本發(fā)明涉及無人機領(lǐng)域，特別涉及一種無人機控制方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

目前無人機飛行控制系統(tǒng)種類很多，但功能基本相似，最基本的功能包括自穩(wěn)模式、定高模式、gps模式飛行、航點規(guī)劃等等，接口包括i2c、can總線、spa、usb等。

現(xiàn)有技術(shù)中的無人機控制器，只能單獨支持固定翼、或者多旋翼、一些優(yōu)秀的飛行控制器會同時支持多旋翼和固定翼。但仍然無法同時支持固定翼、多旋翼以及垂直起降固定翼無人機。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明主要目的旨在于提供一種能夠同時支持多旋翼、固定翼以及垂直起降固定翼的無人機控制方法及系統(tǒng)。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明一方面提供一種無人機控制方法，包括：

實時獲取無人機的參數(shù)信息；

基于所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令；

根據(jù)所述至少一條控制權(quán)分配指令，控制所述無人機執(zhí)行相應(yīng)的飛行模式。

在其中一個實施例中，所述參數(shù)信息包括所述無人機的機型信息以及所述無人機的位置信息。

在其中一個實施例中，所述飛行模式包括：多旋翼飛行模式、過渡飛行模式以及固定翼飛行模式。

在其中一個實施例中，基于所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令包括：

根據(jù)參數(shù)信息判斷無人機的機型；

若無人機為多旋翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第一指令；

若無人機為固定翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第二指令。

在其中一個實施例中，當(dāng)根據(jù)參數(shù)信息判斷無人機為垂直起降固定翼無人機，則生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第一指令，并且還包括：

實時獲取無人機運動時的運動狀態(tài)信息；

基于所述運動狀態(tài)信息，生成切換無人機控制權(quán)分配的第三指令；

根據(jù)所述至第三指令，控制無人機由多旋翼飛行模式轉(zhuǎn)換為過渡飛行模式；

基于所述運動狀態(tài)信息，生成切換無人機控制權(quán)分配的第四指令，

根據(jù)所述至第四指令，控制無人機由過渡飛行模式轉(zhuǎn)換為固定翼飛行模式。

另一方面，本發(fā)明還提供一種無人機控制系統(tǒng)，包括：

參數(shù)信息獲取模塊，用于獲取無人機的參數(shù)信息；

無人機控制權(quán)分配指令模塊，用于基于所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令；

飛行模式執(zhí)行模塊，用于根據(jù)所述至少一條無人機控制權(quán)分配指令，控制所述無人機執(zhí)行相應(yīng)的飛行模式。

在其中一個實施例中，所述飛行模式執(zhí)行模塊包括：多旋翼飛行模塊、過渡飛行模塊以及固定翼飛行模塊。

在其中一個實施例中，所述無人機控制系統(tǒng)還包括運動信息獲取模塊。

在其中一個實施例中，所述運動信息獲取模塊上設(shè)置有減震裝置；所述運動信息獲取模塊容納于所述減震裝置內(nèi)。

在其中一個實施例中，所述無人機控制系統(tǒng)還設(shè)置有g(shù)ps模塊，用于顯示所述飛行控制器的位置信息。

借由上述技術(shù)方案，本發(fā)明至少具有下列優(yōu)點：

本發(fā)明中，能夠獲取無人機的參數(shù)信息，并根據(jù)所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令，根據(jù)所述至少一條控制權(quán)分配指令，控制所述無人機執(zhí)行相應(yīng)的飛行模式。本發(fā)明中，提供三種飛行模式，當(dāng)判斷無人機機型后，能夠根據(jù)機型信息選擇對應(yīng)的飛行模式，包括多旋翼飛行模式、固定翼飛行模式，當(dāng)判斷機型為垂直起降無人機時，可以選擇首先通過多旋翼飛行模式起飛，當(dāng)判斷無人機的加速度和傾轉(zhuǎn)角達(dá)到一定數(shù)值時，能夠?qū)o人機的飛行模式調(diào)整為過渡模式，再通過過渡模式切換至固定翼模式，從而使得本發(fā)明能夠適應(yīng)多種機型。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例的技術(shù)方案，下面將對本發(fā)明實施例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發(fā)明的一些實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動性的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是本發(fā)明的實施例1提供的無人機控制方法的流程圖；

圖2是本發(fā)明的實施例2提供的無人機控制方法的流程圖；

圖3是本發(fā)明的實施例3提供的無人機控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖。

具體實施方式

為更進(jìn)一步闡述本發(fā)明為達(dá)成預(yù)定發(fā)明目的所采取的技術(shù)手段及功效，以下結(jié)合附圖及較佳實施例，對依據(jù)本發(fā)明申請的具體實施方式、結(jié)構(gòu)、特征及其功效，詳細(xì)說明如后。在下述說明中，不同的“一實施例”或“實施例”指的不一定是同一實施例。此外，一或多個實施例中的特定特征、結(jié)構(gòu)、或特點可由任何合適形式組合。

除非另有定義，本文所使用的所有技術(shù)和科學(xué)術(shù)語與屬于本發(fā)明的技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員通常理解的含義相同。本文中在本發(fā)明的說明書中所使用的術(shù)語只是為了描述具體的實施例的目的，不是旨在于限制本發(fā)明。本文所使用的術(shù)語“及/或”包括一個或多個相關(guān)的所列項目的任意的和所有的組合。

實施例1

本實施例提供一種無人機控制方法，包括：

步驟100，獲取無人機的參數(shù)信息。

其中，所述無人機的參數(shù)狀態(tài)信息包括：無人機的機型信息、無人機旋翼或者固定翼數(shù)量，無人機的功率等多種信息中的一種或者多種。這里獲取無人機的參數(shù)信息，主要是為了判斷無人機的起飛類型，即無人機的旋翼設(shè)置方式、數(shù)量等。目前市場上的無人機的機型主要包括：固定翼、多旋翼、直升機、垂直起降固定翼等。

步驟110，基于所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令。

基于獲取到的不同的無人機的參數(shù)信息，將生成不同的無人機控制權(quán)分配指令。本發(fā)明實施例生成的無人機控制權(quán)分配指令是指，在獲取無人機的參數(shù)與無人機需要采用的起飛模式后，通過程序接口調(diào)用不同的控制模塊，本發(fā)明中控制模塊主要包括3種，即：能夠使無人機以多旋翼飛行模式起飛的多旋翼飛行模塊，能夠使無人機以固定翼飛行模式起飛的過渡飛行模塊，以及能夠使無人機以多旋翼飛行模式起飛，并在一定時間后轉(zhuǎn)換為過渡模式，再轉(zhuǎn)為固定翼飛行模式的固定翼飛行模塊。在無人機獲取無人機控制權(quán)分配指令后，無人機的控制權(quán)交由相應(yīng)的模塊，并執(zhí)行該模塊所對應(yīng)的控制功能，從而實現(xiàn)不同飛行模式的起飛以及切換功能。

例如，若無人機為多旋翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第一指令，若無人機為固定翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第二指令。

步驟120，根據(jù)所述至少一條控制權(quán)分配指令，控制所述無人機執(zhí)行相應(yīng)的飛行模式。

由于無人機的旋翼模式、無人機的體積形狀均有區(qū)別，因此根據(jù)用戶選擇無人機的飛行模式不同，可以生成至少一條控制權(quán)分配指令。通過前述步驟中生成的無人機控制權(quán)分配指令，控制無人機執(zhí)行不同的飛行模式。若無人機為多旋翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第一指令，并調(diào)用多旋翼飛行模塊，控制無人機以多旋翼模式飛行，若無人機為固定翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述固定翼飛行模式的第二指令，并調(diào)用固定翼飛行模塊，控制無人機以固定翼模式飛行。

實施例2

進(jìn)一步的，如實施例1所述的無人機控制方法，當(dāng)基于參數(shù)信息判斷無人機類型后，會生成分配無人機控制權(quán)分配指令，當(dāng)判斷無人機為垂直起降固定翼無人機后，會生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第一指令，生成第一指令后，本實施例提供的控制方法還包括：實時獲取無人機運動時的運動狀態(tài)信息；基于所述運動狀態(tài)信息，生成切換無人機控制權(quán)分配的第三指令；根據(jù)所述至第三指令，控制無人機由多旋翼飛行模式轉(zhuǎn)換為過渡飛行模式；基于所述運動狀態(tài)信息，生成切換無人機控制權(quán)分配的第四指令，根據(jù)所述至第四指令，控制無人機由過渡飛行模式轉(zhuǎn)換為固定翼飛行模式。具體為：

步驟200，獲取無人機的參數(shù)信息。

其中，所述無人機的參數(shù)狀態(tài)信息包括：無人機的機型信息、無人機旋翼或者固定翼數(shù)量，無人機的功率等多種信息中的一種或者多種。這里獲取無人機的參數(shù)信息，主要是為了判斷無人機的起飛類型，即無人機的旋翼設(shè)置方式、數(shù)量等。

步驟210，無人機為垂直起降固定翼無人機，生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模式的第一指令。

基于獲取到的不同的無人機的參數(shù)信息，將生成不同的無人機控制權(quán)分配指令。本發(fā)明實施例獲取的機型信息為無人機是垂直起降固定翼無人機，因此生成分配無人機控制權(quán)給所述多旋翼飛行模塊的第一指令。

步驟220，實時獲取無人機運動時的運動狀態(tài)信息。

根據(jù)獲取的第一指令，調(diào)用多旋翼飛行模塊，使無人機以多旋翼飛行模式起飛后，實時獲取無人機運動時的運動狀態(tài)信息，無人機的運動狀態(tài)信息包括線速度、角速度、飛行高度、轉(zhuǎn)角度過程中的加速度和傾轉(zhuǎn)角等。

進(jìn)一步的，實時獲取無人機的運動狀態(tài)信息包括：按照預(yù)設(shè)周期獲取無人機運動時的運動狀態(tài)信息。通常預(yù)設(shè)周期設(shè)置為很短，如30ms，因此，每隔一個預(yù)設(shè)周期獲取一次無人機的運動狀態(tài)信息，可以認(rèn)為是實時獲取無人機的運動狀態(tài)信息。

無人機在用戶外力控制下開始運動之后，無人機的線速度的方向可以為空中任意方向，即線速度包括但不限于水平方向線速度、豎直方向線速度。

具體實施時，無人機開始運動后，獲取到的無人機的運動狀態(tài)信息可能有以下幾種情況：只有角速度和角加速度；只有水平方向線加速度；只有豎直方向線加速度；既有角速度和角加速度又有水平方向線加速度；既有角速度和角加速度又有豎直方向線加速度；只有水平方向線加速度和豎直方向線加速度；既有角速度和角加速度，又有水平方向線加速度和豎直方向線加速度。具體實施時，水平方向線加速度和豎直方向線加速度構(gòu)成無人機的線加速度。

步驟230，基于所述運動狀態(tài)信息，生成切換無人機控制權(quán)分配的第三指令。

根據(jù)獲取的運動狀態(tài)信息，判斷無人機處于能夠轉(zhuǎn)換飛行模式的狀態(tài)后，會生成第三指令，即切換無人機的控制權(quán)由多旋翼飛行模塊轉(zhuǎn)移至過渡飛行模塊。

步驟240，根據(jù)所述至第三指令，控制無人機由多旋翼飛行模式轉(zhuǎn)換為過渡飛行模式。

基于第三指令，調(diào)用相應(yīng)的過渡飛行模塊，將控制權(quán)從多旋翼飛行模塊轉(zhuǎn)移至過渡飛行模塊，控制無人機由多旋翼飛行模式轉(zhuǎn)換為過渡飛行模式。

步驟250，實時獲取無人機運動時的運動狀態(tài)信息。

繼續(xù)實時獲取無人機線速度、角速度、飛行高度、轉(zhuǎn)角度過程中的加速度和傾轉(zhuǎn)角等運動狀態(tài)信息。

步驟260，基于所述運動狀態(tài)信息，生成切換無人機控制權(quán)分配的第四指令。

根據(jù)獲取的運動狀態(tài)信息，判斷無人機處于能夠轉(zhuǎn)換飛行模式的狀態(tài)后，會生成第四指令，即切換無人機控制權(quán)由過渡飛行模塊轉(zhuǎn)換為固定翼飛行模塊。

步驟270，根據(jù)所述至第四指令，控制無人機由過渡飛行模式轉(zhuǎn)換為固定翼飛行模式。

調(diào)用相應(yīng)的固定翼飛行模塊，使無人機以固定翼飛行模式飛行。

本發(fā)明中，能夠獲取無人機的參數(shù)信息，并根據(jù)所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令，并根據(jù)所述至少一條控制權(quán)分配指令，控制所述無人機執(zhí)行相應(yīng)的飛行模式。本發(fā)明中，提供三種飛行模式，當(dāng)判斷無人機機型后，能夠根據(jù)機型信息選擇對應(yīng)的飛行模式，包括多旋翼飛行模式、固定翼飛行模式，當(dāng)判斷機型為垂直起降無人機時，可以選擇首先通過多旋翼飛行模式起飛，當(dāng)判斷無人機的加速度和傾轉(zhuǎn)角達(dá)到一定數(shù)值時，能夠?qū)o人機的飛行模式調(diào)整為過渡模式，在通過過渡模式切換至固定翼模式，從而使得本發(fā)明能夠適應(yīng)多種機型。

本發(fā)明還提供了一種無人機控制系統(tǒng)，包括：

參數(shù)信息獲取模塊10，用于獲取無人機的參數(shù)信息；

無人機控制權(quán)分配指令模塊20，用于基于所述參數(shù)信息，生成至少一條無人機控制權(quán)分配指令；

飛行模式執(zhí)行模塊30，用于根據(jù)所述至少一條無人機控制權(quán)分配指令，控制所述無人機執(zhí)行相應(yīng)的飛行模式。

進(jìn)一步的，飛行模式執(zhí)行模塊30包括：多旋翼飛行模塊31、過渡飛行模塊32以及固定翼飛行模塊33。

進(jìn)一步的，所述運動信息獲取模塊40上設(shè)置有減震裝置50；所述運動信息獲取模塊40容納于所述減震裝置50內(nèi)。本實施例中，減震裝置50為銅塊，銅塊上設(shè)置有容納槽，運動信息獲取模塊40容納在容納槽內(nèi)，減震裝置50能夠隔離外部電磁干擾，提高運動信息獲取模塊40的測量精度。

進(jìn)一步的，所述無人機控制系統(tǒng)還設(shè)置有g(shù)ps模塊，用于顯示所述飛行控制器的位置信息。

以上所述，僅是本發(fā)明的較佳實施例而已，并非對本發(fā)明作任何形式上的限制，依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實質(zhì)對以上實施例所作的任何簡單修改、等同變化與修飾，均仍屬于本發(fā)明技術(shù)方案的范圍內(nèi)。