飞行器及飞行系统的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种飞行器及飞行系统。

背景技术：

飞行器是在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械。飞行器分为3类：航空器、航天器、火箭和导弹。在大气层内飞行的称为航空器，如气球、飞艇、飞机等。它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。在太空飞行的称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等。它们在运载火箭的推动下获得必要的速度进入太空，然后依靠惯性做与天体类似的轨道运动。

然而，在飞行器飞行的过程中，由于天气的变化或者自身重力的影响，难免会出现重力不平衡的问题，若在高空中出现重力失衡，会导致飞行器坠落，造成巨大的财产损失和人员伤亡。

鉴于此，提供一种新型的飞行器显得尤为重要。

公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

技术实现要素：

本发明的第一目的在于提供一种飞行器，以缓解上述技术问题。

第一方面，本发明提供的一种飞行器，包括：电源、飞行器主体以及重力平衡装置；

所述电源位于所述飞行器主体内部并能够驱动所述飞行器主体飞行；

所述重力平衡装置滑动安装于所述飞行器主体内部且与水平面平行；

所述飞行器主体飞行时，所述重力平衡装置相对于所述飞行器主体滑动，以防止所述飞行器主体在飞行时侧翻。

进一步的，所述飞行器主体包括机体、水平设置的第一螺旋桨和多个第二螺旋桨；

所述第一螺旋桨可转动地设置于所述机体顶部，多个所述第二螺旋桨可转动地设置于所述机体尾部的顶部并对称分布于所述机体的尾部两侧。

进一步的，所述机体包括机壳和位于所述机壳内部的驾驶室；

所述驾驶室包括驾驶位和操控台，所述驾驶室底部与所述机壳之间设置所述重力平衡装置。

进一步的，所述重力平衡装置包括至少一个平衡组件；

所述平衡组件均包括安装于所述飞行器主体内的平衡轨道以及能够沿所述平衡轨道滑动的平衡滑块；

所述平衡轨道倾斜时，所述平衡滑块沿平衡轨道倾斜向上的一侧滑动以保持所述飞行器主体的平衡。

进一步的，任意两个所述平衡轨道均不共面；

沿竖直方向任意两个所述平衡轨道之间的垂直高度高于所述平衡滑块的高度。

进一步的，所述平衡轨道均共面设置；

任意两个所述平衡轨道在水平面内为非接触设置。

进一步的，部分所述平衡轨道之间共面设置，剩余所述平衡轨道之间均不共面；

任意两个所述平衡轨道在水平面内为非接触设置，且沿竖直方向任意两个所述平衡轨道之间的垂直高度高于所述平衡滑块的高度。

进一步的，还包括电机，所述电机通过连杆带动所述平衡滑块相对于所述平衡轨道滑动。

进一步的，还包括控制装置，所述控制装置包括电性连接的控制器和倾角传感器；

所述倾角传感器位于所述平衡轨道上，所述倾角传感器感应到倾斜度时并将信号传输至所述控制器，所述控制器控制所述电机通过连杆带动所述滑块相对于位置较高的一侧滑动。

与现有技术相比，采用本发明提供的飞行器及飞行系统具有以下有益效果：

本发明提供的一种飞行器，包括电源、飞行器主体以及重力平衡装置；所述电源位于所述飞行器主体内部并能够驱动所述飞行器主体飞行；所述重力平衡装置滑动安装于所述飞行器主体内部且与水平面平行；所述飞行器主体飞行时，所述重力平衡装置相对于所述飞行器主体滑动，以防止所述飞行器主体在飞行时侧翻。

本发明提供的飞行器的重力平衡装置，位于飞行器主体的内部，能够在飞行器飞行的时候根据飞行器的倾斜角度进行滑动(向较高的一侧滑动)，以平衡飞行器主体的两侧，防止其在飞行时造成倾斜，以避免危险的发生，提升安全性能。

本发明的第二目的在于提供一种飞行系统，以缓解上述技术问题。

第二方面，本发明提供一种飞行系统，包括所述的飞行器。

与现有技术相比，采用本发明提供的飞行系统具有以下有益效果：

本发明提供的一种飞行系统，包括：上述的飞行器，因此这里的飞行系统具有与上述飞行器同样的优点，在此就不赘述。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明实施例提供的一种飞行器的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种飞行器的重力平衡装置的第一种实施方式的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种飞行器的重力平衡装置的第二种实施方式的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种飞行器的重力平衡装置的第三种实施方式的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的一种飞行器的平衡滑块的第一种驱动方式的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的一种飞行器的平衡滑块的第二种驱动方式的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的一种飞行器的平衡轨道的结构示意图。

图标：100-飞行器主体；110-机体；111-机壳；112-驾驶室；113-驾驶位；114-操控台；120-第一螺旋桨；130-第二螺旋桨；200-重力平衡装置；210-平衡轨道；211-限位块；220-平衡滑块；230-电机；231-连杆；240-液压缸；241-伸缩杆。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明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做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，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

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。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之上或之下可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征之上、上方和上面包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征之下、下方和下面包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

以下结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本发明，并不用于限制本发明。

请参照图1-图7所示，下面将结合附图对本发明实施例提供的飞行器及飞行系统做详细说明。

实施例一

如图1-7所示，本实施例提供的一种飞行器，包括电源、飞行器主体100以及重力平衡装置200；所述电源位于所述飞行器主体100内部并能够驱动所述飞行器主体100飞行；所述重力平衡装置200滑动安装于所述飞行器主体100内部且与水平面平行；所述飞行器主体100飞行时，所述重力平衡装置200相对于所述飞行器主体100滑动，以防止所述飞行器主体100在飞行时侧翻。

本实施例提供的飞行器的重力平衡装置200，位于飞行器主体100的内部，能够在飞行器飞行的时候根据飞行器自身相对于水平面的倾斜角度进行滑动(向较高的一侧滑动)，以平衡飞行器主体100的两侧，防止其在飞行时造成倾斜，以避免危险的发生，提升安全性能。

本实施例的可选方案中，如图1所示，所述飞行器主体100包括机体110、水平设置的第一螺旋桨120和多个第二螺旋桨130；所述第一螺旋桨120可转动地设置于所述机体110顶部，多个所述第二螺旋桨130可转动地设置于所述机体110尾部的顶部并对称分布于所述机体110的尾部两侧。

其中，第二螺旋桨130位于机体110尾部，其目的是为了防止机体110过长导致的机体110尾部升力不足，使得整个飞行器平稳的上升，更进一步地，第二螺旋桨130对称分布于机体110尾部两侧，其目的是为了在飞行器主体100改变飞行方向时，能够起到平稳过度的作用，防止一侧无驱动力导致飞行器过度偏移，发生危险。

本实施例的可选方案中，所述机体110包括机壳111和位于所述机壳111内部的驾驶室112；所述驾驶室112包括驾驶位113和操控台114，所述驾驶室112底部与所述机壳111之间设置所述重力平衡装置200。此外，飞行器也可以采用无人机等多种形式，重力平衡装置200设置于机体底部即可。

其中，重力平衡装置200位于驾驶室112底部与机壳111之间，一方面，节省了重力平衡装置200的占地面积，另一方面，重力平衡装置200若位于机体110内部的上方或者其他位置，都会促使整个机体110的重心上移，而在飞行器降落的时候，将重力平衡装置200设置在驾驶室112底部，机体110重心靠下，会使得飞行器降落的更加平稳；另外，由于重力平衡装置需要平衡整个飞行器的重量，因此其自身重量也较大，为了提高飞行时候的安全性能，将重力平衡装置设置于驾驶室112底部，机壳采用强度较高的材质制成(例如碳纤维、硬铝等)，不会轻易被砸穿，若重力平衡装置放置于机体顶部，则容易砸穿机体内部的隔层等，对机体内部造成损害甚至伤害到飞行人员。

本实施例的可选方案中，所述重力平衡装置200包括至少一个平衡组件；所述平衡组件均包括安装于所述飞行器主体100内的平衡轨道210(由于平衡滑块质量较大，平衡轨道210两端均焊接于机体内部，以保证其不会折断，此外，由于平衡轨道具有一定的长度，为了防止其断裂，在其底部交叉设置多根加强筋，以增强结构强度)以及能够沿所述平衡轨道210滑动的平衡滑块220；所述平衡轨道210倾斜时，所述平衡滑块220沿平衡轨道210倾斜向上的一侧滑动以保持所述飞行器主体100的平衡。

当平衡轨道210为多个时，主要有如下几种设置方式：

a、如图2所示，任意两个所述平衡轨道210均不共面；沿竖直方向任意两个所述平衡轨道210之间的垂直高度高于所述平衡滑块220的高度。这种设置方式，由于平衡轨道210之间存在了高度差，使得各个平衡滑块在平衡轨道210上滑动并且互不干涉，平衡轨道210可以设置的足够长(最长不超过飞行器的机身长度)，在飞行器沿其中任意一条平衡轨道的方向倾斜的时候，可以保证平衡滑块滑动足够长的距离，以更好的平衡飞行器。

b、如图3所示，所述平衡轨道210均共面设置；任意两个所述平衡轨道210在水平面内为非接触设置。这种设置方式，大大节省了竖直方向上的空间，在飞行器发生倾斜的时候，可以通过多个平衡轨道210不断的微调，达到平衡机体110的目的。

c、如图4所示，部分所述平衡轨道210之间共面设置，剩余所述平衡轨道210之间均不共面；任意两个所述平衡轨道210在水平面内为非接触设置，且沿竖直方向任意两个所述平衡轨道210之间的垂直高度高于所述平衡滑块220的高度。这种设置方式，结合了上述a和b两种方案，相对于a方案来说，不容易发生倾斜的几个角度可以设置在一个平面上，微调可以达到防止倾斜的目的，节省了竖直方向上的空间，相对于b方案来说，容易发生倾斜的几个角度位于不同水平面上，长度较长的平衡轨道210能够更充分的平衡机体110，防止倾斜。

d、针对部分重量较大的飞行器，例如直升机或者客机，质量在2000kg-5000kg,为了更好的平衡飞行器的机身，可以在同一平面内设置多个平衡滑块，多个平衡滑块并排设置，增加用于平衡飞行器机身的重量。

综合上述三种方案，本实施例的重力平衡装置结构简单，通过平衡滑块在平衡轨道上的滑动，就可以实现飞行器重力平衡的调节，操作简便。

对于平衡滑块220的驱动方式而言，主要存在以下两种驱动方式：

本实施例的第一种可选方案中，如图5所示，还包括电机230，所述电机230通过连杆231带动所述平衡滑块220相对于所述平衡轨道210滑动。

本实施例的第二种可选方案中，如图6所示，还包括液压缸240，所述液压缸240带动所述平衡滑块220相对于所述平衡轨道210滑动，其中液压缸240的伸缩杆241与平衡滑块220固定连接，以实现往复运动。

综合上述两种方案，本实施例还包括控制装置，所述控制装置包括电性连接的控制器和倾角传感器；所述倾角传感器位于所述平衡轨道210上，所述倾角传感器感应到倾斜度时并将电信号传输至所述控制器，所述控制器控制所述电机230通过连杆231带动所述平衡滑块220相对于位置较高的一侧滑动，或者，所述控制器控制所述液压缸240带动所述平衡滑块220相对于位置较高的一侧滑动。

在任意一个平衡轨道210倾斜后，倾角传感器传输电信号至控制器，控制器控制相应轨道上的电机230或者液压缸240带动平衡滑块220向位置较高的一侧滑动，当平衡轨道210保持水平后，倾角传感器传输电信号至控制器，控制器控制相应平衡轨道210上的电机230或者液压缸240停止工作，此时飞行器能够平稳飞行。此外，控制器还能够控制电源给飞行器主体100供电或者逐渐停电，以实现飞行器的起飞和降落。

如图7所示，平衡轨道210上还均匀分布有多对相对设置的限位块211，可以使平衡滑块220在任意位置由于受到两侧限位块211的限制而停下，保持飞行器飞行时的平衡，限位块211通过弹簧与平衡轨道210弹性连接。当平衡滑块220在电机或者液压缸的作用下向前移动的时候，可以挤压弹簧，带动限位块211缩回平衡轨道210内部，当平衡滑块220离开限位块后，弹簧在恢复自身弹性势能的作用下自动回位，将限位块211顶出，而当电机或者液压缸停止驱动平衡滑块220滑动时，两对相对设置的限位块211弹出并恰好将平衡滑块220卡住，保证其不会随意移动。此外，沿平衡轨道210方向的相邻两个限位块211之间的距离恰好与平衡滑块的宽度相同，保证在飞行器平稳飞行时，平衡滑块保持稳定状态，不因随意滑动，导致飞行器倾斜甚至发生危险。

实施例二

在实施例一的基础上，本实施例提供的一种飞行系统，包括：飞行器。

与现有技术相比，本实施例提供的一种飞行系统主要存在以下优势：

本实施例提供的飞行系统，由于包括了上述的飞行器，因此这里的飞行系统具有与上述飞行器同样的优点，在此就不再赘述。

需要指出的是，本实施例提供的飞行系统，还包括其他结构，例如尾翼、方向舵等结构，但均已作为现有技术公开过，在此就不再赘述。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本实施例的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本实施例进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实施例各实施例技术方案的范围。