DE102020120571A1

DE102020120571A1 - Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät, Flugsteuerungseinrichtung bei einem Fluggerät und entsprechend ausgerüstetes Fluggerät

Info

Publication number: DE102020120571A1
Application number: DE102020120571.6A
Authority: DE
Inventors: Johannes Stephan; Christoph Seiferth
Original assignee: Volocopter GmbH
Current assignee: Volocopter GmbH
Priority date: 2020-08-04
Filing date: 2020-08-04
Publication date: 2022-02-10
Anticipated expiration: 2040-08-05
Also published as: CN114056554A; CN114056554B; DE102020120571B4; US20220043464A1; US11983017B2

Abstract

Vorgeschlagen wird ein Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise einem Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren, beinhaltend die Schritte:a) Ermitteln eines Steuervektors, τ, für das Fluggerät, τ = (L M N F)T, dessen Komponenten Steuermomente des Fluggeräts um die Rollachse, L, die Nickachse, M, und die Gierachse, N, sowie einen Gesamtschub, F, repräsentieren;b) Approximieren eines vorhandenen vierdimensionalen Steuervolumens, D, des Fluggeräts durch ein vierdimensionales Ellipsoid, E, dessen Achsen die Steuermomente, L, M, N, des Fluggeräts sowie den Gesamtschub, F, repräsentieren;c) Bestimmen eines normierten Steuervektors, τind= (LindMindNindFind)T, für das Fluggerät (1), unter Verwendung von Achsenabmessungen, Lmax, Mmax. Nmax, Fmax, des Ellipsoids, insbesondere Halbachsen-Abmessungen des Ellipsoids; undd) Ausgeben zumindest des normierten Steuervektors, τind, zur Ermittlung eines zulässigen Flugmanövers in zumindest einer Dimension des vierdimensionalen Steuervolumens.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise bei einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL (Vertical Take-off and Landing)-Fluggerät, höchst vorzugsweise einem Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren gemäß Anspruch 1.
Weiterhin betrifft die Erfindung eine Flugsteuerungseinrichtung bei einem Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise einem Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren, welche Flugsteuerungseinrichtung eine Recheneinheit aufweist.
Schließlich betrifft die Erfindung mit dem Anspruch 17 auch noch ein Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise ein senkrecht startendes und landendes Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise ein Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren.
Ältere Drehflügler-Fluggeräte verwenden Anzeigen, zum Beispiel FLI (First Limit Indicator), um beispielsweise die vom Piloten geforderte Leistung bzw. eine derzeit anliegende Leistung im Verhältnis zu einer verfügbaren Leistung oder das erforderliche Drehmoment im Verhältnis zu dem verfügbaren Drehmoment anzuzeigen. Dies erfolgt in Form von komprimierten Darstellungen mehrerer Parameter, wobei allerdings nur die kritischsten Parameter dargestellt werden, und zwar zeitgleich für einen oder maximal zwei Antriebsstränge.
Vorbekannte Drehflügler-Fluggeräte konzentrieren sich hierbei auf die Anzeige von Leistungsreserven, nicht jedoch auf die Anzeige von Steuerbarkeitsreserven oder Manövrierreserven. Dabei erzeugen vorbekannte Fluggeräte in Form von Hubschraubern oder dergleichen Steuermomente für das Fluggerät über eine Taumelscheibe, während beispielsweise elektrisch betriebene VTOL-Fluggeräte (sogenannte eVTOL) die Steuermomente über die Antriebseinheiten, sogenannte LTUs (Lift-Thrust-Units) selbst erzeugen.
Die Steuerbarkeits- oder Manövrierreserven für eVTOL hängen von den Belastbarkeitsgrenzen der einzelnen Antriebseinheiten (LTUs) ab und sind deshalb hinsichtlich der Steuermomente eng miteinander verkoppelt. In der Folge hängt eine effektive Belastungsgrenze bezogen auf eine Achse des Fluggeräts stark von den gegenwärtigen Steueranforderungen bezüglich der anderen Achsen ab, was die Auswertung und Anzeige von Manövrierreserven zu einer nicht trivialen Aufgabe macht.
Bei Fluggeräten werden als entsprechende Steuerparameter in der Regel der Gesamtschub sowie die Steuermomente um drei ausgezeichnete Fluggerätachsen verwendet. Wie der Fachmann weiß, handelt es sich bei den genannten Achsen im Regelfall um die Roll- oder Längsachse des Fluggeräts, die Quer- oder Nickachse des Fluggeräts und die Vertikal- oder Gierachse des Fluggeräts. Zum Teil werden die Achsen in der genannten Reihenfolge auch als x-Achse, y-Achse und z-Achse bezeichnet. Die englischen Bezeichnungen sind Roll, Pitch und Yaw, vorliegend werden für die entsprechenden (Steuer-)Momente auch die Abkürzungen L, M und N verwendet. Für den Gesamtschub wird vorliegend die Abkürzung F verwendet.
In der Regel ist die Anzahl der Antriebseinheiten bei eVTOL relativ groß, beispielsweise beträgt sie beim Volocopter® aus dem Hause der Anmelderin 18. Deshalb kann der Pilot die Belastungsgrenzen der einzelnen Antriebseinheiten nicht gleichzeitig beobachten und auch nicht direkt beeinflussen. Es besteht deshalb Bedarf an einer Möglichkeit, die verfügbaren Steuerungsgrenzen bzw. Manövrierreserven zu ermitteln und in einer für den Piloten nutzbaren Weise zur Verfügung zu stellen.
Entsprechend liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine neuartige Form der Ermittlung, Aufbereitung und gegebenenfalls Anzeige der verfügbaren Steuergrenzen bzw. der Manövrierreserve anzugeben, die anstelle der Beschränkungen einzelner Antriebseinheiten eine neuartige Form der Erfassung der vierdimensionalen Manövrierreserve beinhaltet, was insbesondere die Berücksichtigung von Steuermomenten um die Rollachse, die Nickachse und die Gierachse sowie den Gesamtschub umfassen kann. Die vorstehend genannten Steuermomente um die einzelnen Achsen werden nachfolgend auch einfach als Rollmoment, Nickmoment, Giermoment und Gesamtschub bezeichnet.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1, durch eine Flugsteuerungseinrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 12 sowie durch ein Fluggerät mit den Merkmalen des Anspruchs 17.
Vorteilhafte Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Idee sind in den jeweiligen Unteransprüchen definiert.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise einem Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren, beinhaltet die Schritte: a) Ermitteln eines Steuervektors, τ, für das Fluggerät, τ = (L M N F)^T, dessen Komponenten Steuermomente des Fluggeräts um die Rollachse, L, die Nickachse, M, und die Gierachse, N, sowie einen Gesamtschub, F, repräsentieren; b) Approximieren eines vorhandenen vierdimensionalen Steuervolumens, D, des Fluggeräts durch ein vierdimensionales Ellipsoid, E, dessen Achsen die Steuermomente, L, M, N, des Fluggeräts sowie den Gesamtschub, F, repräsentieren; c) Bestimmen eines normierten Steuervektors, T_ind = (L_ind M_ind N_ind F_ind)^T, für das Fluggerät, unter Verwendung von Achsenabmessungen, L_max, M_max, N_max, F_max, des Ellipsoids, insbesondere Halbachsen-Abmessungen des Ellipsoids; und d) Ausgeben zumindest des normierten Steuervektors, τ_ind, zur Ermittlung eines zulässigen Flugmanövers in zumindest einer Dimension des vierdimensionalen Steuervolumens.
Das Steuervolumen, D, des Fluggeräts stellt den erreichbaren Bereich in τ dar, also diejenige Menge der möglichen Kombinationen aus Steuermomenten und (Gesamt-)Schub, die von einem Fluggerät und insbesondere von einem eVTOL erzeugt werden können.
Eine erfindungsgemäße Flugsteuerungseinrichtung bei einem Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL-Fluggerät, vorzugsweise ein Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren, weist eine Recheneinheit auf, welche Recheneinheit ausgebildet ist, insbesondere programmtechnisch eingerichtet, zum a) Ermitteln eines Steuervektors, τ, für das Fluggerät, τ = (L M N F)^T , dessen Komponenten Steuermomente des Fluggeräts um die Rollachse, L, die Nickachse, M, und die Gierachse, N, sowie einen Gesamtschub, F, repräsentieren; b) Approximieren eines vorhandenen vierdimensionalen Steuervolumens, D, des Fluggeräts durch ein vierdimensionales Ellipsoid, E, dessen Achsen die Steuermomente, L, M, N, des Fluggeräts sowie den Gesamtschub, F, repräsentieren; c) Bestimmen eines normierten Steuervektors, T_ind = (L_ind M_ind N_ind F_ind)^T, für das Fluggerät, unter Verwendung von Achsenabmessungen, L_max M_max, N_max, F_max, des Ellipsoids, insbesondere Halbachsen-Abmessungen des Ellipsoids; und d) Ausgeben zumindest des normierten Steuervektors, τ_ind, zur Ermittlung eines zulässigen Flugmanövers in zumindest einer Dimension des vierdimensionalen Steuervolumens.
Ein erfindungsgemäßes Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten, vorzugsweise ein senkrecht startendes und landendes Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise ein Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren, wird betrieben unter Verwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens und/oder besitzt eine erfindungsgemäße Flugsteuerungseinrichtung.
Auf diese Weise lässt sich erfindungsgemäß die angesprochene Kopplung zwischen den Achsen durch ein neuartiges Normalisierungsschema für den Steuervektor auflösen, welches auf der Verwendung des weiter oben genannten Ellipsoids beruht. Auf diese Weise wird insbesondere dann, wenn die Ausgabe des normierten Steuervektors zum Zwecke einer Anzeige für den Piloten verwendet wird, die Verwendung von festen Anzeigegrenzen pro Achse ermöglicht, obwohl die effektiven Regelgrenzen für jede Achse von den Gegebenheiten in Bezug auf die anderen Achsen abhängen. Dies ermöglicht bei entsprechender Ausgestaltung der Erfindung insbesondere die intuitive und kompakte Darstellung des tatsächlichen, gegenwärtigen Flugzustands in Bezug auf die gekoppelten (Belastungs-)Grenzen des komplexen, redundanten Antriebssystems.
Als Beispiel kann ein eVTOL mit einer Mehrzahl von m Antriebseinheiten betrachtet werden, welche Antriebseinheiten zum Erzeugen der Steuermomente und des Gesamtschubs verwendet werden. Bei einem eVTOL ist die Anzahl der Antriebseinheiten typischerweise größer als 4, um eine Redundanz im Antriebssystem herzustellen und eine Sicherheitsmarge in Bezug auf den Verlust und den Ausfall einzelner Antriebseinheiten zu schaffen. Wie bereits erwähnt wurde, besitzt der Volocopter® 18 Antriebseinheiten.
Wie sich jedoch aus den Ansprüchen ergibt, ist die Reichweite der vorliegenden Erfindung keineswegs nur auf eVTOL beschränkt.
Der individuelle Schub u_i, den jede Antriebseinheit zu leisten vermag, weist eine Untergrenze u_min und eine Obergrenze u_max auf. Für das gesamte Antriebssystem mit allen Antriebseinheiten lässt sich daher schreiben: u ∈ U := {u ∈ R^m: u_min ≤ u_i ≤ u_max}. Die Beziehung zwischen dem Schub einer einzelnen Antriebseinheit und dem Steuerungsvektor, d.h. den Steuermomenten für das gesamte Fluggerät sowie dem Gesamtschub wird durch eine sogenannte Steuerungs-Effektivitäts-Matrix (kurz: Steuermatrix), M, auf der Grundlage einer linearen Beziehung ermittelt. Eine solche lineare Beziehung ist bei Multirotor-Fluggeräten z.B. dann gegeben, wenn die einzelnen Rotoren nicht geschwenkt werden können. Da jede Antriebseinheit in ihrer Belastbarkeit begrenzt ist, sind auch die Steuermomente für das gesamte Fluggerät sowie der Gesamtschub begrenzt, und zwar gemäß τ ∈ D := {τ ∈ R⁴: τ = Mu | u ∈ U}. Hierbei ist der Ausdruck D allgemein als Steuerungs- oder Regelungsvolumen bekannt. Für ein eVTOL mit linearer Abbildung nimmt das genannte Steuerungs- oder Regelungsvolumen die Form eines sogenannten konvexen, vierdimensionalen Polytops an.
Bei einem Polytop handelt es sich in der Geometrie um ein verallgemeinertes Polygon in beliebiger Dimension. Man spricht von d-Polytopen, wobei d die Dimension des Polytops angibt. In gewissen Dimensionen haben Polytope spezielle Namen erhalten, insbesondere Punkt (Dimension 0), Strecke (Dimension 1), Polygon (Dimension 2), Polyeder (Dimension 3) und Polychor (Dimension 4). Bei konvexen Polytopen besteht die Besonderheit, dass die Verbindungsstrecke zwischen zwei beliebigen Punkten des Polytops wiederum komplett im Polytop enthalten ist. Äquivalent lassen sich solche Polytope als konvexe Hülle unendlich vieler Punkte, beispielsweise der Eckpunkte, definieren.
Aus flugmechanischer Sicht schränkt das Steuerungs- oder Regelungsvolumen, D, die Flugbedingungen ein, die von dem betrachteten Fluggerät, beispielsweise also einem eVTOL, erreicht bzw. realisiert werden können. Genauer gesagt, kann ein bestimmter Flugzustand dann nicht (dauerhaft) aufrechterhalten werden, wenn der entsprechende Steuerungsvektor, τ, nicht in dem Steuerungs- oder Regelungsvolumen liegt. Es ist daher in der Praxis wichtig, dem Piloten anzuzeigen, wenn ein Steuerungsbefehl bzw. der entsprechende Steuerungsvektor an den Grenzen des genannten Volumens liegt.
Allerdings ist die Angabe des genannten Vektors in Bezug auf das genannte Volumen kompliziert, da es sich - wie bereits ausgeführt - um ein vierdimensionales Volumen mit Kopplung zwischen den Achsen handelt, wie dies beispielsweise in 1 (dazu genauer weiter unten) dargestellt ist. Insbesondere hängt die verbleibende Manövrierreserve, das heißt die relativen Grenzen bezogen auf jede Achse, von den momentanen Steuerungsanforderungen bezogen auf die anderen Achsen ab; beispielsweise begrenzt ein hoher Schubbedarf die Fähigkeit des Antriebssystems, Steuermomente um die genannten Achsen zu liefern, und umgekehrt. Als ein konkretes Beispiel sei z.B. die Nickachse erwähnt, da in der Praxis (im Flug) Momente um diese Achse häufig signifikant sind.
Die im Rahmen der vorliegenden Erfindung vorgeschlagene Ausgabe zumindest des normierten Steuervektors kann zur Realisierung einer neuartigen Form einer Steuergrenzen-Anzeigen verwendet werden, die drei Indikatoren umfasst, was weiter unten anhand der Zeichnungen noch genauer dargestellt ist. Beispielsweise kann es sich hierbei um einen Indikator für den normierten Gesamtschub, einen Indikator für das normierte Giermoment und einen weiteren (gemeinsamen) Indikator für das Rollmoment und das Nickmoment handeln.
Um mit der Kopplung zwischen den Achsen umzugehen, wird - bei entsprechender Ausgestaltung der Erfindung - eine besondere Normalisierungsstrategie vorgeschlagen, bei der die auszugebenden bzw. anzuzeigenden Werte in Abhängigkeit von den Steuerungsanforderungen bezogen auf die anderen Achsen normalisiert werden. Dies ermöglicht die Verwendung fester Anzeigegrenzen, insbesondere im Bereich von -1 bis +1, welche die Achsenkopplung berücksichtigen.
Eine erste Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass in Schritt a) zum Ermitteln des Steuervektors dessen Komponenten von einem Piloten kommandiert, direkt gemessen und/oder anhand eines physikalischen Modells des Fluggeräts ermittelt werden (z.B. aus den individuellen Schubkommandos der LTUs). Letztendlich unterliegt die Erfindung keiner Beschränkung dahingehend, woher die in Schritt a) ermittelten Komponenten des Steuervektors stammen. Entscheidend ist an dieser Stelle nur, dass im Verlauf des Verfahrens Kenntnis darüber besteht, welche Steuerungsanforderungen bezogen auf das Fluggerät derzeit vorliegen. Bei diesen Steuerungsanforderungen, welche die genannten Komponenten des Steuervektors darstellen, handelt es sich - wie bereits angegeben - um die Steuermomente bezüglich der Roll-, Nick- und Gierachse sowie um den Gesamtschub.
Im Zuge einer anderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass in Schritt b) die Achsenabmessungen des Ellipsoids maximal zulässigen Steuermomenten und einem maximal zulässigen Gesamtschub des Fluggeräts entsprechend gewählt werden. In der Praxis hat es sich als vorteilhaft erwiesen, wenn es sich bei den genannten Achsenabmessungen des Ellipsoids um die entsprechenden Halbachsen handelt. Entsprechend gibt die Halbachse in der einen Richtung eine untere Grenze der entsprechenden Steuermomente bzw. des Gesamtschubs an und in der anderen Richtung eine entsprechende Obergrenze.
Eine wieder andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass in Schritt b) die Achsenabmessung des Ellipsoids aus maximal zulässigen Schubwerten u_min,u_max; u_min ≤ u ≤ u_max, der einzelnen Antriebseinheiten bestimmt werden gemäß: τ e D := {τ ∈ R⁴:τ = Mu}, mit u ∈ U := {u ∈ R^m: u_min ≤ u_i ≤ u_max}, wenn m die Anzahl der Antriebseinheiten symbolisiert, mit i = 1, ...,m, wobei M e R^4×m die Steuermatrix ist, die auf einem linearen Zusammenhang τ = M u basiert.
Als besonders vorteilhaft für das resultierende Ergebnis hat es sich herausgestellt, wenn in Schritt c) alle Einträge des normierten Steuervektors, τ_ind, jeweils in Abhängigkeit von dem Gesamtschub, F, ermittelt werden.
In gleicher Weise hat es sich als vorteilhaft erwiesen, wenn bei einer anderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens in Schritt c) das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Gierachse, N_ind, als eine Funktion des ermittelten Gesamtschubs, F, bestimmt wird.
Als besonders vorteilhaft für das resultierende Ergebnis hat es sich erwiesen, wenn in Schritt c) das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Rollachse, L_ind, und das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Nickachse, M_ind, jeweils als eine Funktion des ermittelten Gesamtschubs, F, und als eine Funktion des ermittelten Steuermoments des Fluggeräts um die Gierachse, N_ind, bestimmt werden.
Die Normalisierung basiert auf einer näherungsweisen Beschreibung des Steuerungs-/Regelungsvolumens in Form eines Ellipsoids E := {τ ∈ R⁴: (τ - τ₀)^TQ(τ - τ₀) ≤ 1} ⊂ D, bei welchem Ellipsoid es sich um das größte eingeschriebene vierdimensionale Hyper-Ellipsoid des konvexen Polytops D handelt, wie weiter unten anhand der Figuren noch dargestellt wird. Das Ellipsoid ist eine mathematische Vereinfachung (nach Art einer konservativen Abschätzung) des erwähnten konvexen Polytops, welches Polytop die eigentlichen, physikalischen Grenzen darstellt. Das Ellipsoid soll - um nicht zu konservativ zu sein - möglichst gut in dieses Polytop „eingepasst“ werden. Die Matrix $Q = diag (L_{m a x}^{2}, M_{m a x}^{2}, N_{m a x}^{2}, F_{m a x}^{2})$
beinhaltet, wie bereits ausgeführt, die Halbachsen für jede Steuerachse (Rollachse, Nickachse, Gierachse), und τ₀ ∈ R⁴ bezeichnet den Mittelpunkt des Ellipsoids. Die Anmelderin hat herausgefunden, dass das Ergebnis der Normalisierung in Schritt c) dann besonders wirksam weiterverwendbar ist, wenn in Schritt c) für die Ermittlung des normierten Steuervektors folgende Zusammenhänge verwendet werden: $F_{i n d} = \frac{F - F_{0}}{F_{m a x}};$
$N_{i n d} = \frac{N - N_{0}}{N_{m a x} \sqrt{1 - F_{i n d}^{2}}};$
$L_{i n d} = \frac{L - L_{0}}{L_{m a x} \sqrt{1 - F_{i n d}^{2} - \frac{{(N - N_{0})}^{2}}{N_{m a x}^{2}}}};$
$M_{i n d} = \frac{M - M_{0}}{M_{m a x} \sqrt{1 - F_{i n d}^{2} - \frac{{(N - N_{0})}^{2}}{N_{m a x}^{2}}}};$
wobei als Werte mit Index „0“ die Komponenten von τ₀ ∈ R⁴ gewählt werden, was dem Mittelpunkt des Ellipsoids entspricht. Dies bringt eine besondere Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung zum Ausdruck, die darin besteht, das Giermoment bzw. dessen möglichen Anzeigewert als eine Funktion der gegenwärtigen Schubanforderung zu normalisieren. Die (Anzeige-)Werte für das Rollmoment und das Nickmoment werden demgemäß normalisiert als eine Funktion der gegenwärtigen Schub- und Giermoment-Anforderung.
Beispielsweise lässt es sich annehmen, dass ein konstantes Giermoment N > 0 kombiniert mit einer Schubanforderung F > F₀ vorliegt, welche Schubanforderung mit der Zeit abnimmt. In diesem Fall entfernt sich der angezeigte Wert des Giermoments mit der Zeit von einer oberen Anzeigegrenze, da die relativen Grenzen für das Giermoment aufgrund der Schubabnahme weiter auseinanderrücken (die Manövrierreserve wird entsprechend größer).
Eine andere mögliche Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass in Schritt c) zusätzlich eine Änderungsrate, insbesondere eine zeitliche Änderungsrate, des normierten Steuervektors, τ_ind, oder von dessen Komponenten, Ḟ_ind, L_ind, M_ind, Ṅ_ind, ermittelt und in Schritt d) zumindest teilweise ausgegeben wird, um beispielsweise den Piloten auf zukünftige (Gefahren-)Situationen hinzuweisen.
Um die Ausgabe in Schritt d) insbesondere zu Anzeigezwecken möglichst gut nutzbar zu machen, sieht eine äußerst bevorzugte andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens vor, dass in Schritt d) der normierte Steuerungsvektor, τ_ind, in Form eines Datensatzes mit mindestens drei Datenpunkten ausgegeben wird, wobei i) ein erster Datenpunkt den normierten Gesamtschub, F_ind, angibt, ii) ein zweiter Datenpunkt das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Gierachse, N_ind, angibt, und iii) ein dritter Datenpunkt das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Rollachse, L_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts um die Nickachse, M_ind, oder das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Nickachse, M_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts um die Rollachse, L_ind, angibt.
Es wurde bereits wiederholt darauf hingewiesen, dass bei entsprechender Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens vorgesehen sein kann, dass die Ausgabe in Schritt d) an eine Steuerungseinrichtung für das Fluggerät und/oder an eine Anzeigeeinrichtung, insbesondere für den Piloten, erfolgen kann.
Eine erste Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinrichtung sieht vor, dass bei dieser die Recheneinheit ausgebildet ist zur Durchführung des Verfahrens, wie es in einem der abhängigen Verfahrensansprüche definiert und weiter oben eingehend beschrieben ist.
Eine andere Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinrichtung sieht vor, dass diese zusätzlich eine Anzeigeeinrichtung aufweist, wobei die Recheneinheit der Flugsteuerungseinrichtung signaltechnisch mit der Anzeigeeinrichtung verbunden ist. Auf diese Weise lässt sich insbesondere die Ausgabe gemäß Verfahrensschritt d) mittels der genannten Anzeigeeinrichtung für einen Piloten zur Anzeige bringen, damit dieser das Fluggerät innerhalb der verbleibenden Manövrierreserve sicher steuern kann.
Die Erfindung ist jedoch keinesfalls auf das Anzeigen von Informationen beschränkt; vielmehr kann die Ausgabe gemäß Verfahrensschritt d) auch zum Steuern des Fluggeräts verwendet werden, falls gewünscht.
Im Rahmen einer entsprechenden Weiterbildung der Erfindung, insbesondere der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinrichtung, ist es somit möglich, die oben definierte Abstandsmetrik innerhalb eines Flugsteuerungs-Algorithmus (unmittelbar) zum Steuern des Fluggeräts zu verwenden. Dazu werden die normierten Momente bzw. der normierte Schub zurückgeführt und bei der Wahl der Stellkommandos berücksichtigt. Dies ist insbesondere dann interessant, wenn Bahnfolgealgorithmen zum Einsatz kommen und durch die von diesen Algorithmen kommandierte Geschwindigkeit aerodynamische Momente entstehen, die das Fluggerät an seine noch aussteuerbaren Grenzen bringen. Für eine Fluggeschwindigkeitsregelung ist es daher möglich, genau die weiter oben definierten normierten Momente zu benutzen, um das Steuerungskommando im Sinne der Sicherheit geringer zu wählen und von der gewünschten Fluggeschwindigkeit abzuweichen, was einer sog. Envelope Protection entspricht.
Im Rahmen einer besonders bevorzugten Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinrichtung kann die Anzeigeeinrichtung dazu ausgebildet sein, von der Recheneinheit den normierten Steuervektor, τ_ind, zu empfangen und zur Anzeige zu bringen, wozu vorzugsweise die Anzeigeeinrichtung drei Ausgabesegmente umfasst, von denen i) ein erstes Ausgabesegment eine erste, eindimensionale Skala aufweist, um den normierten Gesamtschub, F_ind, abzubilden, ii) ein zweites Ausgabesegment eine zweite, eindimensionale Skala aufweist, um das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Gierachse, N_ind, abzubilden und iii) ein drittes Ausgabesegment ein zweidimensionales Koordinatensystem, insbesondere ein polares Koordinatensystem, umfasst, um das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Rollachse, L_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts um die Nickachse, M_ind, oder das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Nickachse, M_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts um die Rollachse, L_ind, abzubilden.
Die Flugsteuerungseinrichtung kann bei wieder einer anderen Weiterbildung der Erfindung eine Piloteneingabeeinheit, wenigstens eine Sensoreinheit und/oder eine physikalische Modellierungseinheit umfassen, die jeweils zum Ermitteln des Steuervektors, τ, und dessen Komponenten ausgebildet sind, wobei die Recheneinheit mit der genannten Piloteneingabeeinheit, Sensoreinheit und/oder physikalischen Modellierungseinheit in Wirkverbindung steht.
Weitere Vorteile und Eigenschaften der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung.

1 zeigt das Steuerungs-/Regelungsvolumen und dessen angenäherte Darstellung als Ellipsoid für ein generisches eVTOL in einer dreidimensionalen Projektion;
2a zeigt eine Ausgestaltung der im Rahmen der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinrichtung vorgesehenen Anzeigeeinrichtung;
2b zeigt eine Weiterbildung der Anzeigeeinrichtung aus 2a;
3 zeigt eine grafische Darstellung zur Verdeutlichung der im einleitenden Teil erwähnten relativen Grenzen in einer zweidimensionalen Darstellung; und
4 zeigt eine mögliche Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Fluggeräts.

In 1 ist in Form einer dreidimensionalen Darstellung das vierdimensionale Steuerungs-/Regelungsvolumen, D, und dessen angenäherte Darstellung als Ellipsoid, E, für ein generisches eVTOL gezeigt. Vertikal ist der Gesamtschub in der Einheit Newton aufgetragen. In der Ebene gibt die x-Achse das Rollmoment bzw. das Nickmoment an (Einheit: Newtonmeter), während senkrecht dazu das Giermoment aufgetragen ist (Einheit ebenfalls Newtonmeter). Bezugszeichen D in 1 bezeichnet das eingangs beschriebene konvexe Polytop, während Bezugszeichen E das größte, in das Polytop einschreibbare (Hyper-)Ellipsoid angibt. Dieses Ellipsoid wird im Rahmen der vorliegenden Erfindung für die beschriebenen Berechnungen bzw. Bestimmungen zugrunde gelegt.
2a zeigt eine mögliche Ausgestaltung der Anzeigeeinrichtung 2a (vgl. 4), die zum Anzeigen der gemäß Verfahrensschritt d) ausgegebenen Werte verwendet werden kann.
Gemäß 2a weist die Anzeigeeinrichtung 2a drei verschiedene Ausgabesegmente 2aa, 2ab und 2ac auf. Das erste Ausgabesegment 2aa ist als im Wesentlichen eindimensionale Skala ausgebildet und dient zur Anzeige des normierten Gesamtschubs. Das zweite Ausgabesegment 2ab ist ebenfalls als im Wesentlichen eindimensionale Skala ausgebildet und dient zur Anzeige des normierten Steuermoments des Fluggeräts um die Gierachse. Das dritte Ausgabesegment 2ac ist als ein polares Koordinatensystem ausgebildet, um das normierte Steuermoment des Fluggeräts um die Rollachse gemeinsam mit dem normierten Steuermoment des Fluggeräts um die Nickachse anzuzeigen.
Die genannte Anzeige erfolgt gemäß der exemplarischen Ausgestaltung in 2a für das erste Ausgabesegment 2aa in Form eines (ohne Beschränkung) diamantförmigen Ausgabeelements 2aa1, welches sich je nach Wert des Gesamtschubs entlang der genannten Skala bewegt. Die gezeigte mittlere Markierungslinie 2aa2 entspricht dem Wert F₀. Der obere, abgesetzte Bereich 2aa3 der Skala zeigt an, dass die Manövrierreserve bezogen auf den Schub praktisch ausgeschöpft ist und leitet entsprechend den Piloten an, sein Flugverhalten nach Möglichkeit zu ändern.
Das Ausgabesegment 2ab für das Giermoment ist im Wesentlichen entsprechend dem Ausgabesegment 2aa ausgebildet; allerdings finden sich hier an beiden Enden der Skala gekennzeichnete Bereiche 2ab3. Bezugszeichen 2ab1 steht wieder für das Anzeigeelement (diamantförmig), während Bezugszeichen 2ab2 für die genannte Mittellinie steht.
Das dritte Ausgabesegment 2ac ist in der gezeigten Art und Weise nach Art einer Zielscheibe ausgebildet. Das Anzeigeelement 2ac1 ist (ohne Beschränkung) kreuzförmig ausgestaltet, die vertikale und die horizontale Linie 2ac2 entsprechen den bereits erwähnten Mittelinien 2aa2 bzw. 2ab2. Der farbig unterlegte Bereich 2ac3 umgibt das gesamte dritte Ausgabesegment 2ac.
In 2b (ohne Bezugszeichen) ist ergänzend zu 2a noch der jeweilige Wertebereich der Skalen dargestellt. Außerdem umfasst die 2b mehrere weiße Blockpfeile, die in der dargestellten Art und Weise dazu dienen, zeitliche Änderungsraten des normierten Steuervektors oder von dessen Komponenten Ḟ_ind, L_ind, M_ind, Ṅ_ind, darzustellen - insbesondere, um dem Piloten die zeitlich unmittelbaren Konsequenzen seines derzeitigen Flugverhaltens anzuzeigen und möglicherweise ein Gegensteuern zu veranlassen, bevor es zu einer Katastrophe oder einem Unfall kommen kann.
In 3 ist in einer zweidimensionalen Darstellung dargestellt, wie sich die im einleitenden Teil der Beschreibung erwähnten relativen Grenzen (Limits) beispielsweise für das Giermoment aufgrund der angesprochenen Verkopplung bei der Änderung der Schubanforderung verhalten können.
In 3 stellt das äußere Polygon wiederum das Polytop, D, gemäß 1 dar; die eingeschriebene Ellipse steht für das in 1 gezeigte Ellipsoid, E. Wenn die Schubanforderung, wie gezeigt, abnimmt (Schub-Abnahme), erweitert sich die Manövrierreserve bezogen auf das Giermoment (relative Gier-Limits), weil das Ellipsoid bzw. das Polytop in Richtung der Schubabnahme breiter wird.
Schließlich zeigt 4 eine mögliche Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Fluggeräts als Multirotor-eVTOL 1 mit vorliegend 18 Antriebseinheiten 3, von denen in 1 nur eine explizit bezeichnet ist. Jede Antriebseinheit 3 umfasst gemäß der gezeigten Darstellung einen Elektromotor 3a und einen Propeller 3b. Die Antriebseinheiten, insbesondere die Propeller 3b, sind gemäß der Ausgestaltung des Fluggeräts 1 in 1 nicht schwenkbar, sodass sich der weiter oben beschriebene lineare Zusammenhang ergibt.
Das Fluggerät 1 weist bei Bezugszeichen 2 eine erfindungsgemäß ausgebildete Flugsteuerungseinheit auf. Die Flugsteuerungseinheit 2 umfasst neben der Anzeigeeinheit 2a, auf die weiter oben bereits hingewiesen wurde, bei Bezugszeichen 2b noch eine Recheneinheit, welche insbesondere zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ausgebildet ist, vorzugsweise programmtechnisch eingerichtet. Bezugszeichen 4 bezeichnet exemplarisch eine Sensoreinheit; das Fluggerät 1 wird in der Regel eine Vielzahl solcher Sensoreinheiten 4 umfassen, die insbesondere dazu ausgebildet und geeignet sind, einen Zustand des Fluggeräts 1 und insbesondere auch den Steuervektor zu ermitteln. Bei Bezugszeichen 5 ist eine Piloteneingabeeinheit dargestellt, über die der Pilot (nicht gezeigt) seine Steueranforderungen an das Fluggerät 1 übermittelt, beispielsweise über einen Steuerknüppel oder dergleichen. Auch hieraus lässt sich der genannte Steuervektor ermitteln bzw. ableiten. Alternativ oder zusätzlich kann die Flugsteuerungseinrichtung 2 zur Bestimmung des Steuervektors ein physikalisches Modell des Fluggeräts 1 verwenden, was in 4 nicht weiter dargestellt ist.
Vorzugsweise bestimmt die Flugsteuerungseinheit 2 mittels der Recheneinheit 2b den normierten Steuervektor, wie vorstehend detailliert beschrieben, und bringt diesen für den Piloten mittels der Anzeigeeinrichtung 2a zur Anzeige, sodass der Pilot seine Manövrierreserven auf einen Blick erkennt und bei Bedarf sein Flugverhalten entsprechend anpasst.

Claims

Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät (1) mit mehreren Antriebseinheiten (3), vorzugsweise einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise einem Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren (3b), beinhaltend die Schritte: a) Ermitteln eines Steuervektors, τ, für das Fluggerät (1), τ = (L M N F)^T, dessen Komponenten Steuermomente des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L, die Nickachse, M, und die Gierachse, N, sowie einen Gesamtschub, F, repräsentieren; b) Approximieren eines vorhandenen vierdimensionalen Steuervolumens, D, des Fluggeräts (1) durch ein vierdimensionales Ellipsoid, E, dessen Achsen die Steuermomente, L, M, N, des Fluggeräts (1) sowie den Gesamtschub, F, repräsentieren; c) Bestimmen eines normierten Steuervektors, τ_ind = (L_ind M_ind N_ind F_ind) ^T für das Fluggerät (1), unter Verwendung von Achsenabmessungen, L_max, M_max, N_max, F_max, des Ellipsoids, insbesondere Halbachsen-Abmessungen des Ellipsoids; und d) Ausgeben zumindest des normierten Steuervektors, τ_ind, zur Ermittlung eines zulässigen Flugmanövers in zumindest einer Dimension des vierdimensionalen Steuervolumens.
Verfahren nach Anspruch 1, bei dem in Schritt a) zum Ermitteln des Steuervektors, τ, dessen Komponenten von einem Piloten kommandiert, direkt gemessen und/oder anhand eines physikalischen Modells des Fluggeräts (1) ermittelt werden.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei dem in Schritt b) die Achsenabmessungen des Ellipsoids maximal zulässigen Steuermomenten und einem maximal zulässigen Gesamtschub des Fluggeräts (1) entsprechend gewählt werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei dem in Schritt b) die Achsenabmessungen des Ellipsoids aus maximal zulässigen Schubwerten, u_min,u_max; u_min < u ≤ u_max, der einzelnen Antriebseinheiten (3) bestimmt werden gemäß: $τ \in D : = {τ \in R^{4} : τ = M u},$
mit $u \in U : = {u \in R^{m} : u_{m i n} \leq u_{i} \leq u_{m a x}},$
wenn m die Anzahl der Antriebseinheiten (3) symbolisiert, mit i = 1, ...,m, wobei M ∈ R^4×m die Steuerung-Effektivitätsmatrix ist, die auf einem linearen Zusammenhang τ = Mu basiert.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei dem in Schritt c) alle Einträge des normierten Steuervektors, τ_ind, jeweils in Abhängigkeit von dem Gesamtschub, F, ermittelt werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei dem in Schritt c) das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Gierachse, N_ind, als eine Funktion des ermittelten Gesamtschubs, F, bestimmt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, bei dem in Schritt c) das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L_ind, und das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Nickachse, M_ind, jeweils als eine Funktion des ermittelten Gesamtschubs, F, und als eine Funktion des ermittelten Steuermoments des Fluggeräts (1) um die Gierachse, N_ind, bestimmt werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bei dem in Schritt c) für die Ermittlung des normierten Steuervektors, τ_ind, folgende Zusammenhänge verwendet werden: $F_{i n d} = \frac{F - F_{0}}{F_{m a x}};$
$N_{i n d} = \frac{N - N_{0}}{N_{m a x} \sqrt{1 - F_{i n d}^{2}}};$
$L_{i n d} = \frac{L - L_{0}}{L_{m a x} \sqrt{1 - F_{i n d}^{2} - \frac{{(N - N_{0})}^{2}}{N_{m a x}^{2}}}};$
$M_{i n d} = \frac{M - M_{0}}{M_{m a x} \sqrt{1 - F_{i n d}^{2} - \frac{{(N - N_{0})}^{2}}{N_{m a x}^{2}}}};$
wobei als Werte mit Index „0“ die Komponenten von τ₀ ∈ R⁴ gewählt werden, was einem Mittelpunkt des Ellipsoids entspricht.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, bei dem in Schritt d) der normierte Steuerungsvektor, τ_ind, in Form eines Datensatzes mit mindestens drei Datenpunkten ausgegeben wird, wobei i) ein erster Datenpunkt den normierten Gesamtschub, F_ind, angibt, ii) ein zweiter Datenpunkt das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Gierachse, N_ind, angibt, und iii) ein dritter Datenpunkt das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Nickachse, M_ind, oder das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Nickachse, M_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L_ind, angibt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 9, bei dem in Schritt c) zusätzlich eine Änderungsrate, insbesondere eine zeitliche Änderungsrate, des normierten Steuervektors, τ̇_ind, oder von dessen Komponenten, Ḟ_ind, L_ind, Ṁ_ind, Ṅ_ind, ermittelt und in Schritt d) zumindest teilweise ausgegeben wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 10, bei dem die Ausgabe in Schritt d) an eine Steuerungseinrichtung für das Fluggerät (1) und/oder an eine Anzeigeeinrichtung (2a) erfolgt.
Flugsteuerungseinrichtung (2) bei einem Fluggerät (1) mit mehreren Antriebseinheiten (3), vorzugsweise einem senkrecht startenden und landenden Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise einem Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren (3b), welche Flugsteuerungseinrichtung eine Recheneinheit (2b) aufweist, die ausgebildet ist, insbesondere programmtechnisch eingerichtet, zum a) Ermitteln eines Steuervektors, τ, für das Fluggerät (1), τ = (L M N F)^T, dessen Komponenten Steuermomente des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L, die Nickachse, M, und die Gierachse, N, sowie einen Gesamtschub, F, repräsentieren; b) Approximieren eines vorhandenen vierdimensionalen Steuervolumens, D, des Fluggeräts (1) durch ein vierdimensionales Ellipsoid, E, dessen Achsen die Steuermomente, L, M, N, des Fluggeräts sowie den Gesamtschub, F, repräsentieren; c) Bestimmen eines normierten Steuervektors, τ_ind = (L_ind M_ind N_ind F_ind?)^T für das Fluggerät (1), unter Verwendung von Achsenabmessungen, L_max, M_max, N_max, F_max, des Ellipsoids, insbesondere Halbachsen-Abmessungen des Ellipsoids; und d) Ausgeben zumindest des normierten Steuervektors, τ_ind, zur Ermittlung eines zulässigen Flugmanövers in zumindest einer Dimension des vierdimensionalen Steuervolumens.
Flugsteuerungseinrichtung (2) nach Anspruch 12, bei der die Recheneinheit (2b) weiterhin ausgebildet ist zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 2 bis 11.
Flugsteuerungseinrichtung (2) nach Anspruch 12 oder 13, bei Rückbezug auf Anspruch 11, mit einer Anzeigeeinrichtung (2a), bei der die Recheneinheit (2b) signaltechnisch mit der Anzeigeeinrichtung (2a) verbunden ist.
Flugsteuerungseinrichtung (2) nach Anspruch 14, bei der die Anzeigeeinrichtung (2a) dazu ausgebildet ist, von der Recheneinheit (2b) den normierten Steuervektor, τ_ind, zu empfangen und zur Anzeige zu bringen, wozu vorzugsweise die Anzeigeeinrichtung (2a) drei Ausgabesegmente (2aa-2ac) umfasst, von denen i) ein erstes Ausgabesegment (2aa) eine erste, eindimensionale Skala aufweist, um den normierten Gesamtschub, F_ind, abzubilden, ii) ein zweites Ausgabesegment (2ab) eine zweite, eindimensionale Skala aufweist, um das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Gierachse, N_ind, abzubilden und iii) ein drittes Ausgabesegment (2ac) ein zweidimensionales Koordinatensystem, insbesondere ein polares Koordinatensystem, umfasst, um das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Nickachse, M_ind, oder das normierte Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Nickachse, M_ind, in Abhängigkeit von dem normierten Steuermoment des Fluggeräts (1) um die Rollachse, L_ind, abzubilden.
Flugsteuerungseinrichtung (2) nach einem der Ansprüche 12 bis 15, mit einer Piloteneingabeeinheit (5), wenigstens einer Sensoreinheit (4) und/oder einer physikalischen Modellierungseinheit, die jeweils zum Ermitteln des Steuervektors, τ, und dessen Komponenten ausgebildet sind, bei der Recheneinheit mit der genannten Piloteneingabeeinheit (5), Sensoreinheit (4) und/oder physikalischen Modellierungseinheit in Wirkverbindung steht.
Fluggerät (1) mit mehreren Antriebseinheiten (3), vorzugsweise ein senkrecht startendes und landendes Multirotor-VTOL-Fluggerät, höchst vorzugsweise ein Fluggerät mit elektrisch betriebenen Antriebseinheiten für die Rotoren (3b), betrieben unter Verwendung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 11 und/oder mit einer Flugsteuerungseinrichtung (2), die nach einem der Ansprüche 12 bis 16 ausgebildet ist.