CN104816833B - 小型飞行器电源系统及其一体化设计方法 - Google Patents
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Abstract
小型飞行器电源系统及其一体化设计方法，涉及飞行器电源设计领域，解决了现有采用分布式电源系统存在的质量和体积增大、不利于小型化的问题。包括由载机电源、1号热电池和2号热电池组成的一次电源，由第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源、线性电源、两个保护二极管集成在一块PCB电源板上组成的二次电源，本发明采用载机电源和热电池作为一次电源，利用DC/DC电源、线性电源、保护二极管设计二次电源，并且对二次电源的输入和输出进行了滤波，具有供电保护电路，本发明输出精度在1％以内，输出电压纹波峰峰值在100mV以内，供电电压稳定性较高；本发明的电源系统质量轻且体积小。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器电源设计技术领域，具体涉及一种小型飞行器电源系统及其一体化设计方法。
背景技术
电源系统为小型飞行器上的所有用电负载提供符合供电要求的电压和电流，高可靠性和高稳定性的供电是保证小型飞行器整体质量的关键，电源系统的设计及相关验证试验是小型飞行器设计的重要内容。
随着无人机挂载任务载荷小型化的需要，任务载荷等飞行器不断朝着小型化的方向发展，小型飞行器电源系统提出了重量轻、体积小的新要求，这就需要对整个电源系统进行一体化设计，从整体分析设计才能在保证电源系统的精度和可靠性的前提下，缩小电源系统的质量和体积，为飞行器的小型化奠定基础。
目前，在飞行器不受质量体积限制时，多采用分布式电源系统供电。现有的分布式电源系统为各个部件单独供电，由于供电种类繁多，缺乏系统上的综合考虑，可靠性较低，同时供电种类的繁多必然会引起飞行器质量和体积上的增大，这就限制了飞行器总体的小型化发展，因此，如何保证在供电种类繁多的情况下实现飞行器小型化是目前亟待解决的问题。
发明内容
为了解决现有采用分布式电源系统供电的方式存在的供电种类繁多、缺乏系统上的综合考虑从而导致飞行器质量和体积增大、不利于小型化的问题，本发明提供一种小型飞行器电源系统及其一体化设计方法。
本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：
本发明的小型飞行器电源系统，为小型飞行器中的导引头、点火与安保电路、导航制导与控制系统、舵机系统供电，所述导航制导与控制系统包括数字电路和模拟电路，所述舵机系统包括舵机功率负载和舵机控制器；该电源系统包括：由载机电源、1号热电池和2号热电池组成的一次电源；所述载机电源采用28V直流电源，输出电压范围为17.5V～31.5V，所述1号热电池的输出电压范围为23V～32V，所述2号热电池的输出电压范围为20V～32V；
由第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源、线性电源、两个保护二极管集成在一块PCB电源板上组成的二次电源，所述第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源的输入电压范围均为16V～40V；
所述导引头、点火与安保电路、舵机控制器、舵机功率负载、载机电源、1号热电池、2号热电池均与所述PCB电源板相连；所述载机电源输出端分别与两个保护二极管一端相连，两个保护二极管的另一端分别与1号热电池和2号热电池相连；所述第一DC/DC电源与导航制导与控制系统中的数字电路相连；所述第二DC/DC电源与线性电源相连，线性电源与导航制导与控制系统中的模拟电路相连，所述第一DC/DC电源和第二DC/DC电源用于对导航制导与控制系统中的数字电路与模拟电路进行隔离；所述第三DC/DC电源和第四DC/DC电源均与舵机控制器相连；
在飞行器挂机阶段，采用第一DC/DC电源对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对载机电源进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路、舵机功率负载直接由载机电源供电；
当载机电源与任务悬挂物脱离后，采用第一DC/DC电源对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对1号热电池进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路直接由1号热电池供电，舵机功率负载直接由2号热电池供电。
本发明还提供一种小型飞行器电源系统的一体化设计方法，该方法包括以下步骤：
步骤一、电源系统总体设计
利用载机电源、1号热电池和2号热电池分时作为一次电源的供电机制，一次电源经二次电源变换后为小型飞行器上的所有用电负载供电；
步骤二、一次电源供电特性分析
(1)载机电源供电特性分析
在飞行器挂机阶段，载机电源采用28V直流电源，即小型飞行器上的所有用电负载均使用28V直流电源进行供电，GJB1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中规定，在正常工作状态下，28V直流电源输出的稳态电压范围为20V～29V，同时存在直流畸变、脉动、电压瞬变，28V直流电源的畸变系数不大于0.035，即28V直流电源的最大直流畸变为0.98V，28V直流电源的脉动幅值不大于1.5V；
根据载机电源的输出特性，确定28V直流电源在存在畸变和脉动的情况下，输出电压范围为17.5V～31.5V；28V直流电源具有持续10A和瞬时65A的负载能力，在飞行器挂机阶段，小型飞行器上的所有用电负载产生的消耗电流不超出GJB 1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中规定的任务悬挂物28V直流电源接口的最大负载电流；
(2)热电池供电特性分析
当载机电源与任务悬挂物脱离后，飞行器供电转为内部供电，采用1号热电池为小型飞行器中的恒定负载供电，恒定负载包括导引头、导航制导与控制系统、点火与安保电路、舵机系统中的舵机控制器；采用2号热电池为小型飞行器中的功率负载供电，功率负载包括舵机系统中的舵机功率负载；
1号热电池和2号热电池均采用电激活的激活方式，激活时间在1s以内，1号热电池的输出电压范围为23V～32V，2号热电池的输出电压范围为20V～32V，因此一次电源的电压输出范围为17.5V～32V；
步骤三、二次电源供电设计
由于一次电源的电压输出范围为17.5V～32V，不能满足小型飞行器上的所有用电负载的全部供电需求，需要采用二次电源进行变换，利用二次电源将一次电源转换成小型飞行器上的所有用电负载所需的供电电源，为飞行器正常工作提供必要的电源支持；
二次电源包括第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源、线性电源、两个保护二极管；
在飞行器挂机阶段，采用第一DC/DC电源对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对载机电源进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路、舵机功率负载直接由载机电源供电；
当载机电源与任务悬挂物脱离后，采用第一DC/DC电源对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对1号热电池进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路直接由1号热电池供电，舵机功率负载直接由2号热电池供电；
载机电源与两个热电池之间各串联一个保护二极管，防止由载机电源切换到热电池供电时热电池电流流向载机电源；
所述第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源的输入电压范围均为16V～40V，一次电源的电压输出范围为17.5V～32V，DC/DC电源能够确保当一次电源存在波动时二次电源仍能正常工作；
步骤四、导航制导与控制系统模拟电路高品质供电设计
(1)通过二次电源中的DC/DC电源实现导航制导与控制系统中数字电路与模拟电路的降压和隔离，减小线性电源的耗散功率，降低线性电源的温升，再利用线性电源输出稳定的供电电压，线性电源提供的供电电压纹波为微伏级；
线性电源耗散功率的计算公式如式(1)所示：
P＝IOUT(MAX)×(VIN(MAX)-VOUT)+IGND×VIN(MAX) (1)
式(1)中：IOUT(MAX)＝0.6A，VIN(MAX)＝6V，VOUT＝5V，IGND＝30mA；代入式(1)计算出线性电源耗散功率：P＝0.6A×(6V-5V)+0.03A×6V＝0.78W；
线性电源的热阻为65℃/W，正常工作时的温升为：0.78W×65℃/W＝50.7℃；环境温度最高为60℃，线性电源正常工作时的最高温度为110.7℃，在工作温度范围-40℃～125℃以内，满足飞行器工作环境适应性要求；
(2)载机电源与热电池之间的保护电路设计
热电池的带载激活电压超过30V，高于载机电源电压，若没有保护措施，则热电池电流会流向载机电源，热电池能量会泄露，因此在载机电源输出端与热电池之间串联保护二极管，保证电流由载机电源单向输出；
(3)二次电源的小型化设计
按照步骤三中的二次电源供电设计方法，利用DC/DC电源，运用电源滤波方法，在考虑电源系统供电保护的情况下在PCB电源板上放置下二次电源的所有器件，实现在小体积PCB电源板上完成二次电源供电的转换，所述PCB电源板的尺寸为长度×宽度×厚度＝87.6mm×57.2mm×2mm，满足小型化飞行器电源系统小型化的要求。
进一步的，该方法还包括步骤五：对电源系统的供电品质进行测试，测试中输出电压最小值Vmin为4.99674V，输出电压最大值Vmax为5.03312V，输出电压平均值Vavg为5.01548V，输出电压峰峰值Vpp为36.38mV；测试结果：电源系统输出精度在1％以内，输出电压纹波峰峰值在100mV以内，供电电压稳定性高。
进一步的，所述第一DC/DC电源选型为EJH28S05N，所述第二DC/DC电源选型为EJAZ28S06EB，所述第三DC/DC电源选型为EJA28D15EA，所述第四DC/DC电源选型为EJF28S05M，所述线性电源选型为LinearTechnology公司的LT1965。
本发明的有益效果是：本发明采用载机电源和热电池作为一次电源，利用DC/DC电源、线性电源、保护二极管设计二次电源，并且对二次电源的输入和输出进行了滤波，具有供电保护电路，电源系统高精度供电通道的输出精度在1％以内，输出电压纹波峰峰值在100mV以内，供电电压稳定性较高。
本发明的小型飞行器电源系统的一体化设计方法是一种可以在小型飞行器中实现高可靠性、低纹波供电的方法，适合于为小型飞行器提供符合供电品质要求的电源，可以广泛应用于小型飞行器的电源系统设计中。采用本发明的一体化设计方法设计出的小型飞行器电源系统可以为小型飞行器中的导引头、点火与安保电路、导航制导与控制系统和舵机系统等多种负载提供高精度、低纹波的供电电源，输出电源的品质高，提高了飞行器的供电品质，功率密度高，同时减小了飞行器的质量和体积，质量轻、体积小。
附图说明
图1为本发明的小型飞行器电源系统的拓扑结构示意图。
图2为本发明中的二次电源供电的结构示意图。
图3为本发明中的二次电源的结构布局图。
图4为通过本发明的一体化设计方法设计出的小型飞行器电源系统供电品质测试图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明做进一步详细说明。
小型飞行器包括导引头、点火与安保电路、导航制导与控制系统、舵机系统等用电负载，导航制导与控制系统包括数字电路和模拟电路，舵机系统包括舵机功率负载和舵机控制器，根据小型飞行器型号的不同，舵机的个数也不同，在本具体实施方式中，共有四个舵机，分别为1号舵机、2号舵机、3号舵机和4号舵机，这四个舵机的功率负载均由一个舵机控制器进行控制。本发明的一种小型飞行器电源系统用于为小型飞行器上的所有用电负载提供符合供电品质要求的电能，可以同时为导引头、点火与安保电路、导航制导与控制系统、舵机系统供电。
如图1所示，本发明的一种小型飞行器电源系统包括：一次电源和二次电源，一次电源包括载机电源、1号热电池和2号热电池，载机电源采用28V直流电源，输出电压范围为17.5V～31.5V，1号热电池的输出电压范围为23V～32V，2号热电池的输出电压范围为20V～32V，一次电源的电压输出范围为17.5V～32V。
如图2所示，二次电源包括四个DC/DC电源、一个线性电源、两个保护二极管，四个DC/DC电源、一个线性电源和两个保护二极管集成在一块PCB电源板上。一次电源中的载机电源、1号热电池、2号热电池，小型飞行器中的导引头、点火与安保电路，舵机系统中的舵机控制器、四个舵机功率负载均与二次电源的PCB电源板相连，其中载机电源输出端分别与两个保护二极管一端相连，两个保护二极管的另一端分别与1号热电池和2号热电池相连，载机电源与1号热电池和2号热电池之间分别通过一个保护二极管相连，可以有效防止由载机电源切换到热电池供电时热电池电流流向载机电源，造成热电池的电能损失；第一DC/DC电源与导航制导与控制系统中的数字电路相连，第二DC/DC电源与线性电源相连，线性电源与导航制导与控制系统中的模拟电路相连，采用第一DC/DC电源和第二DC/DC电源对导航制导与控制系统中的数字电路与模拟电路进行隔离，减小了导航制导与控制系统中的数字电路与模拟电路之间的相互干扰；第三DC/DC电源和第四DC/DC电源均与舵机系统中的舵机控制器相连。
在飞行器挂机阶段，采用第一DC/DC电源对载机电源即28V直流电源进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对载机电源即28V直流电源进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对载机电源即28V直流电源进行变换后为舵机系统中的舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路、舵机系统中的舵机功率负载直接由不需要变换的载机电源即28V直流电源供电。
当载机电源与任务悬挂物脱离后，采用第一DC/DC电源对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对1号热电池进行变换后为舵机系统中的舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路直接由不需要变换的1号热电池供电，舵机系统中的舵机功率负载直接由不需要变换的2号热电池供电。
如图2所示，第三DC/DC电源与舵机控制器有两条线相连，这是因为第三DC/DC电源进行电源变换后有两种类型的电源输出，用于给对称负载供电(如输入为28V，输出为±15V)。
本发明的小型飞行器电源系统一体化设计方法，该方法通过以下步骤实现：
步骤一、电源系统总体设计
利用载机电源、1号热电池和2号热电池分时作为一次电源的供电机制，一次电源经过二次电源变换后为小型飞行器上的所有用电负载供电。在飞行器挂机阶段，由载机电源提供供电电源；当载机电源与任务悬挂物脱离后，为了减少功率负载对恒定负载的干扰，根据小型飞行器上所有用电负载的特点，采用1号热电池和2号热电池的双热电池形式提供供电电源。
步骤二、一次电源供电特性分析
一次电源包括载机电源、1号热电池和2号热电池，一次电源供电特性对整个电源系统的性能有着根本性的影响，一次电源的输出电压作为二次电源的输入电压，其输出特性是二次电源供电设计的主要依据。一次电源供电特性分析包括：载机电源供电特性分析和热电池供电特性分析。
(1)载机电源供电特性分析
在飞行器挂机阶段，载机电源为28V直流电源，即小型飞行器上的所有用电负载均使用28V直流电源进行供电，其供电特性在GJB1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中有详细规定。GJB1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中规定，在正常工作状态下，28V直流电源输出的稳态电压范围为20V～29V，同时存在直流畸变、脉动、电压瞬变等。
直流畸变为直流电压中交流电压分量的均方根值，直流畸变与稳态直流电压之比称为畸变系数，28V直流电源的畸变系数不大于0.035，即28V直流电源的最大直流畸变约为0.98V。
直流供电系统稳态工作期间，电压围绕稳态直流电压作周期性或随机的变化，称为脉动，脉动电压的最大绝对值称为脉动幅值，也就是稳态电压和瞬时电压最大差值的绝对值，28V直流电源的脉动幅值不大于1.5V。
根据载机电源的输出特性，最终确定28V直流电源在存在畸变和脉动的情况下，输出电压范围为17.5V～31.5V。28V直流电源具有持续10A和瞬时65A的负载能力，在飞行器挂机阶段，小型飞行器上的所有用电负载产生的消耗电流不应超出GJB 1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中规定的任务悬挂物28V直流电源接口的最大负载电流。
(2)热电池供电特性分析
当载机电源与任务悬挂物脱离后，飞行器供电转为内部供电，即采用1号热电池和2号热电池的双热电池形式供电。1号热电池和2号热电池均采用电激活的激活方式，激活时间在1s以内，能快速激活并进入正常供电工作状态。
如图1所示，横线部分表示恒定负载，竖线部分表示功率负载。恒定负载包括：导引头、导航制导与控制系统、点火与安保电路、舵机系统中的舵机控制器，均由1号热电池供电，功率负载包括：舵机系统中的舵机功率负载，由2号热电池供电。其中舵机系统分为恒定负载(舵机控制器)和功率负载(舵机功率负载)，由1号热电池和2号热电池分开供电。
1号热电池的输出电压范围为23V～32V，2号热电池的输出电压范围为20V～32V。由上述步骤(1)和步骤(2)可知，一次电源的电压输出范围为17.5V～32V。
步骤三、二次电源供电设计
由于一次电源的电压输出范围为17.5V～32V，不能满足小型飞行器上的所有用电负载的全部供电需求，需要采用二次电源进行变换，利用二次电源将一次电源转换成小型飞行器上的所有用电负载所需的特定的供电电源，为飞行器正常工作提供必要的电源支持。
如图2所示，二次电源包括四个DC/DC电源、一个线性电源、两个保护二极管，将四个DC/DC电源、一个线性电源、两个保护二极管集成在一块PCB电源板上。利用DC/DC电源对一次电源进行电压变换后给导引头、导航制导与控制系统、点火与安保电路、舵机系统等用电负载供电。为了减小导航制导与控制系统中的数字电路与模拟电路之间的相互干扰，采用第一DC/DC电源和第二DC/DC电源对导航制导与控制系统中的数字电路与模拟电路进行隔离。
在飞行器挂机阶段，采用第一DC/DC电源对载机电源即28V直流电源进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对载机电源即28V直流电源进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对载机电源即28V直流电源进行变换后为舵机系统中的舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路、舵机系统中的舵机功率负载直接由不需要变换的载机电源即28V直流电源供电。
当载机电源与任务悬挂物脱离后，采用第一DC/DC电源对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对1号热电池进行变换后为舵机系统中的舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路直接由不需要变换的1号热电池供电，舵机系统中的舵机功率负载直接由不需要变换的2号热电池供电。
载机电源与两个热电池之间各串联一个保护二极管，防止由载机电源切换到热电池供电时热电池电流流向载机电源，造成热电池的电能损失。
上述四个DC/DC电源的输入电压范围均为16V～40V，一次电源的电压输出范围为17.5V～32V，DC/DC电源能够确保当一次电源存在波动时二次电源仍能正常工作，不影响用电负载的供电品质。
所说的第一DC/DC电源选型为EJH28S05N，第二DC/DC电源选型为EJAZ28S06EB，线性电源选型为Linear Technology公司的LT1965，第三DC/DC电源选型为EJA28D15EA，第四DC/DC电源选型为EJF28S05M。
步骤四、导航制导与控制系统模拟电路高品质供电设计
(1)导航制导与控制系统模拟电路部分的供电品质要求较高，电压纹波必须很小，因此选择线性电源来提高电源的品质，降低输出电源的纹波。为了减小线性电源的耗散功率，以降低线性电源的温升，同时实现导航制导与控制系统中数字电路与模拟电路的隔离，需先通过二次电源中的DC/DC电源进行降压和隔离，再利用线性电源输出稳定的供电电压，线性电源提供的供电电压纹波可达到微伏级。
线性电源耗散功率的计算公式如式(1)所示：
P＝IOUT(MAX)×(VIN(MAX)-VOUT)+IGND×VIN(MAX) (1)
式(1)中：IOUT(MAX)＝0.6A，VIN(MAX)＝6V，VOUT＝5V，IGND＝30mA；代入式(1)计算出线性电源耗散功率：P＝0.6A×(6V-5V)+0.03A×6V＝0.78W。
线性电源的热阻为65℃/W，正常工作时的温升为：0.78W×65℃/W＝50.7℃；环境温度最高为60℃，线性电源正常工作时的最高温度为110.7℃，在工作温度范围-40℃～125℃以内，满足飞行器工作环境适应性要求。
(2)载机电源与热电池之间的保护电路设计
热电池的带载激活电压高达30V以上，高于载机电源电压，如果没有任何保护措施，热电池电流会流向载机电源，造成热电池能量的泄露。为了防止由载机电源切换到热电池供电时热电池电流流向载机电源，造成热电池的电能损失，需要在载机电源输出端与热电池之间串联保护二极管，阻止电流由热电池流向载机电源，保证电流只能单向的由载机电源进行输出。
(3)二次电源的小型化设计
小型飞行器电源系统一体化设计的核心是二次电源的设计，可靠性和小型化是二次电源设计的关键问题。按照上述二次电源供电设计方法，利用高功率密度的DC/DC电源，运用电源滤波技术，实现了在小体积PCB电源板上完成二次电源供电的转换，PCB电源板的尺寸为长度×宽度×厚度＝87.6mm×57.2mm×2mm，长度仅为87.6mm，宽度仅为57.2mm。如图3所示，在考虑电源系统供电保护的情况下在PCB电源板上放置下二次电源包含的所有器件，即两个保护二极管、四个DC/DC电源、一个线性电源，减小了电源系统的体积和重量，满足了小型化飞行器电源系统的尺寸要求。
步骤五、对电源系统的供电品质进行测试，测试中输出电压最小值Vmin为4.99674V，输出电压最大值Vmax为5.03312V，输出电压平均值Vavg为5.01548V，输出电压峰峰值Vpp为36.38mV。测试结果表明：电源系统高精度供电通道的输出精度在1％以内，输出电压纹波峰峰值在100mV以内，供电电压稳定性较高。
Claims (5)
1.小型飞行器电源系统，为小型飞行器中的导引头、点火与安保电路、导航制导与控制系统、舵机系统供电，所述导航制导与控制系统包括数字电路和模拟电路，所述舵机系统包括舵机功率负载和舵机控制器；其特征在于，该电源系统包括：由载机电源、1号热电池和2号热电池组成的一次电源；所述载机电源采用28V直流电源，输出电压范围为17.5V～31.5V，所述1号热电池的输出电压范围为23V～32V，所述2号热电池的输出电压范围为20V～32V；
由第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源、线性电源、两个保护二极管集成在一块PCB电源板上组成的二次电源，所述第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源的输入电压范围均为16V～40V；
所述导引头、点火与安保电路、舵机控制器、舵机功率负载、载机电源、1号热电池、2号热电池均与所述PCB电源板相连；所述载机电源输出端分别与两个保护二极管一端相连，两个保护二极管的另一端分别与1号热电池和2号热电池相连；所述第一DC/DC电源与导航制导与控制系统中的数字电路相连；所述第二DC/DC电源与线性电源相连，线性电源与导航制导与控制系统中的模拟电路相连，所述第一DC/DC电源和第二DC/DC电源用于对导航制导与控制系统中的数字电路与模拟电路进行隔离；所述第三DC/DC电源和第四DC/DC电源均与舵机控制器相连；
在飞行器挂机阶段，采用第一DC/DC电源对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对载机电源进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路、舵机功率负载直接由载机电源供电；
当载机电源与任务悬挂物脱离后，采用第一DC/DC电源对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对1号热电池进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路直接由1号热电池供电，舵机功率负载直接由2号热电池供电。
2.根据权利要求1所述的小型飞行器电源系统，其特征在于，所述线性电源选型为Linear Technology公司的LT1965。
3.如权利要求1所述的小型飞行器电源系统的一体化设计方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、电源系统总体设计
利用载机电源、1号热电池和2号热电池分时作为一次电源的供电机制，一次电源经二次电源变换后为小型飞行器上的所有用电负载供电；
步骤二、一次电源供电特性分析
(1)载机电源供电特性分析
在飞行器挂机阶段，载机电源采用28V直流电源，即小型飞行器上的所有用电负载均使用28V直流电源进行供电，GJB1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中规定，在正常工作状态下，28V直流电源输出的稳态电压范围为20V～29V，同时存在直流畸变、脉动、电压瞬变，28V直流电源的畸变系数不大于0.035，即28V直流电源的最大直流畸变为0.98V，28V直流电源的脉动幅值不大于1.5V；
根据载机电源的输出特性，确定28V直流电源在存在畸变和脉动的情况下，输出电压范围为17.5V～31.5V；28V直流电源具有持续10A和瞬时65A的负载能力，在飞行器挂机阶段，小型飞行器上的所有用电负载产生的消耗电流不超出GJB 1188A-1999《飞机悬挂物电气连接系统接口要求》中规定的任务悬挂物28V直流电源接口的最大负载电流；
(2)热电池供电特性分析
当载机电源与任务悬挂物脱离后，飞行器供电转为内部供电，采用1号热电池为小型飞行器中的恒定负载供电，恒定负载包括导引头、导航制导与控制系统、点火与安保电路、舵机系统中的舵机控制器；采用2号热电池为小型飞行器中的功率负载供电，功率负载包括舵机系统中的舵机功率负载；
1号热电池和2号热电池均采用电激活的激活方式，激活时间在1s以内，1号热电池的输出电压范围为23V～32V，2号热电池的输出电压范围为20V～32V，因此一次电源的电压输出范围为17.5V～32V；
步骤三、二次电源供电设计
由于一次电源的电压输出范围为17.5V～32V，不能满足小型飞行器上的所有用电负载的全部供电需求，需要采用二次电源进行变换，利用二次电源将一次电源转换成小型飞行器上的所有用电负载所需的供电电源，为飞行器正常工作提供必要的电源支持；
二次电源包括第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源、线性电源、两个保护二极管；
在飞行器挂机阶段，采用第一DC/DC电源对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对载机电源进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对载机电源进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路、舵机功率负载直接由载机电源供电；
当载机电源与任务悬挂物脱离后，采用第一DC/DC电源对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统系统的数字电路供电，采用第二DC/DC电源和线性电源依次对1号热电池进行变换后为导航制导与控制系统的模拟电路供电，采用第三DC/DC电源和第四DC/DC电源对1号热电池进行变换后为舵机控制器供电，导引头、点火与安保电路直接由1号热电池供电，舵机功率负载直接由2号热电池供电；
载机电源与两个热电池之间各串联一个保护二极管，防止由载机电源切换到热电池供电时热电池电流流向载机电源；
所述第一DC/DC电源、第二DC/DC电源、第三DC/DC电源、第四DC/DC电源的输入电压范围均为16V～40V，一次电源的电压输出范围为17.5V～32V，DC/DC电源能够确保当一次电源存在波动时二次电源仍能正常工作；
步骤四、导航制导与控制系统模拟电路高品质供电设计
(1)通过二次电源中的DC/DC电源实现导航制导与控制系统中数字电路与模拟电路的降压和隔离，减小线性电源的耗散功率，降低线性电源的温升，再利用线性电源输出稳定的供电电压，线性电源提供的供电电压纹波为微伏级；
线性电源耗散功率的计算公式如式(1)所示：
P＝IOUT(MAX)×(VIN(MAX)-VOUT)+IGND×VIN(MAX)(1)
式(1)中：IOUT(MAX)＝0.6A，VIN(MAX)＝6V，VOUT＝5V，IGND＝30mA；代入式(1)计算出线性电源耗散功率：P＝0.6A×(6V-5V)+0.03A×6V＝0.78W；
线性电源的热阻为65℃/W，正常工作时的温升为：0.78W×65℃/W＝50.7℃；环境温度最高为60℃，线性电源正常工作时的最高温度为110.7℃，在工作温度范围-40℃～125℃以内，满足飞行器工作环境适应性要求；
(2)载机电源与热电池之间的保护电路设计
热电池的带载激活电压超过30V，高于载机电源电压，若没有保护措施，则热电池电流会流向载机电源，热电池能量会泄露，因此在载机电源输出端与热电池之间串联保护二极管，保证电流由载机电源单向输出；
(3)二次电源的小型化设计
按照步骤三中的二次电源供电设计方法，利用DC/DC电源，运用电源滤波方法，在考虑电源系统供电保护的情况下在PCB电源板上放置下二次电源的所有器件，实现在小体积PCB电源板上完成二次电源供电的转换，所述PCB电源板的尺寸为长度×宽度×厚度＝87.6mm×57.2mm×2mm，满足小型化飞行器电源系统小型化的要求。
4.根据权利要求3所述小型飞行器电源系统的一体化设计方法，其特征在于，还包括步骤五：对电源系统的供电品质进行测试，测试中输出电压最小值Vmin为4.99674V，输出电压最大值Vmax为5.03312V，输出电压平均值Vavg为5.01548V，输出电压峰峰值Vpp为36.38mV；测试结果：电源系统输出精度在1％以内，输出电压纹波峰峰值在100mV以内，供电电压稳定性高。
5.根据权利要求3所述小型飞行器电源系统的一体化设计方法，其特征在于，所述线性电源选型为LinearTechnology公司的LT1965。
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