垂直起降無人機自主著艦的輔助系統及方法
【專利摘要】本發明公開了一種垂直起降無人機自主著艦的輔助系統，該輔助系統包括第一電磁體、第二電磁體，其中，第一電磁體和第二電磁體均吸附在垂直起降無人機起落架上。該輔助系統結構簡單，使用方便，具有良好的可靠性，能夠在光線強烈和海況較差的情況下工作；該輔助系統吸附在垂直起降無人機的起落架上，不需要改變艦船和垂直起降無人機的外觀；該輔助系統包括控制模塊，減少在著艦時對垂直起降無人機上的微型計算機系統的依賴；能夠應用在3～6級海風、浪高0～3米的海況下。
【專利說明】
垂直起降無人機自主著艦的輔助系統及方法
技術領域
[0001] 本發明涉及航空技術領域，尤其涉及一種垂直起降無人機自主著艦的輔助系統及 方法。
【背景技術】
[0002] 無人機自主飛行技術多年來一直是航空領域研究的熱點，具有使用便利、運營成 本低、飛行精度高、機動靈活易于智能化等優點，并且在實際應用中存在大量的需求。垂直 起降無人機具有軸對稱結構，起飛時不需要專門的起降場地和跑道，可以垂直起飛和降落。 然而，垂直起降無人機在3~6級風、浪高0.6~3米條件下的穩定停靠、穩定著艦的問題，目 前仍沒有比較良好的解決方案。
[0003] 垂直起降無人機自主著艦是個艱巨而復雜的過程，受海上風浪的影響，艦船在海 上航行時會產生沿三個坐標軸的直線運動：縱蕩、橫蕩、垂蕩，以及繞三個坐標軸的旋轉運 動:縱搖、橫搖和艏搖。在陣風干擾和地面效應的影響下，使得垂直起降無人機成功著艦十 分困難。
[0004] 各種調研數據表明，影響無人機著艦的艦體運動主要是艦船的縱搖和橫搖，因此 如何減少艦體在無人機下降過程中的縱搖和橫搖對著艦的影響引起了人們的重視。
[0005] 數據分析表明，艦體的橫搖具有相對光滑的正弦特性，近似于帶阻尼的二階模型。 而艦體的縱搖不近似于正弦特性，不易掌握，但只要無人機系統有足夠的帶寬，對艦體的縱 搖運動的跟蹤是可實現的。現有技術中無法對艦船橫搖運動作出準確預估，進而無法實現 垂直起降無人機的安全著陸。
[0006] 中國專利CN103955227A公開了一種無人機精準降落的控制方法，該方法利用空間 幾何關系和聲源信號到達麥克風陣列的時延值計算無人機的偏航角和俯仰角，然后利用氣 壓高度傳感器使無人機精準降落在降落點位置，該方法能有效控地提高無人機點對點飛行 的降落精度，但是該方法只能應用于無人機降落平面及降落點固定不變的環境中，不能應 用于艦載無人機的降落。中國專利CN104391507A公開了一種無人機的控制方法及系統、無 人機，該方法利用激光測距模塊測得無人機的飛行高度，再通過計算獲取無人機的機體相 對降落平面的姿態角，進而控制無人機的降落過程，該方法把降落平面的搖擺轉化成無人 機相對降落平面的姿態角，計算過程復雜，而且在光線強烈或海況較差的情況下，光學測距 儀測量結果不準確。中國專利CN105302126A公開了一種無人艦載直升機自主下降著艦的控 制方法，該方法在無人機下降著艦開始時，通過艦上設備不斷測量甲板著艦點的橫滾角，預 估未來時刻甲板著艦點的橫滾角，并且發送至無人機，使無人機在預測的甲板運動最小狀 態下著艦，其中，甲板著艦點的橫滾角的預估是基于改進的AR模型計算得到的，計算過程復 雜，計算量大。
[0007] 由于上述原因，本發明人對現有的無人機自主降落的方法進行了深入研究，以便 設計出一種結構簡單，穩定性好，成本低廉的自主著艦的控制系統。

【發明內容】

[0008] 為了克服上述問題，本發明人進行了銳意研究，設計出一種垂直起降無人機自主 著艦的輔助系統，該輔助系統包括第一電磁體1、第二電磁體2,其中，第一電磁體1和第二電 磁體2均吸附在垂直起降無人機起落架上，該輔助系統結構簡單，使用方便，具有良好的可 靠性，能夠在光線強烈和海況較差的情況下工作;該輔助系統吸附在垂直起降無人機的起 落架上，不需要改變艦船和垂直起降無人機的外觀;該輔助系統包括控制模塊，減少在著艦 時對垂直起降無人機上的微型計算機系統的依賴;能夠應用在3~6級海風、浪高0~3米的 海況下完成著艦作業，從而完成本發明。
[0009] 具體來說，本發明的目的在于提供以下方面：
[0010] (1) -種垂直起降無人機自主著艦的輔助系統，其特征在于，
[0011] 該輔助系統包括第一電磁體1、第二電磁體2，
[0012] 其中，第一電磁體1和第二電磁體2均吸附在垂直起降無人機的起落架上；
[0013] 在所述第一電磁體1上設置有控制模塊11和第一氣壓高度計12，
[0014] 在所述第二電磁體2上設置有角速度傳感器21和第二氣壓高度計22，
[0015] 所述第二電磁體2可從所述起落架上脫落并吸附在艦船的甲板上。
[0016] (2)根據上述（1)所述的輔助系統，其特征在于，所述輔助系統還包括設置在垂直 起降無人機起落架上的彈性裝置3,其一端與第一電磁體1或者起落架相連，另一端與第二 電磁體2相連。
[0017] ⑶根據上述⑴所述的輔助系統，其特征在于1，
[0018] 第一氣壓高度計用于測量垂直起降無人機的的海拔高度，并將其傳遞至控制模 塊；
[0019] 第二氣壓高度計用于測量艦船甲板的海拔高度，并且將其傳遞至所述控制模塊，
[0020] 角速度傳感器用于測量艦船橫搖角速度，并且將其傳遞至所述控制模塊。
[0021] (4)根據上述(3)所述的輔助系統，其特征在于，
[0022] 所述控制模塊用于根據接收到的數據信息判斷垂直起降無人機是否可以平穩著 艦。
[0023] (5)根據上述(1)所述的輔助系統，其特征在于，
[0024] 當所述控制模塊判斷出垂直起降無人機可以平穩著艦時，控制模塊還用于計算獲 得垂直起降無人機的降落速度和降落角度，并且將其傳遞至垂直起降無人機上的微型計算 機系統；
[0025] 優選地，當第二電磁體2上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲 板海拔高度相差小于警戒高度差值時，和/或所述第二電磁體2上的角速度傳感器連續測得 的兩組不同時刻的艦船橫搖角速度相差小于警戒擺動速度值時，所述垂直起降無人機可以 平穩著艦；
[0026] (6)根據上述(5)所述的輔助系統，其特征在于，
[0027] 當所述控制模塊判斷出垂直起降無人機不可以平穩著艦時，控制模塊還用于向所 述垂直起降無人機上的微型計算機系統傳遞停止著艦指令；
[0028] 優選地，當第二電磁體2上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲 板海拔高度相差大于警戒高度差值時，或者當第二電磁體2上的角速度傳感器連續測得的 兩組不同時刻的艦船橫搖角速度相差大于警戒擺動速度值時，所述垂直起降無人機不可以 平穩著艦。
[0029] (7)根據上述(5)或(6)所述的輔助系統，其特征在于，
[0030] 所述兩組不同時刻相差0.1~0.5s;
[0031]所述警戒高度差值為0.5~1.5m;
[0032] 所述警戒擺動速度值時5m/s~15m/s。
[0033] (8)根據上述(5)所述的輔助系統，其特征在于，當所述控制模塊判斷出垂直起降 無人機滿足平穩著艦的條件時，控制模塊通過下式(一)獲得垂直起降無人機的降落速度， 通過下式(二)獲得垂直起降無人機的降落角度，從而控制無人機勻速降落，
(一） (:二）
[0036] 其中，?〇代表無人機的降落速度;h代表無人機的降落高度;t代表降落總時長;n代 表艦船橫搖擺動的周期數;T代表艦船橫搖角度擺動一周期所需時長，A代表艦船橫搖角速 度的最大值。
[0037] (9)-種垂直起降無人機自主著艦的方法，其特征在于，
[0038] 該方法是采用如權利要求1至8之一所述的輔助系統進行的，優選地，該方法包括 以下步驟：
[0039] 步驟1):垂直起降無人機上的微型計算機系統向垂直起降無人機自主著艦的輔助 系統傳遞著艦信號；
[0040] 步驟2):垂直起降無人機自主著艦的輔助系統接收到著艦信號后，第二電磁體2脫 離垂直起降無人機的起落架，降落到艦船甲板上并吸附固定在艦船甲板上；
[0041] 步驟3):測量垂直起降直升機的海拔高度、艦船甲板的海拔高度和艦船的橫搖角 速度，并且將測量獲得的數據傳遞至第一電磁體1的控制模塊；
[0042] 步驟4):第一電磁體1的控制模塊判斷垂直起降無人機是否可以平穩著艦，當判斷 出垂直起降無人機可以平穩著艦時，執行步驟5和步驟6,當判斷出垂直起降無人機不可以 平穩著艦時，執行步驟7;
[0043] 步驟5):第一電磁體1的控制模塊通過計算獲得所述垂直起降無人機的降落速度 和降落角度，并且傳遞至垂直起降無人機上的微型計算機系統；
[0044] 步驟6):無人機上的微型計算機系統控制所述垂直起降無人機著艦；
[0045] 步驟7)第一電磁體1向垂直起降無人機上的微型計算機系統傳遞停止著艦信號。
[0046] 10、根據權利要求9所述的方法，其特征在于，
[0047] 在步驟2中，改變流入第二電磁體2的電流方向，使得第二電磁體2脫離垂直起降無 人機的起落架，降落到艦船甲板上并吸附在艦船甲板上。
[0048]本發明所具有的有益效果包括：
[0049] (1)該輔助系統結構簡單，使用方便，具有良好的可靠性，能夠在光線強烈和海況 較差的情況下；
[0050] (2)該輔助系統吸附在垂直起降無人機的起落架上，不需要改變艦船和垂直起降 無人機的外觀；
[0051] (3)該輔助系統包括控制模塊，減少在著艦時對垂直起降無人機上的微型計算機 系統的依賴
[0052] (4)能夠應用在3~6級海風、浪高0~3米的海況下。
【附圖說明】
[0053] 圖1示出根據本發明一種優選實施方式的垂直起降無人機自主著艦的輔助系統的 結構示意圖。
[0054] 附圖標號說明：
[0055] 1-第一電磁體
[0056] n-控制模塊 [0057] 12-第一氣壓高度計
[0058] 2-第二電磁體
[0059] 21-角速度傳感器
[0060] 22-第二氣壓高度計 [0061 ] 3-彈性裝置
【具體實施方式】
[0062] 下面通過附圖和實施例對本發明進一步詳細說明。通過這些說明，本發明的特點 和優點將變得更為清楚明確。
[0063] 在這里專用的詞"示例性"意為"用作例子、實施例或說明性"。這里作為"示例性" 所說明的任何實施例不必解釋為優于或好于其它實施例。盡管在附圖中示出了實施例的各 種方面，但是除非特別指出，不必按比例繪制附圖。
[0064] 根據本發明提供的一種垂直起降無人機自主著艦的輔助系統，其特征在于，該輔 助系統包括第一電磁體1、第二電磁體2，
[0065] 其中，第一電磁體1和第二電磁體2都吸附在垂直起降無人機起落架上。
[0066]其中，第一電磁體1可以與垂直起降無人機的電力系統相連，由所述電力系統為第 一電磁體1提供電源，也可以在第一電磁鐵1內設置電源模塊，由電源模塊為其供電；同樣 地，第二電磁體2可以與垂直起降無人機的電力系統相連，由所述電力系統為第二電磁體2 提供電源，也可以在第二電磁鐵2內設置電源模塊，由電源模塊為其供電，并且優選地，所述 第二電磁鐵上的電源可以反向接入，使得第二電磁鐵由原來吸附在第一電磁鐵上變為與第 一電磁鐵相斥，從而快速脫落，降落到甲板上。
[0067] 在一個優選的實施方式中，第一電磁體1與垂直起降無人機的微型計算機系統相 連，優選地為所述控制模塊11與垂直起降無人機的微型計算機系統相連，所述微型計算機 系統是無人機上的核心控制單元，其能夠控制無人機的運動。
[0068] 在一個優選的實施方式中，所述輔助系統還包括繞在垂直起降無人機起落架上的 彈性裝置3,其一端與第一電磁體1相連，另一端與第二電磁體2相連。
[0069] 在一個優選的實施方式中，彈性裝置3是由質地較軟、形變能力強的金屬材料制 作。
[0070] 在一個優選的實施方式中，所述輔助系統還包括數據傳輸模塊。
[0071] 所述數據傳輸模塊可以通過有線的方式進行傳輸，也可以通過無線的方式進行數 據傳輸；當以有線的方式進行傳輸時，其可以纏繞在彈性裝置上3,當以無線的方式進行傳 輸時，分別在第一電磁體1上和第二電磁體2上設置一個數據傳輸模塊。
[0072]在一個優選的實施方式中，所述輔助系統各個部件外層均涂覆抗氧化防腐蝕材 料，所述各個部件包括第一電磁體1、第二電磁體2、彈性裝置3和數據傳輸模塊。
[0073] 具體地，所述第一電磁體1包括控制模塊和第一氣壓高度計，
[0074] 其中，控制模塊用于判斷垂直起降無人機是否可以平穩著艦，
[0075] 第一氣壓高度計用于測量垂直起降無人機的的海拔高度，并將其傳遞至控制模 塊。
[0076] 所述第二電磁體2包括第二氣壓高度計和角速度傳感器，
[0077]其中，第二氣壓高度計用于測量艦船甲板的海拔高度，并將其傳遞至所述控制模 塊，
[0078]角速度傳感器用于測量艦船橫搖角速度，并將其傳遞至所述控制模塊。
[0079] 進一步地，控制模塊根據接收的垂直起降無人機的的海拔高度、艦船甲板的海拔 高度和艦船橫搖角速度來分析判斷垂直起降無人機是否可以平穩著艦。
[0080] 當控制模塊判斷出垂直起降無人機可以平穩著艦時，控制模塊還用于計算獲得垂 直起降無人機的降落速度和降落角度，并且傳遞至垂直起降無人機上的微型計算機系統；
[0081] 當控制模塊判斷出垂直起降無人機不可以平穩著艦時，控制模塊還用于向所述垂 直起降無人機上的微型計算機系統傳遞停止著艦命令。
[0082] 更進一步地，判斷所述垂直起降無人機可以平穩著艦的條件包括下述兩項中的一 項或兩項;優選地需要滿足下述兩項條件，即優選地，當滿足下述兩項條件時認為所述垂直 起降無人機滿足平穩著艦的條件；
[0083] (1)當第二電磁體2上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲板海 拔高度相差小于警戒高度差值時，其中，所述所述兩組不同時刻相差0.1~0.5s，優選地為 Is;所述警戒高度差值為0.5~1.5m，優選地為lm;
[0084] (2)第二電磁體2上的角速度傳感器連續測得的兩組不同時刻的艦船橫搖角速度 相差小于警戒擺動速度值時，其中，所述所述兩組不同時刻相差0.1~〇.5s，優選地為Is;所 述警戒擺動速度值時5m/s~15m/s，優選地為1 Om/s;
[0085] 更進一步地，判斷所述垂直起降無人機不可以平穩著艦的條件包括下述兩項中的 一項或兩項;優選地只需要滿足下述兩項條件中任意一項時，即優選地，當滿足下述兩項條 件中任意一項時認為所述垂直起降無人機不滿足平穩著艦的條件；
[0086] (1)當第二電磁體2上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲板海 拔高度相差大于警戒高度差值時，其中，所述所述兩組不同時刻相差0.1~〇.5s，優選地為 Is;所述警戒高度差值為0.5~1.5m，優選地為lm;
[0087] (2)第二電磁體2上的角速度傳感器連續測得的兩組不同時刻的艦船橫搖角速度 相差大于警戒擺動速度值時，其中，所述所述兩組不同時刻相差0.1~〇.5s，優選地為Is;所 述警戒擺動速度值時5m/s~15m/s，優選地為1 Om/s;
[0088] 本發明中所述的大于也包括二者相等的情況，即當所述艦船橫搖角速度相差與警 戒擺動速度值相等，或者甲板海拔高度相差與警戒高度差值相等時，都認為此時不能平穩 著艦，即不滿足平穩著艦的條件。
[0089] 在一個優選地實施方式中，當所述控制模塊判斷出垂直起降無人機滿足平穩著艦 的條件時，控制模塊通過下式(一)獲得垂直起降無人機的降落速度，通過下式(二)獲得垂 直起降無人機的降落角度，從而控制無人機平穩降落，
(一） (二)
[0092] 其中，*0代表無人機的降落速度;h代表無人機的降落高度;t代表降落總時長;n代 表艦船橫搖擺動的周期數，優選取1及1以上自然數;T代表艦船橫搖角度擺動一周期所需時 長，A代表艦船橫搖角速度的最大值，由所述角速度傳感器測得。微型計算機系統按照接收 的降落速度和降落角度控制舵機和自動傾斜器實現對垂直起降無人機的降落速度和降落 角度的控制。
[0093] 本發明中所述的平穩降落是指以恒定或者變化較小的，并且數值較小的加速度減 速，直至降落的過程。
[0094] 根據本發明提供的一種垂直起降無人機自主著艦的方法，該方法包括以下步驟：
[0095] 步驟1):垂直起降無人機上的微型計算機系統向垂直起降無人機自主著艦的輔助 系統傳遞著艦信號；
[0096] 步驟2):垂直起降無人機自主著艦的輔助系統接收到著艦信號后，第二電磁體2脫 離垂直起降無人機的起落架，降落到艦船甲板上并吸附在艦船甲板上；
[0097] 步驟3):測量垂直起降直升機的海拔高度、艦船甲板的海拔高度和艦船的橫搖角 速度，并且將測量獲得的數據傳遞至第一電磁體1的控制模塊；
[0098] 步驟4):第一電磁體1的控制模塊判斷垂直起降無人機是否可以平穩著艦，當判斷 出垂直起降無人機可以平穩著艦時，執行步驟5和步驟6,當判斷出垂直起降無人機不可以 平穩著艦時，執行步驟7;
[0099] 步驟5):第一電磁體1的控制模塊通過計算獲得所述垂直起降無人機的降落速度 和降落角度，并且傳遞至垂直起降無人機上的微型計算機系統；
[0100] 步驟6):無人機上的微型計算機系統控制所述垂直起降無人機著艦；
[0101] 步驟7)第一電磁體1向垂直起降無人機上的微型計算機系統傳遞停止著艦信號。
[0102] 在一個優選的實施方式中，在步驟2中，改變流入第二電磁體2的電流方向，使得第 二電磁體2脫離垂直起降無人機的起落架，降落到艦船甲板上并吸附在艦船甲板上，和/或
[0103] 在步驟3中，通過第一氣壓高度計測量垂直起降直升機的海拔高度，通過第二氣壓 高度計測量艦船甲板的海拔高度和通過通過第二電磁體2上的角速度傳感器測量艦船的橫 搖角速度，
[0104] 在步驟4中，當第二電磁體2上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船 甲板海拔高度相差小于警戒高度差值時，和/或所述第二電磁體2上的角速度傳感器連續測 得的兩組不同時刻的艦船橫搖角速度相差小于警戒擺動速度值時，所述垂直起降無人機可 以平穩著艦；
[0105] 當第二電磁體2上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲板海拔高 度相差大于警戒高度差值時，或者當第二電磁體2上的角速度傳感器連續測得的兩組不同 時刻的艦船橫搖角速度相差大于警戒擺動速度值時，所述垂直起降無人機不可以平穩著 艦。
[0106] 在步驟6中，所述垂直起降無人機上的微型計算機系統根據接收到的降落速度和 降落角度控制舵機和自動傾斜器實現著艦。
[0107]以上結合了優選的實施方式對本發明進行了說明，不過這些實施方式僅是范例性 的，僅起到說明性的作用。在此基礎上，可以對本發明進行多種替換和改進，這些均落入本 發明的保護范圍內。
【主權項】
1. 一種垂直起降無人機自主著艦的輔助系統，其特征在于， 該輔助系統包括第一電磁體(1 )、第二電磁體(2)， 其中，第一電磁體(1)和第二電磁體(2)均吸附在垂直起降無人機的起落架上； 在所述第一電磁體(1)上設置有控制模塊(11)和第一氣壓高度計（12)， 在所述第二電磁體(2)上設置有角速度傳感器(21)和第二氣壓高度計(22)， 所述第二電磁體(2)可從所述起落架上脫落并吸附在艦船的甲板上。2. 根據權利要求1所述的輔助系統，其特征在于，所述輔助系統還包括設置在垂直起降 無人機起落架上的彈性裝置(3)，其一端與第一電磁體（1)或者起落架相連，另一端與第二 電磁體(2)相連。3. 根據權利要求1所述的輔助系統，其特征在于1， 第一氣壓高度計用于測量垂直起降無人機的的海拔高度，并將其傳遞至控制模塊 (11); 第二氣壓高度計用于測量艦船甲板的海拔高度，并且將其傳遞至所述控制模塊， 角速度傳感器用于測量艦船橫搖角速度，并且將其傳遞至所述控制模塊。4. 根據權利要求3所述的輔助系統，其特征在于， 所述控制模塊用于根據接收到的數據信息判斷垂直起降無人機是否滿足可W平穩著 艦的條件。5. 根據權利要求4所述的輔助系統，其特征在于， 當所述控制模塊判斷出垂直起降無人機滿足平穩著艦的條件時，控制模塊還用于計算 獲得垂直起降無人機的降落速度和降落角度，并且將其傳遞至垂直起降無人機上的微型 計算機系統； 優選地，當第二電磁體(2)上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲板 海拔高度相差小于警戒高度差值時，和/或所述第二電磁體(2)上的角速度傳感器連續測得 的兩組不同時刻的艦船橫搖角速度相差小于警戒擺動速度值時，所述垂直起降無人機滿足 平穩著艦的條件。6. 根據權利要求5所述的輔助系統，其特征在于， 當所述控制模塊判斷出垂直起降無人機不滿足平穩著艦的條件時，控制模塊還用于向 所述垂直起降無人機上的微型計算機系統傳遞停止著艦指令； 優選地，當第二電磁體(2)上的第二氣壓高度計連續測得的兩組不同時刻的艦船甲板 海拔高度相差大于警戒高度差值時，或者當第二電磁體(2)上的角速度傳感器連續測得的 兩組不同時刻的艦船橫搖角速度相差大于警戒擺動速度值時，所述垂直起降無人機不滿足 平穩著艦的條件。7. 根據權利要求5或6所述的輔助系統，其特征在于， 所述兩組不同時刻相差0.1~0.5s; 所述警戒高度差值為0.5~1.5m; 所述警戒擺動速度值時5m/s~15m/s。8. 根據權利要求5所述的輔助系統，其特征在于，當所述控制模塊判斷出垂直起降無人 機滿足平穩著艦的條件時，控制模塊通過下式(一)獲得垂直起降無人機的降落速度，通過 下式(二)獲得垂直起降無人機的降落角度，從而控制無人機平穩降落，其中，巧代表無人機的降落速度;h代表無人機的降落高度;t代表降落總時長；0代表無 人機的降落角度，n代表艦船橫搖擺動的周期數;T代表艦船橫搖角度擺動一周期所需時長， A代表艦船橫搖角速度的最大值。9. 一種垂直起降無人機自主著艦的方法，其特征在于， 該方法是采用如權利要求1至8之一所述的輔助系統進行的，優選地，該方法包括W下 步驟： 步驟1):垂直起降無人機上的微型計算機系統向垂直起降無人機自主著艦的輔助系統 傳遞著艦信號； 步驟2):垂直起降無人機自主著艦的輔助系統接收到著艦信號后，第二電磁體(2)脫離 垂直起降無人機的起落架，降落到艦船甲板上并吸附固定在艦船甲板上； 步驟3):測量垂直起降直升機的海拔高度、艦船甲板的海拔高度和艦船的橫搖角速度， 并且將測量獲得的數據傳遞至第一電磁體(1)的控制模塊； 步驟4):第一電磁體（1)的控制模塊判斷垂直起降無人機是否可W平穩著艦，當判斷出 垂直起降無人機可W平穩著艦時，執行步驟5和步驟6,當判斷出垂直起降無人機不可W平 穩著艦時，執行步驟7; 步驟5):第一電磁體（1)的控制模塊通過計算獲得所述垂直起降無人機的降落速度和 降落角度，并且傳遞至垂直起降無人機上的微型計算機系統； 步驟6):無人機上的微型計算機系統控制所述垂直起降無人機著艦； 步驟7)第一電磁體(1)向垂直起降無人機上的微型計算機系統傳遞停止著艦信號。10. 根據權利要求9所述的方法，其特征在于， 在步驟2中，改變流入第二電磁體(2)的電流方向，使得第二電磁體(2)脫離垂直起降無 人機的起落架，降落到艦船甲板上并吸附在艦船甲板上。
【文檔編號】G05D1/08GK105912003SQ201610466543
【公開日】2016年8月31日
【申請日】2016年6月23日
【發明人】王輝, 林德福, 何紹溟, 紀毅, 于懌男, 林時堯, 韓丁丁
【申請人】北京理工大學