[0001] 本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种新型短航程低空单人飞行背包及起降舱。

[0002] 随着我国经济的迅猛发展，中国飞行背包的市场也在逐步提升，发展潜力巨大。在国内人们对产品的逐渐了解和接受，以及国内外背包厂家如雨后春笋般蓬勃发展的今天，解决之前飞行背包的弊端，打造一款具有很强实用性和经济价值的飞行背包是非常有必要的。而且相信飞行背包市场的明天将会有长足的发展，创新性设计理念也将得到人们的普遍关注。

[0003] 目前的喷气飞行背包方案都存在着一个很大的设计问题；为了飞行中的安全，不管是火箭背包还是喷气发动机背包都必须把两个喷管设置在人体重心的上方，火箭飞行背包采用这种设计基本上不会影响其经济性能，但有输送管道不够紧凑的缺点，而采用喷气发动机的飞行背包要使喷管位于人体重心上方就非常麻烦，为了照顾喷管必须设置在人体重心上方的设计特点，涡扇发动机只能是头朝下布置，通过损失推力的办法让喷管位于人体重心的上方,让发动机头朝下进气口会产生向下的负升力，而且这个负升力还很大，涡扇发动机更加严重。让发动机燃气流来个180度的大转弯再喷出，也会损失很大推力。发动机推力越大，这些负升力损失就越大，这就使得涡扇发动机的经济性在飞行背包上表现不出来，损失竟然能达到得不偿失的程度。现有喷气飞行背包除了火箭动力外，都还存在着一个体积重量大的问题，把沉重的飞行背包提起来穿戴上不太方便。另外现有的喷气背包都具有强大动力，但喷管位置的固定只能使人体垂直进行飞行，这样最大飞行速度就受到严重制约。

[0004] 同时喷气飞行背包方案都存在着一个很大的设计问题；飞行背包多为垂直起降，起降后在飞行过程中姿态与地面垂直，导致在飞行过程中发动机所提供的推力大部分用于克服自身重力，效率低续航里程短，在实际生活的运用中有较大限制。

[0045] 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，所描述的实施例仅仅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。

[0046] 图1‑15所示，一种新型短航程低空单人飞行背包，包括主体框架1，所述主体框架1上固定安装有总控系统2和仿形油箱3，所述总控系统2包括控制箱4，所述控制箱4内通过螺装方式安装有控制器支撑板5，所述控制器支撑板5上安装有背包控制器；

[0047] 所述主体框架1上安装有发动机收展机构6，所述发动机收展机构6包括导轨组件7和笔形直线电动推杆8，在所述主体框架1上通过螺装固定连接着导轨组件7，所述导轨组件7上滑动连接有滑块直线导轨组件7‑1和滑块弧形导轨组件7‑2；

[0048] 所述总控系统2的两侧设置有发动机支撑翼9，所述发动机支撑翼9上连接着发动机10；

[0049] 所述主体框架1上位于所述仿形油箱3前侧设置有可活动飞翼11。

[0050] 为了便于在使用状态下通过发动机收展机对飞行背包的发动机进行展开与折叠，本发明进一步优选的实施例是，所述滑块直线导轨组件7‑1底部连接着所述笔形直线电动推杆8，所述滑块弧形导轨组件7‑2底部连接着所述笔形直线电动推杆8。

[0051] 所述可活动飞翼的翼型不仅限于附图1、2、4中所示的形状，根据实际的飞行需要可对可活动飞翼的翼型进行调整。

[0052] 通过设置笔形直线电动推杆的电动收缩实现滑块与滑块直线、弧形导轨组件的配合，从而实现发动机在使用状态下的展开与折叠

[0053] 为便于在使用状态下通过设置不同的类型的导轨组件，便于在使用状态下确保发动机在进行启动与飞行时的平衡性能，本发明进一步优选的实施例是，所述导轨组件7分为前后两组，一组为直线导轨，另一组为弧形导轨；

[0054] 所述可活动飞翼11通过连接板与位于所述滑块直线导轨组件7‑1和滑块弧形导轨组件7‑2上的直线导轨滑块和弧形导轨滑块通过螺装方式连接。

[0055] 为了便于在使用状态下通过所述笔形直线电动推杆的作用带动直线导轨滑块进行移动(相对运动)，本发明进一步优选的实施例是，所述直线导轨滑块设置两个，且所述直线导轨滑块通过螺栓与所述笔形直线电动推杆8的一端连接，所述笔形直线电动推杆8的另一端与所述主体框架1上的固定的连接杆连接。

[0056] 为了便于在使用状态下通过所述笔形直线电动推杆的作用带动弧形导轨滑块进行移动(相对运动)，本发明进一步优选的实施例是，所述弧形导轨滑块设置两个，且所述弧形导轨滑块通过螺栓与所述笔形直线电动推杆8的一端连接，所述笔形直线电动推杆8的另一端与所述主体框架1上的固定的连接杆连接。

[0057] 为了便于在使用状态下通过发动机收展机构控制飞翼的使用状态下，本发明进一步优选的实施例是，所述主体框架1上位于所述发动机收展机构6的下方设置有飞翼收展机构，所述飞翼收展机构包括飞翼电动推杆12，所述飞翼电动推杆12交错设置，且所述主体框架1的两侧对称设置有飞翼滑轨13，所述飞翼滑轨13上滑动连接着飞翼滑块14；

[0058] 所述飞翼滑块14的上端面上固定设置有补偿滑轨15，所述补偿滑轨15与所述飞翼滑块14等宽，所述补偿滑轨15上设置有飞翼攻角补偿滑块16。

[0059] 本发明中在所述飞翼滑块14的上端面上固定设置有补偿滑轨15，保证在飞行背包飞行过程中通过补偿滑块16与补偿滑轨15的配合调整飞翼状态。

[0060] 为了便于在使用状态下通过攻角调节轴对可活动飞翼11进行控制，本发明进一步优选的实施例是，对称所述飞翼攻角补偿滑块16上固定连接着电动推杆，所述电动推杆与攻角调节轴连接，所述攻角调节轴与可活动飞翼11连接；

[0061] 所述主体框架1上临近所述飞翼攻角补偿滑块16位置固定设置有飞翼展开轴，所述飞翼展开轴上套接有攻角调节轴套，所述攻角调节轴套上通过攻角调节轴可活动飞翼11连接。

[0062] 所述飞翼电动推杆12交错设置的一端与所述主体框架1上的连接杆铰接，另一端与所述飞翼滑块14上固定设置的连接杆铰接。

[0063] 本发明中为了便于在飞行状态下本发明进一步优选的实施例是，所述可活动飞翼11分为三段式高升力系数飞翼，且所述可活动飞翼11上设置有谐波减速机17；

[0064] 所述三段式高升力系数飞翼通过所述飞翼收展机构收缩与展开。

[0065] 本发明进一步优选的实施例是，所述总控系统2为电控系统，所述总控系统2包括飞翼收展控制器、动力电池、ECU、飞行控制系统、北斗导航定位系统，所述飞翼收展控制器、动力电池、ECU、飞行控制系统、北斗导航定位系统内置于所述总控系统2内。

[0066] 一种新型短航程低空单人飞行背包起降舱，包括方舱A、伸缩式起降平台B、起降任务应答系统C,所述方舱A内设置有容纳飞行背包的容纳空间，且所述方舱A通过液压控制系统连接着伸缩式起降平台B，所述伸缩式起降平台B的高度为所述方舱A高度的三分之一；

[0067] 所述方舱A的上方固定设置有自动充电与加油系统C和起降任务应答系统D。

[0068] 本发明通过设置起降舱对飞行背包进行续航充电及加油，起降舱内设置的起降任务应答系统包括双目机器视觉、双目主动式激光雷达、毫米波雷达、被动式激光接收器、飞行器空间位置解算器、起降任务应答器；

[0069] 所述双目机器视觉、双目主动式激光雷达、毫米波雷达、被动式激光接收器、飞行器空间位置解算器、起降任务应答器保证在飞行背包返航过程中能够顺利降落起降舱内。

[0070] 本发明的飞行背包为全自动无人驾驶系统，根据划定的飞行包线自主地进行飞行高度、航速、航向的调整，正常情况下全程无需人工干预。飞行背包在飞行过程中可以根据环境风速及风向进行自主姿态控制，依据北斗导航数据及高度传感器的数据对飞行轨迹实时进行调整，包线寻迹精度在10m范围内。

[0071] 本发明的飞行背包在起降段会根据燃油消耗情况实时进行重心计算，调整四台发动机的位置。在飞行阶段，会根据各航段对于航速与升力的需求实时调整飞翼攻角及翼展。

[0072] 本发明设置了内置的总控系统，通过设置飞翼收展控制器对飞行背包的三段式高升力系数飞翼进行收展控制，通过设置飞行控制系统能够通过与底面控制台进行联系，且通过北斗导航定位系统能够实施定位飞行背包所在位置，所述总控系统2内置的飞动力电池为ECU提供动力，通过ECU控制飞行背包的的行驶状态，ECU通过总控系统内总线的数据采集与交换(飞行高度传感器、组网与飞行包线实时收发系统、起降段视觉感知及精确定位系统)，判断飞行背包状态并通过飞行控制其来操控飞行背包。

[0073] 本发明飞行背包性能参数如下：整备重量：50kg(空油)‑75kg(满油)；整备体积：1.5米(高)*0.6米(宽)*0.3米(厚)；飞行高度：900‑1000m；额定负载：100kg；续航里程：
500km；巡航速度：200km/h；滑翔速度：120‑200km/h；巡航升力：150kg；最大升力：200kg；滑翔升力：140kg；空间定位精度：起降段100m内为0.1m，飞行过程中10m；发动机数量：4(升降用4台，巡航用对角2台)；单台发动机推力：50kg；翼展：5m；巡航攻角：4.3°；滑翔攻角：5°；翼弦长：0.25m；油箱容积：30L。

[0074] 本发明主机翼翼型NACA M17，具体参数如下：翼弦长25cm；攻角为6°时；阻力系数为150km/h时，0.0085；200km/h时，0.0078；升力系数为150km/h时，0.9326；200km/h时，0.9337；力矩系数为150km/h时，‑0.0332；200km/h时，‑0.0337；机翼面积为2*2.5*0.25＝
2 2
1.25m ；则升力为150km/h时，1/2*1.25*0.9326*42 N＝1028N；200km/h时，1/2*1.25*
2 2
0.9337*56 N＝1830N；低头力矩为150km/h时，1/2*1.25*0.0332*42 *0.25＝9.15N·cm；
2
200km/h时，1/2*1.25*0.0337*56 *0.25＝16.5N·cm；迎风投影面积为5*0.25*0.08＝
2 2 2
0.1m；阻力为150km/h时，1/2*0.1*0.0085*42N＝0.75N200km/h时，1/2*0.1*0.0078*56 N＝1.22N。

[0075] 本发明发动机支撑机翼翼型NACA0006，具体参数如下：翼弦长10cm；整个飞行攻角为0°；阻力系数为150km/h时，0.0064；200km/h时，0.0056。

[0076] 本发明的飞行背包平时储存于起降舱并与起降舱实时通信，当用户有出行需求时，会在出行app上(软件系统)进行需求上报，确定性的出行如工作通勤，其飞行包线在调计中心登记备案并在飞行背包中存储，无需每次上报，随机性的出行需临时上报，调计中心服务器会根据其出行需求以及低空交通网现有备案包线为其快速计算飞行包线，快速判断飞行包线合法性后会将飞行包线下传至用户背包。所有同一个城市的背包均在同一个网络，不同城市的背包由城市间网络协调。每个飞行背包的实时空间位置均由调计中心实时掌握并协调，避免发生背包时空同时交错的现象。

[0077] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

[0078] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。