一种无人机起降系统的制作方法

[0001]
本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种无人机起降系统。


背景技术：

[0002]
目前无人机的降落主要是由人工操控，人工操控容易产生不可避免的人为误差，特别是在某些特殊场景如恶劣天气、崎岖地表、动态的起降平台等。为此，多旋翼无人机着陆时要求降落点的地形较为稳定平坦，崎岖不平的地表平面可能会导致无人机在降落过程中发生倾覆，造成一定经济损失甚至人员受伤。
[0003]
然而在实际的应用场景中，存在很多不平稳的起降平台，例如运动中的车载起降平台、海上船舰起降平台等，无人机无法安全有效地在移动中的载体上进行起飞降落动作，限制了无人机的应用场景和应用范围。
[0004]
相对于稳定起降平台而言，移动起降平台可能会存在三个方向的移动和三个方向的转动，其中三个方向的移动和绕竖直轴线的转动会对无人机降落时的定位造成干扰；而另外两个方向的转动会使起降平台难以保持水平，对无人机的降落过程造成阻碍。
[0005]
为此，现有技术中提供了一种应用于舰载大型无人机的降落方法，具体如下：无人机先跟随起降平台运动，悬停在起降平台上方，通过无人机发送的图像反馈不断评估起降平台的状态，确认起降平台的状态适合降落之后启动降落程序，否则等待，重新开始新一轮评估，直至成功降落。这种方式的优点是机械装置简单，但对起飞和降落的环境要求高，且响应慢，起降的成功率低。
[0006]
因此，亟需提供一种无人机起降系统，以应用于非静态场景中的无人机起升和降落。


技术实现要素：

[0007]
本发明的目的在于提供一种无人机起降系统，能够实现无人机在不稳定着陆点进行自动降落。
[0008]
为达此目的，本发明采用以下技术方案：
[0009]
一种无人机起降系统，包括：
[0010]
起降台架，所述起降台架用于支撑无人机；
[0011]
多个直线伸缩单元，沿所述起降台架周向布设，所述直线伸缩单元具有相对设置且能够相对固定或移动的第一端和第二端，每个所述直线伸缩单元的第一端通过第一万向节连接于所述起降台架，每个所述直线伸缩单元的第二端能够通过第二万向节相对于起降载体转动。
[0012]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，所述起降台架包括：
[0013]
起降平台；
[0014]
上连接架，所述上连接架的一端连接于所述起降平台，另一端通过所述第一万向节连接于对应的所述直线伸缩单元的第一端。
[0015]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，还包括用于对放置于所述起降平台上的无人机进行夹紧的夹紧装置，所述夹紧装置包括位于所述起降平台上方的:
[0016]
两个沿x方向平行间隔分布的第一夹紧杆，两个所述第一夹紧杆能够相互靠近或远离；
[0017]
两个沿y方向平行间隔分布的第二夹紧杆，两个所述第二夹紧杆能够相互靠近或远离，两个所述第一夹紧杆和两个所述第二夹紧杆围成有无人机放置区域，所述x方向和所述y方向呈夹角。
[0018]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，所述夹紧装置还包括转动驱动组件，所述转动驱动组件包括：
[0019]
沿所述起降平台周向分布的至少四对导向轮，每个所述导向轮均能够相对于所述起降平台转动；
[0020]
传动带，所述传动带缠绕于每个所述导向轮，所述第一夹紧杆的两端和所述第二夹紧杆的两端均连接于所述传动带；
[0021]
转动驱动单元，所述转动驱动单元连接于其中一个所述导向轮以驱动该所述导向轮转动，使两个所述第一夹紧杆相互靠近且两个所述第二夹紧杆相互靠近，或两个所述第一夹紧杆相互远离且两个所述第二夹紧杆相互远离。
[0022]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，所述传动带与所述导向轮啮合传动。
[0023]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，所述夹紧装置还包括：
[0024]
安装架，所述转动驱动组件连接于所述安装架；
[0025]
升降驱动组件，其一端连接于所述起降平台，另一端连接于所述安装架，用于驱动所述安装架相对于所述起降平台升降。
[0026]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，还包括用于连接所述起降载体的下连接架，每个所述直线伸缩单元的第二端分别通过一个所述第二万向节连接于所述下连接架。
[0027]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，还包括减震器，所述减震器的一端连接于所述下连接架，另一端用于连接所述起降载体。
[0028]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，所述直线伸缩单元为气缸，所述无人机起降系统还包括：
[0029]
气泵，用于为每个所述气缸供气；
[0030]
气动开关阀，所述气动开关阀与所述气缸一一对应，用于使所述气缸的有杆腔和无杆腔中的一个与所述气泵的出气口连通，另一个与外界大气连通，或使所述气缸的有杆腔和无杆腔互不连通且与所述气泵的出气口和外界大气均不连通。
[0031]
作为上述无人机起降系统的一种优选技术方案，还包括：
[0032]
位移传感器，用于测量每个所述气缸的活塞杆的伸出量；
[0033]
角度测量单元，用于测量所述起降台架相对于xy平面、yz平面和xz平面的转动角度。
[0034]
本发明的有益效果：本发明通过直线伸缩单元配合第一万向节和第二万向节，可以实现起降台架六个自由度的调节，避免起降载体动作以及起降台架不平坦等对无人机的
起降造成影响，为无人机提供一个稳定的起降环境，不仅实现了无人机在不稳定着陆点的安全平稳降落，还实现了无人机的在不稳定环境下的安全起飞，提高了无人机起飞和降落的成功率。
附图说明
[0035]
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。
[0036]
图1是本发明实施例提供的无人机起降系统的结构示意图；
[0037]
图2是本发明实施例提供的无人机起降系统的局部结构示意图；
[0038]
图3是本发明实施例提供的起降台架的结构示意图；
[0039]
图4是本发明实施例提供的起降台架的局部结构示意图。
[0040]
图中：
[0041]
1、起降平台；11、挡板；2、上连接架；3、下连接架；4、第一万向节；5、第二万向节；6、减震器；7、气动开关阀；8、夹紧装置；81、第一夹紧杆；82、第二夹紧杆；83、导向轮；84、传动带；85、滑块；86、安装架；9、升降组件；100、气缸。
具体实施方式
[0042]
为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。
[0043]
如图1至图4所示，本实施例提供了一种无人机起降系统，主要针对多旋翼无人机的起降。该无人机起降系统包括起降台架和多个直线伸缩单元，其中，起降台架用于支撑无人机；多个直线伸缩单元沿起降台架周向布设，直线伸缩单元具有相对设置且能够相对固定或移动的第一端和第二端，每个直线伸缩单元的第一端通过第一万向节4连接于起降台架，每个直线伸缩单元的第二端能够通过第二万向节5相对于起降载体转动。本实施例中，上述直线伸缩单元为气缸100，第一端为气缸100的活塞杆，第二端为气缸100的缸体。于其他实施例中，还可以将气缸100的活塞杆作为第二端，将气缸100的缸体作为第一端；上述直线伸缩单元还可以为油缸、电推杆等能够实现直线伸缩运动的结构。
[0044]
本实施例通过直线伸缩单元配合第一万向节4和第二万向节5，可以实现起降台架六个自由度的调节，避免起降载体动作以及起降台架不平坦等对无人机的起降造成影响，为无人机提供一个稳定的起降环境，不仅实现了无人机在不稳定着陆点的安全平稳降落，还实现了无人机的在不稳定环境下的安全起飞，提高了无人机起飞和降落的成功率。
[0045]
上述起降台架包括起降平台1、上连接架2和下连接架3，其中，上连接架2的一端连接于起降平台1，另一端通过第一万向节4连接于对应气缸100的活塞杆，每个气缸100的缸体分别通过一个第二万向节5连接于下连接架3。
[0046]
上述起降载体主要为车体或船体等，为了避免车体或船体的颠簸对无人机的起降
造成影响，本实施例提供的无人机起降系统还包括减震器6，下连接架3通过减震器6连接于起降载体。优选地，上述减震器6为钢丝绳减震器。
[0047]
进一步地，上述上连接架2和下连接架3均为多个杆焊接形成的网状结构，不仅可以在保证较强承重能力的前提下，减轻整个无人机起降系统的重量，还不易变形，能够对起降平台1起到很好的支撑作用。优选地，上连接架2和下连接架3均为型钢焊接形成的网状结构，采用空心结构的型钢，能够进一步降低无人机起降系统的重量。
[0048]
本实施例中，上述气缸100设有六个，上连接架2包括八边形框架、第一连接杆和第二连接杆，其中，八边形框架包括两两相对且平行的四对侧梁，分别为两个第一侧梁、两个第二侧梁、两个第三侧梁和两个第四侧梁，第一连接杆的两端连接于两个第一侧梁且平行于第二侧梁，第一连接杆和每个第三侧梁通过两个第二连接杆连接。六个气缸100的活塞杆分别通过对应的第一万向节4连接于两个第二侧梁、两个第三侧梁和两个第四侧梁。
[0049]
下连接架3包括六边形框架和三个连接梁，其中，六边形框架包括两两相对且平行的三对边梁，其中，三个连接梁的同一端交汇连接，另一端分别连接于依次间隔分布的三个侧梁。六个气缸100分为三对，每对气缸100相邻设置，每对气缸100的缸体分别通过对应的第二万向节5连接于同一个侧梁，连接有第二万向节5的侧梁连接有连接梁。与同一对气缸100相连的两个第一万向节4和两个第二万向节5依次相连围成一个梯形。
[0050]
需要说明的是，上连接架2和下连接架3的结构并不仅限于上述结构。
[0051]
进一步地，上述无人机起降系统还包括用于对放置于起降平台1上的无人机进行夹紧的夹紧装置8，夹紧装置8包括位于起降平台1上方的两个第一夹紧杆81和两个第二夹紧杆82，其中，两个第一夹紧杆81沿x方向平行间隔分布，两个第一夹紧杆81能够相互靠近或远离；两个第二夹紧杆82沿y方向平行间隔分布，两个第二夹紧杆82能够相互靠近或远离；x方向和y方向呈夹角。优选地，x方向和y方向垂直。本实施例中，起降平台1的截面为长方形，x方向为起降平台1的长度方向，y方向为起降平台1的宽度方向。于其他实施例中，起降平台1的截面还可以为方形，x方向和y方向分别为起降平台1相互垂直的两个侧壁的延伸方向。
[0052]
两个第一夹紧杆81和两个第二夹紧杆82围成有无人机放置区域，将无人机放置于起降平台1上，通过两个第一夹紧杆81和两个第二夹紧杆82的动作，以将无人机夹设于上述无人机放置区域内。通过设置夹紧组件能够防止放置于起降平台1上的无人机因起降平台1的振动或晃动的影响而发生颠簸或损伤。
[0053]
进一步地，夹紧装置8还包括安装架86和转动驱动组件，转动驱动组件包括导向轮83、传动带84和转动驱动单元，其中，安装架86为矩形框，安装架86位于起降平台1的上方，安装架86的四个拐角与起降平台1的四个拐角正对设置；导向轮83转动连接于安装架86，导向轮83设有四对，四对导向轮83沿安装架86的周向分布，优选地，四对导向轮83分别设于矩形框架的四个拐角。于其他实施例中，导向轮83不仅限于四对，还可以是五对或更多。
[0054]
每个导向轮83均能够相对于起降平台1转动；传动带84缠绕于每个导向轮83，第一夹紧杆81的两端和第二夹紧杆82的两端均连接于传动带84；转动驱动单元连接于其中一个导向轮83以驱动导向轮83转动，使两个第一夹紧杆81相互靠近且两个第二夹紧杆82相互靠近，或两个第一夹紧杆81相互远离且两个第二夹紧杆82相互远离。优选地，导向轮83的中心轴线垂直于起降平台1。
[0055]
上述转动驱动单元包括第一电机，第一电机通过第一传动单元实现两个第一夹紧杆81和两个第二夹紧杆82的动作，降低了无人机起降系统的成本。上述第一传动单元为锥齿轮传动结构，以将第一电机绕水平轴线的转动转换为绕竖直轴线的转动。
[0056]
优选地，第一电机为步进电机，以精确控制传动的转动速度。为了便于安装，本实施例中，第一电机的输出轴方向垂直于起降平台1，第一电机通过第一连接件固定于安装架86的一外侧面。优选地，第一连接件与第一电机的电机安装座螺栓连接，第一连接件与安装架86螺栓连接。
[0057]
本实施例中，每对导向轮83的两个导向轮83分别为内轮和外轮，四个内轮围成一个矩形，四个外轮围成一个四边形，四个外轮围成的四边形套设于四个内轮围成的矩形外，传动带84依次绕过每个导向轮83，使连接任意相邻两个外轮的传动带84与连接对应的两个内轮的传动带84平行。
[0058]
其中，连接相邻两个外轮的传动带84记为外带，连接相邻两个内轮的传动带84记为内带。起降平台1长度方向两端的外带分别为第一外带和第二外带，起降平台1宽度方向两端的外带分别为第三外带和第四外带，与第一外带对应的内带为第一内带，与第二外带对应的内带为第二内带，与第三外带对应的内带为第三内带，与第四外带对应的内带为第四内带。
[0059]
其中一个第一连接杆的一端连接于第一外带，另一端连接于第二内带，另一个第一连接杆的一端连接于第二外带，另一端连接于第一内带。其中一个第二连接杆的一端连接于第三外带，另一端连接于第四内带，另一个第二连接杆的一端连接于第四外带，另一端连接于第三内带。
[0060]
为了提高传动带84转动的过程中，第一夹紧杆81和第二夹紧杆82移动的稳定性，第一连接杆的两端分别通过一个滑块85连接于传动带84，第二连接杆的两端分别通过一个滑块85连接于传动带84，每个滑块85与安装架86滑动连接，通过滑块85与安装架86滑动连接，为第一连接杆和第二连接杆的移动进行导向。
[0061]
进一步地，为了防止位于安装架86同一侧的两个滑块85碰撞，本实施例在位于安装架86同一侧的两个滑块85的相对两侧面中的至少一个侧面上设置弹性缓冲块。优选地，弹性缓冲块可以为橡胶件，也可以为现有技术中弹簧构成的缓冲结构，在此不再具体限定。
[0062]
于其他实施例中，还可以在每个滑轨的中部设置弹性缓冲块，以使位于安装架86同一侧的两个滑块85之间至少间隔一个弹性缓冲块的距离。
[0063]
进一步地，传动带84与导向轮83啮合传动。本实施例中，上述传动带84为双面齿同步带，避免导向轮83和传动带84之间出现打滑现象，以保证第一夹紧杆81和第二夹紧杆82的夹紧效果和同步率，延长传动带84的使用寿命。
[0064]
进一步地，夹紧装置8还包括升降驱动组件，升降驱动组件的一端连接于起降平台1，另一端连接于安装架86，用于驱动安装架86相对于起降平台1升降。由于无人机结构的多样性，仅采用第一夹紧杆81和第二夹紧杆82不一定能够确保放置于起降平台1上的无人机的稳定性，通过升降驱动组件驱动安装架86升降，可以利用第一夹紧杆81和第二夹紧杆82沿z方向对无人机进行夹紧。
[0065]
上述升降组件9包括多个沿起降平台1周向分布的升降杆和与升降杆一一对应的升降驱动单元，升降驱动单元用于驱动升降杆升降。本实施例中，升降杆设有四个，分别设
于起降平台1的四个拐角，每个升降杆的上端通过第二连接件连接于安装架86。优选地，第二连接件与升降杆通过螺栓连接，第二连接件与安装架86螺栓连接。为了保证起降平台1升降过程中的起降平台1的稳定性，要求四个升降驱动单元同步工作。
[0066]
上述升降驱动单元可以为电机丝杠结构、或电机涡轮蜗杆结构、或电机齿轮齿条结构、或气缸100、或油缸等，在此不再限定。
[0067]
于其他实施例中，上述升降驱动组件还可以包括四个升降杆和一个第二电机，第二电机通过第二传动单元带动四个升降杆同步动作。上述第二传动单元可以为带传动或链传动等，在此不再介绍。
[0068]
进一步地，起降平台1的四个侧面分别设置一个挡板11，挡板11的一端连接于起降平台1，另一端凸出起降平台1。升降驱动组件的固定端抵接于相邻两个挡板11且连接于该相邻两个挡板11。通过设置挡板11，以在不影响无人机降落的情况下，便于升降驱动组件的安装。
[0069]
进一步地，上述无人机起降系统还包括气泵和气动开关阀7，其中气泵用于为每个气缸100供气；气动开关阀7与气缸100一一对应，用于选择性地使气缸100的有杆腔和无杆腔中的一个与气泵的出气口连通且另一个与外界大气连通，或有杆腔和无杆腔互不连通且均与气缸100的出气口和外界大气断开，或使气缸100的有杆腔和无杆腔互不连通且与气泵的出气口和外界大气均不连通。
[0070]
上述无人机升降平台还包括控制器、位移传感器和角度测量单元，其中，控制器与气动开关阀7、位移传感器和角度测量单元通讯，位移传感器用于测量每个气缸100的活塞杆的伸出量；角度测量单元用于测量起降台架沿xy平面、yz平面和xz平面的转动角度。
[0071]
位移传感器的测量信号和角度测量单元的测量信号发送至控制器，控制器根据角度测量单元的测量信号确定起降平台1相对于xy平面、yz平面和xz平面的转动角度，计算出起降平台1由当前状态转换至水平状态各个气缸100的活塞杆伸缩量，根据每个气缸100的活塞杆的当前伸缩量，计算每个气缸100的活塞杆的伸缩量差值，控制器控制各个气缸100的活塞杆伸缩对应的伸缩量差值，以使起降平台1处于稳定的水平状态。
[0072]
至于各个气缸100的伸缩量调节可以采用pi d控制算法，选择合适的比例、积分、微分系数以获取较好的控制性能。
[0073]
在应用上述无人机起降系统进行无人机的起飞和降落时，采用角度测量单元实时测量起降台架沿xy平面、yz平面和xz平面的转动角度，控制器根据角度测量单元的测量结果，控制每个气缸100的活塞杆动作，并通过位移传感器实时测量每个气缸100的活塞杆的伸出量，以使起降平台1在无人机的起飞和降落过程中时刻保持水平状态，为无人机提供一个稳定的起飞和降落环境，保证了无人机起飞和降落时的安全。
[0074]
对上述无人机起降系统的上连接架2进行力学仿真，具体地，在上连接架2处于稳定状态下，主要受两个外部载荷，一个是起降平台1对上连接架2的压力，另一个是气缸100通过第一万向节4对上连接架2的支撑力；其中起降平台1对上连接架2的压力一部分来自于起降平台1的重力，另一部分来自于停留在起降平台1上的无人机对平台的压力。将起降平台1对上连接架2的压力简化为均匀载荷作用在上连接架2上，将气缸100通过第一万向节4对上连接架2连接简化为接触面积相同的支撑板与上连接架2相连，气缸100通过第一万向节4对上连接架2的支撑力分布在支撑板上。
[0075]
需要说明的是，气缸100通过第一万向节4对上连接架2的支撑不能简化为点，否则会出现应力无穷大的情况。
[0076]
通过位移仿真分析发现，上连接架2的中心处的位移最大，大约为0.5mm，通过应变和应力仿真，得到上连接架2的最大剪应力约为2.4
×
105n/m
2
，通过查表可知上连接架2的剪切屈服强度约为1.5
×
108n/m
2
，最大剪切力远小于材料的剪切屈服强度，因此上连接架2较为可靠。
[0077]
对上述无人机起降系统的起降平台1进行力学仿真，为了更加精确地表示上连接架2对起降平台1的作用力，选择对包括上连接架2和起降平台1的起降台架进行仿真，在对起降台架进行仿真时需要考虑四个外部载荷，一是起降平台1的四角受到升降架的压力，设计为15kg；二是起降平台1的自重；三是无人机的重量；四是气缸100通过第一万向节4对上连接架2的支撑力。为了简化模型，将无人机的重量和起降平台1的自重作为分布载荷均匀分布在起降平台1上。通过仿真发现，起降平台1所受的应力远小于其屈服强度；上连接架2的最大受力处为边角处以及与第一万向节4的连接处，仿真所得的最大应力仍然小于所用材料的剪切屈服强度，因此起降台架较为可靠。
[0078]
对上述无人机起降系统的下连接架3进行力学仿真，下连接架3主要受到两个外部载荷，一是减震器6对下连接架3的支撑力，二是六个气缸100通过第二万向节5对下连接架3的压力。采用与上连接架2仿真时同样的简化方法，并将减震器6与下连接架3的连接面简化为固定面，通过位移仿真可以得出，下连接架3总位移最大处是与气缸100的连接处，大约为0.6mm；通过应变和应力仿真可以得到最大剪切力约为1.6
×
106n/m
2
，远小于所用材料的剪切屈服强度1.5
×
108n/m
2
，因此，该下连接架3的结构可靠。
[0079]
显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。
[0080]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。其中，术语“第一位置”和“第二位置”为两个不同的位置。
[0081]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。