CN109398686A - 旋翼无人机及其姿态控制方法 - Google Patents

旋翼无人机及其姿态控制方法 Download PDF

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Abstract

本申请实施例提供一种旋翼无人机及其姿态控制方法。在本申请实施例中，旋翼无人机的机架前端采用共轴主旋翼系统，不仅避免了使用尾桨，气动性能较好，而且可结合副旋翼系统控制旋翼无人机的翻滚、俯仰和偏航通道。另一方面，在本申请实施例中，采用设置于机架前端和尾部的主副旋翼系统，且主旋翼系统采用上下共轴结构，副旋翼系统并排设置结构，这种旋翼无人机结构可以根据实际能耗需求，灵活设置主旋翼和副旋翼的尺寸，有助于在降低能耗的同时，尽量缩小无人机的尺寸。

Description

旋翼无人机及其姿态控制方法
技术领域
本申请涉及无人机技术领域，尤其涉及一种旋翼无人机及其姿态控制方法。
背景技术
无人机是一种无人驾驶的飞行器，它可以由地面遥控设备进行远程操控或者通过机载电脑自动驾驶。与载人飞行器相比，无人机体积小、造价低、使用方便。由于无人机的非载人特性以及多维度的可操控性等特点，能够在很多危险环境下作业。无人机的最初始是用在军事领域，作为侦查或者靶机。目前，除了军事应用之外，在航拍、农业、运输、娱乐等领域都有很广泛的应用。
无人机可分为固定翼与旋翼。固定翼续航时间长、飞行速度大、机动能力强，缺点是不能垂直起降、空中悬停。相比而言，旋翼机的续航、飞行速度虽有欠缺，但优点是可以实现垂直起降、空中悬停等功能，适合起飞场地受限等恶劣的飞行环境。
多旋翼无人机一般通过调节各个旋翼的转速和转动方向，来调节无人机的飞行状态。对于现有的多旋翼无人机，其在达到无人机预期的飞行状态时，每个旋翼所消耗的动力几乎相同。如果想降低无人机的能耗，则需对应增大每个旋翼的尺寸，这样却会增大无人机的尺寸。总之，对于现有的多旋翼无人机，无人机尺寸和能耗一直相互制约，很难平衡二者之间的矛盾。
发明内容
本申请的多个方面提供一种旋翼无人机及其姿态控制方法，用以在降低无人机能耗的同时，尽量缩小无人机的尺寸。
本申请实施例提供一种旋翼无人机，包括：机架和姿态控制系统；所述机架前端安装有一组主旋翼系统，所述主旋翼系统包括上下共轴的两个主旋翼；所述机架尾部安装有N组副旋翼系统，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数；
所述姿态控制系统分别与所述主旋翼系统和所述N组副旋翼系统电连接，用于控制所述两个主旋翼和2N个副旋翼的转动方向和转速，以控制所述旋翼无人机的飞行状态。
本申请实施例还提供一种用于旋翼无人机的姿态控制方法，包括：
获取所述旋翼无人机的当前姿态和当前角速度，其中，所述旋翼无人机包括：安装于所述旋翼无人机的机架的前端的上下共轴的两个主旋翼以及安装于所述机架尾部的N组副旋翼系统，其中，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数；根据所述旋翼无人机的当前姿态和当前角速度，计算所述旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速，所述三个自由度为翻滚、俯仰和偏航；
根据所述旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速、所需的升力对应的转速以及动力分配关系，计算所述旋翼无人机的两个主旋翼和每个副旋翼的预期转速；
将所述两个主旋翼和所述每个副旋翼的转速调节为所对应的预期转速，以使所述旋翼无人机处于所述预期飞行状态。
本申请实施例还提供一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机程序被执行时，可实现上述方法中的步骤。
在本申请实施例中，旋翼无人机的机架前端采用共轴主旋翼系统，不仅避免了使用尾桨，气动性能较好，而且可结合机架尾部的副旋翼系统控制旋翼无人机的翻滚、俯仰和偏航通道。另一方面，在本申请实施例中，采用设置于机架前端和尾部的主副旋翼系统，且主旋翼系统采用上下共轴结构，副旋翼系统并排设置结构，可以根据实际能耗需求，灵活设置主旋翼和副旋翼的尺寸，有助于在降低能耗的同时，尽量缩小无人机的尺寸。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1a为本申请一实施例提供的一种旋翼无人机的结构示意图；
图1b为本申请一实施例提供的一种旋翼无人机的左视图；
图1c为本申请一实施例提供的一种旋翼无人机的俯视图；
图1d为本申请一实施例提供的一种桨叶的结构示意图；
图1e为本申请一实施例提供的另一种桨叶的结构示意图；
图1f为本申请一实施例提供的一种旋翼无人机的内部结构示意图；
图2为本申请一实施例提供的一种基于旋翼无人机的姿态控制方法的流程示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
针对现有旋翼无人机操控困难的技术问题，本申请实施例提供一种旋翼无人机，在无人机的机架前端安装有一组包括上下共轴的两个主旋翼的主旋翼系统，机架尾部安装有N组副旋翼系统，其中，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼。机架前端采用共轴主旋翼系统，不仅避免了使用尾桨，气动性能较好，而且结合机架尾部的副旋翼系统控制旋翼无人机的翻滚、俯仰和偏航通道。另一方面，在本申请实施例中，采用设置于机架前端和尾部的主副旋翼系统，且主旋翼系统采用上下共轴结构，副旋翼系统并排设置结构，这种旋翼无人机结构可以根据实际能耗需求，灵活设置主旋翼和副旋翼的尺寸，有助于在降低能耗的同时，尽量缩小无人机的尺寸。
以下结合附图，详细说明本申请各实施例提供的技术方案。
应注意到：相同的标号在下面的附图以及实施例中表示同一物体，因此，一旦某一物体在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
图1a为本申请实施例提供的一种旋翼无人机的结构示意图。如图1a所示，旋翼无人机10包括：机架101和姿态控制系统102；且机架101的前端安装有一组主旋翼系统103，该主旋翼系统包括上下共轴的两个主旋翼M1和M2；机架101的尾部安装有N组副旋翼系统104，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数。需要说明的是，在图1a中仅以N＝1进行示意，但并不限于此，副旋翼系统104还可以是2组、3组等多组。
其中，姿态控制系统102分别与主旋翼系统103和N组副旋翼系统104电连接，用于控制两个主旋翼M1和M2以及2N个副旋翼的转动方向和转速，以控制旋翼无人机10的飞行状态。
在本实施例中，机架103的前端以旋翼无人机10的重心所在位置为基准进行区分，旋翼无人机10的重心所在位置的前方区域认为是机架103的前端。其中，机架103的前端的位置以及大小可根据整个旋翼无人机10的尺寸、具体结构、材质、重量等而灵活设置，以期使旋翼无人机10能够平稳飞行。
可选地，主旋翼M1和M2各包括一个主电机和一个或多个桨叶(图1a中未示出)，其中，两个主电机分别为主旋翼M1和M2提供动力。且姿态控制系统102与两个主电机电连接，用以驱动两个主电机转动，进而带动主旋翼M1和M2转动。
可选地，每个副旋翼各包括一个副电机和一个或多个桨叶(图1a中未示出)，其中，副电机为对应的副旋翼提供动力，且姿态控制系统102与每个副电机电连接，用以驱动每个副电机转动，进而带动副旋翼转动。
本实施例提供的旋翼无人机的机架前端采用共轴主旋翼系统，不仅避免了使用尾桨，气动性能较好，而且可结合机架尾部的副旋翼系统控制旋翼无人机的翻滚、俯仰和偏航通道。另一方面，在本申请实施例中，采用设置于机架前端和尾部的主副旋翼系统，且主旋翼系统采用上下共轴结构，副旋翼系统并排设置结构，这种旋翼无人机结构可以根据实际能耗需求，灵活设置主旋翼和副旋翼的尺寸，有助于在降低能耗的同时，尽量缩小无人机的尺寸。需要说明的是，图1a中所示出的旋翼无人机及其机架、主旋翼系统、副旋翼系统的形状、结构、大小、数量以及设置位置等，均是示例性说明，并不对其进行限制，其可根据旋翼无人机的应用场合和环境进行灵活设置。
对于主旋翼系统103的两个主旋翼M1和M2，为了便于描述和区分，在下述描述中，将位于上方的主旋翼M1定义为上旋翼M1，将位于下方的主旋翼M2定义为下旋翼M2。
可选地，根据机架101的厚度的不同，上旋翼M1和下旋翼M2在机架101的设置位置不同。为了使旋翼无人机10的重力分配平衡，提高其飞行平稳性，一般地，当机架101的厚度较大时，上旋翼M1和下旋翼M2安装于机架101的上方；当机架101的厚度较小时，如图1b旋翼无人机10的左视图所示，上旋翼M1安装于机架101的上方，下旋翼M2安装于机架101的下方。
为了进一步使旋翼无人机10的重力分配平衡，提高其飞行平稳性，如图1c旋翼无人机10的俯视图所示，N组副旋翼系统104沿机架的纵向轴线等间隔设置在机架尾部，且每组副旋翼系统中的两个副旋翼，例如副旋翼M3和M4以及副旋翼M5和M6相对机架的纵向轴线对称设置。在图1c中，以2组副旋翼系统为例进行图示。
进一步，两个主旋翼M1和M2的规格与N组副旋翼系统中的副旋翼的规格不同，且两个主旋翼M1和M2的规格相同，且每组副旋翼系统中的两个副旋翼的规格相同，例如图1c中所示的M3和M4的规格相同，M5和M6的规格相同。这样，基于主旋翼M1和M2采用上下共轴结构设置于机架前端和每组副旋翼系统设置于机架尾部的设计结构，主旋翼M1和M2与每组副旋翼系统中的两个副旋翼在调节无人机的飞行状态时，所起的作用有所不同。一般可根据实际能耗需求，灵活调节主旋翼和副旋翼的尺寸，达到尽量缩小无人机尺寸的目的。
可选地，M3和M4的规格，可以与M5和M6的规格相同，也可以不相同，即不同组的副旋翼系统中副旋翼的规格可以相同，也可以不同。优选地，不同组的副旋翼系统中副旋翼的规格相同。这样，可进一步使旋翼无人机10的重力分配平衡，提高其飞行平稳性。其中，主旋翼和副旋翼的规格是指旋翼的结构、尺寸、重量、材质等，其中还包括所采用桨叶的大小、形状、数量以及所使用的电机的型号、种类等，但不限于此。
可选地，主旋翼的桨叶的长度大于副旋翼桨叶的长度。这样，由于在无人机飞行时，主旋翼的旋转面积大于副旋翼的旋转面积，因为主旋翼的旋转面积较大，无需加快其转速，便可使旋翼无人机10处于预期飞行状态时所需升力，进而可降低其能耗。另一方面，该结构还可提高旋翼无人机的气动性能，进一步提高飞行平稳性。
基于如图1a所示的旋翼无人机10，当其处于飞行状态时，上旋翼M1和下旋翼M2反向转动，即其中一个主旋翼进行顺时针转动时，另一个进行逆时针转动。这样上旋翼M1和下旋翼M2产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，可保障旋翼无人机10平稳飞行。具体哪个主旋翼进行顺时针转动，哪个进行逆时针转动，可根据主旋翼系统103中主旋翼上的桨叶的形状而定。可选地，当主旋翼M1和M2上的桨叶的形状为如图1d所示的正桨时，上旋翼M1可进行逆时针转动，下旋翼M2可进行顺时针转动。相应地，当主旋翼M1和M2上的桨叶的形状为如图1e所示的反桨时，上旋翼M1可进行顺时针转动，下旋翼M2可进行逆时针转动。
进一步，当旋翼无人机10处于飞行状态时，为了保障其飞行的平稳性，可使每组副旋翼系统中的两个副旋翼反向转动，且N组副旋翼系统中位于同一侧的副旋翼同向转动。例如，如图1c所示，位于机架101左侧的副旋翼M3和M5逆时针转动，位于机架101右侧的副旋翼M4和M6顺时针转动。
为了证明本申请实施例所提供的旋翼无人机能够进行平稳飞行，下面以包含一组副旋翼系统，即N＝1为例，对旋翼无人机10的受力情况进行示例性分析。如图1a所示，以旋翼无人机10的重心所在位置为原点O，以机身10的中轴线为x轴，其正方向指向机头的方向；以垂直于主旋翼的桨叶平面的方向为z轴，其正方向指向地；y轴方向符合右手定则进行设置。则，旋翼无人机10的姿态动力学方程为：
其中，ωx、ωy和ωz分别为旋翼无人机10在x、y、z三个方向上的角速度，Jx、Jy和Jz分别为旋翼无人机10在x、y、z三个方向上的转动惯量，Mx、My和Mz分别为旋翼无人机10在x、y、z三个方向上的合力矩。其中，
其中，Fi，τi分别为两个主旋翼M1、M2和两个副旋翼M3、M4所受的升力与力矩，i＝1,2,3,4；l1和l2分别为主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4的中心到y轴的距离，l3为副旋翼M3、M4的中心到x轴的距离。
主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4所受的升力为：
其中，kf1，kf2分别为主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4中的电机升力系数。
主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4中的电机产生的力矩为：
其中，km1,km2分别为主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4中的电机的扭矩系数。
根据方程(1)，(2)，(3)和(4)得：
一般根据对旋翼无人机10的设计结构要求，将主惯量(Jx，Jy，Jz)设计的尽可能相等，那么公式(5)中的交叉耦合项可以忽略不计。这样，通过公式(5)，可以得出以下结论：
结论1：主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4都可以为旋翼无人机10提供升力，即Fi。
结论2：主旋翼M1、M2和旋翼无人机10的Jyωy(俯仰所需转速)和Jzωz(偏航所需转速)相关。
结论3：副旋翼M3、M4与旋翼无人机的三个自由度相关，即与Jxωy(翻滚所需转速)，Jyωy(俯仰所需转速)，Jzωz(偏航所需转速)相关。
根据公式(5)所得的结论，当通过姿态控制器102控制的旋翼无人机10的飞行状态，使之根据公式(5)的动力模型时，计算出该图1a所示的旋翼无人机的主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4的动力分配关系为：
其中，分别为主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4的预期转速；uF为旋翼无人机10处于预期飞行状态时所需的升力对应的转速；uφ、uθ和uψ分别为旋翼无人机10达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速；三个自由度依次为翻滚、俯仰和偏航。
基于上述对本申请实施例提供的旋翼无人机10的动力分析可得，姿态控制系统102可根据上述动力分配关系对主旋翼M1、M2和副旋翼M3、M4的转速以控制旋翼无人机10的飞行状态。
值得说明的是，上述对旋翼无人机10的动力学分析只是以包含一组副旋翼系统进行示例性说明，在本申请实施例中，姿态控制系统102可以控制两个主旋翼M1和M2以及2N个副旋翼的转动方向和转速，以控制旋翼无人机10的飞行状态，使其达到预期的飞行状态。其中，旋翼无人机10的预期飞行状态包括：空中悬停、前进飞行、后退飞行、上升飞行、下降飞行、圆弧飞行、转弯飞行、垂直起降等，但不限于此。
图1f为本申请一实施例提供的一种旋翼无人机10的内部结构示意图。如图1f所示，旋翼无人机10的姿态控制系统102可包括：姿态检测单元102a、处理器102b和动力执行单元102c。
其中，姿态检测单元102a用于检测旋翼无人机10的当前姿态和当前角速度，并将旋翼无人机10的当前姿态和当前角速度传输给处理器102b。其中，旋翼无人机10的当前姿态指的是旋翼无人机10相对于地面的角度，一般用欧拉角或四元数进行表示，但不限于此。旋翼无人机10的当前角速度为其当前分别在上述x、y、z轴方向上的角速度。
其中，处理器102b，用于根据旋翼无人机10的当前姿态和当前角速度，计算旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速，三个自由度分别为翻滚、俯仰和偏航。其中，预期飞行状态可以为旋翼无人机配套的遥控设备向旋翼无人机10发送的飞行状态，但不限于此。
之后，处理器102b根据旋翼无人机10达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速、旋翼无人机10处于预期飞行状态时所需的升力对应的转速以及上述动力分配关系，计算每个主旋翼和每个副旋翼的预期转速，并将每个主旋翼和每个副旋翼的预期转速传输给动力执行单元103c。可选地，旋翼无人机10的飞行状态与在该飞行状态下所需升力的转速的映射关系可预先存储在旋翼无人机10中，当处理器102b确定出旋翼无人机10的预期飞行状态时，根据旋翼无人机10的飞行状态与在该飞行状态下所需升力的转速的映射关系，获取旋翼无人机10的在预期飞行状态下所需升力对应的转速。
值得说明的是，不同结构的旋翼无人机，其动力分配关系不一样。其中，动力分配关系是指旋翼无人机10处于某种预期的飞行状态时，在三个自由度上各自所需的转速、所需升力对应的转速与旋翼无人机10中的每个主旋翼和副旋翼的映射关系。对于本申请实施例提供的旋翼无人机10，当副旋翼系统为一组时，即N＝1时，动力分配关系为上述公式(6)所示。
相应地，动力执行单元102c将每个主旋翼和每个副旋翼的当前转速调整为对应的预期转速，以使旋翼无人机10处于预期飞行状态。
可选地，动力执行单元102c可包括电调，用于将处理器102c输出的控制信号，转变为电流的大小，以控制每个主旋翼和每个副旋翼的转速，使其各自达到对应的预期转速。
可选地，旋翼无人机10可配套有相应的遥控设备。其中，在该可选实施方式中，遥控设备是指旋翼无人机10的操控者使用的，用以操控旋翼无人机10的飞行状态的设备，例如可以是遥控手柄、智能手机、平板电脑、个人电脑、穿戴设备等。遥控设备通常包括至少一个处理单元和至少一个存储器。处理单元和存储器的数量取决于遥控设备的配置和类型。存储器可以包括易失性的，例如RAM，也可以包括非易失性的，例如只读存储器(Read-OnlyMemory，ROM)、闪存等，或者也可以同时包括两种类型的。存储器内通常存储有操作系统(Operating System，OS)、一个或多个应用软件，也可以存储有程序数据等。除了处理单元和存储器之外，遥控设备也会包括网卡芯片、IO总线、音视频组件等基本配置。可选地，根据遥控设备的实现形式，遥控设备也可以包括一些外围设备，例如键盘、鼠标、输入笔、打印机等。这些外围设备在本领域中是众所周知的，在此不做赘述。
其中，遥控设备和旋翼无人机10之间可以是无线连接。可选地，遥控设备可以通过移动网络和旋翼无人机10通信连接，相应地，移动网络的网络制式可以为2G(GSM)、2.5G(GPRS)、3G(WCDMA、TD-SCDMA、CDMA2000、UTMS)、4G(LTE)、4G+(LTE+)、WiMax等中的任意一种。可选地，遥控设备也可以通过蓝牙、WiFi、红外线等方式和旋翼无人机10通信连接。
当旋翼无人机10的操作者期望旋翼无人机10处于某种飞行状态时，即预期飞行状态，通过遥控设备向旋翼无人机10发送相应的预期飞行状态指令，旋翼无人机10的姿态控制系统102便可根据该指令对旋翼无人机10的飞行状态进行调节，以使旋翼无人机10达到预期的飞行状态。
旋翼无人机10还包括通信组件105。其中，通信组件105用于接收遥控设备发送的旋翼无人机10的预期飞行状态。
其中，通信组件105可被配置为便于旋翼无人机10和其他设备(遥控设备)之间有线或无线方式的通信。旋翼无人机10可以接入基于通信标准的无线网络，如WiFi，2G或3G，或它们的组合。在一个示例性实施例中，通信组件经由广播信道接收来自外部广播管理系统的广播信号或广播相关信息。在一个示例性实施例中，通信组件105还包括近场通信(NFC)模块，以促进短程通信。例如，在NFC模块可基于射频识别(RFID)技术，红外数据协会(IrDA)技术，超宽带(UWB)技术，蓝牙(BT)技术和其他技术来实现。
进一步，处理器102b在计算每个主旋翼和每个副旋翼的预期转速时，具体用于：判断旋翼无人机10的当前姿态与旋翼无人机的预期姿态是否相等，并在判断结果为否时，对旋翼无人机10的当前姿态进行调节，直至达到预期姿态，以获得预期姿态对应的旋翼无人机10的预期角速度。其中，旋翼无人机10的预期角速度为其分别在上述x、y、z轴方向上的角速度。相应地，若上述判断结果为旋翼无人机10的当前姿态与旋翼无人机的预期姿态相等，则直接将对当前姿态进行计算所得的结果作为旋翼无人机10的预期角速度。
可选地，可采用PID算法对旋翼无人机10的当前姿态进行调节，且当旋翼无人机10的当前姿态达到预期姿态时，其输出结果即为旋翼无人机10的预期角速度。
进一步，处理器102b判断旋翼无人机10的当前角速度与预期角速度是否相等，并在判断结果为否时，对旋翼无人机10的当前角速度进行调节，直至达到预期角速度，以获得预期角速度对应的旋翼无人机10分别在三个自由度上所需的预期转速。相应地，若上述判断结果为旋翼无人机10的当前角速度与旋翼无人机的预期角速度相等，则直接将对当前角速度进行计算所得的结果作为旋翼无人机10的预期角速度。
可选地，可采用PID算法对旋翼无人机10的当前角速度进行调节，且当旋翼无人机10的当前角速度达到预期角速度时，其输出结果即为旋翼无人机10的预期角速度。
进一步，可选地，姿态检测单元102a可包括陀螺仪。陀螺仪用于检测旋翼无人机10的当前姿态和当前角速度。其中，陀螺仪可直接测量角速度，具有高动态特性，还可间接测量角度。陀螺仪直接测量的角速度是角度的导数，要之后将角速度对时间积分即可得到相应的角度。
可选地，陀螺仪可采用三轴陀螺仪，其工作原理是通过测量三维坐标系内陀螺转子的垂直轴与设备之间的夹角，并计算角速度，通过夹角和角速度来判别物体在三维空间的运动状态。三轴陀螺仪可以同时测定上、下、左、右、前、后等6个方向(合成方向同样可分解为三轴坐标)，最终可判断出旋翼无人机10的移动轨迹和在x、y、z轴方向上的角速度，并对测得的角速度在时间上进行积分即可得到相应的角度。
理论上，对x、y、z轴3个轴的陀螺仪测得的角速度进行积分，可得到3个方向上的旋转角度。但是在实际应用中，由于误差噪声等的存在，对陀螺仪积分并不能够得到旋翼无人机10的完全准确的姿态，尤其是运转一段时间以后，积分误差的累加会让得到的姿态和实际的相差甚远。为了减小角度测量误差，进一步，姿态检测单元102a还可包括陀螺仪加速度传感器和磁力计，其中，加速度传感器和磁力计，用于对陀螺仪测得的当前姿态和当前角速度进行校正，以提高测量精度。其中，加速度传感器用于对陀螺仪测得的旋翼机无人机10的俯仰和翻滚角度进行校正，这样得到的x轴角度和y轴角度就不会随着时间的增加而增加累计误差。磁力计用于对陀螺仪测得的旋翼无人机10的偏航角度进行校正，这样得到的z轴的角度就不会随着时间的增加而增加累计误差。
进一步，如图1f所示，旋翼无人机10还包括：存储器106、电源组件107以及音频组件108等其它组件。图1f中仅示意性给出部分组件，并不意味着计算机设备只包括图1f所示组件。
其中，存储器106，用于存储处理器102b所执行步骤对应的计算机程序。存储器106可以包括易失性的，例如RAM，也可以包括非易失性的，例如只读存储器(Read-OnlyMemory，ROM)、闪存等，或者也可以同时包括两种类型的。存储器内通常存储有操作系统(Operating System，OS)、一个或多个应用软件，也可以存储有程序数据等。
其中，电源组件107为旋翼无人机10的各种组件提供电力。电源组件107可以包括电源管理系统，一个或多个电源，及其他与为电源组件所在设备生成、管理和分配电力相关联的组件。
其中，音频组件108可被配置为输出和/或输入音频信号。例如，音频组件包括一个麦克风(MIC)，当音频组件所在设备处于操作模式，如呼叫模式、记录模式和语音识别模式时，麦克风被配置为接收外部音频信号。所接收的音频信号可以被进一步存储在存储器或经由通信组件发送。在一些实施例中，音频组件还包括一个扬声器，用于输出音频信号。
需要说明的是，本申请实施例提供的旋翼无人机10除了包含上述图1a-图1f所示出的组件外，还可包括起落架、摄像头(图1a-图1f中未示出)等，但不限于此。
除上述提供的旋翼无人机之外，本申请一些实施例还提供一种基于旋翼无人机的交互方法。下面将从旋翼无人机的姿态控制系统的角度，对本申请所提供的交互方法进行说明。
图2为本申请一示例性实施例提供的基于旋翼无人机的姿态控制方法的流程示意图。如图2所示，该方法包括：
201、获取旋翼无人机的当前姿态和当前角速度。
其中，旋翼无人机包括：安装于旋翼无人机的机架的前端的上下共轴的两个主旋翼以及安装于机架尾部的N组副旋翼系统，其中，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数。
202、根据旋翼无人机的当前姿态和当前角速度，计算旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速，其中三个自由度为翻滚、俯仰和偏航。
203、根据旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速、所需的升力对应的转速以及动力分配关系，计算旋翼无人机的两个主旋翼和每个副旋翼的预期转速。204、将两个主旋翼和每个副旋翼的转速调节为所对应的预期转速，以使旋翼无人机处于预期飞行状态。
在本实施例中，旋翼无人机包括机架和姿态控制系统，且机架为的前端安装有一组主旋翼系统，该主旋翼系统包括上下共轴的两个主旋翼；机架的尾部安装有N组副旋翼系统，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数。姿态控制系统分别与主旋翼系统和N组副旋翼系统电连接，用于控制两个主旋翼以及2N个副旋翼的转动方向和转速，以控制旋翼无人机的飞行状态。关于旋翼无人机的详细描述可参见上述实施例的相关内容，在此不再赘述。
在本实施例中，其中，旋翼无人机的姿态指的是旋翼无人机相对于地面的角度，一般用欧拉角或四元数进行表示，但不限于此。旋翼无人机的角速度为其分别在x、y、z轴方向上的角速度。
在本实施例中，通过不断调节旋翼无人机的当前姿态和当前角速度，当二者达到旋翼无人机处于预期飞行状态时所对应的预期姿态和预期角速度时，获取旋翼无人机处于预期飞行状态时，在翻滚、俯仰、偏航三个自由度上所需的转速；之后根据旋翼无人机在三个自由度上所需的转速、其处于预期飞行状态时所需升力对应的转速以及动力分配关系，计算每个主旋翼和每个副旋翼对应的预期转速；之后，将每个主旋翼和每个副旋翼的转速调节至对应的预期转速，进而使旋翼无人机处于预期飞行状态，使旋翼无人机能够以预期飞行状态平稳飞行。
可选地，步骤202的一种可选实施方式为：判断旋翼无人机的当前姿态与旋翼无人机的预期姿态是否相等，并在判断结果为否时，对旋翼无人机的当前姿态进行调节，直至达到预期姿态，以获得预期姿态对应的旋翼无人机的预期角速度。其中，旋翼无人机的预期角速度为其分别在上述x、y、z轴方向上的角速度。相应地，若上述判断结果为旋翼无人机的当前姿态与旋翼无人机的预期姿态相等，则直接将对当前姿态进行计算所得的结果作为旋翼无人机的预期角速度。之后，判断旋翼无人机的当前角速度与预期角速度是否相等，并在判断结果为否时，对旋翼无人机的当前角速度进行调节，直至达到预期角速度，以获得预期角速度对应的旋翼无人机分别在三个自由度上所需的预期转速。相应地，若上述判断结果为旋翼无人机的当前角速度与旋翼无人机的预期角速度相等，则直接将对当前角速度进行计算所得的结果作为旋翼无人机的预期角速度。
进一步，可采用PID算法对旋翼无人机的当前姿态进行调节，且当旋翼无人机的当前姿态达到预期姿态时，其输出结果即为旋翼无人机的预期角速度。
进一步，也可采用PID算法对旋翼无人机的当前角速度进行调节，且当旋翼无人机的当前角速度达到预期角速度时，其输出结果即为旋翼无人机的预期角速度。
可选地，在步骤203中，可选地，旋翼无人机的飞行状态与在该飞行状态下所需升力的转速的映射关系可预先存储在旋翼无人机中。这样，当确定出旋翼无人机的预期飞行状态时，可根据旋翼无人机的飞行状态与在该飞行状态下所需升力的转速的映射关系，获取旋翼无人机的在预期飞行状态下所需升力对应的转速。
值得说明的是，在步骤203中，不同结构的旋翼无人机，其动力分配关系不一样。其中，动力分配关系是指旋翼无人机处于某种预期的飞行状态时，在三个自由度上各自所需的转速、所需升力对应的转速与旋翼无人机中的每个主旋翼和副旋翼的映射关系。对于上述实施例提供的旋翼无人机，当副旋翼系统为一组时，即N＝1时，动力分配关系为上述公式(6)所示。基于此，步骤203的一种可选实施方式为：将旋翼无人机达到预期飞行状态时在所述三个自由度上所需的转速uφ、uθ和uψ以及所需的升力对应的转速uF带入如公式(6)所示的动力分配关系，根据公式(6)可得即所测向量所对应的计算结果即为两个主旋翼和副旋翼系统中的两个副旋翼的预期转速。
需要说明的是，上述实施例所提供方法的各步骤的执行主体均可以是同一设备，或者，该方法也由不同设备作为执行主体。比如，步骤201-204的执行主体可以为设备A；又比如，步骤201和202的执行主体可以为设备A，步骤203和204的执行主体可以为设备B；等等。
另外，在上述实施例及附图中的描述的一些流程中，包含了按照特定顺序出现的多个操作，但是应该清楚了解，这些操作可以不按照其在本文中出现的顺序来执行或并行执行，操作的序号如201、202等，仅仅是用于区分开各个不同的操作，序号本身不代表任何的执行顺序。另外，这些流程可以包括更多或更少的操作，并且这些操作可以按顺序执行或并行执行。需要说明的是，本文中的“第一”、“第二”等描述，是用于区分不同的消息、设备、模块等，不代表先后顺序，也不限定“第一”和“第二”是不同的类型。
相应地，本申请实施例还提供一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，该计算机程序被执行时，可执行上述姿态控制系统中的步骤。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器(CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。
内存可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)。内存是计算机可读介质的示例。
计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。
还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (11)

1.一种旋翼无人机，其特征在于，包括：机架和姿态控制系统；所述机架前端安装有一组主旋翼系统，所述主旋翼系统包括上下共轴的两个主旋翼；所述机架尾部安装有N组副旋翼系统，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数；
所述姿态控制系统分别与所述主旋翼系统和所述N组副旋翼系统电连接，用于控制所述两个主旋翼和2N个副旋翼的转动方向和转速，以控制所述旋翼无人机的飞行状态。
2.根据权利要求1所述的旋翼无人机，其特征在于，所述两个主旋翼中的一个安装于所述机架的上方，另一个安装于所述机架的下方；或者，
所述两个主旋翼均安装于所述机架的上方。
3.根据权利要求1所述的旋翼无人机，其特征在于，所述N组副旋翼系统沿所述机架的纵向轴线等间隔设置在所述机架尾部，且每组副旋翼系统中的两个副旋翼相对所述机架的纵向轴线对称设置。
4.根据权利要求1所述的旋翼无人机，其特征在于，所述两个主旋翼的规格与所述N组副旋翼系统中的副旋翼规格不同；且所述两个主旋翼的规格相同，所述每组副旋翼系统中的两个副旋翼的规格相同。
5.根据权利要求4所述的旋翼无人机，其特征在于，所述主旋翼的桨叶的长度大于所述副旋翼的桨叶的长度。
6.根据权利要求1所述的旋翼无人机，其特征在于，在所述旋翼无人机处于飞行状态时，所述两个主旋翼反向转动。
7.根据权利要求1所述的旋翼无人机，其特征在于，在所述旋翼无人机处于飞行状态时，每组副旋翼系统中的两个副旋翼反向转动，且所述N组副旋翼系统中位于同一侧的副旋翼同向转动。
8.根据权利要求1-7任一项所述的旋翼无人机，其特征在于，所述主旋翼系统还包括：分别为所述两个主旋翼提供动力的两个主电机，所述两个主电机分别与所述姿态控制系统电连接；所述每组副旋翼系统还包括：分别为两个副旋翼提供动力的两个副电机，所述两个副电机分别与所述姿态控制系统电连接。
9.一种基于旋翼无人机的姿态控制方法，其特征在于，包括：
获取所述旋翼无人机的当前姿态和当前角速度；其中，所述旋翼无人机包括：安装于所述旋翼无人机的机架的前端的上下共轴的两个主旋翼以及安装于所述机架尾部的N组副旋翼系统，其中，每组副旋翼系统包括并排设置的两个副旋翼，N为正整数；
根据所述旋翼无人机的当前姿态和当前角速度，计算所述旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速，所述三个自由度为翻滚、俯仰和偏航；
根据所述旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速、所需的升力对应的转速以及动力分配关系，计算所述旋翼无人机的两个主旋翼和每个副旋翼的预期转速；
将所述两个主旋翼和所述每个副旋翼的转速调节为所对应的预期转速，以使所述旋翼无人机处于所述预期飞行状态。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，当N＝1时，所述根据所述旋翼无人机达到预期飞行状态时在三个自由度上所需的转速、所需的升力对应的转速以及动力分配关系，计算所述旋翼无人机的两个主旋翼和每个副旋翼的预期转速，包括：
将所述旋翼无人机达到预期飞行状态时在所述三个自由度上所需的转速uφ、uθ和uψ以及所需的升力对应的转速uF带入所述动力分配关系计算所述两个主旋翼和所述副旋翼系统中的两个副旋翼的预期转速和其中，所述三个自由度依次为翻滚、俯仰和偏航。
11.一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机程序被执行时，可实现权利要求9或10所述方法中的步骤。
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Denomination of invention: Rotorcraft Unmanned Aerial Vehicle and Its Attitude Control Method

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Pledgor: Goertek Robotics Co.,Ltd.

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