CN111487987A - 使载人或载重多旋翼直升机飞行稳定的飞行控制单元和方法 - Google Patents

使载人或载重多旋翼直升机飞行稳定的飞行控制单元和方法 Download PDF

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Abstract

提供一种稳定载人或载重多旋翼直升机的姿态和高度的方法，多旋翼直升机具有多个马达，通过飞行控制单元持续计算飞行中对各个马达的控制并且根据对马达的控制来设定马达，对马达的控制通过马达分配算法f基于希望的转矩τ、希望的通过驾驶信号预先规定的推力s以及马达矩阵M来计算，并且作为控制信号被提供给马达(5a)，该控制和相应的马达控制变量u满足u＝f(τ，s，M)。该方法的特征在于，A)用优选对角矩阵P对各个马达(5a)进行加权，从而有：u＝f(τ，s，M，P)，马达分配算法计算控制u，以便各个马达(5a)根据矩阵P按权重对希望的力和转矩τ分别提供各自的贡献；和/或B)使用满足0＝M·uN的零空间方向控制马达，该零空间方向不产生力矩或推力并且因此不影响飞行运动。

Description

使载人或载重多旋翼直升机飞行稳定的飞行控制单元和方法
技术领域
本公开涉及一种根据方案1的用于稳定优选具有多个马达的载人或载重多旋翼直升机的姿态和高度的方法，其中，通过飞行控制单元持续计算飞行中对各个马达的控制并且根据对马达的控制来对马达进行设定。为此，对马达的控制通过马达分配算法基于希望的转矩、希望的优选通过驾驶信号预先规定的推力以及马达矩阵来计算，并且作为控制信号被提供给所述马达。
此外，本公开还涉及一种根据方案10的用于优选载人或载重多旋翼直升机的飞行控制单元，所述多旋翼直升机具有多个马达，所述飞行控制单元被构造成持续计算飞行中对各个马达的控制并且根据对马达的控制来对所述马达进行设定。在所述飞行控制单元中实施马达分配算法，对马达的控制能够通过所述马达分配算法基于希望的转矩、希望的优选通过驾驶信号预先规定的推力以及马达矩阵来计算，并且作为控制信号被提供给马达。
最后，本公开还涉及一种根据方案15的优选载人或载重多旋翼直升机，所述多旋翼直升机具有多个马达、优选具有18个马达，并且具有用于控制马达的飞行控制单元。
背景技术
为了稳定优选载人或载重的具有多个转动翼和相配的多个(电动)马达的多旋翼直升机的姿态和高度，必须持续地计算飞行中对各个马达的控制。这通常通过分配算法来实现，所述分配算法基于预先给定的力和转矩计算对马达的控制(所谓的马达分配算法)。
所述马达分配算法f根据希望的转矩τ、希望的推力s和马达矩阵M按以下形式计算用于控制马达的马达控制变量u：
u＝f(τ,s,M)
(在这种情况下)所述马达矩阵M是m×n矩阵(n表示可用的马达或旋翼的数量，例如是18；m表示矩阵中的行数并且通常为四(4))。如果这个矩阵与引擎速度矢量n×1或18×1相乘，则得到m×1(4×1)的矢量，所述矢量包含所产生的转矩(多旋翼直升机的关于机体固定坐标系中的翻滚、俯仰、偏航，单位为牛顿米)以及单位为牛顿的总推力。矩阵M取决于马达/螺旋桨组合(关于飞机重心)的定位以及功率密度。对于具有8个马达的多旋翼直升机而言，矩阵M例如可能具有以下形式：
Figure BDA0002350616740000021
就载人或载重多旋翼直升机(例如申请人/专利权人的公司的
Figure BDA0002350616740000022
)而言，各个马达(具体是18个马达)通过蓄电池或电池(具体是九个)形式的不同的电能蓄能器供能，这里给两个马达分别分配一个电池。如果个别电池例如由于飞机中不利的载荷分布而升温更强或更快地放电，则必须不利地提前结束飞行，为此必须开始降落。
发明内容
本公开的目的是提供一种前面所述类型的方法，其能避免前面所述的缺点。特别地，应通过对马达的新型控制来减轻马达的负荷，以便以这种方式延长飞行时间或者提高所谓的安全裕度。特别地，在电动驱动的多旋翼直升机的情况下，飞行时间的持续时长是决定性的销售影响因素，因此以这种方式可以实现多旋翼直升机的明显增值。
此外，通过合理地控制马达，还可以避免或减缓其他问题，特别是个别马达的过热、个别马达的过多噪声和多旋翼直升机的机械结构的局部过度变形，例如，这可能是由于不利的载荷分布或风力条件而发生的。
此外，本公开的目的还在于，提供一种用于具有多个马达的优选载人或载重多旋翼直升机的飞行控制单元，利用这种飞行控制单元能够在实用中实现这种改进的控制方法。
最后，还提供一种改进的、具有多个马达的、优选载人或载重多旋翼直升机。
所述目的通过具有方案1的特征的方法、通过具有方案10的特征的飞行控制单元以及通过具有方案15的特征的多旋翼直升机来实现。
根据本公开的构思的有利改进方案在从属方案中限定。
在根据本公开的用于稳定具有多个马达的优选载人或载重多旋翼直升机的姿态和高度的方法中，通过飞行控制单元持续计算飞行中对各个马达的控制并且根据对马达的控制来对所述马达进行设定，为此，对马达的控制通过马达分配算法基于希望的转矩τ(3维矢量)、希望的优选通过驾驶信号预先规定的推力s(标量)以及马达矩阵M来计算，并且作为控制信号被提供给马达，为了进行控制，相应的马达控制变量u满足：
u＝f(τ,s,M)
所述方法的特征在于，
A)优选以对角矩阵P对各个马达进行加权，以便：
u＝f(τ,s,M,P)
其中，马达分配算法计算控制u，以使各个马达根据矩阵M分别按权重对希望的转矩τ以及推力s提供各自的贡献；和/或
B)通过辅助马达控制变量uN对马达的控制u形式的主马达控制变量进行修正、优选进行补充，其中辅助马达控制变量构成零空间方向/零空间矢量(Nullraumrichtungen)，辅助马达控制变量满足以下条件(所谓的零空间方向)：
0＝M·uN
通过选择uN，可以对每个单个马达各自的贡献进行适配调整，而总体上不必改变希望的转矩τ以及推力s。
两种方法(方案A)和B))都具有以下特性：尽管辅助控制(P或uN)可以影响对马达的控制，但是不会产生附加的转矩和推力。因此，辅助调节不会影响飞行运动，这有利地实现了飞行调节和辅助调节(也在认证(Zertifizierung)的意义上)的脱耦处理。
在方案A)中，可以使对角矩阵P(i,i)的点i处的元素直接线性地与马达温度相关联。例如，对于处于目标温度范围内的马达，有P(i,i)＝1.0。
在方案B)中，通过选择零空间方向uN，确保了辅助控制不会产生附加的转矩和推力。
令γ是希望的辅助控制变量(例如，分配给马达的电池中的电流或激励多旋翼直升机的结构振动的弯曲力矩)，则适用以下关系：
γ＝h(u+uN)
为了计算辅助控制指令uN，可以使用以下关系：
Figure BDA0002350616740000041
其中
Figure BDA0002350616740000042
是h对u的偏导数。这个问题可以作为辅助分配问题，利用常规分配算法根据uN求解。
根据本公开的用于具有多个马达的优选载人或载重多旋翼直升机的飞行控制单元被构造成，持续计算飞行中对各个马达的控制并且根据对马达的控制来对马达进行设定，其中，对马达的控制通过在飞行控制单元中实施的马达分配算法f基于希望的转矩τ、希望的优选通过驾驶信号预先规定的推力s以及马达矩阵M来计算，并且作为控制信号被提供给马达，所述控制和相应的马达控制变量u满足：
u＝f(τ,s,M)
飞行控制单元的特征在于，
辅助控制单元一方面与马达分配算法操作性的连接并且另一方面与至少一个用于确定影响变量的传感器操作性的连接，其中：
A)辅助控制单元被构造成，根据由传感器确定的至少一个影响变量以优选对角矩阵P的形式向马达分配算法提供各个马达的权重，其中：
u＝f(τ,s,M,P)
马达分配算法被设计成通过以下方式计算所述控制u，即，各个马达根据矩阵P按权重对希望的力和转矩τ以及推力s分别提供各自的贡献；和/或
B)辅助控制单元被构造成，根据由传感器确定的至少一个影响变量提供与零空间方向相对应的信号以控制马达，所述零空间方向用以下方式表达：
0＝M·uN
所述信号不产生转矩或推力并且因此不会影响飞行运动，并且通过零空间方向或相应的信号(辅助马达控制变量)修正所述控制。
根据本公开的优选载人或载重多旋翼直升机具有多个马达，优选具有18个马达，并且具有用于控制马达的飞行控制单元，其特征在于，所述飞行控制单元被构造为根据本公开的飞行控制单元。
根据本公开的方法的变型方案，根据优选的对角矩阵P(具有相应的权重或权重系数)对各个马达进行单独加权。在中性情况下，即所有马达被相同加权的情况下，矩阵P相当于18×18的单元矩阵：
u＝f(τ,s,M,P)
一般而言，对于所述矩阵，有
Figure BDA0002350616740000051
其中，n表示马达的数量(优选为18，但不限于这个数量)，而gi表示各个权重或权重系数。
原则上，飞行控制单元基于以下模型计算马达指令u：
Figure BDA0002350616740000061
对于飞机具有四个以上旋翼的情况，系统由此不是满负荷的，或者可以实现各种不同的解决途径(控制或马达指令u)以实现希望的飞行状态。
该算法计算控制u，以便相应的马达(根据权重)或多或少地对希望的转矩和力(τ表示单位为Nm的转矩，s表示单位为牛顿的推力)做出贡献。加权的优点在于，u中的数学空间不会简单地受到限制，因为这会使得马达完全关闭。如果飞行状态需要(例如在马达完全失效的情况下)，也会自动使用“被弱化的”马达(特别是gi<1的马达)，以便修正飞行状态。
前面所述的方法对应于根据方案1的变型A)。另外地或替代地，也可以根据变型B)设计所述方法，其中使用所谓的零空间方向uN控制马达，所述零空间方向满足：
0＝M·uN
零空间方向是矢量，根据前面给出的公式，这些矢量不会产生力矩或推力并且因此不会影响飞行运动。
根据本公开的方法的第一改进方案，对于情况A)，基于以下模型确定控制u：
Figure BDA0002350616740000062
其中，通过相关联的目标函数uT·P·u来定义权重系数P，所述目标函数优选在约束条件(τ s)T＝M·u下最小。
以这种方式可以简单地确定权重系数。
在根据本公开的方法的另一个改进方案中，对于情况A)，在中性情况下，矩阵P对应于n×n的单位矩阵，其中n表示马达的数量。在这种情况下，以相同的权重控制所有马达，如也由现有技术已知的那样。这对应于一种希望的、在实用中可能的但不会出现的理想情况。
根据本公开的方法的另一个改进方案，对于情况A)，与其他马达相比，矩阵P对这样的马达进行弱化的加权，也即该马达的关联电能蓄能器例如由于多旋翼直升机中不利的载荷分布而更快地升温和/或更快地放电。以这种方式，那些其相关联的电能蓄能器更快地升温和/或更快地放电的马达在飞行操作期间被更弱地加权并且相应地仅以较小的程度被用于实现希望的飞行特性。由此，可以抑制蓄能器的升温或放电。
相应地，在根据本公开的方法的另一个改进方案中，对于情况A)，与其他马达相比，矩阵P对这样的马达进行弱化的加权，也即该马达使得多旋翼直升机的结构发生过度变形和/或导致噪声过大。如上所述，这种马达较少使用以实现希望的飞行特性，从而可以抑制所述的变形或噪声。
在根据本公开的方法及其改进方案的实际实施中，优选使用相应的传感器，例如利用传感器可以确定(即测量)蓄能器的升温、蓄能器的放电、多旋翼直升机结构的变形和过大的噪声产生。传感器因此可以是温度计、麦克风、应变仪、电压计或类似传感器，这里仅是举出了几个可能例子。
在相应的改进方案中，借助于根据本公开的方法可以实现以下情况：对于情况A)，通过利用矩阵P控制马达，可以释放至少一些马达并且由此与利用未加权的控制相比延长了飞行时间或者提高了安全裕度。根据现有技术，例如在电能蓄能器过度放电的情况下，有必要使多旋翼直升机(紧急)降落。而在本公开中，通过有针对性的释放一些马达可以避免或至少缓解上述问题，从而可以延长飞行时间或可以提高安全裕度。
根据本公开的方法的一个特别优选的改进方案，将以下影响变量中的至少一个用作用于计算矩阵P或零空间方向的权重系数的影响变量：
-与马达相关联的至少一个电能蓄能器的测量温度；
-至少一个马达的测量温度；
-与马达相关联的至少一个电气或机械附件的测量温度；
-多旋翼直升机的结构的测量(或估算)变形；
-测量(或估算)的噪声排放。
可以使用前面已经提及的传感器来测量影响变量。
根据本公开的方法的另一个改进方案，对于情况A)，如果所采用的影响变量超过预先规定的阈值，则降低至少一个权重系数。例如，当马达的相关联电能蓄能器的温度超过预先规定的温度阈值时，则降低该马达的权重系数，以便保护相关马达或其蓄能器。
在根据本公开的方法的另一个改进方案中，在这种情况下，可以设定，对于情况A)，减小马达的权重以使得相应的马达转速降低。降低马达转速有助于保护马达并且相应地也有助于保护相关联的电能蓄能器。如果多旋翼直升机的结构的某一位置处测量到过度变形，则也可以通过相应地降低马达转速对这种变形加以抑制。此外，马达转速通常与由相应马达或旋翼造成的噪声排放直接相关联，从而在这里也可能产生有针对性的影响。
如上所述，根据本公开的飞行控制单元被构造成，在实践中实现根据本公开的方法。为此，飞行控制单元包括所谓的辅助控制单元，该辅助控制单元相应地被构造和设置成用于在控制技术上执行和实施情况A)和B)。为此，辅助控制单元与至少一个传感器协作，所述传感器被构造成用于确定至少一个(物理上可测量的)影响变量。上面已经指出了在本公开的范围内可以使用的可能的影响变量。
根据具体应用场合，根据本公开的飞行控制单元的第一改进方案提供了：
a)为了实现电能蓄能器的等负荷，设有至少一个用于确定电能蓄能器的运行状态、优选电压的传感器，通过所述传感器向辅助控制单元提供或能提供相应的控制信号；和/或
b)为了防止电能蓄能器过热，设有至少一个用于确定电能蓄能器的运行状态、优选温度的传感器，通过所述传感器向辅助控制单元提供或能提供相应的控制信号；和/或
c)为了缓冲气动弹性，设有至少一个用于确定多旋翼直升机的结构的运行状态、优选变形的传感器，通过所述传感器向辅助控制单元提供或能提供相应的控制信号；和/或
d)为了避免噪声，设有至少一个用于确定马达或螺旋桨的运行状态、优选噪声排放的传感器，通过所述传感器向辅助控制单元提供或能提供相应的控制信号。
也就是说，相应的传感器将相应的控制信号提供给辅助控制单元，从而飞行控制单元能够根据情况A)或根据情况B)有针对性地作用于马达控制，以便在控制技术上引入或实施在a)至d)中提及的补救措施。
通过对各个传感器提供的控制信号的反馈形成闭合的控制回路。这里，P(情况A)或uN(情况B)构成各个辅助控制单元的相应(辅助)控制变量。
在这种情况下，根据本公开的飞行控制单元的另一个特别有利的改进方案，能根据控制信号经由辅助控制单元来影响对马达的控制，使得运行状态逼近预先规定的运行状态。预先规定的运行状态特别可以是多旋翼直升机希望的或正常的运行状态，在无问题或无故障的飞行运行中希望达到这种运行状态。
在根据本公开的飞行控制单元的另一个改进方案中，飞行控制单元被构造成基于以下模型确定所述控制u：
Figure BDA0002350616740000091
其中，通过相关联的目标函数uT·P·u来定义权重系数P，该目标函数在约束条件(τ s)T＝M·u下是最小的。对此在上面结合所述方法已经进行了详细说明。
为了能够在控制技术上消除在多旋翼直升机的飞行运行中可能出现的并且在上面已经详细说明的问题，根据本公开的飞行控制单元的又一个改进方案规定，对于情况A)，与其他马达相比，通过矩阵P对这样的马达进行加权弱化，也即该马达的相关联的电能蓄能器例如由于多旋翼直升机中不利的载荷分布而更快地升温和/或更快地放电，和/或对于情况A)，与其他马达相比，通过矩阵P对这样的马达进行加权弱化，也即该马达使得多旋翼直升机的结构发生过度变形和/或导致产生过大噪声。
根据本公开的飞行控制单元可以有利地控制载人或载重多旋翼直升机中的马达，该多旋翼直升机具有多个(特别是六个或更多)、优选但不限于18个马达，这已经在上面指出。
附图说明
本公开的其他特性和优点由下面参考附图对实施例的描述得出。
图1示意性示出根据本公开的具有多个马达的载人或载重多旋翼直升机；
图2示出根据现有技术的、没有对马达进行单独加权情况下处于稳定飞行状态下的常见马达负荷；
图3示出采用针对马达的最小权重进行相应的马达负荷或控制；
图4示出采用四个马达的减小的权重进行的控制；
图5示出根据情况A)的飞行控制单元的示意图；以及
图6示意性示出用于实施情况B)的飞行控制单元的实施例。
具体实施方式
在图1中，示意性示出载人或载重多旋翼直升机，该多旋翼直升机总体上用附图标记1表示。附图标记2表示飞行员或一般而言表示由多旋翼直升机1携带的人员，这些人员通过控制元件3根据相应的驾驶信号设定多旋翼直升机1的希望飞行运动或飞行状态。驾驶信号被传送给包含在多旋翼直升机1中的飞行控制单元4，飞行控制单元4在图1中没有用图形详细示出。
多旋翼直升机1具有多个驱动单元5，为了清楚起见，在图1中仅详细示出一个驱动单元。每个驱动单元5都包括(电动)马达5a，该马达驱动相关联的螺旋桨或旋翼5b。电池形式的电能蓄能器5c被分配给马达5a，以便向马达5a供应电能。这里，不必使每个马达5a都具有自己的相关联的蓄能器5c；在本公开的范围内，多个马达5a可以共享一个共同的电能蓄能器5c。根据具有特别是18个马达5a和相应的18个旋翼5b的多旋翼直升机1的一个有利的实施方式，每两个马达5a被分配一个共同的电能蓄能器5c，从而多旋翼直升机1总体上具有九个电能蓄能器5c。
在图1中，以附图标记5d示意性地示出被分配给驱动单元5的传感器。如在发明内容部分记载的那样，传感器5d例如可以是温度传感器、充电状态传感器、噪声传感器或用于测量机械变形的传感器。因此，取决于传感器5d的具体设计，可以测量例如马达5a的温度、电能蓄能器5c的温度或充电状态、马达5a或旋翼5b引起的噪声排放或多旋翼直升机1的结构在驱动单元5的位置处的机械变形，该结构在图1中没有详细示出，但该结构原则上可以包括多旋翼直升机的所有机械元件，特别是由多旋翼直升机1的中央结构引出的旋翼臂。特别地，在无法直接进行测量的情况下，噪声排放和/或多旋翼直升机1结构的机械变形备选地也可以是估算的。
传感器5d利用信号技术与飞行控制单元4协作。这在图1中通过点划线5e象征性示出，这种连接可以无线地实现或者通过相应的线缆结构实现。传感器5d沿着这种连接向飞行控制单元4发送相应的传感器信号S5d，如在图1中用符号示出的那样。飞行控制单元4又与驱动单元5连接，特别是与马达5a连接，以便在飞行操作期间以适当的方式控制驱动单元。在图1中，用附图标记5f标记相应的连接，用附图标记S4标记相应的控制信号。特别地，借助飞行控制单元4，控制信号S4可以用于控制多旋翼直升机1的各个马达5a，使得这些马达各自以适于实现希望的飞行状态的转速运行，以便相应地通过旋翼5b产生适当的推力。如已经提及的那样，希望的飞行状态优选根据由飞行员2产生的驾驶信号(未示出)来产生。
图2示出根据现有技术的、多旋翼直升机1的、基于处于稳定状态的各个马达5a的转速的特定飞行状态，根据图2，没有对各马达进行单独的加权。图2(以及后面的图3和4)示出多旋翼直升机1的旋翼平面的示意性俯视图，其中x轴表示多旋翼直升机的俯仰轴，y轴表示多旋翼直升机的翻滚轴。马达5a或相关联的旋翼5b在图2中(以及后面的图3和4中)用圆圈来象征性表示。在每个圆圈中，附图标记5N表示相应的马达5a的编号或标志，例如“Mot：1”。此外，在每个圆圈中，还在附图标记5U处以“RPM(每分钟转数)”为单位给出相应的马达转速。根据图2的图示，所有马达具有相等的权重，就是说，所有马达用于以相同的程度实现希望的飞行状态。
图3象征性示出根据本公开的方法的实施方式，其中，带有标记“Mot：9”的马达(右下方，附图标记9)的权重明显降低，在所示出的具体情况下，相关的权重系数g9的值为0.01。如与图2对比示出的那样，根据图3的马达9的转速仅为499RPM，而根据图2这个转速仍为1539RPM。如对比图2和3进一步示出的那样，其他马达5a的转速也发生变化，以便补偿马达9的减小的贡献。以这种方式可以保护马达9，这可能有不同的原因，对此可以参考上面的详细描述。例如，根据图1的被分配给所讨论的马达9的传感器5d已经确定，该马达造成了特别大的噪声排放，应通过降低该马达的转速来消除这种噪声排放。这也适用于所讨论的马达强烈升温并且相关联的电能蓄能器具有较低的充电状态的情况。在这种情况下，可以使用其他影响变量，对此同样可以参见上面已经给出的详细描述。
图4示出了这样一种状态，在这种状态下，马达“Mot：”12、10、9和7的权重相对于其余马达降低到70％(g＝0.7)。所提及的这些马达位于多旋翼直升机的外围的底部。这也有助于保护这些马达或相关联的蓄能器。另外地或替代地，可以以这种方式有针对性地抑制多旋翼直升机1例如在载荷分布不均时出现的机械变形。
最后，图5和图6示意性地示出根据本公开的飞行控制单元的结构，该飞行控制单元分别用附图标记4标注(见图1)。根据图5和图6，飞行控制单元4与实际的飞机(多旋翼直升机)分开示出，尽管飞行控制单元在结构上当然是飞机的一部分。与图1中一样，附图标记5c表示多旋翼直升机1的用传感器监控的(子)系统，在当前示例中也是电能蓄能器(电池或蓄电池)。与图1中一样，附图标记5d表示相关的传感器，该传感器被构造成例如测量电能蓄能器5c的温度(“Temp”)或充电状态(“State of Charge”(SoC))。与图1中一样，附图标记S5d表示由传感器5b提供的传感器信号。与图1中一样，附图标记S4表示飞行控制单元4向多旋翼直升机1或其马达(在图5和图6中没有示出)发送的飞行控制信号(控制信号)。在这种情况下，也可以补充地参考图1的图示和描述。
根据图5和图6，根据附图标记2和3，飞行控制单元4接收作为输入信号的驾驶指令，该驾驶指令定义希望的飞行状态。该驾驶指令2、3到达飞行控制单元4的子单元，该子单元在图5和图6中用附图标记4a标注。该子单元4a也称为“飞行控制和调节装置”，并且最终对多旋翼直升机1的飞行运行起决定性作用。该飞行控制和调节装置从多旋翼直升机接收飞行控制测量信号(“测量信号飞行控制”)，借助该飞行控制测量信号可以确定多旋翼直升机1的当前飞行状态。在获知了该测量信号和驾驶指令2、3的情况下，飞行控制和调节装置确定相关的转矩和推力，并将该推力和转矩用信令的形式传送给用附图标记4b表示的另一个子单元(“控制分配”)。子单元4b根据在发明内容部分中给出的数学关系计算马达指令或马达控制变量，并将马达指令或马达控制变量以信号S4的形式转发给多旋翼直升机1或马达(在图5和图6中没有示出)。换而言之，在通过信号S4进行控制之后，多旋翼直升机1应达到尽可能对应于驾驶指令2、3的飞行状态。
另外，飞行控制单元4在附图标记4c处还具有所谓的辅助控制装置或相应的辅助控制器，根据图5，该辅助控制器直接与子单元4b协作，并且该辅助控制器根据测量信号4d提供用于各个单个马达的矩阵P或权重系数gi。用于计算或产生信号S4的子单元4b对权重系数加以考虑，如上面详细描述的那样。这涉及在方案中给出的情况A)。
图6示出在方案中给出的情况B)。为此目的，辅助控制装置4c不是直接与子单元4b协作，而是直接作用在子单元4b的下游的求和点4d处，从而修改由子单元4b产生的信号S4，如图中示出的那样。通过使用在发明内容部分中提及的零空间方向uN，可以在总体上不会改变多旋翼直升机1的飞行性能的情况下影响马达控制。零空间方向不产生转矩和推力，并且因此不影响飞行运动。理论上，这种处理方式与参考图5描述的方法是等效的。
根据针对情况A)的图5和针对情况B)的图6，通过对传感器5d测量或提供的控制信号S5d的反馈，形成闭合的控制回路。这里，P(情况A)或uN(情况B)表示各个辅助控制器4c的相应控制变量。

Claims (15)

1.一种用于稳定多旋翼直升机(1)优选载人或载重多旋翼直升机(1)的姿态和高度的方法，所述多旋翼直升机具有多个马达(5a)，其中，通过飞行控制单元(4)持续计算飞行中对各个马达(5a)的控制并且根据对所述马达(5a)的控制来对所述马达(5a)进行设定，为此，对所述马达(5a)的控制通过马达分配算法f基于希望的转矩τ、希望的优选通过驾驶信号预先规定的推力s以及马达矩阵M来计算，并且作为控制信号被提供给所述马达(5a)，所述控制和相应的马达控制变量u满足：
u＝f(τ,s,M)
其特征在于，
A)用优选对角矩阵P对各个所述马达(5a)进行加权，从而有：
u＝f(τ,s,M,P)
所述马达分配算法计算所述控制u，以便各个所述马达(5a)根据矩阵P依据权重对希望的转矩τ以及推力s分别提供各自的贡献；和/或
B)通过辅助马达控制变量uN对所述马达(5a)的控制u形式的主马达控制变量进行修正优选进行补充，所述辅助马达控制变量构成零空间方向，所述零空间方向满足以下条件：
0＝M·uN。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，对于情况A)，基于以下模型确定所述控制u：
Figure FDA0002350616730000011
以及其中，通过相关联的目标函数uT·p·u来定义权重系数P，所述目标函数在约束条件(τ s)T＝M·u下最小。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，对于情况A)，在中性情况下，所述矩阵P对应于n×n的单位矩阵，其中n表示所述马达(5a)的数量。
4.根据权利要求1至3中任一权利要求所述的方法，其中，对于情况A)，与其他马达(5a)相比，通过所述矩阵P对这样的马达(5a)进行弱化的加权，也即该马达的关联电能蓄能器(5c)例如由于所述多旋翼直升机(1)中不利的载荷分布而更快地升温和/或更快地放电。
5.根据权利要求1至4中任一权利要求所述的方法，其中，对于情况A)，与其他马达(5a)相比，通过所述矩阵P对这样的马达(5a)进行弱化的加权，也即该马达使得所述多旋翼直升机(1)的结构发生过度变形和/或导致过多的噪声。
6.根据权利要求1至5中任一权利要求所述的方法，其中，对于情况A)，通过利用所述矩阵P控制所述马达(5a)，能够释放至少一些所述马达(5a)，并且由此与未经加权的控制相比延长了飞行时间或者提高了安全裕度。
7.根据权利要求1至6中任一权利要求所述的方法，其中，将以下影响变量中的至少一个用作用于计算所述矩阵P或所述零空间方向的权重系数的影响变量：
-与所述马达相关联的至少一个电能蓄能器(5c)的测量温度；
-至少一个所述马达(5a)的测量温度；
-与所述马达(5a)相关联的至少一个电气或机械附件的测量温度；
-所述多旋翼直升机(1)的结构的测量或估算的变形；
-测量或估算的噪声排放。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，对于情况A)，如果所采用的影响变量超过预先规定的阈值，则降低至少一个所述权重系数。
9.根据权利要求1至8中任一权利要求所述的方法，其中，对于情况A)，减小所述马达的权重以使得相应的马达转速降低。
10.一种用于优选载人或载重多旋翼直升机(1)的飞行控制单元(4)，所述多旋翼直升机具有多个马达(5a)，所述飞行控制单元(4)被构造成持续计算飞行中对各个所述马达(5a)的控制并且根据对所述马达的控制来对所述马达(5a)进行设定，其中，对所述马达(5a)的控制通过在所述飞行控制单元(4)中实施的马达分配算法f基于希望的转矩τ、希望的优选通过驾驶信号预先规定的推力s以及马达矩阵M来计算，并且作为控制信号被提供给所述马达(5a)，马达控制变量u满足：
u＝f(τ,s,M)
其特征在于，辅助控制单元(4c)一方面与所述马达分配算法操作性的连接，并且另一方面与至少一个用于确定影响变量的传感器(5d)操作性的连接，其中：
A)所述辅助控制单元(4c)被构造成，根据由所述传感器(5d)确定的至少一个影响变量以优选对角矩阵P的形式向所述马达分配算法提供各个所述马达(5a)的权重，其中：
u＝f(τ,s,M,P)
所述马达分配算法被设计成通过以下方式计算所述控制u，也即各个所述马达(5a)根据所述矩阵P按权重对希望的力和转矩τ以及推力s分别提供各自的贡献；和/或
B)所述辅助控制单元(4c)被构造成，根据由所述传感器(5d)确定的至少一个影响变量提供对应于零空间方向的信号以控制所述马达(5a)，所述零空间方向用以下方式表达：
0＝M·uN
其中，所述信号不产生转矩或推力并且因此不会影响飞行运动，并且通过所述零空间方向优选根据上述权利要求之一来修正所述控制。
11.根据权利要求10所述的飞行控制单元(4)，其中：
a)为了实现电能蓄能器(5c)的等负荷，设有至少一个用于确定所述电能蓄能器(5c)的运行状态、优选是电压的传感器(5d)，通过所述传感器向所述辅助控制单元(4c)提供或能提供相应的控制信号(S4)；和/或
b)为了防止所述电能蓄能器(5c)过热，设有至少一个用于确定所述电能蓄能器(5c)的运行状态、优选是温度的传感器(5d)，通过所述传感器向所述辅助控制单元(4c)提供或能提供相应的控制信号(S4)；和/或
c)为了缓冲气动弹性，设有至少一个用于确定所述多旋翼直升机(1)的结构的运行状态、优选是变形的传感器(5d)，通过所述传感器向所述辅助控制单元(4c)提供或能提供相应的控制信号(S4)；和/或
d)为了避免噪声，设有至少一个用于确定螺旋桨(5b)的运行状态、优选是噪声排放的传感器(5d)，通过所述传感器向所述辅助控制单元(4c)提供或能提供相应的控制信号(S4)。
12.根据权利要求11所述的飞行控制单元(4)，所述飞行控制单元被构造成，根据所述控制信号(S4)经由所述辅助控制单元(4c)来影响对所述马达(5a)的控制，使得所述运行状态逼近预先规定的运行状态。
13.根据权利要求10至12中任一权利要求所述的飞行控制单元(4)，所述飞行控制单元被构造成基于以下模型确定所述控制u：
Figure FDA0002350616730000051
其中，通过相关联的目标函数uT·P·u来定义权重系数P，所述目标函数在约束条件(τs)T＝M·u下是最小的。
14.根据权利要求10至13中任一权利要求所述的飞行控制单元(4)，其中，对于情况A)，与其他马达(5a)相比，通过所述矩阵P对这样的马达(5a)进行弱化加权，也即该马达的相关联的电能蓄能器(5c)例如由于所述多旋翼直升机(1)中不利的载荷分布而更快地升温和/或更快地放电，和/或对于情况A)，与其他马达(5a)相比，通过所述矩阵P对这样的马达(5a)进行弱化加权，也即该马达使得所述多旋翼直升机(1)的结构发生过度变形和/或导致过多的噪声。
15.一种多旋翼直升机(1)，该多旋翼直升机(1)具有多个马达(5a)，优选具有18个马达，并且具有用于控制所述马达(5a)的飞行控制单元(4)，所述飞行控制单元(4)根据权利要求10至14中任一权利要求进行设计，所述多旋翼直升机优选是载人或载重多旋翼直升机。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114248934A (zh) * 2020-09-25 2022-03-29 沃科波特有限公司 用于运行飞行器的方法、飞行控制装置和飞行器

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3792184A1 (en) * 2019-09-10 2021-03-17 Volocopter GmbH Method of controlling an actuator system and aircraft using said method
EP3805893B1 (en) 2019-10-09 2023-06-21 Volocopter GmbH Method of controlling an actuator system and aircraft using same
EP3832424B1 (en) 2019-12-02 2022-07-13 Volocopter GmbH Method of operating an actuator system, actuator system, and aircraft comprising said method and system
EP3862835B1 (en) * 2020-02-10 2023-10-25 Volocopter GmbH Method and system for monitoring a condition of a vtol-aircraft
US11835968B1 (en) * 2020-02-21 2023-12-05 Amazon Technologies, Inc. Aerial vehicle having non-standard priority control and blank-to-yaw control architecture
DE102020120571B4 (de) 2020-08-04 2024-05-16 Volocopter Gmbh Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät, Flugsteuerungseinrichtung bei einem Fluggerät und entsprechend ausgerüstetes Fluggerät
DE102020123062A1 (de) 2020-09-03 2022-03-03 Volocopter Gmbh Verfahren zur Signalauswahl und Signalauswahlvorrichtung
DE102021111104A1 (de) 2021-04-29 2022-11-03 Volocopter Gmbh Verfahren und Steuereinheit zum Steuern eines überbestimmten Systems, System und Luftfahrzeug
DE102022110556A1 (de) 2022-04-29 2023-11-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Antriebssystem für ein Luftfahrzeug

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5998957A (en) * 1997-04-29 1999-12-07 Satcon Technology Corporation Dissipativity-based controller for synchronous electric drives, and associated methods
US20010005814A1 (en) * 1999-12-10 2001-06-28 Marc Dussac Process and device for reducing the spectral line noise inside an aircraft, especially a rotating-wing aircraft, in particular a helicopter
EP1901153A1 (en) * 2006-09-12 2008-03-19 OFFIS e.V. Control system for unmanned 4-rotor-helicopter
US20110024551A1 (en) * 2009-07-28 2011-02-03 Eurocopter Variable damping of haptic feedback for a flight-attitude changing linkage of an aircraft
WO2012035025A2 (de) * 2010-09-14 2012-03-22 Ascending Technologies Gmbh Verfahren zur verbesserung der flugeigenschaften eines multikopters in ausfallsituationen und multikopter mit verbesserten flugeigenschaften in ausfallsituationen
US20150012154A1 (en) * 2012-02-22 2015-01-08 E-Volo Gmbh Aircraft
CN105867121A (zh) * 2016-03-28 2016-08-17 南京航空航天大学 用于自旋恢复的直升机非线性预测控制方法及装置
WO2018110598A1 (ja) * 2016-12-13 2018-06-21 株式会社自律制御システム研究所 無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012202698B4 (de) 2012-02-22 2023-06-07 Volocopter Gmbh Fluggerät
US10435147B2 (en) 2015-11-30 2019-10-08 Cloud Cap Technology, Inc. Multirotor aircraft control systems
BR112018073798A2 (pt) * 2016-05-18 2019-04-16 A^3 By Airbus, Llc aeronave de decolagem e aterrissagem vertical e método para controlar a mesma
US10513341B2 (en) * 2018-04-27 2019-12-24 Wing Aviation Llc Thrust allocation for aerial vehicle

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5998957A (en) * 1997-04-29 1999-12-07 Satcon Technology Corporation Dissipativity-based controller for synchronous electric drives, and associated methods
US20010005814A1 (en) * 1999-12-10 2001-06-28 Marc Dussac Process and device for reducing the spectral line noise inside an aircraft, especially a rotating-wing aircraft, in particular a helicopter
EP1901153A1 (en) * 2006-09-12 2008-03-19 OFFIS e.V. Control system for unmanned 4-rotor-helicopter
US20110024551A1 (en) * 2009-07-28 2011-02-03 Eurocopter Variable damping of haptic feedback for a flight-attitude changing linkage of an aircraft
WO2012035025A2 (de) * 2010-09-14 2012-03-22 Ascending Technologies Gmbh Verfahren zur verbesserung der flugeigenschaften eines multikopters in ausfallsituationen und multikopter mit verbesserten flugeigenschaften in ausfallsituationen
US20150012154A1 (en) * 2012-02-22 2015-01-08 E-Volo Gmbh Aircraft
CN105867121A (zh) * 2016-03-28 2016-08-17 南京航空航天大学 用于自旋恢复的直升机非线性预测控制方法及装置
WO2018110598A1 (ja) * 2016-12-13 2018-06-21 株式会社自律制御システム研究所 無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孟中杰等, 中国宇航出版社 *
陈阳: "六旋翼无人机容错飞行控制研究" *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114248934A (zh) * 2020-09-25 2022-03-29 沃科波特有限公司 用于运行飞行器的方法、飞行控制装置和飞行器
US11745885B2 (en) 2020-09-25 2023-09-05 Volocopter Gmbh Method for operating an aircraft, flight control device for an aircraft, and aircraft having multiple drive units
CN114248934B (zh) * 2020-09-25 2023-11-24 沃科波特有限公司 用于运行飞行器的方法、飞行控制装置和飞行器

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