WO2022013459A1 - Motor a reacción para aeronaves - Google Patents

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Rafael MARTÍNEZ-VILANOVA PIÑÓN
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Martinez Vilanova Pinon Rafael
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Definitions

  • the invention relates to a heat engine for providing thrust to an aircraft by accelerating atmospheric air through a duct. Due to the mechanical elements, the invention is a turbomachine. But the invention differs from typical gas turbine configurations by employing a gas generator to drive the turbine.
  • turbofan Low bypass ratio turbofans with afterburners are often used. These types of motors require enormous development and manufacturing costs.
  • the first alternative is the rocket engine. These types of motors present at least two problems: a reduced specific impulse and a short life, frequently being difficult and expensive to reuse after only one use.
  • the second alternative is the stratjet. The main problem with stratjets is that they do not provide thrust at low speeds, requiring the use of another propulsion system to reach their operating speed.
  • the present invention is a jet engine which can be more economical to develop than the aforementioned traditional engine, namely the low-bypass turbofan with afterburner.
  • Figure 1 shows a diagram of the invention, hereinafter the MOTOR. In particular, two sections are shown in planes that contain the axis (13) of the MOTOR and are perpendicular to each other. The air flow is represented by arrows.
  • figure 1 represents the MOTOR in a schematic way, the most outstanding elements are shown in a representative size of a real application. As the sizes of these components are very different, in figure 2 an area of figure 1 is reproduced on a larger scale, and in figure 3 an area of figure 2 is reproduced on a larger scale.
  • the MOTOR consists of a central body (10) where, in addition to other auxiliary elements, the following elements are located to activate the compressor (16):
  • a gas generator (11) where a liquid fuel and a liquid oxidant are injected at high pressure in a fuel-rich ratio, so that not all the fuel is burned in this chamber.
  • the mission of the gas generator is, as its name indicates, to generate gas at high pressure.
  • the jet engine itself consists of the following elements:
  • Axial compressors are made up of successive stages of blade steps located perpendicular to the axis of the compressor.
  • the blade steps that remain fixed are called stators, and the blade steps that rotate with the shaft are called rotors. It is common for one of the stators, or even two stators, to have steerable blades; In the event that this technical solution is adopted, the adjustable stator will be located in the first step of the compressor and/or in the last step of the compressor.
  • the central body (10) narrows to form a wedge (27) that allows, when necessary, a greater expansion of the exhaust gases, that is, it acts as an open divergent nozzle.
  • an exhaust with a more or less constant section can be achieved, that is, without forming a converging nozzle. Or you can get a nozzle with a very pronounced narrowing in the throat (26), as shown in figure 4. Instead, the expansion of the exhaust is automatically adjusted thanks to the wedge (27).
  • the MOTOR has three modes of operation.
  • the main mode has been called normal mode, and it is characterized by the following elements:
  • the speed of the exhaust gases is relatively low, and more fuel is injected that is gasified due to the effect of temperature.
  • the gases from the gasification chamber are led to a matrix of injectors (24) that distribute the gases between the two combustion chambers (18).
  • the injectors are dimensioned and placed in such a way that in the region close to the walls the gases are not injected, thus ensuring a lower temperature on the walls of the combustion chambers (18) and the walls of the nozzles (19) and (twenty-one).
  • the ENGINE in an alternate mode which has been called super boost mode. In this mode the objective is to get a higher thrust than normal mode. To do this, fuel is injected in excess of the oxygen available in the combustion chambers (18), that is, the ENGINE works with a rich mixture of fuel, unlike the normal operating mode mentioned above in which not all the available oxygen is consumed. .
  • a liquid oxidant to react in the gas generator (11) In addition to a liquid oxidant to react in the gas generator (11), another distinguishing feature of the ENGINE is the use of two liquid fuels.
  • a low molecular weight gaseous fuel that is stored liquefied in a pressurized tank, and depending on the choice of fuel, the tank will also be cryogenic.
  • a fuel with a higher molecular weight that will preferably be liquid at ambient conditions.
  • the lower molecular weight fuel will preferably be injected into the gas generator (11), and the higher molecular weight fuel will preferably be used in the gasification chamber (23).
  • both fuels can be used to inject directly into the combustion chamber (25) in boost mode. However, depending on the thrust needs and the speed of the aircraft, a greater or lesser proportion of each of the two fuels can be chosen.
  • the ENGINE can also work with a single type of fuel, in this case it will be a low molecular weight fuel.
  • This electrical machine can function as a generator, providing electrical energy to power the aircraft and the auxiliary systems of the ENGINE.
  • the electric machine can also work as an electric motor for example to facilitate the starting of the ENGINE.
  • the electrical machine may activate the compressor (16) without the help of the gas generator (11).
  • the MOTOR requires an external power supply, for example, batteries.
  • electric mode no fuel or oxidizer is injected, so the thrust is quite low, but it can be useful in certain circumstances, for example, as an emergency in case of failure, or to fly at low speed, or in descending trajectories, or to generate less noise.
  • auxiliary elements are the pumps.
  • To feed the gas generator (11) high pressure pumps are required.
  • the pumps can be driven mechanically by connecting them to one of the MOTOR shafts, or they can be driven by electric motors, or a combination of both options.
  • a cooling system is required so that the components of the ENGINE with a thermal load do not exceed the design temperatures;
  • the highlight of the ENGINE cooling system is the heat sink.
  • heat can be exchanged with atmospheric air.
  • the fuel and the oxidizer or any other fluid that the aircraft transports, such as water, can be used as a heat sink.
  • the first option is the usual solution for cooling gas turbines; the second option is the usual solution for cooling rocket motors.
  • the ENGINE requires the same elements and subsystems as any gas turbine.
  • the pieces will be mostly metallic, and the alloys will be chosen, among other reasons, based on the working temperatures. In colder areas, for example, steels and titanium alloys can be used. In areas with medium temperatures, for example, stainless steels and refractory steels can be used. Finally, in areas with higher temperatures, specific high-temperature alloys must be used, for example, nickel-based alloys.
  • the ENGINE will also require the following typical elements of a gas turbine for its realization: various types of sensors, actuators, valves, an electronic control system and an ignition system. It will also be necessary to ensure reasonably low friction between moving parts by means of bearings, bushings and a lubrication system. To activate the actuators, a hydraulic system and/or electric servos will be necessary.
  • the ENGINE rotational speed is controlled by acting on the pumps that inject the fuel and the oxidant into the gas generator (11). It is possible to vary both the flow/pressure of the liquids and their proportion. Thrust is also regulated by the amount of fuel that is injected into the gasification chamber (23), and if super-thrust mode is used by the amount of fuel that is injected directly into the combustion chamber (25).
  • the objective is to adjust the section of the throats (26) to reach the critical conditions and, therefore, that after the throats (26) supersonic speeds are reached.
  • the section of the grooves (26) is adjusted so that the pressure at the exhaust outlet be similar to atmospheric pressure.
  • a weakness of the presented ENGINE is that space is required for the transition zone (17) to ensure that the axially symmetrical flow at the compressor outlet accommodates the two combustion chambers (18). ) of rectangular section.
  • the length of the transition zone (17) can be reduced if, instead of a single compressor, two, four or even six compressors are placed on the same plane, working in parallel, so that half of the compressors feed one combustion chamber (18) and the other half to the other combustion chamber (18).
  • This alternative architecture is shown in Figure 5.
  • This figure shows a section perpendicular to the MOTOR axis. The cut is made at the height of the compressors, and in particular the option of four compressors is shown. The price to pay for this solution is a more complex system. All the compressors can be driven by a single turbine, or each compressor can be driven by its turbine with its gasification chamber.
  • Figure 6 shows a diagram of the first option, a turbine (12) in the central body (10) drives several compressors.
  • the transmission system is complicated, requiring an extra secondary transmission box (29) in each compressor, and a main transmission box with multiple outlets (28).
  • Figure 7 shows a schematic of the second option.
  • the direction of flow of the gas generator has been intentionally reversed.
  • the flow is opposite to the advance, in figure 7 the flow of the gas generator has the same direction as the advance.
  • the ENGINE can work with the gas generator oriented in the forward direction, or in the opposite direction.
  • the MOTOR in the configuration shown in figure 7 can be simplified by removing half as shown in figure 8.
  • This configuration is also feasible.
  • the central body (10) is reduced to one of the sides of the MOTOR, and the wedge (27), which allows open expansion, becomes a ramp (31).
  • the two mobile elements (20) are reduced to a single mobile element (30).
  • This configuration introduces a moment that varies at different points in the flight envelope.

Abstract

Motor a reacción para impulsar aeronaves, capaz de proporcionar empuje desde parado hasta altas velocidades. Caracterizado por utilizar un oxidante líquido y dos combustibles líquidos de diferente peso molecular. El motor dispone de un compresor axial (16) o varios compresores axiales situados en el mismo plano, pero difiere de una turbina de gas convencional en que la turbina se acciona con un generador de gas. A la salida de la turbina hay una cámara de gasificación (23) en la que se inyecta más combustible. La combustión de los gases de la cámara de gasificación se realiza en dos cámaras de combustión (18) de sección rectangular separadas por un cuerpo central (10). El escape de los gases se realiza en toberas de sección cuadrada de tipo convergente/divergente (19) y (21). La sección de las gargantas (26) se puede ajustar mediante dos elementos móviles (20). La parte final del cuerpo central (10) forma una cuña (27) que permite continuar la expansión del escape.

Description

MOTOR A REACCIÓN PARA AERONAVES
La invención se refiere a un motor térmico para proporcionar empuje a una aeronave mediante la aceleración del aire atmosférico a través de un conducto. Por los elementos mecánicos la invención es una turbomáquina. Pero la invención difiere de las configuraciones típicas de las turbinas de gas por emplear un generador de gas para accionar la turbina.
La mayor parte de las aeronaves que vuelan a elevada velocidad utilizan como motor la turbina de gas (entendiendo por elevadas velocidades, velocidades supersónicas). La configuración más típica es lo que se conoce como turbofán. Con frecuencia se utilizan turbofanes de baja relación de derivación con postcombustor. Este tipo de motores requiere enormes costes de desarrollo y fabricación.
Como información adicional, en algunas aplicaciones su utilizan otras dos alternativas. La primera alternativa es el motor cohete. Este tipo de motores presentan al menos dos problemas: un impulso específico reducido y una vida corta, siendo frecuentemente difícil y costoso su reutilización después de tan sólo un uso. La segunda alternativa es el estratorreactor. El principal problema de los estratorreactores es que no proporcionan empuje a baja velocidad, por lo que se requiere del empleo de otro sistema de propulsión para alcanzar su velocidad de funcionamiento.
La presente invención es un motor a reacción que puede ser más económico de desarrollar que el motor tradicional mencionado, a saber, el turbofán de baja derivación con postcombustor. En la figura 1 se muestra un esquema de la invención, en lo sucesivo el MOTOR. En particular se muestran dos secciones en planos que contienen el eje (13) del MOTOR y son perpendiculares entre sí. Se representa con flechas el flujo del aire.
Aunque en la figura 1 se representa el MOTOR de una forma esquemática, se muestran los elementos más destacados en un tamaño representativo de una aplicación real. Como los tamaños de estos componentes son muy diferentes en la figura 2 se reproduce una zona de la figura 1 a mayor escala, y en la figura 3 se reproduce una zona de la figura 2 a mayor escala.
El MOTOR consta de un cuerpo central (10) donde se sitúan, además de otros elementos auxiliares, los siguientes elementos para accionar el compresor (16):
- Un generador de gas (11) donde se inyecta a alta presión un combustible líquido y un oxidante líquido en una relación rica en combustible, de manera que no todo el combustible se quema en esta cámara. La misión del generador de gas es como su nombre indica generar gas a alta presión.
- Una turbina (12) que se acciona con los gases del generador de gas, y mueve un eje de alta velocidad de rotación (13).
- Una caja de transmisión (14) en la que se reduce la velocidad de giro para adecuarla a las necesidades del compresor (16).
El motor a reacción propiamente dicho consta de los siguientes elementos:
- Una toma de admisión (15) de acuerdo con el estado de la técnica. Se representa sólo un ejemplo en la figura 1, pero puede ser de diversas formas. En los últimos 60 años se han probado con éxito configuraciones diferentes, típicamente contando con algún elemento de geometría variable. Como cualquier toma de un motor a reacción su misión es ajustar el gasto de aire y la velocidad de entrada del aire a las necesidades del MOTOR. En la mayor parte de la envolvente de vuelo actuará como un difusor; en particular cuando la velocidad de vuelo sea supersónica se genera una o más ondas de choque para reducir la velocidad del aire, siendo la velocidad de entrada al compresor (16) siempre subsónica.
- Un compresor axial (16) con al menos una etapa de compresión. Los compresores axiales están formados por etapas sucesivas de escalones de álabes situados perpendicularmente al eje del compresor. Los escalones de álabes que permanecen fijos se denominan estátores, y los escalones de álabes que giran solidariamente con el eje se denominan rotores. Es frecuente que uno de los estátores, o incluso dos estátores, tenga los álabes orientables; en el caso de adoptarse esa solución técnica el estátor orientable se situará en el primer escalón del compresor y/o en el último escalón del compresor.
- Una zona de transición (17) desde la salida del compresor axial a dos cámaras de combustión de sección rectangular (18). La misión de esta zona de transición es mantener las pérdidas de cargas en unos valores razonables, por tanto, será tan larga como sea necesario para cumplir este cometido.
- Dos cámaras de combustión (18) de sección rectangular separadas por el cuerpo central (10). Como aclaración, en la figura no se representan los típicos estabilizadores de llama de muchas cámaras de combustión, lo que no quiere decir que no puedan ser necesarios. Sí que se representa, con una línea discontinua, la típica chapa perforada que separa el flujo más frío en contacto con la pared de la cámara, del flujo caliente en el resto de la cámara.
- Dos toberas convergentes (19). Para permitir ajustar la sección de las gargantas (26). En función de las condiciones de vuelo y funcionamiento del MOTOR los ángulos de las toberas se ajustan mediante dos elementos móviles articulados (20). Una vez se alcanza las gargantas de las toberas (26), el cuerpo central (10) y los dos elementos móviles (20) forman dos toberas divergentes (21) con una relación de expansión pequeña.
- Finalmente, al final del MOTOR el cuerpo central (10) se estrecha formando una cuña (27) que permite, cuando sea necesario, una expansión mayor de los gases de escape, es decir actúa como una tobera divergente abierta.
En función del ángulo de los elementos móviles (20) se puede conseguir un escape de sección más o menos constante, es decir sin formar una tobera convergente. O se puede obtener una tobera con un estrechamiento muy acusado en la garganta (26), tal y como se muestra en la figura 4. En cambio la expansión del escape se ajusta de manera automática gracias a la cuña (27).
El MOTOR tiene tres modos de funcionamiento. El modo principal se ha denominado modo normal, y se caracteriza por los siguientes elementos:
- Un difusor a la salida de la turbina (22).
- Una cámara de gasificación (23) en la que descarga el difusor (22). En esta cámara la velocidad de los gases de escape es relativamente baja, y se inyecta más combustible que por efecto de la temperatura se gasifica.
Los gases de la cámara de gasificación se conducen a una matriz de inyectores (24) que distribuyen los gases entre las dos cámaras de combustión (18). Los inyectores están dimensionados y colocados de manera que en la región cercana a las paredes no se inyectan los gases, así se asegura una temperatura más baja en las paredes de las cámaras de combustión (18) y las paredes de las toberas (19) y (21).
Además, es posible operar el MOTOR en un modo alternativo que se ha denominado modo con superempuje. En este modo el objetivo es obtener un empuje superior al modo normal. Para ello se inyecta combustible en exceso al oxígeno disponible en las cámaras de combustión (18), es decir el MOTOR funciona con una mezcla rica de combustible, a diferencia del modo de funcionamiento normal mencionado anteriormente en el que no se consume todo el oxígeno disponible.
En este modo no todo el combustible se inyecta en el generador de gas (11) y la cámara de gasificación (23), Además, se inyecta una parte del combustible directamente en las cámaras de combustión (18), en una serie de inyectores (25) colocados en la periferia de cada cámara de combustión (18) y si fuera necesario en la periferia de cada tobera (19) y (21). Este combustible adicional además de ayudar a aumentar el empuje, asegura una temperatura más baja en las paredes de la cámara de combustión (18) y las paredes de las toberas (19) y (21).
Además de un oxidante líquido para reaccionar en el generador de gas (11), otra característica diferenciadora del MOTOR es la utilización de dos combustibles líquidos. Preferiblemente un combustible gaseoso de bajo peso molecular que se almacena licuado en un tanque presurizado, y según la elección del combustible el tanque será además criogénico. Y un combustible con un peso molecular mayor que preferiblemente será líquido en condiciones ambientales. El combustible de menor peso molecular se inyectará preferentemente en el generador de gas (11), y el combustible de mayor peso molecular se utilizará preferentemente en la cámara de gasificación (23). Y ambos combustibles se pueden utilizar para inyectar directamente en la cámara de combustión (25) en el modo con superempuje. No obstante, en función de las necesidades de empuje y de la velocidad de la aeronave se puede elegir más o menos proporción de cada uno de los dos combustibles.
Se recalca que la utilización de dos combustibles se considera la solución óptima, pero si se desea simplicidad, el MOTOR también puede funcionar con un único tipo de combustible, en ese caso será un combustible de bajo peso molecular.
Al igual que cualquier otro motor térmico, se requieren una serie de elementos auxiliares, siendo los siguientes los más importantes:
Una máquina eléctrica engranada al compresor (16), o a alguna de las etapas de la caja de transmisión (14). Esta máquina eléctrica puede funcionar como generador, proporcionando energía eléctrica para alimentar la aeronave y los sistemas auxiliares del MOTOR. La máquina eléctrica también puede funcionar como motor eléctrico por ejemplo para facilitar el arranque del MOTOR.
Finalmente, puede interesar que la máquina eléctrica accione el compresor (16) sin ayuda del generador de gas (11). Este sería el tercer modo de funcionamiento, y se ha denominado modo eléctrico. En este modo el MOTOR requiere de una alimentación externa eléctrica, por ejemplo, unas baterías. En el modo eléctrico no se inyecta combustible ni oxidante, por lo que el empuje es bastante reducido, pero puede ser útil en determinadas circunstancias, por ejemplo, como emergencia en caso de avería, o para volar a baja velocidad, o en trayectorias descendentes, o para generar menos ruido.
Otros elementos auxiliares destacables son las bombas. Para alimentar el generador de gas (11) se requieren bombas de alta presión. Para inyectar combustible en la cámara de gasificación (23) o en la cámara de combustión (25) se requieren bombas de baja presión. Las bombas se pueden accionar mecánicamente conectándolas a alguno de los ejes del MOTOR, o se pueden accionar mediante motores eléctricos, o combinación de ambas opciones.
Como cualquier motor térmico se requiere de un sistema de refrigeración para que los componentes del MOTOR con carga térmica no superen las temperaturas de diseño; lo más destacable del sistema de refrigeración del MOTOR es el sumidero de calor. Para aplicaciones con velocidades de vuelo hasta por ejemplo número de Mach 2,5, se puede intercambiar calor con el aire atmosférico. Para aplicaciones con velocidades mayores el combustible y el oxidante (o cualquier otro fluido que transporte la aeronave, como por ejemplo agua), se pueden utilizar como sumidero de calor. La primera opción es la solución habitual para refrigerar las turbinas de gas; la segunda opción es la solución habitual para refrigerar los motores cohete.
Para su realización el MOTOR requiere de los mismos elementos y subsistemas que cualquier turbina de gas. Las piezas serán mayoritariamente metálicas, y las aleaciones se escogerán, entre otros motivos, en función de las temperaturas de trabajo. En las zonas más frías se puede utilizar por ejemplo aceros y aleaciones de titanio. En las zonas con temperaturas medias se puede utilizar por ejemplo aceros inoxidables y aceros refractarios. Finalmente, en las zonas con temperaturas más altas se tienen que utilizar aleaciones específicas para alta temperatura, por ejemplo, aleaciones con base níquel.
A parte de los elementos ya mencionados, el MOTOR también requerirá para su realización los siguientes elementos típicos de una turbina de gas: sensores de diverso tipo, actuadores, válvulas, un sistema de control electrónico y un sistema de encendido. También será necesario asegurar una fricción razonablemente baja entre los elementos móviles mediante rodamientos, cojinetes y un sistema de lubricación. Para accionar los actuadores será necesario un sistema hidráulico y/o servos eléctricos.
El control de la velocidad de giro del MOTOR se realiza actuando sobre las bombas que inyectan el combustible y el oxidante en el generador de gas (11). Siendo posible variar tanto el caudal/presión de los líquidos como su proporción. El empuje se regula también mediante la cantidad de combustible que se inyecta en la cámara de gasificación (23), y si se utiliza el modo con superempuje con la cantidad de combustible que se inyecta directamente en la cámara de combustión (25).
En el control del escape el objetivo es ajustar la sección de las gargantas (26) para alcanzar las condiciones críticas y, por tanto, que después de las gargantas (26) se alcancen velocidades supersónicas. En la zona de la envolvente de vuelo en la que la presión en la cámara de combustión (18) no es suficientemente alta para permitir condiciones críticas, entonces la sección de las gargantas (26) se ajusta para que la presión en la salida del escape sea similar a la presión atmosférica.
Como se puede ver en la figura 1, una debilidad del MOTOR presentado es que se requiere espacio para la zona de transición (17) para asegurar que el flujo de simetría axial a la salida del compresor se acomode a las dos cámaras de combustión (18) de sección rectangular. La longitud de la zona de transición (17) se puede reducir si se sitúa en vez de un único compresor, dos, cuatro o incluso seis compresores en el mismo plano, trabajando en paralelo, de manera que la mitad de los compresores alimenten a una cámara de combustión (18) y la otra mitad a la otra cámara de combustión (18). Esta arquitectura alternativa se muestra en la figura 5. En esta figura se muestra una sección perpendicular al eje del MOTOR. El corte se realiza a la altura de los compresores, y en particular se muestra la opción de cuatro compresores. El precio a pagar por esta solución es un sistema más complejo. Se pueden accionar todos los compresores con una única turbina, o cada compresor puede ser accionado por su turbina con su cámara de gasificación.
En la figura 6 se muestra un esquema de la primera opción, una turbina (12) en el cuerpo central (10) acciona a varios compresores. En ese caso se complica el sistema de transmisión, siendo necesarias una caja de transmisión secundaria (29) extra en cada compresor, y una caja de transmisión principal con múltiples salidas (28).
En la figura 7 se muestra un esquema de la segunda opción. Intencionadamente en la figura 7 se ha invertido el sentido del flujo de generador de gas. En las figuras 3 y 6 el flujo es contrario al avance, en la figura 7 el flujo del generador de gas tiene el mismo sentido que el avance. Se destaca que el MOTOR puede funcionar con el generador de gas orientado en el sentido de avance, o en el sentido contrario.
El MOTOR en la configuración que se muestra en la figura 7 se puede simplificar eliminando la mitad, tal y como se muestra en la figura 8. Esta configuración también es viable. En esta configuración el cuerpo central (10) queda reducido a uno de los laterales del MOTOR, y la cuña (27) que permite la expansión abierta, se transforma en una rampa (31). En el otro lado de la tobera los dos elementos móviles (20) se reducen a un único elemento móvil (30). El inconveniente destacado de esta configuración es que se pierde la simetría en la tobera, por tanto, en función de las condiciones de funcionamiento variará el ángulo de empuje. A efectos de la aeronave, esta configuración introduce un momento que varía en los diferentes puntos de la envolvente de vuelo.
Relación de los elementos indicados en los dibujos:
10 cuerpo central
11 generador de gas
12 turbina
13 eje de alta velocidad de giro
14 caja de transmisión
15 toma de admisión
16 compresor axial
17 zona de transición
18 cámaras de combustión
19 toberas convergentes
20 elementos móviles
21 toberas divergentes
22 difusor salida turbina
23 cámara de gasificación
24 matriz de inyectores
25 inyectores para el modo con superempuje
26 gargantas
27 cuña
28 caja de transmisión con varias salidas
29 caja de transmisión secundaria
30 un elemento móvil
31 rampa

Claims (8)

  1. Motor a reacción que es capaz de proporcionar empuje a una aeronave mediante la aceleración del aire atmosférico a través de un conducto. El motor es capaz de proporcionar empuje desde parado, hasta una velocidad muy elevada, entendiendo por velocidad muy elevada una velocidad supersónica, o incluso una velocidad hipersónica baja. El motor es una turbomáquina que se representa esquemáticamente en las figuras 1, 2 y 3 y que se caracteriza por: primero el motor se alimenta de un oxidante líquido y dos combustibles líquidos de diferente peso molecular que se inyectan juntos o por separado en los diversos puntos de inyección de combustible según la velocidad de vuelo y las necesidades de empuje. Segundo dispone de una toma de aire (15) que ajusta la velocidad del aire a una velocidad subsónica y lo conduce hacia un compresor axial (16). Tercero dispone de un compresor axial (16) conectado mediante una caja de transmisión con un eje de alta velocidad de giro (13) que lo impulsa. Cuarto dispone de un generador de gas (11) en el que se quema a alta presión una mezcla rica de combustible y oxidante. Quinto dispone de una turbina (12) conectada al generador de gas y conectada al eje de alta velocidad de giro (13) que mueve el compresor. Sexto dispone de un difusor (22) a la salida de la turbina (12) que descarga en una cámara de gasificación (23) donde se inyecta más combustible. Séptimo el compresor descarga en una zona de transición (17) en la que el fujo de aire es conducido hacia dos cámaras de combustión (18) de sección rectangular separadas por un cuerpo central (10). Octavo dispone de un sistema de tuberías que conducen los gases de la cámara de gasificación (23) a una matriz de inyectores (24) en la cámara de combustión (18). Noveno dispone de dos toberas convergentes de sección rectangular (19) conectadas con cada una de las cámaras de combustión (18) y con dos gargantas de sección rectangular (26). Gracias a dos elementos móviles (20) en el lado opuesto al cuerpo central (10) se puede variar la sección de las gargantas (26) desde mantener la sección de las cámaras de combustión (en cuyo caso no actúa como tobera convergente), hasta reducir significativamente la sección de la cámara, según se muestra en la figura 4. Décima dispone de dos toberas divergentes de sección rectangular conectada con las gargantas (26), para permitir acelerar los gases a velocidades supersónicas cuando sea necesario. Undécimo el cuerpo central (10) termina en una geometría en forma de cuña (27) que permite continuar con la expansión de los gases de escape cuando sea necesario. Y duodécimo dispone de una máquina eléctrica conectada a cualquiera de los ejes del motor. La máquina eléctrica puede funcionar como motor eléctrico y como generador eléctrico.
    El motor dispone de tres modos de funcionamiento diferenciados. Primero el modo de funcionamiento normal. En este modo se inyecta combustible en el generador de gas (11) y en la cámara de gasificación (23). En el modo normal no se consume todo el oxígeno disponible en las cámaras de combustión (18), es decir el motor funciona con mezclas pobres. Segundo el modo de funcionamiento con superempuje. Este modo se caracteriza por obtener un empuje superior al que se obtiene con el modo de funcionamiento normal. En este modo se inyecta combustible en exceso al oxígeno disponible en las cámaras de combustión (18). Si en el modo normal se inyectaba el combustible en el generador de gas (11) y en la cámara de gasificación (23), en el modo de superempuje se aporta combustible además directamente en la cámara de combustión (18), mediante unos inyectores (25) situados en la periferia de las cámaras de combustión y opcionalmente en la periferia de las toberas. Y tercero un modo eléctrico. El modo eléctrico se caracteriza porque no se inyecta ni combustible ni oxidante en el motor. En este modo el compresor se accionará con la máquina eléctrica funcionando como motor eléctrico, y por tanto se requiere alimentación eléctrica de una fuente exterior.
  2. Un motor a reacción como el descrito en la reivindicación 1, pero en el que se colocan dos, cuatro o seis compresores en un mismo plano, accionados todos ellos con una única turbina, según se muestra en la figura 6. Esta configuración se caracteriza por una caja de transmisión principal (28) que dispone de un eje de entrada procedente de la turbina, y tantos ejes de salida como el número de compresores instalados, y una caja de transmisión secundaria (29) en cada uno de los compresores.
  3. Un motor a reacción como el descrito en la reivindicación 1, Pero en el que se colocan dos, cuatro o seis compresores en un mismo plano. Cada compresor se acciona con una turbina independiente, y cada turbina tiene su propia cámara de gasificación según se muestra en la figura 7.
  4. Un motor a reacción como el descrito en la reivindicación 1, pero en el que la arquitectura es la de medio motor como el descrito en la reivindicación 3, según se muestra en la figura 8. Por tanto, dispone de uno, dos o tres compresores dispuestos en el mismo plano, y del mismo número de turbinas y cámaras de gasificación. Como se puede observar en la figura 8, el cuerpo central (10) de las arquitecturas indicadas en las reivindicaciones 1, 2 y 3 se transforma en uno de los lados del motor. Y la cuña para la expansión abierta (27) se transforma en una rampa (31). En el otro lado de la tobera tenemos un único elemento móvil (30). Los elementos (30) y (31) forman una tobera asimétrica.
  5. Un motor a reacción con cualquiera de las cuatro arquitecturas propuestas en: la reivindicación 1, la reivindicación 2, la reivindicación 3 o la reivindicación 4. En el que con el objeto de simplificar no se utiliza el modo con superempuje descrito en la reivindicación 1.
  6. Un motor a reacción con cualquiera de las cuatro arquitecturas propuestas en: la reivindicación 1, la reivindicación 2, la reivindicación 3 o la reivindicación 4. En el que con el objeto de simplificar no se utiliza el modo eléctrico descrito en la reivindicación 1.
  7. Un motor a reacción con cualquiera de las cuatro arquitecturas propuestas en: la reivindicación 1, la reivindicación 2, la reivindicación 3 o la reivindicación 4. En el que con el objeto de simplificar no se utiliza ni el modo eléctrico, ni el modo con superempuje descrito en la reivindicación 1.
  8. Un motor a reacción como el descrito en las reivindicaciones anteriores, pero con objeto de simplificar el sistema únicamente se utiliza un combustible líquido de bajo peso molecular, en vez de los dos combustibles indicados en la reivindicación 1.
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