CN216351868U - 一种带负载能力的飞控导航微系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种带负载能力的飞控导航微系统，包括飞控核心陶瓷基板与辅助陶瓷基板，二者四周均分对应分布有四个安装孔，二者通过安装孔上下固定设置；所述的飞控核心陶瓷基板上设置有数据CPU、飞控CPU、存储芯片、接口电路、磁传感器和气压传感器，所述磁传感器和气压传感器的输出端连接数据CPU的输入端，数据CPU的输出端连接飞控CPU的输入端。本实用新型通过采用两个陶瓷基板上分别设置大功率模块和感应、控制模块，从而在满足微系统材料限制的基础下，能够感知位置、压力、姿态和空速等无人飞行器的飞行状态信息，具备电源输出能力，能够为无人飞行器的执行机构或外接设备提供供电能力。

Description

一种带负载能力的飞控导航微系统

技术领域

本实用新型涉及飞控导航技术领域，尤其涉及一种带负载能力的飞控导航微系统。

背景技术

目前，小型无人飞行器具有较小的尺寸结构及重量，因此对飞行器飞控及导航系统尺寸、重量以及功耗的要求较为苛刻。通常无人飞行器飞控系统采用PC104、DSP等微处理器（CPU）作为主控计算机，尺寸重量较大、功耗较大、成本较高，并且由于所用处理器的处理能力有限，多采用导航计算机同飞控计算机相分离的设计方式，人为增加了尺寸及重量。因此，将无人飞行器飞控与导航系统进

行一体化设计是减小飞控系统尺寸、重量及功耗的有效手段，但一体化设计需要处理器有较高的主频及内存，对用于进行飞控与导航解算的处理器提出了较高要求。另一方面，集成微系统技术是最近十年来美国DARPA大力推进的新技术，它将不同功能的多种先进元器件通过异构集成技术，以三维集成的结构形式设计、制造成具有复杂功能的芯片级规格的微小型电子武器系统。集成微系统将异类器件芯片进行三维集成，根据需要可以将微电子器件、光电子/光子器件和MEMS器件精细集成在一个微结构中，形成芯片级高性能微小型电子武器系统。

将微系统技术应用在飞控导航一体化中将极大提升飞行控制系统的适应性，并充分体现尺寸、重量、功耗及经济优势，是飞行控制系统的发展方向。但是，目前微系统技术只应用于器件级别，复杂系统级的应用还未成熟，同时对材料要求苛刻，最为突出的就是基板材料的区别。不同于传统器件的封装，可以贴片或者引线到PCB板上，微系统技术下的器件多为硅基底，而硅的膨胀系数与PCB板使用的FR-4膨胀系数相差较大，不利于微系统器件的集成，陶瓷材料虽然具备与硅相似膨胀系数的特性，能够用于微系统技术，但是相比于采用FR-4的PCB板，其电路布线层数受限。飞控导航一体化具备无人飞行器的数据采集、处理、解算与输出全部功能，在有限的尺寸上至少需要4层电路布线，甚至高达6层。而目前，陶瓷基板的布线层数国内4层已经及其少见，6层更是需要特殊工艺。因此使用陶瓷材料完成飞控导航硬件一体化的电路复杂性，是实现整系统芯片级的第一步，显得尤其重要。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种带负载能力的飞控导航微系统，能够实现飞控导航的一体化，且能够向外供电。

本实用新型采用的技术方案为：

一种带负载能力的飞控导航微系统，包括飞控核心陶瓷基板与辅助陶瓷基板，二者四周均分对应分布有四个安装孔，二者通过安装孔上下固定设置；所述的飞控核心陶瓷基板上设置有数据CPU、飞控CPU、存储芯片、接口电路、磁传感器和气压传感器，所述磁传感器和气压传感器的输出端连接数据CPU的输入端，数据CPU的输出端连接飞控CPU的输入端，飞控CPU的输出端连接接口电路；

所述的接口电路包括对外接口和对内接口，所述的对外接口包括RS422芯片、RS232芯片、pwm芯片、SBUS芯片和CAN总线，对内接口包括调试口和大功率供电口，用于对外输出或接收串口信号；

所述的辅助陶瓷基板设置有大电流电源模块、IMU微系统单元、空速模块、GPS模块和LED指示灯，所述的空速模块、IMU微系统单元和GPS模块的输出端分别连接数据CPU的输入端， LED指示灯的输入端连接飞控CPU的输出端，所述的大电流电源模块用于提供电源。

所述的存储芯片包含EMMC和Flash，EMMC用于存储飞行数据，Flash用于存储飞控参数，具备掉电后参数保存功能。

所述的外部接口使用J30J-ZKP连接器与1.25mm带锁扣卧式连接器。

所述的大电流电源模块的输出接口包括5V、6V、12V和24V接口。

所述的飞控CPU和数据CPU均采用GD32F450。

所述的磁传感器使用QMC5883芯片。

所述的压力传感器使用QMP6988芯片。

所述的空速模块使用4525DO。

所述的位置传感器使用国产芯片ATGM332D。

本实用新型通过采用两个陶瓷基板上分别设置大功率模块和感应、控制模块，从而在满足微系统材料限制的基础下，集成了位置传感器、压力传感器、惯性传感器（IMU）、空速传感器与电源管理模块等，避免大功率模块对系统的电磁干扰，明确了各个功能模块间的接口类型，能够感知位置、压力、姿态和空速等无人飞行器的飞行状态信息，并由微处理器（CPU）进行采集与数据处理，完成飞控与导航一体化解算，同时具备电源输出能力，能够为无人飞行器的执行机构或外接设备提供供电能力，进一步的通过使用双处理器设计，降低系统复杂度给处理器带来的难度，同时兼容国产处理器芯片。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实用新型的原理框图；

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

如图1所示，本实用新型包括大小尺寸相同的飞控核心陶瓷基板与辅助陶瓷基板，二者四周均分对应分布有四个安装孔，二者通过安装孔上下固定设置；所述的飞控核心陶瓷基板上设置有数据CPU、飞控CPU、存储芯片、接口电路、磁传感器和气压传感器，所述磁传感器和气压传感器的输出端连接数据CPU的输入端，数据CPU的输出端连接飞控CPU的输入端，飞控CPU的输出端连接接口电路；

所述的接口电路包括对外接口和对内接口，所述的对外接口包括RS422芯片、RS232芯片、pwm芯片、subs接口和CAN总线，对内接口包括调试口和大功率供电口，用于对外输出或接收串口信号；

所述的辅助陶瓷基板设置有大电流电源模块、IMU微系统单元、空速模块、GPS模块和LED指示灯，所述的空速模块、IMU微系统单元和GPS模块的输出端分别连接数据CPU的输入端， LED指示灯的输入端连接飞控CPU的输出端，所述的大电流电源模块用于提供电源。

所述的存储芯片包含EMMC和Flash，EMMC用于存储飞行数据，Flash用于存储飞控参数，具备掉电后参数保存功能。

所述的外部接口使用J30J-ZKP连接器与1.25mm带锁扣卧式连接器。包含RS422、RS232、CAN、AD和PWM。

所述的大电流电源模块的输出接口包括5V、6V、12V和24V接口。

本实用新型整体架构采用两个基板叠加过孔的方式完成，分为飞控核心基板与辅助基板，两个基板均使用陶瓷材料，满足了微系统技术的使用条件。其中，大功率器件统一集成于辅助基板之上，完成电源转换与带负载能力，同时避免电源大功率器件工作时对敏感器件产生的电磁干扰。两个基板均为2层板设计，利用两个基板叠加的方式完成复杂的飞控导航一体化。

进一步的，飞控核心基板上主要集成2个微处理器（数据CPU飞控CPU）、1个存储芯片、1个磁传感器和一个气压传感器。其中，数据CPU负责辅助基板数据信息、磁传感器信息和气压信息的采集与处理，完成导航解算，并将处理后的信息通过SPI接口发送到飞控CPU，飞控CPU主要进行飞控的解算。两个微处理器兼容国产芯片。进一步的，可选独立集成丰富的接口电路，并分为对外接口和独立接口两种形式。包括电源接口、USB、RS232、RS422、CAN、sbus、PWM、电压测量和AD采集，对外接口包含了无人飞行器飞行控制使用到的所有接口，统一使用J30J连接器于飞控核心基板对外输出。对内接口包括调试口和大功率供电口等使用频率较少的功能接口，以1.25mm带锁扣卧式连接器焊接在飞控核心版边缘使用。

进一步的，不同于飞控核心基板电路的复杂性，辅助基板主要承载电路特性简单但是功率大的器件，主要集成了大电流电源模块、IMU微系统单元、空速模块、GPS模块和LED指示灯。其中，电源模块进行电源接入与电源管理，给整个飞控导航微系统提供供电的同时可驱动负载，空速模块对无人飞行器空速进行采集，GPS对位置信息进行采集，辅助基板通以过孔的方式实现飞控核心基板的连接，完成供电与数据的传输。

本实用新型通过使用了陶瓷材料作为飞控导航微系统的基板，提供了与硅膨胀系数相似的优点，具备将来更多硅基微系统器件的集成条件，按照本实用新型方案可进一步缩小尺寸和功耗；其次，带负载能力的飞控导航一体化，一个系统同时具备完整的飞控解算与导航解算，并具备负载能力，按照本实用新型结构，无需使用专门的电源管理器，更具整体性与系统性；然后使用双CPU各自独立完成飞控解算与导航解算，独立调试，按照本实用新型方式，具备软件与算法开发的便捷性；最后，同过采用双板设计，按照本实用新型方法，大功率电源器件与敏感器件分离，避免电子电路电磁干扰。本实用新型还解决了进口器件限制使用问题，按照本实用新型结构设计，使用相同功能的国产器件，可实现本实用新型中一样的飞控导航与带载功能，具备国产化能力。

本实用新型使用两块陶瓷板叠加设计，分为飞控核心基板与辅助基板，均为2层电路布线。进一步的，如图1所示，飞控核心基板集成同型号双CPU设计，分别为飞控CPU和数据CPU，可使用国产芯片，要求功能和接口兼容。同时集成存储芯片、压力传感器和磁传感器，可完成数据存储、静-动压测量和磁信息测量，由数据CPU采集并处理，最终由飞控CPU获取并用于飞行解算。进一步的，飞控核心基板供电由辅助基板提供，为了控制无人飞行器，集成了接口电路，包括RS422芯片、RS232芯片、pwm芯片、CAN和sbus芯片，能够对外输出或接收串口信号。进一步的，辅助基板集成大电流电源模块、IMU微系统单元、空速模块、GPS模块和LED指示灯。电源模块为飞控核心基板供电的同时提供5V、6V和12V对外供电的能力。

进一步的，飞控核心基板与辅助基板具有相同的外围尺寸和安装孔，安装孔共4个，均匀分布于四周，飞控基板与辅助基板叠加后，安装孔位置不变。

飞控核心基板的电源由辅助基板提供，在本实施例中，飞控CPU和数据CPU均使用国产芯片GD32F450，传感器中的磁传感器使用QMC5883芯片，压力传感器使用QMP6988芯片，分别通过IIC与SPI接口与数据CPU通信，数据CPU采集到磁信息与压力信息后，与来自辅助基板的IMU信息与GPS信息融合解算得到融合后的AHRS信息，即姿态与位置信息。进一步的，将这些信息通过其他SPI接口传输给飞控CPU、接口电路和对外接口。本实例中的存储芯片包含EMMC和Flash，EMMC用于存储飞行数据，Flash用于存储飞控参数，具备掉电后参数保存功能。由飞控CPU直接控制。进一步的，飞控CPU通过过孔对辅助基板的LED指示灯进行控制，并接收辅助基板传过来的空速信息，与数据CPU传过来的融合信息一起进行飞控解算，并形成接口控制信号传输到接口电路，包括USB、串口RS422、RS232信号，CAN信号、SBUS信号、AD信号和PWM信号，进一步的与辅助基板传过来的电压信号一起连接到外部接口，本实例中外部接口使用J30J-ZKP连接器与1.25mm带锁扣卧式连接器。进一步的，飞控核心基板的集成如图1所示，使用陶瓷材料，集成了双CPU、存储芯片、磁传感器与压力传感器。独立接口使用1.25mm带锁扣卧式连接器，包含导航与飞控调试口、5V、6V、12V和24V，对外接口使用J30J-ZKP连接器，包含RS422、RS232、CAN、AD、sbus和PWM。

进一步的，辅助基板集成电源模块、传感器与LED指示灯。电源模块接收外部供电24V后，根据无人飞行器需求转换为所需电源。本实施例中，使用了5V、6V和12V三种电源芯片，给对外负载（如光电导引头）和飞控核心基板提供电源。传感器中的IMU和位置传感器采集到姿态和位置信息后，通过过孔传递给飞控核心基板的数据CPU，空速传感器采集到空速信息通过IIC的通信方式传递给飞控基板的飞控CPU。LED指示灯由飞控核心基板通过过孔直接控制。可指示系统是否正常供电，数据接受是否正常等。本实施例中IMU使用国产芯片MSI310，空速模块使用4525DO，位置传感器使用国产芯片ATGM332D。使用陶瓷材料集成了电源模块、位置传感器、IMU、空速传感器和LED指示灯。

进一步的，将飞控核心基板和辅助基板两个陶瓷基板叠加在一起，通过过孔焊接后，得到一种使用陶瓷材料的飞控导航微系统。

本实用新型一种使用陶瓷材料的飞控导航微系统利用两个两层陶瓷板解决了飞控导航一体化后复杂的电路特性无法在单个陶瓷板进行电路布线的问题，其次利用大功率器件与敏感器件分开的集成的方式实现了飞控导航一体化，避免了复杂电路电磁干扰影响IMU导航器件的问题的同时具备带负载能力，无需使用外部电源管理器，并且，本实用新型兼容国产化设计，实施例中一些关键器件使用了国产器件。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，对于方位词，如有术语“中心”，“横向”、“纵向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示方位和位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于叙述本实用新型和简化描述，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、以特定方位构造和操作，不能理解为限制本实用新型的具体保护范围。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

注意，上述仅为本实用新型的较佳实施例及运用技术原理。本领域技术人员会理解，本实用新型不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本实用新型的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本实用新型进行较详细的说明，但本实用新型不限于这里所述的特定实施例，在不脱离本实用新型构思的情况下，还可以包括更多其他等有效实施例，而本实用新型的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (9)

1.一种带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：包括飞控核心陶瓷基板与辅助陶瓷基板，二者四周均分对应分布有四个安装孔，二者通过安装孔上下固定设置；所述的飞控核心陶瓷基板上设置有数据CPU、飞控CPU、存储芯片、接口电路、磁传感器和气压传感器，所述磁传感器和气压传感器的输出端连接数据CPU的输入端，数据CPU的输出端连接飞控CPU的输入端，飞控CPU的输出端连接接口电路；

所述的接口电路包括对外接口和对内接口，所述的对外接口包括RS422芯片、RS232芯片、pwm芯片、SBUS芯片和CAN总线，对内接口包括调试口和大功率供电口，用于对外输出或接收串口信号；

所述的辅助陶瓷基板设置有大电流电源模块、IMU微系统单元、空速模块、GPS模块和LED指示灯，所述的空速模块、IMU微系统单元和GPS模块的输出端分别连接数据CPU的输入端， LED指示灯的输入端连接飞控CPU的输出端，所述的大电流电源模块用于提供电源。

2.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的存储芯片包含EMMC和Flash，EMMC用于存储飞行数据，Flash用于存储飞控参数，具备掉电后参数保存功能。

3.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的对外接口使用J30J-ZKP连接器与1.25mm带锁扣卧式连接器。

4.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的大电流电源模块的输出接口包括5V、6V、12V和24V接口。

5.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的飞控CPU和数据CPU均采用GD32F450。

6.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的磁传感器使用QMC5883芯片。

7.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的气压传感器使用QMP6988芯片。

8.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的空速模块使用4525DO。

9.根据权利要求1所述的带负载能力的飞控导航微系统，其特征在于：所述的GPS模块使用国产芯片ATGM332D。

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