多旋翼變距飛行器的控制方法和控制裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種多旋翼變距飛行器的控制裝置，所述飛行器包括主體部以及驅動所述主體部的旋翼組件，所述旋翼組件包括交替設置的第一旋翼和第二旋翼，所述控制裝置包括第一控制桿，所述控制桿在第一移動方向上控制所述第一旋翼的螺距增大，同時控制所述第二旋翼的螺距減小，所述第一控制桿在第二移動方向上控制所述第一旋翼的螺距減小，同時控制所述第二旋翼的螺距增大。本申請還公開了一種多旋翼變距飛行器的控制方法。相較于現(xiàn)有多電機驅動多旋翼飛行器，在進行自旋動作時，本發(fā)明的給電機帶來的負載變化更柔和，執(zhí)行自旋動作的速度更快更精準。并且相比傳動方案的多個電機驅動進行自旋動作，本發(fā)明不需要頻繁去改變各個電機的轉速，因此更加省電。
【專利說明】多旋翼變距飛行器的控制方法和控制裝置
【技術領域】
[0001]本申請屬于航拍領域，具體涉及一種多旋翼變距飛行器的控制方法和控制裝置?！颈尘凹夹g】
[0002]現(xiàn)有的技術方案中的多軸飛行器的每個軸由相應的螺旋槳和驅動相應螺旋槳的電機組成。飛行器飛行的姿態(tài)保持和機動動作是通過飛行控制系統(tǒng)分別控制各個電機轉速(現(xiàn)有多軸飛行器的各個電機的轉動方向是成對相反的，以抵消自旋力矩)來達成對飛行器姿態(tài)和動作控制的。垂直起降飛行器的姿態(tài)包括水平，傾斜。機動動作包括平飛，上升，下降，自旋(繞自身Z軸、即機體結構水平面的垂直軸)。多軸飛行器的上升與下降動作是使所有電機的轉速同步提升或下降來實現(xiàn)；飛行器的水平飛行是成對得增加對角線上兩個電機的轉速差使飛機保持一定水平傾斜姿態(tài)沿該對角線的由高轉速電機指向低轉速電機方向移動來實現(xiàn)的；順時針(逆時針)自旋是同時增加(減少)整機所有順時針(逆時針)轉動電機轉速且同時減少(增加)整機所有逆時針(順時針)轉動電機轉速來實現(xiàn)的。把每個電機驅動的螺旋槳產生的升力作為一個大小不同的作用力，把每個電機的轉速作為一個個正反力矩，控制飛機的姿態(tài)和動作就是不斷增減各個作用力的大小和各個力矩的大小來實現(xiàn)的。
[0003]現(xiàn)有多旋翼飛行器在自旋過程中，是順時針(逆時針)自旋是同時增加(減少)整機所有順時針(逆時針)轉動電機轉速且同時減少(增加)整機所有逆時針(順時針)轉動電機轉速來實現(xiàn)的。在自旋時，由于正方向旋轉的電機轉速增加，而反方向的電機轉速都減小，為了維持整機的總升力，轉速增加產生的升力要補償轉速減小的升力，如果希望自旋動作足夠快，則這個轉速差就越大，此時轉速增加的電機負載就越大，這種突然增加電機轉速的工作方式容易使無刷航模電機壽命縮短更快，增加了飛行器工作的不穩(wěn)定性。若為了考慮電機壽命，則代價是降低飛行器的自旋的響應和動作速度。

【發(fā)明內容】

[0004]本發(fā)明的目的提供一種多旋翼變距飛行器的控制方法和控制裝置，解決現(xiàn)有技術中無人飛行器電機壽命短、反應不靈敏的技術問題。
[0005]為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術方案:
[0006]本申請實施例公開一種多旋翼變距飛行器的控制方法，所述飛行器包括主體部以及驅動所述主體部的旋翼組件，所述旋翼組件包括交替設置的第一旋翼和第二旋翼，改變所述第一旋翼的螺距和/或第二旋翼的螺距實現(xiàn)飛行器的自旋。
[0007]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制方法中，所述第一旋翼的螺距和第二旋翼的螺距同時改變，其中，所述第一旋翼的螺距增大時，所述第二旋翼的螺距減小；所述第一旋翼的螺距減小時，所述第二旋翼的螺距增大。
[0008]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制方法中，改變所述第一旋翼和/或第二旋翼的螺距以控制飛行器的飛行姿態(tài)。[0009]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制方法中，所述旋翼沿逆時針方向包括依次設于所述主體部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI和旋翼S2位于所述飛行器的頭部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飛行器的尾部，所述飛行姿態(tài)包括向前飛、向后飛、向左飛、向右飛、爬升和下降，其中，所述飛行姿態(tài)對應螺距變化如下:
[0010]向前飛:旋翼SI和旋翼S2的螺距減小，同時旋翼S3和旋翼S4的螺距增大；
[0011]向后飛:旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同時旋翼S3和旋翼S4的螺距減??；
[0012]向左飛:旋翼S2和旋翼S3的螺距減小，同時旋翼SI和旋翼S4的螺距增大；
[0013]向右飛:旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同時旋翼SI和旋翼S4的螺距減小；
[0014]爬升:旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時增大；
[0015]下降:旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時減小。
[0016]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制方法中，所述飛行器包括一個電機，所述電機同時驅動所述所有旋翼進行同步轉動。
[0017]本申請實施例還公開了一種多旋翼變距飛行器的控制裝置，所述飛行器包括主體部以及驅動所述主體部的旋翼組件，所述旋翼組件包括交替設置的第一旋翼和第二旋翼，所述控制裝置包括第一控制桿，所述控制桿在第一移動方向上控制所述第一旋翼的螺距增大，同時控制所述第二旋翼的螺距減小，所述第一控制桿在第二移動方向上控制所述第一旋翼的螺距減小，同時控制所述第二旋翼的螺距增大。
[0018]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制裝置中，所述旋翼沿逆時針方向包括依次設于所述主體部四周的旋翼SI旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S2位于所述飛行器的頭部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飛行器的尾部，所述控制裝置還包括第二控制桿和第三控制桿，所述第二控制桿在第三移動方向上控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S2的螺距減小，同時控制旋翼S3和旋翼S4螺距的增大；所述第二控制桿在第四移動方向上控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同時控制所述旋翼S3和旋翼S4的螺距減?。凰龅诙刂茥U在第五移動方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距減小，同時控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S4的螺距增大；所述第二控制桿在第六移動方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同時控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S4的螺距減小。
[0019]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制裝置中，所述控制裝置還包括第三控制桿，所述第三控制桿在第七移動方向上控制所述旋翼SI旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時增大；所述第三控制桿在第八移動方向上控制所述旋翼SI旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時減小。
[0020]優(yōu)選的，在上述的多旋翼變距飛行器的控制裝置中，所述飛行器包括一個電機，所述電機同時驅動所述所有旋翼進行同步轉動。
[0021]與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明的優(yōu)點在于:
[0022]由于變距多旋翼飛行器采用單電機同步傳動，各槳轉速一致，轉動慣量兩兩抵消，所以本身幾乎沒有由于轉動慣量的差別導致自旋的趨勢。改變螺距大小使大螺距的槳比小螺距的槳收到的相反與轉動方向的阻力更大。通過改變順時針與逆時針轉動槳的螺距大小來使得飛行器逆著大螺距槳轉動方向進行自旋。
[0023]相較于現(xiàn)有多電機驅動多旋翼飛行器，在進行自旋動作時，本發(fā)明的給電機帶來的負載變化更柔和，執(zhí)行自旋動作的速度更快更精準。并且相比傳動方案的多個電機驅動進行自旋動作，本發(fā)明不需要頻繁去改變各個電機的轉速，因此更加省電。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0024]為了更清楚地說明本申請實施例或現(xiàn)有技術中的技術方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本申請中記載的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0025]圖1所示為本發(fā)明具體實施例中變距多軸飛行器的立體結構示意圖；
[0026]圖2所示為本發(fā)明具體實施例中變距多軸飛行器的爆炸示意圖；
[0027]圖3所示為本發(fā)明具體實施例中雙頭主驅動同步輪的結構示意圖；
[0028]圖4所示為本發(fā)明具體實施例中變距旋翼的立體示意圖；
[0029]圖5所示為本發(fā)明具體實施例中變距旋翼的爆炸示意圖；
[0030]圖6所示為本發(fā)明具體實施例中變距多軸飛行器的簡化示意圖。
【具體實施方式】
[0031]下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行詳細的描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動的前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。
[0032]本案涉及一種變距多軸飛行器，一方面，通過一個電機可以同時驅動多個旋翼同步進行轉動，另一方面，每個旋翼的螺距可變。以下通過舉例對其結構進行具體說明。
[0033]參圖1所示，變距飛行器包括支架10、以及安裝于支架上的驅動系統(tǒng)20和變距旋翼30。
[0034]支架10為一支撐平臺，其下方可以固定有起落架、航拍云臺等，其上方可以承載電源、電路板等部件。
[0035]圖2所示為本發(fā)明具體實施例中變距飛行器的爆炸示意圖，為了說明方便，圖中相對圖1隱藏了部分部件。
[0036]參圖2所示，支架10包括平行設置的第一側桿11和第二側桿12，第一側桿11和第二側桿12是兩根長度相同、直徑相同的空心圓桿。第一側桿11和第二側桿12之間固定有主桿13，主桿13為一空心圓桿，其兩端分別固定于第一側桿11和第二側桿12的中間位置，且主桿13優(yōu)選垂直于第一側桿11和第二側桿12。
[0037]在其他實施例中，主桿13也可以不垂直于第一側桿11和第二側桿12。第一側桿
11、第二側桿12以及主桿的材質優(yōu)選為碳纖維，易于想到的是，在滿足支撐強度的前提下，第一側桿11、第二側桿12以及主桿13可以采用其他材質，越輕越好。
[0038]上述的支架10，由于僅僅采用三根圓桿進行固定，結構簡單，而且最大化的降低了重量。
[0039]驅動系統(tǒng)20包括一電機22、一馬達同步輪23、一主驅動同步輪24、一同步驅動皮帶25和一主軸26。馬達同步輪23安裝于電機22的輸出軸上，主軸26轉動設于主桿13內，主驅動同步輪24套設于主軸26上并與主軸26固定，馬達同步輪23位于主驅動同步輪24的正上方，馬達同步輪23和主驅動同步輪24之間通過同步驅動皮帶25實現(xiàn)聯(lián)動。為了防止同步驅動皮帶25與馬達同步輪23以及主驅動同步輪24之間打滑，同步驅動皮帶25的內表面與馬達同步輪23的外表面之間設有相嚙合的齒槽，主驅動同步輪24的外表面也設有與同步驅動皮帶25內表面相嚙合的齒槽。
[0040]每個變距旋翼30包括一沿豎直方向的驅動軸31，驅動軸31的底端套設并固定一轉子同步輪32，主軸26的兩端分別套設固定有一雙頭主驅動同步輪27 (—體成型的兩個側驅動同步輪)，參圖3所示，每個雙頭主驅動同步輪27并排設有兩個驅動部，兩個驅動部分別與兩個同步傳動皮帶28的一端連接，同步傳動皮帶28的另一端套設于一轉子同步輪32的外側并可驅動轉子同步輪32進行轉動。
[0041]同步傳動皮帶28與雙頭主驅動同步輪27以及轉子同步輪32的接觸面之間設有相嚙合的齒槽，以防止打滑。
[0042]需要說明的是，雙頭主驅動同步輪27也可以是兩個獨立的同步輪，每個同步輪分別與一同步傳動皮帶連接。
[0043]上述的驅動系統(tǒng)的作動原理如下:電機22由電源供電，直接帶動馬達同步輪23進行轉動；馬達同步輪23通過同步驅動皮帶25進一步帶動主驅動同步輪24進行轉動，通過調整馬達同步輪23和主驅動同步輪24的直徑比，可以控制轉速比；由于主驅動同步輪24與主軸26固定，因此可進一步帶動主軸26進行轉動；主軸26帶動固定于主軸上兩個雙頭主驅動同步輪27進行同步轉動，每個雙頭主驅動同步輪27又分別通過兩個同步傳動皮帶28帶動相應的轉子同步輪32進行轉動，轉子同步輪32進而帶動相應的翼片轉動。
[0044]通過一個電機將驅動力輸出至主軸，并控制主軸的轉動，主軸通過四個同步傳動皮帶進一步將動力輸出至四個旋翼。由此可以想到，本發(fā)明的技術方案同樣可以適用于具有其他數(shù)量旋翼的飛行器，主軸上可以依據(jù)旋翼的數(shù)量，對應設有相同數(shù)目的同步輪，例如:可以在主軸的中部增加一個雙頭主驅動同步輪，同時,主桿的中部位置可以垂直固定一圓桿，該圓桿的兩端分別轉動設置一旋翼，如此，主軸可以同時驅動六個旋翼進行同步轉動。
[0045]本發(fā)明的無人飛行器設置有一個電機，并通過該電機驅動所有的旋翼同步進行轉動，由于僅設置一個電機，成本低，重量輕；而且相對于多個電機，一個電機所產生的高頻振動對航拍清晰度的影響得到較大的削弱；另外，通過一個電機同時驅動所有旋翼進行轉動，同步性容易控制。
[0046]參圖4和圖5所示，變距旋翼30包括驅動軸31、轉子同步輪32、第一翼片331、第二翼片332、槳轂34和驅動部。
[0047]轉子同步輪32固定于驅動軸31的底端，在同步傳動皮帶28的驅動下，可帶動驅動軸31 —起轉動。
[0048]槳轂34為一圓柱體，其軸線垂直驅動軸31的軸線，槳轂34的中部沿豎直方向開設有通孔或凹槽，并通過該通孔或凹槽套設于驅動軸31的頂端形成固定，驅動軸31的轉動可帶動槳轂34 —起轉動。
[0049]槳轂34的兩側分別可轉動設有第一槳夾頭351和第二槳夾頭352，第一槳夾頭351和第二槳夾頭352上分別設有夾持部,第一翼片331和第二翼片332分別通過螺釘可拆卸固定于兩個夾持部上。
[0050]驅動部包括第一滑動件36，第一滑動件36套設于驅動軸31上，且位于槳轂34的下方，第一滑動件36于驅動軸31的對稱兩側分別延伸有第一蟹爪361和第二蟹爪362，第一槳夾頭351和第二槳夾頭352分別設有第一轉動部3511和第二轉動部3521，第一轉動部3511和第一蟹爪361之間可轉動連接有第一連接件371，第二轉動部3521和第二蟹爪362之間可轉動連接有第二連接件372。
[0051]驅動部還包括可驅動第一滑動件36上升的動力裝置。動力裝置包括第二滑動件381、變距搖臂382、連桿383和舵機(圖未示)，第二滑動件381套設于驅動軸31上，且位于第一滑動件36的下方，變距搖臂382可轉動安裝于支架10上，且變距搖臂382的一端與第一滑動件36可轉動連接，連桿383連接于舵機和變距搖臂382的另一端之間。
[0052]驅動部可同時作用于第一翼片331和第二翼片332并驅動第一翼片331和第二翼片332沿相反的時針方向翻動。從而實現(xiàn)對翼片螺距的控制。
[0053]本發(fā)明的變距多軸飛行器，其優(yōu)點在于:
[0054]1、飛控系統(tǒng)不用再為了控制整機的姿態(tài)和動作而頻繁改變各電機的轉速，節(jié)省了整機的電力消耗，延遲了續(xù)航時間；
[0055]2、降低了對飛控軟件的性能要求，使得多軸飛行器的飛控軟件開發(fā)和使用成本降低很多；
[0056]3、單電機驅動的變距多軸飛行器在發(fā)生諸如墜毀時成本低，現(xiàn)有技術方案是每個電機通過硬連接每個螺旋槳，一旦墜毀時螺旋槳由于高轉速慣性碰到任何物體即刻損壞，同時會進一步損毀與螺旋槳硬連接的各個電機，這樣整機在修復過程中更換的零配件的成本將大大增加；
[0057]4、采用變距螺旋槳可以讓電機在不同轉速下使螺旋槳的氣動力作用最優(yōu)；
[0058]5、采用變距螺旋槳控制使飛機的動作姿態(tài)相應速度比現(xiàn)有技術方案靈敏很多，增加了飛機的機動性能，可以實現(xiàn)倒過來飛行；
[0059]6、采用變距螺旋槳，減少了對電機使用的損耗，延長了多軸飛行器的使用壽命；
[0060]7、H型的固定螺旋槳的機體橫桿和機體縱桿有一定的柔性。當機體橫桿的一端的螺旋槳變距增加推力時，將使機體橫桿繞機體縱桿發(fā)生一定的變形，當然此變形在機體不對稱的推力小時候將恢復。這種輕微且可以恢復的機體結構變形正是解決可變距多軸H型機體布局方案實現(xiàn)自旋動作的關鍵。自旋操作時，兩條對角線上的旋翼槳距分別增大和減小,槳距增大的兩個旋翼受到的氣動阻力(反作用力)也增大，氣動阻力綜合后的對整機的力矩使得飛機沿該力矩方向進行自旋動作。另外，槳距增大的兩個旋翼升力增加，使得前后兩個橫桿有輕微的相對扭轉，這種扭轉也使得槳距增大的兩旋翼產生的推進力有一部分分力作用在自旋旋轉方向上，加速自旋。
[0061]參圖6所示，為了方便對飛行器的控制方法進行介紹，對上述變距多軸飛行器進行簡化，簡化后，其包括主體部以及驅動主體部的旋翼組件，旋翼組件沿逆時針方向包括依次設于主體部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，其中SI和S3同步順時針轉動，S2和S4同步逆時針轉動，SI和S2位于飛行器頭部的左右兩側，S3和S4位于飛行器尾部的左右兩側。S1、S2、S3和S4分別在對應的舵機的驅動下螺距可變，通過控制器對不同旋翼螺距的控制可實現(xiàn)不同姿態(tài)的轉換，該姿態(tài)包括向前飛、向后飛、向左飛、向右飛、爬升、下降、順時針自旋和逆時針自選。
[0062]控制裝置包括第一控制桿、第二控制桿和第三控制桿。
[0063]第一控制桿在第一移動方向上控制SI和S3的螺距增大，同時控制S2和S4的螺距減小，以控制飛行器順時針自旋轉。
[0064]第一控制桿在第二移動方向上控制SI和S3的螺距減小，同時控制S2和S4的螺距增大，以控制飛行器逆時針自旋。
[0065]第二控制桿在第三移動方向上控制SI和S2的螺距減小，同時控制S3和S4的螺距增大，以控制飛行器向前飛。
[0066]第二控制桿在第四移動方向上控制SI和S2的螺距增大，同時控制S3和S4的螺距減小，以控制飛行器向后飛。
[0067]第二控制桿在第五移動方向上控制S2和S3的螺距減小，同時控制SI和S4的螺距增大，以控制飛行器向左飛。
[0068]第二控制桿在第六移動方向上控制S2和S3的螺距增大，同時控制SI和S4的螺距減小，以控制飛行器向右飛。
[0069]第三控制桿在第七移動方向上控制S1、S2、S3和S4的螺距同時增大，以控制飛行器爬升。
[0070]第三控制桿在第八移動方向上控制S1、S2、S3和S4的螺距同時減小，以控制飛行器下降。
[0071]上述的第一移動方向和第二移動方向優(yōu)選為相反的方向；第三移動方向和第四移動方向優(yōu)選為相反的方向；第五移動方向和第六移動方向優(yōu)選為相反的方向；第七移動方向和第八移動方向優(yōu)選為相反的方向。
[0072]采用上述控制方法的優(yōu)點在于:
[0073](I)相較于現(xiàn)有多電機驅動多旋翼飛行器，在進行自旋動作時，本發(fā)明的給電機帶來的負載變化更小，執(zhí)行自旋動作的速度更快更精準。并且相比傳動方案的多個電機驅動進行自旋動作，本發(fā)明不需要頻繁去改變各個電機的轉速，因此更加省電。
[0074](2)本發(fā)明爬升和下降控制的優(yōu)勢是動作響應速度更快，整機機動性更靈敏。并且在飛機下降過程中，現(xiàn)有方案由于自身各電機轉速過低時飛機下降會出現(xiàn)飄擺情況，容易導致飛行器側翻很危險。而本發(fā)明可以利用負螺距加速下降，其下降速度性能可以超過現(xiàn)有方案，大大減少下降時間。
[0075] 需要說明的是，在本文中，諸如第一和第二等之類的關系術語僅僅用來將一個實體或者操作與另一個實體或操作區(qū)分開來，而不一定要求或者暗示這些實體或操作之間存在任何這種實際的關系或者順序。而且，術語“包括”、“包含”或者其任何其他變體意在涵蓋非排他性的包含，從而使得包括一系列要素的過程、方法、物品或者設備不僅包括那些要素，而且還包括沒有明確列出的其他要素，或者是還包括為這種過程、方法、物品或者設備所固有的要素。在沒有更多限制的情況下，由語句“包括一個……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的過程、方法、物品或者設備中還存在另外的相同要素。
[0076]以上所述僅是本申請的【具體實施方式】，應當指出，對于本【技術領域】的普通技術人員來說，在不脫離本申請原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本申請的保護范圍。
【權利要求】
1.一種多旋翼變距飛行器的控制方法，所述飛行器包括主體部以及驅動所述主體部的旋翼組件，所述旋翼組件包括交替設置的第一旋翼和第二旋翼，其特征在于:改變所述第一旋翼的螺距和/或第二旋翼的螺距實現(xiàn)飛行器的自旋。
2.根據(jù)權利要求1所述的多旋翼變距飛行器的控制方法，其特征在于:所述第一旋翼的螺距和第二旋翼的螺距同時改變，其中，所述第一旋翼的螺距增大時，所述第二旋翼的螺距減?。凰龅谝恍淼穆菥鄿p小時，所述第二旋翼的螺距增大。
3.根據(jù)權利要求1所述的多旋翼變距飛行器的控制方法，其特征在于:改變所述第一旋翼和/或第二旋翼的螺距以控制飛行器的飛行姿態(tài)。
4.根據(jù)權利要求3所述的多旋翼變距飛行器的控制方法，其特征在于:所述旋翼沿逆時針方向包括依次設于所述主體部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI和旋翼S2位于所述飛行器的頭部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飛行器的尾部，所述飛行姿態(tài)包括向前飛、向后飛、向左飛、向右飛、爬升和下降，其中，所述飛行姿態(tài)對應螺距變化如下: 向前飛:旋翼SI和旋翼S2的螺距減小，同時旋翼S3和旋翼S4的螺距增大； 向后飛:旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同時旋翼S3和旋翼S4的螺距減小； 向左飛:旋翼S2和旋翼S3的螺距減小，同時旋翼SI和旋翼S4的螺距增大； 向右飛:旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同時旋翼SI和旋翼S4的螺距減?。? 爬升:旋翼S1、旋翼S 2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時增大； 下降:旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時減小。
5.根據(jù)權利要求1所述的多旋翼變距飛行器的控制方法，其特征在于:所述飛行器包括一個電機，所述電機同時驅動所述所有旋翼進行同步轉動。
6.一種多旋翼變距飛行器的控制裝置，所述飛行器包括主體部以及驅動所述主體部的旋翼組件，所述旋翼組件包括交替設置的第一旋翼和第二旋翼，其特征在于:所述控制裝置包括第一控制桿，所述控制桿在第一移動方向上控制所述第一旋翼的螺距增大，同時控制所述第二旋翼的螺距減小，所述第一控制桿在第二移動方向上控制所述第一旋翼的螺距減小，同時控制所述第二旋翼的螺距增大。
7.根據(jù)權利要求6所述的多旋翼變距飛行器的控制裝置，其特征在于:所述旋翼沿逆時針方向包括依次設于所述主體部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI和旋翼S2位于所述飛行器的頭部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飛行器的尾部，所述控制裝置還包括第二控制桿和第三控制桿，所述第二控制桿在第三移動方向上控制所述旋翼SI和旋翼S2的螺距減小，同時控制旋翼S3和旋翼S4螺距的增大；所述第二控制桿在第四移動方向上控制所述旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同時控制所述旋翼S3和旋翼S4的螺距減??；所述第二控制桿在第五移動方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距減小，同時控制所述旋翼SI和旋翼S4的螺距增大；所述第二控制桿在第六移動方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同時控制所述旋翼SI和旋翼S4的螺距減小。
8.根據(jù)權利要求7所述的多旋翼變距飛行器的控制裝置，其特征在于:所述控制裝置還包括第三控制桿，所述第三控制桿在第七移動方向上控制所述旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時增大；所述第三控制桿在第八移動方向上控制所述旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同時減小。
9.根據(jù)權利要求6所述的多旋翼變距飛行器的控制裝置，其特征在于:所述飛行器包括一個電機，所述電 機同時驅動所述所有旋翼進行同步轉動。
【文檔編號】B64C27/80GK103935513SQ201410201627
【公開日】2014年7月23日 申請日期:2014年5月13日 優(yōu)先權日:2014年5月13日
【發(fā)明者】楊華東, 吳奇才, 趙江 申請人:江蘇艾銳泰克無人飛行器科技有限公司