CN114746335A - 用于调节和控制飞行器的作动***的设备、设施和方法 - Google Patents

Abstract

公开了用于调节和控制飞行器的作动***的设备。该设备具有：被设立成接收说明参考变量的第一输入数据的第一输入接口；被设立成接收说明被控变量的第二输入数据的第二输入接口；和被设立成输出控制信号的控制输出端。控制信号说明了针对飞行器的作动***的操纵变量，借助作动***来控制飞行器。参考变量说明在借助作动***来控制的飞行器的某个点处的目标加速度，并且被控变量说明飞行器在该点处的实际加速度。设备被设立成在考虑到参考变量和被控变量的情况下尤其是从参考变量与被控变量之间的差来确定操纵变量，并且经由控制输出端输出与操纵变量相应的控制信号。此外，还公开了用于调节和控制飞行器的作动***的设施及方法。

Description

用于调节和控制飞行器的作动***的设备、设施和方法

技术领域

本发明涉及用于调节和控制飞行器的作动***的设备、设施和方法。

背景技术

飞行器的作动***例如是：尾翼，如升降尾翼、方向尾翼和副翼，其具有配属给调整面的用于使调整面运动的致动器；以及喷管；螺旋桨；升力辅助器，如襟翼、扰流板(扰流件)；和侧向力控制部。

以传统方式，在飞行器的作动***中使用到级联调节。在此，在外部调节环路、即飞行调节中，根据飞行器的关于作为飞行调节的操纵变量的待调节的自由度方面的状态变量确定用于调节致动器的参考变量，致动器控制相关的自由度。因此，在俯仰姿态调节的情况下，用于致动器调节的参考变量是致动器偏转并因此是升降舵的摆幅。在此，升降舵通常借助致动器、例如平移式的、液压式的或旋转式的电磁致动器运动，从而使得参考变量相应于致动器的目标旋转位置。利用参考变量作为输入变量的致动器调节来形成内部调节环路。在将旋转式的电磁致动器用于使尾翼的调整面运动的情况下，这尤其涉及所谓的伺服调节，其中，致动器的转动速度(操纵速度)被用作内部调节环路的被控变量，其中，内部调节环路的相应的参考变量(目标转速)由目标旋转位置来确定。用于致动器运行的致动器电流由内部调节环路的调节偏差(即致动器的目标转速与实际转速之间的差)来确定。附加地，可以设置另外的内部调节环路，在其中，致动器电流是被控变量，而致动器电压是操纵变量。在伺服调节中可以考虑致动器的调整加速度。可以在飞行调节中设置对加速度的测量以用于进行观察或作为难以测量的状态的替代。

通常，伺服调节与飞行调节相比具有明显更快的动态，从而飞行调节限制了调节***的整体动态。然而，在无人和/或自主操作的飞行物体迅速地越来越普及和重要的背景下，飞行调节技术的新应用领域正在出现，该飞行调节技术需要对飞行动力学进行高动态的调节。除了在复杂的轨迹上进行精确的航线引导外，许多测量和观察任务均需要提高了的姿态稳定性和飞行平稳性。此外，在飞行器发展中强调的趋势是，更高效的、符合空气动力学的高品质的配置，其特点在于具有高的展弦比和高跨度。尤其是在与越来越大、越来越轻、并因此越来越有弹性的结构和连接件有关的情况下，它们要求在调节技术上减少结构载荷并主动稳定化相对低频的结构动力学的模态，固有频率可能超过已知调节***的动态。

在文献DE 102016 117 634 A1中建议的是，与已知的定位调节(致动器摆幅作为参考变量)相比，改用受力或受力矩调节的方法。为此，为每个致动器设置有力/力矩调节器，致动器利用该力/力矩调节器基于所配属的参考变量，即目标力、目标力变化、目标力矩或目标力矩变化，以及被控变量，即由致动器产生的力或由致动器产生的力矩来进行调节。在此，被控变量由存在于致动器上或其中或存在于各自的致动器的传动系中的传感器设备来获知。因此，被控变量，在尾翼中也就是驱动力矩，在致动器中进行力产生与空气动力学的调整面之间的机械传输路径上测得。该驱动力矩引起调整面相对于飞行器的旋转加速度。同时，由于空气作用力，使得调整面承受空气动力学上的舵面铰链力矩。在准稳态状态下，驱动力矩与空气动力学的舵面铰链力矩之间存在平衡，从而在该情况下参考变量相应于舵面铰链力矩。因此，控制面基于力调节对加载到控制面外部的阵风载荷作出“屈服”或“弹性”反应。根据文献中DE 102016 117 634 A1中建议的方法，省去了与调整面摆幅成正比的反馈。

由此使得***动力学的设计与完整的状态矢量反馈相比受到限制。

在文献DE 102016 117638 A1中针对此类受力/受力矩调节的***公开的是，通过对铰链力矩的相应过度或不足地补偿而使阵风对飞行器的影响降到最低。在此，获知由阵风造成的力分量/力矩分量，依赖于阵风对控制面的铰链力矩的影响来修改预给定的针对控制力/控制力矩的目标值。附加的与速度成正比的阻尼项应减少自然舵角度动力学的振荡倾向(舵面颤振)。根据一个设计方案，操纵定位(致动器偏转)和操纵速度可以被反馈，其中，这并不以级联的形式进行，而是作为直接的、彼此无关的反馈进行。

发明内容

本发明的任务是，说明用于对飞行器作动***的调节和控制的新技术，其尤其在考虑到影响飞行行为的不同因素的情况下允许快速和精确的调节。

为了解决该任务，提供了根据独立权利要求1的用于调节和控制飞行器的作动***的设备，以及根据另外的权利要求的用于调节和控制飞行器的作动***的设施和方法。

根据一个方面，提供了用于调节和控制飞行器的作动***的设备。该设备形成有：第一输入接口，第一输入接口被设立成用于接收说明参考变量的第一输入数据；第二输入接口，第二输入接口被设立成用于接收说明被控变量的第二输入数据；和控制输出端，控制输出端被设立成用于输出控制信号，控制信号说明了用于飞行器的作动***的操纵变量，借助该作动***来控制飞行器。参考变量说明了在借助作动***来控制的飞行器的某一点处的目标加速度，而被控变量说明了飞行器在该点处的实际加速度。该设备被设立成在考虑到参考变量和被控变量的情况下尤其是从参考变量与被控变量之间的差来确定操纵变量，并经由控制输出端输出相当于操纵变量的控制信号。

根据另一方面，提供了用于调节和控制飞行器的作动***的设施。该设施以飞行器、具有输出接口的飞行调节设备和根据本公开文献的用于调节和控制飞行器的作动***的设备来形成。飞行器具有被设立成在至少一个自由度中控制飞行器的作动***和布置在飞行器上某一点处的加速度传感器。飞行调节设备被设立成从飞行器的飞行状态计算出参考变量(其说明了在飞行器的该点处的目标加速度)，并经由输出接口向设备的第一输入接口发送说明该参考变量的第一输入数据。加速度传感器被设立成测量在飞行器的该点处的局部加速度，并将说明被控变量的第二输入数据发送给设备的第二输入接口，第二输入数据说明了在该点处的局部加速度。作动***被设立成从设备的控制输出端接收操纵变量并实施与操纵变量相应的调整运动。

根据又一方面，提供了用于调节和控制飞行器的作动***的方法。该方法包括以下步骤：提供用于调节和控制飞行器的作动***的设备；产生说明参考变量的第一输入数据，其中，参考变量说明了在飞行器的某一点处的目标加速度，借助作动***来控制飞行器；产生说明被控变量的第二输入数据，其中，被控变量说明了飞行器在该点处的实际加速度；在设备的第一输入接口处接收第一输入数据；在设备的第二输入接口处接收第二输入数据；在考虑到参考变量和被控变量的情况下尤其是从参考变量与被控变量之间的差来确定针对飞行器的作动***的操纵变量；并且经由设备的控制输出端输出说明操纵变量的控制信号。

作动***例如可以是尾翼和用于运行尾翼的致动器。在此，致动器可以是没有所属的调节***的用于产生调整力或调整力矩的***。替选地，致动器可以具有调节、尤其是伺服调节。尾翼可以包括固定不动的、即相对于飞行器不能运动的部分(安定面)和能运动的调整面，调整面根据其相对于固定不动的部分的位置对飞行器施加所期望的控制作用。致动器在此可以是旋转式的电磁致动器，即例如是电动马达，其使调整面相对于尾翼的固定不动的部分旋转。尾翼可以是升降尾翼、方向尾翼或副翼。替选地，作动***例如可以是用于控制飞行器升降的襟翼、用于对飞行器进行纵向控制的扰流板、或用于对飞行器进行横向控制的侧向力控制部。针对作动***的其他示例包括飞行器的喷管和螺旋桨。

在本公开内容的意义中，飞行器的加速度是飞行器本身的加速度，并且因此例如不是布置在飞行器中的单个致动器的调整加速度。尤其地，飞行器的加速度可以排除能相对于飞行器运动地布置在飞行器上的元件的加速度，例如尾翼的包含相对于飞行器的加速度的调整面。

例如，飞行器的加速度可以是飞行器重心处的加速度，或者可以是尾翼(安定板)、机翼或机身的固定不动的部分处的加速度。例如，飞行器的加速度可以是在调整面、尤其是受致动器控制的那个调整面附近的某一点处的加速度。尤其地，飞行器的加速度也可以是致动器本身的相对于飞行器结构不能运动的部分处的、例如壳体、底板、控制电子器件的电路板或致动器的其他不能运动的部分处的加速度。在这样的实施方案中，***集成度可以被简化，并且能够由***部件制造商实现独立生产。

尤其地，飞行器的加速度可以是飞行器本身相对于惯性***或全球坐标系的加速度。飞行器的加速度可以包含地球引力场的影响和/或对其的补偿。飞行器的加速度可以是平移加速度、转动加速度或包含平移和旋转分量的加速度。

因此，利用飞行器在该点处的实际加速度提供了被控变量，该被控变量不仅依赖于作动***的调整摆幅(即例如尾翼的调整面的位置或使调整面运动的致动器的旋转或平移的位置)，而且已经包含了另外的外部影响，尤其是阵风和/或不同的飞行状态变量的影响，如飞行速度、流动角和转动速率，这些外部影响都在空气动力学的力产生中占有份额。由此可以使在内部的、更动态的调节环路中抑制干扰性影响(阵风)成为可能。可以提供相对于飞行器的特殊的空气动力学的或气动力弹性的特性不敏感的调节(稳固性)。此外，可以使更简单且更标准化的飞行调节的结构和更灵活且更精确的航线引导成为可能。

设备可以形成有第三输入接口，第三输入接口被设立成接收说明作动***被控变量的第三输入数据。在此，设备被设立成在考虑到参考变量和被控变量的情况下确定作动***参考变量，并在考虑到作动***参考变量和作动***被控变量的情况下确定操纵变量。

作动***参考变量可以是作动***的目标操纵速度，并且作动***被控变量可以是作动***的实际操纵速度。例如，作动***参考变量和作动***被控变量可以是作动***的致动器的、例如使尾翼的调整面运动的致动器的目标转动速度(目标转速率)和实际转动速度。在此，操纵变量可以是引起致动器运动的变量，在电磁致动器的情况下尤其是致动器电流。

替选地，在考虑到作动***参考变量和作动***被控变量的情况下，可以为作动***的致动器确定致动器参考变量，例如目标致动器电流。在考虑到致动器参考变量和致动器被控变量、例如实际致动器电流的情况下，可以确定操纵变量，其尤其可以是致动器电压，例如直流电马达的端子电压或在电子换向马达的磁场定向调节情况中的横向电压分量。该设备可以具有相应的输入接口用于接收致动器被控变量。致动器调节或伺服调节可以具有另外的调节结构，尤其是在本身已知的操纵速度调节之下。

一般来说，确定操纵变量、必要时是在下级的调节结构中的下级的操纵变量，在考虑到被预给定(即被用作参考变量)的变量和被反馈(即被用作被控变量)的变量的情况下，包括根据调节技术的理解来确定操纵变量。尤其地，可以形成级联结构，在其中，作为参考变量与被控变量(该被控变量必要时可以作为由多个被控变量组合而成的被控变量来确定)之间的差的调节偏差与比例系数相乘，以便确定操纵变量。替选或附加地，可以设置并行反馈，在其中，一个或多个被控变量以各自的匹配性、例如增益和/或积分地进行反馈，并借助与参考变量相加或相减的方式进行抵消，该参考变量借助预滤波器根据所反馈的被控变量已经被修改，尤其是用于补偿参考变量与一个或多个被控变量之间的静态误差。

设备可以被设立成用于实施以下一个、多个或全部运算用于确定操纵变量：借助将目标加速度(参考变量)与实际加速度(被控变量)之间的差乘以第一比例系数来确定(目标)操纵速度(操纵变量或作动***参考变量)；借助将目标操纵速度(作动***参考变量)与实际操纵速度(作动***被控变量)之间的差乘以第二比例系数来确定(目标)致动器电流(操纵变量或致动器参考变量)；并且借助将目标致动器电流(致动器参考变量)与实际致动器电流(致动器被控变量)之间的差乘以第三比例系数来确定(目标)致动器电压(操纵变量)。

致动器电压可以是调节的操纵变量。致动器电压可以根据操纵变量来调整，并且由此可以基于***的物理的和物理学的***已知条件、尤其是与***，即飞行器配套的作动***的物理和物理学的***已知条件导致作动***对此做出反应，尤其是作动***的运动和作动***的定位占据。

替选地，致动器电流可以是调节的操纵变量。在这种情况下，可以给致动器预给定与操纵变量相应的目标致动器电流，其中，不进行实际致动器电流的反馈。在此，致动器可以被设立成将预给定电流转换成相应的电压，以便实现预给定电流。在此，致动器可以具有内部调节，其例如将电流作为参考变量和被控变量使用，并将电压作为操纵变量使用。尤其可以设置的是，当致动器实现具有足够动态的预给定电流量时，致动器电流是调节的操纵变量，从而根据相关的应用、尤其是飞行器类型，能够实现对作动***的足够动态的调节，而无需通过设备进行电流调节。

设备可以被设立成用于在不考虑作动***的调整加速度情况下的运行，尤其是在不考虑致动器的调整加速度情况下的运行，例如在不考虑用于使尾翼的调整面运动的旋转式的电磁致动器的旋转或转动加速度情况下的运行。尤其地，可以在不考虑调整加速度的情况下进行对操纵变量的确定。调整加速度与调整力矩、尤其是致动器的驱动力矩成正比，而飞行器在该点处的加速度可以与作动***的操纵定位成正比。例如，在尾翼的不能运动的部分处的、即在安定面处的局部加速度可以与调整面角度和由其产生的升力成正比。尤其地，在受调节的***之内，在调整加速度与飞行器的加速度之间可能存在两个积分级。通过反馈飞行器的加速度，即利用飞行器的加速度作为被控变量，可以使以类似于在反馈操纵定位、例如调整面角度的方式影响***动力学成为可能。

设备可以被设立成在不考虑作动***的实际操纵定位的情况下并且在不确定作动***的目标操纵定位的情况下来确定操纵变量。在此，作动***的操纵定位尤其可以是致动器操纵定位，例如是用于使尾翼的调整面运动的致动器的旋转定位或平移定位，或者是尾翼的调整面的与该旋转定位或平移定位相应的位置。

替选地可以设置的是，设备被设立成在不确定作动***的目标操纵定位的情况下确定操变量，但要考虑到作动***的实际操纵定位。

例如，实际操纵定位可以在作动***的运动空间的边界范围内加以考虑。在此，当检查得出操纵变量将导致调整运动超出作动***的预给定的运动空间而使得调整运动在运动空间的边界处结束时，则可以修改操纵变量。以该方式，尤其可以提供一种调整运动，该调整运动相当于在达到限位开关时关断的功能。此外，在该情况下，可以在不考虑作动***的实际操纵定位的情况下并且在不确定作动***的目标操纵定位的情况下确定操纵变量。

替选或附加地，实际操纵定位可以被反馈，例如以便观察驱动系中的非稳态的空气动力学的或弹性的和滞后的状态，以便使进一步提升调节的动态成为可能，其中，操纵变量的确定在不确定作动***的目标操纵定位的情况下进行。

设备可以具有另外的输入接口，该另外的输入接口被设立成接收说明另外的被控变量的另外的输入数据。在此，该另外的被控变量可以说明飞行器在另一点处的实际加速度，并且设备可以被设立成在考虑到另外的被控变量的情况下调整所述被控变量，并随后在考虑参考变量和所述被控变量的情况下确定操纵变量。借助另外的被控变量对所述被控变量进行调整例如可以包括将另外的被控变量加入所述被控变量中。可以接收附加的被控变量并相应地被用于调整所述被控变量。

以此可以使基于说明了飞行器上没有进行加速度测量的某一点处的加速度的被控变量来确定操纵变量成为可能，其中，该加速度由飞行器的至少另外两个进行了加速度测量的点处的加速度确定。以此可以在与飞行器的所述点和所述另外的点不同的测量点处提供虚拟的加速度测量。尤其可以使利用飞行器不同点处的有限数量的加速度传感器来确定飞行器的不同点处的加速度和/或在不同自由度中的加速度成为可能，这些加速度传感器可能已经至少部分地为了其他目的布置在飞行器上或飞行器中。这些加速度可以针对调节和控制用于飞行器不同自由度的作动***，例如升降尾翼、方向舵和副翼地被用作多个与各自的作动***相配属的根据本公开内容的设备中的被控变量。对于被认为是刚性的飞行器来说，可以设置在至少三个不同点处和在至少三个不同方向上的六个加速度测量，以便确定飞行器的任意点处的加速度。

一般来说，利用被控变量所说明的加速度可以从多次测量来确定。在此，对加速度的各次测量可能确定出不同的测量变量，以便根据被控变量来推断出加速度。例如，滚转加速度，尤其是绕飞行器重心的滚转加速度，可以从翼面的两次竖直运动中确定，其中，竖直运动借助相应的传感器测量。

设备的部件可以作为独立的设备提供。替选地，设备的单个或所有部件可以作为物理部件的虚拟部件来提供。设备的构造为独立物理设备的部件可以整体安装，或也可以彼此分开地构成。

参考变量可以在上游调节过程中确定，尤其是在飞行调节设备中确定。在此，上游调节过程可以以明显低于下游作动***调节(伺服调节)的时钟速率工作。

参照该设施，飞行调节设备可以被设立成在考虑到从飞行器的目标轨迹直接以运动学方式确定的控制变量的情况下计算出参考变量。

可以设置的是，依赖于飞行器的实际飞行状态和飞行器的目标飞行状态，尤其是从实际飞行状态与目标飞行状态之间的偏差或差来计算参考变量。优选地，参考变量可以附加地包含预控制，该预控制直接从目标飞行状态并与实际飞行状态无关地被计算出。

飞行状态可以通过一个或多个物理学的变量或该变量的测量值给定，这些物理学的变量或测量值完全或部分地表征了飞行器的动态行为，或允许确定这些具有表征性的变量(例如借助于观察器)。尤其地，飞行状态还可以包括在调节技术方面被称为输出变量的变量。

例如，针对用于描述飞行状态的物理学的变量可以以时间曲线或恒定值的形式给定目标飞行状态。替选或附加地，可以以飞行器的目标轨迹的形式给定目标飞行状态。在该情况下，通过如下方式可以以特别简单的方式能够实现对包含在参考变量中的预控制进行确定，即，借助已知的运动学关系从目标轨迹中获知飞行器某个部位处的加速度。

例如，飞行器的目标轨迹可以是描述飞行器重心在相应于飞行高度的平面内或三维空间内的期望的定位走向。它附加地可以包含定位的关于时间的配属关系，即描述在四维空间中的线。此外，目标轨迹可以描述飞行器姿态的所期望的时间上的或空间上的相关性，该相关性例如可以通过一个或多个角度、转动矩阵或四元数来表示。目标轨迹可以涉及任意的、优选是至少近似的惯性坐标系。例如，坐标系可以是相对地球固定的坐标系，或者也可以是随着在飞行器周围的空气团一起运动的坐标系。这些角度可以是绝对角度，或者也可以是与飞行轨迹的方向有关的角度。

作动***可以形成有致动器，致动器可以使飞行器的尾翼的调整面运动。尾翼可以包括固定不动的、即相对于飞行器不能运动的部分(安定面)和能运动的调整面，能运动的调整面根据其相对于固定不动的部分的位置来对飞行器施加期望的控制作用。在此，致动器可以是旋转式或平移式的电磁致动器，即例如是电动马达，其使调整面相对于尾翼的固定不动的部分旋转。替选地，可以设置其他类型的致动器，例如尤其是具有一个或多个液压缸的液压式或电液式的致动器。尾翼可以是升降尾翼、方向尾翼或副翼。在旋转的致动器的情况下，对于设备被设立成确定作动***参考变量与作动***被控变量之间的差的设计方案来说，作动***参考变量可以是目标转动速度(转速率)，并且作动***被控变量可以是实际转动速度。

加速度传感器尤其可以布置在尾翼的相对于飞行器不能运动的部分上。因此，该设施被设立成提供基于在作为整体***的飞行器的尾翼上的局部加速度的调节，其中，尾翼的调整面相对于飞行器的加速度，尤其是相对于尾翼的不能运动的部分的加速度，不被检测，并因此不被纳入调节中。尾翼的不能运动的部分例如可以是升降尾翼的或方向尾翼的安定板，或者在副翼、襟翼或扰流板的情况下是翼。尾翼的不能运动的部分也可以是调整面本身的一部分，只要那里所测得的加速度基本上、即对于调节来说有足够的近似性地反映了作为整体***的飞行器的加速度并且由调整运动本身引起的相对加速度只具有次要影响。例如，这可以是在舵面铰链轴线上或附近的加速度测量或致动器的装入部位。尤其地，这可以被设置用于摆式舵，在摆式舵中，安定板与翻板之间没有分离，而是整个尾翼调设。

替选地，该设施能够以不同类型的作动***形成。例如，作动***可以是飞行器的喷管、飞行器的螺旋桨、襟翼、扰流板、侧向力控制部或飞行器的其他作动***，其中，作动***在任何情况下都能借助该设备进行调节，并被设立成用于在飞行器的至少一个自由度中起到对飞行器的控制作用。

该设施可以形成有另外的加速度传感器，它被布置在飞行器的另外的点上。在此，该设备是具有另外的输入接口的设备，该另外的输入接口被设立成接收说明另外的被控变量的另外的输入数据。另外的加速度传感器被设立成测量另外的点处的局部加速度，并将说明另外的被控变量的另外的输入数据发送给设备的另外的输入接口，该另外的输入数据说明另外的点处的局部加速度。借助加速度传感器和另外的加速度传感器可以在与飞行器的所述点和所述另外的点不同的测量点处提供虚拟的加速度测量。在此，上面参照设备解释的设计方案可以关于虚拟加速度测量相应地来设置。该设施可以包括多个另外的加速度传感器，其中，设备具有相应数量的输入接口，并借助加速度传感器可以提供在一个或多个点处的一个或多个虚拟的加速度测量，这些点分别与布置有加速度传感器的点不同。

该设施可以附加地具有不是加速度传感器的传感器。替选或附加地，加速度传感器以多个传感器形成，这些传感器分别测量不同于加速度的变量，其中，加速度传感器从传感器的变量确定出加速度。例如，加速度传感器能够以至少两个用于检测飞行器翼面上的竖直运动的传感器形成，其中，加速度传感器从借助该至少两个传感器确定的翼面的竖直运动中确定出飞行器的滚转加速度。加速度传感器可以由一个或多个力传感器、压力传感器、应变传感器、运动传感器或定位传感器形成，只要它们的布置和对其测量值的处理被设立成确定飞行器的某个部位处的局部加速度。

该设施可以具有另外的根据公开内容的设备，其中，飞行器具有被设立成在至少一个自由度或至少一个另外的自由度中控制飞行器的另外的作动***、以及被布置在飞行器的附加的点处的附加的加速度传感器。在此，飞行调节设备可以被设立成经由输出接口附加地将说明参考变量的第一输入数据发送给另外的设备。附加的加速度传感器可以被设立成测量飞行器在附加的点处的局部加速度，并将说明附加的被控变量的第二输入数据发送给另外的设备，该第二输入数据说明了附加的点处的局部加速度。此外，另外的作动***可以被设立成从另外的设备的控制输出端接收操纵变量，并实施与该操纵变量相应的调整运动。

在相应的实施方案中可以设置另外的设备和另外的作动***，其中，上述关于作动***的设计方案可以相应地被设置用于另外的作动***。以该方式，可以为飞行器的多个或所有运动自由度提供调节。多个根据本公开内容的设备可以作为物理设备中的虚拟设备来提供。

借助飞行调节设备提供的参考变量可以说明飞行器在多个自由度中的目标加速度。飞行器的自由度例如可以包括在三个空间方向中的定位和三个姿态角度。在弹性飞行器的情况下，自由度也可以包括用于表征变形状态的变量，例如模态的振幅。替选或附加地，飞行器的自由度可以由飞行器在空间中的不同点的定位给定。

作为对根据本公开内容在多个设备中提供相同(尤其是矢量的)参考变量的替选方案而可以设置的是，飞行调节设备为其中每个设备提供各自的参考变量，其中，各自的参考变量说明了飞行器在一个自由度中的目标加速度，该自由度相应于最初、主要或仅仅受到借助与各自设备配属的作动***的影响的自由度。

在具有一个以上的根据本公开内容的设备的设计方案中，可以设置唯一的加速度传感器或多个加速度传感器的唯一***来代替与其中一个设备相配属的各自的加速度传感器，这些加速度传感器确定飞行器在多个自由度中和/或在飞行器的多个点处的加速度，必要时作为虚拟加速度测量来确定，并且为根据本公开内容的设备提供相应的各自的被控变量。一个或多个加速度传感器的测量值可以被提供给根据本公开内容的多个设备。在此，所提供的加速度传感器、参考变量和根据本公开内容的设备的数量不必彼此相一致。然而，在特别有利的实施方式中可以是这种情况，由此可以使不同自由度的去耦以及***动力学的任意的预给定成为可能。

飞行器可以是高柔性的飞行器。在此，例如可以通过如下方式设置完整的状态反馈，即，用分布在飞行器上的定位处的多个加速度传感器测量加速度，或者经由刚性体运动与结构动力学分离，其中，划分成刚性体自由度和弹性模态的振幅，其中，刚性体运动和结构动力学的运动方程被惯性地去耦，但经由外力(空气动力学)给定了耦合。在完全的状态反馈的情况下，可以设置具有反馈局部测量的加速度的最内部的调节环路。在此，尤其是当加速度点的数量与所考虑的自由度的数量相应时，能够实现对所有振型的完全影响。在外部调节环路中可以提供对刚性体运动和结构动力学的单独调节。为此，可以在级联构造中设置对刚性体运动和结构动力学的调节。针对刚性体自由度和模态自由度的加速度的目标值可以被换算为针对局部加速度的目标值，例如借助特征向量和运动学的转化比来进行。外部的调节环路可以涉及广义坐标，而内部的调节环路则涉及局部自由度。***行为可以与描述形式无关，其中，可以使不同自由度***与状态表示之间的转换成为可能。

替选地，针对具有高柔性或高弹性的飞行器的设计方案，可以在作动***上设置局部加速度测量，在尾翼的情况下，尤其是直接在尾翼的不能运动的部分上的调整面处提供，其中，局部加速度仅仅被用于在其上被测量的作动***的调节。调整和测量定位的数量可以适当选择，并与考虑到的自由度的数量相应，以便能够实现即使在该情况下也自由地预给定***动力学。在弹性飞行器的情况下，尾翼的相对于飞行器不能运动的部分与飞行器的其他部分、例如机身的一部分或飞行器的重心之间可能出现相对运动，这由于弹性变形所引起。

一般来说，飞行器可以是任意类型的飞行器，例如是略柔性或略弹性的、中等柔性或中等弹性的或者高柔性或高弹性的飞行器。尤其地，在此，高柔性(弹性)的飞行器可以是借助线性考虑不再能足够准确地描述的飞行器。在柔性飞行器的情况下，飞行器的加速度尤其可以是弹性的飞行器结构在如下点处的加速度，在该点处气动力弹性的振荡形式(振型)具有极值或节点。

用于控制和调节飞行器的作动***的方法可以包括在设备的第三输入接口处接收说明作动***被控变量的第三输入数据，其中，在考虑到参考变量和被控变量的情况下确定被控变量包括：在考虑到参考变量和被控变量的情况下确定作动***参考变量以及在考虑到作动***参考变量和作动***被控变量的情况下确定操纵变量。

上面关于用于调节和控制飞行器的作动***的设备所解释的设计方案可以相应地在该设备和/或该方法方面进行设置，并且反之亦然。尤其地，设备可以被设立成用于与结合设施解释的部件的功能，并且设施可以具有被设立成与设备合作地提供所解释的功能的部件。

根据本公开内容，提供了一种用于调节和控制交通工具的作动***的设备，该设备构造有：被设立成接收说明参考变量的第一输入数据的第一输入接口；被设立成接收说明被控变量的第二输入数据的第二输入接口；以及控制输出端，控制输出端被设立成输出控制信号，控制信号说明了针对交通工具的作动***的操纵变量，该交通工具借助作动***来控制。参考变量说明了在交通工具的某一点处的目标加速度，该交通工具借助作动***进行控制，而被控变量说明了交通工具在该点处的实际加速度。该设备被设立成从参考变量与被控变量之间的差来确定操纵变量，并经由控制输出端输出与操纵变量相应的控制信号。关于用于调节和控制交通工具的作动***的设备方面，可以相应地参照用于调节和控制飞行器的作动***的设备的实施方案来设置。尤其地，根据本公开内容提供了一种用于调节和控制交通工具的作动***的相应的设施，该设施具有包括作动***和加速度传感器的交通工具、具有输出接口的交通工具控制设备、以及用于调节和控制交通工具的作动***的设备。此外，根据本公开内容，提供了一种相应的用于调节和控制交通工具的作动***的方法。尤其地，交通工具可以是航空器，例如飞行器、直升机或飞艇。替选地，交通工具例如可以是水运工具或航天器。

附图说明

在下文中，将参照附图更详细地解释另外的实施例。其中：

图1示出已知的用于调节和控制飞行器的作动***的设施；

图2示出根据本公开内容的用于调节和控制飞行器的作动***的设施；

图3示出飞行器的升降尾翼上的加速度传感器的布置结构；

图4示出用于调节和控制飞行器的作动***的另外的设施；

图5示出针对飞行器的基于加速度的滚转姿态调节的构思的示意图；

图6示出针对机械***的基于加速度的调节的构思的示意图；

图7示出针对弹性飞行器的基于加速度的调节的构思的示意图；

图8A-8E示出针对已知的和根据本公开内容的对飞行器的作动***调节的总***动力学；

图9示出针对在先公知的和根据本公开内容的对飞行器的作动***调节的实施方式的波德图；

图10示出柔性飞行器上的布置结构的示意图；并且

图11示出柔性飞行器上的替选的布置结构的示意图。

具体实施方式

图1示出了用于根据已知的方法对飞行器的作动***进行调节和控制的设施。在此，飞行器的作为自动的控制***的飞行调节设备1(其也可以被称为飞行控制***)接收用于描述飞行器的运动状态的测量变量2。根据飞行器的运动状态，飞行调节设备1确定用于调节作动***4的参考变量3。作动***4在此构造有作动机构4a和力产生器4b，其中，作动***可以包括另外的部件。力产生器4b尤其可以是尾翼的调整面，并且必要时也可以是作动机构的参与力产生的固定不动的部件。替选地，力产生器4b例如可以是喷管或螺旋桨。作动机构4a被用于影响力产生器4b，使得将期望的力作用到受调节的***、即飞行器上。在作动***4是尾翼的设计方案中，作动机构4a可以是伺服马达，伺服马达将作为力产生器4b或力产生器的一部分的尾翼的调整面相对于尾翼的不能运动的部分进行枢转。在替选的设计方案中，作动机构4a例如可以是被用作力产生器4a的喷管的阀或螺旋桨的驱动马达。

参考变量3说明了作动***4的作动机构4a的目标操纵定位，即例如伺服马达的(相应于调整面位置)的旋转位置、喷管的阀的开启状态或螺旋桨的驱动马达的从中得到螺旋桨转速的驱动位置或伺服马达的用于叶片角度调设的驱动位置。

设施的调节设备5经由相应的输入接口接收参考变量3。调节设备还经由相应的另外的输入接口接收被控变量6，该被控变量说明了作动***的实际上的操纵定位。调节设备确定了作为在根据参考变量3的操纵定位的目标值与根据被控变量6的操纵定位的实际值之间的差的调节偏差。在调节设备5中，通过与比例系数相乘，从该调节偏差确定了作动***参考变量，将该作动***参考变量与作动***被控变量7进行比较，以便确定作动***的操纵变量8。例如，操纵变量8可以是致动器电压或致动器电流。

基于操纵变量8，作动机构4a促成力产生器4b的位置。由此导致对机械***10即飞行器进行力和/或转矩作用9。虽然在图1和图2中作为机械***10的飞行器与其余部件分开地示出，但是作动***4以及在有利的设计方案中还有飞行调节设备1以及调节设备5形成飞行器的一部分。

除了所期望的力和/或转矩作用9之外，作用到飞行器的机械***10上的还有由外部影响造成的干扰力和/或干扰力矩11，例如形式尤其为阵风的风作用。从图1的图示中可以看出，只有当考虑到包含干扰力和/或干扰力矩11的影响的测量变量2时，作用到飞行器上的干扰力和/或干扰力矩11才可以通过飞行调节设备1进行补偿。因此，这种考虑仅在飞行调节的范围内进行，该飞行调节与作动***调节(伺服调节)相比通常是缓慢的。

图2现在示出了根据本公开内容的用于调节和控制飞行器的作动***的设施。与根据图1的设施相比，根据本公开内容，设置有用于调节和控制作动***4的设备12，该设备被设立成在第一输入接口处接收参考变量13，该参考变量说明在飞行器的某一点处的目标加速度。为此，飞行调节设备1被设立成从测量变量2中确定说明目标加速度的参考变量13，并将其发送给设备12。在第二输入接口处，设备12接收被控变量14，该被控变量说明在飞行器的该点处的实际加速度。

尤其地，飞行器的加速度可以是作动***4处的局部加速度。图3示例性地示出了加速度传感器15在飞行器的升降尾翼16的不能运动的部分上的布置情况。在此，升降尾翼16是飞行器的作动***4，在其中，通过借助作为作动机构4a的伺服马达使尾翼的作为力产生器4a的调整面运动来促使力作用到飞行器上，该力作用导致俯仰并因此使飞行器爬升或下降。

替选地，加速度可以是在飞行器其他点处的、例如在飞行器的重心处的加速度。加速度可以直接利用加速度传感器测量，或者也可以由一个或多个测量值确定，这些测量值可以是一个或多个其他点处的加速度，或者也可以是不同于加速度的变量，例如是机翼的竖直运动(定位的变化)。

调节设备12确定了作为在根据参考变量13的加速度的目标值与根据被控变量14的加速度的实际值之间的差的调节偏差。在调节设备12中，通过与比例系数相乘，从调节偏差中确定作动***参考变量，将该作动***参考变量与作动***被控变量7相比较，以便确定作动***的操纵变量8。基于操纵变量8，作动机构4a促成力产生器4b的位置，这导致对机械***10即飞行器的力作用9。

在替选的设计方案中，代替这种级联结构地可以设置如下并行反馈，在其中，被控变量7和14被反馈并在此时分别被修改，尤其是与增益系数相乘和/或求积分。在此，参考变量13借助预滤波器根据被控变量7和14被修改，并随后借助将被控变量7、14和参考变量13相加来确定操纵变量8。

如从图2中可以看出，被控变量14是机械***10即飞行器的变量。干扰力和/或干扰力矩11影响飞行器的加速度，从而用被控变量14说明的飞行器的加速度已经至少部分地包含了这些影响。因此，在图2中所示的调节构思中，与图1中图示出的已知构思相比，对对作用到飞行器上的干扰力和/或干扰力矩11的考虑已经在对飞行器的作动***4的调节中实现。

操纵变量8尤其可以是致动器电压或致动器电流。例如，作动***参考变量可以是作动机构4a(即尤其是致动器)的操纵速度的目标值。在这种情况下，作动***被控变量7可以是作动机构4a的实际操纵速度。在示例性的设计方案中，由作动***参考变量与作动***被控变量之间的差来确定致动器电流的目标值。致动器电流的目标值可以是操纵变量8。替选地，可以设置另外的内部调节环路，在其中，在使用致动器电流的目标值的情况下确定操纵变量8。

图4示出了这种用于调节和控制飞行器作动***的设施的设计方案，其中，提供了另外的内部调节环路。在此示例性地示出利用升降尾翼的旋转的电磁致动器进行的俯仰调节。与已知的具有反馈的调整面摆幅n的调节相比，反馈了升降尾翼处的局部加速度b_zH，并在作动***调节17之内确定相对预给定的加速度b_zH,c的调节偏差。在使用系数K_bzH的情况下从该调节偏差确定了成正比的操纵速度指令

该操纵速度指令由内部速度调节环路进行设定。指令化的通过电流I_c(致动器参考变量)在此相对速度误差

即操纵速度指令

(作动***参考变量)与作为作动***被控变量的实际操纵速度

之间的差成正比(系数

)。最后，马达的端子电压U形成操纵变量。该操纵变量与电流调节级联的调节误差I_c-I成正比(系数K_I)地设定。在此，实际电流I是致动器被控变量。

在致动器内部的物理学的过程范围内，根据作为直流分流机的建模，端子电压引起了在马达绕组中的通过电流的变化，该变化与其电感量L成反比。然而，在此必须考虑到由于绕组电阻R造成的电压降ΔU_res＝R·I以及与马达常数K_e成正比的转动运动所感应出的反电压

它们降低了端子电压。通过电流I通过对电流变化的积分来得到，并促成了与马达常数K_t成正比的驱动力矩M_act。

关于对作动***的物理学的作用方面，除了驱动力矩M_act外，空气动力学的舵面铰链力矩M_aero也作用到调整面上，该空气动力学的舵面铰链力矩包括以系数C_n，aero与摆幅n成正比的分量和进行阻尼(系数

)的分量。此外，空气动力学的舵面铰链力矩M_aero受到气流方向的影响(系数C_α，aero)。由此得到的总力矩导致与旋转惯量的倒数1/J成正比缩放的调整加速度

在图4的右部分中，以简化方式示出了飞行器俯仰运动18的动力学。俯仰加速度

以逆反的俯仰惯性1/l_yy与俯仰力矩成正比，该俯仰力矩通过利用动压

翼面积S和翼深I_μ进行的非归一化由俯仰力矩系数得出。该俯仰力矩系数基本上包含了升降舵(C_mn·n)、俯仰率

和攻角(C_mα·α)的影响。攻角α在此除了纵向姿态θ的分量外还由轨迹运动19的影响γ来确定，此外，攻角还包含形式为风攻角α_W的干扰影响(阵风)的大部分。在升降尾翼处的局部加速度b_zH由俯仰加速度

乘以杠杆臂r_H以及由飞行器重心的竖直加速度b_z得出。

根据本公开内容，即例如由图4可见，操纵定位不考虑作为被控变量。力测量或力矩测量也不用作被控变量。此外，被控变量不在致动器的传动系或调整面上测得，而是在图4的实施方案中在与调整面相配属的尾翼(其相对于飞行器是不能运动的安定面)上测得。不进行对致动器的(转动)加速度

的测量，该加速度已经与调整力矩(致动器的驱动力矩，M_act)成正比。相反，正如在图4中可以看出，在安定面处的局部加速度表现出与调整面角度和由其产生的升力成正比、即与通过对致动器的加速度

进行两次积分级分开的变量成正比。局部加速度是输出变量，该输出变量在很大程度上依赖于作为***状态的调整面角度n，并因此通过将反馈调整面角度来使***动力学可以以类似的方式受到影响。根据图4中所示的实施方案，应当维持传统的伺服调节的速度调节环路(图4中的中间级联)，从而一如既往地反馈了与***阶次相应的数量的线性独立的输出变量。因此可以使任意设计***动力学成为可能。在此，将舵角动力学尽可能“严格”设计是期望的。尤其地，可以不致力于减少致动器载荷或调整耗费，而是可以设置的是，使调整面尽可能快地运动到补偿了阵风对相应尾翼的影响的那个定位中。该定位通常与自由舵在调整力矩保持恒定的情况中被吹到的平衡姿态不同。

与调节舵面铰链力矩相比，局部加速调节可以得到优势。局部加速度测量(与调整面角度或舵面铰链力矩不同)直接连带检测了经由附加的攻角α_W的由阵风引起的附加升浮。在弹性飞行器中，局部加速度直接反映了结构动力学的振荡状态。加速度反馈到在同一方位作用的调整面的操纵速度相应于虚拟的阻尼(类似于所谓的ILAF原理)。因此，它可以尤其适用于对高弹性配置的主动稳定化。此外，局部加速度包含了不同飞行状态变量(θ、γ、q，参见图4)的影响，这些飞行状态变量可以通过调节一起被补偿。与经由K_bz,H的高动态的反馈分路相比，这些影响可以变得不重要，从而相对于不断变化的空气动力学的特性可以得到显著更大的稳固性。局部加速度可以在直接的、纯粹的运动学关系中从计划的航线轨迹和飞行姿态轨迹中得出。因此可以使推断出与特定的飞行器的特性无关的简单的预控制规程成为可能。因此，局部加速度调节(其相当于伺服调节的传统的定位调节环路)的高动态性不仅可以用于干扰抑制，还可以用于引导行为。因此可以使显著更灵活的航线引导成为可能。

致动器的调节(伺服调节)和飞行状态的调节(飞行调节)习惯上是相互分开的研究学科，其在不同的专家圈内处理。在习惯上属于伺服调节的部分的内部调节环路中进行在飞行器结构上测得的局部加速度的反馈，在这两个领域之间建立了桥梁。这需要对整个调节路径进行全面的观察，该调节路径将飞行器和它的调整环节看作单元。通过使用局部加速度作为预给定变量，使得飞行动力学的部分可以被纳入伺服调节的调节路径中。可以使简化飞行调节的调节路径并且减少对特殊飞行特性的依赖性成为可能，从而使传统的飞行调节结构不再适用。

根据图4，在局部加速度b_zH以及调整面摆幅n处画出作动***调节17的边界。其他表现形式也是可能的，其中，对子***的限定、尤其是边界是以不同的方式明确的(例如参见图5)，而由此不导致根据本公开内容的调节原理的改变。

图5、图6和图7中使用的符号表示以下变量：

标量：

C_lβ: 滑动滚转力矩

C_lξ： 副翼有效性

C_lP: 滚转阻尼

I: 致动器电流

l_yy： 飞行器的滚转惯性矩

J： 致动器的惯性矩

K_t： 致动器的转矩常数

K…: 调节环路的调节增益

S： 翼面积

V_A： 飞行速度

动压

b: 半跨度

p: 滚转率

β： 滑动角

β_w: 风滑角

ω： 致动器的角速度

ξ： 副翼摆幅

向量：

η： 模态振幅(结构动力学的自由度)

R： 到局部加速度测量点的方位向量

q： 广义坐标

u： 操纵变量

x： 刚性体自由度

z： 干扰变量

矩阵和张量：

对结构动力学自由度的广义力的调整影响

对刚性体自由度的广义力的调整影响

对广义力的调整影响

广义的刚度矩阵

广义的阻尼矩阵

对结构动力学自由度的广义力的干扰影响

对刚性体自由度的广义力的干扰影响

对广义力的干扰影响

因结构变形引起的空气动力学的力对刚性体运动的影响

调节环路的增益矩阵

广义的刚性体自由度与局部加速度测量点的定位之间的运动学的转化比

M： 广义的惯性矩阵

因结构变形引起的空气动力学的力对结构动力学的影响

与刚性体运动相关的空气动力学的力对结构动力学的影响

Δ： 结构动力学的振型(特征矢量)。

广义的结构阻尼系数

广义的刚度矩阵

模态质量矩阵

下标：

c： 指令变量、预给定值、目标值

在传统的飞行调节中，指令相应于空气动力学的调整面的定位(角度)。致动器的高动态的(严格的)定位调节确保的是，使得实际上的调整面定位精确地遵循调整指令。调节结构相应于级联调节，其具有内部调节环路，即致动器调节(ACL)、和外部调节环路，即飞行调节(FCL)。进行对姿态角度、转速率和速度的反馈。加速度测量通常只用于观察或用作可测量性差的状态的替代。

基于舵面铰链力矩的飞行调节也是已知的。FCL的指令相应于针对致动器的转矩预给定，也就是说直接的预给定电流。在平衡状态中，转矩预给定相应于空气动力学的舵面铰链力矩。该构思类似于在人工控制时飞行员的力定向的控制行为。这样的调节应当为飞行平稳性和降低载荷提供优势，这是因为控制面由于阵风的铰链力矩改变而出现偏差。由此应当减少致动器负荷，并避免在冗余的致动器的情况下发生力争。

在同样在先公知的增量式非线性反演(INDI)中，进行了对***动力学的局部线性化和反演。调整指令的增量式增长被计算出来。该方法基于所测得的和指令化的(旋转)加速度，并减少了针对提高稳固性的(空气动力学的)模型精度和重心位置的影响。调整规程在此基于状态变量的计划的和实际上的变化(因此是导数)之间的比较，这些状态变量基于旋转和平移的加速度测量来计算或观察。与根据本公开内容的构思所不同的是，在此，将这种操纵变量变化直接使用在伺服调节的内部级联中或将INDI方法扩展到致动器动力学中是未知的。在所建议的方法中，将致动器电流用作预给定变量，并推断出为此修正的调整规程。在此，与根据本公开内容的方法所不同的是，致动器电流对舵面铰链力矩的准静态依赖性被用作基础，从而使得作动***本身的动力学仍然不受调节。

为了主动颤振调节并减少载荷已知的是，反馈加速度测量或模态自由度。在此，指令相应于调整面定位。替选地，还通过振动式致动器来施加附加力。这通常不在调节的意义下发生，而是有针对性地为了补偿个别共振频率而发生。

在已知的***中，飞行调节器的动力学(带宽)决定性地确定了航线和姿态保持的精度(干扰抑制)、飞行平稳性(干扰抑制)和航线引导的灵活性(引导行为)。最大的可用带宽受到独立设计的致动器调节(内部调节环路)的动力学限制，以及必要时还受到致动器与调整面之间的机械传输路径的动力学、弹性飞行器的结构动力学和不稳定的空气动力学的限制。为了进行最优的FCL设计，需要精确的空气动力学模型。这是耗费的并且可能缺乏稳固性。内部调节环路、至少是姿态调节，必须为每个飞行器类型进行单独设计。需要精确的气动力弹性模型，以便排除结构动力学的激励。襟翼摆幅η_k对竖直的载荷倍数(即载荷加速度)n_z的直接影响使阵风载荷调节的设计变得困难。在没有设置与耗费的攻角测量同时进行的预控制的情况下，减少潜力是有限的。

图5示出了用于对飞行器的基于加速度的滚转姿态调节的构思的示意图。与已知***相比，致动器的定位调节被加速度测量的反馈所取代，加速度测量检测了调整面的空气动力学的力作用(例如，调整面上的局部加速度或飞行器的转动加速度)。在此，致动器调节与飞行调节之间的传统划分被改变。FCL与致动器调节之间的界面向内滑动了一个级联。致动器摆幅的状态反馈由与之成正比的加速度的输出反馈所取代，该成正比的加速度附加地包含干扰影响(阵风)。然后，FCL的指令相应于空气动力学的调整面的调整率(角速度)。只有为了考虑调整限制的情况下才需要测量调整面定位。

在飞行器，即FCL的调节路径中，滚转力矩系数C_l以C_lξ与副翼摆幅ξ成正比，该副翼摆幅在已知***中是操纵变量。滚转力矩系数C_l以C_lβ与滑动角β成正比，滑动角对于纯滚转调节来说被视为干扰变量并且尤其包含风影响β_w。滚转力矩系数C_l以C_lp与无量纲的滚转率p*＝p·b/V_A成正比。滚转力矩由系数C_l乘以参考变量(

S、b)得出，滚转加速度为此与逆反的滚转惯性(1/l_yy)成正比。滚转率p和滚转角Φ由滚转加速度的积分得出。所已知的飞行调节包括将状态“滚转率(p)”和“悬垂角(Φ)”完整反馈。在此，构造以级联调节的形式实现，其中，外部调节环路包括具有参考变量“滚转指令(Φ_c)”和操纵变量“滚转率指令(p_c)”的滚转姿态，该滚转率指令以增益K_Φ与调节误差Φ_c-Φ成正比。于是，内部调节环路涉及具有参考变量“滚转率指令(p_c)”和操纵变量“副翼指令(ξc)”的滚转率，该副翼指令以增益率K_p与调节误差p_c-p成正比。

在致动器，即ACL的调节路径中，在忽略电的时间常数的情况下，实际上的通过电流I与电流指令I_c相应。转矩以转矩常数K_t与通过电流成正比。另外的力矩贡献(摩擦、空气动力学的舵面铰链力矩等)被忽略。从动部的角加速度(ω)由转矩/惯性力矩(J)的角动量守恒得出。操纵速度(ω)和从动部角度(其相应于副翼摆幅ξ)通过对转动加速度的积分得到。然后，所已知的致动器调节包括对“操纵速度(ω)”和“操纵定位(ξ)”的状态的完整反馈。在此，构造以级联调节的形式实现，其中，外部调节环路包括具有参考变量“副翼指令(ξ_c)和操纵变量“调整率指令(ω_c)”，该调整率指令以增益K_ξ与调节误差ξ_c-ξ成正比。于是，内部调节环路涉及具有参考变量“调整率指令(ω_c)”和操纵变量“电流指令(I_c)”的操纵速度，该电流指令以增益K_ω与调节误差ω_c-ω成正比。

相比之下，图5示出受加速度调节的构思，其具有飞行器的调节路径20、致动器21和致动器的调节路径22。所测得的滚转加速度

被反馈，而不是与之成正比的副翼摆幅(ξ)被反馈。FCL的指令ω_c相应于调整率ξ。除了调整面定位ξ，根据本公开内容的反馈还直接检测由于β或β_w引起的干扰影响。因此，与已知的飞行调节相比，干扰已经被进一步向内补偿了一个调节环路。在对该加速度调节环路(

反馈)的高动态设计中，可以实现相当好的干扰抑制。姿态调节环路(FCL的传统“内环路”)的预给定值直接相应于速率加速度(被控变量的二次导数)。在加速度调节的高动态设计中，飞行器直接按照预给定的速率加速度

进行。这得到了简单的、与飞行器特殊的参数无关的线性行为。姿态调节的设计可以标准化并与飞行器类型和飞行条件无关地进行。在高动态设计中，经由

的加速度反馈变得比其余的空气动力学的影响(经由C_lβ和C_lp)更重要，因此，减少了空气动力学参数(除了C_lξ)对调节环路的影响。因此，对于FCL的设计来说可以取消精确的空气动力学模型。只有舵有效性C_lZi和动压仍然重要。避免使调整指令直接影响加速度测量简化了设计并提高了基于调节的阵风载荷减少的潜力。

对于刚性飞行器，该原理能被转移到俯仰自由度(测量变量：俯仰加速度，主要的操纵变量：升降舵)、偏航自由度(测量变量：偏航加速度，主要操纵变量：方向舵)、升浮自由度(测量变量：竖直加速度n_z，主要操纵变量：襟翼)、纵向自由度(测量变量：纵向加速度n_x，主要操纵变量：扰流板)以及横向自由度(仅在侧向力控制的情况下)。理想情况下，加速度分量不仅反馈给主要操纵变量，而且还反馈给所有影响各自的自由度的操纵变量，例如，经由副翼滚转力矩、方向舵偏航力矩、升降舵升浮或襟翼俯仰力矩。通过适当选择增益矩阵，使得自由度可以被完全去耦。对其加速度被测量的描述性自由度的选择是任意的。示例性地提到相对飞行器固定的坐标中的重心的旋转和平移。同样能想到的是其他坐标系以及刚性体的其他(必要时多个)参考点，例如两个翼尖的竖直位置而不是滚转角。每种独立的自由度的组合都有可能明确描述该***。这代表了拉格朗日形式论意义上的一套有效的广义坐标(q)。

图6根据用于基于加速度的调节的构思的示意图示出了根据本公开内容的调节构思对一般性机械***的可转移性。该原理能转移到任意的具有n个自由度的机械***23，这些自由度能够在拉格朗日形式论意义上通过广义坐标进行明确描述，机械***通过一个或多个操纵变量管控，这些操纵变量对***23具有直接的力或力矩影响，并且***的操纵变量通过具有至少简单求积分的行为的受调节的致动器24操作(所有机械的致动器)。

在与根据图6的***不同的受操纵定位调节的方法中，操纵变量u_i具有力影响，该力影响可以用广义的力

·u_i来描述。这同样适用于力或力矩干扰z_i，其作用系数为

。广义坐标的加速度

与广义的力Q_i以M_ij ^-1(q)和成正比。广义的速度

和坐标q通过积分来得到。广义的速度

在耗散***中导致非保守的“阻尼力”

保守力与广义坐标q以

(q)成正比。在已知的调节构思中，将由广义坐标(q)和速度

代表的所有状态完整反馈。该构造以级联调节的形式实现，其中，外部的调节环路涉及广义坐标。其参考变量是广义坐标的目标值(q _c)。操纵变量是广义速度的目标值

目标值以增益矩阵

与调节误差q _c-q成正比。内部调节环路涉及到广义速度，其中，参考变量是广义速度的目标值

并且操纵变量是调整指令(u _c)，调整指令以增益矩阵

与调节误差

成正比。

致动器在操纵变量

的指令化的且实际上的变化之间具有任意的传输行为G(s)，但具有至少一个积分级。致动器调节包括(至少是)操纵变量u的反馈，其中，参考变量是***操纵变量的目标值u _c。致动器操纵变量是***调整率的目标值

它以增益

与调节误差u _c-u成正比。

与已知的调节相比，在根据图6的受加速度调节的方法中进行对所测得的广义加速度

的反馈，而不是反馈与之成正比的操纵变量u。调节的指令与调整率

相应。

在图7中图示出了针对弹性飞行器的基于加速度的调节的构思。在此，图7示出了完整状态反馈的一般性情况。弹性飞行器是结合图6解释的根据本公开内容的构思的特例，这是因为它能通拉格朗日形式论来描述。广义坐标的选择原则上是任意的。一种可能性在于分布在飞行器上的加速度传感器被单独定位。在此，所测得的加速度直接与广义的加速度

相应。这需要至少六个传感器用来检测刚性体运动。另外的传感器的数量决定了可以检测到多少种弹性模态。在替选的可能性中将刚性体运动(平均轴)和结构动力学分离。在此，划分成刚性体自由度(x＝[x，y，z，Φ，θ，ψ]^T)和弹性模态的振幅(η＝[η₁，η₂，…，η_n]^T)，从而q＝[x_i，η₁]^T。刚性体运动和结构动力学的运动方程是惯性去耦的，但经由外力(空气动力学)给定了耦合。

调节路径包括刚性体动力学(图7的下部)，其与图6的***类似地构建，相应关系为q＝x，

和

关于结构动力学(图7的上部)，操纵变量u_i具有力影响，该力影响可以通过广义的力

来描述。这同样适用于力或力矩干扰(z_i)，其作用系数为

模态振幅

的二阶导数以逆反的模态质量矩阵μ^-1(ij)与广义力Q_j成正比。结构阻尼引发阻尼力，阻尼力以阻尼系数

与模态振幅变化速度

的变化速度成正比。结构弹性引发弹簧力，弹性力以广义的刚度矩阵

与模态振幅成正比。

通过外力提供结构运动与刚性体运动之间的耦合。在此，外力(空气动力学的力/力矩)依赖于刚性体状态

和x和结构动力学状态

和

外力不仅影响刚性体运动

而且也影响结构动力学

。依赖于刚性体运动的部分力对刚性体运动的影响已经通过

被加以考虑。因结构变形引起的部分力对结构动力学的影响(

和

)(与之所不同地)还没有被包含在

中。对结构动力学的影响经由力与刚性体运动的相关性提供：

外部调节环路涉及广义坐标(q＝[x_i，η_i]^T)，内部调节环路涉及局部自由度(R _f)。***行为依赖于描述形式(不同自由度***/状态表示之间的转换)。

根据图7的构思的特殊情况涉及局部加速度反馈。在此，加速度测量直接在调整面的部位处进行。反馈矩阵

仅在对角线上被占据，也就是说加速度仅影响到进行测量的调整面。只要调整/测量定位的数量等于(所考虑的)自由度的数量(并适当选择，也就是说线性独立；由此导致可控性和可观察性)，***动力学就可以自由地被预给定。而完整的自身结构预给定是不可能的。***保持耦合。假设调整率指令无延迟地实施(忽略致动器动力学)，则加速度向调整率的反馈就等效于速度向操纵定位的反馈。假设由于调整面产生的空气动力学的力无延迟地实现(忽略非稳态的空气动力学)，就产生了与速度成正比的反力。因此，加速度反馈相应于作用在调整面的部位处的虚拟的粘性阻尼器。通过引入局部速度测量的积分部分或反馈，能够类似地体现出虚拟的弹簧元件，从而得到在调整面的部位处对翼面的或多或少的刚性夹紧。阻尼力总是与运动方向相反地起作用，排除了能量输送进而结构动力学的模态的不稳定化。然而，这仅适用于假设合理的情况，即针对所有频率明显低于致动器动力学/非稳态的空气动力学的结构模态。这限制了加速度反馈的所能最大实现的动态。

与之相比，在与调整面局部分开的加速度测量(如驾驶舱内的IMU)的情况下存在激励的风险，这是因为加速度信号只有通过结构动力学才延迟地对调整面上所产生的力做出反应。换句话说，有可能存在振型，其在测量的部位处的振荡波腹具有与力产生的部位(调整面)相反的符号。在该振型的频率范围内因此得到负的、破坏稳定的阻尼力。当测量直接在产生力的部位处进行时，则排除这种情况。

在传统的飞行调节中，带宽的限制由针对结构动力学的频率分离所导致。而在局部加速度反馈的情况下，带宽受到针对非稳态的空气动力学和致动器动力学的频率分离所带来的限制。

受加速度调节的构思的优点可以尤其在于能实现飞行调节的更高的动态并因此更好地抑制干扰、提高飞行平稳性和灵活性，尤其是在高弹性的飞行器的情况下，其中，不需要对结构动力学进行频率分离或对弹性模态进行滤波。可以使所有弹性模态自动阻尼到致动器动力学和尤其是空气动力学以下成为可能，而与飞行器的具体弹性特性无关。对干扰影响(局部阵风)的补偿直接在作用部位处进行，而无需对结构动力学进行激励(类似于鸟，其仅在局部展开羽毛以屈服于阵风)。减少了结构载荷。加速度测量和调节可以被整合到致动器控制部中(智能致动器)。这就能够实现分散的***构建。受加速调节的构思能够实现新颖的冗余构思并允许在调整面故障的情况下简单地适配调节规程。在加速度调节(分散在致动器中)与姿态调节(集中在FCC中)之间足够的频率分离的情况下，姿态调节和所有上级的调节环路可以保持不变，这是因为即使加速度调节的动态降低却仍然是足够快速的。这与以下事实相应：在传统的飞行调节中，用于相同的调整面的冗余的致动器故障通常不需要对FCL进行适配。

图8A至8E示出了该设施的示例性的实施方式的复杂平面内的整体***动力学，其可以由图5中所示的结构转移到俯仰自由度得出。在此，图8B示出了图8A的放大截段，图8C示出了图8B的放大截段，图8D是图8C的放大截段，图8E是图8D的放大截段。图8A至8E的图示基于根据本公开内容的用于升降尾翼的调节的设备。纵向姿态θ和俯仰率q被反馈。所示的是极点位置和零点位置分布，极点位置和零点位置分布针对所示的不同反馈增益的实施方式得出(+形标记)。为了比较，附加地示出了针对在先公知的调节得到的极点位置和零点位置分布，其中，升降尾翼的调整角度通过作动***调节来进行调节(x形标记)。较大示出的x-或+标记表示了当两个反馈增益(针对q和θ)的值假设为零时所得到的极点位置。对于在先公知的调节(x)来说，这种极点分布相应于对于未被调节的飞行器已知的样式，其中，一个复共轭的极点对配属给纵向振荡运动且一个复共轭的极点对配属给攻角振荡。通过在根据本公开内容的实施方式的范围内反馈局部加速度，使得攻角振荡被强烈阻尼并***成两个实极点。而纵向振荡极点由此几乎不受影响。

由线连接的较小示出的标记表示以下极点位置，这些极点位置能够在以恒定比率同时提高针对俯仰率和纵向姿态的反馈增益的情况下得到。星形标记表示以下极点位置，当力求在阻尼度不低于值0.7的情况下调节环路的高带宽时，这些极点位置可以针对有利地选择反馈增益来得到。

图9示出了可以针对反馈增益的分别有利选择的对于在先公知的实施方式25和对于根据本公开内容的根据图8A至8E的实施方式26而言的波特图。所示的是从竖直的风速w_Wg(阵风)到纵向姿态θ的干扰传递函数的频率响应。在作动***调节的动力学以下的频率范围内，根据本公开内容的实施方式26(实线)示出了改善的干扰行为，这是因为在先公知的设施25(虚线)的传递函数具有几乎补偿了与伺服调节的定位调节环路相关联的极点的附加零点位置。该零点位置通过加速度反馈来消除。

图10图示了针对柔性飞行器的示例性的实施方式。在不限制一般性的情况下，图11的图示在此对主翼关于绕纵向轴线的弯曲的柔性、绕横向轴线的扭转以及由此造成的局部竖直运动进行限制。除了刚性体的六个自由度之外，柔性飞行器还具有描述变形状态的另外的自由度。常见的表示形式除了未变形的参考配置27的刚性体自由度之外还包括弹性模态的叠加的振型的振幅，其描述了与参考配置相比而言表征性的变形样式。这种振型示例性地在图10中示出。在此，振型可以具有与参考配置的偏差最大的局部极值点28和与参考配置的偏差为零的节点29。为了对变形自由度的控制和稳定化，柔性飞行器可以具有多个作动***(尾翼)，这些作动***可以由调整面30和必要时的安定板31形成。根据本公开内容的设备可以用于调节飞行器的任意点32处的一个或多个实际加速度。在有利的实施方式中，这例如可以是一个或多个振型的极值点或节点，但是或者也可以是如下点，在这些点处没有任何与调节相关的振型具有节点。尤其地，所使用的加速度的数量可以相应于应通过调节来稳定或影响的固有值的数量。在此，例如，所有加速度例如可以被所提供的设备中的每一个设备接收到。替选地，一个设备只能接收那些能够受该设备调节的作动***的调整影响的加速度。

在图11中示出了针对柔性飞行器的设施的实施方案，其中，在飞行器的位于调整面30附近的点32处使用局部加速度来调节作动***。在此，所有加速度例如可以再次被根据本公开内容的所有设备接收到。替选地，每个设备可以分别仅接收在由该设备调节的作动***附近的加速度。

在以上描述、权利要求书以及附图中公开的特征对于实现不同实施方式而言单独地以及以任意组合的方式都是重要的。

Claims (14)

1.用于调节和控制飞行器的作动***的设备，所述设备具有

-第一输入接口，所述第一输入接口被设立成接收说明参考变量的第一输入数据；

-第二输入接口，所述第二输入接口被设立成接收说明被控变量的第二输入数据；和

-控制输出端，所述控制输出端被设立成输出控制信号，所述控制信号说明了针对飞行器的作动***的操纵变量，借助所述作动***来控制所述飞行器，

其中，

-所述参考变量说明在借助所述作动***来控制的所述飞行器的点处的目标加速度；

-所述被控变量说明所述飞行器在所述点处的实际加速度；并且

-所述设备被设立成在考虑到所述参考变量和所述被控变量的情况下尤其是从所述参考变量与所述被控变量之间的差来确定所述操纵变量，并且经由所述控制输出端输出相当于所述操纵变量的控制信号。

2.根据权利要求1所述的设备，所述设备具有第三输入接口，所述第三输入接口被设立成接收说明作动***被控变量的第三输入数据，其中，所述设备被设立成

-在考虑所述参考变量和所述被控变量的情况下确定作动***参考变量，并且

-在考虑到所述作动***参考变量与所述作动***被控变量的情况下确定所述操纵变量。

3.根据权利要求2所述的设备，其中，所述作动***参考变量是所述作动***的目标操纵速度，并且所述作动***被控变量是所述作动***的实际操纵速度。

4.根据前述权利要求中至少一项所述的设备，其中，所述设备被设立成在不考虑所述作动***的实际操纵定位的情况下且在不确定所述作动***的目标操纵定位的情况下确定所述操纵变量。

5.根据前述权利要求中至少一项所述的设备，所述设备具有另外的输入接口，所述另外的输入接口被设立成接收说明另外的被控变量的另外的输入数据，其中，

-所述另外的被控变量说明所述飞行器在另外的点处的实际加速度；并且

-所述设备被设立成在考虑所述另外的被控变量的情况下调整所述被控变量，并随后在考虑所述参考变量和所述被控变量的情况下确定所述操纵变量。

6.用于调节和控制飞行器的作动***的设施，所述设施具有

-飞行器，所述飞行器具有

-被设立成在至少一个自由度中控制所述飞行器的作动***，和

-布置在所述飞行器的点处的加速度传感器；

-具有输出接口的飞行调节设备；和

-根据前述权利要求中至少一项所述的设备，

其中，

-所述飞行调节设备被设立成从所述飞行器的飞行状态计算出说明了在所述飞行器的所述点处的目标加速度的所述参考变量，并经由所述输出接口将说明所述参考变量的第一输入数据发送给所述设备的第一输入接口；

-所述加速度传感器被设立成测量所述飞行器在所述点处的局部加速度，并将说明被控变量的第二输入数据发送给所述设备的第二输入接口，所述第二输入数据说明了在所述点处的局部加速度；并且

-所述作动***被设立成从所述设备的控制输出端接收操纵变量并实施与所述操纵变量相应的调整运动。

7.根据权利要求6所述的设施，其中，所述飞行调节设备被设立成在考虑到从所述飞行器的目标轨迹直接以运动学方式确定的控制变量的情况下计算出所述参考变量。

8.根据权利要求6或7所述的设施，其中，所述作动***形成有致动器，所述致动器使所述飞行器的尾翼的调整面运动。

9.根据权利要求8所述的设施，其中，所述加速度传感器布置在所述尾翼的相对于所述飞行器不能运动的部分上。

10.根据权利要求6至9中至少一项所述的设施，所述设施具有另外的加速度传感器，所述另外的加速度传感器布置在所述飞行器的另外的点处，其中，

-设备是根据权利要求5所述的设备；并且

-所述另外的加速度传感器被设立成测量在所述另外的点处的局部加速度，并将说明另外的被控变量的另外的输入数据发送给所述设备的另外的输入接口，所述另外的输入数据说明了在所述另外的点处的局部加速度。

11.根据权利要求6至10中至少一项所述的设施，所述设施具有另外的根据权利要求1至5中至少一项所述的设备，其中，所述飞行器具有另外的作动***，所述另外的作动***被设立成在至少一个自由度中或在至少一个另外的自由度中控制所述飞行器，并且飞行器具有被布置在所述飞行器的附加的点处的附加的加速度传感器，

其中，

-所述飞行调节设备被设立成经由输出接口附加地将说明所述参考变量的第一输入数据发送给所述另外的设备；

-所述附加的加速度传感器被设立成测量所述飞行器在所述附加的点处的局部加速度，并将说明附加的被控变量的第二输入数据发送给所述另外的设备，所述第二输入数据说明了在所述附加的点处的局部加速度；并且

-所述另外的作动***被设立成从所述另外的设备的控制输出端接收所述操纵变量并且实施与所述操纵变量相应的调整运动。

12.根据权利要求6至11中至少一项所述的设施，其中，所述飞行器是高柔性的飞行器。

13.用于调节和控制飞行器的作动***的方法，所述方法具有以下步骤：

-提供用于调节和控制所述飞行器的作动***的设备；

-产生说明参考变量的第一输入数据，其中，所述参考变量说明在飞行器的点处的目标加速度，借助所述作动***来控制所述飞行器；

-产生说明被控变量的第二输入数据，其中，所述被控变量说明了所述飞行器在所述点处的实际加速度；

-在所述设备的第一输入接口处接收所述第一输入数据；

-在所述设备的第二输入接口处接收所述第二输入数据；

-在考虑所述参考变量和所述被控变量的情况下尤其是从所述参考变量与所述被控变量之间的差来确定针对所述飞行器的作动***的操纵变量；并且

-经由所述设备的控制输出端输出说明所述操纵变量的控制信号。

14.根据权利要求13所述的方法，所述方法包括在所述设备的第三输入接口处接收说明作动***被控变量的第三输入数据，其中，在考虑到所述参考变量和所述被控变量的情况下确定操纵变量包括在考虑到所述参考变量和所述被控变量的情况下确定作动***参考变量并且在考虑到所述作动***参考变量和所述作动***被控变量的情况下确定操纵变量。

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