本实用新型属于导航技术领域，具体涉及一种用于大载荷无人直升机的组合导航系统。
背景技术：
无人机导航是指无人机依赖机载的导航设备和飞行控制系统来进行定位和控制并最终完成飞行任务。用于实现无人机导航方法包括：遥控指挥、惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)、卫星导航、视觉匹配、组合导航等。组合导航由于综合了各种导航方法的优点，具有较高的精度和可靠性，是目前无人机导航的主流方法。
大载荷无人直升机通常采用燃油发动机作为动力系统，机上震动冲击较大，机上设备工作环境比较恶劣。现有的组合导航系统有的在大的震动冲击环境中性能会下降甚至不能正常工作。
技术实现要素：
本实用新型目的是一种无人直升机的组合导航系统，其应用于大载荷无人机时，能够稳定地工作，解决了目前组合导航在大载荷无人直升机上使用遇到的问题。
本实用新型解决技术问题采用如下技术方案：一种无人直升机的组合导航系统，其包括导航计算机、惯性测量单元、电源处理模块、卫星导航模块和功分器；
所述导航计算机安装于组合导航系统底座上，所述惯性测量单元通过减震器支架安装于所述组合导航系统底座上；
所述电源处理模块和卫星导航模块均固定于所述组合导航系统底座上；
所述功分器固定于所述组合导航系统底座上。
可选的，所述减震器支架的周向形成有四个上凸耳，每一个上凸耳的上表面和下表面上均开设有凹槽，所述凹槽内设置有减震垫圈；
所述组合导航系统底座上对应所述上凸耳的位置设置有四个长立柱，所述长立柱的上端开设有内螺纹，螺钉穿过所述上凸耳和减震垫圈与所述长立柱的内螺纹配合，将所述惯性测量单元安装于所述组合导航系统底座上。
可选的，所述减震器支架的周向上还形成有四个下凸耳，每一个下凸耳的上表面和下表面上均开设有凹槽，所述下凸耳的凹槽内设置有减震垫圈；
所述组合导航系统底座上对应所述下凸耳的位置设置有四个短立柱，所述短立柱的上端开设有内螺纹，螺钉穿过所述下凸耳和所述下凸耳的凹槽内设置的减震垫圈与所述短立柱的内螺纹配合。
可选的，所述减震垫圈采用橡胶制备。
可选的，所述长立柱和短立柱一体成型。
可选的，所述导航计算机、卫星导航模块、导航计算机和功分器均竖直设置，所述卫星导航模块与所述导航计算机在同一平面内，所述电源处理模块和卫星导航模块位于所述电源处理模块和减震器支架之间。
可选的，所述的无人直升机的组合导航系统还包括组合导航系统壳盖，所述组合导航系统壳盖固定于所述组合导航系统底座上，并覆盖所述导航计算机、惯性测量单元、电源处理模块、卫星导航模块和功分器。
可选的，所述导航计算机、电源处理模块和卫星导航模块共用一个安装支架固定在组合导航系统底座上。
可选的，所述电源处理模块用于对所述导航计算机和惯性测量单元提供电力，所述惯性测量单元和卫星导航模块均与所述导航计算机信号连接，所述卫星导航模块与天线A信号连接，天线B通过功分器的第一链路与所述卫星导航模块信号连接，所述导航计算机包括RS232备用卫星导航接口，所述RS232备用卫星导航接口通过飞控计算机与所述功分器的第二链路连接。
本实用新型具有如下有益效果：本实用新型通过减震器支架能够对惯性测量单元进行有效地减震，即使将本实用新型的无人直升机的组合导航系统应用于大载荷无人直升机，也能稳定地工作；而且本实用新型还通过减震垫片的设置，较好的限制了被减震质量的扭转自由度，放宽了对被减震质量质心位置误差的要求，进而降低了装配难度，降低了生产成本。
附图说明
图1为本实用新型的无人直升机的组合导航系统的结构示意图；
图2为本实用新型的无人直升机的组合导航系统的结构示意图；
图3为本实用新型的无人直升机的组合导航系统的电路结构示意图；
图中标记示意为：1-导航计算机；2-惯性测量单元；3-电源处理模块；4-卫星导航模块；5-功分器；6-减震器支架；7-组合导航系统底座；8-组合导航系统壳盖；9-减震垫片；10-螺钉。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本实用新型的技术方案作进一步阐述。
实施例1
本实施例提供了一种无人直升机的组合导航系统，包括导航计算机(NC)1、惯性测量单元(IMU)2、电源处理模块(PSU)3、卫星导航模块4和功分器5。
所述导航计算机安装于组合导航系统底座上，所述惯性测量单元通过减震器支架安装于所述组合导航系统底座上；本实施例中，所述减震器支架可以采用现有技术中具有减震功能的装置实现，例如CN104833821中所公开的技术方案。
所述减震器支架的周向形成有四个上凸耳，每一个上凸耳的上表面和下表面上均开设有凹槽，所述凹槽内设置有减震垫圈，本实施例中，所述减震垫圈可以采用橡胶等弹性材质制备。
所述组合导航系统底座上对应所述上凸耳的位置设置有四个长立柱，所述长立柱的上端开设有内螺纹，螺钉穿过所述上凸耳和减震垫圈与所述长立柱的内螺纹配合，以将所述惯性测量单元安装于所述组合导航系统底座上。
更优选地，所述减震器支架的周向上还形成有四个下凸耳，每一个下凸耳的上表面和下表面上均开设有凹槽，所述凹槽内设置有减震垫圈，本实施例中，所述减震垫圈可以采用橡胶等弹性材质制备。
所述组合导航系统底座上对应所述下凸耳的位置设置有四个短立柱，所述短立柱的上端开设有内螺纹，螺钉穿过所述下凸耳和减震垫圈与所述短立柱的内螺纹配合；更优选地，所述长立柱和短立柱可以一体成型。
所述电源处理模块和卫星导航模块均固定于所述组合导航系统底座上，尤其是，所述导航计算机竖直设置，所述卫星导航模块与所述导航计算机在同一平面内，所述电源处理模块也竖直设置，并且，所述电源处理模块和卫星导航模块位于所述电源处理模块和减震器支架之间。
所述功分器固定于所述组合导航系统底座上，并且也竖直设置，所述组合导航系统壳盖固定于所述组合导航系统底座上，并覆盖所述导航计算机(NC)1、惯性测量单元(IMU)2、电源处理模块(PSU)3、卫星导航模块4和功分器5等部件。
更优选地，导航计算机(NC)1、电源处理模块(PSU)3和卫星导航模块4共用一个安装支架固定在组合导航系统底座7上，功分器5通过单独的支架固定在组合导航系统底座7上。惯性测量单元(IMU)2的信号通过软导线与导航计算机(NC)1相连，以保证惯性测量单元(IMU)2有足够的减震位移。
本实施例中，所述电源处理模块3用于对所述导航计算机和惯性测量单元提供电力，所述惯性测量单元和卫星导航模块均与所述导航计算机信号连接，所述天线A与卫星导航模块4信号连接，所述天线B通过功分器5的第一链路与所述卫星导航模块信号连接，以通过功分器5分出一路GPS信号给飞行控制的卫星导航模块。
同时，所述导航计算机1包括RS422数据接口以及RS232备用卫星导航接口，本实施例中，所述RS232备用卫星导航接口通过飞控计算机与所述功分器5的第二链路连接，以通过功分器5分出一路GPS信号给飞控的备用卫导，并经过外部的飞控计算机处理后发回给组合导航的导航计算机。
本实用新型的导航计算机(NC)1上电后初始化惯性测量单元(IMU)2和卫星导航模块4，读取数据，进行导航解算，将导航结算的结果通过RS422接口与飞控计算机交互。机载28V电源通过电源处理模块(PSU)3隔离后对组合导航系统供电。卫星导航模块4通过定位卫星信号提供位置、高度、速度和航向信息。同时天线B通过功分器5分出一路GPS信号给飞控的备用卫导。导航计算机分出一路RS232备用卫星导航接口用于接收备用卫导的数据。
本实用新型通过减震器支架能够对惯性测量单元进行有效地减震，即使将本实用新型的无人直升机的组合导航系统应用于大载荷无人直升机，也能稳定地工作；而且本实用新型还通过减震垫片的设置，较好的限制了被减震质量的扭转自由度，放宽了对被减震质量质心位置误差的要求，进而降低了装配难度，降低了生产成本。
而且，本实用新型通过GPS信号的冗余设计，提高了飞机导航系统的可靠性。这里的冗余是指组合导航系统的天线B通过功分器5分出一路GPS信号给飞控的备用卫导。飞控系统解算出GPS信号的全部信息后再作为备用卫导数据回传给导航计算机1，导航计算机1分出一路RS232链路用于接收备用卫导的数据。这样，导航计算机1在卫导模块失效的时候仍然可以得到一个GPS天线的数据。天线B在卫星导航模块4中只用于计算方向，不提供位置信息。如果不进行冗余设计，一旦主天线A失效，则导航系统将失去位置信息。在冗余设计中，增加了功分器和数据链路，使导航计算机1能同时的得到主天线A和副天线B的位置信息。这样增加很少的系统资源，就可以明显提高系统工作的可靠性。
以上实施例的先后顺序仅为便于描述，不代表实施例的优劣。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。