CN115285343B - 一种高抗风性系留无人机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高抗风性系留无人机，包括与机体相连的复数根机臂，每根所述机臂上分别设置有一组旋翼组件，所述旋翼组件包括上下布置的两个螺旋桨，两个所述螺旋桨均围绕所在所述机臂的轴向旋转目标角度，使两个所述螺旋桨形成的桨盘平面一端彼此靠近另一端彼此分离的倾斜状态；其中，相邻两组所述旋翼组件各自包含的两个所述螺旋桨的倾斜方向相反。具备更强的抗干扰能力，能够在恶劣风况环境下携带不同类型的负载安全执行作业，其倾斜式的桨盘设计使每个旋翼具备两个旋转自由度，进而将常规欠驱动设计转化为全驱动设计，能够有效地纠正姿态，具有较好的稳态性能，使得定位数据更加精确。

Description

一种高抗风性系留无人机
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，特别是涉及一种高抗风性系留无人机。
背景技术
多旋翼无人机作为无人驾驶飞行器中的重要组成部分，其主要利用无线遥控设备和程序控制装置操控作业，根据用途及类型的不同，无人机搭载不同的载荷系统可实现不同的场景下的任务需求。
但在无人机实际作业中，环境条件并不理想，由于多旋翼无人机飞行高度限制，作业海拔高度范围多处于湍流频发的大气对流层，在此范围内大气对流运动显著，所以会伴随着复杂变化的天气条件，其中风况条件作为无人机飞行主要影响条件，时常引起无人机周围区域的气流扰动，进而导致桨叶的力效改变、叶面上下气流压差无序变化以及整机受力不均衡，严重时甚至可能造成无人机翻转坠毁。对于风干扰的影响，只有具备良好的抗风特性才能保证无人机在真实恶劣风况条件下正常作业。
同时，现有技术中的多旋翼无人机在遇到强风干扰时会使机身保持某一姿态，其各个电机必将输出不同的功率以维持抵御姿态，部分电机受力过大会造成电机过热，致使无人机寿命减少甚至倾覆坠毁。
另外，一些在特殊场景应用的无人机，可能会出现要求无人机在飞行过程中始终保持某一姿态不变。例如系留无人机，又称系留式无人机，为多旋翼无人机的一种特殊形式，使用通过系留线缆传输的地面电源作为动力来源，代替传统的锂电池，最主要的特点是长时间的滞空悬停能力。现有技术中的系留无人机具备续航时间长、稳定性高的特点，而长时间的滞空悬停必定会经历持续保持某一姿态的情况，从而出现不同电机输出功率存在差异，从而带来的损害也难以避免。
因此，如何提供一种具备高抗风特性的无人机，是迫切需要本领域技术人员解决的技术问题。
发明内容
鉴于上述问题，本发明提供用于克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种高抗风性系留无人机。针对抗风特性的提升，螺旋桨与电机座之间采用一定安装角倾斜安装，增大偏航控制力矩，以提高航向调整时的灵活性，有效地将常规多旋翼的欠驱动系统转变为全驱动系统，使得无人驾驶飞行器能够快速做出姿态反馈，并且该无人驾驶飞行器可以搭配重心保护装置随载荷大小调节负载舱重心高度，以保证无人驾驶飞行器始终满足设计重心要求，并改善无人驾驶飞行器运动姿态稳定性问题。
本发明提供了如下方案：
一种高抗风性系留无人机，包括：
与机体相连的复数根机臂，每根所述机臂上分别设置有一组旋翼组件，所述旋翼组件包括上下布置的两个螺旋桨，两个所述螺旋桨均围绕所在所述机臂的轴向旋转目标角度，使两个所述螺旋桨形成的桨盘平面一端彼此靠近另一端彼此分离的倾斜状态；
其中，相邻两组所述旋翼组件各自包含的两个所述螺旋桨的倾斜方向相反，每组所述旋翼组件包含的两个所述螺旋桨的旋转方向相反，相邻两组所述旋翼组件位于同一层的两个所述螺旋桨的旋转方向相反。
优选地：所述目标角度不大于10°。
优选地：所述旋翼组件包括电机座以及两个电机，所述电机座与所述机臂远离所述机体的一端固定相连；两个所述电机分别与所述电机座上下表面相连，两个所述电机各自输出轴的轴向均围绕所在所述机臂的轴向旋转目标角度，两个所述螺旋桨分别一一对应的与两个所述电机各自的输出轴相连。
优选地：所述电机包括无刷电机，所述无刷电机连接有电子调速器。
优选地：所述机臂包括6个，相邻个所述机臂间的夹角为π/3。
优选地：所述机体连接有系留线缆。
优选地：还包括载荷舱，所述载荷舱通过升降调节机构与所述机体相连；所述载荷舱携带负载后所述升降调节机构用于调节所述载荷舱的高度，以使所述载荷舱携带负载后的负载重心位置移动至设计重心位置。
优选地：还包括相连的机载重心检测机构以及升降控制机构，所述升降控制机构与所述升降调节机构相连；所述机载重心检测机构用于获取所述载荷舱携带负载后的所述负载重心位置；
所述升降控制机构用于执行以下操作：
确定所述负载重心位置移动至所述设计重心位置过程中，所述载荷舱所需升降的目标方向以及目标距离；
控制所述升降调节机构驱动所述载荷舱沿所述目标方向移动所述目标距离。
优选地：所述机载重心检测机构包括位于所述升降调节机构内的若干个力效传感器以及若干个力矩检测传感器。
优选地：所述载荷舱包括载荷舱安装架，所述载荷舱安装架包括若干横杆，所述横杆的端部设置有第一滑套；所述升降调节机构包括垂直布置且与所述机体相连的立杆以及若干液压驱动杆；若干所述横杆与若干所述立杆一一对应的布置，所述横杆包括的所述第一滑套均成自由状态套接于与其相对的立杆的外部；
其中，所述立杆位于所述第一滑套的下方固定连接有铰接座，所述横杆设置有第二滑套；所述液压驱动杆的两端分别与所述铰接座以及所述第二滑套相铰接。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本申请实施例提供的一种高抗风性系留无人机，具备更强的抗干扰能力，能够在恶劣风况环境下携带不同类型的负载安全执行作业，其倾斜式的桨盘设计使每个旋翼具备两个旋转自由度，进而将常规欠驱动设计转化为全驱动设计，能够有效地纠正姿态，具有较好的稳态性能，使得定位数据更加精确。
另外，在优选的实施方式下，还可以采用动力更佳的六轴十二桨设计，保证桨与机身距离不变的同时每个螺旋桨由单独的电机控制，同样的机身重力，需要提供的拉力值降低，从而电机压力减小。
另外，在另一种优选的实施方式下，作为系留无人机使用时，配合重心保护功能使其能够搭配多种类型的负载，具有极强的兼容性，若负载在作业过程中质量改变，该保护功能可以搭配独立控制系统实时调整负载舱高度，以保证实际重心与设计重心重合，有效控制无人机受到干扰时重力产生的倾覆力矩。
当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
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说，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是本发明实施例提供的一种高抗风性系留无人机的结构示意图；
图2是本发明实施例提供的飞行器坐标轴及螺旋桨旋转方向示意图(上层)；
图3是本发明实施例提供的飞行器坐标轴及螺旋桨旋转方向示意图(下层)；
图4是本发明实施例提供的1号电机和7号电机倾斜及分坐标系示意图(从飞行器中心往负X轴观察的视角)；
图5是本发明实施例提供的飞行器作为系留无人机使用时飞行姿态受力示意图；
图6是本发明实施例提供的载荷舱与升降调节机构的结构示意图；
图7是本发明实施例提供的载荷舱与升降调节机构的局部放大示意图。
图中：机体100、机臂200、旋翼组件300、螺旋桨301、电机座302、电机303、载荷舱400、横杆401、第一滑套402、第二滑套403、升降调节机构500、立杆501、液压驱动杆502、铰接座503。
具体实施方式
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的一部分实施例，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所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
参见图1，为本发明实施例提供的一种高抗风性系留无人机，如图1所示，该飞行器可以包括：
与机体100相连的复数根机臂200，每根所述机臂200上分别设置有一组旋翼组件300，所述旋翼组件300包括上下布置的两个螺旋桨301，两个所述螺旋桨301均围绕所在所述机臂200的轴向旋转目标角度，使两个所述螺旋桨301形成的桨盘平面一端彼此靠近另一端彼此分离的倾斜状态；
其中，相邻两组所述旋翼组件300各自包含的两个所述螺旋桨301的倾斜方向相反，每组所述旋翼组件300包含的两个所述螺旋桨301的旋转方向相反，相邻两组所述旋翼组件300位于同一层(上层或者下层)的两个所述螺旋桨301的旋转方向相反。
本申请实施例提供的高抗风性系留无人机，具有多个旋翼组件，旋翼组件主要包括两个螺旋桨，任意两个相邻机臂间夹角相同，每根机臂上配有两个倾斜和旋转方向均相反的螺旋桨，不同于常规多旋翼无人机，该高抗风性系留无人机可以实现单轴扭矩平衡。多轴的设计使得该无人机具备多个冗余操纵量，在遭遇强风干扰或部分旋翼受损时仍然具备良好的稳定性和安全性，更适合在恶劣环境下工作。
在实际应用中，本申请实施例提供的目标角度可以根据飞行器整体的结构以及旋翼的尺寸等确定，通常所述目标角度不大于10°。可以理解的是，本申请实施例提供的螺旋桨围绕所在机臂的轴向旋转的形成的安装角，理论上最大可以选择30°。但是度数越大动力损失越大，难以控制，这是倾斜螺旋桨式无人机的弊端。另外如果度数过大两个桨叶倾斜大了会相互干扰，而且流场影响大，断桨几率大。因此，本申请实施例采用的倾斜度数最大为10°，采用双桨的设计将倾斜度数分摊，避免了度数大效率降低的情况。
本申请实施例提供的螺旋桨可以采用多种方式与机臂相连，只要能够保证各个螺旋桨可以围绕机臂的轴向旋转目标角度即可。例如，在一种实现方式下，本申请实施例可以提供所述旋翼组件300包括电机座302以及两个电机303，所述电机座302与所述机臂200远离所述机体100的一端固定相连；两个所述电机303分别与所述电机座302上下表面相连，两个所述电机303各自输出轴的轴向均围绕所在所述机臂200的轴向旋转目标角度，两个所述螺旋桨301分别一一对应的与两个所述电机303各自的输出轴相连。采用电机座作为与机臂的连接部件，在加工制作时，只需要保证电机的输出轴与电机座的安装面形成该目标角度，同时指向相应的方向即可。本申请实施例提供的两个螺旋桨的倾斜方式不同于现有技术中朝向机体中心的方式，而是采用了朝向各个电机座中心所在圆周的切向。
进一步的，为了实现对电机进行调速以实现单轴扭矩平衡，本申请实施例可以提供所述电机包括无刷电机，所述无刷电机连接有电子调速器(图中未视出)。
在实际应用中，本申请实施例提供的飞行器包含的机臂可以是4根、6根、8根等等。例如，在一种实现方式下，本申请实施例可以提供所述机臂200可以包括6个，相邻个所述机臂200间的夹角为π/3。
本申请实施例提供的飞行器可以作为多种领域使用的飞行器，例如，在一种实现方式下，本申请实施例可以提供所述机体连接有系留线缆。设置系留线缆后本申请提供的飞行器可以作为系留无人机使用。
为了进一步的提高本申请实施例提供的飞行器的抗风险，如图6、图7所示，本申请实施例还可以提供载荷舱400，所述载荷舱400通过升降调节机构500与所述机体100相连；所述载荷舱400携带负载后所述升降调节机构500用于调节所述载荷舱400的高度，以使所述载荷舱400携带负载后的负载重心位置移动至设计重心位置。
通过对飞行器在携带负载后重心调节至设计重心位置的方式，可以保证实际重心与设计重心重合，有效控制无人机受到干扰时重力产生的倾覆力矩。在进行对重心位置进行调节时，通常需要驱动载荷舱在竖直方向上下运动。
为了可以实现载荷舱可以根据载荷的不同运动至相应的位置，本申请实施例可以提供相连的机载重心检测机构以及升降控制机构，所述升降控制机构与所述升降调节机构相连；所述机载重心检测机构用于获取所述载荷舱400携带负载后的所述负载重心位置；
所述升降控制机构用于执行以下操作：
确定所述负载重心位置移动至所述设计重心位置过程中，所述载荷舱所需升降的目标方向以及目标距离；
控制所述升降调节机构驱动所述载荷舱沿所述目标方向移动所述目标距离。
进一步的，所述机载重心检测机构包括位于所述升降调节机构内的若干个力效传感器以及若干个力矩检测传感器。
本申请实施例提供的载荷舱在运动时，需要沿着竖直方向运动，因此可以采用多种方式驱动其动作。例如，在一种实现方式下，本申请实施例可以提供所述载荷舱400包括载荷舱安装架，所述载荷舱安装架包括若干横杆401，所述横杆401的端部设置有第一滑套402；所述升降调节机构500包括垂直布置且与所述机体100相连的立杆501以及若干液压驱动杆502；所述液压驱动杆502为高推力且能够断电止滑的液压杆；若干所述横杆401与若干所述立杆501一一对应的布置且所述横杆401包括的所述第一滑套402均成自由状态套接于与其相对的立杆501的外部；
其中，所述立杆501位于所述第一滑套402的下方固定连接有铰接座503，所述横杆401设置有第二滑套403；所述液压驱动杆502的两端分别与所述铰接座503以及所述第二滑套403相铰接。
在实际进行载荷舱的位置调节时，升降控制机构可以向各个液压驱动杆发送动作指令，液压驱动杆执行该动作指令伸长或者收缩，即可实现载荷舱在竖直方向上的位置调节。
本申请实施例提供的飞行器，针对抗风特性的提升，螺旋桨与电机座之间采用一定安装角倾斜安装，增大偏航控制力矩，以提高航向调整时的灵活性，有效地将常规多旋翼的欠驱动系统转变为全驱动系统，使得无人机能够快速做出姿态反馈，并且该无人机搭配重心保护装置随载荷大小调节负载舱重心高度，以保证无人机始终满足设计重心要求，并改善无人机运动姿态稳定性问题。
下面以给飞行器采用系留无人机设置六轴十二旋翼结构为例，对本申请实施例提供的高抗风性系留无人机的进行详细说明，并对各个结构优化后的效果进行验证。
系留无人机采用六轴十二旋翼结构，桨盘与电机间采用一定安装角，在不影响无人机负载能力的前提下，解决航向调整速度慢的问题。
该系留无人机搭配的重心调节系统不仅能使无人机在风干扰情况下的力矩平衡调节难度降低，还能避免因为系留无人机在抵御强风时长时间保持某一姿态而使个别电机受力过大引起的过热问题，进而提升该无人机在强风情况下的生存能力。
本发明设计的高抗风性系留无人机具有12个旋翼组件，旋翼组件主要包括无刷电机、电子调速器、和螺旋桨三部分，任意两个相邻机臂间夹角为π/3，每根机臂上配有两个倾斜和旋转方向均相反的螺旋桨，不同于常规六旋翼无人机，该系留无人机可以实现单轴扭矩平衡。六轴的设计使得该无人机具备多个冗余操纵量，在遭遇强风干扰或部分旋翼受损时仍然具备良好的稳定性和安全性，更适合在恶劣环境下工作。
桨盘倾斜设计：
本设计中所采用的无人机坐标系(a系)为右手坐标系，如图2、图3所示，X轴负向上层电机编号为(1、2、3、4、5、6)号电机，下层电机编号为(7、8、9、10、11、12)号电机，各层按照逆时针旋转编号依次递增，其中上层奇数号(1、3、5)电机和下层偶数号(8、10、12)电机为逆时针，其余均为顺时针旋转。
如图4所示，从无人机中心往负x轴的视角，1号与7号电机所在电机座上的桨盘倾斜方式，电机随螺旋桨沿机臂轴旋转α度，同电机座上下电机采用相反旋转方向安装，1、3、5号电机所在电机座安装方式相同，其余电机座安装方式相反。
螺旋桨在总坐标系上产生的总拉力大小为十二个螺旋桨的拉力和，螺旋桨的拉力和力矩之间的关系可由简化模型得到，拉力与转速的平方成正比关系，如下式：
T＝CTω2
其中，T为螺旋桨产生的垂直于翼面的拉力，CT为螺旋桨的拉力系数，可由实验测得，ω为螺旋桨转速。
反扭力矩与转速的关系表达如下：
M＝CMω2
其中，M为反扭力矩，CM为螺旋桨的扭矩系数，可由实验测得。
对于该高抗风特性的无人机，其采用的倾斜桨盘旋翼产生的拉力与z轴存在一定角度，因此拉力和反扭力矩会在x、y、z三轴上产生分量。为分析各电机对于三轴的力效，各分坐标系用bi系表示，i表示电机序号，x1垂直于机臂并平行于电机1，y1沿机臂方向向外，z1垂直于电机1向上。
易知各分坐标系经无人机坐标系(a系)绕z轴旋转ψ度，绕y轴旋转θ，绕x轴旋转
Figure BDA0003829185260000081
度得到，其中θ为0，可以得到坐标系转换矩阵：
Figure BDA0003829185260000091
其中，Ri为i号电机的坐标变换矩阵。
令
Figure BDA0003829185260000092
得到各分坐标系变换矩阵为：
Figure BDA0003829185260000093
Figure BDA0003829185260000094
/>
Figure BDA0003829185260000095
Figure BDA0003829185260000096
Figure BDA0003829185260000097
Figure BDA0003829185260000101
通过坐标系转换将拉力转变成x、y、z三轴上分量，然后求和便可得到拉力分量表示：
Figure BDA0003829185260000102
相比于常规六旋翼控制效率模型，即：
Figure BDA0003829185260000103
桨盘倾斜式的六轴十二桨无人机具备更高的姿态调节能力，可在水平悬停的情况下产生水平推力进行位置调整，平移和旋转动力学实现解耦，该旋翼结构布局增加了无人机全向飞行的能力，同时双桨的布置使得可用于无人机抗风的功率余量提升，并实现单轴平衡。在强风扰动时，该无人机能够迅速利用全驱动特性做出姿态角以及力学平衡响应，以应对外界环境风场干扰产生的不良影响。
对于本申请提供的飞行器而言，系留装置对无人机的抗风特性具有增益效果。当系留无人机受到强风扰动时，飞控将调整不同位置的螺旋桨转速大小以倾斜的姿态保持空间位置不变，如图5所示，此时系留线缆也将对无人机产生一个与重力G方向呈β角的线缆拉力L，该线缆拉力L产生的力矩将对风扰引起的俯仰力矩有一定的抵消作用，有助于降低前后电机所需提供的拉力差值，缓解部分电机因转速过快带来的过热问题，其中T1、T2为电机拉力，F为风阻。
重心保护装置，采用液压杆滑动机构，其结构包含滑套、带缓冲作用的液压杆、具备断电止滑功能的电机(液压杆的驱动电机)，六个液压杆附带力学传感器构成负载舱重心调整机构。
多旋翼无人机作为一种特殊飞行平台广泛应用于各种领域中，然而无人机在实际作业中通常会挂载一定负载完成特定任务，这将时使无人机的重量、重心、转动惯量等飞行参数发生改变，这将会影响飞行时的稳定性，以至于导致无人机失衡坠毁。为了使无人机在改变载荷量作业时仍能具备优良的抗风性，本申请提供的飞行器还搭配了一种重心保护装置，该重心保护装置通过改变无人机的载荷舱垂直高度实现设计重心位置不变，使得万有引力对无人机姿态变化能力的影响保持在较小范围内。对于重心相对于螺旋桨平面的距离会影响无人机的运动惰性，距离越远，机身做俯仰和横滚动作时所需克服的力矩越大，姿态变化过程也将变得缓慢迟钝。
在未附加任何载荷的情况下，无人机的设计重心布置于六轴交汇处下方接近靠近交点处，当携带负载后，重心下移，就抗风性而言，重心越靠下，无人机在抗风时保持稳定需抵抗的力矩越大。
通过仿真计算可知，无人机在遭遇强风时，各旋翼处流场变化较大，导致升力矩突增，形成俯仰力矩，使得无人机俯仰角朝发散方向发展，若重心设计在无人机下方，此时重力相对于六轴中心也会形成同一方向的俯仰力矩，使无人机产生倾覆的危险。因此无负载的无人机的重心设计在六轴交点上方40mm处，使得无人机受到外界环境干扰时具备更好的稳定性。若搭载载荷后，考虑设计重心布置于六轴交点处。
本申请所采用的重心保护装置主要体现在无人机起落架与负载舱架之间的相对位移，其采用具备高推力且能够断电止滑的液压杆结构提供负载垂直升降，使得无人机重心位置顺应飞行条件进行相应调整，该功能主要靠无人机携带的机载重心检测机构实现，从而计算出负载舱所需提升或降低的垂直高度。负载重力大小通过的六个液压杆附带的力效传感器测得，重心位置依靠连接装置中力矩检测传感器测得，具体调整步骤为：
起飞前，通过无人机连接装置中的六个力效传感器测得到负载舱总重量和所受力矩，即G＝F1+F2+F3+F4+F5+F6、M1、M2、M3、M4、M5、M6；
获取支撑力和力矩后，在负载舱底面中心点为坐标原点建立坐标系，获取6个传感器的位置指标(X1,Y1,Z1)、(X2,Y2,Z2)、(X3,Y3,Z3)、(X4,Y4,Z4)、(X5,Y5,Z5)、(X6,Y6,Z6)，由此可以计算出负载重心位置。
将垂直高度位移量同时反馈给液压杆装置，按照设计重心高度要求调整负载舱重心高度，使其尽量贴合设计重心位置。
当无人机搭配不同类型的载荷时，重心保护装置将重新进行操作，计算出新的负载重心位置并移动至设计重心处。该装置结构简单、调整方法过程简单，可以因风况条件不同进行实时检测并调节，使得该无人机具备高抗风特性，有效地提高了无人机的飞行安全。
为了使本申请提供的方案的目的、技术方案更加清晰明白，以下结合具体载荷对本申请提供的重心保护装置做进一步实验说明。
假设系留无人机重量约130kg，负载舱携带通信中继设备总重为40kg。在起飞前，将液压杆连通地面电源，使负载舱调节到可调最低高度，并把指定的通信中继设备安装于负载舱内。
重心检测
接通地面电源后，液压杆携带的力学传感器能够测得此时负载舱所携带的载荷大小及各向所受力学参数，通过外置软件计算得出负载舱重心相对于设计重心的位置(Xa,Ya,Za)以及所需提升的高度d，将其反馈给电动液压杆，此时提升高度满足关系式
130(kg)×40(mm)＝40(kg)×(Za―d)。
高度位移调整
接收到位移调整信号后，所有液压杆同时启动，将负载舱抬升至指定高度(0,0,Za―d)，使得此时整机的重心与设计重心重合。
起飞准备，在完成重心调整后，断开电动液压杆的地面电源，使其进行断电自锁止滑，保证在飞行过程中负载舱不会沉降。
总之，本申请提供的高抗风性系留无人机，具备更强的抗干扰能力，能够在恶劣风况环境下携带不同类型的负载安全执行作业，其倾斜式的桨盘设计使每个旋翼具备两个旋转自由度，进而将常规欠驱动设计转化为全驱动设计，能够有效地纠正姿态，具有较好的稳态性能，使得定位数据更加精确。
同时，还可以采用动力更佳的六轴十二桨设计，保证桨与机身距离不变的同时每个螺旋桨由单独的电机控制，同样的机身重力，需要提供的拉力值降低，从而电机压力减小。
另外，作为系留无人机使用时，配合重心保护功能使其能够搭配多种类型的负载，具有极强的兼容性，若负载在作业过程中质量改变，该保护功能可以搭配独立控制系统实时调整负载舱高度，以保证实际重心与设计重心重合，有效控制无人机受到干扰时重力产生的倾覆力矩。
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。
通过以上的实施方式的描述可知，本领域的技术人员可以清楚地了解到本申请可借助软件加上必需的通用硬件平台的方式来实现。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于系统或系统实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所描述的系统及系统实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性劳动的情况下，即可以理解并实施。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种高抗风性系留无人机，其特征在于，包括：
与机体相连的复数根机臂，所述机臂包括6个，相邻个所述机臂间的夹角为π/3;每根所述机臂上分别设置有一组旋翼组件，所述旋翼组件包括上下布置的两个螺旋桨，两个所述螺旋桨均围绕所在所述机臂的轴向旋转目标角度，使两个所述螺旋桨形成的桨盘平面一端彼此靠近另一端彼此分离的倾斜状态；
其中，相邻两组所述旋翼组件各自包含的两个所述螺旋桨的倾斜方向相反，每组所述旋翼组件包含的两个所述螺旋桨的旋转方向相反，相邻两组所述旋翼组件位于同一层的两个所述螺旋桨的旋转方向相反;
载荷舱，所述载荷舱通过升降调节机构与所述机体相连；所述载荷舱携带负载后所述升降调节机构用于调节所述载荷舱的高度，以使所述载荷舱携带负载后的负载重心位置移动至设计重心位置;
还包括相连的机载重心检测机构以及升降控制机构，所述升降控制机构与所述升降调节机构相连；所述机载重心检测机构用于获取所述载荷舱携带负载后的所述负载重心位置；
所述升降控制机构用于执行以下操作：
确定所述负载重心位置移动至所述设计重心位置过程中，所述载荷舱所需升降的目标方向以及目标距离；
控制所述升降调节机构驱动所述载荷舱沿所述目标方向移动所述目标距离；
所述机载重心检测机构包括位于所述升降调节机构内的若干力效传感器以及若干力矩检测传感器；
所述载荷舱包括载荷舱安装架，所述载荷舱安装架包括若干横杆，所述横杆的端部设置有第一滑套；所述升降调节机构包括垂直布置且与所述机体相连的立杆以及若干液压驱动杆；若干所述横杆与若干所述立杆一一对应的布置，所述横杆包括的所述第一滑套均成自由状态套接于与其相对的立杆的外部；
其中，所述立杆位于所述第一滑套的下方固定连接有铰接座，所述横杆设置有第二滑套；所述液压驱动杆的两端分别与所述铰接座以及所述第二滑套相铰接。
2.根据权利要求1所述的高抗风性系留无人机，其特征在于，所述目标角度不大于10°。
3.根据权利要求1所述的高抗风性系留无人机，其特征在于，所述旋翼组件包括电机座以及两个电机，所述电机座与所述机臂远离所述机体的一端固定相连；两个所述电机分别与所述电机座上下表面相连，两个所述电机各自输出轴的轴向均围绕所在所述机臂的轴向旋转目标角度，两个所述螺旋桨分别一一对应的与两个所述电机各自的输出轴相连。
4.根据权利要求3所述的高抗风性系留无人机，其特征在于，所述电机包括无刷电机，所述无刷电机连接有电子调速器。
5.根据权利要求1所述的高抗风性系留无人机，其特征在于，所述机体连接有系留线缆。
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