CN112849403B - 无人飞行器及其控制方法 - Google Patents

无人飞行器及其控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112849403B
CN112849403B CN201911175076.7A CN201911175076A CN112849403B CN 112849403 B CN112849403 B CN 112849403B CN 201911175076 A CN201911175076 A CN 201911175076A CN 112849403 B CN112849403 B CN 112849403B
Authority
CN
China
Prior art keywords
motor
aerial vehicle
steering engine
control module
unmanned aerial
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
CN201911175076.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112849403A (zh
Inventor
田瑜
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.)
Shanghai Autoflight Co Ltd
Original Assignee
Shanghai Autoflight 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 Shanghai Autoflight Co Ltd filed Critical Shanghai Autoflight Co Ltd
Priority to CN201911175076.7A priority Critical patent/CN112849403B/zh
Priority to EP20210076.4A priority patent/EP3828083B1/en
Publication of CN112849403A publication Critical patent/CN112849403A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112849403B publication Critical patent/CN112849403B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/06—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with two or more independent movements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)

Abstract

本发明公开了一种无人飞行器及其控制方法，所述无人飞行器包括控制模块、电机臂、多个升力电机和升力桨；所述控制模块用于预设每个所述电机臂的两端与对应的所述升力电机之间的对应关系；所述控制模块用于控制每个所述升力电机开启；所述控制模块还用于判断是否有所述升力电机发生故障，若有，则确定目标升力电机、目标位置，并调整与所述目标位置对应的所有所述升力电机中除所述目标升力电机之外的其他所述升力电机的功率。本发明提升了无人飞行器的飞行稳定性以及安全性。

Description

无人飞行器及其控制方法
技术领域
本发明涉及自动控制技术领域，特别涉及一种无人飞行器及其控制方法。
背景技术
随着技术的快速发展，无人飞行器产业也随之得到飞速发展，对其需求以及其应用领域也不断地被开发。但是，现有的无人飞行器存在飞行性能较差的问题，如在无人飞行器巡航过程中，若某一升力电机发生故障时则容易造成飞行器飞行不稳定甚至导致整机坠机损毁；如存在动力驱动不足的情况，或若动力驱动机构发生故障，则容易造成整机失去动力导致事故发生等；因此现有的无人飞行器的稳定性和安全性等都无法得到有效保障。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中无人飞行器存在飞行性能较差，稳定性和安全性都无法得到有效保障的缺陷，提供一种无人飞行器及其控制方法。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
本发明提供一种无人飞行器，所述无人飞行器包括控制模块、电机臂、多个升力电机和升力桨；
所述控制模块设于所述无人飞行器的机身主体内；
所述电机臂分别平行固设在所述机身主体两侧；
所述升力电机与所述控制模块电连接；
所述电机臂的两端分别设有至少两个所述升力电机；
其中，所述升力电机设于所述电机臂内，所述升力桨固设在所述电机臂上；
一个所述升力电机与至少一个所述升力桨固定连接；
所述控制模块用于预设每个所述电机臂的两端与对应的所述升力电机之间的对应关系；
所述控制模块用于控制每个所述升力电机开启以驱动对应的所述升力桨旋转工作；
所述控制模块还用于判断是否有所述升力电机发生故障，若有，则确定发生故障的所述升力电机为目标升力电机，根据所述对应关系获取与所述目标升力电机对应的所述电机臂上的目标位置，并调整与所述目标位置对应的所有所述升力电机中除所述目标升力电机之外的其他所述升力电机的功率。
较佳地，所述无人飞行器还包括至少两个第一舵机和第二舵机；
所述第一舵机固设在所述无人飞行器的左机翼内，所述第二舵机固设在所述无人飞行器的右机翼内；
每个所述第一舵机与所述左机翼上的一个第一舵面固定连接，每个所述第二舵机与所述右机翼上的一个第二舵面固定连接；
所述控制模块分别与所述第一舵机与所述第二舵机电连接；
所述控制模块用于控制所述第一舵机和所述第二舵机调整所述第一舵面和所述第二舵面的偏转方向。
较佳地，当所述左机翼包括两个第一舵机时，所述第一舵机包括第一子舵机和第二子舵机，所述第二子舵机位于所述第一子舵机的外侧；
当所述左机翼包括两个第二舵机时，所述第二舵机包括第三子舵机和第四子舵机，所述第四子舵机位于所述第三子舵机的外侧；
所述控制模块用于控制所述第一子舵机对应的第一舵面和所述第三子舵机对应的第二舵面的偏转方向均向上，且控制所述第二子舵机对应的第一舵面和所述第四子舵机对应的所述第二舵面的偏转方向均向下。
较佳地，当所述左机翼内设有两个所述第一舵机，所述右机翼内设有两个所述第二舵机时，所述控制模块用于控制所述左机翼的两个所述第一舵面对应的偏转方向相反，以及控制所述右机翼的两个所述第二舵面对应的偏转方向相反；或，所述控制模块用于控制两个所述第一舵机和两个所述第二舵机的偏转方向一致。
较佳地，所述无人飞行器还包括第一驱动电机、第二驱动电机、第一驱动桨和第二驱动桨；
所述第一驱动电机和所述第二驱动电机均设在所述机身主体内且分别固设在所述机身主体的前端和后端；
所述第一驱动桨与所述第一驱动电机电连接，所述第一驱动桨固设在所述机身主体的前端；
所述第二驱动桨与所述第二驱动电机电连接，所述第二驱动桨固设在所述机身主体的后端；
所述第一驱动电机和所述第二驱动电机分别与所述控制模块电连接；
所述控制模块用于控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述无人飞行器向前飞行；和/或，
所述控制模块用于控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述无人飞行器向前飞行。
较佳地，所述控制模块用于在所述第一驱动电机发生故障时，控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述无人飞行器向前飞行；或，
所述控制模块用于在所述第二驱动电机发生故障时，控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述无人飞行器向前飞行。
较佳地，所述无人飞行器还包括第三舵机和两个垂直尾翼；
两个所述垂直尾翼分别设置与所述机身主体的末端的垂直方向两侧；
每个所述垂直尾翼内设有至少一个所述第三舵机；
每个所述第三舵机与所述垂直尾翼上的一个第三舵面固定连接；
所述第三舵机与所述控制模块电连接；
所述控制模块用于控制所述第三舵机调整所述第三舵面的偏转方向。
较佳地，当每个所述垂直尾翼上设置一个所述第三舵机时，所述控制模块用于在一个所述第三舵机发生故障时，控制另一个所述第三舵机调整对应的所述第三舵面的偏转方向。
较佳地，所述无人飞行器还包括至少两个空速管；
所述空速管分别设置在所述机身主体和/或所述电机臂上；
其中，所述空速管的朝向与所述无人飞行器的飞行方向一致。
较佳地，当所述电机臂的两端分别设置两个所述升力电机时，每个所述升力电机与一个所述升力桨固定连接；
当所述无人飞行器包括两个所述空速管时，每个所述空速管分别固设在一个所述电机臂的前端位置处。
本发明还提供一种无人飞行器的控制方法，用于上述的无人飞行器中，所述控制方法包括：
所述控制模块预设每个所述电机臂的两端与对应的所述升力电机之间的对应关系；
所述控制模块控制每个所述升力电机开启以驱动对应的所述升力桨旋转工作；
所述控制模块判断是否有所述升力电机发生故障，若有，则确定发生故障的所述升力电机为目标升力电机，根据所述对应关系获取与所述目标升力电机对应的所述电机臂上的目标位置，并调整与所述目标位置对应的所有所述升力电机中除所述目标升力电机之外的其他所述升力电机的功率。
较佳地，当所述飞行器还包括至少两个第一舵机和第二舵机，所述第一舵机固设在所述飞行器的左机翼内，所述第二舵机固设在所述飞行器的右机翼内，每个所述第一舵机与所述左机翼上的一个第一舵面固定连接，每个所述第二舵机与所述右机翼上的一个第二舵面固定连接时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述第一舵机和所述第二舵机调整所述第一舵面和所述第二舵面的偏转方向。
较佳地，当所述左机翼包括两个第一舵机，所述第一舵机包括第一子舵机和第二子舵机，所述第二子舵机位于所述第一子舵机的外侧；当所述左机翼包括两个第二舵机时，所述第二舵机包括第三子舵机和第四子舵机，所述第四子舵机位于所述第三子舵机的外侧时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述第一子舵机对应的第一舵面和所述第三子舵机对应的第二舵面的偏转方向均向上，且控制所述第二子舵机对应的第一舵面和所述第四子舵机对应的所述第二舵面的偏转方向均向下。
较佳地，当所述左机翼内设有两个所述第一舵机，所述右机翼内设有两个所述第二舵机时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述左机翼的两个所述第一舵面对应的偏转方向相反，以及控制所述右机翼的两个所述第二舵面对应的偏转方向相反；或，所述控制模块用于控制两个所述第一舵机和两个所述第二舵机的偏转方向一致。
较佳地，当所述飞行器还包括第一驱动电机、第二驱动电机、第一驱动桨和第二驱动桨时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述飞行器向前飞行；和/或，
所述控制模块控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述飞行器向前飞行。
较佳地，所述控制方法还包括：
所述控制模块在所述第一驱动电机发生故障时，控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述飞行器向前飞行；或，
所述控制模块在所述第二驱动电机发生故障时，控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述飞行器向前飞行。
较佳地，当所述飞行器还包括第三舵机和两个垂直尾翼时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述第三舵机调整所述第三舵面的偏转方向。
较佳地，当每个所述垂直尾翼上设置一个所述第三舵机时，所述控制方法还包括：
所述控制模块在一个所述第三舵机发生故障时，控制另一个所述第三舵机调整对应的所述第三舵面的偏转方向。
本发明的积极进步效果在于：
1)通过在电机臂上四个位置分别增设升力电机及升力桨并同时开启，提升了飞行器的稳定性；当某一位置的一个升力电机发生故障，则调整与该位置对应的其他升力电机的功率以提升飞行器的安全性；
2)在左右副机翼处增设舵机，以提高对飞行器的飞行角度控制的准确性；可以控制靠近机身主体的舵机调整舵面偏转方向，从而增加飞行器的升力；通过设置同一副机翼的舵面偏转方向相反，实现将其作为阻力板使用的目的；另外，在一个舵面失效时，还有其他舵面保持工作，从而保证了飞行器的安全性；
3)通过设置前拉、后推进的驱动电机保证飞机在巡航时动力充足，保证了飞行器稳定性的同时，两者配合使用也提升了飞行器的安全性；
4)设置上下对称结构的垂直尾翼并在垂直尾翼上均设置舵机，在保证了舵面效率、伺服机扭力传导的同时，也提升了飞行器的安全性；
5)在飞行器前端左右两侧均增设空速管，提高了现有的空速数据的准确性，进一步地保证了对飞行器的飞行安全控制。
附图说明
图1为本发明实施例1的无人飞行器的结构示意图。
图2为本发明实施例1的无人飞行器的第一视角结构示意图。
图3为本发明实施例1的无人飞行器的第二视角结构示意图。
图4为本发明实施例2的无人飞行器的结构示意图。
图5为本发明实施例2的无人飞行器的第一视角结构示意图。
图6为本发明实施例2的无人飞行器的第二视角结构示意图。
图7为本发明实施例2的无人飞行器的第三视角结构示意图。
图8为本发明实施例3的无人飞行器的控制方法的流程图。
具体实施方式
下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
实施例1
如图1所示，本实施例的无人飞行器包括控制模块1、电机臂2、多个升力电机3和升力桨4。
控制模块1设于无人飞行器的机身主体5内，电机臂2分别平行固设在机身主体5两侧，升力电机3与控制模块1电连接。
电机臂2的两端分别设有至少两个升力电机3，其中，升力电机3设于电机臂2内，一个升力电机3与至少一个升力桨4固定连接。
控制模块1用于预设每个电机臂2的两端与对应的升力电机3之间的对应关系。优选地，每个电机臂的每端对应的升力电机数量相等。
控制模块1用于控制每个升力电机3开启以驱动对应的升力桨4旋转工作。
具体地，如图2和图3所示，当电机臂2的两端分别设置两个升力电机3时，每个升力电机3与一个升力桨4固定连接，此时飞行器包括两个电机臂，每个电机臂的一端分别对应设置两个升力电机以及对应的升力桨，总共包括8个升力电机和8个升力桨；在飞机器巡航过程中，控制8个升力电机同时开启工作，从而保证了飞行器的稳定性。
控制模块1还用于判断是否有升力电机3发生故障，若有，则确定发生故障的升力电机3为目标升力电机3，根据对应关系获取与目标升力电机3对应的电机臂2上的目标位置，并调整与目标位置对应的所有升力电机3中除目标升力电机3之外的其他升力电机3的功率。
具体地，可以分别控制与目标位置对应的剩余的每个升力电机提高相同功率，或只提高一部分升力电机的功率，从而有效地避免了因一个升力电机失去升力作用导致整机坠机损毁的情况发生。
本实施例中，通过在电机臂上四个位置分别增设升力电机及升力桨并同时开启，提升了飞行器的稳定性；当某一位置的一个升力电机发生故障，则调整与该位置对应的其他升力电机的功率以提升飞行器的安全性。
实施例2
如图4所示，本实施例的飞行器是对实施例1的进一步改进，具体地：
本实施例的飞行器还包括至少两个第一舵机6和第二舵机7。
第一舵机6固设在飞行器的左机翼内，第二舵机7固设在飞行器的右机翼内。
每个第一舵机6与左机翼上的一个第一舵面固定连接，每个第二舵机7与右机翼上的一个第二舵面固定连接；
控制模块1分别与第一舵机6与第二舵机7电连接；
控制模块1用于控制第一舵机6和第二舵机7调整第一舵面和第二舵面的偏转方向。
具体地，如图5所示，当左机翼包括两个第一舵机6时，第一舵机6包括第一子舵机8和第二子舵机9，第二子舵机9位于第一子舵机8的外侧；当左机翼包括两个第二舵机7时，第二舵机7包括第三子舵机10和第四子舵机11，第四子舵机11位于第三子舵机10的外侧。
控制模块1用于控制第一子舵机8对应的第一舵面和第三子舵机10对应的第二舵面的偏转方向均向上，且控制第二子舵机9对应的第一舵面和第四子舵机11对应的第二舵面的偏转方向均向下，以提升飞行器的升力，提高飞行器的飞行性能。
当左机翼内设有两个第一舵机6，右机翼内设有两个第二舵机7时，控制模块1用于控制左机翼的两个第一舵面对应的偏转方向相反，以及控制右机翼的两个第二舵面对应的偏转方向相反，此时相当于阻挡板的功能。
当左机翼内设有两个第一舵机6，右机翼内设有两个第二舵机7时，控制模块1用于控制两个第一舵机6和两个第二舵机7的偏转方向一致，此时若有一个舵机发生故障，其他的舵机仍然保持工作，从而保证不会对飞行器的安全性造成影响。
如图4和图6所示，本实施例的飞行器还包括第一驱动电机12、第二驱动电机13、第一驱动桨14和第二驱动桨15。
第一驱动电机12和第二驱动电机13均设在机身主体5内且分别固设在机身主体5的前端和后端。
第一驱动桨14与第一驱动电机12电连接，第一驱动桨14固设在机身主体5的前端；第二驱动桨15与第二驱动电机13电连接，第二驱动桨15固设在机身主体5的后端；第一驱动电机12和第二驱动电机13分别与控制模块1电连接。
控制模块1用于控制第一驱动电机12开启来驱动第一驱动桨14开始旋转以带动飞行器向前飞行；和/或，
控制模块1用于控制第二驱动电机13开启来驱动第二驱动桨15开始旋转以推动飞行器向前飞行，即可以单一采用一个驱动电机对飞行器进行带动或推进，也可以采用两种驱动方式相结合以更好地保证飞行器的飞行动力与安全。
其中，控制模块1用于在第一驱动电机12发生故障时，控制第二驱动电机13开启来驱动第二驱动桨15开始旋转以推动飞行器向前飞行；或，
控制模块1用于在第二驱动电机13发生故障时，控制第一驱动电机12开启来驱动第一驱动桨14开始旋转以带动飞行器向前飞行，即在某一种驱动方式失效时，及时采用另一中驱动方式予以保持驱动控制，进而保证了飞行器的飞行安全，使得整机安全更有保障。
如图4所示，本实施例的飞行器还包括第三舵机16和两个垂直尾翼17。
两个垂直尾翼17分别设置与机身主体5的末端的垂直方向两侧；
每个垂直尾翼17内设有至少一个第三舵机16；
每个第三舵机16与垂直尾翼17上的一个第三舵面固定连接；
第三舵机16与控制模块1电连接；
控制模块1用于控制第三舵机16调整第三舵面的偏转方向。
其中，如图6所示，当每个垂直尾翼17上设置一个第三舵机16且飞行器包括两个电机臂时，控制模块1用于在一个第三舵机16发生故障时，控制另一个第三舵机16调整对应的第三舵面的偏转方向，使得整机安全更有保障。
如图4所示，本实施例的飞行器还包括至少两个空速管18。
空速管18分别设置在机身主体5和/或电机臂2上；
其中，空速管18的朝向与飞行器的飞行方向一致；空速管18与控制模块1电连接。
其中，如图6和图7所示，当飞行器包括两个空速管18时，每个空速管18分别固设在一个电机臂2的前端位置处，在飞行器前端左右两侧均增设空速管，避免了其他结构的干扰且通过多个空速数据来最终确定无人飞行器对应的空速，提高了现有的空速数据的准确性，进一步地保证了对飞行器的飞行安全控制。
本实施例中，分别通过在电机臂上四个位置分别增设升力电机及升力桨、在左右副机翼处增设舵机、设置前拉和后推进的驱动电机、设置上下对称结构的垂直尾翼以及在飞行器前端左右两侧均增设空速管等，有效地提升了飞行器的稳定性和安全性。
实施例3
本实施例的无人飞行器的控制方法用于实施例1或2中任意一个实施例的无人飞行器中。
如图8所示，本实施例的控制方法包括：
S101、控制模块预设每个电机臂的两端与对应的升力电机之间的对应关系；
优选地，每个电机臂的每端对应的升力电机数量相等。
S102、控制模块控制每个升力电机开启以驱动对应的升力桨旋转工作；
具体地，如图2所示，当电机臂的两端分别设置两个升力电机时，每个升力电机与一个升力桨固定连接，此时飞行器包括两个电机臂，每个电机臂的一端分别对应设置两个升力电机以及对应的升力桨，总共包括8个升力电机和8个升力桨，在飞机器巡航过程中，控制8个升力电机同时开启工作，从而保证了飞行器的稳定性。
S103、控制模块判断是否有升力电机发生故障，若有，则确定发生故障的升力电机为目标升力电机，根据对应关系获取与目标升力电机对应的电机臂上的目标位置，并调整与目标位置对应的所有升力电机中除目标升力电机之外的其他升力电机的功率。
具体地，可以分别控制与目标位置对应的剩余的每个升力电机提高相同功率，或只提高一部分升力电机的功率，从而有效地避免了因一个升力电机失去升力作用导致整机坠机损毁的情况发生。
本实施例中，通过在电机臂上增设的升力电机及升力桨进行飞行控制，提升了飞行器的稳定性；当某一位置的一个升力电机发生故障，则及时调整与该位置对应的其他升力电机的功率，提升了飞行器的安全性。
实施例4
本实施例的无人飞行器的控制方法是对实施例3的进一步改进，具体地：
当无人飞行器还包括至少两个第一舵机和第二舵机，第一舵机固设在飞行器的左机翼内，第二舵机固设在飞行器的右机翼内，每个第一舵机与左机翼上的一个第一舵面固定连接，每个第二舵机与右机翼上的一个第二舵面固定连接时，本实施例的控制方法还包括：
S104、控制模块控制第一舵机和第二舵机调整第一舵面和第二舵面的偏转方向。
其中，当左机翼包括两个第一舵机，第一舵机包括第一子舵机和第二子舵机，第二子舵机位于第一子舵机的外侧；
当左机翼包括两个第二舵机时，第二舵机包括第三子舵机和第四子舵机，第四子舵机位于第三子舵机的外侧时，步骤S104具体包括：
S1041、控制模块控制第一子舵机对应的第一舵面和第三子舵机对应的第二舵面的偏转方向均向上，且控制第二子舵机对应的第一舵面和第四子舵机对应的第二舵面的偏转方向均向下，以提升飞行器的升力，提高飞行器的飞行性能。
当左机翼内设有两个第一舵机，右机翼内设有两个第二舵机时，步骤S104具体包括：
S1042、控制模块控制左机翼的两个第一舵面对应的偏转方向相反，以及控制右机翼的两个第二舵面对应的偏转方向相反，此时相当于阻挡板的功能。
当左机翼内设有两个第一舵机，右机翼内设有两个第二舵机时，步骤S104具体包括：
S1043、控制模块控制两个第一舵机和两个第二舵机的偏转方向一致，此时若有一个舵机发生故障，其他的舵机仍然保持工作，从而保证不会对飞行器的安全性造成影响。
当飞行器还包括第一驱动电机、第二驱动电机、第一驱动桨和第二驱动桨时，本实施例的控制方法还包括：
S105、控制模块控制第一驱动电机开启来驱动第一驱动桨开始旋转以带动飞行器向前飞行；和/或，
控制模块控制第二驱动电机开启来驱动第二驱动桨开始旋转以推动飞行器向前飞行，即可以单一采用一个驱动电机对飞行器进行带动或推进，也可以采用两种驱动方式相结合以更好地保证飞行器的飞行动力与安全。
具体地，步骤S105包括：
控制模块在第一驱动电机发生故障时，控制第二驱动电机开启来驱动第二驱动桨开始旋转以推动飞行器向前飞行；或，
控制模块在第二驱动电机发生故障时，控制第一驱动电机开启来驱动第一驱动桨开始旋转以带动飞行器向前飞行，即在某一种驱动方式失效时，及时采用另一中驱动方式予以保持驱动控制，进而保证了飞行器的飞行安全，使得整机安全更有保障。
当飞行器还包括第三舵机和两个垂直尾翼时，本实施例的控制方法还包括：
S106、控制模块控制第三舵机调整第三舵面的偏转方向。
当每个垂直尾翼上设置一个第三舵机时，步骤S106包括：
控制模块在一个第三舵机发生故障且飞行器包括两个电机臂时，控制另一个第三舵机调整对应的第三舵面的偏转方向，使得整机安全更有保障。
当飞行器包括两个空速管时，每个空速管分别固设在一个电机臂的前端位置处，在飞行器前端左右两侧均增设空速管，避免了其他结构的干扰且通过多个空速数据来最终确定无人飞行器对应的空速，提高了现有的空速数据的准确性，进一步地保证了对飞行器的飞行安全控制。
本实施例中，分别通过在电机臂上四个位置增设的升力电机及升力桨、在左右副机翼处增设的舵机、在机身主体前端和后端分别设置的前拉、后推进的驱动电机、增设的上下对称结构的垂直尾翼以及在飞行器前端左右两侧均增设空速管等，有效地提升了飞行器的稳定性和安全性。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (14)

1.一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器包括控制模块、电机臂、多个升力电机和升力桨；
所述控制模块设于所述无人飞行器的机身主体内；
所述电机臂分别平行固设在所述机身主体两侧；
所述升力电机与所述控制模块电连接；
所述电机臂的两端分别设有至少两个所述升力电机；
其中，所述升力电机设于所述电机臂内，所述升力桨固设在所述电机臂上；
一个所述升力电机与至少一个所述升力桨固定连接；
所述控制模块用于预设每个所述电机臂的两端与对应的所述升力电机之间的对应关系；
所述控制模块用于控制每个所述升力电机开启以驱动对应的所述升力桨旋转工作；
所述控制模块还用于判断是否有所述升力电机发生故障，若有，则确定发生故障的所述升力电机为目标升力电机，根据所述对应关系获取与所述目标升力电机对应的所述电机臂上的目标位置，并调整与所述目标位置对应的所有所述升力电机中除所述目标升力电机之外的其他所述升力电机的功率；
所述无人飞行器还包括两个第一舵机和两个第二舵机；所述两个第一舵机固设在所述无人飞行器的左机翼内，所述两个第二舵机固设在所述无人飞行器的右机翼内；每个所述第一舵机与所述左机翼上的一个第一舵面固定连接，每个所述第二舵机与所述右机翼上的一个第二舵面固定连接；所述控制模块分别与所述第一舵机与所述第二舵机电连接；
所述第一舵机包括第一子舵机和第二子舵机，所述第二子舵机位于所述第一子舵机的外侧；所述第二舵机包括第三子舵机和第四子舵机，所述第四子舵机位于所述第三子舵机的外侧；所述控制模块用于控制所述第一子舵机对应的第一舵面和所述第三子舵机对应的第二舵面的偏转方向均向上，且控制所述第二子舵机对应的第一舵面和所述第四子舵机对应的所述第二舵面的偏转方向均向下。
2.如权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，当所述左机翼内设有两个所述第一舵机，所述右机翼内设有两个所述第二舵机时，所述控制模块用于控制所述左机翼的两个所述第一舵面对应的偏转方向相反，以及控制所述右机翼的两个所述第二舵面对应的偏转方向相反；或，所述控制模块用于控制两个所述第一舵机和两个所述第二舵机的偏转方向一致。
3.如权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括第一驱动电机、第二驱动电机、第一驱动桨和第二驱动桨；
所述第一驱动电机和所述第二驱动电机均设在所述机身主体内且分别固设在所述机身主体的前端和后端；
所述第一驱动桨与所述第一驱动电机电连接，所述第一驱动桨固设在所述机身主体的前端；
所述第二驱动桨与所述第二驱动电机电连接，所述第二驱动桨固设在所述机身主体的后端；
所述第一驱动电机和所述第二驱动电机分别与所述控制模块电连接；
所述控制模块用于控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述无人飞行器向前飞行；和/或，
所述控制模块用于控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述无人飞行器向前飞行。
4.如权利要求3所述的无人飞行器，其特征在于，所述控制模块用于在所述第一驱动电机发生故障时，控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述无人飞行器向前飞行；或，
所述控制模块用于在所述第二驱动电机发生故障时，控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述无人飞行器向前飞行。
5.如权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括第三舵机和两个垂直尾翼；
两个所述垂直尾翼分别设置与所述机身主体的末端的垂直方向两侧；
每个所述垂直尾翼内设有至少一个所述第三舵机；
每个所述第三舵机与所述垂直尾翼上的一个第三舵面固定连接；
所述第三舵机与所述控制模块电连接；
所述控制模块用于控制所述第三舵机调整所述第三舵面的偏转方向。
6.如权利要求5所述的无人飞行器，其特征在于，当每个所述垂直尾翼上设置一个所述第三舵机时，所述控制模块用于在一个所述第三舵机发生故障时，控制另一个所述第三舵机调整对应的所述第三舵面的偏转方向。
7.如权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括至少两个空速管；
所述空速管分别设置在所述机身主体和/或所述电机臂上；
其中，所述空速管的朝向与所述无人飞行器的飞行方向一致。
8.如权利要求7所述的无人飞行器，其特征在于，当所述电机臂的两端分别设置两个所述升力电机时，每个所述升力电机与一个所述升力桨固定连接；
当所述无人飞行器包括两个所述空速管时，每个所述空速管分别固设在一个所述电机臂的前端位置处。
9.一种无人飞行器的控制方法，其特征在于，用于权利要求1所述的无人飞行器中，当所述飞行器还包括至少两个第一舵机和两个第二舵机，所述两个第一舵机固设在所述飞行器的左机翼内，所述两个第二舵机固设在所述飞行器的右机翼内，每个所述第一舵机与所述左机翼上的一个第一舵面固定连接，每个所述第二舵机与所述右机翼上的一个第二舵面固定连接时，当所述左机翼包括两个第一舵机，所述第一舵机包括第一子舵机和第二子舵机，所述第二子舵机位于所述第一子舵机的外侧；当所述左机翼包括两个第二舵机时，所述第二舵机包括第三子舵机和第四子舵机，所述第四子舵机位于所述第三子舵机的外侧时，所述控制方法包括：
所述控制模块预设每个所述电机臂的两端与对应的所述升力电机之间的对应关系；
所述控制模块控制每个所述升力电机开启以驱动对应的所述升力桨旋转工作；
所述控制模块判断是否有所述升力电机发生故障，若有，则确定发生故障的所述升力电机为目标升力电机，根据所述对应关系获取与所述目标升力电机对应的所述电机臂上的目标位置，并调整与所述目标位置对应的所有所述升力电机中除所述目标升力电机之外的其他所述升力电机的功率；
所述控制模块控制所述第一子舵机对应的第一舵面和所述第三子舵机对应的第二舵面的偏转方向均向上，且控制所述第二子舵机对应的第一舵面和所述第四子舵机对应的所述第二舵面的偏转方向均向下。
10.如权利要求9所述的无人飞行器的控制方法，其特征在于，当所述左机翼内设有两个所述第一舵机，所述右机翼内设有两个所述第二舵机时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述左机翼的两个所述第一舵面对应的偏转方向相反，以及控制所述右机翼的两个所述第二舵面对应的偏转方向相反；或，所述控制模块用于控制两个所述第一舵机和两个所述第二舵机的偏转方向一致。
11.如权利要求9所述的无人飞行器的控制方法，其特征在于，当所述飞行器还包括第一驱动电机、第二驱动电机、第一驱动桨和第二驱动桨时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述飞行器向前飞行；和/或，
所述控制模块控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述飞行器向前飞行。
12.如权利要求11所述的无人飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制方法还包括：
所述控制模块在所述第一驱动电机发生故障时，控制所述第二驱动电机开启来驱动所述第二驱动桨开始旋转以推动所述飞行器向前飞行；或，
所述控制模块在所述第二驱动电机发生故障时，控制所述第一驱动电机开启来驱动所述第一驱动桨开始旋转以带动所述飞行器向前飞行。
13.如权利要求9所述的无人飞行器的控制方法，其特征在于，当所述飞行器还包括第三舵机和两个垂直尾翼时，所述控制方法还包括：
所述控制模块控制所述第三舵机调整所述第三舵面的偏转方向。
14.如权利要求13所述的无人飞行器的控制方法，其特征在于，当每个所述垂直尾翼上设置一个所述第三舵机时，所述控制方法还包括：
所述控制模块在一个所述第三舵机发生故障时，控制另一个所述第三舵机调整对应的所述第三舵面的偏转方向。
CN201911175076.7A 2019-11-26 2019-11-26 无人飞行器及其控制方法 Active CN112849403B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911175076.7A CN112849403B (zh) 2019-11-26 2019-11-26 无人飞行器及其控制方法
EP20210076.4A EP3828083B1 (en) 2019-11-26 2020-11-26 Unmanned aerial vehicle and control method thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911175076.7A CN112849403B (zh) 2019-11-26 2019-11-26 无人飞行器及其控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112849403A CN112849403A (zh) 2021-05-28
CN112849403B true CN112849403B (zh) 2023-09-29

Family

ID=73598773

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911175076.7A Active CN112849403B (zh) 2019-11-26 2019-11-26 无人飞行器及其控制方法

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP3828083B1 (zh)
CN (1) CN112849403B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115071962A (zh) * 2022-07-21 2022-09-20 峰飞航空科技(昆山)有限公司 一种无人机
JP2024057895A (ja) * 2022-10-13 2024-04-25 株式会社デンソー 制御装置、運航管理システム、および制御プログラム

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202728574U (zh) * 2011-10-17 2013-02-13 田瑜 固定翼与电动多桨组成的具有直升机功能的复合飞行器
CN109263908A (zh) * 2018-10-30 2019-01-25 佛山市神风航空科技有限公司 一种能垂直升降的飞机

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BR112013001425A2 (pt) * 2010-07-19 2016-05-31 Zee Aero Inc aeronave e método para voar uma aeronave e vtol
US10183746B2 (en) * 2016-07-01 2019-01-22 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft with independently controllable propulsion assemblies
US10450062B1 (en) * 2017-06-28 2019-10-22 Amazon Technologies, Inc. Versatile multirotor aerial vehicles
US10081436B1 (en) * 2017-07-06 2018-09-25 Autoflightx International Limited Hybrid VTOL fixed-wing drone
US10513341B2 (en) * 2018-04-27 2019-12-24 Wing Aviation Llc Thrust allocation for aerial vehicle

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202728574U (zh) * 2011-10-17 2013-02-13 田瑜 固定翼与电动多桨组成的具有直升机功能的复合飞行器
CN109263908A (zh) * 2018-10-30 2019-01-25 佛山市神风航空科技有限公司 一种能垂直升降的飞机

Also Published As

Publication number Publication date
EP3828083A1 (en) 2021-06-02
CN112849403A (zh) 2021-05-28
EP3828083B1 (en) 2024-05-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11634218B2 (en) Redundant drive train for pylon mounted rotors
CN106927030B (zh) 一种油电混合动力多旋翼飞行器及其飞行控制方法
CN107089328B (zh) 一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机的控制方法
US5405105A (en) Tilt wing VTOL aircraft
US8544787B2 (en) High performance tilt rotor aircraft in which nacelle tilt angle and flaperon angle mechanically interwork with each other
US8777150B2 (en) Convertiplane
US6659394B1 (en) Compound tilting wing for high lift stability and control of aircraft
CN108298064B (zh) 非常规偏航控制***
CN112849403B (zh) 无人飞行器及其控制方法
CN105059542A (zh) 一种垂直起降的固定翼长航时飞行器
CN111232196A (zh) 一种三倾转飞行器
CN105775128A (zh) 一种飞行器
CN113401350A (zh) 涵道飞行器
US20220281599A1 (en) Unmanned aerial vehicle and control method thereof
CN213354833U (zh) 一种倾转垂直起降固定翼飞行器
CN109263967A (zh) 一种三栖垂直升降飞机
CN210338268U (zh) 无人机
CN215475777U (zh) 涵道飞行器
CN114771819A (zh) 一种垂直起降的变形翼无人机
CN204822078U (zh) 一种垂直起降的固定翼长航时飞行器
CN108545182A (zh) 一种垂直起降固定翼无人机
CN210455186U (zh) 一种无人机及其开裂式副翼的驱动装置
CN113401341A (zh) 一种加装双尾推的高速共轴无人直升机
CN212797310U (zh) 一种尾旋翼结构及直升机
CN212354390U (zh) 一种垂直起降飞行器

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