一种用于无人飞行器的控制装置及无人飞行器的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种用于无人飞行器的控制装置及无人飞行器。

背景技术：

无人飞行器在飞行过程中，需要控制装置对其进行控制和导航，由控制装置控制无人飞行器的姿态，反馈无人飞行器所在的位置，实现无人飞行器的姿态控制和定位功能。无人飞行器的控制装置通常包括主控电路板和惯性测量模块，惯性测量模块一般通过陀螺仪、加速度传感器以及电子罗盘来测得无人飞行器在三维空间中的加速度、角速度和航向角，从而解算出无人飞行器的姿态。

惯性测量模块对振动比较敏感，无人飞行器在飞行过程中会产生振动，振动会影响惯性测量模块测量的准确性，大大降低其性能。现有无人飞行器的控制装置通常通过减振措施来吸收振动能量。

中国专利申请号为“CN201620732071.5”的实用新型专利公开了一种飞行测量控制装置及含其的无人飞行器，包括壳体、安装在壳体内的惯性测量组件和减振组件，还包括安装在壳体内的底部集成电路板、侧边集成电路板和静压舱体，所述底部集成电路板与所述侧边集成电路板电连接，所述静压舱体内形成有空腔，所述静压舱体上设置有静压孔，所述惯性测量组件连接在静压舱体内，所述底部集成电路板与所述惯性测量组件电连接，所述减振组件与静压舱体连接；所述的减振组件包括第一减振垫和第二减振垫，所述第一减振垫、静压舱体和第二减振垫依次连接；所述底部集成电路板与所述第二减振垫连接。

该飞行测量控制装置中的惯性测量模块安装于底部集成电路板上，通过第一减振垫和第二减振垫实现对惯性测量模块的减振效果。然而，上述飞行测量控制装置存在如下缺陷：

1、惯性测量模块通过减振垫安装于底部集成电路板上，不仅增加了电路板的负载，而且影响电路板散热；

2、在惯性测量模块与电路板间设置减振垫，通过减小电路板的振动来实现降低惯性测量模块振动的目的，该结构在安装时需要考虑惯性测量模块、电路板与减振垫之间的位置安装精度，导致安装操作比较困难；

3、采用独立惯性测量模块，当其中的某一传感器出现故障而难以采集飞行数据，飞行控制装置不能根据飞行数据进行姿态解算以控制无人飞行器飞行，很容易造成无人飞行器失去控制，安全性较低。

技术实现要素：

本发明为了解决上述技术问题，提供了一种用于无人飞行器的控制装置及无人飞行器。

第一方面，本发明提供了一种用于无人飞行器的控制装置，包括壳体和安装于所述壳体内的主控电路板、第一惯性测量模块、第二惯性测量模块、第一减振装置和第二减振装置，所述第一惯性测量模块和第二惯性测量模块分别与所述主控电路板电连接；所述第一惯性测量模块、第二惯性测量模块分别通过用于缓冲振动且固定于壳体上的的第一减振装置、第二减振装置安装于所述壳体内。

所述主控电路板、第一惯性测量模块、第二惯性测量模块由上到下依次安装于所述壳体内；所述第一减振装置包括减振支架和中空减振球，所述中空减振球连接在所述减振支架与所述第一惯性测量模块之间，且所述中空减振球的两端分别嵌入在所述减振支架与所述第一惯性测量模块内；

所述第二惯性测量模块通过减振垫固定于所述壳体底部。

进一步地，所述减振支架固定于壳体底部，所述减振球包括中空球形减振部和一体连接于所述中空球形减振部顶部和底部的卡接部，所述减振球通过顶部、底部的卡接部分别与所述第一惯性测量模块、减振支架连接。

进一步地，所述第一惯性测量模块包括第一增重块、第一电路板、第一软排线和惯性传感器，所述第一增重块中部设有上部开口的容置腔，所述惯性传感器集成于所述第一电路板上，所述第一电路板连接于所述容置腔的开口处，所述第一软排线的一端与所述第一电路板连接，另一端与所述主控电路板连接。

进一步地，所述第一减振装置包括四个减振球，所述第一增重块上由所述容置腔向外延伸有四个带有第一安装通孔且间隔设置的第一凸台；所述减振支架包括底板和四个与所述第一凸台相对应且带有第二安装通孔的第二凸台，所述第二凸台由所述底板向上延伸而成；所述减振球的顶部卡接部、底部卡接部分别嵌入在第一凸台的第一安装通孔内、第二凸台的第二安装通孔内。

进一步地，所述底板向上延伸有支撑柱，所述支撑柱内设有连接孔，所述支撑柱的顶端与所述主控电路板相抵且通过穿过主控电路板连接在连接孔内的连接件固定。

进一步地，所述第二惯性测量模块包括第二增重块、第二电路板、第二软排线和惯性传感器，所述第二增重块具有上部开口的空腔，所述第二电路板连接在所述空腔的开口处，所述惯性传感器集成于所述第二电路板上，所述第二惯性测量模块通过第二软排线与所述主控电路板连接。

进一步地，所述壳体包括上下对接且通过连接件固定的上壳和底盖，所述上壳和底盖间形成容置空腔。

进一步地，还包括接口模块，所述接口模块有两个且相对设于所述壳体的两侧，所述壳体对应所述接口模块处设有开口，所述接口模块插接在所述开口内；所述接口模块包括侧边集成电路板和接口插件，所述侧边集成电路板与所述主控电路板连接。

第二方面，本发明提供了一种无人飞行器，包括机身以及如上所述的用于无人飞行器的控制装置，所述控制装置安装于所述机身上。

采用上述技术方案，包括以下有益效果：本发明所提供的用于无人飞行器的控制装置及无人飞行器，控制装置采用模块化设计，安装以及维修方便且快捷，结构设计合理，集成化程度相对较高；采用双惯性测量模块，避免其中一个惯性测量模块出现故障而影响无人飞行器正常飞行，两个惯性测量模块分别采用不同减振方式，正常工作时协同作用，使得测量精度大大提高，从而提高了无人飞行器飞行的稳定性和安全性。

附图说明

图1为本发明所提供的用于无人飞行器的控制装置的结构示意图；

图2为图1中主控电路板与接口模块的连接示意图；

图3为图1中第一惯性测量模块与第一减振装置分离式连接示意图；

图4为本发明所提供上壳的结构示意图。

图中：

1、上壳；1.1、连接柱；1.2、第一连接孔；1.3、限位凹槽；2、接口模块； 2.1、侧边集成电路板；2.2、接口插件；2.3、竖向限位条；3、主控电路板；4、第一惯性测量模块；4.1、第一增重块；4.11、容置腔；4.12、第一凸台；4.13、第一安装通孔；5、安装支架；5.1、底板；5.2、第二凸台；5.3、第二安装通孔；5.4、支撑柱；5.5、连接孔；6、减振球；6.1、中空球形减振部；6.2、卡接部；7、减振垫；8、第二惯性测量模块；8.1、第二增重块；8.2、第二电路板；9、底盖；9.1、凸台；9.2、第二连接孔；9.3、安装槽；9.4、限位台。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。这些术语主要是为了更好地描述本发明及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。

并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本发明中的具体含义。

此外，术语“安装”、“设置”、“设有”、“连接”、“相连”“套接”应做广义理解。例如，可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

除非另有说明，“多个”的含义为两个或两个以上。

下面通过具体的实施例并结合附图对本发明做进一步的详细描述。

实施例一：

本实施例提供了一种用于无人飞行器的控制装置，参阅图1-4，包括壳体和安装于所述壳体内的主控电路板3、第一惯性测量模块4、第二惯性测量模块8、第一减振装置和第二减振装置，所述壳体包括上下对接且通过连接件固定的上壳1和底盖9，所述上壳1和底盖9间形成容置空腔。可选地，所述上壳1相对的内壁各延伸有两个连接柱1.1，所述连接柱1.1上开设有第一连接孔1.2，底盖9对应位置处设有凸台9.1， 凸台9.1上设有与第一连接孔1.2相通的第二连接孔9.2，所述连接件由底盖9外部依次穿过凸台9.1固定在连接柱1.1的第一连接孔1.2内，从而将上壳1和底盖9固定连接。

所述第一惯性测量模块4和第二惯性测量模块8分别与所述主控电路板3电连接；所述第一惯性测量模块4、第二惯性测量模块8分别通过用于缓冲振动且固定于壳体上的的第一减振装置、第二减振装置安装于所述壳体内。

本实施例所提供的用于无人飞行器的控制装置，其内设有两个惯性测量模块，无人机飞行过程中，两个惯性测量模块同时工作，将所采集的数据信息分别传送至主控电路板，主控电路板上的处理器通过姿态算法运算后输出控制信号，从而操控无人飞行器飞行；即使有一个惯性测量模块出现故障，也可以采用另一个惯性测量模块所测得的数据继续工作，提高了无人飞行器飞行的安全性和可靠性。另外，用于缓冲振动的第一减振装置和第二减振装置皆固定于壳体上，克服了现有控制装置中减振装置固定在电路板上而影响电路板散热的缺陷，而且，减振装置安装方便，直接固定在壳体上，降低了相对电路板、惯性测量模块安装位置精度的要求。

实施例二：

在实施例一的基础上，本实施例所提供的控制装置中，主控电路板3、第一惯性测量模块4、第二惯性测量模块8由上到下依次安装于所述壳体内；所述第一减振装置包括减振支架5和中空减振球6，所述中空减振球6连接在所述减振支架5与所述第一惯性测量模块4之间，且所述中空减振球6的两端分别嵌入在所述减振支架5与所述第一惯性测量模块4内；

所述第二惯性测量模块8通过减振垫固定于所述壳体底部。

本实施例中，第一惯性测量模块4和第二惯性测量模块8分别采用两种减振方式以缓冲无人飞行器运行过程中所带来的振动，其中，现有控制装置中通常采用减振垫的方式来减缓振动，由于减振垫一般采用海绵材质，具有阻尼特性，但减振垫的工艺参数对加速度传感器的测量精度影响较大，经过常规的试验，惯性测量模块所获取的加速度数据存在误差，在一定程度上影响对无人飞行器的精准控制，而所测得的角速度的误差较小。

本实施例中第二惯性测量模块采用压缩中空减振球的方式对第二惯性测量模块进行减振，可选地，减振球可以采用硅胶或橡胶材质，硅胶或橡胶能够有效兼顾弹性和阻尼特性。减振支架固定于壳体底部，中空减振球连接在第二惯性测量模块与减振支架之间，该第二减振装置能够过滤无人飞行器产生的高频震动对第二惯性测量装置的影响，而且在陀螺仪测角速度方面精确度较高。因此，在实际使用中，第一惯性测量模块和第二惯性测量模块协同作用，分别获取所测得的角速度数据、加速度数据后发送至主控电路板的处理器，处理器选取第一惯性测量模块所测得的加速度数据、第二惯性测量模块所测得的角速度数据作为姿态解算的数据，使得控制装置能够同时获得较为精准的加速度数据和角速度数据，进一步提高了无人飞行器飞行的安全性，优选地，处理器芯片型号为STM32F407IGH6。

具体地，所述减振支架5固定于壳体底部，所述减振球6包括中空球形减振部6.1和一体连接于所述中空球形减振部6.1顶部和底部的卡接部6.2，所述减振球6通过顶部、底部的卡接部6.2分别与所述第一惯性测量模块4、减振支架5连接。所述第一惯性测量模块4包括第一增重块4.1、第一电路板4.2、第一软排线（图中未示出）和惯性传感器，所述第一增重块4.1中部设有上部开口的容置腔4.11，所述惯性传感器集成于所述第一电路板4.2上，所述第一电路板4.2连接于所述容置腔4.11的开口处，所述第一软排线的一端与所述第一电路板4.2连接，另一端与所述主控电路板3连接。第一增重块4.1的材质采用密度较大的金属材料，其中部设有具有开口的容置腔4.11，第一电路板4.2连接在开口处，一方面用于支撑容纳第一电路板4.2，有利于节省空间，另一方面，有利于电路板散热。

为了有利于模块化安装，所述第一软排线（图中未示出）通过BTB连接器与主控电路板3连接，其中，主控电路板3上设有母连接器，第一软排线上设有公连接器。

所述第一减振装置包括四个减振球6，所述第一增重块4.1上由所述容置腔向外延伸有四个带有第一安装通孔4.13且间隔设置的第一凸台4.12；所述减振支架5包括底板5.1和四个与所述第一凸台4.12相对应且带有第二安装通孔5.3的第二凸台5.2，所述第二凸台5.2由所述底板5.1向上延伸而成；所述减振球6的顶部卡接部、底部卡接部分别嵌入在第一凸台4.12的第一安装通孔4.13内、第二凸台5.2的第二安装通孔5.3内。

为了使得主控电路板3稳定地安装于所述壳体内且与第一惯性测量模块4留有间隙以便散热，所述底板5.1向上延伸有支撑柱5.4，所述支撑柱5.4内设有连接孔5.5，所述支撑柱5.4的顶端与所述主控电路板3相抵且通过穿过主控电路板3连接在连接孔内的连接件固定。支撑柱5.4的高度大于第一惯性测量模块4，从而能够保证主控电路板3与第一惯性测量模块间留有间隙。

本实施例中，所述第二惯性测量模块8包括第二增重块8.1、第二电路板8.2、第二软排线和惯性传感器，所述第二增重块8.1具有上部开口的空腔，所述第二电路板8.2连接在所述空腔的开口处，所述惯性传感器集成于所述第二电路板8.2上，所述第二惯性测量模块8通过第二软排线与所述主控电路板3连接。

第二增重块8.1的材质采用密度较大的金属材料，其中部设有具有开口的空腔，第二电路板8.2连接在开口处，一方面用于支撑容纳第二电路板8.2，有利于节省空间，另一方面，有利于电路板散热。

为了有利于模块化安装，所述第二软排线通过BTB连接器与主控电路板3连接，其中，主控电路板上设有母连接器，第二软排线上设有公连接器。

本实施例中所提供的控制装置还包括接口模块2，所述接口模块2有两个且相对设于所述壳体的两侧，所述壳体对应所述接口模块2处设有开口，所述接口模块2插接在所述开口内；所述接口模块2包括侧边集成电路板2.1和接口插件2.2，所述侧边集成电路板2.1与所述主控电路板3连接。

两个侧边集成电路板2.1竖直连接在所述主控电路板3的两侧端，其中，主控电路板3的两侧端分别固定连接在侧边集成电路板2.1的顶部，接口插件2.2上设有多个插槽，每个插槽上设有与集成电路板连接的排针，两个接口插件分别插接在壳体两侧的开口内，为了提高安装的稳固性，并尽量简化安装过程，实现快速拆卸，所述接口插件的两侧端延伸有竖向限位卡条2.3，上壳1两侧开口内的对应位置处设有与限位卡条相匹配的限位凹槽1.3，所述接口插件由上壳底部开口将限位卡条沿着限位凹槽卡入上壳侧部开口内，该安装过程无需借助安装工具，拆装方便且快捷，节省时间，有利于实现模块化的结构设计。

本实施例中所提供的控制装置采用两种减振方式的双惯性测量模块，其中一个惯性测量模块采用减振垫进行减振，其中，陀螺仪波动范围较小，有利于获得精准的角速度数据；另一个惯性测量模块采用减振支架以及减振球进行减振，其中，加速度传感器的波动范围较小，有利于获取较为精准的加速度数据；因此，两个惯性测量模块皆能够正常工作时，主控电路板的处理器分别获取第一惯性测量模块的加速度数据、第二惯性测量模块的角速度数据来进行姿态解算，从而有利于精准控制无人飞行器，提高无人飞行器飞行的安全性和可靠性。

另外，该控制装置采用模块化的结构设计，整体分为四个模块，第一个模块为上壳和底盖，第二个模块为主控电路板与两侧的接口模块，第三个模块为安装有第一惯性测量模块的减振支架、第四个模块为第二惯性测量模块和减振垫；

具体安装时，第一步，将减振垫7贴覆在底盖9的对应位置处，为了便于安装减振垫7，底盖9上可以设置一个用于容置减振垫7且与减振垫大小形状匹配的安装槽9.3，直接将减振垫7粘贴在所述安装槽9.3内，安装方便且快捷，无需考虑安装精度。可选地，为了提高减振垫7安装的稳定性以及对第二惯性测量模块8的减振效果，安装槽9.3内壁向内延伸有相对的两个限位台9.4，用于对减振垫7的安装位置进行限位，避免在运动中发生错位现象而影响对第二惯性测量模块的缓冲振动效果。第二惯性测量模块直接粘贴于减振垫上。

第二步，先将第一惯性测量模块4通过减振球与减振支架固定为一体；再将减振支架5通过连接件与底盖9进行固定，为了提高减振支架5的稳定性，可以在底盖9上设有与底板5.1相匹配的凹槽，该凹槽大于安装槽，且安装槽的深度大于凹槽，底板安装于凹槽内且通过连接件与底盖固定，连接件可以为螺丝或螺栓等。减振支架中部镂空开口，用于容置第二惯性测量模块，不仅能够节省空间，而且可以提高第三个模块和第四个模块两者安装的稳定性，进而减小振动对惯性测量模块的影响。

第三步，先将主控电路板3与两侧的接口模块2固定连接为一体，再将主控电路板3与减振支架5上的支撑柱5.4固定连接，然后将上壳1沿着接口模块2两侧的限位卡条2.3与底盖9对接，其中，接口模块2与上壳卡紧固定且位于上壳与底盖所形成的两侧开口内，最后将底盖和上壳通过连接件固定连接，从而将惯性测量装置组装完毕。

本实施例还提供了一种无人飞行器，包括机身以及如上所述的用于无人飞行器的控制装置，所述控制装置安装于所述机身上。该无人飞行器通过所安装的控制装置，不仅可以实现数据双备份，即使其中一个惯性测量模块出现故障时，也可采用另一惯性测量模块继续工作，而且当两个惯性测量模块都正常工作时，能够各自选取测量较为准确的角速度和加速度数据进行姿态解算，从而实现了对无人飞行器的精准控制，提高了飞行的安全性和可靠性。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。