DE102021102253A1

DE102021102253A1 - Method for controlling and operating a load-carrying aircraft, aircraft and system comprising an aircraft and a load

Info

Publication number: DE102021102253A1
Application number: DE102021102253.3A
Authority: DE
Inventors: Burak Yüksel; Benjamin Kirsch; Johannes Stephan
Original assignee: Volocopter GmbH
Current assignee: Volocopter GmbH
Priority date: 2021-02-01
Filing date: 2021-02-01
Publication date: 2022-08-04

Abstract

Beschrieben wird ein Verfahren zum Steuern/Betreiben eines lasttragenden Fluggeräts (1) mit einer Mehrzahl an Antriebseinheiten (3), welches Fluggerät (1) inhärent unteraktuiert ausgebildet ist,bei dem eine Last (2) mittels biegeschlaffer, flexibler Elemente (6) mit dem Fluggerät (1) verbunden ist,bei dem wenigstens zwei biegeschlaffe Elemente (6) an ihrem jeweils einen Ende an der Last (2) oder einer Lastträgereinrichtung (2') befestigt werden undan ihrem jeweils anderen Ende mit einer jeweils eigenen, an dem Fluggerät (1) befestigten Längenänderungseinrichtung (7, w1-w4) zusammenwirken, um eine Länge der biegeschlaffen Elemente (6) unabhängig voneinander zu variieren.A method is described for controlling/operating a load-bearing aircraft (1) with a plurality of drive units (3), which aircraft (1) is inherently designed to be under-actuated, in which a load (2) is connected to the Flying device (1), in which at least two flexible elements (6) are fastened at their respective ends to the load (2) or a load carrier device (2') and at their respective other ends to their own respective, on the flying device ( 1) attached length-changing device (7, w1-w4) cooperate in order to vary a length of the flexible elements (6) independently of one another.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Steuern/Betreiben eines lasttragenden Fluggeräts gemäß Anspruch 1.The invention relates to a method for controlling/operating a load-bearing aircraft according to claim 1.

Die Erfindung betrifft auch ein Fluggerät, insbesondere elektrisch angetriebenes Multiaktuator-Fluggerät (MAV), welches Fluggerät inhärent unteraktuiert ausgebildet ist, gemäß Anspruch 16.The invention also relates to an aircraft, in particular an electrically powered multi-actuator aircraft (MAV), which aircraft is inherently under-actuated, according to claim 16.

Schließlich betrifft die Erfindung auch ein System aus einem erfindungsgemäßen Fluggerät und einer Last oder Lastträgereinrichtung gemäß Anspruch 18.Finally, the invention also relates to a system made up of an aircraft according to the invention and a load or load carrier device according to claim 18.

Bei lasttragenden Fluggeräten werden in der Regel starre Verbindungen zwischen Ladung (Last) und Fluggerät verwendet. Die zweite Möglichkeit, die Last mit einem Fluggerät zu verbinden, sieht die Verwendung von einem Seil oder mehreren Seilen vor. Die Last kann in beiden Fällen in ihrer Lage oder Position gegenüber dem Fluggerät nicht kontrolliert werden und trägt nicht zur Erzeugung von Auftrieb bei.In the case of load-bearing aircraft, rigid connections between the charge (load) and the aircraft are generally used. The second way to connect the load to an aircraft is to use one or more ropes. In either case, the load cannot be controlled in its location or position relative to the aircraft and does not contribute to the generation of lift.

Dank der überbestimmten Anzahl von Aktuatoren (insbesondere Antriebseinheiten, z.B. Propeller oder Rotoren), die sie besitzen, gelten Multi-Actuator Aerial Vehicles (MAV) als sichere und effiziente Flugsysteme für den Transport und die Lieferung von Lasten auf verschiedenen Größenskalen (von sehr kleinen bis zu großen Größen und Gewichten). Die meisten MAV haben jedoch ein inhärentes Problem der Untersteuerung - um ihre horizontale Position (längs und quer) zu ändern, müssen sie ihre Neigungswinkel (Roll- und Nickwinkel) modifizieren. Ähnlich verhält es sich, wenn sie nicht-triviale Neigungswinkel annehmen müssen, wobei sie ihre horizontale Position ändern. Dies stellt ein Problem dar, wenn man eine sichere und präzise Lieferung von Lasten mit MAVs durchführen möchte.Thanks to the indeterminate number of actuators (especially propulsion units, e.g. propellers or rotors) they possess, Multi-Actuator Aerial Vehicles (MAV) are considered safe and efficient flight systems for the transport and delivery of loads on different size scales (from very small to to large sizes and weights). However, most MAVs have an inherent problem of understeer - to change their horizontal position (roll and roll) they must modify their pitch (roll and pitch) angles. Similarly, when they must assume non-trivial tilt angles, changing their horizontal position. This presents a problem when attempting safe and accurate delivery of loads with MAVs.

Ein weiteres Problem besteht darin, dass größere Lasten, wenn sie unter dem Fluggerät platziert sind, die Landemöglichkeiten des Fluggeräts einschränken können, wodurch ebenfalls die sichere und präzise Lastabgabe gefährdet ist.Another problem is that if heavier loads are placed under the aircraft, they can limit the aircraft's ability to land, which also compromises safe and accurate load delivery.

Ein weiteres Problem beim Befördern von Lasten mit MAVs ist darin zu sehen, dass die Form und Größe der Last einen negativen Einfluss auf die Aerodynamik des gesamten Flugsystems (System aus Fluggerät und Last) haben kann, was zu ineffizientem oder sogar unsicherem Flugverhalten führen kann.Another problem with transporting loads with MAVs is that the shape and size of the load can have a negative impact on the aerodynamics of the entire flight system (system of aircraft and load), which can lead to inefficient or even unsafe flight behavior.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die vorgenannten Probleme zu vermeiden und ein Verfahren, ein Fluggerät und ein Flugsystem anzugeben, mit dem sich Lasten sicher und effizient transportieren bzw. liefern lassen.The invention is based on the object of avoiding the aforementioned problems and of specifying a method, an aircraft and a flight system with which loads can be transported or delivered safely and efficiently.

Die Aufgabe wird gelöst mittels eines Verfahrens mit den Merkmalen des Anspruchs 1, mittels eines Fluggeräts mit den Merkmalen des Anspruchs 16 sowie mittels eines (Flug-)Systems mit den Merkmalen des Anspruch 18.The object is achieved by means of a method having the features of claim 1, by means of an aircraft having the features of claim 16 and by means of a (flight) system having the features of claim 18.

Vorteilhafte Weiterbildungen sind in den Unteransprüchen definiert.Advantageous developments are defined in the dependent claims.

Ein erfindungsgemäßes Verfahren zum Steuern/Betreiben eines lasttragenden Fluggeräts mit einer Mehrzahl an Antriebseinheiten, welches Fluggerät inhärent unteraktuiert ausgebildet ist, sieht vor, dass eine Last mittels biegeschlaffer, flexibler Elemente mit dem Fluggerät verbunden ist und dass wenigstens zwei biegeschlaffe Elemente an ihrem jeweils einen Ende an der Last oder einer Lastträgereinrichtung befestigt werden und an ihrem jeweils anderen Ende mit einer jeweils eigenen, an dem Fluggerät befestigten Längenänderungseinrichtung zusammenwirken, um eine Länge der biegeschlaffen Elemente unabhängig voneinander zu variieren.A method according to the invention for controlling/operating a load-bearing aircraft with a plurality of drive units, which aircraft is inherently under-actuated, provides that a load is connected to the aircraft by means of limp, flexible elements and that at least two limp elements are connected at one end each be attached to the load or a load carrier device and interact at their respective other end with a respective length changing device attached to the aircraft in order to vary the length of the flexible elements independently of one another.

Ein mechanisches System nennt man allgemein unteraktuiert, wenn die Anzahl der Stelleingriffe (eingeprägte Kräfte bzw. Momente) kleiner ist als die Anzahl der mechanischen Freiheitsgrade. Stimmt dagegen die Anzahl der Stelleingriffe mit der Anzahl der mechanischen Freiheitsgrade überein, so spricht man von vollständig aktuierten bzw. vollständig direkt gesteuerten Systemen. Während die Modellierung bei beiden Systemklassen (unteraktuiert bzw. vollständig aktuiert) in der gleichen Weise mit den gängigen Methoden der Starrkörpermechanik erfolgen kann (z.B. Newton, Euler-Langrange, Hamilton), sind unteraktuierte Systeme regelungstechnisch meist deutlich schwerer zu beherrschen als vollständig aktuierte Systeme. Der Übergang zu einem unteraktuierten System kann aus technischer Sicht der gezielten Einsparung von Antrieben entsprechen und damit eine Möglichkeit zur Material- bzw. Kosteneinsparung eröffnen. Für Spezialanwendungen (z.B. in der Weltraumtechnik) kann auch die damit verbundene Gewichtsreduktion relevant sein.A mechanical system is generally called underactuated if the number of control interventions (applied forces or moments) is less than the number of mechanical degrees of freedom. If, on the other hand, the number of adjustment interventions corresponds to the number of mechanical degrees of freedom, then one speaks of fully actuated or fully directly controlled systems. While both system classes (underactuated or fully actuated) can be modeled in the same way using the common methods of rigid body mechanics (e.g. Newton, Euler-Langrange, Hamilton), underactuated systems are usually much more difficult to control in terms of control technology than fully actuated systems. From a technical point of view, the transition to an under-actuated system can correspond to the targeted saving of drives and thus open up the possibility of material and cost savings. The associated weight reduction can also be relevant for special applications (e.g. in space technology).

Ein erfindungsgemäßes Fluggerät, insbesondere elektrisch angetriebenes Multiaktuator-Fluggerät (z.B. ein eVTOL, also ein elektrisch angetriebenes Fluggerät mit senkrechter Start- und Landekapazität), welches Fluggerät inhärent unteraktuiert ausgebildet ist, umfasst mehrere Antriebseinheiten und wenigstens zwei an dem Fluggerät befestigte Längenänderungseinrichtungen, durch die eine Last mittels biegeschlaffer, flexibler Elemente mit dem Fluggerät verbindbar ist, und sieht weiterhin vor, dass wenigstens zwei biegeschlaffe Elemente an ihrem jeweils einen Ende an der Last oder einer Lastträgereinrichtung befestigbar sind und an ihrem jeweils anderen Ende mit jeweils einer der Längenänderungseinrichtungen zusammenwirken, um eine Länge der biegeschlaffen Elemente unabhängig voneinander zu variieren.An aircraft according to the invention, in particular an electrically powered multi-actuator aircraft (e.g. an eVTOL, i.e. an electrically powered aircraft with vertical take-off and landing capacity), which aircraft is inherently under-actuated, comprises a plurality of drive units and at least two length-changing devices attached to the aircraft, through which one Last can be connected to the aircraft by means of limp, flexible elements, and also provides that at least two flexurally Affected elements can be fastened at one end to the load or a load carrier device and interact at the other end with one of the length-changing devices in order to vary the length of the pliable elements independently of one another.

Das Fluggerät ist vorzugsweise weiterhin ausgebildet zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens bzw. von dessen diversen Ausgestaltungen. Dies betrifft insbesondere das Vorhalten geeigneter Sensoren (siehe unten) sowie die geeignete hardwaretechnische und softwaretechnische Ausführung einer Flugsteuerung, worauf weiter unten noch genauer eingegangen wird.The aircraft is preferably also designed to carry out the method according to the invention or its various configurations. This relates in particular to the provision of suitable sensors (see below) and the appropriate hardware and software design of a flight control system, which will be discussed in more detail below.

Ein erfindungsgemäßes (Flug-)System umfasst ein erfindungsgemäßes Fluggerät und eine Last oder Lastträgereinrichtung, welche Last oder Lastträgereinrichtung über die biegeschlaffen Elemente mit dem Fluggerät gekoppelt ist.A (flight) system according to the invention comprises an aircraft according to the invention and a load or load carrier device, which load or load carrier device is coupled to the aircraft via the flexible elements.

Mit der vorliegenden Erfindung werden die vorgenannten Probleme mit einer Konstruktion gelöst, bei der ein MAV (bzw. allgemein ein Fluggerät) mit mindestens zwei aktiv steuerbaren Längenänderungseinrichtungen (z.B. (Seil-)Winden) ausgestattet ist, um eine Länge einer entsprechenden Anzahl biegeschlaffer Elemente unabhängig voneinander zu variieren. Jede dieser Längenänderungseinrichtungen ist vorzugsweise starr mit dem Fluggerät verbunden und kann eine jeweilige Länge der biegeschlaffen Elemente verändern, z.B. durch Auf- und Abwickeln. Die (anderen) Enden dieser biegeschlaffen Elemente sind insbesondere starr oder über einen Ringmechanismus mit einer Last/Lastträgereinrichtung verbunden.With the present invention, the aforementioned problems are solved with a construction in which an MAV (or in general an aircraft) is equipped with at least two actively controllable length-changing devices (e.g. (cable) winches) by a length of a corresponding number of flexible elements independently to vary from each other. Each of these length-changing devices is preferably rigidly connected to the aircraft and can change a respective length of the flexible elements, e.g. by winding and unwinding. The (other) ends of these flexible elements are in particular rigid or connected to a load/load carrier device via a ring mechanism.

Die Dynamik der Last oder Lastträgereinrichtung ist dadurch nicht mehr unteraktuiert, so dass eine sichere und präzise Lieferung (sowohl in der Position als auch in der Ausrichtung der Last) erreicht werden kann.As a result, the dynamics of the load or load carrier device are no longer underactuated, so that safe and precise delivery (both in the position and in the alignment of the load) can be achieved.

Indem die biegeschlaffen Elemente von allen Längenänderungseinrichtungen in gleicher Weise (bzw. synchron) abgelassen werden, kann eine Last sicher und ohne Lageänderung des Fluggeräts auf den Boden gebracht werden, ohne dass das Fluggerät landen muss.By the limp elements being lowered in the same way (or synchronously) by all length change devices, a load can be brought to the ground safely and without changing the position of the aircraft, without the aircraft having to land.

Durch eine aktive Steuerung der Lage und einer vertikalen Verschiebung der Last/Lastträgereinrichtung in der Luft durch Betätigung der Längenänderungseinrichtungen, z.B. ein Auf- und Abwickeln der Winden, kann außerdem die aerodynamische Integrität des Gesamt-(Flug-)Systems verbessert werden, was die Flugeffizienz und die allgemeine Steuerbarkeit des Flugsystems erhöht.By actively controlling the position and vertical displacement of the load/load carrier device in the air by operating the length-changing devices, e.g. winding and unwinding the winches, the aerodynamic integrity of the overall (flight) system can also be improved, which increases flight efficiency and increases the overall controllability of the flight system.

Es sei an dieser Stelle kurz auf den mathematisch-physikalischen Hintergrund der Erfindung- insbesondere bezogen auf Fluggeräte - näher eingegangen, um das Verständnis zu erleichtern.At this point, the mathematical-physical background of the invention--particularly in relation to aircraft--is briefly discussed in more detail in order to facilitate understanding.

Die Bewegungsgleichungen von Systemen (Fluggeräten), die mit dem Newton-Euler-Prinzip oder der Lagrange-Methode hergeleitet werden können, können wie folgt dargestellt werden: $M (x) \ddot{x} + c (x, \dot{x}) + g (x) + G (x) u_{p} = ƒ_{e x t},$

wobei x ∈ ℝ^m der m-dimensionale Konfigurationsvektor des Systems ist, z.B. Positionen und Rotationen in 3D, M(x) ∈ ℝ^m×m das zustandsabhängige verallgemeinerte Trägheitsmoment, (c,c) ∈ ℝ^m bezeichnet die zustandsabhängigen Corioliskräfte, g(x) ∈ ℝ^m stehen für die Gravitationskräfte, und ƒ_ext ∈ ℝ^m sind die externen Kräfte und Momente, z.B. bedingt durch Aerodynamik, Kontakt usw. Die geforderten physikalischen Steuerbefehle (oder Pseudo-Steuerbefehle) für das System sind als u_p ∈ ℝ^p' bezeichnet, die z.B. mit einem rückgekoppelten Regelgesetz berechnet und zur Steuerung des Systems verwendet werden. Diese Pseudo-Steuerbefehle sind die körperfesten Kräfte und Momente, die durch verschiedene Aktuatoren auf das System wirken, und sie gehen jeweils mit einer Regeleingangsmatrix G(x) ∈ ℝ^m×p' in die in Gleichung 1 gegebene Systemdynamik ein. Diese Matrizen enthalten insbesondere die Information über eine Über-/Unteraktuierung.The equations of motion of systems (aircraft) that can be derived using the Newton-Euler principle or the Lagrange method can be represented as follows:

M (x) \ddot{x} + c (x, \dot{x}) + G (x) + G (x) {and}_{p} = ƒ_{e x t},

where x ∈ ℝ ^m is the m-dimensional configuration vector of the system, e.g. positions and rotations in 3D, M(x) ∈ ℝ ^m×m the state dependent generalized moment of inertia, (c,c) ∈ ℝ ^m denotes the state dependent Coriolis forces, g( x) ∈ ℝ ^m stand for the gravitational forces, and ƒ _ext ∈ ℝ ^m are the external forces and moments, e.g. due to aerodynamics, contact etc. The required physical commands (or pseudo-control commands) for the system are given as up ∈ _ℝ ^p′ , which are calculated, for example, with a feedback control law and used to control the system. These pseudo-control commands are the body-fixed forces and moments that act on the system through various actuators, and they are included in the system dynamics given in Equation 1 with a control input matrix G(x) ∈ ℝ ^m×p' . In particular, these matrices contain the information about an over-/under-actuation.

Zur Berechnung von u_p werden Regelungsverfahren (oder -Gesetze) verwendet (z.B. direkte Abhängigkeiten oder rückgekoppelte Regelungsgesetze, usw.). Die Verbindung zwischen diesen berechneten Steuerbefehlen und den tatsächlichen Aktuator-Steuerbefehlen u ∈ ℝ^k erfolgt über eine Zuordnungs- oder Allokationsmatrix, die insbesondere das geometrische Wissen über die Positionierung der Aktuatoren im System und andere aktuatorrelevante Konfigurationen und Eigenschaften enthält. Hierbei gilt: $u_{p} = D u,$

wobei D ∈ ℝ^p'×k die sog. Steuereffektivitätsmatrix (kurz: Steuermatrix) definiert. Nach der Verwendung von Regelungsmethoden - wie oben erwähnt - berechnet man zunächst die Pseudo-Steuerbefehle u_p. Diese müssen jedoch in Form der tatsächlichen Steuerbefehle u auf die physikalischen Aktuatoren verteilt werden, was allgemein als Steuerungszuordnungsproblem oder Allokationsproblem bekannt ist. Daher ist eine Art inverse Matrixberechnung erforderlich, um u aus u_p zu berechnen. Dies wird dargestellt durch

u = D^{- 1} (W, u^{m i n}, u^{m a x}) u_{p,}

wobei diese Inversion üblicherweise unter Berücksichtigung einer Gewichts- oder Gewichtungsmatrix W_i ∈ ℝ^k×k und der physikalischen Grenzen jedes Aktuators erfolgt, z.B. u^min ∈ ℝ^k und u^max ∈ ℝ^k, wobei

\forall i = 1, \dots, k : u_{k}^{m i n} \leq u_{i} \leq u_{k}^{m a x} .

Control methods (or laws) are used to calculate up _p (eg direct dependencies or feedback control laws, etc.). The connection between these calculated control commands and the actual actuator control commands u ∈ ℝ ^k takes place via a mapping or allocation matrix, which contains in particular the geometric knowledge about the positioning of the actuators in the system and other actuator-relevant configurations and properties. The following applies here:

{and}_{p} = D and,

where D ∈ ℝ ^p'×k defines the so-called control effectiveness matrix (in short: control matrix). After using control methods - as mentioned above - the pseudo control commands up are first _calculated . However, these must be distributed to the physical actuators in the form of the actual control commands u, which is commonly known as the control assignment problem or allocation problem. So some kind of inverse matrix calculation is required to _compute u from up. This is represented by

and = D^{- 1} (W, {and}^{m i n}, {and}^{m a x}) {and}_{p,}

where this inversion is usually done considering a weighting matrix W _i ∈ ℝ ^k×k and the physical limits of each actuator, e.g. ^umin ∈ ^ℝk and ^umax ∈ ^ℝk , where

\forall i = 1, ..., k : {and}_{k}^{m i n} \leq {and}_{i} \leq {and}_{k}^{m a x} .

Man bezeichnet A = D^-1(W,u^min,u^max) ∈ ℝ^k×p' als die „Steuerungszuordnungsmatrix“ (oder Allokationsmatrix).One calls A = D ^-1 (W,u ^min ,u ^max ) ∈ ℝ ^k×p' the “control assignment matrix” (or allocation matrix).

Für ein Fluggerät (MAV), wie die 18-rotorige Volodrone® aus dem Hause der Anmelderin, stellt u_p ∈ ℝ⁴, einen Vektor dar, der den geforderten (Steuer-)Schub und die dreidimensionalen (Betätigungs-)Momente enthält, die auf den Körperrahmen des Fluggeräts wirken. Des Weiteren ist u ∈ ℝ¹⁸ ein Vektor, der die achtzehn (18) gewünschten Rotor-Steuerbefehle enthält.For an aircraft (MAV) such as the applicant's 18-rotor _Volodrone® , up ∈ ℝ ⁴ represents a vector containing the required (control) thrust and the three-dimensional (actuating) moments that act on the aircraft body frame. Furthermore, u ∈ ℝ ¹⁸ is a vector containing the eighteen (18) desired rotor control commands.

Um die Grenzen der Unteraktuierung zu überwinden, die eine sichere und präzise Lastauslieferung behindern, schafft die vorliegende Erfindung ein Multi-Actuator Aerial Vehicle (MAV), das mit mindestens zwei Längenänderungseinrichtungen (d.h. n ≥ 2) ausgestattet ist. Mindestens zwei solcher Längenänderungseinrichtungen, z.B. Winden, werden benötigt, um sowohl die Höhe der Last als auch mindestens einen Neigungswinkel (Roll- oder Nickwinkel) der Last unabhängig von der Höhe und Neigung des MAV zu steuern.In order to overcome the underactuation limitations that impede safe and precise load delivery, the present invention provides a multi-actuator aerial vehicle (MAV) equipped with at least two flex devices (i.e., n ≥ 2). At least two such length changing devices, e.g. winches, are required to control both the height of the load and at least one angle of inclination (roll or pitch angle) of the load independently of the height and inclination of the MAV.

Um sowohl den Roll- als auch den Nickwinkel der Last unabhängig von den Neigungswinkeln des Fluggeräts zu steuern, werden drei oder mehr Längenänderungseinrichtungen benötigt, die bevorzugt an geometrisch getrennten Stellen angebracht sind. Auch diese Längenänderungseinrichtungen sind vorzugsweise starr mit dem Rumpf des MAV verbunden. Jede Längenänderungseinrichtung wirkt auf ein biegeschlaffes Element (Seil, Kabel oder dgl.), wobei jedes dieser Elemente mit der Last verbunden ist.In order to control both the roll angle and the pitch angle of the load independently of the angle of inclination of the aircraft, three or more length change devices are required, which are preferably attached at geometrically separate locations. These length-changing devices are also preferably rigidly connected to the fuselage of the MAV. Each length-changing device acts on a limp element (rope, cable or the like.), Each of these elements being connected to the load.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass wenigstens drei, vorzugsweise vier, biegeschlaffe Elemente an ihrem jeweils einen Ende an der Last oder der Lastträgereinrichtung befestigt werden und an ihrem jeweils anderen Ende mit einer jeweils eigenen, an dem Fluggerät befestigten Längenänderungseinrichtung zusammenwirken.A corresponding development of the method according to the invention provides that at least three, preferably four, limp elements are fastened to the load or the load carrier device at one end and interact at the other end with their own length change device fastened to the aircraft.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Systems sieht vor, dass die Längenänderungseinrichtungen als Seilwinden und die biegeschlaffen Elemente als Seile oder Kabel ausgebildet sind.A corresponding development of the system according to the invention provides that the length-changing devices are designed as cable winches and the flexible elements as cables or cables.

Die biegeschlaffen Elemente können punktuell oder über eine ringförmige Befestigungsstruktur an der Last oder Lastträgereinrichtung befestigt sein.The flexible elements can be fastened to the load or load carrier device at points or via a ring-shaped fastening structure.

Dank dieser aktiv steuerbaren Längenänderungseinrichtungen (Winden) können die Bewegung (genauer gesagt: zwei rotatorische Freiheitsgrade, nämlich Roll- und Nickwinkel der Last) und ein translatorischer Freiheitsgrad (vertikale Verschiebung der Last) und die Bewegung des MAV als solches entkoppelt werden, so dass die Probleme, die durch die Unteraktuierung des MAV entstehen, beseitigt werden.Thanks to these actively controllable length change devices (winches), the movement (more precisely: two rotational degrees of freedom, namely the roll and pitch angle of the load) and one translational degree of freedom (vertical displacement of the load) and the movement of the MAV as such can be decoupled, so that the Problems caused by under-actuating the MAV are eliminated.

Nachfolgend wird die Steuerung der Bewegung der Last sowie des Fluggerätes beschrieben. Wie oben erwähnt, besteht das hier betrachtete (Flug-)System bevorzugt aus einem MAV, das über Längenänderungseinrichtungen (Winden) und biegeschlaffe Elemente (Seile) mit einer Last/Lastträgereinrichtung verbunden ist.The control of the movement of the load and the aircraft is described below. As mentioned above, the (flight) system considered here preferably consists of an MAV, which is connected to a load/load carrier device via length-changing devices (winches) and flexible elements (cables).

Die Last kann beim Transport in oder an einer Lastträgereinrichtung angeordnet sein. Die Begriffe „Last“ (auch „Nutzlast“) und „Lastträgereinrichtung“ werden - soweit nicht dezidiert separat angesprochen - im Folgenden synonym verwendet.During transport, the load can be arranged in or on a load carrier device. The terms "load" (also "payload") and "load carrier device" are used synonymously in the following - unless specifically addressed separately.

Das Fluggerät ist vorzugsweise mit mindestens einem Inertialmesssensor ausgestattet. Zusätzlich kann es Luftdatensensoren (Airspeed), Barometer, GNSS (Satellitennavigation), Magnetometer, visuelle Sensoren, LIDAR/RADAR, TCAS (Traffic Collision Avoidance System) und andere Arten von Sensoren aufweisen, welche die Qualität einer Zustandsschätzung des Fluggeräts, dessen Lokalisierung und das Situationsbewusstsein („situation awareness“) verbessern.The aircraft is preferably equipped with at least one inertial measurement sensor. In addition, it may include air data sensors (airspeed), barometers, GNSS (satellite navigation), magnetometers, visual sensors, LIDAR/RADAR, TCAS (Traffic Collision Avoidance System) and other types of sensors that determine the quality of an aircraft's state estimate, its location and the Improve situation awareness.

Das Fluggerät trägt die Längenänderungseinrichtungen (Winden), die über Seile/Kabel oder dgl. mit der Last verbunden sind. Diese Längenänderungseinrichtungen verfügen vorzugsweise über Encoder oder sonstige Messeinrichtungen zur Schätzung der Bewegung der Last relativ zum Fluggerät. Damit ist diese Relativbewegung jedoch nur teilweise beobachtbar. Daher können zusätzliche Sensoren zur Schätzung der Bewegung der Last relativ zum Fluggerät verwendet werden. Diese Sensoren können am Fluggerät (z.B. Kameras) oder an der Last (z.B. Trägheitsmesssensoren, Magnetometer, etc.) angebracht sein.The aircraft carries the length change devices (winches), which are connected to the load via ropes/cables or the like. These length-changing devices preferably have encoders or other measuring devices for estimating the movement of the load relative to the aircraft. However, this relative movement can only be partially observed. Therefore, additional sensors can be used to estimate the movement of the load relative to the aircraft. These sensors can be attached to the aircraft (e.g. cameras) or to the load (e.g. inertial measurement sensors, magnetometers, etc.).

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass eine relative Position und/oder Bewegung der Last relativ zu dem Fluggerät sensorisch überwacht wird, insbesondere mittels Sensoren an den Längenänderungseinrichtungen und/oder mittels zusätzlicher Sensoren an dem Fluggerät und/oder an der Last oder der Lastträgereinrichtung.A corresponding development of the method according to the invention provides that a relative position and/or movement of the load relative to the aircraft is monitored by sensors, in particular by means of sensors on the length change devices and/or by means of additional sensors on the aircraft and/or on the load or the load carrier device.

Das Fluggerät verfügt regelmäßig über primäre Aktuatoren (z.B. Rotoren, elektrische Antriebseinheiten, Kippmechanismen, aerodynamische Steuerflächen, etc.), die allein für die Steuerbarkeit, Manövrierbarkeit und Stabilität der Bewegung des Fluggeräts mit einem gewissen Maß an Sicherheit und Redundanz ausgelegt sind (beim Modell „VoloCity“ aus dem Hause der Anmelderin sind dies 18 Rotoren). Die Steuerung der Last relativ zu dem Fluggerät wird durch sekundäre Aktuatoren, z.B. Windenmotoren (z.B. Servomotoren), realisiert.The aircraft regularly has primary actuators (e.g. rotors, electric propulsion units, tilting mechanisms, aerodynamic control surfaces, etc.) that are designed solely for the controllability, maneuverability and stability of the aircraft's movement with a certain degree of safety and redundancy (in the "" VoloCity" from the applicant's house, these are 18 rotors). The control of the load relative to the aircraft is realized by secondary actuators, e.g. winch motors (e.g. servo motors).

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht deshalb vor, dass in den Längenänderungseinrichtungen von der Antriebseinheiten separate Aktuatoren verwendet werden.A corresponding further development of the method according to the invention therefore provides that actuators separate from the drive units are used in the length-changing devices.

Die zum Betreiben des Fluggeräts regelmäßig erforderliche Bewegungsplanung wird vorzugsweise sowohl für die Bewegung des Fluggerätes als auch für die Bewegung der Nutzlast durchgeführt. Wünschenswert ist, einen kollisionsfreien Pfad für das Gesamtsystem bestehend aus Fluggerät und Last (und den Verbindungselementen) zu generieren, der die Systemdynamik (Kraft-, Beschleunigungs-, Geschwindigkeitsbeschränkungen) und das Missionsziel (gewünschter Pfad bzw. (Flug-)Trajektorie) respektiert. Darüber hinaus liegt der Pfad vorzugsweise innerhalb erlaubter Flugzonen (d.h. sog. „Geofences“ werden berücksichtigt), und er ist „glatt“ (stetig) genug, damit die Bewegungssteuerung eine stabile und leistungsfähige Bewegungsverfolgung des Gesamtsystems durchführen kann. Durch die Bewegungsplanung werden gewünschte Trajektorien für das Fluggerät und für die Nutzlast erzeugt.The movement planning regularly required to operate the aircraft is preferably carried out both for the movement of the aircraft and for the movement of the payload. It is desirable to generate a collision-free path for the entire system consisting of aircraft and load (and the connecting elements) that respects the system dynamics (force, acceleration, speed limitations) and the mission goal (desired path or (flight) trajectory). In addition, the path preferably lies within permitted flight zones (i.e. so-called "geofences" are taken into account) and is "smooth" (steady) enough for the motion controller to perform stable and efficient motion tracking of the entire system. Desired trajectories for the aircraft and for the payload are generated by the movement planning.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht deshalb zunächst vor, dass eine gemeinsame Bewegungsplanung für das Fluggerät und für die Last durchgeführt wird.A corresponding further development of the method according to the invention therefore initially provides that joint movement planning is carried out for the aircraft and for the load.

Eine andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht außerdem vor, dass die Bewegungsplanung gewünschte Trajektorien für das Fluggerät und für die Last bereitstellt.Another development of the method according to the invention also provides that the movement planning provides desired trajectories for the aircraft and for the load.

Die vorteilhafter Weise angewendete Zustandsschätzung kann eine Schätzung sowohl der Fluggerät-Bewegung als auch der Nutzlastbewegung relativ zum Fluggerät liefern, welche Schätzungen als Eingabe für die Bewegungssteuerung verwendet werden. Die Eingaben für die Zustandsschätzung sind vorzugsweise Sensormessungen bzw. entsprechende Messergebnisse, die mittels Filter, z.B. Kalman-Filter, kombiniert („fusioniert“) werden.State estimation advantageously applied may provide an estimate of both aircraft motion and payload motion relative to the aircraft, which estimates are used as input to motion control. The inputs for the state estimation are preferably sensor measurements or corresponding measurement results, which are combined ("fused") using filters, e.g. Kalman filters.

Im Rahmen der Erfindung kommen bevorzugt zwei kaskadierte Zustandsschätzung-Algorithmen zum Einsatz: Die Fluggerät (A/C)-Zustandsschätzung verwendet vorzugsweise Messungen von Inertialsensoren (IMU), Barometer, GNSS und Fluggeschwindigkeit, um eine geschätzte Bewegung des Fluggeräts zu berechnen, die vorliegend auch als Vektor q_AC bezeichnet wird. Optional kann der verwendete Filter zusätzliche Sensoren, wie LIDAR, Radar und/oder optische Sensoren, berücksichtigen, um nur einige zu nennen. Die Last-Zustandsschätzung verwendet bevorzugt die geschätzte Fluggerät-Bewegung und die Messwerte der Winden-Encoder bzw. allgemein Sensoren an den Längenänderungseinrichtungen, um die Bewegung der Nutzlast relativ zum Fluggerät zu schätzen, die vorliegend auch als Vektor q_PL bezeichnet wird.Within the scope of the invention, two cascaded state estimation algorithms are preferably used: The aircraft (A/C) state estimation preferably uses measurements from inertial sensors (IMU), barometer, GNSS and airspeed to calculate an estimated movement of the aircraft, which is also used here is denoted as vector q _AC . Optionally, the filter used can take into account additional sensors such as LIDAR, radar and/or optical sensors, just to name a few. The load state estimation preferably uses the estimated aircraft movement and the measured values of the winch encoders or generally sensors on the length change devices in order to estimate the movement of the payload relative to the aircraft, which is also referred to here as vector q _PL .

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht deshalb zunächst vor, dass Zustandsschätzungen für eine Bewegung des Fluggeräts und für eine Bewegung der Last relativ zum Fluggerät als Eingangsdaten für die Bewegungsplanung verwendet werden, wobei Sensormessdaten, die vorzugsweise mittels Filterverfahren kombiniert werden, als Eingangsgrößen für die Zustandsschätzungen dienen.A corresponding development of the method according to the invention therefore initially provides that state estimates for a movement of the aircraft and for a movement of the load relative to the aircraft are used as input data for the movement planning, with sensor measurement data, which are preferably combined using filter methods, as input variables for the state estimates to serve.

Eine andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht außerdem vor, dass zwei vorzugsweise kaskadierte Zustandsschätzung-Algorithmen verwendet werden, nämlich:

i) ein Zustandsschätzung-Algorithmus für das Fluggerät, welcher bevorzugt Messwerte von Inertialsensoren, Barometer-Messwerte, GNSS-Daten und/oder Fluggeschwindigkeits-Messwerte sowie optional Messwerte zusätzlicher Sensoren, wie LIDAR, Radar und/oder optische Sensoren, verwendet, um eine angenommene Bewegung des Fluggeräts zu berechnen, die durch einen Vektor q_AC angegeben werden kann, und
ii) ein Zustandsschätzung-Algorithmus für die Last oder Lastträgereinrichtung, welcher bevorzugt die angenommene Bewegung des Fluggeräts und die Ergebnisse der o.g. Überwachung der Längenänderungseinrichtungen verwendet, um eine angenommene Bewegung der Last oder Lastträgereinrichtung relativ zum Fluggerät zu berechnen, die durch einen Vektor q_PL angegeben werden kann.

Another development of the method according to the invention also provides that two preferably cascaded state estimation algorithms are used, namely:

i) a state estimation algorithm for the aircraft, which preferably uses readings from inertial sensors, barometer readings, GNSS data and/or airspeed readings and optionally readings from additional sensors such as LIDAR, radar and/or optical sensors, to calculate an assumed calculate aircraft motion, which can be specified by a vector q _AC , and
ii) a state estimation algorithm for the load or load carrying device, which preferentially uses the assumed movement of the aircraft and the results of the above-mentioned monitoring of the extension devices to calculate an assumed movement of the load or load carrying device relative to the aircraft, which is indicated by a vector q _PL can be.

Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Verfahrens sehen zwei verschiedene Ansätze vor, um sowohl die Bewegung des Fluggeräts als auch die Relativbewegung der Nutzlast zu steuern, die sich in entkoppelte (A) und gekoppelte (B) Verfahren einteilen lassen.Developments of the method according to the invention provide two different approaches to control both the movement of the aircraft and the relative movement of the payload can be divided into decoupled (A) and coupled (B) processes.

Bei der entkoppelten Steuerung (A) erfolgt die Bewegungssteuerung des Fluggeräts unabhängig von der Nutzlast, was der übliche Ansatz in der Fluggerätesteuerung ist. Der Input zur Fluggerät (Aircraft, kurz: A/C)-Regelung ist die Bewegung des Fluggeräts (insbesondere gemäß Zustandsschätzung q_AC) und die gewünschte Bewegung, die als q_AC bezeichnet wird. Die Ausgabe sind Befehle für die primären Aktuatoren u^d (insbesondere die Antriebseinheiten des Fluggeräts sowie bewegliche Flügel, Klappen, etc.). Wenn die Dynamik der Aktuatoren im Flugregelungsentwurf berücksichtigt wird, kann die gemessene Konfiguration der Aktuatoren (z.B. die tatsächliche Drehzahl für Rotoren und/oder die tatsächliche Oberflächenauslenkung für aerodynamische Steuerflächen) als zusätzlicher Input zur A/C-Regelung verwendet werden.With decoupled control (A), aircraft motion control is independent of payload, which is the common approach in aircraft control. The input to the aircraft (aircraft, in short: A/C) control is the movement of the aircraft (in particular according to the state estimate q _AC ) and the desired movement, which is referred to as q _AC . The output is commands for the primary actuators u ^d (specifically, the aircraft's propulsion units and moveable wings, flaps, etc.). If the dynamics of the actuators are taken into account in the flight control design, the measured configuration of the actuators (e.g. actual speed for rotors and/or actual surface deflection for aerodynamic control surfaces) can be used as additional input to A/C control.

Zusätzlich zur AC-Regelung gibt es einen dedizierten Regelkreis für die Bewegungssteuerung der Nutzlast, der die relative Bewegung der Nutzlast durch die Einstellung der Windenbefehle bzw. allgemein der Befehle für die Längenänderungseinrichtungen Ω^d steuert. Der Input zu diesem Regelkreis ist die geschätzte relative Nutzlastbewegung (insbesondere gemäß Zustandsschätzung q_PL) und die gewünschte Nutzlastbewegung $q_{P L}^{d} .$

In addition to the AC control, there is a dedicated payload motion control loop that controls the relative motion of the payload through the adjustment of the winch commands or, in general, the commands for the length change devices Ω ^d . The input to this control loop is the estimated relative payload movement (specifically according to state estimate q _PL ) and the desired payload movement

q_{P L}^{i.e} .

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass eine Bewegungssteuerung eine entkoppelte Bewegungssteuerung für das Fluggerät und für die Last oder Lastträgereinrichtung beinhaltet.A corresponding development of the method according to the invention provides that a movement control includes a decoupled movement control for the aircraft and for the load or load carrier device.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens beinhaltet eine Fluggerät-Bewegungssteuerung, die als Eingangsgrößen die gewünschte Trajektorie des Fluggeräts und die angenommene Bewegung des Fluggeräts erhält und Steuerbefehle für die Antriebseinheiten liefert, und mit einer zusätzlichen Last-Bewegungssteuerung, die als Eingangsgrößen die gewünschte Trajektorie der Last oder Lastträgereinrichtung und die angenommene Bewegung der Last oder Lastträgereinrichtung erhält und Steuerbefehle für die Längenänderungseinrichtungen liefert.A corresponding development of the method according to the invention includes an aircraft motion controller, which receives the desired trajectory of the aircraft and the assumed motion of the aircraft as input variables and supplies control commands for the drive units, and with an additional load motion controller, which receives the desired trajectory of the load as input variables or load carrier device and the assumed movement of the load or load carrier device and supplies control commands for the length changing devices.

Ein potenzieller Nachteil des entkoppelten Ansatzes ist die Tatsache, dass die Nutzlast bei der Auslegung der A/C-Steuerung nicht berücksichtigt wird, was zu einer schlechten Leistung der Gesamtsteuerung führen kann, da die Nutzlastbewegung einen Einfluss auf die Fluggerät-Bewegung hat. Dies gilt insbesondere, wenn die Masse der Nutzlast im Verhältnis zur Masse des Fluggeräts signifikant ist und/oder wenn die Kabel bzw. die biegeschlaffen Elemente lang sind.A potential downside of the decoupled approach is the fact that the payload is not considered when designing the A/C controls, which can lead to poor overall control performance as payload motion has an impact on aircraft motion. This is especially true when the mass of the payload is significant in relation to the mass of the aircraft and/or when the cables or limp elements are long.

Bei der gekoppelten Regelung (B) wird die Bewegungssteuerung von Fluggerät und Nutzlast in einem einzigen Regelkreis gelöst. Der Entwurf des Regelgesetzes ist daher speziell für die gekoppelte Bewegung von Fluggerät und Nutzlast ausgelegt. Das Regelgesetz liefert sowohl Befehle für die primären Aktuatoren als auch für die Winden bzw. für die Längenänderungseinrichtungen (sekundäre Aktuatoren). Dies ermöglicht eine gute Regelungsleistung auch bei schwerer Nutzlast und/oder langen Kabeln (biegeschlaffe Elemente).In the case of coupled control (B), the motion control of aircraft and payload is solved in a single control loop. The draft of the control law is therefore specially designed for the coupled movement of aircraft and payload. The control law supplies commands for the primary actuators as well as for the winches or for the length-changing devices (secondary actuators). This enables good control performance even with heavy payloads and/or long cables (flexible elements).

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens beinhaltet eine gekoppelte Bewegungssteuerung für das Fluggerät und für die Last oder Lastträgereinrichtung.A corresponding development of the method according to the invention includes a coupled movement control for the aircraft and for the load or load carrier device.

Eine andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht zusätzlich vor, dass die gekoppelte Bewegungssteuerung einen einzigen, gemeinsamen Regelkreis für die Bewegungssteuerung des Fluggeräts und der Last oder Lastträgereinrichtung beinhaltet, welcher Steuerbefehle für die Antriebseinheiten und Steuerbefehle für die Längenänderungseinrichtungen liefert.Another development of the method according to the invention also provides that the coupled movement control includes a single, common control circuit for the movement control of the aircraft and the load or load carrier device, which supplies control commands for the drive units and control commands for the length change devices.

Ein potenzieller Nachteil dieses Ansatzes kann darin bestehen, dass die Flugsteuerungsgesetze hochgradig auf eine lasttragende Konfiguration spezialisiert sind und daher möglicherweise nicht für den Betrieb von Fluggerät ohne Nutzlast geeignet sind.A potential downside to this approach may be that the flight control laws are highly specialized for a load-carrying configuration and therefore may not be appropriate for operating aircraft without a payload.

Im Folgenden werden einige spezielle Anwendungen vorgestellt, die mit der vorgeschlagenen Erfindung realisiert werden können und die mit einem starr mit einer Last bestückten MAV sonst nicht möglich wären.A few special applications are presented below which can be implemented with the proposed invention and which would otherwise not be possible with an MAV rigidly equipped with a load.

Zum Beispiel kann eine präzise und sichere Zustellung sowie insbesondere eine Zustellung ohne die Notwendigkeit einer Landung erfolgen.For example, precise and secure delivery, and particularly delivery without the need for a landing, can be made.

Des Weiteren lässt sich die Ausrichtung der Last ändern, ohne die Ausrichtung des Fluggerätes ändern zu müssen.Furthermore, the orientation of the load can be changed without having to change the orientation of the aircraft.

Da die Lage der Ladung von der Lage des Fluggeräts entkoppelt ist (genauer: Roll- und Nicklage der Ladung sind von der Lage des Fluggeräts entkoppelt), kann während des Vorwärtsflugs (aber auch während des Schwebefluges oder anderer Manöver) die Lage der Ladung unabhängig von dem Fluggerät gesteuert werden, so dass der Energieverbrauch des Gesamtsystems reduziert wird, indem die Aerodynamik effizient genutzt wird. Ein reduzierter Luftwiderstand der Last führt zu einer geringeren horizontalen Schubkomponente, die vom MAV erzeugt wird bzw. werden müsste. Erhöhter Auftrieb der Last führt zu einer geringeren vertikalen Schubkomponente, die vom MAV erzeugt wird bzw. werden müsste. Beides trägt zu einem insgesamt geringeren Schubbedarf bei und erhöht somit die Effizienz des Fluges. Zwei extreme Strategien sind minimaler Widerstand der Last oder maximaler Auftrieb der Last.Since the position of the cargo is decoupled from the attitude of the aircraft (more precisely: the roll and pitch attitudes of the cargo are decoupled from the attitude of the aircraft), during forward flight (but also during hovering or other maneuvers) the position of the cargo can change independently of be controlled by the aircraft, so that the energy consumption of the entire system is reduced by using the aerodynamics efficiently. A reduced drag of the load leads to a lower horizontal thrust component that is or should be generated by the MAV. Increased buoyancy of the load leads to a lower vertical len thrust component that is or should be generated by the MAV. Both contribute to an overall lower thrust requirement and thus increase the efficiency of the flight. Two extreme strategies are minimum load resistance or maximum load lift.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht dazu vor, dass eine Fluglage des Fluggeräts unabhängig von einer Fluglage der Last oder Lastträgereinrichtung gesteuert wird, um insbesondere einen Luftwiderstand der Last oder Lastträgereinrichtung während eines Flugs zu beeinflussen, bevorzugt zu reduzieren, und/oder um insbesondere einen Auftrieb der Last oder Lastträgereinrichtung während eines Flugs zu beeinflussen, bevorzugt zu vergrößern.A corresponding development of the method according to the invention provides that a flight attitude of the aircraft is controlled independently of a flight attitude of the load or load carrier device, in particular in order to influence, preferably reduce, an air resistance of the load or load carrier device during a flight and/or in particular to Influencing the buoyancy of the load or load carrier device during a flight, preferably to increase it.

Wie bereits angemerkt wurde, kann die Last an einem Lastträger (Lastträgereinrichtung) befestigt werden, der/die aerodynamisch effizient gestaltet ist (z.B. geringerer Luftwiderstand im Verhältnis zum Auftrieb oder minimaler parasitärer Widerstand).As previously noted, the load may be attached to a load carrier (load carrier device) that is designed to be aerodynamically efficient (e.g., lower drag versus lift or minimal parasitic drag).

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht dazu vor, dass die Last innerhalb der Lastträgereinrichtung angeordnet wird, durch welche Lastträgereinrichtung aerodynamische Eigenschaften der Last verbessert werden, insbesondere das Luftwiderstand-zu-Auftrieb-Verhältnis.A corresponding further development of the method according to the invention provides for the load to be arranged within the load carrier device, through which load carrier device aerodynamic properties of the load are improved, in particular the air resistance-to-lift ratio.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass die Lastträgereinrichtung aerodynamisch günstig und zum Aufnehmen der Last ausgebildet ist.A corresponding further development of the method according to the invention provides that the load carrier device is designed to be aerodynamically favorable and to take up the load.

Ein weiterer Gesichtspunkt ergibt sich für den Fall, dass die Eigenbewegung der angehängten Last aerodynamisch instabil ist. In diesem Fall können die Winden bzw. allgemein die Längenänderungseinrichtungen dazu verwendet werden, eine dynamische Stabilität in die Bewegung der Last einzuführen. Dies kann über eine Rückkopplungsregelung realisiert werden, die auf einer Messung der relativen Bewegung der Last gegenüber dem Fluggerät basiert.A further aspect arises in the event that the inherent movement of the suspended load is aerodynamically unstable. In this case, the winches or, in general, the length-changing devices can be used to introduce dynamic stability into the movement of the load. This can be realized via a feedback control based on a measurement of the movement of the load relative to the aircraft.

Eine entsprechende Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht deshalb vor, dass die Längenänderungseinrichtungen zum Kompensieren einer instabilen Eigenbewegung der Last oder Lastträgereinrichtung verwendet werden, indem eine zusätzliche Rückkopplungsregelung basierend auf einer Messung der Relativbewegung der Last oder Lastträgereinrichtung bezogen auf das Fluggerät erfolgt.A corresponding development of the method according to the invention therefore provides that the length change devices are used to compensate for an unstable natural movement of the load or load carrier device, in that additional feedback control takes place based on a measurement of the relative movement of the load or load carrier device in relation to the aircraft.

Zusätzlich kann eine gekoppelte Regelung der Fluggerätbewegung und der relativen Lastbewegung in Betracht gezogen werden, wie oben bereits ausgeführt. In addition, a coupled control of the aircraft movement and the relative load movement can be considered, as already explained above.

In diesem Fall gibt es nur ein Regelgesetz, das sowohl die gemessene Bewegung des Fluggeräts als auch die der Last als Input erhält und sowohl die Pseudo-Steuerbefehle u_p als auch die Befehle für die Längenänderungseinrichtungen erzeugt. In diesem Fall ist das zugrundeliegende Entwurfsmodell für die Regelgesetzdefinition ein gekoppeltes Bewegungsmodell, das sowohl die Fluggerätbewegung als auch die relative Lastbewegung erfasst.In this case there is only one control law, which receives both the measured movement of the aircraft and that of the load as input and generates both the pseudo control _commands up and the commands for the extension devices. In this case, the underlying design model for the rule law definition is a coupled motion model that captures both aircraft motion and relative load motion.

Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung.

1 zeigt ein lasttragendes Fluggerät in Form einer Drohne mit an zwei biegeschlaffen Elementen befestigter Last;
2 zeigt schematisch an dem Fluggerät gemäß 1 befestigte Längenänderungseinrichtungen;
3 zeigt exemplarisch eine Lageänderung der Last unabhängig von einer Lage des Fluggeräts;
4 zeigt das Fluggerät aus 1 mit an vier biegeschlaffen Elementen befestigter Last;
5 zeigt schematisch an dem Fluggerät gemäß 4 befestigte Längenänderungseinrichtungen;
6 zeigt ein Blockschaltbild einer im Rahmen einer Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens eingesetzten Bewegungsplanung;
7 zeigt ein Blockschaltbild einer im Rahmen einer Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens eingesetzten entkoppelten Bewegungssteuerung;
8 zeigt ein Blockschaltbild einer im Rahmen einer Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens eingesetzten gekoppelten Bewegungssteuerung;
9 zeigt eine Anwendung der Erfindung zum Verkippen einer Last ohne Lageänderung des Fluggeräts;
10 zeigt eine Anwendung der Erfindung zur Steigerung der aerodynamischen Effizienz; und
11 zeigt die Anordnung der Last innerhalb einer Lastträgereinrichtung.

Further properties and advantages of the invention result from the following description of exemplary embodiments with reference to the drawing.

1 shows a load-bearing aircraft in the form of a drone with a load attached to two flexible elements;
2 shows schematically on the aircraft according to FIG 1 fixed length change devices;
3 shows an example of a change in the position of the load independent of the position of the aircraft;
4 indicates the aircraft 1 with load attached to four flexible elements;
5 shows schematically on the aircraft according to FIG 4 fixed length change devices;
6 shows a block diagram of a movement planning used within the framework of an embodiment of the method according to the invention;
7 shows a block diagram of a decoupled movement controller used within the scope of an embodiment of the method according to the invention;
8th shows a block diagram of a coupled motion controller used within the framework of an embodiment of the method according to the invention;
9 shows an application of the invention for tilting a load without changing the attitude of the aircraft;
10 shows an application of the invention to increase aerodynamic efficiency; and
11 shows the arrangement of the load within a load carrier device.

In 1 ist bei Bezugszeichen 1 ein Fluggerät in Form einer lasttragenden Drohne gezeigt. Bezugszeichen 2 bezeichnet die Last. Das Fluggerät 1, vorstehend auch als eVTOL oder MAV bezeichnet, verfügt über eine Vielzahl von primären Aktuatoren oder Antriebseinheiten in Form von elektrisch angetriebenen Rotoren, von denen aus Gründen der Übersichtlichkeit in 1 nur einer bzw. eine mit dem Bezugszeichen 3 bezeichnet ist. Das Fluggerät 1 verfügt über eine Reihe unterschiedlicher Sensoren, wie im einleitenden Teil erwähnt, von denen ebenfalls aus Gründen der Übersichtlichkeit in 1 nur einer dargestellt und mit Bezugszeichen 4 bezeichnet ist. Das Fluggerät 1 verfügt über eine Flugsteuereinheit, die schematisch bei Bezugszeichen 5 dargestellt ist. Die Sensoren 4 sind mit der Flugsteuereinheit 5 wirkverbunden. Die Flugsteuereinheit 5 dient insbesondere zum Ansteuern der primären Aktuatoren 3. Die Last 2 ist über zwei biegeschlaffe Elemente 6 in Form von Seilen, Kabeln oder dergleichen an dem Fluggerät 1 aufgehängt. Bei Bezugszeichen 6a sind die biegeschlaffen Elemente 6 starr an der Last 2 befestigt.In 1 is shown at reference numeral 1 an aircraft in the form of a load-carrying drone. Numeral 2 designates the load. The aircraft 1, also referred to as eVTOL or MAV above, has a variety of primary actuators or drive units in the form of electrically driven rotors, some of which are shown in Fig 1 only one is denoted by reference numeral 3. The aircraft 1 has a number of different sensors, as mentioned in the introductory part, which are also shown in Fig 1 only one is shown and denoted by reference numeral 4. The aircraft 1 has a flight control unit, which is shown schematically at reference number 5 . The sensors 4 are operatively connected to the flight control unit 5 . The flight control unit 5 serves in particular to control the primary actuators 3. The load 2 is suspended from the aircraft 1 via two flexible elements 6 in the form of ropes, cables or the like. The pliable elements 6 are rigidly fastened to the load 2 at reference number 6a.

In 2 ist das Fluggerät 1 stark abstrahiert dargestellt (gestricheltes Rechteck). Weiterhin ist dargestellt, dass die biegeschlaffen Elemente 6 mit ihrem jeweiligen Ende, welches Ende nicht an der Last 2 befestigt ist, auf eine Längenänderungseinrichtung 7 in Form einer Winde (Seilwinden w1, w2) aufgewickelt ist. Die Längenänderungseinrichtungen 7 sind an dem Fluggerät 1 befestigt. Bei Bezugszeichen 7a ist eine Art Rahmenkonstruktion gezeigt, die zum Führen bzw. zum Umlenken der biegeschlaffen Elemente 6 dient. An der Last 2 kann ein ringförmiger Befestigungsmechanismus 2a angebracht sein, der zur Befestigung der biegeschlaffen Elemente 6 dient. Die Längenänderungseinrichtungen 7 bzw. Winden w1, w2 stellen sekundäre Aktuatoren des Fluggeräts 1 dar; sie werden vorzugsweise ebenfalls durch die Flugsteuereinheit 5 gemäß 1 angesteuert, wie im einleitenden Teil detailliert beschrieben.In 2 the aircraft 1 is shown in highly abstract form (dashed rectangle). It is also shown that the limp elements 6 are wound onto a length-changing device 7 in the form of a winch (cable winches w1, w2) with their respective end, which end is not attached to the load 2. The length-changing devices 7 are attached to the aircraft 1 . A type of frame construction is shown at reference number 7a, which is used for guiding or deflecting the flexible elements 6. FIG. A ring-shaped fastening mechanism 2a can be attached to the load 2, which is used to fasten the flexible elements 6. The length-changing devices 7 or winches w1, w2 represent secondary actuators of the aircraft 1; they are preferably also controlled by the flight control unit 5 in accordance with 1 controlled, as described in detail in the introductory part.

In 3 ist dargestellt, wie sich mithilfe der biegeschlaffen Elemente 6 bzw. durch den Einsatz der Längenänderungseinrichtungen 7 ein Nickwinkel θ_l der Last 2 unabhängig von einer Lage des Fluggeräts 1 einstellen lässt.In 3 shows how a pitch angle θ _l of the load 2 can be set independently of the position of the aircraft 1 with the aid of the flexible elements 6 or by using the length-changing devices 7 .

Die Ausgestaltungen gemäß den 4 und 5 entsprechen grundsätzlich denjenigen aus 1 und 2, wobei anstelle von nur zwei biegeschlaffen Elementen 6 nunmehr vier biegeschlaffe Elemente 6 und entsprechend auch vier Längenänderungseinrichtungen 7 (Seilwinden w1 bis w4) zum Einsatz kommen.The configurations according to 4 and 5 basically correspond to those 1 and 2 , Where instead of only two limp elements 6 now four limp elements 6 and correspondingly four length-changing devices 7 (cable winches w1 to w4) are used.

Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf eine bestimmte Anzahl von Längenänderungseinrichtungen 7 beschränkt. Je nach Anforderung kann eine entsprechend angepasste Anzahl von Längenänderungseinrichtungen 7 zum Einsatz kommen.Of course, the invention is not limited to a specific number of length-changing devices 7 . Depending on the requirement, a correspondingly adapted number of length-changing devices 7 can be used.

In 6 ist ein Blockschaltbild einer Bewegungsplanung bzw. einer entsprechenden Implementierung einer Bewegungsplanung dargestellt, wie sie im Rahmen der vorliegenden Erfindung zum Einsatz kommen kann. Die eigentliche Bewegungsplanung bzw. ein entsprechender Algorithmus, der vorzugsweise innerhalb der Flugsteuereinheit 5 (vergleiche 1) ausgeführt wird, ist bei Bezugszeichen 10 dargestellt. Gemäß dem dargestellten Ausführungsbeispiel erhält der Algorithmus als Eingangsdaten eine Offline-Karte 10a („Geofence“) und ein Missionsprofil 10b. Bezugszeichen 4 bezeichnet wiederum Sensoren bzw. Sensordaten, beispielsweise Kamera, Lidar, Radar oder dergleichen, die über einen sogenannten „Sense-and-Avoid“-Algorithmus 10c (Kollisionsvermeidung) in die Bewegungsplanung einfließen. Bezugszeichen 10d bezeichnet (physikalische) Modelle des Fluggeräts und der Last sowie zugehörige Grenzwerte (des Kontrollvolumens). Ausgabegrößen der Bewegungsplanung sind die gewünschten Trajektorien für das Fluggerät (A/C) und die Last (Payload - PL), die in 6 als $q_{A C}^{d}$

bzw.

q_{P L}^{d}

bezeichnet sind.In 6 a block diagram of a movement plan or a corresponding implementation of a movement plan is shown, as can be used within the scope of the present invention. The actual movement planning or a corresponding algorithm, which is preferably carried out within the flight control unit 5 (cf 1 ) is executed is shown at reference numeral 10. According to the exemplary embodiment shown, the algorithm receives an offline map 10a ("geofence") and a mission profile 10b as input data. Reference number 4 in turn designates sensors or sensor data, for example a camera, lidar, radar or the like, which is incorporated into the movement planning via a so-called “sense-and-avoid” algorithm 10c (collision avoidance). Reference numeral 10d designates (physical) models of the aircraft and the load as well as associated limit values (of the control volume). Output variables of the movement planning are the desired trajectories for the aircraft (A/C) and the load (Payload - PL), which are 6 as

q_{A C}^{i.e}

or.

q_{P L}^{i.e}

are designated.

7 zeigt ein Blockschaltbild für eine entkoppelte Bewegungssteuerung des Fluggeräts und der Last. Die Bewegungssteuerung bzw. ihre bevorzugte Implementierung innerhalb der Flugsteuereinheit 5 (vergleiche 1) ist bei Bezugszeichen 20 dargestellt. Eingangsgrößen sind die bereits erwähnten gewünschten Trajektorien für das Fluggerät und die Last (vergleiche 6). Für das Fluggerät und die Last sind getrennte Regelkreise 20a bzw. 20b vorgesehen. Der Fluggerät-Regelkreis 20a erhält die gewünschte Fluggerät-Trajektorie $q_{A C}^{d}$

sowie das Ergebnis einer Fluggerät-Zustandsschätzung bei Bezugszeichen 20c. Diese Fluggerät-Zustandsschätzung erhält ihrerseits als Eingangsgrößen bestimmte Sensordaten oder Messwerte, die anhand gestrichelter Kästchen dargestellt sind. Exemplarisch bezeichnet Bezugszeichen 4a Sensordaten von Lidar, Radar, optischen Sensoren, Kameras sowie Ultraschallsensoren. Bezugszeichen 4b bezeichnet eine Messung der Geschwindigkeit relativ zur umgebenden Luft, und Bezugszeichen 4c bezeichnet Messwerte von Inertialmesseinheiten, Barometer sowie Satellitennavigation. Bei Bezugszeichen 20d gehen noch weitere Steuerungsparameter, wie Verstärkungsfaktoren sowie physikalische Werte des Gesamtsystems, in die Betrachtung ein. Die geschätzte Fluggerätbewegung ist mit q_AC bezeichnet. Das Ausgangssignal des Regelkreises 20a ist mit u^d bezeichnet und stellt die Steuerbefehle für die primären Aktuatoren (vergleiche Bezugszeichen 3 in 1) dar. 7 shows a block diagram for a decoupled movement control of the aircraft and the load. The movement control or its preferred implementation within the flight control unit 5 (cf 1 ) is shown at reference numeral 20. Input variables are the already mentioned desired trajectories for the aircraft and the load (compare 6 ).

Separate control circuits

20a and 20b are provided for the aircraft and the load. The aircraft control circuit 20a receives the desired aircraft trajectory

q_{A C}^{i.e}

and the result of an aircraft state estimation at reference numeral 20c. For its part, this aircraft status estimation receives certain sensor data or measured values as input variables, which are represented by dashed boxes. By way of example, reference number 4a designates sensor data from lidar, radar, optical sensors, cameras and ultrasonic sensors. Numeral 4b denotes a measurement of velocity relative to the surrounding air, and numeral 4c denotes readings from inertial measurement units, barometers and satellite navigation. Further control parameters, such as amplification factors and physical values of the overall system, are also considered at reference number 20d. The estimated aircraft motion is denoted by q _AC . The output signal of the control circuit 20a is denoted by u ^d and represents the control commands for the primary actuators (compare reference number 3 in 1 )

Der Last-Regelkreis 20b dient zur Ansteuerung der Längenänderungseinrichtungen bzw. der Seilwinden (vgl. Bezugszeichen 7 in 2 und 5). Eingangsgröße ist die gewünschte Last-Trajektorie ( $q_{P L}^{d},$

vgl. 6) sowie eine zugehörige Zustandsschätzung, die bei Bezugszeichen 20e durchgeführt wird. Dabei gehen die Messwerte Ω₁,...,Ω_n von Encodern an den Längenänderungseinrichtungen und Daten einer Kamera am Fluggerät bzw. einer Inertialmesseinheit an der Last selbst mit ein (gestrichelte Kästchen 4d und 4e). Das Ausgangssignal des Regelkreises 20b ist mit Ω^d bezeichnet und stellt die Steuerbefehle für die sekundären Aktuatoren dar.The load control circuit 20b is used to control the length-changing devices or the cable winches (cf. reference number 7 in 2 and 5 ). The input variable is the desired load tra jectory (

q_{P L}^{i.e},

see. 6 ) and an associated state estimation performed at reference numeral 20e. The _measured values Ω ₁ , . The output signal of the control circuit 20b is denoted by Ω ^d and represents the control commands for the secondary actuators.

Bei der Ausführungsform gemäß 8 existiert nur ein gemeinsamer Regelkreis 20ab für Fluggerät und Last, wie weiter oben beschrieben. Bei Bezugszeichen 4f sind noch Kraftsensoren (sofern verfügbar) bzw. deren Messergebnisse dargestellt, die die Spannung auf den biegeschlaffen Elementen messen und deren Messergebnisse als ƒ₁, ..., ƒ_n mit in die Regelung eingehen.In the embodiment according to 8th there is only one common control circuit 20ab for aircraft and load, as described above. Reference number 4f also shows force sensors (if available) or their measurement results, which measure the tension on the flexible elements and whose measurement results are included in the control as ƒ ₁ , . . . , ƒ _n .

9 zeigt Fluggerät 1 und Last 2, deren Lagen entkoppelt sind: Last 2 kann kippen, ohne das Fluggerät 1 zu neigen. Liefern der Last 2 ist auch ohne Landung möglich (durch Abwickeln der biegeschlaffen Elemente 6). Die Abbildung a) zeigt, dass die Last 2 um ihre Nickachse θ_l gekippt werden kann, ohne dass das Fluggerät 1 gekippt werden muss. Die Abbildung b) zeigt, dass die Last 2 sowohl um die Nickachse θ_l als auch um die Rollachse ϕ_l gekippt werden kann, ohne dass hierzu das Fluggerät 1 gekippt werden muss. 9 shows aircraft 1 and load 2, the layers of which are decoupled: load 2 can tilt without tilting aircraft 1. Delivering the load 2 is also possible without landing (by unwinding the limp elements 6). Figure a) shows that the load 2 can be tilted about its pitch axis θ _l without the aircraft 1 having to be tilted. Figure b) shows that the load 2 can be tilted both about the pitch axis θ _l and about the roll axis φ _l without the aircraft 1 having to be tilted for this purpose.

10 zeigt verschiedene Strategien beim Vorwärtsflug ν. Da die Lage der Last 2 von der Lage des Fluggeräts 1 entkoppelt ist (genauer: die Roll- und Nicklage der Last ist von der Lage des Fluggeräts entkoppelt), kann im Vorwärtsflug (wie auch im Schwebeflug oder bei anderen Manövern) die Lage der Last 2 unabhängig von der Lage des Fluggeräts 1 gesteuert werden, so dass der Energieverbrauch des Gesamtsystems reduziert wird. Ein reduzierter Luftwiderstand der Last 2 führt zu einer geringeren horizontalen Schubkomponente, die vom Fluggerät 1 erzeugt werden muss. Erhöhter Auftrieb der Last 2 führt zu einer geringeren vertikalen Schubkomponente, die vom Fluggerät erzeugt werden muss. Beides trägt zu einem insgesamt geringeren Schubbedarf bei und erhöht somit die Effizienz des Fluges. Zwei extreme Strategien sind der bei a) gezeigte minimale Luftwiderstand der Last 2 (durch Horizontalstellung) oder der bei b) gezeigte maximale Auftrieb der Last 2 (durch die gezeigte Schrägstellung). Es gilt ƒ_l,2 > ƒ_l,1 und ƒ_d,2 < ƒ_d,1. Der Index l steht für „lift“ (Auftrieb), der Index d steht für „drag“ (Widerstand). θ_v bezeichnet die Neigung des Fluggeräts 1. 10 shows different strategies in forward flight ν. Since the position of the load 2 is decoupled from the position of the aircraft 1 (more precisely: the roll and pitch position of the load is decoupled from the position of the aircraft), in forward flight (as well as in hovering or other maneuvers) the position of the load 2 can be controlled independently of the position of the aircraft 1, so that the energy consumption of the entire system is reduced. A reduced drag of the load 2 leads to a lower horizontal thrust component that the aircraft 1 has to generate. Increased lift of the load 2 leads to a lower vertical thrust component that has to be generated by the aircraft. Both contribute to an overall lower thrust requirement and thus increase the efficiency of the flight. Two extreme strategies are the minimum air resistance of the load 2 shown at a) (due to the horizontal position) or the maximum lift of the load 2 shown at b) (due to the inclined position shown). ƒ _l,2 > ƒ _l,1 and ƒ _d,2 < ƒ _d,1 apply. The index l stands for "lift" (buoyancy), the index d stands for "drag" (resistance). θ _v denotes the pitch of aircraft 1.

In 11 ist gezeigt, dass die Last 2 in einer Lastträgereinrichtung 2' mit verbesserter Aerodynamik (Senken des Luftwiderstands, Erhöhen des Auftriebs) angeordnet werden kann, hier ein tropfenartig geformter Körper mit verschließbaren Klappen 2b zum Einbringen der (Nutz-)Last 2. Die biegeschlaffen Elemente 6 sind entsprechend an der Lastträgereinrichtung 2' befestigt.In 11 shows that the load 2 can be arranged in a load carrier device 2' with improved aerodynamics (lower air resistance, increase lift), here a drop-shaped body with closable flaps 2b for introducing the (useful) load 2. The flexible elements 6 are correspondingly attached to the load carrier device 2'.

Claims

Method for controlling/operating a load-bearing aircraft (1) with a plurality of drive units (3), which aircraft (1) is inherently under-actuated, in which a load (2) is connected to the aircraft (1) by means of limp, flexible elements (6), in which at least two limp elements (6) are each attached at one end to the load (2) or a load carrier device (2') and each other end is attached to its own length-changing device (7 , w1-w4) interact in order to vary a length of the flexible elements (6) independently of one another.

procedure after claim 1 , in which at least three, preferably four, limp elements (6) are fastened to the load (2) or the load carrier device (2') at one end and to a separate end attached to the aircraft (1st ) attached length change device (7, w1-w4) interact.

procedure after claim 1 or 2 , in which a relative position and/or movement of the load (2) relative to the aircraft (1) is monitored by sensors, in particular by means of sensors (4) on the length change devices (7, w1-w4) and/or by means of additional sensors (4 ) on the aircraft (1) and/or on the load or the load carrier device (2, 2').

Procedure according to one of Claims 1 until 3 , in which actuators separate from the drive units (3) are used in the length-changing devices (7, w1-w4).

Procedure according to one of Claims 1 until 4 , in which a joint movement planning for the aircraft (1) and for the load (2) is carried out.

procedure after claim 5 , in which the movement planning provides desired trajectories for the aircraft (1) and for the load (2).

procedure after claim 5 or 6 , In which state estimates for a movement of the aircraft (1) and for a movement of the load (2) relative to the aircraft (1) are used as input data for the movement planning, with the sensor measurement data, which are preferably combined using filter methods, serve as input variables for the state estimates.

procedure after claim 7 , in which two preferably cascaded state estimation algorithms are used, namely: i) a state estimation algorithm for the aircraft (1), which preferably uses measured values from inertial sensors, barometer measured values, GNSS data and/or airspeed measured values and optionally measured values from additional Sensors (4), such as LIDAR, radar and/or optical sensors, are used to calculate an assumed movement of the aircraft, and ii) a state estimation algorithm for the load (2) or load carrier device (2'), which prefers the assumed Aircraft movement (1) and the results of monitoring according to claim 3 used to calculate an assumed movement of the load (2) or load carrier device (2') relative to the aircraft (1).

Procedure according to one of Claims 1 until 8th , in which a movement control includes a decoupled movement control for the aircraft (1) and for the load (2) or load carrier device (2').

procedure after claim 9 , With an aircraft motion control (20a), which as input variables, the desired trajectory

(q_{A C}^{i.e})

of the aircraft (1) and the assumed movement (q _AC ) of the aircraft (1) and supplies control commands (u ^d ) for the drive units (3), and with an additional load movement controller (20b), which has the desired trajectory as input variables

(q_{P L}^{i.e})

of the load (2) or load-carrying device (2') and the assumed movement (q _PL ) of the load (2) or load-carrying device (2') and supplies control commands (Ω ^d ) for the length-changing devices (7, w1-w4).

Procedure according to one of Claims 1 until 10 , In which the length-changing devices (7, w1-w4) are used to compensate for an unstable inherent movement of the load (2) or load-carrying device (2'), by referring back to claim 9 or 10 an additional feedback control based on a measurement of the relative movement of the load (2) or load carrier device (2') in relation to the aircraft (1) takes place.

Procedure according to one of Claims 1 until 8th , which includes a coupled movement control (20ab) for the aircraft (1) and for the load (2) or load carrier device (2').

procedure after claim 12 , in which the coupled movement control (20ab) contains a single, common control circuit for the movement control of the aircraft (1) and the load (2) or load carrier device (2'), which control commands (u ^d ) for the drive units (3) and control commands (Ω ^d ) for the length-changing devices (7, w1-w4).

Procedure according to one of Claims 1 until 13 , in which a flight attitude of the aircraft (1) is controlled independently of a flight attitude of the load (2) or load carrier device (2'), in order in particular to influence an air resistance of the load (2) or load carrier device (2') during a flight to reduce, and / or in particular to influence a lift of the load (2) or load carrier device (2 ') during a flight, preferably to increase.

Procedure according to one of Claims 1 until 14 , in which the load (2) is arranged within the load carrier device (2'), through which load carrier device (2') aerodynamic properties of the load (2) are improved, in particular the air resistance-to-lift ratio.

Aircraft (1), in particular an electrically powered multi-actuator aircraft, which aircraft (1) is inherently under-actuated, having a plurality of drive units (3) and having at least two length-changing devices (7, w1-w4) attached to the aircraft (2), through which a load (2) can be connected to the aircraft (1) by means of limp, flexible elements (6), in which at least two limp elements (6) can be fastened at one end to the load (2) or a load carrier device (2'). and interact at their respective other ends with one of the length-changing devices (7, w1-w4) in order to vary the length of the flexible elements (6) independently of one another.

Aircraft (1) after Claim 16 , further trained to carry out the method according to one of Claims 1 until 15 .

System from an aircraft (1) after Claim 16 or 17 and a load (2) or load carrier device (2'), in which the load (2) or load carrier device (2') is coupled to the aircraft (6) via the flexible elements (6).

system after Claim 18 In which the length-changing devices (7, w1-w4) are designed as cable winches and the flexible elements (6) are designed as cables or cables.

system after Claim 18 or 19 , in which the load carrier device (2') is designed to be aerodynamically favorable and to accommodate the load (2).

system according to one of the claims 18 until 20 , in which the flexible elements (6) are fastened to the load (2) or load carrier device (2') at points or via a ring-shaped fastening structure (2a).