基于贯流风机的自动导航飞行控制系统.pdf

本发明涉及一种基于贯流风机的自动导航飞行控制系统。本发明包括供电电源模块、微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、无线数据收发模块、GPS定位导航模块、串口/SWD调试接口电路和信号输入/输出接口。机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、GPS定位导航模块和无线数据收发模块通过串行总线与微处理器模块连接；供电电源模块为微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、无线收发模块、串口/SWD调试接口电路和机体状态指示电路提供工作电源。本发明集机身姿态控制、飞行高度检测、无线收发等功能于一体，机体飞行具有可靠稳定性与操控性。

权利要求书基于贯流风机的自动导航飞行控制系统，包括供电电源模块、微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、无线数据收发模块、GPS定位导航模块、串口/SWD调试接口电路和信号输入/输出接口，其特征在于：机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、GPS定位导航模块和无线数据收发模块通过串行总线与微处理器模块连接；供电电源模块为微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、无线收发模块、串口/SWD调试接口电路和机体状态指示电路提供工作电源；
所述供电电源模块包括+5V电源转换稳压电路、模拟电源转换稳压电路、数字电源转换稳压电路、电量检测电路、机体状态指示电路和滤波抗干扰电路；
所述+5V电源转换电路包括第一开关型电源转换芯片U1、第一肖特基整流管D1、第一稳流电感L1、第一电阻R1、第二电阻R2、第九电容C9、第十电容C10、第十一电容C11和第十二电容C12；第一开关型电源转换芯片U1的+VIN端与驱动电源PVCC相连；第一开关型电源转换芯片U1的GND与电源地PGND相连；第一开关型电源转换芯片U1的                                               /OFF端与电源地PGND相连；第一肖特基整流管D1的一端与第一开关型电源转换芯片U1的OUT端相连，另一端与电源地PGND相连；第一稳流电感L1的一端与第一开关型电源转换芯片U1的OUT端相连，另一端与+5V相连；第一电阻R1一端与+5V相连，另一端与第一开关型电源转换芯片U1的FB端相连；第二电阻R2一端与电源地PGND相连，另一端与第一开关型电源转换芯片U1的FB端相连；第九电容R9一端与驱动电源PVCC相连，另一端与电源地PGND相连；第十电容R10一端与驱动电源PVCC相连，另一端与电源地PGND相连；第十一电容R11一端与+5V相连，另一端与电源地PGND相连；第十二电容R12一端与+5V相连，另一端与电源地PGND相连； 
所述第一开关型电源转换芯片U1的型号是LM2596‑ADJ，第一肖特基整流管D1的型号是SS34；
所述模拟电源转换电路包括第二线性电压调节芯片U3、第二电容C2、第六电容C6、第七电容C7、第八电容C8和第四电阻R4；第二线性电压调节芯片U3的VIN端与+5V相连；第二线性电压调节芯片U3的GND端与模拟地AGND相连；第二线性电压调节芯片U3的VOUT端与模拟电源AVCC相连；第二电容C2的正极与+5V相连，负极与模拟地AGND相连；第六电容C6的一端与+5V相连，另一端与模拟地AGND相连；第七电容C7的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第八电容C8的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第四电阻R4一端与电源地PGND相连，另一端与模拟地AGND相连；
所述数字电源转换电路包括第一线性电压调节芯片U2、第一电容C1、第三电容C3、第四电容C4、第五电容C5和第三电阻R3；第一线性电压调节芯片U2的VIN端与+5V相连；第一线性电压调节芯片U2的GND端与数字地DGND相连；第一线性电压调节芯片U2的VOUT端与数字电源DVCC相连；第一电容C1的正极与+5V相连，负极与数字地DGND相连；第三电容C3的一端与+5V相连，另一端与数字地DGND相连；第四电容C4的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第五电容C5的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第三电阻R3的一端与电源地PGND相连，另一端与数字地DGND相连；
所述第一线性电压调节芯片U2和第二线性电压调节芯片U3的型号是LM1117‑3.3；
所述电量检测电路包括第二十三电阻R23、第二十四电阻R24；第二十四电阻R24一端与驱动电源PVCC相连，另一端与第一微处理器U4的VBAT‑CH端相连；第二十三电阻R23一端与第一微处理器U4的VBAT‑CH端相连，另一端与电源地PGND相连；
所述机体状态指示电路包括第一蜂鸣器LS1、第一三极管Q1、第一发光二极管DS1、第二发光二极管DS2、第三发光二极管DS3、第十一电阻R11、第十二电阻R12、第十三电阻R13和第十四电阻R14；第一蜂鸣器的正极与模拟电源AVCC相连，负极与第一三极管Q1的集电极相连；第十四电阻R14的一端与第一三极管Q1的基极相连，另一端与第一微处理器U4的BELL端相连；第一三极管Q1的发射极与模拟地AGND相连；第十一电阻R11的一端与+5V电源相连，另一端与第一发光二极管DS1的正极相连；第一发光二极管DS1的负极与电源地PGND相连；第十二电阻R12的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第二发光二极管DS2的正极相连；第二发光二极管DS2的负极与第一微处理器U3的LED1端相连；第十三电阻R13的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与第三发光二极管DS3的正极相连；第三发光二极管DS3的负极与第一微处理器U4的LED2端相连；
所述第一三极管Q1的型号是8050；
所述滤波抗干扰电路包括第十八电容C18、第十九电容C19、第二十电容C20、第二十一电容C21、第二十二电容C22、第二十三电容C23、第二十四电容C24和第二十五电容C25；第十八电容C18的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第十九电容C19的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电容C20的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电容C20的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十一电容C21的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十二电容C22的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十三电容C23的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第二十四电容C24的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第二十五电容C25的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连； 
所述的微处理器模块包括第一微处理器U4、第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、第八电阻R8、第十三电容C13、第十四电容C14、第十五电容C15、第十六电容C16、第十七电容C17、第一晶振Y1、第二晶振Y2、第一按键S1和第一备用电池BT1；第五电阻R5的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的NSRT相连；第七电阻R7的一端与数字地DGND相连，另一端与第一微处理器U4的BOOT1相连；第八电阻R8一端与数字地DGND相连，另一端与第一微处理器U4的BOOT0相连；第六电阻R6一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连；第十六电容C16一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连，另一端与数字地DGND相连；第十七电容C17一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与数字地DGND相连；第十五电容C15一端与第一微处理器U4的NSRT相连，另一端与数字地DGND相连；第十三电容C13一端与第一微处理器U4的OSC32‑OUT相连，另一端与数字地GDND相连；第十四电容C14与第一微处理器U4的OSC32‑IN相连，另一端与数字地DGND相连；第一晶振Y1一端与第一微处理器U4的OSC32‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC32‑OUT相连；第二晶振Y2一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连；第一按键S1一端与第一微处理器U4的NSRT相连，另一端与数字地DGND相连；第一备用电池BT1一端与第一微处理器U4的VBAT相连，另一端与数字地DGND相连；第一微处理器U4的VDD_1～VDD_4与数字电源DVCC相连；第一微处理器U4的VDDA端与模拟电源AVCC相连；第一微处理器U4的VSSA端与模拟地AGND相连；第一微处理器U4的VSS_1～VSS_4端与数字地DGND相连；
所述第一微处理器U4的型号是STM32F101RBT6；
所述机身姿态控制模块包括机身三轴角速度检测模块和机身三轴倾角检测模块；
机身三轴角速度检测模块包括第一角速度检测单元U5、第二十六电容C26和第二十七电容C27；第一角速度检测单元U5的VDDIO端与数字电源DVCC相连；第一角速度检测单元U5的SCL/SPC端与第一微处理器U4的Gyro‑SPC端相连；第一角速度检测单元U5的SDA/SDI/SDO端与第一微处理器U4的Gyro‑SDI端相连；第一角速度检测单元U5的SDO/SA0端与第一微处理器U4的Gyro‑SDO端相连；第一角速度检测单元U5的CS端与第一微处理器U4的Gyro‑CS端相连；第一角速度检测单元U5的DR/INT2端与第一微处理器U4的Gyro‑DR端相连；第一角速度检测单元U5的8～12号引脚为RESERVED端，与数字地DGND相连；第一角速度检测单元U5的GND端与数字地DGND相连；第一角速度检测单元U5的15号引脚为RESERVED端与数字电源DVCC相连；第一角速度检测单元U5的VDD端与数字电源DVCC相连；第二十六电容C26一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十七电容C27一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；
所述第一角速度检测单元U5的型号是L3G4200D；
机身三轴倾角检测模块包括第一倾角加速度检测单元U6；第一倾角加速度检测单元U6的5V端与+5V电源相连；第一倾角加速度检测单元U6的GND端与模拟地AGND相连；第一倾角加速度检测单元U6的Xout端、Yout端和Zout端分别与第一微处理器U4的Acce‑X、Acce‑Y 和Acce‑Z相连；第一倾角加速度检测单元U6的SL端与第一微处理器U4的Acce‑GS2相连；第一倾角加速度检测单元U6的0G端与第一微处理器U4的Acce‑0G相连；第一倾角加速度检测单元U6的ST端与第一微处理器U4的Acce‑GS1相连；第一倾角加速度检测单元U6的GS端与第一微处理器U4的Acce‑MODE相连；
所述飞行高度检测模块包括第一数字气压传感器U7、第十五电阻R15和第十六电阻R16；第十五电阻R15一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一数字气压传感器U7的Altimeter‑SDA相连；第十六电阻R16一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一数字气压传感器U7的Altimeter‑SCL相连；第一数字气压传感器U7的GND端与数字地DGND相连；第一数字气压传感器U7的EOC端与第一微处理器U4的Altimeter‑EOC相连；第一数字气压传感器U7的VDDA端与模拟电源AVCC相连；第一数字气压传感器U7的VDDD端与数字电源DVCC相连；第一数字气压传感器U7的XCLR端与第一微处理器U4的Altimeter‑XCLR相连；第一数字气压传感器U7的NC端悬空；
所述第一数字气压传感器U7的型号是BMP085；
所述数字罗盘模块包括第一三轴数字磁阻传感器U8、第十七电阻R17、第十八电阻R18、第二十九电容C29、第三十电容C30、第三十一电容C31和第三十二电容C32；第十七电阻的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的Cmps‑SCL端相连；第十八电阻的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的Cmps‑SDA端相连；第二十九电容C29的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的SETP端相连，另一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的SETC端相连；第三十电容C30的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的CI端相连，另一端与数字地相连；第三十一电容C31一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的VDDIO相连，另一端与数字地DGND相连；第三十二电容C32的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的VDD相连，另一端与数字地DGND相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的VDD端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的VDDIO端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的SI端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的所有GND端都与数字地DGND相连；
所述第一三轴数字磁阻传感器U8的型号是HMC5883L；
所述GPS定位导航模块包括第一GPS集成芯片U9、第十九电阻R19、第二十电阻R20、第二十一电阻R21、第二十二电阻R22、第三十三电容C33、第三十四电容C34、第三十五电容C35、第三十六电容C36、第三十七电容C37、第二电感L2、第三电感L3、第四发光二极管DS4、第二肖特基整流管D2、第三肖特基整流管D3、第二备用电池BT2和第一陶瓷天线E1；第十九电阻R19的一端与第一GPS集成芯片U9的PPS相连，另一端与第四发光二极管DS4相连；第四发光二极管DS4的一端与第十九电阻R19相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电阻的一端与第一GPS集成芯片U9的TXA相连，另一端与第一微处理器U4的PA3端相连；第二十一电阻R21的一端与第一GPS集成芯片U9的DXA相连，另一端与第一微处理器U4的PA2端相连；第二十二电阻R22的一端与第二备用电池BT2的正极相连，另一端与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连；第三十三电容C33的一端与第一微处理器U4的PA3端相连，另一端与数字地DGND相连；第三十四电容的一端与第一微处理器U4的PA2端相连，另一端与数字地DGND相连；第三十五电容C35的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与第二电感L2的一端相连；第二电感L2的一端与第三十五电容C35相连，另一端与数字地相连；第三十六电容C6的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与第二电感L2的一端相连；第三电感L3的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与数字电源DVCC相连；第三十七电容C37的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第一GPS集成芯片U9的RF_IN端与第一陶瓷天线E1相连；第一GPS集成芯片U9的所有GND端都与数字地DGND相连； 第二肖特基整流管D2的正极与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连，负极与第二备用电池BT2的正极相连；第二备用电池BT2的负极与数字地DGND相连；第三肖特基整流管D3的正极与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连，负极与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连；第一GPS集成芯片U9的所有NC端全部悬空；
所述第一GPS集成芯片U9的型号是VK2525；
所述无线收发模块包括第一高速无线数据收发集成模块JP1；第一高速无线数据收发集成模块JP1的1端与数字地DGND相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的2端与数字电源DVCC相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的3端与第一微处理器U4的24L01‑CE相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的4端与第一微处理器U4的24L01‑CSN相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的5端与第一微处理器U4的24L01‑SCK相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的6端与第一微处理器U4的24L01‑MOSI相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的7端与第一微处理器U4的24L01‑MISO相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的8端与第一微处理器U4的24L01‑IRQ相连；
所述第一高速无线数据收发集成模块JP1中的核心芯片型号是nRF24L01；
所述串口/SWD调试接口电路包括第一串口调试接口JP2、第一SWD调试接口JP3；第一串口调试接口JP2的1端与+5V电源相连；第一串口调试接口JP2的2端与第一微处理器U4的UART1‑TX端相连；第一串口调试接口JP2的3端与第一微处理器U4的UART1‑RX端相连；第一串口调试接口JP2的4端与数字地DGND相连；第一SWD调试接口U5的1端与数字电源DVCC相连；第一SWD调试接口JP3的2端与第一微处理器U4的SWDIO端相连；第一SWD调试接口JP3的3端与第一微处理器U4的SWDCLK端相连；第一SWD调试接口JP3的4端与数字地DGND相连；
所述信号输入/输出接口包括遥控信号输入接口、四通道油门信号输出接口和功能转换按键电路；
所述遥控信号输入接口包括第一遥控信号输入接口JP8；第一遥控信号输入接口JP8的1端与数字地DGND相连；第一遥控信号输入接口JP8的2端与+5V电源相连；第一遥控信号输入接口JP8的3端与第一微处理器U3的Rev‑PPM相连； 
所述四通道油门信号输出接口包括第一信号输出接口JP4、第二信号输出接口JP5、第三信号输出接口JP6和第四信号输出接口JP7；第一信号输出接口JP4的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH1相连；第二信号输出接口JP4的3端与电源地DGND相连；第二信号输出接口JP4的2端悬空；第二信号输出接口JP5的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH2相连；第二信号输出接口JP5的3端与电源地DGND相连；第二信号输出接口JP5的2端悬空；第三信号输出接口JP6的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH3相连；第三信号输出接口JP6的3端与电源地DGND相连；第三信号输出接口JP6的2端悬空；第四信号输出接口JP7的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH4相连；第四信号输出接口JP7的3端与电源地DGND相连；第四信号输出接口JP7的2端悬空；
所述功能转换按键电路包括第九电阻R9、第十电阻R10、第二开关按键S2和第三开关按键S3；第九电阻R9的一端与第一微处理U4的KEY1端相连，另一端与第二按键S2相连；第二按键S2的一端与第九电阻R9相连，另一端与数字地DGND相连；第十电阻R10的一端与第一微处理U4的KEY2端相连，另一端与第三按键3相连；第三按键S3的一端与第十电阻R10相连，另一端与数字地DGND相连。

说明书基于贯流风机的自动导航飞行控制系统
技术领域
本发明属于信号检测技术领域，涉及一种用于贯流风机的四轴飞行器自动导航控制系统。
背景技术
贯流风机，又称横流风机，是一类特殊风机，叶轮为多叶式、长圆筒形，具有前向多翼形叶片，具有结构简单、体积小、产生的气流平稳、动压系数较高等特点, 近来被广泛应用于家用电器和空调设备等低压通风换气的场合。贯流风机相比于旋翼作为驱动方式拥有多项优势：由于轴向长度不受限制，可以根据不同的使用需要任意选择叶轮的长度，调整动力；气流贯穿叶轮流动，受叶片两次力的作用，因而能到达的距离更远；无紊流，出风均匀；风道既能保护叶片，也防止飞行中叶片伤人；四轴旋翼飞行器具有非线性、强耦合、极为复杂和特殊的动力学特性和飞行姿态等一系列特性，会导致旋翼的弹性形变、振动、机身自旋等问题，而贯流风机的稳定出风特性，使这些问题的影响不再明显。
目前国外诸多高校、研究团体和商业机构主要对多旋翼飞行器及其应用进行大量密集的研究和探索，但多以四轴旋翼飞行器为主；而国内，无论在科研还是商业领域都鲜有关于多旋翼飞行器报道，更不用说基于贯流风机作为动力驱动的四轴飞行器。尽管市面上出现了一些相对功能完备，技术成熟的飞行器控制板，但也多是针对航空模型爱好者的多旋翼四轴飞行器，其中大多使用低成本、低精度传感器，难以达到专业惯性制导单元的精度和可靠性，因而在抗外力扰动、操控性等方面无法满足实际要求。同时，这些产品往往不具备或只具备极为简单的导航方式，仅能在肉眼的可视范围内使用手动遥控控制飞行，潜在的商用价值和实用价值还远未被开发。
发明内容
本发明针对现有飞行器控制系统对贯流风机驱动的飞行器无人自动导航、巡航、返航等功能开发和支持的不足，提供了一种用于贯流风机的四轴飞行器自动导航控制系统。
本发明解决技术问题所采用的技术方案为：
本发明包括供电电源模块、微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、无线数据收发模块、GPS定位导航模块、串口/SWD调试接口电路和信号输入/输出接口。机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、GPS定位导航模块和无线数据收发模块通过串行总线与微处理器模块连接；供电电源模块为微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、无线收发模块、串口/SWD调试接口电路和机体状态指示电路提供工作电源。
所述供电电源模块包括+5V电源转换稳压电路、模拟电源转换稳压电路、数字电源转换稳压电路、电量检测电路、机体状态指示电路和滤波抗干扰电路。
所述+5V电源转换电路包括第一开关型电源转换芯片U1、第一肖特基整流管D1、第一稳流电感L1、第一电阻R1、第二电阻R2、第九电容C9、第十电容C10、第十一电容C11和第十二电容C12；第一开关型电源转换芯片U1的+VIN端与驱动电源PVCC相连；第一开关型电源转换芯片U1的GND与电源地PGND相连；第一开关型电源转换芯片U1的                                               /OFF端与电源地PGND相连；第一肖特基整流管D1的一端与第一开关型电源转换芯片U1的OUT端相连，另一端与电源地PGND相连；第一稳流电感L1的一端与第一开关型电源转换芯片U1的OUT端相连，另一端与+5V相连；第一电阻R1一端与+5V相连，另一端与第一开关型电源转换芯片U1的FB端相连；第二电阻R2一端与电源地PGND相连，另一端与第一开关型电源转换芯片U1的FB端相连；第九电容R9一端与驱动电源PVCC相连，另一端与电源地PGND相连；第十电容R10一端与驱动电源PVCC相连，另一端与电源地PGND相连；第十一电容R11一端与+5V相连，另一端与电源地PGND相连；第十二电容R12一端与+5V相连，另一端与电源地PGND相连。 
所述第一开关型电源转换芯片U1的型号是LM2596‑ADJ，第一肖特基整流管D1的型号是SS34。
所述模拟电源转换电路包括第二线性电压调节芯片U3、第二电容C2、第六电容C6、第七电容C7、第八电容C8和第四电阻R4；第二线性电压调节芯片U3的VIN端与+5V相连；第二线性电压调节芯片U3的GND端与模拟地AGND相连；第二线性电压调节芯片U3的VOUT端与模拟电源AVCC相连；第二电容C2的正极与+5V相连，负极与模拟地AGND相连；第六电容C6的一端与+5V相连，另一端与模拟地AGND相连；第七电容C7的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第八电容C8的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第四电阻R4一端与电源地PGND相连，另一端与模拟地AGND相连。
所述数字电源转换电路包括第一线性电压调节芯片U2、第一电容C1、第三电容C3、第四电容C4、第五电容C5和第三电阻R3；第一线性电压调节芯片U2的VIN端与+5V相连；第一线性电压调节芯片U2的GND端与数字地DGND相连；第一线性电压调节芯片U2的VOUT端与数字电源DVCC相连；第一电容C1的正极与+5V相连，负极与数字地DGND相连；第三电容C3的一端与+5V相连，另一端与数字地DGND相连；第四电容C4的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第五电容C5的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第三电阻R3的一端与电源地PGND相连，另一端与数字地DGND相连。
所述第一线性电压调节芯片U2和第二线性电压调节芯片U3的型号是LM1117‑3.3。
所述电量检测电路包括第二十三电阻R23、第二十四电阻R24；第二十四电阻R24一端与驱动电源PVCC相连，另一端与第一微处理器U4的VBAT‑CH端相连；第二十三电阻R23一端与第一微处理器U4的VBAT‑CH端相连，另一端与电源地PGND相连。
所述机体状态指示电路包括第一蜂鸣器LS1、第一三极管Q1、第一发光二极管DS1、第二发光二极管DS2、第三发光二极管DS3、第十一电阻R11、第十二电阻R12、第十三电阻R13和第十四电阻R14；第一蜂鸣器的正极与模拟电源AVCC相连，负极与第一三极管Q1的集电极相连；第十四电阻R14的一端与第一三极管Q1的基极相连，另一端与第一微处理器U4的BELL端相连；第一三极管Q1的发射极与模拟地AGND相连；第十一电阻R11的一端与+5V电源相连，另一端与第一发光二极管DS1的正极相连；第一发光二极管DS1的负极与电源地PGND相连；第十二电阻R12的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第二发光二极管DS2的正极相连；第二发光二极管DS2的负极与第一微处理器U3的LED1端相连；第十三电阻R13的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与第三发光二极管DS3的正极相连；第三发光二极管DS3的负极与第一微处理器U4的LED2端相连。所述第一三极管Q1的型号是8050。
所述滤波抗干扰电路包括第十八电容C18、第十九电容C19、第二十电容C20、第二十一电容C21、第二十二电容C22、第二十三电容C23、第二十四电容C24和第二十五电容C25；第十八电容C18的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第十九电容C19的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电容C20的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电容C20的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十一电容C21的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十二电容C22的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十三电容C23的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第二十四电容C24的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第二十五电容C25的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连。 
所述的微处理器模块包括第一微处理器U4、第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、第八电阻R8、第十三电容C13、第十四电容C14、第十五电容C15、第十六电容C16、第十七电容C17、第一晶振Y1、第二晶振Y2、第一按键S1和第一备用电池BT1；第五电阻R5的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的NSRT相连；第七电阻R7的一端与数字地DGND相连，另一端与第一微处理器U4的BOOT1相连；第八电阻R8一端与数字地DGND相连，另一端与第一微处理器U4的BOOT0相连；第六电阻R6一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连；第十六电容C16一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连，另一端与数字地DGND相连；第十七电容C17一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与数字地DGND相连；第十五电容C15一端与第一微处理器U4的NSRT相连，另一端与数字地DGND相连；第十三电容C13一端与第一微处理器U4的OSC32‑OUT相连，另一端与数字地GDND相连；第十四电容C14与第一微处理器U4的OSC32‑IN相连，另一端与数字地DGND相连；第一晶振Y1一端与第一微处理器U4的OSC32‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC32‑OUT相连；第二晶振Y2一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连；第一按键S1一端与第一微处理器U4的NSRT相连，另一端与数字地DGND相连；第一备用电池BT1一端与第一微处理器U4的VBAT相连，另一端与数字地DGND相连；第一微处理器U4的VDD_1～VDD_4与数字电源DVCC相连；第一微处理器U4的VDDA端与模拟电源AVCC相连；第一微处理器U4的VSSA端与模拟地AGND相连；第一微处理器U4的VSS_1～VSS_4端与数字地DGND相连。所述第一微处理器U4的型号是STM32F101RBT6。
所述机身姿态控制模块包括机身三轴角速度检测模块和机身三轴倾角检测模块。
机身三轴角速度检测模块包括第一角速度检测单元U5、第二十六电容C26和第二十七电容C27；第一角速度检测单元U5的VDDIO端与数字电源DVCC相连；第一角速度检测单元U5的SCL/SPC端与第一微处理器U4的Gyro‑SPC端相连；第一角速度检测单元U5的SDA/SDI/SDO端与第一微处理器U4的Gyro‑SDI端相连；第一角速度检测单元U5的SDO/SA0端与第一微处理器U4的Gyro‑SDO端相连；第一角速度检测单元U5的CS端与第一微处理器U4的Gyro‑CS端相连；第一角速度检测单元U5的DR/INT2端与第一微处理器U4的Gyro‑DR端相连；第一角速度检测单元U5的8～12号引脚为RESERVED端，与数字地DGND相连；第一角速度检测单元U5的GND端与数字地DGND相连；第一角速度检测单元U5的15号引脚为RESERVED端与数字电源DVCC相连；第一角速度检测单元U5的VDD端与数字电源DVCC相连；第二十六电容C26一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十七电容C27一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连。所述第一角速度检测单元U5的型号是L3G4200D。
机身三轴倾角检测模块包括第一倾角加速度检测单元U6；第一倾角加速度检测单元U6的5V端与+5V电源相连；第一倾角加速度检测单元U6的GND端与模拟地AGND相连；第一倾角加速度检测单元U6的Xout端、Yout端和Zout端分别与第一微处理器U4的Acce‑X、Acce‑Y 和Acce‑Z相连；第一倾角加速度检测单元U6的SL端与第一微处理器U4的Acce‑GS2相连；第一倾角加速度检测单元U6的0G端与第一微处理器U4的Acce‑0G相连；第一倾角加速度检测单元U6的ST端与第一微处理器U4的Acce‑GS1相连；第一倾角加速度检测单元U6的GS端与第一微处理器U4的Acce‑MODE相连。
所述飞行高度检测模块包括第一数字气压传感器U7、第十五电阻R15和第十六电阻R16；第十五电阻R15一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一数字气压传感器U7的Altimeter‑SDA相连；第十六电阻R16一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一数字气压传感器U7的Altimeter‑SCL相连；第一数字气压传感器U7的GND端与数字地DGND相连；第一数字气压传感器U7的EOC端与第一微处理器U4的Altimeter‑EOC相连；第一数字气压传感器U7的VDDA端与模拟电源AVCC相连；第一数字气压传感器U7的VDDD端与数字电源DVCC相连；第一数字气压传感器U7的XCLR端与第一微处理器U4的Altimeter‑XCLR相连；第一数字气压传感器U7的NC端悬空。所述第一数字气压传感器U7的型号是BMP085。
所述数字罗盘模块包括第一三轴数字磁阻传感器U8、第十七电阻R17、第十八电阻R18、第二十九电容C29、第三十电容C30、第三十一电容C31和第三十二电容C32；第十七电阻的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的Cmps‑SCL端相连；第十八电阻的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的Cmps‑SDA端相连；第二十九电容C29的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的SETP端相连，另一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的SETC端相连；第三十电容C30的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的CI端相连，另一端与数字地相连；第三十一电容C31一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的VDDIO相连，另一端与数字地DGND相连；第三十二电容C32的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的VDD相连，另一端与数字地DGND相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的VDD端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的VDDIO端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的SI端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的所有GND端都与数字地DGND相连。所述第一三轴数字磁阻传感器U8的型号是HMC5883L。
所述GPS定位导航模块包括第一GPS集成芯片U9、第十九电阻R19、第二十电阻R20、第二十一电阻R21、第二十二电阻R22、第三十三电容C33、第三十四电容C34、第三十五电容C35、第三十六电容C36、第三十七电容C37、第二电感L2、第三电感L3、第四发光二极管DS4、第二肖特基整流管D2、第三肖特基整流管D3、第二备用电池BT2和第一陶瓷天线E1；第十九电阻R19的一端与第一GPS集成芯片U9的PPS相连，另一端与第四发光二极管DS4相连；第四发光二极管DS4的一端与第十九电阻R19相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电阻的一端与第一GPS集成芯片U9的TXA相连，另一端与第一微处理器U4的PA3端相连；第二十一电阻R21的一端与第一GPS集成芯片U9的DXA相连，另一端与第一微处理器U4的PA2端相连；第二十二电阻R22的一端与第二备用电池BT2的正极相连，另一端与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连；第三十三电容C33的一端与第一微处理器U4的PA3端相连，另一端与数字地DGND相连；第三十四电容的一端与第一微处理器U4的PA2端相连，另一端与数字地DGND相连；第三十五电容C35的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与第二电感L2的一端相连；第二电感L2的一端与第三十五电容C35相连，另一端与数字地相连；第三十六电容C6的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与第二电感L2的一端相连；第三电感L3的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与数字电源DVCC相连；第三十七电容C37的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第一GPS集成芯片U9的RF_IN端与第一陶瓷天线E1相连；第一GPS集成芯片U9的所有GND端都与数字地DGND相连； 第二肖特基整流管D2的正极与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连，负极与第二备用电池BT2的正极相连；第二备用电池BT2的负极与数字地DGND相连；第三肖特基整流管D3的正极与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连，负极与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连；第一GPS集成芯片U9的所有NC端全部悬空。所述第一GPS集成芯片U9的型号是VK2525。
所述无线收发模块包括第一高速无线数据收发集成模块JP1；第一高速无线数据收发集成模块JP1的1端与数字地DGND相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的2端与数字电源DVCC相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的3端与第一微处理器U4的24L01‑CE相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的4端与第一微处理器U4的24L01‑CSN相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的5端与第一微处理器U4的24L01‑SCK相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的6端与第一微处理器U4的24L01‑MOSI相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的7端与第一微处理器U4的24L01‑MISO相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的8端与第一微处理器U4的24L01‑IRQ相连。所述第一高速无线数据收发集成模块JP1中的核心芯片型号是nRF24L01。
所述串口/SWD调试接口电路包括第一串口调试接口JP2、第一SWD调试接口JP3；第一串口调试接口JP2的1端与+5V电源相连；第一串口调试接口JP2的2端与第一微处理器U4的UART1‑TX端相连；第一串口调试接口JP2的3端与第一微处理器U4的UART1‑RX端相连；第一串口调试接口JP2的4端与数字地DGND相连；第一SWD调试接口U5的1端与数字电源DVCC相连；第一SWD调试接口JP3的2端与第一微处理器U4的SWDIO端相连；第一SWD调试接口JP3的3端与第一微处理器U4的SWDCLK端相连；第一SWD调试接口JP3的4端与数字地DGND相连。
所述信号输入/输出接口包括遥控信号输入接口、四通道油门信号输出接口和功能转换按键电路。
所述遥控信号输入接口包括第一遥控信号输入接口JP8；第一遥控信号输入接口JP8的1端与数字地DGND相连；第一遥控信号输入接口JP8的2端与+5V电源相连；第一遥控信号输入接口JP8的3端与第一微处理器U3的Rev‑PPM相连。
所述四通道油门信号输出接口包括第一信号输出接口JP4、第二信号输出接口JP5、第三信号输出接口JP6和第四信号输出接口JP7；第一信号输出接口JP4的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH1相连；第二信号输出接口JP4的3端与电源地DGND相连；第二信号输出接口JP4的2端悬空；第二信号输出接口JP5的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH2相连；第二信号输出接口JP5的3端与电源地DGND相连；第二信号输出接口JP5的2端悬空；第三信号输出接口JP6的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH3相连；第三信号输出接口JP6的3端与电源地DGND相连；第三信号输出接口JP6的2端悬空；第四信号输出接口JP7的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH4相连；第四信号输出接口JP7的3端与电源地DGND相连；第四信号输出接口JP7的2端悬空。
所述功能转换按键电路包括第九电阻R9、第十电阻R10、第二开关按键S2和第三开关按键S3；第九电阻R9的一端与第一微处理U4的KEY1端相连，另一端与第二按键S2相连；第二按键S2的一端与第九电阻R9相连，另一端与数字地DGND相连；第十电阻R10的一端与第一微处理U4的KEY2端相连，另一端与第三按键3相连；第三按键S3的一端与第十电阻R10相连，另一端与数字地DGND相连。
本发明相对于现有技术具有以下有益效果：本发明集机身姿态控制、飞行高度检测、无线收发等功能于一体，机体飞行具有可靠稳定性与操控性。结合相应上位机软件，可实现完善的人机交互，实时监控飞行状态数据，调整飞行器参数，并保留通用扩展接口，功能模块移植简便，拥有更强任务延展性。
附图说明
图1为本发明各模块工作流程示意图示意图；
图2为供电电源模块电路图；
图3为微处理器模块电路图；
图4为机身姿态控制模块电路图；
图5为飞行高度检测模块电路图；
图6为数字罗盘电路图；
图7为GPS定位导航模块电路图；
图8为无线数据收发模块电路图；
图9为串口/SWD调试接口电路图；
图10为信号输入/输出接口电路图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步描述。
如图1所示，本实施例包括供电电源模块、微处理器模块、机身姿态控制模块、飞行高度检测模块、数字罗盘模块、无线数据收发模块、GPS定位导航模块、串口/SWD调试接口电路和信号输入/输出接口。
本发明的具体工作过程是：机身姿态控制模块、飞行高度检测模块实时采集机身三轴向的角速度、倾角加速度以及飞行高度等数据通过串行总线送至微处理器，这些数据将作为主要的飞行惯性反馈信息；数字罗盘和GPS定位导航模块采集航向、速度、坐标等飞行位置反馈信息，也通过串行总线送至微处理器。飞行惯性反馈信息利用卡尔曼滤波方法处理进行融合，得到某一时刻的最佳输出估计值，采用PID控制算法对机身状态进行闭环控制，最终信号输出接口产生经调整的各通道PWM电机驱动信号至电子调速器输入端，实现机身姿态、稳定飞行控制；利用飞行位置反馈信息，微处理器改变飞行姿态，沿预定航向飞行，实现自动巡航，返航；无线数据收发模块定时发送飞行状况信息，并能接受预定协议命令，改变飞行器PID控制参数以及控制飞行器暂时悬停、立即返航等。
如图2所示，供电电源模块包括+5V电源转换稳压电路、模拟电源转换稳压电路、数字电源转换稳压电路、电量检测电路、机体状态指示电路和滤波抗干扰电路。
+5V电源转换电路包括第一开关型电源转换芯片U1、第一肖特基整流管D1、第一稳流电感L1、第一电阻R1、第二电阻R2、第九电容C9、第十电容C10、第十一电容C11和第十二电容C12；第一开关型电源转换芯片U1的+VIN端与驱动电源PVCC相连；第一开关型电源转换芯片U1的GND与电源地PGND相连；第一开关型电源转换芯片U1的/OFF端与电源地PGND相连；第一肖特基整流管D1的一端与第一开关型电源转换芯片U1的OUT端相连，另一端与电源地PGND相连；第一稳流电感L1的一端与第一开关型电源转换芯片U1的OUT端相连，另一端与+5V相连；第一电阻R1一端与+5V相连，另一端与第一开关型电源转换芯片U1的FB端相连；第二电阻R2一端与电源地PGND相连，另一端与第一开关型电源转换芯片U1的FB端相连；第九电容R9一端与驱动电源PVCC相连，另一端与电源地PGND相连；第十电容R10一端与驱动电源PVCC相连，另一端与电源地PGND相连；第十一电容R11一端与+5V相连，另一端与电源地PGND相连；第十二电容R12一端与+5V相连，另一端与电源地PGND相连。
本发明所选用的第一开关型电源转换芯片U4的型号是LM2596‑ADJ，可以承受4.5～40V的直流输入，而可调输出为+5V，为接收机、串口等提供供电电源。第一肖特基整流管D1的型号是SS54，用于整流，开关速度快，正向压降低，最大承受电流为5A，反向耐压为40V，可以起到保护电路，防止过载的效果。
模拟电源转换电路包括第二线性电压调节芯片U3、第二电容C2、第六电容C6、第七电容C7、第八电容C8和第四电阻R4；第二线性电压调节芯片U3的VIN端与+5V相连；第二线性电压调节芯片U3的GND端与模拟地AGND相连；第二线性电压调节芯片U3的VOUT端与模拟电源AVCC相连；第二电容C2的正极与+5V相连，负极与模拟地AGND相连；第六电容C6的一端与+5V相连，另一端与模拟地AGND相连；第七电容C7的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第八电容C8的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第四电阻R4一端与电源地PGND相连，另一端与模拟地AGND相连。
数字电源转换电路包括第一线性电压调节芯片U2、第一电容C1、第三电容C3、第四电容C4、第五电容C5和第三电阻R3；第一线性电压调节芯片U2的VIN端与+5V相连；第一线性电压调节芯片U2的GND端与数字地DGND相连；第一线性电压调节芯片U2的VOUT端与数字电源DVCC相连；第一电容C1的正极与+5V相连，负极与数字地DGND相连；第三电容C3的一端与+5V相连，另一端与数字地DGND相连；第四电容C4的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第五电容C5的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第三电阻R3的一端与电源地PGND相连，另一端与数字地DGND相连。
本发明所选用的第一线性电压调节芯片U2和第二线性电压调节芯片U3的型号是LM1117‑3.3。
采用独立的5V/3.3V分离稳压电路，既防止干扰信号窜入，也将数字电源与模拟电源分离，保证供电电压稳定。
电量检测电路包括第二十三电阻R23、第二十四电阻R24；第二十四电阻R24一端与驱动电源PVCC相连，另一端与第一微处理器U4的VBAT‑CH端相连；第二十三电阻R23一端与第一微处理器U4的VBAT‑CH端相连，另一端与电源地PGND相连。
由于锂电池供电电压，满电量时实际约为24V，基本接近零电量时约为20V，因此通过电阻分压，微处理器即可得到电池电量状况，而不至于烧毁芯片及电路。
机体状态指示电路包括第一蜂鸣器LS1、第一三极管Q1、第一发光二极管DS1、第二发光二极管DS2、第三发光二极管DS3、第十一电阻R11、第十二电阻R12、第十三电阻R13和第十四电阻R14；第一蜂鸣器的正极与模拟电源AVCC相连，负极与第一三极管Q1的集电极相连；第十四电阻R14的一端与第一三极管Q1的基极相连，另一端与第一微处理器U4的BELL端相连；第一三极管Q1的发射极与模拟地AGND相连；第十一电阻R11的一端与+5V电源相连，另一端与第一发光二极管DS1的正极相连；第一发光二极管DS1的负极与电源地PGND相连；第十二电阻R12的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第二发光二极管DS2的正极相连；第二发光二极管DS2的负极与第一微处理器U3的LED1端相连；第十三电阻R13的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与第三发光二极管DS3的正极相连；第三发光二极管DS3的负极与第一微处理器U4的LED2端相连。
滤波抗干扰电路包括第十八电容C18、第十九电容C19、第二十电容C20、第二十一电容C21、第二十二电容C22、第二十三电容C23、第二十四电容C24和第二十五电容C25；第十八电容C18的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第十九电容C19的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电容C20的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电容C20的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十一电容C21的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十二电容C22的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十三电容C23的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第二十四电容C24的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连；第二十五电容C25的一端与模拟电源AVCC相连，另一端与模拟地AGND相连。
滤波电容安置在微处理器引脚边，就近接地，滤除高低频噪声，减小模拟部分与数字部分影响。
如图3所示，微处理器模块包括第一微处理器U4、第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、第八电阻R8、第十三电容C13、第十四电容C14、第十五电容C15、第十六电容C16、第十七电容C17、第一晶振Y1、第二晶振Y2、第一按键S1和第一备用电池BT1；第五电阻R5的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的NSRT相连；第七电阻R7的一端与数字地DGND相连，另一端与第一微处理器U4的BOOT1相连；第八电阻R8一端与数字地DGND相连，另一端与第一微处理器U4的BOOT0相连；第六电阻R6一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连；第十六电容C16一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连，另一端与数字地DGND相连；第十七电容C17一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与数字地DGND相连；第十五电容C15一端与第一微处理器U4的NSRT相连，另一端与数字地DGND相连；第十三电容C13一端与第一微处理器U4的OSC32‑OUT相连，另一端与数字地GDND相连；第十四电容C14与第一微处理器U4的OSC32‑IN相连，另一端与数字地DGND相连；第一晶振Y1一端与第一微处理器U4的OSC32‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC32‑OUT相连；第二晶振Y2一端与第一微处理器U4的OSC‑IN相连，另一端与第一微处理器U4的OSC‑OUT相连；第一按键S1一端与第一微处理器U4的NSRT相连，另一端与数字地DGND相连；第一备用电池BT1一端与第一微处理器U4的VBAT相连，另一端与数字地DGND相连；第一微处理器U4的VDD_1～VDD_4与数字电源DVCC相连；第一微处理器U4的VDDA端与模拟电源AVCC相连；第一微处理器U4的VSSA端与模拟地AGND相连；第一微处理器U4的VSS_1～VSS_4端与数字地DGND相连；所述第一微处理器U4的型号是STM32F101RBT6。
本发明所选用的第一微处理器U4的型号是STM32F101RBT6是一款基于ARM Cortex‑M3内核的微处理器，该处理器拥有256K字节闪存、 20K字节SRAM、51个可用IO口及低功耗的设计能够胜任实时多通道数据采样和处理；
机身姿态控制模块包括三轴角速度检测模块和三轴倾角检测模块；
如图4所示，三轴角速度检测模块包括第一角速度检测单元U5、第二十六电容C26和第二十七电容C27；第一角速度检测单元U5的VDDIO端与数字电源DVCC相连；第一角速度检测单元U5的SCL/SPC端与第一微处理器U4的Gyro‑SPC端相连；第一角速度检测单元U5的SDA/SDI/SDO端与第一微处理器U4的Gyro‑SDI端相连；第一角速度检测单元U5的SDO/SA0端与第一微处理器U4的Gyro‑SDO端相连；第一角速度检测单元U5的CS端与第一微处理器U4的Gyro‑CS端相连；第一角速度检测单元U5的DR/INT2端与第一微处理器U4的Gyro‑DR端相连；第一角速度检测单元U5的8～12号引脚为RESERVED端，与数字地DGND相连；第一角速度检测单元U5的GND端与数字地DGND相连；第一角速度检测单元U5的15号引脚为RESERVED端与数字电源DVCC相连；第一角速度检测单元U5的VDD端与数字电源DVCC相连；第二十六电容C26一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第二十七电容C27一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连。
三轴倾角检测模块包括第一倾角加速度检测单元U6；第一倾角加速度检测单元U6的5V端与+5V电源相连；第一倾角加速度检测单元U6的GND端与模拟地AGND相连；第一倾角加速度检测单元U6的Xout端、Yout端和Zout端分别与第一微处理器U4的Acce‑X、Acce‑Y 和Acce‑Z相连；第一倾角加速度检测单元U6的SL端与第一微处理器U4的Acce‑GS2相连；第一倾角加速度检测单元U6的0G端与第一微处理器U4的Acce‑0G相连；第一倾角加速度检测单元U6的ST端与第一微处理器U4的Acce‑GS1相连；第一倾角加速度检测单元U6的GS端与第一微处理器U4的Acce‑MODE相连。
本发明所选用的第一角速度检测单元U5的型号是L3G4200D，提供三个可选采样角速度精度±250/500/2000 deg./sec.，能够启动自检。角速度数据信号输出后，需先经过高通滤波器，然后至运算放大器放大10倍。最后，经低通滤波器处理后，各轴向信号送至第一微处理器U3相应输入端。
本发明所选用的第一倾角加速度检测单元U6的型号是MMA7361；该倾角加速度检测单元由于自带信号调理低通滤波器，无需外部设备，采样输出引脚可以直接连至第一微处理器U4，因此使用十分简便。工作前，软件配置选择高灵敏度模式，启动后先进行0g自由落体检测。运行过程中定时自检和温度补偿。
如图5所示，飞行高度检测模块包括第一数字气压传感器U7、第十五电阻R15和第十六电阻R16；第十五电阻R15一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一数字气压传感器U7的Altimeter‑SDA相连；第十六电阻R16一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一数字气压传感器U7的Altimeter‑SCL相连；第一数字气压传感器U7的GND端与数字地DGND相连；第一数字气压传感器U7的EOC端与第一微处理器U4的Altimeter‑EOC相连；第一数字气压传感器U7的VDDA端与模拟电源AVCC相连；第一数字气压传感器U7的VDDD端与数字电源DVCC相连；第一数字气压传感器U7的XCLR端与第一微处理器U4的Altimeter‑XCLR相连；第一数字气压传感器U7的NC端悬空。本发明所选用的数字气压传感器U10的型号是BMP085，该传感器通过I2C总线传输气压数据，经简单换算即可得到飞行器当前飞行高度。
如图6所示，数字罗盘模块包括第一三轴数字磁阻传感器U8、第十七电阻R17、第十八电阻R18、第二十九电容C29、第三十电容C30、第三十一电容C31和第三十二电容C32；第十七电阻的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的Cmps‑SCL端相连；第十八电阻的一端与数字电源DVCC相连，另一端与第一微处理器U4的Cmps‑SDA端相连；第二十九电容C29的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的SETP端相连，另一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的SETC端相连；第三十电容C30的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的CI端相连，另一端与数字地相连；第三十一电容C31一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的VDDIO相连，另一端与数字地DGND相连；第三十二电容C32的一端与第一三轴数字磁阻传感器U8的VDD相连，另一端与数字地DGND相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的VDD端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的VDDIO端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的SI端与数字电源DVCC相连；第一三轴数字磁阻传感器U8的所有GND端都与数字地DGND相连。
本发明采用的第一三轴数字磁阻传感器U8的型号是HMC5883L，是一款高集成模块，用于锁定飞行航向，自带三轴磁阻传感器、运放、自动消磁驱动器，12位ADC可控制该模块在强磁场环境精度达到1º～2º，能够偏差校准，灵明度高，可靠性好。具有理想低压供电和超低功耗设计，节省飞行器工作耗能，适合飞行器电池供电。
如图7所示，所述GPS定位导航模块包括第一GPS集成芯片U9、第十九电阻R19、第二十电阻R20、第二十一电阻R21、第二十二电阻R22、第三十三电容C33、第三十四电容C34、第三十五电容C35、第三十六电容C36、第三十七电容C37、第二电感L2、第三电感L3、第四发光二极管DS4、第二肖特基整流管D2、第三肖特基整流管D3、第二备用电池BT2和第一陶瓷天线E1；第十九电阻R19的一端与第一GPS集成芯片U9的PPS端相连，另一端与第四发光二极管DS4相连；第四发光二极管DS4的一端与第十九电阻R19相连，另一端与数字地DGND相连；第二十电阻的一端与第一GPS集成芯片U9的TXA相连，另一端与第一微处理器U4的PA3端相连；第二十一电阻R21的一端与第一GPS集成芯片U9的DXA相连，另一端与第一微处理器U4的PA2端相连；第二十二电阻R22的一端与第二备用电池BT2的正极相连，另一端与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连；第三十三电容C33的一端与第一微处理器U4的PA3端相连，另一端与数字地DGND相连；第三十四电容的一端与第一微处理器U4的PA2端相连，另一端与数字地DGND相连；第三十五电容C35的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与第二电感L2的一端相连；第二电感L2的一端与第三十五电容C35相连，另一端与数字地相连；第三十六电容C6的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与第二电感L2的一端相连；第三电感L3的一端与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连，另一端与数字电源DVCC相连；第三十七电容C37的一端与数字电源DVCC相连，另一端与数字地DGND相连；第一GPS集成芯片U9的RF_IN端与第一陶瓷天线E1相连；第一GPS集成芯片U9的所有GND端都与数字地DGND相连； 第二肖特基整流管D2的正极与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连，负极与第二备用电池BT2的正极相连；第二备用电池BT2的负极与数字地DGND相连；第三肖特基整流管D3的正极与第一GPS集成芯片U9的VBAT端相连，负极与第一GPS集成芯片U9的VCC端相连；第一GPS集成芯片U9的所有NC端全部悬空。
第一GPS集成芯片U9的型号是VK1613，采用SiRF第三代高灵敏度、低耗电量芯片StarIII，已内建ARM7TDMI CPU，搜寻及运算卫星讯号能力较强，支持3V~5V宽压供电，工作温度范围大，使用海拔小于18000米，精度为2.2米圆周误差，具备快速定位及追踪20颗卫星的能力，结合数字罗盘即可精确定位飞行器，提供准确位置数据，如定位坐标信息、当前卫星信息、三维速度信息。 
如图8所示，无线收发模块包括第一高速无线数据收发集成模块JP1；第一高速无线数据收发集成模块JP1的1端与数字地DGND相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的2端与数字电源DVCC相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的3端与第一微处理器U4的24L01‑CE相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的4端与第一微处理器U4的24L01‑CSN相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的5端与第一微处理器U4的24L01‑SCK相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的6端与第一微处理器U4的24L01‑MOSI相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的7端与第一微处理器U4的24L01‑MISO相连；第一高速无线数据收发集成模块JP1的8端与第一微处理器U4的24L01‑IRQ相连。
本发明所选用的第一高速无线数据收发集成模块JP1中的核心芯片型号是nRF24L01。该芯片使用SPI接口与处理器通讯，采用Enhanced ShockBurst技术，且支持2Mbps高速传输，可靠通信距离最远可达600米左右。而只需在监控微机端，使用单片机与相同模块通信即可实时接收，命令协议可使用RS232/RS485格式，命令模式参考常用AT命令。
如图9所示，串口/SWD调试接口电路包括第一串口调试接口JP2、第一SWD调试接口JP3；第一串口调试接口JP2的1端与+5V电源相连；第一串口调试接口JP2的2端与第一微处理器U4的UART1‑TX端相连；第一串口调试接口JP2的3端与第一微处理器U4的UART1‑RX端相连；第一串口调试接口JP2的4端与数字地DGND相连；第一SWD调试接口U5的1端与数字电源DVCC相连；第一SWD调试接口JP3的2端与第一微处理器U4的SWDIO端相连；第一SWD调试接口JP3的3端与第一微处理器U4的SWDCLK端相连；第一SWD调试接口JP3的4端与数字地DGND相连。
本发明采用SWD接口可在线调试飞行器，并烧写程序至第一微处理器U3，以节省IO资源供各路采样模块信号输入。而留出的STM32的串口1，便于调试过程的数据观察以及功能扩展需要使用。
如图10所示，信号输入/输出接口包括遥控信号输入接口、四通道油门信号输出接口和功能转换按键电路。
遥控信号输入接口包括第一遥控信号输入接口JP8；第一遥控信号输入接口JP8的1端与数字地DGND相连；第一遥控信号输入接口JP8的2端与+5V电源相连；第一遥控信号输入接口JP8的3端与第一微处理器U3的Rev‑PPM相连。
四通道油门信号输出接口包括第一信号输出接口JP4、第二信号输出接口JP5、第三信号输出接口JP6和第四信号输出接口JP7；第一信号输出接口JP4的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH1相连；第二信号输出接口JP4的3端与电源地DGND相连；第二信号输出接口JP4的2端悬空；第二信号输出接口JP5的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH2相连；第二信号输出接口JP5的3端与电源地DGND相连；第二信号输出接口JP5的2端悬空；第三信号输出接口JP6的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH3相连；第三信号输出接口JP6的3端与电源地DGND相连；第三信号输出接口JP6的2端悬空；第四信号输出接口JP7的1端与第一微处理器U4的PWM‑CH4相连；第四信号输出接口JP7的3端与电源地DGND相连；第四信号输出接口JP7的2端悬空。
功能转换按键电路包括第九电阻R9、第十电阻R10、第二开关按键S2和第三开关按键S3；第九电阻R9的一端与第一微处理U4的KEY1端相连，另一端与第二按键S2相连；第二按键S2的一端与第九电阻R9相连，另一端与数字地DGND相连；第十电阻R10的一端与第一微处理U4的KEY2端相连，另一端与第三按键3相连；第三按键S3的一端与第十电阻R10相连，另一端与数字地DGND相连。
当飞行器系统模式为自动导航模式时，第一微处理器U4实时处理、融合各传感器数据，直接通过四通道油门信号输出接口输出到各路电子调速器改变电机转速，控制飞行器航向；当飞行器系统模式切换为手动控制时，PPM调制的遥控信号通过第一遥控信号输入接口JP8输入到微处理器U4，经第一微处理器处理后以PWM驱动信号通过四通道油门信号输出接口输出到各路电子调速器，从而改变无刷电机转速增大或减小。
最后说明，以上描述仅用以说明本发明的技术方案而非限制其所包含范围，即对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而并未脱离其目的和范围的，均应涵盖于本发明的权利要求范围当中。