[发明专利]氢燃气涡轮

说明书

本发明涉及燃气涡轮发动机领域，具体地涉及使用氢作为其燃料源的航空燃气涡轮发动机领域。本系统，涉及动力燃气涡轮发动机，优选地氢动力燃气涡轮发动机，克服了将燃料(诸如包含氢的燃料)喷射在燃气涡轮发动机的燃烧室中所需的高扬程。本发明还涉及一种包括这种系统的飞行器，以及一种用于通过上述系统向燃气涡轮发动机提供经调节的燃料的方法。

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机领域，具体地涉及使用氢作为其燃料源的航空燃气涡轮发动机领域。

本系统，涉及动力燃气涡轮发动机、优选地氢动力燃气涡轮发动机，克服了将燃料(诸如包含氢的燃料)喷射在燃气涡轮发动机的燃烧室中所需的高扬程。

本发明还涉及一种包括这种系统的飞行器，以及一种用于通过上述系统向燃气涡轮发动机提供经调节的燃料、即处于气态或超临界状态的燃料的方法。

背景技术

目前，当提及燃气涡轮发动机时，在本技术领域中广为人知的是，用于航空的大型高效燃气涡轮发动机具有高压比，有时超过40:1，例如对于Jet A1燃料，其在燃烧室中的喷射需要在超过800psi的压力下进行。关于这一事实，参考喷射到所述发动机的燃烧室中所需的燃料扬程。

如今，这种扬程是通过由发动机附件齿轮箱驱动并且连接到发动机涡轮压缩机轴的泵(正排量泵或速度泵)实现的，或者甚至是通过由电动机驱动的泵实现的。

目前，关于氢动力燃气涡轮发动机，加大燃料的扬程以便喷射在燃烧室中所需的动力与常规航空燃料相比变得太高，并且这对使用氢作为燃料来给这种燃气涡轮提供动力是不利的。使用通过来自发动机齿轮箱的运动来驱动泵或由电动机来驱动泵的常规架构，在使用氢作为燃料时将对发动机性能造成不利影响，这些不利影响超过那些用于常规燃料的发动机。

也就是说，氢动力燃气涡轮发动机需要更高的动力以便能够向发动机的燃烧室提供燃料(氢)，这对发动机的性能是不利的。

在该技术的不同领域、即与火箭发动机相关的领域中，可以找到用于向发动机提供燃料、尤其是通过用于将燃料喷射在发动机的燃烧室中的泵向发动机提供燃料的若干构型。例如，以下文件描述了已知的解决方案。

文件US 2004/0177603 A1披露了具有分级燃烧和热交换的膨胀机循环火箭发动机。

文件US 2004/0148923 A1披露了使火箭发动机内的燃烧气体转向以预热燃料。

文件US 2010/0024386 A1披露了气体发生器增强膨胀机循环火箭发动机。

文件US 4998410 A披露了混合动力分级燃烧-膨胀机顶循环发动机。

前述文件考虑了使用泵来获得发动机(在这些情况下是火箭发动机)的燃料的扬程，以便实现将燃料(氢)喷射在发动机燃烧室中所需的压力。

然而，在燃气涡轮发动机中，尤其是在氢动力燃气涡轮发动机中，由于燃气涡轮发动机与火箭发动机之间存在的主要差异，所披露的燃料扬程的解决方案并不适用。

首先，只考虑了那些膨胀机类型的火箭发动机，因为只有膨胀机使用从推力室吸取的热量作为主要能源来驱动涡轮泵涡轮。这些膨胀机通过箱封头闲置(tank head idle)结合在燃烧室处吸取的热量起动，这存在一个问题：在这种其中泵仅由涡轮泵涡轮驱动的构型中，在先前起动失败之后，直至所述推力室变暖，发动机都无法成功起动，这意味着与高效飞行器操作所需的时间尺度相比的非常大量的时间。

另外，推力室具有铣削通道，或者由形成燃烧室的钎焊在一起的管制成，因此燃料沿着这些通道或管流动并由推力室加热。这一解决方案意味着与燃料的低温形成对比的燃烧气体的高温，这导致穿过燃烧室壁的厚度的非常高的热梯度。这种状况限制了发动机寿命，尤其是可以执行的发动机起动的次数。因此，这种构型对于飞行器涡轮发动机来说是不可行的。