RU2765064C2 - Способ управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующего летательного аппарата - Google Patents

Способ управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующего летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2765064C2
RU2765064C2 RU2019144054A RU2019144054A RU2765064C2 RU 2765064 C2 RU2765064 C2 RU 2765064C2 RU 2019144054 A RU2019144054 A RU 2019144054A RU 2019144054 A RU2019144054 A RU 2019144054A RU 2765064 C2 RU2765064 C2 RU 2765064C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control
angle
yaw
roll
parameter
Prior art date
Application number
RU2019144054A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019144054A3 (ru
RU2019144054A (ru
Inventor
Джонатан ХЕССЕЛЬБАРТ
Original Assignee
Вингкоптер Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Вингкоптер Гмбх filed Critical Вингкоптер Гмбх
Publication of RU2019144054A publication Critical patent/RU2019144054A/ru
Publication of RU2019144054A3 publication Critical patent/RU2019144054A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2765064C2 publication Critical patent/RU2765064C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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

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

Изобретение относится к способу для управления углом рыскания и углом крена вертикально стартующего летательного аппарата. Для управления углом рыскания и углом крена согласуют определенным образом мощность, сгенерированную приводными блоками, расположенными в противоположных друг другу боковых зонах летательного аппарата расстоянии от его фюзеляжа с возможностью поворота на определенный угол для совершения горизонтального или вертикального полета. Обеспечивается повышение эффективности управления при вертикальном и горизонтальном полете, а также при переходах с одного полета на другой. 9 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение касается способа управления для управления углом рыскания и крена летательного аппарата стартующего вертикально, по меньшей мере, с двумя приводными группами, расположенными в противоположных друг другу боковых областях летательного аппарата на расстоянии от фюзеляжа летательного аппарата, при этом каждая приводная группа имеет, по меньшей мере, первый приводной блок, при этом первый приводной блок расположен на расстоянии от фюзеляжа с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и в положение вертикального полета.
Вертикально стартующие летательные аппараты используются, кроме прочего, как дроны и в военной области. Обычно эти летательные аппараты имеют два крыла, расположенные на противоположных сторонах фюзеляжа, при этом на крыльях расположены на опорах с возможностью поворота соответственно два приводных блока в несущих элементах, приведенных в соответствие целям использования и жестко соединенных с крыльями, в таких как, например, гондолы. Также известны летательные аппараты, у которых не сформирован отдельный фюзеляж, а крыло образовано из двух, симметрично сформированных вдоль продольной оси полукрыльев, при этом на полукрыльях расположены с возможностью поворота соответственно два приводных блока в несущих элементах, приспособленных к соответствующей цели использования и жестко связанных с полукрыльями.
К тому же, из уровня техники известны вертикально стартующие летательные аппараты, у которых приводные блоки установлены на опорах с возможностью поворота прямо на крыльях, например, на несущей структуре, проходящей внутри крыла. Такой вертикально стартующий летательный аппарат описывается в публикации WO 2014/016226 A1. У этого вертикально стартующего летательного аппарата предусмотрено, чтобы на крыле были расположены в положении горизонтального полета первый приводной блок сверху плоскости крыла, а второй приводной блок снизу плоскости крыла, и чтобы в положении вертикального полета были расположены первый приводной блок и второй приводной блок в приблизительно горизонтальной плоскости. Этим достигают в фазе вертикального полета вблизи земли единого эффекта земли первого и второго приводного блока, поэтому достигается спокойное поведение при полете, в частности, в фазе старта и приземления. В положении горизонтального полета первый приводной блок и второй приводной блок взаимно не обдуваются, поэтому, таким образом, не возникает потерь коэффициента полезного действия.
Для управления углом рыскания и крена известны способы управления, в частности, мультикоптеров, у которых желаемое рыскание или крен достигается с помощью пригодной регулировки приводных блоков, не поворотных у мультикоптеров. При этом выдаваемая соответствующими приводными блоками мощность задается индивидуально для привода, чтобы посредством созданных таким образом различий в подъемной силе и разностей вращающих моментов создать рыскание и крен.
Обычно с помощью угла крена, тангажа и рыскания описывается ориентация летательного аппарата в трехмерном пространстве. При этом различные углы описывают угол поворота летательного аппарата, исходя из нулевого положения, которое может соответствовать, например, ориентации стоящего на земле летательного аппарата, вокруг продольной, поперечной и вертикальной оси летательного аппарата.
В качестве задачи изобретения рассматривается предоставление соответствующего способа управления для управления углом рыскания и крена с помощью надлежащего регулирования приводных блоков для вертикально стартующих летательных аппаратов, с помощью которого обеспечивается управление как при вертикальном полете, так и при переходе в горизонтальный полет и при горизонтальном полете.
Согласно изобретению эта задача решается с помощью способа управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующих летательного аппарата описанного вначале вида,
– при этом согласуется мощность, достигнутая приводными блоками, чтобы достичь предварительно установленного заданного угла рыскания и предварительно установленного заданного угла крена,
– при этом на этапе определения определяют первый параметр g1 управления рысканием и второй g2 параметр управления рысканием, а также первый параметр r1 управления креном и второй параметр r2 управления креном, при этом первый параметр управления рысканием и первый параметр управления креном – это параметры вертикального управления для достижения заданного угла рыскания и заданного угла крена в положении вертикального полета, при этом второй параметр управления рысканием и второй параметр управления креном – это параметры горизонтального управления для достижения заданного угла рыскания и заданного угла крена в положении горизонтального полета,
– при этом на последующем этапе наложения из параметров вертикального управления и параметров горизонтального управления в зависимости от угла поворота посредством предписания по наложению определяется параметр регулирования для каждого приводного блока,
– и при этом затем предварительно задается мощность приводных блоков с учетом параметров регулирования.
Во всех положениях поворота приводных блоков требуются различные параметры регулирования, чтобы достичь желаемой характеристики рыскания и крена. Благодаря соответствующему изобретению постоянному расчету параметров горизонтального управления и параметров вертикального управления, а также наложению параметров, определенных для горизонтального полета и вертикального полета, может быть особенно просто реализован способ управления, поскольку способ управления должен быть рассчитан только для обоих экстремумов положения горизонтального полета и положения вертикального полета. Для определения параметров горизонтального управления и параметров вертикального управления могут быть использованы известные из уровня техники способы управления и регулировки. У параметров регулирования согласно изобретению может идти речь, например, о значениях разницы в мощности, описывающих требуемое от приводных блоков для достижения заданного угла рыскания и крена отклонение от общей мощности, соответствующей, например, запрос в мощности, запрашиваемую пилотом. Параметры регулирования определяются предпочтительным образом из параметров управления креном и параметров управления рысканием, представляющих собой абсолютные значения требуемых значений разницы в мощности в горизонтальном полете и вертикальном полете.
Предпочтительным образом согласно изобретению предусмотрено, чтобы каждая приводная группа имела первый и второй приводной блок, при этом первый приводной блок и второй приводной блок были расположены соответственно на расстоянии от фюзеляжа с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и в положение вертикального полета. Предпочтительным образом согласно изобретению предусмотрено, чтобы первые приводные блоки и/или вторые приводные блоки были расположены на противоположных друг другу крыльях летательного аппарата. Но, например, также возможно и предусмотрено по изобретению, чтобы приводные блоки на фюзеляже были расположены на расстоянии от фюзеляжа, предпочтительно с помощью несущей рамы. Приводные блоки могут иметь по изобретению предпочтительно роторы.
В упрощенном варианте описанного способа предпочтительно предусмотрено, чтобы второй параметр управления рысканием определялся на основании первого параметра управления рысканием путем перемножения на коэффициент рыскания, и/или чтобы второй параметр управления креном определялся на основании первого параметра управления креном путем перемножения на коэффициент крена. Также возможно и предусмотрено согласно изобретению, чтобы соответственно первые параметры управления определялись путем перемножения соответствующих вторых параметров управления на соответствующий коэффициент.
Предпочтительно согласно изобретению предусмотрено, чтобы на этапе определения определялись фактический угол рыскания и фактический угол крена, и чтобы параметры управления определялись соответственно, исходя из заданного угла рыскания и заданного угла крена, а также фактического угла рыскания и фактического угла крена с помощью алгоритма регулирования. Предпочтительным образом фактический угол рыскания и фактический угол крена могут быть измерены с помощью пригодных сенсоров и переданы на микроконтроллер, или соответственно, контроллер полета, выполняющий алгоритм регулирования и/или способ управления.
Согласно изобретения предпочтительно предусмотрено, чтобы первый параметр управления рысканием определялся на основе заданного угла рыскания и фактического угла рыскания первым алгоритмом регулирования рыскания, и/или чтобы второй параметр управления рысканием определялся на основе заданного угла рыскания и фактического угла рыскания вторым алгоритмом регулирования рыскания, и/или чтобы первый параметр управления креном определялся на основе заданного угла крена и фактического угла крена первым алгоритмом регулирования крена, и/или чтобы второй параметр управления креном определялся на основе заданного угла крена и фактического угла крена вторым алгоритмом регулирования крена. Благодаря применению нескольких независимых алгоритмов регулирования для определения параметров управления может быть значительно упрощена компоновка отдельных алгоритмов регулирования, поскольку должны быть приняты во внимание только SISO–системы. Связи между выходными величинами могут быть учтены затем, при известных обстоятельствах, с помощью предпочтительно нелинейного наложения различных параметров управления.
В особо предпочтительной форме осуществления соответствующего изобретению способа предусмотрено, чтобы у первого алгоритма регулирования рыскания и/или у второго алгоритма регулирования рыскания, и/или у первого алгоритма регулирования крена и/или второго алгоритма регулирования крена шла речь о линейном регуляторе с Р– или PD–составляющей. Применение линейных регуляторов с Р– или РD–составляющей является особенно простым. Предпочтительно алгоритмы регулирования могут иметь дополнительно также I–составляющую.
Предпочтительно первый параметр g1 управления рысканием с РD–регулятором определяется, исходя из предпочтительно определенного пригодными сенсорами фактического угла
Figure 00000001
рыскания, а также предпочтительно точно также сенсорно измеренной фактической скорости
Figure 00000002
рыскания и, исходя из предварительно установленного заданного угла
Figure 00000003
рыскания по следующему правилу:
Figure 00000004
Коэффициент
Figure 00000005
представляет собой Р–составляющую РD–регулятора, а коэффициент
Figure 00000006
– D–составляющую РD–регулятора для определения первого параметра g1 управления рысканием. Сравнительным образом первый параметр r1 управления креном, второй параметр g2 управления рысканием и второй параметр r2 управления креном определяются по следующим правилам, при этом дополнительно используются измеренный предпочтительно пригодными сенсорами фактический угол
Figure 00000007
крена, также измеренная предпочтительно сенсорно фактическая скорость
Figure 00000008
крена и предварительно установленный заданный угол
Figure 00000009
крена:
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Предпочтительным образом согласно изобретению предусмотрено, чтобы Р–составляющая
Figure 00000005
и D–составляющая
Figure 00000006
для определения первого параметра g1 управления рысканием соответствовала Р–составляющей
Figure 00000013
и D–составляющей
Figure 00000014
РD–регулятора для определения второго параметра r2 управления креном, и чтобы Р–составляющая
Figure 00000015
и D–составляющая
Figure 00000016
для определения первого параметра r1 управления креном соответствовала Р–составляющей
Figure 00000017
и D–составляющей
Figure 00000018
РD–регулятора для определения второго параметра g2 управления рысканием.
Для определения фактического угла
Figure 00000007
крена, фактической скорости
Figure 00000008
крена, фактического угла
Figure 00000001
рыскания и фактической скорости
Figure 00000002
рыскания летательный аппарат имеет предпочтительно гироскоп, сенсор ускорения, а также компас, при этом необходимые углы и скорости определяются на основании известных по уровню техники способов, таких как, например, фильтр Калмана (Kalman–Filter), из измеренных этими сенсорами измеренных величин.
Также в соответствии с изобретением предусмотрено, чтобы параметры горизонтального управления и параметры вертикального управления постоянно определялись с использованием соответственно алгоритма или общего алгоритма регулирования. У соответственно использованного алгоритма регулирования может идти речь о линейном или нелинейном регуляторе.
Предпочтительно предусмотрено, чтобы на этапе наложения параметры вертикального управления и параметры горизонтального управления соответственно перемножались с характерной для приводного блока и зависящей от угла наклона оценочной функцией, а параметры регулирования для каждого приводного блока определялись с помощью линейной комбинации параметров вертикального управления, перемноженных на характерную для приводного блока и зависящую от угла поворота оценочную функцию, и параметров горизонтального управления, перемноженных на характерную для приводного блока и зависящую от угла поворота оценочную функцию. Предпочтительно оценочная функция – это нелинейная функция в зависимости от угла поворота. С помощью нелинейной оценки и последующей линейной комбинации могут быть учтены, в частности, при использовании нескольких независимых регуляторов для определения первых и вторых параметров управления рысканием и креном предпочтительно также неучтенные связи между объектами регулирования.
Согласно изобретению предпочтительно предусмотрено, что оценочная функция параметров вертикального управления – это косинус угла поворота, и что оценочная функция параметров горизонтального управления – это синус угла поворота. Выяснилось, что с помощью наложения с применением функций синуса и косинуса может быть достигнуто особо стабильное поведение при полете, в частности, во время перехода от положения вертикального полета в положение горизонтального полета и наоборот.
У особо предпочтительной формы осуществления соответствующего изобретению способа предусмотрено, чтобы угол рыскания и угол крена были определены соответственно с правым вращением вокруг вертикальной оси, или соответственно, продольной оси летательного аппарата, при этом на этапе наложения параметр AP1 регулирования первого и на виде сверху летательного аппарата расположенного слева от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
Figure 00000019
(1),
при этом на этапе наложения параметр AP2 регулирования первого и на виде летательного аппарата сверху расположенного справа от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
Figure 00000020
(2),
при этом на этапе наложения параметр AP3 регулирования второго и на виде летательного аппарата сверху расположенного слева от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
Figure 00000021
(3),
при этом на этапе наложения параметр AP4 регулирования вторым и на виде летательного аппарата сверху расположенного справа от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
Figure 00000022
(4).
В том случае, если приводные блоки имеют роторы, предпочтительно при определении параметров регулирования учитывается направление вращения ротора.
Для того чтобы, исходя из рассчитанных таким образом параметров регулирования, представляющих собой предпочтительно значения разницы в мощности, определить значения регулировки мощности, которыми затем будут регулироваться отдельные приводные блоки, в соответствии с изобретением предусмотрено, чтобы значения u1, u2, u3, u4 регулирования мощности приводных блоков, которыми регулируются приводные блоки, чтобы достичь желаемой мощности отдельных приводных блоков, рассчитывались с учетом величины F запроса мощности и параметра n тангажа следующим образом:
Figure 00000023
(5)
Figure 00000024
(6)
Figure 00000025
(7)
Figure 00000026
(8).
В случае величины запроса мощности соответственно изобретению может идти речь, например, об общей мощности, запрашиваемой пилотом. Параметр тангажа описывает предпочтительно значение разницы в мощности, которое требуется для достижения предварительно установленного заданного угла тангажа.
Предпочтительно согласно изобретению предусмотрено, чтобы в положении горизонтального полета первые приводные блоки были расположены в направлении вертикальной оси на расстоянии от вторых приводных блоков и, чтобы в положении вертикального полета первые приводные блоки были расположены в направлении продольной оси на расстоянии от вторых приводных блоков. Предпочтительно согласно изобретению предусмотрено, чтобы на крыле в положении горизонтального полета первые приводные блоки были расположены сверху верхней плоскости крыла, а вторые приводные блоки снизу нижней плоскости крыла, и чтобы в положении вертикального полета первые приводные блоки и вторые приводные блоки были расположены в направлении горизонтального полета перед и за крылом.
Следующие предпочтительные формы осуществления соответствующего изобретению способа подробнее поясняются с помощью изображенного на чертеже примера осуществления.
На фигуре 1 схематично изображен вертикально стартующих летательный аппарат 1. Летательный аппарат 1 имеет две приводные группы 3, расположенные на противоположных друг другу крыльях 2 летательного аппарата 1, при этом каждая приводная группа 3 имеет первый 4, 5 и второй приводной блок 6, 7. Первый приводной блок 4, 5 и второй приводной блок 6, 7 расположены на крыле 2 соответственно с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и положение вертикального полета. На изображении приводные блоки 4, 5, 6, 7 находятся в положении горизонтального полета. Первые приводные блоки 4, 5 расположены на крыльях 2 сверху верхней плоскости 8 крыла, а вторые приводные блоки 6, 7 – снизу нижней плоскости 9 крыла. Если приводные блоки 4, 5, 6, 7 поворачивают в положение вертикального полета, то первые приводные блоки 4, 5 и вторые приводные блоки 6, 7 расположены в направлении горизонтального полета впереди и за крыльями 2. Угол
Figure 00000027
рыскания, угол
Figure 00000028
крена и угол
Figure 00000029
тангажа определены соответственно с правым вращением вокруг вертикальной оси, продольной оси и поперечной оси летательного аппарата 1.
Приводные блоки 4, 5, 6, 7 имеют соответственно роторы. Роторы первого приводного блока 4 и второго приводного блока 7 вращаются влево, а роторы первого приводного блока 5 и второго приводного блока 6 –вращаются вправо.
Для управления углом
Figure 00000027
рыскания и углом
Figure 00000028
крена на этапе определения соответствующего изобретению способа управления прежде всего определяют, исходя из предварительно установленного заданного угла
Figure 00000003
рыскания и предварительно установленного заданного угла
Figure 00000009
крена с помощью линейных регуляторов PD1, PD2, PD3, и PD4 первые и вторые параметры g1, g2, r1, r2 управления рысканием и креном. Затем из параметров g1, g2, r1, r2 управления креном на этапе наложения для каждого приводного блока 4, 5, 6, 7 определяются параметры u1, u2, u3, u4 регулирования. На фигуре в качестве примера изображено определение параметра u1 регулирования для первого приводного блока 4. Определение осуществляется с помощью ранее описанных формул с 1 по 8.

Claims (21)

1. Способ управления для управления углом рыскания
Figure 00000030
и углом
Figure 00000031
крена вертикально стартующего летательного аппарата (1), по меньшей мере, с двумя приводными группами (3), расположенными в противоположных друг другу боковых зонах летательного аппарата (1) на расстоянии от фюзеляжа летательного аппарата, при этом каждая приводная группа (3) имеет, по меньшей мере, один первый приводной блок (4, 5), при этом первый приводной блок (4, 5) расположен на расстоянии от фюзеляжа с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и положение вертикального полета, при этом мощность, сгенерированную соответственно приводными блоками (4, 5, 6, 7), согласуют для достижения предварительного установленного заданного угла
Figure 00000032
рыскания и предварительно установленного заданного угла
Figure 00000033
крена, при этом на этапе определения определяют первый параметр g1 управления рысканием и второй параметр g2 управления рысканием, а также первый параметр r1 управления креном и второй параметр r2 управления креном, при этом первый параметр g1 управления рысканием и первый параметр r1 управления креном являются параметрами вертикального управления для достижения заданного угла
Figure 00000032
рыскания и заданного угла
Figure 00000033
крена в положении вертикального полета, при этом второй параметр g2 управления рысканием и второй параметр r2 управления креном являются параметрами горизонтального управления для достижения заданного угла
Figure 00000032
рыскания и заданного угла
Figure 00000033
крена в положении горизонтального полета, при этом на последующем этапе наложения из параметров вертикального управления и параметров горизонтального управления в зависимости от угла α поворота посредством предписания по наложению для каждого приводного блока (4, 5, 6, 7) определяют параметр регулирования, и при этом затем предварительно задают мощность приводных блоков (4, 5, 6, 7) с учетом параметров регулирования.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что каждая приводная группа (3) имеет первый (4, 5) и второй приводной блок (6, 7), при этом первый приводной блок (4, 5) и второй приводной блок (6, 7) расположены соответственно на расстоянии от фюзеляжа с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и положение вертикального полета.
3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что второй параметр g2 управления рысканием определяют на основании первого параметра g1 управления рысканием путем перемножения на коэффициент рыскания, и/или второй параметр r2 управления креном определяют на основании первого параметра r1 управления креном путем перемножения на коэффициент крена.
4. Способ по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что на этапе определения определяют фактический угол
Figure 00000034
рыскания и фактический угол
Figure 00000035
крена, и параметры управления определяют соответственно, исходя из заданного угла
Figure 00000032
рыскания и заданного угла
Figure 00000033
крена, а также фактического угла
Figure 00000034
рыскания и фактического угла
Figure 00000035
крена с помощью алгоритма регулирования.
5. Способ по п. 4, отличающийся тем, что первый параметр g1 управления рысканием определяют на основании заданного угла
Figure 00000032
рыскания и фактического угла
Figure 00000034
рыскания с помощью первого алгоритма (PD2) регулирования рыскания, и/или второй параметр g2 управления рысканием определяют на основании заданного угла
Figure 00000032
рыскания и фактического угла
Figure 00000034
рыскания с помощью второго алгоритма (PD4) регулирования рыскания, и/или первый параметр r1 управления креном определяют на основании заданного угла
Figure 00000033
крена и фактического угла
Figure 00000035
крена с помощью первого алгоритма (PD1) регулирования крена, и/или второй параметр r2 управления креном определяют на основании заданного угла
Figure 00000033
крена и фактического угла
Figure 00000035
крена с помощью второго алгоритма (PD3) регулирования крена.
6. Способ по п. 5, отличающийся тем, что первый алгоритм (PD2) регулирования рыскания и/или второй алгоритм (PD4) регулирования рыскания и/или первый алгоритм (PD1) регулирования крена, и/или второй алгоритм (PD3) регулирования крена является линейным регулятором с P– или PD–составляющей.
7. Способ по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что на этапе наложения параметры вертикального управления и параметры горизонтального управления перемножают соответственно с оценочной функцией, характерной для приводного блока и зависящей от угла поворота, а параметры регулирования для каждого приводного блока (4, 5, 6, 7) определяют посредством линейной комбинации параметров вертикального управления, перемноженных на оценочную функцию, характерную для приводного блока и зависящую от угла поворота, и параметров горизонтального управления, перемноженных на оценочную функцию, характерную для приводного блока и зависящую от угла поворота.
8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что оценочная функция параметров вертикального управления является косинусом угла α поворота, и оценочная функция параметров горизонтального управления является синусом угла α поворота.
9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что угол
Figure 00000030
рыскания и угол
Figure 00000031
крена определены соответственно с правым вращением вокруг вертикальной оси, или соответственно, продольной оси летательного аппарата (1), при этом на этапе наложения параметр АР1 регулирования первого и на виде летательного аппарата сверху расположенного слева от продольной оси приводного блока (4) рассчитывают по следующей схеме:
Figure 00000036
при этом на этапе наложения параметр АР2 регулирования первого и на виде летательного аппарата сверху расположенного справа от продольной оси приводного блока (5) рассчитывают по следующей схеме:
Figure 00000037
при этом на этапе наложения параметр АР3 регулирования второго и на виде летательного аппарата сверху расположенного слева от продольной оси приводного блока (6) рассчитывают по следующей схеме:
Figure 00000038
при этом на этапе наложения параметр АР4 регулирования второго и на виде летательного аппарата сверху расположенного справа от продольной оси приводного блока (7) рассчитывают по следующей схеме:
Figure 00000039
10. Способ управления по п. 9, отличающийся тем, что значения u1, u2, u3, u4 регулирования мощности приводных блоков (4, 5, 6, 7), с помощью которых управляют приводными блоками (4, 5, 6, 7) для генерирования желаемой мощности отдельных приводных блоков (4, 5, 6, 7), рассчитывают с учетом величины F запроса мощности и параметра n тангажа следующим образом:
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
Figure 00000043
RU2019144054A 2017-06-06 2018-06-06 Способ управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующего летательного аппарата RU2765064C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017112452.7A DE102017112452A1 (de) 2017-06-06 2017-06-06 Steuerungsverfahren zur Steuerung eines Gier- und eines Rollwinkels eines senkrecht startenden Flugzeugs
DE102017112452.7 2017-06-06
PCT/EP2018/064934 WO2018224567A1 (de) 2017-06-06 2018-06-06 Steuerungsverfahren zur steuerung eines gier- und eines rollwinkels eines senkrecht startenden flugzeugs

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019144054A RU2019144054A (ru) 2021-07-12
RU2019144054A3 RU2019144054A3 (ru) 2021-11-18
RU2765064C2 true RU2765064C2 (ru) 2022-01-25

Family

ID=62748907

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019144054A RU2765064C2 (ru) 2017-06-06 2018-06-06 Способ управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующего летательного аппарата

Country Status (16)

Country Link
US (1) US11520356B2 (ru)
EP (1) EP3634850B8 (ru)
JP (1) JP7224305B2 (ru)
KR (1) KR102528876B1 (ru)
CN (1) CN111032508B (ru)
AU (1) AU2018281883A1 (ru)
CA (1) CA3066519A1 (ru)
DE (1) DE102017112452A1 (ru)
ES (1) ES2898838T3 (ru)
IL (1) IL271188B (ru)
PL (1) PL3634850T3 (ru)
RU (1) RU2765064C2 (ru)
SG (1) SG11201911513XA (ru)
SI (1) SI3634850T1 (ru)
WO (1) WO2018224567A1 (ru)
ZA (1) ZA201908394B (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
DE102014000509A1 (de) * 2014-01-16 2015-07-16 Emt Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer Mbh Starrflügler-Fluggerät
US9187174B2 (en) * 2010-10-06 2015-11-17 Donald Orval Shaw Aircraft with wings and movable propellers
WO2016009376A1 (en) * 2014-07-18 2016-01-21 Pegasus Universal Aerospace (Pty) Ltd. Vertical take-off and landing aircraft
WO2017077144A1 (es) * 2015-11-04 2017-05-11 Fuvex Sistems, S.L. Aerodino con capacidad de despegue y aterrizaje vertical

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2097317A1 (en) 2006-11-02 2009-09-09 Severino Manuel Oliveira Raposo 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
WO2012035153A1 (en) * 2010-09-17 2012-03-22 Johannes Reiter Tilt wing rotor vtol
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
WO2015126447A1 (en) * 2013-08-15 2015-08-27 Traxxas Lp Controllable flight during automated tricks
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
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
WO2018110598A1 (ja) * 2016-12-13 2018-06-21 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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9187174B2 (en) * 2010-10-06 2015-11-17 Donald Orval Shaw Aircraft with wings and movable propellers
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
DE102014000509A1 (de) * 2014-01-16 2015-07-16 Emt Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer Mbh Starrflügler-Fluggerät
WO2016009376A1 (en) * 2014-07-18 2016-01-21 Pegasus Universal Aerospace (Pty) Ltd. Vertical take-off and landing aircraft
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
JP2020522437A (ja) 2020-07-30
CN111032508A (zh) 2020-04-17
EP3634850B1 (de) 2021-08-11
US20210247780A9 (en) 2021-08-12
PL3634850T3 (pl) 2022-02-14
RU2019144054A3 (ru) 2021-11-18
US11520356B2 (en) 2022-12-06
RU2019144054A (ru) 2021-07-12
AU2018281883A1 (en) 2020-01-02
SI3634850T1 (sl) 2022-02-28
CA3066519A1 (en) 2018-12-13
WO2018224567A1 (de) 2018-12-13
IL271188A (en) 2020-02-27
EP3634850B8 (de) 2021-11-03
DE102017112452A1 (de) 2018-12-06
EP3634850A1 (de) 2020-04-15
IL271188B (en) 2022-04-01
ZA201908394B (en) 2021-09-29
SG11201911513XA (en) 2020-01-30
US20200257315A1 (en) 2020-08-13
KR102528876B1 (ko) 2023-05-08
JP7224305B2 (ja) 2023-02-17
CN111032508B (zh) 2023-03-21
ES2898838T3 (es) 2022-03-09
US20220365543A1 (en) 2022-11-17
KR20200023360A (ko) 2020-03-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10901433B2 (en) Control and stabilization of a flight vehicle from a detected perturbation by tilt and rotation
US5388785A (en) Single-rotor helicopter having a compound anti-torque system, and a method of countering the torque induced by said single rotor
RU2765064C2 (ru) Способ управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующего летательного аппарата
Bhargavapuri et al. Robust nonlinear control of a variable-pitch quadrotor with the flip maneuver
US20190185160A1 (en) Unmanned aerial vehicle
US10351230B2 (en) Initial rotor state compensation for a rotorcraft
US9802694B2 (en) Coaxial rotor low-speed mixing
JP2018020759A5 (ru)
US10329013B2 (en) Steady state differential roll moment control with automated differential lateral control
Qasim et al. PID control for attitude stabilization of an unmanned aerial vehicle quad-copter
Jin et al. L1 adaptive dynamic inversion controller for an X-wing tail-sitter MAV in hover flight
US11994877B2 (en) Control method for controlling a yaw angle and a roll angle of a vertical take-off aircraft
CN113492971B (zh) 飞行装置及其控制方法和控制装置
BR102016015941A2 (pt) sistema e método de piloto automático
US10259575B2 (en) Feed-forward compensation for gyroscopic loads in a coaxial rotor
Siahaan Uncertainty Estimation of Drone Propellers Acceleration and Stability
RU2504815C2 (ru) Способ управления самолетом и устройство для его осуществления
US2958484A (en) Electrical aerodynamic aircraft control system
Guo et al. Design of Nonlinear Attitude Controller for an Unmanned Helicopter Based on Improved State-Dependent Riccati Equation Technique
WO2017071771A1 (en) Method and system for supporting maneuvers of an all-wing carrier aircraft by its parasite flying units
SE519962C2 (sv) Anordning och förfarande för att styra ett luftburet fordon, datorprogram för utförande av förfarandet samt datorläsbart medium innefattande ett sådant datorprogram