用于飞行器的推力分配的制作方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2018年4月27日提交的美国临时申请号62/663,503的权益，其通过引用整体合并于此。本申请还涉及与本申请在同一天提交的代理人案卷号为xcom-1-66313的题为“用于飞行器的反向旋转螺旋桨(counter-rotatingpropellersforaerialvehicle)”的美国申请。

本公开总体上涉及飞行器，并且特别但非排他地涉及用于飞行器的竖直推进的控制系统。

背景技术：

无人交通工具(也可以称为自主交通工具)是能够在没有实际存在的人类操作员的情况下行进的交通工具。无人交通工具可以在遥控模式、自主模式或部分自主模式下操作。

当无人交通工具在遥控模式下操作时，位于远程位置的飞行员或驾驶员可以通过经由无线链路发送给无人交通工具的命令来控制无人交通工具。当无人交通工具在自主模式下操作时，无人交通工具通常基于预编程的导航路点、动态自动化系统或这些的组合而移动。此外，一些无人交通工具可以在遥控模式和自主模式两者下操作，并且在一些情况下可以同时这样进行。例如，作为示例，远程飞行员或驾驶员可能希望在手动执行另一任务(诸如操作用于拾取对象的机械系统)时将导航交给自主系统。

存在用于各种不同环境的各种类型的无人交通工具。例如，存在用于在空中、地面上、水下和太空中操作的无人交通工具。一般而言，无人飞行器(uav)或无人机越来越受欢迎。随着其设计完善和能力扩展，预计其在商业用途上的适用性也会扩展。提高uav的效率、稳定性、可靠性和/或耐久性的设计将扩展其任务能力。

技术实现要素：

附图说明

参考以下附图描述了本发明的非限制性和非穷举性的实施例，其中，除非另外指明，否则贯穿各个视图，相同的附图标记表示相同的部分。并非必须标记元素的所有实例，以免在适当的地方使附图混乱。附图不一定按比例绘制，而是将重点放在说明所描述的原理上。

图1是根据本公开的实施例的飞行器的透视图图示。

图2是根据本公开的实施例的飞行器的平面图图示。

图3是根据本公开的实施例的飞行器的平面图，示出了在单个竖直推进单元的故障时飞行器上的偏航扭矩。

图4是示出根据本公开的实施例的用于飞行器的竖直推进单元的控制系统的功能框图。

图5示出根据本公开的实施例的由飞行器的控制系统执行的飞行控制方程式。

图6示出根据本公开的实施例的飞行器的推进环如何具有不同的有效杠杆臂。

图7是示出根据本公开的实施例的用于竖直推进单元的控制系统的操作的流程图。

图8a-c示出根据本公开的实施例的推力从外推进环到内推进环的传递。

图9是示出根据本公开的实施例的控制系统识别推进故障并对其做出反应的操作的流程图。

具体实施方式

本文描述了用于控制飞行器的竖直推进的系统、装置和方法的实施例。在以下描述中，阐述了许多具体细节以提供对实施例的透彻理解。然而，相关领域的技术人员将认识到，本文描述的技术可以在没有一个或多个具体细节的情况下，或者在其它方法、组件、材料等的情况下实施。在其它情况下，为了避免使某些方面模糊，未详细示出或描述公知的结构、材料或操作。

在整个说明书中对“一个实施例”或“实施例”的引用是指结合实施例描述的特定特征、结构或特性包括在本发明的至少一个实施例中。因此，在整个说明书中各处出现的短语“在一个实施例中”或“在实施例中”不一定都指同一实施例。此外，在一个或多个实施例中，可以以任何合适的方式来组合特定特征、结构或特性。

本文公开的实施例描述了用于飞行器的竖直推进单元的控制系统、推进布局和操作方法。在各种实施例中，竖直推进单元在象限中被物理地组织在机体上，其中每个象限包括两个或更多个竖直推进单元。选择竖直推进单元中每一个竖直推进单元的螺旋桨的旋转方向，以在竖直推进单元之一的故障的情况下减小机体上的净偏航扭矩。在一个实施例中，这是通过在每个象限中具有彼此反向旋转的至少两个竖直推进单元来实现的。每象限的反向旋转还用于减少总的偏航扭矩，这对机体施加较少应力，允许使用重量更轻的机体。

竖直推进单元进一步被组织成至少包括内环和外环的推进环。本文所述的实施例实现饱和方案(saturationscheme)，该饱和方案识别给定环中的推力命令限幅(thrustcommandclipping)，并通过将扭矩传递至下一内环来快速解决任何此类推力命令限幅。在各种实施例中，通过在推力命令输出矢量中指定竖直推进单元的推力来实现饱和方案，该推力命令输出矢量使用分配矩阵和力命令输入矢量来确定。飞行控制器快速分析推力命令输出矢量的初始估计，以确定它是否导致任何推力命令限幅。如果这样，则扭矩从外环顺次传递到(一个或多个)内环，由于外环更大的机械效益(mechanicaladvantage)，外环提供了更大的控制效果。

在各个实施例中，控制系统提供对竖直推进单元中每一个竖直推进单元的有效性的实时监视。如果确定一个或多个竖直推进单元具有故障状况，则可以在飞行途中修正控制有效性矩阵以调节分配矩阵，并且从而调节飞行控制动力学。

图1是根据本公开的实施例的飞行器100的透视图。飞行器100的所示实施例是竖直起降(vtol)无人飞行器(uav)，其包括分别用于提供水平和竖直推进的单独的推进单元106和112。竖直推进单元112也已标记为1-8，以供各个参考，但使用标签112进行统称。飞行器100是固定翼飞行器，顾名思义，它具有机翼组件102，当由推进单元106水平推动时，该机翼组件102可以基于机翼形状和交通工具的前进空速产生升力。

飞行器100的所示实施例具有机体，该机体包括机身104、机翼组件102和悬臂组件110。在一个实施例中，机身104是模块化的，并且包括电池模块、航空电子模块和任务有效载荷模块。这些模块可以从彼此可拆卸并且可以彼此机械可固定以连续形成机身或主体的至少一部分。

电池模块包括用于容纳用于为飞行器100供电的一个或多个电池的腔体。航空电子模块容纳飞行器100的飞行控制电路，该飞行控制电路可以包括处理器和存储器、通信电子设备和天线(例如，蜂窝收发机、wifi收发机等)以及各种传感器(例如，全球定位传感器、惯性测量单元(imu)、磁罗盘等)。任务有效载荷模块容纳与飞行器100的任务相关联的装备。例如，任务有效载荷模块可以包括用于保持和释放外部附接的有效载荷的有效载荷致动器。在另一个实施例中，任务有效载荷模块可以包括用于携带相机/传感器装备(例如相机、透镜、雷达、激光雷达、污染监视传感器、天气监视传感器等)的相机/传感器装备支架。

如图所示，飞行器100包括定位在机翼组件102上的水平推进单元106，该水平推进单元106可各自包括马达、具有轴的马达转子和螺旋桨叶片，以水平地推动飞行器100。飞行器100的所示实施例进一步包括固定至机翼组件102的两个悬臂组件110。竖直推进单元112安装至悬臂组件110。竖直推进单元112还可各自包括马达、具有轴的马达转子和螺旋桨叶片，用于提供竖直推进。如上所述，竖直推进单元112可以在飞行器100正在下降(例如，到达交付位置)、上升(例如，在交付之后)或保持恒定高度的悬停模式期间使用。稳定器108(或尾翼)可包括在飞行器100中，以在巡航期间控制俯仰并稳定飞行器的偏航(左转或右转)。在一些实施例中，在巡航期间，竖直推进单元112被禁用，并且在悬停期间，水平推进单元106被禁用。在其它实施例中，竖直推进单元112在巡航模式期间仅被低供电，和/或水平推进单元106在悬停模式期间仅被低供电。

在飞行期间，飞行器100可以通过控制其俯仰、侧倾、偏航和/或高度来控制其运动的方向和/或速度。来自水平推进单元106的推力用于控制空气速度。例如，稳定器108可以包括用于控制飞行器的偏航的一个或多个方向舵108a，并且机翼组件102可以包括用于控制飞行器的俯仰的升降舵和/或用于控制飞行器的侧倾的副翼102a。作为另一个示例，同时增大或减小所有螺旋桨叶片的速度可分别导致飞行器100增加或减小其高度。

对所示的固定翼飞行器的许多变化是可能的。例如，具有更多机翼(例如，具有四个机翼的“x-机翼”构型)的飞行器也是可能的。虽然图1和图2示出了一个机翼组件102、两个吊臂组件110、两个水平推进单元106和每悬臂组件110四个竖直推进单元112，但是应当理解，可以以更多或更少的这些组件来实现飞行器100的其它变型。

应当理解，本文中对“无人”飞行器或uav的引用可以等同地应用于自主和半自主的飞行器。在完全自主的实现方式中，飞行器的所有功能都是自动化的。例如，经由实时计算机功能进行预编程或控制，该实时计算机功能响应来自各种传感器和/或预定信息的输入。在半自主的实现方式中，飞行器的一些功能可以由人类操作员来控制，而其它功能自主执行。此外，在一些实施例中，uav可以被配置为允许远程操作员接管可以原本由uav自主控制的功能。更进一步，给定类型的功能可以在一个抽象级别上被远程控制，而在另一抽象级别上被自主执行。例如，远程操作员可以控制uav的高级别导航决策，诸如指定uav应从一个位置行进到另一位置(例如，从郊区的仓库到附近城市的交付地址)，而uav的导航系统自主控制更细粒度的导航决策，诸如在两个位置之间采取的具体路线，实现该路线并在导航路线时避开障碍物的具体飞行控制等等。

图1和图2示出竖直推进单元112的螺旋桨的旋转方案。竖直推进单元112被物理地组织到围绕飞行器100的机体的象限q1、q2、q3和q4(见图2)中。每个象限包括竖直推进单元112的两个或更多个实例，尽管图1和图2仅示出了每象限两个竖直推进单元112。另外，竖直推进单元112被物理地组织成推进环r1和r2。推进环与距飞行器100的质心m1的距离相关，该距离还与每个竖直推进单元112由于其物理位置而具有的机械效益有关。图1和图2仅示出了两个推进环r1和r2，但是其它实施例可以包括多于两个推进环(例如，见图6)。

在所示的实施例中，存在分别编号1-8的八个竖直推进单元112。如图所示，推进单元1、4、6和7全都旋转共同的方向(例如，顺时针)，而推进单元2、3、5和8全都反向旋转共同的方向(例如，逆时针)。当然，这些旋转方向可以互换。

如图所示，每个象限包括相对于彼此反向旋转的至少两个竖直推进单元112。此外，物理上定位在飞行器100的右舷侧上的那些竖直推进单元112在飞行期间与左舷侧上具有关于前后轴120的镜像位置的对应的竖直推进单元112反向旋转。例如，推进单元5与推进单元1反向旋转，推进单元6与推进单元2反向旋转，推进单元3与推进单元7反向旋转，并且推进单元4与推进单元8反向旋转。类似地，物理上位于飞行器100的前侧的那些竖直推进单元112在飞行期间与后侧上具有关于左舷右舷轴125的镜像位置的对应的竖直推进单元112反向旋转。例如，推进单元5与推进单元4反向旋转，推进单元1与推进单元8反向旋转，推进单元6与推进单元3反向旋转，并且推进单元2与推进单元7反向旋转。相应地，具有关于前后轴120和左舷右舷轴125成对角镜像的对应位置的对角推进单元具有共同的旋转方向。例如，推进单元1与推进单元4具有共同的旋转方向，推进单元5与推进单元8具有共同的旋转方向，推进单元2与推进单元3具有共同的旋转方向，并且推进单元6与推进单元7具有共同的旋转方向。应当理解，前后轴120和左舷右舷轴125不必(尽管它们可以)与质心m1对准。此外，为了便于描述引入了镜像位置的概念，但是其并非旨在表示精确的镜像位置，而是相对于其它竖直推进单元112的近似位置。

图1和图2中所示的反向旋转方案减小了由于竖直推进单元112引起的飞行器100的机体上的总净偏航扭矩。由于竖直推进单元112引起的偏航扭矩有两个重要的来源：(1)由于来自每个旋转螺旋桨的扭矩而引起的螺旋桨反作用扭矩，以及(2)推力矢量化扭矩，这是由于机体弯曲或折曲导致竖直推进单元112的离竖直轴推力(offverticalaxisthrust)而引起的。在每个象限内竖直螺旋桨单元112的反向旋转显著抵消或减小由于螺旋桨反作用扭矩引起的净偏航扭矩。在正常操作期间，机体上的竖直推力被很好的平衡，导致减小或最小化的机体扭曲导致的推力矢量化扭矩。然而，当单个竖直推进单元112在飞行期间发生故障时，飞行动力学受到严重影响，原因至少有两个：1)由于故障的竖直推进单元112不再旋转而导致的关于偏航轴的螺旋桨反作用扭矩的损失；以及2)由故障的竖直推进单元112提供的竖直推力的损失使机体由于来自其余起作用的竖直推进单元112的不对称(不平衡)推力而扭曲。该扭曲导致也关于偏航轴的上面讨论的推力矢量化扭矩。

图3示出竖直推进单元5在飞行期间发生故障的场景。结果，损失了螺旋桨反作用扭矩305，从而引起关于偏航轴的净扭矩。另外，来自竖直推进单元5的竖直推力的损失导致象限q1和q2中的竖直推进单元增加推力，而象限q4中的竖直推进单元减小推力以补偿该损失的推力并保持稳定的飞行动力学。这些不平衡的推力的力对机体施加了扭曲力或弯曲力，这导致起作用的竖直螺旋桨单元112的轴和转子略微偏离竖直，由于推力矢量化扭矩310引起关于偏航轴的另一个净扭矩。然而，图1-3中所示的反向旋转方案导致损失的螺旋桨反作用扭矩305反向并至少部分抵消引起的推力矢量化扭矩310。

因此，与其它螺旋桨旋转方案或样式相比，由于单个竖直推进单元112的故障而导致的关于偏航轴的净力矩(偏航扭矩)显著降低。对于图1-3中所示的反向旋转方案/样式，无论竖直推进单元112中的哪一个发生故障，损失的螺旋桨反作用扭矩和引起的推力矢量化扭矩之间的抵消益处总是会抵消。在单个竖直推进单元112部分或完全故障的情况下，这些抵消扭矩减小了对飞行动力学的总负面影响。

图4是示出根据本公开的实施例的用于飞行器100的竖直推进单元112的控制系统400的功能框图。控制系统400的所示实施例包括飞行控制器405、混合器410、电子速度控制器(esc)415和飞行控制传感器420。

如图所示，竖直推进单元112被组织到象限q1-q4中，每个象限包括反向旋转的至少两个竖直推进单元112。飞行控制器405包括用于协调和控制图4中所示的其它功能组件的操作的逻辑，包括经由esc415协调和控制竖直推进单元112的逻辑。飞行控制器405可以完全以硬件逻辑(例如，专用集成电路、现场可编程门阵列等)，完全以存储在存储器中并由微控制器执行的软件/固件，或两者的组合来实现。除了协调其它功能组件的操作之外，飞行控制器405还接收来自飞行控制传感器420的传感器输入，并与地图和/或飞行路线数据一起计算力命令输入矢量，该力命令输入矢量指定了使飞行器100沿确定的方向转向所需的力。

飞行控制器405的所示实施例进一步包括混合器410。混合器410可以实现为飞行控制器405的软件/固件子模块或卸载引擎，诸如算术逻辑单元(alu)，用于执行与飞行控制方程式相关联的数学计算(例如线性代数方程式)。例如，飞行控制方程式以力命令输入矢量为输入，并输出推力命令输出矢量，该推力命令输出矢量指定要发送到每个esc415的推力命令，以从每个竖直推进单元112生成指定推力，从而在飞行器100上实现所需的力矢量。在一个实施例中，飞行控制器405被耦合以独立地控制每个竖直推进单元112的推力(例如，旋转速率)，包括独立地控制给定象限q1-q4内的竖直推进单元112。

在所示的实施例中，每个竖直推进单元112耦合到对应的esc415，该对应的esc415基于来自飞行控制器405的驱动信号425控制其螺旋桨的旋转速度。可选地，每个esc415也可以耦合到飞行控制器405，以向飞行控制器405提供反馈信号430。在一个实施例中，反馈信号430是指示竖直推进单元112的操作状态的反馈信号。例如，反馈信号430可以指示螺旋桨的旋转速度(例如，rpm等)、马达的功耗、通过马达的电流、马达电阻等中的一个或多个。在一个实施例中，反馈信号430是来自esc415的内部操作的反馈信号。在一个实施例中，反馈信号430是来自设置在竖直推进单元112中、竖直推进单元112上或与竖直推进单元112相邻的传感器的输出信号，该传感器监视竖直推进单元112的实时操作，并向飞行控制器405提供实时反馈。例如，此类传感器可包括旋转编码器、霍尔效应传感器、光学传感器、磁传感器、电流传感器等。

控制系统400的所示实施例还包括耦合至飞行控制器405的飞行控制传感器420，以提供用于控制飞行器100的飞行动力学的各种其它操作反馈。例如，飞行控制传感器420可以包括加速度计、陀螺仪、磁力计、惯性测量单元(imu)、全球定位系统(gps)接收机或其它操作传感器中的一个或多个。

图5示出根据本公开的实施例的总体上由控制系统400并且具体地由混合器410执行的飞行控制方程式。在一个实施例中，飞行控制器405确定力命令输入矢量u，该力命令输入矢量u指定关于x、y和z轴的扭矩tx、ty和tz以及沿z轴的线性力。力命令输入矢量u表示要由竖直推进单元112施加到飞行器100的机体的所需力。力命令输入矢量u由飞行控制器405参考来自飞行控制传感器420的反馈信号以及地图/路线数据来计算。

力命令输入矢量u被提供给混合器410作为输入。混合器410使用力命令输入矢量u来生成推力命令输出矢量q，该推力命令输出矢量q指定要通过其对应的esc415施加到各个竖直推进单元112的推力命令。对于所示实施例，推力命令输出矢量q是八变量矢量，其中每个变量指定八个竖直推进单元112中对应的一个竖直推进单元112的推力或推力命令。

混合器410使用方程式(eq2)基于力命令输入矢量u和分配矩阵b⁺确定推力命令输出矢量q。在一个实施例中，分配矩阵b⁺是最小二乘解矩阵(即，平方和的最小化)，诸如摩尔-彭罗斯伪逆(moore-penrosepseudoinverse)(mppi)。当然，可以使用除最小二乘法之外的其它通用解策略，并且也可以使用除mppi之外的其它具体的最小二乘解。求解最小二乘解在实现及时求解与求解的准确性或精度所需的计算资源之间提供可接受的折衷。

分配矩阵b⁺是基于控制有效性矩阵b确定的。分配矩阵b⁺经由单位矩阵与控制有效性矩阵b相关(参见图5中的方程式505)。控制有效性矩阵b指定每个竖直推进单元112在航空器100上实现飞行动态改变的操作有效性。每个列c1-c8对应于竖直推进单元112之一，并指定该单元的有效性。例如，位于外推进环(例如，环r1)上的竖直推进单元112由于具有距质心m1更长的杠杆臂而通常具有更大的机械效益，并且因此通常在引起飞行器100上的旋转力矩方面更有效。如此，与沿着内推进环的竖直推进单元112相比，物理上沿着外推进环的竖直推进单元112在其列中将具有更高的有效性值。当然，每个螺旋桨的大小和形状因数以及每个竖直推进单元112的马达强度也可以被考虑在控制有效性矩阵b中。

类似地，如果给定的竖直推进单元112正在经历故障状况，则与故障单元相关联的控制有效性矩阵b的列可以实时地更新(例如，在飞行途中)以反映其当前状态。例如，如果确定故障单元能够提供50％的推力，则其列中的值可以按50％缩放。如果确定故障单元完全不起作用，则可以将其列中的值缩放为零。一旦由于确定的故障状况而更新了控制有效性矩阵，则混合器410可以使用方程式505重新计算新的分配矩阵b⁺，以针对给定的力命令输入矢量u来计算修正的推力命令输出矢量q。

图6示出根据本公开的实施例的飞行器的推进环如何具有不同的有效杠杆臂。在所示的实施例中，存在被物理地组织到四个象限q1-q4中的十二个竖直推进单元112，每个象限包括三个竖直推进单元112。竖直推进单元112也被物理地组织成三个推进环r1、r2和r3。推进环r1-r3对应于竖直推进单元112的物理位置，该竖直推进单元112由于其可变的机械效益而具有不同的控制有效性。可变的机械效益来自距飞行器的质心m1的可变长度的杠杆臂l1、l2和l3。如图6中所示，可以用三个推进环来实现飞行器100。当然，在其它实施例中，可以使用多于三个推进环。

图7是示出根据本公开的实施例的用于控制系统400的操作的过程700的流程图。在过程700中一些或所有过程框出现的顺序不应被认为是限制性的。而是，受益于本公开的本领域的普通技术人员将理解，一些过程框可以以未示出的各种顺序或者甚至并行地执行。

过程700描述了一种饱和重新分配方案，当由飞行控制方程式(eq1和eq2)提供的初始控制解导致给定推进环中一个或多个竖直推进单元的推力命令限幅时，该饱和重新分配方案快速且有效地将扭矩和推力从外推进环重新分配到内推进环。当推力命令(例如，推力命令输出矢量q的变量之一)请求来自给定的竖直推进单元的将使该竖直推进单元饱和的推力的量时，推力命令限幅发生。这些推力命令由esc限幅，因为竖直推进单元无法实现这些推力命令。推力命令限幅也可以称为推力限幅。

在过程框700中，飞行控制器405确定力命令输入矢量u，以应用于飞行器100来实现所需的飞行动力。力命令输入矢量u描述要由竖直推进单元112共同施加到飞行器100的机体的旋转扭矩tx、ty和tz以及竖直力fz。

在过程框710中，由飞行控制器405确定初始推力命令输出矢量qi。在一个实施例中，将力命令输入矢量u提供给混合器410，该混合器410使用分配矩阵b⁺求解方程式eq2以计算初始推力命令输出矢量qi。初始推力命令输出矢量qi表示将被发送到每个esc415以驱动竖直推进单元112的推力命令的初始解或估计。初始推力命令输出矢量qi也可被视为无界解，这意味着它可以包括导致推力限幅的推力命令。

在决策框715中，飞行控制器405确定初始推力命令输出矢量qi是否会导致任何推力命令限幅。如果为否，则过程700继续到过程框755，在其中，将初始推力命令输出矢量qi的推力命令作为最终解发送到esc415，以驱动竖直推进单元112。然而，如果初始推力命令输出矢量qi将导致竖直推进单元112之一的推力命令限幅，则过程700继续到过程框720。在过程框720中，识别在外推进环r1中具有最大推力命令限幅的推进单元。

图8a示出用于如图6中所示的三推进环实现方式的给定象限(例如，q1)内的竖直推进单元112的初始推力命令801、802和803。如图所示，象限q1的推进环r1中的竖直推进单元112的初始推力命令801超过了竖直推进单元的饱和阈值805。因此，在过程框725中，将跨所有象限的推进环r1中的所有竖直推进单元112的推力值按一量缩放，该量将具有最大限幅的推进单元的推力命令降到饱和阈值805以下。

在过程框730中，扭矩从外推进环r1中的竖直推进单元112传递到下一个内推进环r2。传递的扭矩的量等于由于缩放外环r1中的竖直推进单元112的所有推力命令或推力值而从外环r1减小的扭矩的量。图8b示出仅与象限q1的推进环r1中的一个竖直推进单元112相关联的推力命令801的缩放。如图所示，一些传递的扭矩被传递到推力命令802。

在过程框735中，飞行控制器405使用飞行控制方程式eq1和缩放的推力命令值重新计算力命令输入矢量u。缩放后外环推力命令值保持不变，同时重新计算内环推力命令值。在过程框740中，在已缩放的外推进环的推力值被固定的同时，对于其余的内环，使用飞行控制方程式eq2重新计算修正的推力指令输出矢量q。在决策框745中，过程700循环回到决策框715，并对于下一个内推进环重新执行(过程框750)。图8c示出在从推进环r1和r2相继向内传递扭矩之后，象限q1中所有竖直推进单元112的推力值。

一旦已经分析了所有推进环(决策框745)，过程700继续到过程框755，在该过程框755中，将最终的修正推力命令输出矢量发送到esc415，以驱动竖直推进单元112。

图9是示出根据本公开的实施例的用于识别推进故障并对其做出反应的过程900的流程图。在过程900中一些或所有过程框出现的顺序不应被认为是限制性的。而是，受益于本公开的本领域的普通技术人员将理解，一些过程框可以以未示出的各种顺序或者甚至并行地执行。

在过程框905中，由飞行控制器405监视竖直推进单元112的有效性。在一个实施例中，经由一种或多种技术实时监视有效性。例如，可以监视发送到esc415的驱动信号425和/或从esc415接收的反馈信号430。驱动信号425可以是用于驱动竖直推进单元112的推力命令，而反馈信号430可以是来自竖直推进单元112的电流信号或其它操作反馈。监视驱动信号425和/或反馈信号430以确定与预期的操作范围的偏差。如果偏差持续了阈值时间段(决策框910)，则飞行控制器405确定故障状况正在发生(过程框915)。

故障状况的确定不需要仅是100％故障状况(即，相关联的竖直推进单元112不提供任何推力)，还可以包括部分故障状况，其中竖直推进单元112提供一些推力。可以参考飞行控制传感器420来进一步识别和确定故障状况及其严重性。例如，如果到给定竖直推进单元112的推力命令预期会导致飞行动力学的改变(例如，俯仰、偏航等的改变)，但没有或仅实现部分或减少的改变，则可以分析来自飞行控制传感器420的反馈以及驱动信号425和/或反馈信号430，以表征故障状况的类型和程度。

响应于确定推进故障，飞行控制器920调节控制有效性矩阵b以反映推进故障(过程框920)。参考图5，如果竖直推进单元5被确定为50％处于操作，则列c5中的值可以按0.5缩放以反映竖直推进单元5的降低的有效性。一旦控制有效性矩阵b被更新，则通过求解方程式505来重新计算修正的分配矩阵b⁺(过程框925)。最后，由混合器410使用方程式eq2来计算修正的推力命令输出矢量q。然后，修正的推力命令输出矢量q用于以补偿或以其它考虑故障状况的方式来驱动竖直推进单元112。

根据计算机软件和硬件描述了上面解释的过程。所描述的技术可以构成体现在有形或非暂态机器(例如，计算机)可读存储介质内的机器可执行指令，该机器可执行指令在由机器执行时将使机器执行所描述的操作。另外，过程可以在诸如专用集成电路(“asic”)的硬件等内体现。

有形的机器可读存储介质包括以机器(例如，计算机、网络设备、个人数字助理、制造工具、具有一组一个或多个处理器的任何设备等)可访问的非暂态形式提供(即存储)信息的任何机制。例如，机器可读存储介质包括可记录/不可记录介质(例如，只读存储器(rom)、随机存取存储器(ram)、磁盘存储介质、光学存储介质、闪存设备等)。

包括摘要中描述的内容的本发明的所示实施例的以上描述并非旨在穷举或将本发明限制为所公开的精确形式。尽管本文出于说明性目的描述了本发明的具体实施例和示例，但是如相关领域的技术人员将认识到的，在本发明的范围内各种修改是可能的。

可以根据以上详细描述对本发明进行这些修改。在所附权利要求中使用的术语不应被解释为将本发明限制为说明书中公开的具体实施例。而是，本发明的范围将完全由所附权利要求确定，该所附权利要求将根据权利要求解释的既定原则来解释。

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