CN104986341B - 飞行器防侧翻方法及装置 - Google Patents
飞行器防侧翻方法及装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104986341B CN104986341B CN201510304551.1A CN201510304551A CN104986341B CN 104986341 B CN104986341 B CN 104986341B CN 201510304551 A CN201510304551 A CN 201510304551A CN 104986341 B CN104986341 B CN 104986341B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aircraft
- rollover
- trend
- motor
- flying height
- 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
Links
Landscapes
- Testing Of Balance (AREA)
Abstract
本发明公开了一种飞行器防侧翻方法，该方法包括：检测飞行器的飞行姿态；根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势。本发明还公开了一种飞行器防侧翻装置。采用本发明，可有效的防止飞行器发生侧翻，使得飞行器安全起飞。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种飞行器防侧翻方法及装置。
背景技术
飞行器(flight vehicle)是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械飞行物，飞行器包括无人机飞行器等，可通过无人机飞行器完成航拍或侦查事务等。飞行器在起飞过程中，如在起飞的瞬间，飞行器的机体脱离地面时，陀螺仪数据变化幅度较大，造成马达的转速变化大，由于飞行器各轴马达的出厂参数略有差异，各轴桨叶叶素的安装角和迎角不同，产生的空气动力和力矩也不相同，再加上马达的不同老化程度，就会造成飞行器起飞不平衡，尤其是当飞行器机体两侧(左右两侧或前后两侧)瞬间驱动力相差过大时，完全超出陀螺仪的矫正速度，容易导致飞行器发生侧翻；如果飞行器在起飞过程中发生侧翻，将影响飞行器顺利起飞，进而不能顺利执行航拍或侦查事务等。
上述内容仅用于辅助理解本发明的技术方案，并不代表承认上述内容是现有技术。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种飞行器防侧翻方法及装置，旨在有效的防止飞行器发生侧翻，进而使得飞行器安全起飞。
为实现上述目的，本发明提供一种飞行器防侧翻方法，该方法包括：
检测飞行器的飞行姿态；
根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；
若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势。
优选地，所述检测飞行器的飞行姿态包括：
检测所述飞行器的飞行高度及检测所述飞行器机身与水平面之间的角度信息。
优选地，所述根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势包括：
在所述检测的飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，判断所述获取的角度信息是否大于或等于最大安全角度阀值；
若所述获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值，则确定所述飞行器存在侧翻趋势。
优选地，所述若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势的步骤包括：
若所述飞行器存在侧翻趋势，则加大所述飞行器上侧翻面对应马达的转速，及保持所述飞行器上非侧翻面对应马达的转速，以解除所述飞行器的侧翻趋势。
优选地，所述根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势包括：
在所述检测的飞行器的飞行高度大于所述预设高度阀值时，判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度是否呈递减趋势；
若继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度呈递减趋势，则确定所述飞行器存在侧翻趋势。
优选地，所述若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势的步骤包括：
若所述飞行器存在侧翻趋势，则根据所述预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，加大所述飞行器上马达的转速，以解除所述飞行器的侧翻趋势。
此外，为实现上述目的，本发明还提供一种飞行器防侧翻装置，该装置包括：
检测模块，用于检测飞行器的飞行姿态；
判断模块，用于根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；
控制模块，用于在所述飞行器存在侧翻趋势时，对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势。
优选地，所述检测模块包括检测单元，用于检测所述飞行器的飞行高度及检测所述飞行器机身与水平面之间的角度信息。
优选地，所述判断模块包括：
第一判断单元，用于在所述检测的飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，判断所述获取的角度信息是否大于或等于最大安全角度阀值；
第一确定单元，用于在所述获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，确定所述飞行器存在侧翻趋势。
优选地，所述控制模块包括第一控制单元，用于在所述飞行器存在侧翻趋势时，加大所述飞行器上侧翻面对应马达的转速，及保持所述飞行器上非侧翻面对应马达的转速。
优选地，所述判断模块包括：
第二判断单元，用于在所述检测的飞行器的飞行高度大于所述预设高度阀值时，判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度是否呈递减趋势；
第二确定单元，用于在继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度呈递减趋势时，确定所述飞行器存在侧翻趋势。
优选地，所述控制模块还包括第二控制单元，用于在所述飞行器存在侧翻趋势时，根据所述预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，加大所述飞行器上马达的转速，以解除所述飞行器的侧翻趋势。
本发明的飞行器防侧翻方法及装置，通过检测飞行器的飞行姿态；根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势；可有效的防止飞行器发生侧翻，进而使得飞行器安全起飞。
附图说明
图1为本发明飞行器防侧翻方法的优选实施例的流程示意图；
图2为图1中步骤S20的一实施例的详细流程示意图；
图3为图1中步骤S20的另一实施例的详细流程示意图；
图4为本发明飞行器防侧翻装置的优选实施例的结构示意图；
图5为图4中判断模块的一实施例的详细结构示意图；
图6为图4中判断模块的另一实施例的详细结构示意图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
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。
本发明提供一种飞行器防侧翻方法。
参照图1，图1为本发明飞行器防侧翻方法的优选实施例流程示意图，该方法包括：
S10、检测飞行器的飞行姿态。
在飞行器起飞或飞行过程中，实时检测飞行器的飞行姿态。在一实施例中，检测该飞行器的飞行高度及检测该飞行器机身与水平面之间的角度信息，还可以检测该飞行器的各个马达的转速等。该飞行器可以为四轴飞行器或六轴飞行器，四轴飞行器具有四个螺旋桨，六轴飞行器具有六个螺旋桨，一个马达连接一个螺旋桨，马达带动与它连接的螺旋桨旋转，从而驱动飞行器。
可按照预设第一采样频率检测飞行器的飞行高度，如该第一预设采样频率为500次/秒，不同飞行器的第一采样频率可不同；当飞行器的软硬件配置比较高时，预设第一采样频率高一点。可通过设置在飞行器内的高度计采集飞行器的飞行高度。较佳的，该高度计为气压高度计，将该气压高度计安置在飞机中，利用气压与高度的关系，通过观测气压测量飞机飞行时的海拔高度(又称绝对高度)。
可按照预设第二采样频率检测飞行器机身与水平面之间的角度信息，该第二采样频率可与该第一采样频率相同，也可与该第一采样频率不相同，不同飞行器的第二采样频率可不同；当飞行器的软硬件配置比较高时，预设第二采样频率高一点。可通过设置在飞行器内的角度传感器采集飞行器机身与水平面之间的角度信息。该角度传感器可以为陀螺仪，较佳的，该陀螺仪为三轴陀螺仪，该三轴陀螺仪有三个轴，即X轴、Y轴和Z轴，通过X轴、Y轴和Z轴组成三维空间的坐标系；通过该三轴陀螺仪可同时测量该飞行器在水平面4个方向的角度信息。
可按照预设第三采样频率检测该飞行器的各个马达的转速，该第三采样频率可与该第一采样频率相同，也可与该第一采样频率不相同。当该飞行器为四轴飞行器时，该飞行器包括四个马达，该四个马达分别控制左上螺旋桨、左下螺旋桨、右上螺旋桨、右下螺旋桨的旋转速度。可通过转速传感器采集飞行器的各个马达的转速，较佳的，该转速传感器为霍尔转速传感器。
S20、根据该飞行器的飞行姿态判断该飞行器是否存在侧翻趋势，若该飞行器存在侧翻趋势，则执行步骤S30；若该飞行器不存在侧翻趋势，则执行步骤S40。
在该步骤中，判断飞行器是否存在侧翻趋势，在一实施例中，如图2所示，该步骤S20包括：
S21、在该检测的飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，判断该获取的角度信息是否大于或等于最大安全角度阀值，若该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值，则执行步骤S22，否则执行步骤S23。
该预设高度阀值可根据实际需要设置，该最大安全角度阀值根据实际需要设置，如可设置为2°，即当在飞行器上获取的角度信息大于或等于2°时，则可以认为飞行器存在侧翻趋势，当在飞行器上获取的角度信息小于2°时，则可以认为飞行器不存在侧翻趋势。
在飞行器的飞行器高度小于或等于预设高度阀值时，通过比较获取的角度信息与最大安全角度阀值之间的大小关系确定该飞行器是否存在侧翻趋势。
S22、确定该飞行器存在侧翻趋势。
在该步骤中，确定飞行器存在侧翻趋势，该侧翻趋势包括向左侧翻趋势、向右侧翻趋势、向前侧翻趋势、向后侧翻趋势，如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的X轴的正方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向右侧翻趋势；如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的X轴的负方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向左侧翻趋势；如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的Y轴的正方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向前侧翻趋势；如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的Y轴的负方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向后侧翻趋势。
S23、确定该飞行器不存在侧翻趋势。
在另一实施例中，如图3所示，该步骤S20包括：
S24、在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度是否呈递减趋势；若继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度呈递减趋势，则执行步骤S25，否则执行步骤S26。
该预设高度阀值可根据实际需要设置，该预设次数也可以根据实际需要设置，如设置为十次。
在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，为该飞行器在起飞过程中，在检测到的飞行器的飞行高度第一次大于该预设高度阀值时。
在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，通过判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度的变化趋势确定该飞行器是否存在侧翻趋势；当继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度的变化趋势为递增趋势时，则认为飞行器不存在侧翻趋势；当继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度的变化趋势为递减趋势时，则认为飞行器存在侧翻趋势。
在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，获取的角度信息不作为飞行器是否存在侧翻趋势的判断依据，飞行器在飞到预设高度阀值之后，可能在做大幅度的姿态变换动作；即在检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，即使获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值，也不认为该飞行器存在侧翻趋势。
当该预设次数为十次，这十次检测的飞行器的飞行高度依次为h1、h2、h3、h4、h5、h6、h7、h8、h9、h10，如果h1>h2>h3>h4>h5>h6>h7>h8>h9>h10，可看出当前采集的飞行器的飞行高度小于前一采样时刻采集的飞行器的飞行高度，说明飞行器越飞越低，存在侧翻趋势。
S25、确定该飞行器存在侧翻趋势。
S26、确定该飞行器不存在侧翻趋势。
S30、对该飞行器的马达的转速进行调整，以解除该飞行器的侧翻趋势。
在该步骤中，对飞行器的马达的转速进行调整。
在一实施例中，在飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，在该飞行器存在侧翻趋势时，对该飞行器的马达的转速进行调整的步骤包括：加大该飞行器上侧翻面对应马达的转速，及保持该飞行器上非侧翻面对应马达的转速，以解除该飞行器的侧翻趋势。在加大该飞行器上侧翻面对应的马达的转速时，可将该侧翻面对应的马达的转速加大为原来转速的预设倍数，如1.2倍，如当侧翻面对应的马达为控制左上的螺旋桨和控制左下的螺旋桨(飞行器存在向左侧翻趋势)的两个马达，则将这两个马达的转速都加大，加大为原来为的1.2倍；同时对于控制右上的螺旋桨和控制右下的螺旋桨的两个马达的转速不进行调整，这两个马达保持当前的转速运行。在加大该飞行器上侧翻面对应的马达的转速时，可将该侧翻面对应的马达的PID(proportion-integration-differentiation，比例-积分-微分)控制环节中的系数D的值增大，使得对马达在微分环节的调节效果更加明显，马达的矫正速度也会加快。
在另一实施例中，在飞行器的飞行高度大于预设高度阀值时，在该飞行器存在侧翻趋势，则根据该预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，加大该飞行器上马达的转速，以解除该飞行器的侧翻趋势。其中根据该预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，加大该飞行器上马达的转速的步骤为：根据该预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，确定一个比例系数，再根据该比例系数和飞行器上各马达原来控制信号占空比，得到各马达的新的控制信息占空比，根据该新控制信号占空比调整马达的转速，如通过以下公式计算各马达的新的控制信息占空比，Duty＝H*C*duty，其中Duty表示新的控制信号的占空比，H表示比例系数，C是常数，duty是马达的原来控制信号占空比，该C可由技术人员自定，技术人员根据飞行器多次侧翻发生时的高度差估算出来。该比例系数H可通过以下公式计算得到，H＝(h1+h2+h3+……+hn/2)*2/n-(hn/2+1+hn/2+2+hn/2+3+……+hn)*2/n，其中n为偶数。
S40、控制该飞行器的马达按照当前转速运行。
在该步骤中，不需要对飞行器的马达转速进行调整，各马达按照当前转速运行即可。
采用本发明的上述实施例，通过检测飞行器的飞行姿态；根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势；可有效的防止飞行器发生侧翻，进而使得飞行器安全起飞。
本发明还提供一种飞行器防侧翻装置。
参照图4，图4为本发明飞行器防侧翻装置的优选实施例结构示意图，该装置设置于飞行器中，该装置包括检测模块10，与该检测模块10连接的判断模块20，与该判断模块20连接的控制模块30，其中：
该检测模块10，用于检测飞行器的飞行姿态；
该判断模块20，用于根据该飞行器的飞行姿态判断该飞行器是否存在侧翻趋势；
该控制模块30，用于在该飞行器存在侧翻趋势时，对该飞行器的马达的转速进行调整，以解除该飞行器的侧翻趋势。
在飞行器起飞或飞行过程中，该检测模块10实时检测飞行器的飞行姿态。在一实施例中，该检测模块10检测该飞行器的飞行高度及检测该飞行器机身与水平面之间的角度信息，还可以检测该飞行器的各个马达的转速等。该飞行器可以为四轴飞行器或六轴飞行器，四轴飞行器具有四个螺旋桨，六轴飞行器具有六个螺旋桨，一个马达连接一个螺旋桨，马达带动与它连接的螺旋桨旋转，从而驱动飞行器。
该检测模块10可按照预设第一采样频率检测飞行器的飞行高度，如该第一预设采样频率为500次/秒，不同飞行器的第一采样频率可不同；当飞行器的软硬件配置比较高时，预设第一采样频率高一点。可通过设置在飞行器内的高度计采集飞行器的飞行高度。较佳的，该高度计为气压高度计，将该气压高度计安置在飞机中，利用气压与高度的关系，通过观测气压测量飞机飞行时的海拔高度(又称绝对高度)。
该检测模块10可按照预设第二采样频率检测飞行器机身与水平面之间的角度信息，该第二采样频率可与该第一采样频率相同，也可与该第一采样频率不相同，不同飞行器的第二采样频率可不同；当飞行器的软硬件配置比较高时，预设第二采样频率高一点。可通过设置在飞行器内的角度传感器采集飞行器机身与水平面之间的角度信息。该角度传感器可以为陀螺仪，较佳的，该陀螺仪为三轴陀螺仪，该三轴陀螺仪有三个轴，即X轴、Y轴和Z轴，通过X轴、Y轴和Z轴组成三维空间的坐标系；通过该三轴陀螺仪可同时测量该飞行器在水平面4个方向的角度信息。
该检测模块10可按照预设第三采样频率检测该飞行器的各个马达的转速，该第三采样频率可与该第一采样频率相同，也可与该第一采样频率不相同。当该飞行器为四轴飞行器时，该飞行器包括四个马达，该四个马达分别控制左上螺旋桨、左下螺旋桨、右上螺旋桨、右下螺旋桨的旋转速度。可通过转速传感器采集飞行器的各个马达的转速，较佳的，该转速传感器为霍尔转速传感器。
该判断模块20判断飞行器是否存在侧翻趋势，在一实施例中，如图4所示，该判断模块20包括第一判断单元21，与该第一判断单元21连接的第一确定单元22，其中：
该第一判断单元21，用于在该检测的飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，判断该获取的角度信息是否大于或等于最大安全角度阀值；
该第一确定单元22，用于在该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，确定该飞行器存在侧翻趋势；及用于在该获取的角度信息小于最大安全角度阀值时，确定该飞行器不存在侧翻趋势。
该预设高度阀值可根据实际需要设置，该最大安全角度阀值根据实际需要设置，如可设置为2°，即当在飞行器上获取的角度信息大于或等于2°时，则可以认为飞行器存在侧翻趋势，当在飞行器上获取的角度信息小于2°时，则可以认为飞行器不存在侧翻趋势。
该第一判断单元21在飞行器的飞行器高度小于或等于预设高度阀值时，通过比较获取的角度信息与最大安全角度阀值之间的大小关系确定该飞行器是否存在侧翻趋势。
该第一确定单元22在该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，确定飞行器存在侧翻趋势，该侧翻趋势包括向左侧翻趋势、向右侧翻趋势、向前侧翻趋势、向后侧翻趋势，如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的X轴的正方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向右侧翻趋势；如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的X轴的负方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向左侧翻趋势；如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的Y轴的正方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向前侧翻趋势；如果获取的角度信息为飞行器在水平面坐标上的Y轴的负方向上的角度信息，且该获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，则可以确定该飞行器存在向后侧翻趋势。
该判断模块20判断飞行器是否存在侧翻趋势，在另一实施例中，如图4所示，该判断模块20包括第二判断单元23，与该第二判断单元23连接的第二确定单元24，其中：
该第二判断单元23，用于在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度是否呈递减趋势；
该第二确定单元24，用于在继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度呈递减趋势时，确定该飞行器存在侧翻趋势；及用于在继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度不是呈递减趋势时，确定该飞行器不存在侧翻趋势。
该预设高度阀值可根据实际需要设置，该预设次数也可以根据实际需要设置，如设置为十次。
在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，为该飞行器在起飞过程中，在检测到的飞行器的飞行高度第一次大于该预设高度阀值时。
该第二判断单元23在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，通过判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度的变化趋势确定该飞行器是否存在侧翻趋势；当继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度的变化趋势为递增趋势时，则认为飞行器不存在侧翻趋势；当继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度的变化趋势为递减趋势时，则认为飞行器存在侧翻趋势。
在该检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，获取的角度信息不作为飞行器是否存在侧翻趋势的判断依据，飞行器在飞到预设高度阀值之后，可能在做大幅度的姿态变换动作；即在检测的飞行器的飞行高度大于该预设高度阀值时，即使获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值，也不认为该飞行器存在侧翻趋势。
当该预设次数为十次，这十次检测的飞行器的飞行高度依次为h1、h2、h3、h4、h5、h6、h7、h8、h9、h10，如果h1>h2>h3>h4>h5>h6>h7>h8>h9>h10，可看出当前采集的飞行器的飞行高度小于前一采样时刻采集的飞行器的飞行高度，说明飞行器越飞越低，存在侧翻趋势。
在一实施例中，在该判断模块20的判断结果为，飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，该飞行器存在侧翻趋势时，该控制模块30包括第一控制单元，用于在该飞行器存在侧翻趋势时，加大该飞行器上侧翻面对应马达的转速，及保持该飞行器上非侧翻面对应马达的转速。
该第一控制单元在加大该飞行器上侧翻面对应的马达的转速时，可将该侧翻面对应的马达的转速加大为原来转速的预设倍数，如1.2倍，如当侧翻面对应的马达为控制左上的螺旋桨和控制左下的螺旋桨(飞行器存在向左侧翻趋势)的两个马达，则将这两个马达的转速都加大，加大为原来为的1.2倍；同时对于控制右上的螺旋桨和控制右下的螺旋桨的两个马达的转速不进行调整，这两个马达保持当前的转速运行。该第一控制模块30在加大该飞行器上侧翻面对应的马达的转速时，可将该侧翻面对应的马达的PID(proportion-integration-differentiation，比例-积分-微分)控制环节中的系数D的值增大，使得对马达在微分环节的调节效果更加明显，马达的矫正速度也会加快。
在另一实施例中，在该判断模块20的判断结果为，飞行器的飞行高度大于预设高度阀值时，该飞行器存在侧翻趋势时，该控制模块30包括第二控制单元，用于在该飞行器存在侧翻趋势时，根据该预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，加大该飞行器上马达的转速，以解除该飞行器的侧翻趋势。
该第二控制单元根据该预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，加大该飞行器上马达的转速具体为：根据该预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，确定一个比例系数，再根据该比例系数和飞行器上各马达原来控制信号占空比，得到各马达的新的控制信息占空比，根据该新控制信号占空比调整马达的转速，如通过以下公式计算各马达的新的控制信息占空比，Duty＝H*C*duty，其中Duty表示新的控制信号的占空比，H表示比例系数，C是常数，duty是马达的原来控制信号占空比，该C可由技术人员自定，技术人员根据飞行器多次侧翻发生时的高度差估算出来。该比例系数H可通过以下公式计算得到，H＝(h1+h2+h3+……+hn/2)*2/n-(hn/2+1+hn/2+2+hn/2+3+……+hn)*2/n，其中n为偶数。
以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
Claims (6)
1.一种飞行器防侧翻方法，其特征在于，该方法包括：
检测所述飞行器的飞行高度及所述飞行器机身与水平面之间的角度信息；
根据所述飞行器的飞行高度及所述飞行器机身与水平面之间的角度信息，判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；
若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势；
所述根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势包括：
在所述检测的飞行器的飞行高度大于所述预设高度阀值时，判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度是否呈递减趋势；
若继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度呈递减趋势，则确定所述飞行器存在侧翻趋势；
所述若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势的步骤包括：
若飞行器的飞行高度大于预设高度阀值时，且该飞行器存在侧翻趋势时，则根据预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，确定一个比例系数，再根据该比例系数和飞行器上各马达原来控制信号占空比，得到各马达的新的控制信号占空比，根据该新控制信号占空比调整马达的转速，以解除飞行器的侧翻趋势；
其中，计算飞行器各马达的新的控制信号占空比的公式为：
Duty＝H*C*duty，
Duty表示新的控制信号的占空比，H表示比例系数，C是常数，duty是马达的原来控制信号占空比，比例系数H＝(h1+h2+h3+……+hn/2)*2/n-(hn/2+1+hn/2+2+hn/2+3+……+hn)*2/n，其中n为偶数，h为飞行高度。
2.如权利要求1所述的飞行器防侧翻方法，其特征在于，所述根据所述飞行器的飞行姿态判断所述飞行器是否存在侧翻趋势包括：
在所述检测的飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，判断所述获取的角度信息是否大于或等于最大安全角度阀值；
若所述获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值，则确定所述飞行器存在侧翻趋势。
3.如权利要求2所述的飞行器防侧翻方法，其特征在于，所述若所述飞行器存在侧翻趋势，则对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势的步骤包括：
若所述飞行器存在侧翻趋势，则加大所述飞行器上侧翻面对应马达的转速，及保持所述飞行器上非侧翻面对应马达的转速，以解除所述飞行器的侧翻趋势。
4.一种飞行器防侧翻装置，其特征在于，该装置包括：
检测模块，用于检测飞行器的飞行姿态；所述检测模块包括检测单元，用于检测所述飞行器的飞行高度及检测所述飞行器机身与水平面之间的角度信息；
判断模块，用于根据所述飞行器的飞行高度及检测所述飞行器机身与水平面之间的角度信息判断所述飞行器是否存在侧翻趋势；
控制模块，用于在所述飞行器存在侧翻趋势时，对所述飞行器的马达的转速进行调整，以解除所述飞行器的侧翻趋势；
所述判断模块，还用于在所述检测的飞行器的飞行高度大于所述预设高度阀值时，判断继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度是否呈递减趋势；若继续检测的预设次数的飞行器的飞行高度呈递减趋势，则确定所述飞行器存在侧翻趋势；
所述控制模块，还用于在飞行器的飞行高度大于预设高度阀值，且该飞行器存在侧翻趋势时，根据预设次数的飞行器的飞行高度的变化速度，确定一个比例系数，再根据该比例系数和飞行器上各马达原来控制信号占空比，得到各马达的新的控制信号占空比，根据该新控制信号占空比调整马达的转速，以解除飞行器的侧翻趋势；
其中，计算飞行器各马达的新的控制信号占空比的公式为：
Duty＝H*C*duty，
Duty表示新的控制信号的占空比，H表示比例系数，C是常数，duty是马达的原来控制信号占空比，比例系数H＝(h1+h2+h3+……+hn/2)*2/n-(hn/2+1+hn/2+2+hn/2+3+……+hn)*2/n，其中n为偶数，h为飞行高度。
5.如权利要求4所述的飞行器防侧翻装置，其特征在于，所述判断模块包括：
第一判断单元，用于在所述检测的飞行器的飞行高度小于或等于预设高度阀值时，判断所述获取的角度信息是否大于或等于最大安全角度阀值；
第一确定单元，用于在所述获取的角度信息大于或等于最大安全角度阀值时，确定所述飞行器存在侧翻趋势。
6.如权利要求5所述的飞行器防侧翻装置，其特征在于，所述控制模块包括第一控制单元，用于在所述飞行器存在侧翻趋势时，加大所述飞行器上侧翻面对应马达的转速，及保持所述飞行器上非侧翻面对应马达的转速。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510304551.1A CN104986341B (zh) | 2015-06-04 | 2015-06-04 | 飞行器防侧翻方法及装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510304551.1A CN104986341B (zh) | 2015-06-04 | 2015-06-04 | 飞行器防侧翻方法及装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104986341A CN104986341A (zh) | 2015-10-21 |
| CN104986341B true CN104986341B (zh) | 2018-01-19 |
Family
ID=54298274
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510304551.1A Active CN104986341B (zh) | 2015-06-04 | 2015-06-04 | 飞行器防侧翻方法及装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104986341B (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| TWI603888B (zh) * | 2016-01-18 | 2017-11-01 | 緯創資通股份有限公司 | 任意角度空拋的多軸無人飛行載具的平衡控制方法、其電腦程式產品及其多軸無人飛行載具 |
| CN108445910B (zh) * | 2018-05-23 | 2020-10-23 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 控制无人飞行器的电机加速的方法、装置和电子调速器 |
| CN112987772A (zh) * | 2021-05-11 | 2021-06-18 | 北京三快在线科技有限公司 | 无人机近地面飞行控制方法、装置、介质、设备和无人机 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5971320A (en) * | 1997-08-26 | 1999-10-26 | Jermyn; Phillip Matthew | Helicopter with a gyroscopic rotor and rotor propellers to provide vectored thrust |
| CN203882194U (zh) * | 2014-06-10 | 2014-10-15 | 福建师范大学 | 一种四旋翼飞行装置 |
| CN104335128A (zh) * | 2012-03-30 | 2015-02-04 | 鹦鹉股份有限公司 | 用于用侧风和加速度计偏差估计和补偿来控制多旋翼的旋翼无人机的方法 |
| CN204197292U (zh) * | 2014-08-07 | 2015-03-11 | 金卫红 | 一种多轴飞行器 |
| CN204297076U (zh) * | 2014-10-16 | 2015-04-29 | 王春辉 | 一种六轴飞行器 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN202939489U (zh) * | 2012-11-28 | 2013-05-15 | 桂林飞宇电子科技有限公司 | 一种多旋翼自动平衡飞行控制器 |
-
2015
- 2015-06-04 CN CN201510304551.1A patent/CN104986341B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5971320A (en) * | 1997-08-26 | 1999-10-26 | Jermyn; Phillip Matthew | Helicopter with a gyroscopic rotor and rotor propellers to provide vectored thrust |
| CN104335128A (zh) * | 2012-03-30 | 2015-02-04 | 鹦鹉股份有限公司 | 用于用侧风和加速度计偏差估计和补偿来控制多旋翼的旋翼无人机的方法 |
| CN203882194U (zh) * | 2014-06-10 | 2014-10-15 | 福建师范大学 | 一种四旋翼飞行装置 |
| CN204197292U (zh) * | 2014-08-07 | 2015-03-11 | 金卫红 | 一种多轴飞行器 |
| CN204297076U (zh) * | 2014-10-16 | 2015-04-29 | 王春辉 | 一种六轴飞行器 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN104986341A (zh) | 2015-10-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Sharf et al. | Ground effect experiments and model validation with Draganflyer X8 rotorcraft | |
| CN110347171B (zh) | 一种飞行器控制方法及飞行器 | |
| CN106707754B (zh) | 一种基于切换系统的货物搬运旋翼无人机建模及自适应控制方法 | |
| CN107291095A (zh) | 无人机起飞控制方法、装置、系统以及无人机 | |
| CN103921784B (zh) | 一种全垫升气垫船的自动驾控系统及控制方法 | |
| JP4848382B2 (ja) | 無人航空機及び無人航空機システム | |
| CN104986341B (zh) | 飞行器防侧翻方法及装置 | |
| CN107438805A (zh) | 无人机控制方法及装置 | |
| NO334600B1 (no) | Stillingskontroll for roterende-vinge luftfartøy | |
| CN106882394A (zh) | 自适应调节弹射角度的多旋翼无人机紧急伞降装置及方法 | |
| CN109606674A (zh) | 尾坐式垂直起降无人机及其控制系统与控制方法 | |
| CN107101636B (zh) | 一种使用卡尔曼滤波器辨识多旋翼动力学模型参数的方法 | |
| CN109562830A (zh) | 无人飞行物体和控制无人飞行物体的方法 | |
| WO2018187936A1 (zh) | 一种无人飞行器及无人飞行器的避障控制方法 | |
| CN109542108A (zh) | 一种无人机抗风巡飞系统 | |
| CN109703768B (zh) | 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法 | |
| Salazar‐Cruz et al. | Embedded control system for a four‐rotor UAV | |
| US11846953B2 (en) | System and method for controlling differential thrust of a blown lift aircraft | |
| CN107111321B (zh) | 控制方法、控制装置、飞行控制系统与多旋翼无人机 | |
| CN110832418A (zh) | 无人飞行器控制方法、控制装置及无人飞行器 | |
| WO2016048437A1 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
| CN109308074B (zh) | 一种无人机重心偏移的补偿方法及系统 | |
| CN207148653U (zh) | 一种抗风型无人机飞行系统 | |
| CN107063248A (zh) | 基于旋翼转速的动力学模型辅助惯导的导航方法 | |
| CN106114817A (zh) | 一种飞行器及飞行系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C41 | Transfer of patent application or patent right or utility model | ||
| TA01 | Transfer of patent application right |
Effective date of registration: 20160407 Address after: Baoan District Shiyan street Shenzhen city Guangdong province 518108 Songbai road Tangtou junctions electric science and Technology Park Applicant after: Shenzhen Aee Technology Co., Ltd. Address before: Baoan District Shiyan street Shenzhen city Guangdong province 518108 Songbai road Tangtou junctions electric science and Technology Park Applicant before: Shenzhen Aee Technology Co., Ltd. Applicant before: Shenzhen Aee Technology Co., Ltd. |
|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20191212 Address after: Room 812, enterprise service center, No. 17, section 3, west section of Changjiang North Road, Lingang Economic Development Zone, Yibin City, Sichuan Province Patentee after: Sichuan Yidian Aviation Technology Co., Ltd Address before: Baoan District Shiyan street Shenzhen city Guangdong province 518108 Songbai road Tangtou junctions electric science and Technology Park Patentee before: Shenzhen Yidian Aviation Technology Co., Ltd. |
|
| TR01 | Transfer of patent right |