[发明专利]用于发动机的喷管安排

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号于英国提 交并且通过引用而结合在此的专利申请号GB1318112.8的优先权，并且根 据35U.S.C.§§120和365要求在2014年6月5号提交并且也通过引用而 结合在此的美国专利申请号14/296,628的优先权和在先申请日权益。

技术领域

本发明涉及一种用于既可按吸气模式又可按火箭模式运行的发动 机的喷管安排。在多个实施例中，该发动机用于单级入轨航天飞机。还可 以设想到其他应用。

背景技术

由英国牛津郡的反应发动机(ReactionEngines)公司开发的 SABRE发动机是用于对诸如单级入轨航天飞机的应用提供动力的飞行器 发动机。该发动机既能按吸气模式又能按火箭模式运行。在低海拔地区， 发动机以吸气模式运行。在此模式中，发动机通过使闭合环路中所含有的 机载储存器的气态氦膨胀穿过涡轮压缩机的涡轮机来驱动该涡轮压缩机 的压缩机以压缩吸入大气空气来运行。经压缩的空气与来自机载液氢储存 器的氢混合，并且所产生的混合物燃烧并且然后被排放以提供推力。在高 海拔地区，发动机以火箭模式运行。在该模式中，代替吸入大气空气，发 动机将来自机载液氧储存器的氧与该氢混合、并且燃烧混合物，然后将之 排放来提供推力。在火箭模式中并不使用涡轮压缩机。

存在问题于在这两个模式的每一者中如何提供燃烧和排放。一种 解决方案是针对吸气模式和火箭模式各自提供分开的燃烧室和喷管，即第 一燃烧室和喷管用于吸气模式，并且分开的燃烧室和喷管用于火箭模式。 然而，这种途径将给发动机带来明显的重量和阻力，这是所不希望的。

替代途径是提供用于这两个运行模式的共用燃烧室和相关联的喷 管。然而，为了在火箭模式中提供推力，有必要使该燃烧室成为火箭燃烧 室并且使氧和氢在室中燃烧并且然后膨胀并通过火箭喷管排放。然而，在 吸气模式中这样的安排对于运行而言不是最佳的。火箭发动机燃烧室必然 会是针对高压力运行设计的。其结果是，当以吸气模式运行时，可能需要 约100:1的吸入大气空气压缩比。应当理解的是，这种高压缩比使得必须 有高的氢燃料流量。其结果是，与其他情况下相比必须携带更多的氢，从 而导致重量增加和性能降低。因此，这种解决方案也是所不希望的。

因此，所希望的是提供一种解决这些缺点的安排。

发明内容

根据本披露内容的第一方面，提供了用于既可按吸气模式又可按 火箭模式运行的发动机的一种喷管安排，在该吸气模式中该发动机将从大 气吸入的空气与来自该发动机的一个储存器的氢燃烧，在该火箭模式中该 发动机将来自其一个储存器的氧与来自其储存器的氢燃烧，该喷管安排包 括：一个火箭燃烧室，该火箭燃烧室通过一个火箭喉部流体地联接到一个 火箭喷管，该火箭喷管包括邻近该火箭喉部的第一部分和远离该火箭喉部 的第二部分，并且该第二部分可相对于该第一部分在一个火箭位置与一个 吸气位置之间移动，在该火箭位置中该第一部分和第二部分形成一个基本 上连续的火箭喷管，在该吸气位置中该第一部分和第二部分重叠以在它们 之间限定一个环形喉部，该火箭喷管进一步包括至少一个吸气燃烧室，该 至少一个吸气燃烧室被安排成当该喷管的第一部分和第二部分处于该吸 气位置时流体地联接到该环形喉部。

通过针对该火箭模式和吸气模式各自提供分开的燃烧室但提供共 用的喷管，在提供能够使火箭燃烧和吸气燃烧各自最佳化的分开的燃烧室 的同时，避免了提供多个分开的喷管的明显的重量和阻力缺点(提供对至 少一部分大气飞行“无效的”的额外喷管的阻力代价是相当大的)。此外， 通过提供一种包括两个部分的喷管、这些部分可以重叠以提供针对该吸气 模式的环形喉部是一种便利的解决方案来允许(至少一个)吸气燃烧室与 火箭燃烧室共享同一的喷管。还已经发现，当在该吸气模式时，这样的环 形喉部促进(至少在某些操作条件下)沿喷管的壁的附着流。

该喷管的第一部分可以是较大直径端部位于一个径向平面中的一 个大致截头圆锥形部分。该第二部分可以是较小直径端部位于一个径向平 面中的一个大致截头圆锥形部分。该第二部分的较小直径端部可以包括从 该第二部分的颈部基本上轴向地延伸的一个大致圆柱形部分。当在该火箭 位置中时，该第一部分的较大直径端部可以接合该第二部分的颈部以形成 该基本上连续的火箭喷管。这种接合可以是基本上密封的接合。