CN113401337A - 飞行器及其控制方法、控制装置 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种用于控制飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的方法，在所述方法中，飞行器的飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元：a)由第一计算单元经由第一信道或控制信道供应来自飞行员输入或由飞行员输入导出的控制指令；b)通过第二信道或监控信道和第二计算单元来监控控制指令，第二计算单元检查控制指令是否适用于飞行器的现有物理状态和飞行员输入；c)通过第二计算单元确定飞行器的当前航行状态与飞行员输入是否在预先规定的偏差之内相符，飞行员输入通过第二计算单元转换成希望的航行状态；d)根据确定结果产生控制飞行器的控制信号。本公开还涉及一种相应构成的控制装置和一种具有这种控制装置的飞行器。

Description

飞行器及其控制方法、控制装置
技术领域
本公开涉及一种根据方案1的用于控制飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的方法，在所述方法中，飞行器的飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元和/或操纵面(所谓的控制表面)由第一计算单元(COM)经由第一信道(控制信道)供应控制指令，所述控制指令来自飞行员输入或由飞行员输入导出，并且在所述方法中，通过第二信道(监控信道)和第二计算单元(MON)来监控所述控制指令。
本公开还涉及一种根据方案12的用于飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的控制装置，所述控制装置具有第一计算单元(COM)和第一信道(控制信道)，用于通过控制信道给飞行器的飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元和/或操纵面(所谓的控制表面)供应第一计算单元(COM)的控制指令，所述控制指令来自飞行员输入或由飞行员输入导出，并且所述控制装置具有第二信道(监控信道)和第二计算单元(MON)，所述第二计算单元(MON)构造成和设定成监控第一计算单元(COM)，以便特别是识别第一计算单元中的错误或错误表现。
最后，本公开还涉及一种根据方案16的飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元和/或操纵面(所谓的控制表面)，并且所述飞行器还具有控制装置。
背景技术
一般而言，本公开涉及对在飞行控制过程中或在飞机或飞行器运行中使用并且因此具有高安全相关度的功能的监控。
这种功能可以特别地以软件程序或算法的形式实现，并影响飞行器的任何类型的(控制)操作。必须对这些功能进行定期和反复监控，以便可以安全地运行飞行器。
这包括但不限于稳定性、导航、制动器、着陆方法(特别是着陆走廊)的监控、所有内部控制电路(例如，液压、发动机或电子电机)的监控。
在航空中默认使用的“传统”监控形式通常会复制要监控的功能，就是说，每个功能都至少双重地存在或实现。两个功能、就是说要监控的功能和其“副本”，通常、但不是一定在制造时就已经由不同的团队实现，这些团队使用自己的进程和硬件，以避免存在共同的、可能以相同的方式危及两个功能的运行安全性的错误/故障。飞行器的提供相关功能的部件通常称为“指令”(命令(Command)，缩写为：COM)并且相关的监控部件称为“监视器”(MON)。
COM是与飞行器的其他部件或驱动输出端通信的、就是说允许发送控制指令的唯一部件。“驱动输出端”是指这样的控制输出端，也即通过所述控制输出端向飞行器的飞行影响单元、特别是向驱动单元、优选是电驱动的驱动单元传输控制指令，和/或向操纵面传输控制指令，以便影响飞行器的运动。MON仅允许接收输入或者说输入信号(Input)以及COM以产生并切换控制输出(即相应的控制信号)的能力。以这种方式，这两个部件(COM或MON)中的故障会导致这两个部件的失效并导致失去由COM提供的功能。
这种传统的监控方式会产生若干问题，并且在考察飞行器或飞机的生命周期的情况下，这些问题是显而易见的。
概念设计和规划
首先，无法拦截在概念设计和规划阶段出现的差错，因为监控仅是开发后期阶段的一部分。通常，没有在上级的层面对系统“飞行器”进行监控，相反地，监控仅涉及功能和子功能。原则上，监视器仅能识别在其设计期间已考虑到的差错。
规格设计(Spezifikation)
其次，存在这样的要求，即，COM和MON功能必须由不同的人员提供。如果由相同的人员开发COM和MON功能，则这可能导致出现共同的差错，因为很可能发生的是，相同的人员在COM中以及在MON中对于功能的类似部分会犯相同的错误。
设计方案
第三，如果由相同的人员实施设计工作，则部分相同的技术规格会实现具有可能的、共同错误的设计方案。
集成和安装(包括共模)
此外，原则上，通过传统的监控不能识别集成或安装错误。这特别涉及本领域技术人员已知的所谓共模故障(Common Mode Failure；CMF；“同类差错”)。在风险分析中，这是指多个同类部件或运行机构的失效，所述同类部件或运行机构的故障会导致发生损伤事件。这可能涉及不是由共同的原因触发的差错。术语CMF因此有别于共因故障(CommonCause Failure)(由于共同的原因导致的失效)。
运行和维护
在运行期间，传统的监控方式通过关闭功能来处理差错或失效。就是说，这种方式很大程度上依赖于功能的冗余设置，这种冗余设置由其他部件提供。这种方式不能防止出现特别是由于老化或磨损造成的失效。这种传统的监控不能对维护工作提供辅助，因为这种维护工作是基于纯偶然出现的失效进行的。
废弃处理和延长使用寿命
最后，通过传统的监控方式，不能获得有助于延长相关功能的使用寿命的相关数据。
发明内容
本公开的目的在于，对此实现解决措施并且给出一种用于控制飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的方法、用于这种飞行器的控制装置和这种飞行器本身，所述方法或所述控制装置和飞行器包括一种新型的监控形式，使得这种监控功能不会由于以下情况被用尽，即在两个系统(COM或MON)之一发生故障时关闭两个系统并且导致失去由COM提供的功能。
本公开通过具有方案1的特征的方法、具有方案12的控制装置和通过具有方案16的飞行器来实现。优选的改进方案在从属方案中限定。
根据本公开的第一方面，实现了一种用于控制飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的方法，在所述方法中，飞行器的飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元和/或操纵面(所谓的控制表面)：
a)由第一计算单元(COM)经由第一信道(控制信道)供应控制指令，所述控制指令来自飞行员输入或由飞行员输入导出，并且在所述方法中，
b)通过第二信道(监控信道)和第二计算单元(MON)来监控控制指令，所述第二计算单元检查控制指令是否适用于飞行器现有的物理状态和飞行员输入，其方式是，
c)通过第二计算单元(MON)确定对应于飞行器的所述物理状态或代表这个状态的飞行器当前航行状态是否与飞行员输入在预先规定的偏差之内相符，所述飞行员输入优选通过所述第二计算单元转换成希望的航行状态(即飞行器根据飞行员输入希望的物理状态)，并且在所述方法中，
d)根据步骤c)所确定的确定结果产生用于控制飞行器的控制信号。
控制信号可以是误差信号，所述误差信号指示希望航行状态与当前航行状态存在不允许的偏差。
飞行器的所述物理状态(实际状态)优选通过对此适用的传感器来确定，所述传感器非限制性地可以包括IMU(惯性测量仪)、雷达、激光雷达、光学传感器、相机和类似物。
飞行员输入可能来自人类飞行员，或者飞行员输入可以由自动设备(自动驾驶仪)产生。
对飞行员输入进行转换，就是说用计算机进行转化，以便能够将其与确定的实际状态相比较。
通常，如果步骤c)中的确定表明所述误差保持在预先规定的界限之内，则在步骤d)中产生的控制信号实现飞行器持续的正常运行；否则，在步骤d)中产生的控制信号使得飞行器的正常运行中断或改变和/或实现报警指示的显示/输出。
根据本公开的第二方面，实现了一种用于飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的控制装置，所述控制装置具有第一计算单元(COM)和第一信道(控制信道)，用于通过控制信道给飞行器的飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元和/或操纵面(所谓的控制表面)供应第一计算单元(COM)的控制指令，所述控制指令来自飞行员输入或由飞行员输入导出，并且所述控制装置具有第二信道(监控信道)和第二计算单元(MON)，所述第二计算单元(MON)构造成和设定成监控第一计算单元(COM)，其方式是，所述第二计算单元(MON)检查控制指令是否适用于飞行器现有的物理状态和飞行员输入，其方式是，第二计算单元(MON)构造成用于确定飞行器的当前航行状态是否与飞行员输入在预先规定的偏差之内相符，所述飞行员输入优选通过所述第二计算单元(MON)转换成飞行器的希望航行状态，并且所述第二计算单元(MON)还构造成根据确定得到的确定结果产生并输出用于控制飞行器的控制信号。
这种根据本公开的控制装置能够实施根据本公开的方法。
所述飞行器的当前航行状态(实际状态)可以在数学上或在控制技术上表达为航行状态矢量。
根据本公开的第三方面，实现了一种飞行器、特别是垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器装备有多个飞行影响单元、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元和/或操纵面(所谓的控制表面)，并且装备有根据本公开的控制装置，所述控制装置与所述飞行影响单元可操作地连接并且构造成用于向飞行影响单元发送控制指令。
这种飞行器可以按根据本公开的方法运行或控制。
驱动单元有利地是分布式设置的、电动运行的马达/旋翼布置系统。优选地，所述飞行器具有多个、例如18个驱动单元，这些驱动单元可以设置在平面内。
但术语“飞行影响单元”也可以包括可以影响飞行器的飞行性能的其他单元，例如(有效的)有效载荷、绞盘或类似物，但特别是也可以是操纵面(所谓的控制表面)，例如前缘襟翼、稳定襟翼、副翼或稳定器(如果是可调的)。
在本公开的范围内实现了相对于现有技术不同的区别或优点：
概念设计和规划
首先，所提出的监控的概念设计可以独立于飞行器的开发阶段进行。这也使得可以在现有的飞行器中进行改装。
规格设计
其次，所提出的监视器类型在本质上不同于按现有技术的监视器。这种监视器不是由对功能的复制来实现，这里基本上所有的努力都是为了避免复制已经发生的故障。据此，本公开的目标是，利用监视器的不同特性。此外，通过添加强制从另外的视角考察监控问题的上下文(Kontext)，使得监视器(第二计算单元)的规格设计就其本质而言不具有与指令单元(第一计算单元)相同的错误，即使监视器是由相同的人员所开发的。“添加上下文”特别是指，使用状态矢量之外的信息。一方面，这些可以是状态矢量的(物理)极限，但也可以是其他状态或状态之间的关系(例如，如果状态A＝10，则状态B<＝5)。
设计方案
第三，由于完全不同的规格设计，建议的显示器需要不同的设计方案，即使是同一个人在开发它。当监视特定功能时，监视器的设计需要通过仔细分析故障模式来更深入地了解该功能，如果使用迭代方法，则甚至可以改善COM。这可能意味着必须了解上述上下文，也就是说，使用了状态矢量以外的信息。这些反过来又可能是状态矢量的(物理)极限，但也可能是其他状态或状态之间的关系(请参见上文)。
集成和安装(包括共模)
此外，通过所提出的监控方案能够发现一些集成和安装错误、特别是系统性的错误。系统性错误几乎是无法避免的，并且通常需要多个工作人员实施相同的行动或附加的验证步骤。引入利用传统方式无法提供给COM和MON的上下文信息(见上文)可以用于显露所述系统性故障。例如，当错误安装时，状态之间的关系表现得与预期不同。例如，在发生了180°的安装错误时，产生沿正向方向的调节信号，但却实施了负向的运动。
运行与维护
此外，由所提出的监控方案潜在地可以导出维护措施。但所提出的方案的目标不仅在于识别偶然的故障，而且也可以特征性地描述一个功能的劣化或磨损/损耗，如果不采取适当的措施，这可能会最终导致错误或故障。这特别适用于与传感器相关的功能，就是说，基于传感器信号的功能，例如通过温度传感器对马达的监控。传感器通常会发生老化，并且在现有技术中通常采用滤波器来改善信号，但这种滤波器可能会掩盖了传感器的老化问题。在当前情况下，可以通过传感器输出(信号或测量值)发现传感器老化或传感器固定结构的老化，因为例如表明存在一定规模的差错的噪声、偏差或测量到的幅值可能在不同的飞行之间是明显不同的。
废弃处理和使用寿命延长
与可以用于维护措施并且涉及功能的老化过程的已经简述的处理方式类似，当识别到功能的老化时，可以通过有针对性的、及时地更换所述功能而有助于实现使用寿命延长。
在根据本公开的方法的一个改进方案中设定，在步骤c)中，通过对比实际状态和飞行员输入来检查航行状态的以下航行状态属性中的至少一个，为此可以使用相应的传感器信号：
-飞行器的飞行姿态，例如根据欧拉角检查；
-旋转速度；
-旋转速度的变化；
-位置；
-高度(特别是气压式地检查)；
-相对于空气和/或地面的速度；
-加速度。
前面列举的内容不是穷尽的。航行状态的每个测得的/可测量的或(由测量)导出的特征或属性原则上都可以用于在步骤c)中进行检查。以这种方式，特别是可以以不同的方式对给定的功能进行监控。
在根据本公开的方法的另一个改进方案中设定，附加地优选通过第二计算单元利用相反的控制关系来检查在操控飞行器的飞行影响单元时控制指令是否会实现飞行器的第一力/转矩矢量τCmd，所述第一力/转矩矢量适用于飞行器现有的物理状态，其方式是，
i)将由控制指令导出的第一力/转矩矢量与第二力/转矩矢量τMON比较，独立于所述第一力/转矩矢量确定所述第二力/转矩矢量，和/或，其方式是，
ii)对于第一力/转矩矢量，优选通过第二计算单元检查包含在第一力/转矩矢量中的转矩的轴和/或量是否处于预先规定的容差范围内，和/或，其方式是，
iii)对于第一力/转矩矢量，优选通过第二计算单元检查第一力/转矩矢量是否在预先规定的偏差之内与飞行员输入相符合，
并且在所述方法中，在步骤d)中，根据在步骤i)至iii)中进行的检查得到的检查结果产生用于控制飞行器的经适配调整的控制信号。
步骤i)至iii)可以单独地或按任意的组合附加于根据方案1的检查来执行，并且由此可以识别这里的检查未能发现的故障功能。相反地，步骤i)至iii)可以实现的是，将识别到的表面上的故障功能事后归类为可容许的。
根据本公开的控制装置的一个相对应的优选改进方案中设定，第二计算单元构造成用于利用相反的控制关系来检查在操控飞行器的飞行影响单元时控制指令是否会实现飞行器的第一力/转矩矢量，所述第一力/转矩矢量适用于飞行器现有的物理状态，其方式是，所述第二计算单元构造成用于，
i)将由控制指令导出的第一力/转矩矢量与第二力/转矩矢量比较，独立于所述第一力/转矩矢量确定所述第二力/转矩矢量，和/或，
ii)对于第一力/转矩矢量，优选通过第二计算单元检查包含在第一力/转矩矢量中的转矩的轴和/或量是否处于预先规定的容差范围内，和/或
iii)对于第一力/转矩矢量，优选通过第二计算单元检查第一力/转矩矢量是否在预先规定的偏差之内与飞行员输入相符合，
并且根据在i)至iii)中进行的检查得出的检查结果产生用于控制飞行器的经适配调整的控制信号。
具体地，在根据本公开的方法的另一个改进方案中设定，由控制指令导出的第一力/转矩矢量τCmd由下式给定：
Figure BDA0002979102430000101
所述等式具有矩阵K，其元素
Figure BDA0002979102430000102
和
Figure BDA0002979102430000103
通过飞行器和飞行器的N个飞行影响单元的配置给定，并且所述等式还具有矢量Ω，该矢量具有第一计算单元的用于N个飞行影响单元的控制指令。
此外，在根据本公开的另一个改进方案中可以设定，在步骤c)中，和/或在步骤i)至iii)中，分别执行多个检查/比较方法，以便相应地获得多个检查/比较结果，接下来分别对检查/比较结果进行加权并且然后将其相互合并，以便为了在步骤d)中使用而获得合并的确定结果，和/或获得合并的检查结果。
以这种方式，可以改进监控的可靠性，因为不同的检查/比较方法特有的优点可以相互补充并可以抵消某些问题。
根据本公开的控制装置的相对应的改进方案中设定，所述第二计算单元还构造成用于，使用多个检查/比较方法，以便相应地获得多个检查/比较结果，接下来分别对检查/比较结果进行加权并且然后将其相互合并，以便产生合并的确定结果，和/或产生合并的检查结果，并且为了产生所述控制信号或者为了产生经适配调整的控制信号而输出所述合并的确定结果。
此外，在根据本公开的方法的另一个改进方案中可以设定，给所述多个检查/比较方法中的每个检查/比较方法分配至少一个第一权重系数和至少一个第二权重系数，并且其中，对于每个检查/比较方法，将所述第一权重系数和第二权重系数合并成一个总权重系数，利用总权重系数给对应的检查/比较方法加权。
由此也可以进一步细化和改进监控的结果。
在这个前提下，根据本公开的方法的一个改进方案设定，对于每个检查/比较方法，将所述第一权重系数和所述第二权重系数相乘。
在这个前提下，根据本公开的方法的另一个改进方案设定，对多个加权的检查/比较结果进行求和，以便获得合并的检查结果，用于在步骤d)中使用。
在这个前提下，根据本公开的方法的另一个改进方案设定，所述第一权重系数是严重性权重系数，所述严重性权重系数指示通过给定的检查/比较方法能识别的飞行器或其控制的差错的严重性。
在这个前提下，根据本公开的方法的又一个改进方案设定，所述第二权重系数是置信度权重系数，所述置信度权重系数指示能以怎样的精度定量地给出通过给定的检查/比较方法能识别的飞行器或其控制的差错。
根据本公开的方法的一个优选的改进方案设定，所述检查/比较方法选自这样的组，所述组包括以下方法：频率分析；卡尔曼滤波；CBIT和PBIT结果；[连续内建测试(Continuous Built-In Test)/周期内建测试(Periodic Built-In-Test)]越界评估(Out-of-range-Bewertungen)(例如飞行包线)；由模型(例如飞行员模型)获得的预期值。所列举的这些内容不是穷尽的。
特别是由于老化导致的差错可以例如表现为频率移动并且相应地通过频率分析来识别。
处理过程可以在假定已知的过程特性的情况下进行估算，以便获得预期值。如果所述预期值明显不同于测量值，则可能存在差错，这种差错可以通过卡尔曼滤波器来识别。
CBIT包含连续地检查某些功能或参数。相同的情况也适用于PBIT，但优选仅限于上电(Power-up)时间。
越界评估可以由规定值和经验值得出：如果飞行器允许/应当具有最大10°的俯仰角，但处于13°的俯仰角，则可能存在差错。
相同的情况也适用于由模型得到的预期值：当例如由飞行控制单元指定的特定马达转速也得到了实现，则飞行器根据模型应发生特定位置变化。如果飞行器以不同的方式响应，则可能存在差错。
所述控制装置的另一个改进方案设定，第二计算单元还构造成用于执行根据本公开的方法的所述改进方案之一。
如上面已经基本描述的那样，所谓的航道计算机飞行控制监视器(Lane-ComputerFlight Control MONITOR)(MON，下面也称为“MON-Lane”)、即具有第二计算单元的第二信道(监控信道)在运行中按常规方式连续地对更高层次上的命令(COM)航道计算机(“COM-Lane”或具有第一计算单元的控制信道)的输出进行验证。这意味着，MON-Lane计算机(第二计算单元)不仅检查COM-Lane是否产生符合指定查验规则的输出(检查实施故障)，而且还确认COM-Lane实际上是否产生能实现稳定和希望的飞行特性的输出(检查设计错误)。
一般而言，通过遵守相应的开发保险过程来验证数学-物理飞行控制规则的正确实施。但设计中和需求规格说明中的差错利用单纯的验证方法难以识别，因为飞行控制规则的输出、即相应的控制指令仍可能是有缺陷的。MON-Lane(具有第二计算单元的第二信道)的所提出的扩展的检查范围包括用于验证计算出的飞行控制规则输出的方法步骤，就是说，能检查COM-Lane的计算出的输出(第一信道上的第一计算单元的控制指令)是否适用于飞机现有的实际状态和现有的飞行员指令。
作为本公开的基础的第一处理方式包括对飞行器的基本状态的检查。这个基本的处理方式在于，评估飞行器的当前状态是否与飞行员的输入指令(飞行员输入)相符。用于这种基本检查的输入量是飞行器航行状态(飞行器的实际状态；特别是通过飞行器航行状态矢量给出)和飞行员输入指令(飞行员输入)，这里，将飞行员输入转化(“翻译”)为希望的航行状态。
特别地，根据这个方法可以检查以下航行状态属性，对此在上面已经指出：飞行姿态(例如作为欧拉角检查)、旋转速度、旋转速度的变化、位置、高度、速度(相对于空气和/或地面)、加速度。
例如，当飞行员发出指令使多旋翼飞行器具有特定倾斜角、但多旋翼飞行器在特定时间范围内没有实现这个希望的倾斜角的情况下，则可以得出这样的结论：基本的飞行控制规则没有正常起作用。在极端情况下，甚至可以假设这与飞行员指令无关，因为例如根据定义，具有+/-90°的翻滚角和/或+/-90°的俯仰角的(实际)飞行姿态对于多旋翼飞行器而言不是安全的姿态。就是说，此时应产生相应的修正控制信号或差错信号。
至少与要求完全独立地实现相同要求的传统COM/MON方式相比，这个第一处理方式通常会带来易于实施的规则。但对于实际的应用而言所述第一处理方式可能并不足够，因为作用于飞行器的外力(例如风)或飞行影响单元(致动器)的有故障的性能可能将飞行器带入不希望的状态。MON-Lane不应直接由此得出这样的结论，即，COM-Lane计算出了错误的输出，就是说其功能出错。因此，附加地提出了这样的问题，即，COM-Lane的输出对于当前的飞行器状态和飞行员的控制指令是否适当。在本公开的基本构思的改进方案中，这带来了一种细化的方法：
如前面同样已经进行基本描述的那样，所述细化的方法包含对控制输出的验证。这涉及在MON-Lane中、就是说通过第二计算单元进行的检查。所述第二计算单元优选地连续地读取从COM(第一计算单元)到飞行影响单元(致动器)的当前控制输出(控制指令Ω)并且利用矩阵K执行逆N控制关系(配置)，以便查明控制指令是否会带来转矩和力的矢量τCmd，所述矢量适用于当前的情况或当前的状态、特别适用于与飞行员基准或也与飞行包线(Envelope)当前状态的偏差。所述检查优选包括对矢量τCmd的方向和大小(值)的分析。上面已经给出了这种矢量的一个具体示例。
就是说，第一计算单元COM的控制指令构成期望输出值，在上面用Ω表示。由期望输出值Ω导出的期望矢量τCmd可以与通过监视器跟踪(具有第二计算单元的第二信道)独立计算出的矢量τMON相比较。这可以以不同的方式实现，例如作为简单的阈值比较实现或者也可以通过检查轴角旋转来实现。此时，对轴角旋转的检查可以识别，希望的转矩的轴是否可信地处于预先规定的容差之内并且转矩的大小(值)是否适中。
例如，可能发生的是，飞行器具有+80°的倾斜角(这根据第一处理方式不能通过检查或者会触发第二计算单元的相应信号，飞行员输入不会要求有这样的角度)。但这里，如果指令的转矩和力矢量(期望矢量τCmd)指向对应于飞行员指令(飞行员输入)的方向，则命令单元(第一计算单元)中存在差错的可能性较低。在这种情况下，更多地应认定，飞行器由于外力进入不希望的飞行姿态。但COM-Lane明显适当地响应于这种给定的情况，并且其他检查规则可能无法改进总安全性。就是说，这里有利的是，在后续的监控中得出这样的结论，与第一处理方式相反，不要去介入第一计算单元的运行。
如上所述，在所提出的监控方案中，存在多个关于如何确定可能的非正常功能表现的处理方式。但如果仅信任其中一个监控方法来评判一个功能是否具有正常的表现，则可能带来过多的误报结果。“误报”在这种情况下是指，第二计算单元识别到了差错，但功能是在期望的容差范围(包络线或包络曲线)之内实施的。误报结果通常是由于添加过大的安全边际量而导致过于保守的包络曲线定义的结果。使用不止一个监控方法和使用“或”门得出判断，甚至会使这种情况恶化。相反的情况是，使用“与”门得出判断。结果是，非正常表现通常可能保持未被识别到。
在当前情况下，除了已经讨论的方法，还提出一种加权模式作为附加的改进方案，所述加权模式将不同的方法组合成一个总体方案。通过评估能通过一个给定的方法识别的安全性影响的严重性来定义权重。为了解释说明，使用下面示例性的表1来进行解释说明。这个表提供了上面提及的第一权重系数。
所确定的差错严重性程度的影响 严重性权重
无影响 0
小影响 1
大影响 10
危险影响 100
灾难性影响 1000
表1：差错严重性程度与严重性权重
第二权重(第二权重系数，见上文)取决于用于识别非正常功能的(判断)方法的类型。如果涉及二元判断，当功能按预期发挥作用时，权重为0，当观察到非正常表现时，权重为1。但如果所采用的方法具有能分级地或无级地给出的、用于识别非正常表现的置信度值(例如卡尔曼滤波器)，则这个值可以归一化到从零到一的范围[0,1]并且用作所谓的置信度权重。在表2中总结了所提出的第二(置信度)权重。
方法 置信度权重
二元 0或1
置信度范围 0至1
表2：方法和置信度权重
通过将置信度权重与严重性权重相乘并对所有所采用的方法求和，可以得到所监控的功能的评级。功能是正常工作还是不正常工作的判断可以通过定义阈值来得出。当加权的各个方法的和超过所定义的阈值，则将功能认定为非正常工作的。如果当加权的各个方法的和低于所定义的阈值，则将功能认定为正常工作的。
附图说明
由下面参考附图对实施例的说明得出其他特性和优点。
图1参考框图示意性示出具有根据本公开的控制装置的根据本公开的飞行器；
图2示出根据本公开的用于控制飞行器的方法的第一设计方案的流程图；
图3示出根据图2的方法的一个改进方案的流程图；以及
图4示出根据图2的方法的另一个改进方案。
具体实施方式
在图1中，在附图标记1处示出垂直起降的多旋翼飞行器形式的飞行器、特别是多旋翼直升机。虚线框示意性示出抽象层面上的飞行器1。
飞行器1包括数量为N的多个飞行影响单元2.1、…、2.N，这些飞行影响单元构造成马达/旋翼单元形式的电驱动的驱动单元。附图标记3表示用于确定飞行器1的实际状态的传感器。传感器3可以包括多个传感器单元3.1、3.2、...，这些传感器单元构造成不同类型的传感器单元3.1、3.2、...。这里示例性地且非限制性地可以列举出温度传感器、转速计、惯性测量单元、相机、雷达、激光雷达和类似物。与图1中的示意图不同，这些传感器3可以分布地设置在飞行器1上。例如，可以将一些传感器单元3.1、3.2、...直接分配给单个飞行影响单元(驱动单元)2.1、2.2、…，并将其设置在所述飞行影响单元处。
附图标记4表示飞行器1的上级飞行控制单元或飞行控制装置。所述飞行控制装置4由相应的输入装置5、例如操纵杆接收飞行员输入PE。飞行员输入PE不限于人类飞行员的输入。输入装置5特别地也可以是自动驾驶仪、其他自动输入装置或者是远程控制信号。
根据图1中的示意图，飞行控制单元5包括带有第一计算单元COM的第一(控制)信道(COM-Lane)和带有第二计算单元MON的第二(监控)信道(MON-Lane)。第一计算单元COM也可以称为命令或指令(单元)，而第二计算单元MON也可以称为监视器。飞行员输入PE首先到达接收装置6，所述接收装置利用信号技术对飞行员输入进行预备处理并且将其提供给COM。COM由此计算出控制指令SB，COM将所述控制指令提供给飞行影响单元2.1、…、2.N。MON监控COM，特别是监控由COM产生的控制指令SB，并且这里，在这种情况下特别是接收传感器3的信号，如所示出的那样。根据监控的结果，MON产生控制信号SS，所述控制信号可以在飞行控制单元4中用于以不同的方式控制飞行器1。在上面已经对此给出了详细的说明。MON特别地可以检查控制指令SB是否适用于飞行器1的现有物理状态和飞行员输入PE，其方式是，MON根据传感器信号确定飞行器1的当前航行状态并将所述航行状态与飞行员输入PE相比较。为此目的，单元6还与MON可操作地连接，如示出的那样。以这种方式，MON“辨识”飞行员输入PE或将其转化成飞行器1希望的航行状态，将所述希望的航行状态与飞行器1当前的航行状态相比较。
附加或备选地，MON可以通过相反的控制关系(Steuerungszuordnung)来检查控制指令SB在操控飞行器1的飞行影响单元2.1、…、2.N时对于飞行器是否能实现第一力/转矩矢量，所述矢量适用于飞行器1现有物理状态。对此也已经在上面给出了详细说明。MON特别地可以根据控制指令SB确定所述力/转矩矢量τCmd，如示出的那样，并且将所述力/转矩矢量与第二力/转矩矢量τMON相比较，所述第二力/转矩矢量是独立于第一力/转矩矢量确定的。MON根据飞行员输入PE和传感器信号(测量值)独立地确定第二力/转矩矢量。
图2示出方法的第一流程图。包含在这个流程图中的字母A和B表示的分支(方法的改进方案)在下面参考图3或图4来详细说明。
根据图2的方法从步骤S1开始。从此出发，存在两个并行的方法路线。根据步骤S2，飞行控制单元4(见图1)接收飞行员输入PE(见图1)，并且由此产生用于飞行器1(图1)的飞行影响单元2.1、…、2.N(图1)的控制指令SB(见图1)，所述控制指令在步骤S3中传送给飞行影响单元。这通过COM信道来实现。与此并行地，MON在步骤S4中确定控制指令是否适用于飞行器的现有物理状态并且适用于飞行员输入。为此，MON在步骤S4中确定、特别是根据传感器数据或传感器信号(见图1)确定，飞行器的当前航行状态是否与飞行员输入相符。通过MON对COM的监控在图2中用附图标记S5象征性表示。接下来，在步骤S6中进行已经提及的检查，即，飞行器的当前航行状态是否与飞行器的由飞行员输入得出的希望的航行状态在给定的偏差范围之内相符。在步骤S6中进行的比较可以以不同的方式和形式进行(分支B)，这在下面参考图4进行详细说明。
如果步骤S6的比较表明在预先规定的偏差范围内存在相符，则在步骤S7中产生用于控制飞行器的控制信号，这个控制信号在最简单的情况下可能包含控制可以不变地继续进行。但如果在步骤S6中得出不存在预先给定的偏差范围内的相符，则在步骤S8中产生用于控制飞行器的控制信号，所述控制信号使得可以对于所存在的功能故障作出响应。在最简单的情况下，所述方法接下来在步骤S9中终止。但也存在这样的可能性，即，设置所述方法的改进方案(分支A)，接下来参考图3对此进行详细说明。
由于如在开头部分说明的那样，根据图2的简单方法会导致大量误报结果，因此根据图3的改进方案设定，紧接着步骤S7或步骤S8(见图2)之后，在步骤S10中特别地通过MON利用反向的控制关系来检查控制指令SB(图1)在操控飞行器的飞行影响单元2.1、…、2.N(图1)时是否会得到用于飞行器的力/转矩矢量τCmd，所述力/转矩矢量特别是在方向和/或数值方面适用于飞行器的现有物理状态。为此，所述方法分支到步骤S11，从而根据图3得到三个可能的备选流程S12至S14，这些流程在上面也称为步骤i)至iii)，并且与图3中的简单图示不同，也可以累加式地(合并地)执行。接下来，在步骤S15中产生经适配调整的控制信号，用于控制飞行器，并且是根据按S12至S14的相应检查得出的检查结果来产生所述控制信号。此后，所述方法在分支点A处继续。
在步骤S12中，由控制指令导出的力/转矩矢量与另一个力/转矩矢量τMON相比较，这里，优选通过MON独立于力/转矩矢量τCmd确定力/转矩矢量τMON。在步骤S13中，针对力/转矩矢量τCmd，优选通过MON检查包含在力/转矩矢量τCmd中的转矩的轴和/或值是否处于预先规定的容差范围内。根据步骤S14，针对力/转矩矢量τCmd，优选也通过MON检查力/转矩矢量τCmd是否在预先规定的偏差之内与飞行员输入PE(见图1)相符。
图4中示出，在一个改进方案的范围内，可以使用多个检查和比较方法，以便改进检查的精度，如上面详细说明的那样。在图4中设置了三个不同的检查/比较方法，但本公开不限于该特定数量。
在步骤S16中的分支分别分支到一个所提及的检查/比较方法。所述检查/比较方法的流程接下来分支为步骤S17、步骤S18或步骤S19。在每个所述方法中，在第一分步骤S17.1、S18.1、S19.1中，给相应检查/比较方法分配第一权重系数，如上面详细说明的那样。接下来，在第二分步骤S17.2、S18.2、S19.2中，给每个检查/比较方法分配第二权重系数，如同样在上面详细说明的那样。然后在第三分步骤S17.3、S18.3、S19.3中，对于每个检查/比较方法，将第一权重系数和第二权重系数合并成一个总权重系数，利用所述总权重系数给相对应的检查/比较结果加权。特别地，可以设定，在步骤S17.3、S19.3中，对于每个检查/比较方法，将第一权重系数和第二权重系数相乘。接下来，在步骤S20中，对于多个经加权的检查/比较结果求和，以便获得合并的检查结果，以便在步骤S21中使用。接下来根据步骤S6，继续处理这个合并的检查结果，如上面参考图1已经说明的那样。
第一权重系数特别地可以是所谓的严重性权重，如上面详细说明的那样。第二权重系数特别地可以是置信度权重，如同样在上面详细说明的那样。

Claims (16)

1.一种用于控制飞行器(1)、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的方法，在所述方法中，飞行器(1)的飞行影响单元(2.1、...、2.N)、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元：
a)由第一计算单元(COM)经由第一信道或控制信道供应控制指令(SB)，所述控制指令(SB)来自飞行员输入(PE)或由飞行员输入(PE)导出，并且在所述方法中，
b)通过第二信道或监控信道和第二计算单元(MON)来监控所述控制指令(SB)，所述第二计算单元(MON)检查所述控制指令(SB)是否适用于所述飞行器(1)的现有物理状态和所述飞行员输入(PE)，其方式是，
c)通过所述第二计算单元(MON)确定所述飞行器(1)的当前航行状态与所述飞行员输入(PE)是否在预先规定的偏差之内相符，所述飞行员输入(PE)优选已通过所述第二计算单元(MON)转换成希望的航行状态，并且在所述方法中，
d)根据步骤c)中确定得到的确定结果，产生用于控制所述飞行器(1)的控制信号(SS)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，在步骤c)中，检查航行状态的以下航行状态属性中的至少一个：
-飞行姿态，例如根据欧拉角检查；
-旋转速度；
-旋转速度的变化；
-位置；
-相对于空气和/或地面的速度；
-高度，特别是气压式地检查；
-加速度。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，附加地优选地，通过所述第二计算单元(MON)利用相反的控制关系来检查在操控所述飞行器(2)的所述飞行影响单元(2.1、...、2.N)时所述控制指令(SB)是否会实现所述飞行器(1)的第一力/转矩矢量τCmd，所述第一力/转矩矢量适用于所述飞行器(1)的现有物理状态，其方式是，
i)将由所述控制指令(SB)导出的所述第一力/转矩矢量与第二力/转矩矢量τMON比较，独立于所述第一力/转矩矢量确定所述第二力/转矩矢量，和/或其方式是，
ii)对于所述第一力/转矩矢量，优选通过所述第二计算单元(MON)检查包含在所述第一力/转矩矢量中的转矩的轴和/或量是否处于预先规定的容差范围内，和/或其方式是，
iii)对于所述第一力/转矩矢量，优选通过所述第二计算单元(MON)检查所述第一力/转矩矢量是否在预先规定的偏差之内与所述飞行员输入(PE)相符合，
并且在所述方法中，在步骤d)中，根据在步骤i)至iii)中进行的检查得到的检查结果来产生用于控制所述飞行器(1)的经适配调整的控制信号(SS)。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，由所述控制指令(SB)导出的所述第一力/转矩矢量τCmd由下式给出：
Figure FDA0002979102420000021
所述等式具有矩阵K，其元素m和f通过所述飞行器(1)和所述飞行器的N个所述飞行影响单元(2.1、...、2.N)的配置给出，并且所述等式还具有矢量Ω，该矢量具有所述第一计算单元(COM)的用于N个所述飞行影响单元(2.1、...、2.N)的所述控制指令(SB)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中，在步骤c)中，和/或在引用权利要求3时，在步骤i)至iii)中，分别执行多个检查/比较方法，以便相应地获得多个检查/比较结果，接下来分别对所述检查/比较结果进行加权并且然后将其相互合并，以便为了在步骤d)中使用而获得合并的确定结果，和/或在引用权利要求3时，获得合并的检查结果。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，给所述多个检查/比较方法中的每个检查/比较方法配设至少一个第一权重系数和至少一个第二权重系数，并且其中，对于每个检查/比较方法，将所述第一权重系数和所述第二权重系数合并成一个总权重系数，利用所述总权重系数给对应的检查/比较方法加权。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，对于每个检查/比较方法，将所述第一权重系数和所述第二权重系数相乘。
8.根据权利要求5至7中任一项所述的方法，其中，对多个加权的检查/比较结果进行求和，以便获得合并的检查结果，用于在步骤d)中使用。
9.根据权利要求5至8中任一项所述的方法，其中，所述第一权重系数是严重性权重系数，所述严重性权重系数指示通过给定的检查/比较方法能识别的飞行器(1)或其控制的差错的严重程度。
10.根据权利要求5至9中任一项所述的方法，其中，所述第二权重系数是置信度权重系数，所述置信度权重系数指示能以怎样的精度定量地给出通过给定的检查/比较方法能识别的飞行器(1)或其控制的差错。
11.根据权利要求5至10中任一项所述的方法，其中，所述检查/比较方法选自这样的组，所述组包括以下方法：
-频率分析；
-卡尔曼滤波；
-CBIT和PBIT结果；
-越界评估(例如飞行包线)；
-由模型(例如飞行员模型)获得的预期值。
12.一种用于飞行器(1)、特别是垂直起降的多旋翼飞行器的控制装置(4)，所述控制装置具有第一计算单元(COM)和第一信道或控制信道，用于通过所述控制信道给所述飞行器(1)的飞行影响单元(2.1、...、2.N)、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元供应所述第一计算单元(COM)的控制指令(SB)，所述控制指令(SB)来自飞行员输入(PE)或由飞行员输入(PE)导出，并且
所述控制装置具有第二信道或监控信道和第二计算单元(MON)，所述第二计算单元(MON)构造成和设定成监控所述第一计算单元(COM)，其方式是，所述第二计算单元(MON)检查所述控制指令(SB)是否适用于所述飞行器(1)的现有物理状态和所述飞行员输入(PE)，
其方式是，所述第二计算单元(MON)构造成用于确定所述飞行器(1)的当前航行状态与所述飞行员输入(PE)是否在预先规定的偏差之内相符，所述飞行员输入(PE)优选通过所述第二计算单元(MON)转换成所述飞行器(1)的希望航行状态，并且所述第二计算单元(MON)还构造成根据确定得到的确定结果产生并输出用于控制所述飞行器(1)的控制信号(SS)。
13.根据权利要求12所述的控制装置(4)，其中，所述第二计算单元(MON)还构造成用于利用相反的控制关系来检查在操控所述飞行器(2)的所述飞行影响单元(2.1、...、，2.N)时所述控制指令(SB)是否会实现所述飞行器(1)的第一力/转矩矢量，所述第一力/转矩矢量适用于所述飞行器(1)的现有物理状态，其方式是，所述第二计算单元(MON)构造成用于，
i)将由所述控制指令(SB)导出的所述第一力/转矩矢量与第二力/转矩矢量比较，独立于所述第一力/转矩矢量确定所述第二力/转矩矢量，和/或，
ii)对于所述第一力/转矩矢量，优选通过所述第二计算单元(MON)检查包含在所述第一力/转矩矢量中的转矩的轴和/或量是否处于预先规定的容差范围内，和/或
iii)对于所述第一力/转矩矢量，优选通过所述第二计算单元(MON)检查所述第一力/转矩矢量是否在预先规定的偏差之内与所述飞行员输入(PE)相符合，
并且根据在i)至iii)中进行的检查得到的检查结果，产生用于控制所述飞行器(1)的经适配调整的控制信号(SS)。
14.根据权利要求12或13所述的控制装置(4)，其中，所述第二计算单元(MON)还构造成用于，使用多个检查/比较方法以便相应地获得多个检查/比较结果，接下来分别对所述检查/比较结果进行加权并且然后将其相互合并，以便产生合并的确定结果，和/或在引用权利要求13时，产生合并的检查结果，并且为了产生所述控制信号(SS)或者在引用权利要求13时为了产生经适配调整的控制信号(SS)而输出所述合并的确定结果。
15.根据权利要求12至14中任一项所述的控制装置(4)，其中，所述第二计算单元(MON)还构造成用于，执行根据另外的权利要求2、4和6至11中的任一项所述的方法。
16.一种飞行器(1)、特别是垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个飞行影响单元(2.1、...、2.N)、特别是驱动单元、优选是电驱动的驱动单元，并且具有根据权利要求12至15中任一项所述的控制装置(4)，所述控制装置(4)与所述飞行影响单元(2.1、...、2.N)可操作地连接并且构造成用于向所述飞行影响单元(2.1、...、2.N)发送控制指令(SB)。
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