CN105604735A - 高超音速飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开的是一种能在空天从静止加速到超高音速并可返回重复使用的飞行器。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机：提供了一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与弹射器或现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/火箭发动机；将国外已研究的涡轮/冲压发动机改造为涡轮/冲压/火箭发动机。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。

Description

高超音速飞行器

【技术领域】本发明涉及航空、航天飞行器的有关问题，具体地说是指能在空天从静止加速到高超音速并可返回重复使用的飞行器。

【背景技术】我们通常把距地100千米以内为航空、100千米以外为航天。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机，而现有的各种发动机都有各种缺点和不足，无法实现高超音速飞行：活塞式、涡轴、涡桨、涡喷、涡扇、加力式涡扇发动机的飞行器只能亚音速、跨音速和超音速最多M3在距地30千米的范围内飞行。超燃冲压发动机无法在静止状态下自行启动，认为需要使用火箭助推到M4时才能启动，在大气层外不能使用。火箭发动机可在大气层外使用，但需要自身携带大量的氧化剂且不可重复使用。国外有研究涡轮/冲压和火箭/冲压等组合式发动机，但前者只能在大气层内工作，且由于距地高度不同，空气中的氧含量也不同，发动机的效率难以保证；后者的火箭需要自身携带氧化剂且不可全部重复使用，不能充分利用含氧量高的低空中的氧。

【发明内容】本发明的目的在于避免上述各种发动机的不足，提供一种能从静止到高超声速在大气层内外都能重复使用的高超音速发动机。

为达到上述目的，本发明的技术方案是：1、研制一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与弹射器或现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；2、将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/火箭发动机；3、将国外研究的涡轮/冲压发动机改造为涡轮/冲压/火箭发动机，把进气道前端的可调开关改在进气道后端连接燃烧室的地方，保证空气有更大的速度和能量持续进入燃烧室燃烧产生推力。分别通过上述三种发动机实现飞行器从地面静止、空中超音速、高空及太空高超音速飞行。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器、风洞等与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。

本发明同现有技术相比，具有以下优点：1、由于飞行器使用了全新的组合发动机可以像普通飞机一样起降、可以从静止到超高音速在大气层内外飞行，所有部件均可重复使用；2、由于飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成像鲨鱼皮那样凸凹不平，不仅可以因减小飞行器与空气的摩擦力而减小飞行阻力，还可以利用空气冷却来减轻气动加热。

【附图说明】

图1是冲压/火箭发动机方案示意图；

图2是加力式涡扇/火箭发动机方案示意图；

图3是涡轮/冲压/火箭发动机方案示意图；

图4是凸凹不平的鲨鱼皮状固体表面与流体滑动摩擦分析示意图。

【具体实施方式】下面结合附图对本发明高超音速飞行器作详细说明：

如图1所示的冲压/火箭发动机方案示意图，依次是可调进气道[1]、喇叭形气体扩散室[2]、集与燃料可调泵[3]燃料输送管道[4]相通的飞行器上装有燃料储罐[5]的燃料和氧化剂可调泵[6]氧化剂输送管道[7]相通的飞行器上装有液氧或其他氧化剂储罐[8]的氧化剂喷口于一体锥尖向前的空心圆锥体气体扩散器[9]、锥尖向后的空心圆锥气体火焰稳定器[10]、前端周围有一圈带若干喷向中心的喷嘴的减速高温气窝[11]的燃烧室[12]和可调矢量尾喷口[13]。以飞行器速度的空气从可调进气道[1]进入，雾化燃料从集与扩散器[9]内的燃料喷嘴喷出与空气混合，经加在扩散器[9]和火焰稳定器[10]之间高压电火花引燃，空气在扩散器[9]的作用下在扩散室[2]内均匀扩散到燃烧室[12]，部分混合气体在火焰稳定器[10]的作用下反弹回来在它前面和扩散器[9]后面形成一个高温气团[14]，还有部分经减速高温气窝[11]内的喷嘴向中心喷出若干条高温火舌[15]，混合气体在高温气团[14]和高温火舌[15]的作用下在燃烧室[12]内持续充分稳定燃烧后从尾喷口[13]高速喷出从而产生向前的推力。由于有速度较慢稳定燃烧的高温气团[14]和高温火舌[15]的存在，不管进入可调进气道[1]的空气有多快，也能保证混合气体能在燃烧室[12]内稳定燃烧而不熄灭。飞行器在不同的高度和速度下可根据空气中的氧含量随高度的增加而减少的情况，该发动机可自动调节可调进气道[1]的进气量和燃料可调泵[3]的喷油量，还可同时打开并调整氧化剂可调泵[6]向燃烧室[12]内喷入适量经其预热了的氧等氧化剂，使该发动机的工作始终处于最佳状态。当进入空气中的氧含量低得无助于该发动机工作的高度时，将可调进气道[1]完全关闭，由燃料可调泵[3]喷出的燃料与氧化剂可调泵[6]喷出的液氧等氧化剂继续燃烧，这时该发动机就成了火箭发动机。

从理论上讲，只要飞行器的飞行速度也就是讲进入燃烧室[12]的空气速度要超过发动机燃气喷出速度也就是达到M4，或者讲进气道[1]内的压力、压强要比燃烧室[12]内大，才能让空气有足够的速度和能量克服燃气对空气的反向推力和能量通过进气道[1]持续进入燃烧室[12]与燃料燃烧对燃料和空气产生加速度，该发动机就能正常工作产生推力，只是超过的速度越多进入燃烧室[12]的空气越多，参与燃烧做功的燃料越多。燃料和氧在适当长度的燃烧室[12]（速度越快燃烧室[12]要越长）内燃烧越充分，燃气喷出的速度就越快、推力就越大、效率就越高。空气进入可调进气道[1]后首先要克服燃气的阻力逐渐减速，进入燃烧室[12]内的燃气燃烧中心区后再逐渐加速到充分燃烧以最大的速度从可调矢量尾喷口[13]排出。只要燃气的燃烧中心区始终在燃烧室[12]内，该发动机就能持续工作。

火箭、导弹、战斗机的尾焰有时呈一节一节形状的马赫盘，我认为由于燃料燃烧不均匀，产生时大时小的压力导致泵入燃烧室的燃料和氧化剂又时少时多等原因相互影响，结果导致尾焰呈一节一节的形状。由于出现这种现象说明发动机的推力不均匀，易产生振动，不利于飞行器的飞行，我们要努力克服这种现象。

下面来分析超燃冲压发动机推力情况：

1、发动机在飞行状态下，假设单位时间通过进气道[1]进入空气的质量为m1,飞行速度为v1；燃料可调泵[3]喷入燃料的质量为m2,氧化剂可调泵[6]喷入氧化剂的质量为m3,燃气喷出的速度为v2；空气、燃料和氧化剂经过发动机的时间为t。

则空气的加速的为：a1=(v2-v1)/t,

燃料和氧化剂的加速的为：a2=v2/t，

根据牛顿第二定律，燃气对尾喷口[13]的推力为：

f2=m1*a1+(m2+m3)*a2

=m1(v2-v1)/t+(m2+m3)v2/t,

由于v2＜v1，m1(v2-v1)/t＜0，是个负值，力量损失在堵住向进气道[1]喷出的燃气上。

当进气道[1]完全关闭m1=0时，即是火箭发动机的工作状态则它的推力为：f=(m2+m3)v2/t。

由此可见：发动机的推力与燃气经过发动机的加速度和燃气即参与燃烧做功的燃料与吸入的空气质量成正比。要想获得最大的推力，必须综合考虑上述三者的关系，根据其飞行速度和高度调节进气道[1]和尾喷口[13]的面积及燃料可调泵[3]和氧化剂可调泵[6]的大小。

2、发动机在静止状态下，燃料可调泵[3]和氧化剂可调泵[6]向发动机喷入燃料和氧化剂，燃烧膨胀做功，向进气道[1]产生的推力为f1、其面积为s1,向尾喷口[13]产生的推力为f2、其面积为s2。

根据帕斯卡原理：在密闭容器内，施加于静止液（流）体上的压强将以等值同时传到各点。高压燃气给容器内壁单位面积的压力相同（因燃气的密度很小，重力的影响可以忽略不计），

则：P=f1/s1=f2/s2,

f1=f2*s1/s2,

超燃冲压发动机的推力为：

f=f2-f1=f2-f2*s1/s2=f2*(1-s1/s2),

由此可见：推力的大小与方向与s1和s2的比有关。当s1＜s2时，f＞0,推力向前；当s1=s2时，f=0，即没有推力；当s1＞/s2时，f＜0，即推力向后。

我们可以让高超音速飞行器与电磁、燃气或蒸汽弹射器使用，让它跨过低速、直接高速起飞，可以节省燃料提高它的飞行能力、扩展它的使用范围。

图2是加力式涡扇/火箭发动机，由于传统的加力式涡扇发动机没有将外涵道的空气和燃料与内涵道排出缺氧燃气分开导致它们在加力燃烧室[18]内混合，会导致加力燃烧不充分而影响发动机的效率。我们在涡轮后面增加一个带长度适当的喷口或排气管的燃气收集室[16]，将内涵道排出的缺氧燃气与外涵道的空气和燃料分开，待外涵道的空气和燃料充分燃烧后一同从可调矢量尾喷口[17]排出。在外涵道末端进入加力燃烧室[18]处设可调进气道[19]，在内涵道压气机和燃烧室之间设可调进气道[20]，分别调节可调进气道[19]、[20]和可调矢量尾喷口[17]的大小让该发动机在不同速度和高度下都处于最佳工作状态。

当加力式涡扇发动机飞到3.5马赫的速度极限时，风扇对面积为s1的外涵道的空气加速也到了极限v1，开始逐渐调小可调进气道[19]的面积s2,因流经风扇和进入加力燃烧室[18]两处的空气量是一致的，s1*v1=s2*v2,则进入加力燃烧室的气流速度v2=s1/s2*v1，即在v1和s1不变的情况下，可以通过减小进入加力燃烧室的进气道[19]的面积s2也可以增加进入加力燃烧室的气流速度v2，或者讲增加外涵道内空气的压力、压强；同理经过减小可调进气道[20]的面积，也可增大内涵道空气的压力、压强和进入燃烧室空气的速度，即可以突破3.5马赫的速度极限后继续加速，当进入空气中的氧含量低得无助于该发动机工作的高度时，将可调进气道[19]和[20]完全关闭，这时该发动机就成了火箭发动机。

图3是涡轮/冲压/火箭发动机方案示意图：将可调口由进气道前端[21]处改在外涵道后端[22]处就可以避免进气道内的空气过早减速减压影响其进入冲压燃烧室[23]内。出于和外涵道一样的原因，进口导流片的位置由内涵道压气机前面[24]的位置改在压气机后面燃烧室前端[25]的位置，在涡轮后面有一个和图2燃气收集室[16]结构和功能一样的带长度适当的喷口或排气管的燃气收集室[26]。起飞和低马赫时把在位置[25]能完全关闭内涵道的进口导流片完全打开，它就是涡喷发动机；随着速度逐渐增加到高马赫时逐渐缩小在位置[25]进口导流片的面积，速度达到一定时向冲压燃烧室[23]内注入燃料启动冲压发动机，当速度达到使用涡喷发动机无价值时，在位置[25]进口导流片完全关闭，就完全成了冲压发动机。速度达到更高时，逐渐调小外涵道后端[22]处的可调口以能够继续加速，并可逐渐向冲压燃烧室[23]内注入飞行器自身携带的氧等氧化剂，当进入空气中的氧含量低得无助于该发动机工作的高度时就完全关闭外涵道后端[22]处的可调口，这时该发动机就成了火箭发动机。

图2中的加力燃烧室[18]和图3中的冲压燃烧室[23]的内部结构和工作与图1中冲压发动机燃烧室[12]和矢量尾喷口[13]一样，在此不再赘述。

我们可以在风速、气压和氧含量等均可调的高超音速的风洞里来模拟这种高超音速飞行器及其发动机在不同速度、不同高度的飞行状态进行科学试验研究，分析掌握各种实验数据，这可大大地节约人力、物力和财力，缩短研制周期。

图4是分析为什么凸凹不平的鲨鱼皮状固体表面[27]要比光滑的固体表面的摩擦力要小的示意图。我们要从分子和原子角度来考虑，固体的分子或原子间的距离小、作用力大、弹性很小很难移动，而流体的分子和原子间的距离大、作用力小而弹性较大容易移动。当固体表面[27]运动时，外面的分子或原子[28]会流走，而凹进去的地方会留有流体分子、原子[29]，保证了它们之间的滑动面[30]非常平滑，因而摩擦力就较小。而固体的表面再光滑，也不可能保证表面的分子或原子没有凸凹，当流体滑过时，这种凸凹不会在运动时自动抹平更不会填平，它们之间的摩擦力就比较大。当流体分子[28]沿着滑动面[30]在凸凹不平的鲨鱼皮状固体表面[27]上滑过时，就有相应厚度和形状的流体[29]存在凸凹不平的鲨鱼皮状固体表面[27]凹进去的部分，它们之间就成了摩擦力小的流体与流体之间的摩擦了。鲨鱼皮状固体表面[27]的形状和深度越合理，滑动面[30]越平滑，它们之间的摩擦力就越小。鲨鱼皮状固体表面[27]还能减小高超音速飞行器的气动加热：摩擦力小，摩擦生热就少，而且存在鲨鱼皮状固体表面[27]内的高温空气[29]会随时被外面温度低的空气[28]所替代达到了冷却降温的效果。

将这种超高音速的空天飞机设计成可伸缩、面积和角度可变的机翼，随着空天飞机的速度增加和燃料的减少，将全部伸开的机翼向内逐渐收缩，以适应它在不同马赫数等条件下飞行。对于超高音速的无人机可组成编队，在有人机的带领指挥下，可大面积机翼低速低油耗地侦察、监视、巡逻、机动，使用自身携带的导弹等武器攻击低价值的小目标进行空战，当发现高价值的大目标时，接到有人机下达攻击命令时就开始加速，到大面积机翼不适合的速度时，启动爆炸螺栓将其抛掉，同时启用适合高速飞行的小机翼攻击该目标。

Claims (2)

1.一种高超音速飞行器，其发动机特征在于该冲压/火箭发动机包括可调进气道[1]、喇叭形气体扩散室[2]、集与燃料可调泵[3]燃料输送管道[4]相通的飞行器上装有燃料储罐[5]的燃料和氧化剂可调泵[6]氧化剂输送管道[7]相通的飞行器上装有液氧或其他氧化剂储罐[8]的氧化剂喷口于一体锥尖向前的空心圆锥体气体扩散器[9]、锥尖向后的空心圆锥气体火焰稳定器[10]、前端周围有一圈带若干喷向中心的喷嘴的减速高温气窝[11]的燃烧室[12]和可调矢量尾喷口[13]，混合气体由于有速度较慢稳定燃烧的高温气团[14]和高温火舌[15]的存在能不熄灭，该发动机根据不同情况下可自动调节可调进气道[1]的进气量、燃料可调泵[3]的喷油量、氧化剂可调泵[6]的喷氧量，使其工作始终处于最佳状态，当空气中的氧含量太低时，将可调进气道[1]完全关闭，由燃料可调泵[3]喷出的燃料与氧化剂可调泵[6]喷出的液氧等氧化剂继续燃烧，这时就成了火箭发动机；该涡扇/火箭发动机包括能将外涵道的空气和燃料与内涵道排出缺氧燃气分开带长度适当的喷口或排气管的燃气收集室[16]，在外涵道末端设可调进气道[19]，在内涵道压气机和燃烧室之间设可调进气道[20]，当空气中的氧含量太低时，将可调进气道[19]和[20]完全关闭，这时就成了火箭发动机；该涡轮/冲压/火箭发动机包括将可调口由进气道前端[21]处改在外涵道道后端[22]处，进口导流片的位置由内涵道压气机前面[24]的位置改在压气机后面燃烧室前端[25]的位置，在涡轮后面有一个和图2燃气收集室[16]结构和功能一样的燃气收集室[26]，起飞和低马赫时把进口导流片完全打开，它就是涡喷发动机，速度增加时逐渐关闭在位置[25]进口导流片缩小内涵道的面积，速度达到一定时向冲压燃烧室[23]内注入燃料启动冲压发动机，当速度达到使用涡喷发动机无价值时，在位置[25]进口导流片完全关闭，就完全成了冲压发动机，速度达到更高时，逐渐调小外涵道道后端[22]处的可调口以能够继续加速，并可逐渐向冲压燃烧室[23]内注入飞行器自身携带的氧等氧化剂，当空气中的氧含量太低时就完全关闭外涵道道后端[22]处的可调口，这时就成了火箭发动机；提供一种供进行该项研究的风速、气压和氧含量等均可调的高超音速风洞；将飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。

2.根据权利要求1所述的高超音速飞行器，其特征在于该飞行器可与电磁、燃气或蒸汽弹射器配合使用。