KR20180088708A

KR20180088708A - 마이크로-터빈 가스 생성기 및 추진 시스템

Info

Publication number: KR20180088708A
Application number: KR1020187018378A
Authority: KR
Inventors: 안드레이 에부렛
Original assignee: 제톱테라 잉크.
Priority date: 2015-12-04
Filing date: 2016-12-02
Publication date: 2018-08-06
Also published as: CN108474298A; EP3421759A1; CA3006361A1; IL259603B; US20170159565A1; US11635211B2; US20240053017A1; US20200300166A1; US20190153948A1; WO2017116613A2; AU2021245108A1; EP3384141A4; BR112018011194A2; AU2016382619A1; WO2017116613A3; JP2019504237A; IL259603A; EP3384141A2

Abstract

추진 시스템은 유체 공급원과 유체연통하는 제1 압축기를 포함한다. 제1 도관은 제1 압축기에 결합되고, 열 교환기는 제1 도관을 통해 제1 압축기와 유체연통한다. 제2 도관은 열 교환기에 근접하게 배치된다. 연소기는 고온 가스 스트림을 생성하도록 구성되고 제2 도관을 통해 열 교환기와 유체연통한다. 제3 도관은 연소기에 결합되고, 제1 추력 증대 장치는 제3 도관을 통해 연소기와 유체연통한다. 열 교환기는 연소기에 의해 생성된 가스 스트림 내에 배치된다.

Description

마이크로-터빈 가스 생성기 및 추진 시스템

본 출원은 2015년 12월 일자로 출원된 미국 가출원 제62/263,407호에 대한 우선권을 주장하며, 그 전체 내용은 본 명세서에 완전히 기재된 것처럼 본원에 참고로 인용된다.

본 개시는 미국 및 국제 저작권법에 의해 보호된다. ⓒ 2016 제톱테라, 인코포레이티드(Jetoptera, Inc). 모든 권리 소유. 이 특허 문서의 개시 부분에는 저작권 보호 대상인 자료가 포함되어 있다. 저작권 소유자는 특허 및 상표청의 특허 파일 또는 기록에 나타나 있듯이, 누구나 특허 문서 또는 특허 개시의 팩스 복제에 대한 이의를 제기하지 않지만, 다른 모든 저작권은 보유한다.

마이크로-터빈은 항공기 추진에 점점 더 널리 사용되고 있다. 도 1은 문헌 [Thomas Kamps, "Model Jet Engines," Third Ed., ISBN 978-1-900371-93-3]에 개시된 바와 같이 마이크로-터빈의 현재의 주요 설계를 도시하며, 이 도면은 케이스(21) 및 로터(22)를 갖는 원심 압축기, 확산기(23), 베어링 및 윤활제(25), 축방향 터빈(32)과 압축기 휠을 연결하는 샤프트(26), 케이싱(35) 내에 수용된 내부 라이너(29) 및 외부 라이너(28)를 수용하는 환형 역흐름 연소기, 연소 가스를 가속하고 이를 터빈(32)에 유도하는 노즐(31) 및 제트를 통해 추력을 생성하고 배기를 가속하기 위한 배기 노즐(34)를 포함한다. 도 1은 100 lbf 하의 범위에 있는 거의 모든 취미 및 소형 제트 엔진의 설계를 도시하며, 이 동일한 설계는 또한 최대 1000 lbf의 추력에 대해 사용된다.

엔지니어가 대형 제트 엔진이 효율성을 최대화할 수 있도록 정교하고 고비용의 기술을 구현하는 동안 현재의 마이크로-제트 엔진에는 이러한 기술이 부족하다. 예를 들어, 마이크로-제트 엔진은 터빈 냉각 공기 흐름이 부족하기 때문에 수명이 제한된다. 또한, 마이크로-제트 엔진의 크기는 매우 빠른 속도로 회전해야 하며 전형적으로 100,000 RPM(Rotations Per Minute)을 훨씬 능가하지만 일부는 150,000 RPM에 도달하고 이를 초과한다. 덜 정교한 기술의 결과로 마이크로 제트 엔진은 높은 연소 온도 및 압력비를 요구하는 열역학 사이클을 달성할 수 없다. 마이크로-제트 엔진의 연료 소비량은 추력의 lbf 및 시간당 연료의 0.5 lbs 만큼 낮은 연료 소비량을 가질 수 있는 고 바이패스 유형의 대향 제트 엔진과 비교하여 전형적으로 추력의 lbf 및 시간당 1.5 lb를 초과한다.

본 발명은 마이크로-터빈 가스 생성기 및 추진 시스템에 관한 것이다.

도 1은 항공기 추진에 사용되는 종래의 마이크로-터빈의 단면도.
도 2는 본 발명의 실시예의 후방 단면도.
도 3은 도 2에 도시된 실시예의 측면 단면도.
도 4는 도 2에 도시된 실시예의 측면 단면도.
도 5는 크루즈 위치에서 배향된 추진 장치의 일 실시예를 도식적으로 도시하는 도면.
도 6은 나선형 열 교환기, 원심 압축기의 2 스테이지, 토로이달 연소기 및 코안나 이젝터의 본 발명의 실시예를 도시하는 도면.
도 7은 증대기를 갖는 코안다 노즐 추진 시스템을 도시하는 도면.
도 8은 종래의 소형 터보제트의 열역학적 사이클을 도시하는 도면.
도 9는 종래의 터보제트를 도시하는 도면.
도 10은 이젝터 및 재생 열 교환기로 변형 시에 열역학적 사이클을 도시하는 도면.
도 11은 열 교환기 스트림을 도시하는 도면.
도 12는 주변 압력 및 플리넘에 공개된 배기 가스의 압력 비율과 비교하여 본 출원에 개시된 증대 장치를 사용하여 수득된 증대 비율을 도시하는 도면.
도 13은 도 2에 도시된 실시예의 측면 단면도.
도 14는 도 2에 도시된 실시예의 측면 단면도.

본 출원은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 설명하기 위한 것이다. 특정 용어뿐만 아니라 "해야 하는", "할 것이다" 등의 절대적인 용어의 사용은 그러한 실시예 중 하나 이상에 적용 가능하다고 해석되어야 하지만, 반드시 이러한 모든 실시예에 적용될 수 있는 것은 아니다. 이와 같이, 본 발명의 실시예들은 그러한 절대적인 용어의 문맥으로 기술된 하나 이상의 특징 또는 기능성을 생략하거나 포함할 수 있다. 또한, 본 출원에서의 제목은 참고용일 뿐이며, 본 발명의 의미 또는 해석에 어떤 식으로든 영향을 미치지 않아야 한다.

하나 이상의 실시예는 다음의 특징들 중 일부 또는 모두를 포함하는 추진 시스템을 제공한다:

가스 발생기는 하나 이상의 압축기, 연소 챔버, 터빈 및 추력 증대 장치를 형성한다;

제1 압축기는 인테이크 개구, 도관의 유체 가압 네트워크와 연결된 밸브가 제공된 하나 이상의 블리드 포트, 및 적어도 볼루트 및 압축기 배출 도관을 통해 또는 연소 챔버 또는 제2 압축기에 대한 하나의 출구를 형성한다;

터빈은 클러치를 통하여 또는 고정된 방식으로 제2 압축기 및 고정된 방식으로 적어도 제1 압축기에 연결된다;

토로이달 연소기는 압축기 배출 도관으로부터 수용된 공기가 열 교환기 내에서 사전가열된 후에 이를 수용하고 혼합기를 사전증발 혼합기를 통해 토로이달형 라이너 및 스크롤된 케이싱에 의해 형성된 슬리브 내로 가스 발생기의 주 축에 대해 접선방향으로 사전가열된 공기를 점진적으로 유입시키며, 라이너 내에서 공기 및 연소 생성물의 전체적인 원주 운동을 생성한다;

연소기 스크롤의 주변 주위에 분포된 공기 및 연료의 복수의 사전-증발 혼합기는 연료 도관으로부터 연료를 수용하고 혼합기 내의 벤투리 통로 내에서 연료와 공기를 혼합한다;

사전-증발 혼합기 및 연료 인젝터와 연통하는 복수의 직사각형 슬롯은 연료 및 공지의 혼합물을 가속시키고 이들을 토로이달 라이너의 직경방향 중심선을 향하여 접선방향으로 주입한다;

토로이달 라이너와 연통하는 수렴 채널은 상기 가스 발생기의 주 축 방향에 대해 동일 직선 상에 있고 축 방향으로 주요 주변/각 반응 흐름 방향으로부터 고온 가스를 유도한다;

터빈은 주 축방향으로 연소기로부터 고온 가스의 스트림을 수용하고 압축기를 구동하기 위한 동력을 추출하는 동안 가스를 팽창시킨다;

열 교환기는 터빈으로부터 고온 가스를 수용하고 압축기 배출 공기를 사전가열하여 이를 연소기에 전달하고, 냉각된 고온 가스를 스위블링 조인트를 향하여 유도한다;

스위블 커넥터는 연소기 출구에 의해 공급된 가압된 고온 가스를 구동 가스(motive gas)로서 추력 증대 장치를 향하여 연소기 출구에 의해 공급된 가압된 고온 가스를 전달한다;

추력 증대 장치는 혼합 섹션, 스로트 섹션 및 확산기를 수용하고, 주변 공기를 유체적으로 동반시킴으로써 추력을 생성하는 구동 가스로서 사용되는 가압된 가스를 수용하고, 이를 구동 공기와 혼합하며, 확산기를 통해 고속으로 이를 배출한다;

일련의 추력 증대 장치는 각각 혼합 섹션, 스로트 섹션 및 확산기를 수용하고, 이에 따라 이 추력 증대 장치는 주변 공기를 유체적으로 동반시킴으로써 추력을 생성하기 위해 구동 가스로서 가압된 공기를 사용하고 유체 네트워크 및 블리드 밸브를 통하여 압축기로부터 압축된 공기를 수용하며, 이를 구동 공기와 혼합하여 확산기를 통해 고속으로 이를 배출한다;

제1 압축기는 클러치를 통하여 샤프트, 제2 압축기 및 터빈에 결합되고, 이의 배출 공기는 이륙, 호버링 및 착륙 미션 지점으로 유도되고 크루즈 조건에서 분리된다;

하나의 압축기는 열 교환기를 통해 연소기와 유체 네트워크를 통해 추력 증대 장치에 공기를 공급하며 압축기 블리드 밸브는 추진 시스템의 하나 초과의 위치에서 추력을 생성한다;

라이너 및 터빈은 세라믹 매트릭스 복합물로 구성된다;

유체 네트워크는 블리드 밸브와 연통하고 추진 시스템에 의해 구동되는 항공기의 자세 제어를 보조하기 위해 추력 증대 장치에 대한 흐름을 변조할 수 있다.

항공기 또는 호버크래프트를 비행하는 방법은 다음을 포함할 수 있다:

복수의 추력 증대 장치에 공급되는 개방 압축기 블리드 밸브를 이용하여 최대 동력으로 가스 발생기를 가속하고 제어 밸브를 밀폐 및 개방함으로써 항공기의 자세를 밸런싱함으로써 상기 압축된 공기는 추력 증대 장치에 분배되고 수직 호버링, 이륙 및 착륙이 구현된다;

구동 유체로서 추력 증대 장치로 상기 열 교환기에서 배출되는 잔여 가스 발생기 코어 유치가 공급됨에 따라 항공기의 자세가 밸런싱되고 수직 이륙, 호버링 또는 수직 착륙을 위해 사용되는 추력이 생성된다;

제어 밸브의 유체 네트워크 구동 및 압축기의 블리드 비율에 따른 가스 발생기 속도 및 동력을 밸런싱함으로써 상기 가스 발생기를 사용하여 항공기, 호버크래프트 또는 임의의 다른 비행 장치의 자세를 제어한다;

가스 발생기를 가속 또는 감속함에 따라 터빈으로부터 고온 배기 가스 및 압축기 블리드로부터 압축된 공기가 공급된 추력 증대기에 흐름이 생성된다;

압축기 블리드 밸브를 개방 또는 밀폐함에 따라 유체 네트워크와 연통된 추력 증대 장치에 압축된 공기의 일부가 공급 또는 차단된다;

추력 증대 장치에 압축된 공기를 분배하는 제어 밸브를 개방 또는 밀폐함에 따라 롤링(roll), 요우(yaw) 및 피치(pitch)가 제어된다;

이젝터(ejector)는 짧은 기간 동안에 추력의 증대를 위한 하나 이상의 연료 주입 노즐을 포함한다.

본원에 개시된 본 발명의 실시예는 특히 가스 발생기로서 작동하는 마이크로-터빈(마이크로 제트 엔진으로도 공지됨)에 관한 것이다. 본 발명의 바람직한 실시예는 전형적인 제트 엔진과 같이 가능한 대량의 가스를 최대 속도로 가속시킴으로써 추력을 최대화하고자 하는 것이 아니라, 가압된 고온 가스 스트림을 이젝터로 생성하고 모든 비행 단계에서 사용되는 힘을 생성한다.

본 발명의 일 실시예에서,(i) 기계적으로 또는 클러치를 통해 주 샤프트에 연결될 수 있거나 또는 연결되지 않을 수 있는 새로운 압축기 및/또는 여러 단계의 압축기;(ii) 사양을 부합되는 연료 요구량을 최소화하기 위해 가열된 공기를 이용하는 새로운 연소 시스템; 및(iii) 구성요소에서 세라믹 매트릭스 복합물(CMC)의 사용과 같은 성능을 최대화하기 위한 새로운 재료와 같이 이 응용에서 새로운 재생 사이클 및 이의 구성요소가 개시된다.

본 발명의 다른 실시예에서, 터빈 스테이지는 전형적인 터보제트에서와 같이 대기압에 근접한 흐름을 확장시키지 않고 동력을 추출하도록 설계된다. 그 대신, 흐름은 터보제트 노즐 입구의 압력보다 높은 압력으로 팽창한다. 따라서, 터빈 스테이지의 출구에서의 압력은 일반적인 터보제트보다 높고, 의도적으로 구동 유체로서 코안다 타입의 이젝터(Coanda type ejector)에 사용된다. 본 발명의 다른 실시예에서, 개시된 기술은 고온 가스를 가속하기 위한 추진 노즐 또는 터빈 스테이지에 대한 스로틀링 노즐과 같은 특정 구성요소를 제거할 수 있게 한다.

새로운 가스 발생기는 원심(압축기) 및 축방향(압축기 및 터빈) 터보머신의 원리로 설계된다. 열역학 사이클은 재생 유형이며, 압축기 배출 공기는 가스 발생기의 배출 플랜지 이전에 터빈 스테이지의 배기 영역에 배치된 열 교환기를 통하여 연소기로 보내진다.

본 발명의 일 실시예에서, 몇몇 압축 단계는 이륙 및 착륙 단계에서 또는 항공기를 호버링할 때 제1 압축기를 결합시키는 클러치를 사용하여 시스템에 유입되는 공기에 적용될 수 있다. 제1 압축기에 의해 압축된 공기는 이젝터로 보내지고 및/또는 2차 노즐의 입구로 향하거나 또는 냉각, 추력 증대, 캐빈 가압 또는 다른 용도로 사용되는 것을 포함하여 다른 목적으로 사용될 수 있다. 전형적인 터보챠저 압축기에서와 같이, 제1 압축기는 피크 작동 시 압력비가 바람직하게는 2.5 이상일 수 있다. 필요에 따라 압축 공기를 2차 압축기 또는 가스 발생기 외부로 보내도록 밸브가 압축기 배출 볼루트에 존재할 수 있다.

제2 압축기는 자체 공기 입구를 사용할 수 있거나 또는 제1 스테이지 압축기로부터의 공기의 일부 또는 전부를 흡입할 수 있다. 이 제2 스테이지 압축기는 제1 스테이지 압축기와 유사하게 적어도 3, 그러나 바람직하게는 5 이상의 압력비를 사용할 수 있다. 따라서 이륙, 착륙 또는 호버링 시 전체 압력비는 7.5:1을 초과할 수 있다.

일 실시예에서, 압축기는 축방향 터빈에 기계적으로 연결되고 이는 동일한 샤프트 상에 동일한 속도로 스핀회전할 수 있다.

제2 압축기로부터의 압축된 공기 출구는 배기도관 내부의 가스 발생기의 출구에 배열된 열 교환기를 향하여 적절한 속도로 절연 도관을 통해 엔진의 후방으로 보내지며, 이는 도 6을 참조하여보다 상세히 기술될 것이다. 이에 따라 열 교환기가 2 기압 초과에서 가스 발생기에서 배출되는 고온 가스 배기로부터 열을 흡수하고 그 열을 연소기에 공급되는 공기로 전달하기 때문에 효율성이 증가한다(즉, 연소기 내로 들어가는 공기를 예열한다). 열 교환기 자체는 컴팩트할 수 있고 나선 및 매니폴드를 사용하여 압축 공기의 표면적 및 체류 시간을 증가시켜 상당한 열 픽업이 발생할 수 있다. 연소되기 전에 1000F 초과의 온도를 얻을 수 있다. 공기의 가열은 사이클의 연료 소모 및 연료 연소를 적어도 30% 감소시키기 때문에 유리하다.

또한, 터빈이 냉각되지 않기 때문에 현재의 CMC 재료는 약 2000F(금속의 경우 1750F)의 온도가 터빈에 유입되도록 허용한(터빈 입구 온도 또는 TET). 따라서 1 lb/s 흐름이 있고 압력비(PR)가 4이고 금속 노즐(1750 F maximum TET)인 경우, 연소기는 본 발명이 어떠한 열 회수도 없는 상태와 비교하여 이용되는 경우 1750 F에 도달되도록 1000 F로부터 재생된 TET에 도달하기 위해 연료의 대략 59%를 첨가할 필요가 있다. 또한 2000 F TET를 견딜수 있는 CMC 재료로 제조된 터빈과 같이 더 우수한 재료가 사용되는 경우 연료 효율이 35% 더 증가할 수 있다. 표 1은 두 경우 모두 동일한 연소 온도 TET에 도달하는 데 필요한 연료 대 공기 비율의 비교를 나타낸다. 표 2는 열 교환기가 100 lbf 추력 시스템에 장착될 수 있는 경우를 예시한다.

표 1: 좌측은 1750 F에서 터빈을 연소시키는 가스 발생기의 금속 버젼이고 우측은 2000F에 대해 연소되는 CMC 버젼이다. 연료의 1/3 초과가 이 방식으로 절약될 수 있다.

표 2: 100 lbf 엔진에 끼워맞춤된 열 교환기로 모델링된 바와 같이 좌측은 1750 F에서 터빈을 연소시키는 가스 발생기의 금속 버젼이고 우측은 2000F에 대해 연소되는 CMC 버젼이다.

60 psia(저압)에서 작동하고 1750 F에서 작동하는 1 lb/s 공기 흐름 가스 발생기의 경우 비행 시간당 절약이 상당할 수 있다. 기존 가스 터빈과 함께 사용하면 연료 소비량은 추력의 lbf 당 시간당 약 1.5 lb 연료로부터 추력의 lbf 당 시간당 약 0.87 lb 연료로 떨어질 수 있다. 특히 CMC 터빈의 경우 유사한 연료 절약으로 인해 추력의 lbf당 시간당 연료의 1 lb 미만의 수준이 될 수 있다. 이러한 효율성으로 인해 차량은 동일한 페이로드(payload)에 대해 더 멀리 비행할 수 있고, 지속 시간이 더 길어지거나 또는 더 빠를 수 있고 둘 모두도 가능하다. 저 바이 패스 터보팬과 같은 구형 제트 연료 동력 터보팬은 전형적인 터보제트보다 낮은 추력의 lbf 당 시간당 0.8 lb 연료의 유사한 수준의 연료 연소를 나타내지만 높은 바이 패스 터보팬보다 높다. 이는 본 발명이 배기 가스의 재생 및 보다 우수한 재료 및 공차의 도입에 관해서는, 보다 작은 가스 터빈, 전형적으로 터보제트가 저 바이 패스 터보팬과 유사하게 수행할 수 있음을 의미한다.

다른 실시예에서, 수직 이륙, 호버링, 수직 착륙 및 임무에 의해 요구되는 다른 조종을 위해 사용되는 공기를 공급하는 적어도 하나의 블리드 포트가 제공된다면 하나의 압축기가 사용될 수 있다. 블리드 포트는 또한 연소기 및 터빈에 의해 사용되는 공기를 제공할 수 있다. 블리드는 여러 가지 이유로 크루즈 비행 중에도 연장될 수 있다. 대형 항공기 엔진에서는 최대 15%의 블리드가 일반적이며 특수하게 설계된 압축기는 성능 저하에도 불구하고 블리드에 대한 조작성의 이점을 얻을 수 있다. 블리드가 비행의 제한된 부분에서만 사용되고 블리드 밸브가 대부분의 임무에서 밀폐됨에 따라 압축기의 성능이 무인 차량뿐만 아니라 경량 항공기에서도 허용될 수 있다.

예열된 공기는 전형적으로 50 psia 초과의 압력 및 1000 F 초과의 온도에서 연소기로 보내진다. 본 발명의 연소기는 볼루트를 통해 예열된 고온의 공기가 유입되는 접선방향 타입(tangential type)이며, 연소 체류 시간이 현저하게 증가하도록 설계된다. 종래 기술의 현재의 설계는 단지 체류 시간이 매우 짧아지기 때문에, 짧은 체류 시간과 연소기가 배열되는 작은 공간의 조합으로 인해 종종 터빈에서 화염이 방출된다. 연소의 발열 반응이 제한되는 시간 및 연소 공정의 효율이 현재 대형 터보팬 연소기의 전형적인 99.5 % 이상보다 훨씬 작다. 연료가 생성물에서 변환되지 않고 불완전한 연소의 생성물이 가스 터빈에서 배출됨에 따라 효율이 현저하게 낮다. 이는 현재의 마이크로-터빈에서 발생하는 낮은 효율에 기여하는 또 다른 인자이다.

반대로, 본원에 개시된 본 발명은 연소 챔버 자체의 큰 부피뿐만 아니라 그의 설계에 의해 형성된 연소기 패턴 주위의 접선 및 스월링으로 인한 증가된 체류 시간을 통한 연소에 대해 매우 관대한 시간을 허용한다. 이러한 종래 기술의 소형 엔진에서는 10 밀리초의 체류 시간이 전형적이지만, 연소 공정을 완료하기에는 충분하지 않다. 연소기의 축을 주위에서 재순환하는 토로이드 방식으로 연소 공정을 유도하는 기하학적 구조를 통해 20 밀리초 초과의 체류 시간이 가능하다. 이 접근 방식을 통해 몇 가지 이점이 달성된다.

연료 주입은 공기의 공동 흐름을 또한 이용하는 튜브를 통하여 사전-증발 방식으로 수행되어 이는 자동 점화를 지연시키기 위해 국부적으로 빠르게 이동하고 충분하게 형성된다. 압축기에서 나온 총 공기의 약 20%(블리드 이후)가 사전 혼합/사전 증발된 튜브를 통과한다. 각 튜브의 단부에서 연료와 공기의 풍부한 혼합물이 스월링 흐름의 도움없이 공동 흐름 배열로 주 연소 토러스로 배출된다. 이러한 연료 공급 튜브는 연료를 증발시키고 선택적으로 작은 공기(연료-풍부/공기 혼합물)와 혼합된 가스로서 이를 주입하기 위해 긴 혼합 길이를 제공한다.

배출되는 연료 및 공기 혼합물은 그 뒤에 연소기에 형성된 일반적인 토로이달 재순환 패턴을 결합하고 주변 방향으로의 유동장의 투영을 돕는다. 2차 공기는 문헌 [Kalb et al. and hereby incorporated by reference(Briickner-Kalb, J., Krosser, M., Hirsch, C, Sattelmayer, T., Emission characteristics of a premixed Cyclic-Periodical-Mixing Combustor operated With hydrogen-natural gas fuel mixtures, Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, Vol. 132, No. 2, pages 021505, 2010)]에 설명된 바와 유사한 방식으로 연료 및 공기의 혼합물의 연소 및 재점화를 위해 필요한 고온 공기를 제공하고 재순환을 유지하기 위해 점선 방향으로 그리고 엇갈린 위치(연료공급된 인젝터들 사이)에서 유입된다. 오리피스는 본질적으로 비원형인 것이 바람직하며, 주로 연소기의 주축에 대하여 각을 이룬 슬롯이고, 2개의 연료 라인 매니폴드를 통해 공급될 때 차단을 포함하여 축 방향 및 주변방향으로 엇갈리게 배치될 수 있고, 상기 연료 라인 매니폴드들 중 하나는 저출력 작동용이고 다른 하나는 고출력 작동 용이다. 회복된 모든 금속 비-냉각 터빈의 총 연료 대 공기 비율은이 0.010-0.015(표 1 참조, 이 경우에 0.0116)의 범위에 있기 때문에 사전-증발된 튜브의 연료 및 공기 혼합물은 약 0.05-0.075(제트 연료에 대한 화학량론적 FAR이 전형적으로 약 0.068이기때문에, 화학량론적으로 연료 풍부에 가까움)일 수 있다. 소형 엔진(본 발명과 같은)의 저압에서의 자동 점화는 약 60 psia의 압력 및 1000 ℉의 예열 온도를 가정하여 15 밀리초 이상 범위이다(문헌 [Vasu, S. S., Davidson, D. F., and Hanson, R. K., "Jet fuel ignition delay times: Shock tube experiments over wide conditions and surrogate model predictions," Combust. Flame 152, 125-143(2008)] 참조).

이러한 사전혼합 요소에서 7 밀리초 미만의 체류 시간이 달성될 수 있는데, 이는 도 2 내지 도 4에 도시된 바와 같이 바람직한 튜브 또는 비원형 형상일 수 있다. 이러한 사전혼합 튜브에서의 연료와 공기의 혼합은 전적으로 단방향인 임의의 스월링 운동을 포함하지 않으며, 연소 챔버의 주 반응 영역의 원주에 대한 접선 방향으로 공칭 속도에서 초당 89 피트 이상의 속도에서 수행된다.

도 2는 전방을 바라본 후방 위치에서 본 실시예의 연소기(311)를 도시한다. 연소기(311)는 엔진 샤프트(901)를 외접하고 유체를 수용하도록 구성된 입구(301)를 갖는 제1 토로이달 케이싱(302)을 포함한다. 제1 케이싱(302)은 입구(301)와 유체 연통하는 제1 내부 챔버(304)를 형성한다.

연소기(311)는 제1 내부 챔버(304) 내에 배치되고 또한 샤프트(901)를 외 접하는 세라믹 매트릭스 복합물로 제조될 수 있는 제2 토로이달 케이싱(303)을 더 포함한다. 제2 케이싱(303)은 제2 내부 챔버(315)를 형성하는 외부 벽(306)을 갖는다. 외부 벽(306)은 제1 및 제2 챔버(304, 315) 사이에서 유체 연통을 제공하는 복수의 오리피스(도 3을 참조하여보다 상세히 논의됨)를 갖는다. 일 실시예에서, 오리피스는 외부 벽(306)에 대해 비스듬한 각도로 배향된다. 복수의 연료 인젝터(310)는 오리피스를 통해 제2 챔버(315)로 연료를 주입하도록 위치된다. 일 실시예에서, 인젝터는 제2 챔버(315) 내로 연장된다. 또한, 점화원(335)은 제2 챔버(315) 내에 위치될 수 있다.

연소기(311)는 제2 챔버(315)와 유체 연통하는 적어도 하나의 채널(350)(도 4)을 형성하는 출구 구조를 더 포함한다. 채널(350)은 샤프트(901)에 평행하게 배향된다. 출구 구조는 채널(350)을 통해 제2 챔버(315) 내에서 샤프트(901)의 축을 주위에서 흐르는 고온 유체를 가압하도록 구성된 외부 벽(306)을 향하여 수렴하는 내부 벽(307)(도 4)을 포함한다. 이하 더 상세히 설명되는 바와 같이, 입구(301)는 채널(350)을 통해 제2 챔버(315)에 의해 방출된 유체에 의해 가열되는 열 교환기로부터 가열된 공기를 수용한다.

제1 챔버(304) 내에서 유동하는 화살표(311)로 나타낸 공기는 제2 케이싱(303)을 냉각시키고, 화살표(312)로 표시된 공기(311)의 일부분은 외부 벽(306) 주위에 분포된 다수의 연료 및 공기 혼합기(305)를 통해 제2 챔버(315) 내로 주변 방식으로 유입된다. 제1 케이싱(302)은 본질적으로 압력 용기로서 제공되며, 압축기 케이싱에 정면으로 기계적으로 부착되고 터빈 케이스의 후방에 기계적으로 부착된다. 제2 챔버(315) 내로의 공기의 유입 및 유동은 엔진 샤프트(901)와 일치하는 엔진의 주축의 주변에 형성된다.

공기 및 연료 흐름의 반응 혼합물(312)은 다양한 주변 위치에서 제1 챔버(304) 및 인젝터(310)로부터 유입된 공기 및 연료 혼합물의 신선한 공급으로 주변 방식으로 제2 케이싱(303)을 스크러빙한다(scrub). 또한, 인젝터(310)는 제1 챔버(304)에 침지되고 제2 케이싱(303)에 더 근접함으로써 연료를 예열할 수 있다. 연료는 열을 회수하여 연료 및 공기 혼합기(305)로 전달되기 전에 증발한다. 수십 밀리초 동안 제2 챔버(315)에서 연소한 후에, 가속되고 완전히 연소된 가스는 미리 결정된 입사각으로 노즐을 사용하거나 사용하지 않고 터빈 내로 제2 케이싱(303)에서 배출된다.

도 3은 혼합기(305)의 구조 및 이 내로 신선한 예열된 공기의 유입의 상세한 메커니즘을 도시한다. 슬롯(326)은 샤프트(901)의 수직 또는 수평축 좌표에 대한 각도를 형성하고, 펀넬(funnel, 327)에 의해 "스쿠핑(scooping)" 기능을 통해 공기를 수용할 수 있다. 제2 케이싱(303)의 외부를 스크러빙하는 공기(311)는 펀넬(327)을 통해 사전증발/혼합 슬롯(326) 내로 작은 분량(331)으로 점진적으로 들어간다. 펀넬(327)은 슬롯(326) 내에 배치되고 제2 챔버(315) 내로 연장될 수 있다. 또한, 펀넬(327)은 제1 챔버(304)로부터 제2 챔버(315)로 테이퍼질 수 있다. 슬롯(326)은 연료 주입 평면에서 시작되는 확산 섹션이 인젝터(310)를 통하여 전달된 연료의 신속한 혼합을 보조하도록 설계된다. 연료는 예열된 공기에 이미 침지되었고, 실질적으로 완전히 사전증발되어, 본질적으로 슬롯(326)의 스로트 섹션에서 단일 다중 소스로부터 분사되는 가스처럼 거동하여, 연료와 신속하게 혼합하여 공기와 연료가 풍부한 고온 혼합물을 형성한다.

슬롯(326)은 슬롯 내에서 연료 및 공기 혼합물의 체류 시간이 상기 혼합물이 제2 챔버(315)에 공급되기 이전이도록 설계된다. 체류 시간은 전형적으로 5 밀리초 이하이며, 혼합기(305) 내부의 연료의 자동 점화가 일어나지 않도록 한다. 또한, 혼합기(305) 내부의 고속은 이러한 작은 통로에서 플래시백(flashback)이 발생하는 것을 방지한다. 공기가 제2 챔버(315)로 공급되고 제1 챔버(304) 주위의 주변 흐름으로 유도될 때, 제1 챔버를 냉각시키는 동시에 열을 수집하여 360도 완전한 회전의 끝에서 공기를 만들고, 제1 펀넬보다 더 고온의 최종 펀넬(327) 내로 최종 유입을 허용한다.

펀넬(327)은 제2 챔버(315)로의 공급의 균일성 및 제2 챔버 내의 온도 균일성을 보장하도록 미세하게 조정 및 조정될 수 있다. 그러나, 원주 주위의 각 혼합기(305)에 공급되는 연료 유속은 일정하지는 않지만, 균일성 및 원활한 작동을 보장하기 위해 약간 변화한다. 각각의 혼합기(305)로부터 제2 챔버(315)로 유입된 공기와 연료의 신선한 혼합물의 점화 메커니즘은 이전에 바로 인접한 혼합기의 고온 생성물을 통해 이루어진다. 이와 같이, 그로잉 플러그(glowing plug)와 같은 수축가능하거나 착탈가능한 점화원(335)을 통해 일단 점화되면, 시스템은 2000 ℉ 이하의 매우 낮은 화염 온도까지 반응에서 안정하게 된다.

연소 챔버 공급된 공기는 주로 혼합 및 사전-증발 혼합기(305)에 공급되는 연소 공기(331) 및 제1 챔버(304)에서의 흐름을 통해 제2 케이싱(303)의 스크러빙 및 냉각으로 분리된다. 따라서, 전체 연소 공기는 연소기(311)에 공급된 전체 공기의 약 60-70 %이며, 나머지 부분은 제2 케이싱(303)의 수렴 섹션에 유입되고, 여기서 반응 흐름은 축방향 및 터빈 내로 회전한다. 이 희석 공기의 유입은 터빈 내로 유입하기 전에 가스를 냉각시키고 터빈의 회전 스테이지 내로 상당한 잔여 주변 배향을 갖지만 가스를 주로 축 방향으로 유도하도록 돕는다.

신선하고 풍부한 혼합물의 점화가 주요 연소 토러스 주변으로 전파되고 블리드 후 압축기 배출량의 약 60 %의 추가 공기가 토러스의 내부 벽과 외부 벽을 통해 주입되면 벽의 스크러빙이 감소되고, 토러스 내부의 반응 흐름과 주로 동일한 주변 방향인 각도로 벽을 위한 보호 필름을 형성한다. 토러스의 내부는 매우 균일한 반응 흐름이 제공되며 이는 매우 낮은 온도에서 안정될 수 있고, 이는 턴다운 및 희박 블로우아웃 지점(lean blowout point)을 방지하는데 정확히 필요하다. 또한, 연소기에 전달되고 열 교환기로부터의 예열된 공기의 고온은 하중을 견디는 재료를 구성하기에 충분히 저온인 상태에서 화염을 유지하는데 충분히 고온이다. 외부 열 전달 인자는 스페이서에 의해 유지되는 연소기의 제2 케이싱(303)과 제1 케이싱(302) 사이에 작은 간격을 유지함으로써 보장되어, 저온 측 상의 제2 케이싱(303)의 벽을 냉각시키는 공기가 열을 픽업하고, 제2 케이싱(303)의 출구 근처에 위치한 희석 홀로 이송된다. 제2 케이싱(303)이 금속이면, 필름 냉각이 유리하지만, 제2 케이싱(303)이 CMC로 제조된다면, 외부 냉각은 상당히 감소될 수 있다. CMC는 특히 매우 강한 재료이고 단일 형상의 제2 케이싱(303)은 적어도 15000 사이클 동안 이러한 조건에서 존재할 수 있다.

사전혼합 튜브에서 사전증발된 연료의 사용은 대체 옵션으로 엔진을 시동시키는데 사용될 수 있는 프로판과 같은 가스 연료의 사용을 사실상 모방한다. 점화는 프로판 연소 과정이 안정되고 엔진이 공회전 상태에 있고 스타터 모터에 의해 더 이상 보조되지 않을 때까지 스파크 플러그 또는 파일럿 화염에 의해 보조된다. 휴대용 프로판 병을 사용할 수 있으며, 열 교환기 및 엔진의 점화 및 열 안정화 이후 프로판(또는 다른 적절한 가스)을 대체하기 위한 제어 로직이 구현된다. 기체 연료로 몇분 동안 작동한 후, 사이클이 열을 회수하고 연소 유입 공기를 허용가능한 수준으로 예열하면, 기체 연료는 제트, 디젤 등과 같은 액체 연료에 의해 점진적으로 대체된다. 기체 연료가 액체 연료에 의해 완전히 대체될 때까지 작동이 지속되고, 기체 연료원은 엔진으로부터 분리될 수 있다. 유사하게, 셧-다운 시에 액체 연료의 임의의 잔여물이 고온으로 인해 연료 주입 튜브 내에서 산화될 수 있다.

엔진을 제어하기 위한 연료 턴다운은 2개의 서로 다른 크기의 매니폴드를 통해 달성할 수 있으며 이는 홀수의 인젝터를 공급한다. 예를 들어, 기체 연료가 프로판 단독으로 점화되고 3개의 인젝터에 공급을 위해 하나의 매니폴드 내로 주입됨에 따라 솔레노이드 개방을 통해 제2 매니폴드가 액체 연료 주입을 시작하고 프로판 공급은 0으로 감소한다. 이 단계에서 엔진에 가해지는 열은 기체 연료가 완전히 대체될 때까지 액체 연료의 증가와 기체 연료의 감소 사이의 균형을 유지하면서 일정한 값을 따른다. 그 시점에서 엔진은 아이들 상태이다. 동일한 액체 연료 회로는 가속을 위해 증가하고, 제2 전이는 제1 액체 연료 회로가 연료 흐름을 감소시키고 제2 액체 연료 매니폴드의 솔레노이드 밸브가 가속 곡선을 보상하는 연료의 공급을 시작하는 동안 발생된다. 아이들 포인트(저전력)와 최대 파워(이륙, 호버링 및 착륙) 초과로, 두 액체 연료 매니폴드는 항시 연소기에 액체 연료를 공급하며, 그 중 하나는 임무가 요구하는 대로 스테이지 다운하기(stage down) 위해 사용됩니다. 두 회로의 흐름을 감소시키는 추가 작업이 또한 가능하다.

열 회수기는 일정한 고온 공급물을 연소기 입구에 제공하여, 안정된 작동을 제공하고 희박 블로우아웃의 방지를 포함하여 연소 운용성 문제의 대상이 되지 않도록 충분하다. 이러한 유형의 화염 안정화는 당업계에 공지되어 있으며, 시스템의 높은 열 관성으로 인해 턴다운이 상당히 낮은 수준으로 달성될 수 있다(작동 중에 고 회수된 연소기 입구 온도, 토로이달 라이너 내에서 연소 공정의 고도로 균일한 온도 반응 구역, 안정화 작업에 대한 라이너이 고온 벽의 기여).

도 13에서, 입구(301)로부터의 공기 및 연료 증기와의 혼합물의 유입은 혼합기(305)에서 수행된다. 연료와 공기의 신선한 혼합물은 새로운 공기 및 연료 혼합물(903)이 지속적으로 공급되는 가스 발생기의 주축인 샤프트(901) 주위의 주변 전체 반응 흐름을 구동하여 제2 챔버(315) 내로 각을 이루어 주입된다. 제1 챔버(304)의 일부분은 전체 연소 공기가 연소 공정에 주입될 때까지 반응 구역으로 주입된다. 체류 시간은 연소 영역의 부피로 인해 증가하며, 연소 공정의 안정성은 이전의 인접한 혼합기(305)로부터의 고온 가스에 노출된 신선한 혼합물(903)의 점화에 의해 보장된다. 제1 케이싱(302)은 예열된 공기의 고속이 유지되어 라이너를 냉각시키도록 설계된다. 또한 혼합기(305)는 혼합기 뒤에 낮은 재순환 구역을 유지하고 낮은 압력 강하를 제공하기 위한 페어링을 포함한다.

도 14에 도시된 바와 같이, 제2 케이싱(303)은 제1 케이싱(302)의 내부에 위치하고, 연료 인젝터(310)는 제2 케이싱(303) 및 제1 케이싱(302)에 의해 형성된 슬리브 내부에 침지되어 연료가 열을 픽업하고 거의 사전증발될 때까지 사전 증발 혼합기(305)에 유입된다. 제2 케이싱(303)은 제1 케이싱(302)의 최종 용접이 수행되어 제2 케이싱(303)을 내부에 포획되기 전에 작은 크기로 인해 제1 케이싱(302)의 내부에 설치될 수 있다. 또한, 제2 케이싱(303)은 CMC로 제조될 수 있다.

도 5는 크루즈 위치에 있는 추력 증대 장치(500)를 포함하는 추진 장치의 일 실시예를 도시한다. 당업계에 공지된 방법을 통해, 추력 증대 장치(500)는 상기 가스 발생기의 길이를 통과하는 축에 수직인 축 주위에서 적어도 100도 스위블운동할 수 있다. 추진 장치는 압축기 슈라우드(801), 샤프트(806), 및 볼루트(803) 내의 공기를 배출하고 도관(820)을 경유하여 흐름을 컴팩트한 열 교환기(830)를 향하여 안내하는 압축기 로터(802)로 구성된다. 컴팩트하고 나선형 코일 형태일 수 있는 열 교환기(830)는 입구(825)로부터 압축기 배출 공기를 수용하여 예열하며, 예열된 공기를 열 교환기 출구(812)로 안내한다. 그 후, 예열된 공기는 연소기 입구(301)로 안내되고, 여기서 공기는 연소기의 주축 주위의 주변 흐름으로 지향된다. 공기는 그 뒤 매니폴드(810)로부터 공급된 연료로 혼합기(305)를 통해 주변 주위의 접선 방향으로 공급되는 공기와 연료의 신선한 혼합물로 제2 케이싱(303) 내에서 연소된다.

시스템은 제1 스테이지 노즐(811)을 포함하거나 포함하지 않을 수 있다. 일 실시예에서, 노즐은 제거되고 수렴 채널은 터빈 로터(812)를 향하여 가스를 유도하고 이는 가스의 일부 잔여 주변 성분을 운반한다. 저압으로 팽창된 후, 터빈 출구에서의 배기 가스는 압축기 배출 공기를 예열하기 위해 도관(814) 및 컴팩트한 열 교환기(830)를 향한 고온 가스 흐름으로서 안내된다. 유도, 선회 도관(814)은 가압 하에서 장치(500)의 플리넘(501)으로 가스를 지향하고, 여기서 배기 가스는 구동 유체로서 사용되어 비행 방향(509)으로 추력 증가를 생성한다. 추력 베어링 및 이의 보조 시스템은 805로 나타내진다.

도 6은 다른 실시예에 따른 추진 시스템(1000)을 도시한다. 시스템은 다수의 압축기를 포함하며, 이 압축기에서 제1 압축기(1001)는 이륙 및 다양한 비행 단계에서 추력 증대 이젝터에 공기를 공급할 수 있지만, 나머지 임무 동안에 클러치를 통해 주 샤프트로부터 분리될 수 있다. 제2 압축기(1002)는 공기를 압축하고, 그 뒤에 도관(1005) 및 플랜지(1006)를 통해 도관(1009) 내의 배기 영역에 위치되고 터빈(1030) 및 적어도 하나의 추력 증대 이젝터(1100)의 중간에 위치된 열 교환기(1050)로 안내된다. 실시예에서, 터빈은 세라믹 매트릭스 복합물로 제조된다. 열 교환기(1050)는 압축기(1002)에 의해 배출되고 도관(1005)에 의해 열 교환기에 공급되는 공기의 온도를 증가시키기 위해 터빈(1030)에서 배출되고 연소기(1020)에 의해 제공되는 유체의 배기 열을 사용한다.

가열된 공기는 플랜지(1007) 및 도관(1008)을 통해 열 교환기(1050) 및 도관(1009)에서 연소기(1020)로 빠져나간다. 일 실시예에서, 열 교환기는 나선형이다. 또 다른 실시예에서, 크루즈 조건에서, 배기 가스는 27 psi 및 1400 F에서 터빈(1030)에서 배출되고, 더 낮은 압축기로 열을 전달한 후, 도관(1005)에 의해 공급된 배출 공기는 25 psi 및 800 F로 떨어진다. 이 실시예에서, 열 교환기(1050)는 플랜지(1007) 및 도관(1008)을 통해 연소기(1020)에 예열된 공기를 전달하고 그 뒤 도관(1005)에 의해 60 psi, 400 F에서 압축기 배출 공기 흐름의 온도를 부스트하고 적어도 500 F 및 58 psi의 압력으로 열 교환기(1050)에 도관(1005)에 의해 공급된다. 이 방식으로, 연료 소모량은 열 교환기의 유형 및 성능에 따라 7% 초과 감소하고 가능하면 20% 초과 감소한다(하기 표 3 참조).

표 3: 1-시간 크루즈 상태 비행 및 다양한 유형의 열 교환기에 따른 도 6의 장치를 사용하는 75 lbf 부류 추진 시스템의 예. 연장된 비행 시간 동안, 추가적인 중량의 열 교환기(1050)가 연료 절약 및 작동 비용의 이점에 의해 추가 중량의 부정적인 영향이 균형을 이루도록 나타난다.

본 발명의 실시예에서, 고온 가스를 터빈 내로 유도하기 위해 노즐이 사용되지 않는다. 다른 실시예에서, 노즐은 가스의 방향 전환을 최소화하기 위해 이용될 수 있다. 이는 특히 대부분의 통상적인 가스 터빈 시스템과 상이하며, 여기서 가스는 선회기를 사용하여 사전혼합기를 갖는 연소기에서 발생되는 비조화 축방향 재순환 공정(교반, 축방향으로의 중접 재순환)으로 인해 제1 스테이지 터빈 내로 조종되고 상당히 가속될 필요가 있다.

본 발명의 또 다른 실시예에서, 선회기의 사용은 혼합 또는 화염의 안정화를 위해 연소기로부터 완전히 배제된다.

본 발명의 또 다른 실시예에서, 연소 챔버는 현재 이용되는 항공 관행과는 상이하게 훨씬 더 큰 체류 시간을 제공하며, 예를 들어 동력 생성을 위해 이용되는 가스 터빈 프레임 연소기와 더욱 유사하다. 전형적으로 항공 응용에 사용되는 대형 연소기는 소형화 및 중량 제한의 필요성을 배제한다. 항공 응용에서 체류 시간은 높은 속도와 짧은 길이 요구 사항으로 인해 동력 생성 프레임에서 발생하는 체류 시간보다 거의 한 단계 더 짧다. 일 실시 예에서, 축 방향으로의 재방향 전환 이전의 주변 모드에서의 반응 흐름의 유동은 부피를 현저하게 증가시킬 수 있기 때문에 선택적으로 유리하여 반응의 완전성 및 높은 효율을 허용한다.

또한, 터빈의 회전 스테이지 내로 비스듬히 가속 및 유입을 선호하는 기하학적 구조를 여전히 유지하면서, 제1 스테이지 노즐 베인(들)의 부재는 열 전달 요건을 감소시키면서 중량을 제거한다.

본 출원에 개시된 사이클 및 엔진은 특히 코안다 증대 이젝터(Coanda augmenting ejector)와 쌍을 이룰 수 있다. 압축기 블리드 공기 및 터빈에서 나오는 배기 가스가 특수화된 이젝터에 구동 유체로 공급되기 때문에 성능을 최대화하고 연료 연소를 최소화하기 위해 이젝터 자체에서 구동 유체 흐름을 차단하는 것이 바람직할 수 있다. 다른 응용과는 상당히 상이하게, 개시된 사이클은 터빈으로의 이동을 차단하지만 이를 짧게 진행하고, 대신에 배기 증대 이젝터에서 흐름을 차단한다.

터빈은 기술된 바와 같이 고온의 가스를 수용하고 당업계에 공지된 메커니즘을 통해 압축기에 동력을 공급하는데 필요한 동력을 추출한다. 터빈 유출물로부터 가스는 컴팩트한 열 교환기에 발생되고 여기서 고온 가스가 냉각되고 연소기로 가는 도중에 압축기 배출 공기를 예열된다.

열 교환기는 열 전달을 최대화하고 작동 사이클을 견디기 위해 다양한 형상일 수 있다. 일 실시예에서, 공기 배출물은 열 회수를 최대화하고 압력 강하를 최소화하기 위해 나선형 요소를 통해 배기 파이프를 통과한다. 바람직한 실시예에서, 열 교환기는 예를 들어 사이클 및 응용에 따라 압축기 배출 온도를 예를 들어, 400 F 내지 600 F 및 바람직하게는 1000 F로 상승시키기 위해 열을 회수한다. 결과적으로 연료 연소가 감소함에 따라 사이클 효율이 증가한다. 추진 시스템의 구조는 컴팩트한 열 교환기와 엔진에 고도로 통합된 고유 연소 챔버를 통해 열 회수를 구현할 수 있다.

통상적인 터보제트 또는 터보팬의 경우와 같이 노즐 내로 가속되기보다는 주변 압력 및 온도보다 더 높은 값이지만 열 교환기 내의 유입 섹션과 비교하여 더 낮은 압력 및 온도에서 열 교환기로부터의 결과적인 흐름이 각각 거의 또는 차단 상태에서 이젝터의 주 노즐 내로 전달 및 가속된다. 일 실시예에서, 코안다 이젝터는 이젝터의 주 노즐이 터빈 유출부에 도관을 통하여 연결됨에 따라 임무의 모든 지점에서 주변의 유입 공기의 동반(entrainment)에 의해 추력을 제공하도록 터빈으로부터 발생된 가스를 사용한다. 이젝터는 수직 이륙, 착륙 및 호버링뿐만 아니라 수평 비행 추진을 허용하기 위해 선회하거나 선회하지 않을 수 있다.

도 7은 코안다 노즐 추진 시스템 연소기 증대기를 도시한다. 연소기 라이너 토로이달 구조의 출구에서, 작은 개구부는 터빈을 향한 축 방향으로의 유동을 가속시키는 수렴형 환형 채널로 변환된다. 토러스 내부의 주변 흐름의 높은 회전 속성으로 인해, 축 방향으로의 흐름의 교정은 완전히 달성되거나 바람직하지 않다. 적절한 기하학적 형상에 따라 노즐이 흐름을 가속하고 회전 축방향 터빈 내로 이를 유도하여 사라지도록 할 필요가 있다.

터빈 노즐(제1 스테이지 노즐로 공지됨)은 제거된다. 희석 홀의 느린 주입에 의해 더욱 촉진되는 반응 흐름의 잔류 이동은 적절한 각도에서 터빈 로터 블레이드로의 흐름을 안내하기에 충분하다. 이 실시예는 연소기의 출구 및 터빈 내 입구에서의 흐름을 차단하지 않고, 여기에 설명된 바와 같이 가스 발생기(코안다 유형의 특수화된 이젝터의 위치)의 출구에서 흐름의 차단이 발생된다. 이 실시예에서, 터빈으로부터 유출되는 고온 배출물은 고압 및 고온을 유지하기 때문에 원래의 터보제트의 기본 추력과 비교할 때 25-75% 정도로 스팀의 추력을 증대시키고 공기를 동반하도록 이젝터에 대한 구동 유체로서 사용될 수 있다.

터빈 자체는 CMC 또는 금속계 재료로 제조될 수 있다. 냉각이 사용되거나 또는 사용되지 않을 수 있다. 일 실시예에서, CMC 제조된 터빈 블레이드는 냉각을 필요로 하지 않고 2000 F 유입 온도(발화 온도)를 견딜 수 있고, 이륙 및 호버링 상태에서 4 내지 2 바(60 내지 30 psia)의 압력 사이에서 압축기를 구동하는데 필요한 작업을 추출할 수 있다. 그 작동 상태에서, 압축기는 전진 이젝터로의 흐름의 대략 20%를 방출하고, 나머지 80%는 압축기를 통해 흐르고 열 교환기를 사용하여 압축기 배출물로부터의 배기 가스에 의해 1000 F로 예열된다. 연소기는 CMC 라이너 내부에서 2200 F에서 연소되고 고온 스트림은 2000 F TET로 희석된다. 본원에 기술 된 바와 같은 가스 터빈은 예를 들어 이륙 시에 5 lb/s의 공기를 사용하여 500 lbf를 생성할 수 있고, 25%를 이륙 시 30%의 효율 및 크루즈 조건에서 더 높은 30s%의 효율로 배출할 수 있다. 이륙 조건은 연료를 코안다 노즐의 중심으로 직접 주입함으로써 추력을 추가로 증가시키기 위해 사용될 수 있고, 따라서 의사-램(pseudo-ram) 효과를 통해 짧은 버스트 동안 더 낮은 효율로 매우 큰 양의 추력을 발생시키고, 블리드가 압축기에서 밀폐될 때 크루즈 조건으로 변환되고 효율이 대략 40%로 증가된다. 이 실시예에서, 의사-램 효과는 코안다 이젝터의 전방에 생성된 진공에 의해 생성되며, 이는 적어도 10:1의 동반 비율(entrainment ratio)의 다량의 공기를 동반하는데 사용될 수 있다. 동시에 코안다 이젝터는 공기를 동반하고 이의 벽 제트는 중간에 주입된 연료의 분무화를 돕고 확산기 섹션 내에서 연료와 공기를 자가점화시켜 공정에서 추가적인 추력을 생성할 수 있다. 확산기 내부의 연료 및 공기 혼합물의 점화는 파일럿 화염 또는 스파크 플러그에 의해 달성되고, 화염 안정화는 코안다 확산기의 저속 영역에서 확산기의 벽으로부터 멀어진다(도 5 참조).

도 7에서, 코안다 이젝터(500)의 플리넘(501)은 주변 공기압보다 높은 압력에서 압축기 블리드 또는 배기 가스로부터의 압축된 공기일 수 있는 가압 유체를 이젝터 내로 주입하여 추력(508)을 생성하는 흐름 패턴을 형성한다. 연료 인젝터(502)가 코안다 이젝터의 전방에 배열되며, 상기 이젝터는 코안다 이젝터의 작동에 의해 영향을 받는 저압 영역 내에 있지만 입구로부터 이격된다. 인젝터(502)는 코안다 이젝터(500)의 주축을 따라 스프레이 또는 연료 제트(506)의 형태로 액체(또는 가스) 연료를 분사/주입한다. 파일럿 화염 또는 토치 또는 스파크 점화기가 혼합물을 점화시키고, 화염(507)은 이젝터(500)에 의해 흡입되도록 다운스트림으로 전파되지만, 확산기의 벽(503)으로부터 이격되어 안정화되고, 이 벽은 초고속 벽 제트(504)를 통해 화염과의 직접 접촉으로부터 보호된다. 중심의 국부적인 축방향 속도가 연료 주입 방향의 난류 화염 전파 속도와 동일하기 때문에 화염 전방이 안정되어 더 큰 추력(509)를 발생시키는 열을 방출한다. 플리넘(501) 내의 유체가 가스 터빈으로부터 고온의 가압된 배기 가스인 경우, 연료 및 배기 가스는 이에 따라 스프레이를 배향시킴으로써 가스와 접촉 시에 자동점화될 수 있다. 작동은 예를 들어, VTOL 또는 STOL, 호버링 또는 긴급 상태와 같이 짧은 기간 동안 수행되도록 의도된다.

총 중량이 1000 lbs 미만인 소형 항공기에서 이용되는 종래의 제트 엔진은 제트캣(Jetcat) 또는 제트베틀(Jetbeetle)과 같은 공급자에 의해 제조되거나 또는 윌리엄스 인터네셔널(Williams International)(미국 특허 제4,598,544호)에 의해 채택된 것들과 같은 매우 낮은 바이패스 비율을 갖는 통상적인 터보제트 또는 제트이다. 도 8은 본 발명의 실시예와 비교하여 제트켓 모델과 크기가 유사한 터보제트 엔진의 모델링 결과를 나타낸다.

도 8에서, 터보제트는 300 N 또는 67 lbf의 추력을 생성하기 위해 30.9 g/(s-kN) 또는 1.09 lb 연료/lbf-h의 특정 연료 소비량을 갖는다. 본 발명은 적어도 25%만큼 연료의 소모량을 감소시키고 열을 회수하기 위해 제트 엔진 내에서 열 재생 유닛을 구현하여 이에 따라 추력 특정 연료 소모는 1.09*75% 또는 0.8175 lb 연료/lbf-시로 이에 따라 떨어질 수 있다. 300 N의 추력 요구 사항에 따른 무인 항공기의 2-시간 임무의 경우 평균 110 lbs의 연료(또는 약 18 갤런)를 이용할 수 있지만 종래의 터보제트는 146 lbs의 연료(또는 25 갤런)를 필요한다. 이는 종래의 터보제트에 대하여 갤런당 16 마일 대 본 발명에 대한 연료의 갤런당 22 마일의 절약을 야기할 수 있다.

열 교환기의 구현은 사이클에 추력 증대 이젝터의 도입으로 더욱 향상될 수 있다.

도 9는 종래의 터보제트를 도시한다. 본 발명의 하나 이상의 실시예는 도 9에 도시된 터보제트와 상이하다. 첫째, 압축기는 이륙, 호버링 및 착륙 시에 약 25% 정도 블리드되어 2:1 추력 증대 이젝터를 제공한다. 블리드 밸브는 마킹 처리 블리드(marked handling bleed)이고, 임무에 따라 호버링 및 착륙 시에 크루즈 상태에서 밀폐될 수 있고 재개방될 수 있다.

둘째, 섹션(3)의 압축기 배출 공기는 터빈 섹션(6)을 지나 배기 섹션 내에 위치된 열 교환기를 통해 전달된다. 이 유닛은 열 재생 유닛으로 불리며, 배기 가스가 연소기로 전달되기 전에 연소 공기를 가열한다.

셋째, 섹션(3)으로부터 섹션(31)으로의 흐름은 열 교환기를 도입하여 배기 열의 일부를 회수할 수 있도록 변형된다.

넷째, 연소기는 열 교환기로 인해 원래 터보제트에 비해 더 작은 온도 차이를 위해 열을 부가한다. 연소기 입구 온도와 연소기로부터의 출구 사이의 온도 증가는 전형적으로 400 F 또는 475 F이며, 사이클에 의해 요구되는 연료의 25% 감소를 야기하고, 터빈과 동일한 입구 온도를 유지한다(표 1 및 2 참조).

다섯째, 연소기 출구 섹션은 가스의 일부 잔여 주변 운동을 수행하고, 반드시 가스를 가속시키기 위해 통상적인 제1 스테이지 노즐을 이용하지 않는다. 오히려, 수렴 섹션은 배기 가스를 터빈 로터 스테이지에 주입할 수 있다.

여섯째, 터빈은 대기압보다 높은 압력, 바람직하게는 주변 조건에 비해 1.1 초과의 압력비로 배기 가스를 팽창시키도록 설계되고; 도 10(도 8과 비교하여)은 팽창 공정이 1.5:1 내지 2:1 압력비 사이에서 종료됨을 나타낸다. 주변 압력과 비교하여, 이는 도 11에 도시된 열 재생기의 열 교환기 성능을 향상시키고 섹션(8)의 출구에서 이젝터를 사용할 공간을 제공한다.

일곱 번째로, 바람직하게는 코일형 또는 역류형인 열 교환기는 열을 회수하고, 섹션(5)과 섹션(6) 사이에서 배기 열 온도를 강하시키는 한편 열의 일부를 신선한 연소 공기 스트림으로 전달한다. 도 11은 터빈이 요소(1106)에서 1400 F 및 26.5 psi 이후, 열 교환기가 944 F 및 17 psi 이전, 열 교환기가 도 11의 요소(1107)에 있는 이후 섹션(1105)으로부터 제공된 고온 측면 가스의 배기 가스 온도를 나타낸다. 열 교환기(1111)는 압축기 배출 플리넘(1108)으로부터 공급되고 도관(1105)을 통해 426 F 및 60 psi로 공급되는 압축기 배출 흐름의 온도를 상승시킨다. 열 교환기가 발생한 이후 신선하고 회복된 압축기 배출 공기는 전술된 연소기에 유입되기 전에 53.5 psi에서 856 F에 도달한다. 도 2 및 도 3에 기술된 연소기에서, 터빈에 흐름을 유입시키기 전에 온도가 예를 들어 약 2000F로 상승한다. 52 psi 및 2000 F에서 27 psi 및 1400 F(도 11의 플리넘(1107))까지 터빈에 의해 추출된 동력은 터보머신 구성 요소에 대해 당업계에 공지된 각각의 효율과 조합하여 압축기 동력 입력에 대한 필요성을 밸런싱한다. 열 교환기에서 배출되는 신선한 공기의 온도가 상승하여 이 열역학적 사이클에서 연료가 상당히 절약된다. 열 교환기에서 배출되는 다른 스트림은 또한 터보제트 사이클의 초기 값보다 훨씬 낮은 온도에서(예를 들어, 1500F(1090 K) 대신에 944 F(780K)) 거부되기 때문에 손실을 감소시키는데 기여한다.

여덟 번째로, 위의 동일한 샘플 계산에 따라, 열 교환기로부터의 배기 흐름은 17 psi 및 944 F에서 열 교환기로부터 배출되고, 상기 배기 스트림이 섹션(8)에서 도 9에 도시된 바와 같이 단순한 노즐로 안내되지 않고 구동 공기로서 사용되는 특수하게 설계된 이젝터로 안내된다. 시험 데이터는 축대칭 이젝터의 경우 압력비가 1.25 미만인 경우 1.25 초과의 증대 비율을 나타내며 압력비가 1.5 미만인 경우 평면 이젝터의 경우 2 초과의 증대 비율을 나타낸다. 따라서, 전술한 조건들로부터 예상되는 추력 증대는 본 발명의 경우 1.25와 2.0 사이이며 매우 작은 압력비가 필요하다.

아홉 번째로, 추력 증대는 67* 1.25=84 lb와 67*2=134 lbf 사이에서 발생할 수 있다. 비교하면, 동일한 수준의 추력을 달성하기 위한 흐름의 감소는 동일한 추력 요구에 대해 0.454 kg/s(llb/s)*0.80(즉, 20% 미만의 흐름)이 될 것이며 동일한 연료 대 공기 비율을 TET를 포함한 사이클 조건에 부합된다.

도 10은 재생 열 교환기 및 이젝터로 변형된 열역학적 사이클을 도시한다. 열 재생은 터빈 배기 스트림으로부터 열을 전달하고 연소기에 필요한 열의 첨가량을 감소시킨다. 연소 열 첨가 에볼류션(combustion heat addition evolution)은 3'-4이다. 터빈 팽창 공정은 압축기를 구동할 수 있는 충분한 파워를 제공하면서 4'-6' 에볼류션으로 변경된다. 열 교환기는 이젝터의 1차 노즐에서 등엔트로피 방식으로 이젝터 에볼류션(8'-s8')이 뒤따르는 거의 등압 공정에서 8'을 나타내는 에볼류션을 결정한다. 에볼류션의 종료 시에, 압력이 s8'로 하강하면 혼합 공정은 주변 공기 에볼류션(s8'-mix)인 이차 유체에 따라 개시된다. '혼합'으로 불리는 지점은 대기압보다 약간 높은 압력이며 최종 에볼류션은 대기 출구 정압으로의 흐름이 근 등엔트로피로 팽창하는 것이다.

재생 사이클 및 이젝터 기술의 도입과 조합된 흐름의 감소를 포함하는, 본원에 개시된 본 발명의 다양한 실시예는 25% 초과의 연료 절약 및 보다 작은 회전 코어를 생성할 수 있다. 이와 같이 항공기(aerial vehicle)는 대형 팬 또는 다른 이동 부분을 사용하지 않고 터보제트에 비해 갤런 당 25% 초과의 마일을 달성할 수 있다. 연료 소비는 본 발명에 따라 시간 및 파운드 힘당 0.7 lbs 연료 미만으로 본 발명에 따라 떨어질 수 있고, 이에 따라 본원에 개시된 시스템에 의해 구동되는 항공기에 따라 항공기가 대략 27 mpg 또는 연료의 90 lbs 미만 시에 400 마일을 이동하도록 본 출원에서 개시된 시스템에 의해 동력이 공급된다.

도 11은 다음을 포함하는 열 교환기 스트림의 예시를 도시한다: 터빈으로부터 플리넘(1107) 내로의 배기가 도관(1103)을 통해 1400 F 및 26.5 psi에서 열 교환기로 유동하고 944 F 및 17 psi에서 도관(1104)을 통해 열 교환기(1111)에서 배출되고; 426 F 및 60 psi에서 압축기로부터의 신선한 압축 공기는 플리넘(1108)에서 공급되고 도관(1105)을 통해 열 교환기(1111)로 흐르고 도관(1106)을 통해 856 F 및 53.5 psi에서 연소기로 배출되고; 요소(1101)로 나타낸 바와 같이, 시스템에 영구적으로 연결된 이젝터의 작동 유체 노즐로 안내된다. 도 11의 도관 공급 요소(1101)는 도 7에서의 요소(501)이다.

본 발명의 일 실시예에서 선택적으로 선호되는 요소는 블리드 밸브를 이용하는 압축기의 사용이다. 작동 중에 블리드 밸브가 개방되면 압력이 강하되고 스털 라인(stall line)으로부터 이격되어 작업 라인이 하강된다. 압력이 강하됨에 따라, 압축기는 여전히 가속될 수 있고, 효율은 낮지만 흐름은 증가될 수 있다. 블리드 흐름이 비추진 요인(캐빈 가압, 오버보드 블리드 등)에 사용되는 경우, 전력이 소모된 압축 공기가 추력 생성에 기여하지 않기 때문에 특정 연료 소비가 증가한다. 그러나 블리드 유동이 사이클의 종료 시에 노즐을 통한 팽창을 통하여 동일한 흐름에서 얻어지는 추력의 1.5-2.5 배의 추력 증대에 사용되는 경우, 블리드는 추력, 특히 수직 이륙 및 착륙 응용에서 필요한 수직 추력에 상당히 기여할 수 있다. 본 발명은 시스템이 가요성을 가지며 비행의 다양한 단계에서 압축기 블리드 동력식 추력 증대 이젝터와 결합될 수 있도록 한다. 호버링뿐만 아니라 추력 증대 이젝터에 동력을 공급하기 위해 수직 이륙 및 착륙 시에 블리드 밸브를 완전히 개방 작동시키려는 경우 연료 소비가 이에 따라 증가할 수 있다. 그러나 대부분의 경우, 이것은 임무 중 작은 부분일 수 있기 때문에 이들 조종을 허용될 수 있도록 밸브가 개방되고 이젝터를 공급하는 블리드 밸브는 크루즈 상태에서 밀폐 또는 최소화될 수 있다. 취미 응용에 사용되는 소형 터보제트(예를 들어 300 lbf 미만의 추력)와 같은 단순한 압축기에서 개방형 블리드 밸브를 이용한 작동은 TET가 재료 기능으로 인해 제한적이고 블리딩의 경우 더 적은 공기가 연소기에 공급되기 때문에 TET에 영향을 미친다. 그러나 시스템의 유지 보수 간격에 큰 영향을 미치지 않으면서 공칭 값에 비해 과도한 온도에서 제한된 시간 동안 터빈을 작동시키는 것이 가능하다. 또한 최근의 재료 과학 발전 및 연소기 라이너 및 터빈 노즐 및 로터에 CMC를 도입함으로써 터빈의 수명에 상당한 영향을 미치지 않으면서 유사한 금속 터빈에 대해 터빈 입구 온도가 수백도 초과할 수 있다.

시스템의 전반적인 성능은 추력 증대 이젝터의 효율성에 따른다. 압축기 스트림으로부터의 단순한 블리딩에 다라 이젝터 대신에 단순한 노즐을 사용함으로써 2 내지 3개의 수급(entitlement)이 구현된다. 일 실시예에서, 시스템은 최대 속도에서 1 lb/초의 공기 흐름, 4:1 압력비, 시스템의 전방에서 10% 압축기 블리드 동력식 "콜드" 이젝터, 및 배기에 공급된 90%의 고온 가스("고온" 이젝터로 공지됨)로 구성된다. 콜드 이젝터는 11 lbf의 추력(즉, 110 lbf/lb/s)을 생성하고 고온 흐름의 나머지 90%는 90 lbf의 추력을 형성하는 100 lbf/lb/s을 생성한다. 추력 증대 이젝터(본원에 개시됨)에서의 연료 분사로 인한 추가 추력 부스트는 콜드 이젝터의 경우 20 lbf로 증가하고 고온 이젝터에 대해 150 lbf로 증가하는 부스트된 추력을 야기한다. 종래의 취미 터보제트(hobby turbojet)는 단지 50 lbf의 추력을 생성하며, 이에 따라 연료 주입 없이 전술된 이젝터가 소모된 동일한 양의 연료에 대해 추력의 두배 초과인(11+90) =101 lbf만큼 추력을 증가시킨다. 그 결과 원래 제품에 비해 50% 초과의 연료 연소 절감 효과가 있다. 추력 증대 이젝터의 추가 연료 분사는 연료 효율을 감소시키고 이륙 또는 호버링 또는 착륙과 같은 작은 임무 수행 기간 동안 연료 소비를 반대로 증가시킨다. 그러나 추력 증대는 원래의 50 lbf에 대해 170 lbf가 되며 수직 이륙, 호버링 또는 착륙, 또는 쇼트 이륙과 착륙(STOL)에 대해 수직 방향으로 향할 수 있다.

이 장치는 추력을 주변 환경에 대한 단순한 팽창의 1.25 내지 2.0 배로 증가시킨다. 도 12는 문헌 [NTIS publication ADA098620 of the Vought Corporation Advanced Technology Center, published in September of 1979]에서의 다른 이젝터와 비교하여 본 출원에 개시된 증대 장치를 사용하여 실험 데이터를 통해 수득된 증대 비율을 도시한다.

도 12 도시된 바와 같이, 본 발명의 추력 증대 능은 1-2 압력비 범위에서 1.5-3이며, 종래 기술의 대부분의 다른 이젝터보다 우수하다. 본 발명의 가스 발생기의 최대 출력 및 압축기의 최대 속도에서, 고온의 배기 가스는 원래의 소형 터보제트 단순 배기 노즐보다 적어도 50% 초과의 추력을 생성하고, 본 발명의 추력 증대 장치(도 5에서의 요소(500))는 가스 발생기를 이용하는 수직 이륙 및 착률 및/또는 호버링에 대해 배향될 수 있다. 또한, 압축기 블리드 흐름은 도관 네트워크를 통해 단순한 터보제트 추진 노즐의 추력의 2-3 배를 생성할 수 있는 선회식 추력 증대 장치에 편리하게 유도될 수 있다. 원하는 경우, 추가 증대는 상기 추력 증대 장치(본원에 설명된 바와 같이)에서 연료의 주입 및 이의 점화를 통해 얻어질 수 있다.

따라서, 본 특허 청구 범위의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 본 명세서에 기술되고 도시된 기술 및 구조에 많은 수정 및 변형이 이루어질 수 있다. 따라서, 본 발명의 범위는 선호되는 실시예의 개시에 의해 제한되지 않는다. 대신에, 본 발명은 하기 청구항을 참조하여 전체적으로 결정되어야 한다.

Claims

추진 시스템으로서,
유체 공급원과 유체연통하는 제1 압축기,
제1 압축기에 결합된 제1 도관,
제1 도관을 통해 제1 압축기와 유체연통하는 열 교환기,
열 교환기에 근접하게 배치된 제2 도관,
고온 가스 스트림을 생성하도록 구성되고 제2 도관을 통해 열 교환기와 유체연통하는 연소기,
연소기에 결합된 제3 도관, 및
제3 도관을 통해 연소기와 유체연통하는 제1 추력 증대 장치 - 열 교환기는 연소기에 의해 생성된 가스 스트림 내에 배치됨 - 를 포함하는 추진 시스템.
제1항에 있어서, 열 교환기는 제3 도관 내에 배열되는 추진 시스템.
제1항에 있어서, 연소기와 열 교환기 사이에 배열되고 제1 압축기에 결합된 터빈을 추가로 포함하는 추진 시스템.
제3항에 있어서, 터빈은 세라믹 매트리스 복합물을 포함하는 추진 시스템.
제3항에 있어서, 터빈에 결합된 제2 압축기를 추가로 포함하는 추진 시스템.
제5항에 있어서, 터빈은 클러치를 통해 제2 압축기에 결합되고 제1 압축기에 고정되게 결합되는 추진 시스템.
제1항에 있어서, 제1 추력 증대 장치에 제3 도관을 결합하는 스위블 커넥터를 추가로 포함하는 추진 시스템.
제1항에 있어서, 연소기와 유체연통하는 제2 추력 증대 장치를 추가로 포함하는 추진 시스템.
연소기로서,
유체를 수용하도록 구성된 입구를 가지며 축을 외접하는 제1 토로이달 케이싱 - 제1 케이싱은 입구와 유체연통하는 제1 내부 챔버를 형성함 - ,
축을 외접하고 제1 내부 챔버 내에 배열된 제2 토로이달 케이싱 - 제2 케이싱은 제2 내부 챔버를 형성하는 외부 벽을 가지며 외부 벽은 이를 통해 형성된 복수의 오리피스를 가지며 오리피스는 제1 챔버와 제2 챔버 사이에 유체연통을 제공함 - ,
오리피스를 통해 제2 챔버 내로 연료를 주입하도록 배열된 복수의 연료 인젝터, 및
제2 챔버와 유체연통하는 하나 이상의 채널을 형성하는 출구 구조 - 하나 이상의 채널이 축에 대해 평행하게 배향됨 - 를 포함하는 연소기.
제9항에 있어서, 오리피스는 외부 벽에 대해 비스듬한 각도로 배향되는 연소기.
제9항에 있어서, 제2 챔버 내에 배열된 점화원을 추가로 포함하는 연소기.
제9항에 있어서, 출구 구조는 하나 이상의 채널을 통해 제2 챔버 내에서 축 주위에서 흐르는 고온 유체를 가압하도록 구성되고 외부 벽을 향하여 수렴하는 내부 벽을 포함하는 연소기.
제9항에 있어서, 제2 챔버 내로 연장되고 오리피스 내에 배열된 복수의 펀넬 요소를 추가로 포함하고, 펀넬 요소는 제1 챔버로부터 제2 챔버로 테이퍼지는 연소기.
제9항에 있어서, 인젝터는 제2 챔버 내로 연장되는 연소기.
제9항에 있어서, 제2 케이싱은 세라믹 매트릭스 복합물을 포함하는 연소기.
제9항에 있어서, 입구와 유체연통하는 공기 공급원을 추가로 포함하고, 공기 공급원은 하나 이상의 채널을 통하여 제2 챔버에 의해 배출된 유체인 연소기.