СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ УГЛОМ РЫСКАНИЯ И КРЕНА ВЕРТИКАЛЬНО СТАРТУЮЩЕГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
CONTROL METHOD FOR CONTROLLING YAW AND ROLL ANGLE OF VERTICALLY LAUNCHING AIRCRAFT

Изобретение касается способа управления для управления углом рыскания и крена летательного аппарата стартующего вертикально, по меньшей мере, с двумя приводными группами, расположенными в противоположных друг другу боковых областях летательного аппарата на расстоянии от фюзеляжа летательного аппарата, при этом каждая приводная группа имеет, по меньшей мере, первый приводной блок, при этом первый приводной блок расположен на расстоянии от фюзеляжа с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и в положение вертикального полета.
Вертикально стартующие летательные аппараты  используются, кроме прочего, как дроны и в военной области. Обычно эти летательные аппараты имеют два крыла, расположенные на противоположных сторонах фюзеляжа, при этом на крыльях расположены на опорах с возможностью поворота соответственно два приводных блока в несущих элементах, приведенных в соответствие целям использования и жестко соединенных с крыльями, в таких как, например, гондолы. Также известны летательные аппараты, у которых не сформирован отдельный фюзеляж, а крыло образовано из двух, симметрично сформированных вдоль продольной оси полукрыльев, при этом на полукрыльях расположены с возможностью поворота соответственно два приводных блока в несущих элементах, приспособленных к соответствующей цели использования и жестко связанных с полукрыльями.
К тому же, из уровня техники известны вертикально стартующие летательные аппараты, у которых приводные блоки установлены на опорах с возможностью поворота прямо на крыльях, например, на несущей структуре, проходящей внутри крыла. Такой  вертикально стартующий летательный аппарат описывается в публикации WO 2014/016226 A1. У этого вертикально стартующего летательного аппарата предусмотрено, чтобы на крыле были расположены в положении горизонтального полета первый приводной блок сверху плоскости крыла, а второй приводной блок снизу плоскости крыла, и чтобы в положении вертикального полета были расположены первый приводной блок и второй приводной блок в приблизительно горизонтальной плоскости. Этим достигают в фазе вертикального полета вблизи земли единого эффекта земли первого и второго приводного блока, поэтому достигается спокойное поведение при полете, в частности, в фазе старта и приземления. В положении горизонтального полета первый приводной блок и второй приводной блок взаимно не обдуваются, поэтому, таким образом, не возникает потерь коэффициента полезного действия.
Для управления углом рыскания и крена известны способы управления, в частности, мультикоптеров, у которых желаемое рыскание или крен достигается с помощью пригодной регулировки приводных блоков, не поворотных у мультикоптеров. При этом выдаваемая соответствующими приводными блоками мощность задается индивидуально для привода, чтобы посредством созданных таким образом различий в подъемной силе и разностей вращающих моментов создать рыскание и крен.
Обычно с помощью угла крена, тангажа и рыскания описывается ориентация летательного аппарата в трехмерном пространстве. При этом различные углы описывают угол поворота летательного аппарата, исходя из нулевого положения, которое может соответствовать, например, ориентации стоящего на земле летательного аппарата, вокруг продольной, поперечной и вертикальной оси летательного аппарата.
В качестве задачи изобретения рассматривается предоставление соответствующего способа управления для управления углом рыскания и крена с помощью надлежащего регулирования приводных блоков для вертикально стартующих летательных аппаратов, с помощью которого обеспечивается управление как при вертикальном полете, так и при переходе в горизонтальный полет и при горизонтальном полете.
Согласно изобретению эта задача решается с помощью способа управления для управления углом рыскания и крена вертикально стартующих летательного аппарата описанного вначале вида,
– при этом согласуется мощность, достигнутая приводными блоками, чтобы достичь предварительно установленного заданного угла рыскания и предварительно установленного заданного угла крена,
1
2
1
2
– при этом на этапе определения определяют первый параметр g управления рысканием и второй g параметр управления рысканием, а также первый параметр r управления креном и второй параметр r управления креном, при этом первый параметр управления рысканием и первый параметр управления креном – это параметры вертикального управления для достижения заданного угла рыскания и заданного угла крена в положении вертикального полета, при этом второй параметр управления рысканием и второй параметр управления креном – это параметры горизонтального управления для достижения заданного угла рыскания и заданного угла крена в положении горизонтального полета,
– при этом на последующем этапе наложения из параметров вертикального управления и параметров горизонтального управления в зависимости от угла поворота посредством предписания по наложению определяется параметр регулирования для каждого приводного блока,
– и при этом затем предварительно задается мощность приводных блоков с учетом параметров регулирования.
Во всех положениях поворота приводных блоков требуются различные параметры регулирования, чтобы достичь желаемой характеристики рыскания и крена. Благодаря соответствующему изобретению постоянному расчету параметров горизонтального управления и параметров вертикального управления, а также наложению параметров, определенных для горизонтального полета и вертикального полета, может быть особенно просто реализован способ управления, поскольку способ управления должен быть рассчитан только для обоих экстремумов положения горизонтального полета и положения вертикального полета. Для определения параметров горизонтального управления и параметров вертикального управления могут быть использованы известные из уровня техники способы управления и регулировки. У параметров регулирования согласно изобретению может идти речь, например, о значениях разницы в мощности, описывающих требуемое от приводных блоков для достижения заданного угла рыскания и крена отклонение от общей мощности, соответствующей, например, запрос в мощности, запрашиваемую пилотом. Параметры регулирования определяются предпочтительным образом из параметров управления креном и параметров управления рысканием, представляющих собой абсолютные значения требуемых значений разницы в мощности в горизонтальном полете и вертикальном полете.
Предпочтительным образом согласно изобретению предусмотрено, чтобы каждая приводная группа имела первый и второй приводной блок, при этом первый приводной блок и второй приводной блок были расположены соответственно на расстоянии от фюзеляжа с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и в положение вертикального полета. Предпочтительным образом согласно изобретению предусмотрено, чтобы первые приводные блоки и/или вторые приводные блоки были расположены на противоположных друг другу крыльях летательного аппарата. Но, например, также возможно и предусмотрено по изобретению, чтобы приводные блоки на фюзеляже были расположены на расстоянии от фюзеляжа, предпочтительно с помощью несущей рамы. Приводные блоки могут иметь по изобретению предпочтительно роторы.
В упрощенном варианте описанного способа предпочтительно предусмотрено, чтобы второй параметр управления рысканием определялся на основании первого параметра управления рысканием путем перемножения на коэффициент рыскания, и/или чтобы второй параметр управления креном определялся на основании первого параметра управления креном путем перемножения на коэффициент крена. Также возможно и предусмотрено согласно изобретению, чтобы соответственно первые параметры управления определялись путем перемножения соответствующих вторых параметров управления на соответствующий коэффициент.
Предпочтительно согласно изобретению предусмотрено, чтобы на этапе определения определялись фактический угол рыскания и фактический угол крена, и чтобы параметры управления определялись соответственно, исходя из заданного угла рыскания и заданного угла крена, а также фактического угла рыскания и фактического угла крена с помощью алгоритма регулирования. Предпочтительным образом фактический угол рыскания и фактический угол крена могут быть измерены с помощью пригодных сенсоров и переданы на микроконтроллер, или соответственно, контроллер полета, выполняющий алгоритм регулирования и/или способ управления.
Согласно изобретения предпочтительно предусмотрено, чтобы первый параметр управления рысканием определялся на основе заданного угла рыскания и фактического угла рыскания первым алгоритмом регулирования рыскания, и/или чтобы второй параметр управления рысканием определялся на основе заданного угла рыскания и фактического угла рыскания вторым алгоритмом регулирования рыскания, и/или чтобы первый параметр управления креном определялся на основе заданного угла крена и фактического угла крена первым алгоритмом регулирования крена, и/или чтобы второй параметр управления креном определялся на основе заданного угла крена и фактического угла крена вторым алгоритмом регулирования крена. Благодаря применению нескольких независимых алгоритмов регулирования для определения параметров управления может быть значительно упрощена компоновка отдельных алгоритмов регулирования, поскольку должны быть приняты во внимание только SISO–системы. Связи между выходными величинами могут быть учтены затем, при известных обстоятельствах, с помощью предпочтительно нелинейного наложения различных параметров управления.
В особо предпочтительной форме осуществления соответствующего изобретению способа предусмотрено, чтобы у первого алгоритма регулирования рыскания и/или у второго алгоритма регулирования рыскания, и/или у первого алгоритма регулирования крена и/или второго алгоритма регулирования крена шла речь о линейном регуляторе с Р– или PD–составляющей. Применение линейных регуляторов с Р– или РD–составляющей является особенно простым. Предпочтительно алгоритмы регулирования могут иметь дополнительно также I–составляющую.
1
Предпочтительно первый параметр gуправления рысканием с РD–регулятором определяется, исходя из предпочтительно определенного пригодными сенсорами фактического угла  рыскания, а также предпочтительно точно также сенсорно измеренной фактической скорости  рыскания и, исходя из предварительно установленного заданного угла  рыскания по следующему правилу:
1
1
2
2
Коэффициент  представляет собой Р–составляющую РD–регулятора, а коэффициент  – D–составляющую РD–регулятора для определения первого параметра g управления рысканием. Сравнительным образом первый параметр r управления креном, второй параметр g управления рысканием и второй параметр r управления креном определяются по следующим правилам, при этом дополнительно используются измеренный предпочтительно пригодными сенсорами фактический угол  крена, также измеренная предпочтительно сенсорно фактическая скорость  крена и предварительно установленный заданный угол  крена:
1
2
1
2
Предпочтительным образом согласно изобретению предусмотрено, чтобы Р–составляющая  и D–составляющая  для определения первого параметра g управления рысканием соответствовала Р–составляющей  и D–составляющей  РD–регулятора для определения второго параметра r управления креном, и чтобы Р–составляющая  и D–составляющая  для определения первого параметра r управления креном соответствовала Р–составляющей  и D–составляющей  РD–регулятора для определения второго параметра g управления рысканием.
Для определения фактического угла  крена, фактической скорости  крена, фактического угла  рыскания и фактической скорости  рыскания летательный аппарат имеет предпочтительно гироскоп, сенсор ускорения, а также компас, при этом необходимые углы и скорости определяются на основании известных по уровню техники способов, таких как, например, фильтр Калмана (Kalman–Filter), из измеренных этими сенсорами измеренных величин.
Также в соответствии с изобретением предусмотрено, чтобы параметры горизонтального управления и параметры вертикального управления постоянно определялись с использованием соответственно алгоритма или общего алгоритма регулирования. У соответственно использованного алгоритма регулирования может идти речь о линейном или нелинейном регуляторе.
Предпочтительно предусмотрено, чтобы на этапе наложения параметры вертикального управления и параметры горизонтального управления соответственно перемножались с характерной для приводного блока и зависящей от угла наклона оценочной функцией, а параметры регулирования для каждого приводного блока определялись с помощью линейной комбинации параметров вертикального управления, перемноженных на характерную для приводного блока и зависящую от угла поворота оценочную функцию, и параметров горизонтального управления, перемноженных на характерную для приводного блока и зависящую от угла поворота оценочную функцию. Предпочтительно оценочная функция – это нелинейная функция в зависимости от угла поворота. С помощью нелинейной оценки и последующей линейной комбинации могут быть учтены, в частности, при использовании нескольких независимых регуляторов для определения первых и вторых параметров управления рысканием и креном предпочтительно также неучтенные связи между объектами регулирования.
Согласно изобретению предпочтительно предусмотрено, что оценочная функция параметров вертикального управления – это косинус угла поворота, и что оценочная функция параметров горизонтального управления – это синус угла поворота. Выяснилось, что с помощью наложения с применением функций синуса и косинуса может быть достигнуто особо стабильное поведение при полете, в частности, во время перехода от положения вертикального полета в положение горизонтального полета и наоборот.
1
У особо предпочтительной формы осуществления соответствующего изобретению способа предусмотрено, чтобы угол рыскания и угол крена были определены соответственно с правым вращением вокруг вертикальной оси, или соответственно, продольной оси летательного аппарата, при этом на этапе наложения параметр AP регулирования первого и на виде сверху летательного аппарата расположенного слева от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
(1),
2
при этом на этапе наложения параметр AP регулирования первого и на виде летательного аппарата сверху расположенного справа от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
(2),
3
при этом на этапе наложения параметр AP регулирования второго и на виде летательного аппарата сверху расположенного слева от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
(3),
4
при этом на этапе наложения параметр AP регулирования вторым и на виде летательного аппарата сверху расположенного справа от продольной оси приводного блока рассчитывается по следующей схеме:
(4).
В том случае, если приводные блоки имеют роторы, предпочтительно при определении параметров регулирования учитывается направление вращения ротора.
1
2
3
4
Для того чтобы, исходя из рассчитанных таким образом параметров регулирования, представляющих собой предпочтительно значения разницы в мощности, определить значения регулировки мощности, которыми затем будут регулироваться отдельные приводные блоки, в соответствии с изобретением предусмотрено, чтобы значения u, u, u, u регулирования мощности приводных блоков, которыми регулируются приводные блоки, чтобы достичь желаемой мощности отдельных приводных блоков, рассчитывались с учетом величины F запроса мощности и параметра n тангажа следующим образом:
(5)
(6)
(7)
(8).
В случае величины запроса мощности соответственно изобретению может идти речь, например, об общей мощности, запрашиваемой пилотом. Параметр тангажа описывает предпочтительно значение разницы в мощности, которое требуется для достижения предварительно установленного заданного угла тангажа.
Предпочтительно согласно изобретению предусмотрено, чтобы в положении горизонтального полета первые приводные блоки были расположены в направлении вертикальной оси на расстоянии от вторых приводных блоков и, чтобы в положении вертикального полета первые приводные блоки были расположены в направлении продольной оси на расстоянии от вторых приводных блоков. Предпочтительно согласно изобретению предусмотрено, чтобы на крыле в положении горизонтального полета первые приводные блоки были расположены сверху верхней плоскости крыла, а вторые приводные блоки снизу нижней плоскости крыла, и чтобы в положении вертикального полета первые приводные блоки и вторые приводные блоки были расположены в направлении горизонтального полета перед и за крылом.
Следующие предпочтительные формы осуществления соответствующего изобретению способа подробнее поясняются с помощью изображенного на чертеже примера осуществления.
На фигуре 1 схематично изображен вертикально стартующих летательный аппарат 1. Летательный аппарат 1 имеет две приводные группы 3, расположенные на противоположных друг другу крыльях 2 летательного аппарата 1, при этом каждая приводная группа 3 имеет первый 4, 5 и второй приводной блок 6, 7. Первый приводной блок 4, 5 и второй приводной блок 6, 7 расположены на крыле 2 соответственно с возможностью поворота на угол α поворота в положение горизонтального полета и положение вертикального полета. На изображении приводные блоки 4, 5, 6, 7 находятся в положении горизонтального полета. Первые приводные блоки 4, 5 расположены на крыльях 2 сверху верхней плоскости 8 крыла, а вторые приводные блоки 6, 7 – снизу нижней плоскости 9 крыла. Если приводные блоки 4, 5, 6, 7 поворачивают в положение вертикального полета, то первые приводные блоки 4, 5 и вторые приводные блоки 6, 7 расположены в направлении горизонтального полета впереди и за крыльями 2. Угол  рыскания, угол  крена и угол  тангажа определены соответственно с правым вращением вокруг вертикальной оси, продольной оси и поперечной оси летательного аппарата 1.
Приводные блоки 4, 5, 6, 7 имеют соответственно роторы. Роторы первого приводного блока 4 и второго приводного блока 7 вращаются влево, а роторы первого приводного блока 5 и второго приводного блока 6 –вращаются вправо.
1
2
3
4
1
2
1
2
1
2
1
2
1
2
3
4
1
Для управления углом  рыскания и углом  крена на этапе определения соответствующего изобретению способа управления прежде всего определяют, исходя из предварительно установленного заданного угла  рыскания и предварительно установленного заданного угла  крена с помощью линейных регуляторов PD, PD, PD, и PD первые и вторые параметры g, g, r, r управления рысканием и креном. Затем из параметров g, g, r, r управления креном на этапе наложения для каждого приводного блока 4, 5, 6, 7 определяются параметры u, u, u, u регулирования. На фигуре в качестве примера изображено определение параметра uрегулирования для первого приводного блока 4. Определение осуществляется с помощью ранее описанных формул с 1 по 8.