CN105683552B - 发动机 - Google Patents

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Abstract

本披露涉及一种具有两种运行模式‑吸气模式和火箭模式‑的发动机，该发动机可以用在航空航天应用中，例如用在飞行器、飞行机器或航空航天运载工具中。可以通过在吸气模式下使用预冷却器安排采用供火箭模式使用的冷燃料输送系统来冷却进气空气而将该发动机的效率最大化。通过引入该预冷却器和某些其他的发动机循环部件、并且如所描述地来安排和操作它们，就可以减轻例如与更高燃料和重量要求以及霜冻形成相关联的问题。

Description

发动机
相关申请的交叉引用
本申请根据35U.S.C.§119(a)要求在2013年10月11日于英国提交并且通过援引并入本文的专利申请号GB 1318111.0的优先权，并且根据35U.S.C.§§120和365要求在2014年6月5日提交并且也通过援引并入本文的美国专利申请号14/296,624的优先权和在先申请日权益。
领域
本发明涉及例如可以在航空航天应用中使用类型的发动机。本披露还涉及用于运行此类发动机的方法、以及包括此类发动机的飞行器、飞行机器或航空航天运载工具。
背景
已经尝试生产单级入轨(SSTO)运载工具。为了是商业上可行的，这样的运载工具一般要求高的有效载荷部分，以便可以适配成满足不同的运行要求。此外，这样的运载工具将是地面上容易操纵的并且具有短的维修周转期。
因此理论上有可能实现具有高性能火箭推进的SSTO。然而，从起飞时使用火箭必然要求氧化剂(例如液态氧)的高有效载荷，这将给运载工具增加可观的质量。一种选择是给火箭发动机增加替代的动力推进单元并且然后才仅依靠火箭推进来完成上升入轨。
GB-A-2240815描述了双模式或混合式航空航天推进发动机。在这种发动机中，在第一运行模式中，发动机采用液态氢燃料来预冷却涡轮压缩机的进气空气以便将其以高压作为氧化剂输送到火箭型燃烧器/喷管组件中。在高马赫数下，例如马赫数超过5时，发动机变成作为常规高性能的火箭发动机来运行的第二运行模式而通过使用运载工具上携带的液态氧来氧化该液体氢燃料。
这样的混合式发动机可以通过为其增加吸气能力来扩展火箭发动机的性能。火箭发动机被认为是实现必要的速度以完成入轨、例如以约4500m/s的有效真空排气速度(Vef)入轨的最适当的发动机。
为了使得在这两种推进模式(即，火箭模式和吸气模式)中都可以采用常见的燃烧与喷管系统，进入空气典型地必须被压缩到与火箭运行中(大致150巴)类似的但不必相同的高压。为了做到这点，进入空气首先被冷却，以保持输送温度在实际界限内(低于800K)并且以便将涡轮压缩机所需的压缩机做功最小化。
然而，这样的发动机可能具有大的燃料需求。本披露尝试至少在某种程度上减轻这些问题和/或至少在某种程度上解决与现有技术相关的困难。
发明内容
根据本披露的第一方面，提供了一种发动机，该发动机包括：
用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室；
用于燃料和氧化剂的燃烧的吸气燃烧室；
用于将空气加压以供应至所述吸气燃烧室的压缩机；
用于将燃料输送至所述第一火箭燃烧室的第一燃料输送系统；
用于将燃料输送至所述吸气燃烧室的第二燃料输送系统；
用于将氧化剂输送至所述火箭燃烧室的氧化剂输送系统；
其中，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室被配置成独立地运行。
这样的发动机因此可以使用压缩空气作为氧化剂并且使用燃料在这些吸气燃烧室中燃烧而运行。当被结合在飞行器中时，这允许使用空气起飞。这与仅具有火箭燃烧室的发动机相比可以减小燃料要求。
该吸气燃烧室和火箭燃烧室可以独立地运行，即每种类型的燃烧室可以不依赖于另一种类型的燃烧室地燃烧氧化剂和燃料。
该发动机可以被配置成推进发动机，以例如用于飞行器或航空航天应用。
当可以通过该压缩机满足吸气发动机的氧化剂要求时，该发动机可以使用空气运行到预定速度，例如约马赫数5。在预定速度以上，例如在马赫数5以上，该发动机可以从吸气模式切换至完全火箭模式，此时使用机载氧化剂。在从吸气模式到完全火箭模式的过渡期间，该发动机可以被配置成使得这两种模式都是运行的，例如当吸气模式被减小动力而火箭模式被增加动力时。
该第一和第二燃料输送系统可以包括一个或多个泵。该第一和第二燃料输送系统可以通过开关或阀进行组合以便将燃料引导至预定的燃烧室。燃料可以被提供在机载储器中并且可以是以深冷形式提供的。
可选地，该发动机进一步包括：
具有入口和出口的第一热交换器安排，该第一热交换器安排被安排成使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的空气在其被所述压缩机压缩之前加以冷却；
用于所述热传递介质的热传递介质回路；
第二热交换器安排，该第二热交换器安排被配置成以所述燃料输送系统所输送的燃料来冷却所述热传递介质。
该第一热交换器安排可以被配置成包括多个热交换器级的一个热交换器。这可以允许在该热交换器上控制冷却程度以便辅助霜冻控制。该发动机可以配备有带有减速装置的空气进气管以便例如当该发动机被结合在飞行器中时减小空气速度。
该热传递介质或流体也可以有用地用作工作流体，即它能够膨胀和压缩。这种流体可以用在发动机的动力回路中，例如用于驱动涡轮机。
该第二热交换器安排可以被配置成一个或多个热交换器。该第二热交换器安排可以被形成为一个或多个逆流热交换器。因此在燃料来到这些燃烧室之前该燃料被完全利用来作为冷却介质以冷却该热传递介质。
该第一热交换器可以被配置成逆流热交换器。
可选地，该发动机进一步包括用于驱动所述压缩机的涡轮机，该涡轮机被配置成有待使用来自该第一热交换器安排的出口的一部分热传递介质来驱动。
虽然在本说明书中提及的是涡轮机和压缩机，但可以采用任何适当的、可以被该工作流体驱动或者可以压缩该工作流体的机械。这样，提及涡轮机应理解为包括可以被流体(例如气体)驱动的任何机器，并且提及压缩机应理解为是指可以压缩流体的任何机器。
可选地，该发动机进一步包括第三热交换器安排，该第三热交换器安排被配置成在所述热传递介质输送至所述涡轮机之前将其加热。
可选地，该发动机包括第一预燃烧器，该第一预燃烧器被配置成部分地燃烧至少一部分的燃料之后输送至所述吸气燃烧室。该第一预燃烧器可以被供以来自该第二燃料输送系统的燃料。
可选地，来自所述预燃烧器的排气被连接至用于加热所述热传递介质的所述第三热交换器安排。该预燃烧器因此可以用来增大该热传递介质的焓。该热传递介质因此可以有用地用作工作流体来驱动发动机中的涡轮机械等装置。
可选地，该第一预燃烧器被配置成部分地燃烧来自所述压缩机的空气与来自所述第二燃料输送系统的燃料。该预燃烧器的燃烧产物接着可以被输送至吸气燃烧室。可以通过该第二燃料输送系统向该吸气燃烧室提供额外的燃料。来自该燃料的能量因此可以用于驱动发动机循环。
可选地，该第二热交换器安排包括一个或多个再生器级。
热传递介质可以包括高压气体，该高压气体优选地在循环中的所有位置都高于冷凝温度。
可以用这些再生器级来降低该热传递介质在输送到第一热交换器安排之前的温度/焓。
可选地，这些再生器级包括一系列相继的热交换器和泵。这些再生器级可以被配置成将来自热传递介质的热量传递给来自第二燃料输送系统的燃料。
可选地，该发动机包括在该热传递介质回路中的一个或多个旁通阀，以用于使该热传递介质绕过该第一热交换器安排的一个或多个级。
这些旁通阀允许优化对空气的冷却来在压缩机之前实现希望的温度。
可选地，提供了第二预燃烧器以用于将该氧化剂输送系统所供应的氧化剂与燃料部分地燃烧之后输送至该火箭燃烧发动机。
可选地，该第二预燃烧器的排气被用来驱动一个或多个用于驱动该第一燃料输送系统和/或氧化剂输送系统的涡轮机。
可选地，该发动机进一步包括一个或多个旁路燃烧器,以用于燃烧从该第二燃料输送系统输送的一部分燃料。该发动机可以被供应过量的燃料，并且这些旁路燃烧器可以是以吸气模式运行的。
可选地，提供了多个所述吸气燃烧室并且它们是围绕所述火箭燃烧室安排的。
可选地，该火箭燃烧室和该吸气燃烧室共享一个共用喷管。
这可以通过将来自两种类型的燃烧室的排气引导到单一喷管而减少部件要求。对火箭燃烧室和吸气燃烧室二者使用共用的单一喷管可以用来通过消除火箭燃烧室和吸气燃烧室各一个单独喷管的需要而减小对包括此类发动机的运载工具的底面阻力。这是因为喷管可以具有高的面积比，这可能造成高程度的阻力。
该发动机可以配备有多个火箭室和吸气燃烧室。
可选地，来自该第二燃料输送系统的燃料被用来驱动连接至多个泵的一个或多个涡轮机，这些泵用于驱使该热传递介质绕该热传递介质回路环流。来自第二燃料输送系统的燃料的温度/焓可以由于来自该热传递介质的热传递而升高。温度/焓的这种升高使得燃料能被用来驱动这些用于驱动热传递介质回路的泵或再循环器的涡轮机。
可选地，该热传递介质被安排或配置在闭合流动回路中或成为闭合流动回路。该热传递流体可以被容纳在闭合流动回路中。可以提供手段来根据要求在该回路中补充热传递介质或排出热传递介质。
可选地，该发动机包括氦作为该热传递介质或工作流体。可以使用氖或任意其他适当的热传递介质或工作流体。单原子气体是优选的并且可以有利地使得总循环压力比最小化。这与使用更大分子气体相比允许将发动机中的输送管大小减小，但用于工作流体的涡轮机械中所需的级的数量可能相对高。更大分子的气体可以允许更简单的机械，例如涡轮机、压缩机等，以及更少的级，但输送管大小及其质量则可能增大。
优选地，热传递介质在做功和冷却循环期间是气态的。
使用气体介质作为热传递介质或者确保热传递介质在这些热交换器中保持气态是用来减小这些热交换器中的任何焓升高。这是因为，对于气态流，热交换器中的多个流之间的温度差可以保持基本上恒定。气态的热传递介质或工作流体与工作流体可能液化的发动机相比可以允许具有更少数量的级的更简单再生器安排。
可选地，其中该第一和第二燃料输送系统被配置成用于供应氢来作为所述燃料。
可选地，该吸气燃烧发动机被配置成将来自所述压缩机的压缩空气与燃料进行燃烧。
可选地，该发动机被配置成用于部分地将燃料与该压缩空气进行部分燃烧之后输送至所述吸气燃烧室。
该吸气燃烧室可以被配置成以低于火箭燃烧室的压力来运行。
可选地，该发动机被适配成点火进入吸气模式，在该吸气模式中该发动机被适配成在连续运行中在零空气速度产生动力推力。
根据本披露的第二方面，提供了一种用于运行发动机的方法，该发动机包括：
用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室；
用于燃料和氧化剂的燃烧的吸气燃烧室；
用于将空气加压以供应至所述吸气燃烧室的压缩机；
用于将燃料输送至所述第一火箭燃烧室的第一燃料输送系统；
用于将燃料输送至所述吸气燃烧室的第二燃料输送系统；
用于将氧化剂输送至所述火箭燃烧室的氧化剂输送系统；
其中，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室被配置成独立地运行；
其中，在第一运行模式中该吸气燃烧室被供以燃料和氧化剂；并且其中，在第二运行模式中，该火箭燃烧室被供以燃料和氧化剂。
该吸气燃烧室和火箭燃烧室的独立运行允许该发动机以两种运行模式运行，并且每种类型的燃烧室可以被优化来以所供应的氧化剂和燃料运行。该发动机可以作为推进发动机运行来通过该火箭燃烧室和/或吸气燃烧室提供推力。
可选地，该发动机进一步包括：
具有入口和出口的第一热交换器安排，该第一热交换器安排被安排成使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的空气在其被所述压缩机压缩之前加以冷却；
用于所述热传递介质的热传递介质回路；
第二热交换器安排，该第二热交换器安排被配置成以所述燃料输送系统所输送的燃料来冷却所述热传递介质；其中，在第一运行模式中，空气在该第一热交换器安排中被所述热传递介质冷却。
在操作中，例如在飞行器中，被供应至发动机的空气由于减速而可能处于相对高的温度。可以使用热传递介质来用该第一热传递安排冷却该空气。由该第二燃料输送系统供应的燃料至少在机载供应源中可以处于深冷形式并且可以用于冷却该热传递介质。
可选地，在该第一运行模式中，该热传递介质绕过该第一热交换器安排的一个或多个级。
可选地，在该第一运行模式中，通过使该热传递介质选择性地绕过该第一热交换器安排的该一个或多个级来将有待输送至该压缩机的空气的温度维持在水的冰冻点以上。通过以此方式控制空气的温度，就不必要有另外的霜冻控制系统或其使用被最小化。这允许了发动机的简单运行。
可选地，将来自该第二燃料供应系统的燃料与来自所述压缩机的空气部分地燃烧之后输送至所述吸气燃烧室。
可选地，该发动机进一步包括用于驱动所述压缩机的涡轮机，该涡轮机使用从该第一热交换器安排的出口供应的一部分热传递介质来驱动。
可选地，该发动机进一步包括使用第三热交换器安排，其中在该吸气运行模式中，该热传递介质在所述第三热交换器安排中被加热之后输送至所述涡轮机。
可选地，该发动机包括第一预燃烧器，在该第一预燃烧器中该燃料的至少一部分部分地燃烧之后输送至所述吸气燃烧室。
可选地，来自所述预燃烧器的排气被供应至所述第三热交换器安排并且用于加热所述热传递介质。
可选地，该第一预燃烧器部分地燃烧来自所述压缩机的空气与来自所述第二燃料输送系统的燃料。该第一预燃烧器因此可以用来控制该热传递介质的循环上限温度。可选地，该循环上限温度被与发动机速度无关地维持在恒定水平。由该第一预燃烧器产生的热量可以被完全利用来驱动该第二燃料输送系统和该热传递介质回路。
可选地，该第二热交换器安排包括一个或多个再生器级，并且该热传递介质穿过所述一个或多个级以便冷却所述热传递介质。
可选地，这些再生器级包括一系列的相继热交换器和泵，这些泵是由该第二燃料输送系统输送的燃料所驱动的多个涡轮机来驱动的。
可选地，在所述第二运行模式中，来自该第一燃料输送系统的燃料在第二预燃烧器中与来自该氧化剂输送系统的氧化剂部分地燃烧之后输送至该火箭燃烧室。
可选地，该第二预燃烧器的排气驱动一个或多个用于驱动该第一燃料输送系统和/或氧化剂输送系统的涡轮机。
可选地，该发动机进一步包括使用一个或多个旁路燃烧器，在该旁路燃烧器中燃烧来自该第二燃料输送系统的一部分燃料。
可选地，来自该火箭燃烧室和该吸气燃烧室的排气被供送至一个共用喷管。
可选地，来自该第二燃料输送系统的燃料驱动联接至多个泵上的一个或多个涡轮机，以驱使该热传递介质绕该热传递介质回路环流。
可选地，氦被用作该热传递介质。还可以使用氖或任意其他适当的热传递介质。
可选地，氢是通过该第一和第二燃料输送系统来输送的。
可选地，氧化剂是通过所述氧化剂输送系统来输送的。
可选地，该吸气燃烧室的运行压力小于该火箭燃烧室的运行压力。这可以减小该吸气燃烧室的燃料要求。
可选地，该吸气燃烧室以低于20巴的压力运行。可选地，该吸气燃烧室以高于6巴的压力运行。
这些燃烧室中的压力越高，可以供应的燃料和氧气就越多并且因此这个室就越紧凑。再生器中的级越多，该吸气燃烧室中的压力和燃料要求就越低，但是接着可能需要更大的燃烧室来提供必要的推力。
该火箭燃烧室可以被配置成常规的火箭燃烧室，并且可以采用任何适合的火箭燃烧循环。
可选地，在该第一运行模式期间该热传递介质的最大温度基本上维持恒定。
可选地，在从该第一运行模式过渡到该第二运行模式期间，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室二者都运行。
根据本披露的第三方面，提供了一种运载工具，该运载工具包括根据本披露第一方面的有或没有其任何可选特征的发动机、或根据本披露第二方面的方法运行的有或没有其任何可选特征的发动机。
根据本披露的第四方面，提供了一种包括根据本披露第一方面的有或没有其任何可选特征的发动机、或根据本披露第二方面的方法运行的有或没有其任何可选特征的发动机的飞行器、飞行机器或航空航天运载工具。
可选地，该飞行器、飞行机器或航空航天运载工具包括带多个空气动力学控制表面的机身，该机身被适配成与该发动机一起运行，以便以处于该吸气模式中的发动机从零空气速度受控制地水平起飞。
附图简要说明
能够以多种不同的方式来实现本披露，并且现在将通过举例方式参考以下附图对根据本披露的实施例进行描述，在附图中：
图1A、1B、和1C对应地示出了单级入轨(SSTO)飞行器的侧视图、平面图、和后视图；
图2示出了穿过包括现有技术混合式吸气火箭发动机模块的机舱的部分截面；
图3示出了混合式吸气火箭发动机模块的示意性循环图；
图4示出了可以基于图4所示的循环来运行的实例混合式吸气火箭发动机的示意图；
图5示出了图3和4的混合式吸气火箭发动机以完全火箭模式、例如典型地以高于马赫数5的速度运行的示意性循环图；并且
图6示出了混合式吸气火箭发动机在吸气模式中以低的马赫数、例如以典型地低于马赫数5的速度运行的示意性循环图。
详细说明
图1A、1B和1C示出了带有可缩回起落架2、3、4的单级入轨(SSTO)飞行器1，该飞行器具有机身5，该机身带有燃料储器和氧化剂储器6、7以及有效载荷区域8。机身5上附接了带有对应方向舵11控制表面和鸭翼12控制表面的尾翼安排9和鸭翼安排10。机身5各侧附接了多个带有副翼14的主机翼13，并且每个机翼13具有附接至其机翼尖16上的发动机模块15。如图1C和图2所示，每个发动机模块15后部配备有四个火箭喷管17，这些火箭喷管被多个不同的旁路燃烧器18所环绕。
图2示出了现有技术发动机模块15。该现有技术发动机模块15包括空气入口19a、包括四个部分的热交换器21、涡轮压缩机22、以及多个循环流动管道或通道23。发动机模块15被容纳在机舱20内，该机舱可以附接至飞行器机翼13上，例如飞行器1的飞行器机翼13上，如图1A、1B、1C所示。
在地球大气内该发动机模块15的吸气运行模式中，穿过空气入口19a的进入空气的一部分穿过热交换器21到达涡轮压缩机22，并且另一部分沿着旁路输送管19b绕到这些旁路燃烧器18。
在优选的实施例中，该现有技术模块被如以下所描述地安排和控制的发动机模块替代。
图3中示出了发动机模块或推进系统的示意图。该发动机模块包括空气进气管19。空气进气管19可以是轴对称的，使得当飞行器以超音速前行时，空气进气管19用于将所捕集的气流经由斜震波和正震波减速至次音速。在高的马赫数下，例如在5马赫数左右及以上，这种减速可以致使该空气入口温度典型地增大至超过1250K。
经过该空气进气管的空气分成两条流动路径。其中一条流动路径24a将空气供应至包括喷管的旁路燃烧器18。比所需更多的氢被供应至该循环，并且这些旁路燃烧器可以与这些主燃烧室组合使用来改善燃料利用率和发动机性能。来自空气进气管19的空气的另一部分经由流动路径24b流向被配置成预冷却器的第一热交换器安排，入口空气需要该预冷却器来冷却。在该实施例中，该预冷却器包括第一热交换器级29和第二热交换器级30，但是也设想了带有任意数量的热交换器级的预冷却器。该热交换器的第一级29和交换器的第二级30分别对应于较高温度部分和相对较低温度部分。
在空气经过热交换器级29、30之后，该空气经过压缩机31，该压缩机是被涡轮机32驱动的，如在下文中更详细描述的。该压缩机被选择成根据发动机的性能要求来提供预定压缩比。在该实施例中，该压缩机可以典型地具有13:1左右的压缩比，使得进气空气被压缩至16巴左右。该压缩机可以包括两个卷轴并且可以包括钛叶片。
典型地，此类发动机将配备有多个燃烧室和相关联的火箭喷管。在示意图中示出了四个喷管17a、17b、17c、17d。每个喷管是两种燃烧室类型共享的。一种燃烧室类型用于吸气运行模式中以进行燃料(例如氢)与来自压缩机31的加压空气燃烧。空气在被输送至这些吸气燃烧室之前可以用来在预燃烧器33中部分地燃烧掉一部分的氢。另一种燃烧室类型用于完全火箭模式中，即，用于利用机载氧化剂(例如，液态氧)而不是压缩空气时。
虽然在描述这个发动机的运行时仅突出了以上所描述类型的仅一个喷管及相关联的燃烧室，但是应了解的是，所提供的任何其他火箭室/喷管都可以用类似或相同的方式运行并且各自将接收一定比例的燃料和氧化剂来运行该运载工具并且对其提供推力。
典型的飞行器或运载工具可以包括被安排在机舱中的四个燃烧室/喷管组件。然而，可以提供任何数量的室/喷管组件来对运载工具提供所需要的推力。
在带有两个各自包括四个喷管组件的机舱的飞行器中，这些喷管组件可以被配置成在吸气上升过程中表现为单一发动机并且在火箭上升过程中表现为两个双室火箭发动机。这可以用来提高任务可靠性并且将发动机设备的体积最小化。
来自压缩机31的出口的压缩空气经由流动路径24d供送至预燃烧器33。预燃烧器33也可以经由流动路径26a被供以在该实施例中呈氢的形式的燃料。氢可以储存在飞行器自身上，典型地以深冷形式，并且在该实施例中通过泵或压缩机40从储器64输送。
在预燃烧器33的下游，提供了热交换器27以将来自预燃烧产物中的热量传递至闭环氦冷却回路28中。
氦冷却回路28在一些运行模式中可以经过该预冷却器的第一级和第二级29、30。该预冷却器作为逆流热交换器运行。在此类模式中，在该预冷却器的第一级29之后，即在该第二级的氦回路的下游的级，氦流沿着路径28a流向预燃烧器燃烧热交换器27。
在预燃烧器燃烧热交换器27之后，该氦回路分为第一氦流28b和第二氦流28c。第二氦流28c在该实施例中以200巴左右的入口压力和60巴左右的出口压力经过涡轮机32。涡轮机32被用来驱动压缩机31。涡轮机32可以是对转涡轮机。
该氦流在该实施例中以600凯氏度(600K)从涡轮机32离开之后流向热交换器和再压缩级，该再压缩级在该实施例中包括三个氦再生器热交换器34、35、36、和多个再循环器，例如压缩机或泵37、38、39。
这些再生器热交换器34、35、36可以包括几千个粘接式扩散钛薄片，这些薄片带有在其表面中形成的微通道。这些压缩机或泵37、38、39可以包括离心涡轮机械。
来自涡轮机32的氦流分为第一、第二、和第三再压缩氦流28d、28e、28f。
第一再压缩氦流28d在该实施例中以600K左右的温度经过第一再生器热交换器34，在该第一再生器热交换器中它被冷却至100K左右。该氦接着在压缩机38中被再压缩(在该实施例中从60巴左右再压缩到200巴左右)然后经过第二再生器热交换器35，该第二再生器热交换器用于冷却来自涡轮机32的第二再压缩氦流28e(在该实施例中从600K左右冷却至200K左右)。该第一再压缩氦流接着合并氦流28j。
在第二再生器热交换器35之后，第二再压缩氦流28e在第三压缩机39中被再压缩(在该实施例中从60巴左右再压缩到200巴左右)然后流向氦流28i。氦流28i接着合并来自预燃烧器热交换器27的氦流、然后汇入第一转向阀41，该第一转向阀在此可以用来将来自该预冷却器的第二级30的氦转向。
第三再压缩氦流28f流向第三再生器热交换器36，在该第三再生器热交换器中它被氢流26g冷却(在该实施例中从600K左右冷却至50K)。该氢流设有燃料输送安排，在此处于液态氢泵40的形式，该液态氢泵输送来自机载氢储器64的氢。
在热交换器36之后，该第三再压缩氦流经过第一压缩机37，在该第一压缩机中在该实施例中氢从60巴左右被压缩至200巴左右。该氦流接着经过热交换器34，该热交换器用于如以上描述地冷却该第一再压缩氦流28d，接着将氦流28j与已经经过了热交换器35的第一再压缩氦流28d合并。
氦流28j流向第一转向阀41，该第一转向阀可以用于将额外的经冷却的氦供应至该预冷却器的预定级(在此是在该预冷却器的第一级29之前)。
来自预燃烧器热交换器27的氦流在热交换器43中被已经经过了第三再生器热交换器36的氢冷却(在该实施例中从900K左右冷却至300K左右)。该氢在到达热交换器43之前经过涡轮机44，该涡轮机用于驱动该再压缩级的第一、第二、和第三压缩机36、37、38。该氢还经过涡轮机45以便驱动氦泵46来将氦泵送至第二转向阀42。
在热交换器43之后，氢经过涡轮机47，该涡轮机驱动氢泵40，该氢泵用于泵送来自机载氢储器64的氢。
在涡轮机47之后，氢流向旁路燃烧器18以及预燃烧器33并且接着在吸气运行期间流向火箭喷管17a、17b、17c、17d的吸气燃烧室。
在该实施例中，这些燃烧室可以通过使用衬里进行内衬，例如氧化铝分散硬化铜(像GLIDCOP AL-20)或其他适合的导热材料。鉴于在吸气运行模式过程中这些燃烧室内可能达到的高的壁温，所以可以利用此类导热材料。这避免了壁中的热应力。在这种运行模式中，该燃烧室可以是使用这些燃烧室中的氢透膜冷却来膜冷却的。
在该实施例中，这些喷管17a、17b、17c、17d包括管状冷却裙缘，该裙缘带有例如SEP-CARBINOX的最终辐射冷却延伸部。这试图使这些喷管能够在再进入大气中期间、在没有冷却剂可用于发动机冷却时承受住外部气流加热。在该实施例中，该冷却管状裙缘是由高温合金例如铬镍铁合金制成的，该裙缘可以包括多个导管。
在该实施例中，在吸气模式过程中，液态氢可以被配置成通过使氢穿过该裙缘中的这些导管来冷却喷管裙缘。在火箭模式中，氢可以在进入火箭燃烧室的注入器(未示出)中之前穿过这些分开的火箭燃烧室53的衬里以及该管状裙缘。
预冷却器29、30在吸气模式中被用来冷却入口空气。在该实施例中，预冷却器29、30是高性能热交换器，该高性能热交换器在闭合回路中使用高压气态氦作为冷却介质。下文中将进一步详细描述吸气模式中的氦回路。
适合的预冷却器热交换器可以被配置成逆流热交换器，该逆流热交换器带有直径小于1mm的冷却通道或导管的阵列，其薄壁典型地为20-30微米。大量的、例如300,000至600,000个此类导管以渐开螺旋线的形式嵌套和安排在各热交换器中以便提供必要的性能。这些导管可以从其入口到出口遵循螺旋形路，其中这些导管径向地或轴向地延伸。在该实施例中，该预冷却器被配置成取决于运行模式使入口空气从1250K的温度能够冷却至大约400K或更小的温度。在该实施例中，在所有速度下，空气的温度被维持成高于水的冰冻点，即0摄氏度。
如以上指明的，氢是泵40从储器64供应的，在此它用来经由热交换器36和43冷却该氦回路。可以提供增压泵(未示出)来防止燃料泵40的汽蚀并且将供送管线中截住的残留流体减到最少。
在氢涡轮机47之后，氢沿着流动路径26a供送至预燃烧器33。氢还可以经由流动路径26b、26e供送至旁路燃烧器18。另外，在吸气模式中，氢可以沿着流动路径26c和26d供应至这些火箭燃烧室，在这些火箭燃烧室中它与沿着流动路径25a和25b输送的预燃烧器燃烧产物进行燃烧。在吸气模式中，这些吸气燃烧室以12巴左右运行。吸气燃烧室是与在完全火箭模式下使用的火箭燃烧室分开的，这些火箭燃烧室在170巴的相对高得多的压力下运行。
对火箭模式而言，每个火箭喷管与燃烧室安排都是通过使用燃料输送系统供以氢的，该燃料输送系统在该实施例中包括机载氢储器61和一系列实现315巴左右压力的泵48。在该实施例中，氢初始地被输送来对火箭燃烧室53提供冷却。
在被用来冷却燃烧室53之后，氢被供应至燃烧室预燃烧器52，在该燃烧室预燃烧器中氢与由氧化剂输送系统供应的氧部分地燃烧，在该实施例中该氧化剂输送系统包括液态氧泵50和补给泵54。
火箭预燃烧器52的燃烧产物用来驱动涡轮机49、51，这两个涡轮机驱动氧泵和氢泵48、50、54。
火箭预燃烧器52的燃烧产物接着在燃烧室53中与由氧泵50供应的额外的氧完全燃烧。
在发动机的吸气运行模式中，液态氧不必作为火箭室的氧化剂。吸气使得包括此类发动机的飞行器不需要使用单独的氧源并且在没有额外的推进装置的情况下就能够起飞，这具有显著的重量优点，因为减小了在该飞行器上携带额外氧化剂的要求。
预燃烧器33的排气被用来在氦流到涡轮机32以驱动空气进气压缩机31之前、经由热交换器27预加热氦(在该实施例中预加热至930K左右以及200巴的压力)。预燃烧器33被控制(例如燃烧的氢的量被控制)成维持氦的恒定循环上限温度(在该实施例中典型地为930K左右)，这是不依赖于飞行器在吸气模式中的马赫数的。
预燃烧器33将来自机载储器64的氢与沿着流动路径24d供送的压缩空气进行燃烧。预燃烧器出口气体在被供送至吸气燃烧室55中之前沿着路径25a流动。
虽然可以根据发动机的性能要求来选择预燃烧器33，但是在该实施例中，预燃烧器33和热交换器27形成了整体单元，该整体单元包括富氢燃烧器以及带有单一浮动管板的壳管式热交换器。
图4示出了穿过火箭发动机的示意性截面，该火箭发动机可以被配置成以图3所示的循环来运行。如以上描述的已经穿过了预冷却器(未示出)的空气24在流向预燃烧器33之前被供送至压缩机31中，该压缩机被氦涡轮机32驱动。
预燃烧器33的燃烧产物接着被供送至吸气燃烧室55，这些吸气燃烧室是作为轴向延伸室而提供的。可以围绕每个火箭燃烧室53等距地提供三个这样的室。这些火箭燃烧室53可以被形成为轴向延伸室。氢经由泵48沿着管道56a、56b被供送至这些火箭燃烧室53。
这些燃烧室55的排气被供送至相应的火箭喷管17a、17b。
在完全火箭模式中，氢被供送至这些火箭燃烧室53，这些火箭燃烧室是与这些吸气燃烧室55分开的。氧在完全火箭模式中是经由泵50沿着管道57a、57b输送的。这些火箭燃烧室53典型地以170巴左右运行并且与喷管17a、17b组合地产生500kN总推力。
因此可以看到，虽然对于吸气运行模式和完全火箭运行模式使用了不同的燃烧室类型，但是在每种模式中，这些燃烧室共享一个共用喷管。
发动机经由推杆58连接至飞行器的机翼上，例如图1A所示的机翼上。
图5示出了发动机在完全火箭模式中的示意性循环图。在这种运行模式中，氦冷却回路是多余的并且因此未示出，因为火箭燃烧室53以来自机载供应源60的液态氧运行。在这种运行模式中并不使用吸气燃烧室55。
如以上已经描述的，在这种运行模式中，呈深冷形式的氢是从机载供应源61经由泵48来供应的。该氢首先被用来冷却这些燃烧室53、然后被供送至预燃烧器52，在该预燃烧器中它与由补给泵54供应的氧进行燃烧。预燃烧器52以富氢模式运行。
该预燃烧器的燃烧产物(在该实施例中是在1000K左右并且在250巴的压力下)被用来驱动涡轮机51、49，这两个涡轮机驱动氢泵48和液态氧泵54、50。提供了多个旁通阀62、63来绕过这些涡轮机并且调节被提供给涡轮机49、51来驱动泵48、54、50的气体的流速。旁通阀62、63可以提供发动机节流。
这些预燃烧器的燃烧产物接着与从泵50供应的氧一起被供送至火箭燃烧室53。该火箭燃烧室在3500K区域内的温度以及170巴左右的压力下运行。这给出了500kN左右的真空推力。
可以提供增压泵(未示出)来防止氢泵和氧泵61、60的汽蚀并且将供送管线中截住的残留物减到最少。
图6示出了发动机在吸气模式中(典型地上至马赫数5以下的速度)的示意性循环图。在这种模式中，该完全火箭模式系统是多余的并且未示出。如以上参见图3所描述的，用吸气燃烧室55来燃烧从机载储器64经由泵40输送的氢和预燃烧器33的产物，在该预燃烧器中来自机载储器64的一部分氢与从压缩机31输送的压缩空气进行燃烧。这些吸气燃烧室在比火箭燃烧室低得多的压力下运行。典型地，吸气燃烧室55在低于20巴的压力下运行。
以上参照图3已经描绘了来自涡轮机32的氦流是氦回路26使用氦再生器热交换器34、35、36和压缩机37、38、39以及热交换器43来冷却的。冷却的氦可以在吸气模式中用来冷却从预冷却器热交换器级29、30中的进气管19输送的进气空气。
氦回路28配备有两个转向阀41、42，这两个转向阀可以被配置成用于使氦转向，使得它绕过该预冷却器的一个或多个级。虽然在该实施例中氦被用作热传递流体，但是可以使用任何其他适合的流体，例如氖。
如以上讨论的，在该实施例中，该预冷却器包括第一级29和第二级30。该预冷却器热交换器可以取决于冷却要求而包括任何数量的级。
如以上所描述的，由于入口空气的减速，在预冷却器之前的入口空气温度可以增大至1250K左右或更大。在该实施例中，氦在200巴、典型地以350K的温度输送至旁通阀41、42。这些旁通阀被配置成用于将冷却的氦供应至该预冷却器来减小入口空气温度，该入口空气温度在一些飞行器速度下已经升高至1250K左右。在该实施例中，空气可以被冷却到288K至380K的范围内，但是为了避免在该预冷却器上形成霜冻，该空气温度被保持为高于水的冰冻点，即在标准压力下高于273K。
取决于飞行器速度，预冷却器的冷却要求会发生改变，并且旁通阀41、42被适当激活以便在压缩机31之前实现希望的空气温度。
在次音速下，空气进气管19使气流绕过该预冷却器而流到压缩机31。在该实施例中，在马赫数1.9左右的速度以下，第一和第二旁通阀41、42被配置成绕过该预冷却器的第一和第二级29、30两者。氦因此从流28j和28i中流到该旁通流28k，以便将氦输送至预燃烧器热交换器27。在热交换器27之后，氦流在涡轮机32与氢热交换器43之间分叉。
在该实施例中，在马赫数约1.9与2.9的速度之间的速度上，连接至氦流28j的第一旁通阀41使氦绕过该预冷却器的第一级29。第二旁通阀42被配置成用于将来自流28i的冷却的氦输送至预冷却器的第二级30。在经过该预冷却器的第二级30之后，氦流经该预冷却器的第一级29。氦合并该旁通流28k之后接着流到预燃烧器热交换器27。
在该实施例中，在马赫数2.9的速度以上并且在约马赫数5以上的完全火箭模式之前，旁通阀41、42被配置成使得来自流28i和28l的冷却的氦流到预冷却器的第一级29并且来自再压缩热交换器34、35、36的流28m中的冷却的氦被输送至该预冷却器的第二级29的入口。
在吸气运行模式中，在马赫数5时，通过使用吸气燃烧室55及相关联的喷管17，发动机可以在26km的海拔处产生295KN左右的总推力。
来自这些再压缩级的氦流28i和来自氢热交换器43的氦流28l在汇流点66处汇合。在该实施例中，这两个流28i和28l的焓或温度被设计成是不匹配的。这试图允许调整循环以使所有部件特性相匹配。
氦回路28是闭合的循环回路，该回路如以上所描述地将热量传递至深冷氢燃料流。氢因此充当散热器。预燃烧器33和预燃烧器热交换器27被用来不取决于运载工具速度地维持恒定的氦循环上限温度。
吸气预燃烧器33以富空气的方式运行。在吸气模式中，在该实施例中，这些吸气燃烧室55以12巴左右的相对低压运行。发动机在吸气模式中的当量比(即实际的空燃比与化学计算的空燃比)在该实施例中为1.2左右。以此方式，在吸气模式中优化了氢的燃烧。这可以允许增大有效载荷，因为在吸气模式中需要的氢燃料比在将空气压缩至高得多的压力的系统中更少。
该发动机被配置成用于使用空气进行起飞。该发动机可以被辅助涡轮泵(未示出)启动，该辅助涡轮泵是由运载工具的内部气态推进剂供应系统驱动的，该推进剂供应系统用于供应来自机载储器的氢和氧。
在从吸气模式过渡到火箭模式的过程中，火箭发动机必须被加大油门，而吸气发动机被减小油门以控制整个运载工具的推力水平。
虽然使用了共用的喷管，但是吸气模式部件和完全火箭模式部件是分开的。虽然该发动机包括两种类型的燃烧室并且因此与仅使用一种类型的相比包括更大的质量和复杂性，但是氢燃料效率权衡远远超过这个质量增大。
虽然已经描述了优选的火箭发动机循环，但是可以采用其他适合的循环来在燃烧室中输送高的燃烧压力。
在不背离如所附权利要求书限定的本发明的范围的情况下，可以针对所描述的实施例进行多种不同修改。

Claims (47)

1.一种发动机，包括：
用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室；
用于燃料和氧化剂的燃烧的吸气燃烧室；
用于将空气加压以供应至所述吸气燃烧室的压缩机；
用于将燃料输送至所述火箭燃烧室的第一燃料输送系统；
用于将燃料输送至所述吸气燃烧室的第二燃料输送系统；
用于将氧化剂输送至所述火箭燃烧室的氧化剂输送系统；
其中，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室被配置成独立地运行，该发动机能从吸气模式切换至完全火箭模式；且
其中，该发动机进一步包括：
具有入口和出口的第一热交换器，该第一热交换器被安排成使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的空气在其被所述压缩机压缩之前加以冷却；
用于所述热传递介质的热传递介质回路；
第二热交换器，该第二热交换器被配置成以该第一或第二燃料输送系统所输送的燃料来冷却所述热传递介质。
2.根据权利要求1所述的发动机，其中，该发动机进一步包括用于驱动所述压缩机的涡轮机，该涡轮机被配置成有待使用来自该第一热交换器的出口的一部分热传递介质来驱动。
3.根据权利要求2所述的发动机，其中，该发动机进一步包括第三热交换器，该第三热交换器被配置成在所述热传递介质输送至所述涡轮机之前将其加热。
4.根据权利要求3所述的发动机，其中，该发动机进一步包括第一预燃烧器，该第一预燃烧器被配置成部分地燃烧至少一部分的燃料之后输送至所述吸气燃烧室。
5.根据权利要求4所述的发动机，其中，来自所述预燃烧器的排气被连接至用于加热所述热传递介质的所述第三热交换器。
6.根据权利要求4或5所述的发动机，其中，该第一预燃烧器被配置成部分地燃烧来自所述压缩机的空气与来自所述第二燃料输送系统的燃料。
7.根据权利要求1-5中任一项所述的发动机，其中，该第二热交换器包括一个或多个再生器级。
8.根据权利要求7所述的发动机，其中，这些再生器级包括一系列相继的热交换器和泵。
9.根据权利要求1-5和8中任一项所述的发动机，其中，该发动机包括在该热传递介质回路中的一个或多个旁通阀，以用于使该热传递介质绕过该第一热交换器的一个或多个级。
10.根据权利要求1-5和8中任一项所述的发动机，进一步包括第二预燃烧器，该第二预燃烧器用于将该氧化剂输送系统所供应的氧化剂与燃料部分地燃烧之后输送至该火箭燃烧室。
11.根据权利要求10所述的发动机，其中，该第二预燃烧器的排气被用来驱动一个或多个用于驱动该第一燃料输送系统和/或氧化剂输送系统的涡轮机。
12.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，该发动机进一步包括一个或多个旁路燃烧器，以用于燃烧从该第二燃料输送系统输送的一部分燃料。
13.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，提供了多个所述吸气燃烧室并且它们是围绕所述火箭燃烧室安排的。
14.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，该火箭燃烧室和该吸气燃烧室共享一个共用喷管。
15.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，来自该第二燃料输送系统的燃料被用来驱动连接至多个泵的一个或多个涡轮机，这些泵用于驱使该热传递介质绕该热传递介质回路环流。
16.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，该热传递介质回路被配置成闭合流动回路。
17.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，该发动机包括氦来作为该热传递介质。
18.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，该第一和第二燃料输送系统被配置成用于供应氢来作为所述燃料。
19.根据权利要求1-5、8和11中任一项所述的发动机，其中，该吸气燃烧室被配置成将来自所述压缩机的压缩空气与燃料进行燃烧。
20.根据权利要求6所述的发动机，其中，该吸气燃烧室被配置成将来自所述压缩机的压缩空气与燃料进行燃烧，并且该发动机被配置成用于部分地将燃料与该压缩空气进行部分燃烧之后输送至所述吸气燃烧室。
21.根据权利要求1-5、8、11和20中任一项所述的发动机，其中，该发动机被适配成点火进入吸气模式，在该吸气模式中该发动机被适配成在连续运行中在零空气速度产生动力推力。
22.一种用于运行发动机的方法，该方法包括：
提供用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室、以及用于燃料和氧化剂的燃烧的吸气燃烧室，其中，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室被配置成独立地运行；
使用压缩机将空气加压以用于供应至该吸气燃烧室；
在第一运行模式中使用第二燃料输送系统将燃料输送至该吸气燃烧室；
在第二运行模式中使用第一燃料输送系统将燃料输送至该火箭燃烧室；并且
在该第二运行模式中使用氧化剂输送系统将氧化剂输送至该火箭燃烧室；其中在该第二运行模式中该发动机以完全火箭模式运行；且所述方法进一步包括：
在该第一运行模式中，使用热传递介质和具有入口和出口的第一热交换器来将有待供应至该压缩机的空气加以冷却；
利用用于所述热传递介质的热传递介质回路；
用第二热交换器通过由该第一或第二燃料输送系统所输送的燃料来冷却所述热传递介质。
23.根据权利要求22所述的用于运行发动机的方法，其中，在该第一运行模式中，该热传递介质绕过该第一热交换器的一个或多个级。
24.根据权利要求23所述的用于运行发动机的方法，其中，在该第一运行模式中，通过使该热传递介质选择性地绕过该第一热交换器的该一个或多个级来将有待输送至该压缩机的空气的温度维持在水的冰冻点以上。
25.根据权利要求22至24中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，将来自该第二燃料输送系统的燃料与来自该压缩机的空气部分地燃烧之后输送至该吸气燃烧室。
26.根据权利要求25所述的用于运行发动机的方法，其中，该方法进一步包括使用涡轮机来驱动该压缩机，该涡轮机是使用来自该第一热交换器的出口的热传递介质的一部分来驱动的。
27.根据权利要求26所述的用于运行发动机的方法，其中，该方法进一步包括使用第三热交换器，其中在吸气运行模式中，该热传递介质在该第三热交换器中被加热之后输送至该涡轮机。
28.根据权利要求27所述的用于运行发动机的方法，其中，该方法包括使用第一预燃烧器，在该第一预燃烧器中该燃料的至少一部分部分地燃烧之后输送至该吸气燃烧室。
29.根据权利要求28所述的用于运行发动机的方法，其中，来自该第一预燃烧器的排气被供应至该第三热交换器并用来加热该热传递介质。
30.根据权利要求28或29所述的用于运行发动机的方法，其中，该第一预燃烧器将来自该第二燃料输送系统的燃料与来自该压缩机的空气加以部分燃烧。
31.根据权利要求22-24和26-29中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该第二热交换器包括一个或多个再生器级，并且该热传递介质穿过该一个或多个再生器级以便冷却该热传递介质。
32.根据权利要求31所述的用于运行发动机的方法，其中，这些再生器级包括一系列的相继热交换器和泵，这些泵是由该第二燃料输送系统输送的燃料所驱动的多个涡轮机来驱动的。
33.根据权利要求22-24、26-29和32中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，在第二运行模式中，来自该第一燃料输送系统的燃料在第二预燃烧器中与来自该氧化剂输送系统的氧化剂部分地燃烧之后输送至该火箭燃烧室。
34.根据权利要求33所述的用于运行发动机的方法，其中，该第二预燃烧器的排气驱动一个或多个用于驱动该第一燃料输送系统和/或氧化剂输送系统的涡轮机。
35.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该方法包括使用一个或多个旁路燃烧器，在该旁路燃烧器中燃烧来自该第二燃料输送系统的一部分燃料。
36.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，来自该火箭燃烧室和该吸气燃烧室的排气被供送至一个共用喷管。
37.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，来自该第二燃料输送系统的燃料驱动联接至多个泵上的一个或多个涡轮机，以驱使该热传递介质绕该热传递介质回路环流。
38.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，氦被用作该热传递介质。
39.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，氢是通过该第一和第二燃料输送系统来输送的。
40.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，氧化剂是通过该氧化剂输送系统来输送的。
41.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该吸气燃烧室的运行压力小于该火箭燃烧室的运行压力。
42.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该吸气燃烧室以低于20巴的压力运行。
43.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，在该第一运行模式期间该热传递介质的最大温度基本上维持恒定。
44.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，在从该第一运行模式过渡到该第二运行模式期间，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室二者都运行。
45.根据权利要求22-24、26-29、32和34中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该发动机被配置在飞行器、飞行机器或航空航天运载工具中。
46.一种包括根据权利要求1至21中任一项所述的发动机的飞行器、飞行机器或航空航天运载工具。
47.根据权利要求46所述的飞行器、飞行机器或航空航天运载工具，进一步包括带多个空气动力学控制表面的机身，该机身被适配成与该发动机一起运行，以用于以处于该吸气模式中的发动机从零空气速度受控制地水平起飞。
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