DE102019101903B4

DE102019101903B4 - Flugsteuerungseinheit und Verfahren zur Flug-Stabilisierung eines personen- oder lasttragenden Multikopters

Info

Publication number: DE102019101903B4
Application number: DE102019101903.6A
Authority: DE
Inventors: Jan Zwiener; Thomas Ruf; Walter Fichter; Johannes Stephan
Original assignee: Volocopter GmbH
Current assignee: Volocopter Technologies De GmbH
Priority date: 2019-01-25
Filing date: 2019-01-25
Publication date: 2024-05-16
Anticipated expiration: 2039-01-26
Also published as: DE102019101903A1; US11640179B2; CN111487987A; US20200241567A1

Abstract

Verfahren zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe bei einem vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter (1) mit mehreren Motoren (5a), bei dem die Ansteuerung der einzelnen Motoren (5a) im Flug fortlaufend durch eine Flugsteuerungseinheit (4) berechnet und entsprechend den Motoren (5a) steuerungstechnisch vorgegeben wird, wozu durch einen Motorallokationsalgorithmus f ausgehend von einem gewünschten Moment τ, einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub s sowie einer Motormatrix M die Ansteuerung der Motoren (5a) berechnet und als Steuerungssignal an den Motoren (5a) bereitgestellt wird, wobei für die Ansteuerung und entsprechende Motorstellgrößen u gilt:u=f(τ,s,M),wobeiA) die einzelnen Motoren (5a) mit einer vorzugsweise diagonal besetzten Matrix P gewichtet werden, sodass gilt:u=f(τ,s,M,P)wobei der Motorallokationsalgorithmus die Ansteuerung u so berechnet, dass die einzelnen Motoren (5a) gemäß der Matrix P je nach Gewichtung einen individuellen Beitrag zu den gewünschten Momenten τ sowie dem Schub s leisten;und/oderB) primäre Motorstellgrößen in Form der Ansteuerung u der Motoren (5a) durch sekundäre Motorstellgrößen uNmodifiziert, vorzugsweise ergänzt, werden, welche sekundäre Motorstellgrößen Nullraumrichtungen darstellen, die die Bedingung0=M⋅uNerfüllen;wobei als Einflussgröße für die Berechnung der Gewichtungsfaktoren für die Matrix P oder die Nullraumrichtungen wenigstens eine der folgenden Einflussgrößen verwendet wird:- eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen Energiespeichers (5c);- eine gemessene Temperatur wenigstens eines der Motoren (5a);- eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen oder mechanischen Zubehörteils;- eine gemessene oder geschätzte Verformung einer Struktur des Multikopters (1);- eine gemessene oder geschätzte Lärmemission.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe bei einem vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit mehreren Motoren gemäß dem Anspruch 1, bei dem die Ansteuerung der einzelnen Motoren im Flug fortlaufend durch eine Flugsteuerungseinheit berechnet und entsprechend den Motoren steuerungstechnisch vorgegeben wird. Dazu wird durch einen Motorallokationsalgorithmus ausgehend von einem gewünschten Moment, einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub und einer Motormatrix die Ansteuerung der Motoren berechnet und ein entsprechendes Steuerungssignal an den Motoren bereitgestellt.
Weiterhin betrifft die Erfindung eine Flugsteuerungseinheit für einen vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit mehreren Motoren nach dem Anspruch 9, welche Flugsteuerungseinheit dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung der einzelnen Motoren im Flug fortlaufend zu berechnen und entsprechend den Motoren steuerungstechnisch vorzugeben. In der Flugsteuerungseinheit ist ein Motorallokationsalgorithmus implementiert, durch den ausgehend von einem gewünschten Moment, einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub und einer Motormatrix die Ansteuerung der Motoren berechenbar und ein entsprechendes Steuerungssignal an den Motoren bereitstellbar ist.
Schließlich betrifft die Erfindung auch einen vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter gemäß Anspruch 14, mit einer Mehrzahl an Motoren, vorzugsweise 18, und mit einer Flugsteuerungseinheit zum Ansteuern der Motoren.
Zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe von einem vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit mehreren Rotoren und einer zugehörigen Mehrzahl von (Elektro-)Motoren muss die Ansteuerung der einzelnen Motoren im Flug fortlaufend berechnet werden. Das geschieht üblicherweise über einen Allokationsalgorithmus, der ausgehend von vorgegebenen Kräften und Momenten die Ansteuerung der Motoren berechnet (sog. Motorallokationsalgorithmus).
Der Motorallokationsalgorithmus f berechnet die Motorstellgrößen u für die Motoransteuerung aus den gewünschten Momenten τ, einem gewünschten Schub s und der Motormatrix M in der Form: $u = f (τ, s, M) .$
Die Motormatrix M ist eine (in diesem Fall) mxn Matrix (n bezeichnet die Anzahl der vorhandenen Motoren bzw. Rotoren, z.B. 18; m gibt die Anzahl von Zeilen in der Matrix an und beträgt in der Regel Vier (4)). Wird diese Matrix mit einem Motordrehzahlvektor nx1 bzw. 18x1 multipliziert, ergibt sich ein mx1 (4x1) Vektor, der die erzeugten Drehmomente (Roll, Pitch, Yaw im körperfesten Koordinatensystem des Multikopters, Einheit Newtonmeter) sowie den Gesamtschub in Newton enthält. Die Matrix M ist abhängig von der Platzierung der Motor/Propellerkombination (bezogen auf den Schwerpunkt des Fluggeräts) sowie der Leistungsdichte. Für einen Multikopter mit 8 Motoren könnte die Matrix M beispielsweise folgende Form annehmen: $(\begin{matrix} 0.59 & 1.41 & 1.41 & 0.59 & - 0.59 & - 1.41 & - 1.41 & - 0.59 \\ 1.44 & 0.56 & - 0.56 & - 1.44 & - 1.44 & - 0.56 & 0.56 & 1.44 \\ - 1.00 & 1.00 & 1.00 & - 1.00 & - 1.00 & 1.00 & 1.00 & - 1.00 \\ 1.00 & 1.00 & 1.00 & 1.00 & 1.00 & 1.00 & 1.00 & 1.00 \end{matrix})$
DE 10 2012 202 698 A1 offenbart ein Verfahren zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe bei einem Multikopter mit mehreren Motoren.
EP 3 176 084 A1 offenbart ein Verfahren zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe bei einem Multikopter sowie einen entsprechenden Motorallokationsalgorithmus.
Bei einem personen- oder lasttragenden Multikopter, wie dem Volocopter® aus dem Unternehmen der Anmelderin/Inhaberin, werden die einzelnen Motoren (speziell 18) durch verschiedene elektrische Energiespeicher in Form von Akkumulatoren oder Batterien (speziell neun) versorgt, wobei jeweils eine Batterie zwei Motoren zugeordnet ist. Wenn einzelne Batterien sich z.B. stärker erwärmen oder sich durch ungünstige Lastverteilungen im Fluggerät schneller entladen, muss der Flug in nachteiliger Weise vorzeitig beendet werden, wozu eine Landung eingeleitet werden muss.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren anzugeben, bei dessen Anwendung sich die vorstehend genannten Nachteile vermeiden lassen. Insbesondere sollen durch eine neuartige Ansteuerung der Motoren diese entlastet werden, um auf diese Weise die Flugzeit zu verlängern bzw. die sogenannte Safety-Margin zu erhöhen. Insbesondere bei elektrisch angetriebenen Multikoptern stellt die Dauer der Flugzeit ein entscheidendes Vermarktungskriterium dar, sodass sich auf diese Weise ein erheblicher Mehrwert des Multikopters ergeben kann.
Darüber hinaus lassen sich durch geschickte Ansteuerung der Motoren auch andere Probleme vermeiden bzw. abschwächen, insbesondere die Überhitzung einzelner Motoren, eine übermäßige Lärmentwicklung durch einzelne Motoren und eine lokal übermäßige Verformung einer mechanischen Struktur des Multikopters, wie sie beispielsweise aufgrund ungünstiger Lastverteilungen oder Windverhältnisse auftreten kann.
Außerdem liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Flugsteuerungseinheit für einen vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit mehreren Motoren anzugeben, mit der sich ein solches, verbessertes Ansteuerungsverfahren praktisch umsetzen lässt.
Schließlich soll auf diese Weise auch ein verbesserter, vorzugsweise personen- oder lasttragender Multikopter mit einer Mehrzahl von Motoren zur Verfügung gestellt werden.
Diese Aufgaben werden gelöst durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1, durch eine Flugsteuerungseinheit mit den Merkmalen des Anspruchs 9 sowie durch einen Multikopter mit den Merkmalen des Anspruchs 14.
Vorteilhafte Weiterbildungen der jeweiligen erfindungsgemäßen Idee sind in den Unteransprüchen definiert.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe bei einem vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit mehreren Motoren, bei dem die Ansteuerung der einzelnen Motoren im Flug fortlaufend durch eine Flugsteuerungseinheit berechnet und entsprechend den Motoren steuerungstechnisch vorgegeben wird, wozu durch einen Motorallokationsalgorithmus f ausgehend von einem gewünschten Moment τ (ein Vektor mit Dimension 3), einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub s (ein Skalar) und einer Motormatrix M die Ansteuerung der Motoren berechnet und als Steuerungssignal an den Motoren bereitgestellt wird, wobei für die Ansteuerung und entsprechende Motorstellgrößen u gilt: $u = f (τ, s, M),$
beinhaltet, dass

A) die einzelnen Motoren mit einer vorzugsweise diagonal besetzten Matrix P gewichtet werden, sodass gilt: $u = f (τ, s, M, P),$
wobei der Motorallokationsalgorithmus die Ansteuerung u so berechnet, dass die einzelnen Motoren gemäß der Matrix P je nach Gewichtung einen individuellen Beitrag zu den gewünschten Momenten τ sowie dem Schub s leisten; und/oder
B) primäre Motorstellgrößen in Form der Ansteuerung u durch sekundäre Motorstellgrößen u_N modifiziert, vorzugsweise ergänzt, werden, welche die Bedingung $0 = M \cdot u_{N}$
erfüllen (sog. Nullraumrichtungen). Durch die Wahl von u_N kann somit der individuelle Beitrag jedes einzelnen Motors angepasst werden, ohne die gewünschten Momenten τ sowie den Schub s insgesamt zu verändern.

Erfindungsgemäß wird dabei als Einflussgröße für die Berechnung der Gewichtungsfaktoren für die Matrix P oder die Nullraumrichtungen wenigstens eine der folgenden Einflussgrößen verwendet:

- eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren zugeordneten elektrischen Energiespeichers;
- eine gemessene Temperatur wenigstens eines der Motoren;
- eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren zugeordneten elektrischen oder mechanischen Zubehörteils;
- eine gemessene (oder geschätzte) Verformung einer Struktur des Multikopters;
- eine gemessene (oder geschätzte) Lärmemission.

Zur Messung der genannten Einflussgrößen können geeigneten Sensoren eingesetzt werden.
Beide Verfahren (Variante A) und B)) haben die Eigenschaft, dass durch eine Sekundärsteuerung (P bzw. u_N) zwar die Ansteuerung der Motoren beeinflusst wird, dabei aber keine zusätzlichen Momente und Schub erzeugt werden. Daher hat die Sekundärregelung keinen Einfluss auf die Flugbewegung, was in vorteilhafter Weise eine entkoppelte Behandlung von Flugregelung und Sekundärregelung (auch im Sinne einer Zertifizierung) ermöglicht.
Bei der Variante A) können die Elemente an der Stelle i der Diagonalmatrix P(i, i) direkt linear in Zusammenhang mit der Motortemperatur gebracht werden. Beispielsweise P(i, i) = 1.0 für einen Motor, der sich in seinem Zieltemperaturbereich befindet.
Bei der Variante B) wird durch die Wahl der Nullraumrichtungen u_N sichergestellt, dass die Sekundärsteuerung keine zusätzlichen Momente und Schub erzeugt.
Sei γ die gewünschte sekundäre Regelgröße (z.B. ein Stromfluss in den Motoren zugeordneten Batterien oder ein Biegemoment, welche Schwingungen einer Struktur des Multikopters anregt). Es gelte der Zusammenhang: $γ = h (u + u_{N}) .$
Für die Berechnung der sekundären Steuerkommandos u_N kann folgender Zusammenhang genutzt werden: $(\begin{matrix} 0 \\ γ + h (u) \end{matrix}) = [\begin{matrix} M \\ \partial h / \partial h \end{matrix}] \cdot u_{N}$
Wobei ∂h/∂h die partielle Ableitung von h nach u darstellt. Dieses Problem lässt sich als sekundäres Allokationsproblem mit üblichen Allokationsalgorithmen nach u_N auflösen.
Eine erfindungsgemäße Flugsteuerungseinheit für einen vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit mehreren Motoren, welche Flugsteuerungseinheit dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung der einzelnen Motoren im Flug fortlaufend zu berechnen und entsprechend den Motoren steuerungstechnisch vorzugeben, bei der durch einen in der Flugsteuerungseinheit implementierten Motorallokationsalgorithmus f ausgehend von einem gewünschten Moment τ, einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub s und einer Motormatrix M die Ansteuerung der Motoren berechenbar und als Steuerungssignal an den Motoren bereitstellbar ist, wobei für die Motorstellgrößen u gilt: $u = f (τ, s, M),$
umfasst eine Sekundärregeleinheit in Wirkverbindung einerseits mit dem Motorallokationsalgorithmus und andererseits mit wenigstens einem Sensor zum Bestimmen einer Einflussgröße, wobei

A) die Sekundärregelung dazu ausgebildet ist, dem Motorallokationsalgorithmus in Abhängigkeit von wenigstens einer durch den Sensor bestimmten Einflussgröße Gewichtungen der einzelnen Motoren in Form einer vorzugsweise diagonal besetzten Matrix P zur Verfügung zu stellen, wobei gilt: $u = f (τ, s, M, P),$
wobei der Motorallokationsalgorithmus dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung u so zu berechnen, dass die einzelnen Motoren gemäß der Matrix P je nach Gewichtung einen individuellen Beitrag zu den gewünschten Kräften und Momenten τ sowie dem Schub s leisten; und/oder
B) die Sekundärregelung dazu ausgebildet ist, in Abhängigkeit von wenigstens einer durch den Sensor bestimmten Einflussgröße zur Ansteuerung der Motoren Signale entsprechend Nullraumrichtungen u_N mit $0 = M \cdot u_{N}$
bereitzustellen, welche keine Momente oder Schub erzeugen und daher die Flugbewegung nicht beeinflussen, und die Ansteuerung durch diese Nullraumrichtungen bzw. die entsprechenden Signale (sekundäre Motorstellgrößen) zu modifizieren;

- eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen Energiespeichers (5c);
- eine gemessene Temperatur wenigstens eines der Motoren (5a);
- eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen oder mechanischen Zubehörteils;
- eine gemessene oder geschätzte Verformung einer Struktur des Multikopters (1);
- eine gemessene oder geschätzte Lärmemission.

Ein erfindungsgemäßer, bevorzugt personen- oder lasttragender Multikopter mit einer Mehrzahl an Motoren, vorzugsweise 18, und einer Flugsteuerungseinheit zum Ansteuern der Motoren ist dadurch gekennzeichnet, dass die Flugsteuerungseinheit als eine erfindungsgemäße Flugsteuerungseinheit ausgebildet ist.
Nach einer Variante des erfindungsgemäßen Verfahrens werden also die einzelnen Motoren individuell nach Maßgabe durch eine vorzugsweise diagonal besetzte Matrix P (mit entsprechenden Gewichten oder Gewichtungsfaktoren) gewichtet. Im neutralen Fall - alle Motoren gleich gewichtet - entspräche die Matrix P einer 18 × 18 Einheitsmatrix: $u = f (τ, s, M, P) .$
Allgemein gilt für die $Matrix P = [\begin{matrix} g_{1} & 0 & 0 & 0 \\ 0 & g_{2} & 0 & 0 \\ 0 & 0 & ⋱ & 0 \\ 0 & 0 & 0 & g_{i} \end{matrix}], i = 1 \dots n,$
wobei n die Anzahl der Motoren (vorzugsweise, jedoch ohne Beschränkung 18) und g_i die einzelnen Gewichte oder Gewichtungsfaktoren bezeichnet.
Grundsätzlich berechnet die Flugsteuerungseinheit Motorkommandos u basierend auf dem Modell $(\begin{array}{l} τ \\ s \end{array}) = M \cdot u .$
Für den Fall, dass das Fluggerät mehr als vier Rotoren besitzt, ist das System dadurch nicht vollständig ausgelastet bzw. ermöglicht verschiedene Lösungsansätze (Ansteuerung oder Motorkommandos u) zum Erreichen eines angestrebten Flugzustands.
Der Algorithmus berechnet die Ansteuerung u so, dass die entsprechenden Motoren (je nach Gewichtung) mehr oder weniger zu den gewünschten Momenten und Kräften (τ, bezeichnet ein Drehmoment in der Einheit Nm, und s, bezeichnet den Schub in der Einheit Newton) beitragen. Der Vorteil der Gewichtung ist, dass der mathematische Raum in u nicht einfach eingeschränkt wird, wie es die vollständige Abschaltung eines Motors nach sich ziehen würde. Wenn der Flugzustand es erfordert (z.B. bei einem vollständigen Motorausfall), werden automatisch auch die „abgeschwächten“ Motoren genutzt (insbesondere solche mit g_i < 1), um den Flugzustand zu korrigieren.
Das vorstehend beschriebene Verfahren entspricht der Variante A) gemäß Patentanspruch 1. Zusätzlich oder alternativ kann das Verfahren gemäß einer Variante B) ausgeführt werden, bei dem zur Ansteuerung der Motoren sogenannte Nullraumrichtungen u_N genutzt werden, für die gilt: $0 = M \cdot u_{N}$
Bei diesen Nullraumrichtungen handelt es sich um solche Vektoren, die gemäß der vorstehend gegebenen Gleichung keine Momente bzw. Schub erzeugen und daher die Flugbewegung nicht beeinflussen.
Eine erste Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass für Fall A) die Ansteuerung u basierend auf einem Modell $(\begin{matrix} τ \\ s \end{matrix}) = M \cdot u$
bestimmt wird, bei dem die Gewichtungsfaktoren P durch eine Zielfunktion u^T · P · u für die Allokation definiert werden, wobei vorzugsweise die Zielfunktion unter der Nebenbedingung (τ s)^T = M · u minimiert wird.
Auf diese Weise lassen sich die Gewichtungsfaktoren in einfacher Weise bestimmen.
Im Zuge einer anderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens ist für den Fall A) vorgesehen, dass im neutralen Fall die Matrix P einer n × n Einheitsmatrix entspricht, wenn n die Anzahl der Motoren bezeichnet. In diesem Fall werden alle Motoren mit gleicher Gewichtung angesteuert, wie dies ist auch aus dem Stand der Technik bekannt ist. Dies kann einem angestrebten, in der Praxis möglicherweise aber nicht vorkommenden Idealfall entsprechen.
Eine wieder andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren schwächer als andere Motoren gewichtet werden, deren zugeordnete elektrische Energiespeicher (Batterien) sich stärker erwärmen und/oder sich schneller entladen, z.B. durch ungünstige Lastverteilungen im Multikopter. Auf diese Weise werden solche Motoren, deren zugeordnete elektrische Energiespeicher sich stärker erwärmen und/oder schneller entladen, im laufenden Flugbetrieb schwächer gewichtet und entsprechend zum Erreichen eines gewünschten Flugverhaltens nur im abgeschwächten Maße herangezogen. Dadurch kann der Erwärmung bzw. Entladung der Energiespeicher entgegengewirkt werden.
Entsprechend kann bei einer anderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens vorgesehen sein, dass für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren schwächer als andere Motoren gewichtet werden, die eine übermäßige Verformung einer Struktur des Multikopters bewirken und/oder die zu einer übermäßigen Geräuschentwicklung führen. Derartige Motoren werden also - wie oben bereits beschrieben - zum Erreichen eines gewünschten Flugverhaltens weniger stark herangezogen, sodass der genannten Verformung bzw. Geräuschentwicklung entgegengewirkt werden kann.
Vorzugsweise kommen bei der praktischen Umsetzung des erfindungsgemäßen Verfahrens und seiner Weiterbildungen entsprechende Sensoren zum Einsatz, mit denen sich beispielsweise die Erwärmung der Energiespeicher, die Entladung der Energiespeicher, die Verformung der Multikopter-Struktur und die angesprochene übermäßige Geräuschentwicklung bestimmen (d.h. messen) lassen. Bei den genannten Sensoren kann es sich entsprechend um Thermometer, Mikrofone, Dehnmessstreifen, Spannungsmesser oder dergleichen handeln, um nur einige mögliche zu nennen.
Bei entsprechender Weiterbildung lässt sich mithilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens erreichen, dass für den Fall A) durch die Ansteuerung der Motoren mittels der Matrix P zumindest einige der Motoren entlastet werden und dadurch die Flugzeit gegenüber einem Betrieb mit ungewichteter Ansteuerung verlängert oder eine Sicherheitsreserve erhöht wird. Nach dem Stand der Technik wäre es beispielsweise bei übermäßiger Entladung eines elektrischen Energiespeichers erforderlich, eine (Not-)Landung des Multikopters zu veranlassen. Durch die erfindungsgemäß mögliche gezielte Entlastung einiger Motoren, an denen die genannten Probleme auftreten, lässt sich diese Problematik vermeiden bzw. zumindest hinauszögern, sodass die Flugzeit verlängert oder die Sicherheitsreserve erhöht werden kann.
Eine wieder andere Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass für Fall A) wenigstens einer der Gewichtungsfaktoren reduziert wird, wenn die verwendete Einflussgröße einen vorgegebenen Schwellenwert überschreitet. Beispielsweise wird der Gewichtungsfaktor g_i für einen der Motoren (auf Werte < 1) reduziert, wenn die Temperatur des zugehörigen elektrischen Energiespeichers einen vorgegebenen Temperatur-Schwellenwert überschreitet, um den betreffenden Motor bzw. seinen Energiespeicher zu schonen.
Im Zuge einer anderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens kann in diesem Kontext vorgesehen sein, dass für Fall A) eine Verringerung der Gewichtung eines Motors eine Reduzierung einer entsprechenden Motordrehzahl bewirkt. Die Reduzierung der Motordrehzahl trägt zu einer Schonung des Motors und entsprechend auch zu einer Schonung des zugehörigen elektrischen Energiespeichers bei. Wenn an einer Stelle der Struktur des Multikopters eine übermäßige Verformung gemessen wird, kann auch dem durch eine entsprechende Reduzierung der Motordrehzahl entgegengewirkt werden. Außerdem korreliert die Motordrehzahl in der Regel unmittelbar mit einer durch den entsprechenden Motor bzw. Rotor verursachten Lärmemission, sodass auch hier eine gezielte Einflussnahme möglich ist.
Die erfindungsgemäße Flugsteuerungseinheit ist - wie weiter oben bereits beschrieben - dazu ausgebildet, das erfindungsgemäße Verfahren in die Praxis umzusetzen. Sie umfasst zu diesem Zweck eine sogenannte Sekundärregeleinheit, die entsprechend zur steuerungstechnischen Implementierung und Realisierung der Fälle A) und B) ausgebildet und eingerichtet ist. Die Sekundärregelung wirkt zu diesem Zweck mit dem wenigstens einen Sensor zusammen, der zum Bestimmen einer (physikalisch messbaren) Einflussgröße ausgebildet ist. Auf mögliche Einflussgrößen, die im Rahmen der vorliegenden Erfindung zum Einsatz kommen können, wurde bereits weiter oben hingewiesen.
Eine erste Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinheit sieht - je nach Anwendungsfall - vor, dass

a) für eine Gleichauslastung von elektrischen Energiespeichern wenigstens ein Sensor zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Spannung, eines Energiespeichers vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal am Sekundärregler bereitgestellt oder bereitstellbar ist; und/oder
b) für eine Verhinderung der Überhitzung von elektrischen Energiespeichern wenigstens ein Sensor zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Temperatur, eines Energiespeichers vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal am Sekundärregler bereitgestellt oder bereitstellbar ist; und/oder
c) für eine Dämpfung der Aeroelastik wenigstens ein Sensor zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Verformung, einer Struktur des Multikopters vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal am Sekundärregler bereitgestellt oder bereitstellbar ist; und/oder
d) für eine Lärmvermeidung wenigstens ein Sensor zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Lärmemission, eines Motors bzw. Propellers vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal am Sekundärregler bereitgestellt oder bereitstellbar ist.

Die jeweiligen Sensoren stellen also ein entsprechendes Steuersignal und Sekundärregler bereit, sodass die Flugsteuerungseinheit gemäß Fall A) oder gemäß Fall B) gezielt auf die Motoransteuerung einwirken kann, um die bei a) bis d) genannten Abhilfemaßnahmen steuerungstechnisch einzuleiten bzw. umzusetzen.
Durch die Rückführung des von den jeweiligen Sensoren bereitgestellten Steuersignals entsteht ein geschlossener Regelkreis. Hierbei stellen P (Fall A) bzw. u_N (Fall B) die entsprechenden (sekundären) Stellgrößen des jeweiligen Sekundärreglers dar.
In diesem Zusammenhang ist nach einer anderen, überaus vorteilhaften Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinheit vorgesehen, dass nach Maßgabe durch das Steuersignal über den Sekundärregler die Ansteuerung der Motoren so beeinflussbar ist, dass der Betriebszustand sich einem vorgegebenen Betriebszustand annähert. Bei dem vorgegebenen Betriebszustand kann es sich insbesondere um einen gewünschten oder normalen Betriebszustand des Multikopters handeln, der im problemlosen bzw. fehlerfreien Flugbetrieb angestrebt ist.
Im Zuge einer wieder anderen Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinheit ist vorgesehen, dass diese dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung u basierend auf einem Modell $(\begin{matrix} τ \\ s \end{matrix}) = M \cdot u$
zu bestimmen, bei der die Gewichte oder Gewichtungsfaktoren von P durch eine Zielfunktion u^T · P · u für die Allokation definiert sind, für welche die Zielfunktion unter der Nebenbedingung (τ s)^T = M · u minimiert ist. Hierauf wurde bereits weiter oben im Rahmen des Verfahrens näher eingegangen.
Um bestimmten Problemen, die im Flugbetrieb des Multikopters auftreten können und auf die weiter oben bereits detailliert hingewiesen wurde, steuerungstechnisch entgegenwirken zu können, sieht eine wieder andere Weiterbildung der erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinheit vor, dass für den Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren schwächer als andere Motoren gewichtet oder gewichtbar sind, deren zugeordnete elektrische Energiespeicher sich stärker erwärmen und/oder sich durch ungünstige Lastverteilungen im Multikopter schneller entladen, und/oder bei der für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren schwächer als andere Motoren gewichtet oder gewichtbar sind, die eine übermäßige Verformung einer Struktur des Multikopters bewirken und/oder die zu einer übermäßigen Geräuschentwicklung führen.
Die erfindungsgemäße Flugsteuerungseinheit lässt sich vorteilhafterweise in einem vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter mit einer Mehrzahl an Motoren (insbesondere sechs oder mehr), vorzugsweise und ohne Beschränkung 18 Motoren, zum Ansteuern der Motoren verwenden, worauf weiter oben bereits hingewiesen wurde.
Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnungen.

1 zeigt schematisch einen personen- oder lasttragenden Multikopter mit einer Mehrzahl an Motoren, der gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist;
2 zeigt eine typische Motorauslastung im stationären Flugzustand nach dem Stand der Technik, das heißt ohne individuelle Gewichtung der Motoren;
3 zeigt eine entsprechende Motorauslastung bzw. Ansteuerung mit minimaler Gewichtung für einen Motor;
4 zeigt eine Ansteuerung mit verringerter Gewichtung von vier Motoren;
5 zeigt eine schematische Darstellung der Flugsteuerungseinheit gemäß Fall A); und
6 zeigt schematisch eine Ausgestaltung der Flugsteuerungseinheit zur Realisierung von Fall B).

In 1 ist schematisch ein personen- oder lasttragender Multikopter dargestellt, der insgesamt mit Bezugszeichen 1 bezeichnet ist. Bezugszeichen 2 bezeichnet den Piloten bzw. allgemein eine durch den Multikopter 1 beförderte Person, welche über ein Steuerelement 3 eine gewünschte Flugbewegung bzw. einen Flugzustand des Multikopters 1 gemäß einem entsprechenden Pilotensignal vorgibt. Dieses Pilotensignal wird an eine in dem Multikopter 1 enthaltene Flugsteuerungseinheit 4 geleitet, was in 1 zeichnerisch nicht weiter dargestellt ist.
Der Multikopter 1 verfügt über eine Mehrzahl an Antriebseinheiten 5, von denen in 1 aus Gründen der Übersichtlichkeit nur eine genauer bezeichnet ist. Jede der Antriebseinheiten 5 umfasst einen (Elektro-)Motor 5a, der einen zugehörigen Propeller oder Rotor 5b antreibt. Dem Motor 5a ist ein elektrischer Energiespeicher 5c in Form einer Batterie zugeordnet, um den Motor 5a mit elektrischer Energie zu versorgen. Dabei muss nicht jeder Motor 5a über einen eigenen zugeordneten Energiespeicher 5c verfügen; es liegt im Bereich der Erfindung, dass sich mehrere Rotoren 5a einen gemeinsamen elektrischen Energiespeicher 5c teilen. Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung des Multikopters 1 mit speziell 18 Motoren 5a und entsprechend 18 Rotoren 5b ist jeweils zwei Motoren 5a ein gemeinsamer elektrischer Energiespeicher 5c zugeordnet, sodass der Multikopter 1 insgesamt über neun elektrische Energiespeicher 5c verfügt.
Schematisch ist in 1 bei Bezugszeichen 5d ein Sensor eingezeichnet, welcher der Antriebseinheit 5 zugeordnet ist. Wie im einleitenden Teil beschrieben, kann es sich bei dem Sensor 5d beispielsweise um einen Temperatursensor, einen Ladezustand-Sensor, einen Geräuschsensor oder um einen Sensor zum Messen von mechanischen Verformungen handeln. Je nach Ausgestaltung des Sensors 5d ist es also möglich, beispielsweise eine Temperatur des Motors 5a, eine Temperatur oder einen Ladezustand des elektrischen Energiespeichers 5c, eine durch den Motor 5a bzw. den Rotor 5b hervorgerufene Lärmemission oder eine mechanische Verformung der Struktur des Multikopters 1 am Ort der Antriebseinheit 5 zu messen, welche Struktur in 1 nicht näher bezeichnet ist, grundsätzlich aber alle mechanischen Elemente des Multikopters 1 umfassen kann, insbesondere die von einer zentralen Struktur des Multikopters 1 ausgehenden Rotorarme. Speziell die Lärmemission und/oder die mechanische Verformung der Struktur des Multikopters 1 können alternativ auch geschätzt werden, falls eine Messung nicht unmittelbar möglich ist.
Der Sensor 5d wirkt signaltechnisch mit der Flugsteuerungseinheit 4 zusammen. Dies ist in 1 durch eine strichpunktierte Verbindungslinie 5e symbolisiert, wobei die Verbindung drahtlos oder mittels einer entsprechenden Verkabelung realisiert sein kann. Entlang dieser Verbindung sendet der Sensor 5d ein entsprechendes Sensorsignal S5d an die Flugsteuerungseinheit 4, wie in 1 symbolisch dargestellt ist. Die Flugsteuerungseinheit 4 ist ihrerseits mit den Antriebseinheiten 5 verbunden, insbesondere mit den Motoren 5a, um diese während des Flugbetriebs in geeigneter Weise anzusteuern. Die entsprechende Verbindung ist in 1 mit Bezugszeichen 5f bezeichnet, die entsprechenden Ansteuerungssignale mit dem Bezugszeichen S4. Insbesondere kann über die Steuerungssignale S4 mittels der Flugsteuerungseinheit 4 derart auf die einzelnen Motoren 5a des Multikopters 1 steuerungstechnisch eingewirkt werden, dass diese individuell mit einer zum Erreichen eines gewünschten Flugzustands geeigneten Drehzahl betrieben werden, um entsprechend einen geeigneten Schub mittels der Rotoren 5a zu erzeugen. Der gewünschte Flugzustand ergibt sich, wie bereits erwähnt, vorzugsweise anhand eines durch den Piloten 2 erzeugten Pilotensignals (nicht dargestellt).
In 2 ist ein bestimmter Flugzustand des Multikopters 1 anhand von Drehzahlen der einzelnen Motoren 5a im stationären Zustand nach dem Stand der Technik dargestellt, wonach keine individuelle Gewichtung der Motoren realisiert ist. 2 (wie auch die nachfolgenden 3 und 4) stellt eine schematische Draufsicht auf die Rotorebene des Multikopters 1 dar, wobei die x-Achse die Nick-Achse des Multikopters und die y-Achse die Roll-Achse des Multikopters bezeichnet. Der Motor 5a bzw. der zugehörige Rotor 5b ist in 2 (wie auch in den nachfolgenden 3 und 4) durch einen Kreis symbolisiert. In jedem Kreis ist bei Bezugszeichen 5N eine Nummer bzw. Bezeichnung für den jeweiligen Motor 5a angegeben, z.B. „Mot: 1“. Zusätzlich findet sich in jedem Kreis bei Bezugszeichen 5U die entsprechende Motordrehzahl in der Einheit „RPM“ (Umdrehungen pro Minute). Gemäß der Darstellung in 2 sind alle Motoren gleich gewichtet, werden also alle in gleichem Maße zum Erreichen des gewünschten Flugzustands herangezogen.
3 symbolisiert eine Realisierung des erfindungsgemäßen Verfahrens, bei der der Motor mit der Bezeichnung „Mot: 9“ (unten rechts, Bezugszeichen 9) stark heruntergewichtet ist, wobei im gezeigten Spezialfall der zugehörige Gewichtungsfaktor g₉ den Wert 0,01 hat. Wie der Vergleich mit 2 zeigt, beträgt die Drehzahl des Motors 9 gemäß 3 nur 499 RPM, während sie gemäß 2 noch bei 1539 RPM lag. Wie ein Vergleich der 2 und 3 weiter zeigt, haben sich auch die Drehzahlen der anderen Motoren 5a verändert, um den verringerten Beitrag des Motors 9 auszugleichen. Auf diese Weise lässt sich der Motor 9 schonen, was unterschiedliche Gründe haben kann, worauf weiter oben bereits eingehend hingewiesen wurde. Beispielsweise kann durch den Sensor 5d gemäß 1, welcher dem betreffenden Motor 9 zugeordnet ist, festgestellt worden sein, dass der betreffende Motor eine besonders große Lärmemission verursacht, welcher durch Verminderung der Drehzahl des Motors entgegengewirkt werden soll. Gleiches ist möglich für den Fall, dass sich der betreffende Motor stark erhitzt oder dass der zugeordnete elektrische Energiespeicher einen relativ niedrigen Ladezustand aufweist. Es können in diesem Zusammenhang auch andere Einflussgrößen zum Einsatz kommen, worauf weiter oben ebenfalls bereits detailliert hingewiesen wurde.
In 4 ist ein Zustand gezeigt, bei dem die Gewichtung der Motoren „Mot:“ 12, 10, 9 und 7 auf 70 % (g = 0,7) gegenüber den restlichen Motoren reduziert wurde. Die genannten Motoren befinden sich unten im Bereich der Peripherie des Multikopters 1. Auch dies kann zu einer Schonung der genannten Motoren bzw. der zugeordneten Energiespeicher beitragen. Zusätzlich oder alternativ kann auf diese Weise gezielt einer mechanischen Verformung des Multikopters 1 entgegengewirkt werden, z.B. bei ungleicher Lastverteilung.
Die 5 und 6 zeigen abschließend schematisch den Aufbau einer erfindungsgemäßen Flugsteuerungseinheit, die jeweils mit dem Bezugszeichen 4 bezeichnet ist (vgl. 1). Die Flugsteuerungseinheit 4 ist gemäß 5 und 6 getrennt von dem eigentlichen Fluggerät (Multikopter) dargestellt, obwohl sie natürlich konstruktiv einen Teil desselben darstellt. Bezugszeichen 5c bezeichnet wie in 1 ein sensortechnisch überwachtes (Teil-)System des Multikopters 1, im vorliegenden Beispiel wiederum einen elektrischen Energiespeicher (Batterie oder Akkumulator). Bezugszeichen 5d bezeichnet wie in 1 einen zugehörigen Sensor, der beispielsweise zum Messen einer Temperatur („Temp.“) oder eines Ladezustands („State of Charge“ (SoC)) des elektrischen Energiespeichers 5c ausgebildet ist. Bezugszeichen S5d bezeichnet wie in 1 das vom Sensor 5b bereitgestellte Sensorsignal. Bezugszeichen S4 bezeichnet wie in 1 das von der Flugsteuerungseinheit 4 an den Multikopter 1 bzw. dessen Motoren (in 5 und 6 nicht gezeigt) gesendete Flugsteuerungssignal (Ansteuersignal). Es sei in diesem Zusammenhang ergänzend auch auf die Darstellung und Beschreibung der 1 verwiesen.
Gemäß der 5 und 6 empfängt die Flugsteuerungseinheit 4 gemäß Bezugszeichen 2 und 3 als Eingangssignal ein Pilotenkommando, welches einen gewünschten Flugzustand definiert. Dieses Pilotenkommando 2, 3 gelangt zu einer Untereinheit der Flugsteuerungseinheit 4, die in den 5 und 6 mit dem Bezugszeichen 4a bezeichnet ist. Sie trägt die Bezeichnung „Flugsteuerung und -regelung“ und ist letztendlich für den Flugbetrieb des Multikopters 1 maßgeblich. Sie empfängt von diesem ein Flugsteuerungs-Messsignal („Messsignal Flugsteuerung“), durch welches ein gegenwärtiger Flugzustand des Multikopters 1 bestimmt ist. In Kenntnis dieses Messsignals und des Pilotenkommandos 2, 3 bestimmt die Flugsteuerung und -regelung 4a die zugehörigen Momente und den Schub und leitet diese in signaltechnischer Form an eine mit Bezugszeichen 4b bezeichnete weitere Untereinheit („Control Allocation“) weiter. Die Untereinheit 4b berechnet anhand der im einleitenden Teil angegebenen mathematischen Beziehung die Motorkommandos bzw. Motorstellgrößen und leitet diese in Form des Signals S4 an den Multikopter 1 bzw. die Motoren (in 5 und 6 nicht dargestellt) weiter. Mit anderen Worten: Nach Ansteuerung mittels des Signals S4 soll der Multikopter 1 einen Flugzustand erreichen, der dem Pilotenkommando 2, 3 möglichst entspricht.
Zusätzlich weist die Flugsteuerungseinheit 4 bei Bezugszeichen 4c noch eine sogenannte Sekundärregelung bzw. einen entsprechenden Sekundärregler auf, der gemäß 5 direkt mit der Untereinheit 4b zusammenwirkt, und dieser in Abhängigkeit von dem Messsignal 5d die Matrix P bzw. die Gewichtungsfaktoren g_i für die einzelnen Motoren zur Verfügung stellt. Diese Gewichtungsfaktoren werden durch die Untereinheit 4b zum Berechnen bzw. Erzeugen des Signals S4 berücksichtigt, wie weiter oben detailliert erläutert. Dies betrifft den in den Ansprüchen angegebenen Fall A).
6 illustriert den in den Ansprüchen angegebenen Fall B). Zu diesem Zweck wirkt die Sekundärregelung 4c nicht unmittelbar mit der Untereinheit 4b zusammen, sondern wirkt an einer der Untereinheit 4b nachgeschalteten Summationsstelle 4d unmittelbar modifizierend auf das von der Untereinheit 4b erzeugte Signal S4 ein, wie dargestellt. Durch Verwendung der im einleitenden Teil angesprochenen Nullraumrichtungen u_N lässt sich so die Motoransteuerung beeinflussen, ohne das Flugverhalten des Multikopters 1 insgesamt zu verändern. Die Nullraumrichtungen erzeugen keine Momente und keinen Schub und beeinflussen die Flugbewegung daher nicht. Eine solche Vorgehensweise ist prinzipiell zu dem anhand von 5 beschriebenen Verfahren gleichwertig.
Entsprechend 5 für Fall A) und 6 für Fall B) entsteht durch die Rückführung des durch die Sensoren 5d gemessenen bzw. bereitgestellten Steuersignals S5d ein geschlossener Regelkreis. Hierbei stellen P (Fall A) bzw. u_N (Fall B) die entsprechenden Stellgrößen des jeweiligen Sekundärreglers 4c dar.

Claims

Verfahren zur Stabilisierung der Orientierung und der Höhe bei einem vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter (1) mit mehreren Motoren (5a), bei dem die Ansteuerung der einzelnen Motoren (5a) im Flug fortlaufend durch eine Flugsteuerungseinheit (4) berechnet und entsprechend den Motoren (5a) steuerungstechnisch vorgegeben wird, wozu durch einen Motorallokationsalgorithmus f ausgehend von einem gewünschten Moment τ, einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub s sowie einer Motormatrix M die Ansteuerung der Motoren (5a) berechnet und als Steuerungssignal an den Motoren (5a) bereitgestellt wird, wobei für die Ansteuerung und entsprechende Motorstellgrößen u gilt: $u = f (τ, s, M),$
wobei A) die einzelnen Motoren (5a) mit einer vorzugsweise diagonal besetzten Matrix P gewichtet werden, sodass gilt: $u = f (τ, s, M, P)$
wobei der Motorallokationsalgorithmus die Ansteuerung u so berechnet, dass die einzelnen Motoren (5a) gemäß der Matrix P je nach Gewichtung einen individuellen Beitrag zu den gewünschten Momenten τ sowie dem Schub s leisten; und/oder B) primäre Motorstellgrößen in Form der Ansteuerung u der Motoren (5a) durch sekundäre Motorstellgrößen u_N modifiziert, vorzugsweise ergänzt, werden, welche sekundäre Motorstellgrößen Nullraumrichtungen darstellen, die die Bedingung $0 = M \cdot u_{N}$
erfüllen; wobei als Einflussgröße für die Berechnung der Gewichtungsfaktoren für die Matrix P oder die Nullraumrichtungen wenigstens eine der folgenden Einflussgrößen verwendet wird: - eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen Energiespeichers (5c); - eine gemessene Temperatur wenigstens eines der Motoren (5a); - eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen oder mechanischen Zubehörteils; - eine gemessene oder geschätzte Verformung einer Struktur des Multikopters (1); - eine gemessene oder geschätzte Lärmemission.
Verfahren nach Anspruch 1, bei dem für Fall A) die Ansteuerung u basierend auf einem Modell $(\begin{matrix} τ \\ s \end{matrix}) = M \cdot u$
bestimmt wird, und bei dem die Gewichtungsfaktoren P durch eine Zielfunktion u^T · P · u für die Allokation definiert werden, wobei vorzugsweise die Zielfunktion unter der Nebenbedingung (τ s)^T = M · u minimiert wird.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei dem für Fall A) im neutralen Fall die Matrix P einer n × n Einheitsmatrix entspricht, wenn n die Anzahl der Motoren (5a) bezeichnet.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei dem für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren (5a) schwächer als andere Motoren (5a) gewichtet werden, deren zugeordnete elektrische Energiespeicher (5c) sich stärker erwärmen und/oder sich schneller entladen, z.B. durch ungünstige Lastverteilungen im Multikopter (1).
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei dem für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren (5a) schwächer als andere Motoren (5a) gewichtet werden, die eine übermäßige Verformung einer Struktur des Multikopters (1) bewirken und/oder die zu einer übermäßigen Geräuschentwicklung führen.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei dem für Fall A) durch die Ansteuerung der Motoren (5a) mittels der Matrix P zumindest einige der Motoren (5a) entlastet werden und dadurch die Flugzeit gegenüber einem Betrieb mit ungewichteter Ansteuerung verlängert oder eine Sicherheitsreserve erhöht wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, bei dem für Fall A) wenigstens einer der Gewichtungsfaktoren reduziert wird, wenn die verwendete Einflussgröße einen vorgegebenen Schwellenwert überschreitet.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bei dem für Fall A) eine Verringerung der Gewichtung eines Motors eine Reduzierung einer entsprechenden Motordrehzahl bewirkt.
Flugsteuerungseinheit (4) für einen vorzugsweise personen- oder lasttragenden Multikopter (1) mit mehreren Motoren (5a), welche Flugsteuerungseinheit (4) dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung der einzelnen Motoren (5a) im Flug fortlaufend zu berechnen und entsprechend den Motoren (5a) steuerungstechnisch vorzugeben, bei der durch einen in der Flugsteuerungseinheit (4) implementierten Motorallokationsalgorithmus f ausgehend von einem gewünschten Moment τ, einem gewünschten, vorzugsweise durch ein Pilotensignal vorgegebenen Schub s und einer Motormatrix M die Ansteuerung der Motoren (5a) berechenbar und als Steuerungssignal an den Motoren (5a) bereitstellbar ist, wobei für die Motorstellgrößen u gilt: $u = f (τ, s, M),$
umfassend eine Sekundärregeleinheit (4c) in Wirkverbindung einerseits mit dem Motorallokationsalgorithmus und andererseits mit wenigstens einem Sensor (5d) zum Bestimmen einer Einflussgröße, wobei A) die Sekundärregelung (4c) dazu ausgebildet ist, dem Motorallokationsalgorithmus in Abhängigkeit von wenigstens einer durch den Sensor (5d) bestimmten Einflussgröße Gewichtungen der einzelnen Motoren (5a) in Form einer vorzugsweise diagonal besetzten Matrix P zur Verfügung zu stellen, wobei gilt: $u = f (τ, s, M, P),$
wobei der Motorallokationsalgorithmus dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung u so zu berechnen, dass die einzelnen Motoren (5a) gemäß der Matrix P je nach Gewichtung einen individuellen Beitrag zu den gewünschten Kräften und Momenten τ sowie dem Schub s leisten; und/oder B) die Sekundärregelung (4c) dazu ausgebildet ist, in Abhängigkeit von wenigstens einer durch den Sensor (5d) bestimmten Einflussgröße zur Ansteuerung der Motoren (5a) Signale entsprechend Nullraumrichtungen mit $0 = M \cdot u_{N}$
bereitzustellen, welche keine Momente oder Schub erzeugen und daher die Flugbewegung nicht beeinflussen, und die Ansteuerung durch diese Nullraumrichtungen zu modifizieren; wobei als Einflussgröße für die Berechnung der Gewichtungsfaktoren für die Matrix P oder die Nullraumrichtungen wenigstens eine der folgenden Einflussgrößen Verwendung findet: - eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen Energiespeichers (5c); - eine gemessene Temperatur wenigstens eines der Motoren (5a); - eine gemessene Temperatur wenigstens eines den Motoren (5a) zugeordneten elektrischen oder mechanischen Zubehörteils; - eine gemessene oder geschätzte Verformung einer Struktur des Multikopters (1); - eine gemessene oder geschätzte Lärmemission.
Flugsteuerungseinheit (4) nach Anspruch 9, bei der a) für eine Gleichauslastung von elektrischen Energiespeichern (5c) wenigstens ein Sensor (5d) zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Spannung, eines Energiespeichers (5c) vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal (S4) am Sekundärregler (4c) bereitgestellt oder bereitstellbar ist; und/oder b) für eine Verhinderung der Überhitzung von elektrischen Energiespeichern (5c) wenigstens ein Sensor (5d) zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Temperatur, eines Energiespeichers (5c) vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal (S4) am Sekundärregler (4c) bereitgestellt oder bereitstellbar ist; und/oder c) für eine Dämpfung der Aeroelastik wenigstens ein Sensor (5d) zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Verformung, einer Struktur des Multikopters (1) vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal (S4) am Sekundärregler (4c) bereitgestellt oder bereitstellbar ist; und/oder d) für eine Lärmvermeidung wenigstens ein Sensor (5d) zum Bestimmen eines Betriebszustands, vorzugsweise Lärmemission, eines Propellers (5b) vorgesehen ist, durch den ein entsprechendes Steuersignal (S4) am Sekundärregler (4c) bereitgestellt oder bereitstellbar ist.
Flugsteuerungseinheit (4) nach Anspruch 10, die derart ausgebildet ist, dass nach Maßgabe durch das Steuersignal (S4) über den Sekundärregler (4c) die Ansteuerung der Motoren (5a) so beeinflussbar ist, dass der Betriebszustand sich einem vorgegebenen Betriebszustand annähert.
Flugsteuerungseinheit (4) nach einem der Ansprüche 9 bis 11, die dazu ausgebildet ist, die Ansteuerung u basierend auf einem Modell $(\begin{matrix} τ \\ s \end{matrix}) = M \cdot u$
zu bestimmen, bei der die Gewichtungsfaktoren P durch eine Zielfunktion u^T · P · u für die Allokation definiert sind, für welche die Zielfunktion unter der Nebenbedingung (τ s)^T = M · u minimiert ist.
Flugsteuerungseinheit (4) nach einem der Ansprüche 9 bis 12, bei der für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren (5a) schwächer als andere Motoren (5a) gewichtet oder gewichtbar sind, deren zugeordnete elektrische Energiespeicher (5c) sich stärker erwärmen und/oder sich durch ungünstige Lastverteilungen im Multikopter (1) schneller entladen, und/oder bei der für Fall A) mittels der Matrix P solche Motoren (5a) schwächer als andere Motoren (5a) gewichtet oder gewichtbar sind, die eine übermäßige Verformung einer Struktur des Multikopters (1) bewirken und/oder die zu einer übermäßigen Geräuschentwicklung führen.
Multikopter (1), mit einer Mehrzahl an Motoren (5a), vorzugsweise 18, und mit einer Flugsteuerungseinheit (4) zum Ansteuern der Motoren (5a), welche Flugsteuerungseinheit (4) nach einem der Ansprüche 9 bis 13 ausgebildet ist, vorzugsweise personen- oder lasttragender Multikopter.