CN104960663A - 多旋翼飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种多旋翼飞行器及其控制方法。该多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨；还包括多个位移电机，每一位移电机与相应的一组螺旋桨和电机传动连接用于改变各个螺旋桨之间的相对位置。本发明通过改变各个螺旋桨的相对位置以改变各个螺旋桨产生的力矩，进而调整多旋翼飞行器的飞行姿态。现有飞行器单纯地只调节拉力大小(螺旋桨的转速)来控制力矩变化，本发明加入调节力臂长短的变化(螺旋桨之间的相对位置)来控制力矩的变化这一新型控制方法，能最大程度上提高飞行器的操控性，同时整体提高飞行器的其他各个方面的性能。

Description

多旋翼飞行器及其控制方法

【技术领域】

本发明涉及飞行技术领域，特别是涉及一种多旋翼飞行器及其控制方法。

【背景技术】

多旋翼飞行器的结构趋于简单，成本较为低廉，性能以及飞行控制技术越来越完善，具有广阔的应用前景，已经成为国际上的一大流行热点。

多旋翼飞行器的动力系统主要包括电池，电机，螺旋桨以及电子调速器，再配合各种传感器和飞控软件，通过电子调速器调节电机的电流大小，从而调节电机的转速，使得螺旋桨产生的拉力和各个方向的力矩能实现多旋翼飞行器的起飞、降落以及其他飞行姿态的控制。

目前，多旋翼飞行器，无论是4旋翼，6旋翼或是8旋翼甚至更多，结构大同小异。各个旋翼方向上的飞行器基本都采用同样规格的电子调速器，电机和螺旋桨，从现有的飞行器结构设计和动力系统搭配而言，对于其性能如最大负载，可操控性，稳定性，机动性和续航时间等方面的提升已经到达一个极限，不足以满足越来越高的性能和安全性要求。

以现有的一种4旋翼飞行器为例，4个电机分布在四顶角，且位于同一平面，中心对称，规格一致，通过4个一致化的独立的电子调速器来控制电机转速，驱动同样尺寸和螺距但顺反不同的螺旋桨产生升力。相邻的的螺旋桨的旋转方向相反来保证水平面上的扭矩平衡。通过各种传感器(如加速度感应器，陀螺仪等)测出即时姿态参数，飞控软件通过计算姿态参数后输出信号给电子调速器，以调节电流来控制电机的转速变化，从而产生拉力和力矩的变化，最终控制飞行器的各个姿态。其他多旋翼飞行器例如6旋翼、8旋翼飞行器的姿态控制均类似。

负载：

根据螺旋桨的拉力计算公式得知，螺距不变的情况下，螺旋桨转速越快，直径越长，面积越大，拉力越大。对于选定规格的螺旋桨，只有提高转速才能使得拉力提高。但由于电机的效率与螺旋桨的转速并不是简单的线性关系，随着转速提高，拉力虽然也增加，但幅度下降，也即效率没有同等程度的提升，反而会下降，同时温度急剧升高，对于飞行器的操控性，安全性，电池续航能力等其他性能都产生不利影响。

提升电机效率的简单有效方法就是加大轴距，选择直径更长的桨叶，同时选择更大规格的电机如盘式电机，在提供同样升力的情况下，效率大大提高。但电机重量也随之增加，同时桨叶强度要求更高，重量更大，同时会导致可操控性和机动性等其他方面的性能大大降低而不能满足要求。

可操控性：

可操控性的影响因素主要包括飞控软件、电子调速器、螺旋桨和电机等的响应速度。由于前两者的响应速度基本都是毫秒级，因此飞行器的的操控性主要取决于电机和螺旋桨的响应速度。电机越大越重，转子的转动惯量越大，螺旋桨亦然，而角加速度和转动惯量成反比，越大的电机和桨叶响应速度越慢，对于操控性都有负面的影响。配有15寸乃至更长的桨叶和大型盘式电机的大型6旋翼，8旋翼飞行器的操控性的大大低于配有9寸桨叶和小尺寸电机的小型4旋翼飞行器。

稳定性：

飞行器的稳定性取决于两个方面，一个是其自身的转动惯量，一个是其在环境干扰影响其稳定性的情况下，其负反馈调节的能力。小型飞行器轴距小，质量小，转动惯量小，容易受到环境干扰，但其操控性好，负反馈调节的响应速度快，但由于小型飞行器的总功率较小，电池容量也小，大大影响负反馈调节的极限能力，总体而言，稳定性较差。大型多旋翼飞行器轴距大，质量大，转动惯量较大，抗环境干扰能力优于小型飞行器，但其操控性差，负反馈调节的响应速度较慢，对于飞行环境的抗干扰性总体上来讲也不太强。

机动性：

小型飞行器的电机和螺旋桨转动惯量小，反应迅速，而且整机体积小，重量轻，机身的各个方向的转动惯量都小，因此机动性非常好；大型无人机的机动性则相对低的多，特别的对于稳定性有强烈要求的专业航拍大型8旋翼飞行器，机动性相当差。

续航时间：

电子调速器调控电机的转速，类比汽车的加减速过程。从0-100码加速，可以小油门慢慢加速，也可以大油门迅速加速；从100-0码的减速，可以轻柔刹车慢慢减速，也可以重踩刹车，迅速减速。由于响应速度的需求，当需要转速迅速增加的时候，电机需要更大的电流，好比汽车急速加速导致油耗突然增大一样，电机的瞬间电耗迅速增大；类似的，需要转速迅速下降的时候，电流迅速减小，但电机和螺旋桨由于转动惯量的因素，减速较慢，这种速度差造成的“刹车效果”亦会产生不必要的电耗损失。因此，无论加速和减速，电耗都在大大增加。多旋翼飞行器的任何姿态调整都需要调节电流来调控电机的转速，这种方式虽然使得飞行器的结构简单化，但极其耗电。并且越大型的飞行器，为了减少对于姿态调整的响应时间，其所耗费的电量就越大。由此飞行器的实际使用的时间要远远低于理想状态(海平面附近上方且无风环境下)的悬停的时间，大约只有理想状态悬停时间的40％左右。

很多小型4旋翼飞行器由于电机效率不高，拉力较小，最大起飞重量小，电池已经占了总重量的25％以上，无法承载更大容量电池，在无风静止悬停的工况下，悬停时间约为20分钟，在实际使用过程中如果机动时间较长或者风大的情况下，甚至不到10分钟，极大的限制飞行器的应用。6旋翼，8旋翼飞行器虽然可采用效率高的大型电机和桨叶，提高拉力以承载更多的设备和电池，但为了实现较佳的稳定性和机动性，大型多旋翼飞行器的操控起来极其耗电，实际使用时间相对小型飞行器并无较大提高。

终上所述，小型飞行器和大型飞行器，因为轴距和体积不同，且采用了不同规格的电机和螺旋桨，造成了电机效率，载重，操控性，稳定性，机动性和使用时间的变化。由于不同大小电机和螺旋桨本身的性能的变化产生的各种优缺点，使得飞行器无法同时优化所有性能：小型飞行器的电机效率低，载重小，稳定性差和使用时间短，但操控性和机动性强；大型飞行器操控性和机动性差，但电机效率高，稳定性很好，载重大，使用时间也可以通过增加电池容量来改善。

另外，除了常见的4、6、8旋翼飞行器外，还有特殊结构的2旋翼、3旋翼飞行器。

2旋翼飞行器两个螺旋桨的旋转方向设置相反，通过抵消扭矩可以保证水平面上不自旋，但质量和力矩的分布基本在一条直线上，容易侧翻，总体来说没有4，6，8旋翼飞行器稳定。垂直方向上的运动可以通过调节电机的拉力来实现，但纵向(俯仰)和横向(滚转)运动，前后飞行等则需要通过方向舵或者电机所在轴本身扭转来实现，而不是类似4旋翼飞行器等直接通过独立电子调速器调节电机转速来实现。同时由于电机数目少，总体拉力较小，最大负载和使用时间有极大限制。

3旋翼飞行器由于是奇数电机，扭矩平衡需要特殊结构设计，同样也多采用方向舵或者转动电机轴的方式来实现各个方向的运动。

总体而言，小于4旋翼的多旋翼飞行器，都需要非电子调速器的辅助装置来完成其平衡性和可操控性，既增加了结构的复杂程度，一旦辅助装置失效，飞行器极有可能失控并坠毁。同时由于螺旋桨数量很小，单个螺旋桨提供的升力有限，无法提供大量的额外的升力用作它用，并且动力冗余小，但凡一个轴出问题，基本没有任何方法可以补偿失去的升力。

【发明内容】

本发明的目的在于，提供一种多旋翼飞行器及其控制方法，通过新颖的结构设计，使得飞行器能在较低的电耗下其飞行姿态的调整响应速度能大大提高，使得飞行器能采用大电机和大螺旋桨来提高效率，同时能避免大电机和大螺旋桨带来的操控性下降的问题，使得稳定性，机动性得以提高，而且尽量减少电机的转速变化的频率，强度和时间，降低因此产生的额外电耗，使得同样电池容量的飞行器实际使用时间提高。再因为载重的提高，可以装备更大容量的电池，可以使得飞行器的使用时间进一步大大增加。这种新颖的结构并不会对飞行器的成本、现有结构、电路设计以及飞行的安全性造成负面影响。

本发明采用如下技术方案：

一种多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨，还包括多个位移电机，每一位移电机与相应的一组螺旋桨和电机传动连接用于改变各个螺旋桨之间的相对位置。

在一些实施例中，包括机身以及设置在机身上的支撑臂，所述电机可移动地设置在支撑臂上。

在一些实施例中，所述位移电机设置在支撑臂或机身上，并与相应的一个电机传动连接，用于改变各个电机之间的相对位置，进而改变各个螺旋桨之间的相对位置。

在一些实施例中，所述电机与位移电机通过拉杆、拉索、滑轮或齿轮等传动连接。

在一些实施例中，所述电机通过滑轨或滚轴等可移动的设置在支撑臂上。

在一些实施例中，还包括用于调节电机转速的电子调节器。

一种多旋翼飞行器的控制方法，通过改变各个螺旋桨的相对位置以改变各个螺旋桨产生的力矩，进而调整多旋翼飞行器的飞行姿态。

在一些实施例中，还结合通过电子调速器改变各个螺旋桨的转速用以调整多旋翼飞行器的飞行姿态。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：本发明改变控制力矩变化的过程，由现有飞行器单纯的只调节拉力大小(螺旋桨的转速)来控制力矩变化，加入调节力臂长短的变化(螺旋桨之间的相对位置)来控制力矩的变化这一新型控制方法，能最大程度上提高飞行器的操控性，同时整体提高飞行器的其他各个方面的性能。

【附图说明】

图1是本发明实施例提供的一种多旋翼飞行器的结构示意图；

图2是图1中所示多旋翼飞行器的一种飞行姿态控制示意图；

图3是图1中所示多旋翼飞行器的另一种飞行姿态控制示意图；

图4是图1中所示多旋翼飞行器的又一种飞行姿态控制示意图。

【具体实施方式】

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，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仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。本发明所指的电机，是指转动螺旋桨用的直流无刷电机，也可以是其他类型的用于带动螺旋桨的电机；本发明所指的位移电机，是指让电机产生位移的电机，可以是步进电机或者伺服电机，也可以是其他类型的电机；本发明所指的轴距，是指中心对称的电机的轴心距离；本发明所指的多旋翼飞行器，包含4、6、8旋翼飞行器在内的飞行器；本发明所指的电调，是指用于调节电机转速的电子调速器；本发明所指的拉力，是指电机产生的电机轴方向的力；本发明所指的升力，是指拉力在垂直方向的分力；本发明所指的效率，是指做的单位功产生的拉力，其单位为G/W。

根据现有飞行器的操控性原理，电调调节电流导致电机的转速发生变化，最终导致特定方向的拉力变化，导致力矩发生变化，从而进行飞行姿态的调整。

力矩的公式如下：力矩＝拉力×力臂(矢量合)

可知，拉力的变化可以导致力矩变化，而力臂的变化，同样可以导致力矩的变化。本发明通过结构设计的革新，再结合利用飞控软件实现力臂的迅速变化，来进行力矩的调控，这种调控相对传统的飞行器通过飞控软件实现拉力的变化来调控力矩而言，更加省电而且响应速度更快，再配合电机的拉力的变化，最大程度的提高操控性，同时最大程度降低电机转速变化的频率、强度和时间，从而节约电耗，实现本发明综合优化多旋翼飞行器的全方面性能，克服现有的多旋翼飞行器在性能方面顾此失彼的缺陷。

力臂的变化包括且不局限于各个电机轴(电机产生拉力的作用点)的水平、垂直等方向的位置相对于多旋翼飞行器的机身的变化，也即可通过各种可行方法来实现电机位置的改变，例如使电机相对多旋翼飞行器的机身发生伸缩、升降、平移等方式的位移变化。

图1为本发明一实施例所提供的多旋翼飞行器的结构示意。该多旋翼飞行器为4旋翼，包括四个电机A1、A2、A3、A4，四个电机A1、A2、A3、A4为各自连接的螺旋桨提供旋转的动力。其中沿多旋翼飞行器的机身定义X轴、Y轴以及Z轴方向，建立坐标系。X轴、Y轴定义的平面为机身所在的水平面，Z轴为垂直于水平面的纵轴。坐标系的原点为机身的中心O点。

该多旋翼飞行器的机身在X轴方向上设置支撑臂，在Y轴方向上设置另一支撑臂。四个电机A1、A2、A3、A4均设置在支撑臂上，且当多旋翼飞行器处于理想的平衡状态时，四个电机A1、A2、A3、A4沿机身的中心O呈中心对称分布。其中，电机A1和A3设置在其中一个支撑臂上，并且沿中心O呈轴对称分布，电机A1和A3的转动方向相同。电机A2和A4设置在其中另一个支撑臂上，并且沿中心O呈轴对称分布，电机A2和A4的转动方向相同，并与电机A1和A3的转动方向相反。

电机A1、A2、A3、A4可以在所在的支持臂上进行可控的位移，其移动的方向在本实施例中为支撑臂所在的直线方向。

本实施例中，电机A1、A2、A3、A4的位移通过设置位移电机C1、C2、C3、C4来实现，位移电机C1、C2、C3、C4以推拉或其他方式，将对应的电机A1、A2、A3、A4在支撑臂所在直线方向进行既定方向的移动。位移电机C1、C2、C3、C4也设置在相应的支撑臂上。位移电机C1、C2、C3、C4沿机身的中心O呈中心对称分布。位移电机C1可以通过拉杆或其他方式和电机A1相连。其他位移电机和电机的连接方式可采用相同方式达成。

飞控软件通过位移电机的启停控制，来控制电机的位置的变化，从而产生力矩的变化，进而调节飞行器的姿态。以下将结合其他附图对多旋翼飞行器的各种飞行状态的调控过程作出说明。

多旋翼飞行器水平面上的偏转转动：

同时参考图2，飞控软件给出指令，位移电机C1和C3启动，将电机A1和A3迅速往外推动相同或不同的距离(本实施例暂定相同的距离)，同时位移电机C2和C4启动，将电机A2和A4迅速往内拉动相同或不同的距离(本实施例暂定相同的距离)，这样电机A1和A3在转速不变的情况下，以Z轴为转动轴的水平X轴方向力臂增大，力矩增大，电机A2和A4在转速不变的情况下，以Z轴为转动轴的水平Y轴方向力臂减小，力矩减小，电机A1，A2，A3，A4自旋产生的水平面上的力矩不再平衡，将使得飞行器产生水平面上面的偏转转动，由于电机转速不变，产生的升力不变，飞行器垂直方向Z轴不会产生位移。

反方向的偏转转动操作过程同上，调整电机A1和A3为向内移动，电机A2和A4为向外移动即可。

多旋翼飞行器的X轴方向俯仰运动：

参考图3，飞控软件给出指令，位移电机C1和C3启动，将电机A1往内拉动一段距离，将电机A3往外推相同的距离，A1和A3的相对轴距依然不变，位移电机C2和C4不启动，保持电机A2和A4位置不变，同时所有的电机的转速不变，这样电机A1和A3在X和Y轴的共平面上的产生的自旋力矩之和保持不变，大小等于电机A2和A4在此面上的力矩，且方向相反，因此不会发生偏转运动。但X轴方向A1和A3以O点为起点的力臂发生变化，导致电机A1和A3的拉力在Z轴方向的产生力矩不再互相抵消，A1的拉力力矩减小，A3的拉力力矩将增大，从而产生力矩差；电机A2和A4在Z轴方向的力矩不变，依然相互抵消；因此，多旋翼飞行器在电机A1方向下垂，在电机A3方向上抬，实现沿X轴其中一个方向的俯仰运动。

同样的操作，但电机A1和A3调节方向相反，将使得多旋翼飞行器在电机A1方向上抬，在电机A3方向下垂，从而实现沿X轴另一个方向的俯仰运动。

多旋翼飞行器的Y轴方向的滚转运动：

与多旋翼飞行器的俯仰运动操作一致，但是电机A1和A3不调节，只有电机A2和A4进行位移变化从而产生滚动运动。

多旋翼飞行器的X轴方向前后运动：

控制过程如同X轴方向俯仰运动，因为发生了X轴方向的俯仰运动，产生倾斜，导致电机的拉力不在是垂直方向，产生X轴的水平分量，使得多旋翼飞行器在X轴方向发生整体的前后位移运动。

多旋翼飞行器的Y轴方向的侧向运动：

控制过程如同Y轴方向的滚转运动，因为发生了Y轴方向的滚转运动，产生倾斜，导致电机的拉力不在是垂直方向，产生Y轴的水平分量，使得多旋翼飞行器在Y轴方向发生整体的侧向位移运动。

其他方向的姿态变化：

如图4所示，同时等量向内拉动电机A1和A2，等量向外推动电机A3和A4，就可以产生虚线方向的上抬和下垂。

任何X，Y，Z轴方向之外的变化，都可以通过位移电机C1、C2、C3、C4带动电机A1、A2、A3、A4的位置变化，从而使电机A1、A2、A3、A4产生各个方向的力臂变化，导致形成力矩差来实现。

因为位移电机的响应速度非常快，作用时间非常短，在本发明中将低于0.1秒，优选0.05秒甚至更短。在飞控软件中，可设置位移电机的响应优先级别高于电调调节电机的电流大小的优先级别：当位移电机工作后产生的多旋翼飞行器的姿态变化足以满足多旋翼飞行器的稳定性和机动性要求时，可以不用通过电调来调节电流，从而保持电机的转速和拉力不变；当位移电机工作后产生的多旋翼飞行器的姿态变化不足以满足多旋翼飞行器的稳定性和机动性要求时，此时可配合电调调节电流，产生电机转速和拉力的改变，满足姿态变化的要求。

电机可以通过滑轨，滚轴等构造设置在支撑臂上，从而降低位移电机带动电机的阻力，降低位移电机的能耗。

其他类型的多旋翼飞行器例如6旋翼、8旋翼等其他飞行器的设计和姿态调节方法可参照上述实施例。

本发明上述实施例通过调整电机在其支撑臂方向的前后位置来改变力臂长度，也即通过对力臂的调整来调节力矩变化。可以理解地，还可以采用抬升或者下降支撑臂，使得电机在垂直方向发生位移来改变力臂长度，还可以使力臂发生水平面上的移动来使电机发生位移；或者在其他方向上面产生电机的位移。电机在任意方向上的位置变化均可达到力矩变化的效果。

本发明上述实施例中，位移电机通过拉杆推拉方式使得电机产生位移。可以理解地，亦可以采用其他可替换的方式，如使用拉索、滑轮组、齿轮组传动等多种方式使得电机产生位移，因此只要是能达到电机在其支撑臂的方向发生可控位移变化，即可实现上述实施例中描述的姿态调整效果。

本发明改变控制力矩变化的过程，由现有飞行器单纯的只调节拉力大小来控制力矩变化，加入调节力臂长短的变化来控制力矩的变化这一新型控制方法，其具有以下特点：

1.本发明采用的位移电机响应速度非常快：本实施例中可选用步进电机或者伺服电机，其响应速度非常快，几个毫秒就可以完成启动，暂停，反转等各种指令，可以非常迅速的产生姿态变化所需要的各种位移量。

2.本发明的新增的位移电机的综合能耗很低：单个位移电机的功率只有几W，每次调整的工作时间非常短，若干毫秒即可完成调控。因此本发明的综合能耗非常低，可仅占飞行器总能耗的5％甚至以下。

3.本发明的新增部件的质量很小，新增部件的总质量不超过飞行器的质量的10％；体积较小，对于现有飞行器的布局设计来说并无本质改变，非常适合现有飞行器的改进；新增成本在飞行器总成本的比重也非常低。

4.本发明的调控系统和现有技术的调控系统完全独立，且毫无冲突，可只启用本发明的调控系统，亦可同时启用两者；新增的调控系统如果出现故障，现有技术的调控系统可以依然控制飞行器直至安全着落。

采用本发明的新型调控系统能使得现有多轴飞行器的综合性能有巨大提高。

1、飞行器实际使用时间的提高：

大型电机和螺旋桨的效率高

如下表1所示为传统飞行器采用某型号的直流无刷电机针对不同桨叶的性能参数表。如下表2所示为本发明飞行器采用某型号电机时针对不同桨叶的性能参数。

表1传统飞行器采用某型号直流无刷电机针对不同桨叶的性能参数

表2本发明飞行器采用某型号直流无刷电机针对不同桨叶的性能参数

如果某小型4轴飞行器配置最大载重为2.5公斤，单个电机平均产生625g拉力，参考选用电机为大型盘式电机4010，选用15寸螺旋桨，产生630g拉力的电机效率高达13.6。而对比表1，假设4轴飞行器其电机为小电机2810，选用11寸螺旋桨，产生630g拉力的电机效率只有8.11。由此可见，本发明提供的技术方案可将效率提高超过165％。

2、姿态调控所需电耗下降：

本发明设置位移电机响应级别优先于电机转速变化，可以在电机转速不变的前提下，完成现有飞行器的所有姿态调整的需求，只有在姿态调整需求超过位移电机调整能力范围的情况下，再配合电机的加速和减速来继续调整，这样降低了电机加速减速的频率，也降低了电机加速减速的强度和时间，从而大大降低电耗。

假设本实施例飞行器的轴距为700mm，飞行器发生X轴俯仰时，位移电机产生的电机位移量为70mm，两端的电机发生位移后，以O点为中心点的力臂分别变为420mm和280mm，产生的力臂差140mm，为移动之前力臂350mm的40％，在电机拉力不变的情况下，X轴方向上的力矩的差值将达到移动之前的X轴某端方向的力矩的40％；假设飞行器最大载重2.5kg，单个电机产生的拉力为625g，单个电机加螺旋桨的重量为160g，则任意X，Y轴某端方向的升力之和为465g，传统调控模式为了实现40％的力矩差，则需要X轴一端电机拉力提高465×20％＝93g，一端电机拉力下降93g；若位移电机完成上述位移的工作时间设定为0.1秒，则为了达到同样的响应速度，传统飞行器的电机则需要在0.1秒时间里提高93g的拉力。比照这个拉力提高的速度，对于4010电机，选用15寸的螺旋桨，1.1秒左右，就从630g拉力提高到100％状态下的拉力1690g，由于转动惯量较大，导致这个拉力增加的加速度非常大，产生的瞬间电流非常大，极大的增加电耗，大电流对于电调的要求更高，对于电机的整体要求也非常高，容易造成各种故障。甚至对于大型的电机和超长的螺旋桨而言，由于转动惯量的因素，现有技术根本无法瞬间产生这么大的加速度。

对于现有技术而言，真实飞行的操控过程是分若干段的：例如飞行器在平面发生偏转的时候，先要产生某个方向的平面扭力矩差，停转则需要产生反向的扭力矩差，最后所有电机恢复初始状态，飞行器保持新的静态平衡。从飞行器偏转到停止，单个电机需要经过增加拉力(整体产生某个方向的扭矩)-减少拉力(整体产生反向扭矩)-增加拉力(扭矩重新平衡)等，因此一个完整的姿态调整过程对于电机来说需要增速或减速调整若干次，这样极大的增加了能耗，而且耗时相对较长；本发明只需位移电机交替工作若干次即可，时间非常短，电机转速无需任何变化，最大程度节约能耗。

另一方面，位移电机的功率很小，仅为几W，假设0.5秒时间内启动调控一次，工作时间0.1秒，总工作时间非常短，总功耗只有零点几瓦。4个位移电机的总电耗占飞行器整体电耗的比例不超过5％。因此在实际使用中，本发明提供的飞行器在正常飞行过程中，调节姿态的综合电耗可以降至常规飞行器的60％。

终上所述，结合大电机和大螺旋桨的高效率，以及本发明使得调节飞行姿态的电耗的巨大下降，多旋翼飞行器的实际使用时间将有超过200％的提高。假如常规小型飞行器的实际飞行时间为10分钟，而采用本发明的飞行器可以选用大电机，最大载重大大提高，可装两倍于小型飞行器电池，则时间飞行时间将超过40分钟，极大的提高飞行器的实际使用能力和范围。

3、飞行器操控性、稳定性、机动性的综合提高：

基于本发明的上述特点1，位移电机超快的响应速度，远远快于螺旋桨和电机的调控响应速度，尤其是大型电机和大螺旋桨的调控响应速度，极大的提高了飞行器的可操控性，同时带来了稳定性和机动性的相应提高。

基于本发明的上述特点4，本发明的调控技术可以和现有技术同时使用，互不干涉，且可互补，最快速度和最大程度进行调控，进一步提高飞行器的操控性、稳定性、机动性，并且节约电耗。

主动调控方面：假如飞行器在上升过程中人工控制，使其迅速的发生偏转运动，现有技术偏转运动中同转向两个螺旋桨拉力增大，假设幅度为30％，反转的另外两个螺旋桨拉力下降(拉力上升亦可，但幅度要小于30％，不过这样电机所在平面方向的扭矩差就很小，偏转的非常慢)，假设幅度为其10％，这样总拉力增加10％，飞行器上升，同时电机所在平面的扭矩不再平衡，发生偏转运动。本发明可以采用实施例中所述调控方式中的XY平面上的偏转转动的调控模式，使得飞行器可以快速的偏转；同时每个电机提高其10％的拉力即可使得其总拉力增加10％，达到和现有方法一样的效果，但需要电机增加的转速很小，需要的电机的反应时间更短，电流变化更小，调控速度更快，总能耗更低。根据表1和表2中电机的效率对比，4个电机增加10％的拉力的电耗，要远远小于2个电机增加30％拉力的电耗，更加避免了2个电机减速10％产生的“刹车”电耗。

被动调控方面：假设较大侧风使得飞行器往某个X轴方向俯仰，影响了飞行器的稳定性，飞行器通过负反馈控制，迅速的重新恢复水平，现有调控技术采取提高下沉方向电机的拉力，减低上抬方向电机的拉力，使得飞行器逆向俯仰，恢复水平；本发明可以采取实施例中X轴方向俯仰运动的调控模式，非常短的时间让产生飞行器产生俯仰运动的力矩差，如果该力矩差不足以恢复飞行器水平，还可以采用现有调控模式，加大力矩差，但因为部分力矩差无需由电机的拉力变化提供，这样减少了电机的调速变化，减少了调控时间，同时减少了电耗。

事实上，在外界干扰不大的情况下，本发明的调控方法足以完成飞行器的各种姿态调整，无需对电机的拉力进行调整，使得飞行器的调控速度非常快。即使是需要同时启用现有的调控技术，由于电机的调速范围的下降，同样减少了电机的调速所需时间，总体上也提高了飞行器的综合调控速度。

可操控性的提高，有利于飞行器的稳定性和机动性的综合提高。尤其是对于中大型飞行器，其动力冗余较大，但现有技术的响应速度相对较慢，大大影响其负反馈调节的速度，这个瓶颈很大程度限制了其稳定性和机动性，本发明超快的调控响应速度，可以充分利用其动力冗余，克服这个瓶颈，大大提高其稳定性和机动性。

综上所述，本发明中所述的调控装置和其相应的调控方式，可单独或同步与现有调控系统使用，其超快的响应速度和超低的能耗可以使得小型飞行器在不牺牲操控性和机动性的前提下，装备更大的电机和螺旋桨，提高电机效率，增大拉力，从而提高载重能力，并大大降低电耗，同时可以选择加装更多的电池来进一步提高使用时间；亦可让已经装有大型电机和大螺旋桨的大型飞行器在已有电机效率高，载重大和稳定性强的基础上，拥有不亚于小飞行器的可操控性和机动性，同时节约电耗。本发明和现有飞行器的设计能比较完美的融合在一起，对于现有多旋翼飞行器，电机效率，载重能力，操控性，稳定性，机动性和使用时间等相互矛盾的各种属性可以通过本发明做出良好的协调，做到全面优化和提高。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋桨，其特征在于，还包括多个位移电机，每一位移电机与相应的一组螺旋桨和电机传动连接用于改变各个螺旋桨之间的相对位置。

2.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，包括机身以及设置在机身上的支撑臂，所述电机可移动地设置在支撑臂上。

3.如权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述位移电机设置在支撑臂或机身上，并与相应的一个电机传动连接，用于改变各个电机之间的相对位置，进而改变各个螺旋桨之间的相对位置。

4.如权利要求3所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述电机与位移电机通过拉杆、拉索，滑轮或齿轮等传动连接。

5.如权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述电机通过滑轨或滚轴等可移动的设置在支撑臂上。

6.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，还包括用于调节电机转速的电子调节器。

7.一种多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，通过改变各个螺旋桨的相对位置以改变各个螺旋桨产生的力矩，进而调整多旋翼飞行器的飞行姿态。

8.如权利要求8所述的多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，还结合通过电子调速器改变各个螺旋桨的转速用以调整多旋翼飞行器的飞行姿态。