一種智能多旋翼無人機的制作方法

本發明涉及無人機技術領域，具體涉及一種智能多旋翼無人機。

背景技術：

多旋翼無人機是一種由無線電遙控設備或者由程序控制自動駕駛設備駕駛的航空器，近年來在民用領域也有廣泛的應用。傳統多旋翼無人機包括機體和機體上設置的多個旋翼，每個旋翼與機體上各自設置的驅動機構的驅動軸連接，驅動機構驅動旋翼在空氣中高速旋轉，不斷的將空氣推向下方，從而產生向上的升力，帶動無人機向上飛行。同時由飛行控制器調節驅動機構的驅動軸轉速，從而間接調整了每個驅動軸的推進力，進而實現對無人機飛行姿態的控制。

多旋翼無人機一般設置有著陸用的支撐腿，當飛行控制器控制多旋翼無人機著陸時，支撐腿實現對機體的支撐，現有的多旋翼無人機的支撐腿多為固定式支架結構，支撐腿的下端多在同一個平面內，并且一般設置3到4個，對于一般比較水平的路面多旋翼無人機的還能夠較為平穩的著陸，但對于凹凸不平的路面一般強制著陸，無人機機體很容易發生傾斜，或者是凹凸不平的路面磕碰到機體，從而造成無人機的損壞。

技術實現要素：

本發明的目的是：一種智能多旋翼無人機，能夠在崎嶇不平的路面進行停機著陸操作，確保無人機停機的平穩性，避免無人機損壞。

為實現上述目的，本發明采用的技術方案是：

智能多旋翼無人機，包括機體，所述機體上設置有旋翼支臂，所述旋翼支臂的懸伸端設置有旋轉葉片；

所述機體上還設置有多個伸縮支腿，位于伸縮支腿上分別設置有副距離傳感器，所述副距離傳感器的檢測端指向地面；

所述副距離傳感器的檢測端處在同一個平面內；

所述副距離傳感器將檢測到的距離信號發送至飛行控制器內進行處理，飛行控制器發出控制信號至驅動單元，驅動單元驅動伸縮支腿伸縮，并改變伸縮支腿的長度。

進一步地，所述伸縮支腿分別位于機體的輪廓周邊均勻間隔分布，所述機體上還設置有主距離傳感器，所述主距離傳感器的檢測端指向地面，主距離傳感器將檢測到距離信號發送至飛行控制器內進行處理，飛行控制器發出控制信號至驅動單元，驅動單元驅動伸縮支腿伸縮，并改變伸縮支腿的長度，主距離傳感器的檢測端與副距離傳感器的檢測端處在同一個平面內。

進一步地，所述伸縮支腿位于機體周邊等間距設置有四個，伸縮支腿的下端連線構成矩形結構，所述副距離傳感器設置在伸縮支腿的上端位置處，所述主距離傳感器設置在伸縮支腿圍合的矩形區域中間位置處所在的機體上。

進一步地，所述旋翼支臂位于機體上設置有四個，驅動機構驅動旋翼支臂轉動且轉動軸線豎直，位于機體的前后端還設置有側推旋翼，所述側推旋翼的旋轉面與旋轉葉片旋轉面垂直。

進一步地，所述機體向下延伸有支臂，所述伸縮支腿與支臂構成豎直方向的滑動導向配合，所述伸縮支腿的長度方向還設置有齒條，所述齒條沿著伸縮支腿長度方向布置，齒條與齒輪嚙合，電機驅動齒輪轉動，電機固定在機體上。

進一步地，所述旋翼支臂的懸伸端設置有主軸，主軸上設置有中聯結構，所述主軸的上端與中聯結構之間轉動式連接且轉動軸芯線水平，旋轉葉片與中聯結構連接，所述中聯結構與主軸的軸身構成插接配合，中聯結構與主軸之間設置有阻尼塊，中聯結構上設置有橫軸，橫軸的一端插置在槳夾的一端開設的凹槽內，橫軸與凹槽之間設置有軸承，位于凹槽的槽口與橫軸之間還設置有封堵塊，所述封堵塊與橫軸構成轉動式配合，槳夾上設置有注油孔與凹槽的槽腔連通。

進一步地，所述中聯結構由兩瓣體式結構相互扣合構成，所述主軸位于兩瓣體式結構之間，主軸的上端設置有銷軸，所述銷軸的桿長方向與主軸長度方向垂直且伸出主軸的兩端，銷軸的兩端分別設置有滾動軸承,滾動軸承與中聯結構的兩瓣體式結構構成轉動式配合。

進一步地，所述中聯結構的兩瓣體式結構之間設置有用于容納阻尼塊的卡槽，所述卡槽位于中聯結構的兩瓣體式結構之間設置有兩個，卡槽的槽口相對且沿著主軸的軸芯對稱布置，所述阻尼塊由橡膠材料制成，所述卡槽的槽長方向與主軸的長度方向垂直，卡槽的槽壁上設置有安裝孔，安裝螺栓穿過安裝孔且兩端與中聯結構的兩瓣體式結構固連。

進一步地，所述橫軸的軸端設置成t形結構，所述軸承套設在橫軸的軸身上且外圈與凹槽的槽腔抵靠，所述封堵塊為環狀結構，所述槳夾上設置有安裝孔，安裝孔內設置有安裝螺栓，安裝螺栓穿過安裝孔與封堵塊連接。

進一步地，所述槳夾的另一端設置有開口，旋轉葉片位于該開口內，開口所在的槳夾上設置有螺栓，螺栓穿過槳夾及旋轉葉片且伸出端設置有螺母。

與現有技術相比，本發明具備的技術效果為：在多旋翼無人機的機體上設置多個長度可變的伸縮支腿，并且在伸縮支腿上分別設置副距離傳感器，無人機需要著陸時，副距離傳感器的檢測端指向地面，用于檢測伸縮支腿與地面的距離，并將檢測到距離信號發送至飛行控制器內進行判斷處理，如若副距離傳感器檢測的距離信號一致，則說明該降落區域為平地，無需改變伸縮支腿，即可平穩降落，如若距離傳感器檢測的距離信號存在較大差異，則說明該降落區域地面不夠平整，通過改變伸縮支腿的長度，以適應該不平整路面的降落，該智能多旋翼無人機能夠確保無人機停機的平穩性，避免無人機損壞。

附圖說明

圖1是智能多旋翼無人機的俯視結構示意圖；

圖2是智能多旋翼無人機的主視圖；

圖3是智能多旋翼無人機控制邏輯示意圖；

圖4是智能多旋翼無人機中伸縮支腿的結構示意圖；

圖5是智能多旋翼無人機中旋轉葉片與旋翼支臂連接處的結構示意圖；

圖6是智能多旋翼無人機中旋轉葉片與旋翼支臂連接處的結構主視圖；

圖7是智能多旋翼無人機中旋轉葉片與旋翼支臂連接處的剖面結構圖。

具體實施方式

下面結合說明書附圖和實施例，對發明的具體實施例做進一步詳細描述：

結合圖1至圖7，對本發明作進一步地說明

一種智能多旋翼無人機，包括機體10，所述機體10上設置有旋翼支臂20，所述旋翼支臂20的懸伸端設置有旋轉葉片30；

所述機體10上還設置有多個伸縮支腿40，位于伸縮支腿40上分別設置有副距離傳感器50，所述副距離傳感器50的檢測端指向地面；

所述副距離傳感器50的檢測端處在同一個平面內；

所述副距離傳感器50將檢測到的距離信號發送至飛行控制器60內進行處理，飛行控制器60發出控制信號至驅動單元，驅動單元驅動伸縮支腿40伸縮，并改變伸縮支腿40的長度。

結合圖1和圖2所示，在多旋翼無人機的機體10上設置多個長度可變的伸縮支腿40，并且在伸縮支腿40上分別設置副距離傳感器50，無人機需要著陸時，副距離傳感器50的檢測端指向地面，用于檢測伸縮支腿40與地面的距離，并將檢測到距離信號發送至飛行控制器60內進行判斷處理，如若副距離傳感器50檢測的距離信號一致，則說明該降落區域為平地，無需改變伸縮支腿40，即可平穩降落，如若副距離傳感器50檢測的距離信號存在較大差異，則說明該降落區域地面不夠平整，副距離傳感器50檢測高度差異大的位置，則說明該伸縮支腿40所在區域的地面過高或者過低，飛行控制器60發出控制信號控制驅動機構，從而驅動伸縮支腿40伸縮，以使得改變伸縮支腿40的長度，以適應該不平整路面的降落，當伸縮支腿40所在區域的高度較低時，使得伸縮支腿40長度變長，從而能夠確保無人機機體10始終處在較為水平的姿態，當伸縮支腿40所在區域的高度較高時，使得伸縮紙托40的長度變短，從而以適應不同地形的降落需要；

該智能多旋翼無人機能夠確保無人機停機的平穩性，避免無人機損壞。

結合圖3所示，作為本發明的優選方案，所述伸縮支腿40分別位于機體10的輪廓周邊均勻間隔分布，所述機體10上還設置有主距離傳感器70，所述主距離傳感器70的檢測端指向地面，主距離傳感器70將檢測到距離信號發送至飛行控制器60內進行處理，飛行控制器60發出控制信號至驅動單元，驅動單元驅動伸縮支腿40伸縮，并改變伸縮支腿40的長度，主距離傳感器70的檢測端與副距離傳感器50的檢測端處在同一個平面內；

上述實施例中，在機體10上設置有與副距離傳感器50檢測端處在一個平面內的主距離傳感器70，當針對于地面中間高，四周低的停機區域，位于機體10周邊設置伸縮支腿40可能在實際檢測的過程中，多個伸縮支腿40檢測的距離不存在差異，但是副距離傳感器50采集的距離數值與主距離傳感器70采集的距離數值存在差異，并且主距離傳感器70采集的距離數值小于副距離傳感器50采集的距離數值，則說明無人機著陸區域的中間位置較高，如若直接降落，存在損傷機體10的風險，此時的飛行控制器60發出控制信號至伸縮支腿40，從而使得伸縮支腿40長度變長，從而將整個無人機的停機高度增高，進而避免機體10損傷；

上述的主距離傳感器70如若采集的距離數值與副距離傳感器50采集的距離數值差別不大，則說明該停機區域較為平整，直接著陸不存在問題；

上述的主距離傳感器70如若采集的距離數值小于副距離傳感器50采集的距離數值，或者差值較大，可以基本判斷該停機區域四周高兩邊低，飛行控制器60控制該無人機轉移至下一個停機位，直至主距離傳感器70采集的距離數值與副距離傳感器50采集的距離數值基本吻合，或者差距不大，方能確保無人機停機的穩定性，避免無人機損傷。

上述實施例中，如若副距離傳感器50采集的距離數值之間存在較大差異，并且大于飛行控制器60內設定的閾值范圍，從而能夠基本判斷該著陸區域坑洼面較大，不適合無人機著陸，飛行控制器60就會選擇其他位置著陸。

進一步地，所述伸縮支腿40位于機體10周邊等間距設置有四個，伸縮支腿40的下端連線構成矩形結構，所述副距離傳感器50設置在伸縮支腿40的上端位置處，所述主距離傳感器70設置在伸縮支腿40圍合的矩形區域中間位置處所在的機體10上。

更進一步地，為方便調整無人機的上飛行姿態，所述旋翼支臂20位于機體10上設置有四個，驅動機構驅動旋翼支臂20轉動且轉動軸線豎直，位于機體10的前后端還設置有側推旋翼12，所述側推旋翼12的旋轉面與旋轉葉片30旋轉面垂直；

上述實施例中，當無人機在較強的側向風中停機時，為確保停機位置的準確度，利用在機體10前后端設置的側推旋翼12，從而方便實現對機體10飛行姿態的控制以及調整。

更進一步地，結合圖4所示，所述機體10向下延伸有支臂11，所述伸縮支腿40與支臂11構成豎直方向的滑動導向配合，所述伸縮支腿40的長度方向還設置有齒條41，所述齒條41沿著伸縮支腿40長度方向布置，齒條41與齒輪42嚙合，電機43驅動齒輪42轉動，電機43固定在機體10上；

上述實施例中，飛行控制器60根據主、副距離傳感器50、70采集到的距離分析，從而控制電機43的正反轉以及電機的轉動圈數，從而使得實現對伸縮支腿40長度的調整。

進一步地，結合圖5至圖7，所述旋翼支臂20的懸伸端設置有主軸21，主軸21上設置有中聯結構22，所述主軸21的上端與中聯結構22之間轉動式連接且轉動軸芯線水平，旋轉葉片30與中聯結構22連接，所述中聯結構22與主軸21的軸身構成插接配合，中聯結構22與主軸21之間設置有阻尼塊23，中聯結構22上設置有橫軸24，橫軸24的一端插置在槳夾25的一端開設的凹槽251內，橫軸24與凹槽251之間設置有軸承26，位于凹槽251的槽口與橫軸24之間還設置有封堵塊27，所述封堵塊27與橫軸24構成轉動式配合，槳夾25上設置有注油孔252與凹槽251的槽腔連通；

上述實施例中，主軸21與中聯結構22構成轉動式連接，而中聯結構22與主軸21轉動式部位作為蹺蹺板的支點，中聯部件22下方的阻尼塊23承受中聯結構22的擺動沖擊，避免了中聯結構22的下步直接與無人機主軸21碰撞，有效的延長了無人機主軸21和中聯結構22的使用壽命，同時阻尼塊223的緩沖作用也降低了無人機旋翼頭的整體機械振動，將槳夾25上開設凹槽251，橫軸25的一端插置在凹槽251內，橫軸25與凹槽251之間設置軸承26，在凹槽251的槽口設置封堵塊27，這樣就形成了較為封閉的儲油腔，在槳夾25上設置有注油孔252，這樣就方便向凹槽251的槽腔內注入潤滑油脂，潤滑油脂注入凹槽251的槽腔內后，旋轉葉片30在旋轉的過程中，可避免潤滑油脂甩出槳夾25，還確保軸承26的潤滑效果。

所述中聯結構22由兩瓣體式結構相互扣合構成，所述主軸21位于兩瓣體式結構之間，主軸21的上端設置有銷軸211，所述銷軸211的桿長方向與主軸21長度方向垂直且伸出主軸21的兩端，銷軸211的兩端分別設置有滾動軸承212,滾動軸承211與中聯結構22的兩瓣體式結構構成轉動式配合。將中聯結構22采用兩瓣體式結構，方便中聯結構22的安裝，利用銷軸211及其兩端設置的滾動軸承211，可進一步減少無人機旋轉葉片30浮動時造成主軸21與中聯結構22的磨損，進一步地提高了中聯結構22的使用壽命。

更進一步地，所述中聯結構22的兩瓣體式結構之間設置有用于容納阻尼塊221的卡槽222，所述卡槽222位于中聯結構22的兩瓣體式結構之間設置有兩個，卡槽222的槽口相對且沿著主軸21的軸芯對稱布置，所述阻尼塊221由橡膠材料制成，所述卡槽222的槽長方向與主軸21的長度方向垂直，卡槽222的槽壁上設置有安裝孔2221，安裝螺栓穿過安裝孔2221且兩端與中聯結構22的兩瓣體式結構固連。

所述橫軸24的軸端設置成t形結構，所述軸承26套設在橫軸24的軸身上且外圈與凹槽251的槽腔抵靠，所述封堵塊27為環狀結構，所述槳夾25上設置有安裝孔，安裝孔內設置有安裝螺栓253，安裝螺栓253穿過安裝孔與封堵塊27連接；

上述t形橫軸24是整體鍛造加工成型可以承受較大的大槳旋轉離心力，而傳統無人機橫軸24采用螺絲帽固定槳夾25及軸承26，因為螺紋接觸受力面積有限相對能承受槳夾25旋轉的離心力也比較有限。

所述槳夾25的另一端設置有開口254，旋轉葉片30位于該開口254內，開口254所在的槳夾25上設置有螺栓255，螺栓255穿過槳夾25及旋轉葉片30且伸出端設置有螺母。

以上所述，僅是發明的較佳實施例而已，并非對發明的技術范圍作出任何限制，故凡是依據發明的技術實質對以上實施例所作的任何細微修改、等同變化與修飾，均仍屬于發明的技術方案的范圍內。