专利名称：负温差航空热力发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空热力发动机，特别涉及一种利用人工低温环境与自然常温空气之间的负温差所具有能量作功的负温差航空热力发动机。
现有的航空发动机都是依靠燃烧石化燃料而产生高温热量，然后利用自然常温环境与高温热量之间所具有正向温差产生航空动力。其缺点是消耗了矿物资源，严重污染了自然环境与大气空间，飞行时间与距离受燃料储量限制；并且由于现有航空发动机主要依靠尾部喷气所产生的反推力行进，除利用大型螺旋桨垂直升降的直升飞机外，致使现有航空飞机必须依靠具有长跑道的飞机场才能升空与降落。
有一种负温差热力发动机，利用纯相变无热制冷装置高效制取冷量，然后利用人工制造的低温环境与常温环境之间的负向温差所具有的能量产生机械动力。但因其所利用的常温热量大量存在于地球表面，存在于自然水域之中，空间大气环境中所具有的自然常温热量密度低，因此无法使其成为实用型的航空动力。
本发明的目的是提供一种新的负温差航空热力发动机，它利用人工制造的低温环境与发动机涡轮风扇叶片压缩的高热高密度空气流中的热量之间的温差所具有的能量作为动力，并主要利用可以任意选择喷气方向的活动喷管喷出高压空气产生反推力，为航空飞机提供一种不需要烧油，不需要固定性机场与跑道，飞行时间与距离不受燃料限制，可以随意升降的新型发动机。
本发明的技术解决方案如下一种负温差航空热力发动机，其基本部件与以水为工质的热力蒸汽发动机相类似，利用纯相变无热制冷技术的多级制冷循环，它包括由制冷压缩机、冷凝器、节流器和蒸发器组成的提供原始制冷量的首级蒸气压缩制冷循环装置，过冷液态工质冷凝板，次一级液态制冷工质，以及将上述部件均设置在内的第一保温压力容器，连同工质泵；包括装有中间级制冷蒸发器、过冷液态工质冷凝板和液态制冷工质的中间N级保温压力容器，连同工质泵；它还包括装有中间N级制冷蒸发器、过冷液态工质冷凝板的末端保温压力容器，末端保温压力容器的下部装有换热器和高压工质泵，并在末端保温压力容器内的下部灌注液态空气，使换热器浸泡在液态空气中，末级相变制冷循环的制冷工质为液态空气，首级相变制冷循环至末级相变制冷循环的各级制冷工质的蒸发温度，依级次递增，首级制冷工质蒸发温度最低；以上部分作为发动机副装置，本发明还包括发动机主装置；所述发动机主装置包括由结构圆壳、结构隔板和保温层构成的换热腔，在该换热腔内安装的涡轮风扇叶片，使液态空气吸热汽化成高压空气的蒸发器，在与涡轮风扇叶片相平行的在结构隔板另一侧处安装的、使高压空气通过降压透平而作功的透平膨胀机和发电机，以及环绕在结构圆壳外围的高压换热盘管，涡轮风扇叶片通过机轴与透平膨胀机同轴安装，蒸发器位于涡轮风扇叶片与透平膨胀机之间，上述蒸发器、透平膨胀机、高压换热盘管、使低温空气冷凝成液态空气的末端保温压力容器内的冷凝空间、以及使液态空气重新进入蒸发器的高压工质泵，由此形成热力蒸气作功循环；所述热力蒸气作功循环与所述纯相变无热制冷中末级制冷循环构成同一热力循环，该热力蒸气作功循环通过高压空气驱动透平膨胀机运转作功，为涡轮风扇叶片强力运转压缩自然空气流与小型发电机运转发电提供动力，涡轮风扇叶片通过强力压缩自然空气流产生高热高密度空气，一方面为热力蒸气作功循环与自然空气流的相变热力作功循环中的液态空气汽化成高压空气提供热量，另一方面为航空器提供前进推力，同时利用透平膨胀机的轴向推力为航空器提供前进推力；所述发动机主装置上装有高压空气活动喷管和与之相连接的第一高压输气管，以及由第一高压输气管连接的换向阀，该换向阀还通过第二高压输气管与透平膨胀机连接，又通过第三高压输气管与换热腔内的蒸发器接通；所述发动机主装置上位于结构隔板处装有保温短管及与之相连接的输气管，从航空器迎风面而来的自然空气流经涡轮风扇叶片强力压缩抽取后进入换热腔，并与蒸发器换热冷却后经保温短管和输气管进入位于末端保温压力容器下部的换热器，经与液态空气汽化换热强力冷却后从输气管流出，进入末端保温压力容器内冷凝空间冷凝液化；液态空气经高压工质泵加压后，经高压输液管、换向阀注入环绕于结构圆壳外围的高压换热盘管，从自然空间吸收常温热量后，进入换热腔内蒸发器，从由涡轮风扇叶片强力压缩而成的高热高密度空气流中吸收热量，快速汽化成高压空气；经高压输气管与换向阀进入高压空气活动喷管，通过可以任意方向喷气的活动喷管喷向大气空间，其反推力为航空器升降与航行的主动力；由此形成自然空气流的相变热力作功循环与末级相变以冷制冷循环。
本发明由发动机副装置和发动机主装置组成，采用纯相变无热制冷技术，实行多级相变制冷循环，以高倍的制冷效率生产出大量深冷冷量，并多次重复利用上述冷量来液化透平作功后的低温空气以及经多次冷却后的低温自然空气，通过高压工质泵将液态空气泵入位于结构圆壳外围的高压换热盘管和换热腔内的蒸发器内，使液态空气从自然流动空气中初步吸热后，再与涡轮风扇叶片压缩成的高热高密度空气流充分换热，迅速汽化成高压空气；其中一部分高压空气用来驱动透平膨胀机，让其为驱动涡轮风扇叶片和小型发电机提供动力；另一部分高压空气通过活动喷管向着与航空器设定前进方向相反的方向喷气，由此产生飞行动力；同时利用涡轮风扇叶片的推力以及透平膨胀机的轴向推力作为飞行动力。
下面结合附图对本发明作详细描述。
图1是一种负温差航空热力发动机的副装置结构示意图。
图2是上述发动机的主装置结构示意图。
参看图1，在第一保温压力容器8内安装制冷压缩机1、冷凝器2、节流器4和蒸发器6，内注首级制冷工质，组成首级蒸汽压缩制冷循环，提供原始制冷量。第一保温压力容器8的下部充注液态制冷工质14，上述首级蒸气压缩制冷循环中的制冷压缩机1和冷凝器2被浸泡在液态制冷工质14中。第一保温压力容器8的中部设置过冷液态工质冷凝板17。工质泵9通过吸液管18与第一保温压力容器8连接，工质泵9的另一端通过工质输液管10与位于中间N级保温压力容器20中的中间级制冷蒸发器19连接。
中间N级保温压力容器20的底部注有液态制冷工质21。中间级制冷蒸发器19和过冷液态工质冷凝板17’均安装在中间N级保温压力容器20内，中间级制冷蒸发器19由保温回气管11、工质输液管10、工质泵9和吸液管18与第一保温压力容器8内的冷凝空间连通，形成相变以冷制冷循环。工质泵9’的一端通过吸液管18’与中间N级保温压力容器20连接，工质泵9’的另一端通过工质输液管10’与中间N级制冷蒸发器12连接。
中间N级制冷蒸发器12安装在末端保温压力容器13内。在末端保温压力容器13内还装有过冷液态工质冷凝板17”、液态空气22、高压工质泵24和换热器35。高压工质泵24也可以安装在末端保温压力容器13的外部。中间N级制冷蒸发器12由保温回气管11’、工质输液管10’、工质泵9’和吸液管18’与中间N级保温压力容器20内的冷凝空间连通，形成相变以冷制冷循环。
参看图2，发动机主装置包括由结构圆壳43、结构隔板39和保温层41构成的换热腔49，在该换热腔49内安装的与现有涡轮风扇叶片航空发动机相类似的涡轮风扇叶片42，使液态空气吸热汽化成高压空气的蒸发器32，与涡轮风扇叶片42相平行的在结构隔板39另一侧处安装的、使高压空气通过降压透平而作功的透平膨胀机27和发电机28，以及环绕在结构圆壳43外围的高压换热盘管34。涡轮风扇叶片42通过机轴50与透平膨胀机27同轴安装。蒸发器32位于涡轮风扇叶片42与透平膨胀机27之间。
发动机主装置上装有高压空气活动喷管38和与之相连接的第一高压输气管37，以及由第一高压输气管37连接的换向阀30。该换向阀30还通过第二高压输气管46与透平膨胀机27连接，又通过第三高压输气管31与换热腔49内的蒸发器32接通。
发动机主装置上位于结构隔板39处装有保温短管40及与之相连接的输气管26，从航空器迎风面而来的自然空气流47经涡轮风扇叶片42强力压缩抽取后进入换热腔49，与蒸发器32换热冷却后经保温短管40和输气管26，进入位于末端保温压力容器13下部的换热器35，经与液态空气22汽化换热强力冷却后从输气管45流出，进入末端保温压力容器13内冷凝空间冷凝液化。
发动机主装置通过输气管26、尾气管29和高压输液管25与发动机副装置连接。
高压输液管25一端连接发动机副装置上的高压工质泵24，另一端连接换向阀51，该换向阀51还通过高压输液管25’与环绕在结构圆壳43外围的高压换热盘管34连接，然后连接换热腔49内蒸发器32。该换向阀51还可以通过第三高压输液管33直接与换热腔49内蒸发器32连接。
换热腔49内蒸发器32的一端通过联接管和换向阀51与高压工质泵24连接，另一端通过第三高压输气管31、换向阀30、第一高压输气管37与高压空气活动喷管38连接，又通过换向阀30、第二高压输气管46连接透平膨胀机27。透平膨胀机27出气口通过尾气管29与发动机副装置内的末端保温压力容器13内冷凝空间连通。
位于末端保温压力容器13下部的高压工质泵24，其中一端从末端保温压力容器13内吸入液态空气22，其中另一端通过高压输液管25、换向阀51、高压输液管25’，将液态空气22注入环绕于结构圆壳43外围的高压换热盘管34，从自然流动空气中吸热后再进入蒸发器32；也可以通过换向阀51、第三高压输液管33直接进入蒸发器32。液态空气22在蒸发器32内与涡轮风扇叶片42压缩迎风面自然空气流47所形成的高热高密度压力空气而快速换热，并汽化成作功高压空气。高压空气经第三高压输气管31、换向阀30进入透平膨胀机27透平作功，透平后降温降压，其尾气经尾气管29进入末端保温压力容器13内的冷凝空间冷凝，重新液化成液态空气。由此形成热力蒸气作功循环与末级相变以冷制冷循环，末级相变以冷制冷循环的对外制冷量被用来消耗自然常温热量。
自然空气流的相变热力作功循环同样与纯相变无热制冷中的末级制冷循环构成同一热力循环，该热力循环由换热腔49、涡轮风扇叶片42、浸泡在末端保温压力容器13内液态空气22中的换热器35、冷凝空间、高压工质泵24、环绕于结构圆壳43外围的高压换热盘管34、蒸发器32、高压空气活动喷管38以及联接管、换向阀、自然空气流所构成。从航空器迎风面而来的自然空气流47，经涡轮风扇叶片42强力压缩抽取进入换热腔49，与蒸发器32换热冷却后经保温短管40和输气管26，进入浸泡在末端保温压力容器13内液态空气22中的换热器35进一步冷却，然后进入冷凝空间，液化成液态空气，再经高压工质泵24泵入高压输液管25，经换向阀51及高压输液管25’进入环绕于结构圆壳43外围的高压换热盘管34，从自然空间吸收常温热量，或者通过换向阀51、第三高压输液管33直接进入换热腔49内的蒸发器32中，从高热高密度空气流中吸收热量，快速汽化成高压空气，再经第三高压输气管31、换向阀30和第一高压输气管37进入高压空气活动喷管38，通过可以任意方向喷气的活动喷管38喷向大气空间，其反推力就是航空器升降与航行的主动力。
利用透平膨胀机27的轴向推力作为航空飞行动力，它包括透平膨胀机27和涡轮风扇叶片42以及小型发电机28，三者同轴安装，并且透平膨胀机27的叶轮受力面所承受的轴向推力与航空飞行为同一方向(见箭头48)。
利用纯相变无热制冷技术的多级制冷循环的发动机副装置设置在航空器中部机舱内，发动机主装置设置在航空器机翼下部。
高压空气活动喷管38由一个以上组成，分布于发动机主装置上。高压空气活动喷管38通过高压输气管、换向阀30与换热腔49内蒸发器32接通，高压空气通过活动喷管38向下喷气，可以使航空器产生垂直升力；向后喷气，可以使航空器产生水平方向前进推力；向前喷气，可以使航空器产生水平方向减速阻力；向倾斜方向喷气，可以产生水平与垂直方向的合力。
末端保温压力容器13内的下层液态空气22，由透平膨胀机27的尾气与从换热腔49导入的已经两次冷却的自然空气流，经冷凝空间液化产生，当高压空气活动喷管38停止向外喷气时，其储量不断增加。为了加大末端保温压力容器13内的液态空气储量，液态空气22经高压工质泵24、高压输液管25泵出后，调整换向阀51，让其经第三高压输液管33直接进入换热腔49内蒸发器32，液态空气22以最冷温度在换热腔49内与自然空气流47换热，加快自然空气流47的冷凝液化进程，增大发动机冷凝液化自然空气流的能力。当航空器需要加速飞行时，通过高压工质泵24可以短时间、间隙性地向蒸发器32多倍量地提供液态空气22，强力推动航空器运行。
本发明的工作流程如下电力启动制冷压缩机1制冷，其热量由液态制冷工质14的汽化潜热消耗，制冷工质14因耗热所产生的蒸气，从通气管16进入由过冷液态工质冷凝板17与蒸发器6所组成的冷凝空间冷凝；与此同时，液位调节器23自动将第一保温压力容器8的上层液态制冷工质14通过补液管15补充到下层。
电力启动工质泵9，让液态制冷工质14进入中间级制冷蒸发器19，从中间N级制冷循环中的工质蒸气中吸热汽化并制冷，并经保温回气管11回到第一保温压力容器8内冷凝空间冷凝，重新液化。
电力启动工质泵9’，将液态制冷工质21经吸液管18’、工质输液管10’，输入末端保温压力容器13内的中间N级制冷蒸发器12中，从低温空气中吸热汽化并制冷，经保温回气管11’回到中间N级保温压力容器20内的冷凝空间冷凝，重新液化。
在电力启动制冷压缩机1、工质泵9、9’的同时，电力启动高压工质泵24，将末端保温压力容器13内所储存的液态空气22泵入高压输液管25，经换向阀51调整，液态空气22经高压输液管25’进入环绕于结构圆壳43外围的高压换热盘管34，液态空气22迅速从自然环境中吸热汽化成高压空气，高压空气经蒸发器32、第三高压输气管31、换向阀30、第二高压输气管46进入透平膨胀机27，驱动透平膨胀机27作功，带动小型发电机28运转发电，致使制冷压缩机1、工质泵9、工质泵9’、高压工质泵24脱离启动电源，依靠发电机28所产生的电力维持正常运转。
透平膨胀机27同轴带动涡轮风扇叶片42工作，将从迎风面高速流入的自然空气流47压缩成高热高密度空气，使流经蒸发器32内的深冷液态空气与深冷饱和空气骤然汽化成高压过热空气，高压过热空气通过第三高压输气管31、换向阀30、第二高压输气管46进入透平膨胀机27，使透平膨胀机27的机械作功能力剧增，由此进一步加大驱动涡轮风扇叶片42压缩自然空气，产生更加高热和高密度的压缩空气，为快速汽化液态空气提供了可靠热源。
当负温差航空热力发动机热力蒸气作功循环系统汽化液态空气22的能力已经超出或大大超出透平膨胀机27的需要时，调整换向阀30，让富余过热高压空气经由第一高压输气管37进入高压空气活动喷管38，按设定方向向自然空间喷出高压空气，产生航空动力。
当航空器不需要加速行进时，停止高压空气活动喷管38喷气，调整换向阀51，让高压工质泵24泵出的液态空气22经高压输液管25’直接进入换热腔49内蒸发器32，让液态空气22以最冷温度与自然空气流47换热，以此加快自然空气流47的冷凝液化进程，增大发动机冷凝液化自然空气流47的能力，增加末端保温压力容器13内液态空气储量。
当航空器需要强力加速行进、垂直升降和减速航行时，高压工质泵24从末端保温压力容器13内下层液态空气储存空间多倍泵出液态空气22，让其通过联接管从高压换热盘管34进入蒸发器32，快速吸热汽化后，然后经联接管进入高压空气活动喷管38喷向大气空间。航空器需要强力加速行进时，高压空气活动喷管38将高压空气喷向航空器行进相反方向。航空器需要减速航行时，高压空气活动喷管38将高压空气喷向航空器行进方向。航空器需要垂直上升时，高压空气活动喷管38将高压空气喷向地面方向。航空器需要降落时，高压空气活动喷管38将高压空气向航空行进方向与地面垂直方向之间的前下方倾斜方向喷出，其反推力一方面为航空器水平行进减速，另一方面缓减航空器降落重力加速度，使其在不需要跑道滑行的情况下可以在指定位置平稳降落。
涡轮风扇叶片42在压缩自然空气流47时所产生的推力，透平膨胀机27因承受高压空气透平作功所产生的轴向推力，高压空气活动喷管38喷出高压空气所产生的反推力，共同构成了负温差航空热力发动机航空飞行动力。
本发明为航空器提供的动力是一种洁净能源动力，是一种无偿能源动力，也是一种自由升降航空动力，更是一种无航行时间与航行距离限制的航空动力，足以使人类社会全面进入自由飞行时代。
本发明不仅适用于航空飞行，而且适用于陆上和水上运行，是一种适用于水、陆、空交通运输工具的新型发动机。
权利要求
1.一种负温差航空热力发动机，其基本部件与以水为工质的热力蒸汽发动机相类似，利用纯相变无热制冷技术的多级制冷循环，它包括由制冷压缩机、冷凝器、节流器和蒸发器组成的提供原始制冷量的首级蒸气压缩制冷循环装置，过冷液态工质冷凝板，次一级液态制冷工质，以及将上述部件均设置在内的第一保温压力容器，连同工质泵；包括装有中间级制冷蒸发器、过冷液态工质冷凝板和液态制冷工质的中间N级保温压力容器，连同工质泵；其特征在于，它还包括装有中间N级制冷蒸发器、过冷液态工质冷凝板的末端保温压力容器，末端保温压力容器的下部装有换热器和高压工质泵，并在末端保温压力容器内的下部灌注液态空气，使换热器浸泡在液态空气中，末级相变制冷循环的制冷工质为液态空气，首级相变制冷循环至末级相变制冷循环的各级制冷工质的蒸发温度，依级次递增，首级制冷工质蒸发温度最低；以上部分作为发动机副装置，本发明还包括发动机主装置；所述发动机主装置包括由结构圆壳、结构隔板和保温层构成的换热腔，在该换热腔内安装的涡轮风扇叶片，使液态空气吸热汽化成高压空气的蒸发器，在与涡轮风扇叶片相平行的在结构隔板另一侧处安装的、使高压空气通过降压透平而作功的透平膨胀机和发电机，以及环绕在结构圆壳外围的高压换热盘管，涡轮风扇叶片通过机轴与透平膨胀机同轴安装，蒸发器位于涡轮风扇叶片与透平膨胀机之间，上述蒸发器、透平膨胀机、高压换热盘管、使低温空气冷凝成液态空气的冷凝空间、以及使液态空气重新进入蒸发器的高压工质泵，由此形成热力蒸气作功循环；所述热力蒸气作功循环与所述纯相变无热制冷中末级制冷循环构成同一热力循环，该热力蒸气作功循环通过高压空气驱动透平膨胀机运转作功，为涡轮风扇叶片强力运转压缩自然空气流与小型发电机运转发电提供动力，涡轮风扇叶片通过强力压缩自然空气流产生高热高密度空气，一方面为热力蒸气作功循环与自然空气流的相变热力作功循环中的液态空气汽化成高压空气提供热量，另一方面为航空器提供前进推力，同时利用透平膨胀机的轴向推力为航空器提供前进推力；所述发动机主装置上装有高压空气活动喷管和与之相连接的第一高压输气管，以及由第一高压输气管连接的换向阀，该换向阀还通过第二高压输气管与透平膨胀机连接，又通过第三高压输气管与换热腔内的蒸发器接通；所述发动机主装置上位于结构隔板处装有保温短管及与之相连接的输气管，从航空器迎风面而来的自然空气流经涡轮风扇叶片强力压缩抽取后进入换热腔，并与蒸发器换热冷却后经保温短管和输气管进入位于末端保温压力容器下部的换热器，经与液态空气汽化换热强力冷却后从输气管流出，进入末端保温压力容器内冷凝空间冷凝液化；液态空气经高压工质泵加压后，经高压输液管、换向阀注入环绕于结构圆壳外围的高压换热盘管，从自然空间吸收常温热量后，进入换热腔内蒸发器，从由涡轮风扇叶片强力压缩而成的高热高密度空气流中吸收热量，快速汽化成高压空气；经高压输气管与换向阀进入高压空气活动喷管，通过可以任意方向喷气的活动喷管喷向大气空间，其反推力为航空器升降与航行的主动力；由此形成自然空气流的相变热力作功循环与末级相变以冷制冷循环。
2.根据权利要求1所述的负温差航空热力发动机，其特征在于，所述透平膨胀机的叶轮受力面所承受的轴向推力与航空飞行为同一方向。
3.根据权利要求1所述的负温差航空热力发动机，其特征在于，所述高压空气活动喷管由一个以上组成，分布于发动机主装置上。
全文摘要
本发明涉及一种负温差航空热力发动机,它利用纯相变无热制冷装置高效制取深冷冷量,然后利用人工冷量与涡轮风扇叶片压缩成的高热高密度空气流之间的负温差能量作功;它利用可以任意方向喷气的活动喷管向设定方向喷气的反推力、涡轮风扇叶片的推力、透平膨胀机的叶轮受力面所承受的轴向推力作为航行动力。本发明提供一种不需要烧油,不需要固定机场与跑道,飞行时间与距离不受燃料限制,可以随意升降的新型航空发动机。
文档编号F01D1/00GK1223340SQ9812199
公开日1999年7月21日 申请日期1998年11月12日 优先权日1998年11月12日
发明者易元明 申请人:易元明