專利名稱：一種飛機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空技術(shù)，尤其涉及一種飛機。
背景技術(shù)：
飛機的定義是由動力裝置產(chǎn)生前進(jìn)動力，由固定機翼產(chǎn)生升力，在大氣層中飛行 的重于空氣的航空器。飛機的誕生，是二十世紀(jì)最重大的發(fā)明之一。人類自古以來，就夢想著像鳥一樣在 太空中飛翔。2000多年前，中國人發(fā)明的風(fēng)箏，雖然不能把人帶上太空，但它確實可以稱為 飛機的鼻祖。本世紀(jì)初，在美國有一對兄弟，他們在世界的飛機發(fā)展史上做出了重大的貢獻(xiàn)，他 們就是萊特兄弟。在當(dāng)時，大多數(shù)人認(rèn)為飛機不可能依靠自身動力的飛行。萊特兄弟不相 信這種結(jié)論，從1900年至1902年，他們兄弟進(jìn)行了 1000多次滑翔試飛，終于在1903年，制 造出了第一架依靠自身動力進(jìn)行載人飛行的飛機“飛行者” 1號，并且獲得試飛成功。他們 因此于1909年獲得美國國會榮譽獎。這是人類在飛機發(fā)展的歷史上取得的巨大成功。1903 年12月17日，萊特兄弟駕駛他們制造的飛行器，進(jìn)行了首次持續(xù)的、有動力的、可操縱的飛 行。1910年12月10日，在法國巴黎展覽會上，有一架飛機在表演時墜毀，駕駛員被拋 出燃燒的機艙。但是，這架飛機卻引起人們很大關(guān)注，因為它使用的一臺新型發(fā)動機，設(shè)計 者就是飛機駕駛員本人，他是羅馬尼亞人，名叫亨利 科安達(dá)，畢業(yè)于法國高等技術(shù)學(xué)校。 他設(shè)計的發(fā)動機是用一臺50馬力的發(fā)動機，使風(fēng)扇向后推動空氣，同時增設(shè)一個加力燃燒 室，使燃?xì)庠谖矅姽苤谐浞峙蛎?，以此來增大反推力。這就是最早的飛行噴射器。本世紀(jì)30年代后期，活塞驅(qū)動的螺旋槳飛機的最大平飛時速已達(dá)到700公里，俯 沖時已接近音速，音障的問題日益突出。前蘇、英、美、德、意等國，大力開展了飛行噴射器的 研究工作。德國設(shè)計師奧安，在1934年獲得離心型渦輪飛行噴射器專利。1939年8月27 日，奧安使用他的發(fā)動機，制成He-178噴氣式飛機。飛行噴射器研制出之后，科學(xué)家們就進(jìn)一步讓飛機進(jìn)行突破音障的飛行，經(jīng)過10 多年之后這項工作終于被美國人完成了。1947年10月14日，在美國加利福尼亞州的桑格菲爾地區(qū)，貝爾公司試飛能沖破音 障的飛機。上午10時一架巨大的B-29轟炸機，在機艙下懸掛著一架造型奇特的小飛機起 飛了。這架小飛機命名為X-1火箭飛機。X-1飛機裝有4臺火箭發(fā)動機，總推力2700公斤， 使用的燃料是危險的液氫和酒精。當(dāng)B-29轟炸機把它從空中放下的時候，它的4臺火箭發(fā) 動機相繼點火，聲如雷鳴。當(dāng)飛機發(fā)動機啟動1分28秒后，馬赫數(shù)達(dá)到1.0，飛機達(dá)到了音 速。這時X-1飛機的燃料幾乎用盡，速度變得更快，達(dá)到馬赫數(shù)1.06，這時的高度是13000 米。本世紀(jì)20年代飛機開始載運乘客，60年代以來，世界上出現(xiàn)了一些大型運輸機和 超音速運輸機，逐漸推廣使用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。著名的有前蘇聯(lián)生產(chǎn)的安-22、伊爾-76 ；美
5國生產(chǎn)的C-141、C-5A、波音-747 ；法國的空中客車等。超音速運輸機有英法聯(lián)合研制的“協(xié) 和”式和原蘇聯(lián)的圖-144。飛機的發(fā)明使航空運輸業(yè)得到了空前發(fā)展，許多為工業(yè)發(fā)展所需的種種原料擁有 了新的來源和渠道，大大減輕了人們對當(dāng)?shù)刈匀毁Y源的依賴程度。在人類向地球深處進(jìn)軍時，飛機也被廣泛應(yīng)用于地質(zhì)勘探。人們使用裝備了照相 機或者一種稱為肖蘭系統(tǒng)的電子設(shè)備的飛機，可以迅速而準(zhǔn)確地對廣大地區(qū)，包括險峻而 難以到達(dá)的地方進(jìn)行測繪。飛機在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的作用更為驚人，不僅可以用于偵察、轟炸，而且在預(yù)警、反潛、 掃雷等方面也極為出色。在20世紀(jì)90年代初爆發(fā)的海灣戰(zhàn)爭中，飛機的巨大威力有目共 睹?，F(xiàn)代飛機的主流發(fā)動機是飛行噴射器，根據(jù)工作原理和結(jié)構(gòu)的不同，有幾種飛行 噴射器，例如渦輪飛行噴射器、沖壓飛行噴射器、脈沖飛行噴射器、渦扇飛行噴射器等。渦輪飛行噴射器由進(jìn)氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和噴管五大部件組成。壓氣機的 作用是提高進(jìn)入發(fā)動機燃燒室的空氣壓力，它由渦輪驅(qū)動。渦輪受到從燃燒室排出的高溫 高壓燃?xì)獾臎_擊而高速運轉(zhuǎn)，它將高溫高壓燃?xì)獾膭幽苻D(zhuǎn)變?yōu)闄C械能。飛行噴射器在結(jié)構(gòu) 上，與生俱來地存在薄弱環(huán)節(jié)，例如高速旋轉(zhuǎn)的多級單薄的壓氣機葉片；置于高溫燃?xì)庵?的渦輪葉片。長期以來，飛行噴射器在工作的穩(wěn)定性和可靠性上，一直存在問題。其中比較 突出的有壓氣機喘振、壓氣機撞鳥、渦輪過熱。壓氣機發(fā)生喘振時，進(jìn)氣增壓比大大降低， 并產(chǎn)生強烈的振動和刺耳的噪音，嚴(yán)重時會損壞發(fā)動機部件。壓氣機撞鳥損壞，導(dǎo)致空難， 是一個世界性的難題。渦輪的工作葉片，包括靜葉片和轉(zhuǎn)子葉片，長期受到高溫燃?xì)獾臎_擊 和侵蝕作用，同時受到很大的離心力和氣動力矩的作用。渦輪葉片在復(fù)雜的強力作用下，同 時受高溫作用，極易導(dǎo)致性能下降或損壞，而引發(fā)事故。在沖壓飛行噴射器中，沒有壓氣機和渦輪，進(jìn)入燃燒室的空氣增壓是靠高速迎面 氣流進(jìn)入發(fā)動機后的減速來實現(xiàn)的。因此，沖壓飛行噴射器比渦輪飛行噴射器簡單的多，由 進(jìn)氣道(擴(kuò)壓器)、燃燒室和噴管組成。這種發(fā)動機的優(yōu)點是結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、成本低。 缺點是不能自行啟動。脈沖飛行噴射器采用間歇燃燒過程，在燃燒室前部，裝有單向節(jié)氣閥。燃燒室點火 燃燒后，產(chǎn)生的高壓燃?xì)?，將單向?jié)氣閥關(guān)閉，同時高壓燃?xì)鈴膰姽芨咚賴姵?，產(chǎn)生推力。燃 氣排出后，燃燒室內(nèi)壓力下降到小于進(jìn)氣壓力，空氣再次打開單向節(jié)氣閥，開始新的循環(huán)。 脈沖飛行噴射器因為進(jìn)氣壓力低，造成耗油率高。渦扇飛行噴射器與渦輪飛行噴射器的主體結(jié)構(gòu)相似，壓氣機和渦輪性能基本相 同，可能發(fā)生的故障也是一樣的?？梢姡w機的發(fā)展出現(xiàn)兩個問題復(fù)雜飛機價格昂貴，而且容易出故障，導(dǎo)致世界 各地空難頻發(fā)；簡單飛機效率低，或不能自行啟動，始終未能進(jìn)入航空主流。至今，還沒有這 樣一種飛機既結(jié)構(gòu)簡單，又安全高效，并且能自行啟動、起飛。有關(guān)飛機與飛機發(fā)動機的背景技術(shù)，在以下專著中有詳細(xì)描述1、陳紹祖，形形色色的飛機，北京國防工業(yè)出版社，2003。2、李成智，李小寧，田大山，飛行之夢_航空航天發(fā)展史概論，北京航空航天大學(xué) 出版社，2004。
3、方昌德，馬春燕，航空發(fā)動機的發(fā)展歷程，北京航空工業(yè)出版社，2007。4、張津，洪杰，陳光，現(xiàn)代航空發(fā)動機技術(shù)與發(fā)展，北京航空航天大學(xué)出版社， 2006。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是給出一種飛機，它結(jié)構(gòu)簡單、飛行安全，又有較高的效率，并且能 自行啟動、起飛。為達(dá)到上述目的，本發(fā)明給出的飛機，它的結(jié)構(gòu)包括方形機架、機艙、機翼 總成、飛行噴射器和噴射控制器，方形機架的左側(cè)為左機翼，右側(cè)為右機翼，方形機架中間 水平放置飛行噴射器，機架下方是機艙。它的結(jié)構(gòu)還包括乙炔發(fā)生器，乙炔發(fā)生器位于機艙的下方。它的結(jié)構(gòu)還包括起飛彈射器，起飛彈射器位于乙炔發(fā)生器的下方。方形機架包括上下左右四個框底框、右邊框、左邊框和頂框，頂框的中部向上伸 出一個固定環(huán)。機翼總成包括左、右機翼，左、右立桿，左、右拉桿，左、右拉簧；右機翼通過右折 頁，與方形機架底框的右側(cè)相連；右機翼與右立桿垂直相接，二者之間有一個斜拉的右拉 桿；右立桿頂部通過右拉簧，與方形機架頂框中部的固定環(huán)相拉緊；左機翼和右機翼的結(jié) 構(gòu)對稱相同。機艙是立放的圓筒形結(jié)構(gòu)，它由圓形的頂板、底板和筒形的圍板構(gòu)成；圍板外徑為 1米，高度為1. 2米；機艙內(nèi)，駕駛員座位高0. 3米，駕駛員座位下是水箱；在機艙的底板上， 有一個出水管，它與水箱相接，還有一個乙炔出氣管，外接3個支管，各設(shè)有閥門；駕駛員座 位的正前方，在機艙的圍板上，是前窗，駕駛員觀察用；前窗的下方是駕駛員操控裝置，包括 一個呈斜面狀的操作面板，和操作面板下的控制箱；操作面板上有乙炔發(fā)生器操作裝置、起 飛彈射器操作裝置、飛行噴射器操作裝置；控制箱中有噴射控制器電路板、點火器的點火 線圈、電動乙炔進(jìn)氣閥的配電板、及其它控制用電器元件；駕駛員頭上是機艙的頂板，駕駛 員腦后是后窗，也是駕駛員觀察用；后窗下邊，圍板的外表面上，設(shè)有方向舵；方向舵是一 個豎放的平板，高為0. 6米，長為0. 8米，它的一個立邊固定在一個立軸上，該立軸通過上軸 承和另一個下軸承，豎直固定在駕駛員正后方的圍板的外壁上；該立軸的上端與舵桿相連， 駕駛員推拉舵桿，就可以改變方向舵的水平面角度。左機翼和右機翼，分別通過其下面的折頁和上面的拉簧，與其間的方形機架相連 接；折頁可以彎折，拉簧可以伸長，即，相對于方形機架，左機翼和右機翼可以分別圍繞其折 頁的軸，進(jìn)行有限地旋轉(zhuǎn)；當(dāng)左機翼、右機翼與方形機架在同一水平面時，左機翼和右機翼 的旋轉(zhuǎn)方向都是翼尖向下，即左機翼繞著左折頁軸逆時針方向旋轉(zhuǎn)，右機翼繞著右折頁軸 順時針方向旋轉(zhuǎn)；左機翼和右機翼的翼型為平凸形，翼型厚度為12%，機翼的平面形狀為 矩形，弦長為300厘米，左、右機翼的寬度各為400厘米，機翼的上反角為0度。起飛彈射器的外形，是一個豎放的開口向下的筒狀容器，它的主體部分由上封頭 和筒體組成；在筒體的上部有一個燃?xì)庖胰驳倪M(jìn)氣管，乙炔進(jìn)氣管上有乙炔進(jìn)氣閥；在筒 體的中上部，有一個換氣門；在筒體的中部，有一個點火器；在點火器的下邊，有一個壓力 臺，壓力臺是固定在筒體外表面上的一個水平環(huán)形平面，壓力臺向下，與壓力彈簧相作用； 在筒體的下部外圓表面上，有一個套筒，它的內(nèi)徑比筒體的外徑稍大，套筒可以緊貼筒體的
7外圓表面自由滑動，套筒的上下兩個端口均向外直角翻邊，其上翻邊與壓力彈簧相作用；當(dāng) 起飛彈射器在地面放置時，套筒的下翻邊與筒體的下端口都壓在地面上；起飛彈射器的筒 體的外徑1米，高度為1. 5米，套筒的高度為0. 5米，套筒17的上翻邊的外徑為1. 2米，下 翻邊的外徑為2米。乙炔發(fā)生器的基本結(jié)構(gòu)，是由水箱、發(fā)氣室和幾個進(jìn)出管構(gòu)成；發(fā)氣室由圓形的頂 板、圍板和起飛彈射器的上封頭所圍成，發(fā)氣室內(nèi)裝滿球狀電石；在頂板上，有一個進(jìn)水管， 其上有一個進(jìn)水閥，進(jìn)水管的進(jìn)水口與水箱相接，水箱位于頂板上方的機艙中；在頂板上， 有一個乙炔出氣管，乙炔出氣管外接3個出氣支管，3個出氣支管上分別設(shè)有回火防止器和 乙炔安全閥；圍板上設(shè)有裝料_防爆門、排污管及排污閥。飛行噴射器的主體有兩部分噴射筒和縮放噴管；從噴射筒的進(jìn)口向內(nèi)，離進(jìn)口 不遠(yuǎn)處，有一個空氣翻版，它由電動執(zhí)行器進(jìn)行兩位式控制噴射筒全開或噴射筒全閉；噴 射筒中，空氣翻版以內(nèi)的空間為燃燒室；噴射筒的中部，外接一個燃?xì)庖胰策M(jìn)氣管，其上有 一個乙炔進(jìn)氣閥；噴射筒上，靠近與縮放噴管連接處的上部，有一個可以向內(nèi)開的廢氣門， 廢氣門由電動執(zhí)行器進(jìn)行兩位式控制，全開或全閉；噴射筒上，靠近與縮放噴管連接處的下 部，有一個點火器；縮放噴管的進(jìn)口連接到噴射筒的末端口，從縮放噴管的進(jìn)口到出口，其 內(nèi)部流道面積經(jīng)歷一個先縮小后擴(kuò)大的過程；飛行噴射器用耐高溫高壓的合金鋼板制造。本發(fā)明飛機的飛行噴射器上，需要進(jìn)行自動控制的四個部件是空氣翻版、廢氣 門、乙炔進(jìn)氣閥、點火器。噴射控制器是飛行噴射器的控制裝置，它由兩部分組成噴射控制器電路和飛行 噴射器操作裝置；噴射控制器電路板位于機艙的控制箱中，飛行噴射器操作裝置位于機艙 的操作面板上；噴射控制器電路是利用一個三級時序定時器，按順序驅(qū)動三個磁力電開關(guān)，控制 上述四個部件的裝置；采用三個555集成電路，產(chǎn)生三個順序脈沖，第三個555集成電路的 輸出端接到第一個555集成電路的觸發(fā)端，實現(xiàn)非穩(wěn)態(tài)工作；上述三個定時器電路的定時電阻和定時電容，是可以通過設(shè)在機艙中的飛行噴射 器操作裝置進(jìn)行改變的，也就是說飛行噴射器的工作頻率是可以調(diào)節(jié)的。起飛彈射器是垂直發(fā)動機，利用噴氣對地面的反作用力，帶動飛機，從地面向上垂 直起飛。起飛彈射器集燃燒室和噴管兩種功能于同一空間燃料點火爆炸的瞬間，它作為燃 燒室；爾后，它又作為噴管，從起飛彈射器的出口高速噴出燃?xì)?，沖向地面，利用反作用力， 推動起飛彈射器高速垂直向上升起。作為燃燒室，它要承受高溫高壓，起飛彈射器是一個高溫高壓的壓力容器，其上有 乙炔進(jìn)氣口、點火器。作為噴管，起飛彈射器在飛機的腹部正下方，垂直向下設(shè)置。噴管的出口，即噴射 口，位于飛機的最低部，起飛前，噴射口朝下扣在地面上。起飛彈射器是本發(fā)明飛機的垂直起飛推進(jìn)動力裝置，利用燃?xì)馊紵蛎洑怏w噴 射，噴射氣體的反作用力推動飛機快速起飛。本發(fā)明選擇的燃料是乙炔，乙炔具有優(yōu)點是與其它可燃?xì)怏w相比，乙炔燃燒氣體 溫度高，乙炔爆炸壓力大，乙炔燃燒火焰?zhèn)鞑ニ俣瓤?，乙炔與空氣混合爆炸極限范圍寬，乙 炔點火能量小。用電石和水，在飛機上由乙炔發(fā)生器制取乙炔，作為燃料供給燃燒室，或由機載乙炔氣瓶提供。飛機利用起飛彈射器的起飛過程是1、通過起飛彈射器上的一個換氣門，新鮮空氣進(jìn)入，廢氣排除，然后關(guān)好換氣門；2、在起飛彈射器通過換氣門，進(jìn)行空氣和廢氣的更新氣體過程中，起飛彈射器內(nèi) 氣體壓力等于環(huán)境氣壓。3、本發(fā)明的乙炔發(fā)生器生產(chǎn)乙炔，供給起飛彈射器。經(jīng)由乙炔進(jìn)氣口向起飛彈射 器內(nèi)注入乙炔。注入的乙炔量要考慮起飛彈射器內(nèi)部的空氣量，可按起飛彈射器內(nèi)部空間 容積的9%注入乙炔；4、注入乙炔后，關(guān)閉起飛彈射器乙炔進(jìn)氣口，啟動點火器，乙炔與空氣的混合可燃 氣體立刻燃燒爆炸；5、乙炔與空氣的混合氣體燃燒爆炸，產(chǎn)生高壓高溫燃?xì)?，燃起壓力可達(dá)到IMPa。巨 大內(nèi)外壓力差，使燃?xì)鈴钠痫w彈射器的出口高速向外噴射，沖向地面，同時產(chǎn)生反作用力， 推動起飛彈射器及飛機，離開地面，騰空而起，完成啟動和垂直起飛過程。本發(fā)明的飛行噴射器是利用噴氣的反作用力，推動飛機在空中飛行。飛行噴射器 的具體結(jié)構(gòu)包括筒體、進(jìn)氣門、燃燒室、乙炔進(jìn)氣口、點火器、廢氣門、噴管。飛行噴射器利 用乙炔燃燒膨脹，推動氣體通過噴管，向后噴射，產(chǎn)生推力。飛行噴射器結(jié)構(gòu)簡單，它沒有渦 輪，不會發(fā)生喘振，也不怕撞鳥。飛機利用飛行噴射器的飛行過程是1、空氣通過進(jìn)氣口和進(jìn)氣門，進(jìn)入燃燒室空間，廢氣通過廢氣門和噴管的噴口排 出；2、由于進(jìn)氣門的門板旋轉(zhuǎn)，燃燒室空間前端封閉。廢氣門的門板旋轉(zhuǎn)，燃燒室空間 后端廢氣門封閉；3、向燃燒室空間注入乙炔燃料，與空氣混合，形成可燃?xì)怏w；4、啟動點火器，燃燒室內(nèi)氣體燃料燃燒，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)獠⒀杆倥蛎洠?、高溫高壓燃?xì)?，從燃燒室進(jìn)入噴管；6、高壓燃?xì)鈴膰姽艹隹诟咚賴姵觯a(chǎn)生推力，推動飛機飛行。7、由于進(jìn)氣門的門板旋轉(zhuǎn)，燃燒室空間前端打開，引入新鮮空氣。廢氣門的門板旋 轉(zhuǎn)，燃燒室空間后端廢氣門打開，剩余廢氣通過廢氣門和噴管向外排放。再開始新一輪動力循環(huán)。本發(fā)明的優(yōu)點是1、本發(fā)明飛機的發(fā)動機，包括起飛彈射器和飛行噴射器，采用高能燃?xì)庖胰踩紵?促成高速噴射，利用反作用力，推動飛機起飛和飛行。發(fā)動機功率大、爆發(fā)力大，能推動飛機 緊急起飛和快速飛行；2、本發(fā)明飛機構(gòu)造簡單，故障率低，維護(hù)保養(yǎng)方便；3、本發(fā)明飛機加工制造容易，原材料便宜，重量輕，造價低。4、本發(fā)明飛機可以在靜止?fàn)顟B(tài)下自行啟動。


圖1是本發(fā)明一種飛機實施例的整體布置方案9
圖2是本發(fā)明一種飛機實施例的起飛彈射器結(jié)構(gòu)圖；圖3是本發(fā)明一種飛機實施例的乙炔發(fā)生器結(jié)構(gòu)圖；圖4是本發(fā)明一種飛機實施例的起飛彈射器工作過程圖；圖5是本發(fā)明一種飛機實施例的飛行噴射器結(jié)構(gòu)圖；圖6是本發(fā)明一種飛機實施例的飛行噴射器工作過程圖；圖7是本發(fā)明一種飛機實施例的噴射控制器電路圖；圖8是本發(fā)明一種飛機實施例的方形機架與機翼總成結(jié)構(gòu)圖；圖9是本發(fā)明一種飛機實施例的機艙結(jié)構(gòu)圖；圖10是本發(fā)明一種飛機實施例的啟動飛行過程圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和實施例，對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。圖1給出了本發(fā)明一種飛機實施例的整體布置方案示意圖。本發(fā)明一種飛機實施例的主要部件在飛機的具體布置情況，其中，起飛彈射器10 呈筒狀，垂直地位于飛機的底部，它的上封頭固定在飛機的機艙30的地板下，在飛機的機 艙30的上方是方形機架的底框85，底框85的左側(cè)為左機翼，右側(cè)為右機翼92，底框85的 上方，也就是方形的方形機架中間，放置的是飛行噴射器60。飛行噴射器60水平放置，其長 度為5米，外徑為0.8米，相對于方形機架或機翼，前后伸出部分長度相同。方形機架外表 面四個邊，每邊長度1米。機艙30是立放的圓筒形結(jié)構(gòu)，外徑為1米，高度為1.2米。機艙 30內(nèi)，駕駛員座位下是水箱32。機艙30的艙外，有方向舵46。起飛彈射器10的外形是立放的筒體，筒體外徑1米，高度為1. 5米。起飛彈射器 10的上封頭和機艙30的地板下的空間是乙炔發(fā)生器38。在筒體的下部，有一個套筒17， 它的內(nèi)徑比筒體的外徑稍大，它的高度為0. 5米。套筒17套在筒體的外表面，可以緊貼筒 體的外表面自由滑動，兩者松配合。套筒17的上下端口均向外垂直翻邊，上翻邊的外徑為 1. 2米，上翻邊的上表面與壓力彈簧相配合，下翻邊的外徑為2米，較大的外徑，豎放于地面 時，有較好的穩(wěn)定作用。起飛彈射器10的筒體的中下部，有一個壓力臺15，壓力臺15是固 定在筒體外表面上的一個環(huán)形平面。壓力臺15向下，通過壓力彈簧16，與套筒17相作用。起飛時，起飛彈射器10啟動，強大的氣體噴射作用于地面，其反作用力，使飛機垂 直向上高速升起；待上升到最高點，啟動飛行噴射器60，水平噴射產(chǎn)生水平推力，機翼在空 氣中產(chǎn)生升力，拉起飛機，沖上藍(lán)天。在空中的持續(xù)飛行中，依靠脈沖式的飛行噴射器的推 進(jìn)動力持續(xù)前進(jìn)。圖2給出了本發(fā)明一種飛機實施例的起飛彈射器結(jié)構(gòu)圖。本發(fā)明一種飛機實施例的起飛彈射器是一個短時間、大功率的推進(jìn)動力裝置，它 用于飛機從地面垂直起飛。起飛彈射器內(nèi)有燃燒室和噴管兩種功能，起飛彈射器10的外形 為一個豎放的開口向下的筒狀容器，它的主體部分由上封頭11和筒體12組成。起飛彈射器 10外徑1米，高度為1. 5米。在筒體12的下部，有一個套筒17，它的內(nèi)徑比筒體12的外徑 稍大，它的高度為0.5米。套筒17可以緊貼筒體12的外表面自由滑動，兩者松配合。套筒 17的上下端口均向外垂直翻邊，上翻邊的外徑為1. 2米，下翻邊的外徑為2米。在筒體12 的上部有一個乙炔進(jìn)氣管，乙炔進(jìn)氣管上有乙炔進(jìn)氣閥13。在筒體12的中上部，有一個換氣門18，打開換氣門18，經(jīng)過一段時間，可以實現(xiàn)筒體12內(nèi)外氣體的完全對換。在筒體12 的中部，有一個點火器14。啟動點火器14，可以將筒體12內(nèi)部的乙炔和空氣的混合可燃?xì)?體點燃。在筒體12的中部的外圓上，有一個壓力臺15，壓力臺15是固定在筒體外表面上的 一個環(huán)形平面，其內(nèi)徑與筒體12外徑相同，二者相固定。壓力臺15向下一面為平面，與壓 力彈簧16相作用；壓力臺15向上一面通過三角支撐，與筒體12外表面固定在一起。在筒 體12的下部，有一個套筒17，它的內(nèi)徑比筒體12的外徑稍大，套筒17可以緊貼筒體12的 外圓表面自由滑動。套筒17的上翻邊與壓力彈簧16相作用；當(dāng)起飛彈射器在地面放置時， 套筒17的下翻邊與筒體12的下端面都壓在地面上，二者在同一水平面上。套筒17及壓力 彈簧16合稱彈性組件，該彈性組件的功能，其一是當(dāng)起飛彈射器開始升空時，壓力彈簧16 向下推動套筒17，利用彈簧16的彈力及套筒17本身的慣性力，套筒17滯后升空，套筒17 的下翻邊比筒體12的下端口晚些時間離開地面。在這一小段時間內(nèi)，雖然筒體12已經(jīng)開 始升空，但套筒17還沒上升，燃?xì)獠⒉幌蛲鈬娚湫孤?，從而繼續(xù)以較大的推力，較長時間推 動起飛彈射器升空。當(dāng)套筒17的上翻邊接近筒體12的下端口時，套筒17才開始上升。當(dāng) 勻速飛行，沒有慣性力時，套筒17的下翻邊比筒體12的下端口低0. 4米，即在豎直方向，套 筒17上部有0. 1米長與筒體12外圓表面保持配合狀態(tài)。從以上分析可以看出，起飛彈射器的工作原理，形象地說，就是腳踏地面，先曲膝 彎腿，然后向上跳起。如果沒有壓力彈簧16和套筒17的對燃?xì)獾膰o(hù)作用，形象地說，就 是沒有曲膝彎腿過程，而是直腿向上跳，不可能跳得高。起飛彈射器的工作原理，是利用對 地面的推力的反作用，快速向上彈起。這與噴氣發(fā)動機，利用噴氣過程動量守恒原理推進(jìn)， 是完全不同的。起飛彈射器是一個高溫高壓容器，應(yīng)選擇耐高溫高壓的合金鋼板制造。圖3給出了本發(fā)明一種飛機實施例的乙炔發(fā)生器結(jié)構(gòu)圖。本發(fā)明一種飛機實施例的乙炔發(fā)生器38的基本結(jié)構(gòu)是由水箱、發(fā)氣室和幾個進(jìn) 出管構(gòu)成。發(fā)氣室由圓形的頂板33、圍板34和起飛彈射器的上封頭11所圍成，發(fā)氣室內(nèi)裝 滿球狀電石。頂板33又是機艙30的底板，圍板34是機艙30的圍板。在頂板33上，有一 個進(jìn)水管，其上有一個進(jìn)水閥31，它與水箱32相接。在頂板33上，有一個乙炔出氣管，乙炔 出氣管外接3個支管，3個支管上分別設(shè)有供給彈射器乙炔的回火防止器36、供給噴射器 乙炔的回火防止器37、乙炔安全閥39。乙炔發(fā)生器38的圍板34上設(shè)有裝料-防爆門40、 排污管及排污閥35。通過裝料-防爆門40，向乙炔發(fā)生器38的發(fā)氣室內(nèi)，裝入球狀電石； 通過進(jìn)水閥31，水箱32中的水緩緩流入發(fā)氣室內(nèi)；水與電石發(fā)生反應(yīng)，生成乙炔，通過乙炔 出氣管，及乙炔出氣管外接支管，分別向起飛彈射器、飛行噴射器供給乙炔氣，這就是乙炔 發(fā)生器38的產(chǎn)氣過程。水與電石發(fā)生反應(yīng)生成乙炔的同時，產(chǎn)生廢液和廢渣。產(chǎn)生的廢液 通過排污管和排污閥35排放；產(chǎn)生的廢渣通過裝料_防爆門40，人工清除。裝料-防爆門 40的功能有三裝燃料電石、清廢渣、爆炸卸壓。如果操作不慎，乙炔發(fā)生器發(fā)生爆炸，乙炔 發(fā)生器內(nèi)的高壓氣體，推開裝料-防爆門40，迅速向外排放，可以有效地保護(hù)人身和設(shè)備安 全。乙炔安全閥39的作用是，放掉多余的乙炔氣體，以防止乙炔發(fā)生器內(nèi)壓力過高。圖4給出了本發(fā)明一種飛機實施例的起飛彈射器工作過程圖。在圖4-1中，表示的是啟動前的準(zhǔn)備工作。起飛彈射器10豎直放在地面51上，起 飛彈射器的筒體12上的乙炔進(jìn)氣閥13打開，向起飛彈射器的筒體12內(nèi)，注入乙炔燃?xì)?。?br> 11入乙炔的量，達(dá)到筒體12內(nèi)容積的9%時，即乙炔占乙炔與空氣混合氣體的9%時，關(guān)閉乙 炔進(jìn)氣閥13。在圖4-2中，表示的是啟動過程。啟動起飛彈射器的筒體上點火器14，點燃起飛彈 射器的筒體內(nèi)的乙炔可燃?xì)怏w，乙炔爆炸燃燒，起飛彈射器的筒體內(nèi)的混合氣體的壓力和 溫度瞬間升高，壓力可達(dá)到IMPa。在圖4-3中，表示的是起飛彈射器起飛瞬間。起飛彈射器的筒體內(nèi)的高壓混合氣 體，在兩個方向上的施加作用力水平方向和豎直方向。水平方向作用在筒體四周內(nèi)壁，其 合力相互抵消。豎直方向是向下和向上，向下作用在地面，向上作用到起飛彈射器的封頭 11。乙炔爆炸燃燒時，起飛彈射器的筒體內(nèi)的混合氣體的壓力瞬間可以達(dá)到IMPa，這個壓 力作用于起飛彈射器的封頭11時，以每平方厘米10公斤的作用力，將起飛彈射器飛快向上 推起。當(dāng)起飛彈射器的筒體的下端口已經(jīng)離開地面時，由于壓力彈簧16的推力，和套筒17 本身的慣性力作用，套筒17還原地未動，套筒17的下翻邊遲遲還沒離開地面，即起飛彈射 器的筒體內(nèi)的高壓燃?xì)膺€未泄漏，繼續(xù)以高壓推動起飛彈射器上升。只是當(dāng)套筒17的上翻 邊接近起飛彈射器的筒體的下端時，套筒17才開始上升，套筒17的下翻邊才離開地面。起 飛彈射器向上升起時，套筒17滯后一段時間才升起，這期間，套筒17完成了一件重要的工 作，即由于它的圍護(hù)作用，在起飛彈射器起飛初始一段短暫時間內(nèi)，起飛彈射器的筒體內(nèi)的 高壓燃?xì)獠幌蛲庑孤?。從而，起飛彈射器可以獲得更大的推力，飛升的更高。在圖4-4中，起飛彈射器10已經(jīng)離開地面51，騰空而起。起飛彈射器10的套筒 17，它被壓力彈簧拉起。在空中勻速的慣性運動中，壓力彈簧向上拉著套筒17，套筒17的下 翻邊低于起飛彈射器的筒體的下端口約0. 4米。圖5給出了本發(fā)明一種飛機實施例的飛行噴射器結(jié)構(gòu)圖。飛行噴射器60是一個噴氣發(fā)動機，它被用于在空中驅(qū)動飛機飛行。飛行噴射器60的主體有兩部分噴射筒65和縮放噴管62。從噴射筒65的進(jìn)口 67向內(nèi)，離進(jìn)口 67不遠(yuǎn)處，有一個空氣翻版66，它由電動執(zhí)行器70進(jìn)行兩位式控制噴射 筒全開或噴射筒全閉。噴射筒65中，空氣翻版66以內(nèi)的空間為燃燒室71。噴射筒65的 中部，外接一個燃?xì)庖胰策M(jìn)氣管，其上有一個乙炔進(jìn)氣閥64。噴射筒65上，靠近與縮放噴 管62的連接處的上部，有一個可以向內(nèi)開的廢氣門63，廢氣門63由電動執(zhí)行器69進(jìn)行兩 位式控制，全開或全閉。噴射筒65上，靠近與縮放噴管62的連接處的下部，有一個點火器 68，它被用來點燃噴射筒65內(nèi)的乙炔與空氣混合可燃?xì)怏w。縮放噴管62的進(jìn)口連接到噴 射筒65的末端，從縮放噴管62的進(jìn)口到出口 61，其內(nèi)部流道截面積，經(jīng)歷一個先縮小后放 大的過程?？s放噴管62的作用是當(dāng)噴射筒65內(nèi)的爆炸氣體壓力從IMPa到大約0. 2MPa 的膨脹過程中，從縮放噴管62噴出的氣流是超音速氣流。飛行噴射器60是一個動力設(shè)備， 要承受高溫高壓，因此，飛行噴射器60要用耐高溫高壓的合金鋼板制造。圖6給出了本發(fā)明一種飛機實施例的飛行噴射器工作過程圖。本發(fā)明的飛行噴射器60是一個脈沖式噴氣發(fā)動機，它在空中驅(qū)動飛機飛行。在圖6-1中，表示了飛行噴射器60尚未啟動的狀態(tài)。飛行噴射器60的噴射筒65 中的空氣翻版66，處于噴射筒通道全開狀態(tài)。噴射筒65上，靠近與縮放噴管62的連接處的 廢氣門63，也處于全開狀態(tài)。這種狀態(tài)可以保證飛行噴射器60內(nèi)部空間與外部大氣充分溝 通，保證噴射器60的燃燒室71內(nèi)部空氣是新鮮的，沒有燃燒廢氣存在其中。
在圖6-2中，表示了飛行噴射器啟動過程噴射筒中的空氣翻版66，處于使噴射筒通道全閉狀態(tài)；廢氣門63，也處于全閉狀態(tài)；噴射筒中部，乙炔進(jìn)氣閥64導(dǎo)通，向飛行噴 射器內(nèi)注入乙炔氣體，當(dāng)乙炔氣體達(dá)到飛行噴射器內(nèi)部空間的9%時，關(guān)閉乙炔進(jìn)氣閥64 ； 隨后啟動點火器68，點燃飛行噴射器內(nèi)部的乙炔可燃?xì)怏w，在飛行噴射器內(nèi)部發(fā)生爆炸性 燃燒，飛行噴射器內(nèi)部瞬間產(chǎn)生高溫高壓的燃?xì)?，燃?xì)鉁囟瓤蛇_(dá)2300°C，燃?xì)鈮毫蛇_(dá)到 IMPa。高溫高壓的燃?xì)饬⒖虖目s放噴管的出口 61，向外噴出，產(chǎn)生的反作用力推動飛行噴射 器前進(jìn)。在圖6-3中，表示了飛行噴射器在空中飛行中的換氣狀態(tài)，具體細(xì)節(jié)為飛行噴射 器的噴射筒中的空氣翻版66，處于通道全開狀態(tài)；噴射筒上的廢氣門63，也處于全開狀態(tài)。 這種狀態(tài)可以保證飛行中的噴射器內(nèi)部和外部迅速地進(jìn)行氣體交換，即內(nèi)部的燃燒廢氣主 要通過廢氣門63排到大氣中；相對流動的外界新鮮的空氣，迎面通過飛行噴射器的進(jìn)口， 進(jìn)入到噴射器內(nèi)部空間，迅速實現(xiàn)了新舊氣體徹底大交換。在圖6-4中，表示了飛行噴射器在空中飛行的噴射推進(jìn)狀態(tài)，具體細(xì)節(jié)為噴射筒 中的空氣翻版66，處于全閉狀態(tài)；廢氣門63，也處于全閉狀態(tài)；乙炔進(jìn)氣閥64導(dǎo)通，向飛行 噴射器內(nèi)注入乙炔氣體，當(dāng)乙炔氣體達(dá)到飛行噴射器內(nèi)部空間的9%時，關(guān)閉乙炔進(jìn)氣閥 64;啟動點火器68，點燃飛行噴射器內(nèi)部的乙炔可燃?xì)怏w，發(fā)生爆炸性燃燒，飛行噴射器內(nèi) 部瞬間產(chǎn)生高溫高壓的燃?xì)?，高溫高壓燃?xì)鈴娘w行噴射器的縮放噴管的出口噴出，根據(jù)動 量守恒原理，產(chǎn)生的反作用力推動飛行噴射器前進(jìn)。飛行噴射器在空中連續(xù)飛行中，反復(fù)進(jìn)行在圖6-3和在圖6-4中所表述的過程。如 要停止飛行，進(jìn)行到圖6-3所表述的過程為止，不再進(jìn)行圖6-4所表述的過程，即不再向飛 行噴射器內(nèi)供給乙炔和點火爆炸。圖7給出了本發(fā)明一種飛機實施例的噴射控制器電路圖。本發(fā)明一種飛機實施例的飛行噴射器上，需要進(jìn)行自動控制的四個部件是空氣 翻版、廢氣門、乙炔進(jìn)氣閥、點火器。噴射控制器電路是利用一個三級時序定時器，按順序驅(qū)動三個磁力電開關(guān)，控制 空氣翻版、廢氣門、乙炔進(jìn)氣閥、點火器等四個部件的裝置。采用三個555集成電路，產(chǎn)生三 個順序脈沖，第三個555集成電路的輸出端接到第一個555集成電路的觸發(fā)端，實現(xiàn)非穩(wěn)態(tài)工作。第一個555集成電路120，為了能可靠復(fù)位，防止干擾的影響，其復(fù)位端(管腳4) 和電源端(管腳8)都直接與V+電源相接。集成電路120的接地端(管腳1)接地，控制端 125(管腳5)通過一個電容接地，防止干擾信號影響脈沖的脈寬。其觸發(fā)端122(管腳2)的 觸發(fā)信號，來自第三個555集成電路140的輸出信號，經(jīng)由電阻121和電容124所組成的微 分電路產(chǎn)生的觸發(fā)脈沖，脈寬約1微秒，下跳沿起作用。當(dāng)觸發(fā)端122(管腳2)被觸發(fā)，且脈 沖電壓低于V+/3時，內(nèi)部觸發(fā)比較器翻轉(zhuǎn)，輸出端(管腳3)輸出高電平。放電端127(管 腳7)內(nèi)部開路，電源V+開始通過定時電阻128向定時電容129充電。定時電容129上充 電到2V+/3時，閾值端126 (管腳6)內(nèi)部的閾值比較器翻轉(zhuǎn)，定時電容129迅速放電到地電 位，輸出端回到低電平。定時時間約為1. 1*定時電阻*定時電容。定時電阻128為2兆歐 姆，定時電容129為0. 1微法拉，定時時間約為0. 2秒。其輸出端123的輸出信號通過電阻 162接到電流放大管160的基極，這是一個3DK4管，它的集電極回路中，有一個磁力電開關(guān)161，控制飛行噴射器的空氣翻版的電動執(zhí)行器和廢氣門的電動執(zhí)行器，同時全開空氣翻版 和廢氣門0. 2秒，噴射器內(nèi)部和外部迅速地進(jìn)行氣體交換0. 2秒，即內(nèi)部的燃燒廢氣主要通 過廢氣門排到大氣中；相對流動的外界新鮮的空氣，迎面通過飛行噴射器的進(jìn)口，進(jìn)入到噴 射器內(nèi)部空間。第二個555集成電路130，其觸發(fā)端132 (管腳2)的觸發(fā)信號，來自第一個555集 成電路120的輸出信號，經(jīng)由電阻和電容所組成的微分電路產(chǎn)生的觸發(fā)脈沖。定時時間取 0. 2秒。第二個555集成電路130的輸出端133連接到電阻167的一端，而電阻167的另 一端接到電流放大管165的基極，這是一個3DK4管，它的集電極回路中，有一個磁力電開關(guān) 166，用于打開飛行噴射器的乙炔進(jìn)氣閥，進(jìn)乙炔氣體0. 2秒。第三個555集成電路140，其觸發(fā)端142 (管腳2)的觸發(fā)信號，來自第二個555集 成電路130的輸出信號，經(jīng)由電阻和電容所組成的微分電路產(chǎn)生的觸發(fā)脈沖。定時時間 取0. 1秒。其輸出端143的輸出信號通過電阻177接到電流放大管175的基極，這是一個 3DK4管，它的集電極回路中，有一個磁力電開關(guān)172控制飛行噴射器的點火器，通過點火器 點火，點燃飛行噴射器內(nèi)部的乙炔可燃?xì)怏w，發(fā)生爆炸性燃燒，飛行噴射器內(nèi)部瞬間產(chǎn)生高 溫高壓的燃?xì)?，高溫高壓的燃?xì)鈴娘w行噴射器的縮放噴管的出口噴出，產(chǎn)生的反作用力推 動飛行噴射器前進(jìn)，累計時間0. 1秒。進(jìn)行上述三個步驟總計用了 0. 5秒，也就是說，每秒鐘飛行噴射器進(jìn)行兩次爆炸 性燃燒及噴射推進(jìn)，可稱作飛行噴射器的工作頻率為2。上述三個定時器電路的定時電阻和 定時電容是可以改變的，也就是說飛行噴射器的工作頻率是可以調(diào)節(jié)的，從而達(dá)到調(diào)節(jié)飛 行噴射器功率的目的。本發(fā)明飛機噴射發(fā)動機實施例的噴射控制器電路，通電即啟動。圖8給出了本發(fā)明一種飛機實施例的方形機架與機翼總成結(jié)構(gòu)圖。本發(fā)明一種飛機實施例的方形機架與機翼總成，機翼總成包括左機翼84，右機 翼92，以及左、右立桿，左、右拉桿，左、右拉簧。方形機架是一個方形結(jié)構(gòu)，它有上下左右四 個框，它的底框85的左側(cè)，通過左折頁與左機翼84相連；底框85的右側(cè)，通過右折頁87與 右機翼92相連。方形機架方形結(jié)構(gòu)的中心放置飛行噴射器60。右機翼92與右立桿89垂 直相接，二者之間有一個斜拉的右拉桿91。左機翼84和右機翼92的結(jié)構(gòu)對稱相同。方形 機架的方形結(jié)構(gòu)中，上下左右四個框，除了底框85，還有右邊框88、左邊框、頂框82，頂框82 的中部向上伸出一個固定環(huán)83。固定環(huán)83向右通過右拉簧90，與右立桿89頂部相拉緊； 固定環(huán)83向左通過左拉簧81，與左立桿頂部相拉緊。兩個機翼-左機翼84和右機翼92，與其間的方形機架，都是通過下面的折頁和上 面的拉簧相連，折頁可以彎曲，而拉簧可以伸長，也就是說，左機翼84和右機翼92，相對于 方形機架，是可以旋轉(zhuǎn)的。當(dāng)左機翼84、右機翼92與方形機架在同一水平面時，左機翼84、 右機翼92的旋轉(zhuǎn)方向都是翼尖向下，即左機翼84繞著左折頁逆時針方向旋轉(zhuǎn)，右機翼92 繞著右折頁87順時針方向旋轉(zhuǎn)。左機翼84和右機翼92的翼型，也就是機翼的截面形狀為平凸形，翼型厚度為 12%。機翼的平面形狀為矩形，弦長為300厘米，左、右機翼的寬度各為400厘米，機翼的上 反角為0度。飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性，是借助方形機架下掛的機艙和彈射器的重量來保證的。左機翼84和右機翼92的剖面結(jié)構(gòu)為內(nèi)部骨架和表面蒙皮，內(nèi)部骨架和表面蒙皮 均用高強度的輕體材質(zhì)_碳纖維板和碳纖維布做成。
圖9給出了本發(fā)明一種飛機實施例的機艙結(jié)構(gòu)圖。機艙是立放的圓筒形結(jié)構(gòu)，外徑為1米，高度為1.2米。機艙內(nèi)，駕駛員座位高0.3 米，駕駛員座位下是水箱32。機艙的底板是乙炔發(fā)生器的發(fā)氣室的頂板33。圍板34是機 艙與乙炔發(fā)生器共用的外圍筒板。在機艙的底板上，也就是在乙炔發(fā)生器頂板33上，有一 個進(jìn)水管，它與水箱32相接；有一個乙炔出氣管，外接3個支管，各設(shè)有閥門。駕駛員座位 104的正前方，在機艙的圍板34上，是前窗101，駕駛員觀察用。前窗101的下方是駕駛員 操控裝置102，包括一個斜面的操作面板，和操作面板下的控制箱。操作面板上有乙炔發(fā) 生器操作裝置、起飛彈射器操作裝置、飛行噴射器操作裝置?？刂葡渲杏袊娚淇刂破鞯碾?路板、點火器的點火線圈、電動乙炔進(jìn)氣閥的配電板、及其它控制用電器元件。駕駛員頭上 是機艙的頂板42，駕駛員腦后是后窗43，也是駕駛員觀察用。后窗43下邊，圍板34的外表 面，設(shè)有方向舵46。方向舵46是一個豎放的平板，高為0.6米，長為0.8米。它的一個立邊 固定在一個立軸上，該立軸通過上軸承45和另一個下軸承，豎直固定在駕駛員正后方的圍 板34的外壁上。所說立軸的上端與舵桿44相連，駕駛員推拉舵桿44，就可以改變方向舵 46的水平面角度。圖10給出了本發(fā)明一種飛機實施例的啟動飛行過程圖。圖10-1表示的是本發(fā)明飛機準(zhǔn)備起飛、灌注燃料過程。本發(fā)明飛機垂直立于地面上，左機翼與右機翼水平展開，起飛彈射器的噴口向下， 扣在水平的起飛地面平臺上。通過乙炔進(jìn)氣口，緩緩向起飛彈射器內(nèi)注入燃料乙炔，達(dá)到規(guī) 定量后，關(guān)閉乙炔進(jìn)氣口。圖10-2表示的是本發(fā)明飛機啟動彈射垂直起飛過程。啟動起飛彈射器的筒體上點火器，點燃起飛彈射器的筒體內(nèi)的乙炔可燃?xì)怏w，乙 炔爆炸燃燒，起飛彈射器的筒體內(nèi)的混合氣體的壓力和溫度瞬間升高，起飛彈射器的上封 頭，受到垂直向上的作用力，該力帶動起飛彈射器快速拔地而起，由壓力彈簧和套筒組成的 彈性組件的延遲起飛，對起飛彈射器內(nèi)燃?xì)?，起到防泄漏的圍護(hù)作用，增大了高壓燃?xì)鈱ζ?飛彈射器向上的推動作用時間。本發(fā)明飛機在彈射垂直起飛過程中，左機翼與右機翼不再是水平展開。由于空氣 阻力，左機翼與右機翼傾斜下垂，其傾斜角度與空氣阻力、左機翼與右機翼的拉簧拉力有 關(guān)。在垂直起飛過程中，左右機翼對稱向下傾斜有兩點好處其一是減少上升過程中空氣對 機翼的阻力；其二是增加垂直向上的穩(wěn)定性。如果機翼不向下傾斜，上升過程中，飛機可能 翻跟斗。圖10-3表示的是本發(fā)明飛機彈射上升終點，抬平機翼的過程。在本發(fā)明飛機彈射的終點，也就是在飛機彈射向上，垂直起飛到最大高度的瞬間， 飛機向上速度為零，空氣與機翼間沒有相對運動，也就沒有阻力。在左右拉簧拉力作用下， 左機翼與右機翼從傾斜狀態(tài)完成到水平狀態(tài)的過度。此時，壓力彈簧處于舒張狀態(tài)，套筒懸 掛在壓力彈簧下邊，0. 5米高的套筒，有0. 4米處在起飛彈射器的噴口以下。圖10-4表示的是本發(fā)明飛機噴射推進(jìn)，水平飛行過程。在本發(fā)明飛機在完成彈射和垂直起飛過程后，左機翼與右機翼也從傾斜狀態(tài)轉(zhuǎn)換 到水平狀態(tài)，飛機立刻開始飛行噴射器的工作過程，進(jìn)行水平噴射推進(jìn)飛行過程。飛行噴射 器內(nèi)部燃料燃燒，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)?，從飛行噴射器的噴口高速噴出，其反作用力推動飛機
15前進(jìn)。通過改變飛行噴射控制電路的有關(guān)參數(shù)，可以改變飛行噴射器的工作頻率，達(dá)到控制 飛行速度和飛行高度的目的。本發(fā)明飛機停飛，垂直降落過程可分為如下幾個階段1，降低飛行噴射器的工作頻率，亦即降低飛行發(fā)動機功率，從而減小飛行速度和 降低飛行高度；2，在低速低空條件下，關(guān)閉飛行噴射器；3，飛機緩緩垂直下降，張開的雙翼，產(chǎn)生對空氣的阻力，限制了飛機下降的速度；4，在接地的一瞬間，是套筒的底部翻邊先觸地，套筒的上部翻邊向上抵住壓力彈 簧，而壓力彈簧又向上頂住壓力臺，一系列作用傳遞的結(jié)果，使飛機垂直著陸是一種軟著 陸，降低了著陸的沖擊力。
權(quán)利要求
1.一種飛機，它的結(jié)構(gòu)包括方形機架、機艙、機翼總成、飛行噴射器和噴射控制器，方 形機架的左側(cè)為左機翼，右側(cè)為右機翼，方形機架中間水平放置飛行噴射器，機架下方是機 艙，其特征在于(1)它的結(jié)構(gòu)還包括乙炔發(fā)生器，乙炔發(fā)生器位于機艙的下方；(2)它的結(jié)構(gòu)還包括起飛彈射器，起飛彈射器位于乙炔發(fā)生器的下方；(3)所述方形機架包括上下左右四個框底框、右邊框、左邊框和頂框，頂框的中部向 上伸出一個固定環(huán)。
2.按照權(quán)利要求1所述的一種飛機，其特征在于所述機翼總成，它包括左、右機翼，左、右立桿，左、右拉桿，左、右拉簧；右機翼通過右 折頁，與方形機架底框的右側(cè)相連；右機翼與右立桿垂直相接，二者之間有一個斜拉的右拉 桿；右立桿頂部通過右拉簧，與方形機架頂框中部的固定環(huán)相拉緊；左機翼和右機翼的結(jié) 構(gòu)對稱相同。
3.按照權(quán)利要求1所述的一種飛機，其特征在于所述機艙，它是立放的圓筒形結(jié)構(gòu)，它由圓形的頂板、底板和筒形的圍板構(gòu)成；圍板外 徑為1米，高度為1. 2米；機艙內(nèi)，駕駛員座位高0. 3米，駕駛員座位下是水箱；在機艙的底 板上，有一個出水管，它與水箱相接，還有一個乙炔出氣管，外接3個支管，各設(shè)有閥門；駕 駛員座位的正前方，在機艙的圍板上，是前窗，駕駛員觀察用；前窗的下方是駕駛員操控裝 置，包括一個呈斜面狀的操作面板，和操作面板下的控制箱；操作面板上有乙炔發(fā)生器操作 裝置、起飛彈射器操作裝置、飛行噴射器操作裝置；控制箱中有噴射控制器電路板、點火 器的點火線圈、電動乙炔進(jìn)氣閥的配電板、及其它控制用電器元件；駕駛員頭上是機艙的頂 板，駕駛員腦后是后窗，也是駕駛員觀察用；后窗下邊，圍板的外表面上，設(shè)有方向舵；方向 舵是一個豎放的平板，高為0. 6米，長為0. 8米，它的一個立邊固定在一個立軸上，該立軸通 過上軸承和另一個下軸承，豎直固定在駕駛員正后方的圍板的外壁上；該立軸的上端與舵 桿相連，駕駛員推拉舵桿，就可以改變方向舵的水平面角度。
4.按照權(quán)利要求1或2所述的一種飛機，其特征在于所述左機翼和右機翼，分別通過其下面的折頁和上面的拉簧，與其間的方形機架相連 接；折頁可以彎折，拉簧可以伸長，即，相對于方形機架，左機翼和右機翼可以分別圍繞其折 頁的軸，進(jìn)行有限地旋轉(zhuǎn)；當(dāng)左機翼、右機翼與方形機架在同一水平面時，左機翼和右機翼 的旋轉(zhuǎn)方向都是翼尖向下，即左機翼繞著左折頁軸逆時針方向旋轉(zhuǎn)，右機翼繞著右折頁軸 順時針方向旋轉(zhuǎn)；左機翼和右機翼的翼型為平凸形，翼型厚度為12%，機翼的平面形狀為 矩形，弦長為300厘米，左、右機翼的寬度各為400厘米，機翼的上反角為0度；左機翼和右 機翼的剖面結(jié)構(gòu)為內(nèi)部骨架和表面蒙皮，內(nèi)部骨架和表面蒙皮均用高強度的輕體材質(zhì)一碳 纖維板和碳纖維布做成。
5.按照權(quán)利要求1所述的一種飛機，其特征在于所述起飛彈射器，它的外形為一個豎放的開口向下的筒狀容器，它的主體部分由上封 頭和筒體組成；在筒體的上部有一個燃?xì)庖胰驳倪M(jìn)氣管，乙炔進(jìn)氣管上有乙炔進(jìn)氣閥；在 筒體的中上部，有一個換氣門；在筒體的中部，有一個點火器；在點火器的下邊，有一個壓 力臺，壓力臺是固定在筒體外表面上的一個水平環(huán)形平面，壓力臺向下，與壓力彈簧相作 用；在筒體的下部外圓表面上，有一個套筒，它的內(nèi)徑比筒體的外徑稍大，套筒可以緊貼筒體的外圓表面自由滑動，套筒的上下兩個端口均向外直角翻邊，其上翻邊與壓力彈簧相作 用；當(dāng)起飛彈射器在地面放置時，套筒的下翻邊與筒體的下端口都壓在地面上；起飛彈射 器的筒體的外徑1米，高度為1. 5米，套筒的高度為0. 5米，套筒17的上翻邊的外徑為1. 2 米，下翻邊的外徑為2米。
6.按照權(quán)利要求1所述的一種飛機，其特征在于所述乙炔發(fā)生器，它的基本結(jié)構(gòu)是由水箱、發(fā)氣室和幾個進(jìn)出管構(gòu)成；發(fā)氣室由圓形的 頂板、圍板和起飛彈射器的上封頭所圍成，發(fā)氣室內(nèi)裝滿球狀電石；在頂板上，有一個進(jìn)水 管，其上有一個進(jìn)水閥，進(jìn)水管的進(jìn)水口與水箱相接，水箱位于頂板上方的機艙中；在頂板 上，有一個乙炔出氣管，乙炔出氣管外接3個出氣支管，3個出氣支管上分別設(shè)有回火防止 器和乙炔安全閥；圍板上設(shè)有裝料-防爆門、排污管及排污閥。
7.按照權(quán)利要求1所述的一種飛機，其特征在于所述飛行噴射器，它的主體有兩部分噴射筒和縮放噴管；從噴射筒的進(jìn)口向內(nèi)，離進(jìn) 口不遠(yuǎn)處，有一個空氣翻版，它由電動執(zhí)行器進(jìn)行兩位式控制噴射筒全開或噴射筒全閉； 噴射筒中，空氣翻版以內(nèi)的空間為燃燒室；噴射筒的中部，外接一個燃?xì)庖胰策M(jìn)氣管，其上 有一個乙炔進(jìn)氣閥；噴射筒上，靠近與縮放噴管連接處的上部，有一個可以向內(nèi)開的廢氣 門，廢氣門由電動執(zhí)行器進(jìn)行兩位式控制，全開或全閉；噴射筒上，靠近與縮放噴管連接處 的下部，有一個點火器；縮放噴管的進(jìn)口連接到噴射筒的末端口，從縮放噴管的進(jìn)口到出 口，其內(nèi)部流道面積經(jīng)歷一個先縮小后擴(kuò)大的過程；飛行噴射器用耐高溫高壓的合金鋼板 制造。
8.按照權(quán)利要求1所述的一種飛機，其特征在于所述噴射控制器，它是飛行噴射器的控制裝置，它由兩部分組成噴射控制器電路和飛 行噴射器操作裝置；噴射控制器電路板位于機艙的控制箱中，飛行噴射器操作裝置位于機 艙的操作面板上；噴射控制器電路是利用一個三級時序定時器，按順序驅(qū)動三個磁力電開關(guān)，控制空氣 翻版、廢氣門、乙炔進(jìn)氣閥、點火器等四個部件的裝置；采用三個555集成電路，產(chǎn)生三個順 序脈沖，第三個555集成電路的輸出端接到第一個555集成電路的觸發(fā)端，實現(xiàn)非穩(wěn)態(tài)工 作；第一個555集成電路，其復(fù)位端(管腳4)和電源端(管腳8)都直接與V+電源相接， 接地端(管腳1)接地，控制端(管腳5)通過一個電容接地。其觸發(fā)端(管腳2)的觸發(fā) 信號，來自第三個555集成電路的輸出信號，經(jīng)由微分電路產(chǎn)生的觸發(fā)脈沖；定時時間約為 1. 1*定時電阻*定時電容，定時電阻為2兆歐姆，定時電容為0. 1微法拉，定時時間約為0. 2 秒；其輸出端信號接到電流放大管的基極，這是一個3DK4管，它的集電極回路中，有一個磁 力電開關(guān)，控制飛行噴射器的空氣翻版的電動執(zhí)行器和廢氣門的電動執(zhí)行器，同時全開空 氣翻版和廢氣門0. 2秒，噴射器內(nèi)部和外部進(jìn)行氣體交換；第二個555集成電路，其觸發(fā)端(管腳2)的觸發(fā)信號，來自第一個555集成電路的輸 出信號，經(jīng)由微分電路產(chǎn)生的觸發(fā)脈沖；定時時間取0. 2秒；第二個555集成電路的輸出端 接到電流放大管的基極，這是一個3DK4管，它的集電極回路中，有一個磁力電開關(guān)，用于打 開飛行噴射器的乙炔進(jìn)氣閥，進(jìn)乙炔氣體0. 2秒；第三個555集成電路，其觸發(fā)端(管腳2)的觸發(fā)信號，來自第二個555集成電路的輸出信號，經(jīng)由微分電路產(chǎn)生的觸發(fā)脈沖；定時時間取0. 1秒；其輸出端接到電流放大管的基 極，這是一個3DK4管，它的集電極回路中，有一個磁力電開關(guān)控制飛行噴射器的點火器，點 火時間0. 1秒；上述三個定時器電路的定時電阻和定時電容，是可以通過設(shè)在機艙中的飛行噴射器操 作裝置進(jìn)行改變的，也就是說飛行噴射器的工作頻率是可以調(diào)節(jié)的。
全文摘要
本發(fā)明給出一種飛機，它結(jié)構(gòu)簡單、飛行安全，又有較高的效率，并且能自行啟動、起飛。它的結(jié)構(gòu)包括方形機架、機艙、機翼總成、飛行噴射器和噴射控制器，方形機架的左側(cè)為左機翼，右側(cè)為右機翼，方形機架中間水平放置飛行噴射器，機架下方是機艙。它的結(jié)構(gòu)還包括乙炔發(fā)生器，乙炔發(fā)生器位于機艙的下方；還包括起飛彈射器，起飛彈射器位于乙炔發(fā)生器的下方。起飛彈射器的外形，是一個豎放的開口向下的筒狀容器，由上封頭和筒體組成，筒體上有乙炔進(jìn)氣管和點火器，筒體的下部外圓表面上，有一個活動套筒。起飛彈射器是垂直發(fā)動機，利用噴氣對地面的反作用力，帶動飛機，從地面向上垂直起飛。
文檔編號B64D27/16GK101992855SQ20091016346
公開日2011年3月30日 申請日期2009年8月17日 優(yōu)先權(quán)日2009年8月17日
發(fā)明者尚德敏 申請人:尚德敏