CN115597596B - 一种飞行器飞行参数测量装置 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及飞行器技术领域的一种飞行器飞行参数测量装置，该装置包括：惯性测量模块、数据记录模块、电池组、电源模块以及对外接口模块；惯性测量模块与数据记录模块连接；数据记录模块与对外接口模块连接，电池组和电源模块组合用于给惯性测量模块、数据记录模块提供电能，并提供电源输出口，在线计算机通过对外接口模块发送控制指令控制电池组通断电。该装置采用通用化设计，通用度高、利于飞行器上参数测量能力的扩展和优化，同时能满足不同类型飞行器的使用需求；采用一体化集成的设计思路，将数据采集设备、惯性测量设备及电源设备等单机进行一体化集成，提高了飞行器上的单元集成度，减少了测量装置对外的电气接口，降低了飞行器的成本。

Description

一种飞行器飞行参数测量装置
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域。特别涉及一种飞行器飞行参数测量装置。
背景技术
为实现对飞行器的飞行轨迹和姿态等进行精准的控制和调整，飞行器上需要实时获取其在飞行过程中的速度、加速度、温度等各项飞行参数。根据对飞行参数测量的实现方法来划分，其主要实现方法有两种：遥测法和存储法，其中遥测法主要通过飞行器上遥测系统将飞行参数采集后通过无线通信传输至地面遥测站，而存储法则是通过飞行器上的数据采集设备将飞行参数采集后存储，飞行器落地后再将所存储的飞行参数下载出来。
现有技术中，受制于传统飞行器的设计理念以及特定要求等，其测量装置一般选用各种定制化的单机设备进行集成，同时采用分布式的安装方式，造成飞行器上各系统的集成化低、成本高、结构安装复杂等。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够实现对飞行器内的温度、压力、三个轴的加速度和角速度等飞行参数的测量，同时具备数据存储及供电功能的飞行参数测量装置。该装置有效的解决了以往飞行器上测量系统集成化低、结构安装复杂、成本高等问题。
一种飞行器飞行参数测量装置，所述装置包括：惯性测量模块、数据记录模块、电池组、电源模块以及对外接口模块。
所述惯性测量模块与所述数据记录模块连接；所述数据记录模块与对外接口模块连接，所述电池组的一个输出端与电源模块的输入端连接，所述电池组的另一个输出端与所述对外接口模块连接，所述电池组的控制端与所述对外接口模块连接，所述电源模块的输出端与所述惯性测量模块和所述数据记录模块连接。
所述惯性测量模块，用于实时测量沿飞行器三个轴的线加速度和绕飞行器三个轴运动的角速度，并将加速度和角速度信息传输至所述数据记录模块。
所述数据记录模块，用于对飞行其上控制系统反馈数据、伺服装置反馈数据的接收和存储；还用于对关键时序、控制开关、温度、压力、电压参数的采集和存储；还用于对惯性测量模块输出的所述加速度和角速度信息进行接收和存储。
所述对外接口模块用于数据记录模块和电池组与所述装置外部进行连接，还用于与飞行器上的压力、温度传感器连接，还用于与在线计算机、伺服装置连接。
进一步的，所述惯性测量模块包括：3个MEMS陀螺仪、3个MEMS加速度计、惯性测量电路、数据处理模块以及结构件。
所述惯性测量电路与所述电源模块、MEMS陀螺仪、MEMS加速度计以及数据处理模块连接；3个所述MEMS陀螺仪和3个MEMS加速度分别安装在飞行器坐标系的三个轴向上。
所述惯性测量电路用于对所述电源模块提供的电源进行电压调理，为MEMS陀螺仪、MEMS加速度计以及数据处理模块供电；所述惯性测量电路还用于对MEMS陀螺仪、MEMS加速度计测量数据进行采集、数字信号处理，并将处理得到角速率数字信号和加速度数字信号传输至数据处理模块。
所述数据处理模块用于对接收的角速率数字信号和加速度数字信号进行补偿，并对补偿后的角速率和加速度数字信号进行惯性导航解算，得到其安装面三个轴向上的角速度和加速度，并将所述角速度和所述加速度通过串行RS422接口传输至所述数据记录模块。
进一步的，所述数据记录模块包括：DSP+ARM处理架构的主控芯片、模拟电压采集模块、开关量回采模块、时序信号回采模块、串口扩展模块、存储模块以及电源供电模块。
所述模拟电压采集模块通过SPI接口与所述主控芯片连接，所述串口扩展模块通过EMIF接口与所述主控芯片连接，所述存储模块、所述开关量回采模块和所述时序信号回采模块与所述主控芯片连接，所述主控芯片通过串口扩展模块与对外接口模块连接。
所述模拟电压采集模块用于采集飞行器上温度、压力、电压参数，并将采集的信号传通至主控芯片。
所述串口扩展模块用于接收所述惯性测量模块输出的加速度和角速度信息，并传输至主控芯片。
所述开关量回采模块和所述时序信号回采模块分别用于对飞行器上关键时序、开关量进行回采，并传输至主控芯片。
所述主控芯片用于将接收到的加速度信息、角速度信息、关键时序、控制开关、温度、压力、电压参数存储在和存储在存储模块中。
所述电源供电模块的输入端与所述电源模块连接，用于给DSP+ARM处理架构的主控芯片、模拟电压采集模块、开关量回采模块、时序信号回采模块、串口扩展模块提供电源。
进一步的，所述存储模块包括：NandFlash模块；所述数据记录模块对接收到的数据采用预设存储管理方法进行管理，所述预设存储管理方法的具体步骤包括：
通过文件系统模块实现对写入NandFlash中的数据进行管理。
通过UART数据传输模块来接收UART的数据并通过文件系统保存到NandFlash。
通过电压采集模块实现对电池组的电压采集并保存到NandFlash。
通过开关量回采模块、时序信号回采模块实现各开关量和时序信号的采集并保存到NandFlash。
通过文件传输模块实现将NandFlash中保存的测量数据以文件的方式传输。
通过USB接口将存储模块中的数据传输至在线计算机。
进一步的，所述电池组包括若干个锂离子单体电池和铝合金圆筒形盒体。
若干个锂离子单体电池成60度角排列成圆柱形、用锡片2并7串组成电池组。
锂离子单体电池两端各用一块专用环氧板卡住，两个环氧板之间用六角隔离螺母柱固定成一整体，两端垫绝缘板后放入铝合金圆筒形盒体内，整体灌胶固定成为一个结构整体。
进一步的，所述电池组还包括电池保护板；所述电池保护板，用于监测电池组的状态信息，并将状态信息通过RS485接口传输至在线计算机；所述状态信息包括电池组的电压、电流、电量及温度信息。
进一步的，所述电源模块是一个DC/DC的电源模块；所述电源模块用于将电池组输出的28V电能转换成5V电能后，给惯性测量模块和数据记录模块提供5V电能。
进一步的，所述装置还包括电缆网，所述电缆网包括多个矩形电连接器和若干高温导线，且电缆网的每个矩形电连接器仅可分别与各个模块的电连接器插座配套使用。
第一个矩形电连接器用于与电池组连接、第二个电连接器用于与电源模块连接，第三个电连接器用于惯性测量模块连接，第四个电连接器用于与数据记录模块连接。
电缆网是将第一个矩形电连接器、第二个矩形电连接器、第三个矩形电连接器、第四个矩形电连接器分别和高温导线的一端进行焊接和绝缘灌封后，另一端与对外接口模块进行焊接和绝缘灌封，然后整体套一层铜网屏蔽和锦纶丝套后制作而成；电缆网整体耐温不低于250℃，绝缘电阻不小于5MΩ，抗电强度不小于50Hz、250V的耐压；
进一步的，所述装置还包括圆柱形的铝合金腔体和盖板，所述盖板通过六角隔离螺母柱与铝合金腔体的开口端连接。
将所述电池组、所述电源模块、所述惯性测量模块、所述数据记录模块分别安装在4个铝合金的圆柱形盒体内，并对每一个圆柱形盒体进行整体灌胶固定成为一个结构整体。
所述电池组、所述电源模块、所述惯性测量模块、所述数据记录模块依次安装在铝合金腔体中，所述电池组靠近所述盖板，在铝合金腔体的顶端开设一个与对外接口模块尺寸相同的孔，并将对外接口模块安装在孔的位置。
进一步的，所述对外接口模块包括RS485接口、RS422接口、USB接口、24V电源接口、开关量回采接口。
上述一种飞行器飞行参数测量装置，该装置包括：惯性测量模块、数据记录模块、电池组、电源模块以及对外接口模块；惯性测量模块与数据记录模块连接；数据记录模块与对外接口模块连接，电池组和电源模块组合用于给惯性测量模块、数据记录模块提供电能，并提供电源输出口，在线计算机通过对外接口模块发送控制指令控制电池组供电与断电。该装置采用通用化设计，也极利于参数测量能力的扩展和优化，同时也可满足不同类型飞行器的使用需求；采用一体化集成的设计思路，将数据采集设备、惯性测量设备及电源设备等单机进行了一体化集成设计，从而提高了飞行器上的单元集成度，减少了测量装置对外的电气接口，降低了飞行器的成本。
附图说明
图1为一个实施例中一种飞行器飞行参数测量装置原理框图；
图2为另一个实施例中惯性测量模块的工作原理；
图3为另一个实施例中数据记录模块的硬件框架；
图4为另一个实施例中数据记录模块的软件架构；
图5为另一个实施例中锂离子单体电池串并联方式示意图，其中（a）为正极，（b）为负极；
图6为另一个实施例中电池组内部结构示意图；
图7为另一个实施例中电缆网的原理示意图；
图8为另一个实施例中结构整体外形和内部结构透视图；
图9为另一个实施例中飞行器飞行参数测量装置的外形和安装接口图，其中（a）为左视图，（b）为正视图，（c）为右视图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种飞行器飞行参数测量装置，该装置包括：惯性测量模块10、数据记录模块20、电池组30、电源模块40以及对外接口模块50。
惯性测量模块10与数据记录模块20连接；数据记录模块20与对外接口50连接，电池组30的一个输出端与电源模块40的输入端连接，电池组30的另一个输出端与对外接口模块50连接，电池组30的控制端与对外接口模块50连接，电源模块40的输出端与惯性测量模块10和数据记录模块20连接。通过电池组，可实现本测量装置的自主供电和对外供电，电池组30作为一种电能的贮存装置，在通过在线计算机发送上电控制指令激活后，可在一定时间内释放电能，确保该装置内的惯性测量模块10和数据记录模块20正常工作，在测量结束后通过在线计算机发送断电控制指令，电池组30停止电能输出，同时还可通过对外接口模块50（作为优选，外接口模块50为一种电连接器）补充电能。通过电源模块40，可实现对电池组30输出的电能进行转换和隔离，以确保惯性测量模块10和数据记录模块20稳定而可靠的工作。
惯性测量模块10，用于实时测量沿飞行器三个轴的加速度和绕飞行器轴运动的角速度，并将加速度与角速度传输至数据记录模块20。
数据记录模块20，用于对飞行器上控制系统反馈数据、伺服装置反馈数据的接收和存储；还用于对关键时序、控制开关、温度、压力、电压参数的采集和存储；还用于对惯性测量模块10输出的角速度与加速度进行接收和存储。
对外接口模块50用于数据记录模块20和电池组30与装置外部进行连接，还用于与飞行器上的压力、温度传感器连接，还用于与在线计算机、伺服装置连接。
通过对外接口模块50和电缆网，可实现该装置内的惯性测量模块10、数据记录模块20、电池组30、电源模块40及对外部的电气互连，从而实现各模块间的信息传递和电能传递等；通过内部预设的结构安装接口及螺钉紧固的方式，可实现本发明所述测量装置各模块的一体化集成安装和可靠固定。
通过本发明装置的通用化设计，提高了测量装置的通用化程度，仅需对其结构外形尺寸和安装接口进行适应性改动，就可满足不同大小、不同功能的飞行器参数测量的需求，也极利于本发明装置参数测量能力的扩展和优化，同时也可满足多种飞行器如靶弹、无人机、直升机、飞艇等的使用需求。
上述一种飞行器测量装置中，该装置包括：惯性测量模块、数据记录模块、电池组、电源模块以及对外接口模块；惯性测量模块与数据记录模块连接；数据记录模块与对外接口模块连接，电池组和电源模块组合用于给惯性测量模块、数据记录模块提供电能，并提供电源输出口，在线计算机通过对外接口模块发送控制指令控制电池组供电与断电。该装置采用通用化设计，提高了装置的通用性、也极利于参数测量能力的扩展和优化，同时也可满足不同类型飞行器的使用需求；采用一体化集成的设计思路，将数据采集设备、惯性测量设备及电源设备等单机进行了一体化集成设计，从而提高了飞行器上的单元集成度，减少了测量装置对外的电气接口，降低了飞行器的成本。
进一步的，惯性测量模块包括：3个MEMS陀螺仪、3个MEMS加速度计、惯性测量电路、数据处理模块以及结构件。
惯性测量电路与电源模块、MEMS陀螺仪、MEMS加速度计以及数据处理模块连接；3个MEMS陀螺仪和3个MEMS加速度计分别安装在飞行器坐标系的三个轴向上。
惯性测量电路用于对电源模块提供的电源进行电压调理，为MEMS陀螺仪、MEMS加速度计以及数据处理模块供电；惯性测量电路还用于对MEMS陀螺仪、MEMS加速度计测量数据进行采集、数字信号处理，并将处理得到角速率数字信号和加速度数字信号传输至数据处理模块。
数据处理模块用于对接收的角速率数字信号和加速度数字信号进行补偿，并对补偿后的角速率和加速度数字信号进行惯性导航解算，得到安装面三个轴向上的角速度和加速度，并将角速度和加速度通过串行RS422接口传输至数据记录模块。
在一个具体的实施例中，惯性测量模块主要由3个MEMS陀螺仪、3个MEMS加速度计、惯性测量电路、应用软件和结构组件组成。通过陀螺仪实时测量沿飞行器坐标系三个轴向上的角运动；通过MEMS加速度计实时测量沿坐标系三个轴向上的加速度；通过惯性测量电路完成惯性测量系统供电调理、MEMS陀螺仪和MEMS加速度计的信息采集、数字信号处理、对外通讯等；通过应用软件实现惯测装置的内部时序管理、MEMS陀螺仪和MEMS加速度计的数据采集、误差模型计算、自检计算、与在线计算机或测试设备通讯等功能，应用软件固化在MCU的FLASH RAM内并在惯性测量模块通电后自主加载到SRAM内运行；通过结构组件实现惯性测量模块内部各本体结构、各结构附件、惯性测量电路及灌封胶等融合成一体。
惯性测量模块接受电源模块输入的5V电源，并将5V电源转换为内部MEMS陀螺仪、MEMS加速度计、MCU等所需的各类电源。其中微控制单元（MCU）选用64脚小封装处理器STM32F405，并通过1ms采样补偿纯惯性导航，MEMS陀螺仪敏感出载体的角速率，输出SPI信号经过MCU数字补偿后，得到补偿后的角速率数字输入信息；MEMS加速度计敏感出载体外部加速度，输出数字信号经过MCU数字补偿后，得到补偿后的加速度数字输入信息。利用补偿后的角速率和加速度数字信号进行惯性导航解算，并通过串行RS422接口向外发送解算后的三个轴的加速度和角速度结果，MEMS惯性测量模块的工作原理如图2所示。
进一步的，数据记录模块包括：DSP+ARM处理架构的主控芯片、模拟电压采集模块、开关量回采模块、时序信号回采模块、串口扩展模块、存储模块以及电源供电模块。
模拟电压采集模块通过SPI接口与主控芯片连接，串口扩展模块通过EMIF接口与主控芯片连接，存储模块、开关量回采模块和时序信号回采模块与主控芯片连接，主控芯片通过串口扩展模块与对外接口模块连接。
模拟电压采集模块用于采集飞行器上温度、压力、电压参数，并将采集的信号传通至主控芯片。
串口扩展模块用于接收惯性测量模块输出的加速度信息与角速度信息，并传输至主控芯片。作为优选，串口扩展模块选用CH438Q模块。
开关量回采模块和时序信号回采模块分别用于对关键时序、控制开关量进行回采，并传输至主控芯片。
主控芯片用于将接收到加速度信息、角速度信息、关键时序、控制开关、温度、压力、电压参数存储在和存储在存储模块中。
电源供电模块的输入端与电源模块连接，用于给DSP+ARM处理架构的主控芯片、模拟电压采集模块、开关量回采模块、时序信号回采模块、串口扩展模块提供电源。
具体的，数据记录模块的硬件实现方案采用以DSP+ARM为核心的处理架构，主控制芯片采用OMAPL138芯片，围绕主控芯片设计有时钟电路、复位电路、电源供电、DDR2、NORFLASH、RS422、RS485、NandFlash、USB接口、模拟电压采集、开关量回采、时序信号回采等电路，利用主控芯片的低功耗及其丰富的接口资源，可实现对各飞行参数的测量和数据存储的管理，数据记录模块的硬件框架设计具体如图3所示。
进一步的，存储模块包括：NandFlash模块；数据记录模块对接收到的数据采用预设存储管理方法进行管理，预设存储管理方法的具体步骤包括：通过文件系统模块实现对写入NandFlash中的数据进行管理（包括ECC、坏块管理、文件管理等）；通过UART数据传输模块来接收UART的数据并通过文件系统保存到NandFlash；通过电压采集模块实现对电池组的电压采集并保存到NandFlash；通过开关量回采模块、时序信号回采模块实现各开关量和时序信号的采集并保存到NandFlash；通过文件传输模块实现将NandFlash中保存的测量数据以文件的方式传输；通过USB接口将存储模块中的数据传输至在线计算机。
具体的，数据记录模块中配合其硬件结构实现数据采集、存储功能的软件的架构包括：驱动层和应用层两层，其中驱动层主要实现NandFlash、USB2.0、CH438Q扩展串口等驱动程序，便于应用层访问硬件；应用层主要实现文件传输、数据保存、串口数据传输等功能，应用层包括文件系统、UART数据传输、电压采集、开关/时序信号回采和文件传输5个功能模块，数据记录模块的软件架构设计如图4所示。
进一步的，电池组包括若干个锂离子单体电池和铝合金圆筒形盒体。
若干个锂离子单体电池成60度角排列成圆柱形、用锡片2并7串组成电池组；锂离子单体电池两端各用一块专用环氧板卡住，两个环氧板之间用六角隔离螺母柱固定成一整体，两端垫绝缘板后放入铝合金圆筒形盒体内，整体灌胶固定成为一个结构整体。
在一个具体的实施例中，电池组由18650锂离子单体电池串并联组成，电池组经单体电池成60度角排列成圆柱形、用锡片2并7串而成，总容量为2Ah，额定电压为25.2V，放电倍率达2.5C，其串并联方式如图5所示，其中（a）为正极，（b）为负极。
为确保电池组的结构强度和耐冲击的能力，电池组的结构固定方案采用图6所示的内部结构，将单体电池两端各用一块专用环氧板600卡住，俩环氧板600之间用六角隔离螺母柱601固定成一整体，两端垫绝缘板后放入铝合金圆筒形盒体内，整体灌胶固定成为一个结构整体。
进一步的，电池组还包括电池保护板；电池保护板，用于监测电池组的状态信息，并将状态信息通过RS485接口传输至在线计算机，保证电池组在充放电过程中的安全使用；状态信息包括电池组的电压、电流、电量及温度信息。
进一步的，电源模块是一个DC/DC的电源模块；电源模块用于将电池组输出的28V电能转换成5V的电能，给惯性测量模块和数据记录模块提供5V电能。电源模块允许9V-36V的宽压输入而保持5V/2A稳定输出的能力，纹波可控制在30mV以内，同时可承受50V/50ms的过压浪涌和3.8V/50ms的欠压浪涌，具备反极性保护和短路保护等，通过本电源模块可确保惯性测量模块和数据记录模块稳定可靠的5V电能供给。
进一步的，装置还包括电缆网，电缆网包括多个矩形电连接器和若干高温导线；第一个矩形电连接器用于与电池组连接、第二个电连接器用于与电源模块连接，第三个电连接器用于惯性测量模块连接，第四个电连接器用于与数据记录模块连接。电缆网是将第一个矩形电连接器、第二个矩形电连接器、第三个矩形电连接器、第四个矩形电连接器分别和高温导线的一端进行焊接和绝缘灌封后，另一端与对外接口模块进行焊接和绝缘灌封。
进一步的，为实现该装置内外的信息和电能等的电气互连，选用了矩形电连接器和高温导线，并具体设计成电缆网，其中矩形电连接器的接触电阻不超过1mΩ，额定电流为3A，耐冲击能力高达735m/s2，瞬断时间可允许不超过1us；高温导线选用铁氟龙镀银铜芯导线，导线的线径根据实际电气需求设计为0.15mm和0.2mm，将矩形电连接器和高温导线通过焊接和绝缘灌封后制作成电缆网，电缆网整体对外套一层铜网屏蔽和锦纶丝套，可整体耐温不低于250℃，整体绝缘电阻不小于5MΩ，抗电强度不小于50Hz、250V的耐压，电缆网的原理示意如图7所示，图中XS01、XS02、XS03以及XS04分别为与电池组、电源模块、惯性测量模块以及数据记录模块对应的插头，XB01为于对外接口模块对应的插座。
进一步的，装置还包括圆柱形的铝合金腔体和盖板，盖板通过六角隔离螺母柱与铝合金腔体的开口端连接。
将电池组、电源模块、惯性测量模块、数据记录模块分别安装在4个铝合金的圆柱形盒体内，并对每一个圆柱形盒体进行整体灌胶固定成为一个结构整体。
电池组、电源模块、惯性测量模块、数据记录模块依次安装在铝合金腔体中，电池组靠近盖板，在铝合金腔体的顶端开设一个与对外接口模块尺寸相同的孔，并将对外接口模块安装在孔的位置。
具体的，该装置采用圆柱形的结构外形方案，整体外形和内部透视图如图8所示，整体结构材料采用铝合金7075-T6，外壳厚度3mm，装置内外的设备安装和固定统一采用M6螺钉60安装，实现了惯性测量模块10、数据记录模块20、电池组30、电源模块40、对外接口模块50及电缆网等的集成互连和可靠固定，同时确保了本发明装置的气动外形与飞行器一致。本发明测量装置的整体外形为Φ135mm×323mm，整体重量不超过3kg，其结构外形和安装接口尺寸如图9所示，其中（a）为左视图，（b）为正视图，（c）为右视图，图9中（c）的对外接插件为与对外接口模块对应的接插件。
采用轻小化和结构接口统一化的设计思路，降低了测量装置的安装难度，提高了研试效率，更便于本发明装置的维护和升级等。
进一步的，对外接口模块包括RS485接口、RS422接口、USB接口、24V电源接口、开关量回采接口。
以上仅为本发明测量装置的较佳实施例而已，本发明的一体化集成设计和可扩展的互连结构，可以确保测量装置具有可重构和可扩展的特性，即可以通过替换、增加或删除某个模块，从而带来功能的改变、增加或减少等。例如本发明实施例中，所选用的惯性测量模块，可根据飞行器总体功能和性能的需求，删减掉惯性测量模块或者更换成其它类型的姿态测量设备，如更换成光纤惯组、磁组合导航、卫星组合导航等。上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换、增减功能模块的方式所获得的技术方案，均应落在本发明的保护范围内。
以上实施例的各技术特征可以进行任意组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合进行描述，然而只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (8)

1.一种飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述装置包括：惯性测量模块、数据记录模块、电池组、电源模块以及对外接口模块；
所述惯性测量模块与所述数据记录模块连接；所述数据记录模块与对外接口模块连接，所述电池组的一个输出端与电源模块的输入端连接，所述电池组的另一个输出端与所述对外接口模块连接，所述电池组的控制端与所述对外接口模块连接，所述电源模块的输出端与所述惯性测量模块和所述数据记录模块连接；
所述惯性测量模块，用于实时测量沿飞行器三个轴的加速度和角速度，并将所述加速度和角速度测量值传输至所述数据记录模块；
所述数据记录模块，用于对飞行器上控制系统反馈数据、伺服装置反馈数据的接收和存储；还用于对飞行器关键时序、控制开关、温度、压力、电压参数的采集和存储；还用于对惯性测量模块输出的加速度和角速度进行接收和存储；
所述对外接口模块用于数据记录模块和电池组与所述装置外部进行连接，还用于与飞行器上的压力、温度传感器连接，还用于与在线计算机、飞行器的伺服装置连接；
所述装置还包括圆柱形的铝合金腔体和盖板，所述盖板通过六角隔离螺母柱与铝合金腔体的开口端连接；
将所述电池组、所述电源模块、所述惯性测量模块、所述数据记录模块分别安装在4个铝合金的圆柱形盒体内，并对每一个圆柱形盒体进行整体灌胶固定成为一个结构整体；
所述电池组、所述电源模块、所述惯性测量模块、所述数据记录模块依次安装在铝合金腔体中，所述电池组靠近所述盖板，在铝合金腔体的顶端开设一个与对外接口模块尺寸相同的孔，并将对外接口模块安装在孔的位置；
其中，所述惯性测量模块包括：3个MEMS陀螺仪、3个MEMS加速度计、惯性测量电路、数据处理模块以及结构件；
所述惯性测量电路与所述电源模块、MEMS陀螺仪、MEMS加速度计以及数据处理模块连接；3个MEMS陀螺仪和3个MEMS加速度计分别安装在飞行器坐标系的三个轴向上；
所述惯性测量电路用于对所述电源模块提供的电源进行电压调理，为MEMS陀螺仪、MEMS加速度计以及数据处理模块供电；所述惯性测量电路还用于对MEMS陀螺仪、MEMS加速度计的测量数据进行采集、数字信号处理，并将处理得到角速率数字信号和加速度数字信号传输至数据处理模块；
所述数据处理模块用于对接收的角速率数字信号和加速度数字信号进行补偿，并对补偿后的角速率和加速度数字信号进行惯性导航解算，得到三个轴向上的角速度和加速度，并将所述角速度和加速度通过串行RS422接口传输至所述数据记录模块；其中，对角速率数字信号的补偿是通过1ms采样补偿纯惯性导航，MEMS陀螺仪敏感出载体的角速率，输出的角速率信号经过数字补偿后，得到补偿后的角速率数字信号。
2.根据权利要求1所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述数据记录模块包括：DSP+ARM处理架构的主控芯片、模拟电压采集模块、开关量回采模块、时序信号回采模块、串口扩展模块、存储模块以及电源供电模块；
所述模拟电压采集模块通过SPI接口与所述主控芯片连接，所述串口扩展模块通过EMIF接口与所述主控芯片连接，所述存储模块、所述开关量回采模块和所述时序信号回采模块与所述主控芯片连接，所述主控芯片通过串口扩展模块与对外接口模块连接；
所述模拟电压采集模块用于采集飞行器上温度、压力、电压参数，并将采集的信号传输至主控芯片；
所述串口扩展模块用于接收所述惯性测量模块输出的加速度信息与角速度信息，并传输至主控芯片；
所述开关量回采模块和所述时序信号回采模块分别用于对飞行器上关键时序、开关量进行回采，并传输至主控芯片；
所述主控芯片用于将接收到的加速度信息、角速度信息、关键时序、控制开关、温度、压力、电压参数存储在存储模块中；
所述电源供电模块的输入端与所述电源模块连接，用于给DSP+ARM处理架构的主控芯片、模拟电压采集模块、开关量回采模块、时序信号回采模块、串口扩展模块提供电源。
3.根据权利要求2所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述存储模块包括：NandFlash模块；所述数据记录模块对接收到的数据采用预设存储管理方法进行管理，所述预设存储管理方法的具体步骤包括：
通过文件系统模块实现对写入NandFlash中的数据进行管理；
通过UART数据传输模块来接收UART的数据并通过文件系统保存到NandFlash；
通过电压采集模块实现对电池组的电压采集并保存到NandFlash；
通过开关量回采模块、时序信号回采模块实现各开关量和时序信号的采集并保存到NandFlash；
通过文件传输模块实现将NandFlash中保存的测量数据以文件的方式传输；
通过USB接口将存储模块中的数据传输至在线计算机。
4.根据权利要求1所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述电池组包括若干个锂离子单体电池和铝合金圆筒形盒体；
若干个锂离子单体电池成60度角排列成圆柱形、用锡片2并7串组成电池组；
锂离子单体电池两端各用一块专用环氧板卡住，两个环氧板之间用六角隔离螺母柱固定成一整体，两端垫绝缘板后放入铝合金圆筒形盒体内，整体灌胶固定成为一个结构整体。
5.根据权利要求4所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述电池组还包括电池保护板；
所述电池保护板，用于监测电池组的状态信息，并将状态信息通过RS485接口传输至在线计算机；所述状态信息包括电池组的电压、电流、电量及温度信息。
6.根据权利要求1所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述电源模块是一个DC/DC的电源模块，
所述电源模块用于将电池组输出的28V电能转换成5V的电能，给惯性测量模块和数据记录模块提供5V电能。
7.根据权利要求1所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述装置还包括电缆网，所述电缆网包括多个矩形电连接器和若干高温导线，且电缆网的每个矩形电连接器仅可分别与各个模块的电连接器插座配套使用；
第一个矩形电连接器用于与电池组连接、第二个电连接器用于与电源模块连接，第三个电连接器用于惯性测量模块连接，第四个电连接器用于与数据记录模块连接；
电缆网是将第一个矩形电连接器、第二个矩形电连接器、第三个矩形电连接器、第四个矩形电连接器分别和高温导线的一端进行焊接和绝缘灌封后，另一端与对外接口模块进行焊接和绝缘灌封，然后整体套一层铜网屏蔽和锦纶丝套后制作而成；电缆网整体耐温不低于250℃，绝缘电阻不小于5MΩ，抗电强度不小于50Hz、250V的耐压。
8.根据权利要求1所述的飞行器飞行参数测量装置，其特征在于，所述对外接口模块包括RS485接口、RS422接口、USB接口、24V电源接口、开关量回采接口。
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