一种控制飞行器的方法、装置及飞行器与流程

本发明实施例涉及飞行控制技术领域，尤其涉及一种控制飞行器的方法、装置及飞行器。

背景技术：

无人飞行器是指利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的非载人型飞机，其可以搭载微型相机，实现空中采集视频、图片等，也可以用来搭载各种测量仪器，实现高空探测等等，因此，无人飞行器在农业、探测、气象、灾害预报和救援等领域具有广泛的应用。

无人飞行器依赖于电机之间的不同转速导致的反扭力差所产生的偏航力矩来完成向左/向右偏航的姿态控制；并依赖于电机之间的推力差所差生的滚转力矩、来完成向左/向右飞行的姿态控制，依赖于电机之间的推力差所差生的俯仰力矩来完成向前/向后飞行的姿态控制。为了方便读者更好地理解无人飞行器如何通过控制电机实现偏航、滚转和俯仰，以下以四轴无人飞行器为例进行说明，

如图1所示，当电机m1和m3的转速大于电机m2和m4的转速时，由电机m1和m3的转子转动而产生的反扭力大于由电机m2和m4的转子转动而产生的反扭力，该反扭力差所产生的偏航力矩使四轴无人飞行器发生向左偏航的飞行姿态。

如图2所示，当电机m2和m4的转速大于电机m1和m3的转速时，由电机m2和m4的转子转动而产生的反扭力大于由电机m1和m3的转子转动而产生的反扭力，该反扭力差所产生的偏航力矩使四轴无人飞行器发生向右偏航的飞行姿态。

如图3所示，当电机m2和m3的转速大于电机m1和m4的转速时，电机m2和m3所产生的推力大于电机m1和m4所产生的推力，该推力差所产生的滚转力矩使四轴无人飞行器发生向左飞行的姿态。

如图4所示，当电机m1和m4的转速大于电机m2和m3的转速时，电机m1和m4所产生的推力大于电机m2和m3所产生的推力，该推力差所产生的滚转力矩使四轴无人飞行器发生向右飞行的姿态。

如图5所示，与图4中的原理类似，当电机m4和m3的转速大于电机m1和m2的转速时，电机m4和m3所产生的推力大于电机m1和m2所产生的推力，该推力差所产生的俯仰力矩使四轴无人飞行器发生向前飞行的姿态。

同理，如图6所示，当电机m1和m2的转速大于电机m4和m3的转速时，电机m1和m2所产生的推力大于电机m4和m3所产生的推力，该推力差所产生的俯仰力矩使四轴无人飞行器发生向后飞行的姿态。

由此可知，无人飞行器在向前、向后飞行时，依赖于电机之间的推力差所产生的俯仰力矩；同理，飞行器在向左、向右飞行时，依赖于电机之间的推力差所产生的滚转力矩。与此不同的是，飞行器在向左、向右偏航时，则是依赖于电机在旋转过程中的反扭力所产生的偏航扭矩，该反扭力是由于电机旋转时受到的空气阻力作用而形成的。上述的推力差的方向与多旋翼机身所在的平面垂直，上述的反扭力的方向与多旋翼飞行器的机身所在的平面共面。

本发明的发明人在实现本发明的过程中发现：对于无人飞行器，尤其是多旋翼飞行器而言，电机产生与机身所在平面垂直的推力的能力比电机产生与机身所在平面共面的反扭力的能力大很多，因此，尤其是在对无人飞行器进行需要反扭力来实现的偏航姿态的控制需求增大时，出现电机运转饱和进而导致炸机现象的可能性将极度增大。另外，由于无人飞行器固有的机身结构特点，以及由于无人飞行器的飞行姿态控制的特定原理和电机的输出能力的局限性，将导致在完成无人飞行器的复杂姿态控制时，例如俯仰，滚转和偏航同时发生时，由于导致无人飞行器的电机的容易达到饱和状态，从而引发严重不可控的炸机现象。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种控制飞行器的方法、装置及飞行器，能够在调整飞行器的飞行姿态时，避免出现飞行器的电机过载，引起炸机的情况。

为了解决上述技术问题，本发明提供一种控制飞行器方法，包括：接收姿态控制指令，其中，所述姿态控制指令携带有控制所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小的信息；判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；若不满足，则对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln、俯仰力矩mn的大小进行处理，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'；将处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'作为所述电机实际将要输出的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，对所述电机进行控制，从而控制所述飞行器的飞行姿态。

进一步地，所述判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，包括：

判断是否成立；

若成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

若不成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

其中，t为力矩阈值。

进一步地，所述对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小进行处理，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，包括：

进一步判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要：

若不满足，则对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'；

若满足，则将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'。

进一步地，所述进一步判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，包括：

判断是否成立；

若成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

若不成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

其中，t为力矩阈值。

进一步地，所述对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

nn'＝0，

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

可选地，所述对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

进一步地，所述将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'，采用以下公式：

ln'＝ln；

mn'＝mn；

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

为了解决上述技术问题，本发明还提供一种控制飞行器的装置，包括：接收模块，用于接收姿态控制指令，其中，所述姿态控制指令携带有控制所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小的信息；

判断模块，用于判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

处理模块，用于在所述判断模块判断到飞行器的电机的力矩输出能力不能满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln、俯仰力矩mn的大小进行处理，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'；

控制模块，用于将处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'作为所述电机实际将要输出的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，对所述电机进行控制，从而控制所述飞行器的飞行姿态。

进一步地，所述判断模块判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，包括：

判断是否成立；

若成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

若不成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，

其中，t为力矩阈值。

进一步地，所述处理模块具体用于：

在所述判断模块判断到飞行器的电机的力矩输出能力不能满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，进一步判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

若不满足，则对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'；

若满足，则将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'。

进一步地，所述处理模块进一步判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，包括：

判断是否成立；

若成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

若不成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；

其中，t为力矩阈值。

进一步地，所述处理模块对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

nn'＝0，

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

可选地，所述处理模块对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

进一步地，所述处理模块将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'，采用以下公式：

ln'＝ln；

mn'＝mn；

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

为了解决上述技术问题，本发明还提供一种飞行器，包括电机；至少一个处理器，与所述电机连接；以及，与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述的方法。

在本发明实施例中，当需要调整飞行器的飞行姿态时，确定在满足调整飞行器的飞行姿态所需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力时飞行器的电机是否过载，若过载，对所需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩进行缩小处理，并且根据缩小后的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩控制电机，避免强行控制电机输出调整飞行器的飞行姿态所需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩时，造成电机过载，引起炸机的问题。

附图说明

一个或多个实施例通过与之对应的附图中的图片进行示例性说明，这些示例性说明并不构成对实施例的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件表示为类似的元件，除非有特别申明，附图中的图不构成比例限制。

图1为四轴无人飞行器实现向左偏航的示意图；

图2为四轴无人飞行器实现向右偏航的示意图；

图3为四轴无人飞行器实现向左飞行的示意图；

图4为四轴无人飞行器实现向右飞行的示意图；

图5为四轴无人飞行器实现向前飞行的示意图；

图6为四轴无人飞行器实现向后飞行的示意图；

图7是本发明实施例的运行环境示意图；

图8为本发明控制飞行器的方法第一实施例的流程图；

图9为本发明控制飞行器的方法第二实施例的流程图；

图10为本发明控制飞行器的装置实施例的示意图；

图11为本发明飞行器实施例的示意图。

具体实施例

下面介绍的是本发明的多个可能实施例中的一些，旨在提供对本发明的基本了解，并不旨在确认本发明的关键或决定性的要素或限定所要的保护的范围。容易理解的是，根据本发明的技术方案，在不变更本发明的实质精神下，本领域的一般技术人员可以提出相互替换的其他实现方式。因此，以下具体实施例以及附图仅是对本发明的技术方案的示例性说明，而不应当视为本发明的全部或者视为对本发明技术方案的限定或限制。

下面的描述中，为了描述的清楚和简明，并没有再附图中对空调控制系统的所有部件一一示出，附图中重点示出了本领域普通技术人员为完全能够实现本发明的多个部件，并且对于本领域技术人员来说，许多部件的操作都是熟悉而且明显的。

请参阅图7，图7是本发明实施例应用环境示意图，该应用环境包括飞行器10和遥控器11，飞行器10包括机身101、连接于机身101上的电机102、设置电机102上的螺旋桨103、设置于所述机身101上并与所述电机102电性连接的控制装置(图未示)、以及与控制装置电性连接的通信装置(图未示)。控制装置用于控制电机102转动，通过电机102的转动带动螺旋桨103螺旋，从而产生向上推力，实现飞行器10的上升或者下降。由于电机102是固定于机身101上，当电机102转动时，电机102也会产生一个作用于机身101的推力，通过调节不同电机的推力大小而在不同电机之间产生推力差，实现飞行器103的向左/向右飞行、向前/向后飞行；另外，电机102还会产生作用于机身101的反扭力，通过调节不同电机的反扭力大小而在不同电机之间产生反扭力差，实现飞行器103的向左偏航/向右偏航。

需要说明的是：电机102作用于机身101的推力大小与电机的转速有关，通常情况下，电机的转速越大，其推力越大，而电机102对应的力臂是固定的，对于固定的力臂而言，通过调整推力的大小，可以调整电机的推力所产生的力矩的大小。因此，可以通过调节电机的转速，进一步改变电机的推力，来调节电机所产生滚转力矩和俯仰力矩的大小,从而实现对飞行器的向左/向右飞行和向前/向后飞行的姿态控制。

同理，电机102在转子旋转的过程中，为克服空气阻力而产生的作用于机身101的反扭力大小也与电机的转速有关，通常情况下，电机的转速越大，其反扭力，而电机102对应的力臂是固定的，对于固定的力臂而言，通过调整反扭力的大小，可以调整电机的反扭力所产生的力矩的大小。因此，可以通过调节电机的转速，进一步改变电机的反扭力，来调节电机所产生的偏航力矩的大小,从而实现对飞行器的向左/向右偏航的飞行姿态的控制。

通信装置用于与遥控器11通信连接，飞行器10通过通信装置与遥控器11进行交互，例如：当需要控制飞行器10的飞行姿态时，可操作遥控器11向通信装置发送姿态控制指令，通信装置将姿态控制指令发送至控制装置，控制装置根据姿态控制指令控制电机102的转速，调整偏航力矩、滚转力矩和/或俯仰力矩，从而调整飞行器的飞行姿态。

在一些实施例中，飞行器10可选为四轴无人飞器，四轴无人飞行器的四个电机是相同，并且各个电机的对应的力臂也是固定的，因此，四轴无人机的电机所能输出的最大偏航力矩、最大滚转力矩和最大俯仰力矩是固定的。

本发明提供应用于上述应用环境的飞行器控制方法。飞行器控制方法的执行主体是飞行器，请参阅图8，方法包括：

步骤201：接收姿态控制指令，其中，所述姿态控制指令携带有控制所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小的信息；

飞行器的飞行姿态主要决定于其偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，其中，偏航力矩用于控制飞行器进行向左/向右偏航，滚转力矩用于控制飞行器进行向左/向右飞行，俯仰力矩用于控制飞行器进行向前/向后飞行，因此，飞行器在不同的飞行姿态时，其需要力矩是不相同的。

步骤202：判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，若不满足，进入步骤203，否则将直接根据偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn对电机进行控制；

由于飞行器依赖于不同电机之间的推力差所产生的俯仰力矩来完成飞行器向前/向后飞行的姿态控制，依赖于不同电机之间的推力差所产生的滚转力矩来完成飞行器向左/向右飞行的姿态控制；并依赖于不同电机之间的反扭力差所产生的偏航力矩来完成飞行器向左/向右偏航的姿态控制。而电机的推力和反扭力取决于电机的转速，电机的转速与电机的电流是正比，当其电流越小，其转速越慢，当其电流越大，其转速越快，但是每一个电机所允许的负载(即最大电流)是固定的，当输入的电流值超过电机的负载时，电机就会出现饱和状态，引起炸机，因此，在接收至姿态控制指令时，先判断飞行器的电机的力矩输出能力是否满足原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩。

步骤203：对飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln、俯仰力矩mn的大小进行处理，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'。

当为了满足原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，飞行器的电机出现负载过载时，则对原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩进行处理，可以很好地避免强行满足原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩造成电机过载的情况。

需要说明的是：对偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩进行处理可以是：偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩三者同时进行缩小处理，或者，偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩中一个或者多个进行缩小处理。

步骤204：将处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'作为所述电机实际将要输出的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，对所述电机进行控制，从而控制所述飞行器的飞行姿态；

可以理解的是，处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，与姿态控制指令中所携带的原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小的信息是不相同的，因此，根据处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'调整出来的飞行器的飞行姿态会也会与姿态控制指令中所指示的飞行姿态不相同的，但其很好避免电机出现过载的情况。

在本发明实施例中，当需要调整飞行器的飞行姿态时，先确定在满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时飞行器的电机是否过载，若过载，对原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要的大小进行处理，得到飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并且根据处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，对所述电机进行控制，控制所述飞行器的飞行姿态，从而很好地避免强行控制电机输出原来需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn时，造成电机过载，引起炸机的问题。

请参阅图2，图2是本发明控制飞行器的方法第二实施例的流程图，本实施中控制飞行器的方法的执行主体也是飞行器，该方法包括：

步骤301：接收姿态控制指令，所述姿态控制指令携带有控制所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小的信息；

步骤302：判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，若不满足，则进入步骤303，否则直接根据原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn对电机进行控制。

在一些实施例中，判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，具体包括：判断是否成立，其中，t为力矩阈值。若成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；若不成立，即，此时满足则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要。

需要说明的是：力矩阈值t为飞行器的电机的力矩输出能力所满足的总的力矩输出值。

步骤303：判断飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，若不满足，则进入步骤304，否则进入步骤305；

在一些实施例中，判断飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要具体包括：判断是否成立。若成立，则判断所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；若不成立，即，此时满足则判断所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要。

步骤304：对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'；

在一些实施例中，对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

nn'＝0，

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

由于飞行器的向前/向后飞行、向左/向右飞行是依赖于电机之间的推力差所产生的俯仰力矩、滚转力矩来实现的，而飞行器的向左/向右偏航则是依赖于飞行器电机在旋转过程中由于空气阻力作用形成的与电机转子的转动方向相反的反扭力所产生的扭矩实现的，但是电机产生与机身所在平面垂直的推力的能力比电机产生与机身所在平面共面的反扭力的能力容易得多，因此，在对飞行器进行偏航控制时，需要电机输出较大的推力，而电机的推力决定于电机的转速，而电机的转速决定于电机的电流，因此，飞行器实现相同俯仰角或滚转角所需要的电机的电流远小于实现相同偏航角所需要的电流，满足相同偏航角所引起的电机过载的风险远大于满足俯仰角或滚转角所引起的电机过载的风险。当飞行器的电机的力矩输出能力无法同时满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，优先满足实现飞行器向左/向右飞行、向前/向后飞行所需的滚转力矩和俯仰力矩，在满足滚转力矩和俯仰力矩后，再分配用于实现飞行器向左/向右飞行所需的偏航力矩，这样的处理方式，有利于降低在调整飞行器的飞行姿态时所引起炸机风险。

进一步，当飞行器的电机的力矩输出能力连原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的都无法满足时，直至将偏航力矩nn置零，然后再原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn进行缩小处理，以保证滚转力矩ln和俯仰力矩mn优先的策略。

在另一些实施例中，所述对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

在本实施例中，通过对原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn进行等比例缩小，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'。

步骤305：将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'；

当飞行器的电机的力矩输出能力无法满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，优先满足滚转力矩和俯仰力矩，在满足滚转力矩和俯仰力矩时，再分配偏航力矩，有利于降低在调整飞行器的飞行姿态时所引起炸机风险。

在一些实施例中，所述将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'，采用以下公式：

ln'＝ln；

mn'＝mn；

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

步骤306：将处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'作为所述电机实际将要输出的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，对所述电机进行控制，从而控制所述飞行器的飞行姿态；

在本发明实施例中，由于在相同电机运转能力下，满足偏航力矩所需达到的不同电机之间的转速差比满足滚转力矩或俯仰力矩所需达到的不同电机之间的转速差大，因而为实现所需要的偏航力矩而出现电机炸机的风险相对而言也就更大。因此，当飞行器的电机的力矩输出能力无法同时满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩的需要时，优先满足滚转力矩和俯仰力矩，在满足滚转力矩和俯仰力矩后，再分配偏航力矩，有利于降低在调整飞行器的飞行姿态时所引起炸机风险。

本发明又提供了控制飞行器的装置实施例。请参阅图，控制飞行器的装置40包括接收模块401、判断模块402、处理模块403和控制模块404。

接收模块401，用于接收姿态控制指令，其中，用于接收姿态控制指令，其中，所述姿态控制指令携带有控制所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小的信息。判断模块402，用于判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要。

在一些实施例中，所述判断模块402判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，包括：判断是否成立，其中，t为力矩阈值。若成立，则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，若不成立，即，此时满足则确定所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，其中，t为力矩阈值。

需要说明的是：力矩阈值t为飞行器的电机的力矩输出能力所满足的总的力矩输出值。

处理模块403，用于在所述判断模块402判断到飞行器的电机的力矩输出能力不能满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln、俯仰力矩mn的大小进行处理，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'。控制模块404，用于将处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'作为所述电机实际将要输出的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，对所述电机进行控制，从而控制所述飞行器的飞行姿态。

当需要调整飞行器的飞行姿态时，先在满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn时飞行器的电机是否出现过载，若过载，则对原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn进行处理，得到所述飞行器的电机的力矩输出能力能够输出的处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，再根据处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'对电机进行控制，很好地避免强行控制电机输出调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn时，造成电机过载，引起炸机的问题。

进一步地，由于在相同的电机运转能力下，满足偏航力矩所需达到的不同电机之间的转速差比满足滚转力矩或俯仰力矩所需达到的不同电机之间的转速差大，因而为实现所需要的偏航力矩而出现电机炸机的风险相对而言也就更大。因此，当飞行器的电机的力矩输出能力无法同时满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，优先满足滚转力矩和俯仰力矩，在满足滚转力矩和俯仰力矩后，再分配偏航力矩，有利于降低在调整飞行器的飞行姿态时所引起炸机风险，具体地：

处理模块403用于：在所述判断模块判断到飞行器的电机的力矩输出能力不能满足输出所述原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，进一步判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要。若不满足，则对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'。若满足，则将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'。

在一些实施例中，处理模块进一步判断所述飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，包括：判断是否成立。若成立，则判断所述飞行器的电机的力矩输出能力不满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要；若不成立，即，此时满足则判断所述飞行器的电机的力矩输出能力满足输出所述原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要,其中，t为力矩阈值。

在一些实施例中，所述处理模块对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，采用以下公式：

nn'＝0，

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

在本实施例中，当飞行器的电机的力矩输出能力连原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn都无法满足时，直接将偏航力矩nn置零，再将滚转力矩ln和俯仰力矩mn进行缩小，实现以滚转力矩ln和俯仰力矩mn优先的策略。

当然，在另一些实施例中，处理模块对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理的处理方式也可以为对偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn进行等比例缩小，而不是优先满足滚转力矩ln和俯仰力矩mn，则具体的，处理模块对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的大小均进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'、滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，又可以采用以下公式：

在一些实施例中，所述处理模块将所述飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn保持不变，作为所述处理后的滚转力矩ln'和俯仰力矩mn'，并对所述飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn的大小进行缩小处理，将结果作为所述处理后的偏航力矩nn'，又可以采用以下公式：

ln'＝ln；

mn'＝mn；

其中，lnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大滚转力矩，mnmax为所述飞行器的电机的力矩输出能力所能满足的最大俯仰力矩。

在本实施例中，当飞行器的电机的力矩输出能力无法满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩nn、滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要，但电机的力矩输出能力又能满足调整飞行器的飞行姿态原本需要的滚转力矩ln和俯仰力矩mn的需要时，优先满足滚转力矩和俯仰力矩，在满足滚转力矩和俯仰力矩时，再将剩余能力分配给偏航力矩。

在本发明实施例中，由于飞行器的飞行姿态决定于飞行器的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩，而飞行器的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩决定于飞行器的电机，当所需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩超出电机的力矩输出能力时，会造成电机炸机，因此，当需要调整飞行器的飞行姿态时，先判断飞行器的电机的力矩输出能力是否满足输出调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩时飞行器的电机，若不满足，则对原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩进行缩小处理，直至电机的力矩输出能力能够满足缩小后的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩的需要，才根据缩小后的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩对电机进行控制，很好地避免强行控制电机输出调整飞行器的飞行姿态原本需要的偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩时，造成电机过载，引起炸机的问题。

请参阅图6，图6是本发明飞行器实施例的示意图，飞行器50包括：存储器51、至少一个处理器52和电机53，至少一个处理器52分别与电机53和存储器51连接。

处理器52分别与电机53和所述存储器51连接可以通过总线或者其他方式连接，图6中以通过总线连接为例。

所述存储器51存储有可被所述至少一个处理器52执行的指令，所述指令程序被所述至少一个处理器52执行，以使所述至少一个处理器52能够执行：附图8所示的步骤201至204，附图9中步骤301至步骤306，附图10中模块401至404。

存储器51作为一种非易失性计算机可读存储介质，可用于存储非易失性软件程序、非易失性计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中处理器所执行步骤对应的程序指令/模块。存储器51可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序。此外，存储器51可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非易失性固态存储器件。在一些实施例中，存储器51可选包括相对于处理器51远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至空调。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。

所述一个或者多个模块存储在所述存储器51中，当被所述一个或者多个处理器51执行时，执行：附图8所示的步骤201至204，附图9中步骤301至步骤306，附图10中模块401至404。

本发明实施例提供了一种非易失性计算机可读存储介质，所述非易失性计算机可读存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令被飞行器执行时，飞行器执行：附图8所示的步骤201至204，附图9中步骤301至步骤306，附图10中模块401至404。

本发明实施例提供了一种计算机程序产品，包括存储在非易失性计算机可读存储介质上的计算程序，所述计算机程序包括程序指令，当所述程序指令被计算机执行时时，使所述计算机执行：附图8所示的步骤201至204，附图9中步骤301至步骤306，附图10中模块401至404。

上述产品可执行本发明实施例所提供的方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。未在本实施例中详尽描述的技术细节，可参见本发明实施例所提供的方法。

以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；在本发明的思路下，以上实施例或者不同实施例中的技术特征之间也可以进行组合，步骤可以以任意顺序实现，并存在如上所述的本发明的不同方面的许多其它变化，为了简明，它们没有在细节中提供；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

需要说明的是，本发明实施例中的空调控制装置中的各个模块、单元之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容同样适用于空调控制装置。本发明实施例中的各个模块能作为单独的硬件或软件来实现，并且可以根据需要使用单独的硬件或软件来实现各个单元的功能的组合。