本发明涉及一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机及其姿态控制方法，属于多旋翼无人机领域和炮射无人机领域的交叉技术领域，特别是基于投射与多旋翼相结合的新型无人机领域。
背景技术：
随着高新技术的发展，无人机作为一种集空中运输、通讯、远程执行等一体化的平台，近年依赖航空、信息、自动控制等高新技术不断发展。各国超大工程都利用无人机高空协作能力，提供高品质、近实时、全天候的施工监视、目标捕获、性能评估。而多旋翼无人机领域无疑是21世纪无人机迅速发展的主力：特定空域的飞行稳定性能远远强于固定翼无人机，且便于实现对特定位置上空空域定点悬停。对于使用者来说，多旋翼无人机结构上的简单和低成本，使得携带性提高，便于大量配备以期实现群控。
目前，市面上多旋翼无人机在飞行控制和动力驱动方面发展已经非常成熟；但另一方面，基于多旋翼无人机的飞行原理，在面向多元化的飞行任务也显示出先天不足：多旋翼驱动导致飞行航时较短、远程响应速度慢、飞行过程中红外效应明显，这些使得多旋翼无人机在一些特定的场合受到了极大的限制。
一方面，军用无人机强调隐身性能，但多旋翼无人机由于自身飞行速度的牵制和机身内部电池热效应所释放出的红外线，使得自身极易被红外设备捕获而降低突防能力；同时在远程定点目标快速响应上也体现出不足，大量的能源用于辅助飞行过程，从而降低了无人机到达目的地执行任务的续航时间。
另一方面，消费级市场对多旋翼无人机的要求就更多。不同空域、不同负载、不同飞行任务等，都促使多旋翼无人机向多元化的方向发展。然而，目前市面上的多旋翼无人机大多采用统一的一体化机身，设计初期都是以最大飞行性能指标进行设计，使得成本过高，同时也很难和使用者实际飞行环境相适配。
因此，目前多旋翼无人机面临着提高飞行过程响应速度和目的地执行时间效率、完善飞行性能模组化匹配等方面问题。
技术实现要素：
本发明针对解决上述问题，提供一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机及其姿态控制方法。使得无人机可以极好的继承了炮弹飞行过程中的快速性、机动性和多旋翼巡航过程中的灵活性、稳定性的特点。同时，凭借其快速投射的优势，便于躲避雷达的红外识别，从而实现飞行过程的“隐身”。
本发明的无人机采用系统结构模组化设计，不同性能指标的模组之间具有很好的性能兼容，提高了无人机的模组互换性和性能适配度。本发明的无人机姿态控制方法能够在位移调整和面区域巡航过程中有效的完成位移校正和预订的飞行任务。
本发明的技术方案为：
所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：包括可拆卸的外壳羽翼和基于结构总线设计的七个模组：展翼模组、电池模组、机架模组、飞行控制舱模组、伞降模组、监测探头模组和旋向旋翼模组；
所述机架模组为无人机其余模组提供安装结构基础和稳固条件，实现无人机其余模组之间的结构固连和信号交互；
所述展翼模组安装在机架模组后端，通过展翼模组的展开，实现无人机由投射飞行姿态向多旋翼飞行姿态切换；
所述飞行控制舱模组安装在机架模组前部，飞行控制舱模组内部带有PCB导向滑槽，用于安装、定位飞控模块；
所述旋向旋翼模组安装在展翼模组后端，实现在展翼模组展开、无人机进入多旋翼飞行姿态后，平衡多旋翼飞行过程中产生的轴向扭矩；
所述伞降模组安装在旋向旋翼模组后端，实现返航过程中的伞降减速过程；
所述监测探头模组安装在飞行控制舱模组前端，根据无人机的飞行任务，适配完成对应的飞行监测任务；
所述电池模组安装在机架模组内部，为整个无人机系统提供电能输出；
所述飞行控制舱模组、监测探头模组、展翼模组、旋向旋翼模组、伞降模组和电池模组内部功能完全封装且各个模组之间有统一的结构、信号接口；所述飞行控制舱模组能够分别与监测探头模组、展翼模组、旋向旋翼模组、伞降模组和电池模组同时进行信号通讯。
进一步的优选方案，所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：所述展翼模组通过细丝螺纹安装在机架模组后端；所述展翼模组采用三旋翼同步连杆展开机构实现展翼功能：
所述三旋翼同步连杆展开机构包括滑座(12)、磁性挡块(11)、推杆(31)、平衡环(32)、旋翼支杆(22)、旋翼支杆铰座(14)、末端芯轴(29)、旋翼支杆末端套筒、电机安装托盘(28)、展翼弹簧(30)、旋翼驱动电机(25)、旋翼叶片(24)和限位卡盘(19)；
滑座(12)、磁性挡块(11)和平衡环(32)装配在末端芯轴(29)相应的定位轴颈上；推杆(31)、旋翼支杆铰座(14)和滑座(12)构成曲柄滑块机构，驱动旋翼支杆(22)完成展翼功能；
三旋翼结构由三组旋翼支杆(22)相对末端芯轴(29)中心轴线周向间隔120°均匀布置，三组旋翼支杆(22)一端分别对应安装在平衡环(32)上的三个旋翼支杆铰座(14)上，另一端连接电机安装托盘(28)，电机安装托盘(28)上安装有旋翼驱动电机(25)，旋翼驱动电机(25)上安装有旋翼叶片(24)；展翼弹簧(30)套在末端芯轴(29)上，且两端分别受平衡环(32)与滑座(12)约束；展翼开始前，展翼弹簧(30)和对应的弹性卡扣将展翼模组压力预紧，由弹性卡扣的松合完成对展翼弹簧(30)的压力释放，实现展翼触发；展翼弹簧(30)推动滑座(12)沿末端芯轴(29)滑动，通过推杆(31)拉动旋翼支杆末端套筒，从而驱动旋翼支杆(22)绕着旋翼支杆铰座(14)旋转，当旋翼支杆(22)到达限位卡盘(19)且滑座(12)与磁性挡块(11)接触时，完成展翼工作。
进一步的优选方案，所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：所述三旋翼同步连杆展开机构中采用双弹簧实现阻尼抗扰；所述双弹簧由展翼弹簧(30)和软弹簧组成，其中软弹簧套在末端芯轴(29)上，且两端分别受平衡环(32)与旋向旋翼模组约束；展翼弹簧(30)的弹性系数大于软弹簧的弹性系数。
进一步的优选方案，所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：所述旋向旋翼模组包括一对共轭叶片(33)、叶片夹板(36)、模组骨架(35)、旋转中轴(34)、调整垫片(37)和驱动电机(17)；其中，一对共轭叶(33)安装在模组骨架(35)两端，通过调整垫片(37)完成对共轭叶片(33)的夹紧调节；旋转中轴(34)通过一对键槽安装在模组骨架(35)两端，且旋转中轴(34)与共轭叶片(33)端部配合；驱动电机(17)能够驱动模组骨架(35)旋转，当模组骨架旋转到设定速度时，能够自动甩出一对共轭叶片(33)完成旋向旋翼模组的展开。
进一步的优选方案，所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：所述电池模组通过机架模组内部侧面的形舱和电池模组两端的压力弹簧(27)进行装配固定；
所述电池模组外形设计为圆柱形，内核采用高聚合锂电池或质子交换膜燃料电池PEMFC；当采用质子交换膜燃料电池PEMFC时，电池模组接口采用可拆卸设计，电池模组结构包括电池上盖(6)、储氢罐(8)、反应室(9)和电池下盖(20)；电池上盖(6)和储氢罐(8)的一侧与外界构成充气管道，用于填注燃料；电池下盖(20)一侧预留供电传输和控制接口，用于能源输出。
进一步的优选方案，所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：所述飞行控制舱模组包括飞控模块(5)、LED显示面板(3)、侧透盖板(1)和飞行控制舱骨架(4)；飞控模块(5)的电路板通过飞行控制舱模组和机架模组的导向槽进行安装；飞行控制舱模组后端利用四向深孔卡扣与机架模组实现定位连接，飞行控制舱模组前端利用细丝螺纹与监测探头模组实现定位连接。
进一步的优选方案，所述一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，其特征在于：根据选用的监测探头模组，机架模组、伞降模组、旋向旋翼模组、展翼模组、电池模组和飞行控制舱模组进行相应选择；
当监测探头模组为实现图像捕捉功能的监测探头模组时，伞降模组采用高空重载模组，旋向旋翼模组和展翼模组相应采用重载模组，机架模组采用远航程模组，电池模组采用长航时模组，飞行控制舱模组采用大容量模组；
当监测探头模组为实现无线中继功能的监测探头模组时，伞降模组采用中空中载模组，旋向旋翼模组和展翼模组相应采用中载模组，机架模组采用中航程模组，电池模组采用中航时模组，飞行控制舱模组采用中容量模组；
当监测探头模组为实现信号探测功能的监测探头模组时，伞降模组采用低空轻载模组，旋向旋翼模组和展翼模组相应采用轻载模组，机架模组采用近航程模组，电池模组采用短航时模组，飞行控制舱模组采用小容量模组。
上述基于投射与多旋翼相结合的新型无人机的控制方法，其特征在于：所述无人机的飞行阶段包括三个飞行阶段，第一飞行阶段为以投射飞行姿态的飞行过程；第二飞行阶段为进行投射飞行姿态向多旋翼飞行姿态转换的飞行过程；第三飞行阶段为以多旋翼飞行姿态的飞行过程；
在投射飞行姿态的第一飞行阶段，外壳羽翼尚未分离，展翼模组处于收拢状态，且旋翼支杆与机身轴线平行；
在多旋翼飞行姿态的第三飞行阶段，外壳羽翼分离脱离，展翼模组处于展开状态，且旋翼支杆与机身轴线垂直，同时整机稳定状态下的轴线与地面垂直；
在投射飞行姿态向多旋翼飞行姿态转换的第二飞行阶段，包括旋翼展开和旋翼驱动两个过程；在第二飞行阶段采用飞行补偿算法进行轨迹校准；
所述飞行补偿算法包括：利用无人机内置的加速度传感器完成对第二飞行阶段的实时位移检测，通过与理论飞行数据对比得出第二飞行阶段中的实际飞行位移误差，确定为第三飞行阶段的初始误差；在第三飞行阶段开始时，通过加速度传感器结合水平陀螺仪实时检测无人机所在的象限角，并进行相应的旋翼升力和飞行姿态角解算，实现对第二飞行阶段飞行位移误差的修正；所述理论飞行数据在通过仿真和试验所得到的无人机在无高空风场作用下的理论飞行数据。
有益效果
本发明提出了一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机及其控制方法，无人机包括了基于结构总线设计的七大模组：展翼模组、电池模组、机架模组、飞行控制舱模组、伞降模组、探头模组和旋向旋翼模组。其中各模组内部功能完全封装，模组之间预留统一的结构、信号接口，提高不同性能指标的模组之间的互换性和性能适配度。展翼模组包括了三旋翼同步连杆展开机构和双弹簧阻尼抗扰装置。基于本发明的无人机具有两种飞行姿态和三段式的飞行方式，搭配飞行补偿算法修正了飞行姿态切换过程造成的轨迹误差。相比目前市面上的无人机，本发明整机结构上更为紧凑，性能搭配更为灵活，应用更为突出，特别是针对远航程、长航时的飞行任务，能发挥快速响应、精确投射的飞行性能。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是本发明的投射飞行姿态示意图
图2是本发明的多旋翼飞行姿态示意图
图3是本发明的整体结构爆炸示意图
图4是本发明的整体结构、模组间装配关系示意图
图5是本发明的展翼模组结构及装配关系示意图
图6是本发明的展翼模组关键点的动力学仿真曲线
图7是本发明的监测探头模组和飞行控制舱模组之间的接口连接示意图
图8是本发明的旋向旋翼模组结构及装配关系示意图
图9是本发明展翼模组中平衡环结构示意图
图10是本发明飞行控制舱模组结构示意图
图11是本发明的飞行控制轨迹示意图
图12是本发明飞行姿态控制方法的飞行姿态角控制原理图
图13是本发明飞行姿态控制方法的飞行升力控制原理图
图14是本发明飞行姿态控制方法的参数t寻优原理图
图15是本发明飞行姿态控制方法的飞行轨迹和飞行调整航时仿真曲线
图16是本发明的飞行过程中控制流程图
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
参考图1、图2，分别展示的是基于本发明无人机的两种飞行姿态，包括投射飞行姿态和多旋翼飞行姿态。其中投射飞行姿态是指机身的羽翼外壳23尚未分离，展翼模组C处于收拢状态，即旋翼支杆22与机架7轴线平行；多旋翼飞行姿态是指机身的羽翼外壳23已经分离脱离，展翼模组C处于展开状态，即旋翼支杆22与机架7轴线垂直，同时整机稳定状态下的轴线与地面垂直。同时，基于本专利的无人机拥有三段式的飞行方式，包括第一段飞行、第二段飞行和第三段飞行：其中第一段飞行定义为以投射飞行姿态的飞行过程；第二段飞行定义为进行投射飞行姿态向多旋翼飞行姿态转换的飞行过程；第三段飞行定义为以多旋翼飞行姿态的飞行过程。其中第二段飞行完成无人机的姿态切换，包括旋翼展开和旋翼驱动两大任务。
参考图3、图4、图5、图7、图8、图9、图10，基于本专利的无人机结构具体设计和实施如下：
一种基于投射与多旋翼相结合的新型无人机，整机结构上包括了可拆卸的外壳羽翼23和基于结构总线设计的七大模组：展翼模组C、电池模组D、机架模组7、飞行控制舱模组E、伞降模组A、监测探头模组F和旋向旋翼模组B。其中机架模组7是无人机七大模组中的主体，其作用是为无人机各模组提供必要的结构基础和稳固条件，以便实现模组之间的结构固连和信号交互；展翼模组C的安装位置在机架模组7后端，通过细丝螺纹进行结构连接，作用是驱动无人机旋翼的展开，完成无人机飞行姿态切换的过程；电池模组D是安装在机架模组7内部的，通过机架内部侧面的形舱和两端的压力弹簧进行装配固定，其作用是为整个无人机系统提供必要的电能输出；飞行控制舱模组E安装在机架模组7前端，通过定位槽配合四向深孔卡扣完成结构固连，其内部带有PCB导向滑槽，用于安装、定位飞控模块；旋向旋翼模组B安装在展翼模组C后端，通过细丝螺纹进行结构连接，其作用是在展翼模组展开、无人机进入多旋翼飞行姿态后，平衡多旋翼飞行过程中产生的轴向扭矩，以保证无人机飞行过程中轴向转矩的平衡；伞降模组A安装在旋向旋翼模组B后端，通过细丝螺纹进行结构连接，其作用是完成返航过程中必要的伞降减速过程；监测探头模块F安装在飞行控制舱模组E前端，模组之间通过细丝螺纹进行结构连接，其作用在于根据无人机特定的飞行任务，以适配完成相应的飞行监测任务。信号交互上，机架模组7在结构上包络了电池模组D和飞行控制舱E模组，因此作为一个信号处理平台，内部分别与监测探头模组F、展翼模组C、旋向旋翼模组B、伞降模组A和电池模组D同时进行信号通讯，以实现各模组的特定功能。且各个模组内部功能完全封装且各个模组之间预留统一的结构、信号接口，使得不同性能指标的模组之间能得到很好的性能兼容，提高了模组互换性和性能适配度。
同时，考虑到无人机飞行过程中，不同的飞行任务可能会对各个模组提出不同的飞行使用要求，所以在设计的过程中，伞降模组A根据需求可定制选取高空重载模组、中空中载模组和低空轻载模组；，由于考虑到无人机探头模组成像或者其他功能实现在高空会由于复杂度导致模组质量剧增，因此在设计过程将设备负载和空域关联设计，其中高、中、低空域的具体性能按照使用者的要求进行选择或定制；旋向旋翼模组B和展翼模组C需要进行同步适配，根据飞行任务的需要可定制选取重载模组、中载模组和轻载模组，其中重、中、轻载也是根据整机质量进行确定的，区别在于采用了不同结构尺寸的旋翼和不同KV值的驱动电机；机架模组7根据需求可定制选取远航程模组、中航程模组和近航程模组，区别在于不同航程的机架可为其内部留有不同空间的电池舱，以实现航程的多样化；电池模组D是和机架模组相适配的，根据需要可定制选取长航时模组、中航时模组和短航时模组，区别在于不同航时的电池模组在体积和电池容量上；飞行控制舱模组E根据飞控模组的复杂程度可定制选取大容量模组、中容量模组和小容量模组，区别在与可安装不同复杂程度的飞控电路和监测设备。
整机在姿态控制方法上主要针对投射和多旋翼两种飞行姿态：投射姿态主要体现在采用了传统炮射无人机的飞行方式和流线型羽翼外壳，提高了对预定位置的响应速度；多旋翼姿态主要体现在采用类似于多旋翼无人机的自展开式三旋翼骨架机构。结合其姿态控制方法，通过飞行过程中的姿态切换，使得无人机自身具备两种飞行姿态和三段式的飞行方式。
下表为各模组间结构接口连接方式：
下表为基于本专利无人机的模组功能细化：
具体各模组内部结构如下：
展翼模组C，包括了三旋翼同步连杆展开机构18和双弹簧阻尼抗扰装置。其中三旋翼同步连杆展开机构18包括了滑座12、磁性挡块11、推杆31、平衡环32、旋翼支杆22、旋翼支杆铰座14、末端芯轴29、旋翼支杆末端套筒、电机安装托盘28、展翼弹簧30、旋翼驱动电机25、旋翼叶片24和限位卡盘19。具体的，滑座12、磁性挡块11和平衡环32装配安装在末端芯轴29相应的定位轴颈上，推杆31、旋翼支杆铰座14和滑座12构成曲柄滑块机构，驱动旋翼支杆22完成展翼工作。三旋翼结构是由三组旋翼支杆22关于轴线周向间隔120°三分布置，三组旋翼支杆22一端分别对应安装在平衡环32上的三个旋翼支杆铰座14上，另一端连接电机安装托盘28；展翼开始前，由展翼弹簧30和相应的弹性卡扣完成对展翼模组C的压力预紧，由弹性卡扣的松合完成对驱动弹簧30的压力释放，实现展翼触发；展翼弹簧30推动滑座12沿末端芯轴29滑动，通过推杆31拉动旋翼支杆末端套筒，从而驱动旋翼支杆22绕着旋翼支杆铰座14旋转90度，当旋翼支杆22到达限位卡盘19且滑座12与磁性挡块11接触时，完成展翼工作。
其中双弹簧阻尼抗扰装置整合在三旋翼同步连杆展开机构18轴系结构当中，主要是由硬弹簧和软弹簧组成，其中硬弹簧和软弹簧的弹性系数比大致为2：1。硬弹簧即为展翼弹簧30，与末端芯轴29同轴，两端分别定位于平衡环32与滑座12主要用于完成展翼驱动工作；软弹簧与硬弹簧轴线方向一致，端面定位于平衡环32与旋向旋翼模组B，用于平衡展翼过程中的冲击和吸收外界的环境突扰，提高无人机在第二段、第三段飞行过程中的平稳性。
电池模组D，其结构特征在于，外形设计为圆柱形，内核可采用高聚合锂电池或质子交换膜燃料电池PEMFC。针对PEMFC，在电池模组接口设计上采用可拆卸设计，其结构主要包括电池上盖6、储氢罐8、反应室9和电池下盖20。电池上盖6和储氢罐8的一侧与外界构成充气管道，用于完成燃料的填注工作；电池下盖20一侧主要用于能源输出，预留了针对无人机的供电传输和控制接口。且电池模组D在与机架模组7安装过程中，是通过电池模组D结合机架模组7的形舱和压紧弹簧27来完成装配固定。
机架模组7，包括机架模组主体和电池侧盖板10两部分组成，通过侧向卡扣进行连接。其结构特征在于，内部预留了无人机所有的飞行控制和能源控制中心舱室，同时在整机结构中也预留了与展翼模组C、电池模组D和飞行控制舱模组E的结构、信号接口。
飞行控制舱模组E，包括了飞控模块5、LED显示面板3、侧透盖板1和飞行控制舱骨架4。其中，飞控模块5的电路板通过飞行控制舱模组E和机架模组7的导向槽进行安装，在两侧结构上拥有两个结构接口，飞行控制舱模组E后端利用四向深孔卡扣与机架模组7实现定位连接，前端利用细丝螺纹与监测探头模组实现定位连接。
监测探头模组F，其特征在于，拥有统一标准的细丝螺纹和数据连接接口。
旋向旋翼模组B，其结构特征在于，包括了一对共轭叶片33、叶片夹板36、模组骨架35、旋转中轴34、调整垫片37和驱动电机17；其中，一对共轭叶片33装配安装在模组骨架35上，通过调整垫片37完成对共轭叶片33的夹紧调节，旋转中轴34通过一对键槽完成和模组骨架35的传动配合连接。工作流程是通过驱动电机17驱动模组骨架35旋转，当模组骨架旋转到一定速度时，自动甩出一对共轭叶片33完成旋向旋翼模组的展开。同时，模组前后端在结构上预留了与伞降模组A、旋翼模组C的接口。
伞降模组A采用的是小型抛射子母弹装置原理结合压缩降落伞技术，结构上主要包括伞降舱15和伞降盖板13两部分，伞舱材料采用了ABS工程塑料替代了传统的金属材料。
参考图6，所示为基于三旋翼同步连杆展开机构18的旋翼模组上关键点的动力学仿真曲线，可以看出：展翼过程中旋翼24的速度呈现三角函数变换，先上升后下降，同时展翼过程中始终未发生较大的速度突变；在双弹簧阻尼抗扰装置作用下，推杆31、滑座12、旋翼支杆铰座14、旋翼叶片24的加速度都稳定在一定数值范围内且波动平稳；同时旋翼叶片24、推杆31、滑座12、旋翼支杆铰座14的力变化规律相近，趋于收敛并得到很好的性能稳定，在结构上满足动力学结构稳定条件。
参考图11，所示为基于本专利无人机的各飞行轨迹阶段，分别定义为Ⅰ-投射航行区、Ⅱ-飞行控制盲区和Ⅲ-飞行姿态过渡区。其中，Ⅰ-投射航行区——这一阶段的无人机处于投射状态，这一过程中所受到的外界阻力相对无人机的飞行速度较小，同时加以有飞行羽翼外壳23的保护，无人机的飞行姿态不易发生突变；Ⅱ-飞行控制盲区——这一阶段的无人机进行了两个关键的姿态动作，其一是进行了旋翼展开，其二是当旋翼展开后触发限位开关，由控制器完成对三旋翼电机的供能控制。期间由于无人机旋翼尚未工作，因此无人对此过程中的姿态进行实时调整，定义为飞行控制盲区；Ⅲ-飞行姿态过渡区——这一阶段的无人机具有姿态调整的能力，可完成无人机姿态航偏角和旋翼升力的控制。
参考图12、图13，基于本发明的无人机在姿态控制方法上的具体设计、实施如下：
步骤1：在第二段飞行过程(飞行控制盲区)中，进行数据采集：
当无人机处于第二段飞行(飞行控制盲区)过程时，无人机内部的三向加速度传感器和三向水平陀螺仪高速(采样频率至少达到500Hz，以保证数据拟合度)记录飞行过程中的实时数据，从而获得飞行器飞行参数设计空间n个样本点xi,i＝1,2,…,n(其中n大于200)，所述飞行参数可以从飞行加速度、飞行速度和飞行攻角等中选择。
步骤2：完成步骤1的同时进行相应的数据PID运算：
无人机处于飞行控制盲区时，其机身内部的三向加速度传感器和三向陀螺仪完成对飞行过程中受到的外力进行测量，同时通过对比无人机内部的理想飞行数据。当飞行控制盲区结束时刻，无人机自身完成对外界扰动的求解，通过每1/n秒的连续采样分析，将飞行过程中的三组采集数据按照任意一种无人机旋翼升力便于调节的方式进行划分，在无人机飞行的三个正交平面上H、V和W上分别得出各个平面受到的高空风场作用位移误差积累ΔSa、ΔSb。
其中：ΔSa、ΔSb代表每个平面上两个正交方向上的位移误差积累，n为无人机内部数据收集器的采集频率，aa、ab为无人机两个方向上受到的加速度实时数据。
值得注意的是：
1、三个正交H、V和W平面的划分没有特殊的要求，因为在每个平面上的误差位移在旋翼升力上都能找到唯一的对应关系。
2、内部飞行数据是指在实验室环境下通过仿真和试验所得到的无人机在无高空风场作用下的理论加速度曲线数据，用于与实际加速度曲线对比，从而过滤出实际高空风场的作用数据。
步骤3：当无人机处于第三段飞行时，进行飞行误差位姿判断：
其中飞行位姿判断是指在无人机进入飞行姿态过渡区之初，通过对飞行盲区过程中无人机位移累计误差的计算，构建飞行着落点和实际飞行着落点的偏移坐标模型。
参考图12，结合前期的位移误差积累进行姿态角象限判断，其中H、V和W平面上均采用同样的方法进行处理：
Ⅰ、当(ΔSa,ΔSb)落于坐标系第Ⅱ象限时(即ΔSa<0且ΔSb>0)，无人机此时的飞行姿态可能存在两种状态：
(注：αx表示实际姿态偏航角，βx表示理论姿态偏航角，x对应图12中的标记)
1)当无人机的α1<β1时，要是无人机ΔSa、ΔSb数值能在接下来的时间内缩小，可知无人机三旋翼控制系统应适当将无人机此时的α1调整变大。
2)当无人机的α2>β2时，要是无人机ΔSa、ΔSb数值能在接下来的时间内缩小，可知无人机三旋翼控制系统应适当将无人机此时的α2调整变小。
3)Ⅱ、当(ΔSa、ΔSb)落于坐标系第Ⅰ、Ⅲ、Ⅳ象限时，要是无人机ΔSa、ΔSb数值能在接下来的时间内缩小，可知无人机三旋翼控制系统应当将无人机此时的α3、α4、α5应适当调整变小。
4)值得注意的是，由于各个无人机的三旋翼控制系统角度精度不一样，因此适当调整的大小有所不同，这里定义k为三旋翼控制系统角度精度，用数学模型表示如下：
αX＝αX-k°(ΔSa<0&&ΔSb>0&&α1<β1)
αX＝αX+k°(other)
参考图12，其中轴向旋翼升力调整方案和姿态角象限判断类似，结合前期的位移误差积累进行姿态角象限判断：
Ⅰ、当(ΔSa，ΔSb)落于坐标系第Ⅰ、Ⅲ、Ⅳ象限时，要使得ΔSa→0&ΔSb→0，F应当调节变小。而当(ΔSa，ΔSb)落于坐标系第Ⅱ象限时，对这一过程进行建模分析。
Ⅱ、当ΔSa<0&ΔSb>0时，其中无人机的飞行速度为Va、Vb
其中：F，f代表在H、V、W中一个平面上两个正交方向上的固定风阻；Va和Vb分别代表无人机飞行过程中在H、V、W中一个平面上两个正交方向上的速度分量；M为无人机的质量；G无人机的重力加速度。
步骤4：循环步骤2-3，寻求旋翼升力F和旋翼驱动时间t的最优解。
通过多次实验仿真和试飞数据，最终拟合整理得到下式：
a＝(FFfb*ΔSa+FFfa*ΔSb-g*ΔSa-FFfb*VVa(j)-FFfa*VVb(j)+g*VVa(j)-M*VVa(j)*aFFa(j)+M*VVb(j)*aFFa(j)+M*ΔSa*aFFa(j)-M*ΔSb*aFFa(j))/(VVa(j)*sin(n)+ΔSb*cos(n)-ΔSb*sin(n)-VVb(j)*cos(n))
b＝-(M*ΔSa*sin(n)+M*VVb(j)*cos(n)-M*VVa(j)*sin(n)-M*ΔSb*cos(n))/(FFfb*cos(n)+FFfa*sin(n)-g*cos(n)+M*aFFa(j)*cos(n)-M*aFFa(j)*sin(n))
其中：FFfa和FFfb分别代表在H、V、W中一个平面上两个正交方向的高空实时风阻；VVa和VVb分别代表无人机飞行过程中在H、V、W中一个平面上两个正交方向上的速度分量；M为无人机的质量；n为无人机在H、V、W中一个平面上实时的二维投影平面上的偏航角；aFFa和aFFb无人机旋翼驱动在H、V、W中一个平面上两个正交方向上的加速度分量。
本过程的实现核心在于通过飞行控制对微元误差中的最佳旋翼升力F数值进行细化求解，从而使得无人机可以获得到达预定目的的最佳升力。
参考图14、图15，在实现上述流程的过程中，应该要注意以下问题：
1、无人机的飞行控制主要是根据无人机的实际着落点和预计着落点的最佳路线求解，实现第二阶段的逼近，而这一过程的偏差距离ΔSa、ΔSb实际上是由于第一阶段的飞行控制参数调节系统和飞行控制常量得到的。
2、在实现本套流程实现之前应当完成基于本专利无人机对飞行时间和旋翼升力的能量标定工作，即单位时间的旋翼耗能率，建立两者与无人机的能耗之间的数学关系。
3、完成展翼姿态角和旋翼升力与无人机飞行总能耗P之间的单变量仿真实验，并从数据中分析能耗望小条件下的经验取值。
4、综合展翼姿态角和旋翼升力之间的相互作用，建立一套飞行能耗P与展翼航角和旋翼升力之间的数学模型。
综上最后能得出基于本专利无人机总的能耗理论模型形式如下：
ΔPall＝ΔPt+(ΔPt2*ΔSa+ΔPt2*ΔSb)
其中：ΔPall为总的能耗变动；t为第一段飞行过程中的调整时间；t2为第二段飞行过程中的调整时间；ΔSa、ΔSb分别为第二段飞行调节过程中无人机在H、V、W中一个平面上两个正交方向上的悬停点坐标偏差。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。