞行状态时是尤其有利的。当然，并不是所有的驱动操纵面的飞机致动器必须根据所提供的基于力/力矩的闭环控制方案而受闭环控制，以至于一个或多个飞机操纵面也能够由位置控制的致动器来驱动。
通过所提供的控制策略(基于力/力矩的闭环控制)，还解决了所谓的力对抗(Force-Fight)问题。当对于各致动器当前位置的控制变量出现偏差时，会在由两个或两个以上位置控制的致动器驱动的操纵面上出现力对抗。对于不同的致动器，所述偏差不同。
所提供的装置的有利改进突出表现在所述各力/力矩控制器REGn分别有一处理器PRn，所述处理器PRn以处理器时钟频率PTn工作运行，所述单元有一处理器PRE，所述处理器PRE以处理器时钟频率PTE工作运行，其中， PTn>PTE,，尤其地，PTn>2PTE。当外部出现作用在操纵面上的阵风时，这尤其能够对有关的致动器进行相应快速而有效的闭环控制。
根据本发明，所提供的装置的进一步特征在于，所述各致动器An分别有一传感装置S2n，所述传感装置S2n探测所述致动器An的当前的位置POSAn或所述致动器An相应的操纵面的当前的位置，并将所述当前的位置提供给所述力/力矩控制器REGn。术语“当前的位置POSAn”在本发明中尤其包括径向位置和角度位置。有利地，所述传感装置S2n具有位置传感器或角度传感器，当前的位置或当前的角度通过所述位置传感器或角度传感器测量。可选地，或附加地，所述传感装置S2n具有一估测当前的位置或当前的角度的装置，其根据其他测量值，例如电流或电压，探测或估测位置或角度。对于各致动器、相应的传动系或相应的操纵面，当前的位置POSAn能被探测出。
根据本发明，所提供的装置的进一步特征在于，所述力/力矩控制器REGn这样闭环控制所述致动器An：所述位置POSAn限定在区间I1An:＝[Min(POSAn), Max(POSAn)]内，其中Min(POSAn)≤POSAn≤Max(POSAn)，所述区间I1An由给定的区间边界Min(POSAn),Max(POSAn)限定，其中，所述各给定的区间 I1An在区间I2An[Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)]内，所述区间I2An的各区间终值Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)为位置值，所述各致动器An或其相应的操纵面的运动被机械地限定于所述位置值处。这基于具有上述传感装置S2n。因此，这种“虚拟的终端碰击或限制”限定了各致动器和其相应的操纵面的运动。有利地，所述区间I1An的区间长度小于所述区间I2An的区间长度。进一步有利地，所述区间I1An这样位于所述区间I2An中，使得所述区间I1An的区间边界与所述区间I2An的区间边界有间隔。借此，可以限制致动器或操纵面的振幅，并同时阻碍致动器或操纵面的机械运动，这就相应地增加了使用寿命。
为了实施上述闭环控制，根据本发明，函数F(PosAn)通过所述区间I1An被定义，其数值|F(PosAn)|仅在区间范围Min(POSAn),Max(POSAn)内不可忽略，其中，所述函数F(POSAn)可选为：使得|F(Min(POSAn))|＝|FAn,soll|且 |F(Max(POSAn))|＝|FAn,soll|，且控制变量F*An反馈至所述力/力矩控制器 REGn，使得F*An＝FAn–F(POSAn)。
有利地，所述区间边界Min(POSAn),Max(POSAn)取决于提供的当前的动态状态，和/或取决于飞机当前的设置，和/或取决于由所述各力/力矩控制器 REGn(106)选定以描述周围空气的参数。所述动态状态包括以下状态值：飞行速度、飞行高度、重力系数、迎角、偏航角、侧滚角和上述状态值随时间的变化值等。所述飞机当前的设置描述为，例如起落架是否放下或收上，哪些阀门如何设置等。所述空气参数为，例如空气温度、空气压、空气湿度和空气密度。可变的、可给定的区间边界和可变的、给定的、虚拟的限制范围，例如舵振幅范围或可放下的阀门范围，保证飞行安全，因为它们优化/限制在所述动态状态下的空气动力学操纵面的控制、设置以及描述周围空气的参数。
所提供的装置的进一步改进突出表现在具有控制所述致动器An的位置控制器，其中，当达到区间边界Min(POSAn),Max(POSAn)时，从所述力/力矩控制器切换到所述位置控制器。
所提供的装置的有利改进突出表现在控制变量F**An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得F**An满足：F**An＝F*An+FG，其中，FG为恒定的配平力，所述配平力对作用在所述各操纵面和/或所述各致动器An的传动系的重力进行重力补偿，或FG为自身配平函数，所述自身配平函数取决于POSAn和 /或时间t。有利地，使得FG满足：d(FG)/dt＝k×FAn,soll，其中k为给定的常数。所述函数FG为配平常数和/或以补偿作用于所述各操纵面上的重力的常数，或微弱增强的结合项。所述改进能够补偿作用于所述致动器的外力和存储或维持当前的致动器位置POSAn，从而在出现控制信号(参考变量)故障时，被配平的飞机会继续飞行。
所提供的装置的有利改进突出表现在控制变量F***An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得满足：F***An＝F*An+FD或F***An＝F*An+FG+FD,其中，使FD满足：FD＝d(POSAn)/dt×D,D为虚拟阻尼。
所提供的装置的有利改进突出表现在控制变量F****An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得F****An＝F*An+FS或F****An＝F*An+FG+FS或F****An＝F*An+FD+FS或F****An＝F*An+FD+FG+FS,，其中，使得FS满足: FS＝(POSAn－POSref)×S，S为虚拟刚度，POSref为所述各操纵面的中立位置，其中，所述中立位置POSref限定为：所述有关操纵面不产生触发飞机运动的力矩。
以上所述的三个改进实现补偿作用在致动器的外力和存储或保持当前的致动器位置POSAn，从而在出现控制信号(参考变量)故障时，被配平的飞机会继续飞行。
所提供的装置的有利改进突出表现在致动器An具有作为动力单元的电动机。有利地，所属的传感装置S1n具有电流传感器，所述电流传感器用于测量电动机的各个工作电流。这能够便捷地探测或估测出当前的致动器力矩，因为发动机力矩与发动机电流直接相关联。可能会引起估计偏差的静摩擦能够通过敲击脉冲法(Knocker-Pulse-Verfahren)被高频打断，这使力矩估计根据发动机电流的测量得到很大程度的优化。
所提供的装置的有利改进突出表现在，在所述第一界面处为相应的操纵面的多个致动器触发绕同一飞机轴线(纵轴、横轴、垂直轴)的力矩，为所述致动器An提供加权控制变量<F*An>和/或加权位置<POSAn>，以实现在所述输入装置(110)处对所述各飞机轴线进行合力反馈。例如，一旦飞行员拉动飞机座舱的操纵杆，就下达了飞机沿着横轴运动的命令。为了执行这样的运动，升降舵运动。典型地，两个或两个以上致动器触发升降舵。根据所述改进，例如这些致动器的合力反馈的控制变量<F*An>被加权。进一步地，除了升降舵，其他的飞机操纵面也可能被触发，以执行沿着横轴运动。根据所述改进，例如还涉及这些致动器的控制变量<F*An>的前述权重。
所提供的装置的有利改进突出表现在，一个或多个力/力矩控制器REGn具有参考变量预控制，所述参考变量预控制根据FAn,soll，FAn或F*An,，和 POSAn抵消所述致动器An内的摩擦和/或动力，以及/或抵消所述各致动器的包括所述操纵面的相应的传动系内的摩擦和/或动力。尤其地，在对抗气流振动的操纵面上作用有很大的空气力，所述空气力通过传动系转移到致动器上。参考变量预控制尤其可以优化致动器动力。
本发明的第二个方面涉及一种具有所述装置的飞机。有利地，所述飞机力/力矩控制器REGn配置在所述各相应的致动器An上或与所述各致动器An相接。这能够使传感器和控制器之间信号传输时间缩短，从而缩短致动器响应时间。有利地，飞机输入装置有方向舵踏板和侧杆或操纵杆或操纵角。
所述飞机的有利改进在于根据本发明所述装置构成的实施例并通过类似的有意义的转化而来。
本发明的第三个方面涉及一种开环和闭环控制n个驱动飞机的空气动力学操纵面的致动器An(101)的方法，n＝1，2，...，N。所述方法包括以下步骤：第一步，通过飞行员在输入装置手动输入生成开环控制所述致动器An的预设值SVPilot。可选地，或附加地，通过飞机的自动飞行控制器生成开环控制所述致动器An的预设值SVAutoPilot。第二步，根据各致动器An的预设值 SVPilot和/或SVAutoPilot计算出开环控制所述致动器An(101)的参考变量FAn,soll，其中，所述参考变量FAn,soll为期望力或期望力矩。力/力矩控制器REGn闭环控制所述各致动器An，所述闭环控制根据所述相应的参考变量FAn,soll和作为控制变量的由致动器生成的力/力矩FAn或可选的
所述控制变量由传感装置S1n探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An上或所述致动器An内，或位于所述各致动器An的传动系内。
所述方法的有利改进突出表现在所述各力/力矩控制器REGn分别有一处理器PRn，所述处理器PRn以处理器时钟频率PTn工作，所述单元105有一处理器PRE，所述处理器PRE以处理器时钟频率PTE工作，其中，PTn> PTE,，尤其地，PTn>2PTE。
根据本发明，所述方法的进一步特征在于，所述各致动器An分别有一传感装置S2n，所述传感装置S2n探测所述致动器An101的当前的位置 POSAn或所述致动器An101相应的操纵面102的当前的位置，并将所述当前的位置提供给所述力/力矩控制器REGn106。
根据本发明，所述方法的进一步特征在于，所述力/力矩控制器REGn这样闭环控制所述致动器An：所述位置POSAn限定在区间I1An:＝[Min(POSAn), Max(POSAn)]内，其中Min(POSAn)≤POSAn≤Max(POSAn)，所述区间I1An由给定的区间边界Min(POSAn),Max(POSAn)限定，其中，所述各给定的区间 I1An在区间I2An[Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)]内，所述区间I2An的各区间终值Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)为位置值，所述各致动器An或其相应的操纵面的运动被机械地限定于所述位置值处。
所述方法的有利改进突出表现所述区间I1An的区间长度小于所述区间 I2An的区间长度。有利地，所述区间I1An位于所述区间I2An中心。
根据本发明，所述方法的进一步特征在于，通过所述区间I1An定义函数F(PosAn)，其数值|F(PosAn)|仅在区间范围Min(POSAn),Max(POSAn)内不可忽略，其中，所述函数F(POSAn)可选为：使得|F(Min(POSAn))|＝|FAn,soll|且 |F(Max(POSAn))|＝|FAn,soll|，且控制变量F*An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得F*An＝FAn–F(POSAn)。
所述方法的有利改进突出表现在所述区间边界Min(POSAn),Max(POSAn) 取决于提供的当前的动态状态，以及/或取决于由各力/力矩控制器REGn选取的飞机当前的设置。
所述方法的有利改进突出表现在控制变量F**An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得F**An满足：F**An＝F*An+FG，其中，FG为恒定的配平力，所述配平力对作用在所述各操纵面和/或所述各致动器An的传动系的重力进行重力补偿，或FG为自身配平函数，所述自身配平函数取决于POSAn和/或时间t。有利地，使得FG满足：d(FG)/dt＝k×FAn,soll，其中k为给定的常数。
所述方法的有利改进突出表现在控制变量F***An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得满足：F***An＝F*An+FD或F***An＝F*An+FG+FD,其中，使FD满足：FD＝d(POSAn)/dt×D,其中，D为虚拟阻尼。
所述方法的有利改进突出表现在控制变量F****An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得F****An＝F*An+FS或F****An＝F*An+FG+FS或F****An＝ F*An+FD+FS或F****An＝F*An+FD+FG+FS,，其中，使得FS满足: FS＝(POSAn－POSref)×S，S为虚拟刚度，POSref为所述各操纵面的中立位置，其中，所述中立位置POSref限定为：所述有关操纵面不产生触发飞机运动的力矩。
所述方法的有利改进突出表现在，在所述第一界面处为相应的操纵面的多个致动器触发绕同一飞机轴线(纵轴、横轴、垂直轴)的力矩，为所述致动器An提供加权控制变量<F*An>和/或加权位置<POSAn>，以实现在所述输入装置处对所述各飞机轴线进行合力反馈。
所述方法的有利改进突出表现在，一个或多个力/力矩控制器REGn106 具有参考变量预控制，所述参考变量预控制根据FAn,soll，FAn或F*An,，和 POSAn抵消所述致动器An内的摩擦和/或动力，以及/或抵消所述各致动器的 (包括所述操纵面的)相应的传动系内的摩擦和/或动力。
所述方法的优点在于根据本发明所述装置构成的实施例并通过类似的有意义的转化而来。
本发明的另一个方面涉及一种具有数据处理装置的计算机系统，其中，所述数据处理装置这样设置，以至于如以上所述的方法在所述数据处理装置中可执行。
本发明的另一个方面涉及一种带电子可读控制信号的数字存储介质，其中，所述控制信号能与可编程的计算机系统共同作用，以至于如以上所述的方法可执行。
本发明的另一个方面涉及一种带程序代码的计算机程序产品，所述计算机代码存储在机器可读的载体，以当所述程序代码在数据处理装置执行时执行以上所述方法。
本发明的另一个方面涉及一种具有程序代码的计算机程序，当所述程序在数据处理装置运行时执行所述方法。所述数据处理装置可设置为任选的现有技术所知的计算机系统。
以下说明书阐明其他的优点、特征和具体细节，必要时结合附图，具体描述至少一个实施例。相同的、相似的和/或功能相同的部分使用同样的附图标记。
附图说明
图1根据本发明的装置的结构示意图，
图2根据本发明的方法步骤示意图。
具体实施方式
图1示出根据本发明的开环和闭环控制n个驱动飞机空气动力学操纵面 102的致动器An 101之一的装置的结构示意图，n＝1，2，...，N，且N≥1。
所述装置包括第一界面104，在所述第一界面处，通过飞行员在输入装置110中的手动输入而生成并提供开环控制所述致动器An(目前：升降舵、副翼、方向舵)的预设值SVPilot，所述输入装置目前包括：方向舵踏板以及操纵角。进一步地，所述装置还包括第二界面103，在所述第二界面处，通过飞机的自动飞行控制器109(目前：飞机自动驾驶仪)而生成并提供开环控制致动器An101的预设值SVAutoPilot。为了简洁，图1仅示出了n个致动器 An 101之一。
所述第一界面104和所述第二界面103为所述单元105的组成部分。所述单元105设置为根据各致动器An101的预设值SVPilot和/或SVAutoPilot计算出开环控制所述致动器An101的参考变量FAn,soll，其中，所述参考变量FAn,soll为期望力矩。
所述装置还包括，各致动器An101分别有一用于所述致动器An101的闭环控制的力/力矩控制器REGn106，所述致动器An的闭环控制根据所述相应的参考变量FAn,soll和其时间导数
以及由致动器An101生成的力/力矩控制变量FAn和其时间导数
所述控制变量由传感装置S1n(未在图中显示)探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An上或所述致动器An内，或位于所述各致动器An的传动系内。
所示意的装置还包括参考变量预控制107，所述参考变量预控制根据 FAn,soll，
FAn和
补偿所述致动器An101内的摩擦，以及补偿在所述各致动器An101对应的传动系内的摩擦和补偿作用在所述操纵面102上的由于操纵面振动且根据FAn,soll所得的期望空气力。所述参考变量预控制107和所述力矩控制器REGn106的输出量一并输入总计器108，并作为控制变量输入到所述致动器101。所述致动器因此触发所述操纵面102的运动。所述参考变量预控制107生成作为输出信号的控制变量SFV。所述力矩控制器 REGn106生成作为输出信号的控制变量SRE。所述总计器108由所述两个输入控制变量计算出控制变量SSOLL＝SFV+SRE。
图2示出根据本发明的开环和闭环控制n个驱动飞机空气动力学操纵面 102的致动器An 101的方法步骤示意图，n＝1，2，...，N，且N≥1。所述方法包括以下步骤：第一步201，通过飞行员在输入装置手动输入生成开环控制致动器An的预设值SVPilot，以及/或通过飞机的自动飞行控制器生成开环控制致动器An的预设值SVAutoPilot。第二步202，根据各致动器An的预设值SVPilot和/或SVAutoPilot计算出开环控制致动器An 101的参考变量FAn,soll及其时间导数
其中，所述参考变量FAn,soll为期望力或期望力矩。
第三步203，根据所述相应的参考变量FAn,soll、
以及由所述致动器An生成的力/力矩控制变量FAn，力/力矩控制器REGn106闭环控制所述各致动器An101，所述控制变量由传感装置S1n探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An上或所述致动器An内，或位于所述各致动器An的传动系内。
尽管通过优选的实施例本发明得以进一步地详尽说明，但本发明并不受所公开的实施例的限制，本领域技术人员能在此基础上作出其他的变化，其并没有脱离本发明的保护范围。因此，显然存在多种可能的变化。还应当理解，所示例的实施方式仅作为实例，其不能以任何方式被解释为本发明限定的保护范围、应用或结构。相反，以上的说明书和附图描述使本领域技术人员能够具体地实施示例的实施例，本领域技术人员能根据本公开的发明构思作出诸多修改，比如针对在某个示例的实施方式中的所谓的单个元件的功能或设置，其并没有脱离本发明的保护范围，本发明的保护范围由权利要求及其法定的相对应的说明书限定，例如说明书中的进一步说明。
附图标记
101 致动器，致动器An
102 操纵面
103 第二界面
104 第一界面
105 单元
106 力/力矩控制器REGn
107 参考变量预控制
108 总计器
109 自动飞行控制器，自动驾驶仪
110 输入装置
SVAutoPilot 自动驾驶仪的控制预设值
SVPilot 飞行员的控制预设值
FAn.soll 参考变量
SFV 参考变量预控制的控制变量
SRE 力矩控制器REGn的控制变量
SSOLL SFV+SRE加总的控制变量
POSAn 致动器An位置
Min(POSAn) 位置POSAn最小值
MAX(POSAn) 位置POSAn最大值
201-203 方法步骤
Claims (7)
1.一种开环和闭环控制n个驱动飞机空气动力学操纵面(102)的致动器An(101)的装置，其中n＝1，2，...，N且N≥1，所述装置包括：
-第一界面(104)和/或第二界面(103)，在所述第一界面处，通过飞行员在输入装置(110)中手动输入生成并提供用于开环控制所述致动器An(101)的预设值SVPilot，在所述第二界面处，通过飞机的自动飞行控制器生成并提供用于开环控制致动器An(101)的预设值SVAutoPilot，
-单元(105)，所述单元根据各所述致动器An(101)预设值SVPilot和/或SVAutoPilote计算开环控制所述致动器An(101)的参考变量FAn,soll和/或
其中，所述参考变量FAn,soll为期望力或期望力矩，以及
-各致动器An(101)分别有一用于所述致动器An(101)的闭环控制的力/力矩控制器REGn(106)，所述致动器An(101)的闭环控制根据相应的所述参考变量FAn,soll和/或
以及由致动器An(101)生成的力/力矩控制变量FAn，所述控制变量由传感装置S1n探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An(101)上或所述致动器An(101)内，或位于各所述致动器An(101)的传动系内；
-其中，各所述致动器分别有一传感装置S2n，所述传感装置S2n探测所述致动器An(101)的当前的位置POSAn或所述致动器An(101)的相应的操纵面(102)的当前的位置且将所述当前的位置提供给所述力/力矩控制器REGn(106)；
-其中，所述力/力矩控制器REGn(106)这样闭环控制所述致动器An(101)：所述位置POSAn限定在区间I1An＝[Min(POSAn),Max(POSAn)]内，其中Min(POSAn)≤POSAn≤Max(POSAn)，所述区间I1An由给定的区间边界Min(POSAn),Max(POSAn)限定，其中，各给定的区间I1An在区间I2An＝[Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)]内，所述区间I2An的各区间终值Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)指示位置，各所述致动器An(101)或其相应的操纵面(102)的运动被机械地限定于所述位置处；
-其中，函数F(POSAn)通过所述区间I1An被定义，其数值|F(POSAn)|仅在区间范围Min(POSAn),Max(POSAn)内不可忽略，其中，所述函数F(POSAn)如此选择，使得|F(Min(POSAn))|＝|FAn,soll|且|F(Max(POSAn))|＝|FAn,soll|，且控制变量F*An反馈至所述力/力矩控制器REGn(106)，使得F*An＝FAn–F(POSAn)。
2.根据权利要求1所述的装置，其中，各所述力/力矩控制器REGn(106)分别有一处理器PRn，所述处理器PRn以处理器时钟频率PTn工作运行，且所述单元(105)有一处理器PRE，所述处理器PRE以处理器时钟频率PTE工作运行，其中，PTn>PTE。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其中，控制变量F**An反馈至所述力/力矩控制器REGn(106)，使得F**An满足：F**An＝F*An+FG，其中，FG为恒定的配平力，所述配平力对作用在各所述操纵面(102)和/或各所述致动器An(101)的传动系的重力进行重力补偿，或FG为自身配平函数，所述自身配平函数取决于POSAn和/或时间t。
4.根据权利要求3所述的装置，其中，控制变量F***An反馈至所述力/力矩控制器REGn(106)，使得：F***An＝F*An+FD或F***An＝F*An+FG+FD,其中，使FD满足：FD＝d(POSAn)/dt×D，D为虚拟阻尼。
5.根据权利要求4所述的装置，其中，控制变量F****An反馈至所述力/力矩控制器REGn(106)，使得F****An＝F*An+FS或F****An＝F*An+FG+FS或F****An＝F*An+FD+FS或F****An＝F*An+FD+FG+FS，其中，使得FS满足:FS＝(POSAn－POSref)×S，S为虚拟刚度，POSref为各所述操纵面(102)的中立位置，其中，所述中立位置POSref限定为：有关所述操纵面(102)不产生触发飞机运动的力矩。
6.一种具有如权利要求1至5任一项所述装置的飞机。
7.一种开环和闭环控制n个驱动飞机空气动力学操纵面(102)的致动器An(101)的方法，其中n＝1，2，...，N，且N≥1，所述方法包括以下步骤：
-提供开环控制所述致动器An(101)的预设值SVPilot和/或SVAutoPilot，所述预设值SVPilot通过飞行员在输入装置(110)手动输入而生成，所述预设值SVAutoPilot通过飞机的自动飞行控制器(109)而生成，
-根据各所述致动器An(101)预设值SVPilot和/或SVAutoPilot计算出开环控制所述致动器An(101)的参考变量FAn,soll和/或其时间导数
其中，所述参考变量FAn,soll为期望力或期望力矩，以及
-根据相应的所述参考变量FAn,soll和/或
以及由所述致动器An(101)生成的力/力矩控制变量FAn，力/力矩控制器REGn(106)闭环控制各所述致动器An(101)，所述控制变量由传感装置S1n探测，所述传感装置S1n分别位于所述致动器An(101)上或所述致动器An(101)内，或位于各所述致动器An(101)的传动系内；
-各所述致动器An分别有一传感装置S2n，所述传感装置S2n探测所述致动器An(101)的当前的位置POSAn或所述致动器An(101)相应的操纵面(102)的当前的位置，并将所述当前的位置提供给所述力/力矩控制器REGn(106)；
-所述力/力矩控制器REGn这样闭环控制所述致动器An：所述位置POSAn限定在区间I1An＝[Min(POSAn),Max(POSAn)]内，其中Min(POSAn)≤POSAn≤Max(POSAn)，所述区间I1An由给定的区间边界Min(POSAn),Max(POSAn)限定，其中，各给定的区间I1An在区间I2An＝[Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)]内，所述区间I2An的各区间终值Minmech(POSAn),Maxmech(POSAn)为位置值，各所述致动器An或其相应的操纵面的运动被机械地限定于所述位置值处；
-通过所述区间I1An定义函数F(PosAn)，其数值|F(PosAn)|仅在区间范围Min(POSAn),Max(POSAn)内不可忽略，其中，所述函数F(POSAn)如此选择，使得|F(Min(POSAn))|＝|FAn,soll|且|F(Max(POSAn))|＝|FAn,soll|，且控制变量F*An反馈至所述力/力矩控制器REGn，使得F*An＝FAn–F(POSAn)。
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