CN111984035A - 一种精确空投系统 - Google Patents

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Abstract

一种精确空投系统，包括任务规划模块、天气信息模块，翼伞模块、组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块、遥控遥测模块和地面站模块。任务规划模块利用任务信息和天气信息模块提供的信息，对降落伞的下降过程规划航迹点，计算合理的空投释放区域。组合导航模块采取GNSS/INS/激光雷达组合导航得到系统位置和姿态信息，飞行控制模块通过姿态控制模块操纵翼伞双侧后缘，全程自主按预定航迹飞行，实现高精度雀降着陆，遥控遥测模块完成全程对精确空投系统遥测通讯和控制。本发明的精确空投系统可实现三无条件（无地面引导、无地面操控、无气象资料）下从全高度投放、精确着陆。

Description

一种精确空投系统
技术领域
本发明涉及一种精确空投系统，适用于将物资或人员等精确地投送到指定地点的工程应用技术研究和实现。
背景技术
传统空投采用无控制圆形伞系统，投放后，无法对其气动外形产生改变进行操纵。由于受到风场影响导致散布面很大，导致空投着陆精度低，空投物资的落地点散布较大且传统空投无雀降功能，着陆速度大，易使空投物资损毁。
传统空投系统的缺点主要包括：（1）系统无控制能力；（2）空投任务无规划，在恶劣环境下的着陆精度差；（2）无全程自主飞行能力。（3）无雀降功能，空投物资损毁易损毁。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种精确空投系统，任务管理模块根据天气信息模块提供的天气信息，综合考虑载机及投放高度等各种因素进行规划，采取分段归航的方式，在采用惯性+GNSS+激光雷达的组合导航模块、飞行控制模块的控制下，姿态控制模块驱动伺服机构对翼伞模块进行操控，实现全程自主按预定任务飞行，逆风着陆并完成雀降，在货台模块的缓冲和保护下安全着陆，着陆脱离锁模块完成物伞脱离。遥控遥测模块实现全程遥控功能并在落地后实现自身位置信息发送并实现声光位置提示。
本发明的技术解决方案是：一种精确空投系统，包括任务规划模块、天气信息模块，翼伞模块、组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块、遥控遥测模块、地面站模块；
天气信息模块在空投前通过释放探空仪探测区间场或从气象部门获取空投区域大气密度、温度、湿度、层风等气象信息；
任务规划模块利用飞机导航信息和天气信息模块获取的气象信息，综合考虑飞机的飞行状态、载荷重量、投放方式、载荷在飞机上的位置、缓冲装置的类型、货物投放的高度、降落伞类型等各种因素，对降落伞的下降过程建立模型，预测可能的下降轨迹，采用分段归航的方式规划并使用Dijkstra最短路径规划出航迹点并进行平滑。计算合理的空投释放点或者释放区域，保证系统在无地面引导的情况下进行投放。任务规划模块任务规划分为预先航迹规划、在线实时航迹规划。
翼伞模块由稳定伞单元和翼伞单元组成。稳定伞单元稳定精确空投系统在空中的姿态，降低系统速度，同时作为翼伞的引导伞提起并打开翼伞包，拉出、拉直翼伞。翼伞单元为椭圆形冲压翼伞，由伞衣、伞绳系统、操纵绳、收口滑布和U形环组成，用于系统的可控下降和着陆，如投送重量过大，则翼伞模块还需要配备开伞伞，这种情况下还可以采取双伞模式，即翼伞加圆伞模式。稳定伞系统保证系统顺利出舱，并稳定系统在空中的姿态，降低系统速度，为翼伞开伞创造有利条件。翼伞具有滑翔特性和可操控性，实现空投系统的偱迹飞行。
翼伞模块的开伞方式飞为高投高开，高投低开两种，高投高开是指高高度投放，高高度开伞，高投低开是指高高度投放，低高度开伞。翼伞模块的开伞方式分为强制开伞和人工开伞。
翼伞模块通过伞绳连接组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块，当到达初始投放区域时，精确空投系统脱离载体按照任务规划模块规划出的航迹点飞行；
组合导航模块采用GNSS（北斗/GPS/GLONASS/GPS）/INS(惯性导航)/激光雷达，其中INS采用IMU/GNSS组合，一方面IMU/GNSS组合取得系统的精确位置，另一方面IMU可以取得伞具的实时姿态，在着陆段，采用GNSS（北斗/GPS/GLONASS/GPS）/INS(惯性导航)/激光雷达组合的方式，除了IMU/GNSS组合导航外，辅以激光雷达得到的图像信息和测距信息，能够精确的得到着陆段的位置、姿态和高度信息，然后通过姿态控制模块实时调整姿态电机经执行机构控制制导伞具飞到预定点并在规定高度完成雀降着陆。
飞行控制模块实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据,经计算处理,输出控制指令给姿态控制模块,实现对精确空投系统中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制;同时将精确空投系统的状态数据及电机、电源系统、任务设备的工作状态参数实时传送给遥控遥测模块并实时下传到地面站。
组合导航模块和飞行控制模块工作程序如下：
1、系统空投前，系统部分上电，与任务规划模块完成任务装订和参数加载，组合导航模块完成初始对准；
2、空投系统离机后，组合导航模块和飞行控制模块完全上电；
3、组合导航模块快速锁定卫星信号，输出导航数据与惯导组合，组合导航信息送入飞行控制模块中，飞行控制模块根据预定的航迹信息控制翼伞偱迹飞行；
4、飞行控制模块将当前位置、速度、高度、加速度、姿态等重要数据通过遥控遥测模块下传，地面站模块显示精确空投系统的状态及航迹；
5、在预定高度,启动着陆程序；
6、地面站模块根据精确空投系统的状态，必要时实施人工干预；
7、系统着陆。
飞行控制模块控制系统采用分段归航的方式完成预定任务。分段归航包括目标接近段、高度控制段、着陆段。
（1）目标接近段：空投系统离机，引导伞打开，拉出稳定伞，使空投系统减速，姿态稳定；拉出翼伞，直至翼伞开伞完成；翼伞完全展开后，进入稳定滑翔状态，然后向预定着陆点飞行；
（2）高度控制段：翼伞完全展开，进入稳定滑翔状态。利用翼伞良好的滑翔性和可操纵性，在飞行控制模块的操控下，飞行至预定地域上空，进入盘旋削高阶段，高度控制段进行能量消耗的方式有两种，一种为圆形盘旋降高度，一种为8字形盘旋降高度。
（3）着陆段：系统的高度降低至预定高度（约10-100m）时，启动着陆流程，系统安全着陆。精确空投系统在着陆段具有逆风对准功能，即在着陆段向目标点飞行时的飞行方向具备调整为迎风方向的功能。
目标接近段期间直至翼伞开伞完成之前，全系统工作但姿态控制模块不动作。如果没有接受卫星导航信号，系统出舱后采取固定半径自由滑翔直至接收到卫星信号组合导航模块正常工作时飞行控制模块才进行工作。
目标接近段中精确空投系统离开载机的方式为导轨滑出、人工投放两种方式。从系统离开载机，翼伞完全展开点到高度控制段起始点，系统做滑翔运动。飞行控制模块控制精确空投系统按预定航迹飞行；
进入高度控制段之前，如果精确空投系统离地高度不足，则精确空投系统直接进入着陆段；如果精确空投系统高度大于盘旋高度，则精确空投系统进入高度控制段；
高度控制段指进入点位置到离开点位置，飞行控制模块控制精确空投系统沿控制圆或者控制8字飞行。飞行控制模块控制翼伞模块位置在控制圆范围外， r<R，r为翼伞模块位置到目标点的距离，R为控制圆半径,R值在根据投送重量不同，其值在50-400米之间；
当系统距离地面高度低于控制圆形半径/水平速度*垂直速度时，精确空投系统直接进入着陆段；飞行控制系统操纵翼伞在逆风的角度转向目标点，
飞行控制模块操纵翼伞在着陆段转向目标点时，当达到雀降高度H时，导航控制模块发出控制指令操纵翼伞模块双侧后缘快速下拉作为称之为雀降，雀降高度H根据物资重量和翼伞模块不同其值在10-100米之间，着陆脱离锁模块在系统着陆瞬间将回收伞与空投系统分离，以避免回收伞在地面拖曳空投系统造成系统和物资损伤。
姿态控制模块包括左电机、右电机和操纵绳，所述左电机和右电机分别通过绞盘与所述操纵绳相连，所述操纵绳一端固定在绞盘上，另一端与所述翼伞的后缘相连，用于对翼伞的后缘进行操控；
货台模块包括货台单元和系留吊挂单元，货台单元用于放置空投物资，以及减少系统着陆冲击载荷；系留吊挂单元用于空投物资在所述货台单元上的系留和快速解脱，以及与其它部件之间的承力连接和系统的起吊转移；
着陆脱离锁模块包括锁体、拉杆、活动头、储能弹簧、摇臂、转轴、锁轴、火工品和滑块,拉杆的一端与锁体铰接,拉杆与锁体之间设有扭簧,拉杆的另一端通过转轴与摇臂的一端铰接,锁体内横向设有槽孔,槽孔内依次设有锁轴和滑块,储能弹簧套装于锁轴上,储能弹簧的两端分别与槽孔的底端和锁轴接触,活动头与锁体铰接,锁轴从槽孔的底端穿出,与活动头卡接,活动头的另一端与摇臂的另一端卡接,滑块通过剪切销固设于槽孔内,槽孔的一侧设有火工品,剪切销设置于火工品的一侧；着陆脱离锁模块用于系统着陆瞬间物伞平稳分离,装备安全着陆，实现所述空投系统的顺利着陆和所述翼伞模块的回收；
遥控遥测模块包括遥测单元和遥控单元，遥测单元用于实时采集飞行状态数据、航迹数据及机载设备的工作状态数据，遥控单元根据遥控指令实时遥控精确空投系统的飞行状态，实现全程遥控、监测功能，落地后实现自身位置信息发送并实现声光位置提示；
地面站模块包括显示单元、无线数据收发单元和存储单元；显示单元用于实时显示遥测信息、任务航迹信息、指令信息和参数修正信息，无线数据收发单元用于地面站模块与遥控遥测模块进行无线数据传输，存储单元用于存储数据。
精确空投系统具有手动和自动和无线电自寻的三种模式。系统可在三种模式中自由切换。
本发明与现有技术相比的优点在于：
（1）本发明克服了传统空投投放后，无法对其气动外形产生改变进行操纵。由于受到风场影响导致散步面很大，导致空投着陆精度低，空投物资的落地点散布较大且传统空投无雀降功能，着陆速度大，易使空投物资损毁。系统全程自主循迹飞行，具有自主雀降功能，大大降低着陆速度，极大提高了空投精度并在落地后实现自身位置信息发送和声光报警；
（2）本发明中的精确空投系统具有预先和实时任务规划能力，任务灵活；
（3）本发明中的精确空投系统具备手动和自动和无线电自寻的三种模式，可实现三种模式随意切换；
（4）本发明中的精确空投系统货台模块和货物之间具有纸蜂窝或其他缓冲方式用于保护物资不被摔坏；
（5）本发明中的精确空投系统着陆后着陆脱离锁模块在系统着陆瞬间将回收伞与空投系统分离，以避免回收伞在地面拖曳空投系统造成系统和物资损伤。
附图说明
图1 本发明的分段归航示意图；
图2 本发明的翼伞航迹平滑图。
图3 本发明的双伞模式图；
图4 本发明的系统流程图
图5 圆形消高方式图；
图6 8字消高方式图图；
图7 目标接近段位置控制图；
图8 高度控制段位置控制图；
图9 为程序框图。
图中，1-目标接近段、2-高度控制段、3-着陆段 4-进入点、5-离开点。
具体实施方式
一种精确空投系统，包括任务规划模块、天气信息模块，翼伞模块、组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块、遥控遥测模块、地面站模块。
天气信息模块在空投前通过释放探空仪探测区间场或从气象部门获取空投区域大气密度、温度、湿度、层风等气象信息；
任务规划模块利用预先的任务信息和天气信息模块获取的气象信息，采用分段归航的方式规划航迹点，如图1所示，包括目标接近段1、高度控制段2、着陆段3 、进入点4、离开点5，然后采用Dijkstra最短路径规划出航迹点并进行平滑。所述的平滑算法为：
如图2所示，假设根据上述算法搜索的最短航迹航路点由
Figure 202145DEST_PATH_IMAGE001
，
Figure 932335DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 712072DEST_PATH_IMAGE003
三点构成，并定 义单位向量
Figure 107281DEST_PATH_IMAGE004
及
Figure 983970DEST_PATH_IMAGE005
则
Figure 806433DEST_PATH_IMAGE006
两向量间的夹角为
Figure 73466DEST_PATH_IMAGE007
并且角平分线与
Figure 85415DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure 754294DEST_PATH_IMAGE009
相切圆有两个交点，设
Figure 747658DEST_PATH_IMAGE010
为靠近
Figure 564304DEST_PATH_IMAGE011
的交点。
令
Figure 301316DEST_PATH_IMAGE012
根据几何关系可求得：
Figure 824701DEST_PATH_IMAGE013
式中r为翼伞的最小转弯半径。
设
Figure 88103DEST_PATH_IMAGE014
表示
Figure 329728DEST_PATH_IMAGE015
参数化后的点：
Figure 604852DEST_PATH_IMAGE016
式中参数
Figure 248323DEST_PATH_IMAGE017
。显然
Figure 645806DEST_PATH_IMAGE018
。根据需要选择不同的参数，就可 以得到不同的平滑结果。
翼伞模块由稳定伞和翼伞组成。如投送重量过大，这种情况下采取双伞模式，即翼伞加圆伞模式，如图3所示，首先系统离机，翼伞张开并 滑行、到达着陆点上空后翼伞失效，圆伞打开并缓降、最后到达着陆点。
翼伞模块通过伞绳连接组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块。运输机开始投送前，导航控制模块上电，准备投放。当到达初始投放区域，空投系统出舱后，翼伞模块被强制拉开开伞拉绳并打开引导伞封包片，引导伞充气张满，此时稳定伞连接带被拉直，稳定伞伞包被打开，拉出稳定伞，然后稳定伞充气、张满，对空投系统实施稳定减速。稳定伞提起并打开翼伞包，拉出翼伞，翼伞充气、张满，进入稳定滑翔状态。此时电机在导航控制模块指令下开始动作，导航控制模块根据任务信息里的航迹点信息，对翼伞进行操纵，按预定航迹点循迹飞行。精确空投系统脱离载体按照任务规划模块规划出的航迹点飞行；
组合导航模块采用GNSS（北斗/GPS/GLONASS/GPS）/INS(惯性导航)/激光雷达，其中INS采用IMU/GNSS组合，一方面IMU/GNSS组合取得系统的精确位置，另一方面IMU可以取得伞具的实时姿态，在着陆段，采用GNSS（北斗/GPS/GLONASS/GPS）/INS(惯性导航)/激光雷达组合的方式，除了IMU/GNSS组合导航外，辅以激光雷达得到的图像信息和测距信息，能够精确的得到着陆段的位置、姿态和高度信息，然后通过姿态控制模块实时调整姿态电机经执行机构控制制导伞具飞到预定点并在规定高度完成雀降着陆。
GNSS（北斗/GPS/GLONASS/GPS）/INS(惯性导航)/激光雷达采用卡尔曼滤波算法，具体步骤如下：
1、首先初始化状态参数：
Figure 374728DEST_PATH_IMAGE019
2、初始化滤波器参数：
Figure 453542DEST_PATH_IMAGE020
3、时间更新过程：
Figure 951519DEST_PATH_IMAGE021
其中，
Figure 270636DEST_PATH_IMAGE022
是离散化后的系统矩阵。
4、计算确定性采样点
Figure 221275DEST_PATH_IMAGE024
式中，
Figure 103780DEST_PATH_IMAGE025
是
Figure 784160DEST_PATH_IMAGE026
对应的列向量。
5、观测更新过程：
Figure 726709DEST_PATH_IMAGE027
上式中使用的是最后一个过程点中的确定性采样点，计算测量的平均值：
Figure 164643DEST_PATH_IMAGE028
计算观测量的协方差：
Figure 585260DEST_PATH_IMAGE029
6、状态量和协方差矩阵更新：
Figure 870879DEST_PATH_IMAGE030
飞行控制模块实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据,经计算处理,输出控制指令给姿态控制模块,实现对精确空投系统中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制;同时将精确空投系统的状态数据及电机、电源、任务设备的工作状态参数实时传送给遥控遥测模块并实时下传到地面站模块。飞行控制模块控制系统采用分段归航的方式完成预定任务。分段归航包括目标接近段、高度控制段、着陆段，系统流程如图4所示。
（1）目标接近段：空投系统离机，引导伞打开，拉出稳定伞，使空投系统减速，姿态稳定；拉出翼伞，直至翼伞开伞完成；翼伞完全展开后，进入稳定滑翔状态，然后向预定着陆点飞行；
（2）高度控制段：翼伞完全展开，进入稳定滑翔状态。利用翼伞良好的滑翔性和可操纵性，在飞行控制模块的操控下，飞行至预定地域上空，进入盘旋削高阶段，高度控制段进行能量消耗的方式有两种，一种为圆形盘旋降高度，一种为8字形盘旋降高度，如图5、图6所示。
（3）着陆段：系统的高度降低至预定高度（约10-100m）时，启动着陆流程，系统安全着陆。精确空投系统在着陆段具有逆风对准功能，即在着陆段向目标点飞行时的飞行方向具备调整为迎风方向的功能。
在目标接近段，如果精确空投系统离地高度不足，则精确空投系统直接进入着陆段；如果精确空投系统高度大于高度控制段的最低盘旋高度，则精确空投系统进入高度控制段；
（1）目标接近段位置控制
目标接近段的位置控制如图7所示，曲线为精确空投系统飞行轨迹，系统到目标点的水平距离为r。在规划轨迹附近设置控制圆R, 系统当前位目标接近阶段位置控制主要循迹飞行，目标接近段的位置控制主要是控制系统当前位置与预定轨迹的位置误差e,若e<vt则不对系统位置进行干预,其中v为精确空投系统空中巡航速度，t为飞行时间，通常t＜=4。
目标接近段一般不对速度进行控制，如果速度方向与规划航迹的误差角
Figure 984329DEST_PATH_IMAGE031
，则 需要对速度方向进行干预。
（2）高度控制段位置控制
高度控制段的位置控制如图8所示，曲线为精确空投系统飞行轨迹，系统到目标点的水平距离为r。在规划轨迹附近设置控制圆R, 系统当前位目系统到目标点的水平距离为r。在规划轨迹附近设置控制圆R, 系统当前位置与预定轨迹的位置误差e=r-R, 若e<vt则不对系统位置进行干预，其中v为精确空投系统空中巡航速度，t为飞行时间，通常t＜=4。
高度控制段一般不对速度进行控制，如果速度方向与规划航迹的误差角
Figure 909559DEST_PATH_IMAGE032
， 则需要对速度方向进行干预。
当系统距离地面高度低于
Figure 196184DEST_PATH_IMAGE033
时，其中R为控制圆形半径，
Figure 257681DEST_PATH_IMAGE034
为水平速度，
Figure 542032DEST_PATH_IMAGE035
为垂直 速度，精确空投系统直接进入着陆段；飞行控制系统操纵翼伞在逆风的角度转向目标点，
飞行控制模块操纵翼伞在着陆段转向目标点时，当达到雀降高度H时，导航控制模块发出控制指令操纵翼伞模块双侧后缘快速下拉完成雀降着陆，雀降高度H根据物资重量和翼伞模块不同其值在10-100米之间，着陆脱离锁模块在系统着陆瞬间将回收伞与空投系统分离，以避免回收伞在地面拖曳空投系统造成系统和物资损伤，系统程序框图如图9所示。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种精确空投系统，其特征在于：包括任务规划模块、天气信息模块，翼伞模块、组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块、遥控遥测模块、地面站模块；
所述任务规划模块利用预先的任务信息和天气信息模块获取的气象信息，采用分段归航的方式规划并使用Dijkstra最短路径规划出航迹点并进行平滑；
所述天气信息模块在空投前通过探空仪，获取空投区域大气密度、温度、湿度、层风等气象信息；
所述翼伞模块包括稳定伞和翼伞，所述稳定伞保证所述精确空投系统顺利出舱，并稳定所述精确空投系统在空中的姿态，降低系统速度，为所述翼伞开伞创造有利条件；所述翼伞具有滑翔特性和可操控性，用于实现所述空投系统的偱迹飞行；所述翼伞模块通过伞绳连接组合导航模块、飞行控制模块、姿态控制模块、货台模块、着陆脱离锁模块，当到达初始投放区域时，所述精确空投系统脱离载体按照所述任务规划模块规划出的航迹点飞行；
所述组合导航模块采用GNSS/INS(惯性导航)/激光雷达GNSS、INS组合导航，在目标接近段和高度控制段，采取GNSS/INS/激光雷达的惯性、卫星加视觉的组合方式，准确的得到所述精确空投系统的位置姿态信息，在着陆段，除上述信息外，利用激光雷达得到的精确高度信息，在预定高度在着陆点上空完成雀降着陆；
所述飞行控制模块实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据,经计算处理,输出控制指令给所述姿态控制模块,实现对精确空投系统中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制;同时将精确空投系统的状态数据及电机、电源系统、任务设备的工作状态参数实时传送给所述遥控遥测模块并实时下传到地面站；
所述姿态控制模块包括左电机、右电机和操纵绳，所述左电机和右电机分别通过绞盘与所述操纵绳相连，所述操纵绳一端固定在绞盘上，另一端与所述翼伞的后缘相连，用于对翼伞的后缘进行操控；
所述货台模块包括货台单元和系留吊挂单元，所述货台单元用于放置空投物资，以及减少系统着陆冲击载荷；所述系留吊挂单元用于空投物资在所述货台单元上的系留和快速解脱，以及与其它部件之间的承力连接和系统的起吊转移；
所述着陆脱离锁模块包括锁体、拉杆、活动头、储能弹簧、摇臂、转轴、锁轴、火工品和滑块,拉杆的一端与锁体铰接,拉杆与锁体之间设有扭簧,拉杆的另一端通过转轴与摇臂的一端铰接,锁体内横向设有槽孔,槽孔内依次设有锁轴和滑块,储能弹簧套装于锁轴上,储能弹簧的两端分别与槽孔的底端和锁轴接触,活动头与锁体铰接,锁轴从槽孔的底端穿出,与活动头卡接,活动头的另一端与摇臂的另一端卡接,滑块通过剪切销固设于槽孔内,槽孔的一侧设有火工品,剪切销设置于火工品的一侧；所述着陆脱离锁模块用于系统着陆瞬间物伞平稳分离,装备安全着陆，实现所述空投系统的顺利着陆和所述翼伞模块的回收；
所述遥控遥测模块包括遥测单元和遥控单元，所述遥测单元用于实时采集飞行状态数据、航迹数据及机载设备的工作状态数据，所述遥控单元根据遥控指令实时遥控精确空投系统的飞行状态；
所述地面站模块包括显示单元、无线数据收发单元和存储单元；所述显示单元用于实时显示遥测信息、任务航迹信息、指令信息和参数修正信息，所述无线数据收发单元用于地面站模块与遥控遥测模块进行无线数据传输，所述存储单元用于存储数据。
2.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述的分段归航包括目标接近段、高度控制段、着陆段；
所述目标接近段包括：空投系统离机，引导伞打开，拉出稳定伞，使空投系统减速，姿态稳定；拉出翼伞，直至翼伞开伞完成；翼伞完全展开后，进入稳定滑翔状态，然后向预定着陆点飞行；
所述高度控制段包括：翼伞完全展开，进入稳定滑翔状态，在飞行控制模块的操控下，飞行至预定地域上空，进入盘旋削高阶段；高度控制段进行能量消耗的方式有两种，一种为圆形盘旋降高度，一种为8字形盘旋降高度；
所述着陆段：空投系统的高度降低至预定高度（约10-100m）时，启动着陆流程，系统安全着陆。
3.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述的路径搜索方法采用dijstra最短路径搜索方法。
4.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述任务规划模块任务规划包括预先航迹规划、在线实时航迹规划，利用预先得到的任务信息和天气信息模块获取的气象信息，规划出航迹点为预先航迹规划；任务执行过程中根据实时得到的任务信息和天气信息模块获取的气象信息，规划出航迹点并通过遥控遥测模块上传到精确空投系统的为在线实时航迹规划，任务规划模块利用预先得到的任务信息计算初始投放区域，当精确空投系统在初始投放区域内投放时，系统在理论上可达到预定地点。
5.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述精确空投系统具备雀降着陆或双伞模式着陆功能，当投送重量过大，所述翼伞模块采取双伞模式即翼伞加圆伞，当达到目标点上空时，打开圆伞同时翼伞失效，精确空投系统在圆伞的作用下缓慢下降直至安全着陆称之为双伞模式着陆。
6.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述飞行控制模块操纵所述翼伞模块在着陆段转向目标点时，当达到雀降高度H时，所述导航控制模块发出控制指令操纵所述翼伞模块双侧后缘快速下拉进行雀降，雀降高度H根据物资重量和所述翼伞模块不同其值在10-100米之间。
7.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述精确空投系统具有手动、自动、无线电自寻的三种模式;
所述手动模式是指精确空投系统按照地面站通过所述遥控遥测模块上传的指令飞行；
所述自动模式是精确空投系统按照任务规划，全程按预定航迹飞行模式；
所述无线电自寻的模式是指系统接受放置在目标位置上的信标发出的信号，以信标位置作为着陆点并自动完成精确着陆的飞行模式；
所述精确空投系统可在上述三种模式中自由切换。
8.根据权利要求1所述的精确空投系统，其特征在于：所述遥控遥测模块实现全程遥控、监测功能并通过所述遥控遥测模块实现对系统的遥控，落地后实现自身位置信息发送并实现声光位置提示。
9.根据权利要求2所述的一种精确空投系统，其特征在于：其所述高度控制段指进入点位置到离开点位置，所述飞行控制模块控制所述翼伞模块位置在控制圆范围内， r<R，r为翼伞模块位置到目标点的距离，R为控制圆半径, R值在50-400米之间；高度控制段消高方式为圆形盘旋降高度或者为8字形盘旋降高度。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113835110A (zh) * 2021-09-29 2021-12-24 黄兵 一种空投辐射探测装置及探测方法
CN114524099A (zh) * 2022-03-15 2022-05-24 南京航空航天大学 一种增强翼伞转向能力的装置、控制方法及翼伞
CN114637032A (zh) * 2022-05-19 2022-06-17 长安大学 一种无人机部署的滑坡灾害监测设备及其自适应固定方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2469680A1 (en) * 2001-12-07 2003-07-03 Atair Aerospace, Inc. Steerable parachute control system and method
CN103176476A (zh) * 2013-03-08 2013-06-26 北京航空航天大学 一种滑翔式无人机自主进场航路规划方法
US20150130188A1 (en) * 2012-07-22 2015-05-14 Leonid Goldstein Airborne wind energy conversion system with ground generator and unorthodox power capture or transfer
CN105892487A (zh) * 2016-04-18 2016-08-24 西安爱生技术集团公司 一种无人机8字形航迹控制方法
CN106005403A (zh) * 2016-05-25 2016-10-12 南京航空航天大学 一种具有雀降功能的翼伞安全着陆系统和方法
CN106843281A (zh) * 2017-03-09 2017-06-13 北京航天控制仪器研究所 一种智能精确空降空投系统
CN106970638A (zh) * 2017-03-09 2017-07-21 北京航天控制仪器研究所 一种精确空投监控分发系统
CN107640322A (zh) * 2017-10-25 2018-01-30 航宇救生装备有限公司 一种着陆脱离锁
CN110654541A (zh) * 2019-10-29 2020-01-07 航宇救生装备有限公司 能精确定点空投的方法及装置

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2469680A1 (en) * 2001-12-07 2003-07-03 Atair Aerospace, Inc. Steerable parachute control system and method
US20150130188A1 (en) * 2012-07-22 2015-05-14 Leonid Goldstein Airborne wind energy conversion system with ground generator and unorthodox power capture or transfer
CN103176476A (zh) * 2013-03-08 2013-06-26 北京航空航天大学 一种滑翔式无人机自主进场航路规划方法
CN105892487A (zh) * 2016-04-18 2016-08-24 西安爱生技术集团公司 一种无人机8字形航迹控制方法
CN106005403A (zh) * 2016-05-25 2016-10-12 南京航空航天大学 一种具有雀降功能的翼伞安全着陆系统和方法
CN106843281A (zh) * 2017-03-09 2017-06-13 北京航天控制仪器研究所 一种智能精确空降空投系统
CN106970638A (zh) * 2017-03-09 2017-07-21 北京航天控制仪器研究所 一种精确空投监控分发系统
CN107640322A (zh) * 2017-10-25 2018-01-30 航宇救生装备有限公司 一种着陆脱离锁
CN110654541A (zh) * 2019-10-29 2020-01-07 航宇救生装备有限公司 能精确定点空投的方法及装置

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
于成果等: "精确空投系统分析", 《兵工自动化》 *
冉兴隆: "高空风能发电牵引翼伞动力学与控制研究" *
刘志超: "小型冲压翼伞动力学建模与归航研究" *
刘琦等: "基于PID控制的翼伞归航技术研究" *
王锐等: "精确空投系统的导航方法研究", 《科学技术与工程》 *
蒲志刚等: "翼伞系统分段归航方向控制方法", 《四川兵工学报》 *
陈瑞明: "翼伞精确定点着陆归航方法研究", 《航天返回与遥感》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113835110A (zh) * 2021-09-29 2021-12-24 黄兵 一种空投辐射探测装置及探测方法
CN114524099A (zh) * 2022-03-15 2022-05-24 南京航空航天大学 一种增强翼伞转向能力的装置、控制方法及翼伞
CN114637032A (zh) * 2022-05-19 2022-06-17 长安大学 一种无人机部署的滑坡灾害监测设备及其自适应固定方法

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