用于稳健干扰抑制的分布式加速度感测的制作方法

本发明是在美国空军授予的合同号：fa8651-13-c-0017下，由政府支持完成。政府拥有本发明的某些权利。

相关申请的交叉引用

本申请要求2016年10月21日提交的临时专利申请序列号62/411,147在35u.s.c.§119(e)下的权益，该申请的内容通过引用结合于此。

本发明总体涉及自主交通工具导航，并且更具体地涉及使用本体感测技术提供阵风抑制和增加交通工具稳定性的技术。

背景技术：

无人机(uav)、小型无人驾驶系统(suas)和其他小型飞机，特别是那些旨在用于城市环境或其他杂乱环境中的小型飞机，当遇到大气湍流和阵风时，在飞机的状态(例如，姿态和方位)的稳定性方面面临极大的限制。特别是，大风、杂乱的城市环境以及对其他交通工具的接近可能造成干扰，该干扰通常难以用现有的飞行控制技术抑制。实际上，当在城市峡谷中航行时，1米至2米的偏移当然会导致障碍物碰撞、任务失败或交通工具损失。阵风抑制和交通工具稳定性对于产生清晰易懂的监控视频尤为重要，这是这些小型飞机的主要职责。例如，uav经常受到不对称的阵风的影响，这种阵风是由城市峡谷中的流动通道和遮挡引起的——这个环境所特有的流场。

虽然传统的惯性导航系统(ins)对于交通工具稳定性有效，但因为必须在校正误差之前测量误差，所以传统的惯性导航系统导致姿态校正的固有滞后。此外，虽然有效，但使用基于应变和压力的测量值的一些先前研究的本体感测方法需要相对复杂的结构和空气动力学建模。例如，mckenna等人共同拥有的题为“用于不需要的力抑制和交通工具稳定性的系统和方法(systemandmethodforunwantedforcerejectionandvehiclestability)”的美国专利公开no.2016/0200420公开了经由使用嵌入在机翼内的应变计的本体感测技术提供阵风抑制和增加交通工具稳定性的技术。

随着飞行交通工具能力扩展到更复杂的任务和动态环境，可以采用新的传感器方案来提高稳健性、可生存性和任务有效性。例如，主动感测作用在交通工具上的干扰力和力矩的能力以及在反馈策略中使用这些感测量以减轻干扰的能力。因此，小型飞机(诸如uav和suas)将通过增加机动性、扩大飞行包线和改进性能而大大受益于阵风抑制。然而，另一个添加的复杂性是小型uav经常受到用万向架固定的有效载荷稳定性和交通工具可操纵性的严格要求，同时还将交通工具驱动到较小的尺寸和有效载荷能力。鉴于小型uav和suas的紧张资源约束，挑战是不仅要实现这些功能，还要在满足大小、重量和功率的约束的封装件内实现这些功能。因此，在具有传统姿态控制惯性传感器(诸如陀螺仪和加速度计)的延迟/噪声属性(由于平台动力学引起的延迟)的较小平台上特别难以实现阵风抑制。

鉴于对增加的自主性/性能和平台/感测系统的小型化的需求，需要改进的系统和方法，以用于经由例如生物启发的角加速度感测和其他本体感测技术提供阵风抑制和增加交通工具稳定性。如本文所公开的，所得到的系统可以应用于范围从竖直起飞和着陆飞机到固定翼飞机的空气系统，该空气系统受到大风、交通工具-交通工具干扰和杂乱的城市区域中的不可预测的飞行条件的阻碍。

技术实现要素：

本文公开了用于经由例如紧凑的分布式加速度感测封装件提供阵风抑制和增加交通工具稳定性的改进的系统和方法，该封装件可以包括中心速率陀螺仪与加速度计，加速度计放置在速率陀螺仪周围的分布方位处并且在距交通工具的重心的预定距离处。分布式加速度感测系统提供了一种独特的力和扭矩估算的方法，具有增加的稳健性和简化的实施方式。

根据第一方面，一种空中交通工具包括：机身；飞机飞行控制器，其提供输出控制信号；以及传感器封装件，其定位在机身上，该传感器封装件包括速率陀螺仪、多个加速度计和处理器，其中传感器封装件被配置为集体地测量至少九个独立的轴向加速度测量值，其中处理器被配置为至少部分地基于从所述多个加速度计和所述速率陀螺仪中的至少一个接收的反馈信号产生致动信号，其中处理器被配置为将致动信号传送到所述飞机飞行控制器，并且其中飞机飞行控制器被配置为根据所述致动信号调节输出控制信号。

根据第二方面，一种用于空中交通工具的分布式加速度感测系统包括：平面印刷电路板；速率陀螺仪，其耦合到平面印刷电路板；多个加速度计，其耦合到平面印刷电路板，其中多个加速度计针对每个轴线集体地测量取自三个不同方位的至少三个轴向加速度测量值，以生成至少九个独立的轴向加速度测量值；以及处理器，其耦合到平面印刷电路板，其中处理器与速率陀螺仪和多个加速度计中的每一个可操作地耦合，并且处理器被配置为至少部分地基于从所述至少三个加速度计和所述速率陀螺仪中的至少一个接收的反馈信号产生致动信号，其中处理器将致动信号传送到所述空中交通工具的飞机飞行控制器。

根据第三方面，一种空中交通工具包括：机身；飞机飞行控制器，其提供输出控制信号；以及平面印刷电路板，其定位在机身上，该印刷电路板具有与其耦合的处理器、速率陀螺仪和至少三个加速度计，其中处理器被配置为至少部分地基于从所述至少三个加速度计和所述速率陀螺仪中的至少一个接收的反馈信号产生致动信号，其中处理器将致动信号传送到所述飞机飞行控制器，其中飞机飞行控制器被配置为基于所述致动信号调节输出控制信号。

根据第四方面，一种用于空中交通工具的分布式加速度感测系统包括：平面印刷电路板；速率陀螺仪，其耦合到平面印刷电路板；至少三个加速度计，其耦合到平面印刷电路板；以及处理器，其耦合到平面印刷电路板；其中处理器被配置为至少部分地基于从所述至少三个加速度计和所述速率陀螺仪中的至少一个接收的反馈信号产生致动信号，其中处理器将致动信号传送到所述空中交通工具的飞机飞行控制器，因此，使得飞机飞行控制器被配置为基于所述致动信号调节其输出控制信号。

在某些方面，速率陀螺仪和至少三个加速度计基本上位于同一平面中。

在某些方面，飞机飞行控制器被配置为将输出控制信号提供到推进器或飞行控制表面。

在某些方面，速率陀螺仪基本上定位在机身的重心处。

在某些方面，所述至少三个加速度计中的每一个远离机身的重心定位。

在某些方面，所述至少三个加速度计中的每一个定位在距机身的重心的预定距离处。

在某些方面，所述至少三个加速度计中的每一个与速率陀螺仪等距。

在某些方面，所述至少三个加速度计被布置成圆形，其中速率陀螺仪基本上定位在所述圆形的中心处。

在某些方面，十二个加速度计被布置成圆形，其中速率陀螺仪基本上定位在所述圆形的中心处。

在某些方面，处理器被配置为基于反馈信号估算机身的平移加速度和旋转加速度以产生致动信号。

在某些方面，处理器被配置为从嵌入在空中交通工具内的应变计接收反馈信号。

在某些方面，空中交通工具包括机翼，并且应变计被嵌入机翼中。

在某些方面，所述应变计是嵌入所述机翼的凹槽内的光纤应变计。

在某些方面，应变计被嵌入所述机翼的前缘处。

在某些方面，处理器被配置为使用估算算法来校准反馈信号。

在某些方面，估算算法选自包括以下算法的组：最小二乘法；最大相似估算法；和线性二次估算法。

在某些方面，所述至少三个加速度计中的每一个是微机电系统加速度计。

附图说明

本文所述的装置、系统和方法的前述和其他目的、特征和优点将从以下对其特定实施例的描述中变得显而易见，如附图中所示，其中相同的附图标记表示相同的结构。附图不一定按比例绘制，而是将重点放在说明本文所述的装置、系统和方法的原理上。

图1a示出了具有分布式加速度感测系统的示例性固定翼飞机的透视图。

图1b示出了图1a的示例性固定翼飞机的俯视平面图。

图1c示出了图1a的示例性固定翼飞机的侧视图。

图1d示出了具有分布式加速度感测系统的示例性多旋翼飞机的透视图。

图1e示出了图1d的示例性多旋翼飞机的俯视平面图。

图2a示出了体现分布式加速度感测系统的示例印刷电路板组装件的透视图。

图2b示出了图2a的示例印刷电路板组装件的俯视图。

图2c示出了图2a的示例印刷电路板组装件的第一侧视图。

图2d示出了图2a的示例印刷电路板组装件的第二侧视图。

图3a和图3b示出了用于分布式加速度感测的示例性加速度感测反馈框架。

图4a是示出通用刚性主体导弹机身的角加速度反馈的曲线图。

图4b是示出小型无人驾驶飞机系统的扭矩反馈的曲线图。

具体实施方式

下面将参考附图描述本发明的优选实施例。在以下描述中，没有详细描述某些公知的功能或构造，因为它们会以不必要的细节模糊本发明。本发明总体涉及生物启发的感测方法，该方法涉及将速率陀螺仪放置在机身的重心处或其附近，并且将多个加速度计放置在远离机身的重心的方位。通过融合测量的加速度分量，可以直接估算机身上的力和扭矩，从而实现新颖的干扰抑制控制器。

除非文中另有明确说明或清楚说明，否则对单数项目的引用应理解为包括复数形式的项目，反之亦然。除非上下文中另有说明或清楚说明，否则语法连词旨在表达联合条款、句子、单词等的任何和所有析取和连接组合。除非本文另有说明，否则本文中对数值范围的记载并非旨在限制，而是各自指代落入该范围内的任何值和所有值，并且在该范围内的每个单独的值被并入说明书中，如同其被单独记载于此一样。

当术语“大约”和“近似”被用于修改或描述值(或值的范围)时，表示合理地接近该值或值的范围。因此，本文描述的实施例不限于仅仅是所记载的值和值的范围，而是应该包括其合理可行的偏差。

术语“空中交通工具”和“飞机”是指能够飞行的机器，包括但不限于传统飞机和竖直起飞和着陆(vtol)飞机。

如本文所使用的，“和/或”表示由“和/或”连接的列表中的任何一个或多个项目。作为示例，“x和/或y”表示三元素集{(x)，(y)，(x，y)}中的任何元素。换句话说，“x和/或y”表示“x和y中的一个或两个”。作为另一个示例，“x、y和/或z”表示七元素集{(x)，(y)，(z)，(x，y)，(x，z)，(y，z)，(x，y，z)}中的任何元素。换句话说，“x、y和/或z”表示“x、y和z中的一个或多个”。

术语“电路”和“电路系统”指的是物理电子部件(即硬件)和可以配置硬件、由硬件执行或者以其他方式与硬件相关联的任何软件和/或固件(“代码”)。如本文所使用的，例如，特定处理器和存储器可以在执行第一组一行或多行代码时包括第一“电路”，并且可以在执行第二组一行或多行代码时包括第二“电路”。

术语“传送”和“通信”是指(1)将数据从源传输或以其他方式传达到目的地，和/或(2)将数据输送到通信介质、系统、信道、网络、装置、电线、缆线、光纤、电路和/或链路以被传达到目的地。

本文使用的术语“数据库”表示相关数据的有组织的主体，而不管数据或其有组织的主体的表示方式。例如，相关数据的有组织的主体可以是表、地图、网格、包、数据报、框架、文件、电子邮件、消息、文档、报告、列表、或以任何其他形式呈现的数据中的一种或多种形式。

术语“示例性”表示用作非限制性示例、实例或说明。如本文所使用的，术语“举例来说”和“例如”引出一个或多个非限制性示例、实例或说明的列表。

如本文所使用的，电路系统“可操作”以在电路系统包括必要的硬件和代码(如果有必要的话)来执行功能时执行功能，而不管功能的性能是否被禁用或不被启用(例如，通过操作员可配置的设置、出厂预设等)。

本公开的目的是提供一种新颖的飞机和飞机传感器系统，其结合了生物启发的致动和铰接概念。为此，本文公开了一种分布式加速度感测系统，其使用反馈控制技术为小型空中交通工具提供快速且稳健的干扰抑制。如下面详细讨论的，与传统的基于角速率的感测和控制相比，分布式加速度感测系统能够实现角加速度的直接感测和反馈，以改善交通工具飞行性能。这是通过减少测量延迟和使用反馈来提供空气动力学不确定性的稳健性来实现的。也就是说，分布式加速度感测系统可以在实际力或力矩输出上实施反馈回路，以提供阵风和其他干扰的更高带宽抑制。在某些方面，分布式加速度感测系统可以被配置为紧凑且交通工具不可知平台，而现有的传感器封装件(例如，机翼上应变测量和机翼嵌入式压力传感器)不是车辆不可知的并且可能需要复杂的结构/空气动力学建模以提取力和扭矩。

分布式加速度感测系统可以采用围绕机身的重心分布加速度计的独特技术，以估算作用在机身上的角加速度。例如，分布式加速度感测系统可以使用捆绑到可大规模生产的印刷电路板(pcb)组装件中的速率陀螺仪和多个线性加速度(例如，三个或更多个)来制造。测量的角加速度用于直接估算机身上的力和扭矩，从而实现从传统的基于速率的控制器转换到更准确的状态估算和更快的干扰抑制。因此，集成分布式加速度感测系统的平台将受益于扩展的飞行包线，以便在恶劣/城市地形中进行较广泛的部署，并减少因天气而停飞的资产。额外的生物启发的感测系统和控制方案(诸如在mckenna等人共同拥有的美国专利公开2016/0200420中公开的那些)可以与分布式加速度感测系统结合，以进一步为角分布式加速度感测技术提供稳健的基础。

飞机设计。分布式加速度感测系统采用反馈系统，以在扩展的飞行包线中显著增加飞机稳健性，从而允许更广泛的任务种类、快速部署和可靠的性能。分布式加速度感测的一个好处是其适用于各种交通工具平台。例如，角加速度反馈和控制可以应用于具有快速动态的刚性主体(例如，多旋翼飞机)，而固定翼飞机也将受益于与机体集成的传感器并且甚至可以提取气动弹性信息(例如，来自机翼的颤振测量值)。因此，分布式加速度感测系统可以容易地集成到固定翼飞机100a和多旋翼飞机100b两者中，从而使得传统机身和新机身都能够在更具挑战性和变化的环境中飞行。例如，分布式加速度感测系统可以与如图1a至图1c所示的固定翼飞机100a或与如图1d和图1e所示的多旋翼飞机100b(一种形式的vtol飞机)集成。

如图1a至图1c所示，固定翼飞机100a可以采用飞翼设计，其通常包括机体部分102和两个机翼104(一起限定机翼组)。虽然未示出，但尾翼可以处于固定翼飞机100a的后端。固定翼飞机100a还包括一个或多个推进器108，该推进器108耦合到例如机翼104和/或如图所示耦合到机身102。推进器108可以布置成牵引机配置，或如图所示，布置成推进器配置。推进器指的是向飞机提供推进和/或推力的机械装置，包括但不限于马达/发动机驱动的螺旋桨、喷射或涡轮发动机、矢量马达吊舱等。例如，adamjohnwoodworm等人共同拥有的题为“具有矢量推力控制的模块化微型无人机(modularminiatureunmannedaircraftwithvectored-thrustcontrol)”的美国专利8,951,086公开了一种向空中交通工具提供推进力的合适的推力矢量模块。

机翼104可以采用一个或多个控制表面116，诸如单个传统的副翼配置，或者可替代地，多个翼展方向分布式独立致动的副翼(例如，翼载控制表面)，或襟副翼，该襟副翼是结合了襟翼和副翼的各个方面一种飞机控制表面。襟副翼可以合并一种或多种类型的襟翼或襟翼特征，包括但不限于平坦的、开口的、开槽的、fowler、junkersflapgouge、fairey-youngman、zap、krueger、gurney，以及在某些方面，合并前缘襟翼，诸如前缘下垂和吹气襟翼。小翼118可以设置在每个机翼104的远端处，尤其是，用以改善飞机操纵特性、增强安全性并提高固定翼飞机100a的效率。机翼104可以进一步利用沿机翼104的连续传感器组(例如，应变/扭矩测量传感器)来操纵翼展方向连续的后缘表面(例如，襟副翼)，就像已知的鸟类的方式一样，以改变其机翼形状。

如图1d和图1e所示，多旋翼飞机100b(一种形式的vtol飞机)通常包括机体110、从机体110径向延伸的多个纵向尾桁114、一组着陆滑橇112以及多个推进器108(例如，如所示的，旋翼108a具有马达/发动机驱动的螺旋桨108b)。所述多个推进器108中的每一个放置在纵向尾桁114的远端处并且定向成向下(相对于交通工具)引导推力。多旋翼飞机100b包括刚性机身，这使得其特别适合于角加速度反馈。虽然多旋翼飞机100b被示为具有六个推进器108，但是本领域技术人员将认识到可以采用额外的或更少的推进器108。

无论飞机类型如何，分布式加速度感测pcb组装件200将致动信号传送(例如，经由处理器208和通信接口)到所述飞机飞行控制器，这进而使得飞机飞行控制器将输出控制信号调节到推进器108和/或基于所述致动信号调节飞行控制信号。未示出的飞机飞行控制器可以安装在pcb组装件200的顶部上(例如，经由一个或多个安装孔210)。致动信号是基于测量数据和预测所产生的数字信号或模拟信号，其可以在事件序列中早期提供给飞机飞行控制器(无论是否采用自动驾驶仪)。因此，在飞机的力和位移发生之前将致动信号提供给飞机飞行控制器，从而允许控制系统基本上取消或抵消阵风的影响(例如，通过制造反作用力或操纵)。来自飞机飞行控制器的输出控制信号可以是数字信号或模拟信号，该数字信号或模拟信号可操作以例如使推进器108限制(throttle)其推力输出或其推力方向。输出控制还可以或者可替代地使飞行控制表面116经由飞行控制表面致动器(例如，耦合到飞行控制表面116的一个或多个致动器)进行调节。

例如，考虑非均匀的阵风，其导致右机翼的局部迎角与左机翼的局部迎角不同。这种迎角的差异导致(在一些延迟之后)每个机翼上的风循环的变化，这导致滚动力矩。空中交通工具沿滚动轴开始加速，达到稳态滚动速率并且在几个滚动沉降时间常数之后实现不可忽略的滚动姿态。因此，在滚动力矩和滚动姿态之间存在二阶响应，接着是由倾斜机翼产生的侧向力与交通工具自其原始路径的实际位移之间的另一个二阶响应。典型的控制定律将测量滚动姿态和自期望路径的位移，并校正这些值以保持跟踪——实际飞机方位变化与惯性导航系统(ins)测量值的变化之间的这种延迟对于有效控制可能太晚了。具有加速度感测功能的控制系统可以直接对迎角的变化作出反应，在任何显著的滚动姿态或侧向位移发生之前产生抵消力矩。

分布式加速度感测系统可以与固定翼飞机100a或多旋翼飞机100b合并为捆绑的分布式加速度感测pcb组装件200。分布式加速度感测pcb组装件200可以被定位在机体102、110上并且被布置成至少部分地与机身(即，飞机100a、100b的机械结构减去推进器)的重心重合(例如，重叠)。例如，机体102、机翼104和尾翼(在适用的情况下)的组合可以限定固定翼飞机100a的机身，而机体110和纵向尾桁114的组合可以限定多旋翼飞机100b的机身。

固定翼飞机100a和多旋翼飞机100b可以进一步包括起落架(例如，在固定翼飞机100a的情况下为前端起落架和主起落架，或在多旋翼飞机100b的情况下为一组着陆滑架112)、军备和用于促进自主飞行的一个或多个传感器。一个或多个传感器包括但不限于超声波传感器、红外传感器、雷达，光雷达(光成像、检测和测距)、热相机(例如，flir)等。为了收集数据并监视区域，固定翼飞机100a和多旋翼飞机100b可以配备有传统的情报监视和侦察(isr)有效载荷。例如，固定翼飞机100a和多旋翼飞机100b可以配备有效载荷舱，该有效载荷舱包括一个或多个相机、音频装置和其他传感器。由飞机100a、100b所收集的任何视频、图像、音频、遥测和/或其他传感器数据可以在本地存储或者使用与机载无线通信装置(诸如发射器/接收器)耦合的天线实时地从飞机100a、100b被无线传送到远程方位(例如，地面控制站)。可替代地，可以经由有线连接(例如，如果飞机被系留或着陆)将此类信息传送或以其他方式传递到远程方位或另一方。

分布式加速度感测系统。分布式加速度感测技术的优点是能够以新的方式采用现有的传感器技术以促进新颖的感测模态。现有的传感器配置不是交通工具不可知的，需要交通工具上的大量空间，并且难以作为集成传感器套件进行封装。此外，由于尺寸、重量、功率和成本限制，目前市场上的许多加速度计不适合在小型无人机上使用。此外，传统的飞机飞行控制限于基于测量的主体x轴、y轴和z轴加速度和/或主体x轴、y轴和z轴角速度执行估算和控制的回路。主体x轴、y轴和z轴加速度和角速度可以分别由加速度计和陀螺仪测量，加速度计和陀螺仪两者均位于飞机的重心处。

然而，根据分布式加速度感测系统的传感器配置提供紧凑型交通工具不可知的传感器配置，该配置将加速度计206结合到pcb202中，pcb202容易地安装到例如固定翼飞机100a和多旋翼飞机100b上。通过将加速度计放置在距离重心的固定距离处，来自加速度计的加速度测量值还将包含有关飞机的角加速度的信息。对飞机飞行控制器的这种角加速度的反馈能够实现更严格的控制并增强对内部和外部不确定性的稳健性。实际上，加速度感测反馈系统证明：(1)通过角加速度分量的反馈改善了对干扰和阵风的抑制；(2)该角加速度反馈可以消除对单独的迎角和侧滑传感器/测量的需要；和(3)该角加速度的反馈为设备和致动器的空气动力学模型中的不确定性提供了改善的稳健性。

分布式加速度感测系统可以采用微机电系统(mems)传感器来降低单个低成本且易于集成封装件中的噪声和偏置的影响。实际上，基于mems的加速度计小、准确且易于获得。角加速度反馈可以被馈送到飞机自动驾驶仪控制器，以实现适用于各种飞机的稳健感测模态。

图2a至图2d示出了体现分布式加速度感测技术的示例性分布式加速度感测pcb组装件200。为简单起见，未示出飞机飞行控制器，但飞机飞行控制器可以被安装在pcb组装件200的顶上。分布式加速度感测pcb组装件200可以包括布置在单个平面上的pcb202(即，pcb202的表面限定x-y平面)上的速率陀螺仪204和多个加速度计206。pcb202可以进一步包括处理器208、一个或多个安装孔210(例如，用于将pcb202安装到机身或将飞机飞行控制器安装到pcb202/机身)、一个或多个按钮212以及其他部件，诸如存储器装置、信号处理部件和传感器。一个或多个按钮212可以被用于例如将pcb组装件200通电或断电、重置pcb组装件200等。此外，可以提供通用串行总线(usb)端口214以促进加速度感测pcb组装件200与另一装置(例如，计算机)的有线通信。例如，加速度感测pcb组装件200的软件可以经由耦合到usb端口214的计算机升级或重新配置。也就是说，计算机可以经由usb端口214将更新的软件传递到加速度感测pcb组装件200。类似地，可以访问、复制或更新保存到加速度感测pcb组装件200的存储器装置的信息。除了与飞机(例如，飞机飞行控制器)接合的交通工具接口之外，加速度感测pcb组装件200还可以包括多个扩展接口，以促进包含附加特征或与其他硬件集成。例如，加速度感测pcb组装件200可以包括，尤其是，用于提供交通工具接口的第一通用异步接收器/发送器(uart)216、用于提供扩展接口的第二uart218、线性功率调整器220、用于提供另一个交通工具接口的第一内部集成电路(i2c)端口222、用于提供另一个扩展接口的第二i2c端口224，和/或usb到uart桥接器226。

分布式加速度感测pcb组装件200包括可操作地耦合到速率陀螺仪204的处理器208、多个加速度计206中的每一个、其上安装有加速度感测软件的存储器装置，并且在适用的情况下，包括pcb202的其他部件。处理器208被配置为至少部分地基于从速率陀螺仪204和/或多个加速度计206接收的反馈信号来执行反馈过程并产生用于飞机飞行控制器的致动信号。在操作中，处理器208执行分布式加速度感测方法和反馈过程，该分布式加速度感测方法和反馈过程可以被存储到存储器装置。分布式加速度感测pcb组装件200可以进一步从其他传感器接收反馈信号，其他传感器诸如压力传感器和/或应变计(例如，机翼104上的应变计)。

与其他类型的陀螺仪相比，速率陀螺仪204通常以相对较低的成本提供较快的响应速率。速率陀螺仪204与其他类型的陀螺仪的不同之处在于其指示角度随时间的变化率而不是指示方向。例如，mems陀螺仪(一种速率陀螺仪204)其通过由旋转发生时提供信号的压电换能器驱动的声共振效应工作。

速率陀螺仪204定位在pcb202上，使得当其被安装在飞机上时，速率陀螺仪204与飞机的机身的重心一致。也就是说，速率陀螺仪204可以定位成至少部分地与机身的重心对准。可以使用已知的技术(例如，使用计算机辅助设计(cad)软件或使用已知的数学方程)来确定机身的重心。如本领域普通技术人员可以理解的，术语重心通常指一个点，如果以该点悬挂机身，则在所有位置中均平衡——即，在所有方向中机身的假设平衡点。虽然速率陀螺仪204优选地定位成与机身的重心对准，但是速率陀螺仪204可以定位在pcb202x-y平面上的其他位置的已知点处，其中处理器被配置为在数学上考虑与机身的重心的偏心偏差。

如图所示，速率陀螺仪204可以定位成使得其位于所示圆形pcb202的中心(如在x-y平面中限定的)，但是可以预期其他形状。更具体地，速率陀螺仪204定位在pcb202的中心处，使得其与多个加速度计206中的每一个等距。然而，速率陀螺仪204不需要与多个加速度计206等距。值得注意的是，将来自速率陀螺仪204的测量值结合到传感器融合估算软件中，使得能够将所有加速度计206以平面配置放置(例如，在单个pcb上)。示例性合适的加速度计206可以包括在三个轴线中同时测量加速度的三轴线性加速度计，和用于测量单个轴线中的线性加速度的线性加速度计。当三轴线性加速度计用作加速度计206时，需要至少三个三轴线性加速度计。可替代地，可以使用单轴线性加速度计，但是将需要至少九个单轴线性加速度计。因此，多个加速度计针对每个轴线在三个不同方位(例如，方位a、b和c)集体地采集至少三个轴向加速度测量值(例如，x轴、y轴和z轴)，产生总共九个独立的轴向加速度测量值(例如，xa、xb、xc、ya、yb、yc、za、zb和zc)。换句话说，多个加速度计在三个分开的方位针对所有三个轴线捕获加速度。

多个加速度计206中的每一个被布置在pcb202上的距离机身的重心预定距离处。从重心到加速度计206的更大距离产生对该加速度计206的更准确的测量值。换句话说，加速度计206应尽可能远离机身的重心定位，同时仍将其安装在刚性主体(例如机身)上。将加速度计206安装在刚性主体上优于安装在非刚性主体(诸如机翼104)上，非刚性主体通常是柔性的，并且因此它将从受气动弹性效应影响的加速度计206生成测量值。

然而，采用增加数量的加速度计206(例如，多于三个三轴线性加速度计或多于九个单轴线性加速度计)，通过引入相同量的更多数量的测量值来改善估算的质量。也就是说，通过更多数量的加速度计206可以实现更精确的测量。此外，这种冗余降低了各个传感器噪声的影响，传感器噪声在历史上显示出当在高带宽下采用mems加速度计时的衰弱问题。在某些方面，可以采用三轴线性加速度计和单轴线性加速度计的组合，只要沿着至少九个轴线(即，在3个独立的或独特的方位进行的3组x、y、z测量)采集测量值即可。虽然示出了十二个三轴加速度计206，但是本领域技术人员将认识到可以采用额外的或更少的加速度计206。例如，可以使用3个至30个三轴加速度计206、10个至20个三轴加速度计206或12个三轴加速度计206(如图所示)。

虽然多个加速度计206被示出为与速率陀螺仪204和重心等距(即，沿着pcb202的圆周定位在圆中)，但是多个加速度计206不需要是等距的。然而，必须知道机身的重心与每个加速度计206之间的距离，使得在处理器208进行信号处理期间可以考虑它。加速度计206相对于机身参考轴线的位置和取向使得嵌入式软件能够估算关于机身的重心的平移加速度和旋转加速度。虽然加速度计206的取向被示出为轴向，但是其他取向也是可能的，因为可以使用三角法来调节或以其他方式考虑来自加速度计206的测量值。

分布式加速度感测pcb组装件200可以进一步从一个或多个其他传感器(包括嵌入式电子器件)接收输入(例如，作为反馈信号的原始传感器信号)，以促进传感器集成和计算以产生经滤波的致动信号。然后可以将经滤波的致动信号传送到飞机飞行控制器，以向推进器、飞行控制表面或其他飞机部件提供输出控制信号。因此，pcb202可以进一步包括一个或多个集成电子传感器。除了集成电子传感器之外或代替集成电子传感器，分布式加速度感测pcb组装件200可以通信地耦合到定位在整个飞机中的一个或多个传感器。例如，处理器208可以处理来自沿着机翼的前缘定位的或者在各个飞机部件之间的一个或多个连接点处定位的多个传感器(例如，应变计)的信号，以检测应变或扭矩。对于额外的信息，参见例如mckenna等人共同拥有的美国专利公开2016/0200420。

结合分布式加速度感测pcb组装件200所附接的刚性主体(例如，机身)的测量或建模的质量和惯性属性，允许根据传感器导出的线性和角加速度直接估算主体力和扭矩。例如，如果已知飞机的质量和惯性属性(m)，则可以通过测量飞机加速度(a)来以数学方式确定平移力和旋转力(f)(即，f＝ma)。此外，质量和惯性属性可以被用于调谐反馈控制器的增益。也就是说，对阵风的反应可能部分地由飞机动力学决定。

可以使用一个或多个传感器融合估算算法来校准每个传感器的特征参数，诸如最小二乘法、最大相似估算法、线性二次估算法(例如，卡尔曼(kalman)滤波算法)等。可以采用输出误差参数估算技术来动态地估算刚性主体上的加速度。

加速度感测反馈。图3a和图3b示出了用于生物启发控制策略的两个示例性加速度感测反馈框架，该生物启发控制策略使用例如分布式加速度感测和/或翼上感测来提供力、扭矩或角加速度的反馈。如图所示，除了常规角度反馈和速率反馈之外，每个框架还涉及添加使用力、扭矩和/或角加速度反馈的快速内回路。这里g代表飞行动力学(横向或纵向)，y代表可用于反馈的测量值，r代表命令加速度(竖直加速度an、或横向加速度ay)，以及d代表未知量(例如，干扰)。内回路的一个特点是其简单性，这允许在各种交通工具中实现最少的调谐。框k3指定对输出的反馈增益和任何额外滤波，框k4选择要调整的输出，框k1表示pi控制，并且k2包括力/扭矩反馈控制和任何致动器动态。如图4b所示，内回路使系统能够使用空间加权模式将瞬时传感器读数转换为反馈命令。空间加权模式的设计使系统能够产生响应力和力矩命令。内回路中的积分器可以进一步提供对扭矩偏差、扰动和交通工具配置变化的稳健性，从而产生仿生故障容差。

通过模拟的实验表明，添加加速度感测反馈导致姿态误差减小和跟踪性能改善。例如，对两个不同的示例机身的模拟证明了俯仰角α(rad)和俯仰速率q(rad/s)的改善的跟踪性能以及湍流中的改善的滚动角稳定性。图4a示出了在时间0(即，t＝0)处受到扰动的标准刚性主体导弹的纵向飞行控制器。如图所示，通过添加角加速度反馈(dq/dt)，极大地改善了俯仰角α和俯仰速率q两者的跟踪。实际上，当调谐控制器增益时，这种反馈允许更积极的成本函数。而且，角加速度反馈改善了对内部不确定性(建模限制)和外部不确定性(环境干扰)的稳健性。同样，图4b示出了用于11kg小型无人机系统的基本姿态控制器的滚动角φ，该小型无人机系统的翼展为2.9米并且机翼纵横比为15。在45米/秒(m/s)的标称速度和高湍流条件下(使用dryden阵风模型)，基于角加速度的扭矩测量值的直接反馈显著改善了交通工具抑制环境干扰(包括干扰的高频率内容)的能力。通过速率/角度误差反馈可以减轻滚动姿态的较低频率漂移。

分布式加速度测量允许将角度分量与平移分量分离，其中可以将每个分量作为反馈单独应用，从而提供快速、低延迟的内回路，该内回路具有高水平的阵风抑制、干扰衰减和改善的平台性能。具体地，分布式加速度测量的方法提供加速度(ax、ay、az)的三个主体参考平移分量以及九个单独的角加速度量的低噪声估算，其中(p,q,r)角速度的主体参考分量是(滚动速率、俯仰速率和横摆速率)。

通过比较来自远离机身的重心放置的不同组的加速度计206的测量值，可以求解关于每个轴线的总加速度。如果针对pcb解决方案(例如，分布式加速度感测pcb组装件200)，所有加速度计可以存在于同一平面上，则利用速率陀螺仪204测量围绕重心的角速率。例如，方程1提供用于确定角加速度和的示例性矩阵方程，其中ai-j项是不同加速度计206之间的加速度测量值的差异，δxi-j和δyi-j是加速度计206与机身的重心之间的距离，以及pb、qb和rb分别是关于x轴、y轴和z轴的角速率。

方程1右手侧的第一矩阵不是满秩，因此仅用两个三轴加速度计(一个i、j对)不能求解和然而，如果在三个独立的三轴加速度计206之间比较测量值，则结果是九个方程解释了方程1的每个i、j对。然后可以使用诸如线性最小二乘解的估算器组合和的三个单独解来求解这些方程，以计算角加速度的最终估算。添加加速度计的更多的i、j对为角加速度提供额外的解，当组合更多的i、j对时，产生空间平均值，从而降低噪声并提高精度，而没有诸如时间平均等方法的延迟。结果是使用现有传感器部件的有效、低轮廓角加速度传感器，其可以容易地与飞机飞行控制器(例如，自动驾驶仪)集成。其他优点包括显著的噪声改善，而没有与观察者或卡尔曼滤波相关联的延迟和复杂性。加速度测量的分布式和冗余性质允许瞬时空间平均，其在替换卡尔曼滤波的时间平均(以及伴随的延迟和添加的复杂性)的同时降低噪声。

所得的分布式加速度感测系统通过角加速度分量的反馈显示出改善的干扰和阵风的抑制。由于加速度的平移分量和角度分量与施加的力矩直接相关，因此可以估算有效瞬时力和力矩并将其作为反馈应用，从而消除平台动力学中的延迟。角加速度反馈可以消除在高超音速导弹的热环境中难以获得的单独的迎角和侧滑传感器/测量的需要。分布式加速度感测系统显示出对设备和致动器的空气动力学模型中的不确定性的改善的稳健性，以及可能地降低增益调度水平的可能性。

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