CN110626510A - 撞击保护设备 - Google Patents

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SZ DJI Innovations Technology Co Ltd
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Shenzhen Dajiang Innovations Technology Co Ltd
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Abstract

本发明提供了一种撞击保护设备(100，200，300)，包括气体容器(110，210，310)以及可充气件(130，230，330)，所述气体容器(110，210，310)被配置成用于容纳压缩气体，所述可充气件被配置成用于被所述压缩气体充气并作为诸如飞行器(400，500)等可移动物体的气囊。阀门(120，220，320)响应于来自阀门控制器(140，240，340)的信号而控制气体从所述容器(110，210，310)到所述可充气件的流动。所述阀门(120，220，320)及所述阀门控制器(140，240，340)由一个独立电源(250，350)供电，所述独立电源(250，350)独立于所述可移动物体的一个或多个其他系统。还可以提供安全机构(360)，所述安全机构(360)除非被停用，否则均会阻止所述可充气件(130，230，330)的充气。

Description

撞击保护设备
本申请是申请号为201480076259.2，申请日为2014年02月27日，发明名称为撞击保护设备的分案申请。
背景技术
诸如无人飞行器等飞行器可以用于执行军事和民事应用中的运输、投递、监视、侦查以及勘察任务。这些飞行器通常包括一个推进系统，用于随着周围环境而被远程控制及/或自主的移动。例如，飞行器可以经由推进系统通过空气而被推动，并且能够起飞和降落、飞行、和悬停。
当飞行器在半空中发生故障时其会坠落。这可能会导致飞行器损坏，也会让任何有效载荷或者乘客受到损伤。
发明内容
有必要提供改进的系统、方法及装置，以保护可移动物体，例如飞行器。本发明提供在飞行过程中坠落时可协助保护例如无人飞行器等飞行器的气囊系统、方法及装置。在一些实施方式中，这里描述的系统、方法以及装置提供了可以使用压缩气体来充气的气囊。飞行器控制机构可以控制气阀，所述气阀控制气体是否会流入所述气囊中使其充气。所述控制机构可以由一个电源来供电，所述电源独立于给飞行器的其他部分供电的电源。
本发明的一个方面是针对一种用于飞行器的撞击保护设备，所述设备包括：
一个或多个可充气件，其被配置成可选择地充气以减少所述飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；其中当一个或多个可充气件被充气后，至少部分的一个或多个可充气件被配置为保护负载不被损坏，其中负载被布置在飞行器上且包括有效载荷；
控制机构，其中所述控制机构被配置成用于响应于指示所述飞行器发生故障的信号而使压缩气体从容器流动到一个或多个可充气件中；
一个或多个传感器，其被配置为采集对预测负载是否可能遭到碰撞有用的数据；
控制器，其与一个或多个传感器、以及控制机构通信，其中控制器被配置为控制控制机构基于负载是否可能遭到碰撞的预测，可选择地将一个或多个可充气件中的可充气件充气。
在一些实施方式中，负载进一步包括配置为携带有效载荷的载体。
在一些实施方式中，有效载荷包括相机、照明装置、音频装置、和/或测量或者感测设备。
在一些实施方式中，控制器被配置为当负载可能遭到碰撞时，向负载的一个或多个可充气体充气。
在一些实施方式中，飞行器发生故障的信号包括以下情况的一个或多个：(1)飞行器不寻常的朝向，(2)飞行器的一个或多个部件过热，(3)飞行器的一个或多个部件的短路，(4)飞行器意外起火，(5)飞行器的电力供应低，(6)飞行器的一个或多个部件失去电力，或(7)飞行器与外部装置失去通信。
在一些实施方式中，在情况(1)中，飞行器的朝向以超过预定阈值频率的频率改变，或者飞行器的朝向在预定范围之外。
本发明的另一个方面是针对一种用于无人飞行器的撞击保护设备，所述设备包括：
两个或多个可充气件，其被配置成连接至无人飞行器，可选择地可充气以减少所述无人飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
控制机构，由第一电源供电，所述第一电源与给无人飞行器的一个或多个推进单元供电的第二电源是分开的；
其中，控制机构被配置成响应于(a)指示所述无人飞行器发生故障的第一信号，其中控制机构能选择性地转发第一信号以使至少一个可充气件不充气，和/或(b)指示无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的第二信号，其中控制机构能选择性地转发第二信号以使至少一个可充气件不充气，而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
在一些实施方式中，两个或多个可充气件布置在无人飞行器的向上的部分，所述向上的部分沿无人飞行器升起的方向与无人飞行器向下的部分相反。
在一些实施方式中，第二电源进一步向飞行控制器，导航系统，和/通信系统供电。
在一些实施方式中，当第二电源不再向无人飞行器的两个或多个推进单元，飞行控制器，导航系统，和/或通信系统供电时，将第一信号发送给控制机构。
在一些实施方式中，无人飞行器发生故障包括以下一个或多个情况：(1)飞行器不寻常的朝向和/或加速度(2)飞行器的一个或多个部件过热，(3)飞行器的一个或多个部件的短路，(4)飞行器意外起火，(5)降至预定阈值以下的第二电源的充电状态，(6)飞行器的一个或多个部件失去电力，或(7)飞行器与外部装置失去通信。
在一些实施方式中，进一步包括：一个或多个传感器，其被配置为采集用于预测无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的方向，角度，位置，速度，和/或加速度的数据。
在一些实施方式中，进一步包括：与一个或多个传感器、以及控制机构通信的控制器，其中，控制器被配置为控制控制机构基于采集的数据，向从一个或多个可充气件中选择的可充气件充气以保护无人飞行器。
在一些实施方式中，第二信号基于采集的数据生成。
在一些实施方式中，进一步包括：一个或多个传感器，其被配置为监控第一电源的充电状态。
在一些实施方式中，第一电源被配置为基于第一电源的状态进行周期性的再充电。
在一些实施方式中，第一电源被配置为在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间，自动地再充电。
在一些实施方式中，进一步包括：一个或多个作为第一电源的备份的额外电源。
在一些实施方式中，进一步包括：可停用的安全机构，所述安全机构除非被停用，否则均会阻止所述两个或多个可充气件的充气，其中安全机构被配置为通过用于指示所述无人飞行器正在运作的安全信号而自动地停用。
在一些实施方式中，安全机构进一步包括销，其中安全机构的停用进一步包括由开启或操作无人飞行器引起的销的自动移除。
本发明的另一个方面提供了一种无人飞行器，所述无人飞行器包括：
飞行器本体，一个或多个推进单元连接至所述飞行器本体；
上述撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体和/或一个或多个推进单元联接。
在一些实施方式中，所述无人飞行器为旋翼飞机。
本发明的另一个方面提供了一种系统，所述系统包括：
无人飞行器，其包括飞行器本体，一个或多个推进单元连接至所述飞行器本体；
上述撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体和/或一个或多个推进单元联接；以及
无人飞行器远端的外部装置，其中控制机构被配置为响应于从外部装置接收到的控制信号，而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
在一些实施方式中，外部装置被配置为发送控制信号，以计划撞击保护设备的控制机构。
在一些实施方式中，外部装置与无人飞行器和撞击保护装置无线通信。
在一些实施方式中，当接收到用户输入时，控制信号从外部装置发出。
在一些实施方式中，当无人飞行器经历故障和/或无人飞行器的一个或多个部分可能遭到碰撞时，控制信号从外部装置发出。
本发明的另一个方面提供了一种保护无人飞行器免受撞击的方法，所述方法包括：
上述与无人飞行器联接的两个或多个可充气件，其中两个或多个可充气件可选择地充气以减少所述无人飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
接收(a)指示所述无人飞行器发生故障的第一信号和/或(b)指示无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的第二信号；以及
控制机构响应于第一和/或第二信号而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
在一些实施方式中，使用无人飞行器上的一个或多个传感器探测无人飞行器的故障，其中故障包括以下情况的一个或多个：(1)飞行器不寻常的朝向，速度和/或加速度(2)飞行器的一个或多个部件过热，(3)飞行器的一个或多个部件的短路，(4)飞行器意外起火，(5)降至预定阈值以下的第二电源的充电状态，(6)飞行器的一个或多个部件失去电力，或(7)飞行器与外部装置失去通信。
在一些实施方式中，一个或两个传感器被配置为采集用于预测无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的方向，角度，位置，速度，和/或加速度的数据。
在一些实施方式中，进一步包括：监控第一电源的充电状态，并基于第一电源的状态对第一电源进行周期性地再充电。
在一些实施方式中，进一步包括：其中在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间，自动地对第一电源再充电。
在一些实施方式中，撞击保护设备被配置为接收来自无人飞行器远端的外部装置的控制信号，所述控制信号用于激活撞击保护设备的控制机构。
在一些实施方式中，外部装置与无人飞行器和撞击保护设备无线通信。
在一些实施方式中，当接收到用户输入时，控制信号从外部装置发出。
在一些实施方式中，当无人飞行器经历故障和/或无人飞行器的一个或多个部分可能遭到碰撞时，控制信号从外部装置发出。
本发明的另一个方面提供了一种用于无人飞行器(UAV)的撞击保护设备，所述设备包括：
一个或多个可充气件，其被配置为连接至无人飞行器和可充气的，以减少所述飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
与一个或多个可充气件联接的容器，所述容器包括压缩气体；
控制机构，其中所述控制机构被配置为使压缩气体从容器流动到一个或多个可充气件中；
控制器，与控制机构通信，其中控制器被配置为控制控制机构基于远程终端的信号，可选择地将一个或多个可充气件中的可充气件充气，其中控制机构由第一电源供电，所述第一电源与给无人飞行器的一个或多个部件供电的第二电源是分开的，其中第一电源被配置为在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间自动地再充电。
在一些实施方式中，远程终端被配置为远程地控制无人飞行器。
在一些实施方式中，一个或多个部件包括以下的至少一个：无人飞行器的(1)一个或多个推进单元，(2)飞行控制器，(3)导航系统，和(4)通信系统。
在一些实施方式中，控制器被配置为通过由第一电源供电的通信系统与远程终端通信。
在一些实施方式中，第一电源被配置为基于第一电源的状态进行周期性地再充电。
在一些实施方式中，控制机构包括阀门，阀门被配置为控制压缩气体向一个或多个可充气件的流动。
在一些实施方式中，一个或多个可充气件布置在无人飞行器的向上的部分，所述向上的部分沿无人飞行器升起的方向与无人飞在一些实施方式中，
在一些实施方式中，无人飞行器包括毂体和从毂体延伸的一个或多个支臂，其中一个或多个可充气件被配置为部署在无人飞行器的毂体和/或一个或多个支臂上。
在一些实施方式中，一个或多个可充气件的至少一部分被配置为当一个或多个可充气件充气时，保护负载不被损坏，其中负载布置在无人飞行器上。
在一些实施方式中，负载包括有效载荷和配置为携带有效载荷的载体。
在一些实施方式中，有效载荷包括一个或多个相机、照明装置、音频装置、和/或测量或者感测设备。
在一些实施方式中，一个或多个可充气件被配置为部署在无人飞行器的一个或多个推进单元。
在一些实施方式中，一个或多个可充气件被配置为部署在无人飞行器的一个或多个推进单元附近的区域。
在一些实施方式中，一个或多个可充气件包括多个聚集于无人飞行器的一个或多个推进单元的可充气件。
本发明的另一个方面提供了一种无人飞行器，包括：
飞行器本体；
如权利要求37所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体联接；
一个或多个推进单元，其连接至飞行器本体且被配置为推进所述飞行器本体。
应当理解的是，本发明的不同方面可以单独地、共同地或者彼此相互结合来体现。这里所描述的本发明的各个方面可以应用于以下阐明的任何特定应用或者是适用于任何其他类型的可移动物体。这里关于飞行器的任何描述可应用于或者使用于任何可移动物体，例如任何运载工具。另外，这里所揭示的在航空运动(例如，飞行)的情境中的系统、装置以及方法也可适用于其他类型的运动的情境，例如，陆上或者水上的移动、水下运动，或者太空中的运动。此外，这里关于气囊组件的任何描述可应用于或使用于撞击可能发生的任何情况。
本发明的其他目的和特征将通过检阅说明书、权利要求书以及附图来进一步展示。
引置前案
本说明书中所提及的所有出版物、专利和专利申请均通过引用而并入于此，程度犹如具体地和个别地指出要通过引用而并入每一个别出版物、专利或专利申请。
附图说明
本发明的新颖性特征已特别陈述在所附的权利要求书中。通过参考下面利用本发明的原理阐明说明性实施方式的详细描述及附图将获得对本发明的特征和优点的更好理解，附图中：
图1示出根据本发明的一实施方式的用于飞行器的撞击保护装置的示例；
图2示出根据本发明的一实施方式的用于飞行器的撞击保护设备的另一示例；
图3示出根据本发明的一实施方式的利用安全机构的撞击保护设备的示例；
图4示出具有展开的气囊的无人飞行器(UAV)的示例；
图5示出具有展开的气囊的无人飞行器(UAV)的另一示例；
图6示出了根据本发明的实施方式的无人飞行器(UAV)；
图7示出了根据实施方式的包括载体及有效载荷的可移动物体；以及
图8为根据实施方式的用于控制可移动物体的系统的框图示意图。
具体实施方式
本发明的系统、装置以及方法为可移动物体提供改进的撞击减少机构，比如为飞行器(例如，无人飞行器(UAV))提供改进的撞击减少机构。在一些实施方式中，可以提供一个或多个气囊，所述气囊可以在飞行器遭到撞击时充气以减少撞击力。所述气囊可使用压缩气体来充气。有利地，使用压缩气体给气囊充气与使用通过化学反应充气的气囊相比是更为经济有效的方法。所述气囊可减少诸如飞行器等可移动物体遭到撞击时受到的撞击力。
所述飞行器可以具有安装在其上的一个或多个压缩气体容器。可以提供一个可控制压缩气体是否从所述容器流入所述气囊的气阀。可以使用阀门控制器控制所述气阀。所述气阀及/或阀门控制器可以独立于飞行器的其他部件由电源供电。这可以有利地使得即便飞行器的其他部件失去了电力，气囊仍然能够展开。在飞行器失去电力时可能发生撞击，此种情况下尤其有帮助。
所述阀门控制器可以包括一个或多个传感器或者可以从一个或多个其他传感器或控制器接收数据。所述阀门控制器可以使用此数据来确定是否发送触发信号给阀门，以开放从所述容器到所述气囊的气流。传感器可指示一些情况，例如，自由落体、不寻常的加速度、不寻常的速度、接近地面或接近物体的不寻常的朝向、过热、电力损失、制导/导航故障或者通信故障、飞行控制故障、来自诸如远程终端等外部装置的指令、或者任何其他情况。这些情况可以指示故障，在这些情况下可能需要将气囊展开。
在一些实施方式中，可以提供一个安全机构。除非所述安全机构被停用，否则所述安全机构可以处于适当位置以使得气囊被阻止展开。如此可以有利地阻止气囊过早展开。例如，这可以阻止气囊展开并潜在地伤害正拿着无人飞行器的用户。所述安全机构可以被用户手动停用，或者可以在飞行器飞行时被自动停用。在一个示例中，所述安全机构可为销，除非被拔出，否则所述销就会阻止气囊展开。
可以提供各种配置的气囊。例如，飞行器可具有一个或多个安装在其下方及/或上方的气囊。气囊可以沿着飞行器的任何部分分布，例如，飞行器本体、推进单元、支臂、控制系统、通信接口、载体、有效载荷、乘客、起落架、或者任何其他部分。
图1示出根据本发明的一个实施方式的用于飞行器的撞击保护设备100。所述撞击保护设备可以包括一个被配置成用于包围压缩气体的容器110、一个气阀120以及一个可充气件130。所述气阀可以控制气体从所述容器流动到所述可充气件。一个控制器140可与所述气阀通信连接，且可控制所述气阀的操作。
当飞行器遇到故障时，所述可充气件需要迅速地被充气。可以使用压缩气体技术。气体容器110可被配置成用于容纳压缩气体。在一些实施方式中，所述压缩气体可为二氧化碳(CO2)。可以使用的压缩气体的其他示例可以包括氮气。然而，二氧化碳因其便宜、安全/不可燃、变成气态后将不会像其他气体一样吸收过多热量等优点而成为优选的气体。所述容器能够容纳以高压强提供的气体。例如，所述气体容器能够存储的压缩气体的压强大于或者等于25磅/平方英寸、30磅/平方英寸、40磅/平方英寸、50磅/平方英寸、60磅/平方英寸、70磅/平方英寸、80磅/平方英寸、100磅/平方英寸、110磅/平方英寸、120磅/平方英寸、130磅/平方英寸、140磅/平方英寸、150磅/平方英寸、160磅/平方英寸、170磅/平方英寸、180磅/平方英寸、190磅/平方英寸、200磅/平方英寸、220磅/平方英寸、250磅/平方英寸、300磅/平方英寸、400磅/平方英寸、500磅/平方英寸、750磅/平方英寸、1000磅/平方英寸、2000磅/平方英寸、3000磅/平方英寸、4000磅/平方英寸、或者5000磅/平方英寸。在一些实施方式中，所述气体容器能够存储的压缩气体的压强不超过70磅/平方英寸、80磅/平方英寸、100磅/平方英寸、110磅/平方英寸、120磅/平方英寸、130磅/平方英寸、140磅/平方英寸、150磅/平方英寸、160磅/平方英寸、170磅/平方英寸、180磅/平方英寸、190磅/平方英寸、200磅/平方英寸、220磅/平方英寸、250磅/平方英寸、300磅/平方英寸、350磅/平方英寸、400磅/平方英寸、500磅/平方英寸、750磅/平方英寸、1000磅/平方英寸、2000磅/平方英寸、3000磅/平方英寸、4000磅/平方英寸、5000磅/平方英寸、6000磅/平方英寸、7000磅/平方英寸、或者7500磅/平方英寸。所述气体容器可以存储的压缩气体的最大压强可落在上述的任何压强值之间。在一些实施方式中，所述气体容器的压强可落在0.2x 106帕与50x 106帕之间。
压缩气体容器可由本领域已知的诸如能够以上面提到的压强来存储气体的任何材料制成。材料的一些示例可包括碳素钢、不锈钢或者铝合金。在某些情况下，塑料或者聚合物可用来形成所述气体容器。例如，如果容器内的压强不太高，那么甚至塑料苏打瓶就可为足够的。
使用压缩气体可有利地与其他的充气技术相比成本更低。例如，使用化学反应的充气技术成本可能会很高。但是，在一些实施方式中，化学反应可用来充气。可选地，不采用化学反应来充气。飞行器已经应用或者适合使用现有的压缩气体容器。当前外售的小型二氧化碳气罐可常用来在自行车打气筒不能用时给自行车轮胎充气。所述小型二氧化碳气罐也可适用于给气囊充气。现有的压缩气体气罐或者压缩气体容器可被翻新改造后为飞行器的气囊提供气体。
诸如无人飞行器等飞行器上可提供一个或多个气体容器110。所述气体容器具有相对轻的重量是较为有利的。例如，没有容纳气体的气体容器的重量可小于或者等于大约3克、5克、7克、10克、15克、20克、30克、35克、40克、50克、60克、70克、100克、150克、200克、250克、300克、400克、500克、700克、1千克、1.5千克、2千克、3千克、4千克5千克、7千克或者10千克。装满压缩气体的气体容器的重量可小于或者等于大约10克、15克、20克、30克、35克、40克、50克、60克、70克、100克、150克、200克、250克、300克、400克、500克、700克、1千克、1.5千克、2千克、3千克、4千克5千克、7千克、10千克、15千克、20千克或者30千克。
在一些实施方式中，气体容器110的体积相对小也是较为有利的。例如，所述气体容器的尺寸可以适合被无人飞行器携带。在其他实施方式中，气体容器的尺寸可以适合被任何类型的飞行器携带。例如，所述气体容器的体积可小于或者等于大约0.001立方毫米、0.005立方毫米、0.01立方毫米、0.1立方毫米、1立方毫米、10立方毫米、100立方毫米、1立方厘米、2立方厘米、5立方厘米、10立方厘米、20立方厘米、30立方厘米、40立方厘米、50立方厘米、60立方厘米、70立方厘米、80立方厘米、90立方厘米、100立方厘米、150立方厘米、200立方厘米、300立方厘米、500立方厘米、750立方厘米、1000立方厘米、2000立方厘米、3000立方厘米、5000立方厘米、7000立方厘米、10000立方厘米、20000立方厘米、50000立方厘米或者100000立方厘米。
气体容器110中的气体可被用来给可作为气囊的可充气件130充气。在没有被充气时，所述可充气件可具有泄气的构造。所述泄气的构造本身可被折叠、卷起或者束起。在充气时，所述可充气件可以完全膨胀并被张力拉伸。所述可充气件可由柔性材料制成，例如，织物、囊状物、弹性材料、或者任何其他材料。在一些示例中，所述可充气件可由尼龙纤维(例如，尼龙6，6)、聚酯织物、或者聚氯乙烯(PCV)形成。所述材料可抵抗低温，因为所述压缩气体被释放时可从液态变为气态，如此能从周围吸收热量。
在充气时，可充气件130的容量可大于气体容器110的容量。例如，所述可充气件的容量可大于或者等于1立方厘米、2立方厘米、5立方厘米、10立方厘米、20立方厘米、30立方厘米、40立方厘米、50立方厘米、60立方厘米、70立方厘米、80立方厘米、90立方厘米、100立方厘米、150立方厘米、200立方厘米、300立方厘米、500立方厘米、750立方厘米、1000立方厘米、2000立方厘米、3000立方厘米、5000立方厘米、7000立方厘米、10000立方厘米、20000立方厘米、50000立方厘米或者100000立方厘米。所述可充气件的容量可小于或者等于20立方厘米、30立方厘米、40立方厘米、50立方厘米、60立方厘米、70立方厘米、80立方厘米、90立方厘米、100立方厘米、150立方厘米、200立方厘米、300立方厘米、500立方厘米、750立方厘米、1000立方厘米、2000立方厘米、3000立方厘米、5000立方厘米、7000立方厘米、10000立方厘米、20000立方厘米、50000立方厘米、100000立方厘米、200000立方厘米、500000立方厘米、1立方米、1.5立方米、2立方米、5立方米或者10立方米。
可充气件可为任何形状。在某些情况下，所述可充气件可大致为球形、椭圆形、圆柱形、棱柱形、环形、泪珠形、可为扁平的球体或者椭圆或者其他多边形、碗状、或者充气时具有任何其他形状。在某些情况下，飞行器上可以提供多个可充气件。这些可充气件可全部具有相同的形状及/或尺寸，或者可具有不同的形状及/或尺寸。
所述可充气件可与诸如为无人飞行器等飞行器连接。所述可充气件可被充气以减少飞行器或飞行器的负载遭到撞击时的撞击力。在某些情况下，与不具备可充气件的情况相比，撞击力可以被减少以使得只有不超过5％、10％、20％、30％、40％、50％、60％、70％、80％、或者90％的撞击力被传递。
可充气件130可通过通道、管道、通路、开口或者其他连接与气体容器110连接。所述可充气件与所述气体容器之间设置有气阀120。所述气阀可以沿着诸如所述通道、管道、通路、或者开口等连接器来放置。所述气阀可控制气体在气体容器与可充气件之间的流动。在某些情况下，气阀可作为一个闸门机构，以控制气体从气体容器到可充气件的流动。所述气阀可以具有一个允许气体在气体容器与可充气件之间流动的开启位置。当气阀处在所述开启位置时，可以提供气体容器的内部与可充气件的内部之间的流体连通。所述气阀可以具有一个可阻止气体在气体容器与可充气件之间流动的关闭位置。当气阀处在所述关闭位置时，不在气体容器的内部与可充气件的内部之间提供流体连通。
在某些情况下，气阀120可处在二元的开启位置和关闭位置。可选地，所述气阀可为比例阀，所述比例阀可控制在气体容器与可充气件之间流动的气体的流量。例如，比例阀可具有全开形态，全开形态可允许的流量比部分打开形态可允许的流量大。可选地，可使用调节阀、节流阀、计量阀或者针形阀。可使用回路阀或者单向阀。阀门可具有任意数量的端口。例如，可以使用两端口的阀门。可选地，其他构造中还可使用三端口的阀门、四端口的阀门或者其他类型的阀门。此处关于阀门的任何描述可应用于任何其他类型的流量控制机构。所述流量控制机构可为任何类型的二元流量控制机构(例如，仅包括开启位置和关闭位置)或者可变流量控制机构(例如，可包括多种程度的开启与关闭位置)。
在给可充气件130充气之前，气阀120可以关闭。气体容器110内可容纳有压缩气体，所述压缩气体可被关闭的气阀阻止流入可充气件。因此，气体容器内的压强可高于泄气的可充气件内的压强。可以提供一个能促使气阀开启的信号给气阀。在某些情况下，开启气阀的信号可以响应于检测到飞行器发生故障而提供。所述信号可以响应于表明飞行器即将或者可能发生碰撞的情形而产生。当气阀被打开时，压缩气体可以从气体容器流动到可充气件从而对可充气件充气。气体可以流动直到气体容器内的压强与可充气件内的压强相对平衡为止。可充气件可以使用所述压缩气体被迅速填充。在某些情况下，可充气件可在0.01秒、0.05秒、0.1秒、0.2秒、0.3秒、0.4秒、0.5秒、0.6秒、0.7秒、0.8秒、0.9秒、1秒、1.2秒、1.5秒、2秒、3秒或者5秒内完全充满。在一些实施方式中，一旦可充气件被充满，它就会保持完全充满状态。可选地，它也可在一段时间后泄气。
可提供一个可以控制气阀120的控制器140，所述气阀控制气体是否将流入可充气件130及因而可充气件是否将膨胀。所述控制器可以产生一个可提供给气阀的信号以指示是否打开气阀或者关闭气阀，或者可选地指示可打开气阀的程度。所述控制器可与飞行器控制机构通信，所述飞行器控制机构可控制飞行器的其他功能，例如，推进、制导、传感器、或者通信。可选地，提供信号给气阀的控制器可以是所述飞行器控制机构本身。所述控制器可安装在飞行器上。可选地，所述控制器可为飞行器外部的一个装置或者为飞行器外部的一个装置的一部分。所述控制器可包括一个处理器，所述处理器可以根据可定义飞行器操作的非暂时性计算机可读介质来执行一个或多个步骤。所述处理器可基于数据来确定是否发送信号给气阀，或者确定将发送的信号的类型。所述处理器可根据对数据或者数据的子集执行的计算来做出这个确定。所述控制器可具有一个或多个存储单元，所述存储单元可包括非暂时性计算机可读介质，其可包含用于执行上述一个或多个步骤的代码、逻辑或者指令。所述处理器可产生表明飞行器发生故障的信号，所述信号可用来开启气阀。可选地，所述控制器可接收表明发生故障的信号。所述信号可在飞行器上产生，或者可从与飞行器通信的外部装置产生。
在一个示例中，所述控制器可接收来自一个或多个传感器、或者来自另一飞行器控制器的数据。基于控制器接收到的数据，所述控制器在处理器的帮助下可以产生一个可发送至气阀的信号。在某些情况下，所述信号可使气阀从关闭状态变为打开状态。所述信号可指明气阀打开的程度，也可不指明气阀打开的程度。在某些情况下，所述信号可使气阀从打开状态变为关闭状态。在一些实施方式中，在飞行器的操作期间，气阀的默认设置可为关闭的。在检测到有故障发生或者其他类型的特殊事件的情况下，气阀可被打开。一旦气阀被打开，由于可充气件已经被充气，所述气阀会保持打开。
图2示出根据本发明的实施方式的用于飞行器的撞击保护设备200的另一个示例。所述撞击保护设备可包括被配置成用于包围压缩气体的气体容器210、气阀220、以及可充气件230。所述气阀可控制气体从所述容器到所述可充气件的流动。阀门控制器240可与所述气阀通信，并可通过可发送到所述气阀的触发信号245来控制所述气阀的操作。可以提供一个阀们控制器电源250且所述电源被配置成用于给所述阀门控制器供电。所述阀门控制器可与飞行器飞行控制器260通信。
气体容器210可容纳压缩气体。可提供任何数量的气体容器。所述气体容器可以彼此流体连接。一个或多个气体容器可被单个阀门220控制。可选地，可提供多个阀门。使阀门打开可使气体从一个或多个气体容器流入可作为飞行器的气囊的可充气件230中。在某些情况下，单个阀门可以控制气体到所述可充气件的流动。可选地，可提供多个阀门以控制气体到可充气件的流动。可选地，多个阀门中的每一个阀门可与一个或多个不同的气体容器连接。
阀门控制器240可与气阀220通信，且可通过触发信号245来控制气阀的操作。所述阀门控制器可发送信号至气阀以使其从关闭状态打开，从而允许气体从气体容器210流动到可充气件230内。所述阀门控制器可与单个阀门通信并控制所述单个阀门。可选地，所述阀门控制器可与多个阀门通信并控制所述多个阀门。所述多个阀门可控制气体到单个可充气件或者多个可充气件的流动。在一些实施方式中，可以提供一个流量控制机构，其可控制从一个或多个容器到一个或多个可充气件的气体的流量。所述流量控制机构可包括一个或多个气阀以及一个或多个阀门控制器。所述触发信号可表明飞行器发生故障。此处关于飞行器发生故障的任何描述可包括或者可被适用于飞行器的发生碰撞的可能性可增加或者即将发生碰撞的任何状态。此处关于飞行器发生故障的任何描述可表明可能需要展开一个或多个气囊的状态。
阀门控制器240可具有一个处理器，所述处理器可接收来自一个或多个传感器或者一个或多个其他控制器的数据，并产生一个可发送给阀门220的触发信号245。在一些实施方式中，一个或多个传感器可直接与所述阀门控制器通信。可选地，一个或多个传感器可与一个飞行器飞行控制器260通信，而飞行器飞行控制器260可与所述阀门控制器通信。在一些实施方式中，相同的传感器可与阀门控制器及飞行器飞行控制器均直接通信。来自这些相同的传感器的信息对飞行器飞行控制以及气囊展开可为有用的。在某些情形下，飞行器飞行控制器可为可控制飞行器的一个或多个功能的主控制器。可选地，飞行器飞行控制器可与所述主控制器通信。此处关于飞行器飞行控制器的任何描述可应用于主控制器，反之亦然。
在一个示例中，阀门控制器240可具有一个或多个机载加速度计。所述阀门控制器可具有其他的位置检测传感器，例如，定位器(例如，GPS)或者沿着一个、两个或者三个不同轴的方位传感器。所述阀门控制器可具有一个或多个其他运动检测传感器，例如，速度检测器(例如，沿着一个、两个或者三个轴的线性移动，或者绕着一个、两个或者三个轴的角旋转)、或者加速度检测器(例如，沿着一个、两个或者三个轴的线性移动，或者绕着一个、两个或者三个轴的角旋转)。可选地，这些传感器可为飞行器飞行控制器260的一部分，或者可与阀门控制器和飞行器飞行控制器均通信。在某些情形下，位置检测传感器或者运动检测传感器可应用于阀门控制器及飞行器飞行控制器中。
飞行器可包括惯性测量单元(IMU)。惯性测量单元可包括一个或多个加速度计、一个或多个陀螺仪、一个或多个磁力仪、或者是它们的合适的组合。例如，惯性测量单元可以包括最多三个正交加速度计及最多三个正交陀螺仪，所述最多三个正交加速度计沿着最多三个平移轴，测量可移动物体的线性加速度，所述最多三个正交陀螺仪绕着最多三个旋转轴，测量角加速度。所述惯性测量单元可刚性地与飞行器连接，以使所述飞行器的运动与惯性测量单元的运动对应。可选地，可允许惯性测量单元相对于飞行器做最多六个自由度的移动。惯性测量单元可直接安装在飞行器上，或者是与安装在飞行器上的一个支撑结构连接。惯性测量单元可提供于飞行器的外部或者是提供于飞行器的壳体内。惯性测量单元可永久地或者可移动地附接到飞行器上。惯性测量单元可提供一个表明飞行器的运动的信号，例如，飞行器的位置、朝向、速度、及/或者加速度(例如，相对于一个、两个或者三个平移轴，及/或者相对于一个、两个或者三个旋转轴)。例如，惯性测量单元可以感测一个代表飞行器的加速度的信号，且所述信号可被积分一次以提供速度信息，且可积分两次以提供位置及/或朝向信息。惯性测量单元可提供信号给阀门控制器及/或飞行器飞行控制器。
飞行器上可以提供额外的传感器。例如，可以提供一个或多个传感器，其可测量一个或多个电机或其他致动器、电机驱动器、旋翼的操作。例如，所述传感器可检测飞行器的正在旋转的旋翼的旋转速度。所述旋翼可为飞行器的推进系统的一部分。所述旋翼可具有一个或多个旋翼桨叶，所述旋翼桨叶又可为飞行器提供升力。在某些情况下，可以提供温度传感器。温度传感器能够检测飞行器的一个或多个部件的过热。还可以提供电力水平传感器。所述电力水平传感器可检测电源的荷电状态，例如检测可给飞行器供电的电池或者电池组。例如，如果电力水平传感器表明飞行器的电池即将耗尽电力，这就可代表电机及飞行控制即将耗尽电力。如果飞行器的电池已经耗尽电力，这就可表明推进系统已经耗尽电力及/或表明飞行器飞行控制器或者主控制器可能耗尽电力。
可以分析来自传感器的信息以确定飞行器是否处在需要展开气囊的状态。在一个示例中，所述状态可为飞行器已发生故障的状态。这可包括以下情形：飞行器显示出了一个表明故障的位置或者运动的情形(例如：自由落体、不寻常的加速度、碰撞、高速行进时接近一个表面、不寻常的朝向)、检测到过热时的情形、检测到短路或者起火时的情形、制导或导航系统停止工作时的情形、与外部装置失去通信时的情形、电力供应极低时的情形、飞行器的一个或多个部件失去电力时的情形。例如，当惯性测量单元数据不正常时、多个电机、电机驱动器或者旋翼发生问题而使飞行器失去稳定时、或者飞行器撞上建筑物时，都可确定为可能需要给气囊充气的潜在的碰撞状态。阀门控制器240可随后触发阀门220使其打开，压缩气体将进入泄气的气囊230并给其充气。
提供一个或多个报警条件以有助于检测必须展开气囊的潜在的碰撞状态。在某些情况下，一个单独的报警条件就足够触发气囊的充气。可选地，可能需要报警条件的特定组合来触发气囊的充气。
在一个示例中，当飞行器(例如，无人飞行器)的一个或多个传感器(例如，加速度计)检测到飞行器处于自由落体状态时，可以提供一个报警条件。飞行器的加速度可以反映所述飞行器下落时的加速度等于重力加速度。在某些情形下，当飞行器的加速度大于其能够产生的加速度时，也可以提供一个报警条件。当沿重力向下的方向或者其他任何方向检测到这个较大的加速度时，所述报警条件就会被触发。当飞行器处于自由落体状态时或者以超过一预定阈值的加速度移动时，就需要触发气囊的充气。
在另一示例中，当飞行器以超过一预定阈值的速度行进时，就会发生一个报警条件。可选地，当飞行器以超过一预定阈值的速度行进且所述飞行器处于其可能碰撞的表面的预定接近范围内时，就会发生一个报警条件。例如，如果飞行器处在低空(接近地面)且向下行进的速度超过了一预定阈值，就会发生一个报警条件。在另一示例中，如果飞行器接近一个建筑物的表面且朝所述建筑物飞行的速度超过了一预定速度，会生成一个报警条件。这就暗示即将发生碰撞并需要给气囊充气。
在另一情况中，当飞行器的朝向以超过预定阈值频率的频率或者以特殊方式发生改变时，就会发生一个报警条件。例如，高频率朝向改变或者摆动可表明失稳。所述失稳可表明飞行器很快会坠落及/或即将发生碰撞，此时需要给气囊充气。
当飞行器的朝向在预定范围之外时也会发生一个报警条件，例如，如果飞行器(例如，无人飞行器，诸如旋翼飞机)头朝下，那么即将发生坠落且可以提供一个报警条件。同样地，如果飞行器的朝向相对于重力方向倾斜超过了90度(例如，相比于正立，头更朝下)，那么可以提供一个报警条件。飞行器的朝向可指示失稳、飞行器失去控制、或者飞行器将垂直下落冲向一个诸如地面的表面，并会触发气囊的充气。
飞行器的电机、电机驱动器、或者旋翼的检测情况电可与报警条件的产生相关。例如，如果驱动推进单元的电机停止运作，那么可以提供一个报警条件。同样地，如果检测到旋翼停止转动或者转动低于一个预定阈值，那么会发生一个报警条件。在某些情况下，可执行计算以确定其他的电机或者旋翼是否正在补偿停止的/减慢的电机或旋翼。如果补偿不充分，那么电机或者旋翼的停止运转就表明飞行器将失去推进力(例如，升力)或者控制，并会坠落或者遭受撞击。如此就会触发气囊的充气。
另外，当温度传感器检测到飞行器的一个或多个部件过热时也可提供一个报警条件。当感测到的温度超过一个预定阈值温度时，可指示过热。过热可以表明飞行器的一部分可能停止工作，或者表明安全机构可能突然关闭飞行器的所述部分。飞行器的特定部分(例如，推进)被关闭可能导致所述飞行器坠落或者遭受撞击。飞行器的其他部分(例如，导航/通信)被关闭可能使所述飞行器的操作变得盲目或者失去控制，这也可能会导致飞行器遭到撞击或损坏。在这些情况下会需要释放气囊。
进一步地，当电源的电量低下时也会发生报警条件。例如，飞行器可具有一个或多个电源，例如给飞行器的多个部分供电的多个电池或者多个电池组。例如，一个或多个电源可给整个飞行器或者给所述飞行器的不同部分或不同系统供电。例如，单个电源可给飞行器的推进、飞行器的制导/导航、飞行器的通信接口、飞行器的载体、飞行器的有效载荷、飞行器的感测系统(例如，惯性测量单元)、及/或飞行器的任何其他系统供电。可选地，不同的电源可给飞行器的一个或多个不同部分或者不同系统供电。当电源的电量下降到预定阈值以下时，就表明所述电源所供电的部分或系统的电力将很快耗尽，这将产生一个报警条件。例如，当一个给飞行器的推进系统供电的电源的电量下降到一个阈值电荷值以下时，就会发生一个报警条件。这可表明推进系统无法正常运行或者将很快关闭。这可能会导致飞行器坠落或者受到碰撞，这会使气囊充气。在另一示例中，一个给飞行器的制导/导航系统或通信系统供电的电源的电量可能下降到一个阈值电荷值以下，这会导致一个报警条件。这可表明飞行器的操作变得盲目或者失去控制，这会导致所述飞行器遭到撞击或损坏。这会进一步导致气囊被展开。
同样地，如果不再给飞行器或者飞行器的一个或多个系统供电，那么可以提供一个报警条件。例如，如果推进系统失去电力，那么所述推进系统就会停止运作，这会导致飞行器坠落。在另一示例中，如果制导/导航系统或者通信系统失去电力，那么这会导致飞行器的操作变得盲目或者失去稳定性，如此将会提升撞击的可能性。如果特定的传感器失去电力，那么这会阻止制导/导航正常运作。失去电力的情况可导致气囊被展开。
可以提供一个作为撞击保护设备的一部分的阀门控制器电源250。所述阀门控制器电源可给阀门控制器240供电。所述阀门控制器电源也可给阀门220供电。所述阀门控制器电源可给流量控制机构供电，所述流量控制机构可包括一个或多个阀门控制器以及一个或多个阀门。所述阀门控制器电源可为一个该飞行器的其他电源相独立的电源。即使飞行器的其他电源不能工作，流量控制机构也能用来使可充气件充气。即使飞行器的其他部分失去电力，阀门控制器仍可检测发送触发信号给阀门的条件，且所述阀门能够响应所述信号而打开从而允许气体流入可充气件中。例如，所述阀门控制器电源可为与飞行器的其余部分不同的电源。所述阀门控制器电源可独立于推进电源。因此，即使推进单元失去电力，阀门控制器电源也仍然能够给阀门控制器及/或阀门供电。同样地，阀门控制器电源可独立于飞行器飞行控制器电源或者主控制器电源。因此，即便飞行器飞行控制器失去电力，阀门控制器也仍可作出是否提供触发信号245给阀门220的决定。当检测到飞行器飞行控制器或主控制器已失去电力时，阀门控制器可提供一触发信号给阀门。阀门控制器的供电电源独立于制导系统及/或通信系统的供电电源。因此，即使飞行器不能再进行有用的导航或制导控制，或者与诸如远程终端等外部装置失去通信，所述阀门控制器电源仍可给阀门控制器供电。
具有独立于飞行器的其他电源的阀门控制器电源250，可以有利地允许在所述飞行器的其余部分失去电力时触发气囊。飞行器的其余部分的电力损失，可为其中给气囊充气较为重要的条件之一。这里提供了优于传统系统的优点，在传统系统里，主控制与阀门控制器由相同的电源供电。在这些情况下，如果电池失去电力，那么电机及飞行控制也都失去电力。其中一个最关键点是，如果主控制失效了，那么就没有办法发送触发信号来给气囊充气。因此，有利地，这里提供的系统、方法、以及装置提供被单独供电的阀门控制。
阀门控制器电源可包括一个或多个电池。这些电池可为一次(例如，单次使用)电池或者二次(例如，可再充电的)电池。阀门控制器电源的荷电状态可被监控，也可不被监控。在某些情形下，阀门控制器电源可定期再充电，或者响应于一个或多个事件而充电。在某些情况下，在推进单元的电机运行时，阀门控制器电源可以自动再充电。
在某些情况下，单个单独的阀门控制器电源250可专门给阀门控制器240供电。可选地，可提供多个阀门控制器电源作为彼此的备份。可提供此处描述的任何部件的冗余。
图3示出根据本发明的一实施方式的使用安全机构的撞击保护设备300的实例。所述撞击保护设备可用于飞行器，例如无人飞行器。所述撞击保护设备可包括被配置成用于包围流体的容器310、流量控制阀320、以及可充气件330。气阀可控制气体从所述容器到所述可充气件的流动。阀门控制器340可与气阀通信，并可通过可发送给气阀的触发信号345来控制气阀的操作。可以提供一个阀门控制器电源350且所述电源被配置成用于给阀门控制器提供电力。可以提供一个安全机构360，除非被停用，否则所述安全机构均能阻止可充气件的充气。
容器310可容纳流体，例如气体。优选地，所述流体可为压缩气体。可选地，所述流体可包括液体或者气体与液体的混合物。所述流体可被增压或压缩。所述流体可被传送至可充气件330内以使可充气件膨胀。流量控制阀320可控制从容器到可充气件的流体的流量。在某些情况下，阀门可初始为可阻止流体从容器到可充气件的流动的关闭状态。所述阀门可响应于来自阀门控制器340的信号而被打开。打开阀门会导致流体从容器进入可充气件内，并使可充气件充气。
阀门控制器340可由阀门控制器电源350供电。所述阀门控制器电源可独立于飞行器的一个或多个其他电源。例如，所述阀门控制器电源可独立于给飞行器的推进机构供电的电源，或者独立于给飞行器的主控制器供电的电源。即便当飞行器的其余部分失去电力或者是电力被关闭时，所述阀门控制器仍能够运作。因此，不管飞行器的其他部分是否在运作，阀门控制器都可提供信号以触发可充气件的充气。该阀门控制器可响应于一个或多个信号或者传感器输入而发送所述触发信号。为了决定是否提供所述触发信号，阀门控制器可对所述信号或传感器输入执行分析。阀门控制器可连续地、定期地或者视情形性地作出这些决定。
在另一示例中，所述阀门控制器可响应来自远离飞行器的终端的信号，而提供一个触发信号。所述终端可与飞行器通信。在某些情形下，所述终端可控制所述飞行器的定位、朝向或者飞行。所述终端可接收来自飞行器的数据，例如位置或者飞行信息、或者由飞行器的有效载荷收集的数据。在某些情况下，用户可提供输入给所述终端以远程地触发气囊的展开。例如，用户可观察到飞行器即将撞到某个物体上，且可远程地触发气囊充气。与所述终端通信的通信系统可由阀门控制器电源350或者另一电源供电。在某些情况下，即便飞行器的其他部分(例如，推进单元、飞行控制器、主控制器、制导/导航)失效了，从所述终端到阀门控制器340的通信也仍然可发生。
在一些实施方式中，可以提供一个安全机构360，除非被停用，否则所述安全机构均能阻止可充气件的充气。在某些情况下，所述安全机构的默认设置可为处于工作状态且阻止可充气件的充气。这会阻止气囊过早展开。例如，这会阻止气囊展开并伤害正拿着飞行器的人。这会在飞行器没有开启(或者是不应该开启但被错误关闭)或者是被个人运送时阻止气囊展开。在一个示例中，在飞行器的飞行控制被打开或者启用之后，所述飞行器的推进单元(例如，旋翼)可以开始执行飞行功能。当开启飞行控制时，一个使安全机构被停用(或“关闭”)的信号就会传送给所述安全机构。停用所述安全机构可允许气囊响应来自阀门控制器340的触发信号而展开。所述安全机构可被表明无人飞行器正在运作的安全信号停用。所述安全信号可由无人飞行器的飞行控制系统或者无人飞行器的另一系统提供。
在另一实施方式中，安全机构360可包括一个安全销。可以提供安全销，类似于灭火器，使得如果销没被拉出，气囊就不能被充气。在一些实施方式中，所述安全机构包括一个销，且安全机构的停用可包括所述销的移除。所述销可被配置成在操作飞行器之前被用户移除。所述销可在飞行器被允许操作之前被用户手动移除。在某些情况下，不先移除所述安全销，飞行器就无法操作。在另一示例中，开启飞行器或操作飞行器会使安全销被自动移除。
根据本发明的各个实施方式，可存在单个容器或者多个容器。拓扑可能是与多个可充气件连接的单个大容器，或者是用于单个可充气件的单个小容器。可选地，可为单个可充气件提供多个容器。每个可充气件可由单个阀门或者多个阀门控制。每个阀门可具有自己的阀门控制器，或者多个阀门可共享一个阀门控制器。可提供单个阀门控制器电源给单个阀门控制器或者多个阀门控制器。在某些情况下，可提供多个单阀门控制器电源给单个阀门控制器或者多个阀门控制器。可提供单个安全机构给单个阀门或阀门控制器，或者给多个阀门或阀门控制器。在某些情况中，可提供多个安全机构给多个阀门或阀门控制器。
图4示出具有多个展开的气囊的无人飞行器(UAV)400的一个示例。此处关于无人飞行器的任何描述都可应用于任何其他类型的可移动物体，例如，任何类型的飞行器，反之亦然。在一些实施方式中，无人飞行器可具有一个无人飞行器本体410或者毂体。可为无人飞行器提供一个或多个推进单元420a、420b。在一些实施方式中，气囊可在无人飞行器的上方展开430，且气囊也可在无人飞行器的下方展开440。
所述无人飞行器可具有一个轻型本体410。所述无人飞行器的重量将在本文其他地方作进一步描述。所述无人飞行器可具有较小的尺寸。所述无人飞行器的任何尺寸也将在本文其他地方作进一步描述。所述无人飞行器能够被人单手或者双手举起。
所述无人飞行器可具有一个或多个推进单元420。所述推进单元可包括一个或多个致动器驱动的旋翼。所述旋翼可包括一个或多个旋翼桨叶。包括多个旋翼桨叶的旋翼可绕着旋转轴转动。在一个示例中，无人飞行器可具有多个支臂，每个支臂上设置有一个推进单元。这些支臂可以在近端连接到轻型本体410。这些推进单元可设置在支臂的远端或者接近远端处。例如，这些推进单元到支臂的远端的距离可在50％的支臂长之内、在40％的支臂长之内、在30％的支臂长之内、在25％的支臂长之内、在20％的支臂长之内、在15％的支臂长之内、在10％的支臂长之内、在5％的支臂长之内、在3％的支臂长之内或者在1％的支臂长之内。推进单元可垂直朝向以为无人飞行器提供升力。在某些情况下，一个或多个推进单元可以成角度或者朝向侧边取向以为无人飞行器提供横向推力。可提供任意数量的支臂及/或推进单元。例如，可提供一个、两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个或者更多个支臂及/或推进单元。
可为无人飞行器提供一个或多个气囊。在一些实施方式中，单个气囊可被配置成在无人飞行器的下方展开。可选地，单个气囊可被配置成在无人飞行器的上方展开。在一些实施方式中，可提供多个气囊。所述多个气囊可被配置成在无人飞行器的下方、无人飞行器的上方、或者无人飞行器的下方及上方的任意组合处展开。例如，一个或多个气囊可在无人飞行器的下方展开，并且一个或多个气囊可在无人飞行器的上方展开。在某些情况下，一个或多个气囊可被配置成在无人飞行器的侧边展开。
所述一个或多个气囊可从无人飞行器的任何部分展开。例如，多个气囊中的一个或多个可被配置成从无人飞行器本体410展开。同样地，一个或多个气囊可被配置成从无人飞行器的中间部分展开，或者从无人飞行器的可连接有一个或多个支臂的毂体处展开。泄气的气囊可被收容在一个外壳内或者可被无人飞行器的本体或部分的外壳部分地包围。可选地，泄气的气囊可设置在本体外壳之外或者可至少部分地暴露。气囊可与无人飞行器以任何形式连接。在一个示例中，一个大的气囊可在无人飞行器的上方430从无人飞行器本体展开以及在无人飞行器的下方440从无人飞行器本体展开。在一些实施方式中，无人飞行器的“向上的”部分可为：在推进单元运作时的上升方向上，在无人飞行器支臂以上的部分。在一些实施方式中，无人飞行器的“向下的”部分可为：在与推进单元运作时的上升方向相反的方向上，在无人飞行器支臂以下的部分。当展开时，气囊可被配置成穿过无人飞行器本体外壳的开口，或者使无人飞行器本体外壳的一部分脱落。可选地，当气囊展开时不会影响到无人飞行器本体。
在一些实施方式中，无人飞行器可以在受控飞行期间朝向，使得所述无人飞行器的“向下的”部分是沿重力g的方向，而“向上的”部分与重力g的方向相反。无人飞行器在失去控制(例如，翻转)时会改变朝向以使无人飞行器的向上的部分朝向地面，且使无人飞行器的向下的部分朝向天空。此时，具有可在无人飞行器的上方及下方展开的气囊是可为有利的。在某些情况下，无人飞行器在坠落时会翻滚，因此很难预测无人飞行器着地的是哪一边。此时，在无人飞行器的多个侧边设置气囊有利于对以不可预测的角度着地的无人飞行器提供保护。
多个气囊可有足够尺寸以使单个气囊就能充分减少无人飞行器遭受到的撞击力。多个气囊可充分减少无人飞行器遭受到的撞击力以防止无人飞行器受到任何损坏或者显著的损坏。所述一个或多个膨胀的气囊的体积可大于无人飞行器的体积。可选地，所述一个或多个膨胀的气囊的体积可等于无人飞行器的体积，或者小于无人飞行器的体积。例如，膨胀的气囊的体积与无人飞行器的体积之间的比率可小于或者等于大约5∶1、4∶1、3∶1、2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4或者1∶5。膨胀的气囊的体积与无人飞行器的体积之间的比率可大于或者等于大约2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4、1∶5或者1∶6。膨胀的气囊的占地面积与无人飞行器的占地面积之间的比率可以小于或者等于大约3∶1、2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4或者1∶5。膨胀的气囊的占地面积与无人飞行器的占地面积之间的比率可以大于或者等于大约2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4、1∶5或者1∶6。
图5示出具有多个展开的气囊的无人飞行器(UAV)500的另一个示例。在一些实施方式中，无人飞行器可具有一个无人飞行器本体510或者毂体。可为无人飞行器提供一个或多个推进单元520a、520b。在一些实施方式中，气囊530a、530b可在接近所述推进单元处展开。
所述无人飞行器可具有一个轻型的及/或小型的本体510。所述无人飞行器能够被人单手或者双手举起。
所述无人飞行器可具有一个或多个推进单元520a、520b。所述无人飞行器可为具有一个或多个旋翼的旋翼飞机，所述旋翼具有多个旋翼桨叶，所述多个旋翼桨叶以足够快的速度旋转时能够产生升力。推进单元可以垂直朝向以为无人飞行器提供升力。在某些情况下，一个或多个推进单元可以成角度或者朝向侧边取向以为无人飞行器提供横向推力。可以提供任意数量的支臂及/或推进单元。例如，可提供一个、两个、三个、四个、五个、六个、七个、八个、九个、十个或者更多个支臂及/或推进单元。这些支臂可从无人飞行器的中央毂体或者本体510径向延伸。所述多个支臂可大致是共面的。在某些情况下，所述多个推进单元也可大致是共面的。
可以为无人飞行器提供一个或多个气囊。所述多个气囊可被配置成在无人飞行器的一个推进单元的附近展开。在一些实施方式中，单个气囊可被配置成在推进单元的下方展开。可选地，单个气囊可被配置成在推进单元的上方展开。在一些实施方式中，可提供多个气囊。所述多个气囊可被配置成在推进单元的下方、推进单元的上方、或者推进单元的下方及上方的任意组合处展开。例如，一个或多个气囊可在无人飞行器的下方展开，且一个或多个气囊可在推进单元的上方展开。在某些情况下，一个或多个气囊可被配置成在推进单元的一侧边展开。当一个或多个气囊被展开时，所述推进单元可从不同侧边被所述一个或多个气囊包围。
所述一个或多个气囊可从无人飞行器的任何部分展开。例如，所述多个气囊中的一个或多个可被配置成从推进单元或者接近推进单元的区域展开。在一些实施方式中，多个气囊可从接近推进单元的一个或者支臂处展开。所述多个气囊可从一个或多个支臂在到支臂的远端的距离在50％的支臂长之内、在40％的支臂长之内、在30％的支臂长之内、在25％的支臂长之内、在20％的支臂长之内、在15％的支臂长之内、在10％的支臂长之内、在5％的支臂长之内、在3％的支臂长之内或者在1％的支臂长之内处展开。所述多个气囊可在到支臂上的推进单元的位置的距离在30％的支臂长之内、在25％的支臂长之内、在20％的支臂长之内、在15％的支臂长之内、在10％的支臂长之内、在5％的支臂长之内、在3％的支臂长之内或者在1％的支臂长之内处展开。泄气的气囊可被收容在一个外壳内，或者被无人飞行器的支臂或推进单元的外壳部分地包围。可选地，泄气的气囊可设置在外壳之外或者至少部分地暴露。在一个示例中，气囊可大致在推进单元的下方530a、530b及/或在推进单元的侧边展开。每个推进单元可具有一个或多个与之接近展开的气囊。在一些实施方式中，多个气囊可在接近每个推进单元的地方展开。所述多个气囊可围绕多个推进单元聚集。当展开时，气囊可被配置成穿过无人飞行器支臂外壳的开口或推进单元外壳的开口，或者使无人飞行器外壳的一部分脱落。可选地，气囊展开时并不会影响无人飞行器的结构。
所述多个气囊可有足够尺寸以使单个气囊就能充分减少推进单元及/或无人飞行器的本体遭受到的撞击力。所述多个气囊可充分减少推进单元遭受到的撞击力以防止推进单元及/或无人飞行器的本体受到任何损坏或者显著的损坏。所述一个或多个膨胀的气囊的体积可大于推进单元的体积。可选地，所述一个或多个膨胀的气囊的体积可等于推进单元的体积，或者小于推进单元的体积。例如，膨胀的气囊的体积与推进单元的体积之间比率可小于或者等于大约5∶1、4∶1、3∶1、2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4或者1∶5。膨胀的气囊的体积与推进单元的体积之间的比率可大于或者等于大约2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4、1∶5或者1∶6。膨胀的气囊的占地面积与推进单元的占地面积之间的比率可为小于或者等于大约3∶1、2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4或者1∶5。膨胀的气囊的占地面积与推进单元的占地面积之间的比率可为大于或者等于大约2∶1、1.5∶1、1.2∶1、1∶1、1∶1.2、1∶1.5、1∶2、1∶3、1∶4、1∶5或者1∶6。
气囊的位置及数量取决于飞行器的型号、尺寸、体积、重量以及其他的因素。例如，相比于被设计为要搭载一个或多个乘客的飞行器而言，无人飞行器可使用较小的气囊或者较少的气囊。所述气囊可被配置成用于从某一个角度或者多个角度来保护飞行器。例如，多个气囊可被配置成用于在撞击发生在飞行器的下方、飞行器的上方、飞行器的侧边及/或飞行器的任何其他角度时减少飞行器遭受到的撞击力。
所有的气囊可同时展开。在某些情况下，检测到气囊应当展开的状态会导致飞行器上的所有的气囊都被展开。在某些情况下，这对可能难以预测飞行器的哪一边会撞上表面或其他装置的情形可为有利的。可选地，气囊展开的数量是可以选择的。例如，如果检测到碰撞将很可能发生在飞行器的底部一侧，那么所述飞行器的底部一侧的气囊就会展开。或者，如果检测到碰撞将很可能发生在飞行器的顶部或者侧边，那么顶部及/或侧边的气囊就会展开。
气囊的展开可减少由飞行器遭受碰撞而可能带来的损坏。同样地，气囊的展开可减少对飞行器的负载，例如有效载荷(例如，相机、照明装置、音频装置、测量或者感测设备)、乘客或者任何其他被所述飞行器携带或者附接在其上的物品的损坏或伤害。当飞行器撞向一个表面(例如，地面、墙壁、天花板、水、悬崖)、可能的障碍物(例如，树木、植物、人或者其他生物、电线杆、照明单元、电线、广告牌、建筑物)或者移动物体(例如，其他的飞行器、其他类型的运载工具、生物)时，就会发生撞击。
此处描述的系统、装置以及方法可以广泛用于各种可移动物体。如前所述，这里关于飞行器的任何描述均可应用于或使用于任何可移动物体。在一些实施方式中，此处关于飞行器的任何描述均可应用于无人飞行器。
本发明的可移动物体可以被配置成在任何合适的环境内移动，例如，空气中(例如，固定翼飞行器、旋转翼飞行器或者既不具备固定翼又不具备旋转翼的飞行器)、水中(例如，船或者潜艇)、地面上(例如，机动车，诸如汽车、卡车、公交车、货车或摩托车；可移动结构或架构，诸如手杖、钓鱼竿；或者火车)、地下(例如，地铁)、太空中(例如，航天飞机、卫星或探测仪)或者这些环境的任意组合。可移动物体可为运载工具，例如本文其他地方所描述的运载工具。在一些实施方式中，可移动物体可被装设在活体上，例如人类或者动物身上。合适的动物可包括鸟类、犬科动物、猫科动物、马科动物、牛、羊、猪、海豚、啮齿类动物或者昆虫。
可移动物体能够在环境内相对于六个自由度(例如，三个平移自由度以及三个旋转自由度)自由移动。可选地，可移动物体的移动可相对于一个或多个自由度诸如通过预定路径、轨迹或者朝向而受限制。所述移动可被任何合适的致动机构致动，例如引擎或者电机。可移动物体的致动机构可由任何合适的能源提供动力，例如，电能、磁能、太阳能、风能、重力势能、化学能、核能或者以上能源的任何合适组合。可移动物体可通过如本文其他地方提到的推进系统实现自推进。所述推进系统可任选地依靠一种能源运作，例如，电能、磁能、太阳能、风能、重力势能、化学能、核能或者以上能量的任何合适组合。可选地，可移动物体可以由生物体运载。
在某些情况下，所述可移动物体可为运载工具。合适的运载工具可包括水上运载工具、空中运载工具、太空运载工具或者陆上运载工具。举例而言，飞行器可以为固定翼飞行器(例如，飞机、滑翔机)、旋转翼飞行器(例如，直升机、旋翼飞机)、具有固定翼以及旋转翼的飞行器、或者既无固定翼也无旋转翼的飞行器(例如，飞艇、热气球)。运载工具可以为自推进的，例如在空气、水上或者水下、太空或者陆上或地下自推进。自推进运载工具可以使用一推进系统，例如包括一个或多个引擎、电机、轮子、轴、磁铁、旋翼、螺旋桨、桨叶、喷嘴或者以上的任意合适组合的推进系统。在某些情形下，所述推进系统可以用于使可移动物体脱离一个表面、着落在一个表面、维持其当前的位置及/或朝向(例如，悬停)、改变朝向及/或改变位置。
可移动物体可由用户远程控制或者由位于所述可移动物体内或者上面的操纵者本地控制。在一些实施方式中，可移动物体为无人的可移动物体，例如无人飞行器。诸如无人飞行器等无人的可移动物体可以不搭载操纵者在所述可移动物体上。可移动物体可由人类或者自主控制系统(例如，计算机控制系统)，或者以上任意合适的组合控制。可移动物体可以为自主或者半自主机器人，例如被配置成具有人工智能的机器人。
可移动物体可具有任意合适的大小及/或尺寸。在一些实施方式中，可移动物体的大小及/或尺寸能够容纳人类操纵者在运载工具内或者承载人类操纵者在运载工具上。可选地，可移动物体的大小及/或尺寸可小于能够容纳人类操纵者在运载工具内或者承载人类操纵者在运载工具上的大小及/或尺寸。可移动物体可以具有能够适合被人类举起或者运载的大小及/或尺寸。可选地，可移动物体的大小及/或尺寸可以比适合被人类举起或者运载的大小及/或尺寸要大。在某些情况下，可移动物体可具有的最大尺寸(例如，长度、宽度、高度、直径、对角线长度)小于或者等于大约2厘米、5厘米、10厘米、50厘米、1米、2米、5米或者10米。所述最大尺寸可以大于或者等于大约2厘米、5厘米、10厘米、50厘米、1米、2米、5米或者10米。例如，可移动物体的相对的旋翼的轴之间的距离可以小于或者等于大约2厘米、5厘米、10厘米、50厘米、1米、2米、5米或者10米。可选地，相对的旋翼的轴之间的距离可以大于或者等于大约2厘米、5厘米、10厘米、50厘米、1米、2米、5米或者10米。
在一些实施方式中，可移动物体的体积可以小于100厘米×100厘米×100厘米、小于50厘米×50厘米×30厘米、或者小于5厘米×5厘米×3厘米。可移动物体的总体积可以小于或者等于大约1立方厘米、2立方厘米、5立方厘米、10立方厘米、20立方厘米、30立方厘米、40立方厘米、50立方厘米、60立方厘米、70立方厘米、80立方厘米、90立方厘米、100立方厘米、150立方厘米、200立方厘米、300立方厘米、500立方厘米、750立方厘米、1000立方厘米、5000立方厘米、10,000立方厘米、100,000立方厘米、1立方米或者10立方米。相反地，可移动物体的总体积可以大于或者等于大约：1立方厘米、2立方厘米、5立方厘米、10立方厘米、20立方厘米、30立方厘米、40立方厘米、50立方厘米、60立方厘米、70立方厘米、80立方厘米、90立方厘米、100立方厘米、150立方厘米、200立方厘米、300立方厘米、500立方厘米、750立方厘米、1000立方厘米、5000立方厘米、10,000立方厘米、100,000立方厘米、1立方米或者10立方米。
在一些实施方式中，可移动物体的占地面积(可指代可移动物体所包围的横向截面的面积)可以小于或者等于大约：32,000平方厘米、20,000平方厘米、10,000平方厘米、1,000平方厘米、500平方厘米、100平方厘米、50平方厘米、10平方厘米或者5平方厘米。相反地，所述占地面积可以大于或者等于大约：32,000平方厘米、20,000平方厘米、10,000平方厘米、1,000平方厘米、500平方厘米、100平方厘米、50平方厘米、10平方厘米或者5平方厘米。
在某些情形下，可移动物体的重量可不超过1000千克。可移动物体的重量可以小于或者等于大约：1000千克、750千克、500千克、200千克、150千克、100千克、80千克、70千克、60千克、50千克、45千克、40千克、35千克、30千克、25千克、20千克、15千克、12千克、10千克、9千克、8千克、7千克、6千克、5千克、4千克、3千克、2千克、1千克、0.5千克、0.1千克、0.05千克或者0.01千克。相反地，所述重量可以大于或者等于大约：1000千克、750千克、500千克、200千克、150千克、100千克、80千克、70千克、60千克、50千克、45千克、40千克、35千克、30千克、25千克、20千克、15千克、12千克、10千克、9千克、8千克、7千克、6千克、5千克、4千克、3千克、2千克、1千克、0.5千克、0.1千克、0.05千克或者0.01千克。
在一些实施方式中，可移动物体可相对于被所述可移动物体运载的负载较小。如下文即将详细描述的，所述负载可包括有效载荷及/或载体。在一些示例中，可移动物体的重量与负载的重量的比率可以大于、小于或者等于大约1∶1。在某些情形下，可移动物体的重量与负载的重量的比率可以大于、小于或者等于大约1∶1。可选地，载体的重量与负载的重量的比率可以大于、小于或者等于大约1∶1。在需要时，可移动物体的重量与负载的重量的比率可以小于或者等于1∶2、1∶3、1∶4、1∶5、1∶10、或者更小。相反地，可移动物体的重量与负载的重量的比率也可以大于或者等于2∶1、3∶1、4∶1、5∶1、10∶1、或者更大。
在一些实施方式中，可移动物体可具有低能耗。例如，可移动物体可以使用小于大约：5瓦/小时、4瓦/小时、3瓦/小时、2瓦/小时、1瓦/小时或者更少。在某些情况下，可移动物体的载体可具有低能耗。例如，所述载体可以使用小于大约：5瓦/小时、4瓦/小时、3瓦/小时、2瓦/小时、1瓦/小时或者更少。可选地，可移动物体的有效载荷可具有低能耗，例如小于大约：5瓦/小时、4瓦/小时、3瓦/小时、2瓦/小时、1瓦/小时或者更少。
图6示出了根据本发明的实施方式的一种无人飞行器(UAV)600。所述无人飞行器可为本文描述的可移动物体的一个示例。无人飞行器600可包括一个具有四个旋翼602、604、606及608的推进系统。可提供任意数量的旋翼(例如，一个、两个、三个、四个、五个、六个或者更多个)。所述旋翼可为本文其他地方描述的自紧式旋翼的实施方式。所述无人飞行器的旋翼、旋翼组件或者其他的推进系统可使所述无人飞行器悬停/维持位置、改变朝向、及/或改变位置。相对的旋翼的轴之间的距离可以为任何合适的长度610。例如，所述长度610可以小于或者等于2米，或者小于等于5米。在一些实施方式中，长度610可以在40厘米至7米、70厘米至2米、或者5厘米至5米的范围内。这里关于无人飞行器的任何描述均可应用于可移动物体，例如，不同类型的可移动物体，反之亦然。
在一些实施方式中，可移动物体可以被配置成用于运载负载。所述负载可以包括乘客、货物、设备、仪器等中的一个或多个。负载可以装设在一个外壳内。所述外壳可以是与可移动物体的外壳分离的，或者是可移动物体的外壳的一部分。可选地，在可移动物体没有外壳时，所述负载可自带有一个外壳。可选地，所述负载的若干部分或者整个负载均可以不具有外壳。负载可以相对于可移动物体是刚性固定的。可选地，负载也可相对于可移动物体是可移动的(例如，相对于可移动物体可平移或者可旋转)。
在一些实施方式中，所述负载包括一个有效载荷。所述有效载荷可被配置成不执行任何操作或功能。可选地，所述有效载荷可以是被配置成用于执行某种操作或者功能的有效载荷，也被称作功能性有效载荷。例如，所述有效载荷可以包括一个或多个传感器，用于勘测一个或多个目标。可以向有效载荷中合并任何合适的传感器，例如图像捕捉装置(例如相机)、音频捕捉装置(例如抛物面麦克风)、红外成像装置、或者紫外成像装置。所述传感器可以提供静态感测数据(例如，照片)或者动态感测数据(例如，视频)。在一些实施方式中，所述传感器提供针对有效载荷的目标的感测数据。可选地或者组合地，有效载荷可以包括一个或多个发射器，用以给一个或多个目标提供信号。可以使用任何合适的发射器，例如，照明光源或者声源。在一些实施方式中，有效载荷包括一个或多个收发器，例如用于与远离可移动物体的模块进行通信。可选地，所述有效载荷可以被配置成用于与环境或者目标相互作用。例如，所述有效载荷可包括一个能够操纵物体的工具、仪器或者机构，例如机械臂。
可选地，所述负载可包括一个载体。所述载体可为有效载荷而设置，且所述有效载荷可以通过所述载体与可移动物体连接，包括直接连接(例如，与可移动物体直接接触)或者间接连接(例如，不与可移动物体接触)。相反地，所述有效载荷无需载体也可以安装在可移动物体上。有效载荷可与载体一体成型。可选地，有效载荷可以可拆卸地与载体连接。在一些实施方式中，有效载荷可包括一个或多个有效载荷元件，且如上所述，所述有效载荷元件中的一个或多个相对于可移动物体及/或载体是可移动的。
所述载体可与可移动物体一体成型。可选地，所述载体可以可拆卸地与可移动物体连接。所述载体可与可移动物体直接连接或者间接连接。所述载体可以为有效载荷提供支撑(例如，承载有效载荷的至少部分重量)。所述载体可包括合适的安装结构(例如，云台平台)，其能够稳定及/或引导有效载荷的移动。在一些实施方式中，所述载体可以适合于控制有效载荷相对于可移动物体的状态(例如，位置及/或朝向)。例如，所述载体可被配置成相对于可移动物体移动(例如，相对于一个、两个或者三个平移度及/或一个、两个或者三个旋转度)，使得无论可移动物体如何移动，所述有效载荷都相对于一个合适的参考系维持其位置及/或朝向。所述参考系可以是一个固定的参考系(例如，周围环境)。可选地，所述参考系还可以是一个移动的参考系(例如，可移动物体、有效载荷目标)。
在一些实施方式中，所述载体可以被配置成允许有效载荷相对于所述载体及/或可移动物体移动。所述移动可为相对于最多三个自由度的平移(例如，沿着一个、两个或者三个轴的平移)或者相对于最多三个自由度的旋转(例如，绕着一个、两个或者三个轴的旋转)，或者是其任意的合适组合。
在某些情况下，所述载体可包括一个载体框架组件以及一个载体致动组件。所述载体框架组件可以为有效载荷提供结构性支撑。所述载体框架组件可以包括个别的载体框架部件，其中一些载体框架部件可以相对于彼此移动。所述载体致动组件可以包括一个或多个致动器(例如，电机)，用以致动所述个别的载体框架部件的移动。所述致动器可以允许多个载体框架部件同时移动，或者可以被配置成一次只允许单个载体框架部件移动。所述载体框架部件的移动可以使有效载荷产生对应的移动。例如，所述载体致动组件可以致动一个或多个载体框架部件绕着一个或多个旋转轴(例如，横滚(roll)轴、俯仰(pitch)轴或者偏航(yaw)轴)旋转。所述一个或多个载体框架部件的旋转可以使有效载荷相对于可移动物体绕着一个或多个旋转轴旋转。可选地或者组合地，所述载体致动组件可以致动一个或多个载体框架部件沿着一个或多个平移轴平移，并从而使有效载荷相对于可移动物体沿着一个或多个对应的轴平移。
在检测到诸如故障的状态时，一个或多个气囊会展开。所述气囊可以展开以减少遭受撞击时的撞击力。气囊可以展开以保护可移动物体及/或物体的负载的任何部分。气囊可以展开以保护可移动物体的有效载荷或者载体。
在一些实施方式中，可由一个终端来控制可移动物体、载体和有效载荷相对于一个固定参考系(例如，周围环境)及/或相对于彼此的移动。所述终端可以为处于远离所述可移动物体、载体及/或有效载荷的位置的遥控装置。所述终端可以设置在或者固定在一个支撑平台上。可选地，所述终端可以为手持式或者穿戴式装置。例如，所述终端可以包括智能电话、平板电脑、笔记本电脑、计算机、眼镜、手套、头盔、麦克风或者以上合适的组合。所述终端可以包括一个用户接口，例如，键盘、鼠标、操纵杆、触摸屏或者显示器。任何合适的用户输入均可用于与所述终端相互作用，例如，手动输入的命令、声音控制、手势控制或者位置控制(例如，通过所述终端的移动、定位或者倾斜)。
所述终端可以用于控制可移动物体、载体及/或有效载荷的任意合适的状态。例如，所述终端可以用于控制可移动物体、载体及/或有效载荷相对于一个固定参考系及/或相对于彼此的位置及/或朝向。在一些实施方式中，所述终端可以用于控制可移动物体、载体及/或有效载荷的个别元件，例如，控制所述载体的致动组件、所述有效载荷的传感器、或者所述有效载荷的发射器。所述终端可以包括一个无线通信装置，其用于与可移动物体、载体或有效载荷中的一个或多个进行通信。
所述终端可以包括一个合适的显示单元，用于观察可移动物体、载体及/或有效载荷的信息。例如，所述终端可以被配置为显示可移动物体、载体及/或有效载荷的信息，所述信息是关于位置、平移速度、平移加速度、朝向、角速度、角加速度或者以上任意适合的组合。在一些实施方式中，所述终端可以显示由有效载荷提供的信息，例如由功能性有效载荷提供的数据(例如，由相机或者其他图像捕捉装置记录的图像)。
可选地，相同的终端能够同时控制可移动物体、载体及/或有效载荷或者所述可移动物体、载体及/或有效载荷的状态，以及接收及/或显示来自所述可移动物体、载体及/或有效载荷的信息。例如，一个终端可以控制有效载荷相对于环境的定位，同时显示由所述有效载荷捕捉的图像数据或者关于所述有效载荷的位置的信息。可选地，不同的终端可以用于不同的功能。例如，第一终端可以控制可移动物体、载体及/或有效载荷的移动或者状态，而第二终端可以接收及/或显示来自所述可移动物体、载体及/或有效载荷的信息。例如，第一终端可以用来控制有效载荷相对于环境的定位，而第二终端显示由所述有效载荷捕捉的图像数据。多种通信模式可以应用于一个可移动物体与一个集成终端之间，所述集成终端既控制所述可移动物体又接收数据，或者，多种通信模式可以应用于所述可移动物体与多个终端之间，所述多个终端既控制所述可移动物体又接收数据。例如，在可移动物体与既控制所述可移动物体又从所述可移动物体接收数据的终端之间，可以形成至少两种不同的通信模式。
图7示出了根据实施方式的一个包括载体702及有效载荷704的可移动物体700。虽然可移动物体700描绘为飞行器，但是可移动物体700并不以此为限，且正如本文前面描述到的，任何合适类型的可移动物体均可被采用。本领域技术人员应当知道，本文在飞行器系统的上下文中所描述的任意实施方式均可应用于任意的合适的可移动物体(例如，无人飞行器)。在某些情况下，有效载荷704可以无需载体702而被设置在可移动物体700上。可移动物体700可以包括多个推进机构706、一个感测系统708以及一个通信系统710。
如前所述，推进机构706可以包括旋翼、螺旋桨、桨叶、引擎、电机、轮子、轴、磁铁、或者喷嘴中的一个或多个。例如，推进机构706可以是旋翼组件或者其他的旋转推进单元。所述可移动物体可以具有一个或者更多个、两个或者更多个、三个或者更多个、四个或者更多个推进机构。这些推进机构可以全部为同一类型。可选地，一个或多个推进机构可以为不同类型的推进机构。推进机构706可以使用任何合适的装置，例如本文其他地方所描述的支撑元件(例如，驱动轴)来安装到可移动物体700上。推进机构706可以安装在可移动物体700的任意合适的部分上，例如顶部、底部、前面、背面、侧边或者上述合适的组合上。
在一些实施方式中，无需可移动物体700的任何水平移动(例如，无需在跑道上行进)，推进机构706就可以使可移动物体700从一个表面垂直起飞或者垂直降落在一个表面上。可选地，推进机构706可以操作以使可移动物体700在空中悬停于指定的位置及/或朝向。推进机构700中的一个或多个可以独立于其他推进机构被单独控制。可选地，推进机构700可被配置成同时受控制。例如，可移动物体700可以具有多个水平朝向的旋翼，所述旋翼可以为可移动物体提供升力及/或推力。所述多个水平朝向的旋翼可以被致动以使可移动物体700能够垂直起飞、垂直降落以及悬停。在一些实施方式中，所述水平朝向的旋翼中的一个或多个可以作顺时针自旋，而所述水平旋翼中的另外一个或多个可以作逆时针自旋。例如，顺时针旋转的旋翼的数量可以等于逆时针旋转的旋翼的数量。为了控制每个水平朝向的旋翼产生的升力及/或推力，可以独立地改变每个水平朝向的旋翼的转速，并借以调整可移动物体700的空间布局、速度及/或加速度(例如，相对于最多三个平移度和最多三个旋转度)。
感测系统708可以包括一个或多个传感器，所述传感器可以感测可移动物体700的空间布局、速度及/或加速度(例如，相对于最多三个平移度和最多三个旋转度)。所述一个或多个传感器可以包括全球定位系统(GPS)传感器、运动传感器、惯性传感器、距离传感器或者图像传感器。感测系统708所提供的感测数据可以用来控制可移动物体700的空间布局、速度及/或朝向(例如，使用一个如下所述的合适的处理单元及/或控制模块)。可选地，感测系统708可以用来提供关于可移动物体周围环境的数据，例如，气象条件、与潜在障碍物的距离、地理特征的位置、人造建筑物的位置等等。所述感测系统数据对确定可移动物体的一个或多个气囊将展开的情况可为有用的。
通信系统710通过无线信号716实现与具有通信系统714的终端712的通信。通信系统710、714可以包括任何数量的适合于无线通信的发射器、接收器及/或收发器。所述通信可以是单向通信，使得数据只可沿一个方向发射。例如，单向通信可以仅仅涉及可移动物体700发射数据到终端712，或反之亦然。数据可以从通信系统710的一个或多个发射器发射到通信系统712的一个或多个接收器，或反之亦然。可选地，所述通信可以是双向通信，使得数据可以在可移动物体700与终端712之间双向传输。所述双向通信可以涉及从通信系统710的一个或多个发射器发射数据到通信系统714的一个或多个接收器，且反之亦然。
在一些实施方式中，终端712可以向可移动物体700、载体702及有效载荷704中的一个或多个提供控制数据，并且从可移动物体700、载体702及有效载荷704中的一个或多个接收信息(例如，所述可移动物体、载体或有效载荷的位置信息及/或运动信息；所述有效载荷感测到的数据，例如有效载荷的相机捕捉的图像数据)。在某些情况下，来自终端的控制数据可以包括用于所述可移动物体、载体及/或有效载荷的相对位置、移动、致动或者控制的指令。例如，所述控制数据可能导致对所述可移动物体的位置及/或朝向的修改(例如，通过对推进机构706进行控制)，或者会导致有效载荷相对于可移动物体的移动(例如，通过对载体702进行控制)。来自终端的控制数据可能会导致对有效载荷进行控制，例如对相机或者其他图像捕捉装置的操作进行控制(例如，获取静态或者动态图片、缩放、开机或关机、切换成像模式、改变图像分辨率、调焦、改变景深、改变曝光时间、改变视角或者视场)。在某些情况下，来自可移动物体、载体及/或有效载荷的通信可以包括来自一个或多个传感器(例如，感测系统708的传感器或者有效载荷704的传感器)的信息。所述通信可以包括来自一个或多个不同类型的传感器(例如，GPS传感器、运动传感器、惯性传感器、距离传感器或者图像传感器)的感测信息。这些信息可能是关于所述可移动物体、载体及/或有效载荷的位置(例如，位置、朝向)、移动或者加速度。这些来自有效载荷的信息可以包括由所述有效载荷捕捉的数据或者感测到的有效载荷的状态。由终端712发射提供的控制数据可以被配置成用于控制可移动物体700、载体702或有效载荷704中的一个或多个的状态。可选地或者组合地，载体702及有效载荷704还可以各自包括一个用于与终端712通信的通信模块，以使所述终端可以与可移动物体700、载体702及有效载荷704中的每一个单独通信，并且可以单独控制可移动物体700、载体702及有效载荷704中的每一个。
在一些实施方式中，除了与终端712进行通信外，可移动物体700还可以被配置成与另一远程装置进行通信，或者，可移动物体700可以被配置成与替代终端712的另一远程装置进行通信。与可移动物体700进行通信的同时，终端712也可以被配置成与另一远程装置进行通信。例如，可移动物体700及/或终端712可以与另一可移动物体或者另一可移动物体的载体或有效载荷进行通信。必要时，所述远程装置可以为一个第二终端或者其他计算装置(例如，计算机、笔记本电脑、平板电脑、智能电话或者其他移动装置)。所述远程装置可以被配置成发射数据给可移动物体700，接收来自可移动物体700的数据，发射数据给终端712，及/或接收来自终端712的数据。可选地，所述远程装置可以与因特网或者其他电信网络连接，使得从可移动物体700及/或终端712接收到的数据可以上载到网站或者服务器。
图8为根据实施方式的用于控制可移动物体的系统800的框图示意图。系统800可以与本文揭示的系统、装置以及方法的任何合适的实施方式结合使用。系统800可以包括感测模块802、处理单元804、非暂时性计算机可读介质806、控制模块808以及通信模块810。
感测模块802可以使用不同类型的传感器，以通过不同的方式收集与可移动物体相关的信息。不同类型的传感器可以感测不同类型的信号或者感测来自不同来源的信号。例如，所述传感器可以包括惯性传感器、GPS传感器、距离传感器(例如，激光雷达)、或者视觉/图像传感器(例如，照相机)。感测模块802可以与具有多个处理器的处理单元804可操作地连接。在一些实施方式中，所述感测模块可以与发射模块812(例如，Wi-Fi图像发射模块)可操作地连接，所述发射模块812被配置成用于直接发射感测数据给一个合适的外部装置或外部系统。例如，发射模块812可以用来发射由感测模块802的相机捕捉的图像给远程终端。
处理单元804可以具有一个或多个处理器，例如，可编程处理器(例如，中央处理单元(central processing unit，CPU))。处理单元804可以与非暂时性计算机可读介质806可操作地连接。非暂时性计算机可读介质806可以存储能够被处理单元804执行以实现一个或多个步骤的逻辑、代码及/或程序指令。所述非暂时性计算机可读介质可以包括一个或多个存储单元(例如，可装卸的介质或者外部存储器，如SD卡或者随机存取存储器(randomaccess memory，RAM))。在一些实施方式中，来自感测模块802的数据可以直接传输至及存储在非暂时性计算机可读介质806的存储单元中。非暂时性计算机可读介质806的存储器单元可以存储逻辑、代码及/或程序指令，所述逻辑、代码及/或程序指令能够被处理单元804执行以实现本文描述的方法的任何合适的实施方式。例如，处理单元804可以被配置成用于执行指令以使处理单元804的一个或多个处理器分析由感测模块产生的感测数据。所述存储单元可以存储来自感测模块的感测数据以被处理单元804处理。在一些实施方式中，非暂时性计算机可读介质806的存储器单元可以用于存储由处理单元804产生的处理结果。
在一些实施方式中，处理单元804可以与被配置成用于控制可移动物体的状态的控制模块808可操作地连接。例如，控制模块808可以被配置成用于控制可移动物体的推进机构，以调整可移动物体相对于六个自由度的空间布局、速度及/或加速度。可选地或者组合地，控制模块808可以控制载体、有效载荷或者感测模块的状态中的一个或多个。
处理单元804可以与通信模块810可操作地连接，所述通信模块810被配置成用来发射及/或接收来自一个或多个外部装置(例如，终端、显示装置、或者其他远程控制器)的数据。可以采用任何合适的通信方式，例如，有线通信或者无线通信。例如，通信模块810可以使用局域网(local area networks，LAN)、广域网(wide area networks，WAN)、红外线、无线广播、WiFi、点对点(Point-to-Point，P2P)网络、电信网络、云通信等中的一个或多个。可选地，可以使用中继站，例如发射塔、卫星或者移动站。无线通信可以依赖于接近度或独立于接近度。在一些实施方式中，所述通信可以需要在视距内，也可以不需要在视距内。通信模块810可以发射及/或接收来自感测模块802的感测数据、由处理单元804产生的处理结果、预定的控制数据、来自终端或者远程控制器的用户命令等中的一个或多个。
系统800的部件可以用任意合适的配置来布置。例如，系统800的一个或多个部件可以位于所述可移动物体、载体、有效载荷、终端、感测系统或者一个另外的与上述各项中的一个或多个进行通信的外部装置上。另外，尽管图8仅仅描绘单个处理单元804及单个非暂时性计算机可读介质806，但本领域技术人员应当知道，本发明并不局限于此，且系统800可以包括多个处理单元及/或多个非暂时性计算机可读介质。在一些实施方式中，所述多个处理单元及/或非暂时性计算机可读介质中的一个或多个可以位于不同的位置，例如，在所述可移动物体、载体、有效载荷、终端、感测模块、另外的与上述各项中的一个或多个进行通信的外部装置上、或者上述位置的任意组合，使得由系统800执行的处理及/或存储功能的任何合适的方面可以发生在前述位置中的一处或者多处。
本公开提供了技术方案1：一种用于飞行器的撞击保护设备，所述设备包括：
一个或多个可充气件，其被配置成可选择地充气以减少所述飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；其中当一个或多个可充气件被充气后，至少部分的一个或多个可充气件被配置为保护负载不被损坏，其中负载被布置在飞行器上且包括有效载荷；
控制机构，其中所述控制机构被配置成用于响应于指示所述飞行器发生故障的信号而使压缩气体从容器流动到一个或多个可充气件中；
一个或多个传感器，其被配置为采集对预测负载是否可能遭到碰撞有用的数据；
控制器，其与一个或多个传感器、以及控制机构通信，其中控制器被配置为控制控制机构基于负载是否可能遭到碰撞的预测，可选择地将一个或多个可充气件中的可充气件充气。
根据技术方案1的技术方案2：负载进一步包括配置为携带有效载荷的载体。
根据技术方案1的技术方案3，有效载荷包括相机、照明装置、音频装置、和/或测量或者感测设备。
根据技术方案1的技术方案4，控制器被配置为当负载可能遭到碰撞时，向负载的一个或多个可充气体充气。
根据技术方案1的技术方案5，飞行器发生故障的信号包括以下情况的一个或多个：(1)飞行器不寻常的朝向，(2)飞行器的一个或多个部件过热，(3)飞行器的一个或多个部件的短路，(4)飞行器意外起火，(5)飞行器的电力供应低，(6)飞行器的一个或多个部件失去电力，或(7)飞行器与外部装置失去通信。
根据技术方案5的技术方案6，在情况(1)中，飞行器的朝向以超过预定阈值频率的频率改变，或者飞行器的朝向在预定范围之外。
本公开还提供了技术方案7：一种用于无人飞行器的撞击保护设备，所述设备包括：
两个或多个可充气件，其被配置成连接至无人飞行器，可选择地可充气以减少所述无人飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
控制机构，由第一电源供电，所述第一电源与给无人飞行器的一个或多个推进单元供电的第二电源是分开的；
其中，控制机构被配置成响应于(a)指示所述无人飞行器发生故障的第一信号，其中控制机构能选择性地转发第一信号以使至少一个可充气件不充气，和/或(b)指示无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的第二信号，其中控制机构能选择性地转发第二信号以使至少一个可充气件不充气，而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
根据技术方案7的技术方案8，两个或多个可充气件布置在无人飞行器的向上的部分，所述向上的部分沿无人飞行器升起的方向与无人飞行器向下的部分相反。
根据技术方案7的技术方案9，第二电源进一步向飞行控制器，导航系统，和/通信系统供电。
根据技术方案1的技术方案10，当第二电源不再向无人飞行器的两个或多个推进单元，飞行控制器，导航系统，和/或通信系统供电时，将第一信号发送给控制机构。
根据技术方案9的技术方案11，无人飞行器发生故障包括以下一个或多个情况：(1)飞行器不寻常的朝向和/或加速度(2)飞行器的一个或多个部件过热，(3)飞行器的一个或多个部件的短路，(4)飞行器意外起火，(5)降至预定阈值以下的第二电源的充电状态，(6)飞行器的一个或多个部件失去电力，或(7)飞行器与外部装置失去通信。
根据技术方案7的技术方案12，进一步包括：一个或多个传感器，其被配置为采集用于预测无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的方向，角度，位置，速度，和/或加速度的数据。
根据技术方案12的技术方案13，进一步包括：与一个或多个传感器、以及控制机构通信的控制器，其中，控制器被配置为控制控制机构基于采集的数据，向从一个或多个可充气件中选择的可充气件充气以保护无人飞行器。
根据技术方案12的技术方案14，第二信号基于采集的数据生成。
根据技术方案7的技术方案15，进一步包括：一个或多个传感器，其被配置为监控第一电源的充电状态。
根据技术方案15的技术方案16，第一电源被配置为基于第一电源的状态进行周期性的再充电。
根据技术方案15的技术方案17，第一电源被配置为在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间，自动地再充电。
根据技术方案7的技术方案18，进一步包括：一个或多个作为第一电源的备份的额外电源。
根据技术方案7的技术方案19，进一步包括：可停用的安全机构，所述安全机构除非被停用，否则均会阻止所述两个或多个可充气件的充气，其中安全机构被配置为通过用于指示所述无人飞行器正在运作的安全信号而自动地停用。
根据技术方案19的技术方案20，安全机构进一步包括销，其中安全机构的停用进一步包括由开启或操作无人飞行器引起的销的自动移除。
本公开还提供了技术方案21：一种无人飞行器，所述无人飞行器包括：
飞行器本体，一个或多个推进单元连接至所述飞行器本体；
如技术方案7所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体和/或一个或多个推进单元联接。
根据技术方案21的技术方案22，所述无人飞行器为旋翼飞机。
本公开还提供了技术方案23：一种系统，所述系统包括：
无人飞行器，其包括飞行器本体，一个或多个推进单元连接至所述飞行器本体；
如技术方案7所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体和/或一个或多个推进单元联接；以及
无人飞行器远端的外部装置，其中控制机构被配置为响应于从外部装置接收到的控制信号，而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
根据技术方案23的技术方案24，外部装置被配置为发送控制信号，以计划撞击保护设备的控制机构。
根据技术方案23的技术方案25，外部装置与无人飞行器和撞击保护装置无线通信。
根据技术方案23的技术方案26，当接收到用户输入时，控制信号从外部装置发出。
根据技术方案26的技术方案27，当无人飞行器经历故障和/或无人飞行器的一个或多个部分可能遭到碰撞时，控制信号从外部装置发出。
本公开还提供了技术方案28：一种保护无人飞行器免受撞击的方法，所述方法包括：
提供如技术方案7所述的、与无人飞行器联接的两个或多个可充气件，其中两个或多个可充气件可选择地充气以减少所述无人飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
接收(a)指示所述无人飞行器发生故障的第一信号和/或(b)指示无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的第二信号；以及
控制机构响应于第一和/或第二信号而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
根据技术方案28的技术方案29，使用无人飞行器上的一个或多个传感器探测无人飞行器的故障，其中故障包括以下情况的一个或多个：(1)飞行器不寻常的朝向，速度和/或加速度(2)飞行器的一个或多个部件过热，(3)飞行器的一个或多个部件的短路，(4)飞行器意外起火，(5)降至预定阈值以下的第二电源的充电状态，(6)飞行器的一个或多个部件失去电力，或(7)飞行器与外部装置失去通信。
根据技术方案29的技术方案30，一个或两个传感器被配置为采集用于预测无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的方向，角度，位置，速度，和/或加速度的数据。
根据技术方案28的技术方案31，进一步包括：监控第一电源的充电状态，并基于第一电源的状态对第一电源进行周期性地再充电。
根据技术方案28的技术方案32，进一步包括：其中在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间，自动地对第一电源再充电。
根据技术方案28的技术方案33，撞击保护设备被配置为接收来自无人飞行器远端的外部装置的控制信号，所述控制信号用于激活撞击保护设备的控制机构。
根据技术方案33的技术方案34，外部装置与无人飞行器和撞击保护设备无线通信。
根据技术方案33的技术方案35，当接收到用户输入时，控制信号从外部装置发出。
根据技术方案33的技术方案36，当无人飞行器经历故障和/或无人飞行器的一个或多个部分可能遭到碰撞时，控制信号从外部装置发出。
本公开还提供了技术方案37：一种用于无人飞行器(UAV)的撞击保护设备，所述设备包括：
一个或多个可充气件，其被配置为连接至无人飞行器和可充气的，以减少所述飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
与一个或多个可充气件联接的容器，所述容器包括压缩气体；
控制机构，其中所述控制机构被配置为使压缩气体从容器流动到一个或多个可充气件中；
控制器，与控制机构通信，其中控制器被配置为控制控制机构基于远程终端的信号，可选择地将一个或多个可充气件中的可充气件充气，其中控制机构由第一电源供电，所述第一电源与给无人飞行器的一个或多个部件供电的第二电源是分开的，其中第一电源被配置为在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间自动地再充电。
根据技术方案37的技术方案38，远程终端被配置为远程地控制无人飞行器。
根据技术方案37的技术方案39，一个或多个部件包括以下的至少一个：无人飞行器的(1)一个或多个推进单元，(2)飞行控制器，(3)导航系统，和(4)通信系统。
根据技术方案37的技术方案40，控制器被配置为通过由第一电源供电的通信系统与远程终端通信。
根据技术方案37的技术方案41，第一电源被配置为基于第一电源的状态进行周期性地再充电。
根据技术方案37的技术方案42，控制机构包括阀门，阀门被配置为控制压缩气体向一个或多个可充气件的流动。
根据技术方案37的技术方案43，一个或多个可充气件布置在无人飞行器的向上的部分，所述向上的部分沿无人飞行器升起的方向与无人飞行器向下的部分相反。
根据技术方案37的技术方案44，无人飞行器包括毂体和从毂体延伸的一个或多个支臂，其中一个或多个可充气件被配置为部署在无人飞行器的毂体和/或一个或多个支臂上。
根据技术方案37的技术方案45，一个或多个可充气件的至少一部分被配置为当一个或多个可充气件充气时，保护负载不被损坏，其中负载布置在无人飞行器上。
根据技术方案45的技术方案46，负载包括有效载荷和配置为携带有效载荷的载体。
根据技术方案46的技术方案47，有效载荷包括一个或多个相机、照明装置、音频装置、和/或测量或者感测设备。
根据技术方案37的技术方案48，一个或多个可充气件被配置为部署在无人飞行器的一个或多个推进单元。
根据技术方案37的技术方案49，一个或多个可充气件被配置为部署在无人飞行器的一个或多个推进单元附近的区域。
根据技术方案37的技术方案50，一个或多个可充气件包括多个聚集于无人飞行器的一个或多个推进单元的可充气件。
本公开还提供了技术方案51：一种无人飞行器，包括：
飞行器本体；
如技术方案37所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体联接；
一个或多个推进单元，其连接至飞行器本体且被配置为推进所述飞行器本体。
以上示出并描述了本发明的优选实施方式，明显地，对本领域技术人员而言，这些实施方式仅仅是举例说明。本领域技术人员根据上述实施方式将作出不会脱离本发明的各种变形、改变以及替换。应当理解对本发明上述实施方式的各种变形都可应用于本发明。希望所附的权利要求限定本发明的范围且进而涵盖属于这些权利要求及其等效物的范围内的方法和结构。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的撞击保护设备，所述设备包括：
一个或多个可充气件，其被配置成可选择地充气以减少所述飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；其中当一个或多个可充气件被充气后，至少部分的一个或多个可充气件被配置为保护负载不被损坏，其中负载被布置在飞行器上且包括有效载荷；
控制机构，其中所述控制机构被配置成用于响应于指示所述飞行器发生故障的信号而使压缩气体从容器流动到一个或多个可充气件中；
一个或多个传感器，其被配置为采集对预测负载是否可能遭到碰撞有用的数据；
控制器，其与一个或多个传感器、以及控制机构通信，其中控制器被配置为控制控制机构基于负载是否可能遭到碰撞的预测，可选择地将一个或多个可充气件中的可充气件充气。
2.如权利要求1所述的撞击保护设备，其中负载进一步包括配置为携带有效载荷的载体。
3.一种用于无人飞行器的撞击保护设备，所述设备包括：
两个或多个可充气件，其被配置成连接至无人飞行器，可选择地可充气以减少所述无人飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
控制机构，由第一电源供电，所述第一电源与给无人飞行器的一个或多个推进单元供电的第二电源是分开的；
其中，控制机构被配置成响应于(a)指示所述无人飞行器发生故障的第一信号，其中控制机构能选择性地转发第一信号以使至少一个可充气件不充气，和/或(b)指示无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的第二信号，其中控制机构能选择性地转发第二信号以使至少一个可充气件不充气，而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
4.如权利要求3所述的撞击保护设备，其中两个或多个可充气件布置在无人飞行器的向上的部分，所述向上的部分沿无人飞行器升起的方向与无人飞行器向下的部分相反。
5.一种无人飞行器，所述无人飞行器包括：
飞行器本体，一个或多个推进单元连接至所述飞行器本体；
如权利要求3所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体和/或一个或多个推进单元联接。
6.如权利要求5所述的飞行器，其中所述无人飞行器为旋翼飞机。
7.一种系统，所述系统包括：
无人飞行器，其包括飞行器本体，一个或多个推进单元连接至所述飞行器本体；
如权利要求3所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体和/或一个或多个推进单元联接；以及
无人飞行器远端的外部装置，其中控制机构被配置为响应于从外部装置接收到的控制信号，而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
8.一种保护无人飞行器免受撞击的方法，所述方法包括：
提供如权利要求3所述的、与无人飞行器联接的两个或多个可充气件，其中两个或多个可充气件可选择地充气以减少所述无人飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
接收(a)指示所述无人飞行器发生故障的第一信号和/或(b)指示无人飞行器的可能遭到碰撞的一个或多个部分的第二信号；以及
控制机构响应于第一和/或第二信号而使压缩气体从容器流动到两个或多个可充气件中的可充气件中。
9.一种用于无人飞行器(UAV)的撞击保护设备，所述设备包括：
一个或多个可充气件，其被配置为连接至无人飞行器和可充气的，以减少所述飞行器在遭到碰撞时受到的撞击力；
与一个或多个可充气件联接的容器，所述容器包括压缩气体；
控制机构，其中所述控制机构被配置为使压缩气体从容器流动到一个或多个可充气件中；
控制器，与控制机构通信，其中控制器被配置为控制控制机构基于远程终端的信号，可选择地将一个或多个可充气件中的可充气件充气，其中控制机构由第一电源供电，所述第一电源与给无人飞行器的一个或多个部件供电的第二电源是分开的，其中第一电源被配置为在无人飞行器的一个或多个推进单元的运行期间自动地再充电。
10.一种无人飞行器，包括：
飞行器本体；
如权利要求9所述的撞击保护设备，所述撞击保护设备与所述飞行器本体联接；
一个或多个推进单元，其连接至飞行器本体且被配置为推进所述飞行器本体。
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