本實(shí)用新型涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種無人機(jī)。

背景技術(shù)：

無人機(jī)(UAV，無人駕駛飛機(jī))是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序飛行控制單元操縱的不載人飛機(jī)。從技術(shù)角度，無人機(jī)可以分為無人固定翼機(jī)、無人垂直起降機(jī)、無人飛艇、無人直升機(jī)、無人多旋翼飛行器、無人傘翼機(jī)等。

目前，無人機(jī)已經(jīng)廣泛用于航拍、農(nóng)業(yè)、植保、自拍、快遞運(yùn)輸、災(zāi)難救援、觀察野生動(dòng)物、監(jiān)控傳染病、測繪、新聞報(bào)道、電力巡檢、救災(zāi)、影視拍攝、制造浪漫等等領(lǐng)域，并且隨著科技的發(fā)展和進(jìn)步，無人機(jī)的市場需求會(huì)越來越大。在無人機(jī)的使用過程中，無人機(jī)的起飛和降落是十分重要的環(huán)節(jié)，有統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，航空史上80％的事故都發(fā)生在飛行器的起降階段。

在現(xiàn)有技術(shù)中，無人機(jī)的起飛降落檢測大多通過加速度傳感器、氣壓計(jì)、GPS(Global Positioning System，全球定位系統(tǒng))、外部遙控信號(hào)等手段來進(jìn)行，例如，在降落過程中，飛行控制單元讀取遙控器信號(hào)，當(dāng)遙控油門信號(hào)小于最大值的20％且無人機(jī)垂直方向加速度接近重力加速度穩(wěn)定不變化，則認(rèn)為無人機(jī)已成功降落；而在起飛過程中，則利用加速度傳感器和氣壓計(jì)計(jì)算出無人機(jī)的相對高度，通過高度變化來判斷無人機(jī)是否離地。

通過對現(xiàn)有無人機(jī)的起降技術(shù)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)有無人機(jī)均通過電子傳感器與算法結(jié)合的方式來間接判斷無人機(jī)是否著陸或離地，由于氣壓計(jì)易受到氣壓波動(dòng)、溫度變化影響，加速度傳感器易受到震動(dòng)影響，GPS、遙控器的信號(hào)容易受到干擾，因此，現(xiàn)有無人機(jī)易出現(xiàn)著陸或離地的誤報(bào)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型提供了一種無人機(jī)，該無人機(jī)通過起降檢測裝置能夠準(zhǔn)確判斷離地或著陸。

為達(dá)到上述目的，本實(shí)用新型提供以下技術(shù)方案：

一種無人機(jī)，包括機(jī)身、起落架和飛行控制單元，還包括安裝于所述起落架上的起降檢測裝置，所述起降檢測裝置與所述飛行控制單元電連接；

所述起降檢測裝置用于檢測所述無人機(jī)的離地和著陸，其中：

所述無人機(jī)著陸時(shí)，所述起降檢測裝置被壓迫開啟并產(chǎn)生電信號(hào)；

所述無人機(jī)離地時(shí)，所述起降檢測裝置復(fù)位并關(guān)閉。

上述無人機(jī)在起落架上安裝有用于檢測無人機(jī)的離地和著陸的起降檢測裝置，并且在無人機(jī)著陸時(shí)，起降檢測裝置可通過起落架或無人機(jī)的重力作用被壓迫開啟并產(chǎn)生電信號(hào)；在無人機(jī)著陸時(shí)，起降檢測裝置被壓迫開啟，并且在離地時(shí)復(fù)位并關(guān)閉，起降檢測裝置的驅(qū)動(dòng)均通過機(jī)械結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，不易受到氣壓、溫度、震動(dòng)或信號(hào)的干擾，能夠使起降檢測裝置在無人機(jī)著陸時(shí)準(zhǔn)確開啟，同理，起降檢測裝置在無人機(jī)離地時(shí)能夠準(zhǔn)確關(guān)閉，并向與起降檢測裝置電連接的飛行控制單元發(fā)送電信號(hào)。

因此，該無人機(jī)通過起降檢測裝置的開啟和關(guān)閉判斷無人機(jī)的離地或著陸，起降檢測裝置的控制不易受氣壓、溫度、震動(dòng)或信號(hào)的干擾，因此，該無人機(jī)通過起降檢測裝置能夠準(zhǔn)確判斷離地或著陸。

優(yōu)選地，所述起降檢測裝置為微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置。

上述無人機(jī)的起降檢測裝置為微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置，由于微動(dòng)開關(guān)的觸點(diǎn)間距比較小或壓力檢測裝置的檢測精度較高，因此，微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置的靈敏度比較高，在無人機(jī)著陸時(shí)，微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置能夠被起落架驅(qū)動(dòng)或無人機(jī)的重力壓迫而準(zhǔn)確開啟，并在無人機(jī)離地時(shí)，微動(dòng)開關(guān)因失去起落架的驅(qū)動(dòng)或無人機(jī)的重力壓迫而關(guān)閉，進(jìn)而使無人機(jī)能夠進(jìn)一步準(zhǔn)確地判斷著陸和離地。

優(yōu)選地，所述起降檢測裝置為所述壓力檢測裝置時(shí)，所述壓力檢測裝置固定連接于所述起落架的底部表面，并且當(dāng)所述壓力檢測裝置檢測到的壓力超過設(shè)定值時(shí)開啟并產(chǎn)生電信號(hào)。

由于壓力檢測裝置固定連接于起落架的底部表面，壓力檢測裝置位于起落架和地面之間，因此，在無人機(jī)著陸時(shí)，無人機(jī)通過壓力檢測裝置支撐于地面，壓力檢測裝置在無人機(jī)的重力作用下產(chǎn)生變形并生成壓力信號(hào)，此時(shí)，壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機(jī)的重力，當(dāng)壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機(jī)的重力時(shí)，無人機(jī)已著陸，此時(shí)，無人機(jī)的重力超過壓力檢測裝置的設(shè)定值，壓力檢測裝置開啟，并將電信號(hào)傳送到飛行控制單元；當(dāng)無人機(jī)離地時(shí)，壓力檢測裝置因失去與地面的接觸，而壓力檢測裝置失去無人機(jī)的重力的作用而復(fù)位，壓力檢測裝置檢測到的壓力小于設(shè)定值，壓力檢測裝置復(fù)位并關(guān)閉；由于壓力檢測裝置固定連接于起落架的底部，因此，壓力檢測裝置安裝方便、設(shè)計(jì)簡單，進(jìn)而使無人機(jī)的結(jié)構(gòu)簡單。

優(yōu)選地，所述起降檢測裝置為至少兩個(gè)。

優(yōu)選地，所述起降檢測裝置為所述微動(dòng)開關(guān)時(shí)，所述起落架包括固定連接于所述機(jī)身的殼體和轉(zhuǎn)動(dòng)連接于所述殼體的支架；所述微動(dòng)開關(guān)固定連接于所述殼體；其中：

所述殼體設(shè)置有限位結(jié)構(gòu)，所述限位結(jié)構(gòu)用于限制所述支架在著陸時(shí)的支撐位置和離地時(shí)的收縮位置之間轉(zhuǎn)動(dòng)；

所述支架在所述無人機(jī)著陸時(shí)位于所述支撐位置，用于支撐所述無人機(jī)且在重力作用下按壓所述微動(dòng)開關(guān)，以使所述微動(dòng)開關(guān)被按壓開啟；

所述支架在所述無人機(jī)離地時(shí)位于所述收縮位置，并遠(yuǎn)離所述微動(dòng)開關(guān)，以使所述微動(dòng)開關(guān)復(fù)位并關(guān)閉。

上述無人機(jī)的起落架包括殼體和支架，起落架通過殼體固定連接于機(jī)身，并通過轉(zhuǎn)動(dòng)連接于殼體的支架將無人機(jī)支撐于地面，微動(dòng)開關(guān)固定連接于殼體，支架能夠在殼體的限位結(jié)構(gòu)內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，通過限位結(jié)構(gòu)將支架的轉(zhuǎn)動(dòng)范圍限制在支撐位置和收縮位置之間；無人機(jī)著陸時(shí)，在無人機(jī)的重力作用下，支架轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置，并驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)以使其開啟，進(jìn)而產(chǎn)生電信號(hào)，以判斷無人機(jī)處于著陸狀態(tài)；無人機(jī)離地時(shí)，支架失去無人機(jī)重力的作用，并可轉(zhuǎn)動(dòng)到收縮位置，微動(dòng)開關(guān)因失去支架的驅(qū)動(dòng)而關(guān)閉，進(jìn)而失去電信號(hào)，以判斷無人機(jī)處于離地狀態(tài)。

上述無人機(jī)在著陸或離地的過程中，起落架的支架轉(zhuǎn)動(dòng)到對應(yīng)的支撐位置或收縮位置，以使微動(dòng)開關(guān)開啟或關(guān)閉，并在微動(dòng)開關(guān)開啟時(shí)向飛行控制單元發(fā)送電信號(hào)，通過支架驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)，因此，該無人機(jī)能夠準(zhǔn)確判斷離地或著陸。

優(yōu)選地，所述起落架還包括設(shè)置于所述殼體和所述支架之間且始終處于拉伸狀態(tài)的彈性件；

在所述無人機(jī)離地時(shí)，所述彈性件驅(qū)動(dòng)使所述支架從所述支撐位置轉(zhuǎn)動(dòng)到所述收縮位置。

由于在殼體和支架之間設(shè)有始終處于拉伸狀態(tài)的彈性件，因此，支架能夠在彈性件的作用下始終具有轉(zhuǎn)動(dòng)到收縮位置的扭矩，只有在無人機(jī)著陸時(shí)才能在無人機(jī)重力的作用下使支架克服彈性件的彈力而轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)開啟，因此，通過設(shè)置在殼體和支架之間的彈性件能夠使支架在無人機(jī)著陸或離地時(shí)分別位于相對應(yīng)的位置，使微動(dòng)開關(guān)準(zhǔn)確地開啟或關(guān)閉，進(jìn)而使無人機(jī)能夠準(zhǔn)確地判斷離地或著陸。

優(yōu)選地，所述彈性件為彈簧。

優(yōu)選地，所述限位結(jié)構(gòu)為形成于所述殼體的限位間隙，所述支架的一端轉(zhuǎn)動(dòng)連接于所述殼體、另一端穿過所述限位間隙伸出所述殼體的底面。

優(yōu)選地，所述起落架還包括一端固定連接于所述殼體的觸碰結(jié)構(gòu)，所述觸碰結(jié)構(gòu)的另一端位于所述支架和所述微動(dòng)開關(guān)之間且能產(chǎn)生彈性變形，所述支架轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置時(shí)驅(qū)動(dòng)所述觸碰結(jié)構(gòu)產(chǎn)生彈性變形，并通過所述觸碰結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)所述微動(dòng)開關(guān)。

優(yōu)選地，所述觸碰結(jié)構(gòu)為彈性片。

附圖說明

圖1為本實(shí)用新型一種實(shí)施例提供的無人機(jī)處于離地狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本實(shí)用新型一種實(shí)施例提供的無人機(jī)處于著陸狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本實(shí)用新型一種實(shí)施例提供的無人機(jī)的控制原理圖；

圖4為本實(shí)用新型另一種實(shí)施例提供的無人機(jī)處于著陸狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5為圖1中無人機(jī)處于離地狀態(tài)的起落架的工作狀態(tài)示意圖；

圖6為圖1中無人機(jī)處于著陸狀態(tài)的起落架的工作狀態(tài)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合本實(shí)用新型實(shí)施例中的附圖，對本實(shí)用新型實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本實(shí)用新型一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒緦?shí)用新型中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本實(shí)用新型保護(hù)的范圍。

本實(shí)用新型實(shí)施例提供了一種無人機(jī)，該無人機(jī)通過起落架或無人機(jī)的重力控制起降檢測裝置的開啟，由于起降檢測裝置的驅(qū)動(dòng)均通過機(jī)械結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，不易受到氣壓、溫度、震動(dòng)或信號(hào)的干擾，因此，該無人機(jī)通過起降檢測裝置能夠準(zhǔn)確判斷離地或著陸。

其中，請參考圖1、圖2以及圖4，本實(shí)用新型一種實(shí)施例提供的無人機(jī)1，包括機(jī)身11、起落架12和飛行控制單元13，還包括安裝于起落架12上的起降檢測裝置14，如圖4結(jié)構(gòu)所示的起降檢測裝置14設(shè)置于起落架12的底部表面，而圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示的起降檢測裝置14設(shè)置于起落架12的殼體121，起降檢測裝置14與飛行控制單元13電連接，如圖3結(jié)構(gòu)所示；

起降檢測裝置14用于檢測無人機(jī)1的離地和著陸，其中：

無人機(jī)1著陸時(shí)，起降檢測裝置14被壓迫開啟并產(chǎn)生電信號(hào)；

無人機(jī)1離地時(shí)，起降檢測裝置14復(fù)位并關(guān)閉。

上述無人機(jī)1在起落架12上安裝有用于檢測無人機(jī)1的離地和著陸的起降檢測裝置14，如圖4結(jié)構(gòu)所示的起降檢測裝置14安裝于起落架12底部，而圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示的起降檢測裝置14安裝于起落架12的殼體121，并且在無人機(jī)1著陸時(shí)，起降檢測裝置14可通過起落架12或被無人機(jī)1的重力作用被壓迫開啟并產(chǎn)生電信號(hào)；在無人機(jī)1著陸時(shí)，起降檢測裝置14被壓迫開啟，并且在離地時(shí)復(fù)位并關(guān)閉，起降檢測裝置14的驅(qū)動(dòng)均通過機(jī)械結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，不易受到氣壓、溫度、震動(dòng)或信號(hào)的干擾，能夠使起降檢測裝置14在無人機(jī)1著陸時(shí)準(zhǔn)確開啟，同理，起降檢測裝置14在無人機(jī)1離地時(shí)能夠準(zhǔn)確關(guān)閉，并通過與起降檢測裝置14電連接的飛行控制單元13發(fā)送電信號(hào)。

因此，該無人機(jī)1通過起降檢測裝置14的開啟和關(guān)閉判斷無人機(jī)1的離地或著陸，起降檢測裝置14的控制不易受氣壓、溫度、震動(dòng)或信號(hào)的干擾，因此，該無人機(jī)1通過起降檢測裝置14能夠準(zhǔn)確判斷離地或著陸。

一種具體的實(shí)施方式中，起降檢測裝置14為微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置。

上述無人機(jī)1的起降檢測裝置14為微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置，由于微動(dòng)開關(guān)的觸點(diǎn)間距比較小或壓力檢測裝置的檢測精度較高，因此，微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置的靈敏度比較高，在無人機(jī)1著陸時(shí)，微動(dòng)開關(guān)或壓力檢測裝置能夠被起落架12驅(qū)動(dòng)或無人機(jī)1的重力壓迫而準(zhǔn)確開啟，并在無人機(jī)1離地時(shí)，微動(dòng)開關(guān)因失去起落架12的驅(qū)動(dòng)或無人機(jī)1的重力的壓迫而關(guān)閉，進(jìn)而使無人機(jī)1能夠進(jìn)一步準(zhǔn)確地判斷著陸和離地。

根據(jù)起降檢測裝置14的不同和起落架12結(jié)構(gòu)的不同，上述無人機(jī)1具有以下兩種實(shí)施方式：

方式一，如圖4結(jié)構(gòu)所示，起降檢測裝置14為壓力檢測裝置時(shí)，壓力檢測裝置固定連接于起落架12的底部表面，并且當(dāng)壓力檢測裝置檢測到的壓力超過設(shè)定值時(shí)開啟并產(chǎn)生電信號(hào)。

由于壓力檢測裝置固定連接于起落架12的底部表面，因此，壓力檢測裝置位于起落架12和地面G之間，在無人機(jī)1著陸時(shí)，無人機(jī)1通過壓力檢測裝置支撐于地面G，壓力檢測裝置在無人機(jī)1的重力作用下產(chǎn)生變形并生成壓力信號(hào)，此時(shí)，壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機(jī)1的重力，當(dāng)壓力檢測裝置檢測到的壓力為無人機(jī)的重力時(shí)，無人機(jī)1著陸，此時(shí)，無人機(jī)1的重力超過壓力檢測裝置的設(shè)定值，壓力檢測裝置開啟，并將產(chǎn)生的電信號(hào)傳送到飛行控制單元13；當(dāng)無人機(jī)1離地時(shí)，壓力檢測裝置因失去與地面G的接觸，而壓力檢測裝置失去無人機(jī)1的重力的作用而復(fù)位，壓力檢測裝置檢測到的壓力小于設(shè)定值，壓力檢測裝置復(fù)位并關(guān)閉；由于壓力檢測裝置固定連接于起落架12的底部，因此，壓力檢測裝置安裝方便、設(shè)計(jì)簡單，進(jìn)而使無人機(jī)1的結(jié)構(gòu)簡單。

在上述方式一的基礎(chǔ)上，起降檢測裝置14可以為至少兩個(gè)，如圖4結(jié)構(gòu)所示的無人機(jī)1設(shè)有兩個(gè)壓力檢測裝置，也可以根據(jù)具體情況，或?yàn)榱颂岣邏毫z測裝置測試的準(zhǔn)確性，也可以在起落架12的底部表面設(shè)置多個(gè)壓力檢測裝置，以進(jìn)一步提高無人機(jī)1對離地或著陸的準(zhǔn)確判斷。

方式二，如圖1、圖2、圖5或圖6結(jié)構(gòu)所示，起降檢測裝置14為微動(dòng)開關(guān)時(shí)，起落架12包括固定連接于機(jī)身11的殼體121和轉(zhuǎn)動(dòng)連接于殼體121的支架122，如圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示，支架122的一端通過轉(zhuǎn)軸124轉(zhuǎn)動(dòng)連接于殼體121，使支架122的另一端能夠繞轉(zhuǎn)軸124的軸心O轉(zhuǎn)動(dòng)；微動(dòng)開關(guān)固定連接于殼體121；其中：

殼體121設(shè)置有限位結(jié)構(gòu)，限位結(jié)構(gòu)用于限制支架122在著陸時(shí)的支撐位置和離地時(shí)的收縮位置之間轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示，由于殼體121設(shè)置有限位結(jié)構(gòu)，無人機(jī)1離地時(shí)，支架122在彈簧的作用下處于收縮位置時(shí)，支架122的軸心線與中心線OB重合，支架122在無人機(jī)1的重力作用下處于支撐位置時(shí)，支架122沿軸心O轉(zhuǎn)動(dòng)至軸心線與中心線OA重合；

支架122在無人機(jī)1著陸時(shí)位于支撐位置，用于支撐無人機(jī)1且在重力作用下按壓微動(dòng)開關(guān)，以使微動(dòng)開關(guān)被按壓開啟，如圖6結(jié)構(gòu)所示，無人機(jī)1著陸時(shí)，支架122在無人機(jī)1的重力作用下會(huì)沿軸心O轉(zhuǎn)動(dòng)，以使支架122轉(zhuǎn)動(dòng)到OA位置，即支架122處于支撐位置，此時(shí)，支架122正好可以直接驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)或通過設(shè)置于微動(dòng)開關(guān)與支架122之間的觸碰結(jié)構(gòu)125驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)，以使微動(dòng)開關(guān)被按壓開啟并產(chǎn)生電信號(hào)；

支架122在無人機(jī)1離地時(shí)位于收縮位置，并遠(yuǎn)離微動(dòng)開關(guān)，以使微動(dòng)開關(guān)復(fù)位并關(guān)閉，如圖5結(jié)構(gòu)所示，此時(shí)，支架122遠(yuǎn)離微動(dòng)開關(guān)，微動(dòng)開關(guān)復(fù)位并關(guān)閉，停止向飛行控制單元13發(fā)送電信號(hào)。

上述無人機(jī)1的起落架12包括殼體121和支架122，起落架12通過殼體121固定連接于機(jī)身11，并通過轉(zhuǎn)動(dòng)連接于殼體121的支架122將無人機(jī)1支撐于地面，微動(dòng)開關(guān)固定連接于殼體121，支架122能夠在殼體121的限位結(jié)構(gòu)內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，通過限位結(jié)構(gòu)將支架122的轉(zhuǎn)動(dòng)范圍限制在支撐位置和收縮位置之間；無人機(jī)1著陸時(shí)，在無人機(jī)1的重力作用下，支架122轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置，并驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)以使其開啟，進(jìn)而產(chǎn)生電信號(hào)，以判斷無人機(jī)1處于著陸狀態(tài)；無人機(jī)1離地時(shí)，支架122失去無人機(jī)1重力的作用，并可轉(zhuǎn)動(dòng)到收縮位置，微動(dòng)開關(guān)因失去支架122的驅(qū)動(dòng)而關(guān)閉，進(jìn)而失去電信號(hào)，以判斷無人機(jī)1處于離地狀態(tài)。

上述無人機(jī)1在著陸或離地的過程中，起落架12的支架122轉(zhuǎn)動(dòng)到對應(yīng)的支撐位置或收縮位置，以使微動(dòng)開關(guān)開啟或關(guān)閉，并在微動(dòng)開關(guān)開啟時(shí)向飛行控制單元13發(fā)送電信號(hào)，通過支架122驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)，因此，該無人機(jī)1能夠準(zhǔn)確判斷離地或著陸。

在上述方式二的基礎(chǔ)上，如圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示，起落架12還包括設(shè)置于殼體121和支架122之間且始終處于拉伸狀態(tài)的彈性件123；

在無人機(jī)1離地時(shí)，彈性件123驅(qū)動(dòng)使支架122從支撐位置轉(zhuǎn)動(dòng)到收縮位置。

由于在殼體121和支架122之間設(shè)有始終處于拉伸狀態(tài)的彈性件123，因此，支架122能夠在彈性件123的作用下始終具有轉(zhuǎn)動(dòng)到收縮位置的扭矩，只有在無人機(jī)1著陸時(shí)才能在無人機(jī)1重力的作用下使支架122克服彈性件123的彈力而轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)開啟，因此，通過設(shè)置在殼體121和支架122之間的彈性件123能夠使支架122在無人機(jī)1著陸或離地時(shí)分別位于相對應(yīng)的位置，使微動(dòng)開關(guān)準(zhǔn)確地開啟或關(guān)閉，進(jìn)而使無人機(jī)1能夠準(zhǔn)確地判斷離地或著陸。

具體地，如圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示，彈性件123可以為彈簧，比如：螺旋彈簧、拉伸彈簧等。

在上述方式二的基礎(chǔ)上，如圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示，限位結(jié)構(gòu)為形成于殼體121的限位間隙126，支架122的一端轉(zhuǎn)動(dòng)連接于殼體121、另一端穿過限位間隙伸出殼體121的底面。

通過設(shè)置在殼體121的限位間隙126對支架122的轉(zhuǎn)動(dòng)范圍進(jìn)行限制，使支架122只能在一定角度a范圍內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，角度a可以為0～5°，如1°、2°、3°、4°、5°。

為了使支架122能夠及時(shí)地對微動(dòng)開關(guān)進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，如圖5和圖6結(jié)構(gòu)所示，起落架12還可包括一端固定連接于殼體121的觸碰結(jié)構(gòu)125，觸碰結(jié)構(gòu)125的另一端位于支架122和微動(dòng)開關(guān)之間且能產(chǎn)生彈性變形，支架122轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置時(shí)驅(qū)動(dòng)觸碰結(jié)構(gòu)125產(chǎn)生彈性變形，并通過觸碰結(jié)構(gòu)125驅(qū)動(dòng)微動(dòng)開關(guān)。

更進(jìn)一步地，上述觸碰結(jié)構(gòu)125可以為彈性片，通過支架122在沿轉(zhuǎn)軸124的軸心O轉(zhuǎn)動(dòng)到支撐位置時(shí)擠壓彈性片，通過彈性片控制微動(dòng)開關(guān)開啟，并在支架122復(fù)位的時(shí)候，彈性片自動(dòng)恢復(fù)原位，使微動(dòng)開關(guān)關(guān)閉，因此，能夠更加準(zhǔn)確地控制微動(dòng)開關(guān)的開關(guān)，進(jìn)而能夠準(zhǔn)確地判斷無人機(jī)1的離地或著陸。

顯然，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對本實(shí)用新型實(shí)施例進(jìn)行各種改動(dòng)和變型而不脫離本實(shí)用新型的精神和范圍。這樣，倘若本實(shí)用新型的這些修改和變型屬于本實(shí)用新型權(quán)利要求及其等同技術(shù)的范圍之內(nèi)，則本實(shí)用新型也意圖包含這些改動(dòng)和變型在內(nèi)。