專利名稱：用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板和模型飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種電路板和模型飛機(jī)，特別是涉及一種適用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板以及包括所述電路板的模型飛機(jī)。
背景技術(shù)：
目前的模型飛機(jī)普遍都將射頻芯片和控制芯片等設(shè)置于一線路板上，同時(shí)將控制馬達(dá)的馬達(dá)調(diào)速器設(shè)置于另外的一個(gè)線路板上。而且所述兩個(gè)線路板上的各個(gè)器件之間需要通過導(dǎo)線等相互連接，從而實(shí)現(xiàn)電連接，但是由于兩個(gè)線路板上均具有多個(gè)器件，所以勢(shì)必會(huì)導(dǎo)致線路混亂，并導(dǎo)致了重量更重，而且成本更高，此外由于線路的復(fù)雜程度也會(huì)導(dǎo)致飛行狀態(tài)控制的可靠性更低，元器件
穩(wěn)定性更差等。

實(shí)用新型內(nèi)容本實(shí)用新型要解決的技術(shù)問題是為了克服現(xiàn)有技術(shù)的模型飛機(jī)的飛行控制中馬達(dá)調(diào)速器和微控制器等單元分開設(shè)置所導(dǎo)致的線路復(fù)雜、成本高和可靠性差的缺陷，提供一種用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板和模型飛機(jī)，通過優(yōu)化集成馬達(dá)調(diào)速器和微控制器等單元于同一線路板，從而簡(jiǎn)化了電路板的線路設(shè)計(jì)，提高了飛行狀態(tài)控制的可靠性。本實(shí)用新型是通過下述技術(shù)方案來解決上述技術(shù)問題的:本實(shí)用新型提供了一種用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板，其特點(diǎn)是所述電路板包括一線路板，所述線路板上設(shè)置有一微控制器、一傳感單元、一射頻單元、一個(gè)或多個(gè)舵機(jī)接口、一個(gè)或多個(gè)馬達(dá)調(diào)速器、一過流保護(hù)單元以及一欠壓檢測(cè)單元；其中所述過流保護(hù)單元用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器中的電流大小，所述欠壓檢測(cè)單元用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓大小，所述微控制器用于根據(jù)所述過流保護(hù)單元檢測(cè)的電流和所述欠壓檢測(cè)單元檢測(cè)的電壓控制所述馬達(dá)調(diào)速器；所述舵機(jī)接口用于連接舵機(jī)，所述射頻單元用于接收外部的控制數(shù)據(jù)，所述傳感單元用于檢測(cè)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)，所述微控制器還用于基于所述控制數(shù)據(jù)和飛行狀態(tài)控制所述馬達(dá)調(diào)速器并通過所述舵機(jī)接口控制所述舵機(jī)。較佳地，所述過流保護(hù)單元還用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器中的電流是否超過一第一電流閾值，所述欠壓檢測(cè)單元還用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓是否小于一電壓閾值；當(dāng)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓小于所述電壓閾值和/或所述馬達(dá)調(diào)速器的電流大于所述第一電流閾值時(shí)，所述微控制器控制調(diào)節(jié)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓和電流。較佳地，所述線路板上還設(shè)置有一電流保護(hù)單元和一過放保護(hù)單元；其中所述電流保護(hù)單元用于防止所述模型飛機(jī)的電池輸出的電流超一第二電流閾值，所述過放保護(hù)單元用于防止所述模型飛機(jī)的電池過放。較佳地，所述微控制器通過RS232與所述馬達(dá)調(diào)速器電連接。較佳地，所述微控制器通過脈寬調(diào)制信號(hào)或脈沖信號(hào)控制所述馬達(dá)調(diào)速器。[0014]較佳地，所述射頻單元通過SPI接口與所述微控制器電連接。較佳地，所述傳感單元通過I2C總線與所述微控制器電連接。較佳地，所述射頻單元的工作頻率為2.4GHz或5.8GHz。較佳地，所述馬達(dá)調(diào)速器為無刷馬達(dá)調(diào)速器。本實(shí)用新型還提供了一種模型飛機(jī)，其特點(diǎn)是所述模型飛機(jī)包括如權(quán)利要求1-9中任一項(xiàng)所述的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板。本實(shí)用新型的積極進(jìn)步效果在于:本實(shí)用新型的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板還優(yōu)化集成馬達(dá)調(diào)速器和微控制器等單元于同一線路板，從而降低了模型飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的復(fù)雜度，進(jìn)而優(yōu)化了模型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)。此外本實(shí)用新型的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板還優(yōu)化了電路板在模型飛機(jī)中的空間使用率，簡(jiǎn)化了設(shè)計(jì)電路，減輕了重量并降低成本。

圖1為本實(shí)用新型的電路板的第一實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為本實(shí)用新型的電路板的第一實(shí)施例的電路結(jié)構(gòu)示意圖。圖3為本實(shí)用新型的電路板的第二實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施方式
以下結(jié)合附圖給出本實(shí)用新型較佳實(shí)施例，以詳細(xì)說明本實(shí)用新型的技術(shù)方案。第一實(shí)施例:如圖1所示，本實(shí)施例的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板包括一線路板1、一微控制器2、一傳感單元3、一射頻單元4、2個(gè)舵機(jī)接口 5a和5b、2個(gè)馬達(dá)調(diào)速器6a和6b、一過流保護(hù)單元7以及一欠壓檢測(cè)單元8。其中所述微控制器2、傳感單元3、射頻單元4、2個(gè)舵機(jī)接口 5a和5b、2個(gè)馬達(dá)調(diào)速器6a和6b、過流保護(hù)單元7以及欠壓檢測(cè)單元8均設(shè)置于所述線路板I上。所述過流保護(hù)單元7用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b中的電流大小。并且所述過流保護(hù)單元7還檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b中的電流是否超過一第一電流閾值Im。所述欠壓檢測(cè)單元8用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電壓大小。所述欠壓檢測(cè)單元8還檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電壓是否小于一電壓閾值U。如圖2所示，所述微控制器2通過RS232 (推薦標(biāo)準(zhǔn)232總線)與所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b電連接，所述微控制器2根據(jù)所述過流保護(hù)單元7檢測(cè)的電流和所述欠壓檢測(cè)單元8檢測(cè)的電壓控制所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b。其中所述微控制器2通過脈寬調(diào)制信號(hào)或脈沖信號(hào)控制所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b。而且當(dāng)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電壓小于所述電壓閾值U和/或所述馬達(dá)調(diào)速器的電流大于所述第一電流閾值Im時(shí)，所述微控制器2控制調(diào)節(jié)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b上的電壓和電流。從而防止所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b中的電流過大對(duì)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的損毀。此外本實(shí)施例中所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b為無刷馬達(dá)調(diào)速器。而且用戶還可以根據(jù)模型飛機(jī)的設(shè)計(jì)需要和要求采用有刷馬達(dá)調(diào)速器等馬達(dá)調(diào)速器。如圖2所示，所述舵機(jī)接口 5a和5b用于連接外部的舵機(jī)。從而所述微控制器2可以通過所述舵機(jī)接口 5a和5b控制所述外部的舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)。而且通過采用所述舵機(jī)接口的方式，便于用戶對(duì)模型飛機(jī)的舵機(jī)和線路板上的器件的更換和維修。所述射頻單元4接收外部的控制數(shù)據(jù)。所述射頻單元通過SPI接口(SerialPeripheral Interface串行外圍設(shè)備接口 )將所述控制數(shù)據(jù)發(fā)送至所述微控制器2中。其中本實(shí)施例中所述射頻單元的工作頻率為2.4GHz或5.8GHz。所述傳感單元3檢測(cè)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)，而且所述傳感單元3通過I2C總線(Inter-1ntegrated Circuit內(nèi)集成電路串行總線)將模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)發(fā)送至所述微控制器2中。所述微控制器2還基于所述控制數(shù)據(jù)和飛行狀態(tài)控制所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b并通過所述舵機(jī)接口 5a和5b控制所述舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)，從而改變模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)。本實(shí)施例的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板的工作原理如下:首先所述射頻單元4接收外部的控制數(shù)據(jù)，例如用戶對(duì)模型飛機(jī)的控制數(shù)據(jù)。同時(shí)所述傳感單元3檢測(cè)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)，例如模型飛機(jī)的飛行姿態(tài)和飛行速度等。然后所述微控制器2基于所述控制數(shù)據(jù)和所述模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)通過馬達(dá)調(diào)速器6a和6b調(diào)節(jié)馬達(dá)的轉(zhuǎn)速，并且還通過所述舵機(jī)接口 5a和5b調(diào)節(jié)舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而調(diào)節(jié)所述模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)。其中所述過流保護(hù)單元7和欠壓檢測(cè)單元8始終檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電流和電壓，當(dāng)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電流超過所述第一電流閾值Im和/或電壓小于所述電壓閾值U時(shí)，所述微控制器2控制調(diào)節(jié)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b上的電壓和電流。第二實(shí)施例:如圖3所示，本實(shí)施例的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板與第一實(shí)施例中的電路板的區(qū)別在于:本實(shí)施例的電路板中還包括一電流保護(hù)單元9和一過放保護(hù)單元10，其中所述電流保護(hù)單元9和過放保護(hù)單元10也設(shè)置于所述線路板I上。而且所述電流保護(hù)單元9用于防止所述模型飛機(jī)的電池輸出的電流超過一第二電流閾值lb。本實(shí)施例中當(dāng)所述電池輸出電流超過一第二電流閾值Ib時(shí)，所述電流保護(hù)單元9控制調(diào)節(jié)所述電池的輸出電流的大小，從而使得所述電池輸出電流始終小于所述第二電流閾值Ib，從而防止電池輸出的過電流對(duì)線路板I上的器件的損害。所述過放保護(hù)單元10用于防止所述模型飛機(jī)的電池過放，即保護(hù)電池過放電導(dǎo)致的電池的損害。本實(shí)施例中所述過放保護(hù)單元10始終控制調(diào)節(jié)所述電池的放電狀態(tài)，進(jìn)而防止電池過放。本實(shí)施例的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板工作原理如下:首先所述射頻單元4接收外部的控制數(shù)據(jù)，例如用戶對(duì)模型飛機(jī)的控制數(shù)據(jù)。同時(shí)所述傳感單元3檢測(cè)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)，例如模型飛機(jī)的飛行姿態(tài)和飛行速度等。然后所述微控制器2基于所述控制數(shù)據(jù)和所述模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)通過馬達(dá)調(diào)速器6a和6b調(diào)節(jié)馬達(dá)的轉(zhuǎn)速，并且還通過所述舵機(jī)接口 5a和5b調(diào)節(jié)舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而調(diào)節(jié)所述模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)。[0050]其中所述過流保護(hù)單元7和欠壓檢測(cè)單元8始終檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電流和電壓，當(dāng)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b的電流超過所述第一電流閾值Im和/或電壓小于所述電壓閾值U時(shí)，所述微控制器2控制調(diào)節(jié)所述馬達(dá)調(diào)速器6a和6b上的電壓和電流。而且所述電流保護(hù)單元9檢測(cè)所述模型飛機(jī)的電池提供該線路板的電流是否超過所述第二電流閾值Ib，并相應(yīng)地控制調(diào)整所述電池輸出的電流，使得電池輸出的電流始終小于所述第二電流閾值Ib。與此同時(shí)所述過放保護(hù)單元10始終監(jiān)測(cè)所述電池放電狀態(tài)，并在電池放凈電能時(shí)，停止電池輸出電流，從而防止電池過放電。第三實(shí)施例:本實(shí)施例的模型飛機(jī)包括第一實(shí)施例或第二實(shí)施例中的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板。本實(shí)施例的模型飛機(jī)采用所述電路板控制模型飛機(jī)的舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)和馬達(dá)的轉(zhuǎn)速，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)的控制。雖然以上描述了本實(shí)用新型的具體實(shí)施方式
，但是本領(lǐng)域的技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，這些僅是舉例說明，本實(shí)用新型的保護(hù)范圍是由所附權(quán)利要求書限定的。本領(lǐng)域的技術(shù)人員在不背離本實(shí)用新型的原理和實(shí)質(zhì)的前提下，可以對(duì)這些實(shí)施方式做出多種變更或修改，但這些變更和修改均落入本實(shí)用新型的保護(hù)范圍。
權(quán)利要求1.一種用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板，其特征在于，所述電路板包括一線路板，所述線路板上設(shè)置有一微控制器、一傳感單元、一射頻單元、一個(gè)或多個(gè)舵機(jī)接口、一個(gè)或多個(gè)馬達(dá)調(diào)速器、一過流保護(hù)單元以及一欠壓檢測(cè)單元； 其中所述過流保護(hù)單元用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器中的電流大小，所述欠壓檢測(cè)單元用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓大小，所述微控制器用于根據(jù)所述過流保護(hù)單元檢測(cè)的電流和所述欠壓檢測(cè)單元檢測(cè)的電壓控制所述馬達(dá)調(diào)速器； 所述舵機(jī)接口用于連接舵機(jī)，所述射頻單元用于接收外部的控制數(shù)據(jù)，所述傳感單元用于檢測(cè)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)，所述微控制器還用于基于所述控制數(shù)據(jù)和飛行狀態(tài)控制所述馬達(dá)調(diào)速器并通過所述舵機(jī)接口控制所述舵機(jī)。
2.如權(quán)利要求1所述的電路板，其特征在于，所述過流保護(hù)單元還為用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器中的電流是否超過一第一電流閾值的過流保護(hù)單元，所述欠壓檢測(cè)單元還為用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓是否小于一電壓閾值的欠壓檢測(cè)單元； 當(dāng)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓小于所述電壓閾值和/或所述馬達(dá)調(diào)速器的電流大于所述第一電流閾值時(shí)，所述微控制器控制調(diào)節(jié)所述馬達(dá)調(diào)速器的電壓和電流。
3.如權(quán)利要求1或2所述的電路板，其特征在于，所述線路板上還設(shè)置有一電流保護(hù)單元和一過放保護(hù)單元；其中所述電流保護(hù)單元用于防止所述模型飛機(jī)的電池輸出的電流超一第二電流閾值，所述過放保護(hù)單元用于防止所述模型飛機(jī)的電池過放。
4.如權(quán)利要求3所述的電路板，其特征在于，所述微控制器通過RS232與所述馬達(dá)調(diào)速器電連接。
5.如權(quán)利要求4所述的電路板，其特征在于，所述微控制器通過脈寬調(diào)制信號(hào)或脈沖信號(hào)控制所述馬達(dá)調(diào)速器。
6.如權(quán)利要求3所述的電路板，其特征在于，所述射頻單元通過SPI接口與所述微控制器電連接。
7.如權(quán)利要求3所述的電路板，其特征在于，所述傳感單元通過I2C總線與所述微控制器電連接。
8.如權(quán)利要求3所述的電路板，其特征在于，所述射頻單元的工作頻率為2.4GHz或5.8GHz。
9.如權(quán)利要求3所述的電路板，其特征在于，所述馬達(dá)調(diào)速器為無刷馬達(dá)調(diào)速器。
10.一種模型飛機(jī)，其特征在于，所述模型飛機(jī)包括如權(quán)利要求1-9中任一項(xiàng)所述的用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種用于模型飛機(jī)的飛行控制的電路板和模型飛機(jī)，包括一線路板，其上設(shè)置有一微控制器、一傳感單元、一射頻單元、一個(gè)或多個(gè)舵機(jī)接口、一個(gè)或多個(gè)馬達(dá)調(diào)速器、一過流保護(hù)單元和一欠壓檢測(cè)單元；其中所述過流保護(hù)單元和所述欠壓檢測(cè)單元分別用于檢測(cè)所述馬達(dá)調(diào)速器中的電流大小和電壓大小，所述微控制器根據(jù)所述電流和所述檢測(cè)的電壓控制所述馬達(dá)調(diào)速器；所述射頻單元接收外部的控制數(shù)據(jù)，所述傳感單元檢測(cè)模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)，所述微控制器還基于所述控制數(shù)據(jù)和飛行狀態(tài)控制所述馬達(dá)調(diào)速器并通過所述舵機(jī)接口控制所述舵機(jī)。本實(shí)用新型集成馬達(dá)調(diào)速器和微控制器等單元于同一線路板，從而優(yōu)化了模型飛機(jī)的結(jié)構(gòu)。
文檔編號(hào)A63H30/04GK202961884SQ20122006724
公開日2013年6月5日 申請(qǐng)日期2012年2月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年2月27日
發(fā)明者屠浩鋒 申請(qǐng)人:友域企業(yè)管理咨詢(上海)有限公司