一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统、方法及模组技术方案

本发明专利技术公开了一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统、方法及模组，该系统包括：飞控导航主控中心、电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块、在线存储模块和带有安装孔的金属壳体；飞控导航主控中心、电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块通过高密度集成方式封装在金属壳体中，金属壳体通过安装孔安装固定在微小型空天飞行器上。通过本发明专利技术实现了微小型空天飞行器的飞控导航功能的集成一体化和飞控一体化，满足传感器数据接收及处理、姿态控制、导航解算、任务数据收发、电调驱动、多种接口通信及AD采集等功能。集等功能。集等功能。

【技术实现步骤摘要】
一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统、方法及模组


[0001]本专利技术属于导航、制导与控制
，尤其涉及一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统、方法及模组。

技术介绍

[0002]随着微惯性器件及智能微系统技术的发展，大量小型化、低成本、高性能的导航、制导与控制(Navigation Guidance and Control，GNC)产品正越来越多的应用于微小型空天飞行器、微纳卫星、微小型精确制导弹药等领域，这些微小型武器平台对GNC系统的重量、体积、功耗等指标提出了越来越严格的要求，同时也大大牵引了GNC微系统技术的发展。
[0003]现有导航微系统技术方案中常采用基于图像视觉、惯性、GNSS的多源导航传感器以及CPU控制计算模块进行智能导航制导与控制操作。基于ROS的智能导航微系统及其控制方法(申请号：201810812325.8)主要基于CPU控制计算模块、传感器模块和传感器数据采集与预处理模块进行作业任务操作，其中传感器模块包括激光雷达、深度摄像头、单目摄像头、红外光电开关、IMU九轴陀螺仪、GPS和编码器；并通过搭载ROS的CPU控制模块通过自调度算法对当前导航微系统的传感器搭载情况与外部环境进行综合性的分析，自动匹配合适的导航算法，实现智能导航微系统及其控制。该方案要求CPU处理器具备非常强大的处理能力以及系统实时响应能力。
[0004]截至目前，微小型空天无人飞行器、精确制导炮弹、制导炸弹以及巡飞弹等装备迫切需求一种低成本、多功能、高性价比的多源自主GNC飞控导航微系统。
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技术实现思路

[0005]本专利技术的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统、方法及模组，旨在实现微小型空天飞行器的飞控导航功能的集成一体化和飞控一体化，满足传感器数据接收及处理、姿态控制、导航解算、任务数据收发、电调驱动、多种接口通信及AD采集等功能，解决多种微小型无人空天飞行器对导航、制导与控制系统“软件定义导航”的迫切需求。
[0006]为了解决上述技术问题，本专利技术公开了一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，包括：飞控导航主控中心、电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块、在线存储模块和带有安装孔的金属壳体；
[0007]飞控导航主控中心、电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块通过高密度集成方式封装在金属壳体中，金属壳体通过安装孔安装固定在微小型空天飞行器上；其中，高密度集成方式是指：通过金属化TSV实现芯片之间的垂直电信号互联，通过多层RDL实现芯片之间的水平电信号互联，通过IPD进行无源器件集成，采用倒装焊球实现芯片到硅基转接板的电信号互联，并利用POP堆叠封装技术，最终通过功能层之间的互联实现完整的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统功能。
[0008]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，飞控导航主控中心以电性连接的
方式与电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块进行通信数据传输；电源管理模块以电性连接的方式为飞控导航主控中心、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块提供仪表供电信号，为执行机构模块提供动力供电信号。
[0009]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，飞控导航主控中心采用主处理器和辅助处理器的双架构，包括：主处理器、辅助处理器、飞控接口和导航接口；
[0010]主处理器，用于接收多源感知测量模块、安全监测模块、通信收发模块和在线存储模块输入的各类感知及反馈信息，并开展复杂导航姿态解算和控制率计算，将解算结果传送至辅助处理器；其中，主处理器主频优于250MHz、算力优于300DMIPS、支持浮点运算和多级中断管理、支持复杂导航姿态解算和控制率计算；
[0011]辅助处理器，用于根据由主处理器传送来的解算结果，形成电机调速器用的电调驱动和PWM控制信号，并输出至执行机构模块；
[0012]飞控接口配置为：5V基准输入、供电电源12V输入、电源地、2路UART串口通信、2路RS422串口通信、1路CAN总线、1路调试接口、3路PWM互补控制信号、6路舵机反馈保持信号和6路舵机驱动信号；
[0013]导航接口配置为：供电电源6V～36V输入、3.3V基准输出、电源地、3路UART串口通信、2路CAN总线、1路RS232串口通信、1路RS422串口通信、1路SPI串口通信、1路I2C通信、1路USB通信、3路GPIO通用接口、8路ADC输入和4路PWM控制信号。
[0014]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，多源感知测量模块，用于测量得到多源感知信号，并将多源感知信号通过SPI接口或者CAN总线或者串口传送至飞控导航主控中心的主处理器；其中，多源感知信号，包括：角速率信号、加速度信号、磁感应强度信号、气压高度信号、速度信号、导航定位授时信号、姿态信号、距离信号和图像信号。
[0015]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，多源感知测量模块，包括：微惯性陀螺仪、微惯性加速度计、磁强计、气压计、空速管、GNSS模块、光流模块、超声测距模块、单/双目视觉模块和扩展模块；
[0016]微惯性陀螺仪，用于测量并输出角速率信号；
[0017]微惯性加速度计，用于测量并输出加速度信号；
[0018]磁强计，用于测量并输出磁感应强度信号；
[0019]气压计，用于测量并输出气压高度信号；
[0020]空速管，用于测量并输出速度信号；
[0021]GNSS模块，用于测量并输出导航定位授时信号；
[0022]光流模块，用于测量并输出姿态信号；
[0023]超声测距模块，用于测量并输出距离信号；
[0024]单/双目视觉模块，用于测量并输出图像信号；
[0025]扩展模块，用于通过即插即用接口协议扩展其他传感器。
[0026]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，微惯性陀螺仪采用三轴MEMS陀螺仪，微惯性加速度计采用三轴MEMS加速度计，磁强计采用三轴TMR磁强计；其中，三轴是指：X轴、Y轴和Z轴，X轴、Y轴和Z轴遵从“右手定责”分布，且三轴互相正交。
[0027]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，安全监测模块，用于通过微惯性多
源自主GNC飞控导航微系统内置的看门狗模块实时监测各个模块的状态信息和告警信息，并通过串口输出至飞控导航主控中心的主处理器。
[0028]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，执行机构模块，包括：电机调速器和舵机；其中，电机调速器与微小型空天飞行器应用载体的旋翼相匹配；电机调速器的数量N≤8，舵机的数量M≤8。
[0029]在上述微惯性多源自主GNC飞控导航微系统中，通信收发模块，包括：无线数据传输模块、无线图像传输模块和遥控数据传输模块；其中，无线数据传输模块、无本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，包括：飞控导航主控中心、电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块、在线存储模块和带有安装孔的金属壳体；飞控导航主控中心、电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块通过高密度集成方式封装在金属壳体中，金属壳体通过安装孔安装固定在微小型空天飞行器上；其中，高密度集成方式是指：通过金属化TSV实现芯片之间的垂直电信号互联，通过多层RDL实现芯片之间的水平电信号互联，通过IPD进行无源器件集成，采用倒装焊球实现芯片到硅基转接板的电信号互联，并利用POP堆叠封装技术，最终通过功能层之间的互联实现完整的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统功能。2.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，飞控导航主控中心以电性连接的方式与电源管理模块、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块进行通信数据传输；电源管理模块以电性连接的方式为飞控导航主控中心、多源感知测量模块、安全监测模块、执行机构模块、通信收发模块和在线存储模块提供仪表供电信号，为执行机构模块提供动力供电信号。3.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，飞控导航主控中心采用主处理器和辅助处理器的双架构，包括：主处理器、辅助处理器、飞控接口和导航接口；主处理器，用于接收多源感知测量模块、安全监测模块、通信收发模块和在线存储模块输入的各类感知及反馈信息，并开展复杂导航姿态解算和控制率计算，将解算结果传送至辅助处理器；其中，主处理器主频优于250MHz、算力优于300DMIPS、支持浮点运算和多级中断管理、支持复杂导航姿态解算和控制率计算；辅助处理器，用于根据由主处理器传送来的解算结果，形成电机调速器用的电调驱动和PWM控制信号，并输出至执行机构模块；飞控接口配置为：5V基准输入、供电电源12V输入、电源地、2路UART串口通信、2路RS422串口通信、1路CAN总线、1路调试接口、3路PWM互补控制信号、6路舵机反馈保持信号和6路舵机驱动信号；导航接口配置为：供电电源6V～36V输入、3.3V基准输出、电源地、3路UART串口通信、2路CAN总线、1路RS232串口通信、1路RS422串口通信、1路SPI串口通信、1路I2C通信、1路USB通信、3路GPIO通用接口、8路ADC输入和4路PWM控制信号。4.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，多源感知测量模块，用于测量得到多源感知信号，并将多源感知信号通过SPI接口或者CAN总线或者串口传送至飞控导航主控中心的主处理器；其中，多源感知信号，包括：角速率信号、加速度信号、磁感应强度信号、气压高度信号、速度信号、导航定位授时信号、姿态信号、距离信号和图像信号。5.根据权利要求4所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，多源感知测量模块，包括：微惯性陀螺仪、微惯性加速度计、磁强计、气压计、空速管、GNSS模块、光流模块、超声测距模块、单/双目视觉模块和扩展模块；微惯性陀螺仪，用于测量并输出角速率信号；微惯性加速度计，用于测量并输出加速度信号；
磁强计，用于测量并输出磁感应强度信号；气压计，用于测量并输出气压高度信号；空速管，用于测量并输出速度信号；GNSS模块，用于测量并输出导航定位授时信号；光流模块，用于测量并输出姿态信号；超声测距模块，用于测量并输出距离信号；单/双目视觉模块，用于测量并输出图像信号；扩展模块，用于通过即插即用接口协议扩展其他传感器。6.根据权利要求5所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，微惯性陀螺仪采用三轴MEMS陀螺仪，微惯性加速度计采用三轴MEMS加速度计，磁强计采用三轴TMR磁强计；其中，三轴是指：X轴、Y轴和Z轴，X轴、Y轴和Z轴遵从“右手定责”分布，且三轴互相正交。7.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，安全监测模块，用于通过微惯性多源自主GNC飞控导航微系统内置的看门狗模块实时监测各个模块的状态信息和告警信息，并通过串口输出至飞控导航主控中心的主处理器。8.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，执行机构模块，包括：电机调速器和舵机；其中，电机调速器与微小型空天飞行器应用载体的旋翼相匹配；电机调速器的数量N≤8，舵机的数量M≤8。9.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，通信收发模块，包括：无线数据传输模块、无线图像传输模块和遥控数据传输模块；其中，无线数据传输模块、无线图像传输模块和遥控数据传输模块的工作主频范围为：1.4GHz～5.5GHz。10.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，在线存储模块采用黑匣子数据记录仪。11.根据权利要求1所述的微惯性多源自主GNC飞控导航微系统，其特征在于，电源管理模块，用于接收外部6V～36V的输入供电电压，输出12V半桥驱动电压，并通过DC
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DC转换器转换成额定电压，为微惯性多源...

【专利技术属性】
技术研发人员：王巍，孟凡琛，邢朝洋，孙鹏，阚宝玺，姜杰，郭雷，
申请(专利权)人：北京航天控制仪器研究所，
类型：发明
国别省市：