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1、10申请公布号CN101970292A43申请公布日20110209CN101970292ACN101970292A21申请号200980108236422申请日2009030612/07473720080306USB64C1/00200601B64C13/24200601A63H27/18200601B64C13/2020060171申请人赵捷地址弗吉尼亚中洛锡安72发明人赵捷74专利代理机构济南舜源专利事务所有限公司37205代理人宋玉霞54发明名称模块化飞机结构与制造方法57摘要一架可控飞行飞机包括两个独立的互连模块一个融入大量的飞机风格特点的飞机模块，包括一个机身及安装于机身的翼，并装。
2、有一个活动式控制面；一个部件模块，包括一个支撑结构及安装其上的一套部件，包括一个受控于控制装置的一个伺服装置，以控制飞行。至少有一对有相互吸引作用的磁性连接器，以对称对立方式分别固定于上述两个模块之上，提供模块结构连接装置。一个联动装置包括两个相互磁性吸引的联动部分，二者可以可分开形式连接组成一个连接伺服装置和控制装置的联动组件。这里披露的的结构连接和控制连动装置有助于实现省力简洁的模块接连，组成一个可控制飞机，并实现无损模块分离。含不同类型及空气动力规格的各种飞机模块可与一个部件模块互连，组成共用主要部件的各种用途飞机。30优先权数据85PCT申请进入国家阶段日2010092986PCT申请。
3、的申请数据PCT/US2009/0364052009030687PCT申请的公布数据WO2009/148670EN2009121051INTCL19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书5页说明书8页附图10页CN101970292A1/5页21一种模块化飞机，包括A含第一机身部分的第一模块；至少有一个固定到第一机身部分的有空气动力功能的翼；至少有一个与一个翼进行活动式连接的飞行控制面，其上固定有控制连接件；B含第二机身部分的第二模块，该部分与第一模块A的第一机身部分互补形成一个飞机机身；第二机身部分配有支撑结构，而支撑结构装有互相有机连接的主要飞行部件和控制部件，包括提供推力。
4、的推进装置；至少含有一个用于控制第一模块A飞行控制面的伺服装置、控制上述推进装置和伺服装置的控制电子电路装置以及为机载耗电部件包括推进装置和伺服装置供电的电源；C实现上述第一模块A和第二模块B机身部分互相连接和分离的一个连接装置，以确保模块化飞机结构及空气动力完整性；D实现上述第一模块A的飞行控制面与第二模块B的伺服装置互连的联动装置，用于将控制动作由上述伺服装置传递至飞行控制面，控制上述控制面的角位置，并可实现联动张力过大时的联动装置无损分离；因此，可通过上述连接装置C互连第一模块A与第二模块B组成一个结构完整的模块化飞机机身结构，并通过上述联动装置D互连所述控制面与伺服装置；可通过上述连接。
5、装置C使第一模块A与第二模块B人为的进行结构分离，从而使模块化飞机分解为独立的模块，并可通过上述联动装置D以施加过大联动张力方法实现所述伺服装置与飞行控制面的无损分离；如果因上述第一模块A与第二模块B发生意外结构分离而导致控制联动张力过大，则所述飞行控制面与伺服装置将通过联动装置D进行无损分离；上述任一模块均可整合不同风格及空气动力学特征而组成不同的飞机。2对于权利要求1中所述的模块化飞机，当模块结构应力超过预定限值时，连接装置C进一步在模块间结构连接应力超过预定限度时允许模块化飞机进行无损结构分离，分成结构独立的模块；因此，通过施加过量模块分离应力实现模块间结构分离，然后，施加过量控制联动分。
6、离应力实现空置联动分离，上述连接装置C和联动装置D一起可人为的实现完整飞机的无损、省力分离成独立模块；当出现非人为的模块间结构和联动张力过大时，上述连接装置C和联动装置D一起可实现完整飞机的无损分离，分成独立模块。3对于权利要求2中所述的模块化飞机，其特征在于，所述的连接装置C还包括至少一对可以通过磁引力相互连接的磁力元件，以对称相对应方式分别固定于上述第一模块A和第二模块B的预定位置，其目的是实现第一模块和第二模块的结构互连，模块结构连接的磁引力强度可以选择，使其在允许的运行条件下耐受模块化飞机结构应力，并在结构应力过大时分解成独立的模块，实现模块化飞机的无损结构分离；当上述第一模块和第二模。
7、块相互靠近，至少有一对磁力吸引元件受到足够的相互磁吸力时，导致磁力元件持续靠近，自动实现模块结构互连。4对于权利要求3中所述的模块化飞机，其特征在于，所述的连接装置C还包括两个结构相互匹配、横向于连接方向互锁的结构段，以对称相对应方式分别位于上述第一模块A和第二模块B上的预定位置，当第一模块A和第二模块B进行结构互连时，这两权利要求书CN101970292A2/5页3个结构段相互结合，处于横向互锁位置；其中一个结构段作为上述匹配结构段的物理接受体。当各个磁力吸引元件对相互靠近时，该接受体逐渐减小上述各磁力吸引元件对之间的横向偏移，上述两个结构段的拼合及横向互锁保证了磁力吸引元件相互连接时模块结。
8、构定位的精确度，从而为模块结构互连提供导向和定位，并限制互连模块的横向相对运动范围。5对于权利要求2中所述的模块化飞机，其特征在于，上述联动装置D还包括第一联动部分和第二联动部分，第一联动部分的连接装置用于连接上述伺服装置，第二联动部分的连接装置用于连接与伺服装置相连的控制面，在第一联动部分和第二联动部分的预定位置固定有一对相互磁性吸引匹配元件，以连接两个联动部分，组成一个连接控制面和伺服装置的联动组件，上述磁性吸引匹配元件对的连接磁引力强度可以选择，使其在允许的运行条件下耐受模块化飞机控制联动张力，并实现联动组件的无损分离，在控制联动张力过大时分解成上述联动部分。6对于权利要求5所述的模块化。
9、飞机，其特征在于，所述的联动装置D还包括一个联动导向装置，用于限制所述联动部分的空间取向，当第一模块A和第二模块B通过连接装置C进行连接时，上述磁性吸引匹配元件对的两个磁力吸引元件将相互靠足够近，以导致两个联动部分在磁力作用下自动连接，从而形成一个控制联动组件。7对于权利要求6所述的模块化飞机，其特征在于，所述的联动部分呈细长形，联动装置D的联动导向装置包括一个用于细长形联动部分的刚性导向元件，导向元件含有一个开孔，上述细长形联动部分通过该孔伸出，导向元件所在的模块含有被导向细长形联动部分所连接的装置，开孔的尺寸和形状适合控制动作的联动传递。8对于权利要求7所述的模块化飞机，其特征在于，连接装。
10、置C还至少包括一对可以通过磁引力相互连接的磁力元件，以对称对立方式固定于上述模块A和模块B上的预定位置，其目的是实现第一模块和第二模块的结构互连。所述磁引力强度可以选择，使其在允许的运行条件下耐受模块化飞机结构应力，并在模块间结构应力达到预定水平之前使模块化飞机发生无损结构分离，分解成独立的模块；当上述第一模块和第二模块相互靠近时，至少有一对磁力吸引元件受到足够的磁吸力，导致磁力元件对持续靠近，自动进行模块结构互连。9对于权利要求8所述的模块化飞机，其特征在于，所述一个联动组件还包括第一刚性结构，位于所述一个联动组件的预定位置或从该位置伸出；第二刚性结构，位于上述第一模块之上或从该模块伸出，与。
11、第一刚性结构形成一个物理关系，限制联动组件的纵向运动范围，从而限制上述控制面的运行范围；当联动组件的纵向运动达到上述纵向运动限制后，第一刚性结构与第二结构相互接触，从而防止联动组件进一步产生纵向运动，联动组件的进一步纵向运动将导致所述第一联动部分与所述第二联动部分分离。10对于权利要求8所述的模块化飞机，其特征在于，上述连接装置C还包括两个结构相互匹配、横向互锁的结构段，以对称对立方式固定于第一模块A和第二模块B上的预定位置，当第一模块A和第二模块B进行结构互连时，这两个结构段相互拼合，处于横向互锁位置；其中一个结构段作为上述拼合结构段的物理接受体，当各个磁力吸引元件对相互靠近时，该接受体使上。
12、述各磁力吸引元件对之间的横向偏移逐渐减小，上述两个结构段的拼合权利要求书CN101970292A3/5页4及横向互锁保证了磁力吸引元件相互连接时模块结构定位的精确度，从而为模块结构互连提供导向和定位，并限制互连模块的横向相对运动范围。11对于权利要求6或10所述的模块化飞机，其特征在于，所述一个联动组件还包括第一刚性结构，位于所述一个联动组件的预定位置或从该位置伸出；第二刚性结构，位于上述第一模块之上或从该模块伸出，与第一刚性结构形成一个物理关系，限制联动组件的纵向运动范围，从而限制上述控制面的运行范围；当联动组件的纵向运动达到上述纵向运动限制后，第一刚性结构与第二结构相互接触，从而防止联动组。
13、件进一步产生纵向运动，联动组件的进一步纵向运动将导致所述第一联动部分与所述第二联动部分分离。12一个控制动作联动组件，为用于一个无线电控制和/或自主控制交通工具，该交通工具含有至少两个可互连的模块；安装于上述两个模块中第二个模块上的一个执行装置；安装于两个模块中第一个模块上的活动式控制元件，该活动式控制元件受控于所述执行装置；该控制动作联动组件，包含第一联动元件，包含第一连接端和第二连接端，第一连接端与上述执行装置有效相连；第二联动元件，包含第一连接端和第二连接端，第一连接端与上述控制元件有效相连；一个可拆卸式连接装置，用于纵向连接上述第一联动元件的第二连接端和第二联动元件的第二连接端，以组成。
14、一个联动组件。13一个组合包括一个飞机模块，包含机身；至少有一个固定于机身的翼；与一个上述翼进行活动式安装的一个控制面，该控制面上固定装有一个控制动作连接端；安装于飞机模块机身并可拆卸的一个部件模块，包括一个支撑结构；安装于支撑结构上的一套有效互连的飞机飞行部件，包括一个电子控制装置、受电子控制装置控制的一个伺服装置以及向飞行部件供电的电源；实现上述部件模块与飞机模块结合的安装装置；权利要求12中的控制动作联动组件，用于以可分离方式连接上述伺服装置与控制面。14一个控制动作联动组件，为用于一个无线电控制和/或自主控制交通工具含有至少两个可互连的模块；安装于上述两个模块中第二个模块上的一个执行装。
15、置；安装于两个模块中第一个模块上的活动式控制元件，该活动式控制元件受控于所述执行装置；该控制动作联动组件，包含A第一联动元件，它呈细长形、其长度预定，带有与上述执行装置有效相连的第一端以及由磁性材料制成、与第一端相对的第二端，该端有一个平端面，与第一端到第二端之间的虚构直线垂直；B第二联动元件，呈细长形，带有一个与上述控制元件有效连接的第一连接端及由与第一联动元件中的第二端磁性材料磁性吸引磁性材料制成、与第一端相对的第二端，该端有一个平端面，与第一端到第二端之间的虚构直线垂直；该平端面可通过磁吸力与第一联动元件的所述平端面以可分离形式连接，连接上述第一联动元件与第二联动元件，组成一个完整的联动。
16、组件，第二联动元件的长度可以调整，使上述完整的联动组件获得必需长度，将控制动作由执行装置传递至控制元件；权利要求书CN101970292A4/5页5C由两个模块中第二模块伸出的一个导向结构，它含有一个开孔，上述第一联动元件从此孔纵向伸出，将第一联动元件的横向运动限制在一个预定范围内，但允许控制动作联动组件进行自由的纵向控制动作；D自两个模块的第一模块伸出的一个导向结构，它含有一个开孔，上述第二联动元件由此孔纵向伸出，将第二联动元件的横向运动限制在一个预定范围内，但允许控制动作联动组件进行自由的纵向控制动作；保持第一联动元件和第二联动元件连接的磁引力可在允许的运行条件下保持整体联动组件的结构完整。
17、性，并在联动分离应力足以破坏联动组件和部件前实现联动元件相互分离。15权利要求14所述的控制动作联动组件还包括A第一刚性结构，位于上述第二联动元件上的预定位置；B第二刚性结构，位于上述第一模块之上，与第一刚性结构形成物理关系，限制控制动作联动组件的纵向运动范围，从而限制控制元件的运行范围；当该控制动作联动组件的纵向运动达到上述纵向运动限制点后，第一刚性结构与第二刚性结构产生物理接触，从而避免完整联动组件作进一步纵向运动，若迫使第一联动元件进一步纵向运动将导致完整联动组件的分离，分成上述第一联动元件和第二联动元件。16模块化飞机包括A一个飞机模块，该模块含一个机身，上有一个开口以及关闭该开口的可。
18、打开部分；至少有一个固定于机身的翼；与至少一个该翼进行活动连接的一个控制面，该控制面固定有一个控制动作连接端；B一个部件模块，该模块通过机身开口以可以分离方式安装于上述飞机模块的机身内，它包括一个支撑结构；一套安装于支撑结构的有效互连的飞机飞行部件，包括一个电子飞行控制装置、一个受电子飞行控制装置控制的伺服装置以及一个为飞机飞行部件供电的电源；C通过上述可打开部分关闭飞机模块机身开口的关闭装置；D用于在飞机模块机身内以可分离方式安装部件模块的安装装置；E权利要求14中的控制联动组件，用于连接所述伺服装置与控制面。17对于权利要求16所述的模块化飞机，上述有效互连的飞机飞行部件还包括一个提供推力。
19、的飞行推进装置，该推进装置受控于电子飞行控制装置。18对于权利要求17所述的模块化飞机，电子控制装置包括一个接收器，用于远程接收发射器装置发出的飞行控制信号。19对于权利要求18所述的模块化飞机，上述安装装置D至少包括一对可以通过磁引力相互连接的有效匹配元件，分别相对应地固定于上述部件模块B的支撑结构和飞机模块A的机身的预定位置，用于在飞机模块A机身内用可分开方式装接部件模块B。20对于权利要求19所述中的模块化飞机，上述关闭装置C至少包括一对可以通过磁引力相互连接的有效匹配元件，并反向固定于上述模块A机身和打开式机身部分的预定位置，为带有打开式机身部分的机身开口提供关闭装置，磁引力强度可以选。
20、择，在结构应力低于预定限值时保持已闭合机身的完整性，一旦闭合连接分离应力超过预定限值，则允许可打开式机身部分打开并与机身进行无损分离；当打开式机身部分与机身相互靠近时，磁引力元件受到足够的相互吸引力，导致磁体权利要求书CN101970292A5/5页6对持续靠近，自动进行机身闭合。21对于权利要求17所述的模块化飞机，其特征在于，所述的电子控制装置包括一个飞机状态传感器以及一个接收飞行状态传感器数据的自主飞行控制装置。22一个组合包括A一个模块化飞机，它含有两个可互连模块，第一模块含有一个机身部分；至少一个固定于机身部分的有空气动力功能的翼以及活动安装于至少一个该翼的一个控制面，该控制面固定装。
21、有一个控制杠杆；第二模块含有与第一模块机身部分互补的一个机身部分，一套安装于支撑结构的有效互连的飞机飞行组件，包括一个电子控制装置、受控于该装置的一个伺服装置；B权利要求14中的控制动作联动组件，用于连接上述伺服装置与飞行控制面；C实现上述第一模块与第二模块结构连接的连接装置，以组成一架完整的飞机或将飞机分解成第一模块与第二模块。23在权利要求22所述的组合中，上述互连的飞机飞行部件还包括一个提供推力的推进装置，该装置受控于电子控制装置；一个为机载耗电部件包括伺服装置和推进装置供电的电源。24在权利要求22所述的组合中，上述连接装置C包括至少一对通过磁力作用相互吸引的元件，分别相对应地固定于上。
22、述第一模块和第二模块的预定位置，用于连接第一模块和第二模块，预定的磁力强度可承受允许的飞机飞行条件，并在已连模块间分离应力超出预定水平时实现模块分离。25权利要求24所述的组合还包括至少两个结构相互匹配、横向互锁的结构段，相对应地固定于上述第一模块和第二模块的预定位置，当第一模块和第二模块进行结构互连时，这两个结构段相互拼合，处于互锁位置；两个结构段中有一个呈凹形，开口较宽，可容纳另一个结构段，为模块互连提供导向，并防止已连模块出现横向相对运动。26权利要求25所述的组合还包括第一刚性结构，位于上述第二联动元件的预定位置；第二刚性结构，位于上述第一模块，与第一结构形成物理关系，形成对上述第二联。
23、动元件的纵向运动范围的限制，从而限制控制元件的运行范围；当达到纵向运动限制点后，第一结构与第二结构发生物理接触，从而避免一个完整的联动组件进一步产生纵向运动，若第一联动元件继续进行纵向运动，则导致第一联动元件和第二联动元件分离。权利要求书CN101970292A1/8页7模块化飞机结构与制造方法技术领域0001本发明主要涉及模块化飞机。更具体地说，它涉及无线电控制和/或自主控制的模块化飞机结构与制造方法。借助于该结构与方法，可通过快速省力的模块互连组成模块化飞机，并能使用同一套主要零部件组成不同飞机，还可实现模块无损分离，保护飞机模块及部件免受高冲击力的破坏。背景技术0002随着微电子学、推进。
24、部件与强力轻型电池技术的进步及新材料的发明，无人驾驶飞机朝着微型化和轻型化方向发展。重量仅数克，翼展为数英寸的无线电控制和/或自主控制飞机已成为现实。从体育休闲到科学研究再到军事应用，微型飞机应用有着传统大型飞机无法比拟的优势。此种飞机的所有者往往需要各种不同规格的飞机，以满足多种应用要求。0003传统飞机一般作为一个整体来设计与建造，其部件固定安装、控制联动装置不可分割，且每架飞机均配有特定机身和主要部件。对无线电控制和/或自主控制飞机而言，传统飞机建造方法的主要缺点是因为缺乏各飞机间方便的部件共用机制，使购买各种不同功能的飞机需付出高昂成本。另一个缺点是由于整体结构和互连部件不可分割，飞机。
25、易受高冲击力破坏。另外，传统整体式飞机的维修相对费力。0004因此，实现无线电控制和/或自主控制飞机模块化将大有裨益，可制造包含主要飞机部件的部件模块以及融合大量飞机特点和空气动力学规格的风格模块，其中模块之间可有效互连和分离，组成一架功能齐全的飞机。由于部件模块包含主要飞机部件，其价格与风格模块相比较高；部件模块还可有选择地与不同的风格模块结合组成不同的飞机，从而实现多架飞机共享主要部件。0005微型飞机因重量轻，体积小、结构精密，对生手构成极大挑战。因此，如果能在节省大量劳动的同时通过省力、自动的方式实现模块结构与功能性连接、分离，小型模块化飞机将更加实用。0006有人曾就飞机结构模块化做。
26、过尝试。一种简单常用的方法是将产生主升力的机翼与飞机机体的其余部分进行结构分离，但同时具备互连能力。这种机翼模块化方法通常用于传统飞机的运输和储存，无法实现大量飞机变体。RAGANETAL所获美国专利专利号5,046,979展示了装有主要部件的无线电控制飞机底盘模块，该模块可在不同机身间通用。然而，该发明缺少飞机间模块转移的便利手段，同时也缺乏飞机控制联动装置的分合方法。NAVICKAS所获美国专利专利号6,126,113披露了直升机模块化方法，提供了将各种直升机模块融入直升机的机制。但是，模块化直升机的分离与组合仍然比较复杂、费力。0007综观先前技术，虽然很多技术都利用了模块化概念提供的优。
27、势，如部件共享和维护简便性，但是普通技术采用的模块概念是否适用于模块化飞机自动省力地进行模块分合还有待商榷。此外，这些技术并未明确指出如何建造模块化飞机。说明书CN101970292A2/8页8发明内容0008本发明旨在提供一种新型无线电控制和/或自主控制模块化飞机结构，实现自动省力的模块组合与无损分离。更多详情见后续章节。这种飞机的模块可快速省力地组合成各式飞机，实现不同飞机共享主要飞机部件，提高抗冲击能力。这些优势使得模块化飞机特别是小型模块化飞机格外实用，降低了购买多架飞机的成本。0009为实现该目的，本发明大致包括0010飞机风格模块。包括机身部分、带控制舵面的机翼和/或安定翼，并整合。
28、大量飞机风格特点和空气动力学规格；0011有共用的主要飞机部件的部件模块。包括供电单元、推进器、控制执行装置、提供有效互连控制指令的电子装置；所述主要飞机部件按运行要求相互连接；0012带磁引力连接界面与定位结构的结构连接装置，可轻松实现模块结构连接及结构张力过大引起的模块无损分离；0013带控制联动组件的控制联动装置，由两个通过磁引力结合的联动部分组成，可自动连成控制动作传递联动装置及张力过大引起的无损联动分离。0014结构连接装置的各部分进入磁引力范围后，风格模块和部件模块通过结构连接装置自动互连，相应地导致联动组件的两个控制联动部分进入磁性连接力范围，随后通过控制联动装置自动完成控制连接。
29、，从而组成一架结构与功能完整的模块化飞机。当出现结构张力及传动装置张力过大时，可实现模块间及控制联动装置各部分间分离，从而防止飞机模块及部件损坏，有助于形成飞机拆卸的常规与省力方法。0015为了更好地理解本发明、更好地评估其技术贡献，上文对该发明的重要特征进行了广泛概述。下文将阐述该发明的其它特征。0016在详细阐述发明的实施例前需要说明的是，本发明的应用范围不仅限于构造详图及下文描述或附图所示的部件布置方式。本发明还有其它实施例，并可通过多种方式实施和实现。另外，本文所用措词及术语仅供描述之用，不应将其视为对本发明保护范围的限制。0017本发明的主要目的是提供模块化飞机结构与方法，实现常规、。
30、快速、自动的模块连接和分离，将模块化飞机特别是轻型无人驾驶飞机组合与分解的效率和实用性最大化。0018本发明的另一目的是，提供模块化飞机的模块连接方式，在结构应力和控制联动张力过大如坠机时实现无损模块分离，尽量减少结构与部件损坏。0019本发明的另一目的是，提供模块化飞机设计，使不同飞机共享主要部件，以减少购买和维护多架飞机的成本。0020本发明的另一目的是，提供模块化飞机设计，将大量飞机风格特点和空气动力学规格融入可互换模块，这些模块可按常规方式省力地与有共享主要部件的部件模块结合，组成各种用途的飞机。0021本发明的另一目的是，提供模块化飞机构造，大大简化飞机结构与部件的保养和维修。002。
31、2本发明的其它目的和优势将逐一体现，并有意将这些目的和优势限制在本发明范围内。0023为实现上述目的，本发明通过附图及实施例进行说明，但是需要注意的是附图仅说明书CN101970292A3/8页9作说明之用，具体构造可能有所变动。附图说明0024图1是体现本发明内容的模块化飞机的分解透视图。0025图2是图1所示模块化飞机模块完全连接后的透视图。0026图3是图1、图2所示飞机模块结构连接装置的一个简化特写透视图，仅作说明之用，其结构不作为比例基准。0027图4A是图1、图2所述模块化飞机控制联动组件的一个透视图。此图部件仅用于说明，其部件尺寸比例与图1、图2并不等同。0028图4B4G是本发。
32、明控制联动装置的附加控制联动组件透视图，仅用于说明，其结构不作为比例基准。0029图5A是本发明应力隔离装置实施例的简化二维侧视图。此图部件仅用于说明，其部件尺寸比例与图1、图2并不等同。0030图5B5D是本发明应力隔离装置附加实施例的简化二维侧视图。0031图6是体现本发明内容的模块化飞机的分解透视图，它采用图4G所示的模块结构连接装置和控制联动装置替代性实施例。0032图7是图6所示部件模块与不同的飞机模块互连组成的模块化飞机示意图。0033图8是有机互连的飞机主要部件符号示意图。0034图9是体现本发明内容的模块化飞机的分解透视图，用替代性实施例部件模块为支撑结构装有飞行部件，并以可拆。
33、卸方式安装在飞机模块的可打开式机身内，飞机模块含两种替代性实施例图3所示的模块结构连接装置和图4G所示的控制联动组件。具体实施方式0035现在对附图进行描述，在这些附图中，相同标注代表相同的结构或元件。0036关于附图，具体到图1至图3、图4A、图5A、图8，本发明的模块化飞机引用标注为5，模块化飞机5包括图1中标号为10的飞机风格模块以下简称“飞机模块”及图1中标号为20的共享部件模块以下简称“部件模块”。0037飞机模块10包括机身50，与机身相连的机翼38、38和安定翼39、39，副翼51，52，升降舵53，54以及方向舵55在内的控制面，该控制面分别用于与机翼，水平安定翼和垂直安定翼相。
34、连。扭矩传递杆64、65、66、67分别与控制面51、52、53、55固定连接，扭矩传递杆66也固定连接于控制面54。控制杠杆60、61、62、63分别固定安装于控制面的扭矩传递杆64、65、66、67上，其目的是利用图4A、5A所示的新型控制联动装置将控制动作传递至控制面，详情见下文。磁引力模块结构连接器56、57、58、59分布于机身50，并安装于选定位置。模块结构连接定位结构34、35、36、37采用了图3所示的新型结构连接装置，有助于模块结构连接。细节见下文。0038应指出的是，机翼与安定翼的数量、位置和形状以及控制面的数量等，不同的设计会有不同，而不受本发明的实施例所限制。0039可。
35、将大量飞机风格特点和空气动力学规格融入飞机模块10。0040部件模块20包括机身88，与机身部分10组成一个完整的飞机机身；保证飞机运说明书CN101970292A4/8页10行的主要部件，包括一个含有引擎69和螺旋桨68的推进装置；处理远程控制和/或自动导航信号的电子设施70，用以控制机载部件；为飞机耗电部件供电的电源71；为方向舵55、升降舵53，54及副翼51，52等控制面分别提供机械控制动作的伺服装置40，41，42；以及依附于机身88的支撑结构，用于在其上附加主要飞机部件。所述的主要飞机部件安装于所述的支撑结构上。在当前的实施例内，所述的支撑结构与机身部分88合为一体，因此没有明确显。
36、示出来。图1和图2暗含了图8所示主要飞机部件的有效互连，但并未明确显示。0041与飞机模块10的模块结构连接器56，57，58，59分别形成磁性吸引关系的模块结构连接器72，73，74，75分布于机身88，呈对称对立式分布，并与模块结构连接器56，57，58，59分别形成磁引力连接器对。部件模块上的模块结构界面定位结构76，77，78，79与飞机模块上的模块结构连接定位结构34，35，36，37呈互补结构，对立式分布，利于图3所示的新型结构连接装置的模块结构连接。其细节见下文。0042控制动作传递杆80，81，82，83的一端分别联接伺服装置42，40，41的运动输出杠杆99，99，97，98。
37、。呈圆柱型、轴向磁化的磁体84，85，86，87分别固定于控制动作传递杆80，81，82，83的自由端，并与传递杆同轴，使磁体的自由端表面与固定有磁体的传递杆的轴垂直。附着于与机身88结合的上述支撑结构的控制动作传递杆的导向构件43，44，45，46，每一导向构件各有一孔，控制动作传递杆80，81，82，83分别穿过各孔，为控制动作传递杆提供支撑和横向运动限位。起落架任选项89，90附属部件模块并可拆卸。位于机身88上的开口任选项91，92用于模块互连后控制联接情况的检查和调整。0043部件模块所含部件的数量和类型应当满足模块化系统内飞机类型的需要，且不限于这些实施例。0044此外，尽管部件模。
38、块有没有带或不带控制面的翼对反映本发明优点并不重要，但本发明并未将带翼的可能从部件模块中排除。0045上述附有主要飞机部件的支撑结构可采取多种形式，例如可采用附于机身88并装有主要部件的框架，或采用装有上述主要部件、整合支撑结构的机身88本身。但是具体结构与本发明的优点无直接关系。0046本实施例的附图并未显示所述的主要部件的互连关系，但是隐含了用于所示部件正常运行的电气、控制和电源的有效互连环境。图8采用简化原理图阐明了主要飞机部件的互连关系。0047图3给出了新型模块结构连接装置的细节。虽然上多组述连接器对与定位结构一起是新型模块结构连接装置的必要部分，但仅用其中一连接器对58，75与定位。
39、结构37，79就足以阐明其工作原理。0048新型模块结构连接装置包含一个连接器对58，75，该连接器对为相互磁吸引的磁铁对，两块磁铁分别安装于飞机模块10，部件模块20的预定位置，呈对称对立式分布。当模块受到磁引力作用进行结合时，可保证飞机结构和空气动力完整性。可选择上述磁铁对间的磁吸力强度，以保证正常运行条件下飞机结构的完整性，同时也可在人为或意外因素导致结构张力过大时实现模块间结构无损分离。0049连锁机构包含接触性匹配的结构元件37，79，这两个元件与飞机模块10，部件模块20分别相连或作为其延长部分。结构元件79形成一个上宽下窄的山谷形开口。结构元件37与结构元件79的形状和结构形成互。
40、补。在模块结构连接过程中，飞机模块10和部件说明书CN101970292A5/8页11模块20相互靠近，结构元件79与37产生连接倾向。结构元件79的较宽开口为两个相互靠近的模块提供相对位置公差。结构元件79为互连提供导向。一旦飞机模块10和部件模块20完成互连，结构件37，79的匹配形状将提供精确的模块结构连接定位和模块横向连锁。0050当飞机模块10和部件模块20相互靠近、磁铁对58和75进入磁力吸引范围时，模块结构连接将在磁力驱动下自动进行。0051磁铁对58和75间的磁吸力强度的选择标准是，当人为或意外因素导致模块结构分离应力过大时，需在超过飞机模块10和部件模块20的最大允许结构应力。
41、前发生模块结构分离，实现模块间无损分离。0052连锁机构有多种实现形式，如果对模块结构定位和横向移位的要求并不严格，则可以省去连锁机制。0053当前实施例共有4个相似的控制联动组件，分别将方向舵、升降舵、两个副翼连接到关联的伺服装置。根据本发明的当前实施例，图4A、5A给出了一个有代表性的控制联动组件，足以阐明其工作原理。0054图4A的目的是阐明新型控制联动装置的工作原理。尽管图1、图2中使用了方向舵55和关联的伺服装置40之间的联动装置数字符号，但图4A与图1、2所示的联动组件并不作为比例基准，且图示尺寸比例并不完全相同。0055如图4A所示，新型控制联动装置提供控制动作耦合，通过一个控制。
42、联动组件将带有运动输出杠杆97的伺服装置40与控制面元件55进行控制动作耦合。0056上述控制联动组件包括控制动作传递杆82，控制动作传递杆一端与运动输出杠杆97耦合；联动导向构件45，它固定于部件模块20且有开孔，允许控制动作传递杆82穿过；轴向连接到连杆自由端的圆柱形磁体86。导向元件45的开孔限定了控制动作传递杆82的空间动作范围，但并不限制连杆的控制动作传递运动。0057上述控制联动组件还包括一个磁引力元件95。该磁引力元件固定于操纵杆62的连接端，杠杆则垂直地固定到从控制面55伸出的扭矩传递杆67。磁引力元件95延伸方向与操纵杆62和扭矩传递杆67基本垂直，朝向运动输出杠杆97。磁力。
43、元件95的暴露面呈光滑球面。0058操纵杆62和控制面55的相对角度选择应为，当控制运动输出杠杆97处于中间位置时，控制面处于中间位置。0059当控制动作传递杆82上的磁体86的磁性端面与操纵杆62上的磁引力元件95连接时图4A中以虚线86表示，只要连接点的联动装置拉力不超过磁力强度，二者将在磁力作用下保持连接状态。该连接装置允许操纵杆62绕连接点转动，因此控制动作将通过控制动作传递杆82由运动输出杠杆97传递给操纵杆62，相应地使控制面产生移动，于是形成一个控制动作联动装置。磁体86和磁引力元件95间的磁力强度选择应能保持联动装置在允许条件下运行。0060根据图4A给出的优选控制联动方式，图。
44、5A给出了防止控制面受到控制联动中过大拉力的优选实施例。操纵杆62的一端162延伸至磁引力元件95之外，与磁引力元件95形成一个空间关系，于是拉动控制动作传递杆82远离操纵杆62，导致控制动作传递杆82和操纵杆62之间的角度自中间位置约90度起开始增加，达到一定角度后连接磁体86的平连接面与操纵杆62上的磁引力元件95以及操纵杆62的端部同时接触图5A中的实线位说明书CN101970292A6/8页12置，角度进一步增加时磁体86和磁引力元件95的耦合连接必然断开，从而断开控制联动装置。该机构隔离了控制面，从而保护控制面及关联结构免受控制联动装置中过大张力的破坏。0061可调整动作控制动作传递。
45、杆82的长度及导向构件45的位置，使模块10和20进行结构互连时操纵杆62上的磁引力元件95与控制动作传递杆82上的磁体86耦合，形成一个控制联动装置。0062可通过调节导向孔的尺寸和形状来限制连杆的方向，保证磁力耦合磁引力元件95和86之间的距离足够近、但不限制动作传递。当两个模块进行结构互连时，将自动发生磁引力耦合。0063模块化飞机新型模块结构连接和控制联动装置的主要优势是能够实现快速、省力、自动的模块结构连接和控制联动耦合，从而组成一个功能齐全的飞机；在结构张力和控制联动张力过大时能保证模块进行无损分离，大大促进飞机快速、省力地进行模块分离，并提高抗高冲力破坏的能力。0064图2显示的。
46、是一个模块化飞机，其中模块10和20如图1所示通过本发明的新型模块连接装置和控制联动装置进行互连。0065图4B至4G显示了控制联动装置的一系列可替代控制联动组件实施例。0066图4B显示了第一个可替代实施例。在该图中，控制面55不含传递杆，控制动作接收杠杆62直接安装于控制面。0067图4C显示的是图4B所示实施例的变体。在该图中，控制面55不含传递杠杆，且磁力耦合器95与控制面55上的一个安装结构95相连，使控制面和控制杆82垂直连接。耦合器95和控制面的运行轴55之间的距离充当一个有效杠杆。0068图4D显示的是图4A所示优选实施例的替代性实施例。在该图中，磁力耦合元件195呈圆柱形，并。
47、轴向固定于基础元件102，该元件又与控制动作接收杠杆62进行枢轴式连接。0069图4E显示的是图4A所示优选实施例的另一替代性实施例。在该图中，伺服杠杆元件97与控制面杠杆62的连接方式与图4A所示连接方式正好相反。该图还显示了防止控制面受到过大拉力的替代性实施例涉及元件110，其细节见下文。图4E所示控制联动方式替代性实施例的主要优势是通过改变控制动作传递杆82的长度，为飞机风格模块在当前实施例中表示为10的设计提供更多空间自由；如图4E所示，当前该模块通过连接端102与控制面杠杆62进行枢轴性连接。0070图4F显示的是所示控制联动方法的另一替代性控制联动组件实施例。在该图中，伺服杠杆元件。
48、97与控制面杠杆62的连接方式与图4D所示连接方式正好相反。该图还显示了防止控制面受到过大拉力的替代性实施例涉及元件110，其细节见下文。该替代性实施例与图4E所示实施例有着相同的优势。0071图4G显示的是所示控制联动方式的另一替代性控制联动组件实施例。在该图中，控制连杆包含两个独立部分带连接端101的182部分和带连接端102的82部分，二者分别与伺服杠杆97和控制面杠杆62进行枢轴性连接。两个磁力互吸体86和103呈圆柱形，并分别与两个控制连杆部分182和82进行轴性连接。装于模块20和10的两个导向元件45和145分别为两个控制连杆部分182和82提供导向。该图还显示了防止控制面受到过。
49、说明书CN101970292A7/8页13大拉力的替代性实施例涉及元件110，其细节见下图5D。该替代性实施例与图4E所示实施例有着相同的优势。0072图5B至5D提供了防止控制面受到过大拉力的一系列替代性实施例。0073图5B显示了图5A所示防止控制面受到过大拉力的一个实施例变体。此处控制联动实施例基于图4C所示实施例。在图4C中，控制面55不含控制杠杆，且耦合元件95与控制面55上的安装结构95相连，控制面55有一部分162延伸至耦合元件95之外，与控制面运行轴55反向。本实施例的工作原理与图5A所示实施例原理相同。0074根据图4D所示控制联动实施例，图5C给出了防止控制面受到控制联动中过大拉力的一个替代性实施例。杠杆62的一端162延伸至磁性元件95之外，与耦合基础元件102形成一个空间关系，于是拉动连杆82远离杠杆62，导致连杆82和杠杆62之间的角度自中间位置约90度起开始增加，达到一定角度后耦合基础元件102将与杠杆62的尾部162接触图5A显示的实线位置，角度进一步增加时磁力元件86和基础元件102的耦合连接必然断开，从而断开控制联动。该机构隔离了控制面，从而保护控制面及相连结构免受控制联动中过大张力的破坏。0075根据图4E至4G所示控制面杠杆62与元件103之间的控制联动实施例，图5D给出了防止控制面受到控制联动中过大拉力的一个替代性实施例。一个。