无人机的动力分配方法、装置、飞行控制终端及无人机与流程

本发明属于无人机技术领域，尤其涉及一种无人机的动力分配方法、装置、飞行控制终端及非对称四旋翼无人机。

背景技术：

典型的非对称四旋翼无人机的4个旋翼，通常采用四套相同的动力输出装置，即采用四套相同规格的螺旋桨、电调等，四个螺旋桨的动力输出特性一致，参见图1，图1为简化的非对称四旋翼无人机在进行俯仰动作时的俯视示意图，箭头指示无人机的俯仰动作的方向，图中1～4为该无人机的四个螺旋桨，分别称之为#1螺旋桨、#2螺旋桨、#3螺旋桨和#4螺旋桨。在控制无人机进行俯仰时，令#1螺旋桨和#3螺旋桨的输出动力增加δf，令#2螺旋桨和#4螺旋桨的输出动力减小δf，可在不影响无人滚转、航向、升力的情况下，独立控制飞机实现俯仰动作，即#1螺旋桨和#3螺旋桨所在的一侧上仰；同理可知，在控制无人机进行翻滚时，令#2螺旋桨和#3螺旋桨的输出动力增加δf，#1螺旋桨和#4螺旋桨的输出动力减小δf，可在不影响无人滚转、航向、升力的情况下，独立控制飞实现滚转动作。

而当无人机的前桨动力输出装置和后桨动力输出装置不同，即前后螺旋桨的动力输出特性不一致，传统的螺旋桨动力增加、减小方式(即动力分配方式)不再适用。例如，当前螺旋桨的动力输出能力大于后螺旋桨动力输出能力，当两个前螺旋桨的输出动力增加δf，而两个后螺旋桨因动力输出能力有限，无法相应地减小δf，则无人机无法完成俯仰动作时，会耦合对无人机的升力产生影响；同样地，如果令左边两个螺旋桨的输出动力增加δf，右边两个螺旋桨的输出动力减小δf，控制无人机向右侧滚转动作时，对耦合性的对无人机航向产生影响。因而当无人机的前桨动力输出装置和后桨动力输出装置不同时，需要对传统的动力分配方式进行修正，降低俯仰、滚转、航向、升力之间的耦合，即降低这些动作之间互相的影响。

现有技术中，对前桨动力输出装置和后桨动力输出装置不一致的无人机的动力分配采用的算法较为复杂，影响计算精度，进而影响对无人机各电机的动力分配，对无人机飞行中的俯仰、翻滚、航向、升力之间的耦合解耦效果差。

技术实现要素：

本发明提供一种无人机的动力分配方法、装置、飞行控制终端及非对称四旋翼无人机，旨在解决现有的前桨动力输出装置和后桨动力输出装置不一致的无人机的动力分配方式不精确，飞行时各种控制动作间的耦合解耦效果差的问题。

本发明实施例提供了一种无人机的动力分配方法，包括：

将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到所述非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程；

根据所述修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数；

根据所述非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出所述分配动力，使得所述非对称四旋翼无人机改变为所述目标飞行姿态。

本发明实施例提供了一种无人机的动力分配装置，包括：

方程修正模块，用于将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到所述非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程，所述对称四旋翼无人机为对称四旋翼无人机，所述非对称四旋翼无人机为非对称四旋翼无人机；

系数计算模块，用于根据所述修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数；

动力分配模块，用于根据所述非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出所述分配动力，使得所述非对称四旋翼无人机改变为所述目标飞行姿态。

本发明实施例提供了一种飞行控制终端，包括：存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上所述的无人机的动力分配方法。

本发明实施例提供了一种非对称四旋翼无人机，包括四个螺旋桨和飞行控制终端；

所述四个螺旋桨的安装轴相对于机身倾斜安装，使得所述四个螺旋桨分别与机身具有倾斜角度；所述飞行控制终端执行计算机程序，实现如上所述的无人机的动力分配方法。

从上述本发明实施例可知，将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程，简化了约束方程中的航向力矩表达式，从而简化了后续的计算过程，根据所述修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数，根据非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出的分配动力，使得非对称四旋翼无人机改变为目标飞行姿态，通过对螺旋桨的倾斜角度的调节，简化非对称四旋翼无人机的控制力矩的算法，提高计算精度，将对称四旋翼无人机的动力分配方式应用于非对称四旋翼无人机的动力分配，使得无人机各电机的动力分配更容易，并且极大改善无人机的飞行姿态改变时各姿态之间的解耦效果，降低各姿态之间互相影响，无人机可独立完成各飞行姿态，不产生其他关联运动。

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发明的一些实施例。

图1是本发明实施例提供的对称四旋翼无人机的螺旋桨结构示意图；

图2是本发明实施例提供的无人机的动力分配方法的流程示意图；

图3是本发明实施例提供的非对称四旋翼无人机的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的无人机的动力分配装置的结构示意图；

图5是本发明实施例提供的飞行控制终端的结构示意图。

具体实施方式

为使得本发明的发明目的、特征、优点能够更加的明显和易懂，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而非全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动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。

参见图2，图2为本发明实施例提供的无人机的动力分配方法的流程示意图，该动力分配方法可应用在前桨动力输出装置和后桨动力输出装置不同，即前后螺旋桨的动力输出特性不一致的无人机(以下简称不对称四旋翼无人机)上。该无人机的结构俯视示意图参见图3。如图3所示该无人机包括四个螺旋桨，该四个螺旋桨各有一个电机(该电机也称为螺旋桨电机)，该四个电机分别为第一电机10、第二电机20、第三电机30和第四电机40，其中第三电机30和第一电机10为输出动力相同的两个前电机，第二电机20和第四电机40为输出动力相同的两个后电机，但是2个前电机的输出动力与2个后电机的输出动力不同，该无人机的重心位置在o点。该动力分配方法通过修正后不对称四旋翼无人机(即该无人机的四个螺旋桨电机中前两个螺旋桨电机与后两个螺旋桨电机具有相异的动力输出)的航向力矩的方式，不增加额外成本，仍可采用控制对称四旋翼无人机(即该无人机的四个螺旋桨电机具有相同的输出动力)飞行的方法，控制该不对称四旋翼无人机实现稳定飞行，该动力分配方法在无人机的控制机上实现，该控制机可以是包括电脑在内的智能终端，该动力分配方法主要包括：

s101、将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到该非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程；

为了便于描述，本申请的实施例中的非对称四旋翼无人机的前两桨动力和后两桨动力不同。当然也可以应用在左两桨动力和右两桨动力不同的无人机上，只需要按照本申请的原理对约束方程以及计算过程进行相应的微调即可，也在本申请的保护范围之中。

无人机的飞行姿态包括绕无人机纵向轴线翻转的滚转、绕无人机横轴轴线翻转的俯仰、无人机沿定向的方向航行和在垂直方向的升降，对应地，控制力即为升力，控制力矩包括：滚转力矩、俯仰力矩、航向力矩等。螺旋桨电机的航向控制力仅由反扭力构成。

具体地，该基础方程为：

其中，mx、my、mz分别表示滚转力矩、俯仰力矩、航向力矩；f1、f2、f3、f4分别表示各螺旋桨的第一电机10、第二电机20、第三电机30和第四电机40的输出动力；f表示无人机的升力；lu、lux、luy、ld、ldx、ldy分别表示第三电机力臂(即第三电机30到重心o的距离)、第三电机力臂在无人机前后方向的分量、第三电机力臂在无人机左右方向的分量、第二电机力臂(即第二电机20到重心o的距离)、第二电机力臂在无人机前后方向的分量，以及第二电机力臂在无人机左右方向的分量，第一电机力臂和第三电机力臂相同，第四电机力臂和第二电机力臂相同；ku表示2个前电机，即第一电机10和第三电机30反扭力系数；kd表示2个后电机，即第二电机20和第四电机40反扭力系数。其中，ku和kd为已知值。

进一步地，倾斜安装该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨，使得各螺旋桨的安装轴相对于无人机机身具有倾斜角度，即将螺旋桨的安装轴偏离无人机的纵轴安装。在具体实现方式上，无人机相关的生产模具不变，螺旋桨的安装孔打成歪孔即可，这样可使得螺旋桨及电机相对于无人机形成倾斜角度，则此时无人机的航向力矩受各倾斜角度控制，调节该倾斜角度的大小可得到该修正方程。

具体的计算过程如下：

在不倾斜安装螺旋桨时，对称四旋翼无人机的航向力矩的约束公式为：

mz＝f3lu·ku+f4ld·kd-f1lu·ku-f2ld·kd

mz可以用四个螺旋桨的航向力矩表示为：

mz1＝-f1lu·ku

mz2＝-f2ld·kd

mz3＝f3lu·ku

mz4＝f4ld·kd

其中，ku为电机反扭力系数，是固定的常数，其数值范围通常为0.01～0.05，导致对应的螺旋桨的航向力矩可调范围很小，倾斜安装螺旋桨后，通过调节无人机的螺旋桨电机的旋转轴偏离无人机的纵轴的角度，增加并调节航向力矩。

进一步地，非对称四旋翼无人机的四个螺旋桨的航向力矩为：

mz1＝-f1lu·(tan(θ1)+ku)

mz2＝-f2ld·(tan(θ2)+kd)

mz3＝f3lu·(tan(θ3)+ku)

mz4＝f4ld·(tan(θ4)+kd)

其中，θ1、θ2、θ3、θ4分别表示四个螺旋桨的安装轴与无人机纵轴的夹角的角度，即四个螺旋桨的倾斜角度；

调节θ1、θ2、θ3、θ4，使得航向力矩分别满足如下公式：

-f1lu·(tan(θ1)+ku)＝-k·f1lux

-f2ld·(tan(θ2)+kd)＝-k·f2ldx

f3lu·(tan(θ3)+ku)＝k·f3lux

f4ld·(tan(θ4)+kd)＝k·f4ldx

即令：

mz1＝-k·f1lux

mz2＝-k·f2ldx

mz3＝k·f3lux

mz4＝k·f4ldx

其中，k为修正后的航向控制力增益系数，k可按照飞行要求调节，k的值是由航向力矩决定的。通过调节倾倾斜角度满足上述公式后，简化非对称四旋翼无人机的航向力矩的算法，可得到航向力矩的修正方程：

mz＝k(f3lux+f4ldx-f1lux-f2ldx)

则，该非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程，即修正方程为：

s102、根据该修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数；

变化量分配系数是无人机每一个螺旋桨电机增加的力的比例。

一、计算非对称四旋翼无人机升力的变化量分配系数：

设升力f的变化量为δf，当无人机在爬升时，为与俯仰、滚转、航向解耦，需满足：

则，根据上述条件该修正方程变形为：

进一步对该修正方程求解，得到：

进行归一化处理，将上述求解结果的各式除以得到升力的变化量分配系数：

其中，第一电机和第三电机的升力变化量分配系数均为第二电机和第四电机的升力变化量分配系数且四个电机的升力变化量分配系数均为正值，因此四个电机的升力变化量均为增量。ldx、lux均为已知量，带入上式后，可求得所增的升力的具体数值。

二、计算非对称四旋翼无人机俯仰动力的变化量分配系数：

设俯仰动力fy的变化量为δfy，当无人机在俯仰时，为与爬升、滚转、航向解耦，需满足：

则根据上述条件，对该修正方程求解得到：

同时为了防止动力小的螺旋桨电机无法达到降低该变化量，则需约束俯仰动力的变化量小于四个电机的动力变化量的最小值，使得在俯仰动力变化时四个电机均不饱和，同时满足如下约束条件：

对上述修正方程求解后的结果进行归一化处理，将上述求解结果的各式除以δfy，得到俯仰动力的变化量分配系数：

其中，第一电机的俯仰动力的变化量分配系数为第二电机的俯仰动力的变化量分配系数为第三电机的俯仰动力的变化量分配系数为第四电机的俯仰动力的变化量分配系数为正值表示俯仰动力增加，负值表示俯仰动力减少。

三、计算非对称四旋翼无人机滚转动力的变化量分配系数：

设滚转动力fx的变化量为δfx，当无人机在滚转时，为与爬升、俯仰、航向解耦，需满足：

则根据上述条件，对该修正方程求解得到：

对上述修正方程求解后的结果进行归一化处理，将上述求解结果的各式除以δfx，得到滚转动力的变化量分配系数：

其中，第一电机的滚转动力的变化量分配系数为第二电机的滚转动力的变化量分配系数为第三电机的滚转动力的变化量分配系数为第四电机的滚转动力的变化量分配系数正值表示滚转动力增加，负值表示滚转动力减少。ldx、lux均为已知量，带入上式后，可求得滚转动力增加或减少的具体数值。

四、计算非对称四旋翼无人机航向动力的变化量分配系数：

设航向动力fz的变化量为δfz，仅控制航向，与爬升、俯仰、滚转解耦，需满足：

则根据上述条件，对该修正方程求解得到：

对上述修正方程求解后的结果进行归一化处理，将上述求解结果的各式除以δfz，得到航向动力的变化量分配系数：

其中，第一电机的航向动力的变化量分配系数为第二电机的航向动力的变化量分配系数为第三电机的航向动力的变化量分配系数为第四电机的航向动力的变化量分配系数为正值表示航向动力增加，负值表示航向动力减少。

s103、根据该非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出分配动力，使得该非对称四旋翼无人机改变为该目标飞行姿态。

改变飞行姿态前的控制力是指在改变飞行姿态前的各螺旋桨电机的输出动力，例如无人机在正常飞行状态下，要控制它进行俯仰动作，则该控制力即为在正常飞行状态下各螺旋桨电机的输出动力。

将改变飞行姿态前的各螺旋桨电机的输出动力与目标飞行姿态的变化量分配系数相乘，得到目标飞行姿态的输出力的变化量，再与改变飞行姿态前的各螺旋桨电机的输出动力求和，得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出该分配动力，将飞行姿态从当前飞行姿态调节为目标飞行姿态。

例如，无人机当前飞行的四个电机输出动力分别为f1、f2、f3和f4，控制无人机做航向的改变，则四个电机所要增加的输出动力分别为和即，第一电机要输出的动力，第二电机要输出的动力，第三电机要输出的动力，第四电机要输出这样可以控制无人机在不影响俯仰、滚转、升力的情况下实现航向的转变。

本实施例中，将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程，简化了约束方程中的航向力矩表达式，从而简化了后续的计算过程，根据所述修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数，根据非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出的分配动力，使得非对称四旋翼无人机改变为目标飞行姿态，通过对螺旋桨的倾斜角度的调节，简化非对称四旋翼无人机的控制力矩的算法，提高计算精度，将对称四旋翼无人机的动力分配方式应用于非对称四旋翼无人机的动力分配，使得无人机各电机的动力分配更容易，并且极大改善无人机的飞行姿态改变时各姿态之间的解耦效果，降低各姿态之间互相影响，无人机可独立完成各飞行姿态，不产生其他关联运动。

请参见图4，图4为本发明实施例提供的无人机的动力分配装置的机构示意图，该无人机的动力分配装置可以内置于无人机中，具体可以设置在飞行控制终端中，该飞行控制终端可以是电脑等智能终端。该动力分配装置包括：

方程修正模块301，用于将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到该非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程，该对称四旋翼无人机为对称四旋翼无人机，该非对称四旋翼无人机为非对称四旋翼无人机；

系数计算模块302，用于根据该修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数；

动力分配模块303，用于根据该非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出该分配动力，使得该非对称四旋翼无人机改变为该目标飞行姿态。

进一步地，该控制力为无人机升力，该控制力矩包括滚转力矩、俯仰力矩和航向力矩，该基础方程为：

其中，mx、my、mz分别表示滚转力矩、俯仰力矩、航向力矩；f1、f2、f3、f4分别表示各螺旋桨的第一电机、第二电机、第三电机和第四电机的输出动力；f表示无人机升力；lu、lux、luy、ld、ldx、ldy分别表示第三电机力臂、第三电机力臂在无人机前后方向的分量、第三电机力臂在无人机左右方向的分量、第二电机力臂、第二电机力臂在无人机前后方向的分量，以及第二电机力臂在无人机左右方向的分量，第一电机力臂和第三电机力臂相同，第四电机力臂和第二电机力臂相同；ku表示前电机反扭力系数；kd表示后电机反扭力系数；

则，方程修正模块301，还用于调节非对称四旋翼无人机各螺旋桨的安装轴相对于非对称四旋翼无人机的倾斜角度，使得航向力矩满足如下公式：

-f1lu·(tan(θ1)+ku)＝-k·f1lux

-f2ld·(tan(θ2)+kd)＝-k·f2ldx

f3lu·(tan(θ3)+ku)＝k·f3lux

f4ld·(tan(θ4)+kd)＝k·f4ldx

其中，θ1、θ2、θ3、θ4分别表示四个螺旋桨的安装轴与无人机纵轴的夹角的角度，k为修正后的航向动力增益系数，k为可调参数，受非对称四旋翼无人机的飞行状态约束；

得到修正方程为：

系数计算模块302，还用于非对称四旋翼无人机的飞行姿态为垂直爬升时，与其他飞行姿态无耦合的第一约束条件为：

则，满足第一约束条件时，对修正方程求解，得到非对称四旋翼无人机的升力的变化量分配系数为：

其中，δf为升力的预设变化量；为第一电机和第三电机的升力变化量分配系数；为第二电机和第四电机的升力变化量分配系数。

系数计算模块302，还用于非对称四旋翼无人机的飞行姿态为俯仰时，与其他飞行姿态无耦合的第二约束条件为：

则，满足第二约束条件时，对修正方程求解，得到非对称四旋翼无人机的俯仰动力变化量分配系数为：

其中，δfy为俯仰动力的预设变化量；第一电机的俯仰动力变化量分配系数为第二电机的俯仰动力变化量分配系数为第三电机的俯仰动力变化量分配系数为第四电机的俯仰动力变化量分配系数为

设置俯仰动力变化量的约束条件为：俯仰动力变化量小于四个电机的输出动力的变化量的最小值。

系数计算模块302，还用于非对称四旋翼无人机的飞行姿态为滚转时，与其他飞行姿态无耦合的第三约束条件为：

则，满足第三约束条件时，对修正方程求解，得到非对称四旋翼无人机的滚转动力变化量分配系数为：

其中，δfx为滚转动力的预设变化量；为第一电机的滚转动力变化量分配系数，为第二电机的滚转动力变化量分配系数，为第三电机的滚转动力变化量分配系数；为第四电机的滚转动力变化量分配系数。

系数计算模块302，还用于非对称四旋翼无人机的飞行姿态为偏航时，与其他飞行姿态无耦合的第四约束条件为：

则，满足第三约束条件时，对修正方程求解，得到非对称四旋翼无人机的航向动力变化量分配系数为：

其中，为第一电机的航向动力的变化量分配系数，为第二电机的航向动力变化量分配系数，为第三电机的航向动力变化量分配系数为，为第四电机的航向动力变化量分配系数。

动力分配模块303，还用于将非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的各螺旋桨电机的输出力，分别乘以目标飞行姿态的变化量分配系数，得到目标飞行姿态的输出力的变化量，变化量分配系数包括：升力变化量分配系数、俯仰动力变化量分配系数、滚转动力变化量分配系数或航向动力变化量分配系数；

计算非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的各螺旋桨电机的输出力，以及，计算得到的目标飞行姿态的输出力的变化量之和，得到各螺旋桨电机输出的分配动力。

本实施例的其他未尽细节，参见前述实施例的描述。

本实施例的无人机的动力分配装置，可将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程，简化了约束方程中的航向力矩表达式，从而简化了后续的计算过程，根据所述修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数，根据非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出的分配动力，使得非对称四旋翼无人机改变为目标飞行姿态，通过对螺旋桨的倾斜角度的调节，简化非对称四旋翼无人机的控制力矩的算法，提高计算精度，将对称四旋翼无人机的动力分配方式应用于非对称四旋翼无人机的动力分配，使得无人机各电机的动力分配更容易，并且极大改善无人机的飞行姿态改变时各姿态之间的解耦效果。

请参见图5，图5为本发明实施例提供的飞行控制终端，它可以是电脑等智能终端，安装在非对称四旋翼无人机中，该飞行控制终端包括：存储器401、处理器402以及存储在存储器401中并可在处理器402上运行的计算机程序，处理器402执行计算机程序时实现如前述图2所示实施例中的无人机的动力分配方法的各步骤。

处理器402可以是中央处理单元(centralprocessingunit，cpu)，还可以是微处理器等其他通用处理器、数字信号处理器(digitalsignalprocessor，dsp)、专用集成电路(applicationspecificintegratedcircuit，asic)、现成可编程门阵列(field-programmablegatearray，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。

存储器401可以包括只读存储器和随机存取存储器，还可以包括非易失性随机存取存储器。

本实施例的飞行控制终端，可将预设的对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为基础方程，通过调节非对称四旋翼无人机的各螺旋桨的安装轴相对于机身的倾斜角度的方式，得到非对称四旋翼无人机的控制力和控制力矩的约束方程作为修正方程，简化了约束方程中的航向力矩表达式，从而简化了后续的计算过程，根据所述修正方程，分别计算在各飞行姿态无耦合的约束条件下，所述非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的各飞行姿态的变化量分配系数，根据非对称四旋翼无人机改变飞行姿态前的控制力，以及目标飞行姿态的变化量分配系数，计算得到该非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机的分配动力，并控制非对称四旋翼无人机的各螺旋桨电机输出的分配动力，使得非对称四旋翼无人机改变为目标飞行姿态，通过对螺旋桨的倾斜角度的调节，简化非对称四旋翼无人机的控制力矩的算法，提高计算精度，将对称四旋翼无人机的动力分配方式应用于非对称四旋翼无人机的动力分配，使得无人机各电机的动力分配更容易，并且极大改善无人机的飞行姿态改变时各姿态之间的解耦效果。

本实施例还提供了一种非对称四旋翼无人机，包括四个螺旋桨和飞行控制终端，该四个螺旋桨的安装轴相对于机身倾斜安装，使得四个螺旋桨分别与机身具有倾斜角度，倾斜角度的具体设置和调节，参见前述图2所示实施例的描述。该飞行控制终端执行计算机程序，实现如图2所示实施例中描述的无人机的动力分配方法。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其它实施例的相关描述。

以上为对本发明所提供的无人机的动力分配方法、分配装置、飞行控制终端以及非对称四旋翼无人机的描述，对于本领域的技术人员，依据本发明实施例的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

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