CN103221674B

CN103221674B - 涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机

Info

Publication number: CN103221674B
Application number: CN201180056380.5A
Authority: CN
Inventors: 让-马里耶·孔拉尔迪; 尼古拉斯·苏利耶
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-11-23
Filing date: 2011-11-14
Publication date: 2016-02-03
Anticipated expiration: 2031-11-14
Also published as: FR2967725B1; CN103221674A; RU2576403C2; WO2012069729A1; EP2643579A1; FR2967725A1; EP2643579B1; RU2013126294A; US20130305686A1; US9422889B2

Abstract

组合式发动机包括涡轮泵（129），该涡轮泵包括泵（129A）和用于驱动泵（129A）的亚音速涡轮（129B），该泵用于将氢注入到安置在中心线轴（105）下游的外部壳体（104）内的再加热器（150）中，该亚音速涡轮接纳在再加热器（150）的出口处收集的部分膨胀的氢，以便将氢应用到超音速涡轮（122），用以将该发动机操作为涡轮喷气发动机，从该超音速涡轮（122）散发出的氢随后被收集在中心线轴（105）内部的管道（124、125）中，以被传送到限定在中心线轴（105）下游的燃烧室（110），而已经在亚音速涡轮（129B）中部分地膨胀的氢由多个喷射器直接传递到燃烧室（110），用以将该发动机操作为冲压喷气发动机。

Description

涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机

技术领域

本发明涉及一种涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机，该发动机包括：外壳体；中心本体，通过结构臂连接到所述外壳体并且与其配合以形成空气入口套管及空气流动通道；以及至少一个第一空气压缩机级，包括第一转子和设置在所述中心本体内的第一涡轮，该第一转子具有设置在所述空气流动通道中的多个叶片，并且能够选择性地被所述第一涡轮驱动以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机、以及被顺流交距（feathered）以使该发动机被操作为冲压喷气发动机。

背景技术

文件EP0403372B1已披露了借助图5和图6中所示的类型的后燃型涡轮火箭及冲压喷气的组合式发动机。

这样的现有技术的组合式发动机包括具有变化截面的二维空气入口套管1，跟随其后的是形状过渡部分2，其提供了与形成在外壳体4与子弹形中心本体5之间的环形通道3的接合，子弹形中心本体5借助相对于环形通道3横向设置的结构臂7连接到外壳体4。在臂7的下游与中心本体5的圆锥形后部6相同的平面限定有燃烧区域10，燃料喷射器11被设置在该区域中以便使该发动机被操作为冲压喷气发动机，燃烧区域10之后跟随着后燃烧系统12，其包括由下游圆锥体6支承的火焰稳定器环。

燃烧区域10之后跟随着喷管13，喷管13具有包括热交换器14的壳体结构，该热交换器适于在使用液体燃料之前将能量传递到液体燃料，并且适于冷却喷管的壁，该热交换器之后跟随着具有变化截面的收缩-扩张型喷射喷管15。

在图5中可看到气体发生器19的示意图，气体发生器19从下游被供给液态推进剂，以在固定的中心喷射室20中且通向环形上游室21的上游端处产生燃烧气体，在该环形上游室21中，气体从火箭发动机被驱向由两个交错的对转的（contrarotating，反转的）模块22和23构成的亚音速动力涡轮，这两个对转的模块分别连接到压缩机的上游模块8和下游模块9。

在驱动涡轮22和23之后，来自发生器19的气体经由穿过中心本体5的壁的纵向通道24喷射到燃烧区域10中的压缩的空气通道中。

气体发生器19经由管路25被供给由涡轮泵26从容器27泵吸的氧，并且经由管路32被供给由涡轮泵29从容器28泵吸的氢。由涡轮泵29泵吸的氢初始经由第一支路30供给热交换器14，在该热交换器处，氢在通过管路32供给到气体发生器19之前逐渐变成气态以供涡轮火箭发动机运转，或者经由管路33供给到喷射器11以供冲压喷气发动机运转。三端口（三通）L型阀31被设置在热交换器14的出口以及管路32和33的入口处。

由涡轮泵29泵吸的氢还经由第二支路34和三端口T型阀35供给两个冷却回路36和37，用以冷却压缩机的上游和下游模块8和9的转子的叶片。热交换器53和54设置在冷却回路36和37中，以确保液氢的初始加热。

因此，在现有技术的这种类型的组合式发动机中，使用以氢和氧供给动力的气体发生器循环，用于涡轮喷气循环，并且来自该发生器的气体用于供给驱动压缩机的两个阶段的亚音速对转涡轮。对于在某一速度之上的冲压喷气（发动机）操作，气体发生器被停止，上游和下游压缩机模块的叶片被顺流交距，并且仅进行后燃烧。

气体发生器循环的使用需要在飞行器上具有可获得的液态氧以供涡轮喷气阶段运转。这样由于涉及特定的安全手段，并且增加了飞行器上的重量，因此存在着缺陷。由来自气体发生器的热气体驱动而被使用的涡轮是亚音速类型的，并且不具有优化的操作。此外，压缩机的转子叶片在高马赫数下因从叶片喷射到压缩部中的氢的流出而被冷却，并且因此可能导致燃烧劣化。

还已知由日本JAXA公司开发的空气涡轮冲压喷气膨胀器循环（ATREX）发动机也是公知的，但其开发已经被放弃。

在图4中示出了这种类型的涡轮冲压喷气发动机的运转原理。氢供给回路的涡轮泵65和涡轮发动机的涡轮67借助液氢的膨胀而驱动。

该发动机的涡轮67围绕子弹形中心本体66设置在以非对转方式旋转的压缩机叶片的栅格68的外围。涡轮67被供给经上游和下游热交换器64和69加热的氢。涡轮67驱动压缩机叶片68的栅格，从而压缩经由入口部61引入到空气通道63中并且被上游热交换器64冷却的空气，该热交换器64构成位于涡轮67的上游的预冷却器。

燃烧为后燃烧类型，并且在产生推力的同时传递能量，用以经由下游热交换器69驱动涡轮67。涡轮67为超音速类型。用于涡轮67的供给压力是通过具有冷涡轮的涡轮泵65获得的，该冷涡轮被供给再生的氢。

在图4中能够看到子弹形本体62、限定变化截面的环形空气入口61、预冷却器64、子弹形中心本体66（涡轮67和压缩机叶片的栅格68围绕该中心本体旋转）、具有第一喷射装置75的燃烧室70、下游热交换器69、以及第二喷射装置77。具有子弹形的中心本体72的收缩-扩张型管71用于从燃烧室70向下游喷射气体。来自一容器（未示出）并由涡轮泵65泵吸的液氢首先在形成预冷却器64的一部分的区段73中流动，并且之后在收缩-扩张型喷管71的壁的区段74中流动，从而在被应用到第一喷射装置75以及应用到通入第二喷射装置77的下游热交换器69的回路76之前，冷却所述壁并且连续被加热。下游热交换器69可被结合在碳-碳基体中。

涡轮泵65的冷涡轮接纳已在预冷却器64中和下游喷管的壁中被加热，但是还未经过下游热交换器69的氢。相比之下，涡轮67则被供给已在下游热交换器69中被加热的氢。

空气入口处的预冷却器64或热交换器的使用使压缩机能够被冷却，但是会导致由于液态氢利用周围的空气再生而形成冰。另外，由于下游热交换器69被结合在碳-碳结构中，使其无法优化其性能。最终，设置在压缩机叶片的栅格68外侧的所谓的“叶尖”涡轮67的设计导致叶片非常短，并且由于高的外围速度而导致高的机械压力。

发明内容

本发明的一个目的是克服现有技术的组合式发动机的上述缺陷，尤其是避免使用液氧，同时还能够获得一个紧凑的、具有简化的结构和降低的重量及提升的性能的实施方式。

根据本发明，这些目的是通过涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机来实现的，该发动机包括：外壳体；中心本体，通过结构臂连接到所述外壳体，并且与该外壳体配合以形成空气入口套管和空气流动通道；以及至少一个第一空气压缩机级，包括第一转子和设置在所述中心本体内的第一涡轮，该第一转子具有设置在所述空气流动通道中的多个叶片，并且能够选择性地被所述第一涡轮驱动以使该发动机被操作为涡轮喷气（发动机）、以及被顺流交距以使该发动机被操作为冲压喷气发动机；该发动机的特征在于，其还包括涡轮泵，该涡轮泵包括泵和驱动所述泵的亚音速涡轮，该泵被供给来自氢容器的液氢，以便将氢注入到设置在所述中心本体的下游的所述外壳体内的加热器中；该涡轮接纳在该加热器的出口处收集的部分膨胀的氢，在该亚音速涡轮中部分膨胀的氢被应用到作为超音速涡轮的所述第一涡轮，以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机，来自该第一超音速涡轮的氢随后被收集在所述中心本体内部的第一管中，以被传送到限定在所述中心本体的下游的壳体中的燃烧室，同时在该亚音速涡轮中部分膨胀的氢由多个喷射器直接传送到所述燃烧室中，以使该发动机被操作为冲压喷气发动机。

有利地，该组合式发动机还包括：用于从该第一超音速涡轮获得一小部分氢的装置；用于将该部分氢引入到形成在该第一转子的叶片内部的第一内部通道中的装置；以及用于在该部分氢沿所述第一内部通道流过之后，将该部分氢经由所述第一管排放到所述燃烧室的装置。

在一个具体实施例中，该组合式发动机还包括第二空气压缩机级，该第二空气压缩机级包括：第二超音速涡轮，设置在所述中心本体中；以及第二转子，具有设置在所述空气流动通道中的对转叶片，并且能够选择性地被所述第二涡轮驱动以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机，以及被顺流交距以使该发动机被操作为冲压喷气发动机，所述第二涡轮还接纳已经在该亚音速涡轮中部分膨胀的氢，并且来自该第二超音速涡轮的氢随后被收集在所述中心本体的内部的第二管中，以便被传送到所述燃烧室，以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机。

在此情况下，根据本发明的一个有利的方案，该组合式发动机还可包括：用于从该第二超音速涡轮获得一小部分氢的装置；用于将该部分氢引入到形成在该第二转子的叶片内部的第二内部通道中的装置；以及用于在该部分氢沿所述第二内部通道流过之后，将该部分氢经由所述第二管排放到所述燃烧室的装置。

该组合式发动机包括具有火焰稳定器环的后燃烧装置，该火焰稳定器环被设置在位于该中心本体的后部与外壳体的包含所述加热器的部分之间的所述燃烧室中。

加热器可包括具有多个再生壁和鳍片的热交换器。

作为示例，该加热器可包括具有多个壁的热交换器，这些壁由具有基于铜或高温镍的材料制成并具有多个铣削的（milled）通道。

附图说明

通过以下参照附图并作为示例给出的特定实施例的描述，将显而易见本发明的其他多个特征和优点。

图1是本发明的组合式发动机的第一实施例的示意性轴向剖视图，该组合式发动机具有膨胀器循环，并且具有用以供给两个对转的压缩机转子的两个超音速涡轮；

图2是本发明的组合式发动机的第二实施例的示意性轴向剖视图，该组合式发动机具有膨胀器循环，并且具有用于供给压缩机转子的单个超音速涡轮；

图3A是可在本发明的背景中使用的热交换器的区段的立体图；

图3B是示出沿图1的线IIIB-IIIB观察的图3A的热交换器区段的截面图；

图4是现有技术的ATREX类型的膨胀器循环涡轮冲压喷气发动机的示意性轴向剖视图；

图5是现有技术的涡轮火箭及冲压喷气组合式发动机的示意性轴向剖视图；以及

图6是图5的现有技术的涡轮火箭及冲压喷气组合式发动机的特定实施例的轴向剖视图。

具体实施方式

参照图1，可看到本发明的涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机的一个实施例。

该组合式发动机包括外壳体104，中心本体105设置在该外壳体中，中心本体105大体呈子弹形并且通过围绕中心本体105规则地分布的横向结构臂107连接到外壳体104。图1示出了用于支撑中心本体105的上游部的第一组臂107以及用于支撑中心本体105的下游部106的第二组臂107，以便更好地分配多个力。当然，采用单组结构臂107来支撑中心本体105的中心部同样是可行的。

环形空气通道103形成在中心本体105与外壳体107之间。空气入口套管101使周围的外部空气能够被引入到空气通道103中。

第一转子108和第二转子109的第一和第二空气压缩机级被设置在分别位于中心本体105的上游部和下游部106上的第一与第二组结构臂107之间的空气流动通道103中，第一转子108和第二转子109具有对转的叶片180和190。

在涡轮喷气运行阶段期间，借助位于构成第一转子108和第二转子109的多个压缩机叶片的栅格的毂中的第一超音速涡轮122和第二超音速涡轮123，第一转子108和第二转子109被驱动而沿相反方向绕中心本体105旋转。

在冲压喷气运行阶段期间，转子108及109的叶片180和190被顺流交距。

涡轮泵129包括：泵129A，其被供给来自氢容器128的液氢，以将氢注入到设置在中心本体105的下游的外壳体104内部的加热器150中。涡轮泵129还具有亚音速涡轮129B，该亚音速涡轮129B用于驱动泵129A并且接纳从加热器150的出口获取的部分膨胀的氢。

在冲压喷气运行阶段期间，已经在亚音速涡轮129B中部分膨胀的氢在跟随延伸在至少一个下游结构臂107内部的路径之后被应用到超音速涡轮122和123，以便渗入到中心本体105中并且供给位于每个超音速涡轮122和123的入口处的环形氢喷射管。

来自位于上游的超音速涡轮122的氢被收集在管124中，管124沿发动机的轴线获取氢流，并随后将氢流经由纵向中心管125向中心本体的下游部106传送，使得氢的流动经由环形出口排放到限定在中心本体105的下游的壳体104内部的燃烧室110中。

在亚音速涡轮129B的出口与外壳体104的内部的入口之间的氢路径上设有三端口T型阀，以便能够在发动机的冲压喷气操作期间将已经在亚音速涡轮129B中部分膨胀的氢经由设置在中心本体105的下游端106附近的喷射器111直接传送到燃烧室110中。

火焰稳定器环112和112A设置在位于中心本体105的下游部106与壳体104的包含加热器150的部分113之间的燃烧室110中。这些环可被紧固到壳体104的壁（环112A）或者紧固到中心本体105的下游部106（环112）。

来自位于下游的超音速涡轮123的氢被管126收集，这些管126大体沿纵向向中心本体105的下游端延伸并且经由环形出口通向燃烧室110，该环形出口可选择地与接纳已在通过上游超音速涡轮122之后流过中心纵向管125的氢的这些管的环形出口一致。

综上，当图1的组合式发动机被操作为具有膨胀器循环的涡轮喷气发动机时，氢通过与氢供给泵129A关联的亚音速涡轮129B、以及通过与具有对转叶片的转子108和109的两个级关联的超音速涡轮122和123被串联地供给。

更具体地，在氢泵129A的出口处，氢被注入到外壳体104的位于燃烧室110之后的壁113中的加热器150中。

在加热器150的出口处收集的氢在用于驱动泵129A的亚音速涡轮129B中部分膨胀。

来自亚音速涡轮129B的氢被传递到超音速涡轮122和123，在此处氢被膨胀以驱动对转叶片的转子108和109，每个涡轮122和123均与相应的转子级108或109关联。

之后，来自超音速涡轮122和123的氢被收集在管124、125和126中，以便被传送到燃烧室110中。

就此而论，应看到的是本发明的组合式高超音速发动机仅使用液氢作为燃料，并因此不需要携带液氧（LOX）容器，也不需要提供LOX泵。

在燃烧室110的上游的中心本体105中不设置热交换器，因此空气入口不具有结冰的风险。加热器150是唯一的热交换器，并且其位于后燃烧区域中，刚好处于燃烧室110合适的下游。

发动机的操作所需的所有能量均由再生氢获得。

超音速涡轮122和123承受非常小的温度应力，并且它们不需要冷却。仅压缩机的转子108和109的叶片180和190需要借助流过在图1中由虚线136和137表示的通道的氢进行冷却，并且之后在叶片180和190中流动的氢返回到管124、125或126，以便随后在中心本体105的下游部106处排放到燃烧区域或后燃烧区域110中。

应看到的是，该发动机的起动非常简单。不需要特殊的起动装置，并且在热交换器150的惯性的基础上来执行起动。

本发明的发动机能够实现极高的性能，并且其最佳的操作能够达到约马赫5。

例如，与燃烧煤油的传统的喷气式发动机的3000s（的比推力）相比，（本发明的发动机的）比推力（比冲量）ISP因此可以为约4000秒（s）。作为示例，甚至能够以燃烧氢的0.8马赫涡轮喷气获得约7000s的ISP。

在冲压喷气操作中，图1的组合式发动机的循环如下：

压缩机栅格108和109的叶片180和190被顺流交距。

在氢泵129A的出口处，氢被注入到设于燃烧室110之后的加热器150中，之后氢在加热器150的出口处被收集，以便在驱动泵129A的亚音速涡轮129B中被部分地膨胀（像在涡轮喷气状态中那样）。

其后，三端口T型阀131从涡轮喷气操作改变位置，使得在亚音速涡轮129B的出口处收集的氢被传送到喷射器111，以被直接注入到燃烧室110中而不经过超音速涡轮122和123（它们因此被绕开）。因此，几乎所有的氢被传送到燃烧室110中。当然，少量的氢仍然能够从三端口T型阀131被获得以便继续供给叶片180和190的冷却回路（图1中的流动路径136和137），之后这些少量的氢经由管124、125和126被传送到燃烧室110，如上文所述。

图1的具有包括用以驱动叶片压缩机的局部喷射的两个低速超音速涡轮122和123的实施例用于利用较小数量的级108和109，以及利用设置在压缩机栅格的中心毂中的超音速涡轮122和123而获得高的膨胀率，因此该组合式发动机不仅重量小而且具有简化的结构。

图2示出了本发明的组合式发动机的另一个可行的实施例，其提供的推力性能没有图1中的那样好，但是具有更简单的结构。

在图2的实施例中，空气压缩机具有包括叶片180的栅格的单个级108，因此仅需要提供一个超音速涡轮122。

图2的组合式发动机的结构和操作在涡轮喷气模式和冲压喷气模式中均与图1的类似，它们共同具有的元件被以相同的附图标记标示，并且不再重复描述。两者的不同仅在于省略了其中一个压缩机转子和相关联的超音速涡轮。

图2示出了超音速涡轮122，在其下游端执行用于超音速涡轮122的氢喷射，亦即，该单个超音速涡轮对应于图1的上游超音速涡轮122，并且压缩机转子108同样对应于图1的实施例中的压缩机的上游级108。

作为变型，当然可以使用由图1的下游超音速涡轮123构成的单个超音速涡轮，并且将氢喷射到其上游端中。因此，这样的变型实施例将具有图1的下游超音速涡轮123以及压缩机栅格级109，同时具有氢排放管126，而上游超音速涡轮122、压缩机栅格级108以及氢排放管124和125将被省略。

图3A和图3B示出设置在燃烧室110下游的壳体104的壁113中的热交换器150的特定实施例。图3A和图3B示出热交换器区段150，其包括再生内圆柱形壁151以及沿该热交换器的整个长度径向延伸的再生鳍片152。

因此，热交换器可采用与制造火箭发动机扩张部分的壁使用的技术类似的技术来制造，例如通过采用铣削的通道153以及基于铜、高温镍或者甚至基于铁的材料来制造，这些技术既适用于圆柱形壁150也适用于鳍片152。

作为示例，图1和图2示出包含在位于燃烧室110下游的后燃烧室的壁113中的、图3A和图3B的特定的热交换器150，但是其他形式的热交换当然也是可行的。

如图3A和图3B中可看到，热交换器150由再生圆柱形部分151以及多个再生鳍片152构成。圆柱形部分151的内侧贴皮构成后燃烧室的壁113。再生壁151和152中所形成的纵向通道153在沿轴向的相对端处首先连接到入口歧管160，其次连接到出口歧管61。

出口歧管161以机械方式连接到燃烧室110下游的壳体104，而入口歧管160以机械方式连接到构成组合式发动机的下游部的收缩-扩张型排放喷管155（见图1和图2）。

Claims

1.一种涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机，包括：外壳体(104)；中心本体(105)，通过结构臂(107)连接到所述外壳体(104)并且与该外壳体配合以形成空气入口套管(101)和空气流动通道(103)；以及至少一个第一空气压缩机级，包括第一转子(108)和设置在所述中心本体(105)内的第一涡轮(122)，该第一转子具有设置在所述空气流动通道(103)中的多个叶片(180)，并且能选择性地被所述第一涡轮(122)驱动，以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机、以及被顺流交距以使该发动机被操作为冲压喷气发动机；该发动机的特征在于，其还包括涡轮泵(129)，该涡轮泵包括泵(129A)，该泵被供给来自氢容器(128)的液氢，以便将氢注入到设置在所述中心本体(105)下游的所述外壳体(104)内的加热器(150)中，该涡轮泵还包括驱动所述泵(129A)的亚音速涡轮(129B)，该涡轮接纳在该加热器(150)的出口处收集的部分膨胀的氢，在该亚音速涡轮(129B)中部分膨胀的氢被应用到作为超音速涡轮的所述第一涡轮(122)，以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机，来自该第一超音速涡轮(122)的氢随后被收集在所述中心本体(105)内部的第一管(124、125)中，以被传送到限定在所述中心本体(105)下游的所述壳体(104)中的燃烧室(110)，同时在该亚音速涡轮(129B)中部分膨胀的氢由多个喷射器(111)直接传送到所述燃烧室(110)中，以使该发动机被操作为冲压喷气发动机，并且该发动机还包括：用于从该第一超音速涡轮(122)获得一小部分氢的装置；用于将该部分氢引入形成在该第一转子(108)的叶片(180)内部的第一内部通道中的装置；以及用于在该部分氢沿所述第一内部通道流过之后，将该部分氢经由所述第一管(124、125)排放到所述燃烧室(110)的装置。

2.根据权利要求1所述的组合式发动机，其特征在于，该发动机还包括第二空气压缩机级，该第二空气压缩机级包括：第二超音速涡轮(123)，设置在所述中心本体(105)中；以及第二转子(109)，具有设置在所述空气流动通道(103)中的对转叶片(190)，并且能够选择性地被所述第二涡轮(123)驱动以使该发动机被操作为涡轮喷气发动机、以及被顺流交距以使该发动机被操作为冲压喷气发动机，所述第二涡轮(123)还接纳已经在该亚音速涡轮(129B)中部分膨胀的氢，并且来自该第二超音速涡轮(123)的氢随后被收集在所述中心本体(105)内部的第二管(126)中，以便被传送到所述燃烧室(110)，从而使该发动机被操作为涡轮喷气发动机。

3.根据权利要求2所述的组合式发动机，其特征在于，该发动机还包括：用于从该第二超音速涡轮(123)获得一小部分氢的装置；用于将该部分氢引入到形成在该第二转子(109)的叶片(190)内部的第二内部通道中的装置；以及用于在该部分氢沿所述第二内部通道流过之后将该部分氢经由所述第二管(126)排放到所述燃烧室(110)的装置。

4.根据权利要求1或2所述的组合式发动机，其特征在于，该发动机包括具有火焰稳定器环(112、112A)的后燃烧装置，该火焰稳定器环设置在位于该中心本体(105)的后部(106)与该外壳体(104)的包含所述加热器(150)的部分(113)之间的所述燃烧室(110)中。

5.根据权利要求1或2所述的组合式发动机，其特征在于，该加热器(150)包括具有多个再生壁(151)和再生鳍片(152)的热交换器。

6.根据权利要求5所述的组合式发动机，其特征在于，该加热器(150)包括具有多个壁(151)的热交换器，所述壁由基于铜或高温镍的材料制成并具有多个铣削的通道(153)。