CN112550731A

CN112550731A - 控制致动器系统的方法和使用所述方法的航空器

Info

Publication number: CN112550731A
Application number: CN202010928417.XA
Authority: CN
Inventors: J·兹维纳; B·尤克塞尔
Original assignee: Wokoport Ltd
Current assignee: Wokoport Ltd
Priority date: 2019-09-10
Filing date: 2020-09-07
Publication date: 2021-03-26
Anticipated expiration: 2040-09-07
Also published as: EP3792184A1; US11720124B2; US20210072771A1; CN112550731B

Abstract

提出了一种控制包括k个致动器的致动器系统的方法，该方法优选用于控制多致动器飞行器，致动器优选被设计为多致动器飞行器的各个推进单元，每个致动器在运行期间接收控制输入u_i，控制输入u_i取决于包括每个致动器的加权因子w_i的权重矩阵W且至少取决于每个致动器的物理最大控制极限u_i ^max来确定，若对于至少一些致动器，控制输入u_i或其函数f(u_i)与第一设定阈值的第一比较得出控制输入u_i或其函数f(u_i)超过第一设定阈值，则加权因子w_i和/或物理最大控制极限u_i ^max在该系统运行期间主动改变，该第一比较在该系统运行期间随时间重复；根据调整后的加权因子w_i和/或调整后的物理最大控制极限u_i ^max确定新的控制输入u_i，并将其应用于致动器。

Description

控制致动器系统的方法和使用所述方法的航空器

技术领域

本公开涉及一种控制致动器系统的方法，该致动器系统包括k个致动器，该方法优选用于控制多致动器飞行器，其中所述致动器优选被设计为多致动器飞行器的各个推进单元。

本公开还涉及一种航空器，特别是电推进的VTOL(垂直起降)航空器，包括具有k个致动器的致动器系统，其中所述致动器被设计为航空器的各个推进单元。

背景技术

在过度确定的致动器系统中，例如多致动器飞行器(MAV)，其中每个致动器可被识别为航空器的推进装置，对于实现给定任务，存在不同可能性，例如给定的飞行方向。可以以不同的方式/部分将给定的任务分配给不同的致动器。换句话说，每个致动器都接收相应的控制信号以控制其运行，从而所有致动器的联合运行可以实现所述给定任务(例如，沿期望的方向飞行)。在本申请人提交的德国申请DE 10 2019 101 903中描述了一种实现该目的的方法。

迄今为止，现有技术中还没有考虑致动器的健康状态/特性的分配方法。致动器，例如MAV的电机，可以提供几乎无限长时间的连续动力，即在给定任务期间，或者在紧急情况或故障情况下，直到MAV安全着陆为止，而如果需要更多功率，它们可以提供峰值功率，但是在过热之前只能在一定时间内提供峰值功率。这会导致电机性能下降或损失。结果，这可能导致对其余电机的更高的功率需求，这意味着由于不断增加的过载级联而导致其余电机的进一步故障。

发明内容

本公开的目的是提供一种用于过度确定的致动器系统的分配方法，其形式为用于控制包括k个致动器的致动器系统的方法，该方法在考虑致动器在特定时间范围内的可用物理容量方面的特性的情况下将整个系统的给定任务分配给多个致动器，从而避免了上述下降和过载情况，特别是与多致动器飞行器(MAV)相关。

该目的是通过如方案1所限定的用于控制致动器系统的方法以及如方案12所限定的航空器(或MAV)来实现的。在其他方案中限定了有利的其他实施方式。

根据本公开，提出了一种用于控制致动器系统的方法，该致动器系统包括k个致动器，该方法优选用于控制多致动器飞行器，其中所述致动器优选被设计为多致动器飞行器的各个推进单元。每个所述致动器在运行期间接收控制输入(信号)u_i，其中索引i(i＝1,…,k)表示特定的(或给定的)致动器。该控制输入u_i取决于包括用于每个致动器的加权因子w_i的权重矩阵W并且至少取决于用于每个致动器的物理最大控制极限u_i ^max来确定。如果对于至少一些致动器，所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)与第一设定阈值的第一比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)超过所述第一设定阈值，则所述加权因子w_i和/或物理最大控制极限u_i ^max在致动器系统运行期间被主动改变，所述第一设定阈值优选对于每个致动器将是不同的。所述第一比较在致动器系统运行期间随时间重复，优选地以规则的时间间隔重复。根据调整后的加权因子w_i和/或调整后的物理最大控制极限u_i ^max确定新的控制输入u_i，并将该新的控制输入u_i应用于致动器，从而根据特定时间范围内的可用物理容量来考虑致动器的特性。

每当本申请提到“将根据调整后的加权因子w_i和/或调整后的物理最大控制极限u_i ^max确定出的新的控制输入u_i应用于致动器”或类似描述时，应理解为将相应的控制输入u_i应用于相应的致动器i，该控制输入u_i根据该致动器的加权因子w_i和/或该致动器的调整后的物理最大控制极限u_i ^max确定。

此外，根据本公开，提出了一种航空器或MAV，特别是电推进的VTOL航空器(eVTOL)，其包括：包括k个致动器的致动器系统，其中所述致动器被设计为航空器的各个推进单元，其中每个所述致动器在运行期间适于从至少一个飞行控制单元接收控制输入u_i，其中索引i表示给定的致动器，其中所述控制输入u_i通过在所述至少一个飞行控制单元上执行的至少一个计算机算法确定，优选在航空器上和/或实时地确定，其中所述至少一个飞行控制单元通过所述算法适于执行根据本公开的方法，并将所述(新的)控制输入u_i提供给所述致动器(即，提供给每个对应的致动器i)。

为简单起见，量u_i、u_i ^max、w_i等(其中i＝1,…,k)在下文中将另选表示为u、u^max、w,...，它们分别是分量u_i、u_i ^max、w_i的向量。

根据本公开的(分配)方法可以应用于各种各样的系统，例如航空器、机器人、致动不足和/或过度确定的系统等。为了更好地理解，可以用牛顿-欧拉(Newton-Euler)原理或拉格朗日方法推导出的这类系统的运动方程描述如下：

其中

是系统的n维配置向量，例如3D中的位置和旋转，

是状态相关的广义惯性矩，

是状态相关的科里奥利(Coriolis)力，

代表重力，并且

是外力和扭矩，例如由于空气动力学、物理接触等原因。可以定义一个伪控制输入

用于控制(致动器)系统。该伪控制输入(其等于通过多致动器飞行器中的致动器(推进单元)作用在航空器上的总推力和扭矩)经过修改后，通过所谓的控制输入矩阵

进入(等式1)给出的系统动力学。该矩阵包含例如致动不足等信息，如本领域技术人员所知，如果Rank(G(x))＜n，则称该系统致动不足。

通过以下等式在实际控制输入

(即先前定义的输入值u_i)和伪控制输入

(具有分量u_pj的向量，j＝{1,…,m})之间进行分配：

u_p＝D_u (等式2)

其中

定义为分配矩阵。

请注意，系统可能致动不足也可能过度确定，即在k＞m＞n或Rank(G(x)D)＜n的情况下。

基于等式1中描述的系统动力学，使用状态反馈控制定律(对于MAV-VTOL，其包括例如姿态、高度、位置/速度控制、路径/轨迹跟踪等)，可以计算期望的u_p。但是，这需要使用实际控制输入u来分配给物理致动器。因此，需要一种逆矩阵计算以便根据期望的u_p计算u。这可以用下面的等式来描述：

u＝D^-1u_p (等式3)

在当前上下文中，通过考虑权重矩阵

来完成反演，其中通常W＝diag{w₁，w₂，...，w_k}(先前定义的w_i)和每个致动器的物理极限，例如

和

都可以在此反演中考虑。这意味着：

其中应该记得实际上是D＝D(u^min，u^max)或至少D＝D(u^max)。

优选地，航空器还包括用于提供代表航空器的物理和运行状态的数据的传感器，其中至少一个飞行控制单元被设计成根据所述传感器数据确定所述伪控制输入u_p。

在根据本公开的方法的相应的优选实施例中，可以基于伪控制输入u_p确定所述控制输入u_i，其中u_p＝Du，D是至少取决于u_i ^max的分配矩阵，其中确定u涉及求解等式u＝D^-1u_p，D^-1被定义为D^-1(W,u^max)，W是所述权重矩阵，其中逆分配矩阵D^-1根据W和u^max的变化值进行调整；其中新的控制输入u_i是根据调整后的逆分配矩阵D^-1确定的，并被应用于致动器。

另外，也可以考虑u^min，其可以包括每个致动器的较低的物理控制极限u_i ^min。在这种情况下，D^-1可以定义为：

D^-1＝D^-1(W,u^min,u^max)

W为所述权重矩阵，其中逆分配矩阵D^-1根据W、u^min和u^max的变化值进行调整；其中新的控制输入u_i是根据调整后的逆分配矩阵D^-1确定的，并被应用于致动器。

在系统的一个或多个致动器接近其物理极限的情况下，该方法确实会主动改变W，u^min，u^max或至少改变W，u^max，因此可以对D和D^-1进行整形。通过这样做，可以保护给定的致动器(例如，防止过热)并因此保护整个系统。为此，不需要从致动器到飞行控制单元的反馈数据，但是如果可用且适用，也可以使用这种数据。在这种情况下，可以使用来自致动器的反馈，例如，它们的状态(RPM、健康状态、频率响应、温度、电压、电流等)来交叉校验是否有任何致动器处于饱和状态、不健康或要求的功率水平过高。当应改变W和u^max值时，该交叉校验可以提高检测质量。

在根据本公开的方法的优选实施例中，所述第一设定阈值被定义为相当软的极限，其在下文中被称为可用控制极限，并表示为：

其中

是第i个致动器的可用控制极限。为清楚起见，请参见下面解释的图2。对于典型的致动器，例如对于MAV电机，此极限对应于之前所描述的特性或功能模式，根据该特性或功能模式，致动器可以至少在剩余的任务持续时间内，在基本上无限的时间内提供连续动力。

注意，每个致动器的值u_i ^avail不一定是静态值，它们也可以动态变化，例如基于致动器温度、要求的推力和扭矩(u_p)等变化。

因此，在根据本公开的方法的优选实施例中，所述第一设定阈值包括每个致动器的可用控制极限，所述可用控制极限是给定致动器可以连续工作而不会过载的控制输入。

此外，对于每个致动器，例如对于第i个致动器，可以定义f_i(*)，它是*的函数，其中

这些函数，即f_i(u_i)，

可以是：

·控制值/极限本身，即f_i(*)＝*，例如f_i(u_i)＝u_i，

·与这些控制值/极限相对应的相应致动器功耗，

·致动器的任何其他可测量、可观测或可控制的值。

优选地，所考虑的系统，例如航空器，包括与致动器连接的传感器装置，该传感器装置被布置和设计用于测量对应于f_i(*)的值，并将所述测量值提供给飞行控制单元，以使飞行控制单元能够执行根据本公开的方法。

对于航空器，

·

可以是给定致动器可以提供的最小RPM、推力、扭矩、功率等；

·

可以是给定致动器可以连续提供(例如，不会遇到任何过热或过载问题)的最大RPM、推力、扭矩、功率等；

·

可以是给定致动器可以实际提供，但仅在特定(有限)的时间量内提供的最大RPM、推力、扭矩、功率等。

这些值例如从致动器制造商处知道，或者可以基于仿真、实验、经验等来设置。

在根据本公开的方法的优选实施例中，可以定义表示为

的计时器或计数器，其表示用于第i个致动器的冷却计时器。其初始值表示为

例如，

(不限制)。该初始值也可以例如从致动器制造商处提前知道，或者可以基于仿真、实验、经验等来确定。

在根据本公开的方法的优选实施例中，可以定义其他计时器(计数器)和相应的时间限制(计数器阈值)：

·

第i个致动器接近其最大物理极限(例如f_i(u_i)≥f_i ^max-∈_i)的时间量，例如秒，其中∈_i可以是一个小的启发式设定的数字(安全裕度)；

·

的上限，即

不允许大于

·

第i个致动器f_i(u_i)＞f_i ^avail的时间量，例如秒；

·

的上限，即

不允许大于

在本上下文中，代替计时器或计数器

可以使用其他值作为时间的函数，例如温度、功率等。在这种情况下，将通过比较温度测量值或功率计算(如果有的话)直接进行整形和重新分配权重。

在根据本公开的方法的优选实施例中，每当所述第一比较得出所述控制输入u或其函数f(u)超过所述第一设定阈值，例如

时，第一计数器，例如以上定义的

将增加，并且其中至少矩阵W基于所述第一计数器的当前值而被调整，优选地基于加权函数而被调整，所述加权函数的值取决于所述第一计数器的所述当前值。优选地，仅当所述第一计数器不超过其阈值(参见上文)时，才基于所述第一计数器的当前值来调整W。

在根据本公开的方法的另一优选实施例中，每当比较得出所述控制输入u或其函数f(u)超过相应设定阈值，例如f_i(u_i ^max)-∈_i时，第二计数器，例如以上定义的

将增加，并且其中至少矩阵W基于所述第二计数器的当前值而被调整，优选地基于加权函数而被调整，所述加权函数的值取决于所述第二计数器的所述当前值。优选地，仅当所述第二计数器不超过其阈值(参见上文)时，才基于所述第二计数器的当前值来调整W。

例如，所述加权函数可以是所述第一计数器的所述当前值的S形函数或任何其他优选的连续函数，例如，被定义为“1-S形”的函数，所述加权函数最优选地在0到1之间的范围内，使得给定致动器被充分考虑(1)，或从分配中排除(0)，或被认为权重在0与1之间，具体取决于所述第一计数器的当前值。这考虑到所述致动器已经超过其“可用”极限运行了一段时间。优选地，加权函数的值随着所述第一计数器或第二计数器的值的增加而减小。

在根据本公开的方法的优选实施例中，如果所述第一计数器超过第一设定计数器阈值，例如上面定义的

则将u^max的值，即u_i ^max调整为较低的值，即减小，所述较低的值优选为给定致动器可以连续工作而不会过载(所述“可用”极限)的控制输入。这也可以分别称为矩阵D和D^-1的整形。

在根据本公开的方法的另一优选实施例中，对于至少一些致动器，基于控制输入u或其函数f(u)与所述控制输入u或其函数f(u)的至少第二设定阈值(例如，

)的第二比较，如果所述第二比较得出所述控制输入u或其函数f(u)超过所述第二设定阈值，W和u^max中的至少一个(可选地还包括u^min)在致动器系统运行期间被主动改变。此外，检查第二计数器,例如

是否超过第二设定计数器阈值，例如

接着u_i ^max被调整为一个较低的值，每当所述第二比较得出所述控制输入u或其函数f(u)超过所述第二设定阈值时，所述第二计数器增加。该较低的值优选地是给定致动器可以连续工作而不会过载的控制输入，例如，

所述第二比较在致动器系统运行期间随时间重复，优选地以规则的时间间隔重复。所述第二设定阈值，例如

包括每个致动器的最大控制极限，所述最大控制极限是给定致动器只能在有限的时间内运行而不会过载的控制输入。这考虑到给定致动器的最大性能峰值将由u_i ^max决定。这也分别称为矩阵D和D^-1的整形。

在根据本公开的方法的又一个实施例中，所述第二设定阈值可以降低安全余量。换句话说，如果

则上述第二比较导致所述第二计数器的增加，其中∈_i可以是(小的)启发式设定的数字。当达到或接近其物理极限时，这将保护相应的致动器免于过热/过载。

在根据本公开的方法的另一优选实施例中，如果所述第一计数器超过所述第一设定计数器阈值(例如，

)或者所述第二计数器超过所述第二设定计数器阈值(例如，

)，则减小第三计数器(例如，上面定义的冷却定时器)，并且如果所述第三计数器已经达到可以为零的第三设定计数器阈值，则所述第一至第三计数器被重置为其各自的初始值。以此方式，在致动器以降低的功率运行一段时间之后，其工作状态可以恢复正常。

在根据本公开的方法的又一个优选实施例中，对于至少一些致动器，基于控制输入u或其函数f(u)与所述第一设定阈值，以及所述第三计数器与所述第三设定计数器阈值的第三比较，如果所述第三比较得出所述控制输入u或其函数f(u)不超过所述第一设定阈值，例如

并且所述第三计数器具有其初始值，例如，

则至少将w_i设置为默认值，优选w_i等于统一值(w_i＝1)，所述第三比较在致动器系统的运行期间随时间重复，优选地以规则的时间间隔重复。这定义了致动器系统的正常运行条件。

在根据本公开的方法的另一实施例中，如果所述第三比较得出所述控制输入u或其函数f(u)不超过所述第一设定阈值，例如，

并且所述第三计数器具有其初始值(例如，

)，则所述第一计数器(例如，

)减小和/或所述第二计数器(例如，

)减小。这说明了给定致动器的正常运行，这可能会影响w_i的采用值。

在根据本公开的方法的另一实施例中，如果随后的比较得出所述第一计数器低于第一下限，例如，零，或所述第二计数器低于第二下限，例如，零，则所述第一计数器或所述第二计数器分别被重置为其初始值。这确保了所述第一计数器和第二计数器为下限。

根据本公开的方法的又一个实施例中，如果所述第一计数器和所述第二计数器都具有它们各自的初始值，则至少将w_i设置为默认值，优选地，w_i等于统一值。这定义了致动器系统的正常运行条件。

在根据本公开的方法的另一实施例中，如果u_p接近其物理界限(例如，命令最大推力和扭矩)或太多的致动器处于饱和状态(例如，对于i＝{1,2,…,h}且h<k，u_i>u_avail)，则可以忽略重新加权函数，或者可以减小阈值

这是因为在实际需求非常高的情况下，可能不惜一切代价需要所有电动机。

对于本领域技术人员将显而易见的是，以上定义的所有计数器可以可替代地相反地操作，即，减小而不是增大，反之亦然。

对于技术人员显而易见的是，所有提到的时间间隔优选地对应于相同或共同的时间间隔。此外，优选地，上述所有计数器以公共计数器间隔增加/减小，该公共计数器间隔可以对应于时间步长，例如，在一个控制循环周期内。

就高度优选的实施方式而言，本公开的要点可以逐步总结如下：

1、当f(u_i)大于f(u_i ^avail)或f(u_i ^max)时，调整权重矩阵。在这种情况下，相关计数器(t_i ^avail，t_i ^max)开始增加。这些计数器也可以是温度测量值等。

2、当这些计数器(或温度测量值)达到自己的极限

时，控制器已知的最大致动器极限u_i ^max被降低为u_i ^avail。此时，冷却计数器开始递减计数(复制冷却阶段，这意味着如果有温度测量值可用，则可以用温度代替，新的逻辑将是：如果致动器已充分冷却，即，实测温度<温度阈值)。

3、当冷却阶段结束时，所有计数器和最大控制极限均设为初始值，即标称条件。

4、逻辑重复。

5、仅当rank(D)>d时，例如d＝4并且u_p>u_p ^min，才使用此逻辑。

附图说明

现在将参考示出了本公开的特定实施例的附图来描述本公开的其他特征和优点。

图1示出了根据本公开的航空器的示意图；

图2示意性地示出了每个致动器的控制极限

和

图3示出了由图1中的航空器的飞行控制单元执行的计算机算法的可能逻辑；以及

图4以1-S形函数的形式示出了简单的加权函数。

具体实施方式

图1显示了示例性的MAV-eVTOL航空器，由附图标记1表示。航空器1具有飞行控制单元2，该飞行控制单元2与呈航空器推进单元形式的多个致动器3操作连接，每个致动器3均具有电机3a和螺旋桨3b。为了清楚起见，在图1中仅清楚地标记了一个致动器。根据图1的示例，在(每个)致动器3附近，定位有至少一个传感器4，用于测量致动器3的运行状态。这可以包括但不限于测量致动器的温度、电功率消耗、转速(RPM)等，以确定其当前的运行状态和健康状态(例如，过热)。航空器1上还有许多与飞行有关的传感器，它们确定了飞行控制和与安全有关的数据(姿态、空速、对地速度、防撞数据等)，这些是本领域技术人员已知的并且在此未示出。这些传感器4提供可以由飞行控制单元2使用的航空器状态数据SD。这样，飞行控制单元2(通过适当的算法)使用已知的状态反馈控制定律(对于MAV-VTOL，其包括例如姿态、高度、位置/速度控制、路径/轨迹跟踪等)来根据等式1中所述的系统动力学计算所需的控制输入u_p。但是，这需要使用实际控制输入u来分配给物理致动器3。因此，需要一种逆矩阵计算以便根据u_p计算u。前面已经对此进行了详细解释。

飞行控制单元2包括算法2a(即，包括执行所述算法2a的计算装置)，该算法2a接收所述期望的控制输入并且执行根据本公开(或其实施例)的方法，以便对致动器分配进行加权和整形。相应计算的输出被提供给致动器控制装置2b，该致动器控制装置2b向各个致动器3提供实际的控制输入u_i。来自传感器4的数据可用于增强算法的性能，例如，通过提供控制反馈，但这不是必需的。

图2示意性地示出了每个致动器的控制极限

和

这些极限中的每一个对于每个致动器可以是不同的(例如，对于所有致动器而言不一定是相同的)。

表示给定致动器的最小控制输入，其可以对应于所述致动器可以提供的最小RPM、推力、转矩、功率等，而

可以对应于所述致动器可以以峰值功率并且仅在特定时间量内实际提供的最大RPM、推力、转矩、功率等。

可以对应于致动器可以连续提供(例如，没有过热或过载问题)的最大RPM、推力、扭矩、功率等。以前，

被称为第一阈值，形式为相当软的极限(可用控制极限)。对于典型的致动器3，例如对于MAV电机，参见图1，该极限对应于之前所描述的特性或功能模式，根据该特性或功能模式，致动器可以在基本上无限的时间内提供连续动力，尤其是在一项完整的任务期间(即在起飞与降落之间，这是最大飞行时间)。

在图2中，

对于每个致动器都不同；

对于每个致动器都相同，但不必一定如此。

正上方的区域以阴影线表示，而

正下方的另一个区域以深色阴影显示。如前所述，该深色区域的下边界对应于

其中∈_i是安全裕度。

图3示出了由图1中的航空器的飞行控制单元执行的计算机算法的可能逻辑，该算法使用在图2中之前给出并部分示出的定义。所述算法称为致动器命令分配的加权和整形算法，由飞行控制单元2(图1)执行，以为航空器的致动器提供控制输入u_i。

图3的算法在某种程度上是不言自明的，因此这里的简短描述就足够了。它包含三个程序：INITIALIZE(第1-3行)，REWEIGHTRESHAPEALLOCATION(第4-29行)和WEIGHTEDALLOCATION(第30-31行)。INITIALIZE程序初始化每个致动器(推进单元)的冷却计时器(或计数器)：

以及最大致动器极限：

该计时器的可能值为10s。该计时器指示致动器在已经在

以上运行了超过特定时间量后，将以减小的控制极限运行多长时间。

REWEIGHTRESHAPEALLOCATION程序在第7行中包括针对每个致动器的f_i(u_i)与

和

的比较，后者是第一阈值。如果未超过所述第一阈值，并且冷却计时器

仍具有其初始值，则将w_i设置为1(统一权重)，这是标称或默认条件：相应的致动器正常加权。如前所定义，计数器

和

被减小，并且在它们应变为负数的情况下被设置为零。在第15行中，还有f_i(u_i)与

的比较。在

的情况下，增加相应的另外的计时器，这考虑了给定致动器在其可用控制极限以上运行的时间。然后，在第17行中，f_i(u_i)与

进行另一个比较，该比较对应于最大控制极限减去启发式设置的安全裕度下的运行。在

的情况下，增加相应的另外的计时器，这考虑了给定致动器在其最大极限或接近其最大极限运行的时间。如果在第19行中两个计数器

和

都仍然为零，则我们具有标称条件，并且w_i设置为1(统一权重)。否则，从第22行开始检查计数器

和

中的至少一个是否已达到其最大阈值或上阈值，这表明给定致动器在可用极限

以上的运行时间过长。如果所述检查为肯定，则针对该致动器的最大可能控制极限被减小，

这也被称为整形。在第25行中，启动(减少)了相应的冷却计时器或计数器，以便能够在预设的时间量后结束整形。如果计时器已达到零，则第26行至第30行将结束冷却。但是，如果计数器

不为零，也就是说，运行已经达到或接近物理控制极限，但

和

均未达到其最大值或阈值(第31行)，则w_i被设置为根据具有参数

的加权函数(wf1，例如S形函数或类似于S形的函数)得出的值，该值产生w_i的值，介于0和1之间。如果

为零，但是计数器

不为零，也就是说，运行已经超过可用控制极限，但

和

的另一个加权函数(wf2，例如S形函数或类似于S形的函数)得出的值，该值产生w_i的值，介于0和1之间。两个加权函数wf1和wf2可以具有相同的逻辑。

图4以示例方式说明了这一点，其中w_i(t_i ^avail)＝1-sigmoid(t_i ^avail)＝1-1/(1+exp(-t_i ^avail))：对于从0到

的参数

w_i的取值范围为0到1。对于

的较小值，虽然w_i保持接近1，但随后在

附近急剧下降，对于

的较大值则趋向于零。但是，本公开决不限于任何特定的加权函数。

再次参考图3，WEIGHTEDALLOCATION程序通过提供包括w_i(致动器权重)和u_i ^max(当前最大致动器控制极限)的逆矩阵D^-1来分配致动器。在航空器运行过程中反复进行此操作。

Claims

1.一种用于控制包括k个致动器(3)的致动器系统的方法，所述方法优选用于控制多致动器飞行器(1)，其中所述致动器(3)优选被设计为所述多致动器飞行器(1)的各个推进单元；

其中每个所述致动器(3)在运行期间接收控制输入u_i，其中索引i表示给定的致动器(3)，所述控制输入u_i取决于包括用于每个所述致动器(3)的加权因子w_i的权重矩阵W并且至少取决于用于每个所述致动器(3)的物理最大控制极限u_i ^max来确定；

其中如果对于至少一些所述致动器(3)，所述控制输入u_i或其函数f(u_i)与第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))的第一比较得出所述控制输入u_i或其函数f(u_i)超过所述第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))，则所述加权因子w_i和/或物理最大控制极限u_i ^max在所述致动器系统运行期间被主动改变，所述第一比较在所述致动器系统运行期间随时间重复，优选地以规则的时间间隔重复；以及

其中根据调整后的加权因子w_i和/或调整后的物理最大控制极限u_i ^max确定新的控制输入u_i，并将该新的控制输入u_i应用于所述致动器(3)。

2.根据权利要求1所述的方法，其中基于伪控制输入u_p确定所述控制输入u_i，其中u_p＝Du，D是至少取决于u_i ^max的分配矩阵，其中确定u涉及求解等式u＝D^-1u_p，D^-1被定义为D^-1(W,u_max)，W是所述权重矩阵；

其中逆分配矩阵D^-1根据W和u_max的改变值而被调整；以及

其中所述新的控制输入u_i是根据调整后的逆分配矩阵D^-1确定的，并被应用于所述致动器(3)。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))包括每个致动器(3)的可用控制极限(u_i ^avail)，所述可用控制极限(u_i ^avail)是给定致动器(3)能够连续运行而不会过载的控制输入。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中每当所述第一比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)超过所述第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))时，第一计数器(t_i ^avail)增加，并且其中至少矩阵W基于所述第一计数器(t_i ^avail)的当前值而被调整，优选地基于加权函数(wf1)而被调整，所述加权函数(wf1)的值取决于所述第一计数器(t_i ^avail)的所述当前值；和/或

其中每当比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)超过相应设定阈值(f_i(u_i ^max))时，第二计数器(t_i ^max)增加，并且其中至少矩阵W基于所述第二计数器(t_i ^max)的当前值而被调整，优选地基于加权函数(wf2)而被调整，所述加权函数(wf2)的值取决于所述第二计数器(t_i ^max)的所述当前值；

其中优选地，仅当所述第一计数器和/或所述第二计数器不超过其设定阈值(f_i(u_i ^avail),f_i(u_i ^max))时，才基于所述第一计数器和/或所述第二计数器的当前值来调整矩阵W。

5.根据权利要求4所述的方法，其中，如果所述第一计数器(t_i ^avail)超过第一设定计数器阈值(t_i ^avail)，则将u_max调整为较低的值，所述较低的值优选为给定致动器(3)能够连续工作而不会过载的控制输入(u_i ^avail)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中对于至少一些所述致动器(3)，基于控制输入u_i或其函数f_i(u_i)与所述控制输入u_i或函数f_i(u_i)的至少第二设定阈值(f_i(u_i ^max))的第二比较，如果所述第二比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)超过所述第二设定阈值(f_i(u_i ^max))，W和u_max中的至少一个在所述致动器系统运行期间被主动改变，并且如果第二计数器(t_max)超过第二设定计数器阈值

则将u_max调整为较低的值(u_i ^avail)，每当所述第二比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)超过所述第二设定阈值

时，所述第二计数器(t_max)增加，所述较低的值(u_i ^avail)优选是给定致动器(3)能够连续工作而不会过载的控制输入，所述第二比较在所述致动器系统运行期间随时间重复，优选地以规则的时间间隔重复；

其中所述第二阈值(f_i(u_i ^max))包括用于每个致动器(3)的最大控制极限(u_i ^max)，所述最大控制极限(u_i ^max)是给定致动器(3)只能在有限的时间内运行而不会过载的控制输入。

7.根据至少权利要求4和6所述的方法，其中如果所述第一计数器(t_i ^avail)超过所述第一设定计数器阈值

或者所述第二计数器(t_i ^max)超过所述第二设定计数器阈值

则减小第三计数器(t_i ^cd)，并且可选地，将加权因子w_i设置为默认值，优选地，w_i等于统一值，并且将u_i ^max设置为u_i ^avail，并且如果所述第三计数器(t_i ^cd)已达到第三设定计数器阈值，则所述第一至第三计数器(t_i ^avail、t_i ^max、t_i ^cd)被重置为其各自的初始值，并且可选地，u_i ^max也被设置为其初始值u_i ^max,init。

8.根据权利要求7所述的方法，其中对于至少一些所述致动器，基于控制输入u_i或其函数f_i(u_i)与所述第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))，以及所述第三计数器(t_i ^cd)与所述第三设定计数器阈值的第三比较，如果所述第三比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)不超过所述第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))，并且所述第三计数器(t_i ^cd)具有其初始值(t_i ^cd,init)，则至少将w_i设置为默认值，优选地，w_i等于统一值，所述第三比较在所述致动器系统运行期间随时间重复，优选地以规则的时间间隔重复。

9.根据权利要求8所述的方法，其中如果所述第三比较得出所述控制输入u_i或其函数f_i(u_i)不超过所述第一设定阈值(f_i(u_i ^avail))，并且所述第三计数器(t_i ^cd)具有其初始值(t_i ^cd ^,init)，则所述第一计数器(t_i ^avail)减小和/或所述第二计数器(t_i ^max)减小。

10.根据权利要求9所述的方法，其中如果随后的比较得出所述第一计数器(t_i ^avail)低于第一下限，或者所述第二计数器(t_i ^max)低于第二下限，则所述第一计数器(t_i ^avail)或所述第二计数器(t_i ^max)分别被重置为其初始值。

11.根据权利要求7至10中的任一项所述的方法，其中如果所述第一计数器(t_i ^avail)和所述第二计数器(t_i ^max)都具有它们各自的初始值，则至少将w_i设置为默认值，优选地，w_i等于统一值。

12.一种航空器(1)，特别是电推进的VTOL航空器，包括：

包括k个致动器(3)的致动器系统，其中所述致动器(3)被设计为所述航空器(1)的各个推进单元，其中每个所述致动器(3)在运行期间适于从至少一个飞行控制单元(2)接收控制输入u_i，其中索引i表示给定的致动器(3)，其中所述控制输入u_i通过在所述至少一个飞行控制单元(2)上执行的至少一个计算机算法(2a)确定，优选在所述航空器(1)上和/或实时地确定，其中所述至少一个飞行控制单元(2)通过所述算法(2a)适于执行根据前述权利要求中任一项所述的方法，并且将所述控制输入u_i提供给所述致动器(3)。

13.根据权利要求12所述的航空器(1)，包括用于提供代表所述航空器(1)的物理和运行状态的传感器数据(SD)的传感器(4)，其中所述至少一个飞行控制单元(2)被设计成根据所述传感器数据(SD)确定所述伪控制输入u_pj。