一种用于低空航空器的停机装置的制作方法

本实用新型属于自动停机领域，更具体地，涉及一种用于低空航空器的停机装置。

背景技术：

早年，由于低空航空器(最大飞行高度为500米)无法实现自主感知环境，故对于航空器的停机方案多采用基于无线遥控的手动停机方法，该方法操作难度大，需要飞手具备相当的遥控经验，同时，其停机精度完全取决于飞手的专业素养及工作时的状态，由此，导致航空器的停机具有相当大的不确定性。这种不确定性的存在，极有可能导致严重经济损失与人员伤亡，为此，急需研发与停机过程相关的辅助装置，以提高低空航空器停机过程的准确性与安全性。

为实现上述目的，近年来，国内外众多研究人员基于视觉手段，开发了多种辅助停机装置或自主停机装置。由于视觉检测无法获取停机坪的深度信息，导致停机精度较低；而采用双目视觉技术虽然可以获取深度信息，但由于摄像头之间的距离限制，对于检测较远距离障碍物有一定的难度。总体而言，基于视觉的自主停机装置与方法无法实现远距离、高精度的停机过程，造成低空航空器自动停机的准确度和安全性较低。

为此，急需一种低空航空器辅助停机装置或自主停机装置，可为基于视觉手段的停机方法提供深度信息。常见的提供深度信息的部件包括超声波雷达和激光雷达两种，后者向对于前者，具有较高的精度，从而具有更高的安全性。由此可见，急需一种可将视觉与激光雷达融合的低空航空器辅助停机装置或自主停机装置，同时该装置还应具备体积小、重量轻、可靠性高的特点，此外，在同种条件下，还应选择价格相对低廉、经济性的部件。

技术实现要素：

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本实用新型提供了一种用于低空航空器的停机装置，其目的在于为实现具有深度信息的视觉停机手段提供一种体积小、重量轻、可靠性高、经济性的停机装置。

为实现上述目的，本实用新型提供了一种用于低空航空器的停机装置，该装置固定于航空器底部；该装置包括：激光雷达、底座、机壳、摄像部件、处理器面板、核心主板、稳压板、电源、备用电源、存储模块和显示器；

机壳固定在底座上方；机壳为空心四方体结构，包括前、后、上、下、左、右六个面板，且其内部设置有h型结构的安装框架；

激光雷达前端固定于机壳下面板上，后端固定在h型结构安装框架上；摄像部件前端穿过下面板，后端固定在h型结构安装框架上；核心主板和稳压板固定在处理器面板上；存储模块一端固定于机壳下面板上，一端固定在h型结构安装框架上；

显示器后端固定在h型结构安装框架上，前端固定在机壳后面板上；电源固定在机壳上面板上，与稳压板通过导线连接；备用电源和存储模块一端固定在机壳下面板上，一端固定在h型结构安装框架上。

优选地，所述装置通过螺钉固定于航空器底部；激光雷达通过螺钉固定在底座一端；机壳通过螺钉固定在底座上方；电源通过螺栓固定在上面板上；稳压板和核心主板通过双头六角螺柱固定在处理器面板上。

优选地，机壳一角上端设置有端盖，用于防止人员划伤。

优选地，底座长边由两根1515型材500组成，短边由两根1515型材185组成，竖直方向由四根1515型材100组成；各边通过角码相互连接，各边与角码通过t型螺栓和法兰螺母连接。

优选地，靠近机壳后面板和下面板一侧的1515型材上通过t型螺栓和法兰螺母安装有4个开有槽口的2号角铝。

优选地，机壳后面板开有方形口；下面板上安装有1号弹簧夹、2号弹簧夹和带有槽口的1号角铝，同时开有圆形槽口；左面板上设置有风扇，风扇和右面板均匀分布的槽口配合，对装置进行散热。

优选地，存储模块一端置于1号弹簧夹内，一端通过螺钉与左端2号角铝连接；激光雷达前端置于下面板上的圆形槽口内，后端通过螺钉与中部2号角铝连接；摄像部件前端穿过下面板上的圆形槽口，后端通过螺钉与带有槽口的1号角铝相连；显示器后端通过螺钉与安装框架连接，前端与后面板的方形口配合。

优选地，所述机壳还包括四根2号型材；前、后、上、下面板均通过螺栓与2号型材侧面连接，螺栓中的螺母嵌扣在2号型材的凹槽内；左面板和右面板分别通过螺钉与2号型材的两端连接。

总体而言，通过本实用新型所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

(1)本实用新型提供的低空航空器停机装置，对多个功能部件进行了科学、合理布局，能够同时实现停机装置所需的多种功能，且质量轻、体积小、安装简单、操作方便。

(2)本实用新型提供的低空航空器停机装置，可实现独立供电，增强了设备的可靠性；具备防尘、防震、散热功能，增强了设备的安全性；具有显示功能，有利于工作人员与设备之间的交互。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构图；

图2为本实用新型的底座结构图；

图3为本实用新型的机壳结构图；

图4为本实用新型的安装框架结构图；

图5为本实用新型的装置部件安装结构图；

在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

10为底座，20为机壳，30为安装框架，101为端盖，201为前面板，202为后面板，203为上面板，204为下面板，205为左面板，206为右面板，211为方形口，212为1号弹簧夹，213为2号弹簧夹，214为1号角铝，215为圆形槽口，401为电源、402为处理器面板、403为稳压板、404为核心主板、406为存储模块、407为激光雷达、408为备用电源、409为摄像部件、410为显示器。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。此外，下面所描述的本实用新型各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1所示，本实用新型提供了一种航空器的停机装置，装置固定于航空器底部；该装置包括：407激光雷达、底座10、机壳20、摄像部件409、处理器面板402、核心主板404、稳压板403、电源401、备用电源408、存储模块406和显示器410：机壳20固定在底座10上方，用于保护装置的重要部件，同时起到防尘、散热等作用；如图2所示，底座10为四方体支架结构，长边由两根1515型材500组成，短边由两根1515型材185组成，竖直方向由四根1515型材100组成；各边通过角码相互连接；各边与角码通过t型螺栓和法兰螺母连接；机壳一角上端安装有端盖101，用于防止人员划伤。

如图3所示，机壳20为空心四方体结构，包括前面板201、后面板202、上面板203、下面板204、左面板205、右面板206，以及四根2号型材207；前面板201、后面板202、上面板203、下面板204均通过螺栓与2号型材207侧面连接；螺栓中的螺母嵌扣在2号型材207的凹槽内；左面板205和右面板206分别通过螺钉与2号型材207的两端连接；后面板202开有方形口211；下面板204上安装有1号弹簧夹212、2号弹簧夹213和带有槽口的1号角铝214，并开有圆形槽口215；左面板205上安装有风扇，右面板206均匀开有槽口，风扇和槽口相配合，对装置进行散热。

机壳20内部设置有如图4所示的h型结构的安装框架30，该安装框架包括四根1515型材349、四根1515型材100、四根1515型材332；各根型材通过角码相互连接；各根型材与角码通过t型螺栓和法兰螺母连接；靠近后面板202和下面板204一侧的1515型材349上通过t型螺栓和法兰螺母安装有4个开有槽口的2号角铝；机壳和安装框架实现对避障装置相关部件的合理布局；作为另一个可选的实施例，布局结构如图5所示，涉及到的部件包括24v电源401、处理器面板402、稳压板403、核心主板404、存储模块406、激光雷达407、备用电源408、摄像部件409、显示器410；其中，电源401通过螺栓与上面板203相连；稳压板403和核心主板404通过双头六角螺柱405与处理器面板402连接；存储模块406一端置于1号弹簧夹212内，一端通过螺钉与左端2号角铝连接；激光雷达407前端置于下面板204上的圆形槽口215内，后端通过螺钉与中部2号角铝连接；摄像部件409前端穿过下面板204上的圆形槽口215，后端通过螺钉与带有槽口的角铝214相连；显示器410后端通过螺钉与安装框架30连接，前端与后面板的方形口211配合。

上述装置的应用过程如下：通过螺钉将底座10固定在用于低空航空器的底部，完成用于低空航空器的自主停装置的安装；通过导线将电源401与稳压板403相连，并经过稳压板403将电源401的输出电压转换至核心主板404的工作电压；将存储模块406、激光雷达407、备用电源408、摄像部件409、显示器410与核心主板404相连；在用于低空航空器的升空前，将相关程序烧录至核心主板404，程序调试期间，可通过显示器410实现交互；在用于低空航空器的飞行任务结束后，利用摄像部件409感知飞行环境信息，对目标停机坪进行检测；在摄像部件409感知到目标停机坪后，可利用激光雷达407对目标检测坪的距离进行相关感知；通过将摄像部件409和激光雷达407两者的感知信息进行融合，实现用于低空航空器的自主停机。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。