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      無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置的制造方法

      文檔序號(hào):10746069閱讀:260來(lái)源:國(guó)知局
      無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置的制造方法
      【專利摘要】本實(shí)用新型是一種無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,用于模擬無(wú)人機(jī)空中加油半物理仿真平臺(tái)中兩個(gè)八旋翼無(wú)人機(jī)的模擬加油仿真。本實(shí)用新型旨在加油機(jī)獲得受油機(jī)的成像后,通過(guò)無(wú)人機(jī)安裝的英特爾NUC微型計(jì)算機(jī)(以下簡(jiǎn)稱NUC)模塊,利用其內(nèi)在視覺(jué)處理程序解算出兩機(jī)之間位姿關(guān)系,然后通過(guò)通信協(xié)議傳輸給加油桿裝置中的單片機(jī)模塊。單片機(jī)模塊完成輸出信息,驅(qū)動(dòng),執(zhí)行指令,最終將加油桿以正確角度和姿態(tài)朝向受油機(jī),為最終對(duì)接提供支持。
      【專利說(shuō)明】無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置 【技術(shù)領(lǐng)域】
      [0001]本發(fā)明涉及一種無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,屬于自動(dòng)化技術(shù)領(lǐng)域。 【【背景技術(shù)】】
      [0002] 空中加油技術(shù)是提高飛機(jī)遠(yuǎn)程作戰(zhàn)效能的關(guān)鍵技術(shù)之一,是增強(qiáng)戰(zhàn)斗力的放大 器??罩屑佑筒粌H改變了以往的作戰(zhàn)模式,而且還可以提高戰(zhàn)績(jī)的綜合作戰(zhàn)效能,已成為先 進(jìn)軍用飛機(jī)完成作戰(zhàn)任務(wù)不可缺少的保障措施。相對(duì)于軟管式加油,硬管式空中加油因?yàn)?加油量大、受油機(jī)操作負(fù)擔(dān)輕、受油機(jī)受油設(shè)備簡(jiǎn)單而具有明顯的優(yōu)勢(shì),因而成為未來(lái)空中 加油技術(shù)的發(fā)展方向。近年來(lái),無(wú)人機(jī)的自主空中加油更是成為了自動(dòng)化研究領(lǐng)域的一個(gè) 熱點(diǎn)。
      [0003] 加油桿裝置是硬式空中加油的核心設(shè)備之一,當(dāng)前環(huán)境對(duì)于無(wú)人機(jī)自主空中加油 半物理驗(yàn)證設(shè)備中對(duì)于加油桿的模型裝置缺乏研究成果,本發(fā)明旨在提出一種無(wú)人機(jī)三自 由度空中自主加油裝置,裝置還擁有重量輕、機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高、實(shí)時(shí)性強(qiáng)等特點(diǎn)??梢杂糜?無(wú)人機(jī)之間的空中加油試驗(yàn)驗(yàn)證,對(duì)于今后研究無(wú)人機(jī)空中加油問(wèn)題有很好的拓展強(qiáng)度, 具有良好的應(yīng)用前景。 【
      【發(fā)明內(nèi)容】

      [0004] 本發(fā)明是一種無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,用于模擬無(wú)人機(jī)空中加油半物 理仿真平臺(tái)中兩個(gè)八旋翼無(wú)人機(jī)的模擬加油仿真。該發(fā)明旨在加油機(jī)獲得受油機(jī)的成像 后,通過(guò)無(wú)人機(jī)安裝的英特爾NUC微型計(jì)算機(jī)(以下簡(jiǎn)稱NUC)模塊,利用其內(nèi)在視覺(jué)處理程 序解算出兩機(jī)之間位姿關(guān)系,然后通過(guò)通信協(xié)議傳輸給加油桿裝置中的單片機(jī)模塊。單片 機(jī)模塊完成輸出信息,驅(qū)動(dòng),執(zhí)行指令,最終將加油桿以正確角度和姿態(tài)朝向受油機(jī),為最 終對(duì)接提供支持。
      [0005] 本裝置分為機(jī)械結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)兩部分。
      [0006] 機(jī)械結(jié)構(gòu)包括一個(gè)機(jī)械平臺(tái)、一根可以二截伸縮的加油桿、三個(gè)舵機(jī)、兩個(gè)攝像機(jī) 和一個(gè)攝像機(jī)安裝架。機(jī)械平臺(tái)用于固定安裝電源、NUC、單片機(jī)模塊和阻尼模塊。機(jī)械平臺(tái) 下方安裝懸掛加油桿,加油桿可以二截伸縮,長(zhǎng)度約為2米,直徑從6mm至16mm,中空結(jié)構(gòu)。三 個(gè)舵機(jī)中每個(gè)舵機(jī)控制一個(gè)自由度,并相應(yīng)配套舵盤(pán)完成機(jī)械運(yùn)動(dòng),其中兩個(gè)第一舵盤(pán)行 程為90度,用于控制加油桿的偏航和俯仰運(yùn)動(dòng),一個(gè)第二舵盤(pán)行程為720度,用于完成加油 桿的伸縮運(yùn)動(dòng)。
      [0007] 單片機(jī)模塊用于接收無(wú)人機(jī)NUC模塊解算的兩個(gè)無(wú)人機(jī)之間的視覺(jué)測(cè)量結(jié)果,通 過(guò)單片機(jī)模塊的計(jì)算單元處理形成舵機(jī)指令,執(zhí)行機(jī)構(gòu)將舵機(jī)指令傳輸給舵機(jī)完成相應(yīng)指 令。
      [0008] 阻尼模塊,包括兩個(gè)阻尼桿,主要對(duì)加油桿三個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)起到阻尼作用,一根外 徑6mm,1米長(zhǎng)的阻尼桿內(nèi)嵌于加油桿,對(duì)加油桿伸縮起到阻尼作用,另有一根阻尼桿的兩端 分別通過(guò)螺釘固定于機(jī)械平臺(tái)上片和加油桿,對(duì)加油桿的偏航俯仰運(yùn)動(dòng)起到阻尼作用。
      [0009] 所述的3個(gè)舵機(jī)采用相互垂直的安裝方式,旨在分別完成加油桿的偏航、俯仰和伸 縮運(yùn)動(dòng),兩個(gè)第一舵盤(pán)為U字型,開(kāi)口端分別固定在偏航和俯仰舵機(jī)上并且所在平面相互垂 直,各自完成對(duì)相應(yīng)自由度的控制,第二舵盤(pán)為圓盤(pán)形,固定在伸縮舵機(jī)上,完成加油桿的 伸縮自由度的控制。最終,加油桿能夠達(dá)到在一個(gè)近似于四分之一球面的位置運(yùn)動(dòng)伸縮,為 兩架無(wú)人機(jī)的空中加油驗(yàn)證提供便利。
      [0010] 所述的攝像機(jī)安裝架為T(mén)字型,倒裝在機(jī)械平臺(tái)下方,兩端以中間對(duì)稱分別各安裝 一個(gè)攝像機(jī),用于采集無(wú)人機(jī)當(dāng)前航拍的圖像。圖像通過(guò)通信機(jī)構(gòu)傳輸給NUC模塊,就能完 成視覺(jué)信息解算,得到無(wú)人機(jī)與加油機(jī)的位置姿態(tài)。
      [0011] 控制系統(tǒng)包括位姿信息處理單元、舵機(jī)控制單元和電源單元。
      [0012] 所述電源單元為整個(gè)硬件系統(tǒng)提供電源;
      [0013] 所述位姿信息處理單元負(fù)責(zé)對(duì)無(wú)人機(jī)中NUC利用視覺(jué)信息算法處理得到的位姿關(guān) 系進(jìn)行處理,得到舵機(jī)的動(dòng)作指令;
      [0014] 所述舵機(jī)控制單元負(fù)責(zé)將先前舵機(jī)動(dòng)作指令轉(zhuǎn)換成舵盤(pán)旋轉(zhuǎn)角度,帶動(dòng)舵盤(pán)完成 相應(yīng)動(dòng)作。
      [0015] 所述位姿信息處理單元和舵機(jī)控制單元的控制方式為自動(dòng)運(yùn)行,根據(jù)用戶內(nèi)置的 控制率,在加油機(jī)和受油機(jī)飛行期間,可將兩者之間的實(shí)時(shí)相對(duì)位置姿態(tài)解算成舵機(jī)控制 指令最終完成加油桿的對(duì)準(zhǔn)。
      [0016] 具體工作步驟如下:
      [0017] (1)加油桿初始狀態(tài)為受到阻尼桿拉力的自然下垂?fàn)顟B(tài)。當(dāng)無(wú)人機(jī)中的NUC將視覺(jué) 解算結(jié)果(即兩個(gè)無(wú)人機(jī)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系,為一個(gè)旋轉(zhuǎn)矩陣R和一個(gè)平移矩陣T)通過(guò)串口通 信傳輸給單片機(jī)模塊,單片機(jī)模塊利用兩機(jī)之間的相對(duì)距離求得加油桿相當(dāng)于飛行平面所 需調(diào)整的角度。
      [0018] (2)舵盤(pán)角度已經(jīng)由其內(nèi)置機(jī)構(gòu)決定,將舵盤(pán)的行程角度轉(zhuǎn)換成0到2500的編碼。 在得到上述角度信息后,單片機(jī)模塊的位姿信息處理單元將轉(zhuǎn)換得到的編碼傳輸給舵機(jī)控 制單元,再由控制單元帶動(dòng)舵機(jī)進(jìn)行動(dòng)作。為了防止舵機(jī)運(yùn)動(dòng)過(guò)快造成的不穩(wěn)定現(xiàn)象,本裝 置采用了在舵機(jī)控制單元增加延遲機(jī)構(gòu)以及安裝阻尼桿的雙重方式在基本保障實(shí)時(shí)性的 條件下消除振蕩。
      [0019] 本發(fā)明優(yōu)點(diǎn)以及功效在于:
      [0020] 采用一種可在無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中實(shí)現(xiàn)加油桿自動(dòng)控制對(duì)準(zhǔn)的模型,可以實(shí)現(xiàn)在無(wú) 人機(jī)(加油機(jī)和受油機(jī))空中加油半物理仿真過(guò)程中,加油桿對(duì)加油口目標(biāo)進(jìn)行對(duì)準(zhǔn),克服 必須讓兩個(gè)無(wú)人機(jī)精確到某一固定位置才能實(shí)現(xiàn)對(duì)接的局限性。本裝置還擁有重量輕、機(jī) 械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高、實(shí)時(shí)性強(qiáng)等特點(diǎn)。對(duì)于今后研究無(wú)人機(jī)空中加油問(wèn)題有很好的拓展強(qiáng)度。 【【附圖說(shuō)明】】
      [0021] 圖1為無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置結(jié)構(gòu)示意圖。
      [0022] 圖2為無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置底部示意圖。
      [0023]圖3為無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置底部示意圖。
      [0024]圖4為加油桿內(nèi)部關(guān)系示意圖。
      [0025]圖5為硬件連接關(guān)系示意圖。
      [0026]圖6為加油桿位姿關(guān)系。
      [0027]圖中序號(hào)、標(biāo)號(hào)、代號(hào)說(shuō)明如下:
      [0028] 1、電源 2、英特爾微型計(jì)算機(jī)NUC(Next Unit Computing)模塊
      [0029] 3、平臺(tái)上片 4、單片機(jī)模塊 5、攝像機(jī)
      [0030] 6、攝像機(jī)安裝架 7、舵機(jī) 8、加油桿
      [0031] 9、第一阻尼桿 10、平臺(tái)下片 11、舵機(jī)安裝架
      [0032] 12、第一舵盤(pán) 13、第二舵盤(pán) 14、第二阻尼桿 【【具體實(shí)施方式】】
      [0033]請(qǐng)參閱圖1 一6所示,本發(fā)明是一種無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,它分為機(jī) 械結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)兩部分。機(jī)械結(jié)構(gòu)采用經(jīng)典的分層式左右對(duì)稱結(jié)構(gòu),整體可分為上層控 制率處理結(jié)構(gòu)和下層加油桿控制結(jié)構(gòu),使其具備伺服控制,并有較好的精確度指標(biāo)。
      [0034] 本發(fā)明用于模擬無(wú)人機(jī)空中加油半物理仿真平臺(tái)中兩個(gè)八旋翼無(wú)人機(jī)的模擬加 油仿真。該發(fā)明旨在加油機(jī)獲得受油機(jī)的成像后,通過(guò)無(wú)人機(jī)安裝的NUC模塊,利用其內(nèi)在 視覺(jué)處理程序解算出兩機(jī)之間位姿關(guān)系,然后通過(guò)通信協(xié)議傳輸給加油桿裝置中的單片機(jī) 模塊。單片機(jī)模塊完成輸出信息,驅(qū)動(dòng),執(zhí)行指令,最終將加油桿以正確角度、姿態(tài)朝向受油 機(jī),為最終對(duì)接提供支持。本裝置分為機(jī)械結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)兩部分。
      [0035] 機(jī)械結(jié)構(gòu)包括一個(gè)機(jī)械平臺(tái)、一根可以二截伸縮的加油桿、三個(gè)舵機(jī)、兩個(gè)攝像機(jī) 和一個(gè)攝像機(jī)安裝架。機(jī)械平臺(tái)分為平臺(tái)上片3和平臺(tái)下片10,平臺(tái)上片上方用于固定安裝 電源I、NUC2;下方用于安裝攝像機(jī)安裝架6,安裝架左右對(duì)稱安裝兩個(gè)攝像機(jī)5。平臺(tái)下片用 于安裝單片機(jī)模塊4等元件。平臺(tái)下方懸掛安裝根可以二截伸縮的加油桿8,加油桿的長(zhǎng)度 約為2米,直徑從6mm至16mm,中空結(jié)構(gòu)。三個(gè)舵機(jī)(圖中僅標(biāo)注7)安裝在安裝架上(圖中僅標(biāo) 注11),每個(gè)舵機(jī)控制一個(gè)自由度,并相應(yīng)配套舵盤(pán)完成機(jī)械運(yùn)動(dòng),其中兩個(gè)第一舵盤(pán)12行 程為90度,用于控制加油桿的偏航和俯仰運(yùn)動(dòng),一個(gè)第二舵盤(pán)13行程為720度,用于完成加 油桿的伸縮運(yùn)動(dòng)。
      [0036] 單片機(jī)模塊用于接收無(wú)人機(jī)NUC模塊解算的兩個(gè)無(wú)人機(jī)之間的視覺(jué)測(cè)量結(jié)果,通 過(guò)其計(jì)算單元處理形成舵機(jī)指令,執(zhí)行機(jī)構(gòu)將舵機(jī)指令傳輸給舵機(jī)完成相應(yīng)指令。
      [0037]阻尼模塊包括兩個(gè)阻尼桿,主要對(duì)加油桿三個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)起到阻尼作用,一根外 徑6mm,1米長(zhǎng)的阻尼桿14內(nèi)嵌于加油桿,對(duì)加油桿伸縮起到阻尼作用,另有一根彈簧9兩端 分別通過(guò)螺釘固定于機(jī)械平臺(tái)上片和加油桿,對(duì)加油桿的偏航和俯仰運(yùn)動(dòng)起到阻尼作用。
      [0038] 所述的3個(gè)舵機(jī)采用相互垂直的安裝方式,旨在分別完成加油桿的偏航、俯仰和伸 縮運(yùn)動(dòng),兩個(gè)第一舵盤(pán)為U字型,開(kāi)口端分別固定在偏航和俯仰舵機(jī)上并且所在平面相互垂 直,各自完成對(duì)相應(yīng)自由度的控制,第二舵盤(pán)為圓盤(pán)形,固定在伸縮舵機(jī)上,完成加油桿的 伸縮自由度的控制。最終,加油桿能夠達(dá)到在一個(gè)近似于四分之一球面的位置運(yùn)動(dòng)伸縮,為 兩架無(wú)人機(jī)的空中加油驗(yàn)證提供便利。
      [0039] 所述的攝像機(jī)安裝架為T(mén)字型,倒裝在機(jī)械平臺(tái)下方,兩端以中間對(duì)稱分別各安裝 一個(gè)攝像機(jī),用于采集無(wú)人機(jī)當(dāng)前航拍的圖像。圖像通過(guò)通信機(jī)構(gòu)傳輸給NUC模塊,就能完 成視覺(jué)信息解算,得到無(wú)人機(jī)與加油機(jī)的位置姿態(tài)。
      [0040] 控制系統(tǒng)包括位姿信息處理單元、舵機(jī)控制單元和電源單元。所述電源單元為整 個(gè)硬件系統(tǒng)提供電源,位姿信息處理單元負(fù)責(zé)對(duì)無(wú)人機(jī)視覺(jué)信息處理得到的位姿關(guān)系進(jìn)行 處理得到舵機(jī)的動(dòng)作指令。所述舵機(jī)控制單元負(fù)責(zé)將先前舵機(jī)動(dòng)作指令轉(zhuǎn)換成舵盤(pán)旋轉(zhuǎn)角 度,帶動(dòng)舵盤(pán)完成相應(yīng)動(dòng)作。
      [0041]上述位姿信息處理單元和舵機(jī)控制單元的控制方式為自動(dòng)運(yùn)行,根據(jù)用戶內(nèi)置的 控制率,在加油機(jī)和受油機(jī)飛行期間,可將兩者之間的實(shí)時(shí)相對(duì)位置姿態(tài)解算成舵機(jī)控制 指令最終完成加油桿的對(duì)準(zhǔn)。
      [0042] 具體工作步驟如下:
      [0043] (1)加油桿初始狀態(tài)為受到阻尼桿拉力的自然下垂?fàn)顟B(tài)。當(dāng)無(wú)人機(jī)NUC將視覺(jué)解算 結(jié)果(即兩個(gè)無(wú)人機(jī)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系,為一個(gè)旋轉(zhuǎn)矩陣R和一個(gè)平移矩陣T)通過(guò)串口通信傳 輸給單片機(jī)模塊位姿信息處理單元,單片機(jī)模塊利用兩機(jī)之間的相對(duì)距離求得加油桿相當(dāng) 于飛行平面所需調(diào)整的角度。具體方式如下:
      [0044] 1.按照?qǐng)D6方式對(duì)加油桿進(jìn)行建模,紅色AB、BC為二自由度舵機(jī)組的舵面,AB是控 制偏航的舵面,BC為控制俯仰的舵面。藍(lán)色CO為加油桿,CO垂直于BC。
      [0045] 2.已知桿的狀態(tài),求解空間坐標(biāo)
      [0046]分別以A、B、C三點(diǎn)為原點(diǎn)建立"前一右一下"三個(gè)坐標(biāo)系。設(shè)加油桿長(zhǎng)為L(zhǎng),則0點(diǎn)在 C系下的坐標(biāo)為,偏航角為Φ,俯仰角為0,現(xiàn)求解0點(diǎn)在A下的坐標(biāo)。
      [0047] 為求得0點(diǎn)在A系下坐標(biāo),需將C系依次變換到B系、A系,即Xc-Xb-XaA.Xc-Xb
      [0048] 設(shè)C系到B系旋轉(zhuǎn)矩陣為Rcb,位移矩陣為T(mén)cb X系繞Yc軸旋轉(zhuǎn)-Θ,再平移向量Tcb,得 至IjB系
      [0049]
      [0050]
      [0051 ] _____ -一
      [0052] 設(shè)B系到A系旋轉(zhuǎn)矩陣為Rba,位移矩陣為T(mén)BA』系繞Za軸旋轉(zhuǎn)-Φ,再平移向量TBA,得 到A系
      [0053]
      [0054]
      [0055]
      [0056] Xs為舵機(jī)組坐標(biāo)系原點(diǎn),將A系平移向量Tas即可得到0系
      [0059] 綜上,由(1)-(3)式可得加油桿端點(diǎn)0在S系下坐標(biāo)為[0060] Xs = RbaRcbXc+RbaT cb+T ba+Tas (4)
      [0057]
      [0058] 5)
      [0066] 0點(diǎn)在C系下坐標(biāo)為乂。(0)=仏,0,0)\在3系下坐標(biāo)為乂5(0) = (^,75,^)\代入式 (7)可得 (7)
      [0067] (B)
      [0068] 3.加油桿位姿關(guān)糸逆解
      [0069] 本發(fā)明中,由視覺(jué)算法測(cè)量解算受油口相對(duì)加油機(jī)的空間坐標(biāo),該坐標(biāo)經(jīng)過(guò)坐標(biāo) 變換可得到加油桿端點(diǎn)〇的目標(biāo)位置Xs(O)。因此,需要由Xs(O)推算出桿的位姿關(guān)系
      [0070] A ·加油桿的長(zhǎng)度L
      [0071] 由于L相比于從A系到S系的位移矩陣中每個(gè)參數(shù)大很多,可近似將桿的另外一個(gè) 端點(diǎn)移到S系原點(diǎn),則
      [0072]
      (S)
      [0073] B.加油桿俯仰角Θ
      [0074] -〇)
      [0075]
      [0076] (,11.)
      [0077] 由上述推導(dǎo),就能得到加油桿需要的俯仰、偏航角度以及桿的距離參數(shù)。之后就可 以通過(guò)通信協(xié)議將這些指令傳輸給舵機(jī)控制單元。
      [0078] (2)舵盤(pán)角度已經(jīng)由其內(nèi)置機(jī)構(gòu)決定,將舵盤(pán)的行程角度轉(zhuǎn)換成0到2500的編碼。 在得到上述角度信息后,單片機(jī)模塊的位姿信息處理單元將轉(zhuǎn)換得到的編碼傳輸給舵機(jī)控 制單元,再由控制單元帶動(dòng)舵機(jī)進(jìn)行動(dòng)作。為了防止舵機(jī)運(yùn)動(dòng)過(guò)快造成的不穩(wěn)定現(xiàn)象,本裝 置采用了在舵機(jī)控制單元增加延遲機(jī)構(gòu)以及安裝阻尼桿的雙重方式在基本保障實(shí)時(shí)性的 條件下消除振蕩。
      【主權(quán)項(xiàng)】
      1. 一種無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,其特征在于:該裝置分為機(jī)械結(jié)構(gòu)和控制 系統(tǒng)兩部分;機(jī)械機(jī)構(gòu)部分包括: 所述機(jī)械結(jié)構(gòu)包括一個(gè)機(jī)械平臺(tái)、加油桿、三個(gè)舵機(jī)、兩個(gè)攝像機(jī)和一個(gè)攝像機(jī)安裝 架; 所述機(jī)械平臺(tái)用于固定安裝電源、英特爾微型計(jì)算機(jī)NUC、單片機(jī)模塊和阻尼模塊;機(jī) 械平臺(tái)下方安裝懸掛加油桿;所述三個(gè)舵機(jī)中每個(gè)舵機(jī)控制一個(gè)自由度,并相應(yīng)配套舵盤(pán) 完成機(jī)械運(yùn)動(dòng);三個(gè)舵機(jī)采用相互垂直的安裝方式,分別完成加油桿的偏航、俯仰和伸縮運(yùn) 動(dòng); 所述舵盤(pán)分為兩個(gè)第一舵盤(pán)和一個(gè)第二舵盤(pán);兩個(gè)第一舵盤(pán)為U字型,開(kāi)口端分別固定 在偏航和俯仰舵機(jī)上并且所在平面相互垂直,各自完成對(duì)相應(yīng)自由度的控制;第二舵盤(pán)為 圓盤(pán)形,固定在伸縮舵機(jī)上,完成加油桿的伸縮自由度的控制; 所述單片機(jī)模塊用于接收無(wú)人機(jī)NUC模塊解算的兩個(gè)無(wú)人機(jī)之間的視覺(jué)測(cè)量結(jié)果,通 過(guò)單片機(jī)模塊的計(jì)算單元處理形成舵機(jī)指令,執(zhí)行機(jī)構(gòu)將舵機(jī)指令傳輸給舵機(jī)完成相應(yīng)指 令; 所述阻尼模塊包括兩個(gè)阻尼桿,對(duì)加油桿三個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)起到阻尼作用; 所述的攝像機(jī)安裝架為T(mén)字型,倒裝在機(jī)械平臺(tái)下方,兩端以中間對(duì)稱分別各安裝一個(gè) 攝像機(jī),用于采集無(wú)人機(jī)當(dāng)前航拍的圖像;圖像通過(guò)通信機(jī)構(gòu)傳輸給NUC模塊,完成視覺(jué)信 息解算,得到無(wú)人機(jī)與加油機(jī)的位置姿態(tài); 機(jī)械機(jī)構(gòu)部分包括:位姿信息處理單元、舵機(jī)控制單元和電源單元; 所述位姿信息處理單元負(fù)責(zé)對(duì)無(wú)人機(jī)中NUC模塊利用視覺(jué)信息算法處理得到的位姿關(guān) 系進(jìn)行處理,得到舵機(jī)的動(dòng)作指令; 所述舵機(jī)控制單元負(fù)責(zé)將先前舵機(jī)動(dòng)作指令轉(zhuǎn)換成舵盤(pán)旋轉(zhuǎn)角度,帶動(dòng)舵盤(pán)完成相應(yīng) 動(dòng)作; 所述電源單元為整個(gè)硬件系統(tǒng)提供電源。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,其特征在于:所述加油桿 能二截伸縮,長(zhǎng)度為2米,直徑從6mm至16mm,為中空結(jié)構(gòu)。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,其特征在于:所述兩個(gè)第 一舵盤(pán)行程為90度,用于控制加油桿的偏航和俯仰運(yùn)動(dòng),一個(gè)第二舵盤(pán)行程為720度,用于 完成加油桿的伸縮運(yùn)動(dòng)。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,其特征在于:所述兩個(gè)阻 尼桿分為第一阻尼桿和第二阻尼桿;第二阻尼桿外徑6mm,長(zhǎng)度1米,內(nèi)嵌于加油桿中,對(duì)加 油桿伸縮起到阻尼作用;第一阻尼桿的兩端分別通過(guò)螺釘固定于機(jī)械平臺(tái)上片和加油桿, 對(duì)加油桿的偏航俯仰運(yùn)動(dòng)起到阻尼作用。5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人機(jī)三自由度空中自主加油裝置,其特征在于:所述位姿信 息處理單元和舵機(jī)控制單元的控制方式為自動(dòng)運(yùn)行,根據(jù)用戶內(nèi)置的控制率,在加油機(jī)和 受油機(jī)飛行期間,將兩者之間的實(shí)時(shí)相對(duì)位置姿態(tài)解算成舵機(jī)控制指令最終完成加油桿的 對(duì)準(zhǔn)。
      【文檔編號(hào)】G05D1/08GK205427620SQ201620194445
      【公開(kāi)日】2016年8月3日
      【申請(qǐng)日】2016年3月14日
      【發(fā)明人】段海濱, 許衍, 張聰, 羅琪楠
      【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)
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