用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法技术

本发明专利技术涉及用于控制竖直起飞航空器的偏航角

Control method of yaw angle and roll angle for vertical takeoff aircraft

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法本专利技术涉及用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法，所述竖直起飞航空器包括至少两个驱动组，所述驱动组被布置在航空器的相对侧部区域中，从而从航空器的机身间隔开，每个驱动组包括至少一个第一驱动单元，第一驱动单元被布置成从而从机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。除了其它用途之外，竖直起飞航空器被使用为无人机，并且被使用在军事领域中。这些航空器通常包括两个翼部，所述翼部被布置在机身的相对侧部上，其中，两个驱动单元被布置成从而被枢转地安装在翼部中的每个上在支撑元件（诸如，机舱）中，所述支撑元件刚性地连接到翼部，并且适于旨在目的。其中不存在有单独机身并且翼部由两个半翼部形成的航空器也是已知的，所述半翼部沿着纵向轴线对称，其中，两个驱动单元被布置成从而被枢转地安装在翼部中的每个上在支撑元件中，所述支撑元件刚性地连接到半翼部，并且适于旨在目的。此外，竖直起飞航空器从现有技术是已知的，其中，驱动单元直接地被枢转地安装在翼部上，例如，在翼部内延伸的支撑结构上。此类型的竖直起飞航空器在WO2014/016226A1中被描述。在此竖直起飞航空器中，所设置的是，在水平飞行位置中，第一驱动单元被布置在翼部上在翼部表面上方，并且第二驱动单元被布置在翼部上在翼部表面下方，并且所设置的是，在竖直飞行位置中，第一驱动单元和第二驱动单元被布置在大约水平平面中。以此方式，在靠近地面的竖直飞行阶段中，实现了第一和第二驱动单元的统一地面作用，使得实现更平缓的飞行表现，特别是在起飞和着陆阶段中。在水平飞行位置中，第一驱动单元和第二驱动单元不抵抗彼此流动，并且因此这不导致任何效率损失。为了控制特别是多旋翼直升机的偏航角和滚转角，其中通过适当地致动驱动单元而实现期望偏航和滚转的控制方法是已知的，所述驱动单元在多旋翼直升机上是不可枢转的。在此情况下，由相应驱动单元提供的功率对于每个驱动是单独预确定的，以便借助于以此方式生成的提升和扭转中的差异而生成偏航和滚转。航空器在三维空间中的定向通常由滚转角、俯仰角和偏航角描述。在此情况下，不同的角度描述了航空器从零位置开始的旋转角，例如，所述零位置可对应于当处于地面上时围绕航空器的纵向、横向和竖直轴线的航空器的定向。考虑了由本专利技术提出的问题，其中，通过适当地致动用于竖直起飞航空器的驱动单元，提供了用于控制偏航角和滚转角的对应控制方法，借助于所述对应控制方法，控制在竖直飞行（以及在过渡到水平飞行中的期间）和水平飞行两者中是可能的。此问题根据本专利技术由用于控制在本文起始处描述的类型的竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法解决，•其中，由驱动单元中的每个生成的功率被调节，以便达到预确定的目标偏航角和预确定的目标滚转角，•其中，在确定步骤中，确定第一偏航控制参数和第二偏航控制参数以及第一滚转控制参数和第二滚转控制参数，其中，第一偏航控制参数和第一滚转控制参数是竖直控制参数，用于达到竖直飞行位置中的目标偏航角和目标滚转角，其中，第二偏航控制参数和第二滚转控制参数是水平控制参数，用于达到水平飞行位置中的目标偏航角和目标滚转角，•其中，在随后的叠加步骤中，借助于用于每个驱动单元的叠加规则，在枢转角的基础上，从竖直控制参数和水平控制参数确定致动参数，•以及其中，考虑致动参数，而后预确定驱动单元的功率。在驱动单元的所有枢转位置中要求不同致动参数，以便实现期望偏航和滚转表现。借助于根据本专利技术的水平控制参数和竖直控制参数的连续计算以及被确定用于水平飞行和竖直飞行的参数的叠加，可被特别简单地实施控制方法，因为控制方法仅必须被设计用于两个极端水平和竖直飞行位置。为了确定水平控制参数和竖直控制参数，可使用从现有技术已知的控制和规定参数。根据本专利技术，致动参数可例如为功率差值，所述功率差值描述由驱动单元要求的从总功率的偏差，以达到目标偏航角和滚转角，总功率对应于由飞行员请求的功率要求。从滚转控制参数和偏航控制参数有利地确定致动参数，所述致动参数代表在水平飞行和竖直飞行中用于所要求的功率差值的绝对值。根据本专利技术，有利地设置的是，每个驱动组包括第一驱动单元和第二驱动单元，第一驱动单元和第二驱动单元每个被布置成从而从机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。根据本专利技术，有利地设置的是，第一驱动单元和/或第二驱动单元被布置在航空器的相对翼部上。然而，根据本专利技术，还可能的并且设置的是，有利地借助于支撑框架，驱动单元被布置在机身上，从而从机身间隔开。根据本专利技术，驱动单元可有利地包括转子。在所描述的方法的简化例中，有利地设置的是，在第一偏航控制参数的基础上，通过乘以偏航系数，确定第二偏航控制参数，和/或有利地设置的是，在第一滚转控制参数的基础上，通过乘以滚转系数，确定第二滚转控制参数。根据本专利技术，还可能的并且设置的是，通过将相应第二控制参数乘以相关系数，确定相应第一控制参数。根据本专利技术，有利地设置的是，在确定步骤中，确定实际偏航角和实际滚转角，并且有利地设置的是，借助于控制算法，从目标偏航角和目标滚转角以及实际偏航角和实际滚转角开始，确定每个控制参数。借助于适当的传感器，实际偏航角和实际滚转角可被有利地检测，并且可被传递到执行控制算法和/或控制方法的微控制器或飞行控制器。根据本专利技术，有利地设置的是，在目标偏航角和实际偏航角的基础上，使用第一偏航控制算法，确定第一偏航控制参数，和/或有利地设置的是，在目标偏航角和实际偏航角的基础上，使用第二偏航控制算法，确定第二偏航控制参数，和/或有利地设置的是，在目标滚转角和实际滚转角的基础上，使用第一滚转控制算法，确定第一滚转控制参数，和/或有利地设置的是，在目标滚转角和实际滚转角的基础上，使用第二滚转控制算法，确定第二滚转控制参数。通过使用多个单独控制算法，以确定控制参数，可显著简化单独控制算法的设计，因为仅必须考虑SISO系统。通过不同控制参数的有利非线性叠加，而后可选地可考虑输出变量之间的耦合。在根据本专利技术的方法的特别有利实施例中，所设置的是，第一偏航控制算法和/或第二偏航控制算法和/或第一滚转控制算法和/或第二滚转控制算法是具有P或PD比例的线性控制器。具有P或PD比例的线性控制器的使用是特别简单的。有利地，控制算法可附加地还具有I比例。有利地，根据以下所提供的公式，使用PD控制器，从使用适当的传感器而有利地确定的实际偏航角以及从使用传感器而还有利地检测的实际偏航速率开始，并且从预确定的目标偏航角开始，确定第一偏航控制参数：系数代表PD控制器的P比例，并且系数代表PD控制器的D比例，用于确定第一偏航控制参数。以可比较的方式，根据以下所提供的公式，利用使用适当的传感器而有利地检测的实际滚转角、由传感器同样有利地检测的实际滚转速率和附加地使用的预确定的目标滚转角，确定第一滚转控制参数、第二偏航控制参数和第二滚转控制参数：根据本专利技术，有利地设置的是，用于确定第一偏航控制参数的P比例和D比例对应于PD控本文档来自技高网...

【技术保护点】
1. 用于控制竖直起飞航空器（1）的偏航角

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】20170606 DE 102017112452.71.用于控制竖直起飞航空器（1）的偏航角和滚转角的控制方法，所述竖直起飞航空器（1）包括至少两个驱动组（3），所述驱动组（3）被布置在所述航空器（1）的相对侧部区域中，从而从所述航空器的机身间隔开，其中，每个驱动组（3）包括至少一个第一驱动单元（4、5），其中，所述第一驱动单元（4、5）被布置成从而从所述机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中，
其中，由所述驱动单元（4、5、6、7）中的每个生成的功率被调节，以便达到预确定的目标偏航角和预确定的目标滚转角，
其中，在确定步骤中，确定第一偏航控制参数和第二偏航控制参数以及第一滚转控制参数和第二滚转控制参数，其中，所述第一偏航控制参数和所述第一滚转控制参数是竖直控制参数，用于达到所述竖直飞行位置中的所述目标偏航角和所述目标滚转角，其中，所述第二偏航控制参数和所述第二滚转控制参数是水平控制参数，用于达到所述水平飞行位置中的所述目标偏航角和所述目标滚转角，
其中，在随后的叠加步骤中，借助于用于每个驱动单元（4、5、6、7）的叠加规则，在所述枢转角α的基础上，从所述竖直控制参数和所述水平控制参数确定致动参数，
以及其中，考虑所述致动参数，而后预确定所述驱动单元（4、5、6、7）的功率。


2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，每个驱动组（3）包括第一驱动单元（4、5）和第二驱动单元（6、7），其中，所述第一驱动单元（4、5）和所述第二驱动单元（6、7）每个被布置成从而从所述机身间隔开，以围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。


3.根据权利要求1或权利要求2所述的控制方法，其特征在于，在所述第一偏航控制参数的基础上，通过乘以偏航系数，确定所述第二偏航控制参数，和/或其特征在于，在所述第一滚转控制参数的基础上，通过乘以滚转系数，确定第二滚转控制参数。


4.根据前述权利要求中任一项所述的控制方法，其特征在于，在确定步骤中，确定实际偏航角和实际滚转角，并且其特征在于，借助于控制算法，从所述目标偏航角和所述目标滚转角以及所述实际偏航角和所述实际滚转角开始，确定每个控制参数。


5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，在所述目标偏航角和所述实际偏航角的基础上，使用第一偏航控制算法(PD2)，确定所述第一偏航控制参数，和/或其特征在于，在所述目标偏航角和所述实际偏航角的基础上，使用第...

【专利技术属性】
技术研发人员：J黑塞尔巴尔斯，
申请(专利权)人：翼科达有限责任公司，
类型：发明
国别省市：德国;DE