Двигатель

Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете. Эффективность двигателя может быть доведена до максимума благодаря использованию устройства предварительного охлаждения для охлаждения всасываемого воздуха в воздушно-реактивном режиме с использованием холодного топлива, используемого для ракетного режима. Благодаря внедрению устройства предварительного охлаждения и некоторых других компонентов цикла двигателя и их расположению и работе в соответствии с описанием могут быть частично устранены проблемы, например, связанные с повышенными требованиями к топливу и весу и с нарастанием инея. Изобретение обеспечивает повышение скорости при выходе на орбиту, увеличение полезной нагрузки. 3 н. и 27 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

[0001] Настоящая заявка притязает на приоритет согласно разделу 35 Кодекса законов США 119(a) по заявке на патент №GB 1318108.6, поданной в Соединенном Королевстве 11 октября 2013 г., и заявке на патент США №14/296620, поданной 5 июня 2014 г., каждая из которых включена в настоящий документ посредством ссылки.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0002] Настоящее изобретение относится к двигателю такого типа, который может быть использован в аэрокосмической области. Настоящее изобретение также относится к способу эксплуатации такого двигателя, а также к воздушному летательному аппарату, летательному аппарату или воздушно-космическому самолету, содержащему такой двигатель.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0003] Известны попытки создать одноступенчатый аппарат для вывода на орбиту (single stage to orbit (SSTO) vehicle). Чтобы быть коммерчески рентабельным, такому транспортному средству, как правило, требуется высокая доля полезной нагрузки для возможности адаптации для соответствия различным эксплуатационным требованиям. Кроме того, такое транспортное средство должно иметь способность легко маневрировать на опорной поверхности и иметь короткий межремонтный период.

[0004] Теоретически возможно реализовать аппарат SSTO с высокопроизводительной ракетной тягой. Однако для использования ракеты, начиная от взлета, будет необходима высокая полезная нагрузка окислителя, например жидкого кислорода, что будет добавлять значительную массу транспортному средству. Одним из вариантов является усиление ракетного двигателя с помощью альтернативной силовой движительной установки, а затем завершение выведения на орбиту на одной ракетной тяге.

[0005] В GB-A-2240815 описан двухрежимный или гибридный аэрокосмический тяговый двигатель. В данном двигателе в первом режиме работы двигатель использует жидкое водородное топливо для предварительного охлаждения всасываемого воздуха турбокомпрессора, чтобы подавать его под высоким давлением в качестве окислителя в узел камеры сгорания / сопла ракетного типа. При высоких числах Маха, например превышающих 5 М, двигатель переходит во второй режим работы, который действует как обычный высокопроизводительный ракетный двигатель, использующий жидкий кислород, перевозимый на транспортном средстве, для окисления жидкого водородного топлива.

[0006] Такой гибридный двигатель может служить для увеличения производительности ракетного двигателя путем добавления ему способности потребления воздуха. Ракетные двигатели считают наиболее подходящим двигателем для достижения необходимой скорости при выходе на орбиту, например, при эффективной скорости истечения в вакууме (Vef) примерно 4500 м/с.

[0007] Чтобы общую систему сгорания и сопла можно было использовать в обоих режимах движения (т.е. ракетном и воздушно-реактивном режимах), поступающий воздух, как правило, должен быть сжат до высокого давления, аналогичного, но не обязательно идентичного давлению в ракетном режиме (примерно 150 бар). Для этого поступающий воздух сначала охлаждают, чтобы поддерживать температуру в практических пределах (ниже 800 К) и минимизировать работу компрессора, необходимую для турбокомпрессора.

[0008] Вероятно, однако, что таким двигателем будет трудно управлять. Настоящее изобретение направлено на ослабление по меньшей мере до некоторой степени проблем и/или устранения по меньшей мере до определенного предела трудностей, связанных с предшествующим уровнем техники.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0009] В соответствии с первым аспектом настоящего изобретения создан двигатель, содержащий: ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя; компрессор для подачи окислителя под давлением в камеру сгорания; первый теплообменник, имеющий впуск и выпуск, выполненный с возможностью охлаждения окислителя, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием указанным компрессором; контур теплопередающей среды для теплопередающей среды; устройство подачи топлива для подачи топлива; второй теплообменник, установленный для охлаждения теплопередающей среды посредством топлива, подаваемого устройством подачи топлива; первый циркуляционный насос для циркуляции теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды и подачи теплопередающей среды к впуску первого теплообменника; второй циркуляционный насос, расположенный ниже по потоку от выпуска первого теплообменника; при этом двигатель выполнен с возможностью работы в первом режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника.

[0010] Таким образом, теплопередающая среда может направляться обратно в первый теплообменник без первоначального охлаждения посредством топлива, чтобы регулировать и контролировать температуру первого теплообменника. Это может помочь регулированию нарастания инея на первом теплообменнике и обеспечить удовлетворительное использование топлива.

[0011] Камера сгорания может быть соединена с соплом для создания тягового усилия. Камера сгорания и/или сопло могут быть с воздушным охлаждением.

[0012] Двигатель может быть выполнен как движительная установка, например, для воздушного летательного аппарата или другого подобного транспортного средства.

[0013] Теплопередающая среда или текучая среда также может с успехом служить в качестве рабочей среды, т.е. она обладает возможностью расширения и сжатия. Данная текучая среда может быть использована в силовом контуре двигателя, например, для привода турбин.

[0014] Хотя в настоящем описании ссылки сделаны на турбины и компрессоры, могут быть использованы любые подходящие механизмы, которые могут быть приведены в действие с помощью рабочих сред, или которые могут сжимать рабочую среду. По существу, ссылки на турбины следует рассматривать как включающие какой-либо механизм, который может быть приведен в действие посредством текучей среды, например, газа, а ссылку на компрессоры следует рассматривать как означающую какой-либо механизм, который может сжимать текучую среду.

[0015] Компрессор может быть частью осевого турбокомпрессора. Компрессор может быть выполнен с возможностью обеспечивать степень сжатия 150:1. В компрессоре может быть сжат воздух. Давление воздуха на выпуске может составлять 145 бар.

[0016] Подача топлива может осуществляться из криогенного топливного резервуара.

[0017] При необходимости двигатель дополнительно содержит третий теплообменник, выполненный с возможностью охлаждения теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника с использованием указанного топлива; при этом двигатель выполнен с возможностью работы во втором режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника после охлаждения третьим теплообменником.

[0018] При необходимости двигатель дополнительно содержит перепускной канал, который может быть использован для перепуска топлива мимо указанного третьего теплообменника в первом режиме работы.

[0019] Для управления перепускным каналом могут быть предусмотрены клапаны. Часть теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника может быть регулируемой для управления распределением температуры в первом теплообменнике.

[0020] Первый теплообменник может иметь множество ступеней. Теплообменник может содержать множество тонкостенных трубок. Трубки могут быть вставлены одна в другую.

[0021] Двигатель может быть снабжен одним или большим количеством перепускных форсунок или устройств для дожигания топлива во втором контуре (bypass burner). При низких потоках поступающего окислителя, например, когда транспортное средство, содержащее такой двигатель, движется на малых скоростях, подается больше окислителя, чем необходимо. Перепускные форсунки могут быть выключены, например, топливо не подается к перепускным форсункам. Перепускные форсунки могут быть регулируемыми на уменьшение или увеличение для соответствия количеству окислителя, например, подаче воздуха в двигатель. Перепускные форсунки могут обеспечивать дополнительное тяговое усилие.

[0022] При необходимости двигатель дополнительно содержит турбину, выполненную с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника для привода указанного компрессора.

[0023] При необходимости двигатель дополнительно содержит четвертый теплообменник, выполненный с возможностью нагрева указанной теплопередающей среды перед подачей в указанную турбину.

[0024] При необходимости двигатель содержит предварительную камеру сгорания (pre-burner), выполненную с возможностью предварительного нагрева топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания, при этом выпуск из указанной предварительной камеры сгорания соединен с четвертым теплообменником для нагрева указанной теплопередающей среды.

[0025] Подача топлива и окислителя в предварительную камеру сгорания может быть выполнена с возможностью поддерживать по существу постоянную температуру теплопередающей среды после выхода из четвертого теплообменника, когда двигатель работает в первом и втором режимах.

[0026] При необходимости двигатель дополнительно содержит резервуар окислителя, при этом указанный двигатель выполнен с возможностью работы в третьем режиме, в котором окислитель подается из указанного резервуара окислителя.

[0027] В указанном третьем режиме окислитель может исключительно подаваться из резервуара окислителя. Компрессор может быть обойден.

[0028] В указанном третьем режиме теплопередающая среда может быть использована для привода турбины, соединенной с насосом подачи окислителя.

[0029] Первый и второй циркуляционные насосы могут быть выполнены как компрессоры, при необходимости с радиальными лопатками. Максимальная мощность на выходе первого циркуляционного насоса может быть больше, чем максимальная мощность на выходе второго циркуляционного насоса. Первый и второй циркуляционные насосы могут приводиться в действие посредством турбин, приводимых в действие подачей топлива.

[0030] Устройство подачи топлива может содержать топливный насос с приводом от турбины.

[0031] При необходимости двигатель выполнен так, чтобы теплопередающая среда обходила первый теплообменник.

[0032] При необходимости двигатель выполнен так, чтобы теплопередающая среда обходила первый циркуляционный насос и приводилась в движение в контуре теплопередающей среды посредством указанного второго циркуляционного насоса.

[0033] При необходимости двигатель дополнительно содержит воздухозаборник для подачи воздуха в качестве указанного окислителя.

[0034] При необходимости теплопередающая среда выполнена в виде замкнутого контура потока.

[0035] При необходимости двигатель содержит гелий в качестве теплопередающей среды в контуре теплопередающей среды. В качестве теплопередающей среды может использоваться неон или какая-либо другая подходящая текучая среда.

[0036] При необходимости устройство подачи топлива выполнено с возможностью подачи водорода в качестве указанного топлива.

[0037] В соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения создан способ эксплуатации двигателя, содержащего: ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя; компрессор для подачи окислителя под давлением в камеру сгорания;

[0038] первый теплообменник, имеющий впуск и выпуск для охлаждения окислителя, подаваемого в указанный компрессор с использованием теплопередающей среды перед сжатием указанным компрессором;

[0039] контур теплопередающей среды для указанной охлаждающей среды; при этом в первом режиме работы способ включает подачу теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника на впуск первого теплообменника для регулирования распределения температуры в первом теплообменнике.

[0040] Первый теплообменник может работать со сравнительно высокой и низкой температурами. Часть теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого теплообменника на впуск первого теплообменника, может быть регулируемой, чтобы поддерживать температуру в отсеке холодильной установки выше заранее заданной температуры. В работе для предотвращения нарастания инея на первом теплообменнике может быть выбрана заранее заданная температура.

[0041] Теплопередающая среда, подаваемая от выпуска первого теплообменника, может быть смешана вначале с теплопередающей средой, которая была охлаждена топливом, перед подачей на впуск первого теплообменника.

[0042] При необходимости, во втором режиме работы способ включает в себя охлаждение теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого теплообменника перед подачей теплопередающей среды в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.

[0043] При необходимости, во втором режиме работы расход теплопередающей среды в первом теплообменнике ниже по потоку от промежуточной точки вдвое больше расхода теплопередающей среды выше по потоку от промежуточной точки. Это служит для ограничения температуры материала, которая может понижать коэффициент полезного действия цикла двигателя, но может более эффективно регулировать температуру в первом теплообменнике.

[0044] При необходимости первый циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды на впуск первого теплообменника, а второй циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника на впуск или в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.

[0045] При необходимости используют топливо для охлаждения теплопередающей среды во втором теплообменнике перед подачей в первый теплообменник.

[0046] При необходимости теплопередающую среду охлаждают посредством топлива в третьем теплообменнике перед подачей в промежуточную точку между впуском и выпуском указанного первого теплообменника.

[0047] При необходимости окислителем служит воздух, а топливом служит водород.

[0048] При необходимости теплопередающей средой служит гелий.

[0049] При необходимости топливо используют для привода турбин, связанных с указанными первым и вторым циркуляционными насосами. Это позволяет двигателю иметь возможность запуска с использованием топлива, например, водорода.

[0050] При необходимости, в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос.

[0051] При необходимости, в третьем режиме работы окислитель подают в виде жидкого кислорода.

[0052] При необходимости топливо подают в камеру предварительного сгорания для предварительной подготовки топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания.

[0053] При необходимости выпуск из камеры предварительного сгорания используют для подогрева теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника перед подачей теплопередающей среды в турбину для привода компрессора.

[0054] При необходимости, в третьем режиме работы первый циркуляционный насос используют исключительно для привода в движение теплопередающей среды.

[0055] Благодаря избирательному использованию одного из циркуляционных насосов, можно лучше управлять потребностями в энергии двигателя.

[0056] При необходимости, в первом режиме работы до 25% теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника подают на впуск указанного первого теплообменника.

[0057] В соответствии с третьим аспектом настоящего изобретения создано транспортное средство, содержащее двигатель в соответствии с первым аспектом с какими-либо дополнительными характеристиками или без них.

[0058] В соответствии с четвертым аспектом настоящего изобретения создан воздушный летательный аппарат, летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель в соответствии с первым аспектом с какими-либо дополнительными характеристиками или без них.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0059] Настоящее изобретение может быть осуществлено различными способами, и различные варианты осуществления изобретения теперь будут описаны в качестве примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

[0060] На фиг. 1A, 1В и 1С показаны виды сбоку, в плане и сзади, соответственно, одноступенчатого воздушного летательного аппарата для вывода на орбиту (single stage to orbit(SSTO) aircraft);

[0061] На фиг. 2 показан частичный поперечный разрез через гондолу, содержащую модуль гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя предшествующего уровня техники;

[0062] На фиг. 3 показана схема цикла гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя в воздушно-реактивном режиме при низком числе Маха, например, на скорости, как правило, меньшей 4 М;

[0063] На фиг. 4 показана схема цикла гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя по фиг. 4 в воздушно-реактивном режиме при скорости, как правило, большей 4 М;

[0064] На фиг. 5 показана схема цикла гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя по фиг. 3 и 4, действующего в полном ракетном режиме.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0065] На фиг. 1A, 1В и 1С показан одноступенчатый воздушный летательный аппарат (single stage to orbit (SSTO) aircraft) 1 с убирающимся шасси 2, 3, 4, имеющий фюзеляж 5 с резервуарами 6, 7 топлива и окислителя, и область 8 полезной нагрузки. Устройство 9 хвостового оперения и устройство 10 переднего горизонтального оперения («утка») с соответствующими плоскостями управления руля направления 11 и носового руля 12 прикреплены к фюзеляжу 5. Основные крылья 13 с элевонами 14 прикреплены по обе стороны фюзеляжа 5, и каждое крыло 13 снабжено модулем 15 двигателя, прикрепленным к концу 16 крыла. Как показано на фиг. 1С и 2, задняя часть каждого модуля 15 двигателя снабжена четырьмя ракетными соплами 17, окруженными различными перепускными форсункам 18.

[0066] На фиг. 2 показан известный модуль 15 двигателя. Известный модуль 15 двигателя содержит воздухоприемник 19а, теплообменник 21, содержащий четыре узла, турбокомпрессор 22 и циркуляционные проточные трубопроводы или каналы 23. Модуль 15 двигателя заключен в гондолу 20, которая может быть прикреплена к крылу воздушного летательного аппарата, такому как крыло воздушного летательного аппарата, как показано на фиг. 1A, 1В, 1С.

[0067] В воздушно-реактивном режиме работы модуля 15 двигателя в пределах земной атмосферы часть поступающего воздуха, проходящего через воздухоприемник 19а, проходит через теплообменник 21 в турбокомпрессор 22, а другая часть обходит по перепускному каналу 19b к перепускным форсункам 18.

[0068] В предпочтительном варианте осуществления модуль двигателя предшествующего уровня техники заменен модулем двигателя, выполненным и управляемым, как описано ниже.

[0069] Схема модуля двигателя или движительной системы показана на фиг. 3. Модуль двигателя содержит воздухозаборник 19. Воздухозаборник 19 может быть осесимметричным, так что, когда воздушный летательный аппарат движется на сверхзвуковых скоростях, воздухозаборник 19 служит для замедления захваченного воздушного потока до дозвуковой скорости с помощью косых и нормальных ударных волн. При высоких числах Маха, например, 5 M и выше, такое замедление может вызвать увеличение температуры воздухоприемника, обычно выше 1250 К. С целью ясности не предусмотрены ссылочные номера для каждой детали на фиг. 3, 4 и 5. Однако должно быть понятно, что на каждой из фиг. 3, 4 и 5 показан тот же двигатель в различных режимах работы, и каждый двигатель содержит одинаковые узлы.

[0070] Воздух, проходящий через воздухозаборник, разделяется на два проточных канала. Один из этих проточных каналов 24а подает воздух в перепускную форсунку 18, содержащую сопло. При малых потоках поступающего окислителя, например, когда воздушный летательный аппарат движется на малых скоростях, на впуск подается больше воздуха, чем необходимо. Перепускные форсунки затем могут быть выключены, например, топливо не подается к перепускным форсункам. Перепускные форсунки могут быть регулируемыми на уменьшение или увеличение, чтобы соответствовать количеству окислителя, например, подаче воздуха в двигатель. Перепускные форсунки могут обеспечивать дополнительное тяговое усилие и улучшать рабочие характеристики двигателя.

[0071] Другая часть воздуха из воздухозаборника 19 проходит через другой проточный канал 24b в устройство предварительного охлаждения, которое необходимо для охлаждения сжатого поступающего воздуха. В данном варианте осуществления устройство предварительного охлаждения содержит первую ступень 29 теплообменника и вторую ступень 30 теплообменника, хотя предусмотрено устройство предварительного охлаждения с любым количеством ступеней теплообменника.

[0072] После прохождения воздуха через ступени 29, 30 теплообменника, воздух проходит через компрессор 31, который приводится в действие от турбины 32, как подробно описано ниже. Компрессор выбирают для обеспечения заранее заданной степени сжатия, в зависимости от требований к рабочим характеристикам двигателя. В настоящем варианте осуществления компрессор может, как правило, иметь степень сжатия 150:1, так что всасываемый воздух сжимается примерно до 145 бар.

[0073] Часть сжатого воздуха пропускают в камеру 33 предварительного сгорания по проточному каналу 24. Еще одна часть сжатого воздуха проходит через проточный канал 24g в камеру сгорания 45 ракетного двигателя с соплом 17а. Этот воздух также может быть использован для охлаждения камеры 45 сгорания и/или сопла 17а. Часть воздуха, подаваемого в камеру 33 предварительного сгорания и камеру 45 сгорания, может быть регулируемой и управляемой, чтобы соответствовать требованиям к рабочим характеристикам двигателя.

[0074] Как правило, такой двигатель должен быть снабжен множеством камер 45 сгорания и связанными с ними ракетными соплами 17а, 17b. В схеме показаны две ракетные камеры 45 со связанными с ними соплами 17а, 17b.

[0075] Типичный воздушный летательный аппарат или обычное транспортное средство может содержать четыре узла камер сгорания / сопел, расположенных в гондоле. Однако, чтобы обеспечить требуемое тяговое усилие для транспортного средства, может быть предусмотрено любое число узлов камер / сопел.

[0076] Хотя при описании работы настоящего двигателя будет выделена только одна ракетная камера 45 и узлы 17а, 17b сопел, должно быть понятно, что любой другой предусмотренный узел ракетной камеры / сопла может действовать в аналогичном или идентичном режиме, и что каждый узел ракетной камеры / сопла будет получать часть топлива и окислителя, чтобы работать и создавать тяговое усилие для транспортного средства.

[0077] В летательном аппарате с двумя гондолами, каждая из которых содержит четыре узла камер сгорания / сопел, узлы камер сгорания / сопел могут быть выполнены с возможностью действовать как один двигатель во время выведения на орбиту в воздушно-реактивном режиме, и как два ракетных двигателя со спаренной камерой во время выведения на орбиту ракеты. Это может служить для увеличения надежности выполнения задания и минимизации объема установки двигателя.

[0078] В одном из вариантов осуществления камеры 45 сгорания могут быть облицованы с использованием облицовок, содержащих, например, дисперсионно-упрочняемый окисью алюминия материал на основе меди, такой как GLIDCOP AL-20, или другой подходящий теплопроводный материал. Это может снизить термические напряжения в камерах сгорания. Такой материал облицовки может быть использован в связи с высокой температурой стенки, которая может быть достигнута в камере 45 сгорания в ходе работы в воздушно-реактивном режиме. В данном режиме работы камера 45 сгорания может быть с пленочным охлаждением с применением водорода, с использованием отдельного впуска в камеру 45 сгорания. Сжатый воздух или жидкость, или газообразный кислород низкой температуры может подаваться в охлаждающие каналы камеры сгорания или сопловую юбку. Как правило, воздух или жидкий кислород подают в направлении пересечения между камерой сгорания и юбкой, где воздух или кислород движется вверх по потоку в каналах в камере сгорания и вниз по потоку в каналах юбки.

[0079] Камеру 45 сгорания используют для сгорания сжатого воздуха и водородного топлива в воздушно-реактивном режиме, и кислорода из бортовых резервуаров жидкого кислорода и водорода в полном ракетном режиме.

[0080] В ходе полного реактивного режима, т.е., когда в качестве окислителя используют жидкий кислород, камера 45 сгорания может охлаждаться жидким кислородом, так что она работает при 800 К или меньше. Кислород обычно выходит от облицовки при температуре примерно 210 К. Такая температура полезна тем, что позволяет использовать те же форсунки камеры сгорания в обоих режимах двигателя, т.е. воздушно-реактивном и ракетном режимах. Перепад давления кислорода в облицовке составляет примерно 220 бар.

[0081] В настоящем варианте осуществления сопло содержит трубчатую охлаждаемую юбку с конечной надставкой, охлаждаемой излучением, например, из материала SEP-CARBINOX. К этому прибегают, чтобы обеспечить соплам возможность выдерживать внешний нагрев потока воздуха во время повторного входа в атмосферу, когда отсутствует хладагент для охлаждения двигателя. В настоящем варианте осуществления охлаждаемая трубчатая юбка выполнена из жаропрочных сплавов, таких как инконель, который может содержать множество трубок.

[0082] Во время повторного входа контур водорода приводится в действие вхолостую, на впуске 63, от резервуара водорода. Это служит для проведения гелия по контуру гелия для предотвращения перегрева устройства предварительного охлаждения.

[0083] В настоящем варианте осуществления в ходе воздушно-реактивного режима юбка 50 охлаждается воздухом высокого давления, предназначенным для камеры сгорания. В ракетном режиме жидкий кислород из проточных каналов 28а и 28b вначале проходит через облицовку камеры сгорания, а затем часть испаренного кислорода, предназначенная для камеры 45 сгорания, проходит через трубчатую юбку перед поступлением в форсунку через проточный канал 28.

[0084] Устройство 29, 30 предварительного охлаждения используют для охлаждения поступающего воздуха. Первая ступень 29 теплообменника и вторая ступень 30 теплообменника соответствуют частям с более высокой и сравнительно низкой температурой, соответственно.

[0085] В настоящем варианте осуществления устройство 29, 30 предварительного охлаждения представляет собой

высокопроизводительный теплообменник, в котором в качестве охлаждающей среды используют газообразный гелий высокого давления в замкнутом контуре. Контур гелия подробно описан ниже.

[0086] Подходящий теплообменник может быть выполнен как противоточный теплообменник с матрицей охлаждающих каналов или трубок диаметром меньше, чем 1 мм, с тонкими стенками, толщиной, как правило, 20-30 микрон. Чтобы обеспечить необходимую производительность, большое число, например, от 300000 до 600000 таких трубок вставлены друг в друга и выполнены в виде сложных спиралей в каждом теплообменнике. Трубки могут идти по спиральным каналам от впуска до выпуска, с трубками, проходящими либо в осевом, либо в радиальном направлении. В настоящем варианте осуществления устройство предварительного охлаждения выполнено с возможностью охлаждения поступающего воздуха от температуры 1250 К до температуры примерно 125 К.

[0087] Двигатель выполнен с возможностью действия с использованием воздуха для взлета. Двигатель запускают с помощью вспомогательных турбонасосов, приводимых в действие от внутренней системы подачи газообразного ракетного топлива в транспортном средстве.

[0088] Перед пуском двигателя замкнутый контур гелия, обозначенный 25а-25g, заполняют гелием. Контур гелия можно пополнять или вентилировать, например, вследствие расширения гелия, на впускной линии 61. Для предотвращения кавитации кислородных насосов гелий можно подавать по потоку 62 для создания давления в кислородных резервуарах. Устройство предварительного охлаждения вначале изолировано от контура гелия и имеет давление покоя примерно 140 бар, тогда как давление покоя остальной части контура гелия составляет примерно 40 бар. В этот момент камера 45 сгорания изолирована от подачи окислителя и топлива.

[0089] Стартовые турбонасосы (не показано) подают жидкий водород (по впускной линии 60, показанной на фиг. 3) под давлением 60 бар и жидкий кислород при 130 бар (по впускной линии 64) из основных резервуаров транспортного средства. Водород поступает в теплообменник 34 ниже по потоку от клапана 53, который на данном этапе закрыт. Кислород поступает в контур охлаждения камеры сгорания ниже по потоку от клапана 54, который на данном этапе закрыт.

[0090] Двигатель работает, в то время как подводимый воздух подается от компрессора 31 по проточному каналу 24с через клапан 55, и, когда давление подачи гелиевого циркуляционного насоса достигает 140 бар, устройство предварительного охлаждения подключается, вводя устройство 29, 30 предварительного охлаждения в контур гелия. В то же время клапан 56 начинает открываться для подачи воздуха в камеру 33 предварительного сгорания и камеры 45 сгорания.

[0091] Когда подача водородного насоса достигает 60 бар, клапан 53 открывается, и начальная подача водорода уменьшается. Кроме того, когда подача воздуха компрессором достигает 130 бар, начальная подача кислорода уменьшается. Для предотвращения кавитации в водородных насосах водород ниже по потоку от теплообменника 34 может подаваться по потоку 65 для создания давления в водородных резервуарах.

[0092] Чтобы основные насосы подачи водорода и кислорода могли работать эффективно, могут быть предусмотрены бустерные насосы как для кислородного, так и для водородного резервуаров.

[0093] Одновременно клапан 57 впускает воздух в камеру 45 сгорания для сгорания топлива и пленочного охлаждения камеры сгорания и/или сопел. Теперь двигатель достиг основного этапа действия в воздушно-реактивном режиме.

[0094] Гелий приводится в движение в контуре гелия посредством циркуляционного насоса 35. Хотя циркуляционный насос следует выбирать в зависимости от требований к рабочим характеристикам двигателя, в настоящем варианте осуществления циркуляционный насос 35 содержит одноступенчатый центробежный компрессор, приводимый от двухступенчатой водородной турбины 36. Циркуляционный насос 35, как правило, работает со скоростью вращения примерно 64000 об/мин. Его конструкция аналогична конструкции водородного турбонасоса 40, 41 описанного ниже, с такой же мощностью, 19 МВт максимум.

[0095] В первом воздушно-реактивном режиме работы, как показано на фиг. 3, в основном, ниже высоты 10 км, гелий приводится в движение циркуляционным насосом 35, в последовательности, через вторую ступень 30 теплообменника и первую ступень 29 теплообменника устройства предварительного охлаждения, так что теплообменник предварительного охлаждения работает в противотоке к потоку поступающего воздуха.

[0096] После устройства предварительного охлаждения гелий затем проходит через рециркулятор 38 перед прохождением по проточному каналу 25b, где канал гелия разделяется между первым проточным каналом 25 с и вторым проточным каналом 25d. Первый проточный канал 25с проходит через теплообменник 44 к камере 33 предварительного сгорания, где температура гелия увеличивается перед продолжением движения по контуру через турбину 32, которая приводит в действие компрессор 31 (турбина и компрессор вместе образуют турбокомпрессор), используемый для сжатия поступающего воздуха.

[0097] Хотя в данном первом режиме воздушно-реактивного действия, обычно на скорости меньше 4 M и ниже высоты 10 км, гелий проходит через теплообменник 39, расположенный перед рециркулятором 38, он не охлаждается в данном теплообменнике 39 водородом, поскольку водород обходит теплообменник по перепускному каналу 51.

[0098] После турбины 32 турбокомпрессора, гелий проходит через теплообменник 34, где он охлаждается примерно до 44 К за счет водорода, подаваемого насосом 40 жидкого водорода, по проточному каналу 26а. Затем гелий возвращается к началу контура гелия в циркуляционном насосе 35.

[0099] Хотя рециркулятор 38 гелия может быть выбран в зависимости от требований к рабочим характеристикам двигателя, в настоящем варианте осуществления рециркулятор гелия представляет собой вентилятор, который приводит в движение поток контура охлаждения. Узел может, как правило, содержать одноступенчатый осевой вентилятор 38, приводимый в действие посредством одноступенчатой водородной активной турбины 37. Узел, как правило, может работать на максимальной скорости 57330 об/мин.

[0100] В настоящем варианте осуществления, например, с основным циркуляционным насосом 35 гелия, имеется два рециркулятора 38 на гондолу для надежности во время работы ракеты. Рабочая температура сравнительно низкая, например, 630 К гелия и 577 К водорода.

[0101] После рециркулятора 38, второй проточный канал 25d гелия возвращает гелий в устройство 29, 30 предварительного охлаждения в точке между второй ступенью 30 теплообменника и циркуляционным насосом 35. Это позволяет гелию от выпуска устройства предварительного охлаждения смешиваться с гелием, который был предварительно охлажден за счет потока водорода в теплообменнике 34.

[0102] Каждая гондола содержит два водородных турбонасоса 40 для подачи водорода к двигателю. Хотя водородный насос выбирают в зависимости от требований к рабочим характеристикам двигателя, в настоящем варианте осуществления каждый насос содержит двухступенчатое лопастное колесо с уровнем мощности 12,4 МВт в воздушно-реактивном режиме (20,4 МВт в ракетном режиме). В воздушно-реактивном режиме насосы, как правило, работают со скоростью вращения 69000 об/мин при давлении подачи 310 бар.

[0103] Водородная турбина 41 получает водород высокого давления от теплообменника 34, температура которого увеличена примерно до 650 К, а давление - до 310 бар за счет гелия, этот водород нагрет гелием, выходящим из турбины 32 турбокомпрессора. Впуск в водородную турбину 41 происходит примерно при давлении 310 бар при 660 К в воздушно-реактивном режиме (330 бар при 777 К в реактивном режиме при 100% тяговом усилии). Выходом 40 водородного насоса управляет перепускной клапан 52 на перепускном проточном канале 26с на водородной турбине 41. Как правило, при аналогичных требованиях к давлению водородного насоса, как в воздушно-реактивном, так и в ракетном режимах, не требуются дополнительные ступени сжатия, которые в противном случае не полностью используются в воздушно-реактивном режиме.

[0104]После турбины 41 поток водорода поступает в проточные каналы 26b, 26d и 261 к турбине 36, данная турбина 36, приводящая в действие циркуляционный насос 35, описана выше. После турбины 36 водород затем проходит через турбину 37, которая приводит в действие рециркулятор 38, как описано выше. После турбины 37 часть водорода проходит в камеру 33 предварительного сгорания по проточному каналу 26е. Часть водорода проходит по проточному каналу 26f, где часть проходит в ракетную камеру 45 сгорания, а часть водорода проходит к перепускной форсунке 18.

[0105] В данном первом режиме работы двигателя жидкий кислород не нужен в качестве окислителя для ракетной камеры. Вместо этого ракета работает в воздушно-реактивном режиме. Воздушно-реактивный режим дает возможность воздушному летательному аппарату, содержащему такой двигатель, взлетать без необходимости использовать отдельный источник кислорода и без дополнительных движительных средств, что имеет значительные преимущества по весу, поскольку существуют пониженные требования к несению дополнительного окислителя на воздушном летательном аппарате.

[0106] Выпуск камеры 33 предварительного сгорания используют для предварительного нагрева гелия посредством теплообменника 44 перед прохождением гелия в турбину 32 для привода в действие компрессора 31 воздухозаборника. Камера 33 предварительного сгорания является регулируемой, чтобы поддерживать постоянную верхнюю температуру цикла гелия, в настоящем варианте осуществления около 1180 К, независимо от числа Маха воздушного летательного аппарата в воздушно-реактивном режиме.

[0107] Камера 33 предварительного сгорания сжигает водород с воздухом, подаваемым по проточному каналу 24d. Выходящие из камеры предварительно госгорания газы проходят по каналу 27а перед подачей в ракетную камеру 45 сгорания.

[0108] Хотя камера 33 предварительного сгорания может быть выбран в зависимости от требований к рабочим характеристикам двигателя, в настоящем варианте осуществления камера 33 предварительного сгорания и теплообменник 44 образуют единый узел, содержащий богатую водородом камеру сгорания и кожухотрубный теплообменник с одной плавающей трубной пластиной.

[0109] Камера 33 предварительного сгорания действует в широком диапазоне отношений расходов и смесей во время воздушно-реактивного режима и при изменении его на ракетный режим. Как правило, максимальная температура сгорания в камере предварительного сгорания составляет 1855 К, тогда как максимальная температура выхода продуктов горения из теплообменника 44 составляет 1027 К. Конструкция узла и его выхлопного трубопровода является неохлаждаемой, но имеет изоляционные облицовки.

[0110] Весь водород, предназначенный для основных камер сгорания, проходит через камеру 33 предварительного сгорания. Достаточное количество окислителя (воздух в воздушно-реактивном, газообразный кислород в ракетном режиме) подается в камеру 33 предварительного сгорания для увеличения температуры гелия на выходе из теплообменника 44 камеры предварительного сгорания до необходимой величины (в настоящем варианте осуществления, 1180 К в воздушно-реактивном, 820 К в ракетном режиме, где необходимо приводить в действие только рециркулятор 38 и турбину 48 для насоса жидкого кислорода). Остальной окислитель добавляется в основные камеры сгорания.

[0111] Каждая гондола транспортного средства содержит две камеры 33 предварительного сгорания для надежности в ракетном режиме работы, хотя на чертежах показана только одна. Однако в настоящем варианте осуществления обе камеры 33 предварительного сгорания необходимы для действия в воздушно-реактивном режиме, чтобы обеспечить привод турбины 32 потоком гелия.

[0112] Выходящие из камеры предварительного сгорания газы заканчивают сгорание в ракетной камере 45 сгорания вместе с водородным топливом, и расширяются через реактивные сопла 17а, чтобы обеспечить тяговое усилие для воздушного летательного аппарата. В настоящем варианте осуществления камера 45 сгорания ракетного двигателя работает при давлении 103 бар и обеспечивает 500 кН тягового усилия в вакууме.

[0113] На фиг. 4 показана работа двигателя во втором режиме, как правило, на скоростях, превышающих 4 М, но до того, как ракета действует с использованием жидкого кислорода в качестве окислителя.

[0114] В отличие от первого режима работы, во втором режиме работы после прохождения через рециркулятор 38 гелий поступает в устройство предварительного охлаждения в месте соединения 47 между второй ступенью 30 теплообменника и первой ступенью 29 теплообменника.

[0115] В данном режиме работы гелий, как в первом режиме работы, движется по проточному каналу 25g к теплообменнику 39 перед прохождением к рециркулятору 38. Кроме того, гелий также проходит от устройства предварительного охлаждения по проточному каналу 25е к теплообменнику 44 камеры предварительного сгорания, не проходя вначале через рециркулятор 38.

[0116] После теплообменника 44 камеры предварительного сгорания, гелий продолжает проходить, как в первом режиме, через турбину 32, чтобы приводить в действие компрессор 31 воздуха и теплообменник 34 водорода перед прохождением в циркуляционный насос 35, а затем - во вторую ступень 30 рециркулятора.

[0117] Таким образом, водород, очевидно, действует как поглотитель тепла для нагретого двигателя, который использует высокую температуру поступающего воздуха в качестве источника тепла в контуре гелия. Это означает, что значительная часть тепла поступающего воздуха может быть преобразована в работу, например, для привода турбины турбокомпрессора.

[0118] В данном режиме работы поток водорода регулируют, используя клапан 51, так что водород проходит через теплообменник 39, установленный в контуре гелия, перед рециркулятором 38. Таким образом, гелий дополнительно охлаждается посредством водородного топлива перед прохождением к месту соединения 47. Поток гелия к месту соединения 47 регулируется клапаном 46. В этом режиме забор воздуха и цикл такой же, как в первом режиме работы.

[0119] Благодаря подаче гелия из устройства предварительного охлаждения обратно на впуск устройства предварительного охлаждения в первом режиме, как описано выше, без отвода тепла к водородному топливу в теплообменнике 39, гелий может быть использован для регулирования температуры второй ступени 30 теплообменника устройства предварительного охлаждения путем смешивания с предварительно охлажденным гелием из циркуляционного насоса 35 в подходящих пропорциях для получения требуемой температуры гелия на впуске устройства предварительного охлаждения.

[0120] При более высоких скоростях, как правило, выше 4 М, применяют второй режим работы, как описано выше. В данном втором режиме потребность в охлаждении в первой ступени 29 теплообменника возрастает, с гелием, предварительно охлажденным после устройства предварительного охлаждения, в теплообменнике 39 перед прохождением к месту соединения 47 между двумя ступенями 29, 30 теплообменника.

[0121] Благодаря использованию данного первого и второго воздушно-реактивных режимов, распределение температуры в устройстве предварительного охлаждения может лучше регулироваться, и во время выведения на орбиту идеальная радиальная разность температур поддерживается постоянной. Это может служить для регулирования нарастания инея на устройстве предварительного охлаждения вплоть до высот около 10 километров, и обеспечивает более эффективную работу системы контроля обмерзания.

[0122] Количество направляемого обратно гелия зависит от условий полета и температуры и влажности атмосферы. Величина рециркуляции является максимальной при взлете, например, как описано в отношении первого режима работы, в котором направляемый обратно гелий снова проходит через все устройство предварительного охлаждения. Количество направляемого обратно гелия падает с высотой, например, как во втором режиме работы.

[0123] Рециркуляция может достигать 25% от результирующего потока в условиях сильного нагрева и влажности при взлете, но резко падает до нескольких процентов около 5000 м, и до нуля около 10000 м, когда контроль нарастания инея больше не нужен, поскольку воздух не используют в качестве окислителя.

[0124] В настоящем варианте осуществления мощность рециркулятора является сравнительно низкой по сравнению с циркуляционным насосом 35, как правило, порядка 24% от мощности циркуляционного насоса.

[0125] Теоретически также возможно регулирование распределения температур устройства предварительного охлаждения путем перепускания гелия от циркуляционного насоса. Однако производительность насоса может нарушаться при пониженном тяговом усилии вследствие высокой температуры на входе компрессора и уменьшенного массового потока воздуха.

[0126] При более высоких скоростях двигатель может работать в третьем режиме, как схематически показано на фиг. 5. В данном режиме двигатель работает более традиционно как ракетный двигатель. В данном режиме кислород, используемый в ракетных камерах 45, подается посредством насосов 42 жидкого кислорода. Часть жидкого кислорода подают в камеру предварительного сгорания по проточному каналу 24d.

[0127] Переход от воздушно-реактивного режима к ракетному режиму работы достигается в двигателе при непрерывной работе и низком тяговом усилии в конце траектории набора высоты в воздушно-реактивном режиме. Вначале ракетный режим начинается с понижения температуры камеры 33 предварительного сгорания, разгона насоса 42 жидкого кислорода и продувки кислородом, в то время как все еще работает система сгорания на воздухе. Следующая ступень заключается в замене кислородом воздуха путем впускания жидкого кислорода в систему охлаждения камеры сгорания для его испарения и вывода воздуха за борт.

[0128] Во время завершающей фазы перехода в ракетный режим турбокомпрессор 31, 32 замедляется, тогда как поток гелия обходит основной циркуляционный насос 35 и проходит прямо в рециркулятор 38. Двигатель на данном этапе теперь работает в ракетном режиме примерно при 50% полного тягового усилия. Наконец двигатель дросселируют до 100% тягового усилия для выведения на орбиту ракеты.

[0129] Как правило, результирующее тяговое усилие / поток топлива изменяется с 26000 м/с при взлете примерно до 16000 м/с при числе Маха 5. Соотношение компонентов, т.е. фактическое отношение топлива к воздуху к стехиометрическому отношению топлива к воздуху неустановленного двигателя составляет примерно 2,8. Во время работы камера сгорания работает, по существу, при стехиометрическом отношении топлива к воздуху/окислителю в воздушно-реактивном режиме.

[0130] В данном третьем режиме работы гелий не проходит через первую и вторую ступени 30, 29 устройства предварительного охлаждения, поскольку предварительно охлажденный воздух не требуется. Предпочтительнее, гелий проходит через рециркулятор 38, и на клапане 46 весь гелий течет по проточному каналу 25b, а затем проточному каналу 25с через теплообменник 44 камеры предварительного сгорания. Затем гелий проходит по контуру через проточные каналы 25h и 25i к турбине 48 для привода насоса 42 жидкого кислорода, который подает окислитель в ракетную камеру 45 сгорания. В данном режиме гелий не проходит через турбину 32 турбокомпрессора. После турбины 48 затем гелий проходит через теплообменник 34 водорода перед прохождением непосредственно в рециркулятор 38, т. е. в обход циркуляционного насоса 35. Рециркулятор 38 имеет меньшую мощность, чем основной циркуляционный насос 35 гелия, и такое пониженное потребление мощности может быть использовано в режиме двигателя для выведения на орбиту ракеты.

[0131] Двигатель снабжен двумя турбонасосами 42 кислорода в каждом двигателе в гондоле. В данном варианте осуществления давление на входе может составлять примерно 4 бар, и подаваться смонтированными в резервуаре бустерными насосами транспортного средства. Насосы кислорода имеют типичную мощность 13 МВт для получения номинального давления подачи насоса 400 бар.

[0132] В настоящем варианте осуществления гелиевая турбина 48 содержит одну ступень. Благодаря тому, что характеристики контура гелия устанавливаются воздушно-реактивной фазой, он обеспечивает намного большую потребность насоса в кислороде. Таким образом, турбина 48 может быть выполнена последовательно с большой заслонкой, для понижения коэффициента давления до 1,3, и параллельно с большим перепускным каналом 53 по проточному каналу 25j для понижения проектного потока до 20 кг/с. Вследствие таких условий конструктивные ограничения на турбине минимальны и могут быть использованы для сведения к минимуму массы. Турбина 48, как правило, имеет температуру на входе 820 К.

[0133] Часть кислорода также подается по проточным каналам 28а, 28b, 28d, 28е и 28f в камеру 33 предварительного сгорания по проточному каналу 24d. В данном режиме работы водород нагнетают через теплообменник 34, через турбину 41 и проточный канал 26d, в обход турбины 36 по проточному каналу 26m, используя клапан 59, перед прохождением в турбину 37 и прохождением прямо в камеру 33 предварительного сгорания, без прохождения через теплообменник 39, поскольку в данном режиме дополнительное охлаждение гелия не требуется.

[0134] Жидкий водород, как правило, сохраняемый криогенно на транспортном средстве при температуре 20 К или ниже, как правило, подается от топливного насоса примерно при 200 бар и 35 К.

[0135] При переходе от воздушно-реактивного к ракетному режиму мощность контура, подаваемая к турбинам 32, 48, 36, 37, падает от 227,4 МВт до 33,4 МВт, т.е. до уровня 14,7% от максимальной мощности. Увеличение массового потока водорода примерно на 50% в ракетном режиме по сравнению с воздушно-реактивным режимом, в сочетании с пониженной потребностью в мощности, описанной выше, позволяет турбине 37 рециркулятора приводить контур гелия в ракетном режиме, а не основной циркуляционный насос 35.

[0136] Двигатель отключается при закрывании клапанов 54, 56 подачи окислителя, а также клапанов 53 подачи водорода, в то же время, регулируя температуру камеры предварительного сгорания, используя клапан 57.

[0137] Во время отключения устройство предварительного охлаждения изолировано, и основному контуру позволено стравливаться до давления покоя, фазируя давление водорода так, чтобы не перенагружать теплообменник 34. Затем устройство предварительного охлаждения стравливается до давления покоя, и линии ракетного топлива продувают гелием.

[0138] В описанном варианте (вариантах) осуществления могут быть выполнены различные модификации в пределах объема изобретения, как определено прилагаемыми чертежами.

1. Двигатель, содержащий:

ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;

компрессор для подачи окислителя под давлением в камеру сгорания;

первый теплообменник, имеющий впуск и выпуск и установленный для охлаждения окислителя, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием указанным компрессором;

контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;

устройство подачи топлива для подачи топлива;

второй теплообменник, установленный для охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого устройством подачи топлива;

первый циркуляционный насос для циркуляции теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды и подачи теплопередающей среды к впуску первого теплообменника;

второй циркуляционный насос, расположенный ниже по потоку от выпуска первого теплообменника,

причем двигатель выполнен с возможностью работы в первом режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника.

2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий:

третий теплообменник, выполненный с возможностью охлаждения теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника с использованием указанного топлива,

причем двигатель выполнен с возможностью работы во втором режиме, в котором второй циркуляционный насос выполнен с возможностью подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника после охлаждения третьим теплообменником.

3. Двигатель по п. 2, дополнительно содержащий перепускной канал, который может быть использован для перепуска топлива мимо третьего теплообменника в первом режиме работы.

4. Двигатель по любому предшествующему пункту, который дополнительно содержит турбину, выполненную с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника для привода указанного компрессора.

5. Двигатель по п. 4, дополнительно содержащий четвертый теплообменник, выполненный с возможностью нагрева теплопередающей среды перед подачей в указанную турбину.

6. Двигатель по п. 5, дополнительно содержащий камеру предварительного сгорания, выполненную с возможностью предварительного нагрева топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания, при этом выпуск из камеры предварительного сгорания соединен с четвертым теплообменником для нагрева указанной теплопередающей среды.

7. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, дополнительно содержащий резервуар окислителя, причем двигатель выполнен с возможностью работы в третьем режиме, в котором окислитель подается из указанного резервуара окислителя.

8. Двигатель по п. 7, который выполнен так, что теплопередающая среда обходит первый теплообменник.

9. Двигатель по п. 8, который выполнен так, что теплопередающая среда обходит первый циркуляционный насос и приводится в движение в контуре теплопередающей среды посредством второго циркуляционного насоса.

10. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, дополнительно содержащий воздухозаборник для подачи воздуха в качестве указанного окислителя.

11. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, в котором контур теплопередающей среды выполнен как замкнутый контур потока.

12. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, содержащий гелий в качестве теплопередающей среды в контуре теплопередающей среды.

13. Двигатель по любому из пп. 1-3, 5 и 6, 8 и 9, в котором устройство подачи топлива выполнено с возможностью подачи водорода в качестве указанного топлива.

14. Способ эксплуатации двигателя, включающий:

сгорание топлива и окислителя в ракетной камере сгорания;

подачу окислителя под давлением в камеру сгорания с помощью компрессора;

охлаждение окислителя, подаваемого в компрессор перед сжатием, с использованием первого теплообменника, имеющего впуск и выпуск, и теплопередающей среды, и

в первом режиме работы, подачу по контуру теплопередающей среды теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника к впуску первого теплообменника для регулирования распределения температуры в первом теплообменнике.

15. Способ эксплуатации двигателя по п. 14, дополнительно включающий, во втором режиме работы, охлаждение теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого теплообменника, перед подачей теплопередающей среды в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.

16. Способ эксплуатации двигателя по п. 15, в котором во втором режиме работы расход теплопередающей среды в первом теплообменнике ниже по потоку от промежуточной точки вдвое больше расхода теплопередающей среды выше по потоку от промежуточной точки.

17. Способ эксплуатации двигателя по п. 14 или 15, в котором

первый циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды на впуск первого теплообменника, а

второй циркуляционный насос эксплуатируют для подачи теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника на впуск или в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.

18. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором используют топливо для охлаждения теплопередающей среды во втором теплообменнике перед подачей в первый теплообменник.

19. Способ эксплуатации двигателя по п. 16, в котором теплопередающую среду охлаждают в третьем теплообменнике топливом перед его подачей в промежуточную точку между впуском и выпуском первого теплообменника.

20. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором окислителем служит воздух, а топливом служит водород.

21. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором теплопередающей средой служит гелий.

22. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором топливо используют для привода турбин, связанных с первым и вторым циркуляционными насосами.

23. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, в котором в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос.

24. Способ эксплуатации двигателя по п. 23, в котором в третьем режиме работы окислитель подают в виде жидкого кислорода.

25. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, в котором топливо подают в камеру предварительного сгорания для предварительного сжигания топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания.

26. Способ эксплуатации двигателя по п. 25, в котором выпуск из камеры предварительного сгорания используют для подогрева теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника перед подачей теплопередающей среды в турбину для привода компрессора.

27. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором в третьем режиме работы теплопередающая среда обходит первый теплообменник и второй циркуляционный насос, и первый циркуляционный насос используют исключительно для приведения в движение теплопередающей среды.

28. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором в первом режиме работы до 25% теплопередающей среды от выпуска первого теплообменника подают на впуск первого теплообменника.

29. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 14-16, 24, 26, в котором двигатель установлен в воздушном летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

30. Воздушный летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель по любому из пп. 1-13.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к средствам защиты жидкостных ракетных двигателей от тепловых воздействий. Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя основан на создании защитной завесы в потоке продуктов сгорания двигателя из дисперсных частиц интеркалированного графита, обладающих свойством значительного объемного терморасширения.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей, а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит охлаждаемую горючим камеру, смесительную головку, включающую в себя корпус, на торцах которого закреплены верхнее и нижнее днище, коллектор окислителя, установленный на корпусе, и форсунки, равномерно расположенные по окружности и включающие в себя трубчатый корпус, во входной части которого выполнены радиальные отверстия, наконечник с винтовыми каналами, установленными внутри трубчатого корпуса, и втулку, установленную с кольцевым зазором на трубчатом корпусе и образующую кольцевой канал для подачи окислителя, соединенный с полостью окислителя при помощи тангенциальных отверстий, выполненных в стенке втулки, при этом осевой канал наконечника соединен с полостью горючего и полостью камеры, причем полость охлаждающего тракта камеры соединена с полостью горючего смесительной головки.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную стальную оболочку и внутреннюю оболочку из медного сплава с размещенными в ней каналами охлаждающего тракта с турбулизирующими выступающими элементами на поверхностях каждого из каналов, минимально удаленных от продольной оси оболочки, согласно изобретению каналы охлаждающего тракта, размещенные в толщине внутренней оболочки, сформированной по аддитивной технологии методом селективного лазерного сплавления, выполнены закрытыми, и дополнительно на поверхностях каждого из каналов, максимально удаленных от продольной оси оболочки, также выполнены турбулизирующие выступающие элементы в форме треугольника, большая из сторон которого обращена к входу канала, а меньшая - к выходу канала.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгазогенераторных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенных компонентах топлива.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, преимущественно кислороде и водороде.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

В изобретении предложены турбокомпрессорные генераторные установки (200, 300), содержащие компрессоры с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением, и связанные с ними способы.

Способ форсирования турбореактивного двигателя, состоящего из входного устройства, турбокомпрессора, у которого лопатки турбины охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора, выходного устройства.

Изобретение относится к системам генерации энергии. Технический результат: повышение КПД.

Изобретение относится к энергетике. Способ эксплуатации газотурбинной установки, в которой сжатый воздух выходит из компрессора и подается для охлаждения термически нагруженных компонентов камеры сгорания или турбины.

Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете. Эффективность двигателя может быть доведена до максимума благодаря использованию устройства предварительного охлаждения для охлаждения всасываемого воздуха в воздушно-реактивном режиме с использованием холодного топлива, используемого для ракетного режима. Благодаря внедрению устройства предварительного охлаждения и некоторых других компонентов цикла двигателя и их расположению и работе в соответствии с описанием могут быть частично устранены проблемы, например, связанные с повышенными требованиями к топливу и весу и с нарастанием инея. Изобретение обеспечивает повышение скорости при выходе на орбиту, увеличение полезной нагрузки. 3 н. и 27 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх