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阅读：454发布：2021-02-25

IPRDB可以提供飞行控制装置和无人飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了一种飞行控制装置和一种无人飞行器。该飞行控制装置包括盒体和置于盒体内的飞行控制计算机电路板，盒体内还设有惯性测量电路板、配重壳和多个减振连接件，惯性测量电路板固定连接在配重壳下方，配重壳上设置有多个支撑点，配重壳通过与支撑点一一对应设置的减振连接件支撑设置在盒体内。本发明在飞行控制装置的盒体内，利用配重壳和减振连接件构成点支撑的减振结构，从而缩小了减振结构的体积，并且，将惯性测量电路板设置在飞行控制装置的盒体内实现减振，集成化程度高，有利于简化惯性测量电路板和飞行控制计算机电路板之间连接，降低了无人飞行器的制作成本。，下面是飞行控制装置和无人飞行器专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种飞行控制装置，包括盒体和置于所述盒体内的飞行控制计算机电路板，其特征在于，所述盒体内还设有惯性测量电路板、配重壳和多个减振连接件，所述惯性测量电路板固定连接在所述配重壳下方，所述配重壳上设置有多个支撑点，所述配重壳通过与所述支撑点一一对应设置的所述减振连接件支撑设置在所述盒体内。

2.根据权利要求1所述的飞行控制装置，其特征在于，所述减振连接件为减振球，所述减振球的上侧延伸有第一连接杆，所述第一连接杆上设置有第一止退环，所述配重壳对应所述第一连接杆设置有第一连接孔，所述第一连接杆穿过所述第一连接孔，所述第一止退环与所述配重壳卡接固定。

3.根据权利要求2所述的飞行控制装置，其特征在于，沿所述第一连接杆方向和/或垂直所述第一连接杆方向，所述减振球设置有通孔。

4.根据权利要求2所述的飞行控制装置，其特征在于，所述盒体内还设有连接桥，所述连接桥与所述飞行控制计算机电路板固定连接，置于所述减振球下方，所述连接桥上设置有第二连接孔，所述减振球下侧延伸有第二连接杆，所述第二连接杆上设置有第二止退环，所述第二连接杆穿过所述第二连接孔，所述第二止退环与所述连接桥卡接固定。

5.根据权利要求4所述的飞行控制装置，其特征在于，所述第一止退环和所述第二止退环为圆锥状，且锥顶朝向所述减振球外侧。

6.根据权利要求4所述的飞行控制装置，其特征在于，所述连接桥的底部设有凸台底座，所述凸台底座的高度大于所述第二连接杆伸出所述第二连接孔的长度。

7.根据权利要求1所述的飞行控制装置，其特征在于，所述惯性测量电路板上设置有气压计；所述盒体形成与外部环境连通的第一气压腔，所述配重壳与所述惯性测量电路板形成第二气压腔，所述配重壳上设置有连通所述第一气压腔与所述第二气压腔的通气孔。

8.根据权利要求7所述的飞行控制装置，其特征在于，所述盒体上设置有对应于飞行控制计算机电路板的线连接器的开口，所述第一气压腔通过所述开口与外部环境连通。

9.根据权利要求7或8所述的飞行控制装置，其特征在于，所述第二气压腔内，位于所述配重壳的通气孔下侧设置有气压扰动缓冲海绵。

10.一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器上设置有根据权利要求1-9任一项所述的飞行控制装置。

说明书全文

飞行控制装置和无人飞行器

技术领域

[0001] 本发明涉及无人飞行器技术领域，特别涉及一种飞行控制装置和一种无人飞行器。

背景技术

[0002] 在无人飞行器的设计中，飞行控制的减振至关重要。无人飞行器的惯性测量单元一般包含加速度计和陀螺，测量物体在三维空间中的角速度和加速度，并发送给飞行控制计算机，以此用于解算出无人飞行器的姿态，在导航中有着很重要的应用价值。

[0003] 目前，无人飞行器上惯性测量单元的减振尚存在缺陷。例如，现有的无人飞行器中，大多使用大面积的减振垫(如海绵等)进行减振，体积较大，因而只能将惯性测量单元和飞行控制计算机整体进行减振，不利于无人飞行器的小型化设计；或者需要将惯性测量单元与飞行控制计算机隔离开来进行减振，增大了惯性测量单元和飞行控制计算机连接工艺的复杂程度，增加了制作成本和不良率。

发明内容

[0004] 鉴于现有技术无人飞行器惯性测量单元减振结构不佳的问题，提出了本发明的一种飞行控制装置和一种无人飞行器，以便克服上述问题或者至少部分地解决上述问题。

[0005] 为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

[0006] 依据本发明的一个方面，提供了一种飞行控制装置，包括盒体和置于所述盒体内的飞行控制计算机电路板，所述盒体内还设有惯性测量电路板、配重壳和多个减振连接件，所述惯性测量电路板固定连接在所述配重壳下方，所述配重壳上设置有多个支撑点，所述配重壳通过与所述支撑点一一对应设置的所述减振连接件支撑设置在所述盒体内。

[0007] 可选地，所述减振连接件为减振球，所述减振球的上侧延伸有第一连接杆，所述第一连接杆上设置有第一止退环，所述配重壳对应所述第一连接杆设置有第一连接孔，所述第一连接杆穿过所述第一连接孔，所述第一止退环与所述配重壳卡接固定。

[0008] 可选地，沿所述第一连接杆方向和/或垂直所述第一连接杆方向，所述减振球设置有通孔。

[0009] 可选地，所述盒体内还设有连接桥，所述连接桥与所述飞行控制计算机电路板固定连接，置于所述减振球下方，所述连接桥上设置有第二连接孔，所述减振球下侧延伸有第二连接杆，所述第二连接杆上设置有第二止退环，所述第二连接杆穿过所述第二连接孔，所述第二止退环与所述连接桥卡接固定。

[0010] 可选地，所述第一止退环和所述第二止退环为圆锥状，且锥顶朝向所述减振球外侧。

[0011] 可选地，所述连接桥的底部设有凸台底座，所述凸台底座的高度大于所述第二连接杆伸出所述第二连接孔的长度。

[0012] 可选地，所述惯性测量电路板上设置有气压计；所述盒体形成与外部环境连通的第一气压腔，所述配重壳与所述惯性测量电路板形成第二气压腔，所述配重壳上设置有连通所述第一气压腔与所述第二气压腔的通气孔。

[0013] 可选地，所述盒体上设置有对应于飞行控制计算机电路板的线连接器的开口，所述第一气压腔通过所述开口与外部环境连通。

[0014] 可选地，所述第二气压腔内，位于所述配重壳的通气孔下侧设置有气压扰动缓冲海绵。

[0015] 依据本发明的另一个方面，提供了一种无人飞行器，所述无人飞行器上设置有如上任一项所述的飞行控制装置。

[0016] 综上所述，本发明的有益效果是：

[0017] 在飞行控制装置的盒体内，利用配重壳和减振连接件构成点支撑的减振结构，从而缩小了减振结构的体积，并且，将惯性测量电路板设置在飞行控制装置的盒体内实现减振，集成化程度高，有利于简化惯性测量电路板和飞行控制计算机之间连接，降低了无人飞行器的制作成本。

附图说明

[0018] 图1为本发明飞行控制装置一个实施例的侧面结构示意图；

[0019] 图2为图1所示实施例中的惯性测量单元模组爆炸图；

[0020] 图3为图2所示惯性测量单元模组组装后的整体结构示意图；

[0021] 图4为图3所示惯性测量单元在飞行控制计算机盒内的组装方式示意图；

[0022] 图5为本发明飞行控制装置中减振球的一个实施例立体图；

[0023] 图6为图5所示减振球实施例的剖面图；

[0024] 图7为本发明飞行控制装置中减振球的另一个实施例立体图；

[0025] 图8为图7所示减振球实施例的剖面图；

[0026] 图9为本发明飞行控制装置另一个实施例的爆炸图；

[0027] 图中，1、配重壳；11、避让凹槽；12、散热孔；13、第一连接孔；14、第四连接孔；15、通气孔；2、惯性测量电路板；21、第五连接孔；22、气压计；3、减振球；31、第一连接杆；32、第一止退环；33、第二连接杆；34、第二止退环；35、轴向通孔；36、径向通孔；4、上壳；41、开口；5、下壳；6、连接桥；61、第二连接孔；62、凸台底座；63、第三连接孔；7、第二紧固件；8、第一紧固件；9、飞行控制计算机电路板；91、线连接器；10、气压扰动缓冲海绵。

具体实施方式

[0028] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

[0029] 本发明的技术构思是：利用配重壳和减振连接件构成点支撑的减振结构，将惯性测量电路板设置在飞行控制装置的盒体内并实现减振，缩小了减振结构的体积，同时，惯性测量电路板设置在飞行控制装置的盒体内，集成化程度高，有利于简化惯性测量电路板和飞行控制计算机之间连接，降低了无人飞行器的制作成本。

[0030] 实施例一

[0031] 图1-4示出了本发明飞行控制装置的一个实施例，参考图1-4所示，一种飞行控制装置，包括盒体和置于盒体内的飞行控制计算机电路板9(见图4)。在本实施例中，盒体内还设有惯性测量电路板2、配重壳1和多个减振连接件，惯性测量电路板2固定连接在配重壳1下方，配重壳1上设置有多个支撑点，配重壳1通过与支撑点一一对应设置的减振连接件支撑设置在盒体内。

[0032] 如图1所示，飞行控制装置的盒体包括拼接在一起的上壳4和下壳5，在该飞行控制装置的盒体内，飞行控制计算机电路板9，与惯性测量电路板2电连接，获取惯性测量电路板2采集的数据，并以此对无人飞行器进行姿态判断和飞行控制。

[0033] 配重壳1可以采用金属材质制成，具有较大的重量，以增大惯性，减小惯性测量电路板2的震动固有频率，配重壳1与减振连接件配合，形成点支撑的减振阻尼系统，在飞行控制装置的盒体内，实现对惯性测量电路板2的阻尼减振。本申请将惯性测量电路板2集成在飞行控制装置的盒体内，因而，惯性测量电路板2与飞行控制计算机之间的电连接结构可以设置得更加简洁，以降低无人飞行器的制作成本和组装工艺难度。并且，金属材质的配重壳1还具有电磁屏蔽作用，可以避免惯性测量电路板2上元器件受到外界的电磁干扰，提高无人飞行器惯性检测的可靠性。

[0034] 在本实施例中，减振连接件为减振球3，减振球3的上侧延伸有第一连接杆31，第一连接杆31上设置有第一止退环32，配重壳1对应第一连接杆31设置有第一连接孔13，第一连接杆31穿过第一连接孔13，第一止退环32与配重壳1卡接固定，如图2-3所示。

[0035] 该减振球3可以采用弹性材质(如橡胶等)制作而成，依靠其自身的弹性实现减振效果。

[0036] 在本发明的一些实施例中，沿第一连接杆31方向和/或垂直第一连接杆31方向，减振球3设置有通孔。挖空减振球3形成通孔，可以增加减振球3的弹性以及降低减振球3质量，具体的挖空方式，可以根据减振球3的材料硬度以及配重壳1的重量来选择，从而实现减振球3的结构强度需求和弹性需求的平衡。

[0037] 图5和图6示出了减振球3的一个实施例，如图5和图6所示，沿第一连接杆31方向，减振球3设置有轴向通孔35。图7和图8示出了减振球3的另一个实施例，如图7和图8所示，沿垂直第一连接杆31方向的径向，减振球3设置有径向通孔36，且径向通孔36设置有垂直的两个，从而形成“十”字交叉状，以使减振球3对称平衡。当然，还可以将上述两种方式结合使用，在垂直和沿第一连接杆31方向同时挖空减振球3形成通孔。

[0038] 在本实施例中，盒体内还设有连接桥6，连接桥6与飞行控制计算机电路板9固定连接，置于减振球3的下方，连接桥6上设置有第二连接孔61，减振球3下侧延伸有第二连接杆33，第二连接杆33上设置有第二止退环34，第二连接杆33穿过第二连接孔61，第二止退环34与连接桥6卡接固定，如图2所示。

[0039] 在本实施例中，第一止退环32和第二止退环34为圆锥状，且锥顶朝向减振球3外侧，以便于减振球3的连接杆从惯性测量电路板2和连接桥6的连接孔穿过。

[0040] 在本实施例中，连接桥6的底部设有凸台底座62，凸台底座62的高度大于第二连接杆33伸出第二连接孔61的长度。从而，在凸台底座62的支撑作用下，第二连接杆33穿出后，不与飞行控制计算机电路板9接触，避免了由于接触挤压造成减振球3的变形或脱落。

[0041] 在本实施例中，第一连接杆31和第二连接杆33分别具有辅助导引功能，在将减振球3导引入第一连接孔13或第二连接孔61完成卡接后，可根据空间需求去除第一连接杆31或第二连接杆33。

[0042] 在本实施例中，凸台底座62上开设有第三连接孔63，连接桥6通过穿设于第三连接孔63的第一紧固件8与飞行控制计算机电路板9固定连接(见图4)。第一紧固件8例如是紧固螺栓等常用紧固件，在此不再赘述。

[0043] 继续参考图3，在本实施例中，配重壳1下表面设置有避让惯性测量电路板2的元器件的避让凹槽11，以保护惯性测量电路板2的加速计和陀螺仪等元器件不受损坏。

[0044] 更优选地，配重壳1的避让凹槽11顶部还设置有散热孔12，以使惯性测量电路板2上的加速计和陀螺仪等元器件得到充分的散热，保证其工作正常和延长使用寿命。

[0045] 在本实施例中，配重壳1设置有第四连接孔14，惯性测量电路板2设有与第四连接孔14位置对应的第五连接孔21，配重壳1和惯性测量电路板2通过穿设于第四连接孔14和第五连接孔21的第二紧固件7(见图3)固定连接。第二紧固件7例如是紧固螺栓等常用紧固件，在此不再赘述。

[0046] 在组装本实施例的飞行控制装置时，先按照图2爆炸图所示，将配重壳1、惯性测量电路板2、减振球3和连接桥6组装在一起，形成如图3所示的惯性测量单元模组，再按照图4所示，将该惯性测量单元模组组装到飞行控制装置的下壳中，最后拼接飞行控制装置的上壳和下壳，完成组装。

[0047] 实施例二

[0048] 在本发明飞行控制装置的另一实施例中，与上述实施例一不同的是，飞行控制计算机电路板9上设置有第二连接孔，减振球下侧延伸有第二连接杆，第二连接杆上设置有第二止退环，第二连接杆穿过第二连接孔，第二止退环与飞行控制计算机电路板9卡接固定。也就是说，减振球3下侧的第二连接杆和第二止退环直接与飞行控制计算机电路板9配合连接，不再经过连接桥6进行转接，以进一步缩减制作成本。

[0049] 实施例三

[0050] 图9公开了本发明飞行控制装置的又一实施例，如图9所示，相比于实施例一，图9所示实施例中，惯性测量电路板2上设置有气压计22；盒体形成与外部环境连通的第一气压腔，配重壳1与惯性测量电路板2由固定螺丝紧固，形成第二气压腔，配重壳1上设置有连通第一气压腔与第二气压腔的通气孔15。气压计22位于第二气压腔内。

[0051] 本实施例中，将气压计22设置在惯性测量电路板2，以达成测量气压并根据气压测量海拔高度的目的。气压计22可结合超声波和TOF(Time of flight，飞行时间测距法)实现相对高度和绝对高度的测量。并且，飞行控制装置的盒体形成相对密闭的第一气压腔，作为第一级气压缓冲区，配重壳1和惯性测量电路板2组合形成相对密闭的第二气压腔，作为第二级气压缓冲区，可以实现两级气流缓冲作用，避免飞机飞行过程中带动的气流干扰气压计22测量数据的准确度。

[0052] 在图9所示实施例中，盒体的上壳4设置有对应于飞行控制计算机电路板9的线连接器91的开口41，第一气压腔通过开口41与外部环境连通。较佳地，在此基础上，第二气压腔和第一气压腔由通气孔15连通，第二气压腔除通气孔15以外的部位、以及第一气压腔除开口41的部位保持密封。

[0053] 图9所示实施例中，在第二气压腔内，位于配重壳1的通气孔15下侧设置有气压扰动缓冲海绵10。该气压扰动缓冲海绵10置于配重壳1的避让凹槽11顶部，覆盖连通第一气压腔和第二气压腔的通气孔15，气压计22位于避让凹槽11的底部,即,气压计22与通气孔15之间隔着海绵10,海绵10的设置是为了形成对气流缓冲作用的第三级气压缓冲区，以确保气压计22测量的数据受飞行器产生气流扰动影响更小。

[0054] 实施例四

[0055] 本发明还公开了一种无人飞行器，该无人飞行器上设置有如上任一实施例所述的飞行控制装置。

[0056] 本发明中的飞行控制装置，在飞行控制装置的盒体内，利用配重壳和减振连接件构成点支撑的减振结构，从而缩小了减振结构的体积，并且，将惯性测量电路板设置在飞行控制装置的盒体内实现减振，集成化程度高，有利于简化惯性测量电路板和飞行控制计算机之间连接，降低了无人飞行器的制作成本。此外，在本发明的优选实施例中，配重块兼具有电磁屏蔽、配重及气压缓冲腔等多项功能，提高了飞行控制装置工作的可靠性，结合飞行控制装置盒体、配重块和惯性测量电路板以及气压扰动缓冲海绵，形成多重气压扰动缓冲区，使得设置在惯性测量电路板上的气压计能够准确测量气压数据，以计算飞行器飞行的海拔高度，解决了飞行器飞行产生气流对气压计测量的干扰问题。

[0057] 以上所述，仅为本发明的具体实施方式，在本发明的上述教导下，本领域技术人员可以在上述实施例的基础上进行其他的改进或变形。本领域技术人员应该明白，上述的具体描述只是更好的解释本发明的目的，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

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