CN108594839B - 基于多矢量技术的控制方法、飞机及存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于多矢量技术的控制方法、飞机及存储介质，所述方法包括：获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差，根据所述角度差确定第一期望向量；基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机的实际姿态角度达到所述期望角度。本发明使得飞机动力控制更加灵活，驱动能力更为有效。

Description

基于多矢量技术的控制方法、飞机及存储介质

技术领域

本发明涉及飞行控制技术领域，尤其涉及一种基于多矢量技术的控制方法、飞机及存储介质。

背景技术

倾转旋翼飞机正常以多旋翼模式飞行时是一个欠驱动控制***，即同平面的多个电机控制三个轴方向的旋转和移动。其中沿Z轴旋转的力由多个旋翼旋转的反扭力来驱动，这就导致了驱动力不足的特点。

现有技术中，在安装电机时将电机预装一个安装角度，通过各电机一个恒定的分力来缓解这个问题，但是由于这个预装角度的存在，整个飞行过程中动力损失较大，恒定的预装角度也不足以有效的控制。

因此，亟需一种更为灵活、有效的控制方法。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种基于多矢量技术的控制方法，旨在解决倾转旋翼飞机以多旋翼模式飞行时，控制输入数目过少导致的某个自由度上驱动能力较弱的技术问题。

为实现上述目的，本发明提供一种基于多矢量技术的控制方法，所述基于多矢量技术的控制方法包括：

获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差，根据所述角度差确定第一期望向量；

基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机的实际姿态角度达到所述期望角度。

可选地，所述基于多矢量技术的控制方法应用于多旋翼飞机，所述多旋翼飞机包括第一矢量电机、第二矢量电机、第三矢量电机和第四矢量电机；

所述基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度的步骤包括：

基于所述第一期望向量确定所述第一矢量电机的第一矢量角度、所述第二矢量电机的第二矢量角度、所述第三矢量电机的第三矢量角度和所述第四矢量电机的第四矢量角度；

将所述第一矢量角度输出到所述第一矢量电机、将所述第二矢量角度输出到所述第二矢量电机、将所述第三矢量角度输出到所述第三矢量电机、将所述第四矢量角度输出到所述第四矢量电机，以使各矢量电机根据各自接收的各矢量角度调整实际矢量角度。

可选地，所述基于多矢量技术的控制方法还包括：

在检测到来自预置飞机航向的阻力大于预设值时，基于所述阻力大小和预置飞机航向确定飞机正常飞行所需的第二期望向量；

根据所述第二期望向量确定飞机各电机应达到的第二目标矢量角度，根据所述第二目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机正常飞行。

可选地，所述基于多矢量技术的控制方法包括以下步骤：

在检测到飞机由多旋翼模式变化为固定翼模式时，调整飞机各电机实际矢量角度，使得飞机各电机的分力指向飞行方向。

为实现上述目的，本发明还提供一种飞机，所述飞机包括：存储器、控制器及存储在所述存储器上并可在所述控制器上运行的基于多矢量技术的控制程序，所述基于多矢量技术的控制程序被所述控制器执行时实现如上述基于多矢量技术的控制方法所述的步骤。

可选地，所述飞机至少包括三个旋翼以及与该三个旋翼分别连接的第一至第三电机，所述飞机还包括第一至第三矢量机构，所述第一至第三矢量机构分别与所述第一至第三电机连接，使得所述第一至第三电机可提供推力方向可变的矢量推力。

此外，为实现上述目的，本发明还提供一种存储介质，所述存储介质上存储有基于多矢量技术的控制程序，所述基于多矢量技术的控制程序被控制器执行时实现如上述基于多矢量技术的控制方法所述的步骤。

本实施例通过获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差，根据所述角度差确定第一期望向量；基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，即通过调整各电机的实际矢量角度来调整飞机上所有电机的推力合力方向和大小，因为各电机可独立控制且增加了矢量角度这一控制量，使得飞机动力控制更加灵活，驱动能力更为有效。

附图说明

图1是本发明实施例方案的硬件运行环境的飞机结构示意图；

图2为本发明实施例方案基于多矢量技术的倾转旋翼无人机控制技术结构拓扑图；

图3为本发明实施例方案中矢量机构的一实施例示意图；

图4为本发明基于多矢量技术的控制方法第一实施例的流程示意图；

图5为本发明实施例方案中预设坐标系以及多旋翼飞机的一实施例示意图示意图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

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。在后续的描述中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本发明的说明，其本身没有特定的意义。因此，“模块”、“部件”或“单元”可以混合地使用。

为便于理解本发明，简要描述与本发明相关的现有技术及本发明核心发明点。

现有技术中，通过调整电机的转速以实现对飞机的姿态调控，而飞机由多旋翼模式变化为固定翼模式的过程，是由倾转机构带动飞机上特定旋翼以及电机(一般为飞机头部两端旋翼)发生倾转以改变电机提供的推力/拉力(下文简称“推力”)方向实现的，这一倾转过程存在以下特点：一、在作用上，是为了从垂直直升机模式转为正常飞行模式；二、在结构形式上，倾转机构包括贯穿飞机机身头部的一个联动杆以及与该联动杆相连的传动机构，两个电机/旋翼固定设置于所述联动杆两端，飞机通过传动机构控制所述联动杆的倾转，进而带动电机/旋翼倾转，且因为两个电机/旋翼固定设置于所述联动杆两端，除旋翼叶片旋转转动外，两个电机/旋翼相对于联动杆静止设置，无法自由转动，因而所述两个电机/旋翼两两联动，不可以独立控制；三、在控制参数上，在调整飞机姿态、航向，维护飞机飞行稳定时，仅通过控制电机转速来调整电机提供的分力大小，并不调整电机提供的分力的方向，即调整电机所提供的分力方向的目的仅用于将飞机在多旋翼模式和固定翼模式之间切换。

本发明通过在电机上增加矢量机构，使得电机可在连杆上变换方向，即电机相对于连杆可变换方向、是非静止的，使得电机能提供推力方向相对连杆可变的矢量推力。本发明中，由矢量机构带动电机相对于连杆变换方向，本发明中电机的倾转方向更为灵活，可以连杆的轴线方向为旋转中心转动，在作用上，除了能使飞机在垂直直升机模式与正常飞行模式之间切换以外，还可以用于飞机航向的控制、稳定性控制，在形式上，各电机互相独立设置于连杆上，可实现独立的倾转控制，在控制参数上，不仅控制电机转速，还通过控制电机倾转方向以控制电机提供的推力方向，进而控制电机提供的分力方向和大小。其中，垂直直升机模式即多旋翼模式，正常飞行模式即固定翼模式。

如图1所示，图1是本发明实施例方案的硬件运行环境的飞机结构示意图。

如图1所示，该飞机可以包括：控制器1001、存储器1002。控制器1001可以是飞机上飞行控制仪主处理器(FMU)，存储器1002可以是高速RAM存储器，也可以是只读存储器ROM，还可以是Flash闪存和稳定的存储器(non-volatilememory)。存储器1002可以是独立于前述控制器1001的存储装置。所述存储器1002中存储有基于多矢量技术的控制程序，所述控制器1001可调用存储器1002中的基于多矢量技术的控制程序并执行本发明各实施例的步骤。

进一步地，图3为本发明实施例方案基于多矢量技术的倾转旋翼无人机控制技术结构拓扑图。

参照图3，所述飞机还包括：惯性测量单元(IMU)、全球卫星导航***(GNSS)、机械位置传感器、矢量驱动机构及动力电机、输入与输出GPIO、电机、舵面和载荷。

所述惯性测量单元(IMU)用于采集飞机姿态数据，以供控制器1001对飞机进行姿态解算，在本发明中，惯性测量单元(IMU)可用于检测飞机姿态数据，并将飞机姿态数据传输到控制器1001(图3中以飞行控制仪主处理器为例)，以供所述控制器1001通过滤波算法解算出飞机的实际姿态角度；

所述全球卫星导航***(GNSS)用于采集飞机位置数据，以供控制器1001进行飞机的位置解算；

所述机械位置传感器用于检测矢量机构的位置信息，具体包括矢量机构的旋转角度，即矢量机构驱动电机倾转时矢量机构的转动角度；

所述矢量驱动机构指用于驱动矢量机构转动的动力机构，动力电机指驱动旋翼叶片旋转的电机。

所述飞机为多旋翼的倾转旋翼飞机(包括无人机)，可以是三旋翼飞机、四旋翼飞机或六旋翼飞机等。

本发明实施例中的所述飞机至少包括三个旋翼以及与该三个旋翼分别连接的第一至第三电机，所述飞机还包括第一至第三矢量机构，所述第一至第三矢量机构分别与所述第一至第三电机连接，使得所述第一至第三电机可提供方向可变的推力。

如图3所示，通过矢量机构10，使得旋翼20和电机30形成的整体组件以连杆40的轴线方向为旋转中心转动，进而调整电机30的推力方向，使得飞机各电机30的推力方向可变。

在所述飞机为四旋翼飞机时，所述飞机包括与四个旋翼分别连接的第一至第四电机，所述飞机还包括第一至第四矢量机构，所述第一至第四矢量机构分别与所述第一至第四电机连接，使得所述第一至第四电机可提供推力方向可变的矢量推力。

本发明各实施例中的飞机上安装有一个以上的矢量电机，推力方向相对于机体坐标系可变的电机为矢量电机。

基于上述飞机硬件结构提出本发明方法各个实施例。

参照图4，在本发明基于多矢量技术的控制方法第一实施例中，所述基于多矢量技术的控制方法包括：

步骤S10，获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差，根据所述角度差确定第一期望向量；

飞机控制器预先建立如图5所示的固定于飞机上的机体坐标系，原点O位于机体重心、X轴为沿机体纵轴方向、Y轴为垂直于机体纵轴方向、Z轴为垂直于机体所在水平面方向。

在对飞机进行姿态控制前，需获取飞机实际姿态数据，可通过飞机的IMU(Inertial measurement unit惯性测量单元)模块采集飞机姿态数据，通过滤波算法解算出飞机姿态角度，飞机姿态角度数据包括飞机沿各坐标轴的姿态角度，本实施例中从无人姿态角度数据中获取飞机沿Z轴的实际姿态角度。

期望角度可以指飞机控制器基于预存姿态数据确定的、控制飞机处于一定姿态的目标角度，也可以指飞机控制器通过通讯模块接收的远程控制信号中包含的期望角度，期望角度可以为一个具体的角度值，也可以为一个角度范围。

一实施例中，实时获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，判断所述实际姿态角度和期望角度是否存在角度差别；若所述实际姿态角度和期望角度存在角度差别，则执行所述步骤S10中的确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差这一步骤。实时获取飞机的实际姿态角度，根据实际姿态角度与期望角度之间的角度差调整飞机姿态，可实现对飞机姿态的实时调整，在将飞机旋转到期望角度的旋转过程中，飞机实际姿态角度实时变化，实际姿态角度与期望角度之间的角度差也实时变化，进而根据角度差确定的控制量也实时变化，形成一个闭环的控制。

另一实施例中，在检测到飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度或期望角度发生变化时，判断所述实际姿态角度和期望角度是否存在角度差别；若所述实际姿态角度和期望角度存在角度差别，则执行所述步骤S10中的确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差这一步骤。

确定期望角度和实际姿态角度的角度差后，根据该角度差确定第一期望向量，本实施例中，将该角度差输入控制器进行控制计算，以产生第一期望向量，第一期望向量指促使飞机旋转的合力。

各矢量电机会产生一个拉力/推力，由于各矢量电机分布在飞机旋转中心的不同方向和距离，各矢量电机相对于机体坐标系矢量角度的变化会导致各矢量电机拉力/推力的分力向量的变化，飞机控制器控制计算各个矢量电机该有的矢量角度，并将包含各矢量电机该有的矢量角度的控制信号传输给各个电机矢量机构进行矢量变换。其中，各个矢量电机产生拉力/推力向量的和等于第一期望向量。

步骤S20，基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机的实际姿态角度达到所述期望角度。

将第一期望向量输入控制器进行控制计算，确定各电机该有的第一目标矢量角度，将包含各电机的第一目标矢量角度的控制信号对应输出到各电机，各电机基于接收的控制信号中各自的第一目标矢量角度调控实际矢量角度，在各电机矢量角度调控过程中，飞机同时也转变其实际姿态角度，慢慢向所述期望角度靠拢直至重合。

例如，飞机此刻实际偏航角度0°，期望角度是30°，这时的角度误差是30°(以顺时针旋转为正方向)。所以飞机计算出来的控制量应该为：旋转中心两侧的电机分力向顺时针方向增大，矢量角度均增大。

当飞机为倾转旋翼飞机时，倾转旋翼飞机的姿态调节可分为两个阶段，分别为倾转旋翼飞机未倾转阶段和倾转旋翼飞机倾转阶段。其中，倾转旋翼飞机未倾转阶段即垂直起降阶段下多旋翼飞行模式，此时，倾转旋翼飞机的各电机在在最大正偏转角度和最大负偏转角度之间调节，其调节角度大小ang为：

K*ang＝err*P+Ierr*I+Derr/dt*D

式中K为比例系数，err为所述角度差，Ierr为角度误差的积分，Derr为角度误差的微分。

在倾转旋翼飞机已倾转后，多矢量发动机倾转角度更大，推力更大的提供到无人机前进的动力，同时在矢量角度介入后，无人机转向性能进一步提升。

本实施例通过获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差，根据所述角度差确定第一期望向量；基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，即通过调整各电机的实际矢量角度来调整飞机上所有电机的推力合力方向和大小，因为各电机可独立控制且增加了矢量角度这一控制量，使得飞机动力控制更加灵活，驱动能力更为有效。

进一步地，基于上述实施例提出本发明基于多矢量技术的控制方法第二实施例。

在本发明第二实施例中，所述基于多矢量技术的控制方法应用于多旋翼飞机，所述多旋翼飞机包括第一矢量电机、第二矢量电机、第三矢量电机和第四矢量电机；

所述基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度的步骤包括：

步骤S21，基于所述第一期望向量确定所述第一矢量电机的第一矢量角度、所述第二矢量电机的第二矢量角度、所述第三矢量电机的第三矢量角度和所述第四矢量电机的第四矢量角度；

步骤S22，将所述第一矢量角度输出到所述第一矢量电机、将所述第二矢量角度输出到所述第二矢量电机、将所述第三矢量角度输出到所述第三矢量电机、将所述第四矢量角度输出到所述第四矢量电机，以使各矢量电机根据各自接收的各矢量角度调整实际矢量角度。

所述多旋翼飞机包括但不限于第一至第四矢量电机，还可包括其他非矢量电机或矢量电机，图5为本实施例中多旋翼飞机的一个示例，其中，三个旋翼连接的电机均为矢量电机，即三个电机均可提供方向可变的推力。

第一至第四矢量角度互相之间可以相同，也可以完全不同。

第一至第四矢量电机根据各自接收的所述第一至第四矢量角度调整实际矢量角度，即第一至第四矢量电机将各自的实际矢量角度调整为靠近第一至第四矢量角度，直至飞机的实际姿态角度达到所述期望角度。

在本实施例中，通过对第一期望向量进行控制计算，确定飞机的第一至第四矢量电机各自的第一目标矢量角度(即第一至第四矢量角度)，实现第一至第四矢量电机的独立控制，使得控制更为灵活，控制输出效果更好。

进一步地，基于上述实施例提出本发明基于多矢量技术的控制方法第三实施例。

在第三实施例中，所述基于多矢量技术的控制方法还包括：

步骤S30，在检测到来自预置飞机航向的阻力大于预设值时，基于所述阻力大小和预置飞机航向确定飞机正常飞行所需的第二期望向量；

步骤S40，根据所述第二期望向量确定飞机各电机应达到的第二目标矢量角度，根据所述第二目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机正常飞行。

本实施例中，预置飞机航向指飞机将要飞向的方向，例如，飞机往正北方向飞行，则预置飞机航向即为正北方向。在飞机遇到阻碍(例如强风、阻碍物等)导致飞机无法按照原有预置飞机航向飞行或者飞行速度降低到一定程度时，需要增大往预置飞机航向的推力，以保证飞机正常飞行。

预设值指导致飞机飞行速度降低到一定程度或无法按照原有预置飞机航向飞行的阻力的临界值，可根据飞机往预置飞机航向飞行的推力确定预设值。

第二期望向量的方向与预置飞机航向相同，第二期望向量的大小与阻力相同或大于阻力。将第二期望向量输入控制器进行控制计算，确定各电机该有的第二目标矢量角度，将包含各电机的第二目标矢量角度的控制信号对应输出到各电机，各电机基于接收的控制信号中各自的第二目标矢量角度调控实际矢量角度，在各电机矢量角度调控过程中，各电机的矢量向量之和接近直至等于第二期望向量，进而保证飞机正常飞行。

以图5示出的三旋翼飞机为例，该三旋翼飞机在往前飞行时，遇到强风，则控制的大体方向上，该三旋翼飞机旋转中心左侧的电机分力向顺时针方向增大，旋转中心右侧的电机分力向逆时针方向增大，两个合力同时指向飞行前方，或者左侧的电机分力向逆时针方向增大，旋转中心右侧的电机分力向顺时针方向增大。

本实施例通过在检测到来自预置飞机航向的阻力大于预设值时，基于所述阻力大小和预置飞机航向确定飞机正常飞行所需的第二期望向量，通过调控各电机的矢量角度使得所有电机的矢量之和达到第二期望向量，以实现对飞机飞行方向和姿态的控制，且因为各电机矢量角度可独立变化，驱动能力相对于传统控制方式更有效。

进一步地，基于上述实施例提出本发明基于多矢量技术的控制方法第四实施例。

在第四实施例中，所述基于多矢量技术的控制方法包括以下步骤：

步骤S50，在检测到飞机由多旋翼模式变化为固定翼模式时，调整飞机各电机实际矢量角度，使得飞机各电机的分力指向飞行方向。

在飞机由多旋翼变化为固定翼时，可以通过对各电机的实际矢量角度进行独立调整，以图5示例，可以分别对第一矢量电机、第二矢量电机、第三矢量电机输出旋转到垂直地面的控制信号，使得各矢量电机旋转将分力指向飞行方向，实现飞机由多旋翼到固定翼的转换。

本实施例中通过对各矢量电机进行独立控制而非联动控制，间接增加了控制输出的多样性，可以更有效地控制倾转过程。

此外，本发明实施例还提出一种存储介质，所述存储介质上存储有基于多矢量技术的控制程序，所述基于多矢量技术的控制程序被控制器执行时实现如上述实施例所述的步骤，具体内容已在上文详述，此处不再赘述。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者***不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者***所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者***中还存在另外的相同要素。

上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在如上所述的一个存储介质(如ROM/RAM)中，包括若干指令用以使得一台飞机设备执行本发明各个实施例所述的方法。

以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (7)

1.一种基于多矢量技术的控制方法，其特征在于，所述基于多矢量技术的控制方法包括以下步骤：

获取飞机沿预设坐标系Z轴的实际姿态角度和期望角度，确定所述期望角度和实际姿态角度的角度差，根据所述角度差确定第一期望向量；

基于所述第一期望向量确定飞机各电机各自的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机的实际姿态角度达到所述期望角度；

其中，所述第一期望向量指促使飞机旋转的合力；将所述第一期望向量输入飞机控制器进行控制计算，确定各电机该有的第一目标矢量角度，将包含各电机的第一目标矢量角度的控制信号对应输出到各电机，各电机基于接收的控制信号中各自的第一目标矢量角度调控实际矢量角度，通过调整各电机的实际矢量角度来调整飞机上所有电机的推力合力方向和大小，各个所述矢量电机产生拉力/推力向量的和等于所述第一期望向量；

实时获取飞机的实际姿态角度，根据实际姿态角度与期望角度之间的角度差调整飞机姿态，实现对飞机姿态的实时调整，在飞机旋转到期望角度的旋转过程中，形成闭环控制。

2.如权利要求1所述的基于多矢量技术的控制方法，其特征在于，所述基于多矢量技术的控制方法应用于多旋翼飞机，所述多旋翼飞机包括第一矢量电机、第二矢量电机、第三矢量电机和第四矢量电机；

所述基于所述第一期望向量确定飞机各电机的第一目标矢量角度，根据所述第一目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度的步骤包括：

基于所述第一期望向量确定所述第一矢量电机的第一矢量角度、所述第二矢量电机的第二矢量角度、所述第三矢量电机的第三矢量角度和所述第四矢量电机的第四矢量角度；

将所述第一矢量角度输出到所述第一矢量电机、将所述第二矢量角度输出到所述第二矢量电机、将所述第三矢量角度输出到所述第三矢量电机、将所述第四矢量角度输出到所述第四矢量电机，以使各矢量电机根据各自接收的各矢量角度调整实际矢量角度。

3.如权利要求1所述的基于多矢量技术的控制方法，其特征在于，所述基于多矢量技术的控制方法还包括：

在检测到来自预置飞机航向的阻力大于预设值时，基于所述阻力大小和预置飞机航向确定飞机正常飞行所需的第二期望向量；

根据所述第二期望向量确定飞机各电机应达到的第二目标矢量角度，根据所述第二目标矢量角度调控飞机各电机的实际矢量角度，以促使飞机正常飞行。

4.如权利要求1所述的基于多矢量技术的控制方法，其特征在于，所述基于多矢量技术的控制方法包括以下步骤：

在检测到飞机由多旋翼模式变化为固定翼模式时，调整飞机各电机实际矢量角度，使得飞机各电机的分力指向飞行方向。

5.一种飞机，其特征在于，所述飞机包括：存储器、控制器及存储在所述存储器上并可在所述控制器上运行的基于多矢量技术的控制程序，所述基于多矢量技术的控制程序被所述控制器执行时实现如权利要求1至4中任一项所述的基于多矢量技术的控制方法的步骤。

6.如权利要求5所述的飞机，其特征在于，所述飞机至少包括三个旋翼以及与该三个旋翼分别连接的第一至第三电机，所述飞机还包括第一至第三矢量机构，所述第一至第三矢量机构分别与所述第一至第三电机连接，使得所述第一至第三电机可提供推力方向可变的矢量推力。

7.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质上存储有基于多矢量技术的控制程序，所述基于多矢量技术的控制程序被控制器执行时实现如权利要求1至4中任一项所述的基于多矢量技术的控制方法的步骤。