KR102528876B1 - 수직 이륙 항공기의 요 각도 및 롤 각도를 제어하는 방법 - Google Patents
수직 이륙 항공기의 요 각도 및 롤 각도를 제어하는 방법 Download PDFInfo
- Publication number
- KR102528876B1 KR102528876B1 KR1020207000343A KR20207000343A KR102528876B1 KR 102528876 B1 KR102528876 B1 KR 102528876B1 KR 1020207000343 A KR1020207000343 A KR 1020207000343A KR 20207000343 A KR20207000343 A KR 20207000343A KR 102528876 B1 KR102528876 B1 KR 102528876B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- angle
- roll
- yaw
- control
- drive unit
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 23
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 claims description 12
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 230000024703 flight behavior Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000012886 linear function Methods 0.000 description 1
- URWAJWIAIPFPJE-YFMIWBNJSA-N sisomycin Chemical compound O1C[C@@](O)(C)[C@H](NC)[C@@H](O)[C@H]1O[C@@H]1[C@@H](O)[C@H](O[C@@H]2[C@@H](CC=C(CN)O2)N)[C@@H](N)C[C@H]1N URWAJWIAIPFPJE-YFMIWBNJSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
- B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
- B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
- B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
본 발명은 항공기(1)의 동체로부터 이격되도록 항공기(1)의 반대편 측면 영역들에 배치되는 적어도 2개의 구동 그룹들(3)을 포함하는 수직 이륙 항공기(1)의 요 각도(yaw angle)(
) 및 롤 각도(roll angle)(
)를 제어하는 방법에 관한 것이다. 각각의 구동 그룹(3)은 적어도 하나의 제 1 구동 유닛(4, 5)을 포함한다. 제 1 구동 유닛(4, 5)은 수평 비행 위치 및 수직 비행 위치로 피봇 각도 α 로 회동되도록 동체로부터 이격되어 배치된다.
Description
본 발명은 항공기의 동체로부터 이격되도록 항공기의 반대편 측면 영역들에 배치된 적어도 2개의 구동 그룹을 포함하는 수직 이륙 항공기의 요 각도 및 롤 각도를 제어하는 방법에 관한 것이며, 각각의 구동 그룹은 적어도 하나의 제 1 구동 유닛을 포함하고, 제 1 구동 유닛은 동체로부터 이격되어 수평 비행 위치 및 수직 비행 위치로 피봇 각도 α 피봇되도록 배치된다.
수직 이륙 항공기는 특히 드론 및 군사 분야에서 사용된다. 이들 항공기는 일반적으로 동체의 반대편 측면들에 배치된 2개의 날개를 포함하며, 날개들에 견고하게 연결되어 있으며 의도된 목적에 적합한 지지 요소들(예를 들면, 곤돌라들)에서 각각의 날개들에 피봇 식으로 장착되도록 2개의 구동 유닛이 배치된다. 또한 별도의 동체가 없고 날개들이 종 축을 따라 대칭인 두 개의 하프 날개(half-wing)로 형성되며, 하프 날개에 견고하게 연결되고 의도된 목적에 접합한 지지 요소들에서 각각의 하프 날개들에 피봇 식으로 장착되도록 2개의 구동 유닛이 배치되는 항공기가 알려져 있다.
또한, 구동 유닛들이 날개들, 예를 들어 날개 내에서 연장되는 지지 구조물 상에 직접 피봇 식으로 장착되는 수직 이륙 항공기가 종래 기술로부터 알려져 있다. 이러한 유형의 수직 이륙 항공기가 WO 2014/016226 A1에 기재되어 있다.
이 수직 이륙 항공기에서는, 수평 비행 위치에서, 제 1 구동 유닛이 날개 표면 위의 날개 상에 배치되고, 제 2 구동 유닛이 날개 표면 아래의 날개 상에 배치되며, 수직 비행 위치에서는 제 1 구동 유닛 및 제 2 구동 유닛이 대략 수평 평면에 배치된다. 이러한 방식으로, 지면에 가까운 수직 비행 단계에서, 제 1 및 제 2 구동 유닛의 균일한 지면 효과가 달성되며, 이에 따라 특히 이륙 및 착륙 단계에서 원활한 비행 거동이 달성된다. 수평 비행 위치에서, 제 1 구동 유닛 및 제 2 구동 유닛은 서로의 흐름에 역행하지 않으므로, 효율 손실이 발생하지 않는다.
요 각도(yaw angle) 및 롤 각도(roll angle), 특히 멀티 콥터(multicopter)들의 제어를 위해, 멀티 콥터들 상에서 피봇될 수 없는 구동 유닛들을 적절히 작동시킴으로써 원하는 요(yew) 및 롤(roll)이 달성되는 제어 방법들이 공지되어 있다. 이 경우, 이러한 방식으로 발생되는 리프트(lift) 및 토크(torque)의 차이에 의해 요 및 롤을 발생시키기 위해, 각각의 구동 유닛에 의해 제공되는 파워는 각각의 구동부에 개별적으로 미리 결정된다.
3차원 공간에서의 항공기의 배향은 일반적으로 롤, 피치 및 요 각도로 나타내진다. 이 경우에, 상이한 각도들은 예를 들어 항공기의 종 축, 횡 축 및 수직 축에 대해 지상에 서 있을 때 항공기의 배향에 대응할 수 있는 제로 위치로부터 시작되는 항공기의 회전 각도를 나타낸다.
본 발명에 의해 해결되는 문제점은 수직 비행뿐만아니라 수평 비행으로 전환하는 동안, 및 수평 비행 모두에서 제어가 가능한, 수직 이륙 항공기용 구동 유닛들을 적절하게 작동시킴으로써 요 각도 및 롤 각도를 제어하기 위한 대응 제어 방법을 제공하는 것이 고려된다.
이 문제는 서두에 설명된 유형의 수직 이륙 항공기의 요 각도 및 롤 각도를 제어하기 위한 제어 방법에 의해 본 발명에 따라 해결되며,
· 여기서, 구동 유닛들 각각에 의해 발생되는 파워는 미리 결정된 목표 요 각도 및 미리 결정된 목표 롤 각도에 도달하도록 적응되고,
· 결정 단계에서, 제 1 요 제어 파라미터(
) 및 제 2 요 제어 파라미터(
) 뿐만 아니라 제 1 롤 제어 파라미터(
) 및 제 2 롤 파라미터(
)가 결정되고, 여기서 제 1 요 제어 파라미터 및 제 1 롤 제어 파라미터는 수직 비행 위치에서 목표 요 각도 및 목표 롤 각도에 도달하기 위한 수직 제어 파라미터들이고, 제 2 요 제어 파라미터 및 제 2 롤 제어 파라미터는 수평 비행 위치에서 목표 요 각도 및 목표 롤 각도에 도달하기 위한 수평 제어 파라미터들이고,
· 후속 중첩 단계에서, 작동 파라미터(actuation parameter)가 각각의 구동 유닛에 대한 중첩 규칙에 의해, 피봇 각도에 기초하여 수직 제어 파라미터들 및 수평 제어 파라미터들로부터 결정되며,
· 그 후에 구동 유닛들의 파워가 작동 파라미터들을 고려하여 미리 결정된다.
원하는 요 및 롤 동작을 달성하기 위해 구동 유닛들의 모든 피봇 위치들에서 상이한 작동 파라미터들이 요구된다. 본 발명에 따른 수평 제어 파라미터 및 수직 제어 파라미터들의 연속 계산뿐만 아니라 수평 비행 및 수직 비행에 대해 결정된 파라미터들의 중첩에 의해, 본 제어 방법은 두 개의 극단적인 수평 및 수직 비행 위치에 대해서만 설계되어야 하기 때문에, 제어 방법이 특히 간단하게 구현될 수 있다. 수평 제어 파라미터들 및 수직 제어 파라미터들을 결정하기 위해, 종래 기술로부터 알려진 제어 및 조절 파라미터들이 사용될 수 있다. 본 발명에 따르면, 작동 파라미터들은 예를 들어 목표 요 및 롤 각도들에 도달하기 위해 구동 유닛들에의해 요구되는 총 파워, 파일럿에 요청된 파워 요건에 대응하는 총 파워로부터의 편차를 나타내는 파워 차이값들일 수 있다. 작동 파라미터들은 유리하게는 수평 비행 및 수직 비행에서 필요한 파워 차이값들에 대한 절대 값들을 나타내는 롤 제어 파라미터들 및 요 제어 파라미터들로부터 결정된다.
본 발명에 따르면, 유리하게는, 각각의 구동 그룹은 제 1 구동 유닛 및 제 2 구동 유닛을 포함하고, 제 1 구동 유닛 및 제 2 구동 유닛 각각은 동체로부터 이격되어 수평 비행 위치 및 수직 비행 위치로 피봇 각도 α 피봇되도록 배치되는 것이 제공된다. 본 발명에 따라 유리하게는, 제 1 구동 유닛들 및/또는 제 2 구동 유닛들이 항공기의 반대편 날개들에 배치되는 것이 제공된다. 그러나, 가능하게는 본 발명에 따라 구동 유닛들이 유리하게는 동체로부터 이격되도록 지지 프레임들에 의해 동체 상에 배치되는 것이 제공된다. 구동 유닛들은 유리하게는 본 발명에 따른 로터(rotor)들을 포함할 수 있다.
설명된 본 방법의 단순화에서, 유리하게는 제 2 요 제어 파라미터가 요 팩터에 의한 곱셈에 의해 제 1 요 제어 파라미터에 기초하여 결정되고, 및/또는 제 2 롤 제어 파라미터는 롤 팩터에 의한 곱셈에 의해 제 1 롤 제어 파라미터에 기초하여 결정되는 것이 제공된다. 본 발명에 따라, 가능하게는 각각의 제 1 제어 파라미터들은 각각의 제 2 제어 파라미터들에 관련 팩터를 곱함으로써 결정되는 것이 제공된다.
본 발명에 따르면, 유리하게는, 결정 단계에서, 실제 요 각도 및 실제 롤 각도가 결정되고, 제어 파라미터들은 목표 요 각도 및 목표 롤 각도뿐만 아니라 실제 요 각도 및 실제 롤 각도로부터 시작되는 제어 알고리즘에 의해 각각 결정되는 것이 제공된다. 실제 요 각도 및 실제 롤 각도는 유리하게는 적합한 센서들에 의해 검출될 수 있으며 제어 알고리즘 및/또는 제어 방법을 실행하는 마이크로 컨트롤러 또는 비행기 제어기로 전달될 수 있다.
본 발명에 따르면, 유리하게는, 제 1 요 제어 파라미터가 제 1 요 제어 알고리즘을 사용하여 목표 요 각도 및 실제 요 각도에 기초하여 결정되고, 및/또는 제 2 요 제어 파라미터가 제 2 요 제어 알고리즘을 사용하여 목표 요 각도 및 실제 요 각도에 기초하여 결정되고, 및/또는 제 1 롤 제어 파라미터가 제 1 롤 제어 알고리즘을 사용하여 목표 롤 각도 및 실제 롤 각도에 기초하여 결정되고, 및/또는 제 2 롤 제어 파라미터가 제 2 롤 제어 알고리즘을 사용하여 목표 롤 각도 및 실제 롤 각도에 기초하여 결정되는 것이 제공된다. 복수의 개별 제어 알고리즘들을 사용하여 제어 파라미터들을 결정함으로써, 개별 제어 알고리즘들의 설계는, SISO 시스템들만이 고려되기 때문에 상당히 단순화될 수 있다. 출력 변수들 사이의 결합은 상이한 제어 파라미터들의 유리하게는 비선형 중첩에 의해 선택적으로 고려될 수 있다.
본 발명에 따른 방법의 특히 유리한 실시예에서, 제 1 요 제어 알고리즘 및/또는 제 2 요 제어 알고리즘 및/또는 제 1 롤 제어 알고리즘 및/또는 제 2 롤 제어 알고리즘은 P 또는 PD 비율을 갖는 선형 제어기인 것이 제공된다. P 또는 PD 비율을 갖는 선형 제어기들의 사용은 특히 간단하다. 유리하게는, 제어 알고리즘들은 또한 I 비율을 가질 수 있다.
유리하게는, 다음의 조건에 따라, 제 1 요 제어 파라미터(
)는 유리하게는 적절한 센서들을 사용하여 결정되는 실제 요 각도(
)로부터 시작되고 유리하게는 센서들을 사용하여 또한 검출되는 실제 요 레이트(
)로부터 시작되며 또한 미리 결정된 목표 요 각도(
)로부터 시작되는 PD 제어기를 사용하여 결정된다:
팩터(
)는 PD 제어기의 P 비율을 나타내고, 팩터(
)는 제 1 요 제어 파라미터(
)를 결정하기 위한 PD 제어기의 D 비율을 나타낸다. 유사한 방식으로, 제 1 롤 제어 파라미터(
), 제 2 요 제어 파라미터(
) 및 제 2 롤 제어 파라미터(
)는 다음의 조건들에 따라 결정되며, 실제 롤 각도(
)는 유리하게는 적절한 센서들을 사용하여 검출되고, 마찬가지로 실제 롤 레이트(
)는 유리하게는 센서들에 의해 검출되고, 미리 결정된 목표 롤 각도(
)가 추가로 사용된다:
본 발명에 따르면, 유리하게는, 제 1 요 제어 파라미터(
)를 결정하기 위한 P 비율(
) 및 D 비율(
)은 P 비율(
)에 대응하고, 제 2 롤 제어 파라미터들(
)을 결정하기 위한 PD 제어기의 D 비율(
)은 P 비율(
)에 대응하고, 제 1 롤 제어 파라미터(
)를 결정하기 위한 D 비율(
)은 제 2 요 제어 파라미터(
)를 결정하기 위한 PD 제어기의 P 비율(
) 및 D 비율(
)에 대응하는 것이 제공된다.
실제 롤 각도(
), 실제 롤 레이트(
), 실제 요 각도(
) 및 실제 요 레이트(
)를 결정하기 위해, 항공기는 유리하게는 자이로스코프(gyroscope), 가속도 센서 및 나침반을 포함하며, 여기서 요구되는 각도들 및 레이트들은 이들 센서들에 의해 검출되는 측정 변수들로 구성되는 칼만 필터(Kalman filter)와 같은 종래 기술로부터 공지된 방법들에 기초하여 결정된다.
본 발명에 따르면, 수평 제어 파라미터들 및 수직 제어 파라미터들은 제어 알고리즘 또는 공통 제어 알고리즘을 사용하여 연속적으로 각각 결정되는 것이 제공된다. 사용된 각각의 제어 알고리즘은 선형 또는 비선형 제어기일 수 있다.
유리하게는, 중첩 단계에서, 수직 제어 파라미터들 및 수평 제어 파라미터들 각각에 구동-유닛-특정 및 피봇-각도-특정 평가 함수가 곱해지며, 각 구동 유닛에 대한 작동 파라미터들은, 구동-유닛-특정 및 피봇-각도-특정 평가 함수가 곱해진 수직 제어 파라미터들과 구동-유닛-특정 및 피봇-각도-특정 평가 함수가 곱해진 수평 제어 파라미터들의 선형 조합에 의해 결정되는 것이 제공된다. 유리하게는, 평가 함수는 피봇 각도에 기초하는 비선형 함수이다. 비선형 평가 및 후속 선형 조합에 의해, 특히 제 1 및 제 2 요 및 롤 제어 파라미터들을 결정하기 위해 복수의 개별 제어기들을 사용할 때, 제어 루프 사이의 고려되지 않은 결합들이 또한 유리하게 고려될 수 있다.
본 발명에 따르면, 유리하게는 수직 제어 파라미터들의 평가 함수는 피봇 각도의 코사인(cosine)이고 수평 제어 파라미터들의 평가 함수는 피봇 각도의 사인(sine)인 것이 제공된다. 사인 및 코사인 함수들을 사용하는 중첩은 특히 수직 비행 위치에서 수평 비행 위치로의 전환 동안 또는 그 반대의 경우에 특히 안정적인 비행 거동을 달성할 수 있는 것으로 나타났다.
본 발명에 따른 방법의 특히 유리한 실시예에서, 요 각도 및 롤 각도는 각각 항공기의 수직 축 및 종 축에 대해 시계 방향으로 정의되며, 중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 좌측에 배치되는 제 1 구동 유닛의 작동 파라미터(
)는 다음 모델에 따라 계산되는 것이 제공된다:
중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 우측에 배치되는 제 1 구동 유닛의 작동 파라미터(
)는 다음 모델에 따라 계산된다:
중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 좌측에 배치되는 제 2 구동 유닛의 작동 파라미터(
)는 다음 모델에 따라 계산된다:
중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 우측에 배치되는 제 2 구동 유닛의 작동 파라미터(
)는 다음 모델에 따라 계산된다:
구동 유닛들이 로터들을 포함하는 경우, 작동 파라미터들을 결정할 때 유리하게는 로터들의 회전 방향이 고려된다.
유리하게는 파워 차이 값들을 나타내는 결정된 작동 파라미터들로부터 시작하여, 개별 구동 유닛들이 후속적으로 작동되는, 파워 작동 값들을 결정하기 위해, 본 발명에 따르면, 개별 구동 유닛의 필요 파워를 생성하기 위해, 파워 요건 변수(F) 및 피치 파라미터(n)를 고려하여, 구동 유닛들이 작동되는, 구동 유닛들의 파워 작동 값들(
)은 다음과 같이 계산되는 것이 제공된다:
본 발명에 따르면, 파워 요건 변수는 예를 들어 파일럿에 의해 요청된 총 파워일 수 있다. 피치 파라미터는 유리하게는 미리 결정된 목표 피치 각도에 도달하는데 필요한 파워 차이 값을 나타낸다.
본 발명에 따르면, 유리하게는, 수평 비행 위치에서, 제 1 구동 유닛들이 제 2 구동 유닛들과 이격되도록 수직 축의 방향으로 배치되고, 수직 비행 위치에서, 제 1 구동 유닛들이 제 2 구동 유닛들과 이격되도록 종 축의 방향으로 배치되는 것이 제공된다. 본 발명에 따르면, 유리하게는, 수평 비행 위치에서, 제 1 구동 유닛들이 상부 날개면 위에 배치되고, 제 2 구동 유닛들이 하부 날개면 아래에 배치되고, 수직 비행 위치에서, 제 1 구동 유닛들 및 제 2 구동 유닛들은 수평 비행 방향으로 날개의 전방 및 후방에 배치된다.
본 발명에 따른 방법의 다른 유리한 구성들에 대하여 도면들에 도시된 실시예를 참조하여 보다 상세하게 설명한다.
도 1은 수직 이륙 항공기(1)를 개략적으로 도시한 것이다. 항공기(1)는 항공기(1)의 반대편 날개들(2) 상에 배치되는 2개의 구동 그룹(3)을 포함하고, 각각의 구동 그룹(3)은 제 1 구동 유닛(4, 5) 및 제 2 구동 유닛(6, 7)을 포함한다. 제 1 구동 유닛(4, 5) 및 제 2 구동 유닛(6, 7)은 각각 수평 비행 위치 및 수직 비행 위치로 피봇 각도 α 피봇되도록 날개(2) 상에 배치된다. 도면에서, 구동 유닛들(4, 5, 6, 7)은 수평 비행 위치에 있다. 제 1 구동 유닛들(4, 5)은 상부 날개면(8) 위의 날개들(2) 상에 배치되고, 제 2 구동 유닛들(6, 7)은 하부 날개면(9) 아래의 상기 날개들 상에 배치된다. 구동 유닛들(4, 5, 6, 7)이 수직 비행 위치로 피봇될 때, 제 1 구동 유닛들(4, 5) 및 제 2 구동 유닛들(6, 7)은 수평 비행 방향으로 날개들(2)의 전방 및 후방에 배치된다. 요 각도(
), 롤 각도(
) 및 피치 각도(
)는 항공기(1)의 수직축, 종 축 및 횡 축에 대해 각각 시계 방향으로 정의된다.
구동 유닛들(4, 5, 6, 7) 각각은 로터들을 포함한다. 제 1 구동 유닛(4) 및 제 2 구동 유닛(7)의 로터들은 반 시계 방향으로 회전하고, 제 1 구동 유닛(5) 및 제 2 구동 유닛(6)의 로터들은 시계 방향으로 회전한다.
요 각도(
)및 롤 각도(
)를 제어하기 위해, 본 발명에 따른 제어 방법의 결정 단계에서, 제 1 및 제 2 요 및 롤 제어 파라미터들(
)은 먼저 선형 제어기들(PD1, PD2, PD3 및 PD4)에 의해 미리 결정된 목표 요 각도(
) 및 미리 결정된 목표 롤 각도
)로부터 시작하여 결정된다. 그 후, 롤 제어 파라미터들(
)로부터 중첩 단계에서 각각의 구동 유닛(4, 5, 6, 7)에 대한 작동 파라미터들(
)이 결정된다. 도면에서는, 제 1 구동 유닛(4)에 대한 작동 파라미터(
)의 결정이 예로서 도시되어 있다. 이 결정은 전술한 수학식 1 내지 8에 기초하여 이루어진다.
Claims (10)
- 항공기(1)의 동체로부터 이격되도록 항공기(1)의 반대편 측면 영역들에 배치되는 적어도 2개의 구동 그룹들(3)을 포함하는 수직 이륙 항공기(1)의 요 각도(yaw angle)() 및 롤 각도(roll angle)(
)를 제어하는 방법으로서,
각각의 구동 그룹(3)은 적어도 하나의 제 1 구동 유닛(4, 5)을 포함하고, 상기 제 1 구동 유닛(4, 5)은 수평 비행 위치 및 수직 비행 위치로 피봇 각도 α 로 회동되도록 동체로부터 이격되어 배치되고,
· 각각의 구동 유닛(4, 5, 6, 7)에 의해 발생되는 파워는 미리 결정된 목표 요 각도() 및 미리 결정된 목표 롤 각도(
)에 도달하도록 형성되며,
· 결정 단계에서, 제 1 요 제어 파라미터() 및 제 2 요 제어 파라미터(
)와, 제 1 롤 제어 파라미터(
) 및 제 2 롤 파라미터(
)가 결정되고, 여기서 상기 제 1 요 제어 파라미터(
) 및 제 1 롤 제어 파라미터(
)는 수직 비행 위치에서 상기 목표 요 각도(
) 및 목표 롤 각도(
)에 도달하기 위한 수직 제어 파라미터들이고, 상기 제 2 요 제어 파라미터(
) 및 제 2 롤 제어 파라미터(
)는 수평 비행 위치에서 상기 목표 요 각도(
) 및 목표 롤 각도(
)에 도달하기 위한 수평 제어 파라미터들이며,
· 후속 중첩 단계에서, 작동 파라미터가 각각의 구동 유닛(4, 5, 6, 7)에 대한 중첩 규칙에 의해, 상기 피봇 각도 α에 기초하여 상기 수직 제어 파라미터들 및 수평 제어 파라미터들로부터 결정되며,
· 그 후에 상기 구동 유닛들(4, 5, 6, 7)의 파워가 상기 작동 파라미터들을 고려하여 미리 결정되는, 제어 방법. - 제 1 항에 있어서,
각각의 구동 그룹(3)은 제 1 구동 유닛(4, 5) 및 제 2 구동 유닛(6, 7)을 포함하고, 상기 제 1 구동 유닛(4, 5) 및 제 2 구동 유닛(6, 7) 각각은 상기 수평 비행 위치 및 수직 비행 위치로 피봇 각도 α로 회동되도록 동체로부터 이격되어 배치되는 것을 특징으로 하는, 제어 방법. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 제 2 요 제어 파라미터()가 요 팩터(yaw factor)에 의한 곱셈에 의해 상기 제 1 요 제어 파라미터(
)에 기초하여 결정되고, 또는 상기 제 2 롤 제어 파라미터(
)는 롤 팩터(roll factor)에 의한 곱셈에 의해 상기 제 1 롤 제어 파라미터(
)에 기초하여 결정되는 것을 특징으로 하는, 제어 방법.
- 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 결정 단계에서, 실제 요 각도() 및 실제 롤 각도(
)가 결정되고, 제어 파라미터들 각각은 상기 목표 요 각도(
) 및 목표 롤 각도(
)와 상기 실제 요 각도(
) 및 실제 롤 각도(
)로부터 시작되는 제어 알고리즘에 의해 결정되는 것을 특징으로 하는, 제어 방법.
- 제 4 항에 있어서,
상기 제 1 요 제어 파라미터()가 제 1 요 제어 알고리즘(PD2)을 사용하여 상기 목표 요 각도(
) 및 실제 요 각도(
)에 기초하여 결정되고, 또는 상기 제 2 요 제어 파라미터(
)가 제 2 요 제어 알고리즘(PD4)을 사용하여 상기 목표 요 각도(
) 및 실제 요 각도(
)에 기초하여 결정되며, 또는 상기 제 1 롤 제어 파라미터(
)가 제 1 롤 제어 알고리즘(PD1)을 사용하여 상기 목표 롤 각도(
) 및 실제 롤 각도(
)에 기초하여 결정되고, 또는 상기 제 2 롤 제어 파라미터(
)가 제 2 롤 제어 알고리즘(PD3)을 사용하여 상기 목표 롤 각도(
) 및 실제 롤 각도(
)에 기초하여 결정되는 것을 특징으로 하는, 제어 방법.
- 제 5 항에 있어서,
상기 제 1 요 제어 알고리즘(PD2) 또는 제 2 요 제어 알고리즘(PD4) 또는 제 1 롤 제어 알고리즘(PD1) 또는 제 2 롤 제어 알고리즘(PD3)은 P 또는 PD 비율을 갖는 선형 제어기인 것을 특징으로 하는, 제어 방법. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 중첩 단계에서, 상기 수직 제어 파라미터들 및 수평 제어 파라미터들 각각에는 구동-유닛-특정 및 피봇-각도-특정 평가 함수가 곱해지며, 각 구동 유닛(4, 5, 6, 7)에 대한 작동 파라미터들은, 상기 구동-유닛-특정 및 피봇-각도-특정 평가 함수가 곱해진 수직 제어 파라미터들과 상기 구동-유닛-특정 및 피봇-각도-특정 평가 함수가 곱해진 수평 제어 파라미터들의 선형 조합에 의해 결정되는 것을 특징으로 하는, 제어 방법. - 제 7 항에 있어서,
상기 수직 제어 파라미터들의 평가 함수는 상기 피봇 각도 α의 코사인(cosine)이고, 상기 수평 제어 파라미터들의 평가 함수는 상기 피봇 각도 α의 사인(sine)인 것을 특징으로 하는, 제어 방법. - 제 8 항에 있어서,
요 각도() 및 롤 각도(
)는 항공기(1)의 수직 축 및 종 축에 대해 시계 방향으로 각각 정의되며, 상기 중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 좌측에 배치되는 제 1 구동 유닛(4)의 작동 파라미터(
)는 다음 모델에 따라 계산되고:
상기 중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 우측에 배치되는 제 1 구동 유닛(5)의 작동 파라미터()는 다음 모델에 따라 계산되며:
상기 중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 좌측에 배치되는 제 2 구동 유닛(6)의 작동 파라미터()는 다음 모델에 따라 계산되고:
상기 중첩 단계에서, 항공기의 평면 보기에서 종 축의 우측에 배치되는 제 2 구동 유닛(7)의 작동 파라미터()는 다음 모델에 따라 계산되는;
것을 특징으로 하는, 제어 방법. - 제 9 항에 있어서,
상기 개별 구동 유닛들(4, 5, 6, 7)의 필요한 파워를 생성하기 위해, 파워 요건 변수(F) 및 피치 파라미터(n)를 고려하여, 구동 유닛들(4, 5, 6, 7)이 작동되는, 상기 구동 유닛들(4, 5, 6, 7)의 파워 작동 값들()이,
에 의해 계산되는 것을 특징으로 하는, 제어 방법.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102017112452.7 | 2017-06-06 | ||
| DE102017112452.7A DE102017112452A1 (de) | 2017-06-06 | 2017-06-06 | Steuerungsverfahren zur Steuerung eines Gier- und eines Rollwinkels eines senkrecht startenden Flugzeugs |
| PCT/EP2018/064934 WO2018224567A1 (de) | 2017-06-06 | 2018-06-06 | Steuerungsverfahren zur steuerung eines gier- und eines rollwinkels eines senkrecht startenden flugzeugs |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20200023360A KR20200023360A (ko) | 2020-03-04 |
| KR102528876B1 true KR102528876B1 (ko) | 2023-05-08 |
Family
ID=62748907
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020207000343A KR102528876B1 (ko) | 2017-06-06 | 2018-06-06 | 수직 이륙 항공기의 요 각도 및 롤 각도를 제어하는 방법 |
Country Status (16)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11520356B2 (ko) |
| EP (1) | EP3634850B8 (ko) |
| JP (1) | JP7224305B2 (ko) |
| KR (1) | KR102528876B1 (ko) |
| CN (1) | CN111032508B (ko) |
| AU (1) | AU2018281883A1 (ko) |
| CA (1) | CA3066519A1 (ko) |
| DE (1) | DE102017112452A1 (ko) |
| ES (1) | ES2898838T3 (ko) |
| IL (1) | IL271188B (ko) |
| PL (1) | PL3634850T3 (ko) |
| RU (1) | RU2765064C2 (ko) |
| SG (1) | SG11201911513XA (ko) |
| SI (1) | SI3634850T1 (ko) |
| WO (1) | WO2018224567A1 (ko) |
| ZA (1) | ZA201908394B (ko) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20210371097A1 (en) * | 2018-01-30 | 2021-12-02 | Joseph Raymond RENTERIA | Rotatable thruster aircraft |
| DE102021132160B4 (de) | 2021-12-07 | 2024-01-04 | Wingcopter GmbH | Verfahren zur Landung eines senkrechts startenden und landenden Fluggeräts, Fluggerät und Landesystem |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120261523A1 (en) | 2010-10-06 | 2012-10-18 | Donald Orval Shaw | Aircraft with Wings and Movable Propellers |
| WO2017077144A1 (es) | 2015-11-04 | 2017-05-11 | Fuvex Sistems, S.L. | Aerodino con capacidad de despegue y aterrizaje vertical |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2008054234A1 (en) | 2006-11-02 | 2008-05-08 | Raposo Severino Manuel Oliveir | System and process of vector propulsion with independent control of three translation and three rotation axis |
| JP2009078745A (ja) * | 2007-09-27 | 2009-04-16 | Japan Aerospace Exploration Agency | 電動垂直離着陸機 |
| US8306674B2 (en) * | 2009-10-01 | 2012-11-06 | Raytheon Company | System and method for divert and attitude control in flight vehicles |
| CN101804862B (zh) * | 2010-04-07 | 2013-10-02 | 南京航空航天大学 | 一种无人机推力变向装置及其控制方法 |
| AU2011303837A1 (en) * | 2010-09-17 | 2013-04-11 | Johannes Reiter | Tilt wing rotor VTOL |
| RU2456208C1 (ru) * | 2011-01-11 | 2012-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) | Конвертоплан |
| CN102358420B (zh) * | 2011-07-29 | 2013-08-21 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 变姿飞行器 |
| DE202012013513U1 (de) | 2012-07-27 | 2017-05-12 | Jonathan Hesselbarth | Senkrecht startendes Flugzeug |
| JP6195237B2 (ja) | 2013-05-28 | 2017-09-13 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | Ｑｔｗ機の飛行制御システム |
| US9611032B2 (en) * | 2014-06-11 | 2017-04-04 | Ecole Polytechnique Federale De Lausanne (Epfl) | Vertical take-off and landing aerial vehicle |
| US9715230B2 (en) * | 2013-08-15 | 2017-07-25 | Traxxas Lp | Controllable flight during automated tricks |
| DE102014000509B4 (de) * | 2014-01-16 | 2020-06-18 | Emt Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer Mbh | Starrflügler-Fluggerät |
| CN103869817A (zh) * | 2014-03-03 | 2014-06-18 | 东南大学 | 一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法 |
| US20160023755A1 (en) * | 2014-05-05 | 2016-01-28 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | System and method for control of quadrotor air vehicles with tiltable rotors |
| WO2016009376A1 (en) * | 2014-07-18 | 2016-01-21 | Pegasus Universal Aerospace (Pty) Ltd. | Vertical take-off and landing aircraft |
| JP2017007429A (ja) | 2015-06-18 | 2017-01-12 | 学校法人日本大学 | 制御装置、航空機、及びプログラム |
| US10642285B2 (en) * | 2016-09-27 | 2020-05-05 | Arizona Board Of Regents On Behalf Of Arizona State University | Systems and methods for dynamics, modeling, simulation and control of mid-flight coupling of quadrotors |
| JP6651153B2 (ja) * | 2016-12-13 | 2020-02-19 | 株式会社自律制御システム研究所 | 無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置 |
-
2017
- 2017-06-06 DE DE102017112452.7A patent/DE102017112452A1/de not_active Withdrawn
-
2018
- 2018-06-06 ES ES18734088T patent/ES2898838T3/es active Active
- 2018-06-06 CA CA3066519A patent/CA3066519A1/en active Pending
- 2018-06-06 EP EP18734088.0A patent/EP3634850B8/de active Active
- 2018-06-06 RU RU2019144054A patent/RU2765064C2/ru active
- 2018-06-06 JP JP2019568250A patent/JP7224305B2/ja active Active
- 2018-06-06 US US16/619,505 patent/US11520356B2/en active Active
- 2018-06-06 SG SG11201911513XA patent/SG11201911513XA/en unknown
- 2018-06-06 CN CN201880051209.7A patent/CN111032508B/zh active Active
- 2018-06-06 PL PL18734088T patent/PL3634850T3/pl unknown
- 2018-06-06 KR KR1020207000343A patent/KR102528876B1/ko active IP Right Grant
- 2018-06-06 WO PCT/EP2018/064934 patent/WO2018224567A1/de unknown
- 2018-06-06 SI SI201830450T patent/SI3634850T1/sl unknown
- 2018-06-06 AU AU2018281883A patent/AU2018281883A1/en active Pending
-
2019
- 2019-12-05 IL IL271188A patent/IL271188B/en unknown
- 2019-12-17 ZA ZA2019/08394A patent/ZA201908394B/en unknown
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120261523A1 (en) | 2010-10-06 | 2012-10-18 | Donald Orval Shaw | Aircraft with Wings and Movable Propellers |
| WO2017077144A1 (es) | 2015-11-04 | 2017-05-11 | Fuvex Sistems, S.L. | Aerodino con capacidad de despegue y aterrizaje vertical |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| AU2018281883A1 (en) | 2020-01-02 |
| US11520356B2 (en) | 2022-12-06 |
| RU2019144054A (ru) | 2021-07-12 |
| EP3634850A1 (de) | 2020-04-15 |
| US20220365543A1 (en) | 2022-11-17 |
| CN111032508A (zh) | 2020-04-17 |
| SG11201911513XA (en) | 2020-01-30 |
| EP3634850B1 (de) | 2021-08-11 |
| JP2020522437A (ja) | 2020-07-30 |
| SI3634850T1 (sl) | 2022-02-28 |
| CN111032508B (zh) | 2023-03-21 |
| RU2019144054A3 (ko) | 2021-11-18 |
| CA3066519A1 (en) | 2018-12-13 |
| DE102017112452A1 (de) | 2018-12-06 |
| RU2765064C2 (ru) | 2022-01-25 |
| PL3634850T3 (pl) | 2022-02-14 |
| EP3634850B8 (de) | 2021-11-03 |
| ZA201908394B (en) | 2021-09-29 |
| IL271188B (en) | 2022-04-01 |
| ES2898838T3 (es) | 2022-03-09 |
| US20210247780A9 (en) | 2021-08-12 |
| WO2018224567A1 (de) | 2018-12-13 |
| US20200257315A1 (en) | 2020-08-13 |
| IL271188A (en) | 2020-02-27 |
| JP7224305B2 (ja) | 2023-02-17 |
| KR20200023360A (ko) | 2020-03-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10317914B2 (en) | Wind finding and compensation for unmanned aircraft systems | |
| CN105683041B (zh) | 能够垂直起动的飞行设备 | |
| KR101554487B1 (ko) | 멀티 로터 비행체 | |
| CN104960666B (zh) | 一种纵列双涵道飞行车辆的可倾转矢量控制辅助系统 | |
| WO2018064209A1 (en) | Tilt-wing aircraft | |
| BR102019007805A2 (pt) | controle de passo e impulsão para aeronaves compostas | |
| JP2009083798A (ja) | 電動垂直離着陸機の制御方法 | |
| KR102528876B1 (ko) | 수직 이륙 항공기의 요 각도 및 롤 각도를 제어하는 방법 | |
| US20170253326A1 (en) | Torque and pitch managed quad-rotor aircraft | |
| WO2013174751A3 (de) | Verfahren zum steuern eines fluggeräts in form eines multicopters und entsprechendes steuerungssystem | |
| US11492108B2 (en) | Wing and rotor vectoring system for aircraft | |
| EP3224135B1 (en) | Flight control system for a rotary wing aircraft | |
| CN105923147B (zh) | 一种固定翼无人机降落控制方法 | |
| FR3053133A1 (fr) | Procede de conversion dynamique d'attitude d'un drone a voilure tournante | |
| AU2013234603A1 (en) | Altitude regulator | |
| JP2018154322A (ja) | 飛行体及び飛行システム | |
| US11591086B2 (en) | Hybrid multi-rotor unmanned aerial vehicle with adjustable wings | |
| WO2016048437A1 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
| US20200140077A1 (en) | Bidirectional aircraft rotor | |
| US11994877B2 (en) | Control method for controlling a yaw angle and a roll angle of a vertical take-off aircraft | |
| CN102910287B (zh) | 旋翼飞行器 | |
| CN113492971B (zh) | 飞行装置及其控制方法和控制装置 | |
| US11964759B2 (en) | Convertiplane | |
| EP2927120B1 (en) | Compliant wing control for aircraft | |
| Abhishek et al. | Design, development and flight testing of a novel quadrotor convertiplane unmanned air vehicle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right |