CN111094131B - 用于对飞行器充电的系统 - Google Patents

Abstract

示例实施例包括具有壳体和被配置为从电源汲取电力的电力端的着陆垫。着陆垫还包括导电的着陆端，该着陆端在壳体的背侧，并且被配置为使得在飞行器的着陆状态期间，着陆端与设置在飞行器的机身的腹侧的多个电触点接触。着陆端被配置为在飞行器的着陆状态期间经由电触点将由电力端汲取的电力传送到飞行器。

Description

用于对飞行器充电的系统

相关申请的交叉引用

本申请要求于2017年7月19日提交的美国专利申请第15/654,644号的优先权，其全部内容通过引用合并于此。

背景技术

无人系统，也可以称为自主载具，是能够在没有物理上存在的人类操作员的情况下行进的载具。无人系统可以在远程控制模式、自主模式或部分自主模式下操作。

当无人系统在远程控制模式下操作时，位于远程位置的领航员或驾驶员可以通过经由无线链路发送到无人载具的命令来控制无人载具。当无人系统在自主模式下操作时，无人系统通常基于预编程的导航航路点、动态自动化系统或这些的组合移动。此外，一些无人系统可以在远程控制模式和自主模式两者下操作，并且在某些情况下可以同时这样做。例如，作为示例，远程领航员或驾驶员可能希望在手动执行另一任务(诸如操作用于拾取对象的机械系统)时将导航交由自主系统。

存在用于各种不同环境的各种类型的无人系统。例如，存在用于在空中、地面上、水下和太空中进行操作的无人系统。示例包括四旋翼和立式起落(tail-sitter)无人机(UAV)等。还存在用于混合操作的无人系统，在混合操作中，可以进行多环境操作。混合无人载具的示例包括能够在陆地和水上进行操作的两栖船或能够在水上以及陆地上着陆的水上飞机。其他示例也是可能的。

发明内容

示例系统和方法可以涉及经由着陆垫对飞行器进行充电。该飞行器可以包括电触点，该电触点设置在飞行器的机身的腹侧(ventral)。电触点可以被配置为在飞行器的着陆状态期间从着陆垫接收电力。该飞行器还可包括被配置为接收由电触点接收的电力的电力吸收器。在着陆状态期间，电触点可以接触着陆垫的导电的着陆端。着陆端可从电源汲取电力供飞行器的电力吸收器消耗。

在一个示例中，提供了一种飞行器，其包括机身和电力吸收器。该飞行器还包括在机身的腹侧的充电端。充电端包括多个电触点，该多个电触点被配置为使得在飞行器的着陆状态期间，电触点接触与着陆垫相关联的导电的着陆端。电触点被配置为经由着陆端从着陆垫汲取电力。该飞行器还包括多个电导线，该多个电导线被配置为将由多个电触点从着陆垫汲取的电力传送到电力吸收器。

在另一示例中，提供了一种包括飞行器的系统。该飞行器包括机身、电力吸收器和在机身的腹侧的充电端。充电端包括多个电触点。该系统还包括着陆垫。着陆垫包括壳体，以及在壳体的背侧的导电的着陆端。飞行器的电触点和着陆垫的导电的着陆端被配置为使得在飞行器的着陆状态期间，电触点与着陆端接触，并且着陆端被配置为经由电触点将电力传送到飞行器。

在另一示例中，提供了一种电路，该电路包括设置在飞行器的底侧上的多个电触点。该电路还包括包含在飞行器内的电力吸收器。电力吸收器被配置为从电触点接收电力。该电路还包括：多个节点，其设置在与着陆垫相关联的导电的着陆端的顶侧上；以及与着陆垫相关联的电源。电源被配置为将电力传送到设置在导电的着陆端上的节点。在飞行器的非着陆状态期间，飞行器的电触点不接触着陆垫的节点，使得电路处于开路。在飞行器的着陆状态期间，飞行器的电触点与着陆垫的节点接触，使得电路被闭合，并且电触点从节点汲取电力供飞行器的电力吸收器消耗。

前述发明内容仅是说明性的，而无意于以任何方式进行限制。除了上述说明性方面、实施例和特征之外，通过参考附图和以下详细描述以及附图，其他方面、实施例和特征将变得显而易见。

附图说明

图1A是根据示例实施例的无人飞行器的简化图示。

图1B是根据示例实施例的无人飞行器的简化图示。

图1C是根据示例实施例的无人飞行器的简化图示。

图1D是根据示例实施例的无人飞行器的简化图示。

图1E是根据示例实施例的无人飞行器的简化图示。

图2是示出根据示例实施例的无人飞行系统的组件的简化框图。

图3A是根据示例实施例的飞行器和着陆垫的透视图。

图3B是根据另一示例实施例的飞行器和着陆垫的侧视图。

图3C是根据另一示例实施例的飞行器和着陆垫的侧视图。

图4A和图4B是根据示例实施例的飞行器和着陆垫的俯视图。

图5A是根据示例实施例的飞行器的侧视图。

图5B是根据示例实施例的飞行器的充电端的侧视图。

图5C是根据示例实施例的飞行器的充电端的仰视图。

图6A是根据示例实施例的着陆垫的简化图示。

图6B是根据另一示例实施例的着陆垫的简化图示。

图6C是根据另一示例实施例的着陆垫的简化图示。

图6D是根据另一示例实施例的着陆垫的简化图示。

图7A是根据示例实施例的与着陆端接触的充电端的简化图示。

图7B是根据另一示例实施例的与着陆端接触的充电端的简化图示。

图7C是根据另一示例实施例的与着陆端接触的充电端的简化图示。

图7D是根据另一示例实施例的与着陆端接触的充电端的简化图示。

图7E是根据另一示例实施例的与着陆端接触的充电端的简化图示。

图7F是根据另一示例实施例的与着陆端接触的充电端的简化图示。

图8是根据示例实施例的整流器的简化图示。

图9是根据示例实施例的电路的简化框图。

图10是根据示例实施例的飞行器内的充电系统的简化框图。

图11是由多个铺块形成的着陆垫的简化图示。

图12是根据示例实施例的具有可伸缩罩的着陆垫的简化图示。

具体实施方式

本文描述了示例方法和系统。本文描述的任何示例实施例或特征不必被解释为比其他实施例或特征优选或有利。本文描述的示例实施例并不意味着是限制性的。容易理解的是，所公开的系统和方法的某些方面可以以各种不不同的配置来布置和组合，所有这些都被考虑在本文中。

此外，附图中所示的特定布置不应视为限制性的。应当理解，其他实施例可以包括或多或少的给定图中所示的每个元件。此外，可以被组合或省略一些示出的元件。另外，示例实施例可以包括在附图中未示出的元件。

一、概述

示例实施例可以包括或以其他方式涉及用于对飞行器充电的系统。具体地，示例实施例可以涉及着陆垫(landing pad)和飞行器，该着陆垫和飞行器被配置为使得一旦飞行器着陆在着陆垫上，着陆垫就经由着陆垫的着陆表面将电力传输到飞行器。

飞行器可以具有充电端，该充电端设置在飞行器的机身腹侧。例如，飞行器可以具有诸如被配置为从导电表面接收电力的一个或多个支腿的着陆机构。着陆机构可以包括充电端，充电端可以包括电触点(electric contact)。

着陆垫可包括设置在着陆垫背侧的导电的着陆端。着陆端可以包括多个节点，该多个节点布置为使得一旦飞行器着陆，节点就经由飞行器的充电端将电力传送到飞行器，而不管充电端相对于着陆端的姿态如何。以这种方式布置着陆垫的节点可以允许飞行器在着陆后立即开始充电，而无需插头或与飞行器的手动交互。此外，以这种方式布置飞行器的电触点和着陆垫的节点可以允许飞行器从任何方向或在湍流状况下接近着陆垫，同时仍然允许飞行器充电。

在一些示例中，可以将节点布置成交替的正和负条带，在条带之间设置不导电间隙。不导电间隙可以比飞行器的电触点的直径宽。以这种方式，着陆端可以防止电触点使与飞行器相关联的电路和着陆垫短路。即，因为间隙比电触点宽，所以触点不会同时接触正和负节点。在其他示例中，着陆垫的着陆端上的节点可以布置成棋盘形配置而不是交替的条带。其他配置也是可能的。

电触点可继而被配置为与着陆垫的配置接口。例如，在着陆端的节点布置成交替的条带的情况下，充电端可以包括至少四个电触点，以确保充电端从着陆端汲取电力，而不管充电端相对于着陆端的姿态如何。然而，被配置为与布置成棋盘形配置的着陆端交互的充电端可以包括更多数量的电触点。此外，电触点可以设置在触点中心处的点的一半径内。例如，可以将一电触点设置在中心点上，而其他电触点可以围绕中心点并且在该半径内径向地定向。该半径可以取决于着陆端的节点的宽度或节点之间的间隙。允许多种布置可以允许某些飞行器与某些着陆垫接口，但不能与其他着陆垫接口。

在一些示例中，飞行器可以导航成确保充电端相对于着陆端的期望姿态。例如，飞行器可以导航成使得在飞行器的着陆状态期间，跨越给定的一对电触点的线基本上垂直于着陆端的节点对准。在这样的示例中，充电端可以包括少至两个电触点。

在一些示例中，着陆垫可以包括模块化的铺块元件(modular tiled element)。铺块元件可以交互以共同形成着陆端。以这种方式铺放着陆垫可以允许适应地设置尺寸的着陆垫，该着陆垫可以取决于要充电的飞行器的类型或着陆端附近的湍流状况而更大或更小。例如，在湍流区域，可以使用更多铺块元件来形成大着陆垫。

在一些示例中，着陆垫可以包括允许在飞行器与着陆垫之间自动接口的附加特征。例如，着陆垫可以包括视觉指示器或信标，其允许飞行器有效地导航到飞行器的着陆端。飞行器的壳体可以例如包括收发器，该收发器允许着陆垫与飞行器通信。

在另外的示例中，着陆垫可以包括可伸缩罩(retractable hood)，其保护着陆端不受外部因素的影响。当飞行器接近时，着陆垫可以与飞行器通信，并且该罩可以缩回以允许飞行器着陆。一旦飞机已经着陆，该罩可以闭合以保护飞行器。

在一些示例中，飞行器的电触点和着陆端的节点可以被暴露。如此，该飞行器可以包括检测其电池温度的传感器。着陆垫的控制器可以相应地改动电力输出。此外，飞行器可以在飞行中缩回电触点以避免湿气到达电触点。

现在将详细参考各种实施例，其示例在附图中示出。在下面的详细描述中，阐述了许多具体细节以便提供对本公开和所描述的实施例的透彻理解。然而，可以在没有这些具体细节的情况下实践本公开。在其他情况下，未详细描述公知的方法、过程、组件和电路，以免不必要地使实施例的各方面不清楚。

二、示意性无人载具

在此，术语“无人飞行系统”和“UAS”是指能够在没有物理上存在的人类领航员的情况下执行某些功能的任何自主或半自主载具。

UAS可以采用各种形式。例如，UAS可以采用固定翼飞机、滑翔机、立式起落飞机(tail-sitter aircraft)、喷气飞机、管道风扇式飞机、比空气轻的飞船(诸如飞艇或可操纵气球)、旋翼飞行器(诸如直升飞机或多旋翼飞机)和/或扑翼飞机的形式以及其他可能性。此外，术语“无人机(drone)”、“无人飞行器系统”(UAVS)或“无人飞行器”(UAV)也可以用于指代UAS。

图1A是根据示例实施例的提供UAS的各种视图的简化图示。具体地，图1A示出了固定翼UAS 1100a的示例，除其他可能性之外，其还可以被称为飞机(airplane)、飞机(aeroplane)、双翼飞机(biplane)、滑翔机(glider)或飞机(plane)。顾名思义，固定翼UAS1100a具有固定机翼1102，其基于机翼形状和载具的向前空速生成升力。例如，两个机翼1102可具有翼型(airfoil)形横截面以在UAS 1100a上产生空气动力。

如图所描绘，固定翼UAS 1100a可以包括机翼主体或机身1104。机翼主体1104可以包含例如控制电子设备(诸如惯性测量单元(IMU)和/或电子速度控制器)、电池、其他传感器和/或有效载荷，以及其他可能性。示意性UAS 1100a还可包括着陆架(未示出)以辅助受控的起飞和着陆。在其他实施例中，没有着陆架的其他类型的UAS也是可能的。

UAS 1100a还包括定位在机翼1106(或机身)上的推进单元1106，推进单元1106可以各自包括用于推进UAS 1100a的电机、轴和螺旋桨。稳定器1108(或鳍片)还可以附接到UAS 1110a，以在飞行期间稳定UAS的偏航(左转或右转)。在一些实施例中，UAS 1100a还可以被配置为用作滑翔机。为此，UAS 1100a可以关闭其电机、推进单元等，并滑行一段时间。在UAS 1100a中，一对旋翼支架1110在机翼1106下方延伸，并且多个旋翼1112附接到旋翼支架1110。旋翼1110可在悬停模式下使用，在悬停模式下，UAS 1110a下降到递送位置，或者在递送后上升。在示例UAS 1100a中，稳定器1108显示为附接到旋翼支架1110。

在飞行期间，可以通过控制UAS 1100a的俯仰、滚转、偏航和/或高度来控制UAS1100a的运动方向和/或速度。例如，稳定器1108可以包括用于控制UAS的偏航的一个或多个方向舵(rudder)1108a，并且机翼1102可以包括用于控制UAS的俯仰的一个或多个升降舵(elevator)和/或用于控制UAS的滚转的一个或多个副翼1102a。作为另一示例，同时增加或减小所有螺旋桨的速度可分别导致UAS 1100a增加或减小其高度。

类似地，图1B显示了固定翼UAS 120的另一示例。固定翼UAS 120包括机身122、具有翼型形横截面以为UAS 120提供升力的两个机翼124、稳定飞机的偏航(左转或右转)的竖直稳定器126(或鳍片)、稳定俯仰(向上或向下倾斜)的水平稳定器128(也称为升降舵或水平尾翼)、着陆架130和推进单元132，推进单元132可以包括电机、轴和螺旋桨。

图1C示出了具有处于推动器(pusher)配置的螺旋桨的UAS 140的示例。术语“推动器”是指这样的事实，与将推进单元安装在UAS的前部相比，推进单元142被安装在UAS的后部，并且向前“推动”载具。类似于针对图1A和图1B提供的描述，图1C描绘了在推动器飞机中使用的常见结构，包括机身144、两个机翼146、竖直稳定器148和推进单元142，推进单元142可以包括电机、轴和螺旋桨。

图1D显示了立式起落UAS 160的示例。在所示示例中，立式起落UAS 160具有固定机翼162，以提供升力并允许UAS 160水平滑动(例如，沿x轴，其位置近似垂直于图1D中所示的位置)。然而，固定机翼162还允许立式起落UAS 160自行竖直起飞和着陆。

例如，在发射场，可以将立式起落UAS 160竖直定位(如图所示)，其中，其鳍片164和/或机翼162搁置在地面上并将UAS 160稳定在竖直位置。然后，可以通过操作立式起落UAS 160的螺旋桨166以生成向上的推力(例如，通常沿y轴的推力)来起飞。一旦处于合适的高度，立式起落UAS 160就可以使用其襟翼(flap)168将其自身重新定向在水平位置，使得其机身170与y轴相比更靠近与x轴对准。水平定位时，螺旋桨166可提供向前推力，以使立式起落UAS 160能够以与一般飞机类似的方式飞行。

对所示的固定翼UAS的许多变化是可能的。例如，固定翼UAS可以包括更多或更少的螺旋桨，和/或可以利用一个管道风扇或多个管道风扇进行推进。此外，具有更多机翼(例如，具有四个机翼的“x-机翼”配置)、具有更少机翼、甚至没有机翼的UAS也是可能的。

如上所述，除了固定翼UAS之外或作为固定翼UAS的替代，一些实施例可以涉及其他类型的UAS。例如，图1E示出了旋翼飞行器的示例，旋翼飞行器通常被称为多旋翼飞机180。多旋翼飞机180在包括四个旋翼182时也可以被称为四旋翼飞机。应当理解，示例实施例可以涉及具有比多旋翼飞机180多或少的旋翼的旋翼飞行器。例如，直升飞机通常具有两个旋翼。具有三个或更多个旋翼的其他示例也是可能的。在本文中，术语“多旋翼飞机”是指具有多于两个旋翼的任何旋翼飞行器，并且术语“直升飞机”是指具有两个旋翼的旋翼飞行器。

更详细地参考多旋翼飞机180，四个旋翼182为多旋翼飞机180提供推进和机动性。更具体地，每个旋翼182包括附接到电机184的叶片。如此配置，旋翼182可以允许多旋翼飞机180竖直地起飞和着陆、在任何方向上操纵和/或悬停。此外，叶片的俯仰可以成组和/或不同地调节，并且可以允许多旋翼飞机180控制其俯仰、滚转、偏航和/或高度。

应当理解，本文中对“无人”飞行器或UAS的提及可以等同地适用于自主和半自主飞行器。在自主的实施方式中，飞行器的所有功能都是自动化的；例如，经由响应于来自各种传感器的输入和/或预定信息的实时计算机功能预编程或控制的。在半自主的实施方式中，飞行器的某些功能可以由人类操作员来控制，而其他功能则自主地执行。此外，在一些实施例中，UAS可以被配置为允许远程操作员接管原本可以由UAS自主控制的功能。另外，给定类型的功能可以在一个抽象级别上被远程控制，而在另一抽象级别上被自主执行。例如，远程操作员可以控制UAS的高级别导航决策，诸如通过指定UAS应当从一个位置行进到另一位置(例如，从郊区的仓库到附近城市的递送地址)，而UAS的导航系统则自主地控制更细粒度的导航决策，诸如在两个位置之间采用的具体路线、用于实现路线并在导航路线时避开障碍物的具体飞行控制等。

更一般地，应当理解，本文描述的示例UAS并非旨在进行限制。示例实施例可以涉及任何类型的无人飞行器、在任何类型的无人飞行器中实现或采用任何类型的无人飞行器的形式。

三、示意性UAS组件

图2是示出了根据示例实施例的UAS 200的组件的简化框图。UAS 200可以采用参考图1A-图1E描述的UAS 100、120、140、160和180之一的形式或形式与之类似。但是，UAS200也可以采用其他形式。

UAS 200可以包括各种类型的传感器，并且可以包括被配置为提供本文描述的功能的计算系统。在所示实施例中，除了其他可能的传感器和感测系统之外，UAS 200的传感器包括惯性测量单元(IMU)202、(一个或多个)超声波传感器204和GPS 206。

在所示实施例中，UAS 200还包括一个或多个处理器208。处理器208可以是通用处理器或专用处理器(例如，数字信号处理器、专用集成电路等)。一个或多个处理器208可以被配置为运行计算机可读程序指令212，该计算机可读程序指令212被存储在数据存储210中并且可运行以提供本文描述的UAS的功能。

数据存储210可以包括至少一个处理器208可以读取或访问的一个或多个计算机可读存储介质或采用至少一个处理器208可以读取或访问的一个或多个计算机可读存储介质的形式。一个或多个计算机可读存储介质可以包括易失性和/或非易失性存储组件，诸如光学、磁性、有机或其他存储器或盘存储，其可以与一个或多个处理器208中的至少一个全部或部分集成。在一些实施例中，可以使用单个物理设备(例如，一个光学、磁性、有机或其他存储器或盘存储单元)来实现数据存储210，而在其他实施例中，可以使用两个或更多个物理设备来实现数据存储210。

如所指出的，数据存储210可以包括计算机可读程序指令212以及可能的附加数据，诸如UAS 200的诊断数据。如此，数据存储210可以包括程序指令212以执行或促进本文所述的一些或所有的UAS功能。例如，在所示实施例中，程序指令212包括导航模块214和系绳控制模块216。

A.传感器

在示意性实施例中，IMU 202可包括加速度计和陀螺仪两者，其可一起用于确定UAS 200的取向。具体地，加速度计可测量载具相对于地球的取向，而陀螺仪测量围绕轴旋转的速率。IMU以低成本、低功率的封装在市场上有售。例如，IMU 202可以包括小型化微机电系统(MEMS)或纳米机电系统(NEMS)或采用其形式。也可以利用其他类型的IMU。

除了加速度计和陀螺仪之外，IMU 202还可以包括其他传感器，其可以帮助更好地确定位置和/或帮助增加UAS 200的自主性。这样的传感器的两个示例是磁力计和压力传感器。在一些实施例中，UAS可包括低功率数字3轴磁力计，其可用于实现与取向无关的电子罗盘，以获取准确的航向(heading)信息。但是，也可以利用其他类型的磁力计。其他示例也是可能的。此外，请注意，UAS可以将上述惯性传感器部分或全部包括为与IMU分离的组件。

UAS 200还可包括压力传感器或气压计，其可用于确定UAS 200的高度。替代地，其他传感器(诸如声波高度计或雷达高度计)可用于提供高度的指示，这可以有助于提高IMU的准确性和/或防止IMU的漂移。

在另一方面，UAS 200可以包括允许UAS感测环境中的对象的一个或多个传感器。例如，在所示实施例中，UAS 200包括(一个或多个)超声波传感器204。(一个或多个)超声波传感器204可以通过生成声波并确定波的传输与接收来自对象的对应回波之间的时间间隔来确定到对象的距离。用于无人载具的超声波传感器或IMU的典型应用是低级别高度控制和避障。超声波传感器还可用于需要悬停在一定高度或需要能够检测障碍物的载具。其他系统可用于确定、感测附近对象的存在和/或确定到附近对象的距离，诸如光检测和测距(LIDAR)系统、激光检测和测距(LADAR)系统和/或红外或前视红外(FLIR)系统以及其他可能性。

在一些实施例中，UAS 200还可以包括一个或多个成像系统。例如，UAS 200可以利用一个或多个静态和/或视频相机从UAS的环境捕获图像数据。作为具体示例，电荷耦合器件(CCD)相机或互补金属氧化物半导体(CMOS)相机可以与无人载具一起使用。这样的(一个或多个)成像传感器具有多种可能的应用，诸如避障、定位技术、用于更准确导航的地面跟踪(例如，通过对图像应用光流技术)、视频反馈和/或图像识别和处理以及其他可能性。

UAS 200还可以包括GPS接收器206。GPS接收器206可以被配置为提供对于周知的GPS系统典型的数据，诸如UAS 200的GPS坐标。这样的GPS数据可以由UAS 200利用于各种功能。如此，UAS可以使用其GPS接收器206来帮助导航到呼叫者的位置，该位置至少部分地由其移动设备提供的GPS坐标指示。其他示例也是可能的。

B.导航和位置确定

导航模块214可以提供允许UAS 200例如在其环境周围移动并到达期望位置的功能。为此，导航模块214可以通过控制影响飞行的UAS的机械特征(例如，其(一个或多个)方向舵、(一个或多个)升降舵、(一个或多个)副翼和/或其(一个或多个)螺旋桨的速度)来控制飞行高度和/或方向。

为了将UAS 200导航到目标位置，导航模块214可以实施各种导航技术，例如，诸如，基于地图的导航和基于定位的导航。使用基于地图的导航，可以给UAS 200提供其环境的地图，然后可以将该地图用于导航到地图上的特定位置。使用基于定位的导航，UAS 200可以能够使用定位在未知环境中导航。基于定位的导航可以涉及UAS 200构建其环境的其自己的地图并计算其在地图内的位置和/或环境中对象的位置。例如，当UAS 200在其环境四处移动时，UAS 200可以连续使用定位来更新其环境的地图。该连续的地图构建过程可以被称为同时定位和地图构建(SLAM)。也可以利用其他导航技术。

在一些实施例中，导航模块214可以使用依赖于航路点的技术来导航。具体地，航路点是标识物理空间中的点的一组坐标。例如，空中导航航路点可以由一定的纬度、经度和高度限定。因此，导航模块214可以使UAS 200从一个航路点移动到另一个航路点，以便最终行进到最终目的地(例如，航路点序列中的最终航路点)。

在另一方面，可以将导航模块214和/或UAS 200的其他组件和系统配置为进行“定位”，以更精确地导航到目标位置的场景。更具体地，在某些情况下，可取的可能是使UAS处于目标位置(在该目标位置处，UAS会递送有效载荷228)的阈值距离之内(例如，在目标目的地的几英尺之内)。为此，UAS可以使用两层方法，在该方法中，其使用较大致的位置确定技术导航到与目标位置相关联的大致区域，然后使用更精细的位置确定技术以识别和/或导航到大致区域内的目标位置。

例如，UAS 200可以使用航路点和/或基于地图的导航而导航到要递送有效载荷228的目标目的地的大致区域，然后，UAS可以切换到在其中UAS利用定位过程来定位并行进到更具体的位置的模式。例如，如果UAS 200要将有效载荷递送到用户的家中，则UAS 200可能需要基本上靠近目标位置，以避免将有效载荷递送到不希望的区域(例如，到屋顶上、到池塘中或到邻居的地产上等)。但是，GPS信号可能仅使UAS 200到此(例如，在用户家的街区内)。然后可以使用更精确的位置确定技术来找到具体的目标位置。

一旦UAS 200已经导航到目标递送位置的大致区域，各种类型的位置确定技术就可以用于完成目标递送位置的定位。例如，UAS 200可以配备有一个或多个感测系统，诸如例如超声波传感器204、红外传感器(未示出)和/或其他传感器，其可以提供导航模块214利用来自主或半自主地导航到具体目标位置的输入。

作为另一示例，一旦UAS 200到达目标递送位置的(或，诸如人或他们的移动设备的移动对象的)大致区域，则UAS 200可以切换到在其中远程操作员至少部分地对其进行控制的“电传飞行(fly-by-wire)”模式，该远程操作员可以将UAS 200导航到具体目标位置。为此，可以将来自UAS 200的感测数据发送到远程操作员，以帮助他们将UAS 200导航到具体位置。

作为又一示例，UAS 200可以包括能够向过路人发信号以帮助到达具体目标递送位置的模块；例如，UAS 200可以在图形显示器中显示请求这样的帮助的视觉消息，通过扬声器播放音频消息或音调以指示需要这样的帮助，以及其他可能性。这样的视觉或音频消息可以指示在将UAS 200递送到特定人或特定位置时需要帮助，并且可以提供信息以帮助过路人将UAS 200递送到该人或位置(例如，人或位置的描述或图片，和/或人或位置的名称)，以及其他可能性。这样的特征在UAS无法使用感测功能或其他位置确定技术到达具体目标位置的情境下可能是有用的。但是，此特征不限于这样的情境。

在一些实施例中，一旦UAS 200到达目标递送位置的大致区域，则UAS 200可以利用来自用户的远程设备(例如，用户的移动电话)的信标来定位人。这样的信标可以采用各种形式。作为示例，考虑这样的情境，其中，远程设备(诸如请求UAS递送的人的移动电话)能够发出方向信号(例如，经由RF信号、光信号和/或音频信号)。在这种情境下，UAS 200可以被配置为通过“溯源”这样的方向信号进行导航——换句话说，通过确定信号最强的位置并相应地导航。作为另一示例，移动设备可以发射人类范围内或人类范围外的频率，并且UAS200可以收听该频率并相应地导航。作为相关示例，如果UAS 200正在收听口头命令，则UAS200可以利用口头陈述，诸如“我在这里！”以溯源请求递送有效载荷的人的具体位置。

在替代布置中，可以在远程计算设备处实现导航模块，该远程计算设备与UAS 200无线通信。远程计算设备可以从UAS 200接收允许远程计算设备评估UAS 200所经历的环境状况的传感器数据、指示UAS 200的操作状态的数据和/或UAS 200的位置信息。被提供这样的信息时，远程计算设备可以确定UAS 200应当进行的高度和/或方向调整和/或可以确定UAS 200应当如何调整其机械特征(例如，其(一个或多个)方向舵、(一个或多个)升降舵、(一个或多个)副翼和/或其(一个或多个)螺旋桨的速度)以实现这样的移动。远程计算系统然后可以将这样的调整传送给UAS 200，以使其可以以确定的方式移动。

C.通信系统

在另一方面，UAS 200包括一个或多个通信系统218。通信系统218可以包括一个或多个无线接口和/或一个或多个有线接口，其允许UAS 200经由一个或多个网络进行通信。这样的无线接口可提供一个或多个无线通信协议(诸如蓝牙、WiFi(例如，IEEE 802.11协议)、长期演进(LTE)、WiMAX(例如，IEEE 802.16标准)、射频ID(RFID)协议、近场通信(NFC)和/或其他无线通信协议)下的通信。这样的有线接口可以包括以太网接口、通用串行总线(USB)接口或类似的接口，以经由电线、双绞线对、同轴电缆、光链路、光纤链路或到有线网络的其他物理连接进行通信。

在一些实施例中，UAS 200可以包括允许短程通信和远程通信的通信系统218。例如，UAS 200可以被配置用于使用蓝牙进行短程通信以及在CDMA协议下进行远程通信。在这样的实施例中，UAS 200可以被配置为用作“热点”；或换句话说，作为远程支持设备和一个或多个数据网络(诸如蜂窝网络和/或互联网)之间的网关或代理。如此被配置时，UAS 200可以促进原本远程支持设备将无法独自执行的数据通信。

例如，UAS 200可以提供到远程设备的WiFi连接，并且可以用作到蜂窝服务提供商的数据网络的代理或网关，在例如LTE或3G协议下UAS可以连接到该数据网络。UAS 200还可以用作到远程设备原本可能无法访问的高空气球网络、卫星网络或这些网络的组合等的代理或网关。

D.电力系统

在另一方面，UAS 200可以包括(一个或多个)电力系统220。电力系统220可以包括用于向UAS 200提供电力的一个或多个电池。在一个示例中，一个或多个电池可以是可再充电的并且每个电池可以经由电池和电源之间的有线连接和/或经由无线充电系统(诸如，将外部时变磁场施加到内部电池的感应充电系统)而被再充电。

E.有效载荷递送

UAS 200可以利用各种系统和配置以便运输和递送有效载荷228。在一些实施方式中，给定UAS 200的有效载荷228可以包括被设计为将各种货物运输到目标递送位置的“包裹”或采用被设计为将各种货物运输到目标递送位置的“包裹”的形式。例如，UAS 200可包括可在其中运输一个或多个物品的隔室。这样的包裹可以是一个或多个食品、购买的货物、医疗物品或任何其他具有适合于由UAS在两个位置之间运输的尺寸和重量的(一个或多个)对象。在其他实施例中，有效载荷228可以简单地是被递送的一个或多个物品(例如，没有容纳该物品的任何包装)。

在一些实施例中，有效载荷228可以附接到UAS并且在由UAS进行的一些或全部飞行期间基本上位于UAS的外部。例如，在飞行到目标位置期间，包裹可以被拴系或以其他方式可释放地附接在UAS下方。在包裹在UAS下方携带货物的实施例中，包裹可包括保护其内容物免受环境影响、减少对系统的空气动力阻力并防止包裹的内容物在UAS飞行期间移位的各种特征。

例如，当有效载荷228采用用于运输物品的包裹的形式时，该包裹可以包括由防水纸板、塑料或任何其他轻质且防水的材料构成的外壳。此外，为了减少阻力，包裹可以以光滑的表面为特征，该光滑的表面具有尖的前部，其减小了正面的横截面面积。此外，包裹的侧面可以从宽的底部到狭窄的顶部渐缩，这允许包裹用作狭窄的塔架(pylon)，其减少了对UAS的(一个或多个)机翼的干扰影响。这可以使包裹的一些前部区域和体积从UAS的(一个或多个)机翼移开，从而防止由包裹引起的(一个或多个)机翼上的升力减小。另外，在一些实施例中，包裹的外壳可以由单片材料构成，以减少气隙或额外的材料，这两者都会增加对系统的阻力。附加地或替代地，包裹可以包括稳定器以抑制包裹的颤动。这种颤动的减少可以允许包裹具有与UAS的较小刚性连接，并且可以使包裹的内容物在飞行期间移位较少。

为了递送有效载荷，UAV可以包括系绳系统221，其可以由系绳控制模块216控制[CM1]，以便在UAV悬停在上方时将有效载荷228降低到地面。系绳系统221可包括系绳，该系绳可与有效载荷228(例如，包裹)联接。系绳224可以缠绕在与UAV的电机222联接的线轴上(但是无电机的被动实施方式也是可能的)。电机可以是可以由速度控制器主动控制的DC电机(例如，伺服电机)，但是其他电机配置也是可能的。在一些实施例中，系绳控制模块216可以控制速度控制器以使222旋转线轴，从而展开或缩回系绳并降低或升高有效载荷联接装置。实际上，速度控制器可以为线轴输出期望的操作速率(例如，期望的RPM)，该期望的操作速率可以与系绳系统应当将有效载荷朝向地面降低的速度对应。然后，电机可以旋转线轴，以使其保持期望的操作速率(或在操作速率的某个允许范围内)。

为了经由速度控制器控制电机，系绳控制模块216可以从速度传感器(例如，编码器)接收数据，该速度传感器被配置为将机械位置转换为表示性的模拟或数字信号。具体地，速度传感器可以包括旋转编码器，除其他可能性之外，该旋转编码器可以提供与电机的轴或联接至电机的线轴的旋转位置(和/或旋转运动)有关的信息。此外，速度传感器可以采用绝对编码器和/或增量编码器等的形式。因此，在示例实施方式中，当电机引起线轴旋转时，可以使用旋转编码器来测量该旋转。这样做时，旋转编码器可以用于将旋转位置转换为系绳控制模块216所使用的模拟或数字电子信号以确定线轴从固定参考角度的旋转量和/或将其转换为表示新旋转位置的模拟或数字电子信号，以及其他选项。其他示例也是可能的。

在一些实施例中，有效载荷联接组件(例如，钩或另一类型的联接组件)可以被配置为在有效载荷228被系绳从UAV降低时固定有效载荷228。该联接装置或组件还可以被配置为经由联接组件的电气或机电特征在到达地平面时释放有效载荷228。然后，可以通过使用电机收回系绳将有效载荷联接组件缩回至UAV。

在一些实施方式中，有效载荷228一旦被降低到地面就可以被被动释放。例如，有效载荷联接组件可提供被动释放机构，诸如一个或多个适于缩回到壳体中并从壳体延伸的摆臂。延伸的摆臂可以形成钩，有效载荷228可以附接到该钩上。在经由系绳将释放机构和有效载荷228降低到地面时，重力以及释放机构上的向下惯性力可以导致有效载荷228从钩脱离，从而允许释放机构朝着UAV向上升高。释放机构还可以包括弹簧机构，该弹簧机构在摆臂上没有其他外力时使摆臂偏置以缩回到壳体中。例如，弹簧可以在摆臂上施加力，该力将摆臂推向壳体或将其拉向壳体，使得一旦有效载荷228的重量不再迫使摆臂从壳体延伸，摆臂就缩回到壳体中。将摆臂缩回到壳体中可以降低在递送有效载荷228后朝向UAV升高释放机构时释放机构钩住有效载荷228或其他附近对象的可能性。

在另一实施方式中，有效载荷联接组件可以包括钩特征，当有效载荷接触地面时，该钩特征被动地释放有效载荷。例如，有效载荷联接组件可以采用尺寸设置和成形成与采用容器或手提袋形式的有效载荷上的对应附接特征(例如，手柄或孔)相互作用的钩特征的形式或包括该钩特征。钩可以插入有效载荷容器的手柄或孔中，使得有效载荷的重量将有效载荷容器在飞行期间固定[CM1]到钩特征。但是，钩特征和有效载荷容器可以设计成使得当容器接触地面并从下方被支撑时，钩特征会滑出容器的附接特征，从而被动释放有效载荷容器。其他被动释放配置也是可能的。

主动有效载荷释放机构也是可能的。例如，传感器(诸如基于大气压力的高度计和/或加速度计)可以帮助检测释放机构(和有效载荷)相对于地面的位置。来自该传感器的数据可以通过无线链路传送回UAS和/或控制系统，并用于帮助确定释放机构何时到达地平面(例如，通过用加速度计检测表征地面冲击的测量值)。在其他示例中，UAS可基于重量传感器检测到系绳上的阈值低向下力和/或基于降低有效载荷时绞车汲取的功率的阈值低测量值，确定有效载荷已到达地面。

除了拴系式递送系统之外或作为其替代，用于递送有效载荷的其他系统和技术也是可能的。例如，UAS 200可以包括气囊下落系统或降落伞下落系统。替代地，携带有效载荷的UAS 200可以简单地着陆在递送位置处的地面上。其他示例也是可能的。

四、说明性飞行器充电系统

图3A是根据示例实施例的示例系统300的透视图。系统300包括已经着陆在着陆垫306上的飞行器302。当飞行器302保持着陆在着陆垫306上，可以说它处于着陆状态。在着陆状态期间，设置在飞行器302的机身314的腹侧的充电端可以与设置在着陆垫306的背侧的带电着陆端304接触。着陆端304可以从与着陆垫相关联的电力端汲取电力，电力端继而从电源汲取电力。电源可以包括在着陆垫内，或者可以与着陆垫分离。例如，电源可以是包括在着陆垫内的一个或多个电池，或者可以是外部电源，诸如附接到电网、发电机或太阳能收集器的插座，但是其他示例是也是可能的。飞行器的充电端可以继而从着陆端汲取电力以供包括在飞行器内的电力吸收器(power sink)消耗。电力吸收器可以包括例如电机、电池、电容器或被配置为消耗电力的其他电气元件。

在本示例中，着陆垫306包括壳体，该壳体包括设置在着陆端304的外周上的唇缘(lip)308。唇缘308可以防止风引起飞行器302滑离着陆垫306。着陆垫306的壳体还包括围绕着着陆端304的裙部(skirt)。裙部从着陆垫306的中心渐缩。裙部可以防止着陆垫306在飞行器302着陆时移位，并且可以防止着陆垫在有风状况下移动。如下所述，着陆垫306可以包括几个附加特征，其被配置为基于情况上下文来保护飞行器302或向飞行器302提供电力。

尽管图3A描绘了具有平坦着陆端的着陆垫，但是应当理解，其他配置也是可能的。例如，图3B示出了根据另一实施例的系统300，该系统300包括已经着陆在着陆垫306上的飞行器302。在图3B所描绘的本示例中，着陆垫306可以是圆锥形的，并且包括截顶圆锥体结构(truncated cone structure)和顶部着陆表面312。顶部着陆表面312可以支撑飞行器302的机身的底部表面。在本示例中，飞行器302包括被配置为接触着陆端304的一部分的多个支腿。底部表面和支腿都可以被包括为飞行器302的机身314的腹侧的充电端的一些部分。在本示例中，着陆端304可以包括圆锥体结构和顶部着陆表面312的至少一部分。在着陆垫为圆锥形的示例中，诸如在本示例中，基底占地区域(footprint)可以是圆形或椭圆形的，但是其他占地区域也是可能的。

在本示例中，着陆端304设置在着陆垫306的背侧。着陆端304包括定位在圆锥形特征上的导电节点和位于顶部着陆表面312上的另一导电节点(未描绘)。飞行器转而可以包括电触点312，电触点312被配置为与着陆垫的节点接触以从其汲取电力。

图3C还描绘了包括非平坦着陆端的系统300。在本示例中，飞行器302已经着陆在着陆端上，该着陆端在具有截顶棱锥结构的着陆垫的背侧。在这样的截顶棱锥示例中，着陆垫可以包括正方形、矩形或三角形的占地区域，但是其他占地区域也是可能的。类似于图3B中描绘的示例，着陆垫具有顶部着陆表面，飞行器302的机身的底部表面搁置在该顶部着陆表面上。飞行器302包括多个支腿，该多个支腿具有被配置为与着陆垫的着陆端进行接触的至少一个电触点310。支腿各自可以被包括为机身314的腹侧的充电端的一部分。

在本示例中，以及在图3B所示的示例中，着陆垫和飞行器以导致飞行器302的期望姿态的方式构造。例如，在本示例中，飞行器302的支腿可以沿着陆垫的表面滑动直到它们以图3C所描绘的姿态或类似姿态停置。应当理解，导致飞行器在着陆垫上的期望姿态的附加方法也是可能的。例如，飞行器或着陆垫可包括附加特征，诸如将飞行器引导至期望姿态的凹槽或附件。在其他示例中，飞行器和着陆垫可以进行通信，使得飞行器导航到着陆垫上的预定姿态。在其他示例中，着陆垫可以包括视觉指示器或信标，其允许飞行器导航来以预定姿态着陆。在再其他示例中，飞行器和着陆垫可包括磁性特征，一旦飞行器到达或越过接近着陆垫的阈值接近度，磁性特征便将飞行器吸引至期望姿态。导致飞行器的姿态的其他示例也是可能的。

此外，尽管图3B和图3C将飞行器302描绘为包括具有凹形的充电端并将着陆垫306描绘为具有凸形，它们在飞行器的着陆状态期间一起导致飞行器的姿态，但是应当理解，在一些示例中，这些配置可以颠倒。也就是说，着陆端可以以凹的方式成形，而飞行器的充电端是凸的。在每个这样的示例中，即使在一个或多个电触点设置在充电端的侧壁或支腿上而不是在充电端的底部表面上的情况下，或者在一个或多个节点设置在着陆端的侧壁或附件上而不是在着陆端的顶部表面上的情况下，充电端也可以理解为在飞行器的机身的腹侧，而着陆端可以理解为在着陆垫的背侧。

图4A和图4B示出了根据示例实施例的以不同的位置和取向着陆在着陆垫的着陆端404上的飞行器402。飞行器402可包括充电端，该充电端设置在飞行器的机身的腹侧。在图4A和图4B描绘的着陆状态期间，充电端可以与着陆端404接触。飞行器的给定位置和取向可以被称为飞行器的姿态。图4A描绘了飞行器402的第一姿态。在飞行器402的第一姿态，与飞行器402相关联的充电端可以相对于着陆端404设置在第一姿态。图4B描绘了飞行器402的第二姿态。在飞行器402的第二姿态，充电端可以相对于着陆端404设置在第二姿态。飞行器402的充电端和着陆端404可以被配置为使得在飞行器402的着陆状态期间，充电端都可以从着陆端404汲取电力，无论充电端相对于着陆端404的姿态如何。

应当理解，尽管着陆端404可以类似于图3A中描绘的着陆端304，但是诸如图3B和图3C中所描绘的那些非平坦着陆端可以类似地被配置为使得无论飞行器的姿态如何，飞行器都可以从着陆端汲取电力。例如，在这样的示例中，着陆垫和飞行器可以被配置为使得飞行器只能以相对于着陆垫的一组预定姿态着陆。因此，在这样的示例中，与飞行器相关联的充电端可以落入相对于着陆端的一组预定姿态。在这些示例中，飞行器和着陆端可以被配置为使飞行器从着陆垫汲取电力，而无论飞行器以该组姿态中的哪个姿态着陆。

图5A、图5B和图5C描绘了根据示例实施例的飞行器500的充电端。图5A描绘了飞行器500的侧视图。飞行器500可包括机身514和设置在机身514的腹侧的充电端502。尽管在本示例中，充电端简单地设置在机身的底部表面处，但是应当理解，充电端可以被包括在飞行器的着陆机构内。例如，充电端可以包括被配置为在飞行器500的着陆状态期间支撑飞行器500的一个或多个支腿。不管充电端的配置如何，电触点可以被设置在充电端上，使得在着陆状态期间，它们贡献于飞行器的支撑。在其他示例中，如图3B所描绘，充电端可以包括在飞行器的机身的底部表面处的电触点，以及设置在飞行器的一个或多个支腿上的其他电触点。在再其他示例中，如图3C所描绘，充电端可以包括仅设置在飞行器的一个或多个支腿上的电触点。在每个这样的示例中，充电端应被理解为位于机身的腹侧。充电端的其他配置也是可能的。

图5B描绘了着陆端502的侧视图。着陆端502包括电触点504、506、508和510。每个电触点可以被配置为在飞行器500的着陆状态期间与着陆垫的着陆端进行接触。尽管在本示例中，电触点504、506、508和510被描绘为突出超过充电端502的外表面，但是应当理解，电触点可以不延伸超过充电端502的外表面。在一些示例中，电触点可以撤回到充电端502内包括的凹部512中。以这种方式，在飞行器500的非着陆状态期间，可以保护电触点，并且在飞行器500的着陆状态期间，电触点可以与着陆端进行接触。

在一些示例中，凹部512可以包括压力施加元件，诸如弹簧、致动器、压电元件等，其被配置为在给定的电触点上施加力。以这种方式，压力施加元件可以确保在飞行器500的着陆状态期间给定电触点对着陆端施加接触压力。

图5C描绘了着陆端502的仰视图。在本示例中，电触点504、506、508和510以可以允许飞行器从着陆垫的着陆端汲取电力，而不论充电端502相对于着陆端的姿态如何的方式布置。以下示例描绘了电触点和着陆端的配置。

图6A描绘了根据示例实施例的着陆垫600的俯视图。在本示例中，着陆垫600包括围绕着陆端604的唇缘602。着陆端604包括不导电空间606、多个正节点608和多个负节点610。在本示例中，正节点608和负节点610被布置成由不导电间隙分离的多个平行条带。节点可以从与着陆垫600相关联的电源接收电力。在一些示例中，负节点610可以带负电。在其他示例中，负节点610可以接地。节点和间隙可具有和与飞行器相关联的充电端上的电触点的多个布置和尺寸相容的宽度。

图6B描绘了根据另一示例实施例的着陆垫600的俯视图。在本示例中，着陆垫600包括唇缘602和着陆端604。着陆端604包括不导电空间612以及多个正节点614和负节点616。在本示例中，节点被布置成具有多个交替的正节点铺块和负节点铺块的棋盘形配置。节点铺块和间隙可具有和与飞行器相关联的充电端上的电触点的多个布置和尺寸相容的宽度。

图6C描绘了根据另一示例实施例的着陆垫600的俯视图。在本示例中，着陆垫600被配置为具有顶部着陆表面的截顶圆锥体。在本示例中，着陆端604包括设置在圆锥体的外表面上的单个正节点620、设置在顶部着陆表面上的单个负节点622以及设置在正节点620和负节点622之间的不导电空间618。尽管在本示例中，描绘了单个负节点和单个正节点，但是应当理解，着陆垫可以包括两个或更多个这样的节点。

图6D描绘了根据另一示例实施例的着陆垫600的俯视图。在本示例中，着陆垫600被配置为具有顶部着陆表面630的截顶正方棱锥。在本示例中，着陆端604包括多个正节点626、负节点628以及设置在节点之间的负空间624。顶部着陆表面630可以包括诸如唇缘、凹部、凹槽等的特征，其被配置为有助于机械地促成飞行器的姿态。如以上关于图3B和图3C所讨论的，影响飞行器的姿态的其他方式也是可能的。

图6A、图6B、图6C和图6D描绘了设置在着陆端的外表面上的正节点和负节点。可以将图6A、图6B、图6C和图6D理解为描绘了节点在着陆状态期间将直流提供给飞行器的实施例。在这样的直流示例中，只要飞行器正在充电，每个正节点就均可以具有比每个负节点大的电压。

在其他示例中，着陆垫可以被配置为使得节点在飞行器的着陆状态期间向飞行器提供交流。在这样的实施例中，某些节点(例如，如在图6A、图6B、图6C和图6D中描绘为负节点的那些节点)可以接地，而其他节点是“带电的(hot)”(例如，如在图6A、图6B、图6C、和图6D中描绘为正节点的那些节点)，或者不同的节点可以与交流电力信号的不同相位相关联。在这些交流示例中，给定的第一组节点(例如，图6A、图6B、图6C和图6D中描绘的正节点)和给定的第二组节点(例如，图6A、图6B、图6C和图6D中描绘的负节点)可以在它们之间具有大于零的平均电压差。即，在大多数给定时间，第一组节点的给定节点的电压电位的减去第二组节点的给定节点的电压电位的绝对值可以大于零。以这种方式，着陆端可以被配置为向飞行器提供直流或交流。

尽管详细描述总体上讨论了与着陆垫的着陆端相关联的正节点和负节点，但是应当理解，通常，节点可以包括至少第一组节点和第二组节点，其中，第一组节点和第二组节点在其间具有大于零的平均电压差。此外，如以上关于图6C所描述的，节点可以简单地包括一对节点，它们之间的平均电压差大于零。如此，应当理解，如本文所述，第一组节点包括一个或多个节点，并且第二组节点包括一个或多个节点。

尽管图6A和图6B仅描绘了节点的两种布置，被配置为适应与飞行器的充电端相关联的电触点的多种尺寸、布置和姿态，但是本领域技术人员应当容易理解，节点的其他这样的布置也是可能的。此外，尽管将多个正节点和负节点描绘为设置在着陆端604的顶部表面上，但是应当理解，在一些实施例中，这样的节点可以布置在着陆端的顶部表面下方。例如，在一些示例中，着陆端604可以被配置为对已经着陆在着陆端的外表面上的飞行器进行感应充电。

与飞行器相关联的充电端的电触点和与着陆垫相关联的着陆端的节点之间的接触可以包括电触点和节点之间的物理接触。这样的物理接触可以在飞行器的着陆状态期间发生，其中，着陆端的节点设置在着陆端的外表面或顶部表面上。在其他示例中，中间材料可以将充电端的电触点与飞行器的节点物理分离，但是仍然可以允许电触点和节点之间的电流动。在着陆端被配置为对飞行器进行感应地充电的情况下可能是这种情况。如此，充电端的电触点和着陆端的节点之间的接触通常可以涉及允许节点经由充电端的电触点将电力传送至飞行器的电触点与节点的接近度。

图7A描绘了已经与着陆垫的着陆端接触的与飞行器的充电端(未示出)相关联的多个电触点。在本示例中，着陆垫可以基本上如以上关于图6A所描述地被配置。即，着陆端包括设置在正节点608和负节点610之间的不导电空间606。在本示例中，充电端包括电触点504、506、508和510，其设置电触点中心的点的半径(r)内。电触点508设置在中心点上，而电触点504、506和510围绕中心点径向地定向。电触点504、506和510设置在半径(r)的外边缘内，并且在电触点的中心的径向轴线上彼此间隔120°。

图7A描绘了具有其中至少一个电触点与正节点接触并且其中至少一个电触点与负节点接触的情境的系统700。由于充电端仅包含四个电触点，并且由于至少一个给定电触点与正节点接触，并且至少一个给定电触点与负节点接触，所以不多于两个电触点与不导电间隙接触。在本示例中，电触点504和506与负节点接触，电触点508与正节点接触，并且电触点510刚好达不到另一负节点，从而其与不导电空间606的不导电间隙接触，但不与正或负节点接触。然而，在本示例中，触点间隔开，使得如果电触点504和506移动以停止接触节点，则电触点510将开始接触节点。如此，在本示例中，节点跨越两个间隙的宽度(y)和一个节点的宽度(x)。

图7A还描绘了飞行器在着陆垫上着陆状态的基础情况情境。在该基础情况情境下，正和负节点之间的每个间隙的宽度(y)比具有直径(d)的电触点宽。如此，在该基础情况情境下，y>d。在该基础情况情境下，半径(r)也足够长，以使电触点504、506和510跨越两个间隙的宽度(y)和一个节点的宽度(x)。如此，在该基础情况情境下，

在该基础情况情境下，电触点508的远点与间隙之间的第一距离(a)可以达到或超过电触点510的近点与电节点之间的第二距离(b)。因此，在该基础情况情境下，r≥4y-3d。

在该基础情况情境下，无论飞行器的充电端相对于着陆垫的着陆端的姿态如何，电触点504、506、508和510中的一个都将接触着陆端的正节点，并且电触点中的一个将接触负节点。如此，无论充电端相对于着陆端的姿态如何，飞行器都会从着陆垫汲取电力。

在一些示例中，与电触点相关联的半径可以与系统的另一组件共享预定义的尺寸关系。例如，该半径可以落入着陆端的节点的宽度的0.75至1.0倍的范围内。在其他示例中，该半径可以落入节点的宽度的0.8至1.2倍的范围内。在另外的示例中，充电端的两个或更多个触点可以以落入节点的宽度的1.5至2.0倍的范围内的距离分离。其他范围和关系也是可能的。

尽管关于图7A描述的基础情况情境包括特定尺寸，但是应当理解，不同的着陆端和充电端配置可以允许不同的基础情况关系，该关系仍然允许充电端从着陆端汲取电力，无论充电端相对于着陆端的姿态如何。

此外，尽管可以将飞行器的充电端和着陆垫的着陆端配置为使得充电端从着陆端汲取电力，而不管充电端与着陆端的相对姿态如何，但是飞行器和着陆垫可以进行通信以在飞行器的着陆状态期间促进充电端相对于着陆端的姿态。在这样的示例中，飞行器可以识别与着陆垫相关联的视觉指示或信标，或者可以与着陆垫通信以促进姿态。例如，在着陆端包括被布置为平行条带的节点的情况下，如以上关于图6A所描述的，飞行器可以导航成使得在飞行器的着陆状态期间，跨越飞行器的前端和后端的线基本上垂直于节点。在一些示例中，飞行器可以导航成使得跨越给定一对电触点的线基本上垂直于节点。在这样的示例中，充电端中的少至三个电触点可被配置为接触着陆端。例如，三个电触点可以以线性方式设置并且间隔开，使得在该姿态下不多于一个电触点落入不导电间隙内。附加触点可以包括在充电端内，使得如果飞行器未能以该姿态着陆，则飞行器仍可以经由电触点从着陆端汲取电力。在再其他示例中，飞行器可以导航成使得充电端被设置在基本上位于着陆端的中心的位置。充电端相对于充电端的其他姿态也是可能的。

术语“基本上”是指不需要确切地实现所记载的特性、参数或值，而是可以发生量上的不排除该特性旨在提供的效果的偏差或变化，例如包括本领域技术人员已知的公差、测量误差、测量准确度限制和其他因素。

图7B描绘了系统700的另一情境，其中，至少一个电触点与正节点接触，并且其中至少一个电触点与负节点接触。如在上面关于图7A描述的配置中，着陆端包括布置成在着陆端的表面上设置的平行条带的多个正节点和负节点。然而，在本示例中，电触点704、706、708和710落入第二半径内，该第二半径大于图7A描绘的半径。此外，在本示例中，电触点布置成没有中心电触点。而是，触点706在电触点中心的径向轴线上与触点704和708成60°设置。应当理解，尽管图7B中描绘的电触点的配置不同于以上关于图7A描述的电触点的配置，但是该布置仍然可以遵循上述基础情况情境。即，给定节点的宽度(x)，节点之间的间隙的宽度(y)，电触点的直径(d)和半径(r)，y>d，

且r≥4y-3d。

尽管图7A和图7B描绘了其中飞行器的充电端仅包括四个电触点的配置，但是其他实施例可以包括允许五个或更多个电触点的配置。例如，图7C描绘了包括五个触点的示例。图7C描绘了包括中心电触点712和在电触点中心的径向轴线上彼此成90°设置的电触点714、716、718和720。

此外，尽管图7A、图7B和图7C描绘了如以上关于图6A所述的着陆端，但是应当理解，可以使用在飞行器的着陆状态期间允许充电端的电触点与着陆端接触从而使着陆端经由电触点向飞行器提供电力的其他着陆端配置。

例如，图7D描绘了系统700，其具有包括与以上关于图6B描述的着陆端类似的着陆端的配置。该配置包括充电端，该充电端包括中心电触点722和在电触点中心的径向轴线上彼此成72°设置的电触点724、726、728、730和732。应当理解，一些着陆端配置可能需要在与飞行器相关联的充电端上的数量更大或不同布置的电触点。

在一些示例中，不同的飞行器可以包括电触点的不同配置。在一些示例中，着陆垫可能能够基于在飞行器的着陆状态期间已经接触了多少铺块来确定飞行器的类型。作为响应，着陆垫的控制器可以基于所确定的飞行器类型来改动电压电平或电力输出。

尽管图7D描绘了与以上关于图7A、图7B和图7C描述的着陆端布置不同的着陆端布置，但是应当理解，但是该布置仍然可以遵循上述关于图7A描述的基础情况情境。即，给定节点的宽度(x)，节点之间的间隙的宽度(y)，电触点的直径(d)和半径(r)，y>d，

且r≥4y-3d。但是，对于具有多于四个电触点的充电端以及与图6A和图6B描绘的着陆端不同地被布置的着陆端，可能存在不同的基础情况。

在图7A、图7B、图7C和图7D中，电触点可以以基本上平面的方式设置。类似地，着陆端可以以基本上平面的方式设置，使得在着陆状态期间，电触点在着陆端的表面上具有相似的接触压力。在一些示例中，着陆端可以略微凸起或倾斜，并且可以对应地布置电触点。然而，即使在着陆垫凸起或倾斜的情况下，电触点仍可以以基本上平面的方式设置。

如上所述，术语“基本上”是指不需要确切地实现所记载的特性、参数或值，而是可以发生量上的不排除该特性旨在提供的效果的偏差或变化，例如包括本领域技术人员已知的公差、测量误差、测量准确度限制和其他因素。

图7E描绘了系统700的另一情境，其中，至少一个电触点与正节点接触，并且其中，至少一个电触点与负节点接触。本示例中的着陆端可以如以上关于图3B和图6C所描述的那样配置。在本示例中，飞行器的充电端可以包括两个电触点734和736。该触点可以与飞行器的充电端相关联，该飞行器的充电端包括飞行器的机身的底部表面和一个或多个支腿，但是充电端的其他配置也是可能的。触点734可以设置在机身的底部表面上，而触点736可以设置在飞行器的支腿上。此外，飞行器和着陆垫可被配置为使得在着陆状态期间触点734始终与节点622对准，而电触点736始终与节点620对准。

在本示例中，飞行器可以被配置为相对于着陆垫以一组预定义的姿态着陆。例如，该飞行器可以被配置为导航到相对于着陆垫的单个姿态。在其他示例中，飞行器和着陆垫可以被配置为导致飞行器的某姿态，使得飞行器可以着陆在沿着陆端的外表面沿着某半径或一组半径的任何地方。

尽管本示例包括与图7A-D中描绘的相似的正节点620、负节点622和不导电空间618，但是应当理解，本示例可以不必遵循关于那些附图进行描述的相同的配置。例如，以上关于图7A描述的基础情况情境可能不适用于本示例。

图7F描绘了系统700的另一情境，其中，至少一个电触点与正节点接触，并且其中，至少一个电触点与负节点接触。本示例中的着陆端可以如以上关于图3C和图6D描述的那样配置。在本示例中，飞行器的充电端可以包括设置在飞行器的一个或多个支腿上的电触点。电触点738与多个负节点628中的一个接触，而电触点740与多个正节点626中的一个接触。在本示例中，飞行器和着陆垫可被配置为允许飞行器相对于着陆垫的四个姿态(图3C和图6D描绘的截顶正方棱锥的每一侧一个)中的一个，以及其略微变化。这一组四个姿态可以机械地强加，但是也可以由飞行器进行的导航来辅助，其中，这样的导航基于飞行器与着陆垫之间的通信或基于着陆垫上的视觉指示或与着陆垫相关联的信标。

在本示例中，飞行器可以被配置为相对于着陆垫以预定的一组姿态着陆。例如，该飞行器可以被配置为导航到相对于着陆垫的单个姿态。在其他示例中，飞行器和着陆垫可以被配置为导致飞行器的某姿态，使得飞行器可以以四个一般姿态中的任何一个着陆在着陆垫上。在着陆垫的其他配置中，诸如在将着陆垫配置为三角截顶棱锥的情况下，该组姿态可以包括与着陆端的三个侧面对应的三个姿态。其他配置和姿态的组也是可能的。

尽管本示例包括类似于图7A-D中描绘的正节点626、负节点628和不导电空间624，但是应当理解，本示例可以不必遵循关于那些附图进行描述的相同的配置。例如，以上关于图7A描述的基础情况情境可能不适用于本示例。

图8描绘了根据示例实施例的包括在飞行器内的整流器800。在本示例中，整流器800包括四对二极管806，其对应于与飞行器的充电端相关联的四个电触点。在本示例中，二极管对与图5A和图5B中描绘的电触点504、506、508和510对应。然而，应当理解，在着陆端包括附加电触点的情况下，整流器800可以包括附加二极管。整流器800附加地包括正输出节点802和负输出节点804。整流器800中的二极管可以包括操作为理想二极管的场效应晶体管(FET)的通用功率二极管、肖特基二极管。其他类型的半导体元件也是可能的。

在示例情境中，电触点504和506可以接触着陆端的一个或多个正节点，电触点508可以接触设置在着陆端的节点之间的不导电空间，而电触点510可以接触着陆端的负节点。在示例情境中，与电触点504和506相关的多对二极管806可以贡献于输出节点802处的正输出，而与电触点510相关联的一对二极管可以贡献于输出节点804处的负输出。

图8描绘了桥式整流器，该桥式整流器被配置为输出直流(DC)电力信号，以供包括在飞行器内的电力吸收器消耗。电路元件可以设置在整流器800和电力吸收器之间。下面参考图10描述附加的中间元件。

图9描绘了根据示例实施例的电路900的简化图。在本示例中，电路包括电源902、AC-DC转换器904、多个正节点608和负节点610、整流器908和电力吸收器906。如上所述，这些组件可以在飞行器和着陆垫之间共享。在本示例中，多个节点设置在表面910上。该表面可以是着陆垫的着陆端的外表面。几个节点可能处于开路(open)。即，该节点可以带电，但是不会接触电路的另一元件。多个节点中的其他节点可以与飞行器的电触点接触。这些节点和触点可以闭合电路，以使电力从电源902传送到电力吸收器906。

在一些示例中，当飞行器处于非着陆状态时，电路可以保持开路。即，当飞行器正在飞行并且没有接触着陆端的表面时，节点将全部开路，因此将不传送电力。

在飞行器的不同姿态下，不同的电触点可以接触不同的节点。另外，在一些示例中，某些电触点可能不接触任何节点。在本示例中，触点510不与任何节点接触。如此，该触点也可以称为开路。如以上关于图7A所述，节点510可以接触节点之间的间隙。电导线可将电触点接收的电力传送到整流器908，整流器908继而可以将电力传送到电力吸收器906。

在本示例中，电路包括AC-DC转换器904。这样，在本示例中，节点将直流电传送到电触点。然而，在其他示例中，电路可以不包括AC-DC转换器，或者AC-DC转换器可以从控制器接收控制信号，该控制信号使AC-DC转换器输出从电源接收的交流信号。在这样的示例中，整流器908可以接收交流信号以供电力吸收器906消耗。这样的输出基于上下文可以是直流或交流。例如，控制器可以基于着陆在着陆垫上的飞行器的类型来确定着陆端是应当输出直流还是交流信号。如以上关于图6A和图6B所描述的，着陆垫可以被配置为经由第一组节点和第二组节点将直流或交流电力信号传达至飞行器，第一组节点和第二组节点之间具有大于零的平均电压差。

在本示例中，AC-DC转换器904基于控制器输入来输出电力。电路900可以包括一个或多个控制器，其控制着陆垫输出的电力以及飞行器接收的电力。例如，一个或多个控制器可以控制着陆端的电压输出、电流输出或功率输出中的任何一个或全部。一个或多个控制器可以包括一个或多个处理器，该一个或多个处理器被配置为运行存储在计算机可读介质(诸如，非暂时性计算机可读介质)上的指令。该控制器可以基于在着陆垫和飞行器处接收的传感器输入来确定电路900的控制信号。在一些示例中，与着陆垫相关联的控制器可以将控制信号基于从飞行器接收的信息。例如，与着陆垫相关联的控制器可以基于正在接近着陆垫的飞行器的类型来确定电力输出。在该示例中，飞行器可以将标识符传送到着陆垫，控制器将该标识符与飞行器类型和供飞行器消耗的对应电力输出相关联。同样，与飞行器相关联的控制器可以将控制信号基于从着陆垫接收的信息。例如，着陆垫可以将温度或湿度信息传送给飞行器，并且与飞行器相关联的控制器可以基于该信息来确定控制飞行器的电力摄取的控制信号。在一个示例中，着陆垫可感测到导电端是湿的。作为响应，飞行器可以停止电力摄取，直到着陆端变干为止。着陆垫与飞行器之间的其他通信也是可能的。

图10是在飞行器处的电力接收系统1000的框图。系统1000包括电触点1002、整流器1004、开关模块1006、电力转换模块1010、温度传感器1014、连接器1008和“与”门1012。如上所述，电触点1002和整流器1004可以传达电力信号以供包括在飞行器内的电力吸收器消耗。该飞行器还可以包括开关模块1006，其可以中断来自整流器1004的电力信号。例如，控制器可以向开关模块1006发送控制信号，该控制信号使开关改变发送至连接器1008和电力转换模块1010的占空比。电力转换模块1010可以包括在着陆状态期间为飞行器的各种组件供电的控制器，飞行器的各种组件包括飞行器内包括的各种传感器、致动器、收发器、处理器等。在本示例中，电力转换模块1010将电力发送到温度传感器1014和“与”门1012。温度传感器1014将信号发送到“与”门1012。连接器1008也将信号发送到“与”门2012。信号可共同形成开关模块1006的输入。开关模块1006可以将开关的开启/关闭状态基于“与”门1012的输出。

连接器1008可以接收来自开关模块1006的电力输出。该电力输出可以传送到电力吸收器。飞行器可以监视与电力吸收器相关联的电力消耗，并且可以将该信息传送给着陆垫。例如，与飞行器相关联的收发器可以将与飞行器的电池相关联的电荷水平传送到着陆垫。在其他示例中，飞行器的控制器可以使用负载调制与着陆垫通信。在其他示例中，飞行器的控制器可以确定功率吸收器正在被充电，并且在功率吸收器正在被充电时，控制器可以控制连接器1008、电力转换模块1010或飞行器的其他组件来直接从整流器1004或开关模块1006的输出汲取电力。在飞行器的着陆状态期间控制飞行器的其他方式也是可能的。

图11描绘了根据示例实施例的用于形成着陆垫1100的多个模块化铺块元件。在本示例中，几个铺块1102经由铺块的突片1104当中的公/母连接而被连接。多个铺块中的每个铺块可被配置为使得铺块共同形成着陆垫1100的着陆端。例如，铺块元件1102可各自包括布置成平行条带的节点。当被连接时，铺块1102可以形成连续的顶部表面，该连续的顶部表面包括由不导电空间分离的导电节点，该不导电空间包括间隙，如以上关于图6A所描述。着陆垫可以包括壳体，该壳体包括铺块元件。壳体可以附加地包括设置在着陆端的外边缘处的裙部和/或唇缘。

尽管在本示例中，铺块元件1102经由突片1104连接，但是应当理解，铺块元件1102可以以其他方式连接。例如，铺块元件1102可以经由凹槽连接或磁性连接而被连接。在其他示例中，着陆垫1100的壳体可以将铺块元件1102的边缘压缩在一起。合并或连接铺块元件的其他方式也是可能的。

在一些示例中，每个铺块元件1102可以连接至与着陆垫1100相关联的电源。然而，在其他示例中，仅铺块元件1102中的一个或一些可以连接至电源，而其余铺块元件1102可以从多个铺块元件中的其他铺块元件接收电力。在电元件1102之间传送电力的其他方式也是可能的。

图12是根据示例实施例的着陆垫1200的简化图示。在本示例中，着陆垫1200包括壳体1204，其包括着陆端1206；以及可伸缩罩1214。可伸缩罩1214在第一端1210处附接到壳体1204，并且包括被配置为与在壳体1204的第二端1208处的闭合机构交互的闭合边缘1212。当着陆垫1200为空时，可伸缩罩1214可在第二端1208处保持闭合。当飞行器(诸如飞行器1202)接近时，该罩可以与闭合机构脱离，并缩回以允许飞行器着陆在着陆端1206上。可伸缩罩1214此后可再次闭合。

着陆垫1200还可以包括导航辅助工具，诸如快速响应代码、机器视觉相容的基准或结构光信标，诸如红外或RF信标。如上面关于图9所述，着陆垫1200可以附加地包括配置为与飞行器1202进行通信的收发器。另外或者替代地，着陆垫1200可以包括确定着陆垫1200和飞行器1202之间的接近度的传感器，该传感器导致某动作被执行。例如，当飞行器1202在着陆垫的接近阈值内时，可伸缩罩1214可缩回。

在一些实施例中，着陆垫1200可以附加地或替代地包括可伸缩的天蓬或遮避，和/或被配置为蒸发累积的水分、霜、冰、雪等的加热机构。另外，着陆端1206可以稍微凸起或倾斜以防止积水。也可以包括其他组件。

虽然在本示例中将着陆垫1200和可伸缩罩1214描绘为容纳单个飞行器1202的壳体，但是应当理解，单个着陆垫可以同时容纳几个飞行器。例如，单个着陆垫和可伸缩罩可以形成被配置为容纳多个飞行器的机库。

五、结语

附图中所示的特定布置不应视为限制性的。应当理解，其他实施方式可以包括更多或更少的给定附图中所示的每个元件。此外，一些示出的元件可以被组合或省略。另外，示例性实施方式可以包括在附图中未示出的元件。

另外，尽管本文已经公开了各个方面和实施方式，但是其他方面和实施方式对于本领域技术人员而言将是显而易见的。本文所公开的各个方面和实施方式是出于说明的目的，而不是旨在进行限制，真实的范围和精神由所附权利要求书指示。在不脱离本文提出的主题的精神或范围的情况下，可以利用其他实施方式，并且可以进行其他改变。将容易理解的是，可以以各种不同的配置来布置、替换、组合、分离和设计本文一般地描述的以及在附图中示出的本公开的各方面，所有这些都在本文中被构想。

Claims (25)

1.一种用于飞行器的着陆垫，包括：

壳体；

电力端，被配置为从电源汲取电力；以及

导电的着陆端，所述导电的着陆端在所述壳体的背侧，所述着陆端包括：

第一组节点；

第二组节点；以及

设置在所述第一组节点和第二组节点之间的不导电空间，

其中，所述第一组节点、第二组节点和不导电空间被配置为使得对于飞行器在着陆垫上的着陆状态期间的飞行器的任何姿态，所述飞行器的充电端的至少一个电触点与第一组节点中的节点接触，并且所述充电端的至少一个其他电触点与第二组节点中的节点接触。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器的着陆垫，还包括控制器，其中，所述控制器被配置为控制由所述着陆端输出以供飞行器的电力吸收器消耗的电力。

3.根据权利要求1所述的用于飞行器的着陆垫，其中，所述第一组节点和所述第二组节点之间的平均电压差大于零。

4.根据权利要求3所述的用于飞行器的着陆垫，其中，所述着陆垫的着陆端被配置为输出直流电力信号以供飞行器消耗，其中，所述第一组节点包括具有第一电压的多个正节点，其中，所述第二组节点包括具有第二电压的多个负节点，并且其中，所述第一组节点与所述第二组节点之间的平均电压差等于所述第一电压与所述第二电压之间的差。

5.根据权利要求1所述的用于飞行器的着陆垫，其中，所述着陆垫的壳体包括多个模块化的铺块元件，并且其中，所述多个模块化的铺块元件共同形成所述导电的着陆端。

6.根据权利要求1所述的用于飞行器的着陆垫，还包括沿所述着陆端的外周设置的唇缘。

7.根据权利要求1所述的用于飞行器的着陆垫，还包括与所述壳体相关联的闭合机构和可伸缩罩，其中，所述可伸缩罩被配置为在着陆状态之前从所述闭合机构缩回，并且在着陆状态期间，朝向所述闭合机构前进。

8.根据权利要求1所述的用于飞行器的着陆垫，还包括加热元件，所述加热元件被配置为控制所述导电的着陆端的温度。

9.一种用于充电的系统，包括：

飞行器，其中，所述飞行器包括机身、电力吸收器和在所述机身的腹侧的充电端，其中，所述充电端包括多个电触点；以及

着陆垫，其中，所述着陆垫包括壳体和在所述壳体的背侧的导电的着陆端，所述着陆端包括：

第一组节点；

第二组节点；以及

设置在所述第一组节点和第二组节点之间的不导电空间，

其中，所述第一组节点、第二组节点和不导电空间被配置为使得对于飞行器在着陆垫上的着陆状态期间的飞行器的任何姿态，所述充电端的至少一个电触点与第一组节点中的节点接触，并且所述充电端的至少一个其他电触点与第二组节点中的节点接触。

10.根据权利要求9所述的系统，其中，所述第一组节点和所述第二组节点之间的平均电压差大于零。

11.根据权利要求10所述的系统，其中，所述飞行器的电触点以及所述着陆垫的节点和不导电空间被配置为使得：在飞行器的着陆状态期间，无论所述飞行器的充电端相对于所述着陆垫的着陆端的姿态如何，没有电触点与多于一个节点接触。

12.根据权利要求10所述的系统，其中，所述飞行器和所述着陆垫被配置为在着陆状态期间导致所述飞行器相对于所述着陆垫的姿态，并且其中，所述多个电触点包括两个或更多个电触点。

13.根据权利要求10所述的系统，其中，所述着陆端的所述第一组节点和所述第二组节点被布置成交替的条带，其中，所述不导电空间包括设置在所述交替的条带之间的多个间隙，并且其中，所述多个间隙中的每一个比与所述电触点相关联的直径宽。

14.根据权利要求13所述的系统，其中，所述充电端的所述多个电触点包括设置在所述多个电触点的中心的点的半径内的四个或更多个电触点，并且其中，所述半径比所述交替的条带中的给定条带的宽度的三分之二加上所述多个间隙中的给定间隙的宽度的三分之四宽。

15.根据权利要求14所述的系统，其中，所述半径落入所述条带的宽度的0.75至1.0倍的范围内。

16.根据权利要求9所述的系统，其中，所述着陆垫还包括控制器，并且其中，所述控制器被配置为控制由所述着陆端输出以供所述飞行器的电力吸收器消耗的电力量。

17.根据权利要求9所述的系统，其中，所述着陆垫的壳体包括多个模块化的铺块元件，并且其中，所述多个模块化的铺块元件共同形成所述导电的着陆端。

18.一种飞行器，包括：

机身；

电力吸收器；

在所述机身的腹侧的充电端，其中，所述充电端包括多个电触点，所述多个电触点相对于着陆垫的着陆端上的第一组节点和着陆端上的第二组节点被配置为使得对于飞行器在着陆垫上的着陆状态期间的飞行器的任何姿态，至少一个电触点与第一组节点中的节点接触，并且至少一个其他电触点与第二组节点中的节点接触；以及

多个电导线，被配置为将由所述多个电触点从所述着陆垫汲取的电力传送到电力吸收器。

19.根据权利要求18所述的飞行器，还包括：着陆模块，被配置为在着陆状态期间支撑所述机身，其中，所述充电端包括在所述着陆模块内，并且其中，所述电触点在着陆状态期间贡献于支撑所述机身。

20.根据权利要求19所述的飞行器，其中，所述电触点以大致平面的方式设置。

21.根据权利要求18所述的飞行器，还包括：整流器，所述整流器设置在所述电导线和电力吸收器之间，其中，所述整流器被配置为接收由所述电触点从所述电导线汲取的电力并输出直流电力信号以供电力吸收器消耗。

22.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述多个电触点包括设置在所述多个电触点的中心的点的半径内的四个或更多个电触点。

23.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述飞行器被配置为相对于所述着陆垫以一组预定姿态着陆，并且其中，所述多个电触点包括两个或更多个电触点。

24.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述飞行器的充电端还包括连接到电触点的多个压力施加元件，其中，所述多个压力施加元件被配置为在飞行器的着陆状态期间向电触点中的每一个施加向下的力。

25.根据权利要求18所述的飞行器，其中，在飞行器的非着陆状态期间，所述电触点设置在所述充电端的外表面内的第一位置处，并且其中，在飞行器的着陆状态期间，所述电触点设置在所述充电端的外表面上或外部的第二位置处。

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