一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统的制作方法
一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种无人机飞行控制系统，尤其涉及一种包含多传感器的高集成化和小型化的飞行控制系统。
【背景技术】
[0002]随着无人机应用领域扩大，无人机小型化要求以及无人机完成任务和实现功能的复杂程度不断提高，对这类无人机体积及性能提出了更高的要求，使得无人机核心部件的飞行控制系统的向着功能更强，集成化程度更高和小型化方向发展。
[0003]为了获得好的无人机导航和控制的功能，完成更多飞行任务，无人机飞行控制系统通常需要与多种传感器和任务设备进行连接。在飞行控制计算机的设计中，一般的，传感器与CPU之间通过通讯接口或数字采样方式将各类飞行控制所需数据送入CPU进行处理计算，传感器通常外置于飞行控制器外部，通过外部连接数据线和信号线实现传感器数据的传输，这种传感器外置的方式，使传感器本身占用了一定的空间，导致飞控计算机的体积增加，且使飞行控制计算机内布线繁杂，不利于飞行控制系统的集成化、小型化发展和使用。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是提供一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，解决飞行控制计算机内走线复杂，外置传感器时占用空间大的问题，满足飞行控制系统小型化、高集成化、高性能要求。
[0005]为了实现上述目的，本发明提供了一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，包括机盒，所述机盒内部由上到下依次设置有接口板、电源板、串口板以及CPU板，且所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间通过螺柱拉紧并与机盒相固定，所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间设置有插针，所述插针用于各板之间数据与信号传递；所述接口板上上内嵌UR8集成串口板以及焊板式航空插座，所述焊板式航空插座用于实现与外部设备的通信；所述电源板上设置有电源转换模块；所述串口板上内嵌一个UR8集成串口板；所述CPU板内嵌有CPU核心处理部件；还包括内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块以及内置式GPS模块；所述内置式高度/空速传感器模块包括静压总压传感器、橡胶管以及静压总压进气嘴，所述静压总压传感器内置于串口板上，所述静压总压进气嘴设置于接口板上，所述静压总压传感器与静压总压进气嘴通过橡胶管连接，同时所述橡胶管贯通电源板；所述内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，通过采用SPI接口实现与CPU的数据传输；所述内置式GPS模块包括更新速率在20ms-50ms之间的GPS以及GPS天线插座，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS内置于电源板上，而所述GPS天线插座设置于接口板上，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS与GPS天线插座之间通过导线通信。
[0006]优选的:所述CPU核心处理部件为PowerPC系列芯片。
[0007]优选的:所述插针设置于螺柱内侧。
[0008]优选的:所述机盒的切面为方形时，所述螺柱设置于机盒的四个角上。
[0009]优选的:所述机盒的切面为圆形时，所述螺柱沿机盒的周向均匀设置。
[0010]优选的:所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
[0011]本发明的多传感器内置的高集成化飞行控制系统，相比现有技术，具有以下有益效果:1.由于本发明接口板、电源板、串口板、CPU板采用叠板式结构。接口板采用航插接口实现与外部设备的通信；电源板上除电源转换模块外内置GPS板；串口板上内嵌一个UR8集成串口板、内置内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块、内置内置式高度/空速传感器模块.’CPU板以内嵌PowerPC处理器为核心，含有集成CPU模块、信号调理电路、隔离放大电路。实现4路RS232和4路RS232/RS422串行通信接口 ；实现16路模拟量输入进行发动机电压、电源电压、发动机温度、转速信号等的采集；实现10路开关量输出进行火控开关、任务、切伞、油泵、停车、发动机启动、夜航灯、横修/纵修的控制；实现7路PWM输出完成实现对升降舵、方向舵、副翼舵、油门舵、气囊舵、开伞舵的控制。因而整体结构紧凑，占用空间小，因此满足减小飞控盒体积、飞行控制系统小型化、高集成化、高性能的要求。
[0012]2.采用焊板式航空插座实现传感器与CPU间连接，内部无软连接导线，同时通过各板间的插针实现数据传送，避免内部分布复杂软导线连接。
[0013]3.采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性會K。
[0014]4.内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，采用SPI接口可实现CPU的数据传输，实现高集成度。
[0015]5.所述静压总压进气嘴为空速管，所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
【附图说明】
[0016]图1是本发明实施例的结构示意图；
其中:A为接口板，B为电源板，C为串口板，D为CPU板，I为CPU核心处理部件，2为高度/空速传感器模块，3为内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块，4为更新速率在20ms-50ms之间的GPS，5为螺柱，6为插针，7为橡胶管，8为内置式GPS模块，9为UR8串口模块，10为焊板式航空插座，11为静压总压进气嘴，12为GPS天线插座。
【具体实施方式】
[0017]附图非限制性地公开了本发明一个优选实施例的结构示意图，以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。
实施例
[0018]本实施例的一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，如图1所示，包括机盒，所述机盒内部由上到下依次设置有接口板、电源板、串口板以及CPU板，且所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间通过螺柱拉紧并与机盒相固定，所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间设置有插针，所述插针用于各板之间数据与信号传递；所述接口板上上内嵌UR8集成串口板以及焊板式航空插座，所述焊板式航空插座用于实现与外部设备的通信；所述电源板上设置有电源转换模块；所述串口板上内嵌一个UR8集成串口板；所述CPU板内嵌有CPU核心处理部件；还包括内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块以及内置式GPS模块；所述内置式高度/空速传感器模块包括静压总压传感器、橡胶管以及静压总压进气嘴，所述静压总压传感器内置于串口板上，所述静压总压进气嘴设置于接口板上，所述静压总压传感器与静压总压进气嘴通过橡胶管连接，同时所述橡胶管贯通电源板；所述内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，通过采用SPI接口实现与CPU的数据传输；所述内置式GPS模块包括更新速率在20ms-50ms之间的GPS以及GPS天线插座，所述更新速 率在20ms-50ms之间的GPS内置于电源板上，而所述GPS天线插座设置于接口板上，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS与GPS天线插座之间通过导线通信。
[0019]所述CPU核心处理部件为PowerPC系列芯片。
[0020]所述插针设置于螺柱内侧。
[0021]所述机盒的切面为方形时，所述螺柱设置于机盒的四个角上。
[0022]所述机盒的切面为圆形时，所述螺柱沿机盒的周向均匀设置。
[0023]本发明采用叠板式结构，包括:接口板、电源板、串口板、CPU板。接口板采用航插接口实现与外部设备的通信；电源板上除电源转换模块外内置GPS板；串口板上内嵌一个UR8集成串口板、内置内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块、内置内置式高度/空速传感器模块.’CPU板以内嵌PowerPC处理器为核心，含有集成CPU模块、信号调理电路、隔离放大电路。实现4路RS232和4路RS232/RS422串行通信接口 ；实现16路模拟量输入进行发动机电压、电源电压、发动机温度、转速信号等的采集；实现10路开关量输出进行火控开关、任务、切伞、油泵、停车、发动机启动、夜航灯、横修/纵修的控制；实现7路PWM输出完成实现对升降舵、方向舵、副翼舵、油门舵、气囊舵、开伞舵的控制。整体结构紧凑，采用焊板式航空插座实现各传感器与CPU间的接口，无内部软导线连接，采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性能。
[0024]图中D为CPU板上的CPU核心处理部件PowerPC系列芯片，本发明选用PowerPC系列芯片为主控制芯片。
[0025]图1中静压总压传感器、橡胶管、静压总压进气嘴组成内置式高度/空速传感器模块，所述静压总压进气嘴为空速管，所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
[0026]图1中内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于C串口板与B电源板之间，采用SPI接口可实现CPU的数据传输，实现高集成度。
[0027]图1中高更新率GPS传感器通过插针内置于B电源板上
采用叠板式结构，在四个角用螺柱支撑方式拉紧固定各层板子与外部机盒。
[0028]采用焊板式航空插座实现传感器与CPU间连接，内部无软连接导线，通过各板间的插针实现数据传送，避免内部分布复杂软导线连接。
[0029]采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性會K。
[0030]采用硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部高度空速管连接，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
[0031]采用内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块，实现飞机三轴角加速度与三轴过载的监测，通过SPI接口与CPU芯片进行通信。
[0032]GPS传感器内置于电路板上，通过插针实现数据到串口的传送。
[0033]采用叠板式紧凑结构，用螺柱支撑方式拉紧固定各层叠板之间位置。
[0034]采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性會K。
[0035]上面结合附图所描述的本发明优选具体实施例仅用于说明本发明的实施方式，而不是作为对前述发明目的和所附权利要求内容和范围的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术和权利保护范畴。
【主权项】
1.一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:包括机盒，所述机盒内部由上到下依次设置有接口板、电源板、串口板以及CPU板，且所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间通过螺柱拉紧并与机盒相固定，所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间设置有插针，所述插针用于各板之间数据与信号传递；所述接口板上上内嵌UR8集成串口板以及焊板式航空插座，所述焊板式航空插座用于实现与外部设备的通信；所述电源板上设置有电源转换模块；所述串口板上内嵌一个UR8集成串口板；所述CPU板内嵌有CPU核心处理部件；还包括内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块、内置式GPS模块；所述内置式高度/空速传感器模块包括静压总压传感器、橡胶管以及静压总压进气嘴，所述静压总压传感器内置于串口板上，所述静压总压进气嘴设置于接口板上，所述静压总压传感器与静压总压进气嘴通过橡胶管连接，同时所述橡胶管贯通电源板；所述内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，通过采用SPI接口实现与CPU的数据传输；所述内置式GPS模块包括更新速率在50ms-100ms之间的GPS以及GPS天线插座，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS内置于电源板上，而所述GPS天线插座设置于接口板上，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS与GPS天线插座之间通过导线通信。2.根据权利要求1所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述CPU核心处理部件为PowerPC系列芯片。3.根据权利要求2所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述插针设置于螺柱内侧。4.根据权利要求3所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述机盒的切面为方形时，所述螺柱设置于机盒的四个角上。5.根据权利要求4所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述机盒的切面为圆形时，所述螺柱沿机盒的周向均匀设置。6.根据权利要求5所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
【专利摘要】本发明涉及一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，属于无人机飞行控制技术领域，包括机盒、接口板、电源板、串口板以及CPU板、CPU核心处理部件、内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块以及内置更新速率在20ms-50ms之间的内置式GPS模块。本发明通过合理布局，将各传感器与飞行控制计算单元组合在一起。采用焊板式航空插座实现各传感器与CPU间的接口，通过插针实现各个板之间的通信，使内部无软连接导线，避免走线复杂。采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性能。本发明解决了飞行控制系统内部走线复杂，传感器外置时结构松散，体积较大的问题，具有高集成化和小型化的特点。
【IPC分类】G05B19/042
【公开号】CN104898492
【申请号】CN201410144834
【发明人】梅劲松, 屈蔷, 曹东, 赵云辉, 高闪, 刘园园, 王鹞芝, 管洁
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2014年4月11日
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种无人机飞行控制系统，尤其涉及一种包含多传感器的高集成化和小型化的飞行控制系统。
【背景技术】
[0002]随着无人机应用领域扩大，无人机小型化要求以及无人机完成任务和实现功能的复杂程度不断提高，对这类无人机体积及性能提出了更高的要求，使得无人机核心部件的飞行控制系统的向着功能更强，集成化程度更高和小型化方向发展。
[0003]为了获得好的无人机导航和控制的功能，完成更多飞行任务，无人机飞行控制系统通常需要与多种传感器和任务设备进行连接。在飞行控制计算机的设计中，一般的，传感器与CPU之间通过通讯接口或数字采样方式将各类飞行控制所需数据送入CPU进行处理计算，传感器通常外置于飞行控制器外部，通过外部连接数据线和信号线实现传感器数据的传输，这种传感器外置的方式，使传感器本身占用了一定的空间，导致飞控计算机的体积增加，且使飞行控制计算机内布线繁杂，不利于飞行控制系统的集成化、小型化发展和使用。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是提供一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，解决飞行控制计算机内走线复杂，外置传感器时占用空间大的问题，满足飞行控制系统小型化、高集成化、高性能要求。
[0005]为了实现上述目的，本发明提供了一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，包括机盒，所述机盒内部由上到下依次设置有接口板、电源板、串口板以及CPU板，且所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间通过螺柱拉紧并与机盒相固定，所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间设置有插针，所述插针用于各板之间数据与信号传递；所述接口板上上内嵌UR8集成串口板以及焊板式航空插座，所述焊板式航空插座用于实现与外部设备的通信；所述电源板上设置有电源转换模块；所述串口板上内嵌一个UR8集成串口板；所述CPU板内嵌有CPU核心处理部件；还包括内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块以及内置式GPS模块；所述内置式高度/空速传感器模块包括静压总压传感器、橡胶管以及静压总压进气嘴，所述静压总压传感器内置于串口板上，所述静压总压进气嘴设置于接口板上，所述静压总压传感器与静压总压进气嘴通过橡胶管连接，同时所述橡胶管贯通电源板；所述内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，通过采用SPI接口实现与CPU的数据传输；所述内置式GPS模块包括更新速率在20ms-50ms之间的GPS以及GPS天线插座，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS内置于电源板上，而所述GPS天线插座设置于接口板上，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS与GPS天线插座之间通过导线通信。
[0006]优选的:所述CPU核心处理部件为PowerPC系列芯片。
[0007]优选的:所述插针设置于螺柱内侧。
[0008]优选的:所述机盒的切面为方形时，所述螺柱设置于机盒的四个角上。
[0009]优选的:所述机盒的切面为圆形时，所述螺柱沿机盒的周向均匀设置。
[0010]优选的:所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
[0011]本发明的多传感器内置的高集成化飞行控制系统，相比现有技术，具有以下有益效果:1.由于本发明接口板、电源板、串口板、CPU板采用叠板式结构。接口板采用航插接口实现与外部设备的通信；电源板上除电源转换模块外内置GPS板；串口板上内嵌一个UR8集成串口板、内置内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块、内置内置式高度/空速传感器模块.’CPU板以内嵌PowerPC处理器为核心，含有集成CPU模块、信号调理电路、隔离放大电路。实现4路RS232和4路RS232/RS422串行通信接口 ；实现16路模拟量输入进行发动机电压、电源电压、发动机温度、转速信号等的采集；实现10路开关量输出进行火控开关、任务、切伞、油泵、停车、发动机启动、夜航灯、横修/纵修的控制；实现7路PWM输出完成实现对升降舵、方向舵、副翼舵、油门舵、气囊舵、开伞舵的控制。因而整体结构紧凑，占用空间小，因此满足减小飞控盒体积、飞行控制系统小型化、高集成化、高性能的要求。
[0012]2.采用焊板式航空插座实现传感器与CPU间连接，内部无软连接导线，同时通过各板间的插针实现数据传送，避免内部分布复杂软导线连接。
[0013]3.采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性會K。
[0014]4.内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，采用SPI接口可实现CPU的数据传输，实现高集成度。
[0015]5.所述静压总压进气嘴为空速管，所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
【附图说明】
[0016]图1是本发明实施例的结构示意图；
其中:A为接口板，B为电源板，C为串口板，D为CPU板，I为CPU核心处理部件，2为高度/空速传感器模块，3为内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块，4为更新速率在20ms-50ms之间的GPS，5为螺柱，6为插针，7为橡胶管，8为内置式GPS模块，9为UR8串口模块，10为焊板式航空插座，11为静压总压进气嘴，12为GPS天线插座。
【具体实施方式】
[0017]附图非限制性地公开了本发明一个优选实施例的结构示意图，以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。
实施例
[0018]本实施例的一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，如图1所示，包括机盒，所述机盒内部由上到下依次设置有接口板、电源板、串口板以及CPU板，且所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间通过螺柱拉紧并与机盒相固定，所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间设置有插针，所述插针用于各板之间数据与信号传递；所述接口板上上内嵌UR8集成串口板以及焊板式航空插座，所述焊板式航空插座用于实现与外部设备的通信；所述电源板上设置有电源转换模块；所述串口板上内嵌一个UR8集成串口板；所述CPU板内嵌有CPU核心处理部件；还包括内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块以及内置式GPS模块；所述内置式高度/空速传感器模块包括静压总压传感器、橡胶管以及静压总压进气嘴，所述静压总压传感器内置于串口板上，所述静压总压进气嘴设置于接口板上，所述静压总压传感器与静压总压进气嘴通过橡胶管连接，同时所述橡胶管贯通电源板；所述内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，通过采用SPI接口实现与CPU的数据传输；所述内置式GPS模块包括更新速率在20ms-50ms之间的GPS以及GPS天线插座，所述更新速 率在20ms-50ms之间的GPS内置于电源板上，而所述GPS天线插座设置于接口板上，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS与GPS天线插座之间通过导线通信。
[0019]所述CPU核心处理部件为PowerPC系列芯片。
[0020]所述插针设置于螺柱内侧。
[0021]所述机盒的切面为方形时，所述螺柱设置于机盒的四个角上。
[0022]所述机盒的切面为圆形时，所述螺柱沿机盒的周向均匀设置。
[0023]本发明采用叠板式结构，包括:接口板、电源板、串口板、CPU板。接口板采用航插接口实现与外部设备的通信；电源板上除电源转换模块外内置GPS板；串口板上内嵌一个UR8集成串口板、内置内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块、内置内置式高度/空速传感器模块.’CPU板以内嵌PowerPC处理器为核心，含有集成CPU模块、信号调理电路、隔离放大电路。实现4路RS232和4路RS232/RS422串行通信接口 ；实现16路模拟量输入进行发动机电压、电源电压、发动机温度、转速信号等的采集；实现10路开关量输出进行火控开关、任务、切伞、油泵、停车、发动机启动、夜航灯、横修/纵修的控制；实现7路PWM输出完成实现对升降舵、方向舵、副翼舵、油门舵、气囊舵、开伞舵的控制。整体结构紧凑，采用焊板式航空插座实现各传感器与CPU间的接口，无内部软导线连接，采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性能。
[0024]图中D为CPU板上的CPU核心处理部件PowerPC系列芯片，本发明选用PowerPC系列芯片为主控制芯片。
[0025]图1中静压总压传感器、橡胶管、静压总压进气嘴组成内置式高度/空速传感器模块，所述静压总压进气嘴为空速管，所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
[0026]图1中内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于C串口板与B电源板之间，采用SPI接口可实现CPU的数据传输，实现高集成度。
[0027]图1中高更新率GPS传感器通过插针内置于B电源板上
采用叠板式结构，在四个角用螺柱支撑方式拉紧固定各层板子与外部机盒。
[0028]采用焊板式航空插座实现传感器与CPU间连接，内部无软连接导线，通过各板间的插针实现数据传送，避免内部分布复杂软导线连接。
[0029]采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性會K。
[0030]采用硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部高度空速管连接，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
[0031]采用内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块，实现飞机三轴角加速度与三轴过载的监测，通过SPI接口与CPU芯片进行通信。
[0032]GPS传感器内置于电路板上，通过插针实现数据到串口的传送。
[0033]采用叠板式紧凑结构，用螺柱支撑方式拉紧固定各层叠板之间位置。
[0034]采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性會K。
[0035]上面结合附图所描述的本发明优选具体实施例仅用于说明本发明的实施方式，而不是作为对前述发明目的和所附权利要求内容和范围的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术和权利保护范畴。
【主权项】
1.一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:包括机盒，所述机盒内部由上到下依次设置有接口板、电源板、串口板以及CPU板，且所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间通过螺柱拉紧并与机盒相固定，所述接口板、电源板、串口板以及CPU板之间设置有插针，所述插针用于各板之间数据与信号传递；所述接口板上上内嵌UR8集成串口板以及焊板式航空插座，所述焊板式航空插座用于实现与外部设备的通信；所述电源板上设置有电源转换模块；所述串口板上内嵌一个UR8集成串口板；所述CPU板内嵌有CPU核心处理部件；还包括内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块、内置式GPS模块；所述内置式高度/空速传感器模块包括静压总压传感器、橡胶管以及静压总压进气嘴，所述静压总压传感器内置于串口板上，所述静压总压进气嘴设置于接口板上，所述静压总压传感器与静压总压进气嘴通过橡胶管连接，同时所述橡胶管贯通电源板；所述内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块内置于串口板与电源板之间，通过采用SPI接口实现与CPU的数据传输；所述内置式GPS模块包括更新速率在50ms-100ms之间的GPS以及GPS天线插座，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS内置于电源板上，而所述GPS天线插座设置于接口板上，所述更新速率在20ms-50ms之间的GPS与GPS天线插座之间通过导线通信。2.根据权利要求1所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述CPU核心处理部件为PowerPC系列芯片。3.根据权利要求2所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述插针设置于螺柱内侧。4.根据权利要求3所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述机盒的切面为方形时，所述螺柱设置于机盒的四个角上。5.根据权利要求4所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述机盒的切面为圆形时，所述螺柱沿机盒的周向均匀设置。6.根据权利要求5所述多传感器内置的高集成化飞行控制系统，其特征在于:所述静压总压传感器采用硅压阻式传感器，所述硅压阻式传感器内置于电路板上，通过焊接固定，硅压阻式传感器通过内置橡皮管与外部空速管连接，实现气压高度测量，通过外围控制电路设计，实现高度空速测量及信号转换。
【专利摘要】本发明涉及一种多传感器内置的高集成化飞行控制系统，属于无人机飞行控制技术领域，包括机盒、接口板、电源板、串口板以及CPU板、CPU核心处理部件、内置式高度/空速传感器模块、内置式三轴角速率陀螺及加速度传感器模块以及内置更新速率在20ms-50ms之间的内置式GPS模块。本发明通过合理布局，将各传感器与飞行控制计算单元组合在一起。采用焊板式航空插座实现各传感器与CPU间的接口，通过插针实现各个板之间的通信，使内部无软连接导线，避免走线复杂。采用螺柱支撑方式固定拉紧叠板与外部飞控机盒，提高飞行控制计算机抗震性能。本发明解决了飞行控制系统内部走线复杂，传感器外置时结构松散，体积较大的问题，具有高集成化和小型化的特点。
【IPC分类】G05B19/042
【公开号】CN104898492
【申请号】CN201410144834
【发明人】梅劲松, 屈蔷, 曹东, 赵云辉, 高闪, 刘园园, 王鹞芝, 管洁
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2014年4月11日
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