飞行汽车及对接装置的制作方法

本实用新型涉及飞行器技术领域，特别涉及一种对接装置。本实用新型还涉及一种包括上述对接装置的飞行汽车。

背景技术：

对于分段式飞行汽车，飞行汽车的飞行器模块、载荷舱模块、地面行驶模块，当飞行汽车的飞行器模块要靠近载荷舱模块并通过锁止结构与之组合。

传统的锁止结构为抓钩与卡槽、插杆与插槽、销钉与销槽、锁芯与锁槽进行对接，即使在飞行器和座舱均静止的情况下，在降落过程中受气流和自然风扰动，不能快速定位对接。

因此，如何便于飞行汽车的锁止结构对接，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种对接装置，以便于飞行汽车锁止结构的对接。本实用新型的另一目的是提供一种包括上述对接装置的飞行汽车。

为实现上述目的，本实用新型提供一种对接装置，用于飞行汽车，包括：

安装于飞行汽车的飞行器模块下方，且能够相对于飞行器模块摆动的活动组件；

主锁止装置，至少包括第一上锁止模块，所述第一上锁止模块用于安装于所述活动组件的底端。

优选地，所述主锁止装置还包括用于与下端装置连接，且能够与所述第一上锁止模块卡接锁紧的第一下锁止模块，所述第一上锁止模块和所述第一下锁止模块设有能够相互吸合的磁吸导向结构。

优选地，还包括辅助锁止装置，所述辅助锁止装置包括用于与上端装置连接的第二上锁止模块及用于与下端装置连接，且能够与所述第二上锁止模块卡接锁紧的第二下锁止模块，所述辅助锁止装置绕所述主锁止装置周向设置。

优选地，所述活动组件包括活动支架及与所述活动支架连接，且伸缩端与所述第一上锁止模块连接的伸缩组件，所述伸缩组件用于带动所述第一上锁止模块升降，所述伸缩组件包括依次铰接的多个x形杆组、电机、丝杆及螺纹连接在所述丝杆上的滑块，所述电机驱动所述丝杆转动，所述x形杆组顶端的铰接杆与所述滑块连接，所述滑块能够相对于所述丝杆轴线方向滑动。

优选地，所述活动支架与所述伸缩组件的顶端可转动连接，所述伸缩组件的底端与所述第一上锁止模块可转动连接。

优选地，所述活动支架包括第一转轴、活动块及伸缩组件安装块，所述活动块顶端通过第一转轴与所述飞行器模块可转动连接，所述活动块和所述伸缩组件安装块通过第二转轴可转动连接，所述伸缩组件安装在所述伸缩组件安装块上，所述第一转轴轴线和所述第二转轴轴线的异面设置。

优选地，所述第一转轴轴线和所述第二转轴轴线垂直设置。

优选地，还包括锁止结构安装块、连接在所述锁止结构安装块上下两端的第三转轴和第四转轴，所述锁止结构安装块通过所述第三转轴与最底端的所述x形杆组可转动连接，所述第四转轴与所述第一上锁止模块可转动连接，所述第三转轴轴线和所述第四转轴轴线异面设置。

优选地，所述第三转轴轴线和所述第四转轴轴线垂直设置。

优选地，还包括控制器、设置在所述第一上锁止模块与所述第一上锁止模块的磁吸导向结构的安装面位置的第一压力传感器及设置在所述第一上锁止模块与所述第一上锁止模块卡接位置的第二压力传感器，当第一上锁止模块导向面和所述第一上锁止模块磁吸导向结构吸合时，所述控制器接收第一压力传感器压力信号，所述控制器控制所述伸缩组件继续伸长，直至所述第一上锁止模块与所述第一下锁止模块卡接锁紧，所述控制器接收第二压力传感器压力信号，所述控制器控制所述伸缩组件收缩。

一种飞行汽车，包括飞行器模块、载荷舱模块、地面行驶模块及对接装置，所述对接装置为上述任一项所述的对接装置，所述飞行器模块、所述载荷舱模块、所述地面行驶模块任意两者之间能够通过所述对接装置连接。

在上述技术方案中，本实用新型提供的对接装置，用于飞行汽车，包括活动组件和锁止结构，活动组件安装于飞行汽车的飞行器模块下方，且能够相对于飞行器模块摆动；锁止结构至少包括第一上锁止模块，第一上锁止模块用于安装于活动支架的底端。

通过上述描述可知，在本申请提供的通过设置能够相对于所述飞行器模块摆动的活动组件，进而使得在上端装置与下端装置对接锁紧时，减少位于活动组件上的上锁止模块受到飞行器模块倾斜进而影响对接的情况，进而便于锁止结构锁紧对接。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本实用新型实施例所提供的飞行汽车的立式示意图；

图2为本实用新型实施例所提供的飞行汽车在地面行驶模式的立体示意图；

图3为本实用新型实施例所提供的飞行汽车在空中飞行模式的立体示意图；

图4为本实用新型实施例所提供的飞行器模块的立体示意图；

图5为本实用新型实施例所提供的飞行器模块上收缩组件处于伸缩状态的局部放大立体示意图；

图6为本实用新型实施例所提供的飞行器模块上伸缩组件处于收缩状态的局部放大立体示意图；

图7为本实用新型实施例所提供的上锁止模块中伸缩组件处于收缩状态的立体结构图；

图8为本实用新型实施例所提供的另一种视角上锁止模块中伸缩组件处于收缩状态的立体结构图；

图9为本实用新型实施例所提供的上锁止模块中伸缩组件处于伸展状态的立体结构图；

图10为本实用新型实施例所提供的飞行器模块上伸缩组件在伸展状态的局部放大立体结构图；

图11为本实用新型实施例所提供的飞行器中飞行器模块靠近载荷舱模块时伸缩组件动作过程的立体示意图；

图12为飞行器中飞行器模块靠近载荷舱模块时伸缩组件动作过程的局部放大立体示意图；

图13为本实用新型实施例所提供的伸缩组件与载荷舱吸合后动作过程的立体示意图；

图14为本实用新型实施例所提供的飞行器模块与载荷舱对应卡接后的立体示意图；

图15为本实用新型实施例所提供的另一视角飞行器模块与载荷舱对应卡接后的立体示意图；

图16为本实用新型实施例所提供的飞行器模块与载荷舱模块完成对接后，载荷舱模块脱离地面行驶模块的立体示意图；

图17为本实用新型实施例所提供的另一视角飞行器模块与载荷舱模块完成对接后，载荷舱模块脱离地面行驶模块的立体示意图；

图18为本实用新型实施例所提供的飞行器模块靠近载荷舱模块时飞行器模块受风扰动出现摇摆的立体示意图；

图19为本实用新型实施例所提供的另一视角飞行器模块靠近载荷舱模块时飞行器模块受风扰动出现摇摆的立体示意图；

图20为本实用新型实施例所提供的在飞行器模块受风扰动时完成对接状态后的立体示意图；

图21为本实用新型实施例所提供的下锁止模块的结构示意图。

其中图1-21中：

1、飞行器模块；1-1、飞行器头部；1-2、飞行器本体；1-3、飞行器支撑件；

2、载荷舱模块；3、地面行驶模块；

4、顶端锁止组件；4-1、活动组件；4-1-1、第四转轴；

4-1-2、锁止结构安装块；4-1-2-1、锁止结构安装腿；

4-1-3、第三转轴；4-1-4、第二转轴；4-1-5、x形杆组；4-1-6、丝杆；4-1-7、滑块；

4-1-8、活动块；4-1-8-1、伸缩组件安装腿；

4-1-9、第一转轴；4-1-10、电机；4-1-11、伸缩组件安装块；

4-2、第一上锁止模块；4-2-1、第一锁止钩；4-2-2、第一配合斜面；4-2-3、第一磁性件；4-2-4、第一沟槽部；4-2-5、连接部；4-2-6、第一引导斜面；

4-3、第二上锁止模块；

5、底端锁止组件；

5-1、第二磁性件；5-2、第一下锁止模块；5-3、第二下锁止模块。

具体实施方式

本实用新型的核心是提供一种对接装置，以便于飞行汽车锁止结构的对接。本实用新型的另一核心是提供一种包括上述对接装置的飞行汽车。

为了使本领域的技术人员更好地理解本实用新型的技术方案，下面结合附图和实施方式对本实用新型作进一步的详细说明。

请参考图1至图21。

在一种具体实施方式中，本实用新型具体实施例提供的对接装置，用于飞行汽车，包括活动组件4-1和锁止结构，活动组件4-1安装于飞行汽车的飞行器模块1下方，且能够相对于飞行器模块1摆动；锁止结构至少包括第一上锁止模块4-2，第一上锁止模块4-2用于安装于活动支架的底端。

飞行汽车需要以空中飞行模式工作时，飞行器模块1飞行到载着载荷舱模块2的地面行驶模块3的上方(载着载荷舱模块2的地面行驶模块3如图2所示)，精确定点悬停，并与载荷舱模块2通过对接装置对接并锁定，地面行驶模块3与载荷舱模块2解锁，飞行器模块1吊挂着载荷舱模块2垂直起飞，如图3所示，以无人驾驶方式完成自动飞行任务。

飞行汽车需要以地面行驶模式工作时，飞行器模块1(如图3所示)吊挂着载荷舱模块2飞行到地面行驶模块3的上方，精确定点悬停，自动将载荷舱模块2放置在地面行驶模块3上，飞行器模块1与载荷舱模块2解锁，飞行器模块1自动垂直起飞并飞离载荷舱模块2，地面行驶模块3与载荷舱模块2自动对接并锁定，地面行驶模块3载着载荷舱模块2以自动驾驶方式行驶到需要去的目标地，完成地面行驶任务。

通过上述描述可知，在本申请提供的通过设置能够相对于飞行器模块1摆动的活动组件4-1，进而使得在上端装置与下端装置对接锁紧时，减少位于活动组件4-1上的上锁止模块受到飞行器模块倾斜进而影响对接的情况，进而便于锁止结构锁紧对接。

当然，为了避免对接错误，优选，第一上锁止模块4-2和第一下锁止模块5-2之间设有磁性件，第二上锁止模块4-3和第二下锁止模块5-3之间没有设置磁性件。

在一种具体实施方式中，主锁止装置还包括用于与下端装置连接，且能够与第一上锁止模块4-2卡接锁紧的第一下锁止模块5-2，第一上锁止模块4-2和第一下锁止模块5-2设有能够相互吸合的磁吸导向结构。

具体的，第一上锁止模块4-2为第一上锁止钩，第一下锁止模块5-2为第一下锁止钩，在第一上锁止钩的最下端安装第一磁性件4-2-3，对应地，在第一下锁止钩顶部设置能够与第一上锁止钩配合的锁定结构，并在锁定结构处安装第二磁性件5-1。优选，第一磁性件4-2-3和第二磁性件5-1均为电磁铁，即第一磁性件4-2-3为第一电磁铁，第二磁性件5-1为第二电磁铁。

在工作时，第一电磁铁和第二电磁铁接电后，两处电磁铁的磁性相反。当飞行器本体上安装的x形杆组伸展到一定位置，第一锁止钩的第一电磁铁与载荷舱模块2顶部的第二电磁铁相互吸引，磁场相互作用，使第一上锁止钩与锁定结构相互吸合。

为了提高连接稳定性，优选，对接装置还包括辅助锁止装置，辅助锁止装置包括用于与上端装置连接的第二上锁止模块4-3及用于与下端装置连接，且能够与第二上锁止模块4-3卡接锁紧的第二下锁止模块5-3，辅助锁止装置绕主锁止装置周向设置。具体的，辅助锁止装置为多个，辅助锁止装置对称分布在主锁止装置相对两侧。

或多个辅助锁止装置以主锁止装置为中心周向均匀分布。

或多个所述辅助锁止装置对称分布在主锁止装置相对两侧，且主锁止装置前方分布有辅助设置装置。

如图7和图8所示，在一种具体实施方式中，活动组件4-1包括活动支架及与活动支架连接，且伸缩端与第一上锁止模块4-2连接的伸缩组件，伸缩组件用于带动第一上锁止模块4-2升降，伸缩组件包括依次铰接的多个x形杆组4-1-5、电机4-1-10、丝杆4-1-6及螺纹连接在丝杆4-1-6上的滑块4-1-7，电机4-1-10驱动丝杆4-1-6转动，x形杆组4-1-5顶端的铰接杆与滑块4-1-7连接，具体的，铰接杆与滑块4-1-7固定连接，铰接杆与x形杆组4-1-5的x型杆体铰接。滑块4-1-7能够相对于丝杆4-1-6轴线方向滑动。其中电机4-1-10驱动滑块4-1-7在丝杠4-1-6上滑动，从而依次带动x形杆组4-1-5的开合运动，这种开合运动实现伸缩组件的伸长和收缩，使第一上锁止钩向下运动，以靠近载荷舱模块2。当伸缩组件设置在载荷舱模块2下方时电机4-1-10驱动滑块4-1-7在丝杠4-1-6上滑动，从而依次带动x形杆组4-1-5的开合运动，这种开合运动实现伸缩组件的伸长和收缩，使第一上锁止钩向下运动，以靠近地面行驶模块3。

在一种具体实施方式中，当第一上锁止模块4-2和第一下锁止模块5-2之间设有磁性件，第二上锁止模块4-3和第二下锁止模块5-3之间没有设置磁性件在具体对接时，第一上锁止模块4-2和第一下锁止模块5-2由于磁性吸附作用，先对准位置，然后受伸缩组件(具体受x形杆组4-1-5)的驱动先完成对接。接着在伸缩组件带动第二上锁止模块4-3向下移动，第二上锁止模块4-3和第二下锁止模块5-3相互靠拢，完成对接。

伸缩组件在未工作时处于收缩折叠状态，方便飞行。

优选，活动支架与伸缩组件的顶端可转动连接，伸缩组件的底端与第一上锁止模块4-2可转动连接。

具体的，活动支架包括第一转轴4-1-9、活动块4-1-8及伸缩组件安装块4-1-11，活动块4-1-8顶端通过第一转轴4-1-9与飞行器模块1可转动连接，活动块4-1-8和伸缩组件安装块4-1-11通过第二转轴4-1-4可转动连接，伸缩组件安装在伸缩组件安装块4-1-11上，第一转轴4-1-9轴线和第二转轴4-1-4轴线的异面设置。

优选的，第一转轴4-1-9轴线和第二转轴4-1-4轴线垂直设置。如图5和图6所示，伸缩组件通过活动支架连接到飞行器模块1的飞行器本体的底部，活动支架嵌于飞行器本体1-2的内部，伸缩组件的下端连接第一上锁止钩。活动支架的上部沿前后方向布置第一转轴4-1-9，其下部沿左右方向布置第二转轴4-1-4，伸缩组件的上端活动连接在活动支架的下端，伸缩组件通过第一转轴4-1-9和第二转轴4-1-4能相对活动支架分别实现绕前后方向和左右方向的旋转。

为了便于安装第二转轴4-1-4，活动块4-1-8底端设有两个伸缩组件安装腿4-1-8-1，两个伸缩组件安装腿4-1-8-1位于伸缩组件安装块4-1-11相对两侧，每个伸缩组件安装腿4-1-8-1分别对应安装有一个第二转轴4-1-4。

具体的，对接装置还包括锁止结构安装块4-1-2、连接在锁止结构安装块4-1-2上下两端的第三转轴4-1-3和第四转轴4-1-1，锁止结构安装块4-1-2通过第三转轴4-1-3与最底端的x形杆组4-1-5可转动连接，第四转轴4-1-1与第一上锁止模块4-2可转动连接，第三转轴4-1-3轴线和第四转轴4-1-1轴线异面设置。

优选的，第三转轴4-1-3轴线和第四转轴4-1-1轴线垂直设置。在伸缩组件最下方的x形杆组4-1-5上沿前后方向布置第三转轴4-1-3，沿左右方向布置第四转轴4-1-1，第一锁止钩的上端活动连接在x形杆组的下端，第一锁止钩通过第三转轴4-1-3和第四转轴4-1-1能相对x形杆组4-1-5分别实现绕前后方向和左右方向的旋转。

为了便于安装第四转轴4-1-1，锁止结构安装块4-1-2设有两个锁止结构安装腿4-1-2-1，两个锁止结构安装腿4-1-2-1位于锁止结构安装块4-1-2相对两侧，每个锁止结构安装腿4-1-2-1分别对应安装有一个第四转轴4-1-1。

如图18和图19所示，飞行状态的飞行器模块1靠近载荷舱模块2时，飞行器模块1受风扰动出现摇摆的立体示意图，通过第一转轴4-1-9、第二转轴4-1-4、第三转轴4-1-3和第四转轴4-1-1，使第一上锁止钩能在伸缩组件的上下两端分别沿两个方向灵活调整姿态，以便与下方的载荷舱模块2的锁定结构准确对接。

第一上锁止模块4-2包括第一锁止钩4-2-1，第一锁止钩4-2-1包括由上至下依次设置的连接部4-2-5、第一沟槽部4-2-4及外周尺寸向下渐缩的第一导向部，第一导向部底端设有第一引导斜面4-2-6及设置在第一引导斜面4-2-6相对两侧，且边缘与第一引导斜面4-2-6衔接的第一配合斜面4-2-2。连接部4-2-5与伸缩组件活动连接，第一沟槽部4-2-4具有设置在侧面的凹槽，第一导向部的最下端形成尖端，本实施例中尖端呈锥台状，包括一个第一引导斜面4-2-6和三个第一配合斜面4-2-2，第一引导斜面4-2-6与第一沟槽部4-2-4的凹槽位于第一上锁止模块4-2的同一侧。

作为一种可实施的方式，第一上锁止模块4-2和第二上锁止模块4-3为结构相同的锁止钩，第一下锁止模块5-2和第二下锁止模块5-3为结构相同的锁止钩，第二上锁止模块4-3为具体可以为第二上锁止钩，第二下锁止模块5-3为第二下锁止钩，第二上锁止钩能转动地连接在载荷舱模块2的顶部。在第二上锁止钩上设置电磁铁，第二下锁止钩同样设置电磁铁，电磁铁在通电后相互吸合。电磁铁相互吸引对第一上锁止模块4-2和第二上锁止模块4-3产生引导作用，使得第一上锁止模块4-2和第二上锁止模块4-3能在吸力作用下进入对应锁定结构的卡止槽开口，直至第一上锁止模块4-2和第二上锁止模块4-3完全落入对应卡止槽，并与第一下锁止模块5-2和第二下锁止模块5-3完全配合卡紧。

具体的，活动组件4-1、第一上锁止模块4-2和第二上锁止模块4-3作为顶端锁止组件4安装在飞行器模块1底端和载荷舱模块2底端，第一下锁止模块5-2和第二下锁止模块5-3作为底端锁止组件5安装在载荷舱模块2顶端和地面行驶模块3顶端。

对接装置还包括控制器、设置在第一上锁止模块4-2与第一上锁止模块4-2的磁吸导向结构的安装面位置的第一压力传感器及设置在第一上锁止模块4-2与第一上锁止模块4-2卡接位置的第二压力传感器，当第一上锁止模块4-2导向面和第一上锁止模块4-2磁吸导向结构吸合时，控制器接收第一压力传感器压力信号，控制器控制伸缩组件继续伸长，直至第一上锁止模块4-2与第一下锁止模块5-2卡接锁紧，控制器接收第二压力传感器压力信号，即控制器接收对接完成信号，控制器控制伸缩组件收缩。当然，还可以在第二上锁止模块4-3与第二下锁止模块5-3锁止位置也设置第二压力传感器，当控制器接收所有第二压力传感器压力信号时，判断锁紧完成，控制器控制伸缩组件收缩，直至伸缩组件收缩到最小尺寸。

具体的，控制器控制电机4-1-10正转和反转，带动滑块4-1-7往复运动，进而实现x形杆组4-1-5伸长和收缩。

通过设置第一压力传感器，避免对接装置对接错误情况下进行卡接的情况，且通过第二压力传感器实现对接装置锁紧后进行伸缩组件收缩，使得对接装置连接稳定性提高。

当飞行器模块1需要与处于地面行驶状态的载荷舱模块2对接转换为飞行模式时，飞行器先根据控制系统的调度信息找到分配好的搭载了载荷舱模块2(座舱)的地面行驶模块3(即无人车)，并悬停在处于安全区域、且静止不动的座舱上方一定高度，该高度处于伸缩组件伸长后可到达的范围内，此时飞行器模块1与载荷舱模块2建立通讯并开启对接程序。电机4-1-10驱动滑块4-1-7在丝杠上滑动，本实施例中，电机4-1-10驱动丝杠带动滑块4-1-7向后移动，推动x形杆组逐渐展开，在竖直方向上逐渐向座舱延伸，以实现后续对接。

飞行器模块1与载荷舱模块2完成对接后，载荷舱模块2脱离地面行驶模块3，切换到空中飞行模式。具体的，可以通过调整飞行器模块1上前后、左右对称分布的涵道推进器或开放式旋翼的转速，改变不同涵道或旋翼的升力，从而配合对接装置控制飞行器模块1的姿态。

本申请提供的一种飞行汽车，包括飞行器模块1、载荷舱模块2、地面行驶模块3及对接装置，对接装置为上述任一种对接装置。前文叙述了关于对接装置的具体结构，本申请包括上述对接装置，同样具有上述技术效果。具体的，飞行器模块1为多涵道或多旋翼分布式驱动的垂直起降飞行器，载荷舱模块2可分为载客或载货舱体，地面行驶模块3为轮式无人驾驶的底盘。

其中，飞行器模块1、载荷舱模块2、地面行驶模块3任意两者之间能够通过对接装置连接。具体的，活动组件4-1可以安装于飞行器模块1的下方，载荷舱模块2的下方也可以安装有活动组件4-1。即飞行器模块1与载荷舱模块2之间安装对接装置，载荷舱模块2与地面行驶模块3之间安装对接装置。

具体的，飞行器模块1包括飞行器头部1-1、飞行器本体1-2及设置在飞行器本体底端的飞行器支撑件1-3，当飞行器模块1降落至地面时，通过飞行器支撑件1-3进行支撑。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本实用新型。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本实用新型的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本实用新型将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

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