本实用新型涉及飞行器技术领域，具体涉及一种多旋翼飞行器飞控系统。
背景技术：
目前，多旋翼无人飞行器采用直流电机驱动的多对旋翼(如六旋翼)产生向下的气压作为升力，无需沉重的油箱和复杂的动力系统，利用电子控制手段取代机械控制，机身采用有机纤维材料大大简化了机体的结构，提高了飞行器的可控性，具有体积小、重量轻、操作灵活、起降直接方便等优点，被广泛应用于民用、军用等领域。例如，把多旋翼无人机作为平台搭载高清摄像头，可实现远距离、高精度地对地面监控、侦查及摄影。
以六旋翼飞行器为例，六旋翼飞行器的电控单元包括无线电遥控器、遥控指令接收器、六通道飞控电调模块、直流电机，飞控人员通过遥控器的摇杆控制飞行器完成上升、前进、下降、旋转等动作操作，通常遥控器采用2.4GHz无线通信，但是遥控信号容易受到各种障碍物的阻碍，通信距离有限，飞行器飞出通信距离后往往后失去控制，导致飞行事故甚至失控摔机。为了解决超越通信距离后飞行器失联失控的技术问题，大多数多旋翼飞行器飞控系统都安装有GPS及导航飞回模块，这样就使得此类飞行器飞控系统结构复杂、成本高。
技术实现要素：
本实用新型的目的是提供一种多旋翼飞行器飞控系统，其结构简单、成本低。
为实现上述目的，本实用新型所提供的一种多旋翼飞行器飞控系统，包括主控制器、电机驱动元件、模拟开关以及控制所述模拟开关连通或断开且与所述电机驱动元件电性连接的微控制器；
所述主控制器、模拟开关以及电机驱动元件依序电性连接；所述微控制器与所述模拟开关之间通过电机驱动信号识别元件电性连接；所述微控制器具有存储飞行指令的存储元件；
所述微控制器与所述电机驱动元件之间电性连接有电机驱动信号生成元件。
上述多旋翼飞行器飞控系统中，所述微控制器具有飞行状态识别元件，所述飞行状态识别元件与所述电机驱动信号识别元件电性连接。
上述多旋翼飞行器飞控系统中，所述微控制器具有信号发生器，所述信号发生器与所述电机驱动信号识别元件电性连接。
上述多旋翼飞行器飞控系统中，所述电机驱动信号识别元件具有模数转换器。
上述多旋翼飞行器飞控系统中，所述电机驱动信号生成元件具有数模转换器。
本实用新型与现有技术相比，具有如下有益效果：
(1)由于没有安装如GPS、导航飞回模块等结构复杂、成本高的设备，所以，飞行器飞控系统结构简单、成本低；
(2)由于飞行器飞控系统结构简单，所以能耗低；
(3)由于飞行器飞控系统控制原理简单，所以通讯反应时间短，能最大限度地避免由于失控造成的摔机风险。
附图说明
图1是本实用新型的多旋翼飞行器飞控系统的实施例的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本实用新型的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本实用新型，但不用来限制本实用新型的范围。
参见图1，是本实用新型所提供的一种多旋翼飞行器飞控系统，包括主控制器1、电机驱动元件3、模拟开关21以及控制模拟开关21连通或断开且与电机驱动元件3电性连接的微控制器25；
主控制器1、模拟开关21以及电机驱动元件3依序电性连接；微控制器25与模拟开关21之间通过电机驱动信号识别元件24电性连接；微控制器25具有存储飞行指令的存储元件23；
微控制器25与电机驱动元件3之间电性连接有电机驱动信号生成元件22；
由于没有安装如GPS、导航飞回模块等结构复杂、成本高的设备，所以，飞行器飞控系统结构简单、成本低；由于飞行器飞控系统结构简单，所以能耗低。
多旋翼无人飞行器还包括用于驱动旋翼的电机，电机驱动元件3与电机连接，电机驱动元件3通过驱使电机工作使飞行器飞行。
优选地，微控制器25具有飞行状态识别元件，飞行状态识别元件与电机驱动信号识别元件24电性连接。
优选地，微控制器25具有信号发生器，信号发生器与电机驱动信号识别元件24电性连接。
优选地，电机驱动信号识别元件24具有模数转换器；电机驱动信号生成元件22具有数模转换器。
在一种实施例中，主控制器1的飞行信号输出端与电机驱动信号识别元件24的信号采集端连接，电机驱动信号识别元件24的信号输出端通过微控制器25与存储元件23的飞行信号接收端连接；
由于信号发生器与电机驱动信号识别元件24连接，信号发生器通过定时产生控制信号，驱使电机驱动信号识别元件24采集主控制器1发出的飞行信号；
其中，电机驱动信号识别元件24通过模数转换器对主控制器1发出的飞行信号进行采样转换，转换结果由微控制器25接收并以时间序列保存在存储元件23中；
电机驱动信号识别元件24的信号输出端与飞行状态识别元件的数据接收端连接，飞行状态识别元件的飞行状态数据输出端和存储元件23的飞行信号输出端均与电机驱动信号生成元件22的数据接收端连接；飞行状态识别元件通过检测电机驱动信号识别元件24采集到的飞行信号状态，识别飞行器是否处于失控状态；
电机驱动信号生成元件22的数据输出端与电机驱动元件33的数据接收端连接；当飞行器处于失控状态时，微控制器25会逆序读取之前保存在存储元件23内的飞行信号，并将逆序读取到的飞行信号通过电机驱动信号生成元件22的数模转换器转变为电机驱动信号，电机驱动信号生成元件22将转变的电机驱动信号发送到电机驱动元件3。
本实施例的多旋翼飞行器飞控系统控制原理为：当飞行器处于遥控范围之内时，微控制器25控制模拟开关21闭合，主控制器1与电机驱动元件3形成信号通路，主控制器1的飞行信号传送给电机驱动元件3，使电机驱动元件3驱使飞行器的电机工作，飞行器在主控制器1的控制下正常飞行；
在正常飞行的过程中，电机驱动信号识别元件24定时采集主控制器1发出的飞行信号，当电机驱动信号识别元件24能够采集到飞行信号时，表明飞行器还处于遥控状态，飞行器在主控制器1的控制下依然正常飞行；
而当电机驱动信号识别元件24采集不到主控制器1发出的飞行信号时，飞行状态识别元件识别出飞行器已处于失控状态，此时，微控制器25控制模拟开关21断开，主控制器1与电机驱动元件3形成信号断路，微控制器25会逆序读取之前保存在存储元件23内的飞行信号，并将读取到的飞行信号通过电机驱动信号生成元件22的数模转换器转变为电机驱动信号，电机驱动信号生成元件22将转变的电机驱动信号发送到电机驱动元件3，使电机驱动元件3驱使飞行器的电机工作，从而使飞行器反向飞回。
本实用新型与现有技术相比，具有如下有益效果：
(1)由于没有安装如GPS、导航飞回模块等结构复杂、成本高的设备，所以，飞行器飞控系统结构简单、成本低；
(2)由于飞行器飞控系统结构简单，所以能耗低；
(3)由于飞行器飞控系统控制原理简单，所以通讯反应时间短，能最大限度地避免由于失控造成的摔机风险。
以上仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本实用新型的保护范围。