CN209795827U - 一种双发全矢量多模态飞行器及飞行系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种双发全矢量多模态飞行器及飞行系统。所述飞行器包括：机身，所述机身前、后部分别与全矢量动力模块连接；所述全矢量动力模块，设置有两组，一前一后分别与所述机身连接，分别用于为所述飞行器提供前、后动力矢量，前、后两组所述全矢量动力模块相互配合，实现所述飞行器的多模态飞行。本申请通过前、后设置的全矢量动力模块实现所述飞行器的多模态飞行，飞行姿态多样，所有动作均依靠两个全矢量动力模块完成，实现了载荷的充分利用。

Description

一种双发全矢量多模态飞行器及飞行系统

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种双发全矢量多模态飞行器及飞行系统。

背景技术

目前市场上由于多旋翼无人机结构简单，控制成熟等原因，许多行业所采用的任务无人机均为多旋翼构型。这些行业大多满足于常规多旋翼，而缺乏探索新构型无人机的热情，因此会忽略许多新构型无人机所能带来的潜在的市场价值。

在体育竞技表演娱乐方面，传统花式表演机为固定翼形式，机翼表面必须有气流经过才能提供升力，因此飞机必须要不停的飞行，而不能有停顿或静止的瞬间，这一点限制了固定翼花式动作的丰富度。在物流运输方面，目前市场上广泛采用多旋翼和固定翼结合的方式，这种构型的无人机在起飞时，四旋翼提供动力，机翼和推进发动机浪费了有效载荷，在以固定翼模式飞行时，四旋翼动力关闭，四个电机浪费了有效载荷。

由此可见，目前的无人机要么飞行姿态较为多样，但存在着载荷浪费的问题，要么载荷能得到有效利用，但飞行姿态较为单一，两者存在矛盾，无法实现较丰富的飞行姿态下对载荷的充分利用。

发明内容

本发明提供一种双发全矢量多模态飞行器及飞行系统，能够解决现有技术无法实现较丰富的飞行姿态下对载荷的充分利用的问题。

本发明是这样实现的，一种双发全矢量多模态飞行器，包括：

机身，所述机身前、后部分别与全矢量动力模块连接；

所述全矢量动力模块，设置有两组，一前一后分别与所述机身连接，分别用于为所述飞行器提供前、后动力矢量，前、后两组所述全矢量动力模块相互配合，实现所述飞行器的多模态飞行。

在本发明的另一个实施例中，还提供了一种使用上述飞行器的飞行系统，所述系统包括：

如上所述的一种双发全矢量多模态飞行器；以及

控制终端，用于通过所述飞行器的通信模块与所述飞行器的控制电路板通信，以控制所述飞行器飞行。

本发明涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种双发全矢量多模态飞行器及飞行系统。所述飞行器包括机身、全矢量动力模块，其中，所述全矢量动力模块包括前全矢量动力模块和后全矢量动力模块。本申请通过前、后设置的全矢量动力模块实现所述飞行器的多模态飞行，飞行姿态多样，所有动作均依靠两个全矢量动力模块完成，解决上了载荷的充分利用与飞行姿态的多样性的矛盾。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的结构全视图；

图2为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的全矢量模块结构全视图；

图3为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的全矢量模块部件全视图；

图4为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的全矢量模块拆解二视图；

图5为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的全矢量模块拆解轴测图；

图6为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的机舱布置图；

图7为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的电路连接图；

图8为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的矢量偏转全视图；

图9为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器定翼平飞示意图；

图10为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器水平悬停示意图；

图11为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器竖直悬停示意图；

图12为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器倾斜悬停示意图；

图13为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器定翼平飞过渡示意图；

图14为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器竖直悬停过渡示意图；

图15为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器水平悬停过渡示意图；

图16为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器云梯筋斗示意图；

图17为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器定向抛掷示意图；

图18为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器反向抛掷示意图；

图19为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器Z形抛掷示意图；

图20为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器交替平悬示意图。

附图中：100、机座组件；101、整流罩；102、螺母；103、垫圈；104、整流罩底座；105、无刷电机；106、二级舵机紧固螺钉；107、二级舵机摇臂；108、上加强碳片；109、电机座；110、下加强碳片；111、二级轴塞；112、电机紧固螺钉；113、双向螺旋桨；200、舵舱组件；201、舵舱盖；202、二级舵机；203、一级舵机；204、舵舱；300、夹耳组件；301、上保形片；302、夹耳；303、下保形片；304、一级舵机紧固螺钉；305、一级舵机摇臂；306、上销轴；307、一级轴塞；308、下销轴；309、加强隔框；310、左加强碳片；311、右加强碳片；400、机身；401、前电调；402、电池；403、控制电路板；404、通信模块；405、陀螺仪模块；406、后电调；500、第一机翼；600、第二机翼；700、后夹耳组件；800、后舵舱组件；900、后机座组件。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，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。

本发明提供一种双发全矢量多模态飞行器，能够解决现有技术无法实现较丰富的飞行姿态下对载荷的充分利用的问题。

以下结合具体实施例对本发明的具体实现进行详细描述。

如图1所示，为本发明实施例提供的一种双发全矢量多模态飞行器的结构示意图，包括：

机身400，所述机身400前、后部分别与全矢量动力模块连接；

所述全矢量动力模块，设置有两组，一前一后分别与所述机身400连接，分别用于为所述飞行器提供前、后动力矢量，前、后两组所述全矢量动力模块相互配合，实现所述飞行器的多模态飞行。

在本发明中，对机身400的具体形式不作限制，基本要求是飞行时减小飞行阻力；但是从另一方面可以理解，机身400的设计同时也可以考虑赋予飞行器其它功能，例如设计支脚，实现飞行器的稳定着陆等。

在本发明中，所述全矢量动力模块的作用在于为飞行提供飞行动力，可以理解，所述全矢量是指动力的方向可变范围更大，并不意味着其动力输出方向不受限制。

本发明提供的一种双发全矢量多模态飞行器，所述飞行器包括机身400、全矢量动力模块，其中，所述全矢量动力模块包括前全矢量动力模块和后全矢量动力模块。本申请通过前、后设置的全矢量动力模块实现所述飞行器的多模态飞行，飞行姿态多样，所有动作均依靠两个全矢量动力模块完成，解决上了载荷的充分利用与飞行姿态的多样性的矛盾。

在本发明的一个实施例中，如图1-3所示，所述全矢量动力模块包括机座组件100、舵舱组件200以及夹耳组件300；

所述机座组件100的连接端与所述舵舱组件200的一端转动连接，所述机座组件100可绕所述舵舱组件200转动，转动轴指示的方向为第一方向，用于所述全矢量动力模块的动力输出；

所述舵舱组件200的一端与所述机座组件100转动连接，另一端与所述夹耳组件300转动连接，所述舵舱组件200可绕所述机座组件100转动，转动轴指示的方向为第二方向，用于控制所述机座组件100的动力输出方向；

所述夹耳组件300的一端与所述机身400相连，另一端与所述舵舱组件200转动连接，用于所述全矢量动力模块与所述机身400的连接；

所述第一方向与第二方向相互垂直。

在本实施例中，所述机座组件100的连接端与所述舵舱组件200的一端转动连接，在本实施例中，此结构可实现左右分别偏转45°，需要理解，此处的左右方向的确定参考图1。

在本实施例中，所述舵舱组件200另一端与所述夹耳组件300转动连接，在本实施例中，此结构可实现上下分别偏转95°，此处上下方向的确定参考图1。

本发明提供了一种双发全矢量多模态飞行器，所述飞行器的机座组件能绕其连接部左右分别偏转45°，舵舱组件能带动安装于其上的机座组件绕其连接部上下分别偏转95°，通过前全矢量动力模块和后全矢量动力模块的机座组件100与舵舱组件的配合，可实现飞行器的全矢量多模态飞行，飞行姿态多变，机动性能好。

作为上述实施例的一个优化方案，如图4、5所示，所述机座组件100包括整流罩101、整流罩底座104、无刷电机105、二级舵机摇臂107、电机座109、二级轴塞111、双向螺旋桨113；

所述整流罩101底座设置于所述无刷电机109的输出轴上，所述整流罩底座104上套接有所述整流罩101，所述整流罩底座104与整流罩101之间设置有双向螺旋桨113；

所述无刷电机105设置于所述电机座上109，用于所述全矢量动力模块的动力输出；

所述二级舵机摇臂107和二级轴塞111设置于所述机座组件与所述舵舱组件100的连接端，用于所述机座组件100与所述舵舱组200件的转动连接。

在本发明中，无刷电机105用于驱动双向螺旋桨113旋转，形成飞行器飞行所需要的推力。无刷电机105的输出轴依次套入整流罩底座104、双向螺旋桨113以及垫圈103，再拧入螺母102固定，最后扣上整流罩101。

在本发明中，无刷电机105的底部通过电机固定螺钉112固定在电机座109上。二级舵机202的输出轴上依次套设有上加强碳片108、二级舵机摇臂107，并置于电机座109内，二级舵机202的输出轴朝上，通过二级舵机紧固螺钉106从电机座109外侧上表面进行固定。在电机座109的下表面正对二级舵机202的输出轴的位置电机座109开设有预留孔，二级轴塞111从电机座外109侧下表面嵌入预留孔内，将二级舵机202的上下位置进行固定，二级舵机202底部与电机座109内侧下表面之间还设置有下加强碳片110。可以理解，本实施例中剖分组件的安装依赖于二级舵机202，但二级舵机202并不属于机座组件100的部件，实际上二级舵机202也可以是其它形式的输出结构，本发明为了便于说明，采用了其它实施例的中的部件，但不用于限定非二级舵机202不可；在本发明中，轴塞为回转体，中心轴线与舵机输出轴共线，舵机为单侧扭矩输出，结构整体承受弯扭矩和剪切，稳定性较差，通过轴塞在另一侧承受剪力，使结构更加稳定，强度更高，精度更好；在本发明中，摇臂为舵机配件，舵机输出轴一般为花键，摇臂安装在花键上，用于延长输出扭矩的力臂，同时可以便于安装被动件。

本发明提供了一种双发全矢量多模态飞行器，机座组件100可以绕着与舵舱组件200的连接部位左右旋转，并通过无刷电机105为飞行器提供飞行所需的推力，使得推力的作用方向可以在左右方向上进行调整，为飞行器完成全矢量多模态飞行的必要结构。

作为上述实施例的另一种优化，如图4、5所示，所述舵舱组件包括：舵舱204、一级舵机203、二级舵机202和舵舱盖201；

所述舵舱内设置有所述一级舵机203和二级舵机202，且所述一级舵机203和二级舵机202的输出轴呈空间正交布置，所述一级舵机203的输出轴与所述夹耳组件300转动连接，所述二级舵机202的输出轴与所述机座组件100转动连接；

所述舵舱盖201设置于所述舵舱204上，用于所述一级舵机203和二级舵机202的保护及定位。

在本发明中，一级舵机203、二级舵机202设置于舵舱204内，用于输出转动量，实现飞行器推力方向的改变，从而实现全矢量多模态飞行。舵舱204内设置有用于安装一级舵机203、二级舵机202的安装位，在本实施例中，一级舵机203、二级舵机202通过胶合的方式与舵舱204固定，舵舱盖201与舵舱204连接后，一级舵机203、二级舵机202的输出轴伸出舵舱204或者舵舱盖201之外，分别与夹耳组件300、机座组件100连接。在本实施例中，一级舵机203、二级舵机202的底部视需要还可以通过轴塞进行轴向定位。

本发明提供了一种双发全矢量多模态飞行器，通过在舵舱组件200内设置一级舵机203、二级舵机202，可以实现飞行器输出推力方向的改变，从而实现全矢量多模态飞行。

作为上述实施例的又一种优化方案，如图4、5所示，所述夹耳组件300包括：上保形片301、夹耳302、下保形片303、一级舵机摇臂305和一级轴塞307；

所述上保形片301通过上销轴306与所述夹耳302连接，用于所述舵舱组件200转动时保持所述舵舱组件200与所述夹耳组300接处曲面的连续，所述上保形片301内置有弹片，使得所述上保形片301有向内闭合的弹力，所述上销轴306穿过所述夹耳302和所述上保形片301的预留孔；

所述下保形片303通过下销轴308与所述夹耳302连接，用于所述舵舱204转动时保持所述舵舱组件200与所述夹耳302连接处曲面的连续，所述下保形片303内置有弹片，使得所述下保形片303有向内闭合的弹力，所述下销轴308穿过所述夹耳302和所述下保形片303的预留孔；

所述夹耳302与所述机身400的连接端并排设置左加强碳片310和右加强碳片311，用于所述夹耳组件300与所述机身400的连接，加强碳片与所述夹耳302之间还设置有加强隔框309；

所述一级舵机摇臂305和一级轴塞307设置于所述夹耳组件300与所述舵舱组件200的连接端，用于所述夹耳组件300与所述舵舱组件200的转动连接。

在本发明中，上保形片301与下保形片303分另别设置于夹耳302外表面的上下侧，分别通过上销轴306、下销轴308与夹耳302固定，保形片内设有弹簧，使得保形片总上趋于向内闭合，当舵舱组件200相对夹耳组件300转动时，在弹簧的使用下，上、下保形片抵触在舵舱组件200的舵舱204或者舵舱盖201上，使得舵舱组件200与夹耳组件300的过渡处保持曲面连续，从而减小飞行器的飞行阻力。

在本发明中，夹耳302与机身400连接的一端端面上插接有左、右加强碳片，用于夹耳302与机身400的连接，加强碳片与夹耳302之间还设置有加强隔框309，用于连接处的结构加强以及限定两侧加强碳片的安装位置。

在本发明中，夹耳302与舵舱204连接和一端设置有开口，组装完成后的舵舱组件200嵌入开口，通过舵舱组件200的输出轴与夹耳302连接，具体为：一级舵机203的输出轴上依次套入左加强碳片310（图中未示出）、一级舵机摇臂305后置于夹耳302开口内，使其输出轴正对夹耳302侧面上预留的开孔，通过一级舵机紧固螺钉304将一级舵机203的输出轴与夹耳302连接，一级舵机紧固螺钉304从夹耳302外侧穿过预留的开孔与输出轴连接。在夹耳302安装输出轴的相对面上，夹耳302上还开设在预留孔，一级轴塞307嵌入预留孔内，实现一级舵机203的轴向定位，在一级舵机203底部与夹耳302内壁之间还设置有右加强碳片311（图中未示出）。

在本发明一个实施例中，所述机身400呈纺锤圆筒状，中部两侧设有机翼安装座，前、后端分别与所述前全矢量动力模块和后全矢量动力模块转动连接，内部形成中空的机舱。

在本发明中，所述机身400呈纺锤圆筒状，可以减小飞行器飞行时的阻力，机身400内部形成中空的机舱，可以安装控制组件，在将本发明放大进行实际应用时，机舱可以作为容纳腔，实现载重飞行等。

本发明提供了一种双发全矢量多模态飞行器，通过将机身400设计为纺锤圆筒状，可以减少飞行器的飞行阻力，且机舱形成中容纳腔，可以安装控制组件以及进行载重飞行时，实用价值高。

作为上一个实施例的一个优化方案，如图7、8所示，所述机舱内设置有电调、控制电路板403以及电池402；

所述电调的输入端与所述控制电路板相连，输出端与无刷电机105相连，包括前电调401与后电调406，所述电调可根据所述电路板403的控制信号控制无刷电机双向变速旋转；

所述控制电路板402包括通信模块404、陀螺仪模块405、调压模块、单片机模块以及输入输出接口，所述通信模块404用于接收飞行控制指令，所述陀螺仪模块405用于采集所述飞行器的飞行姿态数据，所述调压模块用于将所述电池的输出电压调整至所述控制电路板的工作电压，所述单片机模块用于处理所述通信模块及所述陀螺仪模块传输的数据，并结合相应的控制算法生成控制信号并输出至相应输入或者输出接口；

所述电调及控制电路板分别与所述电池相连。

在本发明中，参考图6-7（部分模块未求出），机舱内设置有电调（即电子调速器，英文Electronic Speed Control，简称ESC），通过输入直流电以及控制信号，电调可以输出三相交流电，直接驱动无刷电机105转动，其作用为按给定信号对无刷电机105进行调速，从而调节飞行器的飞行驱动力。电调与无刷电机105一一对应，本发明中包括前、后全动力矢量模块，故无刷电机105至少两台，与之对应的电调也一前一后设置有两台。

在本发明中，所述控制电路板403至少包括通信模块404和陀螺仪模块405，通信模块404用于与控制终端进行无线通信，陀螺仪模块405用于采集或者生成飞行器的飞行姿态数据。控制电路板403还直接与舵机相连，可以控制舵机的转动。

在本发明中，舵机至少包括前矢量方向舵机、前矢量仰视舵机、后矢量方向舵机以及后矢量仰视舵机，其中，方向舵机对应舵机202，仰视舵机对应舵机203。此外，在本实施例中，舵机还可以包括左副翼舵机和右副翼舵机（副翼为机翼的一个活动部分），左、右副翼舵机作用在于驱动机翼偏转，当有空气流经机翼上下两侧时，可控制机翼角度产生相应的操纵力矩，属于传统的飞机操纵手段。

在本发明中，飞行器通过电池402供电，电池402安装于机舱内，共具体位置及安装方式本发明不作限制。

本发明提供了一种双发全矢量多模态飞行器，通过在机舱内设置控制电路板403及控制元件，实行飞行器的飞行控制，具的体积小，重量小的优点。

在本发明的一个实施例中，参考图1，所述飞行器还包括机翼，用于在定翼平飞模态下提供飞行的升力，在悬停模态下提供滚转阻尼，还用于提高所述飞行器的稳定性，所述机翼包括第一机翼500和第二机翼600，所述第一机翼500和第二机翼600分别安装于所述机身400的中部两侧，与所述机身400的连接采用碳管插接或者斜轴连接的方式。

在本发明中，机翼设置于机身上，机翼可以是一体结构，固定设置于机身上，也可以采用左右单独安装的形式，分设左右机翼，对于其具体的连接方式，本发明不作限制。

在本发明中，机翼可以采用普通碳管插接或斜轴连接两种安装方式，当采用斜轴连接时，机翼可单自由度绕空间斜轴向后转动至与机身400贴合的状态，在机翼折叠的情况下进行水平悬停，可降低横侧风对飞行器的影响，减少不稳定因素。

在本发明中，对机翼的具体形式不作限制，可以是后掠翼，平直翼，前掠翼，环状翼等任意形状，其主要原因在于全矢量飞行器能够提供强大的控制力矩，使得飞行器的飞行控制与机翼的相关性降低。本发明中采用了双机翼的形式，包括左机翼500和右机翼600。

本发明提供了一种双发全矢量多模态飞行器，通过设置机翼可以保持飞行器的平衡，而且由于本发明采用又发全矢量动力模块的形式，使得飞行对机翼的依赖减小，机翼的形式可以更多地多样化。

在本发明的一个实施例中，所述机身前部设置的所述全矢量动力模块的螺旋桨、整流罩、整流罩底座与所述机身后部设置的所述全矢量动力模块的螺旋桨、整流罩、整流罩底座分别呈镜像对称结构。

在本发明中，全动力矢量模块分设于机身的前后，前全动力矢量模块和后全动力矢量模块的动力方向是镜像关系（不考虑转动角度的情况下），因此与之相关的双向螺旋桨、整流罩、整流罩底座，在前、后全动力模块上分别呈镜像对称结构。

以下结合的一个具体实施例对本发明的飞行器飞行过程作进一步说明，参考附图1、8-20。

在本实施例中，无刷电机105为朗宇X2212-980kv无刷电机，电调401为华科尔F210-3D-Z-06无刷电子调速器，电池402为花牌4S-1500mah锂电池，控制电路板403为自行设计，通信模块404为天地飞6通道接收机，陀螺仪模块405为MPU-6050加速度计陀螺仪。其中通信模块404直接按插针对插在控制电路板403上，用于接收控制终端的控制信号并传输到控制电路板403，陀螺仪模块405通过贴片焊接的方式安装在控制电路板403上，用于生成飞行器姿态信号并输入控制电路板403。

本发明提供的双发全矢量多模态飞行器通过舵机偏转和无刷电机转速的协同控制，可完成定翼平飞、水平悬停、竖直悬停、倾斜悬停等四种基本飞行模态。需要说明的是，只的定翼平飞需要依赖于机翼，而水平悬停、竖直悬停、倾斜悬停动作的完成可以不需要机翼的参与。

现将飞行器按图1状态放置，定义基本机体坐标系。令机身重心（接近几何中心）为坐标原点；令圆筒形机身轴向为X轴，机头方向为正方向；在正视图中，令垂直X轴方向为Z轴，正上方为正方向；在俯视图中，令垂直X轴方向为Y轴，机身左侧为正方向。分析每个舵机偏转时，将该坐标系平移至相应轴心，XYZ轴朝向不改变。坐标设定如图8所示。

现将飞行器按图8状态放置，定义推力和舵机偏角正方向。令图中前后双向螺旋桨提供推力方向为正方向，即 F₁>0 & F₂>0 。在正视图中，令无刷电机轴向由X轴向Z轴偏转为正方向，即前一级舵机使电机轴向向上偏转为φ₁>0°，后一级舵机使电机轴向向下偏转为φ₂>0°。在俯视图中，令电机轴向由X轴向Y轴偏转为正方向，即前二级舵机使电机轴向向左偏转为θ₁>0°，802后二级舵机使电机轴向向右偏转为θ₂>0°。

四种基本飞行模态控制力矩产生机制如表1所示，基本飞行模态间互相过渡的控制机制如表2所示，此外，本发明实施例还提供了飞行器拓展飞行动作的简要说明，如表3所示。

表1：各飞行模态控制力矩产生机制

表2：基本飞行模态间互相过渡的控制机制

表3：飞行器拓展飞行动作的简要说明

本发明实施例具体给出的飞行器各飞行模态及其之间转化的控制机制，需要说明的是，以上给出的仅仅是最基本的飞行模态，用于举例说明本发明的控制机制，并不用于限制本发明。本发明的应用领域至少包括：

飞行表演：双发全矢量飞行器使用前后双置发动机，偏转范围大，飞行器在飞行中具有极强的灵活性和稳定性，可完成固定翼平飞，水平悬停，倾斜悬停，竖直悬停，逆向飞行等多种基本飞行姿态或动作。并且在此基础上，可以拓展许多其他的飞行动作，并实现高度可控且流畅的姿态过渡。例如跟随音乐可以做出停顿，定格，摆动，震动等常规飞行器所无法完成的高难度动作。这一特性可具体应用但不限于体育竞技，影视行业，广告宣传，舞台剧，灯光秀等表演娱乐领域。

载重飞行：双发全矢量飞行器通过倾转全矢量模块，以两个发动机代替了传统垂直起降固定翼4+1动力或2+2倾转动力，最大程度上减小了有效载荷的浪费。垂直起飞升空后可转为平飞模式，加速后由机翼产生有效升力，并减小动力，可增大航程，延长续航时间。双发全矢量飞行器可搭载不同的任务载荷执行物流运输，探测，采样，侦察，打击，蜂群作战等多样化任务。

执行狭小空间任务：双发全矢量飞行器的机身具有模块化的特性。机身与机翼的关联性低，即机翼为双发全矢量飞行器的选择性部件，飞行器装配机翼或展开机翼的情况下，平飞模态具有节能、长航时的性能，不装配机翼或折叠机翼的情况下飞机仍然可完成复杂的飞行姿态和动作。

在竖直悬停或倾斜悬停模式下，基于现代控制理论中钟摆和倒立摆的数学模型，前者具有优秀的稳定性，较差的操纵性；后者具有优秀的操纵性，较差的稳定性。而对于竖直悬停或倾斜悬停模式下的双发全矢量多模态飞行器，隔离上半机身，属于钟摆模型；隔离下半机身，属于倒立摆模型。两者协同控制，可同时兼顾无人机的操纵性和稳定性。

基于上述“机翼可折叠”、“兼顾操稳性”、“动力可逆转”等特点，飞行器高自由度的运动潜力使其可以在狭小或复杂的环境中穿梭飞行，可应用于城市、丛林、废墟、厂房等环境的低空巡逻、侦查、追踪、缉毒、反恐、救援等，相对于四旋翼或倾转旋翼等飞行器，具有更好的飞行性能。

试飞数据采集：双发全矢量飞行器的机身具有模块化的特性。机翼可根据需求任意更换，并安装在机身的合理位置。科研单位需要对新型机翼进行测试时，可安装在双发全矢量飞行器的机身上，并配备相应数据测量与采集仪器。

双发全矢量多模态飞行器的机身可以与多种机翼组合，构成性能多样化的无人机。可用用于实验室对于新型翼型或机翼的实飞性能参数测试台，可用于企业生产中为用户个性化定制。

本发明实施例还提供了一种飞行系统，所述飞行系统包括：

如以上任一个实施例所述的一种双发全矢量多模态飞行器；以及

控制终端，用于通过所述飞行器的通信模块与所述飞行器的控制电路板通信，以控制所述飞行器飞行。

在本发明中，控制终端可以专用的控制器，也可以是笔记本电脑、手机等现有设备，控制终端通过飞行器上设置的无线通信模块，以无线方式进行通信，实现飞行器与控制终端的数据往来，对飞行器的飞行进行控制。

在本发明中，飞行器通过控制终端进行无线控制，系统的搭建简单，易于实现，充分利用了现有技术，通过简单的控制能实现多种模态下的飞行。

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)

1.一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：机身，所述机身前、后部分别与全矢量动力模块连接；所述全矢量动力模块，设置有两组，一前一后分别与所述机身连接，分别用于为所述飞行器提供前、后动力矢量，前、后两组所述全矢量动力模块相互配合，实现所述飞行器的多模态飞行。

2.如权利要求1所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述全矢量动力模块包括机座组件、舵舱组件以及夹耳组件；

所述机座组件的连接端与所述舵舱组件的一端转动连接，所述机座组件可绕所述舵舱组件转动，转动轴指示的方向为第一方向，用于所述全矢量动力模块的动力输出；

所述舵舱组件的一端与所述机座组件转动连接，另一端与所述夹耳组件转动连接，所述舵舱组件可绕所述机座组件转动，转动轴指示的方向为第二方向，用于控制所述机座组件的动力输出方向；

所述夹耳组件的一端与所述机身相连，另一端与所述舵舱组件转动连接，用于所述全矢量动力模块与所述机身的连接；

所述第一方向与第二方向相互垂直。

3.如权利要求2所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述机座组件包括整流罩、整流罩底座、无刷电机、二级舵机摇臂、电机座、二级轴塞、双向螺旋桨；

所述整流罩底座设置于所述无刷电机的输出轴上，所述整流罩底座上套接有所述整流罩，所述整流罩底座与整流罩之间设置有双向螺旋桨；

所述无刷电机设置于所述电机座上；

所述二级舵机摇臂和二级轴塞设置于所述机座组件与所述舵舱组件的连接端，用于所述机座组件与所述舵舱组件的转动连接。

4.如权利要求2所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述舵舱组件包括：舵舱、一级舵机、二级舵机和舵舱盖；

所述舵舱内设置有所述一级舵机和二级舵机，且所述一级舵机和二级舵机的输出轴呈空间正交布置，所述一级舵机的输出轴与所述夹耳组件转动连接，所述二级舵机的输出轴与所述机座组件转动连接；

所述舵舱盖设置于所述舵舱上，用于所述一级舵机和二级舵机的保护及定位。

5.如权利要求2所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述夹耳组件包括：上保形片、夹耳、下保形片、一级舵机摇臂和一级轴塞；

所述上保形片通过上销轴与所述夹耳连接，用于所述舵舱组件转动时保持所述舵舱组件与所述夹耳组接处曲面的连续，所述上保形片内置有弹片，使得所述上保形片有向内闭合的弹力，所述上销轴穿过所述夹耳和所述上保形片的预留孔；

所述下保形片通过下销轴与所述夹耳连接，用于所述舵舱转动时保持所述舵舱组件与所述夹耳连接处曲面的连续，所述下保形片内置有弹片，使得所述下保形片有向内闭合的弹力，所述下销轴穿过所述夹耳和所述下保形片的预留孔；

所述夹耳与所述机身的连接端并排设置左加强碳片和右加强碳片，用于所述夹耳组件与所述机身的连接，加强碳片与所述夹耳之间还设置有加强隔框；

所述一级舵机摇臂和一级轴塞设置于所述夹耳组件与所述舵舱组件的连接端，用于所述夹耳组件与所述舵舱组件的转动连接。

6.如权利要求1所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述机身呈纺锤圆筒状，中部两侧设有机翼安装座，前、后端分别与所述全矢量动力模块转动连接，内部形成中空的机舱。

7.如权利要求6所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述机舱内设置有电调、控制电路板以及电池；

所述电调的输入端与所述电路板相连，输出端与无刷电机相连，包括前电调与后电调，所述电调可根据所述电路板的控制信号控制无刷电机双向变速旋转；

所述控制电路板包括通信模块、陀螺仪模块、调压模块、单片机模块以及输入输出接口，所述通信模块用于接收飞行控制指令，所述陀螺仪模块用于采集所述飞行器的飞行姿态及加速度数据，所述调压模块用于将所述电池的输出电压调整至所述控制电路板的工作电压，所述单片机模块用于处理所述通信模块及所述陀螺仪模块传输的数据，并结合相应的控制算法生成控制信号并输出至相应输入或者输出接口；

所述电调及控制电路板分别与所述电池相连。

8.如权利要求1所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括机翼，用于在定翼平飞模态下提供飞行的升力，在悬停模态下提供滚转阻尼，还用于提高所述飞行器的稳定性，所述机翼包括第一机翼和第二机翼，所述第一机翼和第二机翼分别安装于所述机身的中部两侧，与所述机身的连接采用碳管插接或者斜轴连接的方式。

9.如权利要求3所述的一种双发全矢量多模态飞行器，其特征在于，所述机身前部设置的所述全矢量动力模块的螺旋桨、整流罩、整流罩底座与所述机身后部设置的所述全矢量动力模块的螺旋桨、整流罩、整流罩底座分别呈镜像对称结构。

10.一种飞行系统，其特征在于，包括：

如权利要求1~9任一项所述的一种双发全矢量多模态飞行器；以及

控制终端，用于通过所述飞行器的通信模块与所述飞行器的控制电路板通信，以控制所述飞行器飞行。