空天噴氣發(fā)動機和垂直起降空天發(fā)動機的制作方法
【專利摘要】本申請公開了一種空天噴氣發(fā)動機和垂直起降空天發(fā)動機。首先發(fā)明創(chuàng)造了高、低壓壓縮器和前、后(N)級壓縮陣應用結(jié)構(gòu)設計技術。使發(fā)動機的前、后(N)級獲得壓縮比分別達10-80范圍可調(diào)，熱效率達30-80％可調(diào)，熱氣流速度400m/s-3km/s可調(diào)。二是發(fā)明創(chuàng)造了二級大容積亞燃燒室的應用結(jié)構(gòu)設計技術。燃料被加熱、霧化、氣化后的亞燃氣體全部聚集于二個亞燃燒室，采用高、低壓壓縮器其中任何一種壓縮器的高溫高壓高速氣體作用到二(N)級亞燃燒室去激勵、催化、裂解亞燃燒室中聚集的亞燃氣體，亞燃氣體得到初步獲得膨脹，使亞燃燒室產(chǎn)生300-700度超臨界極限燃燒溫度、1-80kg/cm2的可調(diào)壓力，給制造各種不同用途的發(fā)動機創(chuàng)造了條件。三是大容積混合加力燃燒機術。四是三合一噴管設計技術。五是熱機動力壓縮和不對外部空間排廢氣技術。
【專利說明】
空天噴氣發(fā)動機和垂直起降空天發(fā)動機
[0001]技術領域:航空航天領域和熱機動力壓縮技術。
[0002]【背景技術】:目前國內(nèi)外正在使用的航空航天發(fā)動機和其它所有熱機動力特別是航空渦扇噴氣發(fā)動機的制造難度大、成本高、故障率高、使用壽命短，更為突出的技術“瓶頸”問題是推力和推重比太小，目前最大推力未超過180kn、最大推重比未超過12 ;燃料效率也很低等。我國制造的WS-10和俄羅斯制造的AL-31F的推力為130kn左右，推重比為8左右，壽命僅1500小時左右；目前世界最先進的美國隱形戰(zhàn)機F22所配置的F119發(fā)動機的中間推力為105kn，最大推力為157kn左右，推重比為11.5，壓縮比28-35。火箭發(fā)動機和沖壓噴氣發(fā)動機雖然推力大和推重比接近100%，也有超過100的，但火箭發(fā)動機是一次性使用發(fā)動機外，其燃料效率很低。沖壓(含超燃)噴氣發(fā)動機無法在地面靜止狀態(tài)下獲得較大的推力，同時也存在亞燃燒室設計重大缺陷，燃料效率很低、點火難、燃燒不穩(wěn)定、難控制等弊端，不僅不適宜用于飛機引擎，作為其它引擎也存在推力小、速度慢、航程短等不理想的方面。
[0003]11年前，我們開始以航空發(fā)動機為目標，進行廣泛的摸索性學習國內(nèi)外多種航空航天發(fā)動機技術，特別是渦扇發(fā)動機技術，針對各種發(fā)動機的工作原理、優(yōu)特點和存在各種不同技術瓶頸等加以整理，發(fā)現(xiàn)問題的結(jié)癥是，渦扇噴氣發(fā)動機太過于精密、靠低、高壓風扇壓縮和循環(huán)工作。發(fā)現(xiàn)所有航空航天發(fā)動機和所有其它熱機都離不開壓縮，沒有壓縮就沒有發(fā)動機，更沒有航空航天發(fā)動機，由各種發(fā)動機的壓縮又引出這樣或那樣的問題，于是就開始尋找當今所有有關“壓縮”技術和壓縮設備，就像醫(yī)生找到了“壓縮”病癥后，下一步就開始開處方根治“壓縮”病一樣，然后過濾掃描了所有的壓縮技術后，發(fā)現(xiàn)沒有現(xiàn)成的處方治“壓縮”病。日思夜想和償試各種壓縮辦法也無解，因為對于研發(fā)航空發(fā)動機來說，任何奇思妙想必須考慮發(fā)動機的最大推力、推重比、壓縮比、燃料效率、各種高度飛行品質(zhì)、安全性、可靠性、使用壽命、易于調(diào)控等絕對要求來展開，來論證確定是否可行，這個“壓縮”病真有窮途末路之感覺。
[0004]2005年，一次不經(jīng)意中看到溫壓炸彈的論文對溫壓彈機理的闡述，特別是溫壓彈在洞穴的運用產(chǎn)生特殊溫壓效應引起了發(fā)明人的高度注意，航空航天發(fā)動機的腔體與洞穴一模一樣，經(jīng)全面分析才決定將其引入到發(fā)動機來做壓縮工作恰到好處。顯然不能照搬溫壓炸彈藥劑的原配方，必須改良和變通，后來發(fā)現(xiàn)了美國“三叉戟”潛射彈道導彈推進劑的基本配方-奧克拓金(四環(huán)亞硝甲基四硝胺)占43 %，其它金屬粉未等占57 % )，爆速9124m/s，才確定用液體炸藥代替TNT、奧克拓金高能炸藥，液體炸藥有很多優(yōu)點，流動性和連續(xù)相好、熱值比黑金索和奧克拓金還高，敏感度低很多，爆速7.8km/s，略低于黑素金和奧拓克，價格低倍數(shù)，很容易配制，只需用幾只缸類容器，將3-4種單質(zhì)化學物資按比例混合攪拌就成。液體炸藥與金屬粉未混合后容易輸送，拐幾個彎也沒多大影響，更重要的是可精確輸送。作為壓縮器的高比沖溫壓效應藥劑，將這種溫壓藥劑燃料按一定的安全劑量輸入特制的耐高壓容器(反應室)里，剩下的是如何來引爆反應室的藥劑。就想到了爆竹和雷管，顯然這個藥劑不能用雷管的引爆方式，密集引爆也還是間隙式氣浪，最后又想到用激光和大功率等離子發(fā)生器的高溫(10000-25000度)來引燃，激光的原器件復雜又脆弱不可靠，電源轉(zhuǎn)換效率低，才決定用大功率等離子發(fā)生器。目前雖沒有理想的機載高能電池，但對于推重比可達90、95、100的空天發(fā)動機，還有幾種高能電池能解決特大功率(2000kw-10000kw)電源問題。采用多個壓縮器和給反應室輸入不同質(zhì)量的藥劑，包括藥劑配比的猛度不同，就能達到發(fā)動機所要求的高壓縮比，經(jīng)超算模擬驗證可行、可靠。但不能直接用于渦扇噴氣發(fā)動機，于是開始設計無風扇葉片的航空發(fā)動機，用高、低壓壓縮器取代低、高壓風扇。在設計研發(fā)中不經(jīng)意進入設計研發(fā)空天發(fā)動機，經(jīng)過上千次機型優(yōu)化設計與組配，最后在7個機型中優(yōu)化設計研發(fā)出兩個機型。一個是空天噴氣發(fā)動機；一個是帶垂直起降功能的空天發(fā)動機，而且這兩個機型又可以合并為一個機型。當然還是根據(jù)飛行器的用途來選取空天發(fā)動機或垂直起降型空天發(fā)動機，這樣會更經(jīng)濟些，發(fā)動機的重量也會減輕些。
[0005]這種壓縮技術可用于改造升級幾乎所有熱機動力，特別是目前用得最多的汽車發(fā)動機，其壓縮比僅9-13，燃料效率僅15-30%。采用本壓縮技術可使汽車發(fā)動機的壓縮比達60以上，燃料效率達60%。最近又進一步研究發(fā)現(xiàn)，可將汽車發(fā)動機等熱機動力的燃料效率提高到100%，并且汽車在行駛中不對外部空間排氣和污物(積碳、鉛、一氧化碳等)，主要原理是，利用高壓縮比60與燃料輸入端的亞燃燒室壓力(1-10)差(59-1)的關系，將發(fā)動機排氣口排出的廢氣，用封閉式無縫對接法將廢氣引入廢氣儲箱，經(jīng)二次過濾、一次吸塵，將70-85%未燃燒的可用氣體返回到輸入端的亞燃燒室，再從亞燃室噴入高壓壓縮器-再噴入活塞(配氣機構(gòu))做功，或用格林簡易蒸氣發(fā)動機做動力(50馬力以下的動力)。積碳和其它廢物被吸塵器吸入垃圾箱里，定期定點(洗車加水服務部)取出倒掉填埋。其它地面和水上行駛的熱機動力廢氣的處置方式也基本一樣。
[0006]
【發(fā)明內(nèi)容】
:本發(fā)明創(chuàng)造旨在設計研發(fā)用途廣泛、性能優(yōu)越、性價比極高的空天噴氣發(fā)動機，并以空天發(fā)動機的全新壓縮技術來改造所有熱機動力的壓縮比和燃料效率?？仗靽姎獍l(fā)動機是一種全新原理、全新結(jié)構(gòu)發(fā)動機，解決了上述所有問題和難點，通過超算模擬撿驗，完全可行、可靠。
[0007]發(fā)明創(chuàng)造關鍵技術有:
[0008]1.高比沖溫壓亞燃燃料和低壓壓縮及調(diào)節(jié)系統(tǒng)(爾后簡稱低壓壓縮器)，類似渦扇噴氣發(fā)動機的3-6級風扇低壓壓縮。其實也是根據(jù)渦扇噴氣發(fā)動機的低壓壓縮原理，創(chuàng)新模擬出一種全新亞燃燒低壓壓縮技術。低壓壓縮比約10-80可調(diào)，一般控制在10-30為宜。
[0009]2.點火前和點火后的高比沖溫壓效應燃燒的高壓壓縮技術(爾后簡稱高壓壓縮器)，也是根據(jù)渦扇噴氣發(fā)動機9級風扇高壓壓縮機理，創(chuàng)新設計模擬出一種高壓壓縮技術，高壓壓縮比達50-80可調(diào)，或更高可達100-200也有能力實現(xiàn)。
[0010]3.亞燃燒室設置在發(fā)動機外殼靠前端外表層周圍，亞燃燒與點火燃燒各行其道，氣流100%通暢，不但不相互干擾工作，而且相互借力發(fā)揮，產(chǎn)生閃燃閃爆的效果，大幅縮短點火時間的同時能大幅促進燃燒反應，產(chǎn)生更多的廢氣。
[0011]4.一體五機多用途發(fā)動機技術，即通過借鑒渦扇、火箭、沖壓、超燃的經(jīng)典設計和切換及操作使用，使空天發(fā)動機具有渦扇、火箭、沖壓、超燃發(fā)動機的工作特質(zhì)。如:
[0012](I)模擬了渦扇發(fā)動機的低、高壓縮原理和尾噴管的結(jié)構(gòu)，當降低壓縮比可使飛行器工作在類似渦扇噴氣發(fā)動機狀態(tài)的以適應低空盤旋飛行的特點。
[0013](2)只需關閉前氣門，把發(fā)動機內(nèi)腔容積和第二、一亞燃燒室當作火箭發(fā)動機的燃料室，發(fā)動機就可以工作在火箭模式(原地或短距滑跑起飛)，火箭模式通常多用于飛行器起飛、從18km進入大氣層邊緣、近地軌道飛行?；鸺ぷ髂Ｊ降牡孛骒o推力通常大于發(fā)動機飛行中的最大推力，是因為發(fā)動機后氣門在作滑跑起飛時可以關閉幾秒鐘，待前氣門至后氣門容積段的壓力足夠大時(聚集能量)，后氣門才打開，充足的能量和足夠的壓力噴出，在混合加力燃燒室產(chǎn)生超強的廢氣壓力，于是能獲得飛行器最大地面靜止推力。
[0014](3)當需要工作在沖壓發(fā)動機模式時，由于發(fā)動機的總體設計是漸縮漸擴形態(tài)，特別是高壓壓縮器的布置證明其噴射出來的燃氣呈30度角(非物理設計特性)，具有沖壓和超燃發(fā)動機漸縮漸擴的物理設計結(jié)構(gòu)特征，那么稍提高前、后級高壓高壓縮器的能量輸出，也就可對來流和燃氣進行高速壓縮和高速燃燒；
[0015](4)如再進一步提高前、后級高壓壓縮器能量輸出，發(fā)動機內(nèi)的沖擊波速度可達
3-4km/s，發(fā)動機立即轉(zhuǎn)為超燃發(fā)動機工作模式?？梢钥闯霭l(fā)動機不以來流速度高低為特征，而是通過改變前、后高壓縮器能量輸出來壓縮來流和壓縮燃氣，提高發(fā)動機的廢氣流速。證明該發(fā)動機不受外部空間影響，而是根據(jù)需要一切可調(diào)可控。
[0016](5)如飛行器需要作垂直起降時，很簡單只需關閉中氣門，給附圖1中的1、15同時加注火箭燃料，前氣門向前移動跨過垂直噴管。此時發(fā)動一分為二。即一個發(fā)動機變成兩個發(fā)動機，一股燃燒反應后的廢氣流向前噴射，遇前氣門擋住氣體前噴，迫使從垂直噴口噴射，飛行器獲得前垂直推力升力；一股燃燒反應后的廢氣流向后噴射，將噴管調(diào)到與地面垂狀時，飛行器獲得后垂直推力升力。這種設計很簡單、易操作，可靠性極高，發(fā)動機增重很小，發(fā)動機前后噴管推力可單獨調(diào)控。由于從一個發(fā)動機變?yōu)閮蓚€發(fā)動機，理論上發(fā)動機的總推力陸增一倍，為1500kn/每個x2 = 3000kn.因為從1、15兩個輸入端可同時注入原來兩倍質(zhì)量(2x5kg/s、2xl0kg/s、2x20kg/s、2x30kg/s)火箭燃料.又因為第一、二燃燒室的前、后分別連通著幾十個等離子發(fā)生器和燃氣噴嘴，可以根據(jù)飛行器載荷重心調(diào)節(jié)前、后噴管推力，使飛行器在起降時確保平穩(wěn)。如果是雙發(fā)飛行器更容易控制前后和作右平衡。這種設計解決了垂直起降型飛行器的載荷較滑跑起飛的飛行器載荷和航程少40%的缺點。如英國鷂式和美國F35C垂直起降戰(zhàn)斗機。
[0017](6)已知發(fā)動機具有所述多種發(fā)動機的特質(zhì)后，通過切換使用燃料種類，飛行器就可工作在上述多種動力模式。如火箭模式(使用火箭燃料)，完成從地面滑跑起飛，騰空數(shù)秒種又切換到碳氫燃料，借助來流混合燃燒，飛行器可節(jié)省助燃劑的攜帶量；
[0018](7)當飛到18km-20km高空后又切換到火箭模式(關閉前氣門)，使用火箭燃料(混肼-50和四氧化二氮，或液氫和液氧、液氮等其它火箭燃料)。也可以是用火箭燃料工作在沖壓噴氣發(fā)動機模式。
[0019](8)當飛行器飛入近地軌道80_400km時，一路可減少燃料的加注量，至到僅留10-20%的燃料噴注量，飛行器沿軌道以飛行馬赫速度20-25M飛行。
[0020](9)當飛行器需要工作在18km高度以下(這個飛行高度一般使用碳氫燃料)，飛行馬赫速度=6-20時，加大前、后壓縮器溫壓燃料輸送器單位時間內(nèi)輸送的質(zhì)量和燃料輸入口 15的加注質(zhì)量及低壓壓縮器的激勵、催化、裂解、效率，發(fā)動機來流速度和對來流的壓縮效率達到設計時的最高效能，同時發(fā)動機的燃燒壓縮和沖擊波的能量也達到發(fā)動機設計是的最大推力。此時，發(fā)動機工作在沖壓或超燃模式，飛行器可獲的最大推力?？梢钥闯鲈摽仗彀l(fā)動機具有5種發(fā)動機的特質(zhì)和滑跑、垂直起降、海平面到近地軌道飛行能力。多機種特質(zhì)和多用途特點完美整合于一身，取其精華，革除所有弊端。并根據(jù)飛行器的種類、飛行高度、速度、機動要求與適時切換和控制完美融合。將五種發(fā)動機幾十種用途上萬個零部件減少到目前僅9個種類幾十個部件(螺桿螺母不算)，沒有高速旋轉(zhuǎn)風扇葉片，發(fā)動機高溫區(qū)沒有齒輪、軸承、油封、潤滑油、冷卻機油等一系列繁雜脆弱易損多發(fā)故障、低壽命零部件。這樣發(fā)動機的故障率就很低很低，減少百倍，維修成本也降低百倍，可靠性和安全性提升幾十倍，發(fā)動機的大修期間隔在3000-5000小時，整體壽命超15000-20000小時。主要是對發(fā)動外殼的內(nèi)腔體壁面燒蝕后定時進行點焊和噴涂修補填充，再就是對等離子發(fā)生器陰極(純鎢鋼液氫冷卻)每500-800小時修復一次(車削錐度和噴涂鈰或釷)，每1200-1500小時換一根(百元左右)。
[0021]5.發(fā)動機始終采用三道等離子發(fā)生器(陣)點火和助燃，并且三道氣路、電路、冷卻燃料采取3x3 (每一道又分三路管控)方式分別可控和可調(diào)。即:電源連接、噴嘴連接、點火連接、控制器連接均采用三通道備份連接法則，決不會出現(xiàn)空中斷電和斷氣停車情況，包括在惡劣工作環(huán)境下不會空中停車。由于發(fā)動機采用無限化學能溫壓壓縮原理和壓縮增強/減弱控制技術，發(fā)動機有很高的壓縮比，飛機在各種高速大仰角機動飛行姿態(tài)下不會出現(xiàn)湍流和震動。因為任何氣體擾流都難擾動或改變高超音速沖擊波的能量和改變內(nèi)能十分強大氣體流動方向，有/無人駕駛作戰(zhàn)飛機飛行馬赫速度在4-6M以內(nèi)的來流相對于高超音速氣流內(nèi)能顯得微不足道，來流量對發(fā)動機飛行中的品質(zhì)無影響，只是影響助燃劑的攜帶量有關。空天發(fā)動機的主要技術指標均很優(yōu)秀，經(jīng)超算摸擬撿驗證明，主要技術指標和基本用途如下
[0022](I)發(fā)動機推力從200kn-2000kn任意設計，或更高1_2倍的也可設計
[0023](2)推重比60-90 ;當推力達2000kn時，推重比可達100，或100以上；
[0024](3)壓縮比 60-80
[0025](4)燃料效率 80%。
[0026](5)通過對燃料種類切換可以使飛行器安全工作在海平面至600km高度。有人駕駛飛行器在軌繞飛7-30天沒問題；無人飛行器在軌飛行按年計算。
[0027](6)用于航空飛行器動力時，飛行馬赫速度可在4-20范圍內(nèi)設計，最大航程可超過 20000km。
[0028](7)當用于客機發(fā)動機時，可用于制造200-3000座客機，飛大氣層邊緣和近地軌道航線，45-60分鐘可抵達世界各地，飛航空速=4-5M時，3-4小時抵達世界各地。
[0029](8)垂直起降型空天發(fā)動機在作垂直起降時，一個發(fā)動機變?yōu)閮蓚€發(fā)動機，理論上計算其推力是滑跑起飛發(fā)動機推力的兩倍。當然，其能耗也是滑跑起飛的兩倍有多。因為垂直起降的亞燃燒效率和燃燒效率要低得多。原因是發(fā)動機燃燒腔體縮短，亞燃燒室超負荷工作時，激勵、催化、裂解效果欠佳，導致兩個發(fā)動機的燃燒效率欠佳。垂直起降型空天發(fā)動機除可用于可用于戰(zhàn)斗機、運輸機外(比制造載荷30-50噸級直升運輸機的運輸效率高、航程遠數(shù)倍)，可用于月球勘探開發(fā)，月地人員、設施運輸。
[0030](9)專用于火箭、沖壓、超燃彈用動力時，將尾噴管改為拉戈爾噴管，將亞燃燒室、電池、炸藥、電子控制、雷達設置發(fā)動機的前段，做成緊湊型動力?？梢灾圃祜w行馬赫速度= 4-7M的空空導彈(射程300-600km);地空導彈(射程300-600km);艦空導彈(射程300-600km);空艦導彈(射程400-800km);艦艦導彈(射程300-600km);飛潛魚雷(飛100-400km，潛 50_100km)
[0031](10)用于高超音速滑飛打擊彈頭運載平臺動力，可重復使用，一次可載百枚或數(shù)百枚高超音速彈頭、激光制導炸彈在大氣層上下發(fā)射。
[0032](11)用于制造水上起降的作戰(zhàn)系統(tǒng)?？蓪κ值暮侥篙d機、空天戰(zhàn)機，空天轟炸機擋在有效威脅范圍外。即以空制空，以空制天，以空制海，以空制陸的“控制論”作戰(zhàn)理念。比如:用數(shù)臺推力2000kn發(fā)動機，制造水上起降超重型進攻型作戰(zhàn)單元，具有全球海、空到達，全球海、空進攻作戰(zhàn)，全球海、空立體登陸作戰(zhàn)，包括南、北極海、空立體登陸作戰(zhàn)，作戰(zhàn)能力和效率遠勝于航母及艦隊系統(tǒng)。主要系統(tǒng)單元配置有:
[0033](11-1)超大航空型殲擊轟轟炸機(三體浮力構(gòu)造(水面起降穩(wěn)和水面停泊加油、加彈穩(wěn))。載荷500-1000噸級，超音速飛高50-15km，巡航速度1.5-2M，航程24000km ;以制空作戰(zhàn)為主，攜帶射程300-600km空空導彈外，配一套強激光炮，致盲距離1000km(雷達探測距離有限)，攔截毀傷距離400-600km。隱形/非隱形機數(shù)量各50%。海戰(zhàn)時可高速繞到兩側(cè)和后面包夾敵人，對敵人來說沒有前方和后方區(qū)別，一切目標均在可摧毀之中。
[0034](11-2)超大航空型轟炸機(三體浮力結(jié)構(gòu))，。載荷1000-2000噸級，飛高3-15km，巡航速度1.5-2M，攜帶射程300-600km空空導彈、反艦導彈、對地導彈，配一套超強激光炮，攔截飛行器的毀傷距離1000km.踢門成功后，就可大規(guī)模摧毀性轟炸，對敵人來說沒有前方和后方區(qū)別，一切目標均在可摧毀之中。30-40架空天轟炸機可構(gòu)建空、天、海、陸全方位100%反導系統(tǒng)，
[0035](11-3)超大型運輸機(配五噸級臂吊)。載荷2000-3000噸級，飛高3km，航速
1-1.5M，航程 20000km，
[0036](11-4)超大型水面加油機。載荷2000-3000噸級，飛高3km，航速1-15M，
[0037](12)不用搭載兩棲登陸艦的2000-3000噸級快艇、登陸艇、氣墊艇、救生艇。速度800 節(jié)(800x1.85/km = 1480km)以上。
[0038]本發(fā)動機唯一短處就是，在現(xiàn)有高能電池比功率(230_800Wh/kg)的情況下，最低需要2000kg燃料電池，約數(shù)百公斤超級電容。如用4000kg高能電池會好些，用10000公斤會更好些。發(fā)明人建議:超重型(載荷30-50噸級)殲擊轟炸機機載4000kw燃料電池，超大型(載荷150-200噸級)空天轟炸機機載8000kw-10000kw燃料電池，與2_4組超級電容并聯(lián)，構(gòu)成輸出端1000-1200伏電壓，3000-6000安強大的電源電力，從而可給超重型殲擊轟炸機配置一套強激光炮(致盲距離500-600km，破傷空空、地艦/空導彈距離50-60km)，不以機動制空作戰(zhàn)，而以射程300-600km超遠程空空導彈進攻為主，激光致盲及攔截空空、地空、艦空導彈為防守，作為空天殲擊轟炸機的標配攻防武器之一。因為推力達1000-1500kn的發(fā)動機，推重比達70-90 ο這樣一來解決了發(fā)動機中等離子發(fā)生器和強激光武器需要機載大功率電源的難題也就解決了。超重型空天轟炸機配一套超強激光武器，致盲距力1000km，破傷距離600km.主要用于反導反衛(wèi)星，掩護超重型空天殲擊轟炸機進攻作戰(zhàn)，包括制空、轟炸、攔截來襲導彈，消除威脅。
[0039]另一個可能的補充技術，2014年12月17日，央視新聞臺CCTV-1，播報了一條新聞:歐航局研發(fā)出“馬刀”引擎，可在1/100秒內(nèi)將引擎溫度從1000度降到負150度。能大幅提高引擎的安全性和可靠性。這一技術值得下一步研究，主要研究別人是怎樣利用液氫、液氧、液氮來冷卻“馬刀”的，不然不會有在1/100秒能從1000度降到負150度的冷卻效果。利用該技術來改善提高本發(fā)明熱障處理技術。
[0040]附注:考慮到我國可裝備2000架-3000架空天殲擊轟炸機和空天轟炸機等其它空天飛行器，從經(jīng)濟和環(huán)保性考慮，火箭燃料最好用航天集團最新火箭燃料-偏二甲肼，較其它燃料便宜60%。液氧和煤油都是無毒的環(huán)保燃料。發(fā)動機如出現(xiàn)過熱，可用液氮作間斷性冷卻。即發(fā)動機溫度超過1000度時，溫控器將自動啟動-打開電磁閥，向發(fā)動機第二夾層內(nèi)注入液氮，當溫度低于900-1000度時，溫控器自動關閉-電磁關閉。發(fā)動機外殼溫度低于800-900度時，不利于燃料預熱、霧化、氣化和亞燃壓縮，影響閃燃閃爆效果，從而會降低燃料效率。這種全新的亞燃壓縮技術的正確使用，需在高臺點火燃燒中獲取溫度、亞燃壓縮、燃料效率的具體經(jīng)驗數(shù)值。
[0041]下面具體從空天噴氣發(fā)動機和帶垂直起降功能的空天發(fā)動機及所有熱機廢氣回收返回循環(huán)燃燒的原理，分三大部分闡述。
[0042]【附圖說明】(空天發(fā)動機基本結(jié)構(gòu)和零部件的作用及工作原理)
[0043]附圖1為空天噴氣發(fā)動機(含垂直起降功能)剖視簡圖;附圖2為空天噴氣發(fā)動機油路控制原理簡圖;附圖3為空天發(fā)動機前、中、后氣門、垂直噴管位置與控制模擬簡圖；附圖4為其它熱機動力燃料循環(huán)使用燃料效率達100% (理論值)、不對外部空間排污的原理方框圖。附圖5為輸送器和高、低壓壓縮器剖視圖;附圖6為等離發(fā)生器(也是飛行器全部機載)電源原理簡圖。
[0044]1.在附圖1標示中的I和15為發(fā)動機燃料注入接頭，它是飛行器飛行時75%的燃料輸入口，20-25%為溫壓燃料，5-% 10為液氫、液氧、液氮點火(冷卻)燃料，從等離子發(fā)生器陰極周圍輸入。75%引擎燃料從輸入口進入發(fā)動機外殼夾層，被早已提前加熱到1000-1500度的外殼高溫預熱-霧化-氣化，進入第二、一亞燃燒室5、9，將燃料從夾層注入的另一目的是解決發(fā)動機外殼熱障問題方式之一。
[0045]2.發(fā)動機前3、中7、后13為構(gòu)成三級大功率(20_100kw可調(diào))等離子點火兼燃料噴嘴。每一級有6-12個大功率等離子發(fā)生器兼亞燃氣體噴嘴，其氣源均接入第二、一亞燃燒室，用分步直動無泄漏高壓電磁閥控制噴量，分別構(gòu)成前、中、后高溫(5000-25000度)點火陣和高溫(1700-2000度)助燃陣。
[0046]3.前級4、后級6為高比沖溫壓效應高壓壓縮器(簡稱高壓壓縮器)。前、后級各有
4-8個高壓壓縮器，分別構(gòu)成前、后高壓壓縮陣，單個高壓壓縮器由反應室14，等離子發(fā)生，31、噴嘴11、12、噴管幾個主要部件構(gòu)造，參閱附圖5:(1、2、3)為溫壓燃料輸送器的幾個部件。大功率(50-200kw可調(diào))等離子發(fā)生器兼燃氣噴嘴；(氣源來自第一、二亞燃室)；(9、10)反向輸送管(小口徑部分反輸送到第二亞燃燒室，用于激勵、催化、裂解第一、二亞燃室氣體，可調(diào)節(jié)第二、一亞燃室溫度、壓力、速度。它的工作原理是輸送器將高比沖溫壓效應燃料輸送到3噴口前位置，高壓氣體將溫壓燃料強力吹入反應室(用高壓燃氣吹入反應室可防高壓反應室爆轟時產(chǎn)生回火，起到防回火引爆輸送器內(nèi)溫壓燃料的作用，具體細節(jié)另述)，被10000-25000度高溫點燃產(chǎn)生爆轟燃燒反應，約150-200kg/cm2左右的的壓力(根據(jù)反應室內(nèi)腔的容積和壁厚來確定藥劑的輸送安全劑量)，從反應室出口處8、9、10以高超音速度(3-4km/s)噴出，如采用多個高壓壓縮器同時工作可提供很高的壓縮比，包括對來流和從第二亞燃室噴出的氣體的壓縮，氣體噴出方向為熱氣流運動方向，對于作垂直起降型的發(fā)動機的前級高壓壓縮器，噴口需要轉(zhuǎn)180度向前噴，附圖5中的噴口 8是可旋轉(zhuǎn)180度的噴管，噴管根部套在軸承5內(nèi)徑里，同軸是一個鏈盤7，設有密封蓋6，每一個壓縮器有一個鏈盤，個個鏈盤用鏈條連接在一圈，用液壓器空制作網(wǎng)返運動，噴管剛好偏轉(zhuǎn)180度即可。
[0047]將發(fā)動機輸入段(進氣和亞燃氣)的壓縮比控制在10-30。在高臺試驗運行視發(fā)動機總壓縮比要求分析確定進氣壓縮比調(diào)控范圍，進氣段在高壓壓縮器的作用下，對來流和第二亞燃燒室噴出來的亞燃氣體點燃膨脹后產(chǎn)生的廢氣進行攏統(tǒng)壓縮。這個進氣段可看作渦扇噴氣發(fā)動機的低壓壓縮，稍提高高壓壓縮器的壓力(能量輸出)后就可以看作是沖壓噴氣發(fā)動機的高速來流，再提高高壓壓縮器的氣體壓力后就可以看作是超燃噴氣發(fā)動機的高速高來流。在已知和可控的進氣壓縮比的條件下，就可以綜合考慮來設計收縮口截面積的收縮力、燃料的燃燒、在發(fā)動機內(nèi)壁布置螺旋狀矮浮壁來增加強沖擊波的來回反射和減緩強沖擊波的速度及提高發(fā)動機的推進效率(方法之一)、根據(jù)高壓壓縮器溫壓效應特性，人為設計可調(diào)的入射波壓強和內(nèi)腔剛性表層沖擊波波陣面上的壓力、混合加力燃燒室的直徑和長度等都與提高燃燒反應效率、引擎推進效率有關。改變前、后高壓壓縮器溫壓效應燃料單位時間內(nèi)輸送的質(zhì)量，就可調(diào)控發(fā)動機的壓縮比、溫度、燃料效率、推力、推進效率。前面說了發(fā)動機75%的燃料是從從I和15輸入的碳氫燃料或火箭燃料，壓縮器的高比沖溫壓燃料僅作為溫壓效應運用，用量很少，一般為10-20% (經(jīng)濟性和燃燒效率考量而定)。發(fā)明人在大功率等離子發(fā)生器中增加了燃料噴嘴，目的是可減少溫壓燃料的使用比例和提高經(jīng)濟性及燃燒反應效果，壓力越大瞬間噴出后閃爆轟燃越強，使壓縮器持續(xù)輸出強勁飽滿氣壓。從超算模擬計算已證明這一點，同時得知，前級高壓壓縮的溫壓藥劑的燃燒效率要略高于后級高壓壓縮器燃燒效率，從物理分析，原因是前級燃料經(jīng)過三級燃燒過程，比后級高壓壓縮器多一級燃燒過程的原故。于是我們在發(fā)動機的使用中應理充分解前、后級高壓壓縮器該怎樣加注溫壓藥劑才效果最好，又能減少使用量。將燃氣噴嘴設計在等離子發(fā)射器里，亞燃氣體噴出時直接觸10000-25000度高溫，更容易點燃，也省得另設計燃氣噴嘴。
[0048]高壓壓縮器產(chǎn)生的溫壓效應的原理描述為:首先是將高能化學燃料輸送至高壓壓縮器內(nèi)的耐高壓反應室，用10000-25000度等離子發(fā)生器高溫引爆化學能，點燃金屬粉末產(chǎn)生燃燒化學反應和溫壓效應。用強力化學能爆轟燃燒反應所產(chǎn)生的強大氣體壓力取代如渦扇發(fā)動機笨重、負效應低、高壓、故障率高的風扇葉片機械壓縮。氣體壓縮是軟壓縮，也可說是一種無限壓縮能，如核爆壓縮、溫壓彈壓縮、其它大劑量化學能壓縮。化學能壓縮過程中自身攜帶有強大的燃燒化學能(熱量、爆力、爆速、廢氣)，所以不消耗功率，其化學燃燒產(chǎn)物對發(fā)動機的主要工作燃料具有很強的激勵、催化、裂解作用。
[0049]工作過程與壓縮機理:步進制直流調(diào)速電機帶動螺旋桿輸送器給高壓壓縮器加注溫壓效應燃料，遇到等離子發(fā)生器高溫(10000-25000度)引燃產(chǎn)生(I)無氧爆轟燃燒反應，不從周圍吸取氧氣，反應速度百萬分子一秒；主要是分子式氧化反應。此階段僅釋放出一部分有限能量，并產(chǎn)生還原富含燃料的產(chǎn)物；(2)無氧爆轟后的無氧燃燒反應，不需要從周圍吸取氧氣，持續(xù)的時間為萬分子一秒，主要是燃料的粒子燃燒；(3)爆轟后的有氧燃燒反應，必須從周圍吸取大量的氧氣，持續(xù)時間為千分子一秒。主要是富含燃料產(chǎn)物與周圍混合燃燒。此階段釋放出大量的能量，延長了沖擊波的時間，并使燃燒越燒越旺。這個原理就是金屬粉末在其遇到溫度氣化時閃出火花，與煉鋼爐鏜飛濺的火花一個道理，這種通過爆轟燃燒的金屬粉末在沖擊波陣面也就是發(fā)動機內(nèi)壁剛性表面、矮浮壁來回反射，以脈沖形式傳播，不具周期性。這個反射波不但不減弱，反而增強，當很強的入射沖擊波壓力(設定控制在10-30)在剛性障礙物來回反射時其反射沖擊波波陣面上的壓力是入射波波陣面上的壓力的8倍。這就是富含金屬粉末燃料的三個反應過程和溫壓效應原理的主要特性。這個特性存在如何具體運用于發(fā)動機的問題，如果充分運用好了就能達到當入射沖擊波波陣面上的壓力為I時，在發(fā)動機燃燒和混合燃燒時的沖擊波波陣面上的壓力為8，根據(jù)這特性，在發(fā)動機收縮口 18的前、后各設置一級高壓壓縮器，前、后兩級高壓壓縮可以看作渦扇噴氣發(fā)動機的低、高壓壓縮，那么，在收縮后將產(chǎn)生兩個不同陣面、不同距離的沖擊波波陣面，又可看作渦扇、沖壓、超燃噴氣發(fā)動機的來流壓縮和高壓壓縮原理，有過之而無不及。本發(fā)明在實際運用中，前級高壓壓縮器是以收縮口為陣(界)面，將大斗口內(nèi)視作入射沖擊波，將小斗口前至混合加力燃燒室甚至到廢氣噴管前的內(nèi)腔數(shù)米長的一段視作沖擊波波陣面，當人為設計控制入射沖擊波壓縮比等于10-30時，在燃燒段就能獲得壓縮比80-240 (從理論上推斷，因超算中無此軟件，壓縮比不得而知，只是理論推算)，本發(fā)動機的總壓縮比能輕易達到80以上。顯然，這么高的壓縮比對在高溫下的發(fā)動機外殼抗高負荷是一個不小的挑戰(zhàn)，實際應用設計時應根據(jù)發(fā)動機的推力、應用對象、飛行馬赫速度、溫度、發(fā)動機內(nèi)流和廢氣速度的要求來綜和考慮壓縮比，以及使用何種耐高溫、高壓、防腐蝕材料及壁厚等，還要考慮燃料預熱(冷卻)措施。高壓壓縮技術是發(fā)動機的最核心技術，可以用無數(shù)種手段來設計組合和千變?nèi)f化來形容，來滿足千百種發(fā)動機個性、特性要求，就不一一例舉。本發(fā)明人希望在各項一系列試驗中建立系統(tǒng)化組模研發(fā)機理，努力全面發(fā)掘溫壓壓縮效應特性的廣泛應用。
[0050]4.第二、一亞燃燒室5、9。兩個亞燃燒室相距200-400mm(因其中間用于安裝等離子發(fā)生器和后級高壓壓縮器)，一般設置于發(fā)動機外殼表面周圍，(外徑是發(fā)動外殼外徑2倍-2.5倍，長度是內(nèi)徑的1-1.5倍較合適，亞燃燒室也可置于發(fā)動機一旁或前端進氣道兩偵牝總之要充分利用飛行器的有限空間，盡量減少占用有用空間。
[0051]亞燃室的作用:一是將發(fā)動機外殼夾層的亞燃氣體收集、混合、聚集能量；二是等待低壓壓縮器噴射高溫、高壓、高速燃氣對其進行初步激勵、催化、裂解(類似化學反應耐壓反應釜)，使亞燃燒氣體初期膨脹產(chǎn)生一定的壓力(10-30kg/cm2)和400m/s的速度從前級、中級、后級等離子發(fā)生器(包括前級、后級高壓壓縮器、低壓壓縮器)的燃料通道噴射出來，以便符合等離發(fā)生器產(chǎn)生更高濃度的等離子體的條件和要素(高溫、高壓、高速)。三是亞燃室的容積和前、后氣門段的容積可以看成是火箭發(fā)動機的燃料箱，給裝配這種無風扇葉片發(fā)動機的飛行器短距滑跑起飛提供充足的高溫、高壓、高速燃氣，配合高壓壓縮器來大幅提高發(fā)動機的地面靜止推力。
[0052]5.亞燃氣體連通管8、10 (4-8根、3根，內(nèi)徑100-300mm).
[0053]主要用途:一是將第二、一亞燃燒室、低壓壓縮器連成一線構(gòu)成完整的亞燃壓縮系統(tǒng)。將低壓壓縮器的高溫、高壓、高速氣體通過第一燃燒室經(jīng)過聯(lián)通管去激勵、催化、裂解第二亞燃燒室亞燃氣體，使其處于或達到閃燃閃爆臨界環(huán)境，而不是將低壓壓縮器的高溫燃氣去直接轟爆第二亞燃室的亞燃氣體，才叫亞燃燒。另一個作用是增加亞燃燒室的總?cè)莘e(前面說了亞燃室是火箭發(fā)動機工作模式的亞燃氣箱，那么也是渦扇、沖壓、超燃噴氣發(fā)動機的亞燃氣箱)和緩沖第二亞燃燒室瞬間膨脹的氣體所產(chǎn)生的壓力，第二亞燃室氣體的迅速膨脹又通過聯(lián)通管返回到第一亞燃燒室，便形成相互影響，相互激勵，共同聚能，緩沖防爆的作用。6.低壓壓縮器11.低壓壓縮器與高壓壓縮器的結(jié)構(gòu)和工作原理基本相同，參閱附圖5。只是多兩只亞燃氣體噴嘴12、22，氣源來自第一亞燃室。其作用是當?shù)蛪簤嚎s器減少高比沖溫壓藥劑噴射量時，可用兩只噴嘴的燃氣去調(diào)節(jié)第一亞燃室的溫度。此舉多用于客機動力、大氣層邊緣、近地軌道飛行。當然也可配合低壓壓縮器激勵、催化、裂解第一亞燃室再去影響第二亞燃室。此舉又常用于高速滑跑、垂直起降時，外殼夾層燃料進入口 1、15大劑量噴注燃料，當燃料預熱、氣化效果不佳，需要輔助激勵、催化、裂解，這時可加大12、22的噴射量。作為以種新原理、新結(jié)構(gòu)的空天發(fā)動機，必須更多的了解和理解發(fā)動機的低、高壓原理、不斷發(fā)掘它的控制原理和控制技術，才能做到按需控制、合理控制、科學控制、特情控制、個性控制、精確控制。玩空天飛行器的過程就是玩發(fā)動機性能與控制過程。
[0054]7.再介紹一下等離子發(fā)生器兼亞燃氣體噴嘴13 ￠-12只)。該等離子發(fā)生器安裝于混合加力燃燒室背風面，主要作用是點火助燃，亞燃氣體來源第一、二亞燒室，特別是飛行器需要獲得最大地面靜止推力切換在火箭工作模式時，可將等離子發(fā)生調(diào)到滿功率的80-90%，燃料控制閥調(diào)到最大位置，12個噴嘴可形成一大火斗，有利于助燃和燃燒反應。
[0055]8.混合加力燃燒室14.到此時不難理解本發(fā)明旨在設計一款用于空天飛行器特別是超大型(載30-50噸級)空天殲擊轟炸機、超大型(100-200噸級)空天轟炸機的動力。當完成進氣道、高低壓壓縮、反射二級亞燃燒室、前中后級等離發(fā)生高溫點火、尾噴管設計后，在超算模擬撿驗中發(fā)動機燃料效率推進效率不是很理想，只能當火箭、沖壓、超燃發(fā)動機使用。原因是發(fā)動機的壓縮比太高、內(nèi)流沖擊波速度過快，結(jié)果造成燃氣通過發(fā)動機的速度過短。雖然可以通過減少高壓壓縮器溫壓燃料和其它燃料的加注質(zhì)量來調(diào)節(jié)提高推進效率，但會大幅減少最大推力，于是才設計了另類的巨型混合加力燃燒室。又根據(jù)溫壓藥劑的三個反應過程，在設計高壓壓縮器時，已考慮將其第一個無氧爆轟和第二個無氧燃燒在壓縮器的反應室完成，給發(fā)動機提供高壓縮比和富含燃料粒子源泉，而將其第三個有氧燃燒反應人為設計并控制在收縮口前后，以期獲得不可或缺的來流入射沖擊波和燃燒反應沖擊波。第一、二個反應的設計算是完成的較好，但第三個有氧燃燒反應的設計中沒有充分地深層次認識，估計不足，發(fā)動機的沖擊波速度沒降下來。所以才有如今巨型混合加力燃燒室，再加上在發(fā)動機內(nèi)壁增加螺旋狀矮浮壁，在混合加力燃燒室進氣口設一內(nèi)噴管18，在中間噴管前端周圍又設一個板梳狀倒錐(未畫)，這樣一來發(fā)動機的高速氣流速度有所減緩，氣體流在混合加力燃燒室周圍形成駐波或叫渦流，這個渦流內(nèi)有大量的未燃盡的粉末燃料，正好在混合加力燃燒室的渦流室周圍設置了 12只等離子發(fā)生器高溫(10000-25000度)點火和高溫(1700-2000度)助燃器所產(chǎn)生的“火斗”將其點燃產(chǎn)生更多的廢氣，加上此前一系列措施和操作上的輔助辦法，發(fā)動機的燃燒效率和推進效率就大幅提高了。所以，設計巨型混合加力燃燒室基于如下多方面考慮:
[0056](I)為了完成高壓壓縮器溫壓燃料的有氧燃燒反應，給部分溫壓燃料未進行燃燒反應盡量提供燃燒反應條件，包括從機頭和機背部位引入新鮮空氣和加注助燃劑-液氧和液氮等必要措施。
[0057](2)從發(fā)動機內(nèi)部結(jié)構(gòu)設計分析，不難看出發(fā)動機的進氣口到漸收漸擴口是沖壓噴氣發(fā)動機的基本形態(tài)，在這個基本形態(tài)下又設置前、后高壓壓縮器，高壓壓縮器入射波和入射后的沖擊波速度在3_4km/s，一下又轉(zhuǎn)變?yōu)槌紘姎獍l(fā)動機形態(tài)。顯然沖壓和超燃發(fā)動機的燃料效率僅管有很好的亞燒室提供了高溫、高壓、高速亞燃氣體，比竟燃氣速度太高。前面說了發(fā)明人旨在設計研發(fā)一款推力很大、推重比很高、燃料效率和其它各項指標很高的空天發(fā)動機。目前是在針對空天發(fā)動機解決其中的題問。而實際上只要空天發(fā)動機保持一定的氣流速度、很大的推力、高的燃料效率、推進效率，可使飛行器的飛行馬赫速度達到M = 4-12-16-20幾個任意速度段。也可低空盤旋飛行。低空盤旋飛行就不會出現(xiàn)美國SR-71/72(不死鳥)那種噴明火的情況。
[0058](3)目前航空發(fā)動機中渦扇噴氣發(fā)動機噴管的推力效率是較好的一種，空天飛行器要確保全高度高效推進、全高度高速機動，必須采用類似渦扇發(fā)動機一樣的噴管.同時為了噴管在全高度有高的推進效率，一個噴管在20-30km時推力效率開始出現(xiàn)較大的損失，飛行高度越高效率越低，能量損失越大。為了達到圍內(nèi)壓力達到圍壓，必須增加噴管的截面積，于是發(fā)明人考慮要設計截面積可調(diào)噴管，便設計“三合一”組合式噴管，二合一不行的。因二合一噴管的結(jié)合部正好是發(fā)動機內(nèi)腔高溫燃氣流中心主氣流位置，尾焰對準噴管結(jié)合部會出現(xiàn)很快燒蝕損壞掉。所以巨型混合加力燃燒室為實現(xiàn)“三合一”組合噴管作鋪墊。
[0059](4)從軍用戰(zhàn)機、運輸機到民用客機到運輸機用發(fā)動機考慮，燃料效率和推進效率十分重要，空天發(fā)動機的噴管應做成渦扇發(fā)動機那種噴管，或二維矢量噴管。
[0060](5)從制造垂直起降戰(zhàn)機、垂直起降運輸機(含垂直起降月地往返運輸機)考慮。
[0061](6)為了使發(fā)動機的地面靜止推力足夠大考慮。發(fā)動機處于火箭、沖壓、超燃噴氣發(fā)動機模式，而本發(fā)明人又不想它此時讓它完全工作在單一火箭模式，有必要將戈爾噴管改為“三合一”組合噴管。
[0062]9.三合一主噴管16和左右噴管17。作用前面已介紹了。
[0063]10.后氣門19、中氣門24、垂直噴管25、前氣門26 (參閱附圖1和附圖3)。三個氣門用途不一樣，只能分功能與工作模式介紹。
[0064](I)前氣門。前氣門有三個基本動作，均在液壓器推桿的作用下完成。
[0065]第一個動作(起飛滑跑動作):從原位即垂直噴口前向垂直噴口后推至門框，并抵緊門框(越密封越好)；第二個動作(垂直起降動作):退回原位，又處在垂直噴口前面；第三個動作(垂直起降后改平飛動作):在原本位置撲倒，剛好蓋上垂直起降噴管(推桿先被頂針稍頂起，頂桿前端滑往門中方向移20-30cm后繼續(xù)往前推，門底部有凹槽，稍姅住門腳，門才能撲倒蓋住垂直噴管，不需要蓋很密封)，飛行器可以平飛或機動飛行。
[0066]現(xiàn)對前氣門的三個基本動作原理用途介紹一下(參閱附圖2、3):
[0067]將前氣門向前推的目的是封堵進氣道1，迫使熱氣流往發(fā)動機尾噴管方向流動，也就是使發(fā)動機工作在火箭模式。為了使發(fā)動機和飛行器有足夠的地面靜止推力，全部動作程序有:(1)開啟所有等離子發(fā)生器電源；(2)切換到滑跑起飛工作模式(使用火箭燃料，前級5、、6、和中級8、9及后級11、12三級總電磁閥打開)，前氣門完成第一個動作；(3)給所有等離子發(fā)生器加注點火燃料(液氮或氮氣，13、14、15打開)，點火成功；(4)給所有的等離子發(fā)生器直接加注(未預熱的)火箭燃(5、6、8、9、11、12電磁打開)，同時開啟前后高壓壓縮器，還要開啟低壓壓縮器，大約20-30秒鐘發(fā)動機外殼被加熱到1000-1500度，然后改變?nèi)剂霞幼⒙窂?先開后關)，先將燃料從發(fā)動機混合加力燃燒室外殼燃料輸入口 1、15大量(5kg/s、10kg/s、20kg/s、30kg)注入，同時迅速關閉直接加注路線8、9，關閉后氣門，此時前、后氣門段的容積和第二、一亞燃的容積可以看作火箭發(fā)動機的燃料箱，幾秒鐘內(nèi)容積近30m3的燃料箱高溫、高壓、高速膨脹氣體壓力迅速增加到60-80個大氣壓，壓力傳感器被迫動作將后氣門打開至到最大，混合加力燃燒室的等離子發(fā)生和噴嘴正在燃燒著，氣體高速噴入混合加力燃燒室被點燃產(chǎn)生高壓力廢氣從尾噴管噴出。由于發(fā)動機工作在火箭模式，30多m3的高溫燃氣大容量噴射燃燒，發(fā)動機和飛行器獲的足夠大的地面靜止推力，促使飛行器在短距離滑跑后便騰空而起，有人駕駛的飛行器滑跑50-150米(空天殲擊轟炸機)，300-400米(空天轟炸機)、600米(客機);無人駕駛的飛行器在5-100米。
[0068]附注:滑行起飛時中氣門處于打開位置。如果飛行器是采取純滑跑起飛的發(fā)動機，中氣門可以省去不要，發(fā)動機外殼前段(進氣道至第二亞燃室段)不用夾層，垂直噴管也取消不要，發(fā)動機能減輕10kg左右。
[0069]第二個動作的用途是垂直起降動作，前氣門退至原本位置并抵緊前門框。堵住氣體往機頭方向噴射，迫使氣體往垂直噴口噴射，給飛行器提供垂直升力用于垂直起降，堵住前氣口后必須將中氣門關閉，從亞燃燒室燃氣通道噴出來的燃氣一分為二，即一股向前，從前垂直噴管噴出，一股氣向后，從尾噴管噴出(尾噴管也調(diào)到與地垂直狀態(tài))。垂直尾噴管為收擴型設計。
[0070]第三個動作的用途是，第三個動作是在第一個動作完成后，也就是飛行器滑行騰空幾秒后，有一定慣性時，將前門退回原本位置后撲倒蓋住垂直起降噴管。還有就是飛行器作垂直起降前，前門在原本位置，飛行器按垂直起降方式起飛，待飛行器離開地面20多米時，先給后級高壓壓縮器和中、后級等離子發(fā)生器的6-12+6-12只燃氣電磁閥開更大，尾噴管也慢慢調(diào)平，后段推力遠大于前段推力的情況下，飛行器開始向前飛，隨看速度加快，將前氣門撲倒關閉垂直起降噴管，同時將中氣門打開。
[0071]附一、飛行器在飛行或降落時，關閉后門，飛機可以倒飛，如果是在降落跑道，減少降落滑行距離，這一動作可提供反向推力予以制動，革去降落傘，值得一試。前、后級高壓壓縮器噴管需要旋轉(zhuǎn)180度，才能使熱氣流更順暢、自然。不過進氣道不易設計成收擴型，而是固定型。
[0072]附二:空天發(fā)動機的控制技術:發(fā)明人建議；在自動控制環(huán)境下，盡量保留手動電磁機械控制，在自動控制出毛病時可用手動完成，以確?？罩胁煌＼嚕怀鰢乐毓收?。
[0073]小結(jié):高、低壓壓縮器、反射式亞燃燒聚能室、前級、中級、后級等離子發(fā)生器兼燃氣噴嘴、前、中、后氣門與控制、混和加力燃燒室、“三合一”組合式噴管、溫壓效應燃料配比是本發(fā)明創(chuàng)造的核心技術。
[0074]工作原理和基本操作程序
[0075]1.工作原理(參考附圖1、2):該發(fā)動機的設計研發(fā)是以渦扇、火箭、沖壓、超燃、滑跑起降、垂直起降技術等為藍本來尋找上述發(fā)動機的模擬替代技術，取其優(yōu)點，革其弊端，發(fā)明創(chuàng)造是一種技術很成熟、很可靠、很適用、性能很先進、推力和推重比很強大、使用范圍很廣、使用壽命較長的空天發(fā)動機。首先是發(fā)明創(chuàng)造了化學能和金屬粉末燃燒反應所產(chǎn)生的溫壓效應低、高壓壓縮器，用強力化學能爆轟燃燒反應所產(chǎn)生的強大氣體壓力取代笨重、負效應壓縮、故障率高的風扇葉片機械壓縮。氣體壓縮是軟壓縮，也可說是一種無限壓縮能，如核能壓縮、溫壓彈壓縮、其它大劑量化學能壓縮。壓縮過程中自身帶有強大化學能(熱量、壓力、速度)，所以不消耗功率，而其化學燃燒產(chǎn)物對發(fā)動機的主要工作燃料具有很強的激勵、催化、裂解作用。渦扇噴氣發(fā)動機的低、高壓風扇葉片的壓縮機完全靠來流與燃料混合、壓縮、燃燒、廢氣膨脹產(chǎn)生壓力和氣體流、從尾噴管噴出做功，同時氣體流能量在繞過葉片時帶動葉片旋轉(zhuǎn)，低壓壓縮葉片和高壓壓縮葉片因同軸而相互帶動作用，同時也損失了發(fā)動機的功率，另外渦輪機葉片長期在高溫和超音速工況下易破損，也只能工作在略超音速、壓速比25-35，再高葉片就出現(xiàn)震動崩斷，砸穿發(fā)動機外殼造成重大危害。又由于風扇葉片不能太長，所以發(fā)動機外殼的直徑、來流量、燃燒效率等受到一定的限制。
[0076]在全新的壓縮器技術催生下，發(fā)明創(chuàng)造了全新亞燃燒壓縮、來流壓縮、燃燒壓縮技術，并且溫度、壓力、速度可調(diào)可控。包括壓縮器所使用的溫壓效應燃料的發(fā)明創(chuàng)造，以及低、高壓壓縮器的具體應用位置。如將低壓壓縮器高溫、高壓、高速氣體流從發(fā)動機的后端反射到第一亞燃室，再轉(zhuǎn)到第二亞燃室去激勵、催化、裂解從發(fā)動機外殼夾層反射到第二亞燃室，這種傳遞和轉(zhuǎn)換在激勵，催化、裂解的同時，增加了燃氣的總行程距離，目的是增加初期化學混合反應，為點火燃燒做前期準備工作，縮短點火時間，提高高速點火和高速燃燒反應效果，也就是追求閃燃閃爆的效果，采取這些超極限手和措施目的是使燃燒化學反應產(chǎn)生更多的產(chǎn)物-廢氣膨脹。這是所有熱機動力所需要追求的結(jié)果，關鍵是看誰的研發(fā)思路和設計手段與結(jié)構(gòu)的合理性、科學性來拓展燃燒反應效果。
[0077]高溫、高壓、高速對發(fā)動機特別是需要推力和推重比很大、燃燒效率很高的空天發(fā)動機尤為重要，但也隨之帶來負面影響，那就是發(fā)動機的能耗、效率、推進效率、外殼熱障與抗負荷、震動問題出現(xiàn)，其解決難度會相應增大。前面在介紹相關部件時已說了，就不再重復。
[0078]空天噴氣發(fā)動機的基本工作過程、原理詮釋如下:
[0079]將75 %的引擎用燃料通過發(fā)動機的夾層輸入口 1、15注入，經(jīng)外殼夾層高溫(1000-1500度)預熱、務化、氣化后集中儲存在第二、一亞燃燒室，事先早已開啟的低壓壓縮器的高溫高壓高速熱氣流，將其進行瞬間激勵、催化、裂解，在亞燃室得到初步膨脹產(chǎn)生(10-30kg/cm2)高壓，與亞燃室連接的有前(6-12只)、中(6-12只)、后(6-12只)等離發(fā)生器兼燃料噴嘴，還有前(4-8只)、后(4-8只)高壓壓縮器兼燃料噴嘴，從亞燃室高速噴出的亞燃氣體被早已開啟的所有等離子發(fā)生器和高壓壓縮器上的等離子發(fā)生器所噴出的高溫(10000-25000度)火焰點燃，產(chǎn)生閃燃閃爆的效果。與此同時，前、后高壓壓器本身又以高比沖溫壓燃料為媒介，被等離子發(fā)生器的高溫(10000-25000度)火焰引燃溫壓燃料產(chǎn)生爆轟燃燒、無氧燃燒、有氧燃燒反應，爆轟和無氧燃燒在耐壓反應室產(chǎn)生了一定溫度(1700-2000度)和釋放較高的壓力(100-300kg/cm2)和高超音(3-4km/s)沖擊波。這種沖擊波一個設置在發(fā)動機收縮口前，一設置在發(fā)動機的收縮口后，與分別設置在發(fā)動機收縮口前、后的等離子發(fā)生器噴出的高溫火焰相遇，也就是前后一起產(chǎn)生閃燃閃爆(高壓壓縮器噴口方為熱氣流運動方向)。收縮口前和收縮口后的兩股沖擊波以不同的波陣距離同時沖擊在發(fā)動機內(nèi)壁剛性表面障礙物上，這兩股沖擊波均以脈沖形式傳播，并被來回反射，沖擊波不但不減弱，反而增強，沖擊波波陣面上的壓力是入射波波陣面壓力的8倍。這是溫壓效應燃料在洞穴中運用的固有特性。強勁的沖擊波(廢氣)在排出前經(jīng)混合加力燃燒室減壓減速，并在混合加力燃燒室產(chǎn)生駐波或渦流，設置在混合加力燃燒室的6-12只等離子發(fā)生和燃料噴嘴噴出的高溫火焰再次點燃燃燒后，得到更好更強的燃燒化學反應，也就是更強大能量廢氣膨脹從噴管噴出做功-作用在發(fā)動機上反作用力推動飛行器朝前飛行。
[0080]該發(fā)動機之所以為空天發(fā)動機，是因為空天通用性極強、壓縮比和燃燒效很高。推力極大、推重比很高。并根據(jù)用途或機種對象，通過切換裝置使用幾乎所有化學、植物、生物燃料來搭配燃燒。原因是高溫點火、高溫助燃、高溫高壓高速亞燃壓縮、高溫高壓高超音速沖擊波燃燒壓縮的結(jié)果。
[0081]2.以滑跑起飛操作程序為例(參考附圖1、2):打開飛行器總電源開關-再打開所有等離子發(fā)生器電源開關-切換到滑跑起飛工作模式，也就是火箭發(fā)動機工作模式(前氣門關閉、被切換到火箭燃料，附圖2的電磁閥:前2、3，中7、8，后11、12打開)_給等離發(fā)生器加注(液氫和液氧或液氮)點火燃料13、14、15電磁閥(點火成功)-給等離子發(fā)生直接加注火箭燃料并同時啟動前、后高壓壓縮器和亞燃燒低低壓壓縮器-20-30秒鐘后發(fā)動機外殼被加熱1000-1500度后開始轉(zhuǎn)換加油路徑，改為從混合加力燃燒室15輸入口加注大量(5kg/s、10kg/s、20kg/s、30kg/s)火箭燃料(在5kg/s時，同是關閉直接加注方式，目的是集中95的燃料通過夾層預熱、霧化、氣化的同時，給發(fā)動機外殼冷卻，是因為飛行器在高超音飛行時，給發(fā)動機所能提供的冷卻燃料質(zhì)量有可能小于發(fā)動機的熱負荷所需要的燃料質(zhì)量。如果真出現(xiàn)所述情況，必須采取補救措施)。迅速關閉后氣門，幾秒鐘內(nèi)前、后氣門段容積和第二、一亞燃室的容積(看作火箭發(fā)動機的燃料箱)燃氣壓力迅速升至60-80kg/cm2，壓力傳感器自動打開后氣門(幾秒鐘后再打開前氣門)，高壓燃氣奪門高速噴射(類似拉戈爾噴管噴出燃氣)早已開啟的混合加力燃燒室的等離子發(fā)生器高溫火焰將高溫氣體點燃產(chǎn)生大量廢氣極速膨脹，從噴管噴出-作用與反作用力飛行器推向前飛行，隨著飛行器的速度加快到飛行馬赫速度=4M以上，打開前氣門，發(fā)動機獲得4倍音速以上的來流。為了減少助燃劑的攜帶量，此時又切換到碳氫燃料，當飛行器飛到18km高時，因缺氧動力推力大幅下降時，又將火箭燃料電磁閥打開50%，碳氫燃料閥關50% (混合燃燒比光用火箭燃料省點助劑)，在飛行器一直朝接近大氣層-進入大氣層-飛出大氣層-近地軌道(200-600km)高度飛行時，一路逐步加大火箭燃料噴注，又一路逐步減少碳氫燃料的加注，至到80km高度時全部關閉碳氫燃料，而全部使用火箭燃料。此時火箭燃料也可關閉70-80%的質(zhì)量；飛到100-400km時可關閉90% (10%的用量保持發(fā)動機點火工作和溫度，以利快速啟動和機動飛行)，飛行器以飛行馬赫速度=20-25M飛行。從中國飛到北美上空滑出大氣層到美國僅需45分鐘(理論計算值)。飛行器將降落到地面跑道時可慢慢關閉后氣門，氣體從機頭方向噴出，起到制動效果，可能優(yōu)于降落傘，試取代降落傘。
[0082]前、中氣門可用于調(diào)節(jié)來流量，稍關閉后氣門起到壓縮、減緩沖擊波、調(diào)節(jié)火焰噴量。減少低、高壓壓縮器溫壓燃料的噴射質(zhì)量可調(diào)節(jié)氣體流速、壓力、溫度、總壓縮比、燃料效率、推進效率等。
[0083]3，以垂直起飛轉(zhuǎn)平飛為例(參考附圖1):開啟發(fā)動機總電源-開啟所有等離子發(fā)生器的電源-切換到垂直起飛模式，先關閉中氣門，一個發(fā)動機變成兩個發(fā)動機，一股氣體向前噴射；一股氣體向后噴射，前氣門退到原本位置，給等離子發(fā)生器加注點火燃料-再直接加注火箭燃料，同時開啟低、高壓壓縮器，20-30秒鐘后發(fā)動加熱到1000-1500度-改變加注路徑，向發(fā)動外殼上1、15同時加注火箭燃料(5kg/s、10kg/s、20kg/s)，因進入1、15燃料氣化后都匯集于第二、一亞燃燒室，總加注量大于滑跑起飛燃料所加注的質(zhì)量，亞燃燒室的壓力也會高的多，一般來講，只要前、后等離子發(fā)生器和高壓壓縮器的總?cè)剂蠂娚滟|(zhì)量相等，前、后兩個發(fā)動機的推力是相等的。但實際上后發(fā)動機多6-12只等離子發(fā)生器和燃料噴嘴，的推力會大于前發(fā)動機的推力，一般來分析，飛行器后段的重量大于前段)，為了使飛行盡可保持平衡，可根據(jù)經(jīng)驗和當時飛行器的重心來調(diào)整燃氣噴射量來改變前、后推力，使飛行器達到平衡。飛行器離開地面20多米后，加大后發(fā)動機燃料噴射量，飛行器會向機頭方向飛行，隨著速度加快，前氣門也慢慢打開退回原本位置撲倒蓋住垂直噴管。飛行器的垂直降落時，在找準降落的有限面積上，利用飛行器的慣性存在，分別慢慢關閉前、后氣門，再關閉中氣門，同時將前、后噴管調(diào)到與地面垂直狀，獲得對地垂直推力。慢慢減少燃料噴量降落地面。
【具體實施方式】
:
[0084]該空天發(fā)動機可能是全世界最易制造的發(fā)動機，只有9種部件，不到100個零件，最多的一種零件是等離子發(fā)生器(三級3x12 = 36+高壓壓縮器2x8 = 16+低壓壓縮器2只=54只)占全部零部件90%，從材料到零部件及制造設備100%國產(chǎn)化。90%零部件可在市場購買，需要自做的只有發(fā)動機外殼、亞燃室、壓縮器、輸送器、等離子發(fā)生器、液壓器、氣門共七個類型幾十只零部件。
[0085]總的來說是根據(jù)所需發(fā)動機的推力來估算發(fā)動機外殼的直徑、長度、壁厚(抗負荷)、亞燃燒室外殼的直徑、長度、壁厚(抗負荷)、壓縮器的外徑和內(nèi)徑及長度，還有數(shù)量，等離子發(fā)生器的大小、功率、每級數(shù)量。輸送器也有大小和輸送速度快慢之分。
[0086]發(fā)動機外殼越大的推力越大，推力范圍也越寬，所述其它有關厚度、壓縮器、等離子發(fā)生器的數(shù)量的相應增加。推力在1000-2000kn空天發(fā)動機飛行器性價比較好，是因為推重比隨推力越大而增加，推力2000kn的發(fā)動機，推重比在現(xiàn)有的耐高溫材料(高鈮鈦鋁合金外殼，或一次成型的復合材料)有可能達100.
[0087]因為發(fā)動機推力和推重比很很大很高，飛行器機載電池總功率較大，可全部使用中、大功率(50-150-200kw)等離發(fā)生器，特別是壓縮器用100kw-200kw等離子發(fā)生器和點火助燃的等離子發(fā)生器，引爆和點火助燃效果絕佳。推力小于100kn的空天發(fā)動機可采取稍降低標準，辦法是所有壓縮器的等離子發(fā)生器功率選用lOOkw，而前、中、后級點火助燃的等離子發(fā)生器單只功率20-50kw也很不錯，因為從等離子發(fā)生器燃氣通道噴出的氣體是高溫高壓高速亞燃氣體，稍有火星(打火機和燃氣灶打火器)就可點燃。推力小于400kn大于10kn的發(fā)動機或彈用動力的等離子發(fā)生器，可用1-2只20kw的引爆1_2個壓縮器，壓縮器的出氣口與多只壓縮器串聯(lián)就能分別引燃多只壓縮器中溫壓燃料，對發(fā)動機進行壓縮工作。用高能液氫和液氧及液氮作為等離子發(fā)生器陰極冷卻液，更容易點火，冷卻效果很好，陰極用純鎢鋼材料的使用壽命可超過1000小時。現(xiàn)分別闡述如下:
[0088]1.發(fā)動機的外殼分段制造。從附圖1可以看到，發(fā)動機外殼外依次安裝有前級高壓壓縮器、前級等離子發(fā)生器、第二亞燃燒室、后級高壓壓縮器、中級等離子發(fā)生器、第一亞燃燒室、后級等離子發(fā)生器、混合加力燃燒室、尾噴管零部件。由于發(fā)動機外殼是夾層設計(考慮燃料預熱和冷卻外殼)，而外殼上的前、中、后級等離子發(fā)生器和高壓壓縮器是由外向內(nèi)安裝噴氣，噴嘴必然會穿過部分夾層阻斷亞燃氣體通向第二亞燃室，于是發(fā)動機外殼必須分四段制造。如:
[0089](I)發(fā)動機進氣道外殼夾層為第一段，單獨加工制作；用耐高溫合金厚壁管制作成圓形腔體，腔體的后端焊接在法蘭上，以便與下一段的法蘭連接，法蘭與法蘭連接可靠些，抗負荷強些。這個夾層腔體(假如直徑150cm)有三種制作成形辦法:一是用目前最先進的“3D打印”技術直接快速制造出來。撿察:要求孔徑(視推力大小5mm-20mm選取)大小一致，厚(5mm-20mm)薄均勾，無沙眼，無裂痕，探傷試壓合格；二是制模饒鑄成形，包括法蘭一次性澆鑄出來，用配制好的高鈮鈦鋁合金原材料熔煉混勻后澆鑄在模具上，待冷卻后取出。同樣要撿察:要求孔徑大小一致，厚薄均勻，無沙眼，無裂痕，探傷試壓合格；三是，先用高鈮鈦鋁合金制成管材(參考前面的孔徑和壁厚)，再將管材拼攏焊接成圓腔體，縱向內(nèi)外兩根管材凹部應焊填平才不會降低抗負荷，應用等離子發(fā)生器或激光焊接設備焊接才不會有沙眼。焊接前要先制作一個可旋轉(zhuǎn)和可以方便撤除的模形支架，支架的直徑等于發(fā)動機外殼的內(nèi)徑，將管材全部擺放好，兩端對齊，再用緊箍器或10#鐵絲捆扎牢實(捆三道，先捆兩端，再捆中間)，焊接時先從一端逐根點焊連接一體后，再點焊另一端連接在一起，再點焊中間處，用雜木錘敲敲，邊敲邊轉(zhuǎn)動支架，覺得未變形后再原來的三道焊處加焊牢實。然后解除捆綁的鐵絲。然后一根與另一根間焊1/3厚，最后再填平凹處。當然焊接處最好是稍厚2-3mm，然后以管材的外徑為基準外徑，將超出部分用車床車去。如果管材壁厚有80—100mm，焊接好后用刨床內(nèi)外制槽。目的是內(nèi)槽有利于沖擊波來回反射，外槽有利于散熱。
[0090](2)前、中級等離子發(fā)生器、前、后級高壓壓縮器為第二段，板狀夾層段，需單獨制作，兩端都有法蘭，以便與第一段和第三段連接。這一段做成啞玲狀，前、中級12-24只等離子發(fā)生器和前、后級g-16只高壓壓縮器全部安裝于第二亞燃燒室兩側(cè)。
[0091](3)從中級等離子發(fā)生器至混合加力燃燒室外殼等離子發(fā)生器為發(fā)動機的后段夾層為第三段；需單獨制作，兩端焊在法蘭上，以便與前段和后段連接。
[0092](4)混合加力燃燒室為一段，這一段為板狀夾層段，需單獨加工制作。用于安裝等離子發(fā)生器的位置和從發(fā)動機進氣口引進新鮮空氣從這里開口子。
[0093](5) “三合一”尾噴管為一段，需單獨加工制作。
[0094]以上各段之間用法蘭連接。板狀夾層未開孔的位置氣體可聯(lián)通，開口的地方因氣源被阻擋了，采用“搭橋”的辦法聯(lián)通，可確保氣體通過。
[0095]另外在發(fā)動機內(nèi)腔設一個手縮口，出口位置在第二亞燃燒室與第一亞燃燒室的中間位置，口徑是發(fā)動機內(nèi)徑的80-90%。起到壓縮作用，不宜小于80-90%。因為前級設了高壓壓縮器和等離子發(fā)生器的高溫高壓高速噴出燃氣，飛行器的飛行馬赫速度一般在
4-5.5M，，前級壓力輕易達到10-30.
[0096]2.第二亞燃燒室。亞燃室安裝在發(fā)動機的外殼，用高鈮鈦鋁合金，工作壓力
2-30kg/cm2，直徑是發(fā)動機外殼的2-2.5倍，長也是發(fā)動機外殼直靜的2-2.5倍。在與第一亞燃燒室的聯(lián)接面按6-8等份開6-8個孔，孔徑200-300mm，
[0097]3.第一亞燃燒室。其它一樣，長度短500mm.
[0098]4.第一亞燃燒室的一側(cè)是低壓壓縮器。
[0099]5.后段的夾層同前一夾層一樣的制作辦法。
[0100]6.混和加力燃燒室外安裝等離子發(fā)生器的一段，也采用板狀夾層。
[0101]7.壓縮器的制作。材質(zhì):高鈮鈦鋁合金胚料。壓縮器由4個部件構(gòu)成，如反應室、等離子發(fā)生器、溫壓燃料輸送器、燃氣噴嘴(1-2個)。壓縮器的主體是一個耐高溫高壓的爆轟式反應室(長X寬X厚=600mmx40mmx400mm,反應室內(nèi)腔直徑約200mm)，無氧爆炸和無氧燃燒基本完全在反應室進行，有氧燃燒在發(fā)動機內(nèi)腔進行。燃料輸送器位于大頭端，噴料口不宜過大，約5mm-8mm.大了恐回火。在噴口處引入第二亞燃燒室的高壓氣體，起到防回火的作用。等離子發(fā)生器與輸送器成90度角安裝，均為埋式或半埋式。壓縮器是一個超高壓氣體發(fā)生部件，要求反應室耐壓在200-300kg/cm2，胚料絕無裂紋，一看、二敲、三探傷測試，低壓壓縮器另增加1-2只燃氣噴嘴，從第二亞燃燒室引入。
[0102]8.混合加力燃燒室。混合加力燃燒室是夾層結(jié)構(gòu)，每一個孔徑外有一個接頭粧與油管相接。
[0103]9.發(fā)動機的控制系統(tǒng)。發(fā)動機的大功率電源和機載強激光炮所用電源及其它機載設備電源均宜作一體化設計，參閱附圖6。宜用燃料電池輸出電流為1000-2000A/h，超級電容器選用10000F/1500A/2.5-2.7伏與N個串聯(lián)電壓是2000伏以上。等離子發(fā)生器的端電壓是1000-1200伏，比一般工業(yè)用等離子發(fā)生480伏高一倍多，這樣陰極發(fā)射電子能力更強，等離子體濃度更多，等離子火焰溫度更高，包括火焰直徑、長度有所提高，燃燒反應所形成的三道物理結(jié)構(gòu)“火斗”更密實，更易點火和有利于燃燒，陰極表層如能噴涂一層厚達1-2_鈰或釷，電子發(fā)射量更多)的3倍為一組，用2-3組，與燃料電池再并聯(lián)總功率約4000-10000kw，每節(jié)并聯(lián)一個“RC”消火花電路在總輸出端再并聯(lián)一個“RC”電路，防擊穿超級電容器(市面上也有現(xiàn)成的電池和超級電容器保護板售)。輸出端電壓1000-1200伏以上，最大輸出電3000-6000A.這樣能確保機載設備、等離子發(fā)生器、強激光炮所需電力供給。
[0104]超重型(載荷30-50噸級，激光武器除外)空天殲擊機(I小時全球制空或轟炸作戰(zhàn))。機載電源總功率不少于4000-6000kw，強激光致盲距力400-600km，攔截空空、地/艦空導彈毀傷距應不低于30km。如裝備部署1000架中，200架隱形，800架為不隱形，平均造價不會超過2億美元。
[0105]超重型(載荷200噸級)的機載電源總功率8000-16000kw(邊界上空反導型可配30000kw)，強激光致盲距力2000km，攔截空空、地/艦空導彈、反導反衛(wèi)星、對地/海攻擊摧毀目標在600-1000km。如果裝備部署600-800架，200架為隱形，600架部隱形，造價不會超過4億美元。
[0106]發(fā)射強激光時，可將等離子發(fā)生的功率輸出調(diào)到20kw(大氣邊緣和近地軌道高度)，或70%的調(diào)到20kw，30%調(diào)到50-100kw% (0.05km-20km高度)。是因為前者飛行時能耗可減少90%，后者空中飛行處在高能耗情況和遭遇來襲導彈時，需要一定的機動飛行。
[0107]10.發(fā)動機的冷卻技術。發(fā)動機的高溫區(qū)是中氣門至混合加力燃燒室，最高溫度區(qū)域是混合加力燃燒室。所燃料應從高溫區(qū)噴入，這樣有利于冷卻的同時又利于燃料預熱、氣化。這種冷卻方式對于飛行馬赫數(shù)=4-6的飛行器應該滿足冷卻需要。如果發(fā)動機溫度過高(針對耐高溫材料而言)，需要給發(fā)動機增加補救冷卻措施，辦法之一，外表層增加一夾層引入液氫液氧循環(huán)。
[0108]重要安全事項:
[0109](I)低、高壓縮器是超壓部件，防反應室滯留溫壓效應燃料，必需是先點火，后開輸送器。每一個壓縮器先單獨在防爆房或洞穴里試驗，溫壓燃料箱不超過10公斤，試驗時遠離試機人員和機房設備。溫壓燃料組份先從液體炸30%的開始試，至到45%的組份。金屬粉末可用廢料加工而成，全國各地有售。
[0110](2)低壓壓縮器高溫高壓高速燃氣對亞燃室有很強的激勵、催化、裂解效果。為防亞燃室過壓爆炸，必須是先開啟壓縮器，后從發(fā)動機外殼1.15處注油。否則，亞燃燒室內(nèi)集聚過濃亞燃氣體時，低壓壓縮器的高溫高壓高速燃氣會引爆亞燃燒室。亞燃燒室的燃氣輸出口外接有幾十個等離子發(fā)生器噴嘴，只要操作無誤，一般不會爆炸，盡管如此，還應在內(nèi)腔設置4-6個過壓噴嘴，過壓氣體會通過過壓氣門直接從發(fā)動機內(nèi)腔排出。
[0111](3)發(fā)動機外殼和亞燃燒室都設置壓力傳感器。
[0112](4)將每一節(jié)連接好后，兩端封閉試壓，合格后才能上臺試車。
[0113](5)各項安全措施無誤，操作方法弄董清楚后開始試車。先試壓縮器，看其震動情況，震動時與其它部件和線路及油管有沒摩察現(xiàn)象。連續(xù)試20分鐘后開試給等離子發(fā)生點火加注少量的燃料再試20分鐘，沒問題后可開始啟動低高壓壓縮器。沒問題后，最后給發(fā)動機1、15加注5kg/s的燃料試車I小時，察看壓力、溫度情況沒問題在逐步加大燃料，對于發(fā)動直徑1.5米的內(nèi)腔。
[0114](6)發(fā)動機工作在超音速和高超音速狀態(tài)下，恐金屬粉末有大顆粒雜物未燃完就排出，大顆粒的速度超過一般子彈的速度。所以，發(fā)動機噴管后1000米內(nèi)絕對禁止有人。最好的做法是將噴出的尾氣對著一個封閉的涵洞里，在涵洞的兩側(cè)各開一個出氣口。
【主權項】
1.高、低壓壓縮器原理及結(jié)構(gòu)設計特征。2.二級亞燃燒室結(jié)構(gòu)設計和設置技術。3.采用高、低壓縮器高溫、高壓、高速氣體激勵、催化、裂解亞燃燒室的亞燃氣體的技術和結(jié)構(gòu)設計特征。4.在發(fā)動機內(nèi)設置N級高壓壓縮器，對來流、亞燃氣體進行點火前和點火后(收縮口前后)分段壓縮來提高發(fā)動機的壓縮比、熱效率的技術和結(jié)構(gòu)設計特征。5.在發(fā)動機內(nèi)腔設置前、中、后控制機構(gòu)，配合低、高壓壓縮器工作，使發(fā)動機模擬渦扇、火箭、沖壓、超燃噴氣發(fā)動機工作模式和特點特性及完成滑跑起飛和降落、垂直起飛后改平飛、平飛后改垂直降落的技術和結(jié)構(gòu)設計特征。6.在發(fā)動機尾噴管前設置巨型混合加力燃燒室的緩沖、降壓、減速、增燃、增效(熱效率和推進效率)技術和結(jié)構(gòu)設計特征。7.在發(fā)動機前、中、后設計等離子發(fā)生器(陣)兼燃氣噴嘴的一體化設計技術。8.設計“三合一”噴管技術。滿足發(fā)動機飛行高度在海平面至500km內(nèi)壓等于圍壓的條件，提高空天噴氣發(fā)動機在全飛行高度的較高推進效率的設計技術。9.一體五機技術。通過機構(gòu)控制轉(zhuǎn)換、切換燃料技術，使發(fā)動機模擬工作于渦扇噴氣發(fā)動機(低空盤旋)、火箭噴氣發(fā)動機(滑跑起飛和垂直起降)、沖壓噴氣發(fā)動機(高超音速飛行)、超燃噴氣發(fā)動機(高超音速飛行)工作模式，從而滿足工作在從海平面至500km近地軌道飛行高度、飛行馬赫速度在1-20M。作為設計各種頂尖飛行器的重要技術依據(jù)。10.用空天噴氣發(fā)動機的高、低壓壓縮器技術提高水、陸熱機動力壓縮比，特別是當今使用最廣泛的汽車動力。利用高壓縮比技術將熱機動力排出的廢氣100%回收、過慮、吸塵返回到低壓縮比亞燃室循環(huán)使用，熱機動力特別是汽車在行駛中不對外部空間排氣和排污的一切零排放的節(jié)能與環(huán)保技術。
【文檔編號】F02K7/10GK106014687SQ201510153377
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2015年3月31日
【發(fā)明人】黃笳唐, 陳俊安, 曹寶花
【申請人】黃笳唐, 陳俊安, 曹寶花