CN111032508B - 用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法 - Google Patents

用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法 Download PDF

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CN111032508B CN201880051209.7A CN201880051209A CN111032508B CN 111032508 B CN111032508 B CN 111032508B CN 201880051209 A CN201880051209 A CN 201880051209A CN 111032508 B CN111032508 B CN 111032508B
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Abstract

本发明涉及用于控制竖直起飞航空器的偏航角
Figure 100004_DEST_PATH_IMAGE002
和滚转角
Figure 100004_DEST_PATH_IMAGE004
的控制方法，所述竖直起飞航空器包括至少两个驱动组（3），所述驱动组（3）被布置在航空器（1）的相对侧部区域中，从而从航空器的机身间隔开。每个驱动组（3）包括至少一个第一驱动单元（4、5）。第一驱动单元（4、5）被布置成从而从机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。

Description

用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法
技术领域
本发明涉及用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法，所述竖直起飞航空器包括至少两个驱动组，所述驱动组被布置在航空器的相对侧部区域中，从而从航空器的机身间隔开，每个驱动组包括至少一个第一驱动单元，第一驱动单元被布置成从而从机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。
背景技术
除了其它用途之外，竖直起飞航空器被使用为无人机，并且被使用在军事领域中。这些航空器通常包括两个翼部，所述翼部被布置在机身的相对侧部上，其中，两个驱动单元被布置成从而被枢转地安装在翼部中的每个上在支撑元件（诸如，机舱）中，所述支撑元件刚性地连接到翼部，并且适于旨在目的。其中不存在有单独机身并且翼部由两个半翼部形成的航空器也是已知的，所述半翼部沿着纵向轴线对称，其中，两个驱动单元被布置成从而被枢转地安装在翼部中的每个上在支撑元件中，所述支撑元件刚性地连接到半翼部，并且适于旨在目的。
此外，竖直起飞航空器从现有技术是已知的，其中，驱动单元直接地被枢转地安装在翼部上，例如，在翼部内延伸的支撑结构上。此类型的竖直起飞航空器在WO 2014/016226A1中被描述。在此竖直起飞航空器中，所设置的是，在水平飞行位置中，第一驱动单元被布置在翼部上在翼部表面上方，并且第二驱动单元被布置在翼部上在翼部表面下方，并且所设置的是，在竖直飞行位置中，第一驱动单元和第二驱动单元被布置在大约水平平面中。以此方式，在靠近地面的竖直飞行阶段中，实现了第一和第二驱动单元的统一地面作用，使得实现更平缓的飞行表现，特别是在起飞和着陆阶段中。在水平飞行位置中，第一驱动单元和第二驱动单元不抵抗彼此流动，并且因此这不导致任何效率损失。
为了控制特别是多旋翼直升机的偏航角和滚转角，其中通过适当地致动驱动单元而实现期望偏航和滚转的控制方法是已知的，所述驱动单元在多旋翼直升机上是不可枢转的。在此情况下，由相应驱动单元提供的功率对于每个驱动是单独预确定的，以便借助于以此方式生成的提升和扭转中的差异而生成偏航和滚转。
航空器在三维空间中的定向通常由滚转角、俯仰角和偏航角描述。在此情况下，不同的角度描述了航空器从零位置开始的旋转角，例如，所述零位置可对应于当处于地面上时围绕航空器的纵向、横向和竖直轴线的航空器的定向。
考虑了由本发明提出的问题，其中，通过适当地致动用于竖直起飞航空器的驱动单元，提供了用于控制偏航角和滚转角的对应控制方法，借助于所述对应控制方法，控制在竖直飞行（以及在过渡到水平飞行中的期间）和水平飞行两者中是可能的。
发明内容
此问题根据本发明由用于控制在本文起始处描述的类型的竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法解决，
•其中，由驱动单元中的每个生成的功率被调节，以便达到预确定的目标偏航角和预确定的目标滚转角，
•其中，在确定步骤中，确定第一偏航控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
和第二偏航控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
以及第一滚转控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
和第二滚转控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
，其中，第一偏航控制参数和第一滚转控制参数是竖直控制参数，用于达到竖直飞行位置中的目标偏航角和目标滚转角，其中，第二偏航控制参数和第二滚转控制参数是水平控制参数，用于达到水平飞行位置中的目标偏航角和目标滚转角，
•其中，在随后的叠加步骤中，借助于用于每个驱动单元的叠加规则，在枢转角的基础上，从竖直控制参数和水平控制参数确定致动参数，
•以及其中，考虑致动参数，而后预确定驱动单元的功率。
在驱动单元的所有枢转位置中要求不同致动参数，以便实现期望偏航和滚转表现。借助于根据本发明的水平控制参数和竖直控制参数的连续计算以及被确定用于水平飞行和竖直飞行的参数的叠加，可被特别简单地实施控制方法，因为控制方法仅必须被设计用于两个极端水平和竖直飞行位置。为了确定水平控制参数和竖直控制参数，可使用从现有技术已知的控制和规定参数。根据本发明，致动参数可例如为功率差值，所述功率差值描述由驱动单元要求的从总功率的偏差，以达到目标偏航角和滚转角，总功率对应于由飞行员请求的功率要求。从滚转控制参数和偏航控制参数有利地确定致动参数，所述致动参数代表在水平飞行和竖直飞行中用于所要求的功率差值的绝对值。
根据本发明，有利地设置的是，每个驱动组包括第一驱动单元和第二驱动单元，第一驱动单元和第二驱动单元每个被布置成从而从机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。根据本发明，有利地设置的是，第一驱动单元和/或第二驱动单元被布置在航空器的相对翼部上。然而，根据本发明，还可能的并且设置的是，有利地借助于支撑框架，驱动单元被布置在机身上，从而从机身间隔开。根据本发明，驱动单元可有利地包括转子。
在所描述的方法的简化例中，有利地设置的是，在第一偏航控制参数的基础上，通过乘以偏航系数，确定第二偏航控制参数，和/或有利地设置的是，在第一滚转控制参数的基础上，通过乘以滚转系数，确定第二滚转控制参数。根据本发明，还可能的并且设置的是，通过将相应第二控制参数乘以相关系数，确定相应第一控制参数。
根据本发明，有利地设置的是，在确定步骤中，确定实际偏航角和实际滚转角，并且有利地设置的是，借助于控制算法，从目标偏航角和目标滚转角以及实际偏航角和实际滚转角开始，确定每个控制参数。借助于适当的传感器，实际偏航角和实际滚转角可被有利地检测， 并且可被传递到执行控制算法和/或控制方法的微控制器或飞行控制器。
根据本发明，有利地设置的是，在目标偏航角和实际偏航角的基础上，使用第一偏航控制算法，确定第一偏航控制参数，和/或有利地设置的是，在目标偏航角和实际偏航角的基础上，使用第二偏航控制算法，确定第二偏航控制参数，和/或有利地设置的是，在目标滚转角和实际滚转角的基础上，使用第一滚转控制算法，确定第一滚转控制参数，和/或有利地设置的是，在目标滚转角和实际滚转角的基础上，使用第二滚转控制算法，确定第二滚转控制参数。通过使用多个单独控制算法，以确定控制参数，可显著简化单独控制算法的设计，因为仅必须考虑SISO系统。通过不同控制参数的有利非线性叠加，而后可选地可考虑输出变量之间的耦合。
在根据本发明的方法的特别有利实施例中，所设置的是，第一偏航控制算法和/或第二偏航控制算法和/或第一滚转控制算法和/或第二滚转控制算法是具有P或PD比例的线性控制器。具有P或PD比例的线性控制器的使用是特别简单的。
有利地，控制算法可附加地还具有I比例。
有利地，根据以下所提供的公式，使用PD控制器，从使用适当的传感器而有利地确定的实际偏航角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
以及从使用传感器而还有利地检测的实际偏航速率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
开始，并且从预确定的目标偏航角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
开始，确定第一偏航控制参数
Figure 402203DEST_PATH_IMAGE001
：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
代表PD控制器的P比例，并且系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
代表PD控制器的D比例，用于确定第一偏航控制参数
Figure 257026DEST_PATH_IMAGE001
。以可比较的方式，根据以下所提供的公式，利用使用适当的传感器而有利地检测的实际滚转角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
、由传感器同样有利地检测的实际滚转速率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
和附加地使用的预确定的目标滚转角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
，确定第一滚转控制参数
Figure 974447DEST_PATH_IMAGE003
、第二偏航控制参数
Figure 369656DEST_PATH_IMAGE002
和第二滚转控制参数
Figure 184028DEST_PATH_IMAGE004
：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
根据本发明，有利地设置的是，用于确定第一偏航控制参数
Figure 445639DEST_PATH_IMAGE001
的P比例
Figure 712672DEST_PATH_IMAGE009
和D比例
Figure 849255DEST_PATH_IMAGE010
对应于PD 控制器的用于确定第二滚转控制参数
Figure 518134DEST_PATH_IMAGE004
的P比例
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
和D比例
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
，并且有利地设置的是，用于确定第一滚转控制参数
Figure 511498DEST_PATH_IMAGE003
的P比例
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
和D比例
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
对应于PD控制器的用于确定第二偏航控制参数
Figure 203510DEST_PATH_IMAGE002
的P比例
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
和D比例
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
。
为了确定实际滚转角
Figure 878205DEST_PATH_IMAGE011
、实际滚转速率
Figure 401590DEST_PATH_IMAGE012
、实际偏航角
Figure 831435DEST_PATH_IMAGE005
和实际偏航速率
Figure 446961DEST_PATH_IMAGE006
，航空器有利地包括陀螺仪、加速传感器和罗盘，其中，在从现有技术已知的方法（诸如，包括由这些传感器检测的所测量变量的卡尔曼（Kalman）滤波器）的基础上，确定所要求的角度和速率。
根据本发明，还设置的是，使用控制算法或共同控制算法，连续确定每个水平控制参数和竖直控制参数。所使用的每个控制算法可为线性或非线性控制器。
有利地设置的是，在叠加步骤中，竖直控制参数和水平控制参数每个乘以具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数，并且通过竖直控制参数乘以具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数以及水平控制参数乘以具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数的线性组合，确定用于每个驱动单元的致动参数。有利地，评估函数是基于枢转角的非线性函数。借助于非线性评估和随后的线性组合，还可有利地考虑控制闭环之间的未被考虑的耦合，特别是当使用多个单独控制器，用于确定第一和第二偏航和滚转控制参数时。
根据本发明，有利地设置的是，竖直控制参数的评估函数是枢转角的余弦，并且有利地设置的是，水平控制参数的评估函数是枢转角的正弦。已显示的是，使用正弦和余弦函数的叠加可实现特别稳定的飞行表现，特别是在从竖直飞行位置过渡到水平飞行位置中的期间，并且反之亦然。
在根据本发明的方法的特别有利实施例中，所设置的是，以顺时针方式分别围绕航空器的竖直轴线和纵向轴线而限定偏航角和滚转角，在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线左侧的第一驱动单元的致动参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
根据以下模型计算：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
, (1)
在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线右侧的第一驱动单元的致动参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE025
根据以下模型计算：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
, (2)
在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线左侧的第二驱动单元的致动参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE027
根据以下模型计算：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
, (3)
在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线右侧的第二驱动单元的致动参数
Figure DEST_PATH_IMAGE029
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE030
。 (4)
如果驱动单元包括转子，则当确定致动参数时，有利地考虑转子的旋转方向。
为了从有利地代表功率差值的因此所确定的致动参数开始而确定功率致动值（借助于所述功率致动值，单独驱动单元随后被致动），根据本发明，所设置的是，驱动单元的功率致动值
Figure DEST_PATH_IMAGE031
、
Figure DEST_PATH_IMAGE032
、
Figure DEST_PATH_IMAGE033
、
Figure DEST_PATH_IMAGE034
被计算如下，借助于所述功率致动值
Figure 30740DEST_PATH_IMAGE031
、
Figure 674211DEST_PATH_IMAGE032
、
Figure 9377DEST_PATH_IMAGE033
、
Figure 738299DEST_PATH_IMAGE034
，驱动单元被致动，考虑功率要求变量
Figure DEST_PATH_IMAGE035
和俯仰参数
Figure DEST_PATH_IMAGE036
，以便生成单独驱动单元的期望功率：
Figure DEST_PATH_IMAGE037
, (5)
Figure DEST_PATH_IMAGE038
, (6)
Figure DEST_PATH_IMAGE039
, (7)
Figure DEST_PATH_IMAGE040
。 (8)
根据本发明，功率要求变量可例如为由飞行员请求的总功率。俯仰参数有利地描述达到预确定的目标俯仰角所要求的功率差值。
根据本发明，有利地设置的是，在水平飞行位置中，第一驱动单元被布置在竖直轴线的方向上，从而从第二驱动单元间隔开，并且有利地设置的是，在竖直飞行位置中，第一驱动单元被布置在纵向轴线的方向上，从而从第二驱动单元间隔开。根据本发明，有利地设置的是，在水平飞行位置中，第一驱动单元被布置在上翼部表面上方，并且第二驱动单元被布置在下翼部表面下方，并且有利地设置的是，在竖直飞行位置中，第一驱动单元和第二驱动单元被布置在翼部前方和后方在水平飞行方向上。
附图说明
根据本发明的方法的其它有利配置参考附图中显示的实施例而被更详细地解释。
图1示意性地显示了竖直起飞航空器1。
具体实施方式
航空器1包括两个驱动组3，所述驱动组3被布置在航空器1的相对翼部2上，每个驱动组3包括第一驱动单元4、5和第二驱动单元6、7。第一驱动单元4、5和第二驱动单元6、7每个被布置在翼部2上，从而围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。在附图中，驱动单元4、5、6、7在水平飞行位置中。第一驱动单元4、5被布置在翼部2上在上翼部表面8上方，并且第二驱动单元6、7被布置在所述翼部上在下翼部表面9下方。当驱动单元4、5、6、7枢转到竖直飞行位置中时，第一驱动单元4、5和第二驱动单元6、7被布置在翼部2前方和后方在水平飞行方向上。以顺时针方式分别围绕航空器1的竖直轴线、纵向轴线和横向轴线而限定偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE041
、滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE042
和俯仰角
Figure DEST_PATH_IMAGE043
。
驱动单元4、5、6、7每个包括转子。第一驱动单元4和第二驱动单元7的转子逆时针旋转，并且第一驱动单元5和第二驱动单元6的转子顺时针旋转。
为了控制偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE044
和滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE045
，在根据本发明的控制方法的确定步骤中，从预确定的目标偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE046
和预确定的目标滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE047
开始，借助于线性控制器PD1、PD2、PD3和PD4，首先确定第一和第二偏航和滚转控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure DEST_PATH_IMAGE049
、
Figure DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure DEST_PATH_IMAGE051
。在叠加步骤中，从滚转控制参数
Figure 193944DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 691922DEST_PATH_IMAGE049
、
Figure 463569DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure 351890DEST_PATH_IMAGE051
而后确定用于每个驱动单元4、5、6、7的致动参数
Figure DEST_PATH_IMAGE052
、
Figure DEST_PATH_IMAGE053
、
Figure DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure DEST_PATH_IMAGE055
，。在附图中，通过示例的方式显示了用于第一驱动单元4的致动参数
Figure 483663DEST_PATH_IMAGE052
的确定。在上文描述的公式1至8基础上进行确定。

Claims (10)

1.用于控制竖直起飞航空器（1）的偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE001
和滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE002
的控制方法，所述竖直起飞航空器（1）包括至少两个驱动组（3），所述驱动组（3）被布置在所述航空器（1）的相对侧部区域中，从而从所述航空器的机身间隔开，其中，每个驱动组（3）包括至少一个第一驱动单元（4、5），其中，所述第一驱动单元（4、5）被布置成从而从所述机身间隔开，以可围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中，
其中，由所述驱动单元（4、5、6、7）中的每个生成的功率被调节，以便达到预确定的目标偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE003
和预确定的目标滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE004
，
其中，在确定步骤中，确定第一偏航控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE005
和第二偏航控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE006
以及第一滚转控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE007
和第二滚转控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，其中，所述第一偏航控制参数
Figure 695385DEST_PATH_IMAGE005
和所述第一滚转控制参数
Figure 612526DEST_PATH_IMAGE007
是竖直控制参数，用于达到所述竖直飞行位置中的所述目标偏航角
Figure 205312DEST_PATH_IMAGE003
和所述目标滚转角
Figure 600521DEST_PATH_IMAGE004
，其中，所述第二偏航控制参数
Figure 414894DEST_PATH_IMAGE006
和所述第二滚转控制参数
Figure 299673DEST_PATH_IMAGE008
是水平控制参数，用于达到所述水平飞行位置中的所述目标偏航角
Figure 566706DEST_PATH_IMAGE003
和所述目标滚转角
Figure 765606DEST_PATH_IMAGE004
，
其中，在随后的叠加步骤中，借助于用于每个驱动单元（4、5、6、7）的叠加规则，在所述枢转角α的基础上，从所述竖直控制参数和所述水平控制参数确定致动参数，
以及其中，考虑所述致动参数，而后预确定所述驱动单元（4、5、6、7）的功率。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，每个驱动组（3）包括第一驱动单元（4、5）和第二驱动单元（6、7），其中，所述第一驱动单元（4、5）和所述第二驱动单元（6、7）每个被布置成从而从所述机身间隔开，以可围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的控制方法，其特征在于，在所述第一偏航控制参数
Figure 434485DEST_PATH_IMAGE005
的基础上，通过乘以偏航系数，确定所述第二偏航控制参数
Figure 427849DEST_PATH_IMAGE006
，和/或其特征在于，在所述第一滚转控制参数
Figure 995228DEST_PATH_IMAGE007
的基础上，通过乘以滚转系数，确定第二滚转控制参数
Figure 732239DEST_PATH_IMAGE008
。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的控制方法，其特征在于，在确定步骤中，确定实际偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE009
和实际滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，并且其特征在于，借助于控制算法，从所述目标偏航角
Figure 255625DEST_PATH_IMAGE003
和所述目标滚转角
Figure 747786DEST_PATH_IMAGE004
以及所述实际偏航角
Figure 989411DEST_PATH_IMAGE009
和所述实际滚转角
Figure 264535DEST_PATH_IMAGE010
开始，确定每个控制参数。
5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，在所述目标偏航角
Figure 908006DEST_PATH_IMAGE003
和所述实际偏航角
Figure 56222DEST_PATH_IMAGE009
的基础上，使用第一偏航控制算法(PD2)，确定所述第一偏航控制参数
Figure 785143DEST_PATH_IMAGE005
，和/或其特征在于，在所述目标偏航角
Figure 863958DEST_PATH_IMAGE003
和所述实际偏航角
Figure 361935DEST_PATH_IMAGE009
的基础上，使用第二偏航控制算法（PD4），确定所述第二偏航控制参数
Figure 133582DEST_PATH_IMAGE006
，和/或其特征在于，在所述目标滚转角
Figure 146537DEST_PATH_IMAGE004
和所述实际滚转角
Figure 29043DEST_PATH_IMAGE010
的基础上，使用第一滚转控制算法（PD1），确定所述第一滚转控制参数
Figure 381527DEST_PATH_IMAGE007
，和/或其特征在于，在所述目标滚转角
Figure 324075DEST_PATH_IMAGE004
和所述实际滚转角
Figure 762009DEST_PATH_IMAGE010
的基础上，使用第二滚转控制算法（PD3），确定所述第二滚转控制参数
Figure 13254DEST_PATH_IMAGE008
。
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述第一偏航控制算法（PD2）和/或所述第二偏航控制算法（PD4）和/或所述第一滚转控制算法（PD1）和/或所述第二滚转控制算法（PD3）是具有P或PD比例的线性控制器。
7.根据权利要求1或权利要求2所述的控制方法，其特征在于，在所述叠加步骤中，所述竖直控制参数和所述水平控制参数每个乘以具体对于驱动单元和取决于枢转角的评估函数，并且通过所述竖直控制参数乘以所述具体对于驱动单元和取决于枢转角的评估函数以及所述水平控制参数乘以所述具体对于驱动单元和取决于枢转角的评估函数的线性组合，确定用于每个驱动单元（4、5、6、7）的所述致动参数。
8.根据权利要求7所述的控制方法，其特征在于，所述竖直控制参数的所述评估函数是所述枢转角α的余弦，并且其特征在于，所述水平控制参数的所述评估函数是所述枢转角α的正弦。
9.根据权利要求8所述的控制方法，其特征在于，以顺时针方式分别围绕所述航空器（1）的竖直轴线或纵向轴线而限定偏航角
Figure 485824DEST_PATH_IMAGE001
和滚转角
Figure 599273DEST_PATH_IMAGE002
，其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线左侧的第一驱动单元（4）的所述致动参数
Figure DEST_PATH_IMAGE011
根据以下模型计算，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线右侧的第一驱动单元（5）的所述致动参数
Figure DEST_PATH_IMAGE013
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
，
其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线左侧的第二驱动单元（6）的所述致动参数
Figure DEST_PATH_IMAGE015
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，
其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线右侧的第二驱动单元（7）的所述致动参数
Figure DEST_PATH_IMAGE017
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
。
10.根据权利要求9所述的控制方法，其特征在于，所述驱动单元（4、5、6、7）的功率致动值
Figure DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure DEST_PATH_IMAGE022
被计算如下，借助于所述功率致动值
Figure 275236DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 499544DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 561041DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 907709DEST_PATH_IMAGE022
，所述驱动单元（4、5、6、7）被致动，考虑功率要求变量
Figure DEST_PATH_IMAGE023
和俯仰参数
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，以便生成单独驱动单元（4、5、6、7）的期望功率：
Figure DEST_PATH_IMAGE025
，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
。
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