飞行器姿态控制方法与流程

针对军用和民用，飞行器(例如无人飞行器(UAV))可以用于执行监视、侦查以及勘探任务。此类载运工具可以携带被配置用于执行具体功能的负载。飞行器可以是多旋翼飞行器。

一般的多旋翼飞行器的飞行控制方法采用串级比例积分微分(PID)控制，其中姿态控制与角速度控制串级。基于常规的PID调整方法,依次整定控制的内环路(角速度环路)参数与控制的外环路(角环路)参数。存在对内环路的校准结果的强依赖。若内环路跟踪性能不准确，则将直接影响整个结果。然而，常规PID整定过程复杂且冗长，且在过程期间,可能容易出现系统发散和不稳定的问题。而且，传统的控制方法仅在干扰已经促使飞行器产生角速度后才进行调整，且某些情况下,抗干扰性能无法实现最优状态。

技术实现要素：

在一些情况下，可能希望对飞行器(诸如无人飞行器(UAV))进行飞行控制。可能还希望使用比传统的姿态控制方法较少的复杂度或冗长度的技术控制所述飞行器在飞行期间的姿态。需要为飞行器提供稳定且受控的飞行。

本发明的一方面是涉及一种用于控制飞行器姿态的方法，所述方法包括：(a)基于飞行器的一个或多个物理特性计算一个或多个飞行器配置参数；(b)在处理器处接收指示所述飞行器的目标姿态的信号；(c)借助所述处理器产生将传送给所述飞行器的至少一个致动器的命令信号，所述至少一个致动器可操作地耦合所述飞行器的一个或多个动力单元，其中所述产生基于(1)(b)中的指示所述目标姿态的所述信号以及(2)(a)中的所述一个或多个飞行器配置参数，且其中所述产生还使用反馈控制方案；(d)借助可操作地耦合至所述飞行器的一个或多个传感器测量由所述一个或多个动力单元的致动产生的所述飞行器的动态特性；以及(e)将所述动态特性馈送给所述处理器以产生所述反馈控制方案，所述反馈控制方案调整或确认(c)中的所述命令信号。

所述飞行器可以是无人飞行器。所述飞行器可以包括多个致动器，所述多个致动器可操作地耦合多个动力单元。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼为所述飞行器产生升力。

可以通过无线连接从遥控器接收指示所述飞行器的目标姿态的所述信号。

在一些实施方式中，所述一个或多个物理特性可以由用户输入。所述飞行器的一个或多个物理特性可以包括物理尺寸和重量。该方法还可以包括计算所述飞行器的气动焦点和重心。该方法还可以包括计算所述飞行器的转动惯量。使用所述反馈控制系统进行的所述计算可以包括使用所述飞行器的所述转动惯量进行前馈计算。

使用所述反馈控制方案的所述计算可针对关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的飞行器姿态执行。该方法还可以包括使用混频器组合关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的计算的结果与飞行器配置参数，以计算将传送给所述至少一个致动器的命令信号。所述飞行器配置参数可以是从所述致动器到所述飞行器的气动焦点的距离。所述一个或多个传感器可以是惯性传感器。

所述飞行器的动态特性可以包括所述飞行器关于至少一个轴的姿态、关于至少一个轴的角速度以及关于至少一个轴的角加速度。

本发明的额外方面可以是涉及一种飞行器姿态控制系统，该系统包括：一个或多个处理器，该一个或多个处理器单独或者共同配置用于：(a)基于飞行器的一个或多个物理特性计算一个或多个飞行器配置参数；(b)接收指示所述飞行器的目标姿态的信号；以及(c)产生将传送给所述飞行器的至少一个致动器的命令信号，所述至少一个致动器可操作地耦合至所述飞行器的一个或多个动力单元，其中所述产生基于(1)(b)中的指示所述目标姿态的所述信号以及(2)(a)中的所述一个或多个飞行器配置参数，且其中所述产生使用反馈控制方案；以及一个或多个传感器，其可操作地耦合至所述飞行器且被配置测量由所述一个或多个动力单元的致动产生的所述飞行器的动态特性，所述测量的动态特性馈送给所述一个或多个处理器以产生所述反馈控制方案，所述反馈控制方案调整或确认(c)中的所述命令信号。

可选地，所述飞行器可以是无人飞行器。所述飞行器可以包括多个致动器，所述多个致动器可操作地耦合多个动力单元。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼为所述飞行器产生升力。

可以通过无线连接从遥控器接收指示所述飞行器的目标姿态的所述信号。

所述一个或多个物理特性可以由用户输入。所述飞行器的一个或多个物理特性包括物理尺寸和重量。所述一个或多个处理器可以单独或者共同配置用于计算所述飞行器的气动焦点和重心。所述一个或多个处理器可以单独或者共同配置用于计算所述飞行器的转动惯量。使用所述反馈控制系统进行的所述计算可以包括使用所述飞行器的所述转动惯量进行前馈计算。

根据一些实施方式，使用所述反馈控制方案的所述计算可针对关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的飞行器姿态执行。该系统还可以包括混频器，其配置用于组合关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的计算的结果与飞行器配置参数，以计算将传送给所述至少一个致动器的命令信号。所述飞行器配置参数可以是从所述致动器到所述飞行器的气动焦点的距离。所述一个或多个传感器可以是惯性传感器。

所述飞行器的动态特性可以包括所述飞行器关于至少一个轴的姿态、关于至少一个轴的角速度以及关于至少一个轴的角加速度。

根据本发明的另一方面可以提供一种用于控制飞行器姿态的方法。该方法可以包括：(a)借助处理器评估致动器的推力与致动器输出之间的非线性关系；(b)在所述处理器处接收指示飞行器的目标姿态的信号；(c)借助所述处理器产生将传送给所述飞行器的至少一个致动器的命令信号，所述至少一个致动器可操作地耦合所述飞行器的一个或多个动力单元，其中所述产生基于(1)(b)中的指示所述目标姿态的所述信号以及(2)(a)中的所述非线性关系，且其中所述产生使用反馈控制方案；(d)借助可操作地耦合至所述飞行器的一个或多个传感器测量由所述一个或多个动力单元的致动产生的所述飞行器的动态特性；以及(e)将所述动态特性馈送给所述处理器以产生所述反馈控制方案，所述反馈控制方案调整或确认(c)中的所述命令信号。

在一些实施方式中，所述飞行器可以是无人飞行器。所述飞行器可以包括多个致动器，所述多个致动器可操作地耦合多个动力单元。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼为所述飞行器产生升力。

可以通过无线连接从遥控器接收指示所述飞行器的目标姿态的所述信号。可以由用户输入所述非线性关系。可以在校准所述飞行器的一个或多个致动器期间计算所述非线性关系。该方法可以包括基于所述飞行器一个或多个物理特性计算所述飞行器的气动焦点和重心。该方法还可以包括基于所述飞行器的物理特性计算所述飞行器的转动惯量。使用所述反馈控制系统进行的所述计算可以包括使用所述飞行器的所述转动惯量进行前馈计算。

使用所述反馈控制方案的所述计算可针对关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的飞行器姿态执行。该方法可以包括使用混频器组合关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的计算的结果与飞行器配置参数，以计算将传送给所述至少一个致动器的命令信号。所述飞行器配置参数可以是从所述致动器到所述飞行器的气动焦点的距离。所述一个或多个传感器可以是惯性传感器。

所述飞行器的动态特性可以包括所述飞行器关于至少一个轴的姿态、关于至少一个轴的角速度以及关于至少一个轴的角加速度。

此外，本发明的方面可以提供一种飞行器姿态控制系统，该系统包括：一个或多个处理器，该一个或多个处理器单独或者共同配置用于：(a)评估致动器的推力与致动器输出之间的非线性关系；(b)接收指示飞行器的目标姿态的信号；以及(c)产生将传送给所述飞行器的至少一个致动器的命令信号，所述至少一个致动器可操作地耦合所述飞行器的一个或多个动力单元，其中所述产生基于(1)(b)中的指示所述目标姿态的所述信号以及(2)(a)中的所述非线性关系，且其中所述产生使用反馈控制方案；以及一个或多个传感器，其可操作地耦合至所述飞行器且被配置测量由所述一个或多个动力单元的致动产生的所述飞行器的动态特性；所述测量的动态特性馈送给所述一个或多个处理器以产生所述反馈控制方案，所述反馈控制方案调整或确认(c)中的所述命令信号。

在一些实施方式中，所述飞行器可以是无人飞行器。所述飞行器可以包括多个致动器，所述多个致动器可操作地耦合多个动力单元。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼为所述飞行器产生升力。

可以通过无线连接从遥控器接收指示所述飞行器的目标姿态的所述信号。可以由用户输入所述非线性关系。可以在校准所述飞行器的一个或多个致动器期间计算所述非线性关系。所述一个或多个处理器单独或者共同配置用于基于飞行器的一个或多个物理特性计算所述飞行器的气动焦点和重心。所述一个或多个处理器可以单独或者共同配置用于基于所述飞行器的物理特性计算所述飞行器的转动惯量。使用所述反馈控制系统进行的所述计算可以包括使用所述飞行器的所述转动惯量进行前馈计算。

使用所述反馈控制方案的所述计算可针对关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的飞行器姿态执行。可选地，该系统可以包括混频器，其配置用于组合关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的计算的结果与飞行器配置参数，以计算将传送给所述至少一个致动器的命令信号。所述飞行器配置参数可以是从所述致动器到所述飞行器的气动焦点的距离。所述一个或多个传感器可以是惯性传感器。

所述飞行器的动态特性可以包括所述飞行器关于至少一个轴的姿态、关于至少一个轴的角速度以及关于至少一个轴的角加速度。

根据本发明的额外方面，可以提供一种用于控制飞行器姿态的方法。该方法可以包括：(a)在处理器处接收指示飞行器的目标姿态的信号；(b)借助所述处理器产生将传送给所述飞行器的至少一个致动器的命令信号，所述至少一个致动器可操作地耦合所述飞行器的一个或多个动力单元，其中所述产生基于(a)中的指示所述目标姿态的所述信号，且其中所述产生使用反馈控制方案，所述反馈控制方案包括(1)带有角加速度反馈的角加速度环路以及(2)基于目标加速度进行直接前馈计算；(c)借助可操作地耦合至所述飞行器的一个或多个传感器测量由所述一个或多个动力单元的致动产生的所述飞行器的动态特性；以及(d)将所述动态特性馈送给所述处理器以产生所述反馈控制方案，所述反馈控制方案调整或确认(b)中的所述命令信号。

所述飞行器可以是无人飞行器。所述飞行器可以包括多个致动器，所述多个致动器可操作地耦合多个动力单元。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼为所述飞行器产生升力。

可以通过无线连接从遥控器接收指示所述飞行器的目标姿态的所述信号。该方法还可以包括基于所述飞行器的一个或多个物理特性计算所述飞行器的气动焦点和重心。该方法还可以包括基于所述飞行器的物理特性计算所述飞行器的转动惯量。所述前馈计算可以使用所述飞行器的所述转动惯量。使用所述反馈控制方案的计算可以针对关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的飞行器姿态执行。

该方法还可以包括使用混频器组合关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的计算的结果与飞行器配置参数，以计算将传送给所述至少一个致动器的命令信号。所述飞行器配置参数可以是从所述致动器到所述飞行器的气动焦点的距离。所述一个或多个传感器可以是惯性传感器。

所述飞行器的动态特性可以包括所述飞行器关于至少一个轴的姿态、关于至少一个轴的角速度以及关于至少一个轴的角加速度。

本发明的一方面可以是涉及一种飞行器姿态控制系统，该系统包括：一个或多个处理器，该一个或多个处理器单独或者共同配置用于：(a)接收指示飞行器的目标姿态的信号；以及(b)产生将传送给所述飞行器的至少一个致动器的命令信号，所述至少一个致动器可操作地耦合所述飞行器的一个或多个动力单元，其中所述产生基于(a)中的指示所述目标姿态的所述信号，且其中所述产生使用反馈控制方案，所述反馈控制方案包括(1)带有角加速度反馈的角加速度环路以及(2)基于目标加速度进行直接前馈计算；以及一个或多个传感器，其可操作地耦合至所述飞行器且被配置测量由所述一个或多个动力单元的致动产生的所述飞行器的动态特性；所述测量的动态特性馈送给所述一个或多个处理器以产生所述反馈控制方案，所述反馈控制方案调整或确认(c)中的所述命令信号。

在一些实施方式中，所述飞行器可以是无人飞行器。所述飞行器可以包括多个致动器，所述多个致动器可操作地耦合多个动力单元。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼为所述飞行器产生升力。

可以通过无线连接从遥控器接收指示所述飞行器的目标姿态的所述信号。所述一个或多个处理器可以单独或者共同配置用于基于所述飞行器的一个或多个物理特性计算所述飞行器的气动焦点和重心。所述一个或多个处理器可以单独或者共同配置用于基于所述飞行器的所述物理特性计算所述飞行器的转动惯量。所述前馈计算可以使用所述飞行器的所述转动惯量。在一些实现中，使用所述反馈控制方案的计算可以针对关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的飞行器姿态执行。

该系统可以包括混频器，其配置用于组合关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的计算的结果与飞行器配置参数，以计算将传送给所述至少一个致动器的命令信号。所述飞行器配置参数可以是从所述致动器到所述飞行器的气动焦点的距离。所述一个或多个传感器可以是惯性传感器。

根据一些实施方式，所述飞行器的动态特性可以包括所述飞行器关于至少一个轴的姿态、关于至少一个轴的角速度以及关于至少一个轴的角加速度。

应当能够理解，本发明的不同方面可以单独、共同或者相互组合地理解。本文所述本发明的各个方面可以应用于下文阐述的任意特定应用或者应用于任意其他类型的可移动物体。本文关于飞行器诸如无人飞行器的任意描述可以应用于以及用于任意可移动物体，诸如任意载运工具。另外，本文在空中运动(例如飞行)的情景下公开的系统、装置以及方法也可以应用于其他类型的运动情景，诸如地面上或水上移动、水下运动或太空运动。

本发明的其他目的和特征通过参阅说明书、权利要求书以及附图将变得明显。

援引并入

本说明书中所提及的所有公布、专利和专利申请均通过引用并入本文，其程度如同具体地和个别地指出要通过引用并入每一单个公布、专利或专利申请。

附图说明

在所附权利要求书中具体阐述了本发明的新颖特征。通过参考对利用到本发明原理的说明性实施方式加以阐述的以下详细描述和附图，将会对本发明的特征和优点获得更好的理解，附图中：

图1示出根据本发明实施方式的多阶段姿态控制方法的示例。

图2示出根据本发明实施方式的可如何将飞行器的物理参数与飞行器姿态控制方法相关联的示例。

图3A-D示出根据本发明实施方式的可以视为飞行器的一个或多个物理参数的各个物理特性的示例。

图4示出根据本发明实施方式的可如何使用飞行器模型以确定飞行器控制方法中的一个或多个参数的示例。

图5示出根据本发明实施方式的带有飞行控制器的飞行器的示例。

图6A示出根据本发明实施方式的可由飞行器实现的姿态控制方案的示例。

图6B示出根据本发明实施方式的可由飞行器实现的姿态控制方案的示例。

图6C示出根据本发明实施方式的控制内环路的一部分的示例。

图6D示出根据本发明实施方式的姿态控制方案的示例。

图7A示出根据本发明实施方式的跟踪误差的示例。

图7B还示出根据本发明实施方式的跟踪误差的示例。

图8示出根据本发明实施方式提供的控制器的响应与相比常规控制器的之间的比较。

图9图示根据本发明实施方式的无人飞行器。

图10图示根据本发明实施方式的包括载体与负载的可移动物体。

图11是根据本发明实施方式的用于控制可移动物体的系统的借助于框图的示意图。

具体实施方式

本发明的系统、装置及方法提供了用于飞行器的姿态飞行控制。所述飞行器可以是无人飞行器(UAV)或任意其他类型的可移动物体。所述飞行器可以是多旋翼飞行器。

用于多旋翼飞行器控制方案的传统姿态控制方法采用串级比例积分微分(PID)控制，其中姿态控制与角速度控制串级。基于常规PID调整方法,可依次整定内环路(角速度环路)参数与外环路(角环路)参数。

对于传统的串级控制器，存在对内环路的校准结果的强依赖；若内环路跟踪性能不好，则将直接影响整个结果。因此，内环路的设计和参数的整定相当重要。然而，常规的PID整定过程复杂且冗长，且在过程期间容易出现系统发散和不稳定的问题。控制参数通常使用实际整定结果为标准，但是很大程度依赖于系统。当系统变化时(例如,如果飞行器结构、旋翼距离、重量存在变化)，需要重新整定参数。此外,整定周期仍然较长。主要原因是由于对系统模型缺乏全面了解,以及在所述参数之间不存在关系。

在常规的串级PID控制下，内部角速度环路主要被设计用来抵抗速度干扰，因此，在正常情况下，仅在干扰已经促使飞行器产生角速度后，控制器才进行调整。在某些情况下，抗干扰性能无法实现最优状态。

本发明提供了改进的飞行控制方法及系统。例如，飞行姿态控制方法可以将飞行器的物理和/或动态参数考虑在内。例如，根据飞行器结构和动力,可以自动评估性能极限，且该性能极限用作对控制的参考。使用飞行器模型作为基础，物理和/或动态参数可以变成控制器系数。这可使针对不同的飞行器模型调整PID控制变得容易。可以进行预评估，使得控制系统可针对不同的飞行器模型区分且可容易应用于不同的模型。在一些情况下，可以将非线性参数考虑在内。

在一些实现中，可以评估所述飞行器的物理参数，以确定整个飞行器的转动惯量。还可以评估所述物理参数，以计算所述飞行器的气动焦点，以及确定从所述飞行器的电机或动力单元到所述气动焦点的轴向距离。还可以使用所述物理参数确定所述飞行器的一个或多个电机的电机推力/升力曲线。这些参数可以是飞行器配置参数，其可以用于所述飞行器的姿态控制。这些参数可以实时评估或可以预先评估。可以将飞行器配置参数与所述飞行器的各种模型相关联。可以选择飞行器模型并可以将适合的飞行器配置参数应用于所述姿态控制方案。

此外，改进的飞行控制方法可以包括将角加速度环路添加至所述PID控制方案。所述飞行控制方法还可以包括进行直接控制和加强抗干扰性能与跟踪性能。由于所述角加速度环路可用作直接控制，因此，可以缩短响应时间且具有强抗干扰特性。通过直接抑制干扰，可以缩短响应时间。

图1示出根据本发明实施方式的多阶段姿态控制方法的示例。所述多阶段姿态控制可以用来控制飞行器(例如UAV或其他任意类型的飞行器)的姿态。所述飞行器可以是载人飞行器或无人飞行器。所述飞行器可以是多旋翼飞行器。所述多旋翼飞行器可以包括两个或更多个旋翼，其可向所述飞行器提供升力。所述飞行器可以是单旋翼飞行器。本文关于飞行器飞行控制的任意描述可以应用于任意其他的可移动物体。例如，本文描述的姿态控制方法可以应用于宇宙飞船和/或水下载运工具。所述姿态控制的一个多个方面可以应用于飞行器、外太空载运工具、地面载运工具或水中载运工具。

所述姿态控制可以实现关于有关所述飞行器的一个或多个旋转轴。例如，可以实现关于俯仰轴、横滚轴和/或偏航轴的姿态控制。所述姿态控制可以实现关于这些轴中的一个、这些轴中的两个或这些轴中的全三个。

姿态控制方法可以分多个阶段实现。例如，可以提供预配置阶段和飞行阶段。所述预配置阶段以及飞行阶段可以发生在不同的时间点和/或不同的位置。

在一个示例中，预配置阶段可发生在可评估飞行器的一个或多个物理参数的过程中。可以基于所述飞行器的物理参数执行一个或多个计算。所述飞行器的物理参数可以包括空间尺寸，诸如高度、宽度、长度、直径、对角线或圆周。所述物理参数还可以考虑所述飞行器的形态，诸如所述飞行器机体和/或任意延伸物的形状。所述物理参数还可以考虑其他因素，诸如重量、重量分布、重心或密度。更多的物理参数的示例可在本文别处进行描述。

动态参数可以在所述预配置阶段期间评估。备选地，可以在后面的阶段考虑动态参数。动态参数可以包括电池相关的规范或其他的电源规范，或者电机特性，诸如推力或功率。更多的动态参数的示例在本文别处进行描述。

可以针对飞行器的一个或多个模型执行所述预配置阶段。例如，不同的飞行器模型可以有不同的物理和/或动态参数。例如，不同的飞行器模型可以具有不同的形状、大小、重量、重量分布、电源特性、电机特性或其他不同的特征或特性。在一些情况下，飞行器的所述一个或多个模型的制造商或分销商可以执行所述预配置。可应用于飞行器的一个或多个模型的控制系统的制造商或分销商可以执行所述预配置。任意第三方可以执行所述预配置，该第三方可以根据预配置提供信息，以帮助控制所述飞行器。所述信息可以存储在存储器中，控制所述飞行器的飞行控制器可以访问所述存储器。在一些情况下，所述飞行器的终端用户不执行所述预配置。例如，所述预配置可以由实体执行，该实体不同于操作所述飞行器的用户。所述预配置可以在终端用户访问所述飞行器之前执行。例如，可以在所述用户访问飞行器之前或在所述用户操作所述飞行器之前的若干小时、天、星期、月、季度或年执行所述预配置。

在一些情况下，可以执行所述预配置以对所述飞行器进行校准。所述校准可以在用户访问所述飞行器之前发生，或者可以独立于用户与所述飞行器的交互。所述飞行器可以访问所述预配置信息。所述预配置信息可以存储在所述飞行器上，或者可以经由飞行器从所述飞行器外的存储器访问所述预配置信息。

可选地，所述飞行阶段可以在所述预配置阶段之后进入。所述飞行阶段可以在用户访问所述飞行器时提供。所述飞行阶段可以在用户能够操作所述飞行器时发生。在所述飞行阶段期间，在所述飞行器上可以使用姿态控制方法。所述飞行器可以使用姿态控制系统来控制飞行器在飞行期间的姿态。所述姿态控制系统可以使用可在预配置阶段期间较早收集的预配置信息。

在飞行阶段可以发生或可以不发生额外的校准。在一个示例中，不管用户何时开启飞行器都可以发生一些校准。备选地，当用户首次接收所述飞行器并首次操作该飞行器时可发生校准。在另一个示例中，可以根据请求发生校准。可以使用或可以不使用校准信息来确定所述飞行器的物理尺寸。可以使用或可以不使用校准信息来确定所述飞行器的动态特性。所述飞行阶段校准信息可以与所述预配置信息结合或可以不与所述预配置信息结合，以确定飞行姿态控制方法的一个或多个系数。

图2示出根据本发明实施方式的可如何将飞行器的物理参数与飞行器姿态控制方法相关联的示例。在一些情况下，这些步骤可以发生在预配置阶段期间。

可以评估飞行器的一个或多个物理参数。在一些情况下，可以由人类手动测量这些参数，或者可以借助处理器自动测量这些参数。在一些情况下，生命可以通过装置输入要存储到存储器中的数据。例如，人类可以测量所述飞行器的尺寸并输入所述数据。在另一个示例中，可以使用一个或多个机器确定所述飞行器的物理参数，且所述数据可以自动提供给用于存储信息的存储器。例如，可以测量所述飞行器的重量并自动传送给存储器。

物理参数的示例可以包括与飞行器结构和/或飞行器动态特性相关的因素。所述物理参数可以包括空间尺寸，诸如高度、宽度、长度、直径、对角线或圆周。所述物理参数还可以考虑所述飞行器的形态，诸如所述飞行器机体和/或任意延伸物的形状。所述物理参数还可以考虑其他因素，诸如重量、重量分布、重心或密度。在一些情况下，可以考虑所述飞行器的一个或多个材料性质，诸如密度、硬度、柔性或弹性可以考虑在内。此类物理参数可以与飞行器结构相关。可以对整个飞行器和/或对飞行器的一个或多个部件搜集所述物理参数。例如，所述物理参数可以与飞行器机架、电源(例如电池)、航空电子系统、载体、负载、传感器、电机、起落架、通信单元或任意其他部件相关。

物理参数也可以包括飞行器动态特性。这可以包括电源规范，诸如最大电池电流、最大功率输出、能量密度、电池容量、放电率、额定电压、电池寿命或任意其他特征。在一些情况下，可以指定或确定关于电池化学特性或电池类型的信息。这也可以包括电机特性，诸如推力或功率。在一些情况下，电机特性可以包括最大推力、最大功率。还可以确定电子变速器的电流和功率。

可以评估与所述飞行器相关的任意其他物理参数。可以将与飞行器物理参数中的一个或多个相关的信息存储在存储器中。例如，可以将物理参数数据存储在一个或多个数据库中。所述数据库可以位于所述飞行器的外部。所述数据库可以存储在云计算环境中和/或可以分布在多个装置中。备选地，所述数据库可以存储在所述飞行器中。

可以对所述物理参数执行一个或多个计算，以确定一个或多个飞行器配置参数。物理参数可以代表所述飞行器中可直接可测的物理特性。可以基于所述物理参数计算飞行器配置参数。可以借助处理器计算飞行器配置参数。

飞行器配置参数的一些示例可以包括，但不限于，飞行器气动焦点、飞行器重心或整个飞行器或飞行器部件的转动惯量。可以分析所述飞行器的气动特性和/或稳定性。

图3示出根据本发明实施方式的可以视为飞行器的一个或多个物理参数的各个物理特性的示例。图3A示出可如何计算飞行器的重心的示例。如图所示，当所述飞行器的重心位于升力面的下方时，当飞行器横向飞行可获得恒定平衡速度时，升力的水平分量可以抵消阻力，和/或垂直分量可以抵消重力。在一些情况下，所述气动焦点与重心可以重合或可以不重合。在所述气动焦点与重心不重合的情况下，垂直升力分量与重力可以形成力偶，使得所述飞行器经历机头上仰俯仰力矩。这可以使所述飞行器趋向水平，其可允许所述飞行器成为稳定的系统。因此，在飞行器设计期间，可以改变重心的位置，以调整所述飞行器的稳定性。所述飞行器的重心可以基于所述物理参数计算得到。在一些情况下，可以考虑所述飞行器的各个部件的重量分布和位置来确定所述飞行器的重心。对于不同的飞行器模型，所述重心可以不同。

图3B示出可如何计算所述飞行器的转动惯量的示例。在一些实施方式中，可以分析整个飞行器的转动惯量分布。可以评估飞行器模型与负载配置对整个飞行器的转动惯量的影响。这些可以用作调整所述飞行器的整个配置的参考。

飞行器的基本物理模型可以被建立，该基本物理模型构成飞行器的每一部件。飞行器部件的示例可以包括，但不限于，飞行器机架、电源(例如电池)、航空电子系统、载体、负载、传感器、电机、动力单元、起落架或通信单元。所述基本模型可以包括安装位置、重量以及与每个部件的转动惯量相关的项。然后，使用平行轴定理，整个飞行器的转动惯量基于每一部件的转动惯量。如所图示，在计算所述转动惯量时，可以考虑所述各个部件和/或整个飞行器的形状以及重量分布。可以借助处理器基于搜集的物理参数计算所述转动惯量。在一些实现中，可以采用有限元件分析(FEM)。可以使用平行轴定理计算所述转动惯量。

转动惯量计算的一些示例可提供如下：

1)质点：

I＝M*L^2

2)绕圆柱的一部分：

I＝1/3*M*L^2

3)绕圆柱的中心：

I＝1/2*M*R^2

其中I为转动惯量，M为质量，L为从质点或圆柱(或任意其他形状)的中心到旋转轴的距离，以及R为圆柱的半径。

额外的计算可以包括力矩和角速度计算，其可提供如下：

力矩＝L*F

角速度＝力矩/转动惯量

基于大量飞行器模型的理论分析和计算，寻求所述飞行器主要的转动惯量可为由电子器件以及动力单元(例如，螺旋桨/旋翼桨叶)分配的约50％。因为所述转动惯量与旋翼距离可成平方关系且所述力矩线性增大，所以对于同样的动力，在小旋翼距离条件下，可以有更好的驱动特性，在大旋翼距离下，可以有更好的稳定特性。

另外，可被考虑的其他飞行器配置参数可以包括电源(例如电池)参数、致动器(例如，电机)参数和/或电子变速器(ESC)参数。

例如，可以使用物理参数计算这些飞行器配置参数。最大电池电流、最大功率输出和/或能量密度、电机的最大推力和/或功率和/或ESC最大电流和/或功率可以如下评估。

电池_电流_最大＝电池_容量*放电_率

电池_功率_最大＝电池_电流_最大*额定_电压

电机_最大_推力与功率：从实验得来

esc_最大_电流与功率：从实验得来

此外，可能希望评估动力系统的安全性和/或兼容性。例如，可能希望：可由电池提供的电流＞ESC的最大电流＞电机的电流。

根据物理参数进行的飞行器配置参数的额外计算可以包括悬停性能评估。例如，基于所述飞行器重量和动态特性，可以计算悬停功率输出、电源使用量、效率、功率和/或预估悬停时间。可以借助处理器执行所述计算。

可以从访问一个或多个数据库中与电机相关的数据确定所述电机输出。在一些情况下，与电机相关的数据可以是基于所述飞行器的重量和电机张力曲线的查找表，且所述效率可以从基于电机输出的查找表中确定。可以基于经验测试数据创建所述查找表。备选地，可以基于模拟或计划数据创建所述查找表。在一些情况下，所述查找表上的数据可以由个人输入。可选地，所述电机张力曲线可以是非线性的。

一个或多个悬停特性可以计算如下：

悬停功率＝重量/效率

悬停电流＝悬停功率/电压

时间＝电池容量/悬停电流

另外，所述物理参数可以用于执行致动性能评估。来自致动性能评估的一个或多个飞行器配置参数可以包括，但不限于，推力-重量比、与速率相关的参数(例如最大上升速率、最大下降速率、基于设计的制动距离的速率上限)、与角度相关的参数(例如理论最大姿态角、补偿后的姿态角、姿态角极限)、与力矩相关的参数(例如三轴力矩)、与角速度相关的参数(例如，使用制动角度计算最大角速度)、与电机旋转相关的参数(例如，计算偏航轴上电机旋转方向的影响和/或相关联补偿)。

图3C示出关于一个或多个控制参数的电机旋转方向的示例，其可以是飞行器配置参数。飞行器配置参数中的一个或多个也可以计算如下：

推力-重量比＝最大推力/重量

悬停升力(N)＝整个飞行器重量(kg)*9.8(m/s^2)

悬停油门＝查找(升力),单位:％

悬停效率＝查找(悬停油门),单位:g/watt

悬停制动效率＝查找(悬停油门),单位:g/watt

悬停电流＝整个飞行器重量/效率

悬停时间＝电池容量/悬停电流

最大姿态角＝arcos(悬停升力/最大升力)

如图2所示，可以基于来自于所述飞行器的所述一个或多个物理参数来计算所述飞行器配置参数。所述飞行器配置参数可以与飞行器模型相关联。例如，不同的飞行器模型(例如，UAV模型、载人飞行器模型)可以有不同的物理参数以及相关联的飞行器配置参数。可以为每个模型收集和/或存储所述飞行器配置参数。在一些情况下，飞行器配置参数中的一些可以包括根据经验接收的数据、用户手动输入的数据、建模或模拟得到的数据或基于任意现有数据计算得到的数据。

一个或多个飞行器配置参数可以包括控制器参数，该控制器参数可以用来整定飞行器飞行控制器。例如，可以使用所述飞行器的转动惯量、电机张力曲线以及动态加速/减速性能来自动整定控制器参数。可以根据跟踪误差进行此类整定。使用飞行器配置参数可以简化参数整定过程并提高控制器性能。

在一些实施方式中，提供所述飞行器的转动惯量、电机升力输出曲线和/或轴向距离(例如，从电机到气动焦点的距离)可以提高控制器性能。此类参数可以用来区分不同的飞行器模型。此类参数可以与飞行器模型相关联。因此，当用户接收飞行器时，该用户可以指定所述飞行器模型，或者所述飞行器模型可以已经预先编程写入飞行器中。具体飞行器模型的参数可以用于飞行控制系统中，以控制所述飞行器的姿态。

图3D图示根据本发明实施方式的飞行器的工作原理集。飞行器可以可选有三个自由度。例如，所述飞行器可以能够绕三个旋转轴旋转且用于产生升力。例如，在旋翼飞机中，旋翼可以旋转以产生飞行器的升力。所述旋翼可以旋转，以允许所述飞行器同时绕一个、两个或三个旋转轴旋转。在一些情况下，所述旋转轴可以相互正交和/或可以在所述飞行器飞行期间保持相互正交(例如θ,ψ)。所述旋转轴可以包括俯仰、偏航和/或横滚旋转轴。

在一些实施方式中，所述旋翼飞机可以有多个旋翼，每个旋翼能够为所述旋翼飞机产生升力(例如F1,F2,F3,F4)。在一个示例中，可以提供四个旋翼。所述旋翼可以产生相同量的升力或不同量的升力。所述旋翼可以以相同的角速度旋转，或者以不同的角速度旋转(例如ω1,ω2,ω3,ω4)。

稳健与自适应控制策略可用于多旋翼飞行器。多旋翼飞行器的飞行控制系统本质上可是不稳定的，且如果不应用适当的控制律，系统可能会在几秒钟内发散。所述系统可以是非线性的。所述系统的非线性与航空动态特性的复杂性迫使控制器设计进行改进。

本文描述的系统以及方法可以建立飞行器飞行动态特性的模型以及制定用以使多旋翼飞行器的姿态保持稳定的控制方案，其所述配置流形可以是非线性的。可以在特殊正交群SO(3)上表示所述动态特性以及提议的控制系统，以避免与其他姿态表达式(诸如欧拉角与四元数)相关联的奇异性和模糊性。所述多旋翼飞行器的建模可以包括所述多旋翼飞行器的运动和动态特性分析以及所述致动器(例如电机、旋翼和/或螺旋桨)的系统辨识。

可以使用有限元件分析(FEM)来预估所述系统的转动惯量。可以将具有时间延迟的一阶惯性系统视为所述系统辨识的近似模型。如本文别处所述，所述控制系统可以分解为SO(3)上的比例控制与带有前馈补偿的串级PID(比例、积分和微分)动态特性控制。对于SO(3)上的控制，可以将误差定义为SO(3)上的自然误差(可依据大地线提供，其可是期望的)。所述比例控制可以定义在SO(3)的指数坐标上，原因在于它是线性空间。所述控制方案可以用李雅普诺夫(Lyapunov)函数验证，以保证非线性流形的稳定性。对于串级PID动态特性控制，可以按照SO(3)的指数坐标、角速度以及角加速度的顺序组织所述控制器。可以采用使用不完全微分PID控制器以及史密斯预测器的技术来进一步抑制噪声以及改善控制质量。此外，可以添加前馈补偿以改善瞬态响应。本文的别处描述多旋翼飞行器的控制方案的更多描述。

图4示出根据本发明实施方式的可如何使用飞行器模型以确定飞行器控制方法中的一个或多个参数的示例。例如，飞行器可以有一个或多个机载的处理器，该处理器可以用作飞行控制器。

当用户接收飞行器时，该用户可以输入所述飞行器模型。例如，所述用户可以将所述飞行器模型直接输入到所述飞行器中。在另一示例中，所述用户可以将所述飞行器模型输入到可与所述飞行器通信的外部装置中。所述外部装置可以是所述飞行器的控制器，或者是显示来自于所述飞行器的数据的显示装置。所述外部装置可以是计算机、智能手机、平板电脑或本文别处描述的任意其他类型的装置或终端。

在一些情况下，可以已经预先对所述飞行器编程写入所述飞行器模型信息。所述飞行器模型信息可以是或可以不是可变的。

在一些实施方式中，所述飞行器模型信息可以用来访问针对选择的飞行器模型的一个或多个飞行器配置参数。在一些情况下，与可与飞行器模型相关联的一个或多个飞行器配置参数相关的数据可以存储在存储器中。例如，飞行器模型A与飞行器模型B可以有一个或多个不同的物理特性。该不同的物理特性可以导致不同的飞行器配置参数，诸如不同的转动惯量、电机升力输出曲线和/或轴向距离。飞行控制器可以使用所述不同的飞行器配置参数来控制所述飞行器的飞行。在一些情况下，所述数据可以存储为查找表，从所述查找表中可以访问飞行器的不同模型的各个配置参数。例如，若请求飞行器模型X的配置参数，则从所述查找表可以提供它们。在一些情况下，所述查找表可以存储在飞行器上。因此，用户可以输入或改变飞行器模型，从而定义或改变所述飞行控制器使用的所述配置参数。在其他情况中，所述查找表可以存储在所述飞行器外。所述飞行器可以能够与外部装置通信，以从所述查找表访问数据。例如，所述飞行器可以发送飞行器模型的指示符，且所述外部装置可以发送与所述选择的飞行器模型相关联的飞行器配置参数。

可选地，飞行器中可以预先编程写入一个或多个飞行器配置参数。当用户接收所述飞行器时，所述飞行器配置参数可以存储在所述飞行器上。用户可能需要或可能不需要指定所述飞行器模型。在一些情况下，在制造商地点处或者其他地点，可以确定所述飞行器模型，且所述飞行控制器可以预先编程写入所述飞行器配置参数，该飞行器参数可以基于所述飞行器的物理参数来确定。可以从包括多个飞行器模型的数据的查找表访问所述飞行器配置参数。例如，在制造商地点处，制造商可以指定正在制造飞行器模型X并可以访问相关联的飞行器配置参数，并将该飞行器配置参数编程写入所述飞行器中。用户可以能够或可以不能够改变所述飞行器配置参数。在一些情况下，用户可以能够输入(直接在所述飞行器上输入或通过能够与所述飞行器通信的外部装置输入)对所述飞行器的新配置参数的请求。可以基于飞行器模型发出此类请求，或者所述请求可以包括所述飞行器的新物理特性的输入。在一些情况下，所述飞行器配置参数可以预先计算并可以以数据存储且根据请求可以访问。在其他情况中，可以输入或测量新的物理参数数据并可以计算新的飞行器配置参数。可以实时进行此类计算。例如，用户可以修改现有的飞行器，以可以改变一个或多个飞行器配置参数的方式。例如，用户可以添加新相机至UAV，从而可以改变重量和/或重量分布。为了适应所述改变，可以重新计算所述转动惯量和/或其他飞行器配置参数。

在一些情况下，与飞行器相关的信息可以存储在所述飞行器的机载存储器和/或处理器中。当所述飞行器开启时，所述处理器可以估算一个或多个参数。在一些情况下，基于存储的飞行器模型，所述处理器可以访问预先计算的参数。在其他情况中，当所述飞行器开启时，一些诊断或测量可以进行且可以用于产生一个或多个飞行器配置参数。

在飞行期间，可以由来自于飞行控制装置的输入对飞行器进行控制。所述飞行控制装置可以是与所述飞行器相分离的外部装置。可选地，所述飞行控制装置可以是遥控器，当所述飞行器在飞行时，地面上的用户操作所述遥控器。所述飞行控制装置可以与所述飞行器无线通信。备选地，所述飞行控制装置可以内置在所述飞行器中。例如，当用户在所述飞行器上时，用户可以操作所述飞行控制装置。所述用户可以是所述飞行器的飞行员并可以从驾驶舱操作所述飞行控制装置。所述飞行控制装置可以包括可与所述飞行器的方向和/或速率相关的信息。可以使用来自所述飞行控制装置的输入来确定所述飞行器的目标姿态。所述飞行器的目标姿态可以关于一个、两个或三个旋转轴确定。例如，所述飞行器的目标姿态可以关于俯仰轴、横滚轴和/或偏航轴确定。

飞行器可以有飞行控制器。所述飞行控制器可以包括所述飞行器上的一个或多个处理器。所述飞行控制器可以接收信号，该信号指示来自于所述飞行控制装置的输入。所述飞行控制器可以响应于来自于所述飞行控制装置的输入来控制所述飞行器的飞行。所述飞行控制器可以响应于飞行器飞行配置参数中的一个或多个来控制所述飞行器的飞行。所述飞行控制器可基于来自于所述飞行控制装置的信号(例如目标姿态)和飞行器配置参数执行飞行器姿态控制。所述飞行控制器可以基于目标横滚轴、偏航轴以及俯仰轴以及所述飞行器配置参数执行关于飞行器的所述横滚轴、偏航轴以及俯仰轴的姿态控制。

图5示出根据本发明实施方式的带有飞行控制器的飞行器的示例。所述飞行器510可以有一个或多个机载飞行控制器520。所述飞行控制器可以包括一个或多个处理器，所述处理器可以单独或共同产生命令信号，以控制所述飞行器的飞行。

所述飞行控制器520可以与所述飞行器的一个或多个致动器560a、560b通信。所述致动器可以是电机，该电机可以与所述飞行器的一个或多个动力单元耦合。所述动力单元可以包括旋翼，该旋翼可以旋转以为所述飞行器产生升力。在一些情况下，所述飞行器可以是有多个旋翼的多旋翼飞行器，每个旋翼可以为所述飞行器产生升力。所述命令信号可以确定提供给所述电机的输出，从而可以确定与所述电机耦合的旋翼可以旋转的速率。在一些情况下，每个旋翼可以与单个电机耦合。可选地，一个旋翼可以与多个旋翼耦合，或者多个电机可用于驱动单个旋翼。所述电机可以单独可控。例如，在不同环境下，一个电机可以具有与另一个电机不同的功率输出。所述动力单元可以全是相同类型的动力单元，或者可以包括不同类型的动力单元。例如，所有动力单元可以包括旋翼桨叶/螺旋桨。在一些实施方式中，所述旋翼桨叶和/或螺旋桨可以具有相同的配置和/或尺寸，或者具有不同的配置和/或尺寸。可以为飞行器提供任意数量的电机和/或动力单元。例如，所述飞行器上可以提供一个、两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个、十一个、十二个或更多的电机和/或动力单元。

每个电机可以单独受控。例如，可以向每个电机提供单独命令信号。每个电机可以具有与飞行器的其他电机相同或不同的电机输出。每个电机的输出可以根据所述飞行器的期望目标姿态而变化。例如，如果希望调整所述飞行器的姿态，则一个或多个电机可以在不同的输出下操作(例如可以以不同速率或rpm旋转)，使得所述飞行器的姿态发生变化。

在一些情况下，所述飞行器上可以提供存储器，该存储器包括一个或多个飞行器配置参数530。所述飞行器配置参数可以包括整个飞行器的转动惯量、电机升力输出曲线和/或轴向距离(例如从电机到气动焦点的距离)。如其他地方所述的那些，可以存储其他飞行器配置参数。所述飞行器配置参数可以从所述飞行器或飞行器模型的一个或多个物理特性得到。所述飞行器配置参数可以预先编程写入所述存储器中。备选地，所述飞行器配置参数可以从外部装置下载到所述存储器中。所述飞行器配置参数可以存储在所述存储器中且可以用于所述飞行控制器520产生所述命令信号。

可选地，所述飞行器上可以提供一个或多个传感器540。所述传感器的示例可以包括，但不限于，成像装置(例如相机、视觉传感器、红外/热成像装置、UV成像装置或其他类型的光谱成像装置)、惯性传感器(例如陀螺仪、加速度计、磁力计)、超声波传感器、激光雷达、声呐或任意其他类型的传感器。在一些情况下，所述传感器可以与外部装置诸如全球定位系统(GPS)卫星通信。所述传感器可以是GPS接收器。在其他情况中，所述传感器可以与一个或多个发射塔或中继站通信。所述传感器可以搜集所述飞行器周围环境相关的信息。所述传感器可以用于或可以不用于帮助所述飞行器导航。在一些情况下，所述传感器540可以与所述飞行器的飞行控制器520通信。在一些情况下，所述飞行控制器可以使用来自所述传感器的信号产生至一个或多个致动器的命令信号。来自所述传感器的信号可以用于或可以不用于控制所述飞行器关于一个或多个轴的姿态。

在一些情况下，所述传感器可以用来搜集飞行器动态特性相关的信息。例如，所述传感器可以用来搜集关于一个或多个旋转轴的飞行器姿态、角速度和/或角加速度相关的信息。例如，所述传感器可以包括陀螺仪或其他传感器，其可以搜集关于俯仰轴、横滚轴和/或偏航轴的飞行器姿态、角速度和/或加速度相关的信息。所述传感器可以是惯性传感器或可以是惯性测量单元(IMU)的一部分。IMU可以包括一个或多个加速度计、一个或多个陀螺仪、一个或多个磁力计或其适当组合。例如，IMU可以包括多达三个正交的加速度计，用于测量可移动物体沿多达三个平移轴的线性加速度，以及包括多达三个正交的陀螺仪，用于测量关于多达三个旋转轴的角加速度。IMU可以与所述飞行器刚性耦合，使得所述飞行器的运动对应IMU的运动。备选地，IMU可以被允许相对所述飞行器关于多达六个自由度移动。IMU可以直接安装在所述飞行器上，或者耦合安装于所述飞行器上的支撑结构。IMU可以提供在所述可移动物体的外部或所述可移动物体的外壳内。IMU可以永久地或可拆卸地附接至所述可移动物体。IMU可以提供指示所述飞行器的运动的信号，诸如所述飞行器的位置、定向、速度和/或加速度(例如关于一个、两个或三个平移轴和/或一个、两个或三个旋转轴)。例如，IMU可以感测代表所述飞行器的加速度的信号，且可以对该信号一次积分以提供速度信息，且二次积分以提供位置和/或定向信息。IMU可以能够确定所述飞行器的加速度、速度和/或位置/定向，而无需与任意外部环境因素交互或从所述飞行器的外部接收任意信号。

IMU可以提供信号给所述飞行控制器520，其可以用于产生至所述飞行器的一个或多个电机560的命令信号。在一些情况下，所述飞行控制器可以采用控制反馈方案，该控制反馈方案可以利用来自于IMU的信息。

其他传感器可以用来确定所述飞行器的姿态、角速度和/或角加速度。所述其他传感器可以在或可以不在所述飞行器上。所述其他传感器可以与或可以不与所述飞行器外部的额外装置通信。例如，无需接收来自于所述飞行器的任意外部信号，所述传感器可能够确定所述信息。

可选地，外部装置550可以与所述飞行控制器通信。所述外部装置可以被提供在所述飞行器外部。所述外部装置可以能够与所述飞行器无线通信。所述外部装置可以具有任意信息，诸如与所述飞行器相关的导航或位置信息。在一些情况下，所述外部装置可以包括飞行器配置参数数据。可选地，所述外部装置可以将飞行器配置参数数据传送给存储器530，该存储器存储所述飞行器的飞行器配置参数数据。可以用来自于所述外部装置的新数据更新所述飞行器上的数据。可以自动或响应于来自用户或来自所述飞行器的请求进行更新。

在一些实现中，所述外部装置可以是飞行控制装置，该飞行控制装置可以提供一个或多个飞行指令给所述飞行控制器。例如，用户可以使用遥控器，该遥控器可以与所述飞行器无线通信。所述用户可以指定不同的飞行指令，诸如编程预定路径或提供实时指令。所述飞行指令可以包括所述飞行器关于一个或多个轴的目标姿态相关的信息。例如，所述飞行指令可以导致对飞行器的姿态做某一量的调整的指令。所述指令还可以包括或者可以不包括所述飞行器的目标角速度和/或目标角加速度相关的信息。

所述飞行控制器520可以产生至所述飞行器的一个或多个致动器560a、560b的命令信号，从而可使得操作所述动力单元控制所述飞行器的飞行。这可以包括所述飞行器关于三个正交轴(例如俯仰轴、偏航轴以及横滚轴)的姿态控制。所述飞行控制器可以基于可从飞行器的物理特性得到并表示飞行器的物理特性的一个或多个飞行器配置参数530、关于所述飞行器姿态的反馈输入(例如所述飞行器关于三个正交轴的姿态、角速度和/或角加速度相关的信息)和来自于飞行控制装置550(其可以可选地在飞行器外部)的一个或多个飞行指令计算所述命令信号。所述飞行控制器可以使用反馈控制，并入飞行配置参数，以控制所述飞行器的姿态。

图6A示出根据本发明实施方式的可由飞行器实现的姿态控制方案的示例。所述姿态控制方案可以用来控制所述飞行器关于一个、两个或三个轴的姿态。例如，所述姿态控制方案可以用来控制所述飞行器关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴的姿态。

可以提供飞行规划器610，以产生用以确定所述飞行器的飞行的命令信号。所述飞行规划器可以被提供在所述飞行器上，或者可以被提供在所述飞行器外且可以与所述飞行器通信。所述飞行规划器可以包括一个或多个存储器单元以及一个或多个处理器，该处理器可以单独或共同执行本文提供的步骤中的一个或多个。所述存储器可以包括非暂时性计算机可读介质，可以包括用于执行本文所述一个或多个步骤的代码、逻辑或指令。所述一个或多个处理器可以根据所述非暂时性计算机可读介质执行所述一个或多个步骤。

根据本发明实施方式，可以提供遥控器605或其他类型的飞行控制装置。所述遥控器可以由用户操作，以控制所述飞行器的飞行。这可以包括所述飞行器的位置和所述飞行器的角度定向。在一些情况下，所述用户可以直接输入关于飞行器实时飞行的指令。例如，所述用户可以提供输入以调整所述飞行器的姿态。在其他的情况下，所述用户可以提供指令，使所述飞行器遵循预定或预先规划的路径。在一些情况下，所述遥控器可以与所述飞行器相分离并可以与所述飞行器通过无线连接通信。在其他的情况下，飞行控制装置可以内置在所述飞行器中，且本文中关于遥控器的任意描述也可以应用于作为所述飞行器的一部分的所述飞行控制装置。例如，用户可以在所述飞行器上并通过机载飞行控制装置提供用于飞行的指令。

所述遥控器605可以将指示一个或多个目标姿态θ_Tar的信号提供给所述飞行规划器610。所述目标姿态可以是所述飞行器关于一个、两个或三个旋转轴的目标姿态。例如，所述目标姿态可以指示所述飞行器关于俯仰、横滚和偏航轴的姿态。所述规划器可以计算将提供给所述飞行器的电机的一个或多个信号，以试图获得所述目标姿态。

所述规划器610还可以接收关于所述飞行器动态特性650的信息。在一些情况下，关于所述飞行器动态特性的信息可以由一个或多个传感器提供。在一个示例中，关于所述飞行器动态特性的信息可以由所述飞行器上的一个或多个惯性传感器(例如一个或多个陀螺仪或加速度计)提供。关于所述飞行器动态特性的信息可以包括关于以下轴中一个、两个或三个的姿态、角速度和/或角加速度：俯仰轴、横滚轴以及偏航轴。在一个示例中，可以将所述飞行器的当前姿态θ_Cur传送给所述规划器。所述规划器可以比较所述目标姿态θ_Tar与所述当前姿态θ_Cur。此比较可以是关于俯仰轴、横滚轴以及偏航轴中的每个发生。可以将角度差确定为姿态误差θ_Err。

尽管只详细显示俯仰控制620a，但是相同的控制方案也可以应用于横滚控制620b以及偏航控制620c。关于俯仰控制或一般任意角度控制的任意描述可以应用于这些轴中的任意或全部。关于姿态、角速度和/或角加速度的任意描述可以应用于这些轴中的任意或全部。所述三个轴可以相互分离。

可以使用所述姿态误差θ_Err与模糊逻辑621来控制所述飞行器的角度。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是模糊比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标姿态进行比例积分(PI)或PID控制622。可以提供角度控制环路。

可以得到目标角速度ω_Tar。可以比较所述目标角速度和测量的角速度ω623。所述测量的角速度可以是可通过一个或多个传感器测得的所述飞行器动态特性650中的部分。可以比较所述目标角速度和测量的角速度，以确定角速度误差ω_Err。

所述角速度误差ω_Err可以与或可以不与模糊逻辑使用来控制所述飞行器的角速度。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标角速度进行比例(P)控制624。可以提供角速度环路。

可以得到目标角加速度α_Tar。可以比较所述目标角加速度和测量的角加速度α625。所述测量的角加速度可以是可通过一个或多个传感器测得的所述飞行器动态特性650中的部分。可以比较所述目标角加速度和测量的角加速度，以确定角加速度误差α_Err。

所述角加速度误差α_Err可以与或可以不与模糊逻辑使用来控制所述飞行器的角加速度。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标角加速度进行比例积分(PI)或PID控制626。可以提供角加速度环路。

也可以提供前馈环路627。针对角加速度可以提供所述前馈环路。例如，所述目标角加速度α_Tar可以用在所述前馈环路中。在一些情况下，可从所述飞行器的一个或多个物理特性中得到的一个或多个飞行器配置参数660可以并入所述前馈环路中。例如，可以将所述飞行器的转动惯量I提供给所述前馈环路。在一个示例中，所述飞行器的力矩τ可以计算为所述目标角加速度α_Tar与所述转动惯量I的乘积。因此，所述角加速度环路可以使用所述转动惯量来直接计算所述输出，且同时可以根据所述当前角加速度值进行PID控制作为补偿量。

因此，前馈和反馈都可以用于角加速度控制。所述前馈模型参数可以改善控制系统的响应时间，同时反馈控制可以补偿模型误差和动态干扰。由于所述角速度控制可以直接看作是整个飞行器的横滚力矩控制，与不采用此控制方案的系统相比，对外部干扰的响应时间可甚至更短且抑制效果更好。前馈环路可以使角加速度环路能够作为直接控制，因此响应时间可短。可以直接抑制干扰，缩短响应时间。

根据本发明的实施方式，可以提供混频器630。根据本发明的实施方式，所述混频器可以是飞行控制器的一部分。所述混频器可以包括一个或多个处理器，该处理器可以是或可以不是与用于所述飞行规划器610的处理器相同。所述混频器可以接收关于针对俯仰控制、横滚控制和/或偏航控制的姿态的信息。例如，对于旋转轴620a、620b、620c中的每个，可以将关于所述角加速度的所述前馈和反馈环路之后的数据提供给所述混频器。可以对全部计算结果求和。

所述混频器630可以接收关于飞行器配置参数660的信息。可以从所述飞行器或飞行器模型的物理特性得到所述飞行器配置参数。在一个示例中，所述混频器可以接收所述飞行器的轴向距离L。所述轴向距离可以是电机与所述飞行器的气动焦点之间的距离。备选地，所述轴向距离可以是动力单元与所述飞行器的气动焦点之间的距离。在一些情况下，飞行器可以具有多个电机640a、640b、640c、640d。对于每个电机，所述轴向距离可以相同。备选地，不同的电机可以有不同的轴向距离。在一些情况中，所述轴向距离可以是气动焦点和在动力单元产生的推力的方向上穿过动力单元和/或旋翼的轴之间的距离。

所述混频器630可以计算每个动力单元将施加的期望力。可以基于所述飞行器配置参数660以及来自于旋转轴620a、620b、620c中每个的所述控制方案的信息计算所述力。可以使用所述前馈环路627中计算的所述力矩τ以及所述轴向距离L计算每个电机的所述力。所述力F可以计算为τ/L。所述混频器可以计算将施加在每个电机上的期望额外的力。可以将所述期望额外的力作为命令信号传送给每个电机。用于每个电机的力可以相同或可以不同。例如，对于第一电机M1 640a，期望的力可以是ΔF1，对于第一电机M2 640b，期望的力可以是ΔF2，对于第一电机M3 640c，期望的力可以是ΔF3，和/或对于第一电机M4 640d，期望的力可以是ΔF4。所述电机可以在某一水平下操作以产生期望的力或近似期望的力。在一些情况下，可以使用电机升力曲线670来确定电机输出。所述曲线可以包括每百分比电机操作产生的升力。所述电机升力曲线可以是每百分比操作的推力。所述曲线可以显示非线性关系。所述电机升力曲线可以是可以从所述飞行器的一个或多个物理特性得到的飞行器配置参数。从一个或多个物理参数得到的飞行器配置参数中的一个或多个可以是非线性参数。

从电机640a、640b、640c、640d的输出可以用来驱动所述飞行器的一个或多个动力单元。这可以确定所述飞行器的位置、速度和/或加速度。从所述电机的输出可以影响所述飞行器的姿态、角速度和/或角加速度。可以提供任意数量的电机和/或动力单元。可以单独确定要生成的用于确定每个电机的输出的命令信号，以从所述遥控器引导所述飞行器变为目标姿态。

所述飞行器动态特性650系统可以记录关于所述飞行器的位置信息。例如，一个或多个惯性传感器可以确定所述飞行器姿态、角速度和/或角加速度，且可以将所述信息反馈给所述控制系统。在一些情况下，所述电机的输出或从所述电机测量的输出可以用来计算飞行器姿态、角速度和/或角加速度。其他机载或机外传感器可以用来确定所述飞行器动态特性。

可以借助可以在所述飞行器上提供的软件来执行飞行控制步骤中的任意。所述软件可以并入或接受飞行器配置参数值。所述飞行器配置参数可以包括或得自于所述飞行器或飞行器模型的一个或多个物理特性。因此，飞行控制软件可以是特定于所述飞行器或所述飞行器模型，且可以提供更精确控制。

图6B示出根据本发明实施方式的可由飞行器实现的姿态控制方案的另一示例。所述姿态控制方案可以具有图6A描述的姿态控制方案的一个或多个特征或特性。

所述目标可以是跟踪任意的姿态命令

g_d∈SO(3)

因为配置流形可是非线性的，所以可能出现挑战。

可以提供飞行规划器(se(3))610b，以产生命令信号，该命令信号确定所述飞行器的飞行。可以在所述飞行器上提供所述飞行规划器，或可以在所述飞行器外提供所述飞行规划器，且飞行规划器可以与所述飞行器通信。在一些情况下，可以在线性空间提供指数坐标(so(3))。这依据大地线可以是最佳的或优选的。可选地，可以不具有奇异性(欧拉角)和/或不模糊性(四元数，二->一)

根据本发明的实施方式，可以提供遥控器(SO(3))605b或其他类型的飞行控制装置。所述遥控器可以由用户操作，以控制所述飞行器的飞行。这可以包括所述飞行器的位置和所述飞行器的角度定向。在一些情况下，所述用户可以直接输入关于飞行器实时飞行的指令。例如，所述用户可以提供输入，以调整所述飞行器的姿态。在其他的情况下，所述用户可以提供指令，使所述飞行器遵循预定或预先规划的路径。在一些情况中，所述遥控器可以与所述飞行器相分离并可以与所述飞行器通过无线连接通信。在其他的情况中，飞行控制装置可以内置在所述飞行器中，且本文中关于遥控器的任意描述也可以应用于作为所述飞行器的一部分的所述飞行控制装置。例如，用户可以在所述飞行器上并通过机载飞行控制装置提供用于飞行的指令。

所述遥控器605b可以将指示一个或多个目标姿态θ_Tar的信号提供给所述规划器610b。所述目标姿态可以是所述飞行器关于一个、两个或三个旋转轴的目标姿态。例如，所述目标姿态可以指示所述飞行器关于俯仰、横滚和偏航轴的姿态。所述规划器可以计算将提供给所述飞行器的电机的一个或多个信号，以试图获得所述目标姿态。

所述规划器610b还可以接收关于所述飞行器动态特性650b的信息。在一些情况下，关于所述飞行器动态特性的信息可以由一个或多个传感器提供。在一个示例中，关于所述飞行器动态特性的信息可以由所述飞行器上的一个或多个惯性传感器(例如一个或多个陀螺仪或加速度计)提供。关于所述飞行器动态特性的信息可以包括关于以下轴中的一个、两个或三个的姿态、角速度和/或角加速度：俯仰轴、横滚轴以及偏航轴。在一个示例中，可以将述飞行器的当前姿态θ_Cur传送给所述规划器。所述规划器可以比较所述目标姿态θ_Tar与所述当前姿态θ_Cur。此比较可以关于所述俯仰轴、横滚轴以及偏航轴中的每个发生。可以将角度差确定为姿态误差θ_Err。

尽管只详细显示俯仰控制620d，但是相同的控制方案也可以应用于横滚控制620e以及偏航控制620f。关于俯仰控制或一般任意角度控制的任意描述可以应用于这些轴中的任意或全部。关于姿态、角速度和/或角加速度的任意描述可以应用于这些轴中的任意或全部。所述三个轴可以相互分离。

可以使用所述姿态误差θ_Err与模糊逻辑621b来控制所述飞行器的角度。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是模糊比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标姿态进行比例(P)或PID控制622b。可以提供角度控制环路。

可以得到目标角速度ω_Tar。可以比较所述目标角速度和测量的角速度ω623b。所述测量的角速度可以是可通过一个或多个传感器测得的所述飞行器动态特性650b的部分。可以比较所述目标角速度和测量的角速度，以确定角速度误差ω_Err。

所述角速度误差ω_Err可以或可以不与模糊逻辑使用来控制所述飞行器的角速度。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标角速度进行比例微分(PD)控制624b。可以提供角速度环路。

可以得到目标角速度变化ω_Tar。所述目标角速度变化可以是角加速度。可以比较所述目标角加速度和测量的角速度变化ω625b。所述测量的角速度变化可以是可通过一个或多个传感器测得的所述飞行器动态特性650b的部分。可以比较所述目标角速度变化和测量的角速度变化，以确定角速度变化的误差ω_Err。

所述角速度变化的误差ω_Err可以或可以不与模糊逻辑使用来控制所述飞行器的角速度的变化。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标角速度变化进行比例积分(PI)或PID控制626b。可以提供角加速度环路。

也可以提供前馈环路627b。可以为角速度的变化提供所述前馈环路。例如，所述目标角速度变化ω_Tar可以用在所述前馈环路中。在一些情况下，可以从所述飞行器的一个或多个物理特性得到的一个或多个飞行器配置参数660b可以并入所述前馈环路中。例如，可以将所述飞行器的转动惯量J提供给所述反馈环路。在一个示例中，所述飞行器的力矩τ可以计算为Jω+ωb×Jωb。因此，所述角速度变化的环路可以使用所述转动惯量来计算所述输出，且同时可以根据所述当前角速度值变化以及当前角速度值执行进行PID控制作为补偿量。

因此，前馈和反馈都可以用于角速度变化(优选地可以是角加速度)的控制。所述前馈模型参数可以改善控制系统的响应时间，同时反馈控制可以补偿模型误差和动态干扰。由于所述角速度控制可以直接看作是整个飞行器的横滚力矩控制，与不采用此控制方案的系统相比，对外部干扰的响应时间可甚至更短且抑制效果更好。前馈环路可以使角加速度环路能够作为直接控制，因此响应时间可短。可以直接抑制干扰，缩短响应时间。

根据本发明的实施方式，可以提供混频器630b。根据本发明的实施方式，所述混频器可以是飞行控制器的一部分。所述混频器可以包括一个或多个处理器，该处理器可以是或可以不是与用于所述飞行规划器610b的处理器相同。所述混频器可以接收关于针对俯仰控制、横滚控制和/或偏航控制的姿态的信息。例如，对于旋转轴620d、620e、620f中的每个，可以将关于所述角速度变化的所述前馈和反馈环路之后的数据提供给所述混频器。可以对全部计算结果求和。

所述混频器630b可以接收关于飞行器配置参数660b的信息。所述飞行器配置参数可以从所述飞行器或飞行器模型的物理特性得到。在一个示例中，所述混频器可以接收所述飞行器的轴向距离L。所述轴向距离可以是电机与所述飞行器的气动焦点之间的距离。备选地，所述轴向距离可以是动力单元与所述飞行器的气动焦点之间的距离。在一些情况下，飞行器可以具有多个电机641a、641b、641c、641d。对于每个电机，所述轴向距离可以相同。备选地，不同的电机可以有不同的轴向距离。在一些情况下，所述轴向距离可以是气动焦点和在所述动力单元产生的推力的方向上穿过动力单元和/或旋翼的轴之间的距离。

所述混频器630b可以计算每个动力单元将施加的期望力。可以基于所述飞行器配置参数660b以及来自于旋转轴620d、620e、620f中每个的所述控制方案的信息计算所述力。可以使用所述前馈环路627b中计算的所述力矩τ及所述轴向距离L来计算每个电机的所述力。所述力F可以计算为τ/L。所述混频器可以计算将在每个电机上施加的期望额外的力。可以将所述期望额外的力作为命令信号传送给每个电机。每个电机的力可以相同或可以不同。例如，对于第一电机M1 641a，期望的力可以是ΔF1，对于第一电机M2 641b，期望的力可以是ΔF2，对于第一电机M3 641c，期望的力可以是ΔF3，和/或对于第一电机M4 641d，期望的力可以是ΔF4。所述电机可以在某一水平下操作以产生期望的力或近似期望的力。在一些情况下，可以使用电机升力曲线670b来确定电机输出。所述曲线可以包括每百分比电机操作产生的升力。所述电机升力曲线可以是每百分比操作的推力。所述曲线可以显示非线性关系。所述电机升力曲线可以是可以从所述飞行器的一个或多个物理特性得到的飞行器配置参数。从一个或多个物理参数得到的飞行器配置参数中的一个或多个可以是非线性参数。

从电机641a、641b、641c、641d的输出可以用来驱动所述飞行器的一个或多个动力单元。这可以确定所述飞行器的位置、速度和/或加速度。从所述电机的输出可以影响所述飞行器的姿态、角速度和/或角加速度。可以提供任意数量的电机和/或动力单元。可以单独确定要生成的用于确定每个电机的输出的命令信号，以从所述遥控器引导所述飞行器变为目标姿态。

所述动态特性650b系统可以记录与所述飞行器相关的位置信息。例如，一个或多个惯性传感器可以确定所述飞行器姿态、角速度和/或角加速度，且所述信息可以反馈给所述控制系统。在一些情况下，所述电机的输出或从所述电机测量的输出可以用来计算飞行器姿态、角速度和/或角加速度。其他机载或机外传感器可以用来确定所述飞行器动态特性。

在一些实施方式中，可以考虑所述系统的运动学。可以提供一阶全致动系统。

其中：

g＝R∈SO(3)

-机体架中的角速度

可以应用比例控制。

SO(3)上可以提供几何控制。

用于调整：

(tr(g(0))≠-1)

用于跟踪：

其中：

g＝R∈SO(3)

g是当前定向

g_d是期望定向

k_p是控制器增益

所述动态特性可以是：

其中

g＝R∈SO(3)

-机体架中的惯性矩阵

-机体架中的角速度

-机体架中的控制力矩

-干扰

如之前在所述控制方案的前馈环路中的实现的，可以提供线性控制。这可以包括角速度控制：

ω^b_e＝(ω^b_d-ω^b)

角速度控制可以包括：

图6C示出根据本发明实施方式的控制内环路的一部分的示例。可以进行致动器系统辨识。致动器可以包括螺旋桨、旋翼、电机或任意其他类型的致动器。具有时间延迟的一阶系统的致动器模型可以是：

图6C示出控制方案中可采用的史密斯预测器的示例。所述史密斯预测器可以是内环路控制的一部分。所述史密斯预测器可以预测以及修正所述飞行器的动态特性。所述史密斯预测器可以是可用于具有纯时间延迟的系统的预测控制器。

图6D示出根据本发明实施方式的姿态控制方案的示例。可以提供阶跃信号(例如阶跃信号)作为输入。可以采用DC信号。图中姿态控制方案的上部分可以是常规的控制器设计，而下部分可以是提出的采用串级控制的控制设计，该串级控制带有预测器。

所述控制方案的部分可以包括一个或多个PID控制器(例如PID控制器4、PID控制器1)。这些可以包括内PID环路和外PID环路。可以提供任意数量的PID环路(例如1个、2个、3个、4个、5个或更多环路)。在一些实施方式中，可以在彼此之内嵌套PID环路中的一个或更多个。可以提供开关(例如开关)。当发生信号饱和时，所述开关可以改变位置。得到的信号可以经过系统传递函数(例如系统传递函数1)并与一个或多个积分器(例如积分器、积分器4)相互作用。在所述反馈过程中，可以有传输延迟(例如传输延迟2、传输延迟9)。

所述控制方案的一部分可以是控制器，用来基于所述飞行器的角度和/或角速度控制角度。

所述控制方案的另一部分可以包括一个或多个PID控制器(例如PID控制器2、PID控制器3、PID控制器5)。这可以包括一个或多个内PID环路和/或外PID环路。可以提供任意数量的PID环路，其在彼此之内可以嵌套。可以提供开关(例如开关3)。当发生信号饱和时，所述开关可以改变位置。得到的信号可以经过系统传递函数(例如系统传递函数2)以及与一个或多个积分器(例如积分器2、积分器5)相互作用。在反馈过程中，可以有传输延迟(例如传输延迟5、传输延迟6、传输延迟8、传输延迟10)。在反馈中，可以有模型传递函数(例如模型传递函数1、模型传递函数2、模型传递函数3)以及相关联的开关(例如开关4、开关5、开关)。

所述控制方案的其他部分可以是控制器，该控制器可以基于飞行器的角度、角速度和/或角加速度控制所述飞行器的角度。另外，所述控制方案的部分中可以包括史密斯预测器。

在一些实施方式中，可以将输出提供给示波器(例如示波器)。图8可以示出采用改进的控制方案的结果，该控制方案并入这些额外的特征。

图7A示出根据本发明实施方式的跟踪误差的示例。如前所述，这可以并入为姿态控制的一部分。可以将目标与反馈值作比较，以提供误差。这可以对角度、角速度和/或角加速度进行。这可以在一个或多个轴上进行，诸如俯仰轴、横滚轴或偏航轴。

所述误差可以或可以不与模糊逻辑使用来控制所述飞行器的姿态特征(例如角度、角速度或角加速度)。所述控制可以是反馈控制。在一些情况下，所述反馈控制可以使用比例、积分和/或微分控制方案。所述反馈控制可以是比例积分微分(PID)控制。在一些情况下，可以对所述目标姿态特征进行比例(P)控制710。可以将所述姿态特征的误差720提供给控制器710。可以采用模糊逻辑730控制所述飞行器的姿态特征(例如角度、角速度、角加速度)。

可选地，可以提供反馈值。例如，可以提供控制的姿态特征的误差值error.P(error)740。在一些情况下，可以采用模糊逻辑750来确定误差值740。可以借助一个或多个测量的飞行器动态特性确定所述误差值。例如，可以借助一个或多个传感器测量所述飞行器的姿态特征。所述模糊逻辑引擎可以动态调整所述控制器的增益。当所述误差较大时，该方案可以有利于提高响应速率。同时，当所述误差较小时，该方案可以提高稳定性。

图7B还示出根据本发明实施方式的跟踪误差的示例。显示隶属度的示例。此外，可以计算和/或确定比例增益(kp)作为误差的函数。所述比例增益kp可以是非线性误差函数。此非线性函数可以用于所述飞行器姿态控制中。所述非线性比例增益函数可以用于所述飞行器控制的误差跟踪中。

图8示出根据本发明实施方式提供的控制器的响应与相比常规控制器的之间的比较。与常规的控制器相比，所述控制器可以具有更快的响应和更小的超调量。此外，它可以使用更少时间稳定在稳定状态。

图中可以显示目标角度。例如，可能希望在特定时间点到达具有特定角度值的目标角度。例如，在0.5单位时间，可以提供将所述目标角度变为40(例如40度)的命令。提供本文所述的提出的控制器的响应以及常规的控制器的响应。提出的控制器可以实现本文别处描述的控制方案。提出的控制器可以考虑飞行器的物理特性。提出的控制器可以采用关于加速度的前馈和反馈环路。在一些情况下，所述常规的控制器不考虑飞行器的物理特性。所述常规的控制器不计算所述飞行器的转动惯量，且将所述转动惯量并入所述控制方案。所述常规的控制器可以可选地不包括关于加速度的前馈和反馈环路。

如所图示，与常规的控制器的响应相比，提出的控制器的响应可以更快。在一些情况下，提出的控制器的响应可以大约比常规的控制器的响应快两倍。例如，提出的控制器可以允许所述飞行器比使用常规的控制器的飞行器大约快2倍到达目标角度。在一些情况下，提出的控制器比常规的控制器可以大约快1.1倍、快1.2倍、快1.3倍、快1.5倍、快2倍、快2.5倍、快3倍、快3.5倍、快4倍、快5倍、快6倍、快7倍或快10倍到达目标角度。因此，如本文所述的提出的控制方案可以允许所述飞行器更快响应以达到目标角度。

与常规的控制器相比，提出的控制器可以具有更小的振荡。提出的控制器可以具有更小的振荡或没有振荡。振荡可以是指飞行器姿态在目标角度附近的变化。例如，当飞行器到达目标角度时，可能有某一超调量和/或过补偿，其可使得在所述飞行器到达且稳定在所述目标角度之前产生某一变化。

本文描述的系统以及方法可以提供改进的在一个、两个或三个旋转轴上的飞行器姿态控制。可以提供简化的参数整定。当评估飞行器性能参数时，可以直接由飞行控制器执行参数评估，这与传统的系统相比，能够大大减少参数整定时间。可以调整飞行器尺寸和重量的改变或变化。通过直接调整所述飞行器的基本参数可以容易且可靠地实现所述飞行控制参数的整定。因此，所述控制系统可以考虑具有不同物理特性的不同飞行器模型，或者现有飞行器可发生的物理改变。

另外，本文描述的角加速度环路可以提高动态跟踪性能以及抗干扰。由于所述角加速度环路控制可以作为直接控制，因此，与传统的控制系统相比，响应时间可以变短且可以具有强抗干扰特性。例如，传统的系统采用角速度环路控制，且当飞机尚没有产生横滚速度时，可能提供控制延迟。通过如所述采用角加速度环路，可以直接抑制干扰，减少响应时间。

本文所描述的系统、装置和方法可以应用于众多可移动物体。如前文所提及，本文对飞行器的任意描述均可应用于和用于任意可移动物体。特别地，本文关于飞行器的任意描述可以应用于UAV。本发明的可移动物体可被配置用于在任意合适的环境内移动，诸如在空中(例如，固定翼飞行器、旋转翼飞行器或者既不具有固定翼也不具有旋转翼的飞行器)、在水中(例如，船舶或潜艇)、在地面上(例如，机动车，诸如轿车、卡车、公交车、厢式货车、摩托车、自行车；可移动结构或框架，诸如棒状物、钓鱼竿；或者火车)、在地下(例如，地铁)、在太空(例如，航天飞机、卫星或探测器)或者这些环境的任意组合。可移动物体可以是载运工具，诸如本文在别处所描述的载运工具。在一些实施方式中，可移动物体可以由活体携带或者离开活体，诸如人或动物。合适的动物可以包括禽类、犬类、猫类、马类、牛类、羊类、猪类、海豚、啮齿类或昆虫。

可移动物体可以能够在所述环境内关于六个自由度(例如，三个平移自由度和三个旋转自由度)自由移动。备选地，可移动物体的移动可能关于一个或多个自由度受到约束，诸如由预定路径、轨迹或定向所约束。所述移动可以由诸如引擎或电机等任意合适的致动机构所致动。可移动物体的致动机构可以由任意合适的能源提供动力，所述能源诸如为电能、磁能、太阳能、风能、引力能、化学能、核能或者其任意合适的组合。可移动物体可以如本文别处所述经由动力系统自推进。所述动力系统可以可选地依靠能源运行，所述能源诸如为电能、磁能、太阳能、风能、引力能、化学能、核能或者其任意合适的组合。备选地，可移动物体可以由生物所携带。

在一些情况下，所述可移动物体可以是载运工具。合适的载运工具可以包括水上载运工具、飞行器、太空载运工具或地面载运工具。例如，飞行器可以是固定翼飞行器(例如，飞机、滑翔机)、旋转翼飞行器(例如，直升机、旋翼飞机)、同时具有固定翼和旋转翼的飞行器或者既无固定翼又无旋转翼的飞行器(例如，飞艇、热气球)。载运工具可以是自推进式，诸如在空中、在水上或水中、在太空中或者在地面上或地面下自推进。自推进式载运工具可以利用动力系统，诸如包括一个或多个引擎、电机、轮子、轮轴、磁体、旋翼、螺旋桨、桨叶、喷嘴或者其任意合适组合的动力系统。在一些情况下，动力系统可以用于使可移动物体能够从表面起飞、降落到表面上、维持其当前位置和/或定向(例如，悬停)、改变定向和/或改变位置。

可移动物体可以由用户遥控或者由可移动物体之内或之上的乘员在本地控制。在一些实施方式中，可移动物体是无人可移动物体，诸如UAV。无人可移动物体，诸如UAV，可以不具有该可移动物体机载的乘员。可移动物体可以由人类或自主控制系统(例如，计算机控制系统)或者其任意合适的组合来控制。可移动物体可以是自主式或半自主式机器人，诸如配置有人工智能的机器人。

可移动物体可以具有任意合适的大小和/或尺寸。在一些实施方式中，可移动物体可以具有使人类乘员身处载运工具之内或之上的大小和/或尺寸。备选地，可移动物体可以具有比能够使人类乘员身处载运工具之内或之上的大小和/或尺寸更小的大小/或尺寸。可移动物体可以具有适合于由人类搬运或携带的大小和/或尺寸。备选地，可移动物体可以大于适合由人类搬运或携带的大小和/或尺寸。在一些情况下，可移动物体可以具有的最大尺寸(例如，长度、宽度、高度、直径、对角线)小于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m或10m。该最大尺寸可以大于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m或10m。例如，可移动物体的相对旋翼的轴之间的距离可以小于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m或10m。备选地，相对旋翼的轴之间的距离可以大于或等于约：2cm、5cm、10cm、50cm、1m、2m、5m或10m。

在一些实施方式中，可移动物体可以具有小于100cm x 100cm x 100cm、小于50cm x 50cm x 30cm或小于5cm x 5cm x 3cm的体积。可移动物体的总体积可以小于或等于约：1cm3、2cm3、5cm3、10cm3、20cm3、30cm3、40cm3、50cm3、60cm3、70cm3、80cm3、90cm3、100cm3、150cm3、200cm3、300cm3、500cm3、750cm3、1000cm3、5000cm3、10,000cm3、100,000cm3、1m3或10m3。相反地，可移动物体的总体积可以大于或等于约：1cm3、2cm3、5cm3、10cm3、20cm3、30cm3、40cm3、50cm3、60cm3、70cm3、80cm3、90cm3、100cm3、150cm3、200cm3、300cm3、500cm3、750cm3、1000cm3、5000cm3、10,000cm3、100,000cm3、1m3或10m3。

在一些实施方式中，可移动物体可以具有的占地面积(这可以指由所述可移动物体所包围的横截面面积)小于或等于约：32,000cm2、20,000cm2、10,000cm2、1,000cm2、500cm2、100cm2、50cm2、10cm2或5cm2。相反地，所述占地面积可以大于或等于约：32,000cm2、20,000cm2、10,000cm2、1,000cm2、500cm2、100cm2、50cm2、10cm2或5cm2。

在一些情况下，可移动物体可以不超过1000kg重。可移动物体的重量可以小于或等于约：1000kg、750kg、500kg、200kg、150kg、100kg、80kg、70kg、60kg、50kg、45kg、40kg、35kg、30kg、25kg、20kg、15kg、12kg、10kg、9kg、8kg、7kg、6kg、5kg、4kg、3kg、2kg、1kg、0.5kg、0.1kg、0.05kg或0.01kg。相反地，所述重量可以大于或等于约：1000kg、750kg、500kg、200kg、150kg、100kg、80kg、70kg、60kg、50kg、45kg、40kg、35kg、30kg、25kg、20kg、15kg、12kg、10kg、9kg、8kg、7kg、6kg、5kg、4kg、3kg、2kg、1kg、0.5kg、0.1kg、0.05kg或0.01kg。

在一些实施方式中，可移动物体相对于该可移动物体所携带的负荷可以较小。如下文别处进一步详述，所述负荷可以包括负载和/或载体。在一些示例中，可移动物体重量与负荷重量之比可以大于、小于或等于约1:1。在一些情况下，可移动物体重量与负荷重量之比可以大于、小于或等于约1:1。可选地，载体重量与负荷重量之比可以大于、小于或等于约1:1。当需要时，可移动物体重量与负荷重量之比可以小于或等于：1:2、1:3、1:4、1:5、1:10或者甚至更小。相反地，可移动物体重量与负荷重量之比还可以大于或等于：2:1、3:1、4:1、5:1、10:1或者甚至更大。

在一些实施方式中，可移动物体可以具有低能耗。例如，可移动物体可以使用小于约：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h或更小。在一些情况下，可移动物体的载体可以具有低能耗。例如，所述载体可以使用小于约：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h或更小。可选地，可移动物体的负载可以具有低能耗，诸如小于约：5W/h、4W/h、3W/h、2W/h、1W/h或更小。

图9图示根据本发明实施方式的无人飞行器(UAV)900。UAV可以是本文描述的可移动物体的示例。所述UAV 900可以包括动力系统，该动力系统有四个旋翼902、904、906以及908。可以提供任意数量的旋翼(例如一个、两个、三个、四个、五个、六个或更多)。无人飞行器的旋翼、旋翼组件或其他动力系统可使该无人飞行器能够悬停/维持位置、改变定向和/或改变位置。相对旋翼的轴之间的距离可以是任意合适的长度910。例如，长度910可以小于或等于2m，或者小于或等于5m。在一些实施方式中，长度910可以在从40cm到1m、从10cm到2m或者从5cm到5m的范围内。本文对UAV的任意描述均可应用于可移动物体，诸如不同类型的可移动物体，并且反之亦然。UAV可以使用本文描述的辅助起飞系统或方法。

在一些实施方式中，可移动物体可以被配置用于携带负荷。该负荷可以包括乘客、货物、器材、仪器等之中的一种或多种。该负荷可以提供在外壳内。该外壳可以与可移动物体的外壳相分离，或者是可移动物体的外壳的部分。备选地，负荷可以被提供有外壳，而可移动物体不具有外壳。备选地，负荷的部分或者整个负荷可以在不具有外壳的情况下提供。负荷可以相对于所述可移动物体刚性固定。可选地，负荷可以是相对于可移动物体可移动的(例如，可以相对于可移动物体平移或旋转)。如本文别处所描述的，所述负荷可以包括负载和/或载体。

在一些实施方式中，可移动物体、载体和负载相对于固定参考系(例如，周围环境)和/或相对于彼此的移动可以由终端来控制。所述终端可以是处于远离所述可移动物体、载体和/或负载的位置处的遥控装置。终端可以安置于支撑平台上或者固定至支撑平台。备选地，终端可以是手持式或可穿戴式装置。例如，终端可以包括智能电话、平板计算机、膝上型计算机、计算机、眼镜、手套、头盔、麦克风或者其合适的组合。终端可以包括用户接口，诸如键盘、鼠标、操纵杆、触摸屏或显示器。任意合适的用户输入均可用于与终端交互，诸如手动输入命令、语音控制、手势控制或位置控制(例如，经由终端的移动、位置或倾斜)。

终端可以用于控制可移动物体、载体和/或负载的任意合适的状态。例如，终端可以用于控制可移动物体、载体和/或负载相对于固定参考系和/或相对于彼此的位置和/或定向。在一些实施方式中，终端可以用于控制可移动物体、载体和/或负载的单独元件，诸如载体的致动组件、负载的传感器或者负载的发射体。终端可以包括适于与可移动物体、载体或负载中的一个或多个通信的无线通信装置。

终端可以包括用于查看可移动物体、载体和/或负载的信息的合适的显示单元。例如，终端可被配置用于显示可移动物体、载体和/或负载关于位置、平移速度、平移加速度、定向、角速度、角加速度或其任意合适的组合的信息。在一些实施方式中，终端可以显示由负载提供的信息，诸如由功能性负载提供的数据(例如，由相机或其他图像捕捉装置记录的图像)。

可选地，同一终端可以同时控制可移动物体、载体和/或负载或者所述可移动物体、载体和/或负载的状态，以及接收和/或显示来自所述可移动物体、载体和/或负载的信息。例如，终端可以控制负载相对于环境的位置，同时显示由负载捕捉的图像数据，或者关于负载的位置的信息。备选地，不同的终端可以用于不同的功能。例如，第一终端可以控制可移动物体、载体和/或负载的移动或状态，而第二终端可以接收和/或显示来自可移动物体、载体和/或负载的信息。例如，第一终端可以用于控制负载相对于环境的定位，而第二终端显示由该负载捕捉的图像数据。可以在可移动物体与同时控制该可移动物体并接收数据的集成终端之间或者在可移动物体与同时控制该可移动物体并接收数据的多个终端之间利用各种通信模式。例如，可以在可移动物体与同时控制该可移动物体并接收来自该可移动物体的数据的终端之间形成至少两种不同的通信模式。

图10图示根据本发明实施方式的包括载体1002与负载1004的可移动物体1000。虽然可移动物体1000被描绘为飞行器，但此描绘并不旨在成为限制性的，并且如前文所述可以使用任意合适类型的可移动物体。本领域技术人员将会理解，本文在飞行器系统的情景下描述的实施方式中的任意均可应用于任意合适的可移动物体(例如，UAV)。在一些情况下，可以在可移动物体1000上提供负载1004而无需载体1002。可移动物体1000可以包括动力机构1006、感测系统1008和通信系统1010。

如前文所述，动力机构1006可以包括旋翼、螺旋桨、桨叶、引擎、电机、轮子、轮轴、磁体或喷嘴中的一种或多种。可移动物体可以具有一个或多个、两个或更多个、三个或更多个或者四个或更多个动力机构。动力机构可以全都是同一类型。备选地，一个或多个动力机构可以是不同类型的动力机构。动力机构1006可以使用任意合适的手段安装在可移动物体1000上，诸如为本文别处所述的支撑元件(例如，驱动轴)。动力机构1006可以安装在可移动物体1000的任意合适的部分上，诸如顶部、底部、前面、后面、侧面或其合适的组合上。

在一些实施方式中，动力机构1006可以使得可移动物体1000能够从表面垂直地起飞或者垂直地降落在表面上而无需可移动物体1000的任意水平移动(例如，无需沿着跑道行进)。可选地，动力机构1006可以可操作地允许可移动物体1000以指定位置和/或定向悬停于空中。动力机构1006中的一个或多个可以独立于其他动力机构得到控制。备选地，动力机构1006可被配置成同时受到控制。例如，可移动物体1000可以具有多个水平定向的旋翼，所述旋翼可以向该可移动物体提供升力和/或推力。可以致动所述多个水平定向的旋翼以向可移动物体1000提供垂直起飞、垂直降落以及悬停能力。在一些实施方式中，所述水平定向的旋翼中的一个或多个可以在顺时针方向上旋转，同时所述水平旋翼中的一个或多个可以在逆时针方向上旋转。例如，顺时针旋翼的数目可以等于逆时针旋翼的数目。水平定向的旋翼的每个的旋转速率可独立地改变，以便控制由每个旋翼产生的升力和/或推力，并从而调整可移动物体1000的空间布局、速度和/或加速度(例如，关于多达三个平移度和多达三个旋转度)。

感测系统1008可以包括一个或多个传感器，所述传感器可以感测可移动物体1000的空间布局、速度和/或加速度(例如，关于多达三个平移度和多达三个旋转度)。所述一个或多个传感器可以包括全球定位系统(GPS)传感器、运动传感器、惯性传感器、接近度传感器或图像传感器。由感测系统1008提供的感测数据可以用于控制可移动物体1000的空间布局、速度和/或定向(例如，使用合适的处理单元和/或控制模块，如下文所述)。备选地，感测系统1008可以用于提供关于可移动物体周围环境的数据，诸如气象条件、与潜在障碍物的接近度、地理特征的位置、人造结构的位置等。

通信系统1010支持经由无线信号1016与具有通信系统1014的终端1012的通信。通信系统1010、1014可以包括任意数目的适合于无线通信的发射器、接收器和/或收发器。所述通信可以是单向通信，使得数据只能在一个方向上传输。例如，单向通信可以仅涉及可移动物体1000向终端1012传输数据，或者反之亦然。数据可以从通信系统1010的一个或多个发射器传输至通信系统1014的一个或多个接收器，或者反之亦然。备选地，所述通信可以是双向通信，使得数据在可移动物体1000与终端1012之间的两个方向上均可传输。双向通信可以涉及从通信系统1010的一个或多个发射器向通信系统1014的一个或多个接收器传输数据，并且反之亦然。

在一些实施方式中，终端1012可以向可移动物体1000、载体1002和负载1004中的一个或多个提供控制数据，以及从可移动物体1000、载体1002和负载1004中的一个或多个接收信息(例如，可移动物体、载体或负载的位置和/或运动信息；由负载感测到的数据，诸如由负载相机捕捉的图像数据)。在一些情况下，来自终端的控制数据可以包括针对可移动物体、载体和/或负载的相对位置、移动、致动或控制的指令。例如，控制数据可以导致可移动物体的位置和/或定向的修改(例如，经由动力机构1006的控制)，或者负载相对于可移动物体的移动(例如，经由载体1002的控制)。来自终端的控制数据可以导致对负载的控制，诸如对相机或其他图像捕捉装置的操作的控制(例如，拍摄静止或移动图片、放大或缩小、开启或关闭、切换成像模式、改变图像分辨率、改变聚焦、改变景深、改变曝光时间、改变视角或视野)。在一些情况下，来自可移动物体、载体和/或负载的通信可以包括来自(例如，感测系统1008的或负载1004的)一个或多个传感器的信息。所述通信可以包括来自一种或多种不同类型的传感器(例如，GPS传感器、运动传感器、惯性传感器、接近度传感器或图像传感器)的感测到的信息。这样的信息可以关于可移动物体、载体和/或负载的定位(例如，位置、定向)、移动或加速度。来自负载的这样的信息可以包括由该负载捕捉的数据或该负载的感测到的状态。由终端1012提供且传输的控制数据可被配置用于控制可移动物体1000、载体1002或负载1004中的一个或多个的状态。备选地或组合地，载体1002和负载1004还可以每个包括通信模块，该通信模块被配置用于与终端1012通信，以使得该终端可独立地与可移动物体1000、载体1002和负载1004中的每一个通信和对其加以控制。

在一些实施方式中，可移动物体1000可以被配置用于与除终端1012以外或代替终端1012的另一远程装置通信。终端1012也可被配置用于与另一远程装置以及可移动物体1000通信。例如，可移动物体1000和/或终端1012可以与另一可移动物体或者另一可移动物体的载体或负载通信。当需要时，所述远程装置可以是第二终端或其他计算装置(例如，计算机、膝上型计算机、平板计算机、智能电话或其他移动装置)。远程装置可被配置用于向可移动物体1000传输数据、从可移动物体1000接收数据、向终端1012传输数据和/或从终端1012接收数据。可选地，远程装置可以连接至因特网或其他电信网络，以使得从可移动物体1000和/或终端1012接收的数据可被上传至网站或服务器。

图11是根据实施方式的用于控制可移动物体的系统1100的借助于框图的示意图。系统1100可以与本文所公开的系统、装置和方法的任意合适的实施方式组合使用。例如，系统1200可以由可移动物体来实现或携带。系统1100可以包括感测模块1102、处理单元1104、非暂时性计算机可读介质1106、控制模块1108和通信模块1110。

感测模块1102可以利用以不同方式收集与可移动物体相关的信息的不同类型的传感器。不同类型的传感器可以感测不同类型的信号或者来自不同来源的信号。例如，所述传感器可以包括惯性传感器、GPS传感器、接近度传感器(例如，激光雷达)或视觉/图像传感器(例如，相机)。感测模块1102可以可操作地耦合至具有多个处理器的处理单元1104。在一些实施方式中，感测模块可以可操作地耦合至传输模块1112(例如，Wi-Fi图像传输模块)，该传输模块被配置用于向合适的外部装置或系统直接传输感测数据。例如，传输模块1112可以用于向远程终端传输由感测模块1102的相机捕捉的图像。

处理单元1104可以具有一个或多个处理器，诸如可编程处理器(例如，中央处理单元(CPU))。处理单元1104可以可操作地耦合至非暂时性计算机可读介质1106。非暂时性计算机可读介质1106可以存储可由处理单元1104执行的逻辑、代码和/或程序指令，用以执行一个或多个步骤。非暂时性计算机可读介质可以包括一个或多个存储器单元(例如，可移动介质或外部存储装置，诸如SD卡或随机存取存储器(RAM))。在一些实施方式中，来自感测模块1102的数据可直接传送至并存储于非暂时性计算机可读介质1106的存储器单元内。非暂时性计算机可读介质1106的存储器单元可以存储可由处理单元1104执行的逻辑、代码和/或程序指令，用以执行本文所描述的方法的任意合适的实施方式。例如，处理单元1104可被配置用于执行指令，从而使处理单元1104的一个或多个处理器分析由感测模块产生的感测数据。存储器单元可以存储要由处理单元1104处理的、来自感测模块的感测数据。在一些实施方式中，非暂时性计算机可读介质1106的存储器单元可以用于存储由处理单元1104产生的处理结果。

在一些实施方式中，处理单元1104可以可操作地耦合至控制模块1108，该控制模块被配置用于控制可移动物体的状态。例如，控制模块1108可被配置用于控制可移动物体的动力机构以调整可移动物体关于六个自由度的空间布局、速度和/或加速度。备选地或组合地，控制模块1108可以控制载体、负载或感测模块中的一个或多个的状态。

处理单元1104可以可操作地耦合至通信模块1110，该通信模块被配置用于传输和/或接收来自一个或多个外部装置(例如，终端、显示装置或其他遥控器)的数据。可以使用任意合适的通信手段，诸如有线通信或无线通信。例如，通信模块1110可以利用局域网(LAN)、广域网(WAN)、红外、无线电、WiFi、点对点(P2P)网络、电信网络、云通信等之中的一种或多种。可选地，可以使用中继站，诸如塔、卫星或移动台。无线通信可以依赖于接近度或独立于接近度。在一些实施方式中，通信可能需要或者可能不需要视线。通信模块1110可以传输和/或接收来自感测模块1102的感测数据、由处理单元1104产生的处理结果、预定控制数据、来自终端或遥控器的用户命令等之中的一个或多个。

系统1100的部件可以按任意合适的配置来布置。例如，系统1100的部件中的一个或多个可以位于可移动物体、载体、负载、终端、感测系统或与上述的一个或多个通信的额外的外部装置上。另外，虽然图11描绘了单一处理单元1104和单一非暂时性计算机可读介质1106，但本领域技术人员将会理解，这并不旨在成为限制性的，并且系统1100可以包括多个处理单元和/或非暂时性计算机可读介质。在一些实施方式中，所述多个处理单元和/或非暂时性计算机可读介质中的一个或多个可以位于不同的位置，诸如在可移动物体、载体、负载、终端、感测模块、与上述的一个或多个通信的额外的外部装置上或其合适的组合上，以使得由系统1100执行的处理和/或存储器功能的任意合适的方面可以发生于上述位置中的一个或多个处。

虽然本文已经示出和描述了本发明的优选实施方式，但对于本领域技术人员明显的是，这样的实施方式只是以示例的方式提供的。本领域技术人员现将会在不偏离本发明的情况下想到许多变化、改变和替代。应当理解，在实践本发明的过程中可以采用本文所描述的本发明实施方式的各种备选方案。旨在由所附权利要求来限定本发明的范围，并因此覆盖这些权利要求及其等效项的范围内的方法和结构。