本发明涉及无人直升机设备领域，具体为一种无人直升机电气系统设计方法。
背景技术：
：随着自适应控制技术的发展，无人直升机自适应飞行已经在世界各地展开了广泛的研究，无人直升机具有无人固定翼飞机所不具备的很多优势，具有独特的飞行性能和使用价值，无人直升机飞控系统是一个典型的非线性、强耦合、多变量、多驱动系统，各变量对无人直升机的飞行姿态、飞行方向、飞行高度、飞行速度均有影响，无人直升机飞控系统的稳定边界随着飞行条件变化而发生很大改变，目前，小型无人直升机得到了越来越广泛的应用，各种自主飞行控制系统也多有出现，但电气系统架构不够完善，使用不方便，功能单一。技术实现要素：针对现有技术存在的不足，本发明目的是提供一种无人直升机电气系统设计方法，以解决上述
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中提出的问题,使用时该设计方法为通用型无人直升机电气系统设计方法，可以根据总体需求，进行电气系统设计。为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：一种无人直升机电气系统设计方法，包括电气系统设计方法，所述电气系统设计方法包括电源管理器、备用蓄电池、发电机及整流模块、外部电源、夜航灯、健康管理系统、载荷、数据链通信系统、飞行控制系统、舵控系统和油门舵机，所述电气系统设计方法主要包括电源、输配电、用电设备三个部分，所述电源和输配电两者组合统称为供电系统，所述供电系统的功能是向飞机各用电系统或设备提供满足预定设计要求的电能，包括足够的电容量和可靠的输配电，并保证供电质量符合要求，所述发电机及整流模块将发出的三相交流电经整流器、滤波电容和调压器处理后送到电源管理器主汇流条，电源管理器sspc输出28v直流，其中28v直流为飞行控制系统、数据链通信系统、载荷、舵控系统、油门舵机、健康管理系统、夜航灯进行供电。作为本发明的一种优选实施方式，所述电源包括电源管理器、备用蓄电池、发电机及整流模块和外部电源，所述发电机及整流模块为主电源，所述备用蓄电池为机载锂电池。作为本发明的一种优选实施方式，所述飞行控制系统包括飞行控制计算机、垂直陀螺、惯性测量单元、数字磁场机、大气数据传感器、无线电高度表和gps接收机。作为本发明的一种优选实施方式，所述飞行控制计算机是整机信息处理交换的核心，所述gps接收机将飞机的位置、速度等信息提供给飞行控制计算机，所述惯性测量单元将飞机的姿态信息提供给飞行控制计算机。作为本发明的一种优选实施方式，所述舵控系统包括斜盘舵机1、斜盘舵机2、斜盘舵机3和尾舵机，所述舵控系统采用1拖4设计，所述舵控系统与飞行控制系统采用rs422通信方式，所述舵机系统通过pwm信号对4路舵机进行控制，所述健康管理系统具备信号采集、健康任务管理功能，所述健康管理系统与飞行控制系统采取can总线通信方式，能够实时监测转速、发动机温度和油量剩余等功能。作为本发明的一种优选实施方式，所述电源管理器主要包括发电、变电、配电和应急电源，所述数据链通信系统(8)包括c波段和u波段，所述u波段包括u波天线1和u波天线2，所述c波段包括c波天线1和c波天线2。作为本发明的一种优选实施方式，所述载荷包括光电吊仓、sar、电侦、火控系统和鱼叉，所述健康管理系统(6)包括ecu、转速、温度、液位、发电机启停和灭车功能。本发明的有益效果：本发明的一种无人直升机电气系统设计方法，包括电源管理器；备用蓄电池；发电机及整流模块；外部电源；夜航灯；健康管理系统；载荷；数据链通信系统；飞行控制系统；舵控系统；油门舵机。1.该无人直升机电气系统设计方法为通用型无人直升机电气系统设计方法，可以根据总体需求，进行电气系统设计，在任何飞行状态下系统均应可靠工作，平均故障间隔时间应满足飞机总体要求。2.该无人直升机电气系统设计方法供电特性应满足所有各用电系统的要求；各用电系统的投入，也不应使供电特性超出相关标准或型号详细规范的规定，保障无人机上各系统间的信号传输。3.该无人直升机电气系统设计方法输配电网在主电源发生故障时，保证应急用电设备的供电，输配电网保证无人机在飞行前地面调试或飞行准备状态时能由外部电源供电。附图说明图1为本发明一种无人直升机电气系统设计方法的供配电原理结构示意图；图2为本发明一种无人直升机电气系统设计方法的信号系统的结构示意图；图中：1、电源管理器；2、备用蓄电池；3、发电机及整流模块；4、外部电源；5、夜航灯；6、健康管理系统；7、载荷；8、数据链通信系统；9、飞行控制系统；10、舵控系统；11、油门舵机。具体实施方式为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。请参阅图1和图2，本发明提供一种技术方案：一种无人直升机电气系统设计方法，包括电气系统设计方法，其特征在于：所述电气系统设计方法包括电源管理器1、备用蓄电池2、发电机及整流模块3、外部电源4、夜航灯5、健康管理系统6、载荷7、数据链通信系统8、飞行控制系统9、舵控系统10和油门舵机11，所述电气系统设计方法主要包括电源、输配电、用电设备三个部分，所述电源和输配电两者组合统称为供电系统，所述供电系统的功能是向飞机各用电系统或设备提供满足预定设计要求的电能，包括足够的电容量和可靠的输配电，并保证供电质量符合要求，所述发电机及整流模块3将发出的三相交流电经整流器、滤波电容和调压器处理后送到电源管理器1主汇流条，电源管理器1sspc输出28v直流，其中28v直流为飞行控制系统9、数据链通信系统8、载荷7、舵控系统10、油门舵机11、健康管理系统6、夜航灯5进行供电。用电设备统计表如下：序号用电设备名称设备数量最大功耗(w)平均功耗(w)1飞控控制系统12数据链通信系统13舵控系统34油门舵机15任务载荷系统16健康管理系统1合计表一作为本发明的一种优选实施方式，所述电源包括电源管理器1、备用蓄电池2、发电机及整流模块3和外部电源4，所述发电机及整流模块3为主电源，所述备用蓄电池2为机载锂电池。电源容量分析表-供电负载表如下：表二电源容量分析-负载工作时间统计表如下：表三作为本发明的一种优选实施方式，所述飞行控制系统9包括飞行控制计算机、垂直陀螺、惯性测量单元、数字磁场机、大气数据传感器、无线电高度表和gps接收机。作为本发明的一种优选实施方式，所述飞行控制计算机是整机信息处理交换的核心，所述gps接收机将飞机的位置、速度等信息提供给飞行控制计算机，所述惯性测量单元将飞机的姿态信息提供给飞行控制计算机。作为本发明的一种优选实施方式，所述舵控系统10包括斜盘舵机1、斜盘舵机2、斜盘舵机3和尾舵机，所述舵控系统10采用1拖4设计，所述舵控系统10与飞行控制系统9采用rs422通信方式，所述舵机系统10通过pwm信号对4路舵机进行控制，所述健康管理系统6具备信号采集、健康任务管理功能，所述健康管理系统6与飞行控制系统9采取can总线通信方式，能够实时监测转速、发动机温度和油量剩余等功能。作为本发明的一种优选实施方式，所述电源管理器1主要包括发电、变电、配电和应急电源，所述数据链通信系统8包括c波段和u波段，所述u波段包括u波天线1和u波天线2，所述c波段包括c波天线1和c波天线2。作为本发明的一种优选实施方式，所述载荷7包括光电吊仓、sar、电侦、火控系统和鱼叉，所述健康管理系统6包括ecu、转速、温度、液位、发电机启停和灭车功能。以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点,对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。当前第1页1 2 3
技术特征：1.一种无人直升机电气系统设计方法，包括电气系统设计方法，其特征在于：所述电气系统设计方法包括电源管理器(1)、备用蓄电池(2)、发电机及整流模块(3)、外部电源(4)、夜航灯(5)、健康管理系统(6)、载荷(7)、数据链通信系统(8)、飞行控制系统(9)、舵控系统(10)和油门舵机(11)，所述电气系统设计方法主要包括电源、输配电、用电设备三个部分，所述电源和输配电两者组合统称为供电系统，所述供电系统的功能是向飞机各用电系统或设备提供满足预定设计要求的电能，包括足够的电容量和可靠的输配电，并保证供电质量符合要求，所述发电机及整流模块(3)将发出的三相交流电经整流器、滤波电容和调压器处理后送到电源管理器(1)主汇流条，电源管理器(1)sspc输出28v直流，其中28v直流为飞行控制系统(9)、数据链通信系统(8)、载荷(7)、舵控系统(10)、油门舵机(11)、健康管理系统(6)、夜航灯(5)进行供电。
2.根据权利要求2所述的一种无人直升机电气系统设计方法，其特征在于：所述电源包括电源管理器(1)、备用蓄电池(2)、发电机及整流模块(3)和外部电源(4)，所述发电机及整流模块(3)为主电源，所述备用蓄电池(2)为机载锂电池。
3.根据权利要求1所述的一种无人直升机电气系统设计方法，其特征在于：所述飞行控制系统(9)包括飞行控制计算机、垂直陀螺、惯性测量单元、数字磁场机、大气数据传感器、无线电高度表和gps接收机。
4.根据权利要求1所述的一种无人直升机电气系统设计方法，其特征在于：所述飞行控制计算机是整机信息处理交换的核心，所述gps接收机将飞机的位置、速度等信息提供给飞行控制计算机，所述惯性测量单元将飞机的姿态信息提供给飞行控制计算机。
5.根据权利要求1所述的一种无人直升机电气系统设计方法，其特征在于：所述舵控系统(10)包括斜盘舵机1、斜盘舵机2、斜盘舵机3和尾舵机，所述舵控系统(10)采用1拖4设计，所述舵控系统(10)与飞行控制系统(9)采用rs422通信方式，所述舵机系统(10)通过pwm信号对4路舵机进行控制，所述健康管理系统(6)具备信号采集、健康任务管理功能，所述健康管理系统(6)与飞行控制系统(9)采取can总线通信方式，能够实时监测转速、发动机温度和油量剩余等功能。
6.根据权利要求1所述的一种无人直升机电气系统设计方法，其特征在于：所述电源管理器(1)主要包括发电、变电、配电和应急电源，所述数据链通信系统(8)包括c波段和u波段，所述u波段包括u波天线1和u波天线2，所述c波段包括c波天线1和c波天线2。
7.根据权利要求1所述的一种无人直升机电气系统设计方法，其特征在于：所述载荷(7)包括光电吊仓、sar、电侦、火控系统和鱼叉，所述健康管理系统(6)包括ecu、转速、温度、液位、发电机启停和灭车功能。
技术总结本发明提供一种无人直升机电气系统设计方法，包括电气系统设计方法，所述电气系统设计方法包括电源管理器、备用蓄电池、发电机及整流模块、外部电源、夜航灯、健康管理系统、载荷、数据链通信系统、飞行控制系统、舵控系统和油门舵机，该无人直升机电气系统设计方法为通用型无人直升机电气系统设计方法，可以根据总体需求，进行电气系统设计，在任何飞行状态下系统均应可靠工作，平均故障间隔时间应满足飞机总体要求。
技术研发人员：商智凯;刘涛;李广磊
受保护的技术使用者：航天神舟飞行器有限公司
技术研发日：2020.12.09
技术公布日：2021.03.12
