发动机模块制造技术

一种混合吸气式火箭发动机模块(70)，包括被配置为接收空气的进气装置(62)和被配置为冷却来自进气装置(62)的空气的热交换器装置(63)；压缩机(64)，其被配置为压缩来自热交换器装置(63)的空气；以及一个或更多个推力室(65)。进气装置(62)、压缩机(64)、热交换器装置(63)以及一个或更多个推力室(65)大致沿着发动机模块(70)的轴线(69)布置。热交换器装置(63)布置在压缩机(64)和一个或更多个推力室(65)之间。(65)之间。(65)之间。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】发动机模块
[0001]领域
[0002]本公开涉及发动机模块，例如可用于航空航天应用的类型的发动机模块。本公开还涉及用于火箭发动机的发动机模块的结构，以及包括这种发动机模块或结构的飞行器、飞行机器或航空航天运载器(aerospace vehicle)。
[0003]背景
[0004]GB2519155描述了用于单级入轨(SSTO)运载器的混合航空航天推进发动机。这种发动机包括火箭燃烧室、吸气式燃烧室和用于对空气加压以供给吸气式燃烧室的压缩机。这种发动机可以使用压缩空气作为氧化剂以及燃料在吸气式燃烧室中燃烧来运行。与仅具有火箭燃烧室的发动机相比，这可以降低燃料需求，减轻具有这种发动机的飞行器的燃料携带需求。
[0005]本公开力图至少在一定程度上减轻该问题和/或至少在一定程度上解决与现有技术相关的难点。
[0006]概述
[0007]根据本公开的第一方面，提供了混合吸气式火箭发动机模块，其包括：
[0008]进气装置(air intake arrangement)，其被配置为接收空气；
[0009]热交换器装置(heat exchanger arrangement)，其被配置为冷却来自所述进气装置的空气；
[0010]压缩机，其被配置为压缩来自所述热交换器装置的空气；以及
[0011]一个或更多个推力室；
[0012]其中进气装置、压缩机、热交换器装置以及一个或更多个推力室大致沿着发动机模块的轴线布置；并且
[0013]其中热交换器装置布置在压缩机与一个或更多个推力室之间。
[0014]当沿着发动机模块的轴线(例如纵向轴线)布置时，进气装置、压缩机、热交换器装置以及一个或更多个推力室的各自的轴线中的一个或更多个可以与该发动机模块的轴线对齐，或者可以被布置为平行于发动机模块的轴线和/或与发动机模块的轴线间隔开。
[0015]进气装置可包括入口锥体(inlet cone)，该入口锥体被配置为使由进气装置所接收的空气减速。
[0016]压缩机可以至少部分地布置在入口锥体内部。与现有技术的发动机模块相比，这种发动机模块可以有利地具有减小的长度，从而允许更紧凑和更轻的发动机。
[0017]压缩机可以具有入口端和出口端，并且压缩机的入口端可以被布置为面向热交换器装置。与现有技术的发动机模块相比，这种发动机模块可以有利地在热交换器装置的各个热交换器区段的内部径向表面与外部径向表面之间，在热交换器装置的整个长度上提供更均匀(即恒定)的压降。这与通过各个热交换器区段的更均匀的质量流量分布相关，并且有利地减少或消除了对机械流量平衡解决方案(例如诸如转动叶片的流量控制措施)的需要。这有利地导致发动机模块的总质量进一步减小。
[0018]可选地，发动机模块设置了从进气装置到热交换器的第一空气流动路径，以及从
热交换器到压缩机的入口端的第二空气流动路径，其中第二空气流动路径被配置为允许空气在与第一空气流动路径中的空气流动相反的、基本上纵向的方向上流动。
[0019]可选地，发动机模块可以设置从压缩机的出口端到一个或更多个推力室的第三空气流动路径，其中第三空气流动路径被配置为允许空气在与第二空气流动路径中的空气流动相反的、基本上纵向的方向上流动。
[0020]发动机可进一步包括引擎机舱，其中入口锥体、热交换器装置、压缩机以及一个或更多个推力室各自至少部分地布置在引擎机舱内。
[0021]可选地，入口锥体可以是轴对称的。
[0022]可选地，发动机模块的轴线可以是弯曲的。
[0023]可选地，发动机可以进一步包括燃料箱，其中燃料箱布置在热交换器装置和一个或更多个推力室之间。
[0024]一个或更多个推力室可以各自包括至少一个火箭喷管。
[0025]可选地，混合吸气式火箭发动机模块被配置为可从吸气模式切换到完全火箭模式(full rocket mode)。喷管可以以吸气模式、使用来自压缩机的压缩空气和燃料来运行。在火箭模式下，喷管可以使用液态氧和燃料来运行。
[0026]根据本公开的第二方面，提供了用于火箭发动机的发动机模块的结构，所述结构包括入口锥体，入口锥体限定用于接纳发动机部件的体积。发动机部件可以是压缩机。
[0027]根据本公开的第三方面，提供了包括根据本专利技术的第一方面的发动机模块的飞行器、飞行机器或航空航天运载器，该发动机模块具有或不具有任何可选的特征。
[0028]附图简述
[0029]本专利技术可以以各种方式实施，并且现在将参考附图通过示例来描述本专利技术的实施例，其中：
[0030]图1A、图1B和图1C分别示出了现有技术的单级入轨(SSTO)飞行器的侧视图、平面图和后视图；
[0031]图2示出了现有技术的混合吸气式火箭发动机的示意性循环图；
[0032]图3示出了穿过现有技术的混合吸气式火箭发动机模块的截面的示意图；
[0033]图4示出了穿过混合吸气式火箭发动机模块的截面的示意图；
[0034]图5A图示了沿现有技术的混合吸气式火箭发动机模块的预冷却器的每个热交换器区段的内部径向表面和外部径向表面的压力分布的差异；以及
[0035]图5B图示了沿着混合吸气式火箭发动机模块的预冷却器的每个热交换器区段的内部径向表面和外部径向表面的压力分布的差异。
[0036]详细描述
[0037]图1A、图1B和图1C示出了具有可收起起落架2、3、4的单级入轨(SSTO)飞行器1，该飞行器具有带燃料和氧化剂储存器6、7及有效载荷区域8的机身5。带有相应的方向舵控制表面11和前翼(canard)控制表面12的尾翼装置9和前翼装置10附接到机身5上。带有升降副翼14的主机翼13附接到机身5的两侧，并且每个机翼13具有附接到其机翼尖端16的发动机模块15。如图1C和图2所示，每个发动机模块15的后部设置有四个火箭喷管17，四个火箭喷管17被各种支路燃烧器18包围。
[0038]图2示出了从GB2519155中已知的现有技术的混合吸气式火箭发动机的示意性循
环图。作为其应用的示例，这种发动机可以结合到本公开的发动机模块中。然而，该专利技术不限于该特定的发动机装置。现在将描述这种发动机的基本元件和运行，以帮助理解本专利技术。
[0039]发动机包括进气口19。进气口19可以是轴对称的，使得当飞行器以超音速行进时，进气口19用于通过倾斜冲击波和法向冲击波将捕获的气流减速至亚音速。在高马赫数下，例如大约5马赫或更高，这种减速会导致空气入口温度通常地增加到1250K以上。
[0040]通过进气口的空气分成两条流动路径。这些流动路径中的一个流动路径24a向包括喷管的支路燃烧器18供应空气。供应给循环的氢比所需的多，并且支路燃烧器可以与主燃烧室结合使用，以提高燃料利用率和发动机性能。来自进气口19的空气的另一部分通过流动路径24b到达第一热交换器装置，第一热交换器装置被配置为预冷却器，需要该预冷却器来使压缩的进入的空本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种混合吸气式火箭发动机模块，包括：进气装置，其被配置为接收空气；热交换器装置，其被配置为冷却来自所述进气装置的空气；压缩机，其被配置为压缩来自所述热交换器装置的空气；以及一个或更多个推力室；其中，所述进气装置、所述压缩机、所述热交换器装置以及所述一个或更多个推力室大致沿着所述发动机模块的轴线布置；并且其中，所述热交换器装置布置在所述压缩机和所述一个或更多个推力室之间。2.根据权利要求1所述的发动机模块，其中，所述进气装置包括入口锥体，所述入口锥体被配置为使由所述进气装置接收的空气减速，并且其中，所述压缩机至少部分地布置在所述入口锥体内。3.根据权利要求1或权利要求2所述的发动机模块，其中，所述压缩机具有入口端和出口端，其中，所述压缩机的所述入口端被布置为面向所述热交换器装置。4.根据权利要求3所述的发动机模块，其中，设置了从所述进气装置到所述热交换器装置的第一空气流动路径，以及从所述热交换器装置到所述压缩机的所述入口端的第二空气流动路径，其中，所述第二空气流动路径被配置为允许空气在与所述第一空气流动路径中的空气流动相反的、基本上纵向的方向上流动。5.根据权利要求4所述的发动机模块，其中，设置了从所述压缩机的所述出口端到所述一个或更多个推力室的第三空气流动路径，其中，所述第三空气流动路径被配置为允许空气在与所述第二空气流动路径中的空气流动相反的、基本上...

【专利技术属性】
技术研发人员：理查德，
申请(专利权)人：喷气发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：