CN107856850A - 多旋翼无人机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种多旋翼无人机，该多旋翼无人机包括机架主体、姿态控制机构和推进机构，所述姿态控制机构包括以机架主体为中心对称设置的姿态机臂，所述姿态机臂水平设置有电机和姿态旋翼；所述姿态旋翼中心对称设置；所述推进机构包括以机架主体的纵切面左右对称设置的推进机臂，两个推进机臂的左右对称地垂直设置有电机和推进旋翼，且所述两个推进旋翼按相反方向旋转；所述推进机构的质心与整个无人机的质心相同。本发明通过分别对姿态旋翼和推进旋翼控制来实现水平、垂直、俯仰、滚转、偏航、加速、制动等，能保证在垂直方向上力的平衡，解决传统无人机平飞掉高的问题；姿态平稳，机动性强，具有较好的动态响应，实现位置与姿态的分离控制，独立精准。

Description

多旋翼无人机及其控制方法

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，具体提供一种多旋翼无人机及其控制方法。

背景技术

多旋翼无人机由于其机动性好，结构简单，成本较低等优点，近些年来得以快速发展，在影视航拍、军事侦查、灾害搜救、环境监测、飞行表演等领域表现出巨大的应用潜力。

由于多旋翼无人机是一个欠驱动的系统，一般通过设计双环控制系统完成位置运动与姿态运动，但这种方法存在诸多问题。

比如，图1a、1b是现有四旋翼无人机的平飞运动受力示意图，传统的四旋翼无人机在平飞运动中包含如图1a所示的由悬停到前进和如图1b所示的由前进到悬停两部分。在启动过程中，如图1a所示，由于推进力必须由升力在水平方向的分力F提供，无人机需要前倾来产生推动力，四旋翼会产生姿态变化：在这个变化过程中，无人机的前倾会在高度通道上产生一定的下落，而后上升，保持姿态角度，实现平飞。在制动过程中，如图1b所示，制动力同样必须由升力在水平的分力F提供，无人机需要后倾来产生制动力，四旋翼会产生姿态变化：在这个变化过程中，后倾同样在高度通道上产生一定的下落，而后上升，制动，悬停。

如上所述，在一次水平运动中的水平启动和水平制动，无人机的姿态和高度就需要改变两次，使得整个系统无法精准控制。此外，由于无人机的俯仰角是被限制的，升力所能产生的水平分力非常有限，使得传统的多旋翼无人机无法产生较高的加速度与速度，进而影响了整个系统的机动性。

当前针对多旋翼无人机上述问题的研究一般停留在机械机构，少有控制系统的改进。大体分为以下三类：

一、倾转式无人机，在固定翼的机翼上增加两个可以绕机翼转动的旋翼，这种结构的无人机可以实现垂直起降，并可以得到较大的速度，但由于固定翼飞行器本身的特性，机动性低，且模型过于复杂，给控制造成了很大的问题；

二、多旋翼附加到固定翼飞行器上，构成组合飞行器，这类飞行器模型简单，续航时间比较长，但受制于固定翼的特性，机动性低，不能实现精准控制；

三、在多旋翼飞行器尾部增加一个或者两个辅助旋翼来产生较大的动力，但将推进旋翼设置到尾部，使得整个飞行器质心不在中心，使得飞行器的运行状态非平稳状态。并且，机尾的动力器会通过机体产生俯仰扭矩，影响飞行器姿态稳定，给飞行器控制造成很大的麻烦。

因此，现有技术中缺乏一种飞行器姿态稳定性好、机动性强、动态响应好的多旋翼无人机，也缺乏一种合适的位置姿态分离控制方法，来实现无人机各个通道的独立精准控制。

相应地，本领域需要一种新型多旋翼无人机及其控制方法来解决上述问题。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，本发明提供一种多旋翼无人机，该无人机姿态平稳、结构简单合理，机动性强，能够实现高速飞行，可快速启动和制动。

本发明还提供了一种多旋翼无人机的控制方法，根据实际需要提供给姿态旋翼和/或推进旋翼相应的力，实现不同位置与姿态的分离控制，独立精准。

为实现上述目的，本发明的多旋翼无人机包括机架主体和姿态控制机构，所述姿态控制机构固定到所述机架主体或者与所述机架主体一体制成，其特征在于，所述多旋翼无人机还包括固定到所述机架主体或者与所述机架主体一体制成的推进机构，所述推进机构包括相对于所述机架主体对称设置的两个推进单元，每个推进单元包括从所述机架主体延伸的推进机臂以及设置在所述推进机臂上的推进旋翼和推进旋翼驱动装置，所述推进旋翼驱动装置连接到所述推进旋翼，用于驱动所述推进旋翼转动。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，所述姿态控制机构包括绕所述机架主体沿周向均匀设置的多个姿态控制单元，每个姿态控制单元包括从所述机架主体延伸的姿态机臂以及设置在所述姿态机臂上的姿态旋翼和姿态旋翼驱动装置，所述姿态旋翼驱动装置连接到所述姿态旋翼，用于驱动所述姿态旋翼转动。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，所述姿态控制机构包括4个姿态控制单元，每个相邻姿态控制单元的姿态机臂之间的夹角为90度。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，在工作过程中，每个推进旋翼驱动装置驱动对应的推进旋翼沿着与另一个推进旋翼相反的方向转动。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，在工作过程中，所述两个推进旋翼驱动装置都能够沿相反的方向转动。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，所述推进旋翼驱动装置和所述姿态旋翼驱动装置都采用无刷电机，每个所述无刷电机上都设置有电子调速计。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，所述机架主体上设置有飞控模块、传感器模块、电源管理模块和电池，所述传感器模块包括GPS、陀螺仪、惯性导航、视觉传感器和气压计。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，所述多旋翼无人机还包括连接到所述机架主体的底部的机体脚架。

在上述多旋翼无人机的优选实施方式中，所述机架主体、姿态机臂、推进机臂、姿态旋翼、推进旋翼和机体脚架由高强度碳纤维制成。

此外，在本发明的多旋翼无人机的控制方法中，四个姿态旋翼产生的升力分别为F1、F2、F3、F4；一侧推进旋翼产生的推进力为F5，另一侧推进旋翼产生的推进力为F6，其特征在于，所述控制方法通过下列力的组合来实现所述多旋翼无人机的不同运动：1)水平运动：F1＝F2＝F3＝F4＝G/4，且F5＝F6≠0；2)垂直运动：F1＝F2＝F3＝F4≠G/4，且F5＝F6＝0；3)俯仰运动：F1＝F2≠F3＝F4，且F5＝F6＝0；4)滚转运动：F1＝F4≠F2＝F3，且F5＝F6＝0；5)偏航运动：F1＝F3≠F2＝F4，且F5＝F6＝0；或者F1＝F2＝F3＝F4＝G/4，且F5≠F6。

相比现有技术，本发明具有以下优点：

1、本发明的多旋翼无人机设有独立的推进机构，提供独立的推进动力，此动力可以使无人机高速飞行，实现快速启动和制动。由于设置独立的推进机构，高度通道与平飞运动方向不存在耦合关系，解决了以往无人机通过前倾或后倾提供水平力会产生平飞掉高的问题，本发明在平飞运动方向高度无落差，运行平稳。

2、本发明的多旋翼无人机通过单独施加给两旋转方向相反的推进旋翼的动力，可实现水平方向的加速、减速和偏航运动。

3、本发明的多旋翼无人机设有水平的姿态旋翼和垂直的推进旋翼，对应产生垂直方向的姿态控制力和水平方向的推进力，可以根据需要分别控制，可实现独立、精准控制。

4、本发明的多旋翼无人机通过给各姿态旋翼提供相同且合力等于重力的升力，以此保证无人机在垂直方向上力的平衡，从而能使垂直方向不产生运动，姿态平稳。

5、本发明的多旋翼无人机的姿态机臂中心对称，推进机构左右对称，且推进机构的质心与整个机构的质心重合，改善了现有技术中飞行器的非平稳状态，解决了现有技术中机尾的动力器通过机体产生俯仰扭矩，影响飞行器姿态稳定，给飞行器控制造成很大麻烦的弊端。

6、本发明的多旋翼无人机通过分别控制姿态机构的姿态旋翼和推进机构的推进旋翼，产生不同方向的动力和扭矩，通过调控姿态旋翼的升力，可现实高度通道的控制，如垂直、俯仰、滚转等运动。

7、本发明的多旋翼无人机设置了电子调速计、飞控模块、传感器模块、电源管理模块等，增强了飞行器水平方向的机动性和灵活性，可实现偏航运动、俯仰、滚转等姿态变化的快速响应，控制精准，结构简单合理。

附图说明

图1a、1b是现有四旋翼无人机的平飞运动受力示意图；

图2是本发明实施例的四旋翼无人机的结构示意图；

图3是本发明实施例的四旋翼无人机的正视图；

图4是本发明实施例的四旋翼无人机推进机构的结构示意图；

图5a、5b是本发明实施例的四旋翼无人机的平飞受力分析示意图；

图6是本发明实施例的四旋翼无人机的融合控制示意图。

具体实施方式

下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。

需要说明的是，在本发明的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

首先参阅图2、图3和图4，图2是本发明实施例的四旋翼无人机的结构示意图；图3是本发明实施例的四旋翼无人机的正视图；图4是本发明实施例的推进机构的结构示意图。

如图2所示，本发明的四旋翼无人机包括机架主体1、设置于机架主体1的姿态控制机构和推进机构，其中，所述姿态控制机构包括姿态机臂1-1、姿态机臂1-2、姿态机臂1-3、姿态机臂1-4，所述四个姿态机臂以机架主体1为中心对称设置，形成“X”字型，即，相邻姿态机臂之间的夹角为90度。

如图2、3所示，所述姿态机臂的上表面分别水平地设置有水平电机2-1、水平电机2-2、水平电机2-3、水平电机2-4，分别与上述电机对应连接的是姿态旋翼3-1、姿态旋翼3-2、姿态旋翼3-3、姿态旋翼3-4。

如图3和4所示，所述推进机构包括推进机臂5-1和推进机臂5-2，所述两个推进机臂以机架主体1的纵切面(即图3中穿过机架主体1的中心并且垂直于纸面的切面)左右对称设置。如图2中清楚示出的，所述两个推进机臂的同侧的垂直面上对称设置有垂直电机6-1和垂直电机6-2；分别与所述电机对应连接的左推进旋翼7-1和右推进旋翼7-2，且所述两个推进旋翼按相反方向旋转，使得通过所述两个推进旋翼作用于机架主体1的力能够彼此对称并因此相互抵消，从而提高无人机的飞行稳定性。此外，所述推进机构的质心与整个无人机的质心相同，从而与上述反向旋转相结合，进一步提升无人机的飞行稳定性。

作为示例，上述电机可以为无刷电机2216型，姿态旋翼和推进旋翼可以为9450型，也可以用其他型号的替代。上述姿态旋翼和推进旋翼通过自紧螺帽与无刷电机固定，无刷电机通过四个六角螺丝与其对应的机臂连接在一起。

如图2所示，所述机架主体1的下表面中心对称地用四个六角螺丝固定机体脚架4-1、机体脚架4-2、机体脚架4-3、机体脚架4-4。所述机架主体、机臂、旋翼与机体脚架采用高强度碳纤维材料，或者其他合适的材料。

为实现精确控制，对应所述无刷电机固定设有电子调速计(图中未示出)。所述机架主体设有飞控模块、传感器模块、电源管理模块和电池(图中未示出)。所述传感器模块包括GPS、陀螺仪、惯性导航、视觉传感器和气压计(图中未示出)。

下面结合图5和图6对本发明的位置姿态分离控制方法以及实现无人机各个通道的独立精准控制的工作原理做简要说明。

其中，图5是本发明的四旋翼无人机的平动受力分析示意图；图6是本发明的四旋翼无人机的融合控制示意图。

如图5a、5b所示，在实际控制所述四旋翼无人机时，给前两个姿态旋翼3-1和姿态旋翼3-2提供的升力为F1、F2，顺序给后两个姿态旋翼3-3和姿态旋翼3-4提供的升力为F3、F4；给左推进旋翼7-1提供的动为F5、给右推进旋翼7-2提供的动为F6，将其重力设为G，在平飞运动中，姿态机臂上的四个旋翼提供相同的力F1＝F2＝F3＝F4，且满足F1+F2+F3+F4＝G，无论是如图5a所示的由悬停到前进，还是如图5b所示的由前进到悬停，因无人机在垂直方向上的力平衡，所以垂直方向不产生运动，解决了现有技术中的平飞掉高问题。

在此基础上，如图5a、5b所示，由独立的推进机构提供推进动力或制动阻力，且满足F5＝F6≠0，产生水平加速度，进而产生速度，实现无人机在水平方向的运动。如图6所示，通过采用融合控制方法，实现下述运动：

一、水平运动：F1＝F2＝F3＝F4＝G/4，且F5＝F6≠0；

给所述姿态机构上的四个旋翼提供相同的升力F1＝F2＝F3＝F4，且满足F1+F2+F3+F4＝G，保证无人机在垂直方向上的力平衡，从而使垂直方向不产生运动。在此基础上，由独立的推进机构提供动力或阻力，且满足F5＝F6≠0，产生水平加速度，进而产生速度，实现无人机在水平方向的运动。其中，高度通道与平飞运动方向不存在耦合关系，且水平运动不会产生无人机的姿态变化。由于使用独立的推进机构产生推进力，这个动力可以足够大，可以使无人机实现高速平稳飞行，且可以实现快速启动与制动。

二、垂直运动：F1＝F2＝F3＝F4≠G/4，且F5＝F6＝0；

给所述姿态机构上的四个姿态旋翼提供相同的升力F1＝F2＝F3＝F4，且满足F1+F2+F3+F4＞G或F1+F2+F3+F4＜G，推进机构不发挥作用。由此整个无人机的合外力垂直向上或向下，实现在垂直方向的运动。

三、俯仰运动：F1＝F2≠F3＝F4，且F5＝F6＝0

仰运动：F1＝F2>F3＝F4，且F5＝F6＝0；

俯运动：F1＝F2<F3＝F4，且F5＝F6＝0；

给所述姿态机构上的四个姿态旋翼提供有差别的升力，满足F1＝F2＜F3＝F4，前侧合力小于后侧合力，产生俯扭矩；满足F1＝F2＞F3＝F4，前侧升力的合力大于后侧的合力，产生仰扭矩；推进机构不发挥作用，使得无人机由于前侧与后侧的受力不平衡，产生俯仰扭矩，进而发生俯仰运动。

四、滚转运动：F1＝F4≠F2＝F3，且F5＝F6＝0；

给所述姿态机构上的四个姿态旋翼提供有差别的升力，满足F1＝F4＜F2＝F3或F1＝F4＞F2＝F3，推进机构不发挥作用，使得无人机由于左侧与右侧的受力不平衡，产生滚转扭矩，进而发生滚转运动。

五、偏航/转向运动：

1)满足F1＝F3≠F2＝F4，且F5＝F6＝0，

给所述姿态机构上的四个姿态旋翼提供有差别的升力，满足F1＝F3＞F2＝F4或F1＝F3＜F2＝F4，推进机构不发挥作用，使得无人机对角线上的两对无刷电机转速相同，产生反扭矩作用于机体，产生偏航扭矩，进而产生偏航运动。

2)满足F1＝F2＝F3＝F4＝G/4，且F5≠F6；

给所述姿态机构上的四个姿态旋翼提供相同的升力F1＝F2＝F3＝F4，且满足F1+F2+F3+F4＝G，推进机构左旋翼产生动力F5，右旋翼产生动力F6，且满足F5≠F6，利用F5与F6的差产生偏航扭矩，进而产生偏航运动。

以上各个运动，采用了分离处理的方法，将姿态运动与位置运动独立考虑，不用考虑两者之间的互相影响，因此解决了现有技术中的平飞掉高问题。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种多旋翼无人机，包括机架主体和姿态控制机构，所述姿态控制机构固定到所述机架主体或者与所述机架主体一体制成，

其特征在于，所述多旋翼无人机还包括固定到所述机架主体或者与所述机架主体一体制成的推进机构，所述推进机构包括相对于所述机架主体对称设置的两个推进单元，每个推进单元包括从所述机架主体延伸的推进机臂以及设置在所述推进机臂上的推进旋翼和推进旋翼驱动装置，所述推进旋翼驱动装置连接到所述推进旋翼，用于驱动所述推进旋翼转动。

2.根据权利要求1所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述姿态控制机构包括绕所述机架主体沿周向均匀设置的多个姿态控制单元，每个姿态控制单元包括从所述机架主体延伸的姿态机臂以及设置在所述姿态机臂上的姿态旋翼和姿态旋翼驱动装置，所述姿态旋翼驱动装置连接到所述姿态旋翼，用于驱动所述姿态旋翼转动。

3.根据权利要求2所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述姿态控制机构包括4个姿态控制单元，每个相邻姿态控制单元的姿态机臂之间的夹角为90度。

4.根据权利要求1所述的多旋翼无人机，其特征在于，在工作过程中，每个推进旋翼驱动装置驱动对应的推进旋翼沿着与另一个推进旋翼相反的方向转动。

5.根据权利要求1所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述两个推进旋翼驱动装置都能够沿相反的方向转动。

6.根据权利要求2至5中任一项所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述推进旋翼驱动装置和所述姿态旋翼驱动装置都采用无刷电机，每个所述无刷电机上都设置有电子调速计。

7.根据权利要求6所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述机架主体上设置有飞控模块、传感器模块、电源管理模块和电池，所述传感器模块包括GPS、陀螺仪、惯性导航、视觉传感器和气压计。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述多旋翼无人机还包括连接到所述机架主体的底部的机体脚架。

9.根据权利要求8所述的多旋翼无人机，其特征在于，所述机架主体、姿态机臂、推进机臂、姿态旋翼、推进旋翼和机体脚架由高强度碳纤维制成。

10.一种权利要求4至9中任一项所述的多旋翼无人机的控制方法，其中，四个姿态旋翼产生的升力分别为F1、F2、F3、F4；一侧推进旋翼产生的推进力为F5，另一侧推进旋翼产生的推进力为F6，其特征在于，所述控制方法通过下列力的组合来实现所述多旋翼无人机的不同运动：

1)水平运动：F1＝F2＝F3＝F4＝G/4，且F5＝F6≠0；

2)垂直运动：F1＝F2＝F3＝F4≠G/4，且F5＝F6＝0；

3)俯仰运动：F1＝F2≠F3＝F4，且F5＝F6＝0；

4)滚转运动：F1＝F4≠F2＝F3，且F5＝F6＝0；

5)偏航运动：F1＝F3≠F2＝F4，且F5＝F6＝0

或

F1＝F2＝F3＝F4＝G/4，且F5≠F6。