本發(fā)明涉及飛行器，具體涉及一種基于控制射流方向運(yùn)動(dòng)的多發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)飛行器的轉(zhuǎn)向方式，是通過改變動(dòng)力系統(tǒng)的輸出功率，使得各動(dòng)力系統(tǒng)之間形成升力或扭矩來實(shí)現(xiàn)。期間需要由飛控系統(tǒng)進(jìn)行精確計(jì)算，效率不高，不易實(shí)時(shí)應(yīng)付復(fù)雜多變的飛行環(huán)境。更嚴(yán)重的問題是會(huì)使飛行器機(jī)身傾斜，不利于在飛行器上搭載錄像設(shè)備以及載人操控。

目前有一些較先進(jìn)的飛行器設(shè)計(jì)方案，通過改變各動(dòng)力系統(tǒng)的軸向來使飛行器懸停、平移、左轉(zhuǎn)、右轉(zhuǎn)，可以令飛行器的機(jī)身在飛行過程中始終保持水平，克服傳統(tǒng)飛行器的在轉(zhuǎn)向時(shí)機(jī)身傾斜的缺陷。但是要改變動(dòng)力系統(tǒng)的軸向?qū)嶋H上是很困難的，對于功率的要求很高，將消耗大量的能量，并且需要對動(dòng)力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重新進(jìn)行設(shè)計(jì)，以使其滿足可以轉(zhuǎn)向的要求，實(shí)現(xiàn)難度較大，無法滿足消費(fèi)級(jí)飛行器大規(guī)模生產(chǎn)與推廣應(yīng)用的需求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了解決上述問題，本發(fā)明公開了一種基于控制射流方向運(yùn)動(dòng)的多發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器。

本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

一種基于控制射流方向運(yùn)動(dòng)的多發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器，包括機(jī)身和安裝在機(jī)身上的動(dòng)力系統(tǒng)、導(dǎo)流系統(tǒng)、運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)、姿態(tài)傳感器、飛控系統(tǒng)以及計(jì)算機(jī)；所述動(dòng)力系統(tǒng)相對于機(jī)身的朝向保持不變并且產(chǎn)生垂直向下的射流，由計(jì)算機(jī)通過所述飛控系統(tǒng)控制所述動(dòng)力系統(tǒng)的射流輸出功率，保持機(jī)身的平衡；所述導(dǎo)流系統(tǒng)安裝于動(dòng)力系統(tǒng)的射流方向上并且相對于機(jī)身的朝向可調(diào)，由計(jì)算機(jī)或人工通過所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)控制所述導(dǎo)流系統(tǒng)的朝向?qū)?dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的射流進(jìn)行導(dǎo)向，控制飛行器的移動(dòng)和轉(zhuǎn)向；

對于飛行器移動(dòng)和轉(zhuǎn)向的控制方式為：由所述計(jì)算機(jī)或人工對運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行控制，由所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)使導(dǎo)流系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)，通過所述導(dǎo)流系統(tǒng)的 朝向?qū)?dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的射流進(jìn)行導(dǎo)向，所述射流被分解為垂直方向上的分解力和水平方向上的分解力；所述水平方向上的分解力實(shí)現(xiàn)對飛行器的前進(jìn)、后進(jìn)、懸停、左平移、右平移、左旋轉(zhuǎn)、右旋轉(zhuǎn)調(diào)整；

對于飛行器平衡的控制方式為：由所述姿態(tài)傳感器在飛行過程中持續(xù)探測飛行器的飛行姿態(tài)，將飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送給計(jì)算機(jī)；由所述計(jì)算機(jī)對飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)計(jì)算后輸出控制信號(hào)至飛控系統(tǒng)，由所述飛控系統(tǒng)根據(jù)控制信號(hào)控制各動(dòng)力系統(tǒng)的射流輸出功率，使各動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的射流在被導(dǎo)流系統(tǒng)導(dǎo)向后的垂直方向上的分解力相等或處于允許的偏差范圍內(nèi)；并通過所述姿態(tài)傳感器將經(jīng)過調(diào)整后的飛行姿態(tài)反饋給計(jì)算機(jī)，由計(jì)算機(jī)不斷重復(fù)上述計(jì)算及控制過程，保持機(jī)身始終為平衡狀態(tài)。

進(jìn)一步的，所述動(dòng)力系統(tǒng)和導(dǎo)流系統(tǒng)均具有多個(gè)，兩者數(shù)量相等，一個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)和一個(gè)導(dǎo)流系統(tǒng)對應(yīng)為一組，每組中的動(dòng)力系統(tǒng)和導(dǎo)流系統(tǒng)可連接安裝，也可分離安裝。

進(jìn)一步的，所述動(dòng)力系統(tǒng)包括但不限于電動(dòng)機(jī)、內(nèi)燃機(jī)或噴氣機(jī)。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流系統(tǒng)包括但不限于導(dǎo)流板或矢量噴口。

進(jìn)一步的，所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的傳動(dòng)方式包括但不限于機(jī)械結(jié)構(gòu)傳動(dòng)或電動(dòng)傳動(dòng)。

進(jìn)一步的，所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)與導(dǎo)流系統(tǒng)的一種結(jié)構(gòu)組成為：

所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)包括連接在機(jī)身上向外伸出的機(jī)臂末端的萬向球頭關(guān)節(jié)軸承，所述萬向球頭關(guān)節(jié)軸承通過轉(zhuǎn)軸與導(dǎo)流系統(tǒng)連接；至少兩個(gè)固定座安裝在所述萬向球頭關(guān)節(jié)軸承與機(jī)臂之間，至少兩根推桿分別通過活動(dòng)鉸鏈連接在所述固定座與轉(zhuǎn)軸的側(cè)壁之間；所述每根推桿包括多段分推桿，各段分推桿之間相互套接并可相對伸縮；

所述導(dǎo)流系統(tǒng)為導(dǎo)流板，包括四塊呈十字布置的分導(dǎo)流板，所述四塊分導(dǎo)流板可以一體成型后安裝在所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸上，也可以分別成90度安裝在所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸上。

進(jìn)一步的，所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)與導(dǎo)流系統(tǒng)的另一種結(jié)構(gòu)組成為：

所述運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)包括兩根呈十字布置的轉(zhuǎn)軸，所述兩根轉(zhuǎn)軸的端部分別通過軸承安裝在所述導(dǎo)流系統(tǒng)的筒體中；

所述導(dǎo)流系統(tǒng)包括一個(gè)連接在機(jī)身上向外伸出的機(jī)臂末端的筒體，所述筒體內(nèi)安裝有上下兩個(gè)支架，動(dòng)力系統(tǒng)安裝在所述兩個(gè)支架之間；四塊葉片 分別安裝在所述呈十字布置的轉(zhuǎn)軸的四條支路上。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流系統(tǒng)在初始狀態(tài)垂直于機(jī)身平面；當(dāng)需要使飛行器懸停時(shí)，使各導(dǎo)流系統(tǒng)都處于垂直狀態(tài)；當(dāng)需要使飛行器前、后、左、右平移時(shí)，使各導(dǎo)流系統(tǒng)都以傾斜角度相同的朝向平移方向傾斜；當(dāng)需要使飛行器左轉(zhuǎn)向、右轉(zhuǎn)向時(shí)，使各導(dǎo)流系統(tǒng)朝向不同的方向傾斜，各導(dǎo)流系統(tǒng)整體對射流形成順時(shí)針、逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)向。

本發(fā)明的有益技術(shù)效果是：

本發(fā)明通過采用上述的技術(shù)方案，當(dāng)飛行器需要懸停、前進(jìn)、后退、剎車、左平移、右平移、左轉(zhuǎn)、右轉(zhuǎn)動(dòng)作時(shí)，飛行器駕駛員只需分別控制各運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)，或者由計(jì)算機(jī)自動(dòng)控制各運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)，由各運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)帶動(dòng)各導(dǎo)流系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)，通過各導(dǎo)流系統(tǒng)的朝向?qū)Ω鲃?dòng)力系統(tǒng)形成的射流分布進(jìn)行導(dǎo)向來實(shí)現(xiàn)。而在此過程中，各動(dòng)力系統(tǒng)僅由飛控系統(tǒng)控制其輸出功率的大小，使各動(dòng)力系統(tǒng)對機(jī)身的向上的推進(jìn)力基本相等，以保持機(jī)身始終為水平狀態(tài)，而各動(dòng)力系統(tǒng)的朝向相對于機(jī)身始終是保持不變的。綜上來說，即由動(dòng)力系統(tǒng)的射流輸出，配合導(dǎo)流板的傾轉(zhuǎn)變向，來共同實(shí)現(xiàn)飛行器的飛行姿態(tài)變化，并同時(shí)保證飛行器機(jī)身的平衡。本發(fā)明的結(jié)構(gòu)簡單、控制靈活，易于制造與維護(hù)，非常適用于在旋翼飛行器、無人機(jī)、載人飛行器中大規(guī)模的安裝使用。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)將在下面具體實(shí)施方式部分的描述中給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實(shí)踐了解到。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例1在前進(jìn)、后退時(shí)的狀態(tài)圖。

圖2是本發(fā)明實(shí)施例1在左平移、右平移時(shí)的狀態(tài)圖。

圖3是本發(fā)明實(shí)施例1在右旋轉(zhuǎn)時(shí)的狀態(tài)圖。

圖4是本發(fā)明實(shí)施例1在左旋轉(zhuǎn)時(shí)的狀態(tài)圖。

圖5是本發(fā)明實(shí)施例1的導(dǎo)流系統(tǒng)和運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的部件圖。

圖6是圖5的局部放大圖。

圖7是本發(fā)明實(shí)施例1的導(dǎo)流系統(tǒng)和運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)與動(dòng)力系統(tǒng)一體化的結(jié)構(gòu)圖。

圖8是圖7的局部放大圖。

圖9是本發(fā)明實(shí)施例2的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖10是本發(fā)明實(shí)施例2的導(dǎo)流系統(tǒng)和運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的部件圖。

圖11是圖10去掉部分零件后的視圖。

圖12是本發(fā)明的移動(dòng)和轉(zhuǎn)向控制原理圖。

圖13是本發(fā)明的平衡控制原理圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實(shí)施方式做進(jìn)一步說明。

【實(shí)施例1】

如圖1至圖4所示，本實(shí)施例中的飛行器為旋翼飛行器。當(dāng)然，也可以為其他類型的飛行器，但必須是多動(dòng)力系統(tǒng)的飛行器。本發(fā)明的旋翼飛行器包括機(jī)身1，機(jī)身1下部有支腳，機(jī)身1上安裝有向外伸出的機(jī)臂2。機(jī)臂2的數(shù)量至少為三個(gè)，他們相對于機(jī)身1的中軸線所在的垂直平面，位置對稱的安裝在機(jī)身1上。在本實(shí)施例中機(jī)臂2有四個(gè)，他們互相垂直，間隔角度為90度安裝。

機(jī)臂2的末端安裝有運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3。運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3的上方安裝有動(dòng)力系統(tǒng)4。在本實(shí)施例中，動(dòng)力系統(tǒng)4上方安裝有螺旋槳，由動(dòng)力系統(tǒng)4帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)。動(dòng)力系統(tǒng)可以為電動(dòng)機(jī)、內(nèi)燃機(jī)或噴氣動(dòng)力系統(tǒng)。

如圖5和圖6所示，在本實(shí)施例中，運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3的下方安裝的導(dǎo)流系統(tǒng)為導(dǎo)流板5，導(dǎo)流板5包括四塊呈十字連接的分導(dǎo)流板，分導(dǎo)流板的下端具有斜角。四塊分導(dǎo)流板可以一體成型后再安裝在運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3的轉(zhuǎn)軸上，也可以分別直接安裝到運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3的轉(zhuǎn)軸上。

如圖5和圖6所示，在本實(shí)施例中，運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3的組成如下：包括連接在機(jī)臂2末端的一個(gè)萬向球頭關(guān)節(jié)軸承6，萬向球頭關(guān)節(jié)軸承6通過一根轉(zhuǎn)軸7與導(dǎo)流板5連接。兩個(gè)固定座8安裝在萬向球頭關(guān)節(jié)軸承6與機(jī)臂2之間，兩根推桿9分別通過活動(dòng)鉸鏈連接在固定座8與轉(zhuǎn)軸7的側(cè)壁之間。每根推桿9包括兩段分推桿，兩段分推桿之間相互套接，并可相對伸縮。

如圖7和圖8所示，動(dòng)力系統(tǒng)4和導(dǎo)流板5可兩兩連接安裝在一起；也可以不連接分離安裝。但必須保證導(dǎo)流板5處于動(dòng)力系統(tǒng)4的射流方向上。

本發(fā)明的工作原理如下：

動(dòng)力系統(tǒng)4僅由飛控系統(tǒng)控制其輸出量，但相對于機(jī)身1的朝向保持不變。導(dǎo)流板5由人工操作或計(jì)算機(jī)通過運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3控制其轉(zhuǎn)向，即其相對于機(jī)身1的朝向可調(diào)。

運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3控制導(dǎo)流板5的方向，使導(dǎo)流板5在運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3所在的水平面之下的空間中自由轉(zhuǎn)動(dòng)。運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3的轉(zhuǎn)向可由機(jī)械、電動(dòng)、氣動(dòng)液壓等多種傳動(dòng)方式。運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)3可以直接由飛行器駕駛員的操作手柄控制。

導(dǎo)流板5在初始狀態(tài)是垂直于機(jī)身1平面的。當(dāng)需要使飛行器懸停時(shí)，使各導(dǎo)流板5都處于垂直狀態(tài)；當(dāng)需要使飛行器前、后、左、右平移時(shí)，使各導(dǎo)流板5都以傾斜角度相同的朝向平移方向傾斜；當(dāng)需要使飛行器左轉(zhuǎn)向、右轉(zhuǎn)向時(shí)，使各導(dǎo)流板5朝向不同的方向傾斜，各導(dǎo)流板整體形成順時(shí)針、逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)朝向。

圖1是飛行器的前進(jìn)和后退飛行姿態(tài)示意圖。當(dāng)導(dǎo)流板5按照圖1中箭頭的方向變動(dòng)傾斜方向時(shí)，飛行器處于前進(jìn)或者后退的姿態(tài)。

圖2是飛行器的左平移和右平移飛行姿態(tài)示意圖。當(dāng)導(dǎo)流板5按照圖2中箭頭的方向變動(dòng)傾斜方向時(shí)，飛行器處于左平移或者右平移的姿態(tài)。

圖3是飛行器的右旋轉(zhuǎn)飛行姿態(tài)示意圖。導(dǎo)流板5分別朝不同的方向傾斜，各導(dǎo)流板5的傾斜方向可在圖3中看到。各導(dǎo)流板5共同作用，整體形成圖3中箭頭的方向所示的順時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向。

圖4是飛行器的左旋轉(zhuǎn)飛行姿態(tài)示意圖。導(dǎo)流板5分別朝不同的方向傾斜，各導(dǎo)流板5的傾斜方向可在圖4中看到。各導(dǎo)流板5共同作用，整體形成圖4中箭頭的方向所示的逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向。

【實(shí)施例2】

如圖9、圖10、圖11所示，在本實(shí)施例中，導(dǎo)流系統(tǒng)為導(dǎo)流板和筒體的組合，包括一個(gè)連接在機(jī)臂2末端的筒體10，筒體10內(nèi)安裝有上下兩個(gè)支架11，動(dòng)力系統(tǒng)4安裝在上下兩個(gè)支架11之間。運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)包括兩根呈十字布置的轉(zhuǎn)軸12，兩根轉(zhuǎn)軸12的端部分別通過軸承安裝在筒體10中，可以受控轉(zhuǎn)動(dòng)。導(dǎo)流系統(tǒng)還包括四塊葉片13，四塊葉片13分別安裝在呈十字布置的轉(zhuǎn)軸12的四條支路上。從而可以通過控制轉(zhuǎn)軸12的轉(zhuǎn)動(dòng)改變?nèi)~片13的朝向。本實(shí)施例中筒體10的作用是讓射流更集中，減少流失率。

上述實(shí)施例1、實(shí)施例2只是給出了兩種運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)和導(dǎo)流系統(tǒng)的可能的結(jié)構(gòu)，本發(fā)明可采用的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)和導(dǎo)流系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)并不限于此兩例，例如導(dǎo)流系統(tǒng)也可采用矢量噴口的形式。

本發(fā)明的控制框圖由圖12和圖13給出。

如圖12所示，本發(fā)明的飛行器在需要調(diào)整飛行狀態(tài)時(shí)，由計(jì)算機(jī)或人工通過運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)控制導(dǎo)流板傾斜，通過導(dǎo)流板的朝向?qū)?dòng)力系統(tǒng)的射流進(jìn)行導(dǎo)向，射流可分解為垂直方向上的分解力和水平方向上的分解力。水平方向上的分解力實(shí)現(xiàn)了對飛行器的前進(jìn)、后進(jìn)、懸停、左平移、右平移、左旋轉(zhuǎn)、右旋轉(zhuǎn)調(diào)整。而垂直方向上的分解力需保持相等，或者不完全相等但均處于允許的偏差范圍內(nèi)，這樣所有的動(dòng)力系統(tǒng)對機(jī)身的向上的推進(jìn)力是基本相等的，保持機(jī)身始終為平衡狀態(tài)。

如圖13所示，機(jī)身的平衡控制，是通過飛行器上安裝的姿態(tài)傳感器(如陀螺儀、加速度傳感器等)，姿態(tài)傳感器在飛行過程中不斷探測飛行器的飛行姿態(tài)，然后將探測到數(shù)據(jù)發(fā)送給計(jì)算機(jī)。經(jīng)過計(jì)算機(jī)對飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的計(jì)算后輸出控制信號(hào)給飛控系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)根據(jù)控制信號(hào)來控制各動(dòng)力系統(tǒng)的輸出功率，使各動(dòng)力系統(tǒng)的縱向分解力相等或者均處于允許的偏差范圍內(nèi)。并通過反饋回路，通過姿態(tài)傳感器將經(jīng)過調(diào)整后的飛行姿態(tài)再次發(fā)送給計(jì)算機(jī)，由計(jì)算機(jī)不斷重復(fù)進(jìn)行上述計(jì)算及控制過程對飛行姿態(tài)進(jìn)行修正，實(shí)現(xiàn)機(jī)身的平衡。

以上所述的僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，本發(fā)明不限于以上實(shí)施例?？梢岳斫?，本領(lǐng)域技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的精神和構(gòu)思的前提下直接導(dǎo)出或聯(lián)想到的其他改進(jìn)和變化，均應(yīng)認(rèn)為包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。