專利名稱：封裝推進(jìn)劑的引氣式可變推力火箭發(fā)動機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及引氣式可變推力火箭發(fā)動機(jī)。
背景技術(shù)：
盡管第一次動力飛行歸功于萊特兄弟，但即使古人的夢想和渴望也已經(jīng)顯示出對離開地面和挑戰(zhàn)重力的想法的迷戀。邏輯推理將指出在古代就存在飛行的構(gòu)想，我將認(rèn)為是源自對鳥類的觀察。至于古人所未得到的是推進(jìn)的來源和足夠堅(jiān)固和足夠輕的材料。還將從對鳥類、樹葉和將較重的扁平物體升離地面的風(fēng)的觀察中已經(jīng)清楚了掠過扁平表面的空氣將上抬的構(gòu)想。從達(dá)芬奇(Leonardo da Vinci)的時(shí)代起,人們的飛行機(jī)器的樣式就涉及到了動力旋轉(zhuǎn)的質(zhì)量，如在端部上具有用于移動和壓縮空氣為目的風(fēng)機(jī)葉片的軸。旋轉(zhuǎn)質(zhì)量造成轉(zhuǎn)矩和應(yīng)力負(fù)載，這需要機(jī)身穩(wěn)健且因此比人們將想要的更重?，F(xiàn)今的飛行器和導(dǎo)彈推進(jìn)的常用方法為螺旋槳、燃?xì)廨啓C(jī)(噴氣發(fā)動機(jī))火箭、沖壓噴氣引擎和超燃沖壓噴氣引擎。螺旋槳驅(qū)動的飛行器使用揮發(fā)性液體航空燃料來向往復(fù)式發(fā)動機(jī)或燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)供能，發(fā)動機(jī)繼而又驅(qū)動螺旋槳或轉(zhuǎn)子(在直升機(jī)的情況下)。螺旋槳或轉(zhuǎn)子通過其直徑拉動足夠的空氣，以通過處于足以用于機(jī)翼的速度下的空氣來推動飛行器，以提供升力，或在直升機(jī)的情況下，轉(zhuǎn)子用于提供向下的推力以用于垂直上升。這些常規(guī)類型的推進(jìn)很笨重、嘈雜、復(fù)雜、昂貴，且由于如此多的運(yùn)動部分而會經(jīng)歷機(jī)械故障。振動和轉(zhuǎn)矩在飛行器的設(shè)計(jì)中也要主要考慮，因?yàn)樾枰^堅(jiān)固且因此較重的機(jī)身來處理這些轉(zhuǎn)矩和振動力產(chǎn)生的應(yīng)力。甚至發(fā)動自身也需要高精度部分，且由于轉(zhuǎn)矩和負(fù)載，故結(jié)構(gòu)中需要堅(jiān)固且較重的金屬。在往復(fù)式發(fā)動機(jī)的情況下，以適合的比例將空氣和液體燃料經(jīng)由一組機(jī)械閥引入封閉的氣缸中。通過連接到曲軸上的活塞壓縮該混合物。當(dāng)活塞達(dá)到其沖程的頂部時(shí)，在活塞上方在燃燒室中生成火花，點(diǎn)燃壓縮的燃料空氣混合物，迫使活塞向下且使曲軸轉(zhuǎn)動。這種類型的發(fā)動機(jī)的曲軸連接到齒輪箱上，經(jīng)由齒輪箱從曲軸獲得轉(zhuǎn)矩，加檔或減檔且將轉(zhuǎn)矩輸送至螺旋槳或轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。由于轉(zhuǎn)矩負(fù)載將置于它們之上，故齒輪箱、軸和其它受壓部件必須由硬化鋼制成，這將加大重量的問題。這些類型的發(fā)動機(jī)伴有來自于重量、振動、結(jié)冰問題、灰塵堵塞、低熱效率和維護(hù)成本的缺陷，飛行器的壽命內(nèi)，該維護(hù)與飛行的小時(shí)數(shù)為三比一?，F(xiàn)有的噴氣發(fā)動機(jī)使用其液體燃料通過較重且昂貴的精密渦輪葉輪來使空氣加熱和膨脹。該渦輪葉輪以30，000 RPM旋轉(zhuǎn)，且驅(qū)動軸，軸與縱軸線重合且延伸至發(fā)動機(jī)的入口。非常精密、昂貴且易碎的多級壓縮機(jī)葉片附接到該軸上，且成角以提供用于渦輪葉輪的空氣。這些發(fā)動機(jī)以巨大的速率連續(xù)地焚燒燃料，該燃料中的大部分在加熱中浪費(fèi)，且必須連續(xù)地運(yùn)轉(zhuǎn)，因?yàn)橐坏╅_始，就必須保持火環(huán)以點(diǎn)燃進(jìn)入的噴氣燃料。渦輪的晃動(whine)和部分焚燒的JP5的巨大流動產(chǎn)生很大的噪音且留下很大的熱印記。噴氣發(fā)動機(jī)和渦輪發(fā)動機(jī)在功率變化期間還經(jīng)歷熄火，所以功率變化必須很慢，這是帶有旋轉(zhuǎn)質(zhì)量的發(fā)動機(jī)的另一個(gè)缺點(diǎn)。因?yàn)楣钶^緊、渦輪葉片易碎和它們以其旋轉(zhuǎn)的速度，噴氣發(fā)動機(jī)和渦輪發(fā)動機(jī)由于它們的特殊性質(zhì)而很容易受到外來物體的破壞(FOD)。如果被吸入噴氣發(fā)動機(jī)，即使很小的物體也可為很嚴(yán)重的問題，灰塵、火山灰、鳥類和任何類型的碎片都可在飛行器的著陸和起飛期間被吸入。這在作戰(zhàn)地帶或匆忙準(zhǔn)備的機(jī)場中尤其真實(shí)，被吸入的小物體可引起嚴(yán)重破壞、故障或甚至爆炸。由噴氣發(fā)動機(jī)和渦輪發(fā)動機(jī)中的旋轉(zhuǎn)質(zhì)量引起的重量和力需要飛行器穩(wěn)固且因此飛行器較重且為剛性。制造成本和維護(hù)成本為噴氣發(fā)動機(jī)的另一個(gè)缺陷。這些類型的發(fā)動機(jī)的前部區(qū)域引起飛行器上的翼型阻力，且產(chǎn)生較大的雷達(dá)截面。 固體燃料火箭
常規(guī)火箭基本上為管，具有精密且同心的限制的已知的拉伐爾噴管或文氏管。該管或火箭推進(jìn)裝置填充有揮發(fā)性高能燃料，燃料在爆燃的邊緣上燃燒?；鸺仨殞⑷剂虾脱趸瘎┑目傎|(zhì)量承載在火箭上。一旦焚燒，就不存在停止。燃料通常有毒，且對于操作和對于制造都很危險(xiǎn)。這些發(fā)動機(jī)的構(gòu)建也很復(fù)雜且昂貴。它們還需要外來材料和其構(gòu)造中的較緊公差。火箭中的泄漏具有如看到的挑戰(zhàn)者號爆炸那樣的嚴(yán)重后果。固體燃料火箭基本上為較大的爆炸物棒，其以剛好在爆燃以下的受控速率下焚燒。混合物中的任何變化(如進(jìn)入空氣)都可引起火箭推進(jìn)裝置的爆燃。當(dāng)焚燒速度超過該材料的音速時(shí)，會出現(xiàn)爆燃。將固體燃料火箭的氧化劑承載在火箭上，在火箭行進(jìn)穿過富氧大氣時(shí)可能非常危險(xiǎn)。這些類型的火箭很嘈雜，且在發(fā)射時(shí)必須在沒有人員的區(qū)域。液體燃料火箭
在1926年，液體燃料火箭的第一次發(fā)射歸功于Robert H Goddard。秘魯人PedroPaulet也聲稱他在19世紀(jì)還是學(xué)生時(shí)在巴黎已經(jīng)進(jìn)行了液體火箭的實(shí)驗(yàn)。液體燃料火箭在單獨(dú)的箱中的承載燃料和氧化劑，且需要泵和輸送管線來在燃燒室中混合燃料和氧化齊U。液體火箭由于它們的能量密度而對于所需的容納質(zhì)量是所期望的，如箱、泵和噴射器。在液體火箭的情況下，將通過常規(guī)泵或渦輪泵經(jīng)由管路管線將燃料和氧化劑從容納箱輸送至燃燒室。這些泵中的一些通過使其自旋成渦流來使燃料和氧化劑混合，且通過離心力引起混合。其它混合方法為會聚的噴嘴，其碰撞較緊的流中的組分來引起它們霧化，使得更容易點(diǎn)燃混合物和更完全的焚燒。就液體火箭而言存在許多缺陷，箱、泵、噴射器和輸送管線會經(jīng)歷深冷溫度，深冷溫度可有助于箱由于在排空時(shí)在箱內(nèi)側(cè)造成的真空而損毀。這伴有由于箱中的液體的運(yùn)動和結(jié)冰造成的發(fā)射體不穩(wěn)定的潛在可能，且增加重量使得液體火箭遠(yuǎn)非理想的推進(jìn)系統(tǒng)。通常結(jié)合燃料和氧化劑使用的受到_253°C (氧和氫的儲存溫度)的泵和噴射器必須通過熱氣體循環(huán)系統(tǒng)加熱，從推力中竊取了功率且增加了重量和復(fù)雜性。用于液體火箭的點(diǎn)火方法并非完全安全。硬啟動是常用的，且會引起爆炸，爆炸可將碎片在高速下推進(jìn)數(shù)米，對人員和財(cái)產(chǎn)造成致命的危險(xiǎn)。當(dāng)點(diǎn)火系統(tǒng)不能在正確的時(shí)間和強(qiáng)度下點(diǎn)燃燃料混合物時(shí)，會促成該情況。燃料混合物累積在燃燒室中，當(dāng)點(diǎn)火器最終點(diǎn)燃時(shí)，就有爆炸。取決于燃料混合物有多豐富和殼體的炸開壓力額定值，該爆炸可將碎塊在高速下拋出數(shù)米。此類爆炸可使箱破裂，且導(dǎo)致燃料空氣爆炸的潛在可能。最常用的點(diǎn)火方法涉及火焰，如來自于火花塞，還可使用熱橋接線和許多其它類似的器件。不同于固體燃料火箭的是，可使這些發(fā)動機(jī)節(jié)流。但由于組分的復(fù)雜性和危險(xiǎn)性質(zhì)，故主要使用單一推進(jìn)劑。一些可能的混合物的揮發(fā)性使得需要最好的可靠點(diǎn)火源，具有可靠且可持續(xù)的點(diǎn)火源的許多其它推進(jìn)劑混合物也是可能的。超燃沖壓噴氣引擎和沖壓噴氣引擎為具有其自身的一組問題的另一個(gè)類型的推進(jìn)系統(tǒng)。這些類型的發(fā)動機(jī)不可在零空氣速度下操作，且需要被帶到高處，或具有另一個(gè)功率源且在存在足夠的空氣流之前被推進(jìn)至大約350mph，以防止施加燃料時(shí)的背壓力。沖壓噴氣引擎減慢空氣，且在燃燒前將其壓縮至亞音速，而超燃沖壓噴氣引擎在其整個(gè)操作范圍內(nèi)以超音速空氣流操作。其中這種類型的發(fā)動機(jī)存在許多高技術(shù)問題，如燃料的焚燒時(shí)間，如果太慢，則其在完全燃燒之前會被吹走?？雌饋砟壳皩ζ溥€沒有解決方案的另一個(gè)嚴(yán)`重的問題在于，中斷平緩的空氣流動的超音速沖擊波會干擾燃料分送和造成超過控制的溫度。由于該溫度問題，故必須限制超音速動力飛行時(shí)間。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為一種封裝推進(jìn)劑的引氣式可變推力火箭發(fā)動機(jī)，針對本發(fā)明，其具有較大數(shù)目的用途和應(yīng)用。本文所述的裝置的主要目的在于提供一種重量輕、沒有轉(zhuǎn)矩和振動的推力生成器以用于推進(jìn)飛行器。該裝置由于沒有這些力將便于制造重量很輕的飛行器。該裝置還可在需要高速空氣流和/或產(chǎn)生的推力的任何地方使用。在通過來自于可氧化的燃料的混合物的單獨(dú)的包的熱和動能的較短持續(xù)時(shí)間的爆發(fā)加熱和加速進(jìn)入的空氣之前，本發(fā)明使用了空氣動力原理來壓縮和加速進(jìn)入的空氣。然后，加熱和加速的空氣在其行進(jìn)穿過提供推力的裝置時(shí)膨脹。觸發(fā)間斷的能量爆發(fā)的能力指向本發(fā)明的核心。通過使用納米尺寸的鋁顆粒作為單獨(dú)的燃料源或較小的透明封殼中的其它燃料的點(diǎn)火源來使這成為可能。通過穿過透明塑料的高強(qiáng)度光點(diǎn)來燃納米尺寸的顆粒的能力是關(guān)鍵的優(yōu)點(diǎn)。該效果通過小于光波長的顆粒尺寸而引起。光能將被吸收，但不可輻射出顆粒，引起顆粒超過其熔點(diǎn)的很快的加熱。當(dāng)顆粒熔化時(shí)，其氧化的外表面碎開，且露出未氧化的鋁。鋁與氧的較強(qiáng)的親和性不論是在化合物如水中還是在空氣中，都會引起立即的氧化和熱生成。盡管鋁提供了最高的能量水平，但其它納米尺寸的金屬也提供類似的特性。盡管納米尺寸的鋁顆粒提供了優(yōu)異的熱釋放，但其觸發(fā)其它燃料和/或較大的鋁顆粒的能力為許多應(yīng)用提供了較低成本的熱源。在這些情況中，其通過適合水平的光能在遠(yuǎn)程被觸發(fā)的能力仍提供了其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)。本發(fā)明首創(chuàng)了這些包，以便沿所期望的推力的方向以脈沖的方式單獨(dú)地引送能量，脈沖方式允許對進(jìn)入的空氣的最大的熱傳遞，而不需要防止回流的機(jī)械壓縮機(jī)。在某位置且以允許在沒有風(fēng)機(jī)、螺旋槳、壓縮機(jī)或向前的空氣速度的協(xié)助情況下而得到空氣流的方式點(diǎn)燃燃料包。本發(fā)明利用了封裝的燃料芯塊來向吸氣發(fā)動機(jī)供能。這些高能包被包圍在水中且容納在半透明的外殼中。包的內(nèi)容物包括納米尺寸的鋁顆粒、氧源和可選的其它可氧化的材料。通過在燃燒室中作用在這些鋁顆粒上的來自于高強(qiáng)度的引發(fā)光源(如頻閃管或激光器)的光子能量或通過其它措施來點(diǎn)燃燃料包。這種燃燒產(chǎn)生了大量的熱和從燃燒室排出的熱蒸汽，這增大了穿過精密成角的文氏管燃燒流動區(qū)域的空氣的速度。由于成包地分送燃料且可按命令點(diǎn)燃燃料，故發(fā)動機(jī)將能夠進(jìn)行瞬時(shí)啟動和關(guān)閉操作，換言之，脈沖操作。間斷焚燒允許比連續(xù)燃燒過程更完全地使用燃料的熱能和更冷的排氣。另外，針 對巡航可使用與針對最大功率相比不同的燃料混合物，提高了效率。
具體實(shí)施例方式圖I示出了使用本發(fā)明的教導(dǎo)內(nèi)容的引氣式火箭發(fā)動機(jī)100?？諝饨?jīng)由前部空氣流入口 106進(jìn)入，且通過中心空氣分流器115分流，通過支承桿135將中心空氣分流器115支承在空氣流殼體105中。高能燃料包(EFP) 117的儲存隔間130置于在中心空氣分流器115的內(nèi)側(cè)。可通過具有未示出的連接輸送管的置于殼體105的外側(cè)的單獨(dú)的儲存區(qū)域來替換或補(bǔ)充該儲存隔間。當(dāng)需要推力時(shí)，開啟回流阻止閥140，且經(jīng)由空氣/燃料輸送歧管109將EFPl 17噴射到燃燒室120中。在處于燃燒室120中時(shí)，來自于頻閃燈116或其它器件的光子能量點(diǎn)燃包含在水中的納米鋁顆粒和EFP117。納米高能顆粒造成很高的溫度，該溫度將周圍的水轉(zhuǎn)化成過熱蒸汽，且還點(diǎn)燃EFP117中的其它可燃物?？蓪⒁欢ò俜直鹊倪^氧化氫引入EFP117中以提供更多氧用于氧化。水還防止溫度升高到燃燒室120中將需要耐火材料的水平。以受控的溫度上升進(jìn)行較短持續(xù)時(shí)間的焚燒會將更多熱能傳遞到加速的空氣流中，替代了加熱燃燒室120的壁的浪費(fèi)。這樣產(chǎn)生的高溫蒸汽從燃燒室120以高速定向地膨脹到文氏管燃燒流動區(qū)域110中。這引起了空氣流殼體105的文氏管燃燒流動區(qū)域110中的空氣的溫度的升高，密度的下降且經(jīng)由文氏管燃燒流動區(qū)域110向后流動。通過蒸汽和加熱空氣的混合物的速度引起向后流動。在壓力脈沖已經(jīng)消散之后，空氣沖洗閥142允許空氣經(jīng)由空氣入口通路145從分流器115上的高壓區(qū)流入空氣/燃料輸送歧管106和附接的燃燒室120中，將余熱傳遞至文氏管燃燒流動區(qū)域110，且為下一次EFPl 17的點(diǎn)燃提供新鮮空氣。較冷的進(jìn)入空氣的較高密度和較高壓力填充由混合物經(jīng)由文氏管燃燒流動區(qū)域110的高速運(yùn)動造成的低壓體積。由于膨脹的蒸汽具有比空氣略低的密度，故當(dāng)蒸汽在文氏管燃燒流動區(qū)域110中膨脹時(shí)，蒸汽將熱釋放到路徑中的空氣中，因此增大了空氣的焓。在該過程中，空氣的相對濕度隨加熱的發(fā)生而升高，造成了較高的焓和較低的密度的空氣蒸汽混合物，該混合物必須在其密度下降時(shí)膨脹，造成更大的速度。該熱傳遞的方法比常規(guī)渦輪中的空氣的加熱和干燥更為有效。濕潤的空氣蒸汽混合物在其膨脹和向后運(yùn)動出后排氣口 108時(shí)，具有較低的流出溫度，然后該混合物由進(jìn)入環(huán)帶流動區(qū)域107的較冷的更稠密的進(jìn)入空氣替代。在傳遞所有的可用的熱之后，另一個(gè)EFP117從儲存區(qū)域130運(yùn)動到燃燒室120中，且循環(huán)繼續(xù)。用其分送和點(diǎn)燃EFP117的急速確定了空氣速度、質(zhì)量流速和裝置的推力。燃燒室120和其相對于文氏管燃燒流動區(qū)域110的位置的方向性和設(shè)計(jì)防止了高壓熱蒸汽前緣在環(huán)帶流動區(qū)域107中造成背壓力，甚至是在零速度的進(jìn)入空氣下。急速運(yùn)動的空氣蒸汽混合物由于其速度和低密度而引起穿過環(huán)帶流動區(qū)域107的壓降。壓力的這種下降引起空氣在空氣殼體105中從前入口 106經(jīng)由文氏管燃燒流動區(qū)域110流動至后排氣口 108?？諝獾乃俣葹樵从谌紵?20中的EFP171的能量輸入的膨脹熱前緣的溫度和速度的函數(shù)。這些速度可為2k/s或更大，提供了用于垂直飛行或水平飛行的足夠推力。濕潤且被加熱的空氣行進(jìn)穿過文氏管燃燒流動區(qū)域110，且在使推進(jìn)器排氣之前向后膨脹穿過后膨脹噴嘴108。在某些應(yīng)用中，可通過外部空氣殼體包繞該裝置100或多個(gè)裝置100，經(jīng)由殼體將空氣吸入，通過推進(jìn)器的外部熱來加熱空氣，且以較高速度排出空氣，給予了額外的推力。較冷的空氣的該流動可向推進(jìn)器提供冷卻，且減少或消除了熱印記。設(shè)計(jì)意圖在于避免發(fā)動機(jī)內(nèi)側(cè)的高燃燒溫度和高氣體溫度，以允許使用重量輕的材料。通過使用直接的燃料來與水的接觸而便于此，該接觸產(chǎn)生了蒸汽以及其它排氣成分，以將燃料能傳遞至流經(jīng)推進(jìn)器的空氣。EFPl 17可具有各種量的高能納米鋁和其它燃料，以進(jìn)一步允許裝置按需要提供可變的推力。在作戰(zhàn)情形中，這種類型的發(fā)動機(jī)將是最期望的，因?yàn)槠錄]有連續(xù)熱印記和聲音，可緩沖或消除聲音。在巡航功率水平下，間斷操作允許排氣接近大氣條件。該推進(jìn)器沒有旋轉(zhuǎn)質(zhì)量，因此其可經(jīng)得起輕武器或炸彈碎片的許多次穿透，且仍操作。在垂直起飛情形中，在需要很高的推力功率的情況下，由水提供的溫度控制允許用足夠的水加至所需的燃料水平且閃蒸成蒸汽，提供了更大的推力，這經(jīng)由空氣殼體105吸入附加空氣，提供了額外的升力。該推進(jìn)器的空氣流中不存在運(yùn)動部分，僅有輸送EFP117的機(jī)構(gòu)。使用納米尺寸的鋁來觸發(fā)其它燃料的燃燒提供優(yōu)于使用液體燃料的其它器件的許多優(yōu)點(diǎn)?？捎酶邚?qiáng)度光或其它非接觸器件來點(diǎn)燃這些包。納米鋁具有比液體燃料如汽油多46%的能量，且按重量算體積僅為三分之一。以封裝的形式分送燃料允許該裝置中的脈沖操作。在作戰(zhàn)地帶中，這將允許飛行器以滑翔模式安靜地襲擊未察覺的敵人，且具有僅在需要時(shí)增大功率的能力。此外，通過設(shè)計(jì)，聲能有助于排出空氣的加速，且沿行進(jìn)的軸線集中于飛行器的后部，因此飛行器的前方發(fā)出很小的聲音。產(chǎn)生的聲音也是間斷的，且相比于具有數(shù)十英里都可聽見的噪音印記的現(xiàn)代飛行器發(fā)動機(jī)，處于較低的頻率。燃料包中的所有材料都包含能量，能量將在燃燒過程中被消耗，且這些獲取的能量不留下可看見的印記或熱印記。納米Al包可與常規(guī)燃料結(jié)合而用作點(diǎn)火源，以向該裝置或其它裝置供能。觸發(fā)之間的時(shí)間需要長到足以前先燃燒的所有熱被使用，且進(jìn)入文氏管燃燒流動區(qū)域110中的空氣流有時(shí)間來形成穩(wěn)定的空氣壓力。以此方式，所有能量都用于向后推進(jìn)空氣，且并非是如在連續(xù)焚燒情況下將發(fā)生 的那樣將空氣拉入環(huán)帶流動區(qū)域107中，在連續(xù)焚燒情況下，文氏管燃燒流動區(qū)域110處的入口壓力下降。理想的是，推進(jìn)器的尺寸確定成除在最大功率時(shí)段(如起飛或操縱)外能夠最高效地操作。在這些大功率周期期間，該設(shè)計(jì)由于燃燒室120的設(shè)計(jì)而能夠有很高的推力輸出?？商砑涌蛇x的空氣壓縮機(jī)148，以在焚燒之間的間隔不足以允許燃燒室120中的空氣的無協(xié)助的補(bǔ)充的應(yīng)用中加強(qiáng)空氣管145中的空氣流。
該裝置還可在需要高速空氣流的任何地方使用。這不限于但可包括吹熄焚燒、清除道路、挖掘土壤、干燥泥或水、查找掩埋的物體、擁堵控制、起飛加速發(fā)動機(jī)以及其它。該裝置可在遙控車輛上使用，用于吹走松散的泥土和揪出地雷以及其它物體。該裝置如果其配備有入口上的閘板和用作質(zhì)量交換流體的蒸汽，則可在大氣外側(cè)使用。在太空的真空中將需要很少的水，甚至可使用來自于航天飛船的乘坐者的廢水。該特定的尖端設(shè)計(jì)具有比圖2中所示的自由流動設(shè)計(jì)更快的空氣加速度，但具有較低的最大推力。圖2為具有文氏管燃燒流動區(qū)域裝置200的高空氣流改進(jìn)火箭，當(dāng)空氣在主流動空氣殼體205的入口 201處進(jìn)入且在沒有壓縮的情況下行進(jìn)穿過裝置，經(jīng)過圍繞燃燒器安裝環(huán)208排列的一連串燃燒室240時(shí)，其在非加熱周期期間提供容易的流動來用于有效的熱傳遞。這些燃燒室240供有高能燃料包(EFP) 230，燃料包儲存在分送器235中，且行進(jìn)穿過輸送空氣/燃料的輸送歧管220，該歧管220配備有回流阻止閥215，以防止熱氣體和亮光行進(jìn)退回輸送空氣/燃料的輸送歧管220至分送器235。在非燃燒周期期間，開啟空氣沖洗閥218以允許空氣流入燃燒室240中來除熱和提供用于下一次燃燒的空氣。取決于功率需求，該空氣可來自于外殼中的空氣流，或可由加`壓空氣源提供。燃燒器組件配備有在滑動件225上的轉(zhuǎn)環(huán)，以改變?nèi)紵逸S線275相對于殼體軸線280的角270。在初始啟動時(shí)和低速操作期間，燃燒室240處于用于初始啟動的最小的角處，而穿過入口 201進(jìn)入的空氣具有很小的速度或沒有速度。在沒有燃燒的周期期間，在文氏管燃燒流動區(qū)域區(qū)段210處流過主流動空氣殼體205的空氣大部分未受干擾，且保持由未彎曲的流線250繪出的層流，直到在215處離開管。在圖2A中，示出了用于啟動操作或低速操作的以最小的角Φ270焚燒的燃燒室240。在啟動期間，文氏管燃燒流動區(qū)域區(qū)段210內(nèi)側(cè)的空氣不運(yùn)動，燃燒室240的角Φ 270確保不存在無收益的回流。當(dāng)已經(jīng)觸發(fā)高能燃料包230的燃燒時(shí)，燃燒室240造成加壓流沿由箭頭255示出的軌跡離開排氣端口 245。該焚燒的加熱排氣偏移且加熱文氏管燃燒流動區(qū)域區(qū)段210內(nèi)側(cè)的空氣，模擬由略彎的流線260示出的較窄的孔口。燃燒室240中焚燒的燃料還產(chǎn)生了過熱蒸汽，在文氏管燃燒流動區(qū)域區(qū)段210中沿期望的軌跡推進(jìn)加熱的且可能仍在焚燒混合物。由過熱蒸汽造成的壓力和流動消除了對高壓噴射泵和支承功率單元的需求。通過將高能燃料包230的熱能作為加壓熱波引入來獲得來自于該裝置的推力。源自圍繞空氣殼體205的圓周布置的獨(dú)立的燃燒室240的這些熱波在主流動空氣殼體205的文氏管燃燒流動區(qū)域區(qū)段210的中心處會聚，造成了實(shí)質(zhì)的文氏管系統(tǒng)。在這些流動流260會聚時(shí)，形成了馬赫效應(yīng)，將會聚的前緣加速到高達(dá)其輸入速度的6倍，這取決于會聚角。在圖2B中，示出了改進(jìn)的火箭發(fā)動機(jī)的燃燒室240，其具有與空氣殼體軸線280所成的大于圖2A中所示的角270的角Φ2 285。在高速空氣流動期間需要該較大的角Φ2285，以造成實(shí)質(zhì)的文氏管燃燒流動區(qū)域的減小。如圖2Α中所示，在燃燒室240中已經(jīng)觸發(fā)的高能燃料包230的燃燒造成加壓流沿由箭頭255所示的軌跡離開排氣端口 245。該焚燒的加熱排氣偏移且加熱文氏管燃燒流動區(qū)域區(qū)段210內(nèi)側(cè)的空氣，模擬由彎曲的流線265示出的較窄的孔口。由于在被引入文氏管燃燒流動區(qū)域210中的空氣流中之前，燃料首先在燃燒室240中焚燒。角285越大，馬赫效應(yīng)就越快，這通過允許以與由箭頭255繪出的流動軸線成較小的傾斜角引入熱波而在較高空氣速度下提供了優(yōu)點(diǎn)。這將便于更集中的脈沖和空氣質(zhì)量的更快的加速度。由于熱前緣的會聚角更尖銳，故實(shí)現(xiàn)了快速增加的流動，因此引起由前緣形成錐形空氣團(tuán)，以實(shí)現(xiàn)較高的速度。取決于空氣流速度而存在一定范圍的可能的有利角285，在較高空氣速度運(yùn)動穿過文氏管燃燒流動區(qū)域210的情況下，較大的燃燒室240的角285是可能的。通過從高能燃料包230引入能量，以此方式，將較大量的熱能或焓添加至進(jìn)入空氣中。沿周向會聚的熱前緣提供了比與運(yùn)動的空氣流中點(diǎn)燃的燃料的更大的與空氣接觸的面積，且極為有效。由于向內(nèi)且遠(yuǎn)離空氣殼體205的壁引送進(jìn)入空氣,故空氣殼體205上存在較少的熱應(yīng)力。取決于使用的燃料或燃料的組合，這些波可以以2k/s或更大運(yùn)動。通過增大或減小角285來控制該熱波的方向?？烧{(diào)整燃燒室240的軸線275來利用較高空氣速度下的速度的馬赫效應(yīng)增加，同時(shí)用作消除在較低或?yàn)榱愕目諝馊肟谒俣认碌谋硥毫Φ目赡苄缘拇胧?。該?yīng)用中的燃料首先在燃燒室240中焚燒且不在空氣流區(qū)域210中焚燒的該能力和事 實(shí)允許在被空氣殼體205的空氣流帶走之前燃料有一些時(shí)間來完成化學(xué)計(jì)量的焚燒。以此方式處理燃料確保了為了使空氣運(yùn)動而不在排氣熱中浪費(fèi)的目的將從燃料包中獲取所有倉tfi。該裝置中可使用燃料的混合物，如甲烷、丙烷、煤油或JP5以及許多其它的混合物。通過光子器件在納米尺寸的鋁(納米Al)塊中觸發(fā)焚燒前緣的能力使這成為可能。由于漸增地輸送納米Al燃料包，故該空氣運(yùn)動裝置具有瞬時(shí)啟動和關(guān)閉的操作能力。本發(fā)明的另一個(gè)較大優(yōu)點(diǎn)在于其沒有運(yùn)動部分，該結(jié)果在于操作期間不存在產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩或振動應(yīng)力。這便于較輕的機(jī)身，且因此飛行器的所有部分都可為很輕的構(gòu)造。圖3為示例性高能燃料包的示意性斷面透視圖。透明的外殼310將混合物305的納米Al顆粒320保持在水或水過氧化氫漿料混合物305中。附加的燃料(如較大的鋁顆粒315和其它燃料)可懸浮在混合物305中?？墒褂帽∧っ芊獾匿X囊330，其可具有沿其長度的納米Al引發(fā)劑335，以將其和容納在內(nèi)側(cè)的碳?xì)浠衔锖脱醯幕旌衔?40點(diǎn)燃。鋁囊330的一端可具有可燃燒的塞325，塞325具有密封開口和便于用混合物340填充囊330的雙重目的?？扇紵娜?25可設(shè)計(jì)成比引發(fā)劑335更快地焚燒，或在期望囊330在其完全氧化之前已經(jīng)移出初始燃燒區(qū)域的應(yīng)用中替代引發(fā)劑335。圖3A示出了高能燃料包的徑向斷面透視圖。取決于使用的燃料或燃料的組合，這些波可以以2k/s或更大運(yùn)動。通過增大或減小角285來控制該熱波的方向?？烧{(diào)整燃燒室240的軸線275來利用較高速度下的速度的馬赫效應(yīng)增加，同時(shí)用作消除處于較低或?yàn)榱愕目諝馊肟谒俣认碌谋硥毫Φ目赡苄缘拇胧Ｔ搼?yīng)用中的燃料首先在燃燒室240中焚燒且不在空氣流區(qū)域210中焚燒的該能力和事實(shí)允許在被空氣殼體205的空氣流帶走之前燃料有一些時(shí)間來完成化學(xué)計(jì)量的焚燒。以此方式處理燃料確保了為了使空氣運(yùn)動而不在排氣熱中浪費(fèi)的目的將從燃料包中獲取所有能量。該裝置中可使用燃料的混合物，如甲烷、丙烷、煤油或JP5以及許多其它的混合物。通過光子器件在納米尺寸的鋁(納米Al)塊中觸發(fā)焚燒前緣的能力使這成為可能。由于漸增地輸送納米Al燃料包，故該空氣運(yùn)動裝置具有瞬時(shí)開啟和關(guān)閉的操作能力。本發(fā)明的另一個(gè)較大優(yōu)點(diǎn)在于其沒有運(yùn)動部分，該結(jié)果在于，操作期間不存在產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩或振動應(yīng)力。這便于較輕的機(jī)身，且因此飛行器的所有部分都可為很輕的構(gòu)造。許多不同的囊330的構(gòu)造可結(jié)合不同混合物340和設(shè)計(jì)使用，以滿足使用目標(biāo)。囊如330提供了在較大的發(fā)動機(jī)(如可在比空氣輕的飛船中使用)中的較長焚燒時(shí)間，其在較低的空氣速度下操作，或在大功率操作期間操作。使用不同成分的包300以滿足所需的功率水平允許了很快的推力變化。將理解的是，該示例性高能包并未限制完全實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的該燃料輸送系統(tǒng)構(gòu)件的優(yōu)點(diǎn)所需的變型。
此外，在一些冰點(diǎn)以下的應(yīng)用中，將冰水和納米Al作為外殼使用可提供高空飛行器中的優(yōu)點(diǎn)，其中可將包制造為結(jié)合不同成分使用。同樣，外殼310可具有與具有可氧化的金屬殼體的囊330類似的設(shè)計(jì)。這些推進(jìn)器的另一個(gè)優(yōu)點(diǎn)在于它們可為飛行器的結(jié)構(gòu)的一部分，提供了進(jìn)一步的重量節(jié)省和成本節(jié)省，因?yàn)樗鼈兊臉?gòu)建便宜且當(dāng)不再服務(wù)時(shí)可再循環(huán)或報(bào)廢。該裝置的重量為相同直徑的常規(guī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的大約10%。使用該新穎的推力產(chǎn)生原理的飛行器結(jié)構(gòu)中的各處可都預(yù)計(jì)到這種相同的重量上的減輕，因?yàn)闇p輕了發(fā)動機(jī)重量，且減小了結(jié)構(gòu)振動和應(yīng)力。在該推進(jìn)器可用于向常規(guī)飛行器設(shè)計(jì)供能的同時(shí)，其針對尤其更高效地操作的創(chuàng)新的新飛行器設(shè)計(jì)提供了更大機(jī)會。同樣，在需要空氣運(yùn)動或空氣推力的許多其它應(yīng)用中，其提供了新的能力。在比空氣輕的航空器的情況下，這種類型的推力產(chǎn)生裝置是理想的，因?yàn)槠淇稍诳蛇x擇的脈沖模式下操作，且不需要推力來提供飛行器的升力。能夠在空氣浮力飛行器中脈沖操作的該裝置允許此類飛行器在一個(gè)位置上使用僅使用足以保持其位置的燃料安靜地緩動很長的持續(xù)時(shí)間。除了其用于有翼的飛行器或火箭推進(jìn)之外，沒有重量和來自于轉(zhuǎn)矩和振動的力使其為比空氣輕的使用中理想的推進(jìn)系統(tǒng)?？蓪⒈瓤諝廨p的飛行器構(gòu)建成接近該發(fā)動機(jī)的圓柱強(qiáng)度和剛度，且將具有很小的前方區(qū)域。這將便于降低的阻力和微不足道的雷達(dá)截面，該裝置的所有這些性質(zhì)使其為作戰(zhàn)的必需品。為該裝置的主要結(jié)構(gòu)的氣缸的結(jié)構(gòu)完整性使得該推進(jìn)器即將為大型重量輕的空氣動力飛行器的全新家族的候選者。盡管圓柱形狀提供了許多優(yōu)點(diǎn)，但其它構(gòu)造也是可能的，甚至使用沿翼型件的前緣的許多很小的燃燒器以加速和膨脹在其下方行進(jìn)的空氣，造成了浮力。盡管已經(jīng)參照優(yōu)選實(shí)施例具體地示出和描述了本發(fā)明，但將容易理解的是，可在不脫離本發(fā)明的精神的情況下在本發(fā)明的細(xì)節(jié)中進(jìn)行微小變化。已經(jīng)描述了本發(fā)明，我們的請求如下。
權(quán)利要求
1.一種引氣式火箭發(fā)動機(jī)，其包括 空氣流殼體，其具有前空氣流入口和后排氣口，且通過置于所述空氣流殼體內(nèi)側(cè)的內(nèi)壁限定內(nèi)部空氣流空間； 中心空氣分流器，其具有前部部分和后部部分，且定位在所述空氣流殼體的內(nèi)部空間內(nèi)側(cè)，且通過支承桿連接到所述空氣流殼體的內(nèi)壁上，所述內(nèi)部空氣流空間允許空氣流在所述空氣流殼體的內(nèi)壁與所述中心空氣分流器的外壁之間前移，所述中心空氣分流器限定分別鄰近所述中心空氣分流器的后部部分和所述空氣流殼體的后排氣口的環(huán)帶流動區(qū)域和文氏管燃燒流動區(qū)域；以及 燃燒室，其定位成鄰近所述中心空氣分流器的后部部分和所述文氏管燃燒流動區(qū)域，所述燃燒室接收從置于所述中心空氣分流器內(nèi)側(cè)的儲存隔間噴射到所述燃燒區(qū)域中的高能能量包，在所述燃燒室中點(diǎn)燃所述高能能量包來向所述火箭發(fā)動機(jī)提供由所述高能能量包中的一個(gè)或多個(gè)納米高能顆粒的燃燒和所述高能能量包中的水溶液的轉(zhuǎn)變引起的向前的推力，這造成了穿過所述空氣流殼體的內(nèi)部空間的主動空氣流。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的引氣式火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，可通過聯(lián)接到所述內(nèi)部儲存隔間上的第二單獨(dú)儲存區(qū)域補(bǔ)充所述中心空氣分流器中的內(nèi)部儲存隔間。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的引氣式火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述引氣式火箭發(fā)動機(jī)還包括所述內(nèi)部儲存隔間與所述燃燒室之間的回流阻止閥。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的引氣式火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述引氣式火箭發(fā)動機(jī)還包括所述回流阻止閥與所述燃燒室之間的空氣流歧管。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的引氣式火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述引氣式火箭發(fā)動機(jī)還包括聯(lián)接到所述空氣流歧管上的空氣流入口通路。
6.根據(jù)權(quán)利要求I所述的引氣式火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述高能能量包的燃燒導(dǎo)致過熱流。
7.一種火箭推進(jìn)裝置，其包括 主空氣流殼體,其具有通過所述主空氣流殼體的內(nèi)壁限定的內(nèi)部空氣流空間，所述主空氣流殼體具有前空氣流入口、所述內(nèi)部空氣流空間和后空氣流排氣口， 置成鄰近所述主空氣流殼體內(nèi)側(cè)的所述內(nèi)部空氣流空間的多個(gè)燃燒室； 聯(lián)接到至少一個(gè)所述燃燒室上的一個(gè)或多個(gè)分送器，所述分送器將高能燃料包供給所述燃燒室；以及 在所述燃燒室中點(diǎn)燃的所述高能能量包，所述點(diǎn)燃由所述高能能量包中的納米高能顆粒的燃燒和所述能量包中的水溶液的轉(zhuǎn)變引起，所有這些造成了穿過所述主空氣流殼體的內(nèi)部空間的主動空氣流和對火箭推進(jìn)裝置的推力。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的火箭推進(jìn)裝置，其特征在于，所述火箭推進(jìn)裝置還包括置于分送器與所述燃燒室之間的回流阻止閥。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的火箭推進(jìn)裝置，其特征在于，所述火箭推進(jìn)裝置還包括置于所述回流阻止閥與所述燃燒室之間的空氣流歧管。
10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的火箭推進(jìn)裝置，其特征在于，所述高能能量包的燃燒導(dǎo)致過熱流。
11.根據(jù)權(quán)利要求7所述的火箭推進(jìn)裝置，其特征在于，可通過單獨(dú)的第二儲存隔間補(bǔ)充分送器。
12.根據(jù)權(quán)利要求7所述的火箭推進(jìn)裝置，其特征在于，可改進(jìn)所述燃燒室的角以改變所述火箭發(fā)動機(jī)的推力。
13.根據(jù)權(quán)利要求7所述的火箭推進(jìn)裝置，其特征在于，所述高能能量包由納米鋁顆粒制成。
14.一種向火箭推進(jìn)裝置產(chǎn)生主動推力的方法，其包括以下步驟 提供主空氣流殼體，其具有空氣入口、內(nèi)部空氣流空間和后排氣口 ； 提供鄰近所述主空氣流殼體的后排氣口的至少一個(gè)燃燒室； 將多個(gè)高能能量包分送到所述燃燒室中用于點(diǎn)燃和燃燒；以及點(diǎn)燃所述燃燒室中的高能能量包以造成用于所述火箭發(fā)動機(jī)的推力，以產(chǎn)生穿過所述主殼體的內(nèi)部空氣流空間的主動空氣流和向所述火箭推進(jìn)裝置提供主動推力。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述方法還包括以下步驟 使用回流阻止閥限制空氣從所述燃燒室回流至所述分送器。
16.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述方法還包括以下步驟 使用鄰近所述分送器的歧管以協(xié)助將高能能量包噴射到所述燃燒室中。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其特征在于，所述歧管擁有空氣流入口通路。
18.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述高能能量包由納米鋁顆粒制成。
19.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，可改變所述燃燒室的角以改變所述火箭發(fā)動機(jī)的推力。
20.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述能量包的燃燒造成過熱流。
全文摘要
本發(fā)明為一種封裝推進(jìn)劑的引氣式可變推力火箭發(fā)動機(jī)，針對本發(fā)明，其具有較大數(shù)目的用途和應(yīng)用。本文所述的裝置的主要目的在于提供一種重量輕、沒有轉(zhuǎn)矩和振動的推力生成器以用于推進(jìn)飛行器。該裝置由于沒有這些力而便于制造重量很輕的飛行器。該裝置還可在需要高速空氣流和/或產(chǎn)生推力的任何地方使用。在通過來自于可氧化的燃料的混合物的單獨(dú)的包的熱和動能的較短持續(xù)時(shí)間的爆發(fā)來加熱和加速進(jìn)入的空氣之前，本發(fā)明使用了空氣動力原理來壓縮和加速進(jìn)入的空氣。然后，加熱和加速的空氣在其行進(jìn)穿過提供推力的裝置時(shí)膨脹。
文檔編號F02K9/62GK102971519SQ201180020679
公開日2013年3月13日 申請日期2011年2月23日 優(yōu)先權(quán)日2010年2月24日
發(fā)明者D.M.小蒙森, N.科利耶 申請人:創(chuàng)新防衛(wèi)設(shè)施有限責(zé)任公司