无人机控制方法、装置、无人机及计算机可读存储介质与流程

1.本技术涉及无人机领域，具体涉及一种无人机控制方法、装置、无人机及计算机可读存储介质。


背景技术：

2.复合翼无人机又称垂直起降(vertical take-off and landing，vtol)固定翼无人机，既具备多旋翼垂直起降的优点，不需要跑道就可以起降，同时又具备固定翼的长续航、低噪音、可滑翔等优势，适用于公安、探测等多个行业。但是复合翼无人机在垂直起降、悬停或巡航等阶段中均会受到侧风的影响，因此需要提高复合翼无人机的抗风能力，以增强其飞行稳定性。
3.目前的无人机控制技术采用提高推重比的方法，以提高无人机的抗风性能。但是这种方法会增加飞机动力系统，如尾推的重量，进而增加无人机在固定翼运行模式下的功耗，因此会提高无人机的运营成本。


技术实现要素：

4.本技术提供一种无人机控制方法、装置、无人机及计算机可读存储介质，旨在解决现有的无人机控制方法受无人机所处的飞行阶段限制，无法在整个飞行阶段中都增强无人机的抗风能力，因此抗风的效果差的问题。
5.第一方面，本技术提供一种无人机控制方法，所述方法包括：
6.获取无人机的当前运行模式；
7.获取所述当前运行模式对应的转向参数；
8.根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数；
9.根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
10.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述当前运行模式至少为固定翼运行模式、机翼转换模式、旋翼运行模式中的一者，
11.所述获取所述当前运行模式对应的转向参数，包括：
12.若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式或所述机翼转换模式，则获取所述无人机的飞行速度和当前姿态角作为转向参数；
13.若所述当前运行模式为所述旋翼运行模式，则获取所述无人机的当前姿态角作为转向参数。
14.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数，包括：
15.若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式或所述机翼转换模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到所述无人机的向心加速度，并根据所述向心加速度和所述飞行速度，计算得到转向角速度，将所述转向角速度作为抗风控制参数；
16.若所述当前运行模式为所述旋翼运行模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转
角，计算得到转向角速度，并将所述转向角速度作为抗风控制参数。
17.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向，包括：
18.获取所述无人机的加速度；
19.根据所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数；
20.根据所述抗风控制参数和所述油门参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
21.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述根据所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数，包括：
22.根据所述转向参数中的当前姿态角和所述当前姿态角对应的所述抗风控制参数，计算得到机体滚转系数；
23.根据所述机体滚转系数和所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数。
24.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向之后，所述方法还包括：
25.获取当前风向，所述无人机的当前高度和所述无人机的当前机头朝向；
26.根据所述当前高度和所述无人机的加速度，计算得到所述无人机达到预设悬停高度的第一最短时间；
27.根据所述无人机的转向角速度，所述当前风向和所述当前机头朝向，计算得到所述无人机转至面向风的来流方向的第二最短时间；
28.若所述第二最短时间大于所述第一最短时间，则根据所述第二最短时间和所述第一最短时间之间的时间差，提高所述抗风控制参数中的转向角速度。
29.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述获取无人机的当前运行模式之前，还包括：
30.获取无人机的初始航行路线和至少两个定位点；
31.获取所述初始航行路线上各所述定位点对应的标准点；
32.根据各定位点的定位信息和各所述标准点的定位信息，判断所述无人机是否偏离所述初始航行路线；
33.若所述无人机偏离所述初始航行路线，则执行所述获取无人机的当前运行模式的步骤。
34.第二方面，本技术提供一种无人机控制装置，所述无人机控制装置包括：
35.模式获取单元，用于获取无人机的当前运行模式；
36.参数获取单元，用于获取所述当前运行模式对应的转向参数；
37.参数确定单元，用于根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数；
38.调整单元，用于根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
39.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述当前运行模式至少为固定翼运行模式、机翼转换模式、旋翼运行模式中的一者，所述参数获取单元还用于：
40.若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式或所述机翼转换模式，则获取所述无
人机的飞行速度和当前姿态角作为转向参数；
41.若所述当前运行模式为所述旋翼运行模式，则获取所述无人机的当前姿态角作为转向参数。
42.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述参数获取单元还用于：
43.若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式或所述机翼转换模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到所述无人机的向心加速度，并根据所述向心加速度和所述飞行速度，计算得到转向角速度，将所述转向角速度作为抗风控制参数；
44.若所述当前运行模式为所述旋翼运行模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到转向角速度，并将所述转向角速度作为抗风控制参数。
45.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述调整单元还用于：
46.获取所述无人机的加速度；
47.根据所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数；
48.根据所述抗风控制参数和所述油门参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
49.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述调整单元还用于：
50.根据所述转向参数中的当前姿态角和所述当前姿态角对应的所述抗风控制参数，计算得到机体滚转系数；
51.根据所述机体滚转系数和所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数。
52.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述无人机控制装置还包括角速度提高单元，所述角速度提高单元用于：
53.获取当前风向，所述无人机的当前高度和所述无人机的当前机头朝向；
54.根据所述当前高度和所述无人机的加速度，计算得到所述无人机达到预设悬停高度的第一最短时间；
55.根据所述无人机的转向角速度，所述当前风向和所述当前机头朝向，计算得到所述无人机转至面向风的来流方向的第二最短时间；
56.若所述第二最短时间大于所述第一最短时间，则根据所述第二最短时间和所述第一最短时间之间的时间差，提高所述抗风控制参数中的转向角速度。
57.在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述无人机控制装置还包括偏离检测单元，所述偏离检测单元用于：
58.获取无人机的初始航行路线和至少两个定位点；
59.获取所述初始航行路线上各所述定位点对应的标准点；
60.根据各定位点的定位信息和各所述标准点的定位信息，判断所述无人机是否偏离所述初始航行路线；
61.若所述无人机偏离所述初始航行路线，则执行所述获取无人机的当前运行模式的步骤。
62.第三方面，本技术还提供一种无人机，所述无人机包括处理器和存储器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器调用所述存储器中的计算机程序时执行本技术提供的任一种无人机控制方法中的步骤。
63.第四方面，本技术还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述
计算机程序被处理器进行加载，以执行所述的无人机控制方法中的步骤。
64.综上所述，本技术包括：获取无人机的当前运行模式；获取所述当前运行模式对应的转向参数；根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数；根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。可见，本技术中的方案对不同当前运行模式获取对应的转向参数，因此对于每个运行模式都可以计算得到对应的抗风控制参数，在飞行的整个过程中都可以针对性地控制无人机进行转向，以提高抗风性能，因此不需要额外增加飞机动力系统的重量以及功耗，可以降低无人机的运营成本。
附图说明
65.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例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技术的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
66.图1是本技术实施例提供的机体坐标系的示意图；
67.图2是本技术实施例提供的无人机控制方法的应用场景示意图；
68.图3是本技术实施例中提供的无人机控制方法的一种流程示意图；
69.图4是本技术实施例中提供的无人机控制方法的另一种流程示意图
70.图5是本技术实施例中提供的提高转向角速度的一种流程示意图；
71.图6是本技术实施例中提供的判断无人机是否偏离的一种流程示意图；
72.图7是本技术实施例中提供的无人机控制装置的一个实施例结构示意图；
73.图8是本技术实施例中提供的无人机的一个实施例结构示意图。
具体实施方式
74.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
75.在本技术实施例的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本技术实施例的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
76.为了使本领域任何技术人员能够实现和使用本技术，给出了以下描述。在以下描述中，为了解释的目的而列出了细节。应当明白的是，本领域普通技术人员可以认识到，在不使用这些特定细节的情况下也可以实现本技术。在其它实例中，不会对公知的过程进行详细阐述，以避免不必要的细节使本技术实施例的描述变得晦涩。因此，本技术并非旨在限于所示的实施例，而是与符合本技术实施例所公开的原理和特征的最广范围相一致。
77.本技术实施例提供一种无人机控制方法、装置、无人机和计算机可读存储介质。其中，该无人机控制装置可以集成在无人机中，该无人机可以是手动控制的无人机，也可以是自动控制的无人机。
78.首先，在介绍本技术实施例之前，先介绍下本技术实施例关于应用背景的相关内容。
79.复合翼无人机是一种同时设置有旋翼和固定翼的无人机。因此既可以通过旋翼实现悬停、垂直起降等功能，又可以通过固定翼进行巡航。
80.对于复合翼无人机，通常会采用机体坐标系描述复合翼无人机的姿态信息。参考图1，机体坐标系中，ox轴位于无人机参考平面内平行于机身轴线并指向无人机前方，oy轴垂直于无人机参考面并指向飞行器右方，oz轴(未在图中示出)在参考面内垂直于xoy平面，指向无人机下方。
81.下文中为了方便说明，将“右”均理解为从无人机的机尾向机头观察时右手侧，将“左”均理解为从机尾向机头观察时的左手侧，角速度均理解为水平面方向上的角速度分量，所述的无人机未作说明时，均理解为复合翼无人机。
82.本技术实施例无人机控制方法的执行主体可以为本技术实施例提供的无人机控制装置，或者集成了该无人机控制装置的服务器设备、物理主机或者用户设备(user equipment，ue)等不同类型的无人机，其中，无人机控制装置可以采用硬件或者软件的方式实现，ue具体可以为智能手机、平板电脑、笔记本电脑、掌上电脑、台式电脑或者个人数字助理(personal digital assistant，pda)等终端设备。
83.参见图2，图2是本技术实施例所提供的无人机控制系统的场景示意图。其中，该无人机控制系统可以包括无人机200，无人机200中集成有无人机控制装置。
84.另外，如图2所示，该无人机控制系统还可以包括存储器201，用于存储数据，如存储文本数据。
85.需要说明的是，图2所示的无人机控制系统的场景示意图仅仅是一个示例，本技术实施例描述的无人机控制系统以及场景是为了更加清楚的说明本技术实施例的技术方案，并不构成对于本技术实施例提供的技术方案的限定，本领域普通技术人员可知，随着无人机控制系统的演变和新业务场景的出现，本发明实施例提供的技术方案对于类似的技术问题，同样适用。
86.下面，开始介绍本技术实施例提供的无人机控制方法，本技术实施例中以无人机作为执行主体，为了简化与便于描述，后续方法实施例中将省略该执行主体。
87.参照图3，图3是本技术实施例提供的无人机控制方法的一种流程示意图。需要说明的是，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。该无人机控制方法具体可以包括以下步骤301-步骤304，其中：
88.301、获取无人机的当前运行模式。
89.其中，当前运行模式是指无人机当前的飞行模式。示例性地，当前运行模式可以是无人机当前飞行时机翼的模式。例如，当前运行模式可以是旋翼运行模式、固定翼运行模式和机翼转换模式中的一种。对于复合翼无人机，其同时安装有旋翼和固定翼，在悬停、垂直起飞和垂直降落阶段，无人机通常以旋翼工作，即旋翼运行模式。在巡航阶段，无人机通常以固定翼工作，即固定翼运行模式。在无人机从旋翼运行模式切换至固定翼运行模式，或者从固定翼运行模式切换至旋翼运行模式时，无人机处于机翼转换模式。需要说明的是，上述当前运行模式的举例仅是为了方便说明，不能理解对本技术实施例的限制。例如，无人机还可以包含除旋翼运行模式、固定翼运行模式和机翼转换模式之外的其他模式，或包含与旋
翼运行模式、固定翼运行模式和机翼转换模式原理相同但命名不同的模式等。
90.此外，当前运行模式还可以指无人机的功能模式。对于一些无人机，其运行逻辑中被预先设定有不同的功能模式。例如对于安防无人机，其可能被设定有悬停在空中以观察环境情况的定点观察模式，以及在空中移动的同时观察环境情况的巡航观察模式。当无人机处于定点观察模式时，由于需要悬停在空中，因此只有旋翼处于工作状态。所以无人机处于定点观察模式时，可类比于无人机处于旋翼运行模式。另一方面，当无人机处于巡航观察模式时，由于需要在空中进行移动，因此只有固定翼处于工作状态。所以无人机处于巡航观察模式时，可类比于无人机处于固定翼运行模式。需要说明的是，本技术实施例中的功能模式也仅为举例说明，无人机还可以包含其他不同的功能模式。
91.无人机可以通过读取当前运行的代码，或者查询机翼的工作状态等方式获取当前运行模式。例如无人机可以查询机翼的工作状态以获取当前运行模式。当无人机的固定翼和旋翼中，只有旋翼处于工作状态，而固定翼未处于工作状态时，说明无人机处于旋翼运行模式。而只有固定翼处于工作状态时，说明无人机处于固定翼运行模式。当旋翼和固定翼均处于工作状态时，说明无人机处于机翼转换模式。
92.此外，无人机还可以读取当前运行的代码，根据代码中携带的标签判断当前运行模式。例如，无人机可以读取当前所处功能模式的代码，如果代码对应的功能模式是定点观察模式，则当前运行模式即为定点观察模式。
93.302、获取所述当前运行模式对应的转向参数。
94.其中，转向参数是指控制无人机掉转机头面向时，用于计算控制参数的数据。示例性地，转向参数可以包含表征无人机受风影响程度的参数，还可以同时包含表征无人机运动状况的参数。例如，转向参数可以是无人机当前的姿态角。当无人机受到侧风影响时，由于侧风会在无人机的机身上施加不均匀的力，因此无人机靠近侧风方向的机身会下沉，而远离侧风方向的机身会上升，导致无人机机体坐标系的oz轴偏离，即产生滚转角，机头方向与风向之间的夹角为90
°
时，滚转角最大，机头方向面朝风向时，滚转角最小。所以通过滚转角的大小，无人机可以判断当前机头朝向与风向之间的关系，进而根据滚转角计算得到用于控制无人机转向的控制参数。又例如，转向参数还可以同时包括当前的姿态角和无人机当前的飞行速度。当无人机在巡航的过程中掉转机头时，可以视为机身上的任意一点均以在水平面方向上的飞行速度作为线速度进行圆周运动，因此无人机为了平稳进行圆周运动而不失衡，需要提供一个与滚转角大小相关的向心加速度。所以通过飞行速度和滚转角，无人机可以计算得到控制无人机转向的控制参数。
95.具体地，无人机可以通过以下步骤得到转向参数：
96.(1a)若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式和所述机翼转换模式中的一者，则获取所述无人机的飞行速度和当前姿态角作为转向参数。
97.当无人机处于固定翼运行模式或机翼转换模式时，例如无人机在平稳巡航，或者已经抵达起飞的预定位置，正在从旋翼模式转换为固定翼模式时，机翼产生的动力不再只有垂直水平面方向的力，即无人机有水平面方向上的飞行速度分量，需要考虑飞行速度对转向时稳定性的影响，因此将飞行速度和当前姿态角均作为转向参数，以计算控制参数。
98.(2a)若所述当前运行模式为旋翼运行模式，则获取所述无人机的当前姿态角作为转向参数。
99.与(1a)相反，当无人机处于旋翼运行模式，例如无人机在空中悬停或者正在垂直起落时，机翼产生的动力只有垂直水平面方向的力，即无人机在水平面上的飞行速度分离为零，仅需要考虑根据当前姿态角判断侧风对无人机的影响，因此无人机仅需将当前姿态角作为转向参数，以计算控制参数。
100.由描述可知，在不同的当前运行模式下，无人机计算控制参数时所需的转向参数不同。因此无人机获取到当前运行模式后，可以不获取所有的参数，而是获取当前运行模式对应的转向参数。例如当前运行模式是旋翼运行模式等水平面方向上的飞行速度为零的模式时，可以仅通过内置的陀螺仪等部件检测姿态角，或者通过与无人机通信连接的设备进行姿态角测量，以得到转向参数。而当前运行模式是固定翼运行模式等水平面方向上的飞行速度不为零的模式时，可以通过上述方法得到姿态角，同时通过速度检测模块等部件检测飞行速度，以得到转向参数。
101.303、根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数。
102.其中，抗风控制参数是指用于调整无人机以增强无人机抗侧风能力的控制参数。示例性地，无人机可以通过将机头面向旋转至朝向风的来流方向以增强抗侧风能力，因此抗风控制参数可以是无人机旋转以改变机头面向时的控制参数。例如，抗风控制参数可以是无人机旋转时的角速度。
103.具体地，可以通过以下方法确定角速度：
104.(2a)若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式和所述机翼转换模式中的一者，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到所述无人机的向心加速度，并根据所述向心加速度和所述飞行速度，计算得到转向角速度，将所述转向角速度作为抗风控制参数。
105.其中，向心加速度是指以无人机的机身与水平面平行时机体坐标系的oz轴为中轴，计算得到的向心加速度。示例性地，可以通过式(1)的计算公式得到向心加速度：
106.a1＝gtan(φ)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
式(1)
107.其中，a1是向心加速度，g是重力加速度，φ是当前滚转角，滚转角为正时代表无人机向右倾斜，滚转角为负时代表无人机向左倾斜。
108.然后通过式(2)，无人机即可计算得到转向角速度，转向角速度是指调整机头面向时的角速度，角速度为正时代表无人机的机头顺时针转动，角速度为负时代表无人机的机头逆时针转动。
[0109][0110]
其中，ω是转向角速度，a1是向心加速度，v是飞行速度。
[0111]
(2b)若所述当前运行模式为旋翼运行模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到转向角速度，并将所述转向角速度作为抗风控制参数。
[0112]
当无人机处于旋翼运行模式时，由于当前滚转角可以表征无人机受侧风影响的程度，因此可以将转向角速度的大小与当前滚转角直接关联，即当前滚转角大时，以较快的转向角速度调整无人机的机头面向，例如当前滚转角大于45
°
时，采用2
°
/s的转向角速度调整无人机的机头面向。当前滚转角小时，以较慢的转向角速度调整无人机的机头面向，例如当前滚转角小于或等于45
°
时，采用1
°
/s的转向角速度调整无人机的机头面向，以便在当前滚转角达到0
°
，即机头面向已经朝向风的来流方向时停止转向。
[0113]
在一些实施例中，还可以赋予当前滚转角一个固定的系数，以计算实时的转向角速度。例如可以采用式(3)的计算公式计算转向角速度：
[0114]
ω＝k1φ
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
式(3)
[0115]
其中，ω是转向角速度，k1是赋予的系数，例如可以取[0.2,2]之间的任意值，φ是当前滚转角。通过式(3)的计算公式，计算得到的转向角速度与当前滚转角的大小成正比，当前滚转角越接近零，转向角速度越接近零，因此停止转向时无人机的惯性并不会大至使无人机失衡。并且在当前滚转角为零时，计算得到的转向角速度也为零。
[0116]
进一步地，k1还可以是一个随当前滚转角变化而变化的系数。示例性地，k1可以随当前滚转角的减小而减小，以实现与式(3)相同的目的。
[0117]
在通过步骤(2a)或步骤(2b)计算得到抗风控制参数后，无人机还可以将抗风控制参数，当前运行模式与对应的转向参数形成映射关系，并将映射关系存储在无人机内部的存储空间中，或者存储在与无人机无线连接的云端服务器上。在下一次无人机进行转向时，可以根据实时的当前运行模式和转向参数在存储空间或云端服务器中匹配对应的抗风控制参数，以避免多次进行计算。
[0118]
304、根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
[0119]
其中，风的来流方向是指风吹来的方向，无人机的机头面向风的来流方向即为风吹来的方向与无人机的机身方向平行，并且机头正对风的吹向。
[0120]
综上所述，本技术实施例包括：获取无人机的当前运行模式；获取所述当前运行模式对应的转向参数；根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数；根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。可见，本技术实施例中的方案对不同当前运行模式获取对应的转向参数，因此对于每个运行模式都可以计算得到对应的抗风控制参数，在飞行的整个过程中都可以针对性地控制无人机进行转向，以提高抗风性能，因此不需要额外增加飞机动力系统的重量以及功耗，可以降低无人机的运营成本。
[0121]
除了通过调整面向以抵挡侧风以外，无人机还可以同时调整油门以抵抗正向或后向来风，以减小无人机在有俯仰角的情况下受正向来风的影响。参考图4，此时，所述根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向，可以具体包括：
[0122]
401、获取所述无人机的加速度。
[0123]
其中，无人机的加速度是指无人机机体坐标系的ox轴方向上的加速度。示例性地，无人机可以通过查询pid(proportion integral differential)控制器中的参数以得到加速度，pid控制器是用于控制无人机的如飞行速度等运行参数的主控制机构。此外，在无法直接获得ox轴方向上加速度时，例如在只能获得水平面上的加速度时，可以根据无人机的当前姿态角和水平面上的加速度，根据加速度分解的原理计算得到ox轴方向上的加速度，具体不进行赘述。
[0124]
402、根据所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数。
[0125]
其中，油门参数是指控制无人机油门的参数。示例性地，油门参数可以是控制尾推电机转速的参数。当油门参数大时，电机转速快，因此尾推产生的推力大。当油门参数小时，电机转速慢，因此尾推产生的推力小。需要说明的是，在本技术实施例中尾推产生的推力方向可以理解为与加速度的方向相反或相同，以方便说明，但是尾推产生的推力方向不可理
解为对本技术实施例的限制。
[0126]
其中，计算油门参数的目的是通过调整无人机的推力，以抵抗存在俯仰角时无人机的正向或后向来风，在避免被吹翻的同时还可以避免被风吹离预设的飞行路线。具体地，可以通过给加速度赋予系数的方式计算油门参数。例如无人机可以通过式(4)的计算公式计算油门参数。
[0127]
δ
t
＝k2a2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
式(4)
[0128]
其中，δ
t
是油门参数，k2是用于计算油门参数时赋予的系数，a2是无人机机体坐标系的ox轴方向上的加速度。k2可以是一个固定的预设值，也可以是随加速度变化而变化的值。可见，若采用式(4)计算油门参数，计算得到的油门参数与加速度的大小成正比，并且加速度为负值，即无人机处于减速状态时，计算得到的油门参数也为负值，即无人机的尾推处于反推状态，产生的推力与无人机的飞行速度方向相反，符合无人机的需求。
[0129]
此外，式(4)中的k2还可以根据当前姿态角和抗风控制参数之间的关系确定。为了方便说明，本实施例中给出了一种具体方法，步骤402包括：
[0130]
(1)根据所述转向参数中的当前姿态角和所述当前姿态角对应的所述抗风控制参数，计算得到机体滚转系数。
[0131]
(2)根据所述机体滚转系数和所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数。
[0132]
其中，机体滚转系数即为上述的k2。示例性地，可以将当前姿态角和抗风控制参数，或者当前姿态角和经过变化后的抗风控制参数之间的比值作为机体滚转系数。例如，当采用式(1)和式(2)计算抗风控制参数时，可以将即作为机体滚转系数。当采用式(3)计算抗风控制参数时，可以将k1作为集体滚转系数，在得到机体滚转系数后，无人机可以根据式(4)或其他计算方法计算得到油门参数。具体地，采用作为机体滚转系数的好处是越大，即飞行速度越大时，无人机受到空气的阻力即受到正向或后向来风的风力越大，而计算得到的机体滚转系数和油门参数也越大。因此无人机可以根据受到风力的大小实时调整油门参数。此外，步骤(1)-步骤(2)中计算油门参数的方法虽然可以根据具体风力情况实时调整油门参数，但是相比步骤401-步骤402中所述的采用预设k2的方法计算步骤更多，而且调整油门与转向具有延时性，因此具体方案需要根据实际情况而定。
[0133]
403、根据所述抗风控制参数和所述油门参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
[0134]
无人机在计算得到抗风控制参数和油门参数后，可以根据抗风控制参数提高无人机的抗侧风能力，并同时根据油门参数提高无人机的抗正向风/抗后向风的能力。例如，无人机可以按照计算得到的转向角速度将机头面向旋转至朝向风的来流方向，同时按照计算得到的油门参数调整尾推电机的转速。下面具体举一例说明无人机从起飞阶段至降落阶段的流程，为了方便说明，当前运行模式仅包含固定翼运行模式、机翼转换模式和旋翼运行模式，固定翼运行模式和机翼转换模式时转向参数均认为是当前滚转角和飞行速度，旋翼运行模式时转向参数均认为是当前滚转角，抗风控制参数认为是转向角速度：
[0135]
(a)当无人机开机，然后接收到用户发出的起飞指令时，首先进行垂直起飞，即以
旋翼运行模式工作。在垂直起飞的过程中无人机不断检测当前滚转角，如果当前滚转角不为零，或者当前滚转角大于一个预设的滚转角阈值，则通过如式(3)的方法计算得到转向角速度，并根据转向角速度对机头进行转向。同时无人机检测ox轴方向上的加速度，通过任意方法根据加速度计算得到油门参数，并根据油门参数调整尾推电机的转速。
[0136]
(b)当无人机检测到当前的高度已经到达预设高度，即起飞过程已经完成时，则开始从旋翼运行模式转换成固定翼运行模式，即以机翼转换模式工作。无人机可以通过如式(1)-式(2)的方法计算得到转向角速度，并根据转向角速度对机头进行转向。此时无人机可以将油门参数调整至可以达到的最大值，以保持无人机的高度。
[0137]
(c)当无人机的模式转换完成，即以固定翼运行模式进行巡航时，可以继续通过如式(1)-式(2)的方法计算得到转向角速度，并根据转向角速度对机头进行转向。巡航模式时可以计算油门参数，也可以不计算油门参数，本技术实施例对此不进行限定。
[0138]
(d)当无人机接收到降落指令时，首先进入机翼转换模式，从固定翼运行模式转换成旋翼运行模式，然后以旋翼运行模式逐渐降落至地面，在该过程中的转向流程可以参考(a)和(b)的说明，具体不再赘述。
[0139]
在无人机起飞时，理想状况是达到起飞高度时无人机的面向正好朝向风的来流方向，为了实现该目的，无人机可以计算到达起飞高度的最短时间和转至正好朝向来流方向的最短时间，并根据计算得到的时间对抗风控制参数中的转向角速度进行调整。参考图5，此时所述根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向之后，所述方法还包括：
[0140]
501、获取当前风向，所述无人机的当前高度和所述无人机的当前机头朝向。
[0141]
其中，当前高度是指无人机的位置与地面之间的最短距离，地面既可以指地球坐标系的地面，又可以指无人机起飞时所处的地面。例如无人机从6楼起飞时，当前高度既可以指无人机与6楼之间的最短距离，又可以指无人机与1楼之间的最短距离。需要说明的是，无论当前高度采用哪种计算方法，在计算或者检测其他高度，例如预设悬停高度时，均需要采用相同的基准。假设当前高度是指无人机与6楼之间的最短距离，则预设悬停高度是指悬停点与6楼之间的最短距离。
[0142]
本技术实施例对获取当前高度的方法不进行限制，例如无人机可以通过内置的高度检测装置检测当前离地面的高度，以得到当前高度。
[0143]
其中，当前风向是指风的来流方向。例如当前风从正东方吹来，则当前风向即为正东方。又如当前风从东北30
°
吹来，则当前风向即为东北30
°
。
[0144]
其中，当前机头朝向是指当前无人机的机头所指向的方向。例如当前无人机的机头指向正北方时，则当前机头朝向即为正北方。又如当前无人机的机头指向东北30
°
，则当前机头朝向即为东北30
°
。
[0145]
502、根据所述当前高度和所述无人机的加速度，计算得到所述无人机达到预设悬停高度的第一最短时间。
[0146]
其中，第一最短时间是指无人机以匀加速度运动从当前高度上升至预设悬停高度所需要的时间。示例性地，无人机可以根据预设的最大上升速度，当前高度，加速度和预设悬停高度，通过匀加速运动的计算公式计算得到第一最短时间。或者，无人机可以检测当前的上升速度，然后根据当前的上升速度，当前高度，加速度和预设悬停高度，通过匀加速运
动的计算公式更加精确地计算得到第一最短时间。
[0147]
503、根据所述无人机的转向角速度，所述当前风向和所述当前机头朝向，计算得到所述无人机转至面向风的来流方向的第二最短时间。
[0148]
其中，第二最短时间是指无人机以转向角速度进行匀速转动时，从当前机头朝向转至当前风向所需的时间。假设当前机头朝向是正北方，而当前风向是东北30
°
，则从当前机头朝向转至当前风向需要转动60
°
，假设转向角速度是1
°
/秒，则第二最短时间为60秒。
[0149]
504、若所述第二最短时间大于所述第一最短时间，则根据所述第二最短时间和所述第一最短时间之间的时间差，提高所述抗风控制参数中的转向角速度。
[0150]
如果第二最短时间大于第一最短时间，则说明无人机达到预设悬停高度时，机头不能转至面向风的来流方向，因此需要在计算得到的转向角速度的基础上，进一步提高转向速度。示例性地，无人机可以在计算得到的转向角速度上增加一个固定的值，以提高转向速度。例如可以将式(3)加一个固定的值，构成式(5)：
[0151]
ω＝k1φ+k3ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
式(5)
[0152]
其中，k3是上述所加固定的值。在当前运行模式是旋翼运行模式时，无人机可以通过式(3)计算得到转向角速度。
[0153]
进一步地，无人机可以持续执行步骤501-步骤504，直至计算得到的第二最短时间小于或等于第一最短时间时，即可重新以未提高时的计算方式计算转向角速度。
[0154]
为了减少计算量，无人机可以仅在检测到当前位置已经偏离了预设位置时，执行步骤301-步骤304。参考图6，此时所述获取无人机的当前运行模式之前，还包括：
[0155]
601、获取无人机的初始航行路线和至少两个定位点。
[0156]
其中，定位点是无人机通过内置的gps模块，根据采集到的自身的信息所确定的位置点。示例性地，定位点可以是无人机采集到自身的定位位置形成的位置点。例如无人机通过gps模块采集到9:10时自身的经纬度为(106.72,26.57)，9:11时自身的经纬度为(106.73,26.51)，则可以根据得到的经纬度确定两个携带有定位时间的位置点。
[0157]
其中，初始航行路线是指预先为无人机设定好的巡航路线。初始航行路线中包含多个预设位置点，并且每个预设位置点都携带有无人机到达该位置点的估算时间点。假如无人机在9:00从初始航行路线的起点出发，则初始航行路线的中点会根据出发的时间和中点与起点之间的距离估算出无人机到达中点的估算时间点，例如估算得到无人机预计在9:30到达终点，则9:30即为中点的估算时间点。
[0158]
进一步地，初始航行路线还可以是用户设定好路线起点和路线终点后，无人机自动计算出路线起点和路线终点之间路程最短的路线。例如用户输入“a建筑”作为路线起点，输入“b建筑”作为路线终点后，无人机可以通过内设的处理器，或者在云端服务器中形成两点之间的多条路线，然后提取其中路程最短的一条作为初始航行路线。
[0159]
602、获取所述初始航行路线上各所述定位点对应的标准点。
[0160]
其中，标准点是指定位点的定位时间在初始航行路线上对应的预设位置点。例如其中一个定位点是携带有定位时间9:10的位置点，则该定位点对应的标准点是指初始航行路线上，9:10对应的预设位置点。
[0161]
603、根据各定位点的定位信息和各所述标准点的定位信息，判断所述无人机是否偏离所述初始航行路线。
[0162]
判断无人机是否偏离初始航行路线的方法有多种。示例性地，可以根据定位点和标准点之间的距离差，判断无人机是否偏离初始航行路线。例如，对于每个定位点，无人机可以计算该定位点与该定位点对应的标准点之间的距离，如果对每个定位点计算得到的距离都大于预设距离阈值，则说明无人机偏离了初始航行路线。或者对于每个定位点，无人机可以首先获取初始航行路线的起点分别与定位点和对应标准点之间的连线，得到两段位移，然后分别计算两段位移与预设方向之间的夹角，如果计算得到的两个夹角之间的角度差大于预设角度差，则说明无人机偏离初始航行路线。例如，可以将正北作为预设方向，将5
°
作为预设角度差，假设无人机计算得到的两个夹角分别是30
°
和22
°
，则说明无人机偏离了初始航行路线。
[0163]
604、若所述无人机偏离所述初始航行路线，则执行所述获取无人机的当前运行模式的步骤。
[0164]
当无人机检测到目前已经偏离了初始航行路线时，则说明风可能对无人机的飞行造成了影响，因此可以执行步骤301-步骤304，以增强无人机的抗风能力。
[0165]
为了更好实施本技术实施例中无人机控制方法，在无人机控制方法基础之上，本技术实施例中还提供一种无人机控制装置，如图7所示，为本技术实施例中无人机控制装置的一个实施例结构示意图，该无人机控制装置700包括：
[0166]
模式获取单元701，用于获取无人机的当前运行模式；
[0167]
参数获取单元702，用于获取所述当前运行模式对应的转向参数；
[0168]
参数确定单元703，用于根据所述当前运行模式和所述转向参数，确定所述无人机的抗风控制参数；
[0169]
调整单元704，用于根据所述抗风控制参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
[0170]
在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述当前运行模式至少为固定翼运行模式、机翼转换模式、旋翼运行模式中的一者，所述参数获取单元702还用于：
[0171]
若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式或所述机翼转换模式，则获取所述无人机的飞行速度和当前姿态角作为转向参数；
[0172]
若所述当前运行模式为所述旋翼运行模式，则获取所述无人机的当前姿态角作为转向参数。
[0173]
在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述参数获取单元702还用于：
[0174]
若所述当前运行模式为所述固定翼运行模式或所述机翼转换模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到所述无人机的向心加速度，并根据所述向心加速度和所述飞行速度，计算得到转向角速度，将所述转向角速度作为抗风控制参数；
[0175]
若所述当前运行模式为所述旋翼运行模式，则根据所述当前姿态角中的当前滚转角，计算得到转向角速度，并将所述转向角速度作为抗风控制参数。
[0176]
在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述调整单元704还用于：
[0177]
获取所述无人机的加速度；
[0178]
根据所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数；
[0179]
根据所述抗风控制参数和所述油门参数，调整所述无人机的机头至面向风的来流方向。
[0180]
在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述调整单元704还用于：
[0181]
根据所述转向参数中的当前姿态角和所述当前姿态角对应的所述抗风控制参数，计算得到机体滚转系数；
[0182]
根据所述机体滚转系数和所述加速度，计算得到所述无人机的油门参数。
[0183]
在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述无人机控制装置700还包括角速度提高单元705，所述角速度提高单元705用于：
[0184]
获取当前风向，所述无人机的当前高度和所述无人机的当前机头朝向；
[0185]
根据所述当前高度和所述无人机的加速度，计算得到所述无人机达到预设悬停高度的第一最短时间；
[0186]
根据所述无人机的转向角速度，所述当前风向和所述当前机头朝向，计算得到所述无人机转至面向风的来流方向的第二最短时间；
[0187]
若所述第二最短时间大于所述第一最短时间，则根据所述第二最短时间和所述第一最短时间之间的时间差，提高所述抗风控制参数中的转向角速度。
[0188]
在本技术实施例一种可能的实现方式中，所述无人机控制装置700还包括偏离检测单元706，所述偏离检测单元706用于：
[0189]
获取无人机的初始航行路线和至少两个定位点；
[0190]
获取所述初始航行路线上各所述定位点对应的标准点；
[0191]
根据各定位点的定位信息和各所述标准点的定位信息，判断所述无人机是否偏离所述初始航行路线；
[0192]
若所述无人机偏离所述初始航行路线，则执行所述获取无人机的当前运行模式的步骤。
[0193]
具体实施时，以上各个单元可以作为独立的实体来实现，也可以进行任意组合，作为同一或若干个实体来实现，以上各个单元的具体实施可参见前面的方法实施例，在此不再赘述。
[0194]
由于该无人机控制装置可以执行本技术任意实施例中无人机控制方法中的步骤，因此，可以实现本技术任意实施例中无人机控制方法所能实现的有益效果，详见前面的说明，在此不再赘述。
[0195]
此外，为了更好实施本技术实施例中无人机控制方法，在无人机控制方法基础之上，本技术实施例还提供一种无人机，参阅图8，图8示出了本技术实施例无人机的一种结构示意图，具体的，本技术实施例提供的无人机包括处理器801，处理器801用于执行存储器802中存储的计算机程序时实现任意实施例中无人机控制方法的各步骤；或者，处理器801用于执行存储器802中存储的计算机程序时实现如图7对应实施例中各单元的功能。
[0196]
示例性的，计算机程序可以被分割成一个或多个模块/单元，一个或者多个模块/单元被存储在存储器802中，并由处理器801执行，以完成本技术实施例。一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述计算机程序在计算机装置中的执行过程。
[0197]
无人机可包括，但不仅限于处理器801、存储器802。本领域技术人员可以理解，示意仅仅是无人机的示例，并不构成对无人机的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如电子备还可以包括输入输出设备、网络接入设备、
总线等，处理器801、存储器802、输入输出设备以及网络接入设备等通过总线相连。
[0198]
处理器801可以是中央处理单元(central processing unit，cpu)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(digital signal processor，dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，asic)、现成可编程门阵列(field-programmable gate array，fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等，处理器是无人机的控制中心，利用各种接口和路线连接整个无人机的各个部分。
[0199]
存储器802可用于存储计算机程序和/或模块，处理器801通过运行或执行存储在存储器802内的计算机程序和/或模块，以及调用存储在存储器802内的数据，实现计算机装置的各种功能。存储器802可主要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、至少一个功能所需的应用程序(比如声音播放功能、图像播放功能等)等；存储数据区可存储根据无人机的使用所创建的数据(比如音频数据、视频数据等)等。此外，存储器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，例如硬盘、内存、插接式硬盘，智能存储卡(smart media card，smc)，安全数字(secure digital，sd)卡，闪存卡(flash card)、至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他易失性固态存储器件。
[0200]
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的无人机控制装置、无人机及其相应单元的具体工作过程，可以参考任意实施例中无人机控制方法的说明，具体在此不再赘述。
[0201]
本领域普通技术人员可以理解，上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤可以通过指令来完成，或通过指令控制相关的硬件来完成，该指令可以存储于一计算机可读存储介质中，并由处理器进行加载和执行。
[0202]
为此，本技术实施例提供一种计算机可读存储介质，其中存储有多条指令，该指令能够被处理器进行加载，以执行本技术任意实施例中无人机控制方法中的步骤，具体操作可参考任意实施例中无人机控制方法的说明，在此不再赘述。
[0203]
其中，该计算机可读存储介质可以包括：只读存储器(rom，read only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、磁盘或光盘等。
[0204]
由于该计算机可读存储介质中所存储的指令，可以执行本技术任意实施例中无人机控制方法中的步骤，因此，可以实现本技术任意实施例中无人机控制方法所能实现的有益效果，详见前面的说明，在此不再赘述。
[0205]
以上对本技术实施例所提供的一种无人机控制方法、装置、无人机及计算机可读存储介质进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本技术的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想；同时，对于本领域的技术人员，依据本技术的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本技术的限制。