CN110941290B - 一种飞行器小型一体化导航控制设备 - Google Patents

一种飞行器小型一体化导航控制设备 Download PDF

Info

Publication number
CN110941290B
CN110941290B CN201911368901.5A CN201911368901A CN110941290B CN 110941290 B CN110941290 B CN 110941290B CN 201911368901 A CN201911368901 A CN 201911368901A CN 110941290 B CN110941290 B CN 110941290B
Authority
CN
China
Prior art keywords
module
paths
signals
information processing
circuit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911368901.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110941290A (zh
Inventor
杨艳广
邹凯
赵新强
张娟娟
田若璇
邬江
侯淑华
张宏彬
吴齐运
李红鸣
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijign Institute of Aerospace Control Devices
Original Assignee
Beijign Institute of Aerospace Control Devices
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijign Institute of Aerospace Control Devices filed Critical Beijign Institute of Aerospace Control Devices
Priority to CN201911368901.5A priority Critical patent/CN110941290B/zh
Publication of CN110941290A publication Critical patent/CN110941290A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110941290B publication Critical patent/CN110941290B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
    • G01S19/47—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement the supplementary measurement being an inertial measurement, e.g. tightly coupled inertial

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞行器小型一体化导航控制设备，包括：电源模块、惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块；其中，电源模块分别给惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块供电；惯性模块与信息处理模块相连接，惯性模块将3路加速度计的加速度模拟信号和3路光纤陀螺的角度信号传输给信息处理模块；卫星接收机模块与信息处理模块相连接，卫星接收机模块将GPS信号传输给信息处理模块；舵控模块与信息处理模块相连接，舵控模块采集4路舵机电位计模拟信号并将其处理得到4路PWM信号，并将4路PWM信号传输给信息处理模块。本发明缩小设备体积，减少元器件种类与数量，去除设备间通信电缆，提高可靠性、环境适应性与电磁性。

Description

一种飞行器小型一体化导航控制设备
技术领域
本发明属于控制系统总体技术领域，尤其涉及一种飞行器小型一体化导航控制设备。
背景技术
小型静不稳定高速飞行器(以下简称“飞行器”)，其特征是飞行速度高(0～Ma8)，机身尺寸小(长度≯1.5米)，需要导航控制通道快速响应(飞行器姿态变化至舵机动作延时≯20ms)。在飞行过程中，均涉及导航与控制流程，对机载设备的小型化与导航控制通道的响应速度提出了更高的要求。因此根据任务需求，需要研制导航控制设备，在保证高动态性能与导航精度的同时，减少设备尺寸，提高导航控制通道的响应速度。
目前应用于各型号的导航与控制设备，大部分采用分体式设计，由惯性导航设备、卫星接收机、任务计算机与舵机控制器组成，或将其中惯性导航与任务计算机进行一体化设计，因此集成度较低，设备尺寸较大。此类设备导航控制通道的延时包含：导航传感器采集(导航设备)→导航解算(导航设备)→导航设备与任务计算机通信→控制律解算(任务计算机)→任务计算机与舵机控制器通信→舵机控制信号输出(舵机控制器)，若各设备的解算周期均为5ms，则导航控制通道总延时＞20ms。此外已应用的小型一体化导航控制设备，多应用于小型导弹或无人机领域，导航精度较低，无法适应高超声速飞行环境条件(如高量级振动、爆炸分离冲击与高温环境)。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种飞行器小型一体化导航控制设备，缩小设备体积，减少元器件种类与数量，去除设备间通信电缆，提高可靠性、环境适应性与电磁性。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种飞行器小型一体化导航控制设备，包括：电源模块、惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块；其中，所述电源模块分别给所述惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块供电；所述惯性模块与所述信息处理模块相连接，所述惯性模块将3路加速度计的加速度模拟信号和3路光纤陀螺的角度信号传输给所述信息处理模块；所述卫星接收机模块与所述信息处理模块相连接，所述卫星接收机模块将GPS信号传输给信息处理模块；舵控模块与所述信息处理模块相连接，舵控模块采集4路舵机电位计模拟信号并将其处理得到4路PWM信号，并将4路PWM信号传输给信息处理模块。
上述飞行器小型一体化导航控制设备中，电源模块包括第一抗浪涌电路、第二抗浪涌电路、第一隔离DC/DC模块、第一滤波电路、第二隔离DC/DC模块、第二滤波电路和分压/隔离模块；其中，28V控制电源经第一抗浪涌电路后，分为三路，第一路经过第一隔离DC/DC模块及第一滤波电路，得到±12V电压；第二路经过第二隔离DC/DC模块及第二滤波电路，得到±5V电压；第三路经分压/隔离模块得到测量用28VB电压；测量用28VB电压给信息处理模块供电；28V动力电源经抗浪涌电路后得到测量用28VA电压；测量用28VA电压给信息处理模块供电；28V动力电源提供给舵控模块；±12V电压分别向信息处理模块、舵控模块、惯性模块中供电，+5V电压分别向信息处理模块、舵控模块、惯性模块、卫星接收机模块供电，-5V电压向惯性模块供电。
上述飞行器小型一体化导航控制设备中，所述惯性模块包括3路加速度计和3路光纤陀螺；其中，3路加速度计和3路光纤陀螺均与信息处理模块相连接；±12V电压向3路加速度计供电，+5V电压向光纤陀螺供电，-5V电压向光纤陀螺供电。
上述飞行器小型一体化导航控制设备中，所述卫星接收机模块包括天线选择开关和第三隔离DC/DC模块；其中，天线选择开关与外部天线相连接；第三隔离DC/DC模块与天线选择开关相连接；天线选择开关接收外部天线的GPS信号，将GPS信号传输给信息处理模块中的RS232接口电路。
上述飞行器小型一体化导航控制设备中，所述信息处理模块包括第一RS-422接口电路、第二RS-422接口电路、第三RS-422接口电路、RS-232接口电路、第一开关量输出模块、开关量输入模块、第一FPGA、温度测量模块、第一A/D采集电路、第二A/D采集电路和DSP；其中，第一A/D采集电路与3路加速度计相连接，第一RS-422接口电路与3路光纤陀螺相连接；RS-232接口电路与卫星接收机模块中的天线选择开关相连接；第二RS-422接口电路与外部设备相连接；第一开关量输出模块与卫星接收机模块中的天线选择开关相连接；开关量输入模块与外部设备相连接；第二开关量输出模块与外部设备相连接；第三RS-422接口电路与舵控模块中的第二FPGA相连接；第一RS-422接口电路、第二RS-422接口电路、第三RS-422接口电路、RS-232接口电路、第一开关量输出模块、第二开关量输出模块、开关量输入模块、温度测量模块、第一A/D采集电路、第二A/D采集电路和DSP均与第一FPGA相连接；第一A/D采集电路采集3路加速度计的加速度模拟信号，并将加速度模拟信号转换为加速度数字信号，并将加速度数字信号传输给第一FPGA；第一RS-422接口电路采集3路光纤陀螺的角度信号，将角度信号传输给第一FPGA；开关量输入模块接收外部的开关量输入信号，并将开关量输入信号传输给第一FPGA；RS-232接口电路将GPS信号传输给第一FPGA；测量用28VA电压和测量用28VB电压给第二A/D采集电路供电；温度测量模块将采集的温度传输给第一FPGA；第二A/D采集电路采集模拟量信号；第一FPGA将加速度数字信号、角度信号、开关量输入信号、GPS信号、温度和模拟量信号传输给DSP；第一FPGA根据开关量输入信号得到高电平信号和低电平信号，将高电平信号和低电平信号通过第一开关量输出模块传输给卫星接收机模块中的天线选择开关来选择天线。
上述飞行器小型一体化导航控制设备中，所述舵控模块包括舵机驱动模块、舵机控制模块和电流检测电路；其中，舵机驱动模块包括三相全桥逆变电路、驱动电路和隔离电路；其中，三相全桥逆变电路、驱动电路和隔离电路依次相连接；所述舵机控制模块包括第二FPGA和第三A/D采集电路；第三A/D采集电路采集4路舵机电位计模拟信号，并将其转换为4路舵机电位计数字信号，将4路舵机电位计数字信号传输给第二FPGA；第二FPGA将4路舵机电位计数字信号处理得到4路PWM信号，将4路PWM信号传输给舵机驱动模块，舵机驱动模块将4路PWM信号处理得到4路舵机驱动信号；第二FPGA将4路PWM信号通过信息处理模块的第三RS-422接口电路传输给第一FPGA。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
本发明将电源模块、惯性模块、卫星接收机板、计算机板与舵控模块进行集成化设计，缩小设备体积，减少元器件种类与数量，去除设备间通信电缆，提高可靠性、环境适应性与电磁性，并降低硬件与试验成本。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的飞行器小型一体化导航控制设备的框图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明实施例提供的飞行器小型一体化导航控制设备的框图。如图1所示，该飞行器小型一体化导航控制设备包括电源模块、惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块；其中，
所述电源模块分别给所述惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块供电；所述惯性模块与所述信息处理模块相连接，所述惯性模块将3路加速度计的加速度模拟信号和3路光纤陀螺的角度信号传输给所述信息处理模块；所述卫星接收机模块与所述信息处理模块相连接，所述卫星接收机模块将GPS信号传输给信息处理模块；舵控模块与所述信息处理模块相连接，舵控模块采集4路舵机电位计模拟信号并将其处理得到4路PWM信号，并将4路PWM信号传输给信息处理模块。
如图1所示，该电源模块包括第一抗浪涌电路、第二抗浪涌电路、第一隔离DC/DC模块、第一滤波电路、第二隔离DC/DC模块、第二滤波电路和分压/隔离模块；其中，
28V控制电源经第一抗浪涌电路后，分为三路，第一路经过第一隔离DC/DC模块及第一滤波电路，得到±12V电压；第二路经过第二隔离DC/DC模块及第二滤波电路，得到±5V电压；第三路经分压/隔离模块得到测量用28VB电压；测量用28VB电压给信息处理模块供电；
28V动力电源经抗浪涌电路后得到测量用28VA电压；测量用28VA电压给信息处理模块供电；28V动力电源提供给舵控模块；
±12V电压分别向信息处理模块、舵控模块、惯性模块中的加速度计供电，+5V电压分别向信息处理模块、舵控模块、惯性模块中的光纤陀螺、卫星接收机模块供电，-5V电压向惯性模块中的光纤陀螺供电。
如图1所示，惯性模块包括3路加速度计和3路光纤陀螺；其中，3路加速度计和3路光纤陀螺均与信息处理模块相连接。
如图1所示，卫星接收机模块包括天线选择开关和第三隔离DC/DC模块；其中，天线选择开关与外部天线相连接；第三隔离DC/DC模块与天线选择开关相连接；天线选择开关接收外部天线的GPS信号，将GPS信号传输给信息处理模块中的RS232接口电路。
如图1所示，信息处理模块包括第一RS-422接口电路、第二RS-422接口电路、第三RS-422接口电路、RS-232接口电路、第一开关量输出模块、第二开关量输出模块、开关量输入模块、第一FPGA、温度测量模块、第一A/D采集电路、第二A/D采集电路和DSP；其中，
第一A/D采集电路与3路加速度计相连接，第一RS-422接口电路与3路光纤陀螺相连接；RS-232接口电路与卫星接收机模块中的天线选择开关相连接；第二RS-422接口电路与外部设备相连接；第一开关量输出模块与卫星接收机模块中的天线选择开关相连接；开关量输入模块与外部设备相连接；第二开关量输出模块与外部设备相连接；第三RS-422接口电路与舵控模块中的第二FPGA相连接；第一RS-422接口电路、第二RS-422接口电路、第三RS-422接口电路、RS-232接口电路、第一开关量输出模块、第二开关量输出模块、开关量输入模块、温度测量模块、第一A/D采集电路、第二A/D采集电路和DSP均与第一FPGA相连接。
第一A/D采集电路采集3路加速度计的加速度模拟信号，并将加速度模拟信号转换为加速度数字信号，并将加速度数字信号传输给第一FPGA；
第一RS-422接口电路采集3路光纤陀螺的角度信号，将角度信号传输给第一FPGA；
开关量输入模块接收外部的开关量输入信号，并将开关量输入信号传输给第一FPGA；
RS-232接口电路将GPS信号传输给第一FPGA；
测量用28VA电压和测量用28VB电压给第二A/D采集电路供电；
温度测量模块将采集的温度传输给第一FPGA；
第二A/D采集电路采集模拟量信号；
第一FPGA将加速度数字信号、角度信号、开关量输入信号、GPS信号、温度和模拟量信号传输给DSP；
第一FPGA根据开关量输入信号得到高电平信号和低电平信号，将高电平信号和低电平信号通过第一开关量输出模块传输给卫星接收机模块中的天线选择开关来选择天线。
如图1所示，舵控模块包括舵机驱动模块、舵机控制模块和电流检测电路；其中，
舵机驱动模块包括三相全桥逆变电路、驱动电路和隔离电路；其中，三相全桥逆变电路、驱动电路和隔离电路依次相连接；
所述舵机控制模块包括第二FPGA和第三A/D采集电路；
第三A/D采集电路采集4路舵机电位计模拟信号，并将其转换为4路舵机电位计数字信号，将4路舵机电位计数字信号传输给第二FPGA；
第二FPGA将4路舵机电位计数字信号处理得到4路PWM信号，将4路PWM信号传输给舵机驱动模块，舵机驱动模块将4路PWM信号处理得到4路舵机驱动信号；
第二FPGA将4路PWM信号通过信息处理模块的第三RS-422接口电路传输给第一FPGA。
本设备采用外套筒减振形式。设备芯体采用铝合金外壳，与内部硬件模块采用刚性连接，保证安装精度。设备芯体与外套筒通过2组(共4只)十字交叉排布的减振垫连接，减振垫滤波频率高于110Hz，以减弱在飞行过程中，陀螺与加速度计采集的飞行器机身振动噪声。外套筒与飞行器结构件采用刚性连接，配有定位销以保证安装精度。通过标定外套筒与惯性模块，测量惯性器件相对外套筒的装配误差，可在惯性导航软件中对误差进行补偿。
设备硬件模块功能说明如下：
(1)电源模块：将控制电源与动力电源转换为设备所需的±12V、±5V二次电源与测量用的28VA、28VB电源。模块具有浪涌抑制、抗电压冲击、隔离、滤波、电路短路保护设计与自恢复功能。
±12V：向计算机板、舵控模块与加速度计供电；
+5V：向计算机板、舵控模块、光纤陀螺、卫星接收机板供电；
-5V：向光纤陀螺供电。
(2)惯性模块：包含加速度计与陀螺仪，选用高精度石英加速度计，零偏稳定性优于1×10-4g0(1σ)。选用高精度光纤陀螺，零偏稳定性优于1°/h。
(3)卫星接收机模块：具有2路卫星射频信号输入，可选择信号输入通道，运行卫星导航解算软件，可在速度范围0～Ma8与高动态环境下定位导航。
(4)信息处理模块：选用FPGA+DSP+外围电路的设计方案，采集惯性模块、卫星接收机板、模拟量、RS-422接口、开关量输入数据，运行惯性导航、组合导航、控制律与控制时序软件，将解算获得的输出数据，通过RS-422接口、开关量输出与舵控模块及外部设备通信。
(5)舵控模块：包含舵机控制板与驱动板，运行舵机控制软件，控制板采用FPGA作为主控芯片，采集舵机角度电位器和电流传感器信号，生成4路舵机控制信号发送至功率驱动电路。驱动电路采用三相全桥结构，隔离放大后驱动四路舵机工作。
本发明将电源模块、惯性模块、卫星接收机板、计算机板与舵控模块进行集成化设计，缩小设备体积，减少元器件种类与数量，去除设备间通信电缆，提高可靠性、环境适应性与电磁性，并降低硬件与试验成本。导航控制通道延时包含：导航传感器采集(计算机板)→导航与控制律同步解算(计算机板)→计算板向舵控模块广播通信→舵机控制信号输出(舵控模块)，导航与控制律解算周期为5ms，计算板向舵控模块广播周期为2ms，则导航控制通道总延时≯10ms，能够适应静不稳定飞行器对导航控制通道响应速度的要求。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (1)

1.一种飞行器小型一体化导航控制设备，其特征在于包括：电源模块、惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块；其中，
所述电源模块分别给所述惯性模块、卫星接收机模块、信息处理模块和舵控模块供电；
所述惯性模块与所述信息处理模块相连接，所述惯性模块将3路加速度计的加速度模拟信号和3路光纤陀螺的角度信号传输给所述信息处理模块；
所述卫星接收机模块与所述信息处理模块相连接，所述卫星接收机模块将GPS信号传输给信息处理模块；
舵控模块与所述信息处理模块相连接，舵控模块采集4路舵机电位计模拟信号并将其处理得到4路PWM信号，并将4路PWM信号传输给信息处理模块；
电源模块包括第一抗浪涌电路、第二抗浪涌电路、第一隔离DC/DC模块、第一滤波电路、第二隔离DC/DC模块、第二滤波电路和分压/隔离模块；其中，
28V控制电源经第一抗浪涌电路后，分为三路，第一路经过第一隔离DC/DC模块及第一滤波电路，得到±12V电压；第二路经过第二隔离DC/DC模块及第二滤波电路，得到±5V电压；第三路经分压/隔离模块得到测量用28VB电压；测量用28VB电压给信息处理模块供电；
28V动力电源经抗浪涌电路后得到测量用28VA电压；测量用28VA电压给信息处理模块供电；28V动力电源提供给舵控模块；
±12V电压分别向信息处理模块、舵控模块、惯性模块中供电，+5V电压分别向信息处理模块、舵控模块、惯性模块、卫星接收机模块供电，-5V电压向惯性模块供电；
所述惯性模块包括3路加速度计和3路光纤陀螺；其中，
3路加速度计和3路光纤陀螺均与信息处理模块相连接；
±12V电压向3路加速度计供电，+5V电压向光纤陀螺供电，-5V电压向光纤陀螺供电；
所述卫星接收机模块包括天线选择开关和第三隔离DC/DC模块；其中，
天线选择开关与外部天线相连接；第三隔离DC/DC模块与天线选择开关相连接；
天线选择开关接收外部天线的GPS信号，将GPS信号传输给信息处理模块中的RS232接口电路；
所述信息处理模块包括第一RS-422接口电路、第二RS-422接口电路、第三RS-422接口电路、RS-232接口电路、第一开关量输出模块、开关量输入模块、第一FPGA、温度测量模块、第一A/D采集电路、第二A/D采集电路和DSP；其中，
第一A/D采集电路与3路加速度计相连接，第一RS-422接口电路与3路光纤陀螺相连接；
RS-232接口电路与卫星接收机模块中的天线选择开关相连接；
第二RS-422接口电路与外部设备相连接；
第一开关量输出模块与卫星接收机模块中的天线选择开关相连接；
开关量输入模块与外部设备相连接；
第二开关量输出模块与外部设备相连接；
第三RS-422接口电路与舵控模块中的第二FPGA相连接；
第一RS-422接口电路、第二RS-422接口电路、第三RS-422接口电路、RS-232接口电路、第一开关量输出模块、第二开关量输出模块、开关量输入模块、温度测量模块、第一A/D采集电路、第二A/D采集电路和DSP均与第一FPGA相连接；
第一A/D采集电路采集3路加速度计的加速度模拟信号，并将加速度模拟信号转换为加速度数字信号，并将加速度数字信号传输给第一FPGA；
第一RS-422接口电路采集3路光纤陀螺的角度信号，将角度信号传输给第一FPGA；
开关量输入模块接收外部的开关量输入信号，并将开关量输入信号传输给第一FPGA；
RS-232接口电路将GPS信号传输给第一FPGA；
测量用28VA电压和测量用28VB电压给第二A/D采集电路供电；
温度测量模块将采集的温度传输给第一FPGA；
第二A/D采集电路采集模拟量信号；
第一FPGA将加速度数字信号、角度信号、开关量输入信号、GPS信号、温度和模拟量信号传输给DSP；
第一FPGA根据开关量输入信号得到高电平信号和低电平信号，将高电平信号和低电平信号通过第一开关量输出模块传输给卫星接收机模块中的天线选择开关来选择天线；
所述舵控模块包括舵机驱动模块、舵机控制模块和电流检测电路；其中，
舵机驱动模块包括三相全桥逆变电路、驱动电路和隔离电路；其中，三相全桥逆变电路、驱动电路和隔离电路依次相连接；
所述舵机控制模块包括第二FPGA和第三A/D采集电路；
第三A/D采集电路采集4路舵机电位计模拟信号，并将其转换为4路舵机电位计数字信号，将4路舵机电位计数字信号传输给第二FPGA；
第二FPGA将4路舵机电位计数字信号处理得到4路PWM信号，将4路PWM信号传输给舵机驱动模块，舵机驱动模块将4路PWM信号处理得到4路舵机驱动信号；
第二FPGA将4路PWM信号通过信息处理模块的第三RS-422接口电路传输给第一FPGA；
所述设备采用外套筒减振形式，设备芯体采用铝合金外壳，与内部硬件模块采用刚性连接，保证安装精度；设备芯体与外套筒通过2组共4只十字交叉排布的减振垫连接，减振垫滤波频率高于110Hz，以减弱在飞行过程中，陀螺与加速度计采集的飞行器机身振动噪声；外套筒与飞行器结构件采用刚性连接，配有定位销以保证安装精度；通过标定外套筒与惯性模块，测量惯性器件相对外套筒的装配误差，可在惯性导航软件中对误差进行补偿；
导航控制通道延时包含：导航传感器采集→导航与控制律同步解算→计算板向舵控模块广播通信→舵机控制信号输出，导航与控制律解算周期为5ms，计算板向舵控模块广播周期为2ms，则导航控制通道总延时≯10ms，能够适应静不稳定飞行器对导航控制通道响应速度的要求。
CN201911368901.5A 2019-12-26 2019-12-26 一种飞行器小型一体化导航控制设备 Active CN110941290B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911368901.5A CN110941290B (zh) 2019-12-26 2019-12-26 一种飞行器小型一体化导航控制设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911368901.5A CN110941290B (zh) 2019-12-26 2019-12-26 一种飞行器小型一体化导航控制设备

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110941290A CN110941290A (zh) 2020-03-31
CN110941290B true CN110941290B (zh) 2023-09-29

Family

ID=69913636

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911368901.5A Active CN110941290B (zh) 2019-12-26 2019-12-26 一种飞行器小型一体化导航控制设备

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110941290B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111505962B (zh) * 2020-04-29 2023-11-17 河北斐然科技有限公司 一种高速飞行器飞控模拟器
CN111780747A (zh) * 2020-04-30 2020-10-16 南京理工大学 一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统及方法
CN112284386A (zh) * 2020-11-06 2021-01-29 上海寰宇乾堃航天科技有限公司 一种mems惯导、舵控一体化计算装置
CN112363440A (zh) * 2021-01-13 2021-02-12 湖南高至科技有限公司 一体化制导组合体
CN113044229A (zh) * 2021-03-26 2021-06-29 北京理工大学 空投式飞行器上的模块化综合控制系统
CN113437864A (zh) * 2021-06-25 2021-09-24 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 一种光纤陀螺惯性定位定向系统电源分时启动模块及方法
CN115597596B (zh) * 2022-12-13 2023-03-31 湖南高至科技有限公司 一种飞行器飞行参数测量装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN203372389U (zh) * 2013-06-07 2014-01-01 天津全华时代航天科技发展有限公司 自动驾驶飞行控制系统
CN205941923U (zh) * 2016-08-11 2017-02-08 北京华航航宇科技有限公司 基于gps和六加速度计组合的小型飞行器导航系统
CN108958126A (zh) * 2018-07-31 2018-12-07 山东欧龙电子科技有限公司 一种飞行数据采集的方法
CN110081883A (zh) * 2019-04-29 2019-08-02 北京理工大学 适用于高速滚转飞行器的低成本组合导航系统及方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020008661A1 (en) * 2000-07-20 2002-01-24 Mccall Hiram Micro integrated global positioning system/inertial measurement unit system
WO2008118161A2 (en) * 2006-12-13 2008-10-02 Temple University- Of The Commonwealth System Of Higher Education Modular navigation system and methods

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN203372389U (zh) * 2013-06-07 2014-01-01 天津全华时代航天科技发展有限公司 自动驾驶飞行控制系统
CN205941923U (zh) * 2016-08-11 2017-02-08 北京华航航宇科技有限公司 基于gps和六加速度计组合的小型飞行器导航系统
CN108958126A (zh) * 2018-07-31 2018-12-07 山东欧龙电子科技有限公司 一种飞行数据采集的方法
CN110081883A (zh) * 2019-04-29 2019-08-02 北京理工大学 适用于高速滚转飞行器的低成本组合导航系统及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN110941290A (zh) 2020-03-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110941290B (zh) 一种飞行器小型一体化导航控制设备
US6654685B2 (en) Apparatus and method for navigation of an aircraft
CN112304308B (zh) 一种小型化高精度光纤陀螺惯性导航装置
CN110989647B (zh) 一种基于SoC的多传感器融合飞行控制器
CN109238280B (zh) 一种采用50型激光陀螺的航空小型化惯性导航部件
CN111781624B (zh) 通用组合导航系统与方法
CN105738654B (zh) 一种加速度测量装置及基于量程切换的数据采集方法
CN211740234U (zh) 一种基于三cpu冗余的小型化十表激光惯性测量装置
CN1669874A (zh) 一种用于飞行器的自动驾驶仪
CN113044229A (zh) 空投式飞行器上的模块化综合控制系统
CN116222540A (zh) 一种微惯性多源自主gnc飞控导航微系统、方法及模组
CN111854739A (zh) 一种小体积高精度惯性测量单元
RU95117763A (ru) Комплекс бортовых траекторных измерений
KR20170098426A (ko) 다수의 디지털 입출력을 갖는 하드웨어 및 소프트웨어 모듈의 실시간 시험을 위한 필드프로그램로직칩 기반 hils 시험 장치
CN104483974A (zh) 输电线路巡线无人机导航装置
Kuznetsov et al. Development of MEMS sensors for aircraft control systems
CN107255480B (zh) 用于运载火箭的轻型分腔式高强度的光纤惯组
CN116255979A (zh) 一种一体化导航系统、方法和飞行器
Sineglazov et al. Integrated navigation complex of UAV on basis of flight controller
CN202008366U (zh) 一种微型惯性导航系统
RU73475U1 (ru) Малогабаритная инерциальная система управления движением
Çabuloğlu et al. Mission Analysis and Planning of a CANSAT
CN221706543U (zh) 一种三轴一体的双通道冗余角速率传感器
CN221926958U (zh) 无人机飞行控制系统
CN112859137A (zh) 一种机载sins/bds/gnss/tan组合导航半物理仿真系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant