CN105564664B - 超短距飞机起飞方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行方法领域的超短距飞机起飞方法，该方法包括以下步骤：第一步，建立飞行柱，第二步，安装转动架，第三步，牵引住飞机，第四步，设置平衡物，第五步，圆周式起飞，第六步，松脱连接点。不仅能缩短飞机起飞时使用跑道的长度，还可增加飞机起飞的载重量;本发明的飞机起飞方法比较适用于军用飞机起飞，对飞行员要求较高，其占用地方较小，隐蔽性良好，选址方便，而且飞行柱等飞行建筑制作过程简便，成本较低，拆卸后可整体移动，适应性强，适用于小范围内大量推广，以加速航空事业发展。

Description

超短距飞机起飞方法

技术领域

本发明涉及飞行方法领域，具体涉及飞机的起飞方法，特别涉及超短距飞机起飞方法。

背景技术

飞机不仅广泛应用于民用运输和科学研究，还是现代军事里的重要武器，所以又分为民用飞机和军用飞机。

直升飞机的起飞原理是使螺旋桨工作时产生的升力大于直升机的重力，从而实现起飞;而普通飞机的起飞原理是需要在直线跑道上进行长距离滑行，当机翼滑行过程中产生的空气托举力大于飞机的自身重力时，同时达到起飞速度时，即可完成起飞。传统的飞机飞行方法存在以下缺陷：1）一般军用战斗机在陆地上起降至少也要500米的跑道，如在航空母舰上要更短些，一般都是200～300米，如大型的客机运输机之类的都要上千米才能起飞，因此，跑道式的起飞方法要求跑道较长，导致选址困难，修建跑道工程大;2）由于飞机起飞的载重量由飞机在起飞面上滑行的最大速度决定的，而不是由飞机在空中的最大速度决定的，因此传统跑道起飞的方法会大大影响着飞机起飞的载重量。

发明内容

本发明的目的是解决以上缺陷，提供超短距飞机起飞方法，其不仅能缩短飞机起飞时使用跑道的长度，还可增加飞机起飞的载重量。

本发明的目的是通过以下方式实现的：

超短距飞机起飞方法，该方法包括以下步骤：第一步，建立飞行柱，第二步，安装转动架，第三步，牵引住飞机，第四步，设置平衡物，第五步，圆周式起飞，第六步，松脱连接点。

下面对各步骤进行详细说明：

第一步，建立飞行柱，在确定起飞的空旷起飞面建立起一根稳固的飞行柱，飞行柱垂直于起飞面，且不能够有任何松动。因为飞机绕飞行柱起飞的过程中会产生较大的拉力，因此需要将飞行柱安装得更稳固，能够承受飞机转动时的拉力。

第二步，安装转动架，在飞行柱上端安装转动架，转动架可在飞行柱上端自由转动，且产生较小的摩擦力，并能够承受飞机起飞时产生的分力，转动架的安装高度高于飞机的重心离起飞面的高度。转动架可设计成类似于轴承的结构，安装在飞行柱上端，且可自由转动，另外还可根据不同飞机大小而调节转动架的高度，转动架用于拉动飞机，同时需要承受飞机做圆周运动时的向心力。

第三步，牵引住飞机，采用牵引条来牵引住飞机，牵引条的首端与转动架进行连接，牵引条的末端与飞机之间通过松脱装置进行连接，此时飞机位于飞行柱所在的起飞面，使牵引条与飞行柱之间形成一个小于90度的夹角。

第四步，设置平衡物，以飞行柱为对称轴在飞机的相对称位置设置有平衡物，平衡物也是通过牵引条来进行牵引，平衡物的结构及重量与飞机的结构及重量相同，可设置成类似飞机的平衡物，而且平衡物运动时与飞机进行同步运动，平衡物起整体运动过程的平衡作用，为使飞行柱受力平衡，同时用于减少转动架与飞行柱之间产生的摩擦力。

第五步，圆周式起飞，飞机与平衡物缓慢启动后做加速滑行运动，飞机做加速滑行运动的同时在牵引条的牵引作用下以飞行柱为圆心做圆周运动，飞机做圆周运动的同时转动架也沿飞行柱转动，飞机在做加速圆周运动时会产生向上的空气托举力和向上的向心力分力，当空气托举力与向心力分力共同组合后大于飞机本身的重力时，同时飞机飞行速度达到起飞速度时，飞机则会实现起飞。

第六步，松脱连接点，当飞机做加速圆周运动起飞后并加速飞行至起飞速度时，通过控制程序控制松脱装置与飞机实现瞬时松脱，使飞机瞬时失去向心力后沿圆周的切线方向继续做加速运动，从而完成起飞。

本发明的起飞方法是利用圆周切线运动产生向上的向心力分力以及空气本身对飞机向上的托举力，在飞机远远没有达到起飞的速度时，先让飞机被这两种力升离起飞面，然后飞机继续在摩擦力非常小的空中加速到起飞的速度，而达到起飞的目的。

上述说明中，作为优选的方案，为了防止飞机与平衡物因速度不同而产生相互碰撞，所述第三步及第四步中的牵引条为不可折弯的硬质连接条，硬质连接条与转动架之间的连接处可转动角度，使牵引条与飞行柱之间形成的夹角可随牵引条的升降而改变。

上述说明中，作为优选的方案，所述硬质连接条与飞行柱之间设置有用于防止硬质连接条的底部掉落起飞面的支撑部件，使飞机与硬质连接条实现瞬时松脱后在支撑部件的支撑下硬质连接条仍悬在空中，设计支撑部件可防止硬质连接条与飞机松脱后直接掉落到起飞面而造成损坏。

上述说明中，作为优选的方案，所述第三步中牵引条的末端连接在飞机的重心位置，为防止与机翼发生碰撞，牵引条的末端设置U型连接座，U型连接座的长度与宽度要比机翼大，U型连接座与飞机的连接处可转动角度。牵引条的末端连接在飞机的重心位置可确保飞机做圆周运动时的稳定性，由于飞机绕着飞行柱做圆周运动时需要进行升降，因此需要设置可转动角度的结构，以确保飞行能够稳定地进行升降。

上述说明中，作为优选的方案，由于飞行柱要承受较大的拉力， 因此必须要设置稳固，其决定着飞机能否稳定地从起飞面上升至空中，以及在空中继续完成加速运动等一系列问题。所述第一步中在飞行柱的周围设置有支撑圆，支撑圆由三根以上的支撑柱组合构成，每根支撑柱均垂直于起飞面，每根支撑柱的顶端与飞行柱的顶端通过硬质钢条进行连接，其整体组合成网状架，确保连接后使飞行柱更稳固，从而提高飞行柱的承受力，相邻两根支撑柱之间留有用于飞机出入的开口，军事训练使用时还可直接在网状架顶面盖上布料以实现遮掩的目的。

本发明所产生的有益效果如下：

1）在牵引条的牵引作用下，飞机在起飞面上绕着飞行柱做圆周运动时，除了受到向上的空气托举力外，还会受到向上的向心力分力，而直线跑道起飞的方法中就少了这个向上的向心力分力，所以在多了这个向心力分力的作用下，飞机在起飞面上滑行的速度远没达到起飞的速度，飞机就会被飞行柱上的牵引条拉离起飞面，且悬在空中绕着飞行柱旋转，这是关键的一步，此时，飞机虽然远没有达到正常起飞的必备速度，但已经改变了飞机起飞的载重量的决定因素，即由原来飞机在起飞面上滑行的最大速度改为由飞机在空中的最大速度决定，由于飞机在空中的最大速度远大于在起飞面滑行的速度，也就是说此时飞机起飞的载重量远大于传统直线滑行起飞的载重量，当飞机继续做圆周运动的过程中在空中的速度达到飞机起飞速度时，直接控制松脱装置飞机即可完成起飞动作，不仅能缩短飞机起飞时使用跑道的长度，还可增加飞机起飞的载重量;

2）本发明的飞机起飞方法比较适用于军用飞机起飞，对飞行员要求较高，其占用地方较小，隐蔽性良好，选址方便，而且飞行柱等飞行建筑制作过程简便，成本较低，拆卸后可整体移动，适应性强，适用于小范围内大量推广，以加速航空事业发展。

附图说明

图1为本发明实施例中飞机起飞状态的示意图;

图2为本发明实施例中飞机起飞状态的受力示意图;

图中，1为飞行柱，2为转动架，3为平衡物，4为飞机，5为牵引条，6为U型连接座，7为松脱装置，θ为夹角，a为向心力，b为空气托举力，c为向心力分力。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。

本实施例，参照图1和图2，其具体实施的超短距飞机起飞方法包括以下步骤：第一步，建立飞行柱1，第二步，安装转动架2，第三步，牵引住飞机，第四步，设置平衡物3，第五步，圆周式起飞，第六步，松脱连接点。

下面对各步骤进行详细说明：

第一步，建立飞行柱1，如图1所示，在确定起飞的空旷起飞面建立起一根稳固的飞行柱1，飞行柱1垂直于起飞面，且不能够有任何松动。因为飞机4绕飞行柱1起飞的过程中会产生较大的拉力，因此需要将飞行柱1安装得更稳固，能够承受飞机4转动时的拉力。

第二步，安装转动架2，如图1所示，在飞行柱1上端安装转动架2，转动架2可在飞行柱1上端自由转动，且产生较小的摩擦力，并能够承受飞机4起飞时产生的分力，转动架2的安装高度高于飞机4的重心离起飞面的高度，这样才能够确保飞机4能够正常起飞。转动架2可设计成类似于轴承的结构，或者其它可在飞行柱1上转动的结构，安装在飞行柱1上端，且可自由转动，用于拉动飞机4，同时需要承受飞机4做圆周运动时的向心力a。

第三步，牵引住飞机4，如图1所示，采用牵引条5来牵引住飞机4，牵引条5的首端与转动架2进行连接，牵引条5的末端与飞机4之间通过松脱装置7进行连接，此时飞机4位于飞行柱1所在的起飞面，使牵引条5与飞行柱1之间形成一个小于90度的夹角θ。

第四步，设置平衡物3，如图1所示，以飞行柱1为对称轴在飞机4的相对称位置设置有平衡物3，平衡物3也是通过牵引条5来进行牵引，平衡物3的结构及重量与飞机4的结构及重量相同，本实施例中的平衡物3设置成类似飞机的结构，而且平衡物3运动时与飞机进行同步运动，平衡物3起整体运动过程的平衡作用，为使飞行柱1受力平衡，同时用于减少转动架2与飞行柱1之间产生的摩擦力。

另外，为了防止飞机4与平衡物3因速度不同而产生相互碰撞，在第三步及第四步中的牵引条5为不可折弯的硬质连接条，硬质连接条与转动架2之间的连接处可转动角度，使牵引条5与飞行柱1之间形成的夹角θ可随牵引条5的升降而改变。

第三步和第四步中牵引条5的末端连接在飞机4和平衡物3的重心位置，为防止与机翼发生碰撞，牵引条5的末端设置U型连接座6，U型连接座6的长度与宽度要比机翼大，U型连接座6与飞机的连接处可转动角度。牵引条5的末端连接在飞机4的重心位置可确保飞机4做圆周运动时的稳定性，由于飞机4绕着飞行柱1做圆周运动时需要进行升降，因此需要设置可转动角度的结构，以确保飞行能够稳定地进行升降。

第五步，圆周式起飞，飞机4与平衡物3缓慢启动后做加速滑行运动，飞机4做加速滑行运动的同时在牵引条5的牵引作用下以飞行柱1为圆心做圆周运动，飞机4做圆周运动的同时转动架2也沿飞行柱1转动，如图1和图2所示，飞机4在做加速圆周运动时会产生向上的空气托举力b和向上的向心力分力c，当空气托举力b与向心力分力c共同组合后大于飞机4本身的重力时，在飞机4远远没有达到起飞的速度时，先让飞机被这两种力升离起飞面，然后飞机继续在摩擦力非常小的空中加速到起飞的速度，飞机则会实现起飞。

第六步，松脱连接点，当飞机做加速圆周运动起飞后并加速飞行至起飞速度时，通过控制程序控制松脱装置7与飞机实现瞬时松脱，使飞机瞬时失去向心力a后沿圆周的切线方向继续做加速运动，从而完成起飞。只要飞机的飞行速度达到起飞速度即可瞬时松脱后完成起飞，因驾驶员的原因飞机有可能低于或高于转动架所在的平面高度，因此如果飞机飞行速度没有达到起飞速度时，还不能够进行瞬时松脱。

本发明的飞机起飞方法比较适用于军用飞机起飞，对飞行员要求较高，其占用地方较小，隐蔽性良好，选址方便，而且飞行柱1等飞行建筑制作过程简便，成本较低，拆卸后可整体移动，适应性强，适用于小范围内大量推广，以加速航空事业发展。起飞过程中，在牵引条5的牵引作用下，飞机在起飞面上绕着飞行柱1做圆周运动时，除了受到向上的空气托举力b外，还会受到向上的向心力分力c，而直线跑道起飞的方法中就少了这个向上的向心力分力c，所以在多了这个向心力分力c的作用下，飞机在起飞面上滑行的速度远没达到起飞的速度，飞机就会被飞行柱1上的牵引条5拉离起飞面，且悬在空中绕着飞行柱1旋转，这是关键的一步，此时，飞机虽然远没有达到正常起飞的必备速度，但已经改变了飞机起飞的载重量的决定因素，即由原来飞机在起飞面上滑行的最大速度改为由飞机在空中的最大速度决定，由于飞机在空中的最大速度远大于在起飞面滑行的速度，也就是说此时飞机起飞的载重量远大于传统直线滑行起飞的载重量，当飞机继续做圆周运动的过程中在空中的速度达到飞机起飞速度时，直接控制松脱装置7飞机即可完成起飞动作，不仅能缩短飞机起飞时使用跑道的长度，还可增加飞机起飞的载重量。

以上内容是结合具体的优选实施例对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.超短距飞机起飞方法，该方法包括以下步骤：

第一步，建立飞行柱，在确定起飞的空旷起飞面建立起一根稳固的飞行柱，飞行柱垂直于起飞面，且不能够有任何松动，飞行柱的周围设置有支撑圆，支撑圆由三根以上的支撑柱组合构成，每根支撑柱均垂直于起飞面，每根支撑柱的顶端与飞行柱的顶端通过硬质钢条进行连接，确保连接后使飞行柱更稳固，从而提高飞行柱的承受力，相邻两根支撑柱之间留有用于飞机出入的开口；

第二步，安装转动架，在飞行柱上端安装转动架，转动架可在飞行柱上端自由转动，且产生较小的摩擦力，并能够承受飞机起飞时产生的分力，转动架的安装高度高于飞机的重心离起飞面的高度；

第三步，牵引住飞机，采用牵引条来牵引住飞机，牵引条的首端与转动架进行连接，牵引条的末端与飞机之间通过松脱装置进行连接，此时飞机位于飞行柱所在的起飞面，使牵引条与飞行柱之间形成一个小于90度的夹角；牵引条为不可折弯的硬质连接条，硬质连接条与转动架之间的连接处可转动角度，使牵引条与飞行柱之间形成的夹角可随牵引条的升降而改变，所述硬质连接条与飞行柱之间设置有用于防止硬质连接条的底部掉落起飞面的支撑部件，使飞机与硬质连接条实现瞬时松脱后在支撑部件的支撑下硬质连接条仍悬在空中，牵引条的末端连接在飞机的重心位置，为防止与机翼发生碰撞，牵引条的末端设置U型连接座，U型连接座的长度与宽度要比机翼大，U型连接座与飞机的连接处可转动角度；

第四步，设置平衡物，以飞行柱为对称轴在飞机的相对称位置设置有平衡物，平衡物也是通过牵引条来进行牵引，平衡物的结构及重量与飞机的结构及重量相同，而且平衡物运动时与飞机进行同步运动，平衡物起整体运动过程的平衡作用，同时用于减少转动架与飞行柱之间产生的摩擦力；

第五步，圆周式起飞，飞机与平衡物缓慢启动后做加速滑行运动，飞机做加速滑行运动的同时在牵引条的牵引作用下以飞行柱为圆心做圆周运动，飞机做圆周运动的同时转动架也沿飞行柱转动，飞机在做加速圆周运动时会产生向上的空气托举力和向上的向心力分力，当空气托举力与向心力分力共同组合后大于飞机本身的重力时，同时飞机飞行速度达到起飞速度时，飞机则会实现起飞；

第六步，松脱连接点，当飞机做加速圆周运动起飞后并加速飞行至起飞速度时，通过控制程序控制松脱装置与飞机实现瞬时松脱，使飞机瞬时失去向心力后沿圆周的切线方向继续做加速运动，从而完成起飞。