Двигатель

Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива. Рассмотрен способ эксплуатации двигателя, а также летательный аппарат. Изобретение обеспечивает увеличение производительности ракетного двигателя, повышения полезной нагрузки и экономичности топлива. 3 н. и 44 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ПЕРЕКРЕСТНАЯ ССЫЛКА НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ

[0001] Настоящая заявка притязает на приоритет согласно разделу 35 Кодекса законов США, § 119(a) по заявке на патент № GB 1318111.0, поданной в Соединенном Королевстве 11 октября 2013 г., которая включена в настоящий документ посредством ссылки, и притязает на приоритет и преимущества ранее поданной заявки согласно разделу 35 Кодекса законов США, §§ 120 и 365 по заявке на патент США №14/296 624, поданной 5 июня 2014 г., которая 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 с момента 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 благодаря добавлению ему способности потребления воздуха. Ракетные двигатели считают наиболее подходящими двигателями для достижения необходимой скорости при выходе на орбиту, например, при эффективной скорости истечения в вакууме (Vef) примерно 4500 м/с.

[0007] Чтобы обычную систему сгорания и сопла можно было использовать в обоих режимах движения (т.е. ракетном и воздушно-ракетном 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 K) и минимизировать работу компрессора, необходимую для турбокомпрессора.

[0008] Однако такой двигатель имеет большую потребность в топливе. 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;

воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;

компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;

первую систему подачи топлива для подачи топлива в первую ракетную камеру сгорания;

вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания;

систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания;

при этом воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации.

[0010] Таким образом, указанный двигатель может действовать, используя сжатый воздух в качестве окислителя, и топливо для сжигания в воздушно-реактивных камерах сгорания. При установке на летательный аппарат он обеспечивает взлет с использованием воздуха. Это может уменьшить потребность в топливе по сравнению с двигателем, снабженным только ракетной камерой сгорания.

[0011] Воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания могут действовать независимо, т.е. каждый тип камеры сгорания может сжигать окислитель и топливо независимо от другого.

[0012] Двигатель может быть выполнен как тяговый двигатель, например, для воздушного летательного аппарата или воздушно-космического транспортного средства.

[0013] Двигатель может работать, используя воздух, до заранее заданной скорости, например, около 5 М, когда потребность в окислителе воздушно-реактивного двигателя может быть удовлетворена компрессором. Выше заранее заданной скорости, например, выше 5 М, двигатель можно переключать из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, где используется бортовой окислитель. Во время перехода из воздушно-реактивного в полный ракетный режим двигатель может быть выполнен таким образом, что оба режима задействованы, например, воздушно-реактивный режим выключают, а ракетный режим включают.

[0014] Первая и вторая системы подачи топлива могут содержать один или большее количество насосов. Первая и вторая системы подачи топлива могут быть объединены с помощью переключателей или клапанов для направления топлива в заранее заданную камеру сгорания. Топливо может сберегаться в бортовом резервуаре, и может сберегаться в криогенном виде.

[0015] При необходимости двигатель, дополнительно содержит: первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения окислителя, подаваемого в компрессор с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором; контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;

второе устройство теплообменника, установленное для охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого указанной системой подачи топлива;

[0016] Первое устройство теплообменника может быть выполнено в виде теплообменника, содержащего ряд ступеней теплообменника. Это может обеспечить регулирование степени охлаждения по всему теплообменнику, чтобы помочь управлению обмерзанием. Двигатель может быть снабжен воздухозаборником с устройством замедления для уменьшения скорости воздуха, например, когда двигатель встроен в летательный аппарат.

[0017] 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.

[0018] Второе устройство теплообменника может быть выполнено как один или больше теплообменников. Второе устройство теплообменника может быть выполнено как один или больше противоточных теплообменников. Таким образом, топливо может успешно применяться в качестве охлаждающей среды для охлаждения теплопередающей среды перед прохождением топлива в камеры сгорания.

[0019] Первый теплообменник может быть выполнен как противоточный теплообменник.

[0020] При необходимости двигатель дополнительно содержит турбину для привода в действие указанного компрессора, при этом турбина выполнена с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого устройства теплообменника.

[0021] 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 ссылки на компрессоры следует рассматривать как означающие какой-либо механизм, который может сжимать текучую среду.

[0022] При необходимости, двигатель дополнительно содержит третий теплообменник, выполненный с возможностью нагрева указанной теплопередающей среды перед подачей в указанную турбину.

[0023] При необходимости, двигатель содержит первую предварительную камеру сгорания, выполненную с возможностью частичного сжигания по меньшей мере части топлива перед подачей в указанную воздушно-реактивную камеру сгорания. Первая предварительная камера сгорания может снабжаться топливом из второй системы подачи топлива.

[0024] При необходимости, выпуск из указанной предварительной камеры сгорания соединен с указанным третьим устройством теплообменника для нагревания указанной теплопередающей среды. Таким образом, предварительная камера сгорания может быть использована для увеличения энтальпии теплопередающей среды. Таким образом, теплопередающая среда может быть успешно применена в качестве рабочей среды для привода таких устройств, как турбины в двигателе.

[0025] При необходимости, первая предварительная камера сгорания выполнена с возможностью частичного сжигания воздуха из указанного компрессора с топливом из указанной второй системы подачи топлива. Продукты сгорания предварительной камеры сгорания затем могут быть поданы в воздушно-реактивную камеру сгорания. Дополнительное топливо может быть подано в воздушно-реактивную камеру сгорания посредством второй системы подачи топлива. Энергия от топлива затем может быть использована для привода цикла двигателя.

[0026] При необходимости, второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора.

[0027] Теплопередающая среда может содержать газ высокого давления, который предпочтительно находится выше температуры конденсации во всех местоположениях в цикле.

[0028] Ступени регенератора могут быть использованы для уменьшения температуры/энтальпии теплопередающей среды перед подачей в первое устройство теплообменника.

[0029] При необходимости, ступени регенератора содержат ряд последовательных теплообменников и насосов. Ступени регенератора могут быть выполнены с возможностью передачи тепла от теплопередающей среды к топливу из второй системы подачи топлива.

[0030] При необходимости, двигатель содержит один или больше перепускных клапанов в контуре теплопередающей среды для обхода теплопередающей средой одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.

[0031] Перепускные клапаны обеспечивают оптимизированное охлаждение воздуха для достижения необходимой температуры перед компрессором.

[0032] При необходимости, вторая предварительная камера сгорания предназначена для частичного сжигания топлива перед подачей в камеру сгорания ракетного двигателя с окислителем, подаваемым по системе подачи окислителя.

[0033] При необходимости, выпуск из второй предварительной камеры сгорания используют для привода одной или больше турбин, чтобы приводить в действие первую систему подачи топлива и/или систему подачи окислителя.

[0034] При необходимости, двигатель дополнительно содержит одну или больше перепускных форсунок (bypass burner) для сжигания части топлива, подаваемого от второй системы подачи топлива. Двигатель может снабжаться избыточным количеством топлива, и перепускные форсунки могут быть задействованы в воздушно-реактивном режиме.

[0035] При необходимости, множество воздушно-реактивных камер сгорания выполнены с размещением вокруг указанной ракетной камеры сгорания.

[0036] При необходимости, ракетная камера сгорания и воздушно-реактивная камера сгорания используют общее сопло.

[0037] Это может уменьшить потребность в компонентах за счет направления выпуска от обоих типов камер сгорания в единое сопло. Использование общего, единого сопла как для ракетной камеры сгорания, так и воздушно-реактивной камеры сгорания может служить для снижения основного лобового сопротивления на транспортном средстве, содержащем такой двигатель, благодаря исключению необходимости в отдельном сопле для каждой из ракетных и воздушно-реактивных камер сгорания. Это связано с тем, что сопла имеют высокие отношения площадей, что может приводить к высокой степени лобового сопротивления.

[0038] Двигатель может быть снабжен множеством ракетных камер и воздушно-реактивных камер сгорания.

[0039] При необходимости, топливо из второй системы подачи топлива используют для приведения в действие одной или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды. Температура/энтальпия топлива от второй системы подачи топлива может быть увеличена в результате передачи тепла от теплопередающей среды. Такое увеличение температуры/энтальпии дает возможность использования топлива для приведения в действие турбин, чтобы приводить в действие насосы или рециркуляторы контура теплопередающей среды.

[0040] При необходимости, теплопередающая среда расположена или выполнена в виде замкнутого контура потока или в нем. Теплопередающая среда может быть заключена в замкнутый контур потока. Могут быть предусмотрены средства для пополнения теплопередающей среды в контуре или выхода теплопередающей среды, при необходимости.

[0041] При необходимости, двигатель содержит гелий в качестве теплопередающей среды или рабочей среды. Может быть использован неон или другая подходящая теплопередающая среда или рабочая среда. Одноатомные газы являются предпочтительными, и могут обеспечить преимущество, сводя к минимуму общий циклический коэффициент давления. Это позволяет уменьшать размеры трубопроводов в двигателе по сравнению с использованием газов с более крупными молекулами, хотя число ступеней, необходимое в турбокомпрессорном оборудовании для рабочей среды, может быть сравнительно высоким. Использование газов с более крупными молекулами позволяет использовать более простое турбокомпрессорное оборудование, например, турбины, компрессоры и т.п. с меньшим количеством ступеней, но размеры трубопроводов и их масса могут в этом случае увеличиваться.

[0042] Предпочтительно, теплопередающая среда является газообразной во время работы и цикла охлаждения.

[0043] Использование газообразной среды в качестве теплопередающей среды или обеспечение того, чтобы теплопередающая среда оставалась газообразной в теплообменниках, служит для снижения роста энтропии в теплообменниках. Это связано с тем, что при газообразных потоках разность температур между потоками в теплообменнике может оставаться по существу постоянной. Газообразная теплопередающая среда или рабочая среда может обеспечить более простое устройство регенератора с уменьшенным числом ступеней по сравнению с двигателем, в котором рабочая среда может превращаться в жидкость.

[0044] При необходимости, при этом первая и вторая системы подачи топлива выполнены с возможностью подавать водород в качестве топлива.

[0045] При необходимости, воздушно-реактивный двигатель сгорания выполнен с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом.

[0046] При необходимости, двигатель выполнен с возможностью частичного сжигания топлива с указанным сжатым воздухом перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.

[0047] Воздушно-реактивная камера сгорания может быть выполнена с возможностью работы при более низком давлении, чем ракетная камера сгорания.

[0048] При необходимости, двигатель выполнен с возможностью запуска в воздушно-реактивном режиме, в котором он приспосабливается, чтобы производить тяговое усилие при непрерывном действии при нулевой скорости полета.

[0049] В соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения создан способ эксплуатации двигателя, содержащего:

ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;

воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;

компрессор для сжатия воздуха для подачи в указанную воздушно-реактивную камеру сгорания;

первую систему подачи топлива для подачи топлива в первую ракетную камеру сгорания;

вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания;

систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания;

при этом воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью действовать независимо.

при этом в воздушно-реактивную камеру топливо и окислитель подают в первом режиме работы; а во втором режиме работы топливо и окислитель подают в ракетную камеру сгорания.

[0050] Независимая действие воздушно-реактивной камеры сгорания и ракетной камеры сгорания обеспечивает возможность эксплуатации двигателя в двух рабочих режимах, и каждый тип камеры сгорания может быть оптимизирован для работы с подаваемым окислителем и топливом. Двигатель может эксплуатироваться в качестве тягового двигателя для создания тягового усилия от ракетной камеры сгорания и/или воздушно-реактивной камеры сгорания.

[0051] При необходимости, двигатель дополнительно содержит:

[0052] первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессоре;

контур теплопередающей среды для указанной теплопередающей среды;

второе устройство теплообменника, установленное для охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого системой подачи топлива; при этом в первом режиме работы воздух охлаждается в первом устройстве теплообменника посредством указанной теплопередающей среды.

[0053] Во время работы, например, в воздушном летательном аппарате воздух, подаваемый в двигатель, может находиться при относительно высокой температуре вследствие торможения. Первое устройство теплообмена может быть использовано для охлаждения воздуха с использованием теплопередающей среды. Топливо, подаваемое второй системой подачи топлива, может находиться в криогенной форме, по меньшей мере в бортовом резервуаре и может быть использовано для охлаждения теплопередающей среды.

[0054] При необходимости, в первом режиме работы теплопередающая среда обходит одну или больше ступеней первого устройства теплообменника.

[0055] При необходимости, в первом режиме работы температура воздуха, подаваемого в компрессор, поддерживается выше точки замерзания воды путем избирательного обхода одной или больше ступеней первого устройства теплообменника с теплопередающей средой. Благодаря регулированию температуры воздуха таким образом, дополнительные системы контроля обмерзания не требуются, или их использование сведено к минимуму. Это позволяет упростить работу двигателя.

[0056] При необходимости, топливо из второй системы подачи топлива частично сжигается с воздухом из указанного компрессора перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.

[0057] При необходимости, двигатель дополнительно содержит турбину для приведения в действие указанного компрессора, при этом турбина приводится в действие с использованием части теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого устройства теплообменника.

[0058] При необходимости, двигатель дополнительно содержит третье устройство теплообменника, при этом в воздушно-реактивном режиме работы теплопередающая среда нагревается в третьем устройстве теплообменника перед подачей в указанную турбину.

[0059] При необходимости, двигатель содержит первую предварительную камеру сгорания, в которой по меньшей мере часть топлива частично сжигается перед подачей в указанную воздушно-реактивную камеру сгорания.

[0060] При необходимости, выпуск из предварительной камеры сгорания подается в третье устройство теплообменника и используется для нагревания указанной теплопередающей среды.

[0061] При необходимости, первая предварительная камера сгорания частично сжигает воздух из указанного компрессора с топливом из второй системы подачи топлива. Таким образом, первая предварительная камера сгорания может быть использована для регулирования верхней температуры цикла теплопередающей среды. При необходимости, верхнюю температуру цикла поддерживают на постоянном уровне независимо от скорости двигателя. Тепло, создаваемое первой предварительной камерой сгорания, может быть использовано для приведения в действие второй системы подачи топлива и контура теплопередающей среды.

[0062] При необходимости, второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора, и теплопередающую среду пропускают через указанные одну или больше ступеней для охлаждения указанной теплопередающей среды.

[0063] При необходимости, ступени регенератора содержат ряд последовательных теплообменников и насосов, причем насосы приводятся в действие от турбин, приводимых в действие топливом, подаваемым от второй системы подачи топлива.

[0064] При необходимости, в указанном втором режиме работы топливо из первой системы подачи топлива частично сжигают во второй предварительной камере сгорания с окислителем из системы подачи окислителя перед подачей в ракетную камеру сгорания.

[0065] При необходимости, выпуск из второй предварительной камеры сгорания приводит в действие одну или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.

[0066] При необходимости, двигатель дополнительно содержит одну или больше перепускных форсунок, в которых сжигается часть топлива, подаваемого от второй системы подачи топлива.

[0067] При необходимости, выпуск из ракетной камеры сгорания и воздушно-реактивной камеры сгорания подают в общее сопло.

[0068] При необходимости, топливо из второй системы подачи топлива приводит в действие одну или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.

[0069] При необходимости, гелий используют в качестве теплопередающей среды. Также может быть использован неон или другая подходящая теплопередающая среда.

[0070] При необходимости, водород подают по первой и второй системам подачи топлива.

[0071] При необходимости, кислород подают с помощью системы подачи окислителя.

[0072] При необходимости, рабочее давление в воздушно-реактивной камере сгорания меньше, чем рабочее давление в ракетной камере сгорания. Это может уменьшать потребности в топливе воздушно-реактивной камеры сгорания.

[0073] При необходимости, воздушно-реактивная камера сгорания работает при давлении ниже 20 бар. При необходимости, воздушно-реактивная камера сгорания работает при давлении выше 6 бар.

[0074] Чем выше давление в камере сгорания, тем больше топлива и окислителя может быть подано, и, таким образом, более компактна камера. Чем больше ступеней в регенераторе, тем ниже потребность в давлении и топливе в воздушно-реактивной камере сгорания, но затем может потребоваться большая камера сгорания для обеспечения необходимого тягового усилия.

[0075] Ракетная камера сгорания может быть выполнена как обычная ракетная камера сгорания, и может быть использован какой-либо подходящий ракетный цикл сгорания.

[0076] При необходимости, максимальную температуру теплопередающей среды поддерживают по существу постоянной во время первого режима работы.

[0077] При необходимости, во время перехода от первого режима работы ко второму режиму работы задействованы как воздушно-реактивная камера сгорания, так и ракетная камера сгорания.

[0078] В соответствии с третьим аспектом настоящего изобретения создано транспортное средство, содержащее двигатель в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения, с какими-либо дополнительными характеристиками или без них, или двигатель, работающий в соответствии со способом согласно второму аспекту настоящего изобретения, с какими-либо дополнительными характеристиками или без них.

[0079] В соответствии с четвертым аспектом настоящего изобретения создан воздушный летательный аппарат, летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения, с какими-либо дополнительными характеристиками или без них, или двигатель, работающий в соответствии со способом согласно второму аспекту настоящего изобретения, с какими-либо дополнительными характеристиками или без них.

[0080] При необходимости, воздушный летательный аппарат, летательный аппарат или воздушно-космический самолет содержит фюзеляж с аэродинамическими управляющими поверхностями, выполненными с возможностью действовать вместе с двигателем для управляемого взлета по-самолетному от нулевой скорости полета, при двигателе, работающем в воздушно-реактивном режиме.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0081] 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:

[0082] на фиг. 1A 1B, и 1C показаны виды сбоку, в плане и сзади, соответственно, одноступенчатого воздушного летательного аппарата для вывода на орбиту (single stage to orbit (SSTO) aircraft);

[0083] на фиг. 2 показан частичный поперечный разрез через гондолу, содержащую модуль гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя предшествующего уровня техники;

[0084] на фиг. 3 показана схема цикла гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя;

[0085] на фиг. 4 показана схема примера воздушно-реактивного ракетного двигателя, который может работать в цикле, показанном на фиг. 4;

[0086] на фиг. 5 показана схема цикла гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя по фиг. 3 и 4, действующего в полном ракетном режиме, например, как правило, на скорости свыше 5 М, и

[0087] на фиг. 6 показана схема цикла гибридного воздушно-реактивного ракетного двигателя в воздушно-реактивном режиме при низком числе Маха, например, на скорости, как правило, меньшей 5 М.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0088] На фиг.1A, 1B и 1C показан одноступенчатый воздушный летательный аппарат 1 для вывода на орбиту (single stage to orbit (SSTO) aircraft) 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. 1C и 2, задняя часть каждого модуля 15 двигателя снабжена четырьмя ракетными соплами 17, окруженными различными перепускными форсунками 18.

[0089] На фиг. 2 показан известный модуль 15. Известный модуль 15 двигателя содержит воздухоприемник 19a, 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 13 воздушного летательного аппарата, такому как крыло 13 воздушного летательного аппарата 1, как показано на фиг. 1A, 1B, 1C.

[0090] В воздушно-реактивном режиме работы модуля 15 двигателя в пределах земной атмосферы часть поступающего воздуха, проходящего через воздухоприемник 19a, проходит через теплообменник 21 в турбокомпрессор 22, а другая часть обходит по перепускному каналу 19b к перепускным форсункам 18.

[0091] В предпочтительном варианте осуществления известный модуль двигателя заменен модулем двигателя, выполненным и управляемым, как описано ниже.

[0092] 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, около 5 М и выше, такое замедление может вызвать увеличение температуры воздухоприемника, обычно выше 1250 K.

[0093] Воздух, проходящий через воздухозаборник, разделяется на два проточных канала. Один из этих проточных каналов 24а подает воздух в перепускную форсунку 18, содержащую сопло. В цикле подается большее количество водорода, чем необходимо, и для улучшения использования топлива и производительности двигателя могут быть использованы перепускные форсунки в сочетании с основными камерами сгорания. Другая часть воздуха из воздухозаборника 19 проходит через другой проточный канал 24b в первое устройство теплообменника, выполненное как 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. Первая ступень 29 теплообменника и вторая ступень теплообменника 30 соответствуют частям с более высокой и сравнительно низкой температурой, соответственно.

[0094] 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 около 13:1, так что всасываемый воздух сжимается примерно до 16 бар. Компрессор может содержать два каскада и может содержать титановые лопатки.

[0095] Как правило, такой двигатель должен быть снабжен рядом камер сгорания и связанными с ними ракетными соплами. На схеме показаны четыре сопла 17a, 17b, 17c, 17 с.Совместно использующими каждое сопло являются два типа камер сгорания. Один тип камеры сгорания используют в воздушно-реактивном режиме работы для сгорания полива, такого как водород, со сжатым воздухом, поступающим из компрессора 31. Воздух может быть использован для частичного сгорания части водорода в предварительной камере сгорания 33, перед подачей в воздушно-реактивные камеры сгорания. Другой тип камеры сгорания используют в полном ракетном режиме, т.е. когда вместо сжатого воздуха используют бортовой окислитель, например, кислород.

[0096] Хотя при описании работы настоящего двигателя будут выделены только одно сопло и связанные с ним ракетные камеры вышеописанных типов, должно быть понятно, что какие-либо другие предусмотренные ракетные камеры/сопла могут действовать в аналогичном или идентичном режиме, и что каждый из них будет получать часть топлива и окислителя, чтобы работать и создавать тяговое усилие для транспортного средства.

[0097] Типичный воздушный летательный аппарат или 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.

[0098] В летательном аппарате с двумя гондолами, каждая из которых содержит четыре узла сопел, узлы 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.

[0099] Сжатый воздух от выпуска компрессора 31 подают в предварительную камеру сгорания 33 по проточному каналу 24d. Предварительная камера сгорания 33 может также снабжаться топливом, в настоящем варианте осуществления в виде водорода, по проточному каналу 26а. Водород может храниться на борту летательного аппарата, как правило, в криогенной форме, и подаваться, в настоящем варианте осуществления, насосом или компрессором 40 из резервуара 64.

[0100] Ниже по потоку от предварительной камеры 33 сгорания предусмотрен теплообменник 27 для передачи тепла от продуктов сгорания предварительной камеры сгорания в контур 28 охлаждения замкнутого контура гелия.

[0101] Контур 28 охлаждения гелия в некоторых режимах работы может проходить через первую и вторую ступени 29, 30 устройства предварительного охлаждения. Устройство предварительного охлаждения действует как противоточный теплообменник. В таком режиме после первой ступени 29 устройства предварительного охлаждения, т.е. ступени ниже по потоку в контуре гелия второй ступени, поток гелия проходит по каналу 28a к теплообменнику 27 предварительной камеры сгорания.

[0102] После теплообменника 27 предварительной камеры сгорания контур гелия разделяется на первый и второй потоки 28b и 28c гелия. Второй поток 28 с гелия проходит через турбину 32, в настоящем варианте осуществления, с давлением на входе примерно 200 бар, и давлением на выходе примерно 60 бар. Турбину 32 используют для приведения в действие компрессора 31. Турбина 32 может быть двухроторной турбиной с противоположным вращением валов.

[0103] После выхода из турбины 32 поток гелия, в настоящем варианте осуществления при температуре около 600 градусов по Кельвину (600 K), проходит в ступень теплообменника и рекомпрессии, которая в настоящем варианте осуществления содержит три теплообменника 34, 35, 36 регенератора гелия и рециркуляторы, например, компрессоры или насосы 37, 38, 39.

[0104] Теплообменники 34, 35, 36 регенератора могут содержать множество диффузионно связанных тонких титановых пластин с микроканалами, сформированными в их поверхности. Компрессоры или рециркуляторы 27, 38, 39 могут содержать центробежное турбокомпрессорное оборудование.

[0105] Поток гелия от турбины 32 разделяется на первый, второй и третий повторно сжимаемые потоки 28d, 28e, 28f гелия.

[0106] Первый повторно сжимаемый поток 28d гелия, в настоящем варианте осуществления около 600 K, проходит через первый теплообменник 34 регенератора, где охлаждается примерно до 100 K. Затем гелий повторно сжимают в компрессоре 38, в настоящем варианте осуществления примерно от 60 примерно до 200 бар, перед дальнейшим пропусканием через второй теплообменник 35 регенератора, который служит для охлаждения второго повторно сжатого потока 28e гелия от турбины 32, в настоящем варианте осуществления, от примерно 600 K до примерно 200 K. Первый повторно сжатый поток гелия затем объединяется с потоком 28j гелия.

[0107] После второго теплообменника 35 регенератора второй повторно сжимаемый поток 28е гелия повторно сжимают в третьем компрессоре 39, в настоящем варианте осуществления, от примерно 60 бар до 200 бар, перед прохождением в поток 28i гелия. Затем поток 28i гелия объединяется с потоком гелия от теплообменника 27 предварительной камеры сгорания, перед объединением первым отводным клапаном 41, который здесь может быть использован для отвода потока гелия от второй ступени 30 устройства предварительного охлаждения.

[0108] Третий повторно сжимаемый поток 28f гелия проходит в третий теплообменник 36 регенератора, где охлаждается потоком 26g водорода, в настоящем варианте осуществления, от примерно 600 до 50 K. Поток водорода снабжен устройством подачи топлива, здесь в виде насоса 40 жидкого водорода, который подает водород из бортового резервуара 64 водорода.

[0109] После теплообменника 36 третий повторно сжимаемый поток гелия проходит через первый компрессор 37, где, в настоящем варианте осуществления, гелий сжимается от примерно 60 до примерно 200 бар. Затем поток гелия проходит через теплообменник 34, служащий для охлаждения первого повторно сжимаемого потока 28d гелия, как описано выше, перед объединением затем потока 28j гелия с первым повторно сжатым потоком 28d гелия, который пропущен через первый теплообменник 35.

[0110] Поток 28j гелия проходит к первому отводному клапану 41, который может быть использован для подачи дополнительного количества охлаждаемого гелия на заданную ступень устройства предварительного охлаждения, здесь - перед первой ступенью 29 устройства предварительного охлаждения.

[0111] Поток гелия от теплообменника 27 предварительной камеры сгорания охлаждают, в настоящем варианте осуществления, от примерно 900 до примерно 300 K в теплообменнике 43 за счет водорода, который прошел через третий теплообменник 36 регенератора. Перед достижением теплообменника 43, водород проходит через турбину 44, которую используют для привода первого, второго и третьего компрессоров 36, 37, 38 ступени рекомпрессии. Водород также проходит через турбину 45 для приведения в действие насоса 46 гелия, чтобы нагнетать гелий во второй отводной клапан 42.

[0112] После теплообменника 43, водород проходит через турбину 47, приводящую в действие насос 40 водорода, который служит для нагнетания водорода из бортового резервуара 64 водорода.

[0113] После турбины 47 водород проходит в перепускную форсунку 18, а также предварительную камеру 33 сгорания, а затем в ходе работы в воздушно-реактивном режиме, в воздушно-реактивные камеры сгорания ракетных сопел 17a, 17b, 17c.

[0114] В одном из вариантов осуществления камеры 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. Такой теплопроводный материал может быть использован в связи с высокой температурой стенки, которая может быть достигнута в камерах сгорания в ходе работы в воздушно-реактивном режиме. Это устраняет термические напряжения в стенке. В данном режиме работы камера сгорания может быть с пленочным охлаждением с использованием водорода, путем пленочного охлаждения в камерах сгорания.

[0115] В настоящем варианте осуществления сопла 17a, 17b, 17c, 17d содержат 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.

[0116] В настоящем варианте осуществления во время воздушно-реактивного режима жидкий водород может быть приспособлен для охлаждения юбки сопла путем пропускания водорода через трубки в юбке. В ракетном режиме водород может проходить через облицовку отдельных ракетных камер сгорания 53 и трубчатую юбку перед поступлением в инжектор (не показано) ракетной камеры сгорания.

[0117] Устройство 29, 30 предварительного охлаждения используют для охлаждения поступающего воздуха в воздушно-реактивном режиме. 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 в воздушно-реактивном режиме подробно описан ниже.

[0118] Подходящий теплообменник устройства предварительного охлаждения 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 K до температуры примерно 400 K или меньше, в зависимости от режима работы. В настоящем варианте осуществления на всех скоростях температуру воздуха поддерживают выше точки замерзания воды, т.е. 0 градусов Цельсия.

[0119] Как указано выше, водород подают из резервуара 64 посредством насоса 40, где он используется для охлаждения контура гелия с помощью теплообменников 36 и 43. Бустерные насосы (не показано) могут быть предусмотрены для предотвращения кавитации топливного насоса 40 и минимизации остатков текучей среды, задерживаемых в питающих линиях.

[0120] После турбины 47 водорода, водород подают в предварительную камеру 33 сгорания по проточному каналу 26a. Водород может подаваться к перепускным форсункам 18 по проточным каналам 26b, 26e. Кроме того, в воздушно-реактивном режиме водород может подаваться в ракетные камеры сгорания по проточным каналам 26c и 26d, где он сгорает с продуктами сгорания предварительной камеры сгорания, подаваемыми по проточным каналам 25a и 25b. В воздушно-реактивном режиме воздушно-реактивные камеры сгорания действуют при давлении около 12 бар. Данная воздушно-реактивная камера сгорания отличается от ракетных камер сгорания, используемых в полном ракетном режиме, которые действуют при сравнительно более высоком давлении около 170 бар.

[0121] Для ракетного режима каждое устройство ракетного сопла и камеры сгорания снабжается водородом посредством системы подачи топлива, которая в настоящем варианте осуществления содержит бортовой резервуар 61 водорода и последовательность насосов 48, достигающих давления около 315 бар. В настоящем варианте осуществления водород вначале подается для обеспечения охлаждения реактивных камер 53 сгорания.

[0122] После использования для охлаждения камер 53 сгорания, водород подается в предварительную камеру 52 сгорания камеры сгорания, где он частично сжигается с кислородом, подаваемым по системе подачи окислителя, в настоящем варианте осуществления, содержащей насос 50 жидкого кислорода и подпитывающий насос 54.

[0123] Продукты сгорания ракетной предварительной камеры 52 сгорания служат для приведения в действие турбин 49, 51, которые приводят в действие насосы 48, 50, 54 кислорода и водорода.

[0124] Продукты сгорания предварительной камеры 52 сгорания затем полностью сжигаются в камере 53 сгорания с дополнительным кислородом, подаваемым насосом 50 кислорода.

[0125] В воздушно-реактивном режиме работы двигателя жидкий кислород не нужен в качестве окислителя для ракетной камеры. Воздушно-реактивный режим дает возможность летательному аппарату, содержащему такой двигатель, взлетать без необходимости использовать отдельный источник кислорода и без дополнительных движительных средств, что обеспечивает значительные преимущества по весу, поскольку обеспечивает пониженные требования к наличию дополнительного окислителя на летательном аппарате.

[0126] Выпуск предварительной камеры 33 сгорания используют для предварительного нагрева гелия посредством теплообменника 27, в настоящем варианте осуществления, до температуры примерно 930 K и давления 200 бар, перед прохождением гелия в турбину 32 для приведения в действие компрессора 31 воздухозаборника.

Предварительная камера 33 сгорания является регулируемой, например, количество сжигаемого водорода регулируют, чтобы поддерживать постоянную верхнюю температуру цикла гелия, в настоящем варианте осуществления около 930 K, независимо от числа Маха воздушного летательного аппарата в воздушно-реактивном режиме.

[0127] В предварительной камере 33 сгорания сжигают водород из бортового резервуара 64 со сжатым воздухом, подаваемым по проточному каналу 24d. Выходящие из предварительной камеры сгорания газы проходят по каналу 25a перед подачей в воздушно-реактивную камеру 55 сгорания.

[0128] Хотя предварительная камера 33 сгорания может быть выбрана в зависимости от требований к рабочим характеристикам двигателя, в настоящем варианте осуществления предварительная камера 33 сгорания и теплообменник 27 образуют единый узел, содержащий богатую водородом камеру сгорания и кожухотрубный теплообменник с одной плавающей трубной пластиной.

[0129] На фиг. 4 показан схематический разрез ракетного двигателя, который может быть выполнен с возможностью работы с циклом, показанным на фиг. 3. Воздух 24, который уже прошел через устройство предварительного охлаждения (не показано), как описано выше, подается в компрессор 31, приводимый в действие от гелиевой турбины 32, перед прохождением в предварительную камеру 33 сгорания.

[0130] Продукты сгорания предварительной камеры 33 сгорания затем подаются в воздушно-реактивную камеру 55 сгорания, которая выполнена как проходящие в осевом направлении камеры. Три такие камеры могут быть выполнены как равномерно распределенные по окружности вокруг каждой ракетной камеры 53 сгорания. Ракетные камеры 53 сгорания могут быть выполнены как проходящие в осевом направлении камеры. Водород подают в ракетные камеры 53 сгорания с помощью насоса 48 по каналам 56a, 56b.

[0131] Выпуск из камер 55 сгорания подают в соответствующие ракетные сопла 17a, 17b.

[0132] В полном реактивном режиме водород подают в ракетные камеры 53 сгорания, которые отделены от воздушно-реактивных камер 55 сгорания. Кислород подают в полном реактивном режиме с помощью насоса 50 по каналам 57a, 57b. Ракетные камеры 53 сгорания работают, как правило, примерно при 170 бар, и в сочетании с соплами 17a, 17b обеспечивают суммарное тяговое усилие примерно 500 кН.

[0133] Таким образом можно видеть, что, хотя для воздушно-реактивного и полного ракетного режимов работы используются разные типы камер сгорания, в каждом режиме камеры сгорания совместно используют общее сопло.

[0134] Двигатель соединен с крыльями летательного аппарата, например, как показано на фиг. 1A, посредством бруса 58 осевой нагрузки.

[0135] На фиг. 5 показана схема цикла двигателя в полном ракетном режиме. В данном режиме работы контур охлаждения гелия является излишним, и поэтому не показан, ракетная камера 53 сгорания работает с жидким кислородом из бортового резервуара 60. Воздушно-реактивная камера 55 сгорания в этом режиме работы не используется.

[0136] Как было описано выше, в данном режиме работы водород в криогенной форме подается из бортового резервуара 61 посредством насосов 48. Водород вначале используют для охлаждения камер 53 сгорания, перед подачей в предварительную камеру 52 сгорания, где он частично сжигается с кислородом, подаваемым посредством подпитывающего насоса 54. Предварительная камера 52 сгорания работает с избытком водорода.

[0137] Продукты сгорания предварительной камеры сгорания, которые в настоящем варианте осуществления находятся при температуре примерно 1000 K и давлении около 250 бар, используют для приведения в действие турбин 51, 49, которые приводят в действие насосы 48 водорода и насосы 54, 50 жидкого кислорода. Перепускные клапаны 62, 63 предусмотрены для обхода турбин и регулирования расхода газов, подаваемых к турбинам 49, 51 для привода насосов 48, 54, 50. Перепускные клапаны 62, 63 могут обеспечивать дросселирование двигателя.

[0138] Продукты сгорания из предварительной камеры сгорания затем подают в ракетные камеры 53 сгорания с кислородом, подаваемым от насоса 50. Ракетная камера сгорания работает при температурах в области 3500 K и давлении примерно 170 бар. Это обеспечивает тяговое усилие в вакууме примерно 500 кН.

[0139] Бустерные насосы (не показаны) могут быть предусмотрены для предотвращения кавитации насосов 60, 61 водорода и кислорода, и минимизации остатков, задерживаемых в питающих линиях.

[0140] На фиг. 6 показана схема цикла двигателя в воздушно-реактивном режиме, как правило, до скоростей ниже 5 М. В данном режиме система полного реактивного режиме является излишней, и не показана. Как описано выше со ссылкой на фиг. 3, воздушно-реактивную камеру 55 сгорания используют для сжигания водорода, подаваемого из бортового резервуара 64 посредством насоса 40, а также продуктов сгорания из предварительной камеры 33 сгорания, где часть водорода из бортового резервуара 64 сжигается со сжатым воздухом, подаваемым от компрессора 31. Воздушно-реактивные камеры сгорания работают при значительно меньшем давлении, чем ракетные камеры сгорания. Как правило, воздушно-реактивные камеры 55 сгорания работают при давлении меньше 20 бар.

[0141] Охлаждение потока гелия от турбины 32 с помощью контура 26 водорода, используя теплообменники 34, 35, 36 регенератора гелия и компрессоры 37, 38, 39, а также теплообменник 43, описано выше со ссылкой на фиг. 3. Охлажденный гелий может быть использован в воздушно-реактивном режиме для охлаждения поступающего воздуха, подаваемого от воздухозаборника 19, в ступенях 29, 30 теплообменника устройства предварительного охлаждения.

[0142] Контур 28 гелия снабжен двумя отводными клапанами 41, 42, которые могут быть выполнены с возможностью отвода гелия, так, чтобы он миновал одну или больше ступеней устройства предварительного охлаждения. Хотя в настоящем варианте осуществления гелий используют как теплопередающую среду, может быть использована любая другая подходящая текучая среда, например, неон.

[0143] Как описано выше, в настоящем варианте осуществления устройство предварительного охлаждения содержит первую ступень 29 и вторую ступень 30. Теплообменник устройства предварительного охлаждения может содержать любое число ступеней, в зависимости от потребности в охлаждении.

[0144] Как описано выше, вследствие замедления поступающего воздуха, температура поступающего воздуха перед устройством предварительного охлаждения может возрастать примерно до 1250 K или больше. В настоящем варианте осуществления гелий подают к перепускным клапанам 41, 42 примерно при давлении 200 бар, как правило, при температуре около 350 K. Перепускные клапаны выполнены с возможностью подачи охлажденного гелия в устройство предварительного охлаждения, чтобы понижать температуру поступающего воздуха, которая увеличена примерно до 1250 K при некоторых скоростях летательного аппарата. В настоящем варианте осуществления воздух может быть охлажден в диапазоне от 288 K до 380 K, но, чтобы не допускать нарастания инея на устройстве предварительного охлаждения, температуру воздуха поддерживают выше точки замерзания воды, т.е. выше 273 K при нормальном давлении.

[0145] В зависимости от скорости летательного аппарата, потребность в охлаждении устройства предварительного охлаждения изменяется, и перепускные клапаны 41, 42 включаются при необходимости для достижения необходимой температуры воздуха перед компрессором 31.

[0146] При дозвуковых скоростях воздухозаборник 19 пропускает поток воздуха мимо устройства предварительного охлаждения к компрессору 31. В настоящем варианте осуществления, ниже скорости около 1,9 М, первый и второй перепускные клапаны 41, 42 выполнены с возможностью обхода как первой, так и второй ступеней 29, 30 устройства предварительного охлаждения. Таким образом, гелий проходит из потоков 28j и 28i для обхода потока 28k для подачи гелия в теплообменник 27 устройства предварительного охлаждения. После теплообменника 27 поток гелия разделяется между турбиной 32 и теплообменником 43 водорода.

[0147] В настоящем варианте осуществления, между скоростью примерно 1,9 и 2,9 М, первый перепускной клапан 41, соединенный с потоком 28j гелия, перепускает гелий в обход первой ступени 29 устройства предварительного охлаждения. Второй перепускной клапан 42 выполнен с возможностью подавать охлажденный гелий из потока 28i во вторую ступень 30 устройства предварительного охлаждения. После прохождения через вторую ступень 30 устройства предварительного охлаждения, гелий проходит через первую ступень 29 устройства предварительного охлаждения. Затем гелий объединяется с обходным потоком 28k перед тем как следовать в теплообменник 27 предварительной камеры сгорания.

[0148] В настоящем варианте осуществления, выше скорости 2,9 М и перед полным реактивным режимом выше скорости 5 М, перепускные клапаны 41, 42 выполнены с возможностью пропускания охлажденного гелия из потоков 28i и 28l в первую ступень 29 устройства предварительного охлаждения, и подачи охлажденного гелия в потоке 28 т из теплообменников 34, 35, 36 рекомпрессии на впуск второй ступени 29 устройства предварительного охлаждения.

[0149] В воздушно-реактивном режиме работы при 5 М, используя воздушно-реактивные камеры 55 сгорания и связанные с ними сопла 17, двигатель может производить суммарное тяговое усилие около 295 кН на высоте примерно 26 км.

[0150] Поток 28i гелия от ступеней рекомпрессии и поток 28l гелия от теплообменника 43 водорода встречаются в соединении 66 потоков. В настоящем варианте осуществления энтальпия или температура двух потоков 28i и 28l рассчитаны так, чтобы быть несовпадающими. Это направлено на приведение цикла в соответствие со всеми характеристиками компонентов.

[0151] Контур 28 гелия является замкнутым контуром цикла, который, как описано выше, передает тепло к криогенному потоку водородного топлива. Поэтому водород действует как теплоотвод. Предварительная камера 33 сгорания и теплообменник 27 предварительной камеры сгорания используют для поддержания постоянной верхней температуры цикла гелия, независимо от скорости транспортного средства.

[0152] Воздушно-реактивная предварительная камера 33 сгорания работает с избытком воздуха. В воздушно-реактивном режиме, в настоящем варианте осуществления, воздушно-реактивные камеры 55 сгорания работают при относительно низких давлениях, около 12 бар. Соотношение компонентов, т.е. фактическое отношение топлива к воздуху к стехиометрическому отношению топлива к воздуху двигателя в воздушно-реактивном режиме в настоящем варианте осуществления составляет примерно 1,2. Таким образом, потребление водорода в воздушно-реактивном режиме оптимизируется. Это может обеспечить увеличение полезной нагрузки, так как в воздушно-реактивном режиме необходимо меньше водородного топлива, чем в системе, где воздух сжимают до более высоких давлений.

[0153] Двигатель выполнен с возможностью работы с использованием воздуха для взлета. Двигатель может быть запущен с помощью вспомогательного турбонасоса (не показан), приводимого от внутренней системы подачи газообразного ракетного топлива транспортного средства, служащей для подачи водорода и кислорода из бортовых резервуаров.

[0154] Во время перехода от воздушно-реактивного к ракетному режиму ракетный двигатель должен дросселироваться для увеличения подачи, тогда как воздушно-реактивный двигатель должен дросселироваться для уменьшения подачи, чтобы регулировать общий уровень тяги транспортного средства.

[0155] Компоненты воздушно-реактивного и полного ракетного режима отличаются, хотя и используют общее сопло. Хотя двигатель содержит два типа камер сгорания и, следовательно, имеет большую массу и сложность, чем если бы использовался только один тип, эффективность использования водородного топлива перевешивает увеличение массы.

[0156] Хотя был описан предпочтительный цикл ракетного двигателя, могут быть применены другие подходящие циклы для обеспечения высоких давлений сгорания в камеры сгорания.

[0157] 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;

воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;

компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;

первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания;

вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания;

систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания;

причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации;

причем указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим; и причем двигатель дополнительно содержит:

первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором;

контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;

второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива.

2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий турбину для приведения в действие компрессора, при этом турбина выполнена с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого устройства теплообменника.

3. Двигатель по п. 2, дополнительно содержащий третье устройство теплообменника, выполненное с возможностью нагрева теплопередающей среды перед подачей в турбину.

4. Двигатель по п. 3, дополнительно содержащий первую предварительную камеру сгорания, выполненную с возможностью частичного сжигания по меньшей мере части топлива перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.

5. Двигатель по п. 4, в котором выпуск из предварительной камеры сгорания соединен с третьим устройством теплообменника для нагревания теплопередающей среды.

6. Двигатель по п. 4 или 5, в котором первая предварительная камера сгорания выполнена с возможностью частичного сжигания воздуха из компрессора с топливом из второй системы подачи топлива.

7. Двигатель по одному из пп. 1-5, в котором второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора.

8. Двигатель по п.7, в котором ступени регенератора содержат последовательность теплообменников и насосов.

9. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, который содержит один или больше перепускных клапанов в контуре теплопередающей среды для обхода теплопередающей средой одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.

10. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, дополнительно содержащий вторую предварительную камеру сгорания для частичного сгорания топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания с окислителем, подаваемым по системе подачи окислителя.

11. Двигатель по п. 10, в котором выпуск из второй предварительной камеры сгорания используют для приведения в действие одной или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.

12. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, дополнительно содержащий одну или больше перепускных форсунок для сжигания части топлива, подаваемого от второй системы подачи топлива.

13. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором множество воздушно-реактивных камер сгорания выполнены с размещением вокруг ракетной камеры сгорания.

14. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором ракетная камера сгорания и воздушно-реактивная камера сгорания используют общее сопло.

15. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором топливо из второй системы подачи топлива используют для приведения в действие одной или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.

16. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором контур теплопередающей среды выполнен как замкнутый контур потока.

17. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, содержащий гелий в качестве теплопередающей среды.

18. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором первая и вторая системы подачи топлива выполнены для подачи водорода в качестве топлива.

19. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором воздушно-реактивная камера сгорания выполнены с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом.

20. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, в котором воздушно-реактивная камера сгорания выполнена с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом, а двигатель выполнен с возможностью частичного сжигания топлива с указанным сжатым воздухом перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.

21. Двигатель по одному из пп. 1-5, 8, 11, выполненный с возможностью запуска в воздушно-реактивном режиме, в котором он приспособлен производить тяговое усилие при непрерывной работе при нулевой скорости полета.

22. Способ эксплуатации двигателя, включающий:

обеспечение ракетной камеры сгорания для сгорания топлива и окислителя и воздушно-реактивной камеры сгорания для сгорания топлива и окислителя, при этом воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации;

сжатие воздуха с использованием компрессора для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;

подачу топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания с помощью второй системы подачи топлива в первом режиме работы;

подачу топлива в ракетную камеру сгорания с использованием первой системы подачи топлива во втором режиме работы;

подачу окислителя в ракетную камеру сгорания с использованием системы подачи окислителя во втором режиме работы; причем во втором режиме работы двигатель работает в полном ракетном режиме; и дополнительно включает:

в первом режиме работы - охлаждение воздуха, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды и первого устройства теплообменника, имеющего впуск и выпуск;

использование контура теплопередающей среды для указанной теплопередающей среды;

охлаждение теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого либо по первой, либо по второй системе подачи топлива, с помощью второго устройства теплообменника.

23. Способ эксплуатации двигателя по п. 22, в котором в первом режиме работы теплопередающую среду пропускают мимо одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.

24. Способ эксплуатации двигателя по п. 23, в котором в первом режиме работы температуру воздуха, подаваемого в компрессор, поддерживают выше точки замерзания воды путем избирательного обхода одной или больше ступеней первого устройства теплообменника с теплопередающей средой.

25. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 22-24, в котором топливо из второй системы подачи топлива частично сжигают с воздухом из компрессора перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.

26. Способ эксплуатации двигателя по п. 25, дополнительно включающий использование турбины для приведения в действие компрессора, при этом турбину приводят в действие с помощью части теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого устройства теплообменника.

27. Способ эксплуатации двигателя по п. 26, дополнительно включающий использование третьего устройства теплообменника, при этом в воздушно-реактивном режиме работы теплопередающую среду нагревают в третьем устройстве теплообменника перед подачей в турбину.

28. Способ эксплуатации двигателя по п. 27, дополнительно включающий использование первой предварительной камеры сгорания, в которой по меньшей мере часть топлива частично сгорает перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.

29. Способ эксплуатации двигателя по п. 28, в котором выпуск из предварительной камеры сгорания подают в третье устройство теплообменника и используют для нагревания теплопередающей среды.

30. Способ эксплуатации двигателя по п. 28 или 29, в котором в первой предварительной камере сгорания частично сжигают воздух из указанного компрессора с топливом из второй системы подачи топлива.

31. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, в котором второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора, и теплопередающую среду пропускают через указанные одну или больше ступеней для охлаждения теплопередающей среды.

32. Способ эксплуатации двигателя по п. 31, в котором ступени регенератора содержат последовательность теплообменников и насосов, причем насосы приводят в действие с помощью турбин, приводимых в действие топливом, подаваемым от второй системы подачи топлива.

33. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32 в котором во втором режиме работы топливо из первой системы подачи топлива частично сжигают во второй предварительной камере сгорания с окислителем из системы подачи окислителя перед подачей в ракетную камеру сгорания.

34. Способ эксплуатации двигателя по п. 33, в котором выпуск из второй предварительной камеры сгорания приводит в действие одну или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.

35. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, включающий использование одной или большего количества перепускных форсунок, в которых сжигают часть топлива, подаваемого из второй системы подачи топлива.

36. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором выпуск из ракетной камеры сгорания и воздушно-реактивной камеры сгорания подают в общее сопло.

37. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором топливо из второй системы подачи топлива приводит в действие одну или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.

38. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором гелий используют в качестве теплопередающей среды.

39. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором водород подают по первой и второй системам подачи топлива.

40. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором кислород подают по системе подачи окислителя.

41. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором рабочее давление в воздушно-реактивной камере сгорания меньше рабочего давления в ракетной камере сгорания.

42. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором обеспечивают работу воздушно-реактивной камеры сгорания при давлении ниже 20 бар.

43. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором максимальную температуру теплопередающей среды поддерживают по существу постоянной в ходе первого режима работы.

44. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором во время перехода от первого режима работы ко второму режиму работы задействуют как воздушно-реактивную камеру сгорания, так и ракетную камеру сгорания.

45. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 22-24, 26-29, 32, 34, в котором двигатель устанавливают в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

46. Воздушный летательный аппарат, летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель по любому из пп. 1-21.

47. Летательный аппарат, самолет или воздушно-космический самолет по п. 46, дополнительно содержащий фюзеляж с аэродинамическими управляющими плоскостями, выполненными с возможностью действовать вместе с двигателем для управляемого взлета по- самолетному от нулевой скорости полета, при двигателе, работающем в воздушно-реактивном режиме.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Двигатель // 2669220
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.

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 многоканальному устройству впрыска топлива для авиационного двигателя. Устройство содержит входной трубопровод, по меньшей мере два трубопровода, впрыска и продувочный трубопровод, распределитель топлива, соединенный с каждым трубопроводом и содержащий подвижный элемент, который содержит канал впрыска, причем подвижный элемент дополнительно содержит продувочный канал и выполнен с возможностью находиться в первом диапазоне положений, в которых канал впрыска соединяет между собой входной трубопровод и трубопроводы впрыска, и во втором диапазоне положений, в которых канал впрыска соединяет между собой входной трубопровод и по меньшей мере первый трубопровод впрыска.

Изобретение относится к топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей контрольный контур, главный контур, регулятор расхода, выполненный с возможностью регулирования расхода топлива в контрольном и главном контуре в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя, и продувочный резервуар, выполненный с возможностью всасывания, накопления или продувки топлива в главном контуре в зависимости от разности давления между главным контуром и резервуаром или насосом высокого давления, с которым он соединен.

Система сгорания газотурбинного двигателя содержит камеру сгорания, по меньшей мере одну пусковую форсунку, выполненную с возможностью инициации горения в камере, множество главных форсунок, распределенных с постоянным угловым интервалом по окружности камеры сгорания, выполненных с возможностью питания топливом камеры сгорания после инициации горения, и контур подачи топлива в форсунки.

Изобретение относится к турбомашине, оснащенной камерой сгорания, устройством впрыска топлива в камеру сгорания и средствами подачи топлива в устройство впрыска топлива.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Двигатель // 2669220
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.

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 области энергетики. При работе газотурбинной установки охлаждение сжатого воздуха в смесительных камерах турбокомпрессора осуществляют путем подачи в смесительные камеры незамерзающего при минусовых температурах окружающей среды антифриза в виде капель размером 20-500 мкм и полного вывода антифриза из смесительных камер с помощью сепарационно-вихревых устройств после безыспарительного нагрева антифриза.

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в теплоэнергетике, газоперекачивающих станциях, наземных и судовых транспортных средствах в стационарных газотурбинных установках, имеющих в своем составе осевой многоступенчатый компрессор.

Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива. Рассмотрен способ эксплуатации двигателя, а также летательный аппарат. Изобретение обеспечивает увеличение производительности ракетного двигателя, повышения полезной нагрузки и экономичности топлива. 3 н. и 44 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх