CN114248933A - 用于运行飞行器的方法、调节架构和飞行器 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种用于运行飞行器(1)的方法，该方法对于至少一个致动器(3)包含以下步骤：i)给每个调节器(R1‑Rn+1)分配一个优先级；ii)通过具有给定优先级的给定调节器(R1‑Rn+1)确定用于该至少一个致动器(3)的至少一个调节量信号并将标注有该给定的优先级的调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个具有发送给至少一个具有后面的优先级的调节器(R1‑Rn+1)；iii)通过具有给定优先级的给定调节器(R1‑Rn+1)从具有更高优先级的调节器(R1‑Rn+1)接收调节量信号并将该调节量信号发送给该至少一个致动器(3)以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器(R1‑Rn+1)；iv)利用标注有最高的优先级的调节量信号操控该至少一个致动器(3)。

Description

用于运行飞行器的方法、调节架构和飞行器
技术领域
本公开涉及一种用于运行飞行器的方法，所述飞行器特别是电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，在所述方法中，通过多个调节器操控所述致动器，每个调节器至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号。
此外，本公开还涉及一种用于飞行器的调节架构，特别是用于电驱动的、垂直起降的多旋翼飞行器的调节架构，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，在所述调节架构中，为了操控致动器设有多个调节器，每个调节器都构造成，至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号。
最后，本公开还涉及一种飞行器，特别是电驱动的、垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，还具有多个用于操控所述致动器的调节器，每个调节器都构造成，至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号。
背景技术
特别是在航空领域，就是说，在飞行器的运行中，要求在关键***中存在冗余，以便确保可靠的运行并且满足基本的许可规定。在调节技术方面的任务的情况下，在这种情况下存在调节的四个必要的部分，这原则上是本领域技术人员已知的并且在图1中示意性示出。
这些部分是实际的调节器、从所述调节器输出的调节量向所谓的受控***的传输、受控***本身(即相应的致动器或执行器)和所谓的反馈，所述反馈例如可以通过传感器(对于传感器辅助的调节)或模型(对于模型辅助的调节)来实现。图1中的图示用图形反映基本的关系，如调节技术领域的技术人员毫无问题地熟知的关系。
为了简单起见，在下面以此为基础，即，调节器和传感器或模型构成一个单元，但不必一定是这样。
如果上面所说的冗余是通过设置多重调节器以及调节器与受控***之间的相应传输路径来实现，则在致动器的调节量输入端就存在一个问题，即应对在这里出现的(来自不同的冗余调节器的)调节量信号中的哪个调节量信号进行转换。这个问题根据现有技术主要通过以下原则来解决：投票，即例如基于事实的选择；求均值；或命令监视器原则。
但不仅在致动器的调节量输入端上需要进行选择：由于多数使用具有对应于调节偏差的时间上的累加或积分的所谓的积分部分的调节器，需要考虑的是，如果调节量(见图1)没有借助传感器或没有传感器反馈并且控制回路因此不是闭合的，那么这个积分部分可能会持续地增长。此外还要考虑的是，传感器和调节器具有不精确性或独立性。没有处于闭合的控制回路中的调节器不能使测得的(或模型化的)误差降到零，就是说，调节器不能控制飞行器。存留的误差由此会不断累积。
开放式的控制回路在下面也称为“开环”，而闭合的控制回路称为“闭环”。在图1中示出闭环，就是说，正在进行调节的调节器。
就是说，如果调节器具有关于该调节器是处于闭合中还是开环中的信息，则所述调节器可以相应地激活积分或使积分失效。为了解决这个问题，可以以较为简单的方式设置从致动器到调节器的反馈信道，如例如在图1中示出的那样。但特别是在航空中，这种反馈信道可能带来另外的问题，因为这种反馈信道会消耗资源，例如重量、能源和开发支出，在运行中可能发生失效或可能传输虚假信息。
对于航空应用场合，通常不仅将调节器构造成冗余的，而且也将致动器构造成冗余的，以便消除必要的如前面简要说明的反馈的问题。如果在这种设计方案中致动器获得一个调节量信号，则所述调节量信号通常仅源自确定的来源。如果没有发送调节量信号，则致动器不起作用。这带来这样的后果，即，必需使用多个用于完成相同的任务的致动器，这再次带来重量、能源需求和开发支出形式的成本。特别是涉及重量和能源消耗的各点在航空领域被认为是特别关键的。此外，前面简述的原则会导致在调节器与制动器之间出现故障相关性，从而相关调节器的失效会导致相对应的致动器的失效。
相应地，前面所述的故障相关性在航空器中构成很大的缺点。为了避免这种情况，与不存在所述相关性的情况相比，必需安装更多的致动器。这出于重量原因就已经被视为不利的。
特别是在电驱动的、垂直起降的飞行器，即所谓的eVTOL中，致动器由电驱动器组成，所述电驱动器直接与旋翼连接，所述旋翼产生升力并负责实现姿态稳定，对于这种飞行器，由于一个调节器的失效导致一个致动器或多个致动器的失效通常是不可接受的。即使设置多个用于驱动旋翼的电机，由驱动器和旋翼组成的用于产生推力和用于稳定姿态的转矩的单元的总体功能也会受到明显的影响。
因此必要的是，向电驱动器提供高度冗余的调节量信号，以确保驱动器正常工作，且与调节器的功能或者调节器与驱动器之间的信息传输功能是否正常无关地。对于多旋翼eVTOL，由于以下原因，对所述信号传输功能的独立性的要求进一步提高：
·每个调节器都应能够同时指挥(控制)所有驱动器(致动器)；
·驱动器(致动器)在空间上是分布设置的；
·对于电传飞行控制(FBW)***，电传输线路可能受到磁场的干扰；以及
·重要的是需要避免不同的调节器仅对一部分驱动器(致动器)有指挥权。
发明内容
需要一种用于运行飞行器的方法和用于飞行器的调节架构，来避免上述缺点，特别是解决以下问题：对于调节器的冗余构成方案，选择复杂的问题；致动器与调节器之间的故障相关性问题；个别通信路径失效的问题；识别哪个调节器处于闭合的控制回路中的问题；以及在反馈信道出现故障时发生失效的问题。
为了实现所述目的，本公开提出一种具有方案1或方案2的特征的方法，一种具有方案8或方案9的特征的控制架构以及一种具有方案17的特征的飞行器。
根据本公开的构思的有利的扩展方案在相应的从属方案中限定和给出。
根据本公开提出一种用于运行飞行器的方法，所述飞行器特别是电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，在所述方法中，通过多个调节器控制所述致动器，每个调节器至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号，所述方法对于至少一个致动器、优选对于每个致动器包含以下步骤：i)给每个调节器分配一个优先级，所述优先级不同于其他调节器的优先级；ii)通过具有给定优先级的给定调节器确定用于所述至少一个致动器的至少一个调节量信号，并将标注有所述给定优先级的调节量信号发送给相关的致动器以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器；iii)通过具有给定优先级的给定调节器从具有更高优先级的调节器接收调节量信号并将所述调节量信号发送给所述至少一个致动器以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器；iv)利用标注有最高的优先级的调节量信号操控所述至少一个致动器。
备选地根据本公开提出一种用于运行飞行器的方法，所述飞行器特别是电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，在所述方法中，通过多个调节器控制所述致动器，每个调节器至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号，所述方法对于至少一个致动器、优选对于每个致动器包含以下步骤：i)通过给定调节器确定用于所述至少一个致动器的至少一个调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器以及发送给至少一个另外的调节器；ii)通过给定的调节器接收其他调节器调节量信号并将所述调节量信号发送给所述至少一个致动器以及发送给又一个另外的调节器；iii)在所述至少一个致动器中收集多个调节量信号；iv)利用由收集的所述多个调节量信号导出的调节量信号操控所述至少一个致动器，所述导出的调节量信号优选通过投票或求均值获得。
根据本公开提出一种用于飞行器的调节架构，特别是用于电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器的调节架构，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，在所述调节架构中，为了操控致动器设有多个调节器，每个调节器都构造成，至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号，所述调节架构包括：a)给每个调节器分配一个优先级，所述优先级不同于其他调节器的优先级；b)每个调节器至少与致动器的一个子集、优选与全部致动器信号连接；c)每个调节器都构造成，为相关的致动器产生调节量信号并将用其优先级标注的调节量信号发送给相关的致动器以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器；d)每个调节器都构造成，接收具有更高优先级的调节器的调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器；e)每个致动器都构造成，为了操控该致动器选出标注有最高的优先级的调节量信号。
根据本公开提出一种备选的用于飞行器的调节架构，特别是用于电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器的调节架构，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，在所述调节架构中，为了操控致动器设有多个调节器，每个调节器都构造成，至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号，所述调节架构包括：a)每个调节器至少与致动器的一个子集、优选与全部致动器以信号技术的方式连接；b)每个调节器都构造成，为相关的致动器产生调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器以及发送给至少一个另外的调节器；c)每个调节器都构造成，接收其他调节器的调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器以及发送给至少一个另外的调节器；d)每个致动器都构造成用于收集多个调节量信号；e)每个致动器都构造成用于产生由收集的所述多个调节量信号导出的调节量信号，用于操控相关的致动器，所述导出的调节量信号优选通过投票或求均值获得。
求均值本身可能是已知的。但这里，通常不是在致动器中求均值，如在本公开中那样，而是由于不同的致动器施加不同的力，致动器通常只得到一个信号。对于关键的致动器，也可能存在两个信号(信号1、信号2)，此时逻辑是：只要存在，则选用信号1。如果不存在(信号1)，则选用信号2。这里，两个信号来自相同飞行控制器(致动器控制电子设备-ACE)。
根据本公开提出一种飞行器，特别是用于电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器，并且具有多个用于操控致动器的调节器控制，每个调节器都构造成，至少对于致动器的一个子集、优选对于全部致动器确定相对应的调节量信号并向相关的致动器提供所述调节量信号，所述飞行器具有根据本公开的调节架构。
据此，根据本公开可以通过简单的选择逻辑来规避在调节器的冗余构成方案中调节器的选择较为复杂的问题，所述选择逻辑可以以优先级列表的形式实现。这对应于上面所述的对于每个调节器的优先级，每个调节器获得一个唯一的优先级次序。换而言之：根据调节器的优先级次序对调节器进行分级，即从具有最高的优先权的调节器到具有最低优先权的调节器。为了操控致动器，接下来可以选择在列表中占据最高位置的、即源自具有最高优先权的调节器的调节量信号。这种考察当然仅考虑在相关致动器处接收到的调节量信号，因为可能出现的是，具有绝对最高的优先级的调节器失效，从而具有最高优先权的调节量信号可能不是源自具有最高优先级的调节器。
致动器与调节器的故障相关性的问题根据本公开这样来解决，即，一个致动器的失效不会导致一个调节器失效，因为该调节器能够继续指挥(控制)所有其他与其连接的致动器。一个调节器的失效通过其他存在的能够继续指挥所有与其连接的致动器的调节器来补偿。
根据本公开，个别通信路径的失效也不再产生不利作用，因为通过调节量信号从具有较高优先权的调节器向具有较低优先权的调节器的传输形成多个冗余的通信路径。就是说，如果个别通信路径发生故障，则一个给定调节器的调节量信号仍通过另一个路径由相关的致动器接收。个别通信路径的失效以这种方式不会导致不同的调节器仅控制个别致动器。
识别哪个调节器处于闭合控制回路中的问题同样可以通过所提出的对调节量信号的优先权排序(根据调节器的优先级)来解决。由于所述优先权排序，每个调节器都获悉，该调节器是处于开放式的控制回路(开环)还是处于闭合的控制回路(闭环)中：如果所有具有较高优先级的调节器都没有发出调节量信号，则给定的调节器必然认定，该调节器处于闭合的控制回路中并且可以相应地行动，例如通过激活所述积分部分。
在反馈信道故障时出现的失效问题根据本公开这样来解决，即，在所给出的方法或所给出的调节架构中根本不需要反馈信道。但(可选的)反馈信道也可以作为另外的信息源，用于指示哪些冗余装置失效。这种设计方案可以作为本公开有利的改进方案实现，如果必要的话。
此外，由于存在多个信号路径，所有信号同时发生故障的可能性降低。通常，在传统的FBW***中存在一个通向致动器的信号线路。仅在特殊的情况下(对于非常重要的致动器)添加第二个信号线路。但在当前情况下优选至少提出，至少构成与调节器一样多的信号路径。
如上面已经给出的那样，根据本公开的方法或根据本公开的调节架构的备选实现方案可以没有优先权排序或确定优先级次序，只要为了操控所述至少一个致动器从收集的多个调节量信号中导出的一个调节量信号例如通过投票或通过求均值，优选在所述致动器中得出。这种设计方案相对于所提出的带有优先级排序的解决方案实现起来略微复杂，但至少实现了在本说明书的范围内给出的有利特性的大部分。
根据本公开的方法的第一改进方案设定，使用具有积分部分、即具有调节偏差在时间上的累加或积分的调节器，并且给定的调节器根据该调节器是否从具有更高优先级的调节器接收调节量信号来激活所述积分部分或使所述积分部分失效。对于本公开的这种特殊的优点已经在上面指出。调节器以这种方式识别，所述调节器是出于开环中还是闭环中并且可以相应地接通或断开积分部分，这意味着在调节精度方面相应的优点。
但如果所使用的调节器没有所述积分部分，所述方法也能在没有所述积分部分的情况下提供相应的优点。
根据本公开的方法的另一个改进方案设定，调节器的优先级排序通过优先级列表进行，在所述优先级列表中按调节器的优先级的顺序列出所述调节器。这构成在方案1中一般性限定的方法的一个具体的设计方案，所述设计方案在实践中能够特别简单地实现并且因此已经证明是特别有利的。但本公开不仅限于通过这种优先级列表来实现调节器的优先级排序。
如已经提及的那样，在根据本公开的方法的改进方案中可以设定，附加地通过至少一个反馈信道通过接收调节量信号实现从接收的调节器向发送的调节器进行反馈。以这种方式，可以有利地传输这样的信息，即***的冗余装置是否失效或者说哪些冗余装置失效。但如已经说明的那样，这种设计方案是可选的，因为本公开也完全可以在没有反馈信道的情况下工作。
根据本公开的方法的又一个另外的改进方案设定，调节器和致动器之间的调节量信号点对点地在调节器对之间或在调节器和致动器之间发送或备选地同时向所有接收器发送。以这种方式提供不同的传输可能性，从而可以适当地针对相应的要求对所述方法进行调整。
根据本公开的方法的有一个改进方案设定，在至少一定数量的致动器、优选在全部致动器前面设置逻辑器件(选择逻辑或仲裁器)，所述逻辑器件选出用于操控所述致动器的调节量信号或者与根据本公开的方法的所述备选设计方案相结合产生调节量信号。
前面限定的根据本公开的调节架构或备选的根据本公开的调节架构构成这样的架构，所述架构适于实施根据本公开的方法或根据本公开的备选的方法。
根据本公开的调节架构的第一改进方案设定，在至少一定数量的致动器、优选在全部致动器前面设置(选择)逻辑器件，对此在所述方法或所述方法相应的构成方案的范围内已经指明。所述逻辑器件可以构造成，选出用于操控致动器的调节量信号或者在引用根据本公开的调节架构的所述备选设计方案时产生调节量信号。
根据本公开的调节架构的另一个改进方案设定，所述调节器具有积分部分，对此同样在上面已经说明。
根据本公开的调节架构的另一个改进方案还设定，每个调节器都构造成，根据是否接收具有比其自己的优先级更高的优先级的调节量信号激活其积分部分或失效所述积分部分。已经指出的是，没有接收到比其自身的优先级高的调节量信号的调节器可以认定，该调节器出于闭环中并且该调节器优选相应地激活积分或累加部分。
根据本公开的调节架构的另一个改进方案设定，所述调节器相互之间和/或所述调节器与致动器之间通过成对的点对点连接方式通信地连接。根据本公开的调节架构的一个备选的改进方案可以设定，所述调节器相互之间和/或所述调节器与致动器之间通过至少一个总线结构通信地连接。相应地，在第一种情况下，在接收器与发送器之间以有针对性的方式进行通信，而在所述第二种情况下，只要合理，调节量信号发送给所有调节器或所有致动器，或者发送确定的所选择的分组。
根据本公开的调节架构的一个特别有利的改进方案设定，所述调节器构造成独立的计算单元、CPU、现场可编程门阵列(FPGA)、可编程逻辑器件(PLD)、通过使用多核CPU构成、构造成由FPGA和CPU组成的组合，或者构造成专用集成电路(ASIC)。也可以采用相应的组合，例如由FPGA和CPU组成的组合，如在片上***(SoC)中那样。本领域技术人员熟知相应的实现形式并且在需要时能选择出适当的实现形式。
在上面已经参考根据本公开的方法指出的是，一个可选的改进方案可以设有反馈信道。就是说，根据本公开调节架构的一个相应的设计方案设定，附加地设有至少一个反馈信道，用于在接收到调节量信号时从接收的调节器向发送的调节器进行反馈。以这种方式可以识别到某些冗余装置发生失效，这在某些应用场合中可能是有利的。
附图说明
本公开的其他特性和优点由下面参考附图对实施例的说明得出。
图1示出根据现有技术的调节架构的一般性已知的设计方案；
图2示意性示出根据本公开的调节架构；以及
图3示意性示出根据本公开在多旋翼eVTOL飞行器中的应用。
具体实施方式
图2示出根据本公开的调节架构的一种可能的设计方案，参考下面说明的图3，所述调节架构总体上用附图标记2a标注。在图2中，附图标记1表示仅示意性示出的飞行器，这同样在下面参考图3还将详细说明。在附图标记3处，示例性示出驱动单元形式的致动器，对此在下面还将更为详细地说明。附图标记3c表示致动器3的接收部分，所述接收部分同时也可以构造成选择逻辑(仲裁器)或者可以包括这种选择逻辑。
在图2中示出一定数量的调节器，在当前情况下是n+1个调节器，这些调节器相应地用附图标记R1、R2、...Rn、Rn+1标注。在图2中仅在附图标记3处示出单一的致动器，尽管飞行器1通常具有多个致动器(例如形式为驱动单元、绞盘等)。对于来自申请人的
Figure BDA0003275092880000111
所述飞行器1具体具有18个这种驱动单元或致动器并具有三个调节器，这里，调节器的数量独立于致动器的数量。
具有最高优先权的调节器R1经由致动器3与飞行器构成控制回路，如图1中的原理所示并参考该附图的说明的那样。但根据本公开、至少根据图2的设计方案，没有使用在图1中示出的反馈。图2相应地在上面所述的
Figure BDA0003275092880000112
中使用18次(分别用于每个致动器或每个驱动单元)。
根据图2，最高等级的调节器1R1(具有最高优先级的调节器)产生调节量信号并将所述调节量信号一方面发送给致动器3以及另一方面发送给调节器2R2，即发送给具有下一个优先级的调节器。这在图2中分别通过实线示出。调节器2R2同样产生用于致动器3的调节量信号，并且如在图2中通过点虚线示出的那样将该调节量信号连同所接收的调节器1R1的调节量信号发送给致动器3以及也发送给在优先次序上下一个调节器，在当前情况下是调节器n Rn。调节器n Rn同样产生用于致动器3的调节量信号并将该调节量信号连同从调节器2R2接收的信号发送给致动器3以及也发送给下一个调节器n+1Rn+1。就是说，最后提及的调节器Rn+1接收(从调节器n Rn接收)来自前面的调节器R1至Rn的三个调节量信号，并然后向致动器3发送四个调节量信号，即从调节器n Rn接收的三个调节量信号以及由它本身产生的调节量信号。来自调节器n Rn的调节量信号在图2中用划虚线示出，而来自调节器n+1Rn+1的调节量信号用点划线标注。这个设计方案可以应用于任意数量的调节器。
如同样在图2中(下部)示出的那样，调节器R1至Rn+1根据其优先权分级，这里，调节器1R1具有最高的优先权(“优先权1”)，并且调节器n+1Rn+1具有最低的优先权(“优先权n+1”)。致动器3或接收器/仲裁器3c对于其操控总是选择所提供的具有最高优先权的调节量信号。如果一个所述调节器R1至Rn+1没有接收到来自具有更高优先权的调节器的调节量信号，根据图2仅对于调节器1R1是这种情况，则该调节器获悉，它出于闭环中并且相应地激活其积分部分。如果调节器1R1失效，则类似地对于调节器2R2是这种情况，在从R1到R2的传输出现故障时也是这样。
在后一种情况下(从R1到R2的传输出现故障)，致动器3继续转换来自调节器1R1的调节量信号。对于调节器2R2和所有其他出于开环中的调节器可以实施适当的抗饱和策略，以便在调节器1R1实际发生失效(并且调节器2R2被致动器3选中)的情况下飞行器1继续保持稳定。
在这个意义上，抗饱和策略在以下情况下是适当的：由于饱和出现的调节输出在切换时不会导致飞行不稳定，而是继续通过当前生效的调节器保持是可稳定的。
此外，所述调节器在转换中不允许偏离所定义的“包络线”，因为这被评估为航空中的重大故障并且在一些情况下可能导致灾难性后果。
致动器3根据图2中的虚线箭头作用于飞行器1并且可以以这种方式影响其(飞行)特性。
所描述的架构2a确保了，致动器3总是转换调节器1R1的调节量信号，只要这个调节器没有完全从控制回路上切断(两个实线的连接断开)或完全失效。
下面参考图2再次汇总地说明调节过程：
具有最高优先权的调节器将希望的调节量信号发送给至少两个接收器。第一接收器是致动器3或前置的逻辑器件(仲裁器)3c。所述接收器构造成，从所有所接收的调节量信号按照一定的逻辑选择要转换的调节量信号。特别是这可以涉及具有最高优先权的调节器的调节量信号。第二接收器是相对于调节器1R1具有下一个较高优先权的调节器，就是说，例如是调节器2R2等。附加地，也可以将所述调节量信号直接发送给所有其他调节器或所有其他调节器的一个子集，这在图2中没有示出。
已经指出的是，所述传输可以点对点地进行或者所述传输可以通过总线架构同时向所有接收器进行。
相对于调节器1R1具有下一个较高优先权的调节器、即调节器2R2现在接收所有更高优先权的调节器(这里只是调节器1R1)的调节量信号并且有这样的任务，将所述调节量信号连同由它自己计算出的调节量信号一起传送给相关的致动器3。这里，对应于上面的给出的解释以此为出发点，即，每个调节器通常不是如图2示出的那样仅操控一个致动器3，而是操控多个致动器。就是说，将调节量信号传送给致动器3或接收器/仲裁器3c以及传送给所有具有较低优先权的调节器，即根据图2的图示中给定调节器右侧的所有调节器。以这种方式确保了，当一个调节量信号在致动器3处出现时，具有最高优先权的调节器的调节量信号总是也在致动器3处出现，只要这个调节器(在当前情况下就是调节器1R1)通过两个信道(信道调节器-致动器或信道调节器-调节器)发送调节量信号。
如已经提及的那样，调节器只要没有从具有更高优先权的调节器接收到调节量信号，该调节器就会识别到它出于闭合的控制回路中。由此使得相关调节器可以激活其积分部分。
如果调节器1R1完整切断或失效，则在前面的考察适用于此时作为有效且具有最高优先级的调节器2R2，此后进一步等同地适用于调节器n Rn或调节器n+1Rn+1。
以这种方式，每个调节器也可以在没有反馈信道的情况下得出结论，即，该调节器是处于开放控制回路还是闭合控制回路中并且与此相关地自动接通或关闭其积分特性。每个调节器可以由此得出这个判断，即，该调节器获知，不再在具有较低的优先权的调节器上提供具有较高优先权的调节器的调节量信号，或何时不再在具有较低的优先权的调节器上提供具有较高优先权的调节器的调节量信号。
在图2中示出的架构优选可以通过各调节器的互连实线，这些调节器构造成独立的计算单元、CPU、现场可编程门阵列(FPGA)、可编程逻辑器件(PLD)，或者构造成专用集成电路(ASIC)。此外，所述调节器或个别调节器也可以通过使用具有相应的总线通信或点对点通信的多核CPU来实现。也可以使用FPGA和CPU组成的组合，如在片上***(SoC)中那样。
如已经提及的那样，在图2中示例出n+1个调节器与致动器的互连。在Volocopter的应用场合中，这个***包括三个调节器和18个驱动单元(电机与螺旋桨)形式的致动器。
图3最后示出在图2中所示的调节架构2a在飞行器1中的应用。飞行器1构造成多旋翼eVTOL飞行器并且具有18个驱动单元形式的致动器3，这些致动器分别包括一个电机3a和一个旋翼或者说螺旋桨3b；为了清楚起见，在图3中仅针对一个单个的致动器3明确示出这种情况。此外，每个致动器3可以与至少一个传感器4作用连接，所述传感器设定为用于利用测量技术监控致动器3，如前面示例性说明的那样。
所述调节架构2a是位于飞行器1上的飞行控制器或飞行控制单元2的一部分。就是说，如上面参考图2详细说明的那样，所述调节架构2a特别是可以构造成相应地也包括致动器3和传感器4，虽然出于显示的原因这在图3中绘制得不同。所述调节架构相应地不仅作用于在图3中明确示出的一个驱动单元(致动器)3，而且作用于所有18个驱动单元(致动器)，以便相应地控制或调节飞行器1的飞行特性。所考虑的其他致动器可以例如是用于货物运输的绞盘或类似物(未示出)。有效载荷本身(同样未示出的)或工具也可以具有利用测量技术检测并引入飞行控制中的特性。用于操控空气动力学表面的致动器也可以通过所描述的方法或所描述的调节架构加以考虑，所述致动器可以设计成电动的或液压的。
在本公开的另一个设计方案的范围内，也可以替代在图2中示例性示出的架构设置由多个总线和点对点连接组成的拓扑结构，但所述拓扑结构原则上实现与图2中所示相同的信息流。这种设计方案同样落入本公开的范围内。

Claims (17)

1.一种用于运行飞行器(1)的方法，所述飞行器特别是电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器(3)，在所述方法中，通过多个调节器(R1-Rn+1)控制所述致动器，每个调节器(R1-Rn+1)至少对于致动器(3)的一个子集、优选对于全部致动器(3)确定相对应的调节量信号并向相关的致动器(3)提供所述调节量信号，所述方法对于至少一个致动器(3)、优选对于每个致动器包含以下步骤：
i)给每个调节器(R1-Rn+1)分配一个优先级，所述优先级不同于其他调节器(R1-Rn+1)的优先级；
ii)通过具有给定优先级的给定调节器(R1-Rn+1)确定用于所述至少一个致动器(3)的至少一个调节量信号并将标注有所述给定优先级的调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器(R1-Rn+1)，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器(R1-Rn+1)；
iii)通过具有给定优先级的给定调节器(R1-Rn+1)从具有更高优先级的调节器(R1-Rn+1)接收调节量信号并将所述调节量信号发送给所述至少一个致动器(3)以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器(R1-Rn+1)，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器(R1-Rn+1)；
iv)利用标注有最高的优先级的调节量信号操控所述至少一个致动器(3)。
2.一种用于运行飞行器(1)的方法，所述飞行器特别是电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器(3)，在所述方法中，通过多个调节器(R1-Rn+1)控制所述致动器，每个调节器(R1-Rn+1)至少对于致动器(3)的一个子集、优选对于全部致动器(3)确定相对应的调节量信号并向相关的致动器(3)提供所述调节量信号，所述方法对于至少一个致动器(3)、优选对于每个致动器包含以下步骤：
i)通过给定调节器(R1-Rn+1)确定用于所述至少一个致动器(3)的至少一个调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个另外的调节器(R1-Rn+1)；
ii)通过给定调节器(R1-Rn+1)接收其他调节器(R1-Rn+1)的调节量信号并将所述调节量信号发送给所述至少一个致动器(3)以及发送给又一个另外的调节器(R1-Rn+1)；
iii)在所述至少一个致动器(3)中收集多个调节量信号；
iv)利用从收集的所述多个调节量信号导出的调节量信号操控所述至少一个致动器(3)，所述导出的调节量信号优选通过投票或求均值获得。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，使用具有积分部分的调节器(R1-Rn+1)并且给定调节器(R1-Rn+1)根据该调节器是否从具有更高优先级的调节器(R1-Rn+1)接收调节量信号来激活所述积分部分或使所述积分部分失效。
4.根据权利要求1或3所述的方法，其中，调节器(R1-Rn+1)的优先级排序通过优先级列表进行，在所述优先级列表中按调节器的优先级的顺序列出所述调节器(R1-Rn+1)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中，附加地通过至少一个反馈信道提供从接收的调节器(R1-Rn+1)到发送的调节器(R1-Rn+1)的关于接收调节量信号的反馈。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述调节量信号在调节器(R1-Rn+1)和致动器(3)之间或在调节器(R1-Rn+1)对之间点对点的发送，或同时向所有接收器发送。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，其中，在至少一定数量的致动器(3)、优选在全部致动器(3)前面设置逻辑器件(3c)，所述逻辑器件(3c)选出用于操控致动器(3)的调节量信号或者在引用权利要求2时产生调节量信号。
8.一种用于飞行器(1)的调节架构(2a)，特别是用于电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器的调节架构，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器(3)，在所述调节架构中，为了操控致动器(3)设有多个调节器(R1-Rn+1)，每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，至少对于致动器(3)的一个子集、优选对于全部致动器(3)确定相对应的调节量信号并向相关的致动器(3)提供所述调节量信号，所述调节架构(2a)包括：
a)给每个调节器(R1-Rn+1)分配一个优先级，所述优先级不同于其他调节器(R1-Rn+1)的优先级；
b)每个调节器(R1-Rn+1)至少与致动器(3)的一个子集、优选与全部致动器(3)信号连接；
c)每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，为相关的致动器(3)产生调节量信号并将用其优先级标注的调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器(R1-Rn+1)，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器(R1-Rn+1)；
d)每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，接收具有更高优先级的调节器(R1-Rn+1)的调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个具有后面的优先级的调节器(R1-Rn+1)，特别是发送给具有后面紧邻的优先级的调节器(R1-Rn+1)；
e)每个致动器(3)都构造成，为了操控该致动器选出标注有最高的优先级的调节量信号。
9.一种用于飞行器(1)的调节架构(2a)，特别是用于电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器的调节架构，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器(3)，在所述调节架构中，为了操控致动器(3)设有多个调节器(R1-Rn+1)，每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，至少对于致动器(3)的一个子集、优选对于全部致动器(3)确定相对应的调节量信号并向相关的致动器(3)提供所述调节量信号，所述调节架构(2a)包括：
a)每个调节器(R1-Rn+1)至少与致动器(3)的一个子集、优选与全部致动器(3)信号连接；
b)每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，为相关的致动器(3)产生调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个另外的调节器(R1-Rn+1)；
c)每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，接收其他调节器(R1-Rn+1)的调节量信号并将所述调节量信号发送给相关的致动器(3)以及发送给至少一个另外的调节器(R1-Rn+1)；
d)每个致动器(3)都构造成用于收集多个调节量信号；
e)每个致动器(3)都构造成用于产生从收集的所述多个调节量信号导出的调节量信号，以操控相关的致动器(3)，所述导出的调节量信号优选通过投票或求均值获得。
10.根据权利要求8或9所述的调节架构(2a)，其中，在至少一个致动器(3)、优选在每个致动器(3)前面设置逻辑器件(3c)，所述逻辑器件(3c)构造成，选出用于操控致动器(3)的调节量信号或者在引用权利要求9时产生所述调节量信号。
11.根据权利要求8至10中任一项所述的调节架构(2a)，其中，所述调节器(R1-Rn+1)具有积分部分。
12.在引用权利要求8的情况下根据权利要求11所述的调节架构(2a)，其中，每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，根据是否接收到具有比其优先级更高的优先级的调节量信号激活其积分部分或使所述积分部分失效。
13.根据权利要求8至12中任一项所述的调节架构(2a)，其中，所述调节器(R1-Rn+1)相互之间和/或所述调节器(R1-Rn+1)与致动器(3)之间通过成对的点对点连接方式通信地连接。
14.根据权利要求8至12中任一项所述的调节架构(2a)，其中，所述调节器(R1-Rn+1)相互之间和/或所述调节器(R1-Rn+1)与致动器(3)之间通过至少一个总线结构通信地连接。
15.根据权利要求8至14中任一项所述的调节架构(2a)，其中，所述调节器(R1-Rn+1)构造成独立的计算单元、CPU、现场可编程门阵列(FPGA)、可编程逻辑器件(PLD)、通过使用多核CPU构成、构造成由FPGA和CPU组成的组合，或者构造成专用集成电路(ASIC)。
16.根据权利要求8至15中任一项所述的调节架构(2a)，其中，附加地设有至少一个反馈信道，用于从接收的调节器(R1-Rn+1)向发送的调节器(R1-Rn+1)反馈调节量信号被接收的情况。
17.一种飞行器(1)，特别是用于电驱动的垂直起降的多旋翼飞行器，所述飞行器具有多个分布式的、特别是驱动单元形式的致动器(3)，并且具有多个用于操控致动器(3)的调节器(R1-Rn+1)控制，每个调节器(R1-Rn+1)都构造成，至少对于致动器(3)的一个子集、优选对于全部致动器(3)确定相对应的调节量信号并向相关的致动器(3)提供所述调节量信号，所述飞行器(1)具有根据权利要求8至16中任一项所述的调节架构(2a)。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3725676A1 (en) * 2019-04-16 2020-10-21 Volocopter GmbH Method of controlling an actuator system, emergency control system and aircraft equipped with such system

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5001638A (en) * 1989-04-18 1991-03-19 The Boeing Company Integrated aircraft air data system
US20100084517A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-08 Honeywell International Inc. Electromechanical actuation system and method
EP2543589A1 (en) * 2011-07-06 2013-01-09 Eurocopter Primary flight controls
US20150212523A1 (en) * 2012-05-21 2015-07-30 E-Volo Gmbh Method for controlling an aircraft in the form of a multicopter and corresponding control system
US20150311832A1 (en) * 2014-04-29 2015-10-29 The Boeing Company Systems and methods for the control and operation of a parallel motor controller architecture
US20180081353A1 (en) * 2016-09-16 2018-03-22 Gopro, Inc. Synchronized Pipeline Flight Controller
US20180099739A1 (en) * 2016-10-12 2018-04-12 Airbus Helicopters Electric control member, a rotary wing aircraft, and a method
US9977432B1 (en) * 2016-12-22 2018-05-22 Kitty Hawk Corporation Distributed flight control system
US20190031331A1 (en) * 2016-07-01 2019-01-31 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft having Thrust to Weight Dependent Transitions
US20190168867A1 (en) * 2016-07-26 2019-06-06 Zf Friedrichshafen Ag System for transmitting and processing data for controlling a rotor blade actuator
WO2019168045A1 (ja) * 2018-02-28 2019-09-06 株式会社ナイルワークス ドローン、その制御方法、および、制御プログラム
JP2019161714A (ja) * 2018-03-08 2019-09-19 株式会社東芝 モータ制御装置およびプログラム
US20190302765A1 (en) * 2018-03-29 2019-10-03 Subaru Corporation Control system for movable body, control method for movable body, and non-transitory storage medium

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4445421A (en) 1981-11-06 1984-05-01 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Helicopter swashplate controller
US5678786A (en) 1995-12-06 1997-10-21 Mcdonnell Douglas Helicopter Co. Reconfigurable helicopter flight control system
FR2761659B1 (fr) 1997-04-07 1999-05-28 Eurocopter France Dispositif de commande de vol d'un aeronef, en particulier d'un helicoptere
FR2811635B1 (fr) 2000-07-13 2003-01-03 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a commande de pas electrique
US7619324B2 (en) * 2007-01-29 2009-11-17 Caterpillar Inc. Power system with multiple generator sets
DE102008022895B4 (de) 2008-05-08 2017-05-04 Airbus Defence and Space GmbH Aktiver Helikopterrotor mit verteilten Redundanzen
IT1391785B1 (it) * 2008-11-21 2012-01-27 St Microelectronics Srl Sistema elettronico per il rilevamento di un guasto
US20120192147A1 (en) * 2011-01-25 2012-07-26 Argen Wong Develop real time software without an RTOS
FR2996651B1 (fr) * 2012-10-05 2014-12-12 Airbus Operations Sas Systeme de commande de vol utilisant des calculateurs simplex et aeronef le comportant
US10464661B2 (en) 2013-06-09 2019-11-05 Eth Zurich Volitant vehicle rotating about an axis and method for controlling the same
US9853714B2 (en) * 2013-10-11 2017-12-26 Ge Aviation Systems Llc Data communications network for an aircraft
WO2015089404A2 (en) 2013-12-13 2015-06-18 Lord Corporation Redundant active vibration and noise control systems and methods
EP3458356A4 (en) 2016-05-18 2020-01-22 A^3 By Airbus LLC VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT WITH INCLINED WING CONFIGURATIONS
DE102016115485A1 (de) 2016-08-22 2018-02-22 Valerian Design Gmbh Innovativer Helikopter
JP2019041543A (ja) 2017-08-28 2019-03-14 株式会社東芝 モータ駆動制御装置
GB2566095B (en) 2017-09-04 2019-10-02 Artemis Intelligent Power Ltd Hydraulic multi-rotor aerial vehicle
US11273906B2 (en) * 2019-05-10 2022-03-15 Honeywell International Inc. Redundant fly-by-wire systems with fault resiliency
US20230322366A1 (en) * 2022-04-12 2023-10-12 Embraer S.A. Triplex Fully Redundant Fly-by-Wire Architecture

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5001638A (en) * 1989-04-18 1991-03-19 The Boeing Company Integrated aircraft air data system
US20100084517A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-08 Honeywell International Inc. Electromechanical actuation system and method
EP2543589A1 (en) * 2011-07-06 2013-01-09 Eurocopter Primary flight controls
US20150212523A1 (en) * 2012-05-21 2015-07-30 E-Volo Gmbh Method for controlling an aircraft in the form of a multicopter and corresponding control system
US20150311832A1 (en) * 2014-04-29 2015-10-29 The Boeing Company Systems and methods for the control and operation of a parallel motor controller architecture
US20190031331A1 (en) * 2016-07-01 2019-01-31 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft having Thrust to Weight Dependent Transitions
US20190168867A1 (en) * 2016-07-26 2019-06-06 Zf Friedrichshafen Ag System for transmitting and processing data for controlling a rotor blade actuator
US20180081353A1 (en) * 2016-09-16 2018-03-22 Gopro, Inc. Synchronized Pipeline Flight Controller
US20180099739A1 (en) * 2016-10-12 2018-04-12 Airbus Helicopters Electric control member, a rotary wing aircraft, and a method
US9977432B1 (en) * 2016-12-22 2018-05-22 Kitty Hawk Corporation Distributed flight control system
WO2019168045A1 (ja) * 2018-02-28 2019-09-06 株式会社ナイルワークス ドローン、その制御方法、および、制御プログラム
JP2019161714A (ja) * 2018-03-08 2019-09-19 株式会社東芝 モータ制御装置およびプログラム
US20190302765A1 (en) * 2018-03-29 2019-10-03 Subaru Corporation Control system for movable body, control method for movable body, and non-transitory storage medium

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
潘计辉;张盛兵;张小林;: "飞行控制***故障诊断与重构技术研究", 计算机测量与控制, no. 04, pages 1073 - 1075 *
潘计辉;张盛兵;王党辉;: "高空长航时无人机飞控机容错技术研究", 西北工业大学学报, no. 04, pages 166 - 172 *

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