CN106334322A - 飞行器及其电源管理系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器的电源管理系统，包括电池盒和飞行器控制板，所述电池盒包括主电池单元、备用电池单元以及电池控制单元，所述飞行器控制板具有无线收发单元、串口通讯单元和电源切换单元，其中：所述主电池单元用于所述飞行器正常飞行时供电；所述备用电池单元用于所述飞行器正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电；所述电源切换单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于选择所述主电池单元或备用电池单元为所述飞行器控制板供电。在飞行器启动前用于整个飞行器系统的自检，在飞行器启动和关闭时控制主电池开关，在飞行器工作过程中用于主电池实时电量检测，在飞行器发生意外时断电保护和发出应急救援信号，保证飞行器的安全，同时延长使用时间。

Description

飞行器及其电源管理系统

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别是涉及一种飞行器及其电源管理系统。

背景技术

在航模领域中，绝大部分的飞行器都是采用单一的电池作为动力源，没有应急响应机制和备用电池。如果飞行器的控制系统有问题，或者遥控器出现故障，此时如果贸然地给系统加上主电源，轻者会导致系统损坏，重者或导致飞行器失控，危机人生安全。

电池电量关系到飞行器的返航及飞行安全，务必要有一套有效的电量检查系统，目前单一的电池供电存在一个问题：飞行器在工作的时，在不同状态下需要的电量差别很大，如加速、悬停、前进等，这样会导致主电池电压波动会很大。用一个波动大的电源来给电量检测电路供电就会引入不稳定的因素，导致电量检测不准确，从而给飞行器带来不确定性，如果用独立电源供电就会消除此隐患。另外，受到环境及人为等因素影响，如风力、电磁波、障碍物、操控失误等不可避免因素，可能会导致飞行器坠落或者悬挂在障碍物上等意外情况，此时如果没有应急处理机制，电池会长时间大负荷工作，轻者会造成造飞行器的部件损坏，如驱动电机烧坏，主板烧坏等，重者甚至会引发火灾。

发明内容

本发明目的在于提供一种飞行器的电源管理系统，旨在解决单一的电池供电存的飞行器不稳定可靠的问题。

本发明提供了一种飞行器的电源管理系统，包括电池盒和飞行器控制板，所述电池盒包括主电池单元、备用电池单元以及电池控制单元，所述飞行器控 制板具有无线收发单元、串口通讯单元和电源切换单元，其中：

所述主电池单元用于所述飞行器正常飞行时供电；

所述备用电池单元用于所述飞行器正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电；

所述电池控制单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于接收指令、控制所述主电池单元和备用电池单元的开关；

所述无线收发单元用于接收遥控器的遥控命令；

所述串口通讯单元与所述电池控制单元连接，用于根据所述无线收发单元接收的遥控命令传送所述指令到所述电池控制单元；

所述电源切换单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于选择所述主电池单元或备用电池单元为所述飞行器控制板供电。

本发明还提供了一种飞行器的电源管理系统，包括电池盒、飞行器控制板和遥控器，所述电池盒包括主电池单元、备用电池单元以及电池控制单元，所述飞行器控制板具有无线收发单元、串口通讯单元和电源切换单元，其中：

所述主电池单元用于所述飞行器正常飞行时供电；

所述备用电池单元用于所述飞行器正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电；

所述电池控制单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于接收指令、控制所述主电池单元和备用电池单元的开关；

所述无线收发单元用于接收所述遥控器的遥控命令；

所述串口通讯单元与所述电池控制单元连接，用于根据所述无线收发单元接收的遥控命令传送所述指令到所述电池控制单元；

所述电源切换单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于选择所述主电池单元或备用电池单元为所述飞行器控制板供电。

本发明还提供了一种飞行器，包括上述飞行器的电源管理系统。

上述飞行器的电源管理系统有双电池方案，在系统控制下，为了保证飞行器的安全，同时提高飞行效率，延长续航时间，提供一种双电池方案，该方案 的核心技术是可通过遥控器控制主电源开关，实现方式是在现有单一电池供电模式的基础上增加一块备用电池，使得系统具有双电源供电，此后备电池在如下情况下为系统提供独立稳定的电源：在飞行器启动前用于整个飞行器系统的自检，在飞行器启动和关闭时控制主电池开关，在飞行器工作过程中用于主电池实时电量检测，在飞行器发生意外时断电保护和发出应急救援信号，保证飞行器的安全，同时延长使用时间。

附图说明

图1为本发明较佳实施例中飞行器的电源管理系统的模块示意图；

图2为图1所示飞行器的电源管理系统的电池控制单元的模块示意图；

图3为图1所示飞行器的电源管理系统的主电池单元的电路原理图；

图4为图1所示飞行器的电源管理系统的备用电池单元的模块示意图；

图5为图1所示飞行器的电源管理系统的电源切换单元的模块示意图。

具体实施方式

为了使本发明要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

请参阅图1，本发明较佳实施例中飞行器中设置的电源管理系统包括电池盒10和飞行器控制板20，所述电池盒10包括主电池单元11、电池控制单元12以及备用电池单元13，所述飞行器控制板20具有无线收发单元21、串口通讯单元22和电源切换单元23。

所述主电池单元11用于所述飞行器正常飞行时供电；所述备用电池单元13用于所述飞行器正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电；所述电池控制单元12与所述主电池单元11和备用电池单元13连接，用于接收指令、控制所述主电池单元11和备用电池单元13的开关；所述无线收发单元21用于接收遥控器30的遥控命令；所述串口通讯单元22与所述电池控制单元12连接，用于根 据所述无线收发单元21接收的遥控命令传送所述指令到所述电池控制单元12；所述电源切换单元23与所述主电池单元11和备用电池单元13连接，用于选择所述主电池单元11或备用电池单元13为所述飞行器控制板20供电。

在另一个实施例来中，飞行器的电源管理系统还包括上述的遥控器30。优选地，遥控器30包括操作模块31、无线收发模块32以及指示模块33。操作模块31用于输入所述遥控命令，如按键键盘、遥控杆、触摸屏等；无线收发模块32可与所述飞行器控制板20的无线收发单元21无线通讯以传输数据，如RF射频信号发生器；指示模块33用于指示所述飞行器的状态，如指示灯、显示屏等。

请参阅图2，所述电池控制单元12包括单片机121、电量检测模块、电池开关控制模块、串口通讯模块126、备用电池充电控制模块127、按键输入模块128以及LED指示模块129。

单片机121采用ATMEL公司ATmega系列作为主控芯片。其供电系统接在后备电池上，由于负载较轻，电源波动小，从而保证了单片机121系统的稳定可靠性。

电量检测模块与所述单片机121连接，用于检测主、备用电池电量。具体地，电量检测模块包括主电池电量检测模块122和备用电池电量检测模块123。主电池电量检测模块122采用型号为“MAX17047”的器件，配合外部缓冲器“MAX9910”，也可以采用“BQ34Z100”的器件，可以做比较高的测量精度，保证电池电量数据的准确性。备用电池电量检测模块123采用上述单片机121的A/D转换接口来实现，将后备电池通过精密电阻分压后接到上述单片机121的A/D转换接口上，通过采样计算出电池电压，通过换算可以得出电池电量，由于后备电池起到辅助作用，只需要在接近没电的时候，单片机121控制充电器给电池充电，所以其电量检测不要求很精确。

所述电池盒10中主电池采用三节4.2V电池串接方式，提供12.6V最大输出电压。为防止电池在过充和过放及短路时引起电池爆炸或者鼓胀，需要给电池加上电池保护电路。

电池开关控制模块与所述单片机121连接，用于控制所述主电池单元11、备用电池单元13的开关。具体地，电池开关控制模块包括控制所述主电池单元11的主电池开关控制模块124和控制备用电池的备用电池开关控制模块125。

串口通讯模块126与所述单片机121连接，与所述串口通讯单元22连接。备用电池充电控制模块127与所述单片机121连接，用于在所述备用电池电量不足时给备用所述电池充电。按键输入模块128与所述单片机121连接，接收用户指令。LED指示模块129与所述单片机121连接，用于指示所述电池盒10的状态。

所述单片机121在检测到备用电池电量不足时，会控制备用电池充电控制模块127给备用电池充电。备用电池充电控制模块127采用电池充电芯片BQ24113A的器件。

单片机121通过按键输入模块128接收用户开机指令，当长时间按电池盒10的开关机按钮10秒后单片机121开始启动，同时通过备用电池开关控制模块125打开备用电池，给飞行控制板，同时单片机121会通过主电池电量检测模块122以及备用电池电量检测模块123，检测主电池和备用电池电量，并通过LED指示模块129给用户提示。

单片机121在收到飞行控制板发来的串口命令后，先解析该命令，如果是“开主电源”命令，则单片机121控制主电池开关控制模块124打开主电池开关；如果是“关主电源”命令，则单片机121控制主电池开关控制模块124关闭主电池开关。

请参阅图3，主电池单元11包含电池保护电路。主电池单元11包括电池保护芯片410、充电MOSFET管411、放电MOSFET管412、供电及电量检测端口413、所述放电MOSFET管412的外部优先控制端口414以及检测电阻415。

所述放电MOSFET管412的漏极作为所述主电池单元11的正输出端EB+、栅极与所述电池保护芯片410的充电控制端COP、源极与所述充电MOSFET管411的源极连接；所述充电MOSFET管411的漏极与所述主电池的正极连接、栅极接所述电池保护芯片410的放电控制端DOP以及所述供电及电量检测端口 413；所述外部优先控制端口414一端与所述电池保护芯片410的充电用和放电用控制端子CTL连接，另一端所述单片机121连接，用于控制主电池的输出，该引脚具有优先于所述电池保护芯片410的关断控制权；所述检测电阻415一端与所述主电池的负极连接，另一端作为所述主电池单元11的负输出端EB-。

优选地，所述保护电路中的MOSFET管电路同时起到电源开关作用，上述单片机121系统通过I/O控制电池保护IC的特定控制脚，通过电池保护芯片410来实现控制MOSFET管，从而实现电源开关控制功能，默认情况下让此MOSFET管处于关闭状态下。

进一步地，利用电池保护系统中的MOSFET管做电源开关的优势在于减少串接的MOSFET管数量，一方面能减少供电系统上的内阻，减少压降提高供电效率，另一方面能减少飞行器重量，同时节省成本。

请参阅图4，所述备用电池单元13包括备用电池134、充电输入端口131、备用电池充电模块132以及备用电池输出端口135。

充电输入端口131与所述主电池单元11的供电及电量检测端口413连接。备用电池充电模块132的一端与所述充电输入端口131连接，另一端接所述备用电池134。备用电池输出端口135通过所述电池开关控制模块(备用电池开关控制模块125)与所述备用电池134连接。

本实施例中，所述主电池保护芯片410的型号为“S8254A”的器件，三节主电池工作在串接模式。主电池保护芯片410为主电池提供过充保护，过放保护，过流及短路保护。S8254A的各个引脚描述如下表1所示。

表1：

工作原理简述如下，主电池保护芯片410的CV4、CV3、CV2、CV2脚分别用于检测三块电池的总电压和每块电池的电压，当发现某一块电池电压高于设定的最大值4.4V，或者总电压高于设定最大值12.9V时，此时已达到电池能承受的最大电压，为了防止进一步充电损坏电池，此时主电池保护芯片410的COP脚会输出一个高电平，关断放电MOSFET管412，起到充保护的作用；同理当检查到某一块电池电压低于3.0V，或者总电压低于设定最大值9.0V时，此时已达到电池能承受的最低电压，为了防止进一步放电，损坏电池，此时主电池保护芯片410的DOP脚会输出一个高电平，关断充电MOSFET管411，起到过放保护的作用；另外，主电池保护芯片410通过检测供电及电量检测端口413上的压降来判断流出的电流，当判断电流超过预定值后，关断充电MOSFET管411，起到过流及短路保护的作用。

本实施例中，放电MOSFET管412是型号为“AOD403”的器件，由于飞行器瞬间的耗电量比较大，为了保证放电安全采用两颗并联的模式提高工作电流。

充电MOSFET管411是型号为“AOD403”的器件，为保证充电安全，充电电流小于40A，此处只用一个MOSFET管。供电及电量检测端口413用于给 备用电池134充电，连接到备用电池单元13的充电输入端口131上，同时作为主电池电量检测模块122的输入脚。

放电MOSFET管412的外部优先控制端口414通过三极管保护电路接到单片机121的I/O上，用于控制主电池的输出，该引脚有优先于电池保护芯片410的关断控制权，即通过此外部优先控制端口414能够优先控制放电MOSFET管412的关，从而实现电池输出的开关控制，高电平时关闭输出，低电平时控制权交给电池保护芯片410。

所述检测电阻415采用中国台湾Stackpole公司的号型为“CSS2725”电阻，主要用于测试电路中的压降，进而测试出电池的输出电流，反馈给电池保护芯片410。

本实施例中，备用电池充电模块132采用通用的电池专用充电IC。充电IC输入端直接接在主电池上。

所述备用电池充电保护模块133采用通用的电池保护电路，接在充电单元输出和备用电池134之间，启动保护备用电池134的作用。所述备用电池134采用两节锂离子电池串联。

备用电池开关控制单元125接在备用电池盒10备用电池输出端口135之间，在单片机121控制下工作。

请参阅图5，备用电池输出端口135接到电源切换单元23上，用来在应正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电给飞行器系统供电。

请参阅图5，为飞行器控制板20上备用电池134与主电池的电源切换单元23的电路示意图。主要包括备用电池输出端口135、主电池输出端口110(包括主电池单元11的正输出端EB+和负输出端EB-)、电源切换单元23以及飞行器控制板20上的飞行器电源输入端口24。

其工作原理简述如下，电源切换单元23中用两个二极管并联，二极管阳极接在备用电池输出端口135上，阴极接在飞行器电源输入端口24上，同时主电池输出端口110也接在飞行器电源输入端口24上，利用二极管正向导通，反向截止的原理，当主电池关闭时阴极电压为零，阳极电压为后备电池电压(最大 8.4V，最小6.0V)，二极管导通，由于主电池开关关闭，电流既不会流进主电池，也不会从主电池流出，此时飞行器控制板20将从备用电池134上取电。当主电池的开关打开时，二极管阴极的电压和主电池电压相当，由于主电池低电压保护的值设置为9V，在正常供电情况下其输出都会大于9V，二极管阳极电压低于阴极电压，二极管截止工作，电流既不会流进备用电池134，也不会从备用电池134流出，此时飞行器控制系统系统将从主电池上取电。

电源控制系统的实现过程，分为以下三种情况：

第一种情况：飞行器初次正常启动飞行，系统会按如下步骤执行：

飞行器控制板20获得备用电池单元13供电后启动程序，该程序首先执行系统自检程序，检测系统各部分功能是否正常，包括主电池电量检测，GPS信号，电子指南针信号，陀螺仪信号，电调控制板信号等。待自检通过后，飞行器会用过无线收发单元21(如RF信号发射端口)将信息发送给遥控器30。

遥控器30收到飞行器控制板20发出的“自检完成等待起飞”的信号后，开始自检，也可以设置成为和飞行器联动自检模式，操作遥控器30上的各个功能，看飞行器是否能正常响应，完成后通过面板上的指示灯，或者通过显示屏将信息传给用户，等待用户下达起飞命令，确保了起飞时系统是可靠的。

待用户确定需要起飞，并按操作程序操作遥控器30后，遥控器30将起飞命令通过RF信号发射端口发送给飞行器，飞行器获得起飞命令后，通过串口与电池盒10上的单片机121系统通信，单片机121收到命令后，打开主电池电源开关，此时主电池开始供电，后备电池断开，飞行器开始正常工作。

第二种情况：飞行器在飞行过程中遇到意外，系统会按如下步骤执行：

当系统检测到某一个电机停止转动，或者检测到电池电量急剧下降，或者检测到飞行器控制板20温度显著上升，同时陀螺仪及GPS信息没有变化时，说明飞行器已经坠落或挂在了障碍物上。

此时飞行器控制板20会通过串口通讯单元22与电池盒10上的电池控制单元12通信，通知电池控制单元12关闭主电池电源开关，此时主电池停止供电，后备电池自动开始供电，飞行器启动应急模式。

飞行器启动应急模式，一方面飞行器开启自身报警系统，开启声光报警系统，作为提示。

另一方面，飞行器会不间断的给遥控器30发出求救信号，信号中包括GPS地理位置信息，方便搜救人员寻找。

第三种情况：飞行器正常降落后停止飞行，系统会按如下步骤执行：

当系统检测飞机降落，且各电机都停止运行后，启动休眠程序，等待一定时间后，

通知电池控制单元12关闭主电池电源开关，此时主电池停止供电，后备电池自动开始供电，飞行器处于休眠模式。

飞行器开启等待起飞唤醒模式，同时等待遥控器30发出起飞命令。

待飞行器收到起飞命令后开始循环执行第一种情况的步骤。

如此，当飞行器控制系统入检测到异常后，会立即启动低电压小电流的后备电池供电，再启动保护机制，关闭输出高电压大电流的主电源开关，避免损失。

同时由于后备电池能通过主电池充电，飞行器控制系统会持续很长时间不间断的发出声光报警信号，同时给遥控器30发GPS定位信息，方便搜寻。

如果能先让系统开机自检，保证飞行器及遥控器30各功能都正常的情况下，再通遥控器30开启主电源开关就能消除此隐患。另外，在飞行器降落，暂停飞行时，系统可以利用后背电池进入待机状态，此时系统自动关闭主电源开关，保证飞行器的安全，同时延长使用时间。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器的电源管理系统，其特征在于，包括电池盒和飞行器控制板，所述电池盒包括主电池单元、备用电池单元以及电池控制单元，所述飞行器控制板具有无线收发单元、串口通讯单元和电源切换单元，其中：

所述主电池单元用于所述飞行器正常飞行时供电；

所述备用电池单元用于所述飞行器正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电；

所述电池控制单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于接收指令、控制所述主电池单元和备用电池单元的开关；

所述无线收发单元用于接收遥控器的遥控命令；

所述串口通讯单元与所述电池控制单元连接，用于根据所述无线收发单元接收的遥控命令传送所述指令到所述电池控制单元；

所述电源切换单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于选择所述主电池单元或备用电池单元为所述飞行器控制板供电。

2.如权利要求1所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述电池控制单元包括：

单片机；

电量检测模块，与所述单片机连接，用于检测主、备用电池电量；

电池开关控制模块，与所述单片机连接，用于控制所述主电池单元、备用电池单元的开关；

串口通讯模块，与所述单片机连接，与所述串口通讯单元连接；

备用电池充电控制模块，与所述单片机连接，用于在所述备用电池电量不足时给备用所述电池充电；

按键输入模块，与所述单片机连接，接收用户指令；以及

LED指示模块，与所述单片机连接，用于指示所述电池盒的状态。

3.如权利要求2所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述主电池单元包括电池保护芯片、放电MOSFET管、充电MOSFET管、供电及电量检测端口、所述放电MOSFET管的外部优先控制端口以及检测电阻，其中：

所述放电MOSFET管的漏极作为所述主电池单元的正输出端、栅极与所述电池保护芯片的充电控制端、源极与所述充电MOSFET管的源极连接；所述充电MOSFET管的漏极与所述主电池的正极连接、栅极接所述电池保护芯片的放电控制端以及所述供电及电量检测端口；所述外部优先控制端口一端与所述电池保护芯片的充电用和放电用控制端子连接，另一端所述单片机连接，用于控制主电池的输出，该引脚具有优先于所述电池保护芯片的关断控制权；所述检测电阻一端与所述主电池的负极连接，另一端作为所述主电池单元的负输出端。

4.如权利要求3所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述备用电池单元包括：

所述备用电池；

充电输入端口，与所述供电及电量检测端口连接；

备用电池充电模块，一端与所述充电输入端口连接；

备用电池充电保护模块，一端与备用电池充电模块连接，另一端接所述备用电池；

备用电池输出端口，通过所述电池开关控制模块与所述备用电池连接。

5.一种飞行器的电源管理系统，其特征在于，包括电池盒、飞行器控制板和遥控器，所述电池盒包括主电池单元、备用电池单元以及电池控制单元，所述飞行器控制板具有无线收发单元、串口通讯单元和电源切换单元，其中：

所述主电池单元用于所述飞行器正常飞行时供电；

所述备用电池单元用于所述飞行器正常飞行前、降落后以及飞行意外时供电；

所述电池控制单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于接收指令、控制所述主电池单元和备用电池单元的开关；

所述无线收发单元用于接收所述遥控器的遥控命令；

所述串口通讯单元与所述电池控制单元连接，用于根据所述无线收发单元接收的遥控命令传送所述指令到所述电池控制单元；

所述电源切换单元与所述主电池单元和备用电池单元连接，用于选择所述主电池单元或备用电池单元为所述飞行器控制板供电。

6.如权利要求5所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述电池控制单元包括：

单片机；

电量检测模块，与所述单片机连接，用于检测主、备用电池电量；

电池开关控制模块，与所述单片机连接，用于控制所述主电池单元、备用电池单元的开关；

串口通讯模块，与所述单片机连接，与所述串口通讯单元连接；

备用电池充电控制模块，与所述单片机连接，用于在所述备用电池电量不足时给备用所述电池充电；

按键输入模块，与所述单片机连接，接收用户指令；以及

LED指示模块，与所述单片机连接，用于指示所述电池盒的状态。

7.如权利要求6所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述主电池单元包括电池保护芯片、放电MOSFET管、充电MOSFET管、供电及电量检测端口、所述放电MOSFET管的外部优先控制端口以及检测电阻，其中：

所述放电MOSFET管的漏极作为所述主电池单元的正输出端、栅极与所述电池保护芯片的充电控制端、源极与所述充电MOSFET管的源极连接；所述充电MOSFET管的漏极与所述主电池的正极连接、栅极接所述电池保护芯片的放电控制端以及所述供电及电量检测端口；所述外部优先控制端口一端与所述电池保护芯片的充电用和放电用控制端子连接，另一端所述单片机连接，用于控制主电池的输出，该引脚具有优先于所述电池保护芯片的关断控制权；所述检测电阻一端与所述主电池的负极连接，另一端作为所述主电池单元的负输出端。

8.如权利要求7所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述备用电池单元包括：

所述备用电池；

充电输入端口，与所述供电及电量检测端口连接；

备用电池充电模块，一端与所述充电输入端口连接；

备用电池充电保护模块，一端与备用电池充电模块连接，另一端接所述备用电池；以及

备用电池输出端口，通过所述电池开关控制模块与所述备用电池连接。

9.如权利要求5所述的飞行器的电源管理系统，其特征在于，所述遥控器包括：

操作模块，用于输入所述遥控命令；

无线收发模块，可与所述飞行器控制板的无线收发单元无线通讯以传输数据；

指示模块，用于指示所述飞行器的状态。

10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1至4任一项所述的飞行器的电源管理系统，或权利要求5至9任一项所述的飞行器的电源管理系统。