CN113753227A - 多旋翼飞行器及其控制方法 - Google Patents

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Abstract

提出了一种控制多旋翼飞行器(1)的方法，该飞行器(1)包括至少五个、优选至少六个举升旋翼(2；R1‑R6)，每个举升旋翼具有基本上平行于飞行器(1)的偏航轴(z)的第一旋转轴，和至少一个向前推进装置(3)，优选两个向前推进装置(P1，P2)，该至少一个向前推进装置或每个向前推进装置具有至少两个与第二旋转轴同轴布置的旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，该第二旋转轴基本上平行于飞行器的横滚轴(x)，该至少一个向前推进装置或每个向前推进装置(3；P1，P2)布置在与横滚轴(x)的相应距离(+y，‑y)处，该方法还包括：使用该至少一个向前推进装置的至少一个旋翼彼此独立地控制飞行器的围绕偏航轴(z)和/或横滚轴(x)的力矩。

Description

多旋翼飞行器及其控制方法
技术领域
本公开涉及一种控制多旋翼飞行器的方法。
本公开还涉及一种多旋翼飞行器。
背景技术
多旋翼飞行器通常使用举升旋翼(或更一般地说，所谓的效应器(effector)，例如螺旋桨、风扇、横流风扇、旋翼、射流等)来举升飞行器。如果一架飞行器有四个这样的效应器，在失去一个效应器的情况下，飞行器可能变得无法控制。即使剩下三个以上的效应器，由于作用在飞行器上的额外力(如风、湍流、操纵载荷等)，飞行器也可能变得不可控或可控性降低，这可能导致剩余效应器的功率需求超过发动机的设计极限。例如，如果飞行器有六个效应器，则失去一个效应器将导致有必要减少相对位置上的效应器上的推力，因为要保持力矩和推力的平衡，从而保持适航性。在这种情况下，剩余效应器可能会承受高达100％过功率的高功率需求。这需要重型效应器设计，这在成本和重量方面是不利的。
如果飞行器例如有六个效应器，失去一个效应器将导致动量不平衡，在这种情况下，从而导致飞行器不受控制的运动。由于飞行器平衡不是一个静态的情况，这将导致动态运动，以便重新平衡飞行器，特别是在低速或悬停条件下。这将再次导致每个电机单元(效应器)的峰值功率需求增加。这将在下面更详细地解释。
当总共六个举升螺旋桨中的一个在运行中发生故障或受到严重限制时，六旋翼配置的飞行器(即没有任何向前推进装置)就会出现缺点。这可能在事故、螺旋桨爆裂、异物损坏、因系统警告而故意关机等情况下发生。在这种情况下，对立设置的举升螺旋桨通常会被关闭或将转速降到最低，因为它会在飞行器的另一侧产生太大的推力。这意味着剩余四个螺旋桨需要将其推力增加到一个非常高的水平，以保持飞行器的重量，这导致各自的电机功率水平非常高。如上所述，这需要一种适应性的电机设计，从而导致非常高的重量。
此外，由于六个举升螺旋桨中几乎缺少两个，飞行器可能的偏航运动受到很大限制。此外，左右方向之间的偏航控制可能不同，这取决于失效的举升螺旋桨的位置。这是由于旋转速度(因此扭矩)随剩余的举升螺旋桨以及给定螺旋桨与飞行器旋转轴之间的相应杆臂变化。
在向前飞行过程中，如果螺旋桨突然停止，也会产生同样的效果，这将导致飞行器不受控制的偏航运动，必须保持这种运动。另外，在向前飞行过程中，飞行器会在没有适当偏航控制的情况下绕圈飞行(因此围绕其偏航轴旋转)。
失去六个螺旋桨中的一个，一般会导致不利的偏航运动，对剩余电机有很高的功率要求，以及横滚运动。然而，目前的应用并不限于六旋翼飞行器和举升旋翼失效的情况。
在一般情况下，六个效应器中的一个损失将导致不受控制的偏航运动，即围绕飞行器的偏航轴(垂直轴或z轴)运动。EP3176084A1公开了一种改进多旋翼飞行器在故障情况下的飞行特性的方法，包括为多旋翼飞行器提供至少六个旋翼，每个旋翼具有确定的目标旋转方向，并驱动旋翼，使其按照各自的期望旋转方向旋转，其中在故障情况下，剩余旋翼中的至少一个被控制，使其至少暂时与其期望旋转方向相反地旋转，以补偿故障。
这需要对剩余效应器的高功率需求，并且还导致高扭矩需求。这是任何电动发动机的主要重量驱动因素，因此会导致飞行器重量增加。
如果多旋翼飞行器上的一个螺旋桨发生故障，则必须以另一种方式在横向上产生附加力。这通常是通过预先倾斜螺旋桨以产生额外的横向力矢量来实现的。然而，不仅在潜在故障情况下考虑使用的该技术还降低了飞行器在悬停状态期间的总体效率，因为一部分推力未用于举升飞行器(z方向上的力/推力)。
US2006/151666A1公开了一种具有多个举升单元和多个推进单元(即额外的向前推进装置)的飞行器，这些单元在横向(y轴)和纵向(z轴)方向上被置于外侧位置。由于这种配置，向前推进装置可以产生一个俯仰力矩/运动，这是由于相应的推进力乘以z方向上的距离。同样，由于推进力乘以y方向的距离而产生的偏航力矩/运动也是如此。
一般来说，力矩的补偿是通过改变围绕螺旋桨轴的扭矩来实现的。通过这样做，推进推力也被改变了。因此，推力和围绕螺旋桨轴的力矩总是相关的。因此，该方法将导致推力调制并导致不希望的偏航运动。
US2018/105268A1大体上公开了用于向前飞行的多个举升旋翼和多个固定螺距单级推力螺旋桨(即向前推进装置)。通过改变每个推力螺旋桨的推力来实现偏航控制，从而也改变了围绕螺旋桨轴的扭矩。这导致飞行器在推力减小的情况下产生横滚力矩。同样，推力和扭矩并不是相互独立的。
现有技术文件US2018/105268A1和US2018/065737A1的情况也是如此。
发明内容
本公开的目的是提供一种多旋翼飞行器及其操作方法，该多旋翼飞行器及其操作方法不受上述缺点的影响，并且允许控制推力和扭矩，同时不会引起围绕飞行器轴线的任何不必要的运动。此外，应避免在效应器成本和重量方面的缺点。
该目的通过本公开中定义的方法以及通过本公开中定义的飞行器来实现。有利的更多实施例也在本公开中进行了定义。
根据本公开的第一方面，一种控制多旋翼飞行器的方法，所述飞行器包括至少四个、优选至少五个、更优选至少六个举升旋翼，每个举升旋翼具有基本上平行于飞行器的偏航轴(z)的第一旋转轴，以及该飞行器还包括至少一个向前推进装置，优选地，两个向前推进装置，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置具有至少两个与第二旋转轴同轴布置的旋翼，所述第二旋转轴基本上平行于飞行器的横滚轴(x)，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置布置在与所述横滚轴的相应距离处，该方法包括：使用所述至少一个向前推进装置的至少一个旋翼来彼此独立地控制所述飞行器的围绕偏航轴和/或横滚轴的力矩。
距横滚轴的所述距离可以包括该距离为零的配置，例如，只有一个居中的向前推进装置。然而，具有一个以上向前推进装置的配置通常将所述向前推进装置布置在距所述横滚轴的大于零的相应距离处。
根据本公开的第二方面，一种多旋翼飞行器包括：至少四个、优选至少五个、更优选至少六个举升旋翼，每个举升旋翼具有基本上平行于飞行器的偏航轴(z)的第一旋转轴；至少一个向前推进装置，优选地，两个向前推进装置，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置具有至少两个与第二旋转轴同轴布置的旋翼，所述第二旋转轴基本上平行于飞行器的横滚轴(x)，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置被布置在与所述横滚轴的相应距离处；与所述举升旋翼和所述至少一个向前推进装置操作连接的飞行控制单元，所述飞行控制单元适于通过以下方式控制所述举升旋翼和所述至少一个向推前进装置，以补偿围绕偏航轴或横滚轴的任何不平衡力矩，特别是在任何一个举升旋翼发生故障的情况下：彼此独立地控制所述至少一个向前推进装置的至少一个旋翼，以控制飞行器的围绕偏航轴和/或横滚轴的力矩。
以此方式，本公开提供了一种在损失一个效应器(举升旋翼)的情况下超功率使用较低的适航飞行器，但不限于此。这是通过以下方式实现的：通过包括至少一个基本上纵向的推力效应器(向前推进装置)，为飞行器提供至少两个附加的自由度(动量和推力)，所述推力效应器可以通过其同轴旋翼基本上独立地调节推力和扭矩。它可以被操作以提供：a)没有残余扭矩作用在飞行器上的推力；b)有受控残余扭矩作用在飞行器上的推力；c)没有额外必要纵向(向前)推力的扭矩；d)扭矩和额外必要纵向推力；以及e)有或没有残余扭矩作用在飞行器上的推力反转。
优选的是，效应器(旋翼)是通过合适的电动机电驱动的。
本公开包括增加至少一个基本上纵向活动的推力效应器以控制飞行器的偏航运动，优选增加两个。例如，这可以通过在所述两个纵向推力效应器之间提供不同的推力来实现。
推力效应器还可用于至少在一个、优选两个基本上纵向的方向上提供扭矩，以便控制飞行器的横滚运动。在本公开的另一个实施例中，通过使每个效应器具有两个扭矩方向(即，具有相反旋转方向的同轴旋翼)，可以通过使用差分扭矩(因此是差动RPM--每分钟旋转数)来控制效应器的结果扭矩。这可以在改变或不改变效应器的总推力的情况下实现。
如果有至少一个、优选至少两个横向推力效应器，它们与纵轴(横滚轴)有一定的距离，并且能够提供额外的(差分)推力，但不增加围绕纵轴(横滚轴)的扭矩，则偏航运动与横滚运动解耦。对于奇数个这样的横向推力效应器，如果至少一个横向推力效应器具有沿不同方向旋转的同轴布置的旋翼，则围绕纵轴(横滚轴)的扭矩可以保持恒定。
在一个实施例中，通过使用纵向效应器，即至少两个这样的纵向效应器在相反的方向产生推力，而在纵向上没有任何额外的力，可以使偏航控制更加有效。
在一个实施例中，通过调整纵向推力效应器的推力方向，可以影响/控制飞行器的俯仰运动。
以下段落描述了与现有技术相比，本公开的各种有利实施例：
更具体地，本公开的实施例描述了一种多旋翼飞行器，其可以使用机翼和向前推力产生单元(向前推进装置)垂直起降并且向前飞行。在本公开的一个实施例中，描述了一种六旋翼机，其具有六个举升旋翼(R1至R6，见下文)和两个用于向前飞行加速的推进单元(向前推进装置；P1和P2，见下文)。每个推进单元或推进器包括一个以上的旋翼，它们以相反的方向旋转，以提高推进器的效率，并与开放式旋翼设计相比，减少其尺寸。通过在一个推进器中使用多个旋翼，类似于常见的航空涡轮机，可以在有限的风扇直径上提供更多的推力。推进单元的同轴布局具有额外的好处，可以控制推进单元产生的围绕纵轴(x方向)的扭矩，因为内部旋翼是同轴旋转的。额外扭矩是一个额外的自由度，飞行器的飞行控制计算机(飞行控制单元)可以利用它来优化飞行器的飞行姿态，因为它在整个飞行器的总动量之外发挥作用。这种额外产生的纵向扭矩主要作用于横滚轴(x方向)，因此它有助于飞行器的横滚运动，或者可以用来抵消任何不必要的横滚运动。
由于推进单元提供了额外的推力，并且根据设计，与垂直对称平面(x-z平面)横向偏移放置，该推力产生围绕垂直z轴或偏航轴的额外力矩。
通常情况下，传统螺旋桨飞行器在飞行器的每侧只有一个分级螺旋桨，它只有一个专门的旋转方向，这意味着纵向扭矩(横滚力矩)仅在一个方向上施加。由所述螺旋桨产生的推力可用于控制飞行器的偏航运动(z轴)，但同时也改变了纵向扭矩(x轴)。在本公开的背景下，由于在至少一个推进单元中存在额外的旋翼级，它提供相反方向的扭矩，因此可以独立地改变横滚力矩和偏航力矩。这意味着飞行器的任何不平衡力和力矩都可以以对举升旋翼的电机的较小功率需求来平衡。
在一个实施例中，该方法进一步包括确定围绕偏航轴和/或横滚轴的不平衡力矩；使用至少一个向前推进装置的至少一个旋翼来补偿围绕偏航轴或横滚轴的所述不平衡力矩，特别是在任何一个举升旋翼发生故障的情况下。
在一个实施例中，该方法进一步包括，在任何一个举升旋翼发生故障的情况下，优选地与没有不平衡力矩的标称操作相比，以适应的各自的旋翼速度操作所有剩余的、有效的举升旋翼。这样，新获得的基于同轴旋转推力旋翼(或螺旋桨)的控制自由度只能在紧急情况下使用(通过飞行控制)，例如，一个举升推进单元(举升螺旋桨)的性能下降或完全失效。由于所有剩余的举升旋翼都被使用，所以可以减少超功率需求。
在一个实施例中，该方法进一步包括，在围绕偏航轴的不平衡力矩的情况下，以彼此相反的旋转方向操作至少一个向前推进装置或多个向前推进装置的两个旋翼，以利用所述两个旋翼在平行于横滚轴的方向上为给定的向前推进装置产生组合推力，其中由所述组合推力产生的围绕偏航轴的力矩与确定的围绕偏航轴的不平衡力矩在大小上基本相等，但在方向上相反。
在该方法的一个实施例中，一个向前推进装置的所述组合推力与另一个向前推进装置的组合推力相比，在方向上是相反的，并且，由所述组合推力产生的围绕偏航轴的组合力矩与确定的围绕偏航轴的不平衡力矩在大小上基本相等，但在方向上相反。这样就可以对确定的围绕偏航轴的不平衡力矩进行补偿。
在该方法的一个实施例中，在两个向前推进装置与横滚轴的距离相同的情况下，向前推进装置的组合推力大小相等。这是对确定的围绕偏航轴的不平衡力矩进行补偿的有效方法。
在一个实施例中，该方法还包括，在围绕横滚轴的不平衡力矩的情况下，操作至少一个向前推进装置的至少一个旋翼，优选地，操作每个向前推进装置的至少一个旋翼，优选地，操作每个向前推进装置的仅一个旋翼，其中由所操作的向前推进装置的一个或多个旋翼产生的围绕横滚轴的组合力矩与确定的围绕横滚轴的不平衡力矩在大小上基本相等，但在方向上相反。这样就可以对确定的围绕横滚轴的所述不平衡力矩进行补偿。
在一个实施例中，该方法还包括，在围绕偏航轴的不平衡力矩的情况下，为多个向前推进装置中的每个向前推进装置产生围绕偏航轴的相应力矩，所述力矩的大小基本相等，但方向相反。
在一个实施例中，该方法还包括，在围绕偏航轴的不平衡力矩的情况下：i)对于每个向前推进装置，操作旋翼，使得它们组合起来不会产生围绕横滚轴的任何力矩；或ii)在向前推进装置中，操作旋翼，使得由向前推进装置产生的围绕横滚轴的任何力矩在向前推进装置之间得到补偿。
在该方法的一个实施例中，在围绕横滚轴的不平衡力矩的情况下，当操作至少两个向前推进装置(即，两个及以上这样的装置)中每个向前推进装置的仅一个旋翼时，这两个向前推进装置的旋翼的旋转方向是相同的。
在该方法的一个实施例中，在围绕横滚轴的不平衡力矩的情况下，当操作给定的向前推进装置的两个旋翼时，所述两个旋翼以差分模式操作，从而产生围绕横滚轴的残余力矩。
在该方法的一个实施例中，在围绕横滚轴的不平衡力矩的情况下，操作至少两个向前推进装置(即，两个及以上这样的装置)中每个向前推进装置的至少一个旋翼，以利用每个向前推进装置在平行于横滚轴的方向上为每个向前推进装置产生推力，其中一个向前推进装置的所述推力与另一个向前推进装置的推力相比，朝向相同的方向。
在该方法的一个实施例中，所述一个向前推进装置的推力与另一个向前推进装置的推力相比，大小相等。
在根据本公开的飞行器的实施例中，飞行控制单元进一步适于执行根据本公开的实施例的方法。
在根据本公开的飞行器的一个实施例中，至少两个向前推进装置中的向前推进装置位于距离所述横滚轴相等的距离(+y，-y)处。该概念可以扩展到任何偶数个向前推进装置。
在根据本公开的飞行器的另一个实施例中，可以有奇数个(例如，三个)横向推进装置，其中两个与横滚轴的距离相等(+y，-y)，一个在横滚轴内对齐(即，居中)。
在根据本公开的飞行器的一个实施例中，至少一个向前推进装置的旋翼被设计成在彼此相反的方向上旋转。优选地，所述方向可以改变(反转)。
在根据本公开的飞行器的一个实施例中，在六个举升旋翼的情况下，举升旋翼以相对于横滚轴对称的方式成对布置。
在根据本公开的飞行器的实施例中，至少一个向前推进装置位于举升旋翼的后部和/或下方。
在根据本公开的飞行器的一个实施例中，举升旋翼设计相同，和/或位于飞行器的各个相对侧上成一条直线。
附图说明
现在将参考附图中所示的示例性实施例描述本公开的其他特征和优点。
图1示出了具有举升器(举升螺旋桨)和推进器(推进单元)的多旋翼飞行器；
图2显示了根据图1的飞行器1的基本功能；
图2a显示了图1和图2中的推进单元的正常操作；
图3显示了在一个举升旋翼发生故障的情况下图2的飞行器；
图4显示了图2的飞行器中如何平衡偏航力矩的措施表；
图5显示了图2中飞行器的用于平衡偏航力矩的操作细节；
图6显示了图2的飞行器中如何平衡横滚力矩的措施表；
图7显示了图2中的飞行器的用于平衡横滚力矩的操作；
图8显示了针对不同飞行器的力和力矩的比较；
图9显示了针对不同飞行器的RPM值的比较；以及
图10显示了不同飞行器的功耗比较。
具体实施方式
图1示出了可使用至少两种不同控制选项或控制模式操作的飞行器1。飞行器具有举升器(举升螺旋桨)2，即具有基本垂直的旋转轴的旋翼，并且该飞行器还具有推进器(推进单元)3，即具有基本水平的旋转轴的旋翼，以及该飞行器还具有用于驱动所述旋翼的相应的相关电机(未显示)。当举升器2用于例如悬停飞行时，推进器3可用于超过某一阈值速度的向前行驶。这样，分别使用举升器2和推进器3(连同控制面，例如襟翼、副翼、升降舵等，其中一些用附图标记4表示)操纵飞行器1，可以被视为两个独立的控制选项或模式。使用举升器2只能被视为直升机模式，而另外使用推进器3可以被视为喷射模式。附图标记5表示与不同传感器6操作连接的飞行控制器或飞行控制单元/装置，这些传感器测量飞行器1的不同物理参数，特别是其空速(相对于环境空气的速度)或任何现有力矩(分别为横滚、俯仰和偏航；轴x、y和z)。如上文详细解释的，如果传感器6检测到任何不平衡力矩，则根据本公开，飞行控制器5可使用该信息操作飞行器1以平衡所述力矩。飞行控制器5根据传感器6提供的数据和飞行员输入(来自飞行员输入装置7，例如操纵杆)或来自替代飞行员的自主系统的数据，使用不同的控制定律来控制(特别是)举升器2和/或推进器3。为此，飞行控制器5使用实现(特别是)根据本公开的方法的控制算法。
在根据图1的飞行器1中，举升旋翼2相对于横滚轴(x轴)对称地成对布置。推进器3位于举升旋翼2的后部和/或下方。此外，举升旋翼2设计相同，和/或位于飞行器1的各个相对侧上成一条直线。
图2显示了根据图1的飞行器1的基本功能，该飞行器1具有六个举升螺旋桨2(表示为R1-R6)，其围绕各自的轴线(基本上对应于z轴(偏航轴))旋转，每个都沿着/围绕所述轴线产生扭矩。然而，飞行器1一般不限于任何特定类型的举升器2。两个推进单元3(用P1和P2表示)分别安装在飞行器1后部的两侧，与横滚轴(x轴)的距离为y，其一般目的是为向前飞行运动(沿x轴)产生推力。每个推进单元3具有两个内部旋翼_R1、_R2，如上所述，它们在下文中也被称为“级”。这样一来，推进单元3可以被称为“双级”推进器。为了控制飞行器1，必须控制以下力矩：
·横滚--围绕纵向飞行器轴x的运动，描述为Mx；
·俯仰--围绕横向飞行器轴y的运动，描述为My；
·偏航--围绕垂直飞行器轴z的运动，描述为Mz。
下面的矩阵显示了作用在飞行器1上的所有力和力矩，这些力和力矩必须平衡，才能使飞行器适航。如上所述，R1到R6代表举升器或举升推进器2，P1和P2代表推进器或推进器单元3，而每个推进器3具有旋翼_R1和同轴布置的反向旋转旋翼_R2。R1-R6、P1和P2中的每个各产生三个力(Fx、Fy、Fz；索引是指它在空间中的方向)和三个力矩(Mx、My、Mz)。举升器R1、R3和R5位于飞行器1的右侧，举升器R2、R4和R6位于飞行器1的左侧。推进器P1位于右侧，而推进器P2位于左侧，如所示。两个推进器P1、P2都位于距飞行器x轴的距离y(-/+y)处。CoG表示飞行器的重心。
Figure BDA0003073352670000111
这种相关性也显示在图2中，该图2说明了在标称条件下悬停或低速向前飞行期间的平衡飞行器1，因此没有旋翼故障。全部举升螺旋桨2基本上以相同的速度旋转，但旋转方向不同(如图2中各自的箭头所示)，从而产生基本相同的扭矩。这导致基本上没有围绕飞行器偏航轴(z轴)的残留的偏航力矩。
在一个旋翼发生故障的情况下，如图3所示的右前旋翼R1，其余的旋翼R2-R6必须补偿举升、俯仰、横滚和偏航。通常，在现有技术中，相反的旋翼(即R6)被关闭，以维持飞行器的可控性。飞行器1必须在剩余的四个旋翼R2-R5上平衡其总重量，导致推力水平非常高，因此也导致了高RPM(每分钟旋转数)、扭矩、能耗和噪音。
根据图3，建议不要关闭，而是使用故障旋翼R1的相对旋翼R6，即使优选地降低转速，以减少其余旋翼R2-R6所需的超功率。这减少了电机设计所需的重量和尺寸，但产生了一个不需要的偏航力矩Mz(“不平衡偏航”，围绕偏航轴z的力矩)。该力矩由推进单元3(P1，P2)补偿，它包括至少两个同轴的内部风扇级或内部旋翼_R1、_R2，以产生相互独立的推力和扭矩。
在正常操作条件下，参照图2a，推进器P1和P2及其内部旋翼_R1和_R2的操作如图所示。“CW”表示顺时针旋转，而“CCW”则表示逆时针旋转。推进器P1的旋翼产生一个总的前向力2*F1＝P1_R1+P1_R2，与推进器P2类似，该推进器P2也产生一个前向力2*F1＝P2_R1+P2_R2。
优选地，推进器P1、P2(就像举升器R1-R6一样，参照图2)是电驱动的，这样，如果需要的话，推力就可以逆转。这可以用来产生一个相反方向的推力。对于飞行器1(图1)具有围绕正的z轴的不平衡偏航力矩的情况，推进器旋翼P2_R1(即，推进器P2的旋翼_R1)可以被操作以在x方向上产生纵向力-P2_R1Fx，而同一推进器的旋转方向相反的第二级P2_R2产生一个力-P2_R2Fx，其等于-P2_R1Fx，从而得到Fxtotal＝-2*P2_R1Fx。
因为这样产生的总纵向(横滚)力矩Mx等于零，因为同轴级的作用是彼此相反的(Mx(P2_R1)＝+P2_R1Mx且Mx(P2_R2)＝-P2_R2Mx)，所以推进器不会产生横滚力矩。平衡飞行器1的偏航运动(参照图1)所需的总偏航力矩Mz为Mztotal＝-2*P2_R1Fx*y。这是因为推力螺旋桨产生了各自的力矩Mz(P2_R1)＝-P2_R1Fx*(+y)和Mz(P2_R2)＝-P2_R2Fx*(+y)。
如果不平衡的偏航力矩必须围绕负的z轴产生，情况则完全相反。这在图4的表格中得到了总结。
不平衡的偏航力矩可以通过两个相反的力矩来补偿(但没有任何额外的横滚力矩Mx和上述的纵向力Fx)。在图5的情况下，这些是推进器P1(顶部)的Mz(P1)＝+2F1*(-y)和推进器P2(底部)的Mz(P2)＝-2F1*(+y)，其中F1替换P1_R1Fx和P1_R2Fx以及P2_R1Fx和P2_R2Fx。由此产生的力矩Mz＝-4F1*y。
如果存在围绕飞行器的正的x轴(横滚)的不平衡横滚力矩，可进行以下操作，参见图7。只有顺时针旋转的旋翼级P1_R2和P2_R2工作，产生正扭矩Mx。纵向力Fx(P1_R2)＝-P1_R2Fx和Fx(P2_R2)＝-P2_R2Fx＝-P1_R2Fx加起来就是总力Fxtotal＝-2*P1_R2Fx＝F1+F2。围绕横滚轴的总力矩等于Mxtotal＝-2*P1_R2Mx，是Mx(P1_R2)＝-P1_R2Mx和Mx(P2_R2)＝-P2_R2Mx＝-P1_R2Mx之和。总偏航力矩等于零，因为反向旋转的螺旋桨的Mz方向相反。
如果不平衡的横滚力矩必须围绕负的x轴产生，情况则完全相反。这在图6的表格中得到了总结。
图8至图10分别显示了无推进器的飞行器(传统六旋翼飞行器；顶部)，具有至少一个单级推进器的飞行器(现有技术中已知的有两个单级推进器螺旋桨的传统六旋翼飞行器；中间)和根据本公开的飞行器(底部)，根据本公开的飞行器具有至少一个双级推进器，即，具有至少两个旋翼的向前推进装置，所述旋翼与基本平行于飞行器的横滚轴(x)的旋转轴同轴布置。
图8中的三张图显示了纵向和垂直(举升)力以及主要力矩Mx(横滚)、My(俯仰)和Mz(偏航)的比较，所有三个变体在相同的功率/推力水平下，以简化比较。描述了四种情况，即无故障、举升器R1故障、举升器R3故障和举升器R5故障(参见图2)。图9和图10也是如此。
可以很容易地看出，在相同的功率水平下，本公开(底部)很好地平衡了举升器R1、举升器R3或举升器R5发生故障时的不平衡力和力矩。对于“无推进器”变体(顶部)，力矩Mx和Mz高度不平衡，导致悬停时的偏航和横滚运动，特别是在向前飞行时。在这种飞行状态下，偏航运动是特别不可控的，如上所述，这可能导致飞行器坠毁。在单级添加两个推进器的情况下(中间)，与“无推进器”变体(顶部)相比，力矩Mx和Mz有所减少，但仍然限制了飞行器的运行，因此产生了飞行器不需要的运动。图8中显示的Mz的负值(顶部、中间)是由于相反的举升器螺旋桨(即分别为举升器R6、R4、R2)的旋转，它产生了一个相反方向的力矩。
导致飞行器向前运动的纵向力Fx将出现在中间情况和底部情况，因为力矩平衡将始终导致向前的力Fx。这是因为，为了减小偏航力矩Mz，必须产生力Fx，这也会导致更高的横滚力矩Mx。与此相反，在双级变体(底部)中，由于推进器螺旋桨同轴旋转并且可以在明显较低的RPM下运行，因此它们不产生或仅产生最小横滚力矩Mx，同时具有补偿Mz所需的推力。这导致飞行控制器(参见图1中的附图标记5)具有额外的自由度可用于飞行器稳定。
图9中的三张图显示了在与图8相同的情况下，上述平衡的RPM的比较。没有任何推进器的变体(顶部)在旋翼发生故障的情况下具有高度不平衡的横滚和偏航力矩，这可能导致坠毁，因为基本上没有平衡，或者导致可控性高度降低，特别是在向前飞行期间。单级推进器变体(中间)试图用其推进器补偿一个举升螺旋桨的故障，然而，如前所述，不必要的残余力仍将存在。双级螺旋桨(底部)可以显著降低RPM，从而加强对独立于推力的力矩Mx的控制。同样显示的是，提到的对立设置的螺旋桨(例如，在R1故障的情况下的R6)的RPM值会增加(用于支持其余的举升器(R2至R5))，因为推进器可以补偿由对立设置的举升旋翼R6产生的额外横滚和偏航力矩。在举升器R3和R5发生故障的情况下，举升器R4和R2也是如此。
图10中的三张图显示了在与图8相同的情况下，上述平衡的功耗的比较。如上所述，为了能够进行比较，将三种变体的功率水平设置为相同水平。从图10中可以看出，如果具有单级推进器的变体(中间)或无推进器的变体(顶部)应平衡飞行器力，这将导致明显更高的总功率需求，进而导致额外的重量(通过所需的更重电机和/或额外电池容量)。
上述一个举升旋翼发生故障的情况是必须降低其余旋翼的功耗的极端情况。然而，如本公开所建议的，减少不平衡偏航和横滚力矩，也可在具有完全运行的举升旋翼的标称飞行条件下有益地使用。由于本公开的基本原理是创造一个额外的自由度(DoF)，因此在悬停条件下，它也提高了飞行器的总体可控性，即更快的偏航和横滚控制。这可用于阵风响应或着陆操作期间。在低速至中速操纵的情况下，由于同轴推进器的协助，主举升旋翼可能会暴露在较小的扭矩/功耗下，这可能导致较低的超功率需求，从而能够使用更轻的举升电机。
本领域技术人员将容易地认识到，本公开不限于仅两个推进器。如果设计为一个或多个(两个以上)带有双级旋翼的推进单元，本公开方法也可以成功应用。

Claims (15)

1.一种控制多旋翼飞行器(1)的方法，所述飞行器(1)包括：
至少四个、优选至少五个、更优选至少六个举升旋翼(2；R1-R6)，每个所述举升旋翼具有基本上平行于所述飞行器(1)的偏航轴(z)的第一旋转轴；以及
至少一个向前推进装置(3)，优选两个向前推进装置(P1，P2)，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置具有至少两个与第二旋转轴同轴布置的旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，所述第二旋转轴基本上平行于所述飞行器的横滚轴(x)，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置(3；P1，P2)布置在与所述横滚轴(x)的相应距离(+y，-y)处；
所述方法还包括：使用所述至少一个向前推进装置(3；P1，P2)的至少一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)彼此独立地控制所述飞行器的围绕所述偏航轴(z)和/或所述横滚轴(x)的力矩。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括：
确定围绕所述偏航轴(z)和/或所述横滚轴(x)的不平衡力矩；
使用所述至少一个向前推进装置(3；P1，P2)的至少一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)来补偿围绕所述偏航轴(z)或所述横滚轴(x)的所述不平衡力矩，特别是在任何一个所述举升旋翼(2；R1-R6)发生故障的情况下。
3.根据权利要求1或2所述的方法，还包括：
在任何一个所述举升旋翼(2；R1-R6)发生故障的情况下，与没有不平衡力矩的标称操作相比，以适应的各自的旋翼速度操作所有剩余的、有效的举升旋翼(R2-R6)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，还包括：
在围绕所述偏航轴(z)的不平衡力矩的情况下，以彼此相反的旋转方向操作所述至少一个向前推进装置或多个向前推进装置(3；P1，P2)的两个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，以利用所述两个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)在平行于所述横滚轴(x)的方向上为给定的向前推进装置(3；P1，P2)产生组合推力(Fx)，其中由所述组合推力(Fx)产生的围绕所述偏航轴(z)的力矩与确定的围绕所述偏航轴(z)的不平衡力矩在大小上基本相等，但在方向上相反。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，一个向前推进装置(3；P1，P2)的所述组合推力(Fx)与另一个向前推进装置(3；P1，P2)的组合推力(Fx)相比，在方向上是相反的，并且其中，由所述组合推力产生的围绕所述偏航轴(z)的组合力矩与确定的围绕所述偏航轴(z)的不平衡力矩在大小上基本相等，但在方向上相反。
6.根据权利要求4或5所述的方法，其中，在两个向前推进装置(3；P1，P2)与所述横滚轴(x)的距离(+/-y)相同的情况下，所述向前推进装置(3；P1，P2)的所述组合推力大小相等。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，还包括：
在围绕所述横滚轴(x)的不平衡力矩的情况下，操作所述至少一个向前推进装置(3；P1，P2)的至少一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，优选地，操作每个向前推进装置(3；P1，P2)的至少一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，优选地，操作每个向前推进装置(3；P1，P2)的仅一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，其中由所操作的所述向前推进装置(3；P1，P2)的旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)产生的围绕所述横滚轴(x)的组合力矩与确定的围绕所述横滚轴(x)的不平衡力矩在大小上基本相等，但在方向上相反。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的方法，还包括：
在围绕所述偏航轴(z)的不平衡力矩的情况下，为多个向前推进装置中的每个向前推进装置(3；P1，P2)产生围绕所述偏航轴(z)的相应力矩，所述力矩的大小基本相等，但方向相反。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的方法，其中，在围绕所述偏航轴(z)的不平衡力矩的情况下：
i)对于每个向前推进装置(3；P1，P2)，操作所述旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，使得它们组合起来不会产生围绕所述横滚轴(x)的任何力矩；或者
ii)在所述向前推进装置(3；P1，P2)中，操作所述旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，使得由所述向前推进装置(3；P1，P2)产生的围绕所述横滚轴(x)的任何力矩在所述向前推进装置(3；P1，P2)之间得到补偿。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的方法，其中，在围绕所述横滚轴(x)的不平衡力矩的情况下，当操作至少两个向前推进装置(3；P1，P2)中每个向前推进装置的仅一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)时，所述两个向前推进装置(3；P1，P2)的旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)的旋转方向是相同的。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的方法，其中，在围绕所述横滚轴(x)的不平衡力矩的情况下，当操作给定的向前推进装置(3；P1，P2)的两个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)时，所述两个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)以差分模式操作，从而产生围绕所述横滚轴(x)的残余力矩。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的方法，其中，在围绕所述横滚轴(x)的不平衡力矩的情况下，操作至少两个向前推进装置(3；P1，P2)中每个向前推进装置(3；P1，P2)的至少一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，以利用每个向前推进装置(3；P1，P2)在平行于所述横滚轴(x)的方向上产生每个向前推进装置(3；P1，P2)的推力，其中，一个向前推进装置(3；P1，P2)的所述推力与另一个向前推进装置(3；P1，P2)的推力相比，朝向相同的方向。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，一个向前推进装置(3；P1，P2)的所述推力与另一个向前推进装置(3；P1，P2)的推力相比，大小相等。
14.一种多旋翼飞行器(1)，所述飞行器(1)包括：
至少四个、优选至少五个、更优选至少六个举升旋翼(2；R1-R6)，每个所述举升旋翼具有基本上平行于所述飞行器(1)的偏航轴(z)的第一旋转轴；
至少一个向前推进装置(3；P1，P2)，优选地，两个向前推进装置，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置(3；P1，P2)具有至少两个与第二旋转轴同轴布置的旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，所述第二旋转轴基本上平行于所述飞行器(1)的横滚轴(x)，所述至少一个向前推进装置或每个所述向前推进装置(3；P1，P2)被布置在与所述横滚轴(x)的相应距离(+y，-y)处；
与所述举升旋翼(2；R1-R6)和所述至少一个向前推进装置(3；P1，P2)操作连接的飞行控制单元(5)，所述飞行控制单元(5)适于通过以下方式来控制所述举升旋翼(2；R1-R6)和所述至少一个向推前进装置(3；P1，P2)，以补偿围绕所述偏航轴(z)或所述横滚轴(x)的任何不平衡力矩，特别是在任何一个所述举升旋翼(R1-R6)发生故障的情况下：
彼此独立地控制所述至少一个向前推进装置(3；P1，P2)的至少一个旋翼(P1_R1，P1_R2，P2_R1，P2_R2)，以控制所述飞行器的围绕所述偏航轴(z)和/或所述横滚轴(x)的力矩。
15.根据权利要求14所述的飞行器(1)，其中所述飞行控制单元(5)还适于执行根据权利要求2至13中任一项所述的方法。
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