本文目录
- 太空黑科技——微型射频离子发动机首次飞行验证！
- 发动机的结构
- 航模微型涡轮喷气发动机是由什么点火启动需要如何制作寿命多少，用什么控制油门和用什么油，大侠们帮帮忙
- 微型飞机的技术归纳
- 如何自制液体火箭发动机（不能要固体推进器）
- 小型涡轮螺旋桨发动机的机械结构复杂吗加工容易吗
- 怎么自制超微型柴油发动机
- 做嫦娥一号火箭模型有哪些步骤
- 世界上最小的发动机有多小
- 微型涡喷发动机的原理
太空黑科技——微型射频离子发动机首次飞行验证！
出品：科普中国
制作：贺建武、马隆飞、康琦、段俐（中国科学院力学研究所）
监制：中国科学院计算机网络信息中心
2019年8月31日，中国科学院在中国酒泉卫星发射中心发射了一颗名为"太极一号"的卫星，这是中国首颗空间引力波探测技术实验卫星，主要任务是实现关键技术的验证，为实现空间引力波探测打下基础。
一个世纪前，爱因斯坦基于广义相对论就预言了引力波的存在。然而直到2015年，美国激光干涉引力波天文台（LIGO）才在地面探测到了引力波信号。三位美国科学家Rainer Weiss、Barry C. Barish 和Kip S. Thorne也因此获得了2017年的诺贝尔物理学奖。
不仅如此，国际上普遍认为，如果有人能在空间探测到引力波，获得更多频段的引力波信号，同样能获得诺贝尔级奖章。
引力波是物质和能量剧烈运动和变化引发的时空涟漪，它在传播过程中挤压或者拉伸时空，就像水面泛起的涟漪一般，以光速向外传播。
太空中引力波信号十分微弱，目前最好的方法就是利用光学手段，通过探测两个相距上百万公里的自由漂浮物体之间的距离变化来捕获引力波。
说起来简单，但这一技术的实现难度超乎人们想象，堪称挑战人类目前所掌握的技术极限。
早在2008年，由中科院发起，院内外多家单位参与，以中国科学院力学研究所胡文瑞院士为召集人成立空间引力波探测论证组，开始规划我国空间引力波探测在未来数十年内的发展路线图。2016年，中科院启动了空间引力波探测计划——太极计划。2018年，中科院"太极计划"先行者——"太极一号"任务立项，太极计划成员自此进入紧张的型号任务研制阶段。
考虑到引力波探测的难度，太极计划分多步进行。 "太极一号"任务是第一步，主要是在轨验证空间引力波探测的关键技术，包括高精度超稳激光干涉仪、引力参考惯性传感器、超稳超静平台、无拖曳控制和微牛级推进系统。 其中的每一项技术都十分复杂，而且非常重要。
众所周知，火箭的发射、宇宙飞船和卫星在太空中的运行都离不开发动机（发动机即推力器）。在太空中，光压、宇宙射线辐射等作用在航天器上的微牛级非保守力，都会影响卫星的超稳状态，因此需要开发微牛级推进系统以抵消非保守力对卫星平台的影响。 射频离子发动机，就是其中之一，同时，它也是世界上最先进的卫星发动机之一。
射频离子发动机，顾名思义，是靠吸收射频能量（也就是频率为300 kHz – 300 GHz的交流电）来维持其等离子体自持放电并产生推力的装置。
"等离子体"是我们所熟知的自然界物质的第四物态（气态、固态、液态和等离子体态），在生活中随处可见，如荧光灯、霓虹灯、氙灯和闪电等。 简单来说就是电离了的"气体"，由离子、电子以及未电离的中性粒子组成，整体呈电中性，但具有导电特性。
而射频离子发动机就是将等离子体中带正电荷的离子通过高压电场引出并加速，以几十公里每秒的速度喷射出去。由牛顿第三定律可知，高速喷射的离子将产生反向推力，从而推动卫星前进。
当发动机喷射离子时，还需要一个能够喷射电子的装置（中和器）用以中和喷射出去的离子，否则会使航天器带电，危及航天器的安全。
中国科学院力学研究所微型离子发动机产品研发团队历经五年的时间，对射频离子发动机系统的工作原理进行了深入的研究，从最初的射频电路阻抗匹配、射频感应耦合放电，到最终射频离子发动机可以稳定工作，部件的每一个细节都经过仔细地推敲。
2015年，团队研发的第一套射频离子发动机——RIT-4点火成功，之后，团队根据不同的推力范围需求，开展了射频离子发动机系列样机的研发，分别研制了RIT-2、RIT-2.5和RIT-5。
研发团队凭借多年对射频离子发动机的研究基础和宝贵的航天工程经验，在2018年8月承担了"太极一号"卫星射频离子微推进系统的研制重任，限时一年。
常规航天任务一般是三到五年，甚至更长，一年的时间要将尚不成熟的原理样机直接做到满足航天标准的飞行样机，这对人员有限的研发团队而言是一项非常艰巨的任务。但为了中国航天事业的发展，空间引力波探测国家重大专项的顺利实施，中国科学院力学研究所微重力重点实验室康琦主任毅然决然地接下了这项几乎不可能完成的任务。
对于整个射频离子发动机系统而言，除了射频离子发动机头部以外，实际还需要一系列的配套"装配"，包括：电子学单机（中国科学院国家空间科学中心研制）、场发射中和器（清华大学研制）、微流量控制单机（507所和深圳市绿航星际太空 科技 研究院研制）。五家单位团队协作，在研发前期，各自根据设计指标要求专攻技术难点，以最快的速度完成方案可行性验证。
中科院力学所研发团队根据已有的研究基础，在2019年3月率先完成了微型射频离子发动机（μRIT-1）飞行产品的研制，并顺利通过了空间环境模拟试验。
发动机样机研制出来后，它的推力到底是多大，计算出来的推力是否准确，这些都是亟需验证的问题，航天工程任务是要靠精确的实验数据来说话的。因此，研发团队在射频离子微推进系统产品紧张研制的同时，紧急筹备发动机后续性能测试方案，自主设计了一套亚微牛级推力测量设备，实现了推力器快、稳、准的安装与调试，极大限度地缩短了射频离子发动机性能测试周期。
电子学单机是射频离子发动机系统的核心之一，整个推进系统的供电、控制以及数据存储均要依靠它来完成。 中国科学院国家空间科学中心先后一共有6名专业人员参与到电子学单机的研制工作。这个项目突破了他们以往的研制速度，经历了无数个通宵达旦的艰苦工作，在最后一刻解决了所有问题，交付了通过地面验证试验的合格产品。
与射频离子微推力器（μRIT-1）配合使用的中和器是清华大学研制的"碳纳米管中和器" 。这次合作是清华大学清华-富士康纳米 科技 中心第一次承担航天任务，更是将碳纳米管场发射技术第一次应用在航天领域中。五位清华大学的老师在没有航天任务经验的情况下，一步一步地摸索着前进，从最基本的材料选取、结构设计、加工工艺到最终的测试方案，他们夜以继日地发现问题和解决问题，最终按时交付了他们的"首创"。
最后一个就是射频离子发动机系统必不可少的气体控制器——微流量控制单机。 之所以称为"微流量控制单元"，是因微型离子发动机工作时所需的工质气体非常少，0.08 mL的气体可以使推力器工作1分钟以上，相当于一个人深呼吸吹出的气体量（约3500 mL）可使推力器连续工作约一个月。
深圳市绿航星际太空 科技 研究院四名专业技术人员同样是从未研制过气体流量这么小且精度要求非常高的微流量控制器。为了保证发动机能够正常稳定地工作，技术人员从方案设计、加工工艺到气路封装，一路披荆斩棘，在团队协作下，解决了系列技术问题。微流量控制单元是除发动机外，第一个交付的产品。
研发团队在不到十个月的时间里，夜以继日、过五关斩六将，终将合格的射频离子发动机产品按时交付给卫星系统。
目前，射频离子微推进系统在轨工作正常，并顺利完成功能和性能测试，任务取得圆满成功，这也是国际首次在轨验证微型射频离子发动机技术！
发动机的结构
发动机是一种由许多机构和系统组成的复杂机器。无论是汽油机，还是柴油机；无论是四行程发动机，还是二行程发动机；无论是单缸发动机，还是多缸发动机。要完成能量转换，实现工作循环，保证长时间连续正常工作，都必须具备以下一些机构和系统。（1) 曲柄连杆机构曲柄连杆机构是发动机实现工作循环，完成能量转换的主要运动零件。它由机体组、活塞连杆组和曲轴飞轮组等组成。在作功行程中，活塞承受燃气压力在气缸内作直线运动，通过连杆转换成曲轴的旋转运动，并从曲轴对外输出动力。而在进气、压缩和排气行程中，飞轮释放能量又把曲轴的旋转运动转化成活塞的直线运动。（2) 配气机构配气机构的功用是根据发动机的工作顺序和工作过程，定时开启和关闭进气门和排气门，使可燃混合气或空气进入气缸，并使废气从气缸内排出，实现换气过程。配气机构大多采用顶置气门式配气机构，一般由气门组、气门传动组和气门驱动组组成。 （3) 燃料供给系统汽油机燃料供给系的功用是根据发动机的要求，配制出一定数量和浓度的混合气，供入气缸，并将燃烧后的废气从气缸内排出到大气中去；柴油机燃料供给系的功用是把柴油和空气分别供入气缸，在燃烧室内形成混合气并燃烧，最后将燃烧后的废气排出。（4) 润滑系统润滑系的功用是向作相对运动的零件表面输送定量的清洁润滑油，以实现液体摩擦，减小摩擦阻力，减轻机件的磨损。并对零件表面进行清洗和冷却。润滑系通常由润滑油道、机油泵、机油滤清器和一些阀门等组成。（5) 冷却系统冷却系的功用是将受热零件吸收的部分热量及时散发出去，保证发动机在最适宜的温度状态下工作。水冷发动机的冷却系通常由冷却水套、水泵、风扇、水箱、节温器等组成。 （6) 点火系统在汽油机中，气缸内的可燃混合气是靠电火花点燃的，为此在汽油机的气缸盖上装有火花塞，火花塞头部伸入燃烧室内。能够按时在火花塞电极间产生电火花的全部设备称为点火系，点火系通常由蓄电池、发电机、分电器、点火线圈和火花塞等组成。（7) 起动系统要使发动机由静止状态过渡到工作状态，必须先用外力转动发动机的曲轴，使活塞作往复运动，气缸内的可燃混合气燃烧膨胀作功，推动活塞向下运动使曲轴旋转。发动机才能自行运转，工作循环才能自动进行。因此，曲轴在外力作用下开始转动到发动机开始自动地怠速运转的全过程，称为发动机的起动。完成起动过程所需的装置，称为发动机的起动系。
航模微型涡轮喷气发动机是由什么点火启动需要如何制作寿命多少，用什么控制油门和用什么油，大侠们帮帮忙
你去5imx这个论坛看看吧，那里有个“油动固定翼”专区，有这东西， 据我所知，有电启动（用电机带动压气轮旋转，达到预定压力，让油气充分混合燃烧室壁上的火花塞点火）和瓦斯启动（手动喷入瓦斯，用火花塞点火），当然电启动更方便，一般为“一键式”。 涡喷寿命主要取决于高温轴承，这个轴承不能用不锈钢的，要用陶瓷的，耐高温，寿命一般只有25个小时，但一般情况是，引擎没坏，飞机先掉下来摔坏了。 用油泵控制油门，油门大时，泵油量大，油泵接在ECU（一个微电脑，控制发动机工作的，淘宝上一套（这里的一套是指除发动机以外的，所有涡喷零件）大概￥4500),如果不想花钱，也可以直接把油泵接在接收机上，不过一般没人这么干，会导致燃烧不稳定，并加大空中停车的几率。 油最好是航空煤油，不过设计合理的话用国际0#柴油也可以，油料中要混入5%的美孚消耗式航空润滑油，在燃烧时会被雾化，喷在轴承上，当然它本身也会燃烧掉（因为要把轴承进行密封润滑太困难了，如果不加润滑油，轴承寿命会从25个小时减至10秒） 最后，图纸我没有，自己可以去淘宝上买（淘宝网上图纸和成品都有，上文的ECU电子控制单元也有，有不懂的，可以下个“阿里旺旺”，直接和淘宝上的店家交流）
微型飞机的技术归纳
第一条，就是低雷诺数的空气学问题。第二条，高推重比的微型动力系统，第三条，大容积重量比的结构设计技术。第四条，飞行稳定性操纵性与控制技术。第五条，弱功率信号下的超视距遥控导航信息传递技术。第六条，多学科设计优化技术。第七条，基于微机电的加工与制造技术，微机电就是我们经常提到的MEMS技术。那么，这7条关键技术是我们归纳和总结出来的研究和发展微型飞机所必须解决的问题，也就是说是我们面临的挑战。那么为了对这些问题有一个进一步的认识，我们下面做一些比较详细的介绍。空气学问题首先我们来看看低雷诺数的空气动力学问题，为了让大家对低雷诺数空气动力学问题有一个更加清楚了解，我们首先来看一看雷诺数的定义。雷诺数是这样定义的，在对流动空气的控制方程进行无量纲和的时候，方程中出现相似参数，而雷诺数就是其中最重要的相似参数。这里所说的控制方程，那么就是我们说的空气在流动过程中，它应该遵守的能量守恒的方程和动量守恒的方程，雷诺数的表达数可以写成这样一个式子，ρ（读音：柔），VL/μ（读音：谬），其中ρ（读音：柔）表示气体的密度，它是一个在正常空气条件下是不变的，V代表气流和飞行器的相对速度，L代表飞行器的长度，μ（读音：谬）表示气体的粘性常数，雷诺数它的物理意义是什么呢？实际上它反映了空气动力中，惯性力和粘性力的相对大小。什么是惯性力呢？就是M乘A，M就是流动空气的质量，A就是它的加速度，什么是粘性力呢？就是飞行器在空气中飞行的过程里面所受到的阻力，雷诺数很小是，粘性的效应很突出，而雷诺数很大的时候，粘性效应可以忽略不记。因此，我们通常所研究的大雷诺数的空气动力学问题和我们在设计微型飞机的时候，所用到的低雷诺数的动力学问题有本质的区别。那么，在对大飞机而言，我们知道，大飞机的飞行速度一般都是非常高的，一般我们达到超音速的状态，特征尺寸也是非常大的，因此，雷诺数的数值也是非常高的。而对于微型飞机来讲，因为它的飞行速度是比较慢，另外它也非常小，所以它的雷诺数的数值是非常小的。那么，这两种空气动力学问题它的机理和它的研究方法都有本质性的差别，需要我们进一步深入地研究。那么，下面我们来看一看，雷诺数与飞机大小的关系，以便大家留下一个直观的印象，因为，雷诺数的数值是非常大的通常以百万作为单位，以Mill作为单位，对于波音737这样的大型飞机它的雷诺数大约在100个百万左右，对于正常的无人机而言，常规的无人机而言它的雷诺数大约在一个百万到10个百万之间，而对于像老鹰这样的飞行物，它雷诺数大概在10万到百万之间，而，像我们所关心的MAV，也就是微型飞机它的雷诺数大概在10的四次方，到10的5次方之间。对于像蝴蝶这样的飞行物，它的雷诺数大约在10的3次方到10的4次方之间。我们从这个图上可以看出，波音737这样的大型飞机，它的雷诺数和我们所关心的微型飞机这样的雷诺数它的量级差别是很大的。因此，在空气的流动机理和它的研究方法上面，有本质性的差别，那么，如何解决这一问题呢？它的解决方法跟常规的大型飞机的空气动力学解决方法，思路是相同的。也就是说无外乎是数值模拟的办法和气动实验的办法。那么我们所看到这幅图实际上是用数值模拟的办法，模拟微型飞机在低于雷诺数空气中，流动的情况。那么，对一个发展到对一个简单物体，像球，圆柱这样一些物体，我们可以很好地用数值方法来模拟它们在低雷诺数空气中的流动的情况。而对于像微型飞机飞行器这样具有复杂外形的几何体，我们需要研究它在低雷诺数空气中的流动的机理和它的数值模拟方法。下面我们来看看，研究和发展低雷诺数空气动力学第二个基本途径，也就是风洞及实验技术。那么，对于微型飞机而言，我们要发展和研究微型飞机，就需要进行风洞实验，这时，我们需要特种的风洞来支持这个实验，这种特种的风洞需要具有两个特点。第一个就是它的低雷诺数要求，这点是大家很容易理解的，为什么呢？微型飞机是在低雷诺数空气中飞行的，另外一个要求就是它的低湍流度要求，那么为什么有低于湍流度要求呢？主要是要求微型飞机所受到空气动力和它的力矩它的量值是非常小的。如果说，风洞中的流动品质不是很好，那么，空气流动的扰动，所产生的力和力矩它的量级足以和正常飞行情况下真正在微型飞机上产生的真正的升力和它的力矩，它的量级是差不多的，这样就会影响到我们整个测量的精度，因此，我们要求这种特种风洞具有低湍流度，同时满足这两个条件的风洞在世界上也不是很多见的，也是比较少见另外，有关微型飞机所受的空气动力和它的力矩都非常小因此在正常的风洞里面所产生的风洞的控制系统，它的测力系统和它的包括模型的悬挂系统，那么都需要重新地设计和改进，这样才能满足微型飞机设计的要求。我们在研究和发展微型飞机的时候，所碰到第二个关键技术就是高推重比的微型动力系统。我们知道，动力是飞机的心脏，那么，高推重比的微型动力系统，我们对于高推重比的微型动力系统而言，有三个问题需要解决，第一个问题就是需要解决高效率的螺旋桨的设计技术，为什么提出这样一个问题？因为我们从下面的介绍可以看出，世界上所研制的微型飞机大多数都是用电动机来带动螺旋桨，使飞机飞行的，那么，微型飞机的尺寸非常小，当然它的螺旋桨也将非常小，如何提高微型螺旋桨的效率，就是我们要解决的，关键问题之一。我们所面临的第二个问题，在这方面所面临的第二个问题就是高能量密度电池，及节能微型电机的研究。那么，为什么要研究这个问题呢从前面的讲解我们可以看到，我们世界上研究的最新式的，最先进的微型飞机像黑寡妇和卫星这样的微型飞机，它的续航时间，也仅仅只有20分钟。而的DARPA的要求是两小时，这个差距是非常大的。那么，怎么缩短这个距离呢？那么，主要要提高它的电能供给。那么，研究高能量密度电池和节能微型电机就是解决这一类问题的一种途径。另外一种方式就是要求微型的喷气发动机美国国防部预研计划据，也就是DARPA，正在资助麻省理工学院研制由硅制成的氢燃料，纽扣式的微型喷气发动机。这种发动机它的直径只有1个厘米，也就是说像我们正常的比一般人民币的直径还要小一点，厚度是三个毫米，其推力在0.05－0.1牛顿之间，每小时约耗10克的氢，也就是说它要飞行两个小时的话，它耗20克的氢，它的氢燃料这个燃料的重量是非常小的，这种微型飞机发动机计划在2001年生产出可以用于飞行的样机，届时可使微型飞机的速度达到每小时57到114公里。飞行距离达到60到111公里，可以说，微型喷气发动机技术是解决目前微型飞机短航时和短航程这一缺点的最根本的出路。我们看这幅图，就是麻省理就学院研制的由硅制成的氢燃料，微型喷气发动机的原理图，它的直径是1个厘米，厚度是三个毫米，虽然像一个纽扣式的一个微型喷气发动机，但也是麻雀虽小，五脏俱全。它有进气口，有排气口，有燃烧室，有火焰稳定器。有各种各样的转子叶片，像压气机的转子叶片，压气机的扩压器叶片，涡轮转子叶片，涡轮导向器叶片等等。也就是说它具有正常的发动机大型发动机所应当具备的全部的主要部件和系统。我们在研究和发展微型飞机的过程里面，我们碰到的第三个关键技术就是大容积重量比的结构设计技术。我们知道，微型飞机它面对的最大矛盾就是它的小尺寸和轻重量，另外呢它又要装载基本上像大飞机一样全部的主要的机载设备，当然它的机载设备的尺寸跟大飞机相比是小型的。但也是应该主要的系统，都要装载在飞机里面，因此为了解决这一矛盾，研究新型的结构布局形势就成了关键，我们前面所看到的圆盘式布局，双飞翼布局，像图所示的双翼布局，等等都是新型结构布局的探索。另外，解决这一问题的另外一种途径，就是将电池与结构复合起来也就是电池与结构的复合技术，也就是说我们把结构做成电池，电池也是结构。当然可以是全部，也可以是部分。一方面它可以大大减轻微型飞机的重量，另外一方面可以提供比较充足的电能。据悉，美国正在研究将微型飞机的固定翼用薄膜电池来制作这样一种新型的技术。在研究和发展微型飞机的过程里，我们所碰到需要解决的第四个关键技术就是飞行的稳定性，操纵性与控制技术，微型飞机它的尺寸非常小，它的空气流动的粘性又非常大，因此，采用传统的舵面，控制方式就是比较困难的这个时候我们可以利用，微机电技术中控制流动控制的方式，来代替传统舵面方式。同样可以实行飞机姿态的稳定和控制，为了说明这个概念，我们来看这样一个图，这个左边这幅图是一架飞机的三角翼，是一个三角翼，它的机翼的左前缘由微激励器分布了一排分布式气囊，右机翼的前沿是正常的机翼前缘。那么，由于分布式微气囊的作用，使机翼左右两个前缘所产生的流动就是不对称的流动，因此，左右两边就有一个升力差，这种升力差就能够产生一个使机翼滚转的力矩。那么，为了对这个问题有一个更加清楚的描述，我们来看看这两组图。我们先看看左边这组图，它表示了微气囊在机翼前缘的位置，分别在下部，下前部，上前部和上部。而，右边这组图代表了左右两机翼前缘它的气流分布形成漩涡的情况。对于右前缘，由于没有分布式气囊，因此在任何情况下它的流动都是相同的，而对于左前缘，由于有不同位置的分布气囊，因此它的流动大小它的流动形成的涡就是不相同的，因此它就产生了不同力矩。那么这幅图就更加清楚地说明这个概念，这幅图的横坐标是气囊的位置，它用角度（读音：cita）来表示，纵坐标表示由于不对称流所产生的滚转力矩的大小，我们可以看出来，随着气囊位置的变化，滚转力矩的大小是变化的，这就说明，我们可以采用流动控制的方式取代传统的飞机舵面，那我们又产生了两个新的问题，第一个问题就是如何产生这种微气囊，我们在真实的飞机上，如何产生这种微气囊这就是我们遇到一个新的问题，实际上这个必须借助于MEMS技术来解决。另外一个我们怎么样来分布气囊在整个机翼表面怎么样分布气囊，并且实现气囊的控制，这个是我们要解决的问题。我们在研究和发展微型飞机时候碰到第五个关键技术就是弱功率信号下的遥控导航和信息传递技术。实用性微型飞机它的航程要求在10公里以上，而由于微型飞机严格的重量限制，不允许有较大尺寸的机载接收机和发射机，微型飞机往往必须在微弱信号下实现长距离的遥控或导航，因此，开展弱功率信号下的超视距遥控导航信息传递关键技术与设备的研究势在必行。可以这样讲，弱功率信号下的超视距遥控导航信息传递技术是把微型飞机从实验室投入到实际使用的关键性的技术，我们在研究和发展微型飞机的时候，所碰到第六个关键技术是多学科设计优化技术，我们看到这幅图实际上是以三个学科分别是Aerodynamics空气动力学学科，Structure结构学科，Propulsion，就是推进系统，这三个学科为例来说明多学科设计优化的一个整个过程。一个优化算子，将设计变量在各个学科内部，也就是说分别在Aerodynamics，Structure和Propulsion这三个学科内部进行优化，并且在学科之间进行优化，最后，得到满足约束条件和最佳性能要求的设计。这就是一个多学科的设计优化的一个整个思路，那么对于多学科设计优化而言它可以用在大型飞机上，也可以用在其他的飞行器设计里面，甚至可以用在任何一种工业产品的设计上，那么，对于微型飞机而言，它就显得更加迫切，为什么？就是我们前面经常提到的微型飞机的小尺寸和轻重量的要求，所造成的，那么，美国国防部预研计划局DARPA目前正在资助该方面的研究，而且在长度为6英寸，约15厘米的可执行侦查任务的微型飞机设计中取得成功。该多学科优化设计系统中，所涉及学科主要有微型推进系统的性能参数，低雷诺数空气动力学，飞行力学与品质，飞行控制及结构布局与细节设计等，涉及这些学科的模块用一个叫NEWSUMT－1型的软件包联合起来，形成实用的多学科设计优化平台，这里面有一个SUMT这个词，那么它实际上是优化设计方面一种比较先进的技术，叫序列无约束规划技术。那么，NEW就是它的发展型，ONE就是它的第一个版本。那么用这样一个NEWSUMT－1型的软件包形成了实用的多学科设计优化平台。那么在研究和发展微型飞机的过程里面，我们所碰到第七个需要解决的关键技术就是基于微机电的加工与制造技术。也就是说基于MEMS的加工与制造技术。向着微型化，高度化，集成化方向发展，MEMS正是伴随着这一趋势诞生和发展的。自从80年代末，美国首次出现直径为100个U（读音：谬）M的微电机以来，MEMS研究得到了迅猛发展，各种微执行器，微控制器，以及微机器人相继问世，且各种机构趋于高度集成。形成完备的微机械电子系统。整个系统的尺寸缩小到几毫米，甚至几百微米，并开始了基于MEMS的微型器械研究，同时，MEMS研究已从单一的加工技术向设计向设计和制造一体化系统方向发展，出现了许多集成设计与制造工具技术。如微电子机械，计算机辅助设计，MEMCAD系统，先进微系统计算机辅助原型，CAPAM系统等等。还出现了实用的CAD系统和MEMS仿真工具等。那么，为什么说基于MEMS技术的加工和制造技术是研究和发展微型飞机的关键技术呢？我们看看这两幅图就不难找到答案，我们的左上图是一架微型飞机，它的尺寸要求小于15厘米，重量，要求限制在100克。如此小和如此轻的微型飞机，又要装载正常飞机所应当具备的主要的机电设备，当然这种机电设备它的尺寸也是微型化的。那么，如果不依靠MEMS制造技术的话这种微型飞机实际上是制造不出来的。我们看看这两幅图，这两幅图分别是我们在微型飞机上所采用的机载设备，左边上面图，是将这些机载设备和我们正常大小的3.5寸软盘它的尺寸进行比较，这是一个3.5寸的软盘，下面两个是在微型飞机上所用的机载设备，这种机载设备它的原件高度地集中化，集成化，它的尺寸又非常小，因此，必须采用MEMS技术，才能加工出这种机载设备来。下面一幅图也是同样的，在微型飞机上所用机载设备的它和正常长度的钢笔比较起来它的尺寸也是非常小的另外它又是高度集成化的，因此我们也必须采用MEMS技术才能加工和制造出这种机载设备来，因此我们说，基于MEMS的制造和加工技术是解决微型飞机研制的一个关键问题。
如何自制液体火箭发动机（不能要固体推进器）
后果自负。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。材料 氧化剂（双氧水`液氧`四氧化二氮等） 燃料（乙醇`煤油`液氢）储存罐 筏门 液体火箭发动机 铁皮 电子点火器 摄象机 导航系统 回收系统 降落伞系统 焊枪 烧蚀材料 1。将一个储存罐与另一个储存罐用筏门连接，再用焊枪把两个储存罐与发动机焊在一起 2。用铁皮把刚才做好的东西卷起来焊在一起，涂上烧蚀材料。 3。用铁皮做一个圆锥的头装上回收系统 降落伞 摄象机装在外部 4。将导航系统 装在发动机里 5。将火箭竖在发射台上 6。将电子打火器连接发动机，扑一根1000米的电线连接电源 7。注入燃料 8。8小时准备 5小时准备 2小时准备1小时准备 30分钟准备 15分钟准备 10分钟准备 5分钟准备 1分钟准备 9。你站在1000米以外，按下按钮。 记住，失败是成功之母 后果自负。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。
小型涡轮螺旋桨发动机的机械结构复杂吗加工容易吗
涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。这种发动机的构造基本上和涡轮喷气发动机一样，不同的是，多二个部件：螺旋桨和减速齿轮。它也有进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。这些部件的工作也和涡轮喷气发动机的相似。当启动之后，涡轮开始工作，带动了前面的压气机旋转，从进气道吸入大量空气。被压缩的空气从压气机进入燃烧室，在这里和喷出的燃油混合点火燃烧，产生燃气并发出大量的热。热气再进入涡轮，吹动它高速旋转。经过涡轮的燃气最后再通过尾喷管，从喷口喷出。但是涡轮螺旋桨发动机不仅要带动压气机和各种附件，而且要带动前面的螺旋桨。由于螺旋桨的转速比涡轮低得多，一般在每分钟1000转左右，所以发动机上必须安装一套减速齿轮。依靠它，可使螺旋桨的转速大大降低。所以这种发动机实际上是在涡轮喷气发动机的基础上，多加了两个部件——一副螺旋桨和一套减速齿轮。一般小型涡桨发动机采用离心式压气机和涡轮盘，环形燃烧室，双点火系统。制造精度高材料要求高，特别是涡轮和燃烧室的材料，一定要耐高温。制造过程中要考虑各个系统的配合，包括燃油系统、滑油系统、控制系统等。国内有家单位：西安爱生技术集团公司制造小微型航空发动机。
怎么自制超微型柴油发动机
制作方法：本设计使用的是八宝粥罐易拉罐，因为它的开口是一个大圆形，而饮料易拉罐的开口较小，需要扩口。文中所给尺寸没有严格要求，并尽量说明设计原理，以便读者可以用其它容器自行设计制作。一、 加工支架易拉罐取一个易拉罐，在距罐口2厘米处左右对称地钻两个孔，孔的直径略大于自行车辐条的直径。这两个孔是曲轴主轴(参见图1图2图5)运转孔。在此易拉罐的底部正中钻一个孔，插入自行车辐条帽。为了保证辐条帽的螺孔和易拉罐的轴心同心，在易拉罐塑料盖的中心钻一个小孔，盖在罐口。用一根辐条穿过辐条帽，再从塑料盖的小孔伸出，用电烙铁将辐条帽和罐底焊在一起。见图4。此孔是热置换活塞杆滑道。二、 制作热置换气缸和动力气缸1.制作热置换气缸。在一个易拉罐壁距罐口4厘米处钻一个直径4毫米左右的孔。此孔最好从罐内向罐外钻，钻好后毛刺朝处，不必处理。2.制作动力气缸。取半个易拉罐作为动力气缸。在距罐底1.5厘米的罐壁上钻一个直径4毫米左右的孔，用于连接热置换气缸。3.连接热置换气缸和动力气缸。用铁皮卷一个直径1厘米、长2厘米的圆筒，把接缝焊牢。把热置换气缸、圆筒和动力气缸焊接在一起。这样两气缸通过壁上的孔和圆筒，形成了一个空气流通的通道。热置换气缸和动力气缸之间的连接筒做得较粗，是为了增加强度。三、 制作曲轴和热置换活塞系统1.制作曲轴。用自行车辐条按图5形状和尺寸弯制曲轴，转角处顺滑一些，尺寸差不多就行，要求不严格。弯制前在车辐条上套上一段圆珠笔管，要紧一些，以防止曲轴在支架上串动。顺着曲轴主轴方向观察时，动力活塞曲柄与热置换活塞曲柄之间成90度角。2.制作动力气缸。取半个易拉罐作为动力气缸。在距罐底1.5厘米的罐壁上钻一个直径4毫米左右的孔，用于连接热置换气缸。3.连接热置换气缸和动力气缸。用铁皮卷一个直径1厘米、长2厘米的圆筒，把接缝焊牢。把热置换气缸、圆筒和动力气缸焊接在一起。这样两气缸通过壁上的孔和圆筒，形成了一个空气流通的通道。热置换气缸和动力气缸之间的连接筒做得较粗，是为了增加强度。
做嫦娥一号火箭模型有哪些步骤
1.截下22CM长的PVC线管, 我用的管壁厚为0.9MM,用纸卷一个长2CM壁厚2MM刚可以套进外壳的纸管，套入的浓度以发动机外露5MM为宜2.滴入小量502粘固纸管3.在外壳离顶端5CM外钻一小孔4.将伞绳(直径2MM-4MM的软绳)打结后穿过小孔5.同样地卷制一个4CM长的纸管，这个纸管能够自由插进箭体但又不能太松动6.在纸管上再卷一层1.5CM宽的纸, 和外壳配合要做准确些,我有意在前端做出个梯度来7.纸制头锥（自己做吧）很好做的！8.头锥和箭体配合太松的话,可以卷几层透明胶带已上是固体火箭模型的制作方法..下面介绍怎么制作固体火箭燃料..固体火箭燃料有2大类..一类是：粉压制的的药柱（新手制作）二类是：重结晶制得的药柱（老手）无论推力还是性能都比一类要好.我建议你用第一种方法：1.买一瓶KNO3（硝酸钾）再找一些木炭....也许你会问这是在制黑火药.没错就是黑火药，，只是一种比黑火药要好几倍的燃料..2.将木炭研磨，手工研磨的话一定要仔细研细，颗粒过粗会造成燃烧不稳定无法形成推力3.但千万别把硝酸钾和碳混合研磨.（在非金属器皿里将混合物搅拌混合充分）提醒：千万不要拌几下变黑了就觉得搅均了，严格来说需要搅拌数个小时才充分均匀，所以至少要搅拌十分钟燃料才合格．然后滴入花生油4.加入花生油（8滴，要根据你要做的量来定，每10克燃料－5滴－15滴.推荐加入8滴）后同样需要充分搅拌，数分钟后粉状药料会变成匀质团状 ，花生油就成为了推进剂的永久成份了. 5.合格的推进剂可以弄成一块不散开好处就是不需要任何干燥过程或加热过程，到这里推进剂就制作完成了．配制好的这些药料可以马上装填发动机，或者装瓶密封保存，需要时再取出使用．以上是制作固体发动机燃料的方法..下面介绍在制作火箭发动机喷管的制作方法..1.卷纸材料: 最好用牛皮纸,其次是美术用的厚卡纸 胶粘剂: 最适合为农机胶,环氧树脂,502 2.首先剪裁纸条,宽度为为发动机壳体内径的1倍--1.2倍.陶管的长度与纸条齐宽3.混合农机胶或环氧，涂在栽好的纸条上，包着芯管的头段要涂多些，使芯管与纸层结合牢固．4.将纸条紧密整齐地卷成喷管，注意尽量避免纸层间的间隙5.喷管直径卷到发动机外壳内径的95％6.喷管与外壳的配合不能太紧，否则502无法渗进内部7.到此，一个喷管就制作完成了下面介绍制作发动机：1.喷管与发动机外壳的结合强度将决定发动机的工作压力，所以这个很重要． 根据卷芯喷管的特性，选用502作为胶接剂是很适合的． 首先将喷管两端涂502，让胶水渗入农机胶不到位的纸层2.将喷管插入发动机外壳，用502渗透接合缝.里面亦需要滴胶.3.如果实际使用中发现喷管仍会射出，则可以在喷管与外壳结合段，钉4－6个小孔穿透外壳,再滴入502让其渗入内部,接合力会增加.燃料的压制：需要尽量将药料压实1.首先,用一段比喷口稍小长度差不多的木棒插入喷口,防止药料进入喷口2.将药料每次四分一量到三分一量加入发动机内,压制的工具是一个比发动机内径稍小的木棒 3.先用小力压沉药料,然后用铁锤搞打压实，宜用中等力度多次锤打，全部药料分三到四次压制入发动机内． 如果有人担心会把药料压爆，我只能说，这个可能性也实在太小了． 4.压好药料后，需要余出内径1－2倍的长度给堵头5.注意事项：压制药柱不要用力过猛，轻敲多锤（每压一层锤十几下）才能使药柱实心密实而较匀质 6.在压制好药料后，加入适量粘土粉7.同样方法将粘土粉压实，这样粘土与药柱紧密结合了8.滴入502胶，量要多些9.然后将一节纸巾捏团放入10.同样用那要木棒将纸敲实，并滴入502固化，这样药柱－粘土－纸就通过502而成一体了.注意：粘土粉和纸巾都必须是干的，加入的502宁多勿少发动机内药柱的结构：分别是： 深内孔药柱 浅内孔药柱 端面燃烧药柱我们选用深内孔药柱制作方法：1.之前插入的那根小木棒拔出2.用一个3MM直径的十字丝批，从喷口处插入，慢慢敲进去形成内孔 丝批插入的深度等于发动机长度减去药柱压制好后余下的长度．即差不多钻到药柱末端 3.好，一枚微型火箭发动机的制作全部完成了用电热点火头可以轻松点火如用火药发火头更不在话下了好幸苦呀！！走啦88
世界上最小的发动机有多小
一位西班牙工程师，Motores Patelo，他花了2500小时做了一个世界上最小的32缸汽车发动机。
它的长度仅为 1 英尺的 32 缸迷你金属引擎，看着它在桌面上运行的时候，你无法想象这是纯手工打造的作品。
据介绍，这台迷你引擎一共使用了 850 块部件和 632 个螺丝钉，整个制作过程耗时 2520 个小时，可谓是沥血之作。
微型涡喷发动机的原理
涡轮喷气发动机的原理涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。涡轮喷气发动机的优缺点这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。 飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。 涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。 涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。
