一种无人机十字盘机构和一种无人机的制作方法

[0001]
本发明涉及无人机技术领域，特别涉及一种无人机十字盘机构，和一种设置有该十字盘机构的无人机。


背景技术：

[0002]
当前，具备垂直起降及空中悬停能力的无人机按照控制方式进行分类，主要分为直升机和多旋翼两种，前者机械结构复杂，飞行控制和人员操作难度较大且成本较高；后者飞行效率较低，且占据空间较大。
[0003]
目前，如何增强无人机飞行控制的灵活性，是目前本领域技术人员亟待解决的技术问题。


技术实现要素：

[0004]
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种无人机十字盘机构和一种设置有该十字盘机构的无人机，能够增强无人机飞行控制的灵活性。
[0005]
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
[0006]
一种无人机十字盘机构，包括动力装置、机身、外环、内环、第一作动器、第二作动器、第一连杆机构、第二连杆机构，其中：
[0007]
所述动力装置安装在所述内环上，用于驱动无人机的旋翼转动；
[0008]
所述外环的一端通过第一铰接关节与所述机身铰接，另一端通过第二铰接关节与所述机身铰接，所述第一铰接关节和所述第二铰接关节位于第一轴线ab上；
[0009]
所述内环套设在所述外环内，所述内环的一端通过第三铰接关节与所述外环铰接，另一端通过第四铰接关节与所述外环铰接，所述第三铰接关节和所述第四铰接关节位于第二轴线cd上，所述第二轴线cd与所述第一轴线ab垂直；
[0010]
所述第一连杆机构的一端与所述第一作动器连接，另一端与所述内环上的内环驱动连接点之间通过第一球铰关节连接，所述内环驱动连接点位于所述内环上距离所述第二轴线cd最远的位置，所述第一作动器用于控制所述内环绕所述第二轴线cd转动；
[0011]
所述第二连杆机构的一端与所述第二作动器连接，另一端与所述外环上的外环驱动连接点之间通过第二球铰关节连接，所述外环驱动连接点位于所述外环上距离所述第一轴线ab最远的位置，所述第二作动器用于控制所述外环绕所述第一轴线ab转动。
[0012]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述内环驱动连接点位于所述第一轴线ab上；
[0013]
和/或，所述外环驱动连接点位于所述第二轴线cd上。
[0014]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一球铰关节和所述第二球铰关节统称为球铰关节，所述内环驱动连接点和所述外环驱动连接点统称为驱动连接点，所述第一连杆机构和所述第二连杆机构统称为连杆机构；
[0015]
所述球铰关节包括中间接头，以及设置在所述驱动连接点的第一定位孔和设置在
所述连杆机构端部的第二定位孔，其中：
[0016]
所述中间接头为依次固连在一起的圆盘型连接部、中间连接杆和球型连接部；
[0017]
所述圆盘型连接部嵌套在所述第一定位孔内，且具有大于零的轴向活动间隙；
[0018]
所述球型连接部可转动地嵌套在所述第二定位孔内。
[0019]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一作动器为第一舵机，所述第二作动器为第二舵机，所述第一舵机和所述第二舵机垂直布置。
[0020]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一连杆机构包括所述第一舵机的第一摇臂，以及第一连杆，所述第一连杆的一端与所述第一摇臂连接，另一端通过所述第一球铰关节与所述内环上的所述内环驱动连接点连接；
[0021]
所述第二连杆机构包括所述第二舵机的第二摇臂，以及第二连杆，所述第二连杆的一端与所述第二摇臂连接，另一端通过所述第二球铰关节与所述外环上的所述外环驱动连接点连接。
[0022]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，当所述动力装置的中心轴线需要偏转时：
[0023]
首先确定所述动力装置的中心轴线拟达到的方向角ψ和所述动力装置的中心轴线相对于初始平面的倾斜角θ1，并沿所述第一轴线ab方向和所述第二轴线cd方向对θ1进行分解，将其分解为θ
x
以及θ
y
，其中sinθ
x
＝sinθ1×
cosψ，sinθ
y
＝sinθ1×
sinψ，随后将其转化为所述第一作动器和所述第二作动器的行程指令。
[0024]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述外环和所述内环的初始位置位于所述初始平面内。
[0025]
可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一摇臂的转角β与十字盘倾斜角α2的函数关系通过求解关于α1、α2的方程组获得，所述方程组为
[0026][0027][0028]
其中，
[0029]
l1为所述第一摇臂的长度，
[0030]
l2为所述第一连杆的长度，
[0031]
l3为所述内环驱动连接点和所述第一轴线ab之间的距离，
[0032]
α1为所述第一连杆与铅垂线夹角，
[0033]
m点为所述第一连杆与所述第一摇臂的连接点r在安装基准面的投影，
[0034]
p点为所述第一连杆与倾斜盘的连接点，所述内环和所述外环统称为倾斜盘，
[0035]
c点为p点向所述倾斜盘转动轴线作垂线，得到的垂足，
[0036]
d点为c点在安装基准面的投影。
[0037]
一种无人机，所述无人机中设置有上文中所述的无人机十字盘机构。
[0038]
可选地，在上述无人机中，所述无人机十字盘机构中的动力装置上设置有上部螺旋桨、下部螺旋桨、用于驱动所述上部螺旋桨转动的第一电机、用于驱动所述下部螺旋桨转动的第二电机，所述第一电机和所述第二电机构成串列电机组或并列电机组。
[0039]
从上述技术方案可以看出，本发明提供的无人机十字盘机构，能够应用于旋翼飞行器的万向十字盘结构，能够通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，从而增强无人机的灵活性。
[0040]
本发明提供的无人机由于采用了上述无人机十字盘机构，从而能够通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，具有很好的灵活性。
附图说明
[0041]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0042]
图1为本发明实施例提供的安装有旋翼的无人机十字盘机构的整体结构图；
[0043]
图2为本发明实施例提供的无人机十字盘机构的整体结构图；
[0044]
图3为本发明实施例提供的球铰关节内的中间接头的结构示意图；
[0045]
图4为本发明实施例提供的球铰关节内的中间接头的运动轨迹示意图；
[0046]
图5为本发明实施例提供的去掉动力装置后的无人机十字盘机构的整体结构图；
[0047]
图6为本发明实施例提供的去掉动力装置和机身后的无人机十字盘机构的整体结构图；
[0048]
图7为无人机姿态角分解图；
[0049]
图8为本发明实施例提供的无人机十字盘机构的几何示意图；
[0050]
图9为本发明实施例提供的无人机十字盘机构中的部分机构及其几何示意图；
[0051]
图10为本发明实施例提供的串列电机组和旋翼的组装结构图；
[0052]
图11为本发明实施例提供的串列电机组的剖视图；
[0053]
图12和图13为本发明实施例提供的具有串列电机组的无人机的升降控制示意图；
[0054]
图14和图15为本发明实施例提供的具有串列电机组的无人机的偏航控制示意图；
[0055]
图16为本发明实施例提供的并列电机组和旋翼的组装结构图；
[0056]
图17为本发明实施例提供的并列电机组的剖视图；
[0057]
图18和图19为本发明实施例提供的具有并列电机组的无人机的升降控制示意图；
[0058]
图20和图21为本发明实施例提供的具有并列电机组的无人机的偏航控制示意图。
具体实施方式
[0059]
本发明公开了一种无人机十字盘机构和一种设置有该十字盘机构的无人机，能够增强无人机飞行控制的灵活性。
[0060]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0061]
请参阅图1至图21，图1为本发明实施例提供的安装有旋翼的无人机十字盘机构的整体结构图；图2为本发明实施例提供的无人机十字盘机构的整体结构图；图3为本发明实
施例提供的球铰关节内的中间接头的结构示意图；图4为本发明实施例提供的球铰关节内的中间接头的运动轨迹示意图；图5为本发明实施例提供的去掉动力装置后的无人机十字盘机构的整体结构图；图6为本发明实施例提供的去掉动力装置和机身后的无人机十字盘机构的整体结构图；图7为无人机姿态角分解图；图8为本发明实施例提供的无人机十字盘机构的几何示意图；图9为本发明实施例提供的无人机十字盘机构中的部分机构及其几何示意图；图10为本发明实施例提供的串列电机组和旋翼的组装结构图；图11为本发明实施例提供的串列电机组的剖视图；图12和图13为本发明实施例提供的具有串列电机组的无人机的升降控制示意图；图14和图15为本发明实施例提供的具有串列电机组的无人机的偏航控制示意图；图16为本发明实施例提供的并列电机组和旋翼的组装结构图；图17为本发明实施例提供的并列电机组的剖视图；图18和图19为本发明实施例提供的具有并列电机组的无人机的升降控制示意图；图20和图21为本发明实施例提供的具有并列电机组的无人机的偏航控制示意图。
[0062]
本发明实施例提供的无人机十字盘机构，包括动力装置1、机身4、外环202、内环201、第一作动器301、第二作动器302、第一连杆机构、第二连杆机构。其中：
[0063]
动力装置1固定安装在内环201上，用于驱动无人机的旋翼转动；
[0064]
外环202铰接设置在机身4上，可绕第一轴线ab转动，具体地，外环202的一端通过第一铰接关节与机身4铰接，另一端通过第二铰接关节与机身4铰接，第一铰接关节和第二铰接关节位于第一轴线ab上，第一轴线ab为外环202相对机身4转动时的旋转中心轴线；
[0065]
内环201铰接设置在外环202内，可绕第二轴线cd转动，具体地，内环201套设在外环202内，内环201的一端通过第三铰接关节与外环202铰接，另一端通过第四铰接关节与外环202铰接，第三铰接关节和第四铰接关节位于第二轴线cd上，第二轴线cd与第一轴线ab垂直，第二轴线cd为内环201相对外环202转动时的旋转中心轴线；
[0066]
第一连杆机构的一端与第一作动器301连接，另一端与内环201上的内环驱动连接点(可参见为图4中的a)通过第一球铰关节连接，该内环驱动连接点位于内环201上距离第二轴线cd最远的位置(从而r1为最大值)；
[0067]
第一作动器301用于控制内环201绕第二轴线cd转动，此处所说的“转动”具体是指：第一作动器301根据控制系统发出的指令，驱动内环201绕第二轴线cd(即图6中的y轴)偏转一定角度；
[0068]
第二连杆机构的一端与第二作动器302连接，另一端与外环202上的外环驱动连接点(可参见为图4中的c)通过第二球铰关节连接，该外环驱动连接点位于外环202上距离第一轴线ab最远的位置(从而r2为最大值)；
[0069]
第二作动器302用于控制外环202绕第一轴线ab转动，此处所说的“转动”具体是指：第二作动器302根据控制系统发出的指令，驱动外环202绕第一轴线ab(即图6中的x轴)偏转一定角度。
[0070]
可见，本发明实施例提供的无人机十字盘机构，能够应用于旋翼飞行器中，作为万向调节机构，能够通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，从而增强无人机的灵活性。
[0071]
而且，该无人机十字盘机构中，由于内环驱动连接点位于内环201上距离第二轴线cd最远的位置、外环驱动连接点位于外环202上距离第一轴线ab最远的位置，以获得较大的控制力矩。
[0072]
此外，该无人机十字盘机构中，通过第一球铰关节能够补偿内环201绕第二轴线cd转动时的横向位移，通过第二球铰关节能够补偿外环202绕第一轴线ab转动时的横向位移，从而能够保证内环201和外环202的转动灵活性，并且能够保证在调节飞行角度时具有较高的控制精度。
[0073]
具体地，上述第一球铰关节和第二球铰关节统称为球铰关节，上述内环驱动连接点和外环驱动连接点统称为驱动连接点，所示第一连杆机构和第二连杆机构统称为连杆机构。
[0074]
具体地，每个球铰关节包括中间接头(具体可参见图3)，以及设置在驱动连接点的第一定位孔和设置在连杆机构端部的第二定位孔。其中：
[0075]
中间接头为依次固连在一起的圆盘型连接部501、中间连接杆502、球型连接部503；圆盘型连接部501嵌套在第一定位孔内，且具有大于零的轴向活动间隙j；球型连接部503可转动地嵌套在第二定位孔内。
[0076]
在此需要说明的是，由于圆盘型连接部501嵌套在第一定位孔内，且具有大于零的轴向活动间隙j，从而，通过第一球铰关节能够补偿内环201绕第二轴线cd转动时的横向位移，通过第二球铰关节能够补偿外环202绕第一轴线ab转动时的横向位移，从而能够保证内环201和外环202的转动灵活性，并且能够保证在调节飞行角度时具有较高的控制精度。
[0077]
具体地，上述“轴向活动间隙j”可参见图4，设内环201(或外环202)向上转动至极限位置和向下转动至极限位置时，其偏转角度值均为t：连杆机构带着球型连接部503竖直向上移动距离h时，内环201(或外环202)向上转动至极限位置，此时，圆盘型连接部501在第一定位孔内沿轴向外移动距离为j(即上段中所说的轴向活动间隙j)；同理地，连杆机构带着球型连接部503竖直向下移动距离h时，内环201(或外环202)向下转动至极限位置，此时，圆盘型连接部501在第一定位孔内沿轴向外移动距离为j。
[0078]
具体地，内环驱动连接点位于内环201的外侧壁(或称为侧边框)上，从而远离第二轴线cd，以获得较大的控制力矩；和/或，外环驱动连接点位于外环202的外侧壁(或称为侧边框)上，从而远离第一轴线ab，以获得较大的控制力矩。
[0079]
同时，在上述无人机十字盘机构中，内环驱动连接点尽量靠近或位于第一轴线ab上，外环驱动连接点尽量靠近或位于第二轴线cd上，以降低两环转动时产生的相互干扰和耦合。无人机动力装置1的中心轴线需要进行偏转时，通过控制内环驱动连接点和/或外环驱动连接点的位移，即可实现对内环201和/或外环202的转动角度的控制，从而控制无人机动力装置1的中心轴线按照实际情况进行偏转。
[0080]
具体地，在上述无人机十字盘机构中，第一作动器301为第一舵机，第二作动器302为第二舵机。第一舵机和第二舵机均固定安装在机身4上，并且，第一舵机和第二舵机垂直布置，以压缩设备空间。
[0081]
具体地，在上述无人机十字盘机构中：
[0082]
第一连杆机构包括第一舵机的第一摇臂312，以及第一连杆311，第一连杆311的一端与第一摇臂312连接，另一端通过第一球铰关节与内环201上的内环驱动连接点连接；
[0083]
第二连杆机构包括第二舵机的第二摇臂322，以及第二连杆321，第二连杆321的一端与第二摇臂322连接，另一端通过第二球铰关节与外环202上的外环驱动连接点连接。
[0084]
当动力装置1的中心轴线需要偏转时：
[0085]
首先确定动力装置1的中心轴线拟达到的方向角ψ和动力装置1的中心轴线相对于初始平面的倾斜角θ1，并沿第一轴线ab方向和第二轴线cd方向对θ1进行分解，将其分解为θ
x
以及θ
y
，其中sinθ
x
＝sinθ1×
cosψ，sinθ
y
＝sinθ1×
sinψ，随后将其转化为第一作动器301和第二作动器302的行程指令。
[0086]
一般地，外环202和内环201的初始位置位于初始平面内。
[0087]
由于内环驱动连接点(即第一连杆311与内环201的连接点)靠近或位于第一轴线ab上，外环驱动连接点(即第二连杆321与外环202的连接点)靠近或位于第二轴线cd上，可近似认为内环201和外环202的运动相互独立。也就是说，内环201的转动不对外环202及其连接的舵机和连杆的运动产生影响，外环202的转动不对内环201及其连接的舵机和连杆的运动产生影响。
[0088]
当得出内环201和外环202应倾斜的角度θ
x
以及θ
y
后，将其转化为两舵机分别的转动角度。以下以第一作动器301(即第一舵机)及转角θ
x
为例，表述舵机转角与十字盘转角(即内环转角或外环转角)的相互关系。(下述公式同时适用于内环和外环)
[0089]
图7和图8中的β为第一摇臂312的转角，l1以及l2分别为第一摇臂312及第一连杆311的长度，mn所在直线为第一摇臂312初始位置，即十字盘处于中立位置时，舵机摇臂所处位置。p为第一连杆311与内环201两者的连接点，平面mop为与内环201的转动轴x轴垂直的平面，r为第一连杆311与第一摇臂312连接点，q为r向平面mop的投影。
[0090]
第一舵机转动过程中，qm＝l1×
sinβ，qr＝l1×
cosβ＝l2×
sin∠rpq，进而可知
[0091]
∠r p q＝arcsin(l 1
cosβ/l 2
)
[0092]
∠p r q＝arccos(l 1
cosβ/l2)
[0093][0094]
c为点p在转轴ab上的投影点，pc距离l3已知。d为c点在安装基座面的投影点。由此，直线qp长度、直线cp长度、直线md长度均为已知，则有如下方程：
[0095]
qm+qp
×
sin∠qpo-cp
×
cos∠cpo＝cd
[0096]
qp
×
cos∠qpo+cp
×
sin∠cpo＝md
[0097]
上式中qm、qp、cp、cd、md均为已知长度，通过求解方程得出∠cpo及∠qpo的大小，∠cpo即为转动盘(具体为内环或外环)的转角。
[0098]
对上式进行整理，可得如下方程组：
[0099][0100][0101]
其中，
[0102]
l1为第一摇臂312的长度，
[0103]
l2为第一连杆311的长度，
[0104]
l3为内环驱动连接点和第一轴线ab之间的距离，
[0105]
α1为第一连杆311与铅垂线夹角，
[0106]
α2为十字盘倾斜角(即内环转角或外环转角)；
[0107]
m点为第一连杆311与第一摇臂312的连接点r在安装基准面的投影，
[0108]
p点为第一连杆311与倾斜盘的连接点，内环201和外环202统称为倾斜盘，
[0109]
c点为p点向倾斜盘转动轴线作垂线，得到的垂足，
[0110]
d点为c点在安装基准面的投影。
[0111]
通过求解上述关于α1、α2的方程组，可得知α2与β的函数关系，通过改变β，即可实现对α2的控制。
[0112]
此外，本发明具体实施例还提供了一种无人机，该无人机中设置有上文中所说的无人机十字盘机构。
[0113]
具体地，该无人机中，在无人机十字盘机构中的动力装置1上设置有上部螺旋桨601、下部螺旋桨604、用于驱动上部螺旋桨601转动的第一电机701、用于驱动下部螺旋桨604转动的第二电机702，第一电机701和第二电机702构成串列电机组或并列电机组。
[0114]
具体地，上述“串列电机组”具体可参见图10至图15，上部螺旋桨601和下部螺旋桨602为共轴反转螺旋桨，分别安装在上部桨毂603和下部桨毂604上，分别由轴上电机701和空心轴电机702驱动转动，以提供无人机飞行所需的升力。
[0115]
而且，轴上电机701安装在支座8的下部安装板801上，空心轴电机702安装在支座8的上部安装板802上，轴上电机701位于空心轴电机702的正下方，两者转动轴线重合。轴上电机701的转轴711穿过空心轴电机702的中轴孔并带动上部螺旋桨601转动；下部空心轴电机702转轴带动下部螺旋桨602转动。
[0116]
当无人机需要控制机身绕垂直轴(即螺旋桨转轴)转动时，控制系统对轴上电机701和空心轴电机702的转速分别进行控制，使两者的气动力矩不相等，产生控制机身绕垂直轴转动的力矩。
[0117]
上部螺旋桨601和下部螺旋桨602旋转时，产生的升力f1、f2及阻力矩t1、t2分别为：
[0118]
f1＝k
11
n
12
[0119]
f2＝k
21
n
22
[0120]
t1＝k
12
n
12
[0121]
t2＝k
22
n
22
[0122]
上式中，n1、n2分别为轴上电机701和空心轴电机702的转速，k
11
、k
12
、k
21
、k
22
均为相关系数，由试验测得。
[0123]
当无人机准备进行上升或下降时，轴上电机701和空心轴电机702同时增大或减小转速，使得总升力增大或减小，同时上部螺旋桨601和下部螺旋桨602产生的力矩相等。
[0124]
当无人机准备进行绕轴线的转动时，飞控系统计算如下方程：
[0125]
f1+f2＝f
10
+f
20
[0126]
t
1-t2＝t
a
[0127]
上式中，f
10
、f
20
分别为开始转动前上部螺旋桨601和下部螺旋桨602的升力，t
a
为进行控制所需产生的力矩，由飞控系统给出。
[0128]
具体地，上述“并列电机组”具体可参见图16至图21，上部螺旋桨601和下部螺旋桨602为共轴反转螺旋桨,分别安装在上部桨毂603和下部桨毂604上，分别由第一电机901和轴第二电机902驱动，以提供无人机飞行所需的升力。
[0129]
而且，第一电机901和第二电机902并排安装在支座8上，且位于上部螺旋桨601和下部螺旋桨602之间。第一电机901通过第一减速器903驱动上部桨毂603，第二电机902通过第二减速器904驱动下部桨毂604，从而产生无人机飞行所需升力。
[0130]
优选地，第一减速器903和第二减速器904可采用齿轮组，以减小占用空间，提高传动精度和转速改变时的响应速度。
[0131]
当无人机需要控制机身绕垂直轴(即螺旋桨转轴)转动时，控制系统对第一电机901和第二电机902的转速分别进行控制，使两者的气动力矩不相等，产生控制机身绕垂直轴转动的力矩。
[0132]
上部螺旋桨601和下部螺旋桨602旋转时，产生的升力f1、f2及阻力矩t1、t2分别为：
[0133]
f1＝k
11
n
12
[0134]
f2＝k
21
n
22
[0135]
t1＝k
12
n
12
[0136]
t2＝k
22
n
22
[0137]
上式中，n1、n2分别为第一电机901和第二电机902的转速，k
11
、k
12
、k
21
、k
22
均为相关系数，由试验测得。
[0138]
当无人机准备进行上升或下降时，第一电机901和第二电机902同时增大或减小转速，使得总升力增大或减小，同时上部螺旋桨601和下部螺旋桨602产生的力矩相等。
[0139]
当无人机准备进行绕轴线的转动时，飞控系统计算如下方程：
[0140]
f1+f2＝f
10
+f
20
[0141]
t
1-t2＝t
a
[0142]
上式中，f
10
、f
20
分别为开始转动前上部螺旋桨601和下部螺旋桨602的升力，t
a
为进行控制所需产生的力矩，由飞控系统给出。
[0143]
最后，需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0144]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0145]
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

起点商标作为专业知识产权交易平台，可以帮助大家解决很多问题，如果大家想要了解更多知产交易信息请点击 【在线咨询】或添加微信 【19522093243】与客服一对一沟通，为大家解决相关问题。

此文章来源于网络,如有侵权,请联系删除