JP2018010671A

JP2018010671A - 航空機姿勢制御方法

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Publication number: JP2018010671A
Application number: JP2017169966A
Authority: JP
Inventors: ユー，ユン; Yun Yu
Original assignee: SZ DJI Technology Co Ltd
Current assignee: SZ DJI Technology Co Ltd
Priority date: 2017-09-05
Filing date: 2017-09-05
Publication date: 2018-01-18
Anticipated expiration: 2034-05-30
Also published as: JP6585673B2

Abstract

【課題】従来の姿勢制御方法よりも複雑でなく冗長でない技術を使用した航空機姿勢制御のためのシステムおよび方法を提供し、航空機が安定に制御されて飛行できるようにする。
【解決手段】航空機姿勢制御は、航空機の物理的パラメータを考慮に入れることができる。例えば、慣性モーメント、モーター揚力曲線、または軸方向距離の少なくとも１つなどの、１つ以上の航空機構成パラメータは、航空機物理的パラメータに基づいて計算されるか考慮に入れられるかの少なくとも一方でよい。航空機構成パラメータは、非線形パラメータを含むことができる。制御システムは、フィードバック制御システムを含むことができ、かつ角加速度に対するフィードフォワードおよびフィードバック制御を使用してもよい。
【選択図】なし

Description

無人航空機（ＵＡＶ）などの航空機は、軍事および民間の用途のための監視、偵察、および探査作業を行うために使用できる。このような航空機は、特定の機能を行う搭載物を運ぶことができる。航空機は、多重回転翼航空機であり得る。

多重回転翼航空機の典型的な飛行制御方法は、カスケード接続された比例積分微分（ＰＩＤ）制御を利用する。この場合、姿勢制御は、角速度制御とカスケード接続されている。従来のＰＩＤ調節方法に基づいて、制御の内側ループ（角速度ループ）および制御の外側ループ（角度ループ）のパラメータを順次調整する。内側ループの較正結果に強く依存する。内側ループの追従性能が正確でない場合、結果全体に直接影響を与える。しかし、従来のＰＩＤ調整のプロセスは複雑かつ冗長であり、プロセス中にシステムの発散および不安定性の問題が生じやすい。更に、従来の制御方法は、外乱によって既に航空機が角速度を発生させた後でのみ調節を行い、特定の状況下では、外乱除去性能は、最適な状態を達成できない。

ある場合、無人航空機（ＵＡＶ）などの航空機の飛行を制御することが望ましいことがある。従来の姿勢制御方法よりも複雑でなく冗長でない技術を使用して、飛行中の航空機の姿勢を制御することが更に望ましいことがある。航空機が安定に飛行できるように制御する必要性がある。

本発明のある実施形態は、航空機の姿勢を制御する方法を対象とし、その方法は、以下の（ａ）〜（ｅ）のステップを含む。（ａ）航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて、１つ以上の航空機構成パラメータを計算するステップ、（ｂ）航空機の目標姿勢を示す信号をプロセッサで受信するステップ、（ｃ）航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された、航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を、（１）（ｂ）の目標姿勢を示す信号、および（２）（ａ）の１つ以上の航空機構成パラメータに基づき、かつフィードバック制御方式を更に使用して、プロセッサを用いて生成するステップ、（ｄ）１つ以上の推進ユニットの作動に起因する航空機の動態を、航空機に動作可能に接続された１つ以上のセンサを用いて測定するステップ、（ｅ）動態をプロセッサに供給して、（ｃ）のコマンド信号を調節または確証するフィードバック制御方式をもたらすステップ。

航空機は無人航空機であってもよい。航空機は、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含み得る。推進ユニットは、航空機の揚力を生成する回転翼を含み得る。

航空機の目標姿勢を示す信号は、無線接続により遠隔の制御器から受信できる。

ある実施形態では、ユーザーは、１つ以上の物理的特性を入力してもよい。航空機の１つ以上の物理的特性は、物理的寸法および重量を含み得る。本方法は、航空機の空力中心および重心を計算することを含み得る。本方法はまた、航空機の慣性モーメントを計算することを含み得る。フィードバック制御システムを使用する計算は、航空機の慣性モーメントを使用するフィードフォワード計算を含み得る。

フィードバック制御方式を使用する計算は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われてもよい。本方法は、ミキサを使用して、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を計算することを更に含み得る。航空機構成パラメータは、アクチュエータから航空機の空力中心までの距離であってもよい。１つ以上のセンサは、慣性センサであってもよい。

航空機の動態は、少なくとも１つの軸に対する航空機の姿勢、少なくとも１つの軸に対する角速度、および少なくとも１つの軸に対する角加速度を含み得る。

本発明の更なる実施形態は、（ａ）航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて、１つ以上の航空機構成パラメータを計算し、（ｂ）航空機の目標姿勢を示す信号を受信し、（ｃ）航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を生成する、個別または集合的に構成された１つ以上のプロセッサを備える、航空機姿勢制御システムを対象とし得る。ここで、コマンド信号は、（１）（ｂ）の目標姿勢を示す信号、および（２）（ａ）の１つ以上の航空機構成パラメータに基づき、フィードバック制御方式を使用して生成される。１つ以上のセンサが、航空機に動作可能に接続され、１つ以上の推進ユニットの作動に起因する航空機の動態を測定する。測定された動態は、１つ以上のプロセッサに供給され、（ｃ）のコマンド信号を調節または確証するフィードバック制御方式をもたらす。

また、航空機は無人航空機であってもよい。航空機は、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含み得る。推進ユニットは、航空機の揚力を生成する回転翼を含み得る。

ユーザーは、１つ以上の物理的特性を入力してもよい。航空機の１つ以上の物理的特性は、物理的寸法および重量を含む。１つ以上のプロセッサは、個別または集合的に構成され、航空機の空力中心および重心を計算し得る。１つ以上のプロセッサは、個別または集合的に構成され、航空機の慣性モーメントを計算し得る。フィードバック制御システムを使用する計算は、航空機の慣性モーメントを使用するフィードフォワード計算を含み得る。

また、フィードバック制御方式を使用する計算は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われてもよい。本システムは、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を計算するミキサを含み得る。航空機構成パラメータは、アクチュエータから航空機の空力中心までの距離であってもよい。１つ以上のセンサは、慣性センサであってもよい。

航空機姿勢を制御するための方法は、本発明の別の実施形態に従って提供してもよい。本方法は、以下の（ａ）〜（ｅ）のステップを含み得る。（ａ）アクチュエータの推力とアクチュエータ出力との間の非線形関係を、プロセッサを用いて評価するステップ、（ｂ）航空機の目標姿勢を示す信号をプロセッサで受信するステップ、（ｃ）航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された、航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を、（１）（ｂ）の目標姿勢を示す信号、および（２）（ａ）の非線形関係に基づき、かつフィードバック制御方式を使用して、プロセッサを用いて生成するステップ、（ｄ）１つ以上の推進ユニットの作動に起因する航空機の動態を、航空機に動作可能に接続された１つ以上のセンサを用いて測定するこステップ、（ｅ）動態をプロセッサに供給して、（ｃ）のコマンド信号を調節または確証するフィードバック制御方式をもたらすステップ。

ある実施形態では、航空機は無人航空機である。航空機は、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含むことができる。推進ユニットは、航空機の揚力を生成する回転翼を含むことができる。

航空機の目標姿勢を示す信号は、無線接続により遠隔の制御器から受信できる。非線形関係は、ユーザーによって入力されてもよい。非線形関係は、航空機の１つ以上のアクチュエータの較正中に計算され得る。本方法は、航空機の空力中心および重心を、航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて計算することを含み得る。本方法は、航空機の慣性モーメントを、航空機の物理的特性に基づいて計算することを更に含み得る。フィードバック制御システムを使用する計算は、航空機の慣性モーメントを使用するフィードフォワード計算を含み得る。

フィードバック制御方式を使用する計算は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われてもよい。本方法は、ミキサを使用して、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を計算することを更に含み得る。航空機構成パラメータは、アクチュエータから航空機の空力中心までの距離であり得る。１つ以上のセンサは、慣性センサであってもよい。

更に、本発明は、その実施形態として、個別または集合的に構成され、以下の（ａ）〜（ｃ）を実行する１つ以上のプロセッサを備える、航空機姿勢制御システムを提供し得る。（ａ）アクチュエータの推力とアクチュエータ出力との間の非線形関係を評価し、（ｂ）航空機の目標姿勢を示す信号を受信し、（ｃ）航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を生成する。ここで、コマンド信号は、（１）（ｂ）の目標姿勢を示す信号、および（２）（ａ）の非線形関係に基づき、フィードバック制御方式を使用して生成される。１つ以上のセンサが、航空機に動作可能に接続され、１つ以上の推進ユニットの作動に起因する航空機の動態を測定する。測定された動態は、１つ以上のプロセッサに供給され、（ｃ）のコマンド信号を調節または確証するフィードバック制御方式をもたらす。

ある実施形態では、航空機は無人航空機であってもよい。航空機は、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含むことができる。推進ユニットは、航空機の揚力を生成する回転翼を含むことができる。

航空機の目標姿勢を示す信号は、無線接続により遠隔の制御器から受信できる。ユーザーは、非線形関係を入力してもよい。非線形関係は、航空機の１つ以上のアクチュエータの較正中に計算され得る。１つ以上のプロセッサは、個別または集合的に構成され、航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて航空機の空力中心および重心を計算する。１つ以上のプロセッサは、個別または集合的に構成され航空機の物理的特性に基づいて航空機の慣性モーメントを計算し得る。フィードバック制御システムを使用する計算は、航空機の慣性モーメントを使用するフィードフォワード計算を含み得る。

フィードバック制御方式を使用する計算は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われてもよい。また、本システムは、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を計算するミキサを含み得る。航空機構成パラメータは、アクチュエータから航空機の空力中心までの距離であり得る。１つ以上のセンサは、慣性センサであってもよい。

本発明は更に、その実施形態として、航空機姿勢を制御する方法を提供できる。本方法は、以下の（ａ）〜（ｄ）のステップを含み得る。（ａ）航空機の目標姿勢を示す信号をプロセッサで受信するステップ、（ｂ）航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された、航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を、（ａ）の目標姿勢を示す信号に基づき、かつ、（１）角加速度フィードバックを持つ角加速度ループ、および（２）目標加速度に基づく直接フィードフォワード計算を含む、フィードバック制御方式を使用して、プロセッサを用いて生成するステップ、（ｃ）１つ以上の推進ユニットの作動に起因する航空機の動態を、航空機に動作可能に接続された１つ以上のセンサを用いて測定するステップ、（ｄ）動態をプロセッサに供給して、（ｂ）のコマンド信号を調節または確証するフィードバック制御方式をもたらすステップ。

航空機は無人航空機であってもよい。航空機は、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含むことができる。推進ユニットは、航空機の揚力を生成する回転翼を含むことができる。

航空機の目標姿勢を示す信号は、無線接続により遠隔の制御器から受信できる。本方法は、航空機の空力中心および重心を、航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて計算するステップ、を更に含み得る。本方法は、航空機の慣性モーメントを、航空機の物理的特性に基づいて計算するステップ、を更に含み得る。フィードフォワード計算は、航空機の慣性モーメントを使用してもよい。フィードバック制御方式を使用する計算は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われてもよい。

本方法は、ミキサを使用して、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を計算することを更に含み得る。航空機構成パラメータは、アクチュエータから航空機の空力中心までの距離であってもよい。１つ以上のセンサは、慣性センサであってもよい。

本発明の実施形態は、個別または集合的に構成され、以下の（ａ）〜（ｂ）の動作を実行する１つ以上のプロセッサを備える、航空機姿勢制御システムを対象とし得る。（ａ）航空機の目標姿勢を示す信号を受信し、（ｂ）航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を生成する。ここで、コマンド信号は、（１）（ｂ）の目標姿勢を示す信号、および（２）（ａ）の非線形関係に基づき、フィードバック制御方式を使用して生成される。１つ以上のセンサが、航空機に動作可能に接続され、１つ以上の推進ユニットの作動に起因する航空機の動態を測定する。測定された動態は、１つ以上のプロセッサに供給され、（ｃ）のコマンド信号を調節または確証するフィードバック制御方式をもたらす。

航空機の目標姿勢を示す信号は、無線接続により遠隔の制御器から受信できる。１つ以上のプロセッサは、個別または集合的に構成され、航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて航空機の空力中心および重心を計算し得る。１つ以上のプロセッサは、個別または集合的に構成され、航空機の物理的特性に基づいて航空機の慣性モーメントを計算し得る。フィードフォワード計算は、航空機の慣性モーメントを使用してもよい。また、フィードバック制御方式を使用する計算は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われてもよい。

本システムは、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を計算するように構成されるミキサを含み得る。航空機構成パラメータは、アクチュエータから航空機の空力中心までの距離であってもよい。１つ以上のセンサは、慣性センサであってもよい。

ある実施形態に従い、航空機の動態は、少なくとも１つの軸に対する航空機の姿勢、少なくとも１つの軸に対する角速度、および少なくとも１つの軸に対する角加速度を含み得る。

本発明の様々な実施形態は、個別に、集合的に、または相互に組み合わせて認識され得ることを理解されたい。本明細書で説明される本発明の様々な実施形態は、以下に示される任意の特定の用途、または任意の他の類型の可動物体に適用され得る。無人航空機などの航空機に関する本発明の任意の説明は、任意の航空機などの任意の可動物体に適用および使用され得る。加えて、空中運動（例えば、飛行）の文脈において本明細書で説明するシステム、デバイス、および方法はまた、地上もしくは水上の運動、水中の運動、または宇宙での運動などの他の類型の運動の文脈において適用され得る。

本発明の他の目的および特徴は、明細書、特許請求の範囲、および添付の図面の検討によって明らかになるであろう。

（参照による組み込み）
本明細書で言及した全ての刊行物、特許、および特許出願は、個別の刊行物、特許、または特許出願のそれぞれが具体的にかつ個別に示されて参照によって組み込まれるのと同程度に参照によって本明細書に組み込まれる。

本発明の新規の特徴は、添付の特許請求の範囲において、詳細に示される。本発明の特徴および利点のより良い理解が、その中で本発明の原理が利用される例示的な実施形態を示す以下の詳細な説明、および以下の付随する図面を参照することによって得られるであろう。

本発明を適用した、多段姿勢制御方法を示す図である。本発明の実施形態に関わる、航空機の物理的パラメータがどのように航空機の姿勢制御方法と関連付けられ得るかを示す図である。Ａ〜Ｃは、本発明の実施形態に関わる、航空機の１つ以上の物理的パラメータに対して検討できる種々の物理的特性を示す図である。本発明の実施形態に関わる、航空機の１つ以上の物理的パラメータに対して検討することができる種々の物理的特性を示す図である。本発明の実施形態に関わる、航空機の制御方法における１つ以上のパラメータを決定するために、航空機モデルをどのように使用することができるかを示す図である。本発明を適用した、飛行制御器を持つ航空機を示す図である。本発明の実施形態に関わる、航空機が実装し得る姿勢制御方式を示す図である。本発明の実施形態に関わる、航空機が実装し得る姿勢制御方式を示す図である。本発明の実施形態に関わる、制御内側ループの一部分を示す図である。本発明の実施形態に関わる、姿勢制御方式を示す図である。本発明の実施形態に関わる、追従誤差を示す図である。本発明の実施形態に関わる、追従誤差を示す更なる図である。従来の制御器と比較した、本発明を適用した制御器の応答との間の比較を示す図である。本発明の実施形態に関わる、無人航空機を示す図である。本発明の実施形態に関わる、支持機構および搭載物を含む可動物体を示す図である。本発明の実施形態に関わる、可動物体を制御するシステムの、ブロック図である。

本発明は、航空機の飛行の姿勢制御を行うシステム、デバイス、および方法を提供する。航空機は、無人航空機（ＵＡＶ）、または任意の他の類型の可動物体であってもよい。航空機は、多重回転翼航空機であってもよい。

多重回転翼航空機制御方式のための典型的な姿勢制御方法は、カスケード接続された比例積分微分（ＰＩＤ）制御を利用する。この場合、姿勢制御は、角速度制御とカスケード接続される。従来のＰＩＤ調節方法に基づいて、内側ループ（角速度ループ）および外側ループ（角度ループ）のパラメータを順次調整し得る。

従来のカスケード接続された制御器に関しては、内側ループの較正結果に強く依存し、内側ループの追従性能が良好でない場合、それは結果全体に直接影響を与える。したがって、内側ループの設計およびパラメータの調整は非常に重要である。しかし、従来のＰＩＤ調整のプロセスは複雑かつ冗長であり、プロセス中にシステムの発散および不安定性の問題が生じやすい。制御パラメータは、典型的に実際の調整結果を使用するのが標準であるが、システム依存性が強い。システムが変化する場合（例えば、航空機構造、回転翼距離、重量が変化する場合）は、改めてパラメータを調整する必要がある。その上、調整周期が比較的長い。主な理由は、システムモデルの完全な理解の欠如によるものであり、パラメータ間に関係が存在しない。

従来のカスケード接続されたＰＩＤ制御の下で、内側角速度ループは主に速度外乱に耐えるように設計されている。そのため、正常な状況下では、制御器は外乱によって既に航空機が角速度を発生させた後でのみ調節を行う。特定の状況下では、外乱除去性能は、最適な状態を達成できない。

改善された飛行制御方法およびシステムを本発明において提供する。例えば、飛行姿勢制御方法は、航空機の物理的パラメータまたは動的パラメータの少なくとも一方を考慮に入れることができる。例えば、航空機構造および推進に従い、性能限界を自動的に評価し、制御のための基準として使用できる。航空機モデルを基数として使用し、物理的パラメータまたは動的パラメータの少なくとも一方を制御器の係数とできる。これにより、異なる航空機モデルに対してＰＩＤ制御を調節することが容易となり得る。事前評価を行い得ることで、制御システムを異なる航空機モデルに対して区別でき、異なるモデルに容易に適用できる。ある例では、非線形パラメータを検討できる。

ある実施形態では、航空機の物理的パラメータを評価して、航空機全体の慣性モーメントを決定し得る。また、物理的パラメータを評価して、航空機の空力中心を計算し、航空機のモーターまたは推進ユニットから空力中心までの軸方向距離も決定できる。また、物理的パラメータを使用して、航空機の１つ以上のモーターに対するモーター推力／揚力曲線も決定できる。これらのパラメータは、航空機の姿勢制御に使用できる航空機構成パラメータであってもよい。これらのパラメータは、リアルタイムで評価できるか、事前評価できる。航空機構成パラメータは、航空機の種々のモデルと関連付けられ得る。航空機モデルを選択でき、適切な航空機構成パラメータを、姿勢制御方式にも適用できる。

更に、改善された飛行制御方法は、ＰＩＤ制御方式に角加速度ループを追加することを含み得る。本飛行制御方法はまた、直接制御を行うこと、ならびに外乱除去および追従性能を強化することを含み得る。角加速度ループは直接制御として作動できるため、強い耐外乱特性によって応答時間が短くなり得る。外乱を直接抑制することにより、応答時間を削減できる。

図１には、本発明を適用した、多段姿勢制御方法が示されている。多段姿勢制御を使用して、ＵＡＶまたは任意の他の類型の航空機などの航空機の姿勢を制御できる。航空機は、有人または無人であってもよい。航空機は、航空機に揚力を提供できる２つ以上の回転翼を含み得る多重回転翼航空機であってもよい。航空機はシングル回転翼航空機であってもよい。航空機の飛行制御に関する本明細書中の一切の記載は、任意の他の可動物体に適用できる。例えば、本明細書に記載の姿勢制御方法は、宇宙船または水中船の少なくとも一方に適用してもよい。姿勢制御の１つ以上の実施形態は、航空機、大気圏外航空機、陸用航空機、または水用航空機に適用してもよい。

姿勢制御は、航空機を中心とした１つ以上の回転軸を中心として実装できる。例えば、姿勢制御は、ピッチ軸、ロール軸、またはヨー軸の少なくとも１つを中心として実装してもよい。姿勢制御は、これらの軸のうちの１つ、これらの軸のうちの２つ、またはこれらの軸のうちの３つ全てを中心として実装してもよい。

姿勢制御方法は、複数の段階で実装できる。例えば、事前構成段階および飛行段階を設けることができる。事前構成段階および飛行段階は、異なる時点または異なる場所の少なくとも一方で行うことができる。

ある実施形態では、事前構成段階は、航空機の１つ以上の物理的パラメータを評価し得る間に行ってもよい。１つ以上の計算は、航空機の物理的パラメータに基づいて行い得る。航空機の物理的パラメータは、高さ、幅、長さ、直径、対角線、または円周などの空間寸法を含み得る。物理的パラメータはまた、航空機胴体または任意の伸長部分の少なくとも一方の形状などの、航空機の形態学を考慮に入れてもよい。物理的パラメータはまた、重量、重量配分、重心、または密度などの他の要因を考慮に入れてもよい。物理的パラメータの更なる例は、本明細書の他の箇所に記載する。

動的パラメータは、事前設定段階中に評価できる。あるいは、動的パラメータは、後の段階で検討してもよい。動的パラメータは、推力または電力などの、電池関連の仕様もしくは他の電源仕様、またはモーター特性を含み得る。動的パラメータの更なる例は、本明細書の他の箇所に記載する。

事前構成段階は、航空機の１つ以上のモデルに対して行うことができる。例えば、異なる航空機モデルは、異なる物理的パラメータまたは動的パラメータの少なくとも一方を有し得る。例えば、異なる航空機モデルは、異なる形状、大きさ、重量、重量配分、電源特性、モーター特性、または他の異なる特徴もしくは特性を有してもよい。また、事前構成は、航空機の１つ以上のモデルの製造業者または販売業者が行うことができる。事前構成は、航空機の１つ以上のモデルに適用できる制御システムの製造業者または販売業者が行うことができる。事前構成は、航空機の制御を補助するための事前構成からの情報を提供できる任意の第三者によっても行うことができる。情報は、航空機を制御する飛行制御器がアクセス可能であり得るメモリに記憶できる。また、事前構成は、航空機のエンドユーザーによって実行されない。例えば、事前構成は、航空機を操作するユーザーとは異なる存在が実行してもよい。事前構成は、エンドユーザーが航空機にアクセスする前に実行できる。例えば、事前構成は、ユーザーが航空機にアクセスする、またはユーザーが航空機を操作する、数時間、数日、数週、数か月、数四半期、または数年前に行ってもよい。

ある実施形態では、事前構成は、航空機の較正として実行できる。較正は、ユーザーが航空機にアクセスする前に行ってもよく、またはユーザーの航空機との相互作用とは無関係であってもよい。航空機は、事前構成情報にアクセス可能であり得る。事前構成情報は、航空機上に記憶できるか、または航空機外のメモリから航空機を介してアクセス可能であり得る。

また、飛行段階は、事前構成段階の後に行うことができる。飛行段階は、ユーザーが航空機にアクセスする時に設けることができる。飛行段階は、ユーザーが航空機を操作できる時であり得る。飛行段階中、姿勢制御方法は、航空機上で使用できる。姿勢制御システムは、飛行中に航空機の姿勢を制御するために、航空機によって使用され得る。姿勢制御システムは、事前構成段階中早期に収集され得る事前構成情報を使用してもよい。

更なる較正を飛行段階で行っても行わなくてもよい。ある実施形態では、ユーザーが航空機をオンにする度に、幾つかの較正が生じ得る。あるいは、較正は、ユーザーが初めて航空機を受け取り、それを最初に操作するときに、行ってもよい。別の実施形態では、較正は、要請に応じて行ってもよい。較正情報は、航空機の物理的寸法を決定するために使用してもしなくてもよい。較正情報は、航空機の動的特性を決定するために使用してもしなくてもよい。飛行段階の較正情報は、飛行姿勢制御方法に対する１つ以上の係数を決定するための事前構成情報と結合してもしなくてもよい。

図２には、本発明の実施形態に関わる、航空機の物理的パラメータがどのように航空機の姿勢制御方法と関連付けられ得るかが示されている。ある実施形態では、これらのステップは、事前構成段階中に行うことができる。

航空機の１つ以上の物理的パラメータを評価できる。ある実施形態では、これらのパラメータは、人間が手作業で測定してもよく、またはプロセッサを用いて自動で測定してもよい。また、生物がデバイスを用いてデータを入力して、メモリに記憶してもよい。例えば、人間が航空機の寸法を測定し、データを入力することができる。別の実施形態では、１つ以上の機械を使用して航空機の物理的パラメータを決定してもよく、データを、情報を記憶するメモリに自動的に提供してもよい。例えば、航空機の重量を測定し、自動的にメモリに通信してもよい。

物理的パラメータの例としては、航空機構造または航空機動態の少なくとも一方に関係する要因が挙げられる。物理的パラメータは、高さ、幅、長さ、直径、対角線、または円周などの空間寸法を含み得る。物理的パラメータはまた、航空機胴体または任意の伸長部分の少なくとも一方の形状などの、航空機の形態学を考慮に入れてもよい。物理的パラメータはまた、重量、重量配分、重心、または密度などの他の要因を考慮に入れてもよい。また、密度、剛性、柔軟性、または弾性を考慮に入れてもよいように、航空機の１つ以上の材料特性を考慮に入れてもよい。このような物理的パラメータは、航空機構造に関係し得る。物理的パラメータは、航空機全体または航空機の１つ以上の構成要素の少なくとも一方に対して収集できる。例えば、物理的パラメータは、機体フレーム、電源（例えば、電池）、アビオニクスシステム、支持機構、搭載物、センサ、モーター、着陸装置、通信ユニット、または任意の他の構成要素に関連し得る。

物理的パラメータはまた、航空機の動態を含んでもよい。これは、最大電池電流、最大電力出力、エネルギー密度、電池容量、放電率、定格電圧、電池寿命、または任意の他の特徴などの電源仕様を含み得る。また、電池ケミストリまたはバッテリの類型に関する情報を指定または決定できる。これはまた、推力または電力などのモーター特性を含んでもよい。また、モーター特性は、最大信頼、最大電力を含み得る。電子速度制御の電流および電力も決定できる。

航空機に関係する任意の他の物理的パラメータを評価してもよい。航空機の物理的パラメータのうちの１つ以上に関する情報を、メモリに記憶できる。例えば、物理的パラメータデータは、１つ以上のデータベースに記憶し得る。データベースは、航空機の外部にあってもよい。データベースを、クラウドコンピューティング環境に記憶すること、または複数のデバイスにわたって分配すること、の少なくとも一方が可能である。あるいは、データベースを、航空機上に記憶してもよい。

１つ以上の計算を物理的パラメータに実行して、１つ以上の航空機構成パラメータを決定できる。物理的パラメータは、直接測定可能であり得る航空機の物理的特性を表し得る。航空機構成パラメータは、物理的パラメータに基づいて計算できる。航空機構成パラメータは、プロセッサを用いて計算できる。

ある実施形態において、航空機構成パラメータは、航空機の空力中心、航空機の重心、または全航空機もしくは航空機の構成要素の慣性モーメントが挙げられるが、これらに限定されない。航空機の空力特性または安定性の少なくとも一方を分析してもよい。

図３には、本発明の実施形態に関わる、航空機の１つ以上の物理的パラメータに対して検討できる種々の物理的特性が示されている。図３Ａは、どのように航空機の重心を計算できるかの実施例を示す。図示のように、航空機の重心が揚力面下にある場合、航空機の横飛行が一定平衡速度に到達し得る場合、揚力の水平成分は抗力に対抗、または垂直成分は重力に対抗、の少なくとも一方が可能である。また、空力中心と重力とは一致してもしなくてもよい。空力中心と重心とが一致しない状況においては、垂直揚力成分および重力が偶力を形成することにより、航空機は機首上げピッチングモーメントを経験し得る。これが航空機を水平方向に向かわせることができ、それにより航空機は安定したシステムとなり得る。したがって、航空機の設計時に、重心の位置を変更して、航空機の安定性を調節できる。航空機の重心は、物理的パラメータに基づいて計算できる。また、航空機の種々の構成要素の重量配分量および位置決定を検討して、航空機の重心を決定してもよい。重心は航空機モデルにより異なり得る。

図３Ｂは、どのように航空機の慣性モーメントを計算できるかの実施例を示す。ある実施例では、航空機全体の慣性モーメント分配を分析してもよい。航空機モデルの影響および搭載物の構成を、航空機全体の慣性モーメントへのそれらの影響に対して評価してもよい。これらは、航空機の全体構成を調節するための基準として使用できる。

航空機の各構成要素を成す基本的物理モデルを確立してもよい。航空機構成要素の例としては、機体フレーム、電源（例えば、電池）、アビオニクスシステム、支持機構、搭載物、センサ、モーター、推進ユニット、着陸装置、または通信ユニットが挙げられるが、これらに限定されない。基本モデルは、設置場所、重量、および各構成要素の慣性モーメントに関係する規約を含んでもよい。次に、平衡軸の定理を使用して、各構成要素の慣性モーメントに基づく航空機全体の慣性モーメント。図示のように、種々の構成要素または航空機全体の形状の少なくとも一方、ならびに重量分配を、慣性モーメントの計算において検討してもよい。慣性モーメントは、収集した物理的パラメータに基づいて、プロセッサを用いて計算できる。ある実施形態では、有限要素解析（ＦＥＭ）を用いてもよい。平衡軸の定理を、慣性モーメントの計算に使用してもよい。

慣性モーメント計算のある計算例は、以下のように提供できる。
１）質点：
Ｉ＝Ｍ＊Ｌ＾２
２）シリンダの一部分に関して：
Ｉ＝１／３＊Ｍ＊Ｌ＾２
３）シリンダの中心に関して：
Ｉ＝１／２＊Ｍ＊Ｒ＾２
式中、Ｉは慣性モーメント、Ｍは質量、Ｌは、質点またはシリンダ（または任意の他の形状）の中心から回転軸までの距離、およびＲはシリンダの半径である。

更なる計算はトルクおよび角速度計算を含んでもよく、以下のように提供できる。
トルク＝Ｌ＊Ｆ
角速度＝トルク／慣性モーメント

多数の航空機モデルの理論的分析および計算に基づいて、求められている航空機の一次慣性モーメントは、電子機器および推進ユニット（例えば、プロペラ／回転翼ブレード）によって割り当てられた約５０％であり得る。慣性モーメントおよび回転翼距離は平方関係でつながってよく、トルクは直線的に増加するため、同一の推進をもって、小さい回転翼距離条件下ではより優れた駆動特性があり得、大きい回転翼距離下ではより優れた安定特性があり得る。

加えて、検討できる他の航空機構成パラメータとしては、電源（例えば電池）パラメータ、アクチュエータ（例えばモーター）パラメータ、または電子速度制御（ＥＳＣ）パラメータの少なくとも１つが挙げられる。

例えば、物理的パラメータを使用して、これらの航空機構成パラメータを計算してもよい。最大電池電流、最大電力出力、またはエネルギー密度の少なくとも１つ、モーターの最大推力または電力の少なくとも一方、及び、ＥＳＣの最大電流または電力の少なくとも一方、またはＥＳＣの最大電流または電力の少なくとも一方、は以下のように評価できる。
ｂａｔｔｅｒｙ＿ｃｕｒｒｅｎｔ＿ｍａｘ＝ｂａｔｔｅｒｙ＿ｃａｐａｃｉｔｙ＊ｄｉｓｃｈａｒｇｅ＿ｒａｔｅ
ｂａｔｔｅｒｙ＿ｐｏｗｅｒ＿ｍａｘ＝ｂａｔｔｅｒｙ＿ｃｕｒｒｅｎｔ＿ｍａｘ＊ｒａｔｉｎｇ＿ｖｏｌｔａｇｅ
ｍｏｔｏｒ＿ｍａｘ＿ｔｈｒｕｓｔ＆ｐｏｗｅｒ：実験から
ｅｓｃ＿ｍａｘ＿ｃｕｒｒｅｎｔ＆ｐｏｗｅｒ：実験から

更に、推進システムの安全性またはコンプライアンスの少なくとも一方を評価することが望ましい場合がある。例えば、電池が提供できる電流＞ＥＳＣの最大電流＞モーターの電流であることが望ましい場合がある。

物理的パラメータからの航空機構成パラメータの更なる計算は、ホバー性能評価を含み得る。例えば、航空機の重量および動態に基づき、ホバー電力出力、電力使用量、効率、電力、または推定ホバー時間の少なくとも１つの計算ができる。計算は、プロセッサを用いて実行できる。

モーター出力は、１つ以上のデータベース内のモーターに関するデータにアクセスすることから決定できる。また、モーターに関するデータは、航空機の重量およびモーター張力曲線に基づくルックアップテーブルであってもよく、効率は、モーター出力に基づくルックアップテーブルから決定できる。ルックアップテーブルは、経験的試験データに基づいて作成してもよい。あるいは、ルックアップテーブルは、模擬または予測データに基づいて作成できる。また、ループアップテーブル上のデータは、個人が入力してもよい。また、モーター張力曲線は非線形であってもよい。

１つ以上のホバー特性は、以下のように計算できる。
ホバー電力＝重量／効率
ホバー電流＝ホバー電力／電圧
時間＝電池容量／ホバー電流

また、物理的パラメータを使用して、作動性能評価を行うことができる。作動性能評価からの１つ以上の航空機構成パラメータとしては、推力対重量比、速度に関するパラメータ（例えば、最大上昇速度、最大降下速度、設計された制動距離に基づく上限速度）、角に関するパラメータ（例えば、理論的最大姿勢角、補償後の姿勢角、限界姿勢角）、トルクに関するパラメータ（例えば、３軸トルク）、角速度に関するパラメータ（例えば、制動角を使用して最大角速度を計算）、モーター回転に関するパラメータ（例えば、ヨー軸上のモーター回転方向の影響、または関連する補償の少なくとも１つを計算）が挙げられるが、これらに限定されない。

図３Ｃは、本発明の実施形態に関わる、航空機の１つ以上の物理的パラメータに対して検討できる種々の物理的特性を示す図である。航空機構成パラメータのうちの１つ以上はまた、以下のように計算できる。
推力対重量比＝最大推力／重量
ホバー揚力（Ｎ）＝航空機全体の重量（ｋｇ）＊９．８（ｍ／ｓ＾２）
ホバースロットル＝ルックアップ（揚力）、単位：％
ホバー効率＝ルックアップ（ホバースロットル）、単位：ｇ／ワット
ホバー制動効率＝ルックアップ（ホバースロットル）、単位：ｇ／ワット
ホバー電流＝航空機全体の重量／効率
ホバー時間＝電池容量／ホバー電流
最大姿勢角＝アルコス（ホバー揚力／最大揚力）

図２に示すように、航空機構成パラメータは、航空機からの１つ以上の物理的パラメータに基づいて計算できる。航空機構成パラメータは、航空機モデルと関連付けることができる。例えば、異なる航空機モデル（例えば、ＵＡＶモデル、有人型航空機モデル）は、異なる物理的パラメータおよび関連する航空機構成パラメータを有し得る。航空機構成パラメータは、モデルの各々に対して収集または記憶の少なくとも一方が可能である。また、航空機構成パラメータの一部としては、経験的に受信したデータ、ユーザーが手動で入力したデータ、モデル化もしくは模擬データ、または任意の既存データに基づいて計算したデータが挙げられる。

１つ以上の航空機構成パラメータとしては、航空機飛行制御器を調整するために使用できる制御器パラメータが挙げられる。例えば、航空機の慣性モーメント、モーター張力曲線、および動的加速／減速性能を使用して、制御器パラメータを自動で調整できる。このような調整は、追従誤差に従って行うことができる。航空機構成パラメータを使用することで、パラメータ調整プロセスを簡素化し、制御器性能を強化できる。

ある実施形態では、航空機の慣性モーメント、モーター揚力出力曲線、または軸方向距離（例えば、モーターから空力中心までの距離）の少なくとも１つを提供することで、制御器性能を強化できる。このようなパラメータは、異なる航空機モデルを区別するために有用であり得る。このようなパラメータは、航空機モデルと関連付けることができる。したがって、ユーザーが航空機を受け取るとき、ユーザーが航空機モデルを指定してもよいし、または航空機モデルが既に事前プログラムされていてもよい。特定の航空機モデルのパラメータを飛行制御システムで使用して、航空機の姿勢を制御できる。

図３Ｄは、本発明の実施形態に関わる、航空機の動作原理のセットを示す。航空機はまた、３自由度を有してもよい。例えば、航空機は、３つの回転軸を中心として、かつ揚力を生成するために、回転することが可能であり得る。例えば、回転翼機において、回転翼は、回転して航空機の揚力を生成することができる。回転翼が回転することで、航空機は、同時に１つ、２つ、または３つの回転の軸を中心として回転することが可能となり得る。また、回転の軸は、相互に直交していること、または航空機の飛行中に相互に直交したままでいること、の少なくとも一方であってよい（例えば、θ、φ、ψ）。回転の軸は、ピッチ、ヨー、またはロールの少なくとも１つの回転の軸を含み得る。

ある実施形態では、回転翼機は、各々が回転翼機に揚力を生成できる複数の回転翼（例えば、Ｆ_１、Ｆ_２、Ｆ_３、Ｆ_４）を有してもよい。ある実施形態では、４つの回転翼を設けることができる。回転翼は、同一の量の揚力、または異なる量の揚力を生成し得る。回転翼は、同一の角速度で、または異なる角速度で回転し得る（例えば、ω_１、ω_２、ω_３、ω_４）。

ロバスト適応制御戦略は、多重回転翼航空機に対して有用であり得る。多重回転翼航空機の飛行を管理するシステムは、元来不安定であり得、適当な制御法則が適用されない場合は数秒で発散し得る。システムは非線形であってもよい。システムの非線形性および空中動態の複雑性は、制御器設計の改善を必要とする。

本発明に関わるシステムおよび方法は、航空機飛行の動態をモデル化し、制御方式を発展させ、構成多様体が非線形であり得る多重回転翼航空機の姿勢を安定化し得る。動態および提案の制御システムは、特殊直交群ＳＯ（３）上に表して、オイラー角および四元数などの他の姿勢表現と関連付けられる特異点および曖昧性を回避できる。多重回転翼航空機のモデル化は、多重回転翼の運動および動態分析、ならびにアクチュエータ（例えば、モーター、回転翼、またはプロペラの少なくとも１つ）のシステム同定を含み得る。

有限要素解析（ＦＥＭ）を使用して、システムの慣性モーメントを推定できる。時間遅れを持つ一次慣性システムは、システム同定のための近似モデルと見なし得る。本明細書の他の箇所に記載するように、制御システムは、ＳＯ（３）の比例制御と、フィードフォワード補償を伴う動態のカスケードＰＩＤ（比例、積分、および微分）制御とに分類できる。ＳＯ（３）の制御に対しては、誤差は、ＳＯ（３）の自然誤差として画定できる（測地の観点から提供でき、それが望ましい場合がある）。比例制御は、それが線形空間であるため、ＳＯ（３）の指数座標上に画定できる。制御方式は、リアプノフ関数によって検証して、非線形多様体上での安定性を確保できる。動態のカスケードＰＩＤ制御に対しては、制御器は、ＳＯ（３）の指数座標、角速度、および角加速度の順に構築し得る。不完全微分ＰＩＤ制御器およびスミス予測器を使用する技術を用いて、更にノイズを抑制し、制御品質を改善することができる。更に、フィードフォワード補償を追加して、過渡応答を改善することができる。多重回転翼航空機のための制御方式の更なる説明は、本明細書中の他の箇所に記載する。

図４には、本発明の実施形態に関わる、航空機の制御方法における１つ以上のパラメータを決定するために、航空機モデルをどのように使用することができるかが示されている。例えば、航空機は、飛行制御器として機能できる１つ以上の機内プロセッサを有してもよい。

ユーザーが航空機を受け取るとき、ユーザーは、航空機モデルを入力できる場合がある。例えば、ユーザーは、航空機モデルを航空機に直接入力し得る。別の実施例では、ユーザーは、航空機と通信できる外部のデバイスに、航空機モデルを入力してもよい。外部のデバイスは、航空機の制御器、または航空機からのデータを表示する表示デバイスであり得る。本明細書の他の箇所に記載するように、外部のデバイスは、コンピュータ、スマートフォン、タブレット、または任意の他の類型のデバイスもしくは端末であってもよい。

また、航空機は、既に航空機モデル情報を事前プログラムされていてもよい。航空機モデル情報は、変更可能であってもなくてもよい。

ある実施形態では、航空機モデルの情報を使用して、選択された航空機モデルの１つ以上の航空機構成パラメータにアクセスできる。また、データは、航空機モデルと関連付けることができる１つ以上の航空機構成パラメータについてメモリに記憶できる。例えば、航空機モデルＡおよび航空機モデルＢは、１つ以上の異なる物理的特性を有し得る。異なる物理的特性は、異なる慣性モーメント、モーター揚力出力曲線、または軸方向距離の少なくとも１つなどの、異なる航空機構成パラメータをもたらし得る。飛行制御器が異なる航空機構成パラメータを使用して、航空機の飛行を制御してもよい。また、データは、航空機の異なるモデルに対する種々の構成パラメータにアクセス可能であり得るルックアップテーブルとして記憶できる。例えば、航空機モデルＸの構成パラメータに対する要求がされる場合、それらはルックアップテーブルから提供され得る。また、ルックアップテーブルは、航空機上に記憶できる。したがって、ユーザーは、航空機モデルを入力または改変して、飛行制御器が使用する構成パラメータを画定または改変できる。あるいは、ルックアップテーブルは、航空機外に記憶してもよい。航空機は、外部のデバイスと通信して、ルックアップテーブルからのデータにアクセス可能であり得る。例えば、航空機は、航空機モデルのインジケータを送信でき、外部のデバイスは、選択された航空機モデルに関連付けられる航空機構成パラメータを送信できる。

また、航空機は、その中に事前プログラムされる１つ以上の航空機構成パラメータを有してもよい。航空機構成パラメータは、ユーザーが航空機を受け取るときに、航空機上に記憶してもよい。ユーザーは、航空機モデルを指定する必要があってもなくてもよい。また、製造業者の現場で、または他の現場で、航空機モデルについての決定がされてもよく、飛行制御器は、航空機の物理的パラメータに基づいて決定できる航空機構成パラメータを事前プログラムしてあってもよい。航空機構成パラメータは、複数の航空機モデルのデータを含むルックアップテーブルからアクセスできる。例えば、製造業者の現場で、製造業者は航空機モデルＸが製造されていることを指定し、関連する航空機構成パラメータにアクセスし、それを航空機に事前プログラムすることができる。ユーザーは、航空機構成パラメータを改変することができてもできなくてもよい。また、ユーザーは、航空機の新たな構成パラメータに対する要求を入力できてもよい（航空機上に直接、または航空機と通信可能な外部のデバイスを使用して）。このような要求は、航空機モデルに基づいて行い得るか、または航空機の新たな物理的特性の入力を含んでもよい。また、航空機構成パラメータは、事前計算でき、要求に応じてアクセス可能にデータ中に記憶できる。あるいは、新たな物理的パラメータデータを入力または測定でき、新たな航空機構成パラメータを計算できる。このような計算は、リアルタイムで行うことができる。例えば、ユーザーは、１つ以上の航空機構成パラメータを変更し得る方法で、既存の航空機を修正できる。例えば、ユーザーは、重量または重量配分の少なくとも一方を変更できる新たなカメラをＵＡＶに追加してもよい。慣性モーメントまたは他の航空機構成パラメータの少なくとも一方は、変更に適応するように再計算することができる。

ある実施形態では、航空機についての情報は、航空機の機内メモリまたはプロセッサの少なくとも一方の中に記憶できる。プロセッサは、航空機をオンにするときに１つ以上のパラメータを評価し得る。また、プロセッサは、記憶されている航空機モデルに基づいて事前計算したパラメータにアクセスできる。他の例では、ある診断または測定は、航空機をオンにするときに行ってもよく、１つ以上の航空機構成パラメータを生成するために使用してもよい。

飛行中、航空機は飛行制御デバイスからの入力によって制御できる。飛行制御デバイスは、航空機とは別の外部のデバイスであり得る。また、飛行制御デバイスは、航空機が飛行している間、地上でユーザーが操作する遠隔制御であってもよい。飛行制御デバイスは、無線で航空機と通信できる。あるいは、飛行制御デバイスは、航空機中に組み込んでもよい。例えば、ユーザーは、ユーザーが航空機に搭乗している間に飛行制御デバイスを操作できる。ユーザーは、航空機のパイロットであってもよく、コックピットから飛行制御デバイスを操作できる。飛行制御デバイスは、航空機の方向または速度の少なくとも一方に関連し得る情報を含んでもよい。飛行制御デバイスからの入力を使用して、航空機の目標姿勢を決定できる。航空機の目標姿勢は、１つ、２つ、または３つの回転軸を中心として決定できる。例えば、航空機の目標姿勢は、ピッチ軸、ロール軸、またはヨー軸の少なくとも１つを中心として決定できる。

航空機は、飛行制御器を有し得る。飛行制御器は、航空機上の１つ以上のプロセッサを含むことができる。飛行制御器は、飛行制御デバイスからの入力を示す信号を受信できる。飛行制御器は、飛行制御デバイスからの入力に応答して、航空機の飛行を制御できる。飛行制御器は、航空機飛行構成パラメータのうちの１つ以上に応答して、航空機の飛行を制御できる。飛行制御器は、飛行制御デバイスからの信号（例えば、目標姿勢）、および航空機構成パラメータに基づいて、航空機姿勢制御を行い得る。飛行制御器は、目標のロール、ヨー、およびピッチ軸、ならびに航空機構成パラメータに基づいて、航空機のロール、ヨー、およびピッチ軸を中心とした姿勢制御を行い得る。

図５には、本発明を適用した、飛行制御器を持つ航空機が示されている。航空機５１０は、１つ以上の機内飛行制御器５２０を有し得る。飛行制御器は、航空機の飛行を制御するためのコマンド信号を個別または集合的に生成できる１つ以上のプロセッサを含み得る。

飛行制御器５２０は、航空機の１つ以上のアクチュエータ５６０ａ、５６０ｂと通信できる。アクチュエータは、航空機の１つ以上の推進ユニットに接続できるモーターであり得る。推進ユニットは、回転して航空機の揚力を生成する回転翼を含み得る。ある実施形態では、航空機は、複数の回転翼を有する多重回転翼航空機であってもよく、それらの各々が航空機の揚力を生成できる。コマンド信号は、モーターに供給される出力を決定し得る。これはモーターに接続した回転翼が回転できる速度を決定し得る。また、各回転翼は、個別のモーターに接続できる。また、１つの回転翼が複数の回転翼に接続されてもよく、または複数のモーターを使用して単一の回転翼を駆動してもよい。モーターは、個別に制御可能であり得る。例えば、１つのモーターは、異なる環境にある別のモーターとは異なる電源出力を有し得る。推進ユニットは、全て同じ類型の推進ユニットであってもよいし、または異なる類型の推進ユニットを含んでもよい。例えば、全ての推進ユニットは、回転翼ブレード／プロペラを含み得る。ある実施形態では、回転翼ブレードまたはプロペラの少なくとも一方は、同一の構成または寸法の少なくとも一方、または異なる構成または寸法の少なくとも一方を有し得る。任意の数のモーターまたは推進ユニットの少なくとも一方を、航空機に設けることができる。例えば、１個、２個、３個、４個、５個、６個、７個、８個、９個、１０個、１１個、１２個、またはそれ以上のモーターまたは推進ユニットの少なくとも一方を、航空機上に設けることができる。

各モーターは個別に制御できる。例えば、別々のコマンド信号が、各モーターに提供されてもよい。各モーターは、航空機の他のモーターと同一の、または異なるモーター出力を有してもよい。各モーターへの出力は、航空機の所望の目標姿勢に応じて異なり得る。例えば、航空機の姿勢を調節することが望ましい場合、１つ以上のモーターは、航空機の姿勢を変化させるために、異なる出力で動作できる（例えば、異なる速度またはｒｐｍで回転できる）。

ある実施形態では、１つ以上の航空機構成パラメータ５３０を含むメモリを航空機上に設けてもよい。航空機構成パラメータは、航空機全体の慣性モーメント、モーター揚力出力曲線、または軸方向距離（例えば、モーターから空力中心までの距離）の少なくとも１つを含み得る。他の航空機構成パラメータは、他の箇所に記載のものなどのように記憶できる。航空機構成パラメータは、航空機または航空機モデルの１つ以上の物理的特性に由来してもよい。航空機構成パラメータは、メモリに事前プログラムできる。あるいは、航空機構成パラメータは、外部のデバイスからメモリにダウンロードしてもよい。航空機構成パラメータは、メモリに記憶してもよく、コマンド信号を生成する際に飛行制御器５２０を使用し得る。

また、１つ以上のセンサ５４０を航空機上に設けてもよい。センサの例としては、撮像デバイス（例えば、カメラ、ビジョンセンサ、赤外線／熱撮像デバイス、ＵＶ撮像デバイス、または他の類型のスペクトル撮像デバイス）、慣性センサ（例えば、ジャイロスコープ、加速度計、磁力計）、超音波センサ、ライダー、ソナー、または任意の他の類型のセンサを含むが、これらに限定されない。また、センサは、全地球測位システム（ＧＰＳ）衛星などの外部のデバイスと通信できる。センサは、ＧＰＳ受信機であり得る。他の例では、センサは、１つ以上のタワーまたは中継機と通信できる。センサは、航空機を囲む環境についての情報を収集できる。センサは、航空機の航行を補助するために使用してもしなくてもよい。また、センサ５４０は、航空機の飛行制御器５２０と通信できる。また、１つ以上のアクチュエータにコマンド信号を生成する際に、飛行制御器がセンサからの信号を使用してもよい。センサからの信号は、１つ以上の軸を中心とした航空機の姿勢を制御する際に使用してもしなくてもよい。

ある実施形態では、センサは、航空機の動態についての情報を収集するのに有用であり得る。例えば、センサを使用して、１つ以上の回転の軸を中心とした、航空機姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つについての情報を収集できる。例えば、センサは、ジャイロスコープ、または、ピッチ軸、ロール軸、またはヨー軸の少なくとも１つを中心とした、航空機姿勢、角速度、または加速度の少なくとも１つについての情報を収集できる他のセンサを含み得る。センサは、慣性センサであってもよいし、または慣性測定ユニット（ＩＭＵ）の一部であってもよい。ＩＭＵは、１つ以上の加速度計、１つ以上のジャイロスコープ、１つ以上の磁力計、またはそれらの好適な組合せを含み得る。例えば、ＩＭＵは、最大３つの並進の軸に沿う可動物体の線形加速度を測定する最大３つの直交する加速度計と、最大３つの回転の軸の周りの角加速度を測定する最大３つの直交するジャイロスコープとを含み得る。ＩＭＵは、航空機の運動がＩＭＵの運動に対応するように、航空機に堅く接続され得る。あるいは、ＩＭＵは、最大６自由度に関して航空機に対して移動することができる。ＩＭＵは、航空機に直接に取り付けることができるか、または航空機に取り付けられた支持構造に接続され得る。ＩＭＵは、可動物体の筐体の外に、または筐体の中に設けることができる。ＩＭＵは、可動物体に恒久的または着脱可能に取り付けることができる。ＩＭＵは、航空機の位置、方向、速度、または加速度の少なくとも１つなどの航空機の運動（例えば、並進の１、２、もしくは３軸、または、回転の１、２、もしくは３軸の少なくとも一方に関して）を示す信号を提供することができる。例えば、ＩＭＵは、航空機の加速度を表す信号を検出でき、その信号を１度積分することで速度情報を提供し、２度積分することで場所情報または方向情報の少なくとも一方を提供することができる。ＩＭＵは、一切の外部環境要因と相互作用することなく、または航空機の外部から一切の信号を受け取ることなく、航空機の加速度、速度、または場所／方向の少なくとも１つを決定することが可能となり得る。

ＩＭＵは、飛行制御器５２０に信号を提供することができ、それは航空機の１つ以上のモーター５６０にコマンド信号を生成するのに有用であり得る。ある実施形態では、飛行制御器は、ＩＭＵからの情報を利用し得る制御フィードバック方式を使用してもよい。

他のセンサを利用して、航空機の姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを決定できる。他のセンサは、航空機上にあってもなくてもよい。他のセンサは、航空機の外部にある更なるデバイスと通信してもしなくてもよい。例えば、センサは、航空機から一切の外部信号を受信することなく、情報を決定することができてもよい。

また、外部のデバイス５５０は、飛行制御器と通信してもよい。外部のデバイスは、航空機外に設けることができる。外部のデバイスは、無線で航空機と通信可能であり得る。外部のデバイスは、航空機に関係する航行または位置情報などの任意の情報を有し得る。ある実施形態では、外部のデバイスは、航空機構成パラメータデータを含んでもよい。また、外部のデバイスは、航空機のために航空機構成パラメータデータを記憶するメモリ５３０に、航空機構成パラメータデータを通信してもよい。航空機上のデータは、外部のデバイスからの新たなデータで更新され得る。更新は、自動で、またはユーザーからもしくは航空機からの要求に応じて、行うことができる。

ある実施形態では、外部のデバイスは、飛行制御器に１つ以上の飛行命令を提供できる飛行制御デバイスであり得る。例えば、ユーザーは、航空機と無線で通信できる遠隔の制御器を使用してもよい。ユーザーは、所定の経路をプログラムする、またはリアルタイムで命令を提供するなどの、異なる飛行命令を指定できる。飛行命令は、１つ以上の軸を中心とした航空機の目標姿勢についての情報を含み得る。例えば、飛行命令は、航空機の姿勢を一定程度調節せよという命令となり得る。命令はまた、航空機の目標角速度または目標角加速度の少なくとも一方についての情報を含んでも含まなくてもよい。

飛行制御器５２０は、航空機の１つ以上のアクチュエータ５６０ａ、５６０ｂにコマンド信号を生成してもよく、それにより推進ユニットの作動が起こり、航空機の飛行を制御できる。これは、３つの直交軸（例えば、ピッチ、ヨー、およびロール）を中心とした航空機の姿勢制御を含み得る。飛行制御器は、１つ以上の航空機構成パラメータ５３０に基づいて、コマンド信号を計算できる。航空機構成パラメータ５３０は、航空機の物理的特性、航空機姿勢についてのフィードバック入力（例えば、３つの直交軸を中心とした、航空機の姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つについての情報）に由来し得る、またはそれらを表し得る。また、航空機構成パラメータ５３０は、航空機の外部にあってもよい飛行制御デバイス５５０からの１つ以上の飛行命令に由来し得る、またはそれらを表し得る。飛行制御器は、飛行構成パラメータを組み込んだフィードバック制御を使用して、航空機の姿勢を制御し得る。

図６Ａは、本発明の実施形態に関わる、航空機が実施形態し得る姿勢制御方式を示す図である。姿勢制御方式を使用して、１つ、２つ、または３つの軸を中心とした航空機の姿勢を制御してもよい。例えば、姿勢制御方式を使用して、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機の姿勢を制御できる。

飛行プランナ６１０を設けて、航空機の飛行を決定するコマンド信号を生成してもよい。飛行プランナは、航空機上に設けてもよいし、または航空機外に設けて航空機と通信してもよい。飛行プランナは、１つ以上のメモリユニット、および本明細書に記載するステップのうちの１つ以上を個々または集合的に行うことができる１つ以上のプロセッサを含み得る。メモリは、本明細書に記載するような１つ以上のステップを行うための、コード、ロジック、または命令を含み得る非一時的コンピュータ可読媒体を含んでもよい。１つ以上のプロセッサは、非一時的コンピュータ可読媒体に従って、１つ以上のステップを実行し得る。

本発明の実施形態に従って、遠隔の制御器６０５または他の類型の飛行制御デバイスを設けることができる。遠隔の制御器をユーザーが操作して、航空機の飛行を制御できる。これは、航空機の場所、および航空機の角度方向を含み得る。ある実施形態では、ユーザーは、リアルタイムで航空機飛行に関する命令を直接入力できる。例えば、ユーザーは、命令を入力して、航空機の姿勢を調節できる。あるいは、ユーザーは、所定のまたは事前プログラムされた経路に従うようにという航空機に対する命令を与えてもよい。また、遠隔の制御器は、航空機から分離でき、無線接続により航空機と通信できる。他の例では、飛行制御デバイスは、航空機に組み込まれてもよく、遠隔の制御器についての本明細書中の一切の記載は、航空機の一部である飛行制御デバイスにも適用できる。例えば、ユーザーは、航空機に搭乗し、機上の飛行制御デバイスを使用して飛行のための命令を与えてもよい。

遠隔の制御器６０５は、１つ以上の目標姿勢θ＿Ｔａｒを示す信号をプランナ６１０に提供することができる。目標姿勢は、１つ、２つ、または３つの回転の軸を中心とした航空機の目標姿勢であり得る。例えば、目標姿勢は、ピッチ、ロール、およびヨー軸を中心とした航空機の姿勢を示してもよい。プランナは、航空機のモーターに提供する１つ以上の信号を計算して、目標姿勢の達成を試みることができる。

プランナ６１０はまた、航空機の動態６５０についての情報を受信してもよい。ある実施形態では、航空機の動態についての情報は、１つ以上のセンサによって提供され得る。ある実施形態では、航空機の動態についての情報は、航空機内からの１つ以上の慣性センサ（例えば、１つ以上のジャイロスコープまたは加速度計）から提供されてもよい。航空機の動態についての情報は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸という軸のうちの１つ、２つ、または３つを中心とした、姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを含み得る。ある実施形態では、航空機の現在の姿勢θ＿Ｃｕｒをプランナに伝達できる。プランナは、目標姿勢θ＿Ｔａｒを現在の姿勢θ＿Ｃｕｒと比較できる。この比較は、ピッチ、ロール、およびヨー軸の各々について行い得る。角度の差は、姿勢の誤差θ＿Ｅｒｒであると判定できる。

ピッチ制御６２０ａのみを詳細に示すが、同一の制御方式が、ロール制御６２０ｂおよびヨー制御６２０ｃにも適用できる。ピッチ制御または一切の角度制御一般についての一切の考察は、これらの軸のうちいずれかまたは全てに適用できる。姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つについての一切の説明は、これらの軸のうちのいずれかまたは全てに適用できる。３つの軸は、相互に分離していてもよい。

姿勢の誤差θ＿Ｅｒｒをファジー論理６２１と共に使用して、航空機の角度を制御できる。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、ファジー比例積分微分（ＰＩＤ）制御であってもよい。また、目標姿勢は、比例積分（ＰＩ）またはＰＩＤ制御６２２できる。角度制御ループを設けてもよい。

目標角速度ω＿Ｔａｒが生じ得る。目標角速度を、測定した角速度ω６２３と比較できる。測定した角速度は、１つ以上のセンサにより測定できる航空機の動態６５０の一部であり得る。目標角速度を、測定した角速度と比較して、角速度の誤差ω＿Ｅｒｒを決定できる。

角速度の誤差ω＿Ｅｒｒは、航空機の角速度を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標角速度は、比例（Ｐ）制御６２４できる。角速度ループを設けてもよい。

目標角加速度α＿Ｔａｒが生じ得る。目標角加速度を、測定した角加速度α６２５と比較できる。測定した角加速度は、１つ以上のセンサにより測定できる航空機の動態６５０の一部であり得る。目標角加速度を、測定した角加速度と比較して、角加速度の誤差α＿Ｅｒｒを決定できる。

角加速度の誤差α＿Ｅｒｒは、航空機の角速度を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標角加速度は、比例積分（ＰＩ）またはＰＩＤ制御６２６できる。角加速度ループを設けてもよい。

フィードフォワードループ６２７も設けることができる。フィードフォワードループは、角加速度に対して設けてもよい。例えば、目標角加速度α＿Ｔａｒは、フィードフォワードループにおいて使用できる。ある実施形態では、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る１つ以上の航空機構成パラメータ６６０は、フィードフォワードループに組み込むことができる。例えば、航空機の慣性モーメントＩを、フィードフォワードループに提供することができる。ある実施形態では、航空機のトルクτは、目標角加速度α＿Ｔａｒに慣性モーメントＩを乗じて計算できる。したがって、角加速度ループは、慣性モーメントを使用して出力を直接計算でき、同時に、現在の角加速度値に従って補償量としてＰＩＤ制御を行うことができる。

したがって、フィードフォワードとフィードバックとの両方を、角加速度の制御に使用できる。フィードフォワードモデルパラメータは、制御システムの応答時間を改善でき、一方フィードバック制御は、モデル誤差および動的外乱を補償できる。角速度制御は、航空機全体の回転トルク制御であると直接的に見なし得る。したがって、角速度制御方式を使用しないシステムよりも、外部の外乱に対する応答時間は更に短くなり得、抑制作用はより優れている。フィードフォワードループは、角加速度ループが直接制御として作動することを可能にするため、応答時間が短くなり得る。外乱を直接抑制でき、それにより応答時間を削減できる。

ミキサ６３０を、本発明の実施形態に従って設けることができる。ミキサは、本発明の実施形態に従う、飛行制御器の一部であり得る。ミキサは、飛行プランナ６１０に対して使用したプロセッサと同一のものであってもなくてもよい、１つ以上のプロセッサを含み得る。ミキサは、ピッチ制御、ロール制御、またはヨー制御の少なくとも１つのための姿勢に関連する情報を受信することができる。例えば、角加速度に関連するフィードフォワードおよびフィードバックループ後のデータは、回転の軸６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃの各々に対してミキサに提供することができる。全体的な計算結果を合計することができる。

ミキサ６３０は、航空機構成パラメータ６６０に関する情報を受信できる。航空機構成パラメータは、航空機または航空機モデルの物理的特性に由来し得る。ある実施形態では、ミキサは、航空機の軸方向距離Ｌを受信できる。軸方向距離は、航空機のモーターと空力中心との間の距離であることができる。あるいは、軸方向距離は、航空機の推進ユニットと空力中心との間の距離であってもよい。また、航空機は、複数のモーター６４０ａ、６４０ｂ、６４０ｃ、６４０ｄを有し得る。軸方向距離は、モーターの各々に対して同一であり得る。あるいは、異なるモーターは異なる軸方向距離を有してもよい。また、軸方向距離は、推進ユニットが創出する推力の方向で、推進ユニットまたは回転翼の少なくとも１つを貫通する軸と、空力中心との間の距離であり得る。

ミキサ６３０は、各推進ユニットが及ぼす所望の力を計算できる。力は、航空機構成パラメータ６６０、および回転の軸６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃの各々に対する制御方式からの情報に基づいて計算できる。フィードフォワードループ６２７で計算したトルクτ、および軸方向距離Ｌを使用して、各モーターの力を計算してもよい。力Ｆは、τ／Ｌと計算できる。各モーターに及ぼされる所望の更なる力は、ミキサによって計算することができる。所望の更なる力は、各モーターにコマンド信号として伝達できる。各モーターに対する力は同一であってもよいし、または異なってもよい。例えば、第１のモーターＭ１６４０ａに対しては、所望の力はΔＦ１であってもよく、第１のモーターＭ２６４０ｂに対しては、所望の力はΔＦ２であってもよく、第１のモーターＭ３６４０ｃに対しては、所望の力はΔＦ３であってもよく第１のモーターＭ４６４０ｄに対しては、所望の力はΔＦ４であってもよい。これらの例は、少なくとも一つまたはすべてがそのようであってよい。モーターは、所望の力またはおよその所望の力を生成するレベルで動作できる。ある実施形態では、モーター出力を決定する際に、モーター揚力曲線６７０を使用できる。曲線は、モーター動作の割合当たりに生成される揚力を含み得る。モーター揚力曲線は、動作割合当たりの推力であり得る。曲線は非線形関係を示し得る。モーター揚力曲線は、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る航空機構成パラメータであり得る。１つ以上の物理的パラメータに由来する航空機構成パラメータのうちの１つ以上は、非線形パラメータであり得る。

モーター６４０ａ、６４０ｂ、６４０ｃ、６４０ｄからの出力を使用して、航空機の１つ以上の推進ユニットを駆動できる。これは、航空機の位置決定、速度、または加速度の少なくとも１つを決定し得る。モーターからの出力は、航空機の姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つに影響し得る。任意の数のモーターまたは推進ユニットの少なくとも一方を設けることができる。各モーターに対する出力を決定するために生成されるコマンド信号を個別に決定して、遠隔の制御器から航空機を目標姿勢に向かわせることができる。

動態６５０システムは、航空機に関係する位置情報を記録できる。例えば、１つ以上の慣性センサは、航空機姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを決定し、その情報を制御システムに供給し返すことができる。ある実施形態では、モーターへの出力または測定したモーターからの出力を使用して、航空機姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを計算してもよい。他の機内または機外センサを使用して、航空機の動態を決定してもよい。

任意の飛行制御ステップは、航空機上に設けることができるソフトウェアを用いて実行し得る。ソフトウェアは、航空機構成パラメータの値を組み込むまたは受け入れることができる。航空機構成パラメータは、航空機または航空機モデルの１つ以上の物理的特性を含む、またはそれに由来し得る。したがって、飛行制御ソフトウェアは、航空機または航空機モデルに特有であることができ、より正確な制御を提供することができる。

図６Ｂは、本発明の実施形態に関わる、航空機が実装し得る姿勢制御方式を示す図である。姿勢制御方式は、図６Ａに示す姿勢制御方式の１つ以上の特徴または特性を有してもよい。

目標は、任意の姿勢コマンドを追跡することであり得る。

構成多様体は非線形であり得るため、課題が生じる場合がある。

飛行プランナ（ｓｅ（３））６１０ｂを設けて、航空機の飛行を決定するコマンド信号を生成できる。飛行プランナは、航空機上に設けてもよいし、または航空機外に設けて航空機と通信してもよい。ある実施形態では、指数座標（ｓｏ（３））は、線形空間に設けることができる。これは、測地の観点から最適または好ましい場合がある。また、特異点（オイラー角）または曖昧性（四元数、２−＞１）の少なくとも一方は存在しなくてもよい。

遠隔の制御器（ＳＯ（３））６０５ｂまたは他の類型の飛行制御デバイスを、本発明の実施形態に従って設けることができる。遠隔の制御器をユーザーが操作して、航空機の飛行を制御できる。これは、航空機の場所、および航空機の角度方向を含み得る。ある実施形態では、ユーザーは、リアルタイムで航空機飛行に関する命令を直接入力できる。例えば、ユーザーは、入力を提供して、航空機の姿勢を調節できる。他の実施形態では、ユーザーは、所定のまたは事前プログラムされた経路に従うようにという航空機に対する命令を与えてもよい。また、遠隔の制御器は、航空機から分離でき、無線接続により航空機と通信できる。また、飛行制御デバイスは、航空機に組み込まれてもよく、遠隔の制御器についての本明細書中の一切の記載は、航空機の一部である飛行制御デバイスにも適用することができる。例えば、ユーザーは、航空機に搭乗し、機上の飛行制御デバイスにより飛行のための命令を提供してもよい。

遠隔の制御器６０５ｂは、１つ以上の目標姿勢θ＿Ｔａｒを示す信号をプランナ６１０ｂに提供することができる。目標姿勢は、１つ、２つ、または３つの回転の軸を中心とした航空機の目標姿勢であり得る。例えば、目標姿勢は、ピッチ、ロール、およびヨー軸を中心とした航空機の姿勢を示してもよい。プランナは、航空機のモーターに提供する１つ以上の信号を計算して、目標姿勢の達成を試みることができる。

プランナ６１０ｂはまた、航空機の動態６５０ｂについての情報を受信してもよい。ある実施形態では、航空機の動態についての情報は、１つ以上のセンサによって提供され得る。ある実施形態では、航空機の動態についての情報は、航空機内からの１つ以上の慣性センサ（例えば、１つ以上のジャイロスコープまたは加速度計）から提供されてもよい。航空機の動態についての情報は、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸という軸のうちの１つ、２つ、または３つを中心とした、姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを含み得る。また、航空機の現在の姿勢θ＿Ｃｕｒをプランナに伝達することができる。プランナは、目標姿勢θ＿Ｔａｒを現在の姿勢θ＿Ｃｕｒと比較することができる。この比較は、ピッチ、ロール、およびヨー軸の各々について行い得る。角度の差は、姿勢の誤差θ＿Ｅｒｒであると判定できる。

ピッチ制御６２０ｄのみを詳細に示すが、同一の制御方式が、ロール制御６２０ｅおよびヨー制御６２０ｆにも適用できる。ピッチ制御または一切の角度制御一般についての一切の考察は、これらの軸のうちいずれかまたは全てに適用できる。姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つについての一切の説明は、これらの軸のうちのいずれかまたは全てに適用できる。３つの軸は、相互に分離していてもよい。

姿勢の誤差θ＿Ｅｒｒをファジー論理６２１ｂと共に使用して、航空機の角度を制御できる。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも一方を使用し得る。フィードバック制御は、ファジー比例積分微分（ＰＩＤ）制御であってもよい。また、目標姿勢は、比例（Ｐ）またはＰＩＤ制御６２２ｂできる。角度制御ループを設けてもよい。

目標角速度ω＿Ｔａｒが生じ得る。目標角速度を、測定した角速度ω６２３ｂと比較できる。測定した角速度は、１つ以上のセンサにより測定できる航空機の動態６５０ｂの一部であり得る。目標角速度を、測定した角速度と比較して、角速度の誤差ω＿Ｅｒｒを決定できる。

角速度の誤差ω＿Ｅｒｒは、航空機の角速度を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも一方を使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標角速度は、比例微分（ＰＤ）制御６２４ｂできる。角速度ループを設けてもよい。

目標の角速度の変化ω＿Ｔａｒが生じ得る。角速度の変化は、角加速度であり得る。目標角加速度を、測定した角速度の変化ω６２５ｂと比較できる。測定した角速度の変化は、１つ以上のセンサにより測定できる航空機の動態６５０ｂの一部であり得る。目標の角速度の変化を、測定した角速度の変化と比較して、角速度の変化の誤差ω＿Ｅｒｒを決定できる。

角速度の変化の誤差ω＿Ｅｒｒは、航空機の角速度の変化を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも一方を使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標の角速度の変化は、比例積分（ＰＩ）またはＰＩＤ制御６２６ｂできる。角加速度ループを設けてもよい。

フィードフォワードループ６２７ｂも設けることができる。フィードフォワードループは、角速度の変化に対して設けてもよい。例えば、目標の角速度の変化ω＿Ｔａｒは、フィードフォワードループにおいて使用できる。ある実施形態では、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る１つ以上の航空機構成パラメータ６６０ｂは、フィードフォワードループに組み込むことができる。例えば、航空機の慣性モーメントＪを、フィードフォワードループに提供することができる。また、航空機のトルクτは、Ｊω＋ω^ｂ×Ｊω^ｂと計算できる。したがって、角速度の変化に対するループは、慣性モーメントを使用して出力を計算でき、同時に、角速度値の現在の変化および現在の角加速度値に従って補償量としてＰＩＤ制御を行うことができる。

したがって、フィードフォワードとフィードバックとの両方を、角速度の変化（また、角加速度であってもよい）の制御に使用できる。フィードフォワードモデルパラメータは、制御システムの応答時間を改善することができ、一方フィードバック制御は、モデル誤差および動的外乱を補償できる。角速度制御は航空機全体の回転トルク制御と直接的に見なし得るため、この制御方式を使用しないシステムよりも、外部の外乱に対する応答時間は更に短くなり得、抑制作用はより優れている。フィードフォワードループは、角加速度ループが直接制御として作動することを可能にするため、応答時間が短くなり得る。外乱を直接抑制でき、それにより応答時間を削減できる。

ミキサ６３０ｂを、本発明の実施形態に従って設けることができる。ミキサは、本発明の実施形態に従う、飛行制御器の一部であり得る。ミキサは、飛行プランナ６１０ｂに対して使用したプロセッサと同一のものであってもなくてもよい、１つ以上のプロセッサを含み得る。ミキサは、ピッチ制御、ロール制御、またはヨー制御の少なくとも１つのための姿勢に関連する情報を受信することができる。例えば、角速度の変化に関連するフィードフォワードおよびフィードバックループ後のデータは、回転の軸６２０ｄ、６２０ｅ、６２０ｆの各々に対してミキサに提供することができる。全体的な計算結果を合計することができる。

ミキサ６３０ｂは、航空機構成パラメータ６６０ｂに関する情報を受信できる。航空機構成パラメータは、航空機または航空機モデルの物理的特性に由来し得る。ある実施形態では、ミキサは、航空機の軸方向距離Ｌを受信できる。軸方向距離は、航空機のモーターと空力中心との間の距離であることができる。あるいは、軸方向距離は、航空機の推進ユニットと空力中心との間の距離であってもよい。また、航空機は、複数のモーター６４１ａ、６４１ｂ、６４１ｃ、６４１ｄを有し得る。軸方向距離は、モーターの各々に対して同一であり得る。あるいは、異なるモーターは異なる軸方向距離を有してもよい。また、軸方向距離は、推進ユニットが創出する推力の方向で、推進ユニットまたは回転翼の少なくとも１つを貫通する軸と、空力中心との間の距離であり得る。

ミキサ６３０ｂは、各推進ユニットが及ぼす所望の力を計算できる。力は、航空機構成パラメータ６６０ｂ、および回転の軸６２０ｄ、６２０ｅ、６２０ｆの各々に対する制御方式からの情報に基づいて計算できる。フィードフォワードループ６２７ｂで計算したトルクτ、および軸方向距離Ｌを使用して、各モーターの力を計算してもよい。力Ｆは、τ／Ｌと計算できる。各モーターに及ぼされる所望の更なる力は、ミキサによって計算することができる。所望の更なる力は、各モーターにコマンド信号として伝達できる。各モーターに対する力は同一であってもよいし、または異なってもよい。例えば、第１のモーターＭ１６４１ａに対しては、所望の力はΔＦ１であってもよく、第１のモーターＭ２６４１ｂに対しては、所望の力はΔＦ２であってもよく、第１のモーターＭ３６４１ｃに対しては、所望の力はΔＦ３であってもよく、または、あるいは及び、第１のモーターＭ４６４１ｄに対しては、所望の力はΔＦ４であってもよい。モーターは、所望の力またはおよその所望の力を生成するレベルで動作できる。ある実施形態では、モーター出力を決定する際に、モーター揚力曲線６７０ｂを使用することができる。曲線は、モーター動作の割合当たりに生成される揚力を含み得る。モーター揚力曲線は、動作割合当たりの推力であり得る。曲線は非線形関係を示し得る。モーター揚力曲線は、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る航空機構成パラメータであり得る。１つ以上の物理的パラメータに由来する航空機構成パラメータのうちの１つ以上は、非線形パラメータであり得る。

モーター６４１ａ、６４１ｂ、６４１ｃ、６４１ｄからの出力を使用して、航空機の１つ以上の推進ユニットを駆動できる。これは、航空機の位置決定、速度、または加速度の少なくとも一方を決定し得る。モーターからの出力は、航空機の姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つに影響し得る。任意の数のモーターまたは推進ユニットの少なくとも一方を設けることができる。各モーターに対する出力を決定するために生成されるコマンド信号を個別に決定して、遠隔の制御器から航空機を目標姿勢に向かわせることができる。

動態６５０ｂシステムは、航空機に関係する位置情報を記録できる。例えば、１つ以上の慣性センサは、航空機姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを決定し、その情報を制御システムに供給し返すことができる。ある実施形態では、モーターへの出力または測定したモーターからの出力を使用して、航空機姿勢、角速度、または角加速度の少なくとも１つを計算してもよい。他の機内または機外センサを使用して、航空機の動態を決定してもよい。

ある実施形態では、システムの運動学を検討することができる。一次完全作動システムを設けてもよい。

式中、

比例制御を適用することができる。

幾何学的制御をＳＯ（３）に設けてもよい。
規制の場合：

追従の場合：

式中、

ｇは現在の方向であり、
ｇ_ｄは所望の方向であり、
ｋ_ｐは制御器の利得である。

動態は以下であってもよく、

式中、

制御方式のフィードフォワードループに既に実装したように、線形制御を設けることができる。これは、角速度制御を含み得る。

角速度制御は以下を含み得る。

図６Ｃは、本発明の実施形態に関わる、制御内側ループの一部分を示す図である。アクチュエータのシステム同定を行うことができる。アクチュエータは、プロペラ、回転翼、モーター、または他の類型のアクチュエータを含み得る。時間遅れを持つ一次システムのためのアクチュエータモデルは、以下であってもよい。

図６Ｃは、制御方式で利用できるスミス予測器の実施例を示す。スミス予測器は、内側ループ制御の一部であることができる。スミス予測器は、航空機の動態を予測および補正できる。スミス予測器は、純時間遅れを持つシステムに使用できる予測制御器であり得る。

図６Ｄは、本発明の実施形態に関わる、姿勢制御方式を示す図である。ステップ信号（例えば、ステップ）を入力として設けることができる。ＤＣ信号を用いることができる。示す姿勢制御方式の上部は従来の制御器設計であってもよいが、下部は、予測器と共にカスケード制御を使用する、提案の制御設計であってもよい。

制御方式の一部分は、１つ以上のＰＩＤ制御器（例えば、ＰＩＤ制御器４、ＰＩＤ制御器１）を含み得る。これらは、内側ＰＩＤループおよび外側ＰＩＤループを含み得る。任意の数のＰＩＤループを設けることができる（例えば、１、２、３、４、５、またはそれ以上のループ）。ある実施形態では、ＰＩＤループのうちの１つ以上は、相互に入れ子にできる。スイッチ（例えば、スイッチ）を設けることができる。スイッチは、信号飽和が生じるときに位置を変更し得る。結果としての信号は、システム伝達関数（例えば、システム伝達関数１）を受け、１つ以上の積分器（例えば、積分器、積分器４）と相互作用できる。フィードバックプロセスでは、輸送遅れ（例えば、輸送遅れ２、輸送遅れ９）があり得る。

制御方式の一部分は、航空機の角度または角速度の少なくとも１つに基づいて角度を制御するために使用する制御器であり得る。

制御方式の別の部分は、１つ以上のＰＩＤ制御器（例えば、ＰＩＤ制御器２、ＰＩＤ制御器３、ＰＩＤ制御器５）を含み得る。これは、１つ以上の内側ＰＩＤループまたは外側ＰＩＤループの少なくとも一方を含んでもよい。任意の数のＰＩＤループを、相互に入れ子にできるように設けることができる。スイッチ（例えば、スイッチ３）を設けることができる。スイッチは、信号飽和が生じるときに位置を変更し得る。結果としての信号は、システム伝達関数（例えば、システム伝達関数２）を受け、１つ以上の積分器（例えば、積分器２、積分器５）と相互作用できる。フィードバックプロセスでは、輸送遅れ（例えば、輸送遅れ５、輸送遅れ６、輸送遅れ８、輸送遅れ１０）があり得る。フィードバックでは、モデル伝達関数（例えば、モデル伝達関数１、モデル伝達関数２、モデル伝達関数３）、および関連するスイッチ（例えば、スイッチ４、スイッチ５、スイッチ）があり得る。

制御方式の他の部分は、航空機の角度、角速度、または角加速度の少なくとも１つに基づいて航空機の角度を制御できる制御器であり得る。加えて、スミス予測器は、制御方式の一部分に含むことができる。

ある実施形態では、出力は、スコープ（例えば、スコープ）に提供することができる。これらの更なる特徴を組み込むことにより改善された制御方式を使用した結果を、図８に示すことができる。

図７Ａは、本発明の実施形態に関わる、追従誤差を示す図である。これは、前述のように、姿勢制御の一部として組み込むことができる。目標をフィードバック値と比較して、誤差を得ることができる。これは、角度、角速度、または角加速度の少なくとも１つに対して行ってもよい。これは、ピッチ軸、ロール軸、またはヨー軸などの１つ以上の軸に行ってもよい。

誤差は、航空機の姿勢特徴（例えば、角度、角速度、または角加速度）を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標姿勢特徴は、比例（Ｐ）制御７１０できる。姿勢特徴の誤差７２０は、制御器７１０に提供できる。ファジー論理７３０を用いて、航空機の姿勢特徴（例えば、角度、角速度、角加速度）を制御してもよい。

また、フィードバック値を得てもよい。例えば、制御された姿勢特徴の誤差．Ｐ（誤差）７４０の誤差値を得ることができる。ある実施形態では、誤差７４０値を決定する際に、ファジー論理７５０を用いてもよい。誤差値は、１つ以上の測定した航空機動態を用いて決定できる。例えば、航空機の姿勢特徴は、１つ以上のセンサを用いて測定できる。制御器の利得は、ファジー論理エンジンが動的に調節し得る。この方式は、誤差が大きい場合に、応答速度を改善でき、有利となる。同時に、本方式は、誤差が小さい場合には、安定性を改善できる。

図７Ｂは、本発明の実施形態に関わる、追従誤差を示す更なる図である。メンバーシップ度の例を表示する。更に、誤差の関数としての比例利得（ｋｐ）を計算または決定の少なくとも一方ができる。比例利得ｋｐは、誤差の非線形関数であり得る。この非線形関数は、航空機姿勢制御に使用できる。非線形比例利得関数は、航空機制御の誤差追従に使用できる。

図８には、従来の制御器と比較した、本発明を適用した制御器の応答との間の比較が示されている。本制御器により、従来の制御器よりも早い応答および小さいオーバーシュートを得ることができる。その上、定常状態に落ち着くためにより短い時間を使用し得る。

目標角度を示すことができる。例えば、特定の時点における特定の程度値を有する目標角度に到達することが望ましい場合がある。例えば、０．５単位時間で、コマンドは、目標角度を４０（例えば、４０度）に変更するように提供できる。本明細書に記載する提案の制御器および従来の制御器への応答を提供する。提案の制御器は、本明細書の他の箇所に記載する制御方式を実装してもよい。提案の制御器は、航空機の物理的特性を考慮に入れることができる。提案の制御器は、加速度についてのフィードフォワードおよびフィードバックループを使用できる。ある実施形態では、従来の制御器は、航空機の物理的特性を考慮に入れない。従来の制御器は、航空機の慣性モーメントを計算せず、慣性モーメントを制御方式に組み込まない。従来の制御器は、また、加速度についてのフィードフォワードおよびフィードバックループを含まなくてもよい。

提案の制御器の応答は、図示する通り、従来の制御器の応答よりも速くてもよい。ある実施形態では、提案の制御器の応答は、従来の制御器の応答よりも約２倍速くてもよい。例えば、提案の制御器により、航空機は、従来の制御器を使用する航空機よりも約２倍早く目標角度に到達し得る。また、提案の制御器は、従来の制御器よりも、１．１倍早く、１．２倍早く、１．３倍早く、１．５倍早く、２倍早く、２．５倍早く、３倍早く、３．５倍早く、４倍早く、５倍早く、６倍早く、７倍早く、または１０倍早く、目標角度に到達し得る。したがって、本明細書に記載する提案の制御方式により、航空機は、より迅速に応答して目標角度に到達し得る。

提案の制御器は、従来の制御器よりも微弱な振動を有し得る。提案の制御器は、ほとんどまたは全く振動を有さなくてもよい。振動とは、目標角度前後の航空機の姿勢における変動を指し得る。例えば、航空機が目標角度に接近しているとき、航空機が目標角度に到達し、そこで安定する前に、多少の変動を引き起こす多少のオーバーショットまたは過補償の少なくとも一方がある場合がある。

本発明に関わる方法およびシステムは、１つ、２つ、または３つの回転の軸に対する改善した航空機の姿勢制御を提供することができる。簡略化したパラメータ調整を提供することができる。航空機性能のパラメータを評価するとき、飛行制御器が直接パラメータ評価を実行でき、それにより従来のシステムに比べてパラメータ調整時間を大幅に削減できる。航空機の寸法および重量の変更ならびに変動に適応できる。飛行制御パラメータ調整は、航空機の基本パラメータを調節することにより、容易かつ確実に完了できる。したがって、制御システムは、異なる物理的特性を持つ航空機の異なるモデル、または既存の航空機に生じ得る物理的変化を考慮に入れることができる。

加えて、本明細書に記載する角加速度ループは、動的追従性能および外乱耐性を強化できる。角加速度ループ制御は直接制御として作動できるため、従来の制御システムと比較して、応答時間が短くなり得、かつ強い耐外乱特性を有し得る。例えば、従来のシステムは角速度ループ制御を使用し、飛行機がまだ回転速度を発生させていないときに、制御に遅れが出る場合がある。記載するように角加速度ループを使用することにより、外乱を直接抑制でき、応答時間を削減できる。

本発明に関わるシステム、装置、及び方法は、幅広い可動物体に適用できる。上述したように、航空機に関する説明を、任意の可動物体に適用し使用することが可能である。航空機についての本明細書中の一切の記載は、特にＵＡＶに適用できる。本発明における可動物体は、空気中で（例えば、固定翼機、回転翼航空機、または固定翼も回転翼も有さない航空機）、水中で（例えば、船舶または潜水艦）、地上で（例えば、車、トラック、バス、バン、オートバイ、自転車等の自動車、ステッキ、釣竿等の可動構造またはフレーム、または列車）、地下で（例えば、地下鉄）、宇宙で（例えば、宇宙飛行機、衛星、または宇宙探査機）等の任意の適切な環境の中で、またはこれらの環境の任意の組合せの中で移動きる。可動物体は、本明細書の他の箇所に説明される乗り物等の輸送手段であり得る。また、可動物体は、人間もしくは動物等の生体を使用して運ぶことができ、生体から発進することもできる。その場合、適切な動物は、鳥類、イヌ科の動物、ネコ科の動物、ウマ科の動物、ウシ科の動物、羊、豚、イルカ、齧歯動物、または昆虫を含み得る

可動物質は６自由度（例えば、並進で３自由度と回転で３自由度）に関する環境内で自由に移動可能であり得る。一方、可動物体の移動は、所定の経路、軌道、または位置等によって、１つ以上の自由度に関して制約されることがある。移動は、エンジンまたはモーター等の任意の適切な作動機構によって実現できる。可動物体の作動機構は、電気エネルギー、磁気エネルギー、太陽エネルギー、風力エネルギー、重力エネルギー、化学エネルギー、核エネルギー、またはその任意の適切な組合せ等の任意の適切なエネルギー源によって電力を供給され得る。可動物体は、本明細書の他の箇所に説明されるように、推進システムを使用する自走式であり得る。また、推進システムは、電気エネルギー、磁気エネルギー、太陽エネルギー、風力エネルギー、重力エネルギー、化学エネルギー、核エネルギー、またはその任意の適切な組合せで実行してよい。また、可動物体は生物によって運ばれ得る。

場合によっては、可動物体は乗り物であり得る。適切な乗り物は、水上乗り物、航空機、宇宙船、または、地上車を含み得る。例えば、航空機は固定翼機（例えば、飛行機、グライダー）、回転翼航空機（例えば、ヘリコプター、回転翼機）、固定翼と回転翼の両方を有する航空機、またはどちらも有さない航空機（例えば、小型飛行船、熱気球）であり得る。航空機は、空気を通した自走式等、自走式であり得る。自走式車両は、１つ以上のエンジン、モーター、車輪、車軸、磁石、回転翼、プロペラ、羽根、ノズル、またはその任意の適切な組合せを含んだ推進システム等の推進システムを利用できる。また、推進システムは、可動物体が表面から離陸する、表面に着陸する、その現在位置または向きの少なくとも一方を維持する（例えば、ホバリングする）、向きまたは位置の少なくとも一方を変更可能に使用できる。

可動物体は、ユーザーによって遠隔で制御可能、あるいは可動物体中のまたは可動物体上の乗員によって局所的に制御可能である。ある実施形態において、可動物体はＵＡＶ等の無人可動物体である。ＵＡＶ等の無人可動物体には可動物体に搭乗する乗員がいないことがある。可動物体は、人間によってまたは自律制御システム（例えば、コンピュータ制御システム）、またはその任意の適切な組合せによって制御できる。可動物体は、人工知能で構成されたロボット等の自律ロボットまたは半自律ロボットであることがある。

可動物体は任意の適切なサイズまたは寸法の少なくとも一方を有し得る。ある実施形態において、可動物体は、乗り物内部にまたは乗り物上に人間の乗員を備えるためのサイズまたは寸法の少なくとも一方を有し得る。また、可動物体は、可動物体内部にまたは可動物体上に人間の乗員を備えることができるサイズまたは寸法の少なくとも一方より、小さいサイズまたは寸法の少なくとも一方であってよい。可動物体は、人間によって持ち上げられるまたは運ばれるのに適したサイズまたは寸法の少なくとも一方であり得る。また、可動物体は、人間によって持ち上げられるか運ばれるのに適したサイズまたは寸法の少なくとも一方よりも大きいことがある。ある実施例においては、可動物体は、約２ｃｍ、５ｃｍ、１０ｃｍ、５０ｃｍ、１ｍ、２ｍ、５ｍ、または１０ｍ以下の最大寸法（例えば、長さ、幅、高さ、直径、対角線）を有し得る。可動物体の最大寸法は、約２ｃｍ、５ｃｍ、１０ｃｍ、５０ｃｍ、１ｍ、２ｍ、５ｍ、または１０ｍ以上であり得る。例えば、可動物体の対向する回転翼の軸間距離は、約２ｃｍ、５ｃｍ、１０ｃｍ、５０ｃｍ、１ｍ、２ｍ、５ｍ、または１０ｍ以下であってよい。あるいは、対向する回転翼の軸間の距離は、約２ｃｍ、５ｃｍ、１０ｃｍ、５０ｃｍ、１ｍ、２ｍ、５ｍ、または１０ｍ以上であってよい。

ある実施形態において、可動物体は、１００ｃｍ×１００ｃｍ×１００ｃｍ未満、５０ｃｍ×５０ｃｍ×３０ｃｍ未満、または、５ｃｍ×５ｃｍ×３ｃｍ未満の体積を有し得る。可動物体の全体積は、約１ｃｍ^３、２ｃｍ^３、５ｃｍ^３、１０ｃｍ^３、２０ｃｍ^３、３０ｃｍ^３、４０ｃｍ^３、５０ｃｍ^３、６０ｃｍ^３、７０ｃｍ^３、８０ｃｍ^３、９０ｃｍ^３、１００ｃｍ^３、１５０ｃｍ^３、２００ｃｍ^３、３００ｃｍ^３、５００ｃｍ^３、７５０ｃｍ^３、１０００ｃｍ^３、５０００ｃｍ^３、１０，０００ｃｍ^３、１００，０００ｃｍ^３、１ｍ^３、または、１０ｍ^３以下であり得る。逆に、可動物体の全体積は、約１ｃｍ^３、２ｃｍ^３、５ｃｍ^３、１０ｃｍ^３、２０ｃｍ^３、３０ｃｍ^３、４０ｃｍ^３、５０ｃｍ^３、６０ｃｍ^３、７０ｃｍ^３、８０ｃｍ^３、９０ｃｍ^３、１００ｃｍ^３、１５０ｃｍ^３、２００ｃｍ^３、３００ｃｍ^３、５００ｃｍ^３、７５０ｃｍ^３、１０００ｃｍ^３、５０００ｃｍ^３、１０，０００ｃｍ^３、１００，０００ｃｍ^３、１ｍ^３、または、１０ｍ^３以上でもあり得る。

ある実施形態において、可動物体は、３２，０００ｃｍ^２、２０，０００ｃｍ^２、１０，０００ｃｍ^２、１，０００ｃｍ^２、５００ｃｍ^２、１００ｃｍ^２、５０ｃｍ^２、１０ｃｍ^２、または５ｃｍ^２以下の専有面積（あるいは可動物体によって包囲される側面方向断面積）を有し得る。逆に、専有面積は約３２，０００ｃｍ^２、２０，０００ｃｍ^２、１０，０００ｃｍ^２、１，０００ｃｍ^２、５００ｃｍ^２、１００ｃｍ^２、５０ｃｍ^２、１０ｃｍ^２、または５ｃｍ^２の以上であり得る。

ある実施形態において、可動物体の重量は１０００ｋｇ以下の重量であり得る。可動物体の重量は、約１０００ｋｇ、７５０ｋｇ、５００ｋｇ、２００ｋｇ、１５０ｋｇ、１００ｋｇ、８０ｋｇ、７０ｋｇ、６０ｋｇ、５０ｋｇ、４５ｋｇ、４０ｋｇ、３５ｋｇ、３０ｋｇ、２５ｋｇ、２０ｋｇ、１２ｋｇ、１０ｋｇ、９ｋｇ、８ｋｇ、７ｋｇ、６ｋｇ、５ｋｇ、４ｋｇ、３ｋｇ、２ｋｇ、１ｋｇ、０．５ｋｇ、０．１ｋｇ、０．０５ｋｇ、または０．０１ｋｇ以下であり得る。逆に、重量は約１０００ｋｇ、７５０ｋｇ、５００ｋｇ、２００ｋｇ、１５０ｋｇ、１００ｋｇ、８０ｋｇ、７０ｋｇ、６０ｋｇ、５０ｋｇ、４５ｋｇ、４０ｋｇ、３５ｋｇ、３０ｋｇ、２５ｋｇ、２０ｋｇ、１２ｋｇ、１０ｋｇ、９ｋｇ、８ｋｇ、７ｋｇ、６ｋｇ、５ｋｇ、４ｋｇ、３ｋｇ、２ｋｇ、１ｋｇ、０．５ｋｇ、０．１ｋｇ、０．０５ｋｇ、または０．０１ｋｇ以上であり得る。

ある実施形態において、可動物体は可動物体によって運ばれる積載物に比して小さいことがある。積載物は、以下にさらに詳細に説明するように、搭載物または支持機構の少なくとも一方を含んでよい。ある実施例においては、可動物体重量と積載物重量の割合は、約１:１を超えてよい、未満であってよい、または等しくてよい。また、他の実施例においては、可動物体重量と積載物重量の割合は約１:１を超えてよい、未満であってよい、または等しくてよい。また、支持機構重量と積載物重量の割合は、約１:１を超えてよい、未満であってよい、または等しくてよい。所望される場合には、可動物体重量と積載物重量の割合は、１：２、１：３、１：４、１：５、１：１０以下またはさらに少ないことがある。逆に、可動物体重量と積載物重量の割合は、２：１、３：１、４：１、５：１、１０：１以上またはさらに大きいことがある。

ある実施形態において、可動物体の消費エネルギーが低いことがある。例えば、可動物体は約５Ｗ／時、４Ｗ／時、３Ｗ／時、２Ｗ／時、１Ｗ／時未満、または以下のエネルギーを使用し得る。また、他の実施例では、可動物体の支持機構の消費エネルギーが低いことがある。例えば、支持機構は約５Ｗ／時、４Ｗ／時、３Ｗ／時、２Ｗ／時、１Ｗ／時未満、または以下のエネルギーを使用し得る。また、可動物体の搭載物の消費エネルギーは、約５Ｗ／時、４Ｗ／時、３Ｗ／時、２Ｗ／時、１Ｗ／時未満、または以下等の低いエネルギーであり得る。

図９には、無人航空機（ＵＡＶ）９００が、本発明の実施形態に従って示されている。無人航空機は、本明細書に説明されるように、可動物体の例であり得る。ＵＡＶ９００は４つの回転翼９０２、９０４、９０６、および９０８を有する推進システムを含み得る。任意の数の回転翼が提供されてよい（例えば、１つ、２つ、３つ、４つ、５つ、６つ以上）。無人機の回転翼、回転翼アッセンブリ、及び他の推進システムは、無人機がホバリングするあるいは位置を維持する、向きを変更する、または場所を変更することの少なくとも一つのことができるようにし得る。対向する回転翼の軸間の距離は任意の適切な長さ９１０であり得る。例えば、長さ９１０は、２ｍ以下、または５ｍ以下であり得る。ある実施形態において、長さ９１０は４０ｃｍから１ｍ、１０ｃｍから２ｍ、または５ｃｍから５ｍの範囲内にあり得る。本明細書におけるいかなる無人航空機の説明も、異なるタイプの可動物体等の可動物体に適用してよく、逆の場合も同じである。無人航空機は、本明細書に説明される補助装置付き離陸システムまたは方法を使用してよい。

ある実施形態において、可動物体は積載物を運ぶように構成できる。積載物は、乗客、貨物、設備、計器等の内の１つ以上を含み得る。積載物は筐体内部に備え付けられることがある。筐体は可動物体の筐体とは別個であることもあれば、可動物体の筐体の一部分であることもある。逆に、積載物は筐体と共に備えつけられることがあり、その場合可動物体は筐体を有さない。また、積載物の一部分または積載物全体は筐体なしで提供できる。積載物は、可動物体に対してしっかりと固定できる。また、積載物は、可動物体に対して可動（例えば、可動物体に対して並進可能または回転可能）であり得る。積載物は、本明細書の他の箇所で説明するように、搭載物または支持機構の少なくとも一方を含み得る。

ある実施形態において、端末は、可動物体、支持機構、及び、搭載物の固定基準フレーム（例えば、周囲環境）に対する移動と、互いに対する移動のいずれか、または両方を制御できる。端末は、可動物体、支持機構、搭載物の少なくとも１つから離れた場所にあるリモートコントロール装置であり得る。端末は、支持プラットフォームに置いてもよく、取り付けてもよい。あるいは、端末は、ハンドヘルドまたはウェアラブルな装置でよい。例えば、端末は、スマートフォン、タブレット、ラップトップ、コンピュータ、眼鏡、手袋、ヘルメット、マイクロホン、または、それらの適切な組み合わせであり得る。端末は、キーボード、マウス、ジョイスティック、タッチスクリーン、または、ディスプレー等のユーザーインターフェースを備え得る。手動入力命令、音声制御、ジェスチャー制御、または、（例えば、端末の移動、場所、または、傾きを介した）位置制御等、任意の適切なユーザー入力を用いて、端末と相互作用できる。

端末を用いて、可動物体、支持機構、搭載物の１つ以上の任意の適切な状態を制御できる。例えば、端末を用いて、固定基準と互い、の少なくとも１つに対して、可動物体、支持機構、搭載物の１つ以上の、位置と向きのいずれかまたは両方を制御し得る。ある実施形態において、端末を用いて、支持機構の作動アッセンブリ、搭載物のセンサ、または、搭載物のエミッタ等、可動物体、支持機構、搭載物の１つ以上の個々の要素を制御できる。端末は、可動物体、支持機構、または、搭載物の少なくとも１つと通信するように適合された無線通信装置を含み得る。

端末は、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の情報を見るための適切な表示ユニットを備え得る。例えば、端末は、位置、並進速度、並進加速度、向き、角速度、角加速度、または、それらの任意の適切な組み合わせに関して、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の情報を表示できる。ある実施形態において、端末は、機能的な搭載物によって提供されたデータ等（例えば、カメラまたは他の撮像装置によって記録された画像）、搭載物によって提供された情報を表示できる。

また、同じ端末で、可動物体、支持機構、搭載物、の少なくとも１つ、または、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の状態の制御と、可動物体、支持機構、搭載物、の少なくとも１つからの情報の受信と表示の少なくとも１つと、の両方を行ってもよい。例えば、端末は、搭載物によって捕捉された画像データ、または、搭載物の位置に関する情報を表示しながら、環境に対する搭載物の位置決めを制御してよい。あるいは、異なる端末を異なる機能に対して用いてよい。例えば、第１の端末が、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の移動または状態を制御する一方、第２の端末が、可動物体、支持機構、搭載物、の少なくとも１つ情報を受信、表示のいずれか、または両方を行う。例えば、第１の端末を用いて、環境に対する搭載物の位置決めを制御してよく、一方、第２の端末は、搭載物によって捕捉された画像データを表示する。可動物体と、可動物体の制御とデータの受信の両方を行う統合端末との間、または、可動物体と、可動物体の制御とデータの受信の両方を行う複数の端末との間で、様々な通信モードを利用し得る。例えば、少なくとも２つの異なる通信モードを、可動物体の制御と可動物体からのデータ受信の両方を行う端末と、可動物体との間に形成してよい。

図１０には、支持機構１００２および搭載物１００４を備える可動物体１０００が、本発明の実施形態に従って示されている。可動物体１０００は、航空機として示されているが、この図は、制限を意図するものではなく、本明細書に記載した任意の適切なタイプの可動物体を用いてよい。航空機システムの文脈で本明細書に記載した実施形態はいずれも、任意の適切な可動物体（例えば、ＵＡＶ）に適用可能なことを当業者は理解されよう。また、支持機構１００２を使用せず、可動物体１０００上に搭載物１００４を設けてもよい。可動物体１０００は、推進機構１００６、検出システム１００８、及び、通信システム１０１０を備え得る。

推進機構１００６は、上述したように、回転翼、プロペラ、ブレード、エンジン、モーター、車輪、車軸、磁石、または、ノズルの少なくとも１つを備え得る。例えば、推進機構１００６は、上述したように、回転翼アッセンブリまた他の回転推進ユニットでよい。可動物体は、少なくとも１つ、２つ以上、３つ以上、または、４つ以上の推進機構を有し得る。１つ以上の推進機構は、全て、同じタイプでもよいが、それぞれ異なるタイプの推進機構でもよい。推進機構１００６は、上述したように、支持要素（例えば、駆動軸）等の任意の適切な手段を用いて可動物体１０００に取り付け可能である。推進機構１００６は、可動物体１０００の、上部、底部、前部、後部、側部、または、それらの適切な組み合わせ等、任意の適切な部分に取り付け可能である。

ある実施形態において、推進機構１００６は、可動物体１０００が、その水平方向に動作せずに（例えば、滑走路を進むことなく）、表面から垂直に離陸、または、表面に垂直に着陸することを可能にする。また、推進機構１００６は、可動物体１０００が空中の特定の位置と向きの少なくとも１つでホバリングし得る。推進機構１０００の少なくとも１つを、他の推進機構と独立して制御し得るが、それぞれ同時に制御することも可能である。例えば、可動物体１０００は、揚力と推力の少なくとも１つを可動物体に与える複数の水平方向に向いた回転翼を有し得る。複数の水平方向に向いた回転翼を作動させて、垂直方向の離着陸能力、及び、ホバリング能力を可動物体１０００に与え得る。また、水平方向に向いた回転翼の少なくとも１つは、時計回りに、あるいは、反時計回りに回転し得る。例えば、時計回りの回転翼の数を、反時計回りの回転翼の数と等しくてよい。水平方向に向いた各回転翼の回転速度はそれぞれ独立して変更すると、各回転翼が提供する揚力と推力の少なくとも１つを制御できる。それによって、（例えば、３以下の並進度と３以下の回転度に関して）可動物体１０００の空間的配置、速度、加速度、の少なくとも１つを調整する。

検出システム１００８は、（例えば、３以下の並進度と３以下の回転度に関して）可動物体１０００の空間的配置、速度、加速度の少なくとも１つを検出し得る１つ以上のセンサを備え得る。１つ以上のセンサは、全地球測位システム（ＧＰＳ）センサ、モーションセンサ、慣性センサ、近接センサ、または、画像センサを含み得る。検出システム１００８が提供する検出データを用いて、（例えば、以下に記載のように、適切な処理ユニットと制御モジュールの少なくとも１つを用いて）可動物体１０００の空間的配置、速度、向き、の少なくとも１つを制御できる。あるいは、検出システム１００８を用いて、天候条件、潜在的障害物への近接性、地理的特徴のある場所、人工的構造物の場所等、可動物体の周囲環境に関するデータを提供できる。

通信システム１０１０は、無線信号１０１６を介して通信システム１０１４を有する端末１０１２と通信を可能にする。通信システム１０１０、１０１４は、無線通信に適した任意の数の送信機、受信機、送受信機の少なくとも１つを備え得る。通信は、データを一方向にのみ送信可能な片方向通信でよい。例えば、片方向通信は、可動物体１０００がデータを端末１０１２に送信することのみを実行してよく、逆もまた同様である。また、通信システム１０１０の１つ以上の送信機から通信システム１０１２の１つ以上の受信機にデータを送信してよく、逆もまた同様である。あるいは、通信は、データが可動物体１０００と端末１０１２との間で両方向に送信できる双方向通信でもよい。双方向通信は、通信システム１０１０の１つ以上の送信機から通信システム１０１４の１つ以上の受信機にデータを送信してよく、逆もまた同様である。

ある実施形態では、端末１０１２は、可動物体１０００、支持機構１００２、及び、搭載物１００４の少なくとも１つに制御データを提供する。そして、端末１０１２は、可動物体１０００、支持機構１００２、及び、搭載物１００４の少なくとも１つから情報（例えば、可動物体、支持機構、または、搭載物の位置と動作の情報の少なくとも１つ、搭載物カメラによって撮影された画像データ等、搭載物によって検出されたデータ）を受信できる。また、端末からの制御データは、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の相対的な位置、移動、作動、または、制御に関する命令を含んでよい。例えば、制御データによって、（例えば、推進機構１００６の制御を介して)可動物体の場所と向きの１つ以上の修正を行い得る。また、（例えば、支持機構１００２の制御を介して)可動物体に対して搭載物を移動させてもよい。また、端末からの制御データによって、カメラまたは他の撮像装置の操作の制御等、搭載物を制御し得る（例えば、静止画または動画を撮る、ズームインまたはズームアウトする、電源のオンまたはオフ、画像モードを切り替える、画像の解像度を変更する、フォーカスを変更する、被写界深度を変更する、露光時間を変更する、視野角または視野を変更する）。また、可動物体、支持機構、搭載物、の少なくとも１つからの通信は、（例えば、検出システム１６０８または搭載物１００４の）１つ以上のセンサからの情報を含んでよい。通信は、１つ以上の異なるタイプのセンサ（例えば、ＧＰＳセンサ、モーションセンサ、慣性センサ、近接センサ、または、画像センサ）からの検出した情報を含み得る。このような情報は、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の位置（例えば、場所または向き）、移動、または、加速度に関連し得る。搭載物からのこのような情報は、搭載物によって取得されたデータ、または搭載物の検出された状態を含み得る。端末１０１２から送信された制御データによって、可動物体１０００、支持機構１００２、または、搭載物１００４の１つ以上の状態を制御できる。また、支持機構１００２及び搭載物１００４は、それぞれ、端末１０１２と通信する通信モジュールも備え得る。端末は、可動物体１０００、支持機構１００２、及び、搭載物１００４のそれぞれと独立して通信し、それらを制御できる。

ある実施形態では、可動物体１０００は、端末１０１２に加えて、または、端末１０１２の代わりに、別のリモート装置と通信することもできる。端末１０１２も、また、別のリモート装置、及び、可動物体１０００と通信できる。例えば、可動物体１０００と端末１０１２にいずれか、または両方は、別の可動物体、別の可動物体の支持機構または搭載物と通信可能である。必要に応じて、リモート装置は、第２の端末または他のコンピュータ装置（例えば、コンピュータ、ラップトップ、タブレット、スマートフォン、または、他のモバイル装置）であり得る。リモート装置は、可動物体１０００にデータを送信、可動物体１０００からデータを受信、端末１０１２にデータを送信、及び、端末１０１２からデータを受信、の少なくとも１つを行い得る。また、リモート装置は、インターネットまたは他の電気通信ネットワークに接続できる。よって、可動物体１０００と端末１０１２の少なくとも１つから受信したデータをウェブサイトまたはサーバーにアップロードできる。

図１１には、本発明を適用した、可動物体を制御するシステム１１００の概略ブロック図が示されている。システム１１００は、本明細書に開示のシステム、装置、及び、方法の任意の適切な実施形態と組み合わせて用い得る。システム１１００は、検出モジュール１１０２、処理ユニット１１０４、非一時的コンピュータ可読媒体１１０１１、制御モジュール１１０８、及び、通信モジュール１１１０を備え得る。

検出モジュール１１０２は、異なる方法で可動物体に関する情報を収集する異なるタイプのセンサを利用できる。異なるタイプのセンサは、異なるタイプの信号、または、異なるソースからの信号を検出し得る。例えば、センサは、慣性センサ、ＧＰＳセンサ、近接センサ（例えば、ライダー）、または、視覚及び画像センサ（例えば、カメラ）を含み得る。検出モジュール７０２は、複数のプロセッサを有する処理ユニット１１０４に動作可能に接続できる。ある実施形態において、検出モジュールは、適切な外部装置またはシステムに検出データを直接送信する送信モジュール１１１２（例えば、Ｗｉ―Ｆｉ画像送信モジュール）に動作可能に接続できる。例えば、送信モジュール１１１２を用いて、検出モジュール１１０２のカメラによって撮影された画像をリモート端末に送信できる。

処理ユニット１１０４は、プログラム可能プロセッサ（例えば、中央処理ユニット（ＣＰＵ））等、１つ以上のプロセッサを有し得る。処理ユニット１１０４は、非一時的コンピュータ可読媒体１１０６に動作可能に接続できる。非一時的コンピュータ可読媒体１１０６は、１つ以上のステップを行うために処理ユニット１１０４によって実行可能なロジック、コード、プログラム命令、の少なくとも１つを記憶できる。非一時的コンピュータ可読媒体は、１つ以上のメモリユニット（例えば、ＳＤカードもしくはランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）等の取り外し可能媒体または外部記憶装置）を含み得る。また、検出モジュール１１０２からのデータは、非一時的コンピュータ可読媒体１１０６のメモリユニットに、直接、伝達し記憶できる。非一時的コンピュータ可読媒体１１０６のメモリユニットは、処理ユニット１１０４によって実行可能なロジック、コード、プログラム命令、の少なくとも１つを記憶でき、本明細書に記載の方法の任意の適切な実施形態を実行できる。例えば、処理ユニット１１０４は、検出モジュールが生成した検出データを、処理ユニット１１０４の１つ以上のプロセッサが分析するように命令できる。メモリユニットは、処理ユニット１１０４が処理すべき検出モジュールからの検出データを記憶できる。また、非一時的コンピュータ可読媒体１１０６のメモリユニットを用いて、処理ユニット１１０４が生成する処理結果を記憶することもできる。

ある実施形態では、処理ユニット１１０４は、可動物体の状態を制御する制御モジュール１１０８に動作可能に接続できる。例えば、制御モジュール１１０８は、６自由度に関して、可動物体の空間的配置、速度、加速度、の少なくとも１つを調整するように可動物体の推進機構を制御し得る。また、制御モジュール１１０８は、支持機構、搭載物、または、検出モジュールの状態の少なくとも１つを制御することも可能である。

処理ユニット１１０４は、通信モジュール１１１０に動作可能に接続できる。通信モジュール１１１０は、１つ以上の外部装置（例えば、端末、ディスプレー装置、または、他のリモートコントローラ）にデータを送信、その外部装置からデータを受信、のいずれか、または両方を行う。有線通信または無線通信等、任意の適切な通信手段を用い得る。例えば、通信モジュール１１１０は、ローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）、広域ネットワーク（ＷＡＮ）、赤外線、無線、ＷｉＦｉ、ポイントツーポイント（Ｐ２Ｐ）ネットワーク、電気通信ネットワーク、クラウド通信等の少なくとも１つを利用できる。また、タワー、衛星、または、移動局等の中継局を用い得る。無線通信は、近接性に依存することも、無関係であることもあり得る。また、通信のために見通し線が必要な場合も、必要でない場合もある。通信モジュール１１１０は、検出モジュール１１０２からの検出データ、処理ユニット１１０４が生成した処理結果、所定の制御データ、端末もしくはリモートコントローラからのユーザー命令等の少なくとも１つを送信、受信、のいずれかあるいは両方を行い得る。

システム１１００の部品は、任意の適切な構成で配置できる。例えば、システム１１００の部品の少なくとも１つは、可動物体、支持機構、搭載物、端末、検出システム、または、上述した少なくとも１つと通信する追加の外部装置に置いてよい。また、図１１には、１つの処理ユニット１１０４と１つの非一時的コンピュータ可読媒体１１０６が示されているが、これは本発明の実施形態の制限を意図していない。当業者は、システム１１００が、複数の処理ユニットと非一時的コンピュータ可読媒体の少なくとも１つを備えてよいことを理解するであろう。ある実施形態において、複数の処理ユニットと非一時的コンピュータ可読媒体の少なくとも１つは、可動物体、支持機構、搭載物、端末、検出モジュール、上記した少なくとも１つと通信する追加の外部装置、または、それらの適切な組み合わせ等、異なる場所に配置できる。よって、システム１１００によって行われる処理、またはメモリ機能の少なくとも一方の任意の適切な実施形態は、上記した場所の少なくとも１つで実行され得る。

本発明の好ましい実施形態を、本明細書に図示し説明したが、このような実施形態は、例示のみを目的としていることは当業者には明らかであろう。本発明を逸脱することなく、多くの変形実施形態、変更、代替形態を当業者は着想するであろう。本発明を実施するにあたり、本明細書に記載した発明の実施形態の様々な代替形態を採用し得ることを理解されたい。請求項は発明の範囲を規定し、請求項の範囲内の方法及び構造、並びに、それらの均等物が、本発明の範囲に含まれるものとする。

多重回転翼航空機の典型的な飛行制御方法は、カスケード接続された比例積分微分（ＰＩＤ）制御を利用する。この場合、姿勢制御は、角速度制御とカスケード接続されている。従来のＰＩＤ調節方法に基づいて、制御の内側ループ（角速度ループ）および制御の外側ループ（角度ループ）のパラメータを順次調整する。内側ループの較正結果には、強い依存性がある。内側ループの追従性能が正確でない場合、結果全体に直接影響を与える。しかし、従来のＰＩＤ調整のプロセスは複雑かつ冗長であり、プロセス中にシステムの発散および不安定性の問題が生じやすい。更に、従来の制御方法は、外乱によって既に航空機が角速度を発生させた後でのみ調節を行い、特定の状況下では、外乱除去性能は、最適な状態を達成できない。

航空機に関係する任意の他の物理的パラメータを評価してもよい。航空機の物理的パラメータのうちの１つ以上に関する情報を、メモリに記憶できる。例えば、物理的パラメータデータは、１つ以上のデータベースに記憶し得る。データベースは、航空機の外部にあってもよい。データベースを、クラウドコンピューティング環境に用意すること、または複数のデバイスにわたって分配すること、の少なくとも一方が可能である。あるいは、データベースを、航空機上に用意してもよい。

例えば、物理的パラメータを使用して、これらの航空機構成パラメータを計算してもよい。最大電池電流、最大電力出力、またはエネルギー密度の少なくとも１つ、モーターの最大推力または電力の少なくとも一方、及び／又は、ＥＳＣの最大電流または電力の少なくとも一方、は以下のように評価できる。
最大電池電流＝電池容量×放電率
最大電力出力＝最大電池電流×定格電圧
モーターの最大推力または電力の少なくとも一方：実験から
ＥＳＣの最大電流または電力の少なくとも一方：実験から

また、外部のデバイス５５０は、飛行制御器と通信してもよい。外部のデバイスは、航空機外に設けることができる。外部のデバイスは、無線で航空機と通信可能であり得る。外部のデバイスは、航空機に関係する航行または位置情報などの任意の情報を有し得る。ある実施形態では、外部のデバイスは、航空機構成パラメータデータを含んでもよい。また、外部のデバイスは、航空機のために航空機構成パラメータデータを記憶するメモリに、航空機構成パラメータデータを通信してもよい。航空機上のデータは、外部のデバイスからの新たなデータで更新され得る。更新は、自動で、またはユーザーからもしくは航空機からの要求に応じて、行うことができる。

姿勢の誤差θ＿Ｅｒｒをファジー論理６２１と共に使用して、航空機の角度を制御できる。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、ファジー比例積分微分（ＰＩＤ）制御であってもよい。また、目標姿勢は、比例積分（ＰＩ）６２２またはＰＩＤ制御できる。角度制御ループが設けられてもよい。

角速度の誤差ω＿Ｅｒｒは、航空機の角速度を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標角速度は、比例（Ｐ）制御６２４できる。角度速度ループが設けられてもよい。

角加速度の誤差α＿Ｅｒｒは、航空機の角速度を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも１つを使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標角加速度は、比例積分（ＰＩ）６２６またはＰＩＤ制御できる。角加速度ループが設けられてもよい。

ミキサ６３０を、本発明の実施形態に従って設けることができる。ミキサは、本発明の実施形態に従う、飛行制御器の一部であり得る。ミキサは、飛行プランナ６１０に対して使用したプロセッサと同一のものであってもなくてもよい、１つ以上のプロセッサを含み得る。ミキサは、ピッチ制御、ロール制御、またはヨー制御の少なくとも１つのための姿勢に関連する情報を受信することができる。例えば、角加速度に関連するフィードフォワードおよびフィードバックループ後のデータは、ピッチ軸、ヨー軸、ロール軸の回転の軸の各々に対してミキサに提供することができる。計算結果の全てが合計され得る。

ミキサ６３０は、各推進ユニットが及ぼす所望の力を計算できる。力は、航空機構成パラメータ６６０、およびピッチ軸、ヨー軸、ロール軸の回転の軸の各々に対する制御方式からの情報に基づいて計算できる。フィードフォワードループ６２７で計算したトルクτ、および軸方向距離ｌを使用して、各モーターの力を計算してもよい。力Ｆは、τ／ｌと計算できる。各モーターに及ぼされる所望の更なる力は、ミキサによって計算することができる。所望の更なる力は、各モーターにコマンド信号として伝達できる。各モーターに対する力は同一であってもよいし、または異なってもよい。例えば、第１のモーターＭ１６４０ａに対しては、所望の力はΔＦ１であってもよく、第２のモーターＭ２６４０ｂに対しては、所望の力はΔＦ２であってもよく、第３のモーターＭ３６４０ｃに対しては、所望の力はΔＦ３であってもよく第４のモーターＭ４６４０ｄに対しては、所望の力はΔＦ４であってもよい。これらの例は、少なくとも一つまたはすべてがそのようであってよい。モーターは、所望の力またはおよその所望の力を生成するレベルで動作できる。ある実施形態では、モーター出力を決定する際に、モーター揚力曲線６７０を使用できる。曲線は、モーター動作の割合当たりに生成される揚力を含み得る。モーター揚力曲線は、動作割合当たりの推力であり得る。曲線は非線形関係を示し得る。モーター揚力曲線は、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る航空機構成パラメータであり得る。１つ以上の物理的パラメータに由来する航空機構成パラメータのうちの１つ以上は、非線形パラメータであり得る。

姿勢の誤差θ＿Ｅｒｒをファジー論理６２１ｂと共に使用して、航空機の角度を制御できる。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも一方を使用し得る。フィードバック制御は、ファジー比例積分微分（ＰＩＤ）制御であってもよい。また、目標姿勢は、比例（Ｐ）６２２ｂまたはＰＩＤ制御できる。角度制御ループが設けられてもよい。

角速度の誤差ω＿Ｅｒｒは、航空機の角速度を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも一方を使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標角速度は、比例微分（ＰＤ）制御６２４ｂできる。角速度ループが設けられてもよい。

角速度の変化の誤差ω＿Ｅｒｒは、航空機の角速度の変化を制御するために、ファジー論理と共に使用してもしなくてもよい。制御はフィードバック制御であり得る。ある実施形態では、フィードバック制御は、比例、積分、または微分制御方式の少なくとも一方を使用し得る。フィードバック制御は、比例積分微分（ＰＩＤ）制御であり得る。また、目標の角速度の変化は、比例積分（ＰＩ）６２６ｂまたはＰＩＤ制御できる。角加速度ループが設けられてもよい。

フィードフォワードループ６２７ｂも設けることができる。フィードフォワードループ６２７ｂは、角速度の変化に対して設けてもよい。例えば、目標の角速度の変化ω＿Ｔａｒは、フィードフォワードループ６２７ｂにおいて使用できる。ある実施形態では、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る１つ以上の航空機構成パラメータ６６０ｂは、フィードフォワードループ６２７ｂに組み込むことができる。例えば、航空機の慣性モーメントＪを、フィードフォワードループ６２７ｂに提供することができる。また、航空機のトルクτは、Ｊω＋ω^ｂ×Ｊω^ｂと計算できる。したがって、角速度の変化に対するループは、慣性モーメントを使用して出力を計算でき、同時に、角速度値の現在の変化および現在の角加速度値に従って補償量としてＰＩＤ制御を行うことができる。

ミキサ６３０ｂを、本発明の実施形態に従って設けることができる。ミキサは、本発明の実施形態に従う、飛行制御器の一部であり得る。ミキサは、飛行プランナ６１０ｂに対して使用したプロセッサと同一のものであってもなくてもよい、１つ以上のプロセッサを含み得る。ミキサは、ピッチ制御、ロール制御、またはヨー制御の少なくとも１つのための姿勢に関連する情報を受信することができる。例えば、角速度の変化に関連するフィードフォワードおよびフィードバックループ後のデータは、ピッチ軸、ヨー軸、ロール軸の回転の軸の各々に対してミキサに提供することができる。計算結果の全てが合計され得る。

ミキサ６３０ｂは、各推進ユニットが及ぼす所望の力を計算できる。力は、航空機構成パラメータ６６０ｂ、およびピッチ軸、ヨー軸、ロール軸の回転の軸の各々に対する制御方式からの情報に基づいて計算できる。フィードフォワードループ６２７ｂで計算したトルクτ、および軸方向距離ｌを使用して、各モーターの力を計算してもよい。力Ｆは、τ／ｌと計算できる。各モーターに及ぼされる所望の更なる力は、ミキサによって計算することができる。所望の更なる力は、各モーターにコマンド信号として伝達できる。各モーターに対する力は同一であってもよいし、または異なってもよい。例えば、第１のモーターＭ１６４１ａに対しては、所望の力はΔＦ１であってもよく、第２のモーターＭ２６４１ｂに対しては、所望の力はΔＦ２であってもよく、第３のモーターＭ３６４１ｃに対しては、所望の力はΔＦ３であってもよく、または、あるいは及び、第４のモーターＭ４６４１ｄに対しては、所望の力はΔＦ４であってもよい。モーターは、所望の力またはおよその所望の力を生成するレベルで動作できる。ある実施形態では、モーター出力を決定する際に、モーター揚力曲線６７０ｂを使用することができる。曲線は、モーター動作の割合当たりに生成される揚力を含み得る。モーター揚力曲線は、動作割合当たりの推力であり得る。曲線は非線形関係を示し得る。モーター揚力曲線は、航空機の１つ以上の物理的特性に由来し得る航空機構成パラメータであり得る。１つ以上の物理的パラメータに由来する航空機構成パラメータのうちの１つ以上は、非線形パラメータであり得る。

ある実施形態では、出力は、スコープに提供することができる。これらの更なる特徴を組み込むことにより改善された制御方式を使用した結果を、図８に示すことができる。

本発明に関わるシステム、装置、及び方法は、幅広い可動物体に適用できる。上述したように、航空機に関する説明を、任意の可動物体に適用し使用することが可能である。航空機についての本明細書中の一切の記載は、特にＵＡＶに適用できる。本発明における可動物体は、空気中で（例えば、固定翼機、回転翼航空機、または固定翼も回転翼も有さない航空機）、水中で（例えば、船舶または潜水艦）、地上で（例えば、車、トラック、バス、バン、オートバイ、自転車等の自動車、ステッキ、釣竿等の可動構造またはフレーム、または列車）、地下で（例えば、地下鉄）、宇宙で（例えば、宇宙飛行機、衛星、または宇宙探査機）等の任意の適切な環境の中で、またはこれらの環境の任意の組合せの中で移動きる。可動物体は、本明細書の他の箇所に説明される乗り物等の輸送手段であり得る。また、可動物体は、人間もしくは動物等の生体を使用して運ぶことができ、生体から発進することもできる。その場合、適切な動物は、鳥類、イヌ科の動物、ネコ科の動物、ウマ科の動物、ウシ科の動物、羊、豚、イルカ、齧歯動物、または昆虫を含み得る。

ある実施形態において、推進機構１００６は、可動物体１０００が、その水平方向に動作せずに（例えば、滑走路を進むことなく）、表面から垂直に離陸、または、表面に垂直に着陸することを可能にする。また、推進機構１００６は、可動物体１０００が空中の特定の位置と向きの少なくとも１つでホバリングし得る。推進機構１００６の少なくとも１つを、他の推進機構と独立して制御し得るが、それぞれ同時に制御することも可能である。例えば、可動物体１０００は、揚力と推力の少なくとも１つを可動物体に与える複数の水平方向に向いた回転翼を有し得る。複数の水平方向に向いた回転翼を作動させて、垂直方向の離着陸能力、及び、ホバリング能力を可動物体１０００に与え得る。また、水平方向に向いた回転翼の少なくとも１つは、時計回りに、あるいは、反時計回りに回転し得る。例えば、時計回りの回転翼の数を、反時計回りの回転翼の数と等しくてよい。水平方向に向いた各回転翼の回転速度はそれぞれ独立して変更すると、各回転翼が提供する揚力と推力の少なくとも１つを制御できる。それによって、（例えば、３以下の並進度と３以下の回転度に関して）可動物体１０００の空間的配置、速度、加速度、の少なくとも１つを調整する。

通信システム１０１０は、無線信号１０１６を介して通信システム１０１４を有する端末１０１２と通信を可能にする。通信システム１０１０、１０１４は、無線通信に適した任意の数の送信機、受信機、送受信機の少なくとも１つを備え得る。通信は、データを一方向にのみ送信可能な片方向通信でよい。例えば、片方向通信は、可動物体１０００がデータを端末１０１２に送信することのみを実行してよく、逆もまた同様である。また、通信システム１０１０の１つ以上の送信機から通信システム１０１４の１つ以上の受信機にデータを送信してよく、逆もまた同様である。あるいは、通信は、データが可動物体１０００と端末１０１２との間で両方向に送信できる双方向通信でもよい。双方向通信は、通信システム１０１０の１つ以上の送信機から通信システム１０１４の１つ以上の受信機にデータを送信してよく、逆もまた同様である。

ある実施形態では、端末１０１２は、可動物体１０００、支持機構１００２、及び、搭載物１００４の少なくとも１つに制御データを提供する。そして、端末１０１２は、可動物体１０００、支持機構１００２、及び、搭載物１００４の少なくとも１つから情報（例えば、可動物体、支持機構、または、搭載物の位置と動作の情報の少なくとも１つ、搭載物カメラによって撮影された画像データ等、搭載物によって検出されたデータ）を受信できる。また、端末からの制御データは、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の相対的な位置、移動、作動、または、制御に関する命令を含んでよい。例えば、制御データによって、（例えば、推進機構１００６の制御を介して)可動物体の場所と向きの１つ以上
の修正を行い得る。また、（例えば、支持機構１００２の制御を介して)可動物体に対し
て搭載物を移動させてもよい。また、端末からの制御データによって、カメラまたは他の撮像装置の操作の制御等、搭載物を制御し得る（例えば、静止画または動画を撮る、ズームインまたはズームアウトする、電源のオンまたはオフ、画像モードを切り替える、画像の解像度を変更する、フォーカスを変更する、被写界深度を変更する、露光時間を変更する、視野角または視野を変更する）。また、可動物体、支持機構、搭載物、の少なくとも１つからの通信は、（例えば、検出システム１００８または搭載物１００４の）１つ以上のセンサからの情報を含んでよい。通信は、１つ以上の異なるタイプのセンサ（例えば、ＧＰＳセンサ、モーションセンサ、慣性センサ、近接センサ、または、画像センサ）からの検出した情報を含み得る。このような情報は、可動物体、支持機構、搭載物、の１つ以上の位置（例えば、場所または向き）、移動、または、加速度に関連し得る。搭載物からのこのような情報は、搭載物によって取得されたデータ、または搭載物の検出された状態を含み得る。端末１０１２から送信された制御データによって、可動物体１０００、支持機構１００２、または、搭載物１００４の１つ以上の状態を制御できる。また、支持機構１００２及び搭載物１００４は、それぞれ、端末１０１２と通信する通信モジュールも備え得る。端末は、可動物体１０００、支持機構１００２、及び、搭載物１００４のそれぞれと独立して通信し、それらを制御できる。

図１１には、本発明を適用した、可動物体を制御するシステム１１００の概略ブロック図が示されている。システム１１００は、本明細書に開示のシステム、装置、及び、方法の任意の適切な実施形態と組み合わせて用い得る。システム１１００は、検出モジュール１１０２、処理ユニット１１０４、非一時的コンピュータ可読媒体１１０６、制御モジュール１１０８、及び、通信モジュール１１１０を備え得る。

検出モジュール１１０２は、異なる方法で可動物体に関する情報を収集する異なるタイプのセンサを利用できる。異なるタイプのセンサは、異なるタイプの信号、または、異なるソースからの信号を検出し得る。例えば、センサは、慣性センサ、ＧＰＳセンサ、近接センサ（例えば、ライダー）、または、視覚及び画像センサ（例えば、カメラ）を含み得る。検出モジュール１１０２は、複数のプロセッサを有する処理ユニット１１０４に動作可能に接続できる。ある実施形態において、検出モジュールは、適切な外部装置またはシステムに検出データを直接送信する送信モジュール１１１２（例えば、Ｗｉ―Ｆｉ画像送信モジュール）に動作可能に接続できる。例えば、送信モジュール１１１２を用いて、検出モジュール１１０２のカメラによって撮影された画像をリモート端末に送信できる。

処理ユニット１１０４は、通信モジュール１１１０に動作可能に接続できる。通信モジュール１１１０は、１つ以上の外部装置（例えば、端末、ディスプレー装置、または、他のリモートコントローラ）にデータを送信、その外部装置からデータを受信、のいずれか、または両方を行う。有線通信または無線通信等、任意の適切な通信手段を用い得る。例えば、通信モジュール１１１０は、ローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）、広域ネットワーク（ＷＡＮ）、赤外線、無線、ＷｉＦｉ、ポイントツーポイント（Ｐ２Ｐ）ネットワーク、電気通信ネットワーク、クラウド通信等の少なくとも１つを利用できる。また、タワー、衛星、または、移動局等の中継局を用い得る。無線通信は、近接性に依存することも、無関係であることもあり得る。また、通信のために見通し線が必要な場合も、必要でない場合もある。通信モジュール１１１０は、処理ユニット１１０４が生成した処理結果、所定の制御データ、端末もしくはリモートコントローラからのユーザー命令等の少なくとも１つを送信、受信、のいずれかあるいは両方を行い得る。

Claims

航空機姿勢を制御する方法であって、
（ａ）航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて、１つ以上の航空機構成パラメータを計算するステップと、
（ｂ）前記航空機の目標姿勢を示す信号をプロセッサで受信するステップと、
（ｃ）前記航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続され、前記航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を、前記プロセッサを用いて生成するステップであって、（１）前記（ｂ）の目標姿勢を示す前記信号、および（２）前記（ａ）の１つ以上の航空機構成パラメータに基づき、かつ更にフィードバック制御方式を使用して、生成するステップと、
（ｄ）前記１つ以上の推進ユニットの作動に起因する前記航空機の動態を、前記航空機に動作可能に接続された１つ以上のセンサを用いて測定するステップと、
（ｅ）前記動態を前記プロセッサに供給し、前記（ｃ）のコマンド信号を調節または確証する前記フィードバック制御方式をもたらすステップと、を含む、方法。
前記航空機が、無人航空機である、請求項１に記載の方法。
前記航空機が、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含み、前記推進ユニットが、前記航空機の揚力を生成する回転翼を含む、請求項１に記載の方法。
前記航空機の前記目標姿勢を示す信号が、無線接続により遠隔の制御器から受信される、請求項１に記載の方法。
前記１つ以上の物理的特性がユーザーによって入力される、請求項１に記載の方法。
前記航空機の前記１つ以上の物理的特性が、物理的寸法および重量を含む、請求項１に記載の方法。
前記航空機の空力中心および重心を計算するステップを更に含む、請求項６に記載の方法。
前記航空機の慣性モーメントを計算するステップを更に含む、請求項６に記載の方法。
前記フィードバック制御システムを使用する計算が、前記航空機の前記慣性モーメントを使用するフィードフォワード計算を含む、請求項８に記載の方法。
前記フィードバック制御方式を使用する計算が、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われる、請求項１に記載の方法。
ミキサを使用して、前記ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての前記計算の結果、ならびに航空機構成パラメータを組み合わせて、前記少なくとも１つのアクチュエータに送達される前記コマンド信号を計算するステップを更に含む、請求項１０に記載の方法。
前記航空機構成パラメータが、前記アクチュエータから前記航空機の空力中心までの距離である、請求項１１に記載の方法。
前記１つ以上のセンサが、慣性センサである、請求項１に記載の方法。
前記航空機の前記動態が、少なくとも１つの軸に対する前記航空機の前記姿勢、少なくとも１つの軸に対する前記角速度、および前記少なくとも１つの軸に対する角加速度を含む、請求項１に記載の方法。
航空機姿勢を制御する方法であって、
（ａ）アクチュエータの推力とアクチュエータ出力との間の非線形関係を、プロセッサを用いて評価するステップと、
（ｂ）航空機の目標姿勢を示す信号を前記プロセッサで受信するステップと、
（ｃ）前記航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された、前記航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を、前記プロセッサを用いて生成するステップであって、（１）前記（ｂ）の目標姿勢を示す前記信号、および（２）前記（ａ）の非線形関係に基づき、かつフィードバック制御方式を使用して、生成するステップと、
（ｄ）前記１つ以上の推進ユニットの作動に起因する前記航空機の動態を、前記航空機に動作可能に接続された１つ以上のセンサを用いて測定するステップと、
（ｅ）前記動態を前記プロセッサに供給して、前記（ｃ）のコマンド信号を調節または確証する前記フィードバック制御方式をもたらすステップと、を含む、方法。
前記航空機が無人航空機である、請求項１５に記載の方法。
前記航空機が、複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含み、前記推進ユニットが、前記航空機の揚力を生成する回転翼を含む、請求項１５に記載の方法。
前記航空機の前記目標姿勢を示す信号が、無線接続により遠隔の制御器から受信される、請求項１５に記載の方法。
前記非線形関係がユーザーによって入力される、請求項１５に記載の方法。
前記非線形関係が、前記航空機の１つ以上のアクチュエータの較正中に計算される、請求項１５に記載の方法。
前記航空機の空力中心および重心を、前記航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて計算するステップを更に含む、請求項１５に記載の方法。
前記航空機の慣性モーメントを、前記航空機の前記物理的特性に基づいて計算するステップを更に含む、請求項２１に記載の方法。
前記フィードバック制御システムを使用する前記計算が、前記航空機の前記慣性モーメントを使用するフィードフォワード計算を含む、請求項２２に記載の方法。
前記１つ以上のセンサが、慣性センサである、請求項１５に記載の方法。
航空機姿勢を制御するための方法であって、
（ａ）航空機の目標姿勢を示す信号を前記プロセッサで受信するステップと、
（ｂ）前記航空機の１つ以上の推進ユニットに動作可能に接続された、前記航空機の少なくとも１つのアクチュエータに送達されるコマンド信号を、前記プロセッサを用いて生成するステップであって、前記（ａ）の目標姿勢を示す前記信号に基づき、かつ（１）角加速度フィードバックを持つ角加速度ループ、および（２）目標加速度に基づく直接フィードフォワード計算を含む、フィードバック制御方式を使用して、生成するステップと、
（ｃ）前記１つ以上の推進ユニットの作動に起因する前記航空機の動態を、前記航空機に動作可能に接続された１つ以上のセンサを用いて測定するステップと、
（ｄ）前記動態を前記プロセッサに供給して、前記（ｂ）のコマンド信号を調節または確証する前記フィードバック制御方式をもたらすステップと、を含む、方法。
前記航空機が、無人航空機であり、かつ複数の推進ユニットに動作可能に接続された複数のアクチュエータを含み、前記推進ユニットが、前記航空機の揚力を生成する回転翼を含む、請求項２５に記載の方法。
前記航空機の空力中心および重心を、前記航空機の１つ以上の物理的特性に基づいて計算するステップを更に含む、請求項２５に記載の方法。
前記航空機の慣性モーメントを、前記航空機の前記物理的特性に基づいて計算するステップを更に含み、前記フィードフォワード計算が、前記航空機の前記慣性モーメントを使用する、請求項２７に記載の方法。
前記フィードバック制御方式を使用する前記計算が、ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸を中心とした航空機姿勢に対して行われ、かつミキサを使用して、前記ピッチ軸、ロール軸、およびヨー軸についての前記計算の結果と、航空機構成パラメータとを組み合わせて、前記少なくとも１つのアクチュエータに送達される前記コマンド信号を計算するステップを更に含む、請求項２５に記載の方法。
前記航空機の前記動態が、少なくとも１つの軸に対する前記航空機の前記姿勢、少なくとも１つの軸に対する前記角速度、および前記少なくとも１つの軸に対する前記角加速度を含む、請求項２５に記載の方法。