CN113608429A - 一种分布式多余度无人机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种分布式多余度无人机，包括多余度飞行控制系统、多余度导航与传感器系统、多余度动力系统、多余度电气系统、多余度燃油系统、多余度起飞着陆系统、多余度伺服舵系统和多余度测控系统，多余度飞行控制系统包括至少两台飞控计算机，至少两台飞控计算机之间通过CAN总线或其他总线连接，多余度导航与传感器系统、多余度动力系统、多余度电气系统、多余度燃油系统、多余度起飞着陆系统、多余度伺服舵系统和多余度测控系统分别与至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机相连。各子系统采用独立的余度配置，子系统之间采用分布式结构的余度布置，当局部故障后仅损失局部功能，不会造成联锁的功能故障，提高了整个系统的安全性、可靠性。

Description

一种分布式多余度无人机

技术领域

本发明涉及航空航天技术的飞行器制造技术领域，尤其涉及一种分布式多余度无人机。

背景技术

大型无人机的飞行安全不仅影响到高价值无人机自身的安全，还有可能影响到飞行空域的其他飞行器的安全，以及故障失控掉落后对地面造成的二次损伤，因此，大型无人机特别是民用无人机更需要提高系统的安全性。

提高系统的安全性的除了选用可靠性更高的机载设备、更加稳定的控制软件外，采用多余度架构设计，是最常用的做法，而常规做法中仅对核心的控制部件进行余度配置，这种结构只能解决飞控计算机单点故障问题，不能解决其他影响安全的子系统的单点故障问题，对于整个无人机系统的可靠性提升非常有限。

发明内容

针对现有技术的不足，本申请提供了一种分布式多余度无人机，其包括：多余度飞行控制系统、多余度导航与传感器系统、多余度动力系统、多余度电气系统、多余度燃油系统、多余度起飞着陆系统、多余度伺服舵系统和多余度测控系统，

所述多余度飞行控制系统包括至少两台飞控计算机，所述至少两台飞控计算机之间通过CAN总线或其他总线连接，所述多余度导航与传感器系统、所述多余度动力系统、所述多余度电气系统、所述多余度燃油系统、所述多余度起飞着陆系统、所述多余度伺服舵系统和所述多余度测控系统分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机相连。

在本发明的一些实施例中，所述飞控计算机包括接口板和至少两个控制板，所述接口板和所述至少两个控制板之间通过CAN总线连接，所述至少两台飞控计算机之间通过CAN总线连接彼此的控制板，所述多余度导航与传感器系统、所述多余度动力系统、所述多余度电气系统、所述多余度燃油系统、所述多余度起飞着陆系统、所述多余度伺服舵系统和所述多余度测控系统分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度导航与传感器系统包括无线电高度表、多功能大气传感器、大气数据计算机、捷联光纤组合惯导、速率陀螺、垂直陀螺和差分GPS设备，所述多功能大气传感器与所述大气数据计算机相连，所述无线电高度表、所述大气数据计算机、所述捷联光纤组合惯导、所述速率陀螺、所述垂直陀螺和所述差分GPS设备分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度动力系统包括至少两台发动机，所述至少两台发动机分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度电气系统包括至少两台发电机、至少两组蓄电池和至少两台配电机，所述发电机分别与所述发动机、所述蓄电池和所述配电机相连，所述配电机还分别与所述蓄电池和所述接口板相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度电气系统还包括至少两个汇流条和电磁继电器，所述电磁继电器分别与所述至少两个汇流条相连，所述汇流条还与所述配电机相连，所述电磁继电器与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度燃油系统包括至少两套燃油系统，所述燃油系统分别与所述发动机和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连；

所述燃油系统包括燃油箱、燃油泵、油量传感器、油量告警装置和供输油转换装置。

在本发明的一些实施例中，所述多余度起飞着陆系统包括液压系统、主起落架、前起落架、前轮纠偏舵机、刹车钳和刹车控制阀，所述液压系统分别与所述主起落架、所述前起落架、所述前轮纠偏舵机和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，所述刹车钳分别与所述主起落架、所述刹车控制阀相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度伺服舵系统包括至少两套伺服舵系统，所述伺服舵系统包括舵控器、副翼舵机、襟副翼舵机、升降舵舵机、方向舵舵机、襟翼舵机和进气道舵机，所述舵控器分别与所述副翼舵机、所述襟副翼舵机、所述升降舵舵机、所述方向舵舵机、所述襟翼舵机、所述进气道舵机和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

在本发明的一些实施例中，所述多余度测控系统包括L链路、U链路和卫通链路，或包括L链路、C链路和卫通链路；

所述L链路与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，所述U链路或C链路分别与所述卫通链路、所述刹车控制阀、所述舵控器和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，所述卫通链路分别与所述刹车控制阀、所述舵控器和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

本发明提供的分布式多余度无人机，各子系统采用了独立的余度配置和各子系统之间采用了分布式结构的余度布置，当其局部故障后仅损失局部功能，不会造成联锁的功能故障。而且整个系统的安全性、可靠性是常规的单余度或部分余度的无人机系统架构的几何倍数。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

图1为本发明一实施例提供的分布式多余度无人机的原理示意图。

图中，

表示电连接，

表示控制/通讯信号连接(本申请将其简称为信号连接)，

表示机械连接，

表示油液(燃油/液压油)连接(本申请将其简称为油液连通)，

表示控制/供电连接(本申请将其简称为控制连接)。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。

应理解，虽然本文中可能使用术语第一、第二等来描述各种组件，但这些组件不应受这些术语限制。这些术语乃用以区分一组件与另一组件。因此，下文论述的第一组件可称为第二组件而不偏离本申请概念的教示。如本文中所使用，术语“及/或”包括相关联的列出项目中的任一个及一或多者的所有组合。

在本文的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相连"、"连接"应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接:可以是机械连接，也可以是电连接或可以相互通讯；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公开中的具体含义。

本领域技术人员可以理解，附图只是示例实施例的示意图，可能不是按比例的。附图中的模块或流程并不一定是实施本申请所必须的，因此不能用于限制本申请的保护范围。

图1示出了本申请一实施例提供的分布式多余度无人机。

该分布式多余度无人机包括了多余度飞行控制系统、多余度导航与传感器系统、多余度动力系统、多余度电气系统、多余度燃油系统、多余度起飞着陆系统、多余度伺服舵系统和多余度测控系统。各子系统均采用了独立的余度配置。

图1所示的实施例中，该多余度飞行控制系统包括两台飞控计算机110、120，第一飞控计算机110包括接口板(1～N)111、第一控制板112、第二控制板113，第二飞控计算机120包括接口板(N+1～2N)121、第三控制板122、第四控制板123。即，图1所示的实施例中，每个飞控计算机分别包括两个控制板，构成了2×2余度的飞行控制系统。

在本申请的其他实施例中，该多余度飞行控制系统包括至少两台飞控计算机，每台飞控计算机均包括接口板和至少两个控制板。即，本申请提供的多余度飞行控制系统至少是四余度的飞行控制系统。

其中，接口板和至少两个控制板之间通过CAN(Controller Area Network，控制器局域网络)总线或其他总线连接，至少两台飞控计算机之间通过CAN总线或其他总线连接彼此的控制板，多余度导航与传感器系统、多余度动力系统、多余度电气系统、多余度燃油系统、多余度起飞着陆系统、多余度伺服舵系统和多余度测控系统分别与至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

图1所述的实施例中，飞控计算机110的接口板(1～N)111和控制板112、113通过背板的两条CAN总线实现板卡之间的余度通讯(图中未示出)，飞控计算机120与此相同。两台飞控计算机之间再通过两条CAN总线实现余度通讯(图1中，第一控制板112与第四控制板123相连，第二控制板113与第三控制板122相连)。所有的设备与对应的接口板相连，接口板再通过两条CAN总线与四块控制板进行通讯(图中未示出)，呈现网状架构，无单点故障影响。

图1所示的实施例中，多余度导航与传感器系统包括无线电高度表201、多功能大气传感器202、大气数据计算机203、捷联光纤组合惯导204、速率陀螺205、垂直陀螺206和差分GPS(Global Positioning System，全球定位系统)设备207。其能提供高度信号四余度(无线电高度表+大气数据计算机+捷联光纤组合惯导+差分GPS)、位置信号两余度(捷联光纤组合惯导+差分GPS)、速率信号四余度(大气数据系统+捷联光纤组合惯导+差分GPS)、角度信号两余度(捷联光纤组合惯导+垂直陀螺)、角速率信号两余度(捷联光纤组合惯导+速率陀螺)。

图1所示的实施例中，多功能大气传感器202与大气数据计算机203控制连接，无线电高度表201、大气数据计算机203、捷联光纤组合惯导204分别与接口板(1～N)111信号连接，速率陀螺205、垂直陀螺207和差分GPS设备208分别与接口板(N+1～2N)121信号连接。

可选地，本申请的多余度动力系统包括至少两台发动机。该至少两台发动机分别与至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

图1所示的实施例中，多余度动力系统包括两台发动机301和302，能够实现单发故障后仍可安全飞行的能力。第一发动机301与接口板(1～N)111信号连接，第二发动机302与接口板(N+1～2N)121信号连接。

可选地，本申请的多余度电气系统包括至少两台发电机、至少两组蓄电池和至少两台配电机，发电机分别与发动机、蓄电池和配电机相连，配电机还分别与蓄电池和接口板相连。

可选地，多余度电气系统还包括至少两个汇流条和电磁继电器，电磁继电器分别与至少两个汇流条相连，汇流条还与配电机相连，电磁继电器与至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

图1所示的实施例中，多余度电气系统包括两台发电机401、402，两组蓄电池403、404，两台配电机405、406，两个汇流条407、408和电磁继电器K1。

第一发电机401与第一发动机301之间机械连接，第一发电机401分别与第一蓄电池403、第一配电机405电连接，第一配电机405还与第一蓄电池403、第一汇流条407电连接，第一配电机405与接口板(1～N)111信号连接，第一汇流条407还与第一发动机301、无线电高度表201、大气数据计算机203、捷联光纤组合惯导204、接口板(1～N)111电连接。

第二发电机402与第二发动机302机械相连，第二发电机402与接口板(N+1～2N)121信号连接。第二发电机402分别与第二蓄电池404、第二配电机406电连接，第二配电机406还与第二蓄电池404、第二汇流条408电连接，第二配电机406与接口板(N+1～2N)121信号连接，第二汇流条408还与第二发动机302、速率陀螺205、垂直陀螺207、差分GPS设备208、接口板(N+1～2N)121电连接。

第一汇流条407和第二汇流条408通过电磁继电器K1电连接。电磁继电器K1还与接口板(N+1～2N)121信号连接。

图1所示的实施例，多余度电气系统为提供了2+2余度的供电需求，两套独立的配电机为系统配电管理提供两余度的配电能力。

可选地，本申请的多余度燃油系统包括至少两套燃油系统，燃油系统分别与发动机和至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。其中，燃油系统包括燃油箱、燃油泵、油量传感器、油量告警装置和供输油转换装置。

图1所示的实施例中，包括两套燃油系统501、502。第一燃油系统501分别与第一发动机301、第二发动机302、第二燃油系统502有油液连通，第二燃油系统502还与第一发动机301、第二发动机302之间有油液连通。第一燃油系统501与接口板(1～N)111信号连接，第二燃油系统502与接口板(N+1～2N)121信号连接。

每套燃燃油系统又包括独立的燃油箱、燃油泵、油量传感器、油量告警装置、供输油转换装置，正常状态下两个燃油系统可分别为两个发动机供输油，单侧油箱故障或燃油泵故障后，可通过供输油转换装置切换至另一侧油箱为发动机供油，如第一油箱内燃油泵故障时，可通过供输油转换装置使用第二油箱为第一发动机供油，实现燃油系统的余度供油配置。

可选地，本申请的多余度起飞着陆系统包括液压系统、主起落架、前起落架、前轮纠偏舵机、刹车钳和刹车控制阀，液压系统分别与主起落架、前起落架、前轮纠偏舵机和至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，刹车钳分别与主起落架、刹车控制阀相连。

图1所示的实施例中，液压系统601包括正常收放起落架601a和应急放下架601b。其中，正常收放起落架601a与接口板(1～N)111信号连接，应急放下架601b与接口板(N+1～2N)121信号连接。

液压系统601与主起落架602、前起落架603之间油液连通，前起落架603和前轮纠偏舵机604之间机械连接，主起落架602和刹车钳605之间机械连接，刹车钳605和刹车控制阀606之间油液连通。前轮纠偏舵机604与接口板(1～N)111信号连接，刹车控制阀606与接口板(N+1～2N)121信号连接。液压系统601与第一汇流条407电连接，前轮纠偏舵机604与第一汇流条407电连接。刹车控制阀606与第二汇流条408电连接。

当正常放下起落架功能故障时，可通过切换应急放功能将起落架放下，滑行纠编功能包括差动刹车纠偏和前轮转向纠偏，正常情况下两种纠偏功能按权重同时提供纠偏功能，在前轮纠偏故障时，通过差动刹车提供纠偏功能，反之，在差动刹车纠偏功能故障时，通过前轮纠偏实现纠偏功能。

可选地，本申请的多余度伺服舵系统包括至少两套伺服舵系统，伺服舵系统包括舵控器、副翼舵机、襟副翼舵机、升降舵舵机、方向舵舵机、襟翼舵机和进气道舵机，舵控器分别与副翼舵机、襟副翼舵机、升降舵舵机、方向舵舵机、襟翼舵机、进气道舵机和至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

图1所示的实施例中，多余度伺服舵系统包括两套伺服舵系统。第一伺服舵系统包括第一舵控器711、左副翼舵机712、右襟副翼舵机713、左升降舵舵机714、上方向舵舵机715、左襟翼舵机716和左进气道舵机717。其中，第一舵控器711分别与左副翼舵机712、右襟副翼舵机713、左升降舵舵机714、上方向舵舵机715、左襟翼舵机716和左进气道舵机717控制连接，第一舵控器711与第一汇流条407电连接，第一舵控器711与接口板(1～N)111信号连接。

第二伺服舵系统包括第二舵控器721、右副翼舵机722、左襟副翼舵机723、右升降舵舵机724、下方向舵舵机725、右襟翼舵机726和右进气道舵机727。其中，第二舵控器721分别与右副翼舵机722、左襟副翼舵机723、右升降舵舵机724、下方向舵舵机725、右襟翼舵机726和右进气道舵机727控制连接，第二舵控器721与第二汇流条408电连接，第二舵控器701与接口板(N+1～2N)121信号连接。

当第一伺服舵系统中的单台舵机故障时，第二伺服舵系统中功能相同的舵机仍可提供备份控制功能，反之，第二伺服舵系统中的单台舵机故障时，第一伺服舵系统中功能相同的舵机仍可提供备份控制功能。如第一舵控器故障，第一伺服舵系统下的所有舵机将全部故障，舵机将成为故障松浮状态，第一伺服舵系统控制的所有舵面将在气动力的作用回到零位，不产生额外的气动力矩，第二伺服舵系统仍可为飞机提供安全飞行的控制能力，反之亦然。

主舵面、辅助舵面采用两套交叉的舵面控制器+对应的伺服舵机，既可满足单台舵机故障后的控制律重构要求，也能达到整套舵控器+对应的伺服舵机全部故障的控制律重构要求，实现伺服舵系统的余度配置

可选地，本申请的多余度测控系统包括L链路、U链路(或C链路)和卫通链路，L链路与至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，U链路(或C链路)分别与卫通链路、刹车控制阀、舵控器和至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，卫通链路分别与刹车控制阀、舵控器和至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

图1所示的实施例中，L链路801与接口板(1～N)111信号连接，U链路(或C链路)802和卫通链路803分别与接口板(N+1～2N)121信号连接。U链路(或C链路)802和卫通链路803还分别与第二汇流条408电连接。

正常情况下在视距范围内由L链路进行遥控遥测的通讯，L链路故障可自动切换至U链路(或C链路)通讯，L链路和U链路(或C链路)同时故障时可切换至卫通链路通讯，实现通讯链路的余度功能。即使所有通讯链路均故障或无信号时，无人机自动在当前空域盘旋五分钟等待信号恢复，五分钟后不恢复自动返航。

本申请的电气系统是分布式结构，整个系统的电气架构也呈现为分布式结构，避免单点故障的产生。

图1所示的实施例中，第一发电机401和第一蓄电池403通过第一配电机405、第一汇流条407分别为捷联光纤组合惯导204、第一飞控计算机110、大气数据计算机203(多功能大气传感器202的供电由大气数据计算机203提供二次电源)、第一发动机301、无线电高度表201、第一燃油系统501、液压系统601、前轮纠偏舵机604和第一舵控器711(左副翼舵机712、右襟副翼舵机713、左升降舵舵机714、上方向舵舵机715、左襟翼舵机716和左进气道舵机717由第一舵控器711提供二次电源)供电。第二发电机402和第二蓄电池404通过第二配电机406、第二汇流条708为速率陀螺205、第二飞控计算机120、垂直陀螺206、差分GPS设备208、第二发动机302、第二燃油系统502、刹车控制阀606和第二舵控器721(右副翼舵机722、左襟副翼舵机723、右升降舵舵机724、下方向舵舵机725、右襟翼舵机726和右进气道舵机727由第二舵控器722提供二次电源)供电。第一、第二汇流条407、408之间又可通过电磁继电器K1进行接通和断开形式，整个供电和配电系统也形成了分布式结构。

本申请的信号控制采用的是分布式结构，将所有设备的控制/通讯信号根据功能特点进行分组，分别与不同的飞控计算机相连，避免了飞控计算机整机故障引起某个功能的全部散失。全套系统的控制/通讯回路交叉相连，形成分布式结构，无单点故障风险。

图1所示的实施例中，第一飞控计算机110与第二飞控计算机120之间通过两条CAN总线进行通讯，接口板(1～N)111、接口板(N+1～2N)121、第一控制板112、第二控制板113、第三控制板122、第四控制板123互相之间也是通过背板上的2条CAN总线通讯，实现飞控计算机之间以及内部板卡之间总线通讯的余度配置。各设备根据功能的相似性，其控制接口分别与不同的飞控计算机连接：无线电高度表201、多功能大气传感器202、大气数据计算机203、捷联光纤惯导204组成第一组导航与传感器系统与第一飞控计算机110连接，而速率陀螺205、垂直陀螺206、差分GPS设备207组成的第二组导航与传感器系统与第二飞控计算机120连接；第一、第二发动机301、302分别代表不同的动力组与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接；第一燃油系统501(含供输油系统)和第二燃油系统502(含供输油系统)分别代表不同的燃油系统组与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接；第一配电机405和第二配电机406分别代表不同的配电管理系统组与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接；正常收放起落架601a和应急放下架601b分别代表不同的收放功能与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接；刹车控制阀606和前轮纠偏舵机604分别代表不同的纠偏功能与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接；第一伺服舵系统(包括第一舵控器711、左副翼舵机712、右襟副翼舵机713、左升降舵舵机714、上方向舵舵机715、左襟翼舵机716和左进气道舵机717)和第二伺服舵系统(包括第二舵控器721、右副翼舵机722、左襟副翼舵机723、右升降舵舵机724、下方向舵舵机725、右襟翼舵机726和右进气道舵机727)代表不同的舵系统组与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接；U链路(或C链路)收发组合和卫星链路收发组合与L链路收发组合代表不同的链路组与第一飞控计算机110和第二飞控计算机120分开连接。

所有控制信号和采集的状态信号均可通过飞控计算机的接口板，再通过背板的2条CAN总线与4块控制板(112、113、122、123)进行通讯，控制板之间互相监控，如正常情况下由第一控制板112对全系统进行控制，第一控制板112故障后自动切换至第二控制板113，以此类推，实现分布式结构的余度配置。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种分布式多余度无人机，其特征在于，包括多余度飞行控制系统、多余度导航与传感器系统、多余度动力系统、多余度电气系统、多余度燃油系统、多余度起飞着陆系统、多余度伺服舵系统和多余度测控系统，

所述多余度飞行控制系统包括至少两台飞控计算机，所述至少两台飞控计算机之间通过CAN总线或其他总线连接，所述多余度导航与传感器系统、所述多余度动力系统、所述多余度电气系统、所述多余度燃油系统、所述多余度起飞着陆系统、所述多余度伺服舵系统和所述多余度测控系统分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机相连。

2.根据权利要求1所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述飞控计算机包括接口板和至少两个控制板，所述接口板和所述至少两个控制板之间通过CAN总线连接，所述至少两台飞控计算机之间通过CAN总线连接彼此的控制板，所述多余度导航与传感器系统、所述多余度动力系统、所述多余度电气系统、所述多余度燃油系统、所述多余度起飞着陆系统、所述多余度伺服舵系统和所述多余度测控系统分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

3.根据权利要求2所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度导航与传感器系统包括无线电高度表、多功能大气传感器、大气数据计算机、捷联光纤组合惯导、速率陀螺、垂直陀螺和差分GPS设备，所述多功能大气传感器与所述大气数据计算机相连，所述无线电高度表、所述大气数据计算机、所述捷联光纤组合惯导、所述速率陀螺、所述垂直陀螺和所述差分GPS设备分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

4.根据权利要求2所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度动力系统包括至少两台发动机，所述至少两台发动机分别与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

5.根据权利要求4所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度电气系统包括至少两台发电机、至少两组蓄电池和至少两台配电机，所述发电机分别与所述发动机、所述蓄电池和所述配电机相连，所述配电机还分别与所述蓄电池和所述接口板相连。

6.根据权利要求5所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度电气系统还包括至少两个汇流条和电磁继电器，所述电磁继电器分别与所述至少两个汇流条相连，所述汇流条还与所述配电机相连，所述电磁继电器与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

7.根据权利要求4所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度燃油系统包括至少两套燃油系统，所述燃油系统分别与所述发动机和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连；

所述燃油系统包括燃油箱、燃油泵、油量传感器、油量告警装置和供输油转换装置。

8.根据权利要求2所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度起飞着陆系统包括液压系统、主起落架、前起落架、前轮纠偏舵机、刹车钳和刹车控制阀，所述液压系统分别与所述主起落架、所述前起落架、所述前轮纠偏舵机和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，所述刹车钳分别与所述主起落架、所述刹车控制阀相连。

9.根据权利要求8所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度伺服舵系统包括至少两套伺服舵系统，所述伺服舵系统包括舵控器、副翼舵机、襟副翼舵机、升降舵舵机、方向舵舵机、襟翼舵机和进气道舵机，所述舵控器分别与所述副翼舵机、所述襟副翼舵机、所述升降舵舵机、所述方向舵舵机、所述襟翼舵机、所述进气道舵机和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

10.根据权利要求9所述的分布式多余度无人机，其特征在于，所述多余度测控系统包括L链路、U链路和卫通链路，或包括L链路、C链路和卫通链路；

所述L链路与所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，所述U链路或C链路分别与所述卫通链路、所述刹车控制阀、所述舵控器和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连，所述卫通链路分别与所述刹车控制阀、所述舵控器和所述至少两台飞控计算机中的至少一台飞控计算机的接口板相连。

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