CN105468009B - 应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法，系统包括飞控计算机、飞行参数传感器、PID控制器、偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统；飞行参数传感器的输出端连接到飞控计算机的输入端，飞控计算机的输出端通过PID控制器分别连接到偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统。优点为：(1)采用主桨、姿态桨和偏航桨的布局方式，可有效降低在飞行过程中姿态桨负荷，有效的提升飞行器动力系统效率，提升飞行器续航时间。(2)对飞行器多套动力系统进行融合控制，解决了该飞行器主桨升力不稳定以及主桨反向扭矩平衡的问题，最终实现该新布局多旋翼飞行器的自主飞行。

Description

应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法

技术领域

本发明属于飞行器飞控系统技术领域，具体涉及一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法。

背景技术

多旋翼飞行器通过多旋翼驱动能够实现定高定点悬停，并且可以在悬停状态下迅速改变机身姿态，具有良好的机动性，能够携带载荷完成飞行任务。

现有技术中，常规多旋翼飞行器主要采用多个相同的独立驱动装置驱动，例如：对于六旋翼飞行器，采用六个相同的旋翼驱动，并且，六个旋翼均布在飞行器主体周围。布置在飞行器主体周围的旋翼的作用包括提供升力和姿态控制两方面。

由于多方面限制，上述常规布局的多旋翼飞行器具有飞行效率较低的不足，无法保证多旋翼飞行器长期稳定飞行。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法，同时对多旋翼飞行器布局和飞控系统进行改进，从而有效提高飞行器飞行效率，保证飞行器长期稳定飞行。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，包括飞控计算机、飞行参数传感器、PID控制器、偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统；

其中，所述主桨动力系统用于为主桨提供动力，所述主桨指布设于飞行器中心位置的螺旋桨；所述姿态桨动力系统用于为姿态桨提供动力，每个姿态桨唯一对应一个所述姿态桨动力系统；所述姿态桨的设置数量为多个，其布置方式为：从飞行器中心位置向外发散状延伸出若干个机臂，在每个机臂的末端设置一个所述姿态桨；所述偏航桨动力系统用于为偏航桨提供动力，每个所述偏航桨唯一对应一个所述偏航桨动力系统；所述偏航桨的设置数量为多个，其布置方式为：对于位于同一直线的两个机臂，分别记为第1机臂和第2机臂，分别在所述第1机臂和所述第2机臂的对称位置安装一个所述偏航桨；

所述飞行参数传感器的输出端连接到所述飞控计算机的输入端，所述飞控计算机的输出端通过所述PID控制器分别连接到所述偏航桨动力系统、所述姿态桨动力系统和所述主桨动力系统。

优选的，所述飞行参数传感器包括：陀螺仪、加速度计和气压高度计等。

优选的，所述姿态桨为俯仰/滚转螺旋桨。

优选的，所述飞控计算机还连接有GPS定位装置和存储器；所述飞控计算机还通过数据通信装置与地面站连接。

本发明还提供一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，包括以下步骤：

步骤1，在微小型飞行器飞行过程中，飞控计算机实时接收飞行参数传感器采集到的实际飞行参数信息；其中，所述实际飞行参数信息包括飞行器实际姿态信息、飞行器实际飞行高度信息以及飞行器实际角速率信息；

另外，所述飞控计算机还实时接收由电压采集模块采集到的主桨动力电池的电压信息；

另外，所述飞控计算机还实时接收由地面站发送的遥控指令；其中，所述遥控指令包括飞行器期望姿态信息、飞行器期望飞行高度信息以及飞行器期望角速率信息；

步骤2，所述飞控计算机预存储有飞行器姿态控制模块、飞行器飞行高度控制模块以及飞行器偏航控制模块；

(1)所述飞行器姿态控制模块的执行过程为：

所述飞行器姿态控制模块接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际姿态信息，同时，所述飞行器姿态控制模块接收到来自于地面站的飞行器期望姿态信息；

所述飞行器姿态控制模块比较所述飞行器实际姿态信息与所述飞行器期望姿态信息的姿态偏差，将所述姿态偏差输入到PID控制器，所述PID控制器对所述姿态偏差进行PID运算，产生对飞行器姿态调整的PWM姿态调整信息，并将所述PWM姿态调整信息作用于姿态桨动力系统，实现对飞行器当前姿态的调整，使飞行器当前姿态不断接近飞行器期望姿态；

(2)所述飞行器飞行高度控制模块的执行过程为：

当前时刻，所述飞行器飞行高度控制模块只接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际高度信息，未接收到来自于地面站的飞行器期望高度信息，表明飞行器需要处于悬停状态；此时，所述飞行器飞行高度控制模块获得由上升或下降状态切换为悬停状态时刻的飞行器悬停高度信息，该飞行器悬停高度信息即为飞行器期望高度信息；

然后，所述飞行器飞行高度控制模块比较所述飞行器实际高度信息和所述飞行器期望高度值，得到高度偏差值，并对所述高度偏差值进行分析解算，得到保持飞行器悬停状态所需的理想升力值；然后，将所述理想升力值进行动力分配，划分为第1部分理想升力值和第2部分理想升力值，并将所述第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值；对于第2部分理想升力值，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，得到第2部分实际升力值，并将所述第2部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第2部分实际升力值；由此实现高度的闭环控制，保持飞行器飞行高度不变；

在后续过程中，当所述飞行器飞行高度控制模块接收到来自于地面站的飞行器上升或下降的指令后，该上升或下降的指令中携带有飞行器期望高度信息；所述飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和所述飞行器期望高度信息的高度偏差，产生对飞行器高度调整的高度调整信息；然后，所述飞行器飞行高度控制模块对所述高度调整信息进行分析解算，得到使飞行器由当前高度调整为期望高度所需要的理想升力值；然后，使姿态桨动力系统的动力输出与悬停状态下的动力输出相同，即：将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值；对于余下的理想升力值，记为第3部分理想升力值，并采用主桨电压补偿算法对第3部分理想升力值进行补偿计算，得到第3部分实际升力值，并将所述第3部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第3部分实际升力值；

(3)所述飞行器偏航控制模块的执行过程为：

所述飞行器偏航控制模块实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度，同时，如果当前时刻未接收到来自于遥控站的期望偏航角速度，则期望偏航角速度设为0；

所述飞行器偏航控制模块实时比较所述实际偏航角速度和0的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对所述偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩的偏航桨推力值，并将所述偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统产生所述偏航桨推力值，维持飞行器偏航角速度为0，同时抵消主桨产生的反向扭矩；

另外，如果所述飞行器偏航控制模块同时实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度和来自于遥控站的期望偏航角速度；

则所述飞行器偏航控制模块实时比较所述实际偏航角速度和所述期望偏航角速度的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对所述偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩以及可对飞行器航向进行改变控制的偏航桨推力值，并将所述偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统将飞行器偏航角调整为期望偏航角速度，同时抵消主桨产生的反向扭矩。

优选的，步骤2中，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，具体为：

对主桨动力电池进行多组放电曲线测试，在每组放电曲线测试的过程中，保持PWM输出不变，测量电池电压与主桨实际升力值，得到该PWM输出下电池电压与主桨实际升力之间关系的主桨电池电压-升力曲线；然后将多组不同PWM输出下得到的主桨电池电压-升力曲线进行拟合，得到补偿参考曲面；

在实际飞行过程中，实时采集得到对应时刻的主桨动力电池电压值，第2部分理想升力值即为PWM输出，查找补偿参考曲面，得到该PWM输出和该主桨动力电池电压值所对应的主桨实际升力值，即为第2部分实际升力值，从而使主桨产生的实际升力在电池电压变化过程中保持稳定。

本发明提供的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法具有以下优点：

(1)采用主桨、姿态桨和偏航桨的布局方式，通过主桨提供主要升力；通过姿态桨提供次要升力，由于通过主桨和姿态桨共同提供飞行器飞行所需升力，因此，可有效降低在飞行过程中姿态桨负荷，从而有效的提升飞行器动力系统效率，提升飞行器续航时间。

(2)对飞行器多套动力系统进行融合控制，解决了该飞行器主桨升力不稳定以及主桨反向扭矩平衡的问题，最终实现该新布局多旋翼飞行器的自主飞行。

附图说明

图1为本发明提供的多动力融合飞控系统所对应的飞行器的布局示意图；

图2为本发明提供的多动力融合飞控系统的硬件结构示意图；

图3为本发明提供的多动力融合飞控方法的原理示意图；

图4为本发明提供的飞行器姿态控制模块的工作原理图；

图5为本发明提供的飞行器飞行高度控制模块的工作原理图。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、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。

本发明公开了一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，包括硬件部分和软件部分。该多动力融合飞控系统具有三套动力系统，分别为偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统；其中，主桨动力系统与主桨连接，主桨采用大尺寸、高效率主桨，用于产生主要升力，提高全机飞行效率，使其达到更长的续航时间；姿态桨动力系统与桨态桨连接，用于产生飞行所需次要升力并维持飞行器姿态稳定，并配合主桨进行必要机动；偏航桨动力系统与偏航桨连接，用于抵消主桨的反向扭矩，保持飞机航向稳定。本发明所设计的多动力融合飞控系统，对三套动力系统进行融合控制，解决了飞行器主桨升力不稳定以及主桨反向力矩平衡等技术问题，使其实现稳定控制，并可以进行自主飞行；此外，还有效提高了飞行器飞行效率，保证飞行器长期稳定飞行。

结合图1和图2，本发明提供一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，包括飞控计算机、飞行参数传感器、PID控制器、偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统；

其中，飞控计算机采用意法半导体的STM32F427处理器，该处理器带有浮点运算单元，能对大量传感器数据进行快速运算，计算精度高，能提高姿态解算水平和控制输出精度。此外，该处理器还集成了丰富的外设接口，方便了传感器的数据传输。

飞行参数传感器包括：陀螺仪、加速度计和气压高度计，用于全面采集飞行器实时飞行参数，可均采用MEMS传感器，极大减小飞控系统的重量和尺寸。其中，陀螺仪使用MPU6050，可以以数字方式输出6轴或9轴旋转矩阵、四元数、欧拉角格式的姿态融合演算数据。气压高度计使用高分辨率的MS5611，具有温度补偿功能，使分辨率达到10cm。

主桨动力系统用于为主桨提供动力，主桨指布设于飞行器中心位置的螺旋桨；

姿态桨动力系统用于为姿态桨提供动力，姿态桨即为俯仰/滚转螺旋桨，每个姿态桨唯一对应一个姿态桨动力系统；姿态桨的设置数量为多个，其布置方式为：从飞行器中心位置向外发散状延伸出若干个机臂，在每个机臂的末端设置一个姿态桨；

偏航桨动力系统用于为偏航桨提供动力，每个偏航桨唯一对应一个偏航桨动力系统；偏航桨的设置数量为多个，其布置方式为：对于位于同一直线的两个机臂，分别记为第1机臂和第2机臂，分别在第1机臂和第2机臂的对称位置安装一个偏航桨；

在图1中，主桨用数字1表示；姿态桨用数字2表示；偏航桨用数字3表示；在图1中，共有1个主桨，4个姿态桨和2个偏航桨。

通过采用上述主桨、姿态桨和偏航桨的布局方式，通过主桨提供主要升力；通过姿态桨提供次要升力，由于通过主桨和姿态桨共同提供飞行器飞行所需升力，因此，可有效降低在飞行过程中姿态桨负荷，从而有效的提升飞行器动力系统效率，提升飞行器续航时间。另外，通过偏航桨的设置，抵消主桨产生的扭矩，保证飞行器正常稳定的运行。

飞行参数传感器的输出端连接到飞控计算机的输入端，飞控计算机的输出端通过PID控制器分别连接到偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统。

可见，本发明中，飞控计算机根据实际飞行参数，实时分别对偏航桨、姿态桨和主桨进行控制，可保证飞行器长期稳定的运行，具有高飞行效率。

另外，实际应用中，飞控计算机还连接有GPS定位装置和存储器。存储器可采用SD卡，可对飞行器的飞行日志进行记录，通过飞行日志中的数据，可以对飞行器的飞行过程进行回放，同时可以为参数调整提供依据。

GPS定位装置采用功耗低、精度高，支持多种导航系统的定位装置，使用I2C方式与飞控计算机进行通信，提供飞行器当前位置信息，为飞行器导航提供参考。

飞控计算机还通过数据通信装置与地面站连接。

数据通信装置将飞行器的各项数据通过UART接口进行无线传输，由地面站接收并进行处理。

实际应用中，飞行参数传感器、GPS定位装置、存储器和数据通信接口集成在1块PCB板上。

目前，常规多旋翼飞行器多采用多个相同动力系统驱动，且各个动力系统均布在机身周围。而本发明提供的新布局设计的多旋翼飞行器，在中心位置设置了主桨提供主要升力，在机臂侧面设置偏航桨平衡主桨的反向扭矩，采用非对称结构且具有多套动力系统。本发明针对该新布局多旋翼飞行器设计了一种多动力融合的控制算法，利用飞控计算机，对各个传感器的数据以及操作手的遥控指令进行融合计算，得到各个动力系统的输出量，实现对飞行器的稳定控制。

多动力融合控制算法主要由传感器、飞控计算机以及动力系统等部分组成。由各个传感器可得到飞行器当前的高度、姿态、角速率等信息，数据接收模块用于将操作手的遥控指令转换成控制信息，如俯仰、滚转、偏航、油门等，飞控计算机将各个传感器的数据以及遥控器控制指令进行融合计算。

具体的，如图3所示，为多动力融合飞控方法的原理示意图，基本思路为：所述多动力系统融合控制算法对飞控系统提供的传感器数据以及操作手发出的遥控指令进行数据融合，计算出各套动力系统各自对应的控制量，然后各套动力系统对飞行器的姿态和位置进行调整，实现飞行器稳定控制。

多动力融合飞控方法包括以下步骤：

步骤1，在微小型飞行器飞行过程中，飞控计算机实时接收飞行参数传感器采集到的实际飞行参数信息；其中，实际飞行参数信息包括飞行器实际姿态信息、飞行器实际飞行高度信息以及飞行器实际角速率信息；

另外，飞控计算机还实时接收由电压采集模块采集到的主桨动力电池的电压信息；

另外，飞控计算机还实时接收由地面站发送的遥控指令；其中，遥控指令包括飞行器期望姿态信息、飞行器期望飞行高度信息以及飞行器期望角速率信息；

步骤2，飞控计算机预存储有飞行器姿态控制模块、飞行器飞行高度控制模块以及飞行器偏航控制模块；

(1)飞行器姿态控制模块的执行过程为：

飞行器姿态控制模块的工作原理如图4所示，飞行器姿态控制模块接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际姿态信息，同时，飞行器姿态控制模块接收到来自于地面站的飞行器期望姿态信息；

飞行器姿态控制模块比较飞行器实际姿态信息与飞行器期望姿态信息的姿态偏差，将姿态偏差输入到PID控制器，PID控制器对姿态偏差进行PID运算，产生对飞行器姿态调整的PWM姿态调整信息，并将PWM姿态调整信息作用于姿态桨动力系统，实现对飞行器当前姿态的调整，使飞行器当前姿态不断接近飞行器期望姿态，实现飞行器姿态的调整。

(2)飞行器飞行高度控制模块的执行过程为：

飞行器飞行高度控制模块的原理如图5所示，包括：

当前时刻，飞行器飞行高度控制模块只接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际高度信息，未接收到来自于地面站的飞行器期望高度信息，表明飞行器需要处于悬停状态；此时，飞行器飞行高度控制模块获得由上升或下降状态切换为悬停状态时刻的飞行器悬停高度信息，该飞行器悬停高度信息即为飞行器期望高度信息；

然后，飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和飞行器期望高度值，得到高度偏差值，并对高度偏差值进行分析解算，得到保持飞行器悬停状态所需的理想升力值；然后，将理想升力值进行动力分配，划分为第1部分理想升力值和第2部分理想升力值，并将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值；对于第2部分理想升力值，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，得到第2部分实际升力值，并将第2部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第2部分实际升力值；由此实现高度的闭环控制，保持飞行器飞行高度不变。实际应用中，可按4：1的划分比例，将80％的升力值分配给主桨，将20％的升力值分配给姿态桨。通过这种方式，可以提高整机效率，增加续航时间。

在后续过程中，当飞行器飞行高度控制模块接收到来自于地面站的飞行器上升或下降的指令后，该上升或下降的指令中携带有飞行器期望高度信息；飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和飞行器期望高度信息的高度偏差，产生对飞行器高度调整的高度调整信息；然后，飞行器飞行高度控制模块对高度调整信息进行分析解算，得到使飞行器由当前高度调整为期望高度所需要的理想升力值；然后，使姿态桨动力系统的动力输出与悬停状态下的动力输出相同，即：将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值；对于余下的理想升力值，记为第3部分理想升力值，并采用主桨电压补偿算法对第3部分理想升力值进行补偿计算，得到第3部分实际升力值，并将第3部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第3部分实际升力值；

由于主桨为该飞行器提供大部分升力，其升力波动会对飞行器控制造成很大的影响，因此，飞行过程中保持主桨升力稳定对飞行器的控制极为有利。但在实际飞行过程中，由于电池电压下降，在飞控输出保持不变的情况下，主桨产生的升力会随电压有较大幅度的下降。因此需要在该多动力融合飞控系统中加入主桨电压补偿算法，对动力电池电压下降造成的主桨升力损失进行补偿，使其提供的主要升力保持相对稳定。

为解决这一技术问题，本发明还提出一种基于电压补偿的主桨升力稳定算法，该算法可以在动力电池电压下降过程中，使主桨提供的升力大小保持相对稳定。

该算法的具体实施方式是：

以步骤2中，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，具体为：

对主桨动力电池进行多组放电曲线测试，在每组放电曲线测试的过程中，保持PWM输出不变，测量电池电压与主桨实际升力值，得到该PWM输出下电池电压与主桨实际升力之间关系的主桨电池电压-升力曲线；然后将多组不同PWM输出下得到的主桨电池电压-升力曲线进行拟合，得到补偿参考曲面；

在实际飞行过程中，实时采集得到对应时刻的主桨动力电池电压值，第2部分理想升力值即为PWM输出，查找补偿参考曲面，得到该PWM输出和该主桨动力电池电压值所对应的主桨实际升力值，即为第2部分实际升力值，从而使主桨产生的实际升力在电池电压变化过程中保持稳定。

(3)飞行器偏航控制模块的执行过程为：

由于主桨反向扭矩的存在，飞机飞行时会出现偏航运动，如果不对该反向扭矩进行平衡，飞行器起飞后将进入自旋状态，无法正常飞行。为解决该技术问题，本发明提出偏航控制模块，控制置于机臂侧面的两个偏航桨推力大小，使其始终与主桨产生的反向扭矩平衡，从而保持飞行器航向稳定。

具体的，飞行器偏航控制模块用于对偏航桨动力系统进行控制，利用偏航桨产生的推力抵消主桨的反向扭矩，维持飞行器航向稳定。另外，飞行器偏航控制模块在保持飞行器航向稳定的同时，还可以对飞行器的航向进行控制。

具体过程为：飞行器偏航控制模块实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度，同时，如果当前时刻未接收到来自于地面站的期望偏航角速度，则期望偏航角速度设为0；

飞行器偏航控制模块实时比较实际偏航角速度和0的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩的偏航桨推力值，并将偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统产生偏航桨推力值，维持飞行器偏航角速度为0，同时抵消主桨产生的反向扭矩；

另外，如果飞行器偏航控制模块同时实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度和来自于地面站的期望偏航角速度；

则飞行器偏航控制模块实时比较实际偏航角速度和期望偏航角速度的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩以及可对飞行器航向进行改变控制的偏航桨推力值，并将偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统将飞行器偏航角调整为期望偏航角速度，同时抵消主桨产生的反向扭矩。

由此可见，本发明提供的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法，具有以下优点：

(1)采用主桨、姿态桨和偏航桨的布局方式，通过主桨提供主要升力；通过姿态桨提供次要升力，由于通过主桨和姿态桨共同提供飞行器飞行所需升力，因此，可有效降低在飞行过程中姿态桨负荷，从而有效的提升飞行器动力系统效率，提升飞行器续航时间。

(2)对飞行器多套动力系统进行融合控制，解决了该飞行器主桨升力不稳定以及主桨反向扭矩平衡的问题，最终实现该新布局多旋翼飞行器的自主飞行。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，其特征在于，应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统中，所述多动力融合飞控系统包括飞控计算机、飞行参数传感器、PID控制器、偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统；

其中，所述主桨动力系统用于为主桨提供动力，所述主桨指布设于飞行器中心位置的螺旋桨；所述姿态桨动力系统用于为姿态桨提供动力，每个姿态桨唯一对应一个所述姿态桨动力系统；所述姿态桨的设置数量为多个，其布置方式为：从飞行器中心位置向外发散状延伸出若干个机臂，在每个机臂的末端设置一个所述姿态桨；所述偏航桨动力系统用于为偏航桨提供动力，每个所述偏航桨唯一对应一个所述偏航桨动力系统；所述偏航桨的设置数量为多个，其布置方式为：对于位于同一直线的两个机臂，分别记为第1机臂和第2机臂，分别在所述第1机臂和所述第2机臂的对称位置安装一个所述偏航桨；

所述飞行参数传感器的输出端连接到所述飞控计算机的输入端，所述飞控计算机的输出端通过所述PID控制器分别连接到所述偏航桨动力系统、所述姿态桨动力系统和所述主桨动力系统；

应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法包括以下步骤：

步骤1，在微小型飞行器飞行过程中，飞控计算机实时接收飞行参数传感器采集到的实际飞行参数信息；其中，所述实际飞行参数信息包括飞行器实际姿态信息、飞行器实际飞行高度信息以及飞行器实际角速率信息；

另外，所述飞控计算机还实时接收由电压采集模块采集到的主桨动力电池的电压信息；

另外，所述飞控计算机还实时接收由地面站发送的遥控指令；其中，所述遥控指令包括飞行器期望姿态信息、飞行器期望飞行高度信息以及飞行器期望角速率信息；

步骤2，所述飞控计算机预存储有飞行器姿态控制模块、飞行器飞行高度控制模块以及飞行器偏航控制模块；

(1)所述飞行器姿态控制模块的执行过程为：

所述飞行器姿态控制模块接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际姿态信息，同时，所述飞行器姿态控制模块接收到来自于地面站的飞行器期望姿态信息；

所述飞行器姿态控制模块比较所述飞行器实际姿态信息与所述飞行器期望姿态信息的姿态偏差，将所述姿态偏差输入到PID控制器，所述PID控制器对所述姿态偏差进行PID运算，产生对飞行器姿态调整的PWM姿态调整信息，并将所述PWM姿态调整信息作用于姿态桨动力系统，实现对飞行器当前姿态的调整，使飞行器当前姿态不断接近飞行器期望姿态；

(2)所述飞行器飞行高度控制模块的执行过程为：

当前时刻，所述飞行器飞行高度控制模块只接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际高度信息，未接收到来自于地面站的飞行器期望高度信息，表明飞行器需要处于悬停状态；此时，所述飞行器飞行高度控制模块获得由上升或下降状态切换为悬停状态时刻的飞行器悬停高度信息，该飞行器悬停高度信息即为飞行器期望高度信息；

然后，所述飞行器飞行高度控制模块比较所述飞行器实际高度信息和所述飞行器期望高度值，得到高度偏差值，并对所述高度偏差值进行分析解算，得到保持飞行器悬停状态所需的理想升力值；然后，将所述理想升力值进行动力分配，划分为第1部分理想升力值和第2部分理想升力值，并将所述第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值；对于第2部分理想升力值，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，得到第2部分实际升力值，并将所述第2部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第2部分实际升力值；由此实现高度的闭环控制，保持飞行器飞行高度不变；

在后续过程中，当所述飞行器飞行高度控制模块接收到来自于地面站的飞行器上升或下降的指令后，该上升或下降的指令中携带有飞行器期望高度信息；所述飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和所述飞行器期望高度信息的高度偏差，产生对飞行器高度调整的高度调整信息；然后，所述飞行器飞行高度控制模块对所述高度调整信息进行分析解算，得到使飞行器由当前高度调整为期望高度所需要的理想升力值；然后，使姿态桨动力系统的动力输出与悬停状态下的动力输出相同，即：将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值；对于余下的理想升力值，记为第3部分理想升力值，并采用主桨电压补偿算法对第3部分理想升力值进行补偿计算，得到第3部分实际升力值，并将所述第3部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第3部分实际升力值；

(3)所述飞行器偏航控制模块的执行过程为：

所述飞行器偏航控制模块实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度，同时，如果当前时刻未接收到来自于遥控站的期望偏航角速度，则期望偏航角速度设为0；

所述飞行器偏航控制模块实时比较所述实际偏航角速度和0的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对所述偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩的偏航桨推力值，并将所述偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统产生所述偏航桨推力值，维持飞行器偏航角速度为0，同时抵消主桨产生的反向扭矩；

另外，如果所述飞行器偏航控制模块同时实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度和来自于遥控站的期望偏航角速度；

则所述飞行器偏航控制模块实时比较所述实际偏航角速度和所述期望偏航角速度的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对所述偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩以及可对飞行器航向进行改变控制的偏航桨推力值，并将所述偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统将飞行器偏航角调整为期望偏航角速度，同时抵消主桨产生的反向扭矩；

其中，步骤2中，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，具体为：

对主桨动力电池进行多组放电曲线测试，在每组放电曲线测试的过程中，保持PWM输出不变，测量电池电压与主桨实际升力值，得到该PWM输出下电池电压与主桨实际升力之间关系的主桨电池电压-升力曲线；然后将多组不同PWM输出下得到的主桨电池电压-升力曲线进行拟合，得到补偿参考曲面；

在实际飞行过程中，实时采集得到对应时刻的主桨动力电池电压值，第2部分理想升力值即为PWM输出，查找补偿参考曲面，得到该PWM输出和该主桨动力电池电压值所对应的主桨实际升力值，即为第2部分实际升力值，从而使主桨产生的实际升力在电池电压变化过程中保持稳定。

2.根据权利要求1所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，其特征在于，所述飞行参数传感器包括：陀螺仪、加速度计和气压高度计。

3.根据权利要求1所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，其特征在于，所述姿态桨为俯仰/滚转螺旋桨。

4.根据权利要求1所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，其特征在于，所述飞控计算机还连接有GPS定位装置和存储器；所述飞控计算机还通过数据通信装置与地面站连接。