一种基于导弹动力推进的飞机系统的制作方法

本实用新型涉及导弹推进技术领域，特别涉及一种基于导弹动力推进的飞机系统。

背景技术：

具有打击能力的飞机在机翼或者机腹上挂有导弹，导弹一般是有动力的。但目前，导弹的动力一般只在导弹发射时才启动，对于飞机的起飞和飞行并没有帮助。对于飞机来说，导弹影响了气动的阻力，对于飞机续航和速度提升均为负面影响。此外有利用火箭助推技术起飞的飞机，在飞机的机身上绑有火箭发动机，在飞机起飞时，同时启动火箭发动机，在此火箭发动机的助推之下，飞机能够以最快的速度进行加速，从而缩短起飞滑跑距离。但这些助推火箭均为专用火箭，在起飞完成后即会被抛弃。采用导弹上的动力对飞机飞行进行助推的技术还没有应用。

技术实现要素：

基于背景技术存在的技术问题，本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统，通过导弹的推力的复用，帮助飞机实现更短的起降距离。一方面通过导弹的推力的复用，帮助飞机实现动力备份，在飞机主发动机故障时，帮助飞机脱离危险的失速状态；另一方面飞机飞行控制系统对于导弹动力系统的连接和控制，从而实现导弹动力的复用的思想。

本实用新型是这样实现的，一种基于导弹动力推进的飞机系统，所述导弹动力推进飞机由机身、机翼和机身内部的飞机飞行控制系统、导弹动力系统、导弹飞行控制系统以及切换器组成；所述机翼设置在机身两侧，导弹安装在机翼或机身上；所述导弹通过挂载工作方式固定在机翼和多旋翼上。

进一步地，所述导弹挂载工作方式有两种，一种方式为固定翼无人机挂载工作，导弹通过挂架和连接器直接安装在机翼上。所述导弹另一种挂载工作方式为多旋翼无人机挂载工作，导弹通过挂架和连接器安装在多旋翼上。

进一步地，所述切换器通过切换网络以及飞机飞行动力控制网络和飞机飞行控制系统连接。

进一步地，所述切换器分别和飞机飞行控制系统的飞机飞行动力控制网络以及导弹飞行控制系统的导弹飞行动力控制网络连接，切换器通过导弹动力网络和导弹动力系统连接；切换器根据飞机飞行控制系统给出的切换网络来选择连入网络导弹动力系统。

进一步地，所述飞机飞行控制系统的飞机飞行动力控制网络和导弹动力系统连接，当飞机飞行控制系统的飞机飞行动力控制网络连入到导弹动力系统时，整个系统工作在导弹动力推进状态；飞机飞行控制系统控制导弹的动力。

进一步地，所述导弹飞行控制系统一方面通过切换器和导弹动力系统连接，导弹飞行控制系统另一方面通过导弹飞行动力控制网络连入导弹动力系统。

进一步地，所述切换器控制切换网络、飞机飞行动力控制网络、导弹动力网络和导弹飞行动力控制网络的网络连接。

本实用新型与现有技术相比具有以下有益效果。

1、本实用新型机身内部由飞机飞行控制系统、导弹动力系统、导弹飞行控制系统以及切换器组成，通过导弹的推力的复用，帮助飞机实现更短的起降距离。一方面通过导弹的推力的复用，帮助飞机实现动力备份，在飞机主发动机故障时，帮助飞机脱离危险的失速状态；另一方面飞机飞行控制系统对于导弹动力系统的连接和控制，从而实现导弹动力的复用的思想。

2、本实用新型在不增加系统重量和成本的前提下，增加整个飞行器的动力储备和冗余；缩短固定翼飞机起降距离，增加飞机紧急情况处理能力。对于旋翼飞机，本实用新型可帮助其实现更大的平飞速度，帮助其实现更长的制空时间。对原导弹系统影响较小，实施成本低，对于飞机结构影响小，实施成本低。

附图说明

图1为本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统系统结构示意图；

图2为本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统导弹安装示意图；

图3为本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统固定翼无人机挂载工作示意图；

图4为本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统多旋翼无人机挂载工作示意图。

其中：100、机身，101、机翼，101-1、多旋翼，102、导弹，103、挂架，104、连接器，110、飞机飞行控制系统，111、飞行动力控制网络，112、切换网络，120、导弹动力系统，121、导弹动力网络，130、导弹飞行控制系统，131、导弹飞行动力控制网络，140、切换器。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

参照图1、图2、图3和图4，本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统，所述导弹动力推进飞机由机身100、机翼101和机身100内部的飞机飞行控制系统110、导弹动力系统120、导弹飞行控制系统130以及切换器140组成；所述机翼101设置在机身100两侧，导弹102安装在机翼101或机身100上；所述导弹102通过挂载工作方式固定在机翼101和多旋翼101-1上。

参阅图3，所述导弹102挂载工作方式有两种，一种方式为固定翼无人机挂载工作，导弹102通过挂架103和连接器104直接安装在机翼101上。

参阅图4，所述导弹，102另一种挂载工作方式为多旋翼无人机挂载工作，导弹102通过挂架103和连接器104安装在多旋翼101-1上。飞机飞行控制系统110、导弹动力系统120、导弹飞行控制系统130和切换器140之间是相互协作的，切换器140用来控制切换网络112、飞机飞行动力控制网络111、导弹动力网络121和导弹飞行动力控制网络131的网络输入和输出，实现各网络之间独立工作不相互干涉。飞机飞行控制系统110是机上各种功能的飞行自动控制分系统的组合，可用来保证飞行器的稳定性和操纵性、提高完成任务的能力与飞行品质、增强飞行的安全及减轻驾驶员负担；导弹动力系统120和导弹飞行控制系统130在各种干扰情况下，稳定导弹102姿态，保证导弹102飞行姿态角偏差在允许范围内，根据制导指令、控制导弹姿态角、调整导弹102的飞行方向、修正飞行路线、使导弹102准确准确命中目标。

所述切换器140通过切换网络112以及飞机飞行动力控制网络111和飞机飞行控制系统110连接。通过接收飞机飞行控制系统110的切换网络112和飞机飞行动力控制网络111实现各控制系统的内部工作，动力的转换和飞机的飞行以及导弹102的控制。

所述切换器140分别和飞机飞行控制系统110的飞机飞行动力控制网络111以及导弹飞行控制系统130的导弹飞行动力控制网络131连接，切换器140通过导弹动力网络121和导弹动力系统120连接；切换器140根据飞机飞行控制系统110给出的切换网络112来选择连入网络导弹动力系统120。工作时，切换器140可分别将飞机飞行控制系统110和导弹飞行控制系统130发出的飞机飞行动力控制网络111以及导弹飞行动力控制网络131经导弹动力网络121发送给导弹动力系统120。

参阅图1，所述飞机飞行控制系统110的飞机飞行动力控制网络111和导弹动力系统120连接，当飞机飞行控制系统110的飞机飞行动力控制网络111连入到导弹动力系统120时，整个系统工作在导弹102动力推进状态；飞机飞行控制系统110控制导弹的动力，利用导弹102的动力帮助飞机实现快速的起飞，在飞机本身动力发生故障时，导弹102的动力还可以应急帮助飞机保持飞行高度。

所述导弹飞行控制系统130通过切换器140和导弹动力系统120连接，当导弹飞行控制系统130通过导弹飞行动力控制网络131连入导弹动力系统120时，整个系统工作在导弹自主飞行模式，此时导弹已经发射，不再与飞机有联系。

所述切换器140控制切换网络112、飞机飞行动力控制网络111、导弹动力网络121和导弹飞行动力控制网络131的网络连接，通过切换器140实现切换网络112、飞机飞行动力控制网络111、导弹动力网络121和导弹飞行动力控制网络131的网络信号输入和输出。

所述导弹102的动力来源包括固体燃料、液体燃料，也包括电动机、发动机等动力。导弹102的动力来源分布广，一方面实现导弹102动力来源的广泛性丰富动力来源渠道，另一方面为动力多样化的实现提供基础。

本实用新型提出的一种基于导弹动力推进的飞机系统，所述导弹动力推进飞机由机身100、机翼101和机身100内部的飞机飞行控制系统110、导弹动力系统120、导弹飞行控制系统130以及切换器140组成。工作时当飞机飞行控制系统110的飞机飞行动力控制网络111连入到导弹动力系统120时，整个系统工作在导弹动力推进状态；飞机飞行控制系统110控制导弹的动力，利用导弹102的动力帮助飞机实现快速的起飞，在飞机本身动力发生故障时，导弹102的动力还可以应急帮助飞机保持飞行高度。本实用新型解决了导弹的动力一般只在导弹102发射时才启动，对于飞机的起飞和飞行并没有帮助的问题，此外用导弹102的动力，在飞机起飞时，在导弹102的助推之下，飞机能够以最快的速度进行加速，从而缩短起飞滑跑距离。本实用新型的导弹102通过挂架103和连接器104直接安装在机翼101或机身100上，在使用时导弹102挂载工作方式有两种，一种方式为固定翼无人机挂载工作，另一种方式为多旋翼无人机挂载工作。这两种挂载工作方式能充分满足不同的工作需求。

以上所述，仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，根据本实用新型的技术方案及其实用新型构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。