CN117163286A - 一种载人飞行器 - Google Patents

Abstract

本公开实施例涉及飞行器技术领域，提供一种载人飞行器，包括机身，机身包括管式框架、设置于管式框架内部的座椅以及设置在管式框架左前、右前、左后和右后侧的发动机支撑杆；多个涡喷发动机，每个涡喷发动机均垂直设置于对应的发动机支撑杆；多个燃气舵和伺服舵机，每个燃气舵均套设于对应的涡喷发动机的喷管口处，伺服舵机与燃气舵电连接，以通过控制燃气舵的偏转来改变动力方向。本公开实施例提供的载人飞行器可实现高空飞行，机动性更强，续航时间更久，载重更大，对人的负担极小，安全性更高。

Description

一种载人飞行器

技术领域

本公开涉及飞行器系统技术领域，特别涉及一种载人飞行器。

背景技术

面对城市不断发展所带来的交通拥堵问题，以及城市、山地、森林各类复杂环境的救援、特种环境任务执行等需求，常规民航客机、直升飞机等大型飞行器和各种地面交通工具已经无法满足人们的出行需求，为此，现有技术中出现了更为轻便、有效、安全的轻型载人飞行器，这种载人飞行器的出现提升了山地、森林、城市等复杂环境的消防、救援等能力，同时可有效减少消防救援人员伤亡。

目前，市面上比较流行的载人飞行器多为旋翼架构，采用全涡喷发动机作为动力的载人飞行器研究基本处于原理样机阶段，成熟度较低，在形态上多为背包式和脚踩式布局。当前的载人飞行器主要有以下几个问题和缺点：一是可靠性比较差，容错率低；二是续航里程比较短，结构设计不合理，系统臃肿；三是控制技术比较差，多依赖操纵员肢体控制，为了小型化而减少飞控系统设计；四是安全性差，抗风险能力弱，不易推广。

发明内容

本公开旨在至少解决现有技术中存在的问题之一，提供一种载人飞行器。

本公开提供了一种载人飞行器，包括：

机身，所述机身包括管式框架、设置于所述管式框架内部的座椅以及设置在所述管式框架左前、右前、左后和右后侧的发动机支撑杆；

多个涡喷发动机，每个所述涡喷发动机均垂直设置于对应的所述发动机支撑杆；

多个燃气舵和伺服舵机，每个所述燃气舵均套设于对应的所述涡喷发动机的喷管口处，所述伺服舵机与所述燃气舵电连接，以通过控制燃气舵的偏转来改变动力方向。

可选地，所述燃气舵包括一对舵片，所述一对舵片对称活动设置于对应的所述涡喷发动机的喷管口处。

可选地，所述载人飞行器还包括多个调整环架；

每个所述调整环架套设于对应的所述涡喷发动机，所述调整环架上设置有所述伺服舵机。

可选地，所述载人飞行器还包括降落伞组件，所述降落伞组件设置于所述管式框架并位于所述座椅后方；

所述降落伞组件包括降落伞、与所述降落伞相连接的牵引火箭，所述牵引火箭与飞控系统电连接；

所述牵引火箭用于在接收到所述飞控系统和/或驾驶员发出的触发信号时，拉出所述降落伞，并使所述降落伞在所述座椅和驾驶员被所述牵引火箭向上牵引预设高度时展开。

可选地，所述载人飞行器还包括设置于所述降落伞位置处的姿态传感器，所述姿态传感器与所述飞控系统电连接；

所述飞控系统还用于根据所述姿态传感器反馈的感应数据，判断所述载人飞行器是否处于预设状态，若是，则向所述牵引火箭发送所述触发信号；其中，所述预设状态包括所述载人飞行器发生倾覆、下降速度大于速度阈值中的至少一者。

可选地，所述座椅包括座椅底座、座椅靠背和座椅头枕，所述座椅头枕设置在所述座椅靠背的后上方并与所述管式框架固定连接；所述降落伞设置在所述座椅头枕的后上方位置。

可选地，所述机身还包括包覆所述管式框架的保形蒙皮。

可选地，所述保形蒙皮采用碳纤维材料制作得到。

可选地，所述载人飞行器还包括操纵杆，所述操纵杆设置在所述座椅两侧的所述管式框架上。

可选地，所述操纵杆、所述管式框架、所述发动机支撑杆均采用中空结构。

本公开实施例提供的载人飞行器相对于现有技术而言，可以实现海拔6000米高空飞行，最大飞行速度可达220km/h，机动性更强，续航时间更久，载重更大，同时对人的负担极小，安全性更高。

附图说明

一个或多个实施方式通过与之对应的附图中的图片进行示例性说明，这些示例性说明并不构成对实施方式的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件表示为类似的元件，除非有特别申明，附图中的图不构成比例限制。

图1为本公开一实施方式提供的一种载人飞行器的结构示意图；

图2为图1所示的载人飞行器的俯视图；

图3为图1所示的载人飞行器的侧视图；

图4为图1所示的载人飞行器的主视图。

具体实施方式

为使本公开实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本公开的各实施方式进行详细的阐述。然而，本领域的普通技术人员可以理解，在本公开各实施方式中，为了使读者更好地理解本公开而提出了许多技术细节。但是，即使没有这些技术细节和基于以下各实施方式的种种变化和修改，也可以实现本公开所要求保护的技术方案。以下各个实施方式的划分是为了描述方便，不应对本公开的具体实现方式构成任何限定，各个实施方式在不矛盾的前提下可以相互结合相互引用。

本公开的一个实施方式涉及一种载人飞行器100，一并结合图1至图4，载人飞行器100包括机身（图中并未标出）、多个涡喷发动机210、多个燃气舵220和伺服舵机240。

机身包括管式框架111、设置于管式框架111内部的座椅113以及设置在管式框架111左前、右前、左后和右后侧的发动机支撑杆111a。

管式框架111作为机身的主梁，主要用于支撑载人飞行器100的整体机身。管式框架111可以采用中空结构，以通过该中空结构实现输油管和电路线等的布局。

发动机支撑杆111a主要用于支撑涡喷发动机210。发动机支撑杆111a可以设置为中空结构，以利用该中空结构实现输油管与电路线等的布局。

机身还包括包覆管式框架111的蒙皮112。蒙皮112可以采用碳纤维材料制作得到。本实施方式将管式框架作为机身主体，使得载人飞行器轻便结实，成本较低，同时配合采用轻质的碳纤维材料制作得到的蒙皮作为保形蒙皮，还有效降低了载人飞行器的空气阻力。

如图3所示，座椅113与管式框架111固定连接。座椅113可以包括座椅底座113a和座椅靠背113b。座椅底座113a和座椅靠背113b可以是一体成型结构，也可以是分体式结构，本实施方式对此并不限制。一并结合图1和图3，座椅113还包括座椅头枕113c，座椅头枕113c设置在座椅靠背113b的后上方并与管式框架111固定连接。座椅头枕113c用于提高驾驶员脖颈的舒适性和安全性。如图3所示，座椅113还可以包括座椅靠枕支架113d，座椅靠枕直接113d分别与管式框架111和座椅头枕113c固定连接，以支撑座椅头枕113c。

相比于背包式布局和脚踩式布局，本实施方式提供的载人飞行器采用坐式布局，在机身中设置了座椅，稳定性、可靠性更好，安全性更高，为驾驶员提供了更加舒适的飞行体验，使得驾驶员驾驶载人飞行器的过程更加舒适安全，不需要用自己的身体支撑自身躯干的重量，身体更加舒展，不易疲劳，也不易发生翻车或者被离心力甩出危险，手臂更加轻松，还可在载人飞行器处于自动驾驶模式时利用手臂完成一些额外的操作。

一并结合图1至图4，每个涡喷发动机210均垂直设置于对应的发动机支撑杆111a。各涡喷发动机210通过对应的发动机支撑杆111a与管式框架111固定连接。涡喷发动机的使用可以使载人飞行器实现高空飞行如海拔6000米高空飞行，大幅减小整个载人飞行器的体积和投影面积，大幅降低载人飞行器的迎风阻力，提高飞行速度，最大飞行速度可达220km/h，有效提高载人飞行器在狭小环境下的机动性和隐蔽性。同时，涡喷发动机没有裸露在外面的桨叶，不会对驾驶员或载人飞行器周围的事物或人员带来安全隐患。

每个燃气舵220均套设于对应的涡喷发动机210的喷管口处，伺服舵机240与燃气舵220电连接，以通过控制燃气舵220的偏转来改变动力方向。

载人飞行器100还包括飞控系统、发动机控制系统、燃气舵矢量推力控制系统。

飞控系统分别与发动机控制系统和燃气舵矢量推力控制系统电连接，用于对载人飞行器100的飞行姿态进行控制。

发动机控制系统还分别与各涡喷发动机210电连接，用于控制各涡喷发动机210的工作状态，以通过各涡喷发动机210为载人飞行器100提供动力。

燃气舵矢量推力控制系统还分别与各燃气舵220电连接，用于在飞控系统的控制下通过对应的伺服舵机240调整各燃气舵220的偏转方向，以对载人飞行器100进行推力矢量控制。

一并结合图2和图3，载人飞行器100采用多涡喷构型的动力系统，分别在左前、右前、左后、右后这四个方向设置四个升力及姿态控制轴线，并分别在上述四个方向安装一个涡喷发动机210，以同时提供升力。除涡喷发动机210外，各个涡喷发动机210作为动力装置的组成部分，将油箱中的燃料转换为动力，以在发动机控制系统的控制下为载人飞行器100提供动力。各个燃气舵220在燃气舵矢量推力控制系统的控制下独立动作，以实现对涡喷发动机210喷流方向的控制。

根据实际需求的不同，可以选择不同容积的油箱，并将油箱设置在载人飞行器100的后端，如座椅113的后方。载人飞行器100还可以包括尾部机盖，利用尾部机盖罩盖油箱，以对油箱进行保护。

燃气舵矢量推力控制系统的控制技术需要保证其提供的偏转角能够满足飞控系统的要求，并能保证各涡喷发动机210能够正常工作。燃气舵220在工作时，发动机控制系统和飞控系统能够相互匹配并协调工作。燃气舵220偏转，提供给飞控系统的推力及俯仰、偏航、横滚等方向上的矢量控制力响应速度快，并能使各涡喷发动机在工作点稳定地工作。

示例性的，如图3所示，燃气舵220包括一对舵片221，一对舵片221对称活动设置于对应的涡喷发动机210的喷管口211周围，主要用于调节涡喷发动机210的喷气方向，进而调整载人飞行器100的飞行姿态。

如图3所示，载人飞行器还包括多个调整环架230。每个调整环架230套设于对应的涡喷发动机210，调整环架230上设置有伺服舵机240，各伺服舵机240分别与各舵片221电连接。舵片221包括底壁221a、相对间隔设置在底壁221a上的两个侧壁221b，侧壁221b分别与对应的伺服舵机230活动连接。

具体的，燃气舵驱动机构的设计准则是实现实时高效的燃气舵偏转方位。为此，本实施方式采用伺服舵机240作为燃气舵驱动机构，每个燃气舵220可以对应两个伺服舵机240，以使燃气舵220中的一对舵片221分别由不同的伺服舵机240控制，各伺服舵机240分别安装在环绕其对应的涡喷发动机210的调整环架230的支架台上，通过伺服舵机240的前后线性运动，带动对应的燃气舵220的高低和左右二维角运动，燃气舵220的角运动引起喷气推力线变化。

伺服舵机240是基于燃气舵矢量推力的飞行/推进控制系统即燃气舵矢量推力系统的重要组成部分。燃气舵矢量推力控制系统可以通过各伺服舵机240驱动各燃气舵220中的舵片221独立动作，以实现对各涡喷发动机的喷流方向的控制。

燃气舵控制实现推力变向的原理为：燃气舵矢量推力控制系统接收飞控系统的偏转角指令信号，该偏转角指令信号包括燃气舵220的横向偏转角和纵向偏转角，燃气舵矢量推力控制系统通过伺服舵机240驱动燃气舵220按照横向偏转角和纵向偏转角偏转一定的角度，从而改变涡喷发动机210喷管口211的气流方向，得到大小和方向不同的推力，从而为载人飞行器100提供飞行控制力。

现有技术通常采用涡喷发动机整体偏转的方案，每个轴上的涡喷发动机总重较大，需要采用大力矩的伺服舵机才能实现方向控制，造成此重量级别下的舵机旋转角速度慢，无法跟上响应需求，且方案中伺服舵机本身的重量体积也很大，会带来较大的结构死重。

而本实施方式通过控制燃气舵的偏转来改变载人飞行器的飞行姿态及方向，在此方案下，各个轴上的涡喷发动机垂直固定在发动机支撑杆上，使用轻小的伺服舵机即可控制套设在涡喷发动机喷管口处的燃气舵的偏转来改变动力方向，不仅实现了更高的控制频率、控制响应，还使得飞行姿态更稳定，机动响应更快。同时，本实施方式提供的载人飞行器操作性更强，驾驶员不需要经过太长时间的培训即可熟练操作。

在姿态控制方面，本实施方式提供的载人飞行器主要采用燃气舵的构型来改变推力方向，从而控制整个载人飞行器的姿态及向前飞行。具体的，一并结合图1至图4，各涡喷发动机210垂直固定在发动机支撑杆111a上，通过利用燃气舵矢量推力控制系统驱动各伺服舵机240来控制燃气舵220中舵片221的偏转，进而改变动力方向。在这种姿态控制方式下，损失推力比例较小，同时还可以带来更高的控制频率和控制响应、更稳定的飞行姿态以及更快的机动响应。

一并结合图1至图4，载人飞行器100还包括安装在机身上的起落架410，以便于载人飞行器100的起飞和降落。起落架410采用低气阻的滑橇式设计，主体采用铝合金和碳纤维混合骨架，与机身的连接处采用阻尼胶进行隔离，以支撑载人飞行器100的起飞、降落和滑行过程。

示例性的，如图1所示，载人飞行器100还包括与机身固定连接的前挡风板510。前挡风板510用于分解气流，为载人飞行器100及其驾驶员减少风阻，同时对驾驶员头部以下的身体部位进行保护。载人飞行器100还包括与前挡风板510固定连接的前挡风玻璃520，以通过前挡风玻璃520进一步分解气流，减少风阻。

本实施方式通过在设置涡喷发动机、燃气舵以及伺服舵机，可以通过推力变向大幅度提高载人飞行器的机动性能，主要表现在：在载人飞行器的起飞过程中，可通过涡喷发动机和燃气舵控制产生向下的推力，在该推力大于载人飞行器及其装载物及驾驶员的重力时，载人飞行器实现垂直起飞；在载人飞行器的飞行过程中，可通过控制伺服舵机驱动燃气舵偏转以使载人飞行器获得非轴线上的推力，从而改变飞行方向。相比于涡喷发动机整体偏转的方向控制方式，本实施方式采用的通过利用伺服舵机控制燃气舵进而改变涡喷发动机尾流方向的控制方式，不仅响应速度快，控制方式更加容易实现，还避免了利用传统矢量喷管方法造成的推力损失。

示例性的，载人飞行器100还可以包括操纵杆610，以使驾驶员能够通过操纵杆610实现对载人飞行器100的飞行控制。操纵杆610可以采用中空结构，以通过中空结构预留布线空间。操纵杆610作为载人飞行器100操纵系统的关键部件之一，也可被称为驾驶杆，它将驾驶员与载人飞行器100的操纵系统联系起来，主要作用是为载人飞行器的飞行控制系统提供操纵指令，以实现载人飞行器的三轴控制。

举例而言，操纵杆610可以设置在座椅113两侧的管式框架113上，具体可以包括右操纵杆和左操纵杆，均采用无人机的架势逻辑。右操纵杆设置在座椅113右侧的管式框架111上，左操纵杆设置在座椅113左侧的管式框架111上，以方便驾驶员通过右手控制右操纵杆，通过左手控制左操纵杆。右操纵杆可用于控制载人飞行器的前进、后退以及向左或向右飞行，左操纵杆可用于控制载人飞行器的爬升、下降以及左右偏航旋转。

载人飞行器100的其他飞控功能如每个涡喷发动机210的启动点火控制、飞行模式切换、自动起降、自动返航等，可以通过设置相应的双通道或者三通道的拨钮或按钮开关实现。飞控系统还可以预留出足够数量的拨钮、旋钮、按钮中的一者或多者作为功能拓展开关，以实现各种拓展功能。

示例性的，飞控系统采用第一复合控制分配策略控制载人飞行器100的垂直起降。第一复合控制分配策略包括：在载人飞行器100的起降或悬停过程中，通过伺服舵机230驱动各舵片221中的底壁221a平行于水平面，利用燃气舵对向偏转的方法控制各涡喷发动机210的喷流方向垂直于水平面，产生垂直于水平面的实际对地推力，实现载人飞行器100的垂直起降或悬停。

示例性的，飞控系统采用第二复合控制分配策略控制载人飞行器100的俯仰偏航。第二复合控制分配策略包括：在载人飞行器100的飞行过程中，通过伺服舵机230改变各舵片221中底壁221a的偏转角，以改变各涡喷发动机210的喷流方向。

具体的，载人飞行器对于涡喷发动机的推力控制采用整体控制法，控制曲线相对平缓，避免突然的加减速控制。载人飞行器对于姿态和实际出力的细腻控制则通过燃气舵来实现，如包括前后偏航、左右偏航及快速前飞等在内的偏航控制。燃气舵的偏转角越大，对飞行姿态的改变就越大，对飞行速度的改变也越大。

在实现偏航控制时，飞控系统可以通过控制燃气舵矢量推力控制系统借助伺服舵机驱动燃气舵向偏航侧的反方向偏转，辅以小幅差动控制来保持平衡。在实现航向旋转控制时，飞控系统则可以更多通过控制燃气舵矢量推力控制系统借助伺服舵机驱动燃气舵的左右差动来完成，同样辅以小幅差动控制来保持平衡。在实现起降、悬停等飞行状态时，则可以利用燃气舵对向偏转的方法来控制每个轴臂上的实际对地推力，以此来保持平稳飞行。

本实施方式提供的载人飞行器可以通过第一复合控制分配策略和第二复合控制分配策略，保证飞控系统较快的响应速度和良好的控制精度。

示例性的，飞控系统还可以设置有故障监测报警、容错及控制功能。在飞控系统层面，载人飞行器搭载的所有传感器可以通过总线与飞控系统中的主控单元相连，飞控系统搭载的故障检测及故障码系统可以通过每个传感器回传的信息来判定其工作状态，并在检测到异常时发出对应的报警信息。飞控系统的容错及控制功能可以由故障检测与隔离、传感器表决、控制分配以及控制律计算等主要功能模块综合实现。

示例性的，一并结合图1和图3，载人飞行器100还包括降落伞组件310，降落伞组件310设置于管式框架111并位于座椅113后方。

降落伞组件310包括降落伞、与降落伞相连接的牵引火箭，牵引火箭与飞控系统电连接。牵引火箭用于在接收到飞控系统和/或驾驶员发出的触发信号时，拉出降落伞，并使降落伞在座椅113和驾驶员被牵引火箭向上牵引预设高度时展开。

载人飞行器100还包括设置于降落伞位置处的姿态传感器，姿态传感器与飞控系统电连接。飞控系统还用于根据姿态传感器反馈的感应数据，判断载人飞行器是否处于预设状态，若是，则向牵引火箭发送触发信号。其中，预设状态包括载人飞行器100发生倾覆、下降速度大于速度阈值中的至少一者。飞控系统还用于在接收到驾驶员发出的启动信号时，向牵引火箭发送触发信号。

具体的，降落伞可以设置在座椅头枕113c的后上方位置，降落伞的启动可以由其独立的姿态传感器和飞控系统共同控制。牵引火箭可以设置在座椅靠背113b的后上方位置，以保证在应急情况下将座椅113与驾驶员一同向上牵引预设高度，使降落伞在座椅113和驾驶员被牵引预设高度达到一定高度时展开，以减少由降落伞自由展开带来的高度损失。

载人飞行器100的转动和下降速度等飞行参数都设置有相应的设定阈值。当飞控系统根据降落伞上的姿态传感器反馈的感应数据检测到载人飞行器100出现倾覆、下降速度大于速度阈值中的至少一者时，飞控系统会判断出载人飞行器100出现了安全问题，此时，飞控系统会向牵引火箭发出触发信号，牵引火箭在接收到该触发信号时，会将降落伞快速拉出，同时将座椅113以及坐在座椅113上的驾驶员一同向上牵引一定高度，降落伞在座椅113和驾驶员被牵引预设高度时展开，从而减少降落伞自由展开带来的高度损失。此外，飞控系统在接收到驾驶员发出的手动触发启动降落伞的启动信号时，也可以向牵引火箭发送触发信号，以使降落伞在牵引火箭接收到该触发信号时被快速拉出，并在牵引火箭将座椅113和驾驶员向上牵引预设高度时展开，从而实现降落伞的手动触发启动。

本领域的普通技术人员可以理解，上述各实施方式是实现本公开的具体实施方式，而在实际应用中，可以在形式上和细节上对其作各种改变，而不偏离本公开的精神和范围。

Claims (10)

1.一种载人飞行器，其特征在于，包括：

机身，所述机身包括管式框架、设置于所述管式框架内部的座椅以及设置在所述管式框架左前、右前、左后和右后侧的发动机支撑杆；

多个涡喷发动机，每个所述涡喷发动机均垂直设置于对应的所述发动机支撑杆；

多个燃气舵和伺服舵机，每个所述燃气舵均套设于对应的所述涡喷发动机的喷管口处，所述伺服舵机与所述燃气舵电连接，以通过控制燃气舵的偏转来改变动力方向。

2.根据权利要求1所述的载人飞行器，其特征在于，所述燃气舵包括一对舵片，所述一对舵片对称活动设置于对应的所述涡喷发动机的喷管口处。

3.根据权利要求2所述的载人飞行器，其特征在于，所述载人飞行器还包括多个调整环架；

每个所述调整环架套设于对应的所述涡喷发动机，所述调整环架上设置有所述伺服舵机。

4.根据权利要求1至3任一项所述的载人飞行器，其特征在于，所述载人飞行器还包括降落伞组件，所述降落伞组件设置于所述管式框架并位于所述座椅后方；

所述降落伞组件包括降落伞、与所述降落伞相连接的牵引火箭，所述牵引火箭与飞控系统电连接；

所述牵引火箭用于在接收到所述飞控系统和/或驾驶员发出的触发信号时，拉出所述降落伞，并使所述降落伞在所述座椅和驾驶员被所述牵引火箭向上牵引预设高度时展开。

5.根据权利要求4所述的载人飞行器，其特征在于，所述载人飞行器还包括设置于所述降落伞位置处的姿态传感器，所述姿态传感器与所述飞控系统电连接；

所述飞控系统还用于根据所述姿态传感器反馈的感应数据，判断所述载人飞行器是否处于预设状态，若是，则向所述牵引火箭发送所述触发信号；其中，所述预设状态包括所述载人飞行器发生倾覆、下降速度大于速度阈值中的至少一者。

6.根据权利要求4所述的载人飞行器，其特征在于，所述座椅包括座椅底座、座椅靠背和座椅头枕，所述座椅头枕设置在所述座椅靠背的后上方并与所述管式框架固定连接；所述降落伞设置在所述座椅头枕的后上方位置。

7.根据权利要求4所述的载人飞行器，其特征在于，所述机身还包括包覆所述管式框架的保形蒙皮。

8.根据权利要求7所述的载人飞行器，其特征在于，所述保形蒙皮采用碳纤维材料制作得到。

9.根据权利要求4所述的载人飞行器，其特征在于，所述载人飞行器还包括操纵杆，所述操纵杆设置在所述座椅两侧的所述管式框架上。

10.根据权利要求9所述的载人飞行器，其特征在于，所述操纵杆、所述管式框架、所述发动机支撑杆均采用中空结构。