CN112373686B - 一种无人机及其矢量角度控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人机及其矢量角度控制方法，该方法包括：驱动装置控制可动关节动作，令上部机身的上端和下部机身的下端在预设驱动力矩M的作用下向目标方向偏转，直到上部机身的中心轴线和下部机身的中心轴线之间的夹角达到第一预设夹角α₁，可动关节停止动作，此时下部机身相对铅垂线的偏转角度为第一偏转角β₀；在螺旋桨的拉力作用下，上部机身继续向目标方向偏转，直到下部机身的中心轴线相对铅垂线的偏转角度达到预设回正角度β₁；驱动装置控制可动关节反向动作，直到上部机身的中心轴线和下部机身的中心轴线之间的夹角达到0°；螺旋桨以目标转速N_d带动无人机沿目标方向水平飞行，或者，螺旋桨以目标转速N_d抵抗来自目标方向的水平风力。

Description

一种无人机及其矢量角度控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，特别涉及一种无人机及其矢量角度控制方法。

背景技术

当前，具备垂直起降及空中悬停能力的无人机按照控制方式进行分类，主要分为直升机和多旋翼两种，前者机械结构复杂，飞行控制和人员操作难度较大且成本较高；后者飞行效率较低，且占据空间较大。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种无人机及其矢量角度控制方法，通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，可见，本发明在无人直升机和多旋翼无人机之外，提供了一种新型的无人机控制方式。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种无人机矢量角度控制方法，适用所述无人机矢量角度控制方法的无人机包括依次连接的螺旋桨、上部机身、可动关节、下部机身，所述可动关节与所述驱动装置连接，以调节所述上部机身和所述下部机身之间的夹角；

所述无人机矢量角度控制方法包括：

步骤S1：所述驱动装置控制所述可动关节动作，以令所述上部机身的上端和所述下部机身的下端在预设驱动力矩M的作用下同时向目标方向偏转，直到所述上部机身的中心轴线和所述下部机身的中心轴线之间的夹角达到第一预设夹角α₁，所述可动关节停止动作，此时所述下部机身相对铅垂线的偏转角度为第一偏转角β₀；

步骤S2：在所述螺旋桨的拉力作用下，所述上部机身继续向目标方向偏转，直到所述下部机身的中心轴线相对铅垂线的偏转角度达到预设回正角度β₁；

步骤S3：所述驱动装置控制所述可动关节反向动作，直到所述上部机身的中心轴线和所述下部机身的中心轴线之间的夹角达到0°；

步骤S4：所述螺旋桨以目标转速N_d带动所述无人机沿所述目标方向水平飞行；或者，所述螺旋桨以目标转速N_d抵抗来自所述目标方向的水平风力。

可选地，在上述无人机矢量角度控制方法的步骤S1中：所述预设驱动力矩M为所述驱动装置的最大驱动力矩。

可选地，在上述无人机矢量角度控制方法中，所述目标转速N_d通过如下方程组得到：

Fcosβ_d＝G

Fsinβ_d＝0.5ρv_d ²C_ddh

F＝k₀ρN_d ²

式中：

G为无人机重量，

ρ为无人机飞行环境的气体密度，

N_d为步骤S4中所述无人机的螺旋桨转速，

F为所述螺旋桨产生的沿所述上部机身的中心轴线方向的拉力，

k₀为经验系数，

v_d为所述无人机和环境气体在水平面内目标方向上的相对速度，

β_d为无人机水平飞行时所述下部机身的中心轴线相对铅垂线的偏转角度，

d为所述下部机身的直径或宽度，

h为所述下部机身的长度，

C_d为阻力系数。

可选地，在上述无人机矢量角度控制方法中，所述第一预设夹角α₁和所述第一偏转角β₀之间的关系通过如下方程组得到：

Q₂＝M

Q₃＝0.5×Fhsinα₁-M+0.5×Ghsinβ₀

式中：

Q₂为步骤S1中所述上部机身所受的驱动力矩，

Q₃为步骤S1中所述下部机身所受的驱动力矩，

I₂为所述上部机身的转动惯量，

I₃为所述下部机身的转动惯量。

可选地，在上述无人机矢量角度控制方法中，所述第一预设夹角α₁和所述预设回正角度β₁之间的关系通过如下方程组得到：

Q₂'＝M

Q₃'＝0.5×Fhsinα₁+M-0.5×Ghsinβ₁

式中：

Q₂’为步骤S2中所述上部机身所受的驱动力矩，

Q₃’为步骤S2中所述下部机身所受的驱动力矩。

可选地，在上述无人机矢量角度控制方法中，还包括步骤S5：

无风状态下，所述无人机水平飞行到达目标位置或中途停止水平飞行后，所述上部机身的中心轴线和所述下部机身的中心轴线均与铅垂线重合，进行悬停；

或者，所述水平风力停止后，所述上部机身的中心轴线和所述下部机身的中心轴线均与铅垂线重合，进行悬停。

可选地，在上述无人机矢量角度控制方法中，步骤S1中：

通过无人机操作端向无人机控制器发送水平飞行指令和水平飞行速度指令后，所述无人机控制器将所述水平飞行指令和所述水平飞行速度指令转换成角度调节信号，并发送给所述驱动装置，所述驱动装置根据所述角度调节信号控制所述可动关节动作；

或者，所述无人机上设置有风速传感器，所述风速传感器将检测到的水平风速信号发送给无人机控制器，所述无人机控制器将所述水平风速信号转换成角度调节信号，并发送给所述驱动装置，所述驱动装置根据所述角度调节信号控制所述可动关节动作。

一种适用于所述无人机矢量角度控制方法的无人机，所述无人机包括螺旋桨、上部机身、下部机身、可动关节和驱动装置，其中：

所述上部机身安装在所述可动关节的第一活动端上，所述下部机身安装在所述可动关节的第二活动端上，所述第一活动端和所述第二活动端之间的夹角通过所述驱动装置驱动调节。

可选地，在上述无人机中设置有：

用于检测所述螺旋桨的转速的转速传感器；

用于检测所述螺旋桨旋转产生的拉力的第一压力传感器；

用于检测所述上部机身的中心轴线和所述下部机身的中心轴线之间的夹角度数的角度传感器；

用于检测所述下部机身的中心轴线相对铅垂线的偏转角度的无人机姿态传感器。

可选地，在上述无人机中设置有用于检测起落架受力状态的第二压力传感器，当所述无人机在起飞状态下，所述第二压力传感器检测到所述起落架的受力刚好为零时，所述无人机控制器通过所述转速传感器此时检测到的螺旋桨转速和大气压，即可获得无人机总重量G，以及所述下部机身的重量和所述下部机身的转动惯量I₃；

和/或，所述无人机上设置有测距传感器，用于测量所述下部机身的长度h。

从上述技术方案可以看出，本发明提供的无人机及其矢量角度控制方法，通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，从而在无人直升机和多旋翼无人机之外，提供了一种新型的无人机控制方式。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明第一具体实施例提供的无人机的整体结构示意图；

图2为本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的步骤S1过程中无人机的姿态示意和受力状态示意图；

图3为本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的步骤S2过程中无人机的姿态示意和受力状态示意图；

图4为本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的步骤S3和步骤S4过程中无人机的姿态示意和受力状态示意图。

其中：

1-螺旋桨，2-上部机身，3-下部机身，4-可动关节，5-驱动装置；

L₀-竖直平面内的铅垂线，

L₁-上部机身2的中心轴线，

L₂-下部机身3的中心轴线；

水平箭头表示目标方向，黑色箭头代表受力或力矩。

具体实施方式

本发明公开了一种无人机及其矢量角度控制方法，通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，可见，本发明在无人直升机和多旋翼无人机之外，提供了一种新型的无人机控制方式。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

第一具体实施例

本发明第一具体实施例提供了一种无人机。

请参阅图1，图1为本发明第一具体实施例提供的无人机的整体结构示意图。

本发明第一具体实施例提供的无人机包括螺旋桨1、上部机身2、下部机身3、可动关节4和驱动装置，其中：

螺旋桨1安装在上部机身2的上端，由电机驱动，用于提供无人机飞行所需的升力；

上部机身2安装在可动关节4的第一活动端上，下部机身3安装在可动关节4的第二活动端上，第一活动端和第二活动端之间的夹角通过驱动装置驱动调节，也就是说，驱动装置通过可动关节4可以调节上部机身2和下部机身3之间的夹角。

当无人机需要沿目标方向进行水平飞行，或受到水平方向的风力需要抵抗风力时，驱动装置带动上部机身2向拟朝向的飞行方向偏转，产生指向目标方向的拉力；

当上部机身2的中心轴线L1(同时也是螺旋桨1的中心轴线)转动至略大于预设角度后，驱动装置带动上部机身2和下部机身3相对转动，使二者轴线再次重合，无人机整体沿目标方向水平飞行。

具体地，该无人机上设置有：

用于检测螺旋桨1的转速的转速传感器；

用于检测螺旋桨1旋转产生的拉力的第一压力传感器(具体可以为大气压力传感器)；

用于检测上部机身2的中心轴线和下部机身3的中心轴线之间的夹角度数的角度传感器；

用于检测下部机身3的中心轴线相对铅垂线的偏转角度的无人机姿态传感器。

从而，通过转速传感器以及第一压力传感器能够计算螺旋桨1产生的拉力为F＝k×ρ×N²，其中k为经验系数，对同一架无人机而言为常数；ρ为无人机飞行环境的气体密度，一般为通过大气压换算得到的大气密度；N为螺旋桨转速。角度传感器能够获取上部机身2和下部机身3之间所成的夹角度数α，无人机姿态传感器能够获取下部机身3相对于铅垂线的偏转角度β。

当无人机收到水平飞行的指令后，根据拟采用的飞行速度v或遥控器的推杆量，计算拟采用的偏转角β和螺旋桨转速N。稳定飞行状态下的偏转角β和螺旋桨转速N通过求解下列方程组确定：

F cosβ＝G

F sinβ＝0.5ρv²C_ddh

F＝k₀ρ N ²

式中：

G为无人机整体重量，

ρ为无人机飞行环境的气体密度，一般为大气密度，

N为螺旋桨转速，

F为无人机螺旋桨产生的沿上部机身2的中心轴线方向的拉力，

k₀为经验系数，对于不同的无人机型号需单独计算或测定，

v为无人机水平飞行速度，

α为上部机身2和下部机身3所成角度，

β为下部机身3的中心轴线与铅垂线所成角度。

上述参数均可由传感器在无人机飞行及作动过程中实时读取。

d、h分别为下方柱状机身的直径和长度，

C_d为阻力系数，一般根据实际试验测得，不同无人机型号、不同飞行速度下均有所区别。

优选地，该无人机上设置有用于检测起落架受力状态的第二压力传感器，无人机在起飞状态时，第二压力传感器检测到起落架的受力逐渐减小，就在该受力刚好为零时，说明此时无人机刚好离地，此时，无人机控制器通过转速传感器检测到的螺旋桨转速和大气压，计算可获得无人机总重量G，以及下部机身3的重量和下部机身3的转动惯量I₃。

优选地，该无人机上的上部机身2上可携带设置有测距传感器，用于测量下部机身3的长度h。当无人机处于地面停放状态时，测距传感器可测量无人机上部机身2和地面的距离，从而测定下部机身3的长度h，用于计算下部机身3的转动惯量I₃以及空气阻力。

第二具体实施例

本发明第二具体实施例提供了一种无人机矢量角度控制方法。该方法可适用于本发明第一具体实施例提供的无人机。

请参见图2至图4，图2为本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的步骤S1过程中无人机的姿态示意和受力状态示意图；图3为本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的步骤S2过程中无人机的姿态示意和受力状态示意图；图4为本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的步骤S3和步骤S4过程中无人机的姿态示意和受力状态示意图。

本发明第二具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法，该无人机可以是共轴双旋翼无人机，该矢量角度控制方法通过改变旋翼即螺旋桨轴线方向进行飞行控制，其在无人直升机和多旋翼无人机之外，提供了一种新型的无人机控制方式。

具体地，该无人机矢量角度控制方法包括如下步骤：

步骤S1：通过无人机操作端向无人机控制器发送水平飞行指令和水平飞行速度指令后，无人机控制器将水平飞行指令和水平飞行速度指令转换成角度调节信号，并发送给驱动装置，驱动装置根据角度调节信号控制可动关节4动作；驱动装置控制可动关节4动作，以令上部机身2的上端和下部机身3的下端在预设驱动力矩M的作用下同时向目标方向偏转(过程中，下部机身3的中心轴线相对铅垂线的偏转角度为β，上部机身2和下部机身3之间的夹角为α，由于下部机身3转动惯量大于上部机身2，下部机身3的偏转角β小于上下机身夹角α)，直到上部机身2的中心轴线L₁和下部机身3的中心轴线L₂之间的夹角达到第一预设夹角α₁，驱动装置和可动关节4停止动作，此时下部机身3的中心轴线L₂相对铅垂线L₀的偏转角度为第一偏转角β₀，β₀小于α₁，具体可参见图2；

步骤S2：驱动装置保持静止，α₁保持不变。在螺旋桨1的拉力作用下，上部机身2继续向目标方向偏转，直到下部机身3的中心轴线L₂相对铅垂线L₀的偏转角度达到预设回正角度β₁，具体可参见图3；

步骤S3：驱动装置控制可动关节4反向动作，直到上部机身2的中心轴线L₁和下部机身3的中心轴线L₂之间的夹角达到0°(即上部机身2的中心轴线L₁和下部机身3的中心轴线L₂共线)，具体可参见图4；

步骤S4：随后控制电机，以令螺旋桨1以目标转速N_d带动无人机沿目标方向水平飞行；或者，螺旋桨1以目标转速N_d抵抗来自目标方向的水平风力。

具体地，上述预设参数α₁、β₁、N₀的计算方式如下：

步骤S3中，上部机身2和下部机身3所需转过的角度分别为(α₁+β₁)和β₁，两者所受的驱动力矩Q₂和Q₃分别为

Q₂＝M

Q₃＝0.5×Fhsinα+M-0.5×Ghsinβ

其中α和β为持续改变量，因此Q₃需要在作动过程中持续迭代更新，或建立Q₃随作动过程变化的函数式。上部机身2和下部机身3运动过程满足如下函数：

式中t₃为完成步骤3所需的作动时间，I₂、I₃分别为上部机身2和下部机身3的转动惯量且均为无人机的固有参数，不随飞行状态改变。两方程联立，可消去时间t₃，得到α₁和β₁的相互关系。

步骤2中，无人机上部机身2不受转动力矩，下部机身3所受转动力矩Q₃为：

Q₃＝0.5×F hsinα-0.5×G hsinβ

步骤2中下部机身3运动过程满足如下函数：

步骤1中，上部机身2和下部机身3所需转过的角度分别为(α₁-β₀)和β₀，两者所受的驱动力矩Q₂和Q₃分别为

Q₂＝M

Q₃＝0.5×Fhsinα-M+0.5×Ghsinβ

步骤1中，上部机身2和下部机身3运动过程满足如下函数：

两方程联立，可消去时间t₁，得到α₁和β₀的相互关系。

当无人机收到水平飞行指令和预设飞行速度v_d指令后，通过下列公式，以转速适当较小为基准，计算出一对相匹配的预设倾斜角β_d和螺旋桨转速N_d。(其中，β_d具体为无人机水平飞行时下部机身3的中心轴线相对铅垂线的偏转角度，N_d具体为上述步骤S4中无人机水平飞行时螺旋桨转速)

F_dcosβ_d＝G

F_dsinβ_d＝0.5ρv_d ²C_ddh

F_d＝k₀ρN_d ²

得出预设倾斜角β_d和螺旋桨转速N_d后，通过上述3个布置的相应公式，得到各阶段起止的预设角α₁、β₀及β₁，并进行上述飞行动作。

具体地，在上述无人机矢量角度控制方法的步骤S1中：预设驱动力矩M为驱动装置的最大驱动力矩。

具体地，在上述无人机矢量角度控制方法中，目标转速N_d通过如下方程组得到，同时，下部机身3相对铅垂线的偏转角度β_d也可通过如下方程组得到：

Fcosβ_d＝G

Fsinβ_d＝0.5ρv_d ²C_ddh

F＝k₀ρN_d ²

式中：

G为无人机重量，

ρ为无人机飞行环境的气体密度，

N_d为步骤S4中无人机的螺旋桨转速，

F为螺旋桨1产生的沿上部机身2的中心轴线方向的拉力，

k₀为经验系数，(对于不同的无人机型号需单独计算或测定)

v_d为无人机和环境气体在水平面内目标方向上的相对速度(例如，无风时无人机收到沿目标方向以预设速度水平飞行的指令时，该预设速度为v_d，即无人机水平飞行时的预设速度值为v_d；或是，无人机受到来自目标方向的水平风速为v_d)，

α为上部机身2的中心轴线和下部机身3的中心轴线之间的夹角，

β_d为无人机水平飞行时下部机身3相对铅垂线的偏转角度，

d为下部机身3的直径或宽度，

h为下部机身3的长度，

C_d为阻力系数(根据实际试验测得，不同无人机型号、不同飞行速度下均有所区别)。

具体地，在上述无人机矢量角度控制方法中，第一预设夹角α₁和第一偏转角β₀之间的关系通过如下方程组得到：

Q₂＝M

Q₃＝0.5×Fhsinα₁-M+0.5×Ghsinβ₀

式中：

Q₂为步骤S1中上部机身2所受的驱动力矩，

Q₃为步骤S1中下部机身3所受的驱动力矩，

I₂为上部机身2的转动惯量，

I₃为下部机身3的转动惯量。

具体地，在上述无人机矢量角度控制方法中，第一预设夹角α₁和预设回正角度β₁之间的关系通过如下方程组得到：

Q₂'＝M

Q₃'＝0.5×Fhsinα₁+M-0.5×Ghsinβ₁

式中：

Q₂’为步骤S2中上部机身2所受的驱动力矩，

Q₃’为步骤S2中下部机身3所受的驱动力矩。

具体地，在上述无人机矢量角度控制方法中，还包括步骤S5：

无风状态下，无人机水平飞行到达目标位置或中途停止水平飞行后，上部机身2的中心轴线和下部机身3的中心轴线均与铅垂线重合，以进行悬停，其动过过程与上述步骤S1至S4同理。

当到达飞行路径终点，或遥控器操作杆回中后，驱动装置按上述步骤，将无人机调整至上机身2和下机身3轴线均与铅垂线重合，进行悬停。

第三具体实施例

本发明第三具体实施例提供了一种无人机矢量角度控制方法，其与本发明第一具体实施例提供的无人机矢量角度控制方法的区别在于：

步骤S1中，无人机上设置有风速传感器，风速传感器将检测到的水平风速信号发送给无人机控制器，无人机控制器将水平风速信号转换成角度调节信号，并发送给驱动装置，驱动装置根据角度调节信号控制可动关节4动作；

步骤S5中，水平风力停止后，上部机身2的中心轴线和下部机身3的中心轴线均与铅垂线重合，进行悬停。

最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，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、物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、物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、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种无人机矢量角度控制方法，其特征在于，适用所述无人机矢量角度控制方法的无人机包括依次连接的螺旋桨(1)、上部机身(2)、可动关节(4)、下部机身(3)，所述可动关节(4)与驱动装置连接，以调节所述上部机身(2)和所述下部机身(3)之间的夹角；

所述无人机矢量角度控制方法包括：

步骤S1：所述驱动装置控制所述可动关节(4)动作，以令所述上部机身(2)的上端和所述下部机身(3)的下端在预设驱动力矩M的作用下同时向目标方向偏转，直到所述上部机身(2)的中心轴线和所述下部机身(3)的中心轴线之间的夹角达到第一预设夹角α₁，所述可动关节(4)停止动作，此时所述下部机身(3)相对铅垂线的偏转角度为第一偏转角β₀；

步骤S2：在所述螺旋桨(1)的拉力作用下，所述上部机身(2)继续向目标方向偏转，直到所述下部机身(3)的中心轴线相对铅垂线的偏转角度达到预设回正角度β₁；

步骤S3：所述驱动装置控制所述可动关节(4)反向动作，直到所述上部机身(2)的中心轴线和所述下部机身(3)的中心轴线之间的夹角达到0°；

步骤S4：所述螺旋桨(1)以目标转速N_d带动所述无人机沿所述目标方向水平飞行；或者，所述螺旋桨(1)以目标转速N_d抵抗来自所述目标方向的水平风力。

2.根据权利要求1所述的无人机矢量角度控制方法，其特征在于，步骤S1中：所述预设驱动力矩M为所述驱动装置的最大驱动力矩。

3.根据权利要求1所述的无人机矢量角度控制方法，其特征在于，所述目标转速N_d通过如下方程组得到：

Fcosβ_d＝G

Fsinβ_d＝0.5ρv_d ²C_ddh

F＝k₀ρN_d ²

式中：

G为无人机重量，

ρ为无人机飞行环境的气体密度，

N_d为步骤S4中所述无人机的螺旋桨转速，

F为所述螺旋桨(1)产生的沿所述上部机身(2)的中心轴线方向的拉力，

k₀为经验系数，

v_d为所述无人机和环境气体在水平面内目标方向上的相对速度，

β_d为无人机水平飞行时所述下部机身(3)的中心轴线相对铅垂线的偏转角度，

d为所述下部机身(3)的直径或宽度，

h为所述下部机身(3)的长度，

C_d为阻力系数。

4.根据权利要求3所述的无人机矢量角度控制方法，其特征在于，所述第一预设夹角α₁和所述第一偏转角β₀之间的关系通过如下方程组得到：

Q₂＝M

Q₃＝0.5×Fhsinα₁-M+0.5×Ghsinβ₀

式中：

Q₂为步骤S1中所述上部机身(2)所受的驱动力矩，

Q₃为步骤S1中所述下部机身(3)所受的驱动力矩，

I₂为所述上部机身(2)的转动惯量，

I₃为所述下部机身(3)的转动惯量。

5.根据权利要求3所述的无人机矢量角度控制方法，其特征在于，所述第一预设夹角α₁和所述预设回正角度β₁之间的关系通过如下方程组得到：

Q₂'＝M

Q₃'＝0.5×Fhsinα₁+M-0.5×Ghsinβ₁

式中：

Q₂’为步骤S2中所述上部机身(2)所受的驱动力矩，

Q₃’为步骤S2中所述下部机身(3)所受的驱动力矩。

6.根据权利要求1至5任一项所述的无人机矢量角度控制方法，其特征在于，还包括步骤S5：

无风状态下，所述无人机水平飞行到达目标位置或中途停止水平飞行后，所述上部机身(2)的中心轴线和所述下部机身(3)的中心轴线均与铅垂线重合，进行悬停；

或者，所述水平风力停止后，所述上部机身(2)的中心轴线和所述下部机身(3)的中心轴线均与铅垂线重合，进行悬停。

7.根据权利要求1至5任一项所述的无人机矢量角度控制方法，其特征在于，步骤S1中：

通过无人机操作端向无人机控制器发送水平飞行指令和水平飞行速度指令后，所述无人机控制器将所述水平飞行指令和所述水平飞行速度指令转换成角度调节信号，并发送给所述驱动装置，所述驱动装置根据所述角度调节信号控制所述可动关节(4)动作；

或者，所述无人机上设置有风速传感器，所述风速传感器将检测到的水平风速信号发送给无人机控制器，所述无人机控制器将所述水平风速信号转换成角度调节信号，并发送给所述驱动装置，所述驱动装置根据所述角度调节信号控制所述可动关节(4)动作。

8.一种适用于权利要求1至7任一项所述无人机矢量角度控制方法的无人机，其特征在于，所述无人机包括螺旋桨(1)、上部机身(2)、下部机身(3)、可动关节(4)和驱动装置，其中：

所述上部机身(2)安装在所述可动关节(4)的第一活动端上，所述下部机身(3)安装在所述可动关节(4)的第二活动端上，所述第一活动端和所述第二活动端之间的夹角通过所述驱动装置驱动调节。

9.根据权利要求8所述的无人机，其特征在于，所述无人机上设置有：

用于检测所述螺旋桨(1)的转速的转速传感器；

用于检测所述螺旋桨(1)旋转产生的拉力的第一压力传感器；

用于检测所述上部机身(2)的中心轴线和所述下部机身(3)的中心轴线之间的夹角度数的角度传感器；

用于检测所述下部机身(3)的中心轴线相对铅垂线的偏转角度的无人机姿态传感器。

10.根据权利要求9所述的无人机，其特征在于，所述无人机上设置有用于检测起落架受力状态的第二压力传感器，当所述无人机在起飞状态下，所述第二压力传感器检测到所述起落架的受力刚好为零时，所述无人机控制器通过所述转速传感器此时检测到的螺旋桨转速和大气压，即可获得无人机总重量G，以及所述下部机身(3)的重量和所述下部机身(3)的转动惯量I₃；

和/或，所述无人机上设置有测距传感器，用于测量所述下部机身(3)的长度h。

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