高超音速飛行器的制造方法
【專利說明】
[0001]【技術(shù)領(lǐng)域】本發(fā)明涉及航空、航天飛行器的有關(guān)問題，具體地說是指能在空天從靜止加速到高超音速并可返回重復(fù)使用的飛行器。
[0002]【【背景技術(shù)】】我們通常把距地100千米以內(nèi)為航空、100千米以外為航天。要實現(xiàn)這種高超音速飛行器，至關(guān)重要的是發(fā)動機，而現(xiàn)有的各種發(fā)動機都有各種缺點和不足，無法實現(xiàn)高超音速飛行:活塞式、渦軸、渦槳、渦噴、渦扇、加力式渦扇發(fā)動機的飛行器只能亞音速、跨音速和超音速最多M3在距地30千米的范圍內(nèi)飛行。超燃沖壓發(fā)動機無法在靜止?fàn)顟B(tài)下自行啟動，認(rèn)為需要使用火箭助推到M4時才能啟動，在大氣層外不能使用?；鸺l(fā)動機可在大氣層外使用，但需要自身攜帶大量的氧化劑且不可重復(fù)使用。國外有研究渦輪/沖壓和火箭/沖壓等組合式發(fā)動機，但前者只能在大氣層內(nèi)工作，且由于距地高度不同，空氣中的氧含量也不同，發(fā)動機的效率難以保證;后者的火箭需要自身攜帶氧化劑且不可全部重復(fù)使用，不能充分利用含氧量高的低空中的氧。
[0003]【
【發(fā)明內(nèi)容】
】本發(fā)明的目的在于避免上述各種發(fā)動機的不足，提供一種能從靜止到高超聲速在大氣層內(nèi)外都能重復(fù)使用的高超音速發(fā)動機。
[0004]為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案是:1、研制一款能在低馬赫速度下啟動的沖壓/火箭發(fā)動機與彈射器或現(xiàn)有的渦扇或渦噴發(fā)動機配合使用；2、將現(xiàn)有加力式渦扇發(fā)動機升級為渦扇/火箭發(fā)動機;3、將國外研究的渦輪/沖壓發(fā)動機改造為渦輪/沖壓/火箭發(fā)動機，把進(jìn)氣道前端的可調(diào)開關(guān)改在進(jìn)氣道后端連接燃燒室的地方，保證空氣有更大的速度和能量持續(xù)進(jìn)入燃燒室燃燒產(chǎn)生推力。分別通過上述三種發(fā)動機實現(xiàn)飛行器從地面靜止、空中超音速、高空及太空高超音速飛行。同時將飛行器設(shè)計成面積和角度可變的機翼以適應(yīng)它在不同馬赫數(shù)等條件下飛行，將飛行器、風(fēng)洞等與空氣高速摩擦的表面設(shè)計成摩擦力和氣動加熱都小的凸凹不平鯊魚皮狀。
[0005]本發(fā)明同現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下優(yōu)點:1、由于飛行器使用了全新的組合發(fā)動機可以像普通飛機一樣起降、可以從靜止到超高音速在大氣層內(nèi)外飛行，所有部件均可重復(fù)使用；2、由于飛行器、風(fēng)洞與空氣高速摩擦的表面設(shè)計成像鯊魚皮那樣凸凹不平，不僅可以因減小飛行器與空氣的摩擦力而減小飛行阻力，還可以利用空氣冷卻來減輕氣動加熱。
[0006]【【附圖說明】】
圖1是沖壓/火箭發(fā)動機方案示意圖；
圖2是加力式渦扇/火箭發(fā)動機方案示意圖；
圖3是渦輪/沖壓/火箭發(fā)動機方案示意圖；
圖4是凸凹不平的鯊魚皮狀固體表面與流體滑動摩擦分析示意圖。
[0007]【【具體實施方式】】下面結(jié)合附圖對本發(fā)明高超音速飛行器作詳細(xì)說明:
如圖1所示的沖壓/火箭發(fā)動機方案示意圖，依次是可調(diào)進(jìn)氣道[I]、喇叭形氣體擴(kuò)散室
[2]、集與燃料可調(diào)栗[3]燃料輸送管道[4]相通的飛行器上裝有燃料儲罐[5]的燃料和氧化劑可調(diào)栗[6]氧化劑輸送管道[7]相通的飛行器上裝有液氧或其他氧化劑儲罐[8]的氧化劑噴口于一體錐尖向前的空心圓錐體氣體擴(kuò)散器[9]、錐尖向后的空心圓錐氣體火焰穩(wěn)定器
[10]、前端周圍有一圈帶若干噴向中心的噴嘴的減速高溫氣窩[11]的燃燒室[12]和可調(diào)矢量尾噴口 [13]。以飛行器速度的空氣從可調(diào)進(jìn)氣道[I]進(jìn)入，霧化燃料從集與擴(kuò)散器[9]內(nèi)的燃料噴嘴噴出與空氣混合，經(jīng)加在擴(kuò)散器[9]和火焰穩(wěn)定器[10]之間高壓電火花引燃，空氣在擴(kuò)散器[9]的作用下在擴(kuò)散室[2]內(nèi)均勻擴(kuò)散到燃燒室[12]，部分混合氣體在火焰穩(wěn)定器[10]的作用下反彈回來在它前面和擴(kuò)散器[9]后面形成一個高溫氣團(tuán)[14]，還有部分經(jīng)減速高溫氣窩[11 ]內(nèi)的噴嘴向中心噴出若干條高溫火舌[15 ]，混合氣體在高溫氣團(tuán)[14]和高溫火舌[15]的作用下在燃燒室[12]內(nèi)持續(xù)充分穩(wěn)定燃燒后從尾噴口 [13]高速噴出從而產(chǎn)生向前的推力。由于有速度較慢穩(wěn)定燃燒的高溫氣團(tuán)[14]和高溫火舌[15]的存在，不管進(jìn)入可調(diào)進(jìn)氣道[I]的空氣有多快，也能保證混合氣體能在燃燒室[12]內(nèi)穩(wěn)定燃燒而不熄滅。飛行器在不同的高度和速度下可根據(jù)空氣中的氧含量隨高度的增加而減少的情況，該發(fā)動機可自動調(diào)節(jié)可調(diào)進(jìn)氣道[I]的進(jìn)氣量和燃料可調(diào)栗[3]的噴油量，還可同時打開并調(diào)整氧化劑可調(diào)栗[6]向燃燒室[12]內(nèi)噴入適量經(jīng)其預(yù)熱了的氧等氧化劑，使該發(fā)動機的工作始終處于最佳狀態(tài)。當(dāng)進(jìn)入空氣中的氧含量低得無助于該發(fā)動機工作的高度時，將可調(diào)進(jìn)氣道[I]完全關(guān)閉，由燃料可調(diào)栗[3]噴出的燃料與氧化劑可調(diào)栗[6]噴出的液氧等氧化劑繼續(xù)燃燒，這時該發(fā)動機就成了火箭發(fā)動機。
[0008]從理論上講，只要飛行器的飛行速度也就是講進(jìn)入燃燒室[12]的空氣速度要超過發(fā)動機燃?xì)鈬姵鏊俣纫簿褪沁_(dá)到M4，或者講進(jìn)氣道[I]內(nèi)的壓力、壓強要比燃燒室[12]內(nèi)大，才能讓空氣有足夠的速度和能量克服燃?xì)鈱諝獾姆聪蛲屏湍芰客ㄟ^進(jìn)氣道[I]持續(xù)進(jìn)入燃燒室[12]與燃料燃燒對燃料和空氣產(chǎn)生加速度，該發(fā)動機就能正常工作產(chǎn)生推力，只是超過的速度越多進(jìn)入燃燒室[12]的空氣越多，參與燃燒做功的燃料越多。燃料和氧在適當(dāng)長度的燃燒室[12 ](速度越快燃燒室[12]要越長)內(nèi)燃燒越充分，燃?xì)鈬姵龅乃俣染驮娇?、推力就越大、效率就越高?？諝膺M(jìn)入可調(diào)進(jìn)氣道[I]后首先要克服燃?xì)獾淖枇χ饾u減速，進(jìn)入燃燒室[12]內(nèi)的燃?xì)馊紵行膮^(qū)后再逐漸加速到充分燃燒以最大的速度從可調(diào)矢量尾噴口 [13]排出。只要燃?xì)獾娜紵行膮^(qū)始終在燃燒室[12]內(nèi)，該發(fā)動機就能持續(xù)工作。
[0009]火箭、導(dǎo)彈、戰(zhàn)斗機的尾焰有時呈一節(jié)一節(jié)形狀的馬赫盤，我認(rèn)為由于燃料燃燒不均勻，產(chǎn)生時大時小的壓力導(dǎo)致栗入燃燒室的燃料和氧化劑又時少時多等原因相互影響，結(jié)果導(dǎo)致尾焰呈一節(jié)一節(jié)的形狀。由于出現(xiàn)這種現(xiàn)象說明發(fā)動機的推力不均勻，易產(chǎn)生振動，不利于飛行器的飛行，我們要努力克服這種現(xiàn)象。
[0010]下面來分析超燃沖壓發(fā)動機推力情況:
1、發(fā)動機在飛行狀態(tài)下，假設(shè)單位時間通過進(jìn)氣道[I]進(jìn)入空氣的質(zhì)量為ml，飛行速度為vl;燃料可調(diào)栗[3]噴入燃料的質(zhì)量為m2,氧化劑可調(diào)栗[6]噴入氧化劑的質(zhì)量為m3,燃?xì)鈬姵龅乃俣葹関2;空氣、燃料和氧化劑經(jīng)過發(fā)動機的時間為t。
[0011]則空氣的加速的為:al=(v2-vl)/t，
燃料和氧化劑的加速的為:a2=v2/1，
根據(jù)牛頓第二定律，燃?xì)鈱ξ矅娍?[ 13]的推力為:
f2=ml*al+(m2+m3)*a2
=ml(v2-vl)/t+(m2+m3) v2/t,
由于v2<vl，ml(v2-vl)/t<0，是個負(fù)值，力量損失在堵住向進(jìn)氣道[I]噴出的燃?xì)馍稀?br>[0012]當(dāng)進(jìn)氣道[I]完全關(guān)閉ml=0時，即是火箭發(fā)動機的工作狀態(tài)則它的推力為:f=(m2+m3) v2/t0
[0013]由此可見:發(fā)動機的推力與燃?xì)饨?jīng)過發(fā)動機的加速度和燃?xì)饧磪⑴c燃燒做功的燃料與吸入的空氣質(zhì)量成正比。要想獲得最大的推力，必須綜合考慮上述三者的關(guān)系，根據(jù)其飛行速度和高度調(diào)節(jié)進(jìn)氣道[I]和尾噴口 [13]的面積及燃料可調(diào)栗[3]和氧化劑可調(diào)栗[6]的大小。
[0014]2、發(fā)動機在靜止?fàn)顟B(tài)下，燃料可調(diào)栗[3]和氧化劑可調(diào)栗[6]向發(fā)動機噴入燃料和氧化劑，燃燒膨脹做功，向進(jìn)氣道[I]產(chǎn)生的推力為H、其面積為Si，向尾噴口 [13]產(chǎn)生的推力為f2、其面積為s2。
[0015]根據(jù)帕斯卡原理:在密閉容器內(nèi)，施加于靜止液(流)體上的壓強將以等值同時傳到各點。高壓燃?xì)饨o容器內(nèi)壁單位面積的壓力相同(因燃?xì)獾拿芏群苄?，重力的影響可以忽略不?，
則:P=f!/sl=f2/s2,fl=f2*sl/s2,
超燃沖壓發(fā)動機的推力為: f=f2-fl= f2-f2*sl/s2=f2*(l-sl/s2)，
由此可見:推力的大小與方向與si和s2的比有關(guān)。當(dāng)si <s2時，f >0，推力向前；當(dāng)81 =s2時，f=0，即沒有推力；當(dāng)sI >/s2時，f <0，即推力向后。
[0016]我們可以讓高超音速飛行器與電磁、燃?xì)饣蛘羝麖椛淦魇褂茫屗邕^低速、直接高速起飛，可以節(jié)省燃料提高它的飛行能力、擴(kuò)展它的使用范圍。
[0017]圖2是加力