本發(fā)明涉及無人機領(lǐng)域，特別涉及一種旋翼式無人機失控墜落保護裝置及其保護方法。

背景技術(shù)：

無人機已廣泛應(yīng)用于民用和軍事領(lǐng)域，如災(zāi)區(qū)災(zāi)情監(jiān)測、電視臺航拍、電力巡線、氣象探測、目標偵查等。小型無人機在飛行過程中，任何一個部件或環(huán)節(jié)的失常都可能造成飛機失控并墜毀，從而造成對機體本身和機載設(shè)備的損壞，由于現(xiàn)階段無人機和機載遙感設(shè)備都價值不費，墜毀事故一旦發(fā)生會造成巨大的財產(chǎn)價值。

而無人機可分為固定翼式和旋翼式，其中固定翼式的無人機在飛行過程中與空氣保持有較大的相對速度，發(fā)生墜落事故時，只要將降落傘脫出傘倉，由于空氣的作用，降落傘會自動拋出和打開；而這種降落傘的打開方式并不適用于旋翼式無人機，由于旋翼式無人機在作業(yè)過程中經(jīng)常處于懸停狀態(tài)，此時，機身與空氣之間沒有相對速度，如果此時發(fā)生失控墜機事故，固定翼式的降落傘并不適用，無法對墜落的旋翼式無人機提供保護，因此，急需一種有效的失控墜落保護裝置。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種旋翼式無人機失控墜落保護裝置，在其發(fā)生墜落時，降落傘能有效打開，達到保護無人機的目的。

本發(fā)明的上述技術(shù)目的是通過以下技術(shù)方案得以實現(xiàn)的：

一種旋翼式無人機失控墜落保護裝置，包括機體，所述機體具有正面和背面，該保護裝置包括：

彈射筒，該彈射筒設(shè)置有兩個，兩個彈射筒分別開口朝外設(shè)置在機體的正面和背面，所述彈射筒內(nèi)安裝有頂板，頂板將彈射筒分隔成高壓腔和彈射腔，彈射腔內(nèi)安裝有自拋式降落傘，高壓腔的底部開設(shè)有進氣口；

高壓氣罐，其通過導氣管分別連接于兩個彈射筒的進氣口，且在兩個進氣口處分別安裝有電磁閥；

彈射啟閉門，其鉸接于彈射筒的開口，該彈射啟閉門的鉸接軸上安裝有扭力彈簧，彈射筒上安裝有用于將彈射啟閉門封閉在其開口上的固定部；

姿態(tài)傳感器，其設(shè)于機體內(nèi)實時檢測機體的姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，該姿態(tài)變化數(shù)據(jù)包括機體的傾角和機體的下落速度；

控制模塊，接收該姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，其中，在機體的傾角和機體的下落速度均大于閾值，且兩種狀態(tài)維持時間超過預(yù)設(shè)時間，則該控制模塊判斷該機體的傾角角度，且根據(jù)該傾角角度輸出相應(yīng)的控制信號至對應(yīng)的電磁閥和固定部，以控制對應(yīng)彈射筒內(nèi)的自拋式降落傘在高壓氣體下被壓出彈射腔外。

優(yōu)選的，所述彈射筒上設(shè)有用于壓緊頂板上端面的限位組件，所述限位組件包括設(shè)于彈射筒側(cè)壁上的容置腔、以及兩端分別連通于容置腔和彈射筒內(nèi)部的安裝腔，所述安裝腔內(nèi)滑動設(shè)置有可壓緊于頂板上端面的壓緊塊，所述容置腔內(nèi)滑動設(shè)置有抵觸塊，所述抵觸塊上設(shè)有與壓緊塊連接以驅(qū)使壓緊塊滑動的聯(lián)動構(gòu)件，所述容置腔具有上腔和下腔，所述彈射筒的側(cè)壁上開設(shè)有氣道，所述氣道的一端與高壓腔相通且另一端與容置腔的上腔相通，所述上腔中收容有復(fù)位彈簧，所述復(fù)位彈簧的一端連接在上腔的頂壁上且另一端連接在抵觸塊的端面上。

優(yōu)選的，所述聯(lián)動構(gòu)件包括斜燕尾塊，所述斜燕尾塊固接在抵觸塊上，所述壓緊塊上設(shè)有與斜燕尾塊配合的斜燕尾槽。

優(yōu)選的，所述上腔中安裝有伸縮桿，所述伸縮桿中設(shè)有沿其軸向方向分布的通孔，所述伸縮桿的一端連接在上腔的頂壁上且其通孔與氣道相互連通，所述伸縮桿的另一端可抵觸在抵觸塊的端面上。

優(yōu)選的，所述壓緊塊與頂板接觸的側(cè)壁上安裝有滾珠，所述壓緊塊的端面設(shè)有與頂板下端面抵觸以驅(qū)使壓緊塊滑動的引導面。

優(yōu)選的，所述頂板與彈射筒的筒底之間連接有彈射輔助彈簧。

優(yōu)選的，所述固定部包括連接于彈射啟閉門的彈性卡片，所述彈性卡片的內(nèi)壁上連接有卡腳，所述彈射筒的側(cè)壁上設(shè)有與卡腳嵌合的卡槽，所述卡腳內(nèi)設(shè)置有磁鐵，所述卡槽內(nèi)設(shè)有與控制模塊相連的電磁鐵。

針對現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明的另一個目的在于提供一種旋翼式無人機失控墜落保護方法，在其發(fā)生墜落時，降落傘能有效打開，以進一步保護無人機。

本發(fā)明的上述技術(shù)目的是通過以下技術(shù)方案得以實現(xiàn)的：

一種旋翼式無人機失控墜落保護方法，其特征是，包括如下步驟：

s100，實時檢測機體的姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，姿態(tài)變化數(shù)據(jù)包括機體的傾角和機體的下落速度，其中，機體正面朝上水平放置的傾角設(shè)定為0°；

s200，分析姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，判斷機體的傾角和機體的下落速度是否大于閾值，若是，則進入s300；

s300，判斷機體的傾角和機體的下落速度這兩種狀態(tài)維持時間是否超過預(yù)設(shè)時間，若是，則進入s400；

s400，將機體正面傾角的閾值設(shè)定為±90°，在兩種狀態(tài)維持時間超過預(yù)設(shè)時間后判斷機體正面傾角的角度，若機體正面傾角的角度在閾值范圍內(nèi)，則控制機體正面的彈射筒彈出自拋式降落傘，反之，則控制機體背面的彈射筒彈出自拋式降落傘。

優(yōu)選的，在上述步驟s400中還包括如下步驟：

s410，在檢測到彈射筒彈出自拋式降落傘后，控制模塊控制該無人機的旋翼停止轉(zhuǎn)動。

綜上所述，本發(fā)明對比于現(xiàn)有技術(shù)的有益效果為：

1、本發(fā)明利用姿態(tài)傳感器實時監(jiān)測無人機的飛行狀態(tài)，在無人機失控墜落時，根據(jù)無人機的機體朝向，彈射出機體對應(yīng)面的降落傘，以保證降落傘能順利打開，進而減少無人機研究與實驗成本，提高無人機飛行的穩(wěn)定性和安全性，達到全方位保護無人機的目的；

2、本發(fā)明中的彈射筒利用高壓彈出自拋式降落傘的方式，經(jīng)濟、節(jié)能、環(huán)保，并且通過限位組件壓緊頂板，使得高壓腔內(nèi)積聚足夠的壓力后才彈出降落傘，以提高降落傘彈出的成功率，以進一步提高保護無人機的目的。

附圖說明

圖1為無人機的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為機體的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為彈射筒的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為圖3中a部的放大示意圖；

圖5為無人機失控墜落保護方法的流程圖。

附圖標記：1、機體；101、正面；102、背面；2、彈射筒；3、頂板；4、高壓腔；5、彈射腔；6、自拋式降落傘；7、進氣口；8、高壓氣罐；801、充氣口；802、出氣口；9、導氣管；10、電磁閥；11、彈射啟閉門；12、扭力彈簧；13、固定部；131、彈性卡片；132、卡腳；133、卡槽；134、磁鐵；135、電磁鐵；14、姿態(tài)傳感器；15、控制模塊；16、限位組件；160、引導面；161、容置腔；1611、上腔；1612、下腔；162、安裝腔；163、壓緊塊；164、抵觸塊；1641、長段；1642、斜段；165、氣道；166、復(fù)位彈簧；167、伸縮桿；1671、第一滑桿；1672、第二滑桿；168、通孔；169、滾珠；17、聯(lián)動構(gòu)件；171、斜燕尾塊；172、斜燕尾槽；18、彈射輔助彈簧；19、旋翼；20、單向閥；21、擋塊。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明。

實施例一，結(jié)合圖1和圖2所示：

一種旋翼式無人機失控墜落保護裝置，包括機體1以及設(shè)于機體1上的旋翼19，機體1具有正面101和背面102，該保護裝置包括彈射筒2、高壓氣罐8、彈射啟閉門11、姿態(tài)傳感器14和控制模塊15。

彈射筒2設(shè)置有兩個，彈射筒2具有開口、側(cè)壁、內(nèi)腔、以及筒底，兩個彈射筒2分別開口朝外設(shè)置在機體1的正面101和背面102；在彈射筒2內(nèi)安裝有頂板3，頂板3可采用橡膠材料，頂板3可沿著彈射筒2軸向滑動，由于頂板3具有一定的彈性，頂板3在彈射筒2內(nèi)脹緊，使得頂板3與彈射筒2的內(nèi)壁之間無縫密封連接；其中，頂板3將彈射筒2分隔成高壓腔4和彈射腔5，彈射腔5內(nèi)安裝有自拋式降落傘6，高壓腔4的底部開設(shè)有進氣口7。

高壓氣罐8設(shè)置在機體1內(nèi)部，高壓氣罐8具有一出氣口802和一充氣口801，該出氣口802通過導氣管9分別連接于兩個彈射筒2的進氣口7，且在兩個進氣口7處分別安裝有電磁閥10，該電磁閥10受控于控制模塊15實現(xiàn)啟閉。

彈射啟閉門11鉸接于彈射筒2的開口，該彈射啟閉門11的鉸接軸上安裝有扭力彈簧12，扭力彈簧12能始終提供彈射啟閉門11遠離彈射筒2開口一側(cè)的扭力，相應(yīng)的在彈射筒2上安裝有固定部13，固定部13用于將彈射啟閉門11密封蓋合在彈射筒2的開口上。

姿態(tài)傳感器14本實施例優(yōu)選采用九軸姿態(tài)傳感器14，姿態(tài)傳感器14設(shè)于機體1內(nèi)，姿態(tài)傳感器14用于實時檢測機體1的姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，該姿態(tài)變化數(shù)據(jù)包括機體1的傾角和機體1的下落速度，在本實施例中將機體1正面101朝上水平放置的傾角設(shè)定為0°。

控制模塊15接收該姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，其中，在機體1的傾角和機體1的下落速度均大于閾值，且兩種狀態(tài)維持時間超過預(yù)設(shè)時間，則該控制模塊15判斷該機體1的傾角角度，以根據(jù)該傾角角度輸出相應(yīng)的控制信號至對應(yīng)的電磁閥10和固定部13，以控制對應(yīng)彈射筒2內(nèi)的自拋式降落傘6在高壓氣體下被壓出彈射腔5外。

結(jié)合圖2和圖3所示，固定部13包括連接于彈射啟閉門11的彈性卡片131，彈性卡片131的內(nèi)壁上連接有卡腳132，彈射筒2的側(cè)壁上設(shè)有與卡腳132嵌合的卡槽133，卡腳132內(nèi)設(shè)置有磁鐵134，卡槽133內(nèi)設(shè)有與控制模塊15相連的電磁鐵135。電磁鐵135在平時狀態(tài)下是不通電的，因此，在彈射腔5內(nèi)放置好自拋式降落傘6后，翻折彈射啟閉門11，將彈射啟閉門11往彈射筒2開口一側(cè)移動，并相應(yīng)向外掰動彈性卡片131，使得彈性卡片131內(nèi)壁上的卡腳132與彈射筒2的卡槽133相嵌合，完成彈射啟閉門11的固定過程。

按照旋翼式無人機飛行運動的規(guī)律，通過大量實際飛行試驗，得出旋翼式無人機飛行時的姿態(tài)數(shù)據(jù)中機體1傾角和機體1下落速度的閾值信息；根據(jù)旋翼式無人機角度失控閾值的確定，可以得到旋翼式無人機正常飛行時，其俯仰角和橫滾角都在±40°之間，所以把機體1傾角的失控閾值設(shè)定為40°。

根據(jù)旋翼式無人機下落速度失控閾值的確定，可以得到旋翼式無人機正常飛行時，其x軸加速度和y軸加速度都在±0.5g之間，z軸加速度在0.5g~1.5g之間，所以把機體1下落速度的閾值確定為0.5g~1.5g。

在控制模塊15分析該姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，檢測到該無人機失控墜落時（機體1的傾角和下落速度均大于上述的閾值），控制模塊15開始計時，在兩種狀態(tài)維持時間超過預(yù)設(shè)時間后，本實施例預(yù)設(shè)時間可設(shè)置在1s~2s之間任何數(shù)值，本實施例不做具體限定，控制模塊15進入預(yù)彈射狀態(tài)，在預(yù)彈射狀態(tài)，控制模塊15分析該姿態(tài)變化數(shù)據(jù)得到失控時機體1正面101的傾角角度，根據(jù)機體1具有正面101和背面102的特性，把機體1正面101傾角的閾值設(shè)定為±90°，在機體1正面101的傾角角度在±90°之間，控制模塊15輸出控制信號至機體1正面101彈射筒2的電磁閥10和固定部13，使得電磁閥10和固定部13中的電磁鐵135通電，電磁鐵135通電后，使得電磁鐵135具有磁性，其中，電磁鐵135的正極面（負極面）與磁鐵134的正極面（負極面）相對，使得電磁鐵135對磁鐵134產(chǎn)生相向力，驅(qū)使卡腳132從卡槽133中彈開，使得彈射啟閉門11在扭力彈簧12的作用下將彈射筒2的開口打開；并且高壓氣罐8中的氣體壓入到高壓腔4中，高壓腔4中急劇涌入氣體使得高壓腔4內(nèi)的氣壓升高，驅(qū)動頂板3將自拋式降落傘6從彈射筒2的開口中彈出。

在彈射筒2的開口內(nèi)沿處設(shè)置有擋塊21，以防止頂板3跟隨降落傘從彈射筒2的開口中彈出；自拋式降落傘6上連接有傘繩，該傘繩分別連接在機體1的正面101和背面102上。

結(jié)合圖2和圖4所示，在彈射筒2上設(shè)有用于壓緊頂板3上端面的限位組件16。

限位組件16包括設(shè)于彈射筒2側(cè)壁上的容置腔161、以及兩端分別連通于容置腔161和彈射筒2內(nèi)部的安裝腔162，安裝腔162內(nèi)滑動設(shè)置有可壓緊于頂板3上端面的壓緊塊163，容置腔161內(nèi)滑動設(shè)置有抵觸塊164，抵觸塊164上設(shè)有與壓緊塊163連接以驅(qū)使壓緊塊163滑動的聯(lián)動構(gòu)件17；壓緊塊163與頂板3接觸的側(cè)壁上安裝有滾珠169，壓緊塊163的端面設(shè)有與頂板3下端面抵觸以驅(qū)使壓緊塊163滑動的引導面160；頂板3與彈射筒2的筒底之間連接有彈射輔助彈簧18。

抵觸塊164具有長段1641和斜段1642，斜段1642靠近壓緊塊163一側(cè)，聯(lián)動構(gòu)件17設(shè)置在抵觸塊164的斜段1642上，聯(lián)動構(gòu)件17包括斜燕尾塊171，斜燕尾塊171固接在抵觸塊164上，壓緊塊163上設(shè)有與斜燕尾塊171配合的斜燕尾槽172。

容置腔161具有上腔1611和下腔1612，彈射筒2的側(cè)壁上開設(shè)有氣道165，氣道165的一端與高壓腔4相通且另一端與容置腔161的上腔1611相通，上腔1611中收容有復(fù)位彈簧166，復(fù)位彈簧166的一端連接在上腔1611的頂壁上且另一端連接在抵觸塊164的端面上。

上腔1611中安裝有伸縮桿167，伸縮桿167中設(shè)有沿其軸向方向分布的通孔168，伸縮桿167的一端連接在上腔1611的頂壁上且其通孔168與氣道165相互連通，伸縮桿167的另一端可抵觸在抵觸塊164的端面上。伸縮桿167包括第一滑桿1671和第二滑桿1672，通孔168貫穿于第一滑桿1671和第二滑桿1672的軸向方向，第一滑桿1671的一端連接于上腔1611的頂壁且另一端穿設(shè)于第二滑桿1672，第二滑桿1672的另一端抵接在抵觸塊164的端面上。

安裝頂板3時，將頂板3的下端面抵觸在引導面160上，向頂板3施加向朝向彈射筒2筒底一側(cè)的壓力，此時，彈射輔助彈簧18被壓縮，壓緊塊163在引導面160的作用下在安裝腔162中滑動并且收容進入到安裝腔162中，隨著頂板3在彈射筒2中的深入，頂板3的側(cè)壁不再對壓緊塊163構(gòu)成阻擋，壓緊塊163在復(fù)位彈簧166和抵觸塊164的驅(qū)動下，壓緊塊163的下端面壓緊在頂板3的上端面上，此時，頂板3安裝完畢，即可將自拋式降落傘6放置在彈射腔5中，蓋合上彈射啟閉門11通過固定部13封閉住彈射筒2的開口。

該無人機失控后，控制模塊15輸出控制信號至固定部13，固定部13中的電磁鐵135通電以打開彈射啟閉門11，控制模塊15根據(jù)機體1正面101的傾角以輸出控制信號至相應(yīng)的電磁閥10，電磁閥10開啟，高壓氣罐8中的氣體被充入到高壓腔4中，由于壓緊塊163壓緊在頂板3的上端面，從而頂板3不會被氣體頂出，使得氣體能在高壓腔4中積聚一定的氣體壓力；此時，高壓氣體通過氣道165、伸縮桿167中的通孔168作用在抵觸塊164的端面上，以驅(qū)使抵觸塊164向下滑動，從而壓緊塊163在聯(lián)動構(gòu)件17的作用下滑動，使得壓緊塊163不再壓緊在頂板3的上端面上；此時，失去壓緊塊163阻擋作用的頂板3經(jīng)過高壓腔4中氣體的沖擊，將彈射腔5中的自拋式降落傘6快速的頂出彈射筒2，完成自拋式降落傘6的彈射過程。

由于壓緊塊163與頂板3接觸的側(cè)壁上滾珠169的設(shè)置，使得壓緊塊163與頂板3上端面滑動摩擦轉(zhuǎn)變成滾動摩擦，使得壓緊塊163與頂板3之間的摩擦力更小，且兩者之間的摩擦力小于高壓氣體對于抵觸塊164端面的推動力，以保證壓緊塊163能順利的從頂板3的上端面松脫。

即，頂板3在高壓腔4中高壓氣體的作用下產(chǎn)生向上的推力f；經(jīng)過滾珠169的設(shè)置，使得壓緊塊163與頂板3之間的摩擦力為uf，u為摩擦因素，u<1；而抵觸塊164向下滑動的驅(qū)動力等于推力f，因而，壓緊塊163不會在推力f的作用下被卡嵌在頂板3上。

其中，在高壓氣罐8的充氣口801上連接有單向閥20，在高壓氣罐8一次使用完畢后，可通過氣槍對準單向閥20對高壓氣罐8進行充氣，以滿足該保護裝置的多次重復(fù)使用。

實施例二，如圖5所示：

一種旋翼式無人機失控墜落保護方法，包括如下步驟：

s100，實時檢測機體1的姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，姿態(tài)變化數(shù)據(jù)包括機體1的傾角和機體1的下落速度，其中，機體1正面101朝上水平放置的傾角設(shè)定為0°；

s200，分析姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，判斷機體1的傾角和機體1的下落速度是否大于閾值，若是，則進入s300；

s300，判斷機體1的傾角和機體1的下落速度這兩種狀態(tài)維持時間是否超過預(yù)設(shè)時間，若是，則進入s400；

s400，將機體1正面101傾角的閾值設(shè)定為±90°，在兩種狀態(tài)維持時間超過預(yù)設(shè)時間后判斷機體1正面101傾角的角度，若機體1正面101傾角的角度在閾值范圍內(nèi)，則控制機體1正面101的彈射筒2彈出自拋式降落傘6，反之，則控制機體1背面102的彈射筒2彈出自拋式降落傘6。

在上述步驟s400中還包括如下步驟：

s410，在檢測到彈射筒2彈出自拋式降落傘6后，控制模塊15控制該無人機的旋翼19停止轉(zhuǎn)動，以防止在無人機的旋翼19隔斷自拋式降落傘6的傘繩，或防止傘繩纏繞在無人機的旋翼19上。

以上所述僅是本發(fā)明的示范性實施方式，而非用于限制本發(fā)明的保護范圍，本發(fā)明的保護范圍由所附的權(quán)利要求確定。