CN111114733B

CN111114733B - 一种高空飞艇及其偏航控制方法

Info

Publication number: CN111114733B
Application number: CN201911370967.8A
Authority: CN
Inventors: 聂营; 苗景刚; 杨燕初
Original assignee: Academy of Opto Electronics of CAS
Current assignee: Academy of Opto Electronics of CAS
Priority date: 2019-12-26
Filing date: 2019-12-26
Publication date: 2022-07-12
Anticipated expiration: 2039-12-26
Also published as: CN111114733A

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，公开了一种高空飞艇及其偏航控制方法，其中高空飞艇包括：设于高空飞艇的艇体腹部前侧和后侧的两个矢量推进组件，两个矢量推进组件的拉力轴线一个向上倾斜、另一个向下倾斜且相较水平面的倾斜角度相同。本发明提供的一种高空飞艇及其偏航控制方法，设置两套矢量推进组件前后设置还可最大化的利用距离增大了推进组件拉力对艇体质心产生的偏航力矩；另外，两个矢量推进组件一个向上倾斜、另一个向下倾斜，可使得两个矢量推进组件所产生的拉力在竖直方向上的分量相互抵消或最大化的降低，有利于降低偏航调控对艇体产生的俯仰力矩，从而可降低对飞艇姿态的影响，保证飞艇的飞行性能，降低潜在危险。

Description

一种高空飞艇及其偏航控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种高空飞艇及其偏航控制方法。

背景技术

目前，高空飞艇的飞行速度低，加之高空空气密度稀薄，利用舵面气动力实现偏航控制较为困难，一般高空飞艇通过矢量推进器产生可偏转的拉力进行偏航控制，矢量推进器位于艇体下部，距离艇体质心有一定距离，推进器产生拉力的同时会产生一个使飞艇不断抬头的俯仰力矩，使得飞艇的迎角不断增大，飞艇的迎角增大将大大增加了艇体的阻力，降低了飞艇的飞行性能，严重时会使飞艇飞行失控，危害飞行安全。

另外，使用矢量推进器进行偏航控制时，矢量推进器的拉力在产生偏转力矩使艇体偏转的同时会作为侧滑力使得飞艇发生侧滑，侧滑会使得飞艇偏离设定航线，影响飞艇飞行性能。根据作用力与反作用力原理，矢量推进器旋转产生拉力的同时会对艇体产生一个反作用力矩，矢量推进器在中线位置转动时会在艇体上产生滚转力矩，矢量推进器在垂直轴线位置转动时会在艇体上产生俯仰力矩，矢量推进器的转速越大，产生的力矩越大，对艇体姿态的影响越大。

再者，在螺旋桨转动时驱动推进器偏转(动态倾转)所需的力矩和在螺旋桨静止时驱动推进器偏转(静态倾转)所需的力矩是不同的，尤其是当高空飞艇采用大直径两叶螺旋桨时，动态倾转所需的力矩将比静态倾转所需的力矩大一个量级，带来的直接影响是，动态倾转需要更大、更重的伺服机构，进而增加了飞艇系统的自重；另外，动态倾转时所需力矩是一个与螺旋桨转速相关的脉动力矩，该脉动将对伺服机构产生振动，且螺旋桨转速越高振动越剧烈，因此，控制飞艇偏航时，如果频繁地动态倾转将影响伺服机构的寿命甚至是安全性。

现有高空飞艇的偏航控制存在对飞艇的飞行性能以及姿态影响较大，存在较大潜在危险的问题。

发明内容

本发明实施例提供一种高空飞艇及其偏航控制方法，用于解决或部分解决现有高空飞艇的偏航控制存在对飞艇的飞行性能以及姿态影响较大，存在较大潜在危险的问题。

本发明实施例提供一种高空飞艇，包括：设于高空飞艇的艇体腹部前侧和后侧的两个矢量推进组件，两个矢量推进组件的拉力轴线一个向上倾斜、另一个向下倾斜且相较水平面的倾斜角度相同。

在上述方案的基础上，两个所述矢量推进组件的拉力轴线分别以所述艇体的轴线为中线可转动设置。

在上述方案的基础上，两个所述矢量推进组件的拉力轴线转动所在的平面分别通过所述艇体的质心。

在上述方案的基础上，所述矢量推进组件包括螺旋桨；且两个所述矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反。

在上述方案的基础上，两个所述矢量推进组件的螺旋桨分别朝前设置。

在上述方案的基础上，所述矢量推进组件还包括安装支架、伺服机构和电动机；所述安装支架固定于所述艇体的腹部、艇体轴线的下方，所述伺服机构固定于所述安装支架的底面，所述电动机与所述伺服机构的输出轴相连，所述螺旋桨与所述电动机的输出轴相连。

在上述方案的基础上，所述电动机的输出轴平行于所述安装支架的底面。

在上述方案的基础上，位于前侧的所述矢量推进组件的安装支架的底面与所述艇体的轴线朝前方向的夹角为锐角；位于后侧的所述矢量推进组件的安装支架的底面与所述艇体的轴线朝前方向的夹角为钝角。

本发明实施例提供一种基于上述高空飞艇的高空飞艇偏航控制方法，包括：控制两个矢量推进组件向相反的两个方向偏转，使得两个矢量推进组件的拉力轴线在艇体轴线的两侧且与艇体轴线之间的夹角相同；开启两个矢量推进组件，控制两个矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反且对两个矢量推进组件进行同步调节，至艇体的实际偏航角到达预设偏航角控制区间。

在上述方案的基础上，在艇体的实际偏航角到达预设偏航角控制区间之后还包括：降低前侧矢量推进组件的拉力，停止后侧矢量推进组件；将后侧矢量推进组件反向转动至与前侧矢量推进组件相对艇体轴线同样的偏转角度；开启后侧矢量推进组件，对两个矢量推进组件进行同步调节，维持艇体的实际偏航角在预设偏航角控制区间内。

本发明实施例提供的一种高空飞艇及其偏航控制方法，在艇体的腹部前后设置两套矢量推进组件可以互为备份增加了偏航控制冗余度，进而提高了飞艇控制偏航的可靠性；且两套矢量推进组件前后设置还可最大化的利用距离(力臂)增大了推进组件拉力对艇体质心产生的偏航力矩，有利于减小控制偏航时的动力消耗；另外，两个矢量推进组件一个向上倾斜、另一个向下倾斜，可使得两个矢量推进组件所产生的拉力在竖直方向上的分量相互抵消或最大化的降低，有利于降低偏航调控对艇体产生的俯仰力矩，从而可降低对飞艇姿态的影响，保证飞艇的飞行性能，降低潜在危险。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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为本发明实施例的高空飞艇的侧视示意图；

图2为本发明实施例的高空飞艇偏航控制操作初始时的仰视示意图；

图3为本发明实施例的高空飞艇偏航控制操作末端时的仰视示意图。

附图标记说明：

其中，1、艇体；2、尾翼；31、前安装支架；32、前伺服机构；33、前电动机；34、前螺旋桨；41、后安装支架；42、后伺服机构；43、后电动机；44、后螺旋桨。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”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；可以是机械连接，也可以是电连接；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发明中的具体含义。

本发明实施例提供一种高空飞艇，参考图1，该系统包括：艇体1和设于艇体1的腹部前侧和后侧的两个矢量推进组件，两个矢量推进组件的拉力轴线一个向上倾斜、另一个向下倾斜且相较水平面的倾斜角度相同。

本实施例提供的一种高空飞艇，在艇体1的腹部连接设有两个矢量推进组件。矢量推进组件即为矢量推进器。两个矢量推进组件一个向上倾斜，另一个向下倾斜，从而一个矢量推进组件产生的拉力在竖直方向的分量向上，另一个矢量推进组件产生的拉力在竖直方向的分量向下。从而两个矢量推进组件的拉力在竖直方向上可进行抵消，从而降低偏航调控时对艇体1产生的俯仰力矩。

本实施例提供的一种高空飞艇，在艇体1的腹部前后设置两套矢量推进组件可以互为备份增加了偏航控制冗余度，进而提高了飞艇控制偏航的可靠性；且两套矢量推进组件前后设置还可最大化的利用距离(力臂)增大了推进组件拉力对艇体1质心产生的偏航力矩，有利于减小控制偏航时的动力消耗；另外，两个矢量推进组件一个向上倾斜、另一个向下倾斜，可使得两个矢量推进组件所产生的拉力在竖直方向上的分量相互抵消或最大化的降低，有利于降低偏航调控对艇体1产生的俯仰力矩，从而可降低对飞艇姿态的影响，保证飞艇的飞行性能，降低潜在危险。

进一步地，两个矢量推进组件安装在艇体1上，是相对艇体1一个向上倾斜，另一个向下倾斜。两个矢量推进组件相较水平面的倾斜角度相同，该限定中的水平面并不是绝对的水平面，而指的是在艇体1呈水平状态时，两个矢量推进组件相对绝对水平面的倾斜角度相同；而在艇体1不为水平状态时，两个矢量推进组件相对绝对水平面的倾斜角度并不一定是相同的。

具体的，参考图1，设定艇体1的轴线方向为x方向，且艇体1轴线朝向艇体1前侧的方向为x正方向；设定艇体1的轴线向两侧延伸的方向为y方向；设定艇体1的高度方向为z方向；坐标系的原点即为艇体1的形心O_x。两个矢量推进组件相较水平面的倾斜角度相同，即指的是两个矢量推进组件相较xy平面的倾斜角度相同。

在上述实施例的基础上，进一步地，两个矢量推进组件的拉力轴线分别以艇体1的轴线为中线可转动设置。即两个矢量推进组件的拉力轴线可分别在艇体1的轴线两侧摆动，且每个矢量推进组件的拉力轴线在艇体1轴线两侧的最大偏转角度相同。从而可调节矢量推进组件的拉力轴线方向，便于对偏航进行灵活调整。

进一步地，还可控制两个矢量推进组件向艇体1轴线的两侧偏转，即两个矢量推进组件的偏转方向相反，使得两个矢量推进组件的拉力轴线位于艇体1轴线的两侧且关于艇体1轴线的偏转角度相同。此时，两个矢量推进组件的拉力在y方向的分量可进行相互抵消，还可降低偏航调控对艇体1产生的侧滑力，有利于保证艇体1姿态和飞行性能的稳定，降低潜在危险。

在上述实施例的基础上，进一步地，两个矢量推进组件的拉力轴线转动所在的平面分别通过艇体1的质心。即每个矢量推进组件的拉力轴线在以艇体1轴线为中线进行偏转时，偏转所在的平面通过艇体1的质心。可消除矢量推进组件的拉力对艇体1质心产生的俯仰力矩，提高偏航调控时艇体1的飞行性能。

在上述实施例的基础上，进一步地，矢量推进组件包括螺旋桨；且两个矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反。使得两个矢量推进组件对艇体1产生的反作用力矩相互抵消或最大化的降低，降低偏航调控对艇体1的影响，提高偏航调控时艇体1的飞行性能。

在上述实施例的基础上，进一步地，两个矢量推进组件的螺旋桨分别朝前设置。使得两个矢量推进组件的拉力均朝前，可有效实现对偏航角的调控。

在上述实施例的基础上，进一步地，矢量推进组件还包括安装支架、伺服机构和电动机；安装支架固定于艇体1的腹部、艇体1轴线的下方，伺服机构固定于安装支架的底面，电动机与伺服机构的输出轴相连，螺旋桨与电动机的输出轴相连。

伺服机构用于通过输出轴的转动带动电动机和螺旋桨一体以艇体1轴线为中线进行偏转，以实现矢量推进组件拉力轴线的转动。通过伺服机构可对矢量推进组件的拉力轴线的转动方向以及相较艇体1的轴线的偏转角度进行调控。电动机用于通过输出轴的转动带动螺旋桨绕输出轴旋转。电动机的输出轴的轴线方向即为矢量推进组件的拉力轴线方向。

在上述实施例的基础上，进一步地，电动机的输出轴平行于安装支架的底面。可通过调节安装支架底面的倾斜角度、伺服机构的安装角度、电动机距离艇体1的间距实现电动机的输出轴的偏转所在平面通过艇体1的质心，即矢量推进组件的拉力轴线转动所在的平面通过艇体1的质心。

在上述实施例的基础上，进一步地，位于前侧的矢量推进组件的安装支架的底面与艇体1的轴线朝前方向的夹角为锐角；为第一夹角。位于后侧的矢量推进组件的安装支架的底面与艇体1的轴线朝前方向的夹角为钝角；为第二夹角。

即前侧的矢量推进组件的拉力轴线相较xy面向下倾斜，后侧的矢量推进组件的拉力轴线相较xy面向上倾斜。进一步地，第一夹角和第二夹角可互为补角。即前侧的矢量推进组件的拉力轴线相较xy面向下倾斜的角度与后侧的矢量推进组件的拉力轴线相较xy面向上倾斜的角度相同。

在上述实施例的基础上，进一步地，本实施例提供一种基于上述任一实施例所述高空飞艇的高空飞艇偏航控制方法，该方法包括：控制两个矢量推进组件向相反的两个方向偏转，使得两个矢量推进组件的拉力轴线在艇体1轴线的两侧且与艇体1轴线之间的夹角相同；开启两个矢量推进组件，控制两个矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反且对两个矢量推进组件进行同步调节，至艇体1的实际偏航角到达预设偏航角控制区间。

控制两个矢量推进组件向相反的两个方向偏转，具体为通过两个矢量推进组件中的伺服机构控制两个电动机朝向艇体1轴线的不同侧偏转，且相较艇体1轴线的偏转角度相同。对两个矢量推进组件进行同步调节，即控制两个矢量推进组件中的两个电动机运行同样的转速。

此时，因为两个矢量推进组件一个向上倾斜，另一个向下倾斜，两个矢量推进组件的拉力在z方向上的分量可进行抵消；因为两个矢量推进组件的拉力轴线一个位于艇体1轴线的一侧，另一个位于艇体1轴线的另一侧，两个矢量推进组件的拉力在y方向上的分量也可进行抵消。两个矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反，还可抵消反作用力。

该偏航控制方法在初始偏航需要偏航力矩最大时(产生的侧滑力也最大)，通过前后矢量推进组件在拉力相反的两个方向同步调节实施偏航控制，使得推进组件对艇体1产生的俯仰力、侧滑力和反作用力相互抵消或最大化地降低，使得艇体1在较平稳、较小的影响下实现偏航至预设偏航角控制区间内，即达到实际偏航角接近目标偏航角。

进一步地，在艇体1实际偏航角达到预设偏航角控制区间时，虽然实际偏航角没有准确达到目标偏航角，但已经较为接近目标偏航角，已经完成了基本的偏航调控操作，基本达到了偏航调控的目的。

在上述实施例的基础上，进一步地，在艇体1的实际偏航角到达预设偏航角控制区间之后还包括：降低前侧矢量推进组件的拉力，停止后侧矢量推进组件；将后侧矢量推进组件反向转动至与前侧矢量推进组件相对艇体1轴线同样的偏转角度；开启后侧矢量推进组件，对两个矢量推进组件进行同步调节，维持艇体1的实际偏航角在预设偏航角控制区间内。

此过程是在艇体1的实际偏航角达到预设偏航角控制区间之后对艇体1偏航角的维持过程。此过程转动后侧的矢量推进组件，使得后侧的矢量推进组件的拉力轴线从艇体1轴线的一侧转动至另一侧，即转动后，两个矢量推进组件的拉力轴线位于艇体1轴线的同一侧，进而改变偏航力矩方向。然后通过同步调节两个矢量推进组件，改变偏航力矩大小。因为此过程是对艇体1偏航角度小范围的调整维持，不需要过大的推进拉力，此过程中的侧滑力不会对艇体1产生较大影响，可保证艇体1的姿态和飞行性能。

此过程，在接近偏航角目标时，通过先停止后矢量推进器再静态偏转后侧的矢量推进组件，然后通过同步调节前后推进器拉力的大小进而改变偏航力矩方向和大小，达到并维持在偏航角控制区间，避免了矢量推进器的动态调节进而降低了偏转力矩需求进而降低了偏转机构重量，避免了频繁调节矢量推进器拉力角度进而提高了偏转机构即伺服机构使用寿命。

在上述实施例的基础上，进一步地，针对现有矢量推进器使用中的技术问题，本实施例提供了一种装有矢量推进器的高空飞艇及偏航控制方法。参考图1，高空飞艇由艇体1、尾翼2、前矢量推进器、后矢量推进器组成，其中，前矢量推进器通过前安装支架31绑扎于艇体2前腹部，前安装支架31底部安装平面与xy平面成夹角θ₁，且θ₁为锐角，前伺服机构32安装于前安装支架31底部安装平面，前电动机33安装于前伺服机构32输出轴端，前螺旋桨34安装于前电动机33输出轴端，使得前矢量推进器具有安装攻角θ₁，前电动机33及前螺旋桨34的旋转方向为ω₁。

后矢量推进器通过后安装支架41绑扎于艇体1后腹部，后安装支架41底部安装平面与xy平面成夹角θ₂，且θ₂为钝角，后伺服机构42安装于后安装支架41底部安装平面，后电动机43安装于后伺服机构42输出轴端，后螺旋桨44安装于后电动机43输出轴端，使得后矢量推进器具有安装攻角θ₂，后电动机43及后螺旋桨44的旋转方向为ω₂，ω₂与ω₁方向相反，使得前后矢量推进器对艇体1产生的反作用力矩相互抵消或最大化地降低。前矢量推进器和后矢量推进器拉力轴线偏转所在的平面均通过艇体质心O_z，使得前推进器拉力T₁和后推进器拉力T₂在z方向产生的分量T_1z和T_2z方向相反，进而消除推进器拉力对艇体质心产生的俯仰力矩。

图2为高空飞艇偏航操作初始时的仰视图，图3为高空飞艇偏航操作末端时的仰视图。初始偏航控制时前后矢量推进器方位如图2所示，前后矢量推进器向相反的两个方向偏转相同角度，然后同步调节前推进器拉力T₁和后推进器拉力T₂的大小，使T₁和T₂在艇体侧向y方向产生的分量T_1y和T_2y基本一致进而使得推进器对艇体产生的侧滑力相互抵消或最大化地降低。使得艇体1在前推进器拉力T₁和后推进器拉力T₂在艇体轴向x方向产生的分量T_1x和T_2x作用下进行偏航调节。

偏航操作末端接近偏航角目标时，先停止后矢量推进器，并将其偏转至反向相同角度，前后矢量推进器方位如图3所示，再同步调节前推进器拉力T₁和后推进器拉力T₂大小进而改变偏航力矩方向和大小，达到并保持在偏航角控制区间。

本实施例提供的一种装有矢量推进器的高空飞艇，通过在艇体腹部前后各安装一套旋转方向相反、且具有安装攻角的矢量推进器，消除了或最大化降低了矢量推进器工作时引起的滚转力矩、俯仰力矩和侧滑力。

本实施例提供的一种装有矢量推进器的高空飞艇，高空飞艇在艇体腹部前后各安装一套旋转方向相反的矢量推进器，矢量推进器的拉力轴线旋转所在的平面通过艇体质心。两套矢量推进器的配置可以互为备份增加了偏航控制冗余度，进而提高了飞艇控制偏航的可靠性。两套矢量推进器前后配置，最大化地利用了距离(力臂)增大了推进器拉力对艇体质心产生的偏航力矩。通过设置两套旋转方向相反的推进器，使得推进器对艇体产生的反作用力矩相互抵消或最大化地降低；同时，通过本实施例提供的底部安装平面与艇体水平面成一定夹角的安装支架，使安装在其上的矢量推进器的拉力轴线旋转所在的平面通过艇体质心，进而消除了拉力对艇体质心产生的俯仰力矩；另外，本实施例中前安装支架31底部安装平面与艇体1轴线所在水平面成锐角、后安装支架41底部安装平面与艇体1轴线所在水平面成钝角，进一步使前后矢量推进器所产生的拉力在垂直方向上的分量相互抵消或最大化地降低。

另一方面本实施例提供了一种装有矢量推进器的高空飞艇的偏航控制方法，包括：

S1，设定偏转方向、目标偏航角和偏航角控制区间；

S2，将前后矢量推进器向相反的两个方向偏转相同角度；

S3，开启前后矢量推进器，同步调节前后矢量推进器的拉力，改变偏航力矩大小，进而控制飞艇偏航角速度；

S4，接近目标偏航角时，调低前矢量推进器拉力，停止后矢量推进器；

S5，将后矢量推进器偏转至反向相同角度；

S6，开启后矢量推进器，同步调节前后推进器的拉力，改变偏航力矩的方向和大小，进而达到并保持在偏航角控制区间。

本实施例提供的一种装有矢量推进器的高空飞艇的偏航控制方法，在初始偏航需要偏航力矩最大时(产生的侧滑力也最大)，通过前后矢量推进器在拉力相反的两个方向同步调节实施偏航控制，使得推进器对艇体产生的侧滑力相互抵消或最大化地降低。

偏航控制时，先将前后矢量推进器向相反的两个方向偏转至最大位置，然后同步调节前后矢量推进器拉力的大小，接近偏航角目标时，先停止后矢量推进器再静态倾转至反向最大位置，再同步调节前后推进器拉力的大小进而改变偏航力矩方向和大小，达到并保持在偏航角控制区间。该方法消除了矢量推进器工作时引起的滚转力矩、俯仰力矩和侧滑力，避免了矢量推进器动态倾转进而降低了倾转力矩需求进而降低了倾转机构重量，避免了频繁调节倾转机构进而提高了倾转机构使用寿命。

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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种高空飞艇，其特征在于，包括：设于高空飞艇的艇体腹部前侧和后侧的两个矢量推进组件，两个矢量推进组件的拉力轴线一个向上倾斜、另一个向下倾斜且相较水平面的倾斜角度相同；

所述矢量推进组件包括螺旋桨；两个所述矢量推进组件的螺旋桨分别朝前设置；

所述高空飞艇的偏航控制方法包括：

控制两个矢量推进组件向相反的两个方向偏转，使得两个矢量推进组件的拉力轴线在艇体轴线的两侧且与艇体轴线之间的夹角相同；

开启两个矢量推进组件，控制两个矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反且对两个矢量推进组件进行同步调节，至艇体的实际偏航角到达预设偏航角控制区间；

在艇体的实际偏航角到达预设偏航角控制区间之后还包括：

降低前侧矢量推进组件的拉力，停止后侧矢量推进组件；

将后侧矢量推进组件反向转动至与前侧矢量推进组件相对艇体轴线同样的偏转角度；

开启后侧矢量推进组件，对两个矢量推进组件进行同步调节，维持艇体的实际偏航角在预设偏航角控制区间内。

2.根据权利要求1所述的高空飞艇，其特征在于，两个所述矢量推进组件的拉力轴线分别以所述艇体的轴线为中线可转动设置。

3.根据权利要求2所述的高空飞艇，其特征在于，两个所述矢量推进组件的拉力轴线转动所在的平面分别通过所述艇体的质心。

4.根据权利要求1所述的高空飞艇，其特征在于，且两个所述矢量推进组件的螺旋桨的旋转方向相反。

5.根据权利要求4所述的高空飞艇，其特征在于，所述矢量推进组件还包括安装支架、伺服机构和电动机；所述安装支架固定于所述艇体的腹部、艇体轴线的下方，所述伺服机构固定于所述安装支架的底面，所述电动机与所述伺服机构的输出轴相连，所述螺旋桨与所述电动机的输出轴相连。

6.根据权利要求5所述的高空飞艇，其特征在于，所述电动机的输出轴平行于所述安装支架的底面。

7.根据权利要求5所述的高空飞艇，其特征在于，位于前侧的所述矢量推进组件的安装支架的底面与所述艇体的轴线朝前方向的夹角为锐角；位于后侧的所述矢量推进组件的安装支架的底面与所述艇体的轴线朝前方向的夹角为钝角。