CN112829921A - 一种可变形体飞行器产品的结构、设计方法及应用 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可变形体飞行器及其使用的领域和用途，本发明提供了一种新型可变形体飞行器的结构设计方案和方法及应用。所述方案和方法包括可伸缩机构和可旋转机构在空间上的排列与组合；雷达反射器在机构上的应用；燃气动力装置在机构上的应用；可折叠耐高温燃气的特种纺织布在机构上的应用。该飞行器展开后，可产生红外特征和具备飞行器本体的外形特征；该产品产生出与飞行器平台同样大小的伴飞产品，可用于保护平台，也可用于特定的表演用途；用于特定的需要模拟出原飞行器平台同等中远程监测显示同等特征的产品。上述的可变形体飞行器的结构设计方案和方法主要应用于所有飞行器平台(含各种水面舰船艇和地面移动平台)，包括无人或有人航空飞行器、如运输机、直升机、战斗机、轰炸机、航天飞行器、载人航天器等。

Description

一种可变形体飞行器产品的结构、设计方法及应用

技术领域

本发明提供了一种可变形体飞行器产品的结构、设计方法及应用，特别涉及一种由飞行器平台弹射后，在该飞行器平台附近形成与其同等特征的飞行器产品的结构、设计方法，该产品多应用于各类飞行器的自我防御领域。

背景技术

现有飞行器平台(含各种水面舰船艇和地面移动平台)自我防御领域尚无同类型产品。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种用于各类飞行器平台的自我防御产品、设计方法及应用方法。

本发明采用的技术方案为：

(1)设计一种伸缩机构，在勤务状态时，可变形体飞行器内部伸缩机构处于缩回并锁定状态，战斗状态时，可变形体飞行器内部伸缩机构处于伸长并锁定状态。

(2)设计一种旋转机构，在勤务状态时，可变形体飞行器内部支撑杆处于锁定状态；战斗状态时，可变形体飞行器内部支撑杆解锁勤务状态时的锁定状态，旋转一定角度后锁定为旋转后的状态。

(3)设计一种可变形体飞行器的燃气动力***，为可变形体飞行器提供自主飞行动力，同时增强可变形体飞行器的红外特征。

(4)运用一种增强雷达反射信号的角反射器，以增强雷达反射信号。

(5)运用一种可折叠耐高温燃气的特种纺织布，用于维持可变形体飞行器内部一定的高温和压强状态。

(6)运用化学或含能材料产生气体或充气气瓶的结构形式，对飞行器由变形前的状态改变为变形后的各种形状，同时在飞行器内部产生一定压强，维持其结构特征。

本发明的有益效果为：

(1)实现可变形体飞行器在勤务状态的便携式处理。

(2)通过产品内部压强的变化实现可变形体飞行器在勤务状态和战斗状态外观和内部支撑结构的变化，进而实现可变形体飞行器可变行功能。

(3)实现可变形体飞行器产品在各类飞行器搭载平台释放后，变形为与飞行器搭载平台外观相同或相近的特征飞行器，并实现其滞空自主动力飞行。

(4)实现可变形体飞行器产品主动产生较强的红外特征。

(5)实现可变形体飞行器产品产生较强的雷达反射特征。

(6)实现可变形体飞行器产品主动或被动产生较强的光学特征。

(7)实现可变形体飞行器产品通过各类飞行器平台释放后，诱导敌来袭导弹攻击，进而增强各类飞行器载体平台的自我防御能力，提高各类飞行器平台的战场生存能力。

(8)填补国内同类产品市场空白，为我军增添一种新型突防手段和自我防御产品。

说明书附图

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术的技术方案，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为本发明专利展开前后外形的整体外观图；

图2为本发明可伸缩机构(一)整体结构示意图；

图3为本发明可伸缩机构(一)的近端杆结构剖视图；

图4为本发明可伸缩机构(一)的近端杆结构轴侧图；

图5为本发明可伸缩机构(一)的连接组件结构示意图；

图6为本发明可伸缩机构(一)的远端杆结构示意图；

图7为本发明可伸缩机构(一)在由勤务状态转换为战斗状态时的解锁原理示意图；

图8为本发明可伸缩机构(二)整体结构示意图；

图9为本发明可伸缩机构(二)近端杆结构示意图；

图10为本发明可伸缩机构(二)连接组件结构示意图；

图11为本发明可伸缩机构(二)远端杆结构示意图；

图12为本发明可伸缩机构(二)在战斗状态时的锁定机构锁定原理示意图；

图13为本发明可旋转机构整体结构示意图；

图14为本发明旋转圆盘结构示意图；

图15为本发明旋转机构旋转臂结构示意图；

图16为本发明旋转机构的扭簧结构示意图；

图17为本发明旋转机构的轴承示意图；

图18为本发明旋转机构由勤务状态转换为战斗状态时的解锁原理示意图；

图19为本发明旋转机构在战斗状态时的锁定机构锁定原理示意图；

图20为本发明燃气动力装置组合装药示意图；

图21为本发明燃气动力装置燃气喷口示意图

图22为本发明运用到的雷达角反射器示意图；

图23为本发明可变形体飞行器的端盖组件示意图；

图24为本发明可变形体飞行器旋转及伸缩机构在展开前的轴测图。

图25为本发明可变形体飞行器旋转及伸缩机构在展开后的轴测图。

图26为本发明可变形体飞行器内部整体结构在展开前的轴测图。

图27为本发明可变形体飞行器内部整体结构在展开后的轴测图。

具体实施例

下面将结合附图以及具体实施例来详细说明本发明，在此本发明的示意性实施例以及说明用来解释本发明，但并不作为对本发明的限定。

以下结合附图2～附图7实施例对本发明前述技术方案第(1)款，可伸缩机构(一)作进一步详细描述。

如图2所示，技术方案第(1)款实施策略：可伸缩机构由近端杆、连接组件和远端杆组成。

如图3～图4所示，技术方案第(1)款实施策略：近端杆由两段相互垂直的柱体组成，其中，一段柱体为圆柱体或球体(本发明以圆柱体予以说明)其中心作为旋转中心。另一段为与之垂直的圆柱体或三棱柱、四棱柱、五棱柱、六棱柱等(本发明以圆柱体予以说明)，在垂直该圆柱体端面沿圆周方向均匀布置一定数量和深度的孔(孔的截面形状包括圆形、三角形、四边形、五边形、六边形、部分环形等，本发明以4个部分环形孔予以说明)作为连接组件伸长和缩短运动的运动空间；近端杆的中心设计为一定直径的通孔，在此通孔的内壁开有可供连接组件锁舌沿杆轴线方向前后运动的槽孔；近端杆上沿杆轴向方向均匀分布有减重槽。

如图5所示，技术方案第(1)款实施策略：连接组件由支撑杆、扭簧、销轴、锁舌组成。在支撑杆上设计有安装扭簧销轴的销轴孔、安装解锁装置的螺纹安装孔和支撑杆与远端杆的固连孔。

如图6所示，技术方案第(1)款实施策略：远端杆的中心为一端封闭一端开口的半封闭空间；在远端杆的开口端面上沿杆轴向方向设计有远端杆与连接组件的安装孔；在远端杆上设计有减重槽；在远端杆的减重槽壁上设计有销孔，用于远端杆和连接组件支撑杆的固连。

如图7所示，技术方案第(1)款实施策略：勤务状态时的锁定机构的解锁是通过对锁定杆的破坏实现的，具体原理为锁定杆通过螺纹与连接组件的支撑杆和近端杆连接，当近端杆与连接组件的支撑杆有相对运动时，锁定杆两螺纹之间的薄弱部位即被剪断，以实现解锁功能。

至此，远端杆与连接组件的支撑杆通过销轴固连为一体，通过连接组件支撑杆在近端杆槽内的运动，实现远端杆的可伸长和缩回功能；通过连接组件的锁舌和扭簧以及近端杆内锁舌运动的槽内空间的远端端面，实现了远端杆伸长以后的单向锁定(止退)功能；通过近端杆和连接组件支撑杆相对运动对锁定杆的破坏(剪断)，实现该伸缩机构由勤务状态向战斗状态转换时对勤务状态的解锁功能。

以下结合附图8～附图12实施例对本发明前述技术方案第(1)款，可伸缩机构(二)作进一步详细描述。

如图8所示，技术方案第(1)款实施策略：可伸缩机构由近端杆、连接组件、远端杆和锁紧机构组成。

如图9所示，技术方案第(1)款实施策略：近端杆由两段相互垂直的柱体组成，其中，一段柱体为圆柱体或球体(本发明以圆柱体予以说明)其中心作为旋转中心。另一段为与之垂直的圆柱体或三棱柱、四棱柱、五棱柱、六棱柱等(本发明以圆柱体予以说明)，在该圆柱体中心布置有连接组件的活塞运动通道和活塞在径向的限位槽，以保证活塞沿轴向运动时不发生沿活塞轴的旋转运动；在近端杆的该段圆柱体上分布有弹簧锁定机构安装孔，用于安装弹簧锁定机构，其作用是当连接组件运动到位后，弹簧锁定机构将近端杆和连接组件的活塞锁定；在近端杆的该段圆柱体接近端面部位，设计有解锁装置在近端杆上的螺纹安装孔，用于安装近端杆和连接组件的解锁装置，该解锁装置在连接组件相对近端杆运动时，通过对该解锁装置(锁定杆)的剪切破坏，实现该伸缩机构由勤务状态向战斗状态转换时对伸锁机构的解锁功能。

如图10所示，技术方案第(1)款实施策略：连接组件包括活塞、连接杆和连接螺母。其中在活塞的圆柱面上设计有锁定机构的锁定销孔；活塞和连接杆通过螺纹固连；连接螺母通过螺纹与近端杆连接的同时为连接杆的运动起支撑作用；连接杆通过螺纹与远端杆连接。至此，连接组件实现了在燃气作用下推动远端杆运动的功能。

如图11所示，技术方案第(1)款实施策略：远端杆和连接组件的连接杆通过螺纹连接，在远端杆上设计有勤务状态转换为战斗状态时伸缩机构的解锁装置螺纹安装孔。

如图12所示，技术方案第(1)款实施策略：弹簧锁定机构通过螺纹安装于近端杆上，弹簧处于压缩状态，当连接组件的活塞在燃气作用下运动至锁定位置时，在弹簧力作用下，销轴弹出，锁定近端杆与连接组件的活塞，实现对伸缩机构在伸长状态(战斗状态)下的锁定。

以下结合附图13～附图19实施例对本发明前述技术方案第(2)款作进一步详细描述。

如图13所示，技术方案第(2)款实施策略：旋转机构由旋转圆盘、旋转臂、扭簧、轴承和弹簧锁紧组件组成。

如图14所示，技术方案第(2)款实施策略：旋转圆盘是整个可变飞行器的结构基础；旋转圆盘上沿圆周方向均匀布置4个轴承和旋转臂的安装孔位置；旋转圆盘上设计有旋转臂旋转前后的限位平面；旋转圆盘上设计有旋转臂与旋转圆盘间扭簧的安装限位平面；旋转圆盘上设计有弹簧锁定组件的安装孔位。

如图15所示，技术方案第(2)款实施策略：旋转臂上设计有2个扭簧的安装槽，2个扭簧安装槽上下对称分布；旋转臂上设计有2个与轴承内圈安装的轴，并且两个轴承内圈安装轴同轴；旋转臂上的扭簧旋转中心与旋转臂在旋转圆盘上的旋转中心重合。

如图16所示，技术方案第(2)款实施策略：旋转臂旋转运动的动力来源为压缩状态下的扭簧；扭簧安装于旋转臂的扭簧安装槽内，扭簧一端卡在旋转臂的扭簧安装槽内，另一端从扭簧安装槽内凸出于旋转臂的旋转中心圆柱面，并且和旋转圆盘的扭簧限位面紧贴；扭簧在工作行程内始终处于压缩状态，为可变形体飞行器在勤务状态和战斗状态之间的转换提供扭矩。

如图17所示，技术方案第(2)款实施策略：轴承外圈和旋转圆盘的轴承安装孔紧配合安装；轴承内圈和旋转臂的轴承安装轴紧配合安装；旋转臂和旋转圆盘通过轴承连接后，能减小旋转臂与旋转圆盘的摩擦力，有利于旋转臂在解锁以后瞬间展开。

如图18所示，技术方案第(2)款实施策略：旋转机构在未旋转前的锁定机构由2个锁定杆、连接绳和2个销轴组成。锁定杆通过2段螺纹与连接组件和近端杆连接；连接绳用于连接两个锁定杆，连接绳为柔性可燃低伸长率材质；2个销轴用于勤务状态时，锁定杆与连接组件和近端杆的螺纹旋紧。

如图19所示，技术方案第(2)款实施策略：旋转机构设计有弹簧锁定机构。在旋转臂旋转45°后，弹簧锁定机构锁定旋转臂，使其不能沿圆周方向继续转动，故而形成相对稳定的支撑结构。具体原理为：在旋转臂的旋转轴外旋转面上设计有定位孔，弹簧锁定机构的弹簧处于压缩状态，在弹簧力的作用下，销轴顶端始终和旋转臂的旋转轴外旋转面紧贴，当旋转臂的旋转轴外旋转面上的销孔运动到和弹簧锁定机构销轴重合的位置时，弹簧锁定机构的销轴瞬时弹出，完成锁定功能。

至此，旋转机构的旋转圆盘是整个可变形体飞行器的基础架构；轴承减小旋转臂与旋转圆盘间的摩擦力；弹簧为旋转机构的旋转臂提供旋转运动的动力和扭矩；弹簧锁定机构实现旋转机构的旋转臂在旋转至确定位置时的锁定功能。

以下结合附图20～附图21实施例对本发明前述技术方案第(3)款作进一步详细描述。

技术方案第(3)款实施策略：设计一种燃气动力装置，为飞行器提供飞行动力；通过燃气动力装置实现和增强可变形体飞行器的红外热特征；燃气动力装置为前述技术方案第(1)款中伸缩机构的连接组件与近端杆的相对运动以及伸缩机构的破坏性解锁提供动力来源。燃气动力装置组件一般包括壳体(燃烧室)、装药、燃气喷口、点火装置等；本技术方案以前述技术方案第(1)、(2)款所描述的旋转臂、旋转圆盘等组件作为本技术方案所描述的燃气动力装置壳体(燃烧室)；省略燃气动力装置的点火装置(为成熟技术)；故本技术方案只对装药、燃气喷口作简单描述。

如图20所示，本技术方案(3)的燃气动力装置采用组合装药模式装填于旋转机构的旋转圆盘和旋转臂内，省略装药的具体技术指标，组合装药示意图如图20所示。

如图21所示，燃气喷口为燃气动力装置的能量转换装置，燃气动力装置的高温燃气通过燃气喷口膨胀，将部分燃气内能转换为燃气动能，推动可变形体飞行器飞行，燃气喷口示意图如图22所示。

以下结合附图22实施例对本发明前述技术方案第(4)款作进一步详细描述。

如图22所示，技术方案第(4)款实施策略：运用一种现有的雷达反射器，增强雷达波的反射信号，使可变形体飞信器具备高强RCS特征，实现易于被雷达探测的目的，雷达反射器示意图如图22所示。

以下对本发明前述技术方案第(5)款作进一步详细描述(说明附图省略)。

本发明需要用到一种可折叠耐高温燃气的特种纺织布，其具体作用为：用来包覆可变形体飞行器的内部组件，在勤务状态时处于体积较小的折叠状态；在战斗状态时，能承受较大压强和高温；密封火药燃气；在燃气压强和可变形体飞行器内部结构的共同作用下，该特种纺织布膨胀为与载体平台外部特征相同或接近的飞行器外形，并能维持一定的工作时间。

以下结合附图23～附图27对本发明的结构作进一步的详细的说明。

如图23所示，端盖组件包括端盖和轴承。轴承内圈和旋转臂紧配合，轴承外圈和端盖紧配合；端盖组件通过螺钉和旋转圆盘固定。

本发明可变形体飞行器旋转和伸缩机构在展开前如图24所示。

本发明可变形体飞行器旋转和伸缩机构在展开后如图25所示。

本发明可变形体飞行器内部整体结构在展开前的轴测图如图26所示。

本发明可变形体飞行器内部整体结构在展开后的轴测图如图27所示。

本发明的技术方案主要是：通过可伸缩机构和可旋转机构的组合，实现可变形体飞行器在勤务状态和在载体平台搭载时的便携性；被搭载平台投放后由勤务状态迅速展开为战斗姿态；通过在可变形体飞行器上增加雷达反射器来增强雷达反射信号；通过燃气动力装置提供可变形体飞行器的飞行动力；通过燃气动力装置增强可变形体飞行器的红外热特征；通过燃气动力装置为可变形体飞行器的伸缩机构提供解锁动力；通过燃气动力装置和可折叠耐高温燃气的特种纺织布以及可变形体飞行器的内部结构的共同作用，形成具备与搭载平台外部特征和热特征以及雷达反射特征的特征飞行器。

本发明的技术方案的主要优势包括：

(1)通过可伸缩机构和可旋转机构的组合，实现飞行器在勤务状态及在载体平台搭载的便携性以及投放后由勤务状态向战斗姿态的迅速转换；

(2)能反射较强的雷达波信号，易被敌方雷达探测，并诱导敌攻击；

(3)燃气动力装置的高温燃气能产生较强的红外特征，诱导敌红外制导武器攻击；

(4)通过可变形体飞行器内部伸缩和旋转机构的排列与组合以及可折叠耐高温燃气特种纺织布的共同作用，可以形成多种飞行器外观，对敌方雷达成像探测设备具有很强的诱导攻击作用；

(5)燃气动力装置提供的飞行动力，可以使其具备与搭载平台短时间内相同或接近的移动速度，对敌方探测雷达目标识别造成干扰甚至以假乱真，诱敌攻击，从而保护己方飞行器平台安全，增强战场生存能力。

(6)依据本技术方案可以设计出一种用于各类飞行器平台的新型自我防御产品，大大提高己方飞行器平台的战场生存能力，填补国内同类产品市场空白，为我军增添一种新型突防手段和自我防御产品。

以上对本发明实施例所公开的技术方案进行了详细介绍，本文中应用了具体实施例对本发明实施例的原理以及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只适用于帮助理解本发明实施例的原理；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明实施例，在具体实施方式以及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种可变形飞行器内部结构设计，其特征在于，在可变形飞行器的内部，使用含能材料产生气体，气体对飞行器进行充气，使飞行器形成预设计的形状。

2.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器内部结构设计为折叠式，展开后形成较稳固十字形状，或者十字形状的排列与组合；内部单支架结构转动角度为0度至90度，展开后形成较稳固十字形状。

3.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器单支架结构为伸缩式，且随着长度增加，其内径为相同或逐渐增大的特征；该飞行器单支架结构为活塞式伸缩机构，并且具有锁定功能。

4.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于：该飞行器单支架结构的旋转动力来源为弹簧或类似簧片结构的旋转、扭矩结构。内部设计有含能或化学材料，燃烧或反应后产生初始动力，使单支架进行伸缩和旋转，并对变形前的锁定销进行剪切，使之断裂。

5.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器支架内部装填含能材料或者化工材料，一部分燃烧后的气体通过滤网等结构降温后充满飞行器。

6.使用含能材料对飞行器内部进行充气的同时，通过飞行器外部固定的出口，产生前行的动力。

7.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器外部壳体为耐高温密封材料，壳体外层涂覆银、锌等雷达强反射和透波特征的材料。

8.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器内部结构设计，其中，十字架单支架上设计有角反射器，角反射器数量总数为1至99个。

9.可应用于所有飞行器平台(含各种水面舰船艇和地面移动平台)，包括无人或有人航空飞行器、如运输机、直升机、战斗机、轰炸机、航天飞行器、载人航天器等。

10.其应用的方式：由飞行器平台弹射、抛放、抛射等方式释放出可变形飞行器，被探测时，产生和飞行器平台相类似的被探测特征(包含但不限于雷达反射面积、宽频红外特征、宽频光学特征等)，从而对飞行器平台进行保护。

Images