專利名稱：飛行器的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及航空、航天領域，具體為一種飛行器。
背景技術：
目前的宇宙飛行器，有宇宙飛船、航天飛機及空天飛機等，宇宙飛船完全依靠火箭發送上天，造價很高，也受發射裝置限制；航天用飛行器有多種，如空天飛機雖然不用火箭發射，造價低，但是它不能垂直起降，受跑道限制，靠空氣浮力實現升降和轉彎，其轉彎半徑有幾千米，受氣候條件影響較大，平衡性較差，給操作和安全性帶來不便；直升飛機采用螺旋漿于其頂部，需借助空氣浮力垂直升降。
中國專利(申請號98112980.3，公開號1224681)公開一種外殼旋轉式航空飛碟飛行器，在碟體由內倉、外殼雙層結構組成，以航空原子能發電、超導發電、超導磁懸浮、微波電離空氣、倍壓高電壓發生及自動控制為基礎，通過排斥碟體上表面層中被電離空氣的重離子，產生真空薄層，由碟體上、下表面壓強差產生升力和推力，其不足之處是其平飛和升降都需借助空氣，能源動力系統成本較高。
實用新型內容本實用新型目的是提供一種沒有螺旋漿、平衡性能好、能自身調節速度、不需借助空氣浮力、結構簡單的飛行器。
本實用新型的技術方案是一種飛行器，具有駕駛艙、著陸架，以及平衡、轉向機構和升降、推進機構，所述平衡、轉向機構為碟型旋轉體，其外圈為旋轉平衡器，內圈為內旋轉架，旋轉平衡器和內旋轉架之間為固定架，通過固定架的軸承組分別與旋轉平衡器、內旋轉架連接，旋轉平衡器設有齒輪傳動的內齒圈，內旋轉架設有齒輪傳動的外齒圈，駕駛艙固定于內旋轉架上；所述升降、推進機構包括安裝于內旋轉架底面、向下噴氣的升降用噴氣式發動機，安裝于內旋轉架頂面、向上噴氣的下降用噴氣式發動機，以及安裝于內旋轉架底部或頂部、水平同向噴氣的推進用噴氣式發動機。
本實用新型可以加設碟形、柱型或球型外殼，包平衡、轉向機構和升降、推進機構及駕駛艙于其內，與內旋轉架固連；所述升降用噴氣式發動機可以為1～3組，每組3～6個，均布；所述軸承組可以安裝于固定架的上、下兩端或中間；所述軸承組可以滾輪組、磁懸或氣墊代替；所述旋轉平衡器的驅動電機為航天高速電機；所述內旋轉架的驅動電機為航天電機。
本實用新型的有益效果是1.無螺旋漿、垂直起降、能自身調節速度、不需借助空氣浮力。本實用新型的旋轉平衡器由航天高速電機做動力，用齒輪帶動內齒圈達到旋轉平衡器高速旋轉，產生動量，使之穩定飛行；內旋轉架可以在平面內旋轉任意角度，它方便了宇航員駕駛，在飛行當中任意原地改變方向(在平面內)，由航天電機、齒輪帶動外齒圈，使內旋轉架旋轉，改變推進用噴氣式發動機的噴氣方向，實現在空中任意角度轉向、行駛；另外，升降用噴氣式發動機和下降用噴氣式發動機可產生垂直方向的升力或降力，可以使飛行器停在空中或升降，不需借助空氣浮力，平衡性能好，安全可靠。
2.本實用新型結構簡單、易制造、造價較低，可應用于航天運輸、航天探測等領域。
圖1是本實用新型結構示意圖。
圖2是圖1的A-A剖視圖。
圖3是實施例2結構示意圖。
圖4是圖3的B-B剖視圖。
具體實施方式
實施例1如圖1～2所示，本實用新型包括平衡、轉向機構1和升降、推進機構2、駕駛艙3、著陸架4，所述平衡、轉向機構1為碟型旋轉體，由外到內分三圈，其外圈為旋轉平衡器11，內圈為內旋轉架16，旋轉平衡器11和內旋轉架16之間為固定架15，通過固定架15上、下兩端的軸承組151、152分別與旋轉平衡器11、內旋轉架16連接，旋轉平衡器11設有齒輪14傳動的內齒圈12，內旋轉架16設有齒輪18傳動的外齒圈19，駕駛艙3固定于內旋轉架16上；所述升降、推進機構2包括安裝于內旋轉架16底面、向下噴氣的升降用噴氣式發動機22，安裝于內旋轉架16頂面、向上噴氣的下降用噴氣式發動機21，以及安裝于內旋轉架16底部、水平同向噴氣的推進用噴氣式發動機23，著陸架4安裝于內旋轉架16底部。
本實用新型的旋轉平衡器11由固定于固定架15的航天高速電機13提供動力，齒輪14固定在航天高速電機13上，內齒圈12固定在旋轉平衡器11上，齒輪14帶動內齒圈12達到旋轉平衡器11高速旋轉，產生動量，使之穩定飛行，需要動量大小要根據飛行器的重量而定，旋轉平衡器11的轉速與質量互相匹配，轉速一般設在1000轉/分左右，比較經濟合理；固定架15是本實用新型的主要支撐架，以它為核心，旋轉平衡器11和內旋轉架16通過軸承151、152聯接，由于旋轉平衡器11的轉速很高，對它有很大的作用力，還有二個航天高速電機13及二個航天電機17固定在架體上，因此固定架15需具有很大的強度；內旋轉架16由固定于固定架15的航天電機17提供動力，齒輪18固定在航天電機17上，齒輪18帶動外齒圈19，使內旋轉架16在平面內任意旋轉角度和速度旋轉，改變推進用噴氣式發動機23的噴氣方向，故此就改變飛行器推力方向，所以就改變了飛行器的飛行方向，航天電機17可帶動內旋轉架16正、反轉和快、慢轉，以使飛行時轉向靈活方便；升降用噴氣式發動機22由八個噴氣式發動機分成兩組，一組備用，一組起飛時使用，也可兩組同時使用，飛行器起飛時它的推力大于重力，降落時推力小于重力，停在空中時推力等于重力，在飛行速度慢時，為防飛行器下落，可以給一定的推力不讓飛行器下落，故此飛行器就可垂直起飛、降落，它的噴口使用時自動伸出外表面，不用時可以收回；下降用噴氣式發動機21由四臺噴氣式發動機組成，它的噴口使用時伸出外表面，不用時可以收回，它的推力等于或大于重力均可，它的作用是在無引力的情況下，使飛行器向下降落用，如果降落時升降用噴氣式發動機全部出故障，可以使用半面下降用噴氣式發動機使飛行器翻轉過來，再起動全部發動機使飛行器安全降落；推進用噴氣式發動機23產生水平推力，能使飛行器達到一定時速，噴口使用時伸出外表面，不用時可以收回；著陸架4由共四根圓柱形伸縮支腿組成，每根承載能力必須達到飛行器的重量，降落時放下，飛行時收回；
本實用新型飛行器出入口5在下面，當進出口門打開后，電梯6可以降到地面，以方便乘人及搬運物資，另外本實用新型上面可以設安全門，以防意外，駕駛艙3頂凸出部分安裝透明玻璃，以便增加駕駛員的視線，玻璃可光照變色，防止強光照射駕駛室內，玻璃需有一定強度，以防在宇宙中被流星石撞壞；駕駛艙3內的操作臺31上應設計航空、航天用儀器儀表、按鈕、開關及扳手，以及電腦自動駕駛設施，升降椅32設有安作帶等保護設施，航天電機可設計兩套以上線路及控制開關，可以控制電機正、反轉及轉向速度快慢；噴氣式發動機每組都有控制開關和發動機推力大小的按鈕，每臺也要有控制開關和發動機推力大小的按鈕，這樣以便在飛行中和起飛降落時更好地控制飛行器。
另外，燃料室、雷達、通訊設備、攝像機、太陽能電池、各種燈、制氧裝置、休息室、衛生間等根據空間實際安置。
實施例2如圖3～4所示，與實施例1不同之處是飛行器外殼采用球型，與內旋轉架16固連，包平衡、轉向機構1和升降、推進機構2及駕駛艙于其內，球型抗撞擊力強，空氣阻力也小，其推進用噴氣式發動機23安裝于內旋轉架16的上、下兩側，噴氣方向相同；用于連接旋轉平衡器11和內旋轉架16的軸承組151、152安裝于固定架15中間。
另外，本實用新型外殼還可以為碟形，其外邊緣薄、中間厚把推進用噴氣式發動機包在里面，這樣，起飛和飛行時空氣阻力小；外殼亦可為柱型。
如飛行器制造很大時，旋轉平衡器與固定架的聯接軸承無法加工，可以用滾輪、磁懸、氣墊等代替；升降用噴氣式發動機、下降用噴氣式發動機、推進用噴氣式發動機的數量可根據需要具體選取。
權利要求1.一種飛行器，具有駕駛艙(3)、著陸架(4)，其特征是還包括平衡、轉向機構(1)和升降、推進機構(2)，所述平衡、轉向機構(1)為碟型旋轉體，其外圈為旋轉平衡器(11)，內圈為內旋轉架(16)，旋轉平衡器(11)和內旋轉架(16)之間為固定架(15)，通過固定架(15)的軸承組分別與旋轉平衡器(11)、內旋轉架(16)連接，旋轉平衡器(11)設有齒輪傳動的內齒圈(12)，內旋轉架(16)設有齒輪傳動的外齒圈(19)，駕駛艙固定于內旋轉架(16)上；所述升降、推進機構(2)包括安裝于內旋轉架(16)底面、向下噴氣的升降用噴氣式發動機(22)，安裝于內旋轉架(16)頂面、向上噴氣的下降用噴氣式發動機(21)，以及安裝于內旋轉架(16)底部或頂部、水平同向噴氣的推進用噴氣式發動機(23)。
2.按照權利要求1所述飛行器，其特征是加設碟形、柱型或球型外殼，包平衡、轉向機構(1)和升降、推進機構(2)及駕駛艙于其內，與內旋轉架(16)固連。
3.按照權利要求1所述飛行器，其特征是所述升降用噴氣式發動機(22)為1～3組，每組3～6個，均布。
4.按照權利要求1所述飛行器，其特征是所述軸承組安裝于固定架(15)的上、下兩端或中間。
5.按照權利要求1或4所述飛行器，其特征是所述軸承組以滾輪組、磁懸或氣墊代替。
6.按照權利要求1所述飛行器，其特征是所述旋轉平衡器(11)的驅動電機為航天高速電機(13)。
7.按照權利要求1所述飛行器，其特征是所述內旋轉架(16)的驅動電機為航天電機(17)。
專利摘要本實用新型涉及一種飛行器，由駕駛艙、著陸架，以及平衡、轉向機構和升降、推進機構等組成，所述平衡、轉向機構為碟型旋轉體，其外圈為旋轉平衡器，內圈為內旋轉架，旋轉平衡器和內旋轉架之間為固定架，通過固定架的軸承或滾輪組分別與旋轉平衡器、內旋轉架連接，旋轉平衡器設有齒輪傳動的內齒圈，內旋轉架設有齒輪傳動的外齒圈，駕駛艙固定于內旋轉架上；所述升降、推進機構包括安裝于內旋轉架底面、向下噴氣的升降用噴氣式發動機，安裝于內旋轉架頂面、向上噴氣的下降用噴氣式發動機，以及安裝于內旋轉架底部或頂部、水平同向噴氣的推進用噴氣式發動機。本實用新型無螺旋槳可垂直起降，不需借助空氣浮力且平衡性能好、安全可靠。
文檔編號B64C39/06GK2557422SQ0227414
公開日2003年6月25日 申請日期2002年7月12日 優先權日2002年7月12日
發明者薄繼杰 申請人:薄繼杰