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Die
Erfindung betrifft eine Reglereinrichtung für Helikopter,
die eine vom Helikopter in Richtung Erdboden an mindestens einem
Tragseil hängende Außenlast tragen, wobei die
Reglereinrichtung zur Erzeugung von auf Steuersignale zur Flugsteuerung
des Helikopters aufprägbare Regelsignale eingerichtet ist
und die Reglereinrichtung mindestens eine Lastpendelerfassungseinheit
zur Erfassung der Pendelbewegung der Außenlast in lateraler
und longitudinaler Richtung bezogen auf die Längsachse
des Helikopters hat.
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Helikopter
zeichnen sich u. a. durch die Fähigkeit aus, Lasten an
schwer zugängliche Orte zu transportieren oder dort aufzunehmen,
die mit konventionellen Mitteln nur schwer befördert und
erreicht werden können. Eine Art des Transports stellt
dabei der Außenlasttransport dar, bei dem die Last mittels
eines Tragseilgeschirrs ggf. in Form eines Netzes an einem oder
mehreren Lasthaken am Hubschrauber oder an einer Außenwinde
befestigt wird. Das Anhängen einer Außenlast an
einen Helikopter verändert jedoch die Systemdynamik und
vermindert die Flugeigenschaften. Darüber hinaus wird die
Flugsteuerungsaufgabe des Piloten um die Kontrollaufgabe der Außenlast
erweitert. Insgesamt wird durch die Außenlast die Komplexität
des zu fliegenden Gesamtsystems erhöht, was zu einer Erhöhung
der Belastung für den Piloten und in der Regel zu einer
Verringerung der Flugsicherheit führt.
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Beim
Außenlasttransport besteht einerseits die Gefahr unkontrollierbarer,
niederfrequenter Pendelbewegungen in Folge aerodynamischer Störungen
oder Steuereingaben. Das Pendeln kann in eine Bewegung instabiler
Schwingungen übergehen, die zudem durch Piloteneingaben
angefacht werden können. Dies kann letztlich zu piloteninduzierten
Schwingungen führen. Dadurch, dass der Pilot den dynamischen
Einfluss einer schwingenden Außenlast auf den Hubschrauber
zwar wahrnehmen, die Außenlast in der Regel jedoch nicht sehen
kann, besteht die Gefahr, dass in bestimmten Fällen die
vom Piloten ausgeführten Korrektursteuereingaben zur Dämpfung
des Gesamtsystems die Pendelbewegung der Außenlast weiter
anfachen. Grund ist, dass der Pilot intuitiv versucht, der durch
die pendelnde Außenlast auf den Hubschrauber ausgeübten
Querkraft entgegenzusteuern anstatt der Last in begrenztem Maß hinterher
zu fliegen, um die Außenlast von Querkräften freizustellen.
Starke Pendelbewegungen der Außenlast gefährden
das Gesamtsystem und dessen Besatzung, da deren Einfluss auf den
Hubschrauber dazu führen kann, dass dieser nicht mehr kontrollierbar
und stabilisierbar ist.
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Weiterhin
stellt die präzise Positionierung von Außenlasten
ein Problem dar, da der Pilot die unter dem Hubschrauber hängende
Last in der Regel nicht sieht und die Außenlast in Bewegung
ist. Die Bewegung der Außenlast wird zudem durch die Flugbewegung
beeinflusst. Die Erfassung der jeweils aktuellen Positionierungssituation
sowie die Übermittlung und Ausführung der Steueranweisungen
implizieren Latenzzeiten, die letztlich dazu führen, dass
das Korrektursteuer zur Lastpositionierung der aktuellen Situation
hinterher eilt. Dies wird dadurch erschwert, dass die Pilotenbelastung
umso größer wird, je länger die Positionierung
der Last dauert. Je höher die Pilotenbelastung ist, desto
mehr korrigierende Steuereingaben infolge Fehlpositionierung sind
notwendig und desto mehr Dynamik entwickelt das Gesamtsystem. Je
mehr Dynamik und Bewegung im System Seilgeschirr-Außenlast
auftritt, desto schwieriger ist die Positionierung und Lastenkontrolle
durch das Bodenpersonal und desto länger dauert die Positionierung,
was wiederum zur Erhöhung der Pilotenbelastung und folglich
zu größerer Fehleranfälligkeit führt.
Turbulenzen und eingeschränkte Sicht erhöhen darüber
hinaus die Dynamik im Gesamtsystem.
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DE 10 2008 025 298
A1 offenbart ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Dämpfung
von Vertikalschwingungen bei einem Hubschrauber mit angehängter
Außenlast, wobei mit Schwingungssensoren an dem Hubschrauber
die Anregung von mindestens zwei Eigenformen der Vertikalschwingungen
erfasst und Gegenkräfte zu den Vertikalschwingungen in
Abhängigkeit von Phase und Amplitude der erfassten Anregungen
zwischen dem Lastaufnahmepunkt und dem Lastgeschirr mit einem aktiv
angesteuerten Linearaktuator eingeleitet werden. Dieses aktive,
direkt auf das Seilgeschirr wirkende Dämpfungssystem hat
keine direkte Auswirkung auf die Regelung der Fluglage des Helikopters,
sondern richtet sich nur auf die Dämpfung der Ankopplung
von Seilgeschirr und Außenlast an den Helikopter. Es erfordert
eine separate, an die Aufhängung des Helikopters anzupassende
Dämpfungseinheit.
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DE 22 33 938 C3 ,
US 3,833,189 A und
US 3,756,543 A offenbaren
ein auf die Flugsteuerung des Helikopters rückwirkendes
Laststabilisierungssystem, bei dem die Pendelbewegung der Außenlast
gemessen wird. Die Änderungsrate des Winkels zwischen dem
Tragseil und der Vertikalen des Helikopters und deren gefilterte
Rate werden als Regelgröße in den Regler geführt.
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Weiterhin
sind z. B. aus
DE
10 2005 022 231 A1 und
DE 10 2005 022 212 A1 Verfahren und Vorrichtung
zur Darstellung der Lage und des Bewegungszustandes einer an einen
Hubschrauber anhängten Last bekannt, bei dem die aktuelle
Position der Last mit an der Last angebrachten Sensoren gemessen
wird. Hierzu muss die Last nachteilig mit einem Sensor versehen
werden. Zudem muss eine Kommunikationsverbindung zwischen Sensor
und Vorrichtung im Helikopter aufgebaut werden.
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Ausgehend
hiervon ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine verbesserte
Reglereinrichtung für Helikopter zu schaffen, die eine
vom Helikopter in Richtung Erdboden an mindestens einem Tragseil
hängende Außenlast tragen.
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Die
Aufgabe wird mit der Reglereinrichtung der eingangs genannten Art
dadurch gelöst, dass die Reglereinrichtung zur Umrechnung
der erfassten Größen für die Pendelbewegung
auf das geodätische Koordinatensystem und zur Generierung
der Regelsignale in Abhängigkeit von den auf das geodätische
Koordinatensystem umgerechneten Größen für
die Pendelbewegung und in Abhängigkeit von der Masse der
Außenlast und der Tragseillänge als Parameter
für den Regler eingerichtet ist.
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Die
Regelung mit auf das geodätische Koordinatensystem umgerechneten
Regelgrößen hat den Vorteil, dass die zu ermittelnde
Fluglage des Helikopters, wie insbesondere der Nickwinkel, aus der
Regelgröße herausgerechnet wird.
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Besonders
für die Auswirkung einer Außenlast auf den Helikopter
in erster Linie auf die relative Lage zwischen Außenlast
und Helikopter im Helikopterkoordinatensystem, beruht die erfindungsgemäße
Regelung auf eine Berücksichtung der Pendelbewegung der
Außenlast im geodätischen Koordinatensystem losgelöst von
der Lage und der Drehraten des Helikopters selbst. Unabhängig
von der Lage und Drehrate des Helikopters kann dieser durch die
Regelung dann so beeinflusst werden, dass er der Außenlast
in seiner absoluten Position im geodätischen Koordinatensystem
hinterher fliegt und sich nach Möglichkeit über
die Außenlast stellt, um Pendelbewegungen zu reduzieren.
Lage und Drehrate des Helikopters selbst können dann unabhängig
von der Reduzierung des Pendelwinkens in einem zulässigen
Rahmen gehalten werden.
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Neben
diesen Größen für die Pendelbewegung
im geodätischen Koordinatensystem wird auch die Masse der
Außenlast und die Tragseillänge in die Regelung
geführt, um die aktuellen Krafteinflüsse der Außenlast
auf den Helikopter reduzieren zu können. Während
des Fluges kann sich nämlich die Masse der Außenlast
z. B. im Feuerlöscheinsatz durch Abwurf von Löschmittel
und/oder Tragseillänge z. B. beim Aufnehmen oder Bergen
von Objekten ändern.
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Vorteilhaft
ist es, wenn die erfassten Größen für
die Pendelbewegung die Änderungen der Pendelwinkel zwischen
der Verbindungslinie von Außenlast zum Aufhängepunkt
am Helikopter und einer vom Aufhängepunkt des Helikopters
parallel zur Hochachse des Helikopters senkrecht nach unten weisenden
Senkrechten sind. Die Pendelbewegung wird somit erst einmal im Koordinatensystem
des Helikopters erfasst. Diese im hubschrauberfesten Koordinatensystem
gemessenen Größen können dann nach Ermittlung
der Lage und Drehraten des Hubschraubers in das geodätische
Koordinatensystem einfach umgerechnet werden.
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Die
Pendelbewegung der Außenlast kann zuverlässig
und einfach mit mindestens einer an der Unterseite des Helikopters
anbaubare Bilderfassungseinheit ermittelt werden, an die eine Bildauswerteeinheit
angeschlossen ist. Die Bilderfassungseinheit nimmt ein Bild oder
Bildfolgen mit der pendelnden Außenlast auf. Durch geeignete,
an sich bekannte Bildauswerteverfahren, kann dann aus der Position
der Außenlast in den Bildern in Kenntnis der Position und
Ausrichtung der Bilderfassungseinheit die Lage der Außenlast
relativ zum Helikopter berechnet werden.
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Besonders
vorteilhaft ist es, wenn die Reglereinrichtung einen den Phasengang
entlang der Regelung korrigierenden Reglerteil und einen den Amplitudengang
der Regelung korrigierenden Reglerteil hat. Es hat sich gezeigt,
dass eine reine Kreisverstärkung für kritische
Flugfälle, also für Konfigurationen, bei denen
die Pendelschwingungen bereits grenzstabil bzw. instabil sind, zur
Instabilität führt. Der Verlauf des Frequenzganges
ist daher so anzupassen, dass bei hinreichend großer Kreisverstärkung
ein den Anforderungen entsprechend ausreichender Amplituden- und
Phasenrand gewährleistet wird. Dies gelingt durch Aufteilung
des Reglers in einen den Phasengang korrigierenden Teil und einen
den Amplitudengang korrigierenden Teil.
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Weiterhin
ist es vorteilhaft, wenn die Reglereinrichtung voneinander unabhängige
Regler für die Generierung von Regelsignalen bezogen auf
die laterale Richtung einerseits und bezogen auf die longitudinale Richtung
andererseits hat. Während die Regelung in lateraler und
longitudinaler Richtung zunächst getrennt voneinander erfolgt,
können die separaten Regelsignale später zusammengeführt
werden.
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Die
Reglereinrichtung ist vorzugsweise zur Dämpfung der Pendelbewegung
der Außenlast ausgelegt. Hierzu erfolgt die automatische
Rückführung der die Pendelschwingungen beschreibenden
Signale. Nach einer regelungstechnischen Verarbeitung führen
diese Regelsignale zur Steuerausschlägen (Zyklisch-, Kollektiv-
und Pedalsteuer) des Helikopters, die eine longitudinale sowie laterale
translatorische Bewegung einleiten. Die Bewegung des Helikopters
kompensiert automatisch laterale sowie longitudinale Pendelschwingungen.
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Die über
spezifische Regler z. B. auf das zyklische Seiten- und Längssteuer
zurückführbaren Regelgrößen
werden auf Basis der gemessenen Pendelbewegungen der Außenlast
relativ zur Hubschrauberdynamik generiert. Mit Hilfe der Reglereinrichtung
ist es damit möglich, bestehende Flugsteuerungsregler um
eine Regelung zur Lastpendeldämpfung zu erweitern. Durch
die Anpassung der Parameter der Regler wird in Abhängigkeit
des Flugzustands die Dynamik des Gesamtsystems Helikopter beeinflusst.
Der Flugzustand ist insbesondere durch die Fluggeschwindigkeit,
die Tragseilgeschirrlänge, das Außenlastgewicht
sowie die aerodynamischen Eigenschaften der Außenlast definiert.
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Das
Wirkprinzip der Pendeldämpfung mit der erfindungsgemäßen
Reglereinrichtung basiert darauf, dass der Helikopter der Bewegung
der Außenlasten tendenziell hinterher fliegen muss. Der
Helikopter muss sich somit quasi über die Außenlast
stellen, wobei ein optimaler Kompromiss zwischen Pendeldämpfung
und geringer Abweichung vom gewünschten Flugpfad angestrebt
ist.
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Während
der Pilot bei der manuellen Steuerung versucht ist, die durch die
pendelnde Außenlast auf den Helikopter wirkende Kraft durch
Gegensteuern zu kompensieren, gelingt es mit einer zur Pendeldämpfung ausgelegten
Reglereinrichtung und einer Einleitung der Regelsignale als dämpfende
Steuerstrategie in das Steuersystem des Helikopters, dass schneller
und folglich effektiver auf Pendelschwingungen reagiert wird. Dies
liegt daran, dass die Systemtotzeiten lediglich durch elektrische
Signalverarbeitung bestimmt sind und nicht zusätzlich durch
die Reaktionszeit des Piloten. Somit werden im Vergleich zur manuellen
Dämpfung mit erhöhten Latenzzeiten geringere Korrektursteuer
erforderlich, wodurch unerwünschte Abweichungen vom aktuellen
Flugzustand minimiert werden. Hierdurch wird die Transporteffizienz
erhöht. Des Weiteren wird die Flugsicherheit durch die
vollständige Entlastung des Piloten von der Regelungsaufgabe
maßgeblich erhöht.
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Diese
automatische Pendeldämpfung ist allerdings nur realisierbar,
wenn kritische Zustände sicher verhindert werden. Genau
dies gelingt durch die Rückführung der Pendelbewegung
auf das geodätische Koordinatensystem unabhängig
von der Lage und Drehrate des Helikopters.
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Alternativ
oder zusätzlich zur Dämpfung der Pendelbewegung
der Außenlast kann die Reglereinrichtung auch zur Unterstützung
der Positionierung der Außenlast an einem Zielort ausgelegt
sein. Damit wird erreicht, dass die Außenlast einerseits
im Schwebeflug unter Einfluss von Rand- und Störbedingungen
verharrt und andererseits von einer aktuellen Ist-Position zu einer
Soll-Position im Sinne einer Feinpositionierung in der Weise verladen
werden kann, so dass die Außenlast die Zielposition unter
minimalem Überschwingen und ggf. sogar auf einer vorgegebenen
Trajektorie erreicht.
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Hierzu
werden die auf das geodätische Koordinatensystem umgerechneten
Größen für die Pendelbewegung, d. h.
die Pendelwinkel und Pendelraten der Außenlast in die Reglereinrichtung
geführt, um die Regelsignale zu ermitteln.
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Diese
Regelsignale können dann auf die zyklischen Steuereingaben
zurückgeführt werden. In den Regelsignalen sind
zudem die Positionsabweichungen und Fluggeschwindigkeiten des Helikopters
neben dem Pendelwinkel und den Pendelraten der Außenlast
berücksichtigt. Die Regelsignale können über
eine regelungstechnische Verarbeitung zu Stellgrößen
im Flugsteuerungssystem (Zyklisch-, Kollektiv- und Pedalsteuer) des
Helikopters führen, die eine translatorische und vertikale
Bewegung des Helikopters einleiten. Durch diese Bewegung wird zum
einen der Helikopter auf eine gewünschte Soll-Position
bewegt. Zum anderen wird der automatischen Positionsregelung eine
Dämpfungsregelung überlagert, die dazu führt,
dass im Moment des Erreichens der Soll-Position die Außenlast
stabilisiert und vollständig in Ruhe unter dem Hubschrauber
hängt.
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Der
Vorteil der Nutzung der Reglereinrichtung zur Positionierung und
Unterstützung besteht darin, dass durch die automatische
Regelung Außenlasten zum einen effizienter (schneller)
und effektiver (genauer) positioniert werden können, da
die Systemtotzeiten lediglich durch die elektrische Signalverarbeitung
bestimmt sind und nicht zusätzlich durch die Reaktionszeiten
des Piloten. Somit werden im Vergleich zur manuellen Positionierung
mit erhöhten Latenzzeiten geringere Korrektursteuer erforderlich,
wodurch unerwünschte Abweichungen vom aktuellen Flugzustand
minimiert werden. Hierdurch wird die Transporteffizienz erhöht.
Des Weiteren wird die Flugsicherheit durch die vollständige
Entlastung des Piloten von der Regelungsaufgabe maßgeblich
erhöht.
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Die
Erfindung wird nachfolgend anhand der beigefügten Zeichnungen
näher erläutert:
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1 – Skizze
eines Helikopters mit angehängter Außenlast in
Seitenansicht;
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2 – Skizze
eines Helikopters mit angehängter Außenlast in
Frontansicht;
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3 – Skizze
eines Helikopters mit einer pendelnden angehängten Außenlast
in Seitenansicht;
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4 – Skizze
des Helikopters aus 3 in Frontansicht;
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5 – Diagramm
der Richtung und Pendelwinkel im helikopterfesten und im geodätischen
Koordinatensystem in longitudinaler Richtung des Helikopters;
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6 – Skizze
entsprechend 5 in lateraler Richtung des
Helikopters;
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7 – Blockdiagramm
eines Flugreglers zur Ansteuerung von Aktoren eines Helikopters;
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8 – Blockdiagramm
einer Reglereinrichtung zur Dämpfung von Pendelbewegungen
einer Außenlast;
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9 – Diagramm
eines Flugreglers zur Unterstützung der Positionierung
einer Außenlast;
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1 lässt
einen Helikopter 1 mit einer Außenlast 2 erkennen,
die an mindestens einem Tragseil 3, d. h. an einem Seilgeschirr,
an der Unterseite des Heli kopters 1 aufgehängt
ist. Die Seitenansicht lässt die Ausrichtung von Helikopter 1 und
Außenlast 2 in longitudinaler Richtung des Helikopters 1 erkennen.
Im hubschrauberfesten Koordinatensystem (Index b) sind für
den Helikopter 1 und die Außenlast 2 jeweils
eine horizontale x-Achse festgelegt. Weiterhin ist eine nach unten
weisende z-Achse (z) definiert, wobei der Index H für den
Helikopter 1 und der Index L für die Außenlast 2 steht.
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In
der in 2 dargestellten Frontansicht, die die laterale
Richtung zeigt, ist die y-Achse (y) für Helikopter 1 und
Außenlast 2 erkennbar.
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Weiterhin
sind die Eulerwinkel Φ, Ψ und Θ erkennbar.
Zudem sind die Drehraten p, q und r aufgeführt. Die Variablen
u, v und w bezeichnen die Geschwindigkeiten in den jeweiligen Richtungen
x, y und z.
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Die
Präsenz der Außenlast 2 führt
zu grenzstabilen bzw. instabilen Eigenbewegungen des Gesamtsystems
Helikopter 1. Der Verlauf der Eigenwerte der Pendeldynamik
ist von der Seillänge und dem Lastgewicht abhängig.
Mit der Verlängerung des Seilgeschirrs z. B. von 1 m auf
100 m nimmt zunächst die Frequenz der Pendelschwingung
in den Eigenwerten IIIa, IIIb und IV und die Dämpfung der
Pendelgierschwingung im Eigenwert IIIa ab. Darüber hinaus
bleibt die longitudinale Schwingung im Eigenwert IV grenzstabil,
während die Gierschwingung im Eigenwert IIIb für
kurze Seilgeschirrlänge instabiler wird. Für sehr
lange Seilgeschirre liegen die Gierschwingung und die longitudinale
Pendelschwingung dicht zusammen. Mit Hilfe eines unterhalb des Helikopters 1 angebrachten
Lastpendelerfassungseinheit, die z. B. als Kamera ausgebildet sein
kann, werden die regelbaren Pendelbewegungen der Außenlast 2 erfasst
und zur weiteren Berechnung einer Regelgröße bereitgestellt.
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3 und 4 lassen
den Helikopter 1 aus 1 und 2 in
longitudinaler und lateraler Richtung mit pendelnder Außenlast 2 erkennen.
Deutlich wird, dass sich die x-, y- und z-Achsen im hubschrauberfesten Koordinatensystem xH,b, yH,b, zH,b von den zugehörigen Koordinaten
im geodätischen Koordinatensystem xg,
yg, zg, zH,g unterscheiden. Deutlich werden aus 3 und 4 die
Pendelwinkel ϑP in longitudinaler
Richtung und φP in lateraler Richtung.
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Die
zugehörigen Pendelraten werden durch ϑ .P und φ .P bezeichnet. Sie beschreiben die Auslenkungen der
Außenlast 2 im geodätischen System (Index
g) mit konstantem Azimuth. Erfasst werden jedoch die entsprechenden
Größen in der Pendelbewegung im hubschrauberfesten
Koordinatensystem, so dass diese Größen ϑ P und φ P zunächst
umgerechnet werden müssen.
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Die
Lasterfassungseinheit zur Erfassung der Größen
für die Pendelbewegung sollte so sein, dass die Signalverzögerung
bei der Bereitstellung der Regelgrößen möglichst
gering ist. Dasselbe gilt für die Sensoren zur Bereitstellung
der Lageinformation des Helikopters 1. Die typischen Größenordnungen
von Totzeiten von Drehratensensoren liegen im Bereich von 200 ms
bis 100 ms. Ausgehend von einer maximalen, theoretischen Frequenz
des kontinuierlichen Signals der Pendelbewegung von ωmax = 10 rad/s muss entsprechend dem Abtasttheorem
nach Nyquist-Shannon die Abtastrate mindestes 2ωmax ≈ 3 Hz betragen, damit aus dem
zeitdiskreten Signal das Ursprungssignal ohne Informationsverlust
rekonstruiert werden kann. Zudem sollte das Signalrauschen möglichst
gering sein. Die Pendelerfassungseinheit sollte zudem möglichst
robust gegenüber Vibrationen sein, um möglichst
genaue Ergebnisse zu liefern.
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Zur
messtechnischen Erfassung der Pendeldynamik des Helikopters 1 sind
viele Realisierungen denkbar. Generell sind Methoden zu bevorzugen,
die nicht auf den Transfer von Daten aus dem Außenlastsystem in
das Hubschraubersystem angewiesen sind. Hierdurch wird die Komplexität
und Störanfälligkeit des Systems verringert. Darüber
hinaus wird die operationelle Handhabbarkeit vereinfacht. Ein solcher
Datentransfer wäre beispielsweise bei der Messung der körperfesten
Translations- und Rotationsbeschleunigung der Außenlast 2 mittels
Beschleunigungssensoren notwendig, um daraus die Lage der Außen last 2 relativ
zum Helikopter 1 zu berechnen und die Information über
Pendelausschläge zu gewinnen.
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Eine
effektive Möglichkeit zur Bestimmung der Position der Außenlast 2 und
Berechnung der Pendeldynamik aus dem Hubschraubersystem ist mit
optischer Bildverarbeitung gegeben. Mit Hilfe einer an der Unterseite
des Helikopters 1 montierten Kamera wird ein optisch erkennbarer
Referenzpunkt auf der Außenlast 2 detektiert und
verfolgt. Aus der Bildinformation, die im hubschrauberfesten Koordinatensystem
gewonnen wird, werden die Pendelwinkel und Pendelraten berechnet.
Durch die digitale Signalverarbeitung ergeben sich geringere Signalverzögerungen
und nur geringes Messrauschen.
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Die
mit einer Kamera als Lastpendelerfassungseinheit aufgezeichneten
Informationen und Richtungen sind in 5 und 6 in
longitudinaler und lateraler Richtung beispielhaft bezogen auf die
pendelnde Außenlast 2 gemäß 3 und 4 skizziert.
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Die
optische Messung des Pendelwinkels und Pendelraten erfolgt mit Hilfe
der Kamera K, einer in der inertialen Messplattform IMU, einer optischen
Markierung OM an der Außenlast 2 und einer Bildverarbeitungssoftware.
Die Position der Kamera K wurde beispielhaft am Ort des Lasthakens
LH für das Seilgeschirr gelegt. Alternativ kann aber auch
jeder andere Ort an dem Helikopter 1, von dem aus die Außenlast 2 sichtbar
ist, gewählt werden. Das Sichtfeld der Kamera K sollte
einen Öffnungswinkel im Bereich von 60° bis 180° (ohne Rundumsicht)
haben. Die optische Markierung OM, die über ihre Form und
Farbe durch die Bildverarbeitungssoftware im Kamerabild erkannt
wird, kann z. B. auf der Außenlast 2 angebracht
werden. Es ist ebenfalls möglich, die optische Markierung
OM mit Infrarotlicht passiv anzustrahlen oder aktiv leuchten zu
lassen, um eine Detektion mittels einer Infrarotkamera bei schlechten
Lichtverhältnissen oder Dunkelheit zu ermöglichen.
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Die
Kamera K ist im hubschrauberfesten System (Index b) befestigt und
bewegt sich mit dem Helikopter 1 mit. Drehbewegungen des
Helikopters 1 bei stationärer Lastposition werden
als Pendelwinkel im Kamerabild wahrgenommen.
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Die
Pendelwinkel φ P und ϑ P sowie die Pendelraten φ ∸P und ϑ ∸P werden von der Lastpendelerfassungseinheit
zunächst im hubschrauberfesten System gemessen. In Ihnen
sind die Lage und Drehraten des Helikopters 1 abgebildet,
die folglich subtrahiert werden müssen, um die Informationen über
die reine Drehbewegung der optischen Markierung OM und somit der
Außenlast 2 zu erhalten. Dazu werden Lage und
Drehraten des Helikopters 1 mit Hilfe der inertialen Messplattform
IMU gemessen. Die Signale werden in der Bildverarbeitung berücksichtigt.
Die Pendelwinkel φP und ϑP sowie die Pendelraten φ .P und ϑ .P beziehen
sich folglich auf das geodätische System (Index g), so
dass die Außenlast lotrecht unter dem Helikopter 1 hängt,
wenn beide Winkel 0 sind.
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7 lässt
beispielhaft ein Blockdiagramm eines Flugreglers zur Ansteuerung
von Aktuatoren 4 (Servos) des Helikopters erkennen, um
die Fluglage des Helikopters zu kontrollieren und zu stabilisieren.
Hierzu werden den zyklischen Steuersignalen δa (zyklische
laterale Steuerung), δb (zyklische longitudinale Steuerung, δc
(Kollektivsteuerung) und δp (Pedalsteuerung) Regelsignale
auf Basis der Eulerwinkel Φ, Ψ, Θ und
der Drehraten p, q, r überlagert, die in Regelstrukturen
F/B zu Regelsignalen verarbeitet und nach Begrenzung durch Begrenzer 5,
den in einem Verlinker 6 (Steuergestänge) verlinkten
Steuergrößen überlagert werden.
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8 lässt
ein Blockdiagramm eines Reglers zur Dämpfung der Pendelbewegung
einer Außenlast 2 als Beispiel erkennen.
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Es
existiert eine Vielzahl von Verfahren zum Entwurf von Reglern, mit
Hilfe derer die Anforderungen an den geschlossenen Regelkreis unter
Beachtung der Regelkreisstruktur umgesetzt werden können.
Typische Verfahren liegen z. B. mit dem Entwurf anhand der Pol-Nullstellen-Verteilung
des geschlossenen Regelkreises sowie des Frequenzgangs des offenen
Kreises vor. Aus den Analysen der offenen Strecke ist zu entnehmen,
dass eine reine Kreisverstärkung für kritische
Flugfälle, also solche Konfigurationen, bei denen die Pendelschwingungen
bereits grenzstabil bzw. instabil sind, zur Instabilität
führt. Es ist somit die Notwendigkeit gegeben, den Verlauf
des Frequenzgangs anzupassen, um bei hinreichend großer
Kreisverstärkung einen den Anforderungen entsprechend ausreichenden
Amplituden- und Phasenrand zu gewährleisten.
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Der
Reglerentwurf kann dabei beispielsweise mit einem automatisierten
Loop-Shaping-Verfahren durchgeführt werden, wobei andere
der Literatur zu entnehmende Verfahren ebenfalls anwendbar sind.
Es realisiert den Entwurf optimaler Reglerübertragungsfunktionen
durch Phasen- und Amplitudengangmodulation des offenen Regelkreises.
Die Übertragungsfunktionen des offenen Regelkreises, d.
h. die Übertragung von Steuereingaben zur Pendelschwingung,
werden zuvor mittels Systemidentifizierung ermittelt. Anschließend werden
die Anforderungen an den geschlossenen Regelkreis an Stabilität,
Dämpfung und Robustheit in Güteforderungen an
den Frequenzgang des offenen Regelkreises überführt.
Grundlage des automatisierten Verfahrens bildet ein Optimierungsalgorithmus,
der geeignete Reglerparameter identifiziert, die die Dynamik des Gesamtsystems
den formulierten Anforderungen anpasst. Die Regler teilen sich folglich
in einen phasengangkorrigierenden Teil G
PM(s)
und einen amplitudengangkorrigierenden Teil G
AM(S)
und besitzen folgende grundsätzliche Form:
wobei der vordere Teil des
Bruchs den phasengangkorrigierenden Teil und der hintere Teil den
amplitudengangkorrigierenden Teil darstellt.
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Die
Parameter k, T1, T2,
T3, und T4 werden
mit Hilfe eines Optimierungsalgorithmus auf Grundlage der Systemdynamik
des aktuellen Flugzugstands ermittelt. Der Flugzustand ist maßgeblich
durch die Fluggeschwindigkeit, das Gewicht und die Trägheit
des Hubschraubers, das Außenlastgewicht, die Länge
des Tragseilgeschirrs sowie die aerodynamischen Eigenschaften der
Außenlast gekennzeichnet. Die Autorität des Gesamtreglers
sollte auf eine Stellamplitude von ±10% und eine Stellgeschwindigkeit
von 100°/s begrenzt werden.
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Aus
Analysen der Frequenzgänge zu verschiedenen Flugfällen
hat sich gezeigt, dass die Anforderungen einer schnellen und nachhaltigen
Dämpfung und Stabilisierung von Pendelschwingungen durch
Anpassung der Frequenzgänge der offenen Kette erreicht
werden können. Die Integration der beschriebenen Reglerstruktur
zur Pendeldämpfung in einen Flugregler zeigt
8.
Es werden die Pendelschwingungen φ ∸
P und ϑ ∸
P mit der Kamera erfasst und in einer Bildverarbeitungseinheit
7,
mit der durch das inertiale Messsystem
8 gemessenen Hubschrauberdynamik
G
IMU(s) für den Bildverarbeitungsalgorithmen
(G
imag.proc.(s), zu den Führungsgrößen φ .
P und ϑ .
P verrechnet. Über
die beiden Pendeldämpfungsregler
werden Korrektureingaben
erzeugt und dem Flugregler AFCS überlagert, der im Prinzip
der Regelstruktur aus
7 entspricht. In den Flugregler
werden die Steuereingaben des Piloten u
Pilot und
die gemessene Hubschrauberdynamik Y
H geführt.
Das mit dem Regelsignalen des Regeleinrichtung zur Pendeldämpfung überlagerte
Regelsignal des Flugreglers wird nach Begrenzung nochmals mit der
Steuereingabe des Piloten U
Pilot überlagert
und in das Gesamtsystem des Hubschraubers G(s) zugeführt,
um die Aktuatoren
4 des Helikopters anzusteuern und damit
die Pendelbewegung der Außenlast zu dämpfen.
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Die
Parameter der beiden Reglungsteile
werden durch einen Optimierungsalgorithmus
ermittelt. Solche Optimierungsalgorithmen sind an sich hinreichend
bekannt und brauchen daher nicht weiter erörtert zu wer den.
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9 lässt
ein Diagramm einer Reglereinrichtung zur Unterstützung
der automatischen Positionierung einer Außenlast 2 erkennen.
Die Reglereinrichtung ist für den Schwebeflug als Referenzzustand
ausgelegt, da die Positionierung einer Außenlast in der
Regel im Schwebeflug stattfindet. Durch die Präsenz einer Außenlast
wird die Handhabung des Helikopters bezüglich der translatorischen
Positionierung verschlechtert. Dies ist für das Verhältnis
zum Helikopter Schwerelastkörper eher der Fall als für
leichte. Im Fall angehängter Außenlasten zeigen
sich die Pole der Pendelschwingungen, die Amplituden- und Phasenränder
des offenen Regelkreises verringern. Der laterale Pendelpol III
führt zur Verringerung des Phasenrands im Vergleich zum Helikopter
ohne Außenlast. Der Frequenzgang der Längsgeschwindigkeit
des Helikopters wird durch die longitudinale Pendelbewegung im Eigenwert
IV beeinflusst. Im flugmechanisch wirksamen Steuerungsbereich erfolgt
eine Anregung der Pendelbewegungen in Längs- und Seitenrichtung
im Übertragungswinkel einer zyklischen Steuereingabe auf
die translatorische Geschwindigkeit des Helikopters. Bei der Positionierung
des Helikopters muss folglich die Dynamik der pendelnden Außenlast
berücksichtigt werden.
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Die
Regelung der Positionierung von Lasten ist im Prinzip für
den zweidimensionalen Fall aus dem Kranbau bekannt. Die beiden Aufgaben
der Positionierung eines Krans sowie der Dämpfung der Pendelbewegungen
der Last werden als integrierte Gesamtaufgabe gelöst. Auch
im vorliegenden Fall ist es Ziel, den Helikopter zu positionieren
und gleichzeitig die Außenlastbewegungen zu dämpfen
und zu stabilisieren. Bei Erreichen der Soll-Position des Helikopters
muss die Außenlast schwingungsfrei und lotrecht unter dem
Helikopter hängen, um so die Außenlast zu positionieren.
Durch die Berücksichtigung der Lastpendeldynamik in der Regelung
wird der dynamische Einfluss auf den Helikopter kompensiert. Ansonsten
würde der Helikopter bei Erreichen der Soll-Position durch
verbleibende Pendelbewegungen insbesondere im Fall schwerer Außenlasten
stets aus seiner Position gezogen werden. Die Regelgrößen
der Positionierungsregelung sind daher mit der Abweichung der Ist-Position
des Hubschraubers von der Soll-Position und mit den Pendelwinkeln
gegeben.
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Für
die Außenlastpositionierung bietet sich als Verfahren zur
Bestimmung optimaler Regelparameter eine linear quadratische optimale
Zustandsregelung (LQ-Regelung) an, die auch an der Portalkranregelung häufig
verwendet wird. Mit Hilfe auf das Regelungsziel ausgewählter
Gütefunktionale werden Regelparameter bestimmt, die im
Sinne einer Gewichtung der Zustands- und Steuergrößen
optimale Ergebnisse erzielen. Der Regler wird als Lösung
eines Optimierungsproblems bestimmt. Bei der LQ-Regelung werden
die Zustände des linearen Zeitenvariantensystems stationär
verstärkt. Es ergibt sich eine lineare Zeitinvariante Zustandsregelung.
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Damit
die LQ-Regelung angewendet werden kann, müssen folglich
sämtliche Systemzustände messbar sein, da sie
durch die Verfahrensvorschrift gänzlich auf die Steuereingänge
zurückgeführt werden. Bei der Positionierung von
Außenlasten mit einem Helikopter sind jedoch aufgrund des
gekoppelten Systems und der Auswahl der Lastpendelerfassungseinheit
nicht alle Zustände messbar. Um dennoch die optimale Zustandsrückführung
realisieren zu können, ist die Erstellung eines deterministischen
oder stochastischen Beobachters denkbar. In der realen Strecke oder
dem simulierten Modell wird parallel ein reduziertes Modell simuliert – der Beobachter –,
welches sämtliche Zustände liefert, die schließlich
optimal geregelt auf die Steuereingänge wirken. Durch die
Bereitstellung des vollständigen Zustandsvektors kann das
Verfahren der linear quadratischen optimalen Zustandsrückführung
schließlich angewendet werden.
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Eine
weitere Methode der optimalen Regelung ist mit der linear quadratischen
optimalen Ausgangsrückführung gegeben, die nachfolgend
anhand der 9 beschrieben wird. Der Vorteil
des Verfahrens gegenüber einem Beobachterentwurf liegt
im geringeren Modellierungsaufwand, da eine gewichtete optimale Regelung
ebenfalls allein über die Rückführung
der messbaren Zustände als Systemausgänge möglich
ist. Das Verfahren baut auf der LQ-Regelung auf, besitzt jedoch
im Vorfeld einen erhöhten Rechen- und Integrationsaufwand.
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Die
Regelungen können optional durch Beobachter, z. B. einen
Kalman-Filter erweitert werden, wie dies an sich hinreichend bekannt
ist.
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Die
Reglereinheit ist gemäß 9 in einen
Flugregler AFCS integriert und als erweiterter Betriebsmode des
Flugreglers ausgelegt. Folglich werden die generierten Steuereingaben
upos,opt der Reglereinrichtung Ky,opt zur Außenlastpositionierung
in Steuereingaben des Flugreglers AFCS überlagert. Die
Autorität des Gesamtreglers sollte z. B. auf einer Stellamplitude
von ±10% und eine Stellgeschwindigkeit von 100°/s
begrenzt werden. Ein Turbulenzmodell wirkt mit der Regelgröße
uturb neben den Pilotensteuerungsgrößen
uPilot und den Reglersteuerungsgrößen
uAFCS des Flugreglers AFCS und der optimalen
Positionierung als Steuergröße des Helikopters
auf das Streckenmodell mit den Streckenkomponenten B, der Verzögerung
1/s und dem Gesamtsystem A des Helikopters. Der Vektor u beinhaltet
die vier Pilotensteuer (zyklisches Längs- und Seitensteuer, Kollektiv-
und Pedalsteuer) als Systemeingänge. Der Vektor x beinhaltet
die Systemzustände und der Vektor y die gemessenen Systemausgänge.
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Die
Optimalitätsbedingung der linear quadratisch optimalen
Ausgangsregelung bezieht sich auf die Forderung, dass beim Übergang
des Systems vom Ausgangszustand xo in den
Endzustand xe im Zeitintervall [o, te] ein definiertes Gütefunktional
J minimiert wird. Das Gütefunktional J ist in der Regel
ein quadratisches Funktional, welches neben der Gewichtung der Systemzustände
ebenfalls die Stellgrößenausschläge bewertet.
Der dem Flugzustand entsprechende optimale Regler Ky,opt zur
Regelung der Positionierung der Außenlast wird mittels
eines Optimierungsalgorithmus berechnet.
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Diese
Reglereinrichtung kann mit dem Regler Ky,opt,
beispielsweise einem Positionierregler mit PD-Regelung, ausgeführt
werden. Dabei sollten die Ausgänge proportional zurückgeführt
werden. Bei acht Messgrößen ypos,soll und
den entsprechenden acht Regelgrößen sowie den
vier resultierenden Regelsignalen upos,opt ist die
Regeleinrichtung mit einer 4×8-Matrix aufgebaut.
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Die
gemessenen Größen y beinhalten die Größen
für die Pendelbewegung der Außenlast. Die Pendelbewegung
wird wie oben beschrieben mit Hilfe einer Kamera K, einem inertialen
Messsystem IMU und einer Bildverarbeitungs- und Auswerteeinheit
IPC bestimmt. Dies entspricht dem Modul 7 aus 8 in
Verbindung mit der Kamera K.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- - DE 102008025298
A1 [0005]
- - DE 2233938 C3 [0006]
- - US 3833189 A [0006]
- - US 3756543 A [0006]
- - DE 102005022231 A1 [0007]
- - DE 102005022212 A1 [0007]
