一種無人機的製作方法
2023-06-12 15:30:16 2
本實用新型涉及飛行器技術領域，特別涉及一種無人機。
背景技術：
無人機(UAV，無人駕駛飛機)是利用無線電遙控設備和自備的程序飛行控制單元操縱的不載人飛機。從技術角度，無人機可以分為無人固定翼機、無人垂直起降機、無人飛艇、無人直升機、無人多旋翼飛行器、無人傘翼機等。
目前，無人機已經廣泛用於航拍、農業、植保、自拍、快遞運輸、災難救援、觀察野生動物、監控傳染病、測繪、新聞報導、電力巡檢、救災、影視拍攝、製造浪漫等等領域，並且隨著科技的發展和進步，無人機的市場需求會越來越大。在無人機的使用過程中，無人機的起飛和降落是十分重要的環節，有統計數據表明，航空史上80％的事故都發生在飛行器的起降階段。
在現有技術中，無人機的起飛降落檢測大多通過加速度傳感器、氣壓計、GPS(Global Positioning System，全球定位系統)、外部遙控信號等手段來進行，例如，在降落過程中，飛行控制單元讀取遙控器信號，當遙控油門信號小於最大值的20％且無人機垂直方向加速度接近重力加速度穩定不變化，則認為無人機已成功降落；而在起飛過程中，則利用加速度傳感器和氣壓計計算出無人機的相對高度，通過高度變化來判斷無人機是否離地。
通過對現有無人機的起降技術進行分析發現，現有無人機均通過電子傳感器與算法結合的方式來間接判斷無人機是否著陸或離地，由於氣壓計易受到氣壓波動、溫度變化影響，加速度傳感器易受到震動影響，GPS、遙控器的信號容易受到幹擾，因此，現有無人機易出現著陸或離地的誤報。
技術實現要素：
本實用新型提供了一種無人機，該無人機通過起降檢測裝置能夠準確判斷離地或著陸。
為達到上述目的，本實用新型提供以下技術方案：
一種無人機，包括機身、起落架和飛行控制單元，還包括安裝於所述起落架上的起降檢測裝置，所述起降檢測裝置與所述飛行控制單元電連接；
所述起降檢測裝置用於檢測所述無人機的離地和著陸，其中：
所述無人機著陸時，所述起降檢測裝置被壓迫開啟並產生電信號；
所述無人機離地時，所述起降檢測裝置復位並關閉。
上述無人機在起落架上安裝有用於檢測無人機的離地和著陸的起降檢測裝置，並且在無人機著陸時，起降檢測裝置可通過起落架或無人機的重力作用被壓迫開啟並產生電信號；在無人機著陸時，起降檢測裝置被壓迫開啟，並且在離地時復位並關閉，起降檢測裝置的驅動均通過機械結構實現，不易受到氣壓、溫度、震動或信號的幹擾，能夠使起降檢測裝置在無人機著陸時準確開啟，同理，起降檢測裝置在無人機離地時能夠準確關閉，並向與起降檢測裝置電連接的飛行控制單元發送電信號。
因此，該無人機通過起降檢測裝置的開啟和關閉判斷無人機的離地或著陸，起降檢測裝置的控制不易受氣壓、溫度、震動或信號的幹擾，因此，該無人機通過起降檢測裝置能夠準確判斷離地或著陸。
優選地，所述起降檢測裝置為微動開關或壓力檢測裝置。
上述無人機的起降檢測裝置為微動開關或壓力檢測裝置，由於微動開關的觸點間距比較小或壓力檢測裝置的檢測精度較高，因此，微動開關或壓力檢測裝置的靈敏度比較高，在無人機著陸時，微動開關或壓力檢測裝置能夠被起落架驅動或無人機的重力壓迫而準確開啟，並在無人機離地時，微動開關因失去起落架的驅動或無人機的重力壓迫而關閉，進而使無人機能夠進一步準確地判斷著陸和離地。
優選地，所述起降檢測裝置為所述壓力檢測裝置時，所述壓力檢測裝置固定連接於所述起落架的底部表面，並且當所述壓力檢測裝置檢測到的壓力超過設定值時開啟並產生電信號。
由於壓力檢測裝置固定連接於起落架的底部表面，壓力檢測裝置位於起落架和地面之間，因此，在無人機著陸時，無人機通過壓力檢測裝置支撐於地面，壓力檢測裝置在無人機的重力作用下產生變形並生成壓力信號，此時，壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機的重力，當壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機的重力時，無人機已著陸，此時，無人機的重力超過壓力檢測裝置的設定值，壓力檢測裝置開啟，並將電信號傳送到飛行控制單元；當無人機離地時，壓力檢測裝置因失去與地面的接觸，而壓力檢測裝置失去無人機的重力的作用而復位，壓力檢測裝置檢測到的壓力小於設定值，壓力檢測裝置復位並關閉；由於壓力檢測裝置固定連接於起落架的底部，因此，壓力檢測裝置安裝方便、設計簡單，進而使無人機的結構簡單。
優選地，所述起降檢測裝置為至少兩個。
優選地，所述起降檢測裝置為所述微動開關時，所述起落架包括固定連接於所述機身的殼體和轉動連接於所述殼體的支架；所述微動開關固定連接於所述殼體；其中：
所述殼體設置有限位結構，所述限位結構用於限制所述支架在著陸時的支撐位置和離地時的收縮位置之間轉動；
所述支架在所述無人機著陸時位於所述支撐位置，用於支撐所述無人機且在重力作用下按壓所述微動開關，以使所述微動開關被按壓開啟；
所述支架在所述無人機離地時位於所述收縮位置，並遠離所述微動開關，以使所述微動開關復位並關閉。
上述無人機的起落架包括殼體和支架，起落架通過殼體固定連接於機身，並通過轉動連接於殼體的支架將無人機支撐於地面，微動開關固定連接於殼體，支架能夠在殼體的限位結構內轉動，通過限位結構將支架的轉動範圍限制在支撐位置和收縮位置之間；無人機著陸時，在無人機的重力作用下，支架轉動到支撐位置，並驅動微動開關以使其開啟，進而產生電信號，以判斷無人機處於著陸狀態；無人機離地時，支架失去無人機重力的作用，並可轉動到收縮位置，微動開關因失去支架的驅動而關閉，進而失去電信號，以判斷無人機處於離地狀態。
上述無人機在著陸或離地的過程中，起落架的支架轉動到對應的支撐位置或收縮位置，以使微動開關開啟或關閉，並在微動開關開啟時向飛行控制單元發送電信號，通過支架驅動微動開關，因此，該無人機能夠準確判斷離地或著陸。
優選地，所述起落架還包括設置於所述殼體和所述支架之間且始終處於拉伸狀態的彈性件；
在所述無人機離地時，所述彈性件驅動使所述支架從所述支撐位置轉動到所述收縮位置。
由於在殼體和支架之間設有始終處於拉伸狀態的彈性件，因此，支架能夠在彈性件的作用下始終具有轉動到收縮位置的扭矩，只有在無人機著陸時才能在無人機重力的作用下使支架克服彈性件的彈力而轉動到支撐位置，進而驅動微動開關開啟，因此，通過設置在殼體和支架之間的彈性件能夠使支架在無人機著陸或離地時分別位於相對應的位置，使微動開關準確地開啟或關閉，進而使無人機能夠準確地判斷離地或著陸。
優選地，所述彈性件為彈簧。
優選地，所述限位結構為形成於所述殼體的限位間隙，所述支架的一端轉動連接於所述殼體、另一端穿過所述限位間隙伸出所述殼體的底面。
優選地，所述起落架還包括一端固定連接於所述殼體的觸碰結構，所述觸碰結構的另一端位於所述支架和所述微動開關之間且能產生彈性變形，所述支架轉動到支撐位置時驅動所述觸碰結構產生彈性變形，並通過所述觸碰結構驅動所述微動開關。
優選地，所述觸碰結構為彈性片。
附圖說明
圖1為本實用新型一種實施例提供的無人機處於離地狀態的結構示意圖；
圖2為本實用新型一種實施例提供的無人機處於著陸狀態的結構示意圖；
圖3為本實用新型一種實施例提供的無人機的控制原理圖；
圖4為本實用新型另一種實施例提供的無人機處於著陸狀態的結構示意圖；
圖5為圖1中無人機處於離地狀態的起落架的工作狀態示意圖；
圖6為圖1中無人機處於著陸狀態的起落架的工作狀態示意圖。
具體實施方式
下面將結合本實用新型實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本實用新型一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本實用新型中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本實用新型保護的範圍。
本實用新型實施例提供了一種無人機，該無人機通過起落架或無人機的重力控制起降檢測裝置的開啟，由於起降檢測裝置的驅動均通過機械結構實現，不易受到氣壓、溫度、震動或信號的幹擾，因此，該無人機通過起降檢測裝置能夠準確判斷離地或著陸。
其中，請參考圖1、圖2以及圖4，本實用新型一種實施例提供的無人機1，包括機身11、起落架12和飛行控制單元13，還包括安裝於起落架12上的起降檢測裝置14，如圖4結構所示的起降檢測裝置14設置於起落架12的底部表面，而圖5和圖6結構所示的起降檢測裝置14設置於起落架12的殼體121，起降檢測裝置14與飛行控制單元13電連接，如圖3結構所示；
起降檢測裝置14用於檢測無人機1的離地和著陸，其中：
無人機1著陸時，起降檢測裝置14被壓迫開啟並產生電信號；
無人機1離地時，起降檢測裝置14復位並關閉。
上述無人機1在起落架12上安裝有用於檢測無人機1的離地和著陸的起降檢測裝置14，如圖4結構所示的起降檢測裝置14安裝於起落架12底部，而圖5和圖6結構所示的起降檢測裝置14安裝於起落架12的殼體121，並且在無人機1著陸時，起降檢測裝置14可通過起落架12或被無人機1的重力作用被壓迫開啟並產生電信號；在無人機1著陸時，起降檢測裝置14被壓迫開啟，並且在離地時復位並關閉，起降檢測裝置14的驅動均通過機械結構實現，不易受到氣壓、溫度、震動或信號的幹擾，能夠使起降檢測裝置14在無人機1著陸時準確開啟，同理，起降檢測裝置14在無人機1離地時能夠準確關閉，並通過與起降檢測裝置14電連接的飛行控制單元13發送電信號。
因此，該無人機1通過起降檢測裝置14的開啟和關閉判斷無人機1的離地或著陸，起降檢測裝置14的控制不易受氣壓、溫度、震動或信號的幹擾，因此，該無人機1通過起降檢測裝置14能夠準確判斷離地或著陸。
一種具體的實施方式中，起降檢測裝置14為微動開關或壓力檢測裝置。
上述無人機1的起降檢測裝置14為微動開關或壓力檢測裝置，由於微動開關的觸點間距比較小或壓力檢測裝置的檢測精度較高，因此，微動開關或壓力檢測裝置的靈敏度比較高，在無人機1著陸時，微動開關或壓力檢測裝置能夠被起落架12驅動或無人機1的重力壓迫而準確開啟，並在無人機1離地時，微動開關因失去起落架12的驅動或無人機1的重力的壓迫而關閉，進而使無人機1能夠進一步準確地判斷著陸和離地。
根據起降檢測裝置14的不同和起落架12結構的不同，上述無人機1具有以下兩種實施方式：
方式一，如圖4結構所示，起降檢測裝置14為壓力檢測裝置時，壓力檢測裝置固定連接於起落架12的底部表面，並且當壓力檢測裝置檢測到的壓力超過設定值時開啟並產生電信號。
由於壓力檢測裝置固定連接於起落架12的底部表面，因此，壓力檢測裝置位於起落架12和地面G之間，在無人機1著陸時，無人機1通過壓力檢測裝置支撐於地面G，壓力檢測裝置在無人機1的重力作用下產生變形並生成壓力信號，此時，壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機1的重力，當壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機的重力時，無人機1著陸，此時，無人機1的重力超過壓力檢測裝置的設定值，壓力檢測裝置開啟，並將產生的電信號傳送到飛行控制單元13；當無人機1離地時，壓力檢測裝置因失去與地面G的接觸，而壓力檢測裝置失去無人機1的重力的作用而復位，壓力檢測裝置檢測到的壓力小於設定值，壓力檢測裝置復位並關閉；由於壓力檢測裝置固定連接於起落架12的底部，因此，壓力檢測裝置安裝方便、設計簡單，進而使無人機1的結構簡單。
在上述方式一的基礎上，起降檢測裝置14可以為至少兩個，如圖4結構所示的無人機1設有兩個壓力檢測裝置，也可以根據具體情況，或為了提高壓力檢測裝置測試的準確性，也可以在起落架12的底部表面設置多個壓力檢測裝置，以進一步提高無人機1對離地或著陸的準確判斷。
方式二，如圖1、圖2、圖5或圖6結構所示，起降檢測裝置14為微動開關時，起落架12包括固定連接於機身11的殼體121和轉動連接於殼體121的支架122，如圖5和圖6結構所示，支架122的一端通過轉軸124轉動連接於殼體121，使支架122的另一端能夠繞轉軸124的軸心O轉動；微動開關固定連接於殼體121；其中：
殼體121設置有限位結構，限位結構用於限制支架122在著陸時的支撐位置和離地時的收縮位置之間轉動，如圖5和圖6結構所示，由於殼體121設置有限位結構，無人機1離地時，支架122在彈簧的作用下處於收縮位置時，支架122的軸心線與中心線OB重合，支架122在無人機1的重力作用下處於支撐位置時，支架122沿軸心O轉動至軸心線與中心線OA重合；
支架122在無人機1著陸時位於支撐位置，用於支撐無人機1且在重力作用下按壓微動開關，以使微動開關被按壓開啟，如圖6結構所示，無人機1著陸時，支架122在無人機1的重力作用下會沿軸心O轉動，以使支架122轉動到OA位置，即支架122處於支撐位置，此時，支架122正好可以直接驅動微動開關或通過設置於微動開關與支架122之間的觸碰結構125驅動微動開關，以使微動開關被按壓開啟並產生電信號；
支架122在無人機1離地時位於收縮位置，並遠離微動開關，以使微動開關復位並關閉，如圖5結構所示，此時，支架122遠離微動開關，微動開關復位並關閉，停止向飛行控制單元13發送電信號。
上述無人機1的起落架12包括殼體121和支架122，起落架12通過殼體121固定連接於機身11，並通過轉動連接於殼體121的支架122將無人機1支撐於地面，微動開關固定連接於殼體121，支架122能夠在殼體121的限位結構內轉動，通過限位結構將支架122的轉動範圍限制在支撐位置和收縮位置之間；無人機1著陸時，在無人機1的重力作用下，支架122轉動到支撐位置，並驅動微動開關以使其開啟，進而產生電信號，以判斷無人機1處於著陸狀態；無人機1離地時，支架122失去無人機1重力的作用，並可轉動到收縮位置，微動開關因失去支架122的驅動而關閉，進而失去電信號，以判斷無人機1處於離地狀態。
上述無人機1在著陸或離地的過程中，起落架12的支架122轉動到對應的支撐位置或收縮位置，以使微動開關開啟或關閉，並在微動開關開啟時向飛行控制單元13發送電信號，通過支架122驅動微動開關，因此，該無人機1能夠準確判斷離地或著陸。
在上述方式二的基礎上，如圖5和圖6結構所示，起落架12還包括設置於殼體121和支架122之間且始終處於拉伸狀態的彈性件123；
在無人機1離地時，彈性件123驅動使支架122從支撐位置轉動到收縮位置。
由於在殼體121和支架122之間設有始終處於拉伸狀態的彈性件123，因此，支架122能夠在彈性件123的作用下始終具有轉動到收縮位置的扭矩，只有在無人機1著陸時才能在無人機1重力的作用下使支架122克服彈性件123的彈力而轉動到支撐位置，進而驅動微動開關開啟，因此，通過設置在殼體121和支架122之間的彈性件123能夠使支架122在無人機1著陸或離地時分別位於相對應的位置，使微動開關準確地開啟或關閉，進而使無人機1能夠準確地判斷離地或著陸。
具體地，如圖5和圖6結構所示，彈性件123可以為彈簧，比如：螺旋彈簧、拉伸彈簧等。
在上述方式二的基礎上，如圖5和圖6結構所示，限位結構為形成於殼體121的限位間隙126，支架122的一端轉動連接於殼體121、另一端穿過限位間隙伸出殼體121的底面。
通過設置在殼體121的限位間隙126對支架122的轉動範圍進行限制，使支架122隻能在一定角度a範圍內轉動，角度a可以為0～5°，如1°、2°、3°、4°、5°。
為了使支架122能夠及時地對微動開關進行驅動，如圖5和圖6結構所示，起落架12還可包括一端固定連接於殼體121的觸碰結構125，觸碰結構125的另一端位於支架122和微動開關之間且能產生彈性變形，支架122轉動到支撐位置時驅動觸碰結構125產生彈性變形，並通過觸碰結構125驅動微動開關。
更進一步地，上述觸碰結構125可以為彈性片，通過支架122在沿轉軸124的軸心O轉動到支撐位置時擠壓彈性片，通過彈性片控制微動開關開啟，並在支架122復位的時候，彈性片自動恢復原位，使微動開關關閉，因此，能夠更加準確地控制微動開關的開關，進而能夠準確地判斷無人機1的離地或著陸。
顯然，本領域的技術人員可以對本實用新型實施例進行各種改動和變型而不脫離本實用新型的精神和範圍。這樣，倘若本實用新型的這些修改和變型屬於本實用新型權利要求及其等同技術的範圍之內，則本實用新型也意圖包含這些改動和變型在內。