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Die
Erfindung betrifft eine Flugregelanordnung für selbstfliegende Fluggeräte, insbesondere
Mikroflugzeuge, mit einem Satelliten-Positionsempfänger, einer
Auswertungseinrichtung zur Berechnung eines Kurses zu eingegebenen
Zielkoordinaten, einer ersten Regeleinrichtung zur Regelung des
Kurses und der Flughöhe mittels
der aktuellen, vom Satelliten-Positionsempfänger empfangenen Positionsdaten
und einer zweiten Regeleinrichtung, deren Regelzeit wesentlich kleiner
ist als die der ersten Regeleinrichtung, zur Regelung von Flugeigenschaften
unter Verwendung von Ausgangssignalen von Sensoren und mittels Aktuatoren
für wenigstens
ein Höhenruder
und ein Querruder.
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Die
hier angesprochenen selbstfliegenden Fluggeräte sind Fluggeräte, die
mit eingegebenen Flugparametern, also Zielkoordinaten und Flughöhe, in der
Lage sind, das eingegebene Ziel selbsttätig anzufliegen und dabei automatisch
Start und Landung zu absolvieren. Derartige selbstfliegende Fluggeräte sind
somit von unbemannten Fluggeräten
zu unterscheiden, die durch menschliche Eingriffe, beispielsweise
durch eine Fernbedienung, zumindest teilweise gesteuert werden.
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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich auf unbemannte Mikroflugzeuge,
die eine Gesamtmasse von etwa 5 kg aufweisen und beispielsweise
auch für
eine Gesamtmasse von 500 g ausgelegt sein können. Um derartige Mikroflugzeuge
autonom fliegen lassen zu können,
muss die Flugregelung des Fluggeräts mit einem Minimum an Gewicht
und Platzbedarf auskommen, da für
die kleinsten Mikroflugzeuge das tolerierbare Gewicht für die Flugregelanordnung
unter 100 g liegen muss.
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Derartige
bekannte Mikroflugzeuge sind mit Satelliten-Positionsempfängern ausgestattet,
die seit einiger Zeit in miniaturisierter Form auf dem Markt sind.
Diese miniaturisierten Satelliten-Positionsempfänger weisen allerdings den
Nachteil auf, dass ihre Update-Rate relativ gering ist und bei etwa
4 Hz liegt. Für
die Regelung von Flugzuständen
sind daher die Satelliten-Positionssignale und die daraus resultierenden
berechneten Kurssignale prinzipiell nicht geeignet.
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Die
Sensoren für
die Fluglageregelung sind, wenn sie in einer für Mikroflugzeuge geeigneten
Form ausgebildet sind, also auf der MEMS (Micro-Electro-Mechanical
Systems)-Technik beruhen, mit erheblichen Fehlern behaftet, die
eine aufwändige
Aufbereitung der Ausgangssignale der Sensoren an Bord des Mikroflugzeugs
erfordern. Da auch die Prozessorleistung an Bord des Mikroflugzeugs
aus Kosten- und
Platzgründen derzeit
auf ca. 200 MHz beschränkt
ist, können
rechenintensive Verfahren auf Beobachterbasis, wie die Nutzung von
Kalman-Filtern höherer
Ordnung nicht mit der notwendigen Update-Rate von 100 Hz in Echtzeit
umgesetzt werden. Eine für
Mikroflugzeuge geeignete Flugregelanordnung, die einen völlig autonomen
Flug des Mikroflugzeugs gestattet, ist daher nicht bekannt.
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Der
vorliegenden Erfindung liegt somit die Aufgabe zugrunde, eine Flugregelanordnung
zu erstellen, die für
einen autonomen Flug eines Mikroflugzeugs geeignet ist, also mit
prinzipiell stark fehlerbehafteten kleinen Sensoren auskommt.
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Diese
Aufgabe wird erfindungsgemäß mit einer
Flugregelanordnung der eingangs erwähnten Art dadurch gelöst, dass
die zweite Regeleinrichtung an Drehratensensoren, einen Statikdrucksensor
und einen Differenzdrucksensor angeschlossen ist und aus den Sensorwerten
aktuelle Flugzustandswerte ermittelt und die Aktuatoren steuert
und dass aus den Ausgangssignalen der Sensoren, an die die zweite
Regeleinrichtung angeschlossen ist, Signale generierbar sind, die
mit Signalen der Auswertungseinrichtung für den Satelliten-Positionsempfänger vergleichbar
sind und dass mit durch den Vergleich gebildeten Signalen die aus
den Sensorwerten gebildeten Regelsignale korrigierbar sind.
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Erfindungsgemäß werden
somit die Sensorsignale als Signale mit einer hohen Dynamik verwendet, die
jedoch bezüglich
der gemessenen Absolutwerte so fehlerbehaftet sind, dass bereits
nach einer gewissen Messzeit ein erheblicher Fehler des Absolutwerts
auftritt. Dieser Fehler ist jedoch mit den Signalen des Satelliten-Positionsempfängers korrigierbar,
der genauere Messsignale, jedoch mit einer niedrigen Dynamik, erstellt.
Die erfindungsgemäße Flugregelanordnung
kommt mit einer minimalen Anzahl an Sensoren aus, um ein völlig autonomes
Fliegen des Fluggeräts
in Verbindung mit den Signalen des Satelliten-Positionsempfängers zu
ermöglichen.
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Der
Satelliten-Positionsempfänger
kann seine Positionsdaten über
alle gebräuchlichen
Satelliten-Navigationssysteme empfangen, wie GPS, GLONASS oder – künftig – GALILEO.
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Die
erste Regeleinrichtung ist zweckmäßigerweise durch ein Navigationsmodul
und ein Autopilot-Modul gebildet.
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Die
zweite Regeleinrichtung enthält
bevorzugt eine Dämpfungseinrichtung
für die
Einleitung der von den Sensoren gemessenen Parameter in die Regelung
und einen Basisregler für
die Aktuatoren.
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Die
Regeleinrichtungen sind vorzugsweise kaskadiert angeordnet. Dies
bedeutet, dass das Regelsignal eines höheren Regelkreises ein Eingangssignal
eines darunter angeordneten Regelkreises bildet. Bevorzugt ist die
erste Regeleinrichtung der zweiten Regeleinrichtung übergeordnet.
Weiter bevorzugt ist das Navigationsmodul dem Autopilot-Modul übergeordnet.
Innerhalb der zweiten Regelein richtung bildet die Dämpfungseinrichtung
die untere Ebene, über
der der Basisregler angeordnet ist.
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Die
erfindungsgemäße Regelanordnung
soll im Folgenden anhand des beigefügten schematischen Blockschaltbildes
näher erläutert werden.
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Die
Zeichnung lässt
ein Mikroflugzeug 1 mit Tragflächen 2 und einem Antrieb 3 in
Form eines Propellers erkennen. An einem Höhenleitwerk 4 befindet
sich ein Höhenruder 5.
Für eine
Kursänderung
ist ein Querruder 6 vorgesehen.
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Das
Mikroflugzeug ist mit einem GPS-Empfänger als Satelliten-Positionsempfänger und
mit mehreren (nicht dargestellten) Sensoren ausgestattet. Demgemäß gelangen
die nachstehend näher
erläuterten
Messsignale auf eine Datenverarbeitungsstufe 7. Die Signale
beinhalten die nachstehend angegebenen Informationen:
- Lat
- die tatsächliche
(vom GPS-Empfänger
festgestellte) geografische Breite
- Lon
- die tatsächliche
(vom GPS-Empfänger
festgestellte) geografische Länge
- H_GPS
- die tatsächliche
(vom GPS-Empfänger
ermittelte) Flughöhe
- VN, VE, VD
- die tatsächlichen
(vom GPS-Empfänger
ermittelten) Geschwindigkeiten in X-, Y- und Z-Richtung
- p_stat
- den (von einem Statikdrucksensor
gemessenen) Statikdruck
- p_stau
- den (von einem Differenzdrucksensor
gemessenen) Staudruck am bewegten Mikroflugzeug
- p, q, r
- von Drehratensensoren
gemessene Drehraten um flugzeugeigene Achsen.
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Die
Signale Lat und Lon werden im Wesentlichen unverändert auf Ausgänge der
Datenverarbeitungsstufe 7 geleitet. Aus den Signalen des
GPS-Empfängers
wird ein Kurs χ errechnet
und durch ein Tiefpassfilter von hochfrequenten Störanteilen
befreit. In ähnlicher
Weise wird ein Kursänderungssignal χ . ermittelt.
Demgemäß stehen
am Ausgang der Datenverarbeitungsstufe die Signale „chi_gefiltert" und „chi_dot_gefiltert" zur Verfügung.
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Die
von den Sensoren des Mikroflugzeugs 1 bereit gestellten
Signale dienen dazu, den Flugzustand des Mikroflugzeugs 1 zu
regeln.
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Hierzu
gehören
die Höhenregelung
und die Fahrtregelung (Geschwindigkeitsregelung).
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Für die Höhen- und
die Fahrtregelung werden die Daten des Statikdruck- und des Differenzdrucksensors
(p_stat und p_stau) ausgewertet. Aufgrund der Anforderungen an das
Mikroflugzeug
1 werden Sensoren verwendet, deren Signalanteile
verrauscht sind und ggf. eine nicht unerhebliche Drift aufweisen.
Zur Reduzierung des Rauschanteils werden die beiden Drucksignale
einem Tiefpassfilter zugeführt.
Der verminderte Rauschanteil sorgt für eine reduzierte Servoaktivität im hochfrequenten
Bereich und verlängert
damit die Lebensdauer der Aktuatoren. Die Tiefpassfilterung des
Differenzdrucksignals sorgt für
eine erhöhte
Schubruhe. Dies bewirkt eine sanfte Ansteuerung des Antriebs
3 und
vermeidet starke rotatorische und translatorische Beschleunigungen
durch den Motor des Antriebs
3. Dabei wird in Kauf genommen,
dass Abweichungen von der Sollgeschwindigkeit erst zeitverzögert ausgeregelt
werden. Mathematisch lässt
sich die Tiefpassfilterung wie folgt darstellen:
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Im
nächsten
Schritt müssen
die Druckwerte in eine entsprechende Flughöhe und Fluggeschwindigkeit umgerechnet
werden. Für
die Flughöhe
beruht das Mess prinzip auf der nachstehenden Beziehung zwischen statischem
Druck und Höhe
unter Zugrundelegung der Normatmosphäre:
mit
τ = dT/dH = –6.5K/km R – Gaskonstante p
0 – stat.
Druck in der Bezugshöhe
T
0 – Standardtemperatur
in NN (288.15K) Auf diese Weise wird eine hochfrequente Messung
der Flughöhe
auf der Basis einer Druckmessung ermöglicht. Je nach Einstellung
dieser Werte und nach Abweichung von den Bedingungen der Normatmosphäre ergeben
sich Fehler in der absoluten Höhe.
Wichtig ist jedoch, dass schnelle Höhenänderungen mit ausreichender
Genauigkeit bestimmt werden können.
Um ein langzeitstabiles Signal für
die absolute Höhe
zu erhalten, wird die Höheninformation
des GPS-Empfängers
H_GPS gefiltert genutzt. Damit ergibt sich dann
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Die
Zeitkonstante für
das Filter für
die Höheninformation
des GPS-Empfängers
beträgt
TH,K = 10 s. Damit wird die Drift des Statikdrucksensors
ausreichend kompensiert bei gleichzeitiger Glättung des niederfrequenten
GPS-Signals. Das Ergebnis der Filterung erbringt eine Höheninformation
mit einem Filter von nur ca. |ΔH|
= 5 m. Damit steht ein langzeitstabiles und hochfrequentes Signal
H_baro, gefiltert für
die Regelung der Flughöhe
am Ausgang der Datenverarbeitungsstufe 7 zur Verfügung.
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Für die Bestimmung
der Fahrt ist der Staudruck p_stau, also die Differenz aus Gesamtdruck
und statischem Druck die relevante Größe. Der Staudruck ist bei inkompressibler
Strömung
dem Quadrat der Geschwindigkeit proportional. Damit ergibt sich
für die
Geschwindigkeit folgender Zusammenhang:
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Die
Luftdichte ρ ist
direkt nicht messbar und muss aus der idealen Gasgleichung bestimmt
werden:
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Für eine erste
Näherung
ist es ausreichend, für
die Luftdichte den Wert in Meereshöhe nach der Normatmosphäre zu übernehmen: σo = 1,225 kg/m3
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Die
der Datenverarbeitungsstufe
7 zugeführten Drehraten dienen der
Regelung des Flugzustandes des Mikroflugzeugs
1. Die Signale
müssen
jedoch einer zeitlichen Dämpfung
unterworfen werden, bevor sie auf die Ruder
5,
6 des
Mikroflugzeugs
1 zurückgeführt werden.
Die gemessenen Drehraten p, q, r sind stark driftbehaftet. Aus diesem
Grund werden die Drehraten p, q, r in der Datenverarbeitungsstufe
7 hochpassgefiltert,
um Nullpunktfehler und Drift zu eliminieren. Daraus ergibt sich
dann:
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Zur
Stabilisierung der Lage des Mikroflugzeugs 1 im Raum werden die
EULER Winkel Φ, θ, Ψ benötigt. Erfindungsgemäß wird bei
dem Mikroflugzeug
1 auf die Regelung der Gierlage (Winkel Ψ) verzichtet.
Um aber die Stabilität
um die Hochachse zu erhöhen,
wird auf die Kursänderungsgeschwindigkeit χ . zurückgegriffen.
Dieser Wert wird durch Differenzieren aus dem GPS-Kurs χ berechnet.
Die exakte Berechnung des Hängewinkels ϕ und
des Nickwinkels θ aus
den flugzeugfesten Drehraten ergibt sich aus dem folgenden Differentialgleichungssystem
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Bei
Verwendung der verrauschten und mit Drift behafteten Sensormesswerte
p, q, r ergeben sich hierbei jedoch schon nach kurzer Zeit sehr
große
Winkelfehler. Aus diesem Grund wird zur Berechnung des Nick- und
Hängewinkels
eine Ermittlung der Winkel durch angenäherte Integration (Prinzip
der Pseudointegration) durchgeführt.
Aus dem obigen Differentialgleichungssystem ergibt sich Θ . = qK·cosΦ – rK·sinΘ
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Die
Längsneigung
(Nickwinkel θ)
lässt sich
bei Φ =
0 aus Integration der Nickgeschwindigkeit ermitteln. Die Integration
liefert jedoch einen falschen Wert bei Kurvenflug und bei einem
Nullpunktfehler bzw. einer Drift der für die Bestimmung der Drehraten
p, q, r verwendeten Gyrator-Sensoren. Diese Fehler werden begrenzt,
wenn q
K „pseudointegriert" wird, d.h. auf ein
Filter erster Ordnung geführt
wird. Dies entspricht einer Hochpassfilterung der Nickrate und anschließender Integration:
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Auf
diese Weise entsteht ein Näherungswert
für die
Längsneigung,
der für
die Zwecke der Stabilisierung ausreicht. Der sich zwangsläufig ergebende
Fehler im Nickwinkel θ wird
durch einen übergeordneten
Höhenregler
ausgeglichen, der unten näher
erläutert
wird. Dies ist möglich,
weil sich eine Abweichung im Nickwinkel durch eine Änderung
der Sollhöhe
bemerkbar macht.
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Aus
dem obigen Differentialgleichungssystem lässt sich ferner entnehmen,
dass sich die Änderung des
Hängewinkels
bei kleinen Nickwinkeln näherungsweise
berechnet zu Φ =
pK
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Durch
Integration der verrauschten und mit Drift behafteten Drehrate p
ergeben sich schon nach kurzer Zeit große Fehler im Hängewinkel Φ. Dieser
Winkel ist also noch nicht für
die Regelung der Querlage geeignet und muss deshalb durch weitere
Maßnahmen
geschützt
werden.
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Für den koordinierten
Kurvenflug (ohne Seitenbeschleunigung) gilt:
Vernachlässigt man den Schiebewinkel β
K,
was insbesondere bei Seitenwind zu Fehlern führt, und setzt näherungsweise
Ψ . ≈ χ . so
ergibt sich ein genäherter
Stützwert
für den
Hängewinkel,
der aus dem GPS-Signal
berechnet werden kann:
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Damit
steht ein langzeitstabiler, aber niedrigfrequenter Hängewinkel
aus dem GPS-Signal und ein hochfrequenter aber driftbehafteter Hängewinkel
aus den Drehratensensoren zur Verfügung. Es liegt also nahe, diese
Winkel über
ein komplementäres
Filter (Hochpass für
Signal der Drehratensensoren und Tiefpass für GPS-Signal) zusammenzuführen. Damit
ergibt sich schließlich
der zur Regelung verwendete Hängewinkel
zu
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Als
Kompromiss für
gutes Kurzzeit- und Langzeitverhalten wurde für den Komplementärfilter
eine Zeitkonstante von TΦ,K = 1 s gewählt. Es
ergibt sich dabei ein maximaler Fehler von ca. 2°. Diese Genauigkeit reicht aus,
da dem Hängewinkelregler
noch der Kursregler, der Abweichungen vom Sollkurs durch Fehler
im Hängewinkel
ausregelt, übergeordnet
ist, wie unten noch näher
erläutert
wird.
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Die
so aufbereiteten Signale gelangen auf verschiedene Stufen und Regeleinrichtungen.
Die Signale Lat werden einem Navigationsmodul 8 als Ist-Signale
Lat_ist und Lon_ist zugeführt
und mit in das Navigationsmodul eingebenen Zieldaten Lat_soll und
Lon_soll verglichen, um am Ausgang des Navigationsmoduls 8 ein
Sollsignal für
den Kurs Chi_soll zur Verfügung
zu stellen.
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Dem
Navigationsmodul ist ein Autopilot 9 regelungstechnisch
untergeordnet, in das eine Sollgeschwindigkeit VA_soll und eine
Sollhöhe
H_soll eingebbar sind.
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Unter
Berücksichtigung
der dem Autopilot-Modul 9 zugeführten Ausgangssignale der Datenverarbeitungsstufe 7,
nämlich
H_baro, gefiltert, VA_gefiltert, chi_gefiltert und chi_dot_gefiltert
werden Steuersignale F_soll für
den Antrieb 3 und theta_soll für den Nickwinkel und phi_soll
für den
Hängewinkel
generiert. Das Sollsignal F_soll für den Antrieb 3 gelangt
unmittelbar auf das Mikroflugzeug 1, während die beiden anderen Ausgangssignale
neue Angangssignale eines untergeordneten Basisreglers 10 bilden.
Dem Basisregler 10 werden ferner die Ausgangssignale phi_pseudo,
phi_gefiltert, r_gefiltert und theta_pseudo der Datenverarbeitungsstufe 7 als
Eingangssignale zugeführt.
Die Differenz zwischen theta_soll und theta_pseudo eines Stabilisationskreises
einerseits und die gefilterte Nickgeschwindigkeit q des Dämpfers andererseits
werden im Basisregler 10 zur Ausbildung des Stellsignals
eta_soll für
das Höhenruder 5 ausgewertet.
Durch die Rückführung der
Nickgeschwindigkeit qK lässt sich im Wesentlichen die
Anstellwinkelschwingung beeinflussen. Durch diese Maßnahme wird
eine künstliche
Nickdämpfung
erzeugt, die sich direkt auf die Dämpfung der Anstellwinkelschwingung
auswirkt.
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Die
Rückführung der
Rollgeschwindigkeit pK auf das Querruder 6 führt zu einer
Dämpfung
der Rollbewegung. Auch hier wird durch eine Verstärkung im
Rückwärtszweig
eine künstliche
Rolldämpfung
erzeugt. Auf ein Seitenruder ist bei dem Mikroflugzeug 1 aus
Gewichtsgründen
verzichtet worden.
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Zur
Erstellung des Stellsignals ksi_soll für das Querruder ist ferner
eine Rückführung der
Giergeschwindigkeit rK auf das Querruder 6 vorgesehen,
da ein klassischer Gierdämpfer
durch das fehlende Seitenruder nicht realisiert werden kann. Bei
einer positiven Störung
in der Giergeschwindigkeit soll das Querruder dazu positiv ausgeschlagen
werden, was zu einem negativen Hängewinkel
führt.
Zeitlich verzögert
ergibt sich aus der Neigung des Auftriebvektors eine negative Giergeschwindigkeit,
die die anfängliche
Störung
kompensiert.
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Neben
der Rückführung der
schnellen Drehraten p, q, r kann zur Dämpfungserhöhung sowohl die Vertikalgeschwindigkeit H . als
auch die Kursänderungsgeschwindigkeit χ . direkt
auf die Ruder 5, 6 zurückgeführt werden. Diese rückgeführten Signale
sind im Vergleich zu den Drehraten p, q, r sich langsam ändernde Größen. Aus
diesem Grund beeinflussen sie auch hauptsächlich die Eigenschaften des
Bahnreglers und weniger die des Flugeigenschaftenreglers.
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Die
Regelmodule 8, 9, 10 und die über die
Dämpfung
ebenfalls Regelfunktionen ausübende
Datenverarbeitungsstufe 7 sind kaskadisch aufgebaut, wobei
das Stellsignal des Reglers auf der höheren Ebene ein Führungssignal
für einen
darunter befindlichen Regler bildet.
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Auf
der höchsten
Ebene befindet sich das Navigationsmodul 8, dessen Ausgangssignal
chi_soll ein Stellsignal für
das Autopilot-Modul 9 bildet. Die Ausgangssignale theta_soll
und phi_soll bilden ihrerseits Eingangssignale (Stellsignale) für den Basisregler 10 in
dessen Stabilisierungsfunktion. Die Dämpferfunktion der Datenverarbeitungsstufe 7 in
Verbindung mit dem Basisregler 10 bildet die unterste Reglerstufe.
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Die
innerste Regelschleife (Dämpfung
und Stabilisator) weist die kürzeste
Regelzeit auf, während
der Autopilot eine längere
Regelzeit und das Navigationsmodul 8 die längste Regelzeit
aufweisen.
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Die
inneren Regelschleifen 7, 10, die die erste Regeleinrichtung 7, 10 bilden,
funktionieren für
den hochfrequenten Anteil auch beim Ausfall der äußeren Regelschleifen 8, 9,
die erste Regeleinrichtungen 8, 9 bilden.
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Die
dargestellte Flugregelanordnung benötigt somit außer dem
GPS-Empfänger
lediglich Sensoren für die
Drehraten p, q, r und Druckmesseinrichtungen für den statischen Druck p_stat
und für
den Staudruck p_stau. Durch eine geschickte Kombination mit den
Daten des GPS-Empfängers
gelingt es, eine vollständige und
funktionierende Regelung aller Flugzustände des Mikroflugzeugs 1 durchzuführen und
dabei für
die Flugregelanordnung mit einem minimalen Gewicht (< 100 g) und mit
minimalem Platzbedarf auszukommen.
