ES2708579T3 - Métodos de control de actitud de aeronaves - Google Patents

Abstract

Un método para controlar la actitud de la aeronave, comprendiendo dicho método: (a) calcular uno o más parámetros de configuración de la aeronave con base en una o más características físicas de una aeronave (900, 1000); (b) recibir, en un procesador, una señal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave (900, 1000); (c) generar, con la ayuda del procesador, una señal de comando que se entregará a al menos un actuador de la aeronave (900, 1000) acoplado operativamente a una o más unidades (902, 904, 906, 908, 1006) de propulsión de la aeronave (900, 1000), en donde dicha generación se basa en (1) la señal indicativa de la actitud objetivo de (b), y (2) el uno o más parámetros de configuración de la aeronave de (a), y donde dicha generación adicional utiliza un esquema de control de retroalimentación que incluye (1) un circuito de aceleración angular con retroalimentación de aceleración angular y (2) un cálculo de avance directo con base en una aceleración objetivo; (d) medir, con la ayuda de uno o más sensores (1008) acoplados operativamente a la aeronave (900, 1000), la dinámica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o más unidades (902, 904, 906, 908, 1006) de propulsión; y (e) alimentar la dinámica al procesador para obtener el esquema de control de retroalimentación que ajusta o confirma la señal de comando de (c).

Description

DESCRIPCION

Metodos de control de actitud de aeronaves

Antecedentes de la invencion

Los vehiculos aereos tales como los vehiculos aereos no tripulados (UAVs) se pueden usar para realizar tareas de vigilancia, reconocimiento y exploracion para aplicaciones militares y civiles. Dichos vehiculos pueden llevar una carga util configurada para realizar una funcion especifica. Los vehiculos aereos pueden ser vehiculos aereos con multiples rotores.

Los metodos tipicos de control de vuelo para vehiculos aereos con multiples rotores utilizan un control derivado proporcional-integral (PID) en cascada en donde el control de actitud se conecta en cascada con el control de velocidad angular. Con base en los metodos de ajuste PID convencionales, los parametros para un circuito interno del control (circuito de velocidad angular) y el circuito externo del control (circuito de angulo) se sintonizan secuencialmente. Existe una fuerte dependencia de los resultados de calibracion del circuito interno. Si el rendimiento del seguimiento del circuito interno no es preciso, afectara directamente todo el resultado. Sin embargo, el proceso de ajuste PID convencional es complejo y largo, y durante el proceso, pueden surgir facilmente problemas de divergencia e inestabilidad del sistema. Ademas, los metodos de control tradicionales solo realizan ajustes despues de que las perturbaciones ya han provocado que el vehiculo aereo produzca velocidad angular y, bajo ciertas circunstancias, el rendimiento de rechazo de perturbaciones no puede alcanzar un estado optimo.

El documento CN 102 830 622 A describe un metodo para el vuelo autonomo de una aeronave no tripulada de cuatro rotores utilizando una tecnica de control de auto-perturbacion-rechazo, que pertenece al campo de control automatico de las aeronaves no tripuladas. El metodo comprende las etapas de: hacer diferencias respectivamente entre una salida xld despues de organizar un proceso transitorio de un valor objetivo y una salida de un observador de estado extendido, y un diferencial de la salida y la salida del observador de estado extendido respectivamente, y luego realizar conversion no lineal en dos diferencias para obtener una ley de control de retroalimentacion no lineal; con respecto a un controlador de auto-perturbacion-rechazo con tres angulos de actitud y desplazamiento vertical, marcando la diferencia con la retroalimentacion del observador de estado extendido para obtener una salida como entrada de un canal correspondiente de un sistema de cuatro rotores y el observador de estado extendido; y con respecto a un controlador de auto-perturbacion-rechazo con desplazamientos hacia adelante y hacia los lados, utilizado directamente como la entrada del canal correspondiente del sistema de cuatro rotores y el observador de estado extendido, y realimentando el valor real al observador de estado extendido despues de las respuestas del sistema de cuatro rotores del canal correspondiente.

El documento CN 101 033 973 A describe un tipo de metodo de definicion de actitud del sistema de navegacion mixto de micro inercia de la aeronave en micro miniatura, que pertenece al metodo de definicion de actitud del vehiculo en micro miniatura. El metodo utiliza la informacion de guia, controla las matrices de ruido del filtro de Kalman, para realizar ajustes de auto-adaptacion de acuerdo con el estado del vuelo; a traves del ajuste de parametros para realizar la definicion de actitud del sistema de navegacion mixto de micro inercia en condiciones dinamicas en el aire; el proceso especifico: a traves del algoritmo de guia de circuito de circuito cerrado GNC, para obtener un angulo de tonel de aeronave; a traves de la seleccion del sensor, obtener la velocidad del vehiculo y la fuerza especifica; mediante el algoritmo de navegacion inercial de banda para resolver la informacion de actitud, velocidad y posicion del vehiculo; mediante datos de acelerometro y de GPS para contar la informacion de posicion y ubicacion de la aeronave; varianza de calculo de actitud horizontal en tiempo real de las matrices de ruido de observacion del filtro de Kalman, a traves del filtro de Kalman para estimar el error del sistema de guia inercial de banda.

El documento WO 03/067351 A2 describe un metodo de control y estabilizacion de aeronaves. En un aspecto, el cabeceo y el balanceo pueden controlarse mediante un metodo de senalizacion hacia o a partir de una ubicacion de referencia de diversas maneras diferentes. Tanto la altura como la posicion lateral pueden ser controladas. En un aspecto adicional, la luz polarizada puede usarse para determinar la rotacion relativa de la aeronave.

El documento CN 103 365 296 A describe un metodo de control de vuelo de retroalimentacion de salida no lineal para un vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores. El metodo de control de vuelo de retroalimentacion de salida no lineal para el vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores comprende las siguientes etapas de: (1) determinar un modelo cinematico del vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores bajo un sistema de coordenadas de inercia y un modelo cinematico del vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores bajo un sistema de coordenadas del cuerpo; (2) disenar un sistema de control de actitud del vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores; definir errores de seguimiento del angulo de actitud y la velocidad angular del vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores; disenar un filtro para realizar una estimacion en linea en una senal de velocidad angular y obtener una ecuacion dinamica de circuito abierto de los errores de seguimiento; y estimar funciones desconocidas en la ecuacion dinamica de circuito abierto mediante la adopcion de la red neural de realimentacion, y disenar la salida de control del sistema de actitud del vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores; y (3) disenar un subsistema de control de altura del vehiculo aereo no tripulado de cuatro rotores; definir errores de seguimiento de altura y definir errores de seguimiento de filtrado auxiliar; y disenar un controlador de subsistema de altura.

El documento EP 1901 153 A1 describe un helicoptero en miniatura de multiples o de cuatro rotores autonomo. Los algoritmos convencionales para el control autonomo utilizan patrones con el centro de gravedad (CG) en el origen del marco de coordenadas fijas del cuerpo. Este documento describe el modelado del comportamiento dinamico con respecto a los CGs variables y los aspectos de control de un helicoptero de cuatro rotores.

El documento CN 103760905 A describe un metodo para controlar un vehiculo aereo no tripulado. De acuerdo con el esquema tecnico, un metodo de control no lineal de la postura del helicoptero no tripulado de un solo rotor con base en realimentacion poco definida incluye las siguientes etapas que, en primer lugar, la forma de un modelo dinamico de helicoptero no tripulado de un solo rotor y la forma de un modelo dinamico de la postura del helicoptero no tripulado de un solo rotos es el siguiente; y en segundo lugar, se disena el controlador robusto semicontinuo no lineal con base en realimentacion poco definida.

Resumen de la invencion

En algunos casos, puede ser deseable controlar el vuelo de un vehiculo aereo, tal como un vehiculo aereo no tripulado (UAV). Tambien puede ser deseable controlar la actitud del vehiculo aereo durante el vuelo utilizando una tecnica que sea menos compleja o prolongada que los metodos tradicionales de control de actitud. Existe la necesidad de proporcionar un vuelo estable y controlado para vehiculos aereos.

Un aspecto de la invencion se refiere a un metodo para controlar la actitud de la aeronave, comprendiendo dicho metodo: (a) calcular uno o mas parametros de configuracion de la aeronave con base en una o mas caracteristicas fisicas de una aeronave; (b) recibir, en un procesador, una senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave; (c) generar, con la ayuda del procesador, una senal de comando que se entregara a al menos un actuador de la aeronave acoplado operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en (1) la senal indicativa de la actitud objetivo de (b), y (2) el uno o mas parametros de configuracion de la aeronave de (a), y donde dicha generacion utiliza ademas un esquema de control de retroalimentacion; (d) medir, con la ayuda de uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave, la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion; y (e) alimentar la dinamica al procesador para obtener el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c).

La aeronave puede ser un vehiculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica.

En algunas realizaciones, una o mas caracteristicas fisicas pueden ser ingresadas por un usuario. La una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave pueden incluir una dimension y peso fisicos. El metodo puede incluir calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave. El metodo tambien puede incluir el calculo de un momento de inercia para la aeronave. El calculo que utiliza el sistema de controles de realimentacion puede incluir un calculo de avance que usa el momento de inercia de la aeronave.

El calculo que utiliza el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la actitud de la aeronave con respecto a un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro. El metodo puede incluir ademas la combinacion, utilizando un mezclador, los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara a al menos a un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

La dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje, y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

Los aspectos adicionales de la invencion pueden dirigirse a un sistema de control de actitud de aeronave que comprende: uno o mas procesadores configurados individual o colectivamente para: (a) calcular uno o mas parametros de configuracion de aeronave con base en una o mas caracteristicas fisicas de una aeronave; (b) recibir una senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave; y (c) generar una senal de comando para ser entregada a al menos un actuador de la aeronave acoplado operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en (1) la senal indicativa de la actitud objetivo de (b), y (2) el uno o mas parametros de configuracion de la aeronave de (a), y en donde dicha generacion utiliza un esquema de control de retroalimentacion; y uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave y configurados para medir la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion, dicha dinamica medida se alimenta a uno o mas procesadores para proporcionar el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c).

Opcionalmente, la aeronave puede ser un vehiculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica.

Las una o mas caracterfsticas ffsicas pueden ser introducidas por un usuario. Las una o mas caracterfsticas ffsicas de la aeronave incluyen una dimension y peso ffsicos. El uno o mas procesadores pueden configurarse individual o colectivamente para calcular el centro aerodinamico y el centro de gravedad de la aeronave. El uno o mas procesadores pueden configurarse individual o colectivamente para calcular un momento de inercia para la aeronave. El calculo que utiliza el sistema de controles de retroalimentacion puede incluir un calculo de realimentacion que usa el momento de inercia de la aeronave.

De acuerdo con algunas realizaciones, el calculo que usa el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la actitud de la aeronave con respecto a un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro. El sistema puede incluir un mezclador configurado para combinar los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara al menos a un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

La dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje, y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

Un metodo para controlar la actitud de la aeronave puede proporcionarse de acuerdo con otro aspecto de la invencion. El metodo puede comprender: (a) evaluar, con la ayuda de un procesador, una relacion no lineal entre el empuje de un actuador y la salida del actuador; (b) recibir, en el procesador, una senal indicativa de una actitud objetivo de una aeronave; (c) generar, con la ayuda del procesador, una senal de comando que se entregara a al menos un actuador de la aeronave acoplado operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en (1) la senal indicativa de la actitud objetivo de (b) y (2) la relacion no lineal de (a), y en donde dicha generacion utiliza un esquema de control de retroalimentacion; (d) medir, con la ayuda de uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave, la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion; y (e) alimentar la dinamica al procesador para obtener el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c).

En algunas realizaciones, la aeronave es un vehfculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica. La relacion no lineal puede ser ingresada por un usuario. La relacion no lineal puede calcularse durante la calibracion de uno o mas actuadores de la aeronave. El metodo puede incluir calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave con base en una o mas caracterfsticas ffsicas de la aeronave. El metodo puede comprender ademas calcular un momento de inercia para la aeronave con base en las caracterfsticas ffsicas de la aeronave. El calculo que utiliza el sistema de controles de realimentacion puede incluir un calculo de avance que usa el momento de inercia de la aeronave.

El calculo que utiliza el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la actitud de la aeronave sobre un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro. El metodo puede incluir combinar, utilizando un mezclador, los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara al menos a un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

La dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

Un metodo para controlar la actitud de la aeronave puede proporcionarse de acuerdo con otro aspecto de la invencion. El metodo puede comprender: (a) evaluar, con la ayuda de un procesador, una relacion no lineal entre el empuje de un actuador y la salida del actuador; (b) recibir, en el procesador, una senal indicativa de una actitud objetivo de una aeronave; (c) generar, con la ayuda del procesador, una senal de comando que se entregara a al menos un actuador de la aeronave acoplado operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en (1) la senal indicativa de la actitud objetivo de (b), y (2) la relacion no lineal de (a), y en donde dicha generacion utiliza un esquema de control de retroalimentacion; y medir, con la ayuda de uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave, la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion; alimentar la dinamica al procesador para obtener el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c).

En algunas realizaciones, la aeronave es un vehfculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica. La relacion no lineal puede ser ingresada por un usuario. La relacion no lineal puede calcularse durante la calibracion de uno o mas actuadores de la aeronave. El metodo puede incluir calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave con base en una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave. El metodo puede comprender ademas calcular un momento de inercia para la aeronave con base en las caracteristicas fisicas de la aeronave. El calculo que utiliza el sistema de controles de realimentacion puede incluir un calculo de avance que usa el momento de inercia de la aeronave.

El calculo que utiliza el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la actitud de la aeronave con respecto a un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro. El metodo puede incluir combinar, utilizando un mezclador, los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara a al menos un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

La dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

Ademas, los aspectos de la invencion pueden proporcionar un sistema de control de actitud de aeronave que comprende: uno o mas procesadores configurados individual o colectivamente para: (a) evaluar una relacion no lineal entre el empuje de un actuador y la salida del actuador; (b) recibir una senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave; y (c) generar una senal de comando para ser entregada a al menos un actuador de la aeronave acoplado operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en (1) la senal indicativa de la actitud objetivo de (b), y (2) la relacion no lineal de (a), y en donde dicha generacion utiliza un esquema de control de retroalimentacion; y uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave y configurados para medir la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion, dicha dinamica medida se alimenta a uno o mas procesadores para proporcionar el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c).

En algunas realizaciones, la aeronave puede ser un vehiculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica. La relacion no lineal puede ser ingresada por un usuario. La relacion no lineal puede calcularse durante la calibracion de uno o mas actuadores de la aeronave. El uno o mas procesadores estan configurados individual o colectivamente para calcular el centro aerodinamico y el centro de gravedad de la aeronave con base en una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave. El uno o mas procesadores pueden configurarse individual o colectivamente para calcular un momento de inercia para la aeronave con base en las caracteristicas fisicas de la aeronave. El calculo que utiliza el sistema de controles de realimentacion puede incluir un calculo de realimentacion que usa el momento de inercia de la aeronave.

El calculo que utiliza el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la actitud de la aeronave con respecto a un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro. Opcionalmente, el sistema puede incluir un mezclador configurado para combinar los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara al menos a un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

La dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje, y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

De acuerdo con aspectos adicionales de la invencion, se puede proporcionar un metodo para controlar la actitud de la aeronave. El metodo puede comprender: (a) recibir, en el procesador, una senal indicativa de una actitud objetivo de una aeronave; (b) generar, con la ayuda del procesador, una senal de comando que se entregara a al menos un actuador de la aeronave acoplado operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en la senal indicativa de la actitud objetivo de (a), y en donde dicha generacion utiliza un esquema de control de retroalimentacion que incluye (1) un circuito de aceleracion angular con retroalimentacion de aceleracion angular y (2) calculo directo de realimentacion con base en una aceleracion objetivo; (c) medir, con la ayuda de uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave, la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion; y (d) alimentar la dinamica al procesador para obtener el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (b).

La aeronave puede ser un vehiculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica. El metodo puede incluir ademas calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave con base en una o mas caracterfsticas ffsicas de la aeronave. El metodo puede incluir ademas calcular un momento de inercia para la aeronave con base en las caracterfsticas ffsicas de la aeronave. El calculo de realimentacion puede usar el momento de inercia de la aeronave. El calculo que utiliza el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la posicion de la aeronave sobre un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro.

El metodo puede incluir ademas combinar, usando un mezclador, los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara al menos a un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

La dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

Un aspecto de la invencion puede dirigirse a un sistema de control de actitud de aeronave que comprende: uno o mas procesadores configurados individual o colectivamente para: (a) recibir una senal indicativa de una actitud objetivo de una aeronave; y (b) generar una senal de comando para ser entregada a al menos un actuador de la aeronave acoplada operativamente a una o mas unidades de propulsion de la aeronave, en donde dicha generacion se basa en la senal indicativa de la actitud objetivo de (a), y en donde dicha generacion usa un esquema de control de retroalimentacion que incluye (1) un circuito de aceleracion angular con retroalimentacion de aceleracion angular y (2) calculo de avance directo con base en una aceleracion objetivo; y uno o mas sensores acoplados operativamente a la aeronave y configurados para medir la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades de propulsion, dicha dinamica medida se alimenta a uno o mas procesadores para proporcionar el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c). En algunas realizaciones, la aeronave puede ser un vehfculo aereo no tripulado. La aeronave puede incluir una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades de propulsion. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que generan sustentacion para la aeronave.

La senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave puede recibirse a partir de un controlador remoto a traves de una conexion inalambrica. El uno o mas procesadores pueden configurarse individual o colectivamente para calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave con base en una o mas caracterfsticas ffsicas de la aeronave. El uno o mas procesadores pueden configurarse individual o colectivamente para calcular un momento de inercia para la aeronave con base en las caracterfsticas ffsicas de la aeronave. El calculo de avance puede usar el momento de inercia de la aeronave. En algunas implementaciones, el calculo que utiliza el esquema de control de retroalimentacion se puede realizar para la actitud de la aeronave con respecto a un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro.

El sistema puede incluir un mezclador configurado para combinar los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara al menos a un actuador. El parametro de configuracion de la aeronave puede ser una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave. El uno o mas sensores pueden ser sensores de inercia.

De acuerdo con algunas realizaciones, la dinamica de la aeronave puede incluir la actitud de la aeronave con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje, y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

Se entendera que diferentes aspectos de la invencion pueden apreciarse individualmente, colectivamente o en combinacion entre sf. Diversos aspectos de la invencion descritos aquf pueden aplicarse a cualquiera de las aplicaciones particulares expuestas a continuacion o para cualquier otro tipo de objetos moviles. Cualquier descripcion aquf de vehfculos aereos, tales como vehfculos aereos no tripulados, puede aplicarse y usarse para cualquier objeto movil, tal como cualquier vehfculo. Ademas, los sistemas, dispositivos y metodos aquf descritos en el contexto del movimiento aereo (por ejemplo, vuelo) tambien pueden aplicarse en el contexto de otros tipos de movimiento, como el movimiento en el suelo o sobre el agua, el movimiento bajo el agua o el movimiento en el espacio.

Otros objetos y caracterfsticas de la presente invencion se haran evidentes mediante una revision de la especificacion, las reivindicaciones y las figuras adjuntas.

Incorporacion por referencia

Todas las publicaciones, patentes y solicitudes de patente mencionadas en esta especificacion se incorporan aquf como referencia en la misma medida que si cada publicacion individual, patente o solicitud de patente estuviera especffica e individualmente indicada para ser incorporada como referencia.

Breve descripcion de los dibujos

Las nuevas caracteristicas de la invencion se exponen con particularidad en las reivindicaciones adjuntas. Se obtendra una mejor comprension de las caracteristicas y ventajas de la presente invencion haciendo referencia a la siguiente descripcion detallada que expone realizaciones ilustrativas, en donde se utilizan los principios de la invencion, y los dibujos adjuntos de los cuales:

La Figura 1 muestra un ejemplo de un metodo de control de actitud de multiples etapas, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 2 muestra un ejemplo de como los parametros fisicos de una aeronave pueden asociarse con un metodo de control de actitud para una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

Las Figuras 3A a D muestran ejemplos de diversas caracteristicas fisicas que pueden considerarse para uno o mas parametros fisicos de una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 4 muestra un ejemplo de como se puede usar un modelo de aeronave para determinar uno o mas parametros en un metodo de control para la aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 5 muestra un ejemplo de una aeronave con un controlador de vuelo, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 6A muestra un ejemplo de un esquema de control de actitud que puede implementarse por una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 6B muestra un ejemplo de un esquema de control de actitud que puede implementarse por una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 6C muestra un ejemplo de una porcion de un circuito interno de control, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 6D muestra un ejemplo de un esquema de control de actitud de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 7A muestra un ejemplo de error de seguimiento, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 7B muestra ademas un ejemplo de error de seguimiento, de acuerdo con una realizacion de la invencion. La Figura 8 muestra una comparacion entre una respuesta de un controlador provisto de acuerdo con una realizacion de la invencion, en comparacion con un controlador convencional.

La Figura 9 ilustra un vehiculo aereo no tripulado, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 10 ilustra un objeto movil que incluye un portador y una carga util, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

La Figura 11 es una ilustracion esquematica a modo de diagrama de bloques de un sistema para controlar un objeto movil, de acuerdo con una realizacion de la invencion.

Descripcion detallada de la invencion

Los sistemas, dispositivos y metodos de la presente invencion proporcionan control de vuelo de actitud para un vehiculo aereo. El vehiculo aereo puede ser un vehiculo aereo no tripulado (UAV) o cualquier otro tipo de objeto movil. El vehiculo aereo puede ser un vehiculo aereo de multiples rotores.

Los metodos tradicionales de control de actitud para los esquemas de control de aeronaves con multiples rotores utilizan un control derivado proporcional integral en cascada (PID) en donde el control de actitud se conecta en cascada con el control de velocidad angular. De acuerdo con los metodos de ajuste PID convencionales, los parametros para un circuito interno (circuito de velocidad angular) y un circuito externo (circuito de angulo) pueden sintonizarse secuencialmente.

Con respecto a los controladores tradicionales en cascada, existe una fuerte dependencia de los resultados de calibracion del circuito interno; si el rendimiento del seguimiento del circuito interno no es bueno, afectara directamente todo el resultado. Por lo tanto, el ajuste del diseno y los parametros del circuito interno son extremadamente importantes. Sin embargo, el proceso de ajuste de PID convencional es largo y complejo, y durante el proceso ocurren facilmente problemas de divergencia e inestabilidad del sistema. Los parametros de control suelen utilizar los resultados de ajuste reales como estandar, pero dependen en gran medida del sistema. Cuando el sistema cambia (por ejemplo, si hay cambios en la estructura de la aeronave, la distancia del rotor, el peso), es necesario ajustar nuevamente los parametros. Ademas, el ciclo de sintonizacion es aun relativamente largo. La razon principal se debe a una falta de comprension completa del modelo del sistema y no existe una relacion entre los parametros.

En el control PID en cascada convencional, el circuito interno de velocidad angular esta disenado principalmente para resistir las perturbaciones de la velocidad, por lo que, en circunstancias normales, el controlador solo realiza ajustes despues de que las perturbaciones ya han provocado que la aeronave produzca velocidad angular. Bajo ciertas circunstancias, el rendimiento de rechazo de perturbaciones no puede alcanzar el estado optimo.

Se proporcionan aqui metodos y sistemas de control de vuelo mejorados. Por ejemplo, un metodo de control de actitud de vuelo puede tener en cuenta los parametros fisicos y/o dinamicos de un vehiculo aereo. Por ejemplo, de acuerdo con la estructura y la propulsion de la aeronave, pueden evaluarse automaticamente los limites de rendimiento y usarse como referencias para el control. Al utilizar un modelo de vehiculo aereo como base, los parametros fisicos y/o dinamicos pueden convertirse en coeficientes de control. Esto puede hacer que sea facil ajustar el control PID para diferentes modelos de vehiculos aereos. Se puede realizar una evaluacion previa para que un sistema de control se pueda diferenciar para diferentes modelos de vehiculos aereos y se pueda aplicar facilmente a diferentes modelos. En algunos casos, se pueden considerar parametros no lineales.

En algunas implementaciones, los parametros fisicos del vehiculo aereo pueden evaluarse para determinar un momento de inercia para el vehiculo aereo como un todo. Los parametros fisicos tambien pueden evaluarse para calcular un centro aerodinamico del vehiculo aereo y determinar una distancia axial a partir de un motor o unidad de propulsion del vehiculo aereo hasta el centro aerodinamico. Los parametros fisicos tambien pueden usarse para determinar una curva de empuje/sustentacion del motor para uno o mas motores del vehiculo aereo. Estos parametros pueden ser parametros de configuracion de la aeronave que se pueden usar en el control de actitud del vehiculo aereo. Estos parametros se pueden evaluar en tiempo real o se pueden evaluar previamente. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden estar asociados con diversos modelos del vehiculo aereo. Se puede seleccionar un modelo de vehiculo aereo y se pueden aplicar los parametros de configuracion de la aeronave apropiados al esquema de control de actitud.

Ademas, los metodos de control de vuelo mejorados pueden incluir la adicion de un circuito de aceleracion angular al esquema de control PID. Los metodos de control de vuelo tambien pueden incluir el control directo y el fortalecimiento del rechazo de perturbaciones y el seguimiento del rendimiento. Dado que el circuito de aceleracion angular puede actuar como control directo, el tiempo de respuesta puede ser corto con caracteristicas de fuerte resistencia a las perturbaciones. Al suprimir directamente las perturbaciones, se puede reducir el tiempo de respuesta.

La Figura 1 muestra un ejemplo de un metodo de control de actitud de multiples etapas, de acuerdo con una realizacion de la invencion. El control de actitud de multiples etapas se puede usar para controlar la actitud de un vehiculo aereo, como un UAV o cualquier otro tipo de aeronave. La aeronave puede ser tripulada o no tripulada. La aeronave puede ser una aeronave con diversos rotores, que puede incluir dos o mas rotores que pueden proporcionar sustentacion a la aeronave. La aeronave puede ser una aeronave de un solo rotor. Cualquier descripcion aqui relacionada con el control de vuelo de una aeronave puede aplicarse a cualquier otro objeto movil. Por ejemplo, los metodos de control de actitud descritos aqui pueden aplicarse a vehiculos espaciales y/o vehiculos submarinos. Uno o mas aspectos del control de actitud pueden aplicarse a vehiculos aereos, vehiculos del espacio exterior, vehiculos terrestres o vehiculos acuaticos.

El control de actitud puede implementarse alrededor de uno o mas ejes de rotacion alrededor de la aeronave. Por ejemplo, el control de actitud puede implementarse alrededor de un eje de cabeceo, un eje de balanceo y/o un eje de giro. El control de actitud se puede implementar sobre uno de estos ejes, dos de estos ejes o los tres de estos ejes.

Un metodo de control de actitud puede implementarse en multiples etapas. Por ejemplo, se pueden proporcionar una etapa de configuracion previa y una etapa de vuelo. La etapa de configuracion previa y la etapa de vuelo pueden ocurrir en diferentes puntos en el tiempo y/o en diferentes ubicaciones.

En un ejemplo, puede producirse una etapa de configuracion previa durante la cual se pueden evaluar uno o mas parametros fisicos de una aeronave. Se pueden realizar uno o mas calculos con base en los parametros fisicos de la aeronave. Los parametros fisicos de la aeronave pueden incluir dimensiones espaciales, como altura, ancho, longitud, diametro, diagonal o circunferencia. Los parametros fisicos tambien pueden tomar en cuenta la morfologia de la aeronave, como la forma del cuerpo de la aeronave y/o cualquier extension. Los parametros fisicos tambien pueden tomar en cuenta otros factores, como el peso, la distribucion del peso, el centro de gravedad o la densidad. Otros ejemplos de parametros fisicos se pueden describir en otra parte de este documento.

Los parametros dinamicos pueden evaluarse durante la etapa de configuracion previa. Alternativamente, los parametros dinamicos pueden considerarse en una etapa posterior. Los parametros dinamicos pueden incluir especificaciones relacionadas con la bateria u otras especificaciones de la fuente de alimentacion, o caracteristicas del motor, como el empuje o la potencia. Otros ejemplos de parametros dinamicos se describen en otra parte en este documento.

La etapa de configuracion previa puede ocurrir para uno o mas modelos de aeronaves. Por ejemplo, diferentes modelos de aeronaves pueden tener diferentes parametros ffsicos y/o dinamicos. Por ejemplo, diferentes modelos de aeronaves pueden tener diferentes formas, tamanos, pesos, distribuciones de peso, caracterfsticas de la fuente de energfa, caracterfsticas del motor u otras caracterfsticas o caracterfsticas diferentes. En algunos casos, la configuracion previa puede ocurrir por un fabricante o distribuidor de uno o mas modelos de aeronaves. La configuracion previa puede ocurrir a traves de un fabricante o distribuidor de un sistema de control que puede aplicarse a uno o mas modelos de aeronaves. La configuracion previa puede ocurrir a traves de un tercero que puede proporcionar la informacion de la configuracion previa para ayudar a controlar la aeronave. La informacion puede almacenarse en una memoria a la que puede acceder un controlador de vuelo que controla la aeronave. En algunos casos, la configuracion previa no es realizada por un usuario final de la aeronave. Por ejemplo, la configuracion previa se puede realizar en una entidad que es diferente de un usuario que opera la aeronave. La configuracion previa puede realizarse antes de que un usuario final tenga acceso a la aeronave. Por ejemplo, la configuracion previa puede ocurrir horas, dfas, semanas, meses, trimestres o anos antes de que el usuario tenga acceso a la aeronave o antes de que el usuario opere la aeronave.

En algunos casos, la configuracion previa se puede realizar como una calibracion de la aeronave. La calibracion puede ocurrir antes de que el usuario tenga acceso a la aeronave o puede ser independiente de las interacciones del usuario con la aeronave. La aeronave puede tener acceso a la informacion de configuracion previa. La informacion de configuracion previa puede almacenarse a bordo de la aeronave, o puede ser accesible a traves de la aeronave a partir de una memoria fuera de la aeronave.

Opcionalmente, la etapa de vuelo puede ocurrir despues de la etapa de configuracion previa. La etapa de vuelo puede proporcionarse cuando un usuario tiene acceso a la aeronave. La etapa de vuelo puede ser cuando un usuario puede operar la aeronave. Durante la etapa de vuelo, se puede utilizar un metodo de control de actitud en la aeronave. Los sistemas de control de actitud pueden ser utilizados por la aeronave para controlar la actitud de la aeronave durante el vuelo. Los sistemas de control de actitud pueden usar informacion de configuracion previa que se puede recopilar antes durante una etapa de configuracion previa.

Las calibraciones adicionales pueden o no ocurrir en una etapa de vuelo. En un ejemplo, cada vez que un usuario enciende una aeronave, pueden producirse algunas calibraciones. Alternativamente, las calibraciones pueden ocurrir cuando el usuario recibe la aeronave por primera vez y la opera por primera vez. En otro ejemplo, las calibraciones pueden ocurrir a peticion. La informacion de calibracion puede o no usarse para determinar las dimensiones ffsicas de las aeronaves. La informacion de calibracion puede o no usarse para determinar las caracterfsticas dinamicas de la aeronave. La informacion de calibracion de la etapa de vuelo puede o no estar acoplada con la informacion de configuracion previa para determinar uno o mas coeficientes para un metodo de control de actitud de vuelo.

La Figura 2 muestra un ejemplo de como los parametros ffsicos de una aeronave pueden asociarse con un metodo de control de actitud para una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion. En algunos casos, estas etapas pueden ocurrir durante una etapa de configuracion previa.

Se pueden evaluar uno o mas parametros ffsicos de una aeronave. En algunos casos, estos parametros pueden medirse manualmente por un ser humano, o pueden medirse automaticamente con la ayuda de un procesador. En algunos casos, un ser humano puede ingresar los datos, a traves de un dispositivo, para ser almacenados en la memoria. Por ejemplo, un ser humano puede medir una dimension de la aeronave e ingresar los datos. En otro ejemplo, una o mas maquinas pueden usarse para determinar un parametro ffsico de la aeronave, y los datos se pueden proporcionar automaticamente a una memoria que almacena la informacion. Por ejemplo, el peso de la aeronave puede medirse y comunicarse automaticamente en la memoria.

Los ejemplos de parametros ffsicos pueden incluir factores relacionados con la estructura de la aeronave y/o la dinamica de la aeronave. Los parametros ffsicos pueden incluir dimensiones espaciales, como altura, ancho, longitud, diametro, diagonal o circunferencia. Los parametros ffsicos tambien pueden tomar en cuenta la morfologfa de la aeronave, como la forma del cuerpo de la aeronave y/o cualquier extension. Los parametros ffsicos tambien pueden tomar en cuenta otros factores, como el peso, la distribucion del peso, el centro de gravedad o la densidad. En algunos casos, se pueden tener en cuenta una o mas propiedades materiales de la aeronave, como densidad, rigidez, flexibilidad o elasticidad. Dichos parametros ffsicos pueden relacionarse con la estructura de la aeronave. Los parametros ffsicos se pueden recopilar para la aeronave en su totalidad y/o uno o mas componentes de la aeronave. Por ejemplo, los parametros ffsicos pueden pertenecer a la estructura de la aeronave, la fuente de energfa (por ejemplo, la baterfa), el sistema de avionica, el portador, la carga util, los sensores, los motores, el tren de aterrizaje, la unidad de comunicacion o cualquier otro componente.

Los parametros ffsicos tambien pueden incluir la dinamica de la aeronave. Esto puede incluir especificaciones de la fuente de alimentacion, como la corriente maxima de la baterfa, la potencia de salida maxima, la densidad de energfa, la capacidad de la baterfa, la tasa de descarga, el voltaje nominal, la vida util de la baterfa o cualquier otra caracterfstica. En algunos casos, se puede especificar o determinar la informacion sobre la qufmica de la baterfa o el tipo de baterfa. Esto tambien puede incluir caracterfsticas del motor, como el empuje o la potencia. En algunos casos, las caracterfsticas del motor pueden incluir maximo empuje, maxima potencia. Tambien se puede determinar la corriente y la potencia del control de velocidad electronico.

Se puede evaluar cualquier otro parametro fisico relacionado con la aeronave. La informacion sobre uno o mas de los parametros fisicos de la aeronave se puede almacenar en la memoria. Por ejemplo, los datos de los parametros fisicos se pueden almacenar en una o mas bases de datos. Las bases de datos pueden ser externas a la aeronave. Las bases de datos pueden almacenarse en un entorno informatico en la nube y/o pueden distribuirse en multiples dispositivos. Alternativamente, las bases de datos pueden almacenarse a bordo de la aeronave.

Se pueden realizar uno o mas calculos sobre los parametros fisicos para determinar uno o mas parametros de configuracion de la aeronave. Los parametros fisicos pueden representar caracteristicas fisicas de la aeronave que pueden medirse directamente. Los parametros de configuracion de la aeronave se pueden calcular con base en los parametros fisicos. Los parametros de configuracion de la aeronave se pueden calcular con la ayuda de un procesador.

Algunos ejemplos de parametros de configuracion de la aeronave que pueden incluir, entre otros, el centro aerodinamico de la aeronave, el centro de gravedad de la aeronave o el momento de inercia de toda la aeronave o un componente de la aeronave. Las caracteristicas aerodinamicas y/o la estabilidad de la aeronave se pueden analizar.

La Figura 3 muestra un ejemplo de diversas caracteristicas fisicas que pueden considerarse para uno o mas parametros fisicos de una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion. La Figura 3A muestra un ejemplo de como se puede calcular el centro de gravedad de una aeronave. Como se muestra, cuando el centro de gravedad de la aeronave esta situado debajo de la superficie de sustentacion, cuando el vuelo lateral de la aeronave puede alcanzar una velocidad de equilibrio constante, la componente horizontal de la fuerza de sustentacion puede contrarrestar la fuerza de arrastre y/o la componente vertical puede contrarrestar la gravedad. En algunos casos, el centro aerodinamico y la gravedad pueden o no coincidir. En una situacion en donde el centro aerodinamico y el centro de gravedad no coinciden, el componente de sustentacion vertical y la gravedad pueden formar una pareja de fuerza, lo que hace que la aeronave experimente un momento de cabeceo de nariz hacia arriba. Esto puede hacer que la aeronave se incline hacia la horizontal, lo que puede permitir que la aeronave se convierta en un sistema estable. Por lo tanto, durante el diseno de la aeronave, la posicion del centro de gravedad se puede cambiar para ajustar la estabilidad de la aeronave. El centro de gravedad de la aeronave puede calcularse con base en los parametros fisicos. En algunos casos, pueden considerarse las distribuciones de peso y el posicionamiento de diversos componentes de la aeronave para determinar el centro de gravedad de la aeronave. El centro de gravedad puede diferir del modelo de aeronave al modelo de aeronave.

La Figura 3B muestra un ejemplo de como se puede calcular un momento de inercia de la aeronave. En algunas realizaciones, se puede analizar el momento de distribucion de inercia de toda la aeronave. La influencia del modelo de aeronave y la configuracion de la carga util pueden evaluarse por su efecto en el momento de inercia de toda la aeronave. Esto se puede usar como referencia para ajustar toda la configuracion de la aeronave.

Se pueden definir los patrones fisicos basicos que componen cada componente de una aeronave. Los ejemplos de componentes de la aeronave pueden incluir, entre otros, la estructura de la aeronave, la fuente de energia (por ejemplo, bateria), el sistema de avionica, el portador, la carga util, los sensores, motores, unidades de propulsion, tren de aterrizaje o unidad de comunicacion. Los modelos basicos pueden incluir la ubicacion de la instalacion, el peso y los terminos relacionados con el momento de inercia de cada componente. Luego, utilizando el teorema del eje paralelo, el momento de inercia de toda la aeronave se basa en los momentos de inercia de cada componente. Como se ilustra, las formas de los diversos componentes y/o la aeronave en su conjunto y la distribucion del peso pueden considerarse al calcular el momento de inercia. El momento de inercia se puede calcular con la ayuda de un procesador con base en los parametros fisicos recopilados. En algunas implementaciones, se puede emplear el analisis de elementos finitos (FEM). El teorema del eje paralelo se puede usar para calcular el momento de inercia. Algunos ejemplos de calculos de momento de inercia se pueden proporcionar a continuacion:

1) Particula:

I = M * LA2

2) Sobre una porcion de un cilindro:

I = 1/3 * M * LA2

3) Sobre el centro de un cilindro:

I = 1/2 * M * RA2

en donde I es el momento de inercia, M es la masa, L es la distancia a partir del centro de la particula o cilindro (o cualquier otra forma) al eje de rotacion y R es el radio del cilindro.

Los calculos adicionales pueden incluir calculos de torque y velocidad angular, los cuales se pueden proporcionar de la siguiente manera:

Torque = L * F

velocidad angular = torque / momento de inercia

Con base en el analisis teorico y el calculo de un gran numero de modelos de aeronaves, el momento primario de inercia buscado de la aeronave puede ser de aproximadamente el 50% asignado por la unidad de propulsion y electronica (por ejemplo, helices/palas de rotor). Debido a que el momento de inercia y la distancia del rotor pueden estar relacionados por una relacion cuadrada, y el torque aumenta linealmente, con la misma propulsion, en condiciones de distancia pequena del rotor puede haber mejores caracteristicas de manejo, bajo distancias grandes del rotor puede haber mejores caracteristicas de estabilidad.

Adicionalmente, otros parametros de configuracion de la aeronave que se pueden considerar pueden incluir parametros de fuente de energia (por ejemplo, bateria), parametros de actuador (por ejemplo, motor) y/o parametros de control electronico de velocidad (ESC).

Por ejemplo, pueden usarse parametros fisicos para calcular estos parametros de configuracion de la aeronave. La corriente maxima de la bateria, la potencia de salida maxima y/o la densidad de energia, el empuje y/o la potencia maxima del motor, y/o la corriente y/o potencia maxima del ESC se pueden evaluar de la siguiente manera.

corriente_maxima_bateria = capacidad_bateria * velocidad_descarga potencia_maxima_bateria = corriente_maxima_bateria * voltaje_nominal empuje y potencia maxima del motor: del experimento

corriente y potencia maxima del esc: del experimento

Ademas, puede ser deseable evaluar la seguridad y/o el cumplimiento del sistema de propulsion. Por ejemplo, puede ser deseable que la corriente que se puede proporcionar por la bateria > corriente maxima del ESC > corriente del motor.

Un calculo adicional de los parametros de configuracion de la aeronave a partir de parametros fisicos puede incluir una evaluacion del rendimiento de sobrevuelo. Por ejemplo, de acuerdo con el peso y la dinamica de la aeronave, se puede realizar un calculo para la potencia de salida de sobrevuelo, la cantidad de uso de potencia, la eficiencia, la potencia y/o el tiempo estimado de sobrevuelo. El calculo puede realizarse con la ayuda de un procesador.

La salida del motor se puede determinar a partir del acceso a los datos relativos al motor en una o mas bases de datos. En algunos casos, los datos relativos al motor pueden ser una tabla de consulta con base en el peso de la aeronave y la curva de tension del motor, y la eficiencia puede determinarse a partir de una tabla de busqueda con base en la salida del motor. La tabla de busqueda se puede crear con base en datos de pruebas empiricas. Alternativamente, la tabla de busqueda se puede crear con base en datos simulados o proyectados. En algunos casos, los datos en la tabla de circuito pueden ser ingresados por un individuo. Opcionalmente, la curva de tension del motor puede ser no lineal.

Una o mas caracteristicas de desplazamiento se pueden calcular de la siguiente manera:

potencia sobrevuelo = peso / eficiencia

corriente sobrevuelo = potencia sobrevuelo / voltaje

tiempo = capacidad de bateria / corriente de sobrevuelo

Ademas, los parametros fisicos se pueden usar para realizar una evaluacion del rendimiento de actuacion. Uno o mas parametros de configuracion de la aeronave de la evaluacion de desempeno de actuacion pueden incluir, entre otros, la relacion de empuje a peso, parametros relacionados con la velocidad (por ejemplo, velocidad maxima de ascenso, velocidad maxima de descenso, limite de velocidad superior con base en la distancia de frenado disenada), parametros relacionados con el angulo (por ejemplo, angulo de actitud maximo teorico, angulo de actitud despues de la compensacion, limite con el angulo de actitud), parametros relacionados con el torque (por ejemplo, torque de tres ejes), parametros relacionados con la velocidad angular (por ejemplo, usando el angulo de frenado para calcular la velocidad angular maxima), parametros relacionados con la rotacion del motor (por ejemplo, calcular la influencia de la direccion de rotacion del motor en un eje de orientacion, y/o la compensacion asociada).

La Figura 3C muestra un ejemplo de la direccion de rotacion del motor en uno o mas parametros de control, que pueden ser parametros de configuracion de la aeronave. Uno o mas de los parametros de configuracion de la aeronave tambien se pueden calcular de la siguiente manera:

proporcion empuje-peso = empuje maximo / peso

fuerza de sustentacion de sobrevuelo (N) = peso total de la aeronave (kg) * 9.8 (m/sA2)

acelerador de sobrevuelo = buscar (fuerza de sustentacion), unidades: %

eficiencia de sobrevuelo = buscar (acelerador de sobrevuelo), unidades: g/watt eficiencia de frenado de sobrevuelo = buscar (acelerador de sobrevuelo), unidades: g/watt corriente de sobrevuelo = peso total de la aeronave / eficiencia tiempo de sobrevuelo = capacidad de bateria / corriente de sobrevuelo angulo de actitud maximo = arcos (fuerza de sustentacion de sobrevuelo / fuerza de sustentacion maxima) Como se muestra en la Figura 2, los parametros de configuracion de la aeronave pueden calcularse con base en uno o mas parametros fisicos de la aeronave. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden estar asociados con un modelo de aeronave. Por ejemplo, diferentes modelos de aeronaves (por ejemplo, modelos UAV, modelos de aeronaves tripuladas) pueden tener diferentes parametros fisicos y parametros de configuracion de aeronaves asociados. Los parametros de configuracion de la aeronave se pueden recopilar y/o almacenar para cada uno de los modelos. En algunos casos, algunos de los parametros de configuracion de la aeronave pueden incluir datos recibidos empiricamente, ingresados manualmente por un usuario, modelados o simulados, o calculados con base en cualquier informacion existente.

Uno o mas parametros de configuracion de aeronave pueden incluir parametros de controlador que pueden usarse para sintonizar un controlador de vuelo de aeronave. Por ejemplo, el momento de inercia de la aeronave, la curva de tension del motor y el rendimiento dinamico de aceleracion/deceleracion se pueden usar para ajustar automaticamente los parametros del controlador. Dicho ajuste puede ocurrir de acuerdo con el error de seguimiento. El uso de los parametros de configuracion de la aeronave puede simplificar el proceso de ajuste de parametros y mejorar el rendimiento del controlador.

En algunas realizaciones, proporcionar el momento de inercia de la aeronave, la curva de salida de sustentacion del motor y/o la distancia axial (por ejemplo, la distancia a partir del motor al centro aerodinamico) puede mejorar el rendimiento del controlador. Dichos parametros pueden ser utiles para diferenciar diferentes modelos de aeronaves. Dichos parametros pueden estar asociados con un modelo de aeronave. Por lo tanto, cuando un usuario recibe una aeronave, el usuario puede especificar el modelo de la aeronave, o el modelo de la aeronave ya puede estar programado previamente. Los parametros para los modelos especificos de la aeronave se pueden usar en el sistema de control de vuelo para controlar la actitud de la aeronave.

La Figura 3D ilustra un conjunto de principios de trabajo para una aeronave de acuerdo con una realizacion de la invencion. Una aeronave puede tener opcionalmente tres grados de libertad. Por ejemplo, la aeronave puede ser capaz de girar alrededor de tres ejes de rotacion y generar una fuerza de sustentacion. Por ejemplo, en un helicoptero, los rotores pueden girar para generar sustentacion de la aeronave. Los rotores pueden girar para permitir que la aeronave gire alrededor de uno, dos o tres ejes de rotacion simultaneamente. En algunos casos, los ejes de rotacion pueden ser ortogonales entre si y/o pueden permanecer ortogonales entre si durante el vuelo de la aeronave (por ejemplo, 0, $, ^). Los ejes de rotacion pueden incluir ejes de rotacion, cabeceo y/o giro.

En algunas realizaciones, la aeronave de rotor puede tener una pluralidad de rotores, cada uno capaz de generar sustentacion para la aeronave de rotor (por ejemplo, Fⁱ , F², F³, F⁴). En un ejemplo, se pueden proporcionar cuatro rotores. Los rotores pueden generar la misma cantidad o sustentacion o diferentes cantidades de sustentacion. Los rotores pueden rotar con la misma velocidad angular o con diferentes velocidades angulares (por ejemplo, w i , W2, W³ , W⁴).

La estrategia de control robusta y adaptativa puede ser util para una aeronave con multiples rotores. El sistema que rige el vuelo de una aeronave con multiples rotores puede ser inestable por naturaleza y puede divergir en segundos si no se aplica una ley de control adecuada. El sistema puede no ser lineal. La no linealidad del sistema y la complejidad de la dinamica aerea requieren mejoras en el diseno del controlador.

Los sistemas y metodos descritos aqui pueden modelar la dinamica del vuelo de la aeronave y desarrollar un esquema de control para estabilizar la actitud de una aeronave de multiples rotores, de los cuales la configuracion principal puede ser no lineal. La dinamica y el sistema de control propuesto se pueden expresar en el grupo ortogonal especial, SO(3), para impedir la singularidad y las ambiguedades asociadas con otras representaciones de actitud como el angulo de Euler y el cuaternion. El modelado de la aeronave de multiples rotores puede incluir un analisis cinematico y dinamico de la identificacion de multiples rotores y del sistema de los actuadores (por ejemplo, motor, rotor y/o helice).

El analisis de elementos finitos (FEM) se puede usar para estimar el momento de inercia del sistema. Un sistema de inercia de primer orden con retraso de tiempo puede considerarse como el patron aproximado para la identificacion del sistema. El sistema de control se puede dividir en control proporcional en SO(3) y control PID de cascada (proporcional, integral y derivado) de la dinamica con compensacion de proalimentacion, como se describe en otra parte en este documento. Para el control sobre SO(3), el error puede definirse como el error natural en SO(3), (puede proporcionarse en terminos de geodesicos, lo que puede ser deseable). El control proporcional se puede definir en una coordenada exponencial de SO(3), ya que es un espacio lineal. El esquema de control puede verificarse mediante la funcion Lyapunov para garantizar la estabilidad en un colector no lineal. Para el control de dinamica PID en cascada, el controlador puede organizarse en secuencia de coordenadas exponenciales de SO(3), velocidad angular y aceleracion angular. Se pueden emplear tecnicas que utilizan un controlador de PID diferencial incompleto y un predictor de Smith para suprimir aun mas el ruido y mejorar la calidad del control. Ademas, se puede agregar una compensacion de avance para mejorar la respuesta transitoria. Otras descripciones de los esquemas de control para aeronaves de multiples rotores se describen en otra parte de este documento.

La Figura 4 muestra un ejemplo de como se puede usar un modelo de aeronave para determinar uno o mas parametros en un metodo de control para la aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion. Por ejemplo, una aeronave puede tener uno o mas procesadores a bordo que pueden funcionar como un controlador de vuelo.

Cuando un usuario recibe una aeronave, el usuario puede ingresar el modelo de aeronave. Por ejemplo, el usuario puede ingresar el modelo de la aeronave directamente en la aeronave. En otro ejemplo, el usuario puede ingresar el modelo de la aeronave en un dispositivo externo que pueda comunicarse con la aeronave. El dispositivo externo puede ser un controlador de la aeronave o un dispositivo de visualizacion que muestra datos de la aeronave. El dispositivo externo puede ser un ordenador, telefono inteligente, tableta o cualquier otro tipo de dispositivo o terminal como se describe en otra parte del presente documento.

En algunos casos, es posible que la aeronave ya este programada previamente con la informacion del modelo de la aeronave. La informacion del modelo de aeronave puede o no ser cambiable.

En algunas realizaciones, la informacion del modelo de aeronave se puede usar para acceder a uno o mas parametros de configuracion de la aeronave para el modelo de aeronave seleccionado. En algunos casos, los datos pueden almacenarse en la memoria acerca de uno o mas parametros de configuracion de la aeronave que pueden estar asociados con un modelo de aeronave. Por ejemplo, el modelo de aeronave A y el modelo de aeronave B pueden tener una o mas caracteristicas fisicas diferentes. Las diferentes caracteristicas fisicas pueden resultar en diferentes parametros de configuracion de la aeronave, tales como diferentes momentos de inercia, curva de salida de sustentacion del motor y/o distancia axial. Los diferentes parametros de configuracion de la aeronave pueden ser utilizados por un controlador de vuelo para controlar el vuelo de la aeronave. En algunos casos, los datos pueden almacenarse como una tabla de busqueda, donde los distintos parametros de configuracion para los diferentes modelos de aeronaves pueden ser accesibles. Por ejemplo, si se realiza una solicitud de parametros de configuracion para el Modelo X de aeronave, se pueden proporcionar a partir de la tabla de busqueda. En algunos casos, la tabla de busqueda puede almacenarse a bordo de una aeronave. Por lo tanto, un usuario puede ingresar o alterar un modelo de aeronave para definir o alterar los parametros de configuracion que usa el controlador de vuelo. En otros casos, la tabla de busqueda puede almacenarse fuera de la aeronave. La aeronave puede ser capaz de comunicarse con un dispositivo externo para acceder a los datos de la tabla de busqueda. Por ejemplo, la aeronave puede enviar un indicador de un modelo de aeronave, y el dispositivo externo puede enviar los parametros de configuracion de la aeronave asociados con el modelo de aeronave seleccionado.

Opcionalmente, una aeronave puede tener uno o mas parametros de configuracion de la aeronave programado previamente en ella. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden almacenarse en la aeronave cuando el usuario recibe la aeronave. El usuario puede o no necesitar especificar el modelo de aeronave. En algunos casos, en un sitio de un fabricante u otro sitio, se puede hacer una determinacion sobre el modelo de la aeronave, y el controlador de vuelo puede programarse previamente con los parametros de configuracion de la aeronave que pueden determinarse con base en los parametros fisicos de la aeronave. Se puede acceder a los parametros de configuracion de la aeronave a partir de una tabla de busqueda que incluye datos para multiples modelos de aeronave. Por ejemplo, en el sitio del fabricante, el fabricante puede especificar que se esta fabricando un Modelo X de la aeronave, y se puede acceder a los parametros de configuracion de la aeronave asociados y programarlos previamente en la aeronave. Un usuario puede o no ser capaz de alterar los parametros de configuracion de la aeronave. En algunos casos, un usuario puede ingresar una solicitud de nuevos parametros de configuracion para la aeronave (directamente en la aeronave o mediante un dispositivo externo capaz de comunicarse con la aeronave). Dicha solicitud puede realizarse con base en un modelo de aeronave, o puede incluir la entrada de nuevas caracteristicas fisicas de la aeronave. En algunos casos, los parametros de configuracion de la aeronave pueden calcularse previamente y almacenarse en datos y ser accesibles a solicitud. En otros casos, se pueden ingresar o medir nuevos datos de parametros fisicos, y se pueden calcular nuevos parametros de configuracion de aeronaves. Dichos calculos pueden ocurrir en tiempo real. Por ejemplo, un usuario puede modificar una aeronave existente de manera que pueda cambiar uno o mas parametros de configuracion de la aeronave. Por ejemplo, un usuario puede agregar una nueva camara a un UAV que puede cambiar el peso y/o la distribucion del peso. El momento de inercia y/u otros parametros de configuracion de la aeronave pueden volver a calcularse para adaptarse al cambio.

En algunos casos, la informacion sobre una aeronave puede almacenarse en una memoria a bordo y/o un procesador de la aeronave. El procesador puede evaluar uno o mas parametros cuando la aeronave esta encendida. En algunos casos, el procesador puede acceder a parametros previamente calculados de acuerdo con el modelo de aeronave almacenado. En otros casos, algunos diagnosticos o mediciones pueden tomarse cuando la aeronave esta encendida y pueden usarse para generar uno o mas parametros de configuracion de la aeronave.

Durante el vuelo, una aeronave puede controlarse por una entrada a partir de un dispositivo de control de vuelo. El dispositivo de control de vuelo puede ser un dispositivo externo que esta separado de la aeronave. Opcionalmente, el dispositivo de control de vuelo puede ser un control remoto operado por un usuario en tierra a la vez que la aeronave esta volando. El dispositivo de control de vuelo puede comunicarse con la aeronave de forma inalambrica. Alternativamente, el dispositivo de control de vuelo puede estar incorporado en la aeronave. Por ejemplo, un usuario puede operar el dispositivo de control de vuelo a la vez que el usuario esta a bordo de la aeronave. El usuario puede ser piloto de la aeronave y puede operar el dispositivo de control de vuelo a partir de la cabina del piloto. El dispositivo de control de vuelo puede incluir informacion que pueda pertenecer a la direccion y/o velocidad de la aeronave. La entrada del dispositivo de control de vuelo se puede usar para determinar la actitud objetivo de la aeronave. La actitud objetivo de la aeronave puede determinarse sobre uno, dos o tres ejes de rotacion. Por ejemplo, la actitud objetivo de la aeronave puede determinarse sobre un eje de cabeceo, eje de balanceo y/o eje de giro.

Una aeronave puede tener un controlador de vuelo. El controlador de vuelo puede incluir uno o mas procesadores a bordo de la aeronave. El controlador de vuelo puede recibir senales indicativas de la entrada del dispositivo de control de vuelo. El controlador de vuelo puede controlar el vuelo de la aeronave en respuesta a la entrada del dispositivo de control de vuelo. El controlador de vuelo puede controlar el vuelo de la aeronave en respuesta a uno o mas de los parametros de configuracion de vuelo de la aeronave. El controlador de vuelo puede realizar el control de actitud de la aeronave con base en la senal del dispositivo de control de vuelo (por ejemplo, la actitud objetivo) y los parametros de configuracion de la aeronave. El controlador de vuelo puede realizar un control de actitud sobre los ejes de balanceo, guinada y cabeceo de la aeronave con base en los ejes de balanceo, guinada y cabeceo objetivo, y los parametros de configuracion de la aeronave.

La Figura 5 muestra un ejemplo de una aeronave con un controlador de vuelo, de acuerdo con una realizacion de la invencion. La aeronave 510 puede tener uno o mas controladores 520 de vuelo a bordo. El controlador de vuelo puede incluir uno o mas procesadores que pueden generar individual o colectivamente una senal de comando para controlar el vuelo de la aeronave.

El controlador 520 de vuelo puede comunicarse con uno o mas actuadores 560a, 560b de la aeronave. Los actuadores pueden ser motores que pueden estar acoplados a una o mas unidades de propulsion de la aeronave. Las unidades de propulsion pueden incluir rotores que pueden girar para generar sustentacion para la aeronave. En algunos casos, la aeronave puede ser una aeronave de multiples rotores que tiene una pluralidad de rotores, cada uno de los cuales puede generar sustentacion para la aeronave. La senal de comando puede determinar la salida proporcionada a los motores, lo que puede determinar la velocidad a la que pueden girar los rotores acoplados a los motores. En algunos casos, cada rotor puede estar acoplado a un motor individual. Opcionalmente, un rotor se puede acoplar a multiples rotores, o se pueden usar multiples motores para impulsar un solo rotor. Los motores se pueden controlar individualmente. Por ejemplo, un motor puede tener una salida de potencia diferente a la de otro motor en diferentes circunstancias. Las unidades de propulsion pueden ser todas del mismo tipo de unidades de propulsion o pueden incluir diferentes tipos de unidades de propulsion. Por ejemplo, todas las unidades de propulsion pueden incluir palas/helices de rotor. En algunas realizaciones, las palas y/o helices de rotor pueden tener la misma configuracion y/o dimensiones o configuraciones y/o dimensiones diferentes. Se puede proporcionar cualquier numero de motores y/o unidades de propulsion para una aeronave. Por ejemplo, se pueden proporcionar uno, dos, tres, cuatro, cinco, seis, siete, ocho, nueve, diez, once, doce o mas motores y/o unidades de propulsion a bordo de la aeronave.

Cada motor puede controlarse individualmente. Por ejemplo, se puede proporcionar una senal de comando separada a cada motor. Cada motor puede tener la misma o diferente salida de motor que otros motores de la aeronave. La salida a cada motor puede variar de acuerdo con la actitud deseada de la aeronave. Por ejemplo, si es deseable ajustar la actitud de la aeronave, uno o mas motores pueden operar en diferentes salidas (por ejemplo, pueden girar con diferentes velocidades o revoluciones por minuto) para crear el cambio en la actitud de la aeronave.

En algunos casos, se puede proporcionar en la aeronave la memoria que incluye uno o mas parametros 530 de configuracion de aeronave. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden incluir el momento de inercia para toda la aeronave, la curva de salida de sustentacion del motor y/o la distancia axial (por ejemplo, la distancia del motor al centro aerodinamico). Se pueden almacenar otros parametros de configuracion de la aeronave, como los descritos en otro lugar. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden derivarse de una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave o modelo de aeronave. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden programarse previamente en la memoria. Alternativamente, los parametros de configuracion de la aeronave se pueden descargar a partir de un dispositivo externo a la memoria. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden almacenarse en la memoria y se puede usar el controlador 520 de vuelo para generar la senal de comando.

Opcionalmente, uno o mas sensores 540 se pueden proporcionar a bordo de la aeronave. Los ejemplos de sensores pueden incluir, entre otros, dispositivos de imagen (por ejemplo, camaras, sensores de vision, dispositivos de imagen termica/infrarrojos, dispositivos de imagen UV u otros tipos de dispositivos de imagen espectral), sensores inerciales (por ejemplo, giroscopios, acelerometros, magnetometros), sensores ultrasonicos, lidar, sonar o cualquier otro tipo de sensor. En algunos casos, el sensor puede comunicarse con un dispositivo externo, como un satelite del sistema de posicionamiento global (GPS). El sensor puede ser un receptor GPS. En otros casos, el sensor puede comunicarse con una o mas torres o relevos. Los sensores pueden recopilar informacion sobre el entorno que rodea a la aeronave. Los sensores pueden o no utilizarse para ayudar en la navegacion de la aeronave. En algunos casos, los sensores 540 pueden comunicarse con el controlador 520 de vuelo de la aeronave. En algunos casos, las senales de los sensores pueden ser usadas por el controlador de vuelo para generar una senal de comando a uno o mas actuadores. Las senales de los sensores pueden o no usarse para controlar la actitud de la aeronave sobre uno o mas ejes.

En algunos casos, los sensores pueden ser utiles para recopilar informacion sobre la dinamica de la aeronave. Por ejemplo, los sensores pueden usarse para recopilar informacion sobre la actitud de la aeronave, la velocidad angular y/o la aceleracion angular sobre uno o mas ejes de rotacion. Por ejemplo, los sensores pueden incluir giroscopios u otros sensores que pueden recopilar informacion sobre la actitud de la aeronave, la velocidad angular y/o la aceleracion sobre un eje de cabeceo, un eje de balanceo y/o un eje de orientacion. Los sensores pueden ser sensores de inercia o pueden ser parte de una unidad de medicion inercial (IMU). Una IMU puede incluir uno o mas acelerometros, uno o mas giroscopios, uno o mas magnetometros, o combinaciones adecuadas de los mismos. Por ejemplo, la IMU puede incluir hasta tres acelerometros ortogonales para medir la aceleracion lineal del objeto movil a lo largo de hasta tres ejes de traslacion, y hasta tres giroscopios ortogonales para medir la aceleracion angular de hasta tres ejes de rotacion. La IMU se puede acoplar de manera rigida al vehiculo aereo de manera que el movimiento del vehiculo aereo corresponda con el movimiento de la IMU. Alternativamente, se puede permitir que la IMU se mueva en relacion con el vehiculo aereo con respecto a hasta seis grados de libertad. La IMU puede montarse directamente en el vehiculo aereo o acoplarse a una estructura de soporte montada en el vehiculo aereo. La IMU puede proporcionarse en el exterior o dentro de una carcasa del objeto movil. La IMU puede estar unida de forma permanente o extraible al objeto movil. La IMU puede proporcionar una senal indicativa del movimiento del vehiculo aereo, tal como una posicion, orientacion, velocidad y/o aceleracion del vehiculo aereo (por ejemplo, con respecto a uno, dos o tres ejes de traslacion, y/o uno, dos, o tres ejes de rotacion). Por ejemplo, la IMU puede detectar una senal representativa de la aceleracion del vehiculo aereo, y la senal puede integrarse una vez para proporcionar informacion de velocidad y dos veces para proporcionar informacion de ubicacion y/o orientacion. La IMU puede determinar la aceleracion, la velocidad y/o la ubicacion/orientacion del vehiculo aereo sin interactuar con ningun factor ambiental externo ni recibir senales del exterior del vehiculo aereo.

Una IMU puede proporcionar una senal al controlador 520 de vuelo que puede ser util para generar una senal de comando a uno o mas motores 560 del vehiculo aereo. En algunos casos, el controlador de vuelo puede usar un esquema de retroalimentacion de control que puede utilizar informacion de la IMU.

Se pueden utilizar otros sensores para determinar la actitud, la velocidad angular y/o la aceleracion angular de la aeronave. Los otros sensores pueden o no estar a bordo de la aeronave. Los otros sensores pueden o no comunicarse con dispositivos adicionales que son externos a la aeronave. Por ejemplo, los sensores pueden determinar la informacion sin recibir ninguna senal externa de la aeronave.

Opcionalmente, un dispositivo 550 externo puede estar en comunicacion con el controlador de vuelo. El dispositivo externo se puede proporcionar fuera de la aeronave. El dispositivo externo puede ser capaz de comunicarse con la aeronave de forma inalambrica. El dispositivo externo puede tener cualquier informacion, como navegacion o informacion posicional relacionada con la aeronave. En algunos casos, el dispositivo externo puede incluir datos de parametros de configuracion de la aeronave. Opcionalmente, el dispositivo externo puede comunicar datos de parametros de configuracion de la aeronave a una memoria 530 que almacena datos de parametros de configuracion de la aeronave para la aeronave. Los datos a bordo de la aeronave pueden actualizarse con datos nuevos del dispositivo externo. Las actualizaciones pueden realizarse automaticamente o en respuesta a una solicitud de un usuario o de la aeronave.

En algunas implementaciones, el dispositivo externo puede ser un dispositivo de control de vuelo que puede proporcionar una o mas instrucciones de vuelo al controlador de vuelo. Por ejemplo, un usuario puede usar un control remoto que puede comunicarse de forma inalambrica con la aeronave. El usuario puede especificar diferentes instrucciones de vuelo, como programar una ruta predeterminada o proporcionar instrucciones en tiempo real. Las instrucciones de vuelo pueden incluir informacion sobre la actitud objetivo de la aeronave sobre uno o mas ejes. Por ejemplo, las instrucciones de vuelo pueden resultar en una instruccion para ajustar la actitud de una aeronave en cierta cantidad. Las instrucciones pueden o no incluir informacion sobre la velocidad angular objetivo y/o la aceleracion angular objetivo de la aeronave.

El controlador 520 de vuelo puede generar una senal de comando a uno o mas actuadores 560a, 560b de la aeronave, lo que puede resultar en el funcionamiento de las unidades de propulsion para controlar el vuelo de la aeronave. Esto puede incluir el control de la actitud de la aeronave sobre tres ejes ortogonales (por ejemplo, cabeceo, giro y balanceo). El controlador de vuelo puede calcular la senal de comando con base en uno o mas parametros 530 de configuracion de aeronave que se pueden derivar de y representan caracteristicas fisicas de la aeronave, comentarios de entrada sobre la actitud de la aeronave (por ejemplo, informacion sobre la actitud de la aeronave, velocidad angular y/o aceleracion angular sobre los tres ejes ortogonales), y una o mas instrucciones de vuelo a partir de un dispositivo 550 de control de vuelo, que puede ser opcionalmente externo a la aeronave. El controlador de vuelo puede usar el control de retroalimentacion, que incorpora los parametros de configuracion de vuelo, para controlar la actitud de la aeronave.

La Figura 6A muestra un ejemplo de un esquema de control de actitud que puede implementarse por una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion. El esquema de control de actitud se puede usar para controlar la actitud de la aeronave alrededor de uno, dos o tres ejes. Por ejemplo, el esquema de control de actitud se puede usar para controlar la actitud de la aeronave sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro.

Se puede proporcionar un planificador 610 de vuelo para generar una senal de comando que determina el vuelo de la aeronave. El planificador de vuelo puede proporcionarse a bordo de la aeronave, o puede proporcionarse fuera de la aeronave y puede comunicarse con la aeronave. El planificador de vuelo puede incluir una o mas unidades de memoria y uno o mas procesadores que pueden realizar individual o colectivamente uno o mas de las etapas que se proporcionan aqui. La memoria puede incluir medios legibles por ordenador no transitorios, que pueden comprender codigo, logica o instrucciones para realizar uno o mas etapas como se describe aqui. El uno o mas procesadores pueden realizar uno o mas etapas de acuerdo con los medios legibles por ordenador no transitorios.

Se puede proporcionar un controlador 605 remoto u otro tipo de dispositivo de control de vuelo de acuerdo con una realizacion de la invencion. El control remoto puede ser operado por un usuario para controlar el vuelo de la aeronave. Esto puede incluir la ubicacion de la aeronave, asi como la orientacion angular de la aeronave. En algunos casos, el usuario puede ingresar directamente las instrucciones sobre el vuelo de la aeronave en tiempo real. Por ejemplo, el usuario puede proporcionar una entrada para ajustar una actitud de la aeronave. En otros casos, el usuario puede proporcionar instrucciones para que la aeronave siga una trayectoria predeterminada o programada previamente. En algunos casos, el control remoto puede estar separado de la aeronave y puede comunicarse con la aeronave a traves de una conexion inalambrica. En otros casos, un dispositivo de control de vuelo puede estar integrado en la aeronave y cualquier descripcion aqui de un controlador remoto tambien puede aplicarse a un dispositivo de control de vuelo que forma parte de la aeronave. Por ejemplo, un usuario puede estar a bordo de la aeronave y proporcionar instrucciones para el vuelo a traves del dispositivo de control de vuelo a bordo. El controlador 605 remoto puede proporcionar una senal indicativa de una o mas actitudes 0_Tar objetivo al planificador 610. La actitud objetivo puede ser una actitud objetivo para la aeronave con respecto a uno, dos o tres ejes de rotacion. Por ejemplo, la actitud objetivo puede ser indicativa de la actitud de la aeronave con respecto a los ejes de cabeceo, balanceo y giro. El planificador puede calcular una o mas senales que se proporcionaran a los motores de la aeronave para intentar alcanzar la actitud objetivo.

El planificador 610 tambien puede recibir informacion sobre la dinamica 650 de la aeronave. En algunos casos, la informacion sobre la dinamica de la aeronave puede proporcionarse por uno o mas sensores. En un ejemplo, la informacion sobre la dinamica de la aeronave se puede proporcionar a partir de uno o mas sensores de inercia (por ejemplo, uno o mas giroscopios o acelerometros) a partir de la aeronave. La informacion sobre la dinamica de la aeronave puede incluir actitud, velocidad angular y/o aceleracion angular sobre uno, dos o tres de los siguientes ejes: eje de cabeceo, eje de balanceo y eje de giro. En un ejemplo, la actitud actual 0_Cur de la aeronave puede transmitirse al planificador. El planificador puede comparar la actitud 0 _Tar objetivo con la actitud 0_Cur actual. Esta comparacion puede ocurrir con cada uno de los ejes de cabeceo, balanceo y guinada. La diferencia en el angulo se puede determinar como el error 0_Err en la actitud.

Aunque solo el control 620a de cabeceo se muestra en detalle, el mismo esquema de control tambien puede aplicarse al control 620b de balanceo y al control 620c de guinada. Cualquier discusion sobre el control de cabeceo o cualquier control angular en general puede aplicarse a cualquiera o todos estos ejes. Cualquier descripcion de actitud, velocidad angular y/o aceleracion angular puede aplicarse a cualquiera o todos estos ejes. Los tres ejes pueden estar desacoplados entre si.

El error 0_Err en la actitud se puede usar con la logica 621 difusa para controlar el angulo de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de realimentacion puede ser un control difuso proporcionalintegral-derivado (PID). En algunos casos, la actitud objetivo puede ser proporcional-integral (PI) o PID controlada 622. Se puede proporcionar un circuito de control de angulo.

Puede resultar una velocidad w_Tar angular objetivo. La velocidad angular objetivo puede compararse con una velocidad w 623 angular medida. La velocidad angular medida puede ser parte de la dinamica 650 de la aeronave que puede medirse a traves de uno o mas sensores. La velocidad angular objetivo se puede comparar con la velocidad angular medida para determinar un error en la velocidad angular w_Err.

El error en la velocidad angular w_Err puede o no usarse con logica difusa para controlar la velocidad angular de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de realimentacion puede ser un control proporcional-integral-derivado (PID). En algunos casos, la velocidad angular objetivo puede ser proporcional (P) controlada por 624. Se puede proporcionar un circuito de velocidad angular.

Puede producirse una aceleracion a_Tar angular objetivo. La aceleracion angular objetivo puede compararse con una aceleracion angular medida a 625. La aceleracion angular medida puede ser parte de la dinamica 650 de la aeronave que puede medirse a traves de uno o mas sensores. La aceleracion angular objetivo puede compararse con la aceleracion angular medida para determinar un error en la aceleracion angular a_Err.

El error en la aceleracion angular a_Err puede o no utilizarse con logica difusa para controlar la aceleracion angular de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de retroalimentacion puede ser un control proporcional-integral-derivado (PID). En algunos casos, la aceleracion angular objetivo puede ser proporcional-integral (PI) o PID controlada 626. Se puede proporcionar un circuito de aceleracion angular.

Tambien se puede proporcionar un circuito 627 de proalimentacion. El circuito de proalimentacion puede proporcionarse para la aceleracion angular. Por ejemplo, la aceleracion a_Tar angular objetivo se puede usar en el circuito de proalimentacion. En algunos casos, uno o mas parametros 660 de configuracion de aeronave que pueden derivarse de una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave pueden incorporarse en el circuito de proalimentacion. Por ejemplo, un momento de inercia de la aeronave I se puede proporcionar al circuito de proalimentacion. En un ejemplo, un torque de la aeronave ^t puede calcularse como la aceleracion a_Tar angular objetivo multiplicada por el momento de inercia I. Asi, el circuito de aceleracion angular puede usar el momento de inercia para calcular directamente la salida, y simultaneamente de acuerdo con el valor de aceleracion angular actual puede realizar el control PID como una cantidad de compensacion.

Por lo tanto, tanto la proalimentacion como la retroalimentacion pueden usarse para controlar la aceleracion angular. Los parametros del patron de proalimentacion pueden mejorar el tiempo de respuesta del sistema de control, a la vez que el control de retroalimentacion puede compensar los errores del patron y las perturbaciones dinamicas. Dado que el control de velocidad angular puede considerarse directamente como el control de torque de balanceo de la aeronave, el tiempo de respuesta a las perturbaciones externas puede ser incluso mas corto y el efecto de supresion mejor que el sistema que no utiliza este esquema de control. El circuito de proalimentacion puede permitir que el circuito de aceleracion angular actue como un control directo, por lo que el tiempo de respuesta puede ser corto. Las perturbaciones se pueden suprimir directamente, reduciendo el tiempo de respuesta.

Se puede proporcionar un mezclador 630 de acuerdo con una realizacion de la invencion. El mezclador puede ser parte de un controlador de vuelo de acuerdo con una realizacion de la invencion. El mezclador puede incluir uno o mas procesadores que pueden o no ser los mismos que los procesadores utilizados para el planificador 610 de vuelo. El mezclador puede recibir informacion relativa a la actitud para el control de cabeceo, control de balanceo y/o control de giro. Por ejemplo, los datos despues de la proalimentacion y del circuito de realimentacion relacionados con la aceleracion angular se pueden proporcionar al mezclador para cada uno de los ejes 620a, 620b, 620c de rotacion. Los resultados del calculo global pueden ser sumados.

El mezclador 630 puede recibir informacion con respecto a un parametro 660 de configuracion de la aeronave. El parametro de configuracion de aeronave puede derivarse de una caracteristica fisica de la aeronave o modelo de aeronave. En un ejemplo, el mezclador puede recibir una distancia L axial para la aeronave. La distancia axial puede ser la distancia entre un motor y un centro aerodinamico de la aeronave. Alternativamente, la distancia axial puede ser una distancia entre una unidad de propulsion y un centro aerodinamico de la aeronave. En algunos casos, una aeronave puede tener multiples motores 640a, 640b, 640c, 640d. La distancia axial puede ser la misma para cada uno de los motores. Alternativamente, los diferentes motores pueden tener diferentes distancias axiales. En algunos casos, la distancia axial puede ser una distancia entre el centro aerodinamico y un eje que pasa a traves de una unidad de propulsion y/o rotor en una direccion de empuje creada por la unidad de propulsion.

El mezclador 630 puede calcular una fuerza deseada para ser ejercida por cada unidad de propulsion. La fuerza se puede calcular con base en el parametro 660 de configuracion de la aeronave y la informacion de los esquemas de control para cada uno de los ejes 620a, 620b, 620c de rotacion. Se puede usar el torque ^t calculado en el circuito 627 de proalimentacion, asi como la distancia L axial para calcular la fuerza de cada motor. La fuerza F puede calcularse como ^t/L. La fuerza adicional que se desea ejercer en cada motor puede calcularse mediante el mezclador. La fuerza adicional deseada se puede transmitir como una senal de comando a cada motor. Las fuerzas para cada motor pueden ser iguales o pueden diferir. Por ejemplo, para un primer motor M1 640a, la fuerza deseada puede ser AF1, para un primer motor M2640b, la fuerza deseada puede ser AF2, para un primer motor M3640c, la fuerza deseada puede ser AF3, y/o para primer motor M4640d, la fuerza deseada puede ser AF4. El motor puede operar a un nivel para generar la fuerza deseada, o aproximadamente la fuerza deseada. En algunos casos, se puede usar una curva 670 de sustentacion del motor para determinar la salida del motor. La curva puede incluir la sustentacion generada por porcentaje de operacion del motor. La curva de sustentacion del motor puede ser empuje por porcentaje de operacion. La curva puede mostrar una relacion no lineal. La curva de sustentacion del motor puede ser un parametro de configuracion de la aeronave que puede derivarse de una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave. Uno o mas de los parametros de configuracion de la aeronave derivados de uno o mas parametros fisicos pueden ser parametros no lineales.

La salida de los motores 640a, 640b, 640c, 640d se puede usar para impulsar una o mas unidades de propulsion de la aeronave. Esto puede determinar el posicionamiento, la velocidad y/o la aceleracion de la aeronave. La salida del motor puede afectar la actitud, la velocidad angular y/o la aceleracion angular de la aeronave. Se puede proporcionar cualquier numero de motores y/o unidades de propulsion. La senal de comando que se generara para determinar la salida de cada motor se puede determinar individualmente para dirigir la aeronave a la actitud objetivo a partir del control remoto.

El sistema 650 de dinamica puede registrar informacion de posicion relativa a la aeronave. Por ejemplo, uno o mas sensores inerciales pueden determinar la actitud de la aeronave, la velocidad angular y/o la aceleracion angular, y la informacion puede retroalimentarse al sistema de control. En algunos casos, la salida al motor o la salida medida a partir del motor se puede usar para calcular la actitud, la velocidad angular y/o la aceleracion angular de una aeronave. Se pueden usar otros sensores a bordo o fuera de la aeronave para determinar la dinamica de la aeronave.

Cualquiera de las etapas de control de vuelo pueden ejecutarse con la ayuda de un software que se puede proporcionar a bordo de la aeronave. El software puede incorporar o aceptar valores para los parametros de configuracion de la aeronave. Los parametros de configuracion de la aeronave pueden incluir o derivarse de una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave o modelo de aeronave. Por lo tanto, el software de control de vuelo puede ser especifico para la aeronave o modelo de aeronave, y puede proporcionar un control mas preciso.

La figura 6B muestra otro ejemplo de un esquema de control de actitud que puede implementarse por una aeronave, de acuerdo con una realizacion de la invencion. El esquema de control de actitud puede tener una o mas caracteristicas o caracteristicas del esquema de control de actitud que se describen en la Figura 6A.

El objetivo puede ser rastrear cualquier comando de actitud.

9* e *0 (3 )

Pueden surgir desafios debido a la que la configuracion principal puede ser no lineal.

Se puede proporcionar un planificador (se(3)) 610b de vuelo para generar una senal de comando que determina el vuelo de la aeronave. El planificador de vuelo puede proporcionarse a bordo de la aeronave, o puede proporcionarse fuera de la aeronave y puede comunicarse con la aeronave. En algunos casos, las coordenadas (so(3)) exponenciales se pueden proporcionar en un espacio lineal. Esto puede ser optimo o preferible en terminos geodesicos. Opcionalmente, puede que no haya singularidades (angulo de Euler) y/o ambiguedad (quarternion, dos -> uno).

Se puede proporcionar un controlador (SO(3)) 605b remoto u otro tipo de dispositivo de control de vuelo de acuerdo con una realizacion de la invencion. El control remoto puede ser operado por un usuario para controlar el vuelo de la aeronave. Esto puede incluir la ubicacion de la aeronave, asi como la orientacion angular de la aeronave. En algunos casos, el usuario puede ingresar directamente las instrucciones sobre el vuelo de la aeronave en tiempo real. Por ejemplo, el usuario puede proporcionar una entrada para ajustar una actitud de la aeronave. En otros casos, el usuario puede proporcionar instrucciones para que la aeronave siga una trayectoria predeterminada o programada previamente. En algunos casos, el control remoto puede estar separado de la aeronave y puede comunicarse con la aeronave a traves de una conexion inalambrica. En otros casos, un dispositivo de control de vuelo puede estar integrado en la aeronave y cualquier descripcion aqui de un controlador remoto tambien puede aplicarse a un dispositivo de control de vuelo que forma parte de la aeronave. Por ejemplo, un usuario puede estar a bordo de la aeronave y proporcionar instrucciones para el vuelo a traves del dispositivo de control de vuelo a bordo.

El controlador 605b remoto puede proporcionar una senal indicativa de una o mas actitudes 0 _Tar objetivo para el planificador 610b. La actitud objetivo puede ser una actitud objetivo para la aeronave sobre uno, dos o tres ejes de rotacion. Por ejemplo, la actitud objetivo puede ser indicativa de la actitud de la aeronave con respecto a los ejes de cabeceo, balanceo y giro. El planificador puede calcular una o mas senales que se proporcionan a los motores de la aeronave para intentar alcanzar la actitud objetivo.

El planificador 610b tambien puede recibir informacion sobre la dinamica 650b de aeronave. En algunos casos, la informacion sobre la dinamica de la aeronave puede proporcionarse por uno o mas sensores. En un ejemplo, la informacion sobre la dinamica de la aeronave se puede proporcionar a partir de uno o mas sensores de inercia (por ejemplo, uno o mas giroscopios o acelerometros) a bordo de la aeronave. La informacion sobre la dinamica de la aeronave puede incluir actitud, velocidad angular y/o aceleracion angular sobre uno, dos o tres de los siguientes ejes: eje de cabeceo, eje de balanceo y eje de giro. En un ejemplo, la actitud 0_Cur actual de la aeronave puede transmitirse al planificador. El planificador puede comparar la actitud 0_Tar objetivo con la actitud 0_Cur actual. Esta comparacion puede ocurrir con cada uno de los ejes de cabeceo, balanceo y guinada. La diferencia en el angulo se puede determinar como el error 0_Err en la actitud.

Aunque solo se muestra en detalle el control 620d de cabeceo, el mismo esquema de control tambien puede aplicarse al control 620e de balanceo y al control 620f de giro. Cualquier discusion sobre el control de cabeceo o cualquier control angular en general puede aplicarse a cualquiera o todos estos ejes. Cualquier descripcion de actitud, velocidad angular y/o aceleracion angular puede aplicarse a cualquiera o todos estos ejes. Los tres ejes pueden estar desacoplados entre si.

El error 0_Err en la actitud puede usarse con la logica 621 b difusa para controlar el angulo de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de retroalimentacion puede ser un control difuso proporcional-integral-derivado (PID). En algunos casos, la actitud objetivo puede ser proporcional (P) o controlada por PID 622b. Puede proporcionarse un circuito de control de angulo.

Puede resultar una velocidad w_Tar angular objetivo. La velocidad angular objetivo se puede comparar con una velocidad w 623b angular medida. La velocidad angular medida puede ser parte de la dinamica 650b de la aeronave que puede medirse a traves de uno o mas sensores. La velocidad angular objetivo se puede comparar con la velocidad angular medida para determinar un error en la velocidad w_Err angular.

El error en la velocidad w_Err angular puede o no puede usarse con logica difusa para controlar la velocidad angular de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de retroalimentacion puede ser un control proporcional-integral-derivado (PID). En algunos casos, la velocidad angular objetivo puede ser controlada 624b proporcionalmente derivada (PD). Puede proporcionarse un circuito de velocidad angular.

Se puede producir un cambio en la velocidad w_Tar angular objetivo. El cambio en la velocidad angular puede ser una aceleracion angular. La aceleracion angular objetivo se puede comparar con un cambio medido en la velocidad w 625b angular. El cambio medido en la velocidad angular puede ser parte de la dinamica 650b de la aeronave que puede medirse a traves de uno o mas sensores. El cambio de objetivo en la velocidad angular se puede comparar con el cambio medido en la velocidad angular para determinar un error en el cambio en la velocidad w_Err angular. El error en el cambio en la velocidad w_Err angular puede o no puede usarse con logica difusa para controlar el cambio en la velocidad angular de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de realimentacion puede ser un control derivativo-integral-derivativo (PID). En algunos casos, el cambio en la velocidad angular objetivo puede ser proporcional-integral (PI) o controlado 626b por PID. Puede proporcionarse un circuito de aceleracion angular.

Tambien se puede proporcionar un circuito 627b de proalimentacion. El circuito de proalimentacion puede proporcionarse para un cambio en la velocidad angular. Por ejemplo, el cambio en la velocidad w_Tar angular objetivo se puede usar en el circuito de proalimentacion. En algunos casos, uno o mas parametros 660b de configuracion de aeronave que pueden derivarse de una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave pueden incorporarse en el circuito de proalimentacion. Por ejemplo, se puede proporcionar un momento de inercia de la aeronave J al circuito de proalimentacion. En un ejemplo, un torque de la aeronave ^t se puede calcular como Jw wb x Jwb. Por lo tanto, el circuito para el cambio en la velocidad angular puede usar el momento de inercia para calcular la salida, y simultaneamente de acuerdo con el cambio actual en el valor de la velocidad angular y el valor actual de la velocidad angular puede realizar el control PID como una cantidad de compensacion.

Por lo tanto, tanto la proalimentacion como la retroalimentacion pueden usarse para controlar el cambio en la velocidad angular (que opcionalmente puede ser una aceleracion angular). Los parametros del patron de proalimentacion pueden mejorar el tiempo de respuesta del sistema de control, a la vez que el control de retroalimentacion puede compensar los errores del patron y las perturbaciones dinamicas. Dado que el control de velocidad angular puede considerarse directamente como el control de torque de la aeronave, el tiempo de respuesta a las perturbaciones externas puede ser incluso mas corto y el efecto de supresion mejor que el sistema que no utiliza este esquema de control. El circuito de proalimentacion puede permitir que el circuito de aceleracion angular actue como un control directo, por lo que el tiempo de respuesta puede ser corto. Las perturbaciones se pueden suprimir directamente, reduciendo el tiempo de respuesta.

Se puede proporcionar un mezclador 630b de acuerdo con una realizacion de la invencion. El mezclador puede ser parte de un controlador de vuelo de acuerdo con una realizacion de la invencion. El mezclador puede incluir uno o mas procesadores que pueden o no ser los mismos que los procesadores utilizados para el planificador 610b de vuelo. El mezclador puede recibir informacion relativa a la actitud para el control de cabeceo, control de balanceo y/o control de giro. Por ejemplo, los datos despues de la proalimentacion y el circuito de realimentacion relacionados con el cambio en la velocidad angular se pueden proporcionar al mezclador para cada uno de los ejes de rotacion 620d, 620e, 620f. Los resultados del calculo global se pueden sumar.

El mezclador 630b puede recibir informacion con respecto a un parametro 660b de configuracion de la aeronave. El parametro de configuracion de la aeronave puede derivarse de una caracteristica fisica de la aeronave o modelo de aeronave. En un ejemplo, el mezclador puede recibir una distancia L axial para la aeronave. La distancia axial puede ser la distancia entre un motor y un centro aerodinamico de la aeronave. Alternativamente, la distancia axial puede ser una distancia entre una unidad de propulsion y un centro aerodinamico de la aeronave. En algunos casos, una aeronave puede tener multiples motores 641a, 641b, 641c, 641d. La distancia axial puede ser la misma para cada uno de los motores. Alternativamente, los diferentes motores pueden tener diferentes distancias axiales. En algunos casos, la distancia axial puede ser una distancia entre el centro aerodinamico y un eje que pasa a traves de una unidad de propulsion y/o rotor en una direccion de empuje creada por la unidad de propulsion.

El mezclador 630b puede calcular una fuerza deseada para ser ejercida por cada unidad de propulsion. La fuerza se puede calcular con base en el parametro 660b de configuracion de la aeronave y la informacion de los esquemas de control para cada uno de los ejes de rotacion 620d, 620e, 620f. Se puede usar el torque ^t calculado en el circuito 627b de proalimentacion, asi como la distancia L axial para calcular la fuerza de cada motor. La fuerza F puede calcularse como ^t/L. La fuerza adicional que se desea ejercer en cada motor puede calcularse mediante el mezclador. La fuerza adicional deseada se puede transmitir como una senal de comando a cada motor. Las fuerzas para cada motor pueden ser iguales o pueden diferir. Por ejemplo, para un primer motor M1 641 a, la fuerza deseada puede ser AF1, para un primer motor M2641 b, la fuerza deseada puede ser AF2, para un primer motor M3641c, la fuerza deseada puede ser AF3, y/o para primer motor M4641d, la fuerza deseada puede ser AF4. El motor puede operar a un nivel para generar la fuerza deseada, o aproximadamente la fuerza deseada. En algunos casos, se puede usar una curva 670b de sustentacion del motor para determinar la salida del motor. La curva puede incluir la sustentacion generada por porcentaje de operacion del motor. La curva de sustentacion del motor puede ser empuje por porcentaje de operacion. La curva puede mostrar una relacion no lineal. La curva de sustentacion del motor puede ser un parametro de configuracion de la aeronave que puede derivarse de una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave. Uno o mas de los parametros de configuracion de la aeronave derivados de uno o mas parametros fisicos pueden ser parametros no lineales.

La salida de los motores 641a, 641b, 641c, 641d puede usarse para impulsar una o mas unidades de propulsion de la aeronave. Esto puede determinar el posicionamiento, la velocidad y/o la aceleracion de la aeronave. La salida del motor puede afectar la actitud, la velocidad angular y/o la aceleracion angular de la aeronave. Se puede proporcionar cualquier numero de motores y/o unidades de propulsion. La senal de comando que se generara para determinar la salida de cada motor se puede determinar individualmente para dirigir la aeronave a la actitud objetivo a partir del control remoto.

El sistema 650b de dinamica puede registrar informacion de posicion relativa a la aeronave. Por ejemplo, uno o mas sensores inerciales pueden determinar la actitud de la aeronave, la velocidad angular y/o la aceleracion angular, y la informacion puede retroalimentarse al sistema de control. En algunos casos, la salida del motor o la salida medida del motor se pueden usar para calcular la actitud, la velocidad angular y/o la aceleracion angular de una aeronave. Se pueden usar otros sensores a bordo o fuera de la aeronave para determinar la dinamica de la aeronave.

En algunas realizaciones, se puede considerar la cinematica del sistema. Puede proporcionarse un sistema de primer orden completamente accionado.

donde:

;<>" e . velocidad angular en el marco del cuerpo. Se puede aplicar un control proporcional.

El control geometrico se puede proporcionar en SO(3).

Para regular:

Para seguimiento:

donde:

g es la orientacion actual

g^d es la orientacion deseada

k^p es la ganancia del controlador

La dinamica puede ser:

donde

matriz de inercia en el marco del cuerpo

velocidad angular en el marco del cuerpo C ST -

momenta de control en el marco del cuerpo * £ S - perturbaciones

Como se implemento previamente en el circuito de proalimentacion del esquema de control, se puede proporcionar un control lineal. Esto puede incluir control de velocidad angular:

El control de velocidad angular puede incluir:

La Figura 6C muestra un ejemplo de una porcion de un circuito interno de control, de acuerdo con una realizacion de la invencion. Puede ocurrir el sistema de identificacion de actuadores. Los actuadores pueden incluir helices, rotores, motores o cualquier otro tipo de actuadores. Un patron de actuador para un sistema de primer orden con retraso de tiempo puede ser:

La Figura 6C muestra un ejemplo de un predictor de Smith que puede utilizarse en un esquema de control. El predictor de Smith puede ser parte de un control de circuito interno. El predictor de Smith puede predecir y corregir la dinamica de la aeronave. El predictor de Smith puede ser un controlador predictivo que se puede usar para sistemas con retraso de tiempo puro.

La Figura 6D muestra un ejemplo de un esquema de control de actitud de acuerdo con una realizacion de la invencion. Se puede proporcionar una senal de etapa (por ejemplo, etapa) como entrada. Puede emplearse una senal de corriente DC. Una parte superior del esquema de control de actitud mostrado puede ser un diseno de controlador convencional, a la vez que la parte inferior puede ser un diseno de control propuesto, utilizando un control en cascada con un predictor.

Una porcion del esquema de control puede incluir uno o mas controladores PID (por ejemplo, Controlador PID4, Controlador PIDl). Estos pueden incluir un circuito PID interno y un circuito PID externo. Se puede proporcionar cualquier cantidad de circuitos PID (por ejemplo, 1, 2, 3, 4, 5 o mas circuitos). En algunas realizaciones, uno o mas de los circuitos PID pueden estar anidados uno dentro del otro. Puede proporcionarse un interruptor (por ejemplo, interruptor). El interruptor puede cambiar de posicion cuando se produce la saturacion de la senal. La senal resultante puede experimentar una funcion de transferencia del sistema (por ejemplo, funcionl de transferencia de sistema) e interactuar con uno o mas integradores (por ejemplo, Integrador, Integrador4). En el proceso de retroalimentacion puede haber un retraso de transporte (por ejemplo, Retraso de transporte2, Retraso de transporte9).

La porcion del esquema de control puede ser un controlador utilizado para controlar el angulo con base en el angulo y/o la velocidad angular de la aeronave.

Otra porcion del esquema de control puede incluir uno o mas controladores PID (por ejemplo, Controlador PID 2, Controlador PID 3, Controlador PID 5). Esto puede incluir uno o mas circuitos PID internos y/o circuitos PID externos. Se puede proporcionar cualquier cantidad de circuitos PID que puedan estar anidados uno dentro de otro. Se puede proporcionar un interruptor (por ejemplo, Interruptor3). El interruptor puede cambiar de posicion cuando se produce la saturacion de la senal. La senal resultante puede experimentar una funcion de transferencia del sistema (por ejemplo, funcion2 de transferencia de sistema) e interactuar con uno o mas integradores (por ejemplo, Integrador2, Integrador5). En el proceso de retroalimentacion puede haber un retraso de transporte (por ejemplo, Retraso de transporte5, Retraso de transporte6, Retraso de transporte8, Retraso de transporte10). En la retroalimentacion puede haber funciones de transferencia de patron (por ejemplo, patron de transferencia fcnl, patron de transferencia fcn2, patron de transferencia fcn3) e interruptores asociados (por ejemplo, Interruptor4, Interruptor5, Interruptor). La otra porcion del esquema de control puede ser un controlador que puede controlar el angulo de una aeronave con base en el angulo, la velocidad angular y/o la aceleracion angular de la aeronave. Ademas, se puede incluir un predictor de Smith en la porcion del esquema de control.

En algunas realizaciones, la salida se puede proporcionar a un alcance (por ejemplo, Alcance). Los resultados del uso de esquemas de control mejorados que incorporan estas caracterfsticas adicionales se pueden mostrar en la Figura 8.

La Figura 7A muestra un ejemplo de error de seguimiento, de acuerdo con una realizacion de la invencion. Esto puede incorporarse como parte del control de actitud como se describio anteriormente. Un objetivo puede compararse con un valor de retroalimentacion para proporcionar un error. Esto se puede hacer para el angulo, la velocidad angular y/o la aceleracion angular. Esto se puede hacer sobre uno o mas ejes, como un eje de cabeceo, un eje de balanceo o un eje de giro.

El error puede o no usarse con logica difusa para controlar la caracterfstica de actitud (por ejemplo, angulo, velocidad angular o aceleracion angular) de la aeronave. El control puede ser un control de retroalimentacion. En algunos casos, el control de retroalimentacion puede usar esquemas de control proporcional, integral y/o derivado. El control de realimentacion puede ser un control derivativo-integral-derivativo (PID). En algunos casos, la caracterfstica de actitud objetivo puede ser proporcional (P) controlada 710. El error 720 en la caracterfstica de actitud puede proporcionarse al controlador 710. La logica 730 borrosa puede emplearse para controlar la caracterfstica de actitud (por ejemplo, angulo, velocidad angular, aceleracion angular) de la aeronave.

Opcionalmente, se puede proporcionar un valor de retroalimentacion. Por ejemplo, se puede proporcionar un valor de error de la caracterfstica de actitud controlada error.P (error) 740. En algunos casos, la logica 750 difusa se puede emplear para determinar el valor del error 740. El valor de error se puede determinar con la ayuda de una o mas dinamicas de aeronave medidas. Por ejemplo, una caracterfstica de actitud de la aeronave puede medirse con la ayuda de uno o mas sensores. La ganancia del controlador se puede ajustar dinamicamente por el motor de logica difusa. Este esquema puede mejorar ventajosamente la velocidad de respuesta cuando el error es grande. Al mismo tiempo, el esquema puede mejorar la estabilidad cuando el error es pequeno.

La Figura 7B muestra ademas un ejemplo de error de seguimiento, de acuerdo con una realizacion de la invencion. Se muestran ejemplos del grado de membresfa. Ademas, se puede calcular y/o determinar la ganancia (kp) proporcional con base en el error. La ganancia proporcional kp puede ser una funcion no lineal de error. Esta funcion no lineal puede usarse en el control de actitud de la aeronave. La funcion de ganancia proporcional no lineal se puede usar en el seguimiento de errores del control de la aeronave.

La Figura 8 muestra una comparacion entre una respuesta de un controlador provista de acuerdo con una realizacion de la invencion, en comparacion con un controlador convencional. El controlador puede dar una respuesta mas rapida y un rebasamiento mas pequeno que un controlador convencional. Por otra parte, puede usar menos tiempo para definirse en un estado estable.

Se puede mostrar un angulo objetivo. Por ejemplo, puede ser deseable alcanzar un angulo objetivo que tenga un valor de grado particular en un punto particular en el tiempo. Por ejemplo, a 0.5 unidades de tiempo en, se puede proporcionar un comando que cambie el angulo del objetivo a 40 (por ejemplo, 40 grados). Se proporcionan respuestas para un controlador propuesto como se describe en este documento y un controlador convencional. El controlador propuesto puede implementar un esquema de control como se describe en otra parte del presente documento. El controlador propuesto puede tener en cuenta las caracterfsticas ffsicas de una aeronave. El controlador propuesto puede utilizar un circuito de proalimentacion y retroalimentacion sobre la aceleracion. En algunos casos, el controlador convencional no tiene en cuenta las caracterfsticas ffsicas de una aeronave. El controlador convencional no calcula un momento de inercia de la aeronave e incorpora el momento de inercia en el esquema de control. El controlador convencional puede no incluir opcionalmente una proalimentacion y un circuito de retroalimentacion sobre la aceleracion.

Una respuesta del controlador propuesto puede ser mas rapida que una respuesta de un controlador convencional, como se ilustra. En algunos casos, la respuesta del controlador propuesto puede ser aproximadamente dos veces mas rapida que la respuesta de un controlador convencional. Por ejemplo, el controlador propuesto puede permitir que la aeronave alcance el angulo objetivo aproximadamente 2 veces mas rapido que la aeronave que usa el controlador convencional. En algunos casos, el controlador propuesto puede alcanzar el angulo objetivo aproximadamente 1.1 veces mas rapido, 1.2 veces mas rapido, 1.3 veces mas rapido, 1.5 veces mas rapido, 2 veces mas rapido, 2.5 veces mas rapido, 3 veces mas rapido, 3.5 veces mas rapido, 4 veces mas rapido, 5 veces mas rapido, 6 veces mas rapido, 7 veces mas rapido o 10 veces mas rapido que el controlador convencional. Por lo tanto, el esquema de control propuesto como se describe en este documento puede permitir que la aeronave responda mas rapidamente para alcanzar un angulo objetivo.

El controlador propuesto puede tener menos oscilacion que el controlador convencional. El controlador propuesto puede tener poca o ninguna oscilacion. La oscilacion puede referirse a la variacion en la actitud de una aeronave alrededor del angulo objetivo. Por ejemplo, cuando una aeronave se aproxima a un angulo objetivo, puede haber un exceso de compensacion y/o una compensacion excesiva que puede causar alguna variacion antes de que la aeronave alcance y se estabilice en el angulo objetivo.

Los metodos y sistemas descritos aquf pueden proporcionar un mejor control de la actitud de las aeronaves sobre uno, dos o tres ejes de rotacion. Se puede proporcionar un ajuste de parametros simplificado. Cuando se evaluan los parametros para el desempeno de la aeronave, la evaluacion de parametros puede ser realizada directamente por un controlador de vuelo, lo que puede reducir en gran medida el tiempo de ajuste de parametros en los sistemas tradicionales. Se pueden acomodar cambios o variaciones en las dimensiones y el peso de la aeronave. La sintonizacion de los parametros de control de vuelo puede completarse ajustando directamente los parametros fundamentales de la aeronave, de manera facil y confiable. Por lo tanto, el sistema de control puede tomar en cuenta diferentes modelos de aeronaves con diferentes caracteristicas fisicas, o los cambios fisicos que pueden ocurrir en una aeronave existente.

Ademas, el circuito de aceleracion angular como se describe aqui, puede mejorar el rendimiento de seguimiento dinamico y la resistencia a las perturbaciones. Dado que el control del circuito de aceleracion angular puede actuar como un control directo, el tiempo de respuesta se puede acortar y puede tener fuertes caracteristicas de resistencia a las perturbaciones, en comparacion con los sistemas de control tradicionales. Por ejemplo, los sistemas tradicionales utilizan el control de circuito de velocidad angular, y cuando el plano aun no ha producido velocidades de balanceo, se puede proporcionar un retraso en el control. Al utilizar el circuito de aceleracion angular como se describe, las perturbaciones se pueden eliminar directamente, reduciendo el tiempo de respuesta.

Los sistemas, dispositivos y metodos descritos aqui pueden aplicarse a una amplia diversidad de objetos moviles. Como se menciono anteriormente, cualquier descripcion aqui de un vehiculo aereo puede aplicarse y usarse para cualquier objeto movil. Cualquier descripcion aqui de un vehiculo aereo puede aplicarse especificamente a los UAVs. Un objeto movil de la presente invencion puede configurarse para moverse dentro de cualquier entorno adecuado, como en el aire (por ejemplo, una aeronave de ala fija, una aeronave de ala giratoria o una aeronave que no tenga alas fijas ni alas giratorias), en agua (por ejemplo, un barco o un submarino), en tierra (por ejemplo, un vehiculo motorizado, como un automovil, camion, autobus, camioneta, motocicleta, bicicleta; una estructura o marco movil como un poste, una cana de pescar o un tren), bajo tierra (por ejemplo, un metro), en el espacio (por ejemplo, una aeronave espacial, un satelite o una sonda), o cualquier combinacion de estos entornos. El objeto movil puede ser un vehiculo, tal como un vehiculo descrito en otra parte del presente documento. En algunas realizaciones, el objeto movil puede ser transportado por un sujeto vivo, o puede apartarse de un sujeto vivo, tal como un humano o un animal. Los animales adecuados pueden incluir aves, caninos, felinos, equinos, bovinos, ovinos, porcinos, delfines, roedores o insectos.

El objeto movil puede ser capaz de moverse libremente dentro del entorno con respecto a seis grados de libertad (por ejemplo, tres grados de libertad en la traslacion y tres grados de libertad en la rotacion). Alternativamente, el movimiento del objeto movil se puede restringir con respecto a uno o mas grados de libertad, por ejemplo, por un camino, una trayectoria u orientacion predeterminados. El movimiento puede ser accionado por cualquier mecanismo de actuacion adecuado, como un motor o un motor electrico. El mecanismo de accionamiento del objeto movil puede ser alimentado por cualquier fuente de energia adecuada, como energia electrica, energia magnetica, energia solar, energia eolica, energia gravitacional, energia quimica, energia nuclear o cualquier combinacion adecuada de los mismos. El objeto movil puede ser autopropulsado a traves de un sistema de propulsion, como se describe en otra parte de este documento. El sistema de propulsion puede funcionar opcionalmente en una fuente de energia, tal como energia electrica, energia magnetica, energia solar, energia eolica, energia gravitacional, energia quimica, energia nuclear, o cualquier combinacion adecuada de los mismos. Alternativamente, el objeto movil puede ser transportado por un ser vivo.

En algunos casos, el objeto movil puede ser un vehiculo. Los vehiculos adecuados pueden incluir vehiculos acuaticos, vehiculos aereos, vehiculos espaciales o vehiculos terrestres. Por ejemplo, los vehiculos aereos pueden ser aeronaves de ala fija (por ejemplo, aeronaves, planeadores), aeronaves de ala giratoria (por ejemplo, helicopteros, aeronaves de rotor), aeronaves que tienen tanto alas fijas como alas rotativas, o aeronaves que no tienen (por ejemplo, dirigibles, globos de aire caliente). Un vehiculo puede ser autopropulsado, tal como autopropulsado a traves del aire, sobre o en el agua, en el espacio, o sobre o bajo el suelo. Un vehiculo autopropulsado puede utilizar un sistema de propulsion, como un sistema de propulsion que incluye uno o mas motores, motores electricos, ruedas, ejes, imanes, rotores, helices, palas, boquillas o cualquier combinacion adecuada de los mismos. En algunos casos, el sistema de propulsion se puede usar para permitir que el objeto movil despegue de una superficie, aterrice en una superficie, mantenga su posicion actual y/u orientacion (por ejemplo, sobrevuelo), cambie la orientacion y/o cambie la posicion.

El objeto movil puede ser controlado de forma remota por un usuario o puede ser controlado localmente por un ocupante dentro o sobre el objeto movil. En algunas realizaciones, el objeto movil es un objeto movil no tripulado, tal como un UAV. Un objeto movil no tripulado, como un UAV, puede no tener un ocupante a bordo del objeto movil. El objeto movil se puede controlar mediante un sistema de control humano o autonomo (por ejemplo, un sistema de control informatico), o cualquier combinacion adecuada de los mismos. El objeto movil puede ser un robot autonomo o semiautonomo, como un robot configurado con inteligencia artificial.

El objeto movil puede tener cualquier tamano y/o dimensiones adecuados. En algunas realizaciones, el objeto movil puede ser de un tamano y/o dimensiones para tener un ocupante humano dentro o sobre el vehiculo. Alternativamente, el objeto movil puede ser de tamano y/o dimensiones mas pequeno que el que puede tener un ocupante humano dentro o sobre el vehiculo. El objeto movil puede ser de un tamano y/o dimensiones adecuadas para ser levantado o transportado por un humano. Alternativamente, el objeto movil puede ser mas grande que un tamano y/o dimensiones adecuadas para ser levantadas o transportadas por un humano. En algunos casos, el objeto movil puede tener una dimension maxima (por ejemplo, longitud, ancho, altura, diametro, diagonal) menor o igual a aproximadamente 2 cm, 5 cm, 10 cm, 50 cm, 1 m, 2 m, 5 m, o 10 m. La dimension maxima puede ser mayor o igual a aproximadamente 2 cm, 5 cm, 10 cm, 50 cm, 1 m, 2 m, 5 m, o 10 m. Por ejemplo, la distancia entre ejes de los rotores opuestos del objeto movil puede ser menor o igual a aproximadamente: 2 cm, 5 cm, 10 cm, 50 cm, 1 m, 2 m, 5 m, o 10 m. Alternativamente, la distancia entre ejes de los rotores opuestos puede ser mayor o igual a aproximadamente 2 cm, 5 cm, 10 cm, 50 cm, 1 m, 2 m, 5 m, o 10 m.

En algunas realizaciones, el objeto movil puede tener un volumen inferior a 100 cm x 100 cm x 100 cm, inferior a 50 cm x 50 cm x 30 cm, o inferior a 5 cm x 5 cm x 3 cm. El volumen total del objeto movil puede ser menor o igual a aproximadamente 1 cm3, 2 cm3, 5 cm3, 10 cm3, 20 cm3, 30 cm3, 40 cm3, 50 cm3, 60 cm3, 70 cm3, 80 cm3, 90 cm3, 100 cm3, 150 cm3, 200 cm3, 300 cm3, 500 cm3, 750 cm3, 1000 cm3, 5000 cm3, 10,000 cm3, 100,000 cm3, 1 m3 o 10 m3. Por el contrario, el volumen total del objeto movil puede ser mayor o igual a aproximadamente 1 cm3, 2 cm3, 5 cm3, 10 cm3, 20 cm3, 30 cm3, 40 cm3, 50 cm3, 60 cm3, 70 cm3, 80 cm3, 90 cm3, 100 cm3, 150 cm3, 200 cm3, 300 cm3, 500 cm3, 750 cm3, 1000 cm3, 5000 cm3, 10,000 cm3, 100,000 cm3, 1 m3 o 10 m3.

En algunas realizaciones, el objeto movil puede tener una huella (la cual puede referirse al area de la seccion transversal lateral abarcada por el objeto movil) menor o igual a aproximadamente: 32,000 cm2, 20,000 cm2, 10,000 cm2, 1,000 cm2, 500 cm2, 100 cm2, 50 cm2, 10 cm2 o 5 cm2. Por el contrario, la huella puede ser mayor o igual a aproximadamente 32,000 cm2, 20,000 cm2, 10,000 cm2, 1,000 cm2, 500 cm2, 100 cm2, 50 cm2, 10 cm2 o 5 cm2. En algunos casos, el objeto movil no puede pesar mas de 1000 kg. El peso del objeto movil puede ser inferior o igual a aproximadamente 1000 kg, 750 kg, 500 kg, 200 kg, 150 kg, 100 kg, 80 kg, 70 kg, 60 kg, 50 kg, 45 kg, 40 kg, 35 kg, 30 kg, 25 kg, 20 kg, 15 kg, 12 kg, 10 kg, 9 kg, 8 kg, 7 kg, 6 kg, 5 kg, 4 kg, 3 kg, 2 kg, 1 kg, 0.5 kg, 0.1 kg, 0.05 kg o 0.01 kg. Por el contrario, el peso puede ser mayor o igual a aproximadamente 1000 kg, 750 kg, 500 kg, 200 kg, 150 kg, 100 kg, 80 kg, 70 kg, 60 kg, 50 kg, 45 kg, 40 kg, 35 kg, 30 kg, 25 kg, 20 kg, 15 kg, 12 kg, 10 kg, 9 kg, 8 kg, 7 kg, 6 kg, 5 kg, 4 kg, 3 kg, 2 kg, 1 kg, 0.5 kg, 0.1 kg, 0.05 kg, o 0.01 kg.

En algunas realizaciones, un objeto movil puede ser pequeno en relacion con una carga transportada por el objeto movil. La carga puede incluir una carga util y/o un portador, como se describe con mas detalle en otra parte del presente documento. En algunos ejemplos, la relacion entre el peso de un objeto movil y el peso de una carga puede ser mayor, menor o igual a aproximadamente 1:1. En algunos casos, la relacion entre el peso de un objeto movil y el peso de una carga puede ser mayor, menor o igual a aproximadamente 1:1. Opcionalmente, una relacion entre el peso del portador y el peso de la carga puede ser mayor, menor o igual a aproximadamente 1:1. Cuando se desee, la relacion entre el peso de un objeto movil y el peso de una carga puede ser menor o igual a: 1:2, 1:3, 1:4, 1:5, 1:10 o incluso menos. Por el contrario, la relacion entre el peso de un objeto movil y el peso de una carga tambien puede ser mayor o igual a: 2:1, 3:1,4:1,5:1, 10:1 o incluso mayor.

En algunas realizaciones, el objeto movil puede tener un bajo consumo de energia. Por ejemplo, el objeto movil puede usar menos de aproximadamente: 5 W/h, 4 W/h, 3 W/h, 2 W/h, 1 W/h, o menos. En algunos casos, un portador del objeto movil puede tener un bajo consumo de energia. Por ejemplo, el portador puede usar menos de aproximadamente: 5 W/h, 4 W/h, 3 W/h, 2 W/h, 1 W/h, o menos. Opcionalmente, una carga util del objeto movil puede tener un bajo consumo de energia, como menos de aproximadamente 5 W/h, 4 W/h, 3 W/h, 2 W/h, 1 W/h, o menos.

La Figura 9 ilustra un vehiculo 900 aereo no tripulado (UAV), de acuerdo con realizaciones de la presente invencion. El UAV puede ser un ejemplo de un objeto movil como se describe en el presente documento. El UAV 900 puede incluir un sistema de propulsion con cuatro rotores 902, 904, 906 y 908. Se puede proporcionar cualquier numero de rotores (por ejemplo, uno, dos, tres, cuatro, cinco, seis o mas). Los rotores, conjuntos de rotores u otros sistemas de propulsion del vehiculo aereo no tripulado pueden permitir que el vehiculo aereo no tripulado se desplace/mantenga la posicion, cambie la orientacion y/o cambie la ubicacion. La distancia entre ejes de rotores opuestos puede ser de cualquier longitud 910 adecuada. Por ejemplo, la longitud 910 puede ser menor o igual a 2 m, o menor a 5 m. En algunas realizaciones, la longitud 910 puede estar dentro de un rango de 40 cm a 1 m, de 10 cm a 2 m, o de 5 cm a 5 m. Cualquier descripcion aqui de un UAV puede aplicarse a un objeto movil, tal como un objeto movil de un tipo diferente, y viceversa. El UAV puede usar un sistema o metodo de despegue asistido como se describe en este documento.

En algunas realizaciones, el objeto movil puede configurarse para llevar una carga. La carga puede incluir uno o mas pasajeros, carga, equipo, instrumentos y similares. La carga puede proporcionarse dentro de una carcasa. La carcasa puede estar separada de una carcasa del objeto movil, o formar parte de una carcasa para un objeto movil. Alternativamente, la carga puede estar provista de una carcasa a la vez que el objeto movil no tiene una carcasa. Alternativamente, se pueden proporcionar partes de la carga o la carga completa sin una carcasa. La carga se puede fijar rigidamente en relacion con el objeto movil. Opcionalmente, la carga puede ser movil con relacion al objeto movil (por ejemplo, trasladable o giratoria con respecto al objeto movil). La carga puede incluir una carga util y/o un portador, como se describe en otra parte del presente documento.

En algunas realizaciones, el movimiento del objeto movil, el portador y la carga util en relacion con un marco de referencia fijo (por ejemplo, el entorno circundante) y/o entre si, puede ser controlados por un terminal. El terminal puede ser un dispositivo de control remoto en una ubicacion alejada del objeto movil, el portador y/o la carga util. El terminal se puede ubicar o colocar en una plataforma de soporte. Alternativamente, el terminal puede ser un dispositivo de mano o portatil. Por ejemplo, el terminal puede incluir un telefono inteligente, tableta, ordenador portatil, ordenador, lentes, guantes, casco, microfono o combinaciones adecuadas de los mismos. El terminal puede incluir una interfaz de usuario, como un teclado, un raton, un joystick, una pantalla tactil o una pantalla. Se puede utilizar cualquier entrada de usuario adecuada para interactuar con el terminal, como comandos ingresados manualmente, control de voz, control de gestos o control de posicion (por ejemplo, a traves de un movimiento, ubicacion o inclinacion del terminal).

El terminal se puede usar para controlar cualquier estado adecuado del objeto movil, el portador y/o la carga util. Por ejemplo, el terminal se puede usar para controlar la posicion y/o la orientacion del objeto movil, el portador y/o la carga util en relacion con una referencia fija a partir de y/o entre si. En algunas realizaciones, el terminal se puede usar para controlar elementos individuales del objeto movil, el portador y/o la carga util, como el conjunto de accionamiento del portador, un sensor de la carga util o un emisor de la carga util. El terminal puede incluir un dispositivo de comunicacion inalambrica adaptado para comunicarse con uno o mas de los objetos moviles, el portador o la carga util.

El terminal puede incluir una unidad de visualizacion adecuada para ver informacion del objeto movil, portador y/o carga util. Por ejemplo, el terminal puede configurarse para mostrar informacion del objeto movil, el portador y/o la carga util con respecto a la posicion, la velocidad de traslacion, la aceleracion de traslacion, la orientacion, la velocidad angular, la aceleracion angular o cualquier combinacion adecuada de los mismos. En algunas realizaciones, el terminal puede mostrar informacion proporcionada por la carga util, tal como datos proporcionados por una carga util funcional (por ejemplo, imagenes grabadas por una camara u otro dispositivo de captura de imagenes).

Opcionalmente, el mismo terminal puede controlar el objeto movil, el portador y/o la carga util, o un estado del objeto movil, el portador y/o la carga util, asi como recibir y/o mostrar informacion del objeto movil, portador y/o carga util. Por ejemplo, un terminal puede controlar el posicionamiento de la carga util en relacion con un entorno, a la vez que muestra datos de imagenes capturados por la carga util, o informacion sobre la posicion de la carga util. Alternativamente, se pueden usar diferentes terminales para diferentes funciones. Por ejemplo, un primer terminal puede controlar el movimiento o un estado del objeto movil, el portador y/o la carga util, a la vez que un segundo terminal puede recibir y/o mostrar informacion del objeto movil, el portador y/o la carga util. Por ejemplo, un primer terminal se puede usar para controlar el posicionamiento de la carga util en relacion con un entorno, a la vez que un segundo terminal muestra los datos de imagen capturados por la carga util. Se pueden utilizar diversos modos de comunicacion entre un objeto movil y un terminal integrado que controla el objeto movil y recibir datos, o entre el objeto movil y multiples terminales que controlan el objeto movil y recibir datos. Por ejemplo, al menos dos modos de comunicacion diferentes pueden formarse entre el objeto movil y el terminal que ambos controlan el objeto movil y reciben datos del objeto movil.

La Figura 10 ilustra un objeto 1000 movil que incluye un portador 1002 y una carga 1004 util, de acuerdo con realizaciones. Aunque el objeto 1000 movil se representa como una aeronave, esta descripcion no pretende ser limitativa, y se puede usar cualquier tipo adecuado de objeto movil, como se describio anteriormente en este documento. Un experto en la tecnica apreciaria que cualquiera de las realizaciones descritas aqui en el contexto de los sistemas de aeronaves se puede aplicar a cualquier objeto movil adecuado (por ejemplo, un UAV). En algunos casos, la carga 1004 util puede proporcionarse en el objeto 1000 movil sin requerir el portador 1002. El objeto 1000 movil puede incluir mecanismos 1006 de propulsion, un sistema 1008 de deteccion y un sistema 1010 de comunicacion.

Los mecanismos 1006 de propulsion pueden incluir uno o mas de rotores, helices, palas, motores, motores electricos, ruedas, ejes, imanes o boquillas, como se describio anteriormente. El objeto movil puede tener uno o mas, dos o mas, tres o mas, o cuatro o mas mecanismos de propulsion. Los mecanismos de propulsion pueden ser todos del mismo tipo. Alternativamente, uno o mas mecanismos de propulsion pueden ser diferentes tipos de mecanismos de propulsion. Los mecanismos 1006 de propulsion pueden montarse en el objeto 1000 movil utilizando cualquier medio adecuado, tal como un elemento de soporte (por ejemplo, un eje de empuje) como se describe en otra parte en este documento. Los mecanismos 1006 de propulsion pueden montarse en cualquier parte adecuada del objeto 1000 movil, tal como en la parte superior, inferior, frontal, posterior, laterales o combinaciones adecuadas de los mismos.

En algunas realizaciones, los mecanismos 1006 de propulsion pueden permitir que el objeto 1000 movil despegue verticalmente a partir de una superficie o aterrice verticalmente sobre una superficie sin requerir ningun movimiento horizontal del objeto 1000 movil (por ejemplo, sin desplazarse por una pista). Opcionalmente, los mecanismos 1006 de propulsion pueden ser operables para permitir que el objeto 1000 movil se desplace en el aire en una posicion y/u orientacion especifica. Uno o mas de los mecanismos 1006 de propulsion pueden controlarse independientemente de los otros mecanismos de propulsion. Alternativamente, los mecanismos 1006 de propulsion pueden configurarse para ser controlados simultaneamente. Por ejemplo, el objeto 1000 movil puede tener multiples rotores orientados horizontalmente que pueden proporcionar sustentacion y/o empuje al objeto movil. Los multiples rotores orientados horizontalmente pueden accionarse para proporcionar capacidades de despegue vertical, aterrizaje vertical y flotacion al objeto 1000 movil. En algunas realizaciones, uno o mas de los rotores orientados horizontalmente pueden girar en el sentido horario, a la vez que uno o mas los rotores horizontales pueden girar contrario al sentido horario. Por ejemplo, el numero de rotores en el sentido horario puede ser igual al numero de rotores contrario al sentido horario. La velocidad de rotacion de cada uno de los rotores orientados horizontalmente puede variar independientemente para controlar la sustentacion y/o el empuje producido por cada rotor, y asi ajustar la disposicion espacial, la velocidad y/o la aceleracion del objeto 1000 movil (por ejemplo, con respecto a hasta tres grados de traslacion y hasta tres grados de rotacion).

El sistema 1008 de deteccion puede incluir uno o mas sensores que pueden detectar la disposicion espacial, la velocidad y/o la aceleracion del objeto 1000 movil (por ejemplo, con respecto a hasta tres grados de traslacion y hasta tres grados de rotacion). Los uno o mas sensores pueden incluir sensores del sistema de posicionamiento global (GPS), sensores de movimiento, sensores de inercia, sensores de proximidad o sensores de imagen. Los datos de deteccion proporcionados por el sistema 1008 de deteccion se pueden usar para controlar la disposicion espacial, la velocidad y/o la orientacion del objeto 1000 movil (por ejemplo, utilizando una unidad de procesamiento adecuada y/o un modulo de control, como se describe a continuacion). Alternativamente, el sistema 1008 de deteccion se puede utilizar para proporcionar datos sobre el entorno que rodea al objeto movil, como las condiciones climaticas, la proximidad a posibles obstaculos, la ubicacion de las caracteristicas geograficas, la ubicacion de las estructuras hechas por el hombre y similares.

El sistema 1010 de comunicacion permite la comunicacion con el terminal 1012 que tiene un sistema 1014 de comunicacion a traves de senales 1016 inalambricas. Los sistemas 1010, 1014 de comunicacion pueden incluir cualquier numero de transmisores, receptores y/o transceptores adecuados para la comunicacion inalambrica. La comunicacion puede ser una comunicacion unidireccional, de modo que los datos pueden transmitirse en una sola direccion. Por ejemplo, la comunicacion unidireccional puede involucrar solo el objeto 1000 movil que transmite datos al terminal 1012, o viceversa. Los datos pueden transmitirse a partir de uno o mas transmisores del sistema 1010 de comunicacion a uno o mas receptores del sistema 1012 de comunicacion, o viceversa. Alternativamente, la comunicacion puede ser una comunicacion bidireccional, de manera que los datos pueden transmitirse en ambas direcciones entre el objeto 1000 movil y el terminal 1012. La comunicacion bidireccional puede implicar la transmision de datos a partir de uno o mas transmisores del sistema 1010 de comunicacion a uno o mas receptores del sistema 1014 de comunicacion, y viceversa.

En algunas realizaciones, el terminal 1012 puede proporcionar datos de control a uno o mas del objeto 1000 movil, portador 1002 y carga 1004 util y recibir informacion de uno o mas del objeto 1000 movil, portador 1002 y carga 1004 util (por ejemplo, informacion de posicion y/o movimiento del objeto movil, portador o carga util; datos detectados por la carga util, como los datos de imagen capturados por una camara de carga util). En algunos casos, los datos de control del terminal pueden incluir instrucciones para posiciones relativas, movimientos, accionamientos o controles del objeto movil, portador y/o carga util. Por ejemplo, los datos de control pueden resultar en una modificacion de la ubicacion y/u orientacion del objeto movil (por ejemplo, a traves del control de los mecanismos 1006 de propulsion), o un movimiento de la carga util con respecto al objeto movil (por ejemplo, a traves de control del portador 1002). Los datos de control del terminal pueden dar como resultado el control de la carga util, como el control del funcionamiento de una camara u otro dispositivo de captura de imagenes (por ejemplo, tomar imagenes fijas o en movimiento, acercar o alejar, encender o apagar, cambiar de modo de imagen), cambiar la resolucion de la imagen, cambiar el enfoque, cambiar la profundidad de campo, cambiar el tiempo de exposicion, cambiar el angulo de vision o el campo de vision). En algunos casos, las comunicaciones a partir del objeto movil, el portador y/o la carga util pueden incluir informacion de uno o mas sensores (por ejemplo, del sistema 1008 de deteccion o de la carga 1004 util). Las comunicaciones pueden incluir informacion detectada de uno o mas tipos diferentes de sensores (por ejemplo, sensores GPS, sensores de movimiento, sensores de inercia, sensores de proximidad o sensores de imagen). Dicha informacion puede pertenecer a la posicion (por ejemplo, ubicacion, orientacion), movimiento o aceleracion del objeto movil, portador y/o carga util. Dicha informacion de una carga util puede incluir datos capturados por la carga util o un estado detectado de la carga util. Los datos de control proporcionados transmitidos por el terminal 1012 pueden configurarse para controlar un estado de uno o mas del objeto 1000 movil, portador 1002 o carga 1004 util. Alternativamente o en combinacion, el portador 1002 y la carga 1004 util tambien pueden incluir un modulo de comunicacion configurado para comunicarse con el terminal 1012, de modo que el terminal pueda comunicarse con y controlar cada uno del objeto 1000 movil, el portador 1002 y la carga 1004 util de forma independiente.

En algunas realizaciones, el objeto 1000 movil puede configurarse para comunicarse con otro dispositivo remoto ademas del terminal 1012, o en lugar del terminal 1012. El terminal 1012 tambien puede configurarse para comunicarse con otro dispositivo remoto, asi como el objeto 1000 movil. Por ejemplo, el objeto 1000 movil y/o el terminal 1012 pueden comunicarse con otro objeto movil, o un portador o carga util de otro objeto movil. Cuando se desee, el dispositivo remoto puede ser un segundo terminal u otro dispositivo informatico (por ejemplo, ordenador, ordenador portatil, tableta, telefono inteligente u otro dispositivo movil). El dispositivo remoto puede configurarse para transmitir datos al objeto 1000 movil, recibir datos del objeto 1000 movil, transmitir datos al terminal 1012 y/o recibir datos a partir del terminal 1012. Opcionalmente, el dispositivo remoto puede conectarse a Internet u otra red de telecomunicaciones, de modo que los datos recibidos a partir del objeto 1000 movil y/o el terminal 1012 se puedan cargar en un sitio web o servidor.

La Figura 11 es una ilustracion esquematica a modo de diagrama de bloques de un sistema 1100 para controlar un objeto movil, de acuerdo con realizaciones. El sistema 1100 se puede usar en combinacion con cualquier realizacion adecuada de los sistemas, dispositivos y metodos descritos aqui. El sistema 1100 puede incluir un modulo 1102 de deteccion, una unidad 1104 de procesamiento, un medio 1106 de lectura por ordenador no transitorio, un modulo 1108 de control y un modulo 1110 de comunicacion.

El modulo 1102 de deteccion puede utilizar diferentes tipos de sensores que recopilan informacion relacionada con los objetos moviles de diferentes maneras. Diferentes tipos de sensores pueden detectar diferentes tipos de senales o senales de diferentes fuentes. Por ejemplo, los sensores pueden incluir sensores inerciales, sensores GPS, sensores de proximidad (por ejemplo, lidar) o sensores de vision/imagen (por ejemplo, una camara). El modulo 1102 de deteccion se puede acoplar operativamente a una unidad 1104 de procesamiento que tiene una pluralidad de procesadores. En algunas realizaciones, el modulo de deteccion se puede acoplar operativamente a un modulo 1112 de transmision (por ejemplo, un modulo de transmision de imagenes Wi-Fi) configurado para transmitir directamente datos de deteccion a un dispositivo o sistema externo adecuado. Por ejemplo, el modulo 1112 de transmision se puede usar para transmitir imagenes capturadas por una camara del modulo 1102 de deteccion a un terminal remoto.

La unidad 1104 de procesamiento puede tener uno o mas procesadores, tales como un procesador programable (por ejemplo, una unidad de procesamiento central (CPU)). La unidad 1104 de procesamiento se puede acoplar operativamente a un medio 1106 legible por ordenador no transitorio. El medio 1106 legible por ordenador no transitorio puede almacenar logica, codigo y/o instrucciones de programa ejecutables por la unidad 1104 de procesamiento para realizar una o mas etapas. El medio legible por ordenador no transitorio puede incluir una o mas unidades de memoria (por ejemplo, medios extraibles o almacenamiento externo, como una tarjeta SD o una memoria de acceso aleatorio (RAM)). En algunas realizaciones, los datos del modulo 1102 de deteccion se pueden transmitir y almacenar directamente dentro de las unidades de memoria del medio 1106 legible por ordenador no transitorio. Las unidades de memoria del medio 1106 legible por ordenador no transitorio pueden almacenar logica, codigo y/o instrucciones de programa ejecutables por la unidad 1104 de procesamiento para realizar cualquier realizacion adecuada de los metodos descritos en este documento. Por ejemplo, la unidad 1104 de procesamiento puede configurarse para ejecutar instrucciones que causan que uno o mas procesadores de la unidad 1104 de procesamiento analicen los datos de deteccion producidos por el modulo de deteccion. Las unidades de memoria pueden almacenar datos de deteccion del modulo de deteccion para ser procesados por la unidad 1104 de procesamiento. En algunas realizaciones, las unidades de memoria del medio 1106 legible por ordenador no transitorio pueden usarse para almacenar los resultados de procesamiento producidos por la unidad 1104 de procesamiento.

En algunas realizaciones, la unidad 1104 de procesamiento puede estar acoplada operativamente a un modulo 1108 de control configurado para controlar un estado del objeto movil. Por ejemplo, el modulo 1108 de control se puede configurar para controlar los mecanismos de propulsion del objeto movil para ajustar la disposicion espacial, la velocidad y/o la aceleracion del objeto movil con respecto a seis grados de libertad. Alternativamente o en combinacion, el modulo 1108 de control puede controlar uno o mas de un estado de un portador, carga util o modulo de deteccion.

La unidad 1104 de procesamiento se puede acoplar operativamente a un modulo 1110 de comunicacion configurado para transmitir y/o recibir datos de uno o mas dispositivos externos (por ejemplo, un terminal, dispositivo de visualizacion u otro controlador remoto). Se puede utilizar cualquier medio de comunicacion adecuado, como la comunicacion por cable o la comunicacion inalambrica. Por ejemplo, el modulo 1110 de comunicacion puede utilizar una o mas redes de area local (LAN), redes de area amplia (WAN), infrarrojos, radio, Wi-Fi, redes punto a punto (P2P), redes de telecomunicaciones, comunicacion en la nube y similares. Opcionalmente, se pueden usar estaciones de relevo, como torres, satelites o estaciones moviles. Las comunicaciones inalambricas pueden ser dependientes de la proximidad o independientes de la proximidad. En algunas realizaciones, la linea de vista puede o no ser necesaria para las comunicaciones. El modulo 1110 de comunicacion puede transmitir y/o recibir uno o mas datos de deteccion a partir del modulo 1102 de deteccion, procesando los resultados producidos por la unidad 1104 de procesamiento, datos de control predeterminados, comandos del usuario a partir de un terminal o controlador remoto, y similares.

Los componentes del sistema 1100 pueden disponerse en cualquier configuracion adecuada. Por ejemplo, uno o mas de los componentes del sistema 1100 pueden ubicarse en el objeto movil, el portador, la carga util, el terminal, el sistema de deteccion o un dispositivo externo adicional en comunicacion con uno o mas de los anteriores. Ademas, aunque la Figura 11 representa una unica unidad 1104 de procesamiento y un solo medio 1106 legible por ordenador no transitorio, un experto en la tecnica apreciaria que esto no pretende ser limitativo, y que el sistema 1100 puede incluir una pluralidad de unidades de procesamiento y/o medios legibles por ordenador no transitorios. En algunas realizaciones, una o mas de la pluralidad de unidades de procesamiento y/o medios legibles por ordenador no transitorios se pueden ubicar en diferentes ubicaciones, como en el objeto movil, portador, carga util, terminal, modulo de deteccion, dispositivo externo adicional en comunicacion con una o mas de las anteriores, o combinaciones adecuadas de los mismos, de manera que cualquier aspecto adecuado de las funciones de procesamiento y/o memoria realizadas por el sistema 1100 puede ocurrir en una o mas de las ubicaciones mencionadas anteriormente.

Claims (15)

REIVINDICACIONES

1. Un metodo para controlar la actitud de la aeronave, comprendiendo dicho metodo:

(a) calcular uno o mas parametros de configuracion de la aeronave con base en una o mas caracteristicas fisicas de una aeronave (900, 1000);

(b) recibir, en un procesador, una senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave (900, 1000);

(c) generar, con la ayuda del procesador, una senal de comando que se entregara a al menos un actuador de la aeronave (900, 1000) acoplado operativamente a una o mas unidades (902, 904, 906, 908, 1006) de propulsion de la aeronave (900, 1000), en donde dicha generacion se basa en

(1) la senal indicativa de la actitud objetivo de (b), y

(2) el uno o mas parametros de configuracion de la aeronave de (a), y donde dicha generacion adicional utiliza un esquema de control de retroalimentacion que incluye (1) un circuito de aceleracion angular con retroalimentacion de aceleracion angular y (2) un calculo de avance directo con base en una aceleracion objetivo;

(d) medir, con la ayuda de uno o mas sensores (1008) acoplados operativamente a la aeronave (900, 1000), la dinamica de la aeronave como resultado del accionamiento de una o mas unidades (902, 904, 906, 908, 1006) de propulsion; y

(e) alimentar la dinamica al procesador para obtener el esquema de control de retroalimentacion que ajusta o confirma la senal de comando de (c).

2. El metodo de la reivindicacion 1, que comprende ademas:

en respuesta a la recepcion de un parametro fisico modificado de la aeronave (900, 1000), volver a calcular el uno o mas parametros de configuracion de la aeronave con base en el parametro fisico cambiado recibido de la aeronave (900, 1000) para acomodar el cambio.

3. El metodo de la reivindicacion 1, en donde la aeronave incluye una pluralidad de actuadores acoplados operativamente a una pluralidad de unidades (1006) de propulsion, en donde las unidades (1006) de propulsion incluyen rotores (902, 904, 906, 908) que generan sustentacion para la aeronave (900, 1000).

4. El metodo de la reivindicacion 1, en donde la senal indicativa de una actitud objetivo de la aeronave (900, 1000) se recibe a partir de un controlador (1012) remoto a traves de una conexion (1016) inalambrica.

5. El metodo de la reivindicacion 1, en donde la una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave (900, 1000) incluyen una dimension fisica y peso.

6. El metodo de la reivindicacion 5, que comprende ademas calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave (900, 1000).

7. El metodo de la reivindicacion 2, en donde el parametro fisico de la aeronave (900, 1000) incluye al menos uno de una dimension espacial de la aeronave (900, 1000), una morfologia de la aeronave (900, 1000) o un peso de la aeronave (900, 1000).

8. El metodo de la reivindicacion 1, que comprende ademas calcular un momento de inercia para la aeronave (900, 1000), en donde el calculo de proalimentacion utiliza el momento de inercia de la aeronave (900, 1000).

9. El metodo de la reivindicacion 1, en donde el calculo que usa el esquema de control de retroalimentacion se realiza para la actitud de la aeronave con respecto a un eje de cabeceo, un eje de balanceo y un eje de giro.

10. El metodo de la reivindicacion 9, que comprende ademas combinar, usando un mezclador, los resultados de los calculos sobre el eje de cabeceo, el eje de balanceo y el eje de giro, y un parametro de configuracion de la aeronave para calcular la senal de comando que se entregara al menos a un actuador.

11. El metodo de la reivindicacion 10, en donde el parametro de configuracion de la aeronave es una distancia a partir del actuador hasta un centro aerodinamico de la aeronave (900, 1000).

12. El metodo de la reivindicacion 1, en donde la dinamica de la aeronave incluye la actitud de la aeronave (900, 1000) con respecto a al menos un eje, la velocidad angular con respecto a al menos un eje, y la aceleracion angular con respecto a al menos un eje.

13. El metodo de la reivindicacion 1, que comprende ademas:

evaluar, con ayuda del procesador, una relacion no lineal entre el empuje del actuador y la salida del actuador; y en donde dicha generacion tambien se basa en la relacion no lineal.

14. El metodo de la reivindicacion 13, en donde la relacion no lineal se calcula durante una calibracion de uno o mas actuadores de la aeronave (900, 1000).

15. El metodo de la reivindicacion 13, que comprende ademas calcular un centro aerodinamico y un centro de gravedad de la aeronave (900, 1000) con base en una o mas caracteristicas fisicas de la aeronave (900, 1000),

que ademas comprende calcular un momento de inercia para la aeronave (900, 1000) con base en las caracteristicas fisicas de la aeronave (900, 1000),

en donde el calculo que utiliza el sistema de controles de proalimentacion incluye un calculo de avance que usa el momento de inercia de la aeronave (900, 1000).