一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机

1.本发明涉及一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机。


背景技术：

2.陆空两栖式采样无人机是指既可以在空中飞行，又可以在陆地上行驶的无人机，有机结合了普通无人机飞行与陆地车辆行驶的优势。在无人机研究领域中，该种类型的两栖式无人机研究领域十分广泛，特别是在火星勘测领域有着巨大的潜力。陆空两栖式采样无人机技术关键在于可以满足空中飞行和地面行驶两种模式之间稳定切换。目前已有的火星无人机，缺乏对旋翼的保护以及取样功能的实现。由于火星上方大气密度低，风速大，容易导致探测无人机飞行与采样困难以及翻倒在地时旋翼的损坏。因此如果单用常见的旋翼无人机来实现火星勘测，会导致推进效率缓慢，且容易发生事故。此外，现今绝大多数采样装置，均是钻探式采样，会导致无人机在采样中由于钻头与土壤产生的扭矩导致机身不稳。


技术实现要素：

3.发明目的：本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，能够兼顾空中飞行和地表行驶，工作效率高、稳定性好、两种运动模式切换稳定，此外还可以采集火星表面土壤，实现无人机的多用途性能。
4.本发明所述无人机包括机身、光伏系统、驱动系统、控制系统；
5.所述机身前后设置有蜂窝状结构，机身内部的中间轴中设置有旋翼马达；机身内部还设置有连接轴；
6.所述光伏系统包含太阳能板与蓄电池；所述太阳能板设置在机身上方，并与蓄电池电连接，为蓄电池进行充电；所述蓄电池安装在机身内的连接轴中；
7.所述驱动系统包含设置在无人机机身中间贯通部分的共轴双旋翼和设置在无人机机身两侧的行进车轮；
8.所述旋翼马达分别与共轴双旋翼和蓄电池相连，并由蓄电池提供电力驱动共轴双旋翼旋转；
9.所述控制系统包括两个分别内置于机身两侧且同步运行的重心调节装置，所述重心调节装置用于控制无人机的平衡和飞行时的姿态。
10.所述共轴双旋翼由旋翼马达驱动，飞行过程中的平衡通过桨叶的倾斜和重心调节装置控制，所述行进车轮由车轮中轴处的车轮马达驱动，行进过程中的平衡由重心调节装置控制。
11.所述重心调节装置包括固定杆、滑轮、直齿条、正齿轮、步进电机、控制装置和配重块；
12.其中，所述配重块两侧设置有滑槽，其中一侧滑槽内设置有直齿条；另一侧滑槽内安装有滑轮，固定杆从滑轮中间穿过，且滑轮能在固定杆上自由转动；
13.所述正齿轮固定于步进电机输出轴上，正齿轮安装于设置有直齿条的滑槽一侧，
并与滑槽中的直齿条相配合；
14.所述控制装置安装于步进电机上方，由蓄电池通过导线供能，控制步进电机的运行功率。
15.所述正齿轮与直齿条表面齿纹相啮合，正齿轮转动使配重块前后移动。
16.进一步的，本发明所述无人机还包括图像系统，所述图像系统包含设置在无人机前方的高清摄像头，所述高清摄像头可拍摄记录无人机前方的环境信息，既可以用于传回所摄图片进行科学研究，也可以在无人机移动时通过图形识别技术检测前方障碍物，为无人机的自动驾驶控制系统提供信息，自动驾驶控制系统可以根据这些信息，控制无人机的行驶方向和速度，在自主行驶时规避危险地形。
17.所述控制系统还包含取样装置和内置力垫圈传感器的控制器；
18.所述取样装置包括莲花形抓夹、固定底盘、推动块、从动杆、固定轴、拉动杆；
19.所述莲花形抓夹通过从动杆与固定底盘相连接，通过拉动杆与推动块相连接；
20.所述固定轴自上而下连接控制器、推动块和固定底盘；
21.所述机身上设置有置留孔，用于安装莲花形抓夹。
22.当莲花形抓夹触碰到火星地表时，控制器中的力垫圈传感器将所受到的微小力变化转变为电信号至控制器，控制器控制莲花形抓夹在采样点收缩，使推动块带动拉动杆控制莲花形抓夹在固定轴上下滑动，向下滑时，拉动杆带动莲花形抓夹张开；随后，控制系统控制推动块向上滑动，使得莲花形抓夹收缩闭合，莲花形抓夹的莲花花瓣形结构使4个花瓣闭合后完成密封自锁，从而能够高效简洁地获取火星表面土壤样品。
23.所述莲花形抓夹的莲花花瓣形结构使4个花瓣闭合后完成密封自锁，使完全闭合后的莲花形抓夹形成一个密封的样品储存空间。
24.所述蓄电池通过导线为行进车轮、旋翼马达、高清摄像头、取样装置、传感器和控制器和重心调节装置供电。
25.当所述无人机处于飞行模式时，驱动共轴双旋翼转动，无人机通过机身内部的两个分别位于两侧且同步运行的的重心调节装置中的配重块同步沿滑槽前移，使无人机低头，从而配合共轴双旋翼使无人机向前水平运动；当两个重心调节装置的配重块同步沿滑槽后移时，无人机抬头，从而配合共轴双旋翼使无人机向后水平运动；
26.当所述无人机处于地面行驶模式时，控制装置将通过内部的陀螺仪实时检测机身的倾斜状态，当无人机前倾时，两个重心调节装置中的配重块同步沿滑槽后移，使无人机重心后移，从而使无人机后倾回到水平位置；当无人机后倾时，两个重心调节装置中的配重块同步沿滑槽前移，使无人机重心前移，从而使无人机前倾回到水平位置，通过上述的实时检测和调整，保证无人机在起伏的地表行驶过程中能保持平衡状态。
27.本发明的莲花式取样装置避免了由于转动传统的取样钻头产生的扭矩而使处于静止状态的机身转动，避免了采样任务的失败，由于其取样结束后，“花瓣型”采样装置闭合自密封形成样本储存容器，从而减少了多增加一个储存样品装置的质量。
28.当无人机在火星上空飞行时，如果所遇风速较大，可以通过控制系统使其降落至地面，此时采用地面行驶模式，从而降低事故发生率。此外，由于旋翼内置于机身内部，降低了旋翼的损坏率。即使偶遇强风将无人机吹落至地面或无人机突发软件故障导致坠机时，无人机的旋翼也可在机身的保护下保持完好，且车轮位于两侧的设计杜绝了无人机翻到的
可能。通过机身内置的重心调节装置以及两侧的行进车轮，无人机可以在一般的平坦地形下使用陆地行进模式，节省电量消耗。
29.本发明所设计的火星陆空两栖式无人机，既可以通过车身中部的共轴双旋翼产生升力，在火星表面飞行，又可以通过车身两侧的车轮，在火星地面行进。一般情况下，为了更长的续航和更大的载荷量，该无人机将采用陆地行进模式；当风速较低、任务目的地较近或地形崎岖时，将采用飞行模式前进。行进车轮位于所述无人机机身两侧的设计，使得即使在偶遇强风将无人机吹落至地面或无人机突发软件故障导致坠机时，无人机的旋翼也可在机身的保护下保持完好，且车轮位于两侧的设计杜绝了无人机翻到的可能。
30.本发明所设计的莲花式采样装置，通过控制系统，当抓夹再触碰到火星地表时，传感器将所受到的微小力转变为电信号传导至控制器，控制器控制采样装置在采样点收缩抓夹完成自密变成样本容器，从而可以获取火星表面土壤样品。
31.与现有技术相比，本发明有以下有益效果：
32.本发明所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，可以满足空中飞行和地表行驶的双重运动状态。当风速较低、任务目的地较近或地形崎岖时，无人机采用空中飞行的模式可以无视地表的岩石阻挡，运动效率更高，从而快速抵达目的地，高效完成任务。当风速较高、任务目的地较远或地形平坦时，采用地表行驶的模式可以在节省电量的同时，降低在空中被风吹翻而使旋翼受损的发生率，进而可以提高任务的完成率。
33.本发明所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，可以进行采样功能，无须采用传统的钻地采样的方式，从而避免了由于转动传统的取样钻头产生的扭矩使处于静止状态的机身转动，避免了采样任务的失败。且采样与样本储存相融合的一体式采样装置的设计，使无人机无需携带额外的样品储存装置，节省了无人机的载荷。
34.本发明所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，可以实现空中飞行和地表行驶之间的稳定自由切换，以及取样的简易性，实现了一机多用的效果，拓宽了火星无人机的用途。
附图说明
35.下面结合附图和具体实施方式对本发明做更进一步的具体说明，本发明的上述和/或其他方面的优点将会变得更加清楚。
36.图1为陆空两栖式无人机整体外形图。
37.图2为重心调节装置。
38.图3为莲花形采样装置。
39.图4为机身内部装置图。
40.图5a为陆空两栖式无人机整体主视图。
41.图5b为陆空两栖式无人机整体侧视图。
42.图5c为陆空两栖式无人机整体俯视图。
具体实施方式
43.如图1、图4、图5a、图5b、图5c所示，本发明提供了一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，所述无人机包括机身101、光伏系统、驱动系统、控制系统。
44.其中，所述机身101前后设置有蜂窝状结构103，机身101内部的中间轴106中设置有旋翼马达401，机身101内部还设置有连接轴109；
45.所述光伏系统包含太阳能板108与蓄电池402；所述太阳能板108设置在机身101上方，并与蓄电池402电连接，为蓄电池402进行充电；所述蓄电池402安装在机身101内的连接轴109中；
46.所述驱动系统包含设置在无人机机身101中间贯通部分的共轴双旋翼107和设置在无人机机身101两侧的行进车轮102；
47.所述旋翼马达401分别与共轴双旋翼107和蓄电池402相连，并由蓄电池402提供电力驱动共轴双旋翼107旋转；
48.所述控制系统包括两个分别内置于机身101两侧且同步运行的重心调节装置，所述重心调节装置用于控制无人机的平衡和飞行时的姿态。
49.所述共轴双旋翼107由旋翼马达401驱动，飞行过程中的平衡通过桨叶的倾斜和机身101内的重心调节装置控制，所述行进车轮102由车轮中轴处的车轮马达驱动，行进过程中的平衡由机身101内部的两个同步运行的重心调节装置控制。
50.所述重心调节装置包括固定杆201、滑轮202、直齿条204、正齿轮205、步进电机206、控制装置207和配重块208。
51.其中，所述配重块208两侧设置有滑槽203，其中一侧滑槽内设置有直齿条204；另一侧滑槽内安装有滑轮202，固定杆201从滑轮202中间穿过，且滑轮202能在固定杆201上自由转动；
52.所述正齿轮205固定于步进电机206输出轴上，正齿轮205安装于设置有直齿条204的滑槽一侧，并与滑槽中的直齿条204相配合；
53.所述控制装置207安装于步进电机206上方，由蓄电池402通过导线供能，控制步进电机206的运行功率。
54.所述正齿轮205与直齿条204表面齿纹相啮合，正齿轮205转动使配重块208前后移动。
55.所述无人机还包括图像系统，所述图像系统包含设置在无人机前方的高清摄像头105，所述高清摄像头可拍摄记录无人机前方的环境信息，既可以用于传回所摄图片进行科学研究，也可以在无人机移动时通过图形识别技术检测前方障碍物，为无人机的自动驾驶控制系统提供信息，自动驾驶控制系统可以根据这些信息，控制无人机的行驶方向和速度，在自主行驶时规避危险地形。
56.所述控制系统还包含取样装置与和内置力垫圈传感器的控制器301；
57.所述取样装置包括莲花形抓夹302、固定底盘303、推动块304、从动杆305、固定轴306、拉动杆307；
58.所述莲花形抓夹302通过从动杆305连与固定底盘303相连接，通过拉动杆307与推动块304相连接；
59.所述固定轴306自上而下连接控制器301、推动块304和固定底盘303；
60.所述机身101上设置有置留孔104，用于安装莲花形抓夹302。
61.当莲花形抓夹302触碰到火星地表时，控制器301中的力垫圈传感器将所受到的微小力变化转变为电信号至控制器，控制器控制莲花形抓夹302在采样点收缩，使推动块304
带动拉动杆307控制莲花形抓夹302在固定轴306上下滑动，向下滑时，拉动杆307带动莲花形抓夹302张开；随后，控制系统控制推动块304向上滑动，使得莲花形抓夹302收缩闭合，莲花形抓夹302的莲花花瓣形结构使4个“花瓣”闭合后可以完成密封自锁，从而能够高效简洁地获取火星表面土壤样品。
62.本技术基于上述面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，还可以提供其调整飞行平衡的方法。当所述无人机处于飞行模式时，驱动共轴双旋翼107转动，无人机通过机身101内部的两个分别位于两侧且同步运行的重心调节装置中的配重块208沿滑槽203前移，使无人机低头，从而配合共轴双旋翼107使无人机向前水平运动；当两个重心调节装置的配重块208同步沿滑槽203后移时，无人机抬头，从而配合共轴双旋翼107使无人机向后水平运动；当所述无人机处于地面行驶模式时，控制装置207将通过内部的陀螺仪实时检测机身的倾斜状态，当无人机前倾时，两个重心调节装置中的配重块208同步沿滑槽203后移，使无人机重心后移，从而使无人机后倾回到水平位置；当无人机后倾时，两个重心调节装置中的配重块208同步沿滑槽203前移，使无人机重心前移，从而使无人机前倾回到水平位置，通过上述的实时检测和调整，保证无人机在起伏的地表行驶过程中能保持平衡状态。
63.实施例1
64.如图1所示，该实施例为一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，所述无人机包括机身101、图像系统、光伏系统、驱动系统、控制系统和采样系统；
65.具体结构如图1至图4所示。图1中，101是无人机机身，102是行进车轮，103是蜂窝状孔，104是“莲花形”抓夹的置留孔，105是高清摄像头，106是中间轴，107是共轴双旋翼，108是太阳能板，109是连接轴。
66.图2中，201是固定杆，202是滑轮，203是滑槽，204是直齿条，205是正齿轮，206是步进电机，207是控制装置，208是配重块。
67.图3中，301是内置力垫圈传感器的控制器，302是“莲花形”抓夹，303是固定底盘，304是推动块，305是从动杆，306是固定轴，307是拉动杆。
68.图4中，401是旋翼马达，402是蓄电池。
69.如图1和图4所示，所述机身101前后有蜂窝状结构103，两侧设置行进车轮102，机身101上方装有太阳能板108，机身101的中间轴内含有旋翼马达401。所述旋翼马达401能为共轴双旋翼107提供最高3000rpm的转速，在能保证飞行的情况下(翼尖线速度小于火星表面音速)，使共轴双旋翼107旋转的尽可能快，提供更多的升力。
70.所述图像系统包括机身101前方外缘的高清摄像头105。所述高清摄像头105为一个彩色成像摄像头和一个用于导航的黑白成像摄像头。
71.所述光伏系统包含太阳能板108和蓄电池402，所述太阳能板108与蓄电池402电连接；
72.其中，所述蓄电池402安装在机身101三个连接轴109内，通过导线为两侧车轮中轴处的车轮马达、旋翼马达401、高清摄像头105、取样装置、传感器和控制器301和重心调节装置供电。所述蓄电池402为3块圆柱形锂电池。所述太阳能电池板108为柔性太阳能电池板，采用砷化镓材料制成，重量仅为传统太阳电池的50％，光电转换效率达30％以上，相比于传统太阳能电池板拥有更高的转化效率、更好的抗辐射性能和更轻的重量。
73.所述驱动系统包含共轴双旋翼107和行进车轮102。所述共轴双旋翼107为碳纤维
泡沫芯材质，桨叶现代常用的变翼型、大负扭、大尖削等设计，在保证较好悬停效率的情况下，能以最小的重量达到旋翼所需的厚度，且具有较大的刚度较好的抗弯强度。
74.所述控制系统包括内置于机身101中的重心调节装置，用于控制无人机的平衡以及飞行时的姿态。
75.如图2所示，所述重心调节装置包括固定杆201、滑轮202、滑槽203、直齿条204、正齿轮205、步进电机206、控制装置207、配重块208；其中，所述配重块208两侧设置有滑槽203，其另一侧203滑槽内有204直齿条；所述滑轮安装在滑槽203无齿一侧，在滑槽203中自由移动减小摩擦，正齿轮205固定于步进电机206输出轴上，安装于有齿一侧并与滑槽203中的直齿条204相配合；所述步进电机206的输出端上连接正齿轮205，所述正齿轮205与滑槽203表面齿纹相啮合，正齿轮205转动使配重块208前后移动。所述步进电机206采用phytron vss两相混合式步进电机，具有更好的可靠性、耐用性、真空适用性和最小的除气率，还针对平稳运行进行了优化，对机械装置温和，并且无需反馈发射器和复杂的电子设备即可精确定位。
76.如图3所示，“莲花形”抓夹302通过从动杆305与固定底盘303相连接，通过拉动杆307与推动块304相连接。固定轴306自上而下连接传感器和控制器301、推动块304和固定底盘303。
77.当莲花形抓夹302触碰到火星地表时，力将使控制器301中的基于应变的力垫圈(如hbm公司的kmrplus)中的环形弹性体产生变形，引起应变，应变片能将其转换为电阻的变化。应变片组成惠斯通电桥，在施加电压后，就会产生与施加力成比例的可测量电压。由此，所受到的微小力的变化转变为电压的变化，传送数据至控制器中的stm32微控制器进行分析，控制器控制莲花形抓夹302在采样点收缩，使推动块304带动拉动杆307控制莲花形抓夹302在固定轴306上下滑动，向下滑时，拉动杆307带动莲花形抓夹302张开；随后，控制系统控制推动块304向上滑动，使得莲花形抓夹302收缩从而能够获取火星表面土壤样品。而完全闭合的莲花形抓夹302内部就是一个储存样品的空间，从而避免了机身多增加一个储存样品的装置的重量。此外，避免了由于采用传统采样的钻探模式产生的扭矩导致无人机在采样过程中转动使得钻头的损坏。
78.作为本技术的一种优选实施方案，所述无人机采用共轴双旋翼107、行进车轮102双结合的布局形式。
79.行进车轮102位于无人机机身101两侧的设计，使得即使在偶遇强风将无人机吹落至地面或无人机突发软件故障导致坠机时，无人机的旋翼也可在机身的保护下保持完好，且车轮位于两侧的设计杜绝了无人机翻到的可能。
80.本技术通过一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机的设计，能够兼顾空中飞行和地表行驶，工作效率高、稳定性好、安全性高、两种运动模式切换稳定，此外还可以采集火星表面土壤，实现无人机的多用途性能。
81.本发明提供了一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，具体实现该技术方案的方法和途径很多，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，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

技术特征：
1.一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，包括机身(101)、光伏系统、驱动系统、控制系统；所述机身(101)前后设置有蜂窝状结构(103)，机身(101)内部的中间轴(106)中设置有旋翼马达(401)；机身(101)内部还设置有连接轴(109)；所述光伏系统包含太阳能板(108)与蓄电池(402)；所述太阳能板(108)设置在机身(101)上方，并与蓄电池(402)电连接，为蓄电池(402)进行充电；所述蓄电池(402)安装在机身(101)内的连接轴(109)中；所述驱动系统包含设置在无人机机身(101)中间贯通部分的共轴双旋翼(107)和设置在无人机机身(101)两侧的行进车轮(102)；所述旋翼马达(401)分别与共轴双旋翼(107)和蓄电池(402)相连，并由蓄电池(402)提供电力驱动共轴双旋翼(107)旋转；所述控制系统包括两个分别内置于机身(101)两侧且同步运行的重心调节装置，所述重心调节装置用于控制无人机的平衡和飞行时的姿态。2.根据权利要求1所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，所述共轴双旋翼(107)由旋翼马达(401)驱动，飞行过程中的平衡通过桨叶的倾斜和重心调节装置控制，所述行进车轮(102)由车轮中轴处的车轮马达驱动，行进过程中的平衡由重心调节装置控制。3.根据权利要求2所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，所述重心调节装置包括固定杆(201)、滑轮(202)、直齿条(204)、正齿轮(205)、步进电机(206)、控制装置(207)和配重块(208)；其中，所述配重块(208)两侧设置有滑槽(203)，其中一侧滑槽内设置有直齿条(204)；另一侧滑槽内安装有滑轮(202)，固定杆(201)从滑轮(202)中间穿过，且滑轮(202)能在固定杆(201)上自由转动；所述正齿轮(205)固定于步进电机(206)输出轴上，正齿轮(205)安装于设置有直齿条(204)的滑槽一侧，并与滑槽中的直齿条(204)相配合；所述控制装置(207)安装于步进电机(206)上方，由蓄电池(402)通过导线供能，控制步进电机(206)的运行功率。4.根据权利要求3所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，所述正齿轮(205)与直齿条(204)表面齿纹相啮合，正齿轮(205)转动使配重块(208)前后移动。5.根据权利要求4所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，还包括图像系统，所述图像系统包含设置在无人机前方的高清摄像头(105)。6.根据权利要求5所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，所述控制系统还包含取样装置和内置力垫圈传感器的控制器(301)；所述取样装置包括莲花形抓夹(302)、固定底盘(303)、推动块(304)、从动杆(305)、固定轴(306)、拉动杆(307)；所述莲花形抓夹(302)通过从动杆(305)与固定底盘(303)相连接，通过拉动杆(307)与推动块(304)相连接；所述固定轴(306)自上而下连接控制器(301)、推动块(304)和固定底盘(303)；
所述机身(101)上设置有置留孔(104)，用于安装莲花形抓夹(302)。7.根据权利要求6所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，当莲花形抓夹(302)触碰到火星地表时，控制器(301)中的力垫圈传感器将所受到的微小力变化转变为电信号至控制器(301)，控制器(301)控制莲花形抓夹(302)在采样点收缩，使推动块(304)带动拉动杆(307)控制莲花形抓夹(302)在固定轴(306)上下滑动，向下滑时，拉动杆(307)带动莲花形抓夹(302)张开；随后，控制系统控制推动块(304)向上滑动，使得莲花形抓夹(302)收缩闭合，莲花形抓夹(302)的莲花花瓣形结构使4个花瓣闭合后完成密封自锁，从而能够高效简洁地获取火星表面土壤样品。8.根据权利要求7所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，所述莲花形抓夹(302)的莲花花瓣形结构使4个花瓣闭合后完成密封自锁，使完全闭合后的莲花形抓夹(302)形成一个密封的样品储存空间。9.根据权利要求8所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，所述蓄电池(402)通过导线为行进车轮(102)、旋翼马达(401)、高清摄像头(105)、取样装置、传感器和控制器(301)和重心调节装置供电。10.根据权利要求9所述的一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，其特征在于，当所述无人机处于飞行模式时，驱动共轴双旋翼(107)转动，无人机通过机身(101)内部的两个分别位于两侧且同步运行的的重心调节装置中的配重块(208)同步沿滑槽(203)前移，使无人机低头，从而配合共轴双旋翼(107)使无人机向前水平运动；当两个重心调节装置的配重块(208)同步沿滑槽(203)后移时，无人机抬头，从而配合共轴双旋翼(107)使无人机向后水平运动；当所述无人机处于地面行驶模式时，控制装置(207)将通过内部的陀螺仪实时检测机身的倾斜状态，当无人机前倾时，两个重心调节装置中的配重块(208)同步沿滑槽(203)后移，使无人机重心后移，从而使无人机后倾回到水平位置；当无人机后倾时，两个重心调节装置中的配重块(208)同步沿滑槽(203)前移，使无人机重心前移，从而使无人机前倾回到水平位置，通过上述的实时检测和调整，保证无人机在起伏的地表行驶过程中能保持平衡状态。

技术总结
本发明提供了一种面向火星取样探测的陆空两栖式无人机，所述无人机外形类似两轮平衡车，在两个轮式结构中间的平板上方装配共轴双旋翼，同时无人机内置一个采样装置以及一个重心调节装置，前方外缘装有高清摄像头。机身上方安装有太阳能板，额外为无人机提供动力输出。轮式结构既可在突发情况下防止发生翻转，又可在地表形状较为平缓处利用车轮行驶。旋翼使无人机通过崎岖、复杂地形，提高总体行进速度。特殊的莲花取样装置，集采样和储存为一体，在节省了无人机载荷的同时，还避免了转动传统取样钻头而产生的扭矩对静止机身的影响。无人机机身采用蜂窝状结构，进而减小风阻，提高行进效率，降低翻倒机率。降低翻倒机率。降低翻倒机率。


技术研发人员：王泽宇 王涵予 张子建
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.02.07
技术公布日：2023/7/12