CN113955125B - 飞机安全救生系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机安全救生系统，解决了飞机上缺少能够辅助飞机减速降落、缓冲下降冲击力的装置，难以较好保证飞机及其内人员安全的技术问题。该救生系统包括飞机本体，飞机本体的顶部存在有可开启的安全仓，安全仓内存在有减速装置，减速装置能由安全仓内弹出以使飞机本体减速降落；飞机本体底部存在有减振缓冲机构，减振缓冲机构在竖直方向上可伸缩的设置，且减振缓冲机构能够伸出至飞机轮体以下的位置。本发明在飞机本体顶部设置安全仓，安全仓内的减速装置在紧急情况下弹出，辅助飞机本体减速；减振缓冲机构伸出至轮体以下，减振缓冲机构先与地面接触，能够缓冲飞机本体下降时的冲击力，防止飞机本体降落时由于冲击力造成重大事故。

Description

飞机安全救生系统

技术领域

本发明涉及飞行装置技术领域，尤其是涉及一种飞机安全救生系统。

背景技术

飞机具有一具或多具发动机的动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。

由于飞机在高空中行驶，其安全性能至关重要，每次飞行前工作人员都会对飞机状态进行全面仔细的检查，将飞机安全系数提升至最高。但是，飞机在高空中行驶时，依然无法完全避免由于多方面因素导致的空难，一旦发生空难，飞机失事，则会造成许多人生命的丧失。

本申请人发现现有技术至少存在以下技术问题：现有技术中在飞机内配备了降落伞等救生装置，一旦飞机失事，乘客以及乘务人员可使用降落伞等从客舱逃生出口逃离，但是这种方式在时间紧迫等情况下难以保证乘客的安全。飞机上缺少能够辅助减速降落的装置，以能够在飞机故障时辅助飞机降落。

发明内容

本发明的目的在于提供飞机安全救生系统，以解决现有技术中存在的飞机上缺少能够辅助飞机减速降落、缓冲下降冲击力的装置，难以较好保证飞机及其内人员安全的技术问题；本发明提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明提供的飞机安全救生系统，包括飞机本体，其特征在于，所述飞机本体的顶部存在有可开启的安全仓，所述安全仓内存在有减速装置，所述减速装置能由所述安全仓内弹出以使所述飞机本体减速降落；

所述飞机本体底部存在有减振缓冲机构，所述减振缓冲机构在竖直方向上可伸缩的设置，且所述减振缓冲机构能够伸出至飞机轮体以下的位置进而缓冲所述飞机本体下降时的冲击力。

优选的，所述减振缓冲机构包括摩擦板、垂直支柱和弹性部件，其中：

所述垂直支柱为竖直布置的液压支柱，所述垂直支柱的顶端连接所述飞机本体底部，所述弹性部件位于所述垂直支柱和所述摩擦板之间并将两者连接；

所述摩擦板能在所述垂直支柱伸出时移动至所述轮体以下的位置以与地面摩擦减速，所述弹性部件能在所述摩擦板与地面接触时发生弹性形变以缓冲外力。

优选的，所述摩擦板沿所述飞机本体的长度方向延伸，所述摩擦板的上表面两侧均连接有两个以上的所述垂直支柱，且所有所述垂直支柱沿所述摩擦板的延伸方向间隔布置；

所述倾斜支柱为液压支柱，且所述倾斜支柱倾斜布置，其固定端与所述飞机本体底部连接，其伸缩端与所述垂直支柱侧部连接。

优选的，所述飞机本体的两侧还设置有减速翼，所述减速翼为朝向机头方向凸起的弧形结构，所述减速翼与所述飞机本体固定连接或者转动连接；每侧所述减速翼具有两个以上，且位于所述飞机本体同侧的所有所述减速翼在所述飞机本体上设置有m行n列，其中，m和n为正整数，相邻行或相邻列的所述减速翼交错布置。

优选的，所述飞机本体的外壳中形成有夹层，所述夹层与所述安全仓连通，所述夹层内容纳有加固带，所述加固带绕所述飞机本体一周固定并伸入至所述安全仓内；

所述安全仓沿所述飞机本体的长度方向间隔布置有多个,且所有所述安全仓内的所述减速装置均与所述加固带固定连接。

优选的，所述减速装置包括位于机身上的减速伞以及位于所述飞机本体尾部的减速伞，其中：

位于所述机身上的所述减速伞包括有一层或者两层以上，当所述减速伞具有两层以上时，位于上层的所述减速伞的底部与下层所述减速伞的顶部固定连接。

优选的，所述减速装置包括位于机身上的螺旋桨，所述螺旋桨连接有发电机，所述发电机电连接有蓄电池，所述蓄电池所述飞机本体内的用电设备电连接。

优选的，所述飞机本体的两侧还设置有减速翼，所述减速翼为朝向机头方向凸起的弧形结构，每侧所述减速翼具有两个以上，且位于所述飞机本体同侧的所有所述减速翼在所述飞机本体的长度方向上间隔布置。

优选的，所述减速翼与所述飞机本体之间转动连接，所述减速翼背离机头的一侧与所述飞机本体之间设置有液压杆组件；

所述液压杆组件包括有一根或两根以上液压杆体，所述液压杆体的固定端与所述飞机本体固定连接，所述液压杆体的伸缩端与所述减速翼固定连接；

所述减速翼具有展开状态和折叠状态，所述液压杆能在伸出时推动所述减速翼向背离所述飞机本体的方向转动，以使所述减速翼处于所述展开状态；所述液压杆能在收缩时拉动所述减速翼向靠近所述飞机本体的方向转动，以使所述减速翼处于所述折叠状态；

所述飞机本体上对应每个所述减速翼的位置处存在有逃生出口，所述逃生出口能被处于所述折叠状态时的所述减速翼覆盖在内；

所述逃生出口上设置有推拉式门体；且所述逃生出口处存在有可伸出的逃生梯。

优选的，所述飞机本体上设置有第一驱动组件，所述第一驱动组件包括第一驱动装置和转盘，其中：

所述减速翼和所述液压杆组件均设置于所述转盘上，两个以上所述第一驱动装置与同一所述转盘驱动连接，所述第一驱动装置的输出轴上设置有传动齿轮，所述转盘的周向上设置有齿轮部，所述齿轮部与所述传动齿轮啮合传动，连接于同一所述转盘上的所述第一驱动装置同步转动时能带动所述转盘和位于所述转盘上的所述减速翼转动，进而使所述减速翼的迎风面在朝向所述飞机本体前方和朝向所述飞机本体上方之间的位置转动。

优选的，所述飞机本体上还设置有推力涡轮发动机和反推力涡轮发动机，所述推力涡轮发动机的喷射口朝向所述飞机本体的后方设置；所述反推力涡轮发动机连接有第二驱动组件，所述第二驱动组件包括第二驱动装置、旋转盘和连接部，其中：

两个以上所述第二驱动装置的输出端与同一所述旋转盘驱动连接，所述连接部的端部与所述反推力涡轮发动机连接，且所述连接部的中部与所述旋转盘连接，连接于同一所述旋转盘上所述第二驱动装置同步转动时能带动所述旋转盘和位于所述旋转盘上的所述连接部、所述反推力涡轮发动机转动，并能使所述反推力涡轮发动机的喷射口在朝向所述飞机本体前方、所述飞机本体下方和所述飞机本体上方之间的位置转动。

作为可选的实施方式，机身上还设置有减速装置、液压杆和拉杆，其中：

所述减速装置沿机身的长度方向延伸，所述减速装置靠近机身的内侧与机身转动连接，所述减速装置的上端连接所述液压杆，所述液压杆的固定端与机身铰接，其伸缩端与所述减速装置中部的上表面铰接；所述拉杆的两端分别连接机身和所述减速装置中部的下表面，且所述拉杆为伸缩杆；所述减速装置与机身之间具有收拢状态和打开状态。

本发明提供的飞机安全救生系统，与现有技术相比，具有如下有益效果：在飞机本体顶部设置可开启的安全仓，安全仓内的减速装置在紧急情况下可弹出，辅助飞机本体减速、下降，在为乘客、空乘人员争取更多逃生时间的基础上防止飞机直接失控坠毁；飞机本体的底部存在有减振缓冲机构，减振缓冲机构在飞机正常飞行时位于轮体之上，在遇到紧急情况下，减振缓冲机构伸出至轮体以下的位置，当飞机与地面接触时，减振缓冲机构先与地面接触，能够缓冲飞机本体下降时的冲击力，防止飞机本体降落时由于冲击力造成重大事故，威胁乘客和飞机中重要零部件的安全，减少飞机失控带来的生命和财产安全。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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。

图1是飞机本体中减速装置处于安全仓内的结构示意图；

图2是第一种实施例的减速装置在打开时的结构示意图；

图3是第一种实施例中，飞机即将降落时的状态示意图；

图4是飞机安全救生系统第一种实施例的主视图；

图5是安全仓、加固带与减速装置的配合结构示意图；

图6是第二种实施例的减速装置在打开时的结构示意图；

图7是第二种实施例中，飞机即将降落时的状态示意图；

图8是飞机安全救生系统第二种实施例的主视图；

图9是减振缓冲机构的结构示意图；

图10是第三种实施例的减速装置在打开时的结构示意图；

图11是螺旋桨在转动时的状态结构示意图；

图12是飞机安全救生系统第三种实施例的主视图；

图13是减速翼处于展开状态时的整体结构示意图；

图14是减速翼处于折叠状态时的整体结构示意图；

图15是减速翼、减速杠组件及逃生出口的配合结构示意图；

图16是减速装置在收拢状态时的结构示意图；

图17是减速装置在收拢状态和打开状态之间的结构示意图；

图18是减速装置在打开状态时的结构示意图；

图19是减速装置在机身上的结构示意图；

图20是第一驱动装置与转盘的配合结构示意图；

图21是减速翼的迎风面朝向上方的结构示意图；

图22是减速翼在飞机本体上分布的结构示意图；

图23是反推力涡轮发动机、推力涡轮发动机的第一种状态结构示意图；

图24是反推力涡轮发动机、推力涡轮发动机的第二种状态结构示意图；

图25是第二驱动装置、旋转盘与反推力涡轮发动机配合的第一种状态结构示意图；

图26是第二驱动装置、旋转盘与反推力涡轮发动机配合的第二种状态结构示意图；

图27是第二驱动装置、旋转盘与反推力涡轮发动机配合的第二种状态的侧视图；

图28是第二驱动装置、旋转盘与反推力涡轮发动机配合的第三种状态结构示意图；

图29是反推力涡轮发动机、推力涡轮发动机的第三种状态结构示意图；

图30是飞机本体的仰视结构示意图。

图中1、飞机本体；2、安全仓；31、减速伞；32、螺旋桨；4、加固带；5、减振缓冲机构；51、摩擦板；52、垂直支柱；53、弹性部件；54、倾斜支柱；6、蓄电池；7、发电机；8、夹层；9、减速翼；10、液压杆体；11、逃生出口；12、液压杆；13、拉杆；14、减速装置；15、第二减速伞；16、转盘；161、齿轮部； 17、第一驱动装置；171、传动齿轮；18、反推力涡轮发动机；181、喷射口；182、第二驱动装置；183、旋转盘；184、连接部；19、推力涡轮发动机。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。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的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“宽度”、“高度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“侧”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和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备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。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

下面结合图1-图15对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

实施例一

如图1-图15所示，本实施例提供了一种飞机安全救生系统，包括飞机本体1，飞机本体1的顶部存在有可开启的安全仓2，安全仓2内存在有减速装置，减速装置能由安全仓2内弹出以使飞机本体1减速降落；飞机本体1底部存在有减振缓冲机构5，减振缓冲机构5在竖直方向上可伸缩的设置，且减振缓冲机构5能够伸出至飞机轮体以下的位置进而缓冲飞机本体1下降时的冲击力。

本实施例的飞机安全救生系统，在飞机本体1顶部设置可开启的安全仓2，安全仓2内的减速装置在紧急情况下可弹出，辅助飞机本体1减速、下降，在为乘客、空乘人员争取更多逃生时间的基础上防止飞机直接失控坠毁；飞机本体1的底部存在有减振缓冲机构5，减振缓冲机构5在飞机正常飞行时位于轮体之上，在遇到紧急情况下，减振缓冲机构5伸出至轮体以下的位置，当飞机与地面接触时，减振缓冲机构5先与地面接触，能够缓冲飞机本体1下降时的冲击力，防止飞机本体1降落时由于冲击力造成重大事故，威胁乘客和飞机中重要零部件的安全，减少飞机失控带来的生命和财产安全。

其中，本实施例的减振缓冲机构5能在于地面接触时与地面发生滑动摩擦以辅助飞机本体1减速，并发生弹性形变以缓冲垂直向下的冲击力。

具体的，本实施例中提供了一种减振缓冲机构5的具体实施方式，参见图 9所示，本实施例的减振缓冲机构5包括摩擦板51、垂直支柱52和弹性部件 53，其中：垂直支柱52为竖直布置的液压支柱，垂直支柱52的顶端连接飞机本体1底部，弹性部件53位于垂直支柱和摩擦板51之间并将两者连接；摩擦板51能在垂直支柱伸出时移动至轮体以下的位置以与地面摩擦减速，弹性部件 53能在摩擦板51与地面接触时发生弹性形变以缓冲外力。

其中，摩擦板51可采用碳纤维合成板等耐磨材质制成，能够减轻自重；飞机落地时，通常仍具有一定水平方向的速度，摩擦板51能够与地面之间发生滑动摩擦，利用摩擦力辅助飞机迅速减速。作为垂直支柱52的液压支柱，其可伸缩的设置，能够在飞机正常滑行时，将摩擦板51拉升至飞机轮体以上的位置，防止影响飞机本体1正常滑行；在事故着落时，垂直支柱52伸出并将摩擦板 51推出至轮以下的位置，使摩擦板51首先与地面接触；上述弹性部件53竖直布置，并能在与地面接触时发生竖直方向上的弹性形变，缓冲垂直方向上的冲击力，防止飞机在落地时因受到大的冲击外力造成严重损伤。

具体的，参见图9所示，摩擦板51沿飞机本体1的长度方向延伸，保证在飞机滑行时与地面之间存在足够的接触面积；摩擦板51的上表面两侧均连接有两个以上的垂直支柱，垂直支柱将摩擦板51的多处位置与飞机底部连接，保证结构的稳定性；且参见图8所示，所有垂直支柱沿摩擦板51的延伸方向间隔布置，以使摩擦板51水平布置；能够在保证摩擦板51稳定性的同时，减轻整机自重，摩擦板51与地面之间发生水平方向上的摩擦力，迅速降低飞机水平方向上的速度。

作为可选地实施方式，参见图9所示，本实施例的减振缓冲机构5还包括有倾斜支柱54，倾斜支柱54为液压支柱，且倾斜支柱54倾斜布置，其固定端与飞机本体1底部连接，其伸缩端与垂直支柱侧部连接。倾斜立柱呈伸出状态，在飞机落地时，由于摩擦板51与地面之间的滑动摩擦力水平向后，倾斜立柱对垂直支柱的支撑力在水平方向上的分力，能够抵消掉一部分垂直支柱受到的水平向后的冲击力，保证垂直支柱、整体减振缓冲机构5的结构强度和稳定性。

本实施例的上述减振缓冲机构5具有以下作用：其一，当飞机正常飞行降落时，起落架一旦发生故障无法打开，则会导致飞机本体1与地面摩擦，使机身造成严重损毁；本实施例的减振缓冲机构5在遇到起落架无法正常打开时，能够伸出至轮体以下的位置，通过耐磨材质制成的摩擦板51与地面接触滑动摩擦，防止机身与地面摩擦造成损伤，可以充当起落架的作用，辅助飞机本体滑行，同时在滑行过程中起到减振作用；本实施例的减震缓冲机构5作为双重保障，保证飞机安全降落，更加安全。其二，飞机在空中飞行出现机械故障时，垂直支柱伸出并将摩擦板51推出至轮以下的位置，使摩擦板51与地面接触，利用摩擦力辅助飞机迅速减速，防止飞机坠毁；弹性部件53能够缓冲垂直方向上的冲击力，防止飞机在落地时因受到大的冲击外力造成严重损伤。其三，减振缓冲机构5与飞机本体发动机为两套独立的供电系统，减振缓冲机构5可与蓄电池连接，发动机发生发生断电故障时，该减振缓冲机构5同样能够进行工作，更加安全。

在上述实施例的基础上，下面提供了关于减速装置的具体实施方式：

实施例二

减速装置位于安全仓2内，在飞机遇到事故时自安全仓2内弹出，且减速装置弹出后仍然与飞机本体1固定连接，为飞机本体1提供向上的浮力，防止飞机本体1直接失控坠毁。为了保证飞机本体1与减速装置稳定连接，防止两者之间在外力大时分离，作为可选地实施方式，参见图5所示，飞机本体1的外壳中形成有夹层8，夹层8与安全仓2连通，夹层8内容纳有加固带4，加固带4绕飞机本体1一周固定并伸入至安全仓2内，减速装置与加固带4连接，相当于与飞机本体1的一周接触，跟减速装置直接与飞机本体1顶部某一点或者某几点连接固定的结构相比较，本实施例的连接结构能够通过加固带4，保证飞机本体1与减速装置之间面接触并相互连接，保证两者之间的接触面积，从而保证两者之间连接结构的稳定性，防止飞机本体1与减速装置发生脱离。

参见图1、图2、图6、图7所示，安全仓2沿飞机本体1的长度方向间隔布置有多个,进而使得减速装置沿飞机本体1的长度方向间隔布置有多个，且所有安全仓2内的减速装置均与加固带4固定连接保证结构的稳定性。具体安全仓2及其内减速装置的数量根据实际情况设定，减速装置的设置数量可参考飞机本体1自身的重量，减速装置多，能够为飞机本体1提供更大的浮力。

参见图2-图4、图6-图8所示，本实施例的减速装置包括位于机身上的减速伞31以及位于飞机本体1尾部的减速伞31，减速伞31可采用现有技术中的降落伞等可撑开的塔状降落伞结构；其中：位于机身上的减速伞31包括有一层 (如图2-图4)或者两层以上(如图6-图8)，当减速伞31具有两层以上时，如图6-图8所示，位于上层的减速伞31的底部与下层减速伞31的顶部固定连接。

位于飞机本体1尾部的减速伞31主要作用是辅助飞机减速，位于飞机本体 1机身上的减速伞31在飞机事故开始时主要用于辅助飞机减速，参见图2、图 6所示；之后该位置处的减速伞31呈竖直向下的状态，参见图3和图7所示，主要为飞机提供浮力，辅助飞机本体1缓慢下降，保证飞机及乘客的安全。当飞机本体1较大、重量较重时，由于机身上位置有限，可采用图6-图8中所示的减速伞31结构，在飞机本体1机身上布置两层以上的减速伞31，增大减速伞31对飞机本体1的浮力。

安全仓2中用于弹射减速装置的弹射系统为现有的成熟技术，在此不做赘述，弹射系统的开启开关可设置在后舱中，防止乘客误触发，如还可将弹射系统的开关设置在安全罩内，利用安全锤击碎安全罩后才能开启，防止误触发。

实施例三

本实施例中提供了减速装置的另一种具体实施方式，本实施例三与实施例二的不同之处在于，参见图10-图12所示，本实施例的减速装置包括位于机身上的螺旋桨32，螺旋桨32在飞机本体1上设置有一层或者两层以上，利用螺旋桨32的转动为飞机本体1提供浮力，辅助飞机本体1减速下降，避免飞机因事故直接坠毁；其中螺旋桨32连接有动力系统，其为航空领域的成熟技术，在此不做赘述。螺旋桨32的动力系统与飞机发动机系统为两独立的系统，飞机因发动机发生事故时，还可利用螺旋桨32动力系统辅助飞机减速降落。当飞机正常行驶时，螺旋桨32位于安全仓2内，飞机发生事故时，可启动螺旋桨32动力系统，将螺旋桨32由安全仓2内弹出。本实施例中采用螺旋桨32动力系统作为减速装置，相较减速伞31结构而言，能够选择飞机本体1的降落地点，防止飞机本体1落于海上或者悬崖处。螺旋桨32的数量多少根据飞机本体1的重量决定。

优选的，参见图11和图12所示，螺旋桨32连接有发电机7，发电机7电连接有蓄电池6，蓄电池6飞机本体1内的用电设备电连接。上述结构能够利用转动的螺旋桨32发电，并将电能储存在蓄电池6中，为飞机中的用电设备，如螺旋桨32动力系统等供电。该蓄电池6供电线路与飞机中的主电路为独立的供电线路，发动机故障时，能够为飞机提供备用线路。发电机7发电的技术为本领域的成熟技术，主要利用螺旋桨32转动时的外部机械力带动导体线圈在磁场中转动，并不断切割磁感线产生感应电动势，在此不做赘述。

实施例四

本实施例是在上述实施例的基础上进行的改进，飞机本体1利用减速伞31 和/或螺旋桨32、以及摩擦板51减速，为了进使得飞机在发生事故时能够较快的减速，作为可选地实施方式，参见图13-图15所示，本实施例中飞机本体1 的两侧还设置有减速翼9，减速翼9为朝向机头方向凸起的弧形结构，每侧减速翼9具有两个以上，且位于飞机本体1同侧的所有减速翼9在飞机本体1的长度方向上间隔布置。参见图22所示，减速翼9与飞机本体1固定连接或者转动连接；每侧减速翼9具有两个以上，且位于飞机本体1同侧的所有减速翼在飞机本体上设置有m行n列，其中，m和n为正整数，相邻行或相邻列的减速翼9交错布置。

参见图13所示，飞机本体1上多个弧形结构的减速翼9能够辅助飞机减速，且减速翼9在飞机本体1的两侧间隔布置有多个，参见图9所示，能够增大风阻，且保证飞机本体1两侧的平衡性。

为了降低减速翼9影响飞机正常飞行时的速度，本实施例中的减速翼9可折叠的设置。当飞机正常飞行时，减速翼9折起，参见图14，减少对飞机本体 1速度的影响；当飞机发生事故或者需要迅速减速时，参见图13，减速翼9打开，辅助飞机本体1迅速减速。

本实施例中提供了一种减速翼9可折叠结构的具体实施方式，参见图15 所示，减速翼9与飞机本体1之间转动连接，具体的，减速翼9的一侧与飞机本体1铰接，减速翼9背离机头的一侧与飞机本体1之间设置有液压杆组件；液压杆组件包括有一根或两根以上液压杆体10，如图15所示，液压缸组件包括有三根液压杆，分别将减速翼9的左右两侧及中部位置与飞机本体1连接，具体的，液压杆体10的固定端与飞机本体1固定连接，液压杆体10的伸缩端与减速翼9固定连接。

减速翼9具有展开状态(如图13)和折叠状态(如图14)，当所有液压杆体10收缩时，液压杆能拉动减速翼9向靠近飞机本体1的方向转动，并使减速翼9处于折叠状态；当所有液压杆伸出时，参见图15所示，液压杆推动减速翼 9向背离飞机本体1的方向转动，并使减速翼9处于展开状态。

飞机本体1上通常设置有便于紧急出口，便于乘客、乘务人员在紧急情况下逃生。但紧急出口有限，为了帮助乘客在危急情况下迅速撤离，作为可选地实施方式，参见图15所示，本实施例中飞机本体1上对应每个减速翼9的位置处存在有逃生出口11，逃生出口11能被处于折叠状态时的减速翼9覆盖在内，通过减速翼9的阻挡，在飞机正常飞行时防止逃生出口11被打开，保证安全；逃生出口11上设置有推拉式门体，逃生出口11处存在有可伸出的逃生梯。逃生梯了采用现有飞机上的逃生梯结构，在此不做赘述。当飞机发生事故，如发动机故障时，减速翼9打开，此时乘客可推开门体，由逃生分散逃生，帮助乘客迅速撤离。

本实施例的飞机本体1上还设置有激光拦截导弹系统，激光拦截导弹系统为现有飞机上的成熟技术，其通常包括畜电池、预警系统、传感系统、计算机系统和发射系统，在遇到危险情况时，拦截导弹等，保障安全。

本实施例的飞机安全救生系统，飞机在空中飞行过程中遇到机械故障或者人为因素造成的安全故障时，通过此系统可以帮助乘客争取更多的逃生时间，辅助飞机减速下降、着落，一定程度上避免机毁人亡的严重问题，为飞机在空中飞行提供了极大的安全保障。

实施例五

为了使飞机本体更安全、平稳的降落，本实施例的减速翼9在飞机本体1 上可转动的设置。参见图15、图20和图21所示，飞机本体1上设置有第一驱动组件，第一驱动组件包括第一驱动装置17和转盘16，其中：减速翼9和液压杆组件均设置于转盘16上，参见图20所示，两个以上第一驱动装置17与同一转盘16驱动连接，第一驱动装置17可以为电机，第一驱动装置17的输出轴上设置有传动齿轮171，转盘16的周向上设置有齿轮部161，齿轮部161与传动齿轮171啮合传动，连接于同一转盘16上的第一驱动装置17同步转动时能带动转盘16和位于转盘16上的减速翼9转动，进而使减速翼9的迎风面在朝向飞机本体1前方和朝向飞机本体1上方之间的位置转动。

其中，与同一转盘16相连接的电机可与飞机的控制系统电连接，从而实现与同一转盘16相连接的电机可以同步同向转动。参见图15和图20所示，当电机转动时，带动转盘16和转盘16上的减速翼9转动，参见图13所示，当减速翼9的迎风面朝向飞机本体的前方设置时，能够产生使飞机本体1减速的阻力，利于飞机减速；参见图21所示，当减速翼9的迎风面朝向飞机本体的上方设置时，能够产生阻止飞机本体1下降的阻力，利于飞机本体缓慢、平稳下降。

在飞机遇到危机情况时，可打开减速翼，先使飞机的前进速度降低，当飞机的前进速度降低至一定程度时，通过第一驱动组件使减速翼9转动90°，利用减速翼9的迎风面向上，产生向上的阻力，使得飞机本体1缓慢下降。其中，减速翼9的迎风面向上时，能够与降落伞等结构配合，使飞机本体1更平稳的下降。

实施例六

在发生紧急情况时，为了进一步使飞机本体能够平稳安全降落，参见图23- 图27所示，飞机本体上还设置有推力涡轮发动机19和反推力涡轮发动机，推力涡轮发动机19的喷射口朝向飞机本体的后方设置；上述推力涡轮发动机19 和反推力涡轮发动机的具体喷射结构相同，且均为本领域内成熟的现有技术现，作为飞机的常规推进机构，在此对其结构不做赘述。

上述推力涡轮发动机19向飞机本体的后方推进，使飞机本体产生向前的推力，该结构为飞机的现有常规结构；当飞机发生紧急情况，需要降落时，反推力涡轮发动机能够起到降低飞机前进速度和辅助飞机缓慢降落的作用。具体的，参见图23-图27所示，本实施例的反推力涡轮发动机连接有第二驱动组件，第二驱动组件包括第二驱动装置182、旋转盘183和连接部184，其中：第二驱动装置182可以为舵机等，两个以上第二驱动装置182的输出端与同一旋转盘183 驱动连接，即多个舵机的舵盘与同一旋转盘183连接，同一连接部184端部与反推力涡轮发动机连接，连接部184的中部与旋转盘183连接，连接于同一旋转盘183上第二驱动装置182(如舵机)同步转动时能带动旋转盘183和位于旋转盘183上的连接部184、反推力涡轮发动机转动，并能使反推力涡轮发动机的喷射口181在朝向飞机本体前方、朝向飞机本体下方和朝向飞机本体上方之间的位置转动。

参见图25-图27所示，多个作为第二驱动装置182的舵机，通过其舵盘连接在旋转盘183的周向上，能够为旋转盘183的转动提供足够的动力，舵盘的中心通过连接部184与反推力涡轮发动机连接，连接部184可以为连接板或连接杆或连接块等；当所有舵盘同步转动时，带动旋转盘183及其上的连接部184 和反推力涡轮发动机转动。

参见图23和图25所示，图中虚线箭头方向表示反推力涡轮发动机18的喷射方向，实线箭头方向表示旋转盘183的转动方向。当反推力涡轮发动机18 的喷射口181在朝向飞机本体1前方时，产生向后的推力，帮助飞机本体1减速；当飞机的速度降低至一定程度后，连接于同一旋转盘183上的第二驱动装置182同步转动，旋转盘183转动90°，参见图26和图27所示，反推力涡轮发动机18的喷射口181朝下设置，产生向上的推力，能够辅助飞机缓慢降落。当飞机的速度过低时，参见图28和图29所示，反推力涡轮发动机18的喷射口181朝上设置，反推力涡轮发动机18的射口181向上喷射，产生向下的推力，能够辅助飞机以合适的速度降落。

本实施例中反推力涡轮发动机的结构，喷射口181能够朝向飞机本体前方、飞机本体上方和飞机本体下方，辅助飞机本体减缓飞行速度，并使飞机本体的下降速度保持了合适的大小，在遇到紧急情况时，能够进一步保障乘客的安全。

其中，本实施例的反推力涡轮发动机18可配合降落伞使用，或者单独使用。

为了使得飞机能够保持平稳下降，保证人机安全。作为可选的实施方式，参见图30所示，本实施例中包括四台反推力涡轮发动机18，分别位于两侧机翼上、机头底部和机尾底部，机头底部和机尾底部的反推力涡轮发动机固定连接在飞机本体上，不转动。

当飞机发生紧急情况需要降落时，位于机头底部和机尾底部的反推力涡轮发动机启动，辅助飞机减速下降，且同时位于两侧机翼上的反推力涡轮发动机启动，当反推力涡轮发动机18的喷射口181在朝向飞机本体1前方时，产生向后的推力，帮助飞机本体1减速；当飞机的速度降低至一定程度后，旋转盘183 转动90°，喷射口181可以转动至朝上和朝下的位置，当飞机本地的下降速度过慢时，反推力涡轮发动机18的喷射口181朝上，当飞机本体1的下降速度过慢时，反推力涡轮发动机18的喷射口181朝下，这样可以有效调节飞机的下降速度，且保持机身的平衡。

飞机本体上具有备用电源，可使用太阳能发电或螺旋桨发电等装置将电能储存在蓄电池中。该蓄电池6供电线路与飞机中的主电路为独立的供电线路，发动机故障时，能够为飞机提供备用线路。

飞机本体上还设置有预警系统和传感系统，预警系统、传感系统均与飞机本体的控制单元和飞机本体的发动机电连接，当检测到发动机故障时，传感系统将信号发送至控制单元，控制单元接收到信号后控制减速翼、反推力涡轮发动机启动，且预警系统发出警报，给飞机上的人员以提醒。

实施例七

作为可以替代的实施方式，参见图16-图19所示，本实施例的飞机安全救生系统，机身上还设置有减速装置14、液压杆12和拉杆13，其中：参见图19，减速装置14沿机身的长度方向延伸，减速装置14靠近机身的内侧与机身转动连接，减速装置14的上端连接有液压杆12，液压杆12的固定端与机身铰接，其伸缩端与减速装置14中部的上表面铰接；拉杆13的两端分别连接机身和减速装置14中部的下表面，且拉杆13为伸缩杆。

减速装置14与机身之间具有收拢状态和打开状态；其中，参见图16，在收拢状态下，拉杆13处于收缩状态，液压杆12收缩，减速装置14处于收拢在机身上。参见图17和图18、图19，当液压杆12伸出时，拉动减速装置14转动，拉杆13伸展，使减速装置14处于展开状态。此时，减速装置14利于飞机平稳减速，帮助乘客争取更多的逃生时间，辅助飞机减速下降、着落，一定程度上避免机毁人亡的严重问题，为飞机在空中飞行提供了极大的安全保障。

减速装置14可以为减速翼。其上设置有加强筋。

机翼上还设置有第二减速伞15，用于辅助飞机减速降落。

在本说明书的描述，具体特征、结构或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机安全救生系统，包括飞机本体，其特征在于，所述飞机本体的顶部存在有可开启的安全仓，所述安全仓内存在有减速装置，所述减速装置能由所述安全仓内弹出以使所述飞机本体减速降落；

所述飞机本体底部存在有减振缓冲机构，所述减振缓冲机构在竖直方向上可伸缩的设置，且所述减振缓冲机构能够伸出至飞机轮体以下的位置进而缓冲所述飞机本体下降时的冲击力；

所述飞机本体的两侧还设置有减速翼，所述减速翼为朝向机头方向凸起的弧形结构，所述减速翼与所述飞机本体固定连接或者转动连接；每侧所述减速翼具有两个以上，且位于所述飞机本体同侧的所有所述减速翼在所述飞机本体上设置有m行n列，其中，m和n为正整数，相邻行或相邻列的所述减速翼交错布置；

所述飞机本体上还设置有推力涡轮发动机和反推力涡轮发动机，所述推力涡轮发动机的喷射口朝向所述飞机本体的后方设置；所述反推力涡轮发动机连接有第二驱动组件，所述第二驱动组件包括第二驱动装置、旋转盘和连接部，其中：

两个以上所述第二驱动装置的输出端与同一所述旋转盘驱动连接，所述连接部的端部与所述反推力涡轮发动机连接，且所述连接部的中部与所述旋转盘连接，连接于同一所述旋转盘上所述第二驱动装置同步转动时能带动所述旋转盘和位于所述旋转盘上的所述连接部、所述反推力涡轮发动机转动，并能使所述反推力涡轮发动机的喷射口在朝向所述飞机本体前方、所述飞机本体下方和所述飞机本体上方之间的位置转动。

2.根据权利要求1所述的飞机安全救生系统，其特征在于，所述减振缓冲机构包括摩擦板、垂直支柱和弹性部件，其中：

所述垂直支柱为竖直布置的液压支柱，所述垂直支柱的顶端连接所述飞机本体底部，所述弹性部件位于所述垂直支柱和所述摩擦板之间并将两者连接；

所述摩擦板能在所述垂直支柱伸出时移动至所述轮体以下的位置以与地面摩擦减速，所述弹性部件能在所述摩擦板与地面接触时发生弹性形变以缓冲外力。

3.根据权利要求2所述的飞机安全救生系统，其特征在于，所述摩擦板沿所述飞机本体的长度方向延伸，所述摩擦板的上表面两侧均连接有两个以上的所述垂直支柱，且所有所述垂直支柱沿所述摩擦板的延伸方向间隔布置；

所述减振缓冲机构还包括有倾斜支柱，所述倾斜支柱为液压支柱，且所述倾斜支柱倾斜布置，其固定端与所述飞机本体底部连接，其伸缩端与所述垂直支柱侧部连接。

4.根据权利要求1所述的飞机安全救生系统，其特征在于，所述飞机本体的外壳中形成有夹层，所述夹层与所述安全仓连通，所述夹层内容纳有加固带，所述加固带绕所述飞机本体一周固定并伸入至所述安全仓内；

所述安全仓沿所述飞机本体的长度方向间隔布置有多个,且所有所述安全仓内的所述减速装置均与所述加固带固定连接。

5.根据权利要求1或4所述的飞机安全救生系统，其特征在于，所述减速装置包括位于机身上的减速伞以及位于所述飞机本体尾部的减速伞，其中：

位于所述机身上的所述减速伞包括有一层或者两层以上，当所述减速伞具有两层以上时，位于上层的所述减速伞的底部与下层所述减速伞的顶部固定连接；

所述减速装置包括位于机身上的螺旋桨，所述螺旋桨连接有发电机，所述发电机电连接有蓄电池，所述蓄电池所述飞机本体内的用电设备电连接。

6.根据权利要求1所述的飞机安全救生系统，其特征在于，所述减速翼与所述飞机本体之间转动连接，所述减速翼背离机头的一侧与所述飞机本体之间设置有液压杆组件；

所述液压杆组件包括有一根或两根以上液压杆体，所述液压杆体的固定端与所述飞机本体固定连接，所述液压杆体的伸缩端与所述减速翼固定连接；

所述减速翼具有展开状态和折叠状态，所述液压杆能在伸出时推动所述减速翼向背离所述飞机本体的方向转动，以使所述减速翼处于所述展开状态；所述液压杆能在收缩时拉动所述减速翼向靠近所述飞机本体的方向转动，以使所述减速翼处于所述折叠状态；

所述飞机本体上对应每个所述减速翼的位置处存在有逃生出口，所述逃生出口能被处于所述折叠状态时的所述减速翼覆盖在内；

所述逃生出口上设置有推拉式门体；且所述逃生出口处存在有可伸出的逃生梯。

7.根据权利要求6所述的飞机安全救生系统，其特征在于，所述飞机本体上设置有第一驱动组件，所述第一驱动组件包括第一驱动装置和转盘，其中：

所述减速翼和所述液压杆组件均设置于所述转盘上，两个以上所述第一驱动装置与同一所述转盘驱动连接，所述第一驱动装置的输出轴上设置有传动齿轮，所述转盘的周向上设置有齿轮部，所述齿轮部与所述传动齿轮啮合传动，连接于同一所述转盘上的所述第一驱动装置同步转动时能带动所述转盘和位于所述转盘上的所述减速翼转动，进而使所述减速翼的迎风面在朝向所述飞机本体前方和朝向所述飞机本体上方之间的位置转动。

8.根据权利要求1所述的飞机安全救生系统，其特征在于，机身上还设置有减速装置、液压杆和拉杆，其中：

所述减速装置沿机身的长度方向延伸，所述减速装置靠近机身的内侧与机身转动连接，所述减速装置的上端连接所述液压杆，所述液压杆的固定端与机身铰接，其伸缩端与所述减速装置中部的上表面铰接；所述拉杆的两端分别连接机身和所述减速装置中部的下表面，且所述拉杆为伸缩杆；所述减速装置与机身之间具有收拢状态和打开状态。