CN111032508A - 用于控制竖直起飞航空器的偏航角和滚转角的控制方法 - Google Patents

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CN111032508A CN201880051209.7A CN201880051209A CN111032508A CN 111032508 A CN111032508 A CN 111032508A CN 201880051209 A CN201880051209 A CN 201880051209A CN 111032508 A CN111032508 A CN 111032508A
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Abstract

本发明涉及用于控制竖直起飞航空器的偏航角
Figure 100004_DEST_PATH_IMAGE002
和滚转角
Figure 100004_DEST_PATH_IMAGE004
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。

Description

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，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WO 2014/016226A1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。
考虑了由本发明提出的问题，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。
此问题根据本发明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
Figure 600868DEST_PATH_IMAGE001
和第二偏航控制参数
Figure 275563DEST_PATH_IMAGE002
以及第一滚转控制参数
Figure 798948DEST_PATH_IMAGE003
和第二滚转控制参数
Figure 415743DEST_PATH_IMAGE004
，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。借助于根据本发明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。根据本发明，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。
根据本发明，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。根据本发明，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，根据本发明，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。根据本发明，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。根据本发明，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。
根据本发明，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。
根据本发明，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***。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。
在根据本发明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
Figure 391789DEST_PATH_IMAGE005
以及从使用传感器而还有利地检测的实际偏航速率
Figure 932492DEST_PATH_IMAGE006
开始，并且从预确定的目标偏航角
Figure 575963DEST_PATH_IMAGE007
开始，确定第一偏航控制参数
Figure 848813DEST_PATH_IMAGE001
：
Figure 577734DEST_PATH_IMAGE008
系数
Figure 656549DEST_PATH_IMAGE009
代表PD控制器的P比例，并且系数
Figure 154526DEST_PATH_IMAGE010
代表PD控制器的D比例，用于确定第一偏航控制参数
Figure 346080DEST_PATH_IMAGE001
。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
Figure 562297DEST_PATH_IMAGE011
、由传感器同样有利地检测的实际滚转速率
Figure 444803DEST_PATH_IMAGE012
和附加地使用的预确定的目标滚转角
Figure 797287DEST_PATH_IMAGE013
，确定第一滚转控制参数
Figure 677518DEST_PATH_IMAGE003
、第二偏航控制参数
Figure 115453DEST_PATH_IMAGE002
和第二滚转控制参数
Figure 536070DEST_PATH_IMAGE004
：
Figure 8639DEST_PATH_IMAGE014
Figure 43460DEST_PATH_IMAGE015
Figure 968691DEST_PATH_IMAGE016
根据本发明，有利地设置的是，用于确定第一偏航控制参数
Figure 192999DEST_PATH_IMAGE001
的P比例
Figure 457758DEST_PATH_IMAGE009
和D比例
Figure 742109DEST_PATH_IMAGE010
对应于PD 控制器的用于确定第二滚转控制参数
Figure 154636DEST_PATH_IMAGE004
的P比例
Figure 917055DEST_PATH_IMAGE017
和D比例
Figure 787054DEST_PATH_IMAGE018
，并且有利地设置的是，用于确定第一滚转控制参数
Figure 242306DEST_PATH_IMAGE003
的P比例
Figure 142129DEST_PATH_IMAGE019
和D比例
Figure 708239DEST_PATH_IMAGE020
对应于PD控制器的用于确定第二偏航控制参数
Figure 682011DEST_PATH_IMAGE002
的P比例
Figure 308165DEST_PATH_IMAGE021
和D比例
Figure 695284DEST_PATH_IMAGE022
。
为了确定实际滚转角
Figure 799506DEST_PATH_IMAGE011
、实际滚转速率
Figure 142631DEST_PATH_IMAGE012
、实际偏航角
Figure 939686DEST_PATH_IMAGE005
和实际偏航速率
Figure 548522DEST_PATH_IMAGE006
，航空器有利地包括陀螺仪、加速传感器和罗盘，其中，在从现有技术已知的方法（诸如，包括由这些传感器检测的所测量变量的卡尔曼（Kalman）滤波器）的基础上，确定所要求的角度和速率。
根据本发明，还设置的是，使用控制算法或共同控制算法，连续确定每个水平控制参数和竖直控制参数。所使用的每个控制算法可为线性或非线性控制器。
有利地设置的是，在叠加步骤中，竖直控制参数和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，并且通过竖直控制参数乘以具体对于驱动单元和具体对于枢转角的评估函数以及水平控制参数乘以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的致动参数。有利地，评估函数是基于枢转角的非线性函数。借助于非线性评估和随后的线性组合，还可有利地考虑控制闭环之间的未被考虑的耦合，特别是当使用多个单独控制器，用于确定第一和第二偏航和滚转控制参数时。
根据本发明，有利地设置的是，竖直控制参数的评估函数是枢转角的余弦，并且有利地设置的是，水平控制参数的评估函数是枢转角的正弦。已显示的是，使用正弦和余弦函数的叠加可实现特别稳定的飞行表现，特别是在从竖直飞行位置过渡到水平飞行位置中的期间，并且反之亦然。
在根据本发明的方法的特别有利实施例中，所设置的是，以顺时针方式分别围绕航空器的竖直轴线和纵向轴线而限定偏航角和滚转角，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一驱动单元的致动参数
Figure 659698DEST_PATH_IMAGE023
根据以下模型计算：
Figure 670379DEST_PATH_IMAGE024
, (1)
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
Figure 638335DEST_PATH_IMAGE025
根据以下模型计算：
Figure 443390DEST_PATH_IMAGE026
, (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
Figure 827098DEST_PATH_IMAGE027
根据以下模型计算：
Figure 957865DEST_PATH_IMAGE028
, (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
Figure 96722DEST_PATH_IMAGE029
根据以下模型计算：
Figure 680151DEST_PATH_IMAGE030
。 (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。
为了从有利地代表功率差值的因此所确定的致动参数开始而确定功率致动值（借助于所述功率致动值，单独驱动单元随后被致动），根据本发明，所设置的是，驱动单元的功率致动值
Figure 116817DEST_PATH_IMAGE031
、
Figure 102091DEST_PATH_IMAGE032
、
Figure 411849DEST_PATH_IMAGE033
、
Figure 482573DEST_PATH_IMAGE034
被计算如下，借助于所述功率致动值
Figure 473663DEST_PATH_IMAGE031
、
Figure 313443DEST_PATH_IMAGE032
、
Figure 794103DEST_PATH_IMAGE033
、
Figure 86544DEST_PATH_IMAGE034
，驱动单元被致动，考虑功率要求变量
Figure 632057DEST_PATH_IMAGE035
和俯仰参数
Figure 326344DEST_PATH_IMAGE036
，以便生成单独驱动单元的期望功率：
Figure 977905DEST_PATH_IMAGE037
, (5)
Figure 23221DEST_PATH_IMAGE038
, (6)
Figure 356114DEST_PATH_IMAGE039
, (7)
Figure 904907DEST_PATH_IMAGE040
。 (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。
根据本发明，有利地设置的是，在水平飞行位置中，第一驱动单元被布置在竖直轴线的方向上，从而从第二驱动单元间隔开，并且有利地设置的是，在竖直飞行位置中，第一驱动单元被布置在纵向轴线的方向上，从而从第二驱动单元间隔开。根据本发明，有利地设置的是，在水平飞行位置中，第一驱动单元被布置在上翼部表面上方，并且第二驱动单元被布置在下翼部表面下方，并且有利地设置的是，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翼部前方和后方在水平飞行方向上。
根据本发明的方法的其它有利配置参考附图中显示的实施例而被更详细地解释。
图1示意性地显示了竖直起飞航空器1。航空器1包括两个驱动组3，所述驱动组3被布置在航空器1的相对翼部2上，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。第一驱动单元4、5和第二驱动单元6、7每个被布置在翼部2上，从而围绕枢转角α枢转到水平飞行位置和竖直飞行位置中。在附图中，驱动单元4、5、6、7在水平飞行位置中。第一驱动单元4、5被布置在翼部2上在上翼部表面8上方，并且第二驱动单元6、7被布置在所述翼部上在下翼部表面9下方。当驱动单元4、5、6、7枢转到竖直飞行位置中时，第一驱动单元4、5和第二驱动单元6、7被布置在翼部2前方和后方在水平飞行方向上。以顺时针方式分别围绕航空器1的竖直轴线、纵向轴线和横向轴线而限定偏航角
Figure 992948DEST_PATH_IMAGE041
、滚转角
Figure 259982DEST_PATH_IMAGE042
和俯仰角
Figure 380253DEST_PATH_IMAGE043
。
驱动单元4、5、6、7每个包括转子。第一驱动单元4和第二驱动单元7的转子逆时针旋转，并且第一驱动单元5和第二驱动单元6的转子顺时针旋转。
为了控制偏航角
Figure 49132DEST_PATH_IMAGE044
和滚转角
Figure 308075DEST_PATH_IMAGE045
，在根据本发明的控制方法的确定步骤中，从预确定的目标偏航角
Figure 796825DEST_PATH_IMAGE046
和预确定的目标滚转角
Figure 737099DEST_PATH_IMAGE047
开始，借助于线性控制器PD1、PD2、PD3和PD4，首先确定第一和第二偏航和滚转控制参数
Figure 260485DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 424750DEST_PATH_IMAGE049
、
Figure 351861DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure 892564DEST_PATH_IMAGE051
。在叠加步骤中，从滚转控制参数
Figure 270456DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 871201DEST_PATH_IMAGE049
、
Figure 272227DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure 616620DEST_PATH_IMAGE051
而后确定用于每个驱动单元4、5、6、7的致动参数
Figure 114598DEST_PATH_IMAGE052
、
Figure 620665DEST_PATH_IMAGE053
、
Figure 23834DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure 906339DEST_PATH_IMAGE055
，。在附图中，通过示例的方式显示了用于第一驱动单元4的致动参数
Figure 258823DEST_PATH_IMAGE052
的确定。在上文描述的公式1至8基础上进行确定。

Claims (10)

1. 用于控制竖直起飞航空器（1）的偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE004
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
Figure DEST_PATH_IMAGE006
和预确定的目标滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，
其中，在确定步骤中，确定第一偏航控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE010
和第二偏航控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE012
以及第一滚转控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE014
和第二滚转控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，其中，所述第一偏航控制参数
Figure 267941DEST_PATH_IMAGE010
和所述第一滚转控制参数
Figure 185081DEST_PATH_IMAGE014
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
Figure 902501DEST_PATH_IMAGE006
和所述目标滚转角
Figure 297711DEST_PATH_IMAGE008
，其中，所述第二偏航控制参数
Figure 112083DEST_PATH_IMAGE012
和所述第二滚转控制参数
Figure 620031DEST_PATH_IMAGE016
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
Figure 887065DEST_PATH_IMAGE006
和所述目标滚转角
Figure 23648DEST_PATH_IMAGE008
，
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
Figure 692527DEST_PATH_IMAGE010
的基础上，通过乘以偏航系数，确定所述第二偏航控制参数
Figure 872841DEST_PATH_IMAGE012
，和/或其特征在于，在所述第一滚转控制参数
Figure 627170DEST_PATH_IMAGE014
的基础上，通过乘以滚转系数，确定第二滚转控制参数
Figure 301865DEST_PATH_IMAGE016
。
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
Figure DEST_PATH_IMAGE018
和实际滚转角
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，并且其特征在于，借助于控制算法，从所述目标偏航角
Figure 825251DEST_PATH_IMAGE006
和所述目标滚转角
Figure 943510DEST_PATH_IMAGE008
以及所述实际偏航角
Figure 185136DEST_PATH_IMAGE018
和所述实际滚转角
Figure 460259DEST_PATH_IMAGE020
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
Figure 41413DEST_PATH_IMAGE006
和所述实际偏航角
Figure 376580DEST_PATH_IMAGE018
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
Figure 105501DEST_PATH_IMAGE010
，和/或其特征在于，在所述目标偏航角
Figure 371267DEST_PATH_IMAGE006
和所述实际偏航角
Figure 869244DEST_PATH_IMAGE018
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
Figure 578574DEST_PATH_IMAGE012
，和/或其特征在于，在所述目标滚转角
Figure 529213DEST_PATH_IMAGE008
和所述实际滚转角
Figure 97204DEST_PATH_IMAGE020
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
Figure 449688DEST_PATH_IMAGE014
，和/或其特征在于，在所述目标滚转角
Figure 329919DEST_PATH_IMAGE008
和所述实际滚转角
Figure 767854DEST_PATH_IMAGE020
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
Figure 188471DEST_PATH_IMAGE016
。
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
Figure 847991DEST_PATH_IMAGE002
和滚转角
Figure 961440DEST_PATH_IMAGE004
，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
Figure DEST_PATH_IMAGE022
根据以下模型计算，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，
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
Figure DEST_PATH_IMAGE026
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
，
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
Figure DEST_PATH_IMAGE030
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，
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
Figure DEST_PATH_IMAGE034
根据以下模型计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE036
。
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
Figure DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure DEST_PATH_IMAGE044
被计算如下，借助于所述功率致动值
Figure 637404DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure 799395DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure 860892DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 145242DEST_PATH_IMAGE044
，所述驱动单元（4、5、6、7）被致动，考虑功率要求变量
Figure DEST_PATH_IMAGE046
和俯仰参数
Figure DEST_PATH_IMAGE048
，以便生成单独驱动单元（4、5、6、7）的期望功率：
Figure DEST_PATH_IMAGE050
，
Figure DEST_PATH_IMAGE052
，
Figure DEST_PATH_IMAGE054
，
Figure DEST_PATH_IMAGE056
。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US12043377B2 (en) * 2018-01-30 2024-07-23 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 (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009078745A (ja) * 2007-09-27 2009-04-16 Japan Aerospace Exploration Agency 電動垂直離着陸機
CN101804862A (zh) * 2010-04-07 2010-08-18 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
CN102358420A (zh) * 2011-07-29 2012-02-22 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 变姿飞行器
US20120261523A1 (en) * 2010-10-06 2012-10-18 Donald Orval Shaw Aircraft with Wings and Movable Propellers
CN103180208A (zh) * 2010-09-17 2013-06-26 约翰内斯·赖特 偏转翼旋翼的垂直起降
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
US20150051755A1 (en) * 2013-08-15 2015-02-19 Traxxas Lp Controllable flight during automated tricks
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
US8128033B2 (en) 2006-11-02 2012-03-06 Severino Raposo System and process of vector propulsion with independent control of three translation and three rotation axis
US8306674B2 (en) 2009-10-01 2012-11-06 Raytheon Company System and method for divert and attitude control in flight vehicles
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
DE202012013513U1 (de) 2012-07-27 2017-05-12 Jonathan Hesselbarth Senkrecht startendes Flugzeug
IL222053A (en) * 2012-09-23 2016-11-30 Israel Aerospace Ind Ltd A device, method, and computerized product for aircraft management
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
DE102014000509B4 (de) * 2014-01-16 2020-06-18 Emt Ingenieurgesellschaft Dipl.-Ing. Hartmut Euer Mbh Starrflügler-Fluggerät
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
US10046853B2 (en) * 2014-08-19 2018-08-14 Aergility LLC Hybrid gyrodyne aircraft employing a managed autorotation flight control system
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
US10150561B2 (en) * 2016-02-01 2018-12-11 King Fahd University Of Petroleum And Minerals System and method of operation of twin-tiltrotor helicopter
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
US11640178B2 (en) * 2016-12-13 2023-05-02 Acsl Ltd. Unmanned aircraft, device for controlling unmanned aircraft, method for controlling unmanned aircraft, and device for detecting failure of unmanned aircraft

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009078745A (ja) * 2007-09-27 2009-04-16 Japan Aerospace Exploration Agency 電動垂直離着陸機
CN101804862A (zh) * 2010-04-07 2010-08-18 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
CN103180208A (zh) * 2010-09-17 2013-06-26 约翰内斯·赖特 偏转翼旋翼的垂直起降
US20120261523A1 (en) * 2010-10-06 2012-10-18 Donald Orval Shaw Aircraft with Wings and Movable Propellers
CN102358420A (zh) * 2011-07-29 2012-02-22 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 变姿飞行器
US20150051755A1 (en) * 2013-08-15 2015-02-19 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
WO2017077144A1 (es) * 2015-11-04 2017-05-11 Fuvex Sistems, S.L. Aerodino con capacidad de despegue y aterrizaje vertical

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