CN113734433A - 电动飞行器、飞行控制方法及电子设备 - Google Patents

Abstract

本申请是关于电动飞行器、飞行控制方法及电子设备。飞行器包括：设置于机身两侧的左主翼和右主翼、设置于机身尾部的尾翼和旋转动力系统，旋转动力系统包括：第一旋转动力子系统，包括第一旋翼组件和用于驱动第一旋翼组件相对于左主翼倾转的第一倾转电机，第一旋翼组件包括左旋翼和第一驱动电机；第二旋转动力子系统，包括第二旋翼组件和用于驱动第二旋翼组件相对于右主翼倾转的第二倾转电机，第二旋翼组件包括右旋翼和第二驱动电机；第三旋转动力子系统，包括尾部旋转动力装置和用于驱动所述尾部旋转动力装置旋转的第三驱动电机；飞行控制器用于控制第一至第三旋转动力子系统产生飞行动力；其中，第一至第三旋转动力子系统由至少两个电源供电。

Description

电动飞行器、飞行控制方法及电子设备

技术领域

本申请涉及飞行器技术领域，尤其涉及电动飞行器、飞行控制方法及电子设备。

背景技术

飞行器可分为多旋翼飞行器和固定翼飞行器。多旋翼飞行器可以垂直起降和悬停，对起降场地的限制较小，也无需笨重的弹射架系统，但在任何状态下始终要靠其旋翼提供的拉力来克服重力，因此能耗量大，进而会对飞行器的航时、有效载重及飞行速度造成较大的限制。固定翼飞行器在飞行时靠机翼产生的升力来抵消重力，动力系统仅仅克服阻力，由于固定翼飞行器在巡航时的升阻比一般能达到10左右，可以认为在同等重量的情况下，固定翼飞行器的动力系统仅需付出多旋翼飞行器的动力系统十分之一的代价，因此，固定翼飞行器在航时方面较多旋翼飞行器有着较大的优势，并且，固定翼飞行器的有效载重和稳定性通常也要优于多旋翼飞行器。但是固定翼飞行器的起降对场地的限制比较大，或者需要笨重的弹射架系统。

发明内容

为克服相关技术中存在的问题，本申请提供一种电动飞行器，兼具多旋翼飞行器垂直起降和空中悬停的能力，以及固定翼飞行器的高速巡航能力和能耗低、航时长的优点。

本申请一方面提供一种电动飞行器，包括机身、自机身后端延伸出的机身尾部、固定翼组、至少两个电源、旋转动力系统和飞行控制器；

所述固定翼组包括设置于机身两侧的左主翼和右主翼、和设置于机身尾部的尾翼；

所述旋转动力系统包括：

第一旋转动力子系统，包括第一旋翼组件和第一倾转电机，所述第一旋翼组件包括左旋翼和用于驱动所述左旋翼旋转的第一驱动电机，所述第一倾转电机用于驱动所述第一旋翼组件相对于所述左主翼倾转；

第二旋转动力子系统，包括第二旋翼组件和第二倾转电机，所述第二旋翼组件包括右旋翼和用于驱动所述右旋翼旋转的第二驱动电机，所述第二倾转电机用于驱动所述第二旋翼组件相对于所述右主翼倾转；

第三旋转动力子系统，包括尾部旋转动力装置和用于驱动所述尾部旋转动力装置旋转的第三驱动电机；

所述飞行控制器分别与所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统电性连接，用于控制所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统产生飞行动力；

其中，所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统由所述至少两个电源供电。

一些实施例中，所述第一旋转动力子系统还包括与所述第一驱动电机连接的第一电子调速器；

所述第二旋转动力子系统还包括与所述第二驱动电机连接的第二电子调速器；

所述第三旋转动力子系统还包括与所述第三驱动电机连接的第三电子调速器；

所述飞行控制器分别与所述第一电子调速器、第二电子调速器和第三电子调速器电性连接，用于向所述第一电子调速器、第二电子调速器和第三电子调速器输出供电电压。

一些实施例中，所述飞行控制器与所述第一电子调速器、第二电子调速器和第三电子调速器之间分别设有光耦。

一些实施例中，所述电动飞行器还包括：用于控制所述电动飞行器滚转的第一左副翼和第一右副翼、用于驱动所述第一左副翼的第一左副翼舵机和用于驱动所述第一右副翼的第一右副翼舵机，所述第一左副翼设于所述左主翼，所述第一右副翼设置于所述右主翼；

所述飞行控制器与所述第一左副翼舵机和第一右副翼舵机电性连接，用于分别向所述第一左副翼舵机和第一右副翼舵机输出供电电压。

一些实施例中，所述尾翼包括左尾翼和右尾翼；

所述电动飞行器还包括：用于控制所述电动飞行器偏航和/或俯仰的第二左副翼和第二右副翼、用于驱动所述第二左副翼的第二左副翼舵机和用于驱动所述第二右副翼的第二右副翼舵机，所述第二左副翼设于所述左尾翼，所述第二右副翼设置于所述右尾翼；

所述飞行控制器与所述第二左副翼舵机和第二右副翼舵机电性连接，用于分别向所述第二左副翼舵机和第二右副翼舵机输出供电电压。

一些实施例中，所述至少两个电源包括：用于向所述第一驱动电机供电的第一电源、用于向所述第二驱动电机供电的第二电源和用于向所述第三驱动电机供电的第三电源。

一些实施例中，所述至少两个电源还包括第四电源，所述动力控制系统还包括与所述第四电源连接的降压器；

所述第一倾转电机和所述第二倾转电机分别与所述第四电源的电压输出端连接，所述飞行控制器与所述降压器的电压输出端连接；

其中，所述第四电源的输出电压小于所述第一电源、第二电源和第三电源的输出电压。

一些实施例中，所述飞行控制器用于控制所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统产生飞行动力，包括：

若检测到起飞指令，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿第一方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面垂直的方向，以及，使所述第一驱动电机、第二驱动电机和第三驱动电机对应驱动沿所述第一方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼、以及尾部旋转动力装置旋转，从而为所述电动飞行器提供垂直起飞阶段的上升力；

若检测到所述电动飞行器的飞行高度符合预设条件，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿与第一方向相反的第二方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面平行的方向，以及使所述第一驱动电机和第二驱动电机对应驱动沿所述第二方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼旋转，使所述第三驱动电机驱动所述尾部旋转动力装置旋转，从而使所述左旋翼和右旋翼为所述电动飞行器提供前进或后退的推力，使所述尾部旋转动力装置为所述电动飞行器提供平飞阶段的升力。

一些实施例中，所述飞行控制器被配置为使所述第三驱动电机驱动所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段的旋转速度小于在所述垂直起飞阶段的旋转速度，从而使所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段产生的升力小于在所述垂直起飞阶段产生的升力。

本申请另一方面提供一种如上所述电动飞行器的飞行控制方法，包括：

若检测到起飞指令，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿第一方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面垂直的方向；

使所述第一驱动电机、第二驱动电机和第三驱动电机对应驱动沿所述第一方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼、以及尾部旋转动力装置旋转，从而为所述电动飞行器提供垂直起飞阶段的上升力；

若检测到所述电动飞行器的飞行高度符合预设条件，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿与第一方向相反的第二方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面平行的方向；

使所述第一驱动电机和第二驱动电机对应驱动沿所述第二方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼旋转，使所述第三驱动电机驱动所述尾部旋转动力装置旋转，从而使所述左旋翼和右旋翼为所述电动飞行器提供前进或后退的推力，使所述尾部旋转动力装置为所述电动飞行器提供平飞阶段的升力。

在一些实施例中，飞行控制方法还包括：

向第一左副翼舵机和/或第一右副翼舵机供电，以使所述第一左副翼舵机和/或第一右副翼舵机响应于滚转控制信号，驱动设于所述左主翼的第一左副翼和/或设于所述右主翼的第一右副翼产生对应的偏转。

在一些实施例中，飞行控制方法还包括：

向第二左副翼舵机和/或第二右副翼舵机供电，以使所述第二左副翼舵机和/或第二右副翼舵机响应于偏航控制信号或响应于俯仰控制信号，驱动设于所述尾翼的第二左副翼和/或第二右副翼产生对应的偏转。

在一些实施例中，所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段的旋转速度小于在所述垂直起飞阶段的旋转速度，从而使所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段产生的升力小于在所述垂直起飞阶段产生的升力。

本申请另一方面提供一种电子设备，其特征在于，包括处理器、存储器及存储在所述存储器上并能够在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如上所述的飞行控制方法。

本实施例中，通过配置兼具固定翼和多旋翼的复合翼结构，使得本申请的飞行器既具有多旋翼飞行器垂直起降和空中悬停的能力，又具有固定翼飞行器的高速巡航能力和能耗低、航时长的优点。飞行器为主要由电力驱动的电动飞行器，通过配置至少两个电源为作为三个旋转动力子系统供电，与通过单个电源供电相比，能够为飞行器提供较充足的动力电源，降低三个旋转动力子系统之间的耦合性，减小或避免旋转动力子系统相互之间的干扰。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。

附图说明

通过结合附图对本申请示例性实施方式进行更详细的描述，本申请的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本申请示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1是本申请一实施例的电动飞行器的结构示意图；

图2是本申请一实施例的电动飞行器的航电系统框图；

图3是本申请一实施例的电动飞行器的飞行控制方法的流程图；

图4是本申请一实施例的电子设备的结构框图；

附图标号：

电动飞行器100，左主翼101，第一左副翼1011，右主翼102，第一右副翼1021，左旋翼201，右旋翼202，尾部旋转动力装置203，左尾翼103，第二左副翼1031，右尾翼104，第二右副翼1041，飞行控制器50，第一电源10，第一倾转电机11，第一电子调速器12，第一驱动电机13，第二电源20，第二倾转电机21，第二电子调速器22，第二驱动电机23，第三电源30，第三电子调速器31，第三驱动电机32，第四电源40，降压器42，第一左副翼舵机51，第一右副翼舵机52，第二左副翼舵机53，第二右副翼舵机54。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本申请的优选实施方式。虽然附图中显示了本申请的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本申请而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本申请更加透彻和完整，并且能够将本申请的范围完整地传达给本领域的技术人员。

在本申请使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本申请。在本申请和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。

应当理解，尽管在本申请可能采用术语“第一”、“第二”、“第三”等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

下面结合具体的示例，对本申请实施例提供的电动飞行器100、飞行控制方法及电子设备统进行详细说明。本申请的电动飞行器100指主要(即完全或大部分)由电力驱动，而无需使用或使用少量燃料驱动；可以是载人飞行器，也可以是无人飞行器。

参见图1和图2，本实施例的电动飞行器100包括机身、自机身后端延伸出的机身尾部、固定翼组、至少两个电源、旋转动力系统和飞行控制器50。

固定翼组包括设置于机身两侧的左主翼101和右主翼102、和设置于机身尾部的尾翼。

旋转动力系统包括第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统、第三旋转动力子系统，其中：

第一旋转动力子系统包括第一旋翼组件和第一倾转电机11，第一旋翼组件包括左旋翼201和用于驱动左旋翼201旋转的第一驱动电机13，第一旋翼组件可转动地装设于右主翼101，第一倾转电机11用于驱动第一旋翼组件相对于左主翼101倾转。

第二旋转动力子系统包括第二旋翼组件和第二倾转电机21，第二旋翼组件包括右旋翼202和用于驱动右旋翼202旋转的第二驱动电机23，第二旋翼组件可转动地装设于右主翼102，第二倾转电机21用于驱动第二旋翼组件相对于右主翼102倾转。

第三旋转动力子系统包括尾部旋转动力装置203和用于驱动尾部旋转动力装置203旋转的第三驱动电机32。本实施例中，尾部旋转动力装置203为旋翼(为与左旋翼201和右旋翼202区分，本申请中称为后旋翼203)，后旋翼203不可倾转地装设于机身后端与尾翼之间，后旋翼203的转轴垂直于地面。可以理解的，在另一些实施例中，尾部旋转动力装置也可以是涵道风扇。

飞行控制器50分别与第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统电性连接，用于控制第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统产生飞行动力。

第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统由至少两个电源供电。例如，可以为第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统分别配置独立的电源；或者，为第一驱动电机13、第二驱动电机23、第三驱动电机32分别配置独立的电源，为第一倾转电机11和第二倾转电机21独立或共同配置另外的电源；或者为第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统共同配置一个容量较大的电源，为第三旋转动力子系统配置另一个容量较小的电源，如此等等。

本实施例中，通过配置兼具固定翼和多旋翼的复合翼结构，使得本申请的飞行器既具有多旋翼飞行器垂直起降和空中悬停的能力，又具有固定翼飞行器的高速巡航能力和能耗低、航时长的优点。飞行器为主要由电力驱动的电动飞行器100，通过配置至少两个电源为作为三个旋转动力子系统供电，与通过单个电源供电相比，能够为飞行器提供较充足的动力电源，降低三个旋转动力子系统之间的耦合性，减小或避免旋转动力子系统相互之间的干扰。

在一些实施例中，电动飞行器100配置有用于向第一驱动电机13供电的第一电源10、用于向第二驱动电机23供电的第二电源20和用于向第三驱动电机32供电的第三电源30。第一电源10、第二电源20和第三电源30的供电电压相同，或者也可以不同。由于第一驱动电机13、第二驱动电机23和第三驱动电机32驱动的左旋翼201、右旋翼202和后旋翼203为电动飞行器100的动力旋翼，通过为每个动力旋翼的驱动电机提供单独的电源，能够为飞行器提供较充足的动力电源，并可降低在各动力旋翼之间进行动力分配的复杂性，更易于实现动力的合理分配，从而提高飞行器的动力效率，另外，可避免三个旋转动力子系统相互之间的强电信号干扰。

在一些实施例中，电动飞行器100还配置有第四电源40，用于为飞行控制器50、第一倾转电机11和第二倾转电机21供电。其中，第四电源40也为直流电池电源，其输出电压小于第一电源10、第二电源20和第三电源30的输出电压。由于飞行控制器50、用于驱动第一旋翼组件倾转的第一倾转电机11和用于驱动第二旋翼组件倾转的第二倾转电机21所需的供电电压低于动力旋翼驱动电机所需的供电电压，通过配置独立于三个动力电源的低压电源，可避免动力电源的强电信号对飞行控制器50、第一倾转电机11和第二倾转电机21的运行造成干扰。可以理解的，在另一些实施例中，也可以为飞行控制器50配置一个电源，为第一倾转电机11和第二倾转电机21共同配置另一个电源。

在一些实施例中，动力控制系统还包括与第四电源40连接的降压器42，降压器42用于将第四电源40输出的直流电压转换为一个较低的直流电压；第一倾转电机11和第二倾转电机21分别与第四电源40的电压输出端连接，飞行控制器50与降压器42的电压输出端连接；即飞行控制器50的供电电压小于第一倾转电机11和第二倾转电机21的供电电压。

在一个具体实例中，第一电源10、第二电源20和第三电源30的输出电压在80V～120V范围内，例如可以为100V，第四电源40的输出电压在40V～60V范围内，例如可以为48V，降压器42的输出电压小于24V，例如可以为12V。

在一些实施例中，电动飞行器100还包括：用于控制电动飞行器100滚转的第一左副翼1011和第一右副翼1021、用于驱动第一左副翼1011的第一左副翼舵机51和用于驱动第一右副翼1021的第一右副翼舵机52，第一左副翼1011可转动地设于左主翼101的后缘，第一右副翼1021可转动地设于右主翼102的后缘；

飞行控制器50与第一左副翼舵机51和第一右副翼舵机52电性连接，用于分别向第一左副翼舵机51和第一右副翼舵机52输出供电电压。

在一些实施例中，尾翼呈Y型，包括左尾翼103和右尾翼104；电动飞行器100还包括：用于控制电动飞行器100偏航和/或俯仰的第二左副翼1031和第二右副翼1041、用于驱动第二左副翼1031的第二左副翼舵机53和用于驱动第二右副翼1041的第二右副翼舵机54，第二左副翼1031可转动地设于左尾翼103的后缘，第二右副翼1041可转动地设置于右尾翼104的后缘；飞行控制器50与第二左副翼舵机53和第二右副翼舵机54电性连接，用于分别向所述第二左副翼舵机53和第二右副翼舵机54输出供电电压。可以理解的，本申请中，尾翼也可以是Y型之外其他类型，且不限制尾翼必须具有左尾翼103和右尾翼104。

飞行器飞行时的方向控制通常有3种方式：(1)飞行器的低头和抬头，称为俯仰；(2)飞行器向左偏转或向右偏转，称为偏航；(3)飞行器绕机身纵轴向左倾斜或向右倾斜，称为滚转。

在一种具体实现中，电动飞行器100为载人飞行器，设有驾驶杆和脚蹬。在飞行状态下，飞行控制器50可响应于驾驶员操作驾驶杆或脚蹬的操作指令，实现电动飞行器100的俯仰、偏航和滚转控制。可以理解的，在另一些实施例中，电动飞行器100的俯仰、偏航和滚转的控制可由遥控装置或自动驾驶系统实现。可以理解的，电动飞行器100也可为无人飞行器。

例如，在滚转控制中，第一左副翼舵机51响应于向左滚转控制信号(例如可以是根据驾驶员向左压驾驶杆的操作生成的)，驱动第一左副翼1011向上偏转，使得左侧机翼弯度变小，升力减小，第一右副翼舵机52响应于向左滚转控制信号，驱动第一右副翼1021向下偏转，使得右侧机翼弯度变大，升力增加，由此使得飞行器因机身两侧机翼的升力差而向左滚转；第一左副翼舵机51响应于向右滚转控制信号(例如可以是根据驾驶员向右压驾驶杆的操作生成)驱动第一左副翼1011向下偏转，使得左侧机翼弯度变大，升力增加，第一右副翼舵机52响应于向右滚转控制信号，驱动第一右副翼1021向上偏转，使得右侧机翼弯度变小，升力减小，由此使得飞行器因机身两侧机翼的升力差而向右滚转。

在俯仰控制中，第二左副翼舵机53和第二右副翼舵机54响应于上仰飞行控制信号(例如可以是根据驾驶员向后拉驾驶杆的操作生成)，驱动第二左副翼1031和第二右副翼1041向上偏转，使气流对左尾翼103和右尾翼104产生向下的力，将飞行器尾部下压，从而使得飞行器抬头上仰飞行；第二左副翼舵机53和第二右副翼舵机54响应于俯冲飞行控制信号(例如可以是根据驾驶员向前推驾驶杆的操作生成)，驱动第二左副翼1031和第二右副翼1041向下偏转，使气流对左尾翼103和右尾翼104产生向上的力，使飞行器头部下沉，从而使得飞行器低头向下俯冲飞行。

在偏航控制中，第二左副翼舵机53和第二右副翼舵机54响应于向左偏航控制信号(例如可以是根据驾驶员向左蹬脚蹬的操作生成)，驱动第二左副翼1031和第二右副翼1041向左偏转，使气流对左尾翼103和右尾翼104产生向右的力，使得飞行器头部向左偏转，从而使得飞行器向左产生偏航；以及第二左副翼舵机53和第二右副翼舵机54响应于向右偏航控制信号(例如可以是根据驾驶员向右蹬脚蹬的操作生成)，驱动第二左副翼1031和第二右副翼1041向右偏转，使气流对左尾翼103和右尾翼104产生向左的力，使得飞行器头部向右偏转，从而使得飞行器向右产生偏航。驾驶员向左压驾驶杆，驾驶员向右压驾驶杆，左侧的副翼向下偏转，右侧的副翼向上偏转，飞行器向右滚转。

在一些实施例中，第一左副翼舵机51、第一右副翼舵机52、第二左副翼舵机53、第二右副翼舵机54由飞行控制器50供电，供电电压可以小于24V，例如为12V。

在一些实施例中，第一驱动电机13、第二驱动电机23、第三驱动电机32为三相无刷直流电机。第一旋转动力系统还包括与第一驱动电机13连接的第一电子调速器12，第二旋转动力系统还包括与第二驱动电机23连接的第二电子调速器22，第三旋转动力系统还包括与第三驱动电机32连接的第三电子调速器31。第一电子调速器12可以包括逆变电路，逆变电路响应于PWM控制信号，将第一电源10输出的直流电压转换为相应频率的三相交流电压，从而驱动第一驱动电机13输出相应速度的旋转，以使左旋翼201产生所需的飞行动力，第二电子调速器22和第三电子调速器31可以类似的方式使右旋翼202和尾部旋转动力装置203产生飞行动力，不再赘述。可以理解的，在另一些实施例中，第一驱动电机13、第二驱动电机23、第三驱动电机32也可以是其他类型的电机。

飞行控制器50分别与第一电子调速器12、第二电子调速器22和第三电子调速器31电性连接，用于向第一电子调速器12、第二电子调速器22和第三电子调速器31输出供电电压，供电电压可以小于飞行控制器50的输入电压，例如可以为5V。飞行控制器50还可以用于向第一电子调速器12、第二电子调速器22和第三电子调速器31输出PWM控制信号。

在一些实施例中，飞行控制器50与第一电子调速器12、第二电子调速器22和第三电子调速器31之间分别设有光耦，以使飞行控制器50通过光耦向电子调速器供电。通过设置光耦，可以实现强弱电隔离，避免旋转动力系统的强电信号影响飞行控制器50。

在一些实施例中，飞行控制器50用于控制所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统产生飞行动力，包括：

若检测到起飞指令，控制第一倾转电机11和第二倾转电机21对应驱动第一旋翼组件和第二旋翼组件沿第一方向倾转至左旋翼201的转轴和右旋翼202的转轴与地面垂直的方向，以及使第一驱动电机13、第二驱动电机23和第三驱动电机32对应驱动沿第一方向倾转后的左旋翼201和右旋翼202、以及尾部旋转动力装置203旋转，从而为电动飞行器100提供垂直起飞阶段的上升力。

若检测到电动飞行器100的飞行高度符合预设条件，控制第一倾转电机11和第二倾转电机21对应驱动第一旋翼组件和第二旋翼组件沿与第一方向相反的第二方向倾转至左旋翼201的转轴和右旋翼202的转轴与地面平行的方向，以及，使第一驱动电机13和第二驱动电机23对应驱动沿第二方向倾转后的左旋翼201和右旋翼202旋转，使第三驱动电机32驱动尾部旋转动力装置203旋转，从而使左旋翼201和右旋翼202为电动飞行器100提供前进或后退的推力，使尾部旋转动力装置203为电动飞行器100提供平飞阶段的升力。

在一个具体实例中，第一倾转电机11为伺服电机，飞行控制器50向第一倾转电机11输出对应于预设倾转方向和预设倾转角度的倾转控制信号，从而控制第一倾转电机11驱动第一旋翼组件按照预设倾转方向和预设倾转角度相对于左主翼101倾转。第二旋翼组件的倾转控制与此类似，不再赘述。

在一个具体实例中，飞行控制器50使第一驱动电机13驱动左旋翼201旋转具体为：飞行控制器50向第一电子调速器12输出供电电压，使第一电子调速器12响应于PWM控制信号，将第一电源10输出的直流电压转换为相应频率的三相交流电压，该三相交流电压驱动第一驱动电机13输出相应速度的旋转，从而驱动左旋翼201旋转，产生飞行动力；其中，PWM控制信号可以是飞行控制器50输出的，也可以是其他控制设备输出的。飞行控制器50使第二驱动电机23和第三驱动电机32驱动右旋翼202和尾部旋转动力装置203旋转与此类似，不再赘述。

在一些实施例中，飞行控制器50被配置为使第三驱动电机32驱动尾部旋转动力装置203在平飞阶段的旋转速度小于在垂直起飞阶段的旋转速度，从而使尾部旋转动力装置203在平飞阶段产生的升力小于在垂直起飞阶段产生的升力。本申请的电动飞行器100设有固定翼，能够在平飞阶段提供主升力部分，因此尾部旋转动力装置203在平飞阶段只需要低速旋转产生较小的升力即可，这样能够降低能耗，增加电动飞行器100的单次飞行时长。

本申请还提供一种电动飞行器的飞行控制方法的实施例，电动飞行器可以是前面描述的电动飞行器，飞行控制方法可以由飞行控制器执行。

参阅图3，本申请一实施例的电动飞行器的飞行控制方法包括：

步骤S310，若检测到起飞指令，控制第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动第一旋翼组件和第二旋翼组件沿第一方向倾转至左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面垂直的方向。

步骤S320，使第一驱动电机、第二驱动电机和第三驱动电机对应驱动沿第一方向倾转后的左旋翼和右旋翼、以及尾部旋转动力装置旋转，从而为电动飞行器提供垂直起飞阶段的上升力。

步骤S330，若检测到电动飞行器的飞行高度符合预设条件，控制第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动第一旋翼组件和第二旋翼组件沿与第一方向相反的第二方向倾转至左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面平行的方向。

步骤S340，使第一驱动电机和第二驱动电机对应驱动沿第二方向倾转后的左旋翼和右旋翼旋转，使第三驱动电机驱动尾部旋转动力装置旋转，从而使左旋翼和右旋翼为电动飞行器提供前进或后退的推力，使尾部旋转动力装置为电动飞行器提供平飞阶段的升力。

在一些实施例中，尾部旋转动力装置在平飞阶段的旋转速度小于在垂直起飞阶段的旋转速度，从而使尾部旋转动力装置在平飞阶段产生的升力小于在垂直起飞阶段产生的升力。

在一个具体实例中，第一倾转电机为伺服电机，飞行控制器向第一倾转电机输出对应于预设倾转方向和预设倾转角度的倾转控制信号，从而控制第一倾转电机驱动第一旋翼组件按照预设倾转方向和预设倾转角度相对于左主翼倾转。第二旋翼组件的倾转控制与此类似，不再赘述。

在一个具体实例中，飞行控制器使第一驱动电机驱动左旋翼旋转具体为：飞行控制器向第一电子调速器输出供电电压，使第一电子调速器响应于PWM控制信号，将第一电源输出的直流电压转换为相应频率的三相交流电压，该三相交流电压驱动第一驱动电机输出相应速度的旋转，从而驱动左旋翼旋转，产生飞行动力；其中，PWM控制信号可以是飞行控制器输出的，也可以是其他控制设备输出的。飞行控制器使第二驱动电机和第三驱动电机驱动右旋翼和尾部旋转动力装置旋转与此类似，不再赘述。

在另一个实施例中，飞行控制方法还包括：

向第一左副翼舵机和/或第一右副翼舵机供电，以使第一左副翼舵机和/或第一右副翼舵机响应于滚转控制信号，驱动设于左主翼的第一左副翼和/或设于右主翼的第一右副翼产生对应的偏转。滚转控制信号可以是向左滚转控制信号或向右滚转控制信号。更具体的实现可参见前面相关描述，不再赘述。

在另一个实施例中，飞行控制方法还包括：

向第二左副翼舵机和/或第二右副翼舵机供电，以使第二左副翼舵机和/或第二右副翼舵机响应于偏航控制信号或响应于俯仰控制信号，驱动设于左尾翼的第二左副翼和/或设于右尾翼的第二右副翼产生对应的偏转。偏航控制信号可以是向左偏航控制信号或向右偏航控制信号，俯仰控制信号可以是上仰飞行控制信号或俯冲飞行控制信号。更具体的实现可参见前面相关描述，不再赘述。

与前述方法实施例相对应，本申请还提供了一种电子设备的实施例。

图4是本申请一实施例示出的电子设备的结构示意图。本实施例的电子设备可以是飞行控制器。

参见图4，本实施例的电子设备400包括存储器410和处理器420。

处理器420可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。

存储器410可以包括各种类型的存储单元，例如系统内存、只读存储器(ROM)，和永久存储装置。其中，ROM可以存储处理器420或者计算机的其他模块需要的静态数据或者指令。永久存储装置可以是可读写的存储装置。永久存储装置可以是即使计算机断电后也不会失去存储的指令和数据的非易失性存储设备。在一些实施方式中，永久性存储装置采用大容量存储装置(例如磁或光盘、闪存)作为永久存储装置。另外一些实施方式中，永久性存储装置可以是可移除的存储设备(例如软盘、光驱)。系统内存可以是可读写存储设备或者易失性可读写存储设备，例如动态随机访问内存。系统内存可以存储一些或者所有处理器在运行时需要的指令和数据。此外，存储器410可以包括任意计算机可读存储媒介的组合，包括各种类型的半导体存储芯片(DRAM，SRAM，SDRAM，闪存，可编程只读存储器)，磁盘和/或光盘也可以采用。在一些实施方式中，存储器1010可以包括可读和/或写的可移除的存储设备，例如激光唱片(CD)、只读数字多功能光盘(例如DVD-ROM，双层DVD-ROM)、只读蓝光光盘、超密度光盘、闪存卡(例如SD卡、min SD卡、Micro-SD卡等等)、磁性软盘等等。计算机可读存储媒介不包含载波和通过无线或有线传输的瞬间电子信号。

存储器410上存储有可执行代码，当可执行代码被处理器420处理时，可以使处理器420执行上文述及的方法中的部分或全部。

此外，根据本申请的方法还可以实现为一种计算机程序或计算机程序产品，该计算机程序或计算机程序产品包括用于执行本申请的上述方法中部分或全部步骤的计算机程序代码指令。

或者，本申请还可以实施为一种非暂时性机器可读存储介质(或计算机可读存储介质、或机器可读存储介质)，其上存储有可执行代码(或计算机程序、或计算机指令代码)，当可执行代码(或计算机程序、或计算机指令代码)被电子设备(或电子设备、服务器等)的处理器执行时，使处理器执行根据本申请的上述方法的各个步骤的部分或全部。

以上已经描述了本申请的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

Claims (14)

1.一种电动飞行器，其特征在于，包括机身、自机身后端延伸出的机身尾部、固定翼组、至少两个电源、旋转动力系统和飞行控制器；

所述固定翼组包括设置于机身两侧的左主翼和右主翼、和设置于机身尾部的尾翼；

所述旋转动力系统包括：

第一旋转动力子系统，包括第一旋翼组件和第一倾转电机，所述第一旋翼组件包括左旋翼和用于驱动所述左旋翼旋转的第一驱动电机，所述第一倾转电机用于驱动所述第一旋翼组件相对于所述左主翼倾转；

第二旋转动力子系统，包括第二旋翼组件和第二倾转电机，所述第二旋翼组件包括右旋翼和用于驱动所述右旋翼旋转的第二驱动电机，所述第二倾转电机用于驱动所述第二旋翼组件相对于所述右主翼倾转；

第三旋转动力子系统，包括尾部旋转动力装置和用于驱动所述尾部旋转动力装置旋转的第三驱动电机；

所述飞行控制器分别与所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统电性连接，用于控制所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统产生飞行动力；

其中，所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统由所述至少两个电源供电。

2.根据权利要求1所述的电动飞行器，其特征在于：

所述第一旋转动力子系统还包括与所述第一驱动电机连接的第一电子调速器；

所述第二旋转动力子系统还包括与所述第二驱动电机连接的第二电子调速器；

所述第三旋转动力子系统还包括与所述第三驱动电机连接的第三电子调速器；

所述飞行控制器分别与所述第一电子调速器、第二电子调速器和第三电子调速器电性连接，用于向所述第一电子调速器、第二电子调速器和第三电子调速器输出供电电压。

3.根据权利要求2所述的电动飞行器，其特征在于：所述飞行控制器与所述第一电子调速器、第二电子调速器和第三电子调速器之间分别设有光耦。

4.根据权利要求1所述的电动飞行器，其特征在于：

所述电动飞行器还包括：用于控制所述电动飞行器滚转的第一左副翼和第一右副翼、用于驱动所述第一左副翼的第一左副翼舵机和用于驱动所述第一右副翼的第一右副翼舵机，所述第一左副翼设于所述左主翼，所述第一右副翼设置于所述右主翼；

所述飞行控制器与所述第一左副翼舵机和第一右副翼舵机电性连接，用于分别向所述第一左副翼舵机和第一右副翼舵机输出供电电压。

5.根据权利要求1所述的电动飞行器，其特征在于：

所述尾翼包括左尾翼和右尾翼；

所述电动飞行器还包括：用于控制所述电动飞行器偏航和/或俯仰的第二左副翼和第二右副翼、用于驱动所述第二左副翼的第二左副翼舵机和用于驱动所述第二右副翼的第二右副翼舵机，所述第二左副翼设于所述左尾翼，所述第二右副翼设置于所述右尾翼；

所述飞行控制器与所述第二左副翼舵机和第二右副翼舵机电性连接，用于分别向所述第二左副翼舵机和第二右副翼舵机输出供电电压。

6.根据权利要求1至5任一项所述的电动飞行器，其特征在于：

所述至少两个电源包括：用于向所述第一驱动电机供电的第一电源、用于向所述第二驱动电机供电的第二电源和用于向所述第三驱动电机供电的第三电源。

7.根据权利要求6所述的电动飞行器，其特征在于：

所述至少两个电源还包括第四电源，所述动力控制系统还包括与所述第四电源连接的降压器；

所述第一倾转电机和所述第二倾转电机分别与所述第四电源的电压输出端连接，所述飞行控制器与所述降压器的电压输出端连接；

其中，所述第四电源的输出电压小于所述第一电源、第二电源和第三电源的输出电压。

8.根据权利要求2所述的动力控制系统，其特征在于：所述飞行控制器用于控制所述第一旋转动力子系统、第二旋转动力子系统和第三旋转动力子系统产生飞行动力，包括：

若检测到起飞指令，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿第一方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面垂直的方向，以及，使所述第一驱动电机、第二驱动电机和第三驱动电机对应驱动沿所述第一方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼、以及尾部旋转动力装置旋转，从而为所述电动飞行器提供垂直起飞阶段的上升力；

若检测到所述电动飞行器的飞行高度符合预设条件，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿与第一方向相反的第二方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面平行的方向，以及使所述第一驱动电机和第二驱动电机对应驱动沿所述第二方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼旋转，使所述第三驱动电机驱动所述尾部旋转动力装置旋转，从而使所述左旋翼和右旋翼为所述电动飞行器提供前进或后退的推力，使所述尾部旋转动力装置为所述电动飞行器提供平飞阶段的升力。

9.根据权利要求8所述的动力控制系统，其特征在于：所述飞行控制器被配置为使所述第三驱动电机驱动所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段的旋转速度小于在所述垂直起飞阶段的旋转速度，从而使所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段产生的升力小于在所述垂直起飞阶段产生的升力。

10.一种如权利要求1至7任一项所述的电动飞行器的飞行控制方法，其特征在于，包括：

若检测到起飞指令，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿第一方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面垂直的方向；

使所述第一驱动电机、第二驱动电机和第三驱动电机对应驱动沿所述第一方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼、以及尾部旋转动力装置旋转，从而为所述电动飞行器提供垂直起飞阶段的上升力；

若检测到所述电动飞行器的飞行高度符合预设条件，控制所述第一倾转电机和第二倾转电机对应驱动所述第一旋翼组件和第二旋翼组件沿与第一方向相反的第二方向倾转至所述左旋翼的转轴和右旋翼的转轴与地面平行的方向；

使所述第一驱动电机和第二驱动电机对应驱动沿所述第二方向倾转后的所述左旋翼和右旋翼旋转，使所述第三驱动电机驱动所述尾部旋转动力装置旋转，从而使所述左旋翼和右旋翼为所述电动飞行器提供前进或后退的推力，使所述尾部旋转动力装置为所述电动飞行器提供平飞阶段的升力。

11.根据权利要求10所述的飞行控制方法，其特征在于，还包括：

向第一左副翼舵机和/或第一右副翼舵机供电，以使所述第一左副翼舵机和/或第一右副翼舵机响应于滚转控制信号，驱动设于所述左主翼的第一左副翼和/或设于所述右主翼的第一右副翼产生对应的偏转。

12.根据权利要求10所述的飞行控制方法，其特征在于，还包括：

向第二左副翼舵机和/或第二右副翼舵机供电，以使所述第二左副翼舵机和/或第二右副翼舵机响应于偏航控制信号或响应于俯仰控制信号，驱动设于所述尾翼的第二左副翼和/或第二右副翼产生对应的偏转。

13.根据权利要求10至12任一项所述的飞行控制方法，其特征在于：

所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段的旋转速度小于在所述垂直起飞阶段的旋转速度，从而使所述尾部旋转动力装置在所述平飞阶段产生的升力小于在所述垂直起飞阶段产生的升力。

14.一种电子设备，其特征在于，包括处理器、存储器及存储在所述存储器上并能够在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如权利要求10至13任一项所述的飞行控制方法。

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