CN117699018A - 一种飞行器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器，包括：机体；多组动力装置，设于所述机体并位于所述飞行器的重心之上；姿态调整机构，设于机体并设置成调节所述动力装置的动力输出方向，进而控制所述飞行器的姿态。

Description

一种飞行器

技术领域

本文涉及载人飞行器技术，尤指一种飞行器。

背景技术

随着微型涡轮喷气式发动机技术的逐渐成熟，使得基于微型涡轮喷气式发动机的载人飞行器成为可能。这种采用喷气式动力的载人飞行器相对于直升机、电动旋翼类等垂直起降飞行器单位体积载重、单位体积航程、单位体积速度均能够提高数倍到数十倍。但现有的飞行器飞行灵活性和稳定性均较低，给飞行器带来了巨大的安全隐患。

发明内容

本申请提供了一种载人飞行器，具有较高的飞行稳定性和灵活性。

本申请提供了一种飞行器，包括：机体；多组动力装置，设于所述机体并位于所述飞行器的重心之上；姿态调整机构，设于所述机体并设置成调节所述动力装置的动力输出方向，进而控制所述飞行器的姿态。

在一个示例性实施例中，所述多组动力装置阵列式地布置于所述机体并沿所述飞行器的宽度方向对称设置；和/或一组所述动力装置包括一台或多台发动机。

在一个示例性实施例中，所述机体包括承载主体、以及自所述承载主体伸出的多个支撑臂；

所述姿态调整机构设置成带动所述动力装置相对所述支撑臂绕沿所述机体的宽度方向延伸的第一转动轴线转动，以调节所述动力装置的动力输出方向进而控制所述飞行器的俯仰姿态。

在一个示例性实施例中，所述姿态调整机构包括一一对应安装于所述多个支撑臂的多个旋转机架，所述多组动力装置一一对应安装于所述多个旋转机架，所述旋转机架设有一个或多个筒座，所述动力装置的一个或多个发动机对应安装于所述一个或多个筒座。

在一个示例性实施例中，所述姿态调整机构还包括用于驱动所述多个旋转机架转动的多个第一驱动机构；

所述第一驱动机构包括设于所述承载主体的第一驱动装置、以及连接所述第一驱动装置并定位于所述支撑臂的第一传动轴杆和第二传动轴杆，所述第一传动轴杆和第二传动轴杆分别连接在沿所述机体的宽度方向对称设置的两个所述旋转机架并可分别带动各自对应连接的旋转机架转动。

在一个示例性实施例中，所述第一驱动装置包括设于所述机体的直线运动机构、以及与所述直线运动机构连接并能够将所述直线运动机构的直线运动转换成旋转运动的动力转换机构，所述第一传动轴杆和第二传动轴杆均与所述动力转换机构连接。

在一个示例性实施例中，所述动力转换机构包括能够将所述驱动机构的直线运动转换成摆动运动的摆杆、以及与所述摆杆连接并能够将所述摆动运动转换成旋转运动的转轴，所述第一传动轴杆和第二传动轴杆均与所述转轴连接。

在一个示例性实施例中，所述姿态调整机构还包括与所述多组动力装置对应设置的多个摆动机构，所述摆动机构设置成能够绕第二转动轴线摆动并调节所述动力装置的动力输出方向，以控制所述飞行器的偏航姿态和横滚姿态，所述第二转动轴线沿所述飞行器的前进方向延伸。

在一个示例性实施例中，所述动力装置包括主体、以及与所述主体连接的喷管；所述摆动机构包括喷管罩，所述喷管罩设于所述喷管的出口端并可相对所述喷管摆动，以调节所述喷管喷射的气流方向。

在一个示例性实施例中，所述动力装置包括多台发动机，所述摆动机构包括分别与一组动力装置的所述多台发动机对应设置的多个喷管罩，所述摆动机构还包括连接所述多个喷管罩的联动轴。

在一个示例性实施例中，所述姿态调整装置还包括带动所述多个喷管罩摆动的多个第二驱动装置；所述第二驱动装置包括一组或多组拉线组件、以及带动所述拉线组件运动的第二驱动机构，所述拉线组件与所述喷管罩或联动轴连接。

在一个示例性实施例中，所述拉线组件包括连接所述驱动机构的拉线、以及连接所述拉线和所述喷管罩的拉线定位组件，所述姿态调整机构还设有供所述拉线穿入和穿出的导管，所述拉线定位组件连接所述拉线穿出导管的部分。

在一个示例性实施例中，所述拉线定位组件包括与所述拉线连接的拉线卸扣、以及与所述拉线卸扣连接的拉线支架。

在一个示例性实施例中，所述第二驱动装置还包括连接所述一组或多组拉线组件和所述第二驱动结构的夹线器，所述夹线器设置成压紧和调节所述拉线组件的松弛度。

在一个示例性实施例中，所述第二驱动装置还包括带动所述喷管罩复位的复位装置。

与相关技术相比，本申请实施例的飞行器通过设置姿态调整机构可对飞行器的动力装置的推力方向进行调节以控制飞行器的姿态，实现飞行器的灵活飞行，同时将多组动力装置位于飞行器的重心之上使得飞行器具有较高的稳定性。

本申请的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本申请而了解。本申请的其他优点可通过在说明书以及附图中所描述的方案来实现和获得。

附图说明

附图用来提供对本申请技术方案的理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本申请的技术方案，并不构成对本申请技术方案的限制。

图1为本申请实施例的飞行器的整体立体图；

图2为图1的局部视图；

图3为本申请实施例的飞行器的旋转与动力装置的第一飞行状态视图；

图4为本申请实施例的飞行器的旋转与动力装置的第二飞行状态视图；

图5为本申请实施例的飞行器的旋转支撑架与动力装置组装后的立体视图；

图6为本申请实施例的飞行器的第一驱动机构的正面视图；

图7为本申请实施例的飞行器的旋转支撑架的侧面剖视图；

图8为本申请实施例的飞行器的旋转支撑架与动力装置的组装后的侧面视图；

图9为本申请实施例的飞行器的摆动机构的第一飞行状态视图；

图10为本申请实施例的飞行器的摆动机构的第二飞行状态视图；

图11为本申请实施例的飞行器的侧面视图；

图12为本申请实施例的飞行器的稳定性调整力学示意图。

具体实施方式

本申请描述了多个实施例，但是该描述是示例性的，而不是限制性的，并且对于本领域的普通技术人员来说显而易见的是，在本申请所描述的实施例包含的范围内可以有更多的实施例和实现方案。尽管在附图中示出了许多可能的特征组合，并在具体实施方式中进行了讨论，但是所公开的特征的许多其它组合方式也是可能的。除非特意加以限制的情况以外，任何实施例的任何特征或元件可以与任何其它实施例中的任何其他特征或元件结合使用，或可以替代任何其它实施例中的任何其他特征或元件。

本申请包括并设想了与本领域普通技术人员已知的特征和元件的组合。本申请已经公开的实施例、特征和元件也可以与任何常规特征或元件组合，以形成由权利要求限定的独特的发明方案。任何实施例的任何特征或元件也可以与来自其它发明方案的特征或元件组合，以形成另一个由权利要求限定的独特的发明方案。因此，应当理解，在本申请中示出和/或讨论的任何特征可以单独地或以任何适当的组合来实现。因此，除了根据所附权利要求及其等同替换所做的限制以外，实施例不受其它限制。此外，可以在所附权利要求的保护范围内进行各种修改和改变。

此外，在描述具有代表性的实施例时，说明书可能已经将方法和/或过程呈现为特定的步骤序列。然而，在该方法或过程不依赖于本文所述步骤的特定顺序的程度上，该方法或过程不应限于所述的特定顺序的步骤。如本领域普通技术人员将理解的，其它的步骤顺序也是可能的。因此，说明书中阐述的步骤的特定顺序不应被解释为对权利要求的限制。此外，针对该方法和/或过程的权利要求不应限于按照所写顺序执行它们的步骤，本领域技术人员可以容易地理解，这些顺序可以变化，并且仍然保持在本申请实施例的精神和范围内。

如图1-图12所示，本申请实施例提供一种飞行器100，可用于进行载人飞行。飞行器100包括：机体1；多组动力装置2，设于机体1并位于飞行器100的重心之上；姿态调整机构3，设于机体1并设置成调节动力装置2的动力输出方向，进而控制飞行器100的姿态。

本申请实施例的飞行器100通过设置姿态调整机构3可对飞行器100的动力装置21的推力方向进行调节以控制飞行器100的姿态，实现飞行器100的灵活飞行，同时将多组动力装置21位于飞行器100的重心之上使得飞行器100具有较高的稳定性。

如图1所示，机体1包括承载主体10、以及自承载主体10伸出的多个支撑臂11。承载主体1可设计座位等，实现载人以骑行姿势、坐姿、卧姿、趴姿等在空中飞行。承载主体1可为其他各个***提供机械接口，例如供油***、控制***、信号***等等，具体可参考现有飞行器的设计，在此不赘述。

如图1所示，姿态调整机构3包括对应安装于多个支撑臂11的多个旋转机架30，多组动力装置2一一对应安装于多个旋转机架30。多组动力装置2阵列式的布置于机体1并沿飞行器100的宽度方向对称设置(参图1中X方向)。如1图所示，视图中的动力装置21总共包括4组共8台发动机阵列布局，单组采用并联的方式连接并安装于对应的旋转机架30。

在一个示例性实施例中，多组动力装置21也可沿圆周方向阵列式分布对称布置，此时的宽度方向可为圆周的直径方向。

本申请实施例的一组动力装置2包括一台或多台发动机。发动机采用了基于大推重比的涡喷发动机阵列设计，可实现垂直起降和高机动飞行。涡喷发动机的单位体积载重相对直升机及电动旋翼类飞行器提高5～6倍、单位体积航程提高4～5倍。涡喷发动机是一种依靠依赖燃气流产生推力的发动机，具有推重比高、造价低廉、能量密度高等优点，非常适合用作中小飞行器的动力驱动装置。在一个示例性实施例中，发动机也可采用涡扇发动机。

如图2-图4所示，旋转机架30设置成带动动力装置2相对支撑臂11绕第一转动轴线A转动，以调节动力装置2的动力输出方向。第一转动轴线A沿机体1的宽度方向延伸，设置成控制飞行器100的俯仰姿态。

如图3所示，在第一飞行状态，旋转机架30保持动力装置2的动力方向与水平面垂直，可实现飞行器100的直升和直降。

如图4所示，在第二飞行形态，旋转机架30保持动力装置2的动力方向发生偏转，可实现飞行器100的俯、仰、前、后的飞行控制。

如图5所示，旋转机架30设有一个或多个筒座301，动力装置2的一个或多个发动机对应安装于一个或多个筒座301。

如图1、图2所示，姿态调整机构3还包括带动多个旋转机架30转动的多个第一驱动机构31。第一驱动机构31包括设于承载主体10的第一驱动装置310、以及连接第一驱动装置310并定位于支撑臂11的第一传动轴杆311和第二传动轴杆312。第一传动轴杆311和第二传动轴杆312分别连接在宽度方向对称设置的两个旋转机架30并可分别带动各自连接的旋转机架30转动。

第一驱动装置310包括设于机体1的直线运动机构310a、以及与直线动力机构310a连接并能够将直线运动机构310a的直线运动转换成旋转运动的动力转换机构311b，第一传动轴杆311和第二传动轴杆312均与动力转换机构311b连接。本实施例中，第一传动轴杆311和第二传动轴杆312分别才有万向节与动力转换机构311b，以实现传动方向的改变。本实施例中的第二驱动机构341采用舵机。

如图6所示，动力转换机构311b包括能够将驱动机构31的直线运动转换成摆动运动的摆杆3110、以及与摆杆3110连接并能够将摆动运动转换成旋转运动的转轴3111，第一传动轴杆311和第二传动轴杆312均与转轴3111连接。

如图7所示，旋转机架30包括与第一传动轴杆311或第二传动轴杆312连接的传动轴组件32。传动轴组件32包括传动轴320和传动轴轴承座321。传动轴轴承座321与支撑臂11连接，传动轴轴承座321与传动轴320通过轴承连接，限制传动轴321的位置，传动轴320一侧通过万向节与第一传动轴杆311或第二传动轴杆312连接，用于传递动力。

如图5、图7所示，姿态调整装置3还包括与多个动力装置2对应设置的多个摆动机构33，摆动机构33设置成能够绕第二转动轴线B摆动的并调节动力装置2的动力输出方向，以控制飞行器100的偏航姿态和横滚姿态，第二转动轴线B沿飞行器100的前进方向Y(参图1)延伸。

如图8所示，动力装置2包括主体20、以及与主体20连接的喷管21。摆动机构33包括喷管罩330，喷管罩330设于喷管21的出口端并可相对喷管21摆动，以调节喷管21喷射的气流方向。本实施例中的动力装置2包括多台发动机，摆动机构33包括分别与一组动力装置2的多台发动机对应设置的多个喷管罩330。

如图9、图10所示，摆动机构33还包括连接多个喷管罩330的联动轴331。动力装置2还包括与主体20连接并设于喷管21周侧的连接座23，喷管罩330通过第二转动轴24连接喷管罩330和连接座23。本实施例中的第二转动轴24为连接喷管罩330和连接座23连接螺钉或螺栓等。

如图9所示，在第三飞行状态，摆动机构33保持动力装置2的动力方向与喷管喷射方向相同。

如图10所示，在第四飞行形态，摆动机构33摆动偏转，使动力装置2的喷管喷射方发生偏转，可实现飞行器100的偏航和翻滚姿态控制。

如图11所示，姿态调整装置3还包括带动多个喷管罩330摆动的多个第二驱动装置34。第二驱动装置34包括以一组或多组拉线组件340、以及带动拉线组件340运动的第二驱动机构341。本实施例中的第二驱动机构341采用舵机。

拉线组件340包括连接第二驱动机构的拉线340a、以及连接拉线340a和喷管罩330的拉线定位组件340b。拉线340a的中间部分定位于支撑臂11，支撑臂11通过设置穿伸支架工拉伸340a穿过。

如图7所示，旋转机架30设有供拉线340a穿入和穿出的导管301，拉线定位组件340b连接拉线340a穿出导管301的部分。其中导管301能够防止拉伸缠绕，拉线定位组件340b能够对拉线340a位置进行定位，从而防止在拉线340a的收放过程中的磨损。拉线定位组件340b包括与拉线340a连接的拉线卸扣3401、以及与拉线卸扣3401连接的拉线支架3402。

如图11所示，第二驱动装置34还包括连接一组或多组拉线组件340b和第二驱动机构341的夹线器347，夹线器347设置成压紧和调节拉线组件340的松弛度。

如图1、图12所示，多组动力装置2位于飞行器100的重心之上，并且阵列分布于飞行器100的中心位置的四周。通过上述设计，能够当飞行器100整个姿态偏离中心位置时(如图12所示)，飞行器100自身的重力MG产生恢复力矩能够自动恢复到平衡状态。同时，气动力产生阻尼力矩MQ，高速旋转的发动机转子的陀螺力矩MD也会产生阻尼力矩耗能量，能够帮助飞行器100尽快回复中心位置，从而使得飞行器100具有安全性高，采用稳定构型，安全性高。

本申请实施例的姿态调整机构3通过驱动旋转机架30和摆动机构33的偏转从而具有两个自由度转动，可实现调节微型涡喷发动机2的推力方向，克服了微型涡喷发动机响应速度较慢的问题，实现飞行器100的灵活机动。

本申请实施例的姿态调整机构3可采用一个动力源，同步驱动两组发动机的旋转和喷管摆动，可减少成本，降低控制***逻辑的复杂性。

本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、***、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中，在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分；例如，一个物理组件可以具有多个功能，或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些组件或所有组件可以被实施为由处理器，如数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读介质上，计算机可读介质可以包括计算机存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。如本领域普通技术人员公知的，术语计算机存储介质包括在用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机存储介质包括但不限于RAM、ROM、EEPROM、闪存或其他存储器技术、CD-ROM、数字多功能盘(DVD)或其他光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其他磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其他的介质。此外，本领域普通技术人员公知的是，通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其他传输机制之类的调制数据信号中的其他数据，并且可包括任何信息递送介质。

Claims (15)

1.一种飞行器，其特征在于，包括：

机体；

多组动力装置，设于所述机体并位于所述飞行器的重心之上；

姿态调整机构，设于所述机体并设置成调节所述动力装置的动力输出方向，进而控制所述飞行器的姿态。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述多组动力装置阵列式地布置于所述机体并沿所述飞行器的宽度方向对称设置；和/或一组所述动力装置包括一台或多台发动机。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述机体包括承载主体、以及自所述承载主体伸出的多个支撑臂；

所述姿态调整机构设置成带动所述动力装置相对所述支撑臂绕沿所述机体的宽度方向延伸的第一转动轴线转动，以调节所述动力装置的动力输出方向进而控制所述飞行器的俯仰姿态。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述姿态调整机构包括一一对应安装于所述多个支撑臂的多个旋转机架，所述多组动力装置一一对应安装于所述多个旋转机架，所述旋转机架设有一个或多个筒座，所述动力装置的一个或多个发动机对应安装于所述一个或多个筒座。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述姿态调整机构还包括用于驱动所述多个旋转机架转动的多个第一驱动机构；

所述第一驱动机构包括设于所述承载主体的第一驱动装置、以及连接所述第一驱动装置并定位于所述支撑臂的第一传动轴杆和第二传动轴杆，所述第一传动轴杆和第二传动轴杆分别连接在沿所述机体的宽度方向对称设置的两个所述旋转机架并可分别带动各自对应连接的旋转机架转动。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述第一驱动装置包括设于所述机体的直线运动机构、以及与所述直线运动机构连接并能够将所述直线运动机构的直线运动转换成旋转运动的动力转换机构，所述第一传动轴杆和第二传动轴杆均与所述动力转换机构连接。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述动力转换机构包括能够将所述驱动机构的直线运动转换成摆动运动的摆杆、以及与所述摆杆连接并能够将所述摆动运动转换成旋转运动的转轴，所述第一传动轴杆和第二传动轴杆均与所述转轴连接。

8.根据权利要求1-7任意一项所述的飞行器，其特征在于，所述姿态调整机构还包括与所述多组动力装置对应设置的多个摆动机构，所述摆动机构设置成能够绕第二转动轴线摆动并调节所述动力装置的动力输出方向，以控制所述飞行器的偏航姿态和横滚姿态，所述第二转动轴线沿所述飞行器的前进方向延伸。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述动力装置包括主体、以及与所述主体连接的喷管；所述摆动机构包括喷管罩，所述喷管罩设于所述喷管的出口端并可相对所述喷管摆动，以调节所述喷管喷射的气流方向。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述动力装置包括多台发动机，所述摆动机构包括分别与一组动力装置的所述多台发动机对应设置的多个喷管罩，所述摆动机构还包括连接所述多个喷管罩的联动轴。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，所述姿态调整装置还包括带动所述多个喷管罩摆动的多个第二驱动装置；所述第二驱动装置包括一组或多组拉线组件、以及带动所述拉线组件运动的第二驱动机构，所述拉线组件与所述喷管罩或联动轴连接。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述拉线组件包括连接所述驱动机构的拉线、以及连接所述拉线和所述喷管罩的拉线定位组件，所述姿态调整机构还设有供所述拉线穿入和穿出的导管，所述拉线定位组件连接所述拉线穿出导管的部分。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其特征在于，所述拉线定位组件包括与所述拉线连接的拉线卸扣、以及与所述拉线卸扣连接的拉线支架。

14.根据权利要求12所述的飞行器，其特征在于，所述第二驱动装置还包括连接所述一组或多组拉线组件和所述第二驱动结构的夹线器，所述夹线器设置成压紧和调节所述拉线组件的松弛度。

15.根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述第二驱动装置还包括带动所述喷管罩复位的复位装置。