CN115520371A - 一种飞行器的控制方法、系统、飞行器及介质 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器的控制方法，包括获取飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度，根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断飞行器的飞行阶段；获取操纵杆指令，操纵杆指令通过操纵杆生成；根据飞行阶段与操纵杆指令生成对应的操控指令，操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；向飞行器发送操控指令，使执行机构执行操控指令，以控制飞行器飞行；其中，执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面和平飞动力系统。本发明结合旋翼飞行器、固定翼飞行器的控制方式，将两种不同的控制方式在垂直起降固定翼飞行器进行融合，形成统一的操控方式，实现操纵员能够通过融合的方式进行操控飞机从而实现对飞机操控，降低原有操纵习惯对该飞行的影响。

Description

一种飞行器的控制方法、系统、飞行器及介质

技术领域

本发明涉及飞行器的控制领域，特别是涉及一种飞行器的控制方法、系统、飞行器及介质。

背景技术

随着无人机技术的逐渐成熟，通航飞行器类型变得多种多样，飞行器也广泛的应用于货运、测绘、出行等领域。垂直起降固定翼飞行器是一种新型的飞行器，在起飞降落阶段采用多旋翼或直升机垂直起降的方式飞行，在巡航平飞阶段采用固定翼水平飞行的方式。此种飞行器具备了多旋翼或直升机飞机对机场低要求，兼具固定翼飞机的大载重长航程等特点。

但固定翼飞机与垂直起降飞机的操控方式不同，操纵习惯也不同，操纵机构也不同。例如，固定翼飞机通常采用传统操纵杆和脚蹬来操控飞机，右手杆操控飞机姿态，左手杆操控飞机油门，脚蹬来操控飞机航向。而直升机或多旋翼，右手杆操控飞机前进方向，左手杆操控飞机的飞行高度，脚蹬或左手杆来控制飞机航向。

目前所有中大型垂直起降固定翼飞行器为了兼容两种飞行模式，都是采用分阶段的操控方式，垂直起降阶段，飞机通过模式开关切换到垂直飞行模式，飞机的操控方式与垂直飞行器相同。在水平飞行阶段，飞机通过模式开关切换到固定翼模式，飞行的操控方式与固定翼操控方式相同。此种方式使飞行器驾驶员在两种操控模式上切换，传统的飞行员一般都在一种类型的飞行器上大量练习，其操纵习惯也针对该种类型飞行器，因此两种飞行模式的切换给飞行员带来极大的操纵负担，而且在一些应急情况下，飞行员的长期练习的下意识操纵会处理掉很多应急情况，而两种不同的模式，飞行员没办法下意识快速应急处置，操纵不当会带来灾难性后果。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种飞行器的控制方法、系统、飞行器及介质，用于解决现有技术中的至少一个缺陷。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种飞行器的控制方法，所述方法包括：

获取飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度，并根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断所述飞行器的飞行阶段；

获取操纵杆指令，所述操纵杆指令通过操纵杆生成；

根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，所述操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；

向所述飞行器发送所述操控指令，使所述执行机构执行所述操控指令，以控制所述飞行器飞行；其中，所述执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面和平飞动力系统。

于本发明一实施例，所述操纵杆指令包括操纵飞行器动作的爬升速率、下降速率、左移动速率、右移动速率、前进加速速率、前进减速速率、抬头俯仰角速率、低头俯仰角速率、左滚转角速率、右滚转角速率。

于本发明一实施例，所述根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，包括：

根据飞行阶段、操纵杆指令以及预先建立的指令映射关系表，生成操控指令；其中，在所述指令映射关系表中预先建立飞行阶段、操纵杆指令、操控指令之间的对应关系。

于本发明一实施例，根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断所述飞行器的飞行阶段，包括：

根据当前飞行速度与预先建立的第一关联关系列表，得到所述飞行器的当前飞行阶段；其中，所述第一关联关系列表用于表示飞行速度与飞行阶段的映射关系；

或，根据当前飞行高度与预先建立的第二关联关系列表，得到所述飞行器的当前飞行阶段；其中，所述第二关联关系列表用于表示飞行高度与飞行阶段的映射关系；

所述飞行阶段包括：垂直起降阶段、转换阶段、平飞阶段；

其中，若所述飞行器的飞行速度小于v1或飞行高度小于h1，则所述飞行器处于垂直起降阶段；

若所述飞行器的飞行速度在v1～v2之间或飞行高度在h1～h2之间，则所述飞行器处于转换阶段；

若所述飞行器的飞行速度大于v2或飞行高度大于h2，则所述飞行器处于平飞阶段；

其中，v2大于v1，h2大于h1。

于本发明一实施例，所述悬停动力系统包括以阵列方式设置在所述飞行器质心两侧的第一执行机构、第二执行机构、第三执行机构、第四执行机构，其中，所述第一执行机构与所述第二执行机构设置在飞行器质心的左侧，所述第三执行机构和第四执行机构设置在飞行器质心的右侧；沿所述飞行器的飞行方向，所述第一执行机构设置在飞行器质心前，所述第二执行机构设置在飞行器质心后，所述第三执行机构设置在飞行器质心前，所述第四执行机构设置在飞行器质心后。

于本发明一实施例，在所述垂直起降阶段，

若飞行器爬升，操纵杆指令映射为爬升速率，所述操控指令为同时增大第一执行机构、第二执行机构、第三执行机构、第四执行机构的输出动力；

若飞行器下降，操纵杆指令映射为下降速率，所述操控指令为同时减小第一执行机构、第二执行机构、第三执行机构、第四执行机构的输出动力；

若飞行器左飞，操纵杆指映射令为左移动速率，所述操控指令为减小第一执行机构和第二执行机构的输出动力，增大第三执行机构和第四执行机构的输出动力；

若飞行器右飞，操纵杆指令映射为右移动速率，所述操控指令为增加第一执行机构和第二执行机构的输出动力，减小第三执行机构和第四执行机构的输出动力；

若飞行器前进加速，操纵杆指令映射为前进加速速率，所述操控指令为增加第二执行机构和第四执行机构的输出动力，减小第一执行机构和第三执行机构的输出动力；

若飞行器前进减速，操纵杆指令映射为前进减速速率，所述操控指令为减小第二执行机构和第四执行机构的输出动力，增加第一执行机构和第三执行机构的输出动力。

于本发明一实施例，在所述转换阶段，

若飞行器前飞爬升，操纵杆指令映射为前进加速速率和爬升速率，所述操控指令为增加平飞动力系统的输出动力，增加飞行器前飞速度，减少悬停动力系统的输出动力，控制飞行器舵面增加飞行器迎角，使飞行器爬升；

若飞行器前飞下降，操纵杆指令映射为前进加速速率和下降速率，所述操控指令为减小平飞动力系统的输出动力，降低飞行器前飞速度，控制飞行器舵面使飞行器迎角先增加后减小，增加悬停动力系统的输出动力，使飞行器下降；

若飞行器前左飞，操纵杆指令映射为左滚转速率，所述操控指令为减小悬停动力系统的第一执行机构和第二执行机构的输出动力，增加悬停动力系统的第三执行机构和第四执行机构的输出动力，控制飞行器舵面使飞行器左滚转；

若飞行器前右飞，操纵杆指令映射为右滚转速率，所述操控指令为增加悬停动力系统的第一执行机构和第二执行机构的输出动力，减小悬停动力系统的第三执行机构和第四执行机构的输出动力，控制飞行器舵面使飞行器右滚转。

于本发明一实施例，在所述平飞阶段，

若飞行器爬升，操纵杆指令映射为抬头俯仰角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面增加飞行器迎角，增加平飞动力系统的输出动力；

若飞行器下降，操纵杆指令映射为低头俯仰角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面减小飞行器迎角，减小平飞动力系统的输出动力；

若飞行器左飞，操纵杆指令映射为左滚转角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面使飞行器左滚转；

若飞行器右飞，操纵杆指令映射为右滚转角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面使飞行器右滚转；

若飞行器前进加速，操纵杆指令映射为前进加速速率，所述操控指令为增加平飞动力系统的输出动力；

若飞行器前进减速，操纵杆指令映射为前进减速速率，所述操控指令为减小平飞动力系统的输出动力。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种飞行器的控制系统，所述控制包括：

飞行阶段判断模块，用于获取飞行器的当前飞行速度，并根据飞行器的当前飞行速度判断所述飞行器的飞行阶段；

操纵杆指令获取模块，用于获取操纵杆指令，所述操纵杆指令通过操纵杆生成；

指令生成模块，用于根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，所述操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；

控制模块，用于向所述飞行器发送所述操控指令，使所述执行机构执行所述操控指令，以控制所述飞行器飞行；其中，所述执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面、平飞动力系统。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种飞行器，包括：

飞行器本体，以及

设置于所述飞行器本体上的所述的飞行器的控制系统。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序被计算机的处理器执行时，使计算机执行所述的飞行器的控制方法的步骤。

本发明的有益效果：本发明的一种飞行器的控制方法，包括：获取飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度，并根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断所述飞行器的飞行阶段；获取操纵杆指令，所述操纵杆指令通过操纵杆生成；根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，所述操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；向所述飞行器发送所述操控指令，使所述执行机构执行所述操控指令，以控制所述飞行器飞行；其中，所述执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面和平飞动力系统。本发明结合旋翼、固定翼飞行器的控制方式，将两种不同的控制方式在垂直起降固定翼飞行器进行融合，形成统一的操控方式，实现操纵员能够通过融合的方式进行操控飞机从而实现对飞机操控，降低原有操纵习惯对该飞行的影响。

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

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术者来讲，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。在附图中：

图1是本申请的一示例性实施例示出的飞行器的控制方法的实施环境示意图；

图2为本申请的一示例性实施例示出的一种飞行器的控制方法示意图；

图3为本申请的一示例性实施例示出的飞行器的侧视图；

图4为本申请的一示例性实施例示出的飞行器的俯视图；

图5为本申请的一示例性实施例示出的左操纵杆的结构示意图；

图6为图5的左操纵杆中操纵件位于第一基准位时的状态示意图；

图7为图5的左操纵杆中操纵件位于第一止锁位置时的状态示意图；

图8为图5的左操纵杆中操纵件位于第二止锁位置时的状态示意图；

图9为图5的左操纵杆拆除防护罩后的结构示意图；

图10为本申请的另一示例性实施例示出的左操纵杆的结构示意图；

图11为本申请的再一示例性实施例示出的左操纵杆的结构示意图。

图12为本申请的又一示例性实施例示出的右操纵杆的结构简图；

图13为图12的右操纵杆拆除面板及密封罩等零件后的结构示意图；

图14为图13中操纵摇杆的连杆段与基座之间的位置关系图(基座局部剖开)；

图15为图14的爆炸视图；

图16为图12的右操纵杆设置有防护罩时的结构示意图；

图17为申请的一示例性实施例示出的右操纵杆的结构示意图；

图18为申请的一示例性实施例示出的右操纵杆的结构示意图。

图19为本申请的一示例性实施例示出的垂直起降固定翼飞行器的控制装置的框图；

图20示出了适于用来实现本申请实施例的电子设备的计算机系统的结构示意图。

具体实施方式

以下将参照附图和优选实施例来说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书中所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。应当理解，优选实施例仅为了说明本发明，而不是为了限制本发明的保护范围。

需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

在下文描述中，探讨了大量细节，以提供对本发明实施例的更透彻的解释，然而，对本领域技术人员来说，可以在没有这些具体细节的情况下实施本发明的实施例是显而易见的，在其他实施例中，以方框图的形式而不是以细节的形式来示出公知的结构和设备，以避免使本发明的实施例难以理解。

图1是本申请一种示例性飞行器的控制方法实施环境的示意图。请参阅图1，该实施环境中包括终端设备101和服务器102，终端设备101和服务器102之间通过有线或者无线网络进行通信。服务器可以获取飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度，并根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断飞行器的飞行阶段；获取操纵杆指令，操纵杆指令通过操纵杆生成；根据飞行阶段与操纵杆指令生成对应的操控指令，操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；向飞行器发送操控指令，使执行机构执行操控指令，以控制飞行器飞行；其中，执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面和平飞动力系统。本发明结合垂直起降固定翼飞行器的控制方式，将两种不同的控制方式在垂直起降固定翼飞行器进行融合，形成统一的操控方式，实现操纵员能够通过融合的方式进行操控飞机从而实现对飞机操控，降低原有操纵习惯对该飞行的影响。

应该理解，图1中的终端设备101和服务器102的数目仅仅是示意性的。根据实际需要，可以具有任意数目的终端设备101和服务器102。

其中，终端设备101对应客户端，其可以是任意具有用户输入接口的电子设备，包括但不限于智能手机、平板、笔记本电脑、计算机等等，其中，用户输入接口包括但不限于触摸屏、键盘、物理按键、音频拾取装置等。其中，服务器102对应服务端，其可以是提供各种服务的服务器，其可以是独立的物理服务器，也可以是多个物理服务器构成的服务器集群或者分布式系统，还可以是提供云服务、云数据库、云计算、云函数、云存储、网络服务、云通信、中间件服务、域名服务、安全服务、CDN(Content Delivery Network，内容分发网络)以及大数据和人工智能平台等基础云计算服务的云服务器，本处不对此进行限制。

终端设备101可以通过3G(第三代的移动信息技术)、4G(第四代的移动信息技术)、5G(第五代的移动信息技术)等无线网络与服务端102进行通信，本处也不对此进行限制。

本申请的实施例分别提出一种飞行器的控制方法、一种垂直起降固定翼飞行器的控制系统、一种计算机可读存储介质以及一种飞行器。以下将对这些实施例进行详细描述。

请参阅图2，图2是本申请的一示例性实施例示出的一种飞行器的控制方法的流程图。该方法可以应用于图1所示的实施环境，并由该实施环境中的服务器102具体执行。应理解的是，该方法也可以适用于其它的示例性实施环境，并由其它实施环境中的设备具体执行，本实施例不对该方法所适用的实施环境进行限制。

请参阅图2，图2为本申请一示例性的一种飞行器的控制方法的流程图，该飞行器的控制方法至少包括步骤S210至步骤S240，详细介绍如下：

步骤S210，获取飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度，并根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断飞行器的飞行阶段；

首先，需要说明的是，飞行器可以是飞艇、无人机、载人飞车等。在本实施例中，飞行器指的是垂直起降固定翼飞行器，即同时包括固定翼和旋翼。垂直起降固定翼飞行器的飞行阶段包括了垂直起降阶段、转换阶段、平飞阶段。其中，垂直起降固定翼飞行器在垂直起降阶段中为旋翼模式，降低了对起降场地的要求，同时操纵简便；在巡航过程中为固定翼模式，利用固定翼升阻比高的特点降低能量消耗，提高飞机航程，而在旋翼模式和固定翼模式之间转换的一个转换阶段，在该阶段，飞行器将逐步由旋翼模式过渡到固定翼模式或由固定翼模式过渡到旋翼模式。

飞行器的当前飞行速度或飞行高度可以通过飞行器上的传感器进行读取，然后再根据当前的飞行速度或飞行高度来判断当前飞行阶段。若在飞行阶段判断时，获取的是飞行速度，则判断当前飞行阶段的方法包括：

根据当前飞行速度与预先建立的第一关联关系列表，得到飞行器的当前飞行阶段；其中，第一关联关系列表用于表示飞行速度与飞行阶段的映射关系。需要说明的是，飞行器的飞行速度是指飞行器的前飞速度。

其中，第一关联关系列表是预先建立的，在该表中，记录了飞行速度与飞行阶段的映射关系。即飞行器的某一个飞行速度对应该飞行器的飞行阶段，例如，飞行器的飞行速度为0～v1，则对应飞行器的飞行阶段为垂直起降阶段；飞行器的飞行速度为v1～v2，则对应飞行器的飞行阶段为转换阶段；飞行器的飞行速度大于v2，则飞行器的飞行阶段为平飞阶段。

因此，当飞行器的当前飞行速度为v11处于0～v1之间，则根据关联关系列表与当前飞行速度，则可以判断飞行器的飞行阶段为垂直起降阶段。

若在飞行阶段判断时，获取的是飞行高度，则判断当前飞行阶段的方法包括：

根据当前飞行高度与预先建立的第二关联关系列表，得到飞行器的当前飞行阶段；其中，第二关联关系列表用于表示飞行高度与飞行阶段的映射关系。

其中，第二关联关系列表是预先建立的，在该表中，记录了飞行高度与飞行阶段的映射关系。即飞行器的某一个飞行高度对应该飞行器的飞行阶段，例如，飞行器的飞行高度为0～h1，则对应飞行器的飞行阶段为垂直起降阶段；飞行器的飞行高度为h1～h2，则对应飞行器的飞行阶段为转换阶段；飞行器的飞行高度大于h2，则飞行器的飞行阶段为平飞阶段。

因此，当飞行器的当前飞行高度为h11处于0～h1之间，则根据第二关联关系列表与当前飞行高度，则可以判断飞行器的飞行阶段为垂直起降阶段。

步骤S220，获取操纵杆指令，操纵杆指令通过操纵杆生成；

具体地，操纵杆指令包括操纵飞行器动作的爬升速率、下降速率、左移动速率、右移动速率、前进加速速率、前进减速速率、抬头俯仰角速率、低头俯仰角速率、左滚转角速率、右滚转角速率；

操纵杆指令实际上是用户通过对操纵杆的操作生成的，用户通过对操纵杆进行动作生成操纵杆指令，通过操纵杆指令来实现飞行器的加速、减速、爬升、下降等目的。比如，若飞行器爬升，操纵杆指令映射为爬升速率；若飞行器下降，操纵杆指令映射为下降速率；若飞行器左飞，操纵杆指映射令为左移动速率；若飞行器右飞，操纵杆指令映射为右移动速率；若飞行器前进加速，操纵杆指令映射为前进加速速率；若飞行器前进减速，操纵杆指令映射为前进减速速率等等。

步骤S230，根据飞行阶段与操纵杆指令生成对应的操控指令，操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；

在一实施例中，根据飞行阶段与操纵杆指令生成对应的操控指令，包括：

根据飞行阶段、操纵杆指令以及预先建立的指令映射关系表，生成操控指令；其中，指令映射关系表中预先建立飞行阶段、操纵杆指令、操控指令之间的对应关系。

具体地，比如，飞行阶段A、操纵杆指令A、操控指令A相关联，飞行阶段B、操纵杆指令B、操控杆指令B相关联，飞行阶段C、操纵杆指令C、操控指令C相关联等等。

即若飞行器当前的飞行阶段为A，操纵杆指令为A，则可以根据指令映射关系表，确定操控杆指令为A；若飞行器当前的飞行阶段为B，操纵杆指令为B，则可以根据指令映射关系表，确定操控杆指令为B；若飞行器当前的飞行阶段为C，操纵杆指令为C，则可以根据指令映射关系表，确定操控杆指令为C。

在确定飞行器的当前飞行阶段后，再结合操纵杆指令生成对应的操控指令，其中，需要说明的是，操控指令是用于控制整个飞行器飞行的。在飞行器中包括多种执行机构，通过向不同的执行机构分配的指令，使不同执行机构执行相应的动作，从而使整个飞行器完成不同的姿态变换、高度变换、速度变换等。因此，操控指令是通过向不同的执行机构分配的相应指令，然后相应的执行机构执行相应的指令，执行相同或不同的动作。

步骤S240，向飞行器发送操控指令，使执行机构执行操控指令，以控制飞行器飞行。

在生成操控指令后，将操控指令发送到执行机构，执行机构根据操控指令对相应的具体部件进行相应的动作，从而完成飞行器的姿态、高度、速度等的调整。

需要说明的是，本发明的飞行器包括悬停动力系统、平飞动力系统、飞行器舵面。其中，若悬停动力系统、平飞动力系统的输出动力是通过发动机来实现的，则增大或减小输出动力可以通过增大或减小油门来实现；若悬停动力系统、平飞动力系统的输出动力是通过电机来实现的，则增大或减小输出动力可以通过增大或减小电门或输出功率来实现。请参阅图3、4，图3、4为本申请一示例性实施例中飞行器的结构示意图，其中，图3为侧视图，图4为俯视图。悬停动力系统包括4个执行机构，4个执行机构被定义为第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400。4个执行机构以阵列方式设置在飞行器质心两侧，其中，第一执行机构与第二执行机构设置在飞行器质心的左侧，第三执行机构和第四执行机构设置在飞行器质心的右侧；沿飞行器的飞行方向，第一执行机构设置在飞行器质心前，第二执行机构设置在飞行器质心后，第三执行机构设置在飞行器质心前，第四执行机构设置在飞行器质心后。

以下对飞行器处于某一个飞行阶段，根据具体的操纵杆指令执行相应的动作进行详细说明。

在一实施例中，获取飞行器的当前飞行速度或飞行高度，若所述飞行器的飞行速度小于v1或飞行高度小于h1，则所述飞行器处于垂直起降阶段；

在垂直起降阶段，若飞行器爬升，操纵杆指令映射为爬升速率，操控指令为同时增大悬停动力系统的第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400的输出动力，增加升力，从而实现飞行器向上爬升的目的。需要说明的是，第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400同时动作，且输出动力大小相同。

需要说明的是，悬停动力系统或平飞动力系统的输出动力可以通过控制油门或控制电门开度的方式来控制。

在垂直起降阶段，若飞行器下降，操纵杆指令映射为下降速率，操控指令为同时减小悬停动力系统的第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400的输出动力，减小升力，从而实现飞行器下降的目的。需要说明的是，第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400同时动作，且输出动力大小相同。

在垂直起降阶段，若飞行器左飞，操纵杆指映射令为左移动速率，操控指令为减小第一执行机构3100、第二执行机构3200的输出动力，使升力减小；同时增大第三执行机构3300、第四执行机构3400的输出动力，使升力减大，从而达到飞行器向左飞的目的。需要说明的是，第一执行机构3100、第二执行机构3200同时动作，且输出动力大小相同；第三执行机构3300、第四执行机构3400同时动作，且输出动力大小相同。

在垂直起降阶段，若飞行器右飞，则操纵杆指令映射为右移动速率，操控指令为增大第一执行机构3100、第二执行机构3200的输出动力，使升力增大；同时减小第三执行机构3300、第四执行机构3400的输出动力，使升力减小，从而达到飞行器向右飞的目的。需要说明的是，第一执行机构3100、第二执行机构3200同时动作，且输出动力大小相同；第三执行机构3300、第四执行机构3400同时动作，且输出动力大小相同。

在垂直起降阶段，若飞行器前进加速，则操纵杆指令映射为前进加速速率，操控指令为增大第二执行机构3200、第四执行机构3400的输出动力，使升力增大；同时减小第一执行机构3100、第三执行机构3300的输出动力，使升力减小，从而达到飞行器向前加速飞行的目的。

需要说明的是，第一执行机构3100、第三执行机构3300同时动作，且输出动力大小相同；第三执行机构320、第四执行机构3400同时动作，且输出动力大小相同。

在垂直起降阶段，若飞行器前进减速，则操纵杆指令映射为前进减速速率，操控指令为增大第一执行机构3100、第三执行机构3300的输出动力，使升力增大；同时减小第二执行机构3200、第四执行机构3400的输出动力，使升力减小，从而达到飞行器向前减速飞行的目的。

需要说明的是，第一执行机构3100、第三执行机构3300同时动作，且输出动力大小相同；第三执行机构320、第四执行机构3400同时动作，且输出动力大小相同。

在一实施例中，获取飞行器的当前飞行速度或飞行高度，若所述飞行器的飞行速度在v1～v2之间或飞行高度在h1～h2之间，则所述飞行器处于转换阶段；

在转换阶段，若飞行器前飞爬升，操纵杆指令映射为前进加速速率和爬升速率，操控指令为同时控制悬停动力系统、平飞动力系统和飞行器舵面。具体地，增加平飞动力系统的输出动力，增加飞行器前飞速度，减少悬停动力系统的第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400的输出动力，控制飞行器舵面增加飞行器迎角，以使飞行器达到前飞爬升的目的。

在转换阶段，若飞行器前飞下降，操纵杆指令映射为前进加速速率和下降速率，操控指令为同时控制悬停动力系统、平飞动力系统和飞行器舵面。具体地，减小平飞动力系统的输出动力，降低飞行器前飞速度，控制飞行器舵面使飞行器迎角先增加后减小，增加悬停动力系统中的第一执行机构3100、第二执行机构3200、第三执行机构3300、第四执行机构3400的输出动力，以使飞行器达到前飞下降的目的。

在转换阶段，若飞行器左前飞，操纵杆指令映射为左滚转速率，操控指令为同时控制悬停动力系统和飞行器舵面，控制悬停动力系统的第一执行机构3100和第二执行机构3200减小输出动力，减小升力，控制悬停动力系统的第三执行机构3300和第四执行机构3400增加输出动力，增加升力，控制飞行器舵面使飞行器左滚转，以达到左前飞的目的。

在转换阶段，若飞行器右前飞，操纵杆指令映射为右滚转速率，操控指令为同时控制悬停动力系统和飞行器舵面，控制悬停动力系统的第一执行机构3100和第二执行机构3200增大输出动力，增加升力，控制悬停动力系统的第三执行机构3300和第四执行机构3400减小输出动力，减小升力，控制飞行器舵面使飞行器右滚转，以达到右前飞的目的。

在转换阶段，若飞行器加速，则操纵杆指令为前进加速速率，操控指令为同时控制悬停动力系统和平飞动力系统，控制悬停动力系统的输出动力，增加平飞动力系统的输出动力，以实现加速前飞的目的。在飞行器从当前飞行速度加速到阈值速度v2的过程中，悬停动力系统逐渐退出控制。

在转换阶段，若飞行器减速，则操纵杆指令为前进减速速率，操控指令为同时控制悬停动力系统和平飞动力系统，控制悬停动力系统的输出动力，减小平飞动力系统输出动力，以实现前进减速前飞的目的。在飞行器从当前飞行速度减速到阈值速度v1的过程中，悬停动力系统逐渐参与控制。

在一实施例中，获取飞行器的当前飞行速度或飞行高度，若所述飞行器的飞行速度大于v2或飞行高度大于h2，则所述飞行器处于平飞阶段；

在平飞阶段，若飞行器爬升，操纵杆指令映射为抬头俯仰角速率，操控指令为控制平飞动力系统增大输出动力，控制飞行器舵面增加飞行器迎角，以使飞行器爬升；

在平飞阶段，若飞行器下降，操纵杆指令映射为低头俯仰角速率，操控指令为控制平飞动力系统减小输出动力，控制飞行器舵面减小飞行器迎角，以使飞行器下降；

在平飞阶段，若飞行器左飞，操纵杆指令映射为左滚转角速率，操控指令为控制平飞动力系统，控制飞行器舵面使飞行器左滚转，以使飞行器左飞。

在平飞阶段，若飞行器右飞，则操纵杆指令映射为右滚转角速率，操控指令为控制平飞动力系统，控制飞行器舵面使飞行器右滚转，以使飞行器右飞。

在平飞阶段，若飞行器前进加速，操纵杆指令映射为前进加速速率，操控指令为控制平飞动力系统增加输出动力，以使飞行器加速。

在平飞阶段，若飞行器前进减速，操纵杆指令映射为前进减速速率，操控指令为控制平飞动力系统减小输出动力，以使飞行器减速。

本发明结合旋翼、固定翼飞行器的控制方式，将两种不同的控制方式在垂直起降固定翼飞行器进行融合，形成统一的操控方式，实现操纵员能够通过融合的方式进行操控飞机从而实现对飞机操控，降低原有操纵习惯对该飞行的影响。

应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。

在本发明中，操纵杆指令实际上是用户通过对操纵杆的操作生成的，用户通过对操纵杆进行动作生成操纵杆指令，通过操纵杆指令来实现飞行器的加速、减速、爬升、下降等目的。操纵杆可以包括左操纵杆和右操纵杆，左操纵杆和右操纵杆通过相应的动作方式可以产生不同的操纵杆指令。

左操纵杆通过对应的动作方式可以产生包括爬升速率、下降速率、前进加速速率、前进减速速率的操纵杆指令；而右操纵杆通过对应的动作方式可以产生包括左移动速率、右移动速率、抬头俯仰角速率、低头俯仰角速率、左滚转角速率、右滚转角速率等操纵杆指令。

参见图5，在一实施例中，左操纵杆包括第一基座100、操纵件200和升降输入结构，操纵件200可活动的设置于第一基座100上，操纵件200用于控制飞行器的前进速率，操纵件200在第一基座100上的活动方式为转动或移动，本实施例操纵件200在第一基座100上的活动方式为转动；升降输入结构集成在操纵件200上，升降输入结构用于控制飞行器在高度方向上的升降。

需要说明的是，在上述或下述各实施例中，除非另有限定的，操纵件200的“活动”通常表示转动或移动，例如另一实施例如图10所示，操纵件200在第一基座100上的活动方式为移动。

在一些实施例中，参见图5至图9，操纵件200包括相对固定连接的第一握持部210和连接部220，连接部220可转动的设置于第一基座100上，升降输入结构为升降输入元件300，升降输入元件300设置于第一握持部210上。

在另一些实施例中，参见图10和图11，操纵件200包括的第一握持部210和连接部220，连接部220可移动的设置于第一基座100上，第一握持部210能够相对连接部220俯仰转动，升降输入结构为第一握持部210与连接部220之间的俯仰转动结构。

在一些实施例中，参见图5、图11，升降输入结构为升降输入元件300，升降输入元件300具有第一拨动部310，以第一拨动部310的初始位置为第二基准位，第一拨动部310包括沿第二基准位不同方向拨动的第一拨动方向和第二拨动方向；其中，第一拨动部310向第一拨动方向拨动的拨动量关联飞行器的爬升参数，第一拨动部310向第二拨动方向拨动的拨动量关联飞行器的下降参数。此种左操纵杆只需要拨动该第一拨动部310就能进行飞行器的升降控制，操控过程中，可以手握左操纵杆，利用大拇指控制第一拨动部310的拨动，符合人体工学，操控方便。

譬如，图5中，该第一拨动方向为上拨方向，操纵杆指令为爬升速率，对应飞行器的爬升，第二拨动方向为下拨方向，操纵杆指令为下降速率，对应飞行器的下降，操纵体验很直观。

需要说明的是，此处的爬升参数和下降参数中的“参数”可以为升降速率或升降速率的变化率。

在一些实施例中，升降输入元件300为可按压可拨动的电位器，第一拨动部310在按压方向上的位置包括初始位和下压位，当第一拨动部310被按压至下压位时，飞行器的高度配平清零。此时，操纵件200上集成了飞行器高度配平清零的功能，在进行高度配平清零时也无需切换模式，也有利于降低飞行员操作不当的几率。

需知，实际实施过程中，可按压可拨动的电位器可以采用现有电位器，例如三态传感器，具体结构并不为本公开的创新点，此处不做赘述。

此种方式中，相当于升降输入元件300能够控制飞行器在高度方向上的悬停；在另一些实施例中，若升降输入元件300并非可按压可波动的电位器(图未示)，那么可以在操纵件200上集成悬停按钮，通过按压该悬停按钮，使飞行器能够在高度方向上悬停。当然，无论采用何种方式，在飞行器在从垂直起降阶段进入平飞阶段的过程中，都需要飞行器在高度方向上悬停，以实现垂直起降和平飞的过渡。

在另一些实施例中(图未示)，若升降输入元件300并非电位器，也并非传感器，而是纯结构元件，那么升降输入元件300需要配置第一传感器(图未示)，该第一传感器用于测量第一拨动部310向第一拨动方向拨动或第二方向拨动的拨动量。此时，该第一传感器可以为旋转式电位器，也可以为角度编码器等，只要能够直接或间接采集到第一拨动部310的拨动量均可。

在还有一些实施例中，若升降输入结构为上述描述中第一握持部210与连接部220之间的俯仰转动结构，则需要在第一握持部210和连接部220之间设置第一传感器。此时，该第一传感器也可以为旋转式电位器或角度编码器等。

在一些实施例中，结合参见图5、图9，操纵件200还配置有第二传感器500，第二传感器500用于测量操纵件200相对第一基座100活动的活动量。在实际实施过程中，若操纵件200相对第一基座100活动的活动方式为转动，则第二传感器500可以为旋转式电位器，也可以为角度编码器等；若操纵器相对第一基座100活动的活动方式为移动，则第二传感器500可以为位移传感器、测距传感器等。

结合参见图5、图9，第一基座100包括基座本体110和防护罩120，基座本体110具有面板，操纵件200的大部分结构位于面板上方裸露，操纵件200的其余结构贯穿面板位于面板下方，并被罩于防护罩120内，第二传感器500也位于防护罩120内，防护罩120能够对第二传感器500及位于防护罩120内的其他结构起到防护作用。

在一些实施例中，结合参见图5至图9，操纵件200的转动位置包括第一基准位，操纵件200的转动方向包括沿第一基准位的不同方向转动的第一转动方向和第二转动方向；其中，操纵件200向第一转动方向转动的转动量关联飞行器前进速率的增量，操纵件200向第二转动方向转动的转动量关联飞行器前进速率的减量。

譬如，该第一转动方向可以为推动操纵件200向前转动的方向，操纵杆指令为前进加速速率；第二转动方向可以为拉动操作间向后转动的方向，操纵杆指令为前进减速速率。也就是说，通过前推操纵件200可以加大飞行器的前进速率，通过后拉操纵件200可以使飞行器的前进速率降低，操控方便。当然，在实际实施过程中，该第一转动方向和第二转动方向也可以不采用前后转动的方式，而采用其他方向，但是前后方向作为活动方向更符合人体工学、也有利于飞行员更直观的操控飞行器，使飞行员快速适应此种操纵杆。

在另一些实施例中，参见图10、图11，操纵件200的移动位置包括第一基准位，操纵件200的移动方向包括沿第一基准位的不同方向移动的第一移动方向和第二移动方向；其中，操纵件200向第一移动方向移动的移动量关联飞行器前进速率的增量，操纵件200向第二移动方向移动的移动量关联飞行器前进速率的减量。为便于理解，该第一移动方向可以为推动操纵件200向前移动的方向，第二移动方向可以为拉动操纵杆向后移动的方向。

图11中，对应的升降输入结构为第一握持部220能够相对连接部220俯仰转动的结构。图10中，对应的升降输入结构为集成在操纵件200上的升降输入元件300。

需要说明的是，通常，若操纵件200可转动的设置于第一基座上，则对应的升降输入结构不会采用前述的俯仰结构，这是由于有种此种方式可能会引起错误操控。

在一些实施例中，结合参见图5至图9，第一基座100上还设置有锁止机构400，操纵件200从第一基准位向第二活动方向活动的锁止位置包括第一止锁位置；当操纵件200在外力作用下向第二方向活动时，操纵件200被锁止机构400锁止在第一止锁位置。此种结构，在飞行器飞行过程中，若降低前进速率，则操纵该操纵件200向第二活动方向转动或移动。

在一些实施例中，结合参见图5至图9，操纵件200从第一基准位向第二活动方向活动的锁止位置还包括第二止锁位置，第一止锁位置位于第二止锁位置和第一基准位之间，锁止机构400包止位件410和弹性件，止位件410活动设置于第一基座100上，止位件410的活动位置包括常态位和极限位，止位件410在第一基座100上的活动方式为转动或移动；弹性件用于提供驱使止位件410保持在常态位的弹性力；操纵件200上设置有用于接触止位件410的力作用部230。

当操纵件200位于第一止锁位置时，力作用部230接触止位件410，且止位件410位于常态位；当操纵件200在外力作用下克服弹性力从第一止锁位置向第二止锁位置活动时，力作用部230推挤止位件410向极限位活动；当操纵件200位于第二止锁位置时，止位件410锁紧位于极限位，并锁紧力作用部230。

此种结构，使得若飞行器达到第一止锁位置后前进速率仍然未能降低至预期速率，则可以加大对操纵力，使操纵件200向第二止锁位置转动或移动，进一步降低前进速率，此过程可以在前方障碍物距离较近时执行，类似于急刹，有利于提高飞行器飞行的安全性。

为便于理解，在一些实施例中，结合参见图5至图9，操纵件200可转动的设置于第一基座100上，力作用部230位凸设于操纵件200上；止位件410可转动的设置于第一基座100上，止位件410具有第一止位面411和锁紧沟槽412，第一止位面411与锁紧沟槽412相邻，此时，该弹性件可以为扭簧。

当操纵件200位于第一止锁位置时，力作用部230抵靠在第一止位面411上；当操纵件200从第一止锁位置向第二止锁位置活动时，力作用部230相对第一止位面411滑移进入锁紧沟槽；当操纵件200位于第二止锁位时，力作用部230被卡在锁紧沟槽412内，若停止向操纵件200施压，在弹性件的作用下，力作用部230仍被限位在锁紧沟槽412内。

须知，虽然图5至图9中仅示例了操纵件200可转动设置于第一基座100上，止位件410也可转动设置于第一基座100上的方式，在实际实施过程中，并不排除如下几种方式：操纵件200可移动设置于第一基座100上，止位件410可移动的设置于第一基座100上；操纵件200可转动的设置于第一基座100上，止位件410可移动的设置于第一基座100上；操纵件200可移动的设置于第一基座100上，止位件410可转动的设置于第一基座100上。

在一些实施例中，图5中，该力作用部230设置于连接部220上，使得作用部相对握持部210相对远离，避免了力作用部230对握持动作产生不良影响。

在一些实施例中，止位件410上还设置有用于向弹性件施加解锁力矩的解锁部420。当然，在实际实施过程中，也可以不设置该解锁部，直接扳动该止位件，但设置该解锁部的方式显然更便于进行解锁操作，更省力。

结合参见图12至图15、图17、图18，在一实施例中，右操纵杆包括第二基座600、操纵摇杆700和连接关节900，操纵摇杆700用于控制飞行器的姿态，连接关节900连接第二基座600和操纵摇杆700，连接关节900包括第一低副和第二低副，使操纵摇杆700能够相对第二基座600沿第一方向移动或转动，且操纵摇杆700能够相对第二基座600沿第二方向移动或转动，且操纵摇杆700随第一低副移动或转动的变化量关联飞行器的滚转姿态，操纵摇杆700随第二低副移动或转动的变化量关联飞行器的俯仰姿态；其中，操纵摇杆700上还设置有用于操控飞行器航向的偏航操控结构。

利用此种飞行器的右操纵杆操控垂直起降固定翼飞行器飞行时，只要沿第一方向向操纵摇杆700施力就控制飞行器的滚转，沿第二方向向操纵摇杆700施力就能控制飞行器的俯仰，通过偏航操控结构就能控制飞行器的偏航。

需要说明的是，上述及下述各实施例中的飞行器的左操纵杆和若操纵杆既可以用于对无人飞行器的操控，也可以用于对载人飞行器的操控。

以下将对偏航操控结构的具体实施方式举例说明：

在一些实施例中，结合参见图12至图15、图17，偏航操控结构包括集成于操纵摇杆700上的偏航输入元件，偏航输入元件具有第二拨动部810，以第二拨动部810的初始位置为基准位，第二拨动部810包括沿基准位不同方向拨动的第三拨动方向和第四拨动方向，其中，第二拨动部向第三拨动方向拨动的拨动量关联飞行器的向左偏航的左偏航速度或左偏航加速度或左偏航角度，第二拨动部向第四拨动方向拨动的拨动量关联飞行器向右偏航的右偏航速度或右偏航加速度或右偏航角度。

此种飞行器的右操纵杆，只需要拨动该第二拨动部810就能进行偏航姿态的操控，操控过程中，可以手握右操纵杆，利用大拇指控制第二拨动部810的拨动，符合人体工学，操控方便。

在一些实施例中，该偏航输入元件为可按压可拨动的电位器，第二拨动部810在按压方向上的位置包括初始位和下压位，当第二拨动部被按压至下压位时，飞行器的偏航配平清零。

此时，右操纵杆上集成了飞行器偏航配平清零的功能，在进行偏航配平清零时也无需切换模式，也有利于降低飞行员操作不当的几率。

需知实际实施过程中，可按压可拨动的电位器可以采用现有电位器，例如三态传感器，具体结构并不为本公开的创新点，此处不做赘述。

在另一些实施例中，该偏航输入元件也可以为可转动的设置于操纵摇杆700上的拨盘或拨钮，该操纵摇杆700上设置有用于测量拨盘或拨钮转动角度的传感器，利用该传感器采集的数据关联飞行器的偏航参数，进行偏航控制。

在一些实施例中，第三拨动方向与第四拨动方向呈相反设置。譬如，第三拨动方向为向左拨动的方向，第四拨动方向为向右拨动的方向。在实际实施过程中，第三拨动方向和第四拨动方向也可以对应其他方向，譬如，第三拨动方向也可以为向右拨动的方向，第四拨动方向也可以为向左拨动的方向；又譬如，第三拨动方向还可以为向上或向下拨动的方向，第四拨动方向也可以对应为向上或向下拨动的方向。当然，第三拨动方向和第四拨动方向的实际拨动方向最好尽可能与现有操纵手柄一致，更有利于飞行员快速适应。

在还有一些实施例中，结合参见图18，操纵摇杆700包括相连接的连杆部710和第二握持部720，连接关节900设置于第二基座600和连杆部710之间，第二握持部720能够相对连杆部710沿第三方向转动，第二握持部720相对连杆部710的转动角度关联飞行器的偏航姿态。

此种飞行器的右操纵杆，只需要沿第三方向转动第二握持部720就能进行偏航姿态的操控，操控方便。

譬如，在一些实施例中，该第三方向是指第二握持部720相对连杆部710回转的方向。在进行偏航姿态操控时，握持该第二握持部720，只需要拧转第二握持部720，即可实现偏航姿态操控，符合人体工学。

在一些实施例中，第二握持部720与连杆部710之间设置有用于测量第二握持部720与连杆部710之间的转动角度的第一采集元件，该第一采集元件采集的数据关联飞行器的偏航姿态。在实际实施过程中，该第一采集元件可以为电位器或角度编码器等。

上述实施例中的偏航操控结构可以根据实际需求进行选择，以下实施例将对第一低副和第二低副进行说明，也就是详述如何进行滚转和俯仰姿态的控制：

在一些实施例中，操纵摇杆700还配置有第三传感器320，第三传感器820用于测量操纵摇杆700随第一低副移动或转动的变化量。

需要说明的是，此处第一低副移动或转动的变化量可以分为两种情况，若第一低副是移动副，那么该变化量就表示操纵摇杆700相对第二基座沿第一方向的行程变化，若第一低副是转动副，那么该变化量就表示操纵摇杆700相对第二基座沿第一方向的转动角度。在实际实施过程中，该第三传感器720可以为旋转式电位器，也可以为角度编码器等，只要能够直接或间接采集到操纵摇杆700沿第一方向移动的行程变化或转动角度均可。

在一些实施例中，操纵摇杆700还配置有第四传感器730，第四传感器730用于测量操纵摇杆700随第二低副移动或转动的变化量。

需要说明的是，此处第二低副移动或转动的变化量也可以分为两种情况，若第二低副是移动副，那么该变化量就表示操纵摇杆700相对第二基座沿第二方向的行程变化，若第二低副是转动副，那么该变化量就表示操纵摇杆700相对第二基座沿第二方向的转动角度。在实际实施过程中，该第四传感器730可以为旋转式电位器，也可以为角度编码器等，只要能够直接或间接采集到操纵摇杆700沿第二方向移动的行程变化或转动角度均可。在实际实施过程中，该第四传感器730可以为旋转式电位器，也可以为角度编码器等，只要能够直接或间接采集到操纵摇杆700沿第二方向移动的行程变化或转动角度均可。

在一些实施例中，第一低副为横向转动副或横向移动副；第二低副为纵向转动副或纵向移动副。

也就是说，在第一方向为横向，第二方向为纵向的前提下，实际实施过程中可以存在四种情况：第一种是第一低副和第二低副都是转动副；第二种是第一低副和第二低副都是移动副；第三种是第一低副是转动副，第二低副是移动副；第四种是第一低副是移动副，第二低副是转动副。

需要说明的是，对操纵该右操纵杆的飞行员而言，此处的“横向”是指左右方向，“纵向”是指前后方向。另外，虽然上述描述中未提及，但该操纵摇杆700和第二基座600之间是具有用于驱使操纵摇杆700保持在初始位置的弹性件1100的，该弹性件1100可以为压簧等。

为便于理解，在利用图中所示例的右操纵杆操控飞行器姿态时，握持该第二握持部720，向左或向右摇动该操纵摇杆700，操纵摇杆700就会随之向左或向右动，第三传感器820能够测量到相应的转动角度；向前或向后摇动该操纵摇杆700，操纵摇杆700就会随之向前或向后转动，第四传感器830能够测量到相应的转动角度；向左或向右拧转第二握持部720，对应的第一采集元件能够测量到相应的拧转角度；飞行器控制中心获取第三传感器820测量的转动角度、第四传感器830测量的转动角度和第一采集元件测量到的拧转角度来控制飞行器的横滚、俯仰和偏航，实现姿态控制。

为便于进一步理解第一低副和第二低副如何响应操控者的操控动作，以下对第一低副和第二低副都是转动副的方式列举示例进行说明。

在一些实施例中，结合参见图13至图15，第一低副为横向转动副，第一低副包括第一安装孔601和第一转动件910，第一安装孔601开设在第二基座600上，且沿第二基座纵向方向延伸，第一转动件910具有配合安装在第一安装孔601内的第一轴段912，第三传感器810用于测量第一转动件910在第一安装孔601内的转动角度；第二低副为纵向转动副，第二低副包括第二安装孔602和第二转动件920，第二安装孔602开设在第二基座600上，且沿第二基座横向方向延伸，第二转动件920具有配合安装在第二安装孔602内的第二轴段422，第四传感器820用于测量第二转动件920在第二安装孔602内的转动角度；其中，第一转动件910与操纵摇杆700绕一沿横向方向延伸的轴心线转动连接，第二转动件920与操纵摇杆700之间具有传扭结构。

在实际实施过程中，也可以采用另一种方式，也就是：第二转动件920与操纵摇杆700绕一沿纵向方向延伸的轴心线转动连接，第一转动件910与操纵摇杆700之间具有传扭结构。

在一些实施例中，参见图14、图15，传扭结构包括设置于相应转动件上的传扭槽921a和设置于操纵摇杆700上的力输入部711，力输入部711配合伸入传扭槽921a内；沿传扭方向，传扭槽921a的宽度与力输入部711的宽度匹配；传扭槽921a具有垂直与传扭方向的长边变向，使力输入部711能够在操纵摇杆700的驱动下在传扭槽921a内摆动。譬如，图14中，传扭槽921a设置于第二转动件920上。

在一些实施例中，参见图14和图15，第二基座600包括本体和开设于本体上的容纳空间603；第一转动件910沿纵向方向横跨第二基座600，第一转动件910具有设置于容纳空间603内的第一中间部位911，第一轴段912沿纵向分布在第一中间部位911的两侧，且第一中间部位911具有供力输入部711贯穿的中空通槽；第二转动件920沿横向方向纵跨第二基座600，第二转动件920具有第二中间部位921，第二轴段922沿横向分布在第二中间部位921的两侧，传扭槽921a设置于第二中间部位921上。此种方式中，第一转动件910和第二转动件920的受力均衡。

在一些实施例中，参见图14、图15，第三传感器820为安装在第二基座600和第一轴段912之间的第一旋转式电位器；第四传感器830为安装在第二基座600和第二轴段922之间的第二旋转式电位器。

在一些实施例中，参见图16，该第二基座600上设置有面板1000，弹性件1100设置于第二基座600和第二握持部720之间，该面板1000和第二握持部720之间还设置有密封罩1200，第二基座600外还设置有防护罩1300。有利于使连接关节900被更好的防护，提高操纵杆的寿命。

图19是本申请的一示例性实施例示出的垂直起降固定翼飞行器的控制装置的框图。该系统可以应用于图1所示的实施环境，并具体配置在终端设备中。该装置也可以适用于其它的示例性实施环境，并具体配置在其它设备中，本实施例不对该装置所适用的实施环境进行限制。

如图19所示，本申请提供一种垂直起降固定翼飞行器的控制装置，装置包括：

飞行阶段判断模块1910，用于获取飞行器的当前飞行速度，并根据飞行器的当前飞行速度判断飞行器的飞行阶段；

操纵杆指令获取模块1920，用于获取操纵杆指令，操纵杆指令通过操纵杆生成；

指令生成模块1930，用于根据飞行阶段与操纵杆指令生成对应的操控指令，操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；

控制模块1940，用于向飞行器发送操控指令，使执行机构执行操控指令，以控制飞行器飞行；其中，执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面、平飞动力系统。

需要说明的是，上述实施例所提供的垂直起降固定翼飞行器的控制装置与上述实施例所提供的飞行器的控制方法属于同一构思，其中各个模块和单元执行操作的具体方式已经在方法实施例中进行了详细描述，此处不再赘述。上述实施例所提供的垂直起降固定翼飞行器的控制装置在实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将系统的内部结构划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能，本处也不对此进行限制。

本申请的实施例还提供了一种电子设备，包括：一个或多个处理器；存储装置，用于存储一个或多个程序，当一个或多个程序被一个或多个处理器执行时，使得电子设备实现上述各个实施例中提供的飞行器的控制方法。

本申请的实施例还提供了一种飞行器，包括：

飞行器本体，以及

设置于飞行器本体上的所述的垂直起降固定翼飞行器的控制装置。

图20示出了适于用来实现本申请实施例的电子设备的计算机系统的结构示意图。需要说明的是，图20示出的电子设备的计算机系统2000仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。

如图20所示，计算机系统2000包括中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)2001，其可以根据存储在只读存储器(Read-Only Memory，ROM)2002中的程序或者从储存部分2008加载到随机访问存储器(Random Access Memory，RAM)2003中的程序而执行各种适当的动作和处理，例如执行上述实施例中所述的方法。在RAM 2003中，还存储有系统操作所需的各种程序和数据。CPU 2001、ROM 2002以及RAM 2003通过总线2004彼此相连。输入/输出(Input/Output，I/O)接口2005也连接至总线2004。

以下部件连接至I/O接口2005：包括键盘、鼠标等的输入部分2006；包括诸如阴极射线管(Cathode Ray Tube，CRT)、液晶显示器(Liquid Crystal Display，LCD)等以及扬声器等的输出部分2007；包括硬盘等的储存部分2008；以及包括诸如LAN(Local AreaNetwork，局域网)卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分2007。通信部分2007经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器2010也根据需要连接至I/O接口2005。可拆卸介质2011，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器2010上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入储存部分2008。

特别地，根据本申请的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本申请的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图2所示的方法的计算机程序。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分2009从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质2011被安装。在该计算机程序被中央处理单元(CPU)2001执行时，执行本申请的系统中限定的各种功能。

需要说明的是，本申请实施例所示的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(Erasable Programmable Read Only Memory，EPROM)、闪存、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(Compact Disc Read-Only Memory，CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本申请中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的计算机程序。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的计算机程序可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、有线等等，或者上述的任意合适的组合。

附图中的流程图和框图，图示了按照本申请各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。其中，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

描述于本申请实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现，所描述的单元也可以设置在处理器中。其中，这些单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。

本申请的另一方面还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被计算机的处理器执行时，使计算机执行如前所述的飞行器的控制方法。该计算机可读存储介质可以是上述实施例中描述的电子设备中所包含的，也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。

本申请的另一方面还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。计算机设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该计算机设备执行上述各个实施例中提供的飞行器的控制方法。

上述实施例仅示例性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，但凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (11)

1.一种飞行器的控制方法，其特征在于，所述方法包括：

获取飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度，并根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断所述飞行器的飞行阶段；

获取操纵杆指令，所述操纵杆指令通过操纵杆生成；

根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，所述操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；

向所述飞行器发送所述操控指令，使所述执行机构执行所述操控指令，以控制所述飞行器飞行；其中，所述执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面和平飞动力系统。

2.根据权利要求1所述的飞行器的控制方法，其特征在于，所述操纵杆指令包括操纵飞行器动作的爬升速率、下降速率、左移动速率、右移动速率、前进加速速率、前进减速速率、抬头俯仰角速率、低头俯仰角速率、左滚转角速率、右滚转角速率。

3.根据权利要求1所述的飞行器的控制方法，其特征在于，所述根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，包括：

根据飞行阶段、操纵杆指令以及预先建立的指令映射关系表，生成操控指令；其中，在所述指令映射关系表中预先建立飞行阶段、操纵杆指令、操控指令之间的对应关系。

4.根据权利要求1所述的飞行器的控制方法，其特征在于，根据飞行器的当前飞行速度或当前飞行高度判断所述飞行器的飞行阶段，包括：

根据当前飞行速度与预先建立的第一关联关系列表，得到所述飞行器的当前飞行阶段；其中，所述第一关联关系列表用于表示飞行速度与飞行阶段的映射关系；

或，根据当前飞行高度与预先建立的第二关联关系列表，得到所述飞行器的当前飞行阶段；其中，所述第二关联关系列表用于表示飞行高度与飞行阶段的映射关系；

所述飞行阶段包括：垂直起降阶段、转换阶段、平飞阶段；

其中，若所述飞行器的飞行速度小于v1或飞行高度小于h1，则所述飞行器处于垂直起降阶段；

若所述飞行器的飞行速度在v1～v2之间或飞行高度在h1～h2之间，则所述飞行器处于转换阶段；

若所述飞行器的飞行速度大于v2或飞行高度大于h2，则所述飞行器处于平飞阶段；

其中，v2大于v1，h2大于h1。

5.根据权利要求4所述的飞行器的控制方法，其特征在于，所述悬停动力系统包括以阵列方式设置在所述飞行器质心两侧的第一执行机构、第二执行机构、第三执行机构、第四执行机构，其中，所述第一执行机构与所述第二执行机构设置在飞行器质心的左侧，所述第三执行机构和第四执行机构设置在飞行器质心的右侧；沿所述飞行器的飞行方向，所述第一执行机构设置在飞行器质心前，所述第二执行机构设置在飞行器质心后，所述第三执行机构设置在飞行器质心前，所述第四执行机构设置在飞行器质心后。

6.根据权利要求5所述的飞行器的控制方法，其特征在于，在所述垂直起降阶段，

若飞行器爬升，操纵杆指令映射为爬升速率，所述操控指令为同时增大第一执行机构、第二执行机构、第三执行机构、第四执行机构的输出动力；

若飞行器下降，操纵杆指令映射为下降速率，所述操控指令为同时减小第一执行机构、第二执行机构、第三执行机构、第四执行机构的输出动力；

若飞行器左飞，操纵杆指映射令为左移动速率，所述操控指令为减小第一执行机构和第二执行机构的输出动力，增大第三执行机构和第四执行机构的输出动力；

若飞行器右飞，操纵杆指令映射为右移动速率，所述操控指令为增加第一执行机构和第二执行机构的输出动力，减小第三执行机构和第四执行机构的输出动力；

若飞行器前进加速，操纵杆指令映射为前进加速速率，所述操控指令为增加第二执行机构和第四执行机构的输出动力，减小第一执行机构和第三执行机构的输出动力；

若飞行器前进减速，操纵杆指令映射为前进减速速率，所述操控指令为减小第二执行机构和第四执行机构的输出动力，增加第一执行机构和第三执行机构的输出动力。

7.根据权利要求5所述的飞行器的控制方法，其特征在于，在所述转换阶段，

若飞行器前飞爬升，操纵杆指令映射为前进加速速率和爬升速率，所述操控指令为增加平飞动力系统的输出动力，增加飞行器前飞速度，减少悬停动力系统的输出动力，控制飞行器舵面增加飞行器迎角，使飞行器爬升；

若飞行器前飞下降，操纵杆指令映射为前进加速速率和下降速率，所述操控指令为减小平飞动力系统的输出动力，降低飞行器前飞速度，控制飞行器舵面使飞行器迎角先增加后减小，增加悬停动力系统的输出动力，使飞行器下降；

若飞行器前左飞，操纵杆指令映射为左滚转速率，所述操控指令为减小悬停动力系统的第一执行机构和第二执行机构的输出动力，增加悬停动力系统的第三执行机构和第四执行机构的输出动力，控制飞行器舵面使飞行器左滚转；

若飞行器前右飞，操纵杆指令映射为右滚转速率，所述操控指令为增加悬停动力系统的第一执行机构和第二执行机构的输出动力，减小悬停动力系统的第三执行机构和第四执行机构的输出动力，控制飞行器舵面使飞行器右滚转。

8.根据权利要求5所述的飞行器的控制方法，其特征在于，在所述平飞阶段，

若飞行器爬升，操纵杆指令映射为抬头俯仰角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面增加飞行器迎角，增加平飞动力系统的输出动力；

若飞行器下降，操纵杆指令映射为低头俯仰角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面减小飞行器迎角，减小平飞动力系统的输出动力；

若飞行器左飞，操纵杆指令映射为左滚转角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面使飞行器左滚转；

若飞行器右飞，操纵杆指令映射为右滚转角速率，所述操控指令为控制飞行器舵面使飞行器右滚转；

若飞行器前进加速，操纵杆指令映射为前进加速速率，所述操控指令为增加平飞动力系统的输出动力；

若飞行器前进减速，操纵杆指令映射为前进减速速率，所述操控指令为减小平飞动力系统的输出动力。

9.一种飞行器的控制系统，其特征在于，所述控制包括：

飞行阶段判断模块，用于获取飞行器的当前飞行速度，并根据飞行器的当前飞行速度判断所述飞行器的飞行阶段；

操纵杆指令获取模块，用于获取操纵杆指令，所述操纵杆指令通过操纵杆生成；

指令生成模块，用于根据所述飞行阶段与所述操纵杆指令生成对应的操控指令，所述操控指令用于指示执行机构执行相应的动作；

控制模块，用于向所述飞行器发送所述操控指令，使所述执行机构执行所述操控指令，以控制所述飞行器飞行；其中，所述执行机构包括悬停动力系统、飞行器舵面、平飞动力系统。

10.一种飞行器，其特征在于，包括：

飞行器本体，以及

设置于所述飞行器本体上的如权利要求9所述的飞行器的控制系统。

11.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序被计算机的处理器执行时，使计算机执行权利要求1至8中任一项所述的飞行器的控制方法的步骤。

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