一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置制造方法
【专利摘要】本实用新型涉及一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，解决了电动航模飞行器飞行过程动力系统状态信息未及时记录的问题，其包括电源转换电路101、电压检测电路102、电流检测电路103、油门信号接口电路104、TF卡接口电路106、温度检测电路107、电调接口电路108、转速接口电路109和MCU处理器电路110，通过MCU处理器电路110实现对锂聚合物电池组200电压、电机工作电流、油门开度、无刷电机600温度、航模电调500温度和无刷电机600转速动力系统状态信息的收集，通过TF卡接口电路106实现对实现动力系统状态信息的存储，为动力系统的性能评估与改进提供客观依据。
【专利说明】一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种动力系统状态监测装置，特别涉及一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置。
【背景技术】
[0002]近年来，由无感无刷直流电机提供动力的电动航模飞行器已逐步取代由内燃机驱动的油动航模飞行器，并被广泛应用于航模竞技、航拍等领域。由电机、航模电调、电池组成的动力系统是电动航模飞行器的核心部件，它的性能很大程度上决定了电动航模飞行器的性能与航时，因此如何通过电机、航模电调、电池相互匹配使动力系统达到最佳性能是电动航模飞行器设计一大挑战。
[0003]目前，人们主要通过经验和遥控飞行手感来匹配电动航模飞行器的动力系统，这非常依赖遥控手的经验，难以客观对动力系统的性能进行综合评估。因此需要一种动力系统状态监测装置，以记录电动航模飞行器飞行过程中电机转速、电机温度、航模电调温度、油门开度、电池电压、电机工作电流等动力系统状态信息，为动力系统的性能评估与改进提供客观依据。
实用新型内容
[0004]为了克服电动航模飞行器飞行过程动力系统状态信息未及时记录的不足，本实用新型提供一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置。
[0005]本实用新型所采用的技术方案是:一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其包括电源转换电路101、电压检测电路102、电流检测电路103、油门信号接口电路104,TF卡接口电路106、温度检测电路107、电调接口电路108、转速接口电路109和MCU处理器电路110，所述电源转换电路101 —端与锂聚合物电池组200相连，一端与MCU处理器电路110相连；所述电压检测电路102、电流检测电路103、油门信号接口电路104、温度检测电路107、电调接口电路108和转速接口电路109均与MCU处理器电路110相连，实现动力系统状态信息的收集；所述TF卡接口电路106 —端与TF卡连接，另一端与MCU处理器电路110连接，实现动力系统状态信息的存储。
[0006]还包括USB-UART桥接电路105，所述USB-UART桥接电路105 —端与上位计算机400的USB接口连接，另一端与MCU处理器电路110连接，实现动力系统状态信息的读取。
[0007]所述电源转换电路101包括电源接口 JP1、线性稳压电源芯片Ul和电容C1/C2/C3/C4，所述电源接口 JPl的管脚I与锂聚合物电池组200电压输出端VBAT连接，所述电源接口 JPl的管脚2接地，所述线性稳压电源芯片Ul包括作为输入端的管脚3，作为输出端的管脚I和接地的管脚2，所述线性稳压电源芯片Ul的管脚3与电源接口 JPl的管脚I连接，所述电容C1/C2分别并联在线性稳压电源芯片Ul的管脚3和管脚2之间，所述电容C3/C4分别并联在线性稳压电源芯片Ul的管脚I和管脚2之间。
[0008]所述电压检测电路102包括电阻R1/R2和电容C5，电阻R1/R2串联后一端连接锂聚合物电池组200电压输出端VBAT，另一端接地，电容C5 —端接电阻R1/R2的节点BAT，另一端接地，电压信号BAT与MCU处理器U4的AD采样输入管脚PAO连接。
[0009]所述电流检测电路103包括运算放大器U2、电阻R3/R4/R5/R6、电容C6/C7 ；电阻R4/R3/R5串联后，并联在运算放大器U2的管脚I和管脚3之间，电阻R6并联在运算放大器U2的管脚3和管脚4之间，电阻R4/R3的节点与电调接口电路108的电压输出接口 JP3的管脚2连接，电阻R3/R5的节点接地，电容C6并联在运算放大器U2的管脚I和管脚3之间，运算放大器U2的管脚2接地，电容C7 —端与运算放大器U2的管脚5连接，另一端接地；电源转换电路101通过运算放大器U2的管脚5提供3.3V电源；运算放大器U2的管脚4与MCU处理器U4的AD采样输入管脚PA3连接。
[0010]所述温度检测电路107包括NTC负温度系数电阻R11/R13、电阻R12/R14及电容C11/C12 ;温度检测电路107由电源转换电路101提供3.3V电源；NTC负温度系数电阻R11、电阻R12串联后一端与3.3V电源连接，另一端接地，电容Cll 一端接NTC负温度系数电阻Rll和电阻R12的节点，另一端接地；NTC负温度系数电阻R13、电阻R14串联后一端与3.3V电源连接，另一端接地，电容C12 —端接NTC负温度系数电阻R13和电阻R14的节点，另一端接地；NTC负温度系数电阻Rll与航模电调500连接，NTC负温度系数电阻Rll和电阻R12的节点输出电压信号TMPRl，该电压信号TMPRl与MCU处理器U4的AD采样输入引脚PAl连接；NTC负温度系数电阻R13与无刷电机600连接，NTC负温度系数电阻R13和电阻R14的节点输出电压信号TMPR2，该电压信号TMPR2与MCU处理器U4的AD采样输入引脚PA2连接。
[0011]本实用新型的有益效果是:本实用新型通过MCU处理器电路110实现对锂聚合物电池组200电压、电机工作电流、油门开度、无刷电机600温度、航模电调500温度和无刷电机600转速动力系统状态信息的收集，通过TF卡接口电路106实现对实现动力系统状态信息的存储，为动力系统的性能评估与改进提供客观依据。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]图1是本实用新型的结构框图。
[0013]图2是本实用新型的部分电路连接图。
[0014]图3是本实用新型的电路连接图。
[0015]图4是本实用新型的电路连接图。
【具体实施方式】
[0016]下面结合附图对本实用新型实施例作进一步说明:
[0017]如图1所示，一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其包括电源转换电路101，为动力系统状态监测装置提供电源，所述电源转换电路101 —端与电动多旋翼无人飞行器的锂聚合物电池组200相连，一端与MCU处理器电路110相连；电压检测电路102，用于检测锂聚合物电池组200电压；电流检测电路103，用于电机工作电流检测；油门信号接口电路104，用于油门开度检测；温度检测电路107，用于无刷电机600与航模电调500的温度检测；电调接口电路108，用于对航模电调500油门信号的给定；转速接口电路109，用于无刷电机600转速的检测；所述电压检测电路102、电流检测电路103、油门信号接口电路104、温度检测电路107、电调接口电路108和转速接口电路109均与MCU处理器电路110相连，实现对锂聚合物电池组200电压、电机工作电流、油门开度、无刷电机600温度、航模电调500温度和无刷电机600转速动力系统状态信息的收集，还包括TF卡接口电路106，所述TF卡接口电路106 —端与TF卡连接，另一端与MCU处理器电路110连接，实现动力系统状态信息的存储。
[0018]如图2所示，所述TF卡接口电路106包括TF卡插槽TF_Socket、电阻R7/R8/R9/RlO ；TF卡接口电路106由电源转换电路101提供3.3V电源，通过TF卡插槽TF_Socket的管脚2/管脚3/管脚5/管脚7/管脚10与MCU处理器电路110的SPI总线接口(PA4/PA7/PA5/PA6/PB0管脚)，实现动力系统状态信息的存储，TF卡插槽TF_Socket管脚2通过电阻R7接3.3V电源，管脚3通过电阻R8接3.3V电源，管脚4接3.3V电源；管脚6/管脚9接地；管脚7通过电阻R9接3.3V电源；管脚10通过电阻RlO接3.3V电源。
[0019]如图3、图4所示，还包括USB-UART桥接电路105，包括A型USB接口 USB_F、USB-UART桥接芯片U3和电容C8/C9/C10，其中USB-UART桥接芯片U3采用FTDI公司的FT232R芯片，所述USB-UART桥接电路105通过A型USB接口 USB_ F中的管脚5和管脚6与上位计算机400的USB接口连接，通过USB-UART桥接芯片U3中的管脚I/管脚5和与MCU处理器电路110的UART端口(PA9/PA10管脚)连接，通过MCU处理器电路110 UART通讯接口的UART通讯协议与USB通讯协议的桥接转换，实现上位计算机400对存储的动力系统状态?目息进行读取。
[0020]如图2、图4所示，所述电源转换电路101包括电源接口 JP1、线性稳压电源芯片Ul和电容C1/C2/C3/C4，所述电源接口 JPl为ΧΤ60或T型插头，所述电源接口 JPl的管脚I与锂聚合物电池组200电压输出端VBAT连接，所述电源接口 JPl的管脚2接地，所述线性稳压电源芯片Ul采用德州仪器公司的UA78L05稳压器芯片，其包括作为输入端的管脚3，作为输出端的管脚I和接地的管脚2，所述线性稳压电源芯片Ul的管脚3与电源接口 JPl的管脚I连接，所述电容C1/C2分别并联在线性稳压电源芯片Ul的管脚3和管脚2之间，所述电容C3/C4分别并联在线性稳压电源芯片Ul的管脚I和管脚2之间，所述电容C1/C2/C3/C4均起稳定电压的作用。
[0021]如图2、图4所示，所述电压检测电路102包括电阻R1/R2和电容C5，电阻R1/R2串联后一端连接锂聚合物电池组200电压输出端VBAT，另一端接地，电容C5 —端接电阻Rl/R2的节点ΒΑΤ，另一端接地，R1/R2构成分压电路，将电池电压缩小十分之一，电容C2起滤波作用，电压信号BAT与MCU处理器U4的AD采样输入管脚PAO连接。
[0022]如图2、图4所示，所述电流检测电路103包括运算放大器U2 (ΟΡΑ348)、电阻R3/R4/R5/R6、电容C6/C7 ；电阻R4/R3/R5串联后，并联在运算放大器U2的管脚I和管脚3之间，电阻R6并联在运算放大器U2的管脚3和管脚4之间，电阻R4/R3的节点与电调接口电路108的电压输出接口 JP3的管脚2连接，将电调接口电路108的电流信号转换成电压信号，该电压信号通过由运算放大器U2及相应电阻、电容构成的同相放大电路放大99倍；电阻R3/R5的节点接地，电容C6并联在运算放大器U2的管脚I和管脚3之间，运算放大器U2的管脚2接地，电容C7 —端与运算放大器U2的管脚5连接，另一端接地；电源转换电路101通过运算放大器U2的管脚5提供3.3V电源；运算放大器U2的管脚4与MCU处理器U4的AD采样输入管脚ΡΑ3连接。
[0023]如图2、图4所示，所述油门信号接口电路104由2.54 mm间距三脚排针接插件JP2构成，其中管脚I为油门信号输入端，与MCU处理器U4的定时器2通道3管脚(PB10管脚)连接JP2的管脚3接地。
[0024]如图2、图4所示，所述温度检测电路107包括NTC负温度系数电阻R11/R13、电阻R12/R14及电容C11/C12 ;温度检测电路107由电源转换电路101提供3.3V电源；NTC负温度系数电阻R11、电阻R12串联后一端与3.3V电源连接，另一端接地，电容Cll 一端接NTC负温度系数电阻RlI和电阻R12的节点，另一端接地；NTC负温度系数电阻R13、电阻R14串联后一端与3.3V电源连接，另一端接地，电容C12 —端接NTC负温度系数电阻R13和电阻R14的节点，另一端接地；NTC负温度系数电阻Rll与航模电调500连接，NTC负温度系数电阻Rll将电调温度信号转换成电阻信号，该电阻信号通过由NTC负温度系数电阻R11、电阻R12组成的分压电路转换成电压信号TMPRl，该电压信号TMPRl与MCU处理器U4的AD采样输入引脚PAl连接，实现温度的采样；NTC负温度系数电阻R13与无刷电机600连接，NTC负温度系数电阻R13将电机定子温度信号转换成电阻信号，该电阻信号通过由NTC负温度系数电阻R12、电阻R13组成的分压电路转换成电压信号TMPR2，该电压信号TMPR2与MCU处理器U4的AD采样输入引脚PA2连接，实现温度的采样，电容Cl 1/C12起滤波作用。
[0025]如图2、图4所示，所述电调接口电路108包括电压输出接口 JP3和油门信号输出接口 JP4 ；电压输出接口 JP3采用为XT60或T型插头，其管脚I连接电源转换电路101的电源接口 JPl的管脚1，管脚2连接电流检测电路103的电阻R4/R3的节点；油门信号输出接口 JP4采用2.54mm间距三脚排针，其管脚I连接MCU处理器U4的定时器I通道I管脚(PA8管脚)，管脚3接地。
[0026]如图2、图4所示，所述转速接口电路109包括转速输入接口 JP5组成；转速接口电路109由电源转换电路101提供3.3V电源；转速输入接口 JP5采用2.54mm间距三脚排针，其管脚I连接MCU处理器U4的定时器3通道4管脚(PBl管脚)，管脚2接3.3V电源，管脚3接地。
[0027]如图4所示，MCU处理器电路包括MCU处理器U4、晶体振荡器OSC1、电阻R15、电容C13/C14/C15/C16/C17/C18/C19/C20 ;MCU处理器采用意法半导体公司生产的基于Cortex-M3内核的32位嵌入式微控制器芯片STM32F100C8 ;晶体振荡器OSCl为8MHz有源晶体振荡器；电容C13/C14/C15/C16/C17/C18/C19/C20起稳定电压作用；电阻R15将MCU处理器芯片U4的BOOTO引脚下拉接地，使程序从MCU处理器芯片U4内置的Flash存储器开始运行。
[0028]以上结合附图所描述的实施例仅是本实用新型的优选实施方式，而并非对本实用新型的保护范围的限定，任何基于本实用新型精神所做的改进都理应在本实用新型保护范围之内。
【权利要求】
1.一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其特征在于:其包括其包括电源转换电路(101)、电压检测电路(102 )、电流检测电路(103 )、油门信号接口电路(104 )、丁？卡接口电路(106\温度检测电路(107)、电调接口电路(108\转速接口电路(109)和1⑶处理器电路(110),所述电源转换电路(101)—端与锂聚合物电池组(200)相连，一端与1⑶处理器电路(110)相连；所述电压检测电路(102^电流检测电路(103^油门信号接口电路(104\温度检测电路(107)、电调接口电路(108)和转速接口电路(109)均与1⑶处理器电路(110)相连，实现动力系统状态信息的收集；所述I？卡接口电路(106)—端与I？卡连接，另一端与1⑶处理器电路(110)连接，实现动力系统状态信息的存储。
2.根据权利要求1所述的一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其特征在于:还包括桥接电路(105),所述…桥接电路(105) —端与上位计算机(400 )的…8接口连接，另一端与1⑶处理器电路(110 )连接，实现动力系统状态信息的读取。
3.根据权利要求1所述的一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其特征在于:所述电源转换电路(101)包括电源接口 了？1、线性稳压电源芯片VI和电容￠1/(:2/(:3/04，所述电源接口 了？1的管脚1与锂聚合物电池组(200)电压输出端78八1连接，所述电源接口 了？1的管脚2接地，所述线性稳压电源芯片仍包括作为输入端的管脚3，作为输出端的管脚1和接地的管脚2，所述线性稳压电源芯片VI的管脚3与电源接口 了？1的管脚1连接，所述电容￠:1/(^2分别并联在线性稳压电源芯片VI的管脚3和管脚2之间，所述电容(:3/(?分别并联在线性稳压电源芯片VI的管脚1和管脚2之间。
4.根据权利要求1所述的一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其特征在于:所述电压检测电路(102)包括电阻[/以和电容⑶，电阻[/以串联后一端连接锂聚合物电池组(200)电压输出端78八I，另一端接地，电容⑶一端接电阻81/以的节点8八I，另一端接地，电压信号8八I与1⑶处理器的八0采样输入管脚？八0连接。
5.根据权利要求1所述的一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其特征在于:所述电流检测电路(103)包括运算放大器[2、电阻83/财/阳/册、电容(:6/(:7 ；电阻尺4作3作5串联后，并联在运算放大器似的管脚1和管脚3之间，电阻册并联在运算放大器口2的管脚3和管脚4之间，电阻财作3的节点与电调接口电路(108)的电压输出接口 了？3的管脚2连接，电阻83/阳的节点接地，电容⑶并联在运算放大器的管脚1和管脚3之间，运算放大器的管脚2接地，电容07 —端与运算放大器的管脚5连接，另一端接地；电源转换电路(101)通过运算放大器的管脚5提供3.电源；运算放大器的管脚4与1⑶处理器的仙采样输入管脚？八3连接。
6.根据权利要求1所述的一种用于电动航模飞行器的动力系统状态监测装置，其特征在于:所述温度检测电路(107)包括阶负温度系数电阻町1作13、电阻[2/814及电容011/012 ；温度检测电路(107)由电源转换电路(101)提供3.电源#1(:负温度系数电阻尺11、电阻[2串联后一端与3.电源连接，另一端接地，电容011 —端接负温度系数电阻町1和电阻[2的节点，另一端接地#1(:负温度系数电阻町3、电阻[4串联后一端与3.电源连接，另一端接地，电容012 —端接负温度系数电阻813和电阻[4的节点，另一端接地…扣负温度系数电阻[1与航模电调(500)连接，^10负温度系数电阻811和电阻612的节点输出电压信号預？1？1，该电压信号預？1？1与1⑶处理器口4的仙采样输入引脚？八1连接…扣负温度系数电阻町3与无刷电机(600)连接，^10负温度系数电阻813和电阻614的节点输出电压信号預？1？2，该电压信号預？1？2与1⑶处理器口4的仙采样输入引脚？八2连接。
【文档编号】G05B19/418GK204241944SQ201420727386
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2014年11月28日 优先权日:2014年11月28日
【发明者】徐玉, 刘军, 童长飞 申请人:温州大学