本發(fā)明涉及無(wú)人機(jī)飛行技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)及其飛行控制方法。

背景技術(shù)：

多旋翼無(wú)人機(jī)的控制方法一般都是根據(jù)位置、姿態(tài)需求按照一定的控制算法分解得到總的拉力及體坐標(biāo)系下的三個(gè)扭矩指令，然后根據(jù)多旋翼特定的構(gòu)型分布對(duì)應(yīng)的分配矩陣分解得到每個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速平方指令，進(jìn)而得到每個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速指令。最后通過(guò)電機(jī)調(diào)速器控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速。

然而由于電機(jī)、螺旋槳、或者其它原因往往會(huì)導(dǎo)致電機(jī)的實(shí)際轉(zhuǎn)速與期望轉(zhuǎn)速不一致，使得螺旋槳實(shí)際提供的升力往往達(dá)不到最初的總拉力的要求以及三個(gè)扭矩的要求，因此出現(xiàn)了轉(zhuǎn)速反饋的控制方案。如專(zhuān)利申請(qǐng)?zhí)枮?01420687441.9的專(zhuān)利“無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)”采用了測(cè)速傳感器檢測(cè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)的轉(zhuǎn)速并反饋給飛行控制裝置。另外安爾康姆的md4-1000型無(wú)人機(jī)的電調(diào)，電調(diào)輸出的導(dǎo)線有6根，其中四根為信號(hào)線，采用串口或者其他方式與飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行雙向通信，飛行控制系統(tǒng)可以給電調(diào)發(fā)送指令，電調(diào)也可以將動(dòng)力系統(tǒng)的信息(比如電機(jī)的轉(zhuǎn)速)反饋給飛行控制系統(tǒng)，這樣飛行控制系統(tǒng)對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)的控制就是閉環(huán)控制。相比現(xiàn)在無(wú)人機(jī)普遍使用的開(kāi)環(huán)方案(飛行控制系統(tǒng)只管控制電調(diào)的PWM值，不管電機(jī)轉(zhuǎn)速是否與期望轉(zhuǎn)速一致，只是由陀螺儀來(lái)判別飛行器的姿態(tài))，對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速進(jìn)行閉環(huán)控制，姿態(tài)的調(diào)整可實(shí)現(xiàn)“一步到位”，極大地減少了電機(jī)轉(zhuǎn)速變化的頻率和幅度。從而減少了由于電機(jī)頻繁做變速運(yùn)動(dòng)引起的額外能量損耗。

然而在無(wú)人機(jī)做水平運(yùn)動(dòng)時(shí)，由于前面的螺旋槳產(chǎn)生的向下的空氣流動(dòng)對(duì)于后面的螺旋槳會(huì)產(chǎn)生拉力降低的影響。典型的例子就是共軸雙槳的效率并不是100％，而是90％左右。這種情況下，盡管采用了轉(zhuǎn)速反饋方案，使得電機(jī)的轉(zhuǎn)速真正達(dá)到了期望的轉(zhuǎn)速，但是卻提供不了期望的升力，其結(jié)果仍然是達(dá)不到最初的總拉力及三個(gè)扭矩的期望值。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為克服現(xiàn)有技術(shù)存在的上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)，其原理簡(jiǎn)單、易實(shí)現(xiàn)和推廣，可使得無(wú)人機(jī)的實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，而不受電機(jī)、螺旋槳及氣流場(chǎng)擾動(dòng)等因素的影響。

本發(fā)明解決上述技術(shù)問(wèn)題的技術(shù)方案如下：一種基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)，其包括機(jī)體、多個(gè)機(jī)臂、電機(jī)、彈性體基座及設(shè)置在所述電機(jī)上的旋翼；

所述電機(jī)與所述旋翼一一對(duì)應(yīng)；

所述彈性體基座設(shè)置在所述機(jī)臂上，所述電機(jī)設(shè)置在所述彈性體基座上，所述彈性體基座的彈性變形區(qū)間上設(shè)置有變形測(cè)量傳感器，以檢測(cè)所述電機(jī)的拉力。

本發(fā)明的有益效果是：通過(guò)在機(jī)臂上設(shè)置彈性體基座，并在彈性體基座上設(shè)置變形測(cè)量傳感器，利用變形測(cè)量傳感器可實(shí)施監(jiān)測(cè)電機(jī)的拉力，便于通過(guò)電機(jī)拉力反饋的升力及期望升力調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，從而可保證電機(jī)實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，縮短姿態(tài)控制過(guò)程。

在上述技術(shù)方案的基礎(chǔ)上，本發(fā)明還可以做如下改進(jìn)。

進(jìn)一步，所述彈性體基座為條狀結(jié)構(gòu),所述電機(jī)設(shè)置在所述彈性體基座的一端，所述彈性體基座的另一端安裝在所述機(jī)臂上，所述彈性變形區(qū)間位于所述彈性體基座的中間位置。

進(jìn)一步，所述變形測(cè)量傳感器為應(yīng)變片。

進(jìn)一步，所述應(yīng)變片包括四個(gè)單個(gè)應(yīng)變片，其中兩個(gè)所述單個(gè)應(yīng)變片安裝在所述彈性體基座的拉伸變形產(chǎn)生拉應(yīng)力的位置，另外兩個(gè)所述單個(gè)應(yīng)變片安裝在所述彈性體基座的壓縮變形產(chǎn)生壓應(yīng)力的位置，以構(gòu)成全橋電路。

進(jìn)一步，還包括控制器和電機(jī)調(diào)速器；所述控制器分別與所述電機(jī)、所述變形測(cè)量傳感器及所述電機(jī)調(diào)速器連接，用于根據(jù)所述變形測(cè)量傳感器檢測(cè)的所述電機(jī)的拉力，控制所述電機(jī)調(diào)速器調(diào)節(jié)所述電機(jī)的轉(zhuǎn)速。

采用上述技術(shù)方案的有益效果：當(dāng)需要調(diào)整無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)時(shí)，控制器根據(jù)變形測(cè)量傳感器監(jiān)測(cè)到的電機(jī)拉力及時(shí)控制電機(jī)調(diào)速器調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，使得電機(jī)的實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，包括無(wú)人機(jī)姿態(tài)改變所需要的力矩能夠達(dá)到期望的力矩，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)姿態(tài)一步到位。

本發(fā)明還提供了一種基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法，其包括：

利用變形測(cè)量傳感器同步采集每個(gè)電機(jī)的拉力；

根據(jù)所述電機(jī)的總拉力及所述電機(jī)在體坐標(biāo)系下的X、Y、Z三個(gè)方向上的扭矩，計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速和每個(gè)所述電機(jī)的期望升力；

將采集到的每個(gè)所述電機(jī)的拉力與每個(gè)所述電機(jī)的期望升力進(jìn)行比較得到升力誤差；

將所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)速增量疊加得到最終轉(zhuǎn)速；

控制器根據(jù)所述最終轉(zhuǎn)速控制電機(jī)調(diào)速器調(diào)整所述電機(jī)的轉(zhuǎn)速。

進(jìn)一步，所述計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望升力和每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速的步驟具體包括：

利用所述電機(jī)的總拉力、所述電機(jī)在體坐標(biāo)系下的X、Y、Z三個(gè)方向上的扭矩，通過(guò)分配矩陣計(jì)算出每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速；

根據(jù)所述電機(jī)的拉力系數(shù)與所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望升力。

本發(fā)明提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法的有益效果為：(1)實(shí)現(xiàn)了每個(gè)電機(jī)的實(shí)際升力對(duì)期望升力的實(shí)時(shí)跟蹤，因此實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，保證了姿態(tài)實(shí)現(xiàn)所需要的力矩能夠達(dá)到期望的力矩，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)姿態(tài)一步到位；(2)實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，避免水平運(yùn)動(dòng)時(shí)后面的升力不足。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明實(shí)施例二提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例二提供的彈性體基座的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3、4為本發(fā)明實(shí)施例二提供的應(yīng)變片安裝的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5為全橋檢測(cè)電路圖；

圖6為本發(fā)明實(shí)施例三提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法的原理圖；

圖7為本發(fā)明實(shí)施例三提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法的流程圖。

附圖中，各標(biāo)號(hào)所代表的部件列表如下：

1-機(jī)體，2-機(jī)臂，3-旋翼，4-彈性體基座，5-電機(jī)，6-應(yīng)變片，7-第一安裝孔位，8-第二安裝孔位。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的原理和特征進(jìn)行描述，所舉實(shí)例只用于解釋本發(fā)明，并非用于限定本發(fā)明的范圍。需要說(shuō)明的是，在不沖突的情況下，本申請(qǐng)的實(shí)施例及實(shí)施例中的特征可以相互組合。

實(shí)施例一

本實(shí)施例提供了一種基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)，其包括機(jī)體、多個(gè)機(jī)臂、電機(jī)、彈性體基座及設(shè)置在所述電機(jī)上的旋翼；

所述電機(jī)與所述旋翼一一對(duì)應(yīng)；

所述彈性體基座設(shè)置在所述機(jī)臂上，所述電機(jī)設(shè)置在所述彈性體基座上，所述彈性體基座的彈性變形區(qū)間上設(shè)置有變形測(cè)量傳感器，以檢測(cè)所述電機(jī)的拉力。

傳統(tǒng)的多旋翼無(wú)人機(jī)如果不采用轉(zhuǎn)速反饋，那么無(wú)人機(jī)的實(shí)際升力受兩個(gè)因素影響：①電機(jī)的實(shí)際轉(zhuǎn)速?zèng)]有達(dá)到期望轉(zhuǎn)速，②無(wú)人機(jī)水平運(yùn)動(dòng)時(shí)前面螺旋槳產(chǎn)生的空氣流動(dòng)引起的效率降低。傳統(tǒng)的多旋翼無(wú)人機(jī)如果采用轉(zhuǎn)速反饋，那么無(wú)人機(jī)的實(shí)際升力會(huì)受到一個(gè)因素影響，即水平運(yùn)動(dòng)時(shí)前面螺旋槳產(chǎn)生的空氣流動(dòng)引起的效率降低。因此，上述兩種傳統(tǒng)的多旋翼無(wú)人機(jī)的實(shí)際升力均無(wú)法達(dá)到期望的升力，當(dāng)需要調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)時(shí)，因?qū)嶋H升力達(dá)不到期望升力，使得姿態(tài)調(diào)整所需要的力矩達(dá)不到期望的力矩，進(jìn)而影響到無(wú)人機(jī)的姿態(tài)，使得無(wú)人機(jī)姿態(tài)的調(diào)整時(shí)間延長(zhǎng)或達(dá)不到期望的姿態(tài)。

本實(shí)施例提供的多旋翼無(wú)人機(jī)，其通過(guò)在機(jī)臂上設(shè)置彈性體基座，并在彈性體基座上設(shè)置變形測(cè)量傳感器，利用變形測(cè)量傳感器可實(shí)施監(jiān)測(cè)電機(jī)的拉力，便于通過(guò)期望升力及拉力反饋的升力及時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，從而可保證無(wú)人機(jī)實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，縮短姿態(tài)控制過(guò)程。

實(shí)施例二

如圖1所示，本實(shí)施例提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)，其包括機(jī)體1、多個(gè)機(jī)臂2、電機(jī)5、彈性體基座4及設(shè)置在所述電機(jī)5上的旋翼3；所述電機(jī)5與所述旋翼3一一對(duì)應(yīng)；所述彈性體基座4設(shè)置在所述機(jī)臂2上，所述電機(jī)5設(shè)置在所述彈性體基座4上，所述彈性體基座4的彈性變形區(qū)間上設(shè)置有變形測(cè)量傳感器，以檢測(cè)所述電機(jī)5的拉力。

其中的機(jī)臂2可為多個(gè)，多個(gè)機(jī)臂2環(huán)繞機(jī)體1均勻設(shè)置，優(yōu)選為四個(gè)或六個(gè)，當(dāng)為四個(gè)機(jī)臂2時(shí)，四個(gè)機(jī)臂2可呈十字分布或者X型分布，每個(gè)機(jī)臂2上均設(shè)置有一個(gè)旋翼3，或二個(gè)旋翼3。

如圖2所示，其中的彈性體基座4為條狀結(jié)構(gòu)，彈性體基座4的一端具有電機(jī)5安裝孔位，電機(jī)5不再是直接安裝在機(jī)臂2上，而是通過(guò)彈性體基座4安裝在機(jī)臂2上，即將電機(jī)5安裝在該彈性體基座4的一端的第一安裝孔位7上，彈性體基座4的另一端有第二安裝孔位8，用于將彈性體基座4安裝在機(jī)臂2上，彈性體基座4的中間產(chǎn)生彈性變形的區(qū)間，在該彈性變形區(qū)間設(shè)置變形測(cè)量傳感器，例如應(yīng)變片6，可實(shí)時(shí)變形測(cè)量。

安裝應(yīng)變片6時(shí)可采用半橋電路或全橋電路，優(yōu)選全橋電路方案。對(duì)應(yīng)的方法是采用四個(gè)單個(gè)應(yīng)變片構(gòu)成全橋電路，如圖3、4所示，分別為應(yīng)變片1、應(yīng)變片2、應(yīng)變片3及應(yīng)變片4，其中的兩個(gè)單個(gè)應(yīng)變片，如應(yīng)變片1何應(yīng)變片3安裝在彈性體基座4的拉伸變形產(chǎn)生拉應(yīng)力的位置，另外兩個(gè)單個(gè)應(yīng)變片，如應(yīng)變片2、應(yīng)變片4安裝在彈性體基座4的壓縮變形產(chǎn)生壓應(yīng)力的位置，圖5表示了四個(gè)應(yīng)變片構(gòu)成全橋檢測(cè)電路的電路圖。

由應(yīng)變片6處理專(zhuān)用電路如HX711芯片負(fù)責(zé)處理上述全橋檢測(cè)電路，得到實(shí)時(shí)測(cè)量的拉力值。并采用成熟的CPU模塊電路讀出HX711芯片的處理結(jié)果，控制器根據(jù)所測(cè)量的拉力值控制電機(jī)5調(diào)速器調(diào)節(jié)電機(jī)5的轉(zhuǎn)速，使得電機(jī)5的實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，包括無(wú)人機(jī)姿態(tài)轉(zhuǎn)變所需要的力矩能夠達(dá)到期望的力矩，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)姿態(tài)一步到位。

實(shí)施例三

基于上述實(shí)施例一或二所述的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)，本實(shí)施例提供了一種基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法，如圖6、7所示，其中圖6為本實(shí)施例的多旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制方法的原理圖，如圖7所示，該多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法包括：

S1，利用變形測(cè)量傳感器同步采集每個(gè)電機(jī)的拉力；

S2，根據(jù)所述電機(jī)的總拉力及所述電機(jī)在體坐標(biāo)系下的X、Y、Z三個(gè)方向上的扭矩，計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速和每個(gè)所述電機(jī)的期望升力；

S3，將采集到的每個(gè)所述電機(jī)的拉力與每個(gè)所述電機(jī)的期望升力進(jìn)行比較得到升力誤差；

S4，將所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)速增量疊加得到最終轉(zhuǎn)速；

S5，控制器根據(jù)所述最終轉(zhuǎn)速控制電機(jī)調(diào)速器調(diào)整所述電機(jī)的轉(zhuǎn)速。

進(jìn)一步，所述計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望升力和每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速的步驟具體包括：

利用所述電機(jī)的總拉力、所述電機(jī)在體坐標(biāo)系下的X、Y、Z三個(gè)方向上的扭矩，通過(guò)分配矩陣計(jì)算出每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速；

根據(jù)所述電機(jī)的拉力系數(shù)與所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望升力。

對(duì)每個(gè)電機(jī)的拉力測(cè)量實(shí)施同步采集方案，實(shí)現(xiàn)拉力的同步采集，具體為：對(duì)每個(gè)電機(jī)拉力測(cè)量的應(yīng)變片處理專(zhuān)用電路HX711，采用同源時(shí)鐘，提供相同的工作時(shí)鐘頻率，使得轉(zhuǎn)換以及數(shù)據(jù)輸出更新率一致；對(duì)于每個(gè)電機(jī)拉力測(cè)量的應(yīng)變片處理專(zhuān)用電路HX711，采用相同的啟動(dòng)觸發(fā)脈沖，使得具有相同的開(kāi)始轉(zhuǎn)換時(shí)刻。將應(yīng)變片測(cè)得的每個(gè)電機(jī)產(chǎn)生的拉力通過(guò)串行口，如通用異步串行口、SPI等方式送入到飛控板，飛控板內(nèi)部相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)程序讀出數(shù)據(jù)。利用電機(jī)的總拉力及體坐標(biāo)系下的X、Y、Z三個(gè)方向上的扭矩作為輸入，計(jì)算出每個(gè)電機(jī)的期望升力和期望轉(zhuǎn)速，其中的體坐標(biāo)系即為機(jī)體坐標(biāo)系，其是指固定在無(wú)人機(jī)上的遵循右手法則的三維正交直角坐標(biāo)系，其原點(diǎn)位于無(wú)人機(jī)的重心，OX軸位于無(wú)人機(jī)參考平面內(nèi)平行于機(jī)身軸線并指向無(wú)人機(jī)前方，OY軸垂直于無(wú)人機(jī)參考面并指向無(wú)人機(jī)右方，OZ軸在參考面內(nèi)垂直于XOY平面，指向無(wú)人機(jī)下方。

如圖6所示，其中的利用電機(jī)的總拉力及所述電機(jī)在體坐標(biāo)系下的X、Y、Z三個(gè)方向上的扭矩，計(jì)算每個(gè)所述電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速和每個(gè)所述電機(jī)的期望升力具體為：首先利用總拉力、體坐標(biāo)系下的三個(gè)扭矩作為輸入，通過(guò)分配矩陣計(jì)算出每個(gè)電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速平方。

以十字形四軸多旋翼無(wú)人機(jī)為例說(shuō)明，該四軸多旋翼的無(wú)人機(jī)具有四個(gè)機(jī)臂，四個(gè)機(jī)臂呈十字形排布，每個(gè)機(jī)臂上設(shè)置有一個(gè)旋翼，共四個(gè)旋翼，每個(gè)旋翼對(duì)應(yīng)一個(gè)電機(jī)，共四個(gè)電機(jī)，該種結(jié)構(gòu)的旋翼無(wú)人機(jī)的電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速的計(jì)算公式如下：

其中，f為總拉力，τ_x為體坐標(biāo)系下的X軸扭矩，τ_y為體坐標(biāo)系下的Y軸扭矩，τ_z為體坐標(biāo)系下的Z軸扭矩，其中的即為分配矩陣，其中的C_T為拉力系數(shù)，無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)、轉(zhuǎn)軸不同，分配矩陣也不同；其中的為電機(jī)1的期望轉(zhuǎn)速的平方，為電機(jī)2的期望轉(zhuǎn)速的平方，為電機(jī)3的期望轉(zhuǎn)速的平方為電機(jī)4的期望轉(zhuǎn)速的平方。

并根據(jù)拉力系數(shù)C_T與轉(zhuǎn)速的平方的乘積得到每個(gè)電機(jī)的期望升力，即，f₁為電機(jī)1的期望升力；f₂為電機(jī)2的期望升力；f₃為電機(jī)3的期望升力；f₄為電機(jī)4的期望升力。

將上述獲得的每個(gè)電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速的平方開(kāi)方得每個(gè)電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速指令，并通過(guò)應(yīng)變片測(cè)得的電機(jī)的拉力反饋的升力與上述計(jì)算出的期望升力進(jìn)行比較得到升力誤差，即f_err＝f_i-f_feed，其中f_i為電機(jī)i的期望升力，f_feed為反饋的升力，f_err為升力誤差。

進(jìn)一步，通過(guò)PID控制器輸出轉(zhuǎn)速平方增量指令將轉(zhuǎn)速平方增量指令開(kāi)方得到轉(zhuǎn)速增量指令將期望轉(zhuǎn)速指令與轉(zhuǎn)速增量指令疊加得到最終的轉(zhuǎn)速指令，最后的其中的為第i個(gè)電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速指令，將得到的最終的轉(zhuǎn)速指令送到電機(jī)調(diào)速器，進(jìn)而控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本實(shí)施例提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法的優(yōu)點(diǎn)主要體現(xiàn)在以下幾點(diǎn)：

(1)實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，而不受電機(jī)，螺旋槳，空氣流場(chǎng)擾動(dòng)等因素的影響。

(2)實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，姿態(tài)控制過(guò)程時(shí)間縮短。

傳統(tǒng)的控制方法使得實(shí)際升力不能夠達(dá)到期望的升力，首先表現(xiàn)為姿態(tài)實(shí)現(xiàn)所需要的力矩達(dá)不到期望的力矩，進(jìn)而影響姿態(tài)，當(dāng)傳感器檢測(cè)到了姿態(tài)誤差的時(shí)候，再通過(guò)控制進(jìn)一步糾正，即進(jìn)一步增加相應(yīng)的升力，最后使得實(shí)際姿態(tài)才達(dá)到期望的姿態(tài)。

本實(shí)施例提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法實(shí)現(xiàn)了每個(gè)電機(jī)的實(shí)際升力對(duì)期望升力的實(shí)時(shí)跟蹤，因此實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，其結(jié)果是姿態(tài)實(shí)現(xiàn)所需要的力矩能夠達(dá)到期望的力矩，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)姿態(tài)一步到位。

(3)實(shí)際升力能夠達(dá)到期望的升力，避免水平運(yùn)動(dòng)時(shí)后面的升力不足。

在水平運(yùn)動(dòng)時(shí)，升力既要克服重力，又要提供前進(jìn)方向的動(dòng)力，傳統(tǒng)的控制方法使得實(shí)際升力不能夠達(dá)到期望的升力，因此在垂直方向的分力也不足，引起掉高。

本實(shí)施例提供的基于拉力測(cè)量的多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制方法實(shí)現(xiàn)了每個(gè)電機(jī)的實(shí)際升力對(duì)期望升力的實(shí)時(shí)跟蹤，因此，在垂直方向的分力能夠克服重力，由于垂直方向的分力不足引起的掉高現(xiàn)象得以消除。

在本發(fā)明的描述中，需要說(shuō)明的是，術(shù)語(yǔ)“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要說(shuō)明的是，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語(yǔ)“安裝”、“相連”、“連接”應(yīng)做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機(jī)械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過(guò)中間媒介間接相連，可以是兩個(gè)元件內(nèi)部的連通。對(duì)于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以具體情況理解上述術(shù)語(yǔ)在本發(fā)明中的具體含義。此外，在本發(fā)明的描述中，除非另有說(shuō)明，“多個(gè)”的含義是兩個(gè)或兩個(gè)以上。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。