CN114397913B - 一种火箭残骸搜寻定位***及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种火箭残骸搜寻定位***及方法。该***包括通导探一体化无人机平台和传感定位平台，传感定位平台包括次声传感器模块和Lora终端模块，通导探一体化无人机平台包括Lora网关模块、次声定位解析模块、导航控制模块和光学探测模块。次声传感器模块与Lora终端模块连接，获取火箭残骸坠落时的次声信号并传输给Lora终端模块。Lora终端模块将次声信号发送给Lora网关模块。次声定位解析模块与Lora网关模块和导航控制模块相连，根据次声信号解析火箭残骸落点粗略位置坐标并发送给导航控制模块。导航控制模块控制通导探一体化无人机平台飞向火箭残骸落点粗略位置坐标。光学探测模块实现火箭残骸的识别并获取精确位置坐标。本发明环境适应性高、搜寻效率高。
Description
技术领域
本发明属于火箭搜寻定位技术领域，具体涉及一种火箭残骸搜寻定位***及利用该火箭残骸搜寻定位***实施的火箭残骸搜寻定位方法。
背景技术
人类探索太空的活动日益频繁，火箭发射活动随之不断增加。一次火箭发射活动包括点火、助推器飞行、残骸载入等等。其中，对火箭坠落残骸的搜索回收工作是火箭发射过程的重要组成部分。事实上，火箭残骸回收对于分析火箭的技术性能、运行状态有着至关重要的意义与作用。只有顺利实施火箭残骸回收，找回全部关键部件进行分析、处理，才可以称得上完整意义上的完成火箭发射任务。
火箭发射后，虽然消耗了大部分推进剂燃料，但残骸中多会残留少量的推进剂。同时坠落的火箭残骸重达数吨，从高空坠落至地面具有较大的危险性。因此为了确保安全，火箭发射前都尽可能将火箭残骸预算的坠落范围，选择在戈壁、荒漠、山地等人口稀少的边远地区，通过火箭残骸落点预报，精度通常都在上千平方公里级别，特别是落点多在戈壁、沙漠、山区等复杂地形，缺少通信基础设施依托，这给火箭残骸的搜寻定位带来较大困难，导致搜寻效率不高。
为解决上述问题，专利申请号为202011567907.8的中国发明专利申请提出了一种基于深度学习的无人机载火箭残骸搜寻装置，通过地面站实时监控无人机，工作人员可在地面站上看到识别后的视频图像、火箭残骸的具***置、无人机的飞行状态，有助于提高搜寻效率。但这种装置的搜索速度对火箭残骸落点预报精度要求较高，现实中落点预报精度很难满足要求。
发明内容
为解决上述现有技术中存在的技术问题，在本发明的一个方面，提供了一种火箭残骸搜寻定位***，包括通导探一体化无人机平台和多个传感定位平台，其中：
所述传感定位平台布置在火箭残骸预定回收区域的边缘，包括次声传感器模块和Lora终端模块；
所述通导探一体化无人机平台布置在火箭残骸预定回收区域的中心坐标上空，包括Lora网关模块、次声定位解析模块、导航控制模块和光学探测模块；
所述次声传感器模块与所述Lora终端模块连接，用于获取火箭残骸坠落时的次声信号并传输给所述Lora终端模块；
所述Lora终端模块连接于所述Lora网关模块，用于接收所述次声传感器模块获得的火箭残骸坠落时的次声信号方位角并发送给所述Lora网关模块；
所述次声定位解析模块与所述Lora网关模块和所述导航控制模块相连，用于根据接收自所述Lora网关模块的火箭残骸坠落时的次声信号方位角解析火箭残骸落点粗略位置坐标，并发送给所述导航控制模块；
所述导航控制模块用于控制所述通导探一体化无人机平台飞向所述火箭残骸落点粗略位置坐标；
所述光学探测模块用于实现火箭残骸的识别并获取精确位置坐标。
进一步地，在上述火箭残骸搜寻定位***中，所述传感定位平台共布设2组，每一组2台，总计布设传感定位平台4台，且两组传感定位平台的布设基线之间相互垂直。
进一步地，在上述火箭残骸搜寻定位***中，所述Lora终端模块和所述Lora网关模块之间采用Lora标准协议进行无线通信，其中，所述Lora网关模块支持4个以上所述Lora终端模块的信号的并行接收。
进一步地，在上述火箭残骸搜寻定位***中，所述导航控制模块中含有GPS/BD导航定位单元，所述GPS/BD导航定位单元实时获取所述通导探一体化无人机平台的坐标。
进一步地，在上述火箭残骸搜寻定位***中，所述光学探测模块包括光学传感器单元和光学处理单元，其中，所述光学传感器单元包括红外和可见光两类光学传感器。
此外，在本发明的另一个方面，提供了一种利用上述的火箭残骸搜寻定位***实施的搜寻定位方法，所述搜寻定位方法包括：
步骤1、每一组传感定位平台根据接收次声信号的时间差计算火箭残骸坠落时次声信号方位角αi，计算公式为：
式中，i表示传感定位平台的组数，其值为1或2；表示第i组传感定位平台中两台传感定位平台接收次声信号的时间差；υ表示次声在空气中的传播速度，其值为340米/秒；di表示第i组传感定位平台中两台传感定位平台之间的距离；
步骤2、次声定位解析模块根据两组传感定位平台获得的次声信号方位角α1和α2计算得到火箭残骸落点粗略位置坐标T，计算公式为：
其中，P11、P12表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；P21、P22表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，/>表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；/>表示第一组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量；/>表示第二组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量；
步骤3、导航控制模块获得次声定位解析模块计算得到火箭残骸落点粗略位置坐标T后，将T作为目标点，控制通导探一体化无人机平台飞到所述火箭残骸落点粗略位置坐标；
步骤4、通导探一体化无人机平台飞到火箭残骸落点粗略位置坐标T后，光学探测模块实现火箭残骸的识别并获取精确位置坐标。
进一步地，在上述火箭残骸搜寻定位方法中，所述步骤4包括：
步骤4.1、光学探测模块实时获取火箭残骸落点现场图像；
步骤4.2、对火箭残骸落点现场图像预处理，将图像格式转化为jpg格式；
步骤4.3、对于预处理后的图像，采用卷积神经网络图像识别方法，识别出火箭残骸，并获得相对位置方向；
步骤4.4、根据相对位置方向，通导探一体化无人机平台调整自身位置，直至飞行至火箭残骸正上方，并记录坐标，作为火箭残骸的精确位置坐标。
本发明的火箭残骸搜寻定位***及方法具有如下优点和有益效果：
一、本发明的火箭残骸搜寻定位***及方法先采用次声探测手段获取火箭残骸落点粗略位置坐标，而后采用光学手段实现火箭残骸的识别和精确定位，由于具有火箭残骸落点粗略位置坐标这一环节，本发明的火箭残骸搜寻定位***对火箭残骸落点预报的精度要求不高，具有更强的实用性。
二、本发明的火箭残骸搜寻定位***及方法中传感定位平台和通导探一体化无人机平台均是自主工作，自主获取火箭残骸的精确位置坐标，减少了人员参与，降低了搜寻定位人员的工作量，提高了搜寻效率。
三、传感定位平台采用次声探测手段获得火箭残骸落点粗略位置坐标，是一种被动的无源定位手段，不给火箭平台及火箭发射环节添加任何负担。
四、传感定位平台与通导探一体化无人机平台采用标准Lora协议进行通信，Lora协议是一种远距离无线电通信协议，在同样的功耗条件下比其他无线方式传播的距离更远，有助于降低传感定位平台、通导探一体化无人机平台的功耗，提高在野外、荒漠、戈壁等无电力和通信设施依托的环境适应性，提升搜寻定位***的工作时长。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：
图1为本发明一实施例的火箭残骸搜寻定位***的构造框图；
图2为本发明一实施例的火箭残骸搜寻定位***中两组传感定位平台的布设原理图；
图3为本发明一实施例的火箭残骸搜寻定位方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明一实施例提供的火箭残骸搜寻定位***包括：通导探一体化无人机平台和多个传感定位平台。感定位平台布置在火箭残骸预定回收区域的边缘，包括次声传感器模块和Lora终端模块；通导探一体化无人机平台布置在火箭残骸预定回收区域的中心坐标上空，包括Lora网关模块、次声定位解析模块、导航控制模块和光学探测模块。
次声传感器模块与Lora终端模块连接，用于获取火箭残骸坠落时的次声信号并传输给Lora终端模块；Lora终端模块连接于Lora网关模块，用于接收次声传感器模块获得的火箭残骸坠落时的次声信号方位角并发送给Lora网关模块；次声定位解析模块与Lora网关模块和导航控制模块相连，用于根据接收自Lora网关模块的火箭残骸坠落时的次声信号方位角解析火箭残骸落点粗略位置坐标，并发送给导航控制模块；导航控制模块用于控制通导探一体化无人机平台飞向火箭残骸落点粗略位置坐标；光学探测模块用于实现火箭残骸的识别并获取火箭残骸落点精确位置坐标。
具体地，本发明实施例中，传感定位平台共布设2组，每一组2台，共布设传感定位平台4台，且两组传感定位平台的布设基线之间相互垂直。如图2所示，第一组传感定位平台分别布设在P11和P12坐标点，第二组传感定位平台分别布设在P21和P22坐标点，其中，向量与向量/>正交，图中T表示火箭残骸落点粗略位置坐标。
具体地，本发明实施例中，次声传感器模块可采用中国科学院声学研究所研制的InSAS2008型号次声传感器，具有灵敏度高、频响宽、非接触式测量等优点。
具体地，本发明实施例中，次声传感器模块与Lora终端模块可通过串行外设接口(SPI)连接。
具体地，本发明实施例中，Lora终端模块可采用思为无线公司的LoRaF30无线收发模块。
具体地，本发明实施例中，Lora终端模块与Lora网关模块采用标准Lora协议进行通信。
本发明实施例中，通导探一体化无人机平台的Lora网关模块可采用Semtech公司的SX1301物联网网关芯片，最大可支持8个Lora终端模块的信号的并行接收。
具体地，本发明实施例中，次声定位解析模块可采用Intel公司MCS-51系列单片机中的8051单片机，具有低功耗和低成本优势，具有丰富的I/O接口。
具体地，本发明实施例中，次声定位解析模块与Lora网关模块可采用串行外设接口(SPI)连接。
具体地，本发明实施例中，通导探一体化无人机平台的导航控制模块包含GPS/BD导航定位单元，该GPS/BD导航定位单元实时获取通导探一体化无人机平台的坐标，可采用和芯星通公司的UM220-IV NL型号的模块。
本发明实施例中，光学探测模块包括光学传感器单元和光学处理单元。
具体地，本发明实施例中，光学传感器单元包括红外和可见光两类光学传感器，可采用大疆公司的禅思Zenmuse H20T光学传感器，重量小于835克，有效像素2000万，支持红外热成像和光学成像两种成像模式，且具有激光测距功能。
此外，本发明一实施例还提供了一种利用上述火箭残骸搜寻定位***实施的火箭残骸搜寻定位方法，如图2所示，该火箭残骸搜寻定位方法包括如下内容：
步骤1、每一组传感定位平台根据接收次声信号的时间差计算火箭残骸坠落时次声信号方位角αi，计算公式为：
式中，i表示传感定位平台的组数，其值为1或2；表示第i组传感定位平台中两台传感定位平台接收次声信号的时间差；υ表示次声在空气中的传播速度，其值为340米/秒；di表示第i组传感定位平台中两台传感定位平台之间的距离。
具体地，本发明实施例中，两台传感定位平台之间的距离di可设置为200米。
步骤2、次声定位解析模块根据两组传感定位平台获得的次声信号方位角α1和α2计算得到火箭残骸落点粗略位置坐标T，计算公式为：
其中，P11、P12表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；P21、P22表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，/>表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；/>表示第一组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量；/>表示第二组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量。
步骤3、导航控制模块获得次声定位解析模块计算得到的火箭残骸落点粗略位置坐标T后，将T作为目标点，控制通导探一体化无人机平台飞到该坐标位置。
步骤4、通导探一体化无人机平台飞到火箭残骸落点粗略位置坐标T后，光学探测模块实现火箭残骸的识别并获取火箭残骸落点精确位置坐标，其步骤为：
步骤4.1、光学探测模块实时获取火箭残骸落点现场图像；
步骤4.2、对火箭残骸落点现场图像预处理，将图像格式转化为jpg格式；
步骤4.3、对于预处理后的图像，采用卷积神经网络图像识别方法，识别出火箭残骸，并获得相对位置方向；
步骤4.4、根据相对位置方向，通导探一体化无人机平台调整自身位置，直至飞行至火箭残骸正上方，并记录坐标，作为火箭残骸的精确位置坐标。
与现有技术相比，本发明的火箭残骸搜寻定位***及方法具有如下优点和有益效果：
一、本发明的火箭残骸搜寻定位***及方法先采用次声探测手段获取火箭残骸落点粗略位置坐标，而后采用光学手段实现火箭残骸的识别和精确定位，由于具有火箭残骸落点粗略位置坐标这一环节，本发明的火箭残骸搜寻定位***对火箭残骸落点预报的精度要求不高，具有更强的实用性。
二、本发明的火箭残骸搜寻定位***及方法中传感定位平台和通导探一体化无人机平台均是自主工作，自主获取火箭残骸的精确位置坐标，减少了人员参与，降低了搜寻定位人员的工作量，提高了搜寻效率。
三、传感定位平台采用次声探测手段获得火箭残骸落点粗略位置坐标，是一种被动的无源定位手段，不给火箭平台及火箭发射环节添加任何负担。
四、传感定位平台与通导探一体化无人机平台采用标准Lora协议进行通信，Lora协议是一种远距离无线电通信(Long Range Radio)协议，在同样的功耗条件下比其他无线方式传播的距离更远，有助于降低传感定位平台、通导探一体化无人机平台的功耗，提高在野外、荒漠、戈壁等无电力和通信设施依托的环境适应性，提升搜寻定位***的工作时长。
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。
最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (5)
1.一种火箭残骸搜寻定位***，其特征在于，包括通导探一体化无人机平台和多个传感定位平台，其中：
所述传感定位平台布置在火箭残骸预定回收区域的边缘，包括次声传感器模块和Lora终端模块；
所述通导探一体化无人机平台布置在火箭残骸预定回收区域的中心坐标上空，包括Lora网关模块、次声定位解析模块、导航控制模块和光学探测模块；
所述次声传感器模块与所述Lora终端模块连接，用于获取火箭残骸坠落时的次声信号并传输给所述Lora终端模块；
所述Lora终端模块连接于所述Lora网关模块，用于接收所述次声传感器模块获得的火箭残骸坠落时的次声信号方位角并发送给所述Lora网关模块；
所述次声定位解析模块与所述Lora网关模块和所述导航控制模块相连，用于根据接收自所述Lora网关模块的火箭残骸坠落时的次声信号方位角解析火箭残骸落点粗略位置坐标，并发送给所述导航控制模块；
所述导航控制模块用于控制所述通导探一体化无人机平台飞向所述火箭残骸落点粗略位置坐标；
所述光学探测模块用于实现火箭残骸的识别并获取精确位置坐标；
所述传感定位平台共布设2组，每一组2台，总计布设传感定位平台4台，且两组传感定位平台的布设基线之间相互垂直；
所述Lora终端模块和所述Lora网关模块之间采用Lora标准协议进行无线通信，其中，所述Lora网关模块支持4个以上所述Lora终端模块的信号的并行接收；
所述次声定位解析模块根据接收自所述Lora网关模块的火箭残骸坠落时的次声信号方位角，利用以下公式计算得到火箭残骸落点粗略位置坐标：
其中，P11、P12表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；P21、P22表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，/>表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；/>表示第一组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量；/>表示第二组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量，α1表示第一组传感定位平台计算的火箭残骸坠落时的次声信号方位角，α2表示第二组传感定位平台计算的火箭残骸坠落时的次声信号方位角。
2.根据权利要求1所述的火箭残骸搜寻定位***，其特征在于，所述导航控制模块中含有GPS/BD导航定位单元，所述GPS/BD导航定位单元实时获取所述通导探一体化无人机平台的坐标。
3.根据权利要求2所述的火箭残骸搜寻定位***，其特征在于，所述光学探测模块包括光学传感器单元和光学处理单元，其中，所述光学传感器单元包括红外和可见光两类光学传感器。
4.一种利用如权利要求1至3中任一项所述的火箭残骸搜寻定位***实施的火箭残骸搜寻定位方法，其特征在于，所述火箭残骸搜寻定位方法包括：
步骤1、每一组传感定位平台根据接收次声信号的时间差计算火箭残骸坠落时次声信号方位角αi，计算公式为：
式中，i表示传感定位平台的组数，其值为1或2；表示第i组传感定位平台中两台传感定位平台接收次声信号的时间差；υ表示次声在空气中的传播速度，其值为340米/秒；di表示第i组传感定位平台中两台传感定位平台之间的距离；
步骤2、次声定位解析模块根据两组传感定位平台获得的次声信号方位角α1和α2计算得到火箭残骸落点粗略位置坐标T，计算公式为：
其中，P11、P12表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，表示第一组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；P21、P22表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台的坐标，/>表示第二组传感定位平台中两个传感定位平台对应的方向矢量；/>表示第一组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量；/>表示第二组传感定位平台中第一个传感定位平台与火箭残骸落点形成的方向矢量；
步骤3、导航控制模块获得次声定位解析模块计算得到火箭残骸落点粗略位置坐标T后，将T作为目标点，控制通导探一体化无人机平台飞到所述火箭残骸落点粗略位置坐标；
步骤4、通导探一体化无人机平台飞到火箭残骸落点粗略位置坐标T后，光学探测模块实现火箭残骸的识别并获取精确位置坐标。
5.根据权利要求4所述的火箭残骸搜寻定位方法，其特征在于，所述步骤4包括：
步骤4.1、光学探测模块实时获取火箭残骸落点现场图像；
步骤4.2、对火箭残骸落点现场图像预处理，将图像格式转化为jpg格式；
步骤4.3、对于预处理后的图像，采用卷积神经网络图像识别方法，识别出火箭残骸，并获得相对位置方向；
步骤4.4、根据相对位置方向，通导探一体化无人机平台调整自身位置，直至飞行至火箭残骸正上方，并记录坐标，作为火箭残骸的精确位置坐标。
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