横列式双旋翼飞行器及其飞行控制方法、电子设备与流程

1.本技术涉及飞行器技术领域，尤其涉及横列式双旋翼飞行器及其飞行控制方法、电子设备。


背景技术：

2.传统直升机通常具备主旋翼与尾桨，其存在着总距操纵、纵向周期变距、横向周期变距、尾桨距操纵，分别对应着垂向通道控制、前向通道控制、侧向通道控制以及航向通道控制，通过液压系统并配合电子模型辅助飞行员进行飞行控制。
3.双旋翼横列式直升机的特征是两副旋翼一左一右分别安装在机身两侧。两副旋翼相同，但旋转方向相反，旋转时反作用力相相抵消。由于横列式直升机存在双旋翼，对于飞行员而言直接对两个舵面进行操纵的控制难度大，难以进行直接控制。相关技术中通过共轴的形式通过复杂的机械结构进行操纵分配，实现双旋翼的同步控制。
4.相关技术中，共轴操纵的实现需使用大型的液压系统以及复杂的机械结构，导致直升机重量以及成本的增加，且通常由飞行员进行操纵，控制难度大，自主飞行能力较弱。


技术实现要素：

5.为解决或部分解决相关技术中存在的问题，本技术提供一种横列式双旋翼飞行器及其飞行控制方法、电子设备，能够降低飞行器的操控难度。
6.本技术第一方面提供一种横列式双旋翼飞行器的飞行控制方法，所述飞行器具有飞行操纵装置、分设于机身左右两侧的左旋翼系统和右旋翼系统，所述左旋翼系统和右旋翼系统分别包括具有多个桨叶的旋翼、与所述旋翼连接的变距机构、以及与所述变距机构连接的桨距控制舵机，所述方法包括：
7.通过所述飞行操纵装置获得飞行操纵指令；
8.若所述飞行器以第一飞行模式运行，按照第一控制方法对所述飞行操纵指令进行处理，以控制所述左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机；
9.若所述飞行器以第二飞行模式运行，按照第二控制方法对所述飞行操纵指令进行处理，以控制所述左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机。
10.本技术第二方面提供一种横列式双旋翼飞行器，包括飞行操纵装置、分设于机身左右两侧的左旋翼系统和右旋翼系统、以及飞行控制系统；
11.所述左旋翼系统和右旋翼系统分别包括具有多个桨叶的旋翼、与所述旋翼连接的变距机构、以及与所述变距机构连接的桨距控制舵机；
12.所述飞行操纵装置用于获得飞行操纵指令；
13.所述飞行控制系统包括第一控制单元和第二控制单元，其中：
14.所述第一控制单元用于在所述飞行器以第一飞行模式运行时，按照第一控制方法对所述飞行操纵指令进行处理，以控制所述左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机；
15.所述第二控制单元用于在所述飞行器以第二飞行模式运行时，按照第二控制方法
对所述飞行操纵指令进行处理，以控制所述左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机。
16.本技术第三方面提供一种电子设备，包括：
17.处理器；以及
18.存储器，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被所述处理器执行时，使所述处理器执行如上所述的方法。
19.本技术第四方面提供一种计算机可读存储介质，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被电子设备的处理器执行时，使所述处理器执行如上所述的方法。
20.本技术实施例中，横列式双旋翼飞行器通过提供第一飞行模式和第二飞行模式，对飞行员的飞行操纵指令进行不同响应，能够满足不同操纵能力飞行员或者不同应用场景下的控制需求，降低飞行器的操控难度。
21.另外，飞行控制系统采用电传飞控方式，由于避免了大型液压系统和复杂机械结构，因此能够降低飞行控制系统的重量和成本。
22.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本技术。
附图说明
23.通过结合附图对本技术示例性实施方式进行更详细地描述，本技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本技术示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
24.图1是本技术一实施例的横列式双旋翼电动飞行器的旋翼控制系统的结构框图；
25.图2是本技术一实施例的横列式双旋翼飞行器的飞行控制方法的流程示意图；
26.图3是本技术另一实施例的横列式双旋翼飞行器的控制方法的流程示意图；
27.图4是本技术一实施例的横列式双旋翼飞行器的结构示意图；
28.图5是本技术一实施例的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
29.下面将参照附图更详细地描述本技术的实施方式。虽然附图中显示了本技术的实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本技术而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本技术更加透彻和完整，并且能够将本技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。
30.在本技术使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本技术。在本技术和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。
31.应当理解，尽管在本技术可能采用术语“第一”、“第二”、“第三”等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本技术范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限
定。
32.以下结合附图详细描述本技术实施例的技术方案。
33.本技术一实施例提供一种横列式双旋翼飞行器的控制方法。本实施例中，横列式双旋翼飞行器为电动飞行器，例如可以是飞行汽车，该电动飞行器具有分设于机身左右两侧的左旋翼系统和右旋翼系统。每个旋翼系统包括具有多个桨叶的旋翼、与旋翼连接的变距机构、用于驱动旋翼旋转的电调电机、以及与变距机构连接的桨距控制舵机。变距机构例如可以包括自动倾斜器。
34.图1示出本技术一实施例的横列式双旋翼电动飞行器的旋翼控制系统的结构框图。
35.本实施例中，飞行控制系统提供垂向通道、纵向通道、横向通道、航向通道、转速通道五个控制通道。
36.垂向通道用于飞行器的垂向线运动的控制；纵向通道用于飞行器的前向线运动和俯仰角运动的控制；横向通道用于侧向线运动与滚转角运动的控制；航向通道用于偏航角运动的控制。转速通道用于旋翼的转速控制。
37.可以理解的，将左旋翼系统和右旋翼系统的旋翼中心之间的连线方向作为侧向，飞行器升降方向为垂向，同时垂直于垂向和侧向的方向为纵向。
38.一实施例中，旋翼系统还包括与电调电机互补的扭矩电机，用于平衡电调电机的输出功率。飞行控制系统可以获得电调电机和扭矩电机的反馈，通过转速通道生成并输出转速控制指令和扭矩控制指令，以供转速控制部分进行电调电机和扭矩电机的转速控制。一实施例中，电调电机和扭矩电机被控制为在不同飞行模式下均具有固定转速。
39.一实施例中，通过包括adrc(activedisturbance rejection control，自抗扰控制器)与pid(roportionintegration differentiation，比例积分微分)的控制系统实现飞行器的六个自由度运动的解耦控制，通过操纵分配模块将控制解算结果输出至左、右旋翼系统的桨距控制舵机和转速控制电调。
40.一实施例中，纵向通道、横向通道、航向通道可分别包括外环控制器和内环控制器，外环控制器例如可以是用于速度控制的pid控制器，内环控制器例如可以是用于姿态控制的adrc。外环控制器接收与飞行操纵指令对应的速度数据，内环控制器输出桨距控制数据。
41.一实施例中，左旋翼系统的桨距控制舵机包括左总距舵机、左纵向周期变距舵机、左横向周期变距舵机，分别用于控制左旋翼系统的总距、纵向周期变距和横向周期变距。右旋翼系统的桨距控制舵机包括右总距舵机、右纵向周期变距舵机、右横向周期变距舵机，分别用于控制右旋翼系统的总距、纵向周期变距和横向周期变距。
42.本实施例中，飞行控制系统基于传感器数据和操纵输入数据进行旋翼控制。
43.传感器数据例如包括位置信息、速度信息、姿态角信息；可以通过对全球卫星定位导航系统的定位模块获得的飞行器的三维位置数据(经度、纬度、高度)进行解算，获得位置信息，位置信息可包括前向位置信息、侧向位置信息、垂向位置信息；可以通过速度传感器获得速度信息，速度传感器包括空速传感器、地速传感器，通过空速传感器和地速传感器可以分别获得对应的前向速度、侧向速度、垂向速度；姿态角信息包括滚转角、俯仰角、偏航角以及对应的三轴姿态角速率，以及与航迹相关的航迹角、轨迹倾斜角等，可以通过陀螺仪、
三轴加速度计、罗盘等传感器获得。
44.不同飞行模式下，操纵输入信息源不同，例如可以如下面实施例中所述。
45.本实施例中，飞行器旋翼的控制是通过“定转速控桨距”实现的，即通过转速控制对旋翼的转速进行控制，通过旋翼的桨距控制实现飞行器六个自由度运动的控制。
46.一实施例中，旋翼的桨距控制包括总距控制、横向周期变距控制和纵向周期变距控制。总距控制同时改变旋翼所有桨叶的桨距角，从而控制旋翼的升力大小。纵向或横向周期变距控制使转动到特定位置的桨叶的桨距角产生周期性的改变，以控制旋翼的升力方向。
47.图2是本技术一实施例的横列式双旋翼飞行器的飞行控制方法的流程示意图。飞行器具有飞行操纵装置、分设于机身左右两侧的左旋翼系统和右旋翼系统，左旋翼系统和右旋翼系统分别包括具有多个桨叶的旋翼、与旋翼连接的变距机构、以及与变距机构连接的桨距控制舵机。一个实例中，横列式双旋翼飞行器例如可以具有图1所示的旋翼控制系统，但不限于此。
48.参见图2，本实施例的飞行控制方法包括：
49.在步骤s201中，通过飞行操纵装置获得飞行操纵指令。
50.一个实施例中，飞行操纵指令例如可以是通过一个或多个操纵杆获得的。可以理解的，本技术中，飞行操纵指令不仅限于通过操纵杆获得，还可以通过例如操纵手柄等其他合适的飞行操纵装置获得。
51.一个实施例中，操纵杆包括垂向操纵部、纵向操纵部、横向操纵部、航向操纵部，被操纵时分别输出垂向操纵面、纵向操纵面、横向操纵面、航向操纵面的飞行操纵指令。可以理解的，上述各操纵部例如可以但不限于是滑块等。通过将滑块移动到不同位置，可以产生操纵量大小不同的飞行操纵指令。
52.在步骤s202中，若飞行器以第一飞行模式运行，按照第一控制方法对飞行操纵指令进行处理，以控制左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机。
53.在一实施例中，飞行器启动后即以第一飞行模式运行，或者启动后以其他飞行模式运行，在检测到第一飞行模式切换指令后被切换为第一飞行模式。在飞行器处于第一飞行模式时，按照第一控制方法，对飞行操纵指令进行处理，以控制左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机，进而使得桨距控制舵机通过变距机构对桨叶进行变距控制。
54.一实施例中，第一飞行模式为人工控制飞行模式。人工控制飞行模式也可称为直通模式，完全由人工操纵控制。飞行器处于人工控制飞行模式时，根据飞行操纵指令获得左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机的舵面值，按照桨距控制舵机的舵面值控制左旋翼系统和右旋翼系统的对应桨距控制舵机。
55.一实施例中，人工控制飞行模式下，对应垂向线运动与三个角运动通道的直接控制。人工控制飞行模式下，在获得飞行操纵指令后，垂向通道、纵向通道、横向通道、或航向通道对飞行操纵指令进行相应处理，获得相应的桨距控制数据，操纵分配模块根据桨距控制数据解算出桨距控制舵机的舵面值，进而依据桨距控制舵机的舵面值同步控制左旋翼系统、右旋翼系统的桨距控制舵机，以进行飞行器的垂向线运动及仰俯角、滚转角、偏航角三个姿态角运动的控制。
56.一实施例中，纵向通道、横向通道、航向通道可分别包括外环控制器和内环控制
器，外环控制器例如可以是用于速度控制的pid控制器，内环控制器例如可以是用于姿态控制的adrc。外环控制器接收与飞行操纵指令对应的速度数据，内环控制器输出桨距控制数据。由于飞行操纵指令对应于线速度指令而非角运动指令，角运动可由飞行控制器进行限制，因而能够保证人工控制飞行模式下飞行器具有绝对的姿态安全。
57.在步骤s203中，若飞行器以第二飞行模式运行，按照第二控制方法对飞行操纵指令进行处理，以控制左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机。
58.一实施例中，第二飞行模式为半自动控制飞行模式，也可称为指令遥调模式。
59.飞行器切换为半自动控制飞行模式后，初始状态下飞行器处于姿态保持以及位置控制的状态；若检测到操纵杆的飞行操纵指令，根据飞行操纵指令获得飞行速度指令，并根据飞行速度指令控制左旋翼系统和右旋翼系统的对应桨距控制舵机，以进行飞行器的垂向速度、前向速度、侧向速度、或偏航角速度控制。指令遥调模式下，不是直接对姿态角进行控制，因此有利于姿态的安全保证，防止飞行员输入失误导致的姿态威胁；若未检测到操纵杆的飞行操纵指令，保持当前的初始状态。
60.在一实施例中，可以将操纵杆输入滑块的初始位置对应速度指令的最小值，将操纵杆输入滑块的极限位置对应速度指令的最大值。通过线性或非线性的传递关系将滑块位置转换为速度控制量。
61.本技术实施例中，横列式双旋翼飞行器通过提供第一飞行模式和第二飞行模式，对飞行员的飞行操纵指令进行不同响应，能够满足不同操纵能力飞行员或者不同应用场景下的控制需求。
62.另外，飞行控制系统采用电传飞控方式，由于避免了大型液压系统和复杂机械结构，因此能够降低飞行控制系统的重量和成本。
63.图3是本技术另一实施例的横列式双旋翼飞行器的飞行控制方法的流程示意图。参见图3，本实施例的飞行控制方法包括：
64.在步骤s301中，飞行器启动后，按照默认设置使飞行器以自主飞行模式运行。
65.在一实施例中，可将飞行器设置为默认以自主飞行模式启动。依此设置，飞行器启动时进入自主飞行模式，也即自动控制飞行模式。在自主飞行模式下，飞行器例如可以根据目标点的位置数据，在无需人工介入的情况下，实现当前位置与目标点之间所需要的自主起降及自主飞行。
66.一实施例中，在自主飞行模式下，通过各类传感器获得飞行器的当前状态数据，当前状态数据包括当前位置数据、当前速度数据、当前姿态数据等，自主飞行控制单元根据飞行器的当前状态数据和实时规划或记忆的轨迹数据生成自主飞行运行控制指令，垂向通道、纵向通道、横向通道、或航向通道对自主飞行运行控制指令进行相应处理，获得相应的桨距控制数据，根据桨距控制数据控制左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机。
67.一实施例中，自主飞行模式下，自主飞行控制单元按照规划或记忆的轨迹数据进行飞行轨迹的闭环控制。
68.一实施例中，自主飞行运行控制指令包括速度指令；纵向通道、横向通道、航向通道可分别包括外环控制器和内环控制器，外环控制器例如可以是用于速度控制的pid控制器，内环控制器例如可以是用于姿态控制的adrc。
69.可以理解的，在另一实施例中，飞行器也可被设置为在启动后以其他飞行模式运
行，例如以人工控制飞行模式运行。飞行器以其它飞行模式飞行时，若检测到自主飞行模式的切换指令，可将飞行器的飞行模式切换为自主飞行模式。
70.在步骤s302中，响应于飞行模式切换指令，进行飞行模式的切换。
71.本实施例中，飞行器包括三种飞行模式，分别为自主飞行模式、半自动飞行模式、以及人工控制飞行模式。
72.飞行器启动后，按照默认设置以自主飞行模式运行。之后，若检测到人工控制飞行模式切换指令，可将飞行器由自主飞行模式切换为人工控制飞行模式。若检测到半自动控制飞行模式切换指令，可将飞行器由自主飞行模式切换为半自动控制飞行模式。
73.在步骤s303中，若检测到飞行操纵指令，判断当前的飞行模式是人工控制飞行模式还是半自动控制飞行模式，若为人工控制飞行模式，执行步骤s304，若为半自动控制飞行模式，执行步骤s305。
74.一实施例中，若由自主飞行模式切换为半自动控制飞行模式后，若操纵杆无输入，控制飞行器为地速悬停状态，例如可控制地速传感器数据为0，不控制地理位置。
75.一实施例中，可以通过飞行器的中控触摸屏将飞行模式切换为半自动控制飞行模式，以及通过预设的切换指令或在中控触摸屏之外专门设置的切换装置(例如切换开关)将飞行模式切换为人工控制飞行模式。在实际应用时，例如可以在应急状态下将飞行模式切换为人工控制飞行模式。
76.若由自主飞行模式切换为人工控制飞行模式或半自动控制飞行模式后，检测到飞行操纵指令，判断当前的飞行模式是人工控制飞行模式还是半自动控制飞行模式，根据当前飞行模式对飞行操纵指令进行相应处理；可以理解的，若当前飞行模式仍为自主飞行模式，则不对飞行操纵指令进行响应，或者停止对飞行操纵指令的检测。
77.在步骤s304中，根据飞行操纵指令获得左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机的舵面值，按照桨距控制舵机的舵面值控制左旋翼系统和右旋翼系统的对应桨距控制舵机。
78.在一实施例中，检测到垂向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于人工控制飞行模式，则根据垂向操纵面的飞行操纵指令，通过垂向通道获得总距舵机的舵面值，并按照总距舵机的舵面值同步控制左总距舵机和右总距舵机，从而使得左总距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构控制左旋翼系统的桨叶的总距，使得右总距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构控制右旋翼系统的桨叶的总距，由此使得飞行器在垂向上的升力改变，以进行飞行器的垂向线运动控制。垂向线运动通道例如可以通过线性或非线性函数将操纵杆的操纵量从物理模拟量转换为数字量的舵面值。在一个具体实现中，将飞行器悬停时垂向操纵面的操纵量作为基准值，根据基准值和所检测到的操纵杆的垂向操纵面的当前操纵量，获得总距舵机的舵面值，进而根据总距舵机的舵面值向左、右总距舵机同步输出总距舵机控制信号，以同时增加或同时减少左、右旋翼系统的桨叶总距。可以理解的，可进一步将基准值更新为操纵杆的当前操纵量，以在检测到垂向操纵面的下个飞行操纵指令时，基于该更新后的基准值对左、右旋翼系统的桨叶总距进行增减。
79.在一实施例中，检测到纵向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于人工控制飞行模式，则根据纵向操纵面的飞行操纵指令，通过纵向通道获得纵向周期变距舵机的舵面值，并按照纵向周期变距舵机的舵面值同步控制左纵向周期变距舵机和右纵向周期变距舵
机，从而使得左纵向周期变距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构控制左旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，使得右纵向周期变距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构控制右旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，以进行飞行器的仰俯角运动控制。类似的，可以将飞行器悬停时纵向操纵面的操纵量作为基准值，根据基准值和所检测到的操纵杆的纵向操纵面的当前操纵量，获得纵向周期变距舵机的舵面值，根据纵向周期变距舵机的舵面值向左、右纵向周期变距舵机同步输出纵向周期变距舵机控制信号，以同时增加或同时减少左、右旋翼系统的桨叶的纵向周期变距。
80.在一实施例中，检测到横向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于人工控制飞行模式，则根据横向操纵面的飞行操纵指令，通过横向通道获得横向周期变距舵机的舵面值，按照横向周期变距舵机的舵面值同步控制左横向周期变距舵机和右横向周期变距舵机，从而使得左横向周期变距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构控制左旋翼系统的桨叶的横向周期变距，使得右横向周期变距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构控制右旋翼系统的桨叶的横向周期变距，以进行飞行器的滚转角运动控制。
81.在一实施例中，检测到横向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于人工控制飞行模式，则根据横向操纵面的飞行操纵指令，通过横向通道获得左、右总距舵机的差动控制舵面值，按照左、右总距舵机的差动控制舵面值控制左总距舵机和右总距舵机，使得左总距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构增大(或减小)左旋翼系统的桨叶的总距，以及使得右总距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构减小(或增大)右旋翼系统的桨叶的总距，以进行飞行器的滚转角运动控制。
82.在一实施例中，检测到航向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于人工控制飞行模式，则根据航向操纵面的飞行操纵指令，通过航向通道获左、右纵向周期变距舵机的差动控制舵面值，按照左、右纵向周期变距舵机的差动控制舵面值控制左纵向周期变距舵机和右纵向周期变距舵机，使得左纵向周期变距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构增大(或减小)左旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，以及使得右纵向周期变距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构减小(或增大)右旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，以进行飞行器的偏航角运动控制。
83.在步骤s305中，根据飞行操纵指令生成飞行速度指令，根据飞行速度指令控制左旋翼系统和右旋翼系统的对应桨距控制舵机。
84.本实施例中，若飞行器的当前飞行模式为半自动控制模式，通过垂向通道、纵向通道、横向通道、航向通道，分别对垂向速度、前向速度、侧向速度、以及偏航角的角速度进行直接控制。
85.在一实施例中，检测到垂向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于半自动控制模式，根据垂向操纵面的飞行操纵指令，通过垂向通道获得垂向速度指令，根据垂向速度指令向左、右总距舵机同步输出对应的总距舵机控制信号，从而使得左总距舵机推动左旋翼系统的变距机构增大(或减小)左旋翼系统的桨叶的总距增大，使得右总距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构增大(或减小)右旋翼系统的桨叶的总距，以进行飞行器的垂向速度控制。
86.在一实施例中，检测到纵向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于半自动控制模式，根据纵向操纵面的飞行操纵指令，通过纵向通道获得前向速度指令，根据前向速度指
令向左、右纵向周期变距舵机同步输出对应的纵向周期变距舵机控制信号，从而使得左纵向周期变距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构增大(或减小)左旋翼系统的桨叶的纵向周期变距增，使得右纵向周期变距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构增大(或减小)右旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，以进行飞行器的前向速度控制。
87.在一实施例中，检测到横向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于半自动控制模式，根据横向操纵面的飞行操纵指令，通过横向通道获得侧向速度指令，根据侧向速度指令向左、右横向周期变距舵机同步输出对应的横向周期变距舵机控制信号，以及生成右旋翼系统的右横向周期变距舵机对应的横向周期变距舵机控制信号，从而使得左横向周期变距舵机通过推动左旋翼系统的变距机构增大(或减小)左旋翼系统的桨叶的横向周期变距，使得右横向周期变距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构增大(或减小)右旋翼系统的桨叶的横向周期变距，以进行飞行器的侧向速度控制。
88.在一实施例中，检测到航向操纵面的飞行操纵指令时，若飞行器处于半自动控制模式，则根据航向操纵面的飞行操纵指令，通过航向通道获得偏航角速度指令，根据偏航角速度指令向左、右纵向周期变距舵机同步输出纵向周期变距舵机差动控制信号，使得左纵向周期变距舵机推动左旋翼系统的变距机构增大(或减小)左旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，使得右纵向周期变距舵机通过推动右旋翼系统的变距机构减小(或增大)右旋翼系统的桨叶的纵向周期变距，以进行飞行器的偏航角速度控制。
89.本技术实施例中，在不同的飞行模式下，将不同操纵输入信息源的输入信号按不同的控制方法转换为桨距的控制信号，根据桨距的控制信号，实现不同的飞行模式下的飞行控制，能够实现横列式双旋翼飞行器的自主起降、巡航飞行、“3自由度线运动+3自由度角运动”的解耦操纵控制、以及应急状态下的直接控制，在不同的飞行模式下，控制飞行器完成相关的飞行任务，降低飞行器人工操纵的控制难度，实现不同程度的自主飞行。
90.图4是本技术一实施例的横列式双旋翼飞行器的结构示意图。参见图4，本实施例的横列式双旋翼飞行器包括飞行操纵装置410、左旋翼系统430、右旋翼系统440、以及飞行控制系统450。
91.左旋翼系统430和右旋翼系统440分设于飞行器机身左右两侧，各自包括具有多个桨叶的旋翼、与旋翼连接的变距机构、以及与变距机构连接的桨距控制舵机。一实施例中，桨距控制舵机包括总距舵机、纵向周期变距舵机、横向周期变距舵机。
92.飞行操纵装置410用于获得飞行操纵指令。飞行操纵指令例如可以是垂向操纵面、纵向操纵面、横向操纵面、或航向操纵面的飞行操纵指令。
93.飞行控制系统450包括第一控制单元452和第二控制单元454。其中：
94.第一控制单元452用于在飞行器以第一飞行模式运行时，按照第一控制方法对飞行操纵指令进行处理，以控制左旋翼系统430和右旋翼系统440的桨距控制舵机。
95.第二控制单元454用于在飞行器以第二飞行模式运行时，按照第二控制方法对飞行操纵指令进行处理，以控制左旋翼系统430和右旋翼系统440的桨距控制舵机。
96.一实施例中，横列式双旋翼电动飞行器例如可以配置有图2所示的旋翼控制系统。
97.一实施例中，飞行器还包括传感器系统460，用于获得飞行器的当前状态数据，当前状态数据包括当前位置信息、当前速度信息、当前姿态信息中的至少部分；飞行控制系统还包括第三控制单元456，用于在飞行器以自主飞行模式运行时，根据当前状态数据获得自
主飞行控制指令，依据自主飞行控制指令进行左旋翼系统和右旋翼系统的桨距控制舵机的控制。导航控制指令可包括速度指令。
98.可以理解的，本实施例中的相关特征可进一步参考前述方法实施例中的描述，不再赘述。
99.图5是本技术一实施例的电子设备的结构示意图。参见图5，电子设备500包括存储器510和处理器520。
100.处理器520可以是中央处理单元central processing unit，cpu)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(digital signal processor，dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，asic)、现场可编程门阵列(field-programmable gate array，fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
101.存储器510可以包括各种类型的存储单元，例如系统内存、只读存储器(rom)和永久存储装置。其中，rom可以存储处理器520或者计算机的其他模块需要的静态数据或者指令。永久存储装置可以是可读写的存储装置。永久存储装置可以是即使计算机断电后也不会失去存储的指令和数据的非易失性存储设备。在一些实施方式中，永久性存储装置采用大容量存储装置(例如磁或光盘、闪存)作为永久存储装置。另外一些实施方式中，永久性存储装置可以是可移除的存储设备(例如软盘、光驱)。系统内存可以是可读写存储设备或者易失性可读写存储设备，例如动态随机访问内存。系统内存可以存储一些或者所有处理器在运行时需要的指令和数据。此外，存储器510可以包括任意计算机可读存储媒介的组合，包括各种类型的半导体存储芯片(例如dram，sram，sdram，闪存，可编程只读存储器)，磁盘和/或光盘也可以采用。在一些实施方式中，存储器510可以包括可读和/或写的可移除的存储设备，例如激光唱片(cd)、只读数字多功能光盘(例如dvd-rom，双层dvd-rom)、只读蓝光光盘、超密度光盘、闪存卡(例如sd卡、min sd卡、micro-sd卡等)、磁性软盘等。计算机可读存储媒介不包含载波和通过无线或有线传输的瞬间电子信号。
102.存储器510上存储有可执行代码，当可执行代码被处理器520处理时，可以使处理器520执行上文述及的方法中的部分或全部。
103.此外，根据本技术的方法还可以实现为一种计算机程序或计算机程序产品，该计算机程序或计算机程序产品包括用于执行本技术的上述方法中部分或全部步骤的计算机程序代码指令。
104.或者，本技术还可以实施为一种计算机可读存储介质(或非暂时性机器可读存储介质或机器可读存储介质)，其上存储有可执行代码(或计算机程序或计算机指令代码)，当可执行代码(或计算机程序或计算机指令代码)被电子设备(或服务器等)的处理器执行时，使处理器执行根据本技术的上述方法的各个步骤的部分或全部。
105.以上已经描述了本技术的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其他普通技术人员能理解本文披露的各实施例。