[发明专利]一种采用共轴反桨的火箭模型及定点降落方法

权利要求书

1.一种火箭模型的定点降落方法，包括一种采用共轴反桨的火箭模型，所述采用共轴反桨的火箭模型包括火箭模型本体，所述火箭模型本体上设有动力机构和方向调节机构；

所述火箭模型本体内设有电控舱，所述电控舱用于感应所述火箭模型本体的位置，并通过所述方向调节机构控制所述动力机构的驱动方向；

所述火箭模型本体的前端设有制动机构，所述制动机构用于控制所述动力机构停止运行；

其特征在于，包括以下步骤：

S1：将目标点坐标(x,y,z)输入单片机内；

S2：火箭模型本体发射并开伞以后，GPS模块感应当前位置坐标(X,Y,Z)；

S3：单片机通过当前位置坐标(X,Y,Z)和目标点坐标(x,y,z)，计算火箭模型本体所需仰俯角度A和所需偏航角度B；

S4：陀螺仪模块时时读取当前的俯仰角数据a和航向角度数据b；

S5：单片机通过比对A和a，或B和b计算电机转动方向F，并通过电机转动方向F计算电机转动速度V；

S6：火箭模型触地后，触发顶针开关，各电机停止转动；

在步骤S3至S5中，

计算所需俯仰角度A：

其中，x为目标点的经度，y为目标点的纬度，z为目标点的高度，X为当前火箭模型所在位置的经度，Y为当前火箭模型所在位置的纬度，Z为当前火箭模型所在位置的高度；

计算所需偏航角度B：首先以当前火箭模型所在位置为原点，航向角为零的方向为Y轴正方向，顺时针旋转90度方向为X轴正方向，建立水平的坐标系，判断目标点位于第几象限；

当目标点位于第一，二象限时：

当目标点位于第三，四象限时：

其中，x为目标点的经度，y为目标点的纬度，X为当前火箭模型所在位置的经度，Y为当前火箭模型所在位置的纬度；

计算电机转动方向F：S_Δ＝A-a,

其中，上述A可替换为B，a可替换成b，且必须同时替换；S_Δ为当前角度与所需角度差值；

计算电机转动速度V：e_(t)＝V₍₂₎-V₍₁₎,

e_(t)电机转速实际值与电机转速预定值之差，V₍₁₎单位时刻电机转速预定值，V₍₂₎单位时刻电机转速实际值，K_P为比例系数，T_i积分系数，T_d微分系数。

2.如权利要求1所述的一种火箭模型的定点降落方法，其特征在于，所述动力机构包括共轴反桨电机和依次设于所述共轴反桨电机驱动轴上的两个螺旋桨，所述制动机构用于控制所述共轴反桨电机停止运行。

3.如权利要求2所述的一种火箭模型的定点降落方法，其特征在于，所述方向调节机构包括水平转动电机和竖直转动电机，所述水平转动电机安装于所述火箭模型本体上，所述竖直转动电机通过连接装置连接所述水平转动电机和所述动力机构，所述水平转动电机和所述竖直转动电机通过接收所述电控舱的感应信号用于调节所述动力机构的驱动方向。

4.如权利要求3所述的一种火箭模型的定点降落方法，其特征在于，所述连接装置包括第一连接件和第二连接件，所述第一连接件连接于所述水平转动电机的驱动端和所述竖直转动电机的固定端，所述第二连接件连接于所述竖直转动电机的驱动端和所述共轴反桨电机的固定端。

5.如权利要求4所述的一种火箭模型的定点降落方法，其特征在于，所述电控舱包括GPS模块、陀螺仪模块和单片机，所述单片机用于记录目标点坐标，所述GPS模块用于时时感应所述火箭模型本体的位置坐标，所述陀螺仪模块用于感应所述位置坐标与所述目标点坐标的偏差角度，通过所述水平转动电机和所述竖直转动电机控制两个所述螺旋桨的驱动方向。

6.如权利要求5所述的一种火箭模型的定点降落方法，其特征在于，所述火箭模型本体的前端设有整流头锥，所述制动机构设于所述整流头锥的端部。