CN109144089A - 一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，包括主控模块、电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块、保险模块、下位机，电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块均与主控模块连接，下位机与数据收发模块连接；本发明稳定可靠，且开发成本较低，功能可扩展性高；与现有的小型探空火箭电控系统相比，增添了姿态调整的功能，能在飞行过程中通过数据收发模块和下位机实现自动/手动地调节飞行轨迹或补偿因外界产生的扰动，适应性强；另外，本发明通过电源稳压模块为系统提供5V的电压，并通过保险模块保证系统的安全运行，系统通过外接的两个舵机能根据晃动的X，Y轴的幅度做出反响的调整。
Description
技术领域
本发明涉及探空火箭控制技术领域，尤其是一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统。
背景技术
目前，探空火箭的飞控系统在整个探空火箭的系统中多为时序控制。由于每型探空火箭的总体设计和机械设计不同，因此，所需要的控制时序和飞控的硬件配置亦有不同，所以探空火箭的飞控系统具有专用化的特点，通常只能专用于特定的某型火箭。另外，现有的小型探空火箭的电控系统大都不具有姿态调整的功能，不能对飞行过程中的火箭实现精确的姿态调整。
现有的小型探空火箭电控系统大都没有姿态调整的功能，在飞行过程中受到扰动从而偏离预定弹道的概率很大，而且对飞行环境的适应性较差，在发射前通常需要根据发射点的风场条件调整对应的发射倾角以期对风偏干扰进行补偿，具有发射准备时间长，降落落点范围过大等缺点。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，该系统能够保证箭体在发射前的安全性，以及在发射过程中提供可靠的实时操作，并且能够实时调整箭体的姿态。
本发明的技术方案为：一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，包括主控模块、电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块、保险模块、下位机，所述的电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块均与主控模块连接，所述的下位机与数据收发模块连接；
所述的电源稳压模块用于将7.4V的外部电源稳压为5V，并用于给主控模块供电，点火模块、姿态调整模块、数据收发模块、保险模块供电，所述的点火模块用于通过主控模块的IO口的高低电平控制点火模块实现火箭点火操作；
所述的数据接收模块用于接收姿态数据和GPS数据，并将接收的姿态数据和GPS数据实时反馈给主控模块；
所述的下位机用于输入火箭体的姿态调整指令，并将接收到是姿态调整指令实时传输给数据接收模块；
所述的姿态调整模块通过数据接收模块接收的姿态数据或姿态调整指令，引入PID三环控制算法，通过生成PWM波来控制火箭的两个舵机，以实现对火箭尾翼角度控制实现姿态的实时调整。
所述的主控模块为STC15F2K60S2单片机，并且该单片机的内部晶振为11.0592MHz，并且所述的STC15F2K60S2单片机的程序中分别预设了火箭开始发射后二级分离和降落伞打开的定时时间。
所述的电源稳压模块包括7.4V的电源、电压调节器LM2596、输入电容C1、输出电容C2，所述的电压调节器LM2596的第1脚与7.4V电源连接，所述的电压调节器LM2596的第2脚输出5V的电压并与STC15F2K60S2单片机的第12脚连接，所述电压调节器LM2596的第3脚和第5脚接地AGND，所述输入电容C1的正极与7.4V的电源连接，负极接地AGND，通过该输入电容放置在输入端出现过大的瞬态电压，输入电容C1取决于均方根电流；所述的输出电容C2的正极与电压调节器LM2596的第4脚连接。
所述的点火模块包括固态继电器SSR1、固态继电器SSR2、点火线端口Fire1、点火线端口Fire1，所述的固态继电器SSR1的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的固态继电器SSR1的第2脚接点火线端口Fire2的第2脚，所述的点火线端口Fire2的第1脚经阻值为1K的电阻R4接地GND，所述的固态继电器SSR1的第3脚接三极管Q2的C极连接，所述的三极管Q2的E极接电压调节器LM2596的第2脚，所述三极管Q2的B极经阻值为1K的电子R2与STC15F2K60S2单片机的第2脚连接；所述的固态继电器SSR1的第4脚接地GND，所述的固态继电器SSR1的第3脚和第4脚之间还连接有二极管D2；
所述的固态继电器SSR2的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的固态继电器SSR2的第2脚接点火线端口Fire1的第2脚，所述的点火线端口Fire1的第1脚经阻值为1K的电阻R3接地GND，所述的固态继电器SSR2的第3脚接三极管Q1的C极连接，所述的三极管Q1的E极接电压调节器LM2596的第2脚，所述三极管Q1的B极经阻值为1K的电子R1与STC15F2K60S2单片机的第1脚连接；所述的固态继电器SSR2的第4脚接地GND，所述的固态继电器SSR2的第3脚和第4脚之间还连接有二极管D1；通过STC15F2K60S2单片机的第1脚和第2脚的高低电平状态，利用三级管Q1和Q2的开关作用进而控制固态继电器SSR2、固态继电器SSR1的通断，在Fire1/2端口输出高电平时，三极管工作在截止状态，断路继电器；当点火线端口Fire1/2端口输出低电平时，三极管Q1、Q2工作在放大状态，导通继电器，点燃点火头，实现小电流控制大电流的作用。
所述的保险模块包括xh2.54插座和蜂鸣器，通过采用xh2.54插座作为保险栓，所述的xh2.54插座的第2脚接地GND，所述的xh2.54插座的第1脚接单片机的第24脚，利用单片机实时监测对应IO的高低电平状态，判断是否点火计时，并设置蜂鸣器为安全信号，所述蜂鸣器的第2脚接地GDN，第1脚与三极管Q3的集电极连接，所述的三极管Q3的基极经阻值为1K的电阻R7与STC15F2K60S2单片机的第25脚连接，所述的三极管Q3的发射极与电压调节器LM2596的第2脚连接；通过STC15F2K60S2单片机实时检测保险栓是否被拔出，当保险栓未被拔出时，系统通过蜂鸣器作为安全信号指示操作，能够对火箭进行安全操作；当保险栓被拔出后，蜂鸣器停止鸣叫并开始计时，当达到二级分离的计时时，工作人员远程操作继电器点燃对应点火头，当达到降落伞打开的实时时间时，控制继电器点燃对应点火头，蜂鸣器发出间断鸣叫。
所述的数据收发模块包括无线数传模块E32、数传开关、程序烧录接口STCWrite，数据传输选择端口Select、九轴陀螺仪JY-901、GPS模块；
所述的无线数传模块E32的第1脚和第2脚接地GND；
所述的无线数传模块E32的第3脚接数据传输选择端口Select的第1脚，所述的数据传输选择端口Select的第2脚接STC15F2K60S2单片机的第15脚，所述的数据传输选择端口Select的第3脚接程序烧录接口STCWrite的第1脚，所述的程序烧录接口STCWrite的第2脚接STC15F2K60S2单片机的第16脚，所述的程序烧录接口STCWrite的第3脚接地GND，所述的程序烧录接口STCWrite的第4脚接电压调节器LM2596的第2脚；
所述的无线数传模块E32的第4脚接九轴陀螺仪JY-901的第3脚；
所述的九轴陀螺仪JY-901的第4脚接无线数传模块E32的第3脚，所述的九轴陀螺仪JY-901的第6脚接GPS模块的第1脚，所述的GPS模块的第2脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的GPS模块的第3脚接地GND；所述的九轴陀螺仪JY-901的第8脚接地GND；所述的九轴陀螺仪JY-901的第11脚接电压调节器LM2596的第2脚；所述的九轴陀螺仪JY-901的其他引脚悬空，所述的九轴陀螺仪JY-901的第4脚还与下位机连接；
所述的无线数传模块E32的第5脚悬空；
所述的无线数传模块E32的第6脚接数传开关的第2脚，所述数传开关的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚；
所述的无线数传模块E32的第7脚接地GND；
当切换至烧录功能时，可使用烧录器实现程序烧录下载；当切换至接收功能时，可通过115200波特率的串口接收姿态调整模块的姿态数据和GPS数据。
所述的姿态调整模块通过STC15F2K60S2单片机接收到九轴陀螺仪JY-901和GPS模块的姿态数据和GPS数据后，引入PID三环控制算法，通过生成PWM波来控制两个舵机，以特定的机械结构实现对火箭尾翼角度控制实现姿态的实时调整；另外，下位机也根据接收到的数据分析箭体的姿态，来判断是否需要介入姿态调整动作，数据收发模块若接收到下位机发送的姿态调整姿态指令后，系统将按照指令更改舵机的初始状态；
进一步的，所述的输入电容C1和输出电容C2为电解电容。
进一步，所述的STC15F2K60S2单片机的第5脚和第6脚分别与舵机端口1和舵机端口2的第1脚连接，所述的舵机端口1和舵机端口2的第2脚均接地GND，舵机端口1和舵机端口2的第3均与电压调节器LM2596的第2脚连接。
本发明的有益效果为：本发明提供的系统工作稳定可靠，且开发成本较低，功能可扩展性高；与现有的小型探空火箭电控系统相比，增添了姿态调整的功能，能在飞行过程中通过数据收发模块和下位机实现自动/手动地调节飞行轨迹或补偿因外界产生的扰动，适应性强；另外，本发明通过电源稳压模块为系统提供5V的电压，bong通过保险模块保证系统的安全运行，系统通过外接的两个舵机能根据晃动的X，Y轴的幅度做出反响的调整。
附图说明
图1为本发明的框架结构示意图；
图2为本发明主控模块的电路图；
图3为本发明电源稳压模块的电路图；
图4为本发明点火模块的电路图；
图5为本发明保险模块的电路图；
图6为本发明数据收发模块的电路图；
图7为本发明舵机接口的电路图；
图8为本发明保险模块的工作流程图；
图9为本发明姿态调整模块的姿态调整流程图；
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明：
如图1所示，一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，包括主控模块、电源稳压模块、点火模块、保险模块、数据收发模块、姿态调整模块、下位机，所述的主控模块分别与电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块连接，所述的数据收发模块还与下位机连接；
所述的电源稳压模块用于将7.4V的外部电源稳压为5V，并用于给主控模块供电，点火模块、姿态调整模块、数据收发模块、保险模块供电，所述的外部电源为锂电池；
所述的点火模块用于通过主控模块的IO口的高低电平控制点火模块实现火箭点火操作；
所述的数据接收模块用于接收姿态数据和GPS数据，并将接收的姿态数据和GPS数据实时反馈给主控模块；
所述的下位机用于输入火箭体的姿态调整指令，并将接收到是姿态调整指令实时传输给数据接收模块；
所述的姿态调整模块通过数据接收模块接收的姿态数据或姿态调整指令，引入PID三环控制算法，通过生成PWM波来控制火箭的两个舵机，以实现对火箭尾翼角度控制实现姿态的实时调整。
如图2所示，所述的主控模块采用STC15F2K60S2单片机，并且所述的STC15F2K60S2单片机的程序中分别预设了火箭开始发射后二级分离和降落伞打开的定时时间，该单片机具有低功耗，速度快，可通过外围电路开发实现多种功能的特点，另外由于该单片机不需要外部复位以及外部晶振，本身即为最小系统电路，因此能直接使用内部的11.0592MHz晶振，接入5V电源即可使用。
如图3所示，所述的电源稳压模块包括7.4V的电源、电压调节器LM2596、输入电容C1、输出电容C2；所述的电压调节器LM2596的第1脚与7.4V电源连接，所述的电压调节器LM2596的第2脚输出5V的电压并与STC15F2K60S2单片机的第12脚连接，所述电压调节器LM2596的第3脚和第5脚接地AGND，所述输入电容C1的正极与7.4V的电源连接，负极接地AGND，本系统的输入电容C1选用电解电容，通过该输入电容C1防止在输入端出现过大的瞬态电压，输入电容C1取决于均方根电流；所述的输出电容C2的正极与电压调节器LM2596的第4脚连接，电压调节器LM2596输出的电压为5V，系统的总电流最大为2.5A，并在输出端接入一LED1作为电源开关的指示灯，另外吸纳二极管D1为肖特基二极管1N5823，本系统选用1N5822的贴片封装SS34。
如图4所示，所述的点火模块包括固态继电器SSR1、固态继电器SSR2、点火线端口Fire1、点火线端口Fire1，所述的固态继电器SSR1的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的固态继电器SSR1的第2脚接点火线端口Fire2的第2脚，所述的点火线端口Fire2的第1脚经阻值为1K的电阻R4接地GND，所述的固态继电器SSR1的第3脚接三极管Q2的C极连接，所述的三极管Q2的E极接电压调节器LM2596的第2脚，所述三极管Q2的B极经阻值为1K的电子R2与STC15F2K60S2单片机的第2脚连接；所述的固态继电器SSR1的第4脚接地GND，所述的固态继电器SSR1的第3脚和第4脚之间还连接有二极管D2；
所述的固态继电器SSR2的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的固态继电器SSR2的第2脚接点火线端口Fire1的第2脚，所述的点火线端口Fire1的第1脚经阻值为1K的电阻R3接地GND，所述的固态继电器SSR2的第3脚接三极管Q1的C极连接，所述的三极管Q1的E极接电压调节器LM2596的第2脚，所述三极管Q1的B极经阻值为1K的电子R1与STC15F2K60S2单片机的第1脚连接；所述的固态继电器SSR2的第4脚接地GND，所述的固态继电器SSR2的第3脚和第4脚之间还连接有二极管D1；通过STC15F2K60S2单片机的第1脚和第2脚的高低电平状态，利用三级管Q1和Q2的开关作用进而控制固态继电器SSR2、固态继电器SSR1的通断，在Fire1/2端口输出高电平时，三极管工作在截止状态，断路继电器；当点火线端口Fire1/2端口输出低电平时，三极管Q1、Q2工作在放大状态，导通继电器，点燃点火头，实现小电流控制大电流的作用。
如图5所示，所述的保险模块包括xh2.54插座和蜂鸣器，通过采用xh2.54插座作为保险栓，所述的xh2.54插座的第2脚接地GND，所述的xh2.54插座的第1脚接单片机的第24脚，利用单片机实时监测对应IO的高低电平状态，判断是否点火计时，并设置蜂鸣器为安全信号，所述蜂鸣器的第2脚接地GDN，第1脚与三极管Q3的集电极连接，所述的三极管Q3的基极经阻值为1K的电阻R7与STC15F2K60S2单片机的第25脚连接，所述的三极管Q3的发射极与电压调节器LM2596的第2脚连接；通过STC15F2K60S2单片机实时检测保险栓是否被拔出，当保险栓未被拔出时，系统通过蜂鸣器作为安全信号指示操作，能够对火箭进行安全操作；当保险栓被拔出后，蜂鸣器停止鸣叫并开始计时，当达到二级分离的计时时，工作人员远程操作继电器点燃对应点火头，当达到降落伞打开的实时时间时，控制继电器点燃对应点火头，蜂鸣器发出间断鸣叫，具体流程可参见图8。
如图6所示，所述的数据收发模块包括无线数传模块E32、数传开关、程序烧录接口STCWrite，数据传输选择端口Select、九轴陀螺仪JY-901、GPS模块；
所述的无线数传模块E32的第1脚和第2脚接地GND；
所述的无线数传模块E32的第3脚接数据传输选择端口Select的第1脚，所述的数据传输选择端口Select的第2脚接STC15F2K60S2单片机的第15脚，所述的数据传输选择端口Select的第3脚接程序烧录接口STCWrite的第1脚，所述的程序烧录接口STCWrite的第2脚接STC15F2K60S2单片机的第16脚，所述的程序烧录接口STCWrite的第3脚接地GND，所述的程序烧录接口STCWrite的第4脚接电压调节器LM2596的第2脚；
所述的无线数传模块E32的第4脚接九轴陀螺仪JY-901的第3脚；
所述的九轴陀螺仪JY-901的第4脚接无线数传模块E32的第3脚，所述的九轴陀螺仪JY-901的第6脚接GPS模块的第1脚，所述的GPS模块的第2脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的GPS模块的第3脚接地GND；所述的九轴陀螺仪JY-901的第8脚接地GND；所述的九轴陀螺仪JY-901的第11脚接电压调节器LM2596的第2脚；所述的九轴陀螺仪JY-901的其他引脚悬空，所述的九轴陀螺仪JY-901的第4脚还与下位机连接；
所述的无线数传模块E32的第5脚悬空；
所述的无线数传模块E32的第6脚接数传开关的第2脚，所述数传开关的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚；
所述的无线数传模块E32的第7脚接地GND；
当切换至烧录功能时，可使用烧录器实现程序烧录下载；当切换至接收功能时，可通过115200波特率的串口接收姿态调整模块的姿态数据和GPS数据。
所述的姿态调整模块通过STC15F2K60S2单片机接收到九轴陀螺仪JY-901和GPS模块的姿态数据和GPS数据后，引入PID三环控制算法，通过生成PWM波来控制两个舵机，以特定的机械结构实现对火箭尾翼角度控制实现姿态的实时调整；另外，下位机也根据接收到的数据分析箭体的姿态，来判断是否需要介入姿态调整动作，数据收发模块若接收到下位机发送的姿态调整姿态指令后，系统将按照指令更改舵机的初始状态，具体流程可参见图9；
如图7所示，所述的STC15F2K60S2单片机的第5脚和第6脚分别与舵机端口1和舵机端口2的第1脚连接，所述的舵机端口1和舵机端口2的第2脚均接地GND，舵机端口1和舵机端口2的第3均与电压调节器LM2596的第2脚连接。
上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理和最佳实施例，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。
Claims (9)
1.一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：包括主控模块、电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块、保险模块、下位机，所述的电源稳压模块、点火模块、姿态调整模块、数据收发模块均与主控模块连接，所述的下位机与数据收发模块连接；
所述的电源稳压模块用于将7.4V的外部电源稳压为5V，并用于给主控模块供电，点火模块、姿态调整模块、数据收发模块、保险模块供电，所述的点火模块用于通过主控模块的IO口的高低电平控制点火模块实现火箭点火操作；
所述的数据接收模块用于接收姿态数据和GPS数据，并将接收的姿态数据和GPS数据实时反馈给主控模块；
所述的下位机用于输入火箭体的姿态调整指令，并将接收到是姿态调整指令实时传输给数据接收模块；
所述的姿态调整模块通过数据接收模块接收的姿态数据或姿态调整指令，引入PID三环控制算法，通过生成PWM波来控制火箭的两个舵机，以实现对火箭尾翼角度控制实现姿态的实时调整。
2.根据权利要求1所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的主控模块为STC15F2K60S2单片机，并且该单片机的内部晶振为11.0592MHz，并且所述的STC15F2K60S2单片机的程序中分别预设了火箭开始发射后二级分离和降落伞打开的定时时间。
3.根据权利要求1所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的电源稳压模块包括7.4V的电源、电压调节器LM2596、输入电容C1、输出电容C2，所述的电压调节器LM2596的第1脚与7.4V电源连接，所述的电压调节器LM2596的第2脚输出5V的电压并与STC15F2K60S2单片机的第12脚连接，所述电压调节器LM2596的第3脚和第5脚接地AGND，所述输入电容C1的正极与7.4V的电源连接，负极接地AGND，通过该输入电容放置在输入端出现过大的瞬态电压；所述的输出电容C2的正极与电压调节器LM2596的第4脚连接。
4.根据权利要求1所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的点火模块包括固态继电器SSR1、固态继电器SSR2、点火线端口Fire1、点火线端口Fire1，所述的固态继电器SSR1的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的固态继电器SSR1的第2脚接点火线端口Fire2的第2脚，所述的点火线端口Fire2的第1脚经阻值为1K的电阻R4接地GND，所述的固态继电器SSR1的第3脚接三极管Q2的C极连接，所述的三极管Q2的E极接电压调节器LM2596的第2脚，所述三极管Q2的B极经阻值为1K的电子R2与STC15F2K60S2单片机的第2脚连接；所述的固态继电器SSR1的第4脚接地GND，所述的固态继电器SSR1的第3脚和第4脚之间还连接有二极管D2；
所述的固态继电器SSR2的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的固态继电器SSR2的第2脚接点火线端口Fire1的第2脚，所述的点火线端口Fire1的第1脚经阻值为1K的电阻R3接地GND，所述的固态继电器SSR2的第3脚接三极管Q1的C极连接，所述的三极管Q1的E极接电压调节器LM2596的第2脚，所述三极管Q1的B极经阻值为1K的电子R1与STC15F2K60S2单片机的第1脚连接；所述的固态继电器SSR2的第4脚接地GND，所述的固态继电器SSR2的第3脚和第4脚之间还连接有二极管D1；通过STC15F2K60S2单片机的第1脚和第2脚的高低电平状态，利用三级管Q1和Q2的开关作用进而控制固态继电器SSR2、固态继电器SSR1的通断，在Fire1/2端口输出高电平时，三极管工作在截止状态，断路继电器；当点火线端口Fire1/2端口输出低电平时，三极管Q1、Q2工作在放大状态，导通继电器，点燃点火头。
5.根据权利要求1所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的保险模块包括xh2.54插座和蜂鸣器，通过采用xh2.54插座作为保险栓，所述的xh2.54插座的第2脚接地GND，所述的xh2.54插座的第1脚接单片机的第24脚，利用单片机实时监测对应IO的高低电平状态，判断是否点火计时，并设置蜂鸣器为安全信号，所述蜂鸣器的第2脚接地GDN，第1脚与三极管Q3的集电极连接，所述的三极管Q3的基极经阻值为1K的电阻R7与STC15F2K60S2单片机的第25脚连接，所述的三极管Q3的发射极与电压调节器LM2596的第2脚连接；通过STC15F2K60S2单片机实时检测保险栓是否被拔出，当保险栓未被拔出时，系统通过蜂鸣器作为安全信号指示操作，能够对火箭进行安全操作；当保险栓被拔出后，蜂鸣器停止鸣叫并开始计时，当达到二级分离的计时时，工作人员远程操作继电器点燃对应点火头，当达到降落伞打开的实时时间时，控制继电器点燃对应点火头，蜂鸣器发出间断鸣叫。
6.根据权利要求1所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的数据收发模块包括无线数传模块E32、数传开关、程序烧录接口STCWrite，数据传输选择端口Select、九轴陀螺仪JY-901、GPS模块；
所述的无线数传模块E32的第1脚和第2脚接地GND；
所述的无线数传模块E32的第3脚接数据传输选择端口Select的第1脚，所述的数据传输选择端口Select的第2脚接STC15F2K60S2单片机的第15脚，所述的数据传输选择端口Select的第3脚接程序烧录接口STCWrite的第1脚，所述的程序烧录接口STCWrite的第2脚接STC15F2K60S2单片机的第16脚，所述的程序烧录接口STCWrite的第3脚接地GND，所述的程序烧录接口STCWrite的第4脚接电压调节器LM2596的第2脚；
所述无线数传模块E32的第4脚接九轴陀螺仪JY-901的第3脚；
所述的九轴陀螺仪JY-901的第4脚接无线数传模块E32的第3脚，所述的九轴陀螺仪JY-901的第6脚接GPS模块的第1脚，所述的GPS模块的第2脚接电压调节器LM2596的第2脚，所述的GPS模块的第3脚接地GND；所述的九轴陀螺仪JY-901的第8脚接地GND；所述的九轴陀螺仪JY-901的第11脚接电压调节器LM2596的第2脚；所述的九轴陀螺仪JY-901的其他引脚悬空，所述的九轴陀螺仪JY-901的第4脚还与下位机连接；
所述的无线数传模块E32的第5脚悬空；
所述的无线数传模块E32的第6脚接数传开关的第2脚，所述数传开关的第1脚接电压调节器LM2596的第2脚；
所述的无线数传模块E32的第7脚接地GND。
7.根据权利要求1所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的姿态调整模块通过STC15F2K60S2单片机接收到九轴陀螺仪JY-901和GPS模块的姿态数据和GPS数据后，引入PID三环控制算法，通过生成PWM波来控制两个舵机，以特定的机械结构实现对火箭尾翼角度控制实现姿态的实时调整；另外，下位机也根据接收到的数据分析箭体的姿态，来判断是否需要介入姿态调整动作，数据收发模块若接收到下位机发送的姿态调整姿态指令后，系统将按照指令更改舵机的初始状态。
8.根据权利要求3所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的输入电容C1和输出电容C2均为电解电容。
9.根据权利要求7所述的一种具有姿态调整功能的探空火箭飞控系统，其特征在于：所述的STC15F2K60S2单片机的第5脚和第6脚分别与舵机端口1和舵机端口2的第1脚连接，所述的舵机端口1和舵机端口2的第2脚均接地GND，舵机端口1和舵机端口2的第3均与电压调节器LM2596的第2脚连接。
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