，单个螺旋桨提供的升力有限，无法提供大量的额外的升力用作它 用，并且动力冗余小，但凡一个轴出问题，基本没有方法可以补偿失去的升力。 【
【发明内容】
】
[0026] 本发明的目的在于，提供一种多旋翼飞行器及其控制方法，通过新颖的结构设计， 使得飞行器能在较低的电耗下其飞行姿态的调整响应速度大大提高，从而能让飞行器采用 大电机和大螺旋桨来提高效率，同时能避免大电机和大螺旋桨带来的操控性下降的问题， 使得稳定性，机动性得以提高，而且尽量减少电机的转速变化的频率，强度和时间，降低因 此产生的额外电耗，使得同样电池容量的飞行器实际使用时间提高。再因为载重的提高，可 以装备更大容量的电池，可以使得飞行器的使用时间进一步大大增加。这种新颖的结构并 不会对飞行器的成本、现有结构、电路设计以及飞行的安全性造成负面影响。
[0027] 本发明的另一目的在于：通过新型的结构设计配合相应的飞控系统，最大程度上 提高多旋翼飞行器的安全系数，使得4旋翼飞行器：在一个轴方向失去动力，甚至中心对称 的两个轴方向失去动力的情况下，依然可以较为有效的控制飞行器的各种姿态，直至安全 着落；6,8旋翼飞行器：在1个旋翼，2个旋翼甚至更多旋翼的方向，或者多个中心对称旋翼 的方向失去动力但在有足够的动力冗余情况下，依然保证对飞行器进行有效的控制，直至 安全着落。
[0028] 本发明采用如下技术方案：
[0029] -种多旋翼飞行器，包括多个螺旋桨以及多个电机，每个电机驱动相应一个螺旋 桨转动，还包括多个可调装置以及操控可调装置的微控电机，所述可调装置设置在螺旋桨 产生的下洗气流的范围内，并与下洗气流相互作用以产生特定方向的新的力矩，所述微控 电机用于操控可调装置以控制可调装置形成的所述新的力矩。
[0030] 在一些实施例中，还包括机身以及设置在机身上的支撑臂，所述螺旋桨、电机、可 调装置均设置在支撑臂上，微控电机设置在机身或者支撑臂上。
[0031 ] 在一些实施例中，所述可调装置和微控电机的数量与螺旋桨的数量一致。
[0032] 在一些实施例中，所述可调装置设置在支撑臂的末端或者外延。
[0033] 在一些实施例中，所述可调装置包括若干叶片，所述叶片沿支撑臂呈轴对称分布， 每一叶片的轴向与支撑臂平行，且每一叶片可由微控电机带动而绕自身的轴向转动。
[0034] 在一些实施例中，所述微控电机为步进电机或伺服电机，所述微控电机用于控制 叶片形成既定方向和角度的转动。
[0035] 在一些实施例中，所述多旋翼飞行器为偶数轴飞行器，一微控电机控制位于两个 支撑臂方向上的两个呈中心对称分布的可调装置的叶片形成既定方向和角度的转动，另一 微控电机控制位于所述两个支撑臂方向上的两个呈中心对称分布的可调装置的叶片形成 另一既定方向和角度的转动。
[0036] 在一些实施例中，所述微控电机带动叶片沿支撑臂发生位移。
[0037] -种多旋翼飞行器的控制方法，通过设置可调装置以及操控可调装置的微控电机 与螺旋桨产生的下洗气流相互作用，由此产生的新的力矩以改变各个螺旋桨方向上的力矩 合，进而调整多旋翼飞行器的飞行姿态。
[0038] 在一些实施例中，还结合改变各个螺旋桨的转速用以调整多旋翼飞行器的飞行姿 ??τ O
[0039] 与现有技术相比，本发明的有益效果在于：通过引入可调装置对螺旋桨的气流形 成相互作用而产生额外的作用力，可对螺旋桨方向上形成的力矩合做出灵活调整，从而同 步提升飞行器的最大负载，可操控性，稳定性，机动性，续航时间和安全性能等性能。 【【附图说明】】
[0040] 图1是本发明实施例提供的一种多旋翼飞行器的结构示意图；
[0041] 图2是图1中所示多旋翼飞行器的可调装置的一结构示意图；
[0042] 图3是图2中所示可调装置的作用力示意图；
[0043] 图4是图2中所示可调装置的初始基本状态的示意图；
[0044] 图5、图6、图7和图8是可调装置的不同状态的示意图。 【【具体实施方式】】
[0045] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，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仅用以解释本发明，并 不用于限定本发明。
[0046] 此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未 构成冲突就可以相互组合。本发明所指的电机，是指转动螺旋桨用的直流无刷电机，也可 以是其他类型的用于带动螺旋桨的电机；本发明所指的轴距，是指中心对称的电机的轴心 距离；本发明所指的多旋翼飞行器，包含4、6、8旋翼飞行器在内的飞行器；本发明所指的电 调，是指用于调节电机转速的电子调速器；本发明所指的拉力，是指电机产生的电机轴方向 的力；本发明所指的升力，是指拉力在垂直方向的分力；本发明所指的效率，是指做的单位 功产生的拉力，其单位为G/W;本发明所指的可调装置，是指能和螺旋桨产生的下洗气流相 互作用以产生的新力矩的机构；本发明所指的微控电机，是指对可调装置进行操作从而控 制力矩的变化的电机，可以是包括步进电机或者伺服电机在内的多种电机。
[0047] 现有技术的控制原理，是采用电调调节电流导致电机的转速发生变化，从而使特 定方向的力F的大小发生变化，根据力矩的公式M = F*L (矢量合），从而使特定方向的力矩 M的相对大小随之发生改变，最终进行飞行姿态的调整。
[0048] 在电机转速不变的情况下，F的大小是基本不变的，因而现有技术无法进行飞行器 的姿态调整。本发明通过结构设计的革新结合飞控软件的控制，在无需调节电机转速的情 况下，也就是F不变的情况下，通过特殊设计产生新的外力"f"，同时兼顾力臂的变化，使得 力矩M = F*L+f*l (矢量合），最终同样改变特定方向的力矩M，从而实现飞行器的各种姿态 控制。该新的外力f是通过在飞行器上设置可调装置，利用可调装置与螺旋桨形成的下洗 气流相互作用而产生。
[0049] 本发明的可调装置的调控过程完全独立于现有技术的电机转速的调控过程，两者 可以异步亦可同步产生作用，从而最大程度进行飞行器的姿态控制。
[0050] 可调装置的形态可以多样化，只要能够使可调装置的具体构造能与螺旋桨的下洗 气流相互作用产生外力，进而可对螺旋桨方向形成的力矩合进行调整即可。
[0051] 在一实施例中，以4旋翼飞行器为例对本发明的具体结构作出说明。如图1所示， 该多旋翼飞行器包括机身以及设置在机身上的支撑臂。每一支撑臂上设置相应的螺旋桨、 驱动螺旋桨的电机41，42,4344，以及可调装置81，82,83,84和用于操控可调装置81，82， B3, B4 的微控电机 Cl，C2, C3, C4。
[0052] 本实施例中的可调装置Bl，B2, B3, B4和微控电机Cl，C2, C3, C4的数量与螺旋桨 (亦即驱动螺旋桨的电机A1，A2，A3，A4)的数量一致。可以理解，用于调整螺旋桨方向产生 的力矩合并可达到机身平衡的其他数量的可调装置和微控电机也属于本发明的保护范围。
[0053] 可调装置BI，B2，B3, B4设置在螺旋桨产生的下洗气流的范围内。本实施例中，可 调装置Bl，B2, B3, B4设置在相应的支撑臂的末端，甚至是支撑臂的外延，由此可使可调装 置Bl，B2, B3, B4在与下洗气流相互作用形成相同外力的前提下，具有最大的力臂，从而可 对螺旋桨产生的力矩的调整幅度更大。
[0054] 本实施例中，该4旋翼飞行器的载重为2. 5kg，选用15寸的螺旋桨和4010大型盘 式无刷电机，轴距为700mm。XY轴所在平面设定为水平面，Z轴方向设定为垂直方向（重力 方向）；设定电机Al，A2, A3, A4的转速一致，单位电机产生的拉力大小一致，拉力之和暂定 为飞行器飞行总负载的105%。而可调装置Bl，B2, B3, B4在初始状态下，与下洗气流相互 作用形成的外力产生的垂直方向分力之和为飞行器飞行总负载的5%，且方向与螺旋桨产 生的拉力相反，从而可使该4轴飞行器形成静止状态。
[0055] 在一实施例中，如图2所示，每一可调装置包括若干叶片，所述叶片以支撑臂为轴 对称分布，每一叶片的转动轴向与支撑臂平行，且每一叶片可由微控电机带动而绕自身的 轴向转动。具体的，每一叶片的宽度可为10_20mm，转动的半径则为5-10mm。微控电机操作 叶片的作用方式包括但不限于齿轮组，滑轮组，偏心轮，导杆，拉索等。
[0056] 通过操作叶片发生转动，由于方向发生改变，从而对螺旋桨产生的下洗气流进行 可控的不同程度的干扰。如图