負溫差航空熱力發動機的製作方法
2023-04-30 01:36:06
專利名稱：負溫差航空熱力發動機的製作方法
技術領域：
本發明涉及航空熱力發動機，特別涉及一種利用人工低溫環境與自然常溫空氣之間的負溫差所具有能量作功的負溫差航空熱力發動機。
現有的航空發動機都是依靠燃燒石化燃料而產生高溫熱量，然後利用自然常溫環境與高溫熱量之間所具有正向溫差產生航空動力。其缺點是消耗了礦物資源，嚴重汙染了自然環境與大氣空間，飛行時間與距離受燃料儲量限制；並且由於現有航空發動機主要依靠尾部噴氣所產生的反推力行進，除利用大型螺旋槳垂直升降的直升飛機外，致使現有航空飛機必須依靠具有長跑道的飛機場才能升空與降落。
有一種負溫差熱力發動機，利用純相變無熱製冷裝置高效製取冷量，然後利用人工製造的低溫環境與常溫環境之間的負向溫差所具有的能量產生機械動力。但因其所利用的常溫熱量大量存在於地球表面，存在於自然水域之中，空間大氣環境中所具有的自然常溫熱量密度低，因此無法使其成為實用型的航空動力。
本發明的目的是提供一種新的負溫差航空熱力發動機，它利用人工製造的低溫環境與發動機渦輪風扇葉片壓縮的高熱高密度空氣流中的熱量之間的溫差所具有的能量作為動力，並主要利用可以任意選擇噴氣方向的活動噴管噴出高壓空氣產生反推力，為航空飛機提供一種不需要燒油，不需要固定性機場與跑道，飛行時間與距離不受燃料限制，可以隨意升降的新型發動機。
本發明的技術解決方案如下一種負溫差航空熱力發動機，其基本部件與以水為工質的熱力蒸汽發動機相類似，利用純相變無熱製冷技術的多級製冷循環，它包括由製冷壓縮機、冷凝器、節流器和蒸發器組成的提供原始製冷量的首級蒸氣壓縮製冷循環裝置，過冷液態工質冷凝板，次一級液態製冷工質，以及將上述部件均設置在內的第一保溫壓力容器，連同工質泵；包括裝有中間級製冷蒸發器、過冷液態工質冷凝板和液態製冷工質的中間N級保溫壓力容器，連同工質泵；它還包括裝有中間N級製冷蒸發器、過冷液態工質冷凝板的末端保溫壓力容器，末端保溫壓力容器的下部裝有換熱器和高壓工質泵，並在末端保溫壓力容器內的下部灌注液態空氣，使換熱器浸泡在液態空氣中，末級相變製冷循環的製冷工質為液態空氣，首級相變製冷循環至末級相變製冷循環的各級製冷工質的蒸發溫度，依級次遞增，首級製冷工質蒸發溫度最低；以上部分作為發動機副裝置，本發明還包括發動機主裝置；所述發動機主裝置包括由結構圓殼、結構隔板和保溫層構成的換熱腔，在該換熱腔內安裝的渦輪風扇葉片，使液態空氣吸熱汽化成高壓空氣的蒸發器，在與渦輪風扇葉片相平行的在結構隔板另一側處安裝的、使高壓空氣通過降壓透平而作功的透平膨脹機和發電機，以及環繞在結構圓殼外圍的高壓換熱盤管，渦輪風扇葉片通過機軸與透平膨脹機同軸安裝，蒸發器位於渦輪風扇葉片與透平膨脹機之間，上述蒸發器、透平膨脹機、高壓換熱盤管、使低溫空氣冷凝成液態空氣的末端保溫壓力容器內的冷凝空間、以及使液態空氣重新進入蒸發器的高壓工質泵，由此形成熱力蒸氣作功循環；所述熱力蒸氣作功循環與所述純相變無熱製冷中末級製冷循環構成同一熱力循環，該熱力蒸氣作功循環通過高壓空氣驅動透平膨脹機運轉作功，為渦輪風扇葉片強力運轉壓縮自然空氣流與小型發電機運轉發電提供動力，渦輪風扇葉片通過強力壓縮自然空氣流產生高熱高密度空氣，一方面為熱力蒸氣作功循環與自然空氣流的相變熱力作功循環中的液態空氣汽化成高壓空氣提供熱量，另一方面為航空器提供前進推力，同時利用透平膨脹機的軸向推力為航空器提供前進推力；所述發動機主裝置上裝有高壓空氣活動噴管和與之相連接的第一高壓輸氣管，以及由第一高壓輸氣管連接的換向閥，該換向閥還通過第二高壓輸氣管與透平膨脹機連接，又通過第三高壓輸氣管與換熱腔內的蒸發器接通；所述發動機主裝置上位於結構隔板處裝有保溫短管及與之相連接的輸氣管，從航空器迎風面而來的自然空氣流經渦輪風扇葉片強力壓縮抽取後進入換熱腔，並與蒸發器換熱冷卻後經保溫短管和輸氣管進入位於末端保溫壓力容器下部的換熱器，經與液態空氣汽化換熱強力冷卻後從輸氣管流出，進入末端保溫壓力容器內冷凝空間冷凝液化；液態空氣經高壓工質泵加壓後，經高壓輸液管、換向閥注入環繞於結構圓殼外圍的高壓換熱盤管，從自然空間吸收常溫熱量後，進入換熱腔內蒸發器，從由渦輪風扇葉片強力壓縮而成的高熱高密度空氣流中吸收熱量，快速汽化成高壓空氣；經高壓輸氣管與換向閥進入高壓空氣活動噴管，通過可以任意方向噴氣的活動噴管噴向大氣空間，其反推力為航空器升降與航行的主動力；由此形成自然空氣流的相變熱力作功循環與末級相變以冷製冷循環。
本發明由發動機副裝置和發動機主裝置組成，採用純相變無熱製冷技術，實行多級相變製冷循環，以高倍的製冷效率生產出大量深冷冷量，並多次重複利用上述冷量來液化透平作功後的低溫空氣以及經多次冷卻後的低溫自然空氣，通過高壓工質泵將液態空氣泵入位於結構圓殼外圍的高壓換熱盤管和換熱腔內的蒸發器內，使液態空氣從自然流動空氣中初步吸熱後，再與渦輪風扇葉片壓縮成的高熱高密度空氣流充分換熱，迅速汽化成高壓空氣；其中一部分高壓空氣用來驅動透平膨脹機，讓其為驅動渦輪風扇葉片和小型發電機提供動力；另一部分高壓空氣通過活動噴管向著與航空器設定前進方向相反的方向噴氣，由此產生飛行動力；同時利用渦輪風扇葉片的推力以及透平膨脹機的軸向推力作為飛行動力。
下面結合附圖對本發明作詳細描述。
圖1是一種負溫差航空熱力發動機的副裝置結構示意圖。
圖2是上述發動機的主裝置結構示意圖。
參看圖1，在第一保溫壓力容器8內安裝製冷壓縮機1、冷凝器2、節流器4和蒸發器6，內注首級製冷工質，組成首級蒸汽壓縮製冷循環，提供原始製冷量。第一保溫壓力容器8的下部充注液態製冷工質14，上述首級蒸氣壓縮製冷循環中的製冷壓縮機1和冷凝器2被浸泡在液態製冷工質14中。第一保溫壓力容器8的中部設置過冷液態工質冷凝板17。工質泵9通過吸液管18與第一保溫壓力容器8連接，工質泵9的另一端通過工質輸液管10與位於中間N級保溫壓力容器20中的中間級製冷蒸發器19連接。
中間N級保溫壓力容器20的底部注有液態製冷工質21。中間級製冷蒸發器19和過冷液態工質冷凝板17』均安裝在中間N級保溫壓力容器20內，中間級製冷蒸發器19由保溫回氣管11、工質輸液管10、工質泵9和吸液管18與第一保溫壓力容器8內的冷凝空間連通，形成相變以冷製冷循環。工質泵9』的一端通過吸液管18』與中間N級保溫壓力容器20連接，工質泵9』的另一端通過工質輸液管10』與中間N級製冷蒸發器12連接。
中間N級製冷蒸發器12安裝在末端保溫壓力容器13內。在末端保溫壓力容器13內還裝有過冷液態工質冷凝板17」、液態空氣22、高壓工質泵24和換熱器35。高壓工質泵24也可以安裝在末端保溫壓力容器13的外部。中間N級製冷蒸發器12由保溫回氣管11』、工質輸液管10』、工質泵9』和吸液管18』與中間N級保溫壓力容器20內的冷凝空間連通，形成相變以冷製冷循環。
參看圖2，發動機主裝置包括由結構圓殼43、結構隔板39和保溫層41構成的換熱腔49，在該換熱腔49內安裝的與現有渦輪風扇葉片航空發動機相類似的渦輪風扇葉片42，使液態空氣吸熱汽化成高壓空氣的蒸發器32，與渦輪風扇葉片42相平行的在結構隔板39另一側處安裝的、使高壓空氣通過降壓透平而作功的透平膨脹機27和發電機28，以及環繞在結構圓殼43外圍的高壓換熱盤管34。渦輪風扇葉片42通過機軸50與透平膨脹機27同軸安裝。蒸發器32位於渦輪風扇葉片42與透平膨脹機27之間。
發動機主裝置上裝有高壓空氣活動噴管38和與之相連接的第一高壓輸氣管37，以及由第一高壓輸氣管37連接的換向閥30。該換向閥30還通過第二高壓輸氣管46與透平膨脹機27連接，又通過第三高壓輸氣管31與換熱腔49內的蒸發器32接通。
發動機主裝置上位於結構隔板39處裝有保溫短管40及與之相連接的輸氣管26，從航空器迎風面而來的自然空氣流47經渦輪風扇葉片42強力壓縮抽取後進入換熱腔49，與蒸發器32換熱冷卻後經保溫短管40和輸氣管26，進入位於末端保溫壓力容器13下部的換熱器35，經與液態空氣22汽化換熱強力冷卻後從輸氣管45流出，進入末端保溫壓力容器13內冷凝空間冷凝液化。
發動機主裝置通過輸氣管26、尾氣管29和高壓輸液管25與發動機副裝置連接。
高壓輸液管25一端連接發動機副裝置上的高壓工質泵24，另一端連接換向閥51，該換向閥51還通過高壓輸液管25』與環繞在結構圓殼43外圍的高壓換熱盤管34連接，然後連接換熱腔49內蒸發器32。該換向閥51還可以通過第三高壓輸液管33直接與換熱腔49內蒸發器32連接。
換熱腔49內蒸發器32的一端通過聯接管和換向閥51與高壓工質泵24連接，另一端通過第三高壓輸氣管31、換向閥30、第一高壓輸氣管37與高壓空氣活動噴管38連接，又通過換向閥30、第二高壓輸氣管46連接透平膨脹機27。透平膨脹機27出氣口通過尾氣管29與發動機副裝置內的末端保溫壓力容器13內冷凝空間連通。
位於末端保溫壓力容器13下部的高壓工質泵24，其中一端從末端保溫壓力容器13內吸入液態空氣22，其中另一端通過高壓輸液管25、換向閥51、高壓輸液管25』，將液態空氣22注入環繞於結構圓殼43外圍的高壓換熱盤管34，從自然流動空氣中吸熱後再進入蒸發器32；也可以通過換向閥51、第三高壓輸液管33直接進入蒸發器32。液態空氣22在蒸發器32內與渦輪風扇葉片42壓縮迎風面自然空氣流47所形成的高熱高密度壓力空氣而快速換熱，並汽化成作功高壓空氣。高壓空氣經第三高壓輸氣管31、換向閥30進入透平膨脹機27透平作功，透平後降溫降壓，其尾氣經尾氣管29進入末端保溫壓力容器13內的冷凝空間冷凝，重新液化成液態空氣。由此形成熱力蒸氣作功循環與末級相變以冷製冷循環，末級相變以冷製冷循環的對外製冷量被用來消耗自然常溫熱量。
自然空氣流的相變熱力作功循環同樣與純相變無熱製冷中的末級製冷循環構成同一熱力循環，該熱力循環由換熱腔49、渦輪風扇葉片42、浸泡在末端保溫壓力容器13內液態空氣22中的換熱器35、冷凝空間、高壓工質泵24、環繞於結構圓殼43外圍的高壓換熱盤管34、蒸發器32、高壓空氣活動噴管38以及聯接管、換向閥、自然空氣流所構成。從航空器迎風面而來的自然空氣流47，經渦輪風扇葉片42強力壓縮抽取進入換熱腔49，與蒸發器32換熱冷卻後經保溫短管40和輸氣管26，進入浸泡在末端保溫壓力容器13內液態空氣22中的換熱器35進一步冷卻，然後進入冷凝空間，液化成液態空氣，再經高壓工質泵24泵入高壓輸液管25，經換向閥51及高壓輸液管25』進入環繞於結構圓殼43外圍的高壓換熱盤管34，從自然空間吸收常溫熱量，或者通過換向閥51、第三高壓輸液管33直接進入換熱腔49內的蒸發器32中，從高熱高密度空氣流中吸收熱量，快速汽化成高壓空氣，再經第三高壓輸氣管31、換向閥30和第一高壓輸氣管37進入高壓空氣活動噴管38，通過可以任意方向噴氣的活動噴管38噴向大氣空間，其反推力就是航空器升降與航行的主動力。
利用透平膨脹機27的軸向推力作為航空飛行動力，它包括透平膨脹機27和渦輪風扇葉片42以及小型發電機28，三者同軸安裝，並且透平膨脹機27的葉輪受力面所承受的軸向推力與航空飛行為同一方向(見箭頭48)。
利用純相變無熱製冷技術的多級製冷循環的發動機副裝置設置在航空器中部機艙內，發動機主裝置設置在航空器機翼下部。
高壓空氣活動噴管38由一個以上組成，分布於發動機主裝置上。高壓空氣活動噴管38通過高壓輸氣管、換向閥30與換熱腔49內蒸發器32接通，高壓空氣通過活動噴管38向下噴氣，可以使航空器產生垂直升力；向後噴氣，可以使航空器產生水平方向前進推力；向前噴氣，可以使航空器產生水平方向減速阻力；向傾斜方向噴氣，可以產生水平與垂直方向的合力。
末端保溫壓力容器13內的下層液態空氣22，由透平膨脹機27的尾氣與從換熱腔49導入的已經兩次冷卻的自然空氣流，經冷凝空間液化產生，當高壓空氣活動噴管38停止向外噴氣時，其儲量不斷增加。為了加大末端保溫壓力容器13內的液態空氣儲量，液態空氣22經高壓工質泵24、高壓輸液管25泵出後，調整換向閥51，讓其經第三高壓輸液管33直接進入換熱腔49內蒸發器32，液態空氣22以最冷溫度在換熱腔49內與自然空氣流47換熱，加快自然空氣流47的冷凝液化進程，增大發動機冷凝液化自然空氣流的能力。當航空器需要加速飛行時，通過高壓工質泵24可以短時間、間隙性地向蒸發器32多倍量地提供液態空氣22，強力推動航空器運行。
本發明的工作流程如下電力啟動製冷壓縮機1製冷，其熱量由液態製冷工質14的汽化潛熱消耗，製冷工質14因耗熱所產生的蒸氣，從通氣管16進入由過冷液態工質冷凝板17與蒸發器6所組成的冷凝空間冷凝；與此同時，液位調節器23自動將第一保溫壓力容器8的上層液態製冷工質14通過補液管15補充到下層。
電力啟動工質泵9，讓液態製冷工質14進入中間級製冷蒸發器19，從中間N級製冷循環中的工質蒸氣中吸熱汽化並製冷，並經保溫回氣管11回到第一保溫壓力容器8內冷凝空間冷凝，重新液化。
電力啟動工質泵9』，將液態製冷工質21經吸液管18』、工質輸液管10』，輸入末端保溫壓力容器13內的中間N級製冷蒸發器12中，從低溫空氣中吸熱汽化並製冷，經保溫回氣管11』回到中間N級保溫壓力容器20內的冷凝空間冷凝，重新液化。
在電力啟動製冷壓縮機1、工質泵9、9』的同時，電力啟動高壓工質泵24，將末端保溫壓力容器13內所儲存的液態空氣22泵入高壓輸液管25，經換向閥51調整，液態空氣22經高壓輸液管25』進入環繞於結構圓殼43外圍的高壓換熱盤管34，液態空氣22迅速從自然環境中吸熱汽化成高壓空氣，高壓空氣經蒸發器32、第三高壓輸氣管31、換向閥30、第二高壓輸氣管46進入透平膨脹機27，驅動透平膨脹機27作功，帶動小型發電機28運轉發電，致使製冷壓縮機1、工質泵9、工質泵9』、高壓工質泵24脫離啟動電源，依靠發電機28所產生的電力維持正常運轉。
透平膨脹機27同軸帶動渦輪風扇葉片42工作，將從迎風面高速流入的自然空氣流47壓縮成高熱高密度空氣，使流經蒸發器32內的深冷液態空氣與深冷飽和空氣驟然汽化成高壓過熱空氣，高壓過熱空氣通過第三高壓輸氣管31、換向閥30、第二高壓輸氣管46進入透平膨脹機27，使透平膨脹機27的機械作功能力劇增，由此進一步加大驅動渦輪風扇葉片42壓縮自然空氣，產生更加高熱和高密度的壓縮空氣，為快速汽化液態空氣提供了可靠熱源。
當負溫差航空熱力發動機熱力蒸氣作功循環系統汽化液態空氣22的能力已經超出或大大超出透平膨脹機27的需要時，調整換向閥30，讓富餘過熱高壓空氣經由第一高壓輸氣管37進入高壓空氣活動噴管38，按設定方向向自然空間噴出高壓空氣，產生航空動力。
當航空器不需要加速行進時，停止高壓空氣活動噴管38噴氣，調整換向閥51，讓高壓工質泵24泵出的液態空氣22經高壓輸液管25』直接進入換熱腔49內蒸發器32，讓液態空氣22以最冷溫度與自然空氣流47換熱，以此加快自然空氣流47的冷凝液化進程，增大發動機冷凝液化自然空氣流47的能力，增加末端保溫壓力容器13內液態空氣儲量。
當航空器需要強力加速行進、垂直升降和減速航行時，高壓工質泵24從末端保溫壓力容器13內下層液態空氣儲存空間多倍泵出液態空氣22，讓其通過聯接管從高壓換熱盤管34進入蒸發器32，快速吸熱汽化後，然後經聯接管進入高壓空氣活動噴管38噴向大氣空間。航空器需要強力加速行進時，高壓空氣活動噴管38將高壓空氣噴向航空器行進相反方向。航空器需要減速航行時，高壓空氣活動噴管38將高壓空氣噴向航空器行進方向。航空器需要垂直上升時，高壓空氣活動噴管38將高壓空氣噴向地面方向。航空器需要降落時，高壓空氣活動噴管38將高壓空氣向航空行進方向與地面垂直方向之間的前下方傾斜方向噴出，其反推力一方面為航空器水平行進減速，另一方面緩減航空器降落重力加速度，使其在不需要跑道滑行的情況下可以在指定位置平穩降落。
渦輪風扇葉片42在壓縮自然空氣流47時所產生的推力，透平膨脹機27因承受高壓空氣透平作功所產生的軸向推力，高壓空氣活動噴管38噴出高壓空氣所產生的反推力，共同構成了負溫差航空熱力發動機航空飛行動力。
本發明為航空器提供的動力是一種潔淨能源動力，是一種無償能源動力，也是一種自由升降航空動力，更是一種無航行時間與航行距離限制的航空動力，足以使人類社會全面進入自由飛行時代。
本發明不僅適用於航空飛行，而且適用於陸上和水上運行，是一種適用於水、陸、空交通運輸工具的新型發動機。
權利要求
1.一種負溫差航空熱力發動機，其基本部件與以水為工質的熱力蒸汽發動機相類似，利用純相變無熱製冷技術的多級製冷循環，它包括由製冷壓縮機、冷凝器、節流器和蒸發器組成的提供原始製冷量的首級蒸氣壓縮製冷循環裝置，過冷液態工質冷凝板，次一級液態製冷工質，以及將上述部件均設置在內的第一保溫壓力容器，連同工質泵；包括裝有中間級製冷蒸發器、過冷液態工質冷凝板和液態製冷工質的中間N級保溫壓力容器，連同工質泵；其特徵在於，它還包括裝有中間N級製冷蒸發器、過冷液態工質冷凝板的末端保溫壓力容器，末端保溫壓力容器的下部裝有換熱器和高壓工質泵，並在末端保溫壓力容器內的下部灌注液態空氣，使換熱器浸泡在液態空氣中，末級相變製冷循環的製冷工質為液態空氣，首級相變製冷循環至末級相變製冷循環的各級製冷工質的蒸發溫度，依級次遞增，首級製冷工質蒸發溫度最低；以上部分作為發動機副裝置，本發明還包括發動機主裝置；所述發動機主裝置包括由結構圓殼、結構隔板和保溫層構成的換熱腔，在該換熱腔內安裝的渦輪風扇葉片，使液態空氣吸熱汽化成高壓空氣的蒸發器，在與渦輪風扇葉片相平行的在結構隔板另一側處安裝的、使高壓空氣通過降壓透平而作功的透平膨脹機和發電機，以及環繞在結構圓殼外圍的高壓換熱盤管，渦輪風扇葉片通過機軸與透平膨脹機同軸安裝，蒸發器位於渦輪風扇葉片與透平膨脹機之間，上述蒸發器、透平膨脹機、高壓換熱盤管、使低溫空氣冷凝成液態空氣的冷凝空間、以及使液態空氣重新進入蒸發器的高壓工質泵，由此形成熱力蒸氣作功循環；所述熱力蒸氣作功循環與所述純相變無熱製冷中末級製冷循環構成同一熱力循環，該熱力蒸氣作功循環通過高壓空氣驅動透平膨脹機運轉作功，為渦輪風扇葉片強力運轉壓縮自然空氣流與小型發電機運轉發電提供動力，渦輪風扇葉片通過強力壓縮自然空氣流產生高熱高密度空氣，一方面為熱力蒸氣作功循環與自然空氣流的相變熱力作功循環中的液態空氣汽化成高壓空氣提供熱量，另一方面為航空器提供前進推力，同時利用透平膨脹機的軸向推力為航空器提供前進推力；所述發動機主裝置上裝有高壓空氣活動噴管和與之相連接的第一高壓輸氣管，以及由第一高壓輸氣管連接的換向閥，該換向閥還通過第二高壓輸氣管與透平膨脹機連接，又通過第三高壓輸氣管與換熱腔內的蒸發器接通；所述發動機主裝置上位於結構隔板處裝有保溫短管及與之相連接的輸氣管，從航空器迎風面而來的自然空氣流經渦輪風扇葉片強力壓縮抽取後進入換熱腔，並與蒸發器換熱冷卻後經保溫短管和輸氣管進入位於末端保溫壓力容器下部的換熱器，經與液態空氣汽化換熱強力冷卻後從輸氣管流出，進入末端保溫壓力容器內冷凝空間冷凝液化；液態空氣經高壓工質泵加壓後，經高壓輸液管、換向閥注入環繞於結構圓殼外圍的高壓換熱盤管，從自然空間吸收常溫熱量後，進入換熱腔內蒸發器，從由渦輪風扇葉片強力壓縮而成的高熱高密度空氣流中吸收熱量，快速汽化成高壓空氣；經高壓輸氣管與換向閥進入高壓空氣活動噴管，通過可以任意方向噴氣的活動噴管噴向大氣空間，其反推力為航空器升降與航行的主動力；由此形成自然空氣流的相變熱力作功循環與末級相變以冷製冷循環。
2.根據權利要求1所述的負溫差航空熱力發動機，其特徵在於，所述透平膨脹機的葉輪受力面所承受的軸向推力與航空飛行為同一方向。
3.根據權利要求1所述的負溫差航空熱力發動機，其特徵在於，所述高壓空氣活動噴管由一個以上組成，分布於發動機主裝置上。
全文摘要
本發明涉及一種負溫差航空熱力發動機,它利用純相變無熱製冷裝置高效製取深冷冷量,然後利用人工冷量與渦輪風扇葉片壓縮成的高熱高密度空氣流之間的負溫差能量作功;它利用可以任意方向噴氣的活動噴管向設定方向噴氣的反推力、渦輪風扇葉片的推力、透平膨脹機的葉輪受力面所承受的軸向推力作為航行動力。本發明提供一種不需要燒油,不需要固定機場與跑道,飛行時間與距離不受燃料限制,可以隨意升降的新型航空發動機。
文檔編號F01D1/00GK1223340SQ9812199
公開日1999年7月21日 申請日期1998年11月12日 優先權日1998年11月12日
發明者易元明 申請人:易元明