[发明专利]飞行器的重心偏移式牵引装置

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及飞行器的牵引装置。

背景技术

传统的飞行器推进方式主要有两类：一是螺旋桨或涡扇推进，二是火力推进。这两种推进方式都是以空气(流体)动力学为基础，螺旋桨或涡扇由于是对气体进行切割产生推力前行，所以此类飞行器只能在大气层内飞行；火力推进的飞行器以热膨胀产生反作用力推进，其虽可以进入外太空，但其推重比严重失调，若不连续补充能量，则不能多次往返外太空。火力推进的飞行器如火箭，火箭依靠捆绑多节燃料舱实现其远程、快速飞行，然而燃料舱增大了火箭的重量，其推重比大大降低，推行效率极低；若火箭在外太空的飞行速度达到光速，传统的火力推进对火箭将几乎不起作用，其原因是：由于火焰很轻，其本身惯性产生的作用几乎没有，对以光速运行的火箭产生的推进作用可以忽略，从而爆燃时尾喷的推力速度远远小于火箭的速度，也就是说，这类火力推进的火箭运行速度越快，推进效率越低。

发明内容

本申请人针对现有技术的上述缺点，进行研究和改进，提供一种飞行器的重心偏移式牵引装置，其具有结构简单、推进效率高、应用广泛的特点。

为了解决上述问题，本发明采用如下方案：

一种飞行器的重心偏移式牵引装置，该牵引装置包括相互啮合的恒星齿轮及行星齿轮，恒星齿轮的齿数与行星齿轮的齿数相等，恒星齿轮固连于内轴的端部，内轴的外壁借助第一轴承轴轴向转动安装有套轴，套轴的端部安装驱动源；所述套轴的外壁径向连接旋臂，旋臂的端部径向连接转轴，转轴与套轴平行设置，转轴的端部借助第二承轴与行星齿轮转动连接；所述行星齿轮的上表面固连偏心体，当偏心体的重心与套轴的中心轴之间的间距最短时，所述牵引装置的重心位于套轴的中心轴上。

作为上述技术方案的进一步改进：

所述偏心体的端部带有平衡块。

所述平衡块位于偏心体的下表面。

所述偏心体的上表面安装有Z字形结构的平衡体，平衡体的第一竖块、横块分别与旋臂及其转轴呈上下对称，平衡体的第二竖块与套轴轴向重合。

本发明的技术效果在于：

本发明的结构简单、设计合理、巧妙；通过重心偏移牵引作用驱动飞行器行进，相比传统的螺旋桨或涡扇推进以及火力推进结构，其推进效率大大提高，并且在外太空中高速行进时不受外界影响；本发明可安装于多种壳体内部，不受外界环境的限制，其应用范围广。

附图说明

图1为本发明的立体结构示意图。

图2为本发明的另一立体结构示意图。

图3为本发明的主剖视图。

图4为套轴顺时针转动90度的状态结构图。

图5为图4的俯视图。

图6为套轴顺时针转动180度(绝对平衡状态)的状态结构图。

图7为图6的俯视图。

图8为套轴顺时针转动270度的状态结构图。

图9为图8的俯视图。

图10为本发明的基本原理简图。

图11为本发明应用于飞行器上的结构示意图。

图12为本发明的另一结构示意图。

图中：1、驱动源；2、套轴；3、旋臂；31、转轴；4、恒星齿轮；5、行星齿轮；6、偏心体；61、平衡块；7、内轴；8、第一轴承轴；9、第二承轴；10、飞行器；101、燃料舱；102、球形牵引舱；11、平衡体；111、第一竖块；112、横块；113、第二竖块。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。

如图1至图3所示，本实施例的飞行器的重心偏移式牵引装置，该牵引装置包括相互啮合的恒星齿轮4及行星齿轮5，恒星齿轮4的齿数与行星齿轮5的齿数相等，恒星齿轮4固连于内轴7的端部，内轴7的外壁借助第一轴承轴8轴向转动安装有套轴2，套轴2的端部安装驱动源1，驱动源1为电机、引擎等；套轴2的外壁径向连接旋臂3，旋臂3的端部径向连接转轴31，转轴31 与套轴2平行设置，转轴31的端部借助第二承轴9与行星齿轮5转动连接。

行星齿轮5的上表面固连偏心体6，偏心体6端部的下表面带有平衡块61，偏心体6于牵引装置上的分布位置限制如下：当偏心体6的重心与套轴2的中心轴之间的间距最短即平衡块61的外边缘与套轴2的中心轴之间的间距最短时(如图6及图7所示)，整个牵引装置的重心位于套轴2的中心轴上，即牵引装置处于绝对平衡状态。

本发明的工作过程中如下：

如图1所示，为本发明的原始状态结构图，偏心体6的平衡块61与套轴2的中心轴之间的间距最大，整个牵引装置处于最大失衡状态；