本技術(shù)涉及無人機，具體涉及一種無人機的飛行控制方法、裝置及無人機。

背景技術(shù)：

1、隨著科學(xué)技術(shù)的迅猛發(fā)展，近些年來，無人機設(shè)備種類繁雜，出現(xiàn)了固定翼、多旋翼、直升機、垂起固定翼等多種飛行模式的產(chǎn)品。其中固定翼無人機需要跑道才能夠?qū)崿F(xiàn)起降，對起飛環(huán)境要求較高；多旋翼無人機由于耗能較大，無法長時間飛行；而垂起固定翼則可以實現(xiàn)垂直起降和較長續(xù)航。

2、現(xiàn)有的垂起固定翼無人機主要是通過多個垂起旋翼來實現(xiàn)垂直起降，然后再通過尾推旋翼、機翼的升力面以及舵面的配合來實現(xiàn)平飛和姿態(tài)調(diào)節(jié)，不僅控制復(fù)雜，而且整機死重過多，導(dǎo)致無人機載重低。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、為了解決上述技術(shù)問題，本技術(shù)提出了一種無人機的飛行控制方法、裝置及無人機，其能夠?qū)崿F(xiàn)無人機的垂直起降，同時大幅度降低整機結(jié)構(gòu)死重，從而提高無人機載荷、續(xù)航能力。

2、根據(jù)本技術(shù)的第一方面，提出了一種無人機的飛行控制方法，應(yīng)用于無人機，所述無人機包括機身、動力組件和垂起旋翼；

3、所述動力組件包括分別設(shè)置于所述機身兩側(cè)的第一動力裝置和第二動力裝置，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置分別通過一控制機構(gòu)的控制可在所述無人機的順航方向上下擺動，所述垂起旋翼設(shè)置于所述機身的后部并朝向上方設(shè)置；

4、其中，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置的轉(zhuǎn)動方向分別朝向所述機身的兩側(cè)外側(cè)，所述第一動力裝置與所述垂起旋翼的轉(zhuǎn)動方向相反；

5、所述方法包括：

6、通過所述控制機構(gòu)控制所述第二動力裝置維持在朝向上方的第一朝向、控制所述第一動力裝置維持在向前傾斜的第二朝向，并控制所述無人機以多旋翼模態(tài)上升；

7、當(dāng)所述無人機上升到指定高度時，通過所述控制機構(gòu)控制所述第二動力裝置由所述第一朝向逐漸擺動至所述第二朝向，通過所述第一動力裝置和所述第二動力裝置共同抵消所述垂起旋翼的反扭力，所述無人機以過渡模態(tài)提高向前飛行速度；

8、當(dāng)所述無人機的向前飛行速度達到固定翼模態(tài)的最低速度時，控制所述無人機以固定翼模態(tài)巡航飛行，緊接著通過所述控制機構(gòu)控制所述第一動力裝置和所述第二動力裝置同步維持在朝向前方的第三朝向。

9、優(yōu)選的，所述控制所述無人機以多旋翼模態(tài)上升，包括：

10、控制所述垂起旋翼維持在工作狀態(tài)，通過所述第一動力裝置維持在所述第二朝向以抵消所述垂起旋翼的反扭力；

11、所述控制所述無人機以固定翼模態(tài)巡航飛行，包括：

12、控制所述垂起旋翼停止工作。

13、優(yōu)選的，所述方法還包括：

14、控制所述垂起旋翼維持在工作狀態(tài)，通過所述控制機構(gòu)控制所述第一動力裝置維持在所述第二朝向、所述第二動力裝置維持在所述第一朝向，同步降低所述第一動力裝置、所述第二動力裝置和所述垂起旋翼的油門量，以控制所述無人機以多旋翼模態(tài)下降。

15、優(yōu)選的，當(dāng)所述無人機處于多旋翼模態(tài)時，控制所述第一動力裝置的動力大于所述第二動力裝置的動力；

16、當(dāng)所述無人機處于過渡模態(tài)時，控制所述第一動力裝置的動力等于所述第二動力裝置的動力。

17、優(yōu)選的，所述機身包括兩側(cè)機翼和尾翼，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置分別設(shè)置在所述兩側(cè)機翼上，所述兩側(cè)機翼和所述尾翼不設(shè)置舵面。

18、優(yōu)選的，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置的擺動角度范圍大于90°，當(dāng)所述無人機處于固定翼模態(tài)巡航飛行時，所述方法還包括：

19、當(dāng)所述無人機上升到第二指定高度時，通過所述第一動力裝置和所述第二動力裝置的狀態(tài)變化控制所述無人機的飛行姿態(tài)，包括：

20、通過控制所述第一動力裝置和所述第二動力裝置的差速控制所述無人機的偏航方向；

21、通過控制所述第一動力裝置和/或所述第二動力裝置在順航方向向上或向下擺動以控制所述無人機的俯仰和橫滾。

22、優(yōu)選的，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置沿所述機身的重心對稱設(shè)置在所述機身的兩側(cè)，所述機身還包括后部的尾桿，所述尾桿的中心軸線與所述第一動力裝置和所述第二動力裝置的對稱線共線，所述垂起旋翼設(shè)置在所述尾桿上。

23、根據(jù)本技術(shù)的第二方面，提出了一種無人機的飛行控制裝置，包括：

24、起飛模塊，配置用于通過所述控制機構(gòu)控制所述第二動力裝置維持在朝向上方的第一朝向、控制所述第一動力裝置維持在向前傾斜的第二朝向，并控制所述無人機以多旋翼模態(tài)上升；

25、過渡模塊，配置用于當(dāng)所述無人機上升到指定高度時，通過所述控制機構(gòu)控制所述第二動力裝置由所述第一朝向逐漸擺動至所述第二朝向，通過所述第一動力裝置和所述第二動力裝置共同抵消所述垂起旋翼的反扭力，所述無人機以過渡模態(tài)提高向前飛行速度；

26、巡航模塊，配置用于當(dāng)所述無人機的向前飛行速度達到固定翼模態(tài)的最低速度時，控制所述無人機以固定翼模態(tài)巡航飛行，緊接著通過所述控制機構(gòu)控制所述第一動力裝置和所述第二動力裝置同步維持在朝向前方的第三朝向。

27、優(yōu)選的，所述裝置還包括：

28、降落模塊，配置用于控制所述垂起旋翼維持在工作狀態(tài)，通過所述控制機構(gòu)控制所述第一動力裝置維持在所述第二朝向、所述第二動力裝置維持在所述第一朝向，同步降低所述第一動力裝置、所述第二動力裝置和所述垂起旋翼的油門量，以控制所述無人機以多旋翼模態(tài)下降。

29、根據(jù)本技術(shù)的第三方面，提出了一種無人機，采用如上述第一方面任一實施方式提供的無人機的飛行控制方法，所述無人機包括機身、動力組件和垂起旋翼；

30、所述動力組件包括分別設(shè)置于所述機身兩側(cè)的第一動力裝置和第二動力裝置，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置分別通過一控制機構(gòu)的控制可在所述無人機的順航方向上下擺動，所述垂起旋翼設(shè)置于所述機身的后部并朝向上方設(shè)置；

31、其中，所述第一動力裝置和所述第二動力裝置的轉(zhuǎn)動方向分別朝向所述機身的兩側(cè)外側(cè)，所述第一動力裝置與所述垂起旋翼的轉(zhuǎn)動方向相反。

32、本技術(shù)提出了一種無人機的飛行控制方法、裝置及無人機，在起飛階段，通過控制機構(gòu)控制第一動力裝置處于第二朝向、第二動力裝置處于第一朝向，同時打開垂起旋翼，使得無人機在多旋翼模態(tài)下上升；當(dāng)無人機上升到指定高度后，通過控制機構(gòu)控制第二動力裝置由第一朝向逐漸擺動至第二朝向，使得無人機以過渡模態(tài)提高向前飛行速度；當(dāng)無人機向前飛行速度達到滿足固定翼模態(tài)的最低速度時，關(guān)閉垂起旋翼，并通過控制機構(gòu)控制第一動力裝置和第二動力裝置同步擺動到第三朝向，使得無人機由多旋翼模態(tài)切換至固定翼模態(tài)進行巡航；同理，在降落階段，重新打開垂起旋翼，并通過控制機構(gòu)控制第一動力裝置重新處于第二朝向、第二動力裝置重新處于第一朝向，然后同步降低第一動力裝置、第二動力裝置和垂起旋翼的油門量，使得無人機由固定翼模態(tài)切換到多旋翼模態(tài)降落。通過采用控制機構(gòu)進行多旋翼模態(tài)-過渡模態(tài)-固定翼模態(tài)的切換，簡化了無人機的控制復(fù)雜度，提高了無人機飛行控制的安全性。

33、進一步的，在固定翼模態(tài)巡航飛行過程中，通過控制第一動力裝置和第二動力裝置的差速以及擺動方向，可以控制無人機的飛行姿態(tài)，無人機無需設(shè)置舵面控制，大幅度降低整機的重量及制造成本，提高無人機載荷和續(xù)航能力。