无人机起落架减震结构及方法

摘要

本发明提供无人机起落架减震结构及方法，无人机起落架减震结构包括：回收机构；第一调节机构，分别设置于回收机构与滑行轮之间以在升降过程中进行恒力调节；第二调节机构设置于第一调节机构与滑行轮之间在升降过程中进行自适应调节。根据本发明通过第二调节机构在升降过程中对起落架首先进行自适应调节，之后通过第一调节机构对其进行恒力调节，处理模块基于数字化处理后的传感信号与设置或调节过后的对应阈值范围进行比较，以获得多个不同的比较后的结果，根据比较后的结果获取对第二调节机构控制的方式，使得第二调节机构可以进行自适应的调节，实时改变第二调节机构的作用方向。

权利要求

1.无人机起落架减震结构，设置多组于机身和滑行轮之间，其特征在于，包括：

回收机构，分别于所述机身底部设置有多组，以在起飞后回收起落架；

第一调节机构，分别设置于所述回收机构与所述滑行轮之间以在升降过程中进行恒力调节；

第二调节机构，所述第二调节机构设置于所述第一调节机构与所述滑行轮之间在升降过程中进行自适应调节；

控制模块，所述控制模块包括：

通信控制子模块、运动控制子模块以及存储子模块，所述通信控制子模块提供所述控制模块与所述机身的控制端连接的驱动程序，并实现双向互通，所述运动控制子模块提供各部件运动的驱动程序以实现对其控制，所述存储子模块以进行所述控制模块的存储；

采集模块，用于获取至少一个传感器所采集到的传感信号，并实现将所述传感信号进行数字化处理；

处理模块，分别与所述采集模块和所述控制模块连接，基于数字化处理后的传感信号与设置的对应阈值范围进行比较，以对所述第二调节机构进行自适应调节；

所述回收机构包括第一调节缸和第二调节缸，所述第一调节缸和第二调节缸分别沿所述机身的高度、水平方向设置于所述机身底部的前回收仓、后回收仓，所述第一调节缸的活塞端连接有固定件的一端，所述固定件的另一端连接所述第一调节机构，所述第一调节缸的固定端设置有一组第一转动部，所述第一转动部与所述机身之间分别通过第一转动轴转动连接；

其中一个所述第一转动部处还设置有第二转动部，所述第二调节缸的活塞端与所述第二转动部转动连接，所述第二调节缸的固定端与所述机身连接，所述前回收仓和所述后回收仓内还分别设置有第一连接件，所述第一连接件的一端与所述第一调节缸的固定端靠近所述活塞端的侧壁转动连接，所述第一连接件的另一端与所述机身转动连接；

所述第一调节缸的活塞端侧部转动连接有第二连接件的一端，所述第二连接件的另一端转动连接有第三连接件的一端，所述第三连接件的另一端与所述第一调节机构转动连接；

所述第一调节机构包括壳体，所述壳体顶部和底部分别设置有开口，所述壳体顶部位于所述开口上设置有保护盖，所述保护盖的外侧与所述第三连接件转动连接；

所述壳体内设置有第一支撑杆，所述第一支撑杆的一端伸出所述壳体底部的开口，所述第一支撑杆上靠近所述开口设置有档环，所述第一支撑杆的另一端设置有第一支撑件，所述档环与所述第一支撑件之间设置有第一弹簧，所述第一支撑件的两侧分别设置有第二支撑件，所述第二支撑件靠近所述第一支撑件的一侧设置有弧形边，所述第二支撑件的一端与所述壳体内壁转动连接，所述第二支撑件分别远离所述第一支撑件的一侧转动连接有转动销，所述转动销分别靠近所述壳体的两侧分别设置有伸缩筒，所述伸缩筒的一端均贯穿所述壳体的两侧，所述伸缩筒与所述壳体的两侧滑动连接，所述伸缩筒的另一端连接有档边的一端，所述档边与所述壳体的两侧之间分别设置有第二弹簧，所述档边的另一端连接有第一连接杆的一端，所述第一连接杆的另一端与所述转动销连接；

所述第一支撑件远离所述第一支撑杆的一端设置有一对第一安装件，所述第一安装件的一端均与所述第一支撑件的中心轴处连接，所述第一安装件的另一端伸向所述壳体顶部的开口并转动连接有异形轮，所述壳体顶部的开口两侧分别设置有异形齿条，所述异形轮分别啮合于所述异形齿条之间；

所述第二调节机构包括调节筒，所述调节筒底部设置有转动筒，所述转动筒的一端与所述调节筒的一端连接，所述转动筒的另一端与所述滑行轮转动连接；所述调节筒靠近所述第一支撑杆的一端设置有贯穿口，所述第一支撑杆伸入所述贯穿口，所述贯穿口内侧设置有防滑层，所述第一支撑杆与所述防滑层滑动连接，所述第一支撑杆伸入所述调节筒的一端还设置有活塞以将所述调节筒内分割成第一内腔和第二内腔，所述活塞与所述调节筒内壁之间滑动连接，所述调节筒外侧分别设置有一对集气管和一对排气管，所述集气管和所述排气管分别设置于所述机身行进方向、背离方向，一对所述集气管分别位于所述活塞两侧并分别伸入所述调节筒内，一对所述排气管分别位于所述活塞两侧并分别伸入所述调节筒内，所述第一内腔和所述第二内腔内分别设置有第一圆环和第二圆环，所述第一圆环和所述第二圆环与所述活塞之间分别设置有第三弹簧和第四弹簧；

一对所述排气管上分别设置有第一电动阀和第二电动阀，以分别控制所述排气管的流通，所述第一电动阀和所述第二电动阀均与所述采集模块和所述运动控制子模块连接；

所述第一内腔和所述第二内腔内分别设置有第一气压传感器和第二气压传感器，所述第一气压传感器和所述第二气压传感器均与所述采集模块连接；

所述固定件上设置有角速度传感器，所述角速度传感器与所述采集模块连接。

2.根据权利要求1所述的无人机起落架减震结构，其特征在于：

所述壳体内靠近所述壳体底部开口分别设置有一对第三支撑件，所述第三支撑件分别位于所述第一支撑杆两侧，所述第三支撑件的两端分别与所述壳体内壁连接，所述第三支撑件与所述档环之间设置有一对调节螺杆，所述调节螺杆分别贯穿所述档环和所述第三支撑件，所述调节螺杆分别与所述档环转动连接、与所述第三支撑件螺接。

3.根据权利要求1所述的无人机起落架减震结构，其特征在于：

所述异形轮以所述中心为圆心均匀地对称设置有若干第一弧形凸起，所述异形齿条上分别均匀设置有与所述第一弧形凸起适配的第二弧形凸起，相邻的两个所述第一弧形凸起最高点之间的圆心角所对的凸起最高点的弧长与所述第二弧形凸起的弧长长度相同。

4.无人机起落架减震方法，其特征在于：采用权利要求1‑3中任一项所述的无人机起落架减震结构，其包括：通信控制子模块实时接收无人机的飞行高度和飞行速度以分别获得第一变量和第二变量；

获取起落架的方位角数据以作为第三变量；

分别将第一变量、第二变量以及第三变量结合存储子模块存储的历史数据所整合的历史阈值和来自通信控制子模块的设定阈值范围进行比较，根据比较结果以判断起落架自适应调节的控制方式。

5.根据权利要求4所述的无人机起落架减震方法，其特征在于：

所述根据比较结果以判断起落架自适应调节的控制方式包括：

由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若任意一个变量未超出对应的设定阈值，则继续与历史阈值进行比较，若任意一个变量同样未超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态；

或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至多一个变量超出对应的设定阈值，则继续与对应的历史阈值进行比较，若任意一个变量未超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态，并重新设定对应的阈值范围并实时与新设定对应的设定阈值重新比较；

或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至多一个变量超出对应的设定阈值，则继续与对应的历史阈值进行比较，若任意一个变量超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构改变当前状态，使得第二调节机构反向进行调节；

或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至少两个变量超出对应的设定阈值，则控制第二调节机构改变当前状态，使得第二调节机构反向进行调节。

6.根据权利要求5所述的无人机起落架减震方法，其特征在于：

所述控制第二调节机构保持当前状态/改变当前状态包括：

控制第一电动阀和第二电动阀的开合程度以实现保持/改变第一内腔和第二内腔的压力；

升降过程中，由第一变量、第二变量、第三变量与对应的设定阈值进行比较，当判断起落架自适应调节的控制方式后需要改变当前状态时，依据任意一个变量位于对应的设定阈值的位置，控制第二调节机构进行反方向调节。

说明书

无人机起落架减震结构及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及无人机技术领域，具体涉及无人机起落架减震结构及方法。

背景技术

[0002] 无人机是利用无线电遥控设备、自备的程序控制装置操作或车载计算机完全或间歇地自主操作的飞机，在无人机从地面滑出或者降落过程中，由于自身的重量或者部分无人机载弹之后，其整体重量很大，在其与地面接触的瞬间会产生竖向对地冲击力。

[0003] 起落架是应用在无人机上以支撑在地面上滑行和起降时支撑飞机的部分，通常由多个组件构成，以承受相应载荷的装置，其中在即将与地面接触至接触的瞬间，会产生相互的作用力，该作用力过大时，其在继续向跑道滑行的过程中造成无人机机身的失衡，会破坏机身的结构并对其造成损伤，而现有技术中对无人机的起落架自适应的结构调整较弱，无法对无人机升降过程中进行有效调节，以减少其对升降过程造成的损伤。因此本发明研究设计出无人机起落架减震结构及方法。

发明内容

[0004] 因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的起落架在升降过程中无法做到自适应调节的缺陷，从而提供无人机起落架减震结构及方法。

[0005] 为了解决上述问题，本发明提供无人机起落架减震结构，设置多组于机身和滑行轮之间，其包括：

[0006] 回收机构，分别于所述机身底部设置有多组，以在起飞后回收起落架；

[0007] 第一调节机构，分别设置于所述回收机构与所述滑行轮之间以在升降过程中进行恒力调节；

[0008] 第二调节机构，所述第二调节机构设置于所述第一调节机构与所述滑行轮之间在升降过程中进行自适应调节；

[0009] 控制模块，所述控制模块包括：

[0010] 通信控制子模块、运动控制子模块以及存储子模块，所述通信控制子模块提供所述控制模块与所述机身的控制端连接的驱动程序，并实现双向互通，所述运动控制子模块提供各部件运动的驱动程序以实现对其控制，所述存储子模块以进行所述控制模块的存储；

[0011] 采集模块，用于获取至少一个传感器所采集到的传感信号，并实现将所述传感信号进行数字化处理；

[0012] 处理模块，分别与所述采集模块和所述控制模块连接，基于数字化处理后的传感信号与设置的对应阈值范围进行比较，以对所述第二调节机构进行自适应调节。

[0013] 优选地，所述回收机构包括第一调节缸和第二调节缸，所述第一调节缸和第二调节缸分别沿所述机身的高度、水平方向设置于所述机身底部的前回收仓、后回收仓，所述第一调节缸的活塞端连接有固定件的一端，所述固定件的另一端连接所述第一调节机构，所述第一调节缸的固定端设置有一组第一转动部，所述第一转动部与所述机身之间分别通过第一转动轴转动连接；

[0014] 其中一个所述第一转动部处还设置有第二转动部，所述第二调节缸的活塞端与所述第二转动部转动连接，所述第二调节缸的固定端与所述机身连接，所述前回收仓和所述后回收仓空腔内还分别设置有第一连接件，所述第一连接件的一端与所述第一调节缸的固定端靠近所述活塞端的侧壁转动连接，所述第一连接件的另一端与所述机身转动连接；

[0015] 所述第一调节缸的活塞端侧部转动连接有第二连接件的一端，所述第二连接件的另一端转动连接有第三连接件的一端，所述第三连接件的另一端与所述第一调节机构转动连接。

[0016] 优选地，所述第一调节机构包括壳体，所述壳体顶部和底部分别设置有开口，所述壳体顶部位于所述开口上设置有保护盖，所述保护盖的外侧与所述第三连接件转动连接；

[0017] 所述壳体内设置有第一支撑杆，所述第一支撑杆的一端伸出所述壳体底部的开口，所述第一支撑杆上靠近所述开口设置有档环，所述第一支撑杆的另一端设置有第一支撑件，所述档环与所述第一支撑件之间设置有第一弹簧，所述第一支撑件的两侧分别设置有第二支撑件，所述第二支撑件靠近所述第一支撑件的一侧设置有弧形边，所述第二支撑件的一端与所述壳体内壁转动连接，所述第二支撑件分别远离所述第一支撑件的一侧转动连接有转动销，所述转动销分别靠近所述壳体的两侧分别设置有伸缩筒，所述伸缩筒的一端均贯穿所述壳体的两侧，所述伸缩筒与所述壳体的两侧滑动连接，所述伸缩筒的另一端连接有档边的一端，所述档边与所述壳体的两侧之间分别设置有第二弹簧，所述档边的另一端连接有第一连接杆的一端，所述第一连接杆的另一端与所述转动销连接；

[0018] 所述第一支撑件远离所述第一支撑杆的一端设置有一对第一安装件，所述第一安装件的一端均与所述第一支撑件的中心轴处连接，所述第一安装件的另一端伸向所述壳体顶部的开口并转动连接有异形轮，所述壳体顶部的开口两侧分别设置有异形齿条，所述异形轮分别啮合于所述异形齿条之间。

[0019] 优选地，所述壳体内靠近所述壳体底部开口分别设置有一对第三支撑件，所述第三支撑件分别位于所述第一支撑杆两侧，所述第三支撑件的两端分别与所述壳体内壁连接，所述第三支撑件与所述档环之间设置有一对调节螺杆，所述调节螺杆分别贯穿所述档环和所述第三支撑件，所述调节螺杆分别与所述档环转动连接、与所述第三支撑件螺接。

[0020] 优选地，所述异形轮以所述中心为圆心均匀地对称设置有若干第一弧形凸起，所述异形齿条上分别均匀设置有与所述第一弧形凸起适配的第二弧形凸起，相邻的两个所述第一弧形凸起最高点之间的圆心角所对的凸起最高点的弧长与所述第二弧形凸起的弧长长度相同。

[0021] 优选地，所述第二调节机构包括调节筒，所述调节筒底部设置有转动筒，所述转动筒的一端与所述调节筒的一端连接，所述转动筒的另一端与所述滑行轮转动连接；所述调节筒靠近所述第一支撑杆的一端设置有贯穿口，所述第一支撑杆伸入所述贯穿口，所述贯穿口内侧设置有防滑层，所述第一支撑杆与所述防滑层滑动连接，所述第一支撑杆伸入所述调节筒的一端还设置有活塞以将所述调节筒内分割成第一内腔和第二内腔，所述活塞与所述调节筒内壁之间滑动连接，所述调节筒外侧分别设置有一对集气管和一对排气管，所述集气管和所述排气管分别设置于所述机身行进方向、背离方向，一对所述集气管分别位于所述活塞两侧并分别伸入所述调节筒内，一对所述排气管分别位于所述活塞两侧并分别伸入所述调节筒内，所述第一内腔和所述第二内腔内分别设置有第一圆环和第二圆环，所述第一圆环和所述第二圆环与所述活塞之间分别设置有第三弹簧和第四弹簧。

[0022] 优选地，一对所述排气管上分别设置有第一电动阀和第二电动阀，以分别控制所述排气管的流通，所述第一电动阀和所述第二电动阀均与所述采集模块和所述运动控制子模块连接；

[0023] 所述第一内腔和所述第二内腔内分别设置有第一气压传感器和第二气压传感器，所述第一气压传感器和所述第二气压传感器均与所述采集模块连接；

[0024] 所述固定件上设置有角速度传感器，所述角速度传感器与所述采集模块连接。

[0025] 本发明还提供无人机起落架减震方法，采用前任一项所述的无人机起落架减震结构，其包括：

[0026] 通信控制子模块实时接收无人机的飞行高度和飞行速度以分别获得第一变量和第二变量；

[0027] 获取起落架的方位角数据以作为第三变量；

[0028] 分别将第一变量、第二变量以及第三变量结合存储子模块存储的历史数据所整合的历史阈值和来自通信控制子模块的设定阈值范围进行比较，根据比较结果以判断起落架自适应调节的控制方式。

[0029] 优选地，所述根据比较结果以判断起落架自适应调节的控制方式包括：

[0030] 由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若任意一个变量未超出对应的设定阈值，则继续与历史阈值进行比较，若任意一个变量同样未超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态；

[0031] 或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至多一个变量超出对应的设定阈值，则继续与对应的历史阈值进行比较，若任意一个变量未超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态，并重新设定对应的阈值范围并实时与新设定对应的设定阈值重新比较；

[0032] 或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至多一个变量超出对应的设定阈值，则继续与对应的历史阈值进行比较，若任意一个变量超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构改变当前状态，使得第二调节机构反向进行调节；

[0033] 或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至少两个变量超出对应的设定阈值，则控制第二调节机构改变当前状态，使得第二调节机构反向进行调节。

[0034] 优选地，所述控制第二调节机构保持当前状态/改变当前状态包括：

[0035] 控制第一电动阀和第二电动阀的开合程度以实现保持/改变第一内腔和第二内腔的压力；

[0036] 升降过程中，由第一变量、第二变量、第三变量与对应的设定阈值进行比较，当判断起落架自适应调节的控制方式后需要改变当前状态时，依据任意一个变量位于对应的设定阈值的位置，控制第二调节机构进行反方向调节。

[0037] 本发明提供的无人机起落架减震结构及方法具有如下有益效果：

[0038] 1.本发明通过改变第一内腔和第二内腔内的压力，使得影响活塞向第一内腔和第二内腔运动的方向，以增强缓冲的效果，待即将结束该过程后，反向调节使得第一内腔和第二内腔内的压力相互改变，使得活塞向第一内腔和第二内腔的运动方向改变，使得对其支护的方向改变，整个过程适应于无人机机身受到撞击之后的调节过程，以克服瞬时的冲击和冲击发生后的持续震荡过程；

[0039] 2.本发明还通过第一调节机构在第二调节自适应调节的基础上，再进行对应的恒力调节，以避免其震动进一步通过起落架传递给机身，以保持机身在升降过程的稳定；同时减少了起落架上下震动的幅度，起到减震缓冲的作用，为起落架提供额定的阻力，以保护起落架的作用；

[0040] 3.本发明还通过获取到第一内腔和第二内腔内的压力，以判定当前状态，通过根据第一变量、第二变量以及第三变量与对应设定阈值、历史阈值的比较结果以判定起落架在自适应调节的控制方式，以选择第二调节机构的状态，并对第二调节机构进行保持/反向调节，实现调节第一内腔和第二内腔内压力是否改变，通过该操作，以最终达到在降落瞬间或升起瞬间，一直到整个震荡过程中的调节，以减缓受到的来自地面或者地面反作用的冲击力，以达到起落架的自适应调节。

附图说明

[0041] 图1为本发明的总装立体结构示意图；

[0042] 图2为本发明的起落架结构安装示意图；

[0043] 图3为本发明的第一调节缸结构安装示意图；

[0044] 图4为本发明的壳体结构安装示意图；

[0045] 图5为本发明的第一支撑件结构安装示意图；

[0046] 图6为本发明的第一调节机构剖面结构示意图；

[0047] 图7为本发明的第二调节机构剖面结构示意图；

[0048] 图8为本发明的减震方法流程示意图。

[0049] 附图标记表示为：

[0050] 1、机身；2、滑行轮；3、第一调节缸；4、第二调节缸；5、固定件；6、第一转动部；7、第一转动轴；8、第二转动部；9、第一连接件；10、第二连接件；11、第三连接件；12、壳体；13、保护盖；14、第一支撑杆；15、档环；16、第一支撑件；17、第一弹簧；18、第二支撑件；19、弧形边；20、转动销；21、伸缩筒；22、档边；23、第二弹簧；24、第一连接杆；25、第一安装件；26、异形轮；27、异形齿条；28、第三支撑件；29、调节螺杆；30、第一弧形凸起；31、第二弧形凸起；32、调节筒；33、转动筒；34、防滑层；35、活塞；36、第一内腔；37、第二内腔；38、集气管；39、排气管；40、第一圆环；41、第二圆环；42、第三弹簧；43、第四弹簧；44、特斯拉单向阀结构。

具体实施方式

[0051] 如图1‑8所示，本发明提供无人机起落架减震结构及方法，其包括：

[0052] 回收机构，分别于所述机身1底部设置有多组，以在起飞后回收起落架；第一调节机构，分别设置于所述回收机构与所述滑行轮2之间以在升降过程中进行恒力调节；第二调节机构，所述第二调节机构设置于所述第一调节机构与所述滑行轮2之间在升降过程中进行自适应调节；控制模块，所述控制模块包括：通信控制子模块、运动控制子模块以及存储子模块，所述通信控制子模块提供所述控制模块与所述机身1的控制端连接的驱动程序，并实现双向互通，所述运动控制子模块提供各部件运动的驱动程序以实现对其控制，所述存储子模块以进行所述控制模块的存储；采集模块，用于获取至少一个传感器所采集到的传感信号，并实现将所述传感信号进行数字化处理；处理模块，分别与所述采集模块和所述控制模块连接，基于数字化处理后的传感信号与设置的对应阈值范围进行比较，以对所述第二调节机构进行自适应调节。

[0053] 具体地，如图1‑7所示，无人机起落架减震结构，安装在无人机机身1和滑行轮2之间，其包括回收机构、第一调节机构、第二调节机构、控制模块、采集模块以及处理模块，其中回收机构的安装其根据无人机机身1底部的前回收仓和后回收仓对应设置，以在起飞后回收起落架以及在降落前放置起落架；其中，第一调节机构分别安装在回收机构与滑行轮2之间以在升降过程中进行恒力调节，使得无人机机身1和起落架之间提供一个恒定支撑力，以保持机身1的稳定，避免惯性、以及震动的振幅影响其在滑行过程中的安全；其中，第二调节机构安装在第一调节机构与滑行轮2之间使得在升降的过程中进行自适应的调节，以根据所受到的来自惯性、震动及其他对无人机造成影响的因素进行适时的调节，以无人机在降落过程为例，当接触地面的瞬间，起落架受到冲击力后会使得起落架整体受到来自地面的反向作用力，通过第二调节机构进行实时的调节，以克服无人机受到冲击后的作用力，并在无人机的起落架在进行上下震动时，第二调节机构对该过程进行干涉，使得其可以进行实时的自适应调节，在该过程中通过第二调节机构对其进行反向的调节，以保持该调节过程的稳定。

[0054] 具体地，控制模块包括提供与无人机机身1的控制端连接的驱动程序，并实现双向互通的通信控制子模块，同时获取无人机自身的速度、所处高度等飞行参数，并将起落架中的参数信息同步至无人机机身1的控制端，运动控制子模块提供各部件运动的驱动程序以实现对其控制，使得可以控制对应部件的运动状态和程度，存储子模块以进行控制模块的存储，将对应的待存储信息进行存储，以便于后期的调用；其中，采集模块用于获取至少一个对应的传感器所采集到的传感信号，并将其转换成数字信号以便于后期的处理和信号的传递；其中，处理模块基于数字化处理后的传感信号与设置或调节过后的对应阈值范围进行比较，以获得多个不同的比较后的结果，根据比较后的结果获取对第二调节机构控制的方式，使得第二调节机构可以进行自适应的调节，以在无人机升降过程中进行适应的调节，减少其升降过程中对机身1和起落架造成的损伤。

[0055] 在一些实施方式中，所述回收机构包括第一调节缸3和第二调节缸4，所述第一调节缸3和第二调节缸4分别沿所述机身1的高度、水平方向设置于所述机身1底部的前回收仓、后回收仓，所述第一调节缸3的活塞35端连接有固定件5的一端，所述固定件5的另一端连接所述第一调节机构，所述第一调节缸3的固定端设置有一组第一转动部6，所述第一转动部6与所述机身1之间分别通过第一转动轴7转动连接；其中一个所述第一转动部6处还设置有第二转动部8，所述第二调节缸的活塞35端与所述第二转动部8转动连接，所述第二调节缸的固定端与所述机身1连接，所述前回收仓和所述后回收仓空腔内还分别设置有第一连接件9，所述第一连接件9的一端与所述第一调节缸3的固定端靠近所述活塞35端的侧壁转动连接，所述第一连接件9的另一端与所述机身1转动连接；所述第一调节缸3的活塞35端侧部转动连接有第二连接件10的一端，所述第二连接件10的另一端转动连接有第三连接件11的一端，所述第三连接件11的另一端与所述第一调节机构转动连接。

[0056] 具体地，如图1‑7所示，回收机构用于根据无人机升降过程中控制起落架的打开和收回，其中通过第一调节缸3和第二调节缸4的伸缩过程，控制起落架的打开和收回，其中第一调节缸3、第二调节缸4均与运动控制子模块连接，以控制第一调节缸3、第二调节缸4的运动状态；以回收起落架为例，通过控制第二调节缸4收缩，其中第二连接件10和第三连接件11所形成的结构对第二调节缸4收缩过程提供稳定的支护，至第二调节缸4恢复到初始状态后，第一调节缸3开始伸张使得在第一调节缸3推动第二转动部8绕着第一转动部6转动，直至转动至起落架收回到机身1底部的前回收仓或后回收仓内，其中第一连接件9在第二转动部8绕着第一转动部6转动过程中提供支护；其打开起落架的过程与该过程相反。

[0057] 在一些实施方式中，所述第一调节机构包括壳体12，所述壳体12顶部和底部分别设置有开口，所述壳体12顶部位于所述开口上设置有保护盖13，所述保护盖13的外侧与所述第三连接件11转动连接；所述壳体12内设置有第一支撑杆14，所述第一支撑杆14的一端伸出所述壳体12底部的开口，所述第一支撑杆14上靠近所述开口设置有档环15，所述第一支撑杆14的另一端设置有第一支撑件16，所述档环15与所述第一支撑件16之间设置有第一弹簧17，所述第一支撑件16的两侧分别设置有第二支撑件18，所述第二支撑件18靠近所述第一支撑件16的一侧设置有弧形边19，所述第二支撑件18的一端与所述壳体12内壁转动连接，所述第二支撑件18分别远离所述第一支撑件16的一侧转动连接有转动销20，所述转动销20分别靠近所述壳体12的两侧分别设置有伸缩筒21，所述伸缩筒21的一端均贯穿所述壳体12的两侧，所述伸缩筒21与所述壳体12的两侧滑动连接，所述伸缩筒21的另一端连接有档边22的一端，所述档边22与所述壳体12的两侧之间分别设置有第二弹簧23，所述档边22的另一端连接有第一连接杆24的一端，所述第一连接杆24的另一端与所述转动销20连接；所述第一支撑件16远离所述第一支撑杆14的一端设置有一对第一安装件25，所述第一安装件25的一端均与所述第一支撑件16的中心轴处连接，所述第一安装件25的另一端伸向所述壳体12顶部的开口并转动连接有异形轮26，所述壳体12顶部的开口两侧分别设置有异形齿条27，所述异形轮26分别啮合于所述异形齿条27之间。

[0058] 具体地，如图1‑7所示，第一调节机构对起落架受到震动等外力影响后进行恒定力的支撑，避免其进一步对无人机的升降过程造成影响，其中壳体12的顶部和底部的开口使得为第一调节机构与回收机构和第二调节机构的连接提供通道，壳体12顶部的开口上的保护盖13与第三连接件11转动连接，其保护盖13顶部与固定件5连接，壳体12内的第一支撑杆14与第二调节机构建立连接；以无人机降落过程中受到来自地面的冲击为例，其中当第一调节机构受到来自第二调节机构传递来的力后，由于第一弹簧17支撑在档环15与第一支撑件16之间，使得第一支撑杆14相对于壳体12的高度方向上升，此时第一弹簧17被压缩，第一支撑件16在第一支撑杆14的推动下向壳体12的高度方向继续运动，由于第二支撑件18上的弧形边19的阻挡，使得分别将第一支撑件16两侧的第二支撑件18绕着与壳体12内壁转动连接的一端为圆心，分别背向远离第一支撑件16的方向转动，由于连接的转动销20和与第一连接杆24连接的档边22所在的伸缩筒21，继续压迫伸缩筒21向远离第一支撑件16的方向运动，此时第二弹簧23被压缩，同时当第一支撑件16在第一支撑杆14的推动下向壳体12的高度方向继续运动时，第一安装件25转动连接的异形轮26在两个异形齿条27之间处于啮合状态下滚动，通过第一弹簧17、第二弹簧23以及异形齿轮和异形齿条27的配合下，构成恒力系统，将其壳体12高度方向受到的力分解到竖直方向的分量以及两侧水平方向的分量，其水平方向的分量则相互抵消，使得减少了第一弹簧17进一步形变的可能，对其进行了保护，在降落中受到冲击后，首先经由第二调节机构进行自适应的调节，当部分调节后，第一调节机构在第二调节机构自适应调节的基础上，再进行对应的恒力调节，以避免其震动进一步通过起落架传递给机身，以保持机身在升降过程的稳定；同时减少了起落架上下震动的幅度，起到减震缓冲的作用，为起落架提供额定的阻力，以保护起落架的作用。

[0059] 在一些实施方式中，所述壳体12内靠近所述壳体12底部开口分别设置有一对第三支撑件28，所述第三支撑件28分别位于所述第一支撑杆14两侧，所述第三支撑件28的两端分别与所述壳体12内壁连接，所述第三支撑件28与所述档环15之间设置有一对调节螺杆29，所述调节螺杆29分别贯穿所述档环15和所述第三支撑件28，所述调节螺杆29分别与所述档环15转动连接、与所述第三支撑件28螺接。

[0060] 具体地，如图1‑7所示，壳体12内部的第三支撑件28增强了壳体12结构的稳定，第三支撑件28与档环15之间设置一对调节螺杆29，调节螺杆29分别贯穿档环15和第三支撑件28，调节螺杆29与档环15转动连接且与第三支撑件28螺接，通过调节螺杆29可以进一步调节档环15与第三支撑件28的直线距离，以调节第一弹簧17在正常状态下的压缩量，以根据其无人机的重量进行适应的调节。

[0061] 在一些实施方式中，所述异形轮26以所述中心为圆心均匀地对称设置有若干第一弧形凸起30，所述异形齿条27上分别均匀设置有与所述第一弧形凸起30适配的第二弧形凸起31，相邻的两个所述第一弧形凸起30最高点之间的圆心角所对的凸起最高点的弧长与所述第二弧形凸起31的弧长长度相同。

[0062] 具体地，如图1‑7所示，异形齿轮轴侧均匀设置的第一弧形凸起30和异形齿条27上均匀设置的第二弧形凸起31相互配合，将经过抵消后的高度方向的力继续通过异形轮26在异形齿条27上滚动，以减少对第一弹簧17的压缩程度，对其进行保护，其中，相邻的两个第一弧形凸起30最高点之间的圆心角所对的凸起最高点的弧长与第二弧形凸起31的弧长长度相同，使得异形轮26和异形齿轮可以适配啮合，使得异形轮26在异形齿条27上的滚动较为顺畅，并在异形轮26与异形齿条27的啮合下，使得在第一弹簧调节过程中，其可以使得第一支撑件16相对升降过程中可以往复运动。

[0063] 在一些实施方式中，所述第二调节机构包括调节筒32，所述调节筒32底部设置有转动筒33，所述转动筒33的一端与所述调节筒32的一端连接，所述转动筒33的另一端与所述滑行轮2转动连接；所述调节筒32靠近所述第一支撑杆14的一端设置有贯穿口，所述第一支撑杆14伸入所述贯穿口，所述贯穿口内侧设置有防滑层34，所述第一支撑杆14与所述防滑层34滑动连接，所述第一支撑杆14伸入所述调节筒32的一端还设置有活塞35以将所述调节筒32内分割成第一内腔36和第二内腔37，所述活塞35与所述调节筒32内壁之间滑动连接，所述调节筒32外侧分别设置有一对集气管38和一对排气管39，所述集气管38和所述排气管39分别设置于所述机身1行进方向、背离方向，一对所述集气管38分别位于所述活塞35两侧并分别伸入所述调节筒32内，一对所述排气管39分别位于所述活塞35两侧并分别伸入所述调节筒32内，所述第一内腔36和所述第二内腔37内分别设置有第一圆环40和第二圆环41，所述第一圆环40和所述第二圆环41与所述活塞35之间分别设置有第三弹簧42和第四弹簧43。

[0064] 具体地，如图1‑7所示，第二调节机构在升降过程中对起落架首先进行自适应调节，调节之后以减少其对起落架的影响，之后通过第一调节机构对其进行恒力调节，以减少对其造成的影响，其中调节筒32底部的转动筒33与滑行轮2转动连接，第一支撑杆14通过贯穿该贯穿口伸入到调节筒32内，以无人机在降落过程中与地面接触为例，受到地面冲击后，第一支撑杆14继续向调节筒32运动，使得活塞35向第二内腔37运动，使得第一内腔36的体积增大，第二内腔37的体积变小，该过程中，防滑层34提供第一支撑杆14与贯穿口之间的阻力，其防滑层34可以是橡胶层，沿着无人机飞行方向设置的调节筒32外侧集气管38分别向第一内腔36和第二内腔37中输送气体，背离无人机飞行方向的排气管39将第一内腔36和第二内腔37中的气体排出，以无人机降落过程为例，当即将降落时，通过改变第一内腔36和第二内腔37内的压力，使得影响活塞35向第一内腔36和第二内腔37运动的方向，以增强缓冲的效果，待即将结束该过程后，反向调节使得第一内腔36和第二内腔37内的压力相互改变，使得活塞35向第一内腔36和第二内腔37的运动方向改变，使得对其支护的方向改变，整个过程适应于无人机机身受到撞击之后的调节过程，以克服瞬时的冲击和冲击发生后的持续震荡过程；同时，第一圆环40和第二圆环41、第三弹簧42以及第四弹簧43为活塞35在第一内腔36和第二内腔37的活动范围提供限定，以及在无人机飞行速度降到足够低后，空气通过集气管38进入对第一内腔36和第二内腔37的影响足够小后，使得通过第三弹簧42和第四弹簧43为其提供支护。

[0065] 在一些实施方式中，一对所述排气管39上分别设置有第一电动阀和第二电动阀，以分别控制所述排气管39的流通，所述第一电动阀和所述第二电动阀均与所述采集模块和所述运动控制子模块连接；所述第一内腔36和所述第二内腔37内分别设置有第一气压传感器和第二气压传感器，所述第一气压传感器和所述第二气压传感器均与所述采集模块连接；所述固定件5上设置有角速度传感器，所述角速度传感器与所述采集模块连接。

[0066] 具体地，如图1‑7所示，排气管39上分别设置第一电动阀和第二电动阀，以分别控制第一内腔36和第二内腔37外排气管39的状态和流量大小，第一电动阀和第二电动阀与采集模块和运动控制子模块连接，以改变第一电动阀和第二电动阀内的压力，实现影响活塞35的运动方向，第一内腔36、第二内腔37内分别设置第一气压传感器和第二气压传感器以对内部的压力进行监测，以根据第一内腔36和第二内腔37的压力判断当前活塞35所处的位置，并将数据通过采集模块传递，以根据当前状态，控制下一步第一电动阀和第二电动阀的状态；其中，固定件5上设置角速度传感器，根据其采集到的数据，控制模块对其进行方位角换算，以判定起落架当前所处的姿态，通过获得起落架的姿态，以得到滑行轮在升降过程中与地面接触时的角度，以便于根据该数据进行调整，以克服落地瞬间由于起落架角度带来的影响。

[0067] 具体地，其中集气管38和排气管39内还分别设置单向阀结构，以对第一内腔36和第二内腔37气体流动方向进行限定，以快速改变内部压力，其中该单向阀结构为特斯拉单向阀结构44，通过其设定，以增强气体向第一内腔36和第二内腔37内流动和排出的速度，并限制其反向流动，其中集气管38远离调节筒32的一端的开口大于另一端，排气管39的另一端绕过调节筒32朝向集气管38远离调节筒32的方向，使得在其降落滑行或起飞滑行的过程中，将无人机向前滑行方向跑道上的杂物吹开，以避免其对无人机的起落架造成影响，或者避免当无人机的起落架接触后其由于阻碍进一步增强对其的弹力，以免对机身1的稳定造成影响。

[0068] 本发明还提供无人机起落架减震方法，采用前任一项所述的无人机起落架减震结构，其包括：

[0069] 通信控制子模块实时接收无人机的飞行高度和飞行速度以分别获得第一变量和第二变量；获取起落架的方位角数据以作为第三变量；分别将第一变量、第二变量以及第三变量结合存储子模块存储的历史阈值和来自通信控制子模块的设定阈值范围进行比较，根据比较结果以判断起落架自适应调节的控制方式。

[0070] 具体地，如图8所示，通信控制子模块实时接收无人机的飞行高度和飞行速度以获得第一变量和第二变量，获得的起落架的方位角数据作为第三变量，以分别根据起落架所处的高度、即将升降中的速度以及起落架的姿态作为来判定当前状态的参数依据，通过将第一变量、第二变量以及第三变量结合存储子模块存储的历史阈值和来自通信控制子模块的设定阈值范围分别进行比较，根据比较后的结果来判定当前起落架的状态，再根据对应的状态控制第二调节机构的状态，以做到实时的自适应调节，在无人机的升降过程中，当与地面瞬时接触时，其反向作用力对无人机的稳定影响较大，通过实时获取第一变量、第二变量以及第三变量的数值，与在瞬时的冲击和冲击发生后的持续震荡过程中，判定其任意变量与设定阈值范围之间的位置关系，以在需要进行状态调节时，通过第二调节机构沿着对应变量与设定阈值范围反向调节，使得第二调节机构沿着该状态下相反的方向运动，使得对其进行调节，整个过程自降落或升起瞬间，一直持续整个震荡过程，对其进行自适应调节，以维持在升降过程中的稳定。

[0071] 在一些实施方式中，所述根据比较结果以判断起落架自适应调节的控制方式包括：

[0072] 由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若任意一个变量未超出对应的设定阈值，则继续与历史阈值进行比较，若任意一个变量同样未超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态；

[0073] 或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至多一个变量超出对应的设定阈值，则继续与对应的历史阈值进行比较，若任意一个变量未超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态，并重新设定对应的阈值范围并实时与新设定对应的设定阈值重新比较；

[0074] 或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至多一个变量超出对应的设定阈值，则继续与对应的历史阈值进行比较，若任意一个变量超出对应的历史阈值，则控制第二调节机构改变当前状态，使得第二调节机构反向进行调节；

[0075] 或，由第一变量、第二变量、第三变量分别与对应的设定阈值进行比较，若至少两个变量超出对应的设定阈值，则控制第二调节机构改变当前状态，使得第二调节机构反向进行调节。

[0076] 具体地，如图8所示，根据比较的结果判定起落架自适应调节的控制方式基于第一变量、第二变量以及第三变量先与设定阈值的比较，在基于比较后的结果与历史阈值进行比较，以实现对起落架自适应的控制，其中当若任意一个变量均未超出设定阈值，则继续与历史阈值进行比较，若任意一个变量同样没有超出历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态；若至多一个变量超出设定阈值，则继续与历史阈值进行比较，若任意一个变量没有超出历史阈值，则控制第二调节机构保持当前状态，并重新设定新的设定阈值并实时与新设定的阈值重新比较；若至多一个变量超出设定阈值，则继续与历史阈值进行比较，若任意一个变量超出历史阈值，则控制第二调节机构改变当前状态；若至少两个变量超出设定阈值，则控制第二调节机构改变当前状态；以实现对起落架自适应的调节。

[0077] 在一些实施方式中，所述控制第二调节机构保持当前状态/改变当前状态包括：

[0078] 控制第一电动阀和第二电动阀的开合程度以实现保持/改变第一内腔36和第二内腔37的压力；升降过程中，由第一变量、第二变量、第三变量与对应的设定阈值进行比较，当判断起落架自适应调节的控制方式后需要改变当前状态时，依据任意一个变量位于对应的设定阈值的位置，控制第二调节机构进行反方向调节。

[0079] 具体地，如图8所示，基于比较后的结果，最终实现控制第二调节机构是否保持当前的状态，通过获取到第一内腔36和第二内腔37内的压力，以判定当前状态，通过根据第一变量、第二变量以及第三变量与对应设定阈值、历史阈值的比较结果以判定起落架在自适应调节的控制方式，以选择第二调节机构的状态，并控制实时对第二调节机构进行保持/反向调节，进一步以实现对第一内腔36和第二内腔37内压力是否改变，其中，压力的改变基于根据控制第一电动阀和第二电动阀的开合程度以实现保持或者改变第一内腔36和第二内腔37的体积，使得第一内腔36和第二内腔37的压力改变或不变，通过该操作，以最终达到在降落瞬间或升起瞬间，一直到整个震荡过程中的自适应性调节，实时改变第二调节机构的作用方向，以减缓受到的来自地面或者地面反作用的冲击力，以达到起落架的自适应调节。

[0080] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。