專利名稱：一種無人飛行器慣性測量模塊的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及無人飛行器控制領(lǐng)域，尤其涉及一種無人飛行器慣性測量模塊。
背景技術(shù)：
現(xiàn)有技術(shù)中，無人飛行器慣性測量模塊的減振措施是在控制模塊的殼體外部敷設(shè)四個(gè)減振墊，以形成四個(gè)支點(diǎn)來支撐整個(gè)控制模塊的外殼體。減振墊設(shè)置在無人飛行器慣性測量模塊的外部，這種結(jié)構(gòu)存在以下缺陷(I)減振墊需要安裝在一個(gè)平臺上，導(dǎo)致整個(gè)控制模塊體積和重量增大，進(jìn)而增加了飛機(jī)的無效負(fù)載，而且安裝不方便；(2)減振墊外露，會導(dǎo)致減振墊損毀的幾率，從而影響無人飛行器慣性測量模塊的使用壽命；(3)主控連接線會影響系統(tǒng)的減振效果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題在于，針對現(xiàn)有技術(shù)中無人飛行器慣性測量模塊由于減振墊外置導(dǎo)致存在慣性測量模塊體積龐大、減振效果不佳的缺陷，提供一種無人飛行器慣性測量模塊，能夠很好解決上述問題。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是構(gòu)造一種無人飛行器慣性測量模塊，包括殼體組件、傳感組件以及減振器，所述傳感組件與所述減振器內(nèi)置于所述殼體組件，所述減振器包括用于緩沖振動的第一減振墊；所述傳感組件包括第一電路板、第二電路板、以及信號連接所述第一電路板與所述第二電路板的柔性信號線，所述第二電路板上固定設(shè)置有慣性傳感器，所述第一電路板固定在所述殼體組件上；還包括用于增大質(zhì)量的增重塊，所述第二電路板、所述增重塊、所述第一減振墊以及所述第一電路板依次粘結(jié)形成的整體卡接于所述殼體組件內(nèi)。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，進(jìn)一步的，所述減振器還包括第二減振墊，所述第二減振墊粘結(jié)固定在所述第二電路板上且抵接于所述殼體組件的內(nèi)壁。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，優(yōu)選的，所述第二減振墊與所述第二電路板之間的粘結(jié)面積S2的范圍為12. 6-50. 2mm2。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，優(yōu)選的，所述增重塊的重量為lg_30g。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，優(yōu)選的，所述第一減振墊與所述第二電路板之間的粘結(jié)面積S1的范圍為12. 6-50. 2mm2。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，具體的，所述殼體組件包括相互配合鎖緊的第一殼體以及第二殼體。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，具體的，所述第二電路板固定設(shè)置在一支撐片上，所述支撐片與所述增重塊粘結(jié)固定。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，優(yōu)選的，所述慣性傳感器包括用于檢測角速度信號的陀螺儀以及用于檢測加速度信號的加速度計(jì)，所述角速度信號與所述加速度信號通過所述柔性信號線傳送至所述第一電路板中。
本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，具體的，所述第一電路板上固定設(shè)置有電源、存儲器、處理器以及電路模塊。本發(fā)明一種無人飛行器慣性測量模塊，具體的，所述傳感組件還包括信號輸入接口端子以及信號輸出接口端子，所述信號輸入接口端子和所述信號輸出接口端子通過接口信號連接至所述第一電路板上；所述殼體組件形成兩端敞口的內(nèi)腔室，所述信號輸入接口端子與所述信號輸出接口端子內(nèi)置于所述內(nèi)腔室且分別卡接于所述內(nèi)腔室的兩端。本發(fā)明可達(dá)到以下有益效果將慣性傳感器等對振動性能要求高的元器件集成在第二電路板上，通過設(shè)置減振器來改善慣性測量模塊的振動特性，使慣性測量模塊的固有機(jī)械振動頻率遠(yuǎn)低于飛行器所產(chǎn)生的各種與運(yùn)動不相關(guān)的振動頻率；通過設(shè)置第一減振墊，使無人飛行器對慣性傳感器產(chǎn)生的振動迅速衰減，當(dāng)無人飛行器產(chǎn)生50HZ以上的頻率時(shí)，使用減振器后慣性傳感器受到的振動衰減至未使用減振墊時(shí)的振動的30%以下，極大減小無人飛行器的工作振動頻率對慣性傳感器的影響，提高慣性傳感器測量的穩(wěn)定性；而且大幅度縮小慣性測量模塊的體積和重量，擴(kuò)大了無人飛行器的載荷空間。


下面將結(jié)合附圖及實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步說明，附圖中圖I是本發(fā)明實(shí)施例提供的無人飛行器慣性測量模塊的組裝結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的無人飛行器慣性測量模塊去掉殼體組件的結(jié)構(gòu)示意圖一；圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的無人飛行器慣性測量模塊去掉殼體組件的結(jié)構(gòu)示意圖二 ；圖4是本發(fā)明實(shí)施例提供的無人飛行器慣性測量模塊的爆炸結(jié)構(gòu)示意圖一；圖5是本發(fā)明實(shí)施例提供的無人飛行器慣性測量模塊的爆炸結(jié)構(gòu)示意圖二；附圖標(biāo)號說明I、第一電路板2、粘膠層3、第一減振墊4、粘膠層5、增重塊6、第二電路板7、柔性信號線8、粘膠層9、第二減振墊10、粘膠層11、信號輸入接口端子12、信號輸出接口端子13、第一殼體14、第二殼體
具體實(shí)施例方式為了對本發(fā)明的技術(shù)特征、目的和效果有更加清楚的理解，現(xiàn)對照附圖詳細(xì)說明本發(fā)明的具體實(shí)施方式
。劇烈的隨機(jī)振動是捷聯(lián)慣導(dǎo)模塊在運(yùn)行中面臨的主要力學(xué)環(huán)境，振動引起慣性測量模塊性能不穩(wěn)定或電子元器件損壞，對慣性測量模塊穩(wěn)定性影響極大。為了減小無人飛行器劇烈隨機(jī)振動引起電路板上元器件損壞或慣性傳感器性能不穩(wěn)定，一方面改變殼體組件內(nèi)的各部件連接結(jié)構(gòu)，強(qiáng)化各部件之間的連接剛度，另一方面要以減振器為阻尼介質(zhì)，將慣性測量模塊彈性連接到無人飛行器上，以降低無人飛行器振動對慣性傳感器的影響。減振模式的選取不僅影響著慣導(dǎo)系統(tǒng)的減振性能，而且也影響著系統(tǒng)的測量精度，本發(fā)明從改良減振器和合理化減振力學(xué)結(jié)構(gòu)兩個(gè)方面著手，提高微型慣性測量模塊的性能。如圖I、圖2、圖3所示，為本發(fā)明提供的一個(gè)實(shí)施例，一種無人飛行器慣性測量模塊，包括殼體組件、傳感組件以及減振器。如圖I、圖4、圖5所示，殼體組件構(gòu)成兩端敞口的內(nèi)腔室，傳感組件與減振器內(nèi)置于該內(nèi)腔室。如圖4、圖5所示，傳感組件包括第一電路板
I、第二電路板6、以及連接第一電路板I與第二電路板6的柔性信號線7，柔性信號線7將第二電路板6上傳感器檢測到的各類信號傳輸至第一電路板I中。第二電路板6上固定設(shè)置有慣性傳感器、電源等元器件，將慣性傳感器等對振動性能要求高的元器件集成在第二電路板6上，便于通過對第二電路板6進(jìn)行減振來達(dá)到對慣性傳感器減振的目的，以提高慣性傳感器測量的穩(wěn)定性。為了便于為第二電路板6提供減振，作為優(yōu)選，第二電路板6為柔 性的電路板。為了保護(hù)慣性傳感器，降低無人飛行器振動對慣性傳感器的影響，如圖4、圖5所示，減振器包括用于緩沖振動的第一減振墊3，通過第一減振墊3對傳感組件進(jìn)行緩沖減振，第一減振墊3的大小尺寸、密度、材質(zhì)以及與傳感組件的粘結(jié)面積均對減振性能有較大影響。作為優(yōu)選，第一電路板I通過卡接、螺接、鉚接、焊接或粘結(jié)固定在殼體組件上。慣
性測量模塊中，固有頻率4其中K為彈性系數(shù)，M為質(zhì)量，可知質(zhì)量M越大則固
2π \ M ^
有頻率fn越?。粸榱耸构逃蓄l率遠(yuǎn)離無人飛行器的工作頻率，即50HZ-200HZ，則應(yīng)使固有頻率fn盡可能小，結(jié)合上述公式可知，則應(yīng)增大質(zhì)量M或減小彈性系數(shù)K，彈性系數(shù)K受到減振器的材料以及粘結(jié)面積的影響，當(dāng)彈性系數(shù)K為一定值時(shí)，需通過增大質(zhì)量M來減小固有頻率fn。為了增大質(zhì)量M，如圖4、圖5所示，本實(shí)施例還包括用于增大質(zhì)量的增重塊5，其作用一方面能夠減小慣性測量模塊的固有頻率，另一方面為第二電路板6的定位提供支撐，使各部件連接牢固。如圖4、圖5所示，第二電路板6粘結(jié)固定在增重塊5的一側(cè)面上，增重塊5的相對面通過粘膠層4粘結(jié)固定設(shè)置有第一減振墊3上，第一減振墊3通過粘膠層2粘結(jié)定位在第一電路板I上，第一電路板I上卡接固定在殼體組件內(nèi)。即第二電路板
6、增重塊5、第一減振墊3以及第一電路板I依次粘結(jié)形成的整體卡接于殼體組件內(nèi)。具體地，作為本發(fā)明的一實(shí)施例，減振器的材料為一種特殊的減振材料，具有非常好的彈性性能，能夠達(dá)到以下有益效果通過設(shè)置該減振器，無人飛行器對慣性傳感器造成的振動能夠迅速衰減，當(dāng)無人飛行器產(chǎn)生50HZ以上的頻率時(shí)，使用減振器后慣性傳感器受到的振動衰減至未使用減振墊時(shí)的振動的30%以下，極大減小無人飛行器的工作振動頻率對慣性傳感器的影響，提高慣性傳感器測量的穩(wěn)定性。在上述技術(shù)方案的基礎(chǔ)上，為了進(jìn)一步對慣性傳感器進(jìn)行減振，讓柔性的第二電路板6的兩個(gè)相對面均能緩沖減振，如圖4、圖5所示，減振器還包括第二減振墊9，第二減振墊9粘結(jié)固定在第二電路板6上且抵接于殼體組件的內(nèi)壁，第二減振墊9與第一減振墊3分別位于第二電路板6的兩側(cè)，兩個(gè)減振墊能夠從不同方向均衡吸收無人飛行器帶來的強(qiáng)迫振動，無人飛行器在空中翻轉(zhuǎn)、轉(zhuǎn)彎、上升或降落過程中，第二電路板6上的慣性傳感器均能得到較好地保護(hù)，減振效果更佳。進(jìn)一步的，如圖4所示，第二減振墊9呈中空的方形體，方形體的長度范圍為13-20mm，寬度范圍為13_20mm，厚度范圍3_4mm?？梢岳斫?，第二減振墊9的中空部的形狀不局限于圖4中所示的方形，也可以為圓形、橢圓形、棱形、梅花形或者其他規(guī)則形狀。優(yōu)選
的，該中空部的形狀呈
權(quán)利要求
1.一種無人飛行器慣性測量模塊，包括殼體組件、傳感組件以及減振器，所述傳感組件與所述減振器內(nèi)置于所述殼體組件，其特征在于 所述減振器包括用于緩沖振動的第一減振墊(3)； 所述傳感組件包括第一電路板(I)、第二電路板出)、以及信號連接所述第一電路板(I)與所述第二電路板(6)的柔性信號線(7)，所述第二電路板(6)上固定設(shè)置有慣性傳感器，所述第一電路板(I)固定在所述殼體組件上； 還包括用于增大質(zhì)量的增重塊(5)，所述第二電路板￠)、所述增重塊(5)、所述第一減振墊(3)以及所述第一電路板(I)依次粘結(jié)形成的整體卡接于所述殼體組件內(nèi)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述減振器還包括第二減振墊(9)，所述第二減振墊(9)粘結(jié)固定在所述第二電路板(6)上且抵接于所述殼體組件的內(nèi)壁。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述第二減振墊(9)與所述第二電路板(6)之間的粘結(jié)面積S2的范圍為12. 6-50. 2mm2。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述增重塊(5)的重量為 lg_30g。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述第一減振墊(3)與所述第二電路板(6)之間的粘結(jié)面積S1的范圍為12. 6-50. 2mm2。
6.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述殼體組件包括相互配合鎖緊的第一殼體(13)以及第二殼體(14)。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述第二電路板(6)固定設(shè)置在一支撐片上，所述支撐片與所述增重塊(5)粘結(jié)固定。
8.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述慣性傳感器包括用于檢測角速度信號的陀螺儀以及用于檢測加速度信號的加速度計(jì)，所述角速度信號與所述加速度信號通過所述柔性信號線(7)傳送至所述第一電路板(I)中。
9.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述第一電路板(I)上固定設(shè)置有電源、存儲器、處理器以及電路模塊。
10.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人飛行器慣性測量模塊，其特征在于，所述傳感組件還包括信號輸入接口端子(11)以及信號輸出接口端子(12)，所述信號輸入接口端子(11)和所述信號輸出接口端子(12)通過接口信號連接至所述第一電路板(I)上；所述殼體組件形成兩端敞口的內(nèi)腔室，所述信號輸入接口端子(11)與所述信號輸出接口端子(12)內(nèi)置于所述內(nèi)腔室且分別卡接于所述內(nèi)腔室的兩端。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種無人飛行器慣性測量模塊，包括殼體組件、傳感組件以及減振器，減振器包括第一減振墊，傳感組件包括第一電路板、第二電路板、以及連接第一電路板與第二電路板的柔性信號線，第二電路板上固定有慣性傳感器，第一電路板固定在殼體組件上；還包括增重塊，第二電路板、增重塊、第一減振墊以及第一電路板依次粘結(jié)形成的整體卡接于殼體組件內(nèi)。本發(fā)明將慣性傳感器等對振動性能要求高的元器件集成在第二電路板上，通過設(shè)置第一減振墊，使得慣性傳感器受到的振動衰減至未使用減振墊時(shí)的振動的30％以下，極大減小無人飛行器的工作振動頻率對慣性傳感器的影響，提高慣性傳感器測量的穩(wěn)定性。
文檔編號G01C21/24GK102980584SQ20111026058
公開日2013年3月20日 申請日期2011年9月2日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月2日
發(fā)明者汪滔, 趙濤 申請人:深圳市大疆創(chuàng)新科技有限公司