NO334600B1 - Stillingskontroll for roterende-vinge luftfartøy - Google Patents

Abstract

Oppfinnelsen beskriver en fremgangsmåte og en anordning for nøyaktig styring av, og regulatordesign for, et luftfartøy som består av minst én roterende del, og minst én ikke-roterende del. Vanligvis, men uten tap av generalitet, er den roterende del en rotor, mens den ikke-roterende del er en flykropp. Prinsippet som er beskrevet kan utvides til et hvilket som helst antall ikke-roterende og roterende deler, noe som gjør oppfinnelsen anvendelig til tradisjonelle én-rotor helikopterutforming, samt multi-rotor design. Fremgangsmåten og apparatet er spesielt egnet for UAVer, hvor operatøren ikke kan se luftfartøyet under hele reisen, og således er ute av stand til å korrigere attityden. Imidlertid er fremgangsmåten også anvendbar for modellfly og fullstørrelse luftfartøy. Oppfinnelsens prinsipp er kontinuerlig og individuelt å beregne de nødvendige momenter for styring av de roterende og ikke-roterende deler, og å kombinere alle momenter for å få riktig moment for hele flyet. Ved å gjøre dette, er det mulig å kontinuerlig påtrykke riktig moment, både rikelig fordelt over rull- og trimakser (riktig vinkel), og den riktige størrelsen. Resultatet er en dekoblingskobling mellom rull- og trimakser, noe som forenkler regulatordesignen til en utforming av to enkeltstående regulatorer med én utgang, én for hver akse.

Description

Oppfinnelsens område

Den foreliggende oppfinnelse vedrører å tilveiebringe presis, automatisk attitydestyring av rotorluftfartøy.

Bakgrunn

Typisk holdes rotorluftfartøy som helikoptre oppe av en rotor som roterer om en vertikal rotoraksel, og genererer løft eller oppadgående skyvekraft. I et konvensjonelt helikopter, kan skyvekraften fra rotoren styres ved å endre angrepsvinkelen (eller kort sagt; rotorbladtrimmen) til rotorbladene. Rotorbladtrimmen er i propellrotoraerodynamikkfeltet definert som den laterale vinkelen mellom bladene og et referanseplan vinkelrett på rotorakselen akse, målt perpendikulært på den langsgående aksen av et rotorblad.

Ved å samlet endre rotorbladtrimmen til alle rotorbladene eller ved å endre rotorenes vinkelhastighet, kan helikopteret styres i den vertikale retningen. Den horisontale flyretning og helikopterets stabilitet, derimot, styres ved syklisk justering av rotorbladtrimmen til de individuelle blader. Syklisk justering av trimmen medfører at rotorbladtrimmen til hvert rotorblad blir justert fra et maksimum i en bestemt rotasjonsposisjon til et minimum på den motsatte siden. Dette fører til at løftet i én del av rotasjonen blir større enn i andre deler, hvorved rotoren blir tiltet i forhold til referanseplanet. Når rotoren (og helikopteret) tilter på denne måten, tilter også den intitielle, vertikale skyvekraft, og får derfor en horisontal komponent som trekker helikopteret i ønsket retning.

Normalt må et helikopter styres aktivt av en godt trent pilot eller fra gyroskopiske sensorer og datamaskiner. De nødvendige midler for å variere og styre trimvinkelen på hvert blad er vanligvis komplisert, dyrt og øker helikopterets vekt. Rotorbladtrimmen styres vanligvis via en swash-plate koblet til servoer. Fordi swash-platen må plasseres nøyaktig med så lite friksjon og spill som mulig, er det komplisert og kostbart. På de fleste helikoptre har swash-platen en roterende del og en ikke-roterende del koblet sammen med et stort kulelager. Den roterende delen av swash-platen er igjen koblet til rotorbladene via et sett av koblinger og andre mekaniske komponenter.

Alternative løsninger som anvender aktuatorer koblet til rotorbladstyreoverflåtene eller magnetspolesystemer som virker direkte på en permanent magnet montert på et rotorblads trimhøydearm, har blitt testet.

Styring av rotorluftfartøy har tradisjonelt vært utfordrende.

En raskt roterende rotor oppfører seg som et gyroskop og introduserer presesjon. Når et dreiemoment påføres vinkelrett på rotasjonsaksen til et gyroskop, er den resulterende bevegelse loddrett på både rotasjonsaksen og den påtrykte kraft. Bevegelsens vinkelhastighet er proporsjonal med det påtrykte dreiemoment.

Under normal flyging, oppfører skroget seg annerledes, og introduserer ikke presesjon. Når et dreiemoment påtrykkes skroget, er resultatet en vinkelakselerasjon, parallelt med og proporsjonalt på det påtrykte dreiemoment.

Å styre et raskt roterende gyroskop alene er ukomplisert. Det anvendte dreiemoment må påføres 90 grader i forkant av den ønskede bevegelse, og må være proporsjonal med den ønskede vinkelhastighet. Dvs. for en ønsket rullebevegelse, må et trimdreiemoment påtrykkes. For en trimbevegelse, må et rulledreiemoment påtrykkes. Dreiemomentet må opprettholdes i hele bevegelsens varighet. Vinkelbevegelser vil stoppe hvis momentet forsvinner.

Styringen av et skrog (flykropp) alene er tilsvarende ukomplisert. Det anvendte dreiemoment må påtrykkes parallelt med den ønskede bevegelse, og må være proporsjonalt med den ønskede vinkelakselerasjon. Dreiemomentet må kun påtrykkes i løpet av bevegelsens akselerasjons- og retardasjonsfase, og idet en vinkelhastighet er oppnådd, vil denne hastighet forbli konstant uten påtrykt dreiemoment.

Utfordringen oppstår når rotoren er festet til skroget. Når disse er koblet sammen, med unntak av koblinsleddets ene frihetsgrad, må begge delene rotere i parallell, og når et dreiemoment påtrykkes, vil den resulterende bevegelse som følge av dreiemomentet være noe mellom parallell (skroget) og 90 grader bak (rotor) påtrykt dreiemoment. Den nøyaktige vinkelen er avhengig av luftfartøyets nå-tilstand.

I kjent teknikk anses vanligvis denne vinkel for å være konstant for et rotorluftfartøy. For enkelte luftfartøy kan vinkelen justeres inn til et fungerende kompromiss. Ofte er 45 grader valgt, da dette synes å gi en mest mulig robust løsning. Uavhengig av vinkelen vil en hvilken som helst konstant verdi resultere i et sterkt koplet system. Et hvert anvendt dreiemoment vil resultere i en bevegelse både i parallell med, og vinkelrett på, dreiemomentet. Ved utvikling av automatiske styresystemer, vil denne krysskoplingen føre til flere tilbakekoblingssløyfer, noe som gjør det vanskeligere å oppnå nødvendig styringsautoritet og nødvendige stabilitetsmarginer. Selv ved stabilitet vil enhver bevegelsesendring, uavhengig av å være en ønsket bevegelse eller en korrigering av en uønsket bevegelse, oppnås ved flere passeringer gjennom regulatoren, hvor hver av dem korrigerer feilbevegelsen fra siste passering. Luftfartøyet vil oppnå sin ønskede attityde (dvs. rull og trim) i en oscillerende tilnærming.

EP 1 310 646 beskriver et system for å forutse krav til rotordreiemoment i en motor for bruk i samsvar med en «Full Authority Digital Engine Control» (FADEC) for å hjelpe til med hastighetskontroll for rotoren. Det totale dreiemomentet som kreves ved hoved- og halerotorene til et helikopter predikteres, og endringsraten for det totale dreiemomentet som kreves ved hoved- og halerotoren beregnes. Endringsraten for gassgeneratorhastigheten som korresponderer med endringsraten til det totale dreiemomentet ved helikoptrets hoved- og halerotorer etableres. Videre oppnås en ønsket endringsrate for gassgeneratorhastigheten som er nødvendig for å levere det påkrevde totale dreiemomentet til helikoptrets hoved- og halerotorer.

US 4,648,797 beskriver et system for kontroll av dreiemoment. Systemet unngår dynamiske ustabiliteter i et system der output-dreiemoment og vinkelhastighet til en drivmotors output-aksel kontrolleres separat.

For noen luftfartøy, vanligvis mindre luftfartøy med hurtig dynamikk, eller luftfartøy med spesielt strenge krav til kontroll, fungerer ikke den tradisjonelle tilnærmingen.

Utførelsesformene heri er ikke begrenset til de trekk og fordeler som er nevnt ovenfor. En fagperson på området vil erkjenne ytterligere trekk og fordeler ved lesing av den følgende detaljerte beskrivelse.

Kort beskrivelse

Den foreliggende oppfinnelse tilveiebringer en flykontrollenhet som produserer aktuatorstyrekommandoer i kurs-, trim- og rolldomene utfra en vinkelhastighetsratestyreinngang (wi) som styrer et rotorluftfartøy som omfatter minst en rotor og et skrog, flystyreenheten omfatter en rateregulator som utleder forespurt vinkelhastighet (w) og vinkelakselerasjon (wdot) fra wi og en målt hastighetsrate (wG), en aktuatorregulator som utleder aktuatorstyrekommandoer ved hjelp av en aerodynamisk funksjon (F2) som er modellert av i det minste

rotorluftfartøyets aerodynamikk, omfattende en

dreiemomentregulatorenhet som utleder nødvendig dreiemoment (T) tilsvarende w og wdot ved hjelp av en dreiemomentfunksjon Fl som er avhengig av w, wdot, skrogets treghetsmoment (If) og rotorens treghetsmoment (Ir), dreiemomentfunksjonsenheten er koblet mellom rateregulatoren og aktuatorregulatoren og har

utgangene w og wdot fra rateregulatoren som innganger og tilveiebringer T som inngangsverdi til aktuatorregulatoren.

Den foreliggende oppfinnelse omfatter også en fremgangsmåte for flystyring for å produsere aktuatorstyrekommandoer i kurs-trim- og rolldomene fra en

vinkelhastighetsratestyreinngangsverdi (wi) som styrer et rotorluftfartøy omfattende minst en rotor og et skrog, der fremgangsmåten utleder forespurt vinkelhastighet (w) og vinkelakselerasjon (wdot) fra wi og en målt hastighetsrate (wg), samt å utlede aktuatorstyrekommandoer ved hjelp av en aerodynamisk funksjon (F2) som er modellert ved hjelp av minst rotorluftfartøyets aerodynamikk avhengig av det nødvendige dreiemoment (T) tilsvarende w og wdot, omfattende trinnene med å utlede T ved en dreiemomentfunksjon Fl som er avhengig av w, wdot, skrogets treghetsmoment (If) og rotorens treghetsmoment (Ir) og tilveiebringer den utledede T som input til funksjon F2.

Kort beskrivelse av tegningene

Følgende detaljerte beskrivelse av den foretrukne utførelsen er ledsaget av tegninger for å gjøre det lettere forståelig. I tegningene: Figur 1 viser måten å beregne nødvendig moment for en hvilken som helst forespurt bevegelse, Figur 2 viser et blokkdiagram av en utførelsesform av den foreliggende oppfinnelse, Fig. 3-5 viser resultatet av en trimrotasjonskommando til et enkeltstående rotorluftfartøy hvor dreiemomentet beregnes ved å benytte en utførelse av den foreliggende oppfinnelse, Fig. 6 viser et blokkdiagram av et indre sløyfe-system for automatisk frekvenskontroll i henhold til en utførelse av den foreliggende oppfinnelse, Figur 7 og 8 viser blokkskjematisk et eksempel på en rateregulator, Fig. 9 viser et overordnet system som omfatter en utførelse av den foreliggende oppfinnelse hvor rateregulatoren er utvidet til å styre attityde i stedet for vinkelrate, Fig. 10 viser et blokkdiagram av en ytre sløyfe-regulator.

Detaljert beskrivelse

I det følgende vil foreliggende oppfinnelse bli diskutert og eksempler på utførelser beskrevet ved henvisning til de vedlagte figurer.

Figur 1 viser måten å beregne nødvendig dreiemoment for en hvilken som helst forespurt bevegelse. Symbolet w betegner den forespurte luftfartøys eller skrogs vinkelhastighet, eventuelt korrigert for forstyrrelser, nærmere forklart nedenfor, mens wdot betegner den forespurte luftfartøys eller skrogs vinkelakselerasjon. Symbolet wf betegner den faktiske eller målte vinkelhastighet til luftfartøyet eller skroget. Alle er 3x1 vektorer, der elementene representerer rull (roll), trim (pitch) og kurs (yaw) akser. Symbolet If betegner skrogets 3x3 matrise for treghetsmoment, mens Ir betegner rotorens 3x3 matrise for treghetsmoment, inkludert alle deler som roterer med rotoren. Begge treghetsmatrisene er referert til i forhold til hele luftfartøyets tyngdepunkt. Symbolet wr betegner rotorens vinkelhastighet målt i forhold til skroget.

For enkelhets skyld forutsetter figuren og forklaringen at rotoren er festet til skroget ved hjelp av et ledd med én frihetsgrad (i stand til å rotere i én roterende akse, ellers festet fast til skroget). For andre typer ledd, inkludert skjøter med fleksibilitet, bør ligningene og skjemaer utvides

til å reflektere egenskapene til leddet.

Den øvre delen av figuren beregner nødvendig dreiemoment for styring av skroget. Den generelle ligningen for 3x1 dreiemoment vektor Tf er:

Tf = dlf/dt<*>wf + If<*>dw/dt + w x (If<*>wf)

Det første leddet i likningen tilsvarer referanse Tfl i figuren. Dette dreiemoment oppstår på grunn av skrogets skiftende treghetsmoment og av skrogets vinkelhastighet. I de fleste tilfeller er skrogets treghetsmoment konstant eller tilnærmet konstant, slik at denne delen kan neglisjeres i en implementasj on.

Det andre leddet i ligningen tilsvarer referanse Tf2 i figuren. Dette momentet er dreiemomentet som kreves for å oppnå den forespurte vinkelakselerasjon. Dette er den dominerende moment for å styre skroget.

Den tredje leddet i ligningen tilsvarer referanse Tf3 i figuren. Dette momentet er dreiemomentet som kreves å endre skrogets vinkelmoment. Vinkelmomentet til et legeme er produktet av skrogets treghetsmoment og dens vinkelhastighet. Da vinkelhastighetene for skroget vanligvis er lav, vil dette leddet bli mindre enn det andre leddet.

Den nedre delen av figuren beregner det nødvendige dreiemomentet for styring av rotoren. På grunn av den roterende rotoren relativt til skroget, er den generelle ligningen for 3x1 dreiemomentvektoren noe endret:

Det første leddet i likningen tilsvarer referanse Tri i figuren. Dette dreiemoment er et resultat av rotorens skiftende treghetsmoment, og skrogets vinkelhastighet. Rotorens treghetsmoment har referanse til skroget, og ved rotasjon kan denne treghetsmatrisen endres, og dermed ha en tidsderivert som ikke er lik null. I noen tilfeller, for eksempel ved bruk av en stiv fire-bladers rotor, kan den tidsderiverte være lik null, og således er leddet også lik null.

I andre tilfeller, under forutsetning av at rotorens vinkelhastighet er mye større enn skrogets vinkelhastighet, hvilket normalt vil være tilfelle for små UAV er, kan Ir tilnærmes med den gjennomsnittlige treghetsmoment i løpet av en én rotors rotasjon. I dette tilfellet ville tilnærmingen være konstant, og det første ledd kunne neglisjeres. Dette tilnærmingstrikset er essensielt, spesielt i de tilfeller hvor den absolutte rotasjonvinkelen til rotoren i forhold til skroget ikke er kjent.

Det andre leddet av ligningen tilsvarer referanse Tr2 i figuren. Dette momentet er dreiemomentet som kreves for å oppnå den forespurte vinkelakselerasjon. Som for Tri, krever eksakt beregning kjennskap til den tidsvarierende rotortreghet, men ved å benytte et gjennomsnittlig treghetsmoment som en praktisk tilnærming, kan det andre leddet også neglisjeres.

Det tredje leddet av ligningen tilsvarer referanse Tr3 i figuren. Dette momentet er dreiemomentet som er nødvendig for å endre rotorens vinkelmoment, og er lik kryssproduktet av skrogets vinkelhastighet og rotorens vinkelmoment (IR<*>(wf + WR)). Som allerede nevnt er vinkelmomentet til et legeme produkt av legemets treghetsmoment og dets vinkelhastighet. Rotorens vinkelhastighet er høy på grunn av dens rotasjon relativ til skroget, og derfor er dette det dominerende dreiemoment for å styre rotoren. Dette er også leddet som forårsaker presesjon.

Den totale 3x1 dreiemomentvektor som er nødvendig for å oppnå den ønskede vektorakselerasjon og vektorhastighet er som følger:

Merk at figur 1 viser én ikke-roterende del (skroget) og én roterende del (rotor), men prinsippet kan enkelt utvides til et hvilket som helst antall ikke-roterende og roterende deler, uten tap av generalitet.

Oppfinnerne har innsett at det i praktisk bruk for en roterende rotor festet til et ikke-roterende luftfartøy, er de to komponentene Tf2 og Tr så dominerende i den totale dreiemomentsvektoren som er nødvendig for å oppnå den ønskede vinkel-akselerasjon og vinkelhastighet, at de andre komponentene kan ignoreres. Figur 2 viser en utførelse basert på denne antagelse. Legg merke til at hvilke forenklinger som kan gjøres, avhenger av det generelle luftfartøyets design og ytelse.

Uavhengig av eventuelle forenklinger som er valgt, kan det nødvendige 3x1 dreiemomentvektor T uttrykkes som en funksjon Fl av w, wdot, wf og WR, eventuelt også Ir og If.

Ved å bruke fremgangsmåten vil dreiemomenter beregnes slik at en hvilken som helst ønsket rullkommando vil bli respondert med en rullbevegelse ikke knyttet til trim, og vice versa. På grunn av fordelingen av treghetsmoment, kan ulike momentverdier være nødvendig for å oppnå rull- eller trimkommandoer, men ikke alle regulatorutforminger trenger å ta høyde for dette, da det er tatt hånd om av funksjon Fl.

Fig. 3-5 viser resultatet av en trimrotasjonskommando til et enkeltstående rotorluftfartøy, dvs. et helikopter, hvor dreiemomentet beregnes ved å benytte den beskrevne fremgangsmåte. Halerotoren er sett bort ifra i dette eksempelet, da den vanligvis bidrar bare marginalt. I eksemplet roterer hovedrotoren med urviseren sett ovenfra. Vinklene og tilsvarende rater følger standard Euler-vinkler definert av et høyrehåndssystem. Fig. 3 viser trimkommandoen, henholdsvis den resulterende vinkelhastighet og vinkelakselerasjon som funksjon av tiden. Det antas konstant rulle- og kursvinkel lik null under kommando. Figur 4 viser dreiemomentets størrelse og vinkel beregnet ved hjelp av den beskrevne metode, som en funksjon av tid. Fig. 5 viser trimdreiemoment vs. rulldreiemoment. Legg merke til at størrelsen av rull- vs. trimdreiemomentet vil avhenge av skrogets treghetsmoment, rotorens treghetsmoment og rotorens vinkelhastighet. Figurene viser et eksempel, men avhengig av konstuksjonen kan verdiforholdene være annerledes enn dette.

Som kan ses fra figurene, begynner en positiv trimkommando med en positiv trimakselerasjon og et positivt trimdreiemoment, dvs. et dreiemoment med vinkel lik null. Dette dreiemomentet kan oppnås ved å øke rotorens løft ved 0 grader, og samtidig redusere løftet med samme mengde på 180 grader. Ved starten av rotasjonen, er det ingen vinkelhastighet, og ingen presesjon.

Når trimvinkelhastigheten bygger seg opp, må presesjonen håndteres. Et ekstra dreiemoment, vinklet 90 grader i forkant av selve bevegelsen, er nødvendig å endre vinkelmomentet. Dette er et positivt rulldreiemoment. I midten av rotasjonen er vinkelakselerasjon lik null, og på dette punktet er det eneste nødvendige dreiemoment rulldreiemomentet, men rotasjonen er en ren trimrotasjon.

I den neste fase skal rotasjonen stanses, noe som krever negativ trimvinkelakselerasjon, og således et negativt trimdreiemoment. Når vinkelhastigheten blir redusert, reduseres den nødvendige rulledreiemoment for å endre vinkelmomentet (vedlikeholde rotasjon). På slutten har rotasjonen stoppet, og alle momenter er lik null.

Dvs., som vist i figur 5, vil en ren positiv trimrotasjon oppnås ved å påtrykke et dreiemoment på rotorplaten som følger en rute med urviseren, som starter på 0 grader, og slutter ved 180 grader.

Fig. 6 viser skjematisk et indre sløyfe-system for automatisk attityderatekontroll. Den ovenfor forklarte dekoblingsfunksjon Fl har den forespurte vinkelhastighet w og vinkelakselerasjon wdot som inngangsverdi, og produserer et nødvendig dreiemoment

T.

Dreiemomentet konverteres til aktuatorstyrekommandoer med funksjonen F2. F2 vil være svært avhengig av luftfartøyets design, og involverer motordynamikk, rotordesign, aerodynamikk osv., og vil variere med luftfartøyets tilstand (både faktisk hastighet (translatory speed) og vinkelhastighet), vind og andre omgivelsesvariabler. Selv om det ikke er nærmere omtalt her, kan unøyaktige modeller redusere graden av dekobling mellom aksene.

Aktuatorkommandoer brukes på selve luftfartøyet, og sammen med påførte forstyrrelser (vind, turbulens, etc.) forårsaker dette en faktisk rotasjonrate wa, illustrert med dynamikk-blokken. Sensorsystemet, for en rateregulator som typisk er basert på gyroer, måler de faktiske rotasjonsrater og avgir gyroavlesninger wg som representerer den faktiske raten.

Regulatoren benytter sensormålingene wg sammen med en rateregulatorinngangsverdi wi, for å beregne de forespurte vinkelhastigheter og vinkelakselerasjon.

Regulatorinngangsverdien wi kan være en inngangsverdi direkte fra en operatør, men i autonome systemer vil det oftest være definert av en ytre reguleringssløyfe.

Figur 7 viser et eksempel på en rateregulator. Et ratefeilsignal we beregnes som differansen mellom regulatorinngangsraten og den målte raten:

Feilsignalet blir filtrert gjennom et sløyfefilter. Regulatorraten wi adderes til filterutgangen for å oppnå den ønskede raten w. Denne sistnevnte addisjon er avgjørende, da et dreiemoment er nødvendig for å endre rotorens vinkelmoment for å opprettholde rotasjonen. Dvs. et moment må påtrykkes selv om feilratesignalet er null.

Den ønskede rate w deriveres med hensyn på tid for å oppnå wdot.

Sløyfefilteret kan være et hvilket som helst filter, avhengig av brukervalg, systemegenskaper og systemkrav. Figur 8 viser regulatoren hvor filteret er erstattet av en enkel sløyfeforsterkning G; på grunn av oppfinnelsens dekoblingsegenskaper har dette vist seg å fungere godt. Andre alternativer kan være en PID-regulator.

Dreiemoment som påtrykkes fra forstyrrelser som vind, turbulens etc. resulterer i samme vinkelreaksjon som de interne, og med hensikt påtrykte momenter. Således vil det å organisere tilbakekoblingen som i figur 7 og 8 sikre at det indre påtrykte dreiemomenter motvirker de ytre forstyrrelser.

På grunn av dekoblingsegenskapene til funksjon Fl kan regulatoren operere individuelt på de forskjellige akser. Med andre ord er det ikke nødvendig å designe en regulator med multiple innganger og utganger, men heller designe (eller duplisere) flere regulatorer med én inngang og én utgang. Dette gjør design, analyse og test av regulatoren enklere, og utvider også frihetsgraden i utformingen.

I figur 9 er regulatoren utvidet til å styre attityde i stedet for vinkelrate. En attitydeestimator anslår luftfartøyets rull, trim og kurs. Attityde kan beregnes ved hjelp av ulike typer matematikk eller representasjon, inkludert Euler-vinkler, kvaternioner eller rotasjonsmatriser. Uten at dette påvirker generaliteten, antas Euler-vinkler i den påfølgende forklaring. Merk også at absolutt attitydeestimering krever inndata fra andre sensorer enn bare gyroer. Dette er velkjent, og ikke nærmere omtalt her.

En ytre løkke-regulator tar en ønsket attityde og estimert attityde som inngangsverdi, og produserer en ønsket vinkelrate wi.

I figur 10 er den ytre sløyfe-regulatoren vist i detalj. Som for rateregulatoren, kan denne bestå av uavhengige regulatorer med én inngang og én utgang. Det kan imidlertid være noen krysskoplinger i attityderepresentasjonen som må tas hensyn til. For Euler-vinkler er det slike krysskoplinger, men for små rull- og trimvinkler kan disse koblingene neglisjeres. Som for rateregulatoren, kan sløyfefiltervariantene innbefatte enkel forsterkning, PID-regulatorer eller mer generelle filtre.

Den ytre sløyfe kan benyttes sammen med rateregulatoren; ved mindre forstyrrelser kan den benyttes uten den indre rateregulatoren, dvs. som den utførelse som er vist på figur 8, med G satt til null. Ved lave forstyrrelsesnivåer, når systemet vil følge inndatakommandoene, er det også mulig å erstatte den målte wf med den ønskede w. Dette kan være nødvendig i systemer der momentan vinkelhastighet ikke er kjent (for eksempel ved bruk av et ytre målesystem som bare gir attityden, og ikke vinkelraten), men dette kan også være en anvendbar forenkling i andre systemer.

Fordelen med oppfinnelsen er en iboende dekoblingen av luftfartøyets rull- og trimvinkelbevegelser. Prinsippet fungerer for alle akser, men for rotorluftfartøy, er koplingen tydeligst mellom rull- og trimvinkler, og dermed forbedrer oppfinnelsen denne koblingen mest.

Videre gjør dekobling det mulig å designe regulatorene til de ulike akser uavhengig ved å benytte et multippel av regulatorer med én inngang og én utgang, og ikke de mer komplekse regulatorene, hver med multiple innganger og utganger. Ved bruk av tradisjonelle teknikker vil de mange tilbakekoblingene (koble rull til trim og videre tilbake til rull, etc.) påvirke stabilitetsmarginene, men ved hjelp av oppfinnelsen blir de uønskede løkker teoretisk brutt, og i praksis kan de vanligvis neglisjeres. I sum gjør oppfinnelsen regulatordesign enklere, og en mer effektiv regulatordesign muliggjøres.

Claims (15)

1. En flystyreanordning som produserer aktuatorstyrekommandoer i kurs-, trim -og rolldomene utfra en vinkelhastighetsstyreinngangsverdi (wi) som styrer et rotorluftfartøy bestående av minst en rotor og et skrog, flystyreanordningen omfatter en rateregulator som utleder ønsket vinkelhastighet (w) og vinkelakselerasjon (wdot) fra wi og en målt hastighetsrate (wg), en aktuatorregulator som utleder aktuatorstyrekommandoer ved hjelp av en aerodynamisk funksjon (F2) som er modellert basert på i det minste rotorluftfartøyets aerodynamikk,karakterisert ved en dreiemomentregulatorenhet som utleder et påkrevet dreiemoment (T) som korresponderer med w og wdot ved hjelp av en dreiemomentfunksjon Fl som er avhengig av w, wdot, skrogets treghetsmoment (If) og rotorens treghetsmoment (Ir), dreiemomentregulatorenheten er koplet mellom rateregulatoren og aktuatorregulatoren, og har utgangsverdiene w og wdot fra rateregulatoren som inngangsverdier og tilveiebringer T som inngangsverdi til aktuatorregulatoren.

2. En flystyreanordning som angitt i krav 1,karakterisert vedat dreiemomentregulatoren videre omfatter: en første matrisemultiplikator som multipliserer If og wdot, resulterende i et skrogdreiemoment (Tf2) som kreves for å oppnå den ønskede vinkelakselerasjon eller bevegelse, en første adderer som adderer skrogets vinkelhastighet (wf) og rotorens vinkelhastighet (wr) , en andre matrisemultiplikator som multipliserer Ir og summen av wf og wr, resulterende i rotorens vinkelmoment (B) , en kryssproduktmultiplikator som utleder kryssproduktet av w og B, resulterende i et rotordreiemoment (Tr) som er nødvendig for å oppnå den ønskede vinkelhastigheten, en andre adderer som adderer TF2 og Tr, resulterende i T.

3. En flystyreanordning som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert vedat wf er satt til wg.

4. En flystyreanordning som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert vedat wf er satt til w.

5. En flystyreanordning som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert ved et sensorsystem bestående av gyroer tilpasset til å måle wg.

6. En flystyreanordning som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert vedat rateregulatoren videre innbefatter: en subtraherer som subtraherer wg fra wi, resulterende i en ratefeil (we), en sløyfeforsterker som forsterker we med en funksjon H, resulterende i Hwe, en tredje adderer som adderer wi og Hwe, resulterende i w, en derivator som utleder den deriverte av w, resulterende i wdot.

7. En flystyreanordning som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert vedat aktuatorregulatoren er tilpasset til å anvende aktuatorstyrekommandoene på rotorluftfartøyet.

8. En flystyreanordning som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert ved en attityderegulator som utleder wi fra en estimert attityde og en attitydeforespørsel (att_req) fra en sfvrppnhpf snm nnprprps r\ t pti hriilcpr.

9. En fremgangsmåte for flystyring for å produsere aktuatorstyrekommandoer i kurs-, trim -og rolldomene utfra en vinkelhastighetsstyreinngangsverdi (wi), og for å styre et rotorluftfartøy bestående av minst en rotor og et skrog, fremgangsmåten omfatter å utlede ønsket vinkelhastighet (w) og vinkelakselerasjon (wdot) utfra wi og en målt hastighetsrate (wg), og å utlede aktuatorstyrekommandoer ved hjelp av en aerodynamisk funksjon (F2) som er modellert basert på i det minste rotorluftfartøyets aerodynamikk, og som er avhengig av et påkrevet dreiemoment som korresponderer med w og wdot,karakterisert vedfølgende trinn: å utlede T ved hjelp av en dreiemomentfunksjon Fl som er avhengig av w, wdot, skrogets treghetsmoment (If) og rotorens treghetsmoment (Ir), å tilveiebringe det utledede T som inngangsverdi til funksjon F2.

10. Fremgangsmåte som angitt i krav 9,karakterisert vedat trinnet med å utlede T videre omfatter: å multiplisere If og wdot resulterende i et skrogdreiemoment (Tf2) som kreves for å oppnå den ønskede vinkelakselerasjon eller bevegelse, å addere skrogets vinkelhastighet (wf) og rotorens vinkelhastighet (wr), å multiplisere Ir og summen av wf og wr, resulterende i et vinkelmoment til rotoren (B), å utlede kryssproduktet til w og B, resulterende i et rotormoment (Tr) påkrevet for å oppnå den ønskede vinkelhastighet, og å adderer Tf2 og Tr, resulterende i T.

11. Fremgangsmåte som angitt i krav 9 eller 10,karakterisertved at wf er satt til wg.

12. Fremgangsmåte som angitt i krav 9 eller 10,karakterisertved at wf er satt til w.

13. Fremgangsmåte som angitt i krav 9 eller 10,karakterisertved å måle wg ved hjelp av en eller flere gyroer tilveiebrakt i rotorluftfartøyet.

14. Fremgangsmåte som angitt i krav 9 eller 10,karakterisertved at trinnet med å utlede w og wdot videre innbefatter: å subtrahere wg fra wi resulterende i en hastighetsfeil (we) , å forsterke we med en funksjon H resulterende i Hwe, å addere wi og Hwe, resulterende i w, å utlede den deriverte av w, resulterende i wdot.

15. Fremgangsmåte som angitt i krav 9 eller 10,karakterisertved at trinnet med å utlede aktuatorstyrekommandoer videre omfatter å anvende aktuatorstyrekommandoer på rotorluftfartøyet.