用于控制超定系统的方法和控制单元、系统和飞行器与流程

1.本发明涉及一种用于控制具有多个致动器的超定系统、例如具有多个驱动单元的飞行器的方法。
2.本发明还涉及一种用于控制具有多个致动器的超定系统、例如具有多个驱动单元的飞行器的控制单元。
3.此外，本发明涉及一种具有多个致动器的超定系统。
4.本发明最后涉及一种飞行器，所述飞行器具有多个驱动单元和可选地另外的致动器，如例如活动的襟翼或绞盘，所述驱动单元和致动器一起形成一个超定系统。


背景技术：

5.过驱动(“over-actuation”，即飞机具有数量比用于执行其控制空间中的所谓的主要任务所需的情况多的致动器)的飞机、飞行器或航空器提供了这样的可能性，即，以多于一个解决方案实现所述任务。这直观地表明，根据飞机类型、致动器类型和在控制空间中定义的任务，可能存在附加的用于执行一个或多个其他(非主要)任务的空间。
6.具有相应优先权的不同任务相互组合，使得具有低优先权的任务不会影响具有高优先权的任务，是重要的任务。将次要或第三(第四或一般性地非必要性)任务添加到控制及配置问题(分配问题)的方式和形式可能明显影响到为了解决主要任务可供使用的性能和这种解决方案的稳定性。
7.申请人在欧洲专利申请19 212 935.1中提出了一种用于运行具有18个旋翼的evtol飞行器方法，其中，主控制分配得到用于利用所谓的“l-2”最小化提供所需的推力和转矩的解决方案，而次要的或优先权较低(非主要)的约束完成最大ltu(lift-trust-unit，升力推力单元)功率的降低。这通过改变作为ltu值(转速-rpm)与总ltu的平均值的偏差的函数的分配问题的放大参数来实现(所谓的“l-inf”最小化)。这里在一个步骤中执行两个任务，这使得无法给不同的目标分配不同的优先权或不同的紧急程度。此外，在达到具有较低紧急程度的目标(例如次要目标)时出现失效或有故障的特性可能会对完成具有较高紧急程度的任务(例如主要目标)产生不利影响。


技术实现要素：

8.本发明的目的是，这里实现一种补救措施并给出相应提及的类型的一种方法、一种控制单元、一种系统和一种飞行器或航空器，其中，除了完成至少一个主要任务以外还可以解决至少一个非主要任务，此时不会对主要任务或主要任务的解决方案产生不利影响。
9.根据本发明提出一种用于控制具有多个致动器的超定系统的方法，所述系统例如是具有多个驱动单元的飞行器，所述致动器执行至少一个主要任务和至少一个非主要任务，所述方法包括：
10.a)根据所述系统的物理模型确定伪控制指令所述伪控制指令特别是代表作用于所述系统的力矩和总推力，
11.b)根据u
p
＝du确定控制矩阵d，从而u1＝d-1up
，表示用于致动器的用以执行所述主要任务的控制指令，
12.c)将非主要任务映射到主要任务的零空间n(d)中，从而当u2，表示用于致动器的用以实施非主要任务的控制指令时，du2＝0，以及
13.d)将来自b)和c)的控制指令提供给致动器。
14.根据本发明提出一种用于控制具有多个致动器的超定系统的控制单元，所述系统例如是具有多个驱动单元的飞行器，所述致动器执行至少一个主要任务和至少一个非主要任务，所述控制单元特别是在软件技术上构造和设置成用于：
15.a)根据所述系统的物理模型确定伪控制指令所述伪控制指令特别是代表作用于所述系统的力矩和总推力，
16.b)根据u
p
＝du确定控制矩阵d，从而u1＝d-1up
，表示用于致动器的用以执行所述主要任务的控制指令，
17.c)将非主要任务映射到主要任务的零空间n(d)中，从而当u2，表示用于致动器的用以实施非主要任务的控制指令时，du2＝0，以及
18.d)将来自b)和c)的控制指令提供给致动器，以便相应地操控所述致动器。
19.所述控制单元可以进一步构造和设置成用于执行下面说明的根据本发明的方法的改进方案。
20.根据本发明的超定系统包括多个与根据本发明的控制单元作用连接的致动器。
21.根据本发明的飞行器包括多个驱动单元和可选地包括另外的致动器，如活动的襟翼或绞盘，所述驱动单元和另外的致动器一起构成根据本发明的超定系统，特别是具有多个优选电驱动的旋翼单元的多旋翼飞行器形式的飞行器。
[0022]“致动器”在当前情况下特别是指、但不仅是指驱动单元，如旋翼单元或类似物。根据所述系统(飞行器)的具体设计方案，此外还有其他机构，如襟翼、绞盘等，或者一般而言系统所需的操作机构，以便执行确定的物理任务。
[0023]
提出一种用于针对超定系统(例如飞行器)分配任务优先权的方法，在所述方法中，将具有低优先权的任务(非主要任务)映射到具有较高优先权的任务(主要任务)的零空间上。以这种方式确保了，具有低优先权的任务不会对具有高优先权的任务或其解决方案产生不利影响。
[0024]“零空间”在当前情况下应是指(线性的)数学映射的核。向量空间v和w之间线性映射f:v
→
w的核由v中的映射到w中的零向量的向量组成；就是说，所述核是齐次线性方程f(x)＝0的解集合并且因此也称为零空间。
[0025]
如果考察ep 19 212 935.1中的示例，则主要任务在于，利用“l-2最小化”获得用于产生必要(总)推力和必要转矩的控制分配的解。相应地，次要任务、即非主要任务可以是，利用“l-inf最小化”降低最大ltu功率。如果根据本发明将次要任务映射到主要任务的零空间中，则确保了，次要任务不会影响主要任务的解决。这出于安全性的原因是希望的，因为主要任务是必须要完成的，而次要任务只是优选要完成的。此外，还可以指定另外的下级(例如第三的任务)，例如将确定的(或多个)ltu的功率降低到例如75％，因为相关驱动单
元发生过热或被归为发生故障。根据本发明的一个相应改进方案，将第三任务映射到主要和次要任务的零空间中，从而第三任务不会对优先权更高的任务产生不利影响。
[0026]
在上面的示例中，次要和第三任务根据具体要求和优先权可以更换次序。在本技术中，将达到要求的推力和转矩视为主要任务，并且所有其他(次要、第三和其他任务)视为非主要的。
[0027]
如果在零空间中还存在相应的位置时，所提出的方法也可以用于第四、第五或其他任务。如果在零空间中不再存在位置，则基于零空间的定义简单地忽略这些任务。
[0028]
要强调的是，所提出的构思提供了根据任务相应的紧急程度对任务极为有利的区分，这对于可以用于利用不同的紧急程度和目标来分配功能不同的设计保障级别(dal)。这对于降低安全性关键的设备、如飞行器的开发成本具有明显的影响。
[0029]
尽管这里和在下面重复地引用飞行器，但所述方法也完全一般性地适用于控制任意类型的致动器系统。
[0030]
为了便于理解，这里要简短地详细说明本发明、特别是关于飞行器的数学物理背景。
[0031]
可以利用牛顿欧拉定理或拉格朗日法导出的系统运动方程可以如下表述：
[0032][0033]
其中，是系统的构型向量，例如是在3d中的位置和旋转，是状态相关的广义惯性矩，表示状态相关的科里奥利力，代表重力，而是外部的力和转矩，例如由空气动力学、接触等造成的。用于该系统的所要求的物理的控制指令(或伪控制指令)称为所述控制指令例如利用反馈控制规则来计算并且用于控制所述系统。所述伪控制指令是相对于主体固定的力和转矩，所述力和转矩通过不同的致动器作用于所述系统，这些力和转矩分别以控制输入矩阵带入在式1给出的系统动力学系统。这些矩阵特别是包含过度/不足致动。
[0034]
为了计算u
p
使用控制方法(或规则)(例如直接相关性或反馈控制规则等)。这些计算出的控制指令和实际的致动器控制指令之间的关联通过分配或配置问题来完成，这种关联特别是关于系统中的致动器的定位的几何知识和其他与致动器相关的配置和特性。这里适用的是：
[0035]up
＝du,
ꢀꢀꢀ
式2
[0036]
其中定义所谓的控制有效性矩阵(简称：控制矩阵)。如上所述，在使用控制方法之后，首先计算伪控制指令u
p
。但所述伪控制指令必须以实际的控制指令u的形式分配到物理的致动器上，这一般而言作为控制分配问题或配置问题已知。因此，需要一种逆矩阵计算，以便由u
p
计算u。这表示为：
[0037]
u＝d-1
(w,u
min
,u
max
)u
p
,
ꢀꢀꢀ
式3
[0038]
这种求逆通常在考虑权重或加权矩阵和每个致动器的物理极限的情
况下进行，例如和其中，其中，
[0039]
将称为“控制分配矩阵”(或配置矩阵)。
[0040]
对于飞行器，如申请人生产的18旋翼对于飞行器，如申请人生产的18旋翼表示一个向量，这个向量包含所需的(控制)推力和三维的(操作)转矩，所述力和转矩关于飞行器的重心作用于飞行器。此外，是包含十八(18)个希望的旋翼控制指令的向量。
[0041]
前面借助于分配矩阵计算出分布式的致动器控制指令u，所述分配矩阵是矩阵求逆问题的结果。对于具有冗余数量的致动器(即k》p
‘
)的系统，如果控制矩阵具有足够的线性相关列(对于熟知线性代数的技术人员这是已知的)对于所述求逆问题可能存在多于一个解。在本技术中，这种系统称为“超定系统”。
[0042]
存在多于一个求逆问题的解提供了不同于零的“零空间”的可能，所述零空间可以用于其他(次要或第三或一般而言优先权更低的)任务，而不会威胁到主要目标(主要任务或其解)。在当前情况下，主要任务在于由所要求的物理控制指令u
p
计算致动器控制指令u。
[0043]
一个矩阵的零空间、即核是使得dv＝0的向量v的集合。因此，矩阵d的零空间定义为：n(d)＝{v|dv＝0}。
[0044]
一个矩阵的零空间的一种可能的表达方式可以根据下式计算：
[0045][0046]
其中，是k
×
k单位矩阵。
[0047]
如果假定，通过使用分配矩阵来实现主要目标，就是说，
[0048]
u1＝d-1up
,
[0049]
则是包含致动器指令的向量，所述致动器指令实现产生必要物理控制指令u
p
的主要目标，就是说解决主要任务。这种分配设置产生可执行的指令，就是说：
[0050][0051]
根据本发明的方法的一个相应的设计方案设定，根据根据本发明的方法的一个相应的设计方案设定，根据计算零空间n(d)，u1＝d-1up
，其中是包括解决主要任务并产生为此所需的用于致动器的物理控制指令u
p
的向量或控制指令，这里
[0052]
如果现在考察为了实现次要(非主要)目标而计算的则可以根据下式将映射到用于主要目标的控制矩阵的零空间上：
[0053][0054]
根据本发明的方法的一个相应设计方案设定，首先计算以便解决非主要任务，并且接下来根据将投射到控制矩阵d的零空间n(d)上。
[0055]
此时特别是如下计算总的控制指令：
[0056]
u＝u1 u2。
[0057]
以这种方式，u以及u1都产生相同的物理控制指令u
p
，即：
[0058]up
＝du＝du1,
[0059]
因为
[0060]
这保证了，在任何情况下都实现主要目标，并且只有在零空间中有足够的位置时，才实现次要目标。
[0061]
根据本发明的方法的一个相应设计方案设定，来如下计算总控制指令：u＝u1 u2，其中适用的是，u和u1产生相同的控制指令u
p
，这是因为，由于u
p
＝du＝du1。
[0062]
为了有利地确保总指令的可执行性，即u∈u，在次要分配步骤中优选遵守以下极限：
[0063][0064]
就是说，根据本发明的方法的一个相应设计方案设定，就是说，根据本发明的方法的一个相应设计方案设定，
[0065]
相同的原则可以应用于第三任务(并且相应地也用于另外的下级任务)，这里假定，例如得到然后相应地得出：
[0066][0067]
此时，总控制指令是：
[0068]
u＝u1 u2 u3,
[0069]
这里也确保了，总是实现主要目的，就是说：
[0070]up
＝du＝du1。
[0071]
这递归地持续进行，这对于第i任务如下进行：
[0072][0073]
和
[0074][0075]
以类似的方式，对于广义的极值可以写成：
[0076][0077]
其中
[0078]
这种在使用零空间映射的情况下利用任务优先权进行的控制分配主要可以有利地用于具有分布式致动器的飞行器。
[0079]
作为用于超定系统的例子考察具有k＝18个致动器的多马达式飞行器，所述致动器固定在共同的主体基准系统中，这对应于申请人销售的和的
设计方案。前者用作运送乘客的空中出租车，而后者用于运输有效载荷。
[0080]
当所述系统超定时，所提出的方法也可以应用于任意其他具有过大数量致动器的系统。如果这些致动器可以关于共同的主体基准系统运动(例如俯仰致动器或襟翼/机翼)，则所述控制矩阵可以针对具有不同优先权的任务进行区分。所提出的方法也可以用于这种配置。
[0081]
主要任务是提供物理的控制力(例如转矩和推力)，所述控制力产生(飞行)控制规则，就是说：
[0082]
u1＝d-1up
,
[0083]
求逆问题(分配矩阵)的解优选这样计算，即，所述解使得由于u1造成的能量消耗最小化。就是说，a＝d-1
(w,u
min
,u
max
)以l-2最小化目标应用于u
1t
wu1(例如以已知的穆尔-彭罗斯伪逆法的形式)。
[0084]
根据本发明的一个相应的设计方案设定，对于主要任务根据u1＝d-1up
这样来计算控制矩阵d的逆矩阵，即，使表达式u
1t
wu1最小化，例如在使用穆尔-彭罗斯广义逆法的情况下，其中，对于每个致动器有u＝d-1
(w,u
min
,u
max
)u
p
，权重矩阵并且物理载荷极限以及其中，
[0085]
次要(非主要)任务可以设计成用于降低致动器指令中的最大峰值，但当然不仅限于此。但与19 212 935.1中的情况不同，在当前情况下确保，次要的任务或其解决方案不会对主要任务产生不利影响。就是说，通过计算这样的致动器指令u2来实现次要任务，所述致动器指令试图将主要致动器指令u1的高于平均值(或其他基准值)的分量向这个平均值靠近。这实现了致动器指令的等效分布(用于完成主要任务)，这种分布隐含地降低了最大峰值。在这个意义上，所说明的次要任务具有l-inf最小化目标。
[0086]
为此优选首先计算实现主要目标u1的致动器指令的平均值：
[0087][0088]
此时由下式给出实现主要目标的致动器指令与平均值之间的差：
[0089]
ud＝u
1-u
1,m
。
[0090]
此时，计算次要任务的目标在于减小用于最终致动器指令ud的致动器指令：
[0091][0092]
根据本发明的一个相应的设计方案设定，这样计算用于解决非主要任务的控制指令使得用于解决主要任务的控制指令的分量u1通过以下步骤接近平均值：
[0093]
i)计算用于完成主要任务的控制指令u1的平均值
[0094][0095]
ii)确定用于完成主要任务的控制指令u1与平均值之间的差：
[0096]
ud＝u
1-u
1,m
[0097]
iii)计算用于完成非主要任务的控制指令，以便使ud减小：
[0098][0099]
如下计算零空间：
[0100][0101]
并如下将次要任务映射到这个零空间上：
[0102][0103]
本发明的一个优选的改进方案设定，附加于所述主要任务和所述非主要任务还用控制指令定义至少一个下级任务，所述下级任务由所述致动器执行，所述下级任务例如是对于至少一个致动器j,μj∈[0,1]进行的载荷降低μj，从而
[0104][0105]
接下来如下计算总的控制指令：
[0106]
u＝u1 u2 u3。
[0107]
备选地可以设定，附加于主要任务和非主要任务还用控制指令定义至少一个(另外的)下级任务，所述任务可以由致动器执行，例如对于至少一个致动器j,μj∈[0,1]降低载荷μj，从而
[0108][0109]
接下来如下计算总的控制指令：u＝u1 u2 u3。
[0110]
优选定义这种第三任务，以便当例如一个或多个致动器必须以降低的载荷执行任务时，对个别致动器的指令进行适配调整。当一个或多个致动器尽管加以考虑，但发生过载或过热时，就是这种情况。也可能存在其他用于对个别致动器进行适配调整的原因。
[0111]
作为示例可以假定，致动器j应以效率μj,μj∈[0,1](例如0.75，即75％)工作。如果希望的话，也可以对用于多于一个致动器的指令进行适配调整。应以怎样的效率操控哪些致动器的决策可以优选通过致动器观察功能(以致动器观察装置的形式实现)来得出，对于致动器观察功能的实现的细节在本技术中不详细讨论。
[0112]
此时，如上所述，根据在图1a和图1b中举例示出的逻辑来计算实现第三任务的致动器指令。
[0113]
对于致动器相对于飞行器固定设置的系统已经存在所述控制指令d。因此，对于该任务，零空间也是n，如上面给出的那样。
[0114]
此时，将第三任务映射到所述零空间上，使得所述第三任务不会影响次要和主要任务：
[0115][0116]
最后，总的致动器指令(或控制指令)表述为：
[0117]
u＝u1 u2 u3，
[0118]
此时也确保了，主要任务不会受到次要和第三任务(非主要任务)的影响。
[0119]
在本发明的范围内，可以根据优先权改变这些任务的次序。
[0120]
根据本发明的控制单元的一个具体的改进方案设定，所述控制单元与用于测量和/或确定所述系统和/或致动器的参数和状态的装置作用连接，这些参数和状态是根据步骤a)确定所述伪控制指令所需要的，特别是主飞行控制单元所需要的。
[0121]
根据本发明的控制单元的另一个改进方案设定，所述控制单元与致动器观察装置作用连接，所述致动器观察单元构造和设置成，根据所述系统和/或致动器所测得或所确定的参数和状态来确定，对于哪些致动器j如上所述执行下级任务并且特别是在需要时提供相配的值μj∈[0,1]。
[0122]
下面具体参照应用场合“飞行器”进行说明。相应地，根据本发明的方法的一个改进方案设定，将所述方法应用于具有多个控制单元、优选18个控制单元，即k＝18的飞行器，所述控制单元形成所述系统的至少一些致动器。
[0123]
相应的说明介绍了一种用于利用任务/目标优先权来控制超定飞行器的方法，其中，可以这样来管理飞行器的致动器的不同数量的任务，使得主要任务不会受到非主要任务的不利影响，而与飞行器设计相关地尽可能好地实现所有任务。这是这样来确保的，即，将非主要任务分配到主要任务的零空间，如已经多次说明的那样。飞行器的结构(例如致动器的定位)对于零空间的配置起重要作用；这个零空间定义了，在主要任务不受威胁的情况下，可以以怎样的程度完成主要任务。
[0124]
这里介绍的数学原理是通用的。所述数学原理算法上的实现原则上不需要外部测量或传感器输入。控制矩阵d和主要的以及非主要的控制任务/目标在其优先权的顺序上必须是已知的或预先规定的。本技术专注于例如用于飞行器形式的、例如或类型的超定系统的方法的实现，所述飞行器具有4维控制空间，但具有(非限制性地)18个致动器。下面说明的是，对于这种飞行器可以如何实现所述方法或相应的算法。
[0125]
用于实现稳定和有控制的飞行跟踪(例如姿态、高度和如果可能的话还有位置和速度)的飞行控制规则计算伪控制指令所述伪控制指令表示三个转矩和一个和推力，所述转矩和推力应物理地作用于飞行器的主体。这在图2中示意性示出。这里l、m和n表示绕飞行器1的轴线x、y和z(翻滚轴线、俯仰轴线和偏航轴线)的转矩，而f表示总推力。附图标记2表示飞行器1的(主)飞行器控制单元，所述飞行控制单元实施或执行所述飞行控制规则，并且附图标记3表示18个相同的控制单元(致动器)，每个致动器分别包括一个(电动)马达3a和旋翼3b。附图标记4示例性地表示多个与飞行控制单元2作用连接的传感器单元之一。
[0126]
飞行控制单元的主要目标(主要任务)是，实现作用于飞行器(一般而言作用于飞行器的重心/绕飞行器的重心作用)的四维的推力和转矩向量。出于这个原因，首先计算u1＝d-1up
(其中是一个包括致动器指令的向量，计算出所述控制指令，以便实现主要目标)。求逆问题的解(分配或配置矩阵a)优选这样来计算，即，所述解实现了能耗的最小化。这意味着：a＝d-1
(w,u
min
,u
max
)，可以利用涉及u
1t
wu1的l-2最小化目标(例如穆尔-彭罗斯伪逆法)在考虑物理的致动器载荷极限的情况下来执行。应预先进行u
p
的计算。这优选通过在(主)飞行控制单元中实现的主(飞行)控制规则来进行，所述主控制规则要求或进行飞行器的姿态状态的预估(角度或四元数形式的3d转动或转动矩阵和其导数，就是说转动速度
或转动加速度)、高度预估(竖直高度，速度和加速度)以及，在存在时，水平位置/速度和加速度的预估。为了计算这些预估，对于传统的方式需要惯性仪表、气压计、gnss(全球卫星导航系统)以及如果存在的话还有，作为传感器的相机/超声波/激光雷达/雷达，以便改进预估的质量(见图2中的附图标记4)。所使用的飞行控制规则因此通常是状态反馈的闭环控制规则，所述闭环控制规则的设计目的是，使飞行器稳定化，并且提供足够的可控性和可操作性，同时这种闭环控制规则相对于系统内部和外部的未知情况是鲁棒的。
[0127]
如上所述，主要目标是所述伪控制指令u
p
以及将所述伪控制指令作为控制指令u1发送给各个致动器。但事先计算次要目标，并将次要目标的份额添加到致动器指令，而不会影响主要目标(因为为此使用了主要任务的零空间)。所述次要任务仅在不涉及主要任务的时长内执行。次要任务可能在于，降低致动器指令中的最大峰值，如在申请ep 19 212 935.1的其他内容中描述的那样，但在当前情况下确保了，次要任务不会影响主要任务。就是说，次要任务特别是通过计算这样的控制指令u2来解决，所述控制指令将主要致动器指令u1的高于平均值(或其他基准值)的分量向平均值靠近。这种技术使得(在主要任务的意义上)致动器指令等效地分布，同时隐含地降低最大峰值。在这种情况下，次要任务特别是l-inf-最小化目标。这个步骤不需要传感器数据输入。
[0128]
要指出的是，在四维空间中设计主要任务，在所述四维空间中定义作用于飞行器的物理转矩和推力(见图2)。另一方面，首先在当前的18维空间中设计次要任务，在这个空间中定义致动器指令。
[0129]
为了实现这一点，首先计算实现主要目标u1的致动器指令的平均值：
[0130][0131]
然后计算实现主要目标的致动器指令与平均值的差：
[0132]
ud＝u
1-u
1,m
。
[0133]
现在计算用于次要任务的致动器指令，所述致动器指令的目标在于，降低ud，从而获得对于次级任务的最终致动器指令：
[0134][0135]
代表仅用于实现次要目标的原始(“original”)致动器指令。为了确保次要任务不会影响主要任务，首先计算控制矩阵的零空间并且然后将映射到这个零空间上。所述零空间如下计算：
[0136][0137]
然后，如下式将次要任务映射到所述零空间上：
[0138][0139]
由此，在u＝u1 u2以及在u＝u1时都确保，相关的控制指令实现主要目标(即得到u
p
)，而附加地u＝u1 u2使得可以实现次要目标(只要零空间允许这样)。
[0140]
利用所介绍的逻辑，控制范围可以包括其他具有较低优先权的任务/目标。当例如一个致动器或多个致动器出于确定的原因必须承担较小的负荷时，例如可以作为附加的
(第三)任务选择对个别致动器的指令进行适配调整。当应例如考虑发生过载或过热或其他故障的一个致动器或多个致动器，就可能发生这种情况。但也可以存在其他用于适配调整用于个别致动器的指令的原因。能够识别这种状态的逻辑不是本技术的一部分：但相应的方法可以采用可提供的飞行器状态(在使用惯性测量单元、gnss、气压计等的情况下)、致动器上的振动传感器、致动器上的温度传感器以及致动器和飞行器模型(见图1a、图1b和2中的附图标记4)。在本技术中，相关逻辑称为“致动器观察装置”，并且所述逻辑/算法优选提供至少两个重要的值：应对哪些致动器(可能是多个致动器)进行适配调整(uj)以及应分别以怎样的程度(μj∈[0,1])进行适配调整。然后，优选实施或执行图1a和图1b示出的逻辑之一，用于计算
[0141]
将这样确定的第三任务或其解决方案如下映射到零空间上：
[0142][0143]
在这种情况下，发送给各致动器的最终的总控制指令是：
[0144]
u＝u1 u2 u3。
[0145]
也需要注意的是，u＝u1 u2 u3以及u＝u1都能确保实现主要目标(提供u
p
)，而所提及的第一个控制指令u＝u1 u2 u3附加地用于实现次要和第三目标(如果零空间允许这样)。
附图说明
[0146]
本发明其他的特性和优点由下面的附图说明得出。
[0147]
图1a示出在本发明提供的方法中使用的致动器观察功能或装置的一种逻辑；
[0148]
图1b示出在本发明提供的方法中使用的致动器观察功能或装置的另一种逻辑；
[0149]
图2示出根据本发明的飞行器；
[0150]
图3示出根据本发明的方法的一种可能的流程。
具体实施方式
[0151]
在图1a和图1b中在附图标记2a处示出根据本发明的用于超定系统的控制单元、例如飞行器的一个具体改进方案(也见图2和相关的说明)。这个改进方案设定，所述控制单元2a与用于测量和/或确定所述系统和/或致动器的参数和状态的装置处于作用连接，所述参数和状态是根据步骤a)确定伪控制指令且特别是主飞行控制单元所需要的。所述装置(传感器)在附图标记4处象征性示出(也见图2和相关的说明)。
[0152]
所述控制单元2a与致动器观察装置2a“处于作用连接，所述致动器观察装置构造和设置成用于，根据在附图标记4处测得或确定的系统和/或致动器的参数和状态确定，如上所述，对于哪些致动器j应执行下级(第三)任务并且特别是在需要时提供对应的值μj∈[0,1]，然后通过实际的控制算法(也见图2和相干的说明)使用所述值。
[0153]
图1a示出这样的情况，即，附加于主要任务和非主要任务还用控制指令定义了至少一个(另外的)下级的任务，所述下级的任务由致动器执行，例如是对于至少一个致动器j,μj∈[0,1]的载荷降低μj，从而
[0154]
[0155]
接下来如下计算总控制指令：u＝u1 u2 u3。对于致动器j，将载荷降低系数μj应用于(主要和次要的)控制指令u1(j) u2(j)，以便基于u2获得新的(第三)控制指令
[0156]
备选地可以设定，如在图1b所示，附加于主要任务和非主要任务还用控制指令定义了至少一个(另外的)下级的任务，所述下级的任务由致动器执行，例如是对于至少一个致动器j,μj∈[0,1]的载荷降低μj，从而
[0157][0158]
接下来如下计算总控制指令：u＝u1 u2 u3。将载荷降低系数μj应用于对于致动器j最大的(物理)操控值u
max
，以便基于u
max
获得新的(第三)控制指令
[0159]
优选可以定义这种第三任务，以便当例如一个或多个致动器必须以降低的载荷执行任务时，适配调整个别致动器的指令。当尽管对一个或多个致动器加以考虑，但所述一个或多个致动器过载或过热时，就是这种情况。
[0160]
作为示例假定，致动器j应以效率μj,μj∈[0,1](例如0.75，即75％)工作。应以怎样的效率操控哪些致动器的决策可以优选通过致动器观察功能(以致动器观察装置2a“的形式实现)来得出。
[0161]
如已经提及的那样，图2示出根据本发明的系统或者说具有18个驱动单元(致动器)形式的飞行器1。在图2中，l、m和n表示绕飞行器1的轴线x、y和z(翻滚轴线、俯仰轴线和偏航轴线)的转矩，而f表示总推力。附图标记2象征性表示飞行器1的主飞行器控制单元，所述主飞行控制单元优选包括控制算法2a
‘
和图1a和图1b中的致动器观察装置2a“，并且一般而言设置成用于特别是在软件技术上执行根据本发明的方法及其改进方案。在附图标记2b处附加地示出人类飞行员，对于人类飞行员在当前情况下不需要进一步关注。附图标记3表示18个(非限制性地相同的)控制单元(致动器)，每个致动器分别包括一个(电动)马达3a和一个旋翼3b。附图标记4示例性地表示与主飞行控制单元2作用连接的传感器单元之一，对此已经进行说明。为了在根据本发明的方法的改进方案中可以考虑可获得的飞行器状态，可以设有多个这种传感器单元4，特别是惯性仪表、gnss、气压计、致动器上的振动传感器、致动器上的温度传感器和类似物。
[0162]
本发明在使用上不仅限于作为超定系统的飞行器1。
[0163]
图3示出根据本发明的方法的一种可能的流程。所述方法在步骤s1中开始。在步骤s2中，如在上面详细说明的那样，计算伪控制指令。为此可以使用来自步骤s2
‘
的(传感器)测量值，如同样已经说明的那样。在步骤s3中进行的是，借助于控制矩阵d计算u1＝d-1up
，以便解决主要任务，如已经说明的那样。在步骤s4中定义次要任务并且计算相关的控制指令为此可以使用来自步骤s4
‘
的(传感器)测量值等，例如温度测量值，如同样已经说明的那样。然后在步骤s5中进行的是，将非主要(次要)任务或相应的控制指令映射到主要任务的零空间n(d)中，从而当u2,表示用于实施非主要任务的用于致动器的控制指令时，du2＝0。这也在上面详细进行了说明。
[0164]
步骤s6包括对是否应解决另外的下级(非主要的、例如第三)任务的查询。如果为“是(j)”，则对步骤s4(必要时s4
‘
)和s5进行适配调整(例如用)并且针对所述其他任务重复所述步骤。一旦在步骤s6中的询问得到的答复是“否(n)”，则方法跳转到步骤s7，在该步骤中确定总控制指令：＝u1 u2
…
，取决于要解决的任务的具体数量(见上文)。在步骤s8中，将这个总控制指令用于控制致动器，并且以步骤s9结束该方法。