本職務(wù)發(fā)明為一種無人機(jī)彈射架測速裝置，涉及一種用于小型無人機(jī)陸地彈射起飛具有彈射瞬時速度時的測量裝置，尤其具有提示無人機(jī)在彈射架上經(jīng)過滑行后能否達(dá)到安全起飛速度的功能。

背景技術(shù)：

目前，公知的測速方式主要有氣壓測速、無線電測速、GPS衛(wèi)星測速、利用加速度積分測速等。氣壓測速利用空氣動力學(xué)原理適應(yīng)于空速測量，不適應(yīng)于地面測量；無線電測速利用無線電反射原理，對反射面有一定要求，在地面彈射起飛無反射面的情況下，無法進(jìn)行測速；而GPS衛(wèi)星測速是通過定位位置差和時間差進(jìn)行解算，其成本高，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，同時在短距離高速彈射情況下測量誤差大。已公知的專利(專利號CN105043759A)彈射架測速則以加速度積分測速為主，且僅在彈射結(jié)束時獲得速度，在彈射過程無法實(shí)現(xiàn)實(shí)時速度顯示。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：為了實(shí)現(xiàn)無人機(jī)在地面彈射過程中瞬時速度的高精度測量，以及判斷是否達(dá)到安全起飛的速度要求，本職務(wù)發(fā)明提供一種無人機(jī)彈射架瞬時速度測量裝置，該裝置安裝時與被測無人機(jī)無電接觸，利用霍爾元件對磁場變化的感應(yīng)，實(shí)現(xiàn)瞬時速度精確地測量；同時，對最終彈射起飛速度具有警示功能，提示該速度是否達(dá)到安全起飛要求。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種小型無人機(jī)彈射架測速裝置，其特征在于，包括彈射架2、磁鐵4、感應(yīng)電路板3、信息處理顯示盒5和電源適配器6；所述彈射架2與無人機(jī)接觸的平面內(nèi)均布有若干感應(yīng)電路板3，電源適配器6與信息處理顯示盒5相連接；磁鐵4安裝在無人機(jī)下方，當(dāng)磁鐵4在感應(yīng)電路板3感應(yīng)范圍內(nèi)時，感應(yīng)電路板3將信號輸出至信息處理顯示盒5，該信號在磁鐵與感應(yīng)電路板3之間的距離在感應(yīng)距離范圍內(nèi)時，信號輸出為高電平；在磁鐵與感應(yīng)電路板3之間的距離不在感應(yīng)距離范圍內(nèi)時，信號輸出為低電平；信息處理顯示盒5顯示無人機(jī)瞬時速度，同時當(dāng)瞬時速度值大于等于設(shè)置的閾值時，即達(dá)到安全起飛條件時，正常非閃爍顯示瞬時速度。當(dāng)瞬時速度值小于設(shè)置的閾值時，即未達(dá)到安全起飛條件時，閃爍顯示瞬時速度。

本發(fā)明的進(jìn)一步技術(shù)方案是：所述感應(yīng)電路板3將信號輸出至信息處理顯示盒5，該信號在磁鐵與感應(yīng)電路板3之間的距離小于等于0.7mm時，信號輸出為高電平；在磁鐵與感應(yīng)電路板3之間的距離大于0.7mm時，信號輸出為低電平。

本發(fā)明的進(jìn)一步技術(shù)方案是：所述感應(yīng)電路板3包括霍爾元件7、敏感輸出濾波電路8、濾波電路8、電源濾波電路12和外引線焊盤13；霍爾元件7通過電源濾波電路12供電，感應(yīng)來自無人機(jī)上磁鐵的信號，經(jīng)敏感輸出濾波電路8濾波處理后傳入信息處理顯示盒5；霍爾元件7的敏感面朝向無人機(jī)的機(jī)腹，電源濾波電路12輸入端連接對外引線焊盤13中“+5V”輸入端，電源濾波電路12輸出端連接霍爾元件7的引腳1；霍爾元件7的引腳2連接對外引線焊盤13中“地”的焊盤，霍爾元件7，霍爾元件(7)的引腳1為電源供電端，引腳2為電源地，引腳3為信號輸出端。連接敏感輸出濾波電路8的輸入端；敏感輸出濾波電路8的輸出端連接對外引線焊盤13中“輸出”，敏感輸出濾波電路8的電源端連接對外引線焊盤13中“+5V”輸入端，敏感輸出濾波電路8的地端連接對外引線焊盤13中“地”標(biāo)識。

本發(fā)明的進(jìn)一步技術(shù)方案是：所述敏感輸出濾波電路8包括上拉電阻9、濾波電阻10和濾波電容11；上拉電阻9輸入端為敏感輸出濾波電路8的電源端，上拉電阻9輸出端連接濾波電阻10的輸入端，作為敏感輸出濾波電路8的輸入端，濾波電阻10的輸出端連接濾波電容11的輸入端，作為敏感輸出濾波電路8的輸出端，濾波電容11的輸出端作為敏感輸出濾波電路8的地端。濾波電阻10和濾波電容11串聯(lián)組成濾波電路，濾波電阻10連接霍爾元件7的引腳3，濾波電容11連接焊盤13“地”；霍爾元件7的引腳3通過上拉電阻9連接至焊盤13“+5V”；同時通過濾波電阻10和濾波電容11組成的濾波電路，作為敏感輸出濾波電路8輸出的原始信號連接至焊盤13的“輸出”。

本發(fā)明的進(jìn)一步技術(shù)方案是：所述信息處理顯示盒5包括接口24、電源驅(qū)動電路16、信號接收單元20、信號譯碼采集電路21、數(shù)碼管驅(qū)動電路23和數(shù)碼管顯示電路22；所述電源驅(qū)動電路16將來自外部供電+12V.的電壓降壓后分為幾組電壓，分別為信號接收單元20、信號譯碼采集電路21、數(shù)碼管驅(qū)動電路23和數(shù)碼管顯示電路22供電，接口24處接入來自敏感輸出濾波電路8的信號，經(jīng)信號接收單元20轉(zhuǎn)換后傳入信號譯碼采集電路21，經(jīng)信號譯碼采集電路21采集計(jì)算后傳入數(shù)碼管驅(qū)動電路23，經(jīng)數(shù)碼管驅(qū)動電路23以公知不同的驅(qū)動方式后傳入數(shù)碼管顯示電路22。當(dāng)瞬時速度值滿足設(shè)置的閾值時，數(shù)碼管驅(qū)動電路23以公知的正常驅(qū)動方式后傳入數(shù)碼管顯示電路22，數(shù)碼管顯示電路22顯示瞬時速度。而當(dāng)瞬時速度值不滿足設(shè)置的閾值時，數(shù)碼管驅(qū)動電路23以公知的閃爍驅(qū)動方式后傳入數(shù)碼管顯示電路22，數(shù)碼管顯示電路22閃爍顯示瞬時速度。所設(shè)閾值在信號譯碼采集電路21中設(shè)置。

本發(fā)明的進(jìn)一步技術(shù)方案是：所述采集計(jì)算公式為速度＝距離/時間。

發(fā)明效果

本發(fā)明的技術(shù)效果在于：利用小型磁鐵和敏感元件之間的感應(yīng)效應(yīng)，實(shí)現(xiàn)在與被測無人機(jī)不發(fā)生電接觸情況下實(shí)時彈射速度的測量，同時采用了ARM為核心的信號譯碼采集電路，既提高信號計(jì)算的實(shí)時性又簡化了電路縮小了體積。本發(fā)明還可以顯示該速度是否達(dá)到安全起飛要求，結(jié)構(gòu)簡單合理，測量便捷精確，安裝方法簡單可靠，警示準(zhǔn)確，通用性強(qiáng)。

附圖說明

圖1為本裝置結(jié)構(gòu)示意圖、

圖2為感應(yīng)電路板示意圖

圖3為小型磁鐵示意圖

圖4為信號處理顯示盒示意圖

圖5為信號處理顯示盒和感應(yīng)電路板的連接示意圖

圖6為敏感輸出濾波電路示意圖

附圖標(biāo)記說明：

1-無人機(jī)，2-彈射架，3-五個感應(yīng)電路板，4-磁鐵，5-信號處理顯示盒,6.電源適配器,7-霍爾元件，8-敏感輸出濾波電路，9-上拉電阻，10-濾波電阻，11-濾波電容，12-電源濾波電路，13-對外引線焊盤，14-安裝孔。15-磁鐵，16-電源驅(qū)動電路，17-4.3V電源單元，18-5V電源單元，19-3.3V電源單元，20-信號接收電路，21-信號譯碼采集電路，22-數(shù)碼管顯示電路，23-數(shù)碼管驅(qū)動電路，24-接口。25-信號處理顯示盒與感應(yīng)電路板連接電纜。

具體實(shí)施方式

參見圖1-圖6，

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案包括：感應(yīng)電路板、小型磁鐵、信號處理顯示盒、電源適配器。所述的感應(yīng)電路板由敏感元件、電源濾波電路和敏感輸出濾波電路組成。本實(shí)施例中，感應(yīng)電路板有5塊，通過4個Ф2.5安裝孔以填埋方式安裝在彈射架軌道上。同時5塊感應(yīng)電路板，以等距離有規(guī)律地布置在彈射架上，感應(yīng)裝在運(yùn)動無人機(jī)上的磁場變化。所述的敏感元件是該電路板的核心，也是整個裝置的關(guān)鍵所在，選用對磁場變化敏感的霍爾元件。所述的電源濾波電路，為公知的電容濾波對感應(yīng)通信接口傳遞的電源+5V電源信號進(jìn)行濾波，對敏感元件提供工作電壓。

所述敏感輸出濾波電路，對敏感元件的集電極開路輸出進(jìn)行上拉輸出，并通過公知的RC一階低通濾波電路對輸出信號進(jìn)行濾波，輸出原始信號。所述小型磁鐵，其選用的關(guān)鍵必須是永磁鐵。安裝于飛機(jī)機(jī)身底部且磁鐵的N極與機(jī)體接觸，S極與彈射架相對，與感應(yīng)電路板配合使用。當(dāng)小型磁鐵經(jīng)過感應(yīng)電路板時，為了產(chǎn)生有效的信號輸出，兩者距離必須小于0.7mm。所述距離范圍是和磁鐵大小是沒有關(guān)系的，是磁鐵和感應(yīng)電路板之間的上下垂直距離。

所述的信號處理顯示盒，以豎掛方式安裝在彈射架外立面上，由電源驅(qū)動電路、信號接收電路、信號譯碼采集電路、數(shù)碼管驅(qū)動電路和數(shù)碼管顯示電路組成。所述的電源驅(qū)動電路，包括三種工作電壓轉(zhuǎn)換輸出。第一，5V電源單元：利用公知的DC-DC模塊將電源適配器12V電源轉(zhuǎn)換為5V；第二，3.3V電源單元：利用公知的線性電源單元將5V轉(zhuǎn)換為3.3V為信號接收電路和信號譯碼采集電路。第三，4.3V電源單元：通過二極管將一路5V降壓至4.3V為數(shù)碼管驅(qū)動電路供電，從而保證數(shù)碼管的人眼感知識別亮度。所述的信號接收電路，選用公知的電平轉(zhuǎn)換芯片將敏感輸出電路的為5VTTL電平脈沖原始信號轉(zhuǎn)換為3.3VTTL電平感應(yīng)信號。

所述的信號譯碼采集電路，選用公知的ARM處理器單元，感應(yīng)信號(高電平為“1”，低電平為“0”)通過通用GPIO管腳進(jìn)入處理器中斷源。主要完成以下功能：

第一，通過軟件采集，用公知的查詢判決方法識別出不同感應(yīng)電路板輸出,如P1.0端口與第一塊感應(yīng)電路板輸出連接，正常情況下，該端口為“1”，當(dāng)該感應(yīng)電路板輸出有效時，即飛機(jī)機(jī)身磁鐵經(jīng)過該感應(yīng)電路板時，該端口寫入“0”，軟件中斷觸發(fā)；

第二，處理器利用TIM事件功能以0.1毫秒為單位記錄不同感應(yīng)電路板輸出有效的時間差；

第三，根據(jù)當(dāng)前感應(yīng)電路板輸出觸發(fā)時間與前一個感應(yīng)電路板輸出觸發(fā)的時間，以及這兩塊感應(yīng)電路板的距離，實(shí)時計(jì)算運(yùn)動速度；

第四，通過公知的SPI接口與數(shù)碼管驅(qū)動芯片進(jìn)行通信，通過公知的段尋址方式獨(dú)立控制驅(qū)動芯片每個顯示段；

第五，根據(jù)飛機(jī)的氣動特性，設(shè)置安全彈射邊界速度，判斷最終彈射速度是否滿足安全起飛要求。

所述的數(shù)碼管驅(qū)動電路,選用公知的驅(qū)動芯片，以SPI形式接收信號譯碼采集電路指令，第一，通過段尋址方式實(shí)現(xiàn)對五個數(shù)碼管的每個片選，第二，通過對顯示寄存器操作完成0～9數(shù)字的譯碼操作。

所述的數(shù)碼管顯示電路，選用公知的數(shù)碼管，實(shí)時顯示瞬時速度，并以常亮方式顯示最終安全起飛速度，以閃爍方式顯示最終非安全起飛速度。

所述的電源適配器選用公知的220V轉(zhuǎn)12V的電源適配器，提供外部工作電壓。所述的感應(yīng)電路板，由敏感元件、電源濾波電路和敏感輸出濾波電路組成。其中，敏感元件為DN6848，上拉電阻為10KΩ,濾波電阻不大于100Ω，濾波電容不大于0.1uF,電源濾波電路電容不小于10uF，安裝孔為Ф2.5mm。所述的敏感元件為霍爾元件DN6848，其特性是通一定電流的DN6848，當(dāng)外界磁場將作用于敏感元件上時呈現(xiàn)霍爾效應(yīng)，則其兩側(cè)面會出現(xiàn)橫向電位差，并根據(jù)電位差輸出脈沖信號。

所述的電源濾波電路為不小于10uF濾波鉭電容。

所述的敏感輸出濾波電路選用10KΩ上拉電阻對DN6848輸出信號進(jìn)行集電極上拉，同時利用由阻值不大于100Ω的電阻和容值不大于0.1uF濾波電容組成RC一階無源低通濾波器對上拉后的信號進(jìn)行濾波。

感應(yīng)電路板有五塊，每塊長23mm,寬24mm，高1.6mm，通過4個Ф2.5安裝孔以填埋方式安裝在彈射架軌道上。同時5塊感應(yīng)電路板，以100mm的等距離有規(guī)律地布置在彈射架上，感應(yīng)裝在運(yùn)動無人機(jī)上的磁場變化。

所述的小型磁鐵為半徑為5mm的圓形永磁鐵，安裝于飛機(jī)機(jī)身底部且磁鐵的N極與機(jī)體接觸，S極與彈射架相對，與感應(yīng)電路板配合使用。當(dāng)小型磁鐵經(jīng)過感應(yīng)電路板時，為了產(chǎn)生有效的信號輸出，兩者距離必須小于0.7mm。

所述的信號處理顯示盒外形長177mm,寬136mm,高56mm。以豎掛方式安裝在彈射架外立面上。信號處理顯示盒由電源驅(qū)動電路、信號接收電路、信號譯碼采集電路、數(shù)碼管驅(qū)動電路、數(shù)碼管顯示電路和接口組成。4.3V電源單元為正向?qū)妷簽?.6V～0.8V的二極管，5V電源單元為LM2569S單元，3.3V電源單元為TPS76801QDR單元；信號接收電路為SN74ALVC164245芯片；信號譯碼采集電路為STM32F103RET6處理器單元；數(shù)碼管顯示電路為5位8段共陰極；數(shù)碼管驅(qū)動電路為BC7275芯片；接口為DB9插孔連接器。

所述的電源驅(qū)動電路為LM2569S電源單元將外部12V轉(zhuǎn)換為5V為感應(yīng)電路板提供工作電壓，然后經(jīng)TPS76801QDR電源單元將5V轉(zhuǎn)換為3.3V為ARM處理器、信號接收電路提供工作電壓，最后為經(jīng)過二極管IN4001將一路5V降壓至3.5V～4.5V為數(shù)碼管驅(qū)動電路提供工作電壓。

所述的信號接收電路選用公知的SN74ALVC164245電平轉(zhuǎn)換芯片，將感應(yīng)電路板的輸出轉(zhuǎn)換為3.3VTTL電平信號。

所述的信號譯碼采集電路是信號處理顯示盒核心模塊。選用公知的STM32F103RET6處理器單元，五塊感應(yīng)電路板的輸出(高電平為“1”，低電平為“0”)通過五個通用GPIO管腳進(jìn)入處理器中斷源。主要完成以下功能：

第一，通過軟件采集，用公知的查詢判決方法識別出不同感應(yīng)電路板輸出,如P1.0端口與第一塊感應(yīng)電路板輸出連接，正常情況下，該端口為“1”，當(dāng)該感應(yīng)電路板輸出有效時，即飛機(jī)機(jī)身磁鐵經(jīng)過該感應(yīng)電路板時，該端口寫入“0”，軟件中斷觸發(fā)；

第二，處理器利用TIM事件功能以0.1毫秒為單位記錄不同感應(yīng)電路板輸出有效的時間差；

第三，根據(jù)當(dāng)前感應(yīng)電路板輸出觸發(fā)時間與前一個感應(yīng)電路板輸出觸發(fā)的時間，以及這兩塊感應(yīng)電路板的距離，實(shí)時計(jì)算運(yùn)動速度；

第四，通過公知的SPI接口與數(shù)碼管驅(qū)動芯片進(jìn)行通信，通過公知的段尋址方式獨(dú)立控制驅(qū)動芯片每個顯示段；

第五，根據(jù)飛機(jī)的氣動特性，設(shè)置安全彈射邊界速度，判斷最終彈射速度是否滿足安全起飛要求。

所述的數(shù)碼管驅(qū)動電路為BC7275控制5位數(shù)碼管顯示管理，以公知的SPI接口接收信號譯碼采集電路指令，對顯示寄存器通過公知的寄存器操作完成0～9數(shù)字的譯碼。

所述的數(shù)碼管顯示電路為5位8段共陰極數(shù)碼管，接收數(shù)碼管驅(qū)動電路的譯碼，實(shí)時顯示瞬時速度，并以常亮方式顯示最終安全起飛速度，以閃爍方式顯示最終非安全起飛速度。

所述的電源適配器選用公知的220V轉(zhuǎn)12V的電源適配器，為裝置提供外部工作電壓。

五塊感應(yīng)電路板通過線纜和信號處理顯示盒接口DB9插孔連接器連接。連接關(guān)系表一種無人機(jī)彈射架測速裝置，感應(yīng)電路板在彈射架上安裝，飛機(jī)機(jī)身下安裝小型磁鐵。當(dāng)磁鐵S極接觸到感應(yīng)電路板的霍爾元件，感應(yīng)信號有效，并通過感應(yīng)通信接口傳遞給信號處理顯示盒進(jìn)行信號處理顯示感應(yīng)電路板上的霍爾元件敏感面向上，且以固定不變的距離安裝于彈射架上。當(dāng)飛機(jī)機(jī)身底部磁鐵經(jīng)過該霍爾元件時，其兩者距離應(yīng)不大于0.7mm，感應(yīng)信號有效，此時信號處理顯示盒內(nèi)部對應(yīng)發(fā)光二極管由亮便暗。否則感應(yīng)信號無效。機(jī)身安裝的磁鐵應(yīng)N極面與機(jī)身接觸，S極面與彈射架相對。

一種小型無人機(jī)彈射架測速裝置，包括彈射架2、磁鐵4、感應(yīng)電路板3、信息處理顯示盒5、和電源適配器6組成。感應(yīng)電路板3均布填埋位于彈射架2內(nèi)，信息處理顯示盒5通過螺釘安裝在彈射架側(cè)立面上，磁鐵安裝于飛機(jī)底部。所述感應(yīng)電路板通過安裝孔14以豎掛方式安裝在彈射架上，感應(yīng)電路板上設(shè)有霍爾元件7、電源濾波電路12、敏感輸出濾波電路8和對外引線焊盤13。

1.電源濾波電路12輸入端連接對外引線焊盤13中“+5V”,輸出端連接霍爾元件7的引腳1?；魻栐?的引腳2連接對外引線焊盤13中“地”，霍爾元件7引腳3連接敏感輸出濾波電路8的輸入端。敏感輸出濾波電路8的輸出端連接對外引線焊盤13中“輸出”，敏感輸出濾波電路8的電源端連接對外引線焊盤13中“+5V”,敏感輸出濾波電路8的地端連接對外引線焊盤13中“地”。敏感輸出濾波電路8設(shè)有上拉電阻9，濾波電阻10，濾波電容11。上拉電阻9輸入端作為敏感輸出濾波電路8的電源端，輸出端連接濾波電阻10的輸入端作為敏感輸出濾波電路8的輸入端，濾波電阻10的輸出端連接濾波電容11的輸入端作為敏感輸出濾波電路8的輸出端，濾波電容11的輸出端作為敏感輸出濾波電路8的地端。連接關(guān)系見示意圖。無人機(jī)從彈射架起飛依次經(jīng)過第一塊感應(yīng)電路板、第二塊感應(yīng)電路板、第三塊感應(yīng)電路板、第四塊感應(yīng)電路板、第五塊感應(yīng)電路。五塊感應(yīng)電路板對外連接關(guān)系見表1。

表1五塊感應(yīng)電路板對外輸出接口

所述的電源驅(qū)動電路16輸入端通過公知的適配器接口連接電源適配器6的輸出12V。電源驅(qū)動電路16的輸出端電壓4.3V連接數(shù)碼管驅(qū)動電路23的供電端，電壓3.3V連接信號接收電路20的供電端和信號譯碼采集電路21的供電端，電壓+5V通過接口24與五塊感應(yīng)電路板3的對外引線焊盤中13“+5V”連接。

信號接收電路20輸入端通過接口24連接五塊感應(yīng)電路板3的對外引線焊盤中13“輸出”，將感應(yīng)電路板3輸出的5V信號轉(zhuǎn)換為3.3VTTL電平，并將3.3VTTL電平作為輸出連接信號譯碼采集電路21。

信號譯碼采集電路21輸入端接收信號接收電路20的輸出信號3.3VTTL電平，輸出端連接數(shù)碼管驅(qū)動電路23。

數(shù)碼管驅(qū)動電路23輸入端連接信號譯碼采集電路21，輸出端連接數(shù)碼管顯示電路22。

數(shù)碼管顯示電路22輸入端連接信號譯碼采集電路21的輸出，完成顯示功能。

接口24完成信號處理顯示盒和五塊感應(yīng)電路板之間的連接。

本裝置的安裝方法為：

步驟一：在彈射架上安裝五塊感應(yīng)電路板，每塊感應(yīng)電路板之間分布的間距是事先測量固定不變的。

步驟二：在飛機(jī)底部安裝磁鐵，磁鐵應(yīng)N極面與機(jī)身接觸，S極面與彈射架相對，磁鐵經(jīng)過感應(yīng)電路板的霍爾元件時，其兩者距離應(yīng)不大于0.7mm。

步驟三：在彈射架側(cè)立面上，以豎掛方式安裝信號處理顯示盒。

步驟四：利用信號處理顯示盒與感應(yīng)電路板連接電纜將信號處理顯示盒與感應(yīng)電路板連接；

步驟五：利用電源適配器連接信號處理顯示盒和外部市電220V。

根據(jù)彈射架的長度而定，在本專利中由于測量彈射末端速度，因此在距彈射架末端二分之一處開始填埋感應(yīng)電路板，每隔200mm填埋一塊感應(yīng)電路板，一共5塊。彈射架軌道上設(shè)有安裝槽，感應(yīng)電路板通過安裝孔螺釘安裝在里面。