节能式航天推进装置制造方法
【专利摘要】节能式航天推进装置，包括一个总风道和与总风道下端相连的内圈中心主风道和中圈中心副风道及外圈侧风道，外圈侧风道的下段安装有三个小侧推进装置；其特征在于：总风道下端与内圈中心主风道相接的位置安装有一个能关闭内圈中心主风道和中圈中心副风道的风门；设计飞行器在大气层中将飞行速度提高到最终所需速度的30%～50%左右，当飞行器飞出大气层时关闭风门，并将飞行器的发动机气流减小到适合三个小侧推进装置的最佳气流量及最佳气流速度；这样就可以利用较小的发动机气流量产生足够的反推力，以满足飞行器在大气层外的无大气阻力的飞行时段将飞行器的飞行速度提高到最终所需的设计速度。
【专利说明】节能式航天推进装置
【技术领域】
[0001]本发明涉及节能式航天推进装置，适用于所有太空喷气推进装置的节能，属于航空航天发动机科技领域。
【背景技术】
[0002]现代航空航天发动机的研发突飞猛进，但所有这些发动机都是在大气中将航空航天飞行器的飞行速度提高到达到或接近最终所需的设计速度，这是因为这些发动机在大气层外所能获得的反推力相对在大气中所能获得的反推力要小很多；其实在大气中提高的速度越多，飞行器所受的阻力就越大，其所消耗的燃料也就越多；本发明是利用魏伯卿的专利“201210457013.2提高航空发动机喷气反推力效率的方法”、“ 201210566883.3定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法”和“201310448764.2涡螺气垫增力推进器”中在喷气口附近形成一个“气垫”来提高喷气反推力效率的方法，使航天飞行器在大气层内将飞行速度提高到航天飞行器最终所需速度的30%~50%左右，然后在航天飞行器飞出大气层后，在无大气阻力条件下，使航天飞行器的飞行速度提高到最终所需的设计速度，这样就可以较大地减少航天飞行器使用的燃料。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是提供一种能在大气层外获取较高速度并能在大气层外控制和调节飞行方向的节能式航天推进装置。
[0004]节能式航天推进装置，包括一个总风道和与总风道下端相连的内圈中心主风道和中圈中心副风道及外圈侧风道，内圈中心王风道和中圈中心副风道及外圈侧风道与总风道为同一个中心轴线，外圈侧风道的下段内安装有三个完全一样的对称的圆形风道，三个圆形风道的下段均由圆形风道的内圈侧主风道和外圈侧副风道组成三个小侧推进装置；其特征在于:
[0005]1、总风道下端与内圈中心主风道和中圈中心副风道及外圈侧风道相接的位置安装有一个风门，风门由两个半圆组成，两个半圆共用一根风门转轴，风门转轴与中心主风道的中心轴线垂直并过中心轴线，两个风门合并时立于风门转轴上方并与中心主风道的中心轴线平行，此时风门处于开启状态，两个风门打开并垂直于中心主风道的中心轴线时，两个风门组成一个圆平面并刚好完全盖住中心主风道和中心副风道，此时风门处于关闭状态，风门转轴两端连接有风门调节杆，风门调节杆伸出总风道和侧风道的外面，并与控制机构相连，调节控制机构控制风门的开启和关闭。
[0006]2、中心主风道下端为中心主风道喷口，中心主风道的喷口朝下，中心主风道喷口的中心轴线与中心主风道中心轴线重叠，中心主风道喷口周围为中心副风道下端的中心副风道喷口，中心副风道喷口的外圈有一个弧形状的中心副风道喷口弧形导流圈，使从中心副风道喷口喷射的高速气流与从中心主风道喷口喷射的高速气流成一个角度Q，—45° SQS 45°，从而使从中心副风道喷口喷射的高速气流能直接喷射在从中心主风道喷口喷射的高速气流上，形成一个较高密度的“气垫”，并使从中心主风道喷口喷射的高速气流在离开中心主风道喷口的瞬间，直接喷射在较高密度的“气垫”上，从而大大地增加了从中心主风道喷口喷射气流的反推力。
[0007]3、设计飞行器在大气层中将飞行速度提高到最终所需速度的30%~50%左右，当飞行器飞出大气层时，风门调节杆的控制机构将风门关闭，此时中心主风道和中心副风道均处于关闭状态，即中心主风道和中心副风道不再有高速气流进入；在关闭风门的同时也将飞行器的发动机气流减小到适合于三个小侧推进装置的最佳气流量及最佳气流速度；这样就可以利用较小的发动机气流量产生足够的反推力，以满足飞行器在大气层外的无大气阻力的飞行时段将飞行器的飞行速度提高到最终所需的设计速度，从而大大地减小了飞行器将飞行速度提高到最终所需的设计速度所消耗的燃料量，进而能较大地减轻飞行器的总重量或较大地提高飞行器的有效载荷。
[0008]4、三个小侧推进装置均由小侧推进装置的内圈侧主风道和外圈侧副风道组成，侧主风道下端为侧主风道喷口，侧主风道的喷口朝下，侧主风道喷口的中心轴线与侧主风道中心轴线重叠，侧主风道喷口周围为侧副风道下端的侧副风道喷口，侧副风道喷口的外圈有一个弧形状的侧副风道喷口弧形导流圈，使从侧副风道喷口喷射的高速气流与从侧主风道喷口喷射的高速气流成一个角度Q，一 45° SQS 45°，从而使从侧副风道喷口喷射的高速气流能直接喷射在从侧主风道喷口喷射的高速气流上，形成一个较高密度的“气垫”，并使从侧主风道喷口喷射的高速气流在离开侧主风道喷口的瞬间，直接喷射在较高密度的“气垫”上，从而大大地增加了从侧主风道喷口喷射气流的反推力。
[0009]5、侧风道下段逐渐收缩到只剩三个小侧推进装置，使侧风道内所有的高速气流均能顺利地、动能损失最小地进入到三个小侧推进装置，并从三个小侧推进装置的侧主风道喷口和侧副风道喷口喷射，以产生最大的反推力推动飞行器加速飞行。
[0010]6、组成三个小侧推进装置的圆形风道上段各安装有一个圆形风道调节阀，调节三个圆形风道调节阀，就可以调节三个小侧推进装置的喷气流量，使三个小侧推进装置产生的反推力大小不一样，从而使作用于飞行器尾部的推力不均衡，这些不均衡的反推力可以改变飞行器的飞行方向，`这样就可以按要求在大气层外调节飞行器的飞行方向。
[0011]本发明与现有技术相比具有以下优点:
[0012]1、没有发现有类似能使航天飞行器形成“气垫”的专利文献报导。
[0013]2、本发明能大大地提高航天飞行器在大气层和大气层外的反推力效率，从而能大大地增大飞行器的飞行时间和飞行距离，进而能较大地提高飞行器的效率和作用。
[0014]3、设计航天飞行器在大气层内加速到最终所需速度的30%~50%左右，然后在大气层外再将飞行器的飞行速度在无大气阻力的条件下，将航天飞行器的速度加速到最终所需的速度，这样就能大大地减小飞行器将飞行速度提高到最终所需的设计速度所消耗的燃料量，进而能较大地减轻飞行器的总重量或较大地提高飞行器的有效载荷。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1是本发明实施例的剖面示意图；
[0016]图2是图1所示实施例中A-A剖面示意图；
[0017]图3是图1所示实施例中B-B剖面示意图；[0018]图4是图1所示实施例中C-C剖面示意图；
[0019]图5是图1所示实施例中P放大示意图。
[0020]图1-5中:1、总风道2、侧风道收缩区 3、中心副风道 4、中心副风道喷口5、中心主风道高速气流 6、中心主风道喷口 7、侧主风道喷口 8、侧主风道高速气流 9、侧副风道喷口 10、侧主风道 11、侧副风道 12、中心副风道高速气流 13、中心主风道 14、圆形风道调节阀 15、侧风道 16、侧风道高速气流17、风门转轴 18、风门调节杆 19、风门 20、总风道高速气流 21、关闭状态风门 22、开启状态风门 23、中心副风道喷口弧形导流圈 24、侧副风道喷口弧形导流圈。
[0021]【具体实施方式】
[0022]在图1一5所示的实施例一中:节能式航天推进装置，包括一个总风道I和与总风道I下端相连的内圈中心王风道13和中圈中心副风道3及外圈侧风道15，内圈中心王风道13和中圈中心副风道3及外圈侧风道15与总风道I为同一个中心轴线，外圈侧风道15的下段内安装有三个完全一样的对称的圆形风道，三个圆形风道的下段均由圆形风道的内圈侧主风道10和外圈侧副风道11组成三个小侧推进装置；其特征在于:总风道I下端与内圈中心主风道13和中圈中心副风道3及外圈侧风道15相接的位置安装有一个风门19，风门19由两个半圆组成，两个半圆共用一根风门转轴17，风门转轴17与中心主风道13的中心轴线垂直并通过中心轴线，两个风门19合并时立于风门转轴17上方并与中心主风道13的中心轴线平行，此时风门19处于开启状态，两个风门19打开并垂直于中心主风道13的中心轴线时，两个风门19组成一个圆平面并刚好完全盖住中心主风道13和中心副风道3，此时风门19处于关闭状态，风门转轴17两端连接有风门调节杆18，风门调节杆18伸出总风道I和侧风道15的外面，并与控制机构相连，调节控制机构控制风门19的开启和关闭。
[0023]中心主风道 13下端为中心主风道喷口 6，中心主风道13的喷口朝下，中心主风道喷口 6的中心轴线与中心主风道13中心轴线重叠，中心主风道喷口 6周围为中心副风道3下端的中心副风道喷口 4，中心副风道喷口 4的外圈有一个弧形状的中心副风道喷口弧形导流圈23，使从中心副风道喷口 4喷射的高速气流与从中心主风道喷口 6喷射的高速气流成一个角度Q，一 45° SQS 45°，从而使从中心副风道喷口 4喷射的高速气流能直接喷射在从中心主风道喷口 6喷射的高速气流上，形成一个较高密度的“气垫”，并使从中心主风道喷口 6喷射的高速气流在离开中心主风道喷口 6的瞬间，直接喷射在较高密度的“气垫”上，从而大大地增加了从中心主风道喷口 6喷射气流的反推力。
[0024]设计飞行器在大气层中将飞行速度提高到最终所需速度的30%~50%左右，当飞行器飞出大气层时，风门调节杆18的控制机构将风门19关闭，此时中心主风道13和中心副风道3均处于关闭状态，即中心主风道13和中心副风道3不再有高速气流进入；在关闭风门19的同时也将飞行器的发动机气流减小到适合于三个小侧推进装置的最佳气流量及最佳气流速度；这样就可以利用较小的发动机气流量产生足够的反推力，以满足飞行器在大气层外的无大气阻力的飞行时段将飞行器的飞行速度提高到最终所需的设计速度，从而大大地减小了飞行器将飞行速度提高到最终所需的设计速度所消耗的燃料量，进而能较大地减轻飞行器的总重量或较大地提高飞行器的有效载荷。
[0025]三个小侧推进装置均由小侧推进装置的内圈侧主风道10和外圈侧副风道11组成，侧主风道10下端为侧主风道喷口 7，侧主风道10的喷口朝下，侧主风道喷口 7的中心轴线与侧主风道10中心轴线重叠，侧主风道喷口 7周围为侧副风道11下端的侧副风道喷口9，侧副风道喷口 9的外圈有一个弧形状的侧副风道喷口弧形导流圈24，使从侧副风道喷口9喷射的高速气流与从侧主风道喷口 7喷射的高速气流成一个角度Q，一45° < Q < 45°，从而使从侧副风道喷口 9喷射的高速气流能直接喷射在从侧主风道喷口 7喷射的高速气流上，形成一个较高密度的“气垫”，并使从侧主风道喷口 7喷射的高速气流在离开侧主风道喷口 7的瞬间，直接喷射在较高密度的“气垫”上，从而大大地增加了从侧主风道喷口 7喷射气流的反推力。
[0026]侧风道15下段逐渐收缩到只剩三个小侧推进装置，使侧风道15内所有的高速气流均能顺利地、动能损失最小地进入到三个小侧推进装置，并从三个小侧推进装置的侧主风道喷口 7和侧副风道喷口 9喷射，以产生最大的反推力推动飞行器加速飞行。
[0027]组成三个小侧推进装置的圆形风道上段各安装有一个圆形风道调节阀14，调节三个圆形风道调节阀14，就可以调节三个小侧推进装置的喷气流量，使三个小侧推进装置产生的反推力大小不一样，从而使作用于飞行器尾部的推力不均衡，这些不均衡的反推力可以改变飞行器的飞行方向，这样就可以按要求在大气层外调节飞行器的飞行方向。
【权利要求】
1.节能式航天推进装置，包括一个总风道(I)和与总风道(I)下端相连的内圈中心主风道(13)和中圈中心副风道(3)及外圈侧风道(15)，内圈中心王风道(13)和中圈中心副风道(3)及外圈侧风道(15)与总风道(I)为同一个中心轴线，外圈侧风道(15)的下段内安装有三个完全一样的对称的圆形风道，三个圆形风道的下段均由圆形风道的内圈侧主风道(10)和外圈侧副风道(11)组成三个小侧推进装置；其特征在于:总风道(I)下端与内圈中心主风道(13)和中圈中心副风道(3)及外圈侧风道(15)相接的位置安装有一个风门(19)，风门(19)由两个半圆组成，两个半圆共用一根风门转轴(17)，风门转轴(17)与中心主风道 (13)的中心轴线垂直并通过中心轴线，两个风门(19)合并时立于风门转轴(17)上方并与中心主风道(13)的中心轴线平行，此时风门(19)处于开启状态，两个风门(19)打开并垂直于中心主风道(13)的中心轴线时，两个风门(19)组成一个圆平面并刚好完全盖住中心主风道(13)和中心副风道(3)，此时风门(19)处于关闭状态，风门转轴(17)两端连接有风门调节杆(18)，风门调节杆(18)伸出总风道(I)和侧风道(15)的外面，并与控制机构相连，调节控制机构控制风门(19)的开启和关闭；三个小侧推进装置均由小侧推进装置的内圈侧主风道(10)和外圈侧副风道(11)组成，侧主风道(10)下端为侧主风道喷口(7)，侧主风道(10)的喷口朝下，侧主风道喷口(7)的中心轴线与侧主风道(10)中心轴线重叠，侧主风道喷口( 7 )周围为侧副风道(11)下端的侧副风道喷口( 9 )，侧副风道喷口( 9 )的外圈有一个弧形状的侧副风道喷口弧形导流圈(24)，使从侧副风道喷口(9)喷射的高速气流与从侧主风道喷口(7)喷射的高速气流成一个角度Q，一 45° SQS 45° ;侧风道(15)下段逐渐收缩到只剩三个小侧推进装置。
2.如权利要求1所述的节能式航天推进装置，其特征在于:中心主风道(13)下端为中心主风道喷口(6)，中心主风道(13)的喷口朝下，中心主风道喷口(6)的中心轴线与中心主风道(13)中心轴线重叠，中心主风道喷口(6)周围为中心副风道(3)下端的中心副风道喷口(4)，中心副风道喷口(4)的外圈有一个弧形状的中心副风道喷口弧形导流圈(23)，使从中心副风道喷口(4)喷射的高速气流与从中心主风道喷口(6)喷射的高速气流成一个角度Q, 一45° ≤ Q ≤ 45°。
【文档编号】B64G1/40GK203544382SQ201320611416
【公开日】2014年4月16日 申请日期:2013年10月1日 优先权日:2013年10月1日
【发明者】魏伯卿 申请人:魏伯卿