CN2315045Y - 绿色可变式航空发动机 - Google Patents
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Abstract
绿色可变式航空发动机。属航空航天技术。解决使用燃料的航空发动机因使用燃料而对环境造成污染的问题。采用方案是:航空发动机上设可持续提供电力使发动机运行进而推动飞行器的电力装置。给出了电动式火箭发动机、电动桨式航空发动机、电动可变式航空发动机。本实用新型使航空发动机有质的变化,绿色发动机对环境保护、人类本身保护有久远的影响。
Description
本实用新型涉及航空发动机。
现有的航空发动机多用燃料作为能源，有着燃料燃烧造成的对环境污染的问题。另外，现有的航空发动机结构死板，应变力差，也难以实现某些特殊要求。
本实用新型的目的是：给出绿色可变式航空发动机，减少因使用燃料而带来的环境污染，并提高发动机性能。
本实用新型为实现目的而采用的方案是：航空发动机上设可持续提供电力使发动机运行进而推动飞行器的电力装置。
这样，由供电装置供电，经发动机上的电动机驱动螺旋浆，或由供电装置供电，经发动机内的电加热装置加热穿过发动机内腔的空气，均可产生推力推动飞行器。
“供电装置”多种多样，可以是电池供电，也可是消耗其它能量，由发电装置供电等。当然，此处所说的发电装置一般不包括对环境有污染的燃烧燃料的发电装置。如采用的供电装置是电池，一般也采用质轻的。
本发动机的发电装置可是原子能发电装置；也可以是无污染或相对比较是低污染的太阳能发电或其它的风力等动力机拖动的发电装置。
供电装置可给发动机上的电加热装置供电，由电加热装置加热介质，例如加热工作介质水或空气，然后将加热了的工质喷出，产生推力。
电加热的装置是多种多样的，电加热的方式也是多种多样的，可以是给金属电热元件通电从而产生热能，也可以是给非金属电热元件通电从而产生热能。当然也可以采用各种热交换的方式加热介质，由介质再加热空气等等。用电池加热介质，可以飞行器起动由地面电池或其它电源预热介质，以减飞行器携带的电池量。供电装置给发动机上的驱飞行器电动装置供电，也可驱动飞行器。由电驱动的装置多种多样，可是螺旋浆或风扇，也可是压缩器等等。
图面说明：
图1是本实用新型航空发动机实施例1的结构简化表达图；
图2是图1中Q-Q剖视简化表达图；
图3是图1中的R-R剖视简化表达图；
图4是实施例2的结构简化表达图；
图5是图4的简化左视图；
图6是实施例3的结构简化表达图；
图7是图6的俯视简化表达图；
图8是图6的S-S剖视简化表达图；
有的图中采用了省略画法，简化画法与拆卸画法。
以下结合附图与实施例对本实用新型作进一步说明。
实施例1：图1是电动式火箭发动机的结构简化表达图。图中也省略了剖面线表达。图中左侧是电锅炉，由反射装置2旁的通电铜管3保温锅4内的工作介质，例如水。火箭起动首，由非火箭携带的电源将锅4内水加热至沸腾，起动后发动机上的铜管3通电保温。发动机中部设供电装置5，可以是电池，电池于加固外壳中。也可是发电装置。泵6由电动机带动，可将锅4内的沸水喷入右侧的电加热装置。封闭的通道迫使水进入右侧的多管电热装置的缝隙中，变为蒸汽后由尾管12喷出，产生推力。右侧的电热装置是金属抗弯座7上的跨槽内插入的管9群，如图3示的铜管或铝管，也可是金属板，例如铝板群，且管与管之间或板与板之间有缝隙，金属座7固框8上，与框8之间有绝缘板10隔开。右侧上下二电极板11接电源5。此圆环柱金属座7为靠喷管口处是小端，另一侧是大端的微锥体，以利于在框8中定位。此装置也可增温度检测装置与控制电热装置所加电压装置。
当然，用低价的薄铁管内嵌白泥管子与电热丝或非金属电热装置或热交换装置也可以将泵打过来的水加热为蒸汽。因为火箭飞行时段一般不长，当然也可用其它的电加热装置，例如各种电阻炉，电弧炉、感应炉等的改装。不一一列举。必要时，可于框8上取散热孔。图2显示加热锅炉水的铜管3离锅4有距离，是两端槽的限定。可防通电后的各铜管3短路，铜管3后的反射装置2是耐火且绝缘材料制成，例如：类似电炉盘。炉外壳为金属材料。图1中的泵6是简化给出。图2中锅4一圈均有相同的铜管与反射装置2，仅面出一部分。锅盖1内嵌导电极，与铜管3上部接通，铜管3下部也接有电极，锅盖1固定件等均省略没面。
实施例2：图4是电动可交式航空发动机的简化表达图。供电装置26于发动机下方中部。可是电池供电，也可是发电装置供电。电热装置由座25上管23等组成。电极24接供电装置26，图中省略了走线以及开关等的表达。电动机27经换向锥轮28驱动风扇20。图中省略了锥轮轴的轴向固定件等的表达。也省略个别件剖面线的表达。风扇调速可由对电动机27调速实现。风扇20旋转将空气后压进入气流通道上的有绝缘板22隔离的座25上通电生热的、前后二铜管群23的缝中，变为蒸汽后，从尾部喷出。夹层中箭头示也有空气通过，可提高热利用率与实现其它部分隔热。加速时，前后两个电热装置提高电压，此时驱风扇电机27断电，发动机由风扇式变为冲压喷气式。将前部双点划线表示的二小门21一个上掀一个下开，可使发动机上部携带的水被压下喷，进入气流通道，由二加热装置加热变为水蒸汽后喷，推进飞行器。可用于天气突变等特殊情况下的飞行器的加速。此时风扇20也不用。此时发动机演变为火箭发动机。
实施例3：图6是电动浆式航空发动机的简化表达图。图中省略了剖面线的表达。本发动机的工作原理是：由上下左右各个方向的各电动机33按需要驱动各尺寸与角度可调、且可收起的任一或几个螺旋浆30或风扇43以及各旋翼45，以实现飞行器于空中的平衡。由简化表达图7显示：本发动机驱动的飞行器，可整机定于空中时为圆形，以减气流推动。而推进时，飞行器外侧的两个可调活动墙板40变为利于飞行器向某方向前进的形状。图8左侧双点划线示出外墙板40被调节于飞行器起动的位置。可以是由螺旋44推墙板40绕轴转，或墙板沿框上的槽移动也可。其它方向也可增设类似装置，使飞行器可于多个方向起动。本发动机驱动的飞行器也可设可伸缩的机翼，如图7所示。图6中给出了各气流通道上的可交开度以改变发动机内部结构的内门32。各门32可完全关闭，可由步进电机34经减速器35控内门32开度。步进电机与减速器均采用现有技术。也可由小电机33经螺旋42控制外门41开度，(图8中的外门41与机框重合，仅门把可见。)控门开度变螺旋浆或风扇，使飞行器定于空中时，可应付气流突变与漩涡。平衡各个方向的气流对飞行器的作用力，又不妨飞行器向某方向的飞行。供电装置37于发动机下部，可以是电池供电或发电装置供电。飞行器如是向图6中左侧飞行，右侧的浆30即将左右二侧的门36上拉打开后进入发动机内腔的气流向右推，左侧浆30不动。气流通道下部是电加热的相互间有缝隙铝板38，使被隔板隔开的通道中下部通过的气流加热向右喷。即此发动机是组合式又可是单为浆式或冲压式或直升式，也可称为平衡式发动机。图8显示，右侧有3个浆推动，非中部的二浆也可与驱浆电动机一齐转一个角度，使与中部浆平行，当然，不转角也行。当图8中飞行器二侧墙板46，也随底框内缩至飞行器由俯视的圆形变为棱形，有利于实现飞行器推进与升落以及空地水多用。图6中的铝板38下设有类似电炉盘的反射与绝缘盘39。嵌固于气流通道下底板上。二侧的下伸板是接电源37的两个极板。本发动机为设立大气层内的偿试性空间工作站而设计，例如空中救护偿试以及试验性近地球导航卫星、空中游乐园等。其可变结构也是偿试为飞行器空地水多用而设。当上下的可变旋翼45收缩，并于驱左侧浆30的电动机33的另一端轴伸后方设类似汽车底盘上的离合器、变速器、制动器、飞行器底部设走轮，实现空地两用可缓解陆路交通堵塞。
本实用新型使航空发动机有质的变化，对环境保护，人类自身保护有久远地影响。
Claims (10)
1、绿色可变式航空发动机，由给出动力的装置等组成，其特征是：发动机上设有可持续提供电力使发动机运行进而推动飞行器的电力装置。
2、可变式航空发动机，其特征是：发动机上设有可持续提供电力使发动机运行进而推动飞行器的电力装置，且设有可改变发动机结构的装置。
3、根据权利要求1所述的发动机，其特征是：发动机上的电力装置是电加热装置。
4、根据权利要求1所述的发动机，其特征是：发动机上的电力装置是电动装置。
5、根据权利要求1所述的发动机，其特征是：电力装置是供电电池。
6、根据权利要求1所述的发动机，其特征是：电力装置是供电的发电机组。
7、根据权利要求3所述的发动机，其特征是：电加热装置设于发动机上可加热介质进而推动飞行器的位置上。
8、根据权利要求2所述的发动机，其特征是：发动机上设有可变形状与个数的螺旋浆。
9、根据权利要求2所述的发动机，其特征是：发动机上设有改变气流通道大小的门。
10、根据权利要求2所述的发动机，其特征是：发动机上设有可变形状的旋翼。
Priority Applications (1)
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Cited By (1)
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| CN109715927A (zh) * | 2016-08-25 | 2019-05-03 | 杰托普特拉股份有限公司 | 可变几何形状推进器 |
-
1997
- 1997-04-10 CN CN97235783.1U patent/CN2315045Y/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
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