CN103625644B - 飞机无引擎动力助降装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机无引擎动力助降装置，包括箭头腔、火箭身、动力腔，其中，火箭身顶部设置有连接套与箭头腔相连接；火箭身底部连接有动力腔，动力腔底部设置有发射器连接装置；动力腔底部侧面设置有定位尾翼；动力腔内设置有控制单元；火箭身内放置有降落伞。控制单元上连接有减速传感器、高度传感器、陀螺仪、电源、控制信号输出模块、指示灯、逻辑检查电路和通信接口，其中，减速传感器、高度传感器、陀螺仪均设置在动力腔的内侧壁体上；指示灯设置在动力腔外壁上。该发明技术借助于类似于降落伞的工具，借助于降落伞的张力，帮助飞机降速，确保飞机在失去动力时，安全着落，减少经济及人员损失。

Description

飞机无引擎动力助降装置

技术领域

本发明涉及一种飞机无引擎动力助降装置，属于航空技术领域。

背景技术

飞机指具有机翼和一具或多具发动机，靠自身动力能在太空或者大气中飞行的密度大于空气的航空器。严格来说，飞机指具有固定机翼的航空器。20世纪初，美国的莱特兄弟在世界的飞机发展史上做出了重大的贡献。在1903年制造出了第一架依靠自身动力进行载人飞行的飞机“飞行者”1号，并且获得试飞成功。他们因此于1909年获得美国国会荣誉奖。同年，他们创办了“莱特飞机公司”。自从飞机发明以后，飞机日益成为现代文明不可缺少的运载工具。它深刻的改变和影响着人们的生活。

飞机专业术语是固定翼机，泛指比空气重，有动力装置驱动。机翼固定于机身且不会相对机身运动，靠空气对机翼的作用力而产生升力的航空器。这种定义是为了与滑翔机和旋翼机有所区别。

固定翼飞机是最常见的航空器型态。动力的来源包含活塞发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机或火箭发动机等等。同时飞机也是现代生活中不可缺少的运输工具。飞机具有两个最基本特征：其一是它自身的密度比空气大，并且它是由动力驱动前进；其二是飞机有固定的机翼，飞行器它的密度小于空气，那它就是气球或飞艇。如果没有动力装置，只能在空中滑翔，则被称为滑翔机。飞行器的机翼如果不固定，靠机翼旋转产生升力，就是直升机或旋翼机。

在真实且可产生升力的机翼中，气流总是在后缘处交汇，否则在机翼后缘将会产生一个气流速度为无穷大的点。这一条件被称为库塔条件，只有满足该条件，机翼才可能产生升力。在理想气体中或机翼刚开始运动的时候，这一条件并不满足，粘性边界层没有形成。通常翼型（机翼横截面）都是上方距离比下方长，刚开始在没有环流的情况下上下表面气流流速相同，导致下方气流到达后缘点时上方气流还没到后缘，后驻点位于翼型上方某点，下方气流就必定要绕过尖后缘与上方气流汇合。由于流体粘性（即康达效应），下方气流绕过后缘时会形成一个低压旋涡，导致后缘存在很大的逆压梯度。随即，这个旋涡就会被来流冲跑，这个涡就叫做起动涡。根据海姆霍兹旋涡守恒定律，对于理想不可压缩流体在有势力的作用下翼型周围也会存在一个与起动涡强度相等方向相反的涡，叫做环流，或是绕翼环量。环流是从翼型上表面前缘流向下表面前缘的，所以环流加上来流就导致后驻点最终后移到机翼后缘，从而满足库塔条件。由满足库塔条件所产生的绕翼环量导致了机翼上表面气流向后加速，由伯努利定理可推导出压力差并计算出升力，这一环量最终产生的升力大小亦可由库塔-茹可夫斯基方程计算：L（升力）=ρVΓ（气体密度×流速×环量值）这一方程同样可以计算马格努斯效应的气动力。根据伯努利定理——“流体速度越快，其静压值越小（静压就是流体流动时垂直于流体运动方向所产生的压力）。”因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。升力的原理就是因为绕翼环量（附着涡）的存在导致机翼上下表面流速不同压力不同。

飞机降落的原理，在飞机降落中，减小发动机的推力，使飞机速度减小，从而减小空气流经机翼的速度，从而减小升力，使飞机下降，降落的过程相对复杂，因为控制飞机在一个比较缓慢的速度下，一边向前飞行，一边下降，还要避免失速。还要争取在跑道头接地。期间还要伴随风向风速进行调整，还要放襟翼，减速，增加升力，调整下降的角度。总体说是一个复杂和重要的过程。

目前，飞机在失去引擎动力时，主要靠迫降方式着落，以摩擦力做功对冲下落时积聚的动能。这种方式存在重大缺点：如果飞机完全失去动力，无法操控飞机；有大风等异常气象条件下；飞行员素质不过硬等；都无法保证飞机安全降落，容易造成机毁人亡，经济损失及人员损失较大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机无引擎动力助降装置，以便解决飞机在失去引擎动力时，飞机的安全着落问题。

为了实现上述目的，本发明的技术方案如下。

一种飞机无引擎动力助降装置，包括箭头腔、火箭身、动力腔，其中，火箭身顶部设置有连接套与箭头腔相连接；火箭身底部连接有动力腔，动力腔底部设置有发射器连接装置；动力腔底部侧面设置有定位尾翼；动力腔内设置有控制单元；火箭身内放置有降落伞。

进一步地，控制单元上连接有减速传感器、高度传感器、陀螺仪、电源、控制信号输出模块、指示灯、逻辑检查电路和通信接口，其中，减速传感器、高度传感器、陀螺仪均设置在动力腔的内侧壁体上；指示灯设置在动力腔外壁上。

进一步地，控制单元上连接有备用控制程序，备用控制程序分别连接有应急着落减速伞控制开关和着落减速伞充气弹出系统。

本发明装置在具体工作过程时，将该装置放置在飞机外侧面上，而发射器连接装置与控制系统相连接，箭头腔朝上设置。该装置根据需要设置有多个，设立在飞机的不同位置。随着飞机下降运行，减速传感器、高度传感器分别用来感应测试速度和高度，并将此信号通过控制单元传递给通讯接口进一步传递给飞机控制系统，接收控制。一旦达到所设定的高度或者速度，则会做出进一步地响应，利用控制信号输出模块，发出指令，针对备用控制程序进行命令控制，启动应急着落减速伞控制开关和着落减速伞充气弹出系统，从而使得箭头腔与火箭身发生分离，从而使得火箭身中的降落伞被弹出，起到缓解降落的作用。

该发明的有益效果在于：本发明技术借助于类似于降落伞的工具，借助于降落伞的的张力，帮助飞机降速，确保飞机在失去动力时，安全着落，减少经济及人员损失。

附图说明

图1是本发明实施例中所使用装置结构示意图。

图2是本发明实施例中的控制模块功能框图。

图中标记说明：1、箭头腔；2、连接套；3、火箭身；4、动力腔；5、定风尾翼；6、发射器连接装置。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的具体实施方式进行描述，以便更好的理解本发明。

实施例

如图1、图2所示的飞机无引擎动力助降装置，包括箭头腔1、火箭身3、动力腔4，其中，火箭身3顶部设置有连接套2与箭头腔1相连接；火箭身3底部连接有动力腔4，动力腔4底部设置有发射器连接装置6；动力腔4底部侧面设置有定位尾翼5；动力腔4内设置有控制单元；火箭身3内放置有降落伞。

进一步地，控制单元上连接有减速传感器、高度传感器、陀螺仪、电源、控制信号输出模块、指示灯、逻辑检查电路和通信接口，其中，减速传感器、高度传感器、陀螺仪均设置在动力腔4的内侧壁体上；指示灯设置在动力腔4外壁上。

进一步地，控制单元上连接有备用控制程序，备用控制程序分别连接有应急着落减速伞控制开关和着落减速伞充气弹出系统。

本发明装置在具体工作过程时，将该装置放置在飞机外侧面上，而发射器连接装置6与控制系统相连接，箭头腔1朝上设置。该装置根据需要设置有多个，设立在飞机的不同位置。随着飞机下降运行，减速传感器、高度传感器分别用来感应测试速度和高度，并将此信号通过控制单元传递给通讯接口进一步传递给飞机控制系统，接收控制。一旦达到所设定的高度或者速度，则会做出进一步地响应，利用控制信号输出模块，发出指令，针对备用控制程序进行命令控制，启动应急着落减速伞控制开关和着落减速伞充气弹出系统，从而使得箭头腔1与火箭身3发生分离，从而使得火箭身3中的降落伞被弹出，起到缓解降落的作用。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种飞机无引擎动力助降装置，包括箭头腔、火箭身、动力腔，其特征在于：所述火箭身顶部设置有连接套与箭头腔相连接；所述火箭身底部连接有动力腔，所述动力腔底部设置有发射器连接装置；所述动力腔底部侧面设置有定位尾翼；所述动力腔内设置有控制单元；所述火箭身内放置有降落伞；所述控制单元上连接有减速传感器、高度传感器、陀螺仪、电源、控制信号输出模块、指示灯、逻辑检查电路和通信接口，所述减速传感器、高度传感器、陀螺仪均设置在动力腔的内侧壁体上；所述指示灯设置在动力腔外壁上；所述控制单元上连接有备用控制程序，备用控制程序分别连接有应急着落减速伞控制开关和着落减速伞充气弹出系统。