CN114394228A - 一种飞行器以及飞行器的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器以及飞行器的控制方法，包括机身、第一旋翼机构、第二旋翼机构，第一旋翼机构通过第一连接机构连接于机身，第二旋翼机构通过第二连接机构连接于机身，第一旋翼机构与第二旋翼机构间隔且呈对角布设。飞行器的控制方法：控制第一螺旋桨与第二螺旋桨的转速相同，第一旋翼机构和第二旋翼机构朝向飞行器的飞行方向倾斜或使第一螺旋桨和第二螺旋桨的轴向与重力方向平行。飞行器采用呈对角的非对称二旋翼布局，实现了效率更高，旋翼尺寸可以做大，续航能力强，无需改变桨距和变距机构的效果，具有结构简单，较高的可靠性等优点。飞行的动作可以独立运动，实现了执行机构之间的解耦，使飞行器控制简单，减少飞控程序编写的难度。

Description

一种飞行器以及飞行器的控制方法

技术领域

本发明涉及飞行设备技术领域，特别是涉及一种飞行器以及飞行器的控制方法。

背景技术

目前，在无人机、载人自动驾驶飞行器领域中，具有垂直起降能力的旋翼飞行器的旋翼/螺旋桨数量不会低于两个，这是保证飞行器可控最低数量。对于螺旋桨驱动的飞行器，在相同功率下，由于气动效率的影响，螺旋桨越少，螺旋桨的尺寸越大，总的升力效率越大。目前无人机以及载人自动驾驶飞行器一般采用四旋翼或者四旋翼以上的布局，这类飞行器效率较低，续航时间短，但是具有自稳定性，能够在抵抗不太激烈的外部扰动，因此控制简单，安全性较好。而拥有两个旋翼的飞行器是直升机，其结构有很多种：带尾桨且只有一个主旋翼；共轴双桨；双桨横列式；双桨纵列式。由于直升机通过改变螺旋桨的周期桨距来实现机动，导致机械结构复杂，并且控制难度大，对操作人员以及飞行控制器的要求高。此外，上述两个旋翼结构的直升机的自稳定性不佳，除了共轴双桨以外，在没有操作人员与飞行控制器进行干预时，难以维持稳定的飞行状态。但是二旋翼飞行器的气动效率高，因此被广泛应用在需要大载重长续航的领域。实现飞行器具有高的气动效率、飞行器结构较为简单、不需要进行变距操作、控制较为容易这些特性，是小型飞行器研发的一大难点。

发明内容

本发明的目的在于至少解决现有技术中存在的技术问题之一，为此，本发明提出一种飞行器以及飞行器的控制方法。

根据本发明第一方面实施例的飞行器，包括机身、第一旋翼机构、第二旋翼机构以及控制模块，所述第一旋翼机构通过第一连接机构连接于所述机身，所述第二旋翼机构通过第二连接机构连接于所述机身，所述第一旋翼机构与所述第二旋翼机构间隔且呈对角布设，所述第一旋翼机构、所述第二旋翼机构、所述第一连接机构以及所述第二连接机构均与所述控制模块电连接或通信连接。

根据本发明第二方面实施例的飞行器的控制方法，包括直线平飞的控制以及垂直起降的控制；

所述直线平飞的控制方法为，控制所述第一螺旋桨与所述第二螺旋桨的转速相同，控制所述第一旋转机构和所述第二旋转机构分别带动所述第一旋翼机构和所述第二旋翼机构朝向所述飞行器的飞行方向倾斜，所述第一旋翼机构和所述第二旋翼机构的倾斜方向和倾斜角度相同；

所述垂直起降的控制方法为，控制所述第一螺旋桨与所述第二螺旋桨的转速相同，控制所述第一旋转机构和所述第二旋转机构，以带动所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨的轴向与重力方向平行。

有益效果：飞行器采用呈对角的非对称二旋翼布局，相比现有旋翼数量更多的飞行器，实现了效率更高，旋翼尺寸可以做的更大，续航能力更强，不需要改变螺旋桨的桨距，不需要变距机构的效果，具有结构简单，较高的可靠性等优点。飞行器飞行状态的动作可以独立运动，实现了执行机构之间的解耦，使飞行器控制简单，减少了飞控程序编写的难度。

在本发明的一些实施例中，所述第一旋翼机构包括第一动力装置以及第一螺旋桨，所述第一连接机构的一端与所述第一动力装置连接，所述第一螺旋桨与所述第一动力装置传动连接；

所述第二旋翼机构包括第二动力装置以及第二螺旋桨，所述第二连接机构的一端与所述第二动力装置连接，所述第二螺旋桨与所述第二动力装置传动连接。

在本发明的一些实施例中，所述第一连接机构包括用于改变所述第一旋翼机构至所述机身的力臂距离的第一运动机构，所述第二连接机构包括用于改变所述第二旋翼机构至所述机身的力臂距离的第二运动机构。

在本发明的一些实施例中，所述第一连接机构还包括第一旋转机构，所述第一旋转机构与所述第一旋翼机构连接，以带动所述第一旋翼机构绕所述第一旋转机构的轴向旋转；

所述第二连接机构还包括第二旋转机构，所述第二旋转机构与所述第二旋翼机构连接，以带动所述第二旋翼机构绕所述第二旋转机构的轴向旋转。

在本发明的一些实施例中，所述机身设有驱动机构，所述驱动机构与所述第一连接机构或所述第二连接机构传动连接，以带动所述第一旋翼机构或所述第二旋翼机构绕所述驱动机构的轴向摆动。

在本发明的一些实施例中，所述机身设有两个驱动机构，记为第一驱动机构和第二驱动机构，所述第一驱动机构和所述第二驱动机构分别与所述第一连接机构和所述第二连接机构传动连接，以带动所述第一旋翼机构和所述第二旋翼机构绕所述第一驱动机构的轴向和所述第二驱动机构的轴向摆动，所述第一驱动机构和所述第二驱动机构间隔地设置，所述第一驱动机构的轴线和所述第二驱动机构的轴线重合。

在本发明的一些实施例中，所述第一运动机构和所述第二运动机构为直线运动机构。

在本发明的一些实施例中，飞行器的控制方法还包括滚转飞行的控制方法，控制第一运动机构以及第二运动机构中的至少一个运动，以带动所述第一旋翼机构以及所述第二旋翼机构中的至少一个指向或远离所述机身方向移动，使所述第一旋翼机构至所述机身的力臂距离与所述第二旋翼机构至所述机身的力臂距离不同。

在本发明的一些实施例中，飞行器的控制方法还包括偏航飞行的控制方法，控制所述驱动机构，以通过所述第一连接机构或所述第二连接机构带动所述第一旋翼机构或所述第二旋翼机构绕所述驱动机构的轴向摆动，使所述第一旋翼机构以及所述第二旋翼机构分别指向所述机身以形成夹角且所述夹角小于180°。

附图说明

下面结合附图对本发明作进一步说明，显而易见地，下面描述中的附图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是本发明飞行器去除机翼、尾翼以及支撑架的结构示意图；

图2是本发明第二运动机构为平移机构的示意图；

图3是本发明第二运动机构为二连杆机构的示意图；

图4是本发明第二运动机构为三连杆机构的示意图；

图5是本发明两个旋翼机构的其中一种布设示意图。

图6是本发明两个旋翼机构的另一种布设示意图；

图7是本发明旋翼机构旋转至与飞行器轴向平行时飞行的俯视示意图；

图8是图7的侧视图；

图9是本发明飞行器前进飞行的示意图；

图10是本发明飞行器后退飞行的示意图；

图11是本发明飞行器直线平飞的俯视示意图；

图12是图11的侧视图；

图13是本发明飞行器垂直起降飞行的示意图；

图14是本发明飞行器向左滚转飞行的运动示意图；

图15是本发明飞行器向右滚转飞行的运动示意图；

图16是本发明飞行器顺时针偏航飞行的运动示意图；

图17是本发明飞行器逆时针偏航飞行的运动示意图；

图18是本发明飞行器顺时针偏航和向右侧滚转的混合机动的运动示意图；

图19是本发明飞行器顺时针偏航和向左侧滚转的混合机动的运动示意图；

图20是本发明飞行器逆时针偏航和向右侧滚转的混合机动的运动示意图；

图21是本发明飞行器逆时针偏航和向左侧滚转的混合机动的运动示意图；

图22是本发明飞行器平飞和偏航同时机动时的侧视示意图；

图23是本发明飞行器平飞和偏航同时机动时的俯视示意图；

图24是本发明运动机构为二连杆机构时的运动示意图。

附图标记：

10-机身；11-头部；12-尾部；13-机翼；14-尾翼；15-支撑架；20-第一旋翼机构；21-第一螺旋桨；22-第一动力装置；30-第二旋翼机构；31-第二螺旋桨；32-第二动力装置；41-连杆机构；42-平移机构；43-连杆件；44-转动连接件；51-第一旋转机构；52-第二旋转机构61-第一驱动机构；62-第二驱动机构；71-第一连接机构；72-第二连接机构；81-夹角。

具体实施方式

为了使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本发明的保护范围有任何的限制作用。

需要理解的是，本文中，若有术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“内”、“外”、“顶”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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。本文中，术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。本文中，如果有描述到“若干”、“多个”，若干的含义是一个或者多个，多个的含义是两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。

需要说明的是，在本文中，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。本发明的描述中，除非另有明确的限定，设置、安装、连接等词语应做广义理解，所属技术领域技术人员可以结合技术方案的具体内容合理确定上述词语在本发明中的具体含义。

本部分将详细描述本发明的具体实施例，本发明之较佳实施例在附图中示出，附图的作用在于用图形补充说明书文字部分的描述，使人能够直观地、形象地理解本发明的每个技术特征和整体技术方案，但其不能理解为对本发明保护范围的限制。

参照图1至图24，本发明第一方面实施例提出一种飞行器,包括机身10、第一旋翼机构20、第二旋翼机构30以及控制模块，第一旋翼机构20通过第一连接机构71连接于机身10，第二旋翼机构30通过第二连接机构72连接于机身10，第一旋翼机构20与第二旋翼机构30间隔且呈对角布设，第一旋翼机构20、第二旋翼机构30、第一连接机构71以及第二连接机构72均与控制模块电连接或通信连接。

具体地，机身10的侧面形状设置为拉长的流线体，机身10的剖面形状设置为圆形或椭圆形，即类似于普通民航飞机的机身10。本实施例中，机身10具有头部11和尾部12，头部11指向尾部12的方向为机身10的轴向。本实施例中，第一旋翼机构20通过第一连接机构71设于靠近头部11的一侧，第二旋翼机构30通过第二连接机构72设于靠近尾部12的一侧，且第一旋翼机构20和第二旋翼机构30呈对角布设，例如，继续参照图5和图6，图5中第一旋翼机构20通过第一连接机构71设于靠近头部11的右侧，第二旋翼机构30通过第二连接机构72设于靠近尾部12的左侧。图6中第一旋翼机构20通过第一连接机构71设于靠近头部11的左侧，第二旋翼机构30通过第二连接机构72设于靠近尾部12的右侧。继续参照图1至4，将机身10的轴向，即尾部12指向头部11的方向设置为y轴向。将第一旋翼机构20通过第一连接机构71连接于机身10以及第二旋翼机构30通过第二连接机构72连接于机身10均水平设置且均指向y轴向，即为x轴向。以x轴向和y轴向为起点设置z轴向同时垂直于x轴向和y轴向。以x轴向、y轴向和z轴向以飞行器的重心为起点建立笛卡尔三维坐标系。可以理解的是，机身10的外形可以为球体、椭圆球体等其他任意形状。

继续参照图2至4，在本发明的一些实施例中，飞行器还包括机翼13、尾翼14和支撑架15，尾翼14设置在尾部12上，尾翼14指向z轴向设置。机翼13设置在头部11至尾部12之间，机身10相对的两侧均设置有机翼13，即机翼13指向x轴向设置。具体地，机翼13和尾翼14均具有舵面，舵面可以使空气更好的流通，以达到平衡飞行器以及修正力矩的作用。支撑架15安装在机身10上，位于机翼13的下方。可以理解的是，机翼13、尾翼14以及支撑架15为可选设置，本领域技术人员可以安装机翼13、尾翼14和支撑架15，也可以不安装机翼13、尾翼14和支撑架15，也可以只单独安装机翼13和尾翼14或只单独安装支撑架15。

继续参照图1至6，可以理解的是，第一旋翼机构20包括第一动力装置22以及第一螺旋桨21，第一连接机构71的一端与第一动力装置22连接，第一螺旋桨21与第一动力装置22传动连接；第二旋翼机构30包括第二动力装置32以及第二螺旋桨31，第二连接机构72的一端与第二动力装置32连接，第二螺旋桨31与第二动力装置32传动连接。第一动力装置22和第二动力装置32设置为电机或化学能发动机，第一螺旋桨21和第二螺旋桨31分别安装在其上。第一动力装置22和第二动力装置32由控制模块控制。可以理解的是，第一旋翼机构20和第二旋翼机构30中对应零部件或对应装置的尺寸以及其他参数应当相同，否则可能造成飞行器力矩不平衡，导致控制更加复杂。在飞行器正常运行时，第一螺旋桨21和第二螺旋桨31的转速需控制一致，旋转方向相反，这样两个螺旋桨各自产生的旋转力矩能够被相互抵消，不会对飞行器造成影响。可以理解的是，螺旋桨的转速可以根据需要进行调节，以控制飞行器飞行的快慢速度。当飞行器平飞时，两个螺旋桨的旋转面需保持平行一致，否则会导致所有轴向的力矩不平衡。可以理解的是，控制模块包括独立控制第一动力装置22和/或第二动力装置32的第一伺服机构。

可以理解的是，当第一旋翼机构20和第二旋翼机构30的尺寸以及其他参数不同时，可通过加装机翼13和尾翼14，以机翼13和尾翼14的舵面来修正力矩。

继续参照图1至6，第一连接机构71包括用于改变第一旋翼机构20至机身10的力臂距离的第一运动机构，第二连接机构72包括用于改变第二旋翼机构30至机身10的力臂距离的第二运动机构。可以理解的是，控制模块包括独立控制第一运动机构和/或第二运动机构的第二伺服机构。

继续参照图1至4，可以理解的是，第一运动机构和第二运动机构为直线运动机构。可以理解的是，第一运动机构设置为连杆机构41或平移机构42，第二运动机构设置为连杆机构41或平移机构42。第一运动机构和第二运动机构由控制模块的第二伺服机构控制，使第一旋翼机构20和第二旋翼机构30沿x轴向做平移运动，以改变第一旋翼机构20至机身10的力臂距离的第一运动机构和改变第二旋翼机构30至机身10的力臂距离的第二运动机构。可以理解的是，连杆机构41为多连杆机构41，例如二连杆机构41、三连杆机构41、四连杆机构41、五连杆机构41、六连杆机构41、七连杆机构41、八连杆机构41等。本领域技术人员可根据实际需求选择具体的连杆数量。可以理解的是，平移机构42为推杆机构或螺杆机构或滑块导轨组合机构或齿条机构或传送带机构等。

继续参照图1至4，可以理解的是，第一连接机构71还包括第一旋转机构51，第一旋转机构51与第一旋翼机构20连接，以带动第一旋翼机构20绕第一旋转机构51的轴向旋转；第二连接机构72还包括第二旋转机构52，第二旋转机构52与第二旋翼机构30连接，以带动第二旋翼机构30绕第二旋转机构52的轴向旋转。可以理的是，第一旋转机构51和第二旋转机构52设置为电机，以带动第一旋翼机构20和第二旋翼机构30以电机的输出轴为中心轴旋转，即绕x轴向旋转。控制模块包括独立控制第一旋转机构51和/或第二旋转机构52的第三伺服机构。

在一些实施例中，机身10设有驱动机构，驱动机构与第一连接机构71或第二连接机构72传动连接，以带动第一旋翼机构20或第二旋翼机构30绕驱动机构的轴向摆动。

继续参照图1至4，在另一些实施例中，机身10设有两个驱动机构，记为第一驱动机构61和第二驱动机构62，第一驱动机构61和第二驱动机构62分别与第一连接机构71和第二连接机构72传动连接，以带动第一旋翼机构20和第二旋翼机构30绕第一驱动机构61的轴向和第二驱动机构62的轴向摆动，第一驱动机构61和第二驱动机构62间隔地设置，第一驱动机构61的轴线和第二驱动机构62的轴线重合。可以理解的是，控制模块包括独立控制第一驱动机构61和/或第二驱动机构62的第四伺服机构。

可以理解的是，第一驱动机构61和/或第二驱动机构62设置为转动机构，例如铰链结构等。具体地，第一驱动机构61和第二驱动机构62设置为绕y轴向摆动。使用时可以按照飞行控制模块或操作人员的指令将第一连接机构71连通第一旋翼机构20或将第二连接机构72连同第二旋翼机构30绕y轴向摆动到特定的角度位置。

继续参照图1和2，在本发明的一个实施例中，第一旋翼机构20通过第一连接机构71设置在靠近头部11位置，第二旋翼机构30通过第二连接机构72设置在靠近尾部12位置。本实施例中，第二旋转机构52的一侧与第二驱动机构62连接，另一侧与第二运动机构连接，第二运动机构的另一侧与第二旋翼机构30连接。本实施例中，第二运动机构设置为平移机构42。

继续参照图3，在本发明的另一个实施例中，第一旋翼机构20通过第一连接机构71设置在靠近头部11位置，第二旋翼机构30通过第二连接机构72设置在靠近尾部12位置。本实施例中，第二运动机构的一侧与第二驱动机构62连接，另一侧与第二旋转机构52连接，第二旋转机构52的另一侧与第二旋翼机构30连接。本实施例中，第二运动机构设置为二连杆机构41，二连杆机构41包括转动连接件44和两个连杆件43，转动连接件44为铰链，两个连杆件43通过转动连接件44铰接，其中一个连杆件43与第二驱动机构62固定连接。

继续参照图4，在本发明的另一个实施例中，第一旋翼机构20通过第一连接机构71设置在靠近头部11位置，第二旋翼机构30通过第二连接机构72设置在靠近尾部12位置。本实施例中，第二运动机构的一侧与第二驱动机构62连接，另一侧与第二旋转机构52连接，第二旋转机构52的另一侧与第二旋翼机构30连接。本实施例中，第二运动机构设置为三连杆机构41，三连杆机构41包括两个转动连接件44和两三个连杆件43，转动连接件44为铰链，其中一个连杆件的一端与第二驱动机构62固定连接，另一端与其中一个转动连接件44铰接，连杆件43和转动连接件44沿机身10指向第二旋翼机构30的方向依次交错间隔地铰接布设，末端的连杆件与第二旋转机构52固定连接。

本发明第二方面实施例的飞行器的控制方法，包括直线平飞的控制以及垂直起降的控制。

直线平飞可以分为平行平飞和斜向平飞，即飞行器沿机身10的y轴向或沿y轴向至z轴向倾斜的斜向平飞的爬高飞行或下降飞行。

继续参照图7和8，具体地，直线平飞的控制方法为，控制第一螺旋桨21与第二螺旋桨31的转速相同，控制第一旋转机构51和第二旋转机构52分别带动第一旋翼机构20和第二旋翼机构30朝向飞行器的飞行方向倾斜，第一旋翼机构20和第二旋翼机构30的倾斜方向和倾斜角度相同。

继续参照图7和8，在一些实施例中，机身10安装了机翼13和尾翼14，当飞行器沿机身10的y轴向平飞时，控制第一旋转机构51和第二旋转机构52分别带动第一旋翼机构20和第二旋翼机构30转动，使第一螺旋桨21和第二螺旋桨31指向头部11的方向，这种飞行状态即为普通民航飞机等固定翼飞机的飞行状态。

继续参照图9和10，飞行器直线平飞时，飞行器除了有向上的升力即z轴向，以及向机身10轴向的螺旋桨推力即y轴向以外，其他轴向力与力矩都平衡，此时飞行器的螺旋桨向飞行方向倾斜。参照图9，即前进状态时，向头部11方向倾斜。参照图10，即后退状态时，向尾部12方向倾斜。螺旋桨产生向上的升力克服重力的同时，还推动飞行器行进。可以理解的是，通过改变螺旋桨的倾斜角度和转速，可以调整飞行器的平飞速度与高度。

继续参照图11和12，可以理解的是，当飞行器直线平飞时，需要使绕x轴向的力矩平衡。图11中左侧的螺旋桨记为第二螺旋桨31，右侧的螺旋桨记为第一螺旋桨21。第二螺旋桨31到飞行器重心的距离L2需等于第一螺旋桨21到飞行器重心的距离S2。同样的，为了维持绕y轴向的力矩平衡，第二螺旋桨31到飞行器y轴心的距离L1需等于第一螺旋桨21到飞行器y轴心的距离S1。

可以理解的是，如果没有加装机翼13和尾翼14，飞行器平飞时螺旋桨会前倾或后倾。所以应当始终保持两个螺旋桨的倾斜角度一致，即两个螺旋桨的旋转面在同一平面上。如果螺旋桨自旋力矩不再同一平面上，此时无法满足力矩平衡。同时，两个螺旋桨的安装位置所连成的直线应当穿过机身10的重心轴向相互平行，即图12中，L3＝S3，实际的力臂L3’与S3’应当相等，否则会导致飞行器绕x轴向力矩不平衡，导致飞行器抬头或低头。

继续参照图13，垂直起降的控制方法为，控制第一螺旋桨21与第二螺旋桨31的转速相同，控制第一旋转机构51和第二旋转机构52，以带动第一螺旋桨21和第二螺旋桨31的轴向与重力方向平行。在这个飞行状态下，其他轴的轴向力与力矩都平衡。通过调整螺旋桨的转速，能够控制飞行器上升或下降。

可以理解的是，飞行器的控制方法还包括滚转飞行的控制方法，控制第一运动机构以及第二运动机构中的至少一个运动，以带动第一旋翼机构20以及第二旋翼机构30中的至少一个指向或远离机身10方向移动，使第一旋翼机构20至机身10的力臂距离与第二旋翼机构30至机身10的力臂距离不同。

对于具有升力的飞行器而言，进行滚转飞行时，会导致飞行器的方向改变，即螺旋桨推力方向向滚转的方向倾斜改变，导致飞行器向滚转的方向平移。因此，滚转飞行与平移机动是完全耦合的。在本发明中，通过改变两个旋翼机构至机身10的力臂距离，破坏飞行器绕y轴的力矩平衡，使飞行器做出滚转机动。既可以只改变其中一个动力装置的力臂，也可以两个同时改变。在滚转时，由于飞行器受重力作用会导致飞行器产生滚转反方向的阻尼力，即由于重心低于旋转中心产生的自稳定效应，当滚转力矩大于这个阻尼力矩时，飞行器会持续滚转。当等于这个阻尼力矩时，飞行器会维持在当前的倾斜角度，此时飞行器将进行平移运动。

继续参照图14和15。图14和图15中，位于机身10左侧的记为第二旋翼机构30，位于机身10右侧的记为第一旋翼机构20。图14中，通过控制第二旋翼机构30往靠近机身10方向移动，第一旋翼机构20不动，使第二旋翼机构30至机身10的力臂距离L14’＜第一旋翼机构20至机身10的力臂距离L14，从而破坏了力矩平衡，使飞行器做出向左侧滚转机动。同理，图15中，通过控制第二旋翼机构30往远离机身10方向移动，第一旋翼机构20不动，使第二旋翼机构30至机身10的力臂距离L15’＞第一旋翼机构20至机身10的力臂距离L15，从而破坏了力矩平衡，使飞行器做出向右侧滚转机动。

可以理解的是，飞行器的控制方法还还包括偏航飞行的控制方法，控制驱动机构，以通过第一连接机构71或第二连接机构72带动第一旋翼机构20或第二旋翼机构30绕驱动机构的轴向摆动，使第一旋翼机构20以及第二旋翼机构30分别指向机身10以形成夹角81且夹角81小于180°。

在本发明中，飞行器进行偏航飞行时通过改变两个螺旋桨之间的夹角81，破坏飞行器绕z轴的力矩平衡。当力矩平衡时，两个螺旋桨的旋转面应当是平行的，此时在垂直于z轴的所有方向上力都为零，不存在力矩。在两个螺旋桨关于y轴进行旋转时，夹角81产生，出现了使飞行器绕z轴偏转的力矩。可以理解的是，夹角81产生的方式是通过控制模块中的伺服机构驱动控制驱动机构旋转，旋翼机构被安装在与驱动机构相连接的连接机构上。在一些实施例中，第一旋翼机构20或第二旋翼机构30中的一个与驱动机构连接，另一个则不设置驱动机构，固定不能旋转，即驱动机构只设置一个，这样能够绕飞行器轴向(y轴)旋转。在另一些实施例中，设有两个驱动机构，实现第一旋翼机构20和第二旋翼机构30都能绕y轴向旋转摆动。

继续参照图16和17，图16展示飞行器顺时针偏航飞行，图17展示飞行器逆时针偏航飞行。图16和图17中，位于机身10左侧的记为第二旋翼机构30，位于机身10右侧的记为第一旋翼机构20。图14中，通过控制驱动机构带动第一旋翼机构20和第二旋翼机构30朝向z轴向向上摆动，使夹角81小于180°，实现飞行器顺时针偏航飞行机动。图15中，通过控制驱动机构带动第一旋翼机构20和第二旋翼机构30朝向z轴向向下摆动，使夹角81小于180°，实现飞行器逆时针偏航飞行机动。

可以理解的是，上述直线平飞、垂直起降、滚转飞行以及偏航飞行之间时各自独立的伺服机构进行控制，基本不需要联动，因此基本不会产生耦合，控制起来较为简单。在飞行过程中，需要用到很多组合的机动，例如飞行器在前进时进行平移，即做斜线运动。飞行器的偏航旋转机动与平移倾斜机动的混合动作的控制。偏航与平移或是滚转同时进行时，二者的控制是相互独立的，且基本不会相互干扰，即二者没有耦合。同样的飞行器平飞时进行机动也能够与滚转机动同时进行，二者同样控制是相互独立的，基本不会相互干扰。

继续参照图18至21，图18和图21中，位于机身10左侧的记为第二旋翼机构30，位于机身10右侧的记为第一旋翼机构20。图18展示飞行器顺时针偏航和向右侧滚转的混合机动飞行。图19展示飞行器顺时针偏航和向左侧滚转的混合机动飞行。图20展示飞行器逆时针偏航和向右侧滚转的混合机动飞行。图21展示飞行器逆时针偏航和向左侧滚转的混合机动飞行。偏航飞行机动和滚转飞行机动的原理上文已描述，此处不再赘述。

继续参照图22和23，但是，当飞行器平飞的同时进行偏航机动时，由于螺旋桨的力臂长度改变，即图23中的L>S，导致两个螺旋桨产生一个额外的绕z轴的力矩，使飞行器偏航。由于飞行器的偏航旋转机动不会对平移倾斜机动、直线平飞行器动进行干扰，因此在飞行器平飞的同时进行偏航机动时，还需要加入一个反向的偏航旋转机动来克服这个额外的偏航力矩。在整个混合机动控制中，仅仅是这个机动采用了联动的方式，且解决方法也方程简单易实现。

在本发明中，在不安装机翼13和尾翼14的方案下，飞行器做任何的改变高度的机动时，飞行器机身10轴线基本都与地平线平行，即运动方向不一定与机身10轴向一致，这是由于改变飞行器俯仰的绕x轴力矩在飞行时一般都能保持为零，在重心的自稳阻尼力的作用下，尽管进行机动时会改变飞行器角度，但是平稳飞行后飞行器会恢复与地平线平行。仅仅当安装了机翼13与尾翼14后，飞行器机身10才能够长期的保持飞行器在高度机动时的抬头或者低头状态，此时，飞行器的运动方向与机身10轴向一致。

继续参照图24，图24展示的是当运动机构设置为二连杆机构41时，由于二连杆机构41在运动时，不仅带动旋翼机构朝向x轴向平移减小距离时，还带动了旋翼机构朝向z轴向移动上升，即图24中高度从H上升至H’，图24中距离从L减少至L’。在本实施例中，为了克服飞行器的力矩不平衡，此时需要两个旋翼机构进行联动控制，确保两个旋翼机构运动保持一致。或通过安装机翼13和尾翼14来实现克服力矩不平衡。

本发明飞行器使用二旋翼呈对角的非对称布局，能够悬停并垂直起降，在平飞时飞行状态接近固定翼飞行器。飞行器通过控制螺旋桨矢量方向和转速来改变飞行器的方向和飞行状态，不需要改变螺旋桨的桨距，不存在变距机构，因此机械结构简单，操作方便，具有较高的可靠性。

控制飞行器偏航、滚转、上升下降的执行机构的动作是由不同的伺服机构独立运行的，进行单一机动时不需要与其他的执行机构协同联动，实现了执行机构之间的解耦，使飞行器控制简单，即使处于不平衡的飞行状态下，由于各方向机动的控制是独立运行的，可以极少地甚至不考虑某一个执行机构作动时产生气动耦合，这种耦合效果会影响其他的旋转轴或者平移轴方向的运动状态。对操作人员与飞控来说，这样的优点使飞行器的控制难度极大的降低，也大大地减少了飞控程序编写难度。

飞行器采用呈对角的非对称二旋翼布局，二旋翼相比旋翼数量更高的飞行器，效率更高，旋翼尺寸能够做的更大，因此续航能力更强。由于飞行器的布局并不是对称的，两个螺旋桨之间的空间较大，对飞行器机身10形状的限制非常小，因此机身10可以加装固定的机翼13，能够像固定翼一样平飞，提升飞行速度，同时进一步的提升了续航能力和载重。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种飞行器，其特征在于：包括机身、第一旋翼机构、第二旋翼机构以及控制模块，所述第一旋翼机构通过第一连接机构连接于所述机身，所述第二旋翼机构通过第二连接机构连接于所述机身，所述第一旋翼机构与所述第二旋翼机构间隔且呈对角布设，所述第一旋翼机构、所述第二旋翼机构、所述第一连接机构以及所述第二连接机构均与所述控制模块电连接或通信连接。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述第一旋翼机构包括第一动力装置以及第一螺旋桨，所述第一连接机构的一端与所述第一动力装置连接，所述第一螺旋桨与所述第一动力装置传动连接；

所述第二旋翼机构包括第二动力装置以及第二螺旋桨，所述第二连接机构的一端与所述第二动力装置连接，所述第二螺旋桨与所述第二动力装置传动连接。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：所述第一连接机构包括用于改变所述第一旋翼机构至所述机身的力臂距离的第一运动机构，所述第二连接机构包括用于改变所述第二旋翼机构至所述机身的力臂距离的第二运动机构。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：所述第一连接机构还包括第一旋转机构，所述第一旋转机构与所述第一旋翼机构连接，以带动所述第一旋翼机构绕所述第一旋转机构的轴向旋转；

所述第二连接机构还包括第二旋转机构，所述第二旋转机构与所述第二旋翼机构连接，以带动所述第二旋翼机构绕所述第二旋转机构的轴向旋转。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：所述机身设有驱动机构，所述驱动机构与所述第一连接机构或所述第二连接机构传动连接，以带动所述第一旋翼机构或所述第二旋翼机构绕所述驱动机构的轴向摆动。

6.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：所述机身设有两个驱动机构，记为第一驱动机构和第二驱动机构，所述第一驱动机构和所述第二驱动机构分别与所述第一连接机构和所述第二连接机构传动连接，以带动所述第一旋翼机构和所述第二旋翼机构绕所述第一驱动机构的轴向和所述第二驱动机构的轴向摆动，所述第一驱动机构和所述第二驱动机构间隔地设置，所述第一驱动机构的轴线和所述第二驱动机构的轴线重合。

7.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：所述第一运动机构和所述第二运动机构为直线运动机构。

8.一种权利要求5所述飞行器的控制方法，其特征在于：包括直线平飞的控制以及垂直起降的控制；

所述直线平飞的控制方法为，控制所述第一螺旋桨与所述第二螺旋桨的转速相同，控制所述第一旋转机构和所述第二旋转机构分别带动所述第一旋翼机构和所述第二旋翼机构朝向所述飞行器的飞行方向倾斜，所述第一旋翼机构和所述第二旋翼机构的倾斜方向和倾斜角度相同；

所述垂直起降的控制方法为，控制所述第一螺旋桨与所述第二螺旋桨的转速相同，控制所述第一旋转机构和所述第二旋转机构，以带动所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨的轴向与重力方向平行。

9.根据权利要求8所述的飞行器的控制方法，其特征在于：还包括滚转飞行的控制方法，控制第一运动机构以及第二运动机构中的至少一个运动，以带动所述第一旋翼机构以及所述第二旋翼机构中的至少一个指向或远离所述机身方向移动，使所述第一旋翼机构至所述机身的力臂距离与所述第二旋翼机构至所述机身的力臂距离不同。

10.根据权利要求8或9所述的飞行器的控制方法，其特征在于：还包括偏航飞行的控制方法，控制所述驱动机构，以通过所述第一连接机构或所述第二连接机构带动所述第一旋翼机构或所述第二旋翼机构绕所述驱动机构的轴向摆动，使所述第一旋翼机构以及所述第二旋翼机构分别指向所述机身以形成夹角且所述夹角小于180°。

Images