專利名稱：具有真實卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā)動機的制作方法
具有真實卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā)動機
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"具有真實卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā) 動機"的美國臨時申請No.60/466，270;
2003年5月15日提交的題為"具有真實卡諾循環(huán)和發(fā)散葉片的 渦輪火箭發(fā)動機"的美國臨時申請No.60/470,706;
2003年7月11日提交的題為"具有真實卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā) 動機續(xù)"的美國臨時申請No.60/486，637，
2003年9月30日提交的題為"具有真實卡諾循環(huán)的渦輪火箭發(fā) 動機續(xù)二 "的美國臨時申請No.60/507,400。
背景技術(shù)：
本發(fā)明主要涉及運行卡諾循環(huán)的組合渦輪和火箭發(fā)動機。也稱為 渦輪-火箭發(fā)動機或渦輪火箭發(fā)動機的該組合渦輪和火箭發(fā)動機設(shè)計成 用于為高空飛行提供高燃料效率的推進系統(tǒng)，在該高空飛行中可利用 的氧減少到需要使用補充氧的火箭推進的水平。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 設(shè)計。
已經(jīng)認為卡諾循環(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 理實施例中實施。如包括在本說明書內(nèi)的循環(huán)圖顯示的那樣，真實熱 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)動機結(jié)合了卡諾循環(huán)，并在一些不同的實施 例中展示了這些火箭發(fā)動機。渦輪火箭發(fā)動機的具體實施例的許多組 成元件來自本發(fā)明人以前的渦輪發(fā)動機設(shè)計和渦輪噴氣發(fā)動機設(shè)計。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的渦輪火箭發(fā)動機設(shè)計成將真實卡諾循環(huán)結(jié)合至主要用于 高空推進的實際實施例中。此外，渦輪火箭發(fā)動機的實施例形成用于 可在大氣和同溫層條件下以最大效率運行的飛行器的推進系統(tǒng)。發(fā)動 機的某些實施例省略了渦輪部件，而其它實施例適用于發(fā)電。就定義 而言該發(fā)動機循環(huán)是對空氣和近太空推進有利的通用卡諾循環(huán)。
通過采用沖壓空氣進氣口以加強壓縮和對相關(guān)空氣渦輪進行驅(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)軸流式壓縮機進行操作。在高度引起空氣供應(yīng)量減少的情 形中，由以漸進比例供應(yīng)的液氧對該過程進行補充。


圖1為示出了用于本發(fā)明的某些渦輪火箭發(fā)動機的卡諾循環(huán)的循 環(huán)圖。
圖2為渦輪火箭發(fā)動機的第一實施例的示意圖。
圖3為圖2的發(fā)動機的示意圖，示出了氣流流動。
圖4為圖3的發(fā)動機的一部分的放大的示意圖。
圖5為渦輪火箭發(fā)動機的第二實施例的示意圖。
圖6為渦輪火箭發(fā)動機的第三實施例的示意圖。
圖6A為示出了用于圖6的渦輪火箭發(fā)動機的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖7為渦輪火箭發(fā)動機的第四實施例的示意圖。
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)動機的第五實施例的示意圖。
圖IIA為示出了用于圖11的渦輪火箭發(fā)動機的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖12為渦輪火箭發(fā)動機的第六實施例的示意圖。
圖13為示出了用于圖12的渦輪火箭發(fā)動機的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖14A為沖壓空氣火箭發(fā)動機的側(cè)面的示意圖。 圖14B為圖14的發(fā)動機頂部的示意圖。
圖14C為示出了用于圖14A和14B的發(fā)動機的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
圖15為低溫火箭發(fā)動機的示意圖。
圖16為渦輪火箭發(fā)動機的第七實施例的示意圖。
圖17為圖16的發(fā)動機的一個放大部分的示意圖。
圖18為示出了用于圖16的發(fā)動機的卡諾循環(huán)的循環(huán)圖。
優(yōu)選實施例的詳細描述
參考圖1和2，在圖2中示意性示出的、并大體上由附圖標記IO 標識的渦輪火箭發(fā)動機遵循圖1中圖示的真實卡諾循環(huán)。在圖1的T-S圖中，渦輪火箭發(fā)動機10的第一實施例20經(jīng)過從點1至2的等 溫壓縮，從點2至3的多變(絕熱)壓縮，并從點3.1至3.2至3.3至 3.4至3.5至3.6到4的分級漸進等溫按化學(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10內(nèi)，通常存在中央芯12及具有 進氣開口 16和噴氣口 18的外機匣14，以及從進氣開口 16至噴氣口 18的產(chǎn)生獨特操作循環(huán)的通道組合。
在圖2的發(fā)動機實施例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19的空氣進行壓縮。對在延伸的空氣渦輪轉(zhuǎn)子轂21.1上 的向外導(dǎo)向的軸流式壓縮機葉片21.a-21.f在與一組附置的向內(nèi)導(dǎo)向的 壓縮機葉片24.a-24.f反向的旋轉(zhuǎn)方向上進行驅(qū)動，該組壓縮機葉片 24.a-24.f在具有外部風扇狀葉片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之間的中間冷卻器的作用以進一步冷卻離心 壓縮的空氣。對離心壓縮的空氣的強烈冷卻導(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的實施例20的等溫-按化學(xué)計量燃燒和膨 脹。
進氣口空氣的大部分流經(jīng)發(fā)動機10，除了對空氣渦輪轉(zhuǎn)子的中 空葉片21.3在一個方向上進行驅(qū)動并在相反的方向上對風扇渦輪23 的風扇葉片23.1進行驅(qū)動外，還旁通過壓縮機設(shè)備。
將在離心式和軸流式壓縮機中從狀態(tài)1-2和2-3點高度壓縮的空 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?？諝鈬娚?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4處進入燃燒室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10的內(nèi)部系統(tǒng)的真實卡諾循環(huán)。
可變體積進氣控制27對旁通空氣流28-29以及壓縮機空氣流的 較高的體積進行調(diào)節(jié)，并調(diào)節(jié)在發(fā)動機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。
因為燃燒的產(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行補充。隨著可用的高空空氣的 減少，以漸進比例向空氣流中添加氧。
在圖5中示出了渦輪火箭發(fā)動機的第二實施例50。渦輪火箭發(fā) 動機實施例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51在狀態(tài)點1處接收沖壓空氣，在 軸流式壓縮機19內(nèi)的壓縮之前，在狀態(tài)點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50通過其向 外導(dǎo)向的風扇狀葉片23.1和其向內(nèi)導(dǎo)向的壓縮機葉片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)動機實施例50中，改變的等溫離心式壓縮機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51連接至具有 向外導(dǎo)向的軸流式壓縮機葉片53.1-53.5的渦輪-壓縮機軸，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 葉片24.1至24.6 —同運作。除此之外，渦輪-壓縮機軸具有氣體渦輪 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進行加強，從而4-5-6的組 合循環(huán)狀態(tài)延伸有狀態(tài)點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51和反向旋轉(zhuǎn) 的空氣渦輪23進行驅(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的流動進行調(diào)節(jié)。
參考圖6，渦輪火箭發(fā)動機10具有實施例60,該實施例60具有 與圖5的實施例50相同的前端和后端。在中間部分，由第一離心式 壓縮機61和從該第一離心式壓縮機61徑向分級的反向旋轉(zhuǎn)的第二離 心式壓縮機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。
采用多個壓縮機級，包括具有由離心式壓縮機51和62驅(qū)動的反 向旋轉(zhuǎn)葉片的軸流式壓縮機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10的又一實施例70及 其延伸的卡諾循環(huán)圖。在圖7中，發(fā)動機實施例70具有與圖6的實 施例60類似的前端和中間部分。發(fā)動機實施例70包括內(nèi)部等溫離心 式壓縮機51和中間冷卻器22、軸流式壓縮機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)動機的實施例進行操作，但那些包括氣體渦輪的實施 例通過對轉(zhuǎn)子和定子葉片的冷卻最有效地操作實現(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
110，該氣體渦輪發(fā)動機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110中，軸流式壓縮機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運送的運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127,而通過管道130釋放廢運動氣體。等溫 氣體渦輪123通過軸138對多級壓縮機120進行驅(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入氣體渦輪123的多級的汽 化燃料的超精細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236，該兩級壓縮機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 縮機轉(zhuǎn)子141內(nèi)，以產(chǎn)生用于對第一級壓縮進行冷卻的多變-等溫效 果。在圖13的T-S圖中由從狀態(tài)點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3-4.1和4.1-4.2推進循環(huán)。
第三組件由通過軸149驅(qū)動發(fā)電機148的軸向、多變、絕熱動力 渦輪147形成。水受控噴射進入渦輪葉片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，示出了由附圖標記150標識的沖壓噴氣火箭 發(fā)動機。發(fā)動機150設(shè)計成用于在大氣、同溫層和太空條件下的高速、 超音速運行，并能夠與或優(yōu)選地獨立于渦輪部件運行。例如，可以將 發(fā)動機結(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火和獨立于燃料燃燒的加速。替換地，可以將發(fā) 動機150包括在具有傳統(tǒng)發(fā)動機或如此處描述的發(fā)動機10的飛行器 上，用于較低速度的大氣運行和在同溫層和太空操作中的獨立運行。
沖壓噴氣火箭發(fā)動機150具有外體151，該外體151具有由進氣 控制閥153調(diào)節(jié)的可變幾何進氣口 152。中央主燃燒室155之后存在 參考圖5、 11和12描述的那類擴張的多級等溫燃燒室156。擴張的等 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/或氧對擴張噴管結(jié)構(gòu)的表面進行冷卻。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)動機和超音速沖壓噴氣發(fā)動機一樣運行，而在由 液氧補充空氣時如同混合超音速沖壓噴氣火箭發(fā)動機一樣運行。在缺 氧的太空中，關(guān)閉可變幾何進氣閥153，而以氧噴射器158的全部容 量將發(fā)動機150作為純粹的火箭發(fā)動機進行操作。
如圖14C所示的那樣，從圖14A的狀態(tài)點沿狀態(tài)1-2-3-4-1推進
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l-2i-3i-4-l運行。
參考圖15，示出了分級火箭發(fā)動機190。分級火箭發(fā)動機190具 有機匣191，該機匣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，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，運動的氣流 根據(jù)定義具有最大密度以提供用于推進的超強有力的反應(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，示出了在具有補充的非常好的壓力循環(huán)的真實卡諾 循環(huán)下運行的渦輪發(fā)電機發(fā)動機10的實施例160。發(fā)動機實施例160 適用于期望高效率和低燃料消耗的發(fā)電。
在圖16和17的實施例中，軸流式壓縮機161和離心式壓縮機161.1 連接并至少部分地由馬達發(fā)電機162驅(qū)動軸流式壓縮機161和離心式 壓縮機161.1，軸流式壓縮機161和離心式壓縮機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和渦輪。經(jīng)由互連軸167通過電動馬達166對 高壓離心式壓縮機165進行驅(qū)動。最終的超高壓離心式壓縮機168與
高壓離心式壓縮機165反向地旋轉(zhuǎn)，由經(jīng)過共同軸177的馬達發(fā)電機 169和/或氣體渦輪170對超高壓離心式壓縮機168進行驅(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，隨著運動氣體通過參考圖11和12以前描述 的窗口特征的分級進入，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 1-2的在軸流式和離心式壓縮機161和161.1中產(chǎn)生的等溫壓縮。由狀 態(tài)點2-3顯示在壓力室178內(nèi)通過對離心式壓縮機165和168進行反 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4-5顯示 的等溫超高燃燒和膨脹。
由狀態(tài)點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 細節(jié)闡明了本發(fā)明的實施例，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節(jié)作出大量改變。
權(quán)利要求
1. 一種渦輪火箭發(fā)動機，包括機匣，該機匣具有空氣進氣口；與該空氣進氣口連通的空氣壓縮機，該空氣壓縮機具有冷卻系統(tǒng)，其中至少部分地由等溫壓縮對空氣進行壓縮；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行燃燒和膨脹。
2. 權(quán)利要求1的渦輪火箭發(fā)動機，其中所述機匣具有噴氣口和 從所述空氣進氣口至該噴氣口的旁通過所述壓縮機的空氣通道。
3. 權(quán)利要求2的渦輪火箭發(fā)動機，其中所述壓縮機具有帶有葉 片的離心式壓縮機轉(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氣口的空氣的至少一部 分進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 空氣流通進行冷卻。
4. 權(quán)利要求3的渦輪火箭發(fā)動機，其中所述空氣壓縮機具有中 空的支柱和中央軸流式壓縮機單元，其中所述離心式壓縮機轉(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單元。
5. 權(quán)利要求4的渦輪火箭發(fā)動機，其中所述離心式壓縮機轉(zhuǎn)子 具有延伸的轂，而且所述軸流式壓縮機單元具有安裝在所述延伸的轂 上的向外導(dǎo)向的壓縮機葉片、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)向的壓縮機葉片、以及延伸至空氣旁通通道內(nèi)的外部風 扇狀葉片，其中當空氣流動經(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，其中將所述軸流式壓縮機單元連接至燃燒室和圓錐形擴張噴管，其中該圓錐形擴張噴管的至少一 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，其中所述圓錐形擴張噴管具 有不帶窗口的擴張部分，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，其中所述圓錐形擴張噴管將 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，其中所述圓錐形擴張噴管在 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，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，包括連接在所述圓錐形擴 張噴管內(nèi)的氣體渦輪，所述圓錐形擴張噴管連接至所述離心式壓縮機 轉(zhuǎn)子。
12. 權(quán)利要求11的渦輪火箭發(fā)動機，進一步包括在所述進氣口 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，具有接收來自所述軸流式 壓縮機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。
14. 一種低溫火箭發(fā)動機，包括機匣，該機匣具有內(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，包括機匣，該機匣具有空氣進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，其中所述空氣壓縮系統(tǒng)包 括可變進氣部分，該可變進氣部分用于在推進發(fā)動機時的沖壓空氣 壓縮；以及在所述空氣進氣口附近的液氧噴射器，這些液氧噴射器用 于在高空處補充空氣和在所述可變進氣口關(guān)閉時如同火箭發(fā)動機一樣 操作所述發(fā)動機。
17. 權(quán)利要求15的卡諾循環(huán)發(fā)動機，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。
18.權(quán)利要求17的卡諾循環(huán)發(fā)動機，其中所述壓縮空氣冷卻系 統(tǒng)包括從所述空氣進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)子進行旋轉(zhuǎn)并對葉片內(nèi)的壓縮空氣進行冷 卻。
19.權(quán)利要求15的卡諾循環(huán)發(fā)動機，其中所述多級燃燒系統(tǒng)包 括在擴張噴管內(nèi)的氣體渦輪。
20.權(quán)利要求19的卡諾循環(huán)發(fā)動機，其中所述氣體渦輪連接至 發(fā)電機。
全文摘要
發(fā)動機實施例，主要設(shè)計用于結(jié)合了用于高效燃燒的卡諾循環(huán)的飛行器推進和發(fā)電，其中典型實施例包括空氣壓縮機以及燃燒和膨脹室，這些空氣壓縮機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