本發(fā)明涉及一種無人機結(jié)構(gòu)，確切地說是一種自適應(yīng)降落姿態(tài)應(yīng)急調(diào)整的無人機。

背景技術(shù)：

目前無人機在航拍、地質(zhì)勘測、日常娛樂等領(lǐng)域中均得到了極為廣泛的應(yīng)用，但隨著對無人機應(yīng)用的深入，在使用中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)前的無人機在降落過程中，尤其是具備垂直起降能力的無人機在降落過程中，以及受到地表附近復(fù)雜氣流因素等影響，而造成無人機下降時的飛行姿態(tài)、下降定位精度誤差大等現(xiàn)象，從而導(dǎo)致無人機降落工程中易發(fā)生無人機墜落等事故，嚴(yán)重影響了無人機設(shè)備使用的安全性和可靠性，而針對這一問題，當(dāng)前尚無有效的應(yīng)對措施，因此造成當(dāng)前無人機設(shè)備運行的風(fēng)險相對較高，因此針對這一現(xiàn)狀，迫切需要開發(fā)一種發(fā)明的無人機結(jié)構(gòu)，以克服當(dāng)前無人機在使用中存在的以上不足。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)上存在的不足，本發(fā)明提供一種自適應(yīng)降落姿態(tài)應(yīng)急調(diào)整的無人機，該發(fā)明結(jié)構(gòu)構(gòu)成簡單，使用靈活方便，自重小，結(jié)構(gòu)簡單，可有效的對無人機在降落過程中因氣流等原因引起無人機飛行姿態(tài)失控、偏西預(yù)定降落軌跡等現(xiàn)象進(jìn)行應(yīng)對，從而有效提高無人機在降落時的穩(wěn)定性和安全性。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明是通過如下的技術(shù)方案來實現(xiàn)：

一種自適應(yīng)降落姿態(tài)應(yīng)急調(diào)整的無人機，包括機體及姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置，所述的姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置至少兩個，并安裝在機體下表面上，且各姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置均以機體軸線對稱分布，姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置包括定位座、承載架、調(diào)節(jié)風(fēng)機、導(dǎo)流板、超聲波側(cè)測距裝置、重力傳感器及控制電路，承載架為立方體框架結(jié)構(gòu)，安裝在定位座上表面上，并通過調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)定位座鉸接，承載架可環(huán)繞旋轉(zhuǎn)軸進(jìn)行0°—360°旋轉(zhuǎn)，定位座后表面與機體外表面相互連接，調(diào)節(jié)風(fēng)機嵌于承載架內(nèi)并與承載架同軸分布，調(diào)節(jié)風(fēng)機通過調(diào)節(jié)機構(gòu)與承載架內(nèi)表面鉸接，并可環(huán)繞旋轉(zhuǎn)軸進(jìn)行0°—360°旋轉(zhuǎn)，導(dǎo)流板若干，均通過調(diào)節(jié)機構(gòu)安裝在承載架外表面并與承載架外表面鉸接，且相鄰的兩導(dǎo)流板間最大間距為其所在承載架表面長度的1/5—1/3，超聲波側(cè)測距裝置、重力傳感器及控制電路均安裝在定位座上，其中超聲波側(cè)測距裝置至少一個，其軸線與水平面垂直分布，重力傳感器至少一個，且重力傳感器的軸線與機體軸線相互平行分布，控制電路分別與調(diào)節(jié)風(fēng)機、超聲波側(cè)測距裝置、重力傳感器、調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)及機體電路系統(tǒng)電氣連接。

進(jìn)一步，所述的定位座通過滑軌與機體連接，且定位座與機體間設(shè)至少3毫米的風(fēng)道。

進(jìn)一步，所述的重力傳感器為兩個或兩個以上時，則各重力傳感器的檢測軸線間呈0°—90°夾角。

本發(fā)明結(jié)構(gòu)構(gòu)成簡單，使用靈活方便，自重小，結(jié)構(gòu)簡單，可有效的對無人機在降落過程中因氣流等原因引起無人機飛行姿態(tài)失控、偏西預(yù)定降落軌跡等現(xiàn)象進(jìn)行應(yīng)對，從而有效提高無人機在降落時的穩(wěn)定性和安全性。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和具體實施方式來詳細(xì)說明本發(fā)明；

圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實施方式

為使本發(fā)明實現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達(dá)成目的與功效易于明白了解，下面結(jié)合具體實施方式，進(jìn)一步闡述本發(fā)明。

如圖1所述的一種自適應(yīng)降落姿態(tài)應(yīng)急調(diào)整的無人機，包括機體1及姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置2，姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置2至少兩個，并安裝在機體1下表面上，且各姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置2均以機體1軸線對稱分布，姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置2包括定位座21、承載架22、調(diào)節(jié)風(fēng)機23、導(dǎo)流板24、超聲波側(cè)測距裝置25、重力傳感器26及控制電路27，承載架22為立方體框架結(jié)構(gòu)，安裝在定位座21上表面上，并通過調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)定位座21鉸接，承載架22可環(huán)繞旋轉(zhuǎn)軸進(jìn)行0°—360°旋轉(zhuǎn)，定位座21后表面與機體1外表面相互連接，調(diào)節(jié)風(fēng)機23嵌于承載架22內(nèi)并與承載架22同軸分布，調(diào)節(jié)風(fēng)機23通過調(diào)節(jié)機構(gòu)與承載架22內(nèi)表面鉸接，并可環(huán)繞旋轉(zhuǎn)軸進(jìn)行0°—360°旋轉(zhuǎn)，導(dǎo)流板24若干，均通過調(diào)節(jié)機構(gòu)安裝在承載架22外表面并與承載架22外表面鉸接，且相鄰的兩導(dǎo)流板24間最大間距為其所在承載架22表面長度的1/5—1/3，超聲波側(cè)測距裝置25、重力傳感器26及控制電路27均安裝在定位座21上，其中超聲波側(cè)測距裝置25至少一個，其軸線與水平面垂直分布，重力傳感器26至少一個，且重力傳感器26的軸線與機體1軸線相互平行分布，控制電路27分別與調(diào)節(jié)風(fēng)機23、超聲波側(cè)測距裝置25、重力傳感器26、調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)及機體1電路系統(tǒng)電氣連接。

本實施例中，所述的定位座21通過滑軌3與機體1連接，且定位座21與機體1間設(shè)至少3毫米的風(fēng)道4。

本實施例中，所述的重力傳感器26為兩個或兩個以上時，則各重力傳感器26的檢測軸線間呈0°—90°夾角。

本發(fā)明在具體實施過程中，當(dāng)無人機處于降落狀態(tài)時，首先通過重力傳感器和超聲波側(cè)測距裝置對無人機機身飛行姿態(tài)穩(wěn)定性和機身與地面的距離進(jìn)行檢測，當(dāng)因氣流呈造成機身偏轉(zhuǎn)時，由重力傳感器檢測到機身偏轉(zhuǎn)角度，然后調(diào)節(jié)風(fēng)機運行，并配合導(dǎo)流板為機身施加一個與機身偏轉(zhuǎn)方向呈一定角度的輔助驅(qū)動力，從而達(dá)到對穩(wěn)定機身的飛行姿態(tài)的效果，同時確保無人機在降落過程總，在無人機飛行姿態(tài)穩(wěn)定前確保機身與地面間保持安全距離，防止無人機發(fā)生墜落、碰撞等現(xiàn)象發(fā)生。

本發(fā)明結(jié)構(gòu)構(gòu)成簡單，使用靈活方便，自重小，結(jié)構(gòu)簡單，可有效的對無人機在降落過程中因氣流等原因引起無人機飛行姿態(tài)失控、偏西預(yù)定降落軌跡等現(xiàn)象進(jìn)行應(yīng)對，從而有效提高無人機在降落時的穩(wěn)定性和安全性。

以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點。本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進(jìn)，這些變化和改進(jìn)都落入要求保護的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護范圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。