專利名稱：噴氣式飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及空中交通運(yùn)輸工具，具體說是一種噴氣式飛機(jī)。
(二)
背景技術(shù)：
作為飛機(jī)"心臟"的航空動力推進(jìn)裝置(發(fā)動機(jī))，在航空技術(shù)的 發(fā)展過程中起著關(guān)鍵性的作用，最早的活塞發(fā)動機(jī)圓了人類的飛天夢， 20世紀(jì)前半葉，裝活塞式發(fā)動機(jī)的螺旋漿飛機(jī)主宰了天空，在兩次世界 大戰(zhàn)中大顯身手，也極大的推動了民用航空事業(yè)的發(fā)展。
20世紀(jì)40年代后，噴氣發(fā)動機(jī)的出現(xiàn)，使人類得以進(jìn)入超音速時 代，至今己經(jīng)50年了。進(jìn)入21世紀(jì)，由于吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)的問世， 使人類有希望和可能進(jìn)入高超音速時代。
所謂沖壓，是利用迎面氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)后減速，再提高靜壓的過 程，該過程不需要負(fù)載且高速旋轉(zhuǎn)的壓氣機(jī)，以此原理設(shè)計制造的吸氣 式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)，包括相互連通的擴(kuò)氣腔段、壓縮腔段和燃燒室，高速氣 流經(jīng)擴(kuò)張減速、壓縮、溫度升高后進(jìn)入燃燒室，并與燃油混合燃燒，溫 度達(dá)到2000度 2200度甚至更高，氣流經(jīng)膨脹加速，最后從噴口高速 排出，從而產(chǎn)生強(qiáng)大的推力。
沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)是一種沒有旋轉(zhuǎn)部件的動力裝置，但其內(nèi)部形狀 設(shè)計還是很復(fù)雜，對于不同的超音速段，沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)的內(nèi)部結(jié)構(gòu) 還有區(qū)別，因此給設(shè)計和制造帶來困難，影響了高超音速噴氣式飛機(jī)的 研制工作，不利于今后的批量生產(chǎn)。
另外，無論是配備何種類型的發(fā)動機(jī)，現(xiàn)代飛機(jī)的升降、轉(zhuǎn)向依靠 的是滑翔翼和平衡翼，滑翔翼和平衡翼基本上是固定不動的，但可做微 量調(diào)整，因此造成飛機(jī)的起降距離長，空中轉(zhuǎn)彎半徑大等問題。
(三)

發(fā)明內(nèi)容
針對上述現(xiàn)代飛機(jī)的的不足之處，本發(fā)明的目的是提供了一種能夠
實現(xiàn)高超音速飛行的噴氣式飛機(jī)；本發(fā)明的另一個目的是所述噴氣式飛
機(jī)可以實現(xiàn)起降距離短、轉(zhuǎn)彎半徑小的功能。
能實現(xiàn)上述目的噴氣式飛機(jī)，同現(xiàn)代飛機(jī)一樣包括機(jī)身、機(jī)身上利
于起降、'平衡的機(jī)翼和機(jī)身上供飛行用的動力推進(jìn)裝置，所不同的是
所述動力推進(jìn)裝置為噴氣發(fā)動機(jī)，該噴氣發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)主體為噴口向后 的半密封爆燃室，爆燃室內(nèi)均勻分布有與供油裝置連接的噴油嘴和由點(diǎn)
火裝置控制的火花塞，火花塞通過高壓線與裝置控制連接。所述噴氣發(fā) 動機(jī)沿襲眾所周知的簡單原理，即在半密封的金屬殼體內(nèi)放入一定量的
炸藥，點(diǎn)燃引爆，就能使金屬殼體朝一定的方向快速移動；在這里只不
過是將半密封的金屬殼體演變成半密封爆燃室，由噴袖嘴噴出的霧化易
爆燃油取代炸藥，霧化易爆燃油的引爆由火花塞完成；霧化易爆燃油不 停地充滿在爆燃室內(nèi)，不斷的被引爆從噴口向后噴發(fā)，為本發(fā)明噴氣式 飛機(jī)提供持續(xù)的強(qiáng)大動力，滿足本發(fā)明噴氣式飛機(jī)的高音速飛行的要 求。
與大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)一樣，本發(fā)明噴氣式飛機(jī)也配備有所述的四個噴 氣發(fā)動機(jī)，按照運(yùn)動學(xué)平衡和對稱原理一 這四個噴氣發(fā)動機(jī)分別位于機(jī) 身中前部兩側(cè)和機(jī)身尾部兩側(cè)。
所述供油裝置包括安置于機(jī)身內(nèi)的發(fā)動機(jī)、高壓油泵和高壓油管， 發(fā)動機(jī)帶動高壓油泵工作，高壓油泵通過高壓油管與噴油嘴連通，燃爆 油從噴油嘴噴出后呈霧狀彌漫在爆燃室內(nèi)，為點(diǎn)火引爆準(zhǔn)備好條件。
發(fā)動機(jī)還可以通過離合器與高壓油泵連接，在發(fā)動機(jī)不停機(jī)的情況 下操縱離合器可以控制高壓油泵的供油情況。
與四個噴氣發(fā)動機(jī)相對應(yīng)，所述供油裝置為兩套，每套供油裝置分 別給機(jī)身中前部兩側(cè)的噴氣發(fā)動機(jī)和機(jī)身尾部兩側(cè)的噴氣發(fā)動機(jī)供油。
本發(fā)明噴氣式飛機(jī)的機(jī)翼包括鉸裝于水平機(jī)身兩側(cè)的對稱轉(zhuǎn)向翼和 鉸裝于水平機(jī)身尾部上下方的對稱尾翼，轉(zhuǎn)向翼和尾翼均為大面積的板 體，在轉(zhuǎn)向裝置的控制下，垂直于水平面的轉(zhuǎn)向翼繞鉸裝點(diǎn)轉(zhuǎn)動，垂直 于豎直面的尾翼繞鉸裝點(diǎn)轉(zhuǎn)動。
轉(zhuǎn)向裝置可以使用液壓缸，液壓缸的缸體位于機(jī)身內(nèi)，液壓缸的活 塞端外伸與轉(zhuǎn)向翼、尾翼鉸裝，活塞在液壓缸內(nèi)的直線運(yùn)動轉(zhuǎn)化成轉(zhuǎn)向 翼和尾翼繞鉸裝點(diǎn)的轉(zhuǎn)動。
轉(zhuǎn)向翼和尾翼的轉(zhuǎn)動角度在0度 90度之間，轉(zhuǎn)向翼和尾翼處于0
度轉(zhuǎn)動角時，轉(zhuǎn)向翼和尾翼向后與機(jī)身重疊，如果本發(fā)明噴氣式飛機(jī)在 飛行時，此時的直線飛行速度最快；轉(zhuǎn)向翼和尾翼處于90度轉(zhuǎn)動角 時，轉(zhuǎn)向翼和尾翼與機(jī)身垂直，此時的飛行阻力最大，其直線飛行速度 最慢。
轉(zhuǎn)向翼和尾翼具有各自的控制功能，從而實現(xiàn)不同的飛行狀態(tài)
1、 起飛。兩個轉(zhuǎn)向翼和下方的尾翼處于0度轉(zhuǎn)動角，上方的尾翼 處于0度 90度之間轉(zhuǎn)動角，轉(zhuǎn)動角越大，起飛距離越短。
2、 降落。兩個轉(zhuǎn)向翼和上方的尾翼處于0度轉(zhuǎn)動角，下方的尾翼 處于0度、 90度之間轉(zhuǎn)動角，轉(zhuǎn)動角越大，降落距離越短。
3、 轉(zhuǎn)彎。上下方的尾翼和左或右側(cè)的轉(zhuǎn)向翼處于0度轉(zhuǎn)動角，右 或左側(cè)的轉(zhuǎn)向翼處于0度 90度轉(zhuǎn)動角，此時向飛機(jī)左或右側(cè)轉(zhuǎn)彎，右 或左側(cè)的轉(zhuǎn)向翼處于90度轉(zhuǎn)動角時，轉(zhuǎn)彎半徑最小。 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)
1、 本發(fā)明噴氣式飛機(jī)的動力推進(jìn)裝置簡單，但產(chǎn)生的推進(jìn)力巨 大，完全可以取代沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)使噴氣式飛機(jī)實現(xiàn)超音速飛行。
2、 本發(fā)明噴氣式飛機(jī)無平衡翼和滑翔翼，上下飛行依靠安裝在機(jī)
身尾部的可上下轉(zhuǎn)動90度的面板式尾翼來完成，轉(zhuǎn)彎飛行依靠安裝在 機(jī)身中前部的可左右轉(zhuǎn)動90度的面板式轉(zhuǎn)向翼來完成，使轉(zhuǎn)彎在同一 高度上完成，機(jī)身不會傾斜。
3、 本發(fā)明噴氣式飛機(jī)轉(zhuǎn)向翼、尾翼采用大面積金屬面板，使上 下、左右飛行的調(diào)整能更快實現(xiàn)，即實現(xiàn)最短的起飛距離和最快的轉(zhuǎn)彎 時間。-
4、 本發(fā)明噴氣式飛^l結(jié)構(gòu)簡單、速度快、安全性能高、易維修。
(四)


圖1是本發(fā)明一種實施方式的主視圖。
圖2是圖1實施方式的俯視圖。
圖號標(biāo)識1、機(jī)身；2、爆燃室；3、噴油嘴；4、火花塞；5、發(fā) 動機(jī)；6、高壓油泵；7、點(diǎn)火裝置；8、離合器；9、轉(zhuǎn)向翼；10、尾 翼；11、活塞引出桿。
(五)
具體實施例方式
在如圖1所示的實施方式中，本發(fā)明噴氣式飛機(jī)呈水平狀態(tài)，其主 體為機(jī)身1，機(jī)身1上設(shè)置有轉(zhuǎn)向翼9和尾翼10，轉(zhuǎn)向翼9和尾翼10 均為大面積的金屬面板。兩扇轉(zhuǎn)向翼9分別對稱安裝在水平機(jī)身1中前 部的左右兩側(cè)，兩扇尾翼10分別對稱安裝在水平機(jī)身1尾部的上下兩 側(cè)，參見圖2:轉(zhuǎn)向翼9與水平面垂直，轉(zhuǎn)向翼9的一端與機(jī)身1鉸 裝，轉(zhuǎn)向翼9還與轉(zhuǎn)向裝置連接，實現(xiàn)在與機(jī)身1垂直和向后與機(jī)身1 重合的90度內(nèi)轉(zhuǎn)動；尾翼10與豎直面垂直，尾翼10的一端與機(jī)身1 鉸裝，尾翼10同樣與轉(zhuǎn)向裝置連接，實現(xiàn)在與機(jī)身1垂直和向后與機(jī) 身l重合的90度內(nèi)轉(zhuǎn)動。
如圖1、圖2所示，所述轉(zhuǎn)向裝置為四個液壓缸，四個液壓缸的缸 體分別安裝在與轉(zhuǎn)向翼9和尾翼10對應(yīng)的機(jī)身1內(nèi)，液壓缸的活塞引 出桿11斜伸在外其端頭與轉(zhuǎn)向翼9或者尾翼10鉸裝。
本發(fā)明所配置的動力推進(jìn)裝置為噴氣發(fā)動機(jī)，噴氣發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)主 體為具有噴口的半密封爆燃室2，四個噴氣發(fā)動機(jī)分別安裝在機(jī)身1的 中前部和尾部兩側(cè)，安裝后的噴氣發(fā)動機(jī)的噴口向后。如圖1、圖2所 示，每個'噴氣發(fā)動機(jī)的半密封爆燃室2呈長方體，在長方體半密封爆燃 室2的上、下面和前端面上均勻分布有噴油嘴3，火花塞4位于長方體 密封爆燃室2的后部中間，火花塞4與機(jī)身1內(nèi)的點(diǎn)火裝置7通過高壓
線連接。
四個噴氣發(fā)動機(jī)內(nèi)的噴油嘴3噴出的霧化燃爆油由兩套供油裝置提 供，每套供油裝置包括發(fā)動機(jī)5、高壓油泵6、離合器8，如圖2所示， 離合器8將發(fā)動機(jī)5和高壓油泵6連接成一個整體，高壓油泵6通過高 壓油管與噴油嘴3連通。兩套供油裝置分別位于機(jī)身1內(nèi)且對應(yīng)于前后 兩組噴氣發(fā)動機(jī)，每套供油裝置負(fù)責(zé)一組噴氣發(fā)動機(jī)的工作。
權(quán)利要求
1、噴氣式飛機(jī)，包括具有機(jī)翼的機(jī)身(1)和為機(jī)身(1)提供動力的動力推進(jìn)裝置，其特征在于動力推進(jìn)裝置為噴氣發(fā)動機(jī)，該噴氣發(fā)動機(jī)包括噴口向后的半密封爆燃室(2)，爆燃室(2)內(nèi)均勻分布有與供油裝置連接的噴油嘴(3)和由點(diǎn)火裝置(7)控制的火花塞(4)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于噴氣發(fā)動機(jī)為四個〗分別位于機(jī)身(1)中前部左右兩側(cè)和機(jī)身(1)尾部左右兩 側(cè)。
3、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于供油裝置包括安置于機(jī)身(1)內(nèi)的發(fā)動機(jī)(5)、高壓油泵(6)，發(fā)動機(jī)(5)與 高壓油泵(6)連接，高壓油泵(6)通過高壓油管與噴油嘴(3)連通o
4、 根據(jù)權(quán)利要求3所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于發(fā)動機(jī)(5) 通過離合器(8)與高壓油泵(6)連接。
5、 根據(jù)權(quán)利要求4所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于供油裝置為 兩套，分別對應(yīng)于機(jī)身(1)中前部左右兩側(cè)和機(jī)身(1)尾部左右兩側(cè) 的噴氣發(fā)動機(jī)。
6、 根據(jù)權(quán)利要求1 5中任何一種所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在 于機(jī)翼包括水平機(jī)身(1)左右兩側(cè)對稱的轉(zhuǎn)向翼(9)和水平機(jī)身(1)尾部上下方對稱的尾翼(10)，轉(zhuǎn)向翼(9)和尾翼(10)均為大 面積面板；轉(zhuǎn)向翼(9)與水平面垂直且其一端鉸裝于機(jī)身(1)上，尾 翼(10)與豎直面垂直且其一端鉸裝于機(jī)身(1)上，轉(zhuǎn)向翼(9)、尾 翼(10)均與轉(zhuǎn)向裝置連接。
7、 根據(jù)權(quán)利要求6所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于轉(zhuǎn)向裝置為 液壓缸，液壓缸的缸體位于機(jī)身(1)內(nèi)，液壓缸的活塞引出桿(11) 與轉(zhuǎn)向翼(9)、尾翼(10)鉸裝。
8、 根據(jù)權(quán)利要求7所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于轉(zhuǎn)向翼(9) 的轉(zhuǎn)動角度為與機(jī)身(1)垂直至向后與機(jī)身(1)平行的90度范圍， 尾翼(10)的轉(zhuǎn)動角度為與機(jī)身(1)垂直至向后與機(jī)身(1)平行的90 度范圍。
9、 根據(jù)權(quán)利要求6所述的噴氣式飛機(jī)，其特征在于面板為金屬 面板。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種噴氣式飛機(jī)，特點(diǎn)是機(jī)身上攜帶的動力推進(jìn)裝置為噴氣發(fā)動機(jī)，該噴氣發(fā)動機(jī)的主體結(jié)構(gòu)為噴口向后的半密封爆燃室，爆燃室內(nèi)均勻分布有與供油裝置連接的噴油嘴和由點(diǎn)火裝置控制的火花塞；噴氣發(fā)動機(jī)為四個分成兩組分別位于機(jī)身中前部和尾部兩側(cè)。本發(fā)明噴氣式飛機(jī)的機(jī)翼包括與機(jī)身鉸裝的轉(zhuǎn)向翼和尾翼，轉(zhuǎn)向翼和尾翼均為大面積的金屬面板，在轉(zhuǎn)向裝置的控制下，與水平面垂直的轉(zhuǎn)向翼左右轉(zhuǎn)動90度，與豎直面垂直的尾翼上下轉(zhuǎn)動90度，從而實現(xiàn)噴氣式飛機(jī)的空中轉(zhuǎn)彎和起降。本發(fā)明噴氣式飛機(jī)的動力推進(jìn)裝置簡單，且產(chǎn)生的推進(jìn)力巨大，完全可使噴氣式飛機(jī)實現(xiàn)超音速飛行，并且可以使噴氣式飛機(jī)小半徑轉(zhuǎn)彎和短距離起降。
文檔編號B64D27/00GK101104440SQ20071014676
公開日2008年1月16日 申請日期2007年8月15日 優(yōu)先權(quán)日2007年8月15日
發(fā)明者李衛(wèi)華 申請人:李衛(wèi)華