高超音速飞行器制造技术

本发明专利技术公开的是一种能在空天从静止加速到超高音速并可返回重复使用的飞行器。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机：提供了一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与弹射器或现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/火箭发动机；将国外已研究的涡轮/冲压发动机改造为涡轮/冲压/火箭发动机。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空、航天飞行器的有关问题，具体地说是指能在空天从静止加速到高超音速并可返回重复使用的飞行器。
技术介绍
我们通常把距地100千米以内为航空、100千米以外为航天。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机，而现有的各种发动机都有各种缺点和不足，无法实现高超音速飞行：活塞式、涡轴、涡桨、涡喷、涡扇、加力式涡扇发动机的飞行器只能亚音速、跨音速和超音速最多M3在距地30千米的范围内飞行。超燃冲压发动机无法在静止状态下自行启动，认为需要使用火箭助推到M4时才能启动，在大气层外不能使用。火箭发动机可在大气层外使用，但需要自身携带大量的氧化剂且不可重复使用。国外有研究涡轮/冲压和火箭/冲压等组合式发动机，但前者只能在大气层内工作，且由于距地高度不同，空气中的氧含量也不同，发动机的效率难以保证；后者的火箭需要自身携带氧化剂且不可全部重复使用，不能充分利用含氧量高的低空中的氧。
技术实现思路
本专利技术的目的在于避免上述各种发动机的不足，提供一种能从静止到高超声速在大气层内外都能重复使用的高超音速发动机。为达到上述目的，本专利技术的技术方案是：1、研制一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与弹射器或现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；2、将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/火箭发动机；3、将国外研究的涡轮/冲压发动机改造为涡轮/冲压/火箭发动机，把进气道前端的可调开关改在进气道后端连接燃烧室的地方，保证空气有更大的速度<br>和能量持续进入燃烧室燃烧产生推力。分别通过上述三种发动机实现飞行器从地面静止、空中超音速、高空及太空高超音速飞行。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器、风洞等与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。本专利技术同现有技术相比，具有以下优点：1、由于飞行器使用了全新的组合发动机可以像普通飞机一样起降、可以从静止到超高音速在大气层内外飞行，所有部件均可重复使用；2、由于飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成像鲨鱼皮那样凸凹不平，不仅可以因减小飞行器与空气的摩擦力而减小飞行阻力，还可以利用空气冷却来减轻气动加热。【附图说明】图1是冲压/火箭发动机方案示意图；图2是加力式涡扇/火箭发动机方案示意图；图3是涡轮/冲压/火箭发动机方案示意图；图4是凸凹不平的鲨鱼皮状固体表面与流体滑动摩擦分析示意图。【具体实施方式】下面结合附图对本专利技术高超音速飞行器作详细说明：如图1所示的冲压/火箭发动机方案示意图，依次是可调进气道[1]、喇叭形气体扩散室[2]、集与燃料可调泵[3]燃料输送管道[4]相通的飞行器上装有燃料储罐[5]的燃料和氧化剂可调泵[6]氧化剂输送管道[7]相通的飞行器上装有液氧或其他氧化剂储罐[8]的氧化剂喷口于一体锥尖向前的空心圆锥体气体扩散器[9]、锥尖向后的空心圆锥气体火焰稳定器[10]、前端周围有一圈带若干喷向中心的喷嘴的减速高温气窝[11]的燃烧室[12]和可调矢量尾喷口[13]。以飞行器速度的空气从可调进气道[1]进入，雾化燃料从集与扩散器[9]内的燃料喷嘴喷出与空气混合，经加在扩散器[9]和火焰稳定器[10]之间高压电火花引燃，空气在扩散器[9]的作用下在扩散室[2]内均匀扩散到燃烧室[12]，部分混合气体在火焰稳定器[10]的作用下反弹回来在它前面和扩散器[9]后面形成一个高温气团[14]，还有部分经减速高温气窝[11]内的喷嘴向中心喷出若干条高温火舌[15]，混合气体在高温气团[14]和高温火舌[15]的作用下在燃烧室[12]内持续充分稳定燃烧后从尾喷口[13]高速喷出从而产生向前的推力。由于有速度较慢稳定燃烧的高温气团[14]和高温火舌[15]的存在，不管进入可调进气道[1]的空气有多快，也能保证混合气体能在燃烧室[12]内稳定燃烧而不熄灭。飞行器在不同的高度和速度下可根据空气中的氧含量随高度的增加而减少的情况，该发动机可自动调节可调进气道[1]的进气量和燃料可调泵[3]的喷油量，还可同时打开并调整氧化剂可调泵[6]向燃烧室[12]内喷入适量经其预热了的氧等氧化剂，使该发动机的工作始终处于最佳状态。当进入空气中的氧含量低得无助于该发动机工作的高度时，将可调进气道[1]完全关闭，由燃料可调泵[3]喷出的燃料与氧化剂可调泵[6]喷出的液氧等氧化剂继续燃烧，这时该发动机就成了火箭发动机。从理论上讲，只要飞行器的飞行速度也就是讲进入燃烧室[12]的空气速度要超过发动机燃气喷出速度也就是达到M4，或者讲进气道[1]内的压力、压强要比燃烧室[12]内大，才能让空气有足够的速度和能量克服燃气对空气的反向推力和能量通过进气道[1]持续进入燃烧室[12]与燃料燃烧对燃料和空气产生加速度，该发动机就能正常工作产生推力，只是超过的速度越多进入燃烧室[12]的空气越多，参与燃烧做功的燃料越多。燃料和氧在适当长度的燃烧室[12]（速度越快燃烧室[12]要越长）内燃烧越充分，燃气喷出的速度就越快、推力就越大、效率就越高。空气进入可调进气道[1]后首先要克服燃气的阻力逐渐减速，进入燃烧室[12]内的燃气燃烧中心区后再逐渐加速到充分燃烧以最大的速度从可调矢量尾喷口[13]排出。只要燃气的燃烧中心区始终在燃烧室[12]内，该发动机就能持续工作。火箭、导弹、战斗机的尾焰有时呈一节一节形状的马赫盘，我认为由于燃料燃烧不均匀，产生时大时小的压力导致泵入燃烧室的燃料和氧化剂又时少时多等原因相互影响，结果导致尾焰呈一节一节的形状。由于出现这种现象说明发动机的推力不均匀，易产生振动，不利于飞行器的飞行，我们要努力克服这种现象。下面来分析超燃冲压发动机推力情况：1、发动机在飞行状态下，假设单位时间通过进气道[1]进入空气的质量为m1,飞行速度为v1；燃料可调泵[3]喷入燃料的质量为m2,氧化剂可调泵[6]喷入氧化剂的质量为m3,燃气喷出的速度为v2；空气、燃料和氧化剂经过发动机的时间为t。则空气的加速的为：a1=(v2-v1)/t,燃料和氧化剂的加速的为：a2=v2/t，根据牛顿第二定律，燃气对尾喷口[13]的推力为：f2=m1*a1+(m2+m3)*a2=m1(v2-v1)/t+(m2+m3)v2/t,由于v2＜v1，m1(v2-v1)/t＜0，是个负值，力量损失在堵住向进气道[1]喷出的燃气上。当进气道[1]完全关闭m1=0时，即是火箭发动机的工作状态则它的推力为：f=(m2+m3)v2/t。由此可见：发动机的推力与燃气本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高超音速飞行器，其发动机特征在于该冲压/火箭发动机包括可调进气道[1]、喇叭形气体扩散室[2]、集与燃料可调泵[3]燃料输送管道[4]相通的飞行器上装有燃料储罐[5]的燃料和氧化剂可调泵[6]氧化剂输送管道[7]相通的飞行器上装有液氧或其他氧化剂储罐[8]的氧化剂喷口于一体锥尖向前的空心圆锥体气体扩散器[9]、锥尖向后的空心圆锥气体火焰稳定器[10]、前端周围有一圈带若干喷向中心的喷嘴的减速高温气窝[11]的燃烧室[12]和可调矢量尾喷口[13]，混合气体由于有速度较慢稳定燃烧的高温气团[14]和高温火舌[15]的存在能不熄灭，该发动机根据不同情况下可自动调节可调进气道[1]的进气量、燃料可调泵[3]的喷油量、氧化剂可调泵[6]的喷氧量，使其工作始终处于最佳状态，当空气中的氧含量太低时，将可调进气道[1]完全关闭，由燃料可调泵[3] 喷出的燃料与氧化剂可调泵[6]喷出的液氧等氧化剂继续燃烧，这时就成了火箭发动机；该涡扇/火箭发动机包括能将外涵道的空气和燃料与内涵道排出缺氧燃气分开带长度适当的喷口或排气管的燃气收集室[16]，在外涵道末端设可调进气道[19]，在内涵道压气机和燃烧室之间设可调进气道[20]，当空气中的氧含量太低时，将可调进气道[19]和[20]完全关闭，这时就成了火箭发动机；该涡轮/冲压/火箭发动机包括将可调口由进气道前端[21]处改在外涵道道后端[22]处，进口导流片的位置由内涵道压气机前面[24]的位置改在压气机后面燃烧室前端[25]的位置，在涡轮后面有一个和图2燃气收集室[16]结构和功能一样的燃气收集室[26]，起飞和低马赫时把进口导流片完全打开，它就是涡喷发动机，速度增加时逐渐关闭在位置[25]进口导流片缩小内涵道的面积，速度达到一定时向冲压燃烧室[23]内注入燃料启动冲压发动机，当速度达到使用涡喷发动机无价值时，在位置[25]进口导流片完全关闭，就完全成了冲压发动机，速度达到更高时，逐渐调小外涵道道后端[22]处的可调口以能够继续加速，并可逐渐向冲压燃烧室[23]内注入飞行器自身携带的氧等氧化剂，当空气中的氧含量太低时就完全关闭外涵道道后端[22]处的可调口，这时就成了火箭发动机；提供一种供进行该项研究的风速、气压和氧含量等均可调的高超音速风洞；将飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。...

【技术特征摘要】
1.一种高超音速飞行器，其发动机特征在于该冲压/火箭发动机包括可调进气道[1]、
喇叭形气体扩散室[2]、集与燃料可调泵[3]燃料输送管道[4]相通的飞行器上装有燃料储
罐[5]的燃料和氧化剂可调泵[6]氧化剂输送管道[7]相通的飞行器上装有液氧或其他氧化
剂储罐[8]的氧化剂喷口于一体锥尖向前的空心圆锥体气体扩散器[9]、锥尖向后的空心圆
锥气体火焰稳定器[10]、前端周围有一圈带若干喷向中心的喷嘴的减速高温气窝[11]的燃
烧室[12]和可调矢量尾喷口[13]，混合气体由于有速度较慢稳定燃烧的高温气团[14]和高
温火舌[15]的存在能不熄灭，该发动机根据不同情况下可自动调节可调进气道[1]的进气
量、燃料可调泵[3]的喷油量、氧化剂可调泵[6]的喷氧量，使其工作始终处于最佳状态，当
空气中的氧含量太低时，将可调进气道[1]完全关闭，由燃料可调泵[3]喷出的燃料与氧化
剂可调泵[6]喷出的液氧等氧化剂继续燃烧，这时就成了火箭发动机；该涡扇/火箭发动机
包括能将外涵道的空气和燃料与内涵道排出缺氧燃气分开带长度适当的喷口或排气管的
燃气收集室[16]，在外涵道末端设可调进气道[19]，在内涵道压气机和燃烧室之间设可调
进气道[20]，当空气中的氧含量太低时，...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴畏，
申请(专利权)人：吴畏，
类型：发明
国别省市：湖南;43