一种组合导航控制器的制作方法

1.本发明涉及弹体控制技术，特别是一种组合导航控制器。


背景技术：

2.组合导航控制器是制导炮弹控制系统的核心电子设备,在制导炮弹飞行过程中起着至关重要的作用。传统的智能弹药组合的导航控制器结构复杂，导致体积庞大、质量笨重，并增加整个导炮弹的重量，影响射程。


技术实现要素：

3.本发明的目的就是针对传统的导航控制器体积庞大，质量笨重，而增加整个导炮弹的重量，影响射程的问题，提供一种组合导航控制器以解决上述问题。
4.为实现上述目的，本发明采用如下技术方案。
5.一种组合导航控制器，包括控制舱壳体，所述控制舱壳体整体呈冯卡门曲线结构，并作为弹体的一部分与弹体共形；所述控制舱壳体的外侧嵌设有天线，所述控制舱壳体设置有隔板，通过所述隔板将控制舱壳体分隔成上腔室和下腔室，所述上腔室内安装有卫星接收机，所述下腔室内安装有imu模块和主控板。
6.采用前述技术方案的本发明，通过将控制舱壳体整体设置呈冯卡门曲线结构，并使控制舱壳体作为弹体的一部分，使弹体的整体形状不变，更好地减小空气阻力，减轻载荷对弹体的影响，并避免将组合导航控制器单独设置，增加空气阻力，减轻整个导炮弹的重量，增加射程；并在控制舱壳体内设置隔板将壳体内分成上腔室和下腔室，将卫星接收机和imu模块以及主控板，以及嵌设在控制舱壳体外侧的天线，集成在一起，实现组合导航控制器的模块化、小型化和组合化，有效减小控制舱壳体的体积，从而减轻组合导航控制器的体积，进一步减小导炮弹的重量，增加射程。
7.优选的，所述天线的外表面与控制舱壳体的外形共形，并通过螺钉与控制舱壳体可拆卸连接。通过将天线与控制舱壳体相嵌的外表面，设置成安装在控制舱壳体侧面后所形成的整体，仍然满足冯卡门曲线结构，能更好地减小空气阻力，减轻载荷对弹体的影响，并将天线与壳体可拆卸连接方便维修和更换。
8.优选的，所述隔板上设置有通孔，所述卫星接收机通过螺栓穿过所述通孔与隔板上端连接。将卫星接收机整体设置呈圆柱状结构，并通过螺栓连接在隔板上，使其与控制舱壳体内腔相匹配，并减小上腔室的空间，有利于缩小控制舱壳体的体积，同时也方便维修和更换。
9.优选的，所述隔板下端设置有内凹结构，所述imu模块通过螺栓穿过隔板上的通孔与隔板下端连接，所述imu模块的顶端嵌设在隔板的内凹结构内，通过所述内凹结构限制imu模块的轴向位置和相位。通过在隔板下端设置内凹结构，对imu模块的轴向和相位进行限制，使imu模块的横法相分别与弹体坐标系下的y、z轴重合，方便导航时方向标识显示的准确性。
10.优选的，所述下腔室底部设有底板，所述下腔室的侧壁上形成有凸台，主控板通过所述凸台固定连接，且底板通过t型螺钉套塑料导管与主控板锁紧连接。通过设置凸台将主板与控制舱壳体连接，通过螺钉连接底板主板，并在主板与底板之间设置t型螺钉套塑料导管，将主控板与底板之间设置一定的距离，有利于主控板上的元器件散热，同时也通过主板阻挡多余物进入控制舱壳体内。
11.优选的，所述隔板上设置有通过口，所述卫星接收机上的电缆从隔板的通过口处伸出，并与主控板的接口焊接连接。设置通过可方便连接卫星接收机和主板的电缆线通过，并实现主板与卫星接收机之间的通讯。
12.优选的，所述卫星接收机与天线通过射频线缆连接。卫星接收机通过射频线缆与天线相连，用于对天线接收的信号进行跟踪、处理和测量。
13.优选的，所述卫星接收机和imu模块与隔板之间均分别放置有环氧树脂硬质层压板。通过设置环氧树脂硬质层压板，对卫星接收机和imu模块与隔板之间隔热，防止气动热对卫星接收机及imu模块带来的不良影响。
14.优选的，所述主控板对外采用1个电接口，用于控制器信号的输入和输出，所述控制器信号包括舵机控制信号、舵展信号、遥测信号、电池供电、地面测试供电信号。通过设置一个电接口实现舵机控制信号、舵展信号、遥测信号、电池供电、地面测试供电信号的输入和输出，有利于简化主控板的整体结构。
15.本发明的有益效果是，通过将控制舱壳体整体设置呈冯卡门曲线结构，并使控制舱壳体作为弹体的一部分，使弹体的整体形状不变，更好地减小空气阻力，减轻载荷对弹体的影响，并避免将组合导航控制器单独设置，增加空气阻力，减轻整个导炮弹的重量，增加射程；通过设置凸台和t型螺钉套塑料导管，将主控板与底板之间设置一定的距离，有利于主控板上的元器件散热，同时也通过主板阻挡多余物进入控制舱壳体内；通过在卫星接收机、imu模块与隔板之间均分别放置环氧树脂硬质层压板进行隔热处理，减少了气动热对卫星接收机及imu模块带来的不良影响；并在控制舱壳体内设置隔板将壳体内分成上腔室和下腔室，将卫星接收机和imu模块以及主控板，以及嵌设在控制舱壳体外侧的天线，集成在一起，实现组合导航控制器的模块化、小型化和组合化，有效减小控制舱壳体的体积，从而减轻组合导航控制器的体积，进一步减小导炮弹的重量，增加射程。
附图说明
16.图1是本发明的结构图；
17.图2是本发明的去掉壳体结构图；
18.图3是本发明的壳体结构图；
19.图4为本发明的主控板原理框图。
具体实施方式
20.下面结合附图对本发明作进一步说明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
21.说明书附图中的附图标记包括：控制舱壳体1、隔板12、上腔室11、下腔室13、凸台14、通孔15、天线2、卫星接收机3、imu模块4、主控板5、底板6。
22.参见图1和图2，一种组合导航控制器，包括控制舱壳体1，所述控制舱壳体1整体呈冯卡门曲线结构，并作为弹体的一部分与弹体共形；所述控制舱壳体1的外侧嵌设有天线2，所述控制舱壳体1设置有隔板12，通过所述隔板12将控制舱壳体1分隔成上腔室11和下腔室13，所述上腔室11内安装有卫星接收机3，所述下腔室13内安装有imu模块4和主控板5。
23.其中，参见图1至图3，所述控制舱壳体1两端分别开设螺纹孔，用于控制舱壳体1与其他舱段的连接。所述天线2与控制舱壳体1相嵌的外表面与控制舱壳体1的外形共形，并位于控制舱壳体1侧面，并通过螺钉与控制舱壳体1可拆卸连接。所述隔板12上设置有通孔15，所述卫星接收机3整体呈圆柱状结构，并通过螺栓穿过所述通孔15与隔板12上端连接。
24.参见图2，所述隔板12下端设置有内凹结构，所述imu模块4通过螺栓穿过隔板12上的通孔15与隔板12下端连接，所述imu模块4的顶端嵌设在隔板12的内凹结构内，通过所述内凹结限制imu模块4的轴向位置和法相，使imu模块4的横法相分别与弹体坐标系下的y、z轴重合。所述下腔室13底部设有底板6，所述下腔室13的侧壁上形成有凸台14，主控板5通过所述凸台14固定连接，且底板6通过t型螺钉套塑料导管与主控板5锁紧连接。
25.参见图1和图2，所述隔板12上设置有通过口，所述卫星接收机3上的电缆从隔板12的通过口处伸出，并与主控板5的接口焊接连接。所述卫星接收机3与天线2通过射频线缆连接。所述卫星接收机3和imu模块4与隔板12之间均分别放置有环氧树脂硬质层压板。。
26.参见图4，所述主控板5对外采用1个电接口，用于控制器信号的输入和输出，所述控制器信号包括舵机控制信号、舵展信号、遥测信号、电池供电、地面测试供电信号。
27.装配时，首先，在控制舱壳体1外完成主控板5与卫星接收机3、imu模块4的电缆连接，然后，将卫星接收机3从控制舱壳体1的底端经隔板12通过口处装入舱段，再完成卫星接收机3以及imu模块4在控制舱壳体1内的装配，然后将主控板5通过螺钉固定于控制舱下腔室13侧壁的凸台14下端，并将底板6通过t型螺钉套塑料导管与主控板5锁紧连接，最后在舱外完成天线2与卫星接收机3的连接，最后，将天线2装配于控制舱壳体1上。
28.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。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。