CN112346473A - 无人飞行器姿态控制系统、飞行控制系统及姿态控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种无人飞行器姿态控制系统、飞行控制系统及姿态控制方法。无人飞行器姿态控制系统，用于控制无人飞行器的俯仰、偏航和滚转，包括：主控系统、舵系统、反馈系统；所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；所述舵系统还包含舵机定位模块。
Description
技术领域
本发明涉及无人飞行器姿态控制系统，无人飞行器飞行控制系统以及无人飞行器姿态控制方法。
背景技术
无人飞行器飞行控制系统通常包括主控系统、推进系统、舵系统和反馈系统。其中，推进系统用于提供使无人飞行器维持飞行的推力；舵系统用于实现无人飞行器的转向；主控系统用于控制推进系统和舵系统的运行；反馈系统用于向主控系统反馈对无人飞行器的控制结果。无人飞行器飞行控制系统需要与无人飞行器的类型相匹配。目前，针对形状较长且通常沿自身长度方向飞行的无人飞行器而言，其推进系统与舵系统往往是以在无人飞行器的长度方向上相距较远而设置的，容易对无人飞行器中其他功能组件的安装造成障碍，同时也对无人飞行器的运输、发射带来不便。
发明内容
本发明的目的在于提供改进的无人飞行器飞行控制系统、无人飞行器姿态控制系统以及无人飞行器姿态控制方法。
为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种无人飞行器姿态控制系统，用于控制无人飞行器的俯仰、偏航和滚转，其特征在于，包括：主控系统，所述主控系统包含处理模块、反馈信号接收模块和控制平台通信模块，所述处理模块根据反馈信号接收模块接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块接收的控制信号生成姿态控制指令；舵系统，所述舵系统包含舵机，所述舵机主要由一个舵片和相应的舵片驱动电机、舵片驱动传动机构和舵片驱动控制电路所组成，所述舵片驱动控制电路根据所述无人飞行器姿态控制指令中的相应姿态控制指令控制对应一个舵片驱动电机运行并通过舵片驱动传动机构使对应一个舵片转动；反馈系统，所述反馈系统包含用于获得生成所述姿态控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块并通过该反馈信号接收模块发送至处理模块进行处理；所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；所述舵系统还包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体内的舵机安装定位基准轴和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴装配连接的轮辐形定位部件，该轮辐形定位部件又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机分别定位安装在舵机安装定位基准轴上对应舵机安装部位从而使舵系统的各舵片以设定方位相对于所述尾部中轴线进行布置。
为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种无人飞行器飞行控制系统，用于控制无人飞行器的飞行以及飞行过程中的俯仰、偏航和滚转，其特征在于，包括：主控系统，所述主控系统包含处理模块、反馈信号接收模块和控制平台通信模块，所述处理模块根据反馈信号接收模块接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块接收的控制信号生成飞行控制指令；推进系统，所述推进系统包含涵道风扇推进单元，所述涵道风扇推进单元主要由一个涵道风扇和相应的涵道风扇控制电路所组成，所述涵道风扇控制电路根据所述飞行控制指令中的推进控制指令控制对应一个涵道风扇运行；舵系统，所述舵系统包含舵机，所述舵机主要由一个舵片和相应的舵片驱动电机、舵片驱动传动机构和舵片驱动控制电路所组成，所述舵片驱动控制电路根据所述无人飞行器飞行控制指令中的相应姿态控制指令控制对应一个舵片驱动电机运行并通过舵片驱动传动机构使对应一个舵片转动；反馈系统，所述反馈系统包含用于获得生成所述飞行控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块并通过该反馈信号接收模块发送至处理模块进行处理；所述推进系统共有至少两个涵道风扇推进单元，所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少两个涵道风扇推进单元与所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片之间形成的涵道风扇安装区域中，所述推进系统的各涵道风扇推进单元通过所述推进控制指令控制，所述舵系统中各舵机的舵片受相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；所述舵系统还包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体内的舵机安装定位基准轴和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴装配连接的轮辐形定位部件，该轮辐形定位部件又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机分别定位安装在舵机安装定位基准轴上对应舵机安装部位从而使舵系统的各舵片以设定方位相对于所述尾部中轴线进行布置。
为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种无人飞行器姿态控制方法，应用于上述无人飞行器姿态控制系统或无人飞行器飞行控制系统，实现对无人飞行器的飞行姿态的控制，其中主控系统生成姿态控制指令时，先生成所述舵系统中各舵机的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量，然后分别按设定规则在所述舵系统中各舵机的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量之间进行舵机分配解算，从而分别得到对所述舵系统中各舵机的姿态控制指令，所述舵系统中各舵机的舵片分别受到对应姿态控制指令的控制而协同地转动从而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动。
上述无人飞行器飞行控制系统中，由于所述推进系统共有至少两个涵道风扇推进单元，所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少两个涵道风扇推进单元与所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片之间形成的涵道风扇安装区域中，因此，避免了因推进系统与舵系统在无人飞行器的长度方向上相距较远设置所带来的挤压无人飞行器中其他功能组件的安装空间、对无人飞行器的运输、发射带来不便等问题。此外，上述方案还能够在为无人飞行器提供平衡且强大的推力的同时实现控制无人飞行器灵活转向。
上述无人飞行器姿态控制系统中，由于所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动，同时，所述舵系统还包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体内的舵机安装定位基准轴和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴装配连接的轮辐形定位部件，该轮辐形定位部件又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机分别定位安装在舵机安装定位基准轴上对应舵机安装部位从而使舵系统的各舵片以设定方位相对于所述尾部中轴线进行布置，这样，既保证了舵系统能够同时实现无人飞行器的俯仰、偏航和滚转，又能够提高舵系统与无人飞行器主体结构之间的装配精度，提升对无人飞行器姿态控制的有效性和准确度。
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步的说明。本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来辅助对本发明的理解，附图中所提供的内容及其在本发明中有关的说明可用于解释本发明，但不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明的无人飞行器飞行控制系统控制原理示意图。
图2为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例1的整体结构示意图。
图3为图2的局部示意图。
图4为图2的局部示意图。
图5为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例2的整体结构示意图。
图6为图5的局部示意图。
图7为图5的局部示意图。
图8为图5的局部示意图。
图9为图5的局部示意图。
图10为图5的局部示意图。
图11为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例1、2的舵片布局图。
图12为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例3的舵片布局图。
图13为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例4的舵片布局图。
图14为本发明的无人飞行器飞行控制方法实施例的流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行清楚、完整的说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本发明。在结合附图对本发明进行说明前，需要特别指出的是：
本发明中在包括下述说明在内的各部分中所提供的技术方案、技术特征，在不冲突的情况下，这些技术方案、技术特征可以相互组合。
此外，下述说明中涉及到的本发明的实施例通常仅是本发明的一分部实施例而不是全部实施例，因此，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
关于本发明中术语和单位：本发明的说明书和权利要求书及有关的部分中的术语“包括”、“包含”、“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。此外，本发明中的其他相关术语和单位，均可基于本发明相关内容得到合理的解释。
图1为本发明的无人飞行器飞行控制系统控制原理示意图。图2为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例1的整体结构示意图。图3为图2的局部示意图。图4为图2的局部示意图。如图1－4所示，实施例1的无人飞行器飞行控制系统包括主控系统100、推进系统200、舵系统300和反馈系统400。
所述主控系统100包含处理模块110、反馈信号接收模块120和控制平台通信模块130，所述处理模块110根据反馈信号接收模块120接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块130接收的控制信号生成飞行控制指令。
具体的，所述处理模块110可以采用满足使用要求的各种市售控制器。所述控制平台通信模块130可以采用无线通信装置与控制平台600进行无线通信。
所述推进系统200包含涵道风扇推进单元210，所述涵道风扇推进单元210主要由一个涵道风扇212和相应的涵道风扇控制电路211所组成，所述涵道风扇控制电路211根据所述飞行控制指令中的相关指令（即推进控制指令）控制对应一个涵道风扇212运行。
所述舵系统300包含舵机310，所述舵机310主要由一个舵片314和相应的舵片驱动电机312、舵片驱动传动机构313和舵片驱动控制电路311所组成，所述舵片驱动控制电路311根据所述无人飞行器飞行控制指令中的相关指令（即姿态控制指令）控制对应一个舵片驱动电机312运行并通过舵片驱动传动机构313使对应一个舵片314转动。
所述反馈系统400包含用于获得生成所述飞行控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块120并通过该反馈信号接收模块120发送至处理模块110进行处理。
具体的，所述反馈系统400的传感器可以包含惯性测量单元410、磁阻传感器420、气压传感器430、空速传感器440、GPS传感器450、超声测距模块460、视觉传感器470中的至少一种。
其中，所述推进系统200共有至少两个涵道风扇推进单元210，所述舵系统300共有至少三个舵机310，所述至少两个涵道风扇推进单元210与所述至少三个舵机310集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机310中各舵机的舵片旋转轴310A设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线510的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元210一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片314之间形成的涵道风扇安装区域中，所述推进系统200的各涵道风扇推进单元210的涵道风扇控制电路211以及所述舵系统300中各舵机310的舵片驱动控制电路311分别与主控系统100信号连接。
具体而言，实施例1中，所述推进系统200共有两个涵道风扇推进单元210，所述舵系统300共有三个舵机310，所述三个舵机310中任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角为120°并且其中一个舵机的舵片旋转轴呈竖直设置，所述两个涵道风扇推进单元210以尾部中轴线510对称设置。需要说明的是，图2－4中并未示出涵道风扇推进单元210，但图2中的接口A和接口B即分别为两个涵道风扇推进单元210的安装接口，因此通过图2可确定两个涵道风扇推进单元210的安装位置。
由于所述推进系统200共有至少两个涵道风扇推进单元210，所述舵系统300共有至少三个舵机310，所述至少两个涵道风扇推进单元210与所述至少三个舵机310集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机310中各舵机的舵片旋转轴310A设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线510的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元210一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片314之间形成的涵道风扇安装区域中，因此，避免了因推进系统与舵系统在无人飞行器的长度方向上相距较远设置所带来的挤压无人飞行器中其他功能组件的安装空间、对无人飞行器的运输、发射带来不便等问题。此外，上述方案还能够在为无人飞行器提供平衡且强大的推力的同时实现控制无人飞行器灵活转向。
此外，由于所述至少两个涵道风扇推进单元210和所述至少三个舵机310集中地设置在无人飞行器尾部，为了使所述至少三个舵机310中各舵机的舵片驱动部分布置的紧凑协调，所述至少三个舵机310中各舵机的舵片驱动电机312的输出轴均顺着所述尾部中轴线510方向设置，这些舵片驱动电机312围绕所述尾部中轴线510环向间隔布置，并且所述至少三个舵机310中各舵片驱动传动机构313主要是通过运动方向位于垂直于对应舵片旋转轴310A的平面上的传动部件将对应舵片驱动电机312输出轴的转动传递到对应舵片旋转轴310A而使该舵片旋转轴310A以垂直于无人飞行器尾部中轴线510方式转动，即该舵片旋转轴310A所在的舵片314转动。
更具体而言，如图2－4所示，在各舵片驱动传动机构313中：包含安装在舵片驱动电机312输出轴上的丝杠313A、安装在丝杠313A上并随着丝杠313A的转动而相对丝杠313A轴向运动的螺母313B以及安装在螺母313B与舵片旋转轴310A之间的连杆313C，所述连杆313C的一端通过第一轴承313D安装在所述螺母313B上，所述连杆313C的另一端与舵片旋转轴310A刚性连接，所述舵片旋转轴310A通过第二轴承313E安装在无人飞行器尾部的壳体500上，所述舵片驱动电机312的缸体通过铰链313F安装在无人飞行器尾部的壳体500上，所述连杆313C和铰链313F的设置方位使得舵片驱动电机312输出轴及丝杠313A偏离舵片旋转轴310A一定距离从而当螺母313B随着丝杠313A的转动而相对丝杠313A轴向运动时带动舵片驱动电机312整体及丝杠313A同时绕铰链313F的铰点转动并同时带动连杆313C两端分别绕第一轴承313D和第二轴承313E转动，连杆313C进而带动舵片旋转轴310A（即舵片314）转动。
可见，由于所述至少三个舵机310中各舵机的舵片驱动电机312的输出轴均顺着所述尾部中轴线510方向设置，这些舵片驱动电机312围绕所述尾部中轴线510环向间隔布置，并且所述至少三个舵机310中各舵片驱动传动机构313主要是通过运动方向位于垂直于对应舵片旋转轴310A的平面上的传动部件将对应舵片驱动电机312输出轴的转动传递到对应舵片旋转轴310A而使该舵片旋转轴310A以垂直于无人飞行器尾部中轴线510方式转动，即该舵片旋转轴310A所在的舵片314转动，从而将所述至少三个舵机310中各舵机的舵片驱动部分紧凑有序的布置在无人飞行器尾部。
图1为本发明的无人飞行器飞行控制系统控制原理示意图。图5为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例2的整体结构示意图。图6为图5的局部示意图。图7为图5的局部示意图。图8为图5的局部示意图。9为图5的局部示意图。图10为图5的局部示意图。如图1、图5－10所示，实施例2的无人飞行器飞行控制系统同样包括主控系统100、推进系统200、舵系统300和反馈系统400。
其中，所述主控系统100包含处理模块110、反馈信号接收模块120和控制平台通信模块130，所述处理模块110根据反馈信号接收模块120接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块130接收的控制信号生成飞行控制指令。
同样的，所述处理模块110可以采用满足使用要求的各种市售控制器。所述控制平台通信模块130可以采用无线通信装置与控制平台600进行无线通信。
所述推进系统200包含涵道风扇推进单元210，所述涵道风扇推进单元210主要由一个涵道风扇212和相应的涵道风扇控制电路211所组成，所述涵道风扇控制电路211根据所述飞行控制指令中的相关指令（即推进控制指令）控制对应一个涵道风扇212运行。
所述舵系统300包含舵机310，所述舵机310主要由一个舵片314和相应的舵片驱动电机312、舵片驱动传动机构313和舵片驱动控制电路311所组成，所述舵片驱动控制电路311根据所述无人飞行器飞行控制指令中的相关指令（即姿态控制指令）控制对应一个舵片驱动电机312运行并通过舵片驱动传动机构313使对应一个舵片314转动。
所述反馈系统400包含用于获得生成所述飞行控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块120并通过该反馈信号接收模块120发送至处理模块110进行处理；
具体的，所述反馈系统400的传感器可以包含惯性测量单元410、磁阻传感器420、气压传感器430、空速传感器440、GPS传感器450、超声测距模块460、视觉传感器470中的至少一种。
其中，所述推进系统200共有至少两个涵道风扇推进单元210，所述舵系统300共有至少三个舵机310，所述至少两个涵道风扇推进单元210与所述至少三个舵机310集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机310中各舵机的舵片旋转轴310A设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线510的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元210一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片314之间形成的涵道风扇安装区域中，所述推进系统200的各涵道风扇推进单元210的涵道风扇控制电路211以及所述舵系统300中各舵机310的舵片驱动控制电路311分别与主控系统100信号连接。
具体而言，实施例2中，所述推进系统200共有两个涵道风扇推进单元210，所述舵系统300共有三个舵机310，所述三个舵机310中任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角为120°并且其中一个舵机的舵片旋转轴呈竖直设置，所述两个涵道风扇推进单元210以尾部中轴线510对称设置。
由于所述推进系统200共有至少两个涵道风扇推进单元210，所述舵系统300共有至少三个舵机310，所述至少两个涵道风扇推进单元210与所述至少三个舵机310集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机310中各舵机的舵片旋转轴310A设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线510的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元210一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片314之间形成的涵道风扇安装区域中，因此，避免了因推进系统与舵系统在无人飞行器的长度方向上相距较远设置所带来的挤压无人飞行器中其他功能组件的安装空间、对无人飞行器的运输、发射带来不便等问题。此外，上述方案还能够在为无人飞行器提供平衡且强大的推力的同时实现控制无人飞行器灵活转向。
此外，由于所述至少两个涵道风扇推进单元210和所述至少三个舵机310集中地设置在无人飞行器尾部，为了使所述至少三个舵机310中各舵机310的舵片驱动部分布置的紧凑协调，所述至少三个舵机310中各舵机310的舵片驱动电机312的输出轴均顺着所述尾部中轴线510方向设置，这些舵片驱动电机312围绕所述尾部中轴线510环向间隔布置，并且所述至少三个舵机310中各舵片驱动传动机构313完全是通过运动方向位于垂直于对应舵片旋转轴310A的平面上的传动部件将对应舵片驱动电机312输出轴的转动传递到对应舵片旋转轴310A而使该舵片旋转轴310A以垂直于无人飞行器尾部中轴线510方式转动，即该舵片旋转轴310A所在的舵片314转动。
更具体而言，如图5－8所示， 所述舵系统300包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体500内的舵机安装定位基准轴301和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴301装配连接的轮辐形定位部件302，该轮辐形定位部件302又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机310分别定位安装在舵机安装定位基准轴301上对应舵机安装部位从而使舵系统300的各舵片314以设定方位相对于所述尾部中轴线510进行布置；此外，所述至少三个舵机310中各舵机310的舵片驱动传动机构313分别包含一个齿轮箱313G，所述至少三个舵机310中各舵机310的对应齿轮箱313G分别安装在舵机安装定位基准轴301上对应舵机安装部位上，所述至少三个舵机310中各舵机310的对应齿轮箱313G的输入轴与对应安装在该齿轮箱313G箱体上的舵片驱动电机312输出轴连接，所述至少三个舵机310中各舵机310的对应齿轮箱313G的输出轴与对应舵片旋转轴310A连接。
由于所述至少三个舵机310中各舵机的舵片驱动电机312的输出轴均顺着所述尾部中轴线510方向设置，这些舵片驱动电机312围绕所述尾部中轴线510环向间隔布置，并且所述至少三个舵机310中各舵片驱动传动机构313完全是通过运动方向位于垂直于对应舵片旋转轴310A的平面上的传动部件（即对应齿轮箱313G中传动齿轮，这些传动齿轮的旋转轴大致上与对应舵片旋转轴310A是平行的）将对应舵片驱动电机312输出轴的转动传递到对应舵片旋转轴310A而使该舵片旋转轴310A以垂直于无人飞行器尾部中轴线510方式转动，即该舵片旋转轴310A所在的舵片314转动，从而将所述至少三个舵机310中各舵机的舵片驱动部分紧凑有序的布置在无人飞行器尾部。
优选的，所述至少三个舵机中各舵机的舵片驱动电机的输出轴与对应舵片旋转轴位于一个单独的平面上，这样可以进一步提高各舵机的舵片驱动部分之间的紧凑性。
此外，更为重要的是，由于所述舵系统300包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体500内的舵机安装定位基准轴301和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴301装配连接的轮辐形定位部件302，该轮辐形定位部件302又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机310分别定位安装在舵机安装定位基准轴301上对应舵机安装部位从而使舵系统300的各舵片314以设定方位相对于所述尾部中轴线510进行布置，因此，通过上述舵机定位模块能够确保舵系统300与无人飞行器主体结构之间的定位精度，进而提高舵系统300的转向控制精度。而实施例1的舵系统300没有上述舵机定位模块，其舵系统300的相关部件是安装在无人飞行器尾部的壳体500上（参见图4所示），但由于无人飞行器尾部的壳体500加工精度难以保证，因此，无人飞行器尾部的壳体500与无人飞行器主体结构之间的定位精度较差，实施例2则能够克服这样的技术问题。
更具体的，如图5－10所示，所述舵机安装定位基准轴301包含前部301A，所述前部301A作为轮辐形定位部件中心轴而与轮辐形定位部件302的中心孔302A轴孔配合，该轮辐形定位部件中心轴与轮辐形定位部件的中心孔302A轴孔配合即形成第一径向定位结构，此外，所述轮辐形定位部件中心轴的柱面上还具有轮辐形定位部件中心轴表面加工平面301B，所述轮辐形定位部件中心轴表面加工平面301B上设置有轮辐形定位部件中心轴上定位孔301C，所述轮辐形定位部件的中心孔302A的侧面设有与轮辐形定位部件中心轴上定位孔对应的轮辐形定位部件中心孔侧面上定位孔302B，当轮辐形定位部件中心轴与轮辐形定位部件302的中心孔302A轴孔配合后通过同时插入轮辐形定位部件中心轴上定位孔301C与轮辐形定位部件中心孔侧面上定位孔302B中的轮辐形定位部件中心轴上定位销形成第一周向定位结构。
所述舵机安装定位基准轴301还包含中部301D，所述中部301D作为各舵机安装部位而与各舵机连接，各舵机安装部位分别包含舵机安装平台301E，各舵机安装平台分别与对应所安装的舵机的舵片旋转轴310A相垂直，各舵机安装平台的表面上还具有由对应舵机安装平台表面加工平面301F的加工成型而形成的沿舵机安装定位基准轴轴向延伸的中间通槽，所述中间通槽的一部分边缘为弧形进而形成弧形的定位凹槽301G，各舵机安装平台与对应所安装的舵机的齿轮箱313G底部安装面之间分别通过设置在各舵机安装平台与对应所安装的舵机的齿轮箱底部安装面之间的螺纹连接结构紧贴锁定，并且各舵机安装平台上的所述定位凹槽301G和与该舵机安装平台上对应所安装的舵机的齿轮箱底部安装面上的定位凸起之间相互插入配合且形状大小相互适配。
此外，所述轮辐形定位部件中心轴上具有与各舵机安装平台301E上的舵机安装平台表面加工平面301F一一对应的轮辐形定位部件中心轴表面加工平面301B，各舵机安装平台表面加工平面和与之对应的轮辐形定位部件中心轴表面加工平面构成一个平面而能够被一体加工成型。
上述舵机安装定位基准轴301及相关结构既能够确保舵机安装定位基准轴301的结构简单且加工便利，同时又能够保证该舵机安装定位基准轴301与轮辐形定位部件302以及各舵机310之间的定位安装精度。
更进一步的，所述舵机安装定位基准轴301还包含后部301H，所述后部的尾端安装有端盖520，所述端盖520与无人飞行器尾部的壳体500的尾端端口连接而将无人飞行器尾部的壳体500的尾端端口封盖。
更具体的，如图5－10所示，所述轮辐形定位部件302包含中心套筒302C、外轮环302D和轮辐302G。其中，所述中心套筒提供轮辐形定位部件的中心孔，所述舵机安装定位基准轴的前部作为轮辐形定位部件中心轴而与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合；所述外轮环302D，所述外轮环通过所述第二径向定位结构以及所述第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述第二径向定位结构包含设置在外轮环上、与轮辐形定位部件的中心孔共轴并用于与无人飞行器主体结构的尾端的主体结构上定位圆柱面相互配合的外轮环上定位圆柱面302E，所述第二周向定位结构包含设置在所述外轮环上定位圆柱面302E上并用于与设置在所述主体结构上定位圆柱面上的主体结构上定位销孔通过定位销连接的外轮环上定位销孔302F；所述轮辐302G连接在中心套筒与外轮环之间使中心套筒、外轮环以及轮辐形成一个整体。
此外，所述轮辐形定位部件302通过第三径向定位结构和第三周向定位结构安装有一个套在舵机安装定位基准轴外部且不妨碍舵系统运行的涵道风扇安装基础套筒303，所述推进系统的涵道风扇推进单元的涵道风扇安装在所述涵道风扇安装基础套筒上，所述无人飞行器尾部的壳体500位于涵道风扇安装基础套筒外部。所述涵道风扇安装基础套筒还可以被加工成一个框架式结构，以在确保强度的基础上降低重量。
如图10所示，轮辐形定位部件302的轮辐302G的内侧还设有多个绕轮辐302G的中心轴周向间隔布置的弧形定位面302I，这些弧形定位面302I用于与涵道风扇安装基础套筒303的内孔配合，从而实现第三径向定位结构的作用。此外，这些弧形定位面302I还设有销孔302H，这些销孔302H与涵道风扇安装基础套筒303上对应的销孔之间通过定位销连接，从而实现第三周向定位结构的作用。
由于涵道风扇安装基础套筒303与轮辐形定位部件302之间同样具有较高的定位安装精度，将涵道风扇安装在所述涵道风扇安装基础套筒而不依赖于无人飞行器尾部的壳体500，从而确保了涵道风扇的定位安装精度。
上述实施例2中，所述推进系统还包含涵道风扇安装与电传接口对接模块，所述涵道风扇安装与电传接口对接模块包含分别用于将对应涵道风扇安装在无人飞行器尾部外侧壁上并同时将该涵道风扇上的风扇侧电传接口与以凸起状方式设置在无人飞行器尾部外侧壁上的对应控制侧电传接口202对接的涵道风扇安装与电传接口对接装置201，各涵道风扇安装与电传接口对接装置包括连接在对应涵道风扇与无人飞行器尾部外侧壁之间的支架201A，所述支架中设有容纳适配对应控制侧电传接口的凹槽，该凹槽的侧面具有可拆卸式封盖件201B，各涵道风扇安装与电传接口对接装置对应风扇侧电传接口的插接端进入该凹槽中并与对应控制侧电传接口202的插接端在该凹槽内插入式对接。
更具体的，在各涵道风扇安装与电传接口对接装置201中：控制侧电传接口202包括安装在无人飞行器尾部（具体可以是上述的涵道风扇安装基础套筒303）并向外凸起的外壳，所述外壳的前端为控制侧电传接口的插接端202A，所述支架201A包含相对设置的两个支撑脚201C以及连接在所述两个支撑脚前端的支撑座201D，所述两个支撑脚的后端分别安装在无人飞行器尾部（具体可以是涵道风扇安装基础套筒303），所述两个支撑脚之间构成所述凹槽，这两个支撑脚上位于可遮盖所述凹槽中未被所述控制侧电传接口202的外壳所遮盖的区域安装有可拆卸式封盖件201B，风扇侧电传接口的插接端穿过支撑座进入该凹槽中并与控制侧电传接口的插接端在可拆卸式封盖件的内侧插入式对接。
此外，在各涵道风扇安装与电传接口对接装置201中：涵道风扇安装与电传接口对接装置还包括与对应涵道风扇的外轮廓相适应的弧形风扇支架201E，对应涵道风扇安装在该弧形风扇支架201E上，该弧形风扇支架的底部加强凸台201F通过螺纹紧固件与所述支架201A（具体可以为支撑座201D）连接。
涵道风扇安装与电传接口对接装置201要求控制侧电传接口202以凸起状方式设置在无人飞行器尾部外侧壁上，在此基础上风扇侧电传接口的插接端进入涵道风扇安装与电传接口对接装置201的凹槽中并与对应控制侧电传接口202的插接端在该凹槽内插入式对接，大大提高了电传接口连接的稳定性和连接、检修等操作的便利性。凹槽的侧面具有的可拆卸式封盖件201B进一步提高了检修便利性。
上述实施例1、2中，所述舵系统300中各舵机310的舵片314能够受主控系统100发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动。
图14为本发明的无人飞行器飞行控制方法实施例的流程示意图。如图14所示，上述实施例1、2中采用的无人飞行器姿态控制方法包括：
S100：生成所述舵系统300中各舵机310的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量；
S200：分别按设定规则在所述舵系统300中各舵机310的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量之间进行舵机分配解算，分别得到对所述舵系统300中各舵机310的姿态控制指令；
S300：所述舵系统300中各舵机310的舵片314分别受到对应姿态控制指令的控制而协同地转动从而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动。
具体而言，无人飞行器飞行过程中，主控系统100的处理模块会根据所述反馈信号和所述控制信号生成所述舵系统300中各舵机310的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量，然后处理模块再将每一个舵机310的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量按相应的设定规则（即舵机分配解算规则）进行舵机分配解算，从而得到每一个舵机310的姿态控制指令，每一个舵机310的姿态控制指令将最终转变为相应舵片314的旋转方向和角度。
以实施例1、2为例，它们的舵系统300共有三个舵机310，所述三个舵机310中任意相邻两个舵片旋转轴310A之间的夹角为120°并且其中一个舵机的舵片旋转轴呈竖直设置，现以顺着无人飞行器尾部中轴线方向从无人飞行器后方看向无人飞行器尾部，以左下角的舵片为第一舵片314a、呈竖直设置的舵片为第二舵片314b、右下角的舵片为第三舵片314c（如图11所示），则第一舵片对应的舵机分配解算规则、第二舵片对应的舵机分配解算规则以及第三舵片对应的舵机分配解算规则如表1所示。
表1
| 第一舵片对应的舵机分配解算规则 | -滚转通道控制量+俯仰通道控制量+偏航通道控制量 |
| 第二舵片对应的舵机分配解算规则 | -滚转通道控制量-俯仰通道控制量 |
| 第三舵片对应的舵机分配解算规则 | -滚转通道控制量+俯仰通道控制量-偏航通道控制量 |
举例而非限制，若主控系统100的处理模块生成第一舵片对应舵机310的俯仰通道控制量为5、偏航通道控制量为2和滚转通道控制量为1，则根据表1中第一舵片对应的舵机分配解算规则，将进行“-5+2+1”的运算，得到值为“-2”的姿态控制指令，这时，第一舵片将向负向旋转2度（负向是指：根据右手定则，当大拇指沿第一舵片的舵片旋转轴指向无人飞行器尾部中轴线时，四指所指的方向为正向，与四指所指的方向相反为正向）。同理，可得到其他舵片的旋转方向和角度。
图12为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例3的舵片布局图。图13为本发明的无人飞行器飞行控制系统实施例4的舵片布局图。
如图12所示，无人飞行器飞行控制系统的舵系统共有四个舵机，所述四个舵机中任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角为90°，所述四个舵机中其中一个舵机的舵片旋转轴与铅垂线呈45°夹角。
如图13所示，无人飞行器飞行控制系统的舵系统共有四个舵机，所述四个舵机中任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角为90°，所述四个舵机中其中一个舵机的舵片旋转轴与铅垂线垂直。
图12、13所示的无人飞行器飞行控制系统中，舵系统中各舵机的舵片同样能够受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动。
以上对本发明的有关内容进行了说明。本领域普通技术人员在基于这些说明的情况下将能够实现本发明。基于本发明的上述内容，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他优选实施方式和实施例，都应当属于本发明保护的范围。
Claims (10)
1.无人飞行器姿态控制系统，用于控制无人飞行器的俯仰、偏航和滚转，其特征在于，包括：
主控系统，所述主控系统包含处理模块、反馈信号接收模块和控制平台通信模块，所述处理模块根据反馈信号接收模块接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块接收的控制信号生成姿态控制指令；
舵系统，所述舵系统包含舵机，所述舵机主要由一个舵片和相应的舵片驱动电机、舵片驱动传动机构和舵片驱动控制电路所组成，所述舵片驱动控制电路根据所述无人飞行器姿态控制指令中的相应姿态控制指令控制对应一个舵片驱动电机运行并通过舵片驱动传动机构使对应一个舵片转动；
反馈系统，所述反馈系统包含用于获得生成所述姿态控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块并通过该反馈信号接收模块发送至处理模块进行处理；
所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；
所述舵系统还包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体内的舵机安装定位基准轴和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴装配连接的轮辐形定位部件，该轮辐形定位部件又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机分别定位安装在舵机安装定位基准轴上对应舵机安装部位从而使舵系统的各舵片以设定方位相对于所述尾部中轴线进行布置。
2.如权利要求1所述的无人飞行器姿态控制系统，其特征在于：所述舵系统共有三个舵机，所述三个舵机中任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角为120°，并且其中一个舵机的舵片旋转轴呈竖直设置；或者，所述舵系统共有四个舵机，所述四个舵机中任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角为90°，所述四个舵机中其中一个舵机的舵片旋转轴呈竖直设置或与铅垂线呈45°夹角。
3.如权利要求1所述的无人飞行器姿态控制系统，其特征在于，所述舵机安装定位基准轴包含：
前部，所述前部作为轮辐形定位部件中心轴而与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合，该轮辐形定位部件中心轴与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合即形成第一径向定位结构，此外，所述轮辐形定位部件中心轴的柱面上还具有轮辐形定位部件中心轴表面加工平面，所述轮辐形定位部件中心轴表面加工平面上设置有轮辐形定位部件中心轴上定位孔，所述轮辐形定位部件的中心孔的侧面设有与轮辐形定位部件中心轴上定位孔对应的轮辐形定位部件中心孔侧面上定位孔，当轮辐形定位部件中心轴与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合后通过同时插入轮辐形定位部件中心轴上定位孔与轮辐形定位部件中心孔侧面上定位孔中的轮辐形定位部件中心轴上定位销形成第一周向定位结构；
中部，所述中部作为各舵机安装部位而与各舵机连接，各舵机安装部位分别包含舵机安装平台，各舵机安装平台分别与对应所安装的舵机的舵片旋转轴相垂直，各舵机安装平台的表面上还具有由对应舵机安装平台表面加工平面的加工成型而形成的沿舵机安装定位基准轴轴向延伸的中间通槽，所述中间通槽的一部分边缘为弧形进而形成弧形的定位凹槽，各舵机安装平台与对应所安装的舵机的安装面之间分别通过设置在各舵机安装平台与对应所安装的舵机的安装面之间的螺纹连接结构紧贴锁定，并且各舵机安装平台上的所述定位凹槽和与该舵机安装平台上对应所安装的舵机的安装面上的定位凸起之间相互插入配合且形状大小相互适配；
所述轮辐形定位部件中心轴上具有与各舵机安装平台上的舵机安装平台表面加工平面一一对应的轮辐形定位部件中心轴表面加工平面，各舵机安装平台表面加工平面和与之对应的轮辐形定位部件中心轴表面加工平面构成一个平面而能够被一体加工成型。
4.如权利要求3所述的无人飞行器姿态控制系统，其特征在于：所述舵机安装定位基准轴还包含后部，所述后部的尾端安装有端盖，所述端盖与无人飞行器尾部的壳体的尾端端口连接而将无人飞行器尾部的壳体的尾端端口封盖。
5.如权利要求1-4中任意一项权利要求所述的无人飞行器姿态控制系统，其特征在于，所述轮辐形定位部件包含：
中心套筒，所述中心套筒提供轮辐形定位部件的中心孔，所述舵机安装定位基准轴的前部作为轮辐形定位部件中心轴而与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合；
外轮环，所述外轮环通过所述第二径向定位结构以及所述第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述第二径向定位结构包含设置在外轮环上、与轮辐形定位部件的中心孔共轴并用于与无人飞行器主体结构的尾端的主体结构上定位圆柱面相互配合的外轮环上定位圆柱面，所述第二周向定位结构包含设置在所述外轮环上定位圆柱面上并用于与设置在所述主体结构上定位圆柱面上的主体结构上定位销孔通过定位销连接的外轮环上定位销孔；以及
轮辐，所述轮辐连接在中心套筒与外轮环之间使中心套筒、外轮环以及轮辐形成一个整体。
6.无人飞行器飞行控制系统，用于控制无人飞行器的飞行以及飞行过程中的俯仰、偏航和滚转，其特征在于，包括：
主控系统，所述主控系统包含处理模块、反馈信号接收模块和控制平台通信模块，所述处理模块根据反馈信号接收模块接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块接收的控制信号生成飞行控制指令；
推进系统，所述推进系统包含涵道风扇推进单元，所述涵道风扇推进单元主要由一个涵道风扇和相应的涵道风扇控制电路所组成，所述涵道风扇控制电路根据所述飞行控制指令中的推进控制指令控制对应一个涵道风扇运行；
舵系统，所述舵系统包含舵机，所述舵机主要由一个舵片和相应的舵片驱动电机、舵片驱动传动机构和舵片驱动控制电路所组成，所述舵片驱动控制电路根据所述无人飞行器飞行控制指令中的相应姿态控制指令控制对应一个舵片驱动电机运行并通过舵片驱动传动机构使对应一个舵片转动；
反馈系统，所述反馈系统包含用于获得生成所述飞行控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块并通过该反馈信号接收模块发送至处理模块进行处理；
所述推进系统共有至少两个涵道风扇推进单元，所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少两个涵道风扇推进单元与所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述至少两个涵道风扇推进单元一一对应的设置于不同的由相邻两个舵片之间形成的涵道风扇安装区域中，所述推进系统的各涵道风扇推进单元通过所述推进控制指令控制，所述舵系统中各舵机的舵片受相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；
所述舵系统还包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体内的舵机安装定位基准轴和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴装配连接的轮辐形定位部件，该轮辐形定位部件又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机分别定位安装在舵机安装定位基准轴上对应舵机安装部位从而使舵系统的各舵片以设定方位相对于所述尾部中轴线进行布置。
7.如权利要求6所述的无人飞行器飞行控制系统，其特征在于：所述推进系统共有两个涵道风扇推进单元，所述舵系统共有三个舵机，所述三个舵机中任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角为120°并且其中一个舵机的舵片旋转轴呈竖直设置，所述两个涵道风扇推进单元以尾部中轴线对称设置。
8.如权利要求6或7所述的无人飞行器飞行控制系统，其特征在于，所述舵机安装定位基准轴包含：
前部，所述前部作为轮辐形定位部件中心轴而与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合，该轮辐形定位部件中心轴与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合即形成第一径向定位结构，此外，所述轮辐形定位部件中心轴的柱面上还具有轮辐形定位部件中心轴表面加工平面，所述轮辐形定位部件中心轴表面加工平面上设置有轮辐形定位部件中心轴上定位孔，所述轮辐形定位部件的中心孔的侧面设有与轮辐形定位部件中心轴上定位孔对应的轮辐形定位部件中心孔侧面上定位孔，当轮辐形定位部件中心轴与轮辐形定位部件的中心孔轴孔配合后通过同时插入轮辐形定位部件中心轴上定位孔与轮辐形定位部件中心孔侧面上定位孔中的轮辐形定位部件中心轴上定位销形成第一周向定位结构；
中部，所述中部作为各舵机安装部位而与各舵机连接，各舵机安装部位分别包含舵机安装平台，各舵机安装平台分别与对应所安装的舵机的舵片旋转轴相垂直，各舵机安装平台的表面上还具有由对应舵机安装平台表面加工平面的加工成型而形成的沿舵机安装定位基准轴轴向延伸的中间通槽，所述中间通槽的一部分边缘为弧形进而形成弧形的定位凹槽，各舵机安装平台与对应所安装的舵机的安装面之间分别通过设置在各舵机安装平台与对应所安装的舵机的安装面之间的螺纹连接结构紧贴锁定，并且各舵机安装平台上的所述定位凹槽和与该舵机安装平台上对应所安装的舵机的安装面上的定位凸起之间相互插入配合且形状大小相互适配；
所述轮辐形定位部件中心轴上具有与各舵机安装平台上的舵机安装平台表面加工平面一一对应的轮辐形定位部件中心轴表面加工平面，各舵机安装平台表面加工平面和与之对应的轮辐形定位部件中心轴表面加工平面构成一个平面而能够被一体加工成型。
9.如权利要求6或7所述的无人飞行器飞行控制系统，其特征在于：所述轮辐形定位部件还通过第三径向定位结构以及第三周向定位结构安装有一个套在舵机安装定位基准轴外部且不妨碍无人飞行器飞行控制系统的舵系统运行的涵道风扇安装基础套筒，无人飞行器飞行控制系统的推进系统的涵道风扇推进单元的涵道风扇安装在所述涵道风扇安装基础套筒上，无人飞行器尾部的壳体位于涵道风扇安装基础套筒外部。
10.无人飞行器姿态控制方法，其特征在于，其应用的无人飞行器姿态控制系统包括：
主控系统，所述主控系统包含处理模块、反馈信号接收模块和控制平台通信模块，所述处理模块根据反馈信号接收模块接收到的反馈信号和/或控制平台通信模块接收的控制信号生成姿态控制指令；
舵系统，所述舵系统包含舵机，所述舵机主要由一个舵片和相应的舵片驱动电机、舵片驱动传动机构和舵片驱动控制电路所组成，所述舵片驱动控制电路根据所述无人飞行器姿态控制指令中的相应姿态控制指令控制对应一个舵片驱动电机运行并通过舵片驱动传动机构使对应一个舵片转动；
反馈系统，所述反馈系统包含用于获得生成所述姿态控制指令所需的飞行状况的传感器，所述传感器将获得的测量信号作为所述反馈信号发送至所述反馈信号接收模块并通过该反馈信号接收模块发送至处理模块进行处理；
所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；
所述舵系统还包含舵机定位模块，所述舵机定位模块包含位于无人飞行器尾部的壳体内的舵机安装定位基准轴和通过第一径向定位结构以及第一周向定位结构与舵机安装定位基准轴装配连接的轮辐形定位部件，该轮辐形定位部件又通过第二径向定位结构以及第二周向定位结构安装在无人飞行器主体结构的尾端，所述至少三个舵机分别定位安装在舵机安装定位基准轴上对应舵机安装部位从而使舵系统的各舵片以设定方位相对于所述尾部中轴线进行布置；
其中，主控系统生成姿态控制指令时，先生成所述舵系统中各舵机的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量，然后分别按设定规则在所述舵系统中各舵机的俯仰通道控制量、偏航通道控制量和滚转通道控制量之间进行舵机分配解算，从而分别得到对所述舵系统中各舵机的姿态控制指令，所述舵系统中各舵机的舵片分别受到对应姿态控制指令的控制而协同地转动从而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动。
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