还实时接收由电压采集模块采集到的主桨动力电池的电压信息;
[0064]另外，飞控计算机还实时接收由地面站发送的遥控指令;其中，遥控指令包括飞行器期望姿态信息、飞行器期望飞行高度信息以及飞行器期望角速率信息；
[0065]步骤2，飞控计算机预存储有飞行器姿态控制模块、飞行器飞行高度控制模块以及飞行器偏航控制模块；
[0066](1)飞行器姿态控制模块的执行过程为:
[0067]飞行器姿态控制模块的工作原理如图4所示，飞行器姿态控制模块接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际姿态信息，同时，飞行器姿态控制模块接收到来自于地面站的飞行器期望姿态信息；
[0068]飞行器姿态控制模块比较飞行器实际姿态信息与飞行器期望姿态信息的姿态偏差，将姿态偏差输入到PID控制器，PID控制器对姿态偏差进行PID运算，产生对飞行器姿态调整的PWM姿态调整信息，并将PWM姿态调整信息作用于姿态桨动力系统，实现对飞行器当前姿态的调整，使飞行器当前姿态不断接近飞行器期望姿态，实现飞行器姿态的调整。
[0069](2)飞行器飞行高度控制模块的执行过程为:
[0070]飞行器飞行高度控制模块的原理如图5所示，包括:
[0071]当前时刻，飞行器飞行高度控制模块只接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际高度信息，未接收到来自于地面站的飞行器期望高度信息，表明飞行器需要处于悬停状态;此时，飞行器飞行高度控制模块获得由上升或下降状态切换为悬停状态时刻的飞行器悬停高度信息，该飞行器悬停高度信息即为飞行器期望高度信息；
[0072]然后，飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和飞行器期望高度值，得到高度偏差值，并对高度偏差值进行分析解算，得到保持飞行器悬停状态所需的理想升力值;然后，将理想升力值进行动力分配，划分为第1部分理想升力值和第2部分理想升力值，并将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值;对于第2部分理想升力值，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，得到第2部分实际升力值，并将第2部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第2部分实际升力值；由此实现高度的闭环控制，保持飞行器飞行高度不变。实际应用中，可按4:1的划分比例，将80 %的升力值分配给主桨，将20 %的升力值分配给姿态桨。通过这种方式，可以提高整机效率，增加续航时间。
[0073]在后续过程中，当飞行器飞行高度控制模块接收到来自于地面站的飞行器上升或下降的指令后，该上升或下降的指令中携带有飞行器期望高度信息；飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和飞行器期望高度信息的高度偏差，产生对飞行器高度调整的高度调整信息;然后，飞行器飞行高度控制模块对高度调整信息进行分析解算，得到使飞行器由当前高度调整为期望高度所需要的理想升力值;然后，使姿态桨动力系统的动力输出与悬停状态下的动力输出相同，即:将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值;对于余下的理想升力值，记为第3部分理想升力值，并采用主桨电压补偿算法对第3部分理想升力值进行补偿计算，得到第3部分实际升力值，并将第3部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第3部分实际升力值；
[0074]由于主桨为该飞行器提供大部分升力，其升力波动会对飞行器控制造成很大的影响，因此，飞行过程中保持主桨升力稳定对飞行器的控制极为有利。但在实际飞行过程中，由于电池电压下降，在飞控输出保持不变的情况下，主桨产生的升力会随电压有较大幅度的下降。因此需要在该多动力融合飞控系统中加入主桨电压补偿算法，对动力电池电压下降造成的主桨升力损失进行补偿，使其提供的主要升力保持相对稳定。
[0075]为解决这一技术问题，本发明还提出一种基于电压补偿的主桨升力稳定算法，该算法可以在动力电池电压下降过程中，使主桨提供的升力大小保持相对稳定。
[0076]该算法的【具体实施方式】是:
[0077]以步骤2中，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，具体为:
[0078]对主桨动力电池进行多组放电曲线测试，在每组放电曲线测试的过程中，保持PWM输出不变，测量电池电压与主桨实际升力值，得到该PWM输出下电池电压与主桨实际升力之间关系的主桨电池电压-升力曲线;然后将多组不同HVM输出下得到的主桨电池电压-升力曲线进行拟合，得到补偿参考曲面；
[0079]在实际飞行过程中，实时采集得到对应时刻的主桨动力电池电压值，第2部分理想升力值即为PWM输出，查找补偿参考曲面，得到该PWM输出和该主桨动力电池电压值所对应的主桨实际升力值，即为第2部分实际升力值，从而使主桨产生的实际升力在电池电压变化过程中保持稳定。
[0080](3)飞行器偏航控制模块的执行过程为:
[0081]由于主桨反向扭矩的存在，飞机飞行时会出现偏航运动，如果不对该反向扭矩进行平衡，飞行器起飞后将进入自旋状态，无法正常飞行。为解决该技术问题，本发明提出偏航控制模块，控制置于机臂侧面的两个偏航桨推力大小，使其始终与主桨产生的反向扭矩平衡，从而保持飞行器航向稳定。
[0082]具体的，飞行器偏航控制模块用于对偏航桨动力系统进行控制，利用偏航桨产生的推力抵消主桨的反向扭矩，维持飞行器航向稳定。另外，飞行器偏航控制模块在保持飞行器航向稳定的同时，还可以对飞行器的航向进行控制。
[0083]具体过程为:飞行器偏航控制模块实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度，同时，如果当前时刻未接收到来自于地面站的期望偏航角速度，则期望偏航角速度设为0;
[0084]飞行器偏航控制模块实时比较实际偏航角速度和0的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩的偏航桨推力值，并将偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统产生偏航桨推力值，维持飞行器偏航角速度为0，同时抵消主桨产生的反向扭矩；
[0085]另外，如果飞行器偏航控制模块同时实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度和来自于地面站的期望偏航角速度；
[0086]则飞行器偏航控制模块实时比较实际偏航角速度和期望偏航角速度的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩以及可对飞行器航向进行改变控制的偏航桨推力值，并将偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统将飞行器偏航角调整为期望偏航角速度，同时抵消主桨产生的反向扭矩。
[0087]由此可见，本发明提供的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法，具有以下优点:
[0088](1)采用主桨、姿态桨和偏航桨的布局方式，通过主桨提供主要升力;通过姿态桨提供次要升力，由于通过主桨和姿态桨共同提供飞行器飞行所需升力，因此，可有效降低在飞行过程中姿态桨负荷，从而有效的提升飞行器动力系统效率，提升飞行器续航时间。
[0089](2)对飞行器多套动力系统进行融合控制，解决了该飞行器主桨升力不稳定以及主桨反向扭矩平衡的问题，最终实现该新布局多旋翼飞行器的自主飞行。
[0090]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，其特征在于，包括飞控计算机、飞行参数传感器