CN108535742B - 一种基于定点识别的模型火箭装置及定点识别方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于定点识别的模型火箭装置及定点识别方法，模型火箭装置包括火箭头部，火箭头部下方固定安装有箭体，火箭头部和箭体均固定安装有碳棒，碳棒与层板固定连接，箭体下方固定安装有推进装置连接端，箭体两侧设有燃料推进装置，推进装置连接端与燃料推进装置固定连接，箭体与火箭头部之间还固定安装有定位回收装置，定位回收装置内部固定安装有单片机、GY‑953模块，定位回收装置上部固定安装有GPS模块，单片机连接GY‑953模块和GPS模块。本发明当箭体降落时，箭体内部的降落伞弹射将火箭头部降落，通过定位回收装置内部安装的单片机获取目标点的经纬度等信息，控制火箭头部实现定点返回至目标点。

Description

一种基于定点识别的模型火箭装置及定点识别方法
技术领域
本发明属于航空器材模型技术领域，尤其是涉及一种基于定点识别的模型火箭装置及定点识别方法。
背景技术
随着科技的进步，人类航天技术的蓬勃发展，运载火箭成为人类进行卫星发射、载人航天的主要工具，同时也成为世界各航天国家必修研究的共同课题，其中火箭助推器安全有效的回收是保护人类安全以及节省航天成本的重要问题。
就目前火箭发射情况来看，运载火箭都是一次性使用的，长久以来航天发射成本居高不下，发送质量1kg物质上天的成本约为1-2万美元，大大影响了人类开发太空的规模和效益。比如，作为目前世界上最便宜的猎鹰-9火箭总造价约为5000多万美元，而其推进剂的成本只有20万美元。因此，如能够回收火箭，经过简单维修后再重复使用，则可以极大降低发射成本，达到节约能源的目的。经过查找资料，美国一家叫Space-X的公司自设计之初就一直在研究如何回收以及重复使用猎鹰-9火箭的有关技术，如果能做到回收并可低成本重复使用猎鹰-9火箭的第一级，可降低火箭成本80％，如果能成功回收火箭二三级，可降低火箭成本达99％。最重要的是回收火箭还能保障地面人员和财产的安全，避免火箭残骸落入民居损坏财物甚至伤人。近年来由于我国航天事业迅猛发展，航天器每年发射的次数迅速增加。这种数量的增多必然使不安全事故的概率增加，同时导致每年用于火箭残骸回收的耗费急剧增加。另外，我国所掌握的航天器回收技术处于世界较为先进的水平，但是我国对火箭助推器回收方面的研究比较少，因此，对火箭助推器进行回收是非常必要的，是适合我国国情的，我国也完全有能力对火箭助推器进行回收。综上根据实际应用情况，可以归纳火箭助推器回收的目的是在于：一、保护群众的人身及财产安全；二、对发射后的助推器进行检查和测试，验证和评估助推器的设计；三、持续地对每次回收后的助推器主要部件进行监测，以减小生产过程中可能出现的偏差；四、摸索运载火箭大型部件回收技术，探索重复使用、降低成本的可能性。
发明内容
有鉴于此，本发明旨在提出一种基于定点识别的模型火箭装置，以解决上述背景技术中提出的问题。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种基于定点识别的模型火箭装置，所述火箭头部下方固定安装有箭体，所述火箭头部和箭体均固定安装有碳棒，所述碳棒与层板固定连接，所述箭体下方固定安装有推进装置连接端，所述箭体两侧设有燃料推进装置，所述推进装置连接端与燃料推进装置固定连接，所述箭体与火箭头部之间还固定安装有定位回收装置，所述定位回收装置内部固定安装有单片机、GY-953模块，所述定位回收装置上部固定安装有GPS模块，所述单片机连接GY-953模块和GPS模块。
进一步的，所述箭体内部安装有降落伞。
进一步的，所述箭体下方还连接燃料仓。
进一步的，所述定位回收装置箭体底部还连接超声波模块，所述超声波模块连接单片机。
进一步的，所述箭体内侧还设有震动传感器，所述震动传感器连接单片机。
进一步的，所述定位回收装置内还设有空心杯电机及螺旋桨、空心杯电机驱动电路以及2000mA锂电池，所述单片机通过空心杯驱动电路驱动空心杯电机工作。
相对于现有技术，本发明所述的一种基于定点识别的火箭燃料仓回收装置具有以下优势：
(1)本发明当箭体降落时，箭体内部的降落伞弹射将火箭头部降落，通过定位回收装置内部安装的单片机获取目标点的经纬度等信息，控制火箭头部实现定点返回至目标点；本发明结构简单，成本低；
(2)本发明利用超声波模块和震动传感器相配合，相互消除误差，保证在火箭头部落地时使电机停止工作，减小火箭头部触碰到地面时横向冲量对舱体的破坏；
(3)本发明将动力设置在火箭头部内部，减少返回地面对系统尤其是动力系统产生的损害。
本发明的另一目的在于提出一种定点识别方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
利用上述模型火箭装置进行定点识别的方法具体包括如下步骤：
(1)开启单片机，获取目标点的经纬度信息，保存到EEPROM中；
(2)将模型火箭装置移动至发射点发射，单片机控制舵机在火药燃尽后实现分离，箭体与火箭头部分离并开伞、火箭头部弹出并开伞，GPS模块开始工作；
(3)火箭头部根据GPS数据获取与目标点的相对位置、根据GY953获取自身姿态和维持自身平衡，并根据相对位置和自身姿态进行闭环控制电机转动，最终导航至目标点。
进一步的，所述方法还包括，在落地之前，利用超声波模块测量火箭头部与地面距离，当火箭头部与顶门的垂直高度小于1.5米时停止控制，以减小火箭头部触碰到地面时横向冲量对舱体的破坏。
进一步的，所述方法还包括，利用震动传感器保证在火箭头部落地时电机停止工作。
本发明所述的定点识别方法与上述一种基于定点识别的模型火箭装置的有益效果相同，在此不再赘述。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施例所述的火箭的结构示意图；
图2为本发明实施例所述的定位回收装置的结构示意图；
图3为本发明实施例所述的火箭头部的结构示意图；
图4为本发明实施例所述的箭体的结构示意图；
图5a单片机控制电路图；
图5b舵机控制电路图；
图5c单片机电源供电电路图；
图6为本发明实施例所述的GY-953的电路图。
附图标记说明：
1-火箭头部；2-箭体；3-碳棒；4-层板；5-推进装置连接端；6-定位回收装置；7-燃料推进装置；8-GPS模块；9-GY-953模块。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
如图1-6所示，本发明提供一种基于定点识别的模型火箭装置，包括火箭头部1，所述火箭头部1下方固定安装有箭体2，所述火箭头部1和箭体2均固定安装有碳棒3，所述碳棒3与层板4固定连接，所述箭体2下方固定安装有推进装置连接端5，所述箭体2两侧设有燃料推进装置7，所述推进装置连接端与燃料推进装置7固定连接，所述箭体2与火箭头部1之间还固定安装有定位回收装置6，所述定位回收装置6内部固定安装有单片机、GY-953模块9，所述定位回收装置6上部固定安装有GPS模块8，所述单片机连接GY-9539模块和GPS模块8。
所述箭体2内部安装有降落伞。
所述箭体2下方还连接燃料仓。
所述定位回收装置7箭体底部还连接超声波模块，所述超声波模块连接单片机。
所述箭体2内侧还设有震动传感器，所述震动传感器连接单片机。
所述定位回收装置7内还设有空心杯电机及螺旋桨、空心杯电机驱动电路以及2000mA锂电池，所述单片机通过空心杯驱动电路驱动空心杯电机工作。
工作原理：打开装置电源，激活该装置，待GPS模块8完成校准定位后，输入装置的预定返回地点坐标，随后将装置连接合适尺寸降落伞，从距离地面50至150米的空中释放(或使用C6-0固体火箭发动机将装置发射升空)，装置在空中会自动进行定位导航，最终返回预定地点。随后开启单片机，获取目标点的经纬度等信息，数据保存到EEPROM中以防中途断电数据丢失，单片机根据当地磁偏角自行校正GY-953模块。将火箭移动至发射点发射，由单片机控制舵机在火药燃尽后实现分离，箭体2与火箭头部1分离并开伞、火箭头部1弹出并开伞，导航机构开始工作。火箭头部1根据GPS数据获取与目标点的相对位置、根据GY-953模块9获取自身姿态和维持自身平衡，以根据相对位置和自身姿态进行闭环控制四个电机转动，最终导航至目标点。在落地之前，超声波模块测量与地面的距离，当火箭头部与地面的垂直高度小于1.5米时停止控制，以减小火箭头部1触碰到地面时横向冲量对舱体的破坏；此外震动传感器也可以保证在火箭头部1落地时使电机停止工作；此外，高空震动由超声波测距的否定判断来规避错误。
工作过程中，单片机根据GPS模块采集的目标点与发射点的经纬度信息，得到地面两点间的距离，
(1)设地面两点A和B的经纬度坐标分别为(Aj,Aw)和(Bj,Bw),地球半径R取平均值6371km。
(2)建立三维直角坐标系：
地球球心为原点O，地轴为Z轴，北极方向为Z轴正方向，赤道平面为X轴和Y轴所在平面，在该平面上地心到零度经线的方向为X轴正方向，根据右手定则确定Y轴正方向。设点A的三维坐标为(Ax,Ay,Az)，点B的三维坐标为(Bx,By,Bz)。
(3)A、B、O三点所在平面与地球相交形成一个半径为R的圆，求AB间的地面距离就是求该圆上圆弧AB的长度。可由弧长等于半径乘以圆心角公式求得。
由于R是确定的，只要获得OA与OB的夹角θ就可以获得弧AB的长度。弧AB＝R*θ。角θ可通过向量公式求得：向量OA*向量OB＝|OA||OB|cosθ。
则cosθ＝向量OA*向量OB/|OA||OB|＝(Ax*Bx+Ay*By+Az*Bz)/R*R。
(4)用经纬度坐标表示三维直角坐标：
Ax＝R*cosAw*cosAj；Ay＝R*cosAw*sinAj；Az＝R*sinAw；
Bx＝R*cosBw*cosBj；By＝R*cosBw*sinBj；Bz＝R*sinBw；
代入可得
cosθ＝cosAw*cosAj*cosBw*cosBj+cosAw*sinAj*cosBw*sinBj+sinAw*sinBw
＝cosAw*cosBw(cosAj*cosBj+sinAj*sinBj)+sinAw*sinBw
＝cosAw*cosBw*cos(Aj-Bj)+sinAw*sinBw
θ＝arccos[cosAw*cosBw*cos(Aj-Bj)+sinAw*sinBw]。
(5)综上可得根据经纬度计算两点间距离的公式：
弧AB＝R*arccos[cosAw*cosBw*cos(Aj-Bj)+sinAw*sinBw]。
根据两点距离给定用于控制电机的PWM波占空比，其成比例，比例经实验测定选取为0.04；结合自身磁偏角可得自身需应驱动方向，其中给定pwm波占空比为θ/360*temp/0.04。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种利用基于定点识别的模型火箭装置进行定点识别的方法，其特征在于：
一种基于定点识别的模型火箭装置，包括火箭头部，所述火箭头部下方固定安装有箭体，所述火箭头部和箭体均固定安装有碳棒，所述碳棒与层板固定连接，所述箭体下方固定安装有推进装置连接端，所述箭体两侧设有燃料推进装置，所述推进装置连接端与燃料推进装置固定连接，所述箭体与火箭头部之间还固定安装有定位回收装置，所述定位回收装置内部固定安装有单片机、GY-953模块，所述定位回收装置上部固定安装有GPS模块，所述单片机连接GY-953模块和GPS模块；所述箭体内部安装有降落伞；所述箭体下方还连接燃料仓；所述定位回收装置箭体底部还连接超声波模块，所述超声波模块连接单片机；所述箭体内侧还设有震动传感器，所述震动传感器连接单片机；所述定位回收装置内还设有空心杯电机及螺旋桨、空心杯电机驱动电路以及2000mA锂电池，所述单片机通过空心杯驱动电路驱动空心杯电机工作；
所述方法具体包括如下步骤：
(1)开启单片机，获取目标点的经纬度信息，保存到EEPROM中；
(2)将模型火箭装置移动至发射点发射，单片机控制舵机在火药燃尽后实现分离，箭体与火箭头部分离并开伞、火箭头部弹出并开伞，GPS模块开始工作；
(3)火箭头部根据GPS数据获取与目标点的相对位置、根据GY953获取自身姿态和维持自身平衡，并根据相对位置和自身姿态进行闭环控制电机转动，最终导航至目标点。
2.根据权利要求1所述的定点识别的方法，其特征在于：所述方法还包括，在落地之前，利用超声波模块测量火箭头部与地面距离，当火箭头部与顶门的垂直高度小于1.5米时停止控制，以减小火箭头部触碰到地面时横向冲量对舱体的破坏。
3.根据权利要求1所述的定点识别的方法，其特征在于：所述方法还包括，利用震动传感器保证在火箭头部落地时电机停止工作。
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