用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法
专利汇可以提供用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 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（3），所述驱动组（3）被布置在航空器（1）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（3）包括至少一个第一驱动单元（4、5）。第一驱动单元（4、5）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。，下面是用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法专利的具体信息内容。
1. 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，使用第二偏航控制算法（PD4），确定所述第二偏航控制参数 ，和/或其特征在于，在所述目标滚转角 和所述实际滚转角 的基础上，使用第一滚转控制算法（PD1），确定所述第一滚转控制参数 ，和/或其特征在于，在所述目标滚转角 和所述实际滚转角 的基础上，使用第二滚转控制算法（PD3），确定所述第二滚转控制参数 。
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述第一偏航控制算法（PD2）和/或所述第二偏航控制算法（PD4）和/或所述第一滚转控制算法（PD1）和/或所述第二滚转控制算法（PD3）是具有P或PD比例的线性控制器。
7.根据前述权利要求中任一项所述的控制方法，其特征在于，在所述叠加步骤中，所述竖直控制参数和所述水平控制参数每个乘以具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数，并且通过所述竖直控制参数乘以所述具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数以及所述水平控制参数乘以所述具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数的线性组合，确定用于每个驱动单元（4、5、6、7）的所述致动参数。
8.根据权利要求7所述的控制方法，其特征在于，所述竖直控制参数的所述评估函数是所述枢转角α的余弦，并且其特征在于，所述水平控制参数的所述评估函数是所述枢转角α的正弦。
9.根据权利要求8所述的控制方法，其特征在于，以顺时针方式分别围绕所述航空器（1）的竖直轴线和纵向轴线而限定偏航角 和滚转角 ，其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线左侧的第一驱动单元（4）的所述致动参数根据以下模型计算，
，
其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线右侧的第一驱动单元（5）的所述致动参数 根据以下模型计算：
，
其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线左侧的第二驱动单元（6）的所述致动参数 根据以下模型计算：
，
其中，在所述叠加步骤中，在所述航空器的平面视图中被布置在所述纵向轴线右侧的第二驱动单元（7）的所述致动参数 根据以下模型计算：
。
10.根据权利要求9所述的控制方法，其特征在于，所述驱动单元（4、5、6、7）的功率致动值 、 、 、 被计算如下，借助于所述功率致动值 、 、 、 ，所述驱动单元（4、5、6、
7）被致动，考虑功率要求变量 和俯仰参数 ，以便生成单独驱动单元（4、5、6、7）的期望功率：
，
，
，
。
用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法
•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。
根据本发明，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 控制器的用于确定第二滚转控制参数 的P比例 和D比例 ，并且有利地设置的是，用于确定第一滚转控制参数 的P比例 和D比例 对应于PD控制器的用于确定第二偏航控制参数 的P比例 和D比例 。
在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线右侧的第一驱动单元的致动参数 根据以下模型计算：
, (2)
在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线左侧的第二驱动单元的致动参数 根据以下模型计算：
, (3)
在叠加步骤中，在航空器的平面视图中被布置在纵向轴线右侧的第二驱动单元的致动参数 根据以下模型计算：
。 (4)
如果驱动单元包括转子，则当确定致动参数时，有利地考虑转子的旋转方向。
, (6)
, (7)
。 (8)
根据本发明，功率要求变量可例如为由飞行员请求的总功率。俯仰参数有利地描述达到预确定的目标俯仰角所要求的功率差值。
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