一种空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器及其控制方法与流程

本发明涉及无人机技术领域，特别涉及一种多旋翼飞行器六自由度解耦控制技术，具体属于无人机飞行力学与控制技术领域。

背景技术：

多旋翼飞行器利用多个旋翼，可以实现向任意方向飞行和空中悬停，能够完成多种任务。如利用多旋翼无人机搭载微型相机进行航拍，或者搭载各种测量仪器，进行高空探测或抛投物品。如今，多旋翼飞行器已经在农业、气象、电力、灾害预警和救援等多领域得到了广泛应用。

目前，大多数多旋翼无人机采用螺旋桨来提供升力，由于螺旋桨不可变距，改变拉力大小都是通过调节电机转速来实现的，且由于螺旋桨拉力方向不可相对机身倾斜，因此无论是前飞还是改变航向必然导致也必须要求机身姿态的改变，即存在速度与姿态耦合的问题。在机身需要不断倾斜的情况下，飞行的稳定性受到了影响，仪器设备工作在一个晃动的平台上，难以达到最佳的效果。为了消除这种不稳定性，一般采用增稳云台如三轴增稳云台，但是却增加了不必要的结构，而且对控制系统的要求比较高，无疑增加了飞行器的复杂程度。

目前需要一种在机械结构上实现旋翼拉力方向可变的多旋翼无人飞行器，保证飞行器在飞行过程中线速度和姿态解耦，即飞行速度与飞行姿态无关。

技术实现要素：

针对前述背景技术，本发明提供了一种空间六自由度独立可控的无人飞行器，实现速度和姿态的解耦控制。

本发明提供的一种空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器，包括机身5、机臂2、控制器7、起落架3，所述机臂2有四条，呈十字形对称分布在所述机身5上，每条机臂2的末端设有旋翼短舱系统，所述旋翼短舱系统包括前旋翼短舱系统1、后旋翼短舱系统6、左旋翼短舱系统4、右旋翼短舱系统8，各个旋翼短舱系统上的旋翼分别为前旋翼、后旋翼、左旋翼、右旋翼；

每套旋翼短舱系统包括桨毂9、桨叶10、桨叶变距摇臂11、上拉杆12、自动倾斜器13、下拉杆21、舵机14、舵机摇臂15、滑道22、上轴承座24、上轴承27、旋翼轴23、下轴承座25、下轴承26、夹板19、变速器17、小齿轮18、电机16、电机座20；

所述变速器17固定在所述旋翼轴23下端，所述下轴承26与所述旋翼轴23配合，位置在所述变速器17上方，所述下轴承座25与所述下轴承26配合，并固定在所述夹板19上，所述上轴承27与所述旋翼轴23配合，所述上轴承座24与所述上轴承27配合，并固定在所述夹板19上，所述滑道22固定在所述上轴承座24上，所述自动倾斜器13有动环和不动环，动环在不动环上方，所述桨叶变距摇臂11与所述桨毂9连接，所述舵机14安装在所述夹板19上，舵机转子上安装有所述舵机摇臂15，所述上拉杆12一端与所述桨叶变距摇臂11连接，另一端与所述自动倾斜器13的动环连接，所述下拉杆21一端与所述自动倾斜器13的不动环连接，另一端与所述舵机摇臂15连接，所述电机座20安装在所述夹板19上，所述电机16安装在所述电机座20上，所述小齿轮18与所述电机16的转子连接，所述变速器17与所述小齿轮18啮合，整个旋翼短舱系统通过所述夹板19安装在每条机臂2的末端；

旋翼由所述电机16通过变速器17驱动旋翼旋转，通过调节电机转速控制旋翼转速；所述桨毂9为中心较式；每套旋翼短舱系统各设有自动倾斜器13、至少三个所述舵机14，实现所述自动倾斜器13的三个自由度运动沿旋翼轴上下运动，左右倾斜、前后倾斜，所述自动倾斜器13的三个自由度运动实现旋翼的三个自由度操纵运动总距、纵向周期变距、横向周期变距；所有旋翼的三个自由度操纵运动和电机转速由所述控制器7控制，实现所有旋翼的操纵运动自由度、转速运动自由度的组合、协调。

所述中心铰式桨毂9包括万向节28、变距轴颈30、桨夹29，所述万向节28与旋翼轴23连接，所述变距轴颈30与万向节28连接，所述桨夹29与变距轴颈30铰接；所述桨叶变距摇臂11安装在所述变距轴颈30上，通过所述上拉杆12连接自动倾斜器13，实现旋翼桨盘平面对自动倾斜器13倾斜的跟踪，并由万向节28实现旋翼桨盘平面的倾斜；

桨叶10固定在桨夹29上，所述桨夹29可绕变距轴颈30旋转，实现桨叶变距。

前旋翼、后旋翼、左旋翼、右旋翼的旋向分别为右旋、右旋、左旋、左旋，即相对两副旋翼的旋向相同，相邻两副旋翼的旋向相反。

本发明的控制方法，特征在于：该方法采用空间六自由度多变量解耦控制算法，将飞行器空间六自由度前后速度、左右速度、上下速度、俯仰姿态、滚转姿态、航向姿态输入信号变换为12个所述舵机14的运动指令和4个所述电机16的转速指令，并通过旋翼的操纵运动自由度、转速运动自由度进行组合、协调，使飞行器完全跟踪空间六自由度输入信号，实现飞行器的空间六自由度解耦控制。

所述空间六自由度多变量解耦控制算法的具体步骤为：

步骤1：建立全量实时非线性空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器飞行动力学模型：

其中，其中u，v，w为飞行器体轴系下的线速度分量，p，q，r为体轴系下的角速率分量，θ，ψ为欧拉角；

上述全量实时非线性空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器飞行动力学模型可以表述为：

式中，t为时间，X＝[u,v,w,p,q,r,φ,θ,ψ]^T，为飞行器状态向量；

为飞行器输入矩阵，每行由三个操纵自由度和一个转速自由度组成，其中R表示旋翼，D表示运动自由度，R_iD_j，i,j＝1,2,3,4表示第i个旋翼的第j个运动自由度，D₁、D₂、D₃分别为总距自由度、纵向周期变距自由度、横向周期变距自由度，D₄为电机转速自由度；

步骤2：将六自由度期望输入信号作为全量实时非线性飞行动力学模型的输入，对飞行动力学模型进行配平计算，即求解非线性方程组：

f(X₀,U₀)＝0

步骤3：通过配平计算结果获得四套旋翼操纵自由度、转速自由度的组合协调关系，即U₀，从而确定单套旋翼短舱系统的三个操纵自由度和转速自由度；

步骤4：根据舵机与自动倾斜器相对位置，建立舵机摇臂与单个旋翼操纵自由度的运动关系方程以及电机转速与旋翼转速的比例关系方程：

式中，S_i1，S_i2，S_i3分别表示第ii＝1,2,3,4个旋翼短舱系统中的三个舵机摇臂的转动角度，f₁，f₂，f₃分比为总距、纵向周期变距、横向周期变距与三个舵机摇臂转动角度的机械传动关系函数；Ω_Ri为第ii＝1,2,3,4个旋翼短舱系统中的旋翼转速，k为旋翼与电机的转速传动比。

所述旋翼操纵自由度包括总距同步、总距差动、横向周期变距同步、横向周期变距差动、纵向周期变距同步、纵向周期变距差动等组合协调关系，分别具有不同的操纵效果，其中：

在执行总距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时上下平动相同位移量，使对应旋翼有相同的总距大小，产生相同大小的拉力；

在执行总距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13上下平动不同位移量，使对应旋翼有不同的总距大小，产生不同大小的拉力；

在执行横向周期变距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时倾斜，使对应旋翼产生相同的横向周期变距，对应桨盘产生相同的侧倒；

在执行横向周期变距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13倾斜不同角度，使对应旋翼产生不同的横向周期变距，对应桨盘产生不同的侧倒；

在执行纵向周期变距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时倾斜，使对应旋翼产生相同的纵向周期变距，对应桨盘产生相同的前倒或后倒。

在执行纵向周期变距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13倾斜不同角度，使对应旋翼产生不同的纵向周期变距，对应桨盘产生不同的前倒或后倒。

前旋翼、后旋翼、左旋翼、右旋翼的旋向分别为右旋、右旋、左旋、左旋，即相对两副旋翼的旋向相同，相邻两副旋翼的旋向相反。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.采用中心铰式桨毂，旋翼桨盘可以自由倾倒，旋翼拉力方向可以相对机身按要求变化，实现向任意方向的平飞；

2.每套旋翼短舱系统有四个操纵自由度，四副旋翼的组合协调可以实现机身在任意姿态下的配平，速度和姿态不发生耦合，即改变速度或航向不影响姿态，改变姿态可以保持速度，真正实现飞行器空间六自由度独立可控飞行；

3.搭载设备不需要额外使用云台，本身就是一个稳定平台，具有能够搭载多种设备，完成多种任务的功能。

附图说明

图1为本发明的立体结构简图；

图2为旋翼短舱系统的结构正视图；

图3为旋翼短舱系统的结构后视图；

图4为旋翼短舱系统的结构侧视图；

图5为中心铰式桨毂的结构原理示意图；

图6为实施例1的运动状态图；

图7为实施例2的运动状态图；

图8为实施例3的运动状态图；

图9为实施例4的运动状态图；

其中，1、前旋翼；2、机臂；3、起落架；4、左旋翼；5、机身；6、后旋翼；7、舵机控制器；8、右旋翼；9、桨毂；10、桨叶；11、桨叶变距摇臂；12、上拉杆；13、自动倾斜器；14、舵机；15、舵机摇臂；16、电机；17、变速器；18、小齿轮；19、夹板；20、电机座；21、下拉杆；22、滑道；23、旋翼轴；24、上轴承座；25、下轴承座；26、下轴承；27、上轴承；28、万向节；29、桨夹；30、变距轴颈。

具体实施方式

本发明提供空中六自由度独立可控四旋翼无人飞行器及其控制方法，为使本发明的目的，技术方案及效果更加清楚，明确，以及参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1至4所示，一种空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器，包括机身5、机臂2、控制器7、起落架3，所述机臂2有四条，呈十字形对称分布在所述机身5上，每条机臂2的末端设有旋翼短舱系统，所述旋翼短舱系统包括前旋翼短舱系统1、后旋翼短舱系统6、左旋翼短舱系统4、右旋翼短舱系统8，各个旋翼短舱系统上的旋翼分别为前旋翼、后旋翼、左旋翼、右旋翼；

每套旋翼短舱系统包括桨毂9、桨叶10、桨叶变距摇臂11、上拉杆12、自动倾斜器13、下拉杆21、舵机14、舵机摇臂15、滑道22、上轴承座24、上轴承27、旋翼轴23、下轴承座25、下轴承26、夹板19、变速器17、小齿轮18、电机16、电机座20；

所述变速器17固定在所述旋翼轴23下端，所述下轴承26与所述旋翼轴23配合，位置在所述变速器17上方，所述下轴承座25与所述下轴承26配合，并固定在所述夹板19上，所述上轴承27与所述旋翼轴23配合，所述上轴承座24与所述上轴承27配合，并固定在所述夹板19上，所述滑道22固定在所述上轴承座24上，所述自动倾斜器13有动环和不动环，动环在不动环上方，所述桨叶变距摇臂11与所述桨毂9连接，所述舵机14安装在所述夹板19上，舵机转子上安装有所述舵机摇臂15，所述上拉杆12一端与所述桨叶变距摇臂11连接，另一端与所述自动倾斜器13的动环连接，所述下拉杆21一端与所述自动倾斜器13的不动环连接，另一端与所述舵机摇臂15连接，所述电机座20安装在所述夹板19上，所述电机16安装在所述电机座20上，所述小齿轮18与所述电机16的转子连接，所述变速器17与所述小齿轮18啮合，整个旋翼短舱系统通过所述夹板19安装在每条机臂2的末端；

旋翼由所述电机16通过变速器17驱动旋翼旋转，通过调节电机转速控制旋翼转速；所述桨毂9为中心较式；每套旋翼短舱系统各设有自动倾斜器13、至少三个所述舵机14。

所述中心铰式桨毂9包括万向节28、变距轴颈30、桨夹29，所述万向节28与旋翼轴23连接，所述变距轴颈30与万向节28连接，所述桨夹29与变距轴颈30铰接；所述桨叶变距摇臂11安装在所述变距轴颈30上，通过所述上拉杆12连接自动倾斜器13，实现旋翼桨盘平面对自动倾斜器13倾斜的跟踪，并由万向节28实现旋翼桨盘平面的倾斜；

桨叶10固定在桨夹29上，所述桨夹29可绕变距轴颈30旋转，实现桨叶变距。

本发明的控制方法，特征在于：该方法采用空间六自由度多变量解耦控制算法，将飞行器空间六自由度前后速度、左右速度、上下速度、俯仰姿态、滚转姿态、航向姿态输入信号变换为12个所述舵机14的运动指令和4个所述电机16的转速指令，并通过旋翼的操纵运动自由度、转速运动自由度进行组合、协调，使飞行器完全跟踪空间六自由度输入信号，实现飞行器的空间六自由度解耦控制。

所述空间六自由度多变量解耦控制算法的具体步骤为：

步骤1：建立全量实时非线性空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器飞行动力学模型：

其中，其中u，v，w为飞行器体轴系下的线速度分量，p，q，r为体轴系下的角速率分量，θ，ψ为欧拉角；

上述全量实时非线性空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器飞行动力学模型可以表述为：

式中，t为时间，X＝[u,v,w,p,q,r,φ,θ,ψ]^T，为飞行器状态向量；

为飞行器输入矩阵，每行由三个操纵自由度和一个转速自由度组成，其中R表示旋翼，D表示运动自由度，R_iD_j，i,j＝1,2,3,4表示第i个旋翼的第j个运动自由度，D₁、D₂、D₃分别为总距自由度、纵向周期变距自由度、横向周期变距自由度，D₄为电机转速自由度；

步骤2：将六自由度期望输入信号作为全量实时非线性飞行动力学模型的输入，对飞行动力学模型进行配平计算，即求解非线性方程组：

f(X₀,U₀)＝0

步骤3：通过配平计算结果获得四套旋翼操纵自由度、转速自由度的组合协调关系，即U₀，从而确定单套旋翼短舱系统的三个操纵自由度和转速自由度；

步骤4：根据舵机与自动倾斜器相对位置，建立舵机摇臂与单个旋翼操纵自由度的运动关系方程以及电机转速与旋翼转速的比例关系方程：

式中，S_i1，S_i2，S_i3分别表示第ii＝1,2,3,4个旋翼短舱系统中的三个舵机摇臂的转动角度，f₁，f₂，f₃分比为总距、纵向周期变距、横向周期变距与三个舵机摇臂转动角度的机械传动关系函数；Ω_Ri为第ii＝1,2,3,4个旋翼短舱系统中的旋翼转速，k为旋翼与电机的转速传动比。

所述旋翼操纵自由度包括总距同步、总距差动、横向周期变距同步、横向周期变距差动、纵向周期变距同步、纵向周期变距差动等组合协调关系，分别具有不同的操纵效果，其中：

在执行总距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时上下平动相同位移量，使对应旋翼有相同的总距大小，产生相同大小的拉力；

在执行总距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13上下平动不同位移量，使对应旋翼有不同的总距大小，产生不同大小的拉力；

在执行横向周期变距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时倾斜，使对应旋翼产生相同的横向周期变距，对应桨盘产生相同的侧倒；

在执行横向周期变距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13倾斜不同角度，使对应旋翼产生不同的横向周期变距，对应桨盘产生不同的侧倒；

在执行纵向周期变距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时倾斜，使对应旋翼产生相同的纵向周期变距，对应桨盘产生相同的前倒或后倒。

在执行纵向周期变距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13倾斜不同角度，使对应旋翼产生不同的纵向周期变距，对应桨盘产生不同的前倒或后倒。

前旋翼、后旋翼、左旋翼、右旋翼的旋向分别为右旋、右旋、左旋、左旋，即相对两副旋翼的旋向相同，相邻两副旋翼的旋向相反。

飞行器具有6个通道输入，分别是前后速度、左右速度、上下速度、俯仰姿态、滚转姿态、航向姿态。

所述控制器7控制所有舵机运动和电机转速，控制器7接收飞行器6个通道输入，将6通道输入作为飞行状态期望值，根据发明内容所述的空间六自由度多变量解耦控制算法解算得到飞行状态期望值之下的12个舵机的控制指令和4个电机的转速指令，控制舵机摇臂15转动的角度，并通过电机转速控制旋翼转速；所述舵机14分别通过下拉杆21控制自动倾斜器13的三个自由度运动沿旋翼轴上下运动、前后倾斜、左右倾斜，并通过上拉杆12和所述桨叶变距摇臂11的传动，实现旋翼的三个自由度操纵运动总距、纵向周期变距、横向周期变距；每副旋翼产生的拉力大小和方向独立变化，四副旋翼组合协调，对机体产生三个操纵合力和三个操纵合力矩，实现飞行器空间六自由度独立可控飞行。

所述旋翼操纵自由度具有总距同步、总距差动、横向周期变距同步、横向周期变距差动、纵向周期变距同步、纵向周期变距差动等组合协调关系，分别具有不同的操纵效果，其中：

在执行总距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时上下平动相同位移量，使对应旋翼有相同的总距大小，产生相同大小的拉力；

在执行总距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13上下平动不同位移量，使对应旋翼有不同的总距大小，产生不同大小的拉力；

在执行横向周期变距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时倾斜，使对应旋翼产生相同的横向周期变距，对应桨盘产生相同的侧倒；

在执行横向周期变距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13倾斜不同角度，使对应旋翼产生不同的横向周期变距，对应桨盘产生不同的侧倒；

在执行纵向周期变距同步操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13同时倾斜，使对应旋翼产生相同的纵向周期变距，对应桨盘产生相同的前倒或后倒。

在执行纵向周期变距差动操纵时，对应舵机摇臂15通过下拉杆21使所述自动倾斜器13倾斜不同角度，使对应旋翼产生不同的纵向周期变距，对应桨盘产生不同的前倒或后倒。

以上所述的总距同步、总距差动、横向周期变距同步、横向周期变距差动、纵向周期变距同步、纵向周期变距差动等组合协调关系可出现在前后旋翼、左右旋翼、相邻旋翼之间或者其他的旋翼组合之间；通过控制器7实现一种或多种组合协调关系，以控制飞行器达到期望的不同飞行状态。

实施例1

本实施例介绍本发明垂直起飞、在零姿态角下悬停、垂直降落的实现方式。

如图6所示，四副旋翼，包括前旋翼，后旋翼，左旋翼，右旋翼，通过前后旋翼总距同步操纵、左右旋翼总距同步操纵，可实现飞行器的垂直起飞、零姿态角悬停、垂直降落，具体过程为：飞行器停在水平地面或平台上，通电后电机16驱动四副旋翼旋转，控制器7接收飞行器6个通道输入，其中除上下速度输入外，其他通道的输入都为零，根据空间六自由度多变量解耦控制算法解算出12个舵机的控制指令和4个电机的转速指令，控制舵机摇臂15转动的角度，并通过电机转速控制旋翼转速，通过上下拉杆实现自动倾斜器13对前后旋翼和左右旋翼的总距同步操纵，提高总距，增大拉力且对机身的合力矩为零，当四个拉力之和克服重力时，飞行器可以垂直上升；当四个拉力之和等于机体总重时，飞行器即可实现空中悬停，此时机身5是水平的，姿态角为零；通过前后旋翼总距同步操纵、左右旋翼总距同步操纵，降低总距使拉力减小，飞行器可实现垂直降落。

本实施例中，旋翼产生的拉力始终竖直向上，对机身5有向上的操纵合力，而操纵合力矩为零。

实施例2

本实施例介绍本发明在零姿态角下前飞的实现方式。

在实施例1的基础上使飞行器达到零姿态角悬停状态，控制器7接收飞行器6个通道输入，除前后速度输入外，其他通道输入都为零，将6通道输入作为飞行状态期望值，根据空间六自由度多变量解耦控制算法解算得到飞行状态期望值之下的所有12个舵机的控制指令和4个电机的转速指令，控制舵机摇臂15转动的角度，并通过电机转速控制旋翼转速，通过上下拉杆实现自动倾斜器13对旋翼的期望控制，实现飞行器在零姿态角下前飞，具体方式为：如图7所示，左右旋翼纵向周期变距同步操纵，使左旋翼和右旋翼的桨盘同时往前倾倒，产生向前的拉力，由于此时拉力矢量对重心产生低头力矩，因此要进行前后旋翼总距差动操纵，具体为：前旋翼提高总距，后旋翼降低总距，在控制器7的作用下达到合适的值，使得总升力与重力相等，且前后旋翼拉力对重心的力矩之差提供抬头力矩，恰好克服左右旋翼前倒产生的低头力矩。由于旋翼的操纵，航向的力矩不再平衡，机身5会产生偏航的趋势，因此要进行前后旋翼横向周期变距操纵，具体为：前旋翼向左倾倒，后旋翼向右倾倒且倾倒的幅度比前旋翼的大，使前后旋翼产生大小相等方向相反的侧向力，提供新的力矩来平衡航向的力矩，消除机身5的偏航趋势，且可以在横向上依旧保持力和力矩的平衡。通过以上过程，实现飞行器在零姿态角下前飞。

实施例3

本实施例介绍本发明在任意姿态角下悬停的实现方式。

在实施例1的基础上使飞行器达到零姿态角悬停状态，如图8所示，在控制器7的作用下，通过前后旋翼总距差动操纵、左右旋翼总距差动操纵，可分别对重心产生俯仰力矩、滚转力矩，机身5就可实现相应的俯仰、滚转动作，此时配合前后旋翼纵向周期变距同步操纵、左右旋翼横向周期变距同步操纵，使旋翼拉力始终保持竖直向上，且四个拉力之和大小与重力相等，当机身5达到期望的姿态角时，进行前后旋翼、左右旋翼总距同步操纵，使操纵合力矩重新变为零，可以实现飞行器在该姿态角下悬停。

实施例4

本实施例介绍本发明在任意姿态角下前飞的实现方式。

在实施例3的基础上，飞行器达到在某一姿态角下的悬停状态，控制器7接收飞行器6个通道输入，将6通道输入作为飞行状态期望值，根据空间六自由度多变量解耦控制算法解算得到飞行状态期望值之下的所有12个舵机的控制指令和4个电机的转速指令，控制舵机摇臂15转动的角度，并通过电机转速控制旋翼转速，通过上下拉杆实现自动倾斜器13对旋翼的期望控制，实现飞行器在该姿态角下前飞，具体方式为：如图9所示，左右旋翼纵向周期变距同步操纵，使左旋翼和右旋翼的桨盘同时往前倾倒，产生向前的拉力，由于此时拉力矢量会对重心产生低头力矩，因此要进行前后旋翼总距差动操纵，具体为：前旋翼提高总距，后旋翼降低总距，在控制器7的作用下达到合适的值，使得总升力与重力相等，且前后旋翼拉力对重心的力矩之差提供抬头力矩，恰好克服左右旋翼倾倒产生的低头力矩。由于旋翼的操纵，航向的力矩不再平衡，机身5会产生偏航的趋势，因此要进行前后旋翼横向周期变距操纵，具体为：前旋翼向左倾倒，后旋翼向右倾倒且倾倒的幅度比前旋翼的大，使前后旋翼产生大小相等方向相反的侧向力，提供新的力矩来平衡航向的力矩，消除机身5的偏航趋势，且可以在横向上依旧保持力和力矩的平衡。通过以上过程，实现飞行器在任意姿态角下前飞。

以上实施例说明了本发明完成某些特定飞行任务的实现方式，对于其他各种飞行状态不再一一列举。

以上所述仅为本发明的实施方式，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。