[发明专利]发动机

说明书

相关申请的交叉引用

本申请根据35U.S.C.§119(a)要求在2013年10月11日于英国提交的专利申请号GB 1318108.6以及根据35U.S.C.§§120和365要求在2014年6月5日提交的美国申请号14/296, 620的优先权，这两个文献各自通过援引并入本文。

领域

本发明涉及例如可以在航空航天应用中使用类型的发动机。本披露还涉及用于运 行此类发动机的方法、以及包括此类发动机的飞行器、飞行机器或航空航天运载工具。

背景

已经尝试生产单级入轨(SSTO)运载工具。为了是商业上可行的，这样的运载工具 一般要求高的有效载荷部分，以便可以适配成满足不同的运行要求。此外，这样的运载工具 将是地面上容易操纵的并且具有短的维修周转期。

因此理论上有可能实现具有高性能火箭推进的SSTO。然而，从起飞时使用火箭必 然要求氧化剂(例如液态氧)的高有效载荷，这将给运载工具增加可观的质量。一种选择是 给火箭发动机增加替代的动力推进单元并且然后才仅依靠火箭推进来完成上升入轨。

GB-A-2240815描述了双模式或混合式航空航天推进发动机。在这种发动机中，在 第一运行模式中，发动机采用液态氢燃料来预冷却涡轮压缩机的进气空气以便将其以高压 作为氧化剂输送到火箭型燃烧器/喷管组件中。在高马赫数下，例如马赫数超过5时，发动机 变成作为常规高性能的火箭发动机来运行的第二运行模式而通过使用运载工具上携带的 液态氧来氧化该液体氢燃料。

这样的混合式发动机可以通过为其增加吸气能力来扩展火箭发动机的性能。火箭 发动机被认为是实现必要的速度以完成入轨、例如以约4500m/s的有效真空排气速度(V_ef) 入轨的最适当的发动机。

为了使得在这两种推进模式(即，火箭模式和吸气模式)中都可以采用常见的燃烧 与喷管系统，进入空气典型地必须被压缩到与火箭运行中(大致150巴)类似的但不必相同 的高压。为了做到这点，进入空气首先被冷却，以保持输送温度在实际界限内(低于800K)并 且以便将涡轮压缩机所需的压缩机做功最小化。

然而，此类发动机可能是难以控制的。本披露尝试至少在某种程度上减轻这些问 题和/或至少在某种程度上解决与现有技术相关的困难。

发明内容

根据本披露的第一方面，提供了一种发动机，该发动机包括：用于燃料和氧化剂的 燃烧的火箭燃烧室；用于向所述燃烧室提供加压氧化剂的压缩机；具有入口和出口的第一 热交换器，该第一热交换器被安排成使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的氧化剂在 其被所述压缩机压缩之前加以冷却；用于所述热传递介质的热传递介质回路；用于输送燃 料的燃料输送安排；第二热交换器，该第二热交换器被安排成以所述燃料输送系统所输送 的燃料来冷却所述热传递介质；第一循环器，该第一循环器用于使所述热传递介质绕所述 热传递介质回路进行循环并且将所述热传递介质输送至所述第一热交换器的所述入口；第 二循环器，该第二循环器被安排在所述第一热交换器的所述出口的下游；所述发动机被配 置成以第一运行模式运行，在该第一运行模式中所述第二循环器被配置成用于将热传递介 质从所述第一热交换器的出口输送至所述第一热交换器的入口。

以此方式，该热传递介质可以再循环返回至该第一热交换器中，而无需首先被该 燃料冷却来调节和控制该第一热交换器的温度。这可以有助于控制该第一热交换器上的霜 冻形成并且允许了燃料的满意使用。

该燃烧室可以连接喷管以提供推力。该燃烧室和/或喷管可以是空气冷却的。

该发动机可以被配置成推进单元，以例如用于飞行器或其他此类运载工具。

该热传递介质或流体也可以有用地用作工作流体，即它能够膨胀和压缩。这种流 体可以用在发动机的动力回路中，例如用于驱动涡轮机。

虽然在本说明书中提及的是涡轮机和压缩机，但可以采用任何适当的、可以被该 工作流体驱动或者可以压缩该工作流体的机械。这样，提及涡轮机应理解为包括可以被流 体(例如气体)驱动的任何机器，并且提及压缩机应理解为是指可以压缩流体的任何机器。

该压缩机可以是轴流式涡轮压缩机的一部分。该压缩机可以被配置成具有150:1 的压缩比。空气可以在该压缩机中被压缩。空气的出口压力可以是145巴。

可以是从深冷燃料储器进行燃料输送的。