专利名称：航空航天飞行、水面水下航行全功能变失量动力系统的制作方法
技术领域：
本发明是航行器动力系统，装有本动力系统的航行器，可在大气层内，大气层外水面、水下不同的运动介质中运动，并能对航行器的运动状态进行动力调控。
以往的航行器推力系统只能应用于一单一的运动介质中，或功能单一，不能使航行器从一个运动介质中自由运动到另一个运动介质，如喷气涡轮发动机只能用于大气层内，不能用于大气层外或水中。
本动力系统具有全功能，节能环保，功率大，燃料通用性好的特点，如飞机装有本动力系统，飞机不但能飞到超高空，达到数倍高速，而且可以飞到大气层外，并能通过自身动力系统实行飞行姿势控制，还可以进行超低空掠海飞行，和潜入水下航行。本系统的另一个优点是当飞机在水下或太空运行时，它可以多带燃烧剂而少带氧化剂，当氧化剂消耗尽时，飞机可以从水中升到水面，或从太空进入大气层进行氧化剂补给，储存压缩空气，这样可以减轻航行器自身中燃料所占的比例，实现空天飞行或长距离航行，装有本系统的飞机在可以垂直起落，姿势控制灵活有力。
如果飞机装上了本系统，它在大气层内飞行时，可充分利用空气的浮力，和空气的可作为氧化剂的特点，可实现卫星发射，为航天站运送物资等多项功能，本系统的在大气层内的工作原理如图6①涡轮发动机点火启动，发动机内的空气和燃料在涡轮燃烧缸内燃烧产生高温高压燃气，冲动涡轮旋转②涡轮通过传动轴带动助燃空气压缩机和储存工作空气压缩机工作，以及风扇工作。
③助燃空气压缩机把空气压缩后输入火箭发动机的燃烧室内，与涡轮燃烧缸内的高温燃气充分作用，即可使燃料充分燃烧，又使燃烧室内受热气体增压，膨胀增加，使燃气的能量增大，助燃空气压缩机的空气还有为涡轮燃烧缸冷却的作用。
④推力风扇推动的气体从火箭燃烧室外经过，即降低燃烧室的温度，又增加本身热能，最后在球形尾管内与从火箭燃烧室冲出的燃气混合，即降低喷出尾喷口的燃气温度，减少对尾喷管的损耗，又增加燃气的膨胀势能，由于高温气体的增量。使供气的动能转化增加高温气体从尾喷口冲出，通过反冲作用力使航行器运动。
2．发动机在大气层外的工作原理如图7所示。
①储存的压缩空气和燃料进入火箭发动机燃烧室，助燃空气压缩机后端的隔闭板，封闭。
②点火启动，燃料和压缩空气或(液氧)充分燃烧产生高温高压燃气从尾喷管喷出。
③燃气的反冲作用使航行器前进。
3．在水下航行原理①助燃室气压缩机前端隔封和后端隔闭板同时封闭，将助燃室气压缩机与外部系统隔断，并充入压缩空气密闭。
②火箭发动机内的可控燃烧室变动隔板闭合，使可控燃烧室和涡轮发动机燃烧缸联合成一个闭合的燃烧空间。
③储存的压缩空气(或液氧)和燃料进入涡轮发动机，燃烧缸内点火燃烧，产生高温，高压燃气，带动涡轮转动。
④尾喷管的火箭燃烧室堵隔塞堵住燃烧室的后出口同时打开尾气接收装置将尾气排走。
⑤推力风扇现在起出螺旋浆的作用，把进气口进来的水，推动从尾喷管射出，推到航行器运动，同时冷却火箭燃烧室。
4．发动机变矢量工作原一①矢量调控，是由球形尾喷管和环形矢量控制板完成的；②如图9所示，空气或水在风扇推动下，进入发动机在调控叶片基、炔丙基、苯基炔丙基、苯基、苄基、α-甲基-4-氟苄基、2，3，4，5，6-五氟苄基、4-氟苄基、4-氟苯基、2，4-二氟苄基、3-噻吩基甲基、5-甲基噻吩-2-基甲基、5-氯噻吩-2-基甲基和2-苯并[b]噻吩基甲基。</claim><claim>31.按照权利要求27的方法，其中所述烷化剂具有式R99-Q，其中Q为离去基团，而R99选自1，1，1-三氟乙基、苯基、苄基、α-甲基-4-氟苄基、4-氟苄基、4-氟苯基和2，4-二氟苄基。</claim><claim>32.按照权利要求27的方法，其中所述烷化剂具有式R99-Q，其中Q为离去基团，而R99选自1，1，1-三氟乙基、苄基和4-氟苯基。</claim><claim>33.区域选择性地制备4，5-取代的哒酮或其药学上可接受的盐、酯或前体药物的方法，包括以下步骤a)使具有下式的化合物
其中R为烷基或芳基，而X为离去基团，与亲核试剂反应，以取代X基团；b)将-OR98转化为离去基团；和c)使所述化合物与第二种亲核试剂反应，以提供4，5-取代的哒酮。</claim><claim>34.按照权利要求33的方法，其中所述苄基用Lewis酸去除。</claim><claim>35.区域选择性地制备4，5-取代的哒酮或其药学上可接受的盐、酯或其前体药物的方法，包括使具有下式的化合物
的状态；
火箭发动机主燃烧室；
尾气接收装置的锥形开闭阀；
(在水下工作时)火箭燃烧室出口的可控堵闭塞；
控制装置；
球形尾喷管内的失量控制板；
尾喷管的喷嘴；
火箭发动机被闭塞时尾气的通道；
空气压缩机前端封闭板；
空气压缩机后端封闭板。
图5①前凸螺纹接头；②接头旋扭方向；③内凹螺纹接口；④接口旋扭方向；⑤热膨胀率小的金属片；⑥热膨胀率大的金属片；⑦由双金属片制成的密封金属垫片；⑧隔热板。
图6①推力风扇推动的冷空气；②进入助燃空气；③涡轮燃烧缸内的高温燃气；④火箭发动机内的高温燃气；⑤从喷嘴喷出的混合气体。
图7①火箭发动机内的高温燃气；②从尾喷管喷出的气体。
图8①从进气口进入的水；②推力风扇作螺旋桨用；③封闭的空气压缩机；④进入空气压缩机的压缩空气；⑤涡轮发动机燃烧缸内的燃气；⑥可控燃烧室内的燃气；⑦可控燃烧室的可控隔板(要求保温隔热)；⑧被塞住的火箭烧烧室出口；⑨尾气接收通道；⑩冲出喷嘴的水。
图9①进入推力风扇的冷空气；②推力风扇；③可调控叶片；④叶片控制装置；⑤被尾喷管内的失量控制板挡回的高温燃气；⑥火箭发动机喷出的高温燃气；⑦尾喷管内的失量控制板；⑧尾喷管内的控制设备；⑨尾喷管外壳可打开的部分和燃气可喷出的方向；⑩发动机叠加外壳作失量控制板用。
图10①主动轴；②外壳；③储存空气压缩机工作轴的抱闸传动装置；④第一级工作轴；⑤叶片；⑥锥形传动变速辊；⑦第三级工作轴上的输送叶片；⑧固定外壳。
图11①涡轮发动机主动轴；②可控燃烧室的可控隔板。
图12①尾气；②尾气排出；③水。
图13①前端封闭板打开的状态；②前端封闭板关闭时的状态；③后端封闭板打开的状态；④后端封闭板关闭时的状态。
图14①前掠主翼；②后掠后翼；③外挂副翼；④前失量喷口；⑤驾驶航；⑥球形尾喷管；⑦发动机主体；⑧前带防尘棚栏的进气口；⑨后带防水栅栏的进气口(用于掠海飞行)；⑩伞兵吊舱(或载客舱)；武器吊舱或外挂武器。
图15①飞机垂直起落；②飞机潜入海底；③飞机在大气层中飞行；④飞机在大气层外预警；⑤攻击处于起飞阶段的战略核导弹；⑥攻击进入轨道的战略核导弹；⑦攻击卫星(敌对国)；⑧敌对潜艇发射潜射战略导弹；⑨敌对陆基战略导弹。
图16①在地面的飞机；②在大气层内盘旋上升的飞机；③在航天站加燃料；④飞向月球；⑤飞向火星。
权利要求
1．一种航空航天飞行，水面水下航行的全功能变失量动力系统，其特征是燃料供应分系统和尾气处理分系统和风扇涡轮燃气火箭发动机组合构成。
全文摘要
一种航空航天飞行,水面水下航行的全功能变失量动力系统,由燃料供应分系统和尾气处理分系统以及风扇涡轮燃气火箭发动机分系统构成,使航行器在应用本动力系统后,可在大气层内,大气层外,水面,水下运动。
文档编号B64D27/02GK1278504SQ9910880
公开日2001年1月3日 申请日期1999年6月16日 优先权日1999年6月16日
发明者韩英啸 申请人:韩英啸