一种三体民航飞机旅客生命逃逸系统的制作方法

本发明涉及民航飞机领域，特别涉及一种三体民航飞机旅客生命逃逸系统。

背景技术：

近现代航空运输，特别是民航客机在空中飞行时可能会遇到极端的恶劣情况，比如机械故障、恶劣天气以及在武装各派交战的区域飞行突然受到导弹的攻击等情况飞机大都是机毁人亡，幸存者寥寥无几。因此，为了保障旅客乘坐民航客机的安全，亟需本领域技术人员研究出一种三体民航飞机旅客生命逃逸系统。

技术实现要素：

本发明的目的是为了解决上述现有技术中存在的不足，提供了一种三体民航飞机旅客生命逃逸系统，目的是提高民航飞机安全系数，从而进一步增强旅客乘坐民航客机安全的保障。

为了达到上述发明目的，本发明提供的技术方案如下：一种三体民航飞机旅客生命逃逸系统，包括牵引机、副机a、副机b、火箭燃烧助推装置以及托板支架，所述牵引机上设置有前机翼和后机翼，所述前机翼以及后机翼上均设置有第一涡扇发动机，所述托板支架适配地设置于牵引机的两侧，所述托板支架上设置有滑行轨道，所述副机a、副机b分别适配地设置于滑行轨道上，所述副机a、副机b的前端部设置有第二涡扇发动机，至少二个所述火箭燃烧助推装置分别适配地设置于副机a、副机b的机尾部，所述火箭燃烧助推装置用于助推副机a、副机b滑行脱离滑行轨道进行起飞，所述副机a、副机b的上部表面沿轴向均适配地设置有至少二组半环形机翼组件，该半环形机翼组件包括半环形机翼以及与半环形机翼适配连接的长臂翼，所述半环形机翼一侧还设置有鸭翼，所述副机a、副机b的尾部处还设置有涡轮喷气亚燃冲压组合循环发动机。

作为本发明的进一步改进，所述火箭燃烧助推装置包括导轨、滑板支架小车、助推火箭、丝纹钢榉、锁紧凹槽齿轮、丝纹钢榉推进器和限位组件，所述滑板支架小车适配地设置于导轨上端一侧，所述助推火箭适配地设置于滑板支架小车上，所述导轨另一侧的中间位置处设置有丝纹钢榉，所述丝纹钢榉一端设置有与其适配连接的锁紧凹槽齿轮，且锁紧凹槽齿轮一端连接有与其适配传动的丝纹钢榉推进器，所述助推火箭前端部设置有与其相适配的钢挡块，所述钢挡块上成型有与助推火箭前端部套接的锁紧凹槽；

所述限位组件包括限位钢杆、限位锁定架和设置于限位锁定架上的限位锁定卡口，所述限位锁定架设置于导轨两侧，所述限位钢杆的两端适配地设置于限位锁定卡口内，所述限位钢杆上还设置有钢挡板，该钢挡板位于钢挡块的一侧，所述钢挡板上开设有一与丝纹钢榉相适配的螺纹孔，所述丝纹钢榉另一端适配地穿过钢挡板上的螺纹孔，通过丝纹钢榉推进器驱动锁紧凹槽齿轮使得丝纹钢榉将助推火箭向外部空间推出。

作为本发明的进一步改进，所述丝纹钢榉推进器驱动锁紧凹槽齿轮使得丝纹钢榉对助推火箭产生的反向推力大于助推火箭燃烧产生的推力。

作为本发明的进一步改进，所述后机翼两侧外端还设置有翼尖小梢。

作为本发明的进一步改进，所述副机a或者副机b的长度范围为25-35m。

作为本发明的进一步改进，所述副机a与副机b呈对称地布置于牵引机的两侧。

作为本发明的进一步改进，所述助推火箭的外壳从前端部至后端部呈渐宽型结构，所述助推火箭的具体型号为cz-13型液固火箭或者cz-14型固体火箭。

作为本发明的进一步改进，所述助推火箭上还设置有护箭带，所述护箭带两端固定设置于滑板支架小车上；所述滑板支架小车上还设置有一用于固定助推火箭的限位卡口。

本发明的技术优点：采用三体民航飞机旅客生命逃逸系统，利用独特的三体民航客机结构，首次在民航飞机上使用旅客生命生命逃逸系统，当牵引机出现故障无法飞行等紧急情况时，可以利用火箭燃烧助推装置将副机a、副机b助推起飞，运行平稳，能够最大程度保障旅客及机组工作人员的生命安全，具有社会价值和经济价值；利用半环形机翼组件，可以使得副机a、副机b产生比常规固定翼飞机更大的升力，减少空气阻力，有利于快速进入恶劣天气云层以上的安全高空。

附图说明

图1为本发明的结构立体示意图。

图2为本发明的结构平面示意图。

图3为本发明半环形机翼打开且旋转长臂翼后形成的状态结构示意图。

图4为本发明火箭燃烧助推装置的结构示意图。

图中：1.牵引机，1-1.前机翼，1-2.后机翼，1-3.翼尖小梢，2.副机a，3.副机b，4.火箭燃烧助推装置，5.托板支架，6-1.第一涡扇发动机，6-2.第二涡扇发动机，7.滑行轨道，8.半环形机翼，8-1.倾转风扇，9.长臂翼，10.鸭翼，11.涡轮喷气亚燃冲压组合循环发动机，12.导轨，13.滑板支架小车，14.助推火箭，15.丝纹钢榉，16.锁紧凹槽齿轮，17.丝纹钢榉推进器，18.限位组件，18-1.限位钢杆，18-2.限位锁定架，18-3.限位锁定卡口，18-4.钢挡板，18-5.螺纹孔，19.钢挡块，20.锁紧凹槽，21.护箭带，22.限位卡口。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的解释说明。

如图1-图4所示，一种三体民航飞机旅客生命逃逸系统，包括牵引机1、副机a2、副机b3、火箭燃烧助推装置4以及托板支架5，所述牵引机1上设置有前机翼1-1和后机翼1-2，所述前机翼1-1以及后机翼1-2上均设置有第一涡扇发动机6-1，所述托板支架5适配地设置于牵引机1的两侧，所述托板支架5上设置有滑行轨道7，所述副机a2、副机b3分别适配地设置于滑行轨道7上，所述副机a2、副机b3的前端部设置有第二涡扇发动机6-2，至少二个所述火箭燃烧助推装置4分别适配地设置于副机a2、副机b3的机尾部，所述火箭燃烧助推装置4用于助推副机a2、副机b3滑行脱离滑行轨道7进行起飞，所述副机a2、副机b3的上部表面沿轴向均适配地设置有至少二组半环形机翼组件，该半环形机翼组件包括半环形机翼8以及与半环形机翼8通过旋转轴承件适配连接的长臂翼9，所述半环形机翼8一侧还设置有鸭翼10，所述半环形机翼8内还设置有一倾转风扇8-1，采用半环形机翼组件可以产生比常规固定翼飞机更大的升力，所述副机a2、副机b3的尾部处还设置有涡轮喷气亚燃冲压组合循环发动机11。

所述火箭燃烧助推装置4包括导轨12、滑板支架小车13、助推火箭14、丝纹钢榉15、锁紧凹槽齿轮16、丝纹钢榉推进器17和限位组件18，所述丝纹钢榉推进器17为减速器，所述滑板支架小车13适配地设置于导轨12上端一侧，所述助推火箭14适配地设置于滑板支架小车13上，所述导轨12另一侧的中间位置处设置有丝纹钢榉15，所述丝纹钢榉15一端设置有与其适配连接的锁紧凹槽齿轮16，且锁紧凹槽齿轮16一端连接有与其适配传动的丝纹钢榉推进器17，所述助推火箭14前端部设置有与其相适配的钢挡块19，所述钢挡块19上成型有与助推火箭14前端部套接的锁紧凹槽20；

所述限位组件18包括限位钢杆18-1、限位锁定架18-2和设置于限位锁定架18-2上的限位锁定卡口18-3，所述限位锁定架18-2设置于导轨12两侧，所述限位钢杆18-1的两端适配地设置于限位锁定卡口18-3内，限位锁定卡口18-3为弯刀形，所述限位钢杆18-1上还设置有钢挡板18-4，该钢挡板18-4位于钢挡块19的一侧，所述钢挡板18-4上开设有一与丝纹钢榉15相适配的螺纹孔18-5，所述丝纹钢榉15另一端适配地穿过钢挡板18-4上的螺纹孔18-5，通过丝纹钢榉推进器17驱动锁紧凹槽齿轮16使得丝纹钢榉15将助推火箭14向外部空间推出。

第二涡扇发动机6-2具体为涡轮喷气螺旋桨风扇发动机，其特点是推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。

所述丝纹钢榉推进器17驱动锁紧凹槽齿轮16使得丝纹钢榉15对助推火箭14产生的反向推力大于助推火箭14燃烧产生的推力。

所述后机翼1-2两侧外端还设置有翼尖小梢1-3。所述副机a2或者副机b3的长度范围为25-35m。

所述副机a2与副机b3呈对称地布置于牵引机1的两侧。所述牵引机1两侧设置有用于固定副机a2、副机b3的固定连接件，固定连接件具体地可以采用螺杆固定件，并在副机a2、副机b3上开设有与螺杆固定件相适配的螺纹安装孔，通过螺杆固定件适配地与副机a2、副机b3上的螺纹安装孔固定连接，从而可以将副机a2、副机b3固定在牵引机1两侧。

所述助推火箭14的外壳从前端部至后端部呈渐宽型结构，防止助推火箭14点火后向外部推出过程中由于助推火箭14的反作用力造成用于飞机起飞过程中的火箭燃烧助推装置4失控，从而避免了点火后助推火箭14返回飞机内部的风险；所述助推火箭14采用小型火箭，所述助推火箭14的具体型号为cz-13型液固火箭或者cz-14型固体火箭，质量轻，推力大，其中cz-13型液固火箭的最大推力为100吨，cz-14型固体火箭的最大推力为120吨。

所述助推火箭14上还设置有护箭带21，所述护箭带21两端固定设置于滑板支架小车13上；所述滑板支架小车13上还设置有一用于固定助推火箭14的限位卡口22。利用护箭带21、限位卡口22以及助推火箭14前端部设置的钢挡块19，可以有效地对助推火箭14进行固定和限位，从而避免助推火箭14点火后喷出的高温火焰对飞机造成损伤，且钢挡块19上设置有与助推火箭14前端部套接的锁紧凹槽20，能够控制住助推火箭14燃烧时产生的自身跳动，稳定性更好。

实施过程如下：

当三体民航客机在空中飞行时遇到极端的恶劣情况时，副机a2、副机b3进行实施“生命逃逸”的过程：

（1）在实施“生命逃逸”前，牵引机1将螺杆固定件从副机a2、副机b3上的螺纹安装孔内逆时针旋出至指定位置；

（2）打开半环形机翼8，并旋转长臂翼9，使得长臂翼9一端部与半环形机翼8一端设置的卡接口相适配锁定，倾转风扇8-1位于半环形机翼8内的中间位置，启动倾转风扇8-1，以便副机a2、副机b3产生升力；

（3）启动副机a2、副机b3的前端部的第二涡扇发动机6-2；

（4）助推火箭14点火助推，当助推火箭14点火后，助推火箭14向丝纹钢榉15一侧运动，当助推火箭14前端部的钢挡块19接触到限位组件18上的钢挡板18-4时，通过丝纹钢榉推进器17带动锁紧凹槽齿轮16旋转，锁紧凹槽齿轮16以20cm/s的速度向后旋进，丝纹钢榉15另一端适配地穿过钢挡板18-4上的螺纹孔18-5并抵住助推火箭14前端部的钢挡块19，从而丝纹钢榉15将助推火箭14向外部空间推出，即向外部将助推火箭14壳体慢慢地推出机架外部空间；

（5）经过90-140秒后，启动副机a2、副机b3的尾部处的涡轮喷气亚燃冲压组合循环发动机11，以确保副机a2、副机b3平稳飞行。

上述内容为本发明的示例及说明，但不意味着本发明可取得的优点受此限制，凡是本发明实践过程中可能对结构的简单变换、和/或一些实施方式中实现的优点的其中一个或多个均在本申请的保护范围内。