多旋翼無人機充電系統(tǒng)及方法與流程

文檔序號：11656765閱讀：871來源：國知局

本發(fā)明涉及自動化控制領域，尤其涉及一種多旋翼無人機充電系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)：

隨著電子技術(shù)和航天技術(shù)的發(fā)展，多旋翼無人機技術(shù)得到了快速發(fā)展，其應用領域已經(jīng)從軍事領域拓展到民用領域，尤其是被廣泛應用于民用領域的農(nóng)業(yè)、林業(yè)、電力、安防等方面。

在無人機應用范圍越來越廣的同時，市場上也出現(xiàn)繁多的無人機種類，按照其飛行原理主要可分為固定翼、直升機、多旋翼三種。但這些無人機都存在一個明顯的問題——續(xù)航能力有限，影響續(xù)航能力的主要因素是無人機電池。特別是多旋翼無人機，其電機多，耗電量大，續(xù)航時間相對最短；但是由于其機械結(jié)構(gòu)比較簡單，沒有復雜的傳動機構(gòu)，同時也能夠垂直起降，并且能夠輕松實現(xiàn)懸停、側(cè)飛和倒飛等運動，具有很強的機動性，因此得到人們的青睞。

目前多旋翼無人機主要采用鋰電池作為主要動力，還處于原始的人工接線充電方式，使用多旋翼無人機專用充電器連接電池進行充電，每次至少充電一小時以上，存在智能化低，必須人工看管的問題，直接影響了多旋翼無人機作業(yè)的效率。多旋翼無人機的相關技術(shù)特別是自主充電技術(shù)的發(fā)展，直接影響了多旋翼無人機智能應用的發(fā)展，然而，目前還沒有多旋翼無人機自主地進行自主充電的相關技術(shù)和產(chǎn)品。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題，本發(fā)明提供了一種多旋翼無人機充電系統(tǒng)及方法，實現(xiàn)多旋翼無人機的快速充電，提高其作業(yè)的效率，減輕人力資源的消耗，提高多旋翼無人機的智能化程度，加快了智能社會的建設步伐。

為達到上述目的，本發(fā)明實施例采用如下技術(shù)方案：

一方面，本發(fā)明是實施例提供一種多旋翼無人機充電系統(tǒng)，包括地面端和多旋翼無人機端，所述地面端包括控制子系統(tǒng)以及充電板；所述多旋翼無人機端包括起落架以及設置在所述起落架上的取電裝置；所述控制子系統(tǒng)通過繼電器與所述充電板電連接，當所述起落架上的取電裝置與所述充電板的正極模塊、負極模塊匹配接觸，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器接通電源模塊以使得所述充電板通電，當所述多旋翼無人機中的鋰電池充電完成時，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器以使得所述充電板斷電。

可選的，所述控制子系統(tǒng)包括主控模塊、壓力檢測模塊、鋰電池檢測模塊以及通信模塊；其中，所述主控模塊與所述壓力檢測模塊電連接，所述壓力檢測模塊用于判斷所述多旋翼無人機是否已經(jīng)落到充電板上對應的正極模塊以及負極模塊，所述主控模塊用于根據(jù)所述壓力檢測模塊測得的數(shù)據(jù)進行所述繼電器的控制；所述主控模塊分別與所述鋰電池檢測模塊、通信模塊電連接，所述主控模塊根據(jù)所述鋰電池檢測模監(jiān)測的電池狀態(tài)以及所述通信模塊與多旋翼無人機通信獲取的電池電量信息進行所述繼電器的控制。

可選的，所述壓力檢測模塊包括電阻應變式傳感器、惠斯通電橋以及放大器，所述電阻應變式傳感器包括電阻應變片和彈性體，所述彈性體在外力作用下產(chǎn)生彈性變形，使得粘貼在所述彈性體表面的所述電阻應變片隨同產(chǎn)生變形進而改變阻值，所述惠斯通電橋?qū)⑺鲭娮钁兤碾娮枳兓D(zhuǎn)變?yōu)殡妷和ㄟ^所述放大器發(fā)送給ad轉(zhuǎn)換芯片。

可選的，所述多旋翼無人機端還包括平衡充電模塊，所述平衡充電模塊固定于所述多旋翼無人機上，當所述取電裝置與所述充電板上對應的正極模塊以及負極模塊接觸時，所述平衡充電模塊通過所述取電裝置與所述充電板電連接，將從所述充電板上取來的電作為電源給與所述平衡充電模塊電連接的鋰電池。

可選的，所述電源模塊包括ac-dc電源適配器以及靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器，所述ac-dc電源適配器的輸入端與220v交流電連接，所述ac-dc電源適配器的輸出端通過輸入過壓過流保護電路與所述靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器的電壓輸入端連接，靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器的電壓輸出端設置有輸出過壓過流保護電路。

可選的，所述充電板包括正極模塊以及負極模塊，所述正極模塊與所述負極模塊之間中間通過絕緣層隔開，所述正極模塊的頂部、負極模塊的頂部分別設置有一層導電介質(zhì)，所述正極模塊對應于所述無人機的機頭。

可選的，所述起落架為t字形，所述起落架的t字形連接部分固定有取電裝置，所述取電裝置的底部帶有金屬觸點，當無人機停在所述充電板上時，所述金屬觸點對應于所述充電板上的正極模塊與負極模塊，與所述充電板接觸取電。

可選的，所述無人機包括兩架起落架，每個起落架上均設置有所述取電裝置，所述取電裝置為三通結(jié)構(gòu)體，所述取點裝置底部的金屬觸點通過貫穿所述起落架的導線與所述平衡充電模塊中對應的電極連接。

可選的，所述起落架中貫穿所述導線的部位為涂有絕緣層的中空的碳纖桿。

另一方面，本發(fā)明實施例還提供了一種多旋翼無人機充電方法，應用于上述的多旋翼無人機充電系統(tǒng)，所述方法，包括：當作業(yè)過程中檢測到電量低時，多旋翼無人機降落到最近的充電板上；當所述多旋翼無人機的取電裝置與所述充電板的對應的正負極接觸時，多旋翼無人機鎖定充電板進行充電；當檢測到多旋翼無人機中的鋰電池充電完成時，對所述充電板斷電且多旋翼無人機解鎖。

本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機充電系統(tǒng)及方法，通過：當所述起落架上的取電裝置與所述充電板接觸時，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器接通電源模塊以使得所述充電板通電，當所述多旋翼無人機中的鋰電池充電完成時，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器以使得所述充電板斷電。實現(xiàn)了多旋翼無人機的快速充電，提高多旋翼無人機作業(yè)的效率，減輕人力資源的消耗，提高多旋翼無人機的智能化程度，加快了智能社會的建設步伐。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機充電系統(tǒng)整體框圖；

圖2為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)主控模塊硬件框圖；

圖3為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)中充電板示意圖；

圖4為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)電源模塊設計原理圖；

圖5為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)起落架的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)取電裝置示意圖；

圖7為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)無人機上電源線路連接示意圖；

圖8為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)軟件總體框圖；

圖9為本發(fā)明實施例的充電系統(tǒng)充電過程流程圖。

具體實施方式

為了使得本領域技術(shù)人員更好的理解本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機充電系統(tǒng)，現(xiàn)對無人機相關的內(nèi)容進行詳細的說明。

無人機為無人駕駛飛機(unmannedaerialvehicles)，是指利用無線電程序控制裝置操縱的不載人飛機。與很多其他的飛行器一樣，無人用力來實現(xiàn)起降及各種姿態(tài)的飛行，并且可承受一定程度的載荷。無人機上設置有支撐無人機的腳架，該腳架被稱為起落架無人機內(nèi)設置有無人機電池，用于給無人機操作供電，一般使用鋰離子聚合物電池(lithium-ionpolymerbattery,lipo,簡稱鋰電池)。一般的參數(shù)有電壓，放電倍率，充電倍率，容量。

在本申請實施例中，采用鋰電池給作為無人機電池，以常規(guī)3s/2200mah/25c放電/5c充電鋰電池為例，3s(s串聯(lián))代表這個就是3個電芯串聯(lián)起來的電池，單個電芯正常起點電壓是3.7v，充滿截止電壓為4.2v，這個電池就是11.1v起電壓，充滿就是12.6v，容量就是2200mah，25c放電，表示這個航模電池可以以25*2200ma＝55a最大電流放電。5c充電就是52200ma＝11a最大電流充電。鋰電池一般屬于高倍率電池，可以給多旋翼提供動力。

如圖1所示，本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機充電系統(tǒng)，包括：地面端100和多旋翼無人機端200。其中，

所述地面端100包括控制子系統(tǒng)101以及充電板102。

所述多旋翼無人機端200包括起落架201以及設置在所述起落架上的取電裝置202。

所述控制子系統(tǒng)101通過繼電器103與所述充電板102電連接，當所述起落架201上的取電裝置202與所述充電板的正極模塊、負極模塊匹配接觸接觸時，所述控制子系統(tǒng)101控制所述繼電器103接通電源模塊104使得所述充電板通電，當所述多旋翼無人機中的鋰電池充電完成時，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器103以使得所述充電板102斷電。

本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機充電系統(tǒng)，通過：當所述起落架上的取電裝置與所述充電板接觸時，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器接通電源模塊以使得所述充電板通電，當所述多旋翼無人機中的鋰電池充電完成時，所述控制子系統(tǒng)控制所述繼電器以使得所述充電板斷電。實現(xiàn)了多旋翼無人機的快速充電，提高多旋翼無人機作業(yè)的效率，減輕人力資源的消耗，提高多旋翼無人機的智能化程度，加快了智能社會的建設步伐。

可選的，在一實施例中，如圖1所示，所述控制子系統(tǒng)101包括主控模塊301、壓力檢測模塊302、鋰電池檢測模塊303以及通信模塊304；其中，所述主控模塊301與所述壓力檢測模塊302電連接，所述壓力檢測模塊302用于判斷所述多旋翼無人機是否已經(jīng)落到充電板上對應的正極模塊以及負極模塊，所述主控模塊301用于根據(jù)所述壓力檢測模塊302測得的數(shù)據(jù)進行所述繼電器103的控制；所述主控模塊301分別與所述鋰電池檢測模塊303、通信模塊304電連接，所述主控模塊301根據(jù)所述鋰電池檢測模塊303監(jiān)測的電池狀態(tài)以及所述通信模塊304與多旋翼無人機通信獲取的電池電量信息進行所述繼電器103的控制?？蛇x的，在一實施例中，如圖1所示，所述多旋翼無人機端還包括平衡充電模塊203，所述平衡充電模塊203固定于所述多旋翼無人機上，當所述取電裝置202與所述充電板上對應的正極模塊以及負極模塊接觸時，所述平衡充電模塊203通過所述取電裝置與所述充電板102電連接，將從所述充電板102上取來的電作為電源給與所述平衡充電模塊203電連接的鋰電池204。

如圖2-7所示，本發(fā)明實施例提供的多旋翼無人機充電系統(tǒng)，其中的地面端包括由主控模塊、鋰電池檢測模塊、壓力檢測模塊構(gòu)成的控制子系統(tǒng)、通信模塊、電池模塊，以及充電板。下面對上述的模塊進行詳細的說明。

如圖2所示，所述主控模塊，可以采用armcortex-m3為核心處理器的32位控制器，完成系統(tǒng)的控制與協(xié)調(diào)功能，將壓力檢測模塊與鋰電池檢測模塊輸入的信號轉(zhuǎn)化為對繼電器的控制命令。所述壓力檢測模塊，通過i/o接口與所述主控模塊連接，壓力檢測模塊可以判斷無人機是否已經(jīng)落到充電板上且與充電板上的正負電極接觸，主控模塊對壓力檢測模塊測得的數(shù)據(jù)進行分析，隨后當分析得到無人機已經(jīng)落到充電板上且與充電板上對應的正極模塊以及負極模塊接觸的時候控制繼電器接通電源，充電板通電。所述鋰電池檢測模塊，通過smbus接口與所述主控模塊連接，與無人機端的平衡充電模塊共同作用，實時監(jiān)測電池的狀態(tài)，主控模塊對鋰電池檢測模塊測得的數(shù)據(jù)進行分析，隨后當分析得到電池充滿時，主控模塊再次向充電板發(fā)送信號，充電板斷電。所述通信模塊，包括無線通信模塊、服務器通信模塊和人機交互模塊。無線通信模塊負責與無人機通信，監(jiān)視無人機飛行狀態(tài)，服務器模塊負責與服務器通信，將無人機狀態(tài)信息、電池電量信息、充電狀態(tài)信息等傳輸給服務器，人機交互模塊負責實時顯示系統(tǒng)運行狀態(tài)。

具體的，所述壓力檢測模塊包括電阻應變式傳感器、惠斯通電橋以及放大器，所述電阻應變式傳感器包括電阻應變片和彈性體，所述彈性體在外力作用下產(chǎn)生彈性變形，使得粘貼在所述彈性體表面的所述電阻應變片隨同產(chǎn)生變形進而改變阻值，所述惠斯通電橋?qū)⑺鲭娮钁兤碾娮枳兓D(zhuǎn)變?yōu)殡妷和ㄟ^所述放大器發(fā)送給ad轉(zhuǎn)換芯片。

具體的，如圖3所示，所述充電板300包括正極模塊301以及負極模塊302，所述正極模塊301與所述負極模塊302之間中間通過絕緣層303隔開，所述正極模塊的頂部、負極模塊的頂部分別設置有一層導電介質(zhì)，所述正極模塊對應于所述無人機的機頭。

如圖4所示，所述電源模塊包括ac-dc電源適配器以及靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器，所述ac-dc電源適配器的輸入端與220v交流電連接，將220v交流轉(zhuǎn)換為18v直流電，所述ac-dc電源適配器的輸出端通過輸入過壓過流保護電路與所述靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器的電壓輸入端連接，靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器的電壓輸出端設置有輸出過壓過流保護電路。主要完成系統(tǒng)所需電源的分配工作，電源適配器輸入日常的220v交流電輸出18v直流電，然后通過轉(zhuǎn)換電路給控制電路以及充電板102供電。在本實施例中，所述輸入過壓過流保護電路由串聯(lián)的熔絲f1與二極管d1組成，所述輸出過壓過流保護電路由串聯(lián)的熔絲f2與二極管d2組成，用于保護檢測儀各個模塊不受電源故障的影響，提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性。在本實施例中，所述靜態(tài)電流降壓調(diào)節(jié)器可以采用以ltc1771為核心的控制器，該控制器的引腳stm32f1_en作為ltc1771f電源輸出的控制使能腳，該控制信號來源于一鍵開關機模塊，當該控制信號為高電平時，系統(tǒng)輸出3.3v電源(開機狀態(tài))，當該控制信號為低電平時，系統(tǒng)無輸出(關機狀態(tài))。

對于本實施例中的無人機端，如圖5所示，所述起落架51為t字形，所述起落架的t字形連接部分固定有取電裝置(未示出)，所述取電裝置的底部帶有金屬觸點，當無人機停在所述充電板上時，所述金屬觸點對應于所述充電板上的正極模塊與負極模塊，與所述充電板接觸取電取電裝置上布置有兩個金屬觸點，所述金屬觸點會在壓力的作用下按下所述充電板。舉例說明，在所述無人機為4旋翼無人機時，無人機端包括兩架起落架，每個起落架上均設置有所述取電裝置，所述取電裝置為三通結(jié)構(gòu)體(如圖6所示)，所述取電裝置底部的金屬觸點通過貫穿所述起落架的導線52與所述平衡充電模塊中對應的電極連接。在本是實施例中起落架中貫穿所述導線的部位為涂有絕緣層的中空的碳纖桿。

一實施例中，如圖7所示，所述充電模塊固定在無人機上，將從所述充電板上取來的電作為電源，所述平衡充電模塊、鋰電池以及無人機電源的連接示意圖如圖7所示。所述平衡充電模塊是一種能為串聯(lián)鋰電池充電的充電模塊，能使串聯(lián)的各節(jié)鋰電池達到彼此之間相對平衡。使用所述平衡充電模塊充電，能使所述鋰電池的壽命增長、并能在使用過程中加大電池的用電時間。所述平衡充電模塊在充電的同時能夠檢測所述鋰電池的電壓，并在電池充滿以后自動停止充電。

本發(fā)明一實施例還提供了一種多旋翼無人機充電方法，應用于上述實施例中所描述的多旋翼無人機充電系統(tǒng)，如圖8所示，所述方法，包括：

s1、當作業(yè)過程中檢測到電量低時，多旋翼無人機降落到最近的充電板上；

s2當所述多旋翼無人機的取電裝置與所述充電板對應的正負極接觸時，多旋翼無人機鎖定充電板進行充電；

其中，鎖定指的是無人機上電后默認處于鎖定狀態(tài)，即鎖定電機輸出，禁止轉(zhuǎn)動。

s3當檢測到多旋翼無人機中的鋰電池充電完成時，對所述充電板斷電且多旋翼無人機解鎖。

其中，解鎖指的是解鎖電機，電機開始轉(zhuǎn)動。

值得說明的是，上述方法在系統(tǒng)軟件層面來說是由圖9所示的系統(tǒng)軟件所構(gòu)成的。

所述系統(tǒng)軟件采用應用層、抽象層和底層驅(qū)動層3層的層次結(jié)構(gòu)，以數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)為核心的軟件設計思想。任務處理上采用有限狀態(tài)機模型，保證各任務的執(zhí)行時間已知。編程方法上采用面向?qū)ο蟮慕Y(jié)構(gòu)化編程方法。

所述底層驅(qū)動軟件庫主要完成系統(tǒng)的硬件模塊的驅(qū)動功能，包括cpu的各個外設模塊和主控制器的外圍硬件芯片的驅(qū)動等。

所述抽象層主要是操作系統(tǒng)與所述底層驅(qū)動軟件庫之間的連接層，所述操作系統(tǒng)對硬件操作具有一定的格式要求，而所述底層驅(qū)動軟件庫針對不同的硬件平臺，具有不同的格式形式，因此，采用所述抽象層屏蔽所述操作系統(tǒng)與所述底層驅(qū)動軟件庫之間的差別，提高系統(tǒng)的可移植性和可擴展性。

所述系統(tǒng)初始化和自檢主要完成系統(tǒng)硬件平臺的初始化和檢驗工作，保證所述操作系統(tǒng)啟動前，硬件平臺的各個功能模塊的正常，防止硬件異常導致的操作系統(tǒng)任務異常，避免錯誤擴大化。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到變化或替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應以所述權(quán)利要求的保護范圍為準。

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