无人机自主高速着舰辅助系统的制作方法

本实用新型涉及航空技术领域，尤其涉及一种无人机自主高速着舰辅助系统及方法。

背景技术：

无人机自主飞行技术多年来一直是航空领域研究的热点，具有使用便利、运营成本低、飞行精度高、机动灵活易于智能化等优点，并且在实际应用中存在大量的需求。无人机具有轴对称结构，起飞时不需要专门的起降场地和跑道，可以垂直起飞和降落。然而，无人机在3～6级风、浪高0.6～3米条件下的稳定停靠、稳定着舰的问题，目前仍没有比较良好的解决方案。

无人机自主着舰是个艰巨而复杂的过程，受海上风浪的影响，舰船在海上航行时会产生沿三个坐标轴的直线运动：纵荡、横荡、垂荡，以及绕三个坐标轴的旋转运动：纵摇、横摇和艏摇。在阵风干扰和地面效应的影响下，使得无人机成功着舰十分困难。

各种调研数据表明，影响无人机着舰的舰体运动主要是舰船的纵摇和横摇，因此如何减少舰体在无人机下降过程中的纵摇和横摇对着舰的影响引起了人们的重视。

数据分析表明，舰体的横摇具有相对光滑的正弦特性，近似于带阻尼的二阶模型。而舰体的纵摇不近似于正弦特性，不易掌握，但只要无人机系统有足够的带宽，对舰体的纵摇运动的跟踪是可实现的。现有技术中无法对舰船横摇运动作出准确预估，进而无法实现无人机的安全着陆。

中国专利CN103955227A公开了一种无人机精准降落的控制方法，该方法利用空间几何关系和声源信号到达麦克风阵列的时延值计算无人机的偏航角和俯仰角，然后利用气压高度传感器使无人机精准降落在降落点位置，该方法能有效控地提高无人机点对点飞行的降落精度，但是该方法只能应用于无人机降落平面及降落点固定不变的环境中，不能应用于舰载无人机的降落。中国专利CN104391507A公开了一种无人机的控制方法及系统、无人机，该方法利用激光测距模块测得无人机的飞行高度，再通过计算获取无人机的机体相对降落平面的姿态角，进而控制无人机的降落过程，该方法把降落平面的摇摆转化成无人机相对降落平面的姿态角，计算过程复杂，而且在光线强烈或海况较差的情况下，光学测距仪测量结果不准确。中国专利CN105302126A公开了一种无人舰载直升机自主下降着舰的控制方法，该方法在无人机下降着舰开始时，通过舰上设备不断测量甲板着舰点的横滚角，预估未来时刻甲板着舰点的横滚角，并且发送至无人机，使无人机在预测的甲板运动最小状态下着舰，其中，甲板着舰点的横滚角的预估是基于改进的AR模型计算得到的，计算过程复杂，计算量大。

另外，目前各种无人机着舰时的速度都需要降到足够低，其着舰所需的时间也很长，目前已有的无人机着舰系统难以满足越来越严峻的无人机应用要求，不能使得无人机在短时间内完成从高速飞行到平稳着舰的控制作业。

由于上述原因，本发明人对现有的无人机自主降落的方法进行了深入研究，以便设计出一种结构简单，稳定性好，成本低廉的自主高速着舰的控制系统。

技术实现要素：

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出无人机自主高速着舰辅助系统，该辅助系统包括第一电磁体、第二电磁体和夹在第一电磁体、第二电磁体之间的弹性装置，还包括用于改变所述第二电磁体上的电流方向的电流控制部，通过所述弹性装置和两块电磁铁给无人机提供越来越大的向上的作用力，促使无人机的速度快速降低，并在接近舰体甲板时速度接近于零，该系统中还设置有计算模块和测量模块，用于通过观测状态信息对无人机进行主动控制，进一步调整无人机的着舰速度，保证其着舰安全、快速，另外，所述弹性装置还可以在无人机着舰后变为电磁铁，牢牢地将无人机吸附在舰体上，从而提高无人机着舰的安全性，从而完成本实用新型。

具体来说，本实用新型的目的在于提供以下方面：

(1)一种无人机自主高速着舰辅助系统，其特征在于，该辅助系统包括述第一电磁体1、第二电磁体2和夹在第一电磁体1、第二电磁体2之间的弹性装置3，

其中，所述第一电磁体1固定在无人机底部或无人机的起落架上，所述第二电磁体2与第一电磁体1彼此相互吸引，并压缩所述弹性装置3；

所述第二电磁体2上的电流方向是可变的。

(2)根据上述(1)所述的辅助系统，其特征在于，

所述无人机自主高速着舰辅助系统在所述第二电磁体2距离甲板垂直高度小于所述弹性装置自然长度时启动工作。

(3)根据上述(2)所述的辅助系统，其特征在于，

所述无人机自主高速着舰辅助系统包括电流控制部4，其用于在所述无人机自主高速着舰辅助系统启动工作后，改变所述第一电磁体1或所述第二电磁体2上的电流方向，使得所述第一电磁体1与第二电磁体2之间磁性相同，从而相互排斥，进而使得第二电磁体2快速着舰，并为所述无人机提供向上的斥力。

(4)根据上述(1)所述的辅助系统，其特征在于，

所述弹性装置3包括可通电导线，可通电导线使得当所述弹性装置被压缩到极致时，所述弹性装置成为可通电的电磁铁，进而将无人机吸附在舰船甲板上。

(5)根据上述(1)所述的辅助系统，其特征在于，

所述无人机自主高速着舰辅助系统还包括计算模块(5)和测量模块6，

其中，测量模块6包括设置在第一电磁体1上的速度感应部61，其用于感测其自身的实际速度信息，并将该信息传递至计算模块5；

所述测量模块6还包括设置在述第一电磁体1上的第一气压高度计62和设置在第二电磁体2上的第二气压高度计63，所述第一气压高度计62和第二气压高度计63用于在无人机着舰时实时测量无人机与舰体甲板之间的高度差，并将测得的高度差信息传递至所述计算模块5。

(6)根据上述(5)所述的辅助系统，其特征在于，

所述计算模块5还用于接收无人机上的微型计算机系统传递出的理论速度信息；

优选地，所述理论速度包括无人机动力系统提供的加速度信息。

(7)根据上述(5)-(6)之一所述的辅助系统，其特征在于，

所述计算模块5用于根据接收到的信息计算获得无人机下一时刻的理论速度，

当所述高度差为10米以上，且所述实际速度与理论速度相差0.5m/s以上时，下一时刻的理论速度增大，当所述高度差为10米以上，且所述实际速度与理论速度相差0.5m/s以下时，下一时刻的理论速度减小，以使得无人机平稳着舰。

(8)一种无人机自主高速着舰的方法，其特征在于，

该方法是采用如上述(1)至(7)之一所述的辅助系统进行的。

(9)根据上述(8)所述的方法，其特征在于，

该方法包括以下步骤：

步骤1)：无人机上的微型计算机系统向无人机自主高速着舰辅助系统传递着舰信号；

步骤2)：无人机自主高速着舰辅助系统接收到着舰信号后，电流控制部4反接第二电磁体2的电源，使得第二电磁体2与第一电磁体1脱离后快速降落到舰船甲板上并吸附固定在舰船甲板上；

步骤3)：通过计算模块5计算获得下一时刻的理论速度，并据此控制无人机；

步骤4)：当所述无人机着舰后，第一电磁体1与第二电磁体2重新将所述弹性装置3压迫到极限位置时，所述弹性装置上的可通电导线通电，使得弹性装置成为通电的电磁铁，进而将无人机固定吸附在舰船甲板上

本实用新型所具有的有益效果包括：

(1)该辅助系统结构简单，使用方便，具有良好的可靠性，能够在光线强烈和海况较差的情况下；

(2)该辅助系统吸附在无人机的起落架上，不需要改变舰船和无人机的外观；

(3)该辅助系统包括控制模块，减少在着舰时对无人机上的微型计算机系统的依赖；

(4)能够应用在3～6级海风、浪高0～3米的海况下；

(5)该辅助系统能够使得无人机在较高的飞行速度下快速着舰，并且提高了着舰后的安全性，能够防止无人机倾倒。

附图说明

图1示出根据本实用新型一种优选实施方式的无人机自主高速着舰辅助系统的结构示意图；

图2示出根据本实用新型一种优选实施方式的无人机自主高速着舰辅助系统的弹性装置的伸展状态结构示意图；

图3示出根据本实用新型一种优选实施方式的无人机自主高速着舰辅助系统的弹性装置的压缩状态结构示意图。

附图标号说明：

1-第一电磁体

2-第二电磁体

3-弹性装置

4-电流控制部

5-计算模块

6-测量模块

61-速度感应部

62-第一气压高度计

63-第二气压高度计

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本实用新型进一步详细说明。通过这些说明，本实用新型的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本实用新型提供的一种无人机自主高速着舰辅助系统，如图1中所示，该辅助系统包括第一电磁体1、第二电磁体2和夹在第一电磁体1、第二电磁体2之间的弹性装置3，其中，所述第一电磁体1固定在无人机底部或无人机的起落架上，所述第二电磁体2与第一电磁体1彼此相互吸引，并压缩所述弹性装置3；本实用新型中还任选地可以在所述第一磁体和第二磁体之间设置有辅助固定的挂钩，用于连接固定两个磁体，从而使得两个磁体之间的固定更为紧密，当第二磁体需要降落时，所述挂钩打开，不会妨碍所述第二磁体下落；本实用新型中优选地，所述第一磁体包括电磁铁或者强磁铁，所述第二磁体包括电磁铁。

优选地，所述第一电磁体1或者所述第二电磁体2上的电流方向是可变的，优选地所述第二电磁体2上磁场的方向是随着电流方向改变而改变的。

在一个优选的实施方式中，如图2和图3中所示，所述无人机自主高速着舰辅助系统在所述第二电磁体2距离甲板垂直高度小于所述弹性装置自然长度时启动工作。即所述弹性装置一直能够为无人机提供向上的促使其减速的作用力。

在一个优选的实施方式中，所述无人机自主高速着舰辅助系统包括电流控制部4，其用于在所述无人机自主高速着舰辅助系统启动工作后，改变所述第一电磁体1或所述第二电磁体2上的电流方向，优选地为第二电磁铁2，使得所述第一电磁体1与第二电磁体2之间磁性相同，从而相互排斥，进而使得第二电磁体2快速着舰并为所述无人机提供向上的斥力。

在一个优选的实施方式中，所述弹性装置3包括弹簧，所述弹簧是由质形变能力强的金属材料制作，并且优选地，该弹簧在竖直方向上变形能力较强，但在水平方向上难以变形，从而起到对无人机的横向牵制作用。

由于舰船甲板是不稳定平台，无人机为提高着舰安全性一般会对机身整体进行加固处理，加固处理后无人机整体会增重1吨左右，所以触舰时刻的冲击力会高达上万牛，根据弹性装置3的拉伸压缩机构特点，弹性装置3可以最大限度缓冲掉这部分增加的触舰冲击力，提高着舰稳定性和安全性。

在一个优选的实施方式中，所述辅助系统各个部件外层均涂覆抗氧化防腐蚀材料。

在一个优选的实施方式中，所述弹性装置3包括可通电导线，可通电导线使得当所述弹性装置被压缩到极致时，所述弹性装置成为可通电的电磁铁，进而将无人机吸附在舰船甲板上。

在一个优选的实施方式中，如图1中所示，所述无人机自主高速着舰辅助系统还包括计算模块5和测量模块6，

其中，测量模块6包括设置在第一电磁体1上的速度感应部61，所述速度感应部优选地为速度传感器，其用于感测其自身的实际速度信息，并将该信息传递至计算模块5，本实用新型中所述的实际速度是指该物体相对于地面坐标系的实际运行速度，一般由其上承载的其他速度测量设备获得。

所述测量模块6还包括设置在述第一电磁体1上的第一气压高度计62和设置在第二电磁体2上的第二气压高度计63，所述第一气压高度计62和第二气压高度计63用于在无人机着舰时实时测量无人机与舰体甲板之间的高度差，并将测得的高度差信息传递至所述计算模块5。

在一个优选的实施方式中，所述计算模块5还用于接收无人机上的微型计算机系统传递出的理论速度信息；优选地，所述理论速度包括无人机动力系统提供的加速度信息，所述理论速度是指无人机在没有其他外力作用下，依靠其自身的动力所能达到的速度和加速度等相关数值。所述微型计算机系统是无人机上的核心控制单元，其能够控制无人机的运动。

在一个优选的实施方式中，所述计算模块5用于根据接收到的信息计算获得无人机下一时刻的理论速度，并根据该理论速度在下一时刻对无人机进行控制，

当所述高度差为10米以上，且所述实际速度与理论速度相差0.5m/s以上时，下一时刻的理论速度增大，当所述高度差为10米以上，且所述实际速度与理论速度相差0.5m/s以下时，下一时刻的理论速度减小，以使得无人机平稳着舰。

进一步优选地，所述计算模块5通过比较当前实际速度和理论速度能够推知当前收到的外力(斥力、弹力等)大小，进而能够预知如果不改变理论速度，下一时刻无人机的实际速度会如何变化，而为了使得无人机平稳着舰，适当调整无人机自身的动力，即调整其理论速度，即可使得无人机以相对均匀的速度着舰，具体来说，所述平稳着舰是指按照固定的、较小的加速度运动，最终稳定地降落到舰板上的过程。

本实用新型中将无人机着舰的过程分为多个时刻，每个时刻间隔0.5s，即在1s内测量两次无人机的速度，使得对无人机速度的调整更为及时、准确。

在一个优选的实施方式中，该辅助系统还包括数据传输模块；所述数据传输模块可以通过有线的方式进行传输，也可以通过无线的方式进行数据传输；当以有线的方式进行传输时，其可以缠绕在弹性装置3上，用于将第二气压高度计和角速度传感器的测量结果传递至计算模块。

根据本实用新型提供的一种无人机自主高速着舰的方法，其特征在于，该方法是采用如上文所述的辅助系统进行的。

具体来说，该方法包括以下步骤：

步骤1)：无人机上的微型计算机系统向无人机自主高速着舰辅助系统传递着舰信号；

步骤2)：无人机自主高速着舰辅助系统接收到着舰信号后，电流控制部4反接第二电磁体2的电源，使得第二电磁体2与第一电磁体1脱离后快速降落到舰船甲板上并吸附固定在舰船甲板上；

步骤3)：通过计算模块5计算获得下一时刻的理论速度，并据此控制无人机；

步骤4)：当所述无人机着舰后，第一电磁体1与第二电磁体2重新将所述弹性装置3压迫到极限位置时，所述弹性装置上的可通电导线通电，使得弹性装置成为通电的电磁铁，进而将无人机固定吸附在舰船甲板上。

随着无人机的降落，弹性装置3被压缩，两个电磁体越来越近，为无人机提供的向上的支撑力越来越大，即外力提供给我人机的用以减速的加速度越来越大，并且在计算模块的控制下，无人机自身的动力也在逐步调整，最终使得无人机平稳地降落在舰船甲板上，从而完成无人机的快速着舰作业。

以上结合了优选的实施方式对本实用新型进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本实用新型进行多种替换和改进，这些均落入本实用新型的保护范围内。