天线组件及无人飞行器的制作方法

本实用新型涉及无线通信技术领域，尤其涉及一种天线组件及无人飞行器。

背景技术：

可移动设备上可以设置天线组件，用于接收卫星发送的无线电信号，并由接收机对无线电信号进行转换。然而，现有的天线组件与可移动设备的机身通常是固定连接的。如此，在可移动设备大机动运动的情况下，随着可移动设备自身姿态发生变化，天线组件的方向图的覆盖范围也会发生改变，因而会导致搜星性能不够理想、定位信息不准确。

技术实现要素：

本实用新型提供了一种天线组件及无人飞行器，旨在实现根据无人飞行器的姿态实现动态调节天线结构的姿态或者位置，以提高定位精度和定位可靠性。

本实用新型提供一种天线组件，应用于无人飞行器，所述天线组件包括底座、调节结构和天线结构；

所述调节结构包括转动组件，所述转动组件与所述底座转动连接，并与所述天线结构固定连接，所述转动组件包括配重件，所述无人飞行器姿态变化的过程中，所述配重件能够在重力作用下带动所述天线结构转动，以使得所述天线结构的最大辐射方向朝向预设方向。

在本实用新型的天线组件中，所述预设方向与天顶方向的夹角小于预设夹角阈值。

在本实用新型的天线组件中，所述调节结构还包括：

固定部，所述固定部与所述底座连接，并与所述转动组件转动连接。

在本实用新型的天线组件中，所述底座包括：

座体；

安装部，设于所述座体上，所述安装部与所述固定部连接。

在本实用新型的天线组件中，所述安装部朝向所述天线结构的一端设有凹陷槽，所述凹陷槽与所述固定部卡合配合。

在本实用新型的天线组件中，所述转动组件还包括：

转动件，所述天线结构和所述配重件均与所述转动件连接，所述转动件与所述固定部形成环形间隙；

活动件，所述活动件活动设于所述环形间隙内；所述无人飞行器姿态变化的过程中，所述配重件能够在重力作用下带动所述转动件相对所述固定部转动。

在本实用新型的天线组件中，所述转动件包括：

转轴，所述转轴的中部与所述配重件固定连接；

第一连接部，设于所述转轴上，并与所述天线结构连接；

配合部，设于所述转轴的端部，所述配合部通过所述活动件与所述固定部转动连接。

在本实用新型的天线组件中，所述天线结构上设有第二连接部，所述第一连接部通过锁固件与所述第二连接部连接，从而锁固所述天线结构和所述转动组件。

在本实用新型的天线组件中，所述活动件包括多个钢珠；多个所述钢珠沿所述配合部的周向间隔设置。

在本实用新型的天线组件中，所述配重件包括：

配重连接部，与所述转动件连接；

配重部，连接于所述配重连接部远离所述转动件的一端。

本实用新型还提供一种无人飞行器，包括：

中心架；

机臂，与所述中心架连接；

上述的天线组件，设于所述机臂上。

在本实用新型的无人飞行器中，所述天线组件设于所述机臂远离所述中心架的一端。

在本实用新型的无人飞行器中，所述天线组件包括第一天线组件和第二天线组件，所述机臂包括第一机臂和第二机臂，所述第一天线组件和第二天线组件分别设于所述第一机臂和第二机臂上。

在本实用新型的无人飞行器中，所述第一天线组件的转轴和第二天线组件的转轴相互垂直；和/或，所述第一天线组件的转轴与所述无人飞行器的机头方向垂直，所述第二天线组件的转轴与所述无人飞行器的机头方向平行。

在本实用新型的无人飞行器中，所述第一天线组件的调节结构能够在所述无人飞行器的姿态沿第一方向变化时稳定所述第一天线组件的天线结构，以使得所述第一天线组件的天线结构的最大辐射方向朝向预设方向，所述第二天线组件的调节结构能够在所述无人飞行器的姿态沿第二方向变化时稳定所述第二天线组件的天线结构，以使得所述第二天线组件的天线结构的最大辐射方向朝向预设方向；所述第一方向为俯仰方向，所述第二方向为横滚方向。

本实用新型提供的天线组件及无人飞行器，在可移动设备姿态变化过程中，配重件能够在自身的重力作用下带动天线结构转动，从而能够根据可移动设备的姿态实现动态调节天线结构的姿态或者位置，进而将天线结构的最大辐射方向调整到所期望的方向上以获得更好的搜星性能，提高定位精度和定位可靠性，无需额外的控制电路控制天线结构转动。

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，并不能限制本实用新型实施例的公开内容。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，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是普通的导航天线在导航l1频段(1.575ghz)的方向图。

图2是在无人机姿态变化过程中，固定于无人机上的普通的导航天线在导航l1频段(1.575ghz)的方向图；

图3是本实用新型实施例提供的可移动设备的结构示意图；

图4是本实用新型实施例提供的天线组件的结构示意图；

图5是本实用新型实施例提供的天线组件的分解示意图；

图6是本实用新型实施例提供的天线组件的剖视图；

图7是图6在a处的局部放大示意图；

图8是本实用新型实施例提供的调节结构一角度的结构示意图；

图9是本实用新型实施例提供的调节结构另一角度的结构示意图；

图10是本实用新型实施例提供的天线组件的部分结构示意图；

图11是本实用新型实施例提供的可移动设备的结构示意图；

图12是本实用新型实施例提供的一种可移动设备的控制方法的流程示意图；

图13是本实用新型实施例提供的一种可移动设备的结构示意图。

附图标记：

1000、可移动设备；

100、天线组件；101、第一天线组件；102、第二天线组件；

10、底座；11、座体；12、安装部；13、凹陷槽；

20、调节结构；21、转动组件；211、配重件；2111、配重连接部；2112、配重部；

212、转动件；2121、转轴；2122、第一连接部；2123、配合部；

213、活动件；214、环形间隙；22、固定部；

30、天线结构；31、第二连接部；32、壳体；321、第一壳部；322、第二壳部；323、收容空间；33、天线主体；331、电路板；332、辐射部；333、馈线；

200、机身；201、中心架；202、机臂；2021、第一机臂；2022、第二机臂。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通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，都属于本实用新型保护的范围。

还应当理解，在本实用新型说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的而并不意在限制本实用新型。如在本实用新型说明书和所附权利要求书中所使用的那样，除非上下文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。

还应当进一步理解，在本实用新型说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。

本实用新型的发明人发现，随着无人机对高精度定位需求的增强，对于导航天线的性能要求也越来越高。在如何接收更多有效的卫星导航信号上，除了提高导航天线本身的增益及10db波束宽度外，分析卫星的分布也很重要。结合目前gps/glonass/北斗/galileo导航系统的卫星分布可以发现，高仰角的卫星占比较大。以下统计了深圳地区某一天(10:00～22:00)不同时段卫星数目分布情况如表1所示：

表1深圳地区某一天(10:00～22:00)不同时段卫星数目分布情况

通常实时动态差分(real-timekinematic，rtk)需要有效双频卫星数在12-15颗，每加一个导航系统则卫星数目加1，4系统需要有效双频卫星数在15-18颗。从不同时刻卫星数目分布情况来看，4系统时30°仰角以上的卫星数目可满足要求。但是在一些遮挡比较严重的情况下，例如大机动状态下(俯仰角最大可达40°)的半遮挡环境，卫星数量也会相应的减少约40％，此时30度仰角以上的卫星数无法满足要求。如果想要满足卫星数目，则需要引入一些角度低于30°的卫星。

低仰角的卫星本身发送的导航数据不会含有错误信息，但是与高仰角卫星相比，其导航信号从卫星到地面接收机所走的路径是不同的。通常将导航信号当作标准的电磁信号，在真空中以光速传播，所有的位置计算都是基于这样的假设。低仰角卫星的信号需要穿过更多的大气层，并且这部分大气层的密度较大，从而导航信号在大气层中的传播特性与真空中相差较大。低仰角卫星信号在传播过程中受到的电离层延迟、对流层延迟、多路径效应和观测噪声等影响更大，如果直接将低仰角卫星的观测数据参与位置解算，会对定位精度造成影响。因此，在全球导航定位系统gnss(globalnavigationpositioningsystem，gnss)定位中，一般会选取某一截止高度角(一般在20°-35°之间)，对截止高度角以下的卫星数据不参与位置的解算，以避免低仰角卫星观测数中包含的误差影响定位精度。

目前，消费级无人机通常采用gps陶瓷天线，该天线为贴片式，与机身的连接方式为固定式，不会随着机身的俯仰而做出变化。行业级无人机通常采用单独的rtk天线，与机身的连接同样采用固定式，无法自适应改变自身姿态或者位置。无论是陶瓷天线还是单独的rtk天线，其方向图的最大增益均指向天顶方向且波束非半全向，通常的3db波束宽度不到120°。当无人机在动态飞行时，尤其是在无人机大机动飞行或者快速飞行(俯仰角较大)的情况下，随着无人机自身姿态发生变化，导航天线的方向图的覆盖范围也会发生改变，此时由于天线的方向图无法覆盖卫星分布最多的天空区域，因而会导致搜星性能下降、定位信息不准确。

请参阅图1，图1是普通的导航天线在导航l1频段(1.575ghz)的方向图。

请参阅图2，图2是在无人机姿态变化过程中，固定于无人机上的普通的导航天线在导航l1频段(1.575ghz)的方向图。

无人机的姿态角范围通常为0度至45度，即最大姿态角为45度。若普通的导航天线固定在无人机上，在无人机的姿态角为45度的情况下，普通的导航天线的方向图也会发生约45度的偏转。偏转后的l1频段的方向图如图2所示(以向一侧偏转为例)。

显然，当导航天线跟随无人机进行姿态的偏转时，导航天线的方向图也会发生同样的偏转。这种偏转会不同程度地导致导航天线无法收到某一侧的卫星信号，从而导致搜星性能和定位精度下降。

为此，本实用新型的发明人对天线组件、可移动设备、可移动设备的控制方法和存储介质进行了改进，以在可移动设备姿态变化的过程中，使得所述天线结构的最大辐射方向朝向预设方向，从而提高搜星性能和定位精度。

下面结合附图，对本实用新型的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

请参阅图3，本实用新型实施例提供的一种天线组件100，应用于可移动设备1000。可移动设备1000可以包括无人飞行器、云台、无人驾驶车、无人驾驶船等中的至少一种。进一步而言，飞行器可以为旋翼型无人机，例如四旋翼无人机、六旋翼无人机、八旋翼无人机，也可以是固定翼无人机。

请参阅图4至图6，天线组件100包括底座10、调节结构20和天线结构30。调节结构20包括转动组件21。转动组件21与底座10转动连接。转动组件21与天线结构30固定连接。转动组件21包括配重件211，可移动设备1000姿态变化的过程中，配重件211能够在重力作用下带动天线结构30转动，以使得天线结构30的最大辐射方向朝向预设方向。

上述实施例的天线组件100，在可移动设备1000姿态变化过程中，配重件211能够在自身的重力作用下带动天线结构30转动，从而能够根据可移动设备1000的姿态实现动态调节天线结构30的姿态或者位置，进而将天线结构30的最大辐射方向调整到所期望的方向上以获得更好的搜星性能，提高定位精度和定位可靠性，无需设置额外的控制电路控制天线结构30转动，结构简单、可靠性高、成本低。

以可移动设备1000为无人飞行器为例。当无人飞行器在动态飞行(包括大角度机动飞行)时，尤其是在无人飞行器快速飞行(俯仰角较大)的情况下，配重件211能够在自身的重力作用下带动天线结构30转动，从而能够根据无人飞行器的姿态实现动态调节天线结构30的姿态，进而将天线结构30的最大辐射方向调整到所期望的方向上以提高搜星性能和定位精度，天线结构30不会受到无人飞行器的机身200的影响而导致搜星性能下降。

在一些实施例中，预设方向与天顶方向的夹角小于预设夹角阈值。该预设夹角阈值可以根据实际需求进行设计，比如为5°、10°、20°、30°、45°以及5°-45°之间的任意其他合适角度。

示例性地，预设方向与天顶方向的夹角为0°或者大致为0°。即配重件211能够在重力作用下带动天线结构30转动，从而使得天线结构30的最大辐射方向朝向或者大致朝向天顶方向，从而使得天线结构30的最大辐射方向能够朝向定位卫星分布最多的天空区域。

在一些实施例中，预设方向可以根据可移动设备1000的位置、定位卫星的分布情况等中的至少一者进行确定，以使得天线结构30的最大辐射方向能够朝向定位卫星分布最多的区域，从而提高天线结构30的搜星性能和定位精度。

请参阅图7至图9，在一些实施例中，调节结构20还包括固定部22。固定部22与底座10连接。固定部22与转动组件21转动连接。在可移动设备1000姿态变化过程中，配重件211能够在自身的重力作用下带动天线结构30相对固定部22转动，从而能够根据可移动设备1000的姿态实现动态自适应调节天线结构30的姿态，进而将天线结构30的最大辐射方向调整到预设方向上。

请参阅图5，在一些实施例中，底座10包括座体11和安装部12。安装部12设于座体11上。安装部12与固定部22连接。安装部12可以与座体11可拆卸连接，也可以为固定不可拆卸连接，或者为一体结构。示例性地，安装部12凸设于座体11上。

在一些实施方式中，固定部22与安装部12可拆卸连接。比如，固定部22通过卡合连接、磁吸连接、快拆件连接等方式与安装部12可拆卸连接。在另一些实施方式中，固定部22可以与至少部分安装部12为一体结构或者固定不可拆卸连接。

请参阅图5至图7，在一些实施例中，安装部12朝向天线结构30的一端设有凹陷槽13。凹陷槽13与固定部22卡合配合。凹陷槽13的形状与固定部22的形状适配。示例性地，凹陷槽13的形状呈弧形。固定部22呈环状。固定部22的环形外表面与凹陷槽13的弧形槽壁配合。

请参阅图8和图9，在一些实施例中，转动组件21包括转轴2121。天线结构30能够绕转轴2121旋转。安装部12的数量和固定部22的数量均为两个。两个安装部12沿转轴2121的轴向间隔设置。每个安装部12对应与一个固定部22卡合配合。示例性地，固定部22呈环状，固定部22的轴线与转轴2121的轴线重合或者大致重合。

请参阅图7至图9，在一些实施例中，转动组件21还包括转动件212和活动件213。天线结构30和配重件211均与转动件212连接。转动件212与固定部22形成环形间隙214。活动件213活动设于环形间隙214内。活动件213的设置，为转动件212相对固定部22转动提供了保障。可移动设备1000姿态变化的过程中，配重件211能够在重力作用下带动转动件212转动，从而带动与转动件212连接的天线结构30转动。

在一些实施方式中，配重件211与转动件212固定不可拆卸连接，或者二者为一体结构。示例性地，配重件211固定连接在转动件212的中部。在另一些实施方式中，配重件211也可以与转动件212可拆卸连接。

可以理解地，活动件213至少部分容纳于环形间隙214内。

在一些实施例中，天线结构30和配重件211分别设于转动件212的相对两侧。如此，当配重件211在重力作用下带动天线结构30转动时，天线结构30的最大辐射方向可以保持朝向前述预设方向，从而使得天线结构30获得良好搜星性能。

请参阅图7至图9，在一些实施例中，转动件212包括转轴2121、第一连接部2122和配合部2123。转轴2121的中部与配重件211固定连接。第一连接部2122设于转轴2121上。第一连接部2122与天线结构30连接。配合部2123设于转轴2121的端部。配合部2123通过活动件213与固定部22转动连接。

可以理解地，可移动设备1000姿态变化的过程中，配重件211和转动件212配合带动天线结构30绕转轴2121转动，无需设置额外的控制天线结构30转动的控制电路，即可根据可移动设备1000的姿态变化而快速地调节天线结构30的姿态。此外，可移动设备1000姿态变化的过程中，配重件211和转动件212配合调节天线结构30的姿态，使得天线结构30的姿态跟随可移动设备100的姿态变化而变化，有利于避免天线结构30的相位中心发生剧烈变化，从而提高天线结构30的搜星性能以及定位精度。

示例性地，该转轴2121只能在一个维度上进行转动，因而，当天线组件100固定在可移动设备1000上后，只能沿一个方向上来回调节天线结构30的姿态。

示例性地，转轴2121、第一连接部2122通过一体成型加工制得，配合部2123套设于转轴2121的端部。

在一些实施例中，环形间隙214的圆心与配合部2123的圆心重合。

在一些实施例中，固定部22间隔套设于配合部2123的外部，固定部22与配合部2123同心设置。

示例性地，配合部2123为轴承结构。固定部22也为轴承结构。配合部2123的轴线和固定部22的轴线重合或者大致重合。固定部22套设于配合部2123外部，且固定部22与配合部2123间隔设置形成环形间隙214。

示例性地，第一连接部2122固定连接于转轴2121靠近配合部2123的位置处。

第一连接部2122的数量可以根据实际需求设置，比如一个、两个、三个或者更多。比如，第一连接部2122的数量为两个。两个第一连接部2122沿转轴2121的轴向间隔设置，如此既能够保证转轴2121与天线结构30可靠连接，又能够尽可能地降低成本、减轻天线组件100的重量。

请参阅图10，在一些实施例中，天线结构30上设有第二连接部31。第一连接部2122通过锁固件(图未示)与第二连接部31连接，从而锁固天线结构30和转动组件21。示例性地，锁固件穿设第一连接部2122和第二连接部31，从而将第一连接部2122与第二连接部31锁紧固定。锁固件可以是螺丝等。

请参阅图7至图9，在一些实施例中，活动件213包括多个钢珠。在其他实施例中，活动件213可以包括多个球体，该球体可以采用其他任意合适的刚性材料制成。

在一些实施例中，多个钢珠沿环形间隙214或者配合部2123的周向间隔设置，以使得转动件212能够顺畅地相对固定部22转动。

请参阅图8和图9，在一些实施例中，配重件211包括配重连接部2111和配重部2112。配重连接部2111与转动件212连接。配重部2112连接于配重连接部2111远离转动件212的一端。可移动设备1000姿态变化的过程中，配重部2112能够在重力作用下带动配重连接部2111和转动件212相对固定部22转动，从而带动与转动件212连接的天线结构30转动。

示例性地，配重连接部2111与配重部2112通过一体成型加工制得。配重连接部2111的两端分别固定连接于转动件212和配重部2112。

在一些实施例中，配重部2112的外周尺寸大于配重连接部2111的周向尺寸。示例性地，配重部2112的重量大于配重连接部2111的重量。

请参阅图5和图6，在一些实施例中，天线结构30包括壳体32和天线主体33。壳体32与调节结构20连接。至少部分天线主体33设于壳体32内，壳体32用于保护天线主体33，防止外部液体和/或粉尘影响天线主体33的正常工作。

示例性地，第二连接部31设于壳体32上。壳体32可以通过第一连接部2122和第二连接部31配合固定连接于调节结构20的转动件212。

请参阅图5和图6，在一些实施例中，壳体32包括第一壳部321和第二壳部322。第一壳部321与调节结构20连接。第二壳部322与第一壳部321配合形成收容至少部分天线主体33的收容空间323。示例性地，第一壳部321与第二壳部322可拆卸连接。

请参阅图10，示例性地，第二连接部31设于第一壳部321上。第二壳部322、第一壳部321和调节结构20依次设置。第二壳部322罩设在天线主体33的外部。

示例性地，天线主体33为能够接收gps、glonass、北斗、galileo中至少一种导航系统信号的天线。

请参阅图5和图6，在一些实施例中，天线主体33包括电路板331、辐射部332和馈线333。电路板331设于壳体32内。辐射部332设于壳体32内并与电路板331电连接。馈线333与电路板331电连接。部分馈线333设于壳体32外。

具体地，电路板331和辐射部332均设于收容空间323内。部分馈线333伸入收容空间323内，以与电路板331电连接。另一部分馈线333位于收容空间323外，用于与可移动设备1000的其他模块连接。

请参阅图3，本实用新型实施例还提供一种可移动设备1000包括机身200和上述任一实施例的天线组件100。天线组件100设于机身200上。可移动设备1000包括以下至少一种：无人飞行器、无人驾驶车、无人驾驶船或机器人等。

示例性地，可移动设备1000为无人飞行器。

请参阅图3，在一些实施例中，机身200包括中心架201和机臂202。机臂202与中心架201连接，天线组件100设于机臂202上。示例性地，机臂202的一端与中心架201固定连接，天线组件100的底座10与机臂202的另一端固定连接。具体地，底座10的座体11与机臂202的另一端可以固定不可拆卸连接，也可以为可拆卸连接。

在一些实施例中，天线组件100设于机臂202远离中心架201的一端。当可移动设备1000以一定的速度失控后，调节结构20的设置有利于减小天线结构30可能受到的撞击，从而保护天线结构30。

示例性地，天线组件100设于机臂202远离中心架201的一端的上方。可移动设备1000在静止状态下，天线结构30的最大辐射方向朝向天顶方向，以实现天线结构30的净空。

请参阅图11，在一些实施例中，天线组件100包括第一天线组件101和第二天线组件102。机臂202包括第一机臂2021和第二机臂2022。第一天线组件101和第二天线组件102分别设于第一机臂2021和第二机臂2022上。第一天线组件101和第二天线组件102均包括上述任一实施例的底座10、调节结构20和天线结构30。

示例性地，第一机臂2021和第二机臂2022均固定连接在中心架201上。第一天线组件101设于第一机臂2021远离中心架201的一端，第二天线组件102设于第二机臂2022远离中心架201的一端。

请参阅图11，在一些实施例中，第一机臂2021和第二机臂2022相邻设置。机臂202的数量可以根据实际需求进行设置，比如为四个、六个、八个等。示例性地，机臂202的数量为四个，包括第一机臂2021和第二机臂2022，第一机臂2021和第二机臂2022相邻且间隔设置。示例性地，第一机臂2021和第二机臂2022靠近机身200的机头方向设置。

需要说明的是，本实用新型实施例的垂直包括夹角为90度和大致为90度的情形。

在一些实施例中，在实际定位过程中，通过第一天线组件101和第二天线组件102的其中一者即可完成。在另一些实施例中，在实际定位过程中，也可以通过第一天线组件101和第二天线组件102共同完成。

请参阅图11，在一些实施例中，第一天线组件101的转轴2121和第二天线组件102的转轴2121相互垂直。第一天线组件101和第二天线组件102可以构成基线向量，从而测量航向和俯仰角。

请参阅图11，在一些实施例中，第一天线组件101的转轴2121与可移动设备1000的机头方向垂直。第二天线组件102的转轴2121与可移动设备1000的机头方向平行。

在一些实施例中，在可移动设备1000的姿态沿第一方向变化时，第一天线组件101的调节结构20能够调节第一天线组件101的天线结构30的姿态或者稳定第一天线组件101的天线结构30，以使得第一天线组件101的天线结构30的最大辐射方向朝向预设方向。在可移动设备1000的姿态沿第二方向变化时，第二天线组件102的调节结构20能够调节第二天线组件102的天线结构30的姿态或者稳定第二天线组件102的天线结构30，以使得第二天线组件102的天线结构30的最大辐射方向朝向预设方向。其中，本实用新型实施例的预设方向可以参照上述任一实施例中的预设方向。

示例性地，第一方向与第二方向垂直。

示例性地，第一方向为俯仰方向，第二方向为横滚方向。

示例性地，请参阅图11，将第一天线组件101放置于第一机臂2021的末端(即位置1处)，第一天线组件101的转轴2121与可移动设备1000的机头方向垂直，则当可移动设备1000以一定速度匀速向可移动设备1000的机头前方飞行(即 y方向)或者向可移动设备1000的机尾前方飞行(即-y方向)时，可移动设备1000的机身200本身会呈现一定的倾斜角度(前倾/后倾)。此时在第一天线组件的配重件211的重力作用下，第一天线组件101的天线结构30的最大辐射方向能够始终朝向预设方向。

同样地，请参阅图11，将第二天线组件102放置于第二机臂2022的末端(即位置2)，第二天线组件102的转轴2121与可移动设备1000的机头方向平行，则当可移动设备1000以一定速度匀速向右侧飞行(即 x方向)或者向左侧飞行(即-x方向)时，可移动设备1000的机身200本身会呈现一定的倾斜角度(右倾/左倾)。此时在第二天线组件102的配重件的重力作用下，第二天线组件102的天线结构30的最大辐射方向能够始终朝向预设方向。即无论可移动设备1000向哪个方向飞行时，第一天线组件101和第二天线组件102中的至少一个能够动态调节对应的天线结构30的姿态，从而保证在可移动设备1000姿态变化过程中可移动设备1000能够始终获得更好的搜星性能和定位精度。

为了在可移动设备1000运动过程中始终获得更好的定位精度，需要动态地在第一天线组件101和第二天线组件102中确定目标天线组件，根据目标天线组件获取到卫星导航信号计算可移动设备1000的位置信息。具体地，在可移动设备1000的定位过程中，可移动设备1000可以获取可移动设备1000的运动状态信息。基于所获取的运动状态信息，在第一天线组件101和第二天线组件102中确定目标天线组件，并根据目标天线组件获取到卫星导航信号计算可移动设备1000的位置信息。

其中，运动状态信息包括姿态信息或速度信息。姿态信息包括俯仰角度或横滚角度。速度信息包括速度方向和速度值。

示例性地，可以通过终端设备向可移动设备1000控制指令。可移动设备1000接收该控制指令，并根据该控制指令获取可移动设备1000的运动信息。终端设备可以包括手机、平板电脑、笔记本电脑、台式电脑、个人数字助理、穿戴式设备、遥控器等中的至少一项。

示例性地，可以获取可移动设备1000自动生成的控制指令，并根据控制指令，获取可移动设备1000的运动状态信息。

示例性地，若可移动设备1000的俯仰角度大于或等于第一预设角度，确定第一天线组件101为目标天线组件。若可移动设备1000的横滚角度大于或等于第二预设角度，确定第二天线组件102为目标天线组件。第一预设角度和第二预设角度均可以根据实际需求进行设置。比如，第一预设角度为10度等。

示例性地，若可移动设备1000在可移动设备1000的机头方向的速度值大于或等于第一预设速度阈值，确定第一天线组件101为目标天线组件。若可移动设备1000在垂直于可移动设备1000的机头方向的速度值大于或等于第二预设速度阈值，确定第二天线组件102为目标天线组件。第一预设速度阈值和第二速度阈值均可以根据实际需求进行设置，在此不作限制。

在一些实施方式中，可以获取第一天线组件101和第二天线组件102对应的搜星信息。根据可移动设备1000的运动状态信息和所获取的搜星信息，在第一天线组件101和第二天线组件102中确定目标天线组件。

在另一些实施方式中，可以获取第一天线组件101和第二天线组件102对应的导通状态信息。根据可移动设备1000的运动状态信息和所获取的导通状态信息，在第一天线组件101和第二天线组件102中确定目标天线组件。比如，当第一天线组件101的天线主体33内部的电路导通、第二天线组件102的天线主体33内部的电路未导通时，将第一天线组件101确定为目标天线组件。又如，当第一天线组件101的天线主体33内部的电路未导通、第二天线组件102的天线主体33内部的电路导通时，将第二天线组件102确定为目标天线组件。如此，当第一天线组件101和第二天线组件102的其中一者电路不导通时，第一天线组件101和第二天线组件102的另一者能够实现可移动设备1000在运动或者全向飞行时的卫星跟踪，提高可移动设备1000的飞行安全性。即当第一天线组件101和第二天线组件102的一个失效后，第一天线组件101和第二天线组件102的另一个可以实现定位功能。

请结合前述实施例参阅图12，图12是本实用新型实施例提供的一种可移动设备的控制方法的流程示意图。所述控制方法可应用在可移动设备中，用于在可移动设备的姿态发生变化时在第一天线组件和第二天线组件中确定目标天线组件等过程。

示例性地，可移动设备可以包括无人飞行器、云台、无人驾驶车、无人驾驶船等中的至少一种。进一步而言，飞行器可以为旋翼型无人机，例如四旋翼无人机、六旋翼无人机、八旋翼无人机，也可以是固定翼无人机。可以理解地，天线组件可以与可移动设备一体设置，也可以是可拆卸连接。

示例性地，所述可移动设备包括第一天线组件和第二天线组件，所述第一天线组件和所述第二天线组件均包括调节结构和天线结构，所述第一天线组件的调节结构能够在所述可移动设备的姿态沿第一方向变化时稳定所述第一天线组件的天线结构，以使得所述第一天线组件的天线结构的最大辐射方向朝向预设方向，所述第二天线组件的调节结构能够在所述可移动设备的姿态沿第二方向变化时稳定所述第二天线组件的天线结构，以使得所述第二天线组件的天线结构的最大辐射方向朝向预设方向。

如图12所示，本实用新型实施例的可移动设备的控制方法包括步骤s101至步骤s103。

s101、获取所述可移动设备的运动状态信息；

s102、根据所述可移动设备的运动状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件；

s103、根据所述目标天线组件获取到的卫星导航信号计算所述可移动设备的位置信息。

可以理解地，所述控制方法的步骤可以由处理器实现，也可以由多个电子器件搭建的控制电路实现。

在一些实施例中，所述运动状态信息包括姿态信息或速度信息。

在一些实施例中，所述获取所述可移动设备的运动状态信息，包括：获取终端设备发送的可移动设备的控制指令；根据所述控制指令，获取所述可移动设备的运动状态信息。

在一些实施例中，所述获取所述可移动设备的运动状态信息，包括：获取所述可移动设备自动生成的控制指令；根据所述控制指令，获取所述可移动设备的运动状态信息。

在一些实施例中，所述第一方向为俯仰方向，所述第二方向为横滚方向。

在一些实施例中，所述姿态信息包括俯仰角度或横滚角度，所述速度信息包括速度方向和速度值。

在一些实施例中，所述根据所述可移动设备的运动状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件，包括：若所述可移动设备的俯仰角度大于或等于第一预设角度，确定所述第一天线组件为目标天线组件；若所述可移动设备的横滚角度大于或等于第二预设角度，确定所述第二天线组件为目标天线组件。

在一些实施例中，所述根据所述可移动设备的运动状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件，包括：若所述可移动设备在可移动设备的机头方向的速度值大于或等于第一预设速度阈值，确定所述第一天线组件为目标天线组件；若所述可移动设备在垂直于可移动设备的机头方向的速度值大于或等于第二预设速度阈值，确定所述第二天线组件为目标天线组件。

在一些实施例中，所述根据所述可移动设备的运动状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件，包括：获取所述第一天线组件和第二天线组件对应的搜星信息；根据所述可移动设备的运动状态信息和所述搜星信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件。

在一些实施例中，所述根据所述可移动设备的运动状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件，包括：获取所述第一天线组件和第二天线组件对应的导通状态信息；根据所述可移动设备的运动状态信息和所述导通状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件。

本实用新型实施例提供的控制方法的具体原理和实现方式均与前述实施例的可移动设备类似，此处不再赘述。

请结合上述实施例参阅图13，图13是本实用新型实施例提供的可移动设备3000的示意性框图。

如前所述，该可移动设备3000包括第一天线组件、第二天线组件、存储器3001和处理器3002，所述第一天线组件和所述第二天线组件均包括调节结构和天线结构，所述第一天线组件的调节结构能够在所述可移动设备的姿态沿第一方向变化时稳定所述第一天线组件的天线结构，以使得所述第一天线组件的天线结构的最大辐射方向朝向预设方向，所述第二天线组件的调节结构能够在所述可移动设备的姿态沿第二方向变化时稳定所述第二天线组件的天线结构，以使得所述第二天线组件的天线结构的最大辐射方向朝向预设方向。

具体地，如图13所示，存储器3001用于存储程序代码。所述处理器3002调用所述程序代码，当程序代码被执行时，用于执行以前述可移动设备的控制方法的步骤。

示例性地，存储器3001和处理器3002通过总线3003连接，该总线3003比如为i2c(inter-integratedcircuit)总线。

具体地，存储器3001可以是flash芯片、只读存储器(rom，read-onlymemory)磁盘、光盘、u盘或移动硬盘等。

具体地，处理器3002可以是微控制单元(micro-controllerunit，mcu)、中央处理单元(centralprocessingunit，cpu)或数字信号处理器(digitalsignalprocessor，dsp)等。

其中，所述处理器3002用于运行存储在存储器3001中的计算机程序，并在执行所述计算机程序时实现前述的可移动设备的控制方法。

示例性地，所述处理器3002用于运行存储在存储器3001中的计算机程序，并在执行所述计算机程序时实现如下步骤：

获取所述可移动设备的运动状态信息；

根据所述可移动设备的运动状态信息，在所述第一天线组件和所述第二天线组件中确定目标天线组件；

根据所述目标天线组件获取到的卫星导航信号计算所述可移动设备的位置信息。

本实用新型实施例提供的可移动设备的具体原理和实现方式均与前述实施例的可移动设备类似，此处不再赘述。

本实用新型实施例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有计算机程序，所述计算机程序中包括程序指令，所述处理器执行所述程序指令，实现上述实施例提供的可移动设备的控制方法的步骤。

其中，所述计算机可读存储介质可以是前述任一实施例所述的可移动设备的内部存储单元，例如所述可移动设备的硬盘或内存。所述计算机可读存储介质也可以是所述可移动设备的外部存储设备，例如所述可移动设备上配备的插接式硬盘，智能存储卡(smartmediacard，smc)，安全数字(securedigital，sd)卡，闪存卡(flashcard)等。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以权利要求的保护范围为准。