DE102020107456A1

DE102020107456A1 - Verfahren und Steuergerät zur Kurvenkoordinierung eines Fluggerätes sowie ein Fluggerät mit Kurvenkoordinierung

Info

Publication number: DE102020107456A1
Application number: DE102020107456.5A
Authority: DE
Inventors: Johannes Stephan; Christoph Seiferth; Burak Yüksel
Original assignee: Volocopter GmbH
Current assignee: Volocopter GmbH
Priority date: 2020-03-18
Filing date: 2020-03-18
Publication date: 2021-09-23
Also published as: CN113492971B; US11989037B2; US20210294354A1; CN113492971A

Abstract

Verfahren zur Steuerung eines Fluggerätes mit einer Mehrzahl Antriebseinheiten, insbesondere einer Mehrzahl elektrischer Antriebseinheiten, und einem Steuergerät zur Flugsteuerung, wobei in das Steuergerät zur Flugsteuerung mindestens ein laterales Steuersignal eingegeben wird, um eine laterale Bewegung des Fluggerätes einzuleiten. Wesentlich ist, dass eine Geschwindigkeit (V) des Fluggerätes durch eine Geschwindigkeitsschätzung (6) ermittelt wird und in Abhängigkeit der geschätzten Fluggeschwindigkeit (V) und eines kommandierten Rollwinkels (ϕ_C) und eines kommandierten Nickwinkels (θ_c) eine Wenderate (ψ̇) berechnet wird und die laterale Bewegung durch Eingabe des lateralen Steuersignals automatisch mit der berechneten Wenderate (ψ̇) eingeleitet wird.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung eines Fluggerätes gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 sowie ein Steuergerät zur Flugsteuerung eines Fluggerätes gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 8. Die Erfindung betrifft auch ein Fluggerät, das ein erfindungsgemäßes Steuergerät aufweist.
Aus dem Stand der Technik sind Fluggeräte mit einer Mehrzahl an Antriebseinheiten bekannt. Insbesondere senkrecht startende und landende Fluggeräte, auch bekannt als VTOL (Vertical Take-off and Landing), weisen mehrere Antriebseinheiten auf.
Dabei sind senkrecht startende und landende Fluggeräte mit mehreren Antriebseinheiten und mehreren Rotoren bekannt, insbesondere aus der DE 10 2012 202 698 A1 .
Ein solches Fluggerät weist üblicherweise mindestens ein Steuergerät zur Flugsteuerung z. B. in Form eines Flight Control Computers auf, in den ein Steuersignal von einem Piloten eingegeben wird, um dieses in eine definierte Flugbewegung umzusetzen. Das Steuersignal umfasst dabei eine kommandierte Bewegung des Fluggerätes. Durch das Steuergerät zur Flugsteuerung wird anhand des Steuersignals eine Schubverteilung ermittelt, die erforderlich ist, um eine entsprechende Bewegung mittels der Antriebseinheiten, insbesondere der elektrischen Antriebseinheiten, einzustellen. Zusätzlich können Aktoren, wie z. B. Seiten- oder Querruder betätigt werden, um die gewünschte Flugbewegung umzusetzen.
Zum Manövrieren des Fluggerätes sind unter anderem laterale Bewegungen notwendig, die zu einer Richtungsänderung des Fluggeräts führen. Verschiedene Arten der lateralen Bewegung unterscheiden sich insbesondere in der Wenderate des Fluggerätes. Ist die Wenderate ungleich null, so gibt ihr Betrag einen Winkelbereich an, den das Fluggerät in einer definierten Zeiteinheit bei einem Kurvenflug durchfliegt. Ist die Wenderate null, umfasst die laterale Bewegung des Fluggerätes eine reine seitliche Translationsbewegung.
In bekannten Verfahren ist es die Aufgabe des Piloten, anhand der vorliegenden Fluggeschwindigkeit zu entscheiden, welche Wenderate eingestellt wird und ein entsprechendes Signal in das Steuergerät zur Flugsteuerung einzugeben.
Eine solche Flugsteuerung ist aus US 2018/0244369 A1 bekannt. Sie umfasst ein Eingabegerät in Form eines Steuerknüppels, der neben einer Primäreingabe eine Sekundäreingabe aufweist. Die Primäreingabe dient dazu, ein Fluggerät durch Eingabe eines Rollwinkels in eine laterale Bewegung ohne Wenderate zu versetzen, während die Sekundäreingabe dazu dient, eine definierte Wenderate für das Fluggerät in einem Kurvenflug einzustellen. Die im Stand der Technik ermittelte Wenderate ist abhängig von der Fluggeschwindigkeit, welche durch Sensoren des Fluggerätes erfasst werden muss. Je höher die Fluggeschwindigkeit ist, desto geringer ist die Wenderate und umgekehrt.
Nachteilig an vorbekannten Steuerungen ist, dass eine Mehrzahl an Eingaben durch den Piloten erforderlich ist, um mit dem Fluggerät unterschiedliche Arten lateraler Bewegungen durchführen zu können. Zudem sind Sensoren zur Erfassung der Fluggeschwindigkeit erforderlich, anhand derer der Pilot entscheidet, welche Wenderate eingestellt werden soll. Besagte Sensoren sind jedoch fehleranfällig und kostenintensiv in der Anschaffung.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, das Verfahren zur Steuerung sowie die Steuerung von Fluggeräten zu vereinfachen und die Kosten in der Herstellung von Fluggeräten zu reduzieren.
Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren nach Anspruch 1. Vorteilhafte Ausgestaltungen finden sich in den Unteransprüchen 2 bis 7. Weiter gelöst wird diese Aufgabe durch ein Steuergerät nach Anspruch 8. Vorteilhafte Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Steuergeräts finden sich in den Ansprüchen 9 und 10. Auch das erfindungsgemäße Fluggerät gemäß Anspruch 11 und 12 löst die erfindungsgemäße Aufgabe. Zur Vermeidung von Wiederholungen werden diese Ansprüche hiermit explizit per Referenz in die Beschreibung aufgenommen.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Steuerung eines Fluggerätes mit einer Mehrzahl an Antriebseinheiten, insbesondere elektrischen Antriebseinheiten, und einem Steuergerät zur Flugsteuerung wird in das Steuergerät mindestens ein laterales Steuersignal eingegeben, um eine laterale Bewegung des Fluggerätes einzuleiten.
Wesentlich für das erfindungsgemäße Verfahren ist, dass eine Geschwindigkeit des Fluggerätes durch eine Geschwindigkeitsschätzung ermittelt wird und in Abhängigkeit der geschätzten Fluggeschwindigkeit V_est . und des lateralen Steuersignals, insbesondere eines kommandierten Rollwinkels, eine Wenderate berechnet wird und die laterale Bewegung durch Eingabe des lateralen Steuersignals automatisch mit der berechneten Wenderate eingeleitet wird.
Die Erfindung ist in der Erkenntnis der Anmelderin begründet, dass die Schätzung der Fluggeschwindigkeit sowie die automatische Ermittlung und Einstellung einer berechneten Wenderate zu einer weniger stör- bzw. fehleranfälligen Steuerung des Fluggeräts führt.
Die Erfindung unterscheidet sich daher in folgenden Aspekten von vorbekannten Verfahren: Die Schätzung der Fluggeschwindigkeit erfolgt erfindungsgemäß ohne fehleranfällige Sensoren, insbesondere ohne Strömungssensoren wie Pitot- oder Prandtlrohre. Anhand der geschätzten Fluggeschwindigkeit kann durch das Steuergerät zur Flugsteuerung ermittelt werden, welche Art der lateralen Bewegung der Pilot durch Eingabe des lateralen Steuersignals bewirken möchte. Insbesondere ist es nicht erforderlich, dass der Pilot zwei oder mehr Arten an lateralen Steuersignalen in das Steuergerät zur Flugsteuerung eingeben muss. Vielmehr ist lediglich ein Steuerelement erforderlich, mit dem ein laterales Steuersignal in das Steuergerät zur Flugsteuerung, z. B. in Form eines kommandierten Rollwinkels eingegeben wird. Alternativ kann das laterale Steuersignal auch die Ansteuerung anderer Aktoren, wie Querruder, bewirken, mit denen z. B. der Rollwinkel beeinflusst werden kann.
Die Geschwindigkeitsschätzung kann anhand eines physikalischen Modells, z. B. in Form einer Bewegungsdifferentialgleichung des Fluggerätes erfolgen. Vorzugsweise basiert die Bewegungsdifferentialgleichung auf einer Bilanz modellhaft angenommener Kräfte oder Momente, die auf den Schwerpunkt oder auf die räumlich verteilten Strukturen des Fluggerätes wirken. Die Terme der Bewegungsdifferentialgleichung können dabei die Fluggeschwindigkeit oder mathematische Ableitungen der Fluggeschwindigkeit enthalten. Durch Lösen der Bewegungsdifferentialgleichung kann die Fluggeschwindigkeit geschätzt werden, sodass vollständig auf Sensoren verzichtet werden kann, mit denen Messgrößen erfasst werden, aus denen die Fluggeschwindigkeit herkömmlicherweise unmittelbar ermittelt wird.
Vorzugsweise wird die Lösung der Bewegungsdifferentialgleichung mittels bekannter numerischer Lösungsverfahren, wie z. B. nach Euler oder Runge-Kutta, bestimmt, welche in dem Steuergerät zur Flugsteuerung implementiert sind. Es liegt im Rahmen der Erfindung, dass ein geeignetes Lösungsverfahren in Abhängigkeit der Art der Bewegungsdifferentialgleichung gewählt werden muss. Ebenso liegt es im Rahmen der Erfindung, Algorithmen zur Schätzung der Fluggeschwindigkeit heranzuziehen, bei denen die Geschwindigkeit anhand von Methoden künstlicher Intelligenz, z. B. in Form künstlicher neuronaler Netze geschätzt wird.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung des Verfahrens wird die Fluggeschwindigkeit auf der Basis eines kommandierten Nickwinkels, insbesondere in Abhängigkeit von einem Widerstandsbeiwert, ermittelt.
Der Nickwinkel gibt an, ob und wie stark das Fluggerät in seiner Querachse geneigt ist. Durch eine Neigung in einem Nickwinkel neigt sich jedoch auch die Wirkrichtung eines Gesamtschubes der elektrischen Antriebseinheiten. Dadurch erhält die Auftriebskraft neben einer vertikalen Schubkraftkomponente eine horizontale Schubkraftkomponente. Damit das Fluggerät nicht an Höhe verliert, wird der Gesamtschub derart angepasst, dass eine spezifische vertikale Schubkraftkomponente einer Gewichtskraft des Fluggerätes entgegenwirkt.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Flugs in einer horizontalen Ebene, das heißt ohne Höhenänderung, beschrieben. Dabei wird davon ausgegangen, dass der Schub so angepasst wird, dass die Änderungen der Lage entlang der z-Achse kompensiert werden. Die Kräfte in z-Richtung werden ausgeglichen, indem die Gewichtskraft des Fluggeräts, die nach unten zeigt, durch die z-Komponente des Schubvektors (vertikale spezifische Schubkraftkomponente g) kompensiert wird.
Selbstverständlich liegt es ebenfalls im Rahmen der Erfindung, dass das Fluggerät einen Flug mit Höhenänderung durchführt. Für diesen Fall müssen die Gleichungen mit dem entsprechenden Winkel angepasst werden.
Der Anteil der horizontalen Kraftkomponente kann über trigonometrische Beziehungen zum kommandierten Nickwinkel in das Modell des Fluggerätes, insbesondere die Bewegungsdifferentialgleichung einfließen. Somit hängt die Schätzung der Fluggeschwindigkeit von dem kommandierten Nickwinkel ab. Besagte horizontale Kraftkomponente entspricht dann g tan(θ_c ), wobei g die vertikale spezifische Schubkraftkomponente und θ_c der kommandierte Nickwinkel des Fluggerätes ist.
Entsprechend dieser vorteilhaften Weiterbildung wird der Luftwiderstand, der der Flugbewegung des Fluggerätes entgegenwirkt, in der Geschwindigkeitsschätzung berücksichtigt. Der Luftwiderstand $F_{L}^{*}$
kann dabei durch folgende Formel ausgedrückt werden: $\frac{F_{L}^{*}}{m} = \frac{1}{2} \frac{p A c_{W} V^{2}}{m} = {\bar{c}}_{W} V^{2}$
Dabei ist ρ die Dichte der Luft, A ein effektiver Querschnitt des Fluggerätes aus Blickrichtung entlang eines Fluggeschwindigkeitsvektors, c_W ein Widerstandsbeiwert und V eine Relativgeschwindigkeit zwischen Fluggerät und der Luft entlang des Fluggeschwindigkeitsvektors. Für geringe Variationen der Flughöhe ist die Luftdichte quasi konstant. In diesem Fall können der Widerstandsbeiwert, der Querschnitt und die Dichte, sowie die Masse des Fluggeräts in einem Widerstandsfaktor c _w zusammengefasst werden. Durch Einbezug von F_L erhöht sich die Genauigkeit der Schätzung. Vereinfacht man die Berechnung des Luftwiderstandes, kann folgende Bewegungsdifferentialgleichung zur Schätzung der Fluggeschwindigkeit angenommen werden: $\dot{V} = - g tan (θ_{c}) - {\bar{c}}_{W} V | V | mit - \frac{π}{2} < θ_{c} < \frac{π}{2}$
Dabei ist V eine geschätzte Flugbeschleunigung, g die vertikale spezifische Schubkraftkomponente, θ_c der kommandierte Nickwinkel und c _W der Widerstandsfaktor und V die Relativgeschwindigkeit zwischen Fluggerät und der Luft entlang des Fluggeschwindigkeitsvektors.
In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung wird die berechnete Wenderate unterhalb einer ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ für die Fluggeschwindigkeit null, sodass eine Translationsbewegung eingeleitet wird.
Untersuchungen der Anmelderin haben gezeigt, dass bei der Flugsteuerung Manöver existieren, die sich sowohl durch geringe Fluggeschwindigkeiten kennzeichnen sowie durch Wenderaten gleich oder nahe null. Beispielhaft zu nennen ist ein Landeanflug oder die Einhaltung einer stationären Lage während des sog. Hoverns. Bei solchen Manövern wird vorteilhafterweise ein Zusammenhang zwischen der Fluggeschwindigkeit und der Art der gewünschten lateralen Bewegung vorgegeben.
In einer bevorzugten Ausführungsform des Verfahrens führt das Fluggerät unterhalb oder bei einer ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ bei Eingabe eines kommandierten Rollwinkels ausschließlich seitliche Translationsbewegungen durch. Dafür kann die erste Grenzgeschwindigkeit V₀ in dem Steuergerät zur Flugsteuerung festgelegt werden und während eines Flugs mit der geschätzten Fluggeschwindigkeit verglichen werden. Entspricht oder unterschreitet die geschätzte Fluggeschwindigkeit die erste Grenzgeschwindigkeit, so wird die Wenderate automatisch auf den Wert Null gesetzt.
In einer bevorzugten Ausgestaltung des Verfahrens ist eine zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor . vorgesehen. In einem Geschwindigkeitsbereich zwischen der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ und der zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor . wird die berechnete Wenderate für einen koordinierten Kurvenflug in Abhängigkeit von der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ und der zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor.angepasst, um ein zulässiges Wenderatenlimit des Fluggerätes nicht zu überschreiten.
Üblicherweise ist die Wenderate der Eingabeparameter für ein Flugregelungssystem. Das Steuergerät ist üblicherweise Teil des Flugregelungssystems. Auch die Piloteneingaben werden von Flugregelungssystem oder Flugsteuerungen üblicherweise als Wenderaten interpretiert. Das System übersetzt diese später dann in eine Gierrate.
Überschreitet die geschätzte Fluggeschwindigkeit die untere Grenzgeschwindigkeit V₀ steigt die Anzahl an Manövern, bei denen durch Eingabe eines lateralen Signals durch den Piloten ein Kurvenflug erwünscht ist. Im Gegensatz zur seitlichen Translationsbewegung ist der Kurvenflug durch einen Kurvenradius gekennzeichnet. Um einen Kurvenflug durchzuführen, kann ein Rollwinkel am Fluggerät eingestellt werden, sodass die Wirkrichtung des Gesamtschubes der elektrischen Antriebseinheiten entsprechend dem Rollwinkel zumindest anteilig in ein Kurveninneres weist. Während des Kurvenfluges treten jedoch Querkräfte auf, die das Fluggerät aus der Kurve schieben können, wenn ihnen nicht durch eine Kurvenkoordinierung entgegengewirkt wird. Die Kurvenkoordinierung kann dabei eine Reduzierung der Wenderate und/oder Regelung der Gierrate des Fluggerätes enthalten, welche jeweils in Abhängigkeit des kommandierten Rollwinkels erfolgen können.
Im querkraftfreien koordinierten Kurvenflug gilt folgende Kräftebilanz: $\dot{ψ} V = \frac{g t a n (ϕ)}{c o s (θ)}$
Dabei ist ψ̇ die Wenderate des Fluggerätes, V die Fluggeschwindigkeit des Fluggerätes, θ der Nickwinkel des Fluggerätes, g die vertikale spezifische Schubkraftkomponente und ϕ der Rollwinkel des Fluggerätes.
Mit obiger Gleichung geht vorzugsweise folgende Gesetzmäßigkeit im koordinierten Kurvenflug einher: Bei geringen Fluggeschwindigkeiten kann die ermittelte Wenderate des Fluggerätes stark ansteigen. Aufgrund der physikalisch beschränkten Manövrierfähigkeit des Fluggerätes kann die einzustellende Wenderate jedoch nicht beliebig hoch sein und muss unterhalb eines Wenderatenlimits liegen. Das Wenderatenlimit kann sich z. B. in Abhängigkeit davon ergeben, wie der koordinierte Kurvenflug des Fluggeräts erreicht wird. Sofern dieser etwa die Regelung einer Gierlage des Fluggeräts umfasst, kann das Wenderatenlimit von einem Gierratenlimit abhängen, das wiederum von der Leistungsfähigkeit der Antriebseinheiten des Fluggerätes abhängig ist.
Ein Überschreiten des Wenderatenlimits kann während des Kurvenflugs verhindert werden, indem die berechnete Wenderate reduziert wird. Dies erfolgt vorzugsweise in Form eines Koeffizienten oder eines Korrektivs, mit dem die Wenderate bei ihrer Berechnung durch das Steuergerät zur Flugsteuerung herabgesetzt wird. Dadurch verbessern sich die flugdynamischen Eigenschaften im Geschwindigkeitsbereich zwischen der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ und der zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor .
In einer vorteilhaften Ausgestaltung des Verfahrens wird die laterale Bewegung des Fluggerätes im koordinierten Kurvenflug mit der berechneten Wenderate eingeleitet, wenn die Fluggeschwindigkeit die zweite Grenzgeschwindigkeit V_coor . überschreitet.
Überschreitet die Fluggeschwindigkeit die zweite Grenzgeschwindigkeit V_coor kann die Kurvenkoordination ohne Reduzierung der Wenderate erfolgen. Vorteilhaft ist hierbei, dass das Manövrieren des Fluggerätes oberhalb der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ nicht eingeschränkt werden muss, da das Wenderatenlimit nicht überschritten wird. Dadurch verbessern sich die Manövriereigenschaften des Fluggerätes im Kurvenflug.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung des Verfahrens wird die Wenderate anhand der folgenden Formel berechnet: $\dot{ψ} = c \frac{g t a n (ϕ_{c})}{V c o s (θ_{c})}, c = {\begin{matrix} 0 & i f V < V_{0} \\ \frac{V - V_{0}}{V_{c o o r} - V_{0}} & e l s e i f V < V_{c o o r} \\ 1 & e l s e \end{matrix}$
Dabei ist ̇ψ̇ die Wenderate, c ein geschwindigkeitsabhängiger Steuerungsparameter, g die vertikale spezifische Schubkraftkomponente, ϕ_c der kommandierte Rollwinkel und θ_c der kommandierte Nickwinkel. V ist die geschätzte Fluggeschwindigkeit, V₀ die erste Grenzgeschwindigkeit und V_coor die zweite Grenzgeschwindigkeit.
Experimente und Simulationsstudien der Anmelderin haben gezeigt, dass die Festlegung der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ und der zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor . vorteilhafterweise in Abhängigkeit der individuellen Flugeigenschaften des Fluggerätes erfolgen. Damit lassen sich die sich ergebenden Geschwindigkeitsbereiche zur Ermittlung der Wenderate unter Berücksichtigung einer zulässigen Wenderate angepasst an das Fluggerät definieren. Durch die Festlegung der Grenzgeschwindigkeiten ergibt sich in einfacher Art und Weise der geschwindigkeitsabhängige Steuerungsparameter c, der einfach implementierbar ist und mit geringem Aufwand in dem Steuergerät zur Flugsteuerung in Abhängigkeit verschiedener Flugeigenschaften unterschiedlicher Fluggeräte angepasst werden kann.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung wird die berechnete Wenderate durch Verrechnung mit einer externen Eingabe, vorzugsweise durch eine manuelle Eingabe einer Wenderatenkorrektur und/oder eines Zielwerts für die Wenderate durch einen Piloten, verändert.
Liegt die ermittelte Wenderate unterhalb der maximal zulässigen Wenderate, lässt sich die Manövrierfähigkeit des Fluggerätes erhöhen, wenn der Pilot die Wenderate durch eine externe Eingabe verändern kann. Die Veränderung der Wenderate durch eine externe Eingabe kann dabei in jedem Geschwindigkeitsbereich des Fluggerätes vorteilhaft sein.
Die Wenderatenkorrektur stellt dabei einen Wert einer zusätzlichen Wenderate dar, die auf die bereits ermittelte Wenderate aufaddiert werden kann. Dadurch ermittelt das Steuergerät eine neue Wenderate, die sie für die Einstellung einer entsprechenden Flugbewegung verwendet. Dies kann die Veränderung anderer Größen wie etwa der Gierlage umfassen.
Neben der Wenderatenkorrektur kann ein Überschreiben der Wenderate im koordinierten Kurvenflug durch den Zielwert für die Wenderate erfolgen. Dabei kann die einzustellende Wenderate durch eine externe Eingabe ohne Verrechnung mit einer bereits ermittelten Wenderate erfolgen. Der Zielwert enthält dabei einen Wert, der gegebenenfalls unter Berücksichtigung des Wenderatenlimits direkt eingestellt werden kann.
Die vorliegende Aufgabe der Erfindung wird ebenfalls gelöst durch ein Steuergerät zur Flugsteuerung eines Fluggerätes nach dem Oberbegriff des Anspruchs 8.
Das erfindungsgemäße Steuergerät zur Flugsteuerung eines Fluggerätes mit einer Mehrzahl elektrischer Antriebseinheiten ist, wie an sich bekannt, dazu ausgestaltet, mindestens ein laterales Steuersignal zu empfangen, um eine laterale Bewegung des Fluggerätes einzuleiten.
Wesentlich ist, dass das Steuergerät dazu ausgestaltet ist, eine Geschwindigkeit des Fluggerätes durch eine Geschwindigkeitsschätzung zu ermitteln, eine berechnete Wenderate in Abhängigkeit der geschätzten Fluggeschwindigkeit V_est . und eines kommandierten Rollwinkels zu berechnen und die laterale Bewegung durch Eingabe des lateralen Steuersignals automatisch mit der berechneten Wenderate einzuleiten.
Das erfindungsgemäße Steuergerät weist ebenfalls die vorgenannten Vorteile des erfindungsgemäßen Verfahrens bzw. einer der bevorzugten Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Verfahrens auf.
Das Steuergerät zur Flugsteuerung kann beispielsweise in Form eines zentralen Flight Control Computers ausgeführt sein, der dazu dient, Piloteneingaben aufzunehmen und in entsprechende Steuersignale umzuwandeln, mit denen die Aktoren des Fluggerätes angesteuert werden. Es liegt jedoch ebenfalls im Rahmen der Erfindung, dass die Flugsteuerung zumindest teilweise als Fly-by-Wire-System ausgestaltet ist. Alternativ oder zusätzlich kann die Flugsteuerung mit dezentralen Steuereinheiten, z. B. in Form eines eigenständig ausgeführten Controllers oder einer dezentralen Recheneinheit am Boden wirkverbunden sein.
In einer vorteilhaften Weiterbildung ist eine Wenderatenkorrektur und/oder ein Zielwert für eine Wenderate durch manuelle Eingabe eingebbar, um die berechnete Wenderate zu verändern.
Die manuelle Eingabe der Wenderatenkorrektur und/oder des Zielwertes für eine Wenderate kann sowohl über ein Eingabeelement erfolgen, mit dem auch die lateralen Signale in das Steuergerät zur Flugsteuerung eingegeben werden, alternativ jedoch auch über ein zweites Eingabeelement. Die Eingabe kann eine numerische Eingabe einer Wenderate umfassen, die von dem Steuergerät zur Flugsteuerung unmittelbar für die Einleitung einer lateralen Bewegung übernommen wird. Dabei wird vorzugsweise durch das Steuergerät zur Flugsteuerung berücksichtigt, dass durch Umsetzung der eingegebenen zusätzlichen Wenderate oder des Zielwertes für die Wenderate die maximal zulässige Wenderate nicht überschritten wird.
In einer anderen vorteilhaften Weiterbildung ist das Steuergerät ohne strömungsmechanischen Sensor zur Geschwindigkeitsmessung ausgebildet.
Bekannte Steuergeräte von Fluggeräten sind mit strömungsmechanischen Sensoren ausgestattet, mittels derer die Fluggeschwindigkeit ermittelt werden kann. Besagte strömungsmechanische Sensoren erlauben jedoch nur eine indirekte Ermittlung der Fluggeschwindigkeit: Insbesondere Pitotrohre/Prandtlsonden sind fehleranfällig und benötigen die rechnerische Umwandlung einer Druckdifferenz in eine Fluggeschwindigkeit.
Durch die erfindungsgemäße Implementierung eines Schätzverfahrens für die Geschwindigkeitsschätzung in dem Steuergerät zur Flugsteuerung kann auf Sensorsignale für die Ermittlung der Geschwindigkeit gänzlich verzichtet werden.
Es liegt jedoch im Rahmen der Erfindung, dass das Steuergerät mit anderen Sensoren verbunden sein kann. Dazu gehören beispielsweise Beschleunigungssensoren, Sensoren für Umgebungswerte wie Windgeschwindigkeiten oder Höhensensoren.
Die erfindungsgemäße Aufgabe ist ebenfalls gelöst durch ein senkrecht startendes und landendes Fluggerät mit einem oben beschriebenen erfindungsgemäßen Steuergerät bzw. einer bevorzugten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Steuergeräts.
Vorzugsweise ist das Fluggerät als elektrisch angetriebenes Fluggerät ausgebildet. Bekannte elektrisch angetriebene, senkrecht startende und landende Fluggeräte, wie beispielsweise in der DE 10 2012 202 698 A1 der Anmelderin beschrieben, besitzen eine im Vergleich zu herkömmlichen Flugzeugen größere Manövrierfähigkeit. Beispielsweise ist die Durchführung reiner Translationsbewegungen und eine koordinierte Steuerung des Kurvenflugs möglich.
Bevrozugt weist das Fluggerät eine Mehrzahl elektrischer Antriebseinheiten, vorzugsweise eine Mehrzahl elektrischer Antriebseinheiten für eine Mehrzahl Rotoren auf. Insbesondere bevorzugt sind die Rotoren im Wesentlichen in einer Ebene angeordnet.
Bevorzugt ist das Fluggerät als manntragendes Fluggerät, insbesondere zum Transport von Personen, autonom oder gesteuert von einem mitfliegenden Piloten, ausgebildet. Das Fluggerät kann auch zum Transport von Lasten, ferngesteuert oder autonom, ausgebildet sein.
Weitere bevorzugte Merkmale und Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Verfahrens und des erfindungsgemäßen Steuergeräts sowie des erfindungsgemäßen Fluggeräts werden im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen und den Figuren erläutert. Die Ausführungsbeispiele sowie die angegebenen Maßangaben sind lediglich vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung und nicht einschränkend.
Dabei zeigt:

1 eine Seitenansicht eines Multicopters;
2 eine Vorderansicht des Multicopters während des Kurvenfluges;
3 eine Draufsicht des Multicopters während eines Kurvenflugs;
4 ein Schaubild des Verlaufs einer berechneten Wenderate in Abhängigkeit einer geschätzten Fluggeschwindigkeit und eines Rollwinkels des Fluggerätes;
5 ein Ablaufdiagramm zur Durchführung des Verfahrens zur lateralen Steuerung eines Fluggeräts.

1 zeigt ein Fluggerät, vorliegend einen Multicopter 1, mit elektrischen Antriebseinheiten 2, von denen zur besseren Übersichtlichkeit nur zwei mit entsprechendem Bezugszeichen versehen sind. Der Multicopter 1 weist einen Flight Control Computer (FCC) 3 auf, der signaltechnisch mit den Antriebseinheiten 2 und einem Eingabegerät (nicht gezeigt) verbunden ist.
Bei einer kommandierten Piloteneingabe zum Manövrieren des Multicopters 2 in das Eingabegerät wird die Piloteneingabe als Steuersignal an den FCC 3 kommuniziert. Der FCC 3 ermittelt anhand des Steuersignals eine Schubverteilung für die Antriebseinheiten 2, sodass der Multicopter 1 eine Bewegung entsprechend der kommandierten Piloteneingabe durchführt.
Zur Einstellung eines Vorwärtsflugs mit einem Geschwindigkeitsvektor V kommandiert der Pilot einen negativen Nickwinkel -θ an den FCC 3. Durch Einstellung einer entsprechenden Schubverteilung an den Antriebseinheiten 2, nickt der Multicopter. Dadurch wird ein durch die Antriebseinheiten 2 erzeugter Gesamtschub entsprechend seiner Winkelanteile in eine vertikale spezifische Schubkomponente g und eine horizontale Komponente -g tan(θ) aufgespalten. Die vertikale spezifische Schubkomponente g ist entgegen einer Gewichtskraft (nicht gezeigt) gerichtet.
Der Luftwiderstand ist dem Geschwindigkeitsvektor des Fluggerätes entgegengerichtet und sorgt für eine Bremsung des Multicopters 1. Eine Näherung für den Luftwiderstand ist c _W V² , wobei c _W ein individueller, spezifischer Luftwiderstandsbeiwert ist und V dem Betrag des Geschwindigkeitsvektors entspricht. Durch Bilanzierung der Kräfte in horizontaler Richtung nach dem d'Alembertschen Prinzip ergibt sich die folgende Bewegungsgleichung des Multicopters: $\dot{V} = - g tan (θ_{c}) - {\bar{c}}_{W} V | V | mit - \frac{π}{2} < θ_{c} < \frac{π}{2}$
Dabei entspricht V der geschätzten Beschleunigung, V der geschätzten Fluggeschwindigkeit, c _W dem spezifischen Luftwiderstandsbeiwert, g der vertikalen spezifische Schubkomponente und θ_c dem kommandierten Nickwinkel. Die Lösung der Gleichung erfolgt im FCC 3 durch ein numerisches Lösungsverfahren, um die geschätzte Fluggeschwindigkeit V zu ermitteln.
2 zeigt den Multicopter 1 in einer Vorderansicht während eines Kurvenflugs. Es handelt sich um denselben Multicopter 1, der auch in 1 gezeigt ist.
Um eine laterale Bewegung durchzuführen, wird durch den Piloten (nicht gezeigt) ein laterales Signal in Form eines kommandierten Rollwinkels ϕ_C (nicht gezeigt) in den FCC des Multicopters 1 eingegeben. Anhand des kommandierten Rollwinkels ϕ_C wird im FCC eine Schubverteilung für die Antriebseinheiten 2 ermittelt, durch die der tatsächliche Rollwinkel ϕ des Multicopters 1 verändert wird und damit auch die Richtung entlang derer ein spezifischer Gesamtschub S = g/cos(ϕ)/cos(θ) des Multicopters 1 wirkt. Der horizontale Anteil des Gesamtschubes S ergibt sich dabei unter Berücksichtigung der vertikalen Schubkomponente zu g tan(ϕ)/cos(θ).
Dem horizontalen Anteil g tan(ϕ)/cos(θ) ist die Fliehkraft ψ̇ V entgegengerichtet. Dabei ist ψ̇ die Wenderate des Multicopters 1 bei dem Durchflug der Kurve über einen Wendewinkel ψ.
Durch Bilanzierung der Kräfte in horizontaler Richtung ergibt sich folgende Gleichung, die das Kräfteverhältnis im koordinierten Kurvenflug beschreibt. $\dot{ψ} V = \frac{g t a n (ϕ)}{c o s (θ)}$
3 zeigt den Multicopter 1 in einer Draufsicht während eines Kurvenfluges. Es handelt sich um denselben Multicopter 1 wie in den 1 und 2.
Durch Einstellung eines Rollwinkels entsprechend 2 wird eine Kurvenbahn 5 durchflogen. Dabei wird ein Winkelausschnitt ψ durch den Multicopter 1 durchquert, wobei die Bewegung des Multicopters 1 durch die Wenderate ψ̇ beschrieben ist. Die Fliehkraft ψ̇ V ergibt sich aus der Wenderate ψ̇ sowie der Geschwindigkeit V, welche tangential zur Flugkurve 5 gerichtet ist.
Ein bekannter Effekt im Kurvenflug ist das sogenannte Rutschen (auch: Schieben) bei dem der Multicopter 1 aus der Flugkurve 5 herausgeschoben wird. Rutschen tritt infolge von Querkräften auf, die im gezeigten Ausführungsbeispiel durch entsprechende Regelung der Antriebseinheiten des Multicopters 1 ausgeglichen wird. Im gezeigten Multicopter 1 erfolgt die Regelung durch Einstellung der Wenderate des Fluggerätes. Diese kann jedoch nicht beliebig verändert werden, da der Multicopter 1 ein Wenderatenlimit aufweist. Diese maximal zulässige Wenderate ist als Grenzwert im FCC hinterlegt und wird bei der Einstellung zulässiger Lagen des Multicopters während des Fluges berücksichtigt.
Wird Gleichung $\dot{ψ} V = \frac{g t a n (ϕ)}{c o s (θ)}$
nach ψ̇ umgestellt, ergibt sich, dass die Wenderate ψ̇ bei geringen Fluggeschwindigkeiten V entsprechend ansteigt und bei langsamen Kurvenflügen daher unter Berücksichtigung des Wenderatenlimits gegebenenfalls nicht schnell genug nachgeregelt werden kann. Daher sind im FCC des Multicopters 1 Grenzwerte hinterlegt, bei denen die Koordinierung des Kurvenfluges unter Berücksichtigung der Fluggeschwindigkeit erfolgt.
Auf dieser Grundlage erfolgt die Berechnung der Wenderate ψ̇_coor mit: $\dot{ψ} = c \frac{g t a n (ϕ_{c})}{V c o s (θ_{c})}, c = {\begin{matrix} 0 & i f V < V_{0} \\ \frac{V - V_{0}}{V_{c o o r} - V_{0}} & e l s e i f V < V_{c o o r} \\ 1 & e l s e \end{matrix}$
Dabei ist V₀ eine untere erste Grenzgeschwindigkeit, unterhalb derer das Fluggerät keine Kurvenbewegung, sondern eine reine laterale Translationsbewegung durchführt. Dies spiegelt sich in der Berechnung der Wenderate durch den Koeffizienten c wider, der bei besagter Unterschreitung der ersten Grenzgeschwindigkeit auf null gesetzt wird. V_coor ist eine obere zweite Grenzgeschwindigkeit.
Liegt die geschätzte Fluggeschwindigkeit V_est zwischen der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ und der zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor , wird die erforderliche Wenderate im koordinierten Kurvenflug ̇ψ̇ derart berechnet, dass das maximal zulässige Wenderatenlimit nicht überschritten wird. Dabei wird die Differenz zwischen der geschätzten Fluggeschwindigkeit V_est und der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ zur Differenz zwischen zweiter Grenzgeschwindigkeit V_coor und erster Grenzgeschwindigkeit V₀ zur Berechnung des Koeffizienten c ins Verhältnis gesetzt. Dadurch reduziert sich die Wenderate ̇ψ̇ derart, dass das Wenderatenlimit und damit ein gegebenenfalls korrespondierendes Gierratenlimit nicht überschritten wird. Die Beträge der ersten Grenzgeschwindigkeit V₀ und der zweiten Grenzgeschwindigkeit V_coor sind experimentell und simulativ für den Multicopter ermittelt.
Wird während des Kurvenfluges jedoch eine Wenderate berechnet, bei der die Wenderate unterhalb des zulässigen Wenderatenlimits liegt, besteht die Möglichkeit, die ermittelte Wenderate mit einer direktionalen Pilotenvorgabe ψ̇_c. zu verrechnen. Die sich daraus ergebende Führungsgröße ist ψ̇_des = ψ̇_c + ψ̇.
Wie die Koordination des Fluges in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit V realisiert ist, ist anhand eines Schaubildes gemäß 4 gezeigt.
Auf der horizontalen Achse des gezeigten Schaubildes wird die geschätzte Fluggeschwindigkeit V aufgetragen, während die vertikale Achse die zu ermittelnde Wenderate ψ̇ angibt. Die erste Grenzgeschwindigkeit V₀ und die zweite Grenzgeschwindigkeit V_coor unterteilen den Bereich der horizontalen Achse in einen ersten Geschwindigkeitsbereich I, einen zweiten Geschwindigkeitsbereich II und einen dritten Geschwindigkeitsbereich III.
Wird für einen Kurvenflug einer von fünf beispielhaften Rollwinkeln ϕ₁, ϕ₂, ϕ₃, ϕ₄, ϕ₅ kommandiert, wobei ϕ₁ < ϕ₂ < ϕ₃ < ϕ₄ < ϕ₅ gilt, ergibt sich mittels der Gleichung $\dot{ψ} = c \frac{g t a n (ϕ_{c})}{V c o s (θ_{c})}, c = {\begin{matrix} 0 & i f V < V_{0} \\ \frac{V - V_{0}}{V_{c o o r} - V_{0}} & e l s e i f V < V_{c o o r} \\ 1 & e l s e \end{matrix}$
die automatisch errechnete Wenderate ̇ψ̇, die sowohl für eine reine Translationsbewegung als auch für einen koordinierten Kurvenflug verwendet wird. Liegt die errechnete Wenderate ψ̇_coor unterhalb eines maximalen Wenderatenlimits ψ̇_max, bei dem das Wenderatenlimit des Fluggerätes nicht überschritten wird, kann die Wenderate durch Veränderung des Rollwinkels erhöht werden, indem der Rollwinkel z. B. von ϕ₁ auf ϕ₂ erhöht wird.
5 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines schematischen Verfahrensablaufs zur lateralen Steuerung des Fluggerätes, gemäß welchem das Steuergerät im FCC des Multicopters gemäß den 1-3 implementiert ist. Das gezeigte Ausführungsbeispiel enthält eine Geschwindigkeitsschätzung 6, welche anhand der Lösung der Bewegungsdifferentialgleichung $\dot{V} = - g tan (θ_{c}) - {\bar{c}}_{W} V | V | mit - \frac{π}{2} < θ_{c} < \frac{π}{2}$
erfolgt. Dafür wird die Geschwindigkeit anhand des Luftwiderstandsbeiwert c _W und des kommandierten Nickwinkels θ_c ermittelt. Die sich daraus ergebende geschätzte Fluggeschwindigkeit V wird zur Berechnung der Wenderate in einer Wenderatenberechnung 7 verwendet, die entsprechend der Beschreibung von 4 erfolgt. Daraus ergibt sich eine Wenderate ψ̇, welche durch eine direktionale Eingabe ψ̇_c eines Piloten 8 angepasst werden kann. Als Ergebnis liegt eine überschriebene Wenderate ψ̇_des vor, mit der der Multicopter gesteuert wird.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

DE 102012202698 A1 [0003, 0055]
US 2018/0244369 A1 [0007]

Claims

Verfahren zur Steuerung eines Fluggerätes (1) mit einer Mehrzahl von Antriebseinheiten (2), insbesondere elektrischen Antriebseinheiten (2), und einem Steuergerät zur Flugsteuerung (3), wobei in das Steuergerät (3) mindestens ein laterales Steuersignal eingegeben wird, um eine laterale Bewegung des Fluggerätes (1) einzuleiten, dadurch gekennzeichnet, dass eine Geschwindigkeit des Fluggerätes durch eine Geschwindigkeitsschätzung (6) ermittelt wird und in Abhängigkeit der geschätzten Fluggeschwindigkeit (V) und eines kommandierten Rollwinkels (ϕ_C) eine Wenderate (ψ̇) berechnet wird und die laterale Bewegung durch Eingabe des lateralen Steuersignals automatisch mit der berechneten Wenderate (ψ̇) eingeleitet wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Fluggeschwindigkeit (V) auf der Basis eines kommandierten Nickwinkels (θ_C), insbesondere in Abhängigkeit von einem Widerstandsbeiwert (c _W, c_W) ermittelt wird.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die berechnete Wenderate (ψ̇) unterhalb einer ersten Grenzgeschwindigkeit (V₀) für die Fluggeschwindigkeit (V) null ist, sodass eine Translationsbewegung eingeleitet wird.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass bei der Fluggeschwindigkeit (V) zwischen der ersten Grenzgeschwindigkeit (V0) und einer zweiten Grenzgeschwindigkeit (Vcoor). eine reduzierte Wenderate (ψ̇) für einen koordinierten Kurvenflug in Abhängigkeit der ersten Grenzgeschwindigkeit (V0) und der zweiten Grenzgeschwindigkeit (Vcoor) ermittelt wird, um ein zulässiges Wenderatenlimit des Fluggerätes nicht zu überschreiten.
Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die laterale Bewegung des Fluggerätes im koordinierten Kurvenflug mit der berechneten Wenderate (ψ̇) eingeleitet wird, wenn die Fluggeschwindigkeit (V) die zweite Grenzgeschwindigkeit (Vcoor) überschreitet.
Verfahren nach einem der Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die berechnete Wenderate (ψ̇) anhand der folgenden Formel berechnet wird $\dot{ψ} = c \frac{g t a n (ϕ_{c})}{V c o s (θ_{c})}, c = {\begin{matrix} 0 & i f V < V_{0} \\ \frac{V - V_{0}}{V_{c o o r} - V_{0}} & e l s e i f V < V_{c o o r} \\ 1 & e l s e \end{matrix}$
wobei θ_c der kommandierte Nickwinkel, ϕ_c der kommandierte Rollwinkel, g eine vertikale spezifische Schubkraft und c ein Wenderatenkoeffizient ist, der in Abhängigkeit der geschätzten Fluggeschwindigkeit V ermittelt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die berechnete Wenderate durch Verrechnung mit einer externen Eingabe (ψ̇_c), vorzugsweise durch eine manuelle Eingabe einer Wenderatenkorrektur und/oder eines Zielwerts für die Wenderate durch einen Piloten (8), verändert wird.
Steuergerät (3) zur Flugsteuerung eines Fluggerätes (1), mit einer Mehrzahl Antriebseinheiten (2), insbesondere elektrischer Antriebseinheiten (2), welches Steuergerät (3) dazu ausgestaltet ist, mindestens ein laterales Steuersignal zu empfangen, um eine laterale Bewegung des Fluggerätes (1) einzuleiten, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuergerät (3) ausgestaltet ist, eine Geschwindigkeit (V) des Fluggerätes durch eine Geschwindigkeitsschätzung zu ermitteln, eine berechnete Wenderate (ψ̇) in Abhängigkeit der geschätzten Fluggeschwindigkeit (V) und eines kommandierten Rollwinkels (ϕ_C) zu berechnen und die laterale Bewegung durch Eingabe des lateralen Steuersignals automatisch mit der ermittelten berechneten Wenderate einzuleiten.
Steuergerät nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass eine Wenderatenkorrektur und/oder ein Zielwert für die Wenderate (ψ̇_c) durch eine manuelle Eingabe eingebbar ist, um die berechnete Wenderate (ψ̇) zu verändern.
Steuergerät nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuergerät (3) ohne Sensoren zur Geschwindigkeitsmessung ausgebildet ist.
Senkrecht startendes und landendes Fluggerät (1), insbesondere manntragendes Fluggerät, mit einem Steuergerät nach einem der Ansprüche 8 bis 10.
Senkrecht startendes und landendes Fluggerät (1), dadurch gekennzeichnet, dass das Fluggerät eine Mehrzahl elektrischer Antriebseinheiten, vorzugsweise eine Mehrzahl elektrischer Antriebseinheiten für eine Mehrzahl Rotoren aufweist, insbesondere bevorzugt, dass die Rotoren im Wesentlichen in einer Ebene angeordnet sind.