姿态控制向量喷射装置及垂直起降飞机的制作方法

1.本发明涉及无人机、航空飞行器技术领域，具体涉及一种基于垂直起降飞机的姿态控制向量喷射装置以及应用该姿态控制向量喷射装置的垂直起降飞机。


背景技术：

2.近年来，随着无人机在军民用各领域的广泛应用，其使用环境和作业任务日益复杂，使用者对无人机的要求也越来越高，例如在复杂环境中执行连续作业任务等等。其中，起降方案的便捷性和安全性是决定无人机在海面、山区等复杂环境下的连续作业能力的重要因素，因此，垂直起降的功能特征对无人机的应用拓展具有重要意义。其中，具有垂直起降功能特征的无人机可分为直升机和固定翼无人机两大类，直升机和固定翼无人机分别在垂直起降和高速巡航方面各有优势，而如何将这两大优势特征充分结合，将是决定未来空战主动权的核心问题。
3.其中，固定翼飞行器具备固定翼飞机的大载荷，远航程特点，但需要跑到起飞，在许多没法铺设跑到的应用场景受到环境限制无法部署。飞行器航电等载荷的最佳摆放位置在机体前部，机头附近位置，这使得尾推式动力能很好地为载荷腾出空间，如现役彩虹，翼龙都为尾推式飞机。现役大多固定翼无人机皆需要跑道起飞，若在尾推动力的飞机在第二种形态下实现垂直起降，则需要利用旋翼气流方向的舵面来调整垂直起飞过程中的姿态，对此，倾转旋翼是目前研究最为广泛的垂直起降-高速巡航技术，通过发动机或旋翼的倾转机构实现垂直起降和巡航模态的转换，虽然此类方法可以实现直升机和固定翼无人机的优势互补，但现有方案由于翼面和倾转机构复杂，且针对复杂结构的控制系统也同样复杂，起降阶段专用的升力风扇占据了较大的空间和比重，控制难度很高，致使现有方案不易广泛推广应用。


技术实现要素：

4.在下文中给出了关于本发明实施例的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，以下概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
5.根据本技术的一个方面，提供一种姿态控制向量喷射装置，设置于垂直起降飞机的机体上，包括推进装置、向量喷嘴装置和控制装置，所述推进装置设于垂直起降飞机的尾部，用于在垂直起降飞机垂直状态下产生向上的推力；所述向量喷嘴装置远离垂直起降飞机的重心而设置，并可向外喷气，产生推力和旋转力矩以辅助调整垂直起降飞机在横飞或者垂直状态下的姿态；所述控制装置根据机体上的姿态传感器的传感信号控制所述向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流，从而控制垂直起降飞机在空中的姿态。
6.进一步的，所述向量喷嘴装置的中心轴线与机体的中心轴线重合设置。
7.进一步的，所述向量喷嘴装置设于垂直起降飞机的机翼之前，也即远离垂直起降
飞机的尾部而设置。优选的，为了获得最大的扭矩，所述向量喷嘴装置设于机头位置处。
8.进一步的，所述向量喷嘴装置包括柱状本体，柱状本体内自上而下依次设有吸风口、涵道风扇、风量分配器、向量喷嘴阀门组以及舵机组，所述涵道风扇与所述舵机组电性连接，所述涵道风扇在所述舵机组的驱动下转动吸风进产生姿态调整气流；向量喷嘴阀门组包括多个向量喷嘴阀门；一个或n个吸风口位于柱状本体的顶部，所述柱状本体的周向均匀设有m个气流喷嘴，所述风量分配器包括一分隔板，所述分隔板设于柱状本体内气流喷嘴的位置处，n个吸风口和m个气流喷嘴通过所述分隔板形成m个独立风道，m个独立风道内分别设有向量喷嘴阀门(也即一共m个向量喷嘴阀门)；所述涵道风扇位于所述风量分配器的上方，涵道风扇的出口紧接m个独立风道进入风量分配器，把风量按照需要调整的向量喷嘴阀门的数量作切割分配。所述向量喷嘴阀门根据所述控制装置来开闭各所述独立风道。
9.进一步的，所述向量喷嘴阀门为蝴蝶阀门，也即该向量姿态调整装置通过蝴蝶阀门方式控制各个气流喷嘴的出风量。
10.进一步的，所述m个气流喷嘴垂直于所述柱状本体的轴线而设置，使所述m个独立风道形成l型结构。
11.进一步的，所述分隔板水平设于柱状本体内，独立风道的进风端朝向涵道风扇的出风侧；具体的，所述分隔板包括m个风量分割线以及由m个风量分割线分隔而成的m个容置槽，所述容置槽的底部为弧形结构，使所述独立风道形成的气流方向与重力方向呈45～90度方向，导引的气流不用作飞行器抵消重力，从而使得整套装置可以在较低功率下运作。进一步的，所述容置槽与所述气流喷嘴的连接处的底部开设有通孔。为方便控制装置通过对风量的控制以实现姿态的控制，更进一步的，从产生调整力的涵道风扇到所有的出风口(3个或以上个数)的距离相等。
12.进一步的，气流喷嘴在机体径向截面不外露，起到不增加横飞阻力的效果。本技术通过上述结构，实现其具有较短风管(风道)的设计，气流没有流过较长的通道就到达出口，从而使气流压力不会因为流经较长管道而产生衰减。
13.进一步的，以m＝4为例说明，所述控制装置的控制流程如下：
14.过程1：将通过气流改变机体姿态的模式分两种，模式1：通过主动增加目标移动方向的气流产生位移；模式2：通过关闭产生目标移动反方向的气流来产生位移；其中，两种模式下水平方向的阀门和垂直方向的阀门开闭定义如下：
[0015][0016]
过程2：在模式1中，首先打开涵道风扇，然后关闭所有的向量喷嘴阀门；通过组合关闭同向的两个向量喷嘴阀门实现正向控制力；
[0017]
在模式2中，首先打开涵道风扇，然后打开所有的向量喷嘴阀门；通过组合关闭反向的两个向量喷嘴阀门实现反向控制力，控制的反应速度也比需要增加哪个方向再打开哪个方向的阀门要快。反向的两个向量喷嘴阀门是指方向相反的两个向量喷嘴阀门，比如左右两个阀门，起始状态都是打开的，如果控制飞机向左移动，那就关闭右边的阀门，反向就
是这个意思，向左关右，向右关左；
[0018]
过程3：若需要沿着x和y轴平移，或者与x或y轴形成某个夹角作为控制力f的方向时，通过调整x和y轴的控制力(通过组合开闭1个或者多个向量喷嘴阀门实现控制力)比例来实现偏移。
[0019]
其中，所述柱状本体的周向均匀设有4个气流喷嘴，所述风量分配器将吸风口和4个气流喷嘴分隔为4个独立风道，也即m＝4。
[0020]
实际实现时，所述m优选的取值范围为3-8。m＝2时，可以实现两个方向的控制，m≥3时，可实现360
°
的控制。
[0021]
针对m≥3(含m＝4，且4个向量方向不与x轴或y轴重合)，可采用以下控制方式：
[0022]
此时，存在m个向量喷嘴，其对于与x轴或y轴重合的向量喷嘴矢量fk(k＝1,2
……
m)，则f
kx
或者f
ky
＝fk，其他不与x轴或y轴重合的每个喷嘴所产生的力f1,f2,
…
,fm，均可在所处象限分解为x-y轴两个分量：
[0023]
m个喷嘴所产生的力分量可等效为：
[0024][0025]
则f
x+
,f
x-,f
y+
,f
y-四个等效力可按m＝4情况，重复过程1～3，实现360
°
全角度控制。
[0026]
进一步的，所述机体的尾部的推进装置的外侧还设置有姿态调整舵面，所述姿态调整舵面能够相对于机体平面向上或向下偏转，所述控制装置还可根据机体上的姿态传感器的传感信号与推进装置气流方向的舵面协同控制使所述向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流。具体的，在垂直状态下，机体在空中受到控制机构的作用力时沿着重心旋转，舵面产生重心以下的控制力f1,向量舵面产生重心以上的控制力f2。在同一个平面内，f1和f2的组合下可以让机体沿着重心正时针旋转，或逆时针旋转,或向左或者向右平移。
[0027]
根据本发明的另一方面，提供一种垂直起降飞机，该垂直起降飞机上设置有上述姿态控制向量喷射装置。
[0028]
本发明通过上述方案，具有如下有益效果：
[0029]
1.向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流，从而控制垂直起降飞机在空中的姿态，其安装在远离机体重心方向而设置(如机头位置)，使其获得较大的力臂，从而获得更大的控制扭矩；
[0030]
2.向量喷嘴装置的l型结构的独立风道使得气流方向与重力方向呈45～90度方向，导引的气流不用作飞行器抵消重力，使得整套装置可以在较低功率下运作；
[0031]
3.向量喷嘴装置的结构紧凑，使气流喷嘴的气流从产生到喷出向量喷嘴阀门只经过短行程的风量分配器，气流压力不会因为流经较长管道而产生衰减。此外，本发明的向量喷嘴装置的结构都收拢于其柱状本体内，也即整套结构能收纳在一个圆管内，在喷嘴闭合时无零件外露于飞机机身部分横截面以外，能让飞机横向飞行时不产生额外阻力；
[0032]
4.本发明中，产生气体流动的动力来源于单一的涵道风扇，其与气流喷嘴直接连接，通过控制装置配合风量分配器平均分配到m个气流喷嘴，而非现有技术中不同风道安排超过一个动力来实现姿态控制气流，使得方案的实施较为简单。
[0033]
本发明通过在机体上设置向量喷嘴装置，配合旋翼气流方向的舵面来调整垂直起飞过程中的姿态，其结构简单，没有控制难度，易于推广应用，具有很好的实用性。
附图说明
[0034]
本发明可以通过参考下文中结合附图所给出的描述而得到更好的理解，其中在所有附图中使用了相同或相似的附图标记来表示相同或者相似的部件。所述附图连同下面的详细说明一起包含在本说明书中并且形成本说明书的一部分，而且用来进一步举例说明本发明的优选实施例和解释本发明的原理和优点。在附图中：
[0035]
图1为本发明实施例的垂直起降飞机的示意图；
[0036]
图2为本发明实施例的向量喷嘴装置的整体结构图；
[0037]
图3为本发明实施例的向量喷嘴装置的部分结构图一；
[0038]
图4为本发明实施例的向量喷嘴装置的部分结构图二；
[0039]
图5为本发明实施例控制装置的xa、xb、ya、yb的方向示意图；
[0040]
图6为本发明实施例控制装置的控制力f(m＝4)的示意图；
[0041]
图7为本发明实施例的机体受到控制机构的操作示意图；
[0042]
图8为本发明实施例控制装置的控制力f(m≠4)的示意图。
具体实施方式
[0043]
下面将参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或更多个其它附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚的目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。
[0044]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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“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。
[0045]
现役大多固定翼(具备机翼)的无人机皆需要跑道起飞，若在尾推动力的飞机在第二种形态下实现垂直起降，则需要利用旋翼气流方向的舵面来调整垂直起飞过程中的姿态。本发明为配合姿态调整舵面调整垂直起飞过程中的姿态，在垂直起降固定翼(第二种形态)飞机的机翼前方放置一个向量姿态调整装置，设置于垂直起降飞机的机体上，包括推进装置、向量喷嘴装置和控制装置，推进装置设于垂直起降飞机的尾部，用于在垂直起降飞机垂直状态下产生向上的推力；向量喷嘴装置远离垂直起降飞机的重心而设置，并可向外喷气，产生推力和旋转力矩以辅助调整垂直起降飞机在横飞或者垂直状态下的姿态；控制装置根据机体上的姿态传感器的传感信号控制向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流，从而控制垂直起降飞机在空中的姿态。
[0046]
作为一个具体的实施例，参见图1-4，本发明的垂直起降飞机包括机体101和机翼102，机翼102对称固定于机体101中部两侧，机体101的机头处设置向量喷嘴装置200，机体101的尾部设有推进装置300，推进装置300的外侧还设置有姿态调整舵面400，姿态调整舵面400能够相对于机体101平面向上或向下偏转，控制装置还可根据机体101上的姿态传感器的传感信号与推进装置300气流方向的舵面协同控制使向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流。
[0047]
其中，本实施例中，m＝4，控制装置的控制流程如下：
[0048]
过程1：将通过气流改变机体姿态的模式分两种，模式1：通过主动增加目标移动方向的气流产生位移；模式2：通过关闭产生目标移动反方向的气流来产生位移；其中，两种模式下水平方向的阀门和垂直方向的阀门开闭定义如下：
[0049][0050]
xa、xb、ya、yb的方向如图5所示；
[0051]
在模式1中，首先打开涵道风扇，然后关闭所有的向量喷嘴阀门；通过组合关闭同向的两个向量喷嘴阀门实现正向控制力；
[0052]
在模式2中，首先打开涵道风扇，然后打开所有的向量喷嘴阀门；通过组合关闭反向的两个向量喷嘴阀门实现反向控制力，控制的反应速度也比需要增加哪个方向再打开哪个方向的阀门要快。反向的两个向量喷嘴阀门是指方向相反的两个向量喷嘴阀门，比如左右两个阀门，起始状态都是打开的，如果控制飞机向左移动，那就关闭右边的阀门，反向就是这个意思，向左关右，向右关左；
[0053]
过程3：若需要沿着x和y轴平移，或者与x或y轴形成某个夹角作为控制力f的方向(参见图6)时，通过调整x和y轴的控制力(通过组合开闭1个或者多个向量喷嘴阀门实现控制力)比例来实现偏移。
[0054]
参见图6，x轴成夹角a方向调整力的向量f，f＝fx+fy,
[0055]
其中控制分量fx＝f*cos a；
[0056]
控制分量fy＝f*sin(1/2π
–
a)；
[0057]
如此就可以通过组合x，y轴线上的阀门开启度，来达到控制任意轴线上的不同控制力的调整。
[0058]
其中，上述的控制装置中，m＝4，柱状本体的周向均匀设有4个气流喷嘴，也即风量分配器将吸风口和4个气流喷嘴分隔为4个独立风道。
[0059]
实际实现时，m的取值范围为3-8。针对m≥3(含m＝4，且4个向量方向不与x轴或y轴重合)，可采用以下控制方式：
[0060]
此时，存在m个向量喷嘴，其对于与x轴或y轴重合的向量喷嘴矢量fk(k＝1,2
……
m)，则f
kx
或者f
ky
＝fk，其他不与x轴或y轴重合的每个喷嘴所产生的力f1,f2,
…
,fm(参见图8)，均可在所处象限分解为x-y轴两个分量：
[0061]
m个喷嘴所产生的力分量可等效为：
[0062][0063]
则f
x+
,f
x-,f
y+
,f
y-四个等效力可按m＝4情况，重复上述过程1-3，即可实现360
°
全角度控制。
[0064]
本实施例中，向量喷嘴装置200的中心轴线与机体101的中心轴线重合设置。为了获得最大的扭矩，本实施例的向量喷嘴装置200设于机头处，实际设置时，向量喷嘴装置200还可根据实际安装要求设于垂直起降飞机的机翼102之前(远离垂直起降飞机的尾部)即可。
[0065]
参见图2，该向量喷嘴装置200包括柱状本体，柱状本体内自上而下依次设有一个或者多个吸风口201、涵道风扇202、风量分配器203、向量喷嘴阀门组204以及舵机组205，涵道风扇202与舵机组205电性连接，涵道风扇202在舵机组205的驱动下转动吸风进产生姿态调整气流。向量喷嘴阀门组204包括4个向量喷嘴阀门。本实施例中吸风口201位于柱状本体的顶部，柱状本体的周向均匀设有4个气流喷嘴，风量分配器203包括一分隔板，分隔板设于柱状本体内气流喷嘴的位置处，吸风口201和4个气流喷嘴通过分隔板形成4个独立风道206，4个独立风道内分别设有向量喷嘴阀门(也即一共4个向量喷嘴阀门)；涵道风扇202位于风量分配器203的上方，涵道风扇202的出口紧接4个独立风道进入风量分配器203，把风量按照需要调整的向量喷嘴阀门的数量作切割分配。向量喷嘴阀门根据控制装置来开闭各独立风道。向量喷嘴阀门的数量是物理固定的，一般的，控制一个机体稳定需要3个或以上的控制阀门。向量喷嘴阀门可通过控制装置调整其开合度来控制风量，也不仅仅是用来打开增大需要方向的风量，还可以通过关闭向量喷嘴阀门来控制减少相反方向的风量即控制力。向量喷嘴阀门的打开是通过控制装置自动控制的，控制装置根据陀螺仪对当前机体姿态作出自动的调整。
[0066]
本实施例的向量喷嘴阀门设有4个，实际设计时，可根据实际需要沿着机体101轴线圆周上分布设置2～8个向量喷嘴阀门。该垂直起降飞机通过机体上的姿态传感器，与推进装置气流方向的舵面协同，或者单独控制，对气流喷嘴喷导出连续或间歇的气流，从而控制飞机在空中的姿态。如图7所示，在垂直状态下，机体在空中受到控制机构的作用力时沿着重心旋转，舵面产生重心以下的控制力f1,向量舵面产生重心以上的控制力f2。在同一个平面内，f1和f2的组合下可以让机体沿着重心正时针旋转，或逆时针旋转,或向左或者向右平移，具体控制如下：
[0067]
f1f2姿态调整方向左左左平移左右沿着重心顺时针旋转右左沿着重心逆时针旋转右右右平移
[0068]
此外，4个气流喷嘴均垂直于柱状本体的轴线而设置，使4个独立风道形成l型结构。
[0069]
本实施例中，向量喷嘴阀门组204的向量喷嘴阀门为蝴蝶阀门，也即该向量姿态调整装置通过蝴蝶阀门方式控制各个气流喷嘴的出风量。
[0070]
分隔板水平设于柱状本体内，独立风道的进风端朝向涵道风扇202的出风侧；柱状本体的周向均匀设有4个气流喷嘴，风量分配器203将吸风口201和4个气流喷嘴分隔为4个独立风道。具体的，参见图4，分隔板包括4个风量分割线2031以及由4个风量分割线2031分隔而成的4个容置槽2032，容置槽2032的底部为弧形结构，使独立风道形成的气流方向与重力方向呈45～90度方向，导引的气流不用作飞行器抵消重力，从而使得整套装置可以在较低功率下运作。本实施例中，容置槽与气流喷嘴的连接处的底部开设有通孔207。
[0071]
向量姿态调整装置协同推进装置下方的姿态调整舵面协同作姿态调整，其通过蝴蝶阀门在横飞或者垂直状态下皆可用作飞行姿态调整。该向量喷嘴装置200的工作原理和过程如下：
[0072]
过程1：调节姿态气流由垂直状态下从机头方向下地面方向吸入(如图1的箭头方向)；
[0073]
过程2：通过转动涵道风扇202吸风产生姿态调整气流；
[0074]
过程3：涵道风扇202出口紧接风道进入风量分配器203，把风量按照需要调整阀门数量作切割分配；
[0075]
过程4：独立风道导引气流往x轴，y轴两条轴线，每条轴线两个方向共4个方向流动。
[0076]
过程5：被平均分配的气流最后留到喷嘴阀门，通过向量喷嘴阀门的开启度控制最终流出喷嘴的流量。
[0077]
本发明采用上述方案，向量喷嘴装置安装在飞机的单一机体的末端(如机头位置)，使其获得较大的力臂，从而获得更大的控制扭矩，当然，向量喷嘴装置的安装位置也可根据实际需求将其设于机翼102与机头之间。其独立风道的气流方向与重力方向呈45～90度方向，导引的气流不用作飞行器抵消重力，使得整套装置可以在较低功率下运作。喷嘴的气流从产生到喷出阀门只经过短行程的风量分配器203，气流压力不会因为流经较长管道而产生衰减。此外，产生气体流动的动力来源于单一涵道风扇，与喷嘴直接连接，通过风量分配器平均分配到4个喷嘴，而非不同风道安排超过一个动力来实现姿态控制气流，使得方案的实施较为简单。
[0078]
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、要素、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、要素、步骤或组件的存在或附加。
[0079]
尽管上面已经通过对本发明的具体实施例的描述对本发明进行了披露，但是，应该理解，上述的所有实施例和示例均是示例性的，而非限制性的。本领域的技术人员可在所附权利要求的精神和范围内设计对本发明的各种修改、改进或者等同物。这些修改、改进或者等同物也应当被认为包括在本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种姿态控制向量喷射装置，设置于垂直起降飞机的机体上，其特征在于：包括推进装置、向量喷嘴装置和控制装置，所述推进装置设于垂直起降飞机的尾部，用于产生向上的推力；所述向量喷嘴装置远离垂直起降飞机的重心而设置，并可向外喷气，产生推力和旋转力矩以辅助调整垂直起降飞机在横飞或者垂直状态下的姿态；所述控制装置根据机体上的姿态传感器的传感信号控制所述向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流，从而控制垂直起降飞机在空中的姿态。2.根据权利要求1所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述向量喷嘴装置的中心轴线与机体的中心轴线重合设置。3.根据权利要求1所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述向量喷嘴装置设于垂直起降飞机的机翼之前，也即远离垂直起降飞机的尾部而设置。4.根据权利要求3所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述向量喷嘴装置设于机头位置处。5.根据权利要求1所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述向量喷嘴装置包括柱状本体，柱状本体内自上而下依次设有吸风口、涵道风扇、风量分配器、向量喷嘴阀门组以及舵机组，所述涵道风扇与所述舵机组电性连接，所述涵道风扇在所述舵机组的驱动下转动吸风进产生姿态调整气流；向量喷嘴阀门组包括多个向量喷嘴阀门；一个或n个吸风口位于柱状本体的顶部，所述柱状本体的周向均匀设有m个气流喷嘴，所述风量分配器包括一分隔板，所述分隔板设于柱状本体内气流喷嘴的位置处，n个吸风口和m个气流喷嘴通过所述分隔板形成m个独立风道，m个独立风道内分别设有向量喷嘴阀门；所述涵道风扇位于所述风量分配器的上方，涵道风扇的出口紧接m个独立风道进入风量分配器，把风量按照需要调整的向量喷嘴阀门的数量作切割分配。6.根据权利要求5所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述向量喷嘴阀门为蝴蝶阀门，该向量姿态调整装置通过蝴蝶阀门控制各个气流喷嘴的出风量。7.根据权利要求5所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述m个气流喷嘴垂直于所述柱状本体的轴线而设置，使所述m个独立风道形成l型结构。8.根据权利要求5所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述分隔板水平设于柱状本体内，独立风道的进风端朝向涵道风扇的出风侧；具体的，所述分隔板包括m个风量分割线以及由m个风量分割线分隔而成的m个容置槽，所述容置槽的底部为弧形结构，使所述独立风道形成的气流方向与重力方向呈45～90度方向，导引的气流不用作飞行器抵消重力，从而使得整套装置可以在较低功率下运作。9.根据权利要求1所述的姿态控制向量喷射装置，其特征在于：所述机体的尾部的推进装置的外侧还设置有姿态调整舵面，所述姿态调整舵面能够相对于机体平面向上或向下偏转，所述控制装置还可根据机体上的姿态传感器的传感信号与推进装置气流方向的舵面协同控制使所述向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流。10.一种垂直起降飞机，其特征在于：安装有如权利要求1-9任一所述的姿态控制向量喷射装置。

技术总结
本发明公开一种姿态控制向量喷射装置，其设置于垂直起降飞机的机体上，包括推进装置、向量喷嘴装置和控制装置，所述推进装置设于垂直起降飞机的尾部，用于产生向上的推力；所述向量喷嘴装置远离垂直起降飞机的重心而设置，并可向外喷气，产生推力和旋转力矩以辅助调整垂直起降飞机在横飞或者垂直状态下的姿态；所述控制装置根据机体上的姿态传感器的传感信号控制所述向量喷嘴装置喷导出连续或间歇的气流，从而控制垂直起降飞机在空中的姿态。本发明通过在机体上设置向量喷嘴装置，配合旋翼气流方向的舵面来调整垂直起飞过程中的姿态，其结构简单，没有控制难度，易于推广应用，具有很好的实用性。很好的实用性。很好的实用性。


技术研发人员：张凯帆 凌济林
受保护的技术使用者：深圳市千帆智能航空有限公司
技术研发日：2022.12.06
技术公布日：2023/5/4