CN107352022B - 一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，包括执行飞行任务的飞行平台、搭载在飞行平台上进行探测的任务载荷以及对飞行平台或任务载荷进行远程遥控、遥测、数据传输的地面设备。所述飞行平台包括一体化设置的球形框架机构、内部的飞行器本体、支撑机构。所述球形框架机构整体呈地球仪经纬度框架的结构。所述支撑机构包括一个位于球形框架机构中心的环形连接件和两个分别沿地球仪自转轴设置的支撑管，环形连接件通过支撑管与球形框架机构连接为一体且安装在环形连接件上的飞行平台其重心低于环形连接件的重心。本发明为飞行器本体提供一体化设置的环形保护结构，使得飞行平台耐碰撞性好、在复杂环境下依然具有较强的生存能力、适应能力。

Description

一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统

技术领域

本发明涉及无人机领域，尤其涉及一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统。

背景技术

近年来我国的民用无人飞行器出现井喷式发展，广泛应用于娱乐、影视、测绘、安全等领域。由于多旋翼无人飞行器具有飞行灵活、操作相对简单、可原地悬停等特点，备受消防部队的青睐，已经越来越多的应用于灭火、 抢险救援现场的侦查、监控、指挥和绘图等工作。

国外消防部门将无人机应用于救援已经非常广泛，各国消防部门都配备了消防无人机执行侦察、监视等任务。2017年3月，纽约市消防局(FDNY) 运用无人机协助消防员扑灭发生在布朗克斯区的一场四级火灾，参与救援的168名消防员无一死亡，有效减少了灾情的损失。

无人机可以提供消防任务区域重要的搜索营救信息，工业级无人机应用于消防，主要有以下特点：

（1）携带可见光+红外相机，对火灾现场进行侦察、监视，但只能在建筑物进行拍摄，无法进入内部；

（2）携带气体探测器、有毒气体探测器、温度传感器等，对开阔区域上空、火灾区域外围进行探测，无法进入内部。

（3）大型无人机携带灭火药械通过发射以自毁的方式进入建筑物内部灭火，或者携带灭火器在开阔火区上空喷洒灭火剂。

但是对这种新型装备，消防部队在使用中也存在一些局限性：目前消防应用的无人机仅能在开阔区域上空进行现场情况探测、气体探测、温度探测或者实施灭火，而在复杂环境（如隧道、坑道、楼体、地下建筑物内部）下进行火灾侦察时，现有无人机无法进入现场或者即使进入现场也极易受到撞击而坠机。

如何提高无人机在上述复杂环境下的生存能力、适应能力，是无人机在消防警务领域更有效、更可靠、更安全使用的重要课题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，具有较好的耐碰撞性，在复杂环境下依然具有较强的生存能力、适应能力，尤其是在消防警务领域，本发明所述的无人机系统可以进入环境复杂的火灾现场并灵活、安全的移动，从而更有效的进行火灾现场的环境探测、灭火作业。本发明有利于的解决了多旋翼无人机防撞击抗坠毁的能力，提高了多旋翼无人机的生产能力和复杂环境适应能力。

本发明通过以下方式实现：一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，包括执行飞行任务的飞行平台、搭载在飞行平台上进行探测的任务载荷以及对飞行平台或任务载荷进行远程遥控、遥测、数据传输的地面设备；所述飞行平台包括球形框架机构、完全位于球形框架机构内部的飞行器本体、将球形框架机构与飞行器本体连接成一个整体的支撑机构；所述球形框架机构整体呈地球仪经纬度框架的结构；所述支撑机构包括一个位于球形框架机构中心的环形连接件和两个分别沿地球仪自转轴设置的支撑管，安装飞行器本体的环形连接件通过支撑管与球形框架机构连接为一体，且飞行器本体的重心低于环形连接件的重心。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述球形框架机构包括一个沿赤道设置的纬度环形框、一个沿子午线设置的经度环形框、至少一个沿非子午线经线不重合分布的经度管、两个分别位于两个极的轴承组件；所述轴承组件包括套接的轴承座和轴承；所述轴承座端面分别连接经度环形框和经度管；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承内并可绕轴承中心轴转动。所述经度管的数量可以为一个，也可以为两个或两个以上。当经度管的数量为两个或两个以上时，多个经度管可以在0°-东经180°（包括端值）和0°-西经180°（包括端值）两个范围中的任意一个范围内均匀分布或不均匀分布。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述球形框架机构包括一个沿赤道设置的纬度环形框、一个沿子午线设置的经度环形框、十个沿非子午线经线不重合分布的经度管、两个分别位于两个极的轴承组件；所述轴承组件包括套接的轴承座和轴承；所述轴承座端面分别连接经度环形框和经度管；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承内并可绕轴承中心轴转动。本球形框架机构中十个经度管均不重合，且十个经度管对应经线均非子午线。也就是说，一个外轮廓近似圆形的经度环形框和十个外轮廓近似半圆形的经度管共同形成一个以一条子午线和一条赤道为主框架并具有十条辅助经线的球形的框架式结构。

进一步地，为了更好的实现本发明，对上述球形框架机构的结构进行优化设计。优化的结构为：所述球形框架机构的结构包括一个沿赤道设置的纬度环形框、四个沿非赤道纬线设置的纬度环形圈、一个沿子午线设置的经度环形框、十个沿非子午线经线不重合分布的经度管、两个分别位于两个极的轴承组件；所述轴承组件包括套接的轴承座和轴承；所述轴承座端面分别连接经度环形框和经度管；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承内并可绕轴承中心轴转动。也就是说，一个外轮廓近似圆形的经度环形框和十个外轮廓近似半圆形的经度管共同形成一个以一条子午线和一条赤道为主框架、具有十条辅助经线和四条辅助纬线的球形的框架式结构。所述维度环形圈的设置是为了增加整个球形框架机构的强度，进而提高整体的耐碰撞性能。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述纬度环形框为一个完整的环形碳纤维薄板；所述经度环形框由四块扇环碳纤维薄片拼接组成；所述经度管为玻璃纤维桁条；所述轴承座、轴承均为轻质塑料；所述轴承座端面分别与穿过环形碳纤维薄板的玻璃纤维桁条、一端固定在环形碳纤维薄板上的扇环碳纤维薄片固定。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述环形连接件包括设置环型滑道的环形滑轨、两端同时在环形滑道中自由滑动且中间为横杆的中心转轴、以及将支撑杆固定在环形滑轨上的锁紧块；所述中心转轴穿过飞行器本体与其固连，且飞行平台的重心位于中心转轴的横杆之下。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述飞行器本体包括四旋翼机体、推进系统、飞控系统、机载数据链终端、遥控接收机和机载电源组件；

所述飞控系统分别与推进系统、机载数据链终端、机载电源组件、任务载荷连接；

所述四旋翼机体包括中心机舱、舱盖和分布在中心机舱四周的四个支臂，中心机舱和舱盖共同形成安装飞控系统、机载数据链终端、遥控接收机、机载电源组件、任务载荷的腔体；

所述推进系统包括四个螺旋桨、四个螺旋桨驱动电机和四个同时连接飞控系统的电调；所述支臂、螺旋桨、螺旋桨驱动电机、电调一一对应，由电调供电的螺旋桨驱动电机驱动安装在支臂顶端的螺旋桨旋转，且位于对角的两个螺旋桨旋转方向始终相反；

所述机载数据链终端与地面设备的地面数据链终端进行远程通讯，任务载荷采集的环境数据、飞控系统采集的飞行数据通过机载数据链终端和地面数据链终端进行数据交互；

所述遥控接收机，用于接收遥控器的控制信号，实现操作者对飞行器本体的操作；

所述机载电源组件包括锂电池和电源管理单元，锂电池通过电源管理单元连接飞控系统并向飞控系统、推进系统、机载数据链终端供电。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述飞行平台还包括安装在飞行器本体上并与飞控系统电性连接的照明系统。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述飞控系统包括飞控计算机和与飞控计算机连接的飞控传感器组件；所述推进系统为飞控系统的执行机构；

所述飞控计算机包括进行飞行控制律的解算、故障诊断和自动引导的计算、输出指令控制飞控执行机构的飞行控制计算机和负责配合飞行控制计算机对任务载荷进行控制任务管理计算机；

所述飞控传感器组件包括集成为一体的红外测距仪、气压高度计、三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计和惯性解算处理器。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述任务载荷包括分别与飞控系统连接的可见光/红外摄像机、气体探测器、温度传感器中一种或多种；所述可见光/红外摄像机安装在飞行器本体机头正前方；所述气体探测器、温度传感器分别安装在飞行器本体机腹后部。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述地面设备包括地面数据链终端、集成飞控软件的地面站、用于人工控制的遥控器、向地面数据链终端和地面站供电的地面电源，地面站和遥控器的控制信号相互切换。

本发明将球形框架机构与飞行器本体相结合，设置在外围的球形框架机构相当于时飞行器本体的保护结构，能在无人机飞行过程中有效保护飞行器本体上高速旋转的螺旋桨，避免螺旋桨因碰撞到障碍物而可能发生的螺旋桨受损、飞行器本体坠落；此时，即使飞行器本体坠落地面，球形框架机构也能通过滚动吸收碰撞能量，从而最大限度的保护好飞行器本体的关键元器件。

另一方面，本发明中机载数据链终端与地面数据链终端进行数据通讯，构成用于遥控、遥测和图像、数据等信息传输的测控通信系统。测控通信系统的主要作用有：一、由地面站或遥控器控制飞行平台携带任务载荷执行飞行任务；二、显示飞行平台的状态和实时信息。其中，飞行平台的状态和实时信息，是指图像信息和气体、温度探测信息等。

本发明通过精准可靠的飞控系统、测控通信系统对飞行器本体进行遥感、遥控，使得飞行器本体在隧道、坑道、地下建筑、楼宇内部等狭窄空间内依然可以良好通讯并灵活移动。

本发明的有益效果如下：

（1）本发明中球形框架机构通过支撑机构与飞行器本体相结合，形成一体化设计结构，有效降低障碍物对飞行器本体的撞击或飞行姿态的干扰，从而大大降低飞行器本体因撞击障碍物而损毁坠落的可能性，整体提高飞行平台的耐碰撞性，从而能更好的适应狭窄空间、高温、浓烟等复杂环境；

（2）本发明中球形框架机构和支撑机构共同组成对飞行器本体进行保护的轻便的球形保护结构，整个飞行平台的中心位于中心转轴之下，一是球形框架机构可沿支撑机构其支撑管对应轴线进行转动，二是支撑机构中环形滑轨可以与飞行器本体连接的中心转轴为参照物而自由转动，从而形成双自由度运动，不仅有效保护飞行器本体而且保证飞行的稳定，结构精巧、灵活；因此，飞行平台撞击障碍物后可尽快恢复稳定飞行姿态；

（3）本发明中飞行器本体中传感器等高度集成，具有结构更小、质量更轻等特点；

（4）本发明中的飞行平台是一个结构紧凑、设计合理的空中任务单元，可携带不同设备完成飞行任务，例如：拍摄现场画面或视频、探测可燃性气体含量、探测有毒气体含量、探测火灾现场温度、现场区域灭火等；

（5）本发明中飞控系统和测控通信系统相互配合，实现对飞行器本体灵活、精准的控制。

附图说明

图1为飞行平台的立体结构示意图；

图2为飞行平台的正向示意图；

图3位飞行平台的左向示意图；

图4为飞行平台的俯向示意图；

图5为球形框架机构的立体结构示意图；

图6为支撑结构的立体结构示意图；

图7为球形框架机构自转时状态变化示意图；

图8为环形滑轨转动进行重心调节时状态变化示意图；

图9为无人机系统整体架构图；

图10为人机系统拓扑图；

图11为飞行平台进行粘贴信标任务时状态示意图；

图12为相互连接的飞控系统、推进系统各自其内部组成；

图13为飞控系统中飞控传感器组件、飞控计算机与推进系统、任务载荷之间的连接关系示意图；

图14为无人机系统数据接口及连接关系示意图。

其中：001、飞行平台；002、任务载荷；003、地面站；004、遥控器；1、球形框架机构；101、纬度环形框；102、经度环形框；103、经度管；104、轴承座；105、轴承；2、支撑机构；201、环形滑轨；202、中心转轴；203、锁紧块；204、支撑管；3、飞行器本体；4、可见光/红外摄像机；5、气体探测器；6、温度传感器；100、信标。

具体实施例

实施例中四旋翼球形无人机系统均简称为无人机。本发明中无人机系统不仅限于四旋翼的无人机飞行器，还可广泛用于其他多旋翼无人机飞行器上。

实施例1：

一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，如图10所示，包括执行飞行任务的飞行平台001、搭载在飞行平台001上进行探测的任务载荷002以及对飞行平台001或任务载荷002进行远程遥控、遥测、数据传输的地面设备。

如图1-图5所示，所述飞行平台001包括球形框架机构1、完全位于球形框架机构1内部的飞行器本体3、将球形框架机构1与飞行器本体3连接成一个整体的支撑机构2。

所述球形框架机构1整体呈地球仪经纬度框架的结构。所述支撑机构2包括一个位于球形框架机构1中心的环形连接件和两个分别沿地球仪自转轴设置的支撑管204，环形连接件通过支撑管204与球形框架机构1连接为一体且安装在环形连接件上的飞行平台001其重心低于环形连接件的重心。

本实施例中，如图10所示，四旋翼球形无人机系统主要包括飞行平台001、任务载荷002、地面设备。飞行平台001是一个结构紧凑合理的空中任务单元，在飞控系统控制下可以携带不同任务载荷002在复杂环境中完成飞行任务。地面设备是一个远程遥控、遥测、数据传输的控制单元，与飞行平台001、任务载荷002之间进行无线数据通讯，便于操作者远程操控。

为了提高飞行平台001的耐碰撞性，采用球形框架结构的球形框架机构1对其内部的飞行器本体3进行保护，球形框架机构1通过支撑机构2与飞行器本体3连为一体并随着飞行器本体3一起飞行，也就是说，球形框架机构1为飞行器本体3提供保护，飞行器本体3为整个飞行平台001提供飞行动力。具体说，所述球形框架机构1通过支撑机构2将飞行器本体3包裹在其内部，飞行过程中遇到障碍物时，球形框架的结构可以有效保护飞行器本体3与障碍物的直接撞击，重要的是有效保护飞行器本体3上螺旋桨与障碍物的碰撞，从而提高整个飞行平台001的耐碰撞性能。

进一步，整个飞行平台001的重心低于环形连接件的重心，整个飞行平台001飞行过程中更稳定。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上对飞行平台001的结构进一步优化，如图1-图4所示，飞行平台001主要由球形框架机构1、飞行器本体3和将球形框架机构1与飞行器办本体连接为一体的支撑机构2组成。所述球形框架机构1和支撑机构2共同组成保护飞行器本体3的球形保护结构，提高整个飞行平台001的耐碰撞性，有效保护飞行器本体3在复杂环境中安全飞行。任务载荷002集成在飞行器本体3上，便于拆卸和维护。

本实施例中重点说明球形框架机构1、支撑机构2的具体结构，并结合其结构说明球形保护机构使飞行器本体3耐碰撞的原理。

进一步，本实施例中重点说明两种球形框架机构1的具体结构。

一、第一种球形框架机构1结构：如图5所示，所述球形框架机构1整体呈模仿地球仪经纬度框架的结构，包括一个沿赤道设置的纬度环形框101、一个沿子午线设置的经度环形框102、十个沿非子午线经线不重合分布的经度管103、两个分别位于两个极的轴承组件。

本实施例中，如图5所示，球形框架机构1整体模拟地球仪经纬线分布。球形框架机构1参照经线均匀分布12个桁条，若经度环形框102对应的两个桁条分别对应0°经线、180°经线，则十个经度管103则分别对应东经30°经线、东经60°经线、东经90°经线、东经120°经线、东经150°经线、西经30°经线、西经60°经线、西经90°经线、西经120°经线、西经150°经线。同理，纬度环形框101对应0°纬线，即赤道线。本实施例中，桁条沿球表面均匀设置为12根，既不会太疏而刚性不足，也不会太密而与螺旋桨自干扰。

如图6所示，所述支撑机构2包括一个安装在飞行器本体3中部的环形连接件、两个分别位于环形连接件两侧且均沿地球仪自转轴设置的支撑管204。

如图5所示，所述轴承组件包括套接的轴承座104和轴承105；所述轴承座104端面分别连接经度环形框102和经度管103；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承105内并可绕轴承105中心轴转动。

如图6所示，所述环形连接件包括设置环型滑道的环形滑轨201、两端同时在环形滑道中自由滑动且中间为横杆的中心转轴202、以及将支撑杆固定在环形滑轨201上的锁紧块203；所述中心转轴202穿过飞行器本体3与其固连，且飞行平台001的重心位于中心转轴202的横杆之下。此结构时，球形框架机构1可以绕着中心转轴202偏航转动，即整个球形框架机构1可以绕着飞行器本体3转动。当飞行平台001撞击到障碍物时，转动的球形框架机构1不仅能利用外扩式的框架结构对其内部构件直接保护，而且能利用桁条转动的过程卸去外力，进一步减少撞击过程中外力对飞行器本体3的冲击。同时，飞行平台001飞行时重心交底，飞行过程中不易因头重脚轻而剧烈晃动甚至倾倒，因此飞行平台001运行更稳定。

一、第二种球形框架机构1结构：所述球形框架机构1整体呈模仿地球仪经纬度框架的结构，包括一个沿赤道设置的纬度环形框101、四个沿非赤道纬线设置的维度环形圈、一个沿子午线设置的经度环形框102、十个沿非子午线经线不重合分布的经度管103、两个分别位于两个极的轴承组件。

本实施例中，如图5所示，球形框架机构1整体模拟地球仪经纬线分布。球形框架机构1参照经线均匀分布十二个桁条，若经度环形框102对应的两个桁条分别对应0°经线、180°经线，则十个经度管103则分别对应东经30°经线、东经60°经线、东经90°经线、东经120°经线、东经150°经线、西经30°经线、西经60°经线、西经90°经线、西经120°经线、西经150°经线十个经度。同理，纬度环形框101对应0°纬线，即赤道线；四个维度环形圈分别对应北纬30°、北纬60°、南纬30°、南纬60°四个纬度。本实施例中，桁条沿球表面均匀设置为12根，既不会太疏而刚性不足，也不会太密而与螺旋桨自干扰。

如图6所示，所述支撑机构2包括一个安装在飞行器本体3中部的环形连接件、两个分别位于环形连接件两侧且均沿地球仪自转轴设置的支撑管204。

如图5所示，所述轴承组件包括套接的轴承座104和轴承105；所述轴承座104端面分别连接经度环形框102和经度管103；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承105内并可绕轴承105中心轴转动。

如图6所示，所述环形连接件包括设置环型滑道的环形滑轨201、两端同时在环形滑道中自由滑动且中间为横杆的中心转轴202、以及将支撑杆固定在环形滑轨201上的锁紧块203；所述中心转轴202穿过飞行器本体3与其固连，且飞行平台001的重心位于中心转轴202的横杆之下。此结构时，球形框架机构1可以绕着中心转轴202偏航转动，即整个球形框架机构1可以绕着飞行器本体3转动。当飞行平台001撞击到障碍物时，转动的球形框架机构1不仅能利用外扩式的框架结构对其内部构件直接保护，而且能利用桁条转动的过程卸去外力，进一步减少撞击过程中外力对飞行器本体3的冲击。同时，飞行平台001飞行时重心交底，飞行过程中不易因头重脚轻而剧烈晃动甚至倾倒，因此飞行平台001运行更稳定。

本实施例中，球形框架机构1和支撑机构2共同组成利用球形结构对飞行器本体3进行保护的球形保护结构。此结构具有以下特点：

一、球形框架机构1可通过轴承组件以支撑机构2中支撑管204所对应转轴进行类似地球自转的转动；

如图7所示，若飞行过程中球形框架机构1撞到障碍物，则球形框架机构1受冲击力作用而进行转动以卸去冲击力对其影响，而不影响飞行器本体3的姿态，进而减少对飞行器本体3的冲击；

二、支撑机构2其中心转轴202与飞行器本体3固连且中心转轴202两端位于环形滑轨201中，则环形滑轨201与中心转轴202可相对自由移动，又因为整个飞行平台001的重心低于中心转轴202的重心，则中心转轴202和环形滑轨201可利用其自身结构进行重心的自动纠偏，从而保障飞行平衡；

如图8所示，若飞行过程中因飞行器本体3姿态改变等因素导致飞行平台001重心的偏移，则支撑机构2中环形滑轨201和中心转轴202对应结构会根据重心偏移的方向而自动发生相对运动，同时环形滑轨201通过锁紧块203、支撑管204、轴承组件带动球形框架机构1进行转动，从而调整整个飞行平台001重心至平衡位置，此结构工作原理类似扁担、不倒翁的工作原理，而且是一个自适应调整的结构。

综合上述技术特征，飞行任务中，球形保护结构可通过球形框架机构1自转、环形滑轨201相对中心转轴202转动这个双自由度转动调节，大大提高飞行平台001执行飞行任务时耐碰撞性。

实施例3：

本实施例在实施例2的基础上，对球形框架机构1的材料进一步优化。如图5所示，所述纬度环形框101为一个完整的环形碳纤维薄板；所述经度环形框102由四块扇环碳纤维薄片拼接组成；所述经度管103为玻璃纤维桁条；所述轴承座104、轴承105均为轻质塑料；所述轴承座104端面分别与穿过环形碳纤维薄板的玻璃纤维桁条、一端固定在环形碳纤维薄板上的扇环碳纤维薄片固定。附加的每个环形纬度圈均采用四块扇环碳纤维薄片拼接组成，或者附加的每个环形纬度圈采用一根首尾环接玻璃纤维桁条，或者附加的环形纬度圈部分采用四块扇环碳纤维薄片拼接组成且部分采用首尾环接玻璃纤维桁条。

本实施例中，十个经度管103均采用玻璃纤维桁条，组成一个经度环形框102的四块扇环碳纤维薄片均采用碳纤维薄片。所述经度环形框102对经度管103起到约束经度管103变形的作用。所述纬度环形框101为完整的圆环形的碳纤维薄板切割形成。

进一步地，对应地球仪南北极两个法兰为轴承座104，轴承座104端面用于固定十个玻璃纤维桁条和四块碳纤维薄板。所述玻璃纤维桁条穿过纬度环形框101，且四块碳纤维薄片固定在赤道框架上，共同形成球形结构。

本实施例中综合考虑了飞行状态下飞行平台001自重和碰撞过程中防护强度等综合因素，采用碳纤维薄板、玻璃纤维桁条、扇环碳纤维薄片、塑料件拼装球形框架机构1，使得飞行平台001整体质量轻又具有一定刚度，续航能力强、耐碰撞强度高。

本实施例的其他部分与实施例2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在实施例1-3任一项的基础上，对飞行器本体3的结构进行详细说明。

如图9所示，所述飞行器本体3包括四旋翼机体、推进系统、飞控系统、机载数据链终端、遥控接收机、照明系统和机载电源组件。所述飞控系统分别与旋翼机体、推进系统、机载数据链终端、遥控接收机、照明系统连接而进行数据通讯，机载电源组件分别与四旋翼机体、推进系统、飞控系统、机载数据链终端、照明系统连线而进行供电。

如图14所示，所述飞控系统分别与推进系统、机载数据链终端、机载电源组件、任务载荷002连接。

如图12、图13所示，所述飞控系统，用于控制飞行器本体3的飞行，包括内置飞控软件的飞控计算机和分别与飞控计算机连接的飞控传感器、飞控信号执行机构。

如图12所示，所述飞控系统包括飞控计算机和与飞控计算机连接的飞控传感器组件；所述推进系统为飞控系统的执行机构。

如图12、13所示，所述飞控计算机包括进行飞行控制律的解算、故障诊断和自动引导的计算、输出指令控制飞控执行机构的飞行控制计算机和负责配合飞行控制计算机对任务载荷002进行控制任务管理计算机；

如图12、13所示，所述飞控传感器组件包括集成为一体的红外测距仪、气压高度计、三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计和惯性解算处理器。

如图14所示，所述飞行器本体3通过机载数据链终端、地面数据链终端与地面站003或遥控器004进行测控通信，可由操作者通过地面站003或遥控器004远程与飞控系统建立通讯并由飞控系统控制飞行器本体3的飞行姿态、飞行路径等等。

所述四旋翼机体，包括中心机舱、舱盖和分布在中心机舱四周的四个支臂，中心机舱和舱盖共同形成安装飞控系统、机载数据链终端、机载电源组件的腔体。所述四旋翼机体，为飞行平台001提供空间。所述腔体可携带飞控系统、机载数据链终端、机载电源组件和任务载荷002，配置不同的任务载荷002则可执行不同飞行任务。

所述推进系统，包括四个螺旋桨、四个螺旋桨驱动电机和四个同时连接飞控系统的电调；所述支臂、螺旋桨、螺旋桨驱动电机、电调一一对应，由电调供电的螺旋桨驱动电机驱动安装在支臂顶端的螺旋桨旋转，且位于对角的两个螺旋桨旋转方向始终相反。

所述推进系统，为飞行平台001提供飞行动力。

所述机载数据链终端，与地面设备的地面数据链终端进行远程通讯，任务载荷002采集的环境数据、飞控系统采集的飞行数据通过机载数据链终端和地面数据链终端进行数据交互。

所述机载数据链终端、地面数据链终端构成测控通信系统中的测控系统。所述记载数据链终端包括电台和连接电台的测控天线。所述记载数据链终端，用于传输飞行平台001状态信息、任务载荷002的图像、探测气体信息、探测温度信息和接受地面站003控制信号。

所述遥控接收机，用于接收遥控器004的控制信号，实现操作者对飞行器本体3的操作。

所述照明系统安装在飞行器本体3上并与飞控系统电性连接。照明系统为在黑暗或光照较弱的空间内飞行时提供补光，确保无人机实现FPV遥控控制。具体说，照明系统包括为摄像设备进行补光而采用LED阵列的照明灯和导航用而采用微型LED灯的导航灯。所述照明灯采用6个第三代MIL阵列，单个灯珠的功率为3W，波长850nm。单个灯珠照程红外距离为30-50m。所述导航灯根据民航规章“左红右绿”，微型LED灯功率1.5W，发光角度180°，显色指数大于或等于75。

如图14所示，所述机载电源组件包括锂电池和电源管理单元，锂电池通过电源管理单元连接飞控系统并向飞控系统、推进系统、机载数据链终端供电。

所述锂电池在电源管理单元的统一控制和分配下，为整个飞行平台001运行提供电能。

本实施例的其他部分与实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例在实施例1-4任一项的基础上，进一步公开地面设备。

如图14所示，所述地面设备包括地面数据链终端、集成飞控软件的地面站003、用于人工控制的遥控器004、向地面数据链终端和地面站003供电的地面电源，地面站003和遥控器004的控制信号相互切换。

如图14所示，地面设备中的地面数据链终端与飞行平台001中的机载数据链链终端组成双向通讯链路的测控系统。地面站003主机为加固型笔记本，主机通过地面数据链终端的双向通讯链路控制飞行平台001的飞行和任务载荷002工作状态，接受飞行器本体3的飞行姿态信息和任务载荷002信息。地面控制站内置飞控软件，并通过测控系统实现对飞行平台001飞行速度、高度、航向、姿态、起降等控制，并可对搭载的任务载荷002进行参数设置和数据浏览。地面站003还包括为整个信息数据提供存储的存储器。

遥控器004用于人工控制，和地面站003的控制可相互切换。遥控器004配置小块屏幕，用于接收无人机的实时图像，以第一人称视角实现对无人机的操纵。

测控系统的地面数据链终端，用于无人机飞行参数、机载设备工作状态的实时遥控遥测和载荷信息的实时接受。地面数据链终端连接天线加强通讯能力。

地面电源负责为地面设备供电。

本实施例的其他部分与实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

实施例6：

本实施例在实施例1-5任一项的基础上，进一步优化任务载荷002。所述任务载荷002包括可见光/红外摄像头、气体探测器5、温度传感器6中任意一种或多种。

所述可见光/红外摄像机4位于无人机机头的正前方，用于拍摄高清图像和红外图像，通过测控系统传输至遥控器004和地面站003的显示屏。

所述气体探测器5位于无人机后部机腹。气体探测器5可检测含一氧化碳及甲烷、液化气等多种可燃性气体。

所述温度传感器6位于无人机后部机腹。温度传感器6可探测无人机经过区域的空气温度。

本实施例的其他部分与实施例1-5任一项相同，故不再赘述。

实施例7：

本实施例在实施例1-6任一项的基础上，如图9所示，所述附属配套设备包括备用电池组、充电器、航空箱和简易操作台。

所述备用电池组，包括备用的机上电池和地面设备电池。

所述充电器，为四旋翼球形无人机系统内各个电池充电。

所述航空箱，数量为两个，一个为飞行平台001，另一个为地面设备等提供包装。可配置简易操作台用于户外方便工作。

本实施例的其他部分与实施例1-6任一项相同，故不再赘述。

实施例8：

本实施例在实施例1-7任一项的基础上，以1站1机配置进行说明。

一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，包括一个飞行平台001、一个地面站003、一个遥控器004、地面电源、备用电池、充电器、天线架、任务载荷002。其中，任务载荷002安装在飞行平台001上，飞行平台001、备用电池、充电器、天线架装入一只航空箱；地面站003、遥控器004、地面电源装入另一只航空箱。

携行机动时，一名单兵手提一架飞行平台001，另一名单兵手提地面设备，即可快速达到任务区。

本实施例的其他部分与实施例1-7任一项相同，故不再赘述。

实施例9：

如图9、图10所示，一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，包括执行飞行任务的飞行平台001、搭载在飞行平台001上进行探测的任务载荷002以及对飞行平台001或任务载荷002进行远程遥控、遥测、数据传输的地面设备。

如图1-图5所示，所述飞行平台001包括球形框架机构1、完全位于球形框架机构1内部的飞行器本体3、将球形框架机构1与飞行器本体3连接成一个整体的支撑机构2。所述球形框架机构1整体呈地球仪经纬度框架的结构。

所述支撑机构2包括一个位于球形框架机构1中心的环形连接件和两个分别沿地球仪自转轴设置的支撑管204，环形连接件通过支撑管204与球形框架机构1连接为一体且安装在环形连接件上的飞行平台001其重心低于环形连接件的重心。

如图5所示，所述球形框架机构1包括一个沿赤道设置的纬度环形框101、一个沿子午线设置的经度环形框102、十个沿非子午线经线不重合分布的经度管103、两个分别位于两个极的轴承组件；所述轴承组件包括套接的轴承座104和轴承105；所述轴承座104端面分别连接经度环形框102和经度管103；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承105内并可绕轴承105中心轴转动。

如图5所示，所述纬度环形框101为一个完整的环形碳纤维薄板；所述经度环形框102由四块扇环碳纤维薄片拼接组成；所述经度管103为玻璃纤维桁条；所述轴承座104、轴承105均为轻质塑料；所述轴承座104端面分别与穿过环形碳纤维薄板的玻璃纤维桁条、一端固定在环形碳纤维薄板上的扇环碳纤维薄片固定。

如图6所示，所述环形连接件包括设置环型滑道的环形滑轨201、两端同时在环形滑道中自由滑动且中间为横杆的中心转轴202、以及将支撑杆固定在环形滑轨201上的锁紧块203；所述中心转轴202穿过飞行器本体3与其固连，且飞行平台001的重心位于中心转轴202的横杆之下。

本实施例中，飞行器本体3中旋转的螺旋桨为飞行平台001提供飞行动力，球形框架机构1为飞行平台001提供耐碰撞保护。

考虑到球形框架机构1很有可能需要穿越窗户、门框，则球形框架机构1的尺寸不宜过大。通常球形框架机构1的直径500mm。进一步，根据球形框架机构1的尺寸限制，螺旋桨的尺寸和轴距较大则可能会与环形框架机构运动干涉而碰撞，但螺旋桨的尺寸和轴距。综合考虑后，螺旋桨的轴距为280mm，螺旋桨的尺寸为7×6in。因此，球形框架机构1可以绕飞行器本体3任意转动，而不致于触碰螺旋桨，同时球形框架机构1撞击墙面等障碍物时，螺旋桨也不致于触碰墙面而受损。

所述飞行器本体3包括四旋翼机体、推进系统、飞控系统、机载数据链终端、遥控接收机、照明系统和机载电源组件。

所述飞控系统分别与推进系统、机载数据链终端、遥控接收机、照明系统、机载电源组件、任务载荷002连接。

如图12、图13所示，所述飞控系统包括飞控计算机和与飞控计算机连接的飞控传感器组件；所述推进系统为飞控系统的执行机构。所述飞控计算机包括进行飞行控制律的解算、故障诊断和自动引导的计算、输出指令控制飞控执行机构的飞行控制计算机和负责配合飞行控制计算机对任务载荷002进行控制任务管理计算机。所述飞控传感器组件包括集成为一体的红外测距仪、气压高度计、三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计和惯性解算处理器。

如图14所示，所述机载数据链终端与地面设备的地面数据链终端进行远程通讯，任务载荷002采集的环境数据、飞控系统采集的飞行数据通过机载数据链终端和地面数据链终端进行数据交互。

所述四旋翼机体包括中心机舱、舱盖和分布在中心机舱四周的四个支臂，中心机舱和舱盖共同形成安装飞控系统、机载数据链终端、机载电源组件的腔体。

本实施例中，四旋翼机体前飞方向的两个支臂中左臂外端设置红色LED导航灯，右臂外端设置绿色LED导航灯。

所述推进系统包括四个螺旋桨、四个螺旋桨驱动电机和四个同时连接飞控系统的电调；所述支臂、螺旋桨、螺旋桨驱动电机、电调一一对应，由电调供电的螺旋桨驱动电机驱动安装在支臂顶端的螺旋桨旋转，且位于对角的两个螺旋桨旋转方向始终相反。

所述机载电源组件包括锂电池和电源管理单元，锂电池通过电源管理单元连接飞控系统并向飞控系统、推进系统、机载数据链终端供电。

所述飞行平台001还包括安装在飞行器本体3上并与飞控系统电性连接的照明系统。

所述任务载荷002包括分别与飞控系统连接的可见光/红外摄像机4、气体探测器5、温度传感器6中一种或多种；所述可见光/红外摄像机4安装在飞行器本体3机头正前方；所述气体探测器5、温度传感器6分别安装在飞行器本体3机腹后部。

所述可见光/红外摄像机4包括可见光摄像头、红外摄像头。

所述气体探测器5采用选用Risym公司的MQ-9气体传感器可探测可燃性气体，Risym公司的MQ-135气体传感器可探测有毒气体。传感器的气敏材料是在清洁空气中电导率较低的二氧化锡SnO2，当传感器所处环境中存在污染气体时，传感器的电导率随气体浓度的增加而增加。MQ-9采用高低温循环检测方式，低温(1.5V加热)可检测一氧化碳，高温(5.0V加热)可检测可燃气体甲烷、丙烷并清晰低温时吸附的杂散气体。MQ-135对氨气、硫化物、苯系蒸汽的灵敏度高，可监测多种有害有毒气体。

所述温度传感器6采用Risym公司的DS18B20 测温模块,测温范围-55℃～+125℃，固有测温误差为1℃。

所述可见光/红外摄像机4、气体探测器5、温度传感器6均为市售产品，本发明仅对其进行选择性采购和安装，并未对其内部结构进行改进，故不再赘述其工作原理。

所述地面设备包括地面数据链终端、集成飞控软件的地面站003、用于人工控制的遥控器004、向地面数据链终端和地面站003供电的地面电源，地面站003和遥控器004的控制信号相互切换。

实施例10：

根据实施例1-9任一项所述无人机的结构，无人机使用过程为：设备准备→任务规划→放飞飞行平台001→飞行平台001指令飞行→执行飞行任务→结束返回→装箱回收。本实施例以应用于消防救援为例，无人机其典型工作流程分为任务准备、指令飞行和撤出回收三个阶段。

一、任务准备阶段

根据任务需要携带无人机设备到达任务区，在系统检查、准备完毕后，评估作业的空间范围。通过遥控器004和显示屏控制无人机按照第一人称视角飞行，通过地面站003控制任务载荷002的状态、显示飞行姿态、图像信息、探测数据信息等。

二、指令飞行阶段

地面操作人员放飞整个飞行平台001，飞行器本体3通过支撑机构2带着球形框架机构1一起根据任务特点来开展飞行，如在航线飞行的情况下，只需要通过地面站003的图像信息对飞行状态和任务执行情况进行判断，利用数据链传输飞行指令；如在封闭空间则需要操作人员操作遥控器004控制飞行器本体3的飞行，根据无人机正前方的图像进行飞行路线控制，利用遥控器004控制飞行姿态，飞控系统确保整个飞行平台001稳定飞行。

任务载荷002中可见光/红外摄像机4捕捉的图像信息、气体探测器5采集的气体浓度信息、温度传感器6采集的飞行平台001经过区域的温度信息以及飞控系统采集的飞行平台001的飞行速度、姿态等信息通过数据链路传输至地面站003并在显示屏进行可视化显示。地面人员通过上述信息判断任务区的情况，如区域内的建筑物情况、火灾的发展情况、可燃气体的浓度、区域的温度，上述信息作为现场第一手实时信息，为处置与救援提供重要的依据。

三、撤出回收阶段

飞行平台001完成任务飞行后，撤出相关区域。飞行平台001或者按照原路返回至起始点，或者返回至指定位置。

若机载电源组件的电池电量降到保护电量时，飞行平台001的飞控系统执行自动着地降落程序，并持续通过航灯闪烁和蜂鸣信号报警，方便地面人员快速找寻。

无人机结束飞行任务后，搭载任务载荷002的飞行平台001及地面设备装箱回收，所有数据信息存储至地面站003以用于后期分析和存档。

其中，本实施例中执行的飞行任务是“侦察监视”。

本实施例的其他部分与实施例1-9中任一项相同，故不再赘述。

实施例11：

本实施例在实施例10的基础上，以飞行平台001执行“粘贴信标”任务为例进行说明。无人机使用过程为：设备准备→任务规划→放飞飞行平台001→飞行平台001指令飞行→粘贴信标→结束返回→装箱回收。

如图11所示，设备准备时将信标100置于轴承座104最外侧，正常任务规划、放飞飞行平台001、飞行平台001指令飞行，飞行平台001到达指定位置并准备进行信标100粘贴时，通过飞控系统和测控系统促使飞行器本体3调整姿态至轴承座104端面垂直于水平面，先缓慢向信标100指定位置飞行靠近，当接近信标100粘贴位置时加速飞行进行撞击，从而将信标100粘贴至指定位置，信标100粘贴完成后飞行平台001结束返回并装箱回收。

本实施例的其他部分与实施例10相同，故不再赘述。

实施例12：

本实施例在实施例1-11中任一项基础上，进一步说明无人机的信息流程。本实施中无人机的信息流程是：

一、上行的飞行指令由遥控器004发出，飞行指令直接经遥控接收机进入飞控系统；任务载荷002控制指令由地面站003发出，任务载荷002控制指令经地面数据链终端及天线传输至机载数据链终端再进入飞控系统；飞控系统根据上行的飞行指令、任务载荷002控制指令分别控制飞行状态和任务载荷002的工作状态。

二、下行的飞行状态信息、任务载荷002的图像、探测信息等数据信息通过机载数据链终端下发传输至地面数据链终端，从而经地面站003、遥控器004在地面站003显示屏、遥控器004显示屏上进行可视化显示；地面站003的显示屏可分屏显示可见光图像和红外图像，还可显示飞行状态信息、探测信息转换后对应的数值；遥控器004的显示屏只显示实时图像信息。

本实施例的其他部分与实施例1-11中任一项相同，故不再赘述。

实施例13：

本实施例在实施例1-12中任一项基础上，进一步说明无人机中主要接口关系。

如图14所示，飞行平台001中机载数据链终端与地面设备的地面数据链终端通过5.8G高频信号进行通讯，同时飞行平台001的遥控接收机与地面设备的遥控器004通过2.4G高频信号进行通讯。

地面设备中：地面站003通过两路RS422总线分别与地面数据链终端、遥控器004通讯；地面站003通过USB数据线接地面站003显示屏；遥控器004通过USB数据线接遥控器004显示屏；地面电源分别向地面站003、地面数据链终端提供24V工作电压。

飞行平台001中：飞控系统通过RS422总线与机载数据链终端、遥控器004接收机、可见光/红外摄像机4、气体探测器5、温度传感器6进行数据通讯；同时，飞控系统通过HDMI总线与任务载荷002中可见光/红外摄像机4进行图传；再者，飞控系统对电调进行PWM控制。

机载电池由12块锂电池串联组成，记载电池通过电源管理单元向飞控系统提供12V工作电压、向机载数据链终端提供5V工作电压、向照明灯提供12V工作电压、向导航灯提供1.5V工作电压、向推进系统的电调、电机螺旋桨驱动电机的简称提供44.4V工作电压。供电电压及其分配可根据负载、电机功率等进行调整。

本实施例的其他部分与实施例1-12中任一项相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，包括执行飞行任务的飞行平台（001）、搭载在飞行平台（001）上进行探测的任务载荷（002）以及对飞行平台（001）或任务载荷（002）进行远程遥控、遥测、数据传输的地面设备；其特征在于：所述飞行平台（001）包括球形框架机构（1）、完全位于球形框架机构（1）内部的飞行器本体（3）、将球形框架机构（1）与飞行器本体（3）连接成一个整体的支撑机构（2）；所述球形框架机构（1）整体呈地球仪经纬度框架的结构；所述支撑机构（2）包括一个位于球形框架机构（1）中心的环形连接件和两个分别沿地球仪自转轴设置的支撑管（204），安装飞行器本体（3）的环形连接件通过支撑管（204）与球形框架机构（1）连接为一体，且飞行器本体（3）的重心低于环形连接件的重心；

所述环形连接件包括设置环型滑道的环形滑轨（201）、两端同时在环形滑道中自由滑动且中间为横杆的中心转轴（202）、以及将支撑杆固定在环形滑轨（201）上的锁紧块（203）；所述中心转轴（202）穿过飞行器本体（3）与其固连，且飞行平台（001）的重心位于中心转轴（202）的横杆之下。

2.根据权利要求1所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述球形框架机构（1）包括一个沿赤道设置的纬度环形框（101）、一个沿子午线设置的经度环形框（102）、至少一个沿非子午线经线不重合分布的经度管（103）、两个分别位于两个极的轴承组件；所述轴承组件包括套接的轴承座（104）和轴承（105）；所述轴承座（104）端面分别连接经度环形框（102）和经度管（103）；所述支撑杆一端固定在环形连接件上，支撑杆另一端接入轴承（105）内并可绕轴承（105）中心轴转动。

3.根据权利要求2所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述纬度环形框（101）为一个完整的环形碳纤维薄板；所述经度环形框（102）由四块扇环碳纤维薄片拼接组成；所述经度管（103）为玻璃纤维桁条；所述轴承座（104）、轴承（105）均为轻质塑料；所述轴承座（104）端面分别与穿过环形碳纤维薄板的玻璃纤维桁条、一端固定在环形碳纤维薄板上的扇环碳纤维薄片固定。

4.根据权利要求1-3任一项所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述飞行器本体（3）包括四旋翼机体、推进系统、飞控系统、机载数据链终端、遥控接收机和机载电源组件；

所述飞控系统分别与推进系统、机载数据链终端、机载电源组件、任务载荷（002）连接；

所述四旋翼机体包括中心机舱、舱盖和分布在中心机舱四周的四个支臂，中心机舱和舱盖共同形成安装飞控系统、机载数据链终端、遥控接收机、机载电源组件、任务载荷（002）的腔体；

所述推进系统包括四个螺旋桨、四个螺旋桨驱动电机和四个同时连接飞控系统的电调；所述支臂、螺旋桨、螺旋桨驱动电机、电调一一对应，由电调供电的螺旋桨驱动电机驱动安装在支臂顶端的螺旋桨旋转，且位于对角的两个螺旋桨旋转方向始终相反；

所述机载数据链终端与地面设备的地面数据链终端进行远程通讯，任务载荷（002）采集的环境数据、飞控系统采集的飞行数据通过机载数据链终端和地面数据链终端进行数据交互；

所述遥控接收机，用于接收遥控器（004）的控制信号，实现操作者对飞行器本体（3）的操作；

所述机载电源组件包括锂电池和电源管理单元，锂电池通过电源管理单元连接飞控系统并向飞控系统、推进系统、机载数据链终端供电。

5.根据权利要求4所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述飞行平台（001）还包括安装在飞行器本体（3）上并与飞控系统电性连接的照明系统。

6.根据权利要求5所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述飞控系统包括飞控计算机和与飞控计算机连接的飞控传感器组件；所述推进系统为飞控系统的执行机构；

所述飞控计算机包括进行飞行控制律的解算、故障诊断和自动引导的计算、输出指令控制飞控执行机构的飞行控制计算机和负责配合飞行控制计算机对任务载荷（002）进行控制任务管理计算机；

所述飞控传感器组件包括集成为一体的红外测距仪、气压高度计、三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计和惯性解算处理器。

7.根据权利要求1所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述任务载荷（002）包括分别与飞控系统连接的可见光/红外摄像机（4）、气体探测器（5）、温度传感器（6）中一种或多种；所述可见光/红外摄像机（4）安装在飞行器本体（3）机头正前方；所述气体探测器（5）、温度传感器（6）分别安装在飞行器本体（3）机腹后部。

8.根据权利要求1所述的一种耐碰撞四旋翼球形无人机系统，其特征在于：所述地面设备包括地面数据链终端、集成飞控软件的地面站（003）、用于人工控制的遥控器（004）、向地面数据链终端和地面站（003）供电的地面电源，地面站（003）和遥控器（004）的控制信号相互切换。

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