用于飞行器的反向旋转推进器的制作方法

相关申请的交叉引用

本申请要求享有2018年4月27日提交的美国临时申请第62/663,503号的权益，该美国临时申请通过引用全文合并于此。本申请还与和本申请同日提交的名称为“用于飞行器的推力分配”代理人案号为xcom-1-66312的美国申请有关。

本公开总体上涉及飞行器，特别地但非排他地，涉及用于飞行器的垂直推进的控制系统。

背景技术：

无人运载工具，其也可称为自主运载工具，是能够在没有实际存在的人类操作者的情况下行驶的运载工具。无人运载工具可以以遥控模式、自主模式或部分自主模式操作。

当无人运载工具以遥控模式操作时，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到无人运载工具的命令来控制无人运载工具。当无人运载工具以自主模式操作时，无人运载工具通常基于预编程的导航航点、动态自动化系统或这些的组合来移动。此外，一些无人运载工具可以以遥控模式和自主模式两者来操作，并且在一些情况下可以同时以两种模式操作。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(诸如操作用于拾取物体的机械系统)的同时将导航交托给自主系统。

各种类型的无人运载工具针对各种不同的环境而存在。例如，无人运载工具针对在空中、在地面上、在水下或在太空中的操作而存在。总体来说，无人飞行器(uav)或无人机正越来越受欢迎。随着其设计完善和其功能扩展，期望其在商业上的适用性扩展。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。

附图说明

本发明的非限制和非穷举的实施方式参照附图被描述，其中，贯穿各个视图，相同的附图标记表示相同的部分，除非另外指明。并非元件的所有实例都有必要被标记，从而在适当的地方不使附图混乱。附图不一定按比例绘制，而是将重点放在示出所描述的原理上。

图1是根据本公开的一实施方式的飞行器的透视图图示。

图2是根据本公开的一实施方式的飞行器的平面图图示。

图3是根据本公开的一实施方式的飞行器的平面图，示出了在单个垂直推进单元故障时飞行器上的偏航扭矩。

图4是示出根据本公开的一实施方式的用于飞行器的垂直推进单元的控制系统的功能框图。

图5示出了根据本公开的一实施方式的由飞行器的控制系统运行的飞行控制方程。

图6示出了根据本公开的一实施方式，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一实施方式的用于垂直推进单元的控制系统的操作的流程图。

图8a-c示出了根据本公开的一实施方式的从外推进环到内推进环的推力的传递。

图9是示出根据本公开的一实施方式的控制系统的操作的流程图，该操作用于识别推进故障并对其做出反应。

具体实施方式

这里描述了用于控制飞行器的垂直推进的系统、装置和方法的实施方式。在以下描述中，阐述了许多具体细节以提供对实施方式的透彻理解。然而，相关领域的技术人员将认识到，这里描述的技术可以在没有一个或更多个具体细节的情况下、或者在利用其它方法、部件、材料等的情况下被实践。在其它情况下，众所周知的结构、材料或操作未被详细描述或示出，以避免混淆某些方面。

贯穿本说明书对“一个实施方式”或“一实施方式”的引用意思是结合该实施方式描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施方式中。因此，贯穿本说明书在各个位置的短语“在一个实施方式中”或“在一实施方式中”的出现并不一定都指同一实施方式。此外，在一个或更多个实施方式中，特定特征、结构或特性可以以任何合适的方式组合。

这里公开的实施方式描述了用于飞行器的垂直推进单元的控制系统、推进布局和操作方法。在各种实施方式中，垂直推进单元在机架上以多个象限物理地组织，其中每个象限包括两个或更多个垂直推进单元。每个垂直推进单元的推进器的旋转方向被选择，以在垂直推进单元之一故障的情况下减小机架上的净偏航扭矩。在一个实施方式中，这通过在每个象限中具有彼此反向旋转的至少两个垂直推进单元来实现。每象限反向旋转还用于减小总的偏航扭矩，这对机架施加更少的应力，从而允许使用重量更轻的机架。

垂直推进单元被进一步组织成至少包括内环和外环的推进环。这里描述的实施方式实现饱和方案，该饱和方案识别给定环中的推力命令削减(thrustcommandclipping)，并通过将扭矩传递到下一个内环来快速解决任何这样的推力命令削减。在各种实施方式中，通过在推力命令输出矢量中指定垂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。飞行控制器快速地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削减。如果是的话，则将扭矩从外环依次传递到(多个)内环，外环由于其更大的机械优势而提供更大的控制有效性。

在各种实施方式中，控制系统提供对每个垂直推进单元的有效性的实时监测。如果确定一个或更多个垂直推进单元具有故障状况，则可以在飞行中修正控制有效性矩阵，以调整分配矩阵并因此调整飞行控制动态。

图1是根据本公开的一实施方式的飞行器100的透视图图示。飞行器100的所示实施方式是垂直起降(vtol)无人飞行器(uav)，其包括分别用于提供水平推进和垂直推进的分离的推进单元106和112。垂直推进单元112也已被标记为1-8供单独引用，但是使用标记112被共同引用。飞行器100是固定机翼飞行器，顾名思义，它具有机翼组件102，该机翼组件102可以基于机翼形状产生升力，并且当由推进单元106水平推进时产生运载工具的向前空速。

飞行器100的所示实施方式具有机架，该机架包括机身104、机翼组件102和吊杆组件110。在一个实施方式中，机身104是模块化的，并且包括电池模块、航空电子设备模块和任务有效载荷模块。这些模块可以是彼此可分离的和彼此可机械固定的，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一个或更多个电池的腔，所述一个或更多个电池用于为飞行器100供电。航空电子设备模块容纳飞行器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，蜂窝收发器、wifi收发器等)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的任务相关联的设备。例如，任务有效载荷模块可以包括用于保持和释放附接在外部的有效载荷的有效载荷致动器。在另一实施方式中，任务有效载荷模块可以包括用于承载相机/传感器设备(例如，相机、透镜、雷达、激光雷达、污染监测传感器、天气监测传感器等)的相机/传感器设备支架。

如图所示，飞行器100包括位于机翼组件102上的水平推进单元106，水平推进单元106可以各自包括用于水平地推进飞行器100的电动机、具有轴的电动机转子和推进器叶片。飞行器100的所示实施方式还包括固定到机翼组件102的两个吊杆组件110。垂直推进单元112安装到吊杆组件110。垂直推进单元112还可以各自包括用于提供垂直推进的电动机、具有轴的电动机转子和推进器叶片。如上所述，垂直推进单元112可以在飞行器100正在下降(例如，到达递送位置)、上升(例如，在递送之后)或保持恒定高度的悬停模式期间使用。稳定器108(或尾翼)可以被包括在飞行器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)。在一些实施方式中，在巡航期间，垂直推进单元112被禁用，在悬停期间，水平推进单元106被禁用。在其它实施方式中，在巡航模式期间，垂直推进单元112仅被提供低电力，和/或在悬停模式期间，水平推进单元106仅被提供低电力。

在飞行期间，飞行器100可以通过控制其俯仰、滚转、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的推力用于控制空速。例如，稳定器108可以包括用于控制飞行器的偏航的一个或更多个方向舵108a，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滚转的副翼102a。作为另一示例，同时增大或减小所有推进器叶片的速度可以分别导致飞行器100增大或减小其高度。

示出的固定机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”构造)的飞行器也是可能的。尽管图1和图2示出了一个机翼组件102、两个吊杆组件110、两个水平推进单元106、以及每个吊杆组件110有四个垂直推进单元112，但是应理解，可以以更多或更少的这些部件来实现飞行器100的其它变型。

应理解，这里对“无人”飞行器或uav的引用可以等同地应用于自主和半自主飞行器。在完全自主的实施例中，飞行器的所有功能是自动化的；例如，通过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。在半自主的实施例中，飞行器的一些功能可以由人类操作者控制，而其它功能自主地执行。此外，在一些实施方式中，uav可以配置为允许远程操作者接管原本可由uav自主控制的功能。此外，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自主执行。例如，远程操作者可以控制针对uav的高级导航决策，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递送地址)，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特定路线、用于实现路线的特定飞行控制以及在导航路线的同时避开障碍物等。

图1和图2示出了垂直推进单元112的推进器的旋转方案。关于飞行器100的机架，垂直推进单元112被物理地组织成多个象限q1、q2、q3和q4(见图2)。尽管图1和图2示出了每个象限仅两个垂直推进单元112，但是每个象限包括垂直推进单元112的两个或更多个实例。另外，垂直推进单元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，该距离也与每个垂直推进单元112由于其物理位置而具有的机械优势有关。图1和图2仅示出了两个推进环r1和r2，但是其它实施方式可以包括多于两个的推进环(例如，见图6)。

在所示实施方式中，有单独编号为1-8的八个垂直推进单元112。如图所示，推进单元1、4、6和7全都在共同的方向上旋转(例如，顺时针)，而推进单元2、3、5和8全都在共同的方向上反向旋转(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垂直推进单元112。此外，物理地定位在飞行器100的右舷侧的那些垂直推进单元112在飞行期间相对于在左舷侧具有关于前-后轴线120的镜像位置的对应垂直推进单元112反向旋转。例如，推进单元5相对于推进单元1反向旋转，推进单元6相对于推进单元2反向旋转，推进单元3相对于推进单元7反向旋转，推进单元4相对于推进单元8反向旋转。类似地，物理地定位在飞行器100的前侧的那些垂直推进单元112在飞行期间相对于在后侧具有关于左舷-右舷轴线125的镜像位置的对应垂直推进单元112反向旋转。例如，推进单元5相对于推进单元4反向旋转，推进单元1相对于推进单元8反向旋转，推进单元6相对于推进单元3反向旋转，推进单元2相对于推进单元7反向旋转。相对应地，具有关于前-后轴线120和左舷-右舷轴线125两者对角地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，推进单元6与推进单元7具有共同的旋转方向。应理解，前-后轴线120和左舷-右舷轴线125不必(尽管它们可以)与质心m1对准。此外，镜像位置的概念为了易于描述而被引入，但是不旨在表示精确的镜像位置，而是表示相对于其它垂直推进单元112的近似位置。

图1和图2所示的反向旋转方案减小了由于垂直推进单元112导致的在飞行器100的机架上的总的净偏航扭矩。由于垂直推进单元112导致的偏航扭矩有两个重要的来源：(1)由于来自每个旋转的推进器的扭矩导致的推进器反作用扭矩，以及(2)由机架的弯曲或挠曲引起的推力矢量扭矩，该弯曲或挠曲导致来自垂直推进单元112的偏离垂直轴线的推力。在每个象限内垂直推进器单元112的反向旋转显著地抵消或减小由于推进器反作用扭矩导致的净偏航扭矩。在正常操作期间，机架上的垂直推力得到了良好的平衡，使得机架扭曲引起的推力矢量扭矩减小或最小。然而，当单个垂直推进单元112在飞行期间发生故障时，飞行动态因至少两个原因受到严重影响：1)由于故障的垂直推进单元112不再旋转导致的绕偏航轴线的推进器反作用扭矩的损失；以及2)由故障的垂直推进单元112提供的垂直推力的损失导致机架由于来自其余起作用的垂直推进单元112的不对称的(不平衡的)推力而扭曲。该扭曲引起同样绕偏航轴线的上述推力矢量扭矩。

图3示出了垂直推进单元5在飞行期间发生了故障的情形。结果，损失了推进器反作用扭矩305，从而引起绕偏航轴线的净扭矩。另外，来自垂直推进单元5的垂直推力的损失使象限q1和q2中的垂直推进单元增大推力，而象限q4中的垂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态。这些不平衡的推力在机架上施加扭曲力或弯曲力，这导致起作用的垂直推进器单元112的轴和转子略微偏离垂直方向，从而引起归因于推力矢量扭矩310的绕偏航轴线的另一净扭矩。然而，图1-3所示的反向旋转方案导致损失的推进器反作用扭矩305对抗并至少部分地抵消所引起的推力矢量扭矩310。

因此，与其它推进器旋转方案或模式相比，由单个垂直推进单元112的故障引起的绕偏航轴线的净力矩(偏航扭矩)被显著减小。对于图1-3所示的反向旋转方案/模式，无论垂直推进单元112中的哪一个故障，这种抵消在总是相抵抗的损失的推进器反作用扭矩和所引起的推力矢量扭矩之间获益。在单个垂直推进单元112的部分或完全故障的情况下，这些相抵抗的扭矩减小了对飞行动态的总的负面影响。

图4是示出根据本公开的一实施方式的用于飞行器100的垂直推进单元112的控制系统400的功能框图。控制系统400的所示实施方式包括飞行控制器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，垂直推进单元112被组织成多个象限q1-q4，其中每个象限包括反向旋转的至少两个垂直推进单元112。飞行控制器405包括用于通过esc415来协调和控制图4所示的其它功能部件(包括垂直推进单元112)的操作的逻辑。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)实现、完全以存储在存储器中并由微控制器运行的软件/固件实现、或两者的组合。除了协调其它功能部件的操作之外，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，并连同地图和/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使飞行器100沿确定方向航行所需的力。

飞行控制器405的所示实施方式还包括混合器410。混合器410可以被实现为飞行控制器405的软件/固件子模块或卸载引擎(诸如算术逻辑单元(alu))，用于运行与飞行控制方程相关联的数学计算(例如，线性代数方程)。例如，飞行控制方程采用力命令输入矢量作为输入，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，以从每个垂直推进单元112生成指定推力，从而在飞行器100上实现期望的力矢量。在一个实施方式中，飞行控制器405被联接以独立地控制每个垂直推进单元112的推力(例如，旋转速率)，包括独立地控制给定象限q1-q4内的垂直推进单元112。

在所示实施方式中，每个垂直推进单元112联接到基于来自飞行控制器405的驱动信号425而控制其推进器的旋转速度的对应的esc415。可选地，每个esc415还可以联接到飞行控制器405，以向飞行控制器405提供反馈信号430。在一个实施方式中，反馈信号430是指示垂直推进单元112的操作状态的反馈信号。例如，反馈信号430可以指示推进器的旋转速度(例如，rpm等)、电动机的功耗、经过电动机的电流、电动机阻抗等中的一个或更多个。在一个实施方式中，反馈信号430是来自esc415的内部操作的反馈信号。在一个实施方式中，反馈信号430是来自设置在垂直推进单元112中、设置在垂直推进单元112上或与垂直推进单元112相邻设置的传感器的输出信号，该传感器监测垂直推进单元112的实时操作并向飞行控制器405提供实时反馈。例如，此类传感器可以包括旋转编码器、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的所示实施方式还包括飞行控制传感器420，其联接到飞行控制器405以提供用于控制飞行器100的飞行动态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)接收器或其它操作传感器中的一种或更多种。

图5示出了根据本公开的一实施方式的总体上由控制系统400并且特别是由混合器410运行的飞行控制方程。在一个实施方式中，飞行控制器405确定力命令输入矢量u，其指定绕x轴、y轴和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代表将要由垂直推进单元112施加到飞行器100的机架的期望的力。力命令输入矢量u由飞行控制器405参照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作为输入被提供给混合器410。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，其指定将要由各个垂直推进单元112的对应的esc415施加到各个垂直推进单元112的推力命令。对于所示实施方式，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垂直推进单元112中的对应一个的推力或推力命令。

混合器410基于力命令输入矢量u和分配矩阵b+使用方程(eq2)来确定推力命令输出矢量q。在一个实施方式中，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-彭若斯广义逆(mppi)。当然，可以使用除最小二乘法以外的其它常规求解策略，并且也可以使用除mppi以外的其它特定最小二乘解。针对最小二乘解进行求解在获得及时解所需的计算资源与解的准确性或精度之间提供可接受的折衷。

分配矩阵b+基于控制有效性矩阵b来确定。分配矩阵b+通过单位矩阵与控制有效性矩阵b相关(见图5中的方程505)。控制有效性矩阵b指定每个垂直推进单元112在实现飞行器100上的飞行动态变化方面的操作有效性。每个列c1-c8对应于垂直推进单元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)上的垂直推进单元112一般由于距质心m1更长的杠杆臂而具有更大的机械优势，因此一般在引起飞行器100上的旋转力矩方面更为有效。如此，与沿着内推进环坐落的垂直推进单元112相比，物理地沿着外推进环坐落的垂直推进单元112在其列中将具有更高的有效性值。当然，每个推进器的尺寸和形状因子以及每个垂直推进单元112的电动机强度也可以在控制有效性矩阵b中被考虑。

类似地，如果给定的垂直推进单元112正在经历故障状况，则控制有效性矩阵b的与故障单元相关联的列可以被实时(例如，在飞行中)更新以反映其当前状态。例如，如果确定故障单元能够提供50％的推力，则可以将其列中的值按比例缩减50％。如果确定故障单元完全不起作用，则可以将其列中的值按比例缩减为零。一旦控制有效性矩阵由于确定的故障状况而被更新，则可以由混合器410使用方程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计算修正的推力命令输出矢量q。

图6示出了根据本公开的一实施方式，飞行器的推进环如何具有不同的有效杠杆臂。在所示实施方式中，有十二个垂直推进单元112，它们被物理地组织成四个象限q1-q4，其中每个象限包括三个垂直推进单元112。垂直推进单元112还被物理地组织成三个推进环r1、r2和r3。推进环r1-r3对应于由于其可变的机械优势而具有不同的控制有效性的垂直推进单元112的物理位置。可变的机械优势来自于从飞行器的质心m1起的可变长度杠杆臂l1、l2和l3。如图6所示，可以用三个推进环来实现飞行器100。当然，在其它实施方式中，可以使用多于三个的推进环。

图7是示出根据本公开的一实施方式的用于控制系统400的操作的过程700的流程图。在过程700中一些或所有过程块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普通技术人员将理解，一些过程块可以以未示出的各种顺序或甚至并行地执行。

过程700描述了饱和再分配方案，当飞行控制方程(eq1和eq2)提供的初始控制解导致针对给定推进环中的一个或更多个垂直推进单元的推力命令削减时，该饱和再分配方案快速且高效地将扭矩和推力从外推进环到内推进环进行再分配。当推力命令(例如，推力命令输出矢量q的变量之一)请求来自给定垂直推进单元的将会使该垂直推进单元饱和的一定量的推力时，产生推力命令削减。这些推力命令由esc削减，因为它们无法由垂直推进单元实现。推力命令削减也可以称为推力削减。

在过程块700中，飞行控制器405确定应用于飞行器100以实现期望的飞行动态的力命令输入矢量u。力命令输入矢量u描述旋转扭矩tx、ty和tz以及垂直力fz，该垂直力fz由垂直推进单元112共同施加到飞行器100的机架。

在过程块710中，由飞行控制器405确定初始推力命令输出矢量qi。在一个实施方式中，将力命令输入矢量u提供给混合器410，混合器410使用分配矩阵b+来求解方程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代表将要发送到每个esc415以驱动垂直推进单元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，这意味着其可以包括导致推力削减的推力命令。

在判定块715中，飞行控制器405确定初始推力命令输出矢量qi是否将会导致任何推力命令削减。如果否，则过程700继续到过程块755，在过程块755中，将初始推力命令输出矢量qi的推力命令发送到esc415以驱动垂直推进单元112作为最终解。然而，如果初始推力命令输出矢量qi将会导致垂直推进单元112之一的推力命令削减，则过程700继续到过程块720。在过程块720中，识别在外推进环r1中具有最大推力命令削减的推进单元。

图8a示出了对于如图6所示的三推进环实施例，在给定象限(例如，q1)内的垂直推进单元112的初始推力命令801、802和803。如图所示，在象限q1的推进环r1中的垂直推进单元112的初始推力命令801超过了垂直推进单元的饱和阈值805。因此，在过程块725中，将跨所有象限的推进环r1中的所有垂直推进单元112的推力值按比例缩减一定的量，该量使具有最大削减的推进单元的推力命令下降到饱和阈值805以下。

在过程块730中，将扭矩从外推进环r1中的垂直推进单元112传递到下一个内推进环r2。由于按比例缩减了在外环r1中的垂直推进单元112的所有推力命令或推力值，传递的扭矩量等于自外环r1减小的扭矩量。图8b示出了仅与象限q1的推进环r1中的一个垂直推进单元112相关联的推力命令801的缩减。如图所示，一些传递的扭矩被传递到推力命令802。

在过程块735中，由飞行控制器405使用飞行控制方程eq1和缩减的推力命令值重新计算力命令输入矢量u。外环推力命令值在缩减之后被保持恒定，而内环推力命令值被重新计算。在过程块740中，对于剩余的内环，使用飞行控制方程eq2重新计算修正的推力命令输出矢量q，而已经缩减的外推进环的推力值被固定。在判定块745中，过程700循环回到判定块715，并针对下一个内推进环重新执行(过程块750)。图8c示出了在从推进环r1和r2相继向内传递扭矩之后，象限q1中的所有垂直推进单元112的推力值。

一旦已经分析了所有推进环(判定块745)，过程700继续到过程块755，在过程块755中，将最终的修正的推力命令输出矢量发送到esc415，以驱动垂直推进单元112。

图9是示出根据本公开的一实施方式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中一些或所有过程块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普通技术人员将理解，一些过程块可以以未示出的各种顺序或甚至并行地执行。

在过程块905中，垂直推进单元112的有效性由飞行控制器405监测。在一个实施方式中，通过一种或更多种技术实时监测有效性。例如，可以监测发送到esc415的驱动信号425和/或从esc415接收到的反馈信号430。驱动信号425可以是用于驱动垂直推进单元112的推力命令，而反馈信号430可以是来自垂直推进单元112的电流信号或其它操作反馈。针对从预期操作范围的偏离而监测驱动信号425和/或反馈信号430。如果偏离持续阈值时间段(判定块910)，则飞行控制器405确定故障状况正在发生(过程块915)。

故障状况的确定不仅需要是100％故障状况(即，相关垂直推进单元112不提供任何推力)，而且还可以包括其中垂直推进单元112在提供一些推力的部分故障状况。可以参照飞行控制传感器420进一步识别和确定故障状况及其严重性。例如，如果预期给定的垂直推进单元112的推力命令导致飞行动态的变化(例如，俯仰、偏航等的变化)，但该推力命令没有实现变化或仅实现部分或减少的变化，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调整控制有效性矩阵b以反映推进故障(过程块920)。参照图5，如果确定垂直推进单元是50％在操作，则列c5中的值可以按比例缩减0.5以反映垂直推进单元5的降低的有效性。一旦更新了控制有效性矩阵b，则通过求解方程505来重新计算修正的分配矩阵b+(过程块925)。最后，由混合器410使用方程eq2计算修正的推力命令输出矢量q。然后，将修正的推力命令输出矢量q用于以补偿故障状况或以其它方式顾及故障状况的方式驱动垂直推进单元112。

在计算机软件和硬件方面描述了上述过程。所描述的技术可以构成体现在有形或非暂时性机器(例如，计算机)可读存储介质内的机器可运行指令，该机器可运行指令当由机器运行时将使该机器执行所描述的操作。另外，过程可以体现在诸如专用集成电路(“asic”)等的硬件内。

有形机器可读存储介质包括以非暂时性形式提供(即，存储)信息的可由机器(例如，计算机、网络设备、个人数字助理、制造工具、具有一个或更多个处理器的集合的任何设备等)访问的任何机构。例如，机器可读存储介质包括可记录/不可记录的介质(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)。

本发明的所示实施方式的以上描述，包括摘要中描述的内容，不旨在穷举或将本发明限制为所公开的精确形式。虽然这里出于说明的目的描述了本发明的特定实施方式和示例，但是相关领域的技术人员将认识到，在本发明的范围内可以进行各种修改。

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在本说明书中公开的特定实施方式。而是，本发明的范围将完全由所附权利要求确定，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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