CN117518791A - 转换型飞机的控制方法以及转换型飞机 - Google Patents

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CN117518791A CN202310967553.3A CN202310967553A CN117518791A CN 117518791 A CN117518791 A CN 117518791A CN 202310967553 A CN202310967553 A CN 202310967553A CN 117518791 A CN117518791 A CN 117518791A
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Abstract

一种控制转换型飞机的方法，包括：a)向飞控计算机提供多个飞行参数的测量或评估；b)依据来自第一和第二状态的当前状态，通过状态机检查与当前状态关联的预定义条件集是否满足；c)若得到满足，则向HL决策者发送飞机的对应状态，并等待HL决策者的从状态向第一和第二状态中另一状态转换的确认；d)若批准了转换，则指示飞控计算机执行从当前状态向第一和第二状态中另一状态的转换；e)在执行转换后，根据在飞控计算机上实施的依赖于状态的控制法则，根据第一和第二状态中的另一状态指挥飞机，包括逐渐混入对第一和第二状态中另一状态的控制法则，同时逐渐混出对当前状态的控制法则。

Description

转换型飞机的控制方法以及转换型飞机
技术领域
本公开涉及一种控制转换型飞机的方法，尤其是控制电动垂直起降飞机(electrically powered vertical take-off and landing aircraft，eVTOL)的方法，该飞机包括多个致动器，该飞机能够在针对起降的第一状态(regime)和针对水平飞行的第二状态之间转换。
本公开还涉及一种转换型飞机，特别是电动垂直起降飞机，该飞机包括多个致动器，该飞机能够在针对垂直起降的第一状态和针对水平飞行的第二状态之间转换。
由于它们的垂直起降能力和长距离飞行能力，具有转换能力(从垂直起降飞机到固定翼飞机(aeroplane/fixed wing)，反之亦然)的垂直起降飞机将在未来几年里主导我们的交通。处理这两种状态(以下称为“VTOL”和“固定翼飞机”)之间的转换对安全舒适的飞行起着重要作用。本公开提出了一种简单有效的方法来实现这一目标。
在本公开说明书的上下文中，针对垂直起降的第一状态指的是VTOL状态或者模式，该模式由升降器和推动器主导，并且当某些条件满足时发生。这些条件可以结合图4以示例性方式描述。
针对水平飞行的第二状态指的是固定翼飞机状态(aeroplane state)或者模式，该模式由控制面和推动器主导，并且当某些条件满足时发生。这些条件也可以结合图4以示例性方式描述。
应当注意，飞机能够在没有处于固定翼飞机状态或者模式的情况下进行水平飞行。因此，原则上，水平飞行可以在两种状态下发生，尽管在本公开的上下文中，所述第二状态更适合长距离水平飞行。
背景技术
ES2 259 325 A1公开了一种直升机，该直升机可以根据飞机模式进行操作。例如，该飞机可以以直升机模式起飞，并且工作在该模式下以实现低空速值。为了实现较高的速度，需要转换到旋翼飞机模式(autogiro mode)，以及为了实现更高的速度，需要转换到飞机模式(airplane mode)。如此的话，模式之间的转换仅仅由当前空速值进行控制，然而为了实现安全和平滑转换，这是不够的。
发明内容
本公开的目的是分别提供一种方法和一种飞机，具有上述的类型，能够以一种同时安全、简单和有效的方式来处理不同的状态(本公开中也称为状态(state)或者模式(mode))之间的转换。
该目的由具有方案1的特征的方法和具有方案15的特征的飞机来实现。
本公开进一步的更优实施例在从属方案中进行限定。
根据本公开的第一方面，提供一种控制转换型飞机的方法，尤其是控制电动垂直起降飞机(eVTOL)的方法，该飞机包括多个致动器，该飞机能够在针对起降的第一状态(“VTOL”)和针对水平飞行的第二状态(“固定翼飞机”)之间进行转换，该方法包括在所述第一状态下控制来自所述多个致动器的第一致动器子集以及在所述第二状态下控制来自所述多个致动器的第二致动器子集，该方法使用通过至少一个飞控计算机(flight controlcomputer)实现的状态机，该方法至少包括以下步骤：
a)向所述飞控计算机提供多个飞行参数的测量或者评估，该飞行参数优选地包括飞机的当前空速和当前姿态；
b)依据来自所述第一状态和所述第二状态的当前状态，通过所述状态机检查与所述当前状态关联的各自的预定义条件集是否已经满足，所述条件基于所述飞行参数与各自的预定义阈值的比较，优选基于所述飞机的当前空速和当前姿态的测量或评估分别与各自的预定义阈值的比较；
c)若所述预定义条件集中的所有条件都得到满足，则向高级决策者发送所述飞机的对应状态的信号，并且等待来自高级决策者的、从所述状态向所述第一状态和所述第二状态中的另一状态转换的确认；
d)如果高级决策者已经批准了所述转换，则指示所述飞控计算机执行从所述当前状态向所述第一状态和所述第二状态中另一状态的转换；
e)在在步骤d)中执行所述转换后，根据在所述飞控计算机上实施的依赖于状态的控制法则，根据所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态指挥所述飞机；
f)返回步骤a)；
其中，所述步骤e)包括随着时间的推移逐渐地混入(blend in)针对所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态的控制法则，同时随着时间的推移逐渐地混出(blendout)针对所述当前状态的控制法则。
优选地，混入的时间和混出的时间可以不同，其中，混入的时间通常快一些，也即比混出需要的时间少。这在下面会详细解释。
分别逐渐地混入和混出所述控制法则是重要的特征，因为混入意味着下一模式的致动器/控制变得有效，而混出意味着当前模式的致动器/控制逐渐地淡出。如果混入时间比混出时间长(也即混入更慢)，则会存在着死区时间，在该死区时间内什么控制也没有(如果所述当前模式在新的模式生效之前失效的话)，这是不利的。
如果混入时间等于混出时间(也即两者完全相同)，那么如果存在着计算问题就会发生未定义情况。
然而，如果混入时间比混出时间短(也即混入更快)，那么就能够确保所述时间和对应的控制状态至少有点儿重叠，以使得没有死区时间，并且总是有足够的控制。
根据本公开的第二方面，提供一种转换型飞机，尤其是一种电动垂直起降飞机(eVTOL)，该飞机包括多个致动器，该飞机能够在针对起降的第一状态和针对水平飞行的第二状态之间进行转换，该转换型飞机包括至少一个飞控计算机，该飞控计算机用于执行根据本公开第一方面所述的方法。
因此，为了克服现有技术的缺点，建议通过使高级决策者处于环路中并做出执行转换的最终决定，来在所述至少一个飞控计算机中、尤其是针对eVTOL飞机、但是也适用于针对具有不同能量类型的其他飞机来处理从“VTOL”到“固定翼飞机”以及从“固定翼飞机”到“VTOL”的转换。所述飞控计算机监控和检测转换的条件，这对应于通过状态机建立所述飞机的当前状态，然后将所述当前状态通知(后文也称为拉取(pull))给所述高级决策者。高级决策者(可以是人或者自动驾驶仪或者人工智能)然后评估该信息，并允许或者拒绝所述转换(后文也称为推送(push))。
优选地，所述至少一个飞控计算机可以使用与飞行相关的多种信息，尤其是空速和姿态。通过将该信息与控制命令(该控制命令通常已经在飞控计算机中进行计算)相结合，就能够有效检测转换的条件。
通过例如改变基础控制分配问题中已分配的致动器的“权重”来尤其在实际控制分配期间随着时间的推移逐渐地混入针对所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态的控制法则并同时混出针对所述当前状态的控制法则，能够安全地处理状态之间的转换本身。这样可以避免潜在的有害的和不舒服的突然转换。
附图说明
本公开的进一步优点和特点将借助所附附图通过优选实施例的下文描述而变得显而易见。
图1示出根据本公开的飞机的各种视图以说明致动器的可能的布置。
图2示出根据本公开的飞机在第一飞行条件下的进一步呈现。
图3示出第二飞行条件下图2中的飞机。
图4示出根据本公开的方法的实施例。
图5示出在根据本公开的飞机中或者在根据本公开的方法中期望的力和力矩与致动器命令之间的关系的图形呈现。
图6示出能够在根据本公开的方法实施例中使用的可能的滤波函数。
图7示出混合两种不同的控制状态的第一种可能性。
图8示出混合两种不同的控制状态的第二种可能性。
具体实施方式
在附图中，相同的附图标记表示相同或者至少功能相同的元件。
出于说明的目的，下文将参考由本公开的申请人生产的、在EP 3 757004A1中描述的转换型VTOL飞机类型。然而，本公开不限于这种飞机。
图1中描述的示例性飞机具有多个致动器，例如，六个升降器或者升降单元、两个推动器或者前向推进单元、以及六个控制面(两个副翼在前面，两个升降舵在后面，以及两个方向舵在V型尾翼上)。图1以各种不同的视角显示致动器2、3、4a-4c的各自的位置。图1中，附图标记1表示EP 3 757004A1中描述的整架飞机，附图标记2表示升降器，附图标记3表示推动器，以及附图标记4a-4c分别表示副翼、升降舵和方向舵。
升降器2可以被设计成带有开式转子(open rotor)的朝上电机(upward facingmotor)。推动器3可以被设计成具有管道风机(ducted fan)的前向电机(forward-facingmotor)。控制面4a-4c通常可以被设计成可以以受控方式移动的表面零件。
升降器2用于生成VTOL(垂直起降)阶段或状态的升力和控制。在该阶段中，没有使用所述控制面4a-4c。此外，在该阶段中，推动器3能够用于帮助实现偏航/航向控制。
推动器3用于生成用于前向加速的前向推力以及偏航/航向可控性。所述推动器3将飞机1的速度提升到能够向固定翼飞机阶段或者状态转换的速度。
控制面4a-4c用于生成固定翼飞机阶段的可控性和机动性。在该阶段，推动器3仍然能够用于生成前向推力并用于提供偏航/航向可控性。在该阶段，不使用升降器2。
下文中，所述两个阶段或者状态也被分别称为“第一状态”和“第二状态”，其中，所述状态中的任一种状态可以被称为“第一状态”，而另一种状态则被称为“第二状态”。
根据上述信息，显而易见的是，不同的致动器(致动器子集)在不同的飞行阶段中受到控制。例如，在完全悬停(hover)状态(该状态在图2中描述)中，由升降器2生成的总垂直合力等于飞机1的重力，也即，fl＝mg，并且由于是完全悬停，因此，空速等于0，没有气动升力(fa＝0)。飞机1由于升降器2的原因而是空降的(airborne)，而且控制面4a-4c没有用处(参考图1)，因此它们没有被启动。
另一方面，当以高于某一空速飞行(参考图3)时，总的气动升降力与飞机1的重力平衡，也即，fa＝mg。在这种情况下，升降器2没有用处，因此，它们是没有使用的。控制面4a-4c(参考图1)是启动的，用于提供可控性和机动性。如上所述的那样，推动器3也是启动的(fp≠0)。
在图2和图3中，fl代表由升降器2生成的总垂直合力，fa代表总气动升降力，fp代表由推动器3生成的总前向推力，m是飞机1的质量，以及g是万有引力常数。
将在下面进一步解释的根据本公开的方法允许以安全且优美的方式处理这两种模式之间的转换以及因此产生的在这些模式下使用不同致动器(例如，升降器与控制面)的改变。这里可以排除推动器，因为它们在两种模式下都可以有利地启动。
在本公开的上下文中，与管理从“VTOL”到“固定翼飞机”状态的转换以及从“固定翼飞机”状态到“VTOL”的转换有关的所有重要计算是在飞控计算机内部执行的，该飞控计算机包括所需的硬件和/或软件(固件)。
根据本公开，被称为高级(HL)决策者的实例具有实现所述转换的最终话语权。所述高级决策者能够可选地重写转换的条件(尽管所述条件或者所述条件的监控可能例如向人类飞行员触发指示以帮助做出正确的决定)。在这种情况下，高级决策者使用所谓的“弃权”，忽略任何潜在的警告指示，并且全权负责做出转换，即使如提到的那样所述飞控计算机没有检测到满足从固定翼飞机向VTOL转换或者从VTOL向固定翼飞机转换的充足条件。在有人驾驶的飞机中，依据安全部门的要求，这是有用的。例如，在空速信息可能不可靠的情况下，可以由飞行员做最终的决策。
“对所述条件进行重写”意味着高级决策者的决定被做为最终的话语权。如果例如飞控计算机没有检测到满足从固定翼飞机向VTOL转换或者从VTOL向固定翼飞机转换的充足条件，则高级决策者可以对所述条件进行重写，这意味着他(她)可以忽略这个事实并仍然向VTOL(或者固定翼飞机)进行转换。依据当前的条件，这个选择是有利的。
在另一选择中，这种可能性没有给到高级决策者。以这种方式，全部的信任都被放到飞控架构中(在标准航空实践中，该飞控架构根据非常高的安全标准进行设计，以便它的故障概率至少相当于整架飞机的故障概率，通常低至每飞行小时10-9的致死事故。因此，飞控架构的合适的设计选择确保了飞控架构的故障是非常不可能的，几乎等于0，例如低至10-9、10-10或者更低)。根据这个选择，高级决策者不可以重写转换的条件：如果转换的条件不满足，出于安全原因，高级决策者不能选择进行转换。然而，对应的指示可以仍然存在。
我们将提供根据本公开实施例的更详细说明。
首先，我们认为整个系统(例如，飞机)是足够健康的，从而能够在VTOL状态或者固定翼飞机状态中进行空降。由于飞机的特性，飞机通常从VTOL模式启动。
假设提供(使用任意已知方法直接测量或者评估)了空速测量va和飞机姿态测量q。空速可以使用任意已知方式获得，例如皮托管或者差分压力评估。优选使用真实空速或者校正后的空速，然而也可以使用指示的空速。在姿态测量的情况下，能够使用来自惯性测量单元(IMU)的各种传感器或者加速度计或者陀螺仪的信息，或者将它们进行融合。
考虑到VTOL状态或状况，优选检查四个条件(C#)：
C1：对于向固定翼飞机状态的转换而言，飞机姿态是可接受的吗？通过查看飞机姿态q并且将飞机姿态q与预定义阈值进行比较来检查这个条件，该阈值可以基于模拟值和飞行测试数据进行定义。这样可以避免在做过多动作时进行转换(为了安全和舒适)。
对于横滚或者俯仰而言，典型的阈值可以位于但不限于-5度与+5度之间；以及对于偏航率而言，典型的阈值可以位于但不限于-5度/秒与+5度/秒之间。这对应于(几乎)水平飞行并且航向没有太大变化。
C2：对于向固定翼飞机状态的转换而言，飞机空速是可接受的吗？可以通过查看飞机空速va并将飞机空速va与预定义阈值va，threshold，ToAero进行比较，来对该条件进行检查。通常，空速应该大于预定义阈值才是可接受的(即，va＞va，threshold，ToAero)。这个阈值优选地基于飞机的失速速度和其他性能参数进行定义，例如，能量消耗、转换需要的时间，等等。
在该上下文中，基本上是在寻找针对升降器的相对低的升力。理论值是0，但是与飞机重力的10％或20％相对应的实际值是可以接受的。
C3：对于向固定翼飞机状态的转换而言，升降器的总合力fl是可接受的吗？通过查看在所述飞控计算机上运行的飞控法则输出的计算的需求力并将该计算的需求力与基于模拟值和飞行测试数据定义的预定义阈值进行比较来检查该条件。通常，fl应该比预定义阈值fl，threshold，ToAero小是可以接受的(也即，fl＜fl，threshold，ToAero)。
C4：在固定翼飞机阶段有足够的健康的致动器来维持转换后的稳定飞行吗？这包括至少针对被用于固定翼飞行的所有致动器进行健康检查。对于EP 3 757 004 A1中描述的飞机的示例性案例而言，这些致动器包括所述6个控制面和两个推动器。固定翼飞机阶段中的可控性和机动性主要依赖于用于前向推力的推动器。在这个检查中，推动器的健康因此具有比控制面的健康更高的优先级。
当所有的条件(C1、C2、C3和C4)返回真值(意味着它们所有都完成了)时，这可以有利地指示给登录系统、警告系统、指示系统、人类飞行员(如果在飞机上的话)、机载自动驾驶系统(如果这种系统存在的话)、经由遥测的地面系统和/或所有其他相关系统，从而表明飞机准备从VTOL向固定翼飞机状态转换。这就是所述的“拉取”已经发生。如果不是这样，可以继续监控C1、C2、C3和C4。
当所有的条件(C1、C2、C3和C4)返回真值(意味着它们所有都完成了)时，那么飞控计算机等待来自所述高级决策者的确认。在有人驾驶的飞行中，高级决策者可以是机上的人类飞行员。在自动无人驾驶飞行中，高级决策者可以是地面上的人类操作者。在自主飞行中，高级决策者可以是飞机上的或者地面上的自主系统。
如果飞机上有人类飞行员，那么所述飞行员优选地通过指令接收对应的信息，该指示声明飞机准备转换。指示可以通过发光二极管(Light-emitting diode，LED)或者其他显示器可视地提供，也可以通过听觉提示进行提供。然后飞行员可以通过经由电线连接到飞控计算机的开关、按钮或者其他接口方式来允许所述转换。否则，飞行员可以拒绝所述转换(这可以阻止所述转换的错误启动)。
在自动无人驾驶飞行的情况下以及在地面操作者的情况下，所述操作者优选地通过无线通信接收所述信息，并且通过开关、按钮或其他接口方式来允许所述转换。否则，操作者可以拒绝所述转换(这可以阻止所述转换的错误启动)。然后通过合适的(无线)通信将操作者的决策传回飞控计算机。
在自主飞行的情况下，机载或者地面上的人工智能(artificial intelligence，AI)单元通过电线(例如，使用串行/ARINC/CAN/PWM或者其他形式的通信)或者通过无线通信(无线电或者LTE等)接收来自飞控计算机的指示消息。然后，优选通过使用不同类型的传感器(例如，LIDAR、GPS/GNSS或者相机)和相关模型，AI或者允许所述转换，或者拒绝所述转换。AI的决策通过电线或者无线通信传回飞控计算机。
在该上下文中，“模型”是指机器学习的范畴，例如，可以是如下的模型，也即该模型的输入是上述的传感器信息，并且该模型的输出是关于从VTOL向固定翼飞机状态转换或者从固定翼飞机状态向VTOL转换的决策。
该模型可以与人类飞行员一起，通过大量的模拟和飞行测试进行训练，以提供监督和无监督学习，这也可以基于可用的以往飞行数据、传感器信息等等。
如果高级决策者已经批准了所述转换(也即“推送”)，那么在该示例中，飞控计算机执行向固定翼飞机状态的转换，因此，命令所述飞机向固定翼飞机模式进行转换。
在这种情况中，首先执行对应的控制混合，这将在下文进行详细描述。
转换后，在固定翼飞机模式下检查下面的条件：
C5：对于向VTOL的转换而言，飞机姿态是可接受的吗？可以通过查看飞机姿态q并且将飞机姿态q与基于模拟值和飞行测试数据定义的预定义阈值进行比较来对这个条件进行检查。这将避免在执行过多动作时进行转换(为了安全和舒适)(请参考上文提到的典型值)。
C6：对于向VTOL的转换而言，飞机空速是可接受的吗？通过查看飞机空速va并且将飞机空速va与预定义阈值进行比较来检查这个条件。空速应当小于预定义阈值是可以接受的(也即，va<va,threshold,ToVTOL)。该阈值也可以基于失速速度和转换性能参数进行定义，例如能量消耗或者转换所需的时间等等。
C7：对于向VTOL的转换而言，升降器的总合力fl是可接受的吗？可以通过查看在所述飞控计算机上运行的飞控法则输出的计算的需求力并且将该计算的需求力与基于模拟值和飞行测试数据定义的预定义阈值进行比较来检查该条件。通常，fl应该比预定义阈值大是可以接受的(也即，fl>fl,threshold,ToVTOL)。
C8：在VTOL阶段中有足够的健康的致动器来维持转换后的稳定飞行吗？这包括对执行VTOL阶段需要的所有致动器进行健康检查(对于考虑中的示例性飞机来说，这包括6个升降电机，但是推动器不是必需的，因为VTOL飞行能够在没有推动器的情况下执行，尽管推动器也在VTOL状态中使用，以便提高飞行性能和加强控制行为)。然而，如果所有6个升降器都是健康的，那么VTOL阶段就不需要依赖推动器来实现稳定飞行。
当所有的条件(C5、C6、C7和C8)都返回真值(意味着它们都已经完成了)时，这可以指示给登录系统、警告系统、指示系统、人类飞行员(如果在飞机上的话)、机载自动驾驶系统(如果这种系统存在的话)、经由遥测的地面系统、以及所有其他相关系统，从而表明飞机准备从固定翼飞机状态向VTOL进行转换。这就是上面定义的“拉取”已经发生。如果不是这样，可以继续对条件C5、C6、C7和C8进行监控和分析。
当所有的条件(C5、C6、C7和C8)都返回真值(意味着它们都已经完成了)时，那么飞控计算机等待来自高级决策者的确认。在有人驾驶的飞行中，高级决策者可以是飞机上的人类飞行员。在自动无人驾驶飞行中，高级决策者可以是地面上的人类操作者。在自主飞行中，高级决策者可以是飞机上或者地面上的自主系统。
如果飞机上有人类飞行员，那么该飞行员可以通过指示接收对应的信息，该指示声明飞机准备进行转换。指示可以通过LED或者其他显示器可视地进行提供，也可以通过听觉提示进行提供。然后飞行员可以通过经由电线连接到飞控计算机的开关、按钮或者其他接口方式来允许所述转换。否则，飞行员可以拒绝所述转换(这可以阻止所述转换的错误启动)。
在自动无人驾驶飞行的情况下以及在地面操作者的情况下，所述操作者优选地通过无线通信接收所述信息，并且通过开关、按钮或其他接口方式来允许所述转换。否则，操作者可以拒绝所述转换(这可以阻止所述转换的错误启动)。然后通过合适的(无线)通信将操作者的决策传回飞控计算机。
在自主飞行的情况下，机载或者地面上的AI单元通过电线(例如，使用串行/ARINC/CAN/PWM或者其他形式的通信)或者通过无线通信(无线电或者LTE等)接收来自飞控计算机的指示消息。然后，优选通过使用不同类型的传感器(例如，LIDAR、GPS/GNSS或者相机)和相关模型，AI或者允许所述转换，或者拒绝所述转换。AI的决策通过电线或者无线通信传回飞控计算机。
如果高级决策者已经批准了所述转换(也即“推送”)，那么在该示例中，飞控计算机执行向VTOL状态的转换，因此，命令所述飞机向VTOL模式进行转换。
在这种情况中，同样地，首先执行对应的控制混合，这将在下文进行详细描述。
然后，所述循环优选地在VTOL状态与固定翼飞机状态之间自身进行重复(如果需要的话)，直到飞机已经着陆并且对应的任务被完成。
有利地，当在VTOL与固定翼飞机模式之间进行转换时，由于上面描述的针对C1、C2、C3、C4、C5、C6、C7和C8的明确定义的检查，飞机和飞机周围的物理和环境条件或者对应的状态对于VTOL模式和固定翼飞机模式这两者来说通常都是有利的。因为这个原因，所述转换将是平滑和舒适的，因为该转换发生在飞机能够分别以VTOL模式和固定翼飞机模式这两种模式进行飞行的时刻。
由于这些条件的定义，来自飞行员的允许转换的某些延迟是可以接受的。特别地，对于从VTOL模式向固定翼飞机模式的转换，无限的延迟时间是可以接受的；对于从固定翼飞机模式向VTOL模式的转换，几秒的延迟是可以接受的，这特别依赖于条件C6的定义。
由于上面提到的观察和检查是针对不同的传感器测量执行的、并且涉及到的任何计算优选地完全由对飞机自身进行控制的飞控计算机来执行，所以这里呈现的方法对于故障和错误检测具有很强的鲁棒性。最终，由于将最终决策留给高级决策者(也即，推送原理)，所以特别是在由飞机上的人类飞行员驾驶的飞行的情况下，该方法对于错误启动具有很强的鲁棒性。
如上所述，根据本公开的方法包括随着时间的推移逐渐地混入针对所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态的控制法则，同时随着时间的推移逐渐地混出针对所述当前状态的控制法则。现在将详细进行解释。
飞机的期望运动通过如下方式来实现：对要施加到飞机上的力和力矩进行数学计算，然后分配可用的致动器以便实现这些期望的力和力矩。之前提到的飞控法则由飞控计算机使用来计算期望的力(Xdes，Ydes，Zdes)和力矩(Ldes，Maes，Ndes)。这样就得到了期望的伪控制，这些伪控制被组合成向量分配致动器控制输入/>以实现期望的伪控制vdes被称为控制分配问题。数学上，控制分配问题涉及求解公式1以找到u。
矩阵被称为控制有效性矩阵(control effectiveness matrix)并且包含每个致动器在vdes的元素的方向上如何有效的信息。需要在n≠m(事实上，对于EP 3757 004 A1中描述的飞机和本案申请人生产的其他飞机而言，都是这种情况)和m＞n的情况下、通过非方B矩阵的逆计算来求解上述公式以得到u。处理这种问题的经典方式通过以下公式给出：
其中，通常通过考虑每个致动器的权重矩阵以及物理限制(例如，分别是上限/>和下限/>)来执行求逆，其中，/>
注意：令表示秩为rank(M)＝p的矩阵。则，/>表示左手伪逆，使得如果k＝p，则所述逆对应于标准矩阵逆/>如果k＞p，则所述逆对应于伪逆/>
加权伪逆求解在数学上表示为：
在EP 3 757 004 A1中描述的飞机的情况下，致动器控制输入向量包括总共14个致动器。物理上，这分别对应于6个升降器转子的旋转速率(ω＝[ω1 … ω6])，2个推动器风机的旋转速率(ω＝[ω7，ω8])，一对副翼的挠度(deflection)(ξ＝[ξL，ξR])，一对升降舵的挠度(η＝[ηL，ηR])，以及一对方向舵的挠度(ζ＝[ζL，ζR])。这些致动器向期望伪控制的映射在图5中示出。
通过使用上述的控制分配方案，可以利用致动器的控制权来在不同的阶段实现控制飞机所需的期望的力和力矩。然而，当在VTOL状态与固定翼飞机状态之间转换时，如之前解释的，可用的(或者合适的)致动器是不同的，因此有必要安全且平滑地混入活动的致动器并混出不活动的致动器来解决在转换期间和转换后的控制分配问题。为了实现在VTOL状态与固定翼飞机状态之间此种平滑的转换，致动器可以被分成两个致动器组(或子集)，这应当被称为“VTOL致动器”和“固定翼飞机致动器”。如下面解释的那样，一些致动器可以在两个组中或者不在任何一个组中。
注意：下文描述的技术可以用于任意配置的转换型飞机，如果该飞机具有用于实现两种飞行状态的两个致动器子集的话，其中第一飞行状态为VTOL状态，第二飞行状态为固定翼飞机状态，以及下文描述的技术也可以用于飞机之外的其他(通用的)致动器系统，其中，多个致动器集之间的平滑转换是需要的。
通过示例，现在将解释针对EP 3 757 004 A1中描述的飞机的控制混合。该飞机的VTOL致动器包括6个起降器，并且，固定翼飞机致动器包括6个控制面。在VTOL和固定翼飞机阶段中帮助偏航/航向控制以及纵向加速的2个推动器(例如，电动管道风机(electricducted fan，EDF))不包括在上面提到的两个组中，因为它们在VTOL阶段和固定翼飞机阶段两者中一直都是保持活动的。公式3的加权伪逆中的权重矩阵的属性用于激活和停用不同的致动器。
·在VTOL模式期间，仅使用VTOL致动器，这些致动器在权重矩阵Wu中的权重为1。固定翼飞机致动器的权重被设置为0。这可以保证这些致动器在该阶段期间不被使用。对于示例性的飞机，这对应于控制面。
·在固定翼飞机模式期间，仅使用固定翼飞机致动器，这些致动器在矩阵Wu上的权重为1。VTOL致动器的权重被设置为0，并且它们在该阶段期间不被使用。对于示例性的飞机而言，这对应于6个升降器。
·对于推动器而言，矩阵Wu中的权重在两种模式下总是被设置为1，因为它们在两个飞行阶段中都是需要的。对于示例性的飞机而言，这对应于推动器。
为了执行这两种状态之间安全和平滑的转换，在本公开的实施例中，提出一种动态行为，以在0与1之间逐渐改变致动器组的权重。多种滤波器(例如，单极点/双极点低通滤波器、巴特沃斯滤波器等等)可以用于实现期望的转换行为和速度。通过使用诸如双曲正切函数、逻辑函数等的S型函数(sigmoid function)，可以改变不同转换阶段下的权重动力学行为。S型函数不仅有助于实现动力学的渐近行为，而且还能够灵活地修改动力学的平滑度和滚降点。
滚降是源自线性控制理论/滤波器设计理论的术语，用于表示在激发或活动状态(在滤波器中，这称为通带)与不活动状态(在滤波器中，这称为阻带)之间的转换区域中系统响应的斜率。如果系统的响应随着频率快速改变，则滚降可以说是陡峭的。
在本公开的上下文中，飞机可以在转换期间经历颤动、抖动或者类似情况。通过改变管理转换行为的滤波器的特性，能够控制这样的情况。
例如，公式4给出了优选的自定义S型函数，该函数适用于使用双曲正切函数而在0与1之间平滑转换。
f(x)＝0.5+0.5tanh((x-a)/b) (公式4)
通过改变公式4中a和b的值，能够修改转换期限VTOL致动器与固定翼飞机致动器的权重交叉点以及转换的总体平滑度。
权重矩阵Wu是对角矩阵，这意味着对角的每个元素对应于一个特定致动器的权重。这允许设计每个致动器权重的动态行为、速度和平滑度，以及因此每个单独致动器的转换行为。这也提供了基于正在发生的转换状态(从VTOL向固定翼飞机状态转换或者从固定翼飞机状态向VTOL转换)来设计不同滤波器和S型函数的灵活性。例如，在淡入VTOL致动器时，相当快地激活VTOL致动器是比较好的，而淡出时，相当慢地淡出VTOL致动器是优选的。可以基于从状态机输入给分配算法的相应输入来修改随着时间的精确行为，其中从状态机输入给分配算法的相应输入例如是“VTOL向固定翼飞机状态的转换被激活”或者“固定翼飞机状态向VTOL的转换被激活”，从状态机输入给分配算法的相应输入可以使用布尔系统(真/假)的方式或者二进制系统(0/1)的方式或者具有0/1的枚举器的方式或者任意其他可能的方式。
可以针对不同的场景来对转换行为(滤波器/S型函数参数)进行预定义，并且可以基于从状态机传递给控制算法的状态来选择转换行为。进一步地，也可以基于各种条件(例如，环境条件、飞机健康状况、飞行员请求等)使用不同的参数化(例如，不同的增益/常量)来在飞行期间动态地改变转换行为。
滤波器类型和参数的最佳适配可以用很多方式例如在飞行测试比赛期间找到，其中在飞行测试比赛期间，人类飞行员在不同的滤波器之间进行切换。在另一示例中，基于增加的姿态误差，可以增加滤波器的增益以使它们变得更快，以使得转换更快。但是，本公开绝不限制于这些实施例，因为有很多不同的方法来实现相同的结果。
在任意情况中，上面描述的精度和灵活性在飞行的任何转换阶段期间提供了安全性、鲁棒性和平滑性。这种灵活性还可以延伸到实现二级目标，例如，如EP3 832 424 A1中公开的转换期间的最小功耗、转换所需的最小时间、转换期间的最小物理负载等等，这些内容通过引用的方式合并到本公开中。
根据本公开的方法的下述进一步进展已经被证明是特别有用的。
在优选的实施例中，所述飞行参数包括以下至少一者：飞机的当前空速、飞机的当前姿态、飞机中包括的升降单元的总合力、优选针对第一致动器子集和第二致动器子集中的一个子集而言的、来自所述多个致动器的健康致动器的数量，其中该一个子集对应于第一状态和第二状态中不同于当前状态的那个状态。这在上文中已经详细解释。
在另一优选实施例中，所述致动器包括升降单元、前向推进单元和控制面，例如，襟翼、升降舵、方向舵或副翼。
在另一优选实施例中，所述高级决策者是以下至少一者：飞机上的飞行员、地面上的操作者、机载或者地面上的人工智能单元。
在另一优选实施例中，条件集包括以下至少一者：根据至少一个对应的姿态阈值对飞机姿态的评估；根据至少一个对应的空速阈值对飞机空速的评估；根据至少一个对应的升力阈值对致动器的总合成升力的评估；根据第一状态和第二状态中与当前状态不同的那个状态下所述多个致动器中实现稳定飞行所需的致动器数量对健康致动器的数量的评估。
优选地，在另一实施例中，所述转换在飞行中的某一时刻下执行，在该时刻下，飞机能够在第一状态和第二状态下均实现稳定飞行。这使得转换特别安全和平滑。
在另一优选实施例中，高级决策者能够指挥所述转换，即使预定义条件集中的所有条件都得到满足的情况是不存在的。如所解释的那样，这在特定的情况下是有帮助的。
然而，在另一优选实施例中，所述高级决策者在预定义条件集中的所有条件都得到满足的情况不存在的情况下被禁止指挥所述转换。
在高度有利的实施例中，飞控计算机经由和通过考虑每个致动器的权重矩阵/>和物理限制(例如，分别是上限/>和下限/>)来为飞机计算链接到实际致动器命令的期望伪控制命令/>其中，矩阵/>是控制有效性矩阵，其包含给定致动器在vdes的元素的方向上如何有效的信息，其中，其中，所述逐渐混入和混出控制法则包括修改所述权重矩阵。
在上面描述的上下文中，在第一状态期间，优选仅使用来自第一子集的致动器，而且这些致动器在权重矩阵Wu上被分配权重1，而来自第二子集的致动器被分配权重0，其中，优选地，第二子集包括飞机的控制面；在第二状态期间，仅使用来自第二子集的致动器，而且这些致动器在权重矩阵Wu上被分配权重1，而来自第一子集的致动器被分配权重0，其中，优选地，所述第一子集包括飞机的升降单元；其中，优选地，权重矩阵Wu中用于指代飞机的前向推进单元的那些权重在两种状态下总是被设置为1。如此，推动器可以在两种状态下被有利地使用。
在优选实施例中，通过使用数学滤波函数f来在0与1之间动态地转换或改变所述权重，所述函数优选是单极点低通滤波器、双极点低通滤波器、二阶低通巴特沃斯滤波器、代数函数、S型函数(例如双曲正切函数、反正切函数或者逻辑函数)；其中，更优选地，所述函数由以下公式给出：
f(x)＝0.5+0.5tanh((x-a)/b)
上述函数具有可调整的常数值a和b。如此，可以实现各种形式的控制混合。
为了增加灵活性，在另一优选实施例中，分别使用不同的混合模式来实现从第一状态向第二状态的转换，反之亦然。优选地，这涉及到使用不同的滤波函数，其中，更优选地，来自第一致动器子集的致动器随着第一时间的推移而被混入、并随着第二时间的推移而被混出，所述第一时间短于所述第二时间。其中，更优选地，所述混合模式基于状态机提供的输入参数进行修改。
如之前所述的，混入优选地比混出更快，也即，以比混出时间更短的时间完成，这意味着混入时间与混出时间之间存在着明显的差异，其中，混入通常更快。如此，能够有利地保证有一段时间飞机完全没有控制输入(例如，一个致动器子集的混入比另一致动器子集的混出更快)，这意味着在转换期间飞机始终处于完全受控状态。进一步地，能够保证两个致动器子集存在重叠，在重叠期间，飞机暂时由所有致动器进行控制。由于飞机在转换期间优选地在两种状态下都是稳定的(如上面解释的)，所以这不会导致飞机行为的任何问题，因为飞机的可控性得到了保证。
在另一优选实施例中，混合模式(例如，滤波函数类型和/或滤波函数参数)可以针对不同的飞行场景进行预定义、并基于状态机向飞控计算机的飞控算法提供的状态进行选择，或者基于各种检测到的或者可检测的条件(例如，环境条件、飞机健康状况、飞行员请求等)使用各个不同的参数化(例如，不同的增益和/或常量)在飞行期间动态地进行改变。这样会更多地增加灵活性。
在高度有利的实施例中，混合模式(例如，滤波函数类型和/或滤波函数参数)被进一步调整以实现至少一个二级目标，例如，转换期间的最小功耗、转换所需的最小时间、转换期间的最小物理负载等等。
图1至图3已经被详细讨论过了，为了避免重复，目前可以参照上文。
在图2中，附图标记5还表示飞机1上的飞控计算机，该飞控计算机通过信号传输技术与至少一个传感器6交互，传感器6提供关于飞机1的当前飞行状态的数据。实际上，还可以存在更多这样的或者不同的传感器。优选地，这些传感器提供关于飞机1的空速和姿态的测量值。附图标记7表示飞机1上的(人类)飞行员。附图标记8表示具有人类操作者9的地面站，该地面站8与飞机1或者飞控计算机5进行无线无线电通信，如图中示意性示出的那样。如图所示，飞控计算机5控制升降单元2和前向推进单元3；它包括至少一个状态机5a和高级决策者5b，如图中示意性示出的那样。此外，状态机5a或高级决策者5b的决策是基于所提到的传感器测量。
在图2中，为了便于理解，没有示出控制面4a-4c。控制面4a-4c也是通过飞控计算机5进行控制。
图4示出根据本公开的方法实施例范围内的处理。示出的这些处理发生在飞控计算机5内，在上文中已经基于图2进行了描述。
图4中的两个圆表示两种不同的控制状态，也就是VTOL模式(左边)和固定翼飞机模式(右边)。
该流程通常从在左侧示出的VTOL模式开始，其中，在步骤S1中，首先执行飞机起飞所需的检查，然后命令起飞，并最终在VTOL模式中发生起飞。在根据步骤S2的流程中，前述的传感器测量数据继续被提供并因此是可用的。
在步骤S3中，检查上文详细解释的条件C1-C4是否得到满足。如果得到满足(“是”)，则在步骤S4中进一步询问高级决策者5b(例如，人类飞行员7，参考图2)是否批准了向固定翼飞机模式的可能转换。如果批准了(“是”),则发生向固定翼飞机模式的转换，这将在后面进行详细讨论。如果没有批准(“否”)，则流程返回步骤S3。
如果步骤S4中的询问得到肯定回答(“是”)，则首先在步骤S5中例如以可视的和/或声音的形式将相应的指示发给飞机上的人类飞行员(参考图2中的附图标记7)。进一步地，在步骤S6中，致动器控制逐渐淡入到固定翼飞机模式中，如上文已经详细描述的。
该系统或者飞机及其控制系统现在处于固定翼飞机模式中，参考图4中附图的右手边部分。这里，在步骤S7中首先检查上文详细解释的条件C5-C8是否得到满足。如果得到满足(“是”)，则在步骤S8中进一步询问是否高级决策者5b(例如，人类飞行员)批准了向VTOL模式的可能转换。如果批准了(“是”)，则发生向VTOL模式的转换，这将在后面进行详细讨论。如果没有批准(“否”)，流程返回步骤S7。
另一方面，如果步骤S8中的询问得到肯定回答(“是”)，则首先在步骤S5中以例如可视的和/或声音的形式向飞机上的人类飞行员发送相应的指示。进一步地，在步骤S9中，所述控制逐渐淡回到VTOL模式，如上文已经详细描述的。
然后，该方法在步骤S3继续，以此类推。
如也在上文描述的，特别是响应于步骤S5中的指示，优选地当高级决策者5b是飞机上的人类飞行员时，高级决策者5b可以做出决定。然而，本公开绝不限于这样的高级决策者5b，相反地，高级决策者5b也可以是飞机上的自动驾驶仪或者人工智能，或者高级决策者5b(其可以再次是人类操作者或者人工智能的形式)可以位于地面站8中，如图2所示的那样。在这种情况中，如所述的那样，高级决策者也可以是人类操作者或者人工智能。
图5以图形的形式示出了用于控制飞机的期望力X、Y、Z和期望力矩L、M、N(右边)与可用于生成这些力或力矩的致动器(左边)之间的关系。
所述致动器包括6个升降单元(对比图1中的附图标记2)，由它们各自的转速ω1到ω6表示。另外，有两个前向推进单元(推动器)(参考图1中的附图标记3)，也由它们各自的转速ω7和ω8表示。进一步地，还有上文已经提到的控制面(参考图1中的附图标记4a到4c)。
图5中的箭头表示所述致动器中的哪些致动器被用于或者需要生成相应的力和扭矩。
图6示出具有可能的函数或者函数类型的表格，这些可能的函数或者函数类型可用作根据本公开方法的各种实施例中的滤波函数，以控制相应控制的混入和混出。
表格的左栏列出了对应的函数名称，而表格的右栏示出了对应的数学表示。
通常根据经验或在试飞过程中确定各个函数参数，以适当调整所述函数，并从而调整所述控制的混合行为。
图7和图8示出用于不同的滤波函数类型的控制状态(权重)的混合。
图7示出使用单极点低通滤波器实现从VTOL向固定翼飞机模式的转换，图8示出使用双曲正切函数实现从VTOL向固定翼飞机模式的转换。
在这两种情况下，交叉线(crossed-out line)表示针对固定翼飞机模式的相关子组的致动器的控制命令的权重，该权重随着时间的推移从0值(VTOL模式中)逐渐增加到1值(固定翼飞机模式中)。(用于VTOL模式的)另一子组的致动器的控制命令的权重相应地从1值逐渐下降变成0值，其中，这两种模式的基于时间的权重变化在每种情况下都相对于中位加权值0.5而言是对称的，但是本公开不对此进行限制。
在图8示出的情况中，这两种模式之间的转换速度明显快于图7所示的实施例情况的转换速度。原则上，可以通过相应地调整，特别是通过调整根据图6的滤波函数类型，来使所述转换适应特定的应用。
如前面所述的，混入比混出更快，也即，以比混出时间更短的时间完成，这意味着混入时间与混出时间之间存在着明显的差异，其中，混入通常更快。然而，这在图7和图8中没有分别示出。

Claims (15)

1.一种控制转换型飞机(1)、尤其是电动垂直起降飞机的方法，所述飞机(1)包括多个致动器(2，3，4a-4c)，所述飞机(1)能够在针对起降的第一状态与针对水平飞行的第二状态之间进行转换，所述方法包括在所述第一状态下控制来自所述多个致动器(2，3，4a-4c)的第一致动器子集和在所述第二状态下控制来自所述多个致动器(2，3，4a-4c)的第二致动器子集，所述方法使用通过至少一个飞控计算机(5)实施的状态机(5a)，所述方法包括至少以下步骤：
a)向所述飞控计算机(5)提供多个飞行参数的测量或评估，所述飞行参数优选地包括所述飞机(1)的当前空速(va)和当前姿态(q)；
b)依据来自所述第一状态和所述第二状态的当前状态，通过所述状态机(5a)检查与所述当前状态关联的各自的预定义条件集(C1-C8)是否得到满足，所述条件(C1-C8)基于所述飞行参数与各自的预定义阈值的比较，优选基于所述飞机(1)的当前空速(va)和当前姿态(q)的测量或评估分别与各自的预定义阈值的比较；
c)若所述预定义条件集中的所有条件(C1-C8)都得到满足，则向高级决策者(5b)发送所述飞机(1)的对应状态的信号，并且等待来自所述高级决策者(5b)的从所述状态向所述第一状态和所述第二状态中的另一状态转换的确认；
d)如果所述高级决策者(5b)已经批准了所述转换，则指示所述飞控计算机(5)执行从所述当前状态向所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态的转换；
e)在在步骤d)中执行所述转换后，根据在所述飞控计算机(5)上实施的依赖于状态的控制法则，根据所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态指挥所述飞机(1)；
f)返回步骤a)；
其中，所述步骤e)包括随着时间(t)的推移逐渐地混入针对所述第一状态和所述第二状态中的所述另一状态的控制法则，同时随着时间(t)的推移逐渐地混出针对所述当前状态的控制法则。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述飞行参数包括以下至少一者：
所述飞机(1)的当前空速(va)、所述飞机(1)的当前姿态(q)、所述飞机(1)中包括的升降单元(2)的总合力(fl)、优选针对所述第一致动器子集和所述第二致动器子集中的一个子集而言的、来自所述多个致动器(2，3，4a-4c)的健康致动器的数量，其中该一个子集对应于所述第一状态和所述第二状态中不同于所述当前状态的那个状态。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述致动器(2，3，4a-4c)包括升降单元(2)、前向推进单元(3)和控制面(4a-4c)，例如襟翼、升降舵、方向舵和副翼。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中，所述高级决策者(5b)是以下至少之一：
所述飞机(1)上的飞行员(7)、地面上的操作者(9)、机载或者地面上的人工智能单元。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中，所述条件集包括以下至少一者：
根据至少一个对应的姿态阈值对所述飞机(1)的姿态(q)的评估；
根据至少一个对应的空速阈值对所述飞机(1)的空速(va)的评估；
根据至少一个对应的升力阈值对所述致动器(2，3，4a-4c)的总合成升力(fl)的评估；
根据所述第一状态和所述第二状态中与所述当前状态不同的那个状态下所述多个致动器(2，3，4a-4c)中实现稳定飞行所需的致动器数量对健康致动器的数量的评估。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述转换在飞行中的某一时刻下执行，在该时刻下，所述飞机(1)能够在所述第一状态和所述第二状态下均实现稳定飞行。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，其中，所述高级决策者(5b)能够指挥所述转换，即使所述预定义条件集中的所有条件(C1-C8)都得到满足的情况是不存在的。
8.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，其中，所述高级决策者(5b)在所述预定义条件集中的所有条件(C1-C8)都得到满足的情况不存在的情况下被禁止指挥所述转换。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的方法，其中，所述飞控计算机(5)经由和/>通过考虑每个致动器(2，3，4a-4c)的权重矩阵/>和物理限制(例如，分别是上限/>和下限/>)来为所述飞机(1)计算链接到实际致动器命令/>的期望伪控制命令其中，矩阵/>是控制有效性矩阵并包含给定致动器(2，3，4a-4c)在νdes的元素的方向上如何有效的信息，其中，/>其中，所述逐渐混入和混出控制法则包括修改所述权重矩阵。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，
在所述第一状态期间，仅使用来自所述第一子集的致动器，并且这些致动器在所述权重矩阵Wu上被分配的权重为1，而来自所述第二子集的致动器被分配的权重为0，其中，优选地，所述第二子集包括所述飞机(1)的控制面(4a-4c)；
在所述第二状态期间，仅使用来自所述第二子集的致动器，并且这些致动器在所述权重矩阵Wu上被分配的权重为1，而来自所述第一子集的致动器被分配的权重为0，其中，优选地，所述第一子集包括所述飞机(1)的升降器(2)；
其中，优选地，所述权重矩阵Wu中用于指代所述飞机(1)的前向推进单元(3)的权重在两种状态下总是被设置为1。
11.根据权利要求9或10所述的方法，其中，通过使用数学滤波函数f来在0与1之间动态地转换所述权重，所述函数优选地是以下之一：单极点低通滤波器、双极点低通滤波器、二阶低通巴特沃斯滤波器、代数函数、S型函数(例如，双曲正切函数、反正切函数或逻辑函数)；
其中，更优选地，所述函数由以下公式给出：
f(x)＝0.5+0.5tanh((x-a)/b)
所述公式具有可调整的常数值a和b。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的方法，其中，分别使用不同的混合模式来实现从所述第一状态向所述第二状态的转换以及从所述第二状态向所述第一状态的转换，所述混合模式优选地涉及使用根据权利要求11所述的不同的滤波函数，其中，更优选地，来自所述第一致动器子集的致动器随着第一时间的推移而被混入、并随着第二时间的推移而被混出，所述第一时间短于所述第二时间，其中，更优选地，所述混合模式基于所述状态机(5a)提供的输入参数而进行修改。
13.根据权利要求1至12中任一项所述的方法，其中，混合模式(例如，根据权利要求11所述的滤波函数类型和/或滤波函数参数)能够针对不同的飞行场景进行预定义、并基于所述状态机(5a)向所述飞控计算机(5)的飞控算法提供的状态进行选择，或者基于各种检测到的或者可检测的条件(例如，环境条件、飞机健康状况、飞行员请求等)使用各个不同的参数化(例如，不同的增益和/或常量)在飞行期间动态地进行改变。
14.根据权利要求1至13中任一项所述的方法，其中，混合模式(例如，根据权利要求11所述的滤波函数类型和/或滤波函数参数)被进一步调整以实现至少一个二级目标，例如，转换期间的最小功耗、转换所需的最小时间、转换期间的最小物理负载等等。
15.一种转换型飞机(1)，尤其是电动垂直起降飞机，所述飞机(1)包括多个致动器(2，3，4a-4c)，并且所述飞机(1)能够在针对起降的第一状态和针对水平飞行的第二状态之间进行转换，所述飞机(1)包括至少一个飞控计算机(5)，所述飞控计算机(5)用于执行根据上述任一权利要求所述的方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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EP3889727B1 (en) * 2020-03-30 2024-04-03 Volocopter GmbH Method of controlling an aircraft, flight control device for an aircraft, and aircraft with such flight control device

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