CN112977806B - 一种自适应行走起落架及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种自适应行走起落架及其控制方法，其中自适应行走起落架包括：至少两个结构相同的支腿，所述支腿包括中空旋转平台，所述旋转平台上连接有转轴，所述转轴通过轴承与转动连接件转动连接；所述转动连接件的一端与摇臂的一端活动连接，另一端与二级缓冲机构的一端连接，所述二级缓冲机构的另一端与所述摇臂的臂身转动连接；所述摇臂的另一端活动连接有一级缓冲器；所述摇臂的臂身上与小动作筒的一端转动连接，所述小动作筒的另一端与所述一级缓冲器转动连接；该自适应行走起落架采用仿生四足结构，每个支腿有三个自由度，使起落架可以在全向范围内改变各支腿的着陆点，保证了在各类地形起降时机体处于水平姿态。

Description

一种自适应行走起落架及其控制方法

技术领域

本发明涉及垂直起降飞行器起降技术领域，特别是涉及一种自适应行走起落及其控制方法，具有自适应地形着陆以及全向行走的功能。

背景技术

垂直起降飞行器由于其垂直起降的特点，对地形的适应能力强于固定翼飞行器，但是因为其结构固定，仍然对于各类复杂地形的适应能力不足。在各类山地、乱石滩等地形执行灾区救援、物资运输、地形勘察等任务时，复杂地形使得垂直起降飞行器难以着陆，因此对垂直起降飞行器的起落架提出了更高的地形适应能力要求。

目前传统的垂直起降飞行器起落架，主要包括滑撬式和轮式起落架，只能着陆在水平度和平整度较高的地面。在崎岖不平和倾斜的地面难以着陆，往往会导致侧翻、机尾擦地等各类事故。本发明正是基于起落架地形适应能力不足的问题，提出了一种垂直起降飞行器起落架，采用仿生腿足式结构，每个支腿具有三个主动自由度，因此具备了适应地形调节起落架姿态的能力。并且四个三自由度的支腿，使得起落架具备了全向行走的能力，在着陆后可以完成全向行走，提高了垂直起降飞行器在地面的灵活性。

国内关于垂直起降飞行器地形自适应起落架的专利较少，主要是关于小型无人机的自适应起落架和月球着陆器的起落架。专利号为CN111959749A的《具备地形自适应起降和行走能力的直升机四足起落架》中提出了一种采用仿生四足结构的直升机起落架，具备地形适应能力和行走能力。但是该结构每个支腿只有两个自由度，只能在固定工作平面内改变支腿姿态，对地形适应能力有限，并且只能在工作平面内进行单向行走。本专利的起落架每个支腿有三个自由度，周向转动关节可以使支腿有更大的运动空间，具备更好的的地形适应能力和全向行走的能力。专利号为CN209739327U的《一种基于多足结构的垂直起降无人机自适应起落架系统》中提出了一种用于无人机的多足结构的起落架，采用串联多节结构，对关节电机的驱动力矩要求较大；三个关节串联，结构稳定性不好。本专利设计的起落架每个支腿的第三个自由度是周向转动关节提供，承力较小，结构稳定性好。专利号为CN111746824A的《一种缓冲/行走一体化六足着陆器及其步态控制方法》中提出了一种六足着陆器，每个支腿采用了三自由度机械臂，活动空间有限，并且没有给出着陆前起落架自适应调节的控制方法。本申请的起落架每个支腿采用串联结构，在同样的体积下有更大的活动空间，并给出了着陆前起落架的自适应调节控制方法。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种自适应行走起落架及其控制方法，解决现有的垂直起降飞行器起落架地形适应能力不足的问题，相比于已有的各类地形适应起落架，有更好的承载能力，着陆点有更大的选择空间，通过自适应调节控制方法，保证起落架可以根据地形自适应调节姿态，安全平稳地着陆于崎岖不平的地形；并且具备了全向行走的能力，极大地提高了垂直起降飞行器在地面时的灵活性，拓展了垂直起降飞行器执行任务的能力范围。

为了实现上述目的，本发明一方面提供一种自适应行走起落架，包括：至少两个结构相同的支腿，所述支腿包括中空旋转平台，所述中空旋转平台与机身固定连接，所述旋转平台上连接有转轴，所述转轴通过轴承与转动连接件转动连接；所述转动连接件的一端与摇臂的一端活动连接，另一端与二级缓冲机构的一端连接，所述二级缓冲机构的另一端与所述摇臂的臂身转动连接；所述摇臂的另一端活动连接有一级缓冲器；所述摇臂的臂身上与小动作筒的一端转动连接，所述小动作筒的另一端与所述一级缓冲器转动连接；还包括控制系统，所述控制系统包括控制盒、激光雷达、位移传感器、电调、液压伺服阀和作动器；其中，所述的控制盒分别与激光雷达、位移传感器、大作动筒的伺服阀和小作动筒的电机电气相连。

可选的，所述中空旋转平台内置的电机驱动，通过内部齿轮减速，驱动所述中空旋转平台转动；所述中空旋转平台上开有键槽，通过键与所述转轴连接。

所述二级缓冲机构包括大动作筒和二级缓冲器，所述大作动筒的外筒末端通过耳片铰接在所述转动连接件的一侧端部，所述大作动筒的拉杆的下端通过耳片铰接在摇臂中段上，所述二级缓冲器布置在大作动筒外筒内部。

可选的，所述转动连接件的两侧端部均有两个双耳片，上部的双耳片与大作动筒铰接，下部的双耳片与摇臂铰接；所述转动连接件远离所述双耳片的一侧表面设置有多个固定座和一个支撑座，所述转轴穿过所述固定座并插入支撑座中；所述固定座上固定有轴承，所述轴承通过轴承支座固定在机身上。

可选的，所述小作动筒采用电作动筒，内置的电机通过带轮传动，驱动丝杆转动，通过丝杆螺母，推动所述小作动筒的拉杆进行伸缩运动。

可选的，所述的位移传感器包括两个直线位移传感器和一个角位移传感器；其中，两个直线位移传感器分别用来测量大作动筒和小作动筒的长度，角位移传感器用来测量中空旋转平台的转动角度。

可选的，所述的激光雷达用于采集着陆区域的地面信息，将采集到的数据传输给控制盒，所述控制盒将控制信号传输给液压伺服阀与电调，进而控制大作动筒与小动作筒运动。

另一方面，本发明提供一种自适应行走起落架的控制方法，利用上述自适应行走起落架，包括：

起落架调整至初始状态，所述初始状态包括一级缓冲器保持竖直，大作动筒伸缩至初始值l₀，中空旋转平台旋转至各个支腿对角十字分布；

激光雷达采集地面信息，根据所述地面信息判断地形障碍高度差是否大于起落架支腿调节的最大高度ΔH_max；如果障碍高度差大于ΔH_max，就提醒飞行员更换降落位置；如果障碍高度差小于ΔH_max，就判断能够进行降落；

当判断能够进行降落后，根据起落架的初始姿态数据和地面信息，得到各支腿距离地面的高度；各个支腿距离地面的最大高度为h_max，最小高度为h_min，自适应调节高度差为Δh＝h_max-h_min，判断Δh是否大于H_max-H₀，如果Δh大于H_max-H₀，则各支腿调节姿态至离地高度为h_max-Δh+(H₀-H_min)；如果Δh小于H_max-H₀，则各支腿调节姿态至离地高度为h_max；

根据确定的目标姿态，将起落架底部距离地面的高度变化量代入逆运动学求解，通过坐标转换，得到三个角度变化量，进而得到大作动筒和小作动筒的目标长度；

根据大小作动筒目标长度和当前长度的差值，控制盒给出控制信号给电调与液压伺服阀，进而驱动作动筒进行伸缩运动；

控制盒根据直线位移传感器的数据确定作动筒是否运动到目标姿态，并进行调整；最终调整至各支腿足垫离地面高度一致，且一级缓冲器保持竖直的姿态，即自适应调节至可以平稳着陆的姿态。

在上述控制方法中，可选的，所述根据确定的目标姿态，将起落架底部距离地面的高度变化量代入逆运动学求解，通过坐标转换，得到三个角度变化量，进而得到大作动筒和小作动筒的目标长度，进一步包括：

建立的坐标变化矩阵为：

其中，l₁代表摇臂两个铰接点之间的长度；l₂代表一级缓冲器上铰接点到足垫下底面的长度；α代表坐标系O₂绕轴x₂转动至轴y₂与轴y₃平行时的转动角度；β代表坐标系O₁绕轴x₁转动至轴y₁与轴y₂平行时的转动角度；γ代表坐标系O₀绕轴z₀转动至轴y₀与轴y₁平行时的转动角度。

在上述控制方法中，可选的，所述初始值l₀介于大作动筒长度最大值l_max与最小值l_min之间。

本发明相对于现有技术的有益效果是：

1、采用仿生多足结构，每个支腿有三个自由度，使起落架可以在全向范围内改变各支腿的着陆点，保证了在各类地形起降时机体处于水平姿态，提高了起落架的地形适应能力。

2、每个支腿具有三个自由度，使得起落架具备了全向行走的能力。

3、采用两级缓冲器设计，起落架具备一定的抗坠毁能力。大作动筒和二级缓冲器采用一体化设计，减小了体积，减轻了重量。一级缓冲器采用电作动筒，减轻了重量。

4、每个支腿具备的三自由度设计为，垂直平面内的两个自由度和一个周向转动自由度，在稳定停机时，可以抵抗侧向力，整体结构更加稳定。

附图说明

图1是本发明一实施例提供的自适应行走起落架的整体结构示意图；

图2是本发明一实施例提供的自适应行走起落架的支腿结构示意图；

图3是本发明一实施例提供的自适应起落架的控制系统示意图；

图4是本发明一实施例提供的自适应起落架的控制方法流程图；

图5是本发明一实施例提供的自适应起落架的支腿运动学坐标系示意图；

图中：1-中空旋转平台，2-转轴，3-轴承，4-转动连接件，5-摇臂，6-一级缓冲器，7-二级缓冲器，8-大作动筒，9-小作动筒，10-足垫，11-控制盒，12-激光雷达，13-直线位移传感器，14-角位移传感器，15-液压伺服阀，16-电调，17-基坐标系，18-各关节坐标系。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。此外，尽管本申请中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本申请说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本申请。

如图1所示，本实施例的一种自适应行走起落架，包括四条三自由度的支腿，四条支腿在结构上完全相同均采用腿足式仿生结构，并且相对于垂直起降飞行器的重心中心对称布置，保证最大的稳定裕度。

在此需要说明的是，虽然在本实施例中自适应行走起落架包括四条三自由度的支腿，但本发明的保护范围不局限于此，其他数量支腿的自适应行走起落架也在本发明的保护范围内，例如两条、三条、五条、六条等等。

如图2所示，是本实施例起落架的单支腿结构示意图。每条支腿均由中空旋转平台1、转轴2、轴承3、转动连接件4、摇臂5、一级缓冲器6、二级缓冲器7、大作动筒8、小作动筒9和足垫10组成。

支腿包括中空旋转平台1，所述中空旋转平台1与机身固定连接，所述旋转平台1上连接有转轴2，所述转轴2通过轴承3与转动连接件4转动连接；所述转动连接件4的一端与摇臂5的一端活动连接，另一端与二级缓冲机构的一端连接，所述二级缓冲机构的另一端与所述摇臂5的臂身转动连接；所述摇臂5的另一端活动连接有一级缓冲器6；所述摇臂5的臂身上与小动作筒9的一端转动连接，所述小动作筒9的另一端与所述一级缓冲器6转动连接。

本实施例起落架通过每个支腿的三个主动自由度，可以完成着陆前自适应调节起落架姿态的功能和着陆后的行走功能。其中，周向转动由中空旋转平台1控制。中空旋转平台1由内置的电机驱动，通过内部齿轮减速，驱动带孔的转台转动。并通过螺栓固接在机身上，中空旋转平台1赋予了起落架周向转动的自由度，使得起落架可以改变行走方向，进行全向行走。

中空旋转平台1采用键与转轴2连接，传递转矩带动转轴2转动。转轴2又通过键与转动连接件4连接，并嵌入转动连接件4底部的安装槽内。这样就完成了周向转矩的输出与传递。

另外，转轴2上分布有四个轴承3，沿转轴2轴线分布在转动连接件4后侧上耳片和中耳片的上下侧，并通过轴承支座固接在机身上，进而保证了转轴在传递转矩过程中的稳定。

在本实施例中，转动连接件5的一侧表面设置有两个双耳片，上双耳片与大作动筒8铰接，下双耳片与摇臂5铰接。另一侧表面设置有两个耳片和一个支座，转轴2通过上耳片和中耳片最后插入支座中。上耳片和中耳片的上下侧分别固定两个轴承3，轴承3通过轴承支座固定在机身上，因此整个转动连接件4在垂直方向上和水平方向上都被固定住，只剩下绕着垂线转动的自由度。后侧的上耳片、中耳片和下支座都有键槽，转轴插入后，通过键连接将转矩传递给转动连接件4，进而带动起落架进行周向转动。

在起落架的工作平面内，一级缓冲器6是支腿的小腿构件，绕摇臂5下端铰接点转动。这个转动自由度由小作动筒9的伸缩运动控制。并且一级缓冲器6采用油气缓冲器，在起落架着陆时，吸收落震能量，起到缓冲作用。

在本实施例中，摇臂5是起落架的主承力构件之一，也是支腿的大腿构件。摇臂5上端通过耳片铰接在转动连接件4上，大作动筒8通过耳片铰接在摇臂5中段上，小作动筒通9过耳片铰接在摇臂5中段上，一级缓冲器6通过耳片铰接在摇臂5下端，通过大作动筒8的伸缩运动带动摇臂5绕摇臂5上端铰接点转动。

在本实施例中，大作动筒8和二级缓冲器7采用一体化设计，二级缓冲器7采用蜂窝缓冲器。大作动筒8采用液压作动筒，具有更大的推力。大作动筒8的外筒末端通过耳片铰接在转动连接件4的上端，大作动筒8的拉杆下端通过耳片铰接在摇臂5中段上，二级缓冲器7布置在大作动筒8的外筒内部。当起落架非正常着陆工况时，着陆速度较大，落震能量无法全部被一级缓冲器6吸收，剩余能量通过蜂窝压溃的形式被二级缓冲器7吸收。

另外，在本实施例中，小作动筒9采用电作动筒，内置的电机通过带轮传动，驱动丝杆转动，通过丝杆螺母，推动作动筒拉杆进行伸缩运动。采用电作动筒，能够减轻起落架的质量。小作动筒9的伸缩运动，带动一级缓冲器绕其上端铰接点转动，即改变大腿构件和小腿构件之间的夹角。

另外，在进行行走功能时，足垫10可以绕球铰自由转动，保证了行走过程中足垫10贴合地面平稳行走。

该自适应行走起落架采用仿生四足结构，每个支腿有三个自由度，使起落架可以在全向范围内改变各支腿的着陆点，保证了在各类地形起降时机体处于水平姿态，提高了起落架的地形适应能力，另外，每个支腿具有三个自由度，使得起落架具备了全向行走的能力；采用两级缓冲器设计，起落架具备一定的抗坠毁能力。大作动筒和二级缓冲器采用一体化设计，减小了体积，减轻了重量。一级缓冲器采用电作动筒，减轻了重量；每个支腿具备的三自由度设计为，垂直平面内的两个自由度和一个周向转动自由度，在稳定停机时，可以抵抗侧向力，整体结构更加稳定。

本实施例还提供一种自适应起落架的控制方法，该控制方法基于上述的自适应行走起落架来进行试试，具体的，参照图3，图3是本实施例自适应起落架的控制系统示意图，控制系统由控制盒11、激光雷达12、直线位移传感器13、角位移传感器14、液压伺服阀15、电调16、大作动筒8和小作动筒9组成。在起落架着陆前进行姿态调整，以及着陆后进行行走时，激光雷达12采集地面信息，直线位移传感器13读取大作动筒8和小作动筒9的长度，角位移传感器14读取中空旋转平台1的转动角度，控制盒11接收各传感器的数据，并根据控制策略，分别给出控制信号到液压伺服阀15和电调16。液压伺服阀控制阀口大小进而驱动大作动筒8进行伸缩运动，电调控制电机转速进而驱动小作动筒9进行伸缩运动，最终改变起落架的当前姿态。并通过直线位移传感器13和角位移传感器14分别采集当前姿态的大小作动筒长度数据和中空旋转平台转动角度数据进行反馈，根据目标姿态的数据进行进一步调整。最终完成自适应调节功能和行走功能。

本实施例的自适应起落架在着陆时，面对复杂的地形，可以通过激光雷达12识别地形并自适应调整起落架的姿态，保证着陆时四个支腿足垫10底部距离地面高度一致，进而保证了着陆时机身平稳。着陆时，本实施例自适应起落架先要进行自适应调整，如图4所示是本实施例自适应起落架的自适应控制方法流程图。

首先，控制盒11给出指令，通过液压伺服阀15和电调16驱动作动器17将起落架调整到设定的初始姿态：一级缓冲器保持竖直，大作动筒伸缩至某一设定初始值l₀，该值介于大作动筒长度最大值l_max与最小值l_min之间，中空旋转平台1旋转至四个支腿对角十字分布。当一级缓冲器6保持垂直，大作动筒8长度为最大值l_max与最小值l_min时，足垫10底部距离摇臂5上端接头的竖直方向距离分别为H_max和H_min，则起落架支腿可以调节的最大高度差为ΔH_max＝H_max-H_min，初始姿态时，摇臂5上端接头与足垫10底部在竖直方向高度为H₀。

然后，激光雷达12采集地面信息。控制盒10判断地形障碍高度差是否大于起落架支腿可以调节的最大高度ΔH_max。如果障碍高度差大于ΔH_max，就提醒飞行员更换降落位置，重新执行该步骤；如果障碍高度差小于ΔH_max，就判断可以进行降落。

当控制盒10判断可以进行降落后，根据直线位移传感器13和角位移传感器采集的起落架的初始姿态数据和激光雷达12采集的地面信息，得到各支腿距离地面的高度h₁、h₂、h₃、h₄。四个支腿距离地面的最大高度为h_max＝max(h₁,h₂,h₃,h₄)，最小高度为h_min＝min(h₁,h₂,h₃,h₄)，自适应调节高度差为Δh＝h_max-h_min。控制盒10判断Δh是否大于H_max-H₀，如果Δh大于H_max-H₀，则各支腿调节姿态至离地高度为h_max-Δh+(H₀-H_min)。如果Δh小于H_max-H₀，则各支腿调节姿态至离地高度为h_max。

进而根据确定的目标姿态，将足垫10距离地面的高度变化量代入逆运动学求解，通过坐标转换，得到三个角度变化量。如图5所示是本实施例自适应起落架的支腿运动学坐标系示意图。建立基坐标系17和各关节坐标系18之间的坐标变化矩阵如下：

其中，l₁代表摇臂两个铰接点之间的长度；l₂代表一级缓冲器上铰接点到足垫下底面的长度；α代表坐标系O₂绕轴x₂转动至轴y₂与轴y₃平行时的转动角度；β代表坐标系O₁绕轴x₁转动至轴y₁与轴y₂平行时的转动角度；γ代表坐标系O₀绕轴z₀转动至轴y₀与轴y₁平行时的转动角度。

进而得到大作动筒8、小作动筒9的目标长度。根据大小作动筒目标长度和当前长度的差值，控制盒10给出控制信号给电调16与液压伺服阀15，进而驱动作动筒进行伸缩运动。控制盒10根据直线位移传感器13的数据确定作动筒是否运动到目标姿态，并进行调整。

最终调整至各支腿足垫10离地面高度一致，且一级缓冲器6保持竖直的姿态，即自适应调节至可以平稳着陆的姿态。

垂直起降飞行器着陆后行走改变位置复飞，支腿具备的周向转动自由度，可以改变行走的方向，完成全向行走功能。

以上所述仅为本发明的实施方式，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种自适应行走起落架，其特征在于，包括：至少两个结构相同的支腿，所述支腿包括中空旋转平台，所述中空旋转平台与机身固定连接，所述旋转平台上连接有转轴，所述转轴通过轴承与转动连接件转动连接；所述转动连接件的一端与摇臂的一端活动连接，另一端与二级缓冲机构的一端连接，所述二级缓冲机构的另一端与所述摇臂的臂身转动连接；所述摇臂的另一端活动连接有一级缓冲器；所述摇臂的臂身上与小动作筒的一端转动连接，所述小动作筒的另一端与所述一级缓冲器转动连接；还包括控制系统，所述控制系统包括控制盒、激光雷达、位移传感器、电调、液压伺服阀和作动器；其中，所述的控制盒分别与激光雷达、位移传感器、大作动筒的伺服阀和小作动筒的电机电气相连；

所述二级缓冲机构包括大动作筒和二级缓冲器，所述大作动筒的外筒末端通过耳片铰接在所述转动连接件的一侧端部，所述大作动筒的拉杆的下端通过耳片铰接在摇臂中段上，所述二级缓冲器布置在大作动筒外筒内部。

2.根据权利要求1所述的自适应行走起落架，其特征在于：所述中空旋转平台内置的电机驱动，通过内部齿轮减速，驱动所述中空旋转平台转动；所述中空旋转平台上开有键槽，通过键与所述转轴连接。

3.根据权利要求1所述的自适应行走起落架，其特征在于：所述转动连接件的两侧端部均有两个双耳片，上部的双耳片与大作动筒铰接，下部的双耳片与摇臂铰接；所述转动连接件远离所述双耳片的一侧表面设置有多个固定座和一个支撑座，所述转轴穿过所述固定座并插入支撑座中；所述固定座上固定有轴承，所述轴承通过轴承支座固定在机身上。

4.根据权利要求1所述的自适应行走起落架，其特征在于：所述小作动筒采用电作动筒，内置的电机通过带轮传动，驱动丝杆转动，通过丝杆螺母，推动所述小作动筒的拉杆进行伸缩运动。

5.根据权利要求1所述的自适应行走起落架，其特征在于：所述的位移传感器包括两个直线位移传感器和一个角位移传感器；其中，两个直线位移传感器分别用来测量大作动筒和小作动筒的长度，角位移传感器用来测量中空旋转平台的转动角度。

6.根据权利要求1所述的自适应行走起落架，其特征在于：所述的激光雷达用于采集着陆区域的地面信息，将采集到的数据传输给控制盒，所述控制盒将控制信号传输给液压伺服阀与电调，进而控制大作动筒与小动作筒运动。

7.一种自适应行走起落架的控制方法，其特征在于，利用权利要求1-6中任意一项所述的自适应行走起落架，包括：

起落架调整至初始状态，所述初始状态包括一级缓冲器保持竖直，大作动筒伸缩至初始值l₀，中空旋转平台旋转至各个支腿对角十字分布；

激光雷达采集地面信息，根据所述地面信息判断地形障碍高度差是否大于起落架支腿调节的最大高度ΔH_max；如果障碍高度差大于ΔH_max，就提醒飞行员更换降落位置；如果障碍高度差小于ΔH_max，就判断能够进行降落；

当判断能够进行降落后，根据起落架的初始姿态数据和地面信息，得到各支腿距离地面的高度；各个支腿距离地面的最大高度为h_max，最小高度为h_min，自适应调节高度差为Δh＝h_max-h_min，判断Δh是否大于H_max-H₀，如果Δh大于H_max-H₀，则各支腿调节姿态至离地高度为h_max-Δh+(H₀-H_min)；如果Δh小于H_max-H₀，则各支腿调节姿态至离地高度为h_max；

根据确定的目标姿态，将起落架底部距离地面的高度变化量代入逆运动学求解，通过坐标转换，得到三个角度变化量，进而得到大作动筒和小作动筒的目标长度；

根据大小作动筒目标长度和当前长度的差值，控制盒给出控制信号给电调与液压伺服阀，进而驱动作动筒进行伸缩运动；

控制盒根据直线位移传感器的数据确定作动筒是否运动到目标姿态，并进行调整；最终调整至各支腿足垫离地面高度一致，且一级缓冲器保持竖直的姿态，即自适应调节至可以平稳着陆的姿态。

8.根据权利要求7所述的控制方法，其特征在于，所述根据确定的目标姿态，将起落架底部距离地面的高度变化量代入逆运动学求解，通过坐标转换，得到三个角度变化量，进而得到大作动筒和小作动筒的目标长度，进一步包括：

建立的坐标变化矩阵为：

其中，l₁代表摇臂两个铰接点之间的长度；l₂代表一级缓冲器上铰接点到足垫下底面的长度；α代表坐标系O₂绕轴x₂转动至轴y₂与轴y₃平行时的转动角度；β代表坐标系O₁绕轴x₁转动至轴y₁与轴y₂平行时的转动角度；γ代表坐标系O₀绕轴z₀转动至轴y₀与轴y₁平行时的转动角度。

9.根据权利要求7所述的控制方法，其特征在于：所述初始值l₀介于大作动筒长度最大值l_max与最小值l_min之间。

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