电机安装角的确定方法、装置、设备、介质以及飞行器与流程

1.本公开涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种电机安装角的确定方法、装置、设备、介质以及飞行器。


背景技术：

2.飞行器指一切具有飞行能力的机器或人造物体，飞行器可包括无人机。针对多旋翼无人机的飞行控制，其通常具有四个通道的控制量，分别为：横滚、俯仰、偏航和高度。
3.其中，对于旋翼数量等于或多于4个的多旋翼无人机，在对动力分配矩阵进行求解时，通常使用基于能量最优的优化目标进行求解，要保证各通道控制不发生耦合，如此求解出来的动力分配矩阵在横滚控制上都无法满足力矩最优的条件。
4.另外，目前多旋翼飞行器上普遍采用的动力安装角，即电机安装角，主要是为了提高偏航方向的控制力矩，而无法在相同分配矩阵优化条件下提高横滚控制力矩，导致横滚控制效果较差。


技术实现要素：

5.为了解决上述技术问题或者至少部分地解决上述技术问题，本公开提供了一种电机安装角的确定方法、装置、设备、介质以及飞行器。
6.本公开提供一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法，包括：
7.获取目标动力分配矩阵；所述目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，所述目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等；
8.基于所述目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵；
9.基于所述动力学矩阵，确定目标电机安装角。
10.在一些实施例中，所述目标动力分配矩阵为cx；
[0011][0012]
其中，该矩阵从上到下的各行分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制量；该矩阵从左到右的各列分别对应各电机的油门控制量、滚转控制量、俯仰控制量和偏航控制量。
[0013]
在一些实施例中，所述基于所述目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵，包括：
[0014]
采用最小能量优化方法，求解所述目标动力分配矩阵的伪逆矩阵，得到所述动力学矩阵，表示为d1x；
[0015]
其中，
[0016][0017]
其中，该矩阵从左到右的各列分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制贡献值；该矩阵从上到下的各行分别对应各电机对飞行器的油门、滚转、俯仰、和偏航的控制贡献值。
[0018]
在一些实施例中，所述基于所述动力学矩阵，确定目标电机安装角，包括：
[0019]
基于所述动力学矩阵，确定第一偏航控制力矩与第二偏航控制力矩的倍数；其中，第一电机的偏航控制力矩与第二电机的偏航控制力矩的绝对值相等，由所述第一偏航控制力矩表示；第三电机的偏航控制力矩、第四电机的偏航控制力矩、第五电机的偏航控制力矩和第六电机的偏航控制力矩的绝对值均相等，由所述第二偏航控制力矩表示；
[0020]
获取第一偏航控制力矩与第二偏航控制力矩对应的物理表达式；其中，所述物理表达式中包括目标电机安装角；
[0021]
基于所述倍数和所述物理表达式，确定电机的安装角极限值；
[0022]
基于所述安装角极限值，确定目标电机安装角；其中，目标电机安装角小于或等于安装角极限值。
[0023]
在一些实施例中，所述倍数为2；
[0024]
所述第一偏航控制力矩对应的物理表达式为cflsin(θ)+cm；
[0025]
所述第二偏航控制力矩对应的物理表达式为cflsin(θ0)+cm；
[0026]
所述安装角极限值为
[0027]
其中，l代表电机的轴距，l1代表第一电机的轴距和第二电机的轴距，l3代表第三电机的轴距、第四电机的轴距、第五电机的轴距和第六电机的轴距；cm代表力矩系数，cf代表拉力系数，θ0代表第三电机的安装角、第四电机的安装角、第五电机的安装角和第六电机的安装角，θ代表第一电机的安装角和第二电机的安装角极限值。
[0028]
在一些实施例中，θ0的取值为0；
[0029]
所述安装角极限值为
[0030]
在一些实施例中，该方法还可包括：
[0031]
获取各电机的空间分布和旋转方向分布；
[0032]
基于所述空间分布和所述旋转方向分布，确定所述安装角的方向。
[0033]
在一些实施例中，所述电机的空间分布包括第一空间分布和第二空间分布；其中，第一空间分布为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第
三电机与第五电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离；第二空间分布为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第一电机与第二电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离；
[0034]
所述旋转方向分布包括pnpnpn、nnpppn、ppnnpn和ppnnnp；其中，p代表顺时针旋转，n代表逆时针旋转，依序为第一电机、第四电机、第六电机、第二电机、第三电机和第五电机的旋转方向；
[0035]
其中，所述基于所述空间分布和所述旋转方向分布，确定所述安装角的方向，包括：
[0036]
所述空间分布为第一空间分布，所述旋转方向分布为pnpnpn时，所述第一电机和所述第二电机的安装角相对于其他各电机均前倾；
[0037]
所述空间分布为第一空间分布，所述旋转方向分布为nnpppn时，所述第一电机和所述第二电机的安装角相对于其他各电机均后倾；
[0038]
所述空间分布为第二空间分布，所述旋转方向分布为ppnnpn时，所述第三电机和所述第五电机的安装角相对于其他各电机均后倾；
[0039]
所述空间分布为第二空间分布，所述旋转方向分布为ppnnnp时，所述第三电机和所述第五电机的安装角相对于其他各电机均前倾。
[0040]
本公开还提供一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定装置，包括：
[0041]
动力分配矩阵获取模块，用于获取目标动力分配矩阵；所述目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，所述目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等；
[0042]
动力学矩阵确定模块，用于基于所述目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵；
[0043]
安装角确定模块，用于基于所述动力学矩阵，确定目标电机安装角。
[0044]
本公开还提供一种计算机设备，包括处理器和存储器；
[0045]
所述存储器存储有程序或指令；
[0046]
所述处理器通过调用所述存储器存储的程序或指令，用于执行第一方面提供的任一种方法的步骤。
[0047]
本公开还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储程序或指令，所述程序或指令使计算机执行第一方面提供的任一种方法的步骤。
[0048]
本公开还提供一种六旋翼飞行器，包括：六个电机，且所述电机的安装角通过求解基于目标动力分配矩阵确定的动力学矩阵确定；
[0049]
其中，所述目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，所述目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等。
[0050]
在一些实施例中，所述电机与设置有安装角的基座相连接，所述基座固定在六旋翼飞行器的机架上。
[0051]
在一些实施例中，所述飞行器包括无人机。
[0052]
本公开实施例提供的技术方案与现有技术相比具有如下优点：
[0053]
本公开实施例提供的六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法中，是通过获取满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标动力分配矩
阵，并基于该目标动力分配矩阵确定动力学矩阵，基于该动力学矩阵确定安装角，相当于基于满足横滚控制力矩达到物理极限以及各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标动力分配矩阵进行反向计算，进而确定安装角，由此得到的安装角应用到六旋翼飞行器中，则能够提升六旋翼飞行器的横滚控制力矩，优化横滚控制效果。
附图说明
[0054]
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
[0055]
为了更清楚地说明本公开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，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0056]
图1为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法的流程示意图；
[0057]
图2为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的立体结构示意图；
[0058]
图3为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的空间坐标系的示意图；
[0059]
图4为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的平面结构示意图；
[0060]
图5为本公开实施例提供的另一种六旋翼飞行器的平面结构示意图；
[0061]
图6为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的电机安装角的计算装置的结构示意图；
[0062]
图7为本公开实施例提供的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
[0063]
为了能够更清楚地理解本公开的上述目的、特征和优点，下面将对本公开的方案进行进一步描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0064]
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本公开，但本公开还可以采用其他不同于在此描述的方式来实施；显然，说明书中的实施例只是本公开的一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0065]
结合背景技术，多旋翼飞行器中各电机的安装角通常都保持一致，各电机的安装角都对应产生同样大的偏航力矩；同时，各电机的安装角在能量最优条件下无法求解出最优的横滚控制的分配矩阵，导致横滚控制效果较差。
[0066]
针对此，本公开实施例提供的技术方案中，提出通过基于对目标动力分配矩阵(比如满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标条件)，然后在不改变能量优化条件的情况下，反向计算出一个动力学矩阵，然后通过这个动力学矩阵反算出安装角。由此，反算出的这个安装角应用到飞行器中时，能够实现提供横滚控制力矩。并具体地，可以更改第一电机和第二电机的安装角，使其与其他四个电机的安装角不一致，在满足能量最优的约束条件下，可以使多旋翼飞行器，例如六旋翼飞行器(后文中可简称为“飞行器”)的横滚控制力矩增大，例如可达到横滚控制的物理极限。
[0067]
本公开实施例提供的技术方案可应用在六边形布局的六旋翼飞行器上，在期望实
现较大的横滚控制力矩的场景，例如抗风、大载荷大惯量的飞行器控制场景中，能够有效提高横滚控制力矩，具有较大的应用背景和意义。
[0068]
下面结合图1-图7，对本公开实施例提供的六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法、装置、设备、介质以及对应的飞行器。
[0069]
在一些实施例中，图1为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法的流程示意图。参照图1，该方法可包括如下步骤：
[0070]
s110、获取目标动力分配矩阵。
[0071]
其中，目标动力分配矩阵满足目标条件，目标条件包括横滚控制力矩达到物理极限。
[0072]
本公开实施例中，获取预先设置的目标动力分配矩阵，该目标动力分配矩阵满足目标条件，目标条件例如可包括提高横滚控制力矩的条件，或者横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等，即横滚控制力矩实现最大的条件，或者本领域技术人员可知的对应于飞行器的其他飞行控制性能的条件，在此不限定。
[0073]
在一些实施例中，目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩；目标条件还包括各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等。
[0074]
本公开实施例中，通过设置在目标动力分配矩阵中，各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等，可使得在对飞行器进行横滚控制的时候，能够同时达到最大和最小的滚转控制力，从而有利于实现最大的横滚控制力矩。
[0075]
在一些实施例中，目标动力分配矩阵为cx；
[0076][0077]
其中，该矩阵从上到下的各行分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制量；该矩阵从左到右的各列分别对应各电机的油门控制量、滚转控制量、俯仰控制量和偏航控制量。
[0078]
本公开实施例中，通过设置目标动力分配矩阵的从左到右数第二列，即各电机的滚转控制力矩的绝对值均为1，即均相等，能够在对飞行器进行横滚控制的时候，同时达到最大和最小控制力，从而实现较好的横滚控制效果。
[0079]
在其他实施方式中，当需要实现其他的飞行控制效果的时候，目标动力分配矩阵中的各参数还可设置为其他数值，在此不限定。
[0080]
s120、基于目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵。
[0081]
本公开实施例中，可以基于目标动力分配矩阵，反向计算动力学矩阵，以在后续步骤中基于动力学矩阵确定安装角。而现有方案中，一般是通过动力学矩阵和优化条件计算动力分配矩阵，动力分配矩阵确定之后，各电机的控制力矩的物理极限就确定了。由此，本公开实施例恰好反其道而行之，即首先获取目标动力分配矩阵，并反向求解，最终确定能够
提升横滚控制力矩时对应的安装角。
[0082]
在一些实施例中，基于目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵，具体可包括：
[0083]
采用最小能量优化方法，求解目标动力分配矩阵的伪逆矩阵，得到动力学矩阵，表示为d1x；
[0084]
其中，
[0085][0086]
其中，该矩阵从左到右的各列分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制贡献值；该矩阵从上到下的各行分别对应各电机对飞行器的油门、滚转、俯仰、和偏航的控制贡献值。
[0087]
本公开实施例中，通过在不改变优化条件，即仍采用最小能量优化方法的情况下，对目标动力分配矩阵进行反向计算，得到对应的伪逆矩阵，即动力学矩阵。
[0088]
在其他实施方式中，还可采用其他约束条件求解目标动力分配矩阵的伪逆矩阵，以得到对应的动力学矩阵，在此不限定。
[0089]
s130、基于动力学矩阵，确定目标电机安装角。
[0090]
本公开实施例中，通过动力学矩阵中的各电机的偏航控制力矩之间的相对大小，可推算得出电机的安装角的大小。
[0091]
示例性地，参照图2，安装角可理解为电机的旋转平面与机架平面之间的夹角；1代表第一电机、2代表第二电机、3代表第三电机、4代表第四电机、5代表第五电机、6代表第六电机，带箭头的弧线所指的方向代表电机的旋转方向，图3-图5中与此相同，后文中不赘述；f代表由电机产生的拉力的方向，该方向垂直于电机的旋转平面。
[0092]
在一些实施例中，基于动力学矩阵，确定目标电机安装角，包括：
[0093]
基于动力学矩阵，确定第一偏航控制力矩与第二偏航控制力矩的倍数；其中，第一电机的偏航控制力矩与第二电机的偏航控制力矩的绝对值相等，由第一偏航控制力矩表示；第三电机的偏航控制力矩、第四电机的偏航控制力矩、第五电机的偏航控制力矩和第六电机的偏航控制力矩的绝对值均相等，由第二偏航控制力矩表示；
[0094]
获取第一偏航控制力矩与第二偏航控制力矩对应的物理表达式；其中，物理表达式中包括目标电机安装角；
[0095]
基于倍数和物理表达式，确定电机的安装角极限值；
[0096]
基于安装角极限值，确定电机的安装角；其中，安装角小于或等于安装角极限值。
[0097]
本公开实施例中，基于动力学矩阵中的数值相对大小关系以及对应的偏航控制力矩的表达式，可确定安装角极限值；安装角最大取值可等于安装角极限值，如此可使横滚控制力矩达到最大；或者，安装角可小于极限值，如此仍可增大横滚控制力矩，提升横滚控制效果。
[0098]
在一些实施例中，结合上文，第一偏航控制力矩为第二偏航控制力矩的2倍；第一偏航控制力矩对应的物理表达式为cflsin(θ)+cm；第二偏航控制力矩对应的物理表达式为cf
lsin(θ0)+cm。基于此，可构建等式，并推导得出安装角极限值的表达式。
[0099]
具体地，安装角极限值为
[0100]
其中，l代表电机的轴距，l1代表第一电机的轴距和第二 电机的轴距，l3代表第三电机的轴距、第四电机的轴距、第五电机的轴距和第六电机的轴距；cm代表力矩系数，cf代表拉力系数，θ0代表第三电机的安装角、第四电机的安装角、第五电机的安装角和第六电机的安装角，θ代表第一电机的安装角和第二电机的安装角极限值。
[0101]
本公开实施例中，第一电机和第二电机的安装角相等，第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的安装角相等。相当于在现有技术中的六个电机的安装角均相等的基础上，改进了第一电机和第二电机的安装角，使其与其他四个电机的安装角不一致，具体地，增大了第一电机和第二电机的安装角，使其大于其他四个电机的安装角，并最大可为安装角极限值，以提升横滚控制力矩。
[0102]
在一些实施例中，当第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的安装角均为0度，即相对于飞行器机架水平安装时，θ0的取值为0；代入上文中的安装角极限值的计算公式中，可得：
[0103]
安装角极限值为
[0104]
此时，安装角的取值可大于0，且小于或等于
[0105]
本公开实施例提供的电机安装角的确定方法中，通过获取满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等等目标条件的目标动力分配矩阵，并基于该目标动力分配矩阵确定动力学矩阵，基于该动力学矩阵确定安装角，相当于基于满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等等目标条件的目标动力分配矩阵进行反向计算，进而确定安装角，由此得到的安装角应用到六旋翼飞行器中，则能够提升六旋翼飞行器的横滚控制力矩，优化横滚控制效果。
[0106]
下面示例性地说明，本公开实施例提供的技术方案与现有技术的对比。
[0107]
示例性地，以一种标准对称正六边形布局的六旋翼飞行器(可参照图2-图4中任一图)为例，示例性地对比本本公开实施例提供的电机安装角的确定方法与现有技术的方案。
[0108]
对于六旋翼飞行器，假设各电机的轴距均为1m，则现有技术中的动力学矩阵可表示为dx，如下：
[0109][0110]
其中，从左到右依次对应的是第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机；从上到下依次对应的是油门、滚转、俯仰和偏航。
[0111]
基于该动力学矩阵，采用最小能量优化方法得到动力分配矩阵，表示为c0x，如下：
[0112][0113]
可以看出，在动力分配矩阵c0x中，第二列每一行的数值的绝对值不完全相等，由此导致在对飞行器进行实际横滚控制时，无法同时达到最大和最小控制力，横滚控制力矩较小，控制效果较差。
[0114]
针对此，为了改善横滚控制效果，甚至达到最优的横滚控制效果，设置目标动力分配矩阵满足横滚控制力矩达到物理极限以及各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标条件，此时对应的目标动力分配矩阵为cx，如下：
[0115][0116]
用能量最优的方法，即最小能量优化方法求该目标动力分配矩阵cx的违逆矩阵，即得到对应的动力学矩阵d1x，如下：
[0117][0118]
可以看出，该动力学矩阵d1x中，第四行的第一列和第二列的绝对值，均为其余列的绝对值的2倍。对应到动力上，即为第一电机和第二电机的动力产生的偏航控制力矩(包括反扭力矩和安装角效应)均为其余四个电机的动力产生的偏航控制力矩的两倍。
[0119]
而动力学矩阵的物理表达式为：
[0120][0121]
由此，根据上文中的倍数关系，可计算得到电机的安装角极限值的大小，从而确定目标电机安装角。
[0122]
下面是该安装角极限值的通用计算公式以及一种特例。
[0123]
针对图2-图4任一图，该计算得到的安装角极限值用于限定第一电机和第二电机的安装角，即将安装角只增加在第一电机和第二电机上，增加第一电机和第二电机的动力，最终对应于第一电机和第二电机的动力产生的偏航控制力矩(包括反扭力矩和安装角效应)均为其余四个电机各自的动力产生的偏航控制力矩的两倍，这样可以在飞行器控制上产生物理上最大的横滚控制力矩。
[0124]
能够理解的是，如果第一电机和第二电机的动力产生的偏航力矩小于其余四个电机各自的动力产生的偏航控制力矩的两倍，也可以提高整个飞行器的横滚控制力矩，但是不会提高到最大的横滚控制力矩。
[0125]
设电机的螺旋桨的拉力系数用cf表示，力矩系数用cm表示，第一电机和第二电机的轴距用l1表示，第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的轴距均用l3表示。
[0126]
则安装角极限值求解方式分下面两种情况：
[0127]
一种情况是：第三电机、第四电机、第五电机和第六电机均具有一个增加偏航控制的安装角θ0时，第一电机和第二电机的安装角极限值由以下公式计算：
[0128][0129]
另一种情况是：第三电机、第四电机、第五电机和第六电机都没有增加偏航控制的安装角，第一电机和第二电机只需要保证增加安装角后，由安装角提供的偏航控制力矩与螺旋桨的反扭力矩同样大。则安装角极限值的大小由以下公式计算：
[0130][0131]
具体的计算过程可为：当θ0为0时，结合d1x的物理表达式，有：
[0132]cf
lsin(θ)+cm＝2
×
(cflsin(θ0)+cm)；
[0133]
进行转换，可得：
[0134]cf
lsin(θ)＝cm；
[0135][0136]
由此，得到安装角极限值。
[0137]
在其他实施方式中，在六个电机的安装角均相同的基础上，还可将改进第三电机和第五电机的安装角，以实现提高横滚控制力矩，此时的电机空间相对位置如图5所示。
[0138]
上述实施方式中，示例性地说明了电机的安装角的大小的确定流程，下文中示例性地说明电机的安装角的方向的确定流程。
[0139]
在一些实施例中，该方法还可包括：
[0140]
获取各电机的空间分布和旋转方向分布；
[0141]
基于空间分布和旋转方向分布，确定安装角的方向。
[0142]
本公开实施例中，安装角的方向基于各电机的空间分布以及选装方向分布确定，即安装角的方向与各电机的位置和旋转方向有关，后文中进行示例性说明。示例性地，参照图3，示出了飞行器的空间坐标系，基于飞行器行进时的方位，向前为x轴，向右为y轴，向下
为z轴，以此构建空间坐标系。结合图3，安装角的方向为安装角绕y轴，或绕平行于u轴的方向的转向。
[0143]
在一些实施例中，电机的空间分布包括第一空间分布和第二空间分布；其中，第一空间分布如图2-图4任一图所示，具体为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第三电机与第五电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离；第二空间分布如图5所示，具体为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第一电机与第二电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离。
[0144]
在一些实施例中，电机的旋转方向分布包括pnpnpn(如图4所示)、nnpppn、ppnnpn(如图5所示)和ppnnnp；其中，p代表顺时针旋转，n代表逆时针旋转，依序为第一电机、第四电机、第六电机、第二电机、第三电机和第五电机的旋转方向。
[0145]
在其他实施方式中，电机的空间分布和旋转方向分布还可采用本领域技术人员可知的其他分布方式，在此不限定。
[0146]
在一些实施例中，基于空间分布和旋转方向分布，确定安装角的方向，具体可包括：
[0147]
空间分布为第一空间分布，旋转方向分布为pnpnpn时，第一电机和第二电机的安装角相对于其他各电机均前倾；
[0148]
空间分布为第一空间分布，旋转方向分布为nnpppn时，第一电机和第二电机的安装角相对于其他各电机均后倾；
[0149]
空间分布为第二空间分布，旋转方向分布为ppnnpn时，第三电机和第五电机的安装角相对于其他各电机均后倾；
[0150]
空间分布为第二空间分布，旋转方向分布为ppnnnp时，第三电机和第五电机的安装角相对于其他各电机均前倾。
[0151]
本公开实施例中，安装角的方向与电机的旋转方向以及空间位置的具体关系为：针对图4示出的飞行器，在满足第三电机与第五电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离时，若旋转方向分布为pnpnpn，第一电机和第二电机均绕y轴转动一个负的安装角的值，即前倾；若旋转方向分布为nnpppn(图4中未示出)，则第一电机和第二电机均绕y轴转动一个正的安装角的值，即后倾。针对图5示出的飞行器，在满足第一电机与第二电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离时，将安装角增加到第三电机和第五电机上，且：若旋转方向分布为ppnnpn，则第三电机和第五电机均绕平行于y轴的方向(即第三电机与第五电机的连线)转动一个正的安装角的值，即后倾；若旋转方向分布为ppnnnpn，则第三电机和第五电机均绕平行于y轴的方向(即第三电机与第五电机的连线)转动一个负的安装角的值，即前倾。
[0152]
在其他实施方式中，当电机的空间分布和旋转方式分布采用其他分布方式时，电机的安装角还可设置为其他方向，可根据飞行器的需求设置，在此不限定。
[0153]
下面以图4示出的正六边形六旋翼飞行器为例，通过与现有技术的对比，对本公开实施例能够实现的有益效果进行示例性说明。
[0154]
表1飞行器的飞行控制参数
[0155]
转速(rpm)拉力(n)拉力系数cf扭矩(n*m)扭矩系数cm扭矩/拉力29608.629.8384e-070.1992.2713e-080.023329510.861.0003e-060.2442.2474e-080.022384514.769.9837e-070.3292.2254e-080.022423317.539.7833e-070.3932.1933e-080.022459920.79.7869e-070.4682.2127e-080.023494224.029.8348e-070.5452.2315e-080.023525227.169.8465e-070.6162.2332e-080.023558830.779.854e-070.6952.2257e-080.023586234.39.9817e-070.7712.2437e-080.022613537.529.9686e-070.8412.2344e-080.022
[0156]
示例性地，飞行器中各电机的轴距均为1m，飞行器的重量为1kg，电机螺旋桨旋转对应产生的力矩系数与拉力系数的比例为0.02；且，飞行器的飞行控制参数可如表1所示。
[0157]
基于此，现有技术中的飞行器的动力学矩阵和动力分配矩阵如上文中的dx和c0x所示，
[0158]
若飞行器悬停时6个电机的动力油门值表示为：
[0159]
t＝[0.1667 0.1667 0.1667 0.1667 0.1667 0.1667]
′
；
[0160]
则产生最大右滚转控制期望时的油门值为：
[0161]
tr＝cx(:,2)*0.1667+t
[0162]
＝[0 0.3333 0.2500 0.0833 0.0833 0.2500]
′
。
[0163]
再与动力学矩阵相乘，得到横滚控制力矩，最大可为0.25。
[0164]
同时可以看到，第二电机、第三电机和第六电机未同时达到最大油门值。
[0165]
采用本公开实施例提供的技术方案，示例性地，第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的安装角均采用0度，则第一电机和第二电机的安装角极限值为：
[0166][0167]
结合图4中示出的各电机的旋转方向，第一电机和第二电机均前倾(即绕y轴转动一个负角度)，使前倾后升力分量产生的偏航力矩刚好等于反扭力矩。其对应的动力学矩阵和目标动力分配矩阵如上文中的dx和c0x所示，在此不赘述。
[0168]
同样采用现有技术中的动力油门值，即飞行器悬停时6个电机的动力油门值表示为：
[0169]
t＝[0.1667 0.1667 0.1667 0.1667 0.1667 0.1667]
′
；
[0170]
此时，产生最大右滚转控制期望时的油门值为：
[0171]
t1r＝c1x(:,2)*0.1667+t
[0172]
＝[0 0.3333 0.3333 0 0 0.3333]
′
。
[0173]
再与动力学矩阵相乘，可得到横滚控制力矩，最大可为0.3333。
[0174]
同时可以看到，第二电机、第三电机和第六电机可以同时达到最大油门值。
[0175]
通过上述对比可看出，通过设置电机的安装角，横滚控制力据得到了提升，提升幅度可表示为0.33/0.25-1＝32％，提升效果比较显著。
[0176]
本公开实施例不同于现有技术中的通过安装角提升偏航控制力矩的方案，而是另辟新径，提出一种通过安装角提升横滚控制力矩的技术方案。示例性地，在六边形布局六旋翼飞行器上，通过增加第一电机和第二电机的安装角，在动力分配优化方法不变的情况下，可以有效提升横滚控制力矩，提升效果非常显著。
[0177]
上文中，可采用力和力矩的平衡方程，计算得到横滚控制力矩。
[0178]
具体地，用l表示整机滚转力矩，即横滚控制力矩，m表示整机俯仰力矩，即俯仰控制力矩，n表示整机偏航力矩，即偏航控制力矩，t表示整机需要推力，ωi(i＝1，2，3，4，5，6)为每个电机的转速，l为该标准六旋翼的轴距，则力和力矩的平衡方程如下表示：
[0179][0180]
在其他实施方式中，还可采用本领域技术人员可知的其他方式计算横滚控制力矩，在此不限定。
[0181]
本公开实施例还提供了一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定装置，可用于执行上述方法实施例中的任一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法的步骤，实现对应的效果，相同之处可参照上文进行理解，为避免重复，在此以及在后文中不再赘述。
[0182]
在一些实施例中，图6为本公开实施例提供的一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定装置的结构示意图。参照图6，该装置可包括：动力分配矩阵获取模块610，用于获取目标动力分配矩阵；目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等；动力学矩阵确定模块620，用于基于目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵；安装角确定模块630，用于基于动力学矩阵，确定目标电机安装角。
[0183]
本公开实施例提供的电机安装角的确定装置中，通过上述各功能模块之间的配合，能够获取满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标条件的目标动力分配矩阵，并基于该目标动力分配矩阵确定动力学矩阵，基于该动力学矩阵确定安装角，相当于基于满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等等目标条件的目标动力分配矩阵进行反向计算，进而确定安装角，由此得到的安装角应用到六旋翼飞行器中，则能够提升六旋翼飞行器的横滚控制力矩，优化横滚控制效果。
[0184]
能够理解的是，图6示出的电机安装角的确定装置能够实现上文中任意方法实施
例提供的电机安装角的确定方法的步骤，实现对应的效果，在此不赘述。
[0185]
本公开实施例还提供了一种计算机设备，包括处理器和存储器；存储器存储有程序或指令；处理器通过调用存储器存储的程序或指令，用于执行上述方法实施例中的任一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法的步骤，实现对应的效果，相同之处可参照上文进行理解，为避免重复，在此以及在后文中不再赘述。
[0186]
示例性地，如图7所示，该计算机设备包括处理器710和存储器720；存储器720存储有程序或指令；处理器710通过调用存储器720存储的程序或指令，用于执行上述方法实施例中的任一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法的步骤
[0187]
本公开实施例还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储程序或指令，程序或指令使计算机执行上述方法实施例中的任一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法的步骤，实现对应的效果，相同之处可参照上文进行理解，为避免重复，在此以及在后文中不再赘述。
[0188]
基于同一发明构思，本公开实施例还提供了一种六旋翼飞行器，包括：六个电机，且电机的安装角通过求解基于目标动力分配矩阵确定的动力学矩阵确定；其中，目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等。由此，安装角可基于满足横滚控制力矩达到物理极限且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标条件的目标动力分配矩阵进行反向计算得到，将由此得到的安装角应用到六旋翼飞行器中，则能够提升六旋翼飞行器的横滚控制力矩，优化横滚控制效果。
[0189]
示例性地，参照图2-图5任一图，六个电机分别以第一电机1、第二电机2、第三电机3、第四电机4、第五电机5和第六电机6示出。
[0190]
上述实施例中，通过设置在目标动力分配矩阵中，各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等，可使得在对飞行器进行横滚控制的时候，能够同时达到最大和最小的滚转控制力，从而有利于实现最大的横滚控制力矩。
[0191]
在一些实施例中，目标动力分配矩阵为cx；
[0192][0193]
其中，该矩阵从上到下的各行分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制量；该矩阵从左到右的各列分别对应各电机的油门控制量、滚转控制量、俯仰控制量和偏航控制量。
[0194]
本公开实施例中，通过设置目标动力分配矩阵的从左到右数第二列，即各电机的滚转控制力矩的绝对值均为1，即均相等，能够在对飞行器进行横滚控制的时候，同时达到最大和最小控制力，从而实现较好的横滚控制效果。
[0195]
在其他实施方式中，当需要实现其他的飞行控制效果的时候，目标动力分配矩阵
中的各参数还可设置为其他数值，在此不限定。
[0196]
在一些实施例中，安装角小于或等于安装角极限值，安装角极限值通过求解目标动力分配矩阵对应的动力学矩阵得到；
[0197]
其中，安装角极限值为
[0198]
其中，l代表电机的轴距，l1代表第一电机的轴距和第二电机的轴距，l3代表第三电机的轴距、第四电机的轴距、第五电机的轴距和第六电机的轴距；cm代表力矩系数，cf代表拉力系数，θ0代表第三电机的安装角、第四电机的安装角、第五电机的安装角和第六电机的安装角，θ代表第一电机的安装角和第二电机的安装角极限值。
[0199]
本公开实施例中，第一电机和第二电机的安装角相等，第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的安装角相等。相当于在现有技术中的六个电机的安装角均相等的基础上，改进了第一电机和第二电机的安装角，使其与其他四个电机的安装角不一致，具体地，增大了第一电机和第二电机的安装角，使其大于其他四个电机的安装角，并最大可为安装角极限值，以提升横滚控制力矩。
[0200]
在一些实施例中，当第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的安装角均为0度，即相对于飞行器机架水平安装时，θ0的取值为0；代入上文中的安装角极限值的计算公式中，可得：
[0201]
安装角极限值为
[0202]
此时，安装角的取值可大于0，且小于或等于
[0203]
在一些实施例中，电机的空间分布包括第一空间分布和第二空间分布；其中，第一空间分布如图2-图4任一图所示，具体为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第三电机与第五电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离；第二空间分布如图5所示，具体为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第一电机与第二电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离。
[0204]
在一些实施例中，电机的旋转方向分布包括pnpnpn(如图4所示)、nnpppn、ppnnpn(如图5所示)和ppnnnp；其中，p代表顺时针旋转，n代表逆时针旋转，依序为第一电机、第四电机、第六电机、第二电机、第三电机和第五电机的旋转方向。
[0205]
在其他实施方式中，电机的空间分布和旋转方向分布还可采用本领域技术人员可知的其他分布方式，在此不限定。
[0206]
在一些实施例中，基于空间分布和旋转方向分布，确定安装角的方向，具体可包括：
[0207]
空间分布为第一空间分布，旋转方向分布为pnpnpn时，第一电机和第二电机的安装角相对于其他各电机均前倾；
[0208]
空间分布为第一空间分布，旋转方向分布为nnpppn时，第一电机和第二电机的安装角相对于其他各电机均后倾；
[0209]
空间分布为第二空间分布，旋转方向分布为ppnnpn时，第三电机和第五电机的安装角相对于其他各电机均后倾；
[0210]
空间分布为第二空间分布，旋转方向分布为ppnnnp时，第三电机和第五电机的安装角相对于其他各电机均前倾。
[0211]
本公开实施例中，安装角的方向与电机的旋转方向以及空间位置的具体关系为：针对图4示出的飞行器，在满足第三电机与第五电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离时，若旋转方向分布为pnpnpn，第一电机和第二电机均绕y轴转动一个负的安装角的值，即前倾；若旋转方向分布为nnpppn(图4中未示出)，则第一电机和第二电机均绕y轴转动一个正的安装角的值，即后倾。针对图5示出的飞行器，在满足第一电机与第二电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离时，将安装角增加到第三电机和第五电机上，且：若旋转方向分布为ppnnpn，则第三电机和第五电机均绕平行于y轴的方向(即第三电机与第五电机的连线)转动一个正的安装角的值，即后倾；若旋转方向分布为ppnnnpn，则第三电机和第五电机均绕平行于y轴的方向(即第三电机与第五电机的连线)转动一个负的安装角的值，即前倾。
[0212]
在其他实施方式中，当电机的空间分布和旋转方式分布采用其他分布方式时，电机的安装角还可设置为其他方向，可根据飞行器的需求设置，在此不限定。
[0213]
在一些实施例中，继续参照图2，飞行器还包括机架以及固定于机架上的基座，各电机分别通过基座设置于机架上；基座的空间轮廓可为立柱，立柱与机架可垂直设置，电机与立柱之间设置夹角，以满足电机的安装角需求。
[0214]
在一些实施例中，还可设置基座与机架之间具有预设角度，基座与电机垂直；即电机与设置有安装角的基座相连接，基座固定在六旋翼飞行器的机架上，如此满足电机的安装角需求。
[0215]
在其他实施方式中，还可同时设置基座与机架之间的角度以及基座与电机之间的角度，以满足电机的安装角需求，在此不限定。
[0216]
在一些实施例中，飞行器包括无人机。
[0217]
如此，能够增大六旋翼无人机的横滚控制力矩，提升其横滚控制效果。
[0218]
在其他实施方式中，飞行器还可为本领域技术人员可知的其他类型的飞行器，在此不限定。
[0219]
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。
[0220]
以上所述仅是本公开的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本公开。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的
一般原理可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本公开将不会被限制于本文所述的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

技术特征：
1.一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定方法，其特征在于，包括：获取目标动力分配矩阵；所述目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，所述目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等；基于所述目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵；基于所述动力学矩阵，确定目标电机安装角。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标动力分配矩阵为cx；其中，该矩阵从上到下的各行分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制量；该矩阵从左到右的各列分别对应各电机的油门控制量、滚转控制量、俯仰控制量和偏航控制量。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于所述目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵，包括：采用最小能量优化方法，求解所述目标动力分配矩阵的伪逆矩阵，得到所述动力学矩阵，表示为d1x；其中，其中，该矩阵从左到右的各列分别对应第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第五电机和第六电机的控制贡献值；该矩阵从上到下的各行分别对应各电机对飞行器的油门、滚转、俯仰、和偏航的控制贡献值。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于所述动力学矩阵，确定目标电机安装角，包括：基于所述动力学矩阵，确定第一偏航控制力矩与第二偏航控制力矩的倍数；其中，第一电机的偏航控制力矩与第二电机的偏航控制力矩的绝对值相等，由所述第一偏航控制力矩表示；第三电机的偏航控制力矩、第四电机的偏航控制力矩、第五电机的偏航控制力矩和第六电机的偏航控制力矩的绝对值均相等，由所述第二偏航控制力矩表示；获取第一偏航控制力矩与第二偏航控制力矩对应的物理表达式；其中，所述物理表达式中包括目标电机安装角；基于所述倍数和所述物理表达式，确定电机的安装角极限值；基于所述安装角极限值，确定目标电机安装角；其中，目标电机安装角小于或等于安装
角极限值。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：所述倍数为2；所述第一偏航控制力矩对应的物理表达式为c
f
l sin(θ)+c
m
；所述第二偏航控制力矩对应的物理表达式为c
f
l sin(θ0)+c
m
；所述安装角极限值为其中，l代表电机的轴距，l1代表第一电机的轴距和第二电机的轴距，l3代表第三电机的轴距、第四电机的轴距、第五电机的轴距和第六电机的轴距；c
m
代表力矩系数，c
f
代表拉力系数，θ0代表第三电机的安装角、第四电机的安装角、第五电机的安装角和第六电机的安装角，θ代表第一电机的安装角和第二电机的安装角极限值。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，θ0的取值为0；所述安装角极限值为7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：获取各电机的空间分布和旋转方向分布；基于所述空间分布和所述旋转方向分布，确定所述安装角的方向。8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述电机的空间分布包括第一空间分布和第二空间分布；其中，第一空间分布为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第三电机与第五电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离；第二空间分布为：基于飞行器行进时的方位，第一电机位于右翼、第二电机位于左翼、第三电机位于左前翼、第四电机位于右后翼、第五电机位于右前翼以及第六电机位于左后翼，第一电机与第二电机之间的距离等于第四电机与第六电机之间的距离；所述旋转方向分布包括pnpnpn、nnpppn、ppnnpn和ppnnnp；其中，p代表顺时针旋转，n代表逆时针旋转，依序为第一电机、第四电机、第六电机、第二电机、第三电机和第五电机的旋转方向；其中，所述基于所述空间分布和所述旋转方向分布，确定所述安装角的方向，包括：所述空间分布为第一空间分布，所述旋转方向分布为pnpnpn时，所述第一电机和所述第二电机的安装角相对于其他各电机均前倾；所述空间分布为第一空间分布，所述旋转方向分布为nnpppn时，所述第一电机和所述第二电机的安装角相对于其他各电机均后倾；所述空间分布为第二空间分布，所述旋转方向分布为ppnnpn时，所述第三电机和所述第五电机的安装角相对于其他各电机均后倾；所述空间分布为第二空间分布，所述旋转方向分布为ppnnnp时，所述第三电机和所述第五电机的安装角相对于其他各电机均前倾。9.一种六旋翼飞行器的电机安装角的确定装置，其特征在于，包括：
动力分配矩阵获取模块，用于获取目标动力分配矩阵；所述目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，所述目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等；动力学矩阵确定模块，用于基于所述目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵；安装角确定模块，用于基于所述动力学矩阵，确定目标电机安装角。10.一种计算机设备，其特征在于，包括处理器和存储器；所述存储器存储有程序或指令；所述处理器通过调用所述存储器存储的程序或指令，用于执行如权利要求1至8任一项所述方法的步骤。11.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储程序或指令，所述程序或指令使计算机执行如权利要求1至8任一项所述方法的步骤。12.一种六旋翼飞行器，其特征在于，包括：六个电机，且所述电机的安装角通过求解基于目标动力分配矩阵确定的动力学矩阵确定；其中，所述目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，所述目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等。

技术总结
本公开涉及电机安装角的确定方法、装置、设备、介质以及飞行器，该方法包括：获取目标动力分配矩阵；目标动力分配矩阵包括各电机的滚转控制力矩，目标动力分配矩阵中，横滚控制力矩达到物理极限，且各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等；基于目标动力分配矩阵，确定动力学矩阵；基于动力学矩阵，确定目标电机安装角。根据本公开实施例的技术方案，由于目标动力分配矩阵满足横滚控制力矩达到物理极限以及各电机的滚转控制力矩的绝对值均相等的目标条件，由此基于该目标动力分配矩阵确定动力学矩阵，并进一步确定目标电机安装角，从而应用该安装角的六旋翼飞行器的横滚控制力矩能够得到提升，进而能够优化横滚控制效果。进而能够优化横滚控制效果。进而能够优化横滚控制效果。


技术研发人员：马聪 姚博瀚 邱一可 姜欣宏 陆宏伟 郜奥林 周建民 苏文兵 刘金来 刘宝俊 赵龙智 王刚 周东岳 纪秀东 刘璐 唐河森 黄稀荻 吴振凯 高焓 闫波
受保护的技术使用者：北京三快在线科技有限公司
技术研发日：2021.12.23
技术公布日：2023/6/28