CN117104546A - 一种多涵道式无人机及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多涵道式无人机及控制方法，该无人机包括姿态控制模块、动力模块和载荷模块，姿态控制模块包括多个上层涵道，上层涵道内设置有第一推进装置。动力模块包括一个下层涵道，下层涵道内设置有第二推进装置，第二推进装置的动力大于第一推进装置，且两者的螺旋桨旋转方向相反。载荷模块包括设置于上层涵道与下层涵道之间的核心控制单元，核心控制单元被配置为感知本机姿态位置信息，并控制第一推进装置和第二推进装置产生的转速差与扭矩差实现姿态控制。本发明采用无舵面、导流翼板设计，结构更加牢固可靠，故障率降低；采用多个涵道螺旋桨式推进装置搭配的方式，可实现扭矩相互抵消的组合。

Description

一种多涵道式无人机及控制方法

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种多涵道式无人机及控制方法。

背景技术

目前，舷外有源干扰诱饵技术通常基于与水面舰艇保持一定距离的有源干扰机，通过拖曳式使其漂浮在水面上或者依靠投掷发射方式的同时使用降落伞、脉冲火箭等手段使其尽可能保证浮空的工作时间。其中，通过投掷发射方式进行部署并滞空工作的的舷外有源干扰诱饵，比拖曳式/水面漂浮式在部署和使用灵活性及覆盖范围上都有着比较大的优势，因此在水面舰艇上应用较为广泛。投掷发射方式是将舷外有源干扰无人机从舰艇炮筒中打出，故需具有适应炮筒形状的无人机。

传统无人机，一般包括无人直升机、固定翼飞行器、多旋翼飞行器等飞行器，具有机体结构复杂，气动效率差，噪音大，耗能大等缺点，而涵道式无人机则具有传统无人机无法比拟的优点，如机动性能好，机体结构紧凑，气动效率高，噪音屏蔽性好等优点。目前，也正是因为涵道无人机有以上的优点所以日益成为无人机领域研究的新方向。在螺旋桨直径一样、螺距相同的前提条件下，涵道式动力装置会比普通旋翼动力装置额外产生一些附加升力。涵道式无人机尺寸小，重量轻，结构紧凑，易于操纵，安全性能高，在复杂环境中也能够具有良好的稳定性，因此，在军用和民有领域涵道式无人机在未来都会有更好的发展前景。

专利CN202220353036.8公开了折叠式无人机，包括：无人机主体和机腿主体，无人机主体具有机腿容纳槽，机腿主体与无人机主体转动连接，机腿主体配置为能够相对于无人机主体朝向机腿容纳槽的方向转动。折叠式无人机还包括机臂主体，无人机主体具有机臂容纳槽，机臂主体与无人机主体转动连接，机臂主体配置为能够相对于无人机主体朝向机臂容纳槽的方向转动。目前有人采用这种形式的无人机作为炮筒发射无人机。折叠式无人机可以折叠状态下装入炮筒，打出后在空中弹开四个机臂，转换成四旋翼模式。其问题在于需要展开机臂，导致机械结构复杂，故障率因此提高。

专利CN202221244407.5公开了一种涵道无人机，包括机架，其上设有多个阵列布置的涵道通孔，各涵道通孔沿上下贯穿机架，机架的头部上方设有安装座；相机固定架及竞速固定件，分别择一可拆卸连接于安装座上，相机固定架上设有相机；中控动力部件，包括设于机架上的动力源组件，及多个分别与动力源组件电控连接的螺旋桨电机，各螺旋桨电机分别一对一的设于各涵道通孔中；多个螺旋桨，一对一连接于各螺旋桨电机的输出端且容纳于涵道通孔中。虽然这种涵道无人机相比折叠式结构简单，可靠性相对较高，且控制方法和四旋翼一样，但无针对性设计的外形，无法装入炮筒。

共轴式涵道无人机和单旋翼涵道无人机都是目前比较流行的无人机类型，其中：

共轴式涵道无人机采用了共轴旋转的涵道设计，优点在于稳定性较高，能够在较强的风力下飞行，同时也比较容易控制。它的缺点则在于速度较慢，不能够进行高速飞行。

单旋翼涵道采用单旋翼加可调稳定翼板的结构进行姿态和航向控制，其优点在于速度较快，能够进行高速飞行，同时也比较灵活。它的缺点则在于稳定性较差，需要较高的技术水平才能控制好。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出一种多涵道式无人机及控制方法，重点解决无人机外形及无人机控制问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种多涵道式无人机，包括：

姿态控制模块，包括多个上层涵道，所述上层涵道内设置有第一推进装置；

动力模块，包括一个下层涵道，所述下层涵道内设置有第二推进装置，所述第二推进装置的动力大于第一推进装置，且两者的螺旋桨旋转方向相反；

载荷模块，包括设置于上层涵道与下层涵道之间的核心控制单元，所述核心控制单元被配置为感知本机姿态位置信息，并控制第一推进装置和第二推进装置产生的转速差与扭矩差实现姿态控制。

进一步地，所述姿态控制模块、载荷模块和动力模块依次连接形成旋转体结构。

进一步地，所述载荷模块还包括第一电子调速器、第二电子调速器、降压模组和电池模组，所述第一电子调速器的输入端连接核心控制单元并通过降压模组连接电池模组，输出端连接多个第一推进装置；所述第二电子调速器的输入端连接核心控制单元和电池模组，输出端连接第二推进装置。

进一步地，所述载荷模块还包括与核心控制单元连接的GPS模组、接收机和数传接收端，所述GPS模组被配置为接收卫星导航信号，所述接收机被配置为接收遥控信号，所述数传接收端被配置为与地面站进行通信。

进一步地，所述核心控制单元包括Pixhawk飞控板，所述Pixhawk飞控板被配置为包括：根据处理指令信号计算出第一推进装置和第二推进装置对应的PWM控制信号指令值。

进一步地，所述核心控制单元还包括惯性导航系统，所述惯性导航系统被配置为结合GPS模组实时监测本机的位置信息和姿态信息。

一种多涵道式无人机控制方法，包括横滚控制、俯仰控制和偏航控制，所述横滚控制和俯仰控制通过多个第一推进装置产生的转速差来实现，所述偏航控制通过多个第一推进装置和第二推进装置产生的扭矩差来实现。

进一步地，所述俯仰控制中，当本机需要正方向俯仰运动即抬头时，则使前方的第一推进装置加速，并使后方的第一推进装置减速，从而使本机向后倾斜形成抬头姿态。

进一步地，所述偏航控制中，扭矩配平的方法包括以下步骤：

S101. 判断多个第一推进装置和第二推进装置是否存在扭矩差导致偏航，若是，则执行步骤S102；若无，则扭矩已配平；

S102. 判断扭矩差是否为正即存在正向偏航趋势，若是，则增加产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或减小产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速；否则，减小产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或增加产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速。

进一步地，所述偏航控制中，无外界干扰的悬停方法包括以下步骤：

S201. 控制多个第一推进装置的转速差为零，并使多个第一推进装置和第二推进装置的总推力等于本机总重量；

S202. 判断多个第一推进装置和第二推进装置是否存在扭矩差导致偏航，若是，则执行步骤S203；若无，则本机将以[0，0，0]的三轴姿态角悬停在空中位置保持固定不动；

S203. 判断扭矩差是否为正即存在正向偏航趋势，若是，则保持总推力不变，增加产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或减小产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速；否则，保持总推力不变，减小产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或增加产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速。

本发明的有益效果在于：

（1）无舵面设计：现有涵道式无人机通常采用舵面控制姿态变化、对于抵消单涵道产生的反扭距则是通过在涵道尾部增设导流翼板，而本发明的多涵道式无人机仅依靠多个涵道螺旋桨式推进装置即可完成姿态控制与扭矩配平。一般来说，舵面控制的无人机在高速飞行和飞行稳定性方面具有优势，四旋翼无人机在垂直起降和悬停方面具有优势，而保持与舰艇相同的速度需要大概37-56公里/小时的速度，属于低速飞行，本发明的多涵道式无人机取消了舵面控制，采用类似四旋翼无人机的控制方法，并不会带来明显劣势，与此同时，取消舵面控制简化了机械结构，结构更加牢固可靠，降低飞行故障率。

（2）动力设计：在机身尺寸受约束的前提下，本发明的多涵道式无人机的涵道效率远高于多旋翼机，能够提供更大的推力，采用涵道螺旋桨式推进装置可在有限装配空间内提供更大的有效推力，具备更强大的功能载荷装备能力。另一方面，旋翼机的螺旋桨在受到外界碰撞后非常容易坏掉，而低成本旋翼机无余度设计，坏掉一个旋翼即会破坏控制系统的稳定性，无人机将面临坠毁的风险；本发明中推进装置的螺旋桨被涵道包裹，受到外物撞击而损坏的可能性大大降低，故采用涵道螺旋桨式推进装置既提高了效率，也提高了无人机安全性能。

（3）控制设计：本发明的多涵道式无人机与四旋翼无人机的控制方法类似，控制逻辑清晰易懂。采用成熟开源Pixhawk飞控硬件，便于在原有四旋翼控制代码基础上进行二次开发。另一方面，姿态控制模块负责控制无人机的姿态倾转，但倾转后动力模块的推力水平分量依然对位置控制是有益的；动力模块负责提供向上的推力，但姿态控制模块也同时提供向上的推力，对整体是正贡献的。因此，本发明在控制解耦的基础上，也充分利用了各个推进装置产生的动力。

（4）外形设计：本发明的多涵道式无人机整体外形为旋转体，在受风干扰下，仅会收到较小的偏航干扰力矩，相比非旋转体无人机具有更好的偏航稳定性。此外，多涵道式无人机采用尺寸合规的圆柱形外形可装入炮筒发射起飞。

（5）结构设计：相比现有的折叠式无人机，本发明的多涵道式无人机结构上更为简化，成本降低，控制稳定性提高，飞行故障率降低。

（6）装配设计：传统无人机装配多采用螺钉固定，本发明通过材质选取、链接处设计，多使用AB胶水粘合。一方面，AB胶水属于慢干胶，粘连后硬度高，在高震动下持久牢固。另一方面，AB胶具有高剪切强度，完全能够保证涵道风扇与机身的稳固连接。其优势在于面对高震动有更好的稳定性，连接方便的同时减少整机重量，此外，胶水连接还可以提供更好的密封性和防水性能。

附图说明

图1 本发明实施例1的多涵道式无人机结构示意图。

图2 本发明实施例2和3的扭矩配平逻辑流程图。

图3 本发明实施例3的多涵道式无人机结构示意图。

图4 本发明实施例3的小涵道风扇结构示意图。

图5 本发明实施例3的大涵道风扇结构示意图。

图6 本发明实施例3的6涵道竖直安装的结构示意图。

图7 本发明实施例3的涵道倾转一定角度安装的结构示意图。

附图标记：1-小涵道风扇，2-圆盘，3-中空管，4-载荷模块，5-中空连接杆，6-大涵道风扇。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现说明本发明的具体实施方式。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即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。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的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。

实施例1

本实施例提供了一种多涵道式无人机，如图1所示，包括姿态控制模块、动力模块和载荷模块，其中姿态控制模块包括多个上层涵道，上层涵道内设置有第一推进装置。动力模块包括一个下层涵道，下层涵道内设置有第二推进装置，第二推进装置的动力大于第一推进装置，且两者的螺旋桨旋转方向相反。载荷模块包括设置于上层涵道与下层涵道之间的核心控制单元，核心控制单元被配置为感知本机姿态位置信息，并控制第一推进装置和第二推进装置产生的转速差与扭矩差实现姿态控制。姿态控制模块、载荷模块和动力模块依次连接形成旋转体结构。

优选地，载荷模块还包括第一电子调速器、第二电子调速器、降压模组和电池模组，第一电子调速器的输入端连接核心控制单元并通过降压模组连接电池模组，输出端连接多个第一推进装置；第二电子调速器的输入端连接核心控制单元和电池模组，输出端连接第二推进装置。

优选地，载荷模块还包括与核心控制单元连接的GPS模组、接收机和数传接收端，GPS模组能够接收卫星导航信号，接收机能够接收遥控信号，数传接收端能够与地面站进行通信。

优选地，核心控制单元包括Pixhawk飞控板，Pixhawk飞控板能够根据处理指令信号计算出第一推进装置和第二推进装置对应的PWM控制信号指令值。

更为优选地，核心控制单元还包括惯性导航系统，惯性导航系统能够结合GPS模组实时监测本机的位置信息和姿态信息。

实施例2

本实施例在实施例1的基础上：

本实施例提供了一种多涵道式无人机控制方法，包括横滚控制、俯仰控制和偏航控制，横滚控制和俯仰控制通过多个第一推进装置产生的转速差来实现，偏航控制通过多个第一推进装置和第二推进装置产生的扭矩差来实现。

优选地，俯仰控制中，当本机需要正方向俯仰运动即抬头时，则使前方的第一推进装置加速，并使后方的第一推进装置减速，从而使本机向后倾斜形成抬头姿态。

优选地，偏航控制中，扭矩配平的方法包括以下步骤：

S101. 判断多个第一推进装置和第二推进装置是否存在扭矩差导致偏航，若是，则执行步骤S102；若无，则扭矩已配平；

S102. 判断扭矩差是否为正即存在正向偏航趋势，若是，则增加产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或减小产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速；否则，减小产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或增加产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速。

如图2所示，偏航控制中，无外界干扰的悬停方法包括以下步骤：

S201. 控制多个第一推进装置的转速差为零，并使多个第一推进装置和第二推进装置的总推力等于本机总重量；

S202. 判断多个第一推进装置和第二推进装置是否存在扭矩差导致偏航，若是，则执行步骤S203；若无，则本机将以[0，0，0]的三轴姿态角悬停在空中位置保持固定不动；

S203. 判断扭矩差是否为正即存在正向偏航趋势，若是，则保持总推力不变，增加产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或减小产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速；否则，保持总推力不变，减小产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或增加产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速。

实施例3

本实施例在实施例1的基础上：

本实施例提供了一种多涵道式无人机的具体实现方案，如图3所示，该无人机包括：

1.30mm直径涵道风扇（或其他尺寸），如图4所示；

2.泡沫圆盘（或其他材质，如金属、复合材料等）；

3.碳钎维中空管（或其他复合材料，如橡胶、塑料、树脂等）；

4.工程塑料载荷模块（或其他材质，如金属、复合材料等）；

5.工程塑料中空连接杆（或其他材质，如金属、复合材料等）；

6.80mm直径涵道风扇（或其他尺寸），如图5所示。

一、整体方面

本实施例的多涵道式无人机是一个直径为120mm（或其他尺寸）的圆柱形外轮廓，包含四个小涵道风扇和一个大涵道风扇。材质上从上至下为泡沫、碳钎维、工程塑料，其中碳管下连接的工程塑料为通过3D打印得到的一体的外壳。

二、结构方面

上层为姿态控制模块，包含：30mm的CW涵道风扇4个（电机CW表示电机的旋转方向为顺时针方向，将会产生以自身为中心逆时针的扭矩），实心泡沫圆盘1个，中空碳钎维连接管1根。

最上面采用4个直径为30mm的涵道风扇（单个涵道可提供推力260g），通过AB胶与泡沫圆盘粘合固定，对称分布在泡沫圆盘上，四个涵道风扇分别有三根供电线，穿过中空的碳管到达下层进行连接。碳管上端与泡沐圆盘通过AB胶粘合。

需要注意的是，人为规定正方向后，右前涵道为1号，左后为2号，左前为3号，右后为4号涵道风扇，这将直接影响控制率设计。

中间层为载荷模块，包含：20A电调（电子调速器）4个、120A电调1个、6S电池1块、降压模块1个、Pixhawk飞控板1个、电源管理板1块、GPS模块1个、接收机1个、数传接收端1个。

采用3D打印工程塑料形成圆锥加圆柱的混合空心实体作为载荷模块外壳，与碳管下端用AB胶粘合固定。碳管中有从上层穿过来的4组12根电源线，在载荷模块中分别与4个20A的电调相连接，作为电调的输出端，电调输入线包含信号与电源，信号线分别连接Pixhawk飞控板的1、2、3、4号PWM信号输出接口，电调的电源线通过降压模块与6S电池相连，因为6S电池标称电压为22.2V，而小涵道风扇需要的电压为14.8V。6S电池同时将直连120A的大电调，用于对大涵道风扇进行控制，大电调的输出端也是3根电源线，将通过中空的工程塑料连接管去向下层进行连接，而大电调的输入端信号线，与Pixhawk飞控板的5号PWM信号输出接口连接。飞控板SBUS RC端口与接收机直连，用于接收遥控信号。飞控板TELEM1端口与数传接收端直连，用于与地面站进行通信。飞控板GPS MODULE端口与GPS模块直连，用于接收卫星导航信号。

需要注意的是，Pixhawk飞控板中包含IMU惯导系统（含余量设计的磁力计、陀螺仪、加速度计传感器组合），结合GPS模块可以实时监测无人机的位置、姿态信息，这是控制所必须的信息，因此Pixhawk飞控板和GPS模块朝向必须始终指向无人机的正方向，且GPS模块的安装水平高度需高于Pixhawk飞控板，以提高定位精度，这是Pixhawk飞控板中固件算法特性所决定的。

最下层为动力模块，其包含：80mm直径的CCW飞翼牌涵道风扇、3D打印工程塑料圆筒外壳以及中空的连接管。

从中间层通过中空连接管下来的有3根电源线，将其与80mm涵道风扇相连接。大涵道风扇标称推力有4500g，因此有两个耳朵用于固定，如图5所示。在3D打印工程塑料圆筒外壳中包含中心对称的两个3mm宽的槽，将大涵道的耳朵插进去后，空隙处注入AB胶水，等待30mins后即可粘合牢固。因胶水粘合处基本只受剪切力，且AB胶可承受剪切力高达数百到数千磅的范围，因此无需使用螺丝等额外固定方式。

三、功能方面

中间层包含Pixhawk飞控板为无人机的核心控制单元，其一方面负责感知无人机姿态位置信息，另一方面通过处理指令信号，计算出5个涵道风扇对应的PWM控制信号指令值。

上层四个涵道类似四旋翼无人机，通过电机转速差实现姿态倾转，进而控制无人机水平位置变化。而与四旋翼不同之处在于，四个涵道均采用CW电机，即4个涵道风扇无法抵消扭矩，只要开始旋转，整体上看就会有一个逆时针旋转的力矩，一个让无人机发生偏航方向的逆时针旋转的趋势。

下层大涵道动力主要提供向上的推力，在上层引起无人机姿态倾转后，下层大涵道的推力水平分量亦可用于水平位置控制。另一方面，大涵道采用CCW电机，只要扇叶转动就会产生顺时针的扭矩，一个让无人机发生偏航方向的顺时针旋转的趋势，而通过控制系统调节与上层的力矩保持动态平衡，即无人机整体不会发生期望外的偏航转动。

四、控制方面

该无人机的水平位置控制和姿态控制是耦合在一起的，即若需要无人机向前移动，必须使无人机产生一个负方向的俯仰姿态运动（前低后高的低头姿态），而此时涵道的合推力在水平方向的分量将推动无人机向前运动；类似的，若需要无人机向右移动，必须使无人机产生一个正方向的横滚姿态运动（右低左高的倾斜姿态）。姿态控制包含横滚、俯仰和偏航，其中横滚、俯仰控制完全依靠上层四个小涵道的转速差来实现，以俯仰控制为例，当需要正方向俯仰运动（抬头）时，前面的涵道电机（1号和3号）会加速，后面的涵道电机（2号和4号）会减速，从而使得四旋翼向后倾斜，形成抬头姿态。

偏航方向的控制，首先需要明确无人机垂直位置的控制。无人机垂直位置的控制取决于重力与向上的推力差，只要控制五个涵道在垂直方向产生的合推力大小即可控制无人机的垂直位置变化，而其中各个涵道具体贡献多少推力是需要根据控制器进行总推力分配的。

以假设无外界干扰的悬停为例说明控制逻辑：期望无人机以[0，0，0]的三轴姿态角悬停在空中位置保持固定不动，此时四个小涵道不存在转速差，因此不会产生横滚和俯仰变化，五个涵道的总推力等于无人机总重量，而其中将正向旋转，产生负扭矩的四个小涵道组与反向旋转，产生正扭矩的大涵道分为两部分，通过控制器进行配平。其配平逻辑框如图2所示。

基于上述扭矩配平逻辑，可通过控制扭矩差实现偏航控制。对于其他飞行状态，例如存在横滚角度、俯仰角度、垂直加速度等情况，因偏航控制与位置控制是解耦的，且该配平逻辑针对偏航力矩配平，因此该控制逻辑也是奏效的。

需要注意的是，实际飞行中，无人机始终会受外界因素干扰，因此上述扭矩配平为一个动态平衡过程。无人机总体控制量为平衡与机动两部分线性叠加结果。

至此便可实现无人机的三轴姿态角度控制，进而进行水平位置，结合五个涵道的总推力垂直分量控制，实现无人机的位置控制。

优选地，若上层姿态控制模块涵道布局改变，控制思路不变，在保证总升力一定的情况下进行控制分配，实现姿态变化。

优选地，上层的姿态控制模块中，涵道的安装方式不局限于本实施例，还包含多涵道以及涵道以一定角度安装的情况。例如，6个涵道竖直安装（提供控制余量），如图6所示；涵道倾转一定角度安装（增强姿态控制能力），如图7所示。

综上所述，本实施例的多涵道式无人机具有圆柱形外形，可装入炮筒的无人机；采用无舵面、导流翼板设计，结构更加牢固可靠，故障率降低；采用多个大小涵道风扇搭配的方式，可实现涵道相互扭矩抵消的组合。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种多涵道式无人机，其特征在于，包括：

姿态控制模块，包括多个上层涵道，所述上层涵道内设置有第一推进装置；

动力模块，包括一个下层涵道，所述下层涵道内设置有第二推进装置，所述第二推进装置的动力大于第一推进装置，且两者的螺旋桨旋转方向相反；

载荷模块，包括设置于上层涵道与下层涵道之间的核心控制单元，所述核心控制单元被配置为感知本机姿态位置信息，并控制第一推进装置和第二推进装置产生的转速差与扭矩差实现姿态控制。

2.根据权利要求1所述的一种多涵道式无人机，其特征在于，所述姿态控制模块、载荷模块和动力模块依次连接形成旋转体结构。

3.根据权利要求1所述的一种多涵道式无人机，其特征在于，所述载荷模块还包括第一电子调速器、第二电子调速器、降压模组和电池模组，所述第一电子调速器的输入端连接核心控制单元并通过降压模组连接电池模组，输出端连接多个第一推进装置；所述第二电子调速器的输入端连接核心控制单元和电池模组，输出端连接第二推进装置。

4.根据权利要求1所述的一种多涵道式无人机，其特征在于，所述载荷模块还包括与核心控制单元连接的GPS模组、接收机和数传接收端，所述GPS模组被配置为接收卫星导航信号，所述接收机被配置为接收遥控信号，所述数传接收端被配置为与地面站进行通信。

5.根据权利要求1所述的一种多涵道式无人机，其特征在于，所述核心控制单元包括Pixhawk飞控板，所述Pixhawk飞控板被配置为包括：根据处理指令信号计算出第一推进装置和第二推进装置对应的PWM控制信号指令值。

6.根据权利要求5所述的一种多涵道式无人机，其特征在于，所述核心控制单元还包括惯性导航系统，所述惯性导航系统被配置为结合GPS模组实时监测本机的位置信息和姿态信息。

7.一种多涵道式无人机控制方法，应用于权利要求1-6任一项所述的多涵道式无人机，其特征在于，所述控制方法包括横滚控制、俯仰控制和偏航控制，所述横滚控制和俯仰控制通过多个第一推进装置产生的转速差来实现，所述偏航控制通过多个第一推进装置和第二推进装置产生的扭矩差来实现。

8.根据权利要求7所述的一种多涵道式无人机控制方法，其特征在于，所述俯仰控制中，当本机需要正方向俯仰运动即抬头时，则使前方的第一推进装置加速，并使后方的第一推进装置减速，从而使本机向后倾斜形成抬头姿态。

9.根据权利要求7所述的一种多涵道式无人机控制方法，其特征在于，所述偏航控制中，扭矩配平的方法包括以下步骤：

S101. 判断多个第一推进装置和第二推进装置是否存在扭矩差导致偏航，若是，则执行步骤S102；若无，则扭矩已配平；

S102. 判断扭矩差是否为正即存在正向偏航趋势，若是，则增加产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或减小产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速；否则，减小产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或增加产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速。

10.根据权利要求7所述的一种多涵道式无人机控制方法，其特征在于，所述偏航控制中，无外界干扰的悬停方法包括以下步骤：

S201. 控制多个第一推进装置的转速差为零，并使多个第一推进装置和第二推进装置的总推力等于本机总重量；

S202. 判断多个第一推进装置和第二推进装置是否存在扭矩差导致偏航，若是，则执行步骤S203；若无，则本机将以[0，0，0]的三轴姿态角悬停在空中位置保持固定不动；

S203. 判断扭矩差是否为正即存在正向偏航趋势，若是，则保持总推力不变，增加产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或减小产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速；否则，保持总推力不变，减小产生负扭矩的第一推进装置的螺旋桨转速和/或增加产生正扭矩的第二推进装置的螺旋桨转速。