一种电动飞机的辅助推进方法及电动飞机

技术领域

本发明涉及电动航空技术领域，尤其涉及一种电动飞机的辅助推进方法及电动飞机。

背景技术

随着新能源技术的发展，越来越多的国家和企业开始布局电动航空领域。具体而言，各类电动飞机发展面临的最大技术挑战是电动力推进系统关键性能指标低、技术不成熟、重量过大，仅能满足电动飞机的最低使用要求，其中，电动飞机电池能量密度不足，电动力推进系统重量过大是电动飞机设计的最大难题，导致电动飞机的飞行航程无法满足需求。

基于上述现状，亟待我们设计一种电动飞机的辅助推进方法及电动飞机。

发明内容

本发明的一个目的在于：提供一种电动飞机的辅助推进方法，能够提高飞行航程。

本发明的另一个目的在于：提供一种电动飞机，用于执行上述的电动飞机的辅助推进方法。

为达此目的，本发明采用以下技术方案：

一方面，公开一种电动飞机的辅助推进方法，所述电动飞机包括第一推进装置和飞机本体，所述第一推进装置安装于所述飞机本体上，所述辅助推进方法包括：

第一推进装置驱动飞机本体飞行；

第二推进装置与飞机本体对接；

第一推进装置和第二推进装置同时驱动飞机本体飞行。

作为一种优选方案，在第一推进装置和第二推进装置同时驱动飞机本体飞行之后，包括：

当第二推进装置的电池的能量值为第一能量值时，第三推进装置从中继站向靠近飞机本体的方向运动。

作为一种优选方案，当第二推进装置的电池的能量值为第二能量值时，第二推进装置脱离飞机本体，第三推进装置与飞机本体对接，第一推进装置和第三推进装置同时驱动飞机本体飞行。

作为一种优选方案，在第二推进装置脱离飞机本体之后，包括：

第二推进装置运动至中继站，中继站给第二推进装置的电池充电。

作为一种优选方案，在第二推进装置与飞机本体对接之后，包括：

第二推进装置的电池给第一推进装置的推进风扇供电。

另一方面，还公开一种电动飞机，用于执行上述的电动飞机的辅助推进方法，包括：

飞机本体；

第一推进装置，安装在所述飞机本体上，所述第一推进装置能够驱动所述飞机本体飞行；

辅助推进装置，所述辅助推进装置包括第二推进装置和第三推进装置，所述第二推进装置和所述第三推进装置可选择地与所述飞机本体对接并能够驱动所述飞机本体飞行。

作为一种优选方案，所述第二推进装置和所述第三推进装置包括电池，与所述飞机本体对接的所述第二推进装置或者所述第三推进装置的电池与所述第一推进装置电连接。

作为一种优选方案，所述第一推进装置包括推进风扇，与所述飞机本体对接的所述第二推进装置或者所述第三推进装置的电池与所述推进风扇电连接。

作为一种优选方案，所述第二推进装置或者所述第三推进装置对称分布在所述飞机本体的顶部和底部。

作为一种优选方案，所述第二推进装置和所述第三推进装置包括尾翼，所述尾翼向所述第二推进装置和所述第三推进装置的驱动方向倾斜，所述尾翼能够连接到所述飞机本体上。

本发明的有益效果为：提供一种电动飞机的辅助推进方法及电动飞机，第一推进装置驱动飞机本体飞行，第二推进装置与飞机本体对接，进而第一推进装置和第二推进装置同时驱动飞机本体飞行；所述电动飞机用于执行上述的电动飞机的辅助推进方法。电动飞机利用辅助推进装置辅助第一推进装置来驱动飞机本体飞行，提高了飞行航程。

附图说明

下面根据附图和实施例对本发明作进一步详细说明。

图1为实施例所述的电动飞机的辅助推进方法的流程图；

图2为实施例所述的电动飞机的结构示意图；

图3为图2所示电动飞机的主视图；

图4为图2所示电动飞机的侧视图。

图1至图4中：

1、飞机本体；

2、第一推进装置；21、推进风扇；

3、辅助推进装置；31、尾翼。

具体实施方式

为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。

实施例一：

如图1和图2所示，本发明实施例提供了一种电动飞机的辅助推进方法，电动飞机包括第一推进装置2和飞机本体1，第一推进装置2安装于飞机本体1上，一方面，电动飞机自带的第一推进装置2能够驱动飞机本体1飞行；另一方面，与飞机本体1对接的第二推进装置能够辅助第一推进装置2来驱动飞机本体1飞行。在电池的能量密度有限的条件下，电动飞机的辅助推进方法提高了电动飞机的航程。

具体地，本发明实施例提供的电动飞机的辅助推进方法包括以下步骤：

步骤S100：第一推进装置2驱动飞机本体1飞行。

于本实施例中，第一推进装置2安装于飞机本体1上，第一推进装置2是电动飞机自带的用于驱动的装置，第一推进装置2设置为电力驱动的推进风扇21，推进风扇21能够驱动飞机本体1飞行。

步骤S201：第二推进装置与飞机本体1对接。

本实施例中的第二推进装置设置为电动无人机，电动无人机采用空中加油的方式对接到飞机本体1上，进而电动无人机和飞机本体1能够看成一个整体的飞行设备。

步骤S202：第二推进装置的电池给第一推进装置2的推进风扇21供电。

具体地，当第二推进装置与飞机本体1对接后，第二推进装置的电池与第一推进装置2的推进风扇21电连接，可以理解的是，第二推进装置的电池为第一推进装置2的推进风扇21提供电能，减少了第一推进装置2的电池所需负载，进而减少了飞机本体1的载荷。

步骤S301：第一推进装置2和第二推进装置同时驱动飞机本体1飞行。

基于步骤S201，电动无人机和飞机本体1能够看成一个整体的飞行设备，电动无人机的推进风扇21在驱动电动无人机飞行的同时也能够驱动飞机本体1飞行，进而电动无人机和第一推进装置2同时驱动飞机本体1飞行。

步骤S302：当第二推进装置的电池的能量值为第一能量值时，第三推进装置从中继站向靠近飞机本体1的方向运动。

步骤S303：当第二推进装置的电池的能量值为第二能量值时，第二推进装置脱离飞机本体1，第三推进装置与飞机本体1对接，第一推进装置2和第三推进装置同时驱动飞机本体1飞行。

第三推进装置和第二推进装置是相同的电动无人机，可以理解的是，预设第一能量值和第二能量值，第二能量值小于第一能量值，当第二推进装置的电池的能量值从第一能量值下降到第二能量值时，能够保证第三推进装置飞行到飞机本体1附近。具体地，当第二推进装置的电池的能量值为第一能量值时，第三推进装置开始向飞机本体1飞行；当第二推进装置的电池的能量值为第二能量值时，第三推进装置替换第二推进装置与飞机本体1对接，第一推进装置2和第三推进装置同时驱动飞机本体1飞行，实现了对飞机本体1的持续辅助驱动，提高了飞行航程。

步骤S304：第二推进装置运动至中继站，中继站给第二推进装置的电池充电。

可以理解的是，第二推进装置的第二能量值的电池能够保证第二推进装置飞行到附近的中继站，进而中继站给第二推进装置的电池充电，为下一次与飞机本体1对接做准备，实现了第二推进装置的循环工作。

实施例二：

如图2-图4所示，本发明实施例提供了一种电动飞机，用于执行实施例一所述的电动飞机的辅助推进方法，电动飞机包括飞机本体1、第一推进装置2和辅助推进装置3，第一推进装置2安装在飞机本体1上，第一推进装置2能够驱动飞机本体1飞行；辅助推进装置3包括第二推进装置和第三推进装置，第二推进装置和第三推进装置可选择地与飞机本体1对接并能够驱动飞机本体1飞行。第一推进装置2为飞机本体1自带的用于驱动的装置，第一推进装置2能够驱动飞机本体1飞行；第二推进装置和第三推进装置设置为电动无人机，第二推进装置和第三推进装置可选择地与飞机本体1对接并能够驱动飞机本体1飞行，可以理解的是，当第二推进装置的能量值充足时，第二推进装置与飞机本体1对接来辅助第一推进装置2驱动飞机本体1飞行；当第二推进装置的能量值不足时，第三推进装置替换第二推进装置与飞机本体1对接，第三推进装置辅助第一推进装置2来驱动飞机本体1飞行，第二推进装置和第三推进装置能够循环辅助第一推进装置2来驱动飞机本体1飞行，提高了飞行航程。

于本实施例中，第二推进装置和第三推进装置包括电池，与飞机本体1对接的第二推进装置或者第三推进装置的电池与第一推进装置2电连接。具体地，第一推进装置2包括推进风扇21，与飞机本体1对接的第二推进装置或者第三推进装置的电池与推进风扇21电连接。当第二推进装置与飞机本体1对接时，第二推进装置的电池给第一推进装置2的推进风扇21供电并驱动第一推进装置2的推进风扇21运动，减少了第一推进装置2的自身电源所需负载，进而减少了飞机本体1的载荷，当第三推进装置与飞机本体1对接时，也能够达到同样的效果，这里不作赘述。当然在本发明的其它实施例中，与飞机本体1对接的第二推进装置或者第三推进装置的电池也可以与飞机本体1或者第一推进装置2的其它部件电连接，进而给飞机本体1或者第一推进装置2的其它部件供电。

具体地，当第二推进装置与飞机本体1对接时，第二推进装置对称分布在飞机本体1的顶部和底部。第二推进装置可以设置为所需数量，本实施例中的第二推进装置设置为四个，四个第二推进装置中的两个对接在飞机本体1的顶部，另外两个对接在飞机本体1的底部，飞机本体1顶部的第二推进装置和飞机本体1底部的第二推进装置对称，避免了第二推进装置的推力对飞机本体1产生不利的俯仰力矩，并且减小了飞机本体1飞行的配平阻力。当第三推进装置与飞机本体1对接时，也能够达到同样的效果，这里不作赘述。

于本实施例中，第二推进装置和第三推进装置包括尾翼31，尾翼31向第二推进装置和第三推进装置的驱动方向倾斜，尾翼31能够连接到飞机本体1上。前掠式的尾翼31安装在第二推进装置和第三推进装置的主体上，当第二推进装置或者第三推进装置与飞机本体1对接时，尾翼31连接到飞机本体1上，减少了第二推进装置或者第三推进装置的主体与飞机本体1直接接触从而导致的意外碰撞，提高了可靠性。

于本文的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”，仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。

在本说明书的描述中，参考术语“一实施例”、“示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。

此外，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。