CN108502155A - 垂直起降式飞行器和飞行汽车 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器的技术领域，提供了一种垂直起降式飞行器，包括：架体，还包括：陀螺，设置在架体上且可绕其轴线转动；驱动器，设置在架体上并用于驱动陀螺转动；以及螺旋桨，设置在架体上并对架体提供升力。本发明提供的垂直起降式飞行器，螺旋桨为架体提供升力并能够将架体上升到空中，架体上设置有陀螺，有外力触碰到架体并将架体往一个方向推动的时候，在陀螺轴线方向上，架体的飞行姿态没有改变，即陀螺能够避免架体因为出现无序的翻转而导致的坠毁。

Description

垂直起降式飞行器和飞行汽车

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，更具体地说，是涉及一种垂直起降式飞行器和飞行汽车。

背景技术

现代社会中，飞行汽车的应用越来越广泛，从拍摄到运送包裹无所不能。现有的飞行汽车通常是在架体上设置有多个用于产生升力的螺旋桨，可是如果其中一个螺旋桨出现故障非常容易发生倾覆，严重影响了飞行汽车的可靠性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种垂直起降式飞行器，以解决现有技术中存在的飞行汽车在飞行的过程中容易发生倾覆的技术问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种垂直起降式飞行器，包括：架体，还包括：

陀螺，设置在所述架体上且可绕其轴线转动；

驱动器，设置在所述架体上并用于驱动所述陀螺转动；以及

螺旋桨，设置在所述架体上并为对所述架体提供升力。

进一步地，还包括尾桨，所述尾桨设置在所述架体上且用于在与所述陀螺的轴线垂直的方向上产生推力。

进一步地，所述架体上设置有用于调节所述螺旋桨轴线的方向的第一调节器。

进一步地，所述架体上设置有用于调节所述陀螺轴线的方向的第二调节器。

进一步地，所述陀螺包括至少两个具有对称轴的旋转体。

进一步地，至少两个所述旋转体同轴设置。

进一步地，各所述旋转体之间的轴线相互平行设置。

进一步地，所述架体包括支撑部和伸缩部，所述螺旋桨设置在所述伸缩部上；或所述架体包括支撑部和折叠部，所述螺旋桨设置在所述折叠部上。

进一步地，所述架体上设置有壳体，所述壳体限定出容置腔，所述容置腔内设置有主电路板和惯性测量组件，所述惯性测量组件包括分别与所述主电路板电性连接的三轴机械陀螺仪、三轴加速度计以及三轴磁强计。

本发明还提供了一种飞行汽车，包括所述垂直起降式飞行器。

本发明提供的垂直起降式飞行器的有益效果在于：与现有技术相比，本发明垂直起降式飞行器，螺旋桨为架体提供升力并能够将架体上升到空中，架体上设置有陀螺，有外力触碰到架体并将架体往一个方向推动的时候，在陀螺轴线方向上，架体的飞行姿态没有改变，即陀螺能够避免架体因为出现无序的翻转而导致的坠毁。驱动器驱动陀螺变速转动或者外力推动架体都有可能引起架体绕陀螺的轴线转动。本发明还可以应用于飞行汽车。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的垂直起降式飞行器的主视结构示意图；

图2为本发明实施例提供的垂直起降式飞行器的俯视结构示意图；

图3为本发明实施例提供的惯性测量组件的立体爆炸结构示意图；

图4是图3中所示的惯性测量组件的圈示A部的放大图；

图5是图3中所示的惯性测量组件的立体图；

图6是根据本发明实施例的惯性测量组件的壳体的剖视图；

图7是根据本发明实施例的惯性测量组件的壳体的俯视图；

图8是根据本发明实施例的惯性测量组件的壳体的侧视图；

图9是根据本发明实施例的惯性测量组件的安装支架的主视图；

图10是根据本发明实施例的惯性测量组件的安装支架的俯视图。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

需要理解的是，术语“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

请一并参阅图1和图2，现对本发明提供的垂直起降式飞行器进行说明。垂直起降式飞行器，包括：架体91，还包括：

设置在架体91上且可绕其轴线转动的陀螺92；

设置在架体91上并用于驱动陀螺92转动的驱动器；以及

设置在架体91上并对架体91提供升力的螺旋桨93。

如此，螺旋桨93为架体91提供升力并能够牵引架体91上升到空中，架体91上设置有陀螺92，陀螺92在转动的时候，由于陀螺92具有受到外部推力的干扰下能够保持自身的朝向(陀螺92的朝向指的是陀螺92轴线的朝向)不变的特性。且陀螺92设置在架体91上，因此有外力(该外力有可能是来自外部装置撞击架体91或者是螺旋桨93的牵引力发生改变)影响到架体91并将架体91往一个方向推动的时候，在陀螺92轴线方向上，架体91的飞行姿态没有改变(简而言之，架体91在外力的推动下，架体91相对于陀螺92来说，架体91只会出现两种情况，一种情况是架体91在推动前和推动后的运动状态是完全没有改变；另一种情况是推动后的运动状态为架体91绕陀螺92的轴线转动)，即陀螺92能够避免架体91因为出现无序的翻转(“无序的翻转”是指架体91没有保持静止状态或者没有朝固定的方向转动，而是架体91朝任意方向翻转)而导致的坠毁。驱动器驱动陀螺92变速转动(比如陀螺92在静止状态与具有一定转速的状态之间变化时，陀螺92都会产生变速运动)或者外力推动架体91都有可能引起架体91绕陀螺92的轴线转动。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，还包括尾桨94，尾桨94设置在架体91上且用于在与陀螺92的轴线垂直的方向上产生推力。如此，当架体91绕陀螺92的轴线转动时，由于尾桨94设置在架体91上且尾桨94能够产生一个与陀螺92轴线垂直的推力，因此尾桨94能够控制架体91绕陀螺92轴线的转动状态，即尾桨94避免了架体91出现无序地翻转或者架体91绕陀螺92轴线的转动的时候出现失控而坠毁的情况。通常，垂直起降式飞行器在使用的过程中，架体91通过尾桨94能够避免架体91绕陀螺92的轴线转动，这样架体91在飞行的过程中会非常平稳。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，架体91上设置有用于调节螺旋桨93轴线的方向的第一调节器(未图示)。如此，通过第一调节器调节螺旋桨93轴线的方向后使得螺旋桨93为架体91提供不同方向的升力。比如螺旋桨93的轴向向前倾斜的时候，螺旋桨93会带动架体91向前飞行；同理，比如螺旋桨93的轴向向后倾斜的时候，螺旋桨93会带动架体91向后飞行。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，架体91上设置有用于调节陀螺92轴线的方向的第二调节器(未图示)。如此，通过第二调节器调节陀螺92的轴线相对于架体91朝向不同的方向时，使得架体91能够被稳定在不同的姿态中。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，陀螺92包括至少两个具有对称轴的旋转体(未图示)。如此，陀螺92被分为至少两个旋转体，至少两个旋转体能够出现许多不同的组合，所取得的效果都是不相同的，比如部分旋转体的转动方向能够与另外部分旋转体的转动方向不同。另外，在启动陀螺92转动的时候，能够分别依次启动并旋转不同的旋转体，使得启动陀螺92更加方便。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，至少两个旋转体同轴设置。如此，不同的旋转体所产生的转动惯量能够被同轴地叠加在一起，至少两个旋转体在整体上相当于是一个陀螺92。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，各旋转体之间的轴线相互平行设置。如此，当架体91的体积比较大，或者是架体91为面积比较大，各个旋转体之间能够相互平行设置，使得各个旋转体能够被分布到架体91的不同位置上去，只要各个旋转体的轴线保持平行即可。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，架体91包括支撑部(未图示)和伸缩部(未图示)，螺旋桨93设置在伸缩部上；或架体91包括支撑部和折叠部(未图示)，螺旋桨93设置在折叠部上。如此，如果螺旋桨93设置在伸缩部上，当螺旋桨93需要使用的时候，伸缩部能够将螺旋桨93从支撑部上伸出，或者是将支撑部外的螺旋桨93收缩至支撑部上，非常方便；如果螺旋桨93设置在折叠部上，当螺旋桨93需要使用的时候，折叠部能够螺旋桨93从支撑部上展开至支撑部外侧，或者将支撑部外的螺旋桨93折叠收纳至支撑部上，非常方便。

请一并参阅图1和图2，在一个实施例中，垂直起降式飞行器包括：架体91，还包括：

设置在所述架体91上且可绕其轴线(未图示)转动的陀螺92；

设置在所述架体91上并用于驱动所述陀螺92转动的驱动器(未图示)；

设置在所述架体91上并用于在所述陀螺92的轴线方向上产生升力的螺旋桨93；以及

设置在所述架体91上且用于在与所述陀螺92的轴线垂直的方向上产生推力的尾桨94。

如此，螺旋桨93为架体91提供升力并能够牵引架体91上升到空中，架体91上设置有陀螺92，陀螺92在转动的时候，由于陀螺92具有受到外部推力的干扰下能够保持自身的朝向(陀螺92的朝向指的是陀螺92轴线的朝向)不变的特性。且陀螺92设置在架体91上，因此有外力(该外力有可能是来自外部装置撞击架体91或者是螺旋桨93的牵引力发生改变)影响到架体91并将架体91往一个方向推动的时候，在陀螺92轴线方向上，架体91的飞行姿态没有改变(简而言之，架体91在外力的推动下，架体91相对于陀螺92来说，架体91只会出现两种情况，一种情况是架体91在推动前和推动后的运动状态是完全没有改变；另一种情况是推动后的运动状态为架体91绕陀螺92的轴线转动)，即陀螺92能够避免架体91因为出现无序的翻转(“无序的翻转”是指架体91没有保持静止状态或者没有朝固定的方向转动，而是架体91朝任意方向翻转)而导致的坠毁。驱动器驱动陀螺92变速转动(比如陀螺92在静止状态与具有一定转速的状态之间变化时，陀螺92都会产生变速运动)或者外力推动架体91都有可能引起架体91绕陀螺92的轴线转动。当架体91绕陀螺92的轴线转动时，由于尾桨94设置在架体91上且尾桨94能够产生一个与陀螺92轴线垂直的推力，因此尾桨94能够控制架体91绕陀螺92轴线的转动状态，即尾桨94避免了架体91出现无序地翻转或者架体91绕陀螺92轴线的转动的时候出现失控而坠毁的情况。通常，垂直起降式飞行器在使用的过程中，架体91通过尾桨94能够避免架体91绕陀螺92的轴线转动，这样架体91在飞行的过程中会非常平稳。

其中，架体91的作用，除了对各个部件(各个部件包括陀螺92、驱动器、螺旋桨93以及尾桨94)提供支撑之外还能够用于降落的时候在支撑在地面上。可选地，架体91的上端设置有支撑板(未图示)，架体91的下端设置有用于支撑在地面上的支撑脚95，支撑板能够将物体支撑在上方进行运输，当然，物体也能够吊挂在支撑板下方。

其中，“陀螺92具有受到外部推力的干扰下能够保持自身的朝向(陀螺92的朝向指的是陀螺92轴线的朝向)不变的特性”，该特性的原理是公知常识，此处不作赘述。可选地，陀螺92的结构呈轴对称形状。

其中，可选地，在一个实施例中，驱动器为电机，电机能够驱动螺旋桨93转动。在其他实施例中，驱动器还可以为其他动力装置，只要驱动器能够驱动螺旋桨93转动即可，此处不作唯一限定。至于驱动器与陀螺92之间的传动连接，可以采用齿轮传动，也可以采用皮带传动或者是其他连接方式。

其中，螺旋桨93的数量可以是单个，结构比较简单；螺旋桨93的数量也可以是至少两个，如此，可靠性更高一些，当其中一个螺旋桨93出现故障时也不容易导致垂直起降式飞行器的坠毁。

其中，螺旋桨93在陀螺92轴线方向上产生升力。在一个实施例中，螺旋桨93的轴线与陀螺92的轴线是平行的，如此，螺旋桨93提供的升力都施加在陀螺92的轴向方向上；在另一个实施例中，螺旋桨93的轴线与陀螺92的轴线之间呈小于90°的夹角，此时，螺旋桨93在陀螺92轴线方向上存在一个用于对架体91产生升力的分力，另外，螺旋桨93施加在与陀螺92轴线垂直的方向的另一个分力能够带动架体91在水平方向移动。

其中，可选地，在一个实施例中，螺旋桨93能够调整其轴线的朝向，如此，螺旋桨93的轴线改变后能够驱动架体91朝不同水平方向和竖直方向移动，至于螺旋桨93是如何调整其轴线朝向的，这是本领域常规技术，此处不作赘述。

其中，尾桨94能够产生与陀螺92的轴线垂直方向上的推力。驱动器驱动陀螺92转动的时候，架体91会受到一个与该陀螺92轴线垂直的力矩，尾桨94能够平衡该力矩，从而阻止架体91绕陀螺92轴线转动。具体地，在一个实施例中，尾桨94产生的推力与陀螺92的轴线之间呈非零夹角；更具体地，尾桨94产生的推力与陀螺92的轴向方向垂直；只要尾桨94能够平衡陀螺92对架体91产生力矩即可，此处不作唯一限定。可选地，在一个实施例中，尾桨94的轴线与陀螺92的轴向是不相交的，如果在相交的情况下，尾桨94对架体91产生的推力相对于陀螺92来说力矩为零，也就是说尾桨94失去了它调节架体91姿态的功能。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，所述架体91具有容纳腔(未图示)，所述陀螺92位于所述容纳腔内。如此，陀螺92在转动的过程中不容易受到外部环境的影响，同时如果架体91发生撞击，架体91也能够有效地保护陀螺92。可选地，在一个实施例中，容纳腔是封闭的，避免外部气流对陀螺92的影响。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，所述陀螺92为锥形体。如此，锥形体的陀螺92比较容易生产。同时，当架体91放置在地面上时，锥形体的陀螺92能够减少架体91倾覆的危险。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，所述螺旋桨93的数量为四个，四个所述螺旋桨93呈矩形排列，所述陀螺92的轴线经过所述矩形的中点。如此，四个螺旋桨93使得垂直起降式飞行器在飞行的过程中更加平稳，即使其中一个螺旋桨93出现故障也不会导致垂直起降式飞行器倾覆。陀螺92的轴线经过上述矩形的中点，使得垂直起降式飞行器在飞行过程中，陀螺92的重力能够被均匀地分摊到四个螺旋桨93上。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，所述架体91的上端设置有降落伞(未图示)。如此，降落伞能够在紧急情况下使得垂直起降式飞行器安全着陆。

进一步地，请参阅图1和图2，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，所述架体91下端设置有缓冲装置(未图示)。如此，架体91在坠落的时候能够在缓冲装置的缓冲下避免撞坏垂直起降式飞行器。可选地，缓冲装置为气囊。

进一步地，请参阅图3和图6，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，所述架体91上设置有壳体1，壳体1限定出容置腔11，所述容置腔11内设置有主电路板3和惯性测量组件(未图示)，所述惯性测量组件包括分别与所述主电路板3电性连接的三轴机械陀螺仪(未图示)、三轴加速度计(未图示)以及三轴磁强计(未图示)。

壳体1具有容置腔11。主电路板3设在容置腔11内，具体地，如图3和图6所示，可选地，主电路板3设在容置腔11的顶部，即设在壳体1的顶端处。惯性测量组件设在容置腔11内并与主电路板3相连，惯性测量组件包括三轴机械陀螺仪、三轴机械加速度计和三轴磁强计。

其中，可选地，三轴机械陀螺仪为：三轴MEMS陀螺仪。

其中，可选地，三轴机械加速度计为：三轴MEMS加速度计

其中，在一个实施例中，主电路板3分别与螺旋桨93和尾桨94是电性连接的，即主电路板3中的数据能够输送到螺旋桨93和尾桨94。三轴机械陀螺仪、三轴机械加速度计和三轴磁强计获取的数据也能够通过主电路板3输送至螺旋桨93和尾桨94。

传统地，垂直起降式飞行器具有平稳和机动两类运动状态，平稳运动状态指的是匀速飞行的状态，机动运行状态指的是加速飞行的状态。为描述方便、清楚，将垂直起降式飞行器分为平稳运动状态和机动运动状态来分别进行详细说明。

由于传统的惯性测量组件中只有三轴机械陀螺仪，在垂直起降式飞行器处于平稳运动状态或机动运动状态时，三轴机械陀螺仪测量的数据往往存在一定的误差，并在高动态、大过载环境下，陀螺仪的测量误差有增大的趋势，造成姿态结算不准确。本发明的惯性测量组件中，通过设置三轴磁强计并与三轴机械加速度计组合测量，大大提高了垂直起降式飞行器在平稳运动状态尤其是机动运动状态时测量数据的准确性。

当垂直起降式飞行器处于平稳运动状态时，惯性测量组件提供计算飞行器所需的全部运动参数，具体地，三轴机械陀螺仪用于测量垂直起降式飞行器在三个轴上的角速度的大小，三轴机械加速度计用于测量垂直起降式飞行器在三个轴上的加速度的大小，三轴磁强计用于测量垂直起降式飞行器在三个轴上的磁场强度，三轴机械陀螺仪可提供三个轴上的角速度的数值，即三个基本运动参数，三轴机械加速度计可提供三个轴上的加速度的数值，也为三个基本运动参数，同样的，三轴磁强计可提供三个轴上的磁场强度的数值，也是三个基本运动参数，也就是说，惯性测量组件此时可提供垂直起降式飞行器的九个基本运动参数。

由此，在垂直起降式飞行器处于平稳运动状态下，与传统的惯性测量组件仅能提供三个基本运动参数相比，具有更高的准确性，减小测量误差，通过计算机对这九个基本运动参数的分析、运算，精确地计算出垂直起降式飞行器的运动姿态、轨迹、速度等。此处需要特别说明：“分析、运算，精确地计算”上述参数，其算法可以采用常规算法，只要能够将上述九个运动参数计算出来即可。

请参阅图3至图9，作为本发明提供的垂直起降式飞行器的一种具体实施方式，惯性测量组件还包括量程分别大于三轴机械加速度计的第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计，第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计分别设在所述容置腔11内且分别与所述主电路板3。其中，需要说明的是，在图3所示的具体实施例中，第一双轴机械加速度计已预先焊接至第二转接板上6，且第二双轴机械加速度计也已预先焊接至第三转接板7上，因此图3中未示出第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计，另外，惯性测量组件也已预先安装在安装盒4内。

在飞行器平稳运动时，采用精度更高的小量程的三轴机械加速度计测量飞行器的加速度，这样获得的加速度数据更加准确可靠。而在飞行器高动态、大过载运动时，由于飞行器的加速度超过了小量程三轴机械加速度计的测量范围，此时由大量程的第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计测量飞行器的加速度，从而实现垂直起降式飞行器不同运动状态下，即平稳运动状态和机动运动状态，均可准确地测出飞行器的加速度并与角速度参数和磁场强度参数相结合，精确地计算出飞行器的运动姿态和运动轨迹，更好地了解飞行器的运动状态。

其中，“高动态、大过载”的状态指的是上述机动运动状态。

第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计组合使用，从而在功能上相当于一个三轴机械加速度计，组合使用的第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计可用于测量垂直起降式飞行器在高动态、大过载运动状态时的加速度。也就是说，由于惯性测量组件中的三轴机械加速度计的测量范围通常比二轴机械加速度计的量程小，因此当垂直起降式飞行器处于机动运动状态时，其加速度已经超过所述三轴机械加速度计的量程，因此通过设置组合使用的第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计，在垂直起降式飞行器处于机动运状态时可用于测量此时飞行器的加速度，从而为计算飞行器的轨迹提供可靠的数据。

如图3所示，惯性测量组件还包括安装盒4，安装盒4设在容置腔11内，其中惯性测量组件设在安装盒4内。具体地，安装盒4通过定位结构定位在容置腔11的底壁上，例如通过安装盒4上的圆柱销和/或菱形销定位在容置腔11的底壁上，然后通过螺栓可拆卸地紧固在底壁上，实现安装盒4的固定。

有利地，安装盒4由硬质塑料制成，例如在本发明的一个具体示例中，惯性测量组件封装在一个立方体硬质塑料盒内。这样不仅可以更好地将惯性测量组件固定在容置腔11内，同时采用硬质塑料材质的安装盒还能减轻盒体的质量，且不会影响惯性测量组件在测量垂直起降式飞行器运动时各项基本参数的精度，提高测量数据的准确性。

惯性测量组件通过第一转接板5与主电路板3相连。具体而言，惯性测量组件与一组柔性电缆连接至第一转接板5，第一转接板5将电缆延伸连接至主电路板3上，惯性测量组件通过柔性电缆获得工作电压以对外输出测量数据，有利地，柔性电缆的两端采用胶体封装，避免在垂直起降式飞行器高动态、大过载运动时失效，提高惯性测量组合工作的稳定性。

为了更好地将第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计固定在容置腔11内，避免第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计在工作时由于飞行器的震动造成损伤，惯性测量组件还包括两个收纳盒(图未示出)，两个收纳盒分别设在容置腔11内，其中第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计分别设在两个收纳盒内。

可选地，收纳盒也由硬质塑料制成，例如在本发明的一个具体示例中，第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计分别封装在两个长方体硬质塑料盒内。采用硬质塑料材质的收纳盒不仅能减轻盒体的质量，而且不会影响惯性测量组件在测量垂直起降式飞行器运动时各项基本参数的精度，进一步提高了测量数据的准确性。

如图3所示，第一双轴机械加速度计通过第二转接板6与主电路板3。具体而言，第一双轴机械加速度计与一组柔性电缆连接至第二转接板6，第二转接板6将电缆延伸连接至主电路板3上，第一双轴机械加速度计通过该组柔性电缆获得工作所需电压以对外输出测量数据，其中柔性电缆的两端可采用胶体封装，避免在垂直起降式飞行器高动态、大过载运动时失效，提高惯性测量组件工作的稳定性。

同样地，第二双轴机械加速度计通过第三转接板7与主电路板3相连，其中在第二双轴机械加速度计和第三转接板7以及主电路板3之间也设有一组柔性电缆，用于向第二双轴机械加速度计供电并输出第二双轴机械加速度计测量的数据，该组柔性电缆的两端优选也用胶体封装，避免在垂直起降式飞行器高动态运动时失效，更进一步地提高惯性测量组件工作的稳定性。

由于第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计的尺寸很小，因此为了更好地与第二和第三转接板相连，第一双轴机械加速度计可焊接至第二转接板6且第二双轴机械加速度计可焊接至第三转接板7上。这里，需要说明的是，由于第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计封装在硬质塑料盒内，将第一双轴机械加速度计和第二双轴机械加速度计分别焊接至第二转接板6和第三转接板7不能理解为将安装盒焊接在相应的转接板上，而是在封装盒的一端引出导片(未图示)，将导片与相应的转接板焊接在一起。

下面参考图3-图5、图9-图10描述根据本发明实施例的惯性测量组件的安装支架8。

为了更好地固定具有第一双轴机械加速度计的第二转接板6和具有第二双轴机械加速度计的第三转接板7，惯性测量组件还包括安装支架8，安装支架8设在容置腔11内，且用于固定第二转接板6和第三转接板7。

在本发明的一个示例中，如图3、图9、图10所示，安装支架8包括第一固定板81和第二固定板82，第二转接板6设在第一固定板81上，第三转接板7设在第二固定板82上。其中，第二固定板82的一端与第一固定板81的一端相连且第二固定板82与第一固定板81之间的夹角范围在90°±6′之间，也就是说，第一固定板81和第二固定板82的不垂直度小于6′。有利地，为了提高加工精度，降低第一固定板81和第二固定板82之间的不垂直度，第一固定板81和第二固定板82可一体形成。

理论上第一固定板81与第二固定板82可加工成绝对地垂直，即两固定板之间的夹角刚好为90°，但由于工艺条件、加工设备等诸多因素影响，第一固定板81和第二固定板82在实际生产时不可能加工成绝对地垂直，但是其不垂直度可控制在很小的一个范围内，例如控制在6′内。由此，通过控制第一固定板81和第二固定板82的不垂直度小于6′，且在计算垂直起降式飞行器运动姿态时，将第一固定板81和第二固定板82的不垂直度带入相关公式进行计算，也就是说，不能忽略第一固定板81和第二固定板82的不垂直度对计算垂直起降式飞行器运动姿态和轨迹的影响，从而最大限度地减小测量误差，以更精准地计算飞行器的运动姿态。

如图3、图9和图10所示，第一固定板81的中央形成有沿第一固定板81的厚度方向贯通第一固定板的第一贯通部，其中第二转接板6设在第一贯通部内。具体地，第一贯通部包括沿第一固定板81的厚度方向形成的第一安装孔811和第一定位孔812，第二转接板6上具有第一凸台61，其中第一凸台61卡设在第一定位孔812内且第二转接板6定位在第一安装孔811内。

其中第一安装孔811和第一定位孔812的面积不同，也就是说，只要第一安装孔811的面积与第一定位孔812的面积不同，第一安装孔811与第一定位孔812的形状也就不同。由此，第一定位孔812通过与第一凸台61的卡合即可实现第二转接板6的定位作用。例如在本发明的一个示例中，第一安装孔811为大体矩形孔，第一定位孔812也为大体矩形孔，且第一安装孔811的面积大于第一定位孔812的面积。当然，第一定位孔812的形状也可以是三角形孔或其它边数大于三的多边形孔，此时第一凸台61具有与第一定位孔812大致相同的外形轮廓。

同样地，第二固定板82的中央形成有沿第二固定板82的厚度方向贯通第二固定板82的第二贯通部，其中第三转接板7设在第二贯通部内。具体地，第二贯通部包括沿第二固定板7的厚度方向形成的第二安装孔821和第二定位孔822，第三转接板7上具有第二凸台71，其中第二凸台71卡设在第二定位孔822内且第三转接板7定位在第二安装孔821内。

其中第二安装孔821和第二定位孔822的面积不同，也就是说，只要第二安装孔821的面积与第二定位孔822的面积不同，第二安装孔821与第二定位孔822的形状也就不同。由此，第二定位孔822通过与第二凸台71的卡合即可实现第三转接板7的定位作用。例如在本发明的一个示例中，第二安装孔821为大体矩形孔，第二定位孔822也为大体矩形孔，且第二安装孔821的面积大于第二定位孔822的面积。当然，第二定位孔822的形状也可以是三角形孔或其它边数大于三的多边形孔，此时第二凸台71具有与第二定位孔822大致相同的外形轮廓。

通过设置凸台与定位孔进行定位，从而可将第二转接板6和第三转接板7更加精确地安装在第一固定板81和第二固定板82上，大大提高了装配效率和装配精度，缩短装配时间。

有利地，第二转接板6和第三转接板7的厚度方向的侧面上均设有橡胶垫。具体地说，第二转接板6沿其厚度方向的两侧面上分别设有一层橡胶垫，同样地，第三转接板7沿其厚度方向的两侧面上也分别设有一层橡胶垫。此时，第二转接板6可通过螺栓分别穿过一层橡胶垫、第二转接板6和另一层橡胶垫将第二转接板6固定在第一固定板81上，且第三转接板7可通过螺栓分别穿过一层橡胶垫、第三转接板7和另一层橡胶垫将第三转接板7固定在第二固定板82上。

通过分别在第二转接板6和第三转接板7厚度方向的侧面上设置橡胶垫，有效隔离了垂直起降式飞行器的高频振动，实现减震缓冲的目的，大大提高了惯性测量组件的测量精度。

下面参考图3-图8描述根据本发明实施例的惯性测量组件的壳体1以及主电路板3。

如图3-图5所示，壳体1为圆柱形壳体，圆柱形壳体1的顶端沿其周向形成有两个弧形的豁口12，其中两个豁口12沿壳体1的轴线中心对称。主电路板3可拆卸地设在圆柱形壳体1的顶端，其中主电路板3成长圆形，且主电路板3的两个弧形端配合在两个豁口12内，也就是说，主电路板3的两个弧形端可分别卡合在两个豁口12内，主电路板3可通过多个螺栓紧固在壳体1的顶端。

进一步地，惯性测量组件还包括两个吸震垫31，两个吸震垫31分别卡合在两个豁口12内，也就是说，主电路板3的一个弧形端与一个豁口12之间设有其中一个吸震垫31，主电路板3的另一个弧形端与另一个豁口12之间设有另外一个吸震垫31。

吸震垫31的形状优选为与豁口12的形状相同，由此可更好地吸收垂直起降式飞行器运动时的震动，进一步提高惯性测量组件的测量精度。

根据本发明实施例的惯性测量组件，初始对准采用重力矢量和地磁场矢量完成，利用重力矢量和地磁场矢量在三维空间的分布，计算得到为垂直起降式飞行器的初始姿态，并且通过惯性测量组件的惯性测量组件以及第一和第二双轴机械加速度计测量的几个基本参数，计算得到垂直起降式飞行器其后的运动姿态以及运动轨迹。

由于，垂直起降式飞行器高动态、大过载运动时，主电路板3上的电路结构承受很大的冲击力，为避免系统掉电，采用手动开关触发、逻辑电路自锁的方式，在惯性测量装置上电工作后，手动开关动作不能使惯性测量组件掉电。另外，为了方便操作人员启动惯性测量组件，顶盖2的中央可形成通孔21，其中用于控制主电路板3的开关从通孔21中露出，以方便电动电路工作。

另外，根据本发明实施例的惯性测量组件与垂直起降式飞行器的固定方式也有多种且没有特殊要求，其具体固定方式可根据垂直起降式飞行器提供的安装空间来选择。例如可在惯性测量组件的壳体1上加工定位槽、定位孔或者利用底部、顶部平面来实现定位，并通过螺栓实现最终固定。

请参阅图1至图5，本发明还提出了一种飞行汽车，包括所述垂直起降式飞行器。

由于采用了上述垂直起降式飞行器，螺旋桨93为架体91提供升力并能够牵引架体91上升到空中，架体91上设置有陀螺92，陀螺92在转动的时候，由于陀螺92具有受到外部推力的干扰下能够保持自身的朝向(陀螺92的朝向指的是陀螺92轴线的朝向)不变的特性。且陀螺92设置在架体91上，因此有外力(该外力有可能是来自外部装置撞击架体91或者是螺旋桨93的牵引力发生改变)影响到架体91并将架体91往一个方向推动的时候，在陀螺92轴线方向上，架体91的飞行姿态没有改变(简而言之，架体91在外力的推动下，架体91相对于陀螺92来说，架体91只会出现两种情况，一种情况是架体91在推动前和推动后的运动状态是完全没有改变；另一种情况是推动后的运动状态为架体91绕陀螺92的轴线转动)，即陀螺92能够避免架体91因为出现无序的翻转(“无序的翻转”是指架体91没有保持静止状态或者没有朝固定的方向转动，而是架体91朝任意方向翻转)而导致的坠毁。驱动器驱动陀螺92变速转动(比如陀螺92在静止状态与具有一定转速的状态之间变化时，陀螺92都会产生变速运动)或者外力推动架体91都有可能引起架体91绕陀螺92的轴线转动。当架体91绕陀螺92的轴线转动时，由于尾桨94设置在架体91上且尾桨94能够产生一个与陀螺92轴线垂直的推力，因此尾桨94能够控制架体91绕陀螺92轴线的转动状态，即尾桨94避免了架体91出现无序地翻转或者架体91绕陀螺92轴线的转动的时候出现失控而坠毁的情况。通常，垂直起降式飞行器在使用的过程中，架体91通过尾桨94能够避免架体91绕陀螺92的轴线转动，这样架体91在飞行的过程中会非常平稳。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.垂直起降式飞行器，包括：架体，其特征在于：还包括：

陀螺，设置在所述架体上且可绕其轴线转动；

驱动器，设置在所述架体上并用于驱动所述陀螺转动；以及

螺旋桨，设置在所述架体上并对所述架体提供升力。

2.如权利要求1所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：还包括尾桨，所述尾桨设置在所述架体上且用于在与所述陀螺的轴线垂直的方向上产生推力。

3.如权利要求1所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：所述架体上设置有用于调节所述螺旋桨轴线的方向的第一调节器。

4.如权利要求1所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：所述架体上设置有用于调节所述陀螺轴线的方向的第二调节器。

5.如权利要求1所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：所述陀螺包括至少两个具有对称轴的旋转体。

6.如权利要求5所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：至少两个所述旋转体同轴设置。

7.如权利要求5所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：各所述旋转体之间的轴线相互平行设置。

8.如权利要求1所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：所述架体包括支撑部和伸缩部，所述螺旋桨设置在所述伸缩部上；或所述架体包括支撑部和折叠部，所述螺旋桨设置在所述折叠部上。

9.如权利要求1至8任一项所述的垂直起降式飞行器，其特征在于：所述架体上设置有壳体，所述壳体限定出容置腔，所述容置腔内设置有主电路板和惯性测量组件，所述惯性测量组件包括分别与所述主电路板电性连接的三轴机械陀螺仪、三轴加速度计以及三轴磁强计。

10.飞行汽车，其特征在于：包括如权利要求1至9任一项所述的垂直起降式飞行器。