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本發(fā)明實施例涉及控制技術領域，并且涉及一種控制方法、控制裝置、飛行控制系統(tǒng)與多旋翼無人機。

背景技術：

多旋翼無人機是一種具有兩個及以上旋翼軸的無人駕駛飛行器，它通過每個旋翼軸上的電機轉動帶動旋翼，從而產生升推力。多旋翼無人機通過改變不同旋翼之間的相對轉速，可以改變單軸推進力的大小，從而控制無人機的飛行。

智能返航功能是多旋翼無人機的一個重要功能，多旋翼無人機通過記錄返航點(也稱為home點)的位置，在收到返航請求之后，朝著返航點方向返航，直至到達返航點。

現有的多旋翼無人機在返航時，通常是機頭或者機尾朝著返航點方向飛行。但是有些多旋翼無人機并不是每一面都設計一樣，例如有些面受風面積大，即風阻較大，在多旋翼無人機返航過程中如果遇到大風環(huán)境且風向對著受風面積大的面，無人機容易被風吹跑，導致返航不成功。

因此，有必要提高多旋翼無人機的抗風能力，以保證其飛行可靠性。

技術實現要素：

本發(fā)明實施例提供一種控制方法、控制裝置、飛行控制系統(tǒng)與多旋翼無人機，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，提高飛行可靠性。

第一方面，提供一種控制方法，所述控制方法包括：控制多旋翼無人機向目標地點飛行；確定所述多旋翼無人機的空速；控制所述多旋翼無人機風阻小的方向朝向所述空速的方向。

第二方面，提供一種控制裝置，所述控制裝置包括：控制模塊，用于控制多旋翼無人機向目標地點飛行；確定模塊，用于確定所述多旋翼無人機的空速；所述控制模塊，還用于控制所述多旋翼無人機風阻小的方向朝向所述空速的方向。

第三方面，提供一種飛行控制系統(tǒng)，所述飛行控制系統(tǒng)包括：存儲器，用于存儲程序；處理器，用于執(zhí)行所述存儲器存儲的程序，當所述程序被執(zhí)行時，所述處理器控制多旋翼無人機向目標地點飛行；確定所述多旋翼無人機的空速；控制所述多旋翼無人機風阻小的方向朝向所述空速的方向。

第四方面，提供一種多旋翼無人機，所述多旋翼無人機包括動力系統(tǒng)與第三方面所述的飛行控制系統(tǒng)，其中，所述飛行控制系統(tǒng)用于控制所述動力系統(tǒng)為所述多旋翼無人機提供飛行動力，以使得所述多旋翼無人機風阻小的方向朝向所述多旋翼無人機的空速的方向。

因此，在本發(fā)明實施例中，通過控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向多旋翼無人機的風速的方向，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，從而提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中的飛行可靠性，例如能夠提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中返航的成功率。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例的技術方案，下面將對本發(fā)明實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面所描述的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，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，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是根據本發(fā)明實施例的多旋翼無人機的示意性架構圖。

圖2是根據本發(fā)明實施例的控制方法的示意性流程圖。

圖3是根據本發(fā)明實施例的確定空速的示意圖。

圖4是根據本發(fā)明實施例的控制方法的示意圖。

圖5是根據本發(fā)明實施例的控制裝置的示意性框圖。

圖6是根據本發(fā)明實施例的飛行控制系統(tǒng)的示意性框圖。

圖7是根據本發(fā)明實施例的多旋翼無人機的示意性框圖。

具體實施方式

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清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發(fā)明的一部分實施例，而不是全部實施例。基于本發(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，都應屬于本發(fā)明保護的范圍。

本發(fā)明實施例可以應用于各種類型的多旋翼無人機，例如，由多個推動裝置通過空氣推動的多旋翼無人機，其中，由四個推動裝置通過空氣推動的無人機稱為四旋翼無人機。多旋翼無人機也稱為旋翼飛行器(rotorcraft)。

圖1是本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機100的示意性架構圖。如圖1所示，多旋翼無人機100包括動力系統(tǒng)110、飛行控制器120、傳感系統(tǒng)130和機架140。

動力系統(tǒng)110可以包括電子調速器(簡稱為電調)111、兩個或更多個螺旋槳112以及與兩個或更多個螺旋槳112相對應的兩個或更多個電機113，圖1中只示意出兩個螺旋槳112以及與之對應的兩個電機113，但并不限定本發(fā)明實施例的保護范圍。其中電機113連接在電子調速器111與螺旋槳112之間，電機113和螺旋槳112設置在對應的機臂上；電子調速器111用于接收飛行控制系統(tǒng)120產生的驅動信號，并根據驅動信號提供驅動電流給電機113，以控制電機113的轉速。電機113用于驅動螺旋槳112旋轉，從而為多旋翼無人機100的飛行提供動力，該動力使得多旋翼無人機100風阻小的方向朝向多旋翼無人機100的空速的方向。

傳感系統(tǒng)130用于測量多旋翼無人機100的姿態(tài)信息，即多旋翼無人機100在空間的位置信息和狀態(tài)信息，例如，三維位置、三維角度、三維速度、三維加速度和三維角速度等。傳感系統(tǒng)130例如可以包括陀螺儀、電子羅盤、慣性測量單元(inertialmeasurementunit，imu)、視覺傳感器、全球定位系統(tǒng)(globalpositioningsystem，gps)、氣壓計、空速計等傳感器中的至少一種。

飛行控制器120用于控制多旋翼無人機100的飛行。例如，飛行控制器120可以按照預先編好的程序指令對多旋翼無人機100進行控制。具體地，飛行控制器120可以根據傳感系統(tǒng)130測量的姿態(tài)信息控制多旋翼無人機100的飛行。

機架140可以包括機身和腳架(也稱為起落架)。機身可以包括中心架以及與中心架連接的一個或多個機臂，一個或多個機臂呈輻射狀從中心架延伸出。腳架與機身連接，用于在多旋翼無人機著陸時起支撐作用。

應理解，上述對于多旋翼無人機100各組成部分的命名僅是出于標識的目的，并不應理解為對本發(fā)明的實施例的限制。

圖2示出本發(fā)明實施例提供的控制方法200的示意性流程圖，該控制方法200可以應用于各種類型的多旋翼無人機，例如可以應用于圖1所示的多旋翼無人機100，該控制方法200例如可以由圖1中所示的飛行控制器120執(zhí)行。如圖2所示，該控制方法200包括：

210，控制多旋翼無人機向目標地點飛行。

例如，該目標地點為該多旋翼無人機的返航點。

220，確定多旋翼無人機的空速。

應理解，空速指的是旋翼無人機相對于空中氣流的飛行速度。具體地，空速等于風速的反向速度與旋翼無人機的地速的矢量和，其中旋翼無人機的地速指的是旋翼無人機相對于大地坐標系的速度。

具體地，如圖3所示，為旋翼無人機的地速，為風速，為風速的反向速度，即為旋翼無人機的空速，且

應理解，在無風環(huán)境下，即風速多旋翼無人機的空速等于其地速，即如圖4a所示。

230，控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向空速的方向。

具體地，多旋翼無人機風阻小的方向可以是多旋翼無人機流線型設計的方向，例如多旋翼無人機的機頭所在的方向。應理解，多旋翼無人機風阻小的方向還可以其它使得多旋翼無人機的受風面積小的方向，并不局限于是機頭的方向。

可選地，作為一個實施例，在圖2所示實施例中，230控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向空速的方向，包括：控制多旋翼無人機流線型設計的方向朝向空速的方向。

可選地，作為一個實施例，在圖2所示實施例中，230控制多旋翼無人機流線型設計的方向朝向空速的方向，包括：控制多旋翼無人機的機頭所在的方向朝向空速的方向。

在本發(fā)明實施例中，多旋翼無人機的機頭所在的方向可以是一個角度范圍，并不限定于機頭軸線所在的方向。

具體地，如圖4所示，以四旋翼無人機的返航場景為例進行說明，并假設四旋翼無人機的機頭所在的方向為四旋翼無人機風阻小的方向。如圖4a與圖4b所示，四旋翼無人機記錄返航點(即home點)的位置，在收到返航請求之后，四旋翼無人機向返航點飛行(即多旋翼無人機的地速為其相對返航點的運動速度)，飛行過程中實時獲取空速然后將該四旋翼無人機的機頭a所在的方向朝向空速的方向。

具體地，圖4a為無風環(huán)境，即風速四旋翼無人機的空速等于其地速即空速為四旋翼無人機相對返航點的運動速度，控制四旋翼無人機的機頭a所在的方向朝向空速的方向。

具體地，圖4b為有風環(huán)境，例如風從四旋翼無人機的側面吹來(假設返航點所在方向為四旋翼無人機的正面)，且風速為則多旋翼無人機的空速等于地速與矢量和，然后控制多旋翼無人機的機頭a所在的方向朝向空速的方向飛行。

應理解，機頭a所在的方向為四旋翼無人機風阻小的方向，即受風面積較小，當控制四旋翼無人機的機頭所在方向朝向其空速方向飛行時，能夠有效提高該四旋翼無人機的抗風能力，從而不容易被風吹跑，提高無人機的飛行可靠性。

因此，在本發(fā)明實施例中，通過控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向多旋翼無人機的風速的方向，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，從而提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中的飛行可靠性，例如能夠提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中返航的成功率。

具體地，圖4中的多旋翼無人機可以是圖1中所示的多旋翼無人機100。

還應理解，本發(fā)明實施例除了可以應用于多旋翼無人機返航的場景，還可以應用于多旋翼無人機其他的軌跡規(guī)劃自動飛行的場景。

具體地，在本發(fā)明實施例中，可以采用多種手段獲取多旋翼無人機的空速。

可選地，作為一個實施例，在圖2所示實施例中，220確定多旋翼無人機的空速，包括：獲取多旋翼無人機的當前姿態(tài)信息；根據多旋翼無人機的姿態(tài)信息與空速的對應關系以及當前姿態(tài)信息，確定多旋翼無人機的空速。

應理解，該多旋翼無人機的姿態(tài)信息與空速的對應關系可以預先獲取，具體地，在本發(fā)明實施例中，該控制方法還包括：在風速小于閾值的情況下，獲取該對應關系。

具體地，風速小于閾值的情況可以指的是風力很小、或者風力幾乎不影響多旋翼無人機飛行的情形。其中，該閾值可以是經驗值，例如，風速小于該閾值的情形可以近似于無風環(huán)境。

需要說明的是，下文提及的無風環(huán)境是一個相對概念，并非嚴格意義上的無風，例如將風速小于該閾值的情形稱為無風環(huán)境。對應地，下文提及的有風環(huán)境指的是風速大于或等于該閾值的情形。

從圖4可知，在無風情況下，多旋翼無人機的空速就是其實際飛行速度，通過測量多旋翼無人機在無風環(huán)境下飛行時的姿態(tài)信息與速度信息，可以獲得多旋翼無人機的姿態(tài)信息與速度信息的對應關系，即姿態(tài)信息與空速的對應關系。在220中確定多旋翼無人機的空速時，首先獲取多旋翼無人機的當前姿態(tài)信息，然后基于該當前姿態(tài)信息與該對應關系，估算該多旋翼無人機當前的空速。

可選地，在基于該當前姿態(tài)信息與該對應關系獲得該當前姿態(tài)信息所對應的空速后，可以通過卡爾曼濾波方法對得到的空速進行濾波處理，得到較為準確的空速信息。

在發(fā)明實施例中，該姿態(tài)信息可以包括三維角度信息、三維加速度信息與三維角速度信息或其它相關信息。

可選地，作為一個實施例，在圖2所示實施例中，220確定多旋翼無人機的空速，包括：

獲取風速。

具體地，可以通過地面站獲取風速，例如，接收地面站發(fā)送的用于指示風速的信息，進而獲取風速。

獲取多旋翼無人機的地速。

具體地，可以通過多旋翼無人機上的傳感系統(tǒng)實時測得無人機的地速。

根據風速與地速，估算多旋翼無人機的空速。

具體地，按照圖3或圖4所示的示意圖，根據風速與多旋翼無人機的地速，計算得到多旋翼無人機的空速。

可選地，作為一個實施例，在圖2所示實施例中，220確定多旋翼無人機的空速，包括：通過多旋翼無人機上的空速計，獲取多旋翼無人機的空速。

具體地，在多旋翼無人機上安裝空速計，該空速計可以實時測量該多旋翼無人機的空速。具體地，本發(fā)明實施例中的空速計的設計尺寸小于該多旋翼無人機的尺寸，即該空速計可以便捷地安裝在多旋翼無人機上。

應理解，在本發(fā)明實施例中，獲取多旋翼無人機的空速的手段不局限于上述的幾種方法，還可以采用其他任意可行的方法獲得。

因此，在本發(fā)明實施例中，通過控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向多旋翼無人機的風速的方向，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，從而提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中的飛行可靠性，例如能夠提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中返航的成功率。

上文結合圖2至圖4描述了本發(fā)明實施例提供的控制方法，下文分別結合圖5至圖7描述本發(fā)明實施例的控制裝置、飛行控制系統(tǒng)與多旋翼無人機。

圖5示出本發(fā)明實施例提供的控制裝置500的示意性框圖，該控制裝置500例如為圖1所示的飛行控制器120。如圖5所示，該控制裝置500包括：

控制模塊510，用于控制多旋翼無人機向目標地點飛行；

確定模塊520，用于確定該多旋翼無人機的空速；

該控制模塊510，還用于控制該多旋翼無人機風阻小的方向朝向該空速的方向。

因此，在本發(fā)明實施例中，通過控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向多旋翼無人機的風速的方向，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，從而提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中的飛行可靠性，例如能夠提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中返航的成功率。

可選地，作為一個實施例，該控制模塊510用于，控制該多旋翼無人機流線型設計的方向朝向該空速的方向。

可選地，作為一個實施例，該控制模塊510用于，控制該多旋翼無人機的機頭所在的方向朝向該空速的方向。

可選地，作為一個實施例，該確定模塊520包括：

第一獲取單元，用于獲取該多旋翼無人機的當前姿態(tài)信息；

確定單元，用于根據該多旋翼無人機的姿態(tài)信息與空速的對應關系以及該第一獲取單元獲取的該當前姿態(tài)信息，確定該多旋翼無人機的空速。

可選地，作為一個實施例，該控制裝置500還包括：

獲取模塊530，用于在風速小于閾值的情況下，獲取該對應關系。

可選地，作為一個實施例，該確定模塊520包括：

第二獲取單元，用于獲取風速；

該第二獲取單元還用于，獲取該多旋翼無人機的地速；

計算單元，用于根據該第二獲取單元獲取的該風速與該地速，估算該多旋翼無人機的空速。

可選地，作為一個實施例，該第二獲取單元用于，接收地面站發(fā)送的用于指示該風速的信息。

可選地，作為一個實施例，該確定模塊520用于，通過該多旋翼無人機上的空速計，獲取該多旋翼無人機的空速。

可選地，作為一個實施例，該目標地點為該多旋翼無人機的返航目的地點。

應理解，本發(fā)明實施例提供的控制裝置500的各個模塊的操作和功能可以參考上述圖2所示的控制方法，為了避免重復，在此不再贅述。

還應理解，本發(fā)明實施例中的該控制模塊510與確定模塊520可以由處理器或處理器電路組件執(zhí)行。

圖6示出本發(fā)明實施例提供的飛行控制系統(tǒng)600的示意性框圖，該飛行控制系統(tǒng)600例如包括圖1中所示的飛行控制器120與傳感系統(tǒng)130。該飛行控制系統(tǒng)600可以包括處理器610和存儲器620，處理器610通過總線630與存儲器620通信連接。其中，存儲器620用于存儲程序，處理器610，用于執(zhí)行存儲器存儲的程序，當程序被執(zhí)行時，處理器610控制多旋翼無人機向目標地點飛行；確定該多旋翼無人機的空速；控制該多旋翼無人機風阻小的方向朝向該空速的方向。

因此，在本發(fā)明實施例中，通過控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向多旋翼無人機的風速的方向，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，從而提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中的飛行可靠性，例如能夠提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中返航的成功率。

可選地，作為一個實施例，該處理器610具體用于，控制該多旋翼無人機流線型設計的方向朝向該空速的方向。

可選地，作為一個實施例，該處理器610具體用于，控制該多旋翼無人機的機頭所在的方向朝向該空速的方向。

可選地，作為一個實施例，該處理器610具體用于，獲取該多旋翼無人機的當前姿態(tài)信息，并根據該多旋翼無人機的姿態(tài)信息與空速的對應關以及該當前姿態(tài)信息，確定該多旋翼無人機的空速。

可選地，如圖6所示，作為一個實施例，該飛行控制系統(tǒng)600還包括：

傳感器640，與該處理器通信連接，用于感測該多旋翼無人機的當前姿態(tài)信息，其中，該處理器用于接收該傳感器感測的該多旋翼無人機的當前姿態(tài)信息。

可選地，作為一個實施例，該傳感器包括如下至少一種：陀螺儀、電子羅盤、慣性測量單元和視覺傳感器。

可選地，作為一個實施例，該處理器610具體用于，在風速小于閾值的情況下，獲取該對應關系。

可選地，作為一個實施例，該處理器610具體用于，獲取風速，獲取該多旋翼無人機的地速，并根據該風速與該地速，估算該多旋翼無人機的空速。

可選地，作為一個實施例，該處理器610具體用于，接收地面站發(fā)送的用于指示該風速的信息。

可選地，如圖6所示，作為一個實施例，該飛行控制系統(tǒng)600還包括：

空速計650，用于測量該多旋翼無人機的空速；

其中，該處理器與該空速計通信連接，該處理器具體用于接收該空速計發(fā)送的該多旋翼無人機的空速。

應理解，傳感器640與空速計650均可以屬于圖1所示的傳感系統(tǒng)130。

可選地，作為一個實施例，該目標地點為該多旋翼無人機的返航目的地點。

如圖6所示，該飛行控制系統(tǒng)600還包括收發(fā)器660，用于向動力系統(tǒng)(例如圖1中所示的動力系統(tǒng)110)發(fā)送指令，以控制動力系統(tǒng)為多旋翼無人機提供動力，使得多旋翼無人機的風阻小的方向朝向多旋翼無人機的空速的方向飛行。

應理解，本發(fā)明實施例提供的飛行控制系統(tǒng)600的各個模塊的操作和功能可以參考上述圖2所示的控制方法，為了避免重復，在此不再贅述。

圖7示出本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機700的示意性框圖。該多旋翼無人機700包括飛行控制系統(tǒng)710與動力系統(tǒng)720，該飛行控制系統(tǒng)710可以為上述實施例所述的飛行控制系統(tǒng)600，動力系統(tǒng)720可以如圖1中所示的動力系統(tǒng)110。該飛行控制系統(tǒng)710用于控制該動力系統(tǒng)720為該多旋翼無人機700提供飛行動力，以滿足該多旋翼無人機風阻小的方向朝向該多旋翼無人機的空速的方向。

因此，在本發(fā)明實施例中，通過控制多旋翼無人機風阻小的方向朝向多旋翼無人機的風速的方向，能夠提高多旋翼無人機的抗風能力，從而提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中的飛行可靠性，例如能夠提高多旋翼無人機在大風環(huán)境中返航的成功率。

應理解，在本發(fā)明的各種實施例中，上述各過程的序號的大小并不意味著執(zhí)行順序的先后，各過程的執(zhí)行順序應以其功能和內在邏輯確定，而不應對本發(fā)明實施例的實施過程構成任何限定。

本領域普通技術人員可以意識到，結合本文中所公開的實施例描述的各示例的單元及算法步驟，能夠以電子硬件、或者計算機軟件和電子硬件的結合來實現。這些功能究竟以硬件還是軟件方式來執(zhí)行，取決于技術方案的特定應用和設計約束條件。專業(yè)技術人員可以對每個特定的應用來使用不同方法來實現所描述的功能，但是這種實現不應認為超出本發(fā)明的范圍。

所屬領域的技術人員可以清楚地了解到，為描述的方便和簡潔，上述描述的系統(tǒng)、裝置和單元的具體工作過程，可以參考前述方法實施例中的對應過程，在此不再贅述。

在本申請所提供的幾個實施例中，應該理解到，所揭露的系統(tǒng)、裝置和方法，可以通過其它的方式實現。例如，以上所描述的裝置實施例僅僅是示意性的，例如，所述單元的劃分，僅僅為一種邏輯功能劃分，實際實現時可以有另外的劃分方式，例如多個單元或組件可以結合或者可以集成到另一個系統(tǒng)，或一些特征可以忽略，或不執(zhí)行。另一點，所顯示或討論的相互之間的耦合或直接耦合或通信連接可以是通過一些接口，裝置或單元的間接耦合或通信連接，可以是電性，機械或其它的形式。

所述作為分離部件說明的單元可以是或者也可以不是物理上分開的，作為單元顯示的部件可以是或者也可以不是物理單元，即可以位于一個地方，或者也可以分布到多個網絡單元上?？梢愿鶕嶋H的需要選擇其中的部分或者全部單元來實現本實施例方案的目的。

另外，在本發(fā)明各個實施例中的各功能單元可以集成在一個處理單元中，也可以是各個單元單獨物理存在，也可以兩個或兩個以上單元集成在一個單元中。

所述功能如果以軟件功能單元的形式實現并作為獨立的產品銷售或使用時，可以存儲在一個計算機可讀取存儲介質中?；谶@樣的理解，本發(fā)明的技術方案本質上或者說對現有技術做出貢獻的部分或者該技術方案的部分可以以軟件產品的形式體現出來，該計算機軟件產品存儲在一個存儲介質中，包括若干指令用以使得一臺計算機設備(可以是個人計算機，服務器，或者網絡設備等)執(zhí)行本發(fā)明各個實施例所述方法的全部或部分步驟。而前述的存儲介質包括：u盤、移動硬盤、只讀存儲器(rom，read-onlymemory)、隨機存取存儲器(ram，randomaccessmemory)、磁碟或者光盤等各種可以存儲程序代碼的介質。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內，可輕易想到變化或替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。因此，本發(fā)明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。