多旋翼变距飞行器的控制方法和控制装置制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种多旋翼变距飞行器的控制装置，所述飞行器包括主体部以及驱动所述主体部的旋翼组件，所述旋翼组件包括交替设置的第一旋翼和第二旋翼，所述控制装置包括第一控制杆，所述控制杆在第一移动方向上控制所述第一旋翼的螺距增大，同时控制所述第二旋翼的螺距减小，所述第一控制杆在第二移动方向上控制所述第一旋翼的螺距减小，同时控制所述第二旋翼的螺距增大。本申请还公开了一种多旋翼变距飞行器的控制方法。相较于现有多电机驱动多旋翼飞行器，在进行自旋动作时，本发明的给电机带来的负载变化更柔和，执行自旋动作的速度更快更精准。并且相比传动方案的多个电机驱动进行自旋动作，本发明不需要频繁去改变各个电机的转速，因此更加省电。
【专利说明】多旋翼变距飞行器的控制方法和控制装置
【技术领域】
[0001]本申请属于航拍领域，具体涉及一种多旋翼变距飞行器的控制方法和控制装置。【背景技术】
[0002]现有的技术方案中的多轴飞行器的每个轴由相应的螺旋桨和驱动相应螺旋桨的电机组成。飞行器飞行的姿态保持和机动动作是通过飞行控制系统分别控制各个电机转速(现有多轴飞行器的各个电机的转动方向是成对相反的，以抵消自旋力矩)来达成对飞行器姿态和动作控制的。垂直起降飞行器的姿态包括水平，倾斜。机动动作包括平飞，上升，下降，自旋(绕自身Z轴、即机体结构水平面的垂直轴)。多轴飞行器的上升与下降动作是使所有电机的转速同步提升或下降来实现；飞行器的水平飞行是成对得增加对角线上两个电机的转速差使飞机保持一定水平倾斜姿态沿该对角线的由高转速电机指向低转速电机方向移动来实现的；顺时针(逆时针)自旋是同时增加(减少)整机所有顺时针(逆时针)转动电机转速且同时减少(增加)整机所有逆时针(顺时针)转动电机转速来实现的。把每个电机驱动的螺旋桨产生的升力作为一个大小不同的作用力，把每个电机的转速作为一个个正反力矩，控制飞机的姿态和动作就是不断增减各个作用力的大小和各个力矩的大小来实现的。
[0003]现有多旋翼飞行器在自旋过程中，是顺时针(逆时针)自旋是同时增加(减少)整机所有顺时针(逆时针)转动电机转速且同时减少(增加)整机所有逆时针(顺时针)转动电机转速来实现的。在自旋时，由于正方向旋转的电机转速增加，而反方向的电机转速都减小，为了维持整机的总升力，转速增加产生的升力要补偿转速减小的升力，如果希望自旋动作足够快，则这个转速差就越大，此时转速增加的电机负载就越大，这种突然增加电机转速的工作方式容易使无刷航模电机寿命缩短更快，增加了飞行器工作的不稳定性。若为了考虑电机寿命，则代价是降低飞行器的自旋的响应和动作速度。
【发明内容】
[0004]本发明的目的提供一种多旋翼变距飞行器的控制方法和控制装置，解决现有技术中无人飞行器电机寿命短、反应不灵敏的技术问题。
[0005]为实现上述目的，本发明提供如下技术方案:
[0006]本申请实施例公开一种多旋翼变距飞行器的控制方法，所述飞行器包括主体部以及驱动所述主体部的旋翼组件，所述旋翼组件包括交替设置的第一旋翼和第二旋翼，改变所述第一旋翼的螺距和/或第二旋翼的螺距实现飞行器的自旋。
[0007]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制方法中，所述第一旋翼的螺距和第二旋翼的螺距同时改变，其中，所述第一旋翼的螺距增大时，所述第二旋翼的螺距减小；所述第一旋翼的螺距减小时，所述第二旋翼的螺距增大。
[0008]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制方法中，改变所述第一旋翼和/或第二旋翼的螺距以控制飞行器的飞行姿态。[0009]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制方法中，所述旋翼沿逆时针方向包括依次设于所述主体部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI和旋翼S2位于所述飞行器的头部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飞行器的尾部，所述飞行姿态包括向前飞、向后飞、向左飞、向右飞、爬升和下降，其中，所述飞行姿态对应螺距变化如下:
[0010]向前飞:旋翼SI和旋翼S2的螺距减小，同时旋翼S3和旋翼S4的螺距增大；
[0011]向后飞:旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同时旋翼S3和旋翼S4的螺距减小；
[0012]向左飞:旋翼S2和旋翼S3的螺距减小，同时旋翼SI和旋翼S4的螺距增大；
[0013]向右飞:旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同时旋翼SI和旋翼S4的螺距减小；
[0014]爬升:旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时增大；
[0015]下降:旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时减小。
[0016]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制方法中，所述飞行器包括一个电机，所述电机同时驱动所述所有旋翼进行同步转动。
[0017]本申请实施例还公开了一种多旋翼变距飞行器的控制装置，所述飞行器包括主体部以及驱动所述主体部的旋翼组件，所述旋翼组件包括交替设置的第一旋翼和第二旋翼，所述控制装置包括第一控制杆，所述控制杆在第一移动方向上控制所述第一旋翼的螺距增大，同时控制所述第二旋翼的螺距减小，所述第一控制杆在第二移动方向上控制所述第一旋翼的螺距减小，同时控制所述第二旋翼的螺距增大。
[0018]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制装置中，所述旋翼沿逆时针方向包括依次设于所述主体部四周的旋翼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位于所述飞行器的头部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飞行器的尾部，所述控制装置还包括第二控制杆和第三控制杆，所述第二控制杆在第三移动方向上控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S2的螺距减小，同时控制旋翼S3和旋翼S4螺距的增大；所述第二控制杆在第四移动方向上控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同时控制所述旋翼S3和旋翼S4的螺距减小；所述第二控制杆在第五移动方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距减小，同时控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S4的螺距增大；所述第二控制杆在第六移动方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同时控制所述旋翼SI旋翼SI和旋翼S4的螺距减小。
[0019]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制装置中，所述控制装置还包括第三控制杆，所述第三控制杆在第七移动方向上控制所述旋翼SI旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时增大；所述第三控制杆在第八移动方向上控制所述旋翼SI旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时减小。
[0020]优选的，在上述的多旋翼变距飞行器的控制装置中，所述飞行器包括一个电机，所述电机同时驱动所述所有旋翼进行同步转动。
[0021]与现有技术相比，本发明的优点在于:
[0022]由于变距多旋翼飞行器采用单电机同步传动，各桨转速一致，转动惯量两两抵消，所以本身几乎没有由于转动惯量的差别导致自旋的趋势。改变螺距大小使大螺距的桨比小螺距的桨收到的相反与转动方向的阻力更大。通过改变顺时针与逆时针转动桨的螺距大小来使得飞行器逆着大螺距桨转动方向进行自旋。
[0023]相较于现有多电机驱动多旋翼飞行器，在进行自旋动作时，本发明的给电机带来的负载变化更柔和，执行自旋动作的速度更快更精准。并且相比传动方案的多个电机驱动进行自旋动作，本发明不需要频繁去改变各个电机的转速，因此更加省电。
【专利附图】
【附图说明】
[0024]为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0025]图1所示为本发明具体实施例中变距多轴飞行器的立体结构示意图；
[0026]图2所示为本发明具体实施例中变距多轴飞行器的爆炸示意图；
[0027]图3所示为本发明具体实施例中双头主驱动同步轮的结构示意图；
[0028]图4所示为本发明具体实施例中变距旋翼的立体示意图；
[0029]图5所示为本发明具体实施例中变距旋翼的爆炸示意图；
[0030]图6所示为本发明具体实施例中变距多轴飞行器的简化示意图。
【具体实施方式】
[0031]下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行详细的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0032]本案涉及一种变距多轴飞行器，一方面，通过一个电机可以同时驱动多个旋翼同步进行转动，另一方面，每个旋翼的螺距可变。以下通过举例对其结构进行具体说明。
[0033]参图1所示，变距飞行器包括支架10、以及安装于支架上的驱动系统20和变距旋翼30。
[0034]支架10为一支撑平台，其下方可以固定有起落架、航拍云台等，其上方可以承载电源、电路板等部件。
[0035]图2所示为本发明具体实施例中变距飞行器的爆炸示意图，为了说明方便，图中相对图1隐藏了部分部件。
[0036]参图2所示，支架10包括平行设置的第一侧杆11和第二侧杆12，第一侧杆11和第二侧杆12是两根长度相同、直径相同的空心圆杆。第一侧杆11和第二侧杆12之间固定有主杆13，主杆13为一空心圆杆，其两端分别固定于第一侧杆11和第二侧杆12的中间位置，且主杆13优选垂直于第一侧杆11和第二侧杆12。
[0037]在其他实施例中，主杆13也可以不垂直于第一侧杆11和第二侧杆12。第一侧杆
11、第二侧杆12以及主杆的材质优选为碳纤维，易于想到的是，在满足支撑强度的前提下，第一侧杆11、第二侧杆12以及主杆13可以采用其他材质，越轻越好。
[0038]上述的支架10，由于仅仅采用三根圆杆进行固定，结构简单，而且最大化的降低了重量。
[0039]驱动系统20包括一电机22、一马达同步轮23、一主驱动同步轮24、一同步驱动皮带25和一主轴26。马达同步轮23安装于电机22的输出轴上，主轴26转动设于主杆13内，主驱动同步轮24套设于主轴26上并与主轴26固定，马达同步轮23位于主驱动同步轮24的正上方，马达同步轮23和主驱动同步轮24之间通过同步驱动皮带25实现联动。为了防止同步驱动皮带25与马达同步轮23以及主驱动同步轮24之间打滑，同步驱动皮带25的内表面与马达同步轮23的外表面之间设有相啮合的齿槽，主驱动同步轮24的外表面也设有与同步驱动皮带25内表面相啮合的齿槽。
[0040]每个变距旋翼30包括一沿竖直方向的驱动轴31，驱动轴31的底端套设并固定一转子同步轮32，主轴26的两端分别套设固定有一双头主驱动同步轮27 (—体成型的两个侧驱动同步轮)，参图3所示，每个双头主驱动同步轮27并排设有两个驱动部，两个驱动部分别与两个同步传动皮带28的一端连接，同步传动皮带28的另一端套设于一转子同步轮32的外侧并可驱动转子同步轮32进行转动。
[0041]同步传动皮带28与双头主驱动同步轮27以及转子同步轮32的接触面之间设有相啮合的齿槽，以防止打滑。
[0042]需要说明的是，双头主驱动同步轮27也可以是两个独立的同步轮，每个同步轮分别与一同步传动皮带连接。
[0043]上述的驱动系统的作动原理如下:电机22由电源供电，直接带动马达同步轮23进行转动；马达同步轮23通过同步驱动皮带25进一步带动主驱动同步轮24进行转动，通过调整马达同步轮23和主驱动同步轮24的直径比，可以控制转速比；由于主驱动同步轮24与主轴26固定，因此可进一步带动主轴26进行转动；主轴26带动固定于主轴上两个双头主驱动同步轮27进行同步转动，每个双头主驱动同步轮27又分别通过两个同步传动皮带28带动相应的转子同步轮32进行转动，转子同步轮32进而带动相应的翼片转动。
[0044]通过一个电机将驱动力输出至主轴，并控制主轴的转动，主轴通过四个同步传动皮带进一步将动力输出至四个旋翼。由此可以想到，本发明的技术方案同样可以适用于具有其他数量旋翼的飞行器，主轴上可以依据旋翼的数量，对应设有相同数目的同步轮，例如:可以在主轴的中部增加一个双头主驱动同步轮，同时,主杆的中部位置可以垂直固定一圆杆，该圆杆的两端分别转动设置一旋翼，如此，主轴可以同时驱动六个旋翼进行同步转动。
[0045]本发明的无人飞行器设置有一个电机，并通过该电机驱动所有的旋翼同步进行转动，由于仅设置一个电机，成本低，重量轻；而且相对于多个电机，一个电机所产生的高频振动对航拍清晰度的影响得到较大的削弱；另外，通过一个电机同时驱动所有旋翼进行转动，同步性容易控制。
[0046]参图4和图5所示，变距旋翼30包括驱动轴31、转子同步轮32、第一翼片331、第二翼片332、桨毂34和驱动部。
[0047]转子同步轮32固定于驱动轴31的底端，在同步传动皮带28的驱动下，可带动驱动轴31 —起转动。
[0048]桨毂34为一圆柱体，其轴线垂直驱动轴31的轴线，桨毂34的中部沿竖直方向开设有通孔或凹槽，并通过该通孔或凹槽套设于驱动轴31的顶端形成固定，驱动轴31的转动可带动桨毂34 —起转动。
[0049]桨毂34的两侧分别可转动设有第一桨夹头351和第二桨夹头352，第一桨夹头351和第二桨夹头352上分别设有夹持部,第一翼片331和第二翼片332分别通过螺钉可拆卸固定于两个夹持部上。
[0050]驱动部包括第一滑动件36，第一滑动件36套设于驱动轴31上，且位于桨毂34的下方，第一滑动件36于驱动轴31的对称两侧分别延伸有第一蟹爪361和第二蟹爪362，第一桨夹头351和第二桨夹头352分别设有第一转动部3511和第二转动部3521，第一转动部3511和第一蟹爪361之间可转动连接有第一连接件371，第二转动部3521和第二蟹爪362之间可转动连接有第二连接件372。
[0051]驱动部还包括可驱动第一滑动件36上升的动力装置。动力装置包括第二滑动件381、变距摇臂382、连杆383和舵机(图未示)，第二滑动件381套设于驱动轴31上，且位于第一滑动件36的下方，变距摇臂382可转动安装于支架10上，且变距摇臂382的一端与第一滑动件36可转动连接，连杆383连接于舵机和变距摇臂382的另一端之间。
[0052]驱动部可同时作用于第一翼片331和第二翼片332并驱动第一翼片331和第二翼片332沿相反的时针方向翻动。从而实现对翼片螺距的控制。
[0053]本发明的变距多轴飞行器，其优点在于:
[0054]1、飞控系统不用再为了控制整机的姿态和动作而频繁改变各电机的转速，节省了整机的电力消耗，延迟了续航时间；
[0055]2、降低了对飞控软件的性能要求，使得多轴飞行器的飞控软件开发和使用成本降低很多；
[0056]3、单电机驱动的变距多轴飞行器在发生诸如坠毁时成本低，现有技术方案是每个电机通过硬连接每个螺旋桨，一旦坠毁时螺旋桨由于高转速惯性碰到任何物体即刻损坏，同时会进一步损毁与螺旋桨硬连接的各个电机，这样整机在修复过程中更换的零配件的成本将大大增加；
[0057]4、采用变距螺旋桨可以让电机在不同转速下使螺旋桨的气动力作用最优；
[0058]5、采用变距螺旋桨控制使飞机的动作姿态相应速度比现有技术方案灵敏很多，增加了飞机的机动性能，可以实现倒过来飞行；
[0059]6、采用变距螺旋桨，减少了对电机使用的损耗，延长了多轴飞行器的使用寿命；
[0060]7、H型的固定螺旋桨的机体横杆和机体纵杆有一定的柔性。当机体横杆的一端的螺旋桨变距增加推力时，将使机体横杆绕机体纵杆发生一定的变形，当然此变形在机体不对称的推力小时候将恢复。这种轻微且可以恢复的机体结构变形正是解决可变距多轴H型机体布局方案实现自旋动作的关键。自旋操作时，两条对角线上的旋翼桨距分别增大和减小,桨距增大的两个旋翼受到的气动阻力(反作用力)也增大，气动阻力综合后的对整机的力矩使得飞机沿该力矩方向进行自旋动作。另外，桨距增大的两个旋翼升力增加，使得前后两个横杆有轻微的相对扭转，这种扭转也使得桨距增大的两旋翼产生的推进力有一部分分力作用在自旋旋转方向上，加速自旋。
[0061]参图6所示，为了方便对飞行器的控制方法进行介绍，对上述变距多轴飞行器进行简化，简化后，其包括主体部以及驱动主体部的旋翼组件，旋翼组件沿逆时针方向包括依次设于主体部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，其中SI和S3同步顺时针转动，S2和S4同步逆时针转动，SI和S2位于飞行器头部的左右两侧，S3和S4位于飞行器尾部的左右两侧。S1、S2、S3和S4分别在对应的舵机的驱动下螺距可变，通过控制器对不同旋翼螺距的控制可实现不同姿态的转换，该姿态包括向前飞、向后飞、向左飞、向右飞、爬升、下降、顺时针自旋和逆时针自选。
[0062]控制装置包括第一控制杆、第二控制杆和第三控制杆。
[0063]第一控制杆在第一移动方向上控制SI和S3的螺距增大，同时控制S2和S4的螺距减小，以控制飞行器顺时针自旋转。
[0064]第一控制杆在第二移动方向上控制SI和S3的螺距减小，同时控制S2和S4的螺距增大，以控制飞行器逆时针自旋。
[0065]第二控制杆在第三移动方向上控制SI和S2的螺距减小，同时控制S3和S4的螺距增大，以控制飞行器向前飞。
[0066]第二控制杆在第四移动方向上控制SI和S2的螺距增大，同时控制S3和S4的螺距减小，以控制飞行器向后飞。
[0067]第二控制杆在第五移动方向上控制S2和S3的螺距减小，同时控制SI和S4的螺距增大，以控制飞行器向左飞。
[0068]第二控制杆在第六移动方向上控制S2和S3的螺距增大，同时控制SI和S4的螺距减小，以控制飞行器向右飞。
[0069]第三控制杆在第七移动方向上控制S1、S2、S3和S4的螺距同时增大，以控制飞行器爬升。
[0070]第三控制杆在第八移动方向上控制S1、S2、S3和S4的螺距同时减小，以控制飞行器下降。
[0071]上述的第一移动方向和第二移动方向优选为相反的方向；第三移动方向和第四移动方向优选为相反的方向；第五移动方向和第六移动方向优选为相反的方向；第七移动方向和第八移动方向优选为相反的方向。
[0072]采用上述控制方法的优点在于:
[0073](I)相较于现有多电机驱动多旋翼飞行器，在进行自旋动作时，本发明的给电机带来的负载变化更小，执行自旋动作的速度更快更精准。并且相比传动方案的多个电机驱动进行自旋动作，本发明不需要频繁去改变各个电机的转速，因此更加省电。
[0074](2)本发明爬升和下降控制的优势是动作响应速度更快，整机机动性更灵敏。并且在飞机下降过程中，现有方案由于自身各电机转速过低时飞机下降会出现飘摆情况，容易导致飞行器侧翻很危险。而本发明可以利用负螺距加速下降，其下降速度性能可以超过现有方案，大大减少下降时间。
[0075] 需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0076]以上所述仅是本申请的【具体实施方式】，应当指出，对于本【技术领域】的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。
【权利要求】
1.一种多旋翼变距飞行器的控制方法，所述飞行器包括主体部以及驱动所述主体部的旋翼组件，所述旋翼组件包括交替设置的第一旋翼和第二旋翼，其特征在于:改变所述第一旋翼的螺距和/或第二旋翼的螺距实现飞行器的自旋。
2.根据权利要求1所述的多旋翼变距飞行器的控制方法，其特征在于:所述第一旋翼的螺距和第二旋翼的螺距同时改变，其中，所述第一旋翼的螺距增大时，所述第二旋翼的螺距减小；所述第一旋翼的螺距减小时，所述第二旋翼的螺距增大。
3.根据权利要求1所述的多旋翼变距飞行器的控制方法，其特征在于:改变所述第一旋翼和/或第二旋翼的螺距以控制飞行器的飞行姿态。
4.根据权利要求3所述的多旋翼变距飞行器的控制方法，其特征在于:所述旋翼沿逆时针方向包括依次设于所述主体部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI和旋翼S2位于所述飞行器的头部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飞行器的尾部，所述飞行姿态包括向前飞、向后飞、向左飞、向右飞、爬升和下降，其中，所述飞行姿态对应螺距变化如下: 向前飞:旋翼SI和旋翼S2的螺距减小，同时旋翼S3和旋翼S4的螺距增大； 向后飞:旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同时旋翼S3和旋翼S4的螺距减小； 向左飞:旋翼S2和旋翼S3的螺距减小，同时旋翼SI和旋翼S4的螺距增大； 向右飞:旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同时旋翼SI和旋翼S4的螺距减小； 爬升:旋翼S1、旋翼S 2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时增大； 下降:旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时减小。
5.根据权利要求1所述的多旋翼变距飞行器的控制方法，其特征在于:所述飞行器包括一个电机，所述电机同时驱动所述所有旋翼进行同步转动。
6.一种多旋翼变距飞行器的控制装置，所述飞行器包括主体部以及驱动所述主体部的旋翼组件，所述旋翼组件包括交替设置的第一旋翼和第二旋翼，其特征在于:所述控制装置包括第一控制杆，所述控制杆在第一移动方向上控制所述第一旋翼的螺距增大，同时控制所述第二旋翼的螺距减小，所述第一控制杆在第二移动方向上控制所述第一旋翼的螺距减小，同时控制所述第二旋翼的螺距增大。
7.根据权利要求6所述的多旋翼变距飞行器的控制装置，其特征在于:所述旋翼沿逆时针方向包括依次设于所述主体部四周的旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4，所述旋翼SI和旋翼S2位于所述飞行器的头部，所述旋翼S3和旋翼S4位于所述飞行器的尾部，所述控制装置还包括第二控制杆和第三控制杆，所述第二控制杆在第三移动方向上控制所述旋翼SI和旋翼S2的螺距减小，同时控制旋翼S3和旋翼S4螺距的增大；所述第二控制杆在第四移动方向上控制所述旋翼SI和旋翼S2的螺距增大，同时控制所述旋翼S3和旋翼S4的螺距减小；所述第二控制杆在第五移动方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距减小，同时控制所述旋翼SI和旋翼S4的螺距增大；所述第二控制杆在第六移动方向上控制所述旋翼S2和旋翼S3的螺距增大，同时控制所述旋翼SI和旋翼S4的螺距减小。
8.根据权利要求7所述的多旋翼变距飞行器的控制装置，其特征在于:所述控制装置还包括第三控制杆，所述第三控制杆在第七移动方向上控制所述旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时增大；所述第三控制杆在第八移动方向上控制所述旋翼S1、旋翼S2、旋翼S3和旋翼S4的螺距同时减小。
9.根据权利要求6所述的多旋翼变距飞行器的控制装置，其特征在于:所述飞行器包括一个电机，所述电 机同时驱动所述所有旋翼进行同步转动。
【文档编号】B64C27/80GK103935513SQ201410201627
【公开日】2014年7月23日 申请日期:2014年5月13日 优先权日:2014年5月13日
【发明者】杨华东, 吴奇才, 赵江 申请人:江苏艾锐泰克无人飞行器科技有限公司