專利名稱：一種太空運輸飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明一種太空運輸飛機，屬于太空衛(wèi)星運輸發(fā)射技術領域。
背景技術：
現有的運輸飛機都是靠抽取空氣中的氣流來實現加速減速，但是當運輸飛機飛得越高空氣越稀薄，飛出大氣層外后運輸飛機就會失去動力來源；運載火箭完全使用推進劑做推力，沒有完全利用大氣層內的氣流，造成了大量的資源浪費，而且火箭在使用過一次后就會墜毀，不能夠重復使用
發(fā)明內容

本發(fā)明克服現有技術存在的不足，所要解決的技術問題是提供一種可重復使用的太空運輸飛機，可在大氣層外飛行將衛(wèi)星送上軌道，還能夠節(jié)省大量的推進劑。為了解決上述技術問題，所采用的技術方案是一種太空運輸飛機，包括機體、駕駛艙、推進劑箱、高壓氧氣瓶、高壓天然氣瓶、液體天然氣箱、動力組件、液氧空溫式氣化裝置和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置，機體的前端設有駕駛艙，機體外面的尾部上安裝有液氧空溫式氣化裝置和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置，機體中間的內部為中空密封并安裝有推進劑箱、動力組件、液氧爐式汽化器、液態(tài)天然氣爐式汽化器、第一明火液氧汽化器、第二明火液氧汽化器、高壓氧氣瓶、高壓天然氣瓶和液體天然氣箱，機體內部安裝有四個減速噴氣發(fā)動機，所述四個減速噴氣發(fā)動機的出氣口伸出到機體的下方，機體的兩個機翼上各安裝有兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機，其中靠近機體中間的兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機與機體內部相通，四個脈沖發(fā)動機分別安裝在機體尾端的上、下、左、右四個方向，所述四個脈沖發(fā)動機均與高壓氧氣瓶和高壓天然氣瓶連通；
所述推進劑箱為多個液氧儲箱構成；
所述動力組件的結構為活塞式發(fā)動機的輸出軸上安裝有第一泵、第二泵、第三泵和第四泵；
第二泵和第四泵的入口均與推進劑箱內的液氧儲箱連通，第二泵的出口與第一明火液氧汽化器連通，第四泵的出口與第二明火液氧汽化器連通，第一明火液氧汽化器和第二明火液氧汽化器均與高壓氧氣瓶和高壓天然氣瓶連通；
液氧爐式汽化器的結構為混合室底座的上方安裝有導熱圓筒，所述導熱圓筒上安裝有螺旋狀的氣化管，混合室底座的下面開有兩個入氣口分別與高壓氧氣瓶和高壓天然氣瓶連通，混合式底座的上面設有火嘴，所述火嘴位于導熱圓筒的內部；
所述液態(tài)天然氣爐式汽化器與液氧爐式汽化器的結構相同；
第一泵的入口與推進劑箱內的液氧儲箱連通，第一泵的出口與液氧空溫式氣化裝置的入口連通，液氧空溫式氣化裝置的出口與液氧爐式汽化器的氣化管入口連通，所述液氧爐式汽化器的氣化管出口與高壓氧氣瓶連通；
第三泵的入口與液體天然氣箱連通，第三泵的出口與液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置的入口連通，液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置的出口與液態(tài)天然氣爐式汽化器的氣化管入口連通，所述液態(tài)天然氣爐式汽化器的氣化管出口與高壓天然氣瓶連通。所述的脈沖發(fā)動機為中空且一端設有開口的球形，所述脈沖發(fā)動機的開口端相對的位置安裝有一個火花塞，脈沖發(fā)動機的兩側設有高壓氧氣入氣口和高壓天然氣入氣口，高壓氧氣入氣口與高壓氧氣瓶連通，高壓天然氣入氣口與高壓天然氣瓶連通。所述的第一明火液氧汽化器和第二明火液氧汽化器的結構為一端開口的球形內部設有液氧通道，所述液氧通道通過液氧入口與推進劑箱的液氧儲箱連通，所述開口端設有混合空間，所述混合空間與高壓氧氣瓶和高壓天然氣瓶連通，混合空間上設有火嘴。本發(fā)明與現有技術相比所具有的有益效果是本發(fā)明在機體中間安裝有推進劑箱，在大氣層內時，直接使用空氣做推進劑，到了空氣稀薄區(qū)和真空中可用推進劑箱自帶液氧進行氣化后使用，實現了將衛(wèi)星送上軌道或將貨物送上空間站的作用的同時還節(jié)省了大量的推進劑；本發(fā)明尾部安裝的四個脈沖發(fā)動機可控制本發(fā)明轉向，同時四個減速噴氣發(fā)動機可在本發(fā)明降落時實現減速，使其靠機翼滑行降落到機場，補充足夠的液氧和液態(tài)天 然氣后即可重新使用，極大地降低了消耗成本。


下面結合附圖對本發(fā)明作進一步說明。圖I為本發(fā)明的結構示意圖。圖2為本發(fā)明的側視結構示意圖。圖3為本發(fā)明中的脈沖發(fā)動機的結構示意圖。圖4為本發(fā)明中的第一明火液氧汽化器和第二明火液氧汽化器的結構示意圖。圖5為本發(fā)明中的液氧經過液氧空溫式氣化裝置和液氧爐式汽化器后進入高壓氧氣瓶的示意圖。圖中1為機體，2為駕駛艙，3為推進劑箱，4為高壓氧氣瓶，5為高壓天然氣瓶，6為液體天然氣箱，7為液氧空溫式氣化裝置，8為液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置，9為脈沖發(fā)動機，10為活塞式發(fā)動機，11為液氧爐式汽化器，12為第一泵，13為第二泵，14為第一明火液氧汽化器，15為液態(tài)天然氣爐式汽化器，16為第三泵，17為第四泵，18為第二明火液氧汽化器，19為混合室底座，20為火花塞，21為高壓氧氣入氣口，22為高壓天然氣入氣口，23為液氧通道，24為混合空間，25為液氧入口，26為加力渦輪噴氣發(fā)動機，27為減速噴氣發(fā)動機。
具體實施例方式如圖I一5所示，本發(fā)明一種太空運輸飛機，包括機體I、駕駛艙2、推進劑箱3、高壓氧氣瓶4、高壓天然氣瓶5、液體天然氣箱6、動力組件、液氧空溫式氣化裝置7和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置8，機體I的前端設有駕駛艙2，機體I外面的尾部上安裝有液氧空溫式氣化裝置7和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置8，機體I中間的內部為中空密封并安裝有推進劑箱3、動力組件、液氧爐式汽化器11、液態(tài)天然氣爐式汽化器15、第一明火液氧汽化器14、第二明火液氧汽化器18、高壓氧氣瓶4、高壓天然氣瓶5和液體天然氣箱6，機體I內部安裝有四個減速噴氣發(fā)動機27，所述四個減速噴氣發(fā)動機27的出氣口伸出到機體I的下方，機體I的兩個機翼上各安裝有兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機26，其中靠近機體I中間的兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機26與機體I內部相通，四個脈沖發(fā)動機9分別安裝在機體I尾端的上、下、左、右四個方向，所述四個脈沖發(fā)動機9均與高壓氧氣瓶4和高壓天然氣瓶5連通；
所述推進劑箱3為多個液氧儲箱構成；
所述動力組件的結構為活塞式發(fā)動機10的輸出軸上安裝有第一泵12、第二泵13、第三泵16和第四泵17 ；
第二泵13和第四泵17的入口均與推進劑箱3內的液氧儲箱連通，第二泵13的出口與第一明火液氧汽化器14連通，第四泵17的出口與第二明火液氧汽化器18連通，第一明火液氧汽化器17和第二明火液氧汽化器18均與高壓氧氣瓶4和高壓天然氣瓶5連通；
液氧爐式汽化器11的結構為混合室底座19的上方安裝有導熱圓筒，所述導熱圓筒上安裝有螺旋狀的氣化管，混合室底座19的下面開有兩個入氣口分別與高壓氧氣瓶4和高壓·天然氣瓶5連通，混合式底座19的上面設有火嘴，所述火嘴位于導熱圓筒的內部；
所述液態(tài)天然氣爐式汽化器15與液氧爐式汽化器11的結構相同；
第一泵12的入口與推進劑箱3內的液氧儲箱連通，第一泵12的出口與液氧空溫式氣化裝置7的入口連通，液氧空溫式氣化裝置7的出口與液氧爐式汽化器11的氣化管入口連通，所述液氧爐式汽化器11的氣化管出口與高壓氧氣瓶4連通；
第三泵16的入口與液體天然氣箱6連通，第三泵16的出口與液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置8的入口連通，液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置8的出口與液態(tài)天然氣爐式汽化器15的氣化管入口連通，所述液態(tài)天然氣爐式汽化器15的氣化管出口與高壓天然氣瓶5連通。所述的脈沖發(fā)動機9為中空且一端設有開口的球形，所述脈沖發(fā)動機9的開口端相對的位置安裝有一個火花塞20，脈沖發(fā)動機9的兩側設有高壓氧氣入氣口 21和高壓天然氣入氣口 22，高壓氧氣入氣口 21與高壓氧氣瓶4連通，高壓天然氣入氣口 22與高壓天然氣瓶5連通。所述的第一明火液氧汽化器14和第二明火液氧汽化器18的結構為一端開口的球形內部設有液氧通道23，所述液氧通道23通過液氧入口 25與推進劑箱3的液氧儲箱連通，所述開口端設有混合空間24，所述混合空間24與高壓氧氣瓶4和高壓天然氣瓶5連通，混合空間24上設有火嘴。工作過程
當本發(fā)明在大氣層內飛行時，加力渦輪噴氣發(fā)動機26依靠大氣層中的氣流來給本發(fā)明施加動力；
當本發(fā)明飛行到空氣稀薄區(qū)或大氣層外時，開啟活塞式發(fā)動機10，兩邊的傳動軸帶動其上安裝的第一泵12、第二泵13、第三泵16和第四泵17開始運行；
第一泵12從推進劑箱3內的液氧儲箱抽取液氧使其流入液氧空溫式氣化裝置7內進行第一次空溫汽化，然后流入液氧爐式汽化器11的氣化管內，由于液氧爐式汽化器11的混合室底座19內有從高壓氧氣瓶4和高壓天然氣瓶5內通入的混合氣體，點燃其上的火嘴，火焰可向上為導熱圓筒加熱并將熱量傳遞給氣化管加溫，使氣化管內的液氧汽化流出，最后進入聞壓氧氣瓶4內儲存，如圖5所不；
同時，液體天然氣箱6內的液態(tài)天然氣流經第三泵16、液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置8、液態(tài)天然氣爐式汽化器15后進入高壓天然氣瓶5儲存,其汽化過程與液氧汽化過程相同；如此可保證本發(fā)明有足夠的氣體使用；第二泵13從推進劑箱3內的液氧儲箱抽取液氧并使其通過液氧入口 25流入第一明火液氧汽化器14的液氧通道23內，混合空間24連通高壓氧氣瓶4和高壓天然氣瓶5使其內部充滿可燃混合氣體，點燃火嘴，將從液氧通道23內噴出的液氧瞬間汽化后使其充滿本發(fā)明中部的密閉空間內，為兩個與中部空間相通的加力渦輪噴氣發(fā)動機26及減速噴氣發(fā)動機27供氣，第四泵17和第二明火液氧汽化器18的工作過程與第一明火液氧汽化器14相同；
本發(fā)明尾端安裝的四個脈沖發(fā)動機9由高壓氧氣瓶4和高壓天然氣瓶5提供可燃混合氣，點燃火花塞20，可燃混合氣燃燒給脈沖發(fā)動機9提供動力，四個方向上的脈沖發(fā)動機9各自啟動可控制本發(fā)明向不同方位轉向；
本發(fā)明中的四個減速噴氣發(fā)動機27在上升過程中是關閉的，在實現將衛(wèi)星送上軌道或將物資運送到空間站的任務后進行降落操作，在進入大氣層后由于重力作用本發(fā)明會高速下降，此時開啟四個減速噴氣發(fā)動機27，減速噴氣發(fā)動機27抽取機體I內部的氣體向下
噴出實現減速，靠機翼滑行到機場降落，補充足夠的液氧和液態(tài)天然氣后便可重新使用。上面結合附圖對本發(fā)明的實施例作了詳細說明，但是本發(fā)明并不限于上述實施例，在本領域普通技術人員所具備的知識范圍內，還可以在不脫離本發(fā)明宗旨的前提下作出各種變化。
權利要求
1.一種太空運輸飛機，包括機體(I)、駕駛艙(2)、推進劑箱(3)、高壓氧氣瓶(4)、高壓天然氣瓶(5)、液體天然氣箱(6)、動力組件、液氧空溫式氣化裝置(7)和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置(8)，其特征在于機體(I)的前端設有駕駛艙(2)，機體(I)外面的尾部上安裝有液氧空溫式氣化裝置(7 )和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置(8 )，機體(I)中間的內部為中空密封并安裝有推進劑箱(3)、動力組件、液氧爐式汽化器(11)、液態(tài)天然氣爐式汽化器(15)、第一明火液氧汽化器(14)、第二明火液氧汽化器(18)、高壓氧氣瓶(4)、高壓天然氣瓶(5)和液體天然氣箱(6)，機體(I)內部安裝有四個減速噴氣發(fā)動機(27)，所述四個減速噴氣發(fā)動機(27)的出氣口伸出到機體(I)的下方，機體(I)的兩個機翼上各安裝有兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機(26)，其中靠近機體(I)中間的兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機(26)與機體(I)內部相通，四個脈沖發(fā)動機(9)分別安裝在機體(I)尾端的上、下、左、右四個方向，所述四個脈沖發(fā)動機(9)均與高壓氧氣瓶(4)和高壓天然氣瓶(5)連通； 所述推進劑箱(3)為多個液氧儲箱構成； 所述動力組件的結構為活塞式發(fā)動機(10)的輸出軸上安裝有第一泵(12)、第二泵(13)、第三泵(16)和第四泵(17)； 第二泵(13)和第四泵(17)的入口均與推進劑箱(3)內的液氧儲箱連通，第二泵(13)的出口與第一明火液氧汽化器(14)連通，第四泵(17)的出口與第二明火液氧汽化器(18)連通，第一明火液氧汽化器(17)和第二明火液氧汽化器(18)均與高壓氧氣瓶(4)和高壓天然氣瓶(5)連通； 液氧爐式汽化器(11)的結構為混合室底座(19)的上方安裝有導熱圓筒，所述導熱圓筒上安裝有螺旋狀的氣化管，混合室底座(19)的下面開有兩個入氣口分別與高壓氧氣瓶(4)和高壓天然氣瓶(5)連通，混合式底座(19)的上面設有火嘴，所述火嘴位于導熱圓筒的內部； 所述液態(tài)天然氣爐式汽化器(15)與液氧爐式汽化器(11)的結構相同； 第一泵(12)的入口與推進劑箱(3)內的液氧儲箱連通，第一泵(12)的出口與液氧空溫式氣化裝置(7)的入口連通，液氧空溫式氣化裝置(7)的出口與液氧爐式汽化器(11)的氣化管入口連通，所述液氧爐式汽化器(11)的氣化管出口與高壓氧氣瓶(4)連通； 第三泵(16)的入口與液體天然氣箱(6)連通，第三泵(16)的出口與液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置(8)的入口連通，液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置(8)的出口與液態(tài)天然氣爐式汽化器(15)的氣化管入口連通，所述液態(tài)天然氣爐式汽化器(15)的氣化管出口與高壓天然氣瓶(5)連通。
2.根據權利要求I所述的一種太空運輸飛機，其特征在于所述的脈沖發(fā)動機(9)為中空且一端設有開口的球形，所述脈沖發(fā)動機(9)的開口端相對的位置安裝有一個火花塞(20)，脈沖發(fā)動機(9)的兩側設有高壓氧氣入氣口(21)和高壓天然氣入氣口(22)，高壓氧氣入氣口(21)與高壓氧氣瓶(4)連通，高壓天然氣入氣口(22)與高壓天然氣瓶(5)連通。
3.根據權利要求I或2所述的一種太空運輸飛機，其特征在于所述的第一明火液氧汽化器(14)和第二明火液氧汽化器(18)的結構為一端開口的球形內部設有液氧通道(23),所述液氧通道(23)通過液氧入口(25)與推進劑箱(3)的液氧儲箱連通，所述開口端設有混合空間(24)，所述混合空間(24)與高壓氧氣瓶(4)和高壓天然氣瓶(5)連通，混合空間(24)上設有火嘴。
全文摘要
本發(fā)明一種太空運輸飛機，屬于太空衛(wèi)星運輸發(fā)射技術領域；所要解決的技術問題是提供一種可重復使用的太空運輸飛機，可在大氣層外飛行將衛(wèi)星送上軌道，還能夠節(jié)省大量的推進劑；采用的技術方案是機體外面的尾部上安裝有液氧空溫式氣化裝置和液態(tài)天然氣空溫式氣化裝置，機體中間的內部為中空密封并安裝有推進劑箱、動力組件、液氧和液態(tài)天然氣的爐式汽化器、明火液氧汽化器、高壓氧氣瓶、高壓天然氣瓶和液體天然氣箱，機體內部安裝有四個減速噴氣發(fā)動機，機體的兩個機翼上各安裝有兩個加力渦輪噴氣發(fā)動機，四個脈沖發(fā)動機分別安裝在機體尾端的上、下、左、右四個方向；本發(fā)明主要用于太空運輸。
文檔編號B64G1/42GK102837830SQ201210354369
公開日2012年12月26日 申請日期2012年9月22日 優(yōu)先權日2012年9月22日
發(fā)明者邵仲倫, 邵旭平 申請人:邵仲倫