一种新型飞行器及其控制方法与流程

本发明属于无人机技术领域，更具体地，涉及一种新型自旋飞行器的结构及其控制方法。

背景技术：

目前市场上的多旋翼飞行器中，四旋翼、六旋翼发展最为成熟。偶数个旋翼的飞行器可以通过电机推力的变化来控制飞行器的姿态和位置，并使力矩之间相互平衡。相比而言，三旋翼飞行器具有结构紧凑、耗材少、可控性好等优点，且一般能耗较少、成本低，尤其适合微小型飞行器制作。但是，三旋翼的扭矩问题一直得不到很好的解决。

目前国内外对三旋翼飞行器的研究较少，且主要集中在智能控制研究非线性鲁棒控制研究等方面，在机体设计和控制方法上没有明显进展。目前三旋翼机主要采用以下两种方案。一种最直接的方法是在机臂上加装舵机，通过舵机扭转使桨叶提供平行于机身方向的分力，从而达到平衡力矩的目的。但这种做法一方面需要额外携带一个舵机，另一方增加了需要控制的变量，且破坏了多旋翼的对称性，需要飞控系统解耦，计算复杂度大大增加。还有一种典型的解决方案是采用共轴反桨设计，在每个方向安装正反两个旋翼互相抵消力矩。但这样的飞行器实际上有六个旋翼，结构变得复杂，三旋翼固有的优势被削弱。

理论上，至少需要四个电机或者舵机才能实现对空间六自由度物体的有效控制，因此现有多旋翼的电机和舵机数量之和都不会小于四，这也解释了为什么三旋翼需要通过附加的机构来实现稳定控制。

如果仅使用少于四个的电机对飞行器进行控制，必须抛弃传统的控制观念，放弃对其中某一自由度的控制。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种高度简化的新型飞行器，以尽可能低的代价解决现有奇数翼飞行器的偏航问题，并实现其稳定可控，谋求多旋翼飞行器在低成本、低能耗、稳定性和安全性方面的突破。

本发明的另一个目的在于提出一种基于周期变换的新型飞行器控制方法。

本发明提供的一种新型飞行器，是一款由多旋翼飞行器发展而来，抛弃传统意义上的偏航控制的新型飞行器。以下简称为自旋飞行器。

本发明提供的一种新型飞行器，飞行方式为空中可控自旋。

本发明提供的一种新型飞行器，一个重要特征是：旋翼旋转与空气发生作用产生的力矩之和不等于零，使机身朝着反方向开始自旋；随着转速的增大，机身受到的空气阻力增大，当转速增大到一定程度后，机身受到的阻力矩与所有旋翼产生的力矩之和大小相等，达到一种平衡的状态，飞行器以较稳定的转速自旋。

本发明提供的一种新型飞行器，在结构上高度对称，机体的几何中心、机体重心均与机体坐标系的原点重合。

本发明提供的一种新型飞行器，区别于普通多旋翼的另一个可选特征是，自旋飞行器的机臂被设计成机翼的形状，从而可以通过自旋时与气流的相对作用产生额外的升力，从而使自旋飞行器的气动性能优于普通飞行器。

本发明提供的一种新型飞行器，所有旋翼完全等效，基于高速自旋的特点，当某个旋翼发生空中停车导致飞行器往该方向倾转时，其它旋翼可以通过旋转快速到达该位置形成动力补充，并将振动限制在可接受的范围内。此外，依靠机身自旋的惯性，飞行器的机翼提供的升力仍将存在较长的一段时间。因此，自旋飞行器在发生空中停车的情况下仍可安全着陆。

为实现上述目的，本发明提供的一个结构上的技术方案是：

一种新型飞行器，包括机身、机翼以及旋翼。所述机翼均匀分布于机身外围，所述旋翼通过电机座固定在各个机翼末端。

优选的，机翼以及旋翼的个数为三，所述三个机翼互成120°均匀分布于机身外围，所述旋翼通过电机座固定在机翼末端。

需要说明的是，机翼以及旋翼的个数对自旋飞行器的基本结构、飞行机理和控制方法等的影响不大，根据实际使用需求可以任意选取，上述机翼以及旋翼的个数为三是本发明提供的一种优选，不能视为对本发明的限定。

本发明提供的一种新型飞行器，进一步的，所述机身是指飞行器中间部分，其结构和功能与普通多旋翼相似。

作为本发明可选的方案，所述机身包括机架板层和外壳，用于固定飞行控制系统及相关传感器、电子调速器、电源等；并用于搭载任务载荷。

本发明提供的一种新型飞行器，进一步的，所述机翼是指飞行器中间部分与旋翼之间的连接部件，并有提供升力的作用。

作为本发明可选的方案，所述机翼采用双梁式结构形式，并有挤塑板夹层和蒙皮。所述双梁通过定制夹具固定于机身板层之间。所述双梁存在高度差。所述挤塑板夹层内部开有特定型槽，供线路通过。

本发明提供的一种新型飞行器，进一步的，所述旋翼通过电机座固定在双梁末端，所述电机座包括所述定制夹具和电机片。

本发明提供的一个结构上的技术方案具有的有益效果如下：

(1)相比于传统的四旋翼、六旋翼飞行器，该自旋飞行器最少只使用三个旋翼，耗材少，硬件数量少，结构更加紧凑。

(2)相比于现有的三旋翼飞行器，该自旋飞行器不需要使用附加的控制机构，结构更加简化，对称性好，降低了控制的复杂度。

自旋飞行器的飞行是一种动态的平衡，区别于传统飞行器对三个姿态角稳定的要求，自旋飞行器降低了对控制的要求，对机体自旋的角度和角速度不作控制，将更多的控制资源留给余下的两个方向，能使飞行器获得更好的机动性能，适应更加复杂的环境。在相同性能要求的情况下，自旋飞行器通过减低对硬件配置的要求降低生产成本。但同时，自旋飞行器要求实时根据自旋的状态来确定对各个电机的控制。

为达到上述目的，本发明另一方面提出了一种基于周期变换的自旋飞行器控制方法，下文简称周期控制算法。

本发明提供的周期控制算法，即根据旋翼所处在周期中的位置来确定电机需要的转速，以达期望的控制需求。有别于传统的飞行器控制系统，本发明提供的周期控制算法对电机的控制量不是基于各个电机的编号，而是基于电机所处的位置。即在同一姿态期望下，同一电机的推力大小在周期中是不断变化的，而不同电机经过同一个位置时推力是一样的。

本发明提供的周期控制算法，在实现上升下降方面，依靠所有电机的共同加速或者共同减速，实现升力的增大或者减小，从而使飞行高度上升或下降。

本发明提供的周期控制算法，在实现飞行器前后左右运动方面，依靠各个电机的周期变速，即当某个电机靠近期望的运动方向时，使其转速降低，到达期望运动方向的位置时转速达到最低；当某个电机远离期望的方向时，使其转速增大，到达期望运动的反方向位置时转速达到最高。对于飞行器来说，期望反方向的推力会始终大于期望方向的推力，因而整体上会形成一个朝向期望方向的力矩，从而使机身朝着期望方向倾转。随着机身的倾转，各个电机的推力会逐渐增大，保证在垂直方向上的分力能使飞行器维持高度不变，在水平方向上的分力则使飞行器朝着期望的方向飞行。

本发明提供的周期控制算法，在控制上不区分x轴和y轴，而是根据期望来确定倾转的方向。所述周期中的位置，是指在地理系的参考下，各个电机与机身中心的相对位置，可由一个周期参数所描述。

周期参数γ具体含义为：飞行器在自旋周期中转过的角度，即某一旋翼相对于原点位置与起始时的夹角。该参数可由飞行控制器内置的mpu模块的数据解算而得。

本发明提供的周期控制算法，能在最少仅使用3个电机的情况下，实现对空间3个线位移自由度和2个倾转自由度的有效控制。

本发明提供的周期控制算法，最大程度地保留了多旋翼飞行器的外围功能，保证飞控所有飞行模式可以正常工作。具体的，本发明提供的一种新型飞行器可以兼容pix系列飞控的所有功能。

本发明具有的有益效果如下：

(1)本发明提出的自旋飞行器，开拓了飞行器发展的一个新领域，具有有极大的拓展空间。

(2)本发明将翼型设计的方法应用于多旋翼飞行器，使得多旋翼飞行器的机身也能产生升力，是提高多旋翼飞行器气动效率的有效方法。

(3)本发明提出的自旋方案，巧妙地避免了三旋翼机械结构的复杂化，对各类欠驱动系统的设计具有参考意义。

(4)本发明提供的周期控制算法，在控制上可以将各个旋翼视为等同，去掉了对z轴方向的控制，能有效降低计算的复杂度，减少了对控制资源的占用。

(5)本发明由于其自旋特性带来的更好的机械稳定性，具有更强地抗干扰能力，尤其是在微小型飞行器的低雷诺数复杂流场中具有更好的适应性。

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，下面将对实施例或现有技术描述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实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明一个具体实施例中自旋飞行器的主体示意图。

图2为本发明一个具体实施例中自旋飞行器的一个机身侧视图。

图3为本发明一个具体实施例中自旋飞行器的一个主体结构图。

图4为本发明一个具体实施例中的上层板(左)、中层板(中)、下层板(右)的一个示意图。

图5为本发明一个具体实施例中的泡沫夹层模型图。

图6为本发明一个具体实施例中的电机座。

图7为本发明一个具体实施例中的定制夹具。

图8为本发明一个具体实施例中的电机片。

图9为本发明一个具体实施例中的一种机翼剖面。

图10为本发明一个具体实施例中机体向后运动的一个运动示意图。

图11为本发明一个具体实施例中机体向后刹车并向前运动的一个运动示意图。

图12为本发明的一个具体实施例中的一种电机推力变化分布示意图

图13为本发明的一个具体实施例中同一期望力矩的情况下，随着自转在不同的周期参数下三个电机推力改变量的变化情况。

图14为本发明的一个具体实施例中各个电机推力改变对飞行器力矩的影响。

图15为本发明的一个具体实施例中特技模式下不同的周期参数下三个电机推力改变量的变化情况。

图16为本发明的一个具体实施例中特技模式下电机推力改变对飞行器力矩的影响。

在图中：

10为机身，11为机身外壳，12为上层板，13为中层板；14为下层板；20为机翼，21为xps挤塑板，22为玻璃纤维蒙皮，23为碳纤维横梁固定孔，24为供电线通过的方形槽，25为碳纤维横梁；30为旋翼，31为螺旋桨，32为电机；40为连接件，41为定制夹具，42为电机片；50为定向轮的固定位置；

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。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。

需要说明的是，下文中出现的具体尺寸规格，包括长度、高度、距离、角度等，具体数量以及具体的材质都是为了方便具体实施提供的一种可行方式，根据实际的需求它们可以进行调整。

需要理解的是，本发明所述的结构设计，是为了服务于功能。在满足基本功能的情况下，根据使用场景的不同，可以使用不同的结构设计。下文提出的一种结构上的可行方式，是为了方便本领域的技术人员，可以根据本发明的介绍，在不付出创造性劳动的前提下制造出所需的验证机。

请参阅图1，本发明提供了一种新型飞行器，包括机身10、机翼20以及旋翼30。所述机身包括机架板层12-14和外壳11；所述三个机翼互成120°均匀分布于机身外围；所述旋翼通过电机座40固定在机翼末端。

进一步的，作为本发明提供的自旋飞行器的一种具体实施方式，请参阅图2，所述机身包括上层板12、中层板13、下层板14和外壳；所述下层板上部用于放置任务载荷，并连接起落架，所述起落架为3个互成120°的定向轮组成；所述上层板与所述中层板之间装有飞行器必要的电子调速器、电源等原件；所述上层板之上放置有飞行控制系统及相关传感器。本发明实施例所述机身外壳覆盖上述机架板层及其它构件。

进一步的，作为本发明提供的自旋飞行器的一种具体实施方式，请参阅图4，所述上层板(左)、中层板(中)和下层板(右)被设计为多孔结构，在减重的同时使其能承受一定的冲击变形。所述上层板、中层板和下层板优选用碳纤维板通过cnc雕刻机切割而成，结构质量轻，强度得到保证。

进一步的，作为本发明提供的自旋飞行器的一种具体实施方式，请参阅图3，所述上层板与所述中层板之间通过螺栓连接，所述上层板与所述中层板的距离通过所述定制夹具41约束。所述中层板与所述下层板通过螺栓连接，所述中层板和所述上层板之间的距离，通过如图5所示的泡沫夹层约束。所述泡沫夹层在俯视图的外形参照下层板切割而成，并在对应位置留有通孔以供螺栓通过。所述泡沫夹层在侧视图的方向开有多个槽，供放置任务载荷。需要注意的是，图5的开槽仅为一种可行方式，根据任务载荷的不同对应的槽是可以调整的。泡沫夹层能有效缓冲下层板和中层板之间的挤压传力，消耗着陆时的能量以保护上机身。

进一步的，作为本发明提供的自旋飞行器的一种具体实施方式，所述外壳11分为上壳体和下壳体。所述上壳体为中间凸起，下端与上层板契合；所述下外壳上端与与上壳体相连，下端与下层板契合。

优选的，本发明实施例中，所述上下壳体相连处参考碳管定制夹具剖面，留有两个孔以供碳管通过。所述上下壳体对应位置通过螺栓连接加固。

进一步的，作为本发明提供的自旋飞行器的一种具体实施方式，请参阅图7，所述定制夹具为一组4个铝片。铝片左右各有一个8mm的半圆孔，垂直相距7.1mm，水平间距31.2mm。铝片上为了减重打有凹槽。铝片俯视图方向在左右各打两个直径3.1的螺孔。通过两根螺柱固紧夹具，将碳管夹在碳管夹中间。每两根碳管需要1组4个碳管夹。所述定制夹具作为所述上下层板之间的支撑。

优选的，本发明实施例中，请参阅图6，所述定制夹具配合两个所述电机片42组合成电机座。所述电机片通过碳管夹螺柱与碳管外侧的两组定制夹具相连。请参阅图8，所述电机片由1.5mm碳纤维板切割而成。所述电机片中部有十字孔槽，通过四个螺丝与固定电机。螺旋桨套在电机输出轴上，通过螺母和螺帽锁定。

优选的，螺旋桨采用8045正桨。

进一步的，作为本发明提供的自旋飞行器的一种具体实施方式，请参阅图9，所述机翼形状由xps挤塑板21切割而成，剖面如图所示。

优选的，机翼采用vr-7翼型。机翼中间留有相距32mm的两个8mm圆柱孔，供碳管23穿过固定。中间留有方槽24，供电机线穿过。

优选的，机翼外围包覆玻璃纤维蒙皮22，以保证强度。

在本发明的一个具体实施例中，电机带动桨叶高速旋转产生的升力，经电机片传递给四根螺柱，由下方的螺母和垫片传递给下夹具，进而通过碳管传递剪流，与飞行器的所受的重力相互平衡。机翼产生的升力也通过直接接触传递到碳管上。

桨叶高速旋转时由于空气阻力导致的反扭矩，经电机片传递给四根螺柱，四根螺柱以不同的方向挤压碳管夹，经碳管夹将水平方向的剪力传递给碳管，进而通过碳管传递剪流，与飞行器的所受的空气阻力矩相互平衡。机翼产生的阻力也通过直接接触传递到碳管上。

在本发明的一个具体实施例中，自旋飞行器尺寸外形和大小如同一个三叶桨，内部核心系统及载荷均可布置在机身内部和机臂中间部位。全机除桨叶外没有外露，气动外形优异。

在本发明的一个具体实施例中，自旋飞行器采用的自旋控制方案具体如下：

自旋飞行器由三个旋翼与机臂联合提供升力，由三个旋翼的周期变速提供矢量控制。三个螺旋桨各由三个电机独立控制。三个电机同时加减速实现飞行器的上升和下降，三个电机的周期变速实现飞行器朝着某个方向的倾转

电机由电子调速器控制转速，电子调速器直接连接航模电池并为电机提供能量，电子调速器由飞行控制器通过pwm信号控制。飞行控制器由电源模块的bec供电，内置cpu、加速度传感器、陀螺仪、磁罗盘、高度计等，通过自身传感器产生信号传递给cpu，cpu处理信号并对电子调速器进行控制，实现稳定飞行。接收机接收地面发射机信号并传输给飞行控制器，飞行控制器处理地面信号并传输给电子调速器，从而实现受控飞行。

本发明提供的自旋飞行器，其结构对称，几何中心与机体重心重合，三个旋翼完全等效。给定三个电机相同的推力，则三个旋翼升力的合力与重力在同一条直线上，使机体实现悬停。给三个旋翼增加相同的升力，当合成的总升力在垂直方向的分力大于三旋翼飞行器自身的重力时，飞行器可以实现向上飞行。同理，给三个旋翼减小相同的升力，垂直方向上的合力向下，则机体可以实现向下降落。

请参阅图10，当增加y轴前方(ox轴方向)旋翼的升力，并减小y轴后方旋翼的升力时，就会在xoz平面上产生绕y轴旋转的正向旋转力矩，其使机体的倾转角从零开始变大，抬起方向指向ox轴正方向。由于机体上的合力会在ox轴负方向上产生一个分力，其使机体进行向后运动。

请参阅图11，当增加y轴后方(ox轴负方向)旋翼的升力，并减小y轴前方旋翼的升力，就会在xoz平面上产生绕y轴旋转的反向旋转力矩，其使机体的倾转角先减小至零再变大，抬起方向变为x轴负方向。由于机体上的合力会在x轴正方向上产生一个分力，其使机体进行向后刹车并向前运动。

进一步的，对于飞行器所在平面中的任一对称轴，增大其一侧电机的推力，减小其另一侧电机的推力，会使机体往较少推力的方向倾转。机体上的合力会在减小电机推力的方向产生一个分力，该分力使机体进行该方向的运动。

在飞行器朝某一方向倾转的基础上，定义倾转方向为前，增大左方电机的转速并减小右方电机转速的同时，增大前方电机的转速并减小后方电机的转速以保持倾转角不变，可以实现方向的改变。

当飞行器正往某一方向前飞时且需要向右拐弯时，应当增大前方电机的推力，减小后方电机的推力，能抑制飞行器向前的趋势；增大左方电机的推力，减小右方电机的推力，能使飞行器向右飞行；从而实现航向的改变。根据航向改变的大小，即向前减速与向右加速的大小关系，可以在机体平面确定一条对称轴，增大对称轴左前方电机的推力，减小对称轴右后方电机的推力，能实现飞行航向的改变。需要注意的是，开始转弯到转弯结束的过程中，对称轴的位置不是一直固定的。转弯半径越小，对称轴的变化越大。

需要说明的是，所述“增大某个方向的推力”、“减小某个方向的推力”，是为了便于理解，参考了普通多旋翼飞行器的说法。对于自旋飞行器来说，是通过周期控制算法调整电机推力的变化，使电机在到达“增大推力的方向”时转速较大，在到达“减小推力的方向”时转速较小，即从总体上看，某一方向的推力会大于另一个方向，从而实现对倾转的控制。更具体地，是使电机从“减小推力的方向”开始加速，至“增大推力的方向”时达到最大，然后开始减速，如此周期循环。

需要说明的是，所述“增大电机的推力”、“减小电机的推力”并不是简单地将推力增大或者减小特定的量，而是与期望值的大小以及飞行器所处的状况有关。根据实际的需求，推力的改变量与期望值的大小成正相关，如期望速度、期望角度越大，或者操纵杆推动越多，推力的改变量响应会越大。此外，推力的改变量还与电机所处的位置有关。一般地，离所述对称轴越远的电机推力改变量越大，位于所述对称轴上的电机的推力改变量为0。

为更加准确的描述电机推力的变化关系，在本发明实施例中，使用一个无量纲数bi来描述电机推力的改变量与期望力矩大小的比值。bi定义为电机因子。

选取本发明的一个具体实施例进行详细说明。

请参阅图12，定义所述对称轴为前后走向，期望的变化为向右滚转。按照上述理论，在本发明的一个具体实施例中，将减小对称轴右边电机即1号电机的转速，增大左边电机即3号电机的转速。2号电机位于对称轴上，故推力变化量为0。此时可以将三个电机因子记录为(-1，0，1)。对于自旋飞行器来说，随着周期参数的增加，1号电机将继续远离对称轴，2号电机从对称轴开始向左偏移，3号电机继续靠近对称轴。相应的，三个电机对应的推力改变量也将发生变化。

在此给出一种较为平缓的推力变化关系。在本发明的一个具体实施例中，将姿态期望值，机臂长度都设置为无量纲数“1”，将电机推力改变量与电机因子的积叠加后即可表示总力矩的相对大小。按照本发明给出的一种可行方式，电机因子可表示为

其中，γ为周期参数，b为对称轴对应的角度，n为电机个数。i为电机编号，从0到n-1。

图13给出了在同一期望力矩的情况下，随着自转在不同的周期参数下三个电机推力改变量(x1、x2、x3)的变化情况，为三条相位差2π/3的正弦曲线。

在此可行方式下，各个电机推力改变对飞行器力矩的影响请参阅图14，其中3条实正弦线(rf1、rf2、rf3)代表了3个电机对期望姿态的贡献程度，3条虚正弦曲线(pf1、pf2、pf3)代表了3个电机对垂直方向力矩的影响。可以看出，三条实线叠加后的值r_fac定为1，即从总体上看，周期控制系统能稳定地提供期望力矩。三条虚线叠加后的值恒定为0，即从总体上看，周期控制系统对其它方向力矩的干扰能互相抵消。

为追求高机动性，本发明的一个具体实施例提供另一种适合特技模式的可行方式。其对应的在不同的周期参数下三个电机推力改变量的变化情况请参阅图14。其中每一时刻都有一台电机处在调节的临界值，余下两调配合调节总升力的大小以及合力矩的方向。

在此可行方式下，电机推力改变对飞行器力矩的影响请参阅图15，区别于本发明实施例上一种平缓的方式，电机对期望姿态的调整能力有了1至1+1/n的增益，即拥有了更强劲的调节性能。三条虚线叠加后的值仍恒定为0，保证了控制方向的准确性。

应当说明的是，以上只是在本发明的一个具体实施方式提供的两种可选的电机因子函数，实际使用中还可以是两种的函数的组合，或者形式相似的函数。理论上可证明，使用本发明提供的电机因子函数进行线性组合，同样具备电机因子函数的特征。

更具体地，本发明提供的电机因子函数，在理想情况下的特征包括：

(1)在一个周期里，电机因子函数为周期函数，并以相对于基准对称轴的周期参数为自变量。

(2)所有等效的电机因子函数周期都为2π，并存在相位差，相位差大小由机架类型决定；

(3)在一个周期里，任意一个电机推力的产生的力矩的积分均值，效果等同于一个沿着期望方向倾转的力矩；

(4)在任意一个时刻，所有电机推力的共同作用效果，能产生一个沿着期望方向倾转的力矩；

(5)在任意一个时刻，所有电机推力的共同作用效果，在期望方向的垂直方向产生的力矩能互相抵消；

需要说明的是，以上特征在特殊情况下不需要全部满足。

对于本发明的一个具体实施例提供的新式的飞行器，没有现成的固件和源代码可供使用，因此在本发明的一个具体实施例中，基于开源飞控代码apm，提供了一种实施方式，主要的修改步骤如下：

(1)在飞控源代码姿态解算：libraries\ac_attitudecontrol的文件夹中对姿态解算代码进行修改，在所有与姿态相关的库中，删去对偏航方向的控制。

(2)在机体姿态四元数解算函数：lbraries\ac_attitudecontrol\ac_attitudecontrol.cpp中添加了关于周期参数的算法，结合传感器当前姿态数据计算出周期参数。

(3)在多旋翼姿态解算派生类库：libraries\ac_attitudecontrol\ac_attitudecontrol_multi.cpp中将解算出周期参数传递至多旋翼对应的电机输出库。

(4)在电机状态初始化函数：libraries\ap_motors\ap_motormatrix.cpp中的voidsetup_motors()函数中，添加y3b机架类型：

add_motor_raw(ap_motors_mot_1，-1.0f，0.500f，0，0)；

add_motor_raw(ap_motors_mot_2，0.0f，-1.000f，0，1)；

add_motor_raw(ap_motors_mot_3，1.0f，0.500f，0，2)；

并修改后续的调用。

(5)在电机输出库：libraries\ap_motors\ap_motormatrix.cpp中，结合传入的周期参数，根据上文本发明的一个具体实施例中提供的电机因子函数进行修正赋值，混合计算得出各电机所分配推力，最后进行电机输出。

此外，本发明的一个具体实施例中，还在传感器滤波、安全开关等多处进行了修改，使飞控系统能在本发明提供的一种新型飞行器上正常工作。由于篇幅有限，且不属于周期控制算法的核心，在此不详细介绍。

在移植周期控制算法的过程中，本发明的一个具体实施例最大程度地保留了除姿态控制外的全部原始代码。即使是在姿态控制的部分，也对函数进行了封装，保证飞控所有飞行模式可以正常工作。因此，本发明提供的一种新型飞行器可以兼容pix系列飞控的所有功能。

需要提醒的是，本具体实施方式只介绍了周期控制算法最核心部分的修改，实际的修改过程要比上述复杂得多。除非是对该系列飞控代码有深入了解的本领域专业人员，并对该算法有深入的了解，否则请勿轻易尝试，以免由于融合不当发生安全事故。

本发明的一个具体实施例提供的自旋飞行器具有以下优势：

(1)高度简化的结构设计

自旋飞行器仅需三个旋翼以及配套的机身组成，与传统的四旋翼、六旋翼或者是带舵机控制的三旋翼相比在做到了最大的简化，可靠性得到提升。自旋飞行器结构紧凑、耗材少、机构少，等尤其适用于微小型飞行器的制作。

(2)独特的飞行控制方式

自旋飞行器采用的周期控制算法，首次实现了五自由度可控飞行。基于定轴自旋的特性，自旋飞行器拥有了更好的机械稳定性和抗干扰能力。

(3)低硬件要求与高寿命

自旋飞行器抛弃了对偏航方向的控制，因而对电机的调速范围要求大大降低了。采用周期控制，电机转速始终在最佳转速附近上下波动，不会出现在某段时间里持续大功率工作的情况，电机的寿命得到延长。此外，对于自旋飞行器来说三个电机完全等同，工作状态仅有2π/3的相位差，近乎相同，因此不会出现某个电机寿命过低使飞行器提前报废的情况。

(4)更高的气动效率

自旋飞行器在气动效率上更接近固定翼飞机。自旋飞行器的机臂被设计成机翼的形状，充分利用自旋的特性，依靠更大的气动面能额外产生8-15％的升力。

(5)更高的安全性

自旋飞行器某个电机空中停车时，剩下两个电机可以通过自旋在各个方向形成动力补充，维持适当的升力。依靠自旋的惯性以及风力的作用，自旋飞行器能像旋翼机一样保持一定的升力较为缓慢地迫降。

(6)更低的全寿命周期成本

综合以上，自旋飞行器在机构的使用、耗材的多少、硬件的要求、使用能耗、使用寿命等方面都具优势，生产成本和使用成本都有所降低。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。