以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)及飛機(jī)的制作方法
【專利摘要】本實(shí)用新型提供了一種以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，包括以高壓超高壓壓縮空氣為噴射工質(zhì)的壓縮空氣噴氣引擎(14)，經(jīng)濟(jì)、環(huán)保地大量生產(chǎn)儲(chǔ)存供應(yīng)高壓超高壓壓縮空氣的壓縮空氣產(chǎn)供裝置(48)和控制器；所述壓縮空氣噴氣引擎(14)設(shè)置在飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航空、航天、航海以及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體上，所述壓縮空氣噴氣引擎(14)包括儲(chǔ)備壓縮空氣的氣箱(9)和產(chǎn)生動(dòng)力的噴氣引擎(16)；所述噴氣引擎(16)包括主噴氣引擎(41)用于產(chǎn)生推力，以及多個(gè)副噴氣引擎用于降低運(yùn)動(dòng)載體行進(jìn)中的空氣(或海水)阻力以及與空氣(或海水)的滑動(dòng)摩擦力以利于提速、節(jié)能，以及用于提高飛機(jī)機(jī)翼升力以利于飛機(jī)短距離或垂直起降等。
【專利說明】
從壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)及飛機(jī)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本實(shí)用新型設(shè)及發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別提供一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)及飛 機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002] 發(fā)動(dòng)機(jī)化ngine)，即引擎，是一種能夠把其它形式的能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能的機(jī)器，誕生 于英國，先后經(jīng)歷了外燃機(jī)和內(nèi)燃機(jī)發(fā)展階段。外燃機(jī)的燃料在發(fā)動(dòng)機(jī)的外部燃燒，比如蒸 汽機(jī)；內(nèi)燃機(jī)的燃料在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒，如汽油機(jī)、柴油機(jī)W及噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。其實(shí)，無論在發(fā) 動(dòng)機(jī)的外部或內(nèi)部燃燒，燃燒的效果都是在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)產(chǎn)生"高溫高壓"氣體;分析"高溫"和 "高壓"的直接效果，業(yè)內(nèi)人±知道，"高溫"的效果主要在于根據(jù)熱力學(xué)原理發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的氣 體壓力升高，"高壓"的效果則直接與做機(jī)械功相關(guān)，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣體壓力的高低決定其輸出 扭矩(如蒸汽機(jī)、汽油機(jī)、柴油機(jī))或推力(如噴氣發(fā)動(dòng)機(jī))的大小。
[0003] 有如蒸汽機(jī)、汽油機(jī)、柴油機(jī)W燃燒產(chǎn)生的"高壓"氣體為動(dòng)力輸出扭矩，已授權(quán)的 專利"經(jīng)濟(jì)利用壓縮空氣為汽車動(dòng)力源的系統(tǒng)"（專利號(hào):201520365135.8,發(fā)明人:王力豐） 公開了一種壓縮空氣動(dòng)力裝置(包括車載蓄氣管和氣缸組合引擎），W "高壓"壓縮空氣作為 動(dòng)力源輸出扭矩，用于產(chǎn)生行車動(dòng)力。
[0004] 而有如噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)W燃燒產(chǎn)生的"高壓"氣體為動(dòng)力輸出推力，本發(fā)明旨在探討W "高壓"壓縮空氣作為動(dòng)力源輸出推力，提供一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)。
[0005] 關(guān)于現(xiàn)有技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，有多種分類方式，通?？蒞分為航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和火 箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩大類。其中航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在此W滿輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(Turbojet)為代表，此類還 可更具體地細(xì)分為離屯、式滿輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、軸流式滿輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、滿輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓 噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、脈沖噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)等;火箭發(fā)動(dòng)機(jī)包括化學(xué)能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、電能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、核 能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、太陽能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等，目前化學(xué)能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展較為成熟，運(yùn)用較廣，通 ?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)即指化學(xué)能火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，可分為液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0006] 其中，滿輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)包括①、進(jìn)氣道，空氣經(jīng)此進(jìn)入下一結(jié)構(gòu)壓氣機(jī);②、壓氣 機(jī)，由定子(S化tor)葉片與轉(zhuǎn)子(rotor)葉片交錯(cuò)組成，一對(duì)定子葉片與轉(zhuǎn)子葉片稱為一級(jí) (通常有8-12級(jí)），定子固定在發(fā)動(dòng)機(jī)框架上，轉(zhuǎn)子W轉(zhuǎn)子軸與滿輪相連;③、燃燒室與滿 輪，空氣經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后進(jìn)入燃燒室與燃油混合燃燒，產(chǎn)生高溫高壓氣體膨脹做功，并流 過滿輪推動(dòng)滿輪（多數(shù)現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)在滿輪后加裝加力燃燒室W提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力）；④、噴管 (nozzle,或稱噴嘴），其收斂、收斂一擴(kuò)張管形狀結(jié)構(gòu)決定了最終排出的氣流的狀態(tài)。液體 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為使用液體推進(jìn)劑的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，一般包括①、主推噴射器，是將液體推進(jìn)劑 (燃料和氧化劑）的化學(xué)能轉(zhuǎn)變成推進(jìn)力的重要組件，由推進(jìn)劑噴嘴、燃燒室和噴管組件等 組成(燃料和氧化劑經(jīng)推進(jìn)劑噴嘴霧化噴射入燃燒室，在燃燒室混合燃燒，產(chǎn)生高溫高壓氣 體從噴管組件排出），②、推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)，由燃料和氧化劑膽箱、燃料和氧化劑累、燃料和 氧化劑輸送管路和閥口等組成，③、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)，由計(jì)算機(jī)控制器與測量發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)各 參數(shù)的傳感器、各類閥口和調(diào)節(jié)器等共同構(gòu)成，W及④、點(diǎn)火裝置(推進(jìn)劑進(jìn)入燃燒室時(shí)即 刻點(diǎn)火)等。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為使用固體推進(jìn)劑的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，由①、藥柱，②、燃燒室，③、 噴管組件和④、點(diǎn)火裝置等組成，藥柱是由固體推進(jìn)劑(燃料和氧化劑)事先混合好制成的 中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等)直接裝填放入儲(chǔ)存室，工作 時(shí)儲(chǔ)存室就是燃燒室，推進(jìn)劑在此燃燒產(chǎn)生高溫高壓氣體，噴管組件由噴管與推力向量控 制系統(tǒng)組成，點(diǎn)火裝置通常由電發(fā)火管和火藥盒組成用于點(diǎn)燃藥柱?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)采用了上 述特殊的結(jié)構(gòu)一一半封閉的燃燒室連接噴管(拉瓦爾管），運(yùn)樣的結(jié)構(gòu)只給燃?xì)庖粭l出路一 向噴管方面流動(dòng)，其他方向受到限制，因此，燃?xì)庠谌紵覂?nèi)可建立起一定的壓力（1~ 20MPa)，而噴管出口外面壓力只有0.1 MPa(海平面大氣壓)或小于0.1 MPa甚至為零(高空甚 至大氣層外），于是燃?xì)庠趦?nèi)外壓差的作用下，流向噴管，高速噴射出去。在上述噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) 燃燒室內(nèi)產(chǎn)生的"高溫高壓"氣體，在"高壓"下受到發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)壁施加的作用力流向噴 管，根據(jù)牛頓第Ξ定律，氣體脫離發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)必定給發(fā)動(dòng)機(jī)一個(gè)反作用力，運(yùn)個(gè)反作用力就是 發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，而且所述"高壓"壓力越高，通常發(fā)動(dòng)機(jī)性能也越好，推力越大。
[0007] 現(xiàn)有技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)自身攜帶推進(jìn)劑(燃料或燃料加氧化劑)及其燃燒相關(guān)的設(shè) 施，與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)較重、構(gòu)造復(fù)雜、難于控制、造價(jià)較高、研發(fā)生產(chǎn)難度大相關(guān)。比如航空噴 氣發(fā)動(dòng)機(jī)自身攜帶燃油，且需攜帶為從大氣中吸取空氣作為氧化劑與燃油反應(yīng)燃燒而設(shè)置 的多級(jí)壓氣機(jī)、多級(jí)滿輪、多級(jí)風(fēng)扇等不僅增重而且極大地增加研發(fā)制作難度，其難度達(dá)到 運(yùn)樣的程度:全世界掌握一流水平滿輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的僅有英國羅爾斯·羅伊斯股份有 限公司簡稱羅?羅（Rolls-Royce Group plc，LSE:RR)、美國普萊特和惠特尼簡稱普惠 (Pratt&Whitney)和通用電氣航空(GE Aviation)等幾家公司。"宇宙航行之父"齊奧爾科夫 基（K 0 Η CTa Η THH 3Δ y ap Δ οβμΗ Umo AKOBCKMfi，1857 -1935)最先提出用。質(zhì)量比" 即火箭的原始質(zhì)量與火箭的最后質(zhì)量的比值來衡量火箭的性能，他計(jì)算出使用硝酸加阱類 推進(jìn)劑達(dá)到第一宇宙速度的火箭的質(zhì)量比為23.5,即總重100噸的火箭需96噸推進(jìn)劑，若加 上地球引力因素，則質(zhì)量比將更大，即有效載荷與起飛質(zhì)量之比將更小。在航空航天領(lǐng)域提 高有效載荷與起飛質(zhì)量之比的研發(fā)中，已授權(quán)的兩項(xiàng)專利"高初速彈丸發(fā)射裝置"（專利 號(hào)：201420224494.7,發(fā)明人：王力豐）和"貨物旋轉(zhuǎn)運(yùn)輸飛輪及其控制方法"（專利號(hào)： 201110351539.8,發(fā)明人:王力豐)分別公開了一種高初速彈丸發(fā)射裝置和一種貨物旋轉(zhuǎn)運(yùn) 輸飛輪及其控制方法，分別能夠在飛輪高速旋轉(zhuǎn)中W高初速發(fā)射有效載荷，和降低有效載 荷的重量給運(yùn)輸帶來的困難，它們主要設(shè)及噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域之外的飛輪原理及其技術(shù) 手段的運(yùn)用。如何降低火箭的質(zhì)量比，或通常翻過來說如何提高火箭有效載荷與起飛質(zhì)量 之比，一直是一個(gè)業(yè)內(nèi)有待解決的課題。從一些現(xiàn)有技術(shù)運(yùn)載火箭有效載荷與起飛質(zhì)量之 比的數(shù)據(jù)，可窺一斑：W色列慧星號(hào)（Shavit)有效載荷占起飛質(zhì)量0.7%，印度極軌衛(wèi)星火 箭（Polar Satellite Launch Vehicle)衛(wèi)星占起飛質(zhì)量的1 %，日本Η系列火箭巧Launch Vehicles)有效載荷占起飛質(zhì)量0.7%，美國±星號(hào)（Saturn)有效載荷占起飛質(zhì)量的1.6%， 俄羅斯質(zhì)子號(hào)(Proton)衛(wèi)星占起飛質(zhì)量的0.3%，中國長征五號(hào)的有效載荷占起飛質(zhì)量約 2%等等，顯然推進(jìn)劑及其燃燒相關(guān)的設(shè)施所占起飛質(zhì)量的比例實(shí)在相當(dāng)高(約98-99%)。
[0008] 而壓縮空氣也可W產(chǎn)生推力是一個(gè)不爭的常識(shí)。在現(xiàn)有火箭技術(shù)中壓縮空氣主要 應(yīng)用于姿軌控推進(jìn)技術(shù)之一的冷氣姿軌控推進(jìn)技術(shù)。姿軌控推進(jìn)技術(shù)通常包括化學(xué)推進(jìn)、 冷氣推進(jìn)、電推進(jìn)、核推進(jìn)、動(dòng)量轉(zhuǎn)換推進(jìn)和無工質(zhì)推進(jìn)系統(tǒng)等，完成Ξ種功能：姿態(tài)控制 (保持飛行器指向設(shè)定的方向）、軌道保持(保持飛行器在指定的軌道上運(yùn)行）和軌道轉(zhuǎn)移 (使飛行器從當(dāng)前的軌道移動(dòng)到另一個(gè)指定的軌道上）。其中冷氣推進(jìn)系統(tǒng)，即姿軌控推進(jìn) 技術(shù)之一的冷氣姿軌控推進(jìn)技術(shù)，一般采用壓縮氣體(如空氣、氮?dú)狻⒌獨(dú)?、二氧化碳?作 為噴射工質(zhì)，典型的冷氣推進(jìn)系統(tǒng)通常輸出推力范圍0.05N - 22N，為航天器姿態(tài)控制、軌 道保持和軌道轉(zhuǎn)移提供所需的推力、力矩；并且冷氣推進(jìn)系統(tǒng)采用ME Μ S (Microelechomechanical System)技術(shù)易于實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的微型化、集成化，構(gòu)成微推進(jìn)裝 置而隨著微電子學(xué)、微型機(jī)械、輕型復(fù)合材料和超精密加工等基礎(chǔ)工業(yè)迅速發(fā)展可整體安 裝在安裝隔板上，便于安裝與替換，并作為冷氣微推進(jìn)系統(tǒng)成功地應(yīng)用于微小、微納衛(wèi)星的 冷氣推進(jìn)系統(tǒng)的實(shí)踐和研究（通常將重量> 1 000kg的衛(wèi)星稱為大衛(wèi)星，重量為5〇Okg - 1 OOOkg的衛(wèi)星稱為中衛(wèi)星，重量為lOOkg^- SOOkg的衛(wèi)星稱為小衛(wèi)星，重量為 lOkg-的0kg的衛(wèi)星稱為微衛(wèi)星，而將化g-腳碟的衛(wèi)星稱為納衛(wèi)星，0.比g-- Ikg的衛(wèi)星 稱為皮衛(wèi)星，<0.化g的衛(wèi)星稱為飛衛(wèi)星）?，F(xiàn)有技術(shù)冷氣推進(jìn)系統(tǒng)，一方面從其功能特征分 析作為一種姿軌控推進(jìn)技術(shù)并沒有利用大量高壓超高壓的壓縮空氣產(chǎn)生火箭主推力的需 求，同時(shí)另一方面從現(xiàn)有技術(shù)冷氣推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)特征分析也無作為一種火箭主噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) 利用大量高壓超高壓壓縮空氣為施力源的技術(shù)特征和報(bào)道。
[0009] 有理由設(shè)想，即使不依靠自身攜帶的燃料氧化燃燒"高溫"產(chǎn)生"高壓"氣體，發(fā)動(dòng) 機(jī)W自身攜帶的大量高壓超高壓壓縮空氣為噴射工質(zhì)也可提供推力。其中機(jī)載可儲(chǔ)備足量 高壓超高壓壓縮空氣并供應(yīng)給發(fā)動(dòng)機(jī)作為工質(zhì)的裝置，在此簡稱"氣箱"，可借鑒專利"經(jīng)濟(jì) 利用壓縮空氣為汽車動(dòng)力源的系統(tǒng)"（專利號(hào)：201520365135.8,發(fā)明人:王力豐)所設(shè)及的 車載壓縮空氣的蓄氣管結(jié)構(gòu)功能加 W改進(jìn)設(shè)計(jì);而利用高壓超高壓壓縮空氣膨脹做功的裝 置(如主推噴射器:膨脹室、噴管），可參考傳統(tǒng)技術(shù)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主推噴射器(燃燒室、噴 管）的結(jié)構(gòu)功能加 W改進(jìn)設(shè)計(jì)。運(yùn)種W高壓超高壓壓縮空氣為工質(zhì)的引擎，根據(jù)牛頓定律 (主要是第Ξ定律，W及第二定律)提供推力，可用于如飛機(jī)、火箭、艦艇、車輛等運(yùn)動(dòng)載體。
[0010] 對(duì)比傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，其噴口不宜近靠、更不能對(duì)著運(yùn)動(dòng)載體本身，因?yàn)槠鋰?口噴出的灼熱燃?xì)饪赡軣g運(yùn)動(dòng)載體表面或至少增加其結(jié)構(gòu)的熱疲勞，后患嚴(yán)重;而從壓 縮空氣噴氣引擎噴口噴出的氣體溫度沒有那樣高，其噴射出的高速氣流可W相當(dāng)近靠、平 行于運(yùn)動(dòng)載體表面，可W直接吹拂過機(jī)翼的上表面，甚至可W在一定距離、一定角度范圍斜 對(duì)著運(yùn)載體頭部周圍噴射高速氣流，運(yùn)動(dòng)載體無燒蝕損傷之慮。而且傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) 噴管由于與燃料燃燒密切關(guān)連通常只出現(xiàn)在運(yùn)動(dòng)載體后部、翼下等主發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)安裝部 位;而壓縮空氣噴氣引擎噴管不僅可W出現(xiàn)在運(yùn)動(dòng)載體后部、翼下等主發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)安裝部 位，事實(shí)上可W設(shè)置于運(yùn)動(dòng)載體外周幾乎任何有需要的部位，只需將高壓超高壓壓縮空氣 進(jìn)氣管連通到那里即可。運(yùn)樣，一方面根據(jù)"流體力學(xué)之父"丹尼爾·伯努利（Daniel Bernoulli ,1700- 1782)提出的"氣流或水流流速加大，壓力減小"的伯努利原理 (Bernoulli 'S principle)，W及康達(dá)效應(yīng)(Coanda Effect,亦稱附壁作用)等，壓縮空氣噴 氣引擎噴管可W設(shè)置在運(yùn)動(dòng)載體前方、體周、翼前等部位并在運(yùn)些部位噴射高速氣流，波及 相關(guān)局域空氣動(dòng)力變化、氣體密度銳減、壓力下降，對(duì)運(yùn)動(dòng)載體運(yùn)動(dòng)可產(chǎn)生相應(yīng)的流體力學(xué) 影響，使運(yùn)些壓縮空氣噴氣引擎除了具有前述推力之外還可被賦予降低運(yùn)行阻力如空氣阻 力和摩擦阻力、提高機(jī)翼升力等功能；另一方面壓縮空氣噴氣引擎噴管可設(shè)置在飛機(jī)機(jī)體 下方噴口向下產(chǎn)生一定的垂直向上推力利于飛機(jī)短距起飛，或者設(shè)置飛機(jī)機(jī)體尾部下方或 兩側(cè)噴口向前w-定的速率噴射氣流，使行進(jìn)中的飛機(jī)緩沖減速，利于短距降落?？芍^全方 位、多功能。
[0011]顯然，對(duì)于擬議中的壓縮空氣噴氣引擎的機(jī)載壓縮空氣的"氣箱"，不可缺少一種 為其生產(chǎn)、儲(chǔ)存、供應(yīng)高壓超高壓壓縮空氣的裝置，在此簡稱"壓縮空氣產(chǎn)供裝置"，為壓縮 空氣噴氣引擎的"氣箱"充氣。而周知，生產(chǎn)高壓超高壓壓縮空氣的成本很高，主要系因?yàn)樯?產(chǎn)中所消耗的電能的約90%轉(zhuǎn)化我熱能。運(yùn)部分熱能的回收利用可借鑒前專利"經(jīng)濟(jì)利用 壓縮空氣為汽車動(dòng)力源的系統(tǒng)"（專利號(hào)：201520365135.8,發(fā)明人:王力豐)所設(shè)及的一種 鍋爐式高壓壓縮空氣產(chǎn)儲(chǔ)裝置的結(jié)構(gòu)功能加 W改進(jìn)、設(shè)計(jì);此外，改進(jìn)、設(shè)計(jì)中的簡稱"壓縮 空氣產(chǎn)供裝置"，由于作為飛機(jī)等運(yùn)動(dòng)載體的壓縮空氣噴氣引擎的"氣箱"中壓縮空氣的儲(chǔ) 量、壓力都遠(yuǎn)大于和高于汽車車載儲(chǔ)氣裝置壓縮空氣的儲(chǔ)量、壓力，需要適應(yīng)于經(jīng)濟(jì)地生產(chǎn) 和儲(chǔ)存更大量、壓力更高的高壓超高壓壓縮空氣W向壓縮空氣噴氣引擎的"氣箱"加壓充 氣；而且還需要解決加壓充氣效率問題，比如在"壓縮空氣產(chǎn)供裝置"向壓縮空氣噴氣引擎 的"氣箱"加壓充氣中，"氣箱"的設(shè)計(jì)壓力也很高，當(dāng)"壓縮空氣產(chǎn)供裝置"中壓縮空氣壓力 下降到與壓縮空氣噴氣引擎的"氣箱"相等時(shí)，"壓縮空氣產(chǎn)供裝置"中還存有大量高壓壓縮 空氣無法利用的問題。運(yùn)就必須一種"壓縮空氣產(chǎn)供裝置"和壓縮空氣噴氣引擎的"氣箱"相 互匹配地設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)成為一個(gè)包括"壓縮空氣產(chǎn)供裝置"和壓縮空氣噴氣引擎的"氣箱"的系 統(tǒng)，一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0012](-)要解決的技術(shù)問題
[0013] 本實(shí)用新型的目的是提供一種能夠經(jīng)濟(jì)地利用高壓超高壓壓縮空氣、W壓縮空氣 噴氣引擎作為飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航空、航天、航海W及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體推進(jìn)力、 提速和增加升力等施力源的系統(tǒng)。
[0014] (二很術(shù)方案
[0015] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本實(shí)用新型提供了一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在 于，包括W高壓超高壓壓縮空氣為噴射工質(zhì)的壓縮空氣噴氣引擎，壓縮空氣產(chǎn)供裝置和控 制器；
[0016] 所述壓縮空氣噴氣引擎設(shè)置在運(yùn)動(dòng)載體上;所述壓縮空氣噴氣引擎包括氣箱和噴 氣引擎;所述氣箱為壓縮空氣儲(chǔ)存容器，包括多個(gè)儲(chǔ)氣管，所述儲(chǔ)氣管用于儲(chǔ)備和供應(yīng)所述 噴氣引擎所需的壓縮空氣;所述噴氣引擎包括主噴氣引擎和多個(gè)副噴氣引擎;所述主噴氣 引擎用于W從所述儲(chǔ)氣管輸入的壓縮空氣為噴射工質(zhì)，對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體施與向前運(yùn)動(dòng)的推 力；多個(gè)所述副噴氣引擎包括分別設(shè)置在所述運(yùn)動(dòng)載體的周圍的第一副噴氣引擎、第二副 噴氣引擎、第Ξ副噴氣引擎、第四副噴氣引擎和第五副噴氣引擎，用于W從所述儲(chǔ)氣管輸入 的壓縮空氣為噴射工質(zhì)、并通過與所述主噴氣引擎配合而對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體形成目標(biāo)方向上 的推送；
[0017] 所述壓縮空氣產(chǎn)供裝置包括高壓超高壓空氣壓縮機(jī)和大型鍋爐式壓力容器;所述 高壓超高壓空氣壓縮機(jī)的工作壓力接近、等于或超過lOOMpa，用于在所述控制器的控制下 向所述大型鍋爐式壓力容器加壓充氣；所述大型鍋爐式壓力容器用于生產(chǎn)和儲(chǔ)存壓縮空 氣，W在所述控制器的控制下對(duì)多個(gè)所述儲(chǔ)氣管加壓充氣；
[0018] 所述控制器用于通過對(duì)所述主噴氣引擎、第一副噴氣引擎、第二副噴氣引擎、第Ξ 副噴氣引擎、第四副噴氣引擎和第五副噴氣引擎的開閉控制而對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體形成目標(biāo)方 向的推送。
[0019] 優(yōu)選的，所述主噴氣引擎、第一副噴氣引擎、第二副噴氣引擎、第Ξ副噴氣引擎、第 四副噴氣引擎和第五副噴氣引擎均包括由耐高壓、較輕材質(zhì)構(gòu)成的進(jìn)氣管、膨脹室和拉伐 爾噴管；
[0020] 所述進(jìn)氣管連接于所述儲(chǔ)氣管與所述膨脹室之間;所述進(jìn)氣管的周圍設(shè)有進(jìn)氣管 周電加熱器，所述進(jìn)氣管周電加熱器用于加熱所述進(jìn)氣管內(nèi)的壓縮空氣，W使所述進(jìn)氣管 內(nèi)的氣壓升高;所述儲(chǔ)氣管內(nèi)的壓縮空氣通過所述進(jìn)氣管的射氣口射入所述膨脹室內(nèi)；
[0021] 所述膨脹室的膨脹室室壁裝有氣體射入調(diào)節(jié)器，所述氣體射入調(diào)節(jié)器用于調(diào)控所 述進(jìn)氣管射入設(shè)定壓力到所述膨脹室內(nèi)的壓縮空氣的量，W使所述膨脹室內(nèi)的氣壓維持在 設(shè)定壓力;所述膨脹室的周圍設(shè)有膨脹室室壁電加熱器，所述膨脹室室壁電加熱器用于使 進(jìn)入所述膨脹室內(nèi)的壓縮空氣被加熱而加壓；
[0022] 所述拉伐爾噴管的截面積由前至后先變小再變大;所述膨脹室的末端與所述拉伐 爾噴管的漸縮部連為一體，所述膨脹室內(nèi)壓縮空氣在壓力下加速通過所述拉伐爾噴管漸縮 部、拉伐爾噴管喉部和拉伐爾噴管漸闊部，最終高速氣流由拉伐爾噴管噴口噴出。
[0023] 優(yōu)選的，所述第一副噴氣引擎設(shè)置在運(yùn)動(dòng)載體的頭部的前方;所述第一副噴氣引 擎具有雨滴狀的外形，其迎風(fēng)面積小于相應(yīng)的所述運(yùn)動(dòng)載體頭部的迎風(fēng)面積;所述第一副 噴氣引擎包括第一進(jìn)氣管、第一膨脹室和第一拉伐爾噴管，還包括一根堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)，所述 第一副噴氣引擎通過所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)固定在該運(yùn)動(dòng)載體頭部的前方;所述第一進(jìn)氣管位 于所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)之內(nèi)、并為所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)所支撐;所述第一膨脹室的末端與第一 拉伐爾噴管的漸縮部連為一體;所述第一拉伐爾噴管由前至后整體呈拉法爾噴管狀結(jié)構(gòu)； 所述第一進(jìn)氣管連同所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)從運(yùn)動(dòng)載體的頭部向前方伸出，并向前沿所述第一 副噴氣引擎軸向中央依序穿過第一副噴氣引擎噴口、第一拉伐爾噴管漸闊部、第一拉伐爾 噴管喉部、所述第一拉伐爾噴管漸縮部和所述第一膨脹室而與所述第一膨脹室的膨脹室頭 部內(nèi)壁固定連接;所述膨脹室頭部內(nèi)壁裝有第一進(jìn)氣管的射氣口和氣體射入調(diào)節(jié)器;所述 第一膨脹室內(nèi)壓縮空氣在壓力下加速通過所述第一拉伐爾噴管漸縮部、第一拉伐爾噴管喉 部，最后通過位于所述第一拉伐爾噴管漸闊部與堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)的圓錐形龐大部之間的間隙 向后方沿著一個(gè)圓錐側(cè)面向運(yùn)動(dòng)載體頭部的周圍噴射，所述圓錐側(cè)面的母線相當(dāng)于從所述 第一拉伐爾噴管喉部到該運(yùn)動(dòng)載體頭部外周的連線，W在該運(yùn)動(dòng)載體頭部前方形成一個(gè)錐 體形低壓區(qū)，用于降低該運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行的空氣阻力或海水阻力；
[0024] 所述第一副噴氣引擎還用于施與所述運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)動(dòng)的牽引力。
[0025] 優(yōu)選的，所述第二副噴氣引擎的數(shù)量為多個(gè)，多個(gè)所述第二副噴氣引擎周向設(shè)置 于所述運(yùn)動(dòng)載體的周側(cè)，多個(gè)所述第二副噴氣引擎噴口朝向所述運(yùn)動(dòng)載體的后方噴射高速 氣流對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)動(dòng)施與推力，而且所述第二副噴氣引擎噴口噴射出的高速氣流 平行并靠近于運(yùn)動(dòng)載體的表面，W在運(yùn)動(dòng)載體的周圍形成一層低壓空氣層而降低運(yùn)動(dòng)載體 向前運(yùn)行時(shí)與外界之間的滑動(dòng)摩擦阻力。
[0026] 優(yōu)選的，所述運(yùn)動(dòng)載體上設(shè)有一個(gè)或多個(gè)所述氣箱，每個(gè)所述氣箱中的多個(gè)所述 儲(chǔ)氣管均為長管狀結(jié)構(gòu)，具有由耐高壓、較輕材質(zhì)構(gòu)成的圓筒形儲(chǔ)氣管管壁；
[0027] 多個(gè)所述儲(chǔ)氣管平行成束排列，且橫截面為整體呈梅花狀結(jié)構(gòu);每個(gè)所述儲(chǔ)氣管 均設(shè)有由所述控制器控制單獨(dú)開啟和關(guān)閉的進(jìn)氣閥和排氣閥；
[0028] 在所述儲(chǔ)氣管周圍設(shè)有備用電加熱器，所述備用電加熱器用于在所述壓縮空氣噴 氣引擎因故超負(fù)荷工作、全部所述儲(chǔ)氣管內(nèi)壓縮空氣壓力均低于設(shè)定下限時(shí)啟動(dòng)；
[0029] 多個(gè)所述儲(chǔ)氣管的一端均與一個(gè)受氣多通管連通，所述受氣多通管匯合為一個(gè)受 氣管；多個(gè)所述儲(chǔ)氣管的另一端均與一個(gè)輸氣多通管相通，所述輸氣多通管的多個(gè)通路匯 合為一個(gè)輸氣管;所述儲(chǔ)氣管通過所述輸氣管與所述進(jìn)氣管連通；
[0030] 所述受氣管用于接受從所述大型鍋爐式壓力容器加壓充入的壓縮空氣。
[0031] 優(yōu)選的，為所述氣箱的儲(chǔ)氣管加壓充氣的所述大型鍋爐式壓力容器包括大型流動(dòng) 水水箱和若干個(gè)置于所述水箱中的大容量管狀容器和集管；
[0032] 若干個(gè)所述大容量管狀容器分成多組平鋪狀的排管，同一組中的多個(gè)所述排管的 兩端分別連接有一個(gè)所述集管;其中所述大容量管狀容器呈所述排管狀，有其入口和出口； 與每組中的大容量管狀容器的入口連通的所述集管為入口端集管，與每組中的大容量管狀 容器的出口連通的所述集管為出口端集管;所述大容量管狀容器的入口設(shè)有入口閥口，所 述大容量管狀容器的出口設(shè)有出口閥口；所述入口端集管設(shè)有一個(gè)集管入口及其集管入口 閥口，所述出口端集管設(shè)有一個(gè)集管出口及其集管出口閥口；
[0033] 所述大容量管狀容器的設(shè)計(jì)容積和壓力分別大于和高于所述儲(chǔ)氣管的設(shè)計(jì)容積 和壓力；部分所述大容量管狀容器為蛇形管，所述蛇形管為在所述排管平鋪的平面內(nèi)多次 迂回延伸的管狀結(jié)構(gòu)；
[0034] 平鋪在同一個(gè)平面內(nèi)的所述排管、所述蛇形管及其兩邊的所述入口端集管和出口 端集管構(gòu)成一個(gè)大容量管狀容器平面;在一個(gè)所述大型流動(dòng)水水箱中設(shè)有多個(gè)所述大容量 管狀容器平面，多組所述大容量管狀容器平面中的入口端集管通過入口端集管連通管連 通，并共用一個(gè)所述集管入口，所述集管入口內(nèi)設(shè)有集管入口閥口；各所述大容量管狀容器 平面中的出口端集管通過出口端集管連通管連通，并共用一個(gè)所述集管出口，所述集管出 口內(nèi)設(shè)有集管出口閥口；
[0035] 所述大型流動(dòng)水水箱設(shè)有用于流入冷卻水的進(jìn)水口和用于流出熱水的出水口，所 述出水口與中屯、供暖系統(tǒng)中的地下直埋保溫管連通；
[0036] 所述高壓超高壓空氣壓縮機(jī)的空壓機(jī)排氣口與所述集管入口可拆卸連接，用于向 所述大容量管狀容器加壓充氣。
[0037] 本實(shí)用新型還提供了一種飛機(jī)，包括如上所述的W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其 中所述第一副噴氣引擎設(shè)置在飛機(jī)機(jī)頭前方，所述第二副噴氣引擎設(shè)置在飛機(jī)機(jī)身的周 偵而且所述第Ξ副噴氣引擎的數(shù)量為多個(gè)，多個(gè)所述第Ξ副噴氣引擎對(duì)稱設(shè)置在飛機(jī)兩 側(cè)機(jī)翼的前緣的前方;所述第Ξ副噴氣引擎的噴口向后方的機(jī)翼噴射高速氣流，且所述第 Ξ副噴氣引擎的噴口所噴射出的高速氣流的方向與飛機(jī)起飛滑跑時(shí)相對(duì)于機(jī)翼的氣流方 向一致;所述第Ξ副噴氣引擎用于在飛機(jī)短距離或垂直起降時(shí)提高機(jī)翼升力，還用于施與 相應(yīng)于所述第Ξ副噴氣引擎噴口噴射氣體反作用力合力的對(duì)所述飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)的推力。
[0038] 優(yōu)選的，所述第四副噴氣引擎設(shè)置在所述飛機(jī)機(jī)身的下方，用于向飛機(jī)的后下方 或前下方噴射氣流，W對(duì)所述飛機(jī)施與向前上方或后上方的反作用力；所述第五副噴氣引 擎設(shè)置在所述飛機(jī)的尾部正下方或?qū)ΨQ設(shè)置在尾部的兩側(cè)，用于向所述飛機(jī)飛行方向的逆 向噴射高速氣流，w對(duì)所述飛機(jī)起到緩沖減速的作用。
[0039] (立)有益效果
[0040] 本實(shí)用新型提供了一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其中壓縮空氣噴氣引擎W作 為機(jī)載壓縮空氣儲(chǔ)存容器的氣箱輸送的高壓超高壓壓縮空氣為噴射工質(zhì)產(chǎn)生動(dòng)力，無需自 身攜帶傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃料及其燃燒相關(guān)的設(shè)施，從而整機(jī)減重、構(gòu)造簡化、造價(jià)較 低，利于研發(fā)、生產(chǎn)、控制和應(yīng)用。
[0041] 本實(shí)用新型中W工作壓力接近、等于或超過lOOMpa高壓超高壓空氣壓縮機(jī)對(duì)所述 大容量管狀容器加壓充氣進(jìn)而將高壓超高壓壓縮空氣提供所述氣箱的儲(chǔ)氣管備用;所述高 壓超高壓空氣壓縮機(jī)的電動(dòng)機(jī)利用包括夜間低谷電能及不易蓄存的風(fēng)電工作;大量高壓超 高壓壓縮空氣在所述大容量管狀容器內(nèi)生產(chǎn)過程中伴發(fā)的、相當(dāng)于所消耗的90%電能所轉(zhuǎn) 化的大量熱量與流入所述大型流動(dòng)水箱的冷卻水發(fā)生熱交換，被加熱成熱水用于集中供 暖。因而做到生產(chǎn)壓縮空氣壓力高、電能利用經(jīng)濟(jì)價(jià)廉、同時(shí)清潔供熱和節(jié)能減排。
[0042] 本實(shí)用新型壓縮空氣噴氣引擎的所述氣箱、儲(chǔ)氣管、送氣管、膨脹室W及拉伐爾噴 管中高壓超高壓壓縮空氣壓力可W接近、等于或超過lOOMPa，其值可大于現(xiàn)有技術(shù)火箭燃 燒室內(nèi)燃?xì)獾膲毫Γ?~20MPa)，可為主噴氣引擎提供較高推力，推重比較高、"質(zhì)量比"較 低，利于提高有效載荷與起飛質(zhì)量之比。
[0043] 由于本實(shí)用新型壓縮空氣噴氣引擎噴口噴射高速氣流溫度遠(yuǎn)低于傳統(tǒng)技術(shù)噴氣 發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的灼熱燃?xì)獠粫?huì)對(duì)運(yùn)動(dòng)載體體表、周圍設(shè)施、路面或甲板造成燒蝕損傷，可利用 其噴射高速氣流波及局域發(fā)生空氣動(dòng)力變化，多個(gè)副噴氣引擎可設(shè)置在飛機(jī)、火箭、列車、 潛艇等運(yùn)動(dòng)載體前方和周側(cè)，用于降低所述運(yùn)動(dòng)載體行進(jìn)空氣阻力或海水阻力、滑動(dòng)摩擦 力，有利于提速、節(jié)能;也可設(shè)置在飛機(jī)機(jī)翼前方、機(jī)體下方和機(jī)尾用于提高飛機(jī)機(jī)翼升力、 推升飛機(jī)機(jī)體和使飛機(jī)緩沖減速，有利于飛機(jī)短距離/垂直起降。
【附圖說明】
[0044] 圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例壓縮空氣噴氣引擎的結(jié)構(gòu)的示意圖；
[0045] 圖2為圖1中截面斜視的立體示意圖；
[0046] 圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例第一副噴氣引擎的側(cè)視示意圖；
[0047] 圖4為圖3中II處橫截面正視放大示意圖；
[0048] 圖5是本實(shí)用新型實(shí)施例的壓縮空氣噴氣引擎設(shè)置在飛機(jī)上的側(cè)視示意圖；
[0049] 圖6是本實(shí)用新型實(shí)施例壓縮空氣產(chǎn)供裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0050] 圖7是本實(shí)用新型實(shí)施例大容量管狀容器平面的正視示意圖。
[00引]附圖標(biāo)記：
[0052] 1、儲(chǔ)氣管;2、儲(chǔ)氣管管壁;3、受氣管;4、受氣多通管;5、進(jìn)氣閥；6、排氣閥；7、輸氣 多通管;8、輸氣管;9、氣箱；10、儲(chǔ)氣管甲；11、儲(chǔ)氣管乙；12、儲(chǔ)氣管丙；13、儲(chǔ)氣管下；13曰、儲(chǔ) 氣管戊;14、壓縮空氣噴氣引擎;15、備用電加熱器;16、噴氣引擎;17、進(jìn)氣管；17a、第一進(jìn)氣 管；18、膨脹室；18a、第一膨脹室；19、拉伐爾噴管；19a、第一拉伐爾噴管;20、拉伐爾噴管漸 縮部;20a、第一拉伐爾噴管漸縮部;21、拉伐爾噴管喉部;21a、第一拉伐爾噴管喉部;22、拉 伐爾噴管漸闊部;22a、第一拉伐爾噴管漸闊部;23、拉伐爾噴管噴口； 24、高速氣流;25、射氣 口；26、氣體射入調(diào)節(jié)器;27、膨脹室頭部;28、膨脹室室壁;29、進(jìn)氣管周電加熱器;30、膨脹 室室壁電加熱器；31、第一副噴氣引擎；32、運(yùn)動(dòng)載體頭部；32a、連線；33、堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)； 33a、堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)的圓錐形龐大部;34、堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)及進(jìn)氣管端部;35、射氣口及氣體射 入調(diào)節(jié)器;37、膨脹室頭部內(nèi)壁;39、第一副噴氣引擎噴口；40、錐體形低壓區(qū)；41、主噴氣引 擎;42、第二副噴氣引擎;43、雨滴狀外形;44、第Ξ副噴氣引擎;45、機(jī)翼上表面;46、第四副 噴氣引擎;47、第五副噴氣引擎;48、壓縮空氣產(chǎn)供裝置;49、大型鍋爐式壓力容器;50、高壓 超高壓空氣壓縮機(jī);51、電動(dòng)機(jī);52、空壓機(jī)排氣口； 53、集管；54、大型流動(dòng)水水箱；55、進(jìn)水 口； 56、出水口； 57、地下直埋保溫管；58、冷卻水;59、熱水;60、大容量管狀容器;61、大容量 管狀容器管壁;62、大容量管狀容器甲；63、大容量管狀容器乙；64、大容量管狀容器丙;65、 入口端集管;66、集管入口； 67、集管入口閥口； 68、出口端集管;69、集管出口； 70、集管出口 閥口；71、入口端集管連通管；72、出口端集管連通管；73、大容量管狀容器平面;74、排管； 75、蛇形管;76、大容量管狀容器入口； 77、大容量管狀容器出口； 78、大容量管狀容器入口閥 口； 79、大容量管狀容器出口閥口。
【具體實(shí)施方式】
[0053] W下實(shí)施例用于說明本實(shí)用新型，但不用來限制本實(shí)用新型的范圍。
[0054] 在本實(shí)用新型的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語"連接" 應(yīng)做廣義理解，例如，可W是固定連接，也可W是可拆卸連接，或一體地連接;可W是直接相 連，也可W通過中間媒介間接相連;可W是電連接，也可W是通信連接。對(duì)于本領(lǐng)域的普通 技術(shù)人員而言，可W具體情況理解上述術(shù)語在本實(shí)用新型中的具體含義。
[0055] 如圖1-7所示，本實(shí)施例記載了一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，包 括W高壓超高壓壓縮空氣下簡稱壓縮空氣)為噴射工質(zhì)的壓縮空氣噴氣引擎14,經(jīng)濟(jì)地 生產(chǎn)儲(chǔ)存供應(yīng)大量壓縮空氣的裝置簡稱壓縮空氣產(chǎn)供裝置48，和控制器；
[0056] 所述壓縮空氣噴氣引擎14設(shè)置在飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航空、航天、航海W及地 面行駛的運(yùn)動(dòng)載體上，所述壓縮空氣噴氣引擎14包括氣箱9和噴氣引擎16;所述氣箱9為壓 縮空氣儲(chǔ)存容器，其包括若干個(gè)儲(chǔ)氣管1，用于儲(chǔ)備和供應(yīng)所述噴氣引擎16所需的壓縮空 氣;所述噴氣引擎16包括主噴氣引擎41W及多個(gè)副噴氣引擎;所述主噴氣引擎41可設(shè)置在 飛機(jī)機(jī)尾、翼下等傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的安裝部位，或設(shè)置在火箭、潛艇、列車等 運(yùn)動(dòng)載體的后端，用于W從所述氣箱9輸入的壓縮空氣為噴射工質(zhì)，對(duì)上述航空、航天、航海 W及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體施與向前運(yùn)動(dòng)的推力；多個(gè)所述副噴氣引擎為設(shè)置在飛機(jī)、火箭、 潛艇、列車等航空、航天、航海W及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體各部位的第一副噴氣引擎31、第二 副噴氣引擎42、第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46、第五副噴氣引擎47,用于W從所述 氣箱9輸入的壓縮空氣為噴射工質(zhì)，起到輔助飛機(jī)等運(yùn)動(dòng)載體運(yùn)行的作用；
[0057] 所述壓縮空氣產(chǎn)供裝置48包括高壓超高壓空氣壓縮機(jī)50和大型鍋爐式壓力容器 49;所述高壓超高壓空氣壓縮機(jī)50的工作壓力接近、等于或超過lOOMpa，用用于在所述控制 器的控制下向所述大型鍋爐式壓力容器49加壓充氣;所述大型鍋爐式壓力容器49中生產(chǎn)和 儲(chǔ)存的壓縮空氣可在所述控制器的控制下加壓充入所述氣箱9的儲(chǔ)氣管1，供所述主、副噴 氣引擎利用；
[0058] 所述控制器為包括計(jì)算機(jī)、傳感器、各類閥口及其調(diào)節(jié)器的自動(dòng)控制系統(tǒng)，與所述 W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)各部分連接，用于控制所述W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)協(xié)調(diào)、 有序工作；其中主要用于通過對(duì)所述主噴氣引擎、第一副噴氣引擎31、第二副噴氣引擎42、 第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46和第五副噴氣引擎47的開閉控制而對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體 形成目標(biāo)方向的推送。
[0059] 如圖1、圖2和圖5所示，所述噴氣引擎16,無論所述主噴氣引擎41或各副噴氣引擎， 均包括進(jìn)氣管17、壓縮空氣膨脹室W下簡稱膨脹室18和拉伐爾噴管19(De Laval nozzle), 由耐高壓、較輕材質(zhì)構(gòu)成；
[0060] 所述進(jìn)氣管17連接于所述儲(chǔ)氣管1和所述膨脹室18之間，所述進(jìn)氣管17的長度和 走向與其兩端的所述儲(chǔ)氣管1和所述膨脹室18所在的位置有關(guān)，與各所述主、副噴氣引擎所 在位置有關(guān);所述進(jìn)氣管17周圍設(shè)有進(jìn)氣管周電加熱器29,所述儲(chǔ)氣管1內(nèi)的壓縮空氣通過 所述進(jìn)氣管17的射氣口 25射入所述膨脹室18;
[0061] 所述膨脹室頭部27的膨脹室室壁28內(nèi)面裝有壓縮空氣氣體射入調(diào)節(jié)器26,所述射 氣口 25是構(gòu)成所述氣體射入調(diào)節(jié)器26的基本元件，所述氣體射入調(diào)節(jié)器26調(diào)控所述進(jìn)氣管 17內(nèi)被所述進(jìn)氣管周電加熱器29適度加熱因而壓力提高的壓縮空氣W-定的流量射入所 述膨脹室18;所述膨脹室18為圓筒形，也可為球形或環(huán)形，其容積大小W保障從所述進(jìn)氣管 17射入其內(nèi)的壓縮空氣維持設(shè)計(jì)壓力為準(zhǔn)，所述膨脹室18周圍設(shè)有膨脹室室壁電加熱器30 對(duì)進(jìn)入所述膨脹室18的壓縮空氣適度加熱，W利于維持壓縮空氣壓力和在所述膨脹室18膨 脹做功;所述膨脹室18末端與所述拉伐爾噴管漸縮部20連為一體；
[0062] 所述拉伐爾噴管19(亦稱漸縮漸闊噴管）的截面積首先變小然后再變大，由漸縮部 20-喉部21-漸闊部22組成，是一個(gè)"流速增大器":壓縮空氣氣流在膨脹室18壓力作用下 首先進(jìn)入漸縮部20,在此遵循"流體在管中運(yùn)動(dòng)時(shí)，截面小處流速大，截面大處流速小"的原 理，氣流不斷加速，到達(dá)喉部21時(shí)流速可超過音速，而跨音速的流體在運(yùn)動(dòng)時(shí)卻不再遵循" 截面小處流速大，截面大處流速小"的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快，在漸闊部 22氣流的速度被進(jìn)一步加速至超音速，W極高流速噴出；
[0063] 本實(shí)施例所述噴氣引擎16噴口噴射高速氣流24,產(chǎn)生巨大推力，用于使所述主噴 氣引擎41對(duì)飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航空、航天、航海W及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體施與推進(jìn) 力；同時(shí)所述噴氣引擎16噴口噴射高速氣流24波及局域發(fā)生空氣動(dòng)力變化而該氣流溫度遠(yuǎn) 低于傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的灼熱燃?xì)獠粫?huì)對(duì)運(yùn)動(dòng)載體體表及周圍設(shè)施、路面或甲 板)造成燒蝕損傷，可使第一副噴氣引擎31設(shè)置在飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航空、航天、航海 W及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體頭部32前方用于降低所述運(yùn)動(dòng)載體行進(jìn)的空氣阻力（或海水阻 力），和第二副噴氣引擎設(shè)置在潛艇艇身周側(cè)（圖中未顯示）用于降低潛艇行駛時(shí)艇身與海 水的滑動(dòng)摩擦力，也可使第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46和第五副噴氣引擎47分別 設(shè)置在飛機(jī)機(jī)翼前方、機(jī)體下方和機(jī)尾用于提高飛機(jī)機(jī)翼升力、推升飛機(jī)機(jī)體和使飛機(jī)緩 沖減速。
[0064] 如圖3、圖4和圖5所示，所述第一副噴氣引擎31設(shè)置在運(yùn)動(dòng)載體的頭部32的前方； 所述第一副噴氣引擎31具有雨滴狀的外形43,其迎風(fēng)面積小于相應(yīng)的所述運(yùn)動(dòng)載體頭部32 迎風(fēng)面積;所述第一副噴氣引擎31包括第一進(jìn)氣管17a、第一膨脹室18a和第一拉伐爾噴管 19曰，還包括一根堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)33,通過所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)33所述第一副噴氣引擎31固定在 該運(yùn)動(dòng)載體頭部32前方;所述第一進(jìn)氣管17a位于所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)33之內(nèi)，并為所述堅(jiān)固 管狀結(jié)構(gòu)33所支撐;所述第一膨脹室18a的末端與第一拉伐爾噴管的漸縮部20a連為一體； 所述第一拉伐爾噴管19a由前至后整體呈拉法爾噴管狀的漸縮漸闊結(jié)構(gòu);所述第一進(jìn)氣管 17a連同所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)33從運(yùn)動(dòng)載體的頭部32向前方伸出，并向前沿所述第一副噴氣 引擎31軸向中央依序穿過第一副噴氣引擎噴口39、第一拉伐爾噴管漸闊部22曰、第一拉伐 爾噴管喉部21a、所述第一拉伐爾噴管漸縮部20a和所述第一膨脹室18a，繼而該堅(jiān)固管狀結(jié) 構(gòu)及進(jìn)氣管端部34與所述膨脹室頭部內(nèi)壁37固定連接;所述第一膨脹室18a的膨脹室頭部 內(nèi)壁37裝有第一進(jìn)氣管的射氣口和氣體射入調(diào)節(jié)器35;所述第一膨脹室18a內(nèi)壓縮空氣在 壓力下加速通過所述第一拉伐爾噴管漸縮部20a、第一拉伐爾噴管喉部21a，最后通過位于 所述第一拉伐爾噴管漸闊部22a與堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)的圓錐形龐大部33a之間的間隙向后方沿 著一個(gè)圓錐側(cè)面向運(yùn)動(dòng)載體頭部的周圍噴射，所述圓錐側(cè)面的母線相當(dāng)于從所述第一拉伐 爾噴管喉部21a到該運(yùn)動(dòng)載體頭部32外周的連線32a，W在該運(yùn)動(dòng)載體頭部32前方形成一個(gè) 錐體形低壓區(qū)40,用于降低該運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行的空氣阻力或海水阻力；
[0065] 本實(shí)施例所述第一副噴氣引擎31主要用于降低該運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行的空氣阻力 (或海水阻力），該運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行推力主要來自所述主噴氣引擎41，所述第一副噴氣引 擎31噴口噴射氣體的反作用力的合力所具有的對(duì)所述第一副噴氣引擎31向前的推進(jìn)力即 對(duì)該運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)動(dòng)的"牽拉力"的大小，所述控制器控制。
[0066] 所述第二副噴氣引擎42的數(shù)量為多個(gè)，周向設(shè)置于所述運(yùn)動(dòng)載體的周側(cè)，多個(gè)所 述第二副噴氣引擎42噴口朝向所述運(yùn)動(dòng)載體的后方噴射高速氣流對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn) 動(dòng)施與推力，而且所述第二副噴氣引擎42噴口噴射出的高速氣流平行并靠近于運(yùn)動(dòng)載體的 表面，W在運(yùn)動(dòng)載體的周圍形成一層低壓空氣層而降低運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行時(shí)與外界之間的 滑動(dòng)摩擦阻力；
[0067] 所述第二副噴氣引擎設(shè)置于潛艇（圖中未顯示)體周，可有多個(gè)，它們的噴口向后 方近靠并平行于艇體表面噴射高速氣流，該高速氣流覆蓋潛艇體表，流速大而對(duì)潛艇體表 正壓力小，且可吹散、卷離緊貼潛艇艇身的海水，在潛艇艇身周圍形成一層低壓空氣層，從 而降低了該潛艇向前運(yùn)行時(shí)與周圍海水的滑動(dòng)摩擦阻力；而且運(yùn)些所述第二副噴氣引擎 向后方噴射氣體對(duì)潛艇行駛也施與一定推力。
[0068] 如圖1、圖5所示，所述第Ξ副噴氣引擎44設(shè)置在飛機(jī)機(jī)翼前緣前方，對(duì)稱分布，每 側(cè)可設(shè)一個(gè)或多個(gè)所述第Ξ副噴氣引擎44,它們的噴口向后方的機(jī)翼噴射高速氣流24,其 噴口噴射高速氣流的方向與翼弦(機(jī)翼的前緣和后緣的連線）的夾角相當(dāng)于飛機(jī)起飛滑跑 時(shí)機(jī)翼的迎角(Angle of attack)即飛機(jī)起飛滑跑時(shí)氣流的方向和翼弦的夾角，換言之所 述第Ξ副噴氣引擎44噴口噴射高速氣流的方向與飛機(jī)起飛滑跑時(shí)相對(duì)于機(jī)翼的氣流方向 一致;運(yùn)樣，所述第Ξ副噴氣引擎44噴口噴射的高速氣流加大了機(jī)翼上下表面壓力差(機(jī)翼 上表面45氣流速度高壓力低），所述第Ξ副噴氣引擎44噴口噴射的高速氣流亦沖擊著具有 一定迎角的機(jī)翼下表面，W及所述第Ξ副噴氣引擎44噴口噴射的氣流緊貼凸出的機(jī)翼上表 面45流動(dòng)至離開機(jī)翼的氣流向下高速運(yùn)動(dòng)，因此根據(jù)伯努利原理、牛頓第Ξ定律、康達(dá)效應(yīng) (Coanda Effect)所述第Ξ副噴氣引擎44噴口如此噴射高速氣流具有提高機(jī)翼升力的作 用；
[0069] 飛機(jī)的升力公式通常可表述為：
[0070]
[0071] (其中：Υ為機(jī)翼升力，Cy為升力系數(shù)，P為空氣密度，U為氣流相對(duì)于機(jī)翼的速度，S 為機(jī)翼面積）
[0072] 在此，本發(fā)明獨(dú)立發(fā)展了一種應(yīng)用于飛機(jī)短距或垂直起降的簡單數(shù)學(xué)理論，其中 將氣流相對(duì)于機(jī)翼的速度V簡稱為"氣速"，飛機(jī)相對(duì)于跑道的速度簡稱為"機(jī)速"用Va表示， 并據(jù)此提出一個(gè)新的術(shù)語"氣速機(jī)速比"，用B表示：
[0073] B =氣速 / 機(jī)速= v/Va
[0074] 通常情況下，近似計(jì)算時(shí)，v>Va，通常飛機(jī)起飛加速滑跑中當(dāng)V達(dá)到其最小安全離 地速度(飛機(jī)開始升空)時(shí)，B = v/Va > 1 ;
[0075] 而對(duì)于具有所述第Ξ副噴氣引擎44的飛機(jī)，所述第Ξ副噴氣引擎44噴口向其后 方的機(jī)翼噴射高速氣流的流速在此簡稱為噴氣速，設(shè)為Ve，故對(duì)于具有所述第Ξ副噴氣引 擎44的飛機(jī)氣速U相當(dāng)于機(jī)速Va與噴氣速Ve之和，U = Va+Ve ;
[0076] 從所述第Ξ副噴氣引擎44(圖5)拉瓦爾噴管19(參考圖1)噴出氣流流速很高，如上 述可達(dá)到/超過音速（>340.29m/s，相當(dāng)于> 1225km/h)，遠(yuǎn)超任何飛機(jī)的起飛速度(一般而 言，飛機(jī)的起飛速度在200-350km/h)，飛機(jī)剛起跑甚至尚未滑跑，僅第Ξ副噴氣引擎44噴口 向其后方的機(jī)翼噴射高速氣流的噴氣速Ve構(gòu)成的氣速U(即氣流相對(duì)于機(jī)翼的速度）已達(dá) 到、超過該飛機(jī)最小安全離地速度（飛機(jī)開始升空），此時(shí)的"氣速機(jī)速比"B比值(B = u/Va) 極大，機(jī)速Va甚小，即飛機(jī)起飛滑跑甚短距離內(nèi)飛機(jī)已升空，實(shí)現(xiàn)短距/垂直起飛；
[0077] 需要短距離/垂直降落時(shí)，飛機(jī)進(jìn)場，進(jìn)近，下滑，拉平，收"油|'了'至怠速…飛機(jī)速 度(機(jī)速Va)繼續(xù)減低到機(jī)翼升力不足W平衡飛機(jī)重量前第Ξ副噴氣引擎44工作W其向機(jī) 翼噴射高速氣流維持機(jī)翼升力（W噴氣速Ve維持氣速U)，由此提高"氣速機(jī)速比"，飛機(jī)可在 預(yù)定降落跑道上方緩慢減速飛行或近乎懸停在空中，運(yùn)時(shí)控制器控制第Ξ副噴氣引擎44噴 口噴氣逐漸減速，噴氣速Ve漸降即氣速U漸降，至氣速U漸降到機(jī)翼升力不足W平衡飛機(jī)重 量，飛機(jī)飄落觸地，第Ξ副噴氣引擎44停止工作，飛機(jī)W其余速著陸滑跑短距離至停，完成 短距離/垂直降落；
[0078] 本實(shí)施例所述第Ξ副噴氣引擎44在所述控制器的控制下在飛機(jī)有短距離/垂直起 降需要或其他特殊情況時(shí)開啟，且控制其輸出功率在一定范圍內(nèi)使其一般對(duì)飛機(jī)所施向前 飛行的推進(jìn)力甚小;在必要時(shí)所述控制器可W控制所述第Ξ副噴氣引擎44對(duì)該飛機(jī)所施向 前飛行的推進(jìn)力適度加大。
[0079] 如圖1、圖5所示，所述第四副噴氣引擎46設(shè)置在飛機(jī)機(jī)身下方其噴口可W向飛機(jī) 后下方或前下方噴射氣流不會(huì)燒蝕路面或甲板對(duì)飛機(jī)施與向前上方或后上方的反作用力， W及所述第五副噴氣引擎47設(shè)置在飛機(jī)尾部正下方或機(jī)尾兩側(cè)對(duì)稱分布其噴口可逆飛行 方向噴氣對(duì)飛機(jī)飛行具有一定的緩沖減速的作用；
[0080] 在飛機(jī)短距離/垂直起飛過程中有必要時(shí)所述第四副噴氣引擎46噴口向飛機(jī)機(jī)體 后下方噴射氣流給飛機(jī)一定的向前上方的反作用力，協(xié)助所述第Ξ副噴氣引擎44工作W進(jìn) 一步縮短飛機(jī)起飛滑跑距離；
[0081] 在飛機(jī)短距離/垂直降落過程中有必要時(shí)所述第五副噴氣引擎47噴口逆飛行方向 噴氣使飛機(jī)減速，W及所述第四副噴氣引擎46噴口向飛機(jī)機(jī)體前下方噴射氣流給飛機(jī)一定 的向后上方的反作用力，配合所述第Ξ副噴氣引擎44工作W進(jìn)一步協(xié)助飛機(jī)在預(yù)定降落跑 道上方緩飛或懸停、縮短飛機(jī)降落滑跑距離；
[0082] 本實(shí)施例所述第四副噴氣引擎46、第五副噴氣引擎47在所述控制器的控制下在飛 機(jī)有短距離/垂直起降需要或其他特殊情況時(shí)開啟，且它們的輸出功率限于配合、協(xié)助所述 第Ξ副噴氣引擎44完成飛機(jī)短距離/垂直起降即可。
[0083] 如圖1、圖2、圖3和圖5所示，在飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航空、航天、航海W及地面 行駛的運(yùn)動(dòng)載體上可設(shè)置與所述主、副噴氣引擎相匹配的一個(gè)或多個(gè)所述氣箱9;每個(gè)所述 氣箱9中的多個(gè)所述儲(chǔ)氣管1為長管狀結(jié)構(gòu)，其圓筒形儲(chǔ)氣管管壁2由耐高壓、較輕材質(zhì)構(gòu) 成，其管徑小于傳統(tǒng)技術(shù)相同容量和壓力的壓縮空氣儲(chǔ)氣罐的內(nèi)徑故在相同材質(zhì)情況下其 可管存壓力更高的壓縮空氣；
[0084] 多個(gè)所述儲(chǔ)氣管1可W前后縱向平行成束排列，如其橫截面呈梅花狀，稱為梅花管 或更精確地稱之為數(shù)孔梅花管，比如屯孔梅花管；其中每個(gè)所述儲(chǔ)氣管1各有其進(jìn)氣閥5和 排氣閥6自成一個(gè)可W單獨(dú)開啟和關(guān)閉的儲(chǔ)氣單元；多個(gè)所述儲(chǔ)氣管1即相當(dāng)于多個(gè)儲(chǔ)氣 單元，它們可依排序分別稱為儲(chǔ)氣管甲10、儲(chǔ)氣管乙11、儲(chǔ)氣管丙12、儲(chǔ)氣管下13、儲(chǔ)存器管 戊13a···它們的管徑、長度與所述氣箱9的設(shè)計(jì)壓力、容量有關(guān)；
[0085] 在所述儲(chǔ)氣管1周圍設(shè)有備用電加熱器15,所述備用電加熱器15通常不啟動(dòng)，在所 述壓縮空氣噴氣引擎14因故超負(fù)荷工作、全部所述儲(chǔ)氣管1內(nèi)壓縮空氣壓力均低于某一設(shè) 定下限的某種緊急情況下，所述備用加熱器15適時(shí)緊急啟動(dòng)，加熱所述儲(chǔ)氣管1，使其管內(nèi) 壓縮空氣被加熱升溫同時(shí)壓力升高，此時(shí)所述進(jìn)氣管周電加熱器29、所述膨脹室室壁電加 熱器30也應(yīng)急提高加熱溫度，W維持從所述儲(chǔ)氣管1輸出、經(jīng)所述進(jìn)氣管17射入所述膨脹室 18的壓縮空氣保持一定的溫度和壓力，在一段時(shí)間內(nèi)維持所述壓縮空氣噴氣引擎14的動(dòng) 力；
[0086] 所述儲(chǔ)氣管1還可隨其所在的運(yùn)動(dòng)載體的構(gòu)架的空間、走勢，或彎曲盤旋靠猶在一 起，或順勢自然伸展，而且所述儲(chǔ)氣管1在可能的情況下設(shè)置在接近與其相匹配的噴氣引擎 16所在的部位，如與所述第Ξ噴氣引擎44相匹配的所述儲(chǔ)氣管1可設(shè)置在飛機(jī)機(jī)翼之中的 空間；
[0087] 多個(gè)所述儲(chǔ)氣管1共用一個(gè)受氣管3,即它們各自的進(jìn)氣閥5之前方均分別與一個(gè) 受氣多通管4相通，所述受氣多通管4匯合為一個(gè)受氣管3,比如上述屯孔梅花管的屯個(gè)進(jìn)氣 閥5就與一個(gè)八通管中的屯管相通，該八通管所空余之管即為該屯孔梅花管共用的受氣管 3;同理多個(gè)所述儲(chǔ)氣管1共用一個(gè)輸氣管8,即它們各自的排氣閥6均分別與一個(gè)輸氣多通 管7相通，所述輸氣多通管7匯合為一個(gè)輸氣管8,比如上述屯孔梅花管的屯個(gè)排氣閥6就與 另一個(gè)八通管中的屯管相通，該八通管所空余之管即為該屯孔梅花管共用的輸氣管8;
[0088] 其中，一個(gè)所述氣箱9可與一個(gè)所述噴氣引擎16,所述主噴氣引擎41或副噴氣引 擎，相匹配供氣，運(yùn)時(shí)該氣箱9中的各儲(chǔ)氣管1共用的輸氣管8與該噴氣引擎16的進(jìn)氣管17直 接連通;一個(gè)所述氣箱9也可與多個(gè)所述噴氣引擎16,所述主噴氣引擎41或副噴氣引擎，相 匹配供氣，運(yùn)時(shí)該氣箱9中的各儲(chǔ)氣管1共用的輸氣管8可分叉為多個(gè)管道再與上述相匹配 的多個(gè)所述噴氣引擎16的進(jìn)氣管17分別連通；
[0089] 所述氣箱9中多個(gè)所述儲(chǔ)氣管1共用的受氣管3用于接受從所述大型鍋爐式壓力容 器49加壓充入的壓縮空氣。
[0090] 如圖6、7所示，為所述氣箱9的儲(chǔ)氣管1加壓充氣的所述大型鍋爐式壓力容器49包 括大型流動(dòng)水水箱54和若干個(gè)置于所述水箱中的大容量管狀容器60;所述大容量管狀容器 60為圓管形，其管壁61由耐高壓、較輕材質(zhì)制作，其管徑小于相同容量和壓力的傳統(tǒng)技術(shù)壓 縮空氣儲(chǔ)氣罐的內(nèi)徑，在相同材質(zhì)情況下其可耐受和容納壓力相對(duì)更高的壓縮空氣；
[0091] 在所述大型流動(dòng)水水箱54中多個(gè)所述大容量管狀容器60平鋪成排管74,它們的兩 端與集管53連接，每根排管74即每個(gè)大容量管狀容器60具有其入口 76和出口 77及其入口閥 口78和出口閥口79，與它們的入口連接的集管稱為入口端集管65，與它們的出口連接的集 管稱為出口端集管68，所述入口端集管65和出口端集管68分別設(shè)有一個(gè)集管入口 66和集管 出口 69，并在所述集管入口 66和集管出口 69分別設(shè)有相應(yīng)的集管入口閥口 67和集管出口閥 口 70;
[0092] 其中單個(gè)所述大容量管狀容器60的設(shè)計(jì)容積和壓力均分別大于和高于單個(gè)所述 儲(chǔ)氣管1的設(shè)計(jì)容積和壓力;在某一根所述排管74的容量不足W滿足設(shè)計(jì)要求時(shí)，由于必須 保證管壁勝任承受高壓而不宜選擇擴(kuò)大管徑來擴(kuò)充容量，需要通過延長管長達(dá)到擴(kuò)容的設(shè) 計(jì)要求時(shí)，可W蛇形管75--種在所述排管74平鋪的平面內(nèi)多次迂回的管子一替代該排管 設(shè)置于所述入口端集管65和出口端集管68之間，所述蛇形管75亦W其兩端的入口、入口閥 口和出口、出口閥口分別與所述入口端集管65和出口端集管68連接；
[0093] 平鋪在一個(gè)平面的所述排管74、所述蛇形管75及其兩邊所述入口端集管65和出口 端集管68構(gòu)成一個(gè)大容量管狀容器平面73;在一個(gè)所述大型流動(dòng)水水箱54中可W設(shè)有多個(gè) 所述大容量管狀容器平面73，其中各所述大容量管狀容器平面73中的入口端集管65相互通 過入口端集管連通管71連通，并共用一個(gè)所述集管入口 66及其相應(yīng)的集管入口閥口 67;各 所述大容量管狀容器平面73中的出口端集管68相互通過出口端集管連通管72連通，并共用 一個(gè)所述集管出口 69及其相應(yīng)的集管出口閥口70;
[0094] 其中，每根所述排管74或蛇形管75相當(dāng)于一個(gè)大容量管狀容器60即一個(gè)相對(duì)獨(dú)立 的壓縮空氣產(chǎn)儲(chǔ)單元，在具有多根所述排管74和/或蛇形管75即相當(dāng)于具有多個(gè)所述大容 量管狀容器60的情況下，它們可依排序分別稱為大容量管狀容器甲62、大容量管狀容器乙 63、大容量管狀容器丙64…多個(gè)所述大容量管狀容器60在所述大型流動(dòng)水水箱54中還可W 按其他形式排列，如在圓筒型水箱中它們可連通排列在螺旋形的入口端集管和出口端集管 之間；
[0095] 所述大型流動(dòng)水水箱54設(shè)有進(jìn)水口 55 W便冷卻水58流入，和出水口 56 W便熱水59 流出通地下直埋保溫管57與中屯、供暖系統(tǒng)連通；
[0096] 所述高壓超高壓空氣壓縮機(jī)50的空壓機(jī)排氣口 52可與所述集管入口 66活動(dòng)連接， 所述高壓超高壓空氣壓縮機(jī)50的電動(dòng)機(jī)51利用電能包括夜間低谷及不易蓄存的風(fēng)電工作， 通過所述集管入口 66向各所述大容量管狀容器60加壓充氣;大量壓縮空氣在運(yùn)些所述大容 量管狀容器60內(nèi)產(chǎn)生過程中伴發(fā)的大量熱量與流入所述大型流動(dòng)水水箱54的冷卻水58發(fā) 生熱交換，所述冷卻水58被加熱成熱水59后流出匯入地下直埋保溫管57用于集中供暖;在 運(yùn)些所述大容量管狀容器60內(nèi)產(chǎn)生的大量壓縮空氣可儲(chǔ)存在其中，待需要時(shí)所述集管出 口 69可與所述氣箱9中的儲(chǔ)氣管1的受氣管3活動(dòng)連接向所述氣箱9中的所述儲(chǔ)氣管1充入壓 縮空氣；
[0097] 所述大型鍋爐式壓力容器49可W設(shè)置在地面、地下、大型船舶上、車輛比如卡車、 列車上W及大型運(yùn)輸飛機(jī)上，其中設(shè)置在車輛、大型運(yùn)輸飛機(jī)上的所述大型鍋爐式壓力容 器49在吊裝或起動(dòng)之前可排空所述大型流動(dòng)水水箱54中存水，卸除所述大型流動(dòng)水水箱54 箱體代之W-種緊湊質(zhì)輕的保護(hù)外殼罩于所述大容量管狀容器60之外，稱為管狀容器集裝 箱（圖中未顯示），便于運(yùn)輸，為設(shè)置在飛機(jī)、火箭、列車、潛艇等運(yùn)動(dòng)載體上的所述壓縮空氣 噴氣引擎14的所述氣箱9的所述儲(chǔ)氣管1充氣；
[0098] 其中，設(shè)置所述管狀容器集裝箱于大型運(yùn)輸飛機(jī)上使之作為一種空中加氣機(jī)，可 對(duì)其他配備壓縮空氣噴氣引擎14作為受氣機(jī)的飛機(jī)實(shí)施空中加氣;所述空中加氣機(jī)機(jī)載所 述管狀容器集裝箱中的所述集管出口 69向機(jī)后方管狀探出且末端可呈傘狀的錐套，所述受 氣機(jī)機(jī)頭上裝有伸縮式受氣探管（圖中未顯示)其與該機(jī)上所述氣箱9中儲(chǔ)氣管1的所述受 氣管3相延續(xù)，受氣機(jī)和加氣機(jī)兩機(jī)"會(huì)合"后，待所述受氣探管與所述傘狀的錐套銜接自動(dòng) 鎖定，氣路自動(dòng)接通，完成"對(duì)接"，空中加氣機(jī)開始對(duì)受氣機(jī)空中"加氣"，然后兩機(jī)"解散"。
[0099] 如圖3、圖5所示，所述壓縮空氣噴氣引擎14可設(shè)置在飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等航 空、航天、航海W及地面行駛的運(yùn)動(dòng)載體上；
[0100] 其中在飛機(jī)上，所述主噴氣引擎41和所述第一副噴氣引擎31、第二副噴氣引擎42、 第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46、第五副噴氣引擎47可W選擇使用或與某種傳統(tǒng)技 術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)搭配使用:①、所述第一副噴氣引擎31、所述第二副噴氣引擎42用于降低飛機(jī)飛行 空氣阻力及其與空氣的滑動(dòng)摩擦力，有利于飛機(jī)提速、節(jié)能;②、第Ξ副噴氣引擎44、第四 副噴氣引擎46可用于飛機(jī)短距離/垂直起飛，第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46、第五 副噴氣引擎47可用于飛機(jī)短距離/垂直降落;第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46、第五 副噴氣引擎47在飛機(jī)機(jī)翼前、機(jī)身下、機(jī)尾等上述功能位置固定設(shè)置，或活動(dòng)設(shè)置，即運(yùn)些 引擎平時(shí)及飛行時(shí)收斂在機(jī)翼和/或機(jī)身內(nèi)減少外露活動(dòng)部件，只在有飛機(jī)短距離/垂直起 降需要時(shí)伸出到上述功能位置并啟動(dòng);③、有需要時(shí)可進(jìn)行空中加氣;④、因故超負(fù)荷工作 使所述儲(chǔ)氣管1內(nèi)壓縮空氣壓力較低時(shí)可啟動(dòng)備用加熱器15,在一段時(shí)間內(nèi)維持所述壓縮 空氣噴氣引擎14的動(dòng)力；⑤、必要時(shí)，如當(dāng)所述主噴氣引擎41故障時(shí)，可加大第Ξ副噴氣引 擎44功率維持一段飛行;⑥、緊急情況下第Ξ副噴氣引擎44、第四副噴氣引擎46、第五副噴 氣引擎47相互配合使飛機(jī)安全短距離/垂直降落在某一空曠地域;⑦而且所述主噴氣引擎 41和所述第一副噴氣引擎31、所述第二副噴氣引擎42、第Ξ副噴氣引擎44都可對(duì)所述飛機(jī) 向前運(yùn)動(dòng)施與推力；
[0101] 所述主噴氣引擎41和所述第一副噴氣引擎31、所述第二副噴氣引擎可W設(shè)置在火 箭上，所述主噴氣引擎41膨脹室18內(nèi)壓縮空氣設(shè)計(jì)壓力可顯著>20MPa，高于火箭燃燒室內(nèi) 燃?xì)庾罡邏毫Γ医Y(jié)構(gòu)簡單、輕便，有利于降低火箭的"質(zhì)量比"；所述第一副噴氣引擎31、所 述第二副噴氣引擎有利于降低火箭飛出大氣層前空氣阻力和與空氣的滑動(dòng)摩擦力，使火箭 提速、節(jié)能;而且所述主噴氣引擎和所述第一副噴氣引擎31、所述第二副噴氣引擎都可對(duì)所 述火箭向前運(yùn)動(dòng)施與推力；
[0102] 所述主噴氣引擎41和所述第一副噴氣引擎31、第二副噴氣引擎或它們與某種傳統(tǒng) 技術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)選擇搭配，可配置在潛艇上;所述第一副噴氣引擎31用于吹散、卷離阻礙在潛艇 頭部前方的海水，在潛艇頭部前方形成一個(gè)錐體形低壓區(qū)40(甚至真空區(qū)）；所述第二副噴 氣引擎用于吹散、卷離緊貼潛艇艇身的海水，在潛艇艇身周圍形成一層低壓空氣層，使原本 深處海水高壓中的潛艇有如行駛在低壓空氣中，有利于降低海水阻力和艇身與海水的滑動(dòng) 摩擦力，使?jié)撏崴?、?jié)能，而且靜音;所述主噴氣引擎和所述第一副噴氣引擎31、所述第二 副噴氣引擎都可對(duì)所述潛艇向前運(yùn)動(dòng)施與推力；
[0103] 所述主噴氣引擎41、所述第一副噴氣引擎31、第二副噴氣引擎或它們與某種傳統(tǒng) 技術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)選擇搭配，可配置在列車上;所述第一副噴氣引擎31用于在所述列車頭部前方 形成一個(gè)錐體形低壓區(qū)40(甚至真空區(qū)），有利于降低空氣阻力，使列車提速、節(jié)能；多個(gè)所 述第二副噴氣引擎噴口朝向所述列車（圖中未顯示）的后方噴射高速氣流，在所述列車車體 的周圍形成一層低壓空氣層而降低所述列車向前運(yùn)行時(shí)與空氣的滑動(dòng)摩擦阻力；其中，對(duì) 于兩側(cè)具有翼型狀突出結(jié)構(gòu)的列車，多個(gè)所述第二副噴氣引擎設(shè)置在所述翼型狀突出結(jié)構(gòu) 的前方，并向后方列車車體表面包括所述翼型狀突出結(jié)構(gòu)表面噴射高速氣流，雖然所述翼 型狀突出結(jié)構(gòu)的上表面呈流線型凸起但其向兩側(cè)突出的距離甚小一小到該翼型狀突出結(jié) 構(gòu)產(chǎn)生的升力不足W將所述列車向空中舉起，但因高速氣流吹拂在所述翼型狀突出結(jié)構(gòu)表 面產(chǎn)生的升力減輕了所述列車對(duì)軌道的正壓力，從而降低了所述列車前進(jìn)中車輪與軌道的 滾動(dòng)摩擦力，有利于所述列車節(jié)能、提速;而且所述主噴氣引擎、第一副噴氣引擎31、第二副 噴氣引擎都對(duì)所述列車向前運(yùn)動(dòng)施與推力;而可在所述列車尾部設(shè)置上述用于飛機(jī)尾部的 所述第五副噴氣引擎，其可向所述列車行駛方向逆向噴氣用于所述列車減速、停車。
[0104] 本實(shí)施例的一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)具有W下優(yōu)勢：
[0105] 1)從傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)到本發(fā)明壓縮空氣噴氣引擎14即從內(nèi)燃機(jī)轉(zhuǎn)進(jìn)為無燃 機(jī)，避免了與燃燒相關(guān)的副作用和困擾
[0106] ①免于自身攜帶燃料及其燃燒相關(guān)的設(shè)施，使整機(jī)減重、構(gòu)造簡化、造價(jià)較低，利 于研發(fā)、生產(chǎn)、控制和應(yīng)用。
[0107] ②避免了與燃燒高溫相關(guān)的技術(shù)難題：
[010引傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃料在燃燒室燃燒溫度可達(dá)約3500K(~5800°F)，常超出噴 管和燃燒室材料的烙點(diǎn)(石墨和鶴除外），必須確保運(yùn)些材料不會(huì)燃燒、烙化或沸騰;燃燒室 處于某種圓周應(yīng)力之下，由于高溫工作環(huán)境，使其結(jié)構(gòu)材料的抗張強(qiáng)度顯著降低，也使其可 能承受的設(shè)計(jì)壓力受到一定限制;還需采用冷卻系統(tǒng)來防止材料過熱，常用的冷卻方式如 燒蝕冷卻（室壁有燒蝕材料，可不斷吸熱脫落）、福射冷卻（使室壁達(dá)到白熱狀態(tài)W福射熱 量）、熱沉式冷卻(將一種推進(jìn)劑，通常是液氨，沿室壁倒下）、再生冷卻(推進(jìn)劑在燃燒前先 流經(jīng)室壁內(nèi)的冷卻套管）、水幕冷卻(推進(jìn)劑噴射器被特殊安置，W使室壁周圍的燃?xì)鉁囟?降低）、薄膜冷卻(室壁被液體推進(jìn)劑浸濕，液體蒸發(fā)吸熱使之冷卻）、發(fā)汗冷卻(薄膜冷卻的 特殊形式)等，難免使發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、增重…傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)些難題與燃燒高溫 相關(guān)，而它們與本發(fā)明壓縮空氣噴氣引擎14無礙。
[0109] ③由于不再噴射高溫燃?xì)?，代之W噴射溫度相對(duì)頗低的高速氣流，不會(huì)對(duì)運(yùn)動(dòng)載 體造成燒蝕損傷，故本發(fā)明可W利用各副噴氣引擎噴口噴射高速氣流波及局域空氣動(dòng)力變 化，實(shí)現(xiàn)降低空氣(或海水)阻力及與空氣(或海水)滑動(dòng)摩擦阻力、提高機(jī)翼升力等功能。
[0110] 2)產(chǎn)供高壓超高壓壓縮空氣經(jīng)濟(jì)、環(huán)保
[0111] 傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(含航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī))燃燒燃料產(chǎn)生高溫高壓氣 體膨脹做功，由此產(chǎn)生Ξ個(gè)主要問題:資源消耗、環(huán)境污染、溫室氣體排放，其中飛機(jī)和火箭 工作高度高，產(chǎn)生的氮氧化物更容易破壞臭氧層。W本發(fā)明壓縮空氣噴氣引擎14驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng) 載體，包括飛機(jī)、火箭、潛艇、列車等，W高壓超高壓壓縮空氣為動(dòng)力，當(dāng)它們航空、航天、航 海、地面行駛時(shí)零排放且無甚資源消耗；
[0112] 而且即使考察初始生產(chǎn)高壓超高壓壓縮空氣時(shí)的排放和成本:本發(fā)明中所述高壓 超高壓空氣壓縮機(jī)50(工作壓力接近、等于或超過lOOMpa)可W利用夜間低谷電能或風(fēng)電、 太陽能等不易儲(chǔ)藏的電能對(duì)所述壓縮空氣產(chǎn)供裝置48加壓充氣;而且高壓超高壓空氣在所 述大型鍋爐式壓力容器49內(nèi)生產(chǎn)過程中伴發(fā)的大量熱能（相當(dāng)于所消耗的90%電能）可被 集中回收用于集中供暖。
[0113] 故對(duì)本發(fā)明W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)從整體效率(The overall efficiency) 分析，也相當(dāng)經(jīng)濟(jì)、價(jià)廉、節(jié)能、環(huán)境評(píng)估良好。
[0114] 3)本發(fā)明壓縮空氣噴氣引擎14膨脹室18壓力高、推力大、安全、密封良好
[011引①、壓力高、推力大
[0116] 業(yè)內(nèi)人±知道，傳統(tǒng)技術(shù)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)如火箭燃燒室工作壓力在1--20M化之間，壓 力越高，通常性能也越好，推力相對(duì)也較大。
[0117] 而隨著近代壓力容器、氣壓傳動(dòng)元件和材料科學(xué)的發(fā)展，超高壓壓縮空氣機(jī)輸出 壓力達(dá)到〉l〇〇MPa，壓力容器中超高壓(代號(hào)U)容器p^lOOMPa，遠(yuǎn)高于20MPa;
[0118] 加之本發(fā)明中大容量管狀容器60和儲(chǔ)氣管1均為長管狀結(jié)構(gòu)，它們的管徑均小于 相同容量、壓力的傳統(tǒng)技術(shù)高壓壓縮空氣儲(chǔ)氣罐的內(nèi)徑，在相同材質(zhì)情況下其可耐受和容 納壓力相對(duì)更高的壓縮空氣，其根據(jù)之一可參見材料力學(xué)中管子可承受的壓力公式
[0119] p=(2*o/S*S)/D
[0120] (其中：P為壓力，0為抗拉強(qiáng)度，S為安全系數(shù)，δ為壁厚，D為管子外徑）
[0121] 而且，本發(fā)明中，高壓超高壓壓縮空氣從儲(chǔ)氣管1通過進(jìn)氣管17射入膨脹室18途中 還被進(jìn)氣管周電加熱器29和膨脹室室壁電加熱器30適度加熱，亦有利于其膨脹做功，獲得 較高的推力。
[012^ ②、安全
[0123] 壓力容器作為一種成熟的產(chǎn)業(yè)已制定了安全規(guī)范(Safety codes),安全規(guī)范限定 合法的工作壓力（the legal working pressure)小于儲(chǔ)氣裝置的破裂壓力（the rupture pressure)的40%，安全系數(shù)為2.5(亦即極限應(yīng)力與許用應(yīng)力之比為2.5)，安全性可靠；
[0124] 再如大學(xué)教科書中對(duì)W壓縮空氣為工質(zhì)的氣壓傳動(dòng)的共同特點(diǎn)明確闡述道:氣壓 傳動(dòng)動(dòng)作迅速、反應(yīng)快，工作環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)，特別是在大溫差、易燃易爆、多塵埃、振動(dòng)等惡 劣工況下安全可靠工作，具有防火、防爆、節(jié)能、高效、無污染等優(yōu)點(diǎn)；
[0125] 隨著材料科學(xué)進(jìn)展，壓力容器常由耐高壓、質(zhì)輕的碳纖維構(gòu)成，碳纖維是脆性的， 即使在超大的壓力下可分裂，但不會(huì)造成任何彈片，至多只會(huì)出現(xiàn)殼體"破碎"、壓縮空氣漏 出的情況，就不會(huì)出現(xiàn)碎片和高壓氣體四瓣的危險(xiǎn)狀況，安全性也相對(duì)較好。
[0126] ③、密封良好
[0127] 至于密封方面，隨著氣壓傳動(dòng)技術(shù)進(jìn)展閥口密封技術(shù)也更加可靠，業(yè)內(nèi)人±知道 一個(gè)對(duì)比，壓縮空氣儲(chǔ)氣裝置泄氣的速率比在不用電的情況下蓄電池隨著時(shí)間延長自動(dòng)將 其電量緩慢耗盡的速率還低。
[01%] 4)降低運(yùn)動(dòng)載體運(yùn)行阻力，提速、節(jié)能;提高飛機(jī)機(jī)翼升力，利于短距離/垂直起降
[0129] 運(yùn)些優(yōu)勢與本發(fā)明W高壓超高壓壓縮空氣為施力源而非燃燒產(chǎn)生的高溫燃?xì)?，?利用所述拉瓦爾噴管19噴射高速氣流24根據(jù)伯努利原理在運(yùn)動(dòng)載體周圍產(chǎn)生的空氣動(dòng)力 變化有關(guān)。
[0130] 瑞典人古斯塔夫?德·拉瓦爾(Gus化V de Laval)發(fā)明的拉瓦爾噴管，被公認(rèn)為" 流速增大器"，廣泛應(yīng)用作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管;在本發(fā)明中拉瓦爾噴管如上文已有所述， 也起到"流速增大器"的作用，使從所述噴氣引擎16噴口噴出高速氣流24;
[0131] 根據(jù)"流體力學(xué)之父"丹尼爾·伯努利（Daniel Bernoulli)提出的伯努利定律 (Bernoulli 'S principle)，W伯努利方程表述：
[0132]
[0133] (式中P為流體所受的壓強(qiáng)，V為流動(dòng)速度，P為流體密度，g為重力加速度，h為該點(diǎn) 所在高度）
[0134] 即在一個(gè)流體系統(tǒng)，比如氣流、水流中，流速越快，流體產(chǎn)生的壓力就越小，實(shí)質(zhì)上 流體密度同時(shí)減小。
[0135] 有關(guān)于此，對(duì)第一副噴氣引擎31、第二副噴氣引擎和第Ξ副噴氣引擎44做簡要補(bǔ) 充：
[0136] I、關(guān)于第一副噴氣引擎31
[0137] 如上述當(dāng)?shù)谝桓眹姎庖鎳娍?39在一定距離、一定角度范圍斜對(duì)著運(yùn)動(dòng)載體頭部 32周圍噴射高速氣流24，在運(yùn)動(dòng)載體頭部32前方形成一個(gè)錐體形低壓區(qū)40，其對(duì)運(yùn)動(dòng)載體 頭部32無甚阻力，此時(shí)運(yùn)動(dòng)載體最前方是具有雨滴狀的外形43的第一副噴氣引擎31。根據(jù) 空氣阻力的公式：
[013 引
[0139] (式中C為空氣阻力系數(shù)，P為空氣密度，S物體迎風(fēng)面積，V為物體與空氣的相對(duì)運(yùn) 動(dòng)速度）
[0140] 據(jù)此分析具有雨滴狀的外形43的第一副噴氣引擎31所遇空氣阻力:①空氣阻力系 數(shù)(drag coefficient),又稱風(fēng)阻系數(shù)，其大小與物體的形狀有關(guān)，而雨滴狀的形狀屬于風(fēng) 阻系數(shù)最小者;②具有雨滴狀的外形43的第一副噴氣引擎31的迎風(fēng)面積可W小到只有運(yùn)動(dòng) 載體頭部32迎風(fēng)面積的幾十分之一甚至幾百分之一;③空氣阻力與運(yùn)動(dòng)物體在運(yùn)行時(shí)其前 面的空氣被壓縮而受到空氣的彈力相關(guān)，而具有雨滴狀的外形43的第一副噴氣引擎31之后 錐體形低壓區(qū)40的外側(cè)表面即圓錐側(cè)面為從第一副噴氣引擎31噴射的高速氣流24,流速 極高，通常遠(yuǎn)高于運(yùn)動(dòng)載體的運(yùn)動(dòng)速度，不僅不會(huì)對(duì)雨滴狀的第一副噴氣引擎31前方的空 氣有所壓縮，反而將順帶"拉化"著前方的空氣隨之流向后方，空氣密度下降，有利于運(yùn)動(dòng)載 體前行。
[0141] 周知，運(yùn)動(dòng)載體在空氣中運(yùn)動(dòng)受到的空氣阻力與速度的平方成正比；有報(bào)道速度 達(dá)到400~600米/秒時(shí)空氣阻力將與速度的Ξ次方成正比，在速度更高的情況下空氣阻力 可與速度的高次方成正比。故此對(duì)于日漸高速的航空和航天(飛出大氣層前）飛行器如何降 低空氣阻力是一不能忽視的的課題，在高速飛機(jī)和火箭上考慮應(yīng)用第一副噴氣引擎31尤有 意義。
[0142] II、關(guān)于第二副噴氣引擎
[0143] 當(dāng)一個(gè)物體在另一個(gè)物體的表面上相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，受到的阻礙相對(duì)運(yùn)動(dòng)的力，叫滑 動(dòng)摩擦力，滑動(dòng)摩擦力跟壓力成正比，也就是跟一個(gè)物體對(duì)另一個(gè)物體表面的垂直作用力 成正比。具體來說，當(dāng)潛艇在海水中相對(duì)于海水運(yùn)動(dòng)時(shí)，會(huì)受到海水對(duì)潛艇艇身表面施與的 阻礙其相對(duì)運(yùn)動(dòng)的滑動(dòng)摩擦力，運(yùn)種滑動(dòng)摩擦力跟海水的壓力成正比，也就是跟海水對(duì)潛 艇艇身表面的正壓力成正比?？蒞滑動(dòng)摩擦力公式表述：
[0144] ρ = μΡΝ
[0145] (其中:F為滑動(dòng)摩擦力，F(xiàn)n為正壓力，μ叫動(dòng)摩擦因數(shù)）
[0146] 故當(dāng)?shù)诙眹姎庖鎳娍谙喈?dāng)近靠、平行于潛艇（圖中未顯示)艇身表面向后方噴 射高速氣流，該高速氣流覆蓋潛艇體表，流速大而對(duì)潛艇體表正壓力小，且可吹散、卷離緊 貼潛艇艇身的海水，在潛艇艇身周圍形成一層低壓空氣層，從而降低了該潛艇向前運(yùn)行時(shí) 與周圍海水的滑動(dòng)摩擦阻力;而且運(yùn)些所述第二副噴氣引擎向后方噴射氣體對(duì)潛艇行駛也 施與一定推力。
[0147] 虹、關(guān)于第Ξ副噴氣引擎(44)
[0148] 上世紀(jì)70年代，美國和前蘇聯(lián)先后各推出一種具有翼上發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，分別是實(shí) 驗(yàn)性的波音YC-14(由于種種原因被取消了）和安-72(Αητοηοβ Αη-72)，它們發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流直 接吹拂過機(jī)翼的上表面，加速機(jī)翼上表面氣流，增加升力，W實(shí)現(xiàn)短距起落。運(yùn)種技術(shù)下 統(tǒng)稱Αη-72技術(shù))與本發(fā)明所述第Ξ副噴氣引擎44相比區(qū)別技術(shù)特征如下：
[0149] ① Αη-72發(fā)動(dòng)機(jī)W燃料燃燒產(chǎn)生的燃?xì)鉃閯?dòng)力（屬于內(nèi)燃機(jī)），本發(fā)明第Ξ副噴氣 引擎44 W壓縮空氣為動(dòng)力（屬于"無燃機(jī)"）；
[0150] ②Αη-72發(fā)動(dòng)機(jī)噴射的高溫燃?xì)饪稍斐蓹C(jī)翼表面一定程度的燒蝕和結(jié)構(gòu)的熱疲勞 (對(duì)機(jī)翼材料要求太高、成本太貴），本發(fā)明第Ξ副噴氣引擎(44)噴射氣流不會(huì)造成機(jī)體燒 蝕損傷；
[0151] ③Αη-72發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在機(jī)翼上方，本發(fā)明第Ξ副噴氣引擎44設(shè)置在機(jī)翼前緣前方；
[0152] ④Αη-72發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)機(jī)翼升力的作用主要產(chǎn)生在機(jī)翼上表面，本發(fā)明第Ξ副噴氣引 擎44對(duì)機(jī)翼升力作用不僅在于機(jī)翼上表面也作用于具有一定迎角的機(jī)翼下表面，效率更 局；
[0153] ⑤Αη-72的翼上發(fā)動(dòng)機(jī)亦即飛機(jī)主推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)需持續(xù)工作(巡航不需要增升時(shí)也 不能停機(jī)而其燃?xì)獬掷m(xù)吹在機(jī)翼上表面），本發(fā)明第Ξ副噴氣引擎44只在需要增升時(shí)短時(shí) 工作(飛機(jī)另有主推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)）；
[0154] ⑥Αη-72航程受限（最大商載航程800km)，本發(fā)明第Ξ副噴氣引擎(44)在通常情況 下與航程無關(guān)(飛機(jī)另有主推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)）；
[0155] ⑦Αη-72飛機(jī)的"氣速機(jī)速比"大體上持續(xù)在一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定的數(shù)值，具有本發(fā)明第 Ξ副噴氣引擎44的飛機(jī)的"氣速機(jī)速比"可在起飛、降落時(shí)升高（第Ξ副噴氣引擎44工作 時(shí)），其他時(shí)間如常。
[0156] 本實(shí)施例記載了一種W壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)的運(yùn)行方法，包括W下步驟：
[0157] 步驟一:通過高壓超高壓空氣壓縮機(jī)50對(duì)大型鍋爐式壓力容器49進(jìn)行加壓充氣；
[0158] 在運(yùn)一過程中集管入口閥口67、全部大容量管狀容器入口閥口78和出口閥口 79開 啟，而集管出口閥口 70關(guān)閉；
[0159] 電動(dòng)機(jī)51利用夜間低谷電能或風(fēng)電、太陽能等不易儲(chǔ)藏的電源，通過高壓超高壓 空氣壓縮機(jī)50經(jīng)空壓機(jī)排氣口 52、集管入口 66及其開啟的閥口 67、全部大容量管狀容器入 口76及其開啟的閥口78、W及全部大容量管狀容器出口77及其開啟的閥口79向設(shè)置于大型 流動(dòng)水水箱54內(nèi)的入口端集管65、全部大容量管狀容器60W及出口端集管68加壓充氣；
[0160] 控制器控制從空壓機(jī)排氣口 52充入的氣體的氣壓和氣量適應(yīng)于從大型流動(dòng)水水 箱54進(jìn)水口 55流入的冷卻水58和出水口 56流出的熱水59的水流量，使在入口端集管65、全 部大容量管狀容器60W及出口端集管68中壓縮空氣生產(chǎn)過程中伴發(fā)產(chǎn)生的熱量及時(shí)被冷 卻水58帶走，冷卻水58被加熱為適當(dāng)溫度的熱水59適時(shí)從出水口 56流出通往地下直埋保溫 管57用于集中供暖，直至在入口端集管65、全部大容量管狀容器60W及出口端集管68內(nèi)仍 然基本保持常溫的大量壓縮空氣達(dá)到設(shè)計(jì)高壓，儲(chǔ)存?zhèn)溆茫?br>[0161] 屆時(shí)集管入口閥口67、全部大容量管狀容器入口閥口78和出口閥口79關(guān)閉，集管 出口閥口70繼續(xù)關(guān)閉；
[0162] 步驟二:通過大型鍋爐式壓力容器49向氣箱9充氣；
[0163] 在運(yùn)一過程中集管入口閥口 67W及全部大容量管狀容器入口閥口 78關(guān)閉，全部大 容量管狀容器出口閥口79中只單個(gè)分別有序開啟而其余關(guān)閉，集管出口閥口70開啟；集管 出口 69與氣箱9中儲(chǔ)氣管1共用的受氣管3對(duì)接，氣箱9中儲(chǔ)氣管1進(jìn)氣閥5只單個(gè)分別有序開 啟而其余關(guān)閉;控制器控制壓縮空氣有序地從某一個(gè)大容量管狀容器60開啟的出口閥口79 經(jīng)開啟的集管出口閥口70、集管出口69、氣箱9中儲(chǔ)氣管1共用的受氣管3及某一個(gè)開啟的 儲(chǔ)氣管進(jìn)氣閥5向該儲(chǔ)氣管1充入壓縮空氣…比如，壓縮空氣從大容量管狀容器甲62輸入儲(chǔ) 氣管甲10,當(dāng)儲(chǔ)氣管甲10內(nèi)充滿達(dá)到設(shè)計(jì)要求壓力的壓縮空氣時(shí)儲(chǔ)氣管甲10進(jìn)氣閥5關(guān)閉， 然后儲(chǔ)氣管乙11進(jìn)氣閥5開啟，壓縮空氣從大容量管狀容器甲62輸入儲(chǔ)氣管乙11···
[0164] 在一個(gè)大容量管狀容器60向一個(gè)個(gè)儲(chǔ)氣管1充氣的過程中氣壓逐漸下降，W致后 來輪到向某儲(chǔ)氣管1充氣時(shí)該大容量管狀容器60內(nèi)氣壓已下降到與正在受氣的儲(chǔ)氣管1內(nèi) 逐漸增長的氣壓相等，運(yùn)時(shí)該大容量管狀容器60已無力再繼續(xù)向該儲(chǔ)氣管1輸氣而該儲(chǔ)氣 管1內(nèi)氣壓尚未升到設(shè)計(jì)要求，例如運(yùn)種情況發(fā)生在大容量管狀容器甲62向儲(chǔ)氣管丙12的 輸氣過程中，兩者氣壓一降一升達(dá)到相等時(shí)，儲(chǔ)氣管丙12內(nèi)氣壓尚未升到設(shè)計(jì)要求而大容 量管狀容器甲62內(nèi)氣壓已下降到一定值無力再繼續(xù)向氣壓已升高到一定值的儲(chǔ)氣管丙12 繼續(xù)輸氣，運(yùn)時(shí)控制器控制儲(chǔ)氣管丙12進(jìn)氣閥5關(guān)閉，儲(chǔ)氣管下13進(jìn)氣閥5、儲(chǔ)氣管戊13a進(jìn) 氣閥5等相繼單個(gè)有序開啟和關(guān)閉，使大容量管狀容器甲62內(nèi)氣壓還具有一定余壓的壓縮 空氣陸續(xù)排空到氣壓相對(duì)較低的儲(chǔ)氣管下13、儲(chǔ)氣管戊13a···然后大容量管狀容器甲62出 口閥口79關(guān)閉，大容量管狀容器乙63出口閥口79開啟，同時(shí)儲(chǔ)氣管丙12進(jìn)氣閥5再次開啟， 使具有"原始"高壓的大容量管狀容器乙63向與其對(duì)比壓力相對(duì)較低的儲(chǔ)氣管丙12充氣使 其內(nèi)前已經(jīng)升高到一定值的氣壓繼續(xù)升高達(dá)到設(shè)計(jì)要求，然后儲(chǔ)氣管丙12進(jìn)氣閥5關(guān)閉，緊 接著儲(chǔ)氣管下13進(jìn)氣閥5開啟…
[0165] 其中，在壓縮空氣從大容量管狀容器60輸入儲(chǔ)氣管1過程中，對(duì)于儲(chǔ)氣管1內(nèi)存空 氣來講壓力在升高而具有一定的升溫趨勢，但對(duì)于從大容量管狀容器60輸入到儲(chǔ)氣管1內(nèi) 的運(yùn)部分壓縮空氣來講其壓力正在下降而有降溫趨勢，控制器控制壓縮空氣從大容量管狀 容器60輸入儲(chǔ)氣管1的流量、速度，使在運(yùn)一過程中儲(chǔ)氣管1內(nèi)氣壓穩(wěn)步升高到設(shè)計(jì)要求而 升溫趨勢與降溫趨勢相對(duì)平衡，氣溫基本穩(wěn)定；
[0166] 步驟氣箱9向噴氣引擎16送氣；
[0167] 在噴氣引擎16工作過程中，氣箱9中所有儲(chǔ)氣管1進(jìn)氣閥5關(guān)閉，氣箱9中各儲(chǔ)氣管1 排氣閥6只單個(gè)或數(shù)個(gè)分別有序開啟而其余關(guān)閉；控制器控制壓縮空氣有序地從其中某一 個(gè)或數(shù)個(gè)儲(chǔ)氣管1開啟的排氣閥6、輸氣管8送入與之相連接的進(jìn)氣管17,進(jìn)而經(jīng)由設(shè)置在膨 脹室頭部27的射氣口 25、氣體射入調(diào)節(jié)器26射入膨脹室18;
[0168] 進(jìn)氣管17管徑較儲(chǔ)氣管1管徑略小，進(jìn)氣管周電加熱器29和膨脹室室壁加熱器30 工作，進(jìn)入膨脹室18的壓縮空氣被適度加溫、保持較高壓力，并在高壓下流入與膨脹室18末 端連為一體的拉伐爾噴管漸縮部20-穿過拉伐爾噴管喉部21-由拉伐爾噴管漸闊部22噴 出，氣流極大加速，產(chǎn)生巨大推力，高速氣流24也波及相關(guān)局域空氣動(dòng)力變化。
[0169] W上所述僅是本實(shí)用新型的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技 術(shù)人員來說，在不脫離本實(shí)用新型技術(shù)原理的前提下，還可W做出若干改進(jìn)和替換，運(yùn)些改 進(jìn)和替換也應(yīng)視為本實(shí)用新型的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，包括以高壓超高壓壓縮空氣為噴射 工質(zhì)的壓縮空氣噴氣引擎(14)，壓縮空氣產(chǎn)供裝置(48)和控制器； 所述壓縮空氣噴氣引擎（14)設(shè)置在運(yùn)動(dòng)載體上;所述壓縮空氣噴氣引擎（14)包括氣箱 (9)和噴氣引擎（16);所述氣箱(9)為壓縮空氣儲(chǔ)存容器，包括多個(gè)儲(chǔ)氣管（1)，所述儲(chǔ)氣管 (1)用于儲(chǔ)備和供應(yīng)所述噴氣引擎（16)所需的壓縮空氣;所述噴氣引擎（16)包括主噴氣引 擎(41)和多個(gè)副噴氣引擎;所述主噴氣引擎(41)用于以從所述儲(chǔ)氣管（1)輸入的壓縮空氣 為噴射工質(zhì)，對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體施與向前運(yùn)動(dòng)的推力；多個(gè)所述副噴氣引擎包括分別設(shè)置在 所述運(yùn)動(dòng)載體的周圍的第一副噴氣引擎(31)、第二副噴氣引擎(42)、第三副噴氣引擎(44)、 第四副噴氣引擎(46)和第五副噴氣引擎(47)，用于以從所述儲(chǔ)氣管（1)輸入的壓縮空氣為 噴射工質(zhì)、并通過與所述主噴氣引擎(41)配合而對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體形成目標(biāo)方向上的推送； 所述壓縮空氣產(chǎn)供裝置(48)包括高壓超高壓空氣壓縮機(jī)(50)和大型鍋爐式壓力容器 (49);所述高壓超高壓空氣壓縮機(jī)(50)的工作壓力接近、等于或超過lOOMpa，用于在所述控 制器的控制下向所述大型鍋爐式壓力容器(49)加壓充氣;所述大型鍋爐式壓力容器(49)用 于生產(chǎn)和儲(chǔ)存壓縮空氣，以在所述控制器的控制下對(duì)多個(gè)所述儲(chǔ)氣管（1)加壓充氣； 所述控制器用于通過對(duì)所述主噴氣引擎(41)、第一副噴氣引擎(31)、第二副噴氣引擎 (42)、第三副噴氣引擎(44)、第四副噴氣引擎(46)和第五副噴氣引擎(47)的開閉控制而對(duì) 所述運(yùn)動(dòng)載體形成目標(biāo)方向的推送。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，所述主噴氣引擎 (41)、第一副噴氣引擎(31)、第二副噴氣引擎(42)、第三副噴氣引擎(44)、第四副噴氣引擎 (46)和第五副噴氣引擎(47)均包括由耐高壓、較輕材質(zhì)構(gòu)成的進(jìn)氣管（17)、膨脹室（18)和 拉伐爾噴管（19); 所述進(jìn)氣管（17)連接于所述儲(chǔ)氣管（1)與所述膨脹室（18)之間；所述進(jìn)氣管（17)的周 圍設(shè)有進(jìn)氣管周電加熱器(29)，所述進(jìn)氣管周電加熱器(29)用于加熱所述進(jìn)氣管（17)內(nèi)的 壓縮空氣，以使所述進(jìn)氣管（17)內(nèi)的氣壓升高;所述儲(chǔ)氣管（1)內(nèi)的壓縮空氣通過所述進(jìn)氣 管（17)的射氣口（ 25)射入所述膨脹室（18)內(nèi)； 所述膨脹室（18)的膨脹室室壁（28)裝有氣體射入調(diào)節(jié)器（26)，所述氣體射入調(diào)節(jié)器 (26)用于調(diào)控所述進(jìn)氣管（17)射入設(shè)定壓力到所述膨脹室（18)內(nèi)的壓縮空氣的量，以使所 述膨脹室（18)內(nèi)的氣壓維持在設(shè)定壓力;所述膨脹室（18)的周圍設(shè)有膨脹室室壁電加熱器 (30)，所述膨脹室室壁電加熱器(30)用于使進(jìn)入所述膨脹室（18)內(nèi)的壓縮空氣被加熱而加 壓； 所述拉伐爾噴管（19)的截面積由前至后先變小再變大;所述膨脹室（18)的末端與所述 拉伐爾噴管的漸縮部(20)連為一體，所述膨脹室（18)內(nèi)壓縮空氣在壓力下加速通過所述拉 伐爾噴管漸縮部(20)、拉伐爾噴管喉部(21)和拉伐爾噴管漸闊部(22)，最終高速氣流(24) 由拉伐爾噴管噴口（23)噴出。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，所述第一副噴氣引 擎(31)設(shè)置在運(yùn)動(dòng)載體的頭部(32)的前方;所述第一副噴氣引擎(31)的迎風(fēng)面積小于相應(yīng) 的所述運(yùn)動(dòng)載體頭部(32)的迎風(fēng)面積;所述第一副噴氣引擎(31)包括第一進(jìn)氣管（17a)、第 一膨脹室（18a)和第一拉伐爾噴管（19a)，還包括一根堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)（33)，所述第一副噴氣 引擎(31)通過所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)(33)固定在該運(yùn)動(dòng)載體頭部(32)的前方;所述第一進(jìn)氣 管（17a)位于所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)(33)之內(nèi)、并為所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)(33)所支撐;所述第一膨 脹室（18a)的末端與第一拉伐爾噴管的漸縮部（20a)連為一體;所述第一拉伐爾噴管（19a) 由前至后整體呈拉法爾噴管狀結(jié)構(gòu);所述第一進(jìn)氣管（17a)連同所述堅(jiān)固管狀結(jié)構(gòu)(33)從 運(yùn)動(dòng)載體的頭部(32)向前方伸出，并向前沿所述第一副噴氣引擎(31)軸向中央依序穿過第 一副噴氣引擎噴口（39)、第一拉伐爾噴管漸闊部(22a)、第一拉伐爾噴管喉部(21a)、所述第 一拉伐爾噴管漸縮部(20a)和所述第一膨脹室（18a)而與所述第一膨脹室（18a)的膨脹室頭 部內(nèi)壁(37)固定連接;所述膨脹室頭部內(nèi)壁(37)裝有第一進(jìn)氣管的射氣口和氣體射入調(diào)節(jié) 器(35);所述第一膨脹室（18a)內(nèi)壓縮空氣在壓力下加速通過所述第一拉伐爾噴管漸縮部 (20a)、第一拉伐爾噴管喉部(21a)，最后通過位于所述第一拉伐爾噴管漸闊部(22a)與堅(jiān)固 管狀結(jié)構(gòu)的圓錐形龐大部(33a)之間的間隙向后方沿著一個(gè)圓錐側(cè)面向運(yùn)動(dòng)載體頭部的周 圍噴射，所述圓錐側(cè)面的母線相當(dāng)于從所述第一拉伐爾噴管喉部(21a)到該運(yùn)動(dòng)載體頭部 (32)外周的連線(32a)，以在該運(yùn)動(dòng)載體頭部(32)前方形成一個(gè)錐體形低壓區(qū)（40)，用于降 低該運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行的空氣阻力或海水阻力； 所述第一副噴氣引擎(31)還用于施與所述運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)動(dòng)的牽引力。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，所述第二副噴氣引 擎(42)的數(shù)量為多個(gè)，多個(gè)所述第二副噴氣引擎(42)周向設(shè)置于所述運(yùn)動(dòng)載體的周側(cè)，多 個(gè)所述第二副噴氣引擎(42)噴口朝向所述運(yùn)動(dòng)載體的后方噴射高速氣流對(duì)所述運(yùn)動(dòng)載體 向前運(yùn)動(dòng)施與推力，而且所述第二副噴氣引擎(42)噴口噴射出的高速氣流平行并靠近于運(yùn) 動(dòng)載體的表面，以在運(yùn)動(dòng)載體的周圍形成一層低壓空氣層而降低運(yùn)動(dòng)載體向前運(yùn)行時(shí)與外 界之間的滑動(dòng)摩擦阻力。5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，所述運(yùn)動(dòng)載體上設(shè) 有一個(gè)或多個(gè)所述氣箱(9)，每個(gè)所述氣箱(9)中的多個(gè)所述儲(chǔ)氣管（1)均為長管狀結(jié)構(gòu)，具 有由耐高壓、較輕材質(zhì)構(gòu)成的圓筒形儲(chǔ)氣管管壁(2); 多個(gè)所述儲(chǔ)氣管（1)平行成束排列，且橫截面為整體呈梅花狀結(jié)構(gòu)；每個(gè)所述儲(chǔ)氣管 (1)均設(shè)有由所述控制器控制單獨(dú)開啟和關(guān)閉的進(jìn)氣閥（5)和排氣閥(6); 在所述儲(chǔ)氣管（1)周圍設(shè)有備用電加熱器（15)，所述備用電加熱器（15)用于在所述壓 縮空氣噴氣引擎（14)因故超負(fù)荷工作、全部所述儲(chǔ)氣管（1)內(nèi)壓縮空氣壓力均低于設(shè)定下 限時(shí)啟動(dòng)； 多個(gè)所述儲(chǔ)氣管（1)的一端均與一個(gè)受氣多通管(4)連通，所述受氣多通管(4)匯合為 一個(gè)受氣管(3);多個(gè)所述儲(chǔ)氣管（1)的另一端均與一個(gè)輸氣多通管(7)相通，所述輸氣多通 管(7)的多個(gè)通路匯合為一個(gè)輸氣管(8);所述儲(chǔ)氣管（1)通過所述輸氣管(8)與所述進(jìn)氣管 (17)連通； 所述受氣管(3)用于接受從所述大型鍋爐式壓力容器(49)加壓充入的壓縮空氣。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的以壓縮空氣為施力源的系統(tǒng)，其特征在于，為所述氣箱(9)的 儲(chǔ)氣管（1)加壓充氣的所述大型鍋爐式壓力容器(49)包括大型流動(dòng)水水箱(54)和若干個(gè)置 于所述水箱中的大容量管狀容器(60)和集管(53); 若干個(gè)所述大容量管狀容器(60)分成多組平鋪狀的排管(74)，所述集管(53)位于每組 平鋪狀的排管（74)的兩側(cè)，呈所述排管（74)狀的所述大容量管狀容器(60)兩端設(shè)有入口 (76)和出口（77)，與每組中的大容量管狀容器入口（76)連通的所述集管(53)為入口端集管 (65)，與每組中的大容量管狀容器出口（77)連通的所述集管(53)為出口端集管(68);所述 大容量管狀容器(60)的入口（76)設(shè)有入口閥門（78)，所述大容量管狀容器(60)的出口（77) 設(shè)有出口閥門（79);所述入口端集管(65)設(shè)有一個(gè)集管入口（ 66)及其集管入口閥門（67)， 所述出口端集管(68)設(shè)有一個(gè)集管出口（ 69)及其集管出口閥門（70); 所述大容量管狀容器(60)的設(shè)計(jì)容積和壓力分別大于和高于所述儲(chǔ)氣管（1)的設(shè)計(jì)容 積和壓力；部分所述大容量管狀容器(60)為蛇形管（75)，所述蛇形管（75)為在所述排管 (74)平鋪的平面內(nèi)多次迂回延伸的管狀結(jié)構(gòu)； 平鋪在同一個(gè)平面內(nèi)的所述排管（74)及其兩邊的所述入口端集管(65)和出口端集管 (68)構(gòu)成一個(gè)大容量管狀容器平面(73);在一個(gè)所述大型流動(dòng)水水箱(54)中設(shè)有多個(gè)所述 大容量管狀容器平面(73)，多組所述大容量管狀容器平面(73)中的入口端集管(65)通過入 口端集管連通管(71)連通，并共用一個(gè)所述集管入口（66)，所述集管入口（66)內(nèi)設(shè)有集管 入口閥門（67);各所述大容量管狀容器平面(73)中的出口端集管(68)通過出口端集管連通 管(72)連通，并共用一個(gè)所述集管出口（ 69 )，所述集管出口（ 69)內(nèi)設(shè)有集管出口閥門（70); 所述大型流動(dòng)水水箱（54)設(shè)有用于流入冷卻水（58)的進(jìn)水口（55)和用于流出熱水 (59)的出水口（56)，所述出水口（56)與中心供暖系統(tǒng)中的地下直埋保溫管(57)連通； 所述高壓超高壓空氣壓縮機(jī)(50)的空壓機(jī)排氣口（52)與所述集管入口（66)可拆卸連 接，用于向所述大容量管狀容器(60)加壓充氣。7. -種飛機(jī)，其特征在于，包括如權(quán)利要求1至6任一項(xiàng)所述的以壓縮空氣為施力源的 系統(tǒng)，其中所述第一副噴氣引擎(31)設(shè)置在飛機(jī)機(jī)頭前方，所述第二副噴氣引擎(42)設(shè)置 在飛機(jī)機(jī)身的周側(cè);而且所述第三副噴氣引擎(44)的數(shù)量為多個(gè)，多個(gè)所述第三副噴氣引 擎(44)對(duì)稱設(shè)置在飛機(jī)兩側(cè)機(jī)翼的前緣的前方;所述第三副噴氣引擎(44)的噴口向后方的 機(jī)翼噴射高速氣流(24)，且所述第三副噴氣引擎(44)的噴口所噴射出的高速氣流的方向與 飛機(jī)起飛滑跑時(shí)相對(duì)于機(jī)翼的氣流方向一致;所述第三副噴氣引擎(44)用于在飛機(jī)短距離 或垂直起降時(shí)提高機(jī)翼升力，還用于施與相應(yīng)于所述第三副噴氣引擎(44)噴口噴射氣體反 作用力合力的對(duì)所述飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)的推力。8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛機(jī)，其特征在于，所述第四副噴氣引擎(46)設(shè)置在所述飛機(jī) 機(jī)身的下方，用于向飛機(jī)的后下方或前下方噴射氣流，以對(duì)所述飛機(jī)施與向前上方或后上 方的反作用力;所述第五副噴氣引擎(47)設(shè)置在所述飛機(jī)的尾部正下方或?qū)ΨQ設(shè)置在尾部 的兩側(cè)，用于向所述飛機(jī)飛行方向的逆向噴射高速氣流，以對(duì)所述飛機(jī)起到緩沖減速的作 用。
【文檔編號(hào)】B64D27/16GK205559070SQ201620169386
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年3月4日
【發(fā)明人】王力豐
【申請人】王力豐