DE60308628T2

DE60308628T2 - Verfahren zur Steuerung der Steuerreflektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels

Info

Publication number: DE60308628T2
Application number: DE60308628T
Authority: DE
Inventors: Jeffrey L. Renton Musgrave; Richard D. Issaquah Jones
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2002-12-12
Filing date: 2003-12-02
Publication date: 2007-08-09
Anticipated expiration: 2023-12-03
Also published as: EP1429220A1; US6814330B2; US20040113021A1; EP1429220B2; US7255306B2; EP1429220B1; DE60308628D1; US20050178922A1; DE60308628T3

Description

BEREICH DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen ein Verfahren zur Steuerung der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels und insbesondere ein integriertes Verfahren zur Steuerung der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels einschließlich der aerodynamischen Flächen, von Schubänderungen und einer Düsenausrichtung, um effizient eine erwünschte Änderung in der zeitlichen Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels während verschiedener Flugzustände zu bewirken.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Während eines Fluges wird die Steuerung von aerodynamischen Beförderungsmitteln, wie z.B. einem Flugzeug, prinzipiell über eine Vielzahl von Flugsteuereffektoren bewerkstelligt. Diese Flugsteuereffektoren umfassen aerodynamische Steuerungen, wie z.B. das Seitenruder, die Höhenruder, die Querruder, die Bremsklappen, Triebwerkschubänderungen, eine Düsenausrichtung und dergleichen. Indem die verschiedenen Flugsteuereffektoren verändert werden, kann der Systemzustandsvektor, welcher den aktuellen Zustand des aerodynamischen Beförderungsmittels definiert, verändert werden. Diesbezüglich definiert der Systemzustandsvektor eines aerodynamischen Beförderungsmittels im Flug typischerweise eine Mehrzahl von aktuellen Zuständen des Beförderungsmittels, wie z.B. den Anstellwinkel, den Schiebewinkel, die Fluggeschwindigkeit, die Neigung des Beförderungsmittels und dergleichen.
Rückschauend wurden die Flugsteuereffektoren direkt mit verschiedenen Eingabevorrichtungen, welche von dem Piloten betrieben wurden, verbunden. Zum Beispiel sind die Flugsteuereffektoren über Kabel mit den Schubhebeln und dem Steuerknüppel oder der Steuersäule verbunden gewesen. In letzter Zeit sind die Flugsteuereffektoren durch einen Flugsteuercomputer angetrieben worden, welcher wiederum Eingaben von verschiedenen Eingabevorrichtungen, welche durch den Piloten betrieben werden, aufnimmt. Indem die Eingabevorrichtungen geeignet eingestellt werden, kann ein Pilot daher die zeitliche Änderungsrate des aktuellen Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels kontrollierbar verändern.
Unglücklicherweise können die Flugsteuereffektoren gelegentlich ausfallen, wodurch die Fähigkeit der herkömmlichen Steuersysteme, um die dynamische Stabilität und das Leistungsverhalten des aerodynamischen Beförderungsmittels aufrecht zu erhalten, ungünstig beeinflusst wird. Um Fehlern von einem oder mehreren der Flugsteuereffektoren Rechnung zu tragen, sind Steuereffektorenfehlererfassungs- und Flugsteuerrekonfigurationssysteme entwickelt worden. Diese Systeme entfernen typischerweise die Flugsteuereffektoren, welche von dem Steuersystem als nicht betriebsbereit identifiziert worden sind. Diese Systeme sind daher derart entworfen, dass sie den Fehler von einem oder mehreren Flugsteuereffektoren erfassen und die Steuerlogik, welche mit einem oder mehreren der Flugsteuereffektoren verbunden ist, welche betriebsbereit verbleiben, versuchsweise verändern, um die erwünschte Veränderung bei der zeitlichen Änderungsrate des aktuellen Systemzustandsvektors eines aerodynamischen Beförderungsmittels, welche durch den Piloten angefordert wird, zu erzeugen. Diese Fehlererfassungs- und Flugsteuerreonfigurationssysteme sind höchst komplex. Daher ist der angemessene Betrieb dieser Systeme schwer zu verifizieren. Darüber hinaus führen diese Systeme ein Risiko ein, dass ein Flugsteuereffektor, welcher tatsächlich korrekt arbeitet, fälschlicherweise als fehlerhaft identifiziert wird und anschließend von dem Steuersystem entfernt wird, wodurch möglicherweise und unnötigerweise das Steuersystem weniger effektiv hinterlassen wird.
Darüber hinaus weisen die Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels im Allgemeinen einige Einschränkungen bei ihrem Leistungsverhalten auf. Diesbezüglich ist die angeordnete Änderungsrate bei den meisten Steuereffektoren im Allgemeinen auf einen Bereich beschränkt, welcher durch eine obere und eine untere Grenze festgelegt ist. Beispielsweise ist für ein Flugzeug, wie z.B. ein Flugzeug mit Direktauftrieb, welches eine Düsenausrichtung ermöglicht, die tatsächliche Stellung, welche die Düsen annehmen können, typischerweise mit einer oberen und einer unteren Grenze beschränkt. Unglücklicherweise berücksichtigen herkömmliche Steuersysteme Einschränkungen in dem Bereich von Einstellungen und einer Änderungsrate der Steuereffektoren nicht. Daher können herkömmliche Steuersysteme versuchen, einen Steuereffektor in einer Weise zu ändern, welcher seine Einschränkungen übersteigt. Da der Steuereffektor nicht in der Lage ist, die erwünschte Änderung auszuführen, kann das Steuersystem dementsprechend dabei versagen, die erwünschte Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des Flugzeugs zu erzeugen.
Zusätzlich zu aerodynamischen Flächen, welche im Allgemeinen eingesetzt werden, um den Flug eines aerodynamischen Beförderungsmittels zu steuern, sind Flugzeuge entwickelt worden, welche eine zusätzliche Steuerung mittels Schubänderungen und/oder einer Ausrichtung eines Schubs oder einer Düse bereitstellen. Zum Beispiel ermöglichen einige Flugzeuge mit mehreren Triebwerken, dass die mehreren Triebwerke unterschiedlich betrieben werden können, um so unterschiedliche Schubniveaus zu erzeugen, was wiederum dazu dienen kann, den gesteuerten Flug des Flugzeugs zu unterstützen. Als ein anderes Beispiel sind ausrichtbare Düsen, welche angewiesen werden können, irgendeinen Bereich von Stellungen anzunehmen, und bidirektionale Düsen, welche den Auslass in eine von zwei Richtungen richten, entwickelt worden. Durch ein steuerbares Ausrichten von mindestens einem Teil des Triebwerkausstoßes in verschiedene Richtungen, kann ein Ausrichten von Düsen, was im Folgenden im Allgemeinen auch bidirektionale Düsen umfasst, den gesteuerten Flug des Flugzeugs unterstützen.
Während verschiedene Steuersysteme entwickelt worden sind, um die Flugsteuereffektoren während eines Fluges zu steuern, integrieren diese Steuersysteme im Allgemeinen die Steuerung, welche durch aerodynamische Flächen während eines Fluges bereitgestellt wird, nicht mit der Steuerung, welche in Fällen benötigt wird, bei welchen das Flugzeug keine oder eine vernachlässigbare Geschwindigkeit aufweist, so dass die aerodynamischen Steuerflächen, wie z.B. das Seitenruder, die Höhenruder, die Querruder oder dergleichen nicht wesentlich zu dem Auftrieb und der Neigungssteuerung des Flugzeugs, wenn überhaupt, beitragen. Diesbezüglich sind Flugzeuge mit Direktauftrieb entwickelt worden und werden entwickelt. Ein Flugzeug mit Direktauftrieb weist Steuereffektoren auf, wie z.B. ausrichtbare Düsen oder bidirektionale Düsen, welche den Triebwerkausstoß in verschiedene Richtungen lenken können, um für einen Auftrieb und eine Steuerung des Flugzeugs zu sorgen. Indem die Düsen geeignet eingestellt werden, kann ein Flugzeug mit Direktauftrieb in einer im Wesentlichen vertikalen Weise starten und landen. Daher tragen während des Starts und der Landung die aerodynamischen Steuerflächen nicht wesentlich zum Auftrieb und zur Neigungssteuerung des Flugzeugs mit Direktauftrieb bei. Stattdessen werden der Auftrieb und die Neigungssteuerung prinzipiell durch jegliche Schubänderungen bereitgestellt und gesteuert, welche durch die Triebwerke und das Ausrichten der zugehörigen Düsen bereitgestellt werden.
Um den Auftrieb und die Neigung eines Flugzeugs während eines vertikalen Starts oder einer vertikalen Landung zu steuern, sind Steuersysteme entwickelt worden, um die Triebwerke und die zugehörigen Düsen zu steuern. Zum Beispiel setzt ein Steuersystem einen Optimierungsalgorithmus, welcher als ein Optimierungsalgorithmus L1 bezeichnet wird, ein. Während er im Allgemeinen effektiv ist, leidet dieser Optimierungsalgorithmus an verschiedenen Unzulänglichkeiten. Diesbezüglich ist der Optimierungsalgorithmus hinsichtlich seiner Rechnungen komplex, wodurch er wesentliche Computerressourcen erfordert und es schwierig und kostspielig ist, ihn zu erweitern oder zu skalieren, um anspruchsvollere Steuerschemata anzu passen, wie z.B. das Steuerschema, welches notwendig ist, um ein Ausrichten von Düsen im Gegensatz zu den einfacheren bidirektionalen Düsen zu steuern. Die rechnerische Komplexität des Optimierungsalgorithmus kann auch dazu führen, dass die Lösung in einigen Fällen angenährt wird, in welchen der Optimierungsalgorithmus keine exakte Lösung in dem Zeitrahmen finden kann, welcher erforderlich ist, um die Stabilität des Flugzeugs aufrecht zu erhalten. Darüber hinaus konvergiert der Optimierungsalgorithmus nicht in allen Situationen. In Fällen, in welchen der Optimierungsalgorithmus nicht konvergiert, würde die vorherige Lösung, d.h. die Lösung von einer vorherigen Iteration des Optimierungsalgorithmus weiter eingesetzt, wodurch sich eine suboptimale Lösung ergibt.
Daher wäre es wünschenswert, ein verbessertes Steuersystem bereitzustellen, welches effektiv die verschiedenen Steuereffektoren integriert, wobei die aerodynamischen Flächen und die Schubänderungen und die Düsenausrichtungen einbezogen sind, um so das aerodynamische Beförderungsmittel während verschiedener Zustände eines Fluges umfassend zu steuern, wobei zum Beispiel der vertikale Start und die vertikale Landung eines Flugzeugs mit Direktauftrieb, wobei Schubänderungen und Düsenausrichtungen das Steuerschema dominieren, wie auch ein Flug, bei welchem die aerodynamischen Flächen für einen größeren Beitrag zu der Steuerung sorgen, einbezogen sind. Darüber hinaus wäre es wünschenswert, ein Verfahren zur Steuerung der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels, wie z.B. eines Flugzeugs mit Direktauftrieb, zu entwickeln, welches für eine erhöhte Flexibilität bezüglich des Entfernens oder der Einbeziehung eines Flugsteuereffektors, welcher ausgefallen sein könnte, sorgt. Des Weiteren wäre es vorteilhaft, ein Verfahren zur Steuerung der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels, einschließlich eines Flugzeugs mit Direktauftrieb, in einer Weise bereitzustellen, dass Einschränkungen bei den Einstellungen und der Änderungsrate von mindestens einigen der Steuereffektoren erkannt und berücksichtigt werden.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Die US-A-5406488 offenbar ein Verfahren zur Steuerung einer Mehrzahl von Steuereffektoren eines hydrodynamischen Beförderungsmittels. Ein Zustandkalkulator bestimmt Unterschiede zwischen antizipierten Änderungen eines Zustands des hydrodynamischen Beförderungsmittels basierend auf dem aktuellen und erwünschten Zustand.
Ein verbessertes Verfahren und ein Computerprogrammprodukt werden zur Steuerung der Mehrzahl der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels bereitgestellt, um effektiv eine erwünschte Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels gemäß der Ansprüche 1 und 16 zu bewirken. Bevorzugte Ausführungsformen sind die Themen der abhängigen Ansprüche.
Ein verbessertes Verfahren und ein Computerprogrammprodukt werden daher bereitgestellt, um die Mehrzahl von Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels zu steuern, um effektiv eine erwünschte Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken. Vorteilhafter Weise stellen das Verfahren und das Computerprogrammprodukt ein integriertes Steuerschema zur Steuerung von Schubänderungen und einer Düsenausrichtung wie auch von verschiedenen aerodynamischen Flächen über alle Phasen eines Fluges bereit, wobei Start, Flug und Landung einbezogen sind. Indem die Steuerung von Schubänderungen und von einer Düsenausrichtung mit der Steuerung von aerodynamischen Flächen integriert ist, können das Verfahren und das Computerprogrammprodukt auch für eine Steuerung während vertikaler Start- und Landeszenarios sorgen.
Das Verfahren und das Computerprogrammprodukt gemäß eines Aspektes der vorliegenden Erfindung ermöglicht, dass die Steuerung der Steuereffektoren auf der Grundlage von vorbestimmten Kriterien, wie z.B. der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels und/oder der Gewichtung, welche jeder Ausreißermessung zu geben ist, angepasst wird. Gemäß einem anderen Aspekt steuern das Verfahren und das Computerprogrammprodukt die Mehrzahl der Steuereffektoren während Einschränkungen bei den zulässigen Änderungen von mindestens einem Steuereffektor, wie z.B. Einschränkungen bei der Änderungsrate oder dem Stellungsspielraum von mindestens einem Steuereffektor, erkannt werden. Daher adressieren das Verfahren und das Computerprogrammprodukt der vorliegenden Erfindung die Nachteile der herkömmlichen Steuersysteme und weisen die Steuereffektoren effektiv an, um die Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels in einer erwünschten Weise zu ändern.
Das Verfahren und das Computerprogrammprodukt steuern die Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels, indem anfänglich der aktuelle angewiesene Zustand der Mehrzahl der Steuereffektoren bestimmt wird, wobei zum Beispiel die aktuelle angewiesene Stellung jeder Düse, das aktuelle angewiesene Niveau eines Schubs für jedes Triebwerk und die aktuelle angewiesene Stellung von mindestens einer aerodynamischen Fläche eingeschlossen ist. Das Verfahren und das Computerprogrammprodukt bestimmen dann die Unterschiede zwischen antizipierten Änderungen bei der Mehrzahl von Zuständen des aerodynamischen Beförderungsmittels auf der Grundlage des aktuellen Zustands jedes Steuereffektors und der aktuellen Flugbedingungen und erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels. Um die Unterschiede zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bestimmen, wird anfänglich das Skalarprodukt eines Vektors, welcher den aktuellen angewiesenen Zustand jedes Steuereffektors repräsentiert, und einer Matrix, welche Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei den Steuereffektoren bei den aktuel len Flugbedingungen repräsentiert, bestimmt. Diesbezüglich umfasst die Matrix eine Mehrzahl von Termen, wobei jeder davon die antizipierte Änderung bei einer entsprechenden Zustandrate des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von der Änderung eines entsprechenden Steuereffektors bei den aktuellen Flugbedingungen repräsentiert. Indem die Auswirkung von Änderungen bei einem Steuereffektor bei den aktuellen Flugbedingungen berücksichtigt wird, kann sich das Verfahren und das Computerprogrammprodukt während eines vertikalen Starts und einer vertikalen Landung stärker auf die Steuerung verlassen, für welche durch Schubänderungen und eine Düsenausrichtung gesorgt wird, und wenn man sich einmal im Flug befindet, stärker auf die Steuerung verlassen, für welche durch die aerodynamischen Flächen gesorgt wird, wodurch für ein integriertes und robustes Steuerschema gesorgt wird. Um den Unterschied zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bestimmen, wird bei einer Ausführungsform die Vektordifferenz zwischen dem Skalarprodukt und einem Vektor gebildet, welcher die erwünschte Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels repräsentiert.
Gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung werden die Unterschiede zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels dann auf der Grundlage von vorbestimmten Kriterien gewichtet. Diesbezüglich können die Unterschiede auf der Grundlage der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels gewichtet werden, wodurch ermöglicht wird, dass solchen Zuständen, welchen eine größere Wichtigkeit beigemessen wird, ein entsprechend größeres Gewicht zugewiesen werden kann. Als Ergebnis dieses größeren Gewichtes steuert das Verfahren und das Computerprogrammprodukt gemäß dieses erfindungsgemäßen Aspektes die Steuereffektoren derart, dass sie diese Zustände schneller als andere Zustände ändern, welche geringere ihnen zugewiesene Gewichte aufweisen. Darüber hinaus oder als Alternative können die Unterschiede nicht linear durch einen vordefinierten Zuschlag auf der Grundlage der Gewichtung, welche Ausreißern verliehen wird, d.h. relativ großen Unterschieden zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels, gewichtet werden. Ein vordefinierter Zuschlag kann auch eingesetzt werden, um die Wichtigkeit von bestimmten Beziehungen zu verstärken, wie z.B. eines Aufrechthaltens einer Flächenanpassung für jedes Triebwerk, wobei relativ große Zuschläge für Änderungen von der erwünschten Beziehung zugewiesen werden.
Auf der Grundlage der gewichteten Unterschiede zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels können das Verfahren und das Computerprogrammprodukt ein zweites Skalarprodukt der gewichteten Vektordifferenz und einer Transponierten der Matrix bestimmen, welche die Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von den Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert. Das zweite Skalarprodukt repräsentiert daher die Änderungen bei den Steuereffektoren, um die gewünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels unter Voraussetzung der antizipierten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände zu bewirken. Daher bewirken die Gewichtungen, welche den entsprechenden Zuständen des aerodynamischen Beförderungsmittels zugewiesen sind, entsprechend Änderungen bei dem erwünschten Zustand der Steuereffektoren. Indem die Transponierte der Matrix eingesetzt wird, welche Änderungen bei den Zustandraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei den Steuereffektoren repräsentiert, bewirken das Verfahren und das Computerprogrammprodukt effektiv, dass die Steuereffektoren, welche den größten Einfluss auf die erwünschte Änderung ausüben, in einem größeren Umfang eingestellt werden, als die Steuereffektoren, welche einen geringeren Einfluss auf die erwünschte Änderung ausüben, wodurch die Effizienz des Steuerschemas verbessert wird. Das zweite Skalarprodukt kann auch durch eine Verstärkungs matrix gewichtet werden, wobei ein Term davon jedem Steuereffektor zugewiesen ist, um die relativen Beiträge der Steuereffektoren geeignet zu gewichten.
Gemäß einem anderen vorteilhaften Aspekt der vorliegenden Erfindung können das Verfahren und das Computerprogrammprodukt auch die zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren beschränken. Diesbezüglich kann die zulässige Änderungsrate von einem oder mehreren der Steuereffektoren beschränkt werden. In ähnlicher Weise kann die Stellung von einem oder mehreren der Steuereffektoren auch innerhalb eines vordefinierten Bereichs beschränkt werden. Dadurch erkennen das Verfahren und das Computerprogrammprodukt der vorliegenden Erfindung effektiv Beschränkungen der Steuereffektoren und passen sich an solche an, wodurch irgendwelche Versuche verhindert werden, die Steuereffektoren über ihre vordefinierten Einschränkungen hinaus zu treiben.
Das Verfahren und das Computerprogrammprodukt geben dann Steuersignale an die Mehrzahl der Steuereffektoren aus, um zumindest einen Teil der erwünschten Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels zu realisieren. Bei denjenigen Aspekten der vorliegenden Erfindung, bei welchen die Unterschiede zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels gewichtet werden, sind die Steuersignale zumindest teilweise auf der Grundlage der gewichteten Unterschiede gebildet. Insbesondere bei denjenigen Ausführungsformen, bei welchen das zweite Skalarprodukt der gewichteten Vektordifferenz und der Transponierten der Matrix, welche die Änderungen bei dem Systemzustandvektor des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von den Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, bestimmt wird, basieren die Steuersignale zumindest teilweise auf dem zweiten Skalarprodukt. Darüber hinaus können die Steuersignale direkter durch die Verstärkungsmatrix gewichtet werden. Des Weiteren berücksichtigen bei denjenigen Aspekten der vorliegenden Erfindung, bei welchen die zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren beschränkt sind, die Steuersignale, welche an die Steuereffektoren ausgegeben werden, die Beschränkungen bei den zulässigen Änderungen von einem oder mehreren der Steuereffektoren. Daher kann zumindest ein Teil der erwünschten Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels realisiert werden, ohne die zulässigen Änderungen der Steuereffektoren zu überschreiten.
Daher stellen das Verfahren und das Computerprogrammprodukt der vorliegenden Erfindung eine verbesserte Technik bereit, um die Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels effektiv zu steuern, um die erwünschte Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken. Vorteilhafterweise können das Verfahren und das Computerprogrammprodukt ein integriertes Steuerschema bereitstellen, um Schubänderungen und eine Düsenausrichtung wie auch verschiedene aerodynamischen Flächen über alle Phasen eines Fluges einschließlich des Starts, des Flugs und der Landung zu steuern. Gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung kann die Steuerung der Steuereffektoren durch ein Gewichten auf der Grundlage von vorbestimmten Kriterien beeinflusst werden, wodurch das Steuersystem individueller angepasst und effizient implementiert werden kann. Gemäß einem anderen Aspekt der vorliegenden Erfindung können zulässige Änderungen von einem oder mehreren der Steuereffektoren derart eingeschränkt werden, dass die erwünschte Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels bewirkt werden kann, ohne zu versuchen, die zulässigen Änderungen von einem oder mehreren der Steuereffektoren zu überschreiten.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Während vorab die Erfindung allgemein beschrieben worden ist, wird nun Bezug auf die beigefügten Zeichnungen genommen, welche nicht notwendigerweise maßstabsgetreu gezeichnet sind.
1 ist ein Blockdiagramm, welches die Operationen darstellt, welche durch das Verfahren und das Computerprogrammprodukt einer erfindungsgemäßen Ausführungsform durchgeführt werden;
2 ist ein Graph, welcher den Einfluss darstellt, der der Auferlegung von verschiedenen vordefinierten Zuschlägen zugeordnet werden kann; und
3 ist eine vergrößerte Darstellung des Graphs der 2, welcher den Einfluss der Auferlegung von verschiedenen vordefinierten Zuschlägen dargestellt.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung wird nun im Folgenden vollständiger mit Bezug auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben, in welchen bevorzugte erfindungsgemäße Ausführungsformen dargestellt sind. Diese Erfindung kann jedoch in vielen verschiedenen Formen ausgeführt werden und sollte nicht als auf die Ausführungsformen, welche hier dargelegt werden, beschränkt angesehen werden; sondern diese Ausführungsformen sind vorhanden, damit diese Offenbarung genau und vollständig ist und übermittelt dem Fachmann den Umfang der Erfindung vollständig. Ähnliche Bezugszeichen betreffen durchweg ähnliche Elemente.
Ein Verfahren und ein entsprechendes Computerprogrammprodukt werden bereitgestellt, um die Mehrzahl der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels, wie z.B. eines Flugzeugs, einschließlich zum Beispiel eines Flug zeugs mit Direktauftrieb, welches in der Lage ist, einen vertikalen Start und eine vertikale Landung auszuführen, zu steuern. Wie es dem Fachmann bekannt ist, weisen aerodynamische Beförderungsmittel eine große Vielzahl von Steuereffektoren auf, wobei der Typ und die Anzahl der Steuereffektoren von dem Typ und dem Modell des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängen. Beispielsweise umfassen typische Steuereffektoren aerodynamische Flächen, wie z.B. das Seitenruder, die Höhenruder und die Querruder. Andere Steuereffektoren umfassen Bremsklappen, Triebwerkschubänderungen und eine Düsenausrichtung einschließlich der Steuerung von bidirektionalen Düsen. Wie es dem Fachmann bekannt ist, umfasst eine Düsenausrichtung im Allgemeinen die Einstellung der Haupthubdüse und bei einigen Ausführungsformen die Einstellung der Düsen, welche einem oder mehreren Steuereffektoren zugeordnet sind.
Wie im Folgenden beschrieben wird, integriert das erfindungsgemäße Steuerverfahren die Steuerung dieser verschiedenen Steuereffektoren einschließlich der aerodynamischen Flächen, Schubänderungen und der Düsenausrichtung, um eine verbesserte Steuerung über alle Phasen des Fluges zu ermöglichen. Darüber hinaus setzt das Steuerverfahren vorteilhafter Weise die verschiedenen Typen der Steuereffektoren während verschiedener Phasen des Fluges basierend zumindest teilweise auf dem Einfluss, welcher durch Änderungen bei den verschiedenen Steuereffektoren bei den aktuellen Flugbedingungen bewirkt wird, unterschiedlich ein. Für ein Flugzeug mit Direktauftrieb sind zum Beispiel die Steuereffektoren, welche prinzipiell während eines vertikalen Starts und einer vertikalen Landung eingesetzt werden, die Schubänderungen, welche durch jedes Triebwerk und die zugeordneten Düsenstellungen, d.h. die Düsenausrichtung, bereitgestellt werden, aber sie umfassen nicht die aerodynamischen Flächen, da die aerodynamischen Flächen für eine sehr geringe, wenn überhaupt, Steuerung sorgen, da das aerodynamische Beförderungsmittel keine vorwärts gerichtete Geschwindigkeit aufweist. Umgekehrt vertraut das Steuerverfahren während eines von Flügeln getragenen Fluges stärker auf die aerodynamischen Flächen und weniger auf Schub änderungen und eine Düsenausrichtung, um das aerodynamische Beförderungsmittel effizient zu steuern.
Wie in 1 dargestellt und im Folgenden beschrieben wird, kann das Steuerverfahren in dem diskreten Bereich, welcher digitale Signale einsetzt, realisiert werden. Alternativ kann das Steuerverfahren in dem kontinuierlichen Bereich, welcher analoge Signale einsetzt, realisiert werden, wenn es so unerwünscht ist. Unabhängig von dem Bereich, in welchem das Steuerverfahren realisiert wird, ist das Steuerverfahren, welches in 1 dargestellt ist, automatisiert und im Allgemeinen mittels eines Computers, wie z.B. einem Flugsteuercomputer oder dergleichen, realisiert. Daher wird das Steuerverfahren typischerweise in einem Computerprogrammprodukt verwirklicht, welches den Flugsteuercomputer anleitet, geeignete Anweisungen zu der Mehrzahl der Steuereffektoren auszugeben, um das aerodynamische Beförderungsmittel wie erwünscht zu steuern.
Wie dargestellt ist, werden die aktuellen Anweisungen δ, welche an die Steuereffektoren ausgegeben werden, überwacht. Die aktuellen Anweisungen δ definieren den aktuellen Zustand, in welchen jeder Steuereffektor angewiesen worden ist. Zum Beispiel definieren die Anweisungen, welche einer aerodynamischen Fläche, wie z.B. einem Seitenruder, einem Höhenruder oder einem Querruder zugeordnet sind, die Stellung, welche die entsprechende aerodynamische Fläche aufgrund einer aktuellen Anweisung annehmen soll. In ähnlicher Weise können Anweisungen zu entsprechenden Triebwerken, um den Schub zu definieren, welcher zu erzeugen ist, und zu den Düsen, um die Stellung zu definieren, welche die Düsen annehmen sollen, ausgegeben werden. Typischerweise werden die aktuellen Anweisungen durch einen Vektor δ repräsentiert, welcher einen Term umfasst, der den Zustand definiert, in welchen jeder entsprechende Steuervektor aktuell angewiesen ist.
Auf der Grundlage der aktuellen Steuereffektoranweisungen δ werden die antizipierten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels bestimmt. Diesbezüglich weist ein aerodynamisches Beförderungsmittel, welches sich im Flug befindet, eine Anzahl von Zuständen x auf, welche den Anstellwinkel, den Schiebewinkel, die Fluggeschwindigkeit, die Neigung des Beförderungsmittels, den Auftrieb, die Höhe und dergleichen umfassen. Darüber hinaus können die Zustände eines aerodynamischen Beförderungsmittels, welche von dem Steuerverfahren berücksichtigt werden, auch eine Mehrzahl von Triebwerksparametern, wie z.B. die Temperatur, den Druck, der Gesamtfläche und dergleichen, umfassen. Wie es dem Fachmann bekannt ist, können die Zustände eines aerodynamischen Beförderungsmittels irgendwie abhängig von dem Typ und dem Modell des aerodynamischen Beförderungsmittels variieren, sind aber für einen entsprechenden Typ und ein entsprechendes Modell eines aerodynamischen Beförderungsmittels gut definiert.
Um die antizipierten Änderungen bei der Systemänderungsrate des Zustandsvektors x des aerodynamischen Beförderungsmittels auf der Grundlage der aktuellen Anweisungen δ zu bestimmen, kann eine Matrix
definiert werden, welche Änderungen bei der Änderungsrate der entsprechenden Zustände (im Folgenden als die Zustandsraten bezeichnet) des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert. Siehe Block 10 der 1. Die Matrix umfasst eine Mehrzahl von Termen, wobei jeder Term die Änderung bei einer entsprechenden Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von der Änderung eines entsprechenden Steuereffektors repräsentiert. Daher repräsentiert die Matrix die Weise, in welcher das aerodynamische Beförderungsmittel absehbar auf Veränderungen bei den Steuereffektoren reagiert. Typischerweise wird die Matrix derart konstruiert, dass sie eine Mehrzahl von Reihen und eine Mehrzahl von Spalten aufweist. Jede Spalte umfasst im Allgemeinen eine Mehrzahl von Termen, wobei jeder von diesen die anti zipierte Änderung bei einer entsprechenden Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von der Änderung bei demselben Steuereffektor definiert. Daher repräsentiert jede Spalte der Matrix die antizipierten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels aufgrund einer Änderung eines entsprechenden Steuereffektors.
Die Matrix
kann durch eine Vielzahl von Techniken konstruiert werden. Bei einer Technik wird die Matrix als Ergebnis von numerischen Berechnungen konstruiert. Bei dieser Technik werden die aktuellen Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels und die aktuellen Einstellungen der Steuereffektoren bereitgestellt. Auf der Grundlage der aktuellen Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels und der aktuellen Einstellungen der Steuereffektoren werden die sich ergebenden Kräfte und Momente, welche auf das aerodynamische Beförderungsmittel einwirken, bestimmt. Unter Berücksichtigung der Masse und der Trägheit des aerodynamischen Beförderungsmittels können die Zustandsraten bestimmt werden.
Um die sich ergebenden Kräfte und Momente zu bestimmen, welche auf das aerodynamische Beförderungsmittel einwirken, werden die aerodynamischen Koeffizienten für die aktuelle Flugbedingung, wie sie durch die aktuellen Zustände x des aerodynamischen Beförderungsmittels definiert sind, bestimmt. Wie es dem Fachmann bekannt ist, sind aerodynamische Datenbanken für die meisten aerodynamischen Beförderungsmittel verfügbar, welche die verschiedenen aerodynamischen Koeffizienten auf der Grundlage der aktuellen Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels definieren. Die aerodynamischen Koeffizienten eines aerodynamischen Beförderungsmittels können abhängig von dem Typ und dem Modell des aerodynamischen Beförderungsmittels variieren, umfassen aber typischerweise Koeffizienten, wie z.B. den Auftrieb, den Luftwiderstand, das Nickmoment, die Seitenkraft, das Rollmoment, das Giermoment und dergleichen. Wäh rend die aerodynamischen Koeffizienten abhängig von dem Typ und dem Modell eines aerodynamischen Beförderungsmittels variieren können, sind die aerodynamischen Koeffizienten für einen bestimmten Typ und ein bestimmtes Modell eines aerodynamischen Beförderungsmittels gut definiert und dem Fachmann bekannt.
Die sich ergebenden Kräfte und Momente auf das aerodynamische Beförderungsmittel können dann auf der Grundlage der aerodynamischen Koeffizienten mittels Kraftaufbaugleichungen, welche dem Fachmann auch bekannt sind, bestimmt werden. Diesbezüglich variieren die Kraftaufbaugleichungen im Allgemeinen abhängig von dem Typ und dem Modell eines aerodynamischen Beförderungsmittels. Jedoch sind die Kraftaufbaugleichungen für einen bestimmten Typ und ein bestimmtes Modell eines aerodynamischen Beförderungsmittels gut ermittelt und dem Fachmann bekannt. Zusätzlich zu aerodynamischen Koeffizienten berücksichtigen die Kraftaufbaugleichungen im Allgemeinen den aktuellen dynamischen Druck wie auch eine Anzahl von anderen Parametern, wie z.B., die Masse, die Trägheit, die Spannweite, die Referenzfläche und dergleichen, welche dem Fachmann gut bekannt sind. Der dynamische Druck basiert auf dem Quadrat der Geschwindigkeit, so dass die Kraftaufbaugleichungen effektiv die aktuellen Flugbedingungen berücksichtigen.
Die antizipierten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels werden dann auf der Grundlage endlicher Differenzen („finite differences") bestimmt. Dabei wird in Betracht gezogen, dass ein Steuereffektor sich etwas, z.B. um 1% oder weniger, von seinem aktuellen Zustand verändert und der Prozess einer Bestimmung der sich ergebenden Kräfte und Momente, welche auf das aerodynamische Beförderungsmittel einwirken, wird wiederholt, obgleich der Zustand eines Steuereffektors ein bisschen verändert worden ist. Die sich ergebende Änderung bei den Kräften und den Momenten, welche auf das aerodynamische Beförderungsmittel einwirken und der leichten Änderung des einen Steueref fektors folgen, werden dann bestimmt. Indem die Masse und die Trägheit des aerodynamischen Beförderungsmittels von den Kraftaufbaugleichungen, welche repräsentativ für die Änderungen bei den Kräften und den Momenten sind, die durch eine leichte Veränderung bei dem einen Steuereffektor verursacht werden, ausgeklammert werden, kann die Änderung bei jeder Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels, welche der Änderung bei dem entsprechenden Steuereffektor zugeordnet werden kann, bestimmt werden, wodurch eine Spalte bei der sich ergebenden Matrix
definiert wird. Der vorher erwähnte Prozess einer leichten Änderung eines entsprechenden Steuereffektors und eines Bestimmens der sich ergebenden Änderung bei den Kräften und den Momenten, welche auf das aerodynamische Beförderungsmittel einwirken, und entsprechend der sich ergebenden Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels wird für jeden Steuereffektor wiederholt, um die gesamte Matrix zu konstruieren.
Alternativ kann die Matrix
auf der Grundlage einer analytischen Berechnung bestimmt werden. Gemäß dieser alternativen Technik kann eine nichtlineare mehrdimensionale analytische Kurve an jeden entsprechenden aerodynamischen Koeffizienten, welcher durch die aerodynamische Datenbank definiert ist, angepasst werden. Dabei definiert die aerodynamische Datenbasis separat jeden aerodynamischen Koeffizienten bei jeder einer großen Anzahl von unterschiedlichen Flugbedingungen, wobei eine entsprechende Flugbedingung durch einen entsprechenden Systemzustandsvektor x und den aktuellen Zustand der Steuereffektoren bestimmt wird. Die nichtlinearen mehrdimensionalen Kurven können gemäß irgendeiner einer Vielzahl von Techniken an die entsprechenden aerodynamischen Koeffizienten angepasst werden. Bei einer Ausführungsform werden die nichtlinearen mehrdimensionalen Kurven jedoch an entsprechende aerodynami sche Koeffizienten angepasst. Da die aerodynamischen Koeffizienten nun durch analytische Funktionen repräsentiert werden, können die partiellen Ableitungen von jedem aerodynamischen Koeffizienten bezüglich einer Änderung bei einem entsprechenden Steuereffektor leicht per Hand oder allgemeiner unter Verwendung eines handelsüblich verfügbaren Programms, wie z.B. Mathematica, bestimmt werden. Indem die nicht lineare mehrdimensionale polynominale Kurve, welche jeden aerodynamischen Koeffizienten repräsentiert, zusammen mit dem dynamischen Druck, der Masse des Beförderungsmittels, der Trägheit, der Spannweite, der Referenzfläche und anderer Parameter eingesetzt wird, können die Kraftaufbaugleichungen für das aerodynamische Beförderungsmittel wieder konstruiert werden, wie es dem Fachmann bekannt ist. Die partiellen Ableitungen jeder Kraft bezüglich jedes aerodynamischen Koeffizienten können dann bestimmt werden. Indem die Kettenregel und die partiellen Ableitungen der aerodynamischen Koeffizienten bezüglich Änderungen bei entsprechenden Steuereffektoren und indem die partiellen Ableitungen der Kräfte bezüglich der entsprechenden aerodynamischen Koeffizienten eingesetzt werden, können die partiellen Ableitungen der Kräfte bezüglich der Änderungen bei entsprechenden Steuereffektoren bestimmt werden. Indem die Masse und die Trägheit des aerodynamischen Beförderungsmittels ausgeklammert werden, können die partiellen Ableitungen der Kräfte bezüglich der Änderungen bei entsprechenden Steuereffektoren in die partiellen Ableitungen der Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels bezüglich Änderungen bei jedem Steuereffektor umgesetzt werden. Anschließend kann die Matrix, wie es vorab beschrieben ist, konstruiert werden.
Unabhängig von der Art, in welcher die Matrix
zu konstruieren ist, wird die Matrix vorzugsweise in Echtzeit auf der Grundlage der aktuellen Flugbedingungen einschließlich des dynamischen Drucks und der aktuellen Steuereffektoranweisungen δ des aerodynamischen Beförderungsmittels bestimmt. Nach einer Konstruktion der Matrix wird die antizipierte Änderung bei jeder Zustandsrate des ae rodynamischen Beförderungsmittels durch die Vektormultiplikation des Vektors δ, welcher die aktuellen Anweisungen repräsentiert, und der Matrix bestimmt. Insbesondere wird das Skalarprodukt des Vektors, welcher die aktuellen Anweisungen repräsentiert, und der Matrix bestimmt.
Indem die aktuellen Flugbedingungen einschließlich zum Beispiel des dynamischen Drucks und andererseits der Geschwindigkeit des aerodynamischen Beförderungsmittels während der Konstruktion der Matrix berücksichtigt werden, basiert die antizipierte Änderung bei der Mehrzahl der Zustandsraten nicht nur auf dem aktuell angewiesenen Zustand der Steuereffektoren, sondern auch auf den aktuellen Flugbedingungen. Dabei wird die Matrix derart konstruiert, dass die antizipierte Änderung bei jeder Zustandsrate bei denjenigen Phasen des Fluges, wie z.B. einem vertikalen Start und einer vertikalen Landung, bei welchen das aerodynamische Beförderungsmittel eine geringe oder keine Geschwindigkeit aufweist, durch die Schubänderungen und die Düsenausrichtung dominiert wird, wobei die aerodynamischen Flächen wenig, wenn überhaupt, beitragen. Wenn sich die Geschwindigkeit erhöht, erhöht sich der Beitrag, welcher durch die aerodynamischen Flächen zu der antizipierten Änderung bei jeder Zustandsrate bereitgestellt wird, entsprechend, während der Beitrag, welcher durch Schubänderungen und Düsenausrichtung bereitgestellt wird, unverändert bleibt, bis die Beiträge, welche durch die aerodynamischen Flächen bereitgestellt werden, eine ausreichende Größe aufweisen, um die antizipierten Änderungen bei jeder Zustandsrate bei höheren Geschwindigkeiten ohne die Hilfe der Antriebsvorrichtungen, wie z.B. der Schubänderungen und Düsenausrichtung, zu steuern. Der sich erhöhende dynamische Druck weist einen geringen Einfluss auf den Umfang der Steuermenge auf, welche durch die Antriebsvorrichtungen erzeugt wird. Daher nimmt, wenn der dynamische Druck ansteigt, der Umfang einer Zunahme, welche durch den Einsatz der Antriebsvorrichtungen erforderlich ist, ab, bis die aerodynamischen Flächen die erforderliche Menge vollständig bereitstellen und die Antriebsvorrichtungen abgeschaltet werden können, um Brennstoff zu sparen, oder verwendet werden kön nen, um die Fluggeschwindigkeit zu erhöhen. Im Allgemeinen bieten die aerodynamischen Flächen eine viel effizientere Art, das Flugzeug zu steuern, wenn sie mit den Antriebsvorrichtungen verglichen werden.
Die erwünschte Änderung
bei den entsprechenden Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels wird auch bereitgestellt, z.B. durch eine Piloteneingabe, und wird durch eine herkömmliche Abtast-Halte-Schaltung 11 gespeichert. Die erwünschte Änderung
bei den entsprechenden Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels kann eine Änderung bei den Zustandsraten von ausgewählten Zuständen des aerodynamischen Beförderungsmittels oder von allen Zuständen des aerodynamischen Beförderungsmittels repräsentieren, welche typischerweise von der Piloteneingabe abhängen. Um die Art zu bestimmen, in welcher die Steuereffektoren gesteuert werden müssen, um die erwünschte Änderung
bei den entsprechenden Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken, wird die Differenz zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels bestimmt. Da die erwünschte Änderung
bei den entsprechenden Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels typischerweise auch durch einen Vektor repräsentiert wird, wird die Vektordifferenz zwischen dem Skalarprodukt, welches die antizipierte Änderung bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels repräsentiert, und dem Vektor, welcher die erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten repräsentiert, erhalten, wie es in Block 12 der 1 dargestellt ist.
Gemäß einem vorteilhaften Aspekt der vorliegenden Erfindung kann die Differenz zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels auf der Grundlage von vordefinierten Kriterien gewichtet werden. Vordefinierte Kriterien definieren die relative Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels.
Daher können die Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels, welche typischerweise als eine Vektordifferenz repräsentiert werden, derart gewichtig werden, so dass Änderungen bei einigen Zuständen des aerodynamischen Beförderungsmittels aufgrund der relativen Wichtigkeit der Zustände, für welche Änderungen rascher bewirkt werden, rascher bewirkt werden, als bei anderen Zuständen. Dabei kann ein entsprechendes Gewicht w dem Zustand des aerodynamischen Beförderungsmittels, z.B. während einer Systemkonfiguration oder dergleichen, zugewiesen werden.
Ein anderes vorbestimmte Kriterium ist ein vordefinierter Zuschlag p, welcher dazu dienen kann, eine geringere oder größere Gewichtung auf Ausreißerwerte zu legen. Dabei variiert der Einfluss des vordefinierten Zuschlags abhängig von der Größe der Differenz zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der entsprechenden Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels, wobei relativ große Differenzen als Ausreißer betrachtet werden. Zum Beispiel können kleine Zuschläge den Ausreißern in solchen Systemen zugewiesen werden, welche dazu ausgelegt sind, den Einfluss der Ausreißer in dem Steuerprozess zu berücksichtigen, während große Zuschläge den Ausreißern in solchen Systemen zugewiesen werden können, welche versuchen, die Beiträge der Ausreißer zu dämpfen, da sie einem Fehler zugeordnet werden können. Zum Beispiel versucht das Steuerverfahren die Gesamtfläche, welche von jedem Triebwerk benötigt wird, aufrechtzuerhalten. Diesbezüglich muss für ein entsprechendes Triebwerk, welches für einen bestimmten Umfang eines Schubs sorgt, die effektive Auslassfläche welche das Triebwerk sieht, konstant bleiben, wenn die Düsen geöffnet, geschlossen und neu eingestellt werden.
Um die Gewichtung zu bestimmen, wird der Vektoroperator
(in 1 mit 14 bezeichnet) wie folgt definiert:
wobei i einen entsprechenden Zustand des aerodynamischen Beförderungsmittels repräsentiert, w_i das Gewicht ist, welches jedem Zustand des aerodynamischen Beförderungsmittels zugewiesen ist, p_i der vordefinierte Zuschlag ist, welcher jedem Zustand des aerodynamischen Beförderungsmittels zugewiesen ist, und v_i die Differenz zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei jeder Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels ist. Sowohl w_i als auch p_i sind derart definiert, dass sie größer oder gleich 0 sind. Indem die Vektordifferenz zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels und dem Vektoroperator
wie er in Block 14 dargestellt ist, multipliziert werden, werden die gewichteten Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels erhalten.
Diese gewichteten Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels werden dann in die entsprechenden Änderungen bei den Steuereffektoren konvertiert, um die erwünschten Änderungen
bei den Zustandsraten zu erbringen. Bei der dargestellten Ausführungsform werden die gewichteten Differenzen mit der
Transponierten
der Matrix multipliziert, welche die Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von den Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, wie es in Block 16 der 1 dargestellt ist. Mit anderen Worten wird das Skalarprodukt der gewichteten Vektordifferenz und der Transponierten der Matrix, welche die Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Fahrzeugs abhängig von den Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, bestimmt. Dabei wird die Änderungsrate
des Steuereffektors, welcher erforderlich ist, um die erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken, in Abhängigkeit von den antizipierten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels basierend auf dem aktuellen angewiesenen Zustand jedes Steuereffektors bestimmt. Da jeder Term der Vektordifferenz zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels gewichtet worden ist, sind die sich ergebenden Anweisungen an die Steuereffektoren, um die erwünschte Änderung bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken, basierend auf den vorbestimmten Kriterien berechnet, wie z.B. der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels und/oder der Gewichtung, welche jegliche Ausreißermessung ergibt. Indem die gewichteten Differenzen durch die Transponierte der Matrix, welche die Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von den Änderungen bei den Steuereffektoren repräsentiert, multipliziert werden, setzt das Steuerverfahren eine Gradienten absenkende Technik ein, um so zu bewirken, dass die Steuereffektoren, welche den größten Einfluss auf eine Auswirkung auf den erwünschten Zustand aufweisen, mehr eingestellt werden, als die Steuereffektoren, welche einen geringeren Einfluss auf eine Auswirkung auf die erwünschte Änderung aufweisen, wodurch die Effizienz des Steuerschemas verbessert wird, indem alle verfügbaren Effektoren in einer koordinierten Weise eingesetzt werden.
Die Änderungsrate
der Steuereffektoren, welche erforderlich ist, um die erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken, kann auch durch eine Verstärkungsmatrix gewichtet werden, wie es durch Block 17 dargestellt ist, welche auf der relativen oder erkannten Wichtigkeit der entsprechenden Steuereffektoren basiert. Die Verstärkungsmatrix K_ij ist ist eine diagonale, positive, halbbestimmte Matrix, wobei ein Term der Verstärkungsmatrix der Änderungsrate jedes entsprechenden Steueref fektors zugeordnet ist. Typischerweise werden die Werte der Verstärkungsmatrix vorab belegt mit Werten, welche größer als ein Wert sind, welcher dazu dient, die Änderungsrate des entsprechenden Steuereffektors zu vergrößern, und Werten, welche kleiner als ein Wert sind, welcher dazu dient, die Änderungsrate des entsprechenden Steuereffektors zu verringern.
Da die Steuereffektoren typischerweise zumindest einigen Einschränkungen unterliegen, wie z.B. Einschränkungen bei dem vordefinierten Einsatzbereich des Steuereffektors und Einschränkungen bei der zulässigen Änderungsrate des Steuereffektors, beschränken das Verfahren und das Computerprogrammprodukt eines vorteilhaften Aspekts der vorliegenden Erfindung die zulässige Änderung jedes Steuereffektors, welcher diese vordefinierten Einschränkungen aufweist, so dass sie sich ergebenden Anweisungen, welche an die Steuereffektoren ausgegeben werden, nicht versuchen, die Einschränkungen der Steuereffektoren zu überschreiten. Verschiedene Einschränkungen können verschiedenen Steuereffektoren auferlegt sein. Zum Beispiel können die Steuersignale, welche sonst den Steuereffektoren bereitgestellt werden, eingeschränkt werden, z.B. durch einen Vektorbegrenzer, wie es in Block 18 1 dargestellt ist, um zu verhindern, dass der entsprechende Steuereffektor angewiesen wird, sich mit einer Rate zu ändern, welche eine vordefinierte Grenze überschreitet. Dabei können obere und/oder untere Grenzen definiert werden, so dass die zulässige Änderungsrate des entsprechenden Steuereffektors in einem akzeptablen Bereich, welcher durch die Grenze(n) beschränkt ist, verbleiben muss. Jedoch in Fällen, bei welchem das aerodynamische Beförderungsmittel ein Fehlererfassungssystem umfasst, können die oberen und die unteren Grenzen auf die Stellung des Effektors oder der Effektoren eingestellt werden, welche einen Fehler anzeigt, um eine verfügbare Leistung bei diesem verminderten Betriebsmodus aufrechtzuerhalten.
Um die Änderungsraten
der Steuereffektoren, welche bestimmt worden sind, um die erwünschte Änderung bei den Zustandsraten und andererseits den Zu stand des aerodynamischen Beförderungsmittels zu erzeugen, in Steuereffektoranweisungen zu konvertieren, werden die Änderungsraten integriert, wie es durch Block 20 der 1 dargestellt ist. Dabei werden die Änderungsraten integriert, indem eine lokale Rückkopplungsschleife eingesetzt wird, bei welcher eine Zeitverzögerung 22 und ein Begrenzer 24 in dem vorwärts gerichteten Pfad angeordnet sind. Der Begrenzer dient dazu, jeden Steuereffektor in einem vordefinierten Bereich zu halten. Zum Beispiel kann die Stellung einer Düse oder einer Steuerfläche derart eingeschränkt sein, dass sie in einem vordefinierten Bereich von Stellungen bleibt, welcher typischerweise durch vordefinierte obere und/oder untere Grenzen definiert ist.
Wenn die erwünschten Änderungen bei den Steuereffektoren einmal geeignet eingeschränkt worden sind, um zu verhindern, dass irgendein Steuereffektor angewiesen wird, seine vordefinierten Einschränkungen zu überschreiten, werden die Änderungen bei jedem Steuereffektoren, welche bestimmt worden sind, um die erwünschte Änderung bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels zu bewirken, als Anweisungen an jeden der Steuereffektoren ausgegeben und bei der dargestellten Ausführungsform durch das Halteglied nullter Ordnung 26 gespeichert. Dabei wird die erwünschte Änderung bei den Zustandsraten und andererseits die erwünschte Änderung bei der Änderungsrate des Systemzustandsvektors des aerodynamischen Beförderungsmittels bewirkt.
Indem die Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels gewichtet werden, bewirkt das erfindungsgemäße Verfahren effektiv die erwünschte Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels in einer Weise, welche die zugehörigen Kosten minimiert, wenn es durch die Gewichtung definiert ist. Dabei sind die Kosten der Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels wie folgt definiert:
Wie vorab beschrieben ist, werden diese Kosten durch den Entwurf sogar in Fällen minimiert, in welchen einer oder mehrere der Steuereffektoren ausgefallen sind oder anderweitig defekt sind oder in einer Stellung eingefroren sind. Dabei ist das Steuerverfahren gegenüber Fehlern von einem oder mehreren der Steuereffektoren robust, da die verbleibenden Steuereffektoren in die Richtung gezwungen oder angewiesen werden, um die erwünschte Änderung zu erbringen während die sich ergebenden Kosten minimiert werden. Da die fortgesetzte Verwendung der ausgefallenen Steuereffektoren aufgrund des vordefinierten Zuschusses p_i, welcher Ausreißern zugewiesen ist, zu großen Kosten führt, bewirkt die Minimierung der Kosten, dass die anderen funktionierenden Steuereffektoren verwendet und neu eingestellt werden, um die erwünschte Änderung zu bewirken.
Indem die sich ergebenden Kosten zum Erwirken der erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels minimiert werden, bewirkt das erfindungsgemäße Steuerverfahren die erwünschten Änderungen in einer effizienten Weise. Für eine weitere Diskussion der Kostenfunktion sei auf die ebenfalls anhängigen US-Patentanmeldungen Nrn. 09/967,403 und 09/967,446 verwiesen. Der gesamte Inhalt jeder dieser Anmeldungen wird hier per Referenz aufgenommen.
Auf der Grundlage der Kostenfunktion kann der Einfluss des vordefinierten Zuschlags p_i, welcher ermöglicht, dass eine größere oder eine geringere Gewichtung bezüglich Ausreißern, d.h. großen Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei den Zustandsraten, zugewiesen wird, dargestellt werden. Dabei sind 2 und 3 zwei verschiedene grafische Darstellungen derselben Kurven, welche die Beziehung zwischen den Kosten und der Differenz v zwischen der antizipierten und der erwünschten Änderung bei einer entsprechenden Zustandsrate eines aerodynamischen Beförderungsmittels darstellen. Wie dargestellt ist, erlegen größere Werte von p, d.h. p > 2 größere Zuschläge auf Ausreißer auf, wobei die Gesamtkosten erhöht werden. Umgekehrt ermöglichen kleinere Werte von p, d.h. 1 < p < 2, dass Ausreißer weiter zu den Kosten beitragen, wobei die Kosten verringert werden. Daher kann die Steuerung der Steuereffektoren durch einen Systementwickler oder dergleichen auf der Grundlage der Art, in welcher Ausreißer, welche einen Fehler oder einen Ausfall in dem System bedeuten können, behandelt werden, indem sie, entweder vollständig oder teilweise, entweder von dem Steuersystem ausgeschlossen werden oder fortgesetzt einbezogen werden. Darüber hinaus kann die Steuerung der Steuereffektoren weiter angepasst werden, wie es vorab beschrieben ist, indem ein anderes Gewicht w auf der Grundlage der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels festgelegt wird.
Darüber hinaus können sowohl die kontinuierlichen als auch die diskreten Arten des Steuerverfahrens konvergieren. Einen Beweis dieser Konvergenz wird durch die ebenfalls anhängigen US-Patentanmeldungen Nrn. 09/967,403 und 09/907,446 bereitgestellt. Darüber hinaus ist das Steuerverfahren in der Lage, die Anweisung, welche an den Steuereffektor auszugeben ist, um sicherzustellen, dass die Stabilität des Beförderungsmittels aufrechterhalten wird, rasch zu bestimmen und dann wiederholt neu zu bestimmen. Während das Steuerverfahren entworfen worden ist, um schnell zu sein, können Ausführungsformen des Steuerverfahrens einzelne genaue numerische Fließkomma-Darstellungen der verschiedenen Größen einsetzen, um genaue Anweisungen zu erhalten, während der Durchsatz des Computers weiter erhöht wird.
Wie vorab gezeigt ist, kann das Verfahren zur Steuerung der Mehrzahl der Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels durch ein Computerprogrammprodukt verwirklicht werden, welches den Betrieb eines Flugsteuercompu ters oder dergleichen lenkt, um Anweisungen zu der Mehrzahl der Steuereffektoren auszugeben, um die erwünschten Änderungen zu erwirken. Dabei umfasst das Computerprogrammprodukt ein von einem Computer lesbares Speichermedium, wie z.B. das nicht flüchtige Speichermedium, und von einem Computer lesbare Programmcodeabschnitte, wie z.B. eine Reihe von Computeranweisungen, welche in dem von dem Computer lesbaren Speichermedium enthalten sind. Typischerweise wird das Computerprogramm von einer Speichervorrichtung gespeichert und durch eine zugeordnete Prozessoreinheit, wie z.B. den Flugsteuercomputer oder dergleichen, ausgeführt.
Dabei ist 1 ein Blockdiagramm, ein Ablaufdiagramm und eine Darstellung eines Steuerflusses von Verfahren und Programmprodukten gemäß der Erfindung. Es ist klar, dass jeder Block oder jeder Schritt des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms und der Darstellung des Steuerflusses und Kombinationen von Blöcken in dem Blockdiagramm, dem Ablaufdiagramm und den Darstellungen des Steuerflusses durch Instruktionen eines Computerprogramms implementiert werden können. Diese Instruktionen des Computerprogramms können in einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung geladen werden, um eine Maschine herzustellen, so dass die Instruktionen, welche auf dem Computer oder der anderen programmierbaren Vorrichtung ausgeführt werden, Mittel zur Implementierung der Funktionen erzeugen, welche in dem Block/in den Blöcken oder in dem Schritt/in den Schritten des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms oder des Steuerflusses spezifiziert sind. Diese Instruktionen des Computerprogramms können auch in einem von einem Computer lesbaren Speicher gespeichert werden, welcher einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung anweist, in einer besonderen Weise zu arbeiten, so dass die Anweisungen, welche in dem von einem Computer lesbaren Speicher gespeichert sind, einen Artikel eines Erzeugnisses herstellen, welcher Instruktionsmittel umfasst, welche die Funktionen implementieren, die in dem Block/in den Blöcken oder in dem Schritt/in den Schritten des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms oder des Steuerflusses spezifiziert sind. Die Instruktionen des Computerprogramms können auch in einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung geladen werden, um eine Reihe von operativen Schritten zu verursachen, welche auf dem Computer oder der anderen programmierbaren Vorrichtung ausgeführt werden, um einen von einem Computer implementierten Prozess zu erzeugen, so dass die Instruktionen, welche auf dem Computer oder der anderen programmierbaren Vorrichtung ausgeführt werden, Schritte für eine Implementierung der Funktionen bereitstellen, welche in einem Block l in Blöcken oder in einem Schritt/in Schritten des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms oder des Steuerflusses spezifiziert sind.
Dementsprechend unterstützen die Blöcke oder Schritte des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms oder der Darstellungen des Steuerflusses Kombinationen von Mitteln, um die spezifizierten Funktionen auszuführen, Kombinationen von Schritten, um die spezifizierten Funktionen auszuführen, und Programminstruktionsmittel, um die spezifizierten Funktionen auszuführen. Es ist klar, dass jeder Block oder Schritt des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms oder der Darstellungen des Steuerflusses und Kombinationen der Blöcke oder Schritte in dem Blockdiagramm, in dem Ablaufdiagramm oder in den Darstellungen des Steuerflusses durch Computersysteme, welche auf einer speziellen Hardware basieren und die spezifizierten Funktionen oder Schritte ausführen, oder durch Kombinationen einer speziellen Hardware und Computerinstruktionen realisiert werden können.
Dem Fachmann fallen viele Änderungen und andere erfindungsgemäße Ausführungsformen ein, auf welche sich diese Erfindung bezieht und welche den Nutzen der Lehren aufweisen, welche in den vorab stehenden Beschreibungen und zugehörigen Zeichnungen dargestellt sind. Daher ist klar, dass die Erfindung nicht auf die speziellen offenbarten Ausführungsformen beschränkt ist und dass Änderungen und andere Ausführungsformen in den Umfang der beigefügten Ansprüche fallen sollen.

Claims

Integriertes Verfahren zur Steuerung einer Mehrzahl von Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels mit einer Mehrzahl von Zuständen, wobei das Verfahren umfasst: Bestimmen eines momentan angewiesenen Zustands der Mehrzahl der Steuereffektoren einschließlich der momentan angewiesenen Zustände einer Düsenausrichtung, von Schubänderungen und/oder mindestens einer aerodynamischen Fläche; Bestimmen der Differenzen zwischen antizipierten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels auf der Grundlage des momentanen Zustands jedes Steuereffektors und der momentanen Flugbedingungen, und erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels, und Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage der Differenzen, um zumindest einen Teil der erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels auszuführen.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Bestimmen der Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umfasst: Bestimmen eines ersten Skalarprodukts eines Vektors, welcher den momentan angewiesenen Zustand jedes Steuereffektors repräsentiert, und einer Matrix, welche Änderungen bei der Mehrzahl der Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, wobei die Matrix eine Mehrzahl von Termen umfasst, wobei jeder Term die antizipierte Änderung einer entsprechenden Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von der Änderung eines entsprechenden Steuereffektors repräsentiert; und Ermitteln (12) einer Vektordifferenz zwischen dem ersten Skalarprodukt und einem Vektor, welcher die erwünschte Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels repräsentiert.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 2, weiter ein Konstruieren der Matrix umfassend, um Änderungen bei den Zustandsraten zu repräsentieren, welche mit dem Auftrieb, der Neigung und einer Mehrzahl von Triebwerkparametern des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren verbunden sind.
Integriertes Verfahren nach einem der Ansprüche 1–3, umfassend: Gewichten der Differenzen basierend auf der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels und/oder eines vordefinierten Zuschlags, welcher einen Effekt aufweist, der sich in Abhängigkeit von der Größe einer entsprechenden Differenz ändert; und Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage der gewichteten Differenzen, um mindestens einen Teil der erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umzusetzen.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 4, weiter ein Beschränken der zulässigen Änderung von mindestens einem der Steuereffektoren umfassend, wobei das Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren ein Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren abhängig von den bewerteten Differenzen umfasst, welche Beschränkungen bei den zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren unterliegen, um mindestens einen Teil der erwünschten Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umzusetzen, ohne die zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren zu überschreiten.
Integriertes Verfahren nach einem der Ansprüche 2–5, weiter ein Konstruieren der Matrix umfassend, um Änderungen bei den Zustandsraten, welche mit dem Auftrieb, der Neigung und einer Mehrzahl von Triebwerksparametern des aerodynamischen Beförderungsmittels verbunden sind, abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren zu repräsentieren.
Integriertes Verfahren nach einem der Ansprüche 2–6, weiter umfassend ein Bestimmen (16) eines zweiten Skalarprodukts der gewichteten Vektordifferenz und einer Transponierten der Matrix, welche Änderungen bei der Mehrzahl der Zustandsgrößen des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, und wobei das Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage des zweiten Skalarprodukts erfolgt.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 7, weiter ein Gewichten (17) des zweiten Skalarprodukts auf der Grundlage der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Steuereffektoren umfassend, so dass die Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage des gewichteten zweiten Skalarprodukts gesteuert wird.
Integriertes Verfahren nach einem der Ansprüche 1–8, umfassend: Begrenzen (24) der zulässigen Änderung von mindestens einem der Steuereffektoren; und Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage von Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels, welche Begrenzungen bei den zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren unterliegen, um mindestens einen Teil der erwünschten Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umzuset zen, ohne die zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren zu überschreiten.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 9, wobei das Begrenzen der zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren ein Begrenzen der zulässigen Änderungsrate von mindestens einem der Steuereffektoren umfasst.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 9 oder 10, wobei das Begrenzen der zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren ein Begrenzen von mindestens einem der Steuereffektoren innerhalb eines vordefinierten Bereiches umfasst.
Integriertes Verfahren nach einem der Ansprüche 9–11, weiter ein Gewichten der Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen auf der Grundlage eines vorbestimmten Kriteriums umfassend, und wobei das Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage der gewichteten Differenzen erfolgt.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 12, wobei das Gewichten der Differenzen ein Gewichten der Differenzen auf der Grundlage der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umfasst.
Integriertes Verfahren nach Anspruch 12, wobei das Gewichten der Differenzen ein Gewichten der Differenzen auf der Grundlage eines vordefinierten Zuschlags umfasst, welcher eine Effekt aufweist, der abhängig von der Größe einer entsprechenden Differenz variiert.
Integriertes Verfahren nach einem der Ansprüche 1–14, wobei das Steuern der Mehrzahl der Steuereffektoren mehr ein Einstellen eines Steuereffektors umfasst, welcher sich auf einen größeren Teil der erwünschten Änderung auswirkt, als ei nes Steuereffektors, welcher sich auf einen kleineren Teil der erwünschten Änderung auswirkt.
Computerprogrammprodukt zum Steuern einer Mehrzahl von Steuereffektoren eines aerodynamischen Beförderungsmittels mit einer Mehrzahl von Zuständen, wobei das Computerprogrammprodukt ein Computer lesbares Speichermedium umfasst, welches einen in dem Medium enthaltenen Computer lesbaren Programmcode aufweist, wobei der Computer lesbare Programmcode umfasst: einen ersten ausführbaren Teil, welcher derart ausgestaltet ist, dass ein momentan angewiesener Zustand der Mehrzahl der Steuereffektoren einschließlich der momentan angewiesenen Zustände einer Düsenausrichtung und mindestens einer aerodynamischen Fläche bestimmt wird, und derart ausgestaltet ist, dass antizipierte Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels auf der Grundlage des momentan angewiesenen Zustands der Mehrzahl der Steuereffektoren bestimmt werden; einen zweiten ausführbaren Teil, welcher derart ausgestaltet ist, dass Differenzen zwischen antizipierten Änderungen und erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels bestimmt werden; und einen dritten ausführbaren Teil, welcher derart ausgestaltet ist, dass die Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage der Differenzen gesteuert werden, um mindestens einen Teil der erwünschten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umzusetzen, wobei der zweite ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die antizipierten Änderungen bei der Mehrzahl der Zustände auf der Grundlage des momentan angewiesenen Zustands jedes Steuereffektors und momentaner Flugzustände bestimmt werden.
Computerprogrammprodukts nach Anspruch 16, wobei der dritte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass ein Steuereffektor, welcher sich auf einen größe ren Teil der erwünschten Änderung auswirkt, mehr eingestellt wird, als ein Steuereffektor, welche sich auf einen kleineren Teil der erwünschten Änderung auswirkt.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 16 oder 17, weiter einen vierten ausführbaren Teil umfassend, welcher derart ausgestaltet ist, dass die zulässige Änderung von mindestens einem der Steuereffektoren begrenzt wird, wobei der dritte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die Mehrzahl der Steuereffektoren auf der Grundlage der gewichteten Differenzen gesteuert wird, welche Begrenzungen bei den zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren unterliegen, um mindestens einen Teil der erwünschten Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels umzusetzen, ohne die zulässigen Änderungen von mindestens einem der Steuereffektoren zu überschreiten.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 18, wobei der vierte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die zulässige Änderungsrate von mindestens einem der Steuereffektoren begrenzt (24) wird.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 18 oder 19, wobei der vierte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, das mindestens einer der Steuereffektoren in einem vordefinierten Bereich begrenzt wird.
Computerprogrammprodukt nach einem der Ansprüche 16–20, weiter einen fünften ausführbaren Teil umfassend, welcher derart ausgestaltet ist, dass die Differenzen zwischen den antizipierten und den erwünschten Änderungen auf der Grundlage eines vorbestimmten Kriteriums gewichtet werden, und wobei der dritte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage der gewichteten Differenze gesteuert werden.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 21, wobei der fünfte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die Differenzen auf der Grundlage der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels gewichtet werden.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 21 oder 22, wobei der fünfte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die Differenzen auf der Grundlage eines vordefinierten Zuschlags gewichtet werden, welcher einen Effekt aufweist, der abhängig von der Größe einer entsprechenden Differenz variiert.
Computerprogrammprodukt nach einem der Ansprüche 18–23, wobei der zweite ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass ein erstes Skalarprodukt eines Vektors, welcher den momentan angewiesenen Zustand jedes Steuereffektors repräsentiert, und einer Matrix, welche Änderungen bei der Mehrzahl der Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, bestimmt wird, wobei die Matrix eine Mehrzahl von Termen umfasst, wobei jeder Term die antizipierte Änderung bei einer entsprechenden Zustandsrate des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von der Änderung eines entsprechenden Steuereffektors repräsentiert, und wobei der zweite ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass er eine Vektordifferenz zwischen dem ersten Skalarprodukt und einem Vektor, welcher die erwünschte Änderung bei der Mehrzahl der Zustände des aerodynamischen Beförderungsmittels repräsentiert, ermittelt (12).
Computerprogrammprodukt nach einem der Ansprüche 16–24, weiter einen sechsten ausführbaren Teil umfassend, welcher derart ausgestaltet ist, dass die Matrix konstruiert wird, um Änderungen bei den Zustandsraten, welche mit dem Auftrieb, der Neigung und einer Mehrzahl von Triebwerksparametern des aerodynamischen Beförderungsmittels verbunden sind, abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren zu repräsentieren.
Computerprogrammprodukt nach einem der Ansprüche 16–25, weiter einen siebten ausführbaren Teil umfassend, welcher derart ausgestaltet ist, dass ein zweites Skalarprodukt der gewichteten Vektordifferenz und einer Transponierten der Matrix bestimmt wird, welche Änderungen bei der Mehrzahl der Zustandsraten des aerodynamischen Beförderungsmittels abhängig von Änderungen bei der Mehrzahl der Steuereffektoren repräsentiert, und wobei der dritte ausführbare Teil derart ausgestaltet ist, dass die Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage des zweitens Skalarprodukts gesteuert wird.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 26, weiter einen achten ausführbaren Teil umfassend, welcher derart ausgestaltet ist, dass das zweite Skalarprodukt auf der Grundlage der relativen Wichtigkeit der entsprechenden Steuereffektoren gewichtet (17) wird, so dass die Mehrzahl der Steuereffektoren zumindest teilweise auf der Grundlage des gewichteten zweiten Skalarprodukts gesteuert werden.