一种飞行控制方法、无人机及存储介质与流程

【技术领域】

本发明涉及无人飞行器领域，尤其涉及一种飞行控制方法、无人机及存储介质。

背景技术：

近年来由于技术的逐渐成熟，无人机在测绘、巡检等众多工业领域得到了广泛的应用。无人机主要有三种，固定翼无人机、旋翼无人机及垂直起降固定翼无人机，其中，固定翼无人机航时长，飞行速度快，但是起降不便；旋翼无人机具备垂直起降的能力，但航时过短，不满足绝大多数大面积测绘需求；倾转旋翼无人机则是把固定翼飞机和旋翼无人机结合起来，达到既能满足垂直起降，又能满足固定翼飞行的需求。

然而，无人机由于其重量较轻而使得其在执行飞行任务时容易收到风场环境的影响，尤其是在遇到大风环境时，大风在无人机的机身上形成巨大的飞行阻力，从而严重的影响了无人机的飞行安全及稳定性。

技术实现要素：

本发明实施例的一个目的旨在提供一种飞行控制方法、无人机及存储介质，其能够提高无人机的飞行安全及稳定性。

为了解决上述技术问题，本发明提供以下技术方案：

第一方面，本发明实施例提供一种飞行控制方法，应用于无人机，所述方法包括：

确定所述无人机所处环境的风力方向，所述无人机包括机身、机翼、主旋翼及倾转旋翼，所述机身包括机头与机尾，所述机翼及所述主旋翼皆安装于所述机身，所述倾转旋翼安装于所述机翼的端部，所述倾转旋翼可相对于所述机翼转动，所述倾转旋翼在所述机翼所在平面与所述机翼的垂直面之间转动；

若所述风力方向与所述无人机的机头方向相对，调节所述倾转旋翼的转动角度，以使所述倾转旋翼产生水平矢量力，所述水平矢量力与风力相对，且所述水平矢量力的大小与所述风力大小相同；

若所述风力风向与所述无人机的机头方向之间存在角度，所述角度大于0°小于180°，调节所述无人机的机头方向，使所述无人机的机头方向与所述风力方向相对。

可选地，所述确定所述无人机所处环境的风力方向包括：

获取所述无人机飞行时的传感器数据；

使用卡尔曼滤波器融合所述传感器数据，得到风力在所述无人机坐标系的各个轴向风力分量；

根据所述各个轴向风力分量，确定所述无人机所处环境的风力方向。

可选地，所述传感器数据包括所述无人机的位置数据及速度数据。

可选地，所述若所述风力方向与所述无人机的机头方向相对，调节所述倾转旋翼的转动角度，以使所述倾转旋翼产生水平矢量力，所述水平矢量力与风力相对，且所述水平矢量力的大小与所述风力大小相同，包括：

控制所述倾转旋翼相对于所述机翼转动至所述机翼所在的平面；

调节所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同的水平矢量力。

可选地，所述调节所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同的水平矢量力，包括：

获取所述主旋翼提供的桨力；

根据所述桨力及所述各个轴向风力分量，调整所述无人机的倾转旋翼提供水平矢量力，其中，所述水平矢量力与所述风力的大小相同。

可选地，所述根据所述桨力及所述各个轴向风力分量，调整所述无人机的倾转旋翼提供的水平矢量力，包括：

根据以下等式，调整所述无人机的倾转旋翼提供的水平矢量力：

其中，fx,b、fy,b及fz,b为所述无人机坐标系x轴、y轴及z轴的合力，max、may及maz为所述无人机的重力分别在无人机坐标系x轴、y轴及z轴的重力分量，fxl、fxr、fzl及fzr分别为所述无人机的倾转旋翼为所述无人机提供的矢量力分别在x轴和z轴的分量，tf和tb则为所述主旋翼提供的桨力，及分别为所述风力在所述无人机坐标系的的x轴、y轴及z轴的风力分量。

第二方面，本发明实施例提供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，所述计算机可执行指令用于使无人机执行如上述任一项所述的飞行控制方法。

第三方面，本发明实施例提供一种无人机，包括

机身；机翼，安装于所述机身；主旋翼，安装于所述机身；倾转旋翼，安装于所述机翼；动力装置，安装于所述机身内，用于为所述无人机提供动力；

其中，所述动力装置包括：

至少一个处理器；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如上述任一项所述的飞行控制方法。

可选地，所述主旋翼包括第一垂直起降旋翼及第二垂直起降旋翼，所述第一垂直起降旋翼及第二垂直起降旋翼分别安装于所述机身的两相对侧。

可选地，所述倾转旋翼包括第一旋翼及第二旋翼，所述第一旋翼及所述第二旋翼分别安装于所述机翼的两相对侧。

与现有技术相比较，本发明实施例提供一种飞行控制方法、无人机及存储介质，应用于无人机，通过确定所述无人机所处环境的风力方向，若所述无人机的机头方向与所述风力风向存在角度，则调整所述无人机的机头方向与所述风力方向相对，从而将所述风力由头风变成侧风，然后，控制所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同、方向相反的水平矢量力以抵抗所述风力，从而实现了所述无人机以较小的控制能力以抵抗所述风力，提升了所述无人机的抗风性能，进而提高了所述无人机的飞行的安全及稳定性。

【附图说明】

一个或多个实施例通过与之对应的附图进行示例性说明，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1a为本发明实施例提供的一种无人机的结构示意图；

图1b为本发明实施例提供的又一无人机的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种无人机飞行控制方法的流程示意图；

图3为本发明实施例提供的一种无人机坐标系的受力示意图；

图4为本发明实施例提供的一种无人机飞行控制方法的流程示意图；

图5为本发明实施例提供的一种无人机倾转旋翼的受力示意图；

图6为本发明实施例提供的一种无人机飞行控制方法的流程示意图；

图7为本发明实施例提供的一种无人机风力测量方法的流程示意图。

【具体实施方式】

为了便于理解本发明，下面结合附图和具体实施方式，对本发明进行更详细的说明。需要说明的是，当元件被表述“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上、或者其间可以存在一个或多个居中的元件。当一个元件被表述“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件、或者其间可以存在一个或多个居中的元件。本说明书所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”、“内”、“外”以及类似的表述只是为了说明的目的。

除非另有定义，本说明书所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施方式的目的，不是用于限制本发明。本说明书所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

倾转旋翼无人机既具有垂直起降的旋翼无人机的能力，又具有固定翼无人机飞行时间长和飞行速度快等特点，从而得到广泛的应用。可以理解的，当所述倾转旋翼无人机处于悬停或低速飞行时，需控制所述无人机为倾斜姿态，进而根据该倾斜姿态为所述无人机提供悬停或低速飞行时所需的加速度。然而，若所述倾转旋翼无人机在悬停或低速飞行时遇见大风的环境，则会由于该倾斜姿态而使得所述倾转旋翼的受风面积变大，进而带来了巨大的风阻。特别是当该大风为侧风时，由于所述倾转旋翼无人机的倾斜姿态，使得该侧风在所述无人机的翼面形成巨大的阻力和向下的压力，该向下的压力大幅度的增加了所述无人机的飞行死重。同时，该侧风还在所述倾转旋翼无人机的水平尾翼上产生向下的压力，该压力使得所述无人机产生一个抬头力矩，于是，所述无人机需要提供巨大的电机控制力才能抵抗该侧风形成的阻力、下压力及抬头力矩，那么，所述无人机由于抵抗风阻消耗了大量的控制力而降低了负载能力及飞行时长，严重影响所述无人机的飞行安全和稳定性。

为此，请一并参阅图1a和1b，本发明实施例提供一种无人机，所述无人机在悬停或低速飞行中遇到大风环境时，能够较好的抵抗由于大风形成风扰，如图1所示，所述无人机100包括机身10、主旋翼20、机翼30、倾转旋翼40及动力装置(图中未示出)。

其中，所述机身10整体呈梭形，所述动力装置安装于所述机身10内，可以理解的，所述动力装置包括由mcu等电子元器件组成的控制电路组件，该控制电路组件包括多个控制模块，例如，用于控制所述无人机100飞行的飞控模块、用于导航所述无人机100的北斗模块、以及用于处理相关机载设备所获取的环境信息的数据处理模块等。

所述主旋翼20安装于所述机身10，所述主旋翼20通过其旋翼产生垂直升力，以使所述无人机100在垂直方向上产生飞行速度，例如，所述无人机100在垂直起降时，通过所述主旋翼20产生垂直升力，以使所述无人机100在预定的位置精准起降。可以理解的，所述主旋翼20还通过其旋翼产生的垂直升力来平衡所述无人机100的重力，以使所述无人机100通过控制所述主旋翼20的旋转速度来调节其飞行的姿态，例如，通过调节主旋翼20的旋转速度，使得所述无人机100悬停于预设的高度。

在一些实施例中，所述主旋翼20包括第一垂直起降旋翼21及第二垂直起降旋翼22，所述第一垂直起降旋翼21及第二垂直起降旋翼22分别安装于所述机身10的两相对侧。例如，所述第一垂直起降旋翼21安装于所述无人机100中靠近机头的位置，所述第二垂直起降旋翼22则安装于所述无人机100中靠近机尾的位置，从而能够稳定的控制所述无人机的起降飞行。

所述机翼30安装于所述机身10，优选的，所述机翼30横向设置于所述机身10的重心位置。同时，由于所述机翼20的构型，在所述无人机100的飞行过程中，所述机翼30越过空气，在所述机翼30的上翼面和下翼面形成压差，从而产生使所述无人机100浮空的垂直升力。

所述倾转旋翼40安装于所述机翼30的两端，所述倾转旋翼40可相对于所述机翼30转动，所述倾转旋翼40在所述机翼30所在平面与所述机翼30的垂直面之间转动。具体的，所述倾转旋翼40包括倾转机构及与倾转机构连接的旋翼，所述倾转机构带动所述旋翼相对于所述机翼30发生倾转，并根据无人机不同的飞行状态转动不同的倾转角。

请继续参阅图1a，当所述无人机100高速巡航时，所述倾转旋翼40转动至所述机翼30所在的平面，以为所述无人机100提供水平的拉力。其中，所述倾转旋翼40转动至所述机翼30所在的平面具体是指倾转旋翼40中旋翼的旋转轴与机翼30所在的平面相平或相平行。

请参阅图1b，当所述无人机100垂直起降时，所述倾转旋翼40转动至所述机翼30的垂直面，以为所述无人机100提供垂直升力。其中，所述倾转旋翼40转动至所述机翼30的垂直面具体是指倾转旋翼40中旋翼的旋转轴与机翼30所在的平面相垂直或接近于垂直。

在一些实施例中，所述倾转旋翼40包括第一旋翼41及第二旋翼42，所述第一旋翼41及所述第二旋翼42分别安装于所述机翼30的两相对侧。可以理解的，所述第一旋翼41和/或第二旋翼42均由倾转机构及旋翼构成，所述旋翼安装于所述倾转机构，并跟随所述倾转机构相对所述机翼30倾转，为所述无人机100提供续航动力。

可以理解的，无人机在悬停或低速飞行时，容易遇到大风环境，该大风环境会在所述无人机的机身上形成风扰进而影响所述无人机的飞行稳定性。在本发明实施例中，请参阅图2，本发明实施例提供一种飞行控制方法，应用于具有上述结构的无人机，所述方法包括：

s21、确定所述无人机所处环境的风力方向；

所述无人机包括机身、机翼、主旋翼及倾转旋翼，所述机身包括机头与机尾，所述机翼及所述主旋翼皆安装于所述机身，所述倾转旋翼安装于所述机翼的端部，所述倾转旋翼可相对于所述机翼转动，所述倾转旋翼在所述机翼所在平面与所述机翼的垂直面之间转动。

所处环境的风力方向是指所述无人机在飞行过程中遭遇到的气流的流动方向，其中，所述风力方向与无人机的飞行方向可能相反或存在一定的夹角。当所述风力方向与所述无人机的飞行方向相反时，此时，所述风力方向与所述无人机的机头方向相对，那么，该气流构成所述无人机的头风。当所述风力风向与所述无人机的存在角度时，此时，该气流横向流过所述无人机，那么，该气流构成所述无人机的侧风。可以理解的，所述气流在所述无人机的机身形成风力，所述风力可通过风力大小和风力方向来表示。

在一些实施例中，所述无人机在悬停或低速飞行时实时检测所述风力大小，例如，在所述无人机中设置风速计，通过计算所述风速计上动压与静压之间的压差来获取所述风力大小。在具体操作时，所述无人机还预设一个风扰阈值，若所述风力大小小于所述风扰阈值，则当前的风力大小较小，于是，所述无人机通过输出与所述风力大小相适应的控制动力以抵抗所述风力。若所述风力大小大于或等于所述风扰阈值，则当前的风力将影响所述无人机飞行的稳定性及安全，于是，所述无人机继续获取所述风力的风力方向。

s22、若所述风力方向与所述无人机的机头方向相对，调节所述倾转旋翼的转动角度，以使所述倾转旋翼产生水平矢量力，所述水平矢量力与风力相对，且所述水平矢量力的大小与所述风力大小相同；

当所述无人机在悬停或低速飞行时的遭遇到风力环境时，此时，该气流在所述无人机上形成风力，请参阅图3所示的所述无人机在风力环境下的受力模型，应该说明的是，所述受力模型基于所述无人机坐标系，具体的，所述无人机坐标系以所述无人机的重心位置点为坐标原点o，以所述无人机的机头方向为x轴，根据右手原则确定所述无人机坐标系的y轴，并以垂直于xoy坐标平面且朝向地心的方向为z轴构建出所述无人机坐标系。

具体的，在所述无人机的悬停或低速飞行过程中，通过第一垂直起降旋翼和第二垂直起降旋翼分别为所述无人机提供垂直升力tf和tb，所述无人机的尾翼产生的浮力ttail，其中，所述垂直升力tf、tb及浮力ttail的合力用以克服所述无人机的重力及z轴的风力分量。fxl、fxr、fzl及fzr分别为所述无人机的倾转旋翼为所述无人机提供的矢量力分别在x轴和z轴的分量。及分别为所述风力在所述无人机坐标系的x轴、y轴及z轴的风力分量。进而得到所述无人机分别在x轴、y轴及z轴的受力分析如下：

其中，fx,b、fy,b及fz,b为所述无人机坐标系的x轴、y轴及z轴的合力，max、may及maz为所述无人机的重力分别在无人机坐标系的x轴、y轴及z轴的重力分量，fxl、fxr、fzl及fzr分别为所述无人机的倾转旋翼为所述无人机提供的矢量力分别在x轴和z轴的分量，tf和tb则为所述主旋翼提供的桨力，及分别为所述风力在所述无人机坐标系的x轴、y轴及z轴的风力分量。需要说明的是，当所述无人机处于悬停或低速飞行时，可近似的认为此时无人机处于静态，亦即，无人机在其坐标系下的x轴、y轴及z轴的合力近似为0。

所述风力方向与所述无人机的机头方向相对是指风力方向与无人机的飞行方向位于同一直线上且方向相反。那么，根据上述公式可知，当所述风力方向与所述无人机的机头方向相对时，风力在y轴及z轴的风力分量fwindy和fwindz的大小为0，风力只在x轴方向形成了风扰，于是，无人机只需提供x轴方向的动力以抵抗该风扰，且无人机提供的x轴方向的动力大小满足fxl+fxr＝fwindx+max。

在一些实施例中，控制所述无人机的横滚角及俯仰角均为0度，使得所述无人机的重力在x轴及y轴的重力分量为0，亦即，max＝0，且may＝0。于是，当所述风力方向与所述无人机的机头方向相对时，无人机只需提供x轴方向的动力就能抵抗该风扰，且无人机提供的x轴方向的动力大小满足fxl+fxr＝fwindx，进而提升了所述无人机的抗风性能。

其中，fxl、fxr分别为无人机的第一旋翼和第二旋翼提供的矢量力在x轴分量，于是，在一些实施例中，请参阅图4，步骤22包括：

s221、控制所述倾转旋翼相对于所述机翼转动至所述机翼所在的平面；

其中，所述倾转旋翼在转动过程中，受到多重力的作用，请参阅图5所示的所述无人机任一倾转旋翼的受力示意图，所述无人机在悬停或低速飞行时，所述倾转旋翼受到旋翼高速旋转产生的旋翼拉力t、气动升力l及气动阻力d，将旋翼拉力t、气动升力l及气动阻力d进行水平方向和垂直方向的分解后，得到所述倾转旋翼在垂直方向的垂直矢量力fz及水平方向的水平矢量力fx,θ为所述无人机的倾转旋翼的倾转角，所述倾转旋翼水平矢量力fx的差动为所述无人机提供航向力矩，所述倾转旋翼垂直矢量力fz的差动为所述无人机提供滚转力矩。当所述无人机滚转后，所述倾转旋翼水平矢量力fx为所述无人机提供飞行横向移动的所需力。其中，所述无人机的倾转旋翼包括第一旋翼和第二旋翼，所述第一旋翼和第二旋翼分别为所述无人机的飞行提供水平矢量力fxl和fxr，以及垂直矢量力fzl和fzr。

s222、调节所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同的水平矢量力。

如上述所述的，当所述风力方向与所述无人机的机头方向相对时，风力在y轴及z轴的风力分量fwindy和fwindz的大小为0，风力只在x轴方向形成了风扰，于是，无人机只需提供x轴方向的动力以抵抗该风扰，且所述倾转旋翼产生的水平矢量力的大小与所述风力大小相同，即满足fxl+fxr＝fwindx的等量关系。

在本实施例中，通过控制所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同、方向相反的水平矢量力以抵抗所述风力，从而实现了所述无人机以较小的控制能力以抵抗所述风力，提升了所述无人机的抗风性能。

在又一些实施例中，无人机在悬停或低速飞行过程中，除了抵抗风扰所需的动力外，所述无人机还需要提供悬停或低速飞行所述的动力，请参阅图6，所述方法还包括：

s222a、获取所述主旋翼提供的桨力；

其中，所述主旋翼提供的桨力是指所述无人机的升力，主要用于克服所述无人机自身的死重。

s222b、根据所述桨力及所述各个轴向风力分量，调整所述无人机的倾转旋翼提供水平矢量力，其中，所述水平矢量力与所述风力的大小相同。

可以理解的，所述桨力的方向始终朝向所述无人机坐标系中z轴的负方向。根据所述桨力及所述各个轴向风力分量，调整所述无人机的倾转旋翼提供水平矢量力的方法可参阅上述图3所示的受力示意图的实施例的描述，在此不再一一赘述。

s23、若所述风力风向与所述无人机的机头方向之间存在角度，所述角度大于0°小于180°，调节所述无人机的机头方向，使所述无人机的机头方向与所述风力方向相对。

当所述风力风向与所述无人机的机头方向之间存在角度，由于所述倾转旋翼无人机的倾斜姿态，使得该侧风在所述无人机的翼面形成巨大的阻力和向下的压力，该向下的压力大幅度的增加了所述无人机的飞行死重。于是，在本实施例中，调节所述无人机的机头方向与所述风力方向相对，从而，将所述风力由头风变成侧风。当无人机检测到头风后，控制所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同、方向相反的水平矢量力以抵抗所述风力，亦即，当无人机检测到头风后，返回到步骤s22的处理方法中，在此不再一一赘述。

在本发明实施例中，通过确定所述无人机所处环境的风力方向，若所述无人机的机头方向与所述风力风向存在角度，则调整所述无人机的机头方向与所述风力方向相对，从而将所述风力由头风变成侧风，然后，控制所述倾转旋翼产生与所述风力大小相同、方向相反的水平矢量力以抵抗所述风力，从而实现了所述无人机以较小的控制能力以抵抗所述风力，提升了所述无人机的抗风性能，进而提高了所述无人机的飞行的安全及稳定性。

为了准确获取所述无人机所处环境的风力方向，以使所述无人机能根据所述风力方向调节其机头朝向，从而提高所述无人机的飞行稳定。在一些实施例中，请参阅图7，本发明实施例提供的一种风力方向的获取方法，包括：

s31、获取所述无人机飞行时的传感器数据；

可以理解的，为了更好的控制所述无人机的飞行，在所述无人机上搭载了多种类型的传感器，飞行控制器(fc)通过各类传感器获得相应的传感器数据，并对这些传感器数据进行演算处理，从而控制所述无人机的飞行。其中，搭载在所述无人机上的传感器主要包括gps、气压计、指南针及imu(惯性检测装置)，gps用于获取所述无人机的经度和纬度信息，以确定所述无人机的位置；气压计用于测量当前的大气压，以获取所述无人机的高度信息；指南针用于分辨飞机在世界坐标系中的朝向，即将东南西北与所述无人机的前后左右进行关联；imu(惯性检测装置)中包含了一个三轴加速度计和一个三轴陀螺仪，分别用于测量所述无人机在三维空间中的加速度和角速度，并根据所述加速度和角速度数据计算出所述无人机的姿态。

在本发明实施例中，用于确定所述无人机飞行时的风力方向的所述传感器数据包括所述无人机的位置数据及速度数据。可以理解的，所述位置数据主要是指所述无人机的经度和纬度数据，所述速度数据则主要是指所述无人机在三维空间中的加速度和角速度。

s32、使用卡尔曼滤波器融合所述传感器数据，得到风力在所述无人机坐标系的各个轴向风力分量；

s33、根据所述各个轴向风力分量，确定所述无人机所处环境的风力方向。

其中，卡尔曼滤波器由一系列递归数学公式描述，提供一种高效可计算的方法来估算过程的状态，包括估计信号过去的状态、当前的状态及将来的状态。在本发明实施例中，通过设计卡尔曼滤波器，将所述无人机当前获取的各传感器数据输入所述卡尔曼滤波器，以估算出风力在所述无人机坐标系的各个轴向(x轴、y轴及z轴)风力分量，进而根据所述各个轴向风力分量，估算出所述风力方向。

在本发明实施例中，获取所述无人机飞行时的传感器数据，将获取的传感器数据通过卡尔曼滤波器估算出风力在所述无人机坐标系的各个轴向的风力分量，并根据所述各个轴向风力分量估算出所述无人机飞行时的风力方向。通过设计卡尔曼滤波器计算各个轴向的风力分量，提高估算所述无人机飞行时的风力方向的准确性。

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一个或多个处理器执行，例如，执行以上描述的图2、图4、图6和图7的方法步骤。

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，使所述计算机执行上述任意方法实施例中的随机编码方法，例如，执行以上描述的图2、图4、图6和图7的方法步骤。

以上所描述的装置或设备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模块可以是或者也可以不是物理上分开的，作为模块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模块单元上。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。