用于发动机的喷管安排制造技术

披露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。该喷管安排可以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。该喷管安排还可以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。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】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。
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
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。该火箭燃烧室和该火箭喉部可以被固定到该喷管的第一部分上或是相对其固定的。该至少一个吸气燃烧室可以包括多个吸气燃烧室，每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。这些吸气燃烧室可以是围绕该喷管沿圆周方向分布的。这些吸气燃烧室可以是围绕该喷管的第一部分沿圆周方向分布的。这些吸气燃烧室可以是以基本上恒定的角节距分布的。该至少一个吸气燃烧室可以被固定到该喷管的第一部分上或是相对其固定的。当该喷管的第一部分和第二部分处于该吸气位置时该至少一个吸气燃烧室可以通过一个环形集气部来流体地联接到环形喉部，该环形集气部被流体地联接到该环形喉部。该环形集气部可以围绕该喷管的第一部分。该环形集气部可以被固定到该喷管的第一部分上或是相对其固定的。该环形集气部可以被安排成当处于该吸气位置时在该环形集气部的一个出口与该喷管的第一部分的由该喷管的第二部分所重叠的一个外表面之间提供密封接合。该环形集气部可以被安排成当处于该吸气位置时接合该第二部分的较小直径端部以便在该环形集气部的出口与该喷管的第二部分的一个内表面之间提供密封接合。该环形集气部可以被安排成当处于该吸气位置时接合该第二部分的较小直径端部的圆柱形部分以便在该环形集气部的出口与该喷管的第二部分的一个内表面之间提供密封接合。可以在该环形集气部与喷管的第二部分的内表面之间提供不透流体的挠性联接件，该不透流体的挠性联接件可以在它们之间提供不透流体的联接同时还允许相对移动。该不透流体的挠性联接件可以包括波纹管安排。该至少一个吸气燃烧室可以包括围绕该喷管的第一部分的单一环形吸气燃烧室。该单一吸气燃烧室可以被固定到该喷管的第一部分上或是相对其固定的。该单一环形吸气燃烧室可以被安排成当处于该吸气位置时在该单一环形吸气燃烧室的一个出口与该喷管的第一部分的由该喷管的第二部分所重叠的一个外表面之间提供密封接合。该单一环形吸气燃烧室可以被安排成当处于该吸气位置时接合该第二部分的较小直径端部以便在单一环形吸气燃烧室的出口与该喷管的第二部分的一个内表面之间提供密封接合。该单一环形吸气燃烧室可以本文档来自技高网...

【技术保护点】
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：一个火箭喷管；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该火箭喷管，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，其中，该火箭喷管的第一部分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并且该第二部分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；并且当在该火箭位置中时，该第一部分的较大直径端部接合该第二部分的颈部以便以基本上密封接合的方式形成该基本上连续的火箭喷管；以及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火箭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。...

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.10.11 GB 1318112.8;2014.06.05 US 14/296,6281.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：
一个火箭喷管；
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
该火箭喷管，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，其中，该火箭喷管的第一部分是较大直径端部
位于一个径向平面中的一个大致截头圆锥形部分并且该第二部分是较小
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；并且当在该火箭位置中时，该第一部分的较大直径端部接合该
第二部分的颈部以便以基本上密封接合的方式形成该基本上连续的火箭
喷管；以及
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火箭
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。
2.根据权利要求1所述的喷管安排，其中，该至少一个吸气燃烧室包括
多个吸气燃烧室，每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。
3.根据权利要求1或2所述的喷管安排，其中，这些吸气燃烧室是围绕
该喷管沿圆周方向分布的。
4.根据权利要求3所述的喷管安排，其中，这些吸气燃烧室是围绕该喷
管的第一部分沿圆周方向分布的。
5.根据以上权利要求中任一项所述的喷管安排，其中，该至少一个吸气
燃烧室被固定到该喷管的第一部分上或是相对其固定的。
6.根据以上权利要求中任一项所述的喷管安排，其中，当该喷管的第一
部分和第二部分处于该吸气位置时该至少一个吸气燃烧室通过一个环形
集气部来流体地联接到该环形喉部，该环形集气部被流体地联接到该环形
喉部。
7.根据权利要求6所述的喷管安排，其中，该环形集气部围绕该喷管的
第一部分。
8.根据权利要求6或7所述的喷管安排，其中，该环形集气部被固定到
该喷管的第一部分上或是相对其固定的。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的喷管安排，其中，该环形集气部
被安排成当处于该吸气位置时在该环形集气部的一个出...

【专利技术属性】
技术研发人员：艾伦·邦德，海伦·韦伯，
申请(专利权)人：喷气发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB