CN111038690B - 一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质 - Google Patents

一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN111038690B
CN111038690B CN201911221145.3A CN201911221145A CN111038690B CN 111038690 B CN111038690 B CN 111038690B CN 201911221145 A CN201911221145 A CN 201911221145A CN 111038690 B CN111038690 B CN 111038690B
Authority
CN
China
Prior art keywords
included angle
rotor
degrees
wind direction
rotor wing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911221145.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111038690A (zh
Inventor
李卫军
葛继空
周灵勇
张东
葛步月
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chengbang Surveying And Mapping Information Technology Zhejiang Co ltd
Original Assignee
Chengbang Surveying And Mapping Information Technology Zhejiang Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chengbang Surveying And Mapping Information Technology Zhejiang Co ltd filed Critical Chengbang Surveying And Mapping Information Technology Zhejiang Co ltd
Priority to CN201911221145.3A priority Critical patent/CN111038690B/zh
Publication of CN111038690A publication Critical patent/CN111038690A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111038690B publication Critical patent/CN111038690B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

本发明涉及一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质，涉及无人机的技术领域，解决了当风力的方向与第二旋翼的夹角过大时，第二旋翼转动产生的推进力大部分被互相抵消，造成了能量的大量浪费的问题，其包括机身、第一旋翼、第二旋翼、第一连接臂和第二连接臂，还包括角度调节组件；角度调节组件包括旋转臂、从动齿轮、主动齿轮和设于连接臂的下侧且输出轴插接于主动齿轮上的驱动电机；第二旋翼的数量为四个；还包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的程序，该程序能够被处理器加载执行时实现如下的一种测绘用多旋翼无人机控制方法。本发明具有充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费的效果。

Description

一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质
技术领域
本发明涉及无人机的技术领域，尤其是涉及一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质。
背景技术
多旋翼无人机，是一种具有三个及以上旋翼轴的特殊的无人驾驶直升机，其通过每个轴上的电动机转动，带动旋翼，从而产生升推力。旋翼的总距固定，而不像一般直升机那样可变，通过改变不同旋翼之间的相对转速，可以改变单轴推进力的大小，从而控制飞行器的运行轨迹。
多旋翼无人机是通过调节各个旋翼电机的转速来实现机体姿态和高度控制的，这对旋翼电机的转速控制的响应速度有较高的要求，以此来保证及时对无人机的姿态和高度进行稳定的控制，无人机的姿态控制来产生水平速度，进而控制无人机的位置。
如图1所示，现有的多旋翼无人机，包括机身1、设于机身1前端与后端的第一旋翼2和至少两个对称设于机身1两侧的第二旋翼3，所述机身1上一体设有若干第一连接臂4和第二连接臂5，所述第一旋翼2转动连接于第一连接臂4远离机身1的一端，所述第二旋翼3转动连接于第二连接臂5远离机身1的一端，所述第一连接臂4与所述第二连接臂5沿机身1的周向均匀设置，所述机身1呈对称设置，所述第一旋翼2与机身1的对称轴共线。
当风力的方向与第二旋翼的夹角过大时，第二旋翼转动产生的推进力大部分被互相抵消，造成了能量的大量浪费，尚有改进的空间。
发明内容
本发明的第一目的是提供一种测绘用多旋翼无人机，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
本发明的上述发明目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种测绘用多旋翼无人机，包括机身、第一旋翼、第二旋翼、第一连接臂和第二连接臂，还包括角度调节组件；
所述角度调节组件包括转动连接于第二连接臂远离机身一端的旋转臂、设于旋转臂靠近第二连接臂一侧且驱使旋转臂转动的从动齿轮、转动于连接臂上侧且与从动齿轮互相啮合的主动齿轮和设于连接臂的下侧且输出轴插接于主动齿轮上的驱动电机；
所述第二旋翼的数量为四个；
还包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的程序，该程序能够被处理器加载执行时实现如下所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法。
通过采用上述技术方案，驱动电机驱使主动齿轮转动，主动齿轮驱使从动齿轮转动，从动齿轮带动旋转臂转动，以调节第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角，使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，以充分利用第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
本发明进一步设置为：所述第一连接臂与所述第二连接臂靠近机身的一端均一体设有连接板，所述机身的外侧壁上一体设有枢接块，所述枢接块上开设有供连接板***转动的枢接槽，所述连接板通过枢接轴转动连接于枢接块上；
所述第一连接臂与所述第二连接臂靠近机身的一侧均设有锁定组件。
通过采用上述技术方案，第一连接臂与第二连接臂通过枢接块与连接板枢接于枢接块上，并通过锁定组件进行锁定，使第一连接臂与第二连接臂既能展开于机身的外周侧，又能收纳于机身的上侧，使用灵活，减少了无人机不使用时占用的空间。
本发明进一步设置为：所述锁定组件包括：
容纳块，设于第一连接臂或第二连接臂上，所述容纳块上开设有朝向机身设置的容纳槽；
压缩弹簧，嵌设于容纳块内且一端与容纳槽的槽底抵接；
锁定柱，穿设于容纳槽上且与容纳槽滑移连接并一端与压缩弹簧靠近机身的一端抵接；
掰块，一体设于锁定柱靠近压缩弹簧的外周壁上，所述容纳块上开设有与容纳槽互相连通且供掰块滑移的滑移槽；
所述枢接块远离机身的侧壁上与所述枢接块上的上表面上均开设有供锁定柱插接的锁定孔。
通过采用上述技术方案，无人机使用时，锁定柱插接于枢接块远离机身的侧壁上，以对第一连接臂与第二连接臂进行锁定；无人机不使用时，只需握持掰块向远离机身的一侧拨动掰块，使锁定柱与锁定块分离，即可解除锁定柱对第一连接臂与第二连接臂的锁定，操作简单，使用方便。
本发明进一步设置为：所述连接板靠近远离机身的一侧一体设有与枢接块远离机身的侧壁抵接的抵接板，所述抵接板上开设有供锁定柱穿设的穿设孔；
所述枢接块远离机身的一侧设有与枢接轴呈同心设置的圆角，所述圆角设于枢接块上侧的棱边上，所述圆角与抵接板相切。
通过采用上述技术方案，抵接板的设置，增加了第一连接臂与第二连接臂和机身的连接面积，使第一连接臂与第二连接臂和机身连接得更加牢固；圆角的设置，使第一连接臂与第二连接臂能够翻转收纳于机身的上侧。
本发明进一步设置为：所述第二连接臂远离机身的一端设有依次穿设于从动齿轮与旋转臂上的转动轴，所述转动轴上套设有抵接于旋转臂远离从动齿轮一侧的圆锥滚子轴承，所述转动轴螺纹连接有限位螺母，所述限位螺母抵接于圆锥滚子轴承远离旋转臂的一侧。
通过采用上述技术方案，圆锥滚子轴承与限位螺母的组合设置，对旋转臂在转动轴的轴向进行限位，使旋转臂在使用时不易发生晃动，进而使第二旋翼在使用时不易发生晃动，提高了第二旋翼使用时的稳定性。
本发明的第二目的是提供一种测绘用多旋翼无人机控制方法，实现了第二旋翼与机身中心的连接和机身前进方向的夹角的调节，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
本发明的上述发明目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种测绘用多旋翼无人机控制方法，包括：
获取当前机身所处环境的当前风力信息，所述风力信息至少包括风力方向与机身前进方向的夹角α；
根据当前风力信息控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
通过采用上述技术方案，根据当前风力信息调节制旋转臂与第二连接臂的夹角β，以使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
本发明进一步设置为：所述风力信息包括风速，定义两个呈相对设置的第二旋翼为一组，则两组第二旋翼分别为一号旋翼组与二号旋翼组，转动轴与机身中心处的距离为S，旋转臂的长度为L；
根据当前风速与所预设的基准风速的比较情况控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
若当前风速小于所预设的基准风速，则控制第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°；
若当前风速大于所预设的基准风速，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角；
若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
通过采用上述技术方案，当前风速小于基准风速时，第二旋翼为抵消风力产生的推进力相对较小，进而使得能量的浪费较少，可以不调节旋转臂与第二连接臂的夹角；当前风速大于基准风速时，第二旋翼为抵消风力产生的推进力相对较大，进而使得能量的浪费较多，此时调节旋转臂与第二连接臂的夹角，使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，能够减少过多能量的浪费，提高无人机的续航能力。
本发明进一步设置为：定义两个呈相对设置的第二旋翼为一组，则两组第二旋翼分别为一号旋翼组与二号旋翼组，转动轴与机身中心处的距离为S，旋转臂的长度为L；
根据当前风力方向与机身前进方向的夹角α控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
若风力方向与机身前进方向的夹角α为0°～20°、80°～100°或160°～180°，则控制旋转臂与第二连接臂的夹角保持180°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α为20°～80°或100°～160°，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角；
若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
通过采用上述技术方案，当α为0°～20°、80°～100°或160°～180°时，风力方向与第一连接臂的夹角或风力方向与第二连接臂的夹角相对较小，第二旋翼为抵消风力产生的推进力相对较小，进而使得能量的浪费较少，可以不调节旋转臂与第二连接臂的夹角；当风力方向与机身前进方向的夹角α为20°～80°或100°～160°时，风力方向与第一连接臂的夹角或风力方向与第二连接臂的夹角相对较大，第二旋翼为抵消风力产生的推进力相对较大，进而使得能量的浪费较多，此时调节旋转臂与第二连接臂的夹角，使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，能够减少过多能量的浪费，提高无人机的续航能力。
本发明进一步设置为：包括：
获取当前机身内电池的当前电量值；
根据当前电量值与所预设的电量基准值的比较情况控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
若当前电量值大于所预设的电量基准值，则控制第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°；
若当前电量值不大于所预设的电量基准值，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角；
若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
通过采用上述技术方案，当当前电量值大于电量基准值时，说明电量充足，无需调节第二连接臂与旋转臂的夹角；当当前电量值不大于电量基准值时，说明电量不够充足，调节第二连接臂与旋转臂的夹角，使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，能够提高无人机的续航能力，确保无人机的正常使用。
本发明的第三目的是提供一种计算机可读存储介质，为一种测绘用多旋翼无人机控制方法提供载体。
本发明的上述发明目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种计算机可读存储介质，存储有能够被处理器加载执行时实现如上所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法。
综上所述，本发明的有益技术效果为：
充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
附图说明
图1是现有的多旋翼无人机的结构示意图。
图2是一种测绘用多旋翼无人机的结构示意图。
图3是第二旋翼与角度调节组件、第二连接臂的局部结构示意图。
图4是限位螺母与圆锥滚子轴承、旋转臂、从动齿轮、第二连接臂的局部***示意图一。
图5是限位螺母与圆锥滚子轴承、旋转臂、从动齿轮、第二连接臂的局部***示意图二。
图6是机身与第二连接臂的局部***示意图。
图7是锁定组件的结构示意图。
图8是根据风力信息控制旋转臂与第二连接臂的夹角的流程框图。
图9是根据风速以及风力方向与机身前进方向的夹角控制旋转臂与第二连接臂的夹角的流程框图。
图10是根据风力方向与机身前进方向的夹角控制旋转臂与第二连接臂的夹角的流程框图。
图11是根据电量值控制旋转臂与第二连接臂的夹角的流程框图。
图中，1、机身；11、枢接块；111、枢接槽；112、锁定孔；113、圆角；2、第一旋翼；3、第二旋翼；4、第一连接臂；41、连接板；411、抵接板；4111、穿设孔；42、枢接轴；5、第二连接臂；51、转动轴；6、角度调节组件；61、旋转臂；611、驱动槽；62、从动齿轮；621、驱动柱；63、主动齿轮；64、驱动电机；65、圆锥滚子轴承；66、限位螺母；7、锁定组件；71、容纳块；711、容纳槽；712、滑移槽；72、压缩弹簧；73、锁定柱；74、掰块。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
参照图2，为一种测绘用多旋翼无人机，包括机身1、第一旋翼2、第二旋翼3、第一连接臂4、第二连接臂5和角度调节组件6；第一旋翼2的数量为两个且两个第一旋翼2分别设于机身1的前后两侧，机身1呈对称设置，两个第一旋翼2的连线等分机身1，第一旋翼2通过第一连接臂4连接于机身1上，第一连接臂4的延长线穿过机身1的中心；第二旋翼3的数量为四个，第一旋翼2与第二旋翼3沿机身1的周向均匀分布，第二旋翼3通过第二连接臂5连接于机身1上，第二连接臂5的延长线穿过机身1的中心；角度调节组件6设于第二连接臂5远离机身1的一端，以调节第二旋翼3与机身1中心之间的连线和机身1前进方向的夹角，机身1沿X轴前进，X轴与第一连接臂4互相平行。
参照图3，角度调节组件6包括旋转臂61、从动齿轮62、主动齿轮63和驱动电机64；第二连接臂5靠近第二旋翼3的一端呈扁平状设置，第二连接臂5上设有竖直向上设置的转动轴51，转动轴51可以与第二连接臂5一体设置，也可以插接或螺纹连接于第二连接臂5上，此处转动轴51优选与第二连接臂5呈一体设置；转动轴51依次穿设于从动齿轮62与旋转臂61上，从动齿轮62、旋转臂61均与转动轴51转动连接，从动齿轮62用于驱使旋转臂61转动，驱动电机64固定于第二连接臂5的下侧且输出轴贯穿第二连接臂5向上延伸，主动齿轮63套设于驱动电机64的输出轴上且与输出轴键连接，主动齿轮63与从动齿轮62互相啮合，以在驱动电机64的带动下驱使从动齿轮62转动；转动轴51上还套设有圆锥滚子轴承65，圆锥滚子轴承65的外圈抵接于旋转臂61的上侧；转动轴51上还螺纹连接有限位螺母66，限位螺母66抵接于圆锥滚子轴承65的内圈的上侧，限位螺母66优选蝶形螺母。
参照图4、5，从动齿轮62的上端面上一体设有驱动柱621，旋转臂61的下侧开设有驱动槽611，驱动槽611供驱动柱621插接，以使旋转臂61能够在从动齿轮62的带动下绕转动轴51转动。
参照图2、6，第一连接臂4与第二连接臂5靠近机身1的一端一体设有连接板41，连接板41靠近机身1的一端呈半圆形设置；机身1的外侧壁上一体设有枢接块11，枢接块11的数量为六个且与连接板41一一对应，枢接块11上开设有枢接槽111，枢接槽111供连接板41***转动，连接板41通过枢接轴42转动连接于枢接块11上，连接板41靠近机身1的一端与枢接轴42呈同心设置；第一连接臂4与第二连接臂5上均设有至少一个锁定组件7，此处锁定组件7优选为两个，且两个锁定组件7对称设于第一连接臂4或第二连接臂5的两侧，锁定组件7用于锁定第一连接臂4或第二连接臂5。
结合图7，锁定组件7包括容纳块71、压缩弹簧72、锁定柱73和掰块74；容纳块71可一体设于第一连接臂4与第二连接臂5上，也可以通过螺钉固定于第一连接臂4与第二连接臂5上，此处容纳块71优选通过螺钉固定于第一连接臂4与第二连接臂5上，容纳块71上开设有朝向枢接块11设置的容纳槽711；压缩弹簧72嵌设于容纳槽711内且一端与容纳槽711的槽底抵接，锁定柱73穿设于容纳槽711内且与容纳槽711滑移连接，锁定柱73与压缩弹簧72远离容纳槽711槽底的一端抵接；枢接块11远离机身1的一侧开设有锁定孔112，锁定孔112供锁定柱73插接以对第一连接臂4与第二连接臂5进行锁定，使第一连接臂4与第二连接臂5不易绕枢接轴42转动；掰块74一体设于锁定柱73的外周壁上且与锁定柱73的轴线互相垂直，容纳块71上开设有与容纳槽711互相连通的滑移槽712，滑移槽712与容纳块71靠近机身1的侧壁互相连通，滑移槽712供掰块74滑移，掰块74供手握持以方便通过拨动掰块74驱使锁定柱73与插接孔分离。
枢接块11的上表面上也开设有锁定孔112，锁定孔112供锁定柱73插接，以使无人机在不使用时第一连接臂4与第二连接臂5能够收纳于机身1的上侧，并通过锁定柱73锁定，减小无人机的占用空间。
连接板41远离机身1的一端一体设有抵接板411，抵接板411与枢接块11远离机身1的一侧抵接，以使第一连接臂4与第二连接臂5不易向下翻转；抵接板411上开设有供锁定柱73穿设的穿设孔4111；枢接块11远离机身1的一侧还设有圆角113，圆角113位于枢接块11棱边上，圆角113与枢接轴42呈同心设置，圆角113与抵接板411相切，以使第一连接臂4与第二连接臂5能够向上翻起。
还包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的程序，该程序能够被处理器加载执行时实现如图8至图11流程中所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
基于同一发明构思，本发明实施例提供一种测绘用多旋翼无人机控制方法，包括：获取当前机身所处环境的当前风力信息，所述风力信息至少包括风力方向与机身前进方向的夹角α；根据当前风力信息控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
本发明实施例中，根据当前风力信息调节制旋转臂与第二连接臂的夹角β，以使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
另外，本文中术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，如无特殊说明，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
下面结合说明书附图对本发明实施例作进一步详细描述。
一种测绘用多旋翼无人机控制方法，主要流程描述如下。
参照图8：
步骤1000：获取当前机身所处环境的当前风力信息，所述风力信息至少包括风力方向与机身前进方向的夹角α。
其中，通过在机身上安装风向传感器或风速风向传感器，来测量风力方向与机身前进方向的夹角α，此处优选风速风向传感器。
步骤1100：根据当前风力信息控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
其中，此处的风力信息为风力方向与机身前进方向的夹角α；根据当前风力信息调节制旋转臂与第二连接臂的夹角β，可以使第二旋翼与机身中心的连线和机身前进方向的夹角能够与风向匹配，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
参照图9，为根据风速以及风力方向与机身前进方向的夹角控制旋转臂与第二连接臂的夹角的方法。
步骤2100：所述风力信息包括风速，根据当前风速与所预设的基准风速的比较情况控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
其中，通过在机身上安装风速传感器或风速风向传感器，来测量风速，此处优选风速风向传感器，以同时测量风速与风向。
步骤2111：若当前风速小于所预设的基准风速，则控制第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°。
其中，当前风速小于基准风速，说明当前风速较小，第二旋翼为抵消风力产生的推动力较小，进而能量浪费较少，使第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°即可。
步骤2121：若当前风速大于所预设的基准风速，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角。
其中，一号旋翼组与机身前进方向的夹角为60°，二号旋翼组与机身前进方向的夹角为120°。
步骤2122：若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°。
步骤2123：若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]。
步骤2124：若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°。
步骤2125：若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]。
步骤2126：若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
其中，控制驱动电机转动，以驱使旋转臂转动，调节旋转臂与第二连接臂的夹角，使二号旋翼组与机身中心的连线与风向共线，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
参照图10，为根据风力方向与机身前进方向的夹角控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
步骤3100：根据当前风力方向与机身前进方向的夹角α控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
其中，通过在机身上安装风向传感器或风速风向传感器，来测量风力方向与机身前进方向的夹角α，此处优选风速风向传感器。
步骤3111：若风力方向与机身前进方向的夹角α为0°～20°、80°～100°或160°～180°，则控制旋转臂与第二连接臂的夹角保持180°。
其中，风力方向与机身前进方向的夹角α为0°～20°、80°～100°或160°～180°，防止第二旋翼与第二旋翼以及第二旋翼与第一旋翼互相干涉，控制旋转臂与第二连接臂的夹角保持180°。
步骤3121：若风力方向与机身前进方向的夹角α为20°～80°或100°～160°，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角。
其中，风力方向与机身前进方向的夹角α为20°～80°或100°～160°，第二旋翼与第二旋翼以及第二旋翼与第一旋翼不易干涉，可以调节旋转臂与第二连接臂的夹角；一号旋翼组与机身前进方向的夹角为60°，二号旋翼组与机身前进方向的夹角为120°。
步骤3122：若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°。
步骤3123：若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]。
步骤3124：若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°。
步骤3125：若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]。
步骤3126：若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
其中，控制驱动电机转动，以驱使旋转臂转动，调节旋转臂与第二连接臂的夹角，使二号旋翼组与机身中心的连线与风向共线，充分利用了第二旋翼转动产生的推进力，减少了能量的浪费。
参照图11，根据电量值控制旋转臂与第二连接臂的夹角的方法。
步骤4100：获取当前机身内电池的当前电量值。
步骤4200：根据当前电量值与所预设的电量基准值的比较情况控制旋转臂与第二连接臂的夹角β。
步骤4211：若当前电量值大于所预设的电量基准值，则控制第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°。
其中，当前电量值大于电量基准值，说明无人机的电量充足。
步骤4221：若当前电量值不大于所预设的电量基准值，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角。
其中，当前电量值不大于电量基准值，说明无人机的电量不充足，需要调节第二连接臂与旋转臂的夹角，以减少第二旋翼产生推进力的浪费，提高无人机的续航能力。
步骤4222：若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°。
步骤4223：若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]。
步骤4224：若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°。
步骤4225：若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]。
步骤4226：若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
基于同一发明构思，本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，存储有能够被处理器加载执行时实现如图8-图11流程中所述的各个步骤。
所述计算机可读存储介质例如包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-OnlyMemory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将装置的内部结构划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。上述描述的***，装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的***，装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个***，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或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一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)或处理器(processor)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器、随机存取存储器、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述，以上实施例仅用以对本申请的技术方案进行了详细介绍，但以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想，不应理解为对本发明的限制。本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种测绘用多旋翼无人机控制方法，其特征在于，包括：
获取当前机身所处环境的当前风力信息，所述风力信息至少包括风力方向与机身前进方向的夹角α；
根据当前风力信息控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
所述风力信息包括风速，定义两个呈相对设置的第二旋翼为一组，则两组第二旋翼分别为一号旋翼组与二号旋翼组，转动轴与机身中心处的距离为S，旋转臂的长度为L；
根据当前风速与所预设的基准风速的比较情况控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
若当前风速小于所预设的基准风速，则控制第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°；
若当前风速大于所预设的基准风速，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角；
若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
2.根据权利要求1所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法，其特征在于：定义两个呈相对设置的第二旋翼为一组，则两组第二旋翼分别为一号旋翼组与二号旋翼组，转动轴与机身中心处的距离为S，旋转臂的长度为L；
根据当前风力方向与机身前进方向的夹角α控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
若风力方向与机身前进方向的夹角α为0°～20°、80°～100°或160°～180°，则控制旋转臂与第二连接臂的夹角保持180°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α为20°～80°或100°～160°，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角；
若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
3.根据权利要求1所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法，其特征在于，包括：
获取当前机身内电池的当前电量值；
根据当前电量值与所预设的电量基准值的比较情况控制旋转臂与第二连接臂的夹角β；
若当前电量值大于所预设的电量基准值，则控制第二连接臂与旋转臂的夹角β保持180°；
若当前电量值不大于所预设的电量基准值，则判断风力方向与一号旋翼组之间的夹角是否大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角；
若风力方向与一号旋翼组之间的夹角大于风力方向与二号旋翼组之间的夹角，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否小于60°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α小于60°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(60°-α)-arcsin[S*sin（60°-α）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不小于60°，则判断风力方向与机身前进方向的夹角α是否大于120°；
若风力方向与机身前进方向的夹角α大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，
β=180°-(α-120°)-arcsin[S*sin（α-120°）/L]；
若风力方向与机身前进方向的夹角α不大于120°，则控制二号旋翼组的旋转臂逆时针转动β，控制一号旋翼组的旋转臂顺时针转动β，
若α大于90°，则
β=180°-(120°-α)-arcsin[S*sin（120°-α）/L]；
若α不大于90°，则
β=180°-(α-60°)-arcsin[S*sin（α-60°）/L]。
4.一种计算机可读存储介质，其特征在于，存储有能够被处理器加载执行时实现如权利要求1至3中任一项所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法。
5.一种测绘用多旋翼无人机，包括机身（1）、第一旋翼（2）、第二旋翼（3）、第一连接臂（4）和第二连接臂（5），其特征在于，还包括角度调节组件（6）；
所述角度调节组件（6）包括转动连接于第二连接臂（5）远离机身（1）一端的旋转臂（61）、设于旋转臂（61）靠近第二连接臂（5）一侧且驱使旋转臂（61）转动的从动齿轮（62）、转动于连接臂上侧且与从动齿轮（62）互相啮合的主动齿轮（63）和设于连接臂的下侧且输出轴插接于主动齿轮（63）上的驱动电机（64）；
所述第二旋翼（3）的数量为四个；
还包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的程序，该程序能够被处理器加载执行时实现如权利要求1至3中任一项所述的一种测绘用多旋翼无人机控制方法。
6.根据权利要求5所述的一种测绘用多旋翼无人机，其特征在于：所述第一连接臂（4）与所述第二连接臂（5）靠近机身（1）的一端均一体设有连接板（41），所述机身（1）的外侧壁上一体设有枢接块（11），所述枢接块（11）上开设有供连接板（41）***转动的枢接槽（111），所述连接板（41）通过枢接轴（42）转动连接于枢接块（11）上；
所述第一连接臂（4）与所述第二连接臂（5）靠近机身（1）的一侧均设有锁定组件（7）。
7.根据权利要求6所述的一种测绘用多旋翼无人机，其特征在于：所述锁定组件（7）包括：
容纳块（71），设于第一连接臂（4）或第二连接臂（5）上，所述容纳块（71）上开设有朝向机身（1）设置的容纳槽（711）；
压缩弹簧（72），嵌设于容纳块（71）内且一端与容纳槽（711）的槽底抵接；
锁定柱（73），穿设于容纳槽（711）上且与容纳槽（711）滑移连接并一端与压缩弹簧（72）靠近机身（1）的一端抵接；
掰块（74），一体设于锁定柱（73）靠近压缩弹簧（72）的外周壁上，所述容纳块（71）上开设有与容纳槽（711）互相连通且供掰块（74）滑移的滑移槽（712）；
所述枢接块（11）远离机身（1）的侧壁上与所述枢接块（11）上的上表面上均开设有供锁定柱（73）插接的锁定孔（112）。
8.根据权利要求6所述的一种测绘用多旋翼无人机，其特征在于：所述连接板（41）靠近远离机身（1）的一侧一体设有与枢接块（11）远离机身（1）的侧壁抵接的抵接板（411），所述抵接板（411）上开设有供锁定柱（73）穿设的穿设孔（4111）；
所述枢接块（11）远离机身（1）的一侧设有与枢接轴（42）呈同心设置的圆角（113），所述圆角（113）设于枢接块（11）上侧的棱边上，所述圆角（113）与抵接板（411）相切。
9.根据权利要求6所述的一种测绘用多旋翼无人机，其特征在于：所述第二连接臂（5）远离机身（1）的一端设有依次穿设于从动齿轮（62）与旋转臂（61）上的转动轴（51），所述转动轴（51）上套设有抵接于旋转臂（61）远离从动齿轮（62）一侧的圆锥滚子轴承（65），所述转动轴（51）螺纹连接有限位螺母（66），所述限位螺母（66）抵接于圆锥滚子轴承（65）远离旋转臂（61）的一侧。
CN201911221145.3A 2019-12-03 2019-12-03 一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质 Active CN111038690B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911221145.3A CN111038690B (zh) 2019-12-03 2019-12-03 一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911221145.3A CN111038690B (zh) 2019-12-03 2019-12-03 一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111038690A CN111038690A (zh) 2020-04-21
CN111038690B true CN111038690B (zh) 2023-01-03

Family

ID=70234507

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911221145.3A Active CN111038690B (zh) 2019-12-03 2019-12-03 一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111038690B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114104285B (zh) * 2021-11-12 2023-10-31 浙江上元土地勘测规划设计有限公司 一种基于倾斜摄影的测绘用无人机

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204433053U (zh) * 2015-02-13 2015-07-01 李潋崴 用于无人机的旋翼推力调节装置
CN105292454A (zh) * 2015-11-06 2016-02-03 极翼机器人(上海)有限公司 多旋翼无人机
CN105366032A (zh) * 2015-11-30 2016-03-02 湖北易瓦特科技股份有限公司 具有折叠组件的无人机
CN205168881U (zh) * 2015-10-30 2016-04-20 韩鹏飞 多轴飞行器
JP5997342B1 (ja) * 2015-09-29 2016-09-28 京商株式会社 マルチコプター玩具
CN206569250U (zh) * 2017-03-24 2017-10-20 四川建筑职业技术学院 一种可调节无人机机臂倾斜角度的伞折式机架
CN108454847A (zh) * 2018-03-21 2018-08-28 华南农业大学 一种旋翼姿态调节装置以及包括该装置的多旋翼无人机
CN110395387A (zh) * 2019-08-16 2019-11-01 泰州市柯普尼通讯设备有限公司 防颤式无人机机翼调节结构

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5816744B2 (ja) * 2011-05-23 2015-11-18 スカイ ウインドパワー コーポレイション 飛翔発電機
GR1007811B (el) * 2011-09-30 2013-01-25 Ιωαννης Σταυρου Ιωαννιδης Συναρμολογουμενη ανεμογεννητρια με ειδικους βραχιονες φεροντες αναδιπλουμενα πτερυγια και μηχανισμο φρενου για τη ρυθμιση των περιστροφων των βραχιονων
US20170329351A1 (en) * 2015-05-22 2017-11-16 Qualcomm Incorporated Apparatus-assisted sensor data collection
CN205098468U (zh) * 2015-11-06 2016-03-23 极翼机器人(上海)有限公司 多旋翼飞行器
CN105366041B (zh) * 2015-11-30 2019-02-12 易瓦特科技股份公司 应用于无人机的多旋翼结构
CN106904270A (zh) * 2017-04-11 2017-06-30 国网辽宁省电力有限公司辽阳供电公司 一种高稳定性六旋翼飞行器
JP2021014129A (ja) * 2017-10-16 2021-02-12 株式会社ハイボット ワイヤ張力式飛行体

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204433053U (zh) * 2015-02-13 2015-07-01 李潋崴 用于无人机的旋翼推力调节装置
JP5997342B1 (ja) * 2015-09-29 2016-09-28 京商株式会社 マルチコプター玩具
CN205168881U (zh) * 2015-10-30 2016-04-20 韩鹏飞 多轴飞行器
CN105292454A (zh) * 2015-11-06 2016-02-03 极翼机器人(上海)有限公司 多旋翼无人机
CN105366032A (zh) * 2015-11-30 2016-03-02 湖北易瓦特科技股份有限公司 具有折叠组件的无人机
CN206569250U (zh) * 2017-03-24 2017-10-20 四川建筑职业技术学院 一种可调节无人机机臂倾斜角度的伞折式机架
CN108454847A (zh) * 2018-03-21 2018-08-28 华南农业大学 一种旋翼姿态调节装置以及包括该装置的多旋翼无人机
CN110395387A (zh) * 2019-08-16 2019-11-01 泰州市柯普尼通讯设备有限公司 防颤式无人机机翼调节结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN111038690A (zh) 2020-04-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10647419B1 (en) Unmanned aerial vehicle configuration
EP3063064B1 (en) A rotorcraft
US7946526B2 (en) Rotary-wing vehicle system
US9296477B1 (en) Multi-rotor helicopter
CN110155320B (zh) 用于旋翼飞行器的抗扭矩***
US20220097834A1 (en) Hybrid Gyrodyne aircraft
CN203780797U (zh) 双马达可变螺距多旋翼飞行器
CN111038690B (zh) 一种测绘用多旋翼无人机、控制方法及存储介质
US20190241260A1 (en) Rotary aircraft and method of use
CN108313285A (zh) 螺旋桨倾转机构
US7374130B2 (en) Method and apparatus for vehicle control using variable blade pitch
CN110329497A (zh) 一种桨面角度可变的多旋翼无人机及其控制方法
CN103950537A (zh) 变距飞行器的控制方法和控制装置
CN105197237A (zh) 一种垂直起降无人机
CN205010478U (zh) 用于无人机的螺旋桨折叠装置
CN103721421A (zh) 多旋翼飞行器
CN109455295B (zh) 旋翼控制装置及旋翼飞行器
CN103786888A (zh) 变距飞行器
CN109407692A (zh) 倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法
Sigalos et al. Design of a Flight Controller and Peripherals for a Quadcopter
CA3070356C (en) Asymmetric aerial vehicle
CN203220761U (zh) 多旋翼飞行器
CN113734433A (zh) 电动飞行器、飞行控制方法及电子设备
CN109263881A (zh) 一种多旋翼飞行器
CN205396542U (zh) 反扭矩叶片

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant