專利名稱：具有真實(shí)卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā)動機(jī)的制作方法
具有真實(shí)卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā)動機(jī)
在先申請的引用
本申請要求以下臨時申請的優(yōu)先權(quán)
2003年4月28日提交的題為"具有真實(shí)卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā) 動機(jī)"的美國臨時申請No.60/466，270;
2003年5月15日提交的題為"具有真實(shí)卡諾循環(huán)和發(fā)散葉片的 渦輪火箭發(fā)動機(jī)"的美國臨時申請No.60/470,706;
2003年7月11日提交的題為"具有真實(shí)卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā) 動機(jī)續(xù)"的美國臨時申請No.60/486，637，
2003年9月30日提交的題為"具有真實(shí)卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā) 動機(jī)續(xù)二 "的美國臨時申請No.60/507,400。
背景技術(shù)：
本發(fā)明主要涉及運(yùn)行卡諾循環(huán)的組合渦輪和火箭發(fā)動機(jī)。也稱為 渦輪-火箭發(fā)動機(jī)或渦輪火箭發(fā)動機(jī)的該組合渦輪和火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計成 用于為高空飛行提供高燃料效率的推進(jìn)系統(tǒng)，在該高空飛行中可利用 的氧減少到需要使用補(bǔ)充氧的火箭推進(jìn)的水平。為了適應(yīng)從能夠自由 得到氧的大氣到缺氧的太空的氧可用性的不同水平，需要新的發(fā)動機(jī) 設(shè)計。
已經(jīng)認(rèn)為卡諾循環(huán)是具有最大理論效率的理想熱力學(xué)循環(huán)。然 而，迄今為止真實(shí)卡諾循環(huán)還沒有在有效遵循該循環(huán)的四個階段的物 理實(shí)施例中實(shí)施。如包括在本說明書內(nèi)的循環(huán)圖顯示的那樣，真實(shí)熱 力學(xué)卡諾循環(huán)包括在T-S (溫度-焓)圖中的以下四個基本階段.-
1- 2等溫壓縮；
2- 3多變(絕熱)壓縮；
3- 4等溫-按化學(xué)計量燃燒-膨脹；4-l.a多變(絕熱)最終膨脹。
本發(fā)明的這些火箭發(fā)動機(jī)結(jié)合了卡諾循環(huán)，并在一些不同的實(shí)施 例中展示了這些火箭發(fā)動機(jī)。渦輪火箭發(fā)動機(jī)的具體實(shí)施例的許多組 成元件來自本發(fā)明人以前的渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計和渦輪噴氣發(fā)動機(jī)設(shè)計。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的渦輪火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計成將真實(shí)卡諾循環(huán)結(jié)合至主要用于 高空推進(jìn)的實(shí)際實(shí)施例中。此外，渦輪火箭發(fā)動機(jī)的實(shí)施例形成用于 可在大氣和同溫層條件下以最大效率運(yùn)行的飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)。發(fā)動 機(jī)的某些實(shí)施例省略了渦輪部件，而其它實(shí)施例適用于發(fā)電。就定義 而言該發(fā)動機(jī)循環(huán)是對空氣和近太空推進(jìn)有利的通用卡諾循環(huán)。
通過采用沖壓空氣進(jìn)氣口以加強(qiáng)壓縮和對相關(guān)空氣渦輪進(jìn)行驅(qū) 動，從而獲得高效率，這些相關(guān)空氣渦輪對用于燃燒空氣的超高壓縮 的反向旋轉(zhuǎn)軸流式壓縮機(jī)進(jìn)行操作。在高度引起空氣供應(yīng)量減少的情 形中，由以漸進(jìn)比例供應(yīng)的液氧對該過程進(jìn)行補(bǔ)充。


圖1為示出了用于本發(fā)明的某些渦輪火箭發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循 環(huán)圖。
圖2為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第一實(shí)施例的示意圖。
圖3為圖2的發(fā)動機(jī)的示意圖，示出了氣流流動。
圖4為圖3的發(fā)動機(jī)的一部分的放大的示意圖。
圖5為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第二實(shí)施例的示意圖。
圖6為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第三實(shí)施例的示意圖。
圖6A為示出了用于圖6的渦輪火箭發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖7為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第四實(shí)施例的示意圖。
圖7A為示出了用于圖7的渦輪火箭發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖8為具有內(nèi)部冷卻的渦輪葉片的部分剖視的透視圖。圖9為渦輪轉(zhuǎn)子內(nèi)的圖8的渦輪葉片的部分剖視的透視圖。
圖10為圖8的渦輪葉片和相鄰的定子葉片的橫截面圖。
圖11為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第五實(shí)施例的示意圖。
圖IIA為示出了用于圖11的渦輪火箭發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖12為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第六實(shí)施例的示意圖。
圖13為示出了用于圖12的渦輪火箭發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖14A為沖壓空氣火箭發(fā)動機(jī)的側(cè)面的示意圖。 圖14B為圖14的發(fā)動機(jī)頂部的示意圖。
圖14C為示出了用于圖14A和14B的發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖15為低溫火箭發(fā)動機(jī)的示意圖。
圖16為渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第七實(shí)施例的示意圖。
圖17為圖16的發(fā)動機(jī)的一個放大部分的示意圖。
圖18為示出了用于圖16的發(fā)動機(jī)的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
優(yōu)選實(shí)施例的詳細(xì)描述
參考圖1和2，在圖2中示意性示出的、并大體上由附圖標(biāo)記IO 標(biāo)識的渦輪火箭發(fā)動機(jī)遵循圖1中圖示的真實(shí)卡諾循環(huán)。在圖1的T-S圖中，渦輪火箭發(fā)動機(jī)10的第一實(shí)施例20經(jīng)過從點(diǎn)1至2的等 溫壓縮，從點(diǎn)2至3的多變(絕熱)壓縮，并從點(diǎn)3.1至3.2至3.3至 3.4至3.5至3.6到4的分級漸進(jìn)等溫按化學(xué)計量燃燒和膨脹。隨著最 終多變(絕熱)膨脹至l.a，基本上完成循環(huán)。
在這些圖中的渦輪火箭發(fā)動機(jī)10內(nèi)，通常存在中央芯12及具有 進(jìn)氣開口 16和噴氣口 18的外機(jī)匣14，以及從進(jìn)氣開口 16至噴氣口 18的產(chǎn)生獨(dú)特操作循環(huán)的通道組合。
在圖2的發(fā)動機(jī)實(shí)施例20中包括離心、熱交換的空氣渦輪轉(zhuǎn)子 21，該空氣渦輪轉(zhuǎn)子21首先對隨后通過熱交換支柱22輸送至分級軸 流式壓縮機(jī)19的空氣進(jìn)行壓縮。對在延伸的空氣渦輪轉(zhuǎn)子轂21.1上 的向外導(dǎo)向的軸流式壓縮機(jī)葉片21.a-21.f在與一組附置的向內(nèi)導(dǎo)向的 壓縮機(jī)葉片24.a-24.f反向的旋轉(zhuǎn)方向上進(jìn)行驅(qū)動，該組壓縮機(jī)葉片 24.a-24.f在具有外部風(fēng)扇狀葉片23.1的軸向空氣渦輪23的芯24上。
通過在葉片周圍的冷的旁通空氣對空氣渦輪葉片21.3的中空芯 21.2內(nèi)的離心壓縮空氣進(jìn)行冷卻，旁通空氣通常具有5至20的旁通 比即從空氣渦輪轉(zhuǎn)子21和中空支柱22通過的空氣旁通比，這起到了 在離心式和軸流式壓縮機(jī)之間的中間冷卻器的作用以進(jìn)一步冷卻離心 壓縮的空氣。對離心壓縮的空氣的強(qiáng)烈冷卻導(dǎo)致在圖1內(nèi)由循環(huán)狀態(tài) l-2顯示的等溫壓縮。
分級軸流式壓縮機(jī)19設(shè)有交替反向旋轉(zhuǎn)的向外導(dǎo)向的葉片21.a-21.f以及向內(nèi)導(dǎo)向的葉片24.a-24.f，以產(chǎn)生在圖1內(nèi)的由循環(huán)狀態(tài)2-3 顯示的多變(絕熱)壓縮。
在圖3和圖4的示意圖中示出了具有空氣和氣體流動的由圖1中 的狀態(tài)3-4代表的用于圖2的實(shí)施例20的等溫-按化學(xué)計量燃燒和膨 脹。
進(jìn)氣口空氣的大部分流經(jīng)發(fā)動機(jī)10，除了對空氣渦輪轉(zhuǎn)子的中 空葉片21.3在一個方向上進(jìn)行驅(qū)動并在相反的方向上對風(fēng)扇渦輪23 的風(fēng)扇葉片23.1進(jìn)行驅(qū)動外，還旁通過壓縮機(jī)設(shè)備。
將在離心式和軸流式壓縮機(jī)中從狀態(tài)1-2和2-3點(diǎn)高度壓縮的空 氣分成如在圖4的放大示意圖中示出的兩股流動3.a和3.b。空氣噴射 室26和主燃燒室25由設(shè)有一系列外圍窗口 3.1-3.6和4的圓錐形擴(kuò)張 噴管32分開。一系列附置的噴射器噴嘴31將燃料通過噴嘴窗口 3.1-3.6 噴射至壓縮空氣流中以與軸向中央壓縮空氣流3.1混合與膨脹，該軸
向中央壓縮空氣流3.1在狀態(tài)點(diǎn)4處進(jìn)入燃燒室25時獲取來自中央懸 置噴射器30的燃料。從4-l.a的狀態(tài)中的最終的多變(絕熱)膨脹結(jié) 束渦輪火箭發(fā)動機(jī)10的內(nèi)部系統(tǒng)的真實(shí)卡諾循環(huán)。
可變體積進(jìn)氣控制27對旁通空氣流28-29以及壓縮機(jī)空氣流的 較高的體積進(jìn)行調(diào)節(jié)，并調(diào)節(jié)在發(fā)動機(jī)10的入口處的預(yù)旋空氣的角 度狀態(tài)。沖壓壓縮的旁通空氣與燃燒氣體混合用于通過噴氣口 18的 最終加熱膨脹。
因?yàn)槿紵漠a(chǎn)物不驅(qū)動渦輪用于壓縮而在分級燃燒噴管中膨脹， 燃燒過程能夠按化學(xué)計量以產(chǎn)生最大的動力密度。
對于高空飛行，能夠通過由與燃料噴射噴嘴30和31類似的一個 或多個噴嘴噴射液氧而對沖壓空氣進(jìn)行補(bǔ)充。隨著可用的高空空氣的 減少，以漸進(jìn)比例向空氣流中添加氧。
在圖5中示出了渦輪火箭發(fā)動機(jī)的第二實(shí)施例50。渦輪火箭發(fā) 動機(jī)實(shí)施例50具有可變的多級卡諾循環(huán)，而部件與圖2-4的部件類似。 此外，改變的等溫離心式壓縮機(jī)51在狀態(tài)點(diǎn)1處接收沖壓空氣，在 軸流式壓縮機(jī)19內(nèi)的壓縮之前，在狀態(tài)點(diǎn)2的溫度和壓力下通過中 間冷卻支柱22輸送壓縮空氣。中空葉片的離心式壓縮機(jī)50通過其向 外導(dǎo)向的風(fēng)扇狀葉片23.1和其向內(nèi)導(dǎo)向的壓縮機(jī)葉片24.1至24.6而 在與單向旋轉(zhuǎn)的空氣渦輪23相反的方向上旋轉(zhuǎn)。
在圖5的發(fā)動機(jī)實(shí)施例50中，改變的等溫離心式壓縮機(jī)51包括 行星齒輪組件52，該行星齒輪組件52將離心式壓縮機(jī)51連接至具有 向外導(dǎo)向的軸流式壓縮機(jī)葉片53.1-53.5的渦輪-壓縮機(jī)軸，這些葉片 53.1-53.5與相關(guān)空氣渦輪23的反向旋轉(zhuǎn)的向內(nèi)導(dǎo)向的軸流式壓縮機(jī) 葉片24.1至24.6 —同運(yùn)作。除此之外，渦輪-壓縮機(jī)軸具有氣體渦輪 葉片54.1-54.3，向這些氣體渦輪葉片54.1-54.3供應(yīng)在狀態(tài)點(diǎn)3處的
壓力和溫度下的壓縮空氣和來自噴射器30的燃料，用于隨著從腔室26 和噴射器56.1-56.5分級添加壓縮空氣而使已燃燒氣體從燃燒室3.1膨 脹通過氣體渦輪54。分級的空氣和燃料供應(yīng)產(chǎn)生該卡諾循環(huán)典型具有 的直到循環(huán)狀態(tài)點(diǎn)4的等溫按化學(xué)計量燃燒和膨脹。
最終的絕熱膨脹4-5結(jié)束了整個真實(shí)卡諾循環(huán)。與內(nèi)部卡諾循環(huán) 并行地，沖壓壓縮的旁通空氣成比例地提供較大的推力，并在較高高 度處由進(jìn)氣口 16處的液氧噴射器58和在噴氣口 18之前的最終混合 噴管57處的液氫或液體天然氣噴射器59進(jìn)行加強(qiáng)，從而4-5-6的組 合循環(huán)狀態(tài)延伸有狀態(tài)點(diǎn)6-7的最終的絕熱壓力-溫度膨脹。
沖壓空氣的能量以非常高的速度對離心式壓縮機(jī)51和反向旋轉(zhuǎn) 的空氣渦輪23進(jìn)行驅(qū)動，而且氣體渦輪54所需的動力減少。為防止 過度旋轉(zhuǎn)，外圍燃燒室26具有可變開口閥55,該可變開口閥55通過 將氣體流動直接轉(zhuǎn)向至用于混合并從噴氣口 18噴出的旁通流29而對 通過氣體渦輪54的流動進(jìn)行調(diào)節(jié)。
參考圖6，渦輪火箭發(fā)動機(jī)10具有實(shí)施例60,該實(shí)施例60具有 與圖5的實(shí)施例50相同的前端和后端。在中間部分，由第一離心式 壓縮機(jī)61和從該第一離心式壓縮機(jī)61徑向分級的反向旋轉(zhuǎn)的第二離 心式壓縮機(jī)62代替了單向旋轉(zhuǎn)的空氣渦輪19。最終的熱交換支柱63 在壓縮空氣進(jìn)入燃燒室和氣體渦輪54之前提供中間冷卻。
采用多個壓縮機(jī)級，包括具有由離心式壓縮機(jī)51和62驅(qū)動的反 向旋轉(zhuǎn)葉片的軸流式壓縮機(jī)19，能夠產(chǎn)生超過100的壓力比，而且如 圖6A所示那樣改變的卡諾循環(huán)的效率得以最大化。與隨著液氧的添 加而延伸至4.1-6和最后的膨脹6-7-1的卡諾循環(huán)1-2-3.1-4.1-1相比時， 在溫度3.1處布雷頓循環(huán)l-2a-3a-4a-l-3a的相應(yīng)最大溫度產(chǎn)生不顯著 的動力。
在高速下，沖壓空氣將增加用于3.2處的預(yù)燃燒、隨后的等溫燃
燒3.2-4、等壓燃燒4-5和最大的按化學(xué)計量燃燒5-6以及最終膨脹6-7的壓力比。
參考圖7和7A，示出了渦輪火箭發(fā)動機(jī)10的又一實(shí)施例70及 其延伸的卡諾循環(huán)圖。在圖7中，發(fā)動機(jī)實(shí)施例70具有與圖6的實(shí) 施例60類似的前端和中間部分。發(fā)動機(jī)實(shí)施例70包括內(nèi)部等溫離心 式壓縮機(jī)51和中間冷卻器22、軸流式壓縮機(jī)19以及帶有最終冷卻器 支柱63的徑向分級的第一和第二離心式壓縮機(jī)61和62。
通過中央燃料噴射器72和沿具有用于調(diào)節(jié)膨脹的可變幾何噴管 控制74的文丘里部分75的分級燃料及空氣噴射器73，向燃燒室71 供應(yīng)高壓壓縮空氣。液氧噴射器58和液氫或液體天然氣噴射器59提 供所需要的補(bǔ)充氧和附加的推力用于在從噴氣口 18噴射前在混合噴 口57內(nèi)的最終膨脹。
再次通過附加的三級燃燒，將卡諾循環(huán)從3.2-4-5-6-7延伸，以得
到最大化的動力和效率。
盡管能夠容易地在燃料燃燒的按化學(xué)計量水平上對省略了氣體渦 輪的渦輪火箭發(fā)動機(jī)的實(shí)施例進(jìn)行操作，但那些包括氣體渦輪的實(shí)施 例通過對轉(zhuǎn)子和定子葉片的冷卻最有效地操作實(shí)現(xiàn)按化學(xué)計量的水 平。
參考圖8至10，示出了對圖5和圖6的氣體渦輪54的葉片進(jìn)行 內(nèi)部冷卻和外部冷卻的設(shè)計。這些概念與我的美國專利No.5,177,954 內(nèi)描述的那些概念類似，但通過包括放氣孔81和82而改變了，放氣 孔81和82與圖8的改變了的轉(zhuǎn)子葉片S0的中空芯83和圖10中示 出的定子葉片85的芯84連通。如所示的那樣，迫使燃料和空氣進(jìn)入 轉(zhuǎn)子葉片80和定子葉片85并迫使燃料和空氣排出放氣孔以覆蓋這些
葉片，并且燃料和空氣在冷卻葉片時促成已燃燒氣體的流動。
參考圖11和IIA，示出了多級等溫按化學(xué)計量氣體渦輪發(fā)動機(jī)
110，該氣體渦輪發(fā)動機(jī)110結(jié)合了卡諾循環(huán)的三個階段。如圖11A
所示，這些循環(huán)階段包括絕熱、多變壓縮l-2';等溫、按化學(xué)計量燃 燒和膨脹2'-3;多變絕熱膨脹3-4;以及結(jié)束循環(huán)的剩余熱的排出4-1。
在圖11的氣體渦輪發(fā)動機(jī)110中，軸流式壓縮機(jī)120具有等溫 壓縮級120.1和絕熱壓縮級120.2，該等溫壓縮級120.1使用通過噴射 器134的水霧以維持恒定溫度，該絕熱壓縮級120.2用于最終壓縮至 狀態(tài)點(diǎn)2"。向環(huán)繞中央環(huán)形燃燒室122的外圍腔室121供應(yīng)壓縮空氣。 將通過噴射器135和138對燃料的分級供應(yīng)經(jīng)窗口 139部分地運(yùn)送至 參考圖5描述的那類等溫氣體渦輪123內(nèi)。等溫氣體渦輪123設(shè)有可 變幾何氣體渦輪噴嘴124和125以控制體積并將向多級軸向動力渦輪 126運(yùn)送的運(yùn)動氣體的壓力維持在可變的需要水平上。動力渦輪126 通過軸128驅(qū)動發(fā)電機(jī)127,而通過管道130釋放廢運(yùn)動氣體。等溫 氣體渦輪123通過軸138對多級壓縮機(jī)120進(jìn)行驅(qū)動，而且通過用經(jīng) 噴射器135的燃料對燃燒室122的圓錐壁131進(jìn)行噴霧并通過在外圍 腔室121內(nèi)經(jīng)噴射器138通過窗口 139的燃料的分級噴霧而在按化學(xué) 計量的水平上運(yùn)行該等溫氣體渦輪123。
通過將水或燃料噴射至并經(jīng)過參考圖8至10描述的渦輪的葉片 提供附加的冷卻。
對燃燒室壁的蒸汽冷卻以及空氣和進(jìn)入氣體渦輪123的多級的汽 化燃料的超精細(xì)噴霧的雙重過程允許在按化學(xué)計量的水平上的整個燃 燒過程。對部分載荷下最大壓力的受控保持維持循環(huán)效率以及在部分 載荷下的降低的壓力和隨之發(fā)生的較低效率，這是布雷頓循環(huán)典型具 有的。
參考圖12和圖13的T-S圖，示出了一種通用熱力學(xué)氣體渦輪 140。該通用氣體渦輪140由三個主要的功能組件構(gòu)成。
第一組件包括離心式兩級壓縮機(jī)236，該兩級壓縮機(jī)236具有由 第二絕熱級反向旋轉(zhuǎn)的外圍轉(zhuǎn)子142包圍的第一等溫級中央轉(zhuǎn)子141， 這兩個轉(zhuǎn)子分別由電動馬達(dá)143和144驅(qū)動。
一系列水噴射器145與壓縮水平成比例地將冷卻水噴霧至中央壓 縮機(jī)轉(zhuǎn)子141內(nèi)，以產(chǎn)生用于對第一級壓縮進(jìn)行冷卻的多變-等溫效 果。在圖13的T-S圖中由從狀態(tài)點(diǎn)1至2的轉(zhuǎn)變顯示出這一階段。 通過反向旋轉(zhuǎn)的外圍轉(zhuǎn)子142的第二級壓縮產(chǎn)生在圖13的循環(huán)圖中 由狀態(tài)點(diǎn)2-3顯示的多變絕熱壓縮。
第二組件由具有等溫燃燒的氣體渦輪146形成。氣體渦輪146通 過軸238驅(qū)動發(fā)電機(jī)237。氣體渦輪146在結(jié)構(gòu)上與圖5和11內(nèi)的氣 體渦輪相似，并從狀態(tài)點(diǎn)3-4.1和4.1-4.2推進(jìn)循環(huán)。
第三組件由通過軸149驅(qū)動發(fā)電機(jī)148的軸向、多變、絕熱動力 渦輪147形成。水受控噴射進(jìn)入渦輪葉片234和定子239允許氣體渦 輪146和147維持與渦輪材料的溫度限制一致的溫度。
氣體的排出和最終的膨脹完成了從狀態(tài)點(diǎn)4.2-5和5-1的循環(huán)， 從而結(jié)束了循環(huán)。
如圖13中示出的通用熱力學(xué)氣體渦輪循環(huán)包括用于在部分載荷 下的最高壓力和最高溫度的卡諾循環(huán)1-2-3-4.1-1，從而將熱力學(xué)效率 最大化。
而且，在包括循環(huán)1-4.1、 4.2-5.1-1的等溫-按化學(xué)計量階段的全 載荷下，能夠產(chǎn)生最大的動力。為了比較，在圖13的圖中包括布雷
頓循環(huán)l.a-2a-4.2-5.1-l和狄賽爾循環(huán)la-2.a-4.a-5.a-la。
參考圖14A和14B，示出了由附圖標(biāo)記150標(biāo)識的沖壓噴氣火箭 發(fā)動機(jī)。發(fā)動機(jī)150設(shè)計成用于在大氣、同溫層和太空條件下的高速、 超音速運(yùn)行，并能夠與或優(yōu)選地獨(dú)立于渦輪部件運(yùn)行。例如，可以將 發(fā)動機(jī)結(jié)合至從地面加速器或從航空母艦起飛的飛行器內(nèi)，其中獲得 足夠的速度以維持點(diǎn)火和獨(dú)立于燃料燃燒的加速。替換地，可以將發(fā) 動機(jī)150包括在具有傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)或如此處描述的發(fā)動機(jī)10的飛行器 上，用于較低速度的大氣運(yùn)行和在同溫層和太空操作中的獨(dú)立運(yùn)行。
沖壓噴氣火箭發(fā)動機(jī)150具有外體151，該外體151具有由進(jìn)氣 控制閥153調(diào)節(jié)的可變幾何進(jìn)氣口 152。中央主燃燒室155之后存在 參考圖5、 11和12描述的那類擴(kuò)張的多級等溫燃燒室156。擴(kuò)張的等 溫燃燒室156之后存在絕熱的多級燃燒和膨脹噴管157。外圍空氣增 壓區(qū)154提供壓縮沖壓空氣，在高空和太空飛行中可利用的氧減少時 該壓縮沖壓空氣由來自液氧噴嘴158的氧補(bǔ)充或代替。經(jīng)過主燃燒室 155內(nèi)的燃料噴射器噴嘴159并沿著多級等溫燃燒室156的窗口 156.1 噴射燃料以維持等溫狀態(tài)。進(jìn)入多級燃燒和膨脹噴管157的窗口 157.1 的額外空氣和/或氧對擴(kuò)張噴管結(jié)構(gòu)的表面進(jìn)行冷卻。噴射出的燃料和 噴射出的液氧在多級等溫燃燒室156和多級絕熱燃燒和膨脹噴管157 的內(nèi)外表面上具有組合的冷卻效果。分級燃料汽化和超混合向噴射的 氣流提供完美的按化學(xué)計量燃燒和高的核心溫度。
圖14A和14B的構(gòu)造的發(fā)動機(jī)150在可利用空氣時如同用于超 高速度的沖壓噴氣發(fā)動機(jī)和超音速沖壓噴氣發(fā)動機(jī)一樣運(yùn)行，而在由 液氧補(bǔ)充空氣時如同混合超音速沖壓噴氣火箭發(fā)動機(jī)一樣運(yùn)行。在缺 氧的太空中，關(guān)閉可變幾何進(jìn)氣閥153，而以氧噴射器158的全部容 量將發(fā)動機(jī)150作為純粹的火箭發(fā)動機(jī)進(jìn)行操作。
如圖14C所示的那樣，從圖14A的狀態(tài)點(diǎn)沿狀態(tài)1-2-3-4-1推進(jìn)
循環(huán)。在通過沖壓空氣增加壓縮壓力的逐步較高的速度下，該循環(huán)提
高其效率并沿圖14C的狀態(tài)點(diǎn)l-2i-3i-4-l運(yùn)行。
參考圖15，示出了分級火箭發(fā)動機(jī)190。分級火箭發(fā)動機(jī)190具 有機(jī)匣191，該機(jī)匣191具有在核心噴管194周圍形成增壓區(qū)193的 低溫氧隔室192。通過一個或多個噴射器195將液氧噴射至增壓區(qū)193 內(nèi)并形成低溫氣態(tài)氧。核心噴管194配備有前導(dǎo)文丘里噴嘴195和燃 料噴射器197。
一系列多個尺寸增加的具有附隨的分級燃料噴射器199的圓錐形 文丘里噴嘴198形成經(jīng)過嵌套窗口 200的燃料和低溫氧的噴射層疊。 等溫燃燒和膨脹持續(xù)到最終的噴出噴管201，在該噴出噴管201中在 冷卻的壁202內(nèi)的絕熱膨脹在噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)提供最終的推進(jìn)，該噴管結(jié) 構(gòu)是充分冷卻的以允許按化學(xué)計量燃燒。通過這一方式，運(yùn)動的氣流 根據(jù)定義具有最大密度以提供用于推進(jìn)的超強(qiáng)有力的反應(yīng)質(zhì)量流。
向中央絕熱流持續(xù)添加新的熱能量產(chǎn)生等溫卡諾循環(huán)狀態(tài)，以將 外部噴管結(jié)構(gòu)維持在熱限內(nèi)直到在噴氣噴管201內(nèi)的最終的絕熱膨 脹。
參考圖16，示出了在具有補(bǔ)充的非常好的壓力循環(huán)的真實(shí)卡諾 循環(huán)下運(yùn)行的渦輪發(fā)電機(jī)發(fā)動機(jī)10的實(shí)施例160。發(fā)動機(jī)實(shí)施例160 適用于期望高效率和低燃料消耗的發(fā)電。
在圖16和17的實(shí)施例中，軸流式壓縮機(jī)161和離心式壓縮機(jī)161.1 連接并至少部分地由馬達(dá)發(fā)電機(jī)162驅(qū)動軸流式壓縮機(jī)161和離心式 壓縮機(jī)161.1，軸流式壓縮機(jī)161和離心式壓縮機(jī)161.1具有也連接至 軸向氣體渦輪163的共同軸164。高壓室178包括一組在圖17的放大 圖中示出的高壓壓縮機(jī)和渦輪。經(jīng)由互連軸167通過電動馬達(dá)166對 高壓離心式壓縮機(jī)165進(jìn)行驅(qū)動。最終的超高壓離心式壓縮機(jī)168與
高壓離心式壓縮機(jī)165反向地旋轉(zhuǎn)，由經(jīng)過共同軸177的馬達(dá)發(fā)電機(jī) 169和/或氣體渦輪170對超高壓離心式壓縮機(jī)168進(jìn)行驅(qū)動。
氣體渦輪170構(gòu)造有環(huán)形燃燒室171，通過用于完全混合和燃燒 的旋流將來自分級高壓壓縮機(jī)的壓縮空氣輸送至該環(huán)形燃燒室171 內(nèi)。通過測量的水噴射，隨著運(yùn)動氣體通過參考圖11和12以前描述 的窗口特征的分級進(jìn)入，燃燒室和在渦輪內(nèi)的膨脹是等溫的。
即使對重、低質(zhì)燃料，氣體渦輪170周圍的空氣和燃料的旋渦旋 轉(zhuǎn)也產(chǎn)生最大的混合和完全的燃燒。
排氣管172從高壓室178將中壓運(yùn)動氣體輸送至中壓燃燒室173。
在中壓燃燒室173內(nèi)，引入具有旋流的運(yùn)動氣體，其中在通過絕 熱動力渦輪174的最終膨脹并從排氣噴管或?qū)Ч?75排出之前，可以 通過分級噴射器179添加燃料。
在優(yōu)選結(jié)構(gòu)中，動力渦輪174驅(qū)動發(fā)電機(jī)176。
如圖18中圖示的那樣，非常好的壓力卡諾循環(huán)示出了從狀態(tài)點(diǎn) 1-2的在軸流式和離心式壓縮機(jī)161和161.1中產(chǎn)生的等溫壓縮。由狀 態(tài)點(diǎn)2-3顯示在壓力室178內(nèi)通過對離心式壓縮機(jī)165和168進(jìn)行反 向旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的高壓絕熱壓縮。
在等溫燃燒室171和等溫氣體渦輪170內(nèi)產(chǎn)生由狀態(tài)點(diǎn)4-5顯示 的等溫超高燃燒和膨脹。
由狀態(tài)點(diǎn)5-6顯示具有旋流的等溫中等燃燒和膨脹，該等溫中等 燃燒和膨脹在燃燒室173和氣體渦輪163中產(chǎn)生。
在動力渦輪174內(nèi)產(chǎn)生由狀態(tài)點(diǎn)6-7顯示的最終的絕熱膨脹。
盡管在上述中，為了作出本發(fā)明的完整公開的目的，已經(jīng)以大量 細(xì)節(jié)闡明了本發(fā)明的實(shí)施例，但對本領(lǐng)域內(nèi)的熟練技術(shù)人員顯而易見 的是，可以不偏離本發(fā)明的精神和原理對這些細(xì)節(jié)作出大量改變。
權(quán)利要求
1. 一種渦輪火箭發(fā)動機(jī)，包括機(jī)匣，該機(jī)匣具有空氣進(jìn)氣口；與該空氣進(jìn)氣口連通的空氣壓縮機(jī)，該空氣壓縮機(jī)具有冷卻系統(tǒng)，其中至少部分地由等溫壓縮對空氣進(jìn)行壓縮；以及燃燒和膨脹室，該燃燒和膨脹室具有分級燃燒系統(tǒng)，其中至少部分地由等溫燃燒和膨脹對燃料進(jìn)行燃燒和膨脹。
2. 權(quán)利要求1的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述機(jī)匣具有噴氣口和 從所述空氣進(jìn)氣口至該噴氣口的旁通過所述壓縮機(jī)的空氣通道。
3. 權(quán)利要求2的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述壓縮機(jī)具有帶有葉 片的離心式壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子，其中由通過這些葉片的空氣旋轉(zhuǎn)所述轉(zhuǎn)子， 其中所述葉片是中空的，并且來自所述空氣進(jìn)氣口的空氣的至少一部 分進(jìn)入所述中空的葉片并由所述轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)壓縮且由通過這些葉片的 空氣流通進(jìn)行冷卻。
4. 權(quán)利要求3的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述空氣壓縮機(jī)具有中 空的支柱和中央軸流式壓縮機(jī)單元，其中所述離心式壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子將壓 縮空氣通過所述中空的支柱輸送至所述軸流式壓縮機(jī)單元。
5. 權(quán)利要求4的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述離心式壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子 具有延伸的轂，而且所述軸流式壓縮機(jī)單元具有安裝在所述延伸的轂 上的向外導(dǎo)向的壓縮機(jī)葉片、及具有芯的空氣渦輪轉(zhuǎn)子、及安裝在該 芯上的向內(nèi)導(dǎo)向的壓縮機(jī)葉片、以及延伸至空氣旁通通道內(nèi)的外部風(fēng) 扇狀葉片，其中當(dāng)空氣流動經(jīng)過旁通通道時在所述轉(zhuǎn)子轂上的所述向 外導(dǎo)向的壓縮機(jī)葉片與所述向內(nèi)導(dǎo)向的葉片反向地旋轉(zhuǎn)。
6. 權(quán)利要求5的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中將所述軸流式壓縮機(jī)單元連接至燃燒室和圓錐形擴(kuò)張噴管，其中該圓錐形擴(kuò)張噴管的至少一 部分具有帶有燃料噴射器的一系列的外圍窗口，其中通過這些窗口的壓縮空氣流與燃料混合用于在所述擴(kuò)張噴管的所述部分內(nèi)的分級燃燒 和等溫膨脹。
7. 權(quán)利要求6的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述圓錐形擴(kuò)張噴管具 有不帶窗口的擴(kuò)張部分，其中燃燒氣體的膨脹是絕熱的。
8. 權(quán)利要求7的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述圓錐形擴(kuò)張噴管將 已燃燒氣體在通過噴氣口噴出之前噴出至所述旁通通道的空氣流內(nèi)。
9. 權(quán)利要求8的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述圓錐形擴(kuò)張噴管在 具有燃料噴射器噴嘴的燃燒室處具有開口端。
10. 權(quán)利要求9的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，其中所述燃燒室具有將燃燒 室內(nèi)的氣體直接釋放至旁通通道內(nèi)的控制閥。
11. 權(quán)利要求10的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，包括連接在所述圓錐形擴(kuò) 張噴管內(nèi)的氣體渦輪，所述圓錐形擴(kuò)張噴管連接至所述離心式壓縮機(jī) 轉(zhuǎn)子。
12. 權(quán)利要求11的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，進(jìn)一步包括在所述進(jìn)氣口 附近的液氧噴射器以及在所述噴氣口附近的所述旁通通道內(nèi)的燃料噴 射器。
13. 權(quán)利要求12的渦輪火箭發(fā)動機(jī)，具有接收來自所述軸流式 壓縮機(jī)單元的壓縮空氣并將超壓空氣輸送至所述燃燒室的第二級離心 式壓縮機(jī)。
14. 一種低溫火箭發(fā)動機(jī)，包括機(jī)匣，該機(jī)匣具有內(nèi)部低溫氧隔室；液氧噴射器，該液氧噴射器將液氧噴射至所述低溫氧隔室內(nèi)，在 所述低溫氧隔室內(nèi)容納低溫氣態(tài)氧；在低溫氧隔室內(nèi)的核心噴管單元，其中在該核心噴管單元周圍形 成增壓區(qū)，該核心噴管單元具有帶有燃料噴射器的前導(dǎo)文丘里噴嘴、 及一系列多個尺寸增加的在噴嘴之間具有窗口的圓錐形文丘里噴嘴、 以及附隨的部分地提供等溫燃燒和膨脹的分級燃料噴射器，所述核心 噴管單元具有最終的噴射噴管，該最終的噴射噴管具有由所述低溫氧 隔室的增壓區(qū)內(nèi)的低溫氧冷卻的壁。
15. —種卡諾循環(huán)發(fā)動機(jī)，包括機(jī)匣，該機(jī)匣具有空氣進(jìn)氣口和燃燒氣體噴口； 空氣壓縮系統(tǒng)，該空氣壓縮系統(tǒng)與所述空氣進(jìn)氣口連通；以及 多級等溫燃燒系統(tǒng)，該多級等溫燃燒系統(tǒng)具有帶有第一端和第二 端的擴(kuò)張噴管，該第一端具有中央燃料噴射器和在所述噴管的在該第 一端附近的至少一部分上的一系列窗口，該第二端具有擴(kuò)張部分和噴 氣口，其中所述燃燒系統(tǒng)包括在所述噴管的具有所述窗口的所述部分 處圍繞所述噴管的空氣增壓區(qū)以及在所述窗口處的燃料噴射器，其中 壓縮空氣從所述空氣壓縮系統(tǒng)流通至所述空氣增壓區(qū)并通過所述窗口 以與燃料混合用于分級的等溫燃燒和膨脹。
16. 權(quán)利要求15的卡諾循環(huán)發(fā)動機(jī)，其中所述空氣壓縮系統(tǒng)包 括可變進(jìn)氣部分，該可變進(jìn)氣部分用于在推進(jìn)發(fā)動機(jī)時的沖壓空氣 壓縮；以及在所述空氣進(jìn)氣口附近的液氧噴射器，這些液氧噴射器用 于在高空處補(bǔ)充空氣和在所述可變進(jìn)氣口關(guān)閉時如同火箭發(fā)動機(jī)一樣 操作所述發(fā)動機(jī)。
17. 權(quán)利要求15的卡諾循環(huán)發(fā)動機(jī)，其中所述空氣壓縮系統(tǒng)包 括具有壓縮空氣冷卻系統(tǒng)的空氣壓縮機(jī)。
18.權(quán)利要求17的卡諾循環(huán)發(fā)動機(jī)，其中所述壓縮空氣冷卻系 統(tǒng)包括從所述空氣進(jìn)氣口至所述燃燒氣體噴口的旁通空氣通道，其中 所述空氣壓縮機(jī)具有帶有中空的離心壓縮葉片的轉(zhuǎn)子，而且在所述旁 通空氣通道內(nèi)的空氣流對轉(zhuǎn)子進(jìn)行旋轉(zhuǎn)并對葉片內(nèi)的壓縮空氣進(jìn)行冷 卻。
19.權(quán)利要求15的卡諾循環(huán)發(fā)動機(jī)，其中所述多級燃燒系統(tǒng)包 括在擴(kuò)張噴管內(nèi)的氣體渦輪。
20.權(quán)利要求19的卡諾循環(huán)發(fā)動機(jī)，其中所述氣體渦輪連接至 發(fā)電機(jī)。
全文摘要
發(fā)動機(jī)實(shí)施例，主要設(shè)計用于結(jié)合了用于高效燃燒的卡諾循環(huán)的飛行器推進(jìn)和發(fā)電，其中典型實(shí)施例包括空氣壓縮機(jī)以及燃燒和膨脹室，這些空氣壓縮機(jī)具有等溫壓縮的一級或多級，這些燃燒和膨脹室在最終的絕熱膨脹前部分地具有等溫膨脹。
文檔編號F02K3/02GK101208509SQ200480011434
公開日2008年6月25日 申請日期2004年4月28日 優(yōu)先權(quán)日2003年4月28日
發(fā)明者馬里厄斯·A·保羅 申請人:馬里厄斯·A·保羅