CN102444500A - 超高音速加速器发动机及运用方法 - Google Patents

Abstract

超高音速加速器发动机及运用方法。本发明的开式发动机，由前功碗的直线运动输出机械能，发动机的功源药的瞬变爆速产生的推力，和高压气体射流的反推力推动物体如导弹飞机等以高可达26倍超高音速向前高速运动。加速度可时快时慢，无法确定拦击点；并利用止象罩防止热成像探测跟踪。本发明的盖式发动机以功源药瞬变的爆速产生的强大推动力，推动航母、地面、海岛上的短距离飞机转动跑道高速运动，快速止飞飞机，和助力飞机起飞；飞机弹射架连接在发动机机盖的连接架上，发动机产生的推力从几吨到几十万吨，弹射飞机起飞，本发明缩短10多倍飞机跑道长度。是全新的动力汽缸模式。

Description

超高音速加速器发动机及运用方法

技术领域

本发明涉及一种开式和盖式加速器发动机，及涉及一种直接运用功缸碗内的固态混合物质功源药的瞬变爆速输出的机械能，和其瞬变的高压汽体射流的反推力推动功缸碗连接的物体如导弹或飞机等以高可达26倍以上超高音速运动前进、推动航空母舰和海岛上的短距离飞机转动跑道高速运动迅速止住着落的飞机、助力推动飞机起飞、和弹射飞机起飞的新方法。

背景技术

目前的发动机，都是全封闭式多汽缸组成，由活塞作往复直线运动，通过连杆、曲轴飞轮机构对外输出机械能。自耗能大，复杂，笨重。

火箭发动机，是用连续不断的高压汽体射流产生的单一反推力，推动物体运动，速度慢。

发明内容

本发明的目的是用单个缸的开式发动机，推动功缸碗连接的物体如导弹飞机等高速运动；以盖式发动机，推动地面、航母、海岛上的短距离飞机转动跑道高速运动，快速止飞飞机，和助力飞机起飞；弹射飞机弹射架上的飞机起飞的方法，缩短10多倍飞机跑道长度。

本发明的目的是这样实现的：发动机功源药瞬变爆速产生的推动力，和高压气体射流的反推力推动功缸碗连接的物体如导弹飞机以同样的速度，以高可达26倍超高音速运动前行；以盖式发动机功源药瞬变爆速产生的推动力，几吨至几十万吨推力，推动机盖连接的飞机转动跑道等高速运动，止飞着落的飞机和助力飞机起飞，弹射飞机弹射架上的飞机起飞。

本发明的有益效果还在于：不用汽油柴油。与现有技术相比，本发明的有益效果还在于：

1没有活塞、飞轮机构等。2能够利用发动机功源药瞬变的高爆速产生的推力和高压汽体射流的反推力。3发动机功缸碗和机盖运用爆速产生的推动力，从几吨至几十万吨，推动飞机转动跑道等高速运动，弹射弹射架上的飞机起飞。

附图说明

图1：是本发明加速器发动机的主侧视示意图。描述了发动机功缸碗6、物体如飞机导弹18和药筒仓11和功源药包1的结构特征。功缸碗似碗状，下部连接发射的目标物体18如飞机导弹等，右侧药筒仓中放置的若干个功源药包，反压杆7作折断处理。

图2：是本发明加速器发动机图1主视图的右视示意图。

图3：是本发明发动机药筒仓上的锁包器示意图。

图4是本发明功缸碗口上的防止热成象罩的侧视示意图。

图5是本发明发动机盖的侧视示意图。

图5A是本发明发动机盖和飞机弹射架连接的示意图。飞机弹射架长，作了折断处理。

图6描述了运用本发明发动机推动转动跑道的主视示意图。主动齿轮33在转动跑道的中心线，两边是载重转动跑道的轨道39和高速轮38、转动跑道分上下两层的结构特征。和右侧相同的左侧发动机没有画出。

图7是本发明图6转动跑道中心线A-A切断面的右视示意图。描述了转动跑道上下两层两端整体循环的结构，两端是主动齿轮33推动转动跑道转动，动力齿轮34主动齿轮33的齿轮齿合、及动力轴40、主轮轴47的结构特征。

图8是本发明图6左视至B-B切断面止的转动跑道左视示意图。描述了边部上下载重轨道39和高速轮38、两端是引导轮54引导转动跑道上下层两端转弯整体循环的结构特征。

图9是本发明发动机推动飞机转动跑道左半边的主视图。图9和图9A是一幅整体主视图，以转动跑道中心线折断处分开，分成的左右两幅图。描述了左右两边由盖式发动机推动转动跑道运动，用传力杆51作撬杆，推动两台盖式发动机轮翻连续作功的结构特征。

图9A是本发明发动机推动飞机转动跑道右半边的主视图。

附图中：1功源药包，2起动管，3足线，4定时器和电源，5压园板，6功缸碗，7反压杆，8转动环，9支撑杆，10支连体，11药筒仓，12锁包器，13拉绳，14药档板，15药包夹，16上挡板，17降吹，18物体如飞机导弹，19弹簧，20橇杆，21挡盖，22锁销，23锁销簧，24杆杆，25药筒盖，26拉簧，27定位钉，28刮杆，29压杆簧。30止象罩。31机盖，32连接架。33主动齿轮，34动力齿轮，35转动跑道，36园柱，37齿板，38高速轮，39轨道，40动力轴，41钩齿轮，内有锁钉，反向转动为空转，正向转动作功。42钩齿带，43小轨道，44速轮，45固定座，46固定架，47主轮轴，48主定架，49钩带簧，50杆杆座，51传力杆，52滑套。53连轮板，54引导轮，55挡柱。56飞机弹射架。

具体实施方式：

图中，1功源药包，外有包装壳等，似碗状，内装固态混合物功源药，固态混合物的瞬变爆速高可达10 000米/秒，推动物体18如导弹和飞机等高速运动。2起动管，固定有正负电源足线，起动功源药包1。3足线，正负极，固定在起动管2的正负极上，用以连接电源。4定时器和电源，定时器设定电源起爆间隔，起爆间隔连续或長短不一，使加速度时快时慢，无法确定跟踪拦击点；电源连接有正负电线，电线连接起动管2的正负足线。5压园板，打压功源药包紧贴功缸碗，有正负电线线路，固定在反压杆7上。6功缸碗，用于内装功源药包，固定在支连体10上。7反压杆，用于打压橇杆20。8转动环，固定在反压杆7和支撑杆9上，用于反压杆7的转动。还有固定在药筒仓11上，供橇杆20转动。9支撑杆，连接在转动环8和功缸碗6上，支撑反压杆7。10支连体，连接功缸碗和物体如导弹飞机等。11药筒仓，装功源药包1数个，下有弹簧19，上有锁包器12。12锁包器，锁住药筒盖25，内有锁销簧23、锁销22，杆杆24，外有拉绳13。13拉绳，一端固定在锁包器12的外部，另一端穿过杆杆孔，系在橇杆20上，用于向后压杆杆24，杆杆上部反压锁销22缩进。14药档板，挡住功源药包越位，下有滑动槽，用于滑动。15药包夹，固定在挡盖21下部，用以夹持定位药包。16上挡板，固定在功缸碗上，阻止药包越位。17降吹，引入运动中的冷空气或制式冷空气，喷吹功缸碗降温。18物体(如飞机导弹等)，加速器推动的物质对象。也可是机场的基础装，或航母上的固定座。

19弹簧，伸张弹射药包。20橇杆，固定在药筒仓11上的转动环8上，橇杆上部有拉簧26，上端用拉绳连接在挡盖21、挡板14上，中部连接拉绳13，向后运动，拉动挡板14、挡盖21、下刮杆28、拉绳13运动。21挡盖，挡住弹出的药包，下有药包夹15，有滑槽。22锁销，销住药筒盖25。23锁销簧，压锁销22伸出缩进。24杆杆，橇动锁销22向后缩进，打开药筒盖25，仓内的药包弹出。25药筒盖，盖住药筒仓11。26拉簧，反弹橇杆20复位。27定位钉，确定橇杆20位置。28刮杆，固定在挡盖21下，向前滑动时，下压药筒盖25盖住药筒仓11。29压杆簧，压反压杆7复位。30止象罩，用于套在功缸碗口上，防止热红外线、紫外线散射，防止热成象探测跟踪。罩上有进风管、缺口门，便于功源药包1压园板5活动，进风管平衡气体压力。31机盖，盖在功缸碗6的碗口上，集聚功源药的瞬变高压气体射流转变为推动力。32连接架，连接在机盖31上，另一端连接在被推动、弹射的物体上。33主动齿轮，和转动跑道35的凹部的齿根齿合，和动力齿轮34的齿根齿合，推动转动跑道35运动。34动力齿轮，带动主动齿轮33转动。

35转动跑道，由齿板37、园柱36连接组成，齿板在园柱上可转动，上部平面平整，飞机轮子在平面上转动；下部构成齿根和齿顶，和主动齿轮33的齿轮齿合；两端由主动齿轮33连接成上下层循环整体。

转动跑道35，也可用电动机或燃料发动机驱动。

38高速轮，承载转动跑道35，高速转动，由连轮板53连接在齿板37上。下部独立连接在轨道39上。39轨道，承载转动跑道35，供高速轮转动。40动力轴，传递动力源，和动力齿轮34、钩齿轮41连接。41钩齿轮，和钩齿带42的齿轮齿合。42钩齿带，拉动钩齿轮41转动；连接在机盖31、连接架32上。43小轨道，供速轮44运动。44速轮，承载钩齿带42运动。45固定座，固定小轨道43。46固定架，支撑上下轨道39。47主轮轴，分左右轮轴，连接支撑主动齿轮33。48主定架，支撑主轮轴47。49钩带簧，连接在固定座45和钩齿带42上，弹回钩齿带42向前运动。50杆杆座，挡住传力杆51。51传力杆，发动机瞬变的推动力前后打压，推动机盖31运动。52滑套，固定在连接架32上，供传力杆51活动。53连轮板，连接高速轮38和齿板37。54引导轮，引导转动跑道35高速轮38转弯。55挡柱，挡柱钩齿带42越位。

本发明的开式发动机工作原理和过程是：

方法是：定时器和电源4发出供电指令，电源通过足线3给起动管2通电，起动管点火起动功源药包1，功源药瞬间聚变的爆速，以高可达26倍超高音速的运动速度产生的推动力、和功缸碗后部的高压汽体射流的反推力，推动功缸碗6

及所连接的物体18导弹或飞机等向前高速运动。

功源药瞬间聚变的同时，高压汽体冲击反压杆7上的压园板5，压园板迅速向上翻，反压杆7压橇杆20向右运动，拉绳13拉紧，杆杆24向右运动，上端压锁销22向左运动缩进，药筒盖25向上打开，弹簧19伸张，药筒内的功源药包1向上运动，药包夹15夹住上部的功源药包1，橇杆20向右继续运动，撬动挡盖21和刮杆28向左运动，将功源药包送入功缸碗口上，汽体冲击力耗尽，反压杆7在弹簧29的作用力下复原，压园板5将功源药包压入功缸碗内，压园板上的正负电源接口压在起动管2的正负极足线3上，线路接通，定时器和电源4发出供电指令，起动管2点火，功源药再次瞬间聚变，再次推动功缸碗、物体及导弹飞机运动。如此反复连续作功......。

引风降温喷吹17从几面多处引入物体及导弹飞机运动中的冷风，或制式冷风吹在功缸碗上，降低温度。

将止象罩30套在功缸碗口上，热红外线、紫外线不向周围散射，防止热成象跟踪探测。

本发明的盖式发动机工作原理和过程：

方法是：图6描述的，右侧本发明的功源药包1在功缸碗6中瞬间聚变时，功源药瞬变的爆速和高压气体射流产生的推动力，推动机盖31接连架32钩齿带42一同向后高速运动，拉动钩齿轮41高速转动，动力轴40、动力齿轮34、带动主动齿轮33以相同的速度高速转动，主动齿轮33推动转动跑道35高速运动。机盖31向后运动的同时，高压汽体同时冲击反压杆7上的压园板5向上翻，反压杆7压橇杆20向右运动，拉绳13拉紧，杆杆24向右运动，上端反压锁销22向左缩进，药筒盖25向上打开，弹簧19伸张，药筒内的功源药包1向上运动，药包夹15夹住上部的功源药包1，橇杆20向右继续运动，拉动挡盖21刮杆28向左继续运动，将功源药包送至功缸碗口上。汽体冲击的推力耗尽，反压杆7在弹簧29的作用力下复原，压园板5将功源药包压入功缸碗内。在冲击力耗尽反压杆7复原的同时，钩齿带42、机盖31运动到固定座45，钩带簧49发力压钩齿带42和机盖31向前运动，钩齿轮41解锁空转，机盖31顶紧压园板5，压园板上的正负电源接口压在起动管2的正负极足线3上，线路接通，定时器和电源4发出供电指令，起动管2点火，功源药再次瞬间聚变。推动机盖31钩齿带42向后运动，拉动钩齿轮41高速转动，推动转动跑道35高速运动。如此反复连续瞬变作功；转动跑道35不停地连续高速运动。

左侧也可同时安装右侧的加速器发动机，多台同时连读作功。

本发明图9、图9A描述的用传力杆51作双机连动的工作原理和过程：方法是：右侧发动机功源药瞬变产生的推动力，推动机盖31、连接架32、钩齿带42向后高速运动，拉动钩齿轮41转动，动力轴40、动力齿轮34、主动齿轮33、同时转动，推动转动跑道35高速运动。杆杆座50挡住传力杆51，右侧传力杆撬动左侧传力杆、左侧发动机盖31、连接架32、钩齿带42向前运动，左侧钩齿轮41解锁空转，左侧机盖31盖住功缸碗并压紧压园板5，电路接通，左侧发动机功源药瞬变产生推动力推动左侧发动机盖31、钩齿带42向后运动，动力轴40、动力齿轮34、主动齿轮33转动，推动转动跑道35连续运动。同时传力杆51撬动右侧传力杆向后运动，推动机盖31、连接架32、钩齿带42向后高速运动，钩齿轮41解锁空转……左右发动机如此轮翻反复连续作功，推动转动跑道35连续运动。

着落的飞机进入反向运动的转动跑道35上，飞机轮子的正向转动和转动跑道35反向运动的相互作用，飞机保持在原地，飞机轮子耗尽飞机贯性力停止转动，飞机止飞。转动跑道35停止运动。飞机重新加力进入机窝。

起飞的飞机进入正向运动的转动跑道35上，转动跑道35的一端或两端的左右侧超高音速加速器发动机连续作功，推动力推动转动跑道35正向连续高速运动，推动飞机起飞。

起飞飞机的轮子靠在飞机弹射架56上，发动机产生的几吨至几十万吨的推动力，弹射飞机起飞。

Claims (6)

1.一种开式加速器发动机，其特征在于，加速器发动机的功缸碗直接连接物体如导弹或飞机，直接运用固态混合物功源药的瞬变爆速以高可达26倍以上超高音速产生的推力、和功源药瞬变的高压气体射流的反推力推动物体如导弹或飞机超高音速运动。运用盖式发动机的推动力推动机场短距离转动飞机跑道高速运动，反向运动止飞着落的飞机，正向运动助力飞机起飞，和弹射飞机起飞的特征。

2.加速器发动机的特征在于，功缸碗紧贴固态混合物质的功源药包，使功缸碗的运动速度达到固态混合物质瞬变的爆速。及直接利用固态混合物质的爆速作推动力推动功缸碗和发动机机盖连接的物体导弹或飞机和飞机转动跑道等高速运动的特征。

3.本发明的特征还在于运用短距离飞机转动跑道高速运动着落和起飞飞机，着落的飞机和转动跑道运动成反向运动时，飞机的轮子原地转动，快速止飞着落的飞机；起飞的飞机和转动跑道同方向运动时，助力推动飞机起飞，缩短10多倍跑道长度。转动跑道可以电动力和燃式动力推动的特征。飞机弹射架连接在发动机机盖的连接架上，弹射飞机弹射架上的飞机起飞的这些形式和结构特征。

4.本发明的特征在于，以药筒仓在加速器发动机一侧或两侧，利用功源药瞬变的少量高压气体射流作自动装置的动力，连续供给功源药包，发动机连续作功的结构特征。

5.本发明的止象罩，热红外线、紫外线不向周围散射，防止对方热成象跟踪的结构特征。

6.本发明的特征还在于功源药可少可多，产生的推力从几吨到几十万吨，利用定时器控制功源药瞬变的间隔，导弹或飞机速度时快时慢，无法确定拦击点的特征。 

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