具有分散式控制系统的无人飞行器

相关申请的交叉引用

本申请是2018年6月14日提交的美国专利申请第16/008,271号的继续申请，其全部公开内容通过引用合并于此。

背景技术

在用于UAV的一般控制系统中，控制单元与位于中心的惯性测量单元(Inertialmeasurement unit，IMU)通信，该惯性测量单元将俯仰、偏航和翻滚信息(姿态)通过滤波器，然后传递至控制混合器(control mixer)。来自控制单元的输出以及信号经由总线(诸如CAN总线)传递到一个或多个推进控制器，所述一个或多个推进控制器一起输出控制信号以控制UAV的推进单元的操作。作为示例，这些推进单元可各自包括马达、轴(shaft)和螺旋桨。另外，包括一对电池的电力系统也可以位于中心，以向控制系统和推进单元的各种特征提供电力。使用这样的配置，可能会存在许多单独的故障点：IMU可能发生故障，CAN总线可能发生故障，推进控制器可能发生故障，并且一个或两个电池可能发生故障。由于任何这样的故障，都可能会丧失对UAV的控制，这将导致飞行模式或操纵失控、失速、坠毁、UAV损坏等。

发明内容

本公开的各方面提供了一种飞行器。该飞行器包括：控制单元，被配置为发送控制信号以控制飞行器的飞行；多个推进单元，被配置为控制飞行器的姿态；多个推进控制器，被配置为基于控制信号将命令发送到多个推进单元中的对应的推进单元，使得对于多个推进单元中的每个推进单元存在多个推进控制器中的一个推进控制器；和多个惯性测量单元(IMU)，多个IMU中的每个IMU被配置为向多个推进控制器中的对应的一个提供姿态信息，使得对于多个推进控制器中的每一个存在多个IMU中的一个IMU，其中，当控制单元处存在故障时，多个推进控制器中的每一个被配置为自动生成命令并控制多个推进单元，以试图使飞行器稳定。

在一个示例中，所述多个推进单元中的每一个包括马达，并且所述多个IMU中的对应的一个附接到所述多个推进单元中的给定马达。在该示例中，用于所述多个推进单元中的特定给定马达的所述多个IMU中的所述对应的一个被配置为向用于所述多个IMU中的所述对应的一个的所述多个推进控制器中的所述对应的一个提供与所述特定给定马达的相对取向对应的测量。在另一个示例中，所述多个推进控制器中的每一个被配置为在使所述飞行器稳定之后自动生成所述命令并控制所述多个推进单元，以允许所述飞行器移动到预定位置。在另一个示例中，所述多个推进控制器中的每个被配置为基于来自所述控制单元的错误消息来识别故障。在另一个示例中，所述多个推进控制器中的每一个被配置为基于在预定时间量期间没有从所述控制单元接收信息来识别故障。在另一个示例中，所述多个推进控制器中的每个被配置为基于从所述控制单元接收的数据和在所述多个推进控制器中的每一个的存储器中本地存储的信息来识别故障。在该示例中，故障包括与在推进控制器中的每一个的存储器中本地存储的信息中限定的飞行器的角加速度的特定改变对应的特定操纵。作为替代方案，故障对应于与在所述多个推进控制器中的每一个的存储器中本地存储的信息中限定的飞行器的线性加速度的特定改变对应的特定操纵。作为另一替代方案，故障对应于与在所述多个推进控制器中的每一个的存储器中本地存储的信息中限定的飞行器的相对取向的特定改变对应的特定操纵。作为另一替代方案，所述数据包括使所述飞行器执行在所述多个推进控制器中的每一个的存储器中本地存储的信息中限定的特定操纵组合的指令。在另一个示例中，该飞行器还包括被配置成在所述控制单元和所述多个推进控制器之间提供通信链路的总线，其中，当故障不在所述总线处时，所述多个推进控制器中的推进控制器能够彼此通信以试图使所述飞行器稳定。在该示例中，所述多个推进控制器中的每个给定推进控制器被配置为将来自所述给定推进控制器的IMU的姿态信息发送到所述多个推进控制器中的每个其他推进控制器，以试图使所述飞行器稳定。另外，所述多个推进控制器中的每个给定推进控制器被配置为识别所述多个IMU中的故障IMU，并且忽略来自所述故障IMU的姿态信息。在另一个示例中，该飞行器还包括被配置为在所述控制单元与所述多个推进控制器之间提供通信链路的总线，其中，当所述故障在所述总线处时，所述多个推进控制器中的推进控制器被配置为试图在不使用来自所述多个推进控制器中的其他推进控制器的信息的情况下使所述飞行器稳定。在另一个示例中，所述多个推进控制器中的每一个被配置为试图通过实现预定姿态来使所述飞行器稳定。在另一示例中，该飞行器还包括多个电池，所述多个电池中的每个电池被配置为向所述多个推进控制器中的对应的一个供电；和多个开关，所述多个开关被配置成当多个电池之一发生故障时，将多个电池与所述多个推进控制器中的每一个连接和断开。在该示例中，该飞行器还包括被配置为提供所述多个电池中的每一个的传感器反馈的多个传感器，并且其中，所述控制单元还被配置为基于所述传感器反馈来控制所述多个开关的状态。附加地或替代地，该飞行器还包括：多个传感器，被配置为提供所述多个电池中的每一个的传感器反馈；和用于所述多个开关中的每一个的专用开关控制器，被配置为基于所述传感器反馈来控制所述多个开关中的至少一个的状态。附加地或替代地，多个开关包括至少一个晶体管开关。

附图说明

图1A-1E是根据本公开的各方面的UAV的示例。

图2是根据本公开的各方面的UAV的示例功能图。

图3是根据本公开的各方面的示例功能图。

图4A-4C是根据本公开的各方面的示例功能图。

图5是根据本公开的各方面的示例流程图。

图6是根据本公开的各方面的另一示例流程图。

具体实施方式

本技术涉及用于飞行器尤其是无人飞行器(UAV)的分散式控制和电池系统。为了减轻由集中式控制系统的故障引起的潜在危险情况，可以将控制系统重新配置为分散式配置。例如，可以将IMU从UAV的中心移开并在推进或速度控制器中的每一个处将其复制，因此，如果控制单元、一个或多个IMU或控制系统的任何部分发生故障，UAV将不会彻底关机。而是，这种新配置可以允许UAV遵循较渐进的下降。

例如，每个推进或速度控制器可以是电子速度控制器(electronic speedcontrol，ESC)或以电子方式控制速度的任何类型的控制器，包括机电速度控制器。每个推进控制器可以具有对应的IMU。理想地，每个IMU可以被布置在与用于其对应的IMU的推进控制器所控制的推进单元的马达相同或平行的平面中。这样，IMU可以提供俯仰、偏航和翻滚信息，该信息可以用于计算IMU的姿态。然后可以将该信息提供给对应的推进控制器。这样，每个推进控制器“知道”其对应的推进单元(或者更确切地说是对应的推进单元的马达)的姿态，并且可以在控制推进单元时使用该信息。当然，对于UAV的不同物理配置，每个IMU和每个推进控制器的数量和确切放置可能会不同。

UAV可能仍然会遭遇故障。这些故障可以布置在故障表中，该故障表将某些传入信号识别为故障。这样的表可以在每个推进控制器处本地存储，用于可靠且高效地检索和比较传入信号。一旦识别出故障，推进控制器便能够自动稳定飞机。例如，使用对应的IMU的信息，推进控制器可以控制其对应的推进单元以稳定UAV或将UAV移动到特定姿态。同时，其他推进控制器可以使用对应的IMU来尝试实现相同的结果。一旦达到或实现期望的姿态，就可以对推进控制器进行编程，以随后控制UAV下降到地面。

通过将每个IMU布置成平行于用于该IMU的推进控制器的对应推进单元的马达或在与该马达相同的平面中，推进控制器可能够确定推进单元是完全损坏还是位置不正确。例如，如果推进控制器不能通过在一段时间内控制推进单元来实现UAV的姿态改变，则这可能是因为推进单元完全损坏。作为另一个实例，如果推进控制器能够实现UAV的姿态改变，但在一段时间内仅达到一定程度，则这可能是因为推进单元还在运行，但相对于UAV而言位置不正确(out of position)。

除了上述分散式控制系统之外或作为其替代，为了减轻由电力系统处的故障引起的潜在危险情况，可以将电力系统重新配置为分散式配置。例如，不是两个较大的电池，而是可以围绕UAV分布多个较小的电池，例如，每个推进控制器附近一个。这些电池中的每一个也可以被接线以为特定推进控制器供电。另外，这些电池还可以被接线以为用于该特定推进控制器的对应IMU和对应推进单元供电。这样的配置可以允许更大的冗余度、更低的电池放电速率、更低的电池冷却需求以及更小的接线(或较小规格的接线)，但是可能需要更多的接线将更多的电池连接到UAV上的不同点。

可以使用多个开关来将每个电池与每个推进控制器连接和断开。这些开关的状态可以由一个或多个专用开关控制器或控制单元基于传感器反馈(诸如电压、温度和其他信息)进行控制。该传感器反馈可以直接发送到控制单元或一个或多个专用开关控制器，或者可以由推进控制器单独处理，并将每个对应电池的状态报告回控制单元或一个或多个专用开关控制器。

就这一点而言，响应于指示电池故障、电压输出降低、预期故障或来自ESC单元之一的负面报告或在某一段时间内没有来自ESC单元之一的报告的传感器反馈，控制单元或一个或多个专用开关控制器可以配置和重新配置开关，以断开电池连接并将该电池的对应推进控制器连接到一个或多个不同的电池。因此，如果电池之一发生故障或预计将发生故障，则UAV可以自动重新配置如何将其余电池的电力供应给推进控制器。

本文描述的特征可以用于减轻由控制系统的故障引起的潜在危险情况，即使在那些故障发生在控制系统中的多于一个点处的情况下也是如此。另外，即使在控制器和一个或多个IMU发生故障和/或CAN总线发生故障的情况下，IMU冗余度也允许推进控制器稳定UAV。类似地，本文描述的特征可以用于通过允许UAV自动将电力重新路由到推进控制器来减轻由电力系统的电池故障引起的潜在危险情况，从而允许UAV即使在电池存在故障情况下也能更高效且更安全地运行。另外，如上所述的分布式电力系统可以允许更大的冗余度。由于较小的电池通常比较大的电池更换成本低，因此还可以使得更换各个电池的成本降低。其他益处可以包括更低的电池放电速率、更低的电池冷却需求以及更小的接线。

当参考附图和实施例的前述描述考虑时，将领会本公开的各方面、特征和优点。不同附图中的相同附图标记可以识别相同或相似的元件。此外，以下描述不是限制性的；本技术的范围由所附权利要求和等同物限定。

图1A是示例UAV 100的等距视图。UAV 100包括机翼102、吊杆104和机身106。机翼102可以是静止的，并且可以基于机翼形状和UAV的前进空速生成升力。例如，两个机翼102可以具有翼形横截面，以在UAV 100上产生空气动力。在一些实施例中，机翼102可以携带水平推进单元108，并且吊杆104可以携带垂直推进单元110。在操作中，可以从机身106的电池隔室112提供用于推进单元的电力。在一些实施例中，机身106还包括航空电子设备隔室114、附加的电池隔室(未示出)和/或用于处理有效载荷或包裹的递送单元(未示出，例如绞盘系统)。在一些实施例中，机身106是模块化的，并且两个或更多个隔室(例如，电池隔室112、航空电子设备隔室114、其它有效载荷和递送隔室)可彼此拆卸及可(例如，机械地、磁性地或以其它方式)固定到彼此以接触形成机身106的至少一部分。在一些实施例中，吊杆104终止在方向舵116中，以改善对UAV 100的偏航控制。另外，机翼102可以终止于翼梢117，以改善对UAV的升力的控制。

在示出的配置中，UAV 100包括结构框架。该结构框架可以被称为UAV的“结构H框架”或“H框架”。H框架可以在机翼102内包括机翼翼梁(未示出)，并且在吊杆104内包括吊杆架(boom carrier)(未示出)。在一些实施例中，机翼翼梁和吊杆架可以由碳纤维、硬塑料、铝、轻金属合金或其它材料制成。机翼翼梁和吊杆架可以用夹具连接。机翼翼梁可以包括用于水平推进单元108的预钻孔，而吊杆架可以包括用于垂直推进单元110的预钻孔。

在一些实施例中，机身106可以可移除地附接到H框架(例如，通过夹具附接到机翼翼梁，该夹具配置有凹槽、突出部或其它特征以与对应的H框架特征配合，等等)。在其它实施例中，类似地，机身106可以可移除地附接到机翼102。机身106的可移除附接件可以改善UAV 100的质量和/或模块化。例如，机身106的电气/机械部件和/或子系统可以与H框架分开地并且在附接到H框架之前进行测试。类似地，印刷电路板(PCB)118可以与吊杆架分开地并且在附接到吊杆架之前进行测试，因此在完成UAV之前消除了有缺陷的零件/子组件。例如，在将机身106安装到H框架上之前，可以对机身106的部件(例如，航空电子设备、电池单元、递送单元、附加的电池隔室等)进行电测试。此外，马达和PCB 118的电子器件也可以在最终组装之前进行电测试。一般而言，在组装过程的早期识别出有缺陷的零件和子组件降低了UAV的总体成本和交货时间。此外，不同类型/型号的机身106可以被附接到H框架，因此改善了设计的模块化。这样的模块化使得UAV 100的这各个部分能够被升级，而无需对制造过程进行实质性的大修。

在一些实施例中，机翼壳体和吊杆壳体可以通过粘合元件(例如，粘合带、双面粘合带、胶水、尼龙搭扣等)附接到H框架。因此，可以将多个壳体附接到H框架，而不是向H框架上喷涂整体式主体。在一些实施例中，多个壳体的存在减小了由UAV的结构框架的热膨胀系数引起的应力。因此，UAV可以具有更好的维度准确性和/或改善的可靠性。

而且，在至少一些实施例中，相同的H形框架可与具有不同尺寸和/或设计的机翼壳体和/或吊杆壳体一起使用，因此改善了UAV设计的模块性和多功能性。机翼壳体和/或吊杆壳体可以由相对轻的聚合物(例如，闭孔泡沫)制成，该相对轻的聚合物被较硬但相对薄的塑料蒙皮覆盖。

来自机身106的电力和/或控制信号可以通过穿过机身106、机翼102和吊杆104延伸的电缆被路由到PCB 118。在所示的实施例中，UAV 100具有四个PCB，但是其它数量的PCB也是可能的。例如，UAV 100可以包括两个PCB，每个吊杆一个。PCB携带电子部件119，电子部件119包括例如功率转换器、控制器、存储器、无源部件等。在操作中，UAV 100的推进单元108和110电连接到PCB。

所示出的UAV的许多变化是可能的。例如，固定翼UAV可以包括更多或更少的旋翼(rotor)单元(垂直或水平)，和/或可以利用管道风扇或多个管道风扇进行推进。另外，具有更多机翼(例如，具有四个机翼的“x-机翼”配置)的UAV也是可能的。虽然图1A图示了两个机翼102、两个吊杆104，每个吊杆104两个水平推进单元108和六个垂直推进单元110，但是应当领会到的是，UAV 100的其它变体可以用更多或更少的这些部件来实现。例如，UAV 100可以包括四个机翼102、四个吊杆104以及更多或更少的推进单元(水平或垂直)。

类似地，图1B示出了UAV 120的另一个示例。UAV 120包括机身122、具有翼形横截面以为UAV 120提供升力的两个机翼124、稳定飞机的偏航(向左或向右转动)的垂直稳定器126(或鳍片)、稳定俯仰(向上或向下倾斜)的水平稳定器128(也称为升降舵或尾板)、起落架130和推进单元132(其可以包括马达、轴和螺旋桨)。

图1C示出了具有推送器(pusher)配置中的螺旋桨的UAV 140的示例。与将推进单元安装在UAV的前部相比，术语“推送器”是指这样的事实，即，推进单元142安装在UAV的后部并且将载具向前“推送”。类似于为图1A和1B提供的描述，图1C描绘了在推送器飞机中使用的常见结构，包括机身144、两个机翼146、垂直稳定器148和推进单元142(其可以包括马达、轴和螺旋桨)。

图1D示出了尾座式UAV 160的示例。在所示的示例中，尾座式UAV 160具有固定翼162以提供升力并允许UAV 160水平(例如，沿着x轴，在大致垂直于图1D中所示位置的位置)滑行。但是，固定翼162还允许尾座式UAV160自行垂直起飞和降落。例如，在发射地点，可以将尾座式UAV 160垂直放置(如图所示)，使其鳍片164和/或机翼162搁置在地面上并将UAV160稳定在垂直位置。然后，可以通过操作其螺旋桨166以生成向上的推力(例如，大体上沿着y轴的推力)来使尾座式UAV 160起飞。一旦处于合适的高度，尾座式UAV 160就可以使用其襟翼168将其自身重新定向在水平位置，使得其机身170相比于与y轴更接近于与x轴对准。水平放置的螺旋桨166可以提供向前的推力，使得尾座式UAV 160可以以与典型飞机相似的方式飞行。

关于所示的固定翼UAV的许多变化是可能的。例如，固定翼UAV可以包括更多或更少螺旋桨，和/或可以利用管道风扇或多个管道风扇进行推进。另外，具有更多机翼(例如，具有四个机翼的“x-机翼”配置)、具有更少机翼或甚至没有机翼的UAV也是可能的。如上所述，除了固定翼UAV之外或替代固定翼UAV，一些实施例可以涉及其它类型的UAV。例如，图1E示出了旋翼飞机的示例，其通常被称为多轴直升机(multicopter)UAV 180。UAV180也可以被称为四轴飞行器，因为它包括四个旋翼182。应当理解的是，示例实施例可以涉及旋翼飞行器，其具有比UAV 180更多或更少的旋翼。例如，直升机通常具有两个旋翼。具有三个或更多旋翼的其它示例也是可能的。在本文中，术语“多轴直升机”是指具有两个以上旋翼的任何旋翼飞行器，而术语“直升机”是指具有两个旋翼的旋翼飞行器。

更详细地参考UAV 180，四个旋翼182为UAV 180提供推进力和可操纵性。更具体而言，每个旋翼182包括附接到马达184的叶片。如此配置，旋翼182可以允许UAV 180垂直起飞和降落、在任何方向上操纵、和/或悬停。另外，叶片的俯仰可以成组和/或不同地调整，并且可以允许UAV 180控制其俯仰、翻滚、偏航和/或高度。

应当理解的是，本文中对“无人驾驶”飞行器或UAV的提及可以等同地应用于自主和半自主的飞行器。在自主实施方式中，飞行器的所有功能都是自动化的；例如，通过实时计算机功能进行预编程或控制，该实时计算机功能对来自各种传感器的输入和/或预定信息做出响应。在半自主实施方式中，飞行器的一些功能可以由操作员控制，而其它功能则自主执行。另外，在一些实施例中，UAV可以被配置为允许远程操作人员接管原本可以由UAV自主控制的功能。更进一步，给定类型的功能可以在一个抽象级别上被远程控制，而在另一个抽象级别上被自主执行。例如，远程操作人员可以控制UAV的高级导航决定，诸如通过指定UAV应当从一个地点行进到另一个地点(例如，从郊区的仓库到城市附近的递送地址)，而UAV的导航系统自主地控制更细粒度的导航决定，诸如在两个地点之间采取的具体路线、用于实现路线并在导航路线时避开障碍物的具体飞行控制，等等。

更一般而言，应当理解的是，本文描述的各种UAV并非旨在进行限制。示例实施例可以涉及任何类型的无人驾驶飞行器、在其中实现或采用其形式。

图2是UAV 200的示例功能图，该UAV 200可以与UAV机队中的任何UAV对应，包括UAV 100、120、140、160、180中的任何一个。在这个示例中，UAV 200包括一个或多个计算设备210，该计算设备210包括一个或多个处理器212以及存储数据216和指令218的存储器214。此外，UAV 200包括飞行控制系统220、电力系统230、多个传感器240和通信系统250，这些系统通过中央联网系统或诸如控制器区域网络(CAN总线)260的总线各自连接到计算设备210。在一些实例中，中央联网系统可以包括无线或光通信特征中的一者或两者。

计算设备210包括一个或多个处理器212、存储器214以及通常存在于通用计算设备中的其它部件。存储器214存储可由处理器212访问的信息，包括可由处理器212执行或以其它方式使用的数据216和指令218。存储器214可以是能够存储处理器可访问的信息的任何类型，包括计算设备可读介质，或存储可借助于电子设备读取的数据的其它介质，诸如硬盘驱动器、存储卡、ROM、RAM、DVD或其它光盘、以及其它可写和只读存储器。系统和方法可以包括前述的不同组合，由此指令和数据的不同部分存储在不同类型的介质上。

指令216可以是由处理器直接(诸如机器代码)或间接(诸如脚本)执行的任何指令集。例如，指令可以作为计算设备代码存储在计算设备可读介质上。在这方面，术语“指令”和“程序”在本文中可以互换使用。指令可以以目标代码格式存储以由处理器直接处理，或者以任何其它计算设备语言(包括按需解释或预先编译的独立源代码模块的脚本或集合)存储。下面更详细地解释指令的方法和例程。

数据218可以由处理器212根据指令216检索、存储或修改。例如，虽然所要求保护的主题不受任何特定数据结构的限制，但是数据可以存储在计算设备寄存器中、作为具有多个不同字段和记录的表存储在关系数据库中、存储在XML文档或平面文件中。数据还可以以任何计算设备可读格式格式化。

处理器212可以是任何常规处理器，诸如商用CPU。可替代地，一个或多个处理器可以是专用设备，诸如ASIC或其它基于硬件的处理器。虽然图2在功能上将(一个或多个)处理器、存储器和计算设备210的其它元件示为在同一框内，但是将理解的是，(一个或多个)处理器、计算设备或存储器实际上可以包括可以存储或可以不存储在同一物理壳体内的多个处理器、计算设备或存储器。例如，存储器可以是位于不同于计算设备210的壳体中的硬盘驱动器或其它存储介质。因而，对处理器或计算设备的提及将被理解为包括对可以并行操作或不可以并行操作的处理器或计算设备或存储器的集合的提及。

对于UAV的任何上面提到的示例配置，马达、轴、螺旋桨、旋翼、襟翼等特征中的每一个均可以是飞行控制系统220的一部分。此外，飞行控制系统220可以包括多个推进或速度控制器。这些推进或速度控制器可以包括电子速度控制(ESC)单元或以电子方式控制速度的任何其他类型的控制器，包括机电速度控制器ESC单元，本文描述的特征和益处可适用于采用这样的其他类型的控制器的系统和UAV。飞行控制系统220还可以包括多个IMU。飞行控制系统220的操作可以由计算设备210控制，以例如通过控制UAV的高度、俯仰、速度、方向等来操纵UAV 200。

如上所述，飞行控制系统220可以被配置为分散式配置。如图3的示例功能图300所示，飞行控制系统220的由ESC单元310-1、310-2、310-n表示的每个ESC单元310可以通过CAN总线260与计算设备210通信。另外，每个ESC单元具有由IMU 320-1、320-2、320-n表示的对应IMU 320，该IMU320附接到或邻近于由推进单元330-1、330-2、330n表示的对应推进单元330。这些推进单元可以包括连接到UAV 200的一个或多个轴、螺旋桨、旋翼、襟翼等的一个或多个马达。在该示例中，ESC单元310-1被布置为使用来自IMU320-1的信息控制推进单元330-1，ESC单元310-2被布置为使用来自IMU320-2的信息控制推进单元330-2，并且ESC单元310-3被布置为使用来自IMU320-3的信息控制推进单元330-3。在该示例中，n表示整数值，该整数值表示UAV 200的ESC、IMU和马达的总数。因此，尽管在图3的示例中仅描绘出三个ESC、IMU和推进单元，但是任何数量的附加ESC、IMU和推进单元(例如2、4、10个等)都可以在功能图300中描绘的配置的UAV 200中使用。

每个IMU可以被布置在与用于其对应IMU的ESC所控制的推进单元的对应马达相同或平行的平面中。例如，IMU 320-1可以直接附接到或简单地布置为邻近于其对应的推进单元330-1，IMU 320-2可以直接附接到或简单地布置为邻近于其对应的推进单元330-2，并且IMU 320-n可以直接附接到或简单地布置为邻近于其对应的推进单元330-n。每个IMU可以提供其对应的马达的俯仰、偏航和翻滚信息，该信息又可传递通过诸如粒子滤波器或卡尔曼滤波器的滤波器，和控制混合器以计算IMU的姿态。然后，可以将该信息提供给对应的ESC单元。这样，每个ESC单元“知道”其对应马达的姿态，并可以在控制推进单元时使用该信息。同样，对于UAV的不同物理配置，每个IMU和每个ESC单元的数量和确切放置可能不同。

每个ESC单元310单元还可以包括一个或多个处理器和存储器，类似于处理器212和存储器214进行配置。作为示例，每个ESC单元310的存储器可以存储各种信息，包括数据和指令，用于将从计算设备210接收的信号中的指令转换成用于对应的推进单元和/或推进单元的马达的命令和对应信号，预定位置，取向或姿态(如下文进一步讨论)以及故障信息或故障。可将这些故障布置在故障表中，该故障表将某些传入信号(或某一段时间内没有该信号)识别为故障。这样的表可以被本地存储在每个ESC单元处，以可靠且高效地检索和比较传入信号(或没有输入信号)。作为示例，这些故障可以包括从计算设备210向ESC单元发送的错误消息，在某一段时间(例如1秒或更长或更短)内计算设备210停止向ESC发送信号(例如，在计算设备210完全故障的情况下或出于任何其他原因)，计算设备210发送“不良”信号(即会导致危险操纵、加速等的信号)。不良信号的示例可以包括指示推进单元可能无法可靠地安全执行的信号，例如以大于45度或更大或更小的角度前进，以大于5弧度/秒或更大或更小的速率增加角加速度，以大于45度或更大或更小的角度倾斜，以不超过某个预定速率线性加速，相对于其他推进单元以超过某个预定速率加速单个推进单元(这会导致无人机变得不稳定或翻倒)，或在预定的时间段内的不希望或不安全操纵的特定组合或模式。

电力系统230可以包括多个电池，这些电池可以向推进单元的马达提供电流，以旋转螺旋桨的轴或枢转推进单元的一个或多个襟翼，并为UAV 200的IMU、ESC单元、计算设备210和其他特征供电。当然，具有两个或更多个的多个电池在一个电池意外发生故障的情况下可以很有用或能够在短时间内增加马达330的功率以完成上述飞行操纵。

除了上述分散式控制系统之外或作为其替代，为了减轻由电力系统处的故障引起的潜在危险情况，可以将电力系统重新配置为分散式配置。例如，不是两个较大的电池，而是可以围绕UAV分布多个较小的电池，邻近于每个ESC单元、IMU和/或推进单元一个电池。因此，每个电池具有对应的ESC单元、IMU和推进单元。

图4A是表示电池410、ESC单元310和多个开关420-428的配置的示例功能图400。如图所示，这些电池中的每一个也可以被接线以为对应的ESC单元供电。例如，如图4A所示，电池410-1被配置为通过开关424为ESC单元310-1供电，电池410-2被配置为通过开关426为ESC单元310-2供电，并且电池410-n被配置为通过开关428为ESC单元310-n供电。这样的配置可以允许更大的冗余度(允许一个以上的电池故障)，更低的电池放电速率(因为需要每个电池供应更少的电力)，更低的电池冷却需求(因为更小的电池会产生更少的热量，并会具有更大的表面积与体积之比，从而更有效地散热)和更小的接线(或较小规格的接线)。当然，随着ESC单元数量的增加，电池、开关和将这样的电池连接到UAV上的不同点所需的接线数量也会增加。

如上所述，多个开关可以用于将每个电池与每个ESC单元(和/或对应的IMU和对应的马达)连接和断开。例如，通过改变开关420-428的状态，可以将每个电池410与每个ESC单元310连接或断开。作为示例，参考图4A所示的状态，通过使开关422开路，电池410-1可以从ESC单元310-1断开；通过使开关425开路，电池410-2可以从ESC单元310-2断开；并且通过使开关428开路，电池410-n可以从ESC单元310-n断开。类似地，通过闭合开关420，电池410-1可以连接到ESC单元310-n，以向ESC单元310-n提供电力；通过闭合开关421，电池410-n可以连接到ESC单元310-1，以向ESC单元310-1提供电力；通过闭合开关423，电池410-1可以连接到ESC单元310-2，以向ESC单元310-2提供电力；通过闭合开关424，电池410-2可以连接到ESC单元310-1，以向ESC单元310-1提供电力；通过闭合开关426，电池410-n可以连接到ESC单元310-2，以向ESC单元310-2提供电力；并且通过闭合开关427，电池410-2可以连接到ESC单元310-n，以向ESC单元310-n提供电力。

多个开关420-428可以包括物理继电器，包括晶体管开关(诸如金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)开关)、固态开关等的开关。因此，可以由一个或多个专用开关控制器或计算设备210基于传感器反馈控制这些开关的状态，所述传感器反馈诸如电压、温度和由下面进一步讨论的多个传感器240中的传感器提供的有关电池410、ESC单元310(或下面讨论的图4B和图4C的示例中的IMU 320或马达330)等的状态的其他信息。该传感器反馈可以直接发送到控制单元或一个或多个专用开关控制器，或者可以由ESC单元310单独处理，并且将每个对应电池410的状态报告回计算设备210，并且另外地或替代地，报告回一个或多个专用开关控制器以控制开关420-428的状态。

此外，这些电池还可以被接线以为用于每个ESC的对应IMU和马达供电。为了表示的简化，IMU和马达未在图4A中示出，但是出于说明，ESC单元310-1、310-2、310-n可以由图4B和4C所示的IMU 320-1、320-2、320-n或推进单元330-1、330-2、330-n取代。此外，图4B和图4C的开关可以起到断开或连接各个IMU和推进单元330的作用，如上文关于开关420-428和ESC单元310-1、310-2、310-n所述。因此，图4A、4B和4C的三个功能图可以因此被组合以表示电池410关于ESC单元310、IMU 320和马达330中的每一个的接线配置。

多个传感器240可以位于整个UAV 200上，以从UAV的不同位置和特征生成数据或传感器反馈，并将该信息转发到计算设备210。就这一点而言，传感器反馈可以指“原始传感器数据”或经传感器或计算设备210处理的数据。例如，电力系统230的每个电池可以包括多个传感器，这些传感器被配置为检测该电池的每个电池单元(cell)的电流、电压、温度和充电状态。多个传感器240还可包括诸如LIDAR、声纳、雷达、相机(静态和/或视频)(其可以包括例如光学或红外成像设备)、高度计、加速度计、陀螺仪、GPS接收器、湿度传感器、速度计、风速传感器、螺旋桨速度传感器(相对和绝对)等的传感器，以使UAV能够安全地操纵自己。因此，传感器反馈可以包括由多个传感器240中的全部或任何传感器生成的信息。

计算设备210可以被配置为用作控制单元，以控制UAV 200的各种系统的操作，从而如本文所述地运行。例如，计算设备210可以使用存储器214的数据和指令以及来自一些传感器的反馈来控制飞行控制系统220和电力系统230的特征，以便遵循飞行计划并完成任务，例如，递送包裹。就这一点而言，指令可以允许UAV 200使用存储在存储器214的数据中的航空地图和任务信息来自主或半自主地操作。

通信系统250可以包括例如网络接口设备，诸如使UAV能够与其他计算设备通信的发射器和/或接收器。

图5是本公开的各方面的示例流程图500。框的操作可以由推进控制器(诸如ESC单元310-1、310-2或310-n中的任何一个)执行。为了简单起见，下面的示例涉及ESC单元310-1，但是也可以涉及任何ESC单元310-2或310-n。另外，可以同时或以不同顺序执行各种操作。

转到框502，在UAV的操作期间，每个ESC单元从用于该ESC单元的对应IMU接收信号，该信号识别对应推进单元的对应马达的姿态信息。例如，ESC单元310-1也从IMU 320-1接收姿态信息。该姿态信息可以包括推进单元330-1的俯仰、偏航和横滚信息，并且可以由ESC单元310-1周期性地接收，例如每0.1秒或每秒若干次或更多或更少。就这一点而言，可以在流程图500的任何和所有框的操作期间接收姿态信息。

在框504处，UAV的每个USC单元也接收信号，所述信号包括用于控制用于该ESC单元的对应推进单元的指令。例如，在UAV 200中，ESC单元310-1可以从计算设备210接收信号，所述信号包含用于控制对应的推进单元330-1的指令。

在框506处，每个ESC单元确定是否已经发生故障。例如，ESC单元310-1的一个或多个处理器可以将来自任何接收的信号的指令和/或一段时间内没有接收到的信号的情况与故障表中的信息进行比较，以确定所述指令或情况是否与故障表中的信息匹配或对应。如果是这样，则ESC单元310-1的一个或多个处理器可以识别故障。如果不是这样，则ESC单元310-1的一个或多个处理器将不会识别故障。

如果未识别故障，则过程进行到框508，其中，每个ESC单元使用指令和姿态信息来生成用于控制对应的推进的命令。例如，ESC单元310-1的一个或多个处理器可以使用来自IMU 320-1的姿态信息来生成用于控制推进单元330-1的命令。然后，在框510处，生成的命令作为信号被ESC单元发送到对应的推进单元。就这一点而言，ESC单元310-1可以将命令作为信号发送到推进单元330-1。可以由每个ESC单元重复该过程，直到在框506处任何ESC单元识别到故障为止。

返回框506，如果识别出故障，则ESC单元通过使用姿态信息生成命令来自动尝试稳定UAV，以使UAV到达预定的位置、取向或姿态，如框512所示。例如，使用对应IMU的信息，ESC单元可以自动生成命令以控制其对应的推进单元，以稳定UAV或将UAV移动到预定姿态。对于UAV的不同物理配置，该预定姿态将不同。

然后，在框514处，由ESC单元将生成的命令作为信号发送到对应的推进单元。再次，ESC单元310-1可以将命令作为信号发送到推进单元330-1。通过这样做，ESC单元可以基于UAV的物理配置在实际上“平放(level out)”UAV或使UAV处于零、基线、默认或标准化取向。同时，也已经识别到故障的其他ESC单元可以使用其对应的IMU尝试实现相同的结果。

如框516所示，可以重复框512和518，直到达到预定姿态为止。例如，ESC单元310-1的一个或多个处理器可以将最近从IMU 320-1接收的姿势信息与预定姿势进行比较，以确定是否已经达到预定姿势。因此，预定姿态可以对应于整个UAV的优选姿态和/或当整个UAV处于优选姿态时用于该ESC单元的对应马达(在这里为ESC单元330-1)的相对姿态。

一旦达到或以其他方式实现预定姿态，ESC单元就生成用于控制对应推进单元的命令，以使UAV下降到地面，如框518所示。在框520处，生成的命令随后由ESC单元作为信号发送到对应的推进单元。再次，ESC单元310-1可以将命令作为信号发送到推进单元330-1。这可以允许UAV减轻由上述任何故障引起的潜在危险情况，例如失控的UAV，该失控的UAV可能会坠毁并对UAV以及其他附近物体造成损坏。

此外，在故障不在CAN总线处的情况下，ESC单元可以通过CAN总线彼此直接通信，共享来自对应IMU的姿态信息，以更容易地将UAV置于特定姿态。这还可以允许ESC单元确定IMU中的哪一个(如果有的话)正在报告不正确的信息，并从而丢弃该信息。当然，如果存在CAN总线故障，则ESC单元也可以运行以尝试通过在没有来自其他UAV的信息的情况下控制对应的推进单元来使UAV稳定，从而基于来自用于该ESC的对应IMU的当前信息进行校正。

通过将每个ESC和对应的IMU布置成与用于对应的IMU的ESC单元的对应推进单元的马达平行或在与该马达相同的平面中，ESC可能够确定推进单元是完全损坏还是位置不正确(相对于UAV)。例如，如果ESC单元无法在某一段时间内通过控制对应的推进单元来实现UAV的姿态的改变，则这可能是因为该推进单元完全损坏(例如，不响应来自ESC单元的命令)。作为另一个实例，如果ESC单元能够实现UAV姿态的改变，但在某一段时间内仅达到特定程度，则这可能是因为推进单元在运行，但相对于UAV而言位置不正确。

图6是本公开的各方面的示例流程图600。框的操作可以由一个或多个计算设备(诸如，计算设备110)的一个或多个处理器或一个或多个专用开关控制器执行。另外，可以同时或以不同顺序执行各种操作。

转到框602，在UAV的操作期间，从多个传感器接收传感器反馈。例如，传感器反馈可以由多个传感器240中的任何一个生成。这可以包括例如电力系统230的多个电池中的每一个的电池和/或电池单元温度、电压或电流输出等以及有关UAV的不同特征(例如推进控制器、马达、螺旋桨、IMU等)的功能的信息。传感器反馈可以周期性地生成和接收，例如每0.1秒或一秒若干次或更多或更少。就这一点而言，可以在流程图600的任何和所有框的操作期间接收传感器反馈。

在框604处，可以从一个或多个ESC单元接收报告。这些报告可以包括关于提供报告的ESC单元的状态的信息，例如确认或功能信息，以及关于用于该ESC单元的对应IMU的状态的信息。同样，可以周期性地生成和接收这些报告，例如每0.1秒或一秒若干次或更多或更少。就这一点而言，可以在流程图600的任何和所有框的操作期间接收报告。

在框606处，将传感器反馈和/或报告用于识别故障或确定故障是否已经发生或将要发生。这样的故障可以包括多个电池中的第一电池(或更确切地说是任何一个电池)处的实际故障或预期故障，或者在由第一电池供电的任何设备处是否存在故障，这可以指示第一电池有问题，或需要从电池断开那些设备中的任一个。作为示例，这样的故障可以包括实际或预期的电池故障(例如电压降低、电池单元不平衡、高内阻、电池单元短路或开路等)，推进控制器的实际或预期的故障(诸如mosfet发生故障、过热、失去同步，来自推进控制器之一的负面报告或在一段时间内没有来自推进控制器之一的报告，例如，在推进控制器不再接收电力的情况下)、马达或螺旋桨(例如整体软件错误/故障、马达冻结、轴承损坏等)、IMU或其他这样的实际或预期的硬件或软件故障，其例如可以使用传感器反馈进行识别。如果没有识别故障，则在UAV的操作期间持续地重复框602和604。

如果在框606处识别出故障，则过程进行到框608，在框608处选择第二电池。例如，可以基于第二电池的总容量和/或需要由该第二电池供电的设备(马达、IMU、ESC单元等)的数量来选择第二电池。例如，如果第一电池是电池410-1，则第二电池可以是电池410-2或410-n。

在框610处，将第一电池与对应的ESC单元操作性地断开，并且在某些情况下，将第一电池与用于该ESC单元的对应的IMU和对应的推进单元断开。例如，参考图4A，可以通过使开关422开路来将电池410-1与对应的ESC单元310-1断开。类似地，参考图4B和4C，可以使开关442和452开路以将电池410-1分别与IMU 320-1和推进单元330-1断开。

在框612处，将第二电池操作性地连接到对应的ESC单元，并且在某些情况下，连接到用于该ESC单元的对应的IMU和对应的推进单元。例如，参考图4A，ESC单元310-1可以通过闭合开关424而连接到电池410-2。类似地，参考图4B和4C，可以闭合开关444和454以将电池410-2分别连接到IMU 320-1和推进单元330-1。另外，这些开关可以被配置为在充电时连接和断开电池，以允许对多个电池中的某些电池进行更快或更定向的充电。

这样，响应于来自多个传感器240的传感器反馈——该传感器反馈指示电池故障、电压输出降低或预期故障或来自ESC单元之一的负面报告或者在一段时间内没有来自ESC单元之一的报告(例如，在ESC单元不再接收电力的情况下)，计算设备110或一个或多个专用开关控制器可以改变多个开关420-428中的开关的状态，以将电池与对应的ESC单元(和/或对应的IMU和对应的推进单元)断开，并将该对应的ESC单元连接到一个或多个不同的电池。因此，如果电池之一发生故障，则UAV可以自动重新配置如何将来自剩余电池的电力供应到ESC单元(和/或对应的IMU和对应的推进单元)。

除非在此明确另有说明，否则大多数前述替代示例不是相互排斥的，而是可以以各种组合实现，以实现独特的优点。由于可以在不脱离由权利要求限定的主题的情况下利用上面讨论的特征的这些及其它变化和组合，因此实施例的前述描述应当通过说明而不是限制由权利要求定义的主题来看待。此外，本文描述的示例的提供以及表述为“诸如”、“包括”等的从句不应当被解释为将权利要求的主题限制于具体示例；更确切地说，这些示例仅旨在说明许多可能的实施例中的一个。另外，不同附图中的相同标号可以识别相同或相似的元件。