CN105000175A - 多旋翼飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种多旋翼飞行器及其控制方法。该多旋翼飞行器包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨转动，还包括多个可调装置以及操控可调装置的微控电机，所述可调装置设置在螺旋桨产生的下洗气流的范围内，并与下洗气流相互作用以产生特定方向的新的力矩，所述微控电机用于操控可调装置以控制可调装置形成的力矩。本发明通过引入可调装置对螺旋桨的气流形成相互作用而产生额外的作用力，由此产生的新的力矩与螺旋桨形成的力矩同时作用，从而同步提升飞行器的最大负载，可操控性，稳定性，机动性，续航时间和安全性能等性能。

Description

多旋翼飞行器及其控制方法

【技术领域】

本发明涉及飞行技术领域，特别是涉及一种多旋翼飞行器及其控制方法。

【背景技术】

多旋翼飞行器的结构趋于简单，成本较为低廉，性能以及飞行控制技术越来越完善，具有广阔的应用前景，已经成为国际上的一大流行热点。

多旋翼飞行器的动力***主要包括电池，电机，螺旋桨以及电子调速器，再配合各种传感器和飞控软件，通过电子调速器调节电机的电流大小，从而调节电机的转速，使得螺旋桨产生的拉力和各个方向的力矩能实现多旋翼飞行器的起飞、降落以及其他飞行姿态的控制。

目前，多旋翼飞行器，无论是4旋翼，6旋翼或是8旋翼，结构大同小异。单个飞行器基本都采用同样规格的电子调速器，电机和螺旋桨，从现有的飞行器结构设计和动力***搭配而言，对于其性能如最大负载，可操控性，稳定性，机动性，续航时间和安全性能等方面的总体提升遇到瓶颈，不足以满足越来越高的性能要求。

以现有的一种4旋翼飞行器为例，4个电机分布在四顶角，且位于同一平面，中心对称，规格一致，通过4个一致化的独立的电子调速器来控制电机转速，驱动同样尺寸和螺距但顺反不同的螺旋桨产生升力。相邻的螺旋桨的旋转方向相反来保证水平面上的扭矩平衡。通过各种传感器(如加速度感应器，陀螺仪等)测出即时姿态参数，飞控软件通过计算姿态参数后输出信号给电子调速器，以调节电流来控制电机的转速变化，从而产生拉力和力矩的变化，最终控制飞行器的各个姿态。其他多旋翼飞行器例如6旋翼、8旋翼飞行器的姿态控制均类似。

负载：

根据螺旋桨的拉力计算公式得知，螺距不变的情况下，螺旋桨转速越快，直径越长，面积越大，拉力越大。对于选定规格的螺旋桨，只有提高转速才能使得拉力提高。但由于电机的效率与螺旋桨的转速并不是简单的线性关系，随着转速提高，拉力虽然也增加，但幅度下降，也即效率没有同等程度的提升，反而会下降，同时温度急剧升高，对于飞行器的操控性，安全性，电池续航能力等其他性能都产生不利影响。

提升电机效率的简单有效方法就是加大轴距，选择直径更长的桨叶，同时选择更大规格的电机如盘式电机，在提供同样升力的情况下，效率大大提高。但电机重量也随之增加，同时桨叶强度要求更高，重量更大，会导致可操控性和机动性等其他方面的性能大大降低而不能满足要求。

可操控性：

可操控性的影响因素主要包括飞控软件、电子调速器、螺旋桨和电机等的响应速度。由于前两者的响应速度基本都是毫秒级，因此飞行器的操控性主要取决于电机和螺旋桨的响应速度。电机越大越重，转子的转动惯量越大，螺旋桨亦然，而角加速度和转动惯量成反比，越大的电机和桨叶响应速度越慢，对于操控性都有负面的影响。配有15寸乃至更长的桨叶和大型盘式电机的大型6旋翼，8旋翼飞行器的操控性大大低于配有9寸桨叶和小尺寸电机的小型4旋翼飞行器。

稳定性：

飞行器的稳定性取决于两个方面，一个是其自身的转动惯量，一个是其在环境干扰影响其稳定性的情况下，其负反馈调节的能力。小型飞行器轴距小，质量小，转动惯量小，容易受到环境干扰，但其操控性好，负反馈调节的响应速度快，但由于小型飞行器的总功率较小，电池容量也小，大大影响负反馈调节的极限能力，总体而言，稳定性较差。大型多旋翼飞行器轴距大，质量大，转动惯量较大，抗环境干扰能力优于小型飞行器，但其操控性差，负反馈调节的响应速度较慢，对于飞行环境的抗干扰性总体上来讲也不太强。

机动性：

小型飞行器的电机和螺旋桨转动惯量小，反应迅速，而且整机体积小，重量轻，机身的各个方向的转动惯量都小，因此机动性非常好；大型无人机的机动性则相对低的多，特别的对于稳定性有强烈要求的专业航拍大型8轴飞行器，机动性相当差。

续航时间：

电子调速器调控电机的转速，类比汽车的加减速过程。从0-100码加速，可以小油门慢慢加速，也可以大油门迅速加速；从100-0码的减速，可以轻柔刹车慢慢减速，也可以重踩刹车，迅速减速。由于响应速度的需求，当需要转速迅速增加的时候，电机需要更大的电流，好比汽车急速加速导致油耗突然增大一样，电机的瞬间电耗迅速增大；类似的，需要转速迅速下降的时候，电流迅速减小，但电机和螺旋桨由于转动惯量的因素，减速较慢，这种速度差造成的“刹车效果”亦会产生不必要的电耗损失。因此，无论加速和减速，电耗都在大大增加。多旋翼飞行器的任何姿态调整都需要调节电流来调控电机的转速，这种方式虽然使得飞行器的结构简单化，但极其耗电。并且越大型的飞行器，为了减少对于姿态调整的响应时间，其所耗费的电量就越大。由此飞行器的实际使用的时间要远远低于理想状态(海平面附近上方且无风环境下)的悬停的时间，大约只有理想状态悬停时间的40％左右。

很多小型4旋翼飞行器由于电机效率不高，拉力较小，最大起飞重量小，电池已经占了总重量的25％以上，无法承载更大容量电池，在无风静止悬停的工况下，悬停时间约为20分钟。而若在实际使用过程中如果机动时间较长或者风大的情况下，悬停时间则更短，甚至不到10分钟，极大的限制飞行器的应用。6旋翼，8旋翼飞行器虽然可采用效率高的大型电机和桨叶，提高拉力以承载更多的设备和电池，但为了实现较佳的稳定性和机动性，大型多旋翼飞行器操控起来极其耗电，实际使用时间相对小型飞行器并无较大提高。

安全性：

多旋翼飞行器的安全飞行依赖从感应器，到飞控***，到电调，电机和螺旋桨的所有硬软件的正常工作，其中任何一个部件或者过程出现问题，多旋翼飞行器就无法做到安全飞行，甚至发生坠毁。从目前多旋翼飞行器的使用情况反馈得知，一旦任意一个螺旋桨的方向因为故障从而主动地失去动力或者被动的被切断动力，则飞行器的有效控制性能大幅下降。对于4旋翼飞行器而言，任意一个旋翼的动力失效，基本上就无法进行有效的控制；对于6或8旋翼飞行器而言，由于动力冗余较大，剩下可调节的方向较多，还可以通过飞控软件进行升力和扭矩的再分配和再平衡来勉强维持对飞行器的控制，直至降落，但如果更多的轴方向出现故障，亦基本无法对飞行器进行有效控制。

一些现有的技术中，例如中国专利申请公开第CN103895870A号，提供一种使飞行器能在动力***出现故障的情况下安全着落的方案，其采用的是提供降落伞包来使得失控的飞行器停止动力输出后再安全着落。但降落伞***在正常飞行状态下是个完全多余的***，大大增加了飞行器的重量，也增加了飞行器飞行的阻力，对飞行器的操控性带来很大的负面影响。此外，降落伞使用的时候，必须停止所有的动力输出，以免发生降落伞索被桨叶搅住或者切断，此时飞行器只能在失去动力的情况下进行着落，完全无法控制着陆区域，依然对于地面有很大的危险。

终上所述，小型飞行器和大型飞行器，因为轴距和体积不同，且采用了不同规格的电机和螺旋桨，造成了电机效率，载重，操控性，稳定性，机动性和使用时间的差异。由于不同大小电机和螺旋桨本身的性能的变化产生的各种优缺点，使得飞行器无法同时优化所有性能：小型飞行器的电机效率低，载重小，稳定性差和使用时间短，但操控性和机动性强；大型飞行器操控性和机动性差，但电机效率高，稳定性很好，载重大，使用时间也可以通过增加电池容量来改善。

另外，除了常见的4、6、8旋翼飞行器外，还有特殊结构的2、3旋翼飞行器。

2旋翼飞行器两个螺旋桨的旋转方向设置相反，通过抵消扭矩可以保证水平面上不自旋，但质量和力矩的分布基本在一条直线上，容易侧翻，总体来说没有4，6，8旋翼飞行器稳定。垂直方向上的运动可以通过调节电机的拉力来实现，但纵向(俯仰)和横向(滚转)运动，前后飞行等则需要通过方向舵或者电机所在轴本身扭转来实现，而不是类似4旋翼飞行器等直接通过独立电子调速器调节电机转速来实现。同时由于电机数目少，总体拉力较小，最大负载和使用时间有极大限制。

3旋翼飞行器由于是奇数电机，扭矩平衡需要特殊结构设计，同样也多采用方向舵或者转动电机轴的方式来实现各个方向的运动。

总体而言，小于4旋翼的多旋翼飞行器，都需要非电子调速器的辅助装置来完成其平衡性和可操控性，既增加了结构的复杂程度，一旦辅助装置失效，飞行器极有可能失控并坠毁。同时由于轴数小，单个螺旋桨提供的升力有限，无法提供大量的额外的升力用作它用，并且动力冗余小，但凡一个轴出问题，基本没有方法可以补偿失去的升力。

【发明内容】

本发明的目的在于，提供一种多旋翼飞行器及其控制方法，通过新颖的结构设计，使得飞行器能在较低的电耗下其飞行姿态的调整响应速度大大提高，从而能让飞行器采用大电机和大螺旋桨来提高效率，同时能避免大电机和大螺旋桨带来的操控性下降的问题，使得稳定性，机动性得以提高，而且尽量减少电机的转速变化的频率，强度和时间，降低因此产生的额外电耗，使得同样电池容量的飞行器实际使用时间提高。再因为载重的提高，可以装备更大容量的电池，可以使得飞行器的使用时间进一步大大增加。这种新颖的结构并不会对飞行器的成本、现有结构、电路设计以及飞行的安全性造成负面影响。

本发明的另一目的在于：通过新型的结构设计配合相应的飞控***，最大程度上提高多旋翼飞行器的安全系数，使得4旋翼飞行器：在一个轴方向失去动力，甚至中心对称的两个轴方向失去动力的情况下，依然可以较为有效的控制飞行器的各种姿态，直至安全着落；6，8旋翼飞行器：在1个旋翼，2个旋翼甚至更多旋翼的方向，或者多个中心对称旋翼的方向失去动力但在有足够的动力冗余情况下，依然保证对飞行器进行有效的控制，直至安全着落。

本发明采用如下技术方案：

一种多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨转动，还包括多个可调装置以及操控可调装置的微控电机，所述可调装置设置在螺旋桨产生的下洗气流的范围内，并与下洗气流相互作用以产生特定方向的新的力矩，所述微控电机用于操控可调装置以控制可调装置形成的所述新的力矩。

在一些实施例中，还包括机身以及设置在机身上的支撑臂，所述螺旋桨、电机、可调装置均设置在支撑臂上，微控电机设置在机身或者支撑臂上。

在一些实施例中，所述可调装置和微控电机的数量与螺旋桨的数量一致。

在一些实施例中，所述可调装置设置在支撑臂的末端或者外延。

在一些实施例中，所述可调装置包括若干叶片，所述叶片沿支撑臂呈轴对称分布，每一叶片的轴向与支撑臂平行，且每一叶片可由微控电机带动而绕自身的轴向转动。

在一些实施例中，所述微控电机为步进电机或伺服电机，所述微控电机用于控制叶片形成既定方向和角度的转动。

在一些实施例中，所述多旋翼飞行器为偶数轴飞行器，一微控电机控制位于两个支撑臂方向上的两个呈中心对称分布的可调装置的叶片形成既定方向和角度的转动，另一微控电机控制位于所述两个支撑臂方向上的两个呈中心对称分布的可调装置的叶片形成另一既定方向和角度的转动。

在一些实施例中，所述微控电机带动叶片沿支撑臂发生位移。

一种多旋翼飞行器的控制方法，通过设置可调装置以及操控可调装置的微控电机与螺旋桨产生的下洗气流相互作用，由此产生的新的力矩以改变各个螺旋桨方向上的力矩合，进而调整多旋翼飞行器的飞行姿态。

在一些实施例中，还结合改变各个螺旋桨的转速用以调整多旋翼飞行器的飞行姿态。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：通过引入可调装置对螺旋桨的气流形成相互作用而产生额外的作用力，可对螺旋桨方向上形成的力矩合做出灵活调整，从而同步提升飞行器的最大负载，可操控性，稳定性，机动性，续航时间和安全性能等性能。

【附图说明】

图1是本发明实施例提供的一种多旋翼飞行器的结构示意图；

图2是图1中所示多旋翼飞行器的可调装置的一结构示意图；

图3是图2中所示可调装置的作用力示意图；

图4是图2中所示可调装置的初始基本状态的示意图；

图5、图6、图7和图8是可调装置的不同状态的示意图。

【具体实施方式】

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。本发明所指的电机，是指转动螺旋桨用的直流无刷电机，也可以是其他类型的用于带动螺旋桨的电机；本发明所指的轴距，是指中心对称的电机的轴心距离；本发明所指的多旋翼飞行器，包含4、6、8旋翼飞行器在内的飞行器；本发明所指的电调，是指用于调节电机转速的电子调速器；本发明所指的拉力，是指电机产生的电机轴方向的力；本发明所指的升力，是指拉力在垂直方向的分力；本发明所指的效率，是指做的单位功产生的拉力，其单位为G/W；本发明所指的可调装置，是指能和螺旋桨产生的下洗气流相互作用以产生的新力矩的机构；本发明所指的微控电机，是指对可调装置进行操作从而控制力矩的变化的电机，可以是包括步进电机或者伺服电机在内的多种电机。

现有技术的控制原理，是采用电调调节电流导致电机的转速发生变化，从而使特定方向的力F的大小发生变化，根据力矩的公式M＝F*L(矢量合)，从而使特定方向的力矩M的相对大小随之发生改变，最终进行飞行姿态的调整。

在电机转速不变的情况下，F的大小是基本不变的，因而现有技术无法进行飞行器的姿态调整。本发明通过结构设计的革新结合飞控软件的控制，在无需调节电机转速的情况下，也就是F不变的情况下，通过特殊设计产生新的外力“f”，同时兼顾力臂的变化，使得力矩M＝F*L+f*l(矢量合)，最终同样改变特定方向的力矩M，从而实现飞行器的各种姿态控制。该新的外力f是通过在飞行器上设置可调装置，利用可调装置与螺旋桨形成的下洗气流相互作用而产生。

本发明的可调装置的调控过程完全独立于现有技术的电机转速的调控过程，两者可以异步亦可同步产生作用，从而最大程度进行飞行器的姿态控制。

可调装置的形态可以多样化，只要能够使可调装置的具体构造能与螺旋桨的下洗气流相互作用产生外力，进而可对螺旋桨方向形成的力矩合进行调整即可。

在一实施例中，以4旋翼飞行器为例对本发明的具体结构作出说明。如图1所示，该多旋翼飞行器包括机身以及设置在机身上的支撑臂。每一支撑臂上设置相应的螺旋桨、驱动螺旋桨的电机A1，A2，A3，A4，以及可调装置B1，B2，B3，B4和用于操控可调装置B1，B2，B3，B4的微控电机C1，C2，C3，C4。

本实施例中的可调装置B1，B2，B3，B4和微控电机C1，C2，C3，C4的数量与螺旋桨(亦即驱动螺旋桨的电机A1，A2，A3，A4)的数量一致。可以理解，用于调整螺旋桨方向产生的力矩合并可达到机身平衡的其他数量的可调装置和微控电机也属于本发明的保护范围。

可调装置B1，B2，B3，B4设置在螺旋桨产生的下洗气流的范围内。本实施例中，可调装置B1，B2，B3，B4设置在相应的支撑臂的末端，甚至是支撑臂的外延，由此可使可调装置B1，B2，B3，B4在与下洗气流相互作用形成相同外力的前提下，具有最大的力臂，从而可对螺旋桨产生的力矩的调整幅度更大。

本实施例中，该4旋翼飞行器的载重为2.5kg，选用15寸的螺旋桨和4010大型盘式无刷电机，轴距为700mm。XY轴所在平面设定为水平面，Z轴方向设定为垂直方向(重力方向)；设定电机A1，A2，A3，A4的转速一致，单位电机产生的拉力大小一致，拉力之和暂定为飞行器飞行总负载的105％。而可调装置B1，B2，B3，B4在初始状态下，与下洗气流相互作用形成的外力产生的垂直方向分力之和为飞行器飞行总负载的5％，且方向与螺旋桨产生的拉力相反，从而可使该4轴飞行器形成静止状态。

在一实施例中，如图2所示，每一可调装置包括若干叶片，所述叶片以支撑臂为轴对称分布，每一叶片的转动轴向与支撑臂平行，且每一叶片可由微控电机带动而绕自身的轴向转动。具体的，每一叶片的宽度可为10-20mm，转动的半径则为5-10mm。微控电机操作叶片的作用方式包括但不限于齿轮组，滑轮组，偏心轮，导杆，拉索等。

通过操作叶片发生转动，由于方向发生改变，从而对螺旋桨产生的下洗气流进行可控的不同程度的干扰。如图3所示，螺旋桨产生的下洗气流对叶片D的作用力即为本实施例中的外力“f”。外力f对应的力臂位置和长度可以通过飞行器的结构设计来进行调控，在电机转速不变的情况下，通过调整叶片，则外力f发生改变，因而总力矩M一样可以发生可控的调节。此时叶片与水平面的夹角为α。外力f在垂直方向分力大小为f·cosα·cosα，外力f在水平方向分力大小为f·cosα·sinα。外力f的大小与叶片的投影面积大小有关，通过简单的几何计算，可确定叶片于某一特定角度产生的各个方向力矩大小。

图4以及图5、图6、图7、图8中示出的叶片处于不同状态均以两个叶片为例，可以理解可调装置的叶片数量以及规格可以根据飞行器的不同而作相应变更。

微控电机可以是各种类型的电机，本实施例中，为步进电机或者伺服电机，因为步进电机或者伺服电机的反应灵敏度高，对叶片的转动位置和方向的控制可以更为精确、迅速。

电机A1、可调装置B1以及微控电机C1位于同一支撑臂上，且与位于另一支撑臂上的电机A3、可调装置B3以及微控电机C3在同一直线上，图1中所示该直线定义为X轴。电机A2、可调装置B2以及微控电机C2位于同一支撑臂上，且与位于另一支撑臂上的电机A4、可调装置B4以及微控电机C4在同一直线上，该直线定义为Y轴。

其中微控电机C1控制X轴方向的可调装置B1，B3变化，变化的最终形态为图5或图6；微控电机C2控制Y轴方向的可调装置B2，B4变化，变化的最终形态为图5或图6；微控电机C3控制X轴方向的可调装置B1，B3变化，变化的最终形态为图7或图8；微控电机C4控制Y轴方向的可调装置B2，B4变化，变化的最终形态为图7或图8。

进一步的，本实施例中的微控电机的转向以及转动的幅度，可以对对应的可调装置中的叶片转动进行转动方向和转动幅度的控制。

如上文中所述，本实施例中，可调装置的基本形态为图4中所示，通过微控电机的操控，可以使得可调装置从该基本形态变化到如图5至图8所示的其他形态。

本实施例中，飞行器姿态控制过程具体如下。

在无调控时，可调装置均为如图4中所示的初始基本形态，则经过计算，选择特定的角度α使得此时下洗气流对于特定尺寸和位置的可调装置产生的作用力“f”在Z轴方向的分力大小之和为飞行器总负载的5％，方向垂直向下，抵消掉螺旋桨产生的额外5％拉力；在水平面方向产生的分力方向相反，大小相同，产生的力矩互相抵消。此刻，飞行器处于静止状态。可调装置全部在如图6中所示的形态时，由于叶片与水平面之间的角度为0，投影面积最大，此时产生的作用力“f“也最大，方向垂直往下，其大小之和为飞行器总负载的10％。

飞行器的X轴方向俯仰运动：

通过飞控软件给出指令，微控电机C1启动，暂定方向为顺时针，使得X轴方向的可调装置B1从基本形态变化为图5中所示的形态，可调装置B3从基本形态变化为图6中所示的形态；微控电机C2，C3，C4均不启动。此时可调装置B1的叶片的投影面积为0，对下洗气流干扰最小，下洗气流产生的作用力基本为0；可调装置B3的叶片投影面积最大，对下洗气流的干扰达到最大，大小约基本形态下产生的垂直分力的一倍；因此4个可调装置产生的作用力在垂直方向的分力之和依然为飞行器总负载的5％，抵消掉电机产生的额外5％的拉力；在Z轴方向上X轴的两端产生不平衡的力矩；在水平方向力矩合依然为0；飞行器在电机A1所在轴方向上抬，电机A3所在轴方向下沉，完成俯仰运动。

X轴另外一个方向的俯仰运动，过程一致，依然可以通过微控电机C1完成，启动后方向为逆时针，使得可调装置B1变化为图6的形态，可调装置B3变化为图5的形态，C2，C3，C4均不启动，从而完成反方向的俯仰运动。

完成调节可调装置B1和可调装置B3后，微控电机C1可迅速回转至初始启动位置，将可调装置B1和可调装置B3复原为基本形态。

飞行器的Y轴方向的滚转运动：

与飞行器的俯仰运动操作一致，微控电机C1，C3，C4均不启动，顺时针或者反时针启动微控电机C2，调控Y轴方向的可调装置B2，可调装置B4从基本形态到图5或图6的形态变化，从而产生Y轴方向的滚动运动。

飞行器在XY平面上的偏转转动：

飞控软件给出指令，微控电机C3和C4启动，方向暂定为顺时针，微控电机C1，C2不启动，微控电机C3使得可调装置B1和可调装置B3从基本形态变化到图7的形态，微控电机C4使得可调装置B2和可调装置B4从基本形态变化到图7的形态，因为叶片与水平面的夹角α大小不变，可调装置在水平面的投影面积不变，产生的作用力f大小不变，且在垂直方向的分力大之和依然为飞行器负载的5％，从而抵消掉电机产生的额外5％的拉力；在XY平面上的分力均为同一方向，不再互相抵消，从而使得飞行器在XY平面发生偏转转动。

飞行器反方向的偏转转动控制过程基本一致，微控电机C3和C4启动，方向为反时针，微控电机C1，C2不启动。微控电机C3使得可调装置B1和可调装置B3从基本形态变化到图8的形态，微控电机C4使得可调装置B2和可调装置B4从基本形态变化到图8的形态，从而完成XY平面的反方向的偏转转动。

完成调节后，微控电机C3和C4可迅速回转至初始启动位置，将可调装置复原为基本形态。

飞行器的X轴方向前后运动

控制过程如同上述的飞行器的X轴方向俯仰运动，因为发生了X轴方向的俯仰运动，产生倾斜，导致电机的拉力不在是垂直方向，产生X轴的水平分量，使得飞行器在X轴方向发生整体的前后位移运动。

飞行器的Y轴方向的侧向运动

控制过程如同上述的飞行器的Y轴方向的滚转运动，因为发生了Y轴方向的滚转运动，产生倾斜，导致电机的拉力不在是垂直方向，产生Y轴的水平分量，使得飞行器在Y轴方向发生整体的侧向位移运动。

其他方向的姿态变化

同时启动微控电机C1和C2，转动方向同时为顺时针，或者同时反时针，微控电机C3和C4不启动，就可以产生图1中所示虚线方向的上抬和下垂。

任何X，Y，Z轴方向之外的变化，都可以通过启动不同的微控电机来产生特定方向的力矩变化来实现，不再一一详述。

飞行器某个轴方向失去动力下的调控

现有技术的调控模式下，假设飞行器X轴方向的电机A1因故停止工作，该方向失去动力，不仅导致升力突然下降，还使得电机在各个方向上产生的力矩不再平衡，飞行器会发生X轴方向的俯仰，同时XY平面偏转，且无法平衡，最终导致飞行器失控，甚至坠毁。

而本发明可以通过调节可调装置B的不同变化，来实现各个方向力矩的再平衡，从而使得飞行器得以重新稳定飞行且可控，以便安全着陆。调控方式如下：

假设飞行器X轴方向电机A1失去动力，飞控***发出指令，立即关闭X轴方向另外一个电机A3，让其也失去动力，这样X轴方向上的电机产生的拉力均为0，不产生任何力矩，不会发生俯仰运动；同时加大电机A2，A4的拉力，使得其拉力输出略大于飞行器总负载，在Z轴方向上重新抵消重力；同时迅速开启微控电机C4调节可调装置B2和B4的形态，产生的作用力在XY平面上产生的力矩对电机A2和A4自旋产生的XY水平面的偏转力矩进行反向抵消；通过不断启停微控电机C4，使得飞行器在XY平面上不发生偏转或者发生可控的偏转；同时亦可通过调节电机A2和A4的拉力差，使得飞行器发生前后或者侧向运动，使得飞行器依然能够再调整姿态，飞到安全区域的上方，然后安全着落。

电机A3失去动力或者电机A1，A3同时失去动力的调控方式均如上所述。

电机A2和A4单独或者同时失去动力的调控过程也与上述控制过程类似，启动对应的微控电机C3进行调控即可。

因为微控电机的响应速度非常快，启停脉冲时间均为个位数的毫秒，其在飞控软件的设计中的反应优先级可高于电调调节电流大小来进行电机转速的变化：当微控电机工作后产生的飞行器的姿态变化足以满足飞行器的稳定性和机动性要求时，可以不用通过电调来调节电流，从而保持电机的转速和拉力不变，当微控电机工作后产生的飞行器的姿态变化不足以满足飞行器的稳定性和机动性要求时，此时可配合电调调节电流，产生电机转速和拉力的改变，满足姿态变化的要求。

6、8旋翼等其他多旋翼飞行器的设计和姿态调节方法可参照上述实施例实现。

本发明通过新增微调电机C来调节可调装置B的形态，产生新的作用力“f”，从而改变特定方向的力矩，来调控飞行器的各种姿态，该方法有如下特点：

1、本发明的微调电机C配合可调装置B的响应速度非常快：本实施例中微调电机C可选择步进电机或伺服电机，其响应速度非常快，几个毫秒就可以完成启动，暂停，反转等各种指令；可调装置B中的叶片只有10-20mm宽，转动的半径只有5-10mm，单个叶片只有几克重，根据转动惯量公式得知，可调装置的转动惯量非常小，外加可调装置每次调控所需的转动幅度也很小；总体而言，微调电机C配合可调装置B的响应速度可以做到十位甚至个位数的毫秒级别。

2、本发明的新增的微调电机C的综合能耗很低：由于可调装置B的转动惯量非常小，对于微调电机的功率要求相对非常小，总功率只有几W；每次调整的转动的角度也很小，因此微调电机每次调整的工作时间非常短，若干毫秒即可完成调控。因此本发明的综合能耗非常低，预计占飞行器总能耗的5％以下。

3、本发明的新增部件的质量很小，新增部件的总质量不超过飞行器的质量的10％；体积较小，对于现有飞行器的布局设计来说并无本质改变，非常适合现有飞行器的改进；新增成本在飞行器总成本的比重也非常低。

4、本发明的调控***和现有技术的调控***完全独立，且毫无冲突，可只启用本发明的对可调装置的调控***，亦可同时启用可调装置或螺旋桨两者的调控***；新增的调控***如果出现故障，现有技术的调控***可以依然控制飞行器直至安全着落。

采用本发明的新型调控***能使得现有多旋翼飞行器的综合性能有巨大提高。

1、飞行器实际使用时间的提高：

大型电机和螺旋桨的效率高

如下表1所示为传统小型飞行器采用某型号的直流无刷电机针对不同桨叶的性能参数表。如下表2所示为本发明飞行器采用某型号电机时针对不同桨叶的性能参数。

表1 传统小型飞行器采用某型号电机针对不同桨叶的性能参数

表2 本发明飞行器采用某型号电机针对不同桨叶的性能参数

如果某小型4轴飞行器配置最大载重为2.5公斤，单个电机平均产生625g拉力，参考选用电机为大型盘式电机4010，选用15寸螺旋桨，产生630g拉力的电机效率高达13.6。

而对比表1，假设4轴飞行器其电机为小电机2810，选用11寸螺旋桨，产生630g拉力的电机效率只有8.11。由此可见，本发明提供的技术方案可将效率提高超过165％。

姿态调控所需电耗下降：

本发明设置微控电机响应级别优先于电机转速变化，可以在电机转速不变的前提下，完成现有飞行器的所有姿态调整的需求，只有在姿态调整需求超过微控电机调整能力范围的情况下，再配合电机的加速和减速来继续调整，这样降低了电机加速减速的频率，也降低了电机加速减速的强度和时间，从而大大降低电耗。

以上述实施例中姿态控制中的俯仰运动分析，本发明在X轴方向上的可调装置B1和B3的作用力在垂直方向产生的力量之差达到飞行器静止时该轴方向上的螺旋桨产生的拉力的10％；作用力对于中心O点的力臂比螺旋桨的力臂更长，螺旋桨的力臂长度为轴距的一半350mm，假设本实施例中可调装置B1在X轴方向以电机为起点外延的长度等于15寸螺旋桨的半径，大约190mm，则产生的作用力的力臂大概为350+190/2＝445mm。则相对现有技术而言，螺旋桨必须同比产生445/350＝1.27倍的拉力差才能等同于本实施例中的力矩差，因此螺旋桨为了达到同样的力矩差，必须在X轴方向的一个螺旋桨提高6.35％的拉力，另一个对称的螺旋桨对应下降6.35％的拉力。

由于实施例中的可调装置转动惯量非常小，微控电机可以在0.05秒内即可完成调节，现有技术要达到同样的响应速度，相当于0.05秒就要电机配合螺旋桨提高或者下降6.35％的拉力，按照这个速度，0.78秒就可以产生100％的拉力提高，对于选定的4010电机，选用15寸的螺旋桨，1.25秒就可以从630g的拉力提高到100％油门时的拉力1690g，由于转动惯量较大，导致这个拉力增加的加速度非常大，对于电机要求非常高，瞬间的电流非常大，极大的增加电耗，而且大电流对于电调和其他电路的要求也更高，容易造成各种故障；甚至对于大型的电机和超长的螺旋桨而言，由于转动惯量的因素，现有技术根本无法瞬间产生这么大的加速度。

对于现有技术而言，真实飞行的操控过程是分若干段的：例如飞行器在平面发生偏转的时候，先要产生某个方向的平面扭力矩差，停转则需要产生反向的扭力矩差，最后所有电机恢复初始状态，飞行器保持新的静态平衡。从飞行器偏转到停止，单个电机需要经过增加拉力(整体产生某个方向的扭矩)-减少拉力(整体产生反向扭矩)-增加拉力(扭矩重新平衡)等，因此一个完整的姿态调整过程对于电机来说需要增速或减速调整若干次，这样极大的增加了能耗，而且耗时相对较长；本发明只需微调电机交替工作若干次即可，时间非常短，电机转速无需任何变化，最大程度节约能耗。

微控电机的功率很小，只有几W，假设0.5秒就启动调控一次，工作时间0.05秒，总工作时间非常短，因此总功耗只有零点几瓦时，总电耗占飞行器整体电耗的比例不超过5％。因此在实际使用中，本发明在正常飞行的调节姿态的综合电耗也许只有常规飞行器的50％。

上述实施例中，飞行器在无风条件下，完全静态平衡时动力输出要略大于飞行器的总负载，上述实施例中设定为飞行器总负载的105％，其中5％的额外拉力被可调装置的基本形态产生的垂直方向的作用力抵消，因此飞行器在可调装置处于基本形态下是静止不动的。如果飞行器拉力输出为总负载的100％的话，假设海平面无风条件下悬停时间为20分钟，上述实施例同等条件下只会减少5％的飞行时间，大约1分钟。但本发明在控制飞行器发生各种姿态调整的时候，这额外的5％的拉力将保证飞行器在垂直方向的升力和重力的平衡，无论是单独启用本发明的姿态调控***，或者是同时启用本发明和现有技术两个调控***，这5％的额外拉力总体上对飞行器的实际使用时间影响非常小，远远小于调控电机转速产生的电流变化的电耗。事实上，如果上述实施例中动力输出从105％增加到110％，只减少10％的无风悬停时间，同样可调装置通过扩大面积等方式使其基本形态依然能抵消掉新增额外动力输出，由于新作用力的力臂较长，上述实施例中在俯仰运动中所产生的力矩差将等于现有技术中一个电机增加12.7％的拉力，另一个电机降低12.7％的拉力才能产生的力矩差，如果0.05秒就要电机完成这个变化，则电机的拉力加速度是一个非常夸张的数值，需要的瞬间电流是巨大的。因此本发明中无风静态平衡下的动力输出略微大于飞行器的总负载，可在非常短的时间内产生大大超过现有技术能产生的力矩差，足以满足现有飞行器要求的飞行环境下所有的姿态调控的要求，基本可以不启动现有调控技术，最大程度上节约电耗。

综上所述，结合大电机和大螺旋桨的高效率，以及本发明使得调节飞行姿态的电耗的巨大下降，多旋翼飞行器的实际使用时间将有超过200％的提高。假如常规小型飞行器的实际飞行时间为10分钟，而采用本发明的飞行器可以选用较大电机，最大载重大大提高，可装两倍于小型飞行器电池，则实际飞行时间将超过40分钟，极大的提高飞行器的实际使用能力和范围。

飞行器操控性、稳定性、机动性的综合提高

在上述实施例中，螺旋桨(选择的15寸螺旋桨，半径有190mm)和电机转子(单个4010无刷电机的转子重量和单个螺旋桨的的总重量超过100g)的转动惯量数百倍于本发明中的可调装置中叶片的转动惯量，基于本发明的特点1，因此本发明的调控响应速度要远远快于螺旋桨和电机的调控响应速度，尤其是大型电机和大螺旋桨的调控响应速度，极大增加了飞行器的可操控性。

基于本发明的上述特点4，本发明的调控技术可以和现有技术同时使用，互不干涉，且可互补，最快速度和最大程度进行调控，并且节约电耗。

主动调控方面：假如飞行器在上升过程中人工控制，使其迅速的发生偏转运动，现有技术偏转运动中同转向两个螺旋桨拉力增大，假设幅度为30％，反转的另外两个螺旋桨拉力下降(拉力上升亦可，但幅度要小于30％，不过这样电机所在平面方向的扭矩差就很小，偏转的非常慢)，假设幅度为其10％，这样总拉力增加10％，飞行器上升，同时电机所在平面的扭矩不再平衡，发生偏转运动。本发明可以采用实施例中所述调控方式中的XY平面上的偏转转动的调控模式，4个支撑臂方向的可调装置同平面上产生同向的扭矩，使得飞行器可以快速的偏转；同时每个电机提高其10％的拉力即可使得其总拉力增加10％，达到和现有方法一样的效果，但需要电机增加的转速很小，需要的电机的反应时间更短，电流变化更小，调控速度更快，总能耗更低。根据表1和表2中电机的效率对比，4个电机增加10％的拉力的电耗，要远远小于2个电机增加30％拉力的电耗，更加避免了2个电机减速10％产生的“刹车”电耗。

被动调控方面：假设较大侧风使得飞行器往某个X轴方向俯仰，影响了飞行器的稳定性，飞行器通过负反馈控制，迅速的重新恢复水平，现有调控技术采取提高下沉方向电机的拉力，减低上抬方向电机的拉力，使得飞行器逆向俯仰，恢复水平；本发明可以采取实施例中X轴方向俯仰运动的调控方式，非常短的时间让产生飞行器产生俯仰运动的力矩差，如果该力矩差不足以恢复飞行器水平，还可以采用现有调控模式，加大力矩差，但因为部分力矩差无需由电机的拉力变化提供，这样减少了电机的调速变化，减少了调控时间，同时减少了电耗。

事实上，通过设计适当的可调装置的面积以及位置，能产生足够的特定方向力矩差，在外界干扰不大的情况下，足以完成飞行器的各种姿态调整，无需对电机的拉力进行调整，使得飞行器的调控速度非常快。即使是需要同时启用现有的调控技术，由于电机的调速范围的下降，同样减少了电机的调速所需时间，总体上也提高了飞行器的综合调控速度。

可操控性的提高，有利于飞行器的稳定性和机动性的综合提高。尤其是对于中大型飞行器，其动力冗余较大，但现有技术的响应速度相对较慢，大大影响其负反馈调节的速度，这个瓶颈很大程度限制了其稳定性和机动性，本发明超快的调控响应速度，可以充分利用其动力冗余，克服这个瓶颈，大大提高其稳定性和机动性。

综上所述，本发明中所述的调控装置和其相应的调控方式，可单独或同步与现有调控***使用，其超快的响应速度和超低的能耗可以使得小型飞行器在不牺牲操控性和机动性的前提下，装备更大的电机和螺旋桨，提高电机效率，增大拉力，从而提高载重能力，并大大降低电耗，同时可以选择加装更多的电池来进一步提高使用时间；亦可让已经装有大型电机和大螺旋桨的大型飞行器在已有电机效率高，载重大和稳定性强的基础上，拥有不亚于小飞行器的可操控性和机动性，同时节约电耗。本发明和现有飞行器的设计能比较完美的融合在一起，对于现有多旋翼飞行器，电机效率，载重能力，操控性，稳定性，机动性和使用时间等相互矛盾的各种属性可以通过本发明做出良好的协调，做到全面优化和提高。

此外，本发明能使飞行器的安全性有革命性的改进。现有多旋翼飞行器虽然结构简单，调控方法也很简单，但任意一个方向的动力***出现故障后，飞行器很难操控，坠毁的概率很大。本发明的调控***是一套完全独立的***，而且电路***和机械结构非常简单，故障率非常低，能在飞行器动力***出现故障的时候，完全替代现有调控技术进行飞行器的基本控制。上述实施例描述中已经说明，相对于现有的多旋翼飞行器而言，本发明能在失去一个轴甚至多个轴的动力的极端环境下，通过本发明的调控***使得飞行器不仅不会立刻坠毁，而且还能继续进行操控，直至能安全着落。因此本发明能最大程度上提高飞行器的安全冗余度，克服现有技术中致命的缺陷。

本发明通过产生一个新的作用力“f”,来实现特定方向的力矩变化，从而完成飞行器的各种操控。本发明的特点在于不需要飞行器的电机发生转速变化即可完成飞行器的各种操控，新作用力“f”的来源基本需要新增辅助的电机和机械装置来提供，上述包含叶片的可调装置通过与螺旋桨的下洗气流相互作用而产生该作用力，利用微调电机来控制可调装置以平行于支撑臂方向为转动轴进行转动以调节“f”的大小和方向。事实上，其他结构的可调装置也可以以任意轴向进行360度的转动，或者发生多个方向的位移，均可以对螺旋桨的下洗气流产生干扰从而产生作用力“f”。

在本实施例中，可调装置的位置设定为沿着支撑臂的轴向方向外延，尽量增加力臂长度，长度不超过螺旋桨的半径，总面积的选择则通过计算使其在图6形态下产生等于飞行器10％的载重的垂直向下的力量即可。事实上可调装置的位置只要使得可调装置在螺旋桨下洗气流覆盖的范围内均可，尺寸大小和位置可根据实际需求而定，例如小飞行器自身转动惯量小，较小尺寸的可调装置亦可产生足够的力矩来进行灵活的操控，中大型飞行器自身转动惯量大，则需要较大尺寸的可调装置来增加产生的力矩。

上述实施例中采用特殊的匹配模式使得微控电机改变对应的可调装置的形态。可以理解，也可通过其他匹配模式来进行调整，例如每个可调装置中的叶片分为轴对称的两组，每组分别由一个微控电机来调控，这样实施例中微控电机数量变为8个，虽然微控电机数量增加了一倍，但微控电机非常轻，功率非常小，对于飞行器的重量和总功率影响很小，同时由于这种1对1的匹配模式可以更灵活的实现各种形态组合，对于飞行器的姿态调控将更加灵敏迅速。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨转动，其特征在于，还包括多个可调装置以及操控可调装置的微控电机，所述可调装置设置在螺旋桨产生的下洗气流的范围内，并与下洗气流相互作用以产生特定方向的新的力矩，所述微控电机用于操控可调装置以控制可调装置形成的新的力矩。

2.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，包括机身以及设置在机身上的支撑臂，所述螺旋桨、电机、可调装置均设置在支撑臂上，微控电机设置在机身或者支撑臂上。

3.如权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述可调装置和微控电机的数量与螺旋桨的数量一致。

4.如权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述可调装置设置在支撑臂的末端或者外延。

5.如权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述可调装置包括若干叶片，所述叶片沿支撑臂呈轴对称分布，每一叶片的轴向与支撑臂平行，且每一叶片可由微控电机带动而绕自身的轴向转动。

6.如权利要求5所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述微控电机为步进电机或伺服电机，所述微控电机用于控制叶片形成既定方向和角度的转动。

7.如权利要求5所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述多旋翼飞行器为偶数旋翼飞行器，一微控电机控制位于两个支撑臂方向上的两个呈中心对称分布的可调装置的叶片形成既定方向和角度的转动，另一微控电机控制位于所述两个支撑臂方向上的两个呈中心对称分布的可调装置的叶片形成另一既定方向和角度的转动。

8.如权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述微控电机带动叶片沿支撑臂发生位移。

9.一种多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，通过操控可调装置的微控电机控制可调装置与螺旋桨产生的下洗气流相互作用，由此产生的新的力矩以改变各个螺旋桨方向上的力矩合，进而调整多旋翼飞行器的飞行姿态。

10.如权利要求9所述的多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，还结合改变各个螺旋桨的转速用以调整多旋翼飞行器的飞行姿态。