一种飞机 【技术领域】
本发明涉及航空技术， 尤其涉及一种飞机。背景技术 飞机的定义是 ： 由动力装置产生前进动力， 由固定机翼产生升力， 在大气层中飞行 的重于空气的航空器。
飞机的诞生， 是二十世纪最重大的发明之一。 人类自古以来， 就梦想着像鸟一样在 太空中飞翔。2000 多年前， 中国人发明的风筝， 虽然不能把人带上太空， 但它确实可以称为 飞机的鼻祖。
本世纪初， 在美国有一对兄弟， 他们在世界的飞机发展史上做出了重大的贡献， 他 们就是莱特兄弟。在当时， 大多数人认为 ： 飞机不可能依靠自身动力的飞行。莱特兄弟不相 信这种结论， 从 1900 年至 1902 年， 他们兄弟进行了 1000 多次滑翔试飞， 终于在 1903 年， 制 造出了第一架依靠自身动力进行载人飞行的飞机 “飞行者” 1 号， 并且获得试飞成功。他们 因此于 1909 年获得美国国会荣誉奖。 这是人类在飞机发展的历史上取得的巨大成功。 1903 年 12 月 17 日， 莱特兄弟驾驶他们制造的飞行器， 进行了首次持续的、 有动力的、 可操纵的飞 行。
1910 年 12 月 10 日， 在法国巴黎展览会上， 有一架飞机在表演时坠毁， 驾驶员被抛 出燃烧的机舱。但是， 这架飞机却引起人们很大关注， 因为它使用的一台新型发动机， 设计 者就是飞机驾驶员本人， 他是罗马尼亚人， 名叫亨利·科安达， 毕业于法国高等技术学校。 他设计的发动机是用一台 50 马力的发动机， 使风扇向后推动空气， 同时增设一个加力燃烧 室， 使燃气在尾喷管中充分膨胀， 以此来增大反推力。这就是最早的飞行喷射器。
本世纪 30 年代后期， 活塞驱动的螺旋桨飞机的最大平飞时速已达到 700 公里， 俯 冲时已接近音速， 音障的问题日益突出。 前苏、 英、 美、 德、 意等国， 大力开展了飞行喷射器的 研究工作。德国设计师奥安， 在 1934 年获得离心型涡轮飞行喷射器专利。1939 年 8 月 27 日， 奥安使用他的发动机， 制成 He-178 喷气式飞机。
飞行喷射器研制出之后， 科学家们就进一步让飞机进行突破音障的飞行， 经过 10 多年之后这项工作终于被美国人完成了。
1947 年 10 月 14 日， 在美国加利福尼亚州的桑格菲尔地区， 贝尔公司试飞能冲破音 障的飞机。上午 10 时一架巨大的 B-29 轰炸机， 在机舱下悬挂着一架造型奇特的小飞机起 飞了。这架小飞机命名为 X-1 火箭飞机。X-1 飞机装有 4 台火箭发动机， 总推力 2700 公斤， 使用的燃料是危险的液氢和酒精。当 B-29 轰炸机把它从空中放下的时候， 它的 4 台火箭发 动机相继点火， 声如雷鸣。当飞机发动机启动 1 分 28 秒后， 马赫数达到 1.0， 飞机达到了音 速。这时 X-1 飞机的燃料几乎用尽， 速度变得更快， 达到马赫数 1.06， 这时的高度是 13000 米。
本世纪 20 年代飞机开始载运乘客， 60 年代以来， 世界上出现了一些大型运输机和 超音速运输机， 逐渐推广使用涡轮风扇发动机。 著名的有前苏联生产的安 -22、 伊尔 -76 ； 美
国生产的 C-141、 C-5A、 波音 -747 ； 法国的空中客车等。 超音速运输机有英法联合研制的 “协 和” 式和原苏联的图 -144。
飞机的发明使航空运输业得到了空前发展， 许多为工业发展所需的种种原料拥有 了新的来源和渠道， 大大减轻了人们对当地自然资源的依赖程度。
在人类向地球深处进军时， 飞机也被广泛应用于地质勘探。人们使用装备了照相 机或者一种称为肖兰系统的电子设备的飞机， 可以迅速而准确地对广大地区， 包括险峻而 难以到达的地方进行测绘。
飞机在现代战争中的作用更为惊人， 不仅可以用于侦察、 轰炸， 而且在预警、 反潜、 扫雷等方面也极为出色。在 20 世纪 90 年代初爆发的海湾战争中， 飞机的巨大威力有目共 睹。
现代飞机的主流发动机是飞行喷射器， 根据工作原理和结构的不同， 有几种飞行 喷射器， 例如 ： 涡轮飞行喷射器、 冲压飞行喷射器、 脉冲飞行喷射器、 涡扇飞行喷射器等。
涡轮飞行喷射器由进气道、 压气机、 燃烧室、 涡轮和喷管五大部件组成。压气机的 作用是提高进入发动机燃烧室的空气压力， 它由涡轮驱动。涡轮受到从燃烧室排出的高温 高压燃气的冲击而高速运转， 它将高温高压燃气的动能转变为机械能。飞行喷射器在结构 上， 与生俱来地存在薄弱环节， 例如 ： 高速旋转的多级单薄的压气机叶片 ； 置于高温燃气中 的涡轮叶片。长期以来， 飞行喷射器在工作的稳定性和可靠性上， 一直存在问题。其中比较 突出的有 ： 压气机喘振、 压气机撞鸟、 涡轮过热。压气机发生喘振时， 进气增压比大大降低， 并产生强烈的振动和刺耳的噪音， 严重时会损坏发动机部件。压气机撞鸟损坏， 导致空难， 是一个世界性的难题。 涡轮的工作叶片， 包括静叶片和转子叶片， 长期受到高温燃气的冲击 和侵蚀作用， 同时受到很大的离心力和气动力矩的作用。 涡轮叶片在复杂的强力作用下， 同 时受高温作用， 极易导致性能下降或损坏， 而引发事故。 在冲压飞行喷射器中， 没有压气机和涡轮， 进入燃烧室的空气增压是靠高速迎面 气流进入发动机后的减速来实现的。 因此， 冲压飞行喷射器比涡轮飞行喷射器简单的多， 由 进气道 ( 扩压器 )、 燃烧室和喷管组成。这种发动机的优点是 ： 结构简单、 重量轻、 成本低。 缺点是 ： 不能自行启动。
脉冲飞行喷射器采用间歇燃烧过程， 在燃烧室前部， 装有单向节气阀。 燃烧室点火 燃烧后， 产生的高压燃气， 将单向节气阀关闭， 同时高压燃气从喷管高速喷出， 产生推力。 燃 气排出后， 燃烧室内压力下降到小于进气压力， 空气再次打开单向节气阀， 开始新的循环。 脉冲飞行喷射器因为进气压力低， 造成耗油率高。
涡扇飞行喷射器与涡轮飞行喷射器的主体结构相似， 压气机和涡轮性能基本相 同， 可能发生的故障也是一样的。
可见， 飞机的发展出现两个问题 ： 复杂飞机价格昂贵， 而且容易出故障， 导致世界 各地空难频发 ； 简单飞机效率低， 或不能自行启动， 始终未能进入航空主流。 至今， 还没有这 样一种飞机 ： 既结构简单， 又安全高效， 并且能自行启动、 起飞。
有关飞机与飞机发动机的背景技术， 在以下专著中有详细描述 ：
1、 陈绍祖， 形形色色的飞机， 北京 ： 国防工业出版社， 2003。
2、 李成智， 李小宁， 田大山， 飞行之梦 - 航空航天发展史概论， 北京 ： 航空航天大学 出版社， 2004。
3、 方昌德， 马春燕， 航空发动机的发展历程， 北京 ： 航空工业出版社， 2007。 4、 张津， 洪杰， 陈光， 现代航空发动机技术与发展， 北京 ： 航空航天大学出版社，2006。 发明内容
本发明的目的是给出一种飞机， 它结构简单、 飞行安全， 又有较高的效率， 并且能 自行启动、 起飞。 为达到上述目的， 本发明给出的飞机， 它的结构包括 ： 方形机架、 机舱、 机翼 总成、 飞行喷射器和喷射控制器， 方形机架的左侧为左机翼， 右侧为右机翼， 方形机架中间 水平放置飞行喷射器， 机架下方是机舱。
它的结构还包括乙炔发生器， 乙炔发生器位于机舱的下方。
它的结构还包括起飞弹射器， 起飞弹射器位于乙炔发生器的下方。
方形机架包括上下左右四个框 ： 底框、 右边框、 左边框和顶框， 顶框的中部向上伸 出一个固定环。
机翼总成包括 ： 左、 右机翼， 左、 右立杆， 左、 右拉杆， 左、 右拉簧 ； 右机翼通过右折 页， 与方形机架底框的右侧相连 ； 右机翼与右立杆垂直相接， 二者之间有一个斜拉的右拉 杆； 右立杆顶部通过右拉簧， 与方形机架顶框中部的固定环相拉紧 ； 左机翼和右机翼的结 构对称相同。 机舱是立放的圆筒形结构， 它由圆形的顶板、 底板和筒形的围板构成 ； 围板外径为 1 米， 高度为 1.2 米 ； 机舱内， 驾驶员座位高 0.3 米， 驾驶员座位下是水箱 ； 在机舱的底板上， 有一个出水管， 它与水箱相接， 还有一个乙炔出气管， 外接 3 个支管， 各设有阀门 ； 驾驶员座 位的正前方， 在机舱的围板上， 是前窗， 驾驶员观察用 ； 前窗的下方是驾驶员操控装置， 包括 一个呈斜面状的操作面板， 和操作面板下的控制箱 ； 操作面板上有乙炔发生器操作装置、 起 飞弹射器操作装置、 飞行喷射器操作装置 ； 控制箱中有 ： 喷射控制器电路板、 点火器的点火 线圈、 电动乙炔进气阀的配电板、 及其它控制用电器元件 ； 驾驶员头上是机舱的顶板， 驾驶 员脑后是后窗， 也是驾驶员观察用 ； 后窗下边， 围板的外表面上， 设有方向舵 ； 方向舵是一 个竖放的平板， 高为 0.6 米， 长为 0.8 米， 它的一个立边固定在一个立轴上， 该立轴通过上轴 承和另一个下轴承， 竖直固定在驾驶员正后方的围板的外壁上 ； 该立轴的上端与舵杆相连， 驾驶员推拉舵杆， 就可以改变方向舵的水平面角度。
左机翼和右机翼， 分别通过其下面的折页和上面的拉簧， 与其间的方形机架相连 接； 折页可以弯折， 拉簧可以伸长， 即， 相对于方形机架， 左机翼和右机翼可以分别围绕其折 页的轴， 进行有限地旋转 ； 当左机翼、 右机翼与方形机架在同一水平面时， 左机翼和右机翼 的旋转方向都是翼尖向下， 即左机翼绕着左折页轴逆时针方向旋转， 右机翼绕着右折页轴 顺时针方向旋转 ； 左机翼和右机翼的翼型为平凸形， 翼型厚度为 12％， 机翼的平面形状为 矩形， 弦长为 300 厘米， 左、 右机翼的宽度各为 400 厘米， 机翼的上反角为 0 度。
起飞弹射器的外形， 是一个竖放的开口向下的筒状容器， 它的主体部分由上封头 和筒体组成 ； 在筒体的上部有一个燃气乙炔的进气管， 乙炔进气管上有乙炔进气阀 ； 在筒 体的中上部， 有一个换气门 ； 在筒体的中部， 有一个点火器 ； 在点火器的下边， 有一个压力 台， 压力台是固定在筒体外表面上的一个水平环形平面， 压力台向下， 与压力弹簧相作用 ； 在筒体的下部外圆表面上， 有一个套筒， 它的内径比筒体的外径稍大， 套筒可以紧贴筒体的
外圆表面自由滑动， 套筒的上下两个端口均向外直角翻边， 其上翻边与压力弹簧相作用 ； 当 起飞弹射器在地面放置时， 套筒的下翻边与筒体的下端口都压在地面上 ； 起飞弹射器的筒 体的外径 1 米， 高度为 1.5 米， 套筒的高度为 0.5 米， 套筒 17 的上翻边的外径为 1.2 米， 下 翻边的外径为 2 米。
乙炔发生器的基本结构， 是由水箱、 发气室和几个进出管构成 ； 发气室由圆形的顶 板、 围板和起飞弹射器的上封头所围成， 发气室内装满球状电石 ； 在顶板上， 有一个进水管， 其上有一个进水阀， 进水管的进水口与水箱相接， 水箱位于顶板上方的机舱中 ； 在顶板上， 有一个乙炔出气管， 乙炔出气管外接 3 个出气支管， 3 个出气支管上分别设有回火防止器和 乙炔安全阀 ； 围板上设有装料 - 防爆门、 排污管及排污阀。
飞行喷射器的主体有两部分 ： 喷射筒和缩放喷管 ； 从喷射筒的进口向内， 离进口 不远处， 有一个空气翻版， 它由电动执行器进行两位式控制 ： 喷射筒全开或喷射筒全闭 ； 喷 射筒中， 空气翻版以内的空间为燃烧室 ； 喷射筒的中部， 外接一个燃气乙炔进气管， 其上有 一个乙炔进气阀 ； 喷射筒上， 靠近与缩放喷管连接处的上部， 有一个可以向内开的废气门， 废气门由电动执行器进行两位式控制， 全开或全闭 ； 喷射筒上， 靠近与缩放喷管连接处的下 部， 有一个点火器 ； 缩放喷管的进口连接到喷射筒的末端口， 从缩放喷管的进口到出口， 其 内部流道面积经历一个先缩小后扩大的过程 ； 飞行喷射器用耐高温高压的合金钢板制造。 本发明飞机的飞行喷射器上， 需要进行自动控制的四个部件是 ： 空气翻版、 废气 门、 乙炔进气阀、 点火器。
喷射控制器是飞行喷射器的控制装置， 它由两部分组成 ： 喷射控制器电路和飞行 喷射器操作装置 ； 喷射控制器电路板位于机舱的控制箱中， 飞行喷射器操作装置位于机舱 的操作面板上 ；
喷射控制器电路是利用一个三级时序定时器， 按顺序驱动三个磁力电开关， 控制 上述四个部件的装置 ； 采用三个 555 集成电路， 产生三个顺序脉冲， 第三个 555 集成电路的 输出端接到第一个 555 集成电路的触发端， 实现非稳态工作 ；
上述三个定时器电路的定时电阻和定时电容， 是可以通过设在机舱中的飞行喷射 器操作装置进行改变的， 也就是说飞行喷射器的工作频率是可以调节的。
起飞弹射器是垂直发动机， 利用喷气对地面的反作用力， 带动飞机， 从地面向上垂 直起飞。 起飞弹射器集燃烧室和喷管两种功能于同一空间 ： 燃料点火爆炸的瞬间， 它作为燃 烧室 ； 尔后， 它又作为喷管， 从起飞弹射器的出口高速喷出燃气， 冲向地面， 利用反作用力， 推动起飞弹射器高速垂直向上升起。
作为燃烧室， 它要承受高温高压， 起飞弹射器是一个高温高压的压力容器， 其上有 乙炔进气口、 点火器。
作为喷管， 起飞弹射器在飞机的腹部正下方， 垂直向下设置。喷管的出口， 即喷射 口， 位于飞机的最低部， 起飞前， 喷射口朝下扣在地面上。
起飞弹射器是本发明飞机的垂直起飞推进动力装置， 利用燃气燃烧膨胀气体喷 射， 喷射气体的反作用力推动飞机快速起飞。
本发明选择的燃料是乙炔， 乙炔具有优点是 ： 与其它可燃气体相比， 乙炔燃烧气体 温度高， 乙炔爆炸压力大， 乙炔燃烧火焰传播速度快， 乙炔与空气混合爆炸极限范围宽， 乙 炔点火能量小。用电石和水， 在飞机上由乙炔发生器制取乙炔， 作为燃料供给燃烧室， 或由
机载乙炔气瓶提供。
飞机利用起飞弹射器的起飞过程是 ：
1、 通过起飞弹射器上的一个换气门， 新鲜空气进入， 废气排除， 然后关好换气门 ；
2、 在起飞弹射器通过换气门， 进行空气和废气的更新气体过程中， 起飞弹射器内 气体压力等于环境气压。
3、 本发明的乙炔发生器生产乙炔， 供给起飞弹射器。经由乙炔进气口向起飞弹射 器内注入乙炔。注入的乙炔量要考虑起飞弹射器内部的空气量， 可按起飞弹射器内部空间 容积的 9％注入乙炔 ；
4、 注入乙炔后， 关闭起飞弹射器乙炔进气口， 启动点火器， 乙炔与空气的混合可燃 气体立刻燃烧爆炸 ；
5、 乙炔与空气的混合气体燃烧爆炸， 产生高压高温燃气， 燃起压力可达到 1MPa。 巨 大内外压力差， 使燃气从起飞弹射器的出口高速向外喷射， 冲向地面， 同时产生反作用力， 推动起飞弹射器及飞机， 离开地面， 腾空而起， 完成启动和垂直起飞过程。
本发明的飞行喷射器是利用喷气的反作用力， 推动飞机在空中飞行。飞行喷射器 的具体结构包括 ： 筒体、 进气门、 燃烧室、 乙炔进气口、 点火器、 废气门、 喷管。飞行喷射器利 用乙炔燃烧膨胀， 推动气体通过喷管， 向后喷射， 产生推力。 飞行喷射器结构简单， 它没有涡 轮， 不会发生喘振， 也不怕撞鸟。
飞机利用飞行喷射器的飞行过程是 ：
1、 空气通过进气口和进气门， 进入燃烧室空间， 废气通过废气门和喷管的喷口排 出；
2、 由于进气门的门板旋转， 燃烧室空间前端封闭。 废气门的门板旋转， 燃烧室空间 后端废气门封闭 ；
3、 向燃烧室空间注入乙炔燃料， 与空气混合， 形成可燃气体 ；
4、 启动点火器， 燃烧室内气体燃料燃烧， 产生高温高压燃气并迅速膨胀 ；
5、 高温高压燃气， 从燃烧室进入喷管 ；
6、 高压燃气从喷管出口高速喷出， 产生推力， 推动飞机飞行。
7、 由于进气门的门板旋转， 燃烧室空间前端打开， 引入新鲜空气。 废气门的门板旋 转， 燃烧室空间后端废气门打开， 剩余废气通过废气门和喷管向外排放。
再开始新一轮动力循环。
本发明的优点是 ：
1、 本发明飞机的发动机， 包括起飞弹射器和飞行喷射器， 采用高能燃气乙炔燃烧， 促成高速喷射， 利用反作用力， 推动飞机起飞和飞行。 发动机功率大、 爆发力大， 能推动飞机 紧急起飞和快速飞行 ；
2、 本发明飞机构造简单， 故障率低， 维护保养方便 ；
3、 本发明飞机加工制造容易， 原材料便宜， 重量轻， 造价低。
4、 本发明飞机可以在静止状态下自行启动。 附图说明
图 1 是本发明一种飞机实施例的整体布置方案图 ；图 2 是本发明一种飞机实施例的起飞弹射器结构图 ； 图 3 是本发明一种飞机实施例的乙炔发生器结构图 ； 图 4 是本发明一种飞机实施例的起飞弹射器工作过程图 ； 图 5 是本发明一种飞机实施例的飞行喷射器结构图 ； 图 6 是本发明一种飞机实施例的飞行喷射器工作过程图 ； 图 7 是本发明一种飞机实施例的喷射控制器电路图 ； 图 8 是本发明一种飞机实施例的方形机架与机翼总成结构图 ； 图 9 是本发明一种飞机实施例的机舱结构图 ； 图 10 是本发明一种飞机实施例的启动飞行过程图。具体实施方式
下面结合附图和实施例， 对本发明作进一步详细描述。
图 1 给出了本发明一种飞机实施例的整体布置方案示意图。
本发明一种飞机实施例的主要部件在飞机的具体布置情况， 其中， 起飞弹射器 10 呈筒状， 垂直地位于飞机的底部， 它的上封头固定在飞机的机舱 30 的地板下， 在飞机的机 舱 30 的上方是方形机架的底框 85， 底框 85 的左侧为左机翼， 右侧为右机翼 92， 底框 85 的 上方， 也就是方形的方形机架中间， 放置的是飞行喷射器 60。 飞行喷射器 60 水平放置， 其长 度为 5 米， 外径为 0.8 米， 相对于方形机架或机翼， 前后伸出部分长度相同。方形机架外表 面四个边， 每边长度 1 米。机舱 30 是立放的圆筒形结构， 外径为 1 米， 高度为 1.2 米。机舱 30 内， 驾驶员座位下是水箱 32。机舱 30 的舱外， 有方向舵 46。 起飞弹射器 10 的外形是立放的筒体， 筒体外径 1 米， 高度为 1.5 米。起飞弹射器 10 的上封头和机舱 30 的地板下的空间是乙炔发生器 38。在筒体的下部， 有一个套筒 17， 它的内径比筒体的外径稍大， 它的高度为 0.5 米。套筒 17 套在筒体的外表面， 可以紧贴筒 体的外表面自由滑动， 两者松配合。套筒 17 的上下端口均向外垂直翻边， 上翻边的外径为 1.2 米， 上翻边的上表面与压力弹簧相配合， 下翻边的外径为 2 米， 较大的外径， 竖放于地面 时， 有较好的稳定作用。起飞弹射器 10 的筒体的中下部， 有一个压力台 15， 压力台 15 是固 定在筒体外表面上的一个环形平面。压力台 15 向下， 通过压力弹簧 16， 与套筒 17 相作用。
起飞时， 起飞弹射器 10 启动， 强大的气体喷射作用于地面， 其反作用力， 使飞机垂 直向上高速升起 ； 待上升到最高点， 启动飞行喷射器 60， 水平喷射产生水平推力， 机翼在空 气中产生升力， 拉起飞机， 冲上蓝天。在空中的持续飞行中， 依靠脉冲式的飞行喷射器的推 进动力持续前进。
图 2 给出了本发明一种飞机实施例的起飞弹射器结构图。
本发明一种飞机实施例的起飞弹射器是一个短时间、 大功率的推进动力装置， 它 用于飞机从地面垂直起飞。起飞弹射器内有燃烧室和喷管两种功能， 起飞弹射器 10 的外形 为一个竖放的开口向下的筒状容器， 它的主体部分由上封头 11 和筒体 12 组成。 起飞弹射器 10 外径 1 米， 高度为 1.5 米。在筒体 12 的下部， 有一个套筒 17， 它的内径比筒体 12 的外径 稍大， 它的高度为 0.5 米。套筒 17 可以紧贴筒体 12 的外表面自由滑动， 两者松配合。套筒 17 的上下端口均向外垂直翻边， 上翻边的外径为 1.2 米， 下翻边的外径为 2 米。在筒体 12 的上部有一个乙炔进气管， 乙炔进气管上有乙炔进气阀 13。在筒体 12 的中上部， 有一个换
气门 18， 打开换气门 18， 经过一段时间， 可以实现筒体 12 内外气体的完全对换。在筒体 12 的中部， 有一个点火器 14。启动点火器 14， 可以将筒体 12 内部的乙炔和空气的混合可燃气 体点燃。 在筒体 12 的中部的外圆上， 有一个压力台 15， 压力台 15 是固定在筒体外表面上的 一个环形平面， 其内径与筒体 12 外径相同， 二者相固定。压力台 15 向下一面为平面， 与压 力弹簧 16 相作用 ； 压力台 15 向上一面通过三角支撑， 与筒体 12 外表面固定在一起。在筒 体 12 的下部， 有一个套筒 17， 它的内径比筒体 12 的外径稍大， 套筒 17 可以紧贴筒体 12 的 外圆表面自由滑动。套筒 17 的上翻边与压力弹簧 16 相作用 ； 当起飞弹射器在地面放置时， 套筒 17 的下翻边与筒体 12 的下端面都压在地面上， 二者在同一水平面上。套筒 17 及压力 弹簧 16 合称弹性组件， 该弹性组件的功能， 其一是 ： 当起飞弹射器开始升空时， 压力弹簧 16 向下推动套筒 17， 利用弹簧 16 的弹力及套筒 17 本身的惯性力， 套筒 17 滞后升空， 套筒 17 的下翻边比筒体 12 的下端口晚些时间离开地面。在这一小段时间内， 虽然筒体 12 已经开 始升空， 但套筒 17 还没上升， 燃气并不向外喷射泄漏， 从而继续以较大的推力， 较长时间推 动起飞弹射器升空。当套筒 17 的上翻边接近筒体 12 的下端口时， 套筒 17 才开始上升。当 匀速飞行， 没有惯性力时， 套筒 17 的下翻边比筒体 12 的下端口低 0.4 米， 即在竖直方向， 套 筒 17 上部有 0.1 米长与筒体 12 外圆表面保持配合状态。 从以上分析可以看出， 起飞弹射器的工作原理， 形象地说， 就是脚踏地面， 先曲膝 弯腿， 然后向上跳起。如果没有压力弹簧 16 和套筒 17 的对燃气的围护作用， 形象地说， 就 是没有曲膝弯腿过程， 而是直腿向上跳， 不可能跳得高。起飞弹射器的工作原理， 是利用对 地面的推力的反作用， 快速向上弹起。这与喷气发动机， 利用喷气过程动量守恒原理推进， 是完全不同的。
起飞弹射器是一个高温高压容器， 应选择耐高温高压的合金钢板制造。
图 3 给出了本发明一种飞机实施例的乙炔发生器结构图。
本发明一种飞机实施例的乙炔发生器 38 的基本结构是由水箱、 发气室和几个进 出管构成。 发气室由圆形的顶板 33、 围板 34 和起飞弹射器的上封头 11 所围成， 发气室内装 满球状电石。顶板 33 又是机舱 30 的底板， 围板 34 是机舱 30 的围板。在顶板 33 上， 有一 个进水管， 其上有一个进水阀 31， 它与水箱 32 相接。 在顶板 33 上， 有一个乙炔出气管， 乙炔 出气管外接 3 个支管， 3 个支管上分别设有 ： 供给弹射器乙炔的回火防止器 36、 供给喷射器 乙炔的回火防止器 37、 乙炔安全阀 39。乙炔发生器 38 的围板 34 上设有装料 - 防爆门 40、 排污管及排污阀 35。通过装料 - 防爆门 40， 向乙炔发生器 38 的发气室内， 装入球状电石 ； 通过进水阀 31， 水箱 32 中的水缓缓流入发气室内 ； 水与电石发生反应， 生成乙炔， 通过乙炔 出气管， 及乙炔出气管外接支管， 分别向起飞弹射器、 飞行喷射器供给乙炔气， 这就是乙炔 发生器 38 的产气过程。水与电石发生反应生成乙炔的同时， 产生废液和废渣。产生的废液 通过排污管和排污阀 35 排放 ； 产生的废渣通过装料 - 防爆门 40， 人工清除。装料 - 防爆门 40 的功能有三 ： 装燃料电石、 清废渣、 爆炸卸压。如果操作不慎， 乙炔发生器发生爆炸， 乙炔 发生器内的高压气体， 推开装料 - 防爆门 40， 迅速向外排放， 可以有效地保护人身和设备安 全。乙炔安全阀 39 的作用是， 放掉多余的乙炔气体， 以防止乙炔发生器内压力过高。
图 4 给出了本发明一种飞机实施例的起飞弹射器工作过程图。
在图 4-1 中， 表示的是启动前的准备工作。起飞弹射器 10 竖直放在地面 51 上， 起 飞弹射器的筒体 12 上的乙炔进气阀 13 打开， 向起飞弹射器的筒体 12 内， 注入乙炔燃气。 注
入乙炔的量， 达到筒体 12 内容积的 9％时， 即乙炔占乙炔与空气混合气体的 9％时， 关闭乙 炔进气阀 13。
在图 4-2 中， 表示的是启动过程。 启动起飞弹射器的筒体上点火器 14， 点燃起飞弹 射器的筒体内的乙炔可燃气体， 乙炔爆炸燃烧， 起飞弹射器的筒体内的混合气体的压力和 温度瞬间升高， 压力可达到 1MPa。
在图 4-3 中， 表示的是起飞弹射器起飞瞬间。起飞弹射器的筒体内的高压混合气 体， 在两个方向上的施加作用力 ： 水平方向和竖直方向。水平方向作用在筒体四周内壁， 其 合力相互抵消。竖直方向是向下和向上， 向下作用在地面， 向上作用到起飞弹射器的封头 11。乙炔爆炸燃烧时， 起飞弹射器的筒体内的混合气体的压力瞬间可以达到 1MPa， 这个压 力作用于起飞弹射器的封头 11 时， 以每平方厘米 10 公斤的作用力， 将起飞弹射器飞快向上 推起。当起飞弹射器的筒体的下端口已经离开地面时， 由于压力弹簧 16 的推力， 和套筒 17 本身的惯性力作用， 套筒 17 还原地未动， 套筒 17 的下翻边迟迟还没离开地面， 即起飞弹射 器的筒体内的高压燃气还未泄漏， 继续以高压推动起飞弹射器上升。只是当套筒 17 的上翻 边接近起飞弹射器的筒体的下端时， 套筒 17 才开始上升， 套筒 17 的下翻边才离开地面。起 飞弹射器向上升起时， 套筒 17 滞后一段时间才升起， 这期间， 套筒 17 完成了一件重要的工 作， 即由于它的围护作用， 在起飞弹射器起飞初始一段短暂时间内， 起飞弹射器的筒体内的 高压燃气不向外泄漏。从而， 起飞弹射器可以获得更大的推力， 飞升的更高。 在图 4-4 中， 起飞弹射器 10 已经离开地面 51， 腾空而起。起飞弹射器 10 的套筒 17， 它被压力弹簧拉起。 在空中匀速的惯性运动中， 压力弹簧向上拉着套筒 17， 套筒 17 的下 翻边低于起飞弹射器的筒体的下端口约 0.4 米。
图 5 给出了本发明一种飞机实施例的飞行喷射器结构图。
飞行喷射器 60 是一个喷气发动机， 它被用于在空中驱动飞机飞行。
飞行喷射器 60 的主体有两部分 ： 喷射筒 65 和缩放喷管 62。从喷射筒 65 的进口 67 向内， 离进口 67 不远处， 有一个空气翻版 66， 它由电动执行器 70 进行两位式控制 ： 喷射 筒全开或喷射筒全闭。喷射筒 65 中， 空气翻版 66 以内的空间为燃烧室 71。喷射筒 65 的 中部， 外接一个燃气乙炔进气管， 其上有一个乙炔进气阀 64。喷射筒 65 上， 靠近与缩放喷 管 62 的连接处的上部， 有一个可以向内开的废气门 63， 废气门 63 由电动执行器 69 进行两 位式控制， 全开或全闭。喷射筒 65 上， 靠近与缩放喷管 62 的连接处的下部， 有一个点火器 68， 它被用来点燃喷射筒 65 内的乙炔与空气混合可燃气体。缩放喷管 62 的进口连接到喷 射筒 65 的末端， 从缩放喷管 62 的进口到出口 61， 其内部流道截面积， 经历一个先缩小后放 大的过程。缩放喷管 62 的作用是 ： 当喷射筒 65 内的爆炸气体压力从 1MPa 到大约 0.2MPa 的膨胀过程中， 从缩放喷管 62 喷出的气流是超音速气流。飞行喷射器 60 是一个动力设备， 要承受高温高压， 因此， 飞行喷射器 60 要用耐高温高压的合金钢板制造。
图 6 给出了本发明一种飞机实施例的飞行喷射器工作过程图。
本发明的飞行喷射器 60 是一个脉冲式喷气发动机， 它在空中驱动飞机飞行。
在图 6-1 中， 表示了飞行喷射器 60 尚未启动的状态。飞行喷射器 60 的喷射筒 65 中的空气翻版 66， 处于喷射筒通道全开状态。 喷射筒 65 上， 靠近与缩放喷管 62 的连接处的 废气门 63， 也处于全开状态。 这种状态可以保证飞行喷射器 60 内部空间与外部大气充分沟 通， 保证喷射器 60 的燃烧室 71 内部空气是新鲜的， 没有燃烧废气存在其中。
在图 6-2 中， 表示了飞行喷射器启动过程 ： 喷射筒中的空气翻版 66， 处于使喷射 筒通道全闭状态 ； 废气门 63， 也处于全闭状态 ； 喷射筒中部， 乙炔进气阀 64 导通， 向飞行喷 射器内注入乙炔气体， 当乙炔气体达到飞行喷射器内部空间的 9％时， 关闭乙炔进气阀 64 ； 随后启动点火器 68， 点燃飞行喷射器内部的乙炔可燃气体， 在飞行喷射器内部发生爆炸性 燃烧， 飞行喷射器内部瞬间产生高温高压的燃气， 燃气温度可达 2300 ℃， 燃气压力可达到 1MPa。 高温高压的燃气立刻从缩放喷管的出口 61， 向外喷出， 产生的反作用力推动飞行喷射 器前进。
在图 6-3 中， 表示了飞行喷射器在空中飞行中的换气状态， 具体细节为 ： 飞行喷射 器的喷射筒中的空气翻版 66， 处于通道全开状态 ； 喷射筒上的废气门 63， 也处于全开状态。 这种状态可以保证飞行中的喷射器内部和外部迅速地进行气体交换， 即内部的燃烧废气主 要通过废气门 63 排到大气中 ； 相对流动的外界新鲜的空气， 迎面通过飞行喷射器的进口， 进入到喷射器内部空间， 迅速实现了新旧气体彻底大交换。
在图 6-4 中， 表示了飞行喷射器在空中飞行的喷射推进状态， 具体细节为 ： 喷射筒 中的空气翻版 66， 处于全闭状态 ； 废气门 63， 也处于全闭状态 ； 乙炔进气阀 64 导通， 向飞行 喷射器内注入乙炔气体， 当乙炔气体达到飞行喷射器内部空间的 9％时， 关闭乙炔进气阀 64 ； 启动点火器 68， 点燃飞行喷射器内部的乙炔可燃气体， 发生爆炸性燃烧， 飞行喷射器内 部瞬间产生高温高压的燃气， 高温高压燃气从飞行喷射器的缩放喷管的出口喷出， 根据动 量守恒原理， 产生的反作用力推动飞行喷射器前进。
飞行喷射器在空中连续飞行中， 反复进行在图 6-3 和在图 6-4 中所表述的过程。 如 要停止飞行， 进行到图 6-3 所表述的过程为止， 不再进行图 6-4 所表述的过程， 即不再向飞 行喷射器内供给乙炔和点火爆炸。
图 7 给出了本发明一种飞机实施例的喷射控制器电路图。
本发明一种飞机实施例的飞行喷射器上， 需要进行自动控制的四个部件是 ： 空气 翻版、 废气门、 乙炔进气阀、 点火器。
喷射控制器电路是利用一个三级时序定时器， 按顺序驱动三个磁力电开关， 控制 空气翻版、 废气门、 乙炔进气阀、 点火器等四个部件的装置。采用三个 555 集成电路， 产生三 个顺序脉冲， 第三个 555 集成电路的输出端接到第一个 555 集成电路的触发端， 实现非稳态 工作。
第一个 555 集成电路 120， 为了能可靠复位， 防止干扰的影响， 其复位端 ( 管脚 4) 和电源端 ( 管脚 8) 都直接与 V+ 电源相接。集成电路 120 的接地端 ( 管脚 1) 接地， 控制端 125( 管脚 5) 通过一个电容接地， 防止干扰信号影响脉冲的脉宽。其触发端 122( 管脚 2) 的 触发信号， 来自第三个 555 集成电路 140 的输出信号， 经由电阻 121 和电容 124 所组成的微 分电路产生的触发脉冲， 脉宽约 1 微秒， 下跳沿起作用。 当触发端 122( 管脚 2) 被触发， 且脉 冲电压低于 V+/3 时， 内部触发比较器翻转， 输出端 ( 管脚 3) 输出高电平。放电端 127( 管 脚 7) 内部开路， 电源 V+ 开始通过定时电阻 128 向定时电容 129 充电。定时电容 129 上充 电到 2V+/3 时， 阈值端 126( 管脚 6) 内部的阈值比较器翻转， 定时电容 129 迅速放电到地电 位， 输出端回到低电平。定时时间约为 1.1* 定时电阻 * 定时电容。定时电阻 128 为 2 兆欧 姆， 定时电容 129 为 0.1 微法拉， 定时时间约为 0.2 秒。其输出端 123 的输出信号通过电阻 162 接到电流放大管 160 的基极， 这是一个 3DK4 管， 它的集电极回路中， 有一个磁力电开关161， 控制飞行喷射器的空气翻版的电动执行器和废气门的电动执行器， 同时全开空气翻版 和废气门 0.2 秒， 喷射器内部和外部迅速地进行气体交换 0.2 秒， 即内部的燃烧废气主要通 过废气门排到大气中 ； 相对流动的外界新鲜的空气， 迎面通过飞行喷射器的进口， 进入到喷 射器内部空间。
第二个 555 集成电路 130， 其触发端 132( 管脚 2) 的触发信号， 来自第一个 555 集 成电路 120 的输出信号， 经由电阻和电容所组成的微分电路产生的触发脉冲。定时时间取 0.2 秒。第二个 555 集成电路 130 的输出端 133 连接到电阻 167 的一端， 而电阻 167 的另 一端接到电流放大管 165 的基极， 这是一个 3DK4 管， 它的集电极回路中， 有一个磁力电开关 166， 用于打开飞行喷射器的乙炔进气阀， 进乙炔气体 0.2 秒。
第三个 555 集成电路 140， 其触发端 142( 管脚 2) 的触发信号， 来自第二个 555 集 成电路 130 的输出信号， 经由电阻和电容所组成的微分电路产生的触发脉冲。定时时间 取 0.1 秒。其输出端 143 的输出信号通过电阻 177 接到电流放大管 175 的基极， 这是一个 3DK4 管， 它的集电极回路中， 有一个磁力电开关 172 控制飞行喷射器的点火器， 通过点火器 点火， 点燃飞行喷射器内部的乙炔可燃气体， 发生爆炸性燃烧， 飞行喷射器内部瞬间产生高 温高压的燃气， 高温高压的燃气从飞行喷射器的缩放喷管的出口喷出， 产生的反作用力推 动飞行喷射器前进， 累计时间 0.1 秒。
进行上述三个步骤总计用了 0.5 秒， 也就是说， 每秒钟飞行喷射器进行两次爆炸 性燃烧及喷射推进， 可称作飞行喷射器的工作频率为 2。 上述三个定时器电路的定时电阻和 定时电容是可以改变的， 也就是说飞行喷射器的工作频率是可以调节的， 从而达到调节飞 行喷射器功率的目的。本发明飞机喷射发动机实施例的喷射控制器电路， 通电即启动。
图 8 给出了本发明一种飞机实施例的方形机架与机翼总成结构图。
本发明一种飞机实施例的方形机架与机翼总成， 机翼总成包括 ： 左机翼 84， 右机 翼 92， 以及左、 右立杆， 左、 右拉杆， 左、 右拉簧。方形机架是一个方形结构， 它有上下左右四 个框， 它的底框 85 的左侧， 通过左折页与左机翼 84 相连 ； 底框 85 的右侧， 通过右折页 87 与 右机翼 92 相连。方形机架方形结构的中心放置飞行喷射器 60。右机翼 92 与右立杆 89 垂 直相接， 二者之间有一个斜拉的右拉杆 91。左机翼 84 和右机翼 92 的结构对称相同。方形 机架的方形结构中， 上下左右四个框， 除了底框 85， 还有右边框 88、 左边框、 顶框 82， 顶框 82 的中部向上伸出一个固定环 83。固定环 83 向右通过右拉簧 90， 与右立杆 89 顶部相拉紧 ； 固定环 83 向左通过左拉簧 81， 与左立杆顶部相拉紧。
两个机翼 - 左机翼 84 和右机翼 92， 与其间的方形机架， 都是通过下面的折页和上 面的拉簧相连， 折页可以弯曲， 而拉簧可以伸长， 也就是说， 左机翼 84 和右机翼 92， 相对于 方形机架， 是可以旋转的。当左机翼 84、 右机翼 92 与方形机架在同一水平面时， 左机翼 84、 右机翼 92 的旋转方向都是翼尖向下， 即左机翼 84 绕着左折页逆时针方向旋转， 右机翼 92 绕着右折页 87 顺时针方向旋转。
左机翼 84 和右机翼 92 的翼型， 也就是机翼的截面形状为平凸形， 翼型厚度为 12％。机翼的平面形状为矩形， 弦长为 300 厘米， 左、 右机翼的宽度各为 400 厘米， 机翼的上 反角为 0 度。飞机的横侧稳定性， 是借助方形机架下挂的机舱和弹射器的重量来保证的。
左机翼 84 和右机翼 92 的剖面结构为内部骨架和表面蒙皮， 内部骨架和表面蒙皮 均用高强度的轻体材质 - 碳纤维板和碳纤维布做成。图 9 给出了本发明一种飞机实施例的机舱结构图。
机舱是立放的圆筒形结构， 外径为 1 米， 高度为 1.2 米。 机舱内， 驾驶员座位高 0.3 米， 驾驶员座位下是水箱 32。机舱的底板是乙炔发生器的发气室的顶板 33。围板 34 是机 舱与乙炔发生器共用的外围筒板。在机舱的底板上， 也就是在乙炔发生器顶板 33 上， 有一 个进水管， 它与水箱 32 相接 ； 有一个乙炔出气管， 外接 3 个支管， 各设有阀门。驾驶员座位 104 的正前方， 在机舱的围板 34 上， 是前窗 101， 驾驶员观察用。前窗 101 的下方是驾驶员 操控装置 102， 包括一个斜面的操作面板， 和操作面板下的控制箱。操作面板上有 ： 乙炔发 生器操作装置、 起飞弹射器操作装置、 飞行喷射器操作装置。控制箱中有 ： 喷射控制器的电 路板、 点火器的点火线圈、 电动乙炔进气阀的配电板、 及其它控制用电器元件。驾驶员头上 是机舱的顶板 42， 驾驶员脑后是后窗 43， 也是驾驶员观察用。后窗 43 下边， 围板 34 的外表 面， 设有方向舵 46。方向舵 46 是一个竖放的平板， 高为 0.6 米， 长为 0.8 米。它的一个立边 固定在一个立轴上， 该立轴通过上轴承 45 和另一个下轴承， 竖直固定在驾驶员正后方的围 板 34 的外壁上。所说立轴的上端与舵杆 44 相连， 驾驶员推拉舵杆 44， 就可以改变方向舵 46 的水平面角度。
图 10 给出了本发明一种飞机实施例的启动飞行过程图。 图 10-1 表示的是本发明飞机准备起飞、 灌注燃料过程。
本发明飞机垂直立于地面上， 左机翼与右机翼水平展开， 起飞弹射器的喷口向下， 扣在水平的起飞地面平台上。 通过乙炔进气口， 缓缓向起飞弹射器内注入燃料乙炔， 达到规 定量后， 关闭乙炔进气口。
图 10-2 表示的是本发明飞机启动弹射垂直起飞过程。
启动起飞弹射器的筒体上点火器， 点燃起飞弹射器的筒体内的乙炔可燃气体， 乙 炔爆炸燃烧， 起飞弹射器的筒体内的混合气体的压力和温度瞬间升高， 起飞弹射器的上封 头， 受到垂直向上的作用力， 该力带动起飞弹射器快速拔地而起， 由压力弹簧和套筒组成的 弹性组件的延迟起飞， 对起飞弹射器内燃气， 起到防泄漏的围护作用， 增大了高压燃气对起 飞弹射器向上的推动作用时间。
本发明飞机在弹射垂直起飞过程中， 左机翼与右机翼不再是水平展开。由于空气 阻力， 左机翼与右机翼倾斜下垂， 其倾斜角度与空气阻力、 左机翼与右机翼的拉簧拉力有 关。 在垂直起飞过程中， 左右机翼对称向下倾斜有两点好处 ： 其一是减少上升过程中空气对 机翼的阻力 ； 其二是增加垂直向上的稳定性。如果机翼不向下倾斜， 上升过程中， 飞机可能 翻跟斗。
图 10-3 表示的是本发明飞机弹射上升终点， 抬平机翼的过程。
在本发明飞机弹射的终点， 也就是在飞机弹射向上， 垂直起飞到最大高度的瞬间， 飞机向上速度为零， 空气与机翼间没有相对运动， 也就没有阻力。在左右拉簧拉力作用下， 左机翼与右机翼从倾斜状态完成到水平状态的过度。 此时， 压力弹簧处于舒张状态， 套筒悬 挂在压力弹簧下边， 0.5 米高的套筒， 有 0.4 米处在起飞弹射器的喷口以下。
图 10-4 表示的是本发明飞机喷射推进， 水平飞行过程。
在本发明飞机在完成弹射和垂直起飞过程后， 左机翼与右机翼也从倾斜状态转换 到水平状态， 飞机立刻开始飞行喷射器的工作过程， 进行水平喷射推进飞行过程。 飞行喷射 器内部燃料燃烧， 产生高温高压燃气， 从飞行喷射器的喷口高速喷出， 其反作用力推动飞机
前进。 通过改变飞行喷射控制电路的有关参数， 可以改变飞行喷射器的工作频率， 达到控制 飞行速度和飞行高度的目的。
本发明飞机停飞， 垂直降落过程可分为如下几个阶段 ：
1， 降低飞行喷射器的工作频率， 亦即降低飞行发动机功率， 从而减小飞行速度和 降低飞行高度 ；
2， 在低速低空条件下， 关闭飞行喷射器 ；
3， 飞机缓缓垂直下降， 张开的双翼， 产生对空气的阻力， 限制了飞机下降的速度 ；
4， 在接地的一瞬间， 是套筒的底部翻边先触地， 套筒的上部翻边向上抵住压力弹 簧， 而压力弹簧又向上顶住压力台， 一系列作用传递的结果， 使飞机垂直着陆是一种软着 陆， 降低了着陆的冲击力。