以压缩空气为施力源的系统及其方法、飞机与流程

本发明涉及发动机技术领域，特别提供一种以压缩空气为施力源的系统及其方法、飞机。

背景技术：
发动机(Engine)，即引擎，是一种能够把其它形式的能转化为机械能的机器，诞生于英国，先后经历了外燃机和内燃机发展阶段。外燃机的燃料在发动机的外部燃烧，比如蒸汽机；内燃机的燃料在发动机内部燃烧，如汽油机、柴油机以及喷气发动机。其实，无论在发动机的外部或内部燃烧，燃烧的效果都是在发动机内产生“高温高压”气体；分析“高温”和“高压”的直接效果，业内人士知道，“高温”的效果主要在于根据热力学原理发动机内的气体压力升高，“高压”的效果则直接与做机械功相关，发动机内气体压力的高低决定其输出扭矩(如蒸汽机、汽油机、柴油机)或推力(如喷气发动机)的大小。有如蒸汽机、汽油机、柴油机以燃烧产生的“高压”气体为动力输出扭矩，已授权的专利“经济利用压缩空气为汽车动力源的系统”(专利号：201520365135.8，发明人：王力丰)公开了一种压缩空气动力装置(包括车载蓄气管和气缸组合引擎)，以“高压”压缩空气作为动力源输出扭矩，用于产生行车动力。而有如喷气发动机以燃烧产生的“高压”气体为动力输出推力，本发明旨在探讨以“高压”压缩空气作为动力源输出推力，提供一种以压缩空气为施力源的系统。关于现有技术喷气发动机，有多种分类方式，通常可以分为航空喷气发动机和火箭发动机两大类。其中航空喷气发动机在此以涡轮喷气发动机(Turbojet)为代表，此类还可更具体地细分为离心式涡轮喷气发动机、轴流式涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、冲压喷气发动机、脉冲喷气发动机等；火箭发动机包括化学能火箭发动机、电能火箭发动机、核能火箭发动机、太阳能火箭发动机等，目前化学能火箭发动机发展较为成熟，运用较广，通常火箭发动机即指化学能火箭发动机，可分为液体火箭发动机和固体火箭发动机。其中，涡轮喷气发动机包括①、进气道，空气经此进入下一结构压气机；②、压气机，由定子(stator)叶片与转子(rotor)叶片交错组成，一对定子叶片与转子叶片称为一级(通常有8－12级)，定子固定在发动机框架上，转子以转子轴与涡轮相连；③、燃烧室与涡轮，空气经过压气机压缩后进入燃烧室与燃油混合燃烧，产生高温高压气体膨胀做功，并流过涡轮推动涡轮(多数现代战机在涡轮后加装加力燃烧室以提高发动机推力)；④、喷管(nozzle，或称噴嘴)，其收敛、收敛—扩张管形状结构决定了最终排出的气流的状态。液体火箭发动机为使用液体推进剂的火箭发动机，一般包括①、主推喷射器，是将液体推进剂(燃料和氧化剂)的化学能转变成推进力的重要组件，由推进剂喷嘴、燃烧室和喷管组件等组成(燃料和氧化剂经推进剂喷嘴雾化喷射入燃烧室，在燃烧室混合燃烧，产生高温高压气体从喷管组件排出)，②、推进剂供应系统，由燃料和氧化剂贮箱、燃料和氧化剂泵、燃料和氧化剂输送管路和阀门等组成，③、发动机控制系统，由计算机控制器与测量发动机系统各参数的传感器、各类阀门和调节器等共同构成，以及④、点火装置(推进剂进入燃烧室时即刻点火)等。固体火箭发动机为使用固体推进剂的火箭发动机，由①、药柱，②、燃烧室，③、喷管组件和④、点火装置等组成，药柱是由固体推进剂(燃料和氧化剂)事先混合好制成的中空圆柱体(中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等)直接装填放入储存室，工作时储存室就是燃烧室，推进剂在此燃烧产生高温高压气体，喷管组件由喷管与推力向量控制系统组成，点火装置通常由电发火管和火药盒组成用于点燃药柱。火箭发动机采用了上述特殊的结构—一半封闭的燃烧室连接喷管(拉瓦尔管)，这样的结构只给燃气一条出路—向喷管方面流动，其他方向受到限制，因此，燃气在燃烧室内可建立起一定的压力(1～20MPa)，而喷管出口外面压力只有0.1MPa(海平面大气压)或小于0.1MPa甚至为零(高空甚至大气层外)，于是燃气在内外压差的作用下，流向喷管，高速喷射出去。在上述喷气发动机燃烧室内产生的“高温高压”气体，在“高压”下受到发动机燃烧室内壁施加的作用力流向喷管，根据牛顿第三定律，气体脱离发动机时必定给发动机一个反作用力，这个反作用力就是发动机的推力，而且所述“高压”压力越高，通常发动机性能也越好，推力越大。现有技术喷气发动机自身携带推进剂(燃料或燃料加氧化剂)及其燃烧相关的设施，与发动机整机较重、构造复杂、难于控制、造价较高、研发生产难度大相关。比如航空喷气发动机自身携带燃油，且需携带为从大气中吸取空气作为氧化剂与燃油反应燃烧而设置的多级压气机、多级涡轮、多级风扇等不仅增重而且极大地增加研发制作难度，其难度达到这样的程度：全世界掌握一流水平涡轮风扇发动机技术的仅有英国罗尔斯·罗伊斯股份有限公司简称罗·罗(Rolls-RoyceGroupplc，LSE：RR)、美国普萊特和惠特尼簡稱普惠(Pratt&Whitney)和通用电气航空(GEAviation)等几家公司。“宇宙航行之父”齐奥尔科夫斯基(KOHCтаHтиHЦиOΛковский，1857－1935)最先提出用“质量比”即火箭的原始质量与火箭的最后质量的比值来衡量火箭的性能，他计算出使用硝酸加肼类推进剂达到第一宇宙速度的火箭的质量比为23.5，即总重100吨的火箭需96吨推进剂，若加上地球引力因素，则质量比将更大，即有效载荷与起飞质量之比将更小。在航空航天领域提高有效载荷与起飞质量之比的研发中，已授权的两项专利“高初速弹丸发射装置”(专利号：201420224494.7，发明人：王力丰)和“货物旋转运输飞轮及其控制方法”(专利号：201110351539.8，发明人：王力丰)分别公开了一种高初速弹丸发射装置和一种货物旋转运输飞轮及其控制方法，分别能够在飞轮高速旋转中以高初速发射有效载荷，和降低有效载荷的重量给运输带来的困难，它们主要涉及喷气发动机技术领域之外的飞轮原理及其技术手段的运用。如何降低火箭的质量比，或通常翻过来说如何提高火箭有效载荷与起飞质量之比，一直是一个业内有待解决的课题。从一些现有技术运载火箭有效载荷与起飞质量之比的数据，可窥一斑：以色列慧星号(Shavit)有效载荷占起飞质量0.7％，印度极轨卫星火箭(PolarSatelliteLaunchVehicle)卫星占起飞质量的1％，日本H系列火箭(HLaunchVehicles)有效载荷占起飞质量0.7％，美国土星号(Saturn)有效载荷占起飞质量的1.6％，俄罗斯质子号(Proton)卫星占起飞质量的0.3％，中国长征五号的有效载荷占起飞质量约2％等等，显然推进剂及其燃烧相关的设施所占起飞质量的比例实在相当高(约98-99％)。而压缩空气也可以产生推力是一个不争的常识。在现有火箭技术中压缩空气主要应用于姿轨控推进技术之一的冷气姿轨控推进技术。姿轨控推进技术通常包括化学推进、冷气推进、电推进、核推进、动量转换推进和无工质推进系统等，完成三种功能：姿态控制(保持飞行器指向设定的方向)、轨道保持(保持飞行器在指定的轨道上运行)和轨道转移(使飞行器从当前的轨道移动到另一个指定的轨道上)。其中冷气推进系统，即姿轨控推进技术之一的冷气姿轨控推进技术，一般采用压缩气体(如空气、氮气、氦气、二氧化碳等)作为喷射工质，典型的冷气推进系统通常输出推力范围0.05N～22N，为航天器姿态控制、轨道保持和轨道转移提供所需的推力、力矩；并且冷气推进系统采用MEMS(MicroelectromechanicalSystem)技术易于实现系统的微型化、集成化，构成微推进装置而随着微电子学、微型机械、轻型复合材料和超精密加工等基础工业迅速发展可整体安装在安装隔板上，便于安装与替换，并作为冷气微推进系统成功地应用于微小、微纳卫星的冷气推进系统的实践和研究(通常将重量＞I000kg的卫星称为大卫星，重量为500kg～1000kg的卫星称为中卫星，重量为I00kg～500kg的卫星称为小卫星，重量为I0kg～I00kg的卫星称为微卫星，而将Ikg～I0kg的卫星称为纳卫星，0.1kg～Ikg的卫星称为皮卫星，＜0.1kg的卫星称为飞卫星)。现有技术冷气推进系统，一方面从其功能特征分析作为一种姿轨控推进技术并没有利用大量高压超高压的压缩空气产生火箭主推力的需求，同时另一方面从现有技术冷气推进系统结构特征分析也无作为一种火箭主喷气发动机利用大量高压超高压压缩空气为施力源的技术特征和报道。有理由设想，即使不依靠自身携带的燃料氧化燃烧“高温”产生“高压”气体，发动机以自身携带的大量高压超高压压缩空气为喷射工质也可提供推力。其中机载可储备足量高压超高压压缩空气并供应给发动机作为工质的装置，在此简称“气箱”，可借鉴专利“经济利用压缩空气为汽车动力源的系统”(专利号：201520365135.8，发明人：王力丰)所涉及的车载压缩空气的蓄气管结构功能加以改进设计；而利用高压超高压压缩空气膨胀做功的装置(如主推喷射器：膨胀室、喷管)，可参考传统技术液体火箭发动机主推喷射器(燃烧室、喷管)的结构功能加以改进设计。这种以高压超高压压缩空气为工质的引擎，根据牛顿定律(主要是第三定律，以及第二定律)提供推力，可用于如飞机、火箭、舰艇、车辆等运动载体。对比传统技术喷气发动机，其喷口不宜近靠、更不能对着运动载体本身，因为其喷口喷出的灼热燃气可能烧蚀运动载体表面或至少增加其结构的热疲劳，后患严重；而从压缩空气喷气引擎喷口喷出的气体温度没有那样高，其喷射出的高速气流可以相当近靠、平行于运动载体表面，可以直接吹拂过机翼的上表面，甚至可以在一定距离、一定角度范围斜对着运载体头部周围喷射高速气流，运动载体无烧蚀损伤之虑。而且传统技术喷气发动机喷管由于与燃料燃烧密切关连通常只出现在运动载体后部、翼下等主发动机常规安装部位；而压缩空气喷气引擎喷管不仅可以出现在运动载体后部、翼下等主发动机常规安装部位，事实上可以设置于运动载体外周几乎任何有需要的部位，只需将高压超高压压缩空气进气管连通到那里即可。这样，一方面根据“流体力学之父”丹尼尔·伯努利(DanielBernoulli，1700－1782)提出的“气流或水流流速加大，压力减小”的伯努利原理(Bernoulli'sprinciple)，以及康达效应(CoandaEffect，亦称附壁作用)等，压缩空气喷气引擎喷管可以设置在运动载体前方、体周、翼前等部位并在这些部位喷射高速气流，波及相关局域空气动力变化、气体密度锐减、压力下降，对运动载体运动可产生相应的流体力学影响，使这些压缩空气喷气引擎除了具有前述推力之外还可被赋予降低运行阻力如空气阻力和摩擦阻力、提高机翼升力等功能；另一方面压缩空气喷气引擎喷管可设置在飞机机体下方喷口向下产生一定的垂直向上推力利于飞机短距起飞，或者设置飞机机体尾部下方或两侧喷口向前以一定的速率喷射气流，使行进中的飞机缓冲减速，利于短距降落。可谓全方位、多功能。显然，对于拟议中的压缩空气喷气引擎的机载压缩空气的“气箱”，不可缺少一种为其生产、储存、供应高压超高压压缩空气的装置，在此简称“压缩空气产供装置”，为压缩空气喷气引擎的“气箱”充气。而周知，生产高压超高压压缩空气的成本很高，主要系因为生产中所消耗的电能的约90％转化我热能。这部分热能的回收利用可借鉴前专利“经济利用压缩空气为汽车动力源的系统”(专利号：201520365135.8，发明人：王力丰)所涉及的一种锅炉式高压压缩空气产储装置的结构功能加以改进、设计；此外，改进、设计中的简称“压缩空气产供装置”，由于作为飞机等运动载体的压缩空气喷气引擎的“气箱”中压缩空气的储量、压力都远大于和高于汽车车载储气装置压缩空气的储量、压力，需要适应于经济地生产和储存更大量、压力更高的高压超高压压缩空气以向压缩空气喷气引擎的“气箱”加压充气；而且还需要解决加压充气效率问题，比如在“压缩空气产供装置”向压缩空气喷气引擎的“气箱”加压充气中，“气箱”的设计压力也很高，当“压缩空气产供装置”中压缩空气压力下降到与压缩空气喷气引擎的“气箱”相等时，“压缩空气产供装置”中还存有大量高压压缩空气无法利用的问题。这就必须一种“压缩空气产供装置”和压缩空气喷气引擎的“气箱”相互匹配地设计，设计成为一个包括“压缩空气产供装置”和压缩空气喷气引擎的“气箱”的系统，一种以压缩空气为施力源的系统。

技术实现要素：
(一)要解决的技术问题本发明的目的是提供一种能够经济地利用高压超高压压缩空气、以压缩空气喷气引擎作为飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体推进力、提速和增加升力等施力源的系统。(二)技术方案为实现上述目的，本发明提供了一种以压缩空气为施力源的系统，其特征在于，包括以高压超高压压缩空气为喷射工质的压缩空气喷气引擎，压缩空气产供装置和控制器；所述压缩空气喷气引擎设置在运动载体上；所述压缩空气喷气引擎包括气箱和喷气引擎；所述气箱为压缩空气储存容器，包括多个储气管，所述储气管用于储备和供应所述喷气引擎所需的压缩空气；所述喷气引擎包括主喷气引擎和多个副喷气引擎；所述主喷气引擎用于以从所述储气管输入的压缩空气为喷射工质，对所述运动载体施与向前运动的推力；多个所述副喷气引擎包括分别设置在所述运动载体的周围的第一副喷气引擎、第二副喷气引擎、第三副喷气引擎、第四副喷气引擎和第五副喷气引擎，用于以从所述储气管输入的压缩空气为喷射工质、并通过与所述主喷气引擎配合而对所述运动载体形成目标方向上的推送；所述压缩空气产供装置包括高压超高压空气压缩机和大型锅炉式压力容器；所述高压超高压空气压缩机的工作压力接近、等于或超过100Mpa，用于在所述控制器的控制下向所述大型锅炉式压力容器加压充气；所述大型锅炉式压力容器用于生产和储存压缩空气，以在所述控制器的控制下对多个所述储气管加压充气；所述控制器用于通过对所述主喷气引擎、第一副喷气引擎、第二副喷气引擎、第三副喷气引擎、第四副喷气引擎和第五副喷气引擎的开闭控制而对所述运动载体形成目标方向的推送。优选的，所述主喷气引擎、第一副喷气引擎、第二副喷气引擎、第三副喷气引擎、第四副喷气引擎和第五副喷气引擎均包括由耐高压、较轻材质构成的进气管、膨胀室和拉伐尔喷管；所述进气管连接于所述储气管与所述膨胀室之间；所述进气管的周围设有进气管周电加热器，所述进气管周电加热器用于加热所述进气管内的压缩空气，以使所述进气管内的气压升高；所述储气管内的压缩空气通过所述进气管的射气口射入所述膨胀室内；所述膨胀室的膨胀室室壁装有气体射入调节器，所述气体射入调节器用于调控所述进气管射入设定压力到所述膨胀室内的压缩空气的量，以使所述膨胀室内的气压维持在设定压力；所述膨胀室的周围设有膨胀室室壁电加热器，所述膨胀室室壁电加热器用于使进入所述膨胀室内的压缩空气被加热而加压；所述拉伐尔喷管的截面积由前至后先变小再变大；所述膨胀室的末端与所述拉伐尔喷管的渐缩部连为一体，所述膨胀室内压缩空气在压力下加速通过所述拉伐尔喷管渐缩部、拉伐尔喷管喉部和拉伐尔喷管渐阔部，最终高速气流由拉伐尔喷管喷口喷出。优选的，所述第一副喷气引擎设置在运动载体的头部的前方；所述第一副喷气引擎具有雨滴状的外形，其迎风面积小于相应的所述运动载体头部的迎风面积；所述第一副喷气引擎包括第一进气管、第一膨胀室和第一拉伐尔喷管,还包括一根坚固管状结构，所述第一副喷气引擎通过所述坚固管状结构固定在该运动载体头部的前方；所述第一进气管位于所述坚固管状结构之内、并为所述坚固管状结构所支撑；所述第一膨胀室的末端与第一拉伐尔喷管的渐缩部连为一体；所述第一拉伐尔喷管由前至后整体呈拉法尔喷管状结构；所述第一进气管连同所述坚固管状结构从运动载体的头部向前方伸出，并向前沿所述第一副喷气引擎轴向中央依序穿过第一副喷气引擎喷口、第一拉伐尔喷管渐阔部、第一拉伐尔喷管喉部、所述第一拉伐尔喷管渐缩部和所述第一膨胀室而与所述第一膨胀室的膨胀室头部内壁固定连接；所述膨胀室头部内壁装有第一进气管的射气口和气体射入调节器；所述第一膨胀室内压缩空气在压力下加速通过所述第一拉伐尔喷管渐缩部、第一拉伐尔喷管喉部，最后通过位于所述第一拉伐尔喷管渐阔部与坚固管状结构的圆锥形庞大部之间的间隙向后方沿着一个圆锥侧面向运动载体头部的周围喷射，所述圆锥侧面的母线相当于从所述第一拉伐尔喷管喉部到该运动载体头部外周的连线，以在该运动载体头部前方形成一个锥体形低压区，用于降低该运动载体向前运行的空气阻力或海水阻力；所述第一副喷气引擎还用于施与所述运动载体向前运动的牵引力。优选的，所述第二副喷气引擎的数量为多个，多个所述第二副喷气引擎周向设置于所述运动载体的周侧，多个所述第二副喷气引擎喷口朝向所述运动载体的后方喷射高速气流对所述运动载体向前运动施与推力，而且所述第二副喷气引擎喷口喷射出的高速气流平行并靠近于运动载体的表面，以在运动载体的周围形成一层低压空气层而降低运动载体向前运行时与外界之间的滑动摩擦阻力。优选的，所述运动载体上设有一个或多个所述气箱，每个所述气箱中的多个所述储气管均为长管状结构，具有由耐高压、较轻材质构成的圆筒形储气管管壁；多个所述储气管平行成束排列，且横截面为整体呈梅花状结构；每个所述储气管均设有由所述控制器控制单独开启和关闭的进气阀和排气阀；在所述储气管周围设有备用电加热器，所述备用电加热器用于在所述压缩空气喷气引擎因故超负荷工作、全部所述储气管内压缩空气压力均低于设定下限时启动；多个所述储气管的一端均与一个受气多通管连通，所述受气多通管汇合为一个受气管；多个所述储气管的另一端均与一个输气多通管相通，所述输气多通管的多个通路汇合为一个输气管；所述储气管通过所述输气管与所述进气管连通；所述受气管用于接受从所述大型锅炉式压力容器加压充入的压缩空气。优选的，为所述气箱的储气管加压充气的所述大型锅炉式压力容器包括大型流动水水箱和若干个置于所述水箱中的大容量管状容器和集管；若干个所述大容量管状容器分成多组平铺状的排管，同一组中的多个所述排管的两端分别连接有一个所述集管；其中所述大容量管状容器所述排管状，有其入口和出口；与每组中的大容量管状容器的入口连通的所述集管为入口端集管，与每组中的大容量管状容器的出口连通的所述集管为出口端集管；所述大容量管状容器的入口设有入口阀门，所述大容量管状容器的出口设有出口阀门；所述入口端集管设有一个集管入口及其集管入口阀门，所述出口端集管设有一个集管出口及其集管出口阀门；所述大容量管状容器的设计容积和压力分别大于和高于所述储气管的设计容积和压力；部分所述大容量管状容器为蛇形管，所述蛇形管为在所述排管平铺的平面内多次迂回延伸的管状结构；平铺在同一个平面内的所述排管、所述蛇形管及其两边的所述入口端集管和出口端集管构成一个大容量管状容器平面；在一个所述大型流动水水箱中设有多个所述大容量管状容器平面，多组所述大容量管状容器平面中的入口端集管通过入口端集管连通管连通，并共用一个所述集管入口，所述集管入口内设有集管入口阀门；各所述大容量管状容器平面中的出口端集管通过出口端集管连通管连通，并共用一个所述集管出口，所述集管出口内设有集管出口阀门；所述大型流动水水箱设有用于流入冷却水的进水口和用于流出热水的出水口，所述出水口与中心供暖系统中的地下直埋保温管连通；所述高压超高压空气压缩机的空压机排气口与所述集管入口可拆卸连接，用于向所述大容量管状容器加压充气。本发明还提供了一种飞机，包括如上所述的以压缩空气为施力源的系统，其中所述第一副喷气引擎设置在飞机机头前方，所述第二副喷气引擎设置在飞机机身的周侧；而且所述第三副喷气引擎的数量为多个，多个所述第三副喷气引擎对称设置在飞机两侧机翼的前缘的前方；所述第三副喷气引擎的喷口向后方的机翼喷射高速气流，且所述第三副喷气引擎的喷口所喷射出的高速气流的方向与飞机起飞滑跑时相对于机翼的气流方向一致；所述第三副喷气引擎用于在飞机短距离或垂直起降时提高机翼升力，还用于施与相应于所述第三副喷气引擎喷口喷射气体反作用力合力的对所述飞机向前运动的推力。优选的，所述第四副喷气引擎设置在所述飞机机身的下方，用于向飞机的后下方或前下方喷射气流，以对所述飞机施与向前上方或后上方的反作用力；所述第五副喷气引擎设置在所述飞机的尾部正下方或对称设置在尾部的两侧，用于向所述飞机飞行方向的逆向喷射高速气流，以对所述飞机起到缓冲减速的作用。本发明还提供了一种以压缩空气为施力源的系统的运行方法，包括以下步骤：步骤一：通过高压超高压空气压缩机对大型锅炉式压力容器进行加压充气；在这一过程中集管入口阀门、全部大容量管状容器入口阀门和出口阀门开启，而集管出口阀门关闭；电动机利用夜间低谷电能或风电、太阳能等不易储藏的电源，通过高压超高压空气压缩机经空压机排气口、集管入口及其开启的集管入口阀门、全部大容量管状容器入口及其开启的入口阀门、以及全部大容量管状容器出口及其开启的出口阀门向设置于大型流动水水箱内的入口端集管、全部大容量管状容器以及出口端集管加压充气；控制器控制从空压机排气口充入的气体的气压和气量适应于从大型流动水水箱进水口流入的冷却水和出水口流出的热水的水流量，使在入口端集管、全部大容量管状容器以及出口端集管中压缩空气生产过程中伴发产生的热量及时被冷却水带走，冷却水被加热为适当温度的热水适时从出水口流出通往地下直埋保温管用于集中供暖，直至在入口端集管、全部大容量管状容器以及出口端集管内仍然基本保持常温的大量压缩空气达到设计高压，储存备用；届时集管入口阀门、全部大容量管状容器入口阀门和出口阀门关闭，集管出口阀门继续关闭；步骤二：通过大型锅炉式压力容器向气箱充气；在这一过程中集管入口阀门以及全部大容量管状容器入口阀门关闭，全部大容量管状容器出口阀门中只单个分别有序开启而其余关闭，集管出口阀门开启；集管出口与气箱中储气管共用的受气管对接，气箱中各储气管进气阀只单个分别有序开启而其余关闭；控制器控制压缩空气有序地从某一个大容量管状容器开启的出口阀门经开启的集管出口阀门、集管出口、气箱中储气管共用的受气管及某一个开启的储气管进气阀向该储气管充入压缩空气；在一个大容量管状容器向一个个储气管充气的过程中气压逐渐下降，以致后来轮到向某储气管充气时该大容量管状容器内气压已下降到与正在受气的储气管内逐渐增长的气压相等，这时该大容量管状容器已无力再继续向该储气管输气而该储气管内气压尚未升到设计要求，控制器控制各大容量管状容器出口阀门和各储气管进气阀的开闭，使气压已有所下降的大容量管状容器向尚未充气或压力相对较的低储气管充气，使经过充气压力虽然有所上升但尚未升到设计要求的储气管得到具有初始高压或相对高压的大容量管状容器向其充气；其中，在压缩空气从大容量管状容器输入储气管过程中，对于储气管内存空气来讲压力在升高而具有一定的升温趋势，但对于从大容量管状容器输入到储气管内的这部分压缩空气来讲其压力正在下降而有降温趋势，控制器控制压缩空气从大容量管状容器输入储气管的流量、速度，使在这一过程中储气管内气压稳步升高到设计要求而升温趋势与降温趋势相对平衡，气温基本稳定；步骤三：气箱向喷气引擎送气；在喷气引擎工作过程中，气箱中所有储气管进气阀关闭，气箱中各储气管排气阀只单个或数个分别有序开启而其余关闭；控制器控制压缩空气有序地从其中某一个或数个储气管开启的排气阀、输气管送入与之相连接的进气管，进而经由设置在膨胀室头部的射气口、气体射入调节器射入膨胀室；进气管管径较储气管管径略小，进气管周电加热器和膨胀室室壁电加热器工作，进入膨胀室的压缩空气被适度加温、保持较高压力，并在高压下依次流入与膨胀室末端连为一体的拉伐尔喷管渐缩部、穿过拉伐尔喷管喉部以及由拉伐尔喷管渐阔部喷出，气流极大加速，产生巨大推力，高速气流也波及相关局域空气动力变化。(三)有益效果本发明提供了一种以压缩空气为施力源的系统，其中压缩空气喷气引擎以作为机载压缩空气储存容器的气箱输送的高压超高压压缩空气为喷射工质产生动力，无需自身携带传统技术喷气发动机燃料及其燃烧相关的设施，从而整机减重、构造简化、造价较低，利于研发、生产、控制和应用。本发明中以工作压力接近、等于或超过100Mpa高压超高压空气压缩机对所述大容量管状容器加压充气进而将高压超高压压缩空气提供所述气箱的储气管备用；所述高压超高压空气压缩机的电动机利用包括夜间低谷电能及不易蓄存的风电工作；大量高压超高压压缩空气在所述大容量管状容器内生产过程中伴发的、相当于所消耗的90％电能所转化的大量热量与流入所述大型流动水箱的冷却水发生热交换，被加热成热水用于集中供暖。因而做到生产压缩空气压力高、电能利用经济价廉、同时清洁供热和节能减排。本发明压缩空气喷气引擎的所述气箱、储气管、送气管、膨胀室以及拉伐尔喷管中高压超高压压缩空气压力可以接近、等于或超过100MPa，其值可大于现有技术火箭燃烧室内燃气的压力(1～20MPa)，可为主喷气引擎提供较高推力，推重比较高、“质量比”较低，利于提高有效载荷与起飞质量之比。由于本发明压缩空气喷气引擎喷口喷射高速气流温度远低于传统技术喷气发动机喷出的灼热燃气不会对运动载体体表、周围设施、路面或甲板造成烧蚀损伤，可利用其喷射高速气流波及局域发生空气动力变化，多个副喷气引擎可设置在飞机、火箭、列车、潜艇等运动载体前方和周侧，用于降低所述运动载体行进空气阻力或海水阻力、滑动摩擦力，有利于提速、节能；也可设置在飞机机翼前方、机体下方和机尾用于提高飞机机翼升力、推升飞机机体和使飞机缓冲减速，有利于飞机短距离/垂直起降。附图说明图1是本发明实施例压缩空气喷气引擎的结构的示意图；图2为图1中Ⅰ处截面斜视的立体示意图；图3是本发明实施例第一副喷气引擎的侧视示意图；图4为图3中Ⅱ处横截面正视放大示意图；图5是本发明实施例的压缩空气喷气引擎设置在飞机上的侧视示意图；图6是本发明实施例压缩空气产供装置的结构示意图；图7是本发明实施例大容量管状容器平面的正视示意图。附图标记：1、储气管；2、储气管管壁；3、受气管；4、受气多通管；5、进气阀；6、排气阀；7、输气多通管；8、输气管；9、气箱；10、储气管甲；11、储气管乙；12、储气管丙；13、储气管丁；13a、储气管戊；14、压缩空气喷气引擎；15、备用电加热器；16、喷气引擎；17、进气管；17a、第一进气管；18、膨胀室；18a、第一膨胀室；19、拉伐尔喷管；19a、第一拉伐尔喷管；20、拉伐尔喷管渐缩部；20a、第一拉伐尔喷管渐缩部；21、拉伐尔喷管喉部；21a、第一拉伐尔喷管喉部；22、拉伐尔喷管渐阔部；22a、第一拉伐尔喷管渐阔部；23、拉伐尔喷管喷口；24、高速气流；25、射气口；26、气体射入调节器；27、膨胀室头部；28、膨胀室室壁；29、进气管周电加热器；30、膨胀室室壁电加热器；31、第一副喷气引擎；32、运动载体头部；32a、连线；33、坚固管状结构；33a、坚固管状结构的圆锥形庞大部；34、坚固管状结构及进气管端部；35、射气口及气体射入调节器；37、膨胀室头部内壁；39、第一副喷气引擎喷口；40、锥体形低压区；41、主喷气引擎；42、第二副喷气引擎；43、雨滴状外形；44、第三副喷气引擎；45、机翼上表面；46、第四副喷气引擎；47、第五副喷气引擎；48、压缩空气产供装置；49、大型锅炉式压力容器；50、高压超高压空气压缩机；51、电动机；52、空压机排气口；53、集管；54、大型流动水水箱；55、进水口；56、出水口；57、地下直埋保温管；58、冷却水；59、热水；60、大容量管状容器；61、大容量管状容器管壁；62、大容量管状容器甲；63、大容量管状容器乙；64、大容量管状容器丙；65、入口端集管；66、集管入口；67、集管入口阀门；68、出口端集管；69、集管出口；70、集管出口阀门；71、入口端集管连通管；72、出口端集管连通管；73、大容量管状容器平面；74、排管；75、蛇形管；76、大容量管状容器入口；77、大容量管状容器出口；78、大容量管状容器入口阀门；79、大容量管状容器出口阀门。具体实施方式以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连；可以是电连接，也可以是通信连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。如图1-7所示，本实施例记载了一种以压缩空气为施力源的系统，其特征在于，包括以高压超高压压缩空气(以下简称压缩空气)为喷射工质的压缩空气喷气引擎14，经济地生产储存供应大量压缩空气的装置简称压缩空气产供装置48，和控制器；所述压缩空气喷气引擎14设置在飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体上，所述压缩空气喷气引擎14包括气箱9和喷气引擎16；所述气箱9为压缩空气储存容器，其包括若干个储气管1，用于储备和供应所述喷气引擎16所需的压缩空气；所述喷气引擎16包括主喷气引擎41以及多个副喷气引擎；所述主喷气引擎41可设置在飞机机尾、翼下等传统技术喷气发动机在飞机上的安装部位，或设置在火箭、潜艇、列车等运动载体的后端，用于以从所述气箱9输入的压缩空气为喷射工质，对上述航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体施与向前运动的推力；多个所述副喷气引擎为设置在飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体各部位的第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎42、第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46、第五副喷气引擎47，用于以从所述气箱9输入的压缩空气为喷射工质，起到辅助飞机等运动载体运行的作用；所述压缩空气产供装置48包括高压超高压空气压缩机50和大型锅炉式压力容器49；所述高压超高压空气压缩机50的工作压力接近、等于或超过100Mpa，用用于在所述控制器的控制下向所述大型锅炉式压力容器49加压充气；所述大型锅炉式压力容器49中生产和储存的压缩空气可在所述控制器的控制下加压充入所述气箱9的储气管1，供所述主、副喷气引擎利用；所述控制器为包括计算机、传感器、各类阀门及其调节器的自动控制系统，与所述以压缩空气为施力源的系统各部分连接，用于控制所述以压缩空气为施力源的系统协调、有序工作；其中主要用于通过对所述主喷气引擎、第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎42、第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46和第五副喷气引擎47的开闭控制而对所述运动载体形成目标方向的推送。如图1、图2和图5所示，所述喷气引擎16，无论所述主喷气引擎41或各副喷气引擎，均包括进气管17、压缩空气膨胀室以下简称膨胀室18和拉伐尔喷管19(DeLavalnozzle)，由耐高压、较轻材质构成；所述进气管17连接于所述储气管1和所述膨胀室18之间，所述进气管17的长度和走向与其两端的所述储气管1和所述膨胀室18所在的位置有关，与各所述主、副喷气引擎所在位置有关；所述进气管17周围设有进气管周电加热器29，所述储气管1内的压缩空气通过所述进气管17的射气口25射入所述膨胀室18；所述膨胀室头部27的膨胀室室壁28内面装有压缩空气气体射入调节器26，所述射气口25是构成所述气体射入调节器26的基本元件，所述气体射入调节器26调控所述进气管17内被所述进气管周电加热器29适度加热因而压力提高的压缩空气以一定的流量射入所述膨胀室18；所述膨胀室18为圆筒形，也可为球形或环形，其容积大小以保障从所述进气管17射入其内的压缩空气维持设计压力为准，所述膨胀室18周围设有膨胀室室壁电加热器30对进入所述膨胀室18的压缩空气适度加热，以利于维持压缩空气压力和在所述膨胀室18膨胀做功；所述膨胀室18末端与所述拉伐尔喷管渐缩部20连为一体；所述拉伐尔喷管19(亦称渐缩渐阔喷管)的截面积首先变小然后再变大，由渐缩部20—喉部21—渐阔部22组成，是一个″流速增大器″：压缩空气气流在膨胀室18压力作用下首先进入渐缩部20，在此遵循″流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小″的原理，气流不断加速，到达喉部21时流速可超过音速，而跨音速的流体在运动时却不再遵循″截面小处流速大，截面大处流速小″的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快，在渐阔部22气流的速度被进一步加速至超音速，以极高流速喷出；本实施例所述喷气引擎16喷口喷射高速气流24，产生巨大推力，用于使所述主喷气引擎41对飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体施与推进力；同时所述喷气引擎16喷口喷射高速气流24波及局域发生空气动力变化而该气流温度远低于传统技术喷气发动机喷出的灼热燃气不会对运动载体体表(以及周围设施、路面或甲板)造成烧蚀损伤，可使第一副喷气引擎31设置在飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体头部32前方用于降低所述运动载体行进的空气阻力(或海水阻力)，和第二副喷气引擎设置在潜艇艇身周侧(图中未显示)用于降低潜艇行驶时艇身与海水的滑动摩擦力，也可使第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46和第五副喷气引擎47分别设置在飞机机翼前方、机体下方和机尾用于提高飞机机翼升力、推升飞机机体和使飞机缓冲减速。如图3、图4和图5所示，所述第一副喷气引擎31设置在运动载体的头部32的前方；所述第一副喷气引擎31具有雨滴状的外形43，其迎风面积小于相应的所述运动载体头部32迎风面积；所述第一副喷气引擎31包括第一进气管17a、第一膨胀室18a和第一拉伐尔喷管19a，还包括一根坚固管状结构33，通过所述坚固管状结构33所述第一副喷气引擎31固定在该运动载体头部32前方；所述第一进气管17a位于所述坚固管状结构33之内，并为所述坚固管状结构33所支撑；所述第一膨胀室18a的末端与第一拉伐尔喷管的渐缩部20a连为一体；所述第一拉伐尔喷管19a由前至后整体呈拉法尔喷管状的渐缩渐阔结构；所述第一进气管17a连同所述坚固管状结构33从运动载体的头部32向前方伸出，并向前沿所述第一副喷气引擎31轴向中央依序穿过第一副喷气引擎喷口39、第一拉伐尔喷管渐阔部22a、第一拉伐尔喷管喉部21a、所述第一拉伐尔喷管渐缩部20a和所述第一膨胀室18a，继而该坚固管状结构及进气管端部34与所述膨胀室头部内壁37固定连接；所述第一膨胀室18a的膨胀室头部内壁37装有第一进气管的射气口和气体射入调节器35；所述第一膨胀室18a内压缩空气在压力下加速通过所述第一拉伐尔喷管渐缩部20a、第一拉伐尔喷管喉部21a，最后通过位于所述第一拉伐尔喷管渐阔部22a与坚固管状结构的圆锥形庞大部33a之间的间隙向后方沿着一个圆锥侧面向运动载体头部的周围喷射，所述圆锥侧面的母线相当于从所述第一拉伐尔喷管喉部21a到该运动载体头部32外周的连线32a，以在该运动载体头部32前方形成一个锥体形低压区40，用于降低该运动载体向前运行的空气阻力或海水阻力；本实施例所述第一副喷气引擎31主要用于降低该运动载体向前运行的空气阻力(或海水阻力)，该运动载体向前运行推力主要来自所述主喷气引擎41，所述第一副喷气引擎31喷口喷射气体的反作用力的合力所具有的对所述第一副喷气引擎31向前的推进力即对该运动载体向前运动的“牵拉力”的大小，所述控制器控制。所述第二副喷气引擎42的数量为多个，周向设置于所述运动载体的周侧，多个所述第二副喷气引擎42喷口朝向所述运动载体的后方喷射高速气流对所述运动载体向前运动施与推力，而且所述第二副喷气引擎42喷口喷射出的高速气流平行并靠近于运动载体的表面，以在运动载体的周围形成一层低压空气层而降低运动载体向前运行时与外界之间的滑动摩擦阻力；所述第二副喷气引擎设置于潜艇(图中未显示)体周，可有多个，它们的喷口向后方近靠并平行于艇体表面喷射高速气流，该高速气流覆盖潜艇体表，流速大而对潜艇体表正压力小，且可吹散、卷离紧贴潜艇艇身的海水，在潜艇艇身周围形成一层低压空气层，从而降低了该潜艇向前运行时与周围海水的滑动摩擦阻力；而且这些所述第二副喷气引擎向后方喷射气体对潜艇行驶也施与一定推力。如图1、图5所示，所述第三副喷气引擎44设置在飞机机翼前缘前方，对称分布，每侧可设一个或多个所述第三副喷气引擎44，它们的喷口向后方的机翼喷射高速气流24，其喷口喷射高速气流的方向与翼弦(机翼的前缘和后缘的连线)的夹角相当于飞机起飞滑跑时机翼的迎角(Angleofattack)即飞机起飞滑跑时气流的方向和翼弦的夹角，换言之所述第三副喷气引擎44喷口喷射高速气流的方向与飞机起飞滑跑时相对于机翼的气流方向一致；这样，所述第三副喷气引擎44喷口喷射的高速气流加大了机翼上下表面压力差(机翼上表面45气流速度高压力低)，所述第三副喷气引擎44喷口喷射的高速气流亦冲击着具有一定迎角的机翼下表面，以及所述第三副喷气引擎44喷口喷射的气流紧贴凸出的机翼上表面45流动至离开机翼的气流向下高速运动，因此根据伯努利原理、牛顿第三定律、康达效应(CoandaEffect)所述第三副喷气引擎44喷口如此喷射高速气流具有提高机翼升力的作用；飞机的升力公式通常可表述为：(其中：Y为机翼升力，Cy为升力系数，ρ为空气密度，υ为气流相对于机翼的速度，S为机翼面积)在此，本发明独立发展了一种应用于飞机短距或垂直起降的简单数学理论，其中将气流相对于机翼的速度υ简称为“气速”，飞机相对于跑道的速度简称为“机速”用Va表示，并据此提出一个新的术语“气速机速比”，用B表示：B＝气速/机速＝υ/Va通常情况下，近似计算时，υ≈Va，通常飞机起飞加速滑跑中当υ达到其最小安全离地速度(飞机开始升空)时，B＝υ/Va≈1；而对于具有所述第三副喷气引擎44的飞机，所述第三副喷气引擎44喷口向其后方的机翼喷射高速气流的流速在此简称为喷气速，设为Ve，故对于具有所述第三副喷气引擎44的飞机气速υ相当于机速Va与喷气速Ve之和，υ＝Va+Ve；从所述第三副喷气引擎44(图5)拉瓦尔喷管19(参考图1)喷出气流流速很高，如上述可达到/超过音速(≥340.29m/s，相当于≥1225km/h)，远超任何飞机的起飞速度(一般而言，飞机的起飞速度在200-350km/h)，飞机刚起跑甚至尚未滑跑，仅第三副喷气引擎44喷口向其后方的机翼喷射高速气流的喷气速Ve构成的气速υ(即气流相对于机翼的速度)已达到、超过该飞机最小安全离地速度(飞机开始升空)，此时的“气速机速比”B比值(B＝υ/Va)极大，机速Va甚小，即飞机起飞滑跑甚短距离内飞机已升空，实现短距/垂直起飞；需要短距离/垂直降落时，飞机进场，进近，下滑，拉平，收“油门”至怠速…飞机速度(机速Va)继续减低到机翼升力不足以平衡飞机重量前第三副喷气引擎44工作以其向机翼喷射高速气流维持机翼升力(以喷气速Ve维持气速υ)，由此提高“气速机速比”，飞机可在预定降落跑道上方缓慢减速飞行或近乎悬停在空中，这时控制器控制第三副喷气引擎44喷口喷气逐渐减速，喷气速Ve渐降即气速υ渐降，至气速υ渐降到机翼升力不足以平衡飞机重量，飞机飘落触地，第三副喷气引擎44停止工作，飞机以其余速着陆滑跑短距离至停，完成短距离/垂直降落；本实施例所述第三副喷气引擎44在所述控制器的控制下在飞机有短距离/垂直起降需要或其他特殊情况时开启，且控制其输出功率在一定范围内使其一般对飞机所施向前飞行的推进力甚小；在必要时所述控制器可以控制所述第三副喷气引擎44对该飞机所施向前飞行的推进力适度加大。如图1、图5所示，所述第四副喷气引擎46设置在飞机机身下方其喷口可以向飞机后下方或前下方喷射气流不会烧蚀路面或甲板对飞机施与向前上方或后上方的反作用力，以及所述第五副喷气引擎47设置在飞机尾部正下方或机尾两侧对称分布其喷口可逆飞行方向喷气对飞机飞行具有一定的缓冲减速的作用；在飞机短距离/垂直起飞过程中有必要时所述第四副喷气引擎46喷口向飞机机体后下方喷射气流给飞机一定的向前上方的反作用力，协助所述第三副喷气引擎44工作以进一步缩短飞机起飞滑跑距离；在飞机短距离/垂直降落过程中有必要时所述第五副喷气引擎47喷口逆飞行方向喷气使飞机减速，以及所述第四副喷气引擎46喷口向飞机机体前下方喷射气流给飞机一定的向后上方的反作用力，配合所述第三副喷气引擎44工作以进一步协助飞机在预定降落跑道上方缓飞或悬停、缩短飞机降落滑跑距离；本实施例所述第四副喷气引擎46、第五副喷气引擎47在所述控制器的控制下在飞机有短距离/垂直起降需要或其他特殊情况时开启，且它们的输出功率限于配合、协助所述第三副喷气引擎44完成飞机短距离/垂直起降即可。如图1、图2、图3和图5所示，在飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体上可设置与所述主、副喷气引擎相匹配的一个或多个所述气箱9；每个所述气箱9中的多个所述储气管1为长管状结构，其圆筒形储气管管壁2由耐高压、较轻材质构成，其管径小于传统技术相同容量和压力的压缩空气储气罐的内径故在相同材质情况下其可管存压力更高的压缩空气；多个所述储气管1可以前后纵向平行成束排列，如其横截面呈梅花状，称为梅花管或更精确地称之为数孔梅花管，比如七孔梅花管；其中每个所述储气管1各有其进气阀5和排气阀6自成一个可以单独开启和关闭的储气单元；多个所述储气管1即相当于多个储气单元，它们可依排序分别称为储气管甲10、储气管乙11、储气管丙12、储气管丁13、储存器管戊13a…它们的管径、长度与所述气箱9的设计压力、容量有关；在所述储气管1周围设有备用电加热器15，所述备用电加热器15通常不启动，在所述压缩空气喷气引擎14因故超负荷工作、全部所述储气管1内压缩空气压力均低于某一设定下限的某种紧急情况下，所述备用加热器15适时紧急启动，加热所述储气管1，使其管内压缩空气被加热升温同时压力升高，此时所述进气管周电加热器29、所述膨胀室室壁电加热器30也应急提高加热温度，以维持从所述储气管1输出、经所述进气管17射入所述膨胀室18的压缩空气保持一定的温度和压力，在一段时间内维持所述压缩空气喷气引擎14的动力；所述储气管1还可随其所在的运动载体的构架的空间、走势，或弯曲盘旋靠拢在一起，或顺势自然伸展，而且所述储气管1在可能的情况下设置在接近与其相匹配的喷气引擎16所在的部位，如与所述第三喷气引擎44相匹配的所述储气管1可设置在飞机机翼之中的空间；多个所述储气管1共用一个受气管3，即它们各自的进气阀5之前方均分别与一个受气多通管4相通，所述受气多通管4汇合为一个受气管3，比如上述七孔梅花管的七个进气阀5就与一个八通管中的七管相通，该八通管所空余之管即为该七孔梅花管共用的受气管3；同理多个所述储气管1共用一个输气管8，即它们各自的排气阀6均分别与一个输气多通管7相通，所述输气多通管7汇合为一个输气管8，比如上述七孔梅花管的七个排气阀6就与另一个八通管中的七管相通，该八通管所空余之管即为该七孔梅花管共用的输气管8；其中，一个所述气箱9可与一个所述喷气引擎16，所述主喷气引擎41或副喷气引擎，相匹配供气，这时该气箱9中的各储气管1共用的输气管8与该喷气引擎16的进气管17直接连通；一个所述气箱9也可与多个所述喷气引擎16，所述主喷气引擎41或副喷气引擎，相匹配供气，这时该气箱9中的各储气管1共用的输气管8可分叉为多个管道再与上述相匹配的多个所述喷气引擎16的进气管17分别连通；所述气箱9中多个所述储气管1共用的受气管3用于接受从所述大型锅炉式压力容器49加压充入的压缩空气。如图6、7所示，为所述气箱9的储气管1加压充气的所述大型锅炉式压力容器49包括大型流动水水箱54和若干个置于所述水箱中的大容量管状容器60；所述大容量管状容器60为圆管形，其管壁61由耐高压、较轻材质制作，其管径小于相同容量和压力的传统技术压缩空气储气罐的内径，在相同材质情况下其可耐受和容纳压力相对更高的压缩空气；在所述大型流动水水箱54中多个所述大容量管状容器60平铺成排管74，它们的两端与集管53连接，每根排管74即每个大容量管状容器60具有其入口76和出口77及其入口阀门78和出口阀门79，与它们的入口连接的集管称为入口端集管65，与它们的出口连接的集管称为出口端集管68，所述入口端集管65和出口端集管68分别设有一个集管入口66和集管出口69，并在所述集管入口66和集管出口69分别设有相应的集管入口阀门67和集管出口阀门70；其中单个所述大容量管状容器60的设计容积和压力均分别大于和高于单个所述储气管1的设计容积和压力；在某一根所述排管74的容量不足以满足设计要求时，由于必须保证管壁胜任承受高压而不宜选择扩大管径来扩充容量，需要通过延长管长达到扩容的设计要求时，可以蛇形管75—一种在所述排管74平铺的平面内多次迂回的管子—替代该排管设置于所述入口端集管65和出口端集管68之间，所述蛇形管75亦以其两端的入口、入口阀门和出口、出口阀门分别与所述入口端集管65和出口端集管68连接；平铺在一个平面的所述排管74、所述蛇形管75及其两边所述入口端集管65和出口端集管68构成一个大容量管状容器平面73；在一个所述大型流动水水箱54中可以设有多个所述大容量管状容器平面73，其中各所述大容量管状容器平面73中的入口端集管65相互通过入口端集管连通管71连通，并共用一个所述集管入口66及其相应的集管入口阀门67；各所述大容量管状容器平面73中的出口端集管68相互通过出口端集管连通管72连通，并共用一个所述集管出口69及其相应的集管出口阀门70；其中，每根所述排管74或蛇形管75相当于一个大容量管状容器60即一个相对独立的压缩空气产储单元，在具有多根所述排管74和/或蛇形管75即相当于具有多个所述大容量管状容器60的情况下，它们可依排序分别称为大容量管状容器甲62、大容量管状容器乙63、大容量管状容器丙64…多个所述大容量管状容器60在所述大型流动水水箱54中还可以按其他形式排列，如在圆筒型水箱中它们可连通排列在螺旋形的入口端集管和出口端集管之间；所述大型流动水水箱54设有进水口55以便冷却水58流入，和出水口56以便热水59流出通地下直埋保温管57与中心供暖系统连通；所述高压超高压空气压缩机50的空压机排气口52可与所述集管入口66活动连接，所述高压超高压空气压缩机50的电动机51利用电能包括夜间低谷及不易蓄存的风电工作，通过所述集管入口66向各所述大容量管状容器60加压充气；大量压缩空气在这些所述大容量管状容器60内产生过程中伴发的大量热量与流入所述大型流动水水箱54的冷却水58发生热交换，所述冷却水58被加热成热水59后流出汇入地下直埋保温管57用于集中供暖；在这些所述大容量管状容器60内产生的大量压缩空气可储存在其中，待需要时所述集管出口69可与所述气箱9中的储气管1的受气管3活动连接向所述气箱9中的所述储气管1充入压缩空气；所述大型锅炉式压力容器49可以设置在地面、地下、大型船舶上、车辆比如卡车、列车上以及大型运输飞机上，其中设置在车辆、大型运输飞机上的所述大型锅炉式压力容器49在吊装或起动之前可排空所述大型流动水水箱54中存水，卸除所述大型流动水水箱54箱体代之以一种紧凑质轻的保护外壳罩于所述大容量管状容器60之外，称为管状容器集装箱(图中未显示)，便于运输，为设置在飞机、火箭、列车、潜艇等运动载体上的所述压缩空气喷气引擎14的所述气箱9的所述储气管1充气；其中，设置所述管状容器集装箱于大型运输飞机上使之作为一种空中加气机，可对其他配备压缩空气喷气引擎14作为受气机的飞机实施空中加气；所述空中加气机机载所述管状容器集装箱中的所述集管出口69向机后方管状探出且末端可呈伞状的锥套，所述受气机机头上装有伸缩式受气探管(图中未显示)其与该机上所述气箱9中储气管1的所述受气管3相延续，受气机和加气机两机“会合”后，待所述受气探管与所述伞状的锥套衔接自动锁定，气路自动接通，完成“对接”，空中加气机开始对受气机空中“加气”，然后两机“解散”。如图3、图5所示，所述压缩空气喷气引擎14可设置在飞机、火箭、潜艇、列车等航空、航天、航海以及地面行驶的运动载体上；其中在飞机上，所述主喷气引擎41和所述第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎42、第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46、第五副喷气引擎47可以选择使用或与某种传统技术发动机搭配使用：①、所述第一副喷气引擎31、所述第二副喷气引擎42用于降低飞机飞行空气阻力及其与空气的滑动摩擦力，有利于飞机提速、节能；②、第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46可用于飞机短距离/垂直起飞，第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46、第五副喷气引擎47可用于飞机短距离/垂直降落；第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46、第五副喷气引擎47在飞机机翼前、机身下、机尾等上述功能位置固定设置，或活动设置，即这些引擎平时及飞行时收敛在机翼和/或机身内减少外露活动部件，只在有飞机短距离/垂直起降需要时伸出到上述功能位置并启动；③、有需要时可进行空中加气；④、因故超负荷工作使所述储气管1内压缩空气压力较低时可启动备用加热器15，在一段时间内维持所述压缩空气喷气引擎14的动力；⑤、必要时，如当所述主喷气引擎41故障时，可加大第三副喷气引擎44功率维持一段飞行；⑥、紧急情况下第三副喷气引擎44、第四副喷气引擎46、第五副喷气引擎47相互配合使飞机安全短距离/垂直降落在某一空旷地域；⑦而且所述主喷气引擎41和所述第一副喷气引擎31、所述第二副喷气引擎42、第三副喷气引擎44都可对所述飞机向前运动施与推力；所述主喷气引擎41和所述第一副喷气引擎31、所述第二副喷气引擎可以设置在火箭上，所述主喷气引擎41膨胀室18内压缩空气设计压力可显著≥20MPa，高于火箭燃烧室内燃气最高压力，且结构简单、轻便，有利于降低火箭的“质量比”；所述第一副喷气引擎31、所述第二副喷气引擎有利于降低火箭飞出大气层前空气阻力和与空气的滑动摩擦力，使火箭提速、节能；而且所述主喷气引擎和所述第一副喷气引擎31、所述第二副喷气引擎都可对所述火箭向前运动施与推力；所述主喷气引擎41和所述第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎或它们与某种传统技术发动机选择搭配，可配置在潜艇上；所述第一副喷气引擎31用于吹散、卷离阻碍在潜艇头部前方的海水，在潜艇头部前方形成一个锥体形低压区40(甚至真空区)；所述第二副喷气引擎用于吹散、卷离紧贴潜艇艇身的海水，在潜艇艇身周围形成一层低压空气层，使原本深处海水高压中的潜艇有如行驶在低压空气中，有利于降低海水阻力和艇身与海水的滑动摩擦力，使潜艇提速、节能，而且静音；所述主喷气引擎和所述第一副喷气引擎31、所述第二副喷气引擎都可对所述潜艇向前运动施与推力；所述主喷气引擎41、所述第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎或它们与某种传统技术发动机选择搭配，可配置在列车上；所述第一副喷气引擎31用于在所述列车头部前方形成一个锥体形低压区40(甚至真空区)，有利于降低空气阻力，使列车提速、节能；多个所述第二副喷气引擎喷口朝向所述列车(图中未显示)的后方喷射高速气流，在所述列车车体的周围形成一层低压空气层而降低所述列车向前运行时与空气的滑动摩擦阻力；其中，对于两侧具有翼型状突出结构的列车，多个所述第二副喷气引擎设置在所述翼型状突出结构的前方，并向后方列车车体表面包括所述翼型状突出结构表面喷射高速气流，虽然所述翼型状突出结构的上表面呈流线型凸起但其向两侧突出的距离甚小—小到该翼型状突出结构产生的升力不足以将所述列车向空中举起，但因高速气流吹拂在所述翼型状突出结构表面产生的升力减轻了所述列车对轨道的正压力，从而降低了所述列车前进中车轮与轨道的滚动摩擦力，有利于所述列车节能、提速；而且所述主喷气引擎、第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎都对所述列车向前运动施与推力；而可在所述列车尾部设置上述用于飞机尾部的所述第五副喷气引擎，其可向所述列车行驶方向逆向喷气用于所述列车减速、停车。本实施例的一种以压缩空气为施力源的系统具有以下优势：1)从传统技术喷气发动机到本发明压缩空气喷气引擎14即从内燃机转进为无燃机，避免了与燃烧相关的副作用和困扰①免于自身携带燃料及其燃烧相关的设施，使整机减重、构造简化、造价较低，利于研发、生产、控制和应用。②避免了与燃烧高温相关的技术难题：传统技术喷气发动机燃料在燃烧室燃烧温度可达约3500K(～5800°F)，常超出喷管和燃烧室材料的熔点(石墨和钨除外)，必须确保这些材料不会燃烧、熔化或沸腾；燃烧室处于某种圆周应力之下，由于高温工作环境，使其结构材料的抗张强度显著降低，也使其可能承受的设计压力受到一定限制；还需采用冷却系统来防止材料过热，常用的冷却方式如烧蚀冷却(室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落)、辐射冷却(使室壁达到白热状态以辐射热量)、热沉式冷却(将一种推进剂，通常是液氢，沿室壁倒下)、再生冷却(推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管)、水幕冷却(推进剂喷射器被特殊安置，以使室壁周围的燃气温度降低)、薄膜冷却(室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发吸热使之冷却)、发汗冷却(薄膜冷却的特殊形式)等，难免使发动机结构复杂、增重…传统技术喷气发动机的这些难题与燃烧高温相关，而它们与本发明压缩空气喷气引擎14无碍。③由于不再喷射高温燃气，代之以喷射温度相对颇低的高速气流，不会对运动载体造成烧蚀损伤，故本发明可以利用各副喷气引擎喷口喷射高速气流波及局域空气动力变化，实现降低空气(或海水)阻力及与空气(或海水)滑动摩擦阻力、提高机翼升力等功能。2)产供高压超高压压缩空气经济、环保传统技术喷气发动机(含航空喷气发动机、火箭发动机)燃烧燃料产生高温高压气体膨胀做功，由此产生三个主要问题：资源消耗、环境污染、温室气体排放，其中飞机和火箭工作高度高，产生的氮氧化物更容易破坏臭氧层。以本发明压缩空气喷气引擎14驱动运动载体，包括飞机、火箭、潜艇、列车等，以高压超高压压缩空气为动力，当它们航空、航天、航海、地面行驶时零排放且无甚资源消耗；而且即使考察初始生产高压超高压压缩空气时的排放和成本：本发明中所述高压超高压空气压缩机50(工作压力接近、等于或超过100Mpa)可以利用夜间低谷电能或风电、太阳能等不易储藏的电能对所述压缩空气产供装置48加压充气；而且高压超高压空气在所述大型锅炉式压力容器49内生产过程中伴发的大量热能(相当于所消耗的90％电能)可被集中回收用于集中供暖。故对本发明以压缩空气为施力源的系统从整体效率(Theoverallefficiency)分析，也相当经济、价廉、节能、环境评估良好。3)本发明压缩空气喷气引擎14膨胀室18压力高、推力大、安全、密封良好①、压力高、推力大业内人士知道，传统技术喷气发动机如火箭燃烧室工作压力在1--20MPa之间，压力越高，通常性能也越好，推力相对也较大。而随着近代压力容器、气压传动元件和材料科学的发展，超高压压缩空气机输出压力达到>100MPa，压力容器中超高压(代号U)容器p≥100MPa，远高于20MPa；加之本发明中大容量管状容器60和储气管1均为长管状结构，它们的管径均小于相同容量、压力的传统技术高压压缩空气储气罐的内径，在相同材质情况下其可耐受和容纳压力相对更高的压缩空气，其根据之一可参见材料力学中管子可承受的压力公式P＝(2*σ/S*δ)/D(其中：P为压力，σ为抗拉强度，S为安全系数，δ为壁厚，D为管子外径)而且，本发明中，高压超高压压缩空气从储气管1通过进气管17射入膨胀室18途中还被进气管周电加热器29和膨胀室室壁电加热器30适度加热，亦有利于其膨胀做功，获得较高的推力。②、安全压力容器作为一种成熟的产业已制定了安全规范(Safetycodes)，安全规范限定合法的工作压力(thelegalworkingpressure)小于储气装置的破裂压力(therupturepressure)的40％，安全系数为2.5(亦即极限应力与许用应力之比为2.5)，安全性可靠；再如大学教科书中对以压缩空气为工质的气压传动的共同特点明确阐述道：气压传动动作迅速、反应快，工作环境适应性强，特别是在大温差、易燃易爆、多尘埃、振动等恶劣工况下安全可靠工作，具有防火、防爆、节能、高效、无污染等优点；随着材料科学进展，压力容器常由耐高压、质轻的碳纤维构成，碳纤维是脆性的，即使在超大的压力下可分裂，但不会造成任何弹片，至多只会出现壳体“破碎”、压缩空气漏出的情况，就不会出现碎片和高压气体四溅的危险状况，安全性也相对较好。③、密封良好至于密封方面，随着气压传动技术进展阀门密封技术也更加可靠，业内人士知道一个对比，压缩空气储气装置泄气的速率比在不用电的情况下蓄电池随着时间延长自动将其电量缓慢耗尽的速率还低。4)降低运动载体运行阻力，提速、节能；提高飞机机翼升力，利于短距离/垂直起降这些优势与本发明以高压超高压压缩空气为施力源而非燃烧产生的高温燃气，可利用所述拉瓦尔喷管19喷射高速气流24根据伯努利原理在运动载体周围产生的空气动力变化有关。瑞典人古斯塔夫·德·拉瓦尔(GustavdeLaval)发明的拉瓦尔喷管，被公认为″流速增大器″，广泛应用作为火箭发动机的喷管；在本发明中拉瓦尔喷管如上文已有所述，也起到″流速增大器″的作用，使从所述喷气引擎16喷口喷出高速气流24；根据“流体力学之父”丹尼尔·伯努利(DanielBernoulli)提出的伯努利定律(Bernoulli'sprinciple)，以伯努利方程表述：(式中p为流体所受的压强，v为流动速度，ρ为流体密度，g为重力加速度，h为该点所在高度)即在一个流体系统，比如气流、水流中，流速越快，流体产生的压力就越小，实质上流体密度同时减小。有关于此，对第一副喷气引擎31、第二副喷气引擎和第三副喷气引擎44做简要补充：Ⅰ、关于第一副喷气引擎31如上述当第一副喷气引擎喷口39在一定距离、一定角度范围斜对着运动载体头部32周围喷射高速气流24，在运动载体头部32前方形成一个锥体形低压区40，其对运动载体头部32无甚阻力，此时运动载体最前方是具有雨滴状的外形43的第一副喷气引擎31。根据空气阻力的公式：(式中C为空气阻力系数，ρ为空气密度，S物体迎风面积，V为物体与空气的相对运动速度)据此分析具有雨滴状的外形43的第一副喷气引擎31所遇空气阻力：①空气阻力系数(dragcoefficient)，又称风阻系数，其大小与物体的形状有关，而雨滴状的形状属于风阻系数最小者；②具有雨滴状的外形43的第一副喷气引擎31的迎风面积可以小到只有运动载体头部32迎风面积的几十分之一甚至几百分之一；③空气阻力与运动物体在运行时其前面的空气被压缩而受到空气的弹力相关，而具有雨滴状的外形43的第一副喷气引擎31之后锥体形低压区40的外侧表面即圆锥侧面为从第一副喷气引擎31喷射的高速气流24，流速极高，通常远高于运动载体的运动速度，不仅不会对雨滴状的第一副喷气引擎31前方的空气有所压缩，反而将顺带“拉扯”着前方的空气随之流向后方，空气密度下降，有利于运动载体前行。周知，运动载体在空气中运动受到的空气阻力与速度的平方成正比；有报道速度达到400～600米/秒时空气阻力将与速度的三次方成正比，在速度更高的情况下空气阻力可与速度的高次方成正比。故此对于日渐高速的航空和航天(飞出大气层前)飞行器如何降低空气阻力是一不能忽视的的课题，在高速飞机和火箭上考虑应用第一副喷气引擎31尤有意义。Ⅱ、关于第二副喷气引擎当一个物体在另一个物体的表面上相对运动时，受到的阻碍相对运动的力，叫滑动摩擦力，滑动摩擦力跟压力成正比，也就是跟一个物体对另一个物体表面的垂直作用力成正比。具体来说，当潜艇在海水中相对于海水运动时，会受到海水对潜艇艇身表面施与的阻碍其相对运动的滑动摩擦力，这种滑动摩擦力跟海水的压力成正比，也就是跟海水对潜艇艇身表面的正压力成正比。可以滑动摩擦力公式表述：F＝μFN(其中：F为滑动摩擦力，FN为正压力，μ叫动摩擦因数)故当第二副喷气引擎喷口相当近靠、平行于潜艇(图中未显示)艇身表面向后方喷射高速气流，该高速气流覆盖潜艇体表，流速大而对潜艇体表正压力小，且可吹散、卷离紧贴潜艇艇身的海水，在潜艇艇身周围形成一层低压空气层，从而降低了该潜艇向前运行时与周围海水的滑动摩擦阻力；而且这些所述第二副喷气引擎向后方喷射气体对潜艇行驶也施与一定推力。Ⅲ、关于第三副喷气引擎(44)上世纪70年代，美国和前苏联先后各推出一种具有翼上发动机的飞机，分别是实验性的波音YC-14(由于种种原因被取消了)和安-72(АHTOHOвАH-72)，它们发动机的喷流直接吹拂过机翼的上表面，加速机翼上表面气流，增加升力，以实现短距起落。这种技术(以下统称АH-72技术)与本发明所述第三副喷气引擎44相比区别技术特征如下：①АH-72发动机以燃料燃烧产生的燃气为动力(属于内燃机)，本发明第三副喷气引擎44以压缩空气为动力(属于“无燃机”)；②АH-72发动机喷射的高温燃气可造成机翼表面一定程度的烧蚀和结构的热疲劳(对机翼材料要求太高、成本太贵)，本发明第三副喷气引擎(44)喷射气流不会造成机体烧蚀损伤；③АH-72发动机设置在机翼上方，本发明第三副喷气引擎44设置在机翼前缘前方；④АH-72发动机对机翼升力的作用主要产生在机翼上表面，本发明第三副喷气引擎44对机翼升力作用不仅在于机翼上表面也作用于具有一定迎角的机翼下表面，效率更高；⑤АH-72的翼上发动机亦即飞机主推进发动机需持续工作(巡航不需要增升时也不能停机而其燃气持续吹在机翼上表面)，本发明第三副喷气引擎44只在需要增升时短时工作(飞机另有主推进发动机)；⑥АH-72航程受限(最大商载航程800km)，本发明第三副喷气引擎(44)在通常情况下与航程无关(飞机另有主推进发动机)；⑦АH-72飞机的“气速机速比”大体上持续在一个相对稳定的数值，具有本发明第三副喷气引擎44的飞机的“气速机速比”可在起飞、降落时升高(第三副喷气引擎44工作时)，其他时间如常。本实施例记载了一种以压缩空气为施力源的系统的运行方法，包括以下步骤：步骤一：通过高压超高压空气压缩机50对大型锅炉式压力容器49进行加压充气；在这一过程中集管入口阀门67、全部大容量管状容器入口阀门78和出口阀门79开启，而集管出口阀门70关闭；电动机51利用夜间低谷电能或风电、太阳能等不易储藏的电源，通过高压超高压空气压缩机50经空压机排气口52、集管入口66及其开启的阀门67、全部大容量管状容器入口76及其开启的阀门78、以及全部大容量管状容器出口77及其开启的阀门79向设置于大型流动水水箱54内的入口端集管65、全部大容量管状容器60以及出口端集管68加压充气；控制器控制从空压机排气口52充入的气体的气压和气量适应于从大型流动水水箱54进水口55流入的冷却水58和出水口56流出的热水59的水流量，使在入口端集管65、全部大容量管状容器60以及出口端集管68中压缩空气生产过程中伴发产生的热量及时被冷却水58带走，冷却水58被加热为适当温度的热水59适时从出水口56流出通往地下直埋保温管57用于集中供暖，直至在入口端集管65、全部大容量管状容器60以及出口端集管68内仍然基本保持常温的大量压缩空气达到设计高压，储存备用；届时集管入口阀门67、全部大容量管状容器入口阀门78和出口阀门79关闭，集管出口阀门70继续关闭；步骤二：通过大型锅炉式压力容器49向气箱9充气；在这一过程中集管入口阀门67以及全部大容量管状容器入口阀门78关闭，全部大容量管状容器出口阀门79中只单个分别有序开启而其余关闭，集管出口阀门70开启；集管出口69与气箱9中储气管1共用的受气管3对接，气箱9中储气管1进气阀5只单个分别有序开启而其余关闭；控制器控制压缩空气有序地从某一个大容量管状容器60开启的出口阀门79经开启的集管出口阀门70、集管出口69、气箱9中储气管1共用的受气管3及某一个开启的储气管进气阀5向该储气管1充入压缩空气…比如，压缩空气从大容量管状容器甲62输入储气管甲10，当储气管甲10内充满达到设计要求压力的压缩空气时储气管甲10进气阀5关闭，然后储气管乙11进气阀5开启，压缩空气从大容量管状容器甲62输入储气管乙11…在一个大容量管状容器60向一个个储气管1充气的过程中气压逐渐下降，以致后来轮到向某储气管1充气时该大容量管状容器60内气压已下降到与正在受气的储气管1内逐渐增长的气压相等，这时该大容量管状容器60已无力再继续向该储气管1输气而该储气管1内气压尚未升到设计要求，例如这种情况发生在大容量管状容器甲62向储气管丙12的输气过程中，两者气压一降一升达到相等时，储气管丙12内气压尚未升到设计要求而大容量管状容器甲62内气压已下降到一定值无力再继续向气压已升高到一定值的储气管丙12继续输气，这时控制器控制储气管丙12进气阀5关闭，储气管丁13进气阀5、储气管戊13a进气阀5等相继单个有序开启和关闭，使大容量管状容器甲62内气压还具有一定余压的压缩空气陆续排空到气压相对较低的储气管丁13、储气管戊13a…然后大容量管状容器甲62出口阀门79关闭，大容量管状容器乙63出口阀门79开启，同时储气管丙12进气阀5再次开启，使具有“原始”高压的大容量管状容器乙63向与其对比压力相对较低的储气管丙12充气使其内前已经升高到一定值的气压继续升高达到设计要求，然后储气管丙12进气阀5关闭，紧接着储气管丁13进气阀5开启…其中，在压缩空气从大容量管状容器60输入储气管1过程中，对于储气管1内存空气来讲压力在升高而具有一定的升温趋势，但对于从大容量管状容器60输入到储气管1内的这部分压缩空气来讲其压力正在下降而有降温趋势，控制器控制压缩空气从大容量管状容器60输入储气管1的流量、速度，使在这一过程中储气管1内气压稳步升高到设计要求而升温趋势与降温趋势相对平衡，气温基本稳定；步骤三：气箱9向喷气引擎16送气；在喷气引擎16工作过程中，气箱9中所有储气管1进气阀5关闭，气箱9中各储气管1排气阀6只单个或数个分别有序开启而其余关闭；控制器控制压缩空气有序地从其中某一个或数个储气管1开启的排气阀6、输气管8送入与之相连接的进气管17，进而经由设置在膨胀室头部27的射气口25、气体射入调节器26射入膨胀室18；进气管17管径较储气管1管径略小，进气管周电加热器29和膨胀室室壁加热器30工作，进入膨胀室18的压缩空气被适度加温、保持较高压力，并在高压下流入与膨胀室18末端连为一体的拉伐尔喷管渐缩部20—穿过拉伐尔喷管喉部21—由拉伐尔喷管渐阔部22喷出，气流极大加速，产生巨大推力，高速气流24也波及相关局域空气动力变化。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。