CN112230727B - 应用于飞行器的综合控制器及飞行器 - Google Patents

应用于飞行器的综合控制器及飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN112230727B
CN112230727B CN202011083410.9A CN202011083410A CN112230727B CN 112230727 B CN112230727 B CN 112230727B CN 202011083410 A CN202011083410 A CN 202011083410A CN 112230727 B CN112230727 B CN 112230727B
Authority
CN
China
Prior art keywords
case
module
integrated controller
box body
interface
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
CN202011083410.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112230727A (zh
Inventor
杨春雷
丛恩博
姜开
陈俊杰
史若冲
常新月
苏忠威
万桂斌
魏敏
孙润宇
李学思
张涛
樊姣荣
王若凡
任新宇
王冀宁
年永尚
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.)
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Original Assignee
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
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 China Academy of Launch Vehicle Technology CALT filed Critical China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority to CN202011083410.9A priority Critical patent/CN112230727B/zh
Publication of CN112230727A publication Critical patent/CN112230727A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112230727B publication Critical patent/CN112230727B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F1/00—Details not covered by groups G06F3/00 - G06F13/00 and G06F21/00
    • G06F1/16—Constructional details or arrangements
    • G06F1/18—Packaging or power distribution
    • G06F1/183—Internal mounting support structures, e.g. for printed circuit boards, internal connecting means
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F1/00—Details not covered by groups G06F3/00 - G06F13/00 and G06F21/00
    • G06F1/16—Constructional details or arrangements
    • G06F1/20—Cooling means
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F13/00—Interconnection of, or transfer of information or other signals between, memories, input/output devices or central processing units
    • G06F13/38—Information transfer, e.g. on bus
    • G06F13/382—Information transfer, e.g. on bus using universal interface adapter
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Human Computer Interaction (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
  • Mounting Of Printed Circuit Boards And The Like (AREA)

Abstract

本申请实施例提供一种应用于飞行器的综合控制器及飞行器，其中，综合控制器包括：机箱以及设置在机箱内的功能模块、背板、接口板；所述机箱的内壁设置有多个模块插槽，至少两个功能模块沿机箱的中心线方向从机箱的前端插接在模块插槽内；所述背板与机箱的中心线垂直，连接在机箱的后端；所述接口板与机箱的中心线垂直，连接在机箱的后端，且位于背板的外侧；所述接口板中的接口露出所述机箱的后端面。本申请实施例提供的应用于飞行器的综合控制器及飞行器具有集成化、小型化的优点。

Description

应用于飞行器的综合控制器及飞行器
技术领域
本申请涉及飞行器控制技术，尤其涉及一种应用于飞行器的综合控制器及飞行器。
背景技术
火箭一种依靠发动机喷射工作介质所产生的反作用力向前推进的飞行器，是实现航天飞行的运载工具，通常用于发射卫星、载人飞船及月球探测器等。近年来，随着商用化市场的不断推进，商业火箭在市场上崭露头角。商业火箭大多为小型固体运载火箭，其造价相对较低，发射周期短，发射场地较为灵活，不依赖于固定发射场，例如可以使用车载移动发射方式。
为满足小型火箭的研制和发射要求，其内部的动力系统、电气控制系统也向着小型化的方向发展，同时也要具备快速组合能力和快速维修能力。而传统的火箭中的电气控制系统由多个分立式单机构成，体积较大、重量较重，且可扩展性较差，维护较为不便，已经不适合小型火箭的需求。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种应用于飞行器的综合控制器及飞行器。
本申请第一方面实施例提供一种应用于飞行器的综合控制器，包括：机箱以及设置在机箱内的功能模块、背板、接口板；
所述机箱的内壁设置有多个模块插槽，至少两个功能模块沿机箱的中心线方向从机箱的前端插接在模块插槽内；
所述背板与机箱的中心线垂直，连接在机箱的后端；
所述接口板与机箱的中心线垂直，连接在机箱的后端，且位于背板的外侧；所述接口板中的接口露出所述机箱的后端面。
本申请第二方面实施例提供一种飞行器，包括如上所述的综合控制器。
本申请实施例提供的技术方案，采用设置有多个插接端子的背板设置在机箱的后端，功能模块从机箱的前端通过机箱内壁设置的模块插槽后垂直插接在背板上，各功能模块与背板之前通过背板纵向接进行数据交互，并且在背板的外侧设置有接口板，用于与背板进行数据交互，接口板外侧设置的接口露出机箱的后端面以与外部设备相连，将多个功能模块集成在箱体内且通过背板总线进行数据交互，提高了数据传输和处理的效率，而且背板的可扩展性较好，能插接多种功能模块，且插接的过程较为快速简单。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例提供的综合控制器的爆炸视图；
图2为本申请实施例提供的综合控制器中箱体的截面视图；
图3为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的爆炸视图；
图4为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的仰视图；
图5为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的主视图；
图6为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的俯视图；
图7为本申请实施例提供的综合控制器中设置有模块插槽的结构示意图；
图8为图7中的A-A截面视图；
图9为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块插接在模块插槽中的结构示意图。
附图标记：
1-机箱；11-箱体；12-前口盖；13-后口盖；14-模块插槽；15-限位块；151-配合槽；152-插拔器配合槽；16-支耳；
2-功能模块；21-上盖板；22-承载框架；221-导热面；23-电路板；231-连接器；24-下盖板；25-锁紧条；26-插拔器；
3-背板；
4-接口板；41-扩展时序控制单元；
5-惯性测量组件；
7-相变材料层。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
本实施例提供一种综合控制器，能够应用于飞行器上。该飞行器可以为能够在大气层内飞行的航空器，如：飞艇、飞机等，也可以为在大气层外飞行的航天器，如：人造卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等，或者也可以为火箭或导弹。
图1为本申请实施例提供的综合控制器的爆炸视图。如图1所示，本实施例提供的综合控制器包括：机箱1以及设置在机箱1内的功能模块2、背板3、接口板4。
其中，机箱1的内壁设置有多个模块插槽，至少两个功能模块2沿机箱1的中心线方向从机箱1的前端插接在模块插槽内。机箱1可以为规则的形状，例如：长方体、棱柱体等。机箱1的中心线沿其长度方向延伸。
背板3与机箱1的中心线垂直，连接在机箱1的后端。背板3上设置有插接端子，插接端子朝向机箱1的前端，也就是朝向功能模块2的方向。模块插槽对功能模块2起到导向和限位的作用，功能模块2沿与背板3垂直的方向通过模块插槽直至插接在背板3上的插接端子上，与插接端子固定并实现电连接。背板3上的接口可以有多种，可以根据不同的功能模块对应电连接和数据交互。
功能模块2的数量为多个，沿着箱体1的侧壁排布。功能模块2的功能可根据飞行器综合控制器所具备的功能进行设定，例如：控制模块、数据采集模块、数据发送模块、通信模块、供电模块、时序控制模块等。各功能模块2与背板3之间通过背板总线进行数据交互。
接口板4与机箱1的中心线垂直，连接在机箱1的后端，且位于背板3的外侧。接口板4的两侧均设置有多个接口，位于内侧的接口通过板间连接器与背板3电连接，位于外侧的接口穿过机箱1后端面上的开孔露出机箱1，用于与综合控制器的外部设备插接。
本实施例提供的技术方案，采用设置有多个插接端子的背板设置在机箱的后端，功能模块从机箱的前端通过机箱内壁设置的模块插槽后垂直插接在背板上，各功能模块与背板之前通过背板纵向接进行数据交互，并且在背板的外侧设置有接口板，用于与背板进行数据交互，接口板外侧设置的接口露出机箱的后端面以与外部设备相连，将多个功能模块集成在箱体内且通过背板总线进行数据交互，提高了数据传输和处理的效率，而且背板的可扩展性较好，能插接多种功能模块，且插接的过程较为快速简单。
另外，由于背板和接口板设置在机箱的后端，而功能模块从机箱的前端进行拆装，拆装的过程不需要拆卸背板或接口板等部件，直接拔下功能模块或插上功能模块即可，操作较为便捷，速度较快，实现根据不同飞行器控制器的需要拆装功能模块，以提高综合控制器的通用性和互换性，进而降低生产成本。
在上述技术方案的基础上，本实施例提供一种综合控制器的具体实现方式：
如图1所示，机箱1包括：箱体11、前口盖12和后口盖13。箱体11呈截面为“十”字形的中心对称结构，其中心线沿箱体11的长度方向延伸。前口盖12与箱体11的中心线垂直，连接在箱体11的前端。后口盖13与箱体11的中心线垂直，连接在箱体11的后端。前口盖12、后口盖13、背板3、接口板4的形状呈“十”字形的板状结构。前口盖12、后口盖13与箱体11围成一个容纳空腔，功能模块2、背板3、接口板4等部件均设置在容纳空腔内。后口盖13上设置有通孔，可供接口板4外侧表面设置的接口穿过，以使该接口露出机箱1。
可以采用隔板将箱体11内的空间划分为几部分，其中，位于箱体11中心线周围的定义为中间区域，将从中间区域起分别向垂直于中心线的四个方向向外延伸凸出的部分定义为凸出端部。
图2为本申请实施例提供的综合控制器中箱体的截面视图。如图2所示，模块插槽14设置在箱体11中凸出端部的内壁，每个凸出端部对应设置两个模块插槽。具体的，在凸出端部的横向一侧设置有三个限位块，横向另一侧对称设置有三个限位块。一共六个限位块将凸出端部围成的空间划分为能够容纳两个功能模块的模块插槽14。凸出端部的外端面与功能模块的表面平行，与功能模块之间具有较大的热交换面积，能够提高散热速度。
另外，综合控制器还包括惯性测量组件5，用于对飞行器的飞行运动状态进行测量。对应的，箱体11上设置有惯性测量组件插槽，位于箱体11的中间区域，惯性测量组件从箱体11的前端插设在惯性测量组件插槽，并插接在背板3上的对应连接端子与其电连接。
如图1所示，接口板4上设置有四个扩展时序控制单元41，分别设置在接口板4的四个凸出部分上，扩展时序控制单元41与接口板4上的接口电连接。四个扩展时序控制单元41用于扩展时序输出，能够解决背板3与接口板4之间空间狭小不便于设置过多的板间插接件的问题。
另外，在箱体11的外壁还设有棱镜，包括水平瞄准棱镜和竖直瞄准棱镜。棱镜的外侧罩设有棱镜保护罩。箱体11的外壁设有安装支耳，其上安装有三向振动传感器和三向冲击传感器，用于对箱体11的振动和冲击力进行检测。箱体11的外壁还设有相变材料层7，通过相变材料吸热的方式对机箱进行散热。
箱体11采用铝合金材料制成，整体机加成型，内腔采用线切割加工，表面进行防腐和耐磨处理。箱体11的外露表面采用化学氧化后涂覆导电涂层，形成无光黑色。箱体11内设有8个3U/0.1英寸的模块插槽14和一个惯性测量组件插槽，模块插槽14均布在惯性测量组件插槽的四周。
如图2所示，箱体11需为惯性测量组件5提供的安装定位面提出形位公差要求，其一侧的支耳16平面要求：a)平面度不大于0.01mm；b)表面粗糙度不大于3.2μm；c)E1面相对惯性测量组件5安装面(D1面)的平行度不大于0.02mm。箱体安装靠面(E2面)要求：a)平面度不大于0.01mm；b)表面粗糙度不大于3.2μm；c)E2面相对惯性测量组件5安装靠面(D2面)的平行度不大于0.02mm。
对于功能模块2，本实施例也提供一种具体的实现方式：
图3为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的爆炸视图。如图1和图3所示，功能模块2包括：上盖板21、承载框架22、电路板23、下盖板24和锁紧条25。其中，承载框架22和电路板23设置在上盖板21与下盖板24之间。锁紧条25的数量为两个，连接在电路板23的两侧，用于将电路板23锁紧固定。电路板23的底端设有连接器231，用于插接在模块插槽内且与模块插槽内的连接端子电连接。电路板23上设置有电路元器件，例如：处理器、存储器及相关电路。
功能模块2插接在背板3上的插接端子上，两个功能模块2沿同一方向并排设置，二者之间具有一定的间隙。位于外侧的功能模块2与箱体11之间也具有一定间隙。功能模块2的顶部还设置有插拔器26，用于在功能模块2插接好之后对功能模块2进行锁紧。
图4为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的仰视图，图5为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的主视图，图6为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块的俯视图。如图1、3、4、5、6所示，承载框架22的宽度大于上盖板21的宽度，以使承载框架22沿宽度方向的两端超出上盖板21，超出部分的前端面作为导热面221，导热面221朝向箱体11，则功能模块2的热量通过导热面221尽快传导至箱体11散发出去，提高散热效率。
电路板23与导热面221之间的距离d1为9.8-10.2mm，优选为10mm，允许偏差为±0.1mm。电路板23朝向承载框架11的前端面与上盖板21外表面之间距离d2小于或等于17mm，优选为小于或等于16.7mm。电路板23的前端面与下盖板21外表面之间的距离d3小于或等于8mm，优选为小于或等于7.8mm。功能模块1的厚度d4为d3与d2的和，小于25.1mm，优选为小于24.6mm。导热面221的宽度d5大于或等于9.5mm，优选为大于或等于9.3mm。电路板23的前端面与锁紧条的外表面之间的距离d6为2.3mm-2.9mm，优选为2.6mm，允许偏差为±0.2mm。
图7为本申请实施例提供的综合控制器中设置有模块插槽的结构示意图，图8为图7中的A-A截面视图，图9为本申请实施例提供的综合控制器中功能模块插接在模块插槽中的结构示意图。图7和图9为示意性地展示了模块插槽14的结构。
如图7至图9所示，在箱体11的内壁设置有限位块15，限位块15可以与箱体11为一体形成结构，或者也可以通过卡接、螺接等方式固定在箱体11上。上下两侧的限位块15对齐，上方相邻的限位块15之间具有一定间隙，下方相邻的限位块15之间具有一定间隙。相邻的限位块15之间形成模块插槽14。
模块插槽14的长度L1(也即：左右两个限位块15之间形成有凹面，上下两个凹面之间的距离)为101mm-103mm，优选为102mm，允许偏差为±0.5mm。上下两个限位块15之间的距离L2为82.2mm-83mm，优选为82.6mm，允许偏差为±0.3mm。模块插槽的宽度L3为13mm-14mm，优选为13.4mm，允许偏差为±0.1mm。模块插槽与限位块的宽度之和(也即：相邻模块插槽之间的距离)L4为25.2mm-25.6mm，优选为25.4mm，允许偏差为±0.1mm。
在限位块15的下部向内凹陷形成配合槽151，用于适应功能模块1的结构。背板3与配合槽151的远端面之间的距离L5小于或等于24.5mm。
限位块15的上部向内凹陷形成插拔器配合槽152，背板3与插拔器配合槽152下表面之间的距离L6为164.7mm-164.9mm。背板3与插拔器配合槽152上表面之间的距离L7为172.3mm-172.6mm。插拔器配合槽152上下表面深度之间的差值L8为3.3mm-3.5mm。
模块插槽14与功能模块2配合面的平面度不大于0.05mm，模块插槽14与功能模块2配合面与背板3安装面的垂直度不大于0.1mm。插拔器配合槽152与插拔器26配合面进行硬质化处理，防止多次使用产生金属碎屑。
功能模块2安装至机箱1后，为保证功能模块2安装顺利，位于外侧的功能模块2与机箱1之间保留足够间隙。针对锁紧条25相对电路板23反面安装的模块类型，箱体11与外侧功能模块导热面221之间的距离W1大于或等于6mm，最内侧的限位块15的宽度W2不小于8mm。
上述综合控制器作为一种集成化的VPX架构综合控制器，将各功能模块、接口板、背板等集成在机箱内，将机箱内的空间合理划分和布置，以集成化的结构代替了传统技术中分立单机模式，重量为传统方案的50％，空间占用率也为传统方案的50％。能够适应于运载火箭电气系统，实现可按需对电气系统进行快速裁剪和扩充，有效地降低产品复杂度、减小产品体积和重量，降低产品成本，缩短组装和维修时间，提高集成度、扩展性、测试性、维修保障性和通用化程度。
本实施例还提供一种飞行器，包括如上述任一内容所提供的综合控制器，采用设置有多个插接端子的背板设置在机箱的后端，功能模块从机箱的前端通过机箱内壁设置的模块插槽后垂直插接在背板上，各功能模块与背板之前通过背板纵向接进行数据交互，并且在背板的外侧设置有接口板，用于与背板进行数据交互，接口板外侧设置的接口露出机箱的后端面以与外部设备相连，将多个功能模块集成在箱体内且通过背板总线进行数据交互，提高了数据传输和处理的效率，而且背板的可扩展性较好，能插接多种功能模块，且插接的过程较为快速简单。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种应用于飞行器的综合控制器，其特征在于，包括：机箱以及设置在机箱内的功能模块、背板、接口板；
所述机箱的内壁设置有多个模块插槽，至少两个功能模块沿机箱的中心线方向从机箱的前端插设于模块插槽内，且功能模块插接在背板的插接端子上；
所述背板与机箱的中心线垂直，连接在机箱的后端；
所述接口板与机箱的中心线垂直，连接在机箱的后端，且位于背板的外侧；所述接口板中的接口露出所述机箱的后端面；
所述机箱包括：箱体以及连接在箱体沿中心线两端的前口盖和后口盖；所述后口盖设置有供接口板中接口穿过的通孔；
所述箱体呈截面为“十”字形的中心对称结构；所述前口盖、后口盖、背板和接口板均为与箱体截面形状相同的结构；
所述模块插槽设置在所述箱体沿垂直于中心线方向向外凸出的四个凸出端部的内壁，每个凸出端部对应设置两个模块插槽。
2.根据权利要求1所述的综合控制器，其特征在于，所述功能模块包括：上盖板、承载框架、电路板、下盖板和锁紧条；
所述承载框架和电路板设置在上盖板与下盖板之间；
所述锁紧条的数量为两个，连接在电路板的两侧，用于将电路板锁紧；
所述电路板的底端设有连接器，连接器用于与背板的插接端子电连接。
3.根据权利要求2所述的综合控制器，其特征在于，所述承载框架的宽度大于上盖板，承载框架沿宽度方向超出上盖板的部分前端面作为导热面，所述导热面朝向机箱箱体内壁的方向。
4.根据权利要求3所述的综合控制器，其特征在于，所述电路板与所述导热面之间的距离为9.8-10.2mm；所述电路板朝向承载框架的前端面与上盖板外表面之间距离小于或等于17mm；所述电路板的前端面与下盖板外表面之间的距离小于或等于8mm；所述功能模块的厚度小于25.1mm；所述导热面的宽度大于或等于9.5mm。
5.根据权利要求1所述的综合控制器，其特征在于，所述模块插槽的长度为101mm-103mm；所述模块插槽的宽度为13mm-14mm。
6.根据权利要求1所述的综合控制器，其特征在于，还包括：惯性测量组件；
所述箱体上设置有用于插接惯性测量组件的惯性测量组件插槽，所述惯性测量组件插槽位于箱体的中心位置；惯性测量组件从箱体的前端插设在惯性测量组件插槽，并插接在背板上的对应连接端子与连接端子电连接。
7.根据权利要求1所述的综合控制器，其特征在于，所述接口板上设置有四个扩展时序控制单元，分别设置在接口板的四个凸出部分上。
8.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-7任一项所述的综合控制器。
CN202011083410.9A 2020-10-12 2020-10-12 应用于飞行器的综合控制器及飞行器 Active CN112230727B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011083410.9A CN112230727B (zh) 2020-10-12 2020-10-12 应用于飞行器的综合控制器及飞行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011083410.9A CN112230727B (zh) 2020-10-12 2020-10-12 应用于飞行器的综合控制器及飞行器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112230727A CN112230727A (zh) 2021-01-15
CN112230727B true CN112230727B (zh) 2022-08-09

Family

ID=74112085

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011083410.9A Active CN112230727B (zh) 2020-10-12 2020-10-12 应用于飞行器的综合控制器及飞行器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112230727B (zh)

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5761033A (en) * 1993-02-19 1998-06-02 Sejus Corporation Open computer system with externally interconnected peripheral modules
US7180751B1 (en) * 2004-02-19 2007-02-20 Isothermal Systems Research, Inc. Input/output transition board system
CN201418221Y (zh) * 2009-04-23 2010-03-03 武汉中元华电科技股份有限公司 可互换的立式背插插件机箱
CN205540412U (zh) * 2015-07-22 2016-08-31 加弘科技咨询(上海)有限公司 电子装置
CN205880777U (zh) * 2016-06-13 2017-01-11 安徽四创电子股份有限公司 可扩展处理装置
CN110174930A (zh) * 2018-07-28 2019-08-27 中航光电科技股份有限公司 一种转接板及使用该转接板的机箱

Also Published As

Publication number Publication date
CN112230727A (zh) 2021-01-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7821790B2 (en) Modular chassis providing scalable mechanical, electrical and environmental functionality for MicroTCA and Advanced TCA boards
US5026291A (en) Board mounted connector system
US8045340B2 (en) Data processing system
EP2120074B1 (en) Optical module and cable unit provided with optical module
EP2453727B1 (en) Cable assembly for a connector system
US5309315A (en) Severe environment enclosure with thermal heat sink and EMI protection
US8508929B2 (en) Implementing enhanced cover-mounted, auto-docking for multiple DASD configurations
US20150181760A1 (en) Axially aligned electronic chassis
US7905729B2 (en) Board-to-board connector
WO2008112089A2 (en) Stacking mezzanine connector
US11906801B2 (en) Optical receptacle connector for an optical communication system
CN108718499B (zh) 一种具有免线设计结构的机载机箱
US9698538B2 (en) Ribbon assembly and a communication system having a plurality of ribbon assemblies
JPH07105606B2 (ja) 格納装置
CN112230727B (zh) 应用于飞行器的综合控制器及飞行器
CN214313623U (zh) 插座、插座单元、检查工具和检查工具单元
US9590337B2 (en) Electrical connector having wafers
US8419212B2 (en) Circuit board assembly with light emitting element
US6418026B1 (en) Bus rack for accommodating plural stand-alone computers
WO2015192635A1 (zh) 背板及具有该背板的通讯设备
EP3308432B1 (en) Electrical connector having wafers
US6519145B1 (en) ETSI/NEBS housing structure
CN220254919U (zh) 一种飞控计算机、无人机
JP2006520959A (ja) セルラーコンピュータシステム
CN220692264U (zh) 一种线束插接端口的固定支架与电池包

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