CN114615614B - 多飞行器交互式查打系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种多飞行器交互式查打系统，包括基站和多个飞行器，通过在多个飞行器中设立领机，由领机指挥从机，达到协同控制探测的效果，本发明的飞行器包括火箭推动装置(1)和飞行器主体(2)，火箭推动装置(1)能够在飞行器穿越防御层前提高飞行器速度。根据本发明提供的多飞行器交互式查打系统，具有多机协同探测，隐蔽性高，信号干扰小等优点。

Description

多飞行器交互式查打系统
技术领域
本发明涉及一种侦查打击系统，特别涉及一种多飞行器交互式查打系统，属于飞行器领域。
背景技术
在某些特定区域具有防御层，其防御层会对飞行器阻挡、拦截，造成飞行器无法靠近目标区域。
由此，如何突破防御层成为飞行器是否能够正常侦查、打击的关键因素。
此外，在突破过程中以及侦查、打击过程中，飞行器极容易出现损毁，针对此种特殊情况，传统的飞行器操控系统已不能很好的完成探测任务，亟需研究一种能够在此种特殊情况下，有效完成探测打击任务的探测系统。
发明内容
为了解决上述问题，本发明人进行了锐意研究，通过设立领机指挥分机，并在飞行器上设置推进火箭的方式，增加侦查打击系统的可用范围与抗干扰性，从而完成了本发明。
本发明的目的在于提供以下方面：
一方面，本发明提供了一种多飞行器交互式查打系统，包括基站和多个飞行器。
所述基站能够与飞行器进行通讯，并控制所述飞行器，包括信号收发装置、指令输入装置、微处理装置和显示装置，
所述飞行器包括火箭推动装置1和飞行器主体2，所述火箭推动装置1内具有火箭发动机，使得飞行器能够以不小于2000m/s的速度通过防御层，
在飞行器主体2上，还设置有GPS定位模块、摄像模块、任务处理模块和通讯模块。
火箭推动装置1内具有火箭发动机，在火箭推动装置1上设置有机械分离装置12，使得火箭推动装置1能够从飞行器主体2上脱离，所述机械分离装置12与飞行器主体2之间通过第一爆炸螺栓121相连接，
在火箭推动装置1下端，设置有变向板13，变向板13可收回到火箭推动装置1内部和弹出到火箭推动装置1外部，优选地，所述变向板13为截面呈圆弧形的板状结构。
在在飞行器主体2上设置有弹翼22，所述飞行器主体2上具有能够控制弹翼22收回和伸出的弹翼展开单元23，
优选地，弹翼展开单元23具有滑杆231、滑块232和套设在滑杆231上的开翼弹簧233，所述滑杆231与飞行器主体2平行的固定在飞行器主体2内部，
滑块232穿套在滑杆231上，并能够沿滑杆231前后滑动，
所述开翼弹簧233的一端与滑杆231的前端相固定，另一端与滑块232相固定，
优选地，弹翼22尾部一侧与飞行器主体2外壳通过销钉连接，弹翼22能够绕着该销钉旋转，弹翼22尾部的另一侧连接与滑块232连接。
所述GPS定位模块，能够使飞行器获取其所在经纬度、高度等位置信息，并将信息传递给任务处理模块。
所述摄像模块，能够拍摄飞行器所处位置的画面。
所述任务处理模块，能够接收基站或其它飞行器发出的控制指令，按照控制指令内容控制飞行器工作，
在所述飞行器上，还设置有次级控制模块，所述次级控制模块能够对火箭推动装置1进行控制。
另一方面，本发明还提供了一种多飞行器交互式查打方法，该方法通过上述多飞行器交互式查打系统实现，包括以下步骤：
S1、系统启动；
S2、分配编号；
S3、飞往任务区域；
S4、执行任务。
在步骤S1中，基站通过指令输入装置启动系统，并选定一个飞行器作为领机，通过信号收发装置与领机建立通讯，领机通过通讯模块与其它飞行器建立通讯，将其它飞行器作为从机，
基站与领机之间的通讯采用低频段通讯，所述低频段为小于2200MHz，优选为800～2000MHz；
领机与从机之间采用高频段通讯，所述高频段为大于2200MHz，优选为2300～5000MHz。
在步骤S2中，基站赋予领机一个唯一编号，使得从机能够识别领机，领机对从机进行编号。
在步骤S3中，通过基站指令输入装置向领机发出包含探索区域、加速突防位置、推动装置分离位置、探索任务的指令，领机接收到指令信息后，由领机的任务处理模块规划路径并控制领机飞行，领机的次级处理模块规划各从机的任务，并通过通讯模块传递给各从机，各从机接收到任务后，在从机任务处理模块的控制下与领机一同前往任务区域，
在步骤S4中，领机通过通讯模块通知各从机开始执行步骤S3中分配的任务，并接收各从机反馈的信息，将信息汇总后传递到基站。
在步骤S3中，还包括以下步骤：
S31、飞行器到达加速突防位置，即距离目标区域防御层内缘10km位置时，次级处理模块控制火箭推动装置1中的火箭发动机开始工作，提高飞行器的速度，使得飞行器能够以高于2000km/h的速度穿过防御层；
S32、飞行器在到达推动装置分离位置，即目标区域防御层内缘位置后，次级处理模块控制火箭发动机停止工作，火箭推动装置1从飞行器主体2上脱离。
根据本发明提供的一种多飞行器交互式查打系统，具有以下有益效果：
(1)能够突破防御层；
(2)多机协同探测，隐蔽性高，信号干扰小。
附图说明
图1示出一种优选实施方式中多飞行器交互式查打系统示意图；
图2示出一种优选实施方式中具有突破功能的飞行器的整体结构示意图；
图3示出一种优选实施方式的火箭推动装置与飞行器主体连接结构示意图；
图4示出一种优选实施方式的火箭推动装置与飞行器主体连接结构示意图；
图5示出一种优选实施方式的火箭推动装置剖视示意图；
图6示出一种优选实施方式的火箭推动装置结构示意图；
图7示出一种优选实施方式的弹翼和弹翼展开单元结构示意图；
图8示出一种优选实施方式的弹翼和弹翼展开单元结构示意图；
图9示出一种优选实施方式的限位机构结构示意图；
图10示出一种优选实施方式的限位机构结构示意图；
图11示出一种优选实施方式的限位机构结构示意图；
图12示出一种优选实施方式的限位机构结构示意图；
图13示出一种优选实施方式的限位机构结构示意图；
图14示出一种优选实施方式的飞行器主体尾部结构示意图。
附图标号
1-火箭推动装置；11-火箭推动尾翼；12-机械分离装置；121-第一爆炸螺栓；13-变向板；131-变向释放凹槽；132-变向辅助弹簧；14-槽体；15-分离加速板；16-强力弹簧；17-启动杆；2-飞行器主体；21-尾端凸起；211-第二爆炸螺栓；22-弹翼；23-弹翼展开单元；231-滑杆；232-滑块；2321-滑槽；233-开翼弹簧；24-限位机构；241-第一限位件；2411-直杆段；2412-凸起段；2413-第一限位弹簧；242-第二限位件；2423-第二限位弹簧；243-第三限位杆；25-小尾翼。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些示例性说明而变得更为清楚、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。
在本发明中，如无特别说明，所述前是指飞行器头部方向，后是指飞行器尾部方向。
一方面，本发明提供了一种多飞行器交互式查打系统。
所述多飞行器交互式查打系统包括基站和多个飞行器。
所述基站能够与飞行器进行通讯，并控制所述飞行器，如图1所示，其包括信号收发装置、指令输入装置、微处理装置和显示装置。
其中，所述信号收发装置，用于和飞行器进行通讯，通讯内容包括控制指令的传输，飞行器监控画面的传输、飞行器位置、飞行器剩余数量等。
所述指令输入装置，用于输入控制指令，
所述微处理装置，用于处理控制指令，其能够接收指令输入装置输入的飞行器控制指令，通过信号收发装置将指令传送给飞行器，并通过信号收发装置获取飞行器任务执行情况，将其传递给显示装置，
所述显示装置，用于显示飞行器状态，能够接收微处理装置传递的飞行器执行情况，并展示。
所述控制指令包括领机选择、系统启动、探索区域、加速突防位置、推动装置分离位置、探索任务、返航等。
进一步地，所述探索区域为某一个地理位置坐标，优选为经纬度坐标，
所述探索任务包括侦查、攻击既定目标或拍摄作探索区域画面等，所述既定目标可以是某个具体地点位置坐标、某个建筑、某个交通工具或是某个具体的人等，
在一个优选的实施方式中，所述指令输入装置能够将目标照片、图片或位置信息输入，并通过微处理装置以及信号收发装置传递给飞行器。
所述飞行器包括火箭推动装置1和飞行器主体2，如图2所示，
所述火箭推动装置1能够在飞行器到达防御层外缘前以及穿越防御层过程中推动飞行器主体2，使得飞行器主体2获得更高的速度，从而顺利穿过防御层。
进一步地，所述火箭推动装置1内具有火箭发动机，以在飞行器穿越防御层的过程中提供动力，在火箭推动装置1的尾部，设置有火箭推动尾翼11，所述火箭推动尾翼11在飞行器穿过防御层内缘前，起到维持飞行器平衡以及转向的作用。
在飞行器穿过防御层内缘后，火箭发动机停止工作，火箭推动装置1从飞行器主体2上脱离，以减小飞行器主体2的重量，提高飞行器主体2续航能力。
进一步地，在火箭推动装置1的前端，设置有机械分离装置12，所述机械分离装置12与飞行器主体2相连接，在飞行器穿过防御层内缘后，机械分离装置12能够与飞行器主体2分离，从而使得火箭推动装置1从飞行器上脱离。
在一个优选的实施方式中，所述机械分离装置12为圆环形，其外径小于火箭推动装置1的外径，大于飞行器主体2的外径，使得飞行器在飞行过程中，火箭推动装置1受到的风阻较小。
在一个优选的实施方式中，所述机械分离装置12与飞行器主体2之间通过第一爆炸螺栓121连接，如图3所示，当飞行器穿过防御层后，第一爆炸螺栓121爆炸，使得火箭推动装置1与飞行器主体2之间分离。
根据本发明，在火箭推动装置1上，还设置有变向装置，使得在火箭推动装置1与飞行器主体2分离后，火箭推动装置1能够迅速变向，以避免分离后的火箭推动装置1与飞行器主体2碰撞，进而影响飞行器主体2的飞行状态，
在一个优选的实施方式中，在火箭推动装置1尾端，设置有变向板13，如图5所示，在火箭推动装置1与飞行器主体2分离前，变向板13收回在火箭推动装置1内部，在火箭推动装置1与飞行器主体2分离后，变向板13从火箭推动装置1内伸出，
当变向板13伸出火箭推动装置1后，变向板13受到空气阻力，空气阻力通过变向板13作用到火箭推动装置1上，为火箭推动装置1添加额外的作用力，使得其运动方向发生偏转，
更优选地，所述变向板13位于火箭推动装置1的尾部，使得空气阻力产生的力具有较大力矩，从而更快的实现转向功能，
在一个更优选的实施方式中，所述变向板13位于火箭推动装置1的底部，使得火箭推动装置1向下偏转，进而快速落地。
在一个优选的实施方式中，所述变向板13为截面呈圆弧形的板状结构，如图6所示，使得其受到的风阻更大，进而加快火箭推动装置1的变向速度。
在一个优选的实施方式中，在机械分离装置12上设置有槽体14，如图4、图5所示，在飞行器主体2尾部对应位置，设置有与槽体14对应的尾端凸起21，在槽体14内设置有分离加速板15，所述分离加速板15通过强力弹簧16与机械分离装置12连接，所述分离加速板15为平板结构，优选与槽体14的截面相同的结构。
在分离加速板15上，还设置有变向启动杆17，如图5所示，在火箭推动装置1底部，设置有变向板13，变向板13的一端可旋转的固定在火箭推动装置1内部，另一端具有变向释放凹槽131，所述变向启动杆17的一端固定在分离加速板15上，另一端插入变向释放凹槽131中，以锁定变向板13。
当机械分离装置12与飞行器主体2未分离时，尾端凸起21与分离加速板15紧密贴合，并压缩强力弹簧16，在机械分离装置12与飞行器主体2分离时，强力弹簧16释放弹性，使得机械分离装置12与飞行器主体2快速分离，
随着强力弹簧16释放弹力，分离加速板15向火箭推动装置1的头部运动，带动变向启动杆17向头部运动，使得变向启动杆17滑出变向释放凹槽131，解除对变向板13的锁定，变向板13在重力作用下从火箭推动装置1内部伸出，从而起到变向的作用。
在一个更优选的实施方式中，在变向板13的上方，还具有变向辅助弹簧132，所述变向辅助弹簧132置于变向板13与启动杆17的连接端，在变向启动杆17滑出变向释放凹槽131后将变向板13弹出火箭推动装置1内部，以避免变向板13无法伸出。
在飞行器穿过防御层内缘后，火箭推动装置1与飞行器主体2脱离后，飞行器主体2的飞行速度较高，远高于其正常工作的速度，优选地，在飞行器主体2上还设置有降速装置，以降低飞行器主体2的速度，使其能够进行侦查等工作。
进一步地，所述减速装置优选为弹翼22，其不仅能够让飞行器主体2减速，还能够起到减旋的效果。
所述弹翼22为板状或片状结构，能够稳定飞行器的飞行方向。
更进一步地，在飞行器主体2上设置有弹翼展开单元23，以使得弹翼22在飞行器穿越防御层前收回在飞行器主体2壳体内部，在穿越防御层后伸出飞行器主体2壳体外部，
在一个优选的实施方式中，所述弹翼展开单元23设置在飞行器主体2内部，并与弹翼22相连，如图7、图8所示，
所述弹翼22尾部一侧与飞行器主体2外壳铰接，优选通过销钉连接，使得弹翼22能够绕着该销钉旋转，从而从飞行器主体2内部旋转到外部，直至期望的展开位置，为此，在飞行器主体2外壳上，在弹翼22附近开设有豁槽，豁槽的宽度略大于弹翼22的厚度，豁槽的长度略大于弹翼22的长度，以便于弹翼22能够顺利地从飞行器主体2外壳中旋转出。
所述弹翼展开单元23具有滑杆231、滑块232和套设在滑杆231上的开翼弹簧233，所述滑杆231与飞行器主体2平行的固定在飞行器主体2内部，
所述滑块232与弹翼22尾部的另一侧连接，当滑块232向前滑动时，滑块232带动弹翼22旋转并从飞行器主体2外壳中旋转出。
在一个优选的实施方式中，在所述滑块232上设置有滑槽2321，所述滑槽2321的长度方向指向弹翼22与飞行器主体2连接的销钉，在弹翼22尾部设置有短销，所述短销嵌入到所述滑槽2321中，能够随着滑块232的上下移动而在所述滑槽2321中往复移动，从而实现弹翼22的旋转出飞行器主体2外壳。
所述滑块232穿套在滑杆231上，并能够沿滑杆231前后滑动，
所述开翼弹簧233的一端与滑杆231的前端相固定，另一端与滑块232相固定，通过开翼弹簧233的回弹，能够带动滑块232沿着滑杆231向前滑动，进而带动弹翼22的旋转出飞行器主体2外壳。
在一个优选的实施方式中，所述开翼弹簧233的弹簧线性区不小于100mm，线性区拉伸力不小于20N。
进一步地，所述弹翼展开单元23上还设置有限位机构24，如图9～12所示，所述限位机构24位于滑杆231中，从前到后包括第一限位件241、第二限位件242和第三限位杆243，
其中，所述第一限位件241用于在弹翼22展开后，通过限制滑块232来固定弹翼22，防止弹翼22回弹至飞行器主体2内；
所述第一限位件241具有直杆段2411和凸起段2412，所述直杆段2411为竿状，直杆段2411的一端通过销钉固定在滑杆231内，另一端与凸起段2412相连，使得凸起段2412能够沿所述销钉旋转，进一步地，所述凸起段2412为板状结构，具有直角边，使得凸起段2412能够限制滑块232向弹体尾部滑动，在凸起段2412靠近尾部的一侧具有斜面，以使得滑块232能够从凸起段2412的尾端滑动到凸起段2412前端。
在凸起段2412的下方，设置有第一限位弹簧2413，所述第一限位弹簧2413支撑凸起段2412，使得滑块232从凸起段2412的尾端滑动到凸起段2412前端过程中，凸起段2412被压入滑杆231中，当滑块232滑动到凸起段2412前端后，凸起段2412弹出滑杆231，实现限制滑块232向尾部滑动的效果。
所述第二限位件242用于在弹翼22旋转出前锁定弹翼22，通过限制滑块232来固定弹翼22，防止弹翼22旋转出飞行器主体2；
进一步地，所述第二限位件242的形状与第一限位件241相同，在凸起段下方为第二限位弹簧2423，所述第二限位弹簧为拉伸弹簧，能够将第二限位件242凸起段拉入滑杆231中，进而使得滑块232能够从第二限位件242的尾端滑到第二限位件242的前端。
所述第三限位杆243为长杆结构，用于控制第二限位件242的锁定状态，在第二限位件242上设置有凹槽，第三限位杆243插入凹槽中，将第二限位件242固定，使得其不能被第二限位弹簧2423拉入滑杆231中。
更进一步的，所述第三限位杆243与火箭推动装置1相连，如图3、图4所示，
当火箭推动装置1与飞行器主体2分离后，第三限位杆243从第二限位件242的凹槽中脱离，使得第二限位件242收缩回滑杆231中，解除对滑块232的限位，滑块232从后端滑动到第一限位件241的前端，并被第一限位件241固定，从而带动弹翼22的旋转出飞行器主体2外壳。
发明人发现，仅仅依靠弹翼22的减速作用，使飞行器主体2从穿越防御层的高速运动降低至其正常工作速度需要较长的时间，在一个优选的实施方式中，在飞行器主体2上设置有减速伞，在火箭推动装置1与飞行器主体2脱离1～5s后，减速伞打开，以达到快速降低飞行器主体2飞行速度的效果，
更优选地，所述减速伞设置在尾端凸起21中，使得减速伞打开后飞行器主体2受力均匀，不影响其飞行方向。
根据本发明，在飞行器主体2速度减到一定值后停止减速装置的使用，以使飞行器主体2能够正常工作。
在一个优选的实施方式中，如图14所示，所述尾端凸起21与飞行器主体2之间通过第二爆炸螺栓211连接，当飞行器主体2减速到正常工作速度后，第二爆炸螺栓211爆炸，使得尾端凸起21从飞行器主体2上脱离。
在所述飞行器主体2上，还设置有小尾翼25，所述小尾翼用于维持飞行器主体2飞行平衡以及转向功能。
在飞行器主体2上，还设置有GPS定位模块、摄像模块、任务处理模块和通讯模块。
所述GPS定位模块，能够使飞行器获取其所在经纬度、高度等位置信息，并将信息传递给任务处理模块。
所述摄像模块，能够拍摄飞行器所处位置的画面。
所述任务处理模块，能够接收基站或其它飞行器发出的控制指令，按照控制指令内容控制飞行器工作，
所述控制飞行器工作，包括启动飞行器，飞往探测区域，执行探索任务，规划路径并按路径飞行等。
进一步地，当探索任务内容为具体地点位置坐标时，任务处理模块能够规划飞行器飞行路径，并控制飞行器按照规划路径飞行到目标地点，并等待下步指令；
当探索任务内容为既定目标的照片或图片时，任务处理模块能够设置巡飞路径，并将巡飞过程中摄像模块拍摄的内容与既定任务的照片或图片进行比对，确定摄像模块拍摄的目标是否为既定目标，若是既定目标，则进行跟踪或攻击，并向基站传递找到目标的信息。
所述通讯模块能够与基站进行通讯。
进一步地，所述通讯模块，还可以与其它飞行器进行通讯。
在所述飞行器上，还设置有次级控制模块，所述次级控制模块能够对火箭推动装置1进行控制。
具体地，所述次级控制模块能够根据任务处理模块的指令，控制火箭推动装置1的火箭发动机是否工作，还能够根据任务处理模块的指令，控制第一爆炸螺栓121爆炸，从而使得火箭推动装置1与飞行器主体2分离。
在一个优选的实施方式中，所述次级控制模块还能够根据任务处理模块的指令，控制减速伞的打开，还能够通过控制第二爆炸螺栓211的爆炸达到使得减速伞脱离飞行器主体2的目的。
在一个优选的实施方式中，所述次级控制模块还能够通过通讯模块对其它飞行器发出控制指令，以控制其它飞行器。
优选地，所述次级控制模块还能够为其它飞行器分配编号，以区分不同的飞行器。
在一个优选的实施方式中，在飞行器上，还设置有调频模块，使得飞行器的通讯模块发出的信号频率可调。
在一个更优选的实施方式中，所述任务处理模块能够获得与通讯目标之间的距离，并传递给调频模块，所述调频模块能够根据此距离，调整通讯模块的功率，使得通讯模块始终工作在能够保证通讯的最低功率下，避免通讯模块长期在高功率下工作，造成能源的浪费，缩短飞行器的工作时间。
其中，所述通讯目标之间的距离为任务处理模块根据GPS定位模块的信息计算得到，领机与基站的距离通过领机启动时飞行器的GPS定位模块记录的位置信息与领机实时位置信息确定，领机与从机之间的位置信息通过领机实时位置信息与从机实时位置信息确定。
根据本发明，在所述飞行器上，还设置有炸弹与触发式引信，以在发现目标后撞击目标，达到破坏效果，
在一个优选的实施方式中，所述引信多点式压力传感器，使得飞行器只有在摔落地面或撞击物体后能够引爆炸弹，而在被击落过程中不发生爆炸，
所述压力传感器安装在飞行器各部位，当压力传感器超过3个点受到大于xN以上的压力，即引爆高能炸药，所述x可根据实际需要进行设置。
根据本发明，所述飞行器可分为领机和从机，所述领机具有一个，从机具有多个，领机直接与基站进行通讯，从机与领机进行通讯，从机之间不通讯，领机通过次级控制模块对从机进行控制，从而形成飞行器蜂群协同控制系统。
进一步地，当领机出现故障或损毁时，其与地面的通讯中断，则基站能够连接其它从机，将一个从机指定为领机，继续进行飞行器蜂群的控制。
传统的飞行器控制中，基站需要控制每个飞行器进行作战，控制效率低、控制难度高，并且由于基站需要连接每个飞行器，造成连接信号相互干扰，严重影响作战效果。
本发明中通过设置领机，利用领机控制从机，将飞行器组成一个蜂群，通过基站对领机的控制，即可实现对飞行器蜂群的协同控制，使得基站对飞行器蜂群的控制更加简单有效，并且基站与飞行器蜂群之间信号干扰小，通讯更加顺畅。
在一个优选的实施方式中，所述领机与基站的通讯采用低频通讯，领机与从机之间的通讯采用高频通讯，低频通讯具有通讯距离长、覆盖范围广、信号强度高的优点，适合远距离通讯，高频通讯具有通讯速度快、信息承载量大的优点，适合小范围多机之间大量协同通讯。
另一方面，本发明提供了一种多飞行器交互式查打方法，该方法通过上述多飞行器交互式查打系统实现，包括以下步骤：
S1、系统启动。
基站通过指令输入装置启动系统，并选定一个飞行器作为领机，通过信号收发装置与领机建立通讯，领机通过通讯模块与其它飞行器建立通讯，将其它飞行器作为从机。
在一些特殊场景中，飞行器极易被大量损毁，单独一架或几架飞行器难以保证顺利的完成任务，需要多架飞行器组成蜂群系统，同时进行任务，使得即使部分飞行器出现意外损毁，飞行器组成的蜂群仍然能够完成任务。
在一个优选的实施方式中，基站与领机之间的通讯采用低频段通讯，所述低频段为小于2200MHz，使得通讯距离更远，抗干扰性更强，优选为800～2000MHz，能够兼顾通讯距离以及通讯速率；
领机与从机之间采用高频段通讯，所述高频段为大于2200MHz，使得飞行器之间快速交换大量信息，便于领机对从机进行控制，优选为2300～5000MHz，能够兼顾通讯速率以及能耗。
具体的，领机的通讯模块在接收到基站信号收发装置传递的信息后，将信息传递给任务处理模块，任务处理模块能够通过控制调频模块进而控制通讯模块与基站之间的通讯频段和功率等，
进一步地，领机的任务处理模块还能够将基站传递的信息传递给次级控制模块，所述次级控制模块能够通过调频模块控制通讯模块，进而与从机之间建立通讯。
S2、分配编号。
基站赋予领机一个唯一编号，以便于从机识别领机，领机对与其建立通讯的从机进行编号，以便于领机识别和控制不同的从机，
在一个优选的实施方式中，基站对领机编号0，领机对不同的从机依次编号1,2,3，……，以方便的识别出所有飞行器。
进一步地，领机通过次级控制模块对所述不同的从机依次编号。
S3、飞往任务区域。
通过基站指令输入装置向领机发出包含探索区域、加速突防位置、推动装置分离位置、探索任务的指令，领机接收到指令信息后，由领机的任务处理模块规划路径并控制领机飞行，领机的次级处理模块规划各从机的任务，并通过通讯模块传递给各从机，各从机接收到任务后，在从机任务处理模块的控制下与领机一同前往任务区域。
当具有多个探索任务时，领机能够通过次级处理模块将不同的任务分配给不同的从机，例如有两个探索任务时(任务一和任务二)，领机能够分配1～10号从机执行任务一，11～20号从机执行任务二，以提高执行效率。
优选地，在飞往任务区域的过程中，领机对从机的位置进行排布，领机位于从机的中央，既使得领机与从机的通讯距离最短，又通过从机实现对领机的保护。
进一步地，从机按照编号顺序由近及远的的排布在领机周围。
在飞往任务区域的过程中，领机能够通过从GPS定位模块获得的位置信息，并根据任务区域信息，规划飞行路线，并对飞行路线时时修正，以确保能够到达任务区域。
根据本发明，在飞往任务区域的过程中，还包括以下步骤：
S31、飞行器到达加速突防位置，即距离目标区域防御层内缘10km位置时，次级处理模块控制火箭推动装置1中的火箭发动机开始工作，提高飞行器的速度，使得飞行器能够以高于2000km/h的速度穿过防御层。
优选地，飞行器能够以高于2248km/h的速度穿过防御层。
S32、飞行器在到达推动装置分离位置，即目标区域防御层内缘位置后，次级处理模块控制火箭发动机停止工作，火箭推动装置1从飞行器主体2上脱离。
具体地，当飞行器在到达推动装置分离位置后，次级处理模块控制第一爆炸螺栓121发生爆炸，第一爆炸螺栓螺栓121断裂，使得火箭推动装置1与飞行器主体2分离，
优选地，分离加速板15被强力弹簧16弹出，加速火箭推动装置1与飞行器主体2分离的速度，
S33、弹翼22从飞行器主体2上弹出，对飞行器主体2进行减速减旋。在一个优选的实施方式中，在火箭推动装置1与飞行器主体2上脱离后，位于火箭推动装置1上的第三限位杆243脱离飞行器主体2，解除对第二限位件242的限制，第二限位件242的凸起段收回到滑杆231中，解除对滑块232的限位作用，使得滑块232能够滑动到第一限位件241前部，从而带动弹翼22从飞行器主体2上弹出。
在一个优选的实施方式中，在步骤S32和步骤S33之间，还具有步骤：
S321、在火箭推动装置1与飞行器主体2上脱离后，火箭推动装置1迅速变道，以避免与飞行器主体2碰撞。
具体地，在火箭推动装置1与飞行器主体2上脱离后，火箭推动装置1上的变向板13弹出，使得火箭推动装置1发生变道。
优选地，在分离加速板15被强力弹簧16弹出时，带动变向启动杆17向头部运动，变向启动杆17滑出变向释放凹槽131，解除对变向板13的锁定，变向板13在重力作用下从火箭推动装置1内部伸出，
更优选地，在变向启动杆17解除对变向板13的锁定后，变向辅助弹簧132将变向板13弹出火箭推动装置1内部。
S322、在火箭推动装置1与飞行器主体2脱离1～5s后，次级任务模块控制减速伞打开，以达到快速降低飞行器主体2飞行速度的效果，待减速到飞行器主体2正常工作速度时，减速伞与飞行器主体2主体脱离。
优选地，当飞行器主体2减速到正常工作速度时，次级任务模块控制第二爆炸螺栓211爆炸，使得减速伞与飞行器主体2脱离。
S4、执行任务。
领机通过通讯模块通知各从机开始执行步骤S3中分配的任务，并接收各从机反馈的信息，将信息汇总后传递到基站。
具体地，若任务为查探某个具体地点，则从机到达任务地点后，将已到达的信息通过通讯模块反馈给领机，并将拍摄的画面传递给领机，领机将信息汇总后传送到基站，等待下步任务；
若任务为查找目标图片或照片，则从机能够将摄像模块拍摄的内容与目标图片或照片相比对以确定拍摄到的是否为目标，若为目标，则将拍摄到的目标画面反馈给领机，由领机将此信息传递到基站。
在执行任务中，若飞行器意外损坏掉落或撞击到目标时，其上的引信将引爆飞行器携带的炸药，进行自爆并具有一定的破坏力。
在一个优选的实施方式中，在执行任务时，基站按照一定通讯频率，间歇式的与领机进行通讯，优选每0.05～0.1S通讯一次，以减少领机与基站的通讯被侦查到的概率，从而降低通讯被压制式干扰拦截的概率。
当基站在连续300～500次的通讯过程中或连续3～30S，未收到领机的向基站发出的通讯信号，则认为领机已出现意外损坏，
在领机出现意外损坏后，基站向其它飞行器发送邀请握手信号，从机在接收到邀请握手信号后，向基站发出带有从机编号的握手请求，基站在接收到握手请求后，选择从机编号最小的从机发送的握手请求，与之建立通讯，将此从机晋升为领机，并将其编号变更成0，使得其它从机能够识别出其为新的领机，并与之建立通讯。
在一个优选的实施方式中，在领机出现意外损坏后，基站向1～10号从机发送邀请握手信号，1～10号从机在接收到邀请握手信号后，向基站发出带有从机编号的握手请求，基站在接收到握手请求后，选择从机编号最小的从机发送的握手请求，与之建立通讯，将此从机晋升为领机，并将其编号变更成0，使得其它从机能够识别出其为新的领机，并与之建立通讯。
若基站在30S内未收到握手请求，基站向11～20号从机发送邀请握手信号，并以此类推，直至收到握手请求。
分批次发送邀请握手信号，在达到快速确定新领机的目的前提下,使得基站与飞行器蜂群之间的信号干扰少，连接速度快。
按低编号到高编号的顺序向从机发送邀请握手信号，使得新的领机为最小编号的领机，其所在位置靠近原领机，位于飞行器群靠近中央位置，使得新领机与从机的通讯距离最短。
优选地，新的领机能够将与其建立通讯的从机按照由近及远的顺序重新编号，以便于领机再次出现意外损坏后，新领机的晋升。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，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”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

Claims (7)

1.一种多飞行器交互式查打系统，其特征在于，包括基站和多个飞行器；
所述基站能够与飞行器进行通讯，并控制所述飞行器，包括信号收发装置、指令输入装置、微处理装置和显示装置，
所述飞行器包括火箭推动装置(1)和飞行器主体(2)，所述火箭推动装置(1)内具有火箭发动机，使得飞行器能够以不小于2000m/s的速度通过防御层，
在飞行器主体(2)上设置有GPS定位模块、摄像模块、任务处理模块和通讯模块；
在火箭推动装置(1)上设置有机械分离装置(12)，使得火箭推动装置(1)能够从飞行器主体(2)上脱离，所述机械分离装置(12)与飞行器主体(2)之间通过第一爆炸螺栓(121)相连接，
在火箭推动装置(1)下端，设置有变向板(13)，变向板(13)可收回到火箭推动装置(1)内部和弹出到火箭推动装置(1)外部，所述变向板(13)为截面呈圆弧形的板状结构；
在飞行器主体(2)上设置有弹翼(22)，所述飞行器主体(2)上具有能够控制弹翼(22)收回和伸出的弹翼展开单元(23)，使得弹翼22在飞行器穿越防御层前收回在飞行器主体2壳体内部，在穿越防御层后伸出飞行器主体2壳体外部，
弹翼展开单元(23)具有滑杆(231)、滑块(232)和套设在滑杆(231)上的开翼弹簧(233)，所述滑杆(231)与飞行器主体(2)平行的固定在飞行器主体(2)内部，
滑块(232)穿套在滑杆(231)上，并能够沿滑杆(231)前后滑动，当滑块(232)向前滑动时，滑块(232)带动弹翼(22)旋转并从飞行器主体2外壳中旋转出，
所述开翼弹簧(233)的一端与滑杆(231)的前端相固定，另一端与滑块(232)相固定，
弹翼(22)尾部一侧与飞行器主体(2)外壳通过销钉连接，弹翼(22)能够绕着该销钉旋转，弹翼(22)尾部的另一侧与滑块(232)连接；
所述弹翼展开单元(23)上还设置有限位机构(24)，所述限位机构(24)位于滑杆(231)中，从前到后包括第一限位件(241)、第二限位件(242)和第三限位杆(243)，所述第一限位件(241)用于在弹翼(22)展开后，通过限制滑块(232)来固定弹翼(22)，防止弹翼(22)回弹至飞行器主体(2)内；
所述第二限位件(242)用于在弹翼(22)旋转出前锁定弹翼(22)，通过限制滑块(232)来固定弹翼(22)，防止弹翼(22)旋转出飞行器主体(2)；
所述第三限位杆(243)为长杆结构，用于控制第二限位件(242)的锁定状态，在第二限位件(242)上设置有凹槽，第三限位杆(243)插入凹槽中，将第二限位件(242)固定，所述第三限位杆(243)与火箭推动装置(1)相连，当火箭推动装置(1)与飞行器主体(2)分离后，第三限位杆(243)从第二限位件(242)的凹槽中脱离，使得第二限位件(242)收缩回滑杆(231)中，解除对滑块(232)的限位，滑块(232)从后端滑动到第一限位件(241)的前端，并被第一限位件(241固定，从而带动弹翼(22)的旋转出飞行器主体(2)外壳。
2.根据权利要求1所述的多飞行器交互式查打系统，其特征在于，
所述GPS定位模块，能够使飞行器获取其所在经纬度、高度等位置信息，并将信息传递给任务处理模块；
所述摄像模块，能够拍摄飞行器所处位置的画面；
所述任务处理模块，能够接收基站或其它飞行器发出的控制指令，按照控制指令内容控制飞行器工作，
在所述飞行器上，还设置有次级控制模块，所述次级控制模块能够对火箭推动装置(1)进行控制。
3.一种多飞行器交互式查打方法，该方法通过权利要求1或2所述的多飞行器交互式查打系统实现，包括以下步骤：
S1、系统启动；
S2、分配编号；
S3、飞往任务区域；
S4、执行任务。
4.根据权利要求3所述的多飞行器交互式查打方法，其特征在于，
在步骤S1中，基站通过指令输入装置启动系统，并选定一个飞行器作为领机，通过信号收发装置与领机建立通讯，领机通过通讯模块与其它飞行器建立通讯，将其它飞行器作为从机，
基站与领机之间的通讯采用低频段通讯，所述低频段为小于2200MHz；
领机与从机之间采用高频段通讯，所述高频段为大于2200MHz。
5.根据权利要求3所述的多飞行器交互式查打方法，其特征在于，
在步骤S2中，基站赋予领机一个唯一编号，使得从机能够识别领机，领机对从机进行编号。
6.根据权利要求3所述的多飞行器交互式查打方法，其特征在于，
在步骤S3中，通过基站指令输入装置向领机发出包含探索区域、加速突防位置、推动装置分离位置、探索任务的指令，领机接收到指令信息后，由领机的任务处理模块规划路径并控制领机飞行，领机的次级处理模块规划各从机的任务，并通过通讯模块传递给各从机，各从机接收到任务后，在从机任务处理模块的控制下与领机一同前往任务区域，
在步骤S4中，领机通过通讯模块通知各从机开始执行步骤S3中分配的任务，并接收各从机反馈的信息，将信息汇总后传递到基站。
7.根据权利要求3所述的多飞行器交互式查打方法，其特征在于，
在步骤S3中，还包括以下步骤：
S31、飞行器到达加速突防位置，即距离目标区域防御层内缘10km位置时，次级处理模块控制火箭推动装置中的火箭发动机开始工作，提高飞行器的速度，使得飞行器能够以高于2000km/h的速度穿过防御层；
S32、飞行器在到达推动装置分离位置，即目标区域防御层内缘位置后，次级处理模块控制火箭发动机停止工作，火箭推动装置从飞行器主体上脱离。
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