CN102745333A - 内燃蒸汽式飞机助推起飞器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及内燃蒸汽式飞机助推起飞器，属于飞机助推起飞技术领域。包括燃烧室、平衡室、气缸、电磁活塞、电磁套环、通气管、泄气管、五个阀门；燃烧室的出口与平衡室通过管路连接；电磁活塞在气缸的内部并可滑移运动；电磁套环套在气缸的外面；电磁套环在电磁活塞的电磁力的作用下跟动；在平衡室的左端有一个阀门，在气缸的侧壁上有4个阀门；燃烧室上有催化剂网、喷油孔、喷气孔和喷水孔，高压油料和高压氧气在燃烧室燃烧产生燃气，高压水通过喷水孔进入到燃烧室后蒸发变成水蒸气，然后与燃气进入平衡室，推动电磁活塞移动，电磁套环跟动。本发明的电磁能量消耗小，设备轻巧简单；本发明的能量转化率很高，节能，经济，环保。

Description

内燃蒸汽式飞机助推起飞器

技术领域

本发明涉及内燃蒸汽式飞机助推起飞器，属于飞机助推起飞技术领域。

背景技术

航母的关键技术之一是舰载飞机弹射起飞系统。飞机弹射助推起飞由来已久，在莱特兄弟发明飞机的同时，兰利就发明了弹簧和滑道的助推起飞方式。此后相继出现了落重式、飞轮式、火箭式、液压式、气压式等等。1922年，美国的第一艘航母即命名为兰利号。英国的凯旋号、勇气号航母均采用压缩空气为动力(气压法)，采用滑轮、钢缆传递能量来弹射飞机，最大做功达到5000kJ(5MJ)。1943年，美国的企业号采用液压弹射器，型号H2-1，可以将5.5吨的飞机在73英尺内加速到70英里/小时。但是进一步研究发现，液压弹射器输出功率极限只有20000kJ(20MJ)，液压油再进一步提高流速就会出现沸燃现象。此外顶杆钢缆的传动方式之负荷也达到了极限。

英国军舰上的后备役人员科林·米切尔提出能不能将军舰主锅炉的蒸汽作为动力来驱动弹射器，经过试验发现其输出功和功率远远高于液压式。由此诞生了蒸汽式弹射器。1950年英国海军解决了30年代就有人提出的不需要顶杆钢缆的开槽(缝)式气缸在受力和受热后的扩张问题，可以节省顶杆和钢缆的消极质量。1952年研制成功航母蒸汽弹射系统，并命名为米切尔式蒸汽弹射器。美国人参与了此项目，所以共享了此成果，后自行研制的型号有C-11、C-7、C-11-1、C-13、C-13-1、C-13-2等。如C-13其主要技术参数为：冲程84米，活塞总成质量：2360～2883千克，气缸直径457mm，冲程总容积：28～45立方米。可以在2秒钟、45米内将40吨的飞机由0加速到250km/h。如果迎风起飞，如风速70km/h，航母速度33节，能将预警机从航母弹射起来。每次弹射总输出能量95MJ，输出功率：47.5MW。40吨重的飞机能获得的加速度可达3.5G，最短工作周期(间隔时间)45秒，每发射一架飞机耗汽量：700～1000公斤。单根气缸的长度为4米，用法兰连接，将20多根气缸连接成直线。开槽式气缸用一段时间会变形，要卸下来矫正。气缸初安装后要进行磨合，据说磨合期火花四溅是正常现象。

蒸汽弹射器是建立在核动力航母的基础上的，因为此时不需要专门为弹射器设立高压锅炉，可以将用于弹射的蒸汽理解为核反应堆的副产品，在飞机起飞时航母的速度会显著降低。美国最大的航母有四条发射轨道，每条轨道由气缸、活塞、储气缸、管道系统、控制系统等组成，每套系统总重量约600～800吨。如C-13储气缸直径2米，长度20米，2个储气缸质量200吨，两个弹射缸体加上附件约200吨。储气缸初始压力为80大气压。气缸是开槽的，气缸标准直径457mm，气缸内最大蒸汽压力20大气压(atm)，平均蒸汽压力15atm，越到后期压力越小。

活塞的上部有一个像鲨鱼背鳍的伸出部件与滑车相连，这种开槽式的气缸与鲨鱼鳍式的活塞结构的优点是可以将活塞的推力直接传递出来而不需要顶杆或钢缆。而早期的顶杆机构，当顶杆长达80米，而受推力不弯曲变形，则直径就得很大，这样造成消极质量大幅度提高，能量损耗提高。最后认为开槽气缸虽然有点漏气，但损失不大，是最佳选择。

为了解决开槽气缸的密封问题，美国人发明了一种活动密封带，当活塞被高压蒸汽推过后，密封带马上压紧缝隙，而在活塞的另一端密封带是脱离状态的、缸内气体与大气是相通的，而活塞就像是一个拉链柄，其所到之处，总是保证有蒸汽的一边是封闭的，无蒸汽的这边是开放的。我们在电视图像里可以看到，发射飞机时甲板上有蒸汽冒出，就是从这里出来的。

一组弹射器由两套弹射气缸并排作用，蒸汽弹射器的蒸汽利用率只有6％，管线密布、错综复杂、维护工作量惊人。设计起飞最大重量40吨。锅炉不能熄火，当然这对于核动力航母来说不是问题。每发射2000次需拆卸清洗检修一次。

难点：

1、储气缸的制造：储气缸的压力80atm，温度：300℃多，还得保温，时间一长总有部分蒸汽冷凝成水。美国人现在的尺寸是直径2米，长度20米，如果我们的材料性能不能满足，就只能将直径做小，长度加大，但这样必然会影响供气速度。

2、密封条是一种软质金属，对材质的要求很高，也要经常更换。我们仿得了结构，但仿不了材料。

3、弹射蒸汽阀门精确控制蒸汽进入气缸的速度，即要保证飞机不超负荷，又要保证有及时的推力，即推力跟得上提速。美国人现在的技术其实也并不完美，据美国飞行员反映，蒸汽弹射启动瞬间冲力较大，而后段几乎无推力，只能靠飞机本身发动机的推力起飞。这是外燃式蒸汽机的必然缺陷，因为储气罐内的蒸汽会逐渐减少，到弹射后期即使阀门全开，储气罐内的蒸汽也已是强弩之末。

前苏联人则采用滑跃式起飞，而没有采用弹射助推法，原因有二，一是北方寒冷甲板上的蒸汽会结冰；二是盲目相信飞机的性能，苏-27的推重比大于F-16。

滑跃式起飞根本就没有利用舰载或陆基能源，而助推起飞可以节省燃油200～300公斤，相当于F-16以900km/h平飞100公里，或相当于提高载重量或挂弹量200～300公斤。战争武器只要略胜一筹就是致命的，就会改变历史进程。而哪一国的航母如果就是限定在本国海域活动的话，那多造点鱼雷快艇不就行了吗？

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中已有的飞机助推起飞器动力不足、效率低下、质量庞大、结构复杂的问题，提出内燃蒸汽式飞机助推起飞器。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的。

本发明的内燃蒸汽式飞机助推起飞器，包括燃烧室、平衡室、气缸、电磁活塞、电磁套环、通气管、泄气管、阀门A、阀门B、阀门C、阀门D、阀门E；燃烧室的出口与平衡室通过管路连接；电磁活塞在气缸的内部并可滑移运动；电磁套环套在气缸的外面；电磁套环在电磁活塞的电磁力的作用下跟动；在平衡室的左端有一个阀门A，在气缸的侧壁上有4个阀门分别为阀门B、阀门C、阀门D、阀门E；在气缸的最左端(起点)与平衡室通过法兰连接；燃烧室是一个圆筒体或椭圆球体，中间有一道催化剂网，催化剂网的下面有喷油孔和喷气孔，高压油料通过喷油孔进入到燃烧室中，高压氧气或空气通过喷气孔进入到燃烧室中，混合后在燃烧室中燃烧产生高温高压燃气，通过催化剂网使燃烧更充分，尾气更纯净，在催化剂网的上面有喷水孔，高压水通过喷水孔进入到燃烧室后立即蒸发变成水蒸气，使做功气体体积增加而温度降低；高温高压燃气与水蒸气的混合物进入平衡室，在此水分充分蒸发，达到或接近化学平衡后，推动气缸内的电磁活塞由左向右移动，电磁活塞是一种电磁铁，靠电磁场的作用又带动电磁套环跟动；

气缸是一根很长的管道，它由数根单缸连接而成，气缸内有电磁活塞滑移、外有电磁套环滑移，不能用普通法兰的连接方式；单缸的一端为楔形阴槽，另一端为楔形阳槽，两根单缸对接后内外壁都是平滑的，不会妨碍电磁活塞和电磁套环的移动。每根单缸的下部还有一个支撑腿，支撑腿上有多个螺孔；支撑腿与地面上的凹形槽轨道相连；

在地基上安装凹型槽轨道，支撑腿可以插入凹型槽轨道中，并用螺栓紧固。

气缸的具体安装方式为：先将第一根单缸与平衡室以法兰连接，再将第一根单缸的支撑腿插入凹形槽轨道的槽中，再上螺栓，拧紧；再将第二根单缸的支撑腿插入槽中，水平推移，使两根单缸连接起来，再上螺栓，初步固定达到半拧紧状态，再用千斤顶水平向左压第二根单缸，使其与第一根单缸之间的楔形缝隙充分紧固，再拧紧螺栓，卸去千斤顶，即可达到单缸与单缸之间平滑而又紧固的连接。

电磁活塞包括电磁线圈室、液氮室、电池盒、密封圈槽和盖板；其中，盖板上有电池盒盖板孔、充氮孔和放氮孔。

有益效果

本发明的无缝密闭式气缸，不同于美国蒸汽弹射器的开槽式气缸；密闭式气缸在内压作用下，受环向拉力作用，而开槽式气缸受到内压作用后会有使缝隙扩张的趋势，因此需要有很大的刚性，气缸横截面形状要做成下厚上薄的弯月形；所以本发明的密闭式气缸，在相同的直径、相同的行程时，比美式蒸汽弹射器具有较低的壁厚，较轻的质量，较高的压力，较高的推力，较高的输出功、较高的输出功率；

本发明采用的电磁传导方式将能量输出，与电磁弹射器、电磁炮的概念既有区别也有关联，区别是本发明只是利用电磁场传导力，电磁活塞与电磁套环之间几乎无位移，所以其电磁能量消耗很小，设备轻巧简单，而电磁弹射器或电磁炮是直接利用电磁能量推动飞机或弹丸运动，其电磁能量消耗很大，需要的基础设施很庞大复杂。这种电磁传递能量的方法，还可以消除启动瞬间的冲撞感；

本发明的能量转化率很高，非常节能，非常经济，非常环保，所以这种弹射助推起飞完全有可能扩展到固定机场的军用飞机、甚至是民航客机的起飞。对于民用飞机来说，因所需加速度较低，可能不需要超导电磁力，弹射起飞更经济，更安全；

本发明的气缸可以在后半段做成向上逐渐弯曲的形状，将弹射法与滑跃式完美的结合起来，这样中国的航母舰载机的起飞能力、续航能力、载弹量或载油量都会大大提高，达到世界领先水平。而美国的蒸汽弹射器的开槽式气缸，由于结构较复杂，不易弯曲上翘。顶杆式、钢绳式更无法实现。

瓦特的蒸汽机是在外部将水烧成高温高压蒸汽，储存于气包里，通过导管进入气缸，再推动气缸做功。而普通的内燃机是靠高温高压燃气做功，产生的热量通过气缸外夹套的循环水导出系统，而这种被加热的水是完全没有做功能力的。本发明如果采用直接内燃法会导致气缸内温度过高(2000℃以上)，对材料的高温强度提出严酷的挑战，可能需要现代纳米陶瓷材料、或夹套通冷却水等方法，这种设备是庞大的、复杂的，会有很多元器件承受不了这样高的温度。而内蒸发法既降低了燃气温度，又不显著降低做功能力，真可谓一举两得。本发明是将内燃、内蒸发、做功一气呵成，这样不仅可以获得较高的做功能力，还能降低工作介质的温度。本发明开创了蒸汽机与内燃机相结合的一条具有中国特色的技术路线。其实质可以理解为内燃蒸汽法，本发明将此命名为内燃蒸汽机。

本发明还提出了一种新式刹车回位装置。即将燃气导入气缸的尾部，利用燃气尾气产生反向力，利用可控阀门充气排气，最后使活塞回位。阀门动作的控制可以采用机械传动法，但最好是采用计算机自动控制法。

本发明可以根据每次发射的负荷大小、乘员的承受能力分别将计量好的油料、空气、水注入高压燃油储罐、高压空气储罐和高压水储罐，并且推力曲线易于采用计算机控制，可以兼顾舒适性和加速性。

本发明的能量、功率远远大于美国的蒸汽弹射器，完全有能力在无飞行动力的条件下将50吨的军用飞机在长度80米、时间2秒钟内提升到起飞速度。

本系统的能量燃油比很高，具有非常好的经济效益，完全有能力在无飞行动力的条件下将500吨的民用飞机在行程1000米、时间30秒钟内提升到起飞速度。因此本发明可能更适合民用航空。

纵观人类科学史，蒸汽机是过去时，而内燃机是现代时，电磁机是将来时，本发明将三者巧妙的结合在一起，起到了扬长避短的互补作用。电磁弹射系统在全世界来说还不成熟，完全用电磁能量来驱动飞机是不现实的。就拿供电来说，航母上的电力从何而来呢？是蒸汽！其能量链为：核反应堆，加热液态金属，再加热软水变成蒸汽，蒸汽推动汽轮机，产生电能，电能慢慢地冲入电容器，然后在短暂的2秒钟内释放推动飞机，下一次弹射需要充电时间是多长？为了缩短充电时间，可以将平时的电能充入蓄电池，这就需要海量的蓄电池。因此我认为电磁弹射助推起飞系统顶多适合于大型陆基机场，它可以联网用电，而航母远离人间，无法并网。而本发明采用超导电磁原理只是力的传递，而能量消耗很小。

附图说明

图1为本发明的总体结构示意图；

图2为燃烧室的结构示意图；

图3为组成气缸的单元即单缸的结构示意图；

图4为电磁活塞、电磁套环和气缸的配合结构示意图；

图5为电磁活塞、电磁套环、气缸和凹形槽轨道的配合结构示意图；

图6为电磁活塞的结构示意图；

图7为电磁活塞右侧盖板的结构示意图；

其中，1-燃烧室，2-平衡室，3-气缸，4-电磁活塞，5-电磁套环，6-通气管，7-泄气管，8-阀门A，9-阀门B，10-阀门C，11-阀门D，12-阀门E，13-催化剂网，14-喷油孔，15-喷气孔，16-喷水孔，17-楔形阴槽，18-楔形阳槽，19-支撑腿，20-凹形槽轨道，21-电磁线圈室，22-液氮室，23-电池盒，24-密封圈槽，25-盖板，26-电池盒盖板孔，27-充氮孔，28-放氮孔。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

实施例

作为航空母舰飞机弹射起飞的装置，内燃蒸汽式飞机助推起飞器，如图1所示，包括燃烧室1、平衡室2、气缸3、电磁活塞4、电磁套环5、通气管6和泄气管7；燃烧室1的出口与平衡室2通过管路连接；电磁活塞4在气缸3的内部并可滑移运动；电磁套环5套在气缸3的外面；电磁套环5在电磁活塞4的电磁力的作用下跟动；在气缸3的侧壁上有4个阀门；燃烧室1是一个圆筒体，如图2所示，中间有一道催化剂网13，底部有喷油孔14和喷气孔15，高压油料(通过喷油孔14进入到燃烧室1中)和高压空气(通过喷气孔15进入到燃烧室1中)混合后在燃烧室1中燃烧产生高温高压燃气，通过催化剂网13使燃烧更充分，尾气更纯净，在催化剂网13的上部有喷水孔16，高压水通过喷水孔16进入到燃烧室1后立即蒸发变成水蒸气，使做功气体体积增加而温度降低；燃气与水蒸气的混合物进入平衡室2，水分充分蒸发，再推动电磁活塞4从最左端向右移动，电磁活塞4是一种电磁铁，它又带动电磁套环5跟动；

气缸3和平衡室2通过法兰连接，连接后两者组成一密闭式气缸，气缸3和平衡室2的内径均为0.5m，外径均为0.54m，两者长度和为81m，材质均为马氏体无缝不锈钢管，平衡室2为一根长度为1m的短管，气缸3为16根长度为5m单缸拼接而成；气缸3和平衡室2总质量为21～25吨，组成气缸3的单缸的结构示意图如图3所示；定义电磁活塞4的起点(最左端)为0点，0点向左1米为平衡室2；平衡室2与第一段气缸以法兰连接，从0点向右60m段为主动段，从60m至80m段为刹车段；来自燃烧室1的燃气、水蒸气在平衡室2汇集，达到平衡、转向对活塞做功；每根单缸的下部有一个支撑腿19，支撑腿19上有8个螺孔，在地基上有一个凹型槽轨道20，也有8个对应的螺孔，先将第一根单缸与平衡室以法兰连接，再将第一根单缸的支撑腿19插入凹形槽轨道20的槽中，再上螺栓，拧紧；再将第二根单缸的支撑腿19插入槽中，水平推移，使两根单缸连接起来，再上螺栓，初步固定达到半拧紧状态，再用千斤顶水平向左压第二根单缸，使其与第一根单缸之间的楔形缝隙充分紧固，再拧紧螺栓，卸去千斤顶，即可达到单缸与单缸之间平滑而又紧固的连接；图5为电磁活塞、电磁套环、气缸和凹形槽轨道的配合结构示意图；

平衡室2最左端有一个阀门A8，从0点向右1m处有一阀门B9，从0点向右60米处有一个阀门C10，从0点向右70米处有一阀门D11，从0点向右80米处有一阀门E12，由计算机控制阀门A8，阀门B9，阀门C10，阀门D11和阀门E12的开和关。

由于催化剂网13需要预热活化，所以在正式启动前，燃烧室1应该处于微火的怠速状态，即有很小的供油和供气，而不需要供水，使催化剂网达到活化温度以上，产生的尾气通过阀门A8排掉；

在启动前阀门A8打开，阀门B9关闭、阀门C10关闭、阀门D11关闭、阀门E12打开。

启动后，阀门A8关闭，电磁活塞4的左边产生60～100atm、500～600℃的中温高压气体推动活塞向右移动，当移动到60米后，阀门C10打开，阀门C10联通通气管6，通向阀门E12，使部分高压气体由此通向电磁活塞4的右边；随着电磁活塞4继续右行，其右侧的刹车气压逐渐提高，当电磁活塞4行进到70米处，右侧与左侧的气压相等，此处也叫等压点，此后右侧刹车压力会逐渐超过左侧压力，当电磁活塞4移动到阀门D11的右边后，阀门D11打开，阀门D11通过泄气管7直通大气，使活塞左边气压骤然降低；然后阀门E12关闭，活塞最后运动到79m处到达止点，此处有一个液氮注射装置，有8个注射头，插入电磁活塞4的8个充氮孔27中，将液氮注入液氮室22；此时电磁活塞4左边的气压已降低到接近1atm，然后刹车段的高压气体推动气缸3向起点返回，即向左运动，在返回的起始时刻，阀门B9打开，当返回到70米前，阀门D11关闭，当返回到60米前，阀门C10关闭，返回到1米前，阀门B9关闭，越过阀门B9之后，阀门B9又打开，将气缸3右侧的废气排掉；10～15s延时后阀门B9关闭，阀门A8打开，微火继续燃烧，准备下一次发射；这样就完成了一个循环。

支撑腿19的作用一是支撑气缸3，使80多米长的气缸3能够精确地、稳定地安装在基座上，二是避免电磁套环5周向偏转，三是给气缸单缸提供连接力。

电磁活塞4可以为常规电磁铁，最好选用超导电磁铁，如图4和图6所示，图4为电磁活塞、电磁套环和气缸的配合结构示意图；电磁活塞4是一个与气缸3内壁密切配合的圆柱体，包括超导电磁线圈室21、液氮室22和电池盒23，电磁活塞4的两边各有一组密封圈槽24，用来安装密封圈(或活塞环)，中部为电磁铁；电磁活塞4靠平衡室2的一侧(左侧)的端面是封闭的，略有凹陷型，并涂覆一层耐高温隔热材料，可以是无机粘合剂涂料，也可以是有机硅类涂料，还可以是有机-无机杂化耐温涂料；电磁活塞4的右端面与一个盖板25相连，该盖板25通过螺钉与电磁活塞4相连，电磁活塞4的最中间的圆柱形的槽是电池盒23，可以安装高能电池；电池盒23的外圈是液氮室22，液氮室22是一个环形空腔，在电池盒23与液氮室22之间有保温隔热涂层；液氮室22的外圈是电磁线圈室21，也是氮气蒸发室，在液氮室22与电磁线圈室21之间的壁上有许多个微孔，液氮通过微孔进入电磁线圈室21，并蒸发使线圈温度降低，获得超导状态；

如图7所示，盖板25最中心的大孔为电池盒盖板26，在电池盒盖板26的外围一圈8个小孔是充氮孔27，充氮孔27为单向气阀，液氮只能注入，不能跑出；

在充氮孔27外的一圈8个小孔为放氮孔28，氮气通过放氮孔28再一次膨胀进入气缸3，并对气缸3产生一定降温作用。

电磁套环5可以为常规电磁铁，最好选用超导电磁铁，其长度与电磁活塞4基本相同，也可略长一点，内径比气缸外径略大，如取541mm；由几十组或上百组电磁铁构成，其极向与电磁活塞4的正好相吸，电磁线圈的数量与电磁活塞4中的完全相等；排布相位与电磁活塞4中的一一相对；其电源可以是电池，在其尾端面也设置充氮孔，前端面设置放氮孔；同样是利用液氮的蒸发产生低温超导，提供超强电磁吸引力。

电磁套环5的环形磁铁的下部有一个开槽，与气缸3外壁下端的支撑腿19相配合；在电磁套环5的上部有一个鲨鱼鳍状的凸台，伸出甲板，与推动飞机的滑车相连。

燃烧室1中的催化剂网13，是以氧化铝多孔蜂窝状陶瓷材料为基体，吸附了氧化铈、稀土材料等的一种燃烧催化剂；燃烧室可以是一个，也可以是数个。

高压燃油注射泵：根据发射载荷所需要的油料注入储油缸中，利用油压机原理，可以赋予油料很高的压力，弹射飞机时，可以在2秒钟内将高压燃油喷射入燃烧室。可以用计算机控制油速-行程(或时间)曲线，如可采用先慢后快的方案，这样在启动的瞬间飞行员没有冲撞感，起飞平稳。每次所用燃油的量可以根据飞机的起飞总质量进行调节，科学合理节约。

高压空气注射泵：原理同高压燃油注射泵。

高压水注射泵：原理同高压燃油注射泵。

本实施例的内燃蒸汽式飞机助推起飞器每次能弹射50吨重的飞机，需要柴油10千克，压缩空气15千克，蒸馏水100千克，就能使飞机在无自身动力、有效行程60米、时间2秒钟内获得183千米/小时的起飞速度。其加速度为2.6G。

请注意上述性能只是一套气缸提供的，而美国的蒸汽式助推器需要两套并排，而且需要飞机的推力，有时还要借助风力和航速。

能量计算：

燃油以柴油、氧料为空气。柴油的燃烧反应化学方程式为：

C₁₆H₃₄+24.5O₂＝16CO₂+17H₂O(液)+燃烧热

由上式可知，1公斤柴油理论上需要3.47公斤氧气完全燃烧，3470克氧气合108.4mol(物质的量)，在标准状态下该氧气的体积为：2429升，它所对应的空气的体积为11567升，其中所含氮气为9138升，该氮气的物质的量合408mol，质量合11422克。

如果燃烧10千克柴油，则需要标准状态下的空气115670升(148.92千克)，产生31.15千克的CO₂气(合708mol)，13.54千克的气态水(合752mol)，114.22千克的氮气(合4079mol)、并产生460MJ的热量。注意燃烧热的定义是规定生成物水为液态。

燃烧产生的热量在忽略损耗的情况下，能将自身尾气加热到的温度，计算如下：

Q＝Q_显热+Q_潜热＝ΔT·∑(C_P·M)+∑(C_λ·M)

式中：

Q：总燃烧热，kJ。

Q_显热：物质从常温加热到火焰燃烧温度在无相转变时所需的热量，kJ。

Q_潜热：当物质发生相转变时所需的热量，kJ。在此为液态水转化成气态水所需的潜热。

ΔT：火焰燃烧温度与常温之差，K。

C_P：物质的比热容，kJ/kg·K。二氧化碳为0.8kJ/kg·K，气态水为2.1kJ/kg·K，氮气为1.047kJ/kg·K

C_λ：物质发生相转变的比热容，kJ/kg。水为2260kJ/kg。

M：各种物质的质量，kg。

1、无降温剂水的情况：

460,000＝ΔT(31.15×0.8+13.54×2.1+114.22×1.047)+13.54×2260

ΔT＝2482K，若起始温度为25℃＝298K，则火焰燃烧温度为：T＝2780K

在高温状态下，CO₂、水蒸气、氮气，皆视为理想气体。

$n=n_{{\mathrm{CO}}_2}+n_{H_{2}O}+n_{N_2}=5539\mathrm{mol}$

设定气缸的内径为0.5米，则气体膨胀到行程L米时的压力为：

P＝n·R·T/V＝5539×0.082×2780/196L＝6442/L

L＝60米时，气压为107大气压(atm)。1atm＝101325Pa

通过控制原料的喷射速度，可以保证平衡压力从开始到60米均为107atm。

平衡推力：

F＝107×101325×3.14×0.25²＝2.13×10⁶牛顿(N)

平均加速度：取总载荷(飞机+附件)为50吨，50,000kg

a＝F/m＝2.13×10⁶N/5×10⁴kg＝42.6M/S²＝4.34G，

G＝9.8m/s²。

50吨的飞机在加速度4.34G条件下运行2秒钟，速度达到85.2m/s＝307km/h。

距离(行程)走过60米，需要功(能量)：A＝F·S＝128MJ。

而10公斤柴油放出的能量为460MJ，因此考虑到各项损耗，也是完全够用的。其能量转化率为28％。

2、如果导入100千克常温纯净水：

460000＝173ΔT+100×2.1ΔT+(13.54+100)×2260

ΔT＝531K，T＝829K＝556℃。

$n=n_{{\mathrm{CO}}_2}+n_{H_{2}O}+n_{N_2}=5539\mathrm{mlo}+5555\mathrm{mol}=11095\mathrm{mol}$

P＝n·R·T/V＝11095×0.082×829/196L＝3848/L

当L＝60米处的气压为64atm。

通过控制原料的喷射速度，可以保证平衡压力从开始到60米均为64atm。

平衡推力：F＝64×101325×3.14×0.25²＝1.27×10⁶N

平均加速度：取载荷(飞机)总质量为50吨，50,000kg

a＝1.27×10⁶N/5×10⁴kg＝25.45M/S²

50吨的飞机在加速度25.45M/S²条件下运行2秒钟，速度达到50.9m/s＝183km/h。

虽然导入水后，总的能量转化率有所降低，但是，温度降低到500℃，很多金属材料完全可以承受，而不需要像汽车发动机的气缸外面还要加夹套通冷却水。

气缸的强度计算：

气缸为无缝钢管，材质使用马氏体不锈钢，型号如：OOCr11Ni11MoTi，常温拉伸强度为1600MPa，最高使用温度约1300℃，600℃时的拉伸强度为[σ]＝500MPa，取气缸内径d＝500mm，若内压为100atm＝10MPa，则壁厚为：

δ＝P·D/2[σ]＝10MPa×500mm/2×500MPa＝5mm。

再打个安全系数，再考虑到接口、磨损等因素，取壁厚为20mm，即外径D＝540mm，不锈钢的密度取为：8g/cm³＝8000kg/m³，则80米的气缸总质量为：

3.14(0.27²-0.25²)×80×8000＝10250kg＝21吨

实施例

适用于民航客机的飞机助推起飞器：基本结构与实施例1相同，只是气缸管道需要很长，加速度不要太大，需要数根并联，计算如下：

设气缸内径为0.4m，长度为1000m；

燃油100kg，在加水1000kg的情况下，燃烧平均压力：

P＝n·R·T/V＝(55390+55550)×0.082×829/3.14×0.2²×1000×1000升/m＝60atm

每套气缸内的活塞受到的推力为：

F＝60×101325×3.14×0.2²＝0.76×10⁶N

平均加速度：如果助推A-380空中客车，起飞最大总质量为500吨＝500,000kg，这时若用4套装置，则共燃烧400kg柴油，共蒸发4吨自来水，总推力为：F＝3.04×10⁶N

a＝3.04×10⁶N/5×10⁵kg＝6.08M/S²，一般乘客的心脏可能受不了。

若用3套装置，燃烧300kg柴油，蒸发3吨自来水，总推力为：F＝2.28×10⁶N

a＝2.28×10⁶N/5×10⁵kg＝4.56M/S²，此加速度一般乘客应能承受。

加速度的依据：根据本人驾驶奔驰小跑车的经历，该车排量3.5升，其加速性能为：从静止到100km/h需时5.6秒，相当于加速度a＝5m/s²，对于一般乘客来说已略感不适，所以民航飞机的加速度不能超过此限度，可暂定为上限为0.5G。

500吨的飞机在加速度为5M/S²条件下运行20秒钟，速度可达到100m/s＝360km/h，行程正好1000米。耗用柴油350公斤。而据说民航客机A-380起飞耗油量高达十几吨。当然这可能是包含起飞后爬升到一定高度的油耗。

民航飞机助推起飞对改善安全性的作用：如果没有助推起飞，飞机就要开足马力，发动机机件在高速运转时磨损加剧，温升达到极限，这时热氧老化、机械磨损速度加剧。若有助推起飞，飞机只需按巡航速度、或经济速度运转发动机。由此分析，可以预见飞机发动机的使用寿命可以显著提高、事故率可以大大降低。

Claims (5)

1.内燃蒸汽式飞机助推起飞器，其特征在于：包括燃烧室(1)、平衡室(2)、气缸(3)、电磁活塞(4)、电磁套环(5)、通气管(6)、泄气管(7)、阀门A(8)、阀门B(9)、阀门C(10)、阀门D(11)、阀门E(12)；燃烧室(1)的出口与平衡室(2)通过管路连接；电磁活塞(4)在气缸(3)的内部并可滑移运动；电磁套环(5)套在气缸(3)的外面；电磁套环(5)在电磁活塞(4)的电磁力的作用下跟动；在平衡室(2)的左端有一个阀门A(8)，在气缸(3)的侧壁上有4个阀门分别为阀门B(9)、阀门C(10)、阀门D(11)、阀门E(12)；在气缸(3)的最左端与平衡室(2)通过法兰连接；燃烧室(1)是一个圆筒体或椭圆球体，中间有一道催化剂网(13)，催化剂网(13)的下面有喷油孔(14)和喷气孔(15)，高压油料通过喷油孔(14)进入到燃烧室(1)中，高压氧气或空气通过喷气孔(15)进入到燃烧室(1)中，高压油料和高压氧气或空气混合后在燃烧室(1)中燃烧产生高温高压燃气，通过催化剂网(13)使燃烧更充分，在催化剂网(13)的上面有喷水孔(16)，高压水通过喷水孔(16)进入到燃烧室(1)后立即蒸发变成水蒸气，使做功气体体积增加而温度降低；高温高压燃气与水蒸气的混合物进入平衡室(2)，在此水分充分蒸发，达到化学平衡后，推动气缸(3)内的电磁活塞(4)由左向右移动，电磁活塞(4)是一种电磁铁，靠电磁场的作用带动电磁套环(5)跟动；

气缸(3)是一根很长的管道，它由数根单管连接而成，单管的一端为楔形阴槽(17)，另一端为楔形阳槽(18)，两根单管对接后内外壁都是平滑的；每根单管的下部还有一个支撑腿(19)，支撑腿(19)上有螺孔；支撑腿(19)插入地面上的凹形槽轨道(20)中，并固定在凹型槽轨道(20)中；

电磁活塞(4)包括电磁线圈室(21)、液氮室(22)、电池盒(23)、密封圈槽24和盖板(25)。

2.根据权利要求1所述的内燃蒸汽式飞机助推起飞器，其特征在于：电磁活塞(4)为超导电磁铁。

3.根据权利要求1所述的内燃蒸汽式飞机助推起飞器，其特征在于：电磁活塞(4)靠平衡室(2)的一侧的端面是封闭的，略有凹陷型，并涂覆一层耐高温隔热材料；电磁活塞(4)的右端面与盖板(25)相连，盖板(25)通过螺钉与电磁活塞(4)相连，电磁活塞(4)的最中间的圆柱形的槽是电池盒(23)；电池盒(23)的外圈是液氮室(22)，液氮室(22)是一个环形空腔，在电池盒(23)与液氮室(22)之间有保温隔热涂层；液氮室(22)的外圈是电磁线圈室(21)，也是氮气蒸发室，在液氮室(22)与电磁线圈室(21)之间的壁上有许多个微孔，液氮通过微孔进入电磁线圈室(21)，并蒸发使线圈温度降低，获得超导状态。

4.根据权利要求3所述的内燃蒸汽式飞机助推起飞器，其特征在于：耐高温隔热材料为无机粘合剂涂料、有机硅类涂料或有机-无机杂化耐温涂料。

5.根据权利要求1所述的内燃蒸汽式飞机助推起飞器，其特征在于：盖板(25)上有电池盒盖板孔(26)、充氮孔(27)和放氮孔(28)；盖板(25)最中心的大孔为电池盒盖板(26)，在电池盒盖板(26)的外围一圈8个小孔是充氮孔(27)，充氮孔(27)为单向气阀，液氮只能注入，不能跑出；

在充氮孔(27)外的一圈8个小孔为放氮孔(28)，氮气通过放氮孔(28)再一次膨胀进入气缸(3)，并对气缸(3)产生降温作用。

Images