基于机械灵巧抓手式系统的低速无人机空基回收系统的制作方法

本发明涉及低速无人机空基回收领域，具体为一种基于机械灵巧抓手式系统的低速无人机空基回收系统。

背景技术：

随着防空体系的发展，以提高作战效率的协同作战模式受到越来越多的重视，其中蜂群式无人机协同作战系统可以饱和敌人防空，更容易突破敌人的防线，成为未来无人机协同作战的作战模式。而小型固定翼无人机由于质量小、作战半径有限，成为制约蜂群无人机协同作战发展的障碍，为了解决上述问题，就要求小型固定翼无人机具有空中可回收功能，因此，蜂群式无人机作战系统要求提高小型固定翼无人机空中回收效率，实现空中快速回收无人机。全球现阶段的固定翼无人机空中回收技术仍然处于较低水平，回收效率很低，影响无人机的作战效能。所以开展固定翼低速无人机空中回收方案论证及设计研究有十分重要的意义。国际上小型固定翼低速无人机的空中回收方式主要包括刚性回收和柔性回收。刚性回收主要包括：空中钩取回收、机械臂抓取回收、空中网回收和空中托盘回收等，但大多处于方案阶段；柔性回收主要是缆绳浮标回收方式，该方案目前正处于理论分析和数值仿真阶段。

技术实现要素：

本发明的目的是：针对现有技术中针对小型固定翼无人机空中回收效率低的问题，提出一种基于机械灵巧抓手式系统的低速无人机空基回收系统。

本发明为了解决上述技术问题采取的技术方案是：

基于机械灵巧抓手式系统的低速无人机空基回收系统，包括：双立柱桁架机器人子系统、循环料库子系统、机械灵巧抓手子系统、视觉导航子系统和回收控制子系统；

所述双立柱桁架机器人子系统和机械灵巧抓手子系统用于对无人机进行捕捉；

所述循环料库子系统用于载机机舱内无人机的回收和码垛；

所述视觉导航子系统用于获取视觉传感器的测量数据，并根据该数据得到飞行控制系统所需的导航数据；

所述回收控制子系统用于控制无人机的飞行姿态和飞行轨迹。

进一步的，所述双立柱桁架机器人子系统包括横移轴模块、竖直轴模块和抓手模块，所述横移轴模块采用齿轮齿条驱动横向移动，竖轴模块采用多层叉臂结构，所述机械灵巧抓手模块与竖轴模块相连。

进一步的，所述视觉导航子系统包括设置在无人机机机体上的位姿识别辅助标志、设置在载机上的ccd摄像机及设置在ccd摄像机上的850mm近红外滤波片、视觉导航计算机和综合导航计算机；

所述位姿识别辅助标志由5个850mm近红外led组成；

所述视觉导航计算机用于图像信号的处理以及位姿参数的计算，所述综合导航计算机用于接收gps模块、惯性测量元件传感器的测量数据，并将该数据与视觉导航计算机处理结果进行数据融合，得到无人机飞行控制系统所需的导航数据，该数据经由通讯链路传送至无人机。

进一步的，所述视觉导航子系统的执行如下操作：

s1、利用ccd摄像机及850mm近红外滤波片获取待测目标图像；

s2、利用视觉导航计算机对获取的图像进行预处理；

s3、利用视觉导航计算机对预处理后的图像进行无人机的特征点提取；

s4、利用视觉导航计算机判断获取的特征点是否满足位姿估计要求，若满足则执行s5；若不满足则执行s1；

s5、利用视觉导航计算机根据获取的特征点进行无人机的位姿与姿态的估计。

进一步的，所述回收控制子系统的设计过程如下：

步骤一：建立无人机机体坐标系下位置姿态耦合对偶四元数动力学方程；

步骤二：利用快速非奇异终端滑模技术设计控制器。

进一步的，所述步骤一具体包括以下步骤：

步骤一一：对无人机位姿耦合运动学和动力学方程建立所需坐标系定义；

步骤一二：建立无人机机体坐标系下质心运动学模型；

步骤一三：建立无人机机体坐标系下绕质心转动的运动学方程；

步骤一四：建立无人机机体坐标系下质心运动的动力学方程；

步骤一五:建立无人机机体坐标系下绕质心转动的动力学方程；

步骤一六：根据步骤一一至步骤一五得到描述无人机的空间运动方程组，并运用对偶四元数求解位姿耦合动力学方程。

进一步的，所述步骤一一的详细步骤为：

步骤一一一、地面坐标系：

axyz，a是发射点即起飞时刻无人机质心所在的位置，ax是在包含了地球质心、a点，目标点t的地球大圆内，与该地球大圆相切，指向目标方向为正，ay是在oeat平面内，过a点垂直与ax指向上为正，az轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系；

步骤一一二、机体坐标系：

oxbybzb，o位于飞行器的质心，oxb轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线或机翼的平均气动弦线，指向前为正，ozb轴亦在对称平面内，垂直于oxb轴指向下为正，oyb轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系；

步骤一一三、气流坐标系：

oxayaza，气流坐标系又称速度坐标系，o位于飞行器质心，oxa轴始终指向飞行器的空速方向，oza轴位于对称平面内，垂直于oxa轴，指向下为正，oya轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系；

步骤一一四、航迹坐标系：

oxkykzk，航迹坐标系又称弹道固连坐标系，o位于飞行器质心，oxk轴始终指向飞行器的地速方向，ozk轴位于包含oxk轴铅垂面内，垂直于oxk轴，指向下为正，oyk轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系。

进一步的，所述步骤一二中无人机机体坐标系下质心运动学模型的表达式为：

展开后为：

其中，

为机体坐标系与地面坐标系之间的转换矩阵，人机飞行速度在机体坐标系下的表示为[u,v,w]^t；

所述步骤一三中无人机机体坐标系下绕质心转动的运动学方程的表达式为：

展开后得：

所述步骤一四中无人机机体坐标系下质心运动的动力学方程的表达式为：

其中，cx0是零升阻力，是攻角变化所产生的诱导阻力系数，是侧滑角变化所产生的诱导阻力系数，cy0是攻角为零时的升力系数，是升力系数关于攻角的偏导数，为升力系数关于z方向舵偏的偏导数，为侧向力关于侧滑角的偏导数，为侧向力关于z方向的舵偏的偏导数，表示动压大小，ρ为空气密度，在无人机飞行高度变化不大的情况下可视为常值，s为无人机浸润面积。

进一步的，所述步骤一五中无人机机体坐标系下绕质心转动的动力学方程的表达式为：

所述步骤一六中描述无人机的空间运动方程组表达式为：

对偶四元数动力学方程：

其中，表示一般性刚体运动，先转动q^b接着平动p^b，该运动的角速度记为ξ^b，ε为幂零项，即ε²＝0,ε≠0，p^b，ξ^b是在本体坐标系下表示的平动和角速度；

p^b＝(xyz)^t,q^b＝(θψφ)^t,ξ^b＝(0pqr)^t,结合上述无人机空间运动方程组，可得

其中，

其中，

运用单位对偶四元数理论可以将上述运动方程组改写为：

m＝[εj^-1c+εa]；

基于对偶四元数跟踪误差以及速度旋量跟踪误差可以得到无人机的误差运动学和动力学方程：

进一步展开整理为：

进一步的，所述步骤二中控制器的表达式为：

若或成立，则上式变为快速终端滑模面，即将不断趋近于原点，且该收敛过程将持续到和均成立时结束。

本发明的有益效果是：

(1)由于机械灵巧抓手直接锁定无人机上方的矩形架，因此抓捕过程对无人机无损伤，特别适合重量较轻的无人机的抓取，该结构还可以用于无人机发射，并且无其他附件无人机回收后占地空间小。

(2)本发明提出的机械灵巧抓手回收方案中两只机械手臂可以交替进行无人机捕捉工作，提高无人机群的回收效率。

(3)安装于载机的姿态测量单元将测得的载机姿态数据反馈给伺服控制器，控制伺服台的运动，补偿由于载机自身对回收装置的干扰，达到对回收装置的增稳效果。

(4)建立无人机机体坐标系下位置姿态耦合对偶四元数动力学方程，并通过快速非奇异终端滑模对控制器进行设计，实现无人机有限时间对载机位姿跟踪，控制无人机以预设姿态到达无人机回收区域，进而实现对无人机的精准回收。

附图说明

图1为机械灵巧抓手抓取原理图；

图2为无人机回收阶段示意图；

图3为桁架机器人子系统原理图；

图4为视觉导航系统的工作流程图；

其中，1为双立柱桁架机器人子系统，2为循环料库子系统，3为机械灵巧抓手子系统。

具体实施方式

具体实施方式一：参照图1具体说明本实施方式，本实施方式所述的基于机械灵巧抓手式系统的低速无人机空基回收系统，包括：双立柱桁架机器人子系统、循环料库子系统、机械灵巧抓手子系统、视觉导航子系统和回收控制子系统；

所述双立柱桁架机器人子系统和机械灵巧抓手子系统用于对无人机进行捕捉；

所述循环料库子系统用于载机机舱内无人机的回收和码垛；

所述视觉导航子系统用于获取视觉传感器的测量数据，并根据该数据得到飞行控制系统所需的导航数据；

所述回收控制子系统用于控制无人机的飞行姿态和飞行轨迹。

本发明回收装置包括双立柱桁架机器人子系统(如图3所示)、循环料库子系统、机械灵巧抓手子系统、视觉导航子系统(工作流程图如图4所示)、回收控制子系统、待回收无人机等。其中，所述桁架机器人子系统由横移轴、竖直轴、抓手等模块构成，横移轴采用齿轮齿条驱动横向移动，竖轴采用多层叉臂结构。所述机械灵巧抓手子系统与双立柱桁架机器人子系统的竖轴相连，当执行无人机回收任务时，载机舱门打开，与竖轴相连的机械灵巧抓手式捕捉器完成对无人机的捕捉。所述循环料库子系统起到载机机舱内的无人机高效回收和码垛的作用，所述视觉导航子系统由安装在无人机机头的辅助标识标志、安装在载机上的一台ccd摄像机及850mm近红外滤波片、视觉导航计算机、综合导航计算机等构成，所述辅助识别标志由2个850mm近红外led组成，所述视觉导航计算机用于图像信号的处理以及位姿参数的计算，所述综合导航计算机用于接收gps模块、惯性测量元件等传感器的测量数据，并将该数据与视觉导航计算机处理结果进行数据融合，得到飞行控制系统所需的导航数据。该数据经由通讯链路传送至无人机，从而无人机控制自身按照预设轨迹飞行，实现准确回收。所述回收控制子系统一方面用于控制无人机的飞行姿态和飞行轨迹另一方面起到对回收装置的增稳效果，在对无人机飞行姿态和飞行轨迹的控制上，借助于对偶四元数以及无人机体坐标系下的位姿耦合模型，实现低速无人机对载机位置和姿态的协同，并满足回收时刻，无人机飞行速度与载机巡航速度相同，通过快速非奇异终端滑模对系统的稳定性进行了证明。

所述双立柱桁架机器人子系统的竖轴采用多层叉臂结构，压缩比可达10以上，极大地提高了空间利用率。

所述桁架机器人子系统的竖轴长度受到载机机舱高度、无人机自身尺寸以及载机尾流对无人机的干扰限制，为了确定对桁架机器人子系统的数轴长度，建立了桁架机器人子系统动力学模型，对方案进行了动力学特性仿真。基于仿真结果，本发明中的桁架机器人子系统的竖轴长度设定为10米。

所述机械灵巧抓手式回收装置的回收速率设定为每分钟不少于一架无人机。

所述待回收无人机的翼展尺寸，或机身长度不超过载机舱门最大截面尺寸。无人机的飞行速度应大于载机巡航飞行速度。

所述无人机回收过程分为四个阶段，分别为大范围初始对准阶段、密集编队飞行阶段、预回收阶段与空中回收阶段，在大范围初始对准阶段，载机和无人机通过一定预先约定方式各自进入指定空域，并完成初始对准。密集编队飞行阶段，根据任务规划要求，确定好无人机回收次序，并以密集编队飞行方式进入等待状态，无人机集群保持密集编队飞行。本发明主要针对无人机空中回收任务的预回收阶段和空中回收阶段进行研究。如图2所示。

所述回收控制子系统在无人机机体坐标系下建立无人机位姿耦合运动学和动力学方程，运用对偶四元数将上述方程转为对偶四元数动力学方程，并借助于快速非奇异终端滑模设计满足控制要求的控制器，基于lyapunov函数完成了系统稳定性的证明。

所述回收控制子系统设计过程如下：

(1)无人机位姿耦合运动学和动力学方程建立所需坐标系定义

1.1)地面坐标系

axyz，a是发射点即起飞时刻无人机质心所在的位置，ax是在包含了地球质心、a点，目标点t的地球大圆内，与该地球大圆相切，指向目标方向为正，ay是在oeat平面内，过a点垂直与ax指向上为正。az轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系。

1.2)机体坐标系

oxbybzb，o位于飞行器的质心，oxb轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线或机翼的平均气动弦线，指向前为正，ozb轴亦在对称平面内，垂直于oxb轴指向下为正，oyb轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系。

1.3)气流坐标系

oxayaza，气流坐标系又称速度坐标系，o位于飞行器质心，oxa轴始终指向飞行器的空速方向，oza轴位于对称平面内，垂直于oxa轴，指向下为正，oya轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系。

1.4)航迹坐标系

oxkykzk，航迹坐标系又称弹道固连坐标系，o位于飞行器质心，oxk轴始终指向飞行器的地速方向，ozk轴位于包含oxk轴铅垂面内，垂直于oxk轴，指向下为正，oyk轴与其它两个轴垂直并构成右手坐标系

(2)无人机机体坐标系下质心运动学模型

无人机飞行速度在机体坐标系下的表示为[u,v,w]^t，[x,y,z]^t为在地面坐标系下的无人机坐标，建立无人机质心相对于地面坐标系axyz的位置方程如下：

展开后得到：

其中为机体坐标系与地面坐标系之间的转换矩阵。

(3)无人机机体坐标系下绕质心转动的运动学方程

无人机旋转角速度在机体坐标系下的表示为[p,q,r]^t，在空间的姿态角表示为[θ,ψ,φ]^t，建立无人机质心相对于地面坐标系的转动动力学方程如下：

展开后得：

(4)无人机机体坐标系下质心运动的动力学方程

由牛顿第二定理：

ω,v在机体坐标系下表示为[p,q,r]^t,[u,v,w]^t，f为除去推力外无人机所有外力和，包括总空气动力r、重力g等，作用在无人机上的总空气动力r在气流坐标系下可分解为阻力x、升力y、侧向力z，根据气流坐标系与机体坐标系的转换关系，可得：

作用在无人机上的重力g在地面坐标系下沿着ay的负轴，根据地面坐标系与机体坐标系的转换关系，可得：

作用在无人机体系下的推力p＝[p,0,0]^t

展开整理后可得无人机质心运动的动力学方程为：

其中，cx0是零升阻力，是攻角变化所产生的诱导阻力系数，是侧滑角变化所产生的诱导阻力系数。cy0是攻角为零时的升力系数，是升力系数关于攻角的偏导数，为升力系数关于z方向舵偏的偏导数。为侧向力关于侧滑角的偏导数，为侧向力关于z方向的舵偏的偏导数。表示动压大小，ρ为空气密度，在无人机飞行高度变化不大的情况下可视为常值。s为无人机浸润面积。

(5)无人机机体坐标系下绕质心转动的动力学方程

在机体坐标系下建立无人机绕质心转动的动力学方程，由动量矩守恒定理：

假设机体坐标系即为惯性主轴系，即机体坐标系各轴的惯性积为零，以jx,jy,jz表示机体轴的转动惯量。在体系下，m＝[mx,my,mz]为作用于无人机机体轴坐标系下的力矩分量。ω×h＝[(jz-jy)qr,(jx-jz)pr,(jy-jx)pq]^t，mp为由于发动机偏心安装产生的干扰力矩，尾喷管或者侧力发动机产生的主动力矩，在本研究中默认mp可以忽略。

其中，

为横向静稳定力矩系数，为滚动操纵力矩系数，为滚动阻尼力矩系数。为航向静稳定力矩系数，为航向操纵力矩系数，为航向阻尼力矩系数。为纵向静稳定力矩系数，为俯仰操纵力矩系数，为俯仰阻尼力矩系数。

上式展开整理后可得无人机绕质心转动动力学方程：

综上，即组成描述无人机的空间运动方程组：

(6)运用对偶四元数求解位姿耦合动力学方程

对偶四元数动力学方程：

其中，表示一般性刚体运动，先转动q^b接着平动p^b，该运动的角速度记为ξ^b，ε为幂零项，即ε²＝0,ε≠0，p^b，ξ^b是在本体坐标系下表示的平动和角速度。

p^b＝(xyz)^t,q^b＝(θψφ)^t,ξ^b＝(0pqr)^t,结合上述无人机空间运动方程组，可得

其中，

其中，

运用单位对偶四元数理论可以将上述运动方程组改写为：

m＝[εj^-1c+εa]

对于无人机位姿一体化的跟踪控制问题，其控制目标是：设计控制器使得无人机的运动状态渐进收敛于期望的运动状态对偶四元数跟踪误差速度旋量误差为因此控制器的设计目标转为使无人机的跟踪误差渐进收敛于

基于对偶四元数跟踪误差以及速度旋量跟踪误差可以得到无人机的误差运动学和动力学方程：

进一步展开整理为：

(7)设计基于快速非奇异终端滑模的位姿跟踪控制：

构造滑模面i＝1,2,3

其中，k＝1,2,3,α1＞0,α2＞0,r1＝(2-γ)η^γ-1,r2＝(γ-1)η^γ-2，0＜γ＜1以及0＜η＜1，符号⊙的定义为：

设计如下控制器：

其中，为关于的饱和函数，k＝[k1,k2,k3]^t＞0

分析控制器的稳定性，定义lyapunov函数：

由i＝1,2,3，设计

m,j分别为无人机的质量和无人机在机体坐标系上的转动惯量。

对上式求导得：

将控制器u带入得

其中，

由定理：设系统y＝f(x)，其中若存在连续可微的正定函数v(x)，其定义域为且存在参数a＞0,0＜ρ＜1，使得成立。则存在某区域使得初始时刻位于中的v(x)能在有限时间内到达v(x)≡0。此外，v(x)≡0的到达时间t为：

因此所设计v(x)将在有限时间内收敛到零。

当v(x)≡0时，即i＝1,2,3，

因此在收敛过程中始终有界，并且存在k＝1,2,3使得成立，则如下关系式成立：

上式可以重写为如下两种形式：

若或成立，则上式变为快速终端滑模面，即将不断趋近于原点，且该收敛过程将持续到和均成立时结束，因此和将在有限时间内收敛到原点的领域。

所述无人机回收过程分为四个阶段，分别为大范围初始对准阶段、密集编队飞行阶段、预回收阶段与空中回收阶段，在大范围初始对准阶段，载机和无人机通过一定预先约定方式各自进入指定空域，并完成初始对准。密集编队飞行阶段，根据任务规划要求，确定好无人机回收次序，并以密集编队飞行方式进入等待状态，无人机集群保持密集编队飞行。本方案主要针对无人机空中回收任务的预回收阶段和空中回收阶段进行研究。

需要注意的是，具体实施方式仅仅是对本发明技术方案的解释和说明，不能以此限定权利保护范围。凡根据本发明权利要求书和说明书所做的仅仅是局部改变的，仍应落入本发明的保护范围内。