[发明专利]发动机

说明书

本披露涉及一种具有两种运行模式‑吸气模式和火箭模式‑的发动机，该发动机可以用在航空航天应用中，例如用在飞行器、飞行机器或航空航天运载工具中。可以通过在吸气模式下使用预冷却器安排采用供火箭模式使用的冷燃料输送系统来冷却进气空气而将该发动机的效率最大化。通过引入该预冷却器和某些其他的发动机循环部件、并且如所描述地来安排和操作它们，就可以减轻例如与更高燃料和重量要求以及霜冻形成相关联的问题。

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日于英国提交并且通过援引并入本文的专利申请号GB 1318111.0的优先权，并且根据35U.S.C.§§120和365要求在2014年6月5日提交并且也通过援引并入本文的美国专利申请号14/296,624的优先权和在先申请日权益。

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，这样的发动机可能具有大的燃料需求。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；

用于燃料和氧化剂的燃烧的吸气燃烧室；

用于将空气加压以供应至所述吸气燃烧室的压缩机；

用于将燃料输送至所述第一火箭燃烧室的第一燃料输送系统；

用于将燃料输送至所述吸气燃烧室的第二燃料输送系统；

用于将氧化剂输送至所述火箭燃烧室的氧化剂输送系统；

其中，该吸气燃烧室和该火箭燃烧室被配置成独立地运行。

这样的发动机因此可以使用压缩空气作为氧化剂并且使用燃料在这些吸气燃烧室中燃烧而运行。当被结合在飞行器中时，这允许使用空气起飞。这与仅具有火箭燃烧室的发动机相比可以减小燃料要求。