一种飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域。

背景技术：

由于无人机飞行器具有可操控性好，低成本，使用方便等优点，因此，无人机飞行器已经被应用于许多行业，如在航拍、农业植保、测绘等多个领域已经得到广泛应用。

在实现本发明的过程中，发明人发现现有技术存在以下问题：固定翼加螺旋桨的飞行器结构，由于固定翼的影响，会使飞行器在前飞的过程中在竖直方向产生固定翼的升力，现有的螺旋桨控制方法不能满足飞行控制。

技术实现要素：

本发明的主要目的在于提出一种飞行器，旨在克服现有技术存在的技术问题。

为实现上述目的，本发明实施例提供一种飞行器，所述飞行器包括飞行器主体、设置于飞行器主体上的机臂组件、及固定于机臂组件上的驱动件、及与驱动件连接的螺旋桨；所述飞行器还包括传感器以及控制单元；

所述飞行器具有两种状态分别为第一状态及第二状态，第一状态即为当飞行器水平向前飞行或者静止在底面上时的状态，在第一状态时，螺旋桨的旋转面与水平面具有倾斜角，飞行器主体底面所在的平面与水平面平行；

第二状态即为当飞行器垂直向上飞行或者悬停在空中时的状态，在第二状态时，螺旋桨的旋转面与水平面平行，飞行器底面所在的平面与水平面具有倾斜角；

所述传感器，用于检测飞行器当前俯仰角和观测信息，所述观测信息为飞行器当前的位置和速度；

所述控制单元，用于获取目标位置信息，所述控制单元根据所述俯仰角、所述观测信息、所述目标信息，计算当前俯仰角的调整角度以及飞行器的螺旋桨提供的升力，控制单元根据所述螺旋桨提供的升力和调整角度，控制飞行器飞到目标位置。

进一步地，所述控制单元包括第一调整模块，所述第一调整模块，用于调整螺旋桨的升力，调整飞行器的所有驱动件的基准转速。

进一步地，所述控制单元包括第二调整模块，所述第二调整模块用于调整飞行器所有驱动件中的对应驱动件的转速。

进一步地，所述机臂组件包括第一机臂、第二机臂、第三机臂和第四机臂；所述第二调整模块，用于根据所述第一调整模块调整后的基准转速，调整所述第一机臂和所述第二机臂的驱动件的转速。

进一步地，所述机臂组件包括第一机臂、第二机臂、第三机臂和第四机臂；所述第二调整模块，用于根据所述第一调整模块调整后的基准转速，调整所述第三机臂和所述第四机臂的驱动件的转速。

进一步地，所述飞行器向上运动，所述第一调整模块增加所有驱动件的转速，所述调整角度的调整方式为第二调整模块增大第一机臂和第二机臂的驱动件的转速，减小第三机臂和第四机臂驱动件的转速。

进一步地，所述飞行器向前飞行，所述第一调整模块控制螺旋桨的转速使飞行器以控制单元的预设角度飞行。

进一步地，所述飞行器向下运动，第一调整模块增大所述驱动件的转速，所述调整角度的调整方式为第二调整模块降低第一机臂和第二机臂的转速，增大第三机臂和第四机臂的转速。

进一步地，所述调整角度的范围是-10°～10°。

进一步地，所述控制单元，还用于控制所述飞行器以预设的俯仰角进行飞行。

本发明实施例提供的飞行器及其控制方法，一方面可降低飞行器对螺旋桨的依赖，从而降低螺旋桨的负载，同时大大降低了电机功耗以达到在同样的电池和动力系统配置下飞行器能够具备更长的续航时间；另一方面引入竖直方向的控制，完善了现有的飞行控制方法。

附图说明

图1为本发明实施例的飞行器的前行状态示意图；

图2为本发明实施例的飞行器的结构示意图；

图3为本发明实施例的飞行器的俯视图；

图4为本发明实施例的飞行器的侧视图；

图5为本发明实施例的飞行器的前视图；

图6为本发明实施例的飞行器的后视图；

图7为本发明为cn201710042794.1，申请日为2017.01.20，发明创造名称为“一种飞行器及其控制方法”的第一实施例的飞行器的控制方法流程示意图；

图8为本发明第二实施例的飞行器的传感器及控制单元结构示意图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

现在将参考附图描述实现本发明各个实施例的。在后续的描述中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本发明的说明，其本身并没有特定的意义。

如图1至图4所示，一种飞行器，包括飞行器主体100、设置于飞行器10主体100上的机臂组件200、及固定于机臂组件200上的动力装置300，动力装置300包括驱动件320、及与驱动件320连接的螺旋桨340，飞行器主体100的一端为机头160，另一端为机尾170；螺旋桨340相对于飞行器主体100倾斜布置，其中，螺旋桨340沿机头的行进方向倾斜布置。

飞行器主体100上设置的机臂组件200包括四个机臂，每个机臂上均安装有驱动件320，以及固定于驱动件320上的螺旋桨340，且在整机结构布置上将四个螺旋桨340的旋转面与飞行器主体100的行进方向呈倾斜状布置，具体的飞行器主体100包括机头160，四个螺旋桨340的倾斜方向为朝飞行器主体100的20机头160的方向偏转倾斜。基于此，飞行器主体100的顶面面积大于飞行器主体100的底面面积使得飞行器主体100大致成拱型结构，进一步地，机头160到机尾170的顶面的长度大于机头160到机尾170底面的长度，且飞行器主体100的顶面的曲率大于底面的曲率从而使得飞行器向前飞行时，25气流经过飞行器主体100时在上、下表面产生压力差从而产生爬升力，由此对飞行器主体100起到托举作用，由此来降低对螺旋桨340的依赖，降低螺旋桨340的负载，从而大大降低电机功耗以达到在同样的电池和动力系统配置下飞行器能够具备更长的续航时间的目的。优选的，四个螺旋桨340的旋转面均相互平行。

飞行器主体100的顶面中部向上凸设一导风部140，导风部140自机头160延伸到机尾170。当飞行器向前飞行时，飞行器主体与水平面平行，可以使气流经过飞行器主体100时在导风部170和底面之间产生压力差，从而产生爬升力，因而可以减小螺旋桨340的负载，让更多的动力用于飞行器的正常飞行，以使得飞行器具备更长的续航时间。

机臂组件200上设有安装座220，驱动件320设置于安装座220内，驱动件320包括传动件322，螺旋桨340与传动件322连接。其中，安装座220与机臂的数量对应，即每个机臂均设有一个安装座220，安装座220具体安装于机臂的末端，安装座220为与机臂一体成型，以使其具备足够的整体结构强度。此外，安装座220为设有安装腔的框型结构，该框型结构优选为圆柱体，驱动件320为电机，将该电机安装于上述安装腔内，之后装配螺旋桨340，由此可以使整机的装配结构更加紧凑、稳固，安装连接方式简单。另外，将安装座220布设于机臂组件200的末端，可以有效减少电机产生的力矩，使机臂组件200末端的重量降至最低，有效地减轻整机重量，从而延长飞行时间。当然，根据实际应用需要安装座220也可以设置于机臂组件200上的其他位置。在另一个实施例中，安装座220的上下两侧均设有安装腔，上下两个安装腔内均固定电机，并在每个电机上均安装一个螺旋桨，由此形成单安装座双螺旋桨的结构，如此可以使飞行器获得更大的飞行动力，获得更长的飞行时间。

如图4所示，飞行器水平放置时，螺旋桨340的旋转面与水平面的倾斜角为δ，且δ大于0度小于90度。实际使用中，根据飞行器的不同尺寸和重量情况，在不改变电池容量和驱动件320的功率情况下，通过可靠的理论计算和仿真分析，可以在上述倾斜角δ范围内选择合适的螺旋桨340的旋转面和水平面的实际倾斜角δ的值，从而使螺旋桨340所提供的辅助升力足够，从而减小螺旋桨340的负载负担，进而可以显著地缓解电池容量不足及驱动件320功率受限的短板。当然，在其他实施例中，螺旋桨340的倾斜角δ也可以是其它数值，优选为锐角，也都在本发明的保护范围内。

进一步的，优选螺旋桨340的旋转面与水平面的倾斜角δ为28.5度。根据理论计算和仿真分析得到的数据通过换算可以得出，在电池容量和电机功率一定的情况下，将螺旋桨340的旋转面与水平面的倾斜角布置δ为28.5度时，螺旋桨340提供的辅助升力最高，进而对螺旋桨340的减负和减少依赖的程度最为明显，从而使飞行器在相同载重情况下具有更长的续航时间。

如图2、图5及图6所示，机臂组件200包括第一机臂230、第二机臂240、第三机臂250和第四机臂260，第三机臂250和第四机臂260末端的高度高于第一机臂230和第二机臂240末端的高度，第一机臂230和第二机臂240布置于与飞行器主体100的机头方向的左右两侧，并且第一机臂230和第二机臂240分别沿飞行器行进方向延伸设置，第一机臂230到导风部140的距离等于第二机臂240到导风部140的距离。第三机臂250和第四机臂260设置于飞行器主体100的机尾方向的顶面上，第三机臂和第四机臂分别沿垂直向上方向延伸设置，第三机臂250到导风部140的距离等于第四机臂260到导风部140的距离。通过上述布置结构不仅满足载重要求的前提下，还能使机体结构更加紧凑，占用更小的空间，同时提升飞行器的飞行性能。

飞行器具有两种状态分别为第一状态及第二状态，第一状态即为当飞行器水平向前飞行或者静止在底面上时的状态，在第一状态时，螺旋桨340的旋转面与水平面具有倾斜角δ，飞行器主体100底面所在的平面与水平面平行；螺旋桨340的旋转面与水平面的倾斜角δ大于0度小于90度，优选地，螺旋桨340的旋转面与水平面的倾斜角δ为28.5度。螺旋桨340的旋转面与水平面倾斜，由此产生一个克服飞行器自身重力的分力，减少螺旋桨340的负载，提高航行时间，以及一个水平方向的分力，水平方向的分力方向为飞行器的行进方向。第二状态即为当飞行器垂直向上飞行或者悬停在空中时的状态，在第二状态时，螺旋桨340的旋转面与水平面平行，飞行器底面所在的平面与水平面具有倾斜角δ。

基于上述飞行器，请参考图7所示，本发明第一实施例提出一种飞行器的控制方法，该方法包括步骤：

s10、检测飞行器当前俯仰角和观测信息。

在本实施例中，观测信息为飞行器当前竖直方向的位置和速度。

在一种可能的实施方式中，该步骤之前可包括步骤：控制飞行器以预设的俯仰角进行飞行。

s20、获取竖直方向的目标信息。

s30、根据俯仰角、观测信息、目标信息，计算当前俯仰角的调整角度以及飞行器的螺旋桨提供的升力。

s40、根据螺旋桨提供的升力和调整角度，控制飞行器前飞到目标位置。

在本实施例中，根据螺旋桨提供的升力和调整角度，控制飞行器前飞到目标位置包括步骤：

根据所述螺旋桨提供的升力，调整与螺旋桨连接的驱动件的基准转速。

在本实施例中，根据螺旋桨提供的升力和调整角度，控制飞行器前飞到目标位置还包括步骤：

调整控制飞行器俯仰姿态的对应驱动件的转速，并根据所述调整角度，调整飞行器的俯仰角。

在本实施例中，调整角度的范围是-10°～10°。

作为示例地，初始基准转速值为v1，调整后的基准转速值为v2，在调整后基准转速值v2的基础上调整单个电机的转速实现俯仰调整。

为了更好地理解本发明，以下示例地进行说明：

假设螺旋桨平面与机翼平面夹角为θ，飞行器整机质量为m，重力加速度为g，前向相对空气速度为va，机翼受到升力为fa，螺旋桨提供升力为f，飞行器的空气阻力为f。

当俯仰角为θ+δθ时(δθ假设范围为-10°～10°)：

机翼升力是相对空气速度及俯仰角变化量的函数：fa＝f(va,δθ)(公式1)，其中va不变时，δθ越小fa越大，δθ越大fa越小，其中δθ为调整角度。

飞行器受空气阻力是相对空气速度的函数：f＝f(va)(公式2)。

竖直方向受力平衡时：f＝(mg-fa)/cos(θ±δθ)(公式3)。

前向受力平衡时：f×sin(θ±δθ)＝f(公式4)。

由以上可知，上述4个公式中可直接改变的变量为δθ和f，所以对于前飞过程的运动控制可通过改变这两个变量来实现。其中控制优先级为竖直运动控制>俯角控制>前向运动控制。

由于螺旋桨提供的升力f存在最小值且不为负，故存在某一状况下，俯仰角处于某角度，螺旋桨提供的升力f最小，前向竖直方向都受力平衡，飞行器处于某一速度向前飞行。此时飞行器若需向上的力，只需提升螺旋桨提供的升力f即可；若在螺旋桨提供的升力f最小时飞行器需要向下的力，则增大δθ以减少fa。由于此过程在飞行过程中一直是动态调节的，所以δθ和f的改变量将通过控制单元输出，使控制效果达到最优。此控制单元的输入即为竖直方向运动的目标和观测，输出即为δθ和f。具体地，当飞行器的俯仰角处于某角度，螺旋桨提供的升力f最小时，前向竖直方向都受力平衡，飞行器处于某一速度向前飞行，此时飞行器若需向上的力，通过提高螺旋桨的基准转速来提升螺旋桨提供的升力，从而使飞行器向上运动；此时飞行器若需要向下的力，通过增大飞行器的俯仰角，从而减少机翼受到的升力，进而使飞行器向下运动。当螺旋桨提供的升力减少到最小值的时候仍下降到目标位置，此时需要增大俯仰角来进一步使飞行器向下运动。在其他实施例中，还可以通过同时调整螺旋桨提供的升力和俯仰角控制飞行器向上或向下运动。

当螺旋桨提供的升力大于其最小值的时候，由于螺旋桨提供的升力还有增大和减少的空间，此时飞行器若需向上的力，通过提高螺旋桨的基准转速来提升螺旋桨提供的升力，从而使飞行器向上运动；此时飞行器若需要向下的力，通过降低螺旋桨的基准转速来减少螺旋桨提供的升力，从而使飞行器向下运动。当螺旋桨提供的升力减少到最小值的时候仍下降到目标位置，此时需要增大俯仰角来进一步使飞行器向下运动。

请参照图8并结合图1-图6，本发明第二实施例提出的一种飞行器，飞行器包括飞行器主体、设置于飞行器主体上的机臂组件、及固定于机臂组件上的动力装置，动力装置包括驱动件、及与驱动件连接的螺旋桨；该飞行器还包括传感器10以及控制单元11；

传感器10，用于检测飞行器当前俯仰角和观测信息，其中，观测信息为飞行器当前竖直方向的位置和速度；控制单元11，用于获取竖直方向的目标信息；根据俯仰角、观测信息、目标信息，计算当前俯仰角的调整角度以及螺旋桨提供的升力；根据螺旋桨提供的升力和调整角度，控制飞行器前飞到目标位置。

在一种可能的实施方式中，控制单元11包括第一调整模块111；

第一调整模块111，用于根据螺旋桨提供的升力，调整飞行器的所有驱动件的基准转速。

在另一种可能的实施方式中，控制单元11还包括第二调整模块112；

第二调整模块112，用于调整飞行器所有驱动件中的对应驱动件的转速。

作为示例地，初始基准转速值为v1，调整后的基准转速值为v2，在调整后基准转速值v2的基础上调整单个电机的转速实现俯仰调整。

具体地，第二调整模块112，可调整第一机臂和第二机臂的驱动件的转速；还可调整第三机臂和第四机臂的驱动件的转速。作为示例地，可降低第一机臂和第二机臂的转速，增大第三机臂和第四机臂的转速，增大飞行器的俯仰角。

在本实施例中，调整角度的范围是-10°～10°。在一种可能的实施方式中，控制单元11，还用于控制飞行器以预设的俯仰角进行飞行。

本发明实施例提供的飞行器及其控制方法，一方面可降低飞行器对螺旋桨的依赖，从而降低螺旋桨的负载，同时大大降低了电机功耗以达到在同样的电池和动力系统配置下飞行器能够具备更长的续航时间；另一方面引入竖直方向的控制，完善了现有的飞行控制方法。

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、物品或者装置不仅包括那些要素，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、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。

以上仅为本发明的优选实施例，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。