CN107428412B - 用于无人飞行器的可调整起落架组件 - Google Patents

Abstract

本公开描述一种无人飞行器(UAV)起落架组件的配置，所述配置包括可调整起落架伸展部(251)，所述可调整起落架伸展部(251)可伸展或收缩，使得所述UAV的主体在所述UAV着陆时包含在水平面中，即使着陆在倾斜表面上时也是如此。例如，当UAV正在着陆时，可确定所述表面的斜率并且基于所述斜率调整所述起落架伸展部(251)，使得所述UAV的所述主体在所述UAV着陆时保持大致水平并且由所述起落架伸展部支撑。

Description

用于无人飞行器的可调整起落架组件

背景技术

无人飞行器(“UAV”)、诸如基于螺旋桨的飞行器(例如，四旋翼飞行器、八旋翼飞行器)正变得越来越普遍。许多UAV包括用于控制UAV的飞行和导航的导航或飞行控制系统。为了适当操作，所期望的是在UAV水平时校准导航或飞行控制系统。

附图简述

参照附图来阐述详细描述。在图中，参考数字中最左侧的数字标识首次出现所述参考数字的图。相同参考数字在不同图中的使用指示类似或相同的项或特征。

图1示出根据实现方式的无人飞行器配置的视图。

图2示出根据实现方式的用于无人飞行器的起落架组件的视图。

图3示出根据实现方式的准备着陆在倾斜表面上的无人飞行器。

图4示出根据实现方式的正在着陆在倾斜表面上的无人飞行器。

图5示出根据实现方式的着陆在倾斜表面上的无人飞行器。

图6示出根据实现方式的定位在表面上的起落架组件。

图7示出根据实现方式的准备升空的无人飞行器。

图8示出根据实现方式的着陆在表面上的无人飞行器。

图9示出根据实现方式的着陆在表面上并且使有效负载脱离的无人飞行器。

图10是根据实现方式的示例性无人飞行器升空过程的流程图。

图11是根据实现方式的示例性无人飞行器着陆过程的流程图。

图12是根据实现方式的示例性无人飞行器有效负载释放过程的流程图。

图13是可与各种实现方式一起使用的无人飞行器控制系统的说明性实现方式的框图。

虽然在本文中通过举例来描述实现方式，但是本领域的技术人员将认识到，所述实现方式不限于所描述的实例或附图。应理解，附图和随之的详细描述并不意图将实现方式限制于所公开的具体形式，而正相反，其意图是覆盖属于如由所附权利要求书限定的精神和范围内的所有修改、等效物和替代方案。本文中使用的标题都仅用于组织目的，并且并不意图用于限制说明书或权利要求书的范围。如贯穿本申请使用的，词语“可以”是在许可的意义上(即意指具有可能性)、而非强制的意义上(即意指必须)使用。类似地，词语“包括(include/including/includes)”意指“包括但不限于”。另外地，如本文所使用的，术语“联接”可以指连接在一起的两个或更多个部件，无论所述连接是永久的(例如，焊接的)还是临时的(例如，栓接的)、直接的还是间接的(即，通过中间物)、机械的、化学的、光学的还是电学的。此外，如本文所使用的，“水平”飞行是指在基本上平行于地面(即海平面)的方向上行进的飞行，并且“竖直”飞行是指从地球中心基本上径向向外行进的飞行。普通技术人员应理解，轨迹可包括“水平”飞行矢量和“竖直”飞行矢量两种分量。

详述

本公开描述一种用于无人飞行器(“UAV”)的可调整起落架组件，其使得UAV能够着陆在不平坦和/或倾斜的表面上并且安全地递送易碎物品。起落架组件包括可调整起落架伸展部，其在着陆时接触表面并支撑UAV。起落架伸展部各自可单独地相对于UAV来进行水平调整。同样地，起落架伸展部中的每一个可以通过使起落架伸展部伸展或收缩和/或改变起落架伸展部的角度来调整。在一个实现方式中，当UAV首次上电或以其他方式激活时，可以调整UAV的主体的角度，使得UAV的主体包含在相对于地球重力场的梯度大致竖直的水平位置中。UAV的主体的角度可以通过使起落架伸展部中的一个或多个伸展或收缩来调整，直到UAV的主体水平为止。当UAV的主体被确定为水平时，可以校准UAV的导航部件，使得导航和飞行控制是相对于水平面来执行的并且UAV以预期的方式操作。

同样地，当UAV正在着陆时，它可以确定它将着陆在其上的表面是否是倾斜(非水平)的或不平坦的。如果表面是倾斜的，那么UAV可以使起落架伸展部中的一个或多个伸展或收缩，使得UAV的主体在着陆完成时保持水平。起落架伸展部的调整可以在UAV空降(作为着陆过程的一部分)时和/或在UAV已经着陆之后进行，如下文进一步讨论的。

起落架组件还可以作为着陆阻尼器操作，以吸收由UAV的着陆造成的撞击，从而使得能够安全地递送易碎物品。例如，当UAV正在着陆时，起落架伸展部可以是伸展的，并且在UAV着陆时，被配置来收缩，从而吸收通过UAV着陆在表面上所产生的力。另外，一旦UAV已经着陆，起落架伸展部就可以收缩，直到UAV所携带的有效负载与表面相接触或者在表面的限定距离内为止。当有效负载接触表面或处于限定距离内时，可从UAV释放有效负载。

在一些实现方式中，起落架组件可被配置来与UAV和/或各种各样不同UAV配置联接或断开联接。例如，起落架组件可包括支撑件联接件，其与附接到UAV的主体的接收器联接件配对。支撑件联接件可包括电连接件，其向起落架组件提供电力、使得UAV能够控制起落架组件、和/或从起落架组件接收数据。在一些实现方式中，支撑件联接件可以是可旋转构件(诸如，万向接头)，其允许所联接UAV的主体相对于起落架组件沿着至少一个轴线旋转。例如，在升空之前，UAV可在考虑到风或其他外力的情况下确定UAV在升空时的期望航向，并且将UAV的主体重新取向成对应于期望的航向。具体地，UAV可在其着陆时通过使支撑件联接件旋转来重新取向，使得UAV的主体在起落架组件保持静止的同时旋转。

UAV可以是可联接到起落架组件的任何形式的UAV。UAV可具有任何数量的升力电机和对应升力螺旋桨。例如，UAV可包括四个升力电机和升力螺旋桨(也称为四旋翼飞行器)、八个升力电机和升力螺旋桨(也称为八旋翼飞行器)等。同样地，为了改进水平飞行的效率，UAV还可包括被取向来帮助UAV的水平飞行的一个或多个翼、推力电机等。

在一些实现方式中，UAV的主体可由单个模具或单体设计形成。为了进一步改进UAV的效率，在一些实现方式中，UAV的一个或多个部件可由一种或多种轻型材料形成，诸如碳纤维、石墨、机加工铝、钛、玻璃纤维等。同样地，起落架组件的一个或多个部件可由轻型材料形成。无论材料如何，UAV和/或起落架组件的一个或多个部件可被形成为具有中空内腔或者可围绕轻型芯部(例如，泡沫、木材、塑料)形成，从而减轻重量、提高结构刚度、并且提供一根或多根电线和/或电缆可穿过和/或其中可容纳其他部件的通道。

图1示出根据实现方式的联接到起落架组件150的UAV 100的视图。如图所示，UAV100包括周边框架104。周边框架140包括：前翼120、下后翼124、上后翼122和两个水平侧轨130-1、130-2。水平侧轨130联接到前翼120的相反端部以及上后翼122和下后翼124的相反端部。在一些实现方式中，周边框架140的部件的联接可以用拐角结点进行。在这种实例中，拐角结点也是周边框架104的一部分。

周边框架104的部件(诸如，前翼120、下后翼124、上后翼122和侧轨130-1、130-2)可由任何一种或多种合适的材料形成，诸如石墨、碳纤维、铝、钛等、或其任何组合。在所示实例中，UAV 100的周边框架104的部件各自由碳纤维形成。周边框架104的部件可使用各种各样技术来联接。例如，如果周边框架104的部件是碳纤维，那么它们可被配合在一起并且使用二次胶合(这是本领域技术人员已知的技术)来连结。在其他实现方式中，周边框架104的部件可用一种或多种附接机构(诸如，螺钉、铆钉、插销、四分之一转紧固件等)来附连，或以其他方式以永久或可移动的方式固定在一起。

前翼120、下后翼124和上后翼122按三翼配置定位，并且每个翼在UAV在包括水平分量的方向上移动时向UAV 100提供升力。例如，翼各自可具有由于在水平飞行期间气流在翼之上经过而产生升力的翼型。

前翼120的相反端部可联接到拐角结点或侧轨130。在一些实现方式中，前翼可包括一个或多个襟翼127或副翼，其可用于单独地或与升力电机106、升力螺旋桨102、推力电机110、推力螺旋桨112和/或以下讨论的后翼上的其他襟翼组合地调整UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚。在一些实现方式中，襟翼127还可用作护圈，以进一步阻碍UAV 100外部的对象接近升力螺旋桨102。例如，当UAV 100正在竖直方向上移动、已着陆或正在悬停时，襟翼127可伸展以增加围绕升力螺旋桨102的一部分的保护障蔽的高度。

在一些实现方式中，前翼120可包括两对或更多对襟翼127。在其他实现方式中，例如，如果无前推力电机110-1，那么前机翼120可仅包括基本上沿前翼120的长度延伸的单个襟翼127。如果前翼120不包括襟翼127，那么升力电机106和升力螺旋桨102、推力电机110、推力螺旋桨112和/或后翼的襟翼可利用来控制UAV 100在飞行期间的俯仰、偏航和/或横滚。

下后翼124的相反端部可联接到拐角结点或侧轨130。在一些实现方式中，下后翼可包括一个或多个襟翼123或副翼，其可用于单独地或与升力电机106、升力螺旋桨102、推力电机110、推力螺旋桨112和/或前翼的襟翼127组合地调整UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚。在一些实现方式中，襟翼123还可用作护圈，以进一步阻碍UAV 100外部的对象接近升力螺旋桨102。例如，当UAV 100正在竖直方向上移动、已着陆或正在悬停时，襟翼123可伸展，这类似于前翼120的前襟翼127的伸展。

在一些实现方式中，下后翼124可包括两个或更多个襟翼123。在其他实现方式中，例如，如果无安装到下后翼的后推力电机110-2，那么下后翼124可仅包括基本上沿下后翼124的长度延伸的单个襟翼123。在其他实现方式中，如果下后翼包括两个推力电机，那么下后翼可被配置成包括三个襟翼123，下后翼124的任一端部上各有一个，并且安装到下后翼124的两个推力电机之间有一个。

上后翼122的相反端部可联接到拐角结点或侧轨130。在一些实现方式中，像下后翼，上后翼122可包括一个或多个襟翼(未示出)或副翼，其可用于单独地或与升力电机106、升力螺旋桨102、推力电机110、推力螺旋桨112和/或其他翼的其他襟翼组合地调整UAV 100的俯仰、偏航和/或横滚。在一些实现方式中，襟翼还可用作护圈，以进一步阻碍UAV 100外部的对象接近升力螺旋桨102。例如，当UAV 100正在竖直方向上移动、已着陆或正在悬停时，襟翼可伸展，这类似于前翼120的前襟翼127或下后翼的襟翼123的伸展。

前翼120、下后翼124和上后翼122可被定位并且被成比例地设定大小，以在UAV100正在包括水平分量的方向上移动时向UAV提供稳定性。例如，下后翼124和上后翼122竖直地堆叠，使得由下后翼124和上后翼122中的每一个产生的竖直升力矢量靠近在一起。相比之下，前翼120与后翼纵向分离，使得由前翼120产生的竖直升力矢量与下后翼124和上后翼122的竖直升力矢量一起作用，从而提供效率、稳定化和控制。

在一个实现方式中，从UAV 100的前部到UAV 100的后部，UAV 100的长度可以为近似64.75英寸，并且其宽度为近似60.00英寸。在这种配置中，前翼120具有近似60.00英寸乘以近似7.87英寸的尺寸。下后翼124具有近似60.00英寸乘以近似9.14英寸的尺寸。上后翼122具有近似60.00英寸乘以近似5.47英寸的尺寸。下后翼与上后翼之间的竖直间隔为近似21.65英寸。UAV 100的总重量为近似50.00磅。

中心框架107联接到周边框架104的内侧。中心框架107包括轮毂108和电机臂，所述电机臂从轮毂108延伸并且联接到周边框架104的内侧。在此实例中，存在单个轮毂108和四个电机臂105-1、105-2、105-3和105-4。电机臂105中的每一个从近似轮毂108的拐角处延伸，并且联接或端接到周边框架104的相应内拐角中。像周边框架104，中心框架107可由任何合适的材料形成，诸如石墨、碳纤维、铝、钛等、或其任何组合。在此实例中，中心框架107由碳纤维形成并且在拐角结点处连结在周边框架104的拐角处。中心框架107到周边框架104的连结可使用以上讨论的用于连结周边框架104的部件的技术中的一种或多种来进行。

升力电机106联接在近似每个电机臂105的中心处，使得升力电机106和对应升力螺旋桨102位于周边框架104的基本上矩形形状内。在一个实现方式中，如图1所示，升力电机106可在向上方向上安装到电机臂105的顶部，使得升力电机安装到升力螺旋桨102的螺旋桨轴面向上。在此实例中，存在四个升力电机106-1、106-2、106-3、106-4，它们各自安装到相应电机臂105-1、105-2、105-3和105-4的上侧。

在一些实现方式中，多个升力电机可联接到每个电动机臂105。例如，虽然图1示出其中每个升力电机安装到每个电机臂的顶部的四旋翼飞行器配置，但是可针对八旋翼飞行器利用类似的配置。例如，中心框架可具有不同配置，诸如另外的电机臂。例如，八个电机臂可在不同的方向上延伸，并且升力电机可安装到每个电机臂。

升力电机可以是能够产生足以让升力螺旋桨102提升UAV 100和任何所接合的有效负载、从而使得能够对有效负载进行空中传输的旋转速度的任何形式的电机。

升力螺旋桨102安装到每个升力电机106。升力螺旋桨102可以是任何形式的螺旋桨(例如，石墨、碳纤维)，并且具有足以提升UAV 100和UAV 100所接合的任何有效负载的大小，使得UAV 100可在空中航行，以便例如将有效负载递送到递送位置。例如，升力螺旋桨102各自可以是具有二十四英寸的尺寸或直径的碳纤维螺旋桨。虽然图1的图示示出全部具有相同大小的升力螺旋桨102，但是在一些实现方式中，升力螺旋桨102中的一个或多个可以是不同的大小和/或尺寸。同样地，虽然此实例包括四个升力螺旋桨102-1、102-2、102-3、102-4，但是在其他实现方式中，可利用更多或更少的螺旋桨作为升力螺旋桨102。同样地，在一些实现方式中，升力螺旋桨102可定位在UAV 100上的不同位置处。此外，在本文所描述的实现方式中，替代推力方法可用作“电机”。例如，风扇、喷气机、涡轮喷气机、涡轮风扇、喷气式发动机、内燃机等可用于(与螺旋桨或其他装置一起)为UAV提供升力。

除了升力电机106和升力螺旋桨102之外，UAV 100还可包括一个或多个推力电机110和对应推力螺旋桨112。推力电机和推力螺旋桨可与升力电机106和升力螺旋桨102相同或不同。例如，在一些实现方式中，推力螺旋桨可由碳纤维形成并且其长度为近似十八英寸。在其他实现方式中，推力电机可利用其他推动形式来推进UAV。例如，风扇、喷气机、涡轮喷气机、涡轮风扇、喷气式发动机、内燃机等可(与螺旋桨或其他装置一起)用作推力电机。

推力电机和推力螺旋桨可相对于UAV 100的周边框架104和中心框架107以近似九十度取向，并且用于提高包括水平分量的飞行的效率。例如，当UAV 100正在包括水平分量的方向上行进时，推力电机可被接合以通过推力螺旋桨提供水平推力，从而水平地推进水平UAV 100。因此，可减小升力电机106所利用的速度和电力。可替代地，在选定实现方式中，推力电机可相对于周边框架104和中心框架107以大于或小于九十度的角度取向，以提供推力和升力的组合。

在图1所示的实例中，UAV 100包括两个推力电机110-1、110-2和对应推力螺旋桨112-1、112-2。具体地，在所示实例中，存在联接到前翼120并定位在其近似中点附近的前推力电机110-1。前推力电机110-1被取向成使得对应推力螺旋桨112-1定位在周边框架104内。第二推力电机联接到下后翼124并定位其近似中点附近。后推力电机110-2被取向成使得对应推力螺旋桨112-2定位在周边框架104内。

虽然图1所示的实例示出具有两个推力电机110和对应推力螺旋桨112的UAV，但是在其他实现方式中，可存在更少或另外的推力电机和对应推力螺旋桨。例如，在一些实现方式中，UAV 100可仅包括单个后推力电机110和对应推力螺旋桨112。在另一个实现方式中，可存在安装到下后翼124的两个推力电机和对应推力螺旋桨。在这种配置中，前推力电机110-1可包括在UAV 100中或从UAV 100中省略掉。同样地，虽然图1所示的实例示出被取向来将推力螺旋桨定位在周边框架104内的推力电机，但是在其他实现方式中，推力电机110中的一个或多个可被取向成使得对应推力螺旋桨112被取向成在保护框架104外部。

周边框架104通过禁止从UAV 100的侧面接近升力螺旋桨102来为UAV 100外部的对象提供安全性，向UAV 100提供保护，并且提高UAV 100的结构完整性。例如，如果UAV 100正在水平行进并且与外部对象(例如，墙壁、建筑物)碰撞，那么UAV 100与外部对象之间的冲击将是与周边框架104而不是与螺旋桨的冲击。同样地，因为框架与中心框架107相互连接，所以来自冲击的力在周边框架104和中心框架107两者上消散。

周边框架104还提供UAV 100的一个或多个部件可安装在其上的表面。可替代地，或除此之外，UAV的一个或多个部件可安装或定位在周边框架104的部分的腔内。例如，一根或多根天线可安装在前翼120上或安装在其中。天线可用于发射和/或接收无线通信。例如，天线可用于Wi-Fi、卫星通信、近场通信(“NFC”)、蜂窝通信、或任何其他形式的无线通信。其他部件可同样安装到周边框架104或安装在其中，所述其他部件诸如相机、飞行时间传感器、加速度计、倾斜仪、距离确定元件、万向接头、全球定位系统(GPS)接收器/发射器、雷达、照明元件、扬声器、和/或UAV 100或UAV控制系统(以下讨论)的任何其他部件等。同样地，标识或反射标识符可安装到周边框架104以帮助标识UAV 100。

在一些实现方式中，周边框架104还可包括可渗透材料(例如，网、筛网)，其在周边框架104的顶部和/或下表面之上延伸、从而封闭中心框架、升力电机和/或升力螺旋桨。

UAV控制系统114也安装到中心框架107。在此实例中，UAV控制系统114安装到轮毂108并且被封闭在保护障蔽中。保护障蔽可为控制系统114提供风雨防护，使得UAV 100可在雨中和/或雪中操作，而不扰乱控制系统114。在一些实现方式中，保护障蔽可具有减小UAV正在包括水平分量的方向上移动时的阻力的空气动力学形状。保护障蔽可由任何材料形成，所述材料包括但不限于石墨-环氧树脂、Kevlar和/或玻璃纤维。在一些实现方式中，可利用多种材料。例如，可在需要发射和/或接收信号的区域中利用Kevlar。

UAV 100的主体可联接到在着陆在表面上时支撑UAV 100的起落架组件150。如以下相对于图2进一步讨论的，起落架组件150包括主支撑基座153和一个或多个起落架伸展部152-1、152-2、152-3，所述起落架伸展部152-1、152-2、152-3可被水平调整或伸展/收缩以调整UAV的主体在着陆时的角度。在一些实现方式中，起落架组件还可包括有效负载接合机构(未示出)。有效负载接合机构可被配置来接合和释放有效负载154，诸如物品和/或盛放物品的容器。

同样地，UAV 100包括一个或多个电源模块(未示出)，其可安装在周边框架104和/或中心框架107之上或之中的各种位置处。用于UAV的电源模块可以是任何形式的蓄电池电源、太阳能电源、燃气电源、超级电容器、燃料电池、替代发电源或其组合。例如，电源模块各自可以是6000 mAh的锂离子聚合物蓄电池或聚合物锂离子(Li-poly、Li-Pol、LiPo、LIP、PLI或Lip)蓄电池。电源模块联接到UAV控制系统114、升力电机106、推力电机110、起落架组件150和/或有效负载接合机构(未示出)并且为它们提供电力。

在一些实现方式中，一个或多个电源模块可被配置成使得在UAV着陆或处于飞行中时，所述一个或多个电源模块可自主地被移除和/或用另一个电源模块来替代。例如，当UAV着陆在一个位置处时，UAV可与所述位置处的将给电源模块再充电的充电构件接合。在一些实现方式中，不是将电源模块安装或包括在周边框架104或中心框架107上，而是一个或多个电源模块可联接到起落架组件150。在这种实现方式中，起落架组件可装载有UAV可联接到的有效负载和充电电源模块。

图2示出根据实现方式的用于无人飞行器的起落架组件250的视图。如以上相对于图1所提及的，起落架组件250包括主支撑基座253和一个或多个起落架伸展部252。在此实例中，起落架组件包括四个起落架伸展部252-1、252-2、252-3、252-4，所述起落架伸展部252-1、252-2、252-3、252-4可被水平调整或伸展/收缩以调整UAV的主体在着陆时的角度。同样地，每个起落架伸展部相对于主支撑底座的角度可同样地进行调整。在具有一个起落架伸展部的实现方式中，起落架伸展部可以是可调整的，如本文所描述，并且支撑UAV的主体的一部分。在这种实现方式中，所述一个起落架伸展部可具有基板(以下讨论)，所述基板具有足以在着陆时支撑UAV的大小。在另一个配置中，起落架伸展部可支撑UAV的主体的一部分，并且UAV的主体的第二相反部分可接触表面。例如，起落架伸展部可位于UAV的主体的一侧上，并且被配置来在UAV的相反侧接触表面时伸展或收缩，直到UAV的主体大致水平为止。

在具有两个起落架伸展部的实现方式中，每个起落架伸展部的基板可具有足以在着陆时支撑UAV的主体的大小，和/或两个起落架伸展部可被定位来支撑UAV主体的一部分，而同时UAV的主体的其他部分接触表面。在具有三个起落架伸展部252的实现方式中，起落架伸展部可以三角形方式布置，以使得能够在UAV着陆时支撑UAV的主体。在具有另外起落架伸展部的配置中，起落架伸展部可被布置来使得能够在着陆时支撑UAV的主体的全部或一部分。类似地，在一些配置中，UAV的主体可包括一个或多个固定或不可调整的起落架伸展部和一个或多个可调整的起落架伸展部。

起落架伸展部252联接到主支撑基座253，并且可沿着支撑臂258进行水平调整。例如，每个起落架伸展部252可以可调整地联接到相应支撑臂。每个起落架伸展部可向内朝向起落架组件250的中心进行水平调整，或者沿着它所联接到的支撑臂258向外进行水平调整。起落架伸展部可沿着导轨、轨道或其他可移动部件联接到支撑臂258以促进水平调整。在此实例中，存在四个支撑臂258-1、258-1、258-3、258-4，并且起落架伸展部252-1、252-2、252-3、252-4中的每一个联接到支撑臂258中的一个的下侧。

起落架伸展部252中的每一个也可从如图2所示的收缩位置调整到伸展位置。当处于完全收缩位置时，因为起落架伸展部的可调整部分收缩到起落架伸展部的固定部分中，起落架伸展部处于其可能的最短长度。例如，参考起落架伸展部252-3的展开图，起落架伸展部252-3包括外部固定部分256-1以及可相对于固定部分256-1伸展或收缩的内部可调整部分256-2。在此实例中，内部可调整部分256-2是与固定部分256-1的内侧上的螺纹配对的螺纹伸展部。当可调整部分在第一方向上旋转时，螺纹致使可调整部分256-2从固定部分256-1伸展，使得起落架伸展部从收缩位置调整到伸展位置。当可调整部分在第二方向上旋转时，螺纹致使可调整部分256-2收缩到固定部分256-1中，使得起落架伸展部从伸展位置调整到收缩位置。可调整部分可联接到电机(诸如，伺服电机)并且由其旋转。

起落架伸展部可使用用于使起落架伸展收缩和伸展的任何一种或多种机构。例如，起落架伸展部可包括：液压臂、气动臂、磁性可调整臂、如图2所示的螺纹伸展部、线性起落架伸展部、可伸缩臂等。在每个配置中，起落架伸展部包括适当的驱动器或电机以促进起落架伸展部的调整。在一些实现方式中，起落架伸展部可被配置成使得起落架伸展部的可调整部分可与起落架伸展部分离或从其弹出。例如，如果UAV是着陆的并且准备升空，那么可确定起落架伸展部中的一个或多个已经发生故障，和/或起落架伸展部的可调整部分卡在表面(例如，泥浆或冰)中。在这种实现方式中，起落架伸展部的可调整部分可从起落架组件弹出或以其他方式与其分离，从而使得UAV能够升空。

每个起落架伸展部还可包括基板257，其定位在起落架伸展部252的端部或足部处。基板257可具有任何大小和/或形状。例如，如图2所示，基板257可具有基本上圆柱形形状，以促进与倾斜表面进行牢固接触。在其他实现方式中，基板257可具有大的表面积，以在基板257与表面之间提供增强的接触。在一个实现方式中，可只存在两个起落架伸展部，并且每个起落架伸展部可具有基板，所述基板具有在基板与表面之间提供足以支撑UAV的接触的大的平面表面积。同样地，在一些实现方式中，基板可能够相对于起落架伸展部围绕一个或多个轴线旋转。

基板257还可包括一个或多个传感器，诸如接触传感器。接触传感器可定位在基板257的下部部分上，并且被配置来检测起落架伸展部何时接触表面。接触传感器可以是能够检测与另一个对象的接触的任何类型的压力传感器、载荷传感器等。接触传感器还可被配置来检测表面类型和/或表面材料(例如，土、石、复合屋顶、冰、金属)。在其他实现方式中，表面类型和/或表面材料可基于表面的一个或多个所获得图像来确定，所述图像被处理以确定表面类型和/或表面材料。

在一些实现方式中，基板257还可包括表面接合构件，诸如图2所示的表面接合构件259。表面接合构件可被配置来增强起落架伸展部252与表面之间的接触，和/或将起落架伸展部252固定到表面。取决于表面类型和/或表面材料，可利用不同的表面接合构件259。例如，如图2所示，表面接合构件259可呈带刺长钉的形式，所述带刺长钉可从基板257伸展或收缩以将起落架伸展部252固定到表面。当UAV着陆在地面上时，可利用图2所示的表面接合构件259来将起落架伸展部252固定到地表。同样地，如果UAV着陆在冰、雪或其他类似物质上，那么图2所示的表面接合构件259可同样从基板257伸展，以使起落架伸展部252增长或将其固定到表面。在其他实现方式中，可利用其他形式的表面接合构件。例如，表面接合构件可不是呈带刺长钉的形式，而是呈可旋转并旋进表面中的无刺长钉和/或螺纹螺钉的形式。作为另一个实例，起落架伸展部252中的一个或多个可包括呈用于将起落架伸展部252固定到金属表面的磁体或电磁体形式的表面接合构件。在又另一个实例中，起落架伸展部中的一个或多个可包括呈可被接合以将起落架伸展部252固定到平坦表面的真空吸盘形式的表面接合构件。在一些实现方式中，起落架组件250的起落架伸展部252中的一个或多个可包括相同类型或不同类型的表面接合构件259。

起落架伸展部中的一个或多个还可包括距离确定元件261，其被配置来确定距离确定元件与诸如表面的对象之间的距离。距离确定元件261可以是可用于测量对象与距离确定元件之间的距离的任何形式的装置。例如，距离确定元件261可以是以下各项中的任一项：超声波测距模块、激光测距仪、雷达距离测量模块、基于视距的测距仪、基于视差的测距仪、基于重合的测距仪、基于激光雷达的测距仪、基于声纳的测距仪或基于飞行时间的测距仪。在一些实现方式中，可在UAV和/或起落架组件上利用不同的距离确定元件。

如以下进一步讨论的，可将所确定的起落架伸展部中的每一个之间的距离和/或所检测到的起落架伸展部与对象的接触提供给起落架控制器。起落架控制器可确定UAV将着陆在其上的表面的斜率，并且发送指令以调整(展开/收缩)起落架伸展部中的一个或多个，使得UAV的主体在UAV着陆时保持水平。

支撑件联接件260可联接到主支撑基座的上侧，所述支撑件联接件260使得起落架组件能够选择性地与UAV (诸如，以上相对于图1讨论的UAV 100)的主体联接或断开联接。例如，支撑件联接件可具有接收器联接件可联接到的一个或多个凹槽、凸脊或附接位置，所述接收器联接件安装到UAV的主体的下侧。例如，接收器联接件可安装到UAV 100 (图1)的中心框架107的轮毂108的下侧，并且支撑件联接件可被配置来与接收器联接件联接。

支撑件联接件可包括一个或多个输入/输出触点262，其可利用来在起落架组件与UAV控制系统114之间交换数据，将来自UAV的电源模块的电力提供给起落架组件250，将来自起落架组件的电源模块的电力提供给UAV，和/或提供可用于操作起落架伸展部252中的一个或多个的其他材料，诸如液体和/或气体。例如，如果起落架伸展部252包括液压臂，那么液体可通过输入/输出触点262中的一个从安装到UAV的主体的液体储罐来提供，并用于调整起落架伸展部252。在其他实现方式中，用于调整起落架伸展部的液体、气体或其他材料可被包括作为起落架组件的一部分，或容纳在相应起落架伸展部中。

在一些实现方式中，支撑件联接件260可能够围绕一个或多个轴线旋转。例如，支撑件联接件260可包括万向接头或其他可旋转部件。当UAV着陆时，支撑件联接件可用于使UAV的主体在起落架组件保持静止的同时围绕轴线旋转。允许UAV的主体旋转使得UAV能够在UAV从表面升空之前取向在UAV的期望航向的大致方向上。当UAV包括一个或多个翼时，这可以是特别令人期望的。通过将UAV取向在期望航向上，例如取向成逆风，UAV在升空期间保持更稳定。

当UAV在空降时，支撑件联接件可用于使起落架组件围绕轴线旋转而不使UAV的主体旋转。允许起落架组件旋转允许了UAV定位起落架组件并且在多个取向上定位起落架伸展部，使得在着陆时将在期望点处接合表面并且为UAV提供最大稳定性。不是必须使UAV重新取向(这可导致不期望的横风等)，而是可使用支撑件联接件来使起落架组件旋转。

虽然本文的实例讨论了可与UAV的主体联接和断开联接的起落架组件，但在其他配置中，起落架组件可并入到UAV的一部分中。

如以上所提及的，起落架组件250还可包括有效负载接合机构，其被配置来接合和释放有效负载254，诸如物品和/或盛放物品的容器。在此实例中，有效负载接合机构定位在支撑臂258和支撑件联接件260的下方并且联接到它们的下侧。有效负载接合机构可具有足以牢固地接合和释放有效负载254的任何大小。在其他实现方式中，有效负载接合机构可作为其中容纳物品的容器操作。有效负载接合机构与UAV控制系统114通信(通过有线通信或无线通信)并且由其控制。例如，UAV控制系统114可通过输入/输出触点262向有效负载接合机构发送指令。示例性有效负载接合机构在2014年9月30日提交的题为“UNMANNED AERIALVEHICLE DELIVERY SYSTEM”的共同未决的专利申请号14/502,707中有所描述，所述申请的主题以引用的方式整体并入本文。

在本文描述的实现方式的情况下，起落架组件在联接到UAV时允许UAV着陆在倾斜和/或不平坦的表面上，同时保持UAV的主体水平。当UAV水平时，可校准UAV控制系统114的一个或多个部件，使得UAV以有效且安全的方式操作。

建立水平可在各种各样的时间进行。例如，当UAV首次上电时，它可接合起落架组件并且调整起落架伸展部中的一个或多个，直到确定UAV的主体水平为止。可使用一个或多个传感器来确定UAV的主体是水平的。传感器可以是可被配置来确定角度或者UAV的主体是否水平的任何类型的传感器。例如，传感器可以是加速度计、倾斜仪、压力计、机械水平仪等。在一个实现方式中，测量单元、UAV控制系统的一个或多个部件(例如，导航系统)和/或一个或多个其他参考点可利用来确定UAV的主体何时是大致水平的。例如，可调整起落架组件，直到测量单元、UAV控制系统的部件和/或其他参考点大致水平为止，而不是直到UAV的整个主体水平为止。当测量单元、部件和/或其他参考点大致水平时，UAV的主体被认为是水平的。一旦确定UAV的主体是水平的，就可校准飞行系统。

在另一个实现方式中，如图3-5所示，当UAV正在着陆时，它可确定它将着陆在其上的表面的斜率，并且使起落架伸展部中的一个或多个伸展或收缩，使得UAV的主体在UAV接触表面时将是水平的。

首先参考图3，其示出了根据实现方式的准备着陆在倾斜表面上的无人飞行器300，UAV的一个或多个距离确定元件360可用于确定表面的斜率。在此实例中，UAV和/或起落架组件包括呈超声波传感器形式的距离确定元件360，所述距离确定元件360被配置来测量距离确定元件与表面之间在若干点处的距离。基于所测量距离，起落架控制器确定表面的大致斜率或拓扑结构，并且确定哪些起落架伸展部需要伸展或收缩，以使得UAV的主体在UAV已经着陆在倾斜表面上之后保持大致水平。

例如，参考图6，如果表面602具有近似十度的斜率，那么起落架控制器可确定起落架伸展部652-3是否收缩到近似12.00英寸的长度并且相对于主支撑基座653具有100度的角度(或越过竖直线十度)，起落架控制器可计算并确定使得主支撑基座653大致水平所需要的其他起落架伸展部的长度和角度。在此实例中，如果第一起落架伸展部652-2与第二起落架伸展部之间的距离为近似50.00英寸，那么可计算出第二起落架伸展部652-3应相对于主支撑基座653具有近似95度的角度(越过竖直线五度)并且具有近似21.41英寸的长度。类似计算可用于确定其他起落架伸展部的角度和长度。

基于起落架伸展部的所计算角度和长度，起落架控制器向每个起落架伸展部发送指令，以伸展或收缩到所确定长度并且将起落架伸展部定位成处于所确定角度。对起落架伸展部的调整可在UAV接触表面之前进行，使得在检测到起落架伸展部与表面接触之后，或在UAV已经着陆之后，起落架伸展部大致处于适当的长度。在一个实现方式中，起落架伸展部在着陆之前调整到适当的长度和角度，并且一旦UAV已经着陆，就可对起落架伸展部的长度进行任何最终的调整，使得UAV 300的主支撑基座和主体是大致水平的。一旦UAV的主体被确定为是水平的，UAV就可给UAV控制系统断电、对其进行校准和/或执行其他功能。

图4示出根据实现方式的用于利用起落架伸展部452来调整UAV 400的另一个实例。在此实例中，起落架伸展部452接触表面402的端部各自包括被配置来检测起落架伸展部何时已经接触表面的接触传感器。当UAV 400朝向表面下降时，起落架伸展部各自维持在收缩位置或部分收缩位置。UAV继续下降，直到第一起落架伸展部452-2检测到起落架伸展部452-2与表面402之间的接触为止。当检测到接触时，UAV控制系统继续操作UAV的电机和螺旋桨，以使UAV的主体保持大致水平。同样地，起落架控制器调整起落架伸展部，直到检测到其他起落架伸展部与表面的接触为止。在此实例中，起落架控制器调整起落架伸展部452-1、452-3、452-4，直到各自接触表面402为止。一旦检测到表面与每个起落架伸展部之间的接触，UAV控制系统就可给电机断电。起落架控制器还可对起落架伸展部进行任何最终的调整，直到UAV的主体被确定为大致水平为止。

虽然图4描述了在起落架伸展部收缩的情况下朝向表面下降并且然后一旦检测到第一接触就使起落架伸展部伸展的实例，但是在另一个实现方式中，UAV可在起落架伸展部完全或部分伸展的情况下朝向表面下降。在这种实例中，接触传感器可用于监测在伸展起落架伸展部与表面之间的第一接触。当检测到第一接触时，UAV控制系统继续操作UAV的电机和螺旋桨，以使UAV的主体保持大致水平并且继续使UAV朝向表面下降。同样地，起落架控制器通过以下方式来调整已经接触表面的起落架伸展部：使起落架伸展部收缩，直到检测到表面与第二伸展起落架伸展部之间的第二接触为止。下降并使起落架伸展收缩的此过程继续，直到所有起落架伸展部都已经接触表面并且UAV的主体大致水平为止。

图5示出根据实现方式的着陆在倾斜表面502上的UAV 500。在此实例中，UAV 500已经调整起落架伸展部552-1、552-2、552-3、552-4，使得UAV在着陆时是大致水平的并且由起落架伸展部552支撑。调整可使用本文讨论的任何技术来执行。在此实例中，起落架伸展部552-1、552-2是收缩的并且具有第一长度和第一角度。起落架伸展部552-3、552-4已经调整到伸展位置并且具有第二长度。如图所示，第二长度大于第一长度。虽然此实例示出处于收缩位置的起落架伸展部552-1、552-2各自具有第一长度，并且起落架伸展部552-3、552-4各自处于伸展位置并各自具有第二长度，但是应理解，每个起落架伸展部552-1、552-2、552-3、552-4各自可具有不同长度和/或相对于起落架组件的主支撑表面具有不同角度。

图7示出根据实现方式的准备从表面702升空的UAV。在此实例中，起落架组件750通过可旋转支撑件联接件(未示出)联接到UAV 700。在升空之前，UAV控制系统确定UAV在升空时的期望航向。期望航向可以是基于例如风的方向和速度、UAV的计划飞行路径和/或其他因素。在此实例中，因为UAV 700包括翼720、722，所以可以有益的是在升空之前将UAV700成取向逆风，使得与翼720、722交叉的风将向UAV提供升力并且不对UAV产生不期望的力。

基于UAV的期望航向，使用支撑件联接件来使UAV 700围绕轴线旋转，使得UAV取向在期望航向的方向上，如图所示。如图所示，UAV 700在UAV着陆时围绕轴线旋转，并且起落架组件750和对应起落架伸展部752-1、752-2、752-3、752-4保持大致静止。

图8示出根据实现方式的着陆在表面802上的UAV 800。在此实例中，起落架伸展部852-1、852-2、852-3、852-4在着陆之前被定位成处于伸展位置或部分伸展位置，并且被配置来在UAV 800着陆时压缩以吸收由着陆造成的撞击力。例如，如果起落架伸展部是液压的，那么起落架伸展部可被配置来在UAV着陆时放出或排出一定量的流体，使得起落架伸展部852有效地充当使来自着陆的冲击减小的减震器。使用起落架伸展部来吸收在着陆时产生的力，UAV 800和任何所接合的有效负载854接收较小的来自着陆的冲击。通过减小影响有效负载854的力，UAV可利用来递送诸如玻璃的易碎物品，而不在着陆期间损坏物品。

除了吸收来自着陆的撞击力之外，起落架伸展部还伸展到一定长度，使得当UAV800着陆时，由有效负载接合机构862接合的有效负载854将不接触表面802。

转向图9，示出根据实现方式的着陆在表面902上并且正使有效负载954脱离的UAV900。在UAV已经着陆之后，起落架控制器可致使落架伸展部952-1、952-2、952-3、952-4收缩，直到有效负载954接触表面或者在表面902上方的限定距离(例如，0.5英寸)处为止。有效负载954与表面902之间的接触或对其间的限定距离的检测可以各种各样的方式进行。例如，有效负载接合机构962可包括可确定与表面的距离的距离确定元件。在其他实现方式中，有效负载接合机构可检测有效负载954接触表面时的力变化。在又另一个实例中，起落架伸展部952中所包括的接触传感器可检测由有效负载接触表面造成的压力变化。

当确定有效负载已经接触表面和/或定位在表面上方的限定距离处时，有效负载接合机构962可释放有效负载，使得从UAV 900释放有效负载，从而递送有效负载。在使有效负载脱离之后，起落架控制器可致使起落架伸展部伸展，以在有效负载接合机构962与有效负载954之间产生间隔。同样地，UAV控制系统可致使UAV 900升空或执行其他功能。

图10是根据实现方式的示例性无人飞行器升空过程1000的流程图。示例性过程1000以及本文所描述的每个其他过程均可通过本文所描述的架构或通过其他架构来实施。在逻辑流程图中，过程被示出为框的集合。框中的一些表示可在硬件、软件、或其组合中实施的操作。在软件的上下文中，框表示存储于一种或多种计算机可执行介质上的计算机可执行指令，当由一个或多个处理器执行时，所述计算机可执行指令执行所列举的操作。总体上，计算机可执行指令包括执行特定功能或实施特定抽象数据类型的例程、程序、对象、部件、数据结构等。

计算机可读介质可包括非瞬态计算机可读存储介质，所述非瞬态计算机可读存储介质可包括硬盘驱动器、软磁盘、光盘、CD-ROM、DVD、只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、EPROM、EEPROM、闪速存储器、磁卡或光卡、固态存储器装置或适用于存储电子指令的其他类型的存储介质。另外，在一些实现方式中，计算机可读介质可包括瞬态计算机可读信号(呈压缩或未压缩形式)。计算机可读信号(无论是否使用载体调制)的实例包括但不限于托管或运行计算机程序的计算机系统可被配置来存取的信号，包括通过因特网或其他网络下载的信号。最后，并不旨在将描述操作的次序理解为限制性的，并且所描述操作的任何数量可以任何次序和/或并行组合来实施所述过程。

示例性过程1000在UAV加电或者接收到升空指令时开始，如在1002中。例如，在UAV已经完成有效负载的递送之后，它可接收指令、包括升空指令，以导航到另一个目的地。作为另一个实例，如果UAV一直在充电，那么它可被安排来在限定时间段时或在UAV的电源模块的充电完成之后加电出发。

作为示例性过程1000的一部分，UAV起落架控制器可确定UAV是否是水平的并且调整起落架伸展部中的一个或多个，直到确定UAV的主体大致水平为止，如在1004中。例如，如果确定UAV的主体处于一定角度，那么起落架伸展部中的一个或多个可展开，而其他起落架伸展部则收缩，直到UAV的主体水平为止。

一旦UAV的主体是水平的，那么校准UAV控制系统的一个或多个部件(诸如，惯性测量单元(“IMU”))，使得所述部件与UAV的主体的所确定水平位置相对应，如在1006中。部件的校准是本领域技术人员已知的并且本文将不进行详细讨论。

除了校准UAV控制系统的部件之外，还确定UAV在升空时的期望航向，如在1008中。期望航向可基于风向和/或风速、UAV的预期飞行路径等来确定。基于所确定的UAV在升空时的期望航向，使UAV的主体围绕轴线旋转，使得UAV取向在期望航向的方向上，如在1010中。对于其中方向或取向不重要的UAV (例如，无翼UAV)，可省略框1008-1010。然而，对于具有取向的UAV (例如，有翼UAV)，使UAV旋转成与期望航向相对应对于确保稳定的升空和/或改进UAV的效率可以是有益的。如以上所讨论的，UAV的主体可在支撑件联接件处联接到起落架组件，所述支撑件联接件使得UAV的主体能够在起落架组件保持静止的同时围绕轴线旋转。在使UAV取向成与期望航向相对应之后，UAV可升空，如在1012中。

图11是根据实现方式的示例性UAV着陆过程1100的流程图。示例性过程1100通过将UAV导航朝向表面开始，如在1102中。当UAV接近表面时，确定表面的斜率，如在1104中。如以上所讨论的，UAV和/或起落架组件可包括被配置来测量UAV与表面之间的距离的距离确定元件。所测量距离可用于确定表面的斜率。

基于UAV将着陆在其上的表面的所确定斜率，通过使起落架伸展部中的一个或多个收缩或伸展来调整起落架伸展部，使得起落架伸展部与表面斜率相对应，如在1106中。例如，如以上相对于图6所讨论的，起落架伸展部中的一个的长度和角度可以是设定的，并且可基于所确定表面斜率来计算其他起落架伸展部的长度和角度，使得UAV的主体在UAV着陆在表面上时将保持大致水平。

当UAV的下降时，确定起落架伸展部中的一个或多个与表面之间的接触，如在1108中。例如，如以上所讨论的，起落架伸展部可包括检测起落架伸展部与表面之间的接触的接触传感器。在另一个实现方式中，由于因起落架伸展部与表面之间的接触而造成的力变化或检测到的冲击，UAV控制系统可检测到接触。

当起落架伸展部中的一个或多个接触表面时，UAV控制系统继续操作电机并且维持主体处于大致水平的位置，如在1110中。当UAV的主体保持大致水平时，调整起落架伸展部，直到所有起落架伸展部都与表面接触并且UAV主体水平为止，如在1112中。

在着陆之后，确认UAV的主体是水平的，如在114中，并且对起落架伸展部中的一个或多个进行任何另外的调整，直到UAV的主体大致水平为止。一旦确认UAV的主体是大致水平的，示例性过程1100就完成，如在1116中。

示例性过程1100提供一种用于在UAV着陆期间调整起落架伸展部以使得UAV的主体在着陆时保持水平并由起落架组件支撑的实现方式。应理解，可同样地利用其他技术。例如，不是在着陆时检测表面的斜率和/或调整起落架伸展部，而是UAV可着陆并且然后可调整起落架伸展部中的一个或多个，直到UAV的主体被确定为水平为止。在另一个实例中，示例性过程可不确定表面的斜率，并且可仅监测起落架伸展部中的一个或多个之间的接触，如以上相对于框1108所讨论的。一旦检测到接触，如在1108中，就可执行示例性过程1100的剩余部分。在又另一个实例中，可检测表面斜率(1104)，并且可调整起落架伸展部以与表面斜率相对应(1106)。然而，不是检测接触(1108)并且将UAV的主体维持在大致水平(1110)同时对起落架伸展部进行进一步调整(1112)，而是UAV可着陆、然后确认UAV的主体是大致水平的、并且在着陆之后对起落架伸展部进行任何最终的调整。

图12是根据实现方式的示例性UAV有效负载释放过程1200的流程图。示例性过程从使包括有效负载的UAV着陆开始，如在1202中。如以上相对于图8所讨论的，在一些实现方式中，可调整起落架伸展部，使得当UAV着陆时，有效负载将不接触表面。同样地，起落架伸展部可被配置来吸收由着陆造成的一些或全部的力。

一旦UAV已经着陆，就可调整起落架伸展部，直到有效负载接触表面或在距离表面的限定距离(例如，0.5英寸)内，如在1204中。例如，起落架伸展部各自可收缩限定量，从而有效地将有效负载(和UAV)降低到更靠近表面。

一旦有效负载已经接触表面或处于表面的限定距离内，就释放有效负载，如在1206中。例如，如果有效负载接合机构包括控制选择地接合或释放有效负载的臂的伺服电机，那么伺服电机可致使臂释放有效负载。当从UAV释放有效负载时，示例性过程1200完成，如在1208中。

图13是示出示例性UAV控制系统1314的框图。在各种实例中，框图可说明UAV控制系统114的一个或多个方面，所述UAV控制系统114可用于实现本文讨论的各种系统和方法和/或控制本文描述的UAV的操作。在所示实现方式中，UAV控制系统1314包括通过输入/输出(I/O)接口1310联接到存储器(例如，非瞬态计算机可读存储介质1320)的一个或多个处理器1302。UAV控制系统1314还可包括：电子速度控制装置1304 (ESC)、电源供应器模块1306、导航系统1307、有效负载接合控制器1312和/或起落架控制器1328。在一些实现方式中，导航系统1307可包括IMU。UAV控制系统1314还可包括网络接口1316和一个或多个输入/输出装置1318。

在各种实现方式中，UAV控制系统1314可以是包括一个处理器1302的单处理器系统，或包括若干处理器1302 (例如两个、四个、八个或另一合适数量)的多处理器系统。处理器1302可以是能够执行指令的任何合适的处理器。例如，在各种实现方式中，处理器1302可以是实施各种各样指令集架构(ISA)中的任何一种架构的通用或嵌入式处理器，所述架构诸如x86、PowerPC、SPARC、或MIPS ISA或任何其他合适的ISA。在多处理器系统中，每个处理器1302可通常但不一定实施相同的ISA。

起落架控制器1328可与起落架组件通信，从而发送指令以调整起落架伸展部。在一些实现方式中，起落架控制器还可包括可用于确定UAV的主体是否大致水平的装置。例如，起落架控制器可包括：数字水平仪、加速度计、陀螺仪、或可测量或确定对象的角度或倾斜度的其他部件。在其他实现方式中，起落架控制器可从导航系统1307接收指示UAV的主体是否水平的信息。

在其他实现方式中，起落架控制器可不包括在UAV控制系统中，并且可以是起落架组件的一部分。在这种实现方式中，起落架控制器可通过有线和/或无线通信与UAV控制系统通信。

非瞬态计算机可读存储介质1320可被配置来存储可执行的指令、数据、飞行路径、飞行控制参数和/或处理器1302可存取的数据项。在各种实现方式中，非瞬态计算机可读存储介质1320可使用任何合适的存储器技术来实现，所述存储器技术诸如静态随机存取存储器(SRAM)、同步动态RAM (SDRAM)、非易失性/快闪型存储器或任何其他类型的存储器。在所示实现方式中，实施所需功能(诸如，本文所述的那些)的程序指令和数据被示出为分别作为程序指令1322、数据存储1324和飞行控制1326存储在非瞬态计算机可读存储介质1320内。在其他实现方式中，程序指令、数据和/或飞行控制可被接收、发送或存储在与非瞬态计算机可读存储介质1320或UAV控制系统1314分开的不同类型的计算机可存取介质(诸如，非瞬态介质)或类似介质上。一般来说，非瞬态计算机可读存储介质可包括通过I/O接口1310联接到UAV控制系统1314的存储介质或存储器介质，诸如磁性或光学介质，例如磁盘或CD/DVD-ROM。通过非瞬态计算机可读介质存储的程序指令和数据可通过传输介质或信号(诸如，电信号、电磁信号或数字信号)来传输，所述传输介质或信号可通过通信介质(诸如，网络和/或无线链路)来传送，所述通信介质诸如可通过网络接口1316来实现。

在一种实现方式中，I/O接口1310可被配置来协调处理器1302、非瞬态计算机可读存储介质1320、以及任何外围装置(网络接口1316或其他外围接口，诸如输入/输出装置1318和/或起落架控制器，如果起落架控制器与UAV控制系统分开的话)之间的I/O通信量。在一些实现方式中，I/O接口1310可执行任何必要协议、计时或其他数据转化以将来自一个部件(如，非瞬态计算机可读存储介质1320)的数据信号转换成适合于由另一个部件(例如，处理器1302)使用的格式。例如，在一些实现方式中，I/O接口1310可包括对通过各种类型的外围总线附接的装置的支持，所述总线诸如例如外围部件互连(PCI)总线标准或通用串行总线(USB)标准的变型。在一些实现方式中，I/O接口1310的功能可划分到两个或更多个分开的部件中，例如像北桥和南桥中。而且，在一些实现方式中，I/O接口1310 (诸如，非瞬态计算机可读存储介质1320的接口)的功能的一部分或全部可直接并入到处理器1302中。

ESC 1304与导航系统1307通信，并且调整每个升力电机和/或推力电机的转速，以使UAV稳定并沿着所确定飞行路线引导UAV。导航系统1307可包括：GPS、室内定位系统(IPS)、IMU或可用于将UAV 100导向和/或导离一定位置的其他类似的系统和/或传感器。有效负载接合控制器1312与用于接合和/或释放物品的致动器或电机(例如，伺服电机)通信。

网络接口1316可被配置来允许在UAV控制系统1314、附接到网络的其他装置(诸如，其他计算机系统(例如，远程计算资源))之间，和/或与其他UAV的UAV控制系统交换数据。例如，网络接口1316可实现包括控制系统1314的UAV与在一个或多个远程计算资源上实现的UAV控制系统之间的无线通信。为了进行无线通信，可利用UAV的天线或其他通信部件。作为另一个实例，网络接口1316可实现许多UAV之间的无线通信。在各种实现方式中，网络接口1316可支持通过无线通用数据网络(诸如，Wi-Fi网络)进行通信。例如，网络接口1316可支持通过电信网络(诸如，蜂窝通信网络、卫星网络等)进行通信。

在一些实现方式中，输入/输出装置1318可包括：一个或多个显示器、距离确定元件、成像装置、热传感器、红外传感器、飞行时间传感器、加速度计、压力传感器、天气传感器、相机、万向接头等。多个输入/输出装置1318可存在并且由UAV控制系统1314控制。

如图13所示，存储器可包括程序指令1322，所述程序指令1322可被配置来实施本文描述的示例性例程和/或子例程。数据存储1324可包括用于维持数据项的各种数据存储，所述数据项可被提供用于确定飞行路径、着陆、识别用于释放有效负载的位置、接合/释放推力电机等。在各种实现方式中，在本文中被说明为包括在一个或多个数据存储中的参数值和其他数据可与未描述的其他信息组合，或者可被不同地划分为更多、更少或不同的数据结构。在一些实现方式中，数据存储可物理地定位在一个存储器中，或可分布在两个或更多个存储器之中。

本领域的技术人员将了解，UAV控制系统1314仅仅是说明性的并且并不意图限制本发明的范围。具体地，计算系统和装置可包括可执行所指示功能的硬件或软件的任何组合。UAV控制系统1314还可连接到未示出的其他装置，或替代地可作为独立系统操作。另外，在一些实现方式中，所示部件所提供的功能性可组合在较少部件中或分布于另外部件中。类似地，在一些实现方式中，可不提供一些所示部件的功能性，和/或可获得其他另外功能性。

本文公开的实施方案可包括无人飞行器(“UAV”)，其包括主体、联接到所述主体的多个电机、以及起落架组件中的一项或多项。所述起落架组件可包括以下各项中的一项或多项：第一起落架伸展部，其接触表面并支撑所述UAV的至少一部分；第二起落架伸展部，其接触所述表面并支撑所述UAV的至少一部分；和/或第三起落架伸展部，其接触所述表面并支撑所述UAV的至少一部分。所述第一起落架伸展部可能够在第一收缩位置与第一伸展位置之间由UAV起落架控制器进行调整。所述第二起落架伸展部可能够在第二收缩位置与第二伸展位置之间由所述UAV起落架控制器进行调整。所述第三起落架伸展部可能够在第三收缩位置与第三伸展位置之间由所述UAV起落架控制器进行调整。所述起落架控制器可被配置来监测所述UAV的所述主体的至少一部分相对于在UAV的位置处大致垂直于地球重力场梯度的平面的角度。所述起落架控制器可被配置来调整所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部或所述第三起落架伸展部中的至少一个，直到所述UAV的所述主体的所述至少一部分大致包含在所述平面内为止。

任选地，所述第一起落架伸展部可包括以下各项中的至少一项：液压臂、气动臂、螺纹伸展部、磁性可调整臂、线性起落架伸展部或可伸缩臂。任选地，所述起落架组件还可包括支撑件联接件，其被配置来使所述起落架组件和所述UAV的所述主体联接或断开联接。任选地，所述支撑件联接件可进一步被配置来使得所述UAV的所述主体能够围绕轴线旋转。任选地，所述UAV还可包括被配置来控制所述UAV的飞行的导航部件，其中所述导航部件可响应于来自所述起落架控制器的通信而被校准，所述通信即所述UAV的所述至少一部分包含在所述平面内。

本文公开的实施方案可包括用于无人飞行器(UAV)的起落架组件，所述起落架组件包括以下各项中的一项或多项：联接到UAV并且从UAV延伸的第一起落架伸展部，所述第一起落架伸展部可在第一收缩位置与第一伸展位置之间由UAV起落架控制器进行调整；联接到所述UAV并且从所述UAV延伸的第二起落架伸展部，所述第二起落架伸展部可在第二收缩位置与第二伸展位置之间由UAV起落架控制器进行调整；和/或联接到所述UAV并且从所述UAV伸展的第三起落架伸展部，所述第三起落架伸展部可在第三收缩位置与第三伸展位置之间由所述UAV起落架控制器进行调整。所述起落架控制器可调整所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部或所述第三起落架伸展部中的至少一个，使得所述UAV的主体在着陆在倾斜表面上时是大致水平的。

任选地，所述起落架组件可包括被配置来联接到UAV的所述主体的主支撑基座，其中所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部和所述第三起落架伸展部可联接到所述主支撑基座并且从所述主支撑基座延伸。任选地，所述起落架组件可包括支撑件联接件，其被配置来选择性地使所述主支撑基座与所述UAV联接和断开联接。任选地，所述支撑件联接件可包括使得所述UAV能够围绕轴线旋转的万向接头。任选地，所述起落架组件可包括接触传感器，其联接到所述第一起落架伸展部并且被配置来检测所述第一起落架伸展部与表面之间的接触。任选地，所述起落架组件可包括距离确定元件，其被配置来测量所述距离确定元件与表面之间的距离。任选地，所测量距离可被提供给所述起落架控制器，和/或所述起落架控制器可被配置来至少部分地基于所测量距离和所述UAV的所述主体在所述UAV着陆在所述表面上时的期望角度来确定调整所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部或所述第三起落架伸展部中的至少一个的量。任选地，所述UAV的所述主体的所述期望角度可以是大致水平的。任选地，所述起落架组件可包括：第一距离确定元件，其联接到所述第一起落架伸展部并且被配置来测量所述第一起落架伸展部与表面之间的第一距离；第二距离确定元件，其联接到所述第二起落架伸展部并且被配置来测量所述第二起落架伸展部与所述表面之间的第二距离；和/或第三距离确定元件，其联接到所述第三起落架伸展部并且被配置来测量所述第三起落架伸展部与所述表面之间的第三距离。

本文公开的实施方案可包括使无人飞行器(“UAV”)着陆的方法，所述方法可包括以下各项中的一项或多项：用至少一个距离确定元件来测量表面的斜率；使第一起落架伸展部从其中所述第一起落架伸展部具有第一收缩长度的第一收缩位置伸展到其中所述第一起落架伸展部具有第一伸展长度的第一伸展位置，其中所述第一伸展长度大于所述第一收缩长度；和/或将第二起落架伸展部维持在其中所述第二起落架伸展部具有第二收缩长度的第二收缩位置。所述第二收缩长度可小于所述第一伸展长度。所述第二收缩长度与所述第一伸展长度之间的差至少部分地基于所述表面的所述斜率。

任选地，所述方法可包括：检测所述第二起落架伸展部与所述表面之间的接触。所述第一起落架伸展部可响应于所检测接触而伸展，和/或所述第一伸展位置可在所述第一起落架伸展部接触所述表面时确定。任选地，所述方法可包括：检测所述第二起落架伸展部与所述表面之间的接触。所述第一起落架伸展部可响应于所检测接触而伸展，和/或所述第一伸展位置可被确定成使得所述UAV的至少一部分包含在水平面中。任选地，所述方法可包括：使第三起落架伸展部伸展，直到所述第三起落架伸展部接触所述表面为止。任选地，所述方法可包括以下各项中的一项或多项：确定所述UAV的期望航向，和/或在不使起落架组件旋转的情况下使所述UAV的主体围绕轴线旋转，以将所述UAV的所述主体取向在所述期望航向上。任选地，所述方法可包括以下各项中的一项或多项：确定所述UAV已经着陆在所述表面上；使所述第一起落架伸展部或所述第二起落架伸展部中的至少一个收缩；确定所述UAV的有效负载已经接触所述表面；和/或从所述UAV释放所述有效负载。

本领域的技术人员还应了解，虽然各种项目被示出为在使用时存储在存储器中或存储装置中，但是为了存储器管理和数据完整性的目的，这些项目或它们的部分可在存储器与其他存储装置之间传送。可替代地，在其他实现方式中，软件部件中的一些或全部可在另一装置上的存储器中执行，并且与所示UAV控制系统1314通信。系统部件或数据结构中的一些或全部还可存储(例如，作为指令或者结构化数据)在将由适当的驱动器读取的非瞬态计算机可访问介质或便携式制品上。在一些实现方式中，存储在与UAV控制系统1314分开的计算机可访问介质上的指令可通过传输介质或信号(电信号、电磁信号或数字信号)来传输到UAV控制系统1314，所述传输介质或信号通过通信介质(诸如，无线链路)来传送。各种实现方式还可包括：将根据以上描述实施的指令和/或数据接收、发送或存储在计算机可访问介质上。因此，本文所描述的技术可用其他UAV控制系统配置来实践。

尽管已用特定于结构特征和/或方法动作的语言描述了主题，但是应理解，所附权利要求书中限定的主题不必限于所描述的特定特征或动作。相反，特定特征和动作被公开作为实施所附权利要求书的示例性形式。

Claims (12)

1.一种用于无人飞行器UAV的起落架组件，其包括：

联接到UAV并从其延伸的第一起落架伸展部，所述第一起落架伸展部可在第一收缩位置与第一伸展位置之间由UAV起落架控制器进行调整；

联接到所述UAV并从其延伸的第二起落架伸展部，所述第二起落架伸展部可在第二收缩位置与第二伸展位置之间由所述UAV起落架控制器进行调整；

联接到所述UAV并从其延伸的第三起落架伸展部，所述第三起落架伸展部可在第三收缩位置与第三伸展位置之间由所述UAV起落架控制器进行调整；

主支撑基座，其被配置来联接到所述UAV的主体，其中所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部和所述第三起落架伸展部联接到所述主支撑基座并从其延伸；

支撑件联接件，其被配置来选择性地使所述主支撑基座与所述UAV的所述主体联接和断开联接，其中所述支撑件联接件包括使得所述UAV的所述主体能够围绕轴线旋转的万向接头；并且

其中所述UAV起落架控制器调整所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部或所述第三起落架伸展部中的至少一个，使得所述UAV的所述主体在着陆在倾斜表面上时是大致水平的。

2.如权利要求1所述的起落架组件，其还包括：

接触传感器，其联接到所述第一起落架伸展部，被配置来检测所述第一起落架伸展部与表面之间的接触。

3.如权利要求1所述的起落架组件，其还包括：

距离确定元件，其被配置来测量所述距离确定元件与表面之间的距离。

4.如权利要求3所述的起落架组件，其中：

所测量距离被提供给所述UAV起落架控制器；并且

所述UAV起落架控制器被配置来至少部分地基于所测量距离和所述UAV的所述主体在所述UAV着陆在所述表面上时的期望角度来确定调整所述第一起落架伸展部、所述第二起落架伸展部或所述第三起落架伸展部中的至少一个的量。

5.如权利要求4所述的起落架组件，其中所述UAV的所述主体的所述期望角度是大致水平的。

6.如权利要求1、2、3、4或5中任一项所述的起落架组件，其还包括：

第一距离确定元件，其联接到所述第一起落架伸展部并且被配置来测量所述第一起落架伸展部与表面之间的第一距离；

第二距离确定元件，其联接到所述第二起落架伸展部并且被配置来测量所述第二起落架伸展部与所述表面之间的第二距离；以及

第三距离确定元件，其联接到所述第三起落架伸展部并且被配置来测量所述第三起落架伸展部与所述表面之间的第三距离。

7.一种使无人飞行器UAV着陆的方法，所述方法包括：

用至少一个距离确定元件来测量表面的斜率；

使第一起落架伸展部从其中所述第一起落架伸展部具有第一收缩长度的第一收缩位置伸展到其中所述第一起落架伸展部具有第一伸展长度的第一伸展位置，其中所述第一伸展长度大于所述第一收缩长度；

将第二起落架伸展部维持在其中所述第二起落架伸展部具有第二收缩长度的第二收缩位置；并且

其中：

第一和第二起落架伸展部包括起落架组件的至少一部分，所述起落架组件被配置为经由支撑件联接件选择性地与所述UAV的主体联接和与所述UAV的所述主体断开联接，其中所述支撑件联接件包括使得所述UAV的所述主体能够围绕轴线旋转的万向接头；

所述第二收缩长度小于所述第一伸展长度；并且

所述第二收缩长度与所述第一伸展长度之间的差至少部分地基于所述表面的所述斜率，

所述方法还包括基于所述表面的所述斜率调节所述第一和第二起落架伸展部中的每一个相对于所述支撑件联接件的角度。

8.如权利要求7所述的方法，其还包括：

检测所述第二起落架伸展部与所述表面之间的接触；并且

其中：

所述第一起落架伸展部响应于所检测接触而伸展；并且

所述第一伸展位置在所述第一起落架伸展部接触所述表面时被确定。

9.根据权利要求7或8中任一项所述的方法，其还包括：

检测所述第二起落架伸展部与所述表面之间的接触；并且

其中：

所述第一起落架伸展部响应于所检测接触而伸展；并且

所述第一伸展位置被确定成使得所述UAV的至少一部分包含在水平面中。

10.如权利要求7或8中任一项所述的方法，其还包括：

使第三起落架伸展部伸展，直到所述第三起落架伸展部接触所述表面为止，其中所述第三起落架伸展部包括所述起落架组件的至少一部分。

11.如权利要求7或8中任一项所述的方法，其还包括：

确定所述UAV的期望航向；以及

在不使所述起落架组件旋转的情况下使所述UAV的主体围绕轴线旋转，以将所述UAV的所述主体取向在所述期望航向上。

12.如权利要求7或8中任一项所述的方法，其还包括：

确定所述UAV已经着陆在所述表面上；

使所述第一起落架伸展部或所述第二起落架伸展部中的至少一个收缩；

确定所述UAV的有效负载已经接触所述表面；以及

从所述UAV释放所述有效负载。

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