一种飞行器

技术领域

本文涉及飞行器技术，尤指一种飞行器。

背景技术

在民用领域，由于中小型飞行器具有结构简单、成本低的优点，在气象观测、环境检测、大地测量、防灾救灾、军事等方面也有着广泛的应用。特别在军事领域，中小型飞行器具有良好的隐蔽性，特别适合作为侦察和攻击武器。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：结构系统，包括承载主体、以及自所述承载主体四周伸出的多条支撑臂；矢量推力系统，包括对应安装于所述多条支撑臂的多个第一偏转机构、以及对应安装于所述多个第一偏转机构的多组动力装置；所述第一偏转机构与所述支撑臂活动连接，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，多组所述动力装置阵列式分布，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，所述第一偏转机构与所述支撑臂可转动连接，设置成带动所述动力装置相对所述支撑臂绕第一转动轴线转动，以调节所述动力装置的动力输出方向；所述第一转动轴线沿所述结构系统的宽度方向延伸，设置成控制所述飞行器的俯仰姿态。

在一个示例性实施例中，所述第一偏转机构包括筒座，所述动力装置套装于所述筒座；

所述矢量推力系统还包括第一转动轴和第一驱动装置，所述第一转动轴连接所述筒座和所述支撑臂，所述第一驱动装置与所述第一转动轴相连，设置成带动所述第一转动轴转动，以带动所述筒座及所述动力装置绕所述第一转动轴转动。

在一个示例性实施例中，所述第一偏转机构设置成调节所述动力装置的动力输出方向，以控制所述飞行器的俯仰姿态；

所述矢量推力系统还包括第二偏转机构，所述第二偏转机构设置成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。

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；所述第二偏转机构与所述喷管对应安装，设置成调节所述喷管喷射的气流方向，进而调节所述动力装置的动力输出方向。

在一个示例性实施例中，所述第二偏转机构包括喷管罩，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；

所述矢量推力系统还包括第二转动轴和第二驱动装置，所述第二转动轴与所述喷管罩直接或间接相连；所述第二驱动装置与所述第二转动轴相连，设置成带动所述第二转动轴转动，以带动所述喷管罩绕所述第二转动轴摆动。

在一个示例性实施例中，所述动力装置还包括与所述主体连接并设于所述喷管周侧的连接座，所述第二转动轴连接所述喷管罩和所述连接座。

在一个示例性实施例中，所述动力装置包括多台发动机，所述第二偏转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，所述第二偏转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，所述多组动力装置位于所述飞行器的重心的上侧，并且分布于所述飞行器的中心位置的四周。

在一个示例性实施例中，所述的飞行器还包括设于所述结构系统上的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括与所述矢量推力系统电连接的飞行控制器，以及与所述飞行控制器连接的操控装置、用于感知飞行信息的传感器及显示装置；所述飞行控制器设置成接收所述操控装置和所述传感器发送的信号控制所述矢量推力系统并通过所述显示装置进行显示。

在一个示例性实施例中，所述承载主体包括头部、尾部及连接头部和尾部的座身，所述头部设有防护装置，所述操控装置包括设于所述头部的操作把手。

在一个示例性实施例中，所述的飞行器还包括设于所述结构系统并设置成为所述动力装置提供能源的能源系统；所述能源系统包括多个分布于所述承载主体的油箱。

在一个示例性实施例中，所述结构系统还包括支撑所述承载主体的多条支撑腿、以及设于所述支撑腿上的支撑轮。

在一个示例性实施例中，所述动力装置包括至少一台发动机，所述发动机采用微型涡轮喷气式发动机或涡扇发动机。

与相关技术相比，本申请实施例的飞行器通过设置矢量推力系统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。

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为本申请实施例的飞行器的俯视方向视图；

图3为本申请实施例的飞行器的侧视方向视图；

图4为本申请实施例的飞行器的稳定性调整力学示意图；

图5为图1中的飞行器的矢量推力系统的第一偏转机构部分在第一飞行状态的局部视图；

图6为图1中的飞行器的矢量推力系统的第一偏转机构部分在第二飞行状态的局部视图；

图7为本申请实施例的飞行器的矢量推力系统的立体视图；

图8为本申请实施例的飞行器的矢量推力系统的侧面视图；

图9为本申请实施例的飞行器的矢量推力系统的第二偏转机构在第三飞行状态的视图；

图10为本申请实施例的飞行器的矢量推力系统的第二偏转机构在第四飞行状态的视图。

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10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，包括结构系统1和矢量推力系统2。结构系统1包括承载主体10、以及自承载主体10四周伸出的多条支撑臂11；矢量推力系统2包括对应安装于多条支撑臂11的多个第一偏转机构20、以及对应安装于多个偏转机构20的多组动力装置21。第一偏转机构20与支撑臂11活动连接，设置成调节动力装置21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通过设置矢量推力系统2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。

如图1、图2所示，本实施例中承载主体10包括头部101、尾部102及连接头部101和尾部102的座身103，可载人以骑行姿势在空中飞行，可为其他各个系统提供机械接口。头部101设有防护装置1011，防护装置1011包括头部整流罩、挡风玻璃等。承载主体10还包括设于座身103的坐垫、缓冲装置等以增加乘坐的舒适度。承载主体10也可设计为可载人以采用坐姿、卧姿、趴姿等其他姿势，在此不做限定。

如图1所示，本实施例中结构系统1还包括支撑承载主体10的多条支撑腿12、及设于支撑腿12上的支撑轮120，可实现落地支撑和滑行。

如图1所示，本实施例中的动力装置21包括至少一台发动机，发动机采用微型涡轮喷气式发动机。在其他实施方式中，也可采用涡扇发动机，在此不做限定。

本实施例中的动力装置21采用了基于大推重比的涡喷发动机阵列设计，实现垂直起降和高机动飞行，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。

如图1-图3所示，本申请实施例的多组动力装置21阵列式分布，并沿飞行器1的宽度方向（参图1中X方向）对称设置，一组动力装置21包括一台或多台发动机。当然，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，在此不做限定。

如图1所示，本实施例中的动力装置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第一偏转机构20。

如图1-图3所示，多组动力装置21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4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。

如图5-图6所示，第一偏转机构20与支撑臂11可转动连接，设置成带动动力装置21相对支撑臂11绕第一转动轴线A（参图5、图7所示）转动，以调节动力装置21的动力输出方向。第一转动轴线A沿结构系统的宽度方向延伸，设置成控制飞行器100的俯仰姿态。 在初始飞行状态，第一转动轴线A平行于水平面。

如图5所示，在第一飞行状态，第一偏转机构20保持动力装置21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6所示，在第二飞行形态，第一偏转机构20保持动力装置21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7所示，本实施例中的第一偏转机构20包括筒座201，发动机21套装于对应的筒座201并能够跟随筒座201转动。本实施例中的筒座201包括多个，多个筒座201相互连接并基于第一偏转机构20的转动中心对称布置，多个筒座201可安装多台发动机21。当然第一偏转机构20也可仅设有一个筒座201，在此不做限定。

矢量推力系统2还包括第一转动轴22和第一驱动装置（未示出），第一转动轴22连接筒座201和支撑臂11，第一驱动装置与第一转动轴22相连，设置成带动第一转动轴22转动，以带动筒座201及动力装置21绕第一转动轴22转动。

第一驱动装置可采用驱动电机，驱动电机可安装于支撑臂22带动第一转动轴22转动；驱动电机也可安装于承载主体10上，通过连杆轴带动筒座201转动。第一驱动装置还可采用液压或气压装置等，在此不做限定。

如图8所示，矢量推力系统2还包括第二偏转机构23，第二偏转机构23设置成调节动力装置21的动力输出方向，以控制飞行器100的偏航姿态和横滚姿态。

如图7、图8所示，动力装置21包括主体210、以及与主体210连接的喷管211，第二偏转机构23与喷管211对应安装，设置成调节喷管211喷射的气流方向，进而调节动力装置21的动力输出方向。动力装置21包括多台发动机，第二偏转机构23包括分别与一组动力装置21的多台发动机对应设置的多个喷管罩231，第二偏转机构23还包括连接多个喷管罩231的联动轴232，从可实现多个喷管罩231同步摆动。

矢量推力系统2还包括第二转动轴24和第二驱动装置（未示出），第二转动轴24与喷管罩231直接或间接相连。第二驱动装置与第二转动轴24相连，设置成带动第二转动轴24转动，以带动喷管罩231绕第二转动轴24摆动。

如图9、图10，动力装置21还包括与主体210连接并设于喷管231周侧的连接座212，第二转动轴24连接喷管罩231和连接座212。本实施例中的第二转动轴24为连接喷管罩231和连接座212连接螺钉或螺栓等。

第二驱动装置也可采用驱动电机，驱动电机也可安装于支撑臂22带动第二转动轴24转动；驱动电机也可安装于承载主体10上，通过连杆轴带动筒座201转动。第二驱动装置还可采用液压或气压装置等，在此不做限定。

如图9所示，在第三飞行状态，第二偏转机构23保持动力装置21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，第二偏转机构23摆动偏转，使的动力装置21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。

本申请实施例的矢量推力系统2通过驱动第一偏转机构20和第二偏转机构23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21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。

本申请实施例的具有双自由度的矢量推力系统2，可采用整体旋转发动机21和摆动喷管罩23相结合的方式，亦可采用两个方向整体旋转发动机21或两个方向旋转喷管罩23。

本申请实施例的飞行器100还包括设于结构系统1上的飞行控制系统（未能展示，可参照现有的飞行器的控制系统），飞行控制系统包括与矢量推力系统2连接的飞行控制器、与飞行控制器分别连接的操控装置、用于感知飞行信息的传感器及显示装置。飞行控制器设置成接收操控装置和传感器发送的信号控制矢量推力系统2并通过显示装置进行显示。操控装置包括设于飞行器100头部的操作把手3（参图1所示）。

本申请实施例的飞行控制系统3的传感器感知飞行信息反馈给飞行控制器，飞行控制器处理相关信息后通过显示装置展示给飞行员，飞行员通过人员操控装置给飞行控制器输入指令，从而飞行器100可感知和控制飞行姿态。

本申请实施例的飞行器100驾乘体验好、学习成本低，可采用人/机双模智能控制技术，具备智能化自动驾驶和人在回路控制两种模态，可解放驾驶员双手，让人员具有多任务操作能力。人/机双模智能控制亦可采用全自动飞行控制或全人员操纵飞行方式。

如图2所示，飞行器100还包括设于结构系统1并设置成为动力装置21提供能源的能源系统（未能完全展示），能源系统包括多个分布于所述承载主体的油箱4和供应装置（可参考现有技术中的摩托车的油箱4和供应装置形式）。供油系统集成于油箱4内部组成，通过油管（未示出）连接至阵列布置的动力装置21。采用分布式油箱4设计可减小单一油箱中大量的油液晃动给飞行器100造成的稳定性下降的问题。

飞行时，燃油系统收飞行控制系指令或操纵信号向动力装置供油，动力装置21通过矢量推力系统2连接于结构系统1，矢量推力系统2在驱动装置的驱动下运动，进而调节发动机的推力方向实现稳定飞行。

本申请实施例的飞行器100具有大载重、小尺寸、高速度、长航程、高智能、高安全、可垂直起降的优点。

在本申请中的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“一侧”、“另一侧”、“一端”、“另一端”、“边”、“相对”、“四角”、“周边”、 “‘口’字结构”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的结构具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

在本申请实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“直接连接”、“间接连接”、“固定连接”、“安装”、“装配”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；术语“安装”、“连接”、“固定连接”可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

虽然本申请所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本申请而采用的实施方式，并非用以限定本申请。任何本申请所属领域内的技术人员，在不脱离本申请所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本申请的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定为准。

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、系统、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。