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BEREICH DER
ERFINDUNG
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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.
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HINTERGRUND
DER ERFINDUNG
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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ZUSAMMENFASSUNG
DER ERFINDUNG
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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KURZE BESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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Während vorab
die Erfindung allgemein beschrieben worden ist, wird nun Bezug auf
die beigefügten Zeichnungen
genommen, welche nicht notwendigerweise maßstabsgetreu gezeichnet sind.
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1 ist
ein Blockdiagramm, welches die Operationen darstellt, welche durch
das Verfahren und das Computerprogrammprodukt einer erfindungsgemäßen Ausführungsform
durchgeführt
werden;
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2 ist
ein Graph, welcher den Einfluss darstellt, der der Auferlegung von
verschiedenen vordefinierten Zuschlägen zugeordnet werden kann;
und
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3 ist
eine vergrößerte Darstellung
des Graphs der 2, welcher den Einfluss der
Auferlegung von verschiedenen vordefinierten Zuschlägen dargestellt.
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DETAILLIERTE
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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
![Figure 00180001](https://patentimages.storage.***apis.com/4d/b7/19/01534c77b1a833/00180001.png)
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
![Figure 00240001](https://patentimages.storage.***apis.com/4c/5e/d6/9215b5fdb369a1/00240001.png)
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 pi, 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 pi, 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.