阅读说明：本技术 一种三维可变推进飞碟 (Three-dimensional variable propulsion flying saucer ) 是由 龚树勇 朱胜青 于 2019-10-01 设计创作，主要内容包括：一种三维可变推进飞碟,包括飞碟体、环形压气腔、流场改向分配阀、盘式稳定陀螺仪、侧向喷口、驾乘舱、风扇、进气口、柔性防撞圈；其特征在于,所述飞碟体内设置有环形压气腔、盘式稳定陀螺仪、驾乘舱,飞碟体上面设置有穹顶、外檐设置有柔性防撞圈；侧向喷口开设在柔性防撞圈上,侧向喷口与环形压气腔导通；侧向喷口内设置有气流控制阀,气流通过喷口的速度和压力可调；所述风扇设置在进气口内,进气口形状为喇叭形非对称圆管接口,进气口下口与涵道风扇进风口相连；本发明具有类似直升机的垂直起降及悬停功能,也能够在横向推力作用下,以固定翼飞机的高航速留空飞行。(A three-dimensional variable propulsion flying saucer comprises a flying saucer body, an annular compressed air cavity, a flow field redirection distribution valve, a disc type stable gyroscope, a lateral nozzle, a driving cabin, a fan, an air inlet and a flexible anti-collision ring; the flying saucer is characterized in that an annular air pressing cavity, a disc type stable gyroscope and a driving cabin are arranged in the flying saucer body, a dome is arranged on the flying saucer body, and a flexible anti-collision ring is arranged on an outer brim; the lateral nozzle is arranged on the flexible anti-collision ring and communicated with the annular air compression cavity; an airflow control valve is arranged in the lateral nozzle, and the speed and the pressure of airflow passing through the nozzle are adjustable; the fan is arranged in the air inlet, the shape of the air inlet is a horn-shaped asymmetric circular tube connector, and the lower opening of the air inlet is connected with the air inlet of the ducted fan; the invention has the vertical take-off and landing and hovering functions similar to a helicopter, and can fly in the air at high navigational speed of a fixed wing aircraft under the action of transverse thrust.)

一种三维可变推进飞碟

技术领域

本发明涉及飞行器，具体涉及一种三维可变推进飞碟。

背景技术

目前主流飞行器有两大类，一是直升机、二是固定翼飞机。直升机起降方便，但由于平飞是靠桨盘倾斜，下泻气流倾斜所产生的水平分力来获得前进动力，致使平飞速度缓慢，一般在200-350公里/小时左右；固定翼飞机，则是在发动机提供的水平推力作用下，使飞机沿机场跑道助跑时所获得的空气动升力实现升空飞行。直升机和固定翼飞机飞行时均依靠简单的单向推进动力系统维持。

飞行器自身动力系统可同时分别提供垂直升力（不是飞行器前进的空气动升力）和前进推动力的飞行器，目前仅有西科斯的X2直升机。它既能垂直升空，又能高速平飞。鹞式飞机、鱼鹰V22直升机，均属于推力矢量方向可调形式的单向量推力飞行器。

即使是人称黑科技的西科斯X2直升机，也仅是采用了双向推进技术罢了。同时因为其直升机的气动外形限制，飞行速度也远不及固定翼飞行器。

至于中国专利实用新型CN201310683100公开文献，在《飞碟基本结构和基本飞行原理的制作方法》中，采用多喷口火箭发动机（捆绑式多向火箭集成发动机）来构建飞碟即时多方向矢量推进想法是不能够实现的。超延时的换向推进其实际意义是分阶段单向推进。其他公布或授权专利中的相关多方向推进方式，均不具有分隔式动力单元的安全性并同时具有流场集中整合输出的全功率有效性；更不具有常温即时（连续）三维推进技术的先进性。

飞行器的综合性能，除了飞行控制系统外，取决于推力系统的性能和飞行器总体气动外形的适航性能这两个主要因素。

上述飞行器，其推进技术局限于单矢量可调向或双矢量推进，从根本上限制了飞行器卓越性能的发挥；在外形气动性能设计上，目前几乎所有飞行器的总体质量分布及气动外形构建均极不合理。质点分布的广度和各向异性严重影响飞行安全及公共航道的亲和性。气动外形构建不合理，造成飞行器经济性能低下，飞行姿态单一，已不能满足人类社会对飞行器性能提出的新要求。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明提供了一种三维可变推进飞碟。

本发明采用的技术方案如下：一种三维可变推进飞碟，包括飞碟体、环形压气腔、流场改向分配阀、盘式稳定陀螺仪、侧向喷口、驾乘舱、风扇、进气口、柔性防撞圈；其特征在于，所述飞碟体内设置有环形压气腔、盘式稳定陀螺仪、驾乘舱，飞碟体上面设置有穹顶、外檐设置有柔性防撞圈；侧向喷口开设在柔性防撞圈上，侧向喷口与环形压气腔导通；侧向喷口内设置有气流控制阀，气流通过喷口的速度和压力可调；所述风扇设置在进气口内，进气口形状为喇叭形非对称圆管接口，进气口下口与涵道风扇进风口相连；风扇旋转时，将空气压缩进流场改向分配阀中，为飞碟飞行提供原动力；风扇可被控制为正向旋传或者反方向旋转，为飞碟提供向上或者向下的动力；风扇的下方设置有流场改向分配阀，流场改向分配阀的下方设置有下喷孔，流场改向分配阀的侧面设置有侧喷孔；流场改向分配阀能以风扇的轴心为圆心旋转，控制并转动流场改向分配阀的方向，可控制调节气流在下喷孔和侧喷孔中的喷出流量，以改变飞碟的飞行方向；所述驾乘舱在飞碟体内能够以飞碟体的轴心线旋转，为驾驶员提供360度的开阔视野；盘式稳定陀螺仪由共轴反向电机及旋转盘组成，能为飞碟提供姿态额外平衡力矩。

所述风扇至少设置2组；所述流场改向分配阀的数量与风扇的数量一致。

所述穹顶采用全透明材料制作，能为飞行员及乘客提供开阔的视野，穹顶也是飞行员及乘客的出入口；所述驾乘舱提供飞行员及乘客的乘坐空间，空间内设驾驶控制设备和座椅及其它安全设施。

所述风扇采用共轴反向双旋翼，风扇的电源由设置在飞碟体内的锂电池组提供。

采用本发明技术方案，具有如下有益效果：

1、本发明具有类似直升机的垂直起降及悬停功能，也能够在横向推力作用下，以固定翼飞机的高航速留空飞行。本发明原创性的利用飞碟特有的气动外形及三维推进技术实现了飞机和直升机功能的完美统一。本发明的飞碟不仅具有空中刹车功能，能在高速飞行时快速停止，还同时具有倒飞、侧飞、翻滚等诸多特异性能。更由于飞碟自身的形体特点及质点分布特性，使其具备了极好的操控性，优良的安全性，以及进行集群飞行的可行性；

2、当多个电动风扇动力单元运行时，其喷射气流经涵道流场改向分配阀进行控制并通过共用环形压气腔体进行流场重整，使其能够同时为飞碟带来升举推力和任意方向的横向推力，从而实现了三维推进的技术目的；由于其中共用环形压气腔体，将所有涵道风扇气流进行集中流场重整，在任何工况下，均可以实现分离式多涵道动力单元的动力整合及全功率运行。这样设置的结果，就是动力单元的安全分隔和推进能力的集中使用。使得即使有个别涵道动力单元失效，也不会危及飞碟的航行与安全；

3、加速下降时，可以通过改变涵道风扇螺旋桨旋转方向获得向下的推力得以实现。

附图说明

图1是本发明的立体图（侧俯视）；

图2是本发明的立体图（侧仰视）；

图3是本发明的剖视图；

图4是本发明的剖视结构示意图；

图中：飞碟体—3、环形压气腔—4、流场改向分配阀—5、下喷孔—51、侧喷孔—52、盘式稳定陀螺仪—6、侧向喷口—7、驾乘舱—8、风扇—9、风扇进风口—91、进气口—10、柔性防撞圈—11。

具体实施方式

下面，结合附图和实施例对本发明作进一步说明：如图1至图4所示，一种三维可变推进飞碟，包括飞碟体3、环形压气腔4、流场改向分配阀5、盘式稳定陀螺仪6、侧向喷口7、驾乘舱8、风扇9、进气口10、柔性防撞圈11；其特征在于，所述飞碟体3内设置有环形压气腔4、盘式稳定陀螺仪6、驾乘舱8，飞碟体3上面设置有穹顶31、外檐设置有柔性防撞圈11；侧向喷口7开设在柔性防撞圈11上，侧向喷口7与环形压气腔4导通；侧向喷口7内设置有气流控制阀，气流通过喷口7的速度和压力可调；所述风扇9设置在进气口10内，进气口10形状为喇叭形非对称圆管接口，进气口10下口与涵道风扇进风口91相连；风扇9旋转时，将空气压缩进流场改向分配阀5中，为飞碟飞行提供原动力；风扇9可被控制为正向旋传或者反方向旋转，为飞碟提供向上或者向下的动力；风扇9的下方设置有流场改向分配阀5，流场改向分配阀5的下方设置有下喷孔51，流场改向分配阀5的侧面设置有侧喷孔52；流场改向分配阀5能以风扇9的轴心为圆心旋转，控制并转动流场改向分配阀5的方向，可控制调节气流在下喷孔51和侧喷孔52中的喷出

流量，以改变飞碟的飞行方向；所述驾乘舱8在飞碟体3内能够以飞碟体3的轴心线旋转，为驾驶员提供360度的开阔视野；盘式稳定陀螺仪6由共轴反向电机及旋转盘组成，能为飞碟提供姿态额外平衡力矩。

本实施例中的风扇9设置为8组；所述流场改向分配阀5和风扇9的数量一致。

所述穹顶31采用全透明材料制作，能为飞行员及乘客提供开阔的视野，穹顶31也是飞行员及乘客的出入口；所述驾乘舱8提供飞行员及乘客的乘坐空间，空间内设驾驶控制设备和座椅及其它安全设施。

所述风扇9采用共轴反向双旋翼，风扇9的电源由设置在飞碟体3内的锂电池组提供。

本实施例中，将流场改向分配阀完全开启底阀，多个涵道风扇运行后，气流向下通过下喷孔喷出，喷出气流的反作用力即为飞碟所获得的垂直升力，使得飞碟垂直升空。

本实施例的飞碟升空后进入平飞状态，控制流场改向分配阀，可关闭底阀，开启侧阀；高压气流进入环形压气腔，打开其中的一个或者多个侧向喷口，侧向喷口喷出的气流推动飞碟向气流喷射的反方向飞行；关闭后方的侧向喷口，打开前方的侧向喷口，可使飞碟急停刹车；调整下方的下喷孔和前后左右的侧向喷口的喷射力度，可控制飞碟上升高度和运行的方向。

本发明实施例给出了以飞碟多个电动共轴双旋翼涵道风扇共腔式流场重整实现三维推进的方法，同时也确立了一种高性能飞碟三维推进流场结构。采用流场重整三维推进技术的飞碟具有超越现有飞行器的卓越性能。本发明的飞碟具有类似直升机的垂直起降及悬停功能，也能够在横向推力作用下，以固定翼飞机的高航速留空飞行。本发明原创性的利用飞碟特有的气动外形及三维推进技术实现了飞机和直升机功能的完美统一。本发明的飞碟不仅具有空中刹车功能，能在高速飞行时快速停止，还同时具有倒飞、侧飞、翻滚等诸多特异性能。更由于飞碟自身的形体特点及质点分布特性，使其具备了极好的操控性，优良的安全性，以及进行集群飞行的可行性。

本实施例当多个电动共轴双旋翼涵道风扇动力单元运行时，其喷射气流经涵道流场改向分配阀进行控制并通过共用环形压气腔体进行流场重整，使其能够同时为飞碟带来升举推力和任意方向的横向推力，从而实现了三维推进的技术目的（加速下降时，可以通过改变涵道风扇螺旋桨旋转方向获得下推力）。由于其中共用环形压气腔体，将所有涵道风扇气流进行集中流场重整，在任何工况下，均可以实现分离式多涵道动力单元的动力整合及全功率运行。这样设置的结果，就是动力单元的安全分隔和推进能力的集中使用。使得即使有个别涵道动力单元失效，也不会危及飞碟的航行与安全。

本发明的上述实施例是为说明本发明所列举的典型实施方式，而不是对本发明的实施方式所作的限定。由本发明实施例的提示所引申出的明显的变化方式仍处于本发明的权利保护范围当中。