基于飞行器的控制方法以及飞行器
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种基于飞行器的控制方法以及飞行器。
背景技术
随着飞行技术的发展，无人驾驶飞机或称之为无人机(Unmanned AerialVehicle，UAV)得到了越来越广泛地应用，例如无人机货物配送的“智能物流”是大势所趋其中，航程远、速度快、装载重量大且不依赖于跑道的固定翼无人机是主要的研究方向。
图1A为相关技术中提供的倾转旋翼无人机的结构示意图一，图1B为相关技术中提供的倾转旋翼无人机的结构示意图二。如图1A和图1B所示，在类似固定翼无人机的两个机翼1尖处，各设置一套可在水平位置与垂直位置之间转动的旋翼倾转系统组件2。如图1A所示，当倾转旋翼无人机垂直起飞和降落时，旋翼倾转系统组件2的旋翼轴垂直于地面，倾转旋翼无人机呈横列直升机飞行状态；如图1B所示，当倾转旋翼无人机达到一定速度后，旋翼倾转系统组件2的旋翼轴可向前倾转90°，倾转旋翼无人机呈固定翼飞机飞行状态。
但倾转旋翼无人机只有左右两个旋翼系统，在垂直起降状态、平飞状态或者二者状态切换过程中，需要实时控制两个旋翼系统的桨矩和转速以保证倾转旋翼无人机的稳定性，因此，控制系统较复杂，且可靠性低。
发明内容
本申请实施例提供一种基于飞行器的控制方法以及飞行器，解决了相关技术中的控制系统较复杂，且可靠性低的技术问题。
第一方面，本申请实施例提供一种基于飞行器的控制方法，所述飞行器包括：机身、机头、机尾以及飞行器控制系统；所述机头沿机身中轴线的平面方向可转动连接所述机身的前端，所述机尾连接所述机身的尾端；所述机头的前端设置有螺旋桨，所述机身的两侧分别设置有机翼，所述机尾的两侧分别设置有旋翼；所述方法，包括：
所述飞行器控制系统获取所述飞行器的飞行状态信息；
所述飞行器控制系统根据所述飞行状态信息控制所述机头的转动角度、所述机头前端设置的螺旋桨的转动和/或所述机尾的两个旋翼的转动，以控制所述飞行器的飞行姿态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统根据所述飞行状态信息控制所述机头的转动角度、所述机头前端设置的螺旋桨的转动和/或所述机尾的两个旋翼的转动，以控制所述飞行器的飞行姿态，包括：
所述飞行器控制系统在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于起飞状态、降落状态或者空中抛物状态时，控制所述机头的转动角度使所述机头与所述机身之间形成小于180°的夹角、所述螺旋桨的转动和所述两个旋翼的转动，以使得所述飞行器处于俯仰控制状态、滚转控制状态和/或偏航控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述两个旋翼的转速相同，则所述飞行器处于俯仰控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述两个旋翼的转速不同，则所述飞行器处于滚转控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述螺旋桨转动产生的力矩与所述两个旋翼产生的力矩不相同或力矩方向不相反，则所述飞行器处于偏航控制状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统根据所述飞行状态信息控制所述机头的转动角度、所述机头前端设置的螺旋桨的转动和/或所述机尾的两个旋翼的转动，以控制所述飞行器的飞行姿态，包括：
所述飞行器系统在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于空中远程飞行状态时，控制所述机头的转动角度使所述机头位于所述机身的前端延伸方向，以及所述螺旋桨的转动；其中，所述两个旋翼处于非转动状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统根据所述飞行状态信息控制所述机头的转动角度、所述机头前端设置的螺旋桨的转动和/或所述机尾的两个旋翼的转动，以控制所述飞行器的飞行姿态，还包括：
所述飞行器系统在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器遇到突风时，控制所述两个旋翼切换为转动状态。
在一种可能的实现方式中，所述机尾的两个旋翼与所述飞行器的中轴线距离相等。
在一种可能的实现方式中，所述机尾的两个旋翼所对应的电动机轴线重合，所述两个旋翼所对应的电动机轴线与所述飞行器的重心之间的距离，大于所述机头顶端设置的螺旋桨所对应的发动机轴线与所述飞行器的重心之间的距离。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器还包括：设置在所述机身内部和/或所述机身外部的货物固定装置；所述方法还包括：
所述飞行器控制系统在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于空中抛物状态时，控制所述货物固定装置由闭合状态切换为开启状态，使得所述货物处于非固定状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器还包括：设置在所述机身外部的起落架。
第二方面，本申请实施例提供一种飞行器，包括：机身、机头、机尾以及飞行器控制系统；
其中，所述机头沿机身中轴线的平面方向可转动连接所述机身的首端，所述机尾连接所述机身的尾端；所述机头的前端设置有螺旋桨，所述机身的两侧分别设置有机翼，所述机尾的两侧分别设置有旋翼；
其中，所述飞行器控制系统，用于获取所述飞行器的飞行状态信息，并根据所述飞行状态信息控制所述机头的转动角度、所述机头前端设置的螺旋桨的转动和/或所述机尾的两个旋翼的转动，以控制所述飞行器的飞行姿态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统具体用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于起飞状态、降落状态或者空中抛物状态时，控制所述机头的转动角度使所述机头与所述机身之间形成小于180°的夹角、所述螺旋桨的转动和所述两个旋翼的转动，以使得所述飞行器处于俯仰控制状态、滚转控制状态和/或偏航控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述两个旋翼的转速相同，则所述飞行器处于俯仰控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述两个旋翼的转速不同，则所述飞行器处于滚转控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述螺旋桨转动产生的力矩与所述两个旋翼产生的力矩不相同或力矩方向不相反，则所述飞行器处于偏航控制状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统具体用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于空中远程飞行状态时，控制所述机头的转动角度使所述机头位于所述机身的前端延伸方向，以及所述螺旋桨的转动；其中，所述两个旋翼处于非转动状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统还用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器遇到突风时，控制所述两个旋翼切换为转动状态。
在一种可能的实现方式中，所述机尾的两个旋翼与所述飞行器的中轴线距离相等。
在一种可能的实现方式中，所述机尾的两个旋翼所对应的电动机轴线重合，所述两个旋翼所对应的电动机轴线与所述飞行器的重心之间的距离，大于所述机头顶端设置的螺旋桨所对应的发动机轴线与所述飞行器的重心之间的距离。
在一种可能的实现方式中，还包括：设置在所述机身内部和/或所述机身外部的货物固定装置；所述飞行器控制系统还用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于空中抛物状态时，控制所述货物固定装置由闭合状态切换为开启状态，使得所述货物处于非固定状态。
在一种可能的实现方式中，还包括：设置在所述机身外部的起落架。
本申请实施例提供的基于飞行器的控制方法以及飞行器中，飞行器可以包括：机身、机头、机尾以及飞行器控制系统；其中，前端设置有螺旋桨的机头沿机身中轴线的平面方向可转动连接机身的前端，机身的两侧分别设置有机翼，机尾的两侧分别设置有旋翼。飞行器控制系统通过获取飞行器的飞行状态信息，并根据飞行状态信息控制机头的转动角度、机头前端设置的螺旋桨的转动和/或机尾的两个旋翼的转动，以控制飞行器的飞行姿态。可见，相比于相关技术中需要实时控制两个旋翼系统的桨矩的方式，本申请实施例中飞行器控制系统无需控制螺旋桨的桨矩便可实现控制飞行器的运行状态，从而控制系统较简单；同时本申请中通过机头前端的螺旋桨转动所产生的升力和/或机尾的两个旋翼转动所产生的升力来提高飞行器的稳定性，从而还提高了飞行器的可靠性。
附图说明
图1A为相关技术中提供的倾转旋翼无人机的结构示意图一；
图1B为相关技术中提供的倾转旋翼无人机的结构示意图二；
图2A为本申请实施例提供的基于飞行器的控制方法的流程示意图；
图2B为本申请实施例提供的飞行器的结构示意图一；
图2C为本申请实施例提供的飞行器的结构示意图二；
图2D为本申请实施例提供的飞行器的机头转动示意图一；
图2E为本申请实施例提供的飞行器的机头转动示意图二；
图3A为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图一；
图3B为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图二；
图3C为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图三；
图3D为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图四；
图4A为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图一；
图4B为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图二；
图4C为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图三；
图4D为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图四；
图5为本申请实施例提供的飞行器处于偏航控制状态的示意图；
图6A为本申请实施例提供的飞行器处于空中抛物状态的示意图一；
图6B为本申请实施例提供的飞行器处于空中抛物状态的示意图二；
图7为本申请实施例提供的飞行器处于起飞状态的示意图。
具体实施方式
首先，对本申请实施例所涉及的应用场景和部分词汇进行介绍。
本申请实施例提供的基于飞行器的控制方法以及飞行器，可以应用于飞行器的控制应用场景中，当然还可以应用于其它应用场景中，本申请实施例中对此并不作限制。
本申请实施例中涉及的飞行器可以包括但不限于：无人机或者载人飞机。
本申请实施例中涉及的飞行器可以包括但不限于：飞行控制系统、作动系统和传动系统。示例性地，飞行控制系统可以通过作动系统以调整飞行器中机头的转动角度，和/或，飞行控制系统可以通过传动系统控制飞行器中螺旋桨、机翼和/或旋翼的转动。当然，本申请实施例中的飞行控制系统还可以通过其它方式调整机头的转动角度，和/或通过其它方式控制螺旋桨、机翼和/或旋翼的转动，本申请实施例中对此并不作限制。
本申请实施例中涉及的机身中轴线的平面方向与本申请实施例中涉及的飞行器的中轴线所在的平面方向相同。
本申请实施例中涉及的空中抛物状态是指旋翼状态下飞行器在空中悬停或平飞抛物状态。
本申请实施例中涉及的空中远程飞行状态是指飞行器达到预设高度后的平飞状态。示例性地，飞行器在空中远程飞行状态时通常以固定翼(即无人机机身的两侧设置的机翼)状态飞行。
本申请实施例中提供的基于飞行器的控制方法以及飞行器中，飞行器可以包括：机身、机头、机尾以及飞行器控制系统；其中，前端设置有螺旋桨的机头沿机身中轴线的平面方向可转动连接机身的前端，机身的两侧分别设置有机翼，机尾的两侧分别设置有旋翼。飞行器控制系统通过获取飞行器的飞行状态信息，并根据飞行状态信息控制机头的转动角度、机头前端设置的螺旋桨的转动和/或机尾的两个旋翼的转动，以控制飞行器的飞行姿态。可见，相比于相关技术中需要实时控制两个旋翼系统的桨矩的方式，本申请实施例中飞行器控制系统无需控制螺旋桨的桨矩便可实现控制飞行器的运行状态，从而解决了相关技术中的控制系统较复杂的问题；同时本申请中通过机头前端的螺旋桨转动所产生的升力和/或机尾的两个旋翼转动所产生的升力来提高飞行器的稳定性，从而解决了相关技术中可靠性低的技术问题。
下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。
图2A为本申请实施例提供的基于飞行器的控制方法的流程示意图，图2B为本申请实施例提供的飞行器的结构示意图一，图2C为本申请实施例提供的飞行器的结构示意图二。结合图2B和图2C所示，本申请实施例提供的飞行器可以包括但不限于：机身a、机头b、机尾c以及飞行器控制系统(图中未示出)。示例性地，机身a的两侧分别设置有机翼e，机尾c可以连接机身a的尾端，机尾c的两侧分别设置有旋翼f，机头b的前端设置有螺旋桨g。
示例性地，机头b沿机身中轴线的平面方向可转动连接机身a的前端，使得飞行器在不同飞行姿态时机头b可以转动到不同位置。可选地，机头b与机身a之间的夹角可变范围可以为[90°，180°]，当然还可以为包括其它夹角范围，本申请实施例中对此并不作限制。例如，当飞行器处于起飞状态、降落状态或者空中抛物状态时，机头b可转动到如图2C所示的位置，使得机头b与机身a之间形成小于180°的夹角(例如约90°)，当机头b顶端的螺旋桨g转动时可以提供向上的升力；又例如，当飞行器处于空中远程飞行状态时，机头b可转动到如图2B所示的位置，使得机头b位于机身a的前段延伸方向(例如机头b与机身a之间形成约等于180°的夹角)，当机头b顶端的螺旋桨g转动时可以提供向前和/或向上的升力。
图2D为本申请实施例提供的飞行器的机头转动示意图一，图2E为本申请实施例提供的飞行器的机头转动示意图二。如图2D所示，当飞行器切换为起飞状态、降落状态或者空中抛物状态时，飞行器的机头b沿机身中轴线的平面方向可由水平方向(例如机头b与机身a之间的夹角约等于180°)逐渐转动到竖直方向(例如机头b与机身a之间的夹角约等于90°)。如图2E所示，当飞行器由起飞状态或者空中抛物状态等切换为空中远程飞行状态时，飞行器的机头b沿机身中轴线的平面方向可由竖直方向(例如机头b与机身a之间的夹角约等于90°)逐渐转动到水平方向(例如机头b与机身a之间的夹角约等于180°)。
在上述实施例的基础上，如图2A所示，本申请实施例的方法可以包括：
步骤S201、飞行器控制系统获取飞行器的飞行状态信息。
本申请实施例中涉及的飞行器中还可以包括检测系统，用于实时或者每隔预设时长检测飞行器的飞行状态信息(例如高度、速度、位置、姿态等信息)。示例性地，本申请实施例中涉及的检测系统可以包括但不限于：位置检测传感器、速度检测传感器、压力检测传感器、姿态检测传感器等。
示例性地，飞行器控制系统可以通过向检测系统发送飞行状态请求消息(用于指示上报飞行状态信息)，以便于检测系统将检测到的飞行状态信息上报给飞行器控制系统，或者，飞行器控制系统还可以直接接收检测系统在实时或者每隔预设时长所检测到的飞行状态信息，以便于飞行器控制系统根据飞行状态信息可以检测飞行器的飞行状态(例如起飞状态、降落状态、空中抛物状态或者空中远程飞行状态等)。
当然，飞行器控制系统还可通过其它方式获取到飞行器的飞行状态信息，本申请实施例中对此并不作限制。
步骤S202、飞行器控制系统根据飞行状态信息控制机头的转动角度、机头前端设置的螺旋桨的转动和/或机尾的两个旋翼的转动，以控制飞行器的飞行姿态。
本步骤中，飞行器控制系统可以根据飞行状态信息检测到飞行器的飞行状态(例如起飞状态、降落状态、空中抛物状态或者空中远程飞行状态等)，从而控制机头b的转动角度、机头b前端设置的螺旋桨g的转动和/或机尾c的两个旋翼f的转动，以控制飞行器的飞行姿态。
一种可能的实现方式中，飞行器控制系统在根据飞行状态信息检测到飞行器处于起飞状态、降落状态或者空中抛物状态等状态时，控制机头b的转动角度使机头b与机身a之间形成小于180°的夹角、螺旋桨g的转动和两个旋翼f的转动，以使得飞行器处于俯仰控制状态、滚转控制状态和/或偏航控制状态。
本实现方式中，飞行器控制系统在根据飞行状态信息检测到飞行器处于起飞状态、降落状态或者空中抛物状态等状态时，控制机头b的转动角度使机头b与机身a之间形成小于180°的夹角、螺旋桨g的转动和两个旋翼f的转动，其中，机头b顶端螺旋桨g的转动以及机尾c的两个旋翼f的转动可以提供向上的三个升力以克服飞行器的重力，以便于飞行器可以处于俯仰控制状态、滚转控制状态和/或偏航控制状态。
示例性地，机尾c的两个旋翼f与飞行器的中轴线距离相等，使得两个旋翼f转动时所产生的力矩对称，有利于飞行器的稳定性。
本申请实施例中，机尾c的两个旋翼f转动所产生的合升力与机头b顶端的螺旋桨g转动所产生的升力可以共同克服飞行器的重力，使之垂直起降；可选地，机尾c的两个旋翼f转动所产生的升力可以相同。
可选地，机头b顶端的螺旋桨g转动所产生的升力与机尾c的两个旋翼f转动所产生的合升力的比值是一定的，是机头b顶端设置的螺旋桨g所对应的发动机轴线与飞行器的重心之间的距离，与机尾c的两个旋翼f所对应的电动机轴线(机尾c的两个旋翼f所对应的电动机轴线重合)与飞行器的重心之间的距离的反比。
示例性地，机尾c的两个旋翼f所对应的电动机轴线与飞行器的重心之间的距离，可以远大于机头b顶端设置的螺旋桨g所对应的发动机轴线与飞行器的重心之间的距离，从而使得机尾c的两个旋翼f转动所产生较小的合升力就可以与机头b顶端的螺旋桨g转动所产生的升力共同克服飞行器的重力，因此，机尾c的两个旋翼f所对应的电动机可以采用功率较小的电动机即可。
本申请下述部分对俯仰控制状态、滚转控制状态和/或偏航控制状态等进行介绍。
示例性地，若机尾c的两个旋翼f的转速相同，则飞行器可以处于俯仰控制状态。例如，飞行器控制系统通过调整机头b前端的螺旋桨g的转速来调整螺旋桨g转动所产生的升力(例如，升力与转速成正比)，和/或，通过调整机尾c的两个旋翼f的转速来调整两个旋翼f转动所产生的合升力(例如，合升力与转速成正比)，从而产生俯仰力矩。
图3A为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图一，图3B为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图二，图3C为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图三，图3D为本申请实施例提供的飞行器处于俯仰控制状态的示意图四。如图3A所示，当机头b前端的螺旋桨g转动所产生的升力大于机尾c的两个旋翼f转动所产生的合升力时，会使得机头b的位置高于机尾c的位置(即飞行器向后倾斜)。如图3B所示，在飞行器向后倾斜后，当机头b前端的螺旋桨g转动所产生的升力大于等于机尾c的两个旋翼f转动所产生的合升力，会使得飞行器可以向后倾斜倒飞。如图3C所示，当机头b前端的螺旋桨g转动所产生的升力小于机尾c的两个旋翼f转动所产生的合升力时，会使得机头b的位置低于机尾c的位置(即飞行器向前倾斜)。如图3D所示，在飞行器向前倾斜后，当机头b前端的螺旋桨g转动所产生的升力小于等于机尾c的两个旋翼f转动所产生的合升力，会使得飞行器向前倾斜前飞。
示例性地，若机尾c的两个旋翼f的转速不同，则飞行器可以处于滚转控制状态。例如，飞行器控制系统通过调整机尾c的两个旋翼f的转动(两个旋翼f的转速不同)，使得两个旋翼f转动所产生的升力不同，从而产生向右或向左的滚转力矩。
图4A为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图一，图4B为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图二，图4C为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图三，图4D为本申请实施例提供的飞行器处于滚转控制状态的示意图四。如图4A所示，当机尾左侧的旋翼转动所产生的升力大于机尾右侧的旋翼f转动所产生的升力时，会使得飞行器左侧的位置高于右侧的位置(即飞行器向右倾斜)。如图4B所示，在飞行器向右倾斜后，当机尾左侧的旋翼转动所产生的升力大于等于机尾右侧的旋翼f转动所产生的升力，会使得飞行器可以向右倾斜飞行。如图4C所示，当机尾左侧的旋翼转动所产生的升力小于机尾右侧的旋翼转动所产生的升力时，会使得飞行器右侧的位置高于左侧的位置(即飞行器向左倾斜)。如图4D所示，在飞行器向左倾斜后，当机尾左侧的旋翼转动所产生的升力小于等于机尾右侧的旋翼转动所产生的升力，会使得飞行器可以向左倾斜飞行。
示例性地，若机头b前端的螺旋桨g的转动产生的力矩与机尾c的两个旋翼f的转动产生的力矩不同或力矩方向不相反(其中，机尾c的两个旋翼f转动方向相同)，则飞行器可以处于偏航控制状态。例如，图5为本申请实施例提供的飞行器处于偏航控制状态的示意图，如图5所示，飞行器控制系统通过调整机头b前端的螺旋桨g的转动以及机尾c的两个旋翼f的转动，使机头b前端的螺旋桨g的转动产生的力矩与机尾c的两个旋翼f的转动产生的力矩不同或力矩方向不相反，从而产生偏航力矩，会使得飞行器可以水平转动，实现偏航控制。
当然，本申请实施例中飞行器还可以包括其它状态，本申请实施例中在此不再一一赘述。
另一种可能的实现方式中，飞行器系统在根据飞行状态信息检测到飞行器处于空中远程飞行状态时，控制机头的转动角度使机头位于机身的前端延伸方向，以及螺旋桨的转动。
本实现方式中，飞行器控制系统在根据飞行状态信息检测到飞行器处于空中远程飞行状态时，如图2B所示，可以控制机头b的转动角度使机头b位于机身a的前端延伸方向(例如机头b与机身a之间的夹角约等于180°)，以及螺旋桨g的转动(用于提供向前和/或向上的升力)；其中，机尾的两个旋翼f处于非转动状态(相当于飞行器切换为固定翼飞行器)。
进一步地，飞行器系统在根据飞行状态信息检测到飞行器遇到突风(例如不稳定气流)时，还可以控制机尾的两个旋翼f切换为转动状态，从而两个旋翼f转动所产生的升力可以提高飞机稳定性，使抗突风能力增强。
当然，飞行器控制系统根据飞行状态信息还可通过其它方式，控制机头的转动角度、机头前端设置的螺旋桨的转动和/或机尾的两个旋翼的转动，本申请实施例中对此并不作限制。
本申请实施例中，飞行器可以包括：机身、机头、机尾以及飞行器控制系统；其中，前端设置有螺旋桨的机头沿机身中轴线的平面方向可转动连接机身的前端，机身的两侧分别设置有机翼，机尾的两侧分别设置有旋翼。飞行器控制系统通过获取飞行器的飞行状态信息，并根据飞行状态信息控制机头的转动角度、机头前端设置的螺旋桨的转动和/或机尾的两个旋翼的转动，以控制飞行器的飞行姿态。可见，相比于相关技术中需要实时控制两个旋翼系统的桨矩的方式，本申请实施例中飞行器控制系统无需控制螺旋桨的桨矩，只需控制机头的转动角度、机头前端设置的螺旋桨的转动和/或机尾的两个旋翼的转动便可实现控制飞行器的运行状态，从而控制系统较简单；同时本申请中通过机头前端的螺旋桨转动所产生的升力和/或机尾的两个旋翼转动所产生的升力来提高飞行器的稳定性，从而还提高了飞行器的可靠性。
在上述实施例的基础上，本申请实施例提供的飞行器还可以包括：设置在机身a内部和/或机身a外部的货物固定装置(图中未示出)，其中，货物固定装置处于闭合状态时可以固定货物以防止货物移动，货物固定装置处开启状态时则货物处于非固定状态。
示例性地，当货物固定装置设置在机身a内部时，则货物相应地位于机身a内部(例如机身a的货物仓中)；当货物固定装置设置在机身a外部时，则货物相应地位于机身a外部(例如货物通过货物固定装置吊在机身a的底部)。需要说明的是，本申请下述实施例中以货物固定装置设置在机身a内部为例进行介绍。
图6A为本申请实施例提供的飞行器处于空中抛物状态的示意图一，图6B为本申请实施例提供的飞行器处于空中抛物状态的示意图二。本申请实施例提供的基于飞行器的控制方法中，飞行器控制系统在根据飞行状态信息检测到飞行器处于空中抛物状态时，可以控制货物固定装置由闭合状态切换为开启状态，使得货物处于非固定状态，结合图6A和图6B所示，由于飞行器处于空中抛物状态时飞行器的机头b与机身a之间的夹角小于180°(例如约等于90°)，通过控制飞行器的机头向下倾斜便可通过货物的重力作用实现自动抛货，可见控制简单，可以提高运货效率，同时由于空中抛物状态时通过机头的螺旋桨转动和机尾的两个旋翼转动提供三个升力，从而可以稳定地实现空中抛物过程。
在上述实施例的基础上，考虑到垂直起降时耗油量较大，图7为本申请实施例提供的飞行器处于起飞状态的示意图，如图7所示，本实施例提供的飞行器还可以包括：设置在机身a外部的起落架h，以便于飞行器在起飞或者降落时通过起落架h滑行较短距离的路程同时控制机头b转动较小角度，从而可以实现短距起降，不仅可以减少耗油量，还可以增加载货量。
本申请实施例还提供一种飞行器，可以包括：机身、机头、机尾以及飞行器控制系统(具体结构可以参考本申请上述基于飞行器的控制方法中的飞行器结构示意图)。其中，所述机头沿机身中轴线的平面方向可转动连接所述机身的前端，所述机尾连接所述机身的尾端；所述机头的前端设置有螺旋桨，所述机身的两侧分别设置有机翼，所述机尾的两侧分别设置有旋翼。
其中，所述飞行器控制系统，用于获取所述飞行器的飞行状态信息，并根据所述飞行状态信息控制所述机头的转动角度、所述机头前端设置的螺旋桨的转动和/或所述机尾的两个旋翼的转动，以控制所述飞行器的飞行姿态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统具体用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于起飞状态、降落状态或者空中抛物状态时，控制所述机头的转动角度使所述机头与所述机身之间形成小于180°的夹角、所述螺旋桨的转动和所述两个旋翼的转动，以使得所述飞行器处于俯仰控制状态、滚转控制状态和/或偏航控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述两个旋翼的转速相同，则所述飞行器处于俯仰控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述两个旋翼的转速不同，则所述飞行器处于滚转控制状态。
在一种可能的实现方式中，若所述螺旋桨转动产生的力矩与所述两个旋翼产生的力矩不相同或力矩方向不相反，则所述飞行器处于偏航控制状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统具体用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于空中远程飞行状态时，控制所述机头的转动角度使所述机头位于所述机身的前端延伸方向，以及所述螺旋桨的转动；其中，所述两个旋翼处于非转动状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器控制系统还用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器遇到突风时，控制所述两个旋翼切换为转动状态。
在一种可能的实现方式中，所述机尾的两个旋翼与所述飞行器的中轴线距离相等。
在一种可能的实现方式中，所述机尾的两个旋翼所对应的电动机轴线重合，所述两个旋翼所对应的电动机轴线与所述飞行器的重心之间的距离，大于所述机头顶端设置的螺旋桨所对应的发动机轴线与所述飞行器的重心之间的距离。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器还包括：设置在所述机身内部和/或所述机身外部的货物固定装置；所述飞行器控制系统还用于：
在根据所述飞行状态信息检测到所述飞行器处于空中抛物状态时，控制所述货物固定装置由闭合状态切换为开启状态，使得所述货物处于非固定状态。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器还包括：设置在所述机身外部的起落架。
本申请实施例提供的飞行器，可以用于执行本申请上述基于飞行器的控制方法实施例的技术方案，其实现原理和技术效果类似，此处不再赘述。
本申请实施例还提供一种包含指令的计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得计算机执行本申请上述基于飞行器的控制方法实施例的技术方案，其实现原理和技术效果类似，此处不再赘述。
本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质中存储有指令，当其在计算机上运行时，使得计算机执行本申请上述基于飞行器的控制方法实施例的技术方案，其实现原理和技术效果类似，此处不再赘述。
本领域普通技术人员可以理解，在本申请的各种实施例中，上述各过程的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本申请实施例的实施过程构成任何限定。
在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。
上述以软件功能单元的形式实现的集成的单元，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。上述软件功能单元存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)或处理器(processor)执行本申请各个实施例所述方法的部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本领域技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将装置的内部结构划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。上述描述的装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述各方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成。前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中。该程序在执行时，执行包括上述各方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。
