本申请公开了一种飞行器头部偏转控制方法及结构，该方法包括以下步骤：动力输出杆和机头固定连接，使得飞行器头部的偏转角度等于动力输出杆的偏转角度；动力输出杆和动力输入杆对称设置于球形结构的座体的两端，因此动力输入杆的偏转角度和动力输出杆的偏转角度的角度值相同，但方向相反；根据飞行器头部的预设偏转角度，计算飞行器头部偏转后动力输入杆的空间位置；控制驱动机构动作，使动力输入杆的端部移动，进而使座体在机身的球形空腔内转动，座体通过动力输出杆带动机头偏转，动力输入杆移动到位后，飞行器头部偏转至预设偏转角度。本申请解决了现有技术中飞行器头部偏转控制存在结构复杂、以及控制过程繁琐的问题。
1.一种飞行器头部偏转控制方法，其特征在于：所述飞行器头部偏转控制方法应用于飞行器头部偏转控制结构，该结构包括机身（2）、机头（3）、球头座（4）、驱动机构（1）；
所述机身（2）的前端设置有调节孔（21），所述机身（2）前端的外壁为与所述球形凹面（31）相配合的第一弧形面（22）；所述机身（2）前端的内壁为第二弧形面（23），所述第二弧形面（23）上设置有阻尼层，所述第二弧形面（23）形成球形空腔；
所述球头座（4）包括座体（41）、以及对称设置于所述座体（41）两端的动力输出杆（42）和动力输入杆（43）；
所述座体（41）为球形结构，所述座体（41）卡接于所述球形空腔内；所述动力输出杆（42）的端部伸出所述调节孔（21）后连接于所述球形凹面（31）的中心；
所述驱动机构（1）连接于所述动力输入杆（43）的端部，所述驱动机构（1）驱动所述座体（41）在所述球形空腔内转动，所述球头座（4）带动所述机头（3）偏转；
动力输出杆（42）和机头（3）固定连接，使得飞行器头部的偏转角度等于所述动力输出杆（42）的偏转角度；
所述动力输出杆（42）和动力输入杆（43）对称设置于球形结构的座体（41）的两端，因此所述动力输入杆（43）的偏转角度和所述动力输出杆（42）的偏转角度的角度值相同，但方向相反；
根据所述飞行器头部的预设偏转角度，计算所述飞行器头部偏转后所述动力输入杆（43）的空间位置；
控制驱动机构（1）动作，使所述动力输入杆（43）的端部移动，进而使所述座体（41）在机身（2）的球形空腔内转动，所述座体（41）通过所述动力输出杆（42）带动机头（3）偏转，所述动力输入杆（43）移动到位后，所述飞行器头部偏转至所述预设偏转角度。
2.根据权利要求1所述的飞行器头部偏转控制方法，其特征在于：所述驱动机构（1）包括三个结构相同的调向液压伸缩杆（5），三个所述调向液压伸缩杆（5）均布于所述动力输入杆（43）的周向，每个所述调向液压伸缩杆（5）的一端铰接于所述机身（2）的内壁，每个所述调向液压伸缩杆（5）的另一端铰接于所述动力输入杆（43）的端部；
所述调向液压伸缩杆（5）的进油口和出油口分别与飞行器的液压系统的出油口和进油口连通；
所述座体（41）内部中空，所述座体（41）的侧壁上设置有多个依次串联的锁止液压伸缩杆（6），多个所述锁止液压伸缩杆（6）均布于所述座体（41）的周向，所述锁止液压伸缩杆（6）的伸缩端设置于所述座体（41）的侧壁内，所述锁止液压伸缩杆（6）的伸缩端的端部用于与所述第二弧形面（23）配合；
所述座体（41）内设置有液压泵（7）和油箱（8），所述液压泵（7）的进油口与所述油箱（8）的出油口连通；所述液压泵（7）的出油口和所述调向液压伸缩杆（5）的进油口连通；所述调向液压伸缩杆（5）的出油口和所述油箱（8）的进油口连通；
多个串联的所述锁止液压伸缩杆（6）的进油口与所述液压泵（7）的出油口连通，多个串联的所述锁止液压伸缩杆（6）的出油口与所述油箱（8）的进油口连通。
3.根据权利要求2所述的飞行器头部偏转控制方法，其特征在于：控制所述驱动机构（1）动作时，分别控制所述动力输入杆（43）的周向的三个调向液压伸缩杆（5）伸长或者缩短，三个所述调向液压伸缩杆（5）的端部均铰接于所述动力输入杆（43）的端部，在三个所述调向液压伸缩杆（5）的共同作用下，所述动力输入杆（43）的端部移动至设定的空间位置处，即所述动力输入杆（43）移动到位；
所述动力输入杆（43）移动到位后，控制所述座体（41）内的液压泵（7）、以及多个串联的锁止液压伸缩杆（6）的电磁阀工作，油箱（8）内的液压油使得多个串联的所述锁止液压伸缩杆（6）同时伸长，所述锁止液压伸缩杆（6）伸长到位后，所述锁止液压伸缩杆（6）的伸缩端伸出所述座体（41）后与所述机身（2）内壁抵接，使所述机身（2）和所述机头（3）位置相对固定。
4.根据权利要求1所述的飞行器头部偏转控制方法，其特征在于：所述驱动机构（1）包括驱动环（9）、电动伸缩杆（10）、伸缩套筒（11）、蜗轮（12）、蜗杆（13）、以及电机（14）；
所述驱动环（9）转动安装于所述机身（2）内，所述电动伸缩杆（10）的端部安装于所述驱动环（9）内壁，所述电动伸缩杆（10）的延伸方向穿过所述驱动环（9）的圆心，所述伸缩套筒（11）的一端固定于所述电动伸缩杆（10）的伸缩端，所述伸缩套筒（11）的另一端铰接于所述动力输入杆（43）的端部；
所述驱动环（9）内壁的下部设置有齿环（15），所述齿环（15）和所述蜗轮（12）啮合，所述蜗轮（12）和所述蜗杆（13）啮合，所述蜗轮（12）的转轴连接于所述电机（14）的输出轴；
所述座体（41）的两侧对称设置有槽体（16），所述槽体（16）内安装有弧形结构的卡接板（17）；
所述座体（41）内设置有锁止伸缩杆（18），所述锁止伸缩杆（18）的两端分别穿过所述座体（41）的两侧后连接于所述卡接板（17）。
5.根据权利要求4所述的飞行器头部偏转控制方法，其特征在于：控制所述驱动机构（1）动作时，启动电机（14）同时控制驱动环（9）内壁的电动伸缩杆（10）伸长或者缩短，所述电机（14）通过蜗轮（12）和蜗杆（13）带动所述驱动环（9）、以及所述驱动环（9）内壁的齿环（15）同时转动，所述驱动环（9）转动时带动所述电动伸缩杆（10）转动，所述电动伸缩杆（10）的伸缩端通过伸缩套筒（11）铰接于所述动力输入杆（43）的端部，所述电动伸缩杆（10）在转动且伸缩时使得所述动力输入杆（43）的端部移动至设定的空间位置处，即所述动力输入杆（43）移动到位；
所述动力输入杆（43）移动到位后，控制锁止伸缩杆（18）伸长，所述锁止伸缩杆（18）的两端伸出所述座体（41）后将卡接板（17）顶出所述座体（41）外壁的槽体（16），使所述卡接板（17）和所述机身（2）内壁抵接，使所述机身（2）和所述机头（3）位置相对固定。
6.根据权利要求3所述的飞行器头部偏转控制方法，其特征在于：所述机身（2）和所述机头（3）的轴线重合时，所述调向液压伸缩杆（5）和所述机身（2）内壁的夹角为30°～40°。
一种飞行器头部偏转控制方法及结构
技术领域
[0001] 本申请属于飞机技术领域，具体涉及一种飞行器头部偏转控制方法及结构。
背景技术
[0002] 高超声速飞机通常指采用吸气式动力、最大飞行速度5马赫以上、可在临近空间长时间进行高超声速巡航飞行的飞机。由于此类飞行器具有高速、水平起降、可重复使用等特征，因此未来在民用和军用领域都有着巨大的前景。由于高超声速飞机任务的特殊性、以及飞行环境的复杂性等因素，高超声速飞机的操纵效率是衡量其性能的重要指标，高效率的操纵方式具有重大意义。高超声速飞机进行操纵面的偏转时，翼型弯度的变化会产生与升力方向相反的附加升力；随着飞行速度的增加，该附加升力的值不断增加，操纵效率会不断降低。高超声速飞机头部偏转的控制方式是通过控制空气流中整个飞行器头部的角度偏转，使其偏离飞行器的中心线，产生控制力矩，控制飞行器飞行姿态，改变飞行轨迹。头部偏转修正控制方式提供的力和控制力矩随飞行速度增大而迅速增大，控制效率可观，有效解决了上述附加升力影响操纵效率的问题。但是现有的飞行器头部偏转控制结构复杂，控制过程繁琐，稳定性差，影响了飞行器的飞行性能。
发明内容
[0003] 本申请实施例通过提供一种飞行器头部偏转控制方法及结构，解决了现有技术中飞行器头部偏转控制存在结构复杂、以及控制过程繁琐的问题。
[0004] 为了实现上述目的，本发明实施例提供了一种飞行器头部偏转控制方法，包括以下步骤：
[0005] 动力输出杆和机头固定连接，使得飞行器头部的偏转角度等于所述动力输出杆的偏转角度；
[0006] 所述动力输出杆和动力输入杆对称设置于球形结构的座体的两端，因此所述动力输入杆的偏转角度和所述动力输出杆的偏转角度的角度值相同，但方向相反；
[0007] 根据所述飞行器头部的预设偏转角度，计算所述飞行器头部偏转后所述动力输入杆的空间位置；
[0008] 控制驱动机构动作，使所述动力输入杆的端部移动，进而使所述座体在机身的球形空腔内转动，所述座体通过所述动力输出杆带动机头偏转，所述动力输入杆移动到位后，所述飞行器头部偏转至所述预设偏转角度。
[0009] 在一种可能的实现方式中，控制所述驱动机构动作时，分别控制所述动力输入杆的周向的三个调向液压伸缩杆伸长或者缩短，三个所述调向液压伸缩杆的端部均铰接于所述动力输入杆的端部，在三个所述调向液压伸缩杆的共同作用下，所述动力输入杆的端部移动至设定的空间位置处，即所述动力输入杆移动到位；
[0010] 所述动力输入杆移动到位后，控制所述座体内的液压泵、以及多个串联的锁止液压伸缩杆的电磁阀工作，油箱内的液压油使得多个串联的所述锁止液压伸缩杆同时伸长，所述锁止液压伸缩杆伸长到位后，所述锁止液压伸缩杆的伸缩端伸出所述座体后与所述机身内壁抵接，使所述机身和所述机头位置相对固定。
[0011] 在一种可能的实现方式中，控制所述驱动机构动作时，启动电机同时控制驱动环内壁的电动伸缩杆伸长或者缩短，所述电机通过蜗轮和蜗杆带动所述驱动环、以及所述驱动环内壁的齿环同时转动，所述驱动环转动时带动所述电动伸缩杆转动，所述电动伸缩杆的伸缩端通过伸缩套筒铰接于所述动力输入杆的端部，所述电动伸缩杆在转动且伸缩时使得所述动力输入杆的端部移动至设定的空间位置处，即所述动力输入杆移动到位；
[0012] 所述动力输入杆移动到位后，控制锁止伸缩杆伸长，所述锁止伸缩杆的两端伸出所述座体后将卡接板顶出所述座体外壁的槽体，使所述卡接板和所述机身内壁抵接，使所述机身和所述机头位置相对固定。
[0013] 本申请实施例还提供了一种飞行器头部偏转控制结构，包括机身、机头、球头座、驱动机构；
[0014] 所述机头后端面为球形凹面；
[0015] 所述机身的前端设置有调节孔，所述机身前端的外壁为与所述球形凹面相配合的第一弧形面；所述机身前端的内壁为第二弧形面，所述第二弧形面上设置有阻尼层，所述第二弧形面形成球形空腔；
[0016] 所述球头座包括座体、以及对称设置于所述座体两端的动力输出杆和动力输入杆；
[0017] 所述座体为球形结构，所述座体卡接于所述球形空腔内；所述动力输出杆的端部伸出所述调节孔后连接于所述球形凹面的中心；
[0018] 所述驱动机构连接于所述动力输入杆的端部，所述驱动机构驱动所述座体在所述球形空腔内转动，所述球头座带动所述机头偏转。
[0019] 在一种可能的实现方式中，所述驱动机构包括三个结构相同的调向液压伸缩杆，三个所述调向液压伸缩杆均布于所述动力输入杆的周向，每个所述调向液压伸缩杆的一端铰接于所述机身的内壁，每个所述调向液压伸缩杆的另一端铰接于所述动力输入杆的端部。
[0020] 在一种可能的实现方式中，所述机身和所述机头的轴线重合时，所述调向液压伸缩杆和所述机身内壁的夹角为30°～40°。
[0021] 在一种可能的实现方式中，所述调向液压伸缩杆的进油口和出油口分别与飞行器的液压系统的出油口和进油口连通。
[0022] 在一种可能的实现方式中，所述座体内部中空，所述座体的侧壁上设置有多个依次串联的锁止液压伸缩杆，多个所述锁止液压伸缩杆均布于所述座体的周向，所述锁止液压伸缩杆的伸缩端设置于所述座体的侧壁内，所述锁止液压伸缩杆的伸缩端的端部用于与所述第二弧形面配合；
[0023] 所述座体内设置有液压泵和油箱，所述液压泵的进油口与所述油箱的出油口连通；所述液压泵的出油口和所述调向液压伸缩杆的进油口连通；所述调向液压伸缩杆的出油口和所述油箱的进油口连通；
[0024] 多个串联的所述锁止液压伸缩杆的进油口与所述液压泵的出油口连通，多个串联的所述锁止液压伸缩杆的出油口与所述油箱的进油口连通。
[0025] 在一种可能的实现方式中，所述驱动机构包括驱动环、电动伸缩杆、伸缩套筒、蜗轮、蜗杆、以及电机；
[0026] 所述驱动环转动安装于所述机身内，所述电动伸缩杆的端部安装于所述驱动环内壁，所述电动伸缩杆的延伸方向穿过所述驱动环的圆心，所述伸缩套筒的一端固定于所述电动伸缩杆的伸缩端，所述伸缩套筒的另一端铰接于所述动力输入杆的端部；
[0027] 所述驱动环内壁的下部设置有齿环，所述齿环和所述蜗轮啮合，所述蜗轮和所述蜗杆啮合，所述蜗轮的转轴连接于所述电机的输出轴。
[0028] 在一种可能的实现方式中，所述座体的两侧对称设置有槽体，所述槽体内安装有弧形结构的卡接板；
[0029] 所述座体内设置有锁止伸缩杆，所述锁止伸缩杆的两端分别穿过所述座体的两侧后连接于所述卡接板。
[0030] 本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
[0031] 本发明实施例提供了一种飞行器头部偏转控制方法及结构，动力输入杆、座体、动力输出杆为一体式结构，即本发明将飞行器头部的偏转转换为与之连接的动力输入杆的偏转，因此通过驱动机构使动力输入杆移动即可实现飞行器头部的偏转，使得飞行器头部偏转控制过程简单，可靠，提高了飞行器头部控制时的稳定性。本发明的结构可实现较大的偏转角度，进而满足大多飞行器的飞行需求。本发明将球头座设置为与机身内径差不多的尺寸，能够使机头偏转时更加平稳、可靠，并在机头偏转到位后，机头能够更好地保持当前的角度。本发明的结构具有较好的气动外形，因此飞行器飞行性能好。本发明解决了现有技术中飞行器头部偏转控制存在结构复杂、以及控制过程繁琐的问题。
附图说明
[0032] 为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例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是本申请中记载的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0033] 图1为本发明实施例一提供的飞行器头部偏转控制结构的示意图。
[0034] 图2为本发明实施例一提供的飞行器头部偏转控制结构偏转后的状态示意图。
[0035] 图3为本发明实施例二提供的飞行器头部偏转控制结构偏转后的状态示意图。
[0036] 图4为本发明实施例二提供的驱动环和电动伸缩杆的安装示意图。
[0037] 附图标记：1‑驱动机构；2‑机身；21‑调节孔；22‑第一弧形面；23‑第二弧形面；3‑机头；31‑球形凹面；4‑球头座；41‑座体；42‑动力输出杆；43‑动力输入杆；5‑调向液压伸缩杆；6‑锁止液压伸缩杆；7‑液压泵；8‑油箱；9‑驱动环；10‑电动伸缩杆；11‑伸缩套筒；12‑蜗轮；
13‑蜗杆；14‑电机；15‑齿环；16‑槽体；17‑卡接板；18‑锁止伸缩杆。
具体实施方式
[0038] 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，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，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。
[0039] 在本发明实施例的描述中，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实施例和简化描述，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。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。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，可以根据具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。
[0040] 如图1至图4所示，本发明实施例提供的飞行器头部偏转控制方法，包括以下步骤：
[0041] 动力输出杆42和机头3固定连接，使得飞行器头部的偏转角度等于动力输出杆42的偏转角度。
[0042] 动力输出杆42和动力输入杆43对称设置于球形结构的座体41的两端，因此动力输入杆43的偏转角度和动力输出杆42的偏转角度的值相同，但方向相反。
[0043] 根据飞行器头部的预设偏转角度，计算飞行器头部偏转后动力输入杆43的空间位置。
[0044] 控制驱动机构1动作，使动力输入杆43的端部移动，进而使座体41在机身2的球形空腔内转动，座体41通过动力输出杆42带动机头3偏转，动力输入杆43移动到位后，飞行器头部偏转至预设偏转角度。
[0045] 需要说明的是，动力输入杆43、座体41、动力输出杆42为一体式结构，即本发明将飞行器头部的偏转转换为与之连接的动力输入杆43的偏转，因此通过驱动机构1使动力输入杆43移动即可实现飞行器头部的偏转，使得飞行器头部偏转控制过程简单，可靠，提高了飞行器头部控制时的稳定性。
[0046] 如图1和图2所示，本实施例一中，控制驱动机构1动作时，分别控制动力输入杆43的周向的三个调向液压伸缩杆5伸长或者缩短，三个调向液压伸缩杆5的端部均铰接于动力输入杆43的端部，在三个调向液压伸缩杆5的共同作用下，使动力输入杆43的端部移动至设定的空间位置处，即动力输入杆43移动到位。
[0047] 本实施例一中，动力输入杆43移动到位后，控制座体41内的液压泵7、以及多个串联的锁止液压伸缩杆6的电磁阀工作，油箱8内的液压油使得多个串联的锁止液压伸缩杆6同时伸长，锁止液压伸缩杆6伸长到位后，锁止液压伸缩杆6的伸缩端伸出座体41后与机身2内壁抵接，使机身2和机头3位置相对固定。
[0048] 需要说明的是，初始状态时，三个调向液压伸缩杆5均可伸长或者缩短，因此可便于将动力输入杆43的端部移动至设定的空间位置处。
[0049] 实际控制时，首先计算的是动力输入杆43的目标位置，然后再计算该状态下三个调向液压伸缩杆5的伸缩量，再控制三个调向液压伸缩杆5动作，使其满足上述的伸缩量，三个调向液压伸缩杆5调整到位后，动力输入杆43移动到位。本发明通过这样的操作，简化了飞行器头部偏转的操作过程，避免了现有技术中先使驱动机构1动作，再通过飞行器头部偏转角度的反馈使驱动机构1完成动作，存在效率低、以及步骤繁琐的问题。
[0050] 控制座体41内的液压泵7、电磁阀工作，能够使多个串联的锁止液压伸缩杆6同时动作，进而通过锁止液压伸缩杆6将机身2和机头3位置相对固定，该锁定方式简单可靠，且能够很好地使机头3保持当前状态。
[0051] 如图3和图4所示，本实施例二中，控制驱动机构1动作时，启动电机14同时控制驱动环9内壁的电动伸缩杆10伸长或者缩短，电机14通过蜗轮12和蜗杆13带动驱动环9、以及驱动环9内壁的齿环15同时转动，驱动环9转动时带动电动伸缩杆10转动，电动伸缩杆10的伸缩端通过伸缩套筒11铰接于动力输入杆43的端部，电动伸缩杆10在转动且伸缩时使得动力输入杆43的端部移动至设定的空间位置处，即动力输入杆43移动到位。
[0052] 本实施例二中，动力输入杆43移动到位后，控制锁止伸缩杆18伸长，锁止伸缩杆18的两端伸出座体41后将卡接板17顶出座体41外壁的槽体16，使卡接板17和机身2内壁抵接，使机身2和机头3位置相对固定。该方案同样适用于实施例一。
[0053] 需要说明的是，该方法同样是先计算的是动力输入杆43的目标位置，再计算该状态下电动伸缩杆10在机身2内的角度、以及电动伸缩杆10的伸缩量，然后再控制电机14和电动伸缩杆10动作，使电动伸缩杆10满足上述的状态，电机14和电动伸缩杆10调整到位后，动力输入杆43移动到位。
[0054] 锁止伸缩杆18伸长后，能够使其两端的卡接板17和机身2内壁抵接，本发明通过一个锁止伸缩杆18就能够很好地将机身2和机头3位置相对固定，因此操作步骤简单。
[0055] 如图1至图4所示，本发明实施例还提供了一种飞行器头部偏转控制结构，包括机身2、机头3、球头座4、驱动机构1。
[0056] 机头3后端面为球形凹面31。
[0057] 机身2的前端设置有调节孔21，机身2前端的外壁为与球形凹面31相配合的第一弧形面22。机身2前端的内壁为第二弧形面23，第二弧形面23上设置有阻尼层，第二弧形面23形成球形空腔。
[0058] 球头座4包括座体41、以及对称设置于座体41两端的动力输出杆42和动力输入杆43。
[0059] 座体41为球形结构，座体41卡接于球形空腔内。动力输出杆42的端部伸出调节孔21后连接于球形凹面31的中心。
[0060] 驱动机构1连接于动力输入杆43的端部，驱动机构1驱动座体41在球形空腔内转动，球头座4带动机头3偏转。
[0061] 需要说明的是，驱动机构1驱动动力输入杆43的端部以一个虚拟的球面进行移动，进而实现飞行器头部的偏转。只要能够实现动力输入杆43运动状态的机构均可满足本发明的使用需求。
[0062] 调节孔21的内壁倾斜设置，动力输出杆42在调节孔21内移动，机身2的前端的内侧和外侧均设置有密封圈。本发明的结构可实现较大的偏转角度，即能够满足机头3的偏转范围是0°～20°如图2所示的角度a，进而满足大多飞行器的飞行需求。
[0063] 本发明将球头座4设置为与机身2内径差不多的尺寸，能够使机头3偏转时更加平稳、可靠，并在机头3偏转到位后，机头3能够更好地保持当前的角度。本发明的结构具有较好的气动外形，因此飞行器飞行性能好。
[0064] 如图1和图2所示，本实施例一中，驱动机构1包括三个结构相同的调向液压伸缩杆5，三个调向液压伸缩杆5均布于动力输入杆43的周向，每个调向液压伸缩杆5的一端铰接于机身2的内壁，每个调向液压伸缩杆5的另一端铰接于动力输入杆43的端部。
[0065] 需要说明的是，调向液压伸缩杆5具有调节精度高、且推力大的优点，因此通过改变其伸缩量能够快速、精准地实现动力输入杆43的位置调节，也即实现飞行器头部的偏转。
[0066] 本实施例一中，机身2和机头3的轴线重合时，调向液压伸缩杆5和机身2内壁的夹角为30°～40°。
[0067] 需要说明的是，机身2和机头3的轴线重合时，即飞行器头部为未偏转状态。
[0068] 调向液压伸缩杆5倾斜设置，倾斜设置的调向液压伸缩杆5能够便于动力输入杆43端部位置的调节，避免调向液压伸缩杆5水平设置或者和机身2内壁夹角较大，而导致动力输入杆43端部移动受限的问题。同时，倾斜设置的调向液压伸缩杆5产生较大的伸缩量时才能实现动力输入杆43相同的位移，因此倾斜设置的调向液压伸缩杆5还能提高动力输入杆43端部位置调节的精度，进而提高飞行器头部偏转角度的调节精度。
[0069] 本实施例一中，调向液压伸缩杆5的进油口和出油口分别与飞行器的液压系统的出油口和进油口连通。
[0070] 需要说明的是，调向液压伸缩杆5可利用飞行器的液压系统进行控制，进而简化该偏转结构，优化控制过程。
[0071] 本实施例一中，座体41内部中空，座体41的侧壁上设置有多个依次串联的锁止液压伸缩杆6，多个锁止液压伸缩杆6均布于座体41的周向，锁止液压伸缩杆6的伸缩端设置于座体41的侧壁内，锁止液压伸缩杆6的伸缩端的端部用于与第二弧形面23配合。
[0072] 座体41内设置有液压泵7和油箱8，液压泵7的进油口与油箱8的出油口连通。液压泵7的出油口和调向液压伸缩杆5的进油口连通。调向液压伸缩杆5的出油口和油箱8的进油口连通。
[0073] 多个串联的锁止液压伸缩杆6的进油口与液压泵7的出油口连通，多个串联的锁止液压伸缩杆6的出油口与油箱8的进油口连通。
[0074] 需要说明的是，相邻两个锁止液压伸缩杆6的出油口与进油口连通，进而可同时控制锁止液压伸缩杆6动作，简化该偏转结构，提高操控效率。
[0075] 将液压泵7和油箱8设置于座体41内，能够避免还需占用机身2其他空间的问题。本发明取消了锁止液压伸缩杆6、调向液压伸缩杆5独立的液压控制系统，统一通过液压泵7、油箱8、以及其对应的电磁阀控制动作，因此实用性强，便于推广使用。
[0076] 本实施例一中，座体41的侧壁上设置有多个依次串联的锁止液压伸缩杆6，多个锁止液压伸缩杆6也可采用并联的方式，只要能够实现多个锁止液压伸缩杆6同时动作的结构形式均可，例如多个锁止液压伸缩杆6并联，每个锁止液压伸缩杆6对应的电磁阀同时启动也可实现多个锁止液压伸缩杆6同时动作。
[0077] 如图3和图4所示，本实施例二中，驱动机构1包括驱动环9、电动伸缩杆10、伸缩套筒11、蜗轮12、蜗杆13、以及电机14。
[0078] 驱动环9转动安装于机身2内，电动伸缩杆10的端部安装于驱动环9内壁，电动伸缩杆10的延伸方向穿过驱动环9的圆心，伸缩套筒11的一端固定于电动伸缩杆10的伸缩端，伸缩套筒11的另一端铰接于动力输入杆43的端部。
[0079] 驱动环9内壁的下部设置有齿环15，齿环15和蜗轮12啮合，蜗轮12和蜗杆13啮合，蜗轮12的转轴连接于电机14的输出轴。
[0080] 需要说明的是，蜗轮12、蜗杆13传动具有反向锁止的功能，进而使机头3偏转后具有更高的稳定性。本实施例采用的驱动机构1在机身2的延伸方向上占用空间小，因此适用于较小安装环境的飞行器。动力输入杆43调节时，伸缩套筒11伸缩，本实施例采用的驱动机构1为电驱动，控制过程精确，且响应速度快。
[0081] 本实施例一或二中，座体41的两侧对称设置有槽体16，槽体16内安装有弧形结构的卡接板17。
[0082] 座体41内设置有锁止伸缩杆18，锁止伸缩杆18的两端分别穿过座体41的两侧后连接于卡接板17。
[0083] 需要说明的是，锁止伸缩杆18的两端设置有连杆，连杆穿过座体41的侧壁。
[0084] 卡接板17的弧形外表面和机身2内表面的第二弧形面23弧度相同，也即卡接板17和第二弧形面23结构适配，使得卡接板17和第二弧形面23抵接后，卡接板17和第二弧形面23为面接触，进而增大了接触面积，提高了摩擦力，使球头座4和机身2结合更加紧密，进而使机头3偏转后位置固定，不会移动。
[0085] 本实施例中，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。
