專利名稱：一種航空器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航空器。
背景技術(shù)：
航空器是空中的主要運載工具，主要包括固定翼飛機和直升飛機。固定翼飛機具有飛行速度快、飛行效率高等優(yōu)點。但是，固定翼飛機需要有較長的跑道供起降，對起降的條件要求比較苛刻，無法垂直起降。直升飛機可以做低空、低速和機頭方向不變的機動飛行，最突出特點是直升飛機具備垂直起降的功能。但是，直升飛機結(jié)構(gòu)相當(dāng)復(fù)雜、留空時間短、維護檢修工作量較大。因此，目前暫無一種航空器兼具固定翼飛機與直升飛機的優(yōu)點，不但具備垂直起降的功能，而且結(jié)構(gòu)簡單。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供了一種航空器，不僅結(jié)構(gòu)簡單，而且具備垂直起降的功能。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:一種航空器，它包括:用于旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的單側(cè)機翼，所述單側(cè)機翼上設(shè)有用于控制飛行方向的副翼；用于推動所述單側(cè)機翼繞航空器的重心旋轉(zhuǎn)的推力裝置，所述推力裝置連接在所述單側(cè)機翼上，所述航空器的重心偏離所述單側(cè)機翼沿長度方向的中心位置。一較佳實施例之中:所述航空器的重心位于所述單側(cè)機翼沿長度方向的端部或端部之外。一較佳實施例之中:所述推力裝置為螺旋槳或噴氣發(fā)動機或火箭筒。一較佳實施例之中:所述推力裝置為螺旋槳時，所述螺旋槳為前拉式螺旋槳或后推式螺旋槳。一較佳實施例之中:還包括起落架，所述起落架連接在所述單側(cè)機翼的底部。一較佳實施例之中:所述單側(cè)機翼的上反角在0-50度，所述單側(cè)機翼的迎角在0-50 度。一較佳實施例之中:還包括控制艙，所述控制艙與所述單側(cè)機翼相連接。一較佳實施例之中:所述控制艙連接在所述單側(cè)機翼沿長度方向的一端，所述航空器的重心位于所述控制艙與所述單側(cè)機翼之間。一較佳實施例之中:還包括控制艙，所述控制艙與所述單側(cè)機翼相連接。一較佳實施例之中:所述控制艙連接在所述單側(cè)機翼沿長度方向的一端，所述航空器的重心位于所述控制艙與所述單側(cè)機翼之間。本技術(shù)方案與背景技術(shù)相比，它具有如下優(yōu)點:1.所述航空器的重心偏離所述單側(cè)機翼沿長度方向的中心位置，所述單側(cè)機翼繞所述航空器的重心旋轉(zhuǎn)后產(chǎn)生升力，使所述航空器垂直升起。因此，本發(fā)明的航空器具有垂直起降的優(yōu)點。同時，由于本發(fā)明的航空器利用所述單側(cè)機翼的旋轉(zhuǎn)來產(chǎn)生升力，并利用所述副翼來控制前后左右的飛行方向，具有結(jié)構(gòu)簡單的優(yōu)點。另外，所述單側(cè)機翼圍繞所述航空器的重心旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的陀螺效應(yīng)有效提高了所述航空器的抗風(fēng)能力和飛行的穩(wěn)定性，使得所述航空器能夠被應(yīng)用到無人偵察機中。2.所述航空器的重心位于所述單側(cè)機翼沿長度方向的端部或端部之外，增大所述單側(cè)機翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的向上的升力，所述單側(cè)機翼在較小的轉(zhuǎn)速下就能夠使所述航空器升起。3.所述起落架連接在所述單側(cè)機翼的底部，方便所述單側(cè)機翼在啟動的時候旋轉(zhuǎn)。同時，所述起落架的存在使得所述航空器的一端與地面抵接，保持一定的摩擦力，避免所述航空器在啟動的瞬間四處亂竄。4.所述控制艙與所述單側(cè)機翼相連接，所述控制艙能夠用于安放電源、控制器等。另外，所述控制艙還能夠起到配重的作用，使所述航空器的重心位于所述控制艙與所述單側(cè)機翼之間，從而最大程度地利用了所述單側(cè)機翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的向上的升力。


下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步說明。圖1繪示了本發(fā)明一種航空器的第一實施例的整體示意圖。圖2繪示了圖1所示一種航空器的工作原理示意圖。圖3繪示了本發(fā)明一種航空器的第二實施例的整體示意圖。圖4繪示了圖3所示一種航空器的主視示意圖。圖5繪不了圖3所不一種航空器的左視不意圖。圖6繪示了本發(fā)明一種航空器的第三實施例的整體示意圖。圖7繪示了本發(fā)明一種航空器的第四實施例的整體示意圖。圖8繪示了本發(fā)明一種航空器的第五實施例的整體示意圖。
具體實施例方式請查閱圖1及圖2，其所示為本發(fā)明一種航空器的第一實施例。所述航空器100包括一單側(cè)機翼10及一推力裝置20。所述航空器100的重心G位于所述單側(cè)機翼10沿長度方向的內(nèi)端部位置。所述單側(cè)機翼10用于繞所述航空器100的重心G旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。所述單側(cè)機翼10沿寬度方向的后端設(shè)有一用于控制飛行方向的副翼11。所述推力裝置20用于推動所述單側(cè)機翼10繞所述航空器100的重心G旋轉(zhuǎn)。所述推力裝置20可以是螺旋槳或噴氣發(fā)動機或火箭筒等。所述推力裝置20連接在所述單側(cè)機翼10上，位于所述單側(cè)機翼10沿長度方向的外端部，并且連接在所述單側(cè)機翼10沿寬度方向的前端。所述航空器100的重心G偏離所述單側(cè)機翼10沿長度方向的中心位置，并且，為了使所述單側(cè)機翼10能夠旋轉(zhuǎn)，所述航空器100的重心G也要偏離所述推力裝置20的位置。請參照圖2，當(dāng)所述推力裝置20開啟并產(chǎn)生推力F推動所述單側(cè)機翼10繞所述航空器100的重心G沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)后，所述單側(cè)機翼10切割空氣產(chǎn)生升力，所述升力使所述航空器100垂直升起。然后，所述副翼11根據(jù)飛行要求擺動角度，使所述航空器100前后左右飛行。請參照圖3至圖5，其所示為本發(fā)明一種航空器的第二實施例。所述航空器IOOa與第一實施例的不同之處在于:所述所述推力裝置20為前拉式螺旋槳；所述航空器IOOa還包括一起落架30，所述起落架30連接在所述單側(cè)機翼10的底部。請參照圖4，所述單側(cè)機翼10的上反角Θ在0-50度。請參照圖5，所述單側(cè)機翼的迎角β在0-50度。請參照圖6，其所示為本發(fā)明一種航空器的第三實施例。所述航空器IOOb與第二實施例的不同之處在于:所述所述推力裝置20b為后推式螺旋槳，所述螺旋槳20b連接在所述單側(cè)機翼10的頂面上。請參照圖7，其所示為本發(fā)明一種航空器的第四實施例。所述航空器IOOc與第二實施例的不同之處在于:所述航空器IOOc還包括一控制艙40，所述控制艙40與所述單側(cè)機翼10相連接。所述控制艙40與所述單側(cè)機翼10沿長度方向的內(nèi)端部相連接；所述航空器IOOc的重心G位于所述控制艙40與所述單側(cè)機翼10之間。請參照圖8，其所示為本發(fā)明一種航空器的第五實施例。所述航空器IOOd與第三實施例的不同之處在于:所述航空器IOOd還包括一控制艙40，所述控制艙40與所述單側(cè)機翼10相連接。所述控制艙40與所述單側(cè)機翼10沿長度方向的內(nèi)端部相連接；所述航空器IOOd的重心G位于所述控制艙40與所述單側(cè)機翼10之間。以上所述，僅為本發(fā)明較佳實施例而已，故不能依此限定本發(fā)明實施的范圍，即依本發(fā)明專利范圍及說明書內(nèi)容所作的等效變化與修飾，皆應(yīng)仍屬本發(fā)明涵蓋的范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種航空器，其特征在于，它包括: 用于旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的單側(cè)機翼，所述單側(cè)機翼上設(shè)有用于控制飛行方向的副翼； 用于推動所述單側(cè)機翼繞航空器的重心旋轉(zhuǎn)的推力裝置，所述推力裝置連接在所述單側(cè)機翼上，所述航空器的重心偏離所述單側(cè)機翼沿長度方向的中心位置。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空器，其特征在于:所述航空器的重心位于所述單側(cè)機翼沿長度方向的端部或端部之外。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種航空器，其特征在于:所述推力裝置為螺旋槳或噴氣發(fā)動機或火箭筒。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種航空器，其特征在于:所述推力裝置為螺旋槳時，所述螺旋槳為前拉式螺旋槳或后推式螺旋槳。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3或4所述的一種航空器，其特征在于:還包括起落架，所述起落架連接在所述單側(cè)機翼的底部。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種航空器，其特征在于:所述單側(cè)機翼的上反角在0-50度，所述單側(cè)機翼的迎角在0-50度。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種航空器，其特征在于:還包括控制艙，所述控制艙與所述單側(cè)機翼相連接。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種航空器，其特征在于:所述控制艙連接在所述單側(cè)機翼沿長度方向的一端，所述航空器的重心位于所述控制艙與所述單側(cè)機翼之間。
9.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3或4所述的一種航空器，其特征在于:還包括控制艙，所述控制艙與所述單側(cè)機翼相連接。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的一種航空器，其特征在于:所述控制艙連接在所述單側(cè)機翼沿長度方向的一端，所述航空器的重心位于所述控制艙與所述單側(cè)機翼之間。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種航空器，它包括用于旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的單側(cè)機翼，所述單側(cè)機翼上設(shè)有用于控制飛行方向的副翼；用于推動所述單側(cè)機翼繞航空器的重心旋轉(zhuǎn)的推力裝置，所述推力裝置連接在所述單側(cè)機翼上，所述航空器的重心偏離所述單側(cè)機翼沿長度方向的中心位置。所述單側(cè)機翼繞所述航空器的重心旋轉(zhuǎn)后產(chǎn)生升力，使所述航空器垂直升起。因此，本發(fā)明的航空器具有垂直起降的優(yōu)點。同時，由于本發(fā)明的航空器利用所述單側(cè)機翼的旋轉(zhuǎn)來產(chǎn)生升力，并利用所述副翼來控制前后左右的飛行方向，具有結(jié)構(gòu)簡單的優(yōu)點。所述單側(cè)機翼圍繞所述航空器的重心旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的陀螺效應(yīng)有效提高了所述航空器的抗風(fēng)能力和飛行的穩(wěn)定性。
文檔編號B64C9/00GK103171765SQ20121040631
公開日2013年6月26日 申請日期2012年10月22日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月22日
發(fā)明者向小宏, 陳學(xué)棟, 王靈, 廖志勤 申請人:廈門同嘉信息科技有限公司