CN110174901B - 一种飞行器控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行控制模型，属于无人机技术领域。通过建立等效坐标系，获得新的飞行器姿态描述方法，基于所述飞行器姿态描述方法建立新的飞行控制模型，并通过控制等效电机推力的方法实现对飞行器的控制。本发明提供了飞行器控制的一种新思路，解决了飞行器在高速机动时的不稳定问题。
Description
技术领域
本发明属于无人机技术领域，更具体地，涉及一种飞行器控制方法。
背景技术
为了确定飞行器在空中的相对位置，建立飞行控制***，人们提出了多种坐标系，包括地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系、航迹坐标系等。其中最为重要的是地面坐标系和机体坐标系，由地面坐标系与机体坐标系的相对关系确定的三个欧拉角，成为描述飞行器姿态的关键参数。
目前使用的绝大多数飞行控制***，都是使用欧拉角作为控制的基本量。遥控中的滚转、俯仰、偏航三个通道直接对应控制飞行器姿态的滚转角、俯仰角、偏航角，并通过这些间接控制飞行器在空间中的移动。此外，飞控的增稳功能也基于这三个欧拉角，通过PID调节滚转角、俯仰角、偏航角，使之趋于稳定的期望值，实现飞行器的稳定。
然而，这种稳定方式在一定程度上会限制飞行器的机动性。当姿态角变化过快时，飞行控制***难以作出及时准确的判断。为此，很多飞行控制***会同时提供一种特技模式，通过削弱增稳功能来换取机动性，但这种模式加大了操纵的难度，只适用于专业的飞手。
发明内容
为解决上述背景技术中提到的问题，针对现有飞行器控制方法的局限性，本发明的一个目的在于提供一种新的飞行控制方法。
本发明提供的一种飞行控制方法是指，通过建立等效坐标系，获得新的飞行器姿态描述方法，基于所述飞行器姿态描述方法建立新的飞行控制模型，并通过控制等效电机推力的方法实现对飞行器的控制。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效坐标系是一种基于机体坐标系在用户坐标系上的投影所建立的坐标系。
所述用户坐标系，是指在地理坐标系的基础上，根据操纵者意愿定义的坐标系。所述用户坐标系的定义为：规定原地理系Oz轴为用户坐标系Oz轴，用户规定的正前方向为Ox轴，根据坐标系的右手定则确定用户坐标系的Oy轴。
所述等效坐标系具体的定义为：规定原机体系原点为等效坐标系原点；原机体系Oz轴为等效坐标系Oz轴；包含用户坐标系Ox轴的铅垂面与机身平面的相交线为等效坐标系Ox轴，以前为正方向；根据坐标系的右手定则确定等效坐标系的Oy轴。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效坐标系的特征在于，位于同一机身平面的不同机体系，具有相同的等效坐标系。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效坐标系的空间位置取决于机体系的空间位置，所述等效坐标系的方向仅取决于机体系z轴的方向，所述等效坐标系的x轴和y轴由z轴与用户坐标系的相对关系所确定。因此，机身的自旋不会引起所述等效坐标系的变动。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效坐标系在空间中的姿态位置由倾转角、方向角两个参数确定。所述等效坐标系通过一个周期参数记录飞行器自旋的情况。上述三个参数具体定义如下：
倾转角α：机身平面相对于水平面的倾斜程度，即机体系或者等效坐标系z轴与正下方的夹角。倾转角范围为0～180°，从水平位置开始，倾斜程度越大倾斜角越大。
方向角β：机身倾转的方向，即仰起的方向在水平方向的投影与用户坐标系Ox轴(或者基准方向)的夹角。方向角范围为-180°～180°，规定在俯视图方向，右旋为正，左旋为负数。
周期参数γ：飞行器在自旋周期中转过的角度，即某一旋翼相对于原点位置与其起始时的夹角。
进一步的，本发明提供的一种飞行控制方法中，角速率指上述角度在时间上的变化率。
所述倾转角反映机身平面相对于水平面的倾转程度，在力学模型上反映飞行器对外力的抵抗，在动力学模型上反映飞行器在水平方向相对于空气的运动。所述倾转角决定飞行器的基本姿态和动力学方程。
所述方向角反映机身的朝向，在力学模型上反映反抗外力的方向，在动力学模型上反映飞行器在水平方向相对于空气的运动趋势的方向。所述方向角决定飞行器的基本运动状态。
所述周期参数反映机身绕z轴方向自旋的程度，对飞行器的姿态没有直接的影响。所述周期参数可以在0-360°周期变化，仅仅用于确定飞行器旋翼位置。
进一步的，所述倾转角、方向角、周期参数存在优先级关系。一方面，在定义以及计算时，先确定所述倾转角和所述方向角，再确定所述周期参数；另一方面，在控制上，所述倾转角和所述方向角对飞行器姿态控制的影响高于所述周期参数。
进一步的，所述倾转角、方向角、周期参数的优先级关系体现在，当控制资源不充足的时候，优先控制所述倾转角，其次控制所述方向角，最后控制所述周期参数：
控制所述倾转角趋于期望值，并使所述倾转角小于最大允许倾转角，保证飞行器持续飞行不倾覆；
控制所述方向角趋于期望值，并使所述方向角变化率在合理范围内，保证飞行器稳定可控飞行；
控制所述周期参数趋于期望值，保证飞行器朝向的稳定。
采用所述等效坐标系、所述倾转角和所述方向角代替原有坐标系和欧拉角的优势在于，所述等效坐标系不随着飞行器的自旋而发生变化，只反映飞行器在空中所处的姿态；所述倾转角和所述方向角不会随着自旋而发生改变，仅与飞行器平面的姿态位置有关。
为使本发明提供的一种飞行控制方法与现有的飞行控制***兼容，且使操纵更加自然，基于倾转角和方向角，本发明提供的一种飞行控制方法的等效坐标系中定义倾转x分量和倾转y分量两个新参数：
倾转x分量：倾转角在等效坐标系y轴上的分量，其大小等于机身平面绕Ox轴旋转至倾转角最小时转过的角度，可以代替普通飞控操纵的滚转角。
倾转y分量：倾转角在等效坐标系y轴上的分量，其大小等于机身平面绕Ox轴旋转至倾转角最小后，绕Oy轴旋转至水平时转过的角度，可以代替普通飞控操纵的俯仰角。
采用所述倾转x分量、倾转y分量代替滚转角和俯仰角的优势在于，所述倾转x分量、倾转y分量完全基于机身平面与用户坐标系的相对关系，因此飞行器的反馈始终与操纵者的意愿一致。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效电机推力，其特征在于，等效的电机推力的作用效果的合成，与原有电机推力作用效果的合成是相同的。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效电机推力控制方法，根据飞行器期望运动姿态计算出的合力以及各个方向的力矩，根据所述周期参数计算出当前位置时的等效电机因子，根据等效电机因子计算分解成在各个电机上的推力。
本发明提供的一种飞行控制方法中，所述等效电机因子为变量，根据飞行器的机架类型和所述周期参数确定。
本发明的有益效果如下:
(1)本发明提供了一套飞行控制方法，为飞行器姿态的描述提供了一种新方法。
(2)本发明提供的一种飞行器控制方法，使用倾转角描述姿态的稳定性，使用方向角描述倾转的方向，使用周期参数确定旋翼位置，更准确地描述飞行器的姿态。
(3)本发明提供的一种飞行器控制方法，三个姿态角参数存在优先级，使控制***的环境适应性更强，控制更加具有针对性。
(4)本发明所述的等效坐标系适用于任何多旋翼飞行器，使飞控在进行高机动动作时仍具有增稳能力。
(5)本发明提供的飞行控制***，其操纵方式基于用户坐标系，操作直观、方便。
附图说明
图1传统地理系到机体系的变换
图2机体系到机体等效坐标系的变换
图3机体等效坐标系的定义
图4机体等效坐标系到机体系的转换
图5本发明提供的一个具体实施例中偏航角75°时不同俯仰角和滚转角对应的倾转角α
图6本发明提供的一个具体实施例中偏航角75°时不同俯仰角和滚转角对应的方向角β
图7本发明提供的一个具体实施例中偏航角75°时不同俯仰角和滚转角对应的周期参数γ
图8本发明提供的一个具体实施例中自转在某一周期参数下四个电机滚转因子的变化情况
图9本发明提供的一个具体实施例中自转在某一周期参数下四个电机俯仰因子的变化情况
图10本发明提供的一个具体实施例中电机推力改变对飞行器力矩的影响
图11本发明提供的一个具体实施例中的飞行控制框图
具体实施方式
为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，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用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明提供的一个具体实施例中，对等效坐标系的建立如下。
请参阅图1，常规多旋翼飞行器通过欧拉角确定地理系到机体系的变换关系：在地理坐标系的基础上，首先绕机体z轴(z0轴)偏航旋转ψ，然后绕此时的y轴(y1轴)俯仰θ，最后再绕此时的x轴(x2轴)滚转φ到达机体坐标系。
请参阅图2，机体等效坐标系可以认为是在机体坐标系的基础上，绕着机体的z轴(z3轴)反方向旋转γ到达。
为简化描述，在本发明提供的一个具体实施例中，使用地理坐标系作为用户坐标系。
请参阅图3，机体等效坐标系也能通过倾转角α和方向角β确定。在地理坐标系的基础上，先绕机体y轴(y0轴)仰起α，再绕地理系的z轴(z0轴)旋转β到达。
请参阅图4，结合周期参数，也可以实现从等效坐标系到机体系的转换。
即通过倾转角α、方向角β和周期参数γ，可以确定地理系和机体系之间的坐标关系。其中，倾转角α、方向角β和周期参数γ，根据定义，可以通过角速度计、陀螺仪和磁罗盘等传感器数据解算得到，也可以通过现有的滚转角、俯仰角和偏航角变换得到。
进一步的，在本发明提供的一个具体实施案例中，对多旋翼飞行器等效坐标系数学模型推导如下。
为了简化分析，对飞行器进行理想化假设。为了便于理解，以及兼容现有飞控功能的需求，我们在推导中使用了传统飞行器的机体系以及俯仰、滚转和偏航角。但需要指出的是，俯仰、滚转和偏航角仅仅是作为中间变量使用，在本发明提供的一种飞行控制方法中是没有实际意义的。
基于等效坐标系的定义，用户坐标系向地面坐标系的转换矩阵可表示为：
满足方程：Xearth＝Seu Xuser
基于欧拉角的坐标转换，得到地面坐标系向机体坐标系的转换矩阵：
满足方程：Xbody＝Sbe Xearth
因此，用户坐标系向机体坐标系的转换矩阵可表示为：
满足方程：Xbody＝Sbu Xuser
基于周期参数的坐标转换，得到机体坐标系向机体等效坐标系的转换矩阵：
满足方程：Xequivalent＝Stb Xbody＝StbSbu Xuser
基于等效坐标系的定义，用户坐标系向等效坐标系的转换矩阵可表示为：
满足方程：Xequivalent＝StuXuser
结合周期参数，也可以实现从等效坐标系到机体系的转换，如图所示。
故倾转角、方向角和周期参数与俯仰、滚转和偏航角的关系为
据此可以实现欧拉角到倾转角、方向角和周期参数的转化。
图5～图7给出了本发明提供的一个具体实施例中，偏航角75°时不同俯仰角和滚转角对应的倾转角α、方向角β和周期参数γ的大小。
每一组俯仰角、滚转角和偏航角，都可以对应计算出倾转角、方向角和周期参数。
除了上述关于等效坐标系的推导，下文不再使用俯仰、滚转和偏航角的概念。除非特别声明，下述坐标系都指等效坐标系，下述Ox轴、Oy轴、Oz轴都指等效坐标系的Ox轴、Oy轴、Oz轴，倾转角和方向角都是基于等效坐标系定义。为了控制和理解的方便，下文中出现的滚转和俯仰特指在等效坐标系下，机身平面的滚转和俯仰，更具体地，是指倾转角在等效坐标系在x轴和y轴上的分量。
参考现有的航模控制***，飞行器控制的基本通道包括滚转、俯仰、油门和偏航。在本发明提供的一个具体实施例中，为了控制方便，对四个通道做了修改，分别定义为倾转x分量R，倾转y分量P，油门T和偏航Y四个通道，组合一起对应多旋翼飞行器的倾转角、方向角和油门进行控制。
结合操作习惯，将所述倾转角和所述方向角混合变换为所述倾转x分量和所述倾转y分量，分别替代掉原有的滚转和俯仰通道。
所述倾转x分量等效于所述等效坐标系中的滚转角，当操纵杆往右拨，R通道值增大时，右方的电机推力减小，左方的电机推力增大，就会在yOz平面上产生绕x轴旋转的正向旋转力矩，等效机体从左方向右滚转；当操纵杆往左推，R通道值减小时，向左滚转。
所述倾转y分量等效于所述等效坐标系中的俯仰角，当操纵杆往后拨，Y通道值增大时，后方的电机推力减小，前方的电机推力增大，就会在xOz平面上产生绕y轴旋转的正向旋转力矩，等效机体从前方(或向上仰起；当操纵杆往前推，Y通道值减小时，向下俯。
油门通道与传统飞行器相同，油门前推，所有电机推力增大。一般地，油门通道会被倾转角修正，以保证推力在垂直方向上的分力不变。
偏航通道与传统飞行器相同，偏航杆右推，飞行器向右自旋，即周期参数变大，偏航杆左推，方向角减小，即飞行器等效坐标系向左旋转。
需要注意的是，所述“电机推力增大”、“电机推力减小”并不是简单地将推力增大或者减小特定的量，而是与期望值的大小以及飞行器所处的状况有关。根据实际的需求，推力的改变量与期望值的大小成正相关，如期望速度、期望角度越大，或者操纵杆推动越多，推力的改变量响应会越大。此外，推力的改变量还与电机所处的位置有关。一般地，离所述对称轴越远的电机推力改变量越大，位于所述对称轴上的电机的推力改变量为0。
需要注意的是，所述“前”、“后”、“左”、“右”是相对于操纵者的期望方向来的，而与机体自身的方向无关。因此，所述“前”、“后”、“左”、“右”的电机并不是固定的某一个或者某几个电机，随着飞行器朝向的改变，每个旋翼都可能处在不同的方位。更具体地，可以通过周期参数确定。
本发明提供的一个具体实施例中，对上述理论分析进行进一步举例并详细说明。
在本发明的一个具体实施例中，对于X型四旋翼飞行器，期望的变化为向右滚转。在初始周期参数为零的情况下，将减小对称轴右边电机即1号和2号电机的转速，增大左边电机即3号和4号电机的转速，此时可以将四个电机的滚转因子记录为(1,1,-1,-1)。对于普通多旋翼飞行器来说，随着周期参数的增加，1号和3号电机将继续远离对称轴，2号和4号电机继续靠近对称轴。相应的，四个电机对应的推力改变量也将发生变化。同理，四旋翼的电机俯仰因子为(1,-1,-1,1)。
一般地，对于对称的普通多旋翼飞行器，有
其中，N为电机个数，i为电机编号，范围从1～N。
对于对称的共轴双桨多旋翼飞行器，有
其中，N为电机个数，i为电机编号，范围从1～N。其中，相邻编号的电机的俯仰因子和滚转因子相同。
对于其它类型的飞行器，也可以根据类似的方法确定。
令电机滚转因子为Ri，电机滚转因子为Pi，其中，i为电机编号，则有
Ri＝Ri0·cosγ-Pi0·sinγ
Pi＝Pi0·cosγ+Ri0·sinγ
其中γ为周期参数，Pi0和Ri0为初始俯仰因子和滚转因子，其大小与普通多旋翼一致。
图8和图9以X型四旋翼飞行器为例，给出了随着自转在不同的周期参数下四个电机滚转因子和俯仰因子的变化情况，为四条相位差为的正弦曲线。
在本发明提供的这一个具体实施例中，电机推力改变对飞行器力矩的影响如图10所示，其中4条黑色正弦线RF1～RF4代表了4个电机对滚转姿态的贡献程度，4条灰色正弦曲线PF1～PF4代表了4个电机对俯仰方向力矩的影响。可以看出4条黑色正弦线叠加后的值R_Fac恒定为1，即从总体上看，周期控制***能稳定地提供期望力矩。4条灰色正弦曲线叠加后的值P_Fac恒定为0，即从总体上看，周期控制***对其它方向力矩的干扰能互相抵消。
多旋翼飞行器控制***是具有非线性、强耦合性、时变性的欠驱动***。PID控制在单个独立通道上的控制方面具有优势，算法结构实现简单，通过选择合适的比例、微分、积分系数使被控***具有良好的稳定性。本发明所述飞行控制***设计方法提供的一个具体实施例中，飞行控制***使用PID控制实现机体的位置、速度、姿态和姿态角速率四种回路控制，通过实时反馈控制飞行。
基本的PID控制规律可以表示为：
其中Kp、K1和KD分别称为比例、积分、微分系数
在本控制***中设计了四个控制回路：位置控制回路，速度控制回路，姿态控制回路，姿态角速率控制回路，控制框图请参阅图11。
位置控制回路：首先把机体的目标位置信息x、y、z输入到位置控制器，同时GPS将反馈回来的机体的实时位置信息也及时传输到位置控制器中。通过位置控制器计算出到达目标位置x、y、z所需要的x、y、z三轴上的线速度vx、vy、vz。
速度控制回路：首先把位置控制器计算出的机体的目标线速度vx、vy、vz输入到速度控制器。同时GPS对机体的实时线速度信息也及时反馈到速度控制器中。通过速度控制器计算出要到达目标线速度vx、vy、vz需要的总拉力F和目标姿态期望角倾转x、y分量μ、λ以及周期参数γ。
姿态控制回路：首先把速度控制器计算出的机体调整飞行姿态所需要的升力F和目标姿态期望角倾转x、y分量μ、λ以及周期参数γ一同输入到姿态控制器。同时把反馈回来的机体的实时姿态角换算成倾转x、y分量μ、λ以及周期参数γ，通过航姿***传输到姿态控制器。通过姿态控制器计算出要到达的目标角速率和需要的总拉力F。
姿态角速率控制回路：首先把速度控制器计算出的目标角速率和需要的总拉力Fi一同输入到姿态控制器。同时把反馈回来的机体的姿态角速率根据实时姿态角换算成倾转x、y分量和周期参数的角速率，通过航姿***传输到角速率控制器。把机体要达到目标姿态角速率所需要的等效升力F计算出来，然后在周期控制***中通过周期参数调整四个旋翼的升力F1、F2、F3、F4来实现对机体飞行姿态的实时控制。
将升力F1、F2、F3、F4作为已知量，传入动力学模型中进行相关的数据计算，并将结果传输到航姿***和GPS中，从而实现对飞行器的倾转角、方向角和位置信息x、y、z进行调整。最后将输出的倾转角x、y分量和位置信息x、y、z反馈到位置控制器和速度控制器，如此反复，直到到达到预定的目标要求为止。
具体到飞行控制***代码，在本发明提供的一个具体实施例中，代码的的主要部分包括
(1)利用飞控的传感器数据或者现有的姿态角和姿态角速率数据，求解出倾转角α、方向角β和周期参数γ以及它们的角速率，并计算出倾转角的x、y分量μ、λ；
(2)将遥控滚转通道的输入值解算出的角度作为期望倾转x分量，俯仰通道的输入值解算出的角度作为期望倾转y分量，偏航通道的输入值解算出的角度作为期望周期参数的变化量；
(3)在姿态控制器中，使用倾转x分量μ代替原来的滚转角φ，倾转y分量λ代替原来的俯仰角θ，周期参数γ代替原来的偏航角ψ，通过对比实际值与期望值的差，计算出各个分量的期望的变化量；
(4)在角速率控制器中，使用倾转x分量的导数代替原来的滚转角速率/>倾转y分量的导数/>代替俯仰角速率/>周期参数的导数/>代替偏航角速率/>通过对比实际值与期望值的差，计算出在各个方向需要的推力改变量的大小；
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (9)
1.一种飞行器控制方法，其特征在于，使用基于机体坐标系在用户坐标系上的投影所建立的等效坐标系以及等效坐标系与地理坐标系或气流坐标系的相对关系，代替机体坐标系和欧拉角对飞行器的控制量进行描述；
所述等效坐标系的定义为：规定机体坐标系原点为等效坐标系原点，机体坐标系Oz轴为等效坐标系Oz轴，包含用户坐标系Ox轴的铅垂面与机身平面的相交线为等效坐标系Ox轴，根据坐标系的右手定则确定等效坐标系的Oy轴；
所述用户坐标系是指在地理坐标系的基础上，根据操纵者意愿定义的坐标系，所述用户坐标系的定义为：规定地理坐标系Oz轴为用户坐标系Oz轴，用户规定的正前方向为Ox轴，根据坐标系的右手定则确定用户坐标系的Oy轴；
所述等效坐标系及其与地理坐标系的相对关系，包括倾转角、方向角、周期参数及它们的角速率：
倾转角α：机身平面相对于水平面的倾斜程度，即机体坐标系或者等效坐标系z轴与正下方的夹角；
方向角β：机身倾转的方向，即仰起的方向在水平方向的投影与用户坐标系Ox轴的夹角；
周期参数γ：飞行器在自旋周期中转过的角度，即某一旋翼相对于原点位置与起始时的夹角；
所述角速率是指上述角度在时间上的变化率。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，所述的相对关系，包括倾转角在各个方向上的分量、选用不同基准方向获得的方向角和周期参数及它们在时间上的各阶导数的任一种或多种。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，所述相对关系包括的倾转角、方向角、周期参数存在优先级关系，当控制资源不充足的时候，优先控制倾转角，其次方向角，再次周期参数：
控制倾转角趋于期望值，并使其小于最大允许倾转角，能保证飞行器持续飞行不倾覆；
控制方向角趋于期望值，并使其变化率在合理范围内，能保证飞行器稳定可控飞行；
控制周期参数趋于期望值，能保证飞行器朝向的稳定。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，控制的倾转角、方向角仅与飞行器所在平面的姿态有关，周期参数与另外两个姿态角相互独立，飞行器自旋方向即周期参数的不稳定不影响其它两个角度的控制。
5.根据权利要求2所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，包括倾转x、y分量两个参数：
倾转x分量：倾转角在等效坐标系y轴上的分量，其大小等于机身平面绕Ox轴旋转至倾转角最小时转过的角度，可以代替普通飞控操纵的滚转角；
倾转y分量：倾转角在等效坐标系y轴上的分量，其大小等于机身平面绕Ox轴旋转至倾转角最小后，绕Oy轴旋转至水平时转过的角度，可以代替普通飞控操纵的俯仰角。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，操纵的倾转x分量和倾转y分量通道完全基于机身平面与用户坐标系的相对关系，飞行器的反馈始终与操纵者的意愿一致。
7.根据权利要求1所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，根据飞行器期望运动姿态计算出的合力以及各个方向的力矩，根据周期参数计算出当前位置时的等效电机因子，根据等效电机因子计算分解成在各个电机上的推力。
8.根据权利要求1所述的一种飞行器控制方法，其特征在于，包括以下回路：
位置控制回路：首先把机体的目标位置信息x、y、z输入到位置控制器，同时GPS将反馈回来的机体的实时位置信息也及时传输到位置控制器中，通过位置控制器计算出到达目标位置x、y、z所需要的x、y、z三轴上的线速度vx、vy、vz；
速度控制回路：首先把位置控制器计算出的机体的目标线速度vx、vy、vz输入到速度控制器，同时GPS对机体的实时线速度信息也及时反馈到速度控制器中，通过速度控制器计算出要到达目标线速度vx、vy、vz需要的总拉力F和目标姿态期望角倾转x、y分量μ、λ以及周期参数γ；
姿态控制回路：首先把速度控制器计算出的机体调整飞行姿态所需要的总拉力F和目标姿态期望角倾转x、y分量μ、λ以及周期参数γ一同输入到姿态控制器，同时把反馈回来的机体的实时姿态角换算成倾转x、y分量μ、λ以及周期参数γ，通过航姿***传输到姿态控制器，通过姿态控制器计算出要到达的目标角速率、/>、/>和需要的总拉力F；
姿态角速率控制回路：首先把速度控制器计算出的目标角速率、/>、/>和需要的总拉力F一同输入到姿态控制器，同时把反馈回来的机体的姿态角速率根据实时姿态角换算成倾转x、y分量和周期参数的角速率，通过航姿***传输到角速率控制器，把机体要达到目标姿态角速率所需要的等效升力计算出来，然后在周期控制***中通过周期参数调整各个旋翼的升力Fi来实现对机体飞行姿态的实时控制。
9.一种飞行器控制***，其特征在于，使用了权利要求1-8中任一项所述的飞行器控制方法。
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