CN105752320A - 一种涵道式无人机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涵道式无人机及其控制方法，所述无人机包括机身主体(1)；与所述机身主体(1)的第一侧连接的第一主涵道(2)和第二主涵道(3)；与所述机身主体(1)的第二侧连接的第三主涵道(4)和第四主涵道(5)；其中，所述第一主涵道(2)和第四主涵道(5)相对于所述机身主体(1)的尾部对称设置，所述第二主涵道(3)和所述第三主涵道(4)相对于所述机身主体(1)的头部对称设置。本发明可在陆地和空中两栖运行，使得所述无人机可以多形态稳定飞行，穿越多种障碍，采用涵道式结构大大节省了动力系统的空间，为无人机运载腾出了很大的空间，相比传统多旋翼无人机更加安全可靠。

Description

一种涵道式无人机及其控制方法

技术领域

本发明涉及无人机领域，特别是涉及一种涵道式无人机及其控制方法。

背景技术

现有技术中近年来，无人机由于它鲜明的技术特点在军事和民用领域都获得了越来越广泛的应用和飞速发展，尤其在农业植保、军事侦察、环境异常检测、救灾抢险、电力巡检、测绘与建模、航拍、娱乐等领域具有广泛的需求，它代表着未来航空器的一个重要发展方向，特别是近五年来，涌现出了很多特色鲜明的小型多轴旋翼无人机。

从技术角度定义，无人机可以分为：无人直升机、无人固定翼机、无人多旋翼飞行器、无人飞艇、无人伞翼机、无人涵道机等

近年来特别盛行的多旋翼无人机存在着较大的安全隐患，经常有人因为操作不当或不熟练，被多旋翼无人机的螺旋桨打伤甚至致残；同时螺旋桨的整套动力系统占用了多旋翼无人机大部分的空间，使得多旋翼无人机搭载平台面积小；与此同时多旋翼无人机因其结构特性导致它飞行的速度受到了一定限制。固定翼无人机有其可以高速飞行的特点，但是无法垂直起降导致它在起飞和降落需要较大的场地，无法水平悬停也导致了它在某些应用场合的局限性。

涵道式飞行器具有普通固定翼飞机和直升机、多旋翼机不具备的众多优点，在军用和民用航空领域发挥着重要的作用。现有的多旋翼无人机和传统无人直升机旋翼桨叶外露导致安全性差和噪音大问题，多旋翼无人机飞行速度慢，多旋翼无人机无法做到竖直(倾斜)稳态飞行问题，多旋翼无人机动力系统占用过大空间问题，固定翼无人机无法定点悬停问题

发明内容

本发明解决的技术问题是提供一种涵道式无人机及其控制方法，可以实现陆地上运动，也可以在空中飞行的两栖运动，并且具有多形态稳定飞行和悬停的能力。

一种涵道式无人机，包括：

机身主体；

与所述机身主体的第一侧连接的第一主涵道和第二主涵道；

与所述机身主体的第二侧连接的第三主涵道和第四主涵道；其中，所述第一主涵道和第四主涵道相对于所述机身主体的尾部对称设置，所述第二主涵道和所述第三主涵道相对于所述机身主体的头部对称设置；

所述机身主体的头部下方还设置有前起落架，所述机身主体的尾部下方还设置有后起落架；

所述第一主涵道、所述第二主涵道、所述第三主涵道以及所述第四主涵道内部均设置有一螺旋桨以及带动螺旋桨转动的发动机。

本发明还公开了一种涵道式无人机的控制方法，包括：

获取无人机当前所处环境的深度图像，所述深度图像中包括有无人机前方可供无人机飞越的空洞信息；

获取无人机当前的机身主体、第一主涵道、第二主涵道、第三主涵道和第四主涵道的机身空间信息；

在所述机身空间信息表示的机身空间可以穿越空洞信息表示的空洞空间时，控制所述机身主体的第一侧连接的第一主涵道和第二主涵道以及控制与所述机身主体的第二侧连接的第三主涵道和第四主涵道以预定姿态和预定轨迹穿越所述空洞；

其中，所述第一主涵道和第四主涵道相对于所述机身主体的尾部对称设置，所述第二主涵道和所述第三主涵道相对于所述机身主体的头部对称设置；所述机身主体的头部下方还设置有前起落架，所述机身主体的尾部下方还设置有后起落架；所述第一主涵道、所述第二主涵道、所述第三主涵道以及所述第四主涵道内部均设置有一螺旋桨以及带动螺旋桨转动的发动机。

本发明的有益效果：本发明可在陆地和空中两栖运行，运载量大，效率高，采用涵道式结构节省了大量动力系统本的空间，为无人机运载腾出了很大的空间；采用涵道式结构，相比传统多旋翼无人机更加安全可靠；四个涵道可独立转动，使得无人机可以适应多种复杂环境，使得机身不仅能够在水平状态飞行，也能在竖直状态和倾斜状态保持长时间稳态飞行，躲避复杂障碍。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一个实施例，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。

图1为本发明的无人机的立体图；

图2为本发明的无人机螺旋桨的结构示意图；

图3为本发明的无人机在地面高速行驶的示意图；

图4为本发明的无人机在空中稳定直立飞行躲避纵向障碍物的示意图；

图5为本发明的无人机在遇到倾斜障碍物时的示意图。

图6为减震底轮的示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的具体实施方式作进一步描述，以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。

如图1-6所示，本发明的一种实施例的无人机的示意图，本实施例的无人机包括：

机身主体1；

与所述机身主体1的第一侧连接的第一主涵道2和第二主涵道3；

与所述机身主体1的第二侧连接的第三主涵道4和第四主涵道5；其中，所述第一主涵道2和第四主涵道5相对于所述机身主体1的尾部对称设置，所述第二主涵道3和所述第三主涵道4相对于所述机身主体1的头部对称设置；

所述机身主体1的头部下方还设置有前起落架6，所述机身主体1的尾部下方还设置有后起落架；

所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第三主涵道4以及所述第四主涵道5内部均设置有一螺旋桨以及带动螺旋桨转动的发动机。

本发明的第一主涵道2通过第一涵道方向控制舵机A与所述机身主体1的第一侧转动连接；

所述第二主涵道3通过第二涵道方向控制舵机B与所述机身主体1的第一侧转动连接；

所述第三主涵道4通过第三涵道方向控制舵机C与所述机身主体1的第二侧转动连接；

所述第四主涵道5通过第四涵道方向控制舵机D与所述机身主体1的第二侧转动连接。

本发明可在陆地和空中两栖运行，运载量大，效率高，采用涵道式结构节省了大量动力系统本的空间，为无人机运载腾出了很大的空间；采用涵道式结构，相比传统多旋翼无人机更加安全可靠；四个涵道可独立转动，使得无人机可以适应多种复杂环境，使得机身不仅能够在水平状态飞行，也能在竖直状态和倾斜状态保持长时间稳态飞行。

本发明的第一涵道方向控制舵机A通过第一舵盘与所述机身主体1的第一侧转动连接；

所述第二涵道方向控制舵机B通过第二舵盘与所述机身主体1的第一侧转动连接；

所述第三涵道方向控制舵机C通过第三舵盘与所述机身主体1的第二侧转动连接；

所述第四涵道方向控制舵机D通过第四舵盘与所述机身主体1的第二侧转动连接。

本发明的前起落架包括：第一前底轮7和第二前底轮8；其中，

所述第一前底轮与所述机身主体1转动连接；

所述第二前底轮与所述机身主体1转动连接。

本发明的机身主体1的头部还固定连接有一起落架转向舵机E；

所述起落架转向舵机E通过舵盘与所述第一前底轮7和所述第二前底轮8转动连接。

本发明的后起落架包括：一个后底轮，所述后底轮与所述机身主体1的尾部固定连接。

本发明的第一前底轮、第二前底轮以及后底轮上设有减震部件。图6为减震底轮的示意图，图中的两个方框指示了减震部件的位置。

本发明的机身主体1还设置有中央飞控计算机9，所述中央飞控计算机9与所述第一主涵道2的第一涵道方向控制舵机以及第一发动机13、所述第二主涵道3的第二涵道方向控制舵机以及第二发动机14、所述第三主涵道4的第三涵道方向控制舵机以及第三发动机15、所述第四主涵道5的第四涵道方向控制舵机以及第四发动机16、所述起落架转向舵机E均电连接；

所述中央飞控计算机控制所述第一发动机、所述第二发动机、所述第三发动机以及所述第四发动机的转速相同时，所述机身主体处于悬停状态；

所述中央飞控计算机控制所述第一发动机和所述第二发动机的转速相同，且与所述第三发动机和所述第四发动机的转速不同时，所述机身主体处于横滚运动状态，其中，所述第三发动机和所述第四发动机的转速相同；

所述中央飞控计算机控制所述第二发动机、所述第三发动机的转速相同，且与所述第一发动机和所述第四发动机的转速不同时，所述机身主体处于俯仰运动状态，其中，所述第一发动机和所述第四发动机的转速相同；

所述中央飞控计算机控制所述第一发动机和所述第三发动机的转速相同，且与所述第二发动机和所述第四发动机的转速不同时，所述机身主体处于自旋运动状态，其中，所述第二发动机和所述第四发动机的转速相同。

本发明无人机还包括：设置于所述机身主体1上，并与所述中央飞控计算机电连接的激光扫描器、传感器和/或摄像设备，在图中以标号10代表。

本发明的第一主涵道2和所述第三主涵道4内部的螺旋桨的旋转方向均为第一方向；

所述第二主涵道3和所述第四主涵道5内部的螺旋桨的旋转方向均为第二方向；

其中，第一方向与所述第二方向相反。如图2所示，螺旋桨包括正向螺旋桨11和反向螺旋桨12。所述第一主涵道2和所述第三主涵道4采用正向螺旋桨11，所述发动机13、15逆时针转动；所述第二主涵道3和所述第四主涵道5采用反向螺旋桨12，所述发动机14、16顺时针转动，从而保证无人机在飞行过程中的角动量守恒和转向的控制。

如图3所示，为本发明的无人机在地面高速行驶的示意图，所述四个主涵道和发动机将在方向控制舵机的驱动下，旋转到水平方向。推动无人机在地面高速行进。所述四个方向控制舵机还可以根据实际路况，独立调节涵道与机身的夹角，实现最高效的行进。

如图4所示，为本发明的无人机在空中稳定直立飞行躲避纵向障碍物的示意图，当无人机进行空中飞行时，所述四个主涵道和发动机将在方向控制舵机的驱动下，旋转到竖直方向上，推动无人机在空中飞行。所述无人机的空中飞行采用差速控制原理，在无风情况下，当无人机的主涵道发动机13、14、15、16转速一致时，无人机将处于悬停状态；当无人机的主涵道发动机13、14与主涵道发动机15、16转速不同时，无人机将发生横滚运动(向左或向右飞行)；当无人机的主涵道发动机14、15与主涵道发动机13、16转速不同时，无人机将发生俯仰运动(向前或向后飞行)；当无人机的主涵道发动机13、15与主涵道发动机14、16转速不同时，无人机将发生自旋运动。

如图5所示，为本发明的无人机在遇到倾斜障碍物时的示意图，当无人机在空中飞行过程中遇到障碍物时，所述无人机可以根据所述摄像头实时捕获的图像信息，通过所述中央飞控计算机9的识别和处理后，得出飞行方向障碍物的信息并采取避障措施，所述避障措施除了传统上的绕行外，所述无人机还可以根据障碍的形态，通过所述四个方向控制舵机A、B、C、D的转动，从而改变无人机飞行姿态，顺利穿过障碍物。例如，当所述无人机遇到类似栏杆的纵向障碍时，方向控制舵机将转动角度，使得所述涵道与无人机机身平行，从而能够保持无人机的飞行姿态稳定为竖直状态，穿越障碍物。

当无人机需要进行高速飞行时，所述无人机可在机身保持水平的最小阻力情况下，通过调节四个涵道的方向，使他们与机身之间产生一定夹角，从而使无人机在水平方向上产生一定的分力，推动无人机高速飞行。

本发明还提供了一种涵道式无人机的控制方法，包括：

获取无人机当前所处环境的深度图像，所述深度图像中包括有无人机前方可供无人机飞越的空洞信息；

获取无人机当前的机身主体1、第一主涵道2、第二主涵道3、第三主涵道4和第四主涵道5的机身空间信息；

在所述机身空间信息表示的机身空间可以穿越空洞信息表示的空洞空间时，控制所述机身主体1的第一侧连接的第一主涵道2和第二主涵道3以及控制与所述机身主体1的第二侧连接的第三主涵道4和第四主涵道5以预定姿态和预定轨迹穿越所述空洞；

其中，所述第一主涵道2和第四主涵道5相对于所述机身主体1的尾部对称设置，所述第二主涵道3和所述第三主涵道4相对于所述机身主体1的头部对称设置；所述机身主体1的头部下方还设置有前起落架，所述机身主体1的尾部下方还设置有后起落架；所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第三主涵道4以及所述第四主涵道5内部均设置有一螺旋桨以及带动螺旋桨转动的发动机。

其中，所述预定姿态通过以下方式获得：

通过空洞信息，确定无人机机身主体倾斜飞行时与水平面的夹角α；

根据所述夹角α，确定所述预定姿态；

其中，0≤α≤π/2。

其中，所述预定轨迹通过以下过程获得：

获取机身主体的滚转角、俯仰角和偏航角；

根据所述滚转角、俯仰角和偏航角，得到所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第三主涵道4以及所述第四主涵道5内部的发动机的转速；

根据所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第三主涵道4以及所述第四主涵道5内部的发动机的转速，得到各个发动机转动的力和力矩；

根据所述各个发动机的力和力矩，得到机身主体飞行的预定轨迹。

其中，所述控制方法的描述是建立在机体坐标系和大地坐标系基础上的，所述机体坐标系的X_f轴为机身主体头部和尾部所在轴线，方向由机尾指向机头；所述机体坐标系的Y_f轴为机身主体左侧和右侧所在轴线，方向由机体左侧指向机体右侧；所述机体坐标系的Z_f轴为垂直于机体平面的轴线，方向由机体顶部指向机体底部。所述大地坐标系的X_d轴水平指向正北；所述大地坐标系的Y_d轴水平指向正东；所述大地坐标系的Z_d轴为重力加速度方向。

所述机身主体的滚转角φ为旋转机身主体所在的坐标系中的X_f轴时，Z_f轴与通过机身主体纵向轴线X_f的铅垂面之间的夹角；

俯仰角θ：旋转Y_f轴，X_f轴与水平面之间的夹角，向上为正；

偏航角ψ：旋转Z_f轴，X_f轴在水平面内的投影与X_d之间的夹角，向右为正。

其中，大地到机身主体的转换矩阵为：

$R_{d2f}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)*\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ \cos \left(\mathrm{\ψ}\right)\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)-\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)& \cos \left(\mathrm{\φ}\right)\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)+\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\\ \sin \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)+\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)-\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)\sin \left(\mathrm{\φ}\right)& \cos \left(\mathrm{\φ}\right)\cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right]$

欧拉角的变化率记为：

机身主体所在坐标系的三个角速度分别为绕机体X_f轴、Y_f轴、Z_f轴转动的角速度，记为p、q、r；

因此欧拉角变化率与机体角速度的变换关系如下：

$\left[\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}cos\left(\mathrm{\θ}\right)*cos\left(\mathrm{\ψ}\right)& sin\left(\mathrm{\ψ}\right)& 0\\ -\cos \left(\mathrm{\φ}\right)sin\left(\mathrm{\ψ}\right)& cos\left(\mathrm{\ψ}\right)& 1\\ \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right]$

其中，根据所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第三主涵道4以及所述第四主涵道5内部的发动机的转速，得到各个发动机转动的力和力矩的步骤包括：

获得四个涵道发动机所产生的升力为F_i，其中i＝1,2,3,4，与无人机的机身主体的-Z_f方向成α角；

其中，涵道电机产生的升力其中k_f是电机的转动系数，ω_i为发动机转速；

涵道中螺旋桨旋转产生的旋转力矩为M_i，其中i＝1,2,3,4，发动机的转速与力矩关系为：

$M_i=k_M{\mathrm{\ω}}_i^2$

其中k_M是电机转动力矩的系数。

其中，根据所述各个发动机的力和力矩，得到机身主体飞行的预定轨迹的步骤包括

无人机在运动过程中满足牛顿第二定律，有：

$mr=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ mg\end{array}\right]+R_{f2d}\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \underset{1}{\overset{4}{\Σ}}{F}_i\end{array}\right]$

r表示无人机的额位置矢量；

通过以下公式得到涵道两栖无人机在飞行过程中的运动轨迹：

$I\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{p}\\ \stackrel{\·}{q}\\ \stackrel{\·}{r}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}Lcos\mathrm{\α}(F_2-F_4)\\ Lcos\mathrm{\α}(F_1-F_3)\\ M_2+M_4-M_1-M_3\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right]\×I\left[\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right]$

其中，L为涵道中心到飞行器质心的距离，I为惯量矩阵。

本发明无人机在空中飞行过程中遇到障碍物时，本发明无人机可以根据所述摄像头实时捕获的图像信息，通过所述中央飞控计算机9的识别和处理后，得出飞行方向障碍物的信息并采取避障措施，所述避障措施除了传统上的绕行外，所述无人机还可以根据障碍的形态，通过四个旋转舵机A、B、C、D的转动，从而改变无人机飞行姿态，顺利穿过障碍物。例如，当所述无人机遇到类似栏杆的纵向障碍时，转动舵机将转动角度，使得主涵道与无人机机身主体平行，从而能够保持无人机的飞行姿态稳定为竖直状态，穿越障碍物。

当本发明无人机需要进行高速飞行时，无人机可在机身保持水平的最小阻力情况下，通过调节四个主涵道与机身之间产生一定夹角，从而使无人机在水平方向上产生一定的分力，推动无人机高速飞行。

以上所述仅是本发明的优先实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (12)

1.一种涵道式无人机，其特征在于，包括：

机身主体(1)；

与所述机身主体(1)的第一侧连接的第一主涵道(2)和第二主涵道(3)；

与所述机身主体(1)的第二侧连接的第三主涵道(4)和第四主涵道(5)；其中，所述第一主涵道(2)和第四主涵道(5)相对于所述机身主体(1)的尾部对称设置，所述第二主涵道(3)和所述第三主涵道(4)相对于所述机身主体(1)的头部对称设置；

所述机身主体(1)的头部下方还设置有前起落架，所述机身主体(1)的尾部下方还设置有后起落架；

所述第一主涵道(2)、所述第二主涵道(3)、所述第三主涵道(4)以及所述第四主涵道(5)内部均设置有一螺旋桨以及带动螺旋桨转动的发动机。

2.根据权利要求1所述的涵道式无人机，其特征在于，

所述第一主涵道(2)通过第一涵道方向控制舵机与所述机身主体(1)的第一侧转动连接；

所述第二主涵道(3)通过第二涵道方向控制舵机与所述机身主体(1)的第一侧转动连接；

所述第三主涵道(4)通过第三涵道方向控制舵机与所述机身主体(1)的第二侧转动连接；

所述第四主涵道(5)通过第四涵道方向控制舵机与所述机身主体(1)的第二侧转动连接。

3.根据权利要求2所述的涵道式无人机，其特征在于，

所述第一涵道方向控制舵机通过第一舵盘与所述机身主体(1)的第一侧转动连接；

所述第二涵道方向控制舵机通过第二舵盘与所述机身主体(1)的第一侧转动连接；

所述第三涵道方向控制舵机通过第三舵盘与所述机身主体(1)的第二侧转动连接；

所述第四涵道方向控制舵机通过第四舵盘与所述机身主体(1)的第二侧转动连接。

4.根据权利要求2所述的涵道式无人机，其特征在于，所述前起落架包括：第一前底轮和第二前底轮；其中，

所述第一前底轮与所述机身主体(1)转动连接；

所述第二前底轮与所述机身主体(1)转动连接；

所述机身主体(1)的头部还固定连接有一起落架转向舵机；

所述起落架转向舵机通过舵盘与所述第一前底轮和所述第二前底轮转动连接；

所述后起落架包括：一个后底轮，所述后底轮与所述机身主体(1)的尾部固定连接；

所述第一前底轮、第二前底轮以及后底轮上设有减震部件。

5.根据权利要求4所述的涵道式无人机，其特征在于，所述机身主体(1)还设置有中央飞控计算机；

所述中央飞控计算机与所述第一主涵道(2)的第一涵道方向控制舵机以及第一发动机、所述第二主涵道(3)的第二涵道方向控制舵机以及第二发动机、所述第三主涵道(4)的第三涵道方向控制舵机以及第三发动机、所述第四主涵道(5)的第四涵道方向控制舵机以及第四发动机、所述起落架转向舵机均电连接；

所述中央飞控计算机控制所述第一发动机、所述第二发动机、所述第三发动机以及所述第四发动机的转速相同时，所述机身主体处于悬停状态；

所述中央飞控计算机控制所述第一发动机和所述第二发动机的转速相同，且与所述第三发动机和所述第四发动机的转速不同时，所述机身主体处于横滚运动状态，其中，所述第三发动机和所述第四发动机的转速相同；

所述中央飞控计算机控制所述第二发动机、所述第三发动机的转速相同，且与所述第一发动机和所述第四发动机的转速不同时，所述机身主体处于俯仰运动状态，其中，所述第一发动机和所述第四发动机的转速相同；

所述中央飞控计算机控制所述第一发动机和所述第三发动机的转速相同，且与所述第二发动机和所述第四发动机的转速不同时，所述机身主体处于自旋运动状态，其中，所述第二发动机和所述第四发动机的转速相同；

涵道式无人机还包括：设置于所述机身主体(1)上，并与所述中央飞控计算机电连接的激光扫描器、传感器和/或摄像设备。

6.根据权利要求1所述的涵道式无人机，其特征在于，

所述第一主涵道(2)和所述第三主涵道(4)内部的螺旋桨的旋转方向均为第一方向；

所述第二主涵道(3)和所述第四主涵道(5)内部的螺旋桨的旋转方向均为第二方向；

其中，第一方向与所述第二方向相反。

7.一种涵道式无人机的控制方法，其特征在于，包括：

获取无人机当前所处环境的深度图像，所述深度图像中包括有无人机前方可供无人机飞越的空洞信息；

获取无人机当前的机身主体(1)、第一主涵道(2)、第二主涵道(3)、第三主涵道(4)和第四主涵道(5)的机身空间信息；

在所述机身空间信息表示的机身空间可以穿越空洞信息表示的空洞空间时，控制所述机身主体(1)的第一侧连接的第一主涵道(2)和第二主涵道(3)以及控制与所述机身主体(1)的第二侧连接的第三主涵道(4)和第四主涵道(5)以预定姿态和预定轨迹穿越所述空洞；

其中，所述第一主涵道(2)和第四主涵道(5)相对于所述机身主体(1)的尾部对称设置，所述第二主涵道(3)和所述第三主涵道(4)相对于所述机身主体(1)的头部对称设置；所述机身主体(1)的头部下方还设置有前起落架，所述机身主体(1)的尾部下方还设置有后起落架；所述第一主涵道(2)、所述第二主涵道(3)、所述第三主涵道(4)以及所述第四主涵道(5)内部均设置有一螺旋桨以及带动螺旋桨转动的发动机。

8.根据权利要求7所述的涵道式无人机的控制方法，其特征在于，所述预定姿态通过以下方式获得：

确定无人机机身主体倾斜飞行时与水平面的夹角α；

根据所述夹角α，确定所述预定姿态；

其中，0≤α≤π/2。

9.根据权利要求7所述的涵道式无人机的控制方法，其特征在于，所述预定轨迹通过以下过程获得：

获取机身主体的滚转角、俯仰角和偏航角；

根据所述滚转角、俯仰角和偏航角，得到所述第一主涵道(2)、所述第二主涵道(3)、所述第三主涵道(4)以及所述第四主涵道(5)内部的发动机的转速；

根据所述第一主涵道(2)、所述第二主涵道(3)、所述第三主涵道(4)以及所述第四主涵道(5)内部的发动机的转速，得到各个发动机转动的力和力矩；

根据所述各个发动机的力和力矩，得到机身主体飞行的预定轨迹。

10.根据权利要求9所述的涵道式无人机的控制方法，其特征在于，

所述机体坐标系的X_f轴为机身主体头部和尾部所在轴线，方向由机尾指向机头；所述机体坐标系的Y_f轴为机身主体左侧和右侧所在轴线，方向由机体左侧指向机体右侧；所述机体坐标系的Z_f轴为垂直于机体平面的轴线，方向由机体顶部指向机体底部，所述大地坐标系的X_d轴水平指向正北；所述大地坐标系的Y_d轴水平指向正东；所述大地坐标系的Z_d轴为重力加速度方向；

所述机身主体的滚转角φ为旋转机身主体所在的坐标系中的X_f轴时，Z_f轴与通过机身主体纵向轴线X_f的铅垂面之间的夹角；

俯仰角θ：旋转Y_f轴，X_f轴与水平面之间的夹角，向上为正；

偏航角ψ：旋转Z_f轴，X_f轴在水平面内的投影与X_d之间的夹角，向右为正；

其中，大地到机身主体的转换矩阵为：

$R_{d2f}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)*\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ \cos \left(\mathrm{\ψ}\right)\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)-\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)& \cos \left(\mathrm{\φ}\right)\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)+\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\\ \sin \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)+\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\φ}\right)\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\sin \left(\mathrm{\ψ}\right)-\cos \left(\mathrm{\ψ}\right)\sin \left(\mathrm{\φ}\right)& \cos \left(\mathrm{\φ}\right)\cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right]$

欧拉角的变化率记为：

机身主体所在坐标系的三个角速度分别为绕机体X_f轴、Y_f轴、Z_f轴转动的角速度，记为p、q、r；

因此欧拉角变化率与机体角速度的变换关系如下：

$\left[\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}cos\left(\mathrm{\θ}\right)*cos\left(\mathrm{\ψ}\right)& sin\left(\mathrm{\ψ}\right)& 0\\ -cos\left(\mathrm{\φ}\right)sin\left(\mathrm{\ψ}\right)& cos\left(\mathrm{\ψ}\right)& 1\\ \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right]$

11.根据权利要求10所述的涵道式无人机的控制方法，其特征在于，

根据所述第一主涵道(2)、所述第二主涵道(3)、所述第三主涵道(4)以及所述第四主涵道(5)内部的发动机的转速，得到各个发动机转动的力和力矩的步骤包括：

获得四个涵道发动机所产生的升力为F_i，其中i＝1,2,3,4，与无人机的机身主体的-Z_f方向成α角；

其中，涵道电机产生的升力其中k_f是电机的转动系数，ω_i为发动机转速；

涵道中螺旋桨旋转产生的旋转力矩为M_i，其中i＝1,2,3,4，发动机的转速与力矩关系为：

$M_i=k_M{\mathrm{\ω}}_i^2$

其中，k_M是电机转动力矩的系数。

12.根据权利要求11所述的涵道式无人机的控制方法，其特征在于，根据所述各个发动机的力和力矩，得到机身主体飞行的预定轨迹的步骤包括

无人机在运动过程中满足牛顿第二定律，有：

$mr=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ mg\end{array}\right]+R_{f2d}\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \underset{1}{\overset{4}{\Σ}}{F}_i\end{array}\right]$

r表示无人机的位置矢量；

通过以下公式得到涵道两栖无人机在飞行过程中的运动方程：

$I\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{p}\\ \stackrel{\·}{q}\\ \stackrel{\·}{r}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}L\cos \mathrm{\α}(F_2-F_4)\\ L\cos \mathrm{\α}(F_1-F_3)\\ M_2+M_4-M_1-M_3\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right]\×I\left[\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right]$

其中，L为涵道中心到飞行器质心的距离，I为惯量矩阵。