無人機以及降落方法
【專利摘要】本發(fā)明實施例公開了一種無人機以及降落方法，該無人機包括，陀螺儀、控制模塊、驅(qū)動裝置、以及至少兩個可調(diào)整腳架；所述陀螺儀，與所述控制模塊電連接，用于采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊；所述控制模塊，與所述驅(qū)動裝置電連接，用于獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置；所述驅(qū)動裝置，與所述可調(diào)整腳架相連接，用于根據(jù)所述控制信號調(diào)整所述可調(diào)整腳架，以使所述無人機平穩(wěn)降落。利用本發(fā)明實施例提供的無人機可以降低無人機在降落過程中發(fā)生飛行事故的風(fēng)險。
【專利說明】
無人機以及降落方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明實施例涉及無人機制造技術(shù)，尤其涉及一種無人機以及降落方法。
【背景技術(shù)】
[0002]目前，無人機在飛行活動中飛行事故時有發(fā)生，其中在降落過程中事故發(fā)生率較高，并且在降落過程中事故發(fā)生的主要原因為:現(xiàn)有的無人機腳架，無論是收放式還是固定式，在降落的過程中，都是對稱地固定在同一水平面上，而無人機的降落一般發(fā)生在戶外，降落環(huán)境復(fù)雜多變，降落地面凹凸不平，以及降落過程中風(fēng)速對無人機的影響等，都會導(dǎo)致無人機在降落過程中其自身失去平衡而發(fā)生意外側(cè)翻，致使發(fā)生飛行事故。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明提供一種無人機以及降落方法，以實現(xiàn)降低無人機在降落過程中發(fā)生飛行事故的風(fēng)險的目的。
[0004]第一方面，本發(fā)明實施例提供了一種無人機，該無人機包括，陀螺儀、控制模塊、驅(qū)動裝置、以及至少兩個可調(diào)整腳架；
[0005]所述陀螺儀，與所述控制模塊電連接，用于采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊；
[0006]所述控制模塊，與所述驅(qū)動裝置電連接，用于獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置；
[0007]所述驅(qū)動裝置，與所述可調(diào)整腳架相連接，用于根據(jù)所述控制信號調(diào)整所述可調(diào)整腳架，以使所述無人機平穩(wěn)降落。
[0008]進一步地，所述控制模塊包括濾波單元以及控制信號生成單元；
[0009]所述濾波單元，用于獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并對所述飛行姿態(tài)信號進行濾波；
[0010]所述控制信號生成單元，用于基于濾波后的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置。
[0011]進一步地，所述陀螺儀，具體用于以設(shè)定間隔時間采集所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊；
[0012]所述控制模塊，具體用于獲取所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，實時生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送給所述驅(qū)動裝置。
[0013]進一步地，所述驅(qū)動裝置包括電機以及可伸縮桿；
[0014]所述電機的控制端與所述控制模塊電連接，用于在所述控制模塊的控制作用下，驅(qū)動所述可伸縮桿伸縮，以調(diào)整所述可調(diào)整腳架。
[0015]第二方面，本發(fā)明實施例提供了一種適用于本發(fā)明實施例提供的任意一種無人機的降落方法，該降落方法包括:
[0016]所述陀螺儀采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊；
[0017]所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置；
[0018]所述驅(qū)動裝置根據(jù)所述控制信號調(diào)整所述可調(diào)整腳架，以使所述無人機平穩(wěn)降落。
[0019]進一步地，所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置，包括:
[0020]所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并對所述飛行姿態(tài)信號進行濾波；
[0021]所述控制模塊基于濾波后的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置。
[0022]進一步地，所述陀螺儀采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊，包括:所述陀螺儀以設(shè)定間隔時間采集所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊；
[0023]所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置，包括:所述控制模塊獲取所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，實時生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送給所述驅(qū)動裝置。
[0024]本發(fā)明實施例利用控制模塊基于陀螺儀采集無人機的飛行姿態(tài)信號生成控制信號，驅(qū)動裝置根據(jù)該控制信號調(diào)整可調(diào)整腳架，以使無人機平穩(wěn)降落。解決了現(xiàn)有的無人機腳架都是對稱地固定在同一水平面上，在降落的過程中因降落地面凹凸不平以及降落時風(fēng)速等的影響，造成在降落過程中無人機失去平衡而發(fā)生意外側(cè)翻的問題，實現(xiàn)了降低無人機在降落過程中發(fā)生飛行事故的風(fēng)險的目的。
【附圖說明】
[0025]圖1為本發(fā)明實施例一提供的一種無人機的結(jié)構(gòu)框圖；
[0026]圖2a和圖2b為圖1中提供的無人機在降落過程中不同狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0027]圖3為本發(fā)明實施例二提供的一種降落方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0028]下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明?？梢岳斫獾氖?，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對本發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關(guān)的部分而非全部結(jié)構(gòu)。
[0029]實施例一
[0030]圖1為本發(fā)明實施例一提供的一種無人機的結(jié)構(gòu)框圖。參見圖1，該無人機包括:陀螺儀110、控制模塊120、驅(qū)動裝置130、以及至少兩個可調(diào)整腳架140。其中，陀螺儀110，與控制模塊120電連接，用于采集無人機的飛行姿態(tài)信號，并將該飛行姿態(tài)信號發(fā)送至控制模塊120;控制模塊120，與驅(qū)動裝置130電連接，用于獲取該無人機的該飛行姿態(tài)信號，基于該飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將該控制信號發(fā)送至驅(qū)動裝置130;驅(qū)動裝置130，與可調(diào)整腳架140相連接，用于根據(jù)該控制信號調(diào)整可調(diào)整腳架140，以使無人機平穩(wěn)降落?？烧{(diào)整腳架140可以為能夠通過沿腳架延伸方向伸縮以改變其自身長度的腳架。
[0031]當(dāng)在空中飛行的無人機需要降落時，陀螺儀110以設(shè)定間隔時間采集無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，并將飛行姿態(tài)信號發(fā)送至控制模塊120。這里，飛行姿態(tài)信號包括無人機的傾斜角度。這里，無人機的傾斜角度是指無人機的三軸相對于某條參考線或某個參考平面，或某參考坐標(biāo)系的夾角。需要說明的是，無人機的三軸具體包括無人機的俯仰軸，橫滾軸，偏航軸。無人機的傾斜角度具體可以為無人機的俯仰軸或橫滾軸與水平面的夾角。間隔時間是指連續(xù)兩次采集無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號的時間間隔。該間隔時間可以預(yù)先指定任一時間長度作為間隔時間，也可以根據(jù)降落地面的具體情況選擇特定的時間長度作為間隔時間。
[0032]無人機內(nèi)控制模塊120在獲取無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號后，基于飛行姿態(tài)信號，實時生成控制信號，并將控制信號發(fā)送給驅(qū)動裝置130。這里控制信號是指，用于控制驅(qū)動裝置實現(xiàn)驅(qū)動功能的信號。該信號具體包括待調(diào)整的可調(diào)整腳架140的相關(guān)信息，以及具體控制該可調(diào)整腳架140進行調(diào)整的指示信號。由于在無人機中可調(diào)整腳架140的個數(shù)為至少兩個，需要對無人機上的各可調(diào)整腳架140進行區(qū)分?？烧{(diào)整腳架140的相關(guān)信息即為用于區(qū)分并識別可調(diào)整腳架140的信息，例如可調(diào)整腳架140的編號。示例性地，若該可調(diào)整腳架140為能夠通過沿腳架延伸方向伸縮以改變其自身長度的腳架，則該控制信號具體包括待調(diào)整腳架140的編號以及控制其伸長或縮短的指示信息。
[0033]驅(qū)動裝置130在接收到該控制信號后，對其進行邏輯分析，以確定哪個可調(diào)整腳架140需要進行調(diào)整，以及如何調(diào)整，然后利用其驅(qū)動作用調(diào)整該可調(diào)整腳架140。
[0034]圖2a和圖2b為圖1中提供的無人機在降落過程中不同狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)示意圖。該無人機包括無人機主體11、陀螺儀(圖2a和圖2b中未示出)、控制模塊(圖2a和圖2b中未示出)、驅(qū)動裝置130以及可調(diào)整腳架140。其中，陀螺儀以及控制模塊設(shè)置于無人機主體101內(nèi)，并且陀螺儀與控制模塊電連接。驅(qū)動裝置130設(shè)置于無人機主體101外側(cè)，并且驅(qū)動裝置130的控制信號輸入端與控制模塊電連接，此外驅(qū)動裝置130與可調(diào)整腳架140機械連接。
[0035]下面結(jié)合圖1、圖2a和圖2b，對該無人機降落時的工作原理進行說明。假設(shè)無人機在降落的過程中向右側(cè)傾斜，如圖2a所示，此時，陀螺儀采集到無人機當(dāng)前傾斜角度α為15°，并將“右傾15°”作為無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號發(fā)送至控制模塊?？刂颇K在獲取由陀螺儀發(fā)送來的無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號后，根據(jù)該飛行姿態(tài)信號，實時計算并生成控制信號，然后將該控制信號發(fā)送給驅(qū)動裝置130。示例性地，該控制信號為“右側(cè)可調(diào)整腳架-伸展”。驅(qū)動裝置130在獲取該控制信號后，根據(jù)該控制信號控制可調(diào)整腳架140伸展。假設(shè)設(shè)定間隔時間為At，在時刻tl+At，陀螺儀再次對無人機當(dāng)前傾斜角度進行采集。假設(shè)此次采集到無人機當(dāng)前傾斜角度α為12°，將“右傾12°”作為無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號發(fā)送至無人機內(nèi)控制模塊，……，如此反復(fù)，隨著該可調(diào)整腳架140的不斷伸展，無人機的傾斜角度逐漸減小。直至，在時刻tl+n At，陀螺儀采集到無人機當(dāng)前傾斜角度為0，此時說明該無人機已平穩(wěn)降落，如圖2b，其中，η為大于等于I的整數(shù)。
[0036]進一步地，還可以預(yù)設(shè)一個傾斜角度閾值，示例性地，如5°。當(dāng)無人機的傾斜角度小于該第一傾斜角度閾值，說明該無人機基本處于平穩(wěn)狀態(tài)，不需要對其可伸縮腳架進行調(diào)整，因此當(dāng)無人機的傾斜角度小于該傾斜角度閾值時，控制模塊不會根據(jù)該無人機的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號。當(dāng)無人機的傾斜角度大于或等于該傾斜角度閾值，說明該無人機存在因失去平衡而發(fā)生意外側(cè)翻的風(fēng)險，在此種情況下，控制模塊根據(jù)該無人機的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將其發(fā)送至驅(qū)動裝置。
[0037]在具體設(shè)計時驅(qū)動裝置的結(jié)構(gòu)有多種，只要能夠達到根據(jù)控制信號調(diào)整可調(diào)整腳架140，以使無人機平穩(wěn)降落的目的即可。圖2a中示例性地給了一種驅(qū)動裝置，該驅(qū)動裝置包括電機131以及可伸縮桿132;電機131的控制端與所述控制模塊電連接(圖2a中未示出)，用于在控制模塊的控制作用下，驅(qū)動可伸縮桿132伸縮，以調(diào)整可調(diào)整腳架140的長度。
[0038]進一步地，圖2a中還示例性地給了一種可伸縮桿132與可調(diào)整腳架140的結(jié)構(gòu)示意圖。參見圖2a，該伸縮桿132包括同軸設(shè)置第一部1321和第二部1322。其中伸縮桿132第一部1321的形狀為中空的圓柱形，伸縮桿132第二部1322插入到伸縮桿132第一部1321的中空區(qū)域內(nèi)。在電機131的驅(qū)動下，伸縮桿132第二部1322可以沿伸縮桿132第一部1321的軸向方向伸縮運動。
[0039]可調(diào)整腳架140的結(jié)構(gòu)與伸縮桿132的結(jié)構(gòu)類似?？烧{(diào)整腳架140包括同軸設(shè)置第三部141和第四部142。其中可調(diào)整腳架140的第三部141的形狀為中空的圓柱形，可調(diào)整腳架140的第四部142插入到可調(diào)整腳架140的第三部141的中空區(qū)域內(nèi)。
[0040]在電機131的驅(qū)動下，伸縮桿132的第二部1322可以沿伸縮桿132第一部1321的軸向方向伸縮運動。由于伸縮桿132第二部1322與可調(diào)整腳架140的第四部142相連接，當(dāng)伸縮桿132的第二部1322沿伸縮桿132第一部1321的軸向方向伸縮運動時，會使得可調(diào)整腳架140的第四部分142沿可調(diào)整腳架140的第三部141的軸向方向伸縮運動。
[0041]本發(fā)明實施例利用控制模塊基于陀螺儀采集無人機的飛行姿態(tài)信號生成控制信號，驅(qū)動裝置根據(jù)該控制信號調(diào)整可調(diào)整腳架，以使無人機平穩(wěn)降落。解決了現(xiàn)有的無人機腳架都是對稱地固定在同一水平面上，在降落的過程中因降落地面凹凸不平以及降落時風(fēng)速等的影響，造成在降落過程中無人機失去平衡而發(fā)生意外側(cè)翻的問題，實現(xiàn)了降低無人機在降落過程中發(fā)生飛行事故的風(fēng)險的目的。
[0042]需要說明的是，由于陀螺儀110采集的無人機的飛行姿態(tài)信號誤差較大，可選地，控制模塊120包括濾波單元以及控制信號生成單元;濾波單元，用于獲取無人機的飛行姿態(tài)信號，并對飛行姿態(tài)信號進行濾波，示例性地，該濾波單元利用卡爾曼濾波算法對飛行姿態(tài)信號進行濾波;控制信號生成單元，用于基于濾波后的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將控制信號發(fā)送至驅(qū)動裝置130。
[0043]實施例二
[0044]圖3為本發(fā)明實施例二提供的一種降落方法的流程圖。該降落方法適用于本發(fā)明實施例提供的無人機。該降落方法包括:
[0045]S210，所述陀螺儀采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊。
[0046]S220，所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置。
[0047]S230，所述驅(qū)動裝置根據(jù)所述控制信號調(diào)整所述可調(diào)整腳架，以使所述無人機平穩(wěn)降落。
[0048]本發(fā)明實施例技術(shù)方案利用控制模塊基于陀螺儀采集無人機的飛行姿態(tài)信號生成控制信號，驅(qū)動裝置根據(jù)該控制信號調(diào)整可調(diào)整腳架，以使無人機平穩(wěn)降落。解決了現(xiàn)有的無人機腳架都是對稱地固定在同一水平面上，在降落的過程中因降落地面凹凸不平以及降落時風(fēng)速等的影響，造成在降落過程中無人機失去平衡而發(fā)生意外側(cè)翻的問題，實現(xiàn)了降低無人機在降落過程中發(fā)生飛行事故的風(fēng)險的目的。
[0049]進一步地，S220具體可以包括:
[0050]所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并對所述飛行姿態(tài)信號進行濾波；
[0051]所述控制模塊基于濾波后的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置。
[0052]進一步地，S210具體可以包括:在無人機可調(diào)整腳架與降落地面相接觸以后，所述陀螺儀以設(shè)定間隔時間采集所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊;在此基礎(chǔ)上，S220具體可以包括:所述控制模塊獲取所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，實時生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送給所述驅(qū)動裝置。
[0053]注意，上述僅為本發(fā)明的較佳實施例及所運用技術(shù)原理。本領(lǐng)域技術(shù)人員會理解，本發(fā)明不限于這里所述的特定實施例，對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說能夠進行各種明顯的變化、重新調(diào)整和替代而不會脫離本發(fā)明的保護范圍。因此，雖然通過以上實施例對本發(fā)明進行了較為詳細的說明，但是本發(fā)明不僅僅限于以上實施例，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的情況下，還可以包括更多其他等效實施例，而本發(fā)明的范圍由所附的權(quán)利要求范圍決定。
【主權(quán)項】
1.一種無人機，其特征在于，包括，陀螺儀、控制模塊、驅(qū)動裝置、以及至少兩個可調(diào)整腳架； 所述陀螺儀，與所述控制模塊電連接，用于采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊； 所述控制模塊，與所述驅(qū)動裝置電連接，用于獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置； 所述驅(qū)動裝置，與所述可調(diào)整腳架相連接，用于根據(jù)所述控制信號調(diào)整所述可調(diào)整腳架，以使所述無人機平穩(wěn)降落。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人機，其特征在于，所述控制模塊包括濾波單元以及控制信號生成單元； 所述濾波單元，用于獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并對所述飛行姿態(tài)信號進行濾波； 所述控制信號生成單元，用于基于濾波后的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人機，其特征在于， 所述陀螺儀，具體用于以設(shè)定間隔時間采集所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊； 所述控制模塊，具體用于獲取所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，實時生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送給所述驅(qū)動裝置。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人機，其特征在于， 所述驅(qū)動裝置包括電機以及可伸縮桿； 所述電機的控制端與所述控制模塊電連接，用于在所述控制模塊的控制作用下，驅(qū)動所述可伸縮桿伸縮，以調(diào)整所述可調(diào)整腳架。5.—種適用于權(quán)利要求1-4中任一所述的無人機的降落方法，其特征在于，包括: 所述陀螺儀采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊； 所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置； 所述驅(qū)動裝置根據(jù)所述控制信號調(diào)整所述可調(diào)整腳架，以使所述無人機平穩(wěn)降落。6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的降落方法，其特征在于，所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置，包括: 所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并對所述飛行姿態(tài)信號進行濾波； 所述控制模塊基于濾波后的飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置。7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的降落方法，其特征在于， 所述陀螺儀采集所述無人機的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊，包括:所述陀螺儀以設(shè)定間隔時間采集所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，并將所述飛行姿態(tài)信號發(fā)送至所述控制模塊； 所述控制模塊獲取所述無人機的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送至所述驅(qū)動裝置，包括:所述控制模塊獲取所述無人機當(dāng)前的飛行姿態(tài)信號，基于所述飛行姿態(tài)信號，實時生成控制信號，并將所述控制信號發(fā)送給所述驅(qū)動裝置。
【文檔編號】B64C25/24GK106064670SQ201610404051
【公開日】2016年11月2日
【申請日】2016年6月7日 公開號201610404051.X, CN 106064670 A, CN 106064670A, CN 201610404051, CN-A-106064670, CN106064670 A, CN106064670A, CN201610404051, CN201610404051.X
【發(fā)明人】郝祁, 蘭功金
【申請人】南方科技大學(xué)