本发明专利技术涉及一种可变形体飞行器及其使用的领域和用途，本发明专利技术提供了一种新型可变形体飞行器的结构设计方案和方法及应用。所述方案和方法包括可伸缩机构和可旋转机构在空间上的排列与组合；雷达反射器在机构上的应用；燃气动力装置在机构上的应用；可折叠耐高温燃气的特种纺织布在机构上的应用。该飞行器展开后，可产生红外特征和具备飞行器本体的外形特征；该产品产生出与飞行器平台同样大小的伴飞产品，可用于保护平台，也可用于特定的表演用途；用于特定的需要模拟出原飞行器平台同等中远程监测显示同等特征的产品。上述的可变形体飞行器的结构设计方案和方法主要应用于所有飞行器平台(含各种水面舰船艇和地面移动平台)，包括无人或有人航空飞行器、如运输机、直升机、战斗机、轰炸机、航天飞行器、载人航天器等。
【技术实现步骤摘要】
一种可变形体飞行器产品的结构、设计方法及应用
本专利技术提供了一种可变形体飞行器产品的结构、设计方法及应用，特别涉及一种由飞行器平台弹射后，在该飞行器平台附近形成与其同等特征的飞行器产品的结构、设计方法，该产品多应用于各类飞行器的自我防御领域。
技术介绍
现有飞行器平台(含各种水面舰船艇和地面移动平台)自我防御领域尚无同类型产品。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种用于各类飞行器平台的自我防御产品、设计方法及应用方法。本专利技术采用的技术方案为：(1)设计一种伸缩机构，在勤务状态时，可变形体飞行器内部伸缩机构处于缩回并锁定状态，战斗状态时，可变形体飞行器内部伸缩机构处于伸长并锁定状态。(2)设计一种旋转机构，在勤务状态时，可变形体飞行器内部支撑杆处于锁定状态；战斗状态时，可变形体飞行器内部支撑杆解锁勤务状态时的锁定状态，旋转一定角度后锁定为旋转后的状态。(3)设计一种可变形体飞行器的燃气动力系统，为可变形体飞行器提供自主飞行动力，同时增强可变形体飞行器的红外特征。(4)运用一种增强雷达反射信号的角反射器，以增强雷达反射信号。(5)运用一种可折叠耐高温燃气的特种纺织布，用于维持可变形体飞行器内部一定的高温和压强状态。(6)运用化学或含能材料产生气体或充气气瓶的结构形式，对飞行器由变形前的状态改变为变形后的各种形状，同时在飞行器内部产生一定压强，维持其结构特征。本专利技术的有益效果为：(1)实现可变形体飞行器在勤务状态的便携式处理。(2)通过产品内部压强的变化实现可变形体飞行器在勤务状态和战斗状态外观和内部支撑结构的变化，进而实现可变形体飞行器可变行功能。(3)实现可变形体飞行器产品在各类飞行器搭载平台释放后，变形为与飞行器搭载平台外观相同或相近的特征飞行器，并实现其滞空自主动力飞行。(4)实现可变形体飞行器产品主动产生较强的红外特征。(5)实现可变形体飞行器产品产生较强的雷达反射特征。(6)实现可变形体飞行器产品主动或被动产生较强的光学特征。(7)实现可变形体飞行器产品通过各类飞行器平台释放后，诱导敌来袭导弹攻击，进而增强各类飞行器载体平台的自我防御能力，提高各类飞行器平台的战场生存能力。(8)填补国内同类产品市场空白，为我军增添一种新型突防手段和自我防御产品。说明书附图为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术专利展开前后外形的整体外观图；图2为本专利技术可伸缩机构(一)整体结构示意图；图3为本专利技术可伸缩机构(一)的近端杆结构剖视图；图4为本专利技术可伸缩机构(一)的近端杆结构轴侧图；图5为本专利技术可伸缩机构(一)的连接组件结构示意图；图6为本专利技术可伸缩机构(一)的远端杆结构示意图；图7为本专利技术可伸缩机构(一)在由勤务状态转换为战斗状态时的解锁原理示意图；图8为本专利技术可伸缩机构(二)整体结构示意图；图9为本专利技术可伸缩机构(二)近端杆结构示意图；图10为本专利技术可伸缩机构(二)连接组件结构示意图；图11为本专利技术可伸缩机构(二)远端杆结构示意图；图12为本专利技术可伸缩机构(二)在战斗状态时的锁定机构锁定原理示意图；图13为本专利技术可旋转机构整体结构示意图；图14为本专利技术旋转圆盘结构示意图；图15为本专利技术旋转机构旋转臂结构示意图；图16为本专利技术旋转机构的扭簧结构示意图；图17为本专利技术旋转机构的轴承示意图；图18为本专利技术旋转机构由勤务状态转换为战斗状态时的解锁原理示意图；图19为本专利技术旋转机构在战斗状态时的锁定机构锁定原理示意图；图20为本专利技术燃气动力装置组合装药示意图；图21为本专利技术燃气动力装置燃气喷口示意图图22为本专利技术运用到的雷达角反射器示意图；图23为本专利技术可变形体飞行器的端盖组件示意图；图24为本专利技术可变形体飞行器旋转及伸缩机构在展开前的轴测图。图25为本专利技术可变形体飞行器旋转及伸缩机构在展开后的轴测图。图26为本专利技术可变形体飞行器内部整体结构在展开前的轴测图。图27为本专利技术可变形体飞行器内部整体结构在展开后的轴测图。具体实施例下面将结合附图以及具体实施例来详细说明本专利技术，在此本专利技术的示意性实施例以及说明用来解释本专利技术，但并不作为对本专利技术的限定。以下结合附图2～附图7实施例对本专利技术前述技术方案第(1)款，可伸缩机构(一)作进一步详细描述。如图2所示，技术方案第(1)款实施策略：可伸缩机构由近端杆、连接组件和远端杆组成。如图3～图4所示，技术方案第(1)款实施策略：近端杆由两段相互垂直的柱体组成，其中，一段柱体为圆柱体或球体(本专利技术以圆柱体予以说明)其中心作为旋转中心。另一段为与之垂直的圆柱体或三棱柱、四棱柱、五棱柱、六棱柱等(本专利技术以圆柱体予以说明)，在垂直该圆柱体端面沿圆周方向均匀布置一定数量和深度的孔(孔的截面形状包括圆形、三角形、四边形、五边形、六边形、部分环形等，本专利技术以4个部分环形孔予以说明)作为连接组件伸长和缩短运动的运动空间；近端杆的中心设计为一定直径的通孔，在此通孔的内壁开有可供连接组件锁舌沿杆轴线方向前后运动的槽孔；近端杆上沿杆轴向方向均匀分布有减重槽。如图5所示，技术方案第(1)款实施策略：连接组件由支撑杆、扭簧、销轴、锁舌组成。在支撑杆上设计有安装扭簧销轴的销轴孔、安装解锁装置的螺纹安装孔和支撑杆与远端杆的固连孔。如图6所示，技术方案第(1)款实施策略：远端杆的中心为一端封闭一端开口的半封闭空间；在远端杆的开口端面上沿杆轴向方向设计有远端杆与连接组件的安装孔；在远端杆上设计有减重槽；在远端杆的减重槽壁上设计有销孔，用于远端杆和连接组件支撑杆的固连。如图7所示，技术方案第(1)款实施策略：勤务状态时的锁定机构的解锁是通过对锁定杆的破坏实现的，具体原理为锁定杆通过螺纹与连接组件的支撑杆和近端杆连接，当近端杆与连接组件的支撑杆有相对运动时，锁定杆两螺纹之间的薄弱部位即被剪断，以实现解锁功能。至此，远端杆与连接组件的支撑杆通过销轴固连为一体，通过连接组件支撑杆在近端杆槽内的运动，实现远端杆的可伸长和缩回功能；通过连接组件的锁舌和扭簧以及近端杆内锁舌运动的槽内空间的远端端面，实现了远端杆伸长以后的单向锁定(止退)功能；通过近端杆和连接组件支撑杆相对运动对锁定杆的破坏(剪断)，实现该伸缩机构由勤务状态向战斗状态转换时对勤务状态的解锁功能。以下结合附图8～附图12实施例对本专利技术前述技术方案第(1)款，可伸缩机构(二)作进一步详细描述。如图8所示，技术方案第(1)款实本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种可变形飞行器内部结构设计，其特征在于，在可变形飞行器的内部，使用含能材料产生气体，气体对飞行器进行充气，使飞行器形成预设计的形状。/n
【技术特征摘要】
1.一种可变形飞行器内部结构设计，其特征在于，在可变形飞行器的内部，使用含能材料产生气体，气体对飞行器进行充气，使飞行器形成预设计的形状。
2.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器内部结构设计为折叠式，展开后形成较稳固十字形状，或者十字形状的排列与组合；内部单支架结构转动角度为0度至90度，展开后形成较稳固十字形状。
3.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器单支架结构为伸缩式，且随着长度增加，其内径为相同或逐渐增大的特征；该飞行器单支架结构为活塞式伸缩机构，并且具有锁定功能。
4.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于：该飞行器单支架结构的旋转动力来源为弹簧或类似簧片结构的旋转、扭矩结构。内部设计有含能或化学材料，燃烧或反应后产生初始动力，使单支架进行伸缩和旋转，并对变形前的锁定销进行剪切，使之断裂。
5.一种可变形飞行器的内部结构设计，其特征在于，该飞行器支架内部...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈红明，唐林，
申请(专利权)人：陈红明，唐林，
类型：发明
国别省市：四川;51
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