专利名称：多功能高速远航飞机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机，特别涉及一种多功能高速远航飞机。
背景技术：
现代军用民用航空事业发展应以提高航空综合技术实力、加强提高空军战力、安全快捷升降与高速航行及远程重载直航、节能降耗增效和保护能源环境等同步进行为主导，但目前国内外各种军用民用飞机在安全、性能、高速、远航、重载、节能、降耗、环保等综合技术方面还相当滞后，且飞机在使用时需要消耗大量的不可再生能源、并排出大量有害气体，尤其是总体节能降耗、直接升降、安全高速、远程直航等综合技术性能及效益期望值甚低，因此有待进一步加强研究与开创这一领域的高新综合技术，以促进军用民用航空事业的高速发展。如2011年8月31日公布申请号为201110151370. 1的中国发明专利申请所述的新能源多功能飞机，其新能源并非新，只是普遍太阳能技术的简单借用，而可大为利用的机动风能等新型节能技术却未充分考虑与应用。且所谓多功能亦并不见多，也还是普通安全性能较差的蓄电池、液压伸缩、垂直升降等一般技术功能的粗浅借鉴而已，即该飞机整体综合技术性能有待进一步改进与提高。
发明内容
本发明的目的是提供一种精巧优越、高效节能、用途广泛、安全快捷、高速重载、远程直航，即综合性价比和综合效益极高的多功能高速远航飞机。本发明为实现上述目的采用的技术方案是一种多功能高速远航飞机，该飞机包括机舱装置、动力装置、升降装置及飞行装置，所述机舱装置包括装载舱、下机舱、上机舱， 所述装载舱位于机体中部，所述下机舱位于装载舱下部，所述上机舱位于装载舱上部；所述动力装置包括发动机组、风电机组及喷推器；所述发动机组包括位于机体前端的主发动机、 后端的副发动机及底部的下发动机，所述主发动机、副发动机均为燃能发动机，所述下发动机为燃能与风能直流电动式双能发动机，下发动机置于前风电机排风管中；所述风电机组包括位于主发动机后端并与之同轴联动风电机，位于上机舱内侧的上风电机，位于机体底部前端的前风电机，位于机体上部和下机舱侧部以上外围部位的太阳能蓄电板，隐匿于机头、驾控室、装载舱、上机舱及机尾内部内侧壁、地板、隔舱板、座椅夹层中相互连接的主蓄电板，及隐匿于下排气道内侧壁、下机舱底部、内侧壁、中隔板夹层中相互连接的副蓄电板； 所述喷推器包括位于副发动机后端的主喷推器、位于上机舱主蓄电板后端的上排气口下方的副喷推器A、与位于下机舱中的前风电机排气管末端连接的副喷推器B，所述主喷推器包括与主发动机末端底部连通的前排气口及连通前排气口并位于装载舱底部的下排气道，所述副喷推器A通过上排气口与上机舱内上部连通，所述副喷推器B与位于下机舱中前风电机的排风管末端连通；所述升降装置包括位于下机舱内侧底部的下升降器、底端与下升降器连接的下传动轴、位于上机舱内侧上部的上升降器及顶端与上升降器连接的上传动轴、 连接于装载舱的内壁与外壁间并分别连通下机舱与上机舱使下升降器和上升降器上下连通的行风道，下传动轴的顶端与下发动机连接，上传动轴的底端与上风电机连接；所述飞行装置包括机头、进气栅、机翼、升降架、多用轮、驾控室，所述机头位于机体前端，所述进气栅包括大进气栅和小进气栅，大进气栅位于机头后端与主发动机前端之间，小进气栅包括位于前风电机前端的锥形小进气栅，所述升降架包括置于下机舱外部前端的前升降架和置于下机舱外部后端的后升降架，所述多用轮分别连接于前升降架和后升降架中，所述驾控室位于机体顶部前端，其包括驾控台和钢玻罩。其中所述下发动机包括排列于装载舱底部前风电机排风管中的下发动机A、下发动机B、下发动机C，所述下发动机A、下发动机B、下发动机C均为燃能与风能直流电动式双能发动机，在机体底部前端的两侧分别设有前风电机，每一侧前风电机排风管中分别依次设有下发动机A、下发动机B、下发动机C，两侧前风电机排风管中的下发动机A、下发动机B、 下发动机C对称设置即形成三对共六个下发动机组。其中所述上风电机包括排列于上机舱内的上风电机A、上风电机B、上风电机C，所述上升降器包括排列于上机舱内的上升降器A、上升降器B、上升降器C，所述上传动轴包括上传动轴A、上传动轴B、上传动轴C，上传动轴A、上传动轴B、上传动轴C的底端分别与上风电机A、上风电机B、上风电机C连接，顶端分别与上升降器A、上升降器B、上升降器C连接； 所述下升降器包括排列于下机舱内的下升降器A、下升降器B、下升降器C，所述下传动轴包括下传动轴A、下传动轴B、下传动轴C，传动轴A、下传动轴B、下传动轴C的底端分别与下升降器A、下升降器B、下升降器C连接，顶端分别与下发动机A、下发动机B、下发动机C连接；所述行风道包括连通下升降器A和上升降器A的行风道A、连通下升降器B和上升降器 B的行风道B、连通下升降器C和上升降器C的行风道C。其中所述机翼包括上机翼、下机翼及自动尾翼，所述上机翼位于机体靠前端上部， 上机翼的翼尾设有起着副升降与稳航作用的上翼折边，所述下机翼位于上机翼后下方和机体中后部，下机翼的翼尾亦设有起着主升降与稳航作用的下翼折边，所述自动尾翼位于机体尾部上端，自动尾翼由相同的左风道板、右风道板和分别与二者配套起稳定作用的左、右自动尾翼及位于左、右翼底边起平衡作用的尾翼折边组成。其中所述风电机组还包括翼风电机组，翼风电机组包括位于上机翼底部前端的翼风电机A、位于下机翼底部前端的翼风电机B和翼风电机C、位于上机翼上下表面及下机翼上下表面的太阳能蓄电板，在左右上机翼底部前端两侧对称设置翼风电机A，在左右下机翼底部前端两侧分别对称设置翼风电机B和翼风电机C，翼风电机均为风能和直流电动式风电机。其中所述小进气栅还包括设置在翼风电机A、翼风电机B、翼风电机C前端的锥形小进气栅。其中所述上机翼和下机翼内部及各舱体夹层中预设绝缘、防袭、防火、保温密闭气囊，气囊中可预充斥比重轻浮力大且安全稳定的气体，上机翼和下机翼外侧根部为减阻增速龟背形结构。其中在上机舱顶部的太阳能蓄电板上设有自动风阀，自动风阀位置可改设升降风桨或升降伞或升降气囊。其中所述多用轮为两用轮，两用轮包括置于前升降架中的前两用轮和置于后升降架中的后两用轮，前两用轮、后两用轮均为风轮式和轴心为转子风能直流发电机式多用轮。
其中所述装载舱可设成不同档次和用途的单舱与多舱。本发明多功能高速远航飞机具有如下有益效果 1、综合性能优越、性价比极高
本发明多功能高速远航飞机，由于飞机动力装置采用燃能发动机及其余能加风能直流发电机及风能与电能合成电动机等综合节能动力装置，在上机舱设有由上风电机驱动的上升降器，下机舱设有由下发动机驱动的下升降器，使燃能飞机主动力与风能电机辅动力形成强大、高效、持久的升降、航行与运载动能，有效实现飞机太阳能蓄电装置的静态蓄能和风能发电机与风能电动机的动态互补蓄能等相结合的高效环保节能，以及垂直升降、联动节能、高速航行、远程重载直航等综合效果；其次是上机翼、下机翼、风道板、自动尾翼及相关折边和舱体夹层及上机翼、下机翼内部充斥安全轻质浮力气体等技术的补充运用，使飞机垂直升降与高速航行更加安全、平稳、快捷、节能，更易拔高和提高航速，且可充分实现远程重载直航和战略攻防等高难度技术要求。因此，本发明多功能高速远航飞机具有设计精巧雅观、技术性能优越、高效节能环保、快捷垂直升降、高速远航重载、安全坚固耐用、制用成本较低，即综合性价比极高等优点。2、用途广泛、效益明显
本发明由于将现有的各种飞机技术进行有机分析、揉和、优化与创新，综合设计成结构严密、功能多用途广和安全节能高效的多功能高速远航飞机。该飞机适应性强，既可用于各种军用飞机改造与制造，又可用于各种民用飞机改造与制造，即以该技术为核心，根据不同用途和需要并适当增减部分配件装置，可生产制造出各种先进的军用及民用飞机，实现一机多能、广泛应用，其社会效益、经济效益及国防效益极为明显。下面结合附图和实施例对本发明多功能高速远航飞机作进一步的说明。
图1是本发明多功能高速远航飞机结构示意图。主要元件标号说明1-机头，2-前风电机，3-前排气口，4-翼风电机A，5_下排气道，6-前升降架，7-前两用轮，8-副蓄电板，9-行风道A，10-下发动机A，11-下传动轴 A, 12-下升降器A，13-行风道B，14-下发动机B，15-下升降器B，16-下传动轴B，17-翼风电机B，18-上翼折边，19-下机舱，20-下升降器C，21-下发动机C，22-行风道C，23-下传动轴C，24-翼风电机C，25-后两用轮，26-后升降架，27-副喷推器B，28-下翼折边，29-副发动机，30-后排气口，31-主喷推器，32-自动尾翼，33-尾翼折边，34-右风道板，35-左风道板，36-装载舱，37-副喷推器A，38-上排气口，39-下机翼，40-主蓄电板，41-太阳能蓄电板，42-上风电机C，43-自动风阀C，44-上传动轴C，45-上升降器C，46-上机舱，47-上升降器B，48-自动风阀B，49-上传动轴B，50-上风电机B，51-上机翼，52-自动风阀A，53-上升降器A，54-上传动轴A，55-上风电机A，56-小进气栅，57-钢玻罩，58-驾控室，59-驾控台，60-风电机，61-主发动机，62-大进气栅。
具体实施例方式如图1所示，本发明多功能高速远航飞机(下面简称“飞机”)，该飞机包括机舱装置、动力装置、升降装置及飞行装置。
所述机舱装置包括装载舱36、下机舱19、上机舱46。所述装载舱36位于机体中部，装载舱36可根据需要设成不同档次和用途的单舱与多舱；所述下机舱19位于装载舱 36下部的下排气道5底部，用于放置前风电机2及其排气管、下升降器A12、下升降器B15、 下升降器C20、下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21等；所述上机舱46位于装载舱36 上部，用于放置主蓄电板40和上升降器A53、上升降器B47、上升降器C45、上风电机A55、上风电机B50、上风电机C42等。所述动力装置包括发动机组、风电机组及喷推器。所述发动机组包括位于机体前端的主发动机61、后端的副发动机四及底部的下发动机，所述主发动机61、副发动机四均为燃能发动机，所述下发动机为燃能与风能直流电动式双能发动机，下发动机置于前风电机2排风管中。所述风电机组包括位于主发动机 61后端并与之同轴联动的风电机60 (风电机60是余能加风能型组合发电机，简称风电机， 风电机60利用主发动机61余能与风能之合力进行直流发电)，位于上机舱46内侧的上风电机，位于机体底部前端的前风电机2，位于机体上部和下机舱19侧部以上所有外围部位的太阳能蓄电板41，隐匿于机头1、驾控室58、装载舱36、上机舱46、上机翼51、下机翼39、 左风道板35、右风道板34、自动尾翼32及机尾内部所有内侧壁、地板、隔舱板、座椅夹层中相互连接的主蓄电板40，及隐匿于下排气道5内侧壁、下机舱19底部、内侧壁、中隔板夹层中相互连接的副蓄电板8。图中仅示意出部分主蓄电板40和副蓄电板8，主蓄电板40、副蓄电板8为相互连接与联动装置，可在起航前直接利用地面专用充电设施进行快速充电，以最大限度节约燃能、降低污染和实现低碳运行，并确保远航所需能量，太阳能蓄电板还和主蓄电板、副蓄电板相互连接形成完整的供电系统。所述风电机组还包括翼风电机组，翼风电机组包括位于上机翼51底部前端的翼风电机A4、位于下机翼39底部前端的翼风电机B17 和翼风电机C24、位于上机翼51上下表面及下机翼39上下表面的太阳能蓄电板41，在左右上机翼51底部前端两侧对称设置翼风电机A4，在左右下机翼39底部前端两侧分别对称设置翼风电机B17和翼风电机C24，翼风电机均为风能和直流电动式风电机。所述喷推器包括位于副发动机四后端的主喷推器31、位于上机舱46主蓄电板40 后端的上排气口 38下方的副喷推器A37、与位于下机舱19中前风电机2排气管末端连接的副喷推器B27，所述主喷推器31包括与主发动机61末端底部连通的前排气口 3及连通前排气口 3并位于装载舱36底部的下排气道5，下排气道5末端设置有后排气口 30，所述副喷推器A37通过上排气口 38与上机舱46内上部连通，所述副喷推器B27与位于下机舱19中前风电机2的排风管末端连通。所述升降装置包括位于下机舱19内侧底部的下升降器、底端与下升降器连接的下传动轴、位于上机舱46内侧上部的上升降器及顶端与上升降器连接的上传动轴、连接于装载舱36的内壁与外壁间并分别连通下机舱19与上机舱46使下升降器和上升降器上下连通的行风道，下传动轴的顶端与下发动机连接，上传动轴的底端与上风电机连接。所述飞行装置包括机头1、进气栅、机翼、升降架、多用轮、驾控室58。所述机头1位于机体前端，所述机头1为锥形或椭圆形或菱形，以尽量克服空气阻力，在本实施例中机头 1为锥形。所述进气栅包括大进气栅62和小进气栅56，大进气栅62位于机头1后端与主发动机61前端之间，小进气栅56包括设置在前风电机2、翼风电机A4、翼风电机B17、翼风电机C24的前端锥形小进气栅56，锥形的进气栅可完全免除飞机升降与航行过程中飞鸟、
7飞物甚至子弹等对飞机发动机的安全威胁，小进气栅与大进气栅均可分别设为助推相关发动机及风电机(即小进气栅或大进气栅后端连接的发动机或风电机)同步运转模式或非助推模式。所述升降架包括置于下机舱19外部前端的前升降架6和置于下机舱19外部后端的后升降架26，前升降架6为单架单或双轮式，后升降架沈为左右两架多轮式，前升降架6 和后升降架26均可定向和随机自动或手控旋转。所述多用轮分别连接于前升降架6和后升降架沈中，所述多用轮为两用轮，两用轮包括置于前升降架6中的前两用轮7和置于后升降架沈中的后两用轮25，前两用轮7、后两用轮25均为风轮式和轴心为转子风能直流发电机式多用轮，既可减轻重量与阻力而提高滑行及飞行速度，又可在航行过程中借助风能推动轴心锭子进行直流发电给副蓄电板8和主蓄电板40充电，以实现节能降耗。所述驾控室58位于机体顶部前端，驾控室58包括驾控台59和防暴防紫外线钢玻罩57，所述驾控台 59包括雷达、控舵、按键、仪表、电讯等控制按键。在本实施例中，其中所述下发动机包括排列于装载舱36底部前风电机2排风管中的下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21，所述下发动机A10、下发动机B14、下发动机 C21均为燃能与风能直流电动式双能发动机(燃能与风能直流电动式双能发动机，可由燃能、风能同步做功或燃能、风能分别单独做功)，在机体底部前端的两侧分别设有前风电机 2，每一侧前风电机2排风管中分别依次设有下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21，两侧前风电机2排风管中的下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21对称设置即形成三对共六个下发动机组，当然也不绝对限于三对六个下发动机组，即可根据实施和技术要求或减或增，在每个下升降器端口设有护滤栅，护滤栅用以过滤进入下升降器内的空气和保护下升降器。所述上风电机包括排列于上机舱46内的上风电机A55、上风电机B50、上风电机 C42，所述上升降器包括排列于上机舱46内的上升降器A53、上升降器B47、上升降器C45，所述上传动轴包括上传动轴A54、上传动轴B49、上传动轴C44，上传动轴A54、上传动轴B49、上传动轴C44的底端分别与上风电机A55、上风电机B50、上风电机C42连接，顶端分别与上升降器A53、上升降器B47、上升降器C45连接；所述下升降器包括排列于下机舱19内的下升降器A12、下升降器B15、下升降器C20，所述下传动轴包括下传动轴All、下传动轴B16、下传动轴C23，传动轴A、下传动轴B16、下传动轴C23的底端分别与下升降器Al2、下升降器B15、 下升降器C20连接，顶端分别与下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21连接；所述行风道包括连通下升降器A12和上升降器A53的行风道A9、连通下升降器B15和上升降器B47 的行风道B13、连通下升降器C20和上升降器C45的行风道C22。在上机舱46顶部的太阳能蓄电板41上设有自动风阀，在本实施例中自动风阀包括自动风阀A52、自动风阀B48、自动风阀C43。所述自动风阀A52、自动风阀B48、自动风阀C43具有自动伸缩与手控开闭止回阀功能，当机体上升和上机舱46内空气压力超过设定值时自动风阀即自动上伸喷出气流， 而外面气体等无法进入，当机体下降和停机时自动风阀即自动收缩关闭，适当调节自动风阀A52、自动风阀B48、自动风阀C43气流大小，可使机体由直上或直下改为斜上或斜下。当然自动风阀也为一个、两个或三个以上，可根据飞机的大小型号选定。且自动风阀位置可改设升降风桨或升降伞或升降气囊。所述机翼包括上机翼51、下机翼39及自动尾翼32，所述上机翼51位于机体靠前端上部，上机翼51的翼尾设有起着副升降与稳航作用的上翼折边18，上翼折边18主要起着升浮和辅航及导向等作用。所述下机翼39位于上机翼51后下方和机体中后部，下机翼39的翼尾亦设有起着主升降与稳航作用的下翼折边观，下翼折边观主要起着主航、平衡与主导等作用。所述上机翼51和下机翼39内部设有气囊(图中未示出)，所述上机翼51和下机翼39内部气囊及各舱体夹层中预设绝缘、防火、保温密闭气囊，气囊中可预充斥比重轻浮力大且安全稳定的气体，该气囊可避免或减轻雷电、火灾、寒冷等伤害，上下机翼内部气囊及装载舱夹层设置为自动充排气功能，机体上升时自动充气增浮力，机体下降时视机体质量与降速等自动排气增压力或不排气，上机翼51和下机翼39外侧根部为减阻增速龟背形结构。所述自动尾翼32位于机体尾部上端，自动尾翼32由相同的左风道板35、右风道板 34和分别与二者配套起稳定作用的左、右自动尾翼32及位于左、右翼底边起平衡作用的尾翼折边33组成。 本发明多功能高速远航飞机工作过程依次打开驾控室58中驾控台59上的燃能及电能点火总开关(可视机型和情况同开或单开)，先启动下机舱19中的下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21及其相互对称所设发动机(或根据机型与需要只启动其中1-2 对)，同时打开上机舱46中的上风电机A55、上风电机B50、上风电机C42及其相互对称所设上风电机的直流电源开关(也可根据机型与需要全启动或部分启动或全不启动只用风能推动各上升降器)，并逐步挂档加速。在所述发动机下传动轴All (即驱动轴)、下传动轴 B16、下传动轴C23和上升风能合力分别推动下，下升降器A12、下升降器B15、下升降器C20 随之运转并分别通过行风道A9、行风道B13、行风道C22促使上机舱46中的上风电机A55、 上风电机B50、上风电机C42和上传动轴A54、上传动轴B49、上传动轴C44分别推动上升降器A53、上升降器B47、上升降器C45同步运转，当上机舱46中气压达到设定值时自动风阀 A52、自动风阀B48、自动风阀C43即自动打开(如垂直升降则不用调节风阀气流，如斜式升降则适当调节风阀气流)，在上、下巨大提升合力作用下机体被逐步升高，当机体达到所需高度时即可关闭下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21及其对称所设发动机(或根据机型与需要只关闭其中1-2对，需快远航行与拔高可不关闭)，同时开启主发动机61和副发动机四及翼风电机A4、翼风电机B17、翼风电机C24 (或根据机型与需要只启动翼风电机中的1-2对)。如需上升与滑行同步进行和实现重载与快速航行，在启动下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21 (或根据机型与需要只启动翼风电机中的1-2对)时，可同时启动主发动机61和副发动机四及翼风电机A4、翼风电机B17、翼风电机CM和上风电机A55、 上风电机B50、上风电机C42，进行同步工作。当机体上升时，位于左风道板35和右风道板 34上的自动尾翼32及其尾翼折边33自动关闭下垂，而当机体开始斜升和平直航行时自动尾翼32及其尾翼折边33即自动打开，以增强机体浮力和实现平稳操作与航行。当机体需要左转弯或右转弯时，分别通过前升降架6、后升降架沈向左或右转动前两用轮7、后两用轮25 (轮边为风轮状)，并同时全部或部分关闭左或右翼风电机A4、翼风电机B17、翼风电机CM和前风电机2 (右为各自对称设置的翼风电机和前风电机)即可，当机体为战机需要作前后翻转、左右翻转和垂直爬升及倒降等高难动作时，按现有战机相关操作技术和稍加增减即可实现。当机体需要短途高速、重载航行时将主发动机61、副发动机四和下发动机A10、下发动机B14、下发动机C21及翼风电机A4、翼风电机B17、翼风电机CM和上风电机A55、上风电机B50、上风电机C42等全部打开或大部分打开时即可实现，而需要实现超远程航行时，采取自动或手控操作即燃能发动机与风能发动机及其直流电动机相结合的航行动力组合做功模式即可实现。当机体需要平稳下降和着陆时即关闭主发动机61和副发动
9机四，或全部或部分关闭翼风电机A4、翼风电机B17、翼风电机CM和上风电机A55、上风电机B50、上风电机C42等，在下升降器A12、下升降器B15、下升降器C20和上升降器A53、上升降器B47、上升降器C45及上机翼51、下机翼39、自动尾翼32及大气压力等的综合作用下， 机体可垂直或稍作短途滑行即可安全平稳降落着陆。本发明多功能高速远航飞机在升降与航行过程中可充分利用风能发电(直流电)和太阳能蓄电并将电能有效积存于主蓄电板40 和副蓄电板8中及太阳能蓄电板41中，用于节省、补充燃能主发动机61、副发动机四、上、 下发动机和风电机60能耗与动力，并有效驱动各上、下升降器与各翼风电机、各前风电机2 进行辅助工作。同时，主喷推器31和副喷推器A37、副喷推器B27及各自对称所设的副喷推器，在相关风能和气压作用下均可同时或分别向后极速喷出气体，以助推机体前行。故本发明多功能高速远航飞机能充分实现快捷升降、高速航行、安全高效、节能环保、重载与远航等，据初步计算可综合节能、降耗、降噪、降炭、增效、提速、超载、增航达35%以上，其军用民用效益十分可观。作为本发明的变换下发动机、下升降器、上风电机、上升降器、翼风电机的数量可根据机型大小适当调整；如飞机用于各种民用客机、运输机等制造，可分别在上机翼下方前端开设安全进出门或在装载舱后端下方开设装卸大门(图中未示出)；如用于各种直升机制造可取消上机翼和下机翼并全部取消(或部分)及位于机体太阳能蓄电板上的自动风阀A、 自动风阀B、自动风阀C，上机舱上部在自动风阀位置可将自动风阀改设为升降风桨或升降伞或升降气囊(图中未示出)，若取消上机翼和下机翼亦同时取消翼风电机组，亦可根据需要对左风道板(35 )、右风道板(34 )进行二合一置于机尾正上方，或取消自动尾翼(32 )及其两折边(33)等配件；如用于各种军用飞机制造，除参照前述增减外，还可增置各种高端电子技术设备及先进武器装备等。以上实施例仅为本发明的较佳实施例，本发明的结构并不限于上述实施例列举的形式，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换等，均应包含在本发明的保护范围之内。
权利要求
1.一种多功能高速远航飞机，该飞机包括机舱装置、动力装置、升降装置及飞行装置， 其特征在于所述机舱装置包括装载舱(36)、下机舱(19)、上机舱(46)，所述装载舱(36)位于机体中部，所述下机舱(19 )位于装载舱(36 )下部，所述上机舱(46 )位于装载舱(36 )上部；所述动力装置包括发动机组、风电机组及喷推器，所述发动机组包括位于机体前端的主发动机(61)、后端的副发动机(29)及底部的下发动机，所述主发动机(61)、副发动机 (29)均为燃能发动机，所述下发动机为燃能与风能直流电动式双能发动机，下发动机置于前风电机(2)排风管中；所述风电机组包括位于主发动机(61)后端并与之同轴联动的风电机(60)，位于上机舱(46)内侧的上风电机，位于机体底部前端的前风电机(2)，位于机体上部和下机舱(19)侧部以上外围部位的太阳能蓄电板(41)，隐匿于机头(1)、驾控室(58)、 装载舱(36)、上机舱(46)与机尾内部内侧壁、地板、隔舱板、座椅夹层中相互连接的主蓄电板(40)，及隐匿于下排气道(5)内侧壁、下机舱(19)底部、内侧壁、中隔板夹层中相互连接的副蓄电板(8)；所述喷推器包括位于副发动机(29)后端的主喷推器(31)、位于上机舱 (46)主蓄电板(40)后端的上排气口(38)下方的副喷推器A (37)、与位于下机舱(19)中的前风电机(2)排气管末端连接的副喷推器B (27)，所述主喷推器(31)包括与主发动机(61) 末端底部连通的前排气口(3)及连通前排气口(3)并位于装载舱(36)底部的下排气道(5)， 所述副喷推器A (37)通过上排气口(38)与上机舱(46)内上部连通，所述副喷推器B (27) 与位于下机舱(19)中前风电机(2)的排风管末端连通；所述升降装置包括位于下机舱(19)内侧底部的下升降器、底端与下升降器连接的下传动轴、位于上机舱(46)内侧上部的上升降器及顶端与上升降器连接的上传动轴、连接于装载舱(36)的内壁与外壁间并分别连通下机舱(19)与上机舱(46)使下升降器和上升降器上下连通的行风道，下传动轴的顶端与下发动机连接，上传动轴的底端与上风电机连接；所述飞行装置包括机头(1)、进气栅、机翼、升降架、多用轮、驾控室(58)，所述机头(1) 位于机体前端，所述进气栅包括大进气栅(62)和小进气栅，大进气栅(62)位于机头(1)后端与主发动机(61)前端之间，小进气栅包括位于前风电机(2)前端的锥形小进气栅(56)， 所述升降架包括置于下机舱(19)外部前端的前升降架(6)和置于下机舱(19)外部后端的后升降架(26)，所述多用轮分别置于前升降架(6)和后升降架(26)中，所述驾控室(58)位于机体顶部前端，其包括驾控台(59 )和钢玻罩(57 )。
2.如权利要求1所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述下发动机包括排列于装载舱(36)底部的前风电机(2)排风管中的下发动机A (10)、下发动机B (14)、下发动机 C (21)，所述下发动机A (10)、下发动机B (14)、下发动机C (21)均为燃能与风能直流电动式双能发动机，在机体底部前端的两侧分别设有前风电机(2)，每一侧前风电机(2)排风管中分别依次设有下发动机A (10)、下发动机B (14)、下发动机C (21)，两侧前风电机(2) 排风管中的下发动机A (10)、下发动机B (14)、下发动机C (21)对称设置即形成三对共六个下发动机组。
3.如权利要求2所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述上风电机包括排列于上机舱(46)内的上风电机A (55)、上风电机B (50)、上风电机C (42)，所述上升降器包括排列于上机舱(46)内的上升降器A (53)、上升降器B (47)、上升降器C (45)，所述上传动轴包括上传动轴A (M)、上传动轴B (49)、上传动轴C (44)，上传动轴A (M)、上传动轴B(49)、上传动轴C (44)的底端分别与上风电机A (55)、上风电机B (50)、上风电机C (42) 连接，顶端分别与上升降器A (53)、上升降器B (47)、上升降器C (45)连接；所述下升降器包括排列于下机舱(19)内的下升降器A (12)、下升降器B (15)、下升降器C (20)，所述下传动轴包括下传动轴A (11)、下传动轴B (16)、下传动轴C (23)，传动轴A、下传动轴B (16)、下传动轴C (23)的底端分别与下升降器A (12)、下升降器B (15)、下升降器C (20) 连接，顶端分别与下发动机A (10)、下发动机B (14)、下发动机C (21)连接；所述行风道包括连通下升降器A (12)和上升降器A (53)的行风道A (9)、连通下升降器B (15)和上升降器B (47)的行风道B (13)、连通下升降器C (20)和上升降器C (45)的行风道C (22)。
4.如权利要求1所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述机翼包括上机翼 (51)、下机翼(39)及自动尾翼(32)，所述上机翼(51)位于机体靠前端上部，上机翼(51)的翼尾设有起着副升降与稳航作用的上翼折边(18)，所述下机翼(39)位于上机翼(51)后下方和机体中后部，下机翼(39)的翼尾亦设有起着主升降与稳航作用的下翼折边(28)，所述自动尾翼(32)位于机体尾部上端，自动尾翼(32)由相同的左风道板(35)、右风道板(34)和分别与二者配套起稳定作用的左、右自动尾翼(32)及位于左、右翼底边起平衡作用的尾翼折边(33)组成。
5.如权利要求4所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述风电机组还包括翼风电机组，翼风电机组包括位于上机翼(51)底部前端的翼风电机A (4)、位于下机翼(39)底部前端的翼风电机B (17)和翼风电机C (M)、位于上机翼(51)上下表面及下机翼(39)上下表面的太阳能蓄电板(41)，在左右上机翼(51)底部前端两侧对称设置翼风电机A (4)，在左右下机翼(39)底部前端两侧分别对称设置翼风电机B (17)和翼风电机C (对)，翼风电机均为风能和直流电动式风电机。
6.如权利要求5所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述小进气栅还包括设置在翼风电机A (4)、翼风电机B (17)、翼风电机C (24)前端的锥形小进气栅(56)。
7.如权利要求4所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述上机翼(51)和下机翼 (39)内部及各舱体夹层中预设绝缘、防袭、防火、保温密闭气囊，气囊中可预充斥比重轻浮力大且安全稳定的气体，上机翼(51)和下机翼(39)外侧根部为减阻增速龟背形结构。
8.如权利要求1所述的多功能高速远航飞机，其特征在于在上机舱(46)顶部的太阳能蓄电板(41)上设有自动风阀，自动风阀位置可改设升降风桨或升降伞或升降气囊。
9.如权利要求1所述的多功能高速远航飞机，其特征在于，所述多用轮为两用轮，两用轮包括置于前升降架(6)中的前两用轮(7)和置于后升降架(26)中的后两用轮(25)，前两用轮(7)、后两用轮(25)均为风轮式和轴心为转子风能直流发电机式多用轮。
10.如权利要求1所述的多功能高速远航飞机，其特征在于所述装载舱(36)可设成不同档次和用途的单舱与多舱。
全文摘要
本发明多功能高速远航飞机，涉及一种飞机，其包括机舱装置、动力装置、升降装置、飞行装置、配件装置，机舱装置包括装载舱、下机舱、上机舱，上、下机舱分别位于装载舱上部和下部，动力装置包括发动机组和风电机组及各喷推器，发动机组包括主、副发动机和下发动机，风电机组包括风能发电机、前风电机、上风电机、翼风电机、风能与太阳能蓄电板，升降装置包括上升降器、下升降器和上传动轴、下传动轴，飞行装置包括机头、进气栅、上下机翼、自动尾翼、驾控室、升降架及两用轮。本发明性能优越用途广、高效节能环保、安捷垂直升降、高速重载远航、成本低寿命长，综合性价比极高。
文档编号B64D27/24GK102417036SQ20111032793
公开日2012年4月18日 申请日期2011年10月25日 优先权日2011年10月25日
发明者韦战 申请人:柳州市京阳节能器具有限责任公司