专利名称：具有真实卡诺循环的涡轮火箭发动机的制作方法
具有真实卡诺循环的涡轮火箭发动机
在先申请的引用
本申请要求以下临时申请的优先权
2003年4月28日提交的题为"具有真实卡诺循环的涡轮火箭发 动机"的美国临时申请No.60/466，270;
2003年5月15日提交的题为"具有真实卡诺循环和发散叶片的 涡轮火箭发动机"的美国临时申请No.60/470,706;
2003年7月11日提交的题为"具有真实卡诺循环的涡轮火箭发 动机续"的美国临时申请No.60/486，637，
2003年9月30日提交的题为"具有真实卡诺循环的涡轮火箭发 动机续二 "的美国临时申请No.60/507,400。
背景技术：
本发明主要涉及运行卡诺循环的组合涡轮和火箭发动机。也称为 涡轮-火箭发动机或涡轮火箭发动机的该组合涡轮和火箭发动机设计成 用于为高空飞行提供高燃料效率的推进系统，在该高空飞行中可利用 的氧减少到需要使用补充氧的火箭推进的水平。为了适应从能够自由 得到氧的大气到缺氧的太空的氧可用性的不同水平，需要新的发动机 设计。
已经认为卡诺循环是具有最大理论效率的理想热力学循环。然 而，迄今为止真实卡诺循环还没有在有效遵循该循环的四个阶段的物 理实施例中实施。如包括在本说明书内的循环图显示的那样，真实热 力学卡诺循环包括在T-S (温度-焓)图中的以下四个基本阶段.-
1- 2等温压縮；
2- 3多变(绝热)压縮；
3- 4等温-按化学计量燃烧-膨胀；4-l.a多变(绝热)最终膨胀。
本发明的这些火箭发动机结合了卡诺循环，并在一些不同的实施 例中展示了这些火箭发动机。涡轮火箭发动机的具体实施例的许多组 成元件来自本发明人以前的涡轮发动机设计和涡轮喷气发动机设计。
发明内容
本发明的涡轮火箭发动机设计成将真实卡诺循环结合至主要用于 高空推进的实际实施例中。此外，涡轮火箭发动机的实施例形成用于 可在大气和同温层条件下以最大效率运行的飞行器的推进系统。发动 机的某些实施例省略了涡轮部件，而其它实施例适用于发电。就定义 而言该发动机循环是对空气和近太空推进有利的通用卡诺循环。
通过采用冲压空气进气口以加强压縮和对相关空气涡轮进行驱 动，从而获得高效率，这些相关空气涡轮对用于燃烧空气的超高压縮 的反向旋转轴流式压縮机进行操作。在高度引起空气供应量减少的情 形中，由以渐进比例供应的液氧对该过程进行补充。
图1为示出了用于本发明的某些涡轮火箭发动机的卡诺循环的循 环图。
图2为涡轮火箭发动机的第一实施例的示意图。
图3为图2的发动机的示意图，示出了气流流动。
图4为图3的发动机的一部分的放大的示意图。
图5为涡轮火箭发动机的第二实施例的示意图。
图6为涡轮火箭发动机的第三实施例的示意图。
图6A为示出了用于图6的涡轮火箭发动机的卡诺循环的循环图。
图7为涡轮火箭发动机的第四实施例的示意图。
图7A为示出了用于图7的涡轮火箭发动机的卡诺循环的循环图。
图8为具有内部冷却的涡轮叶片的部分剖视的透视图。图9为涡轮转子内的图8的涡轮叶片的部分剖视的透视图。
图10为图8的涡轮叶片和相邻的定子叶片的横截面图。
图11为涡轮火箭发动机的第五实施例的示意图。
图IIA为示出了用于图11的涡轮火箭发动机的卡诺循环的循环图。
图12为涡轮火箭发动机的第六实施例的示意图。
图13为示出了用于图12的涡轮火箭发动机的卡诺循环的循环图。
图14A为冲压空气火箭发动机的侧面的示意图。 图14B为图14的发动机顶部的示意图。
图14C为示出了用于图14A和14B的发动机的卡诺循环的循环图。
图15为低温火箭发动机的示意图。
图16为涡轮火箭发动机的第七实施例的示意图。
图17为图16的发动机的一个放大部分的示意图。
图18为示出了用于图16的发动机的卡诺循环的循环图。
优选实施例的详细描述
参考图1和2，在图2中示意性示出的、并大体上由附图标记IO 标识的涡轮火箭发动机遵循图1中图示的真实卡诺循环。在图1的T-S图中，涡轮火箭发动机10的第一实施例20经过从点1至2的等 温压縮，从点2至3的多变(绝热)压縮，并从点3.1至3.2至3.3至 3.4至3.5至3.6到4的分级渐进等温按化学计量燃烧和膨胀。随着最 终多变(绝热)膨胀至l.a，基本上完成循环。
在这些图中的涡轮火箭发动机10内，通常存在中央芯12及具有 进气开口 16和喷气口 18的外机匣14，以及从进气开口 16至喷气口 18的产生独特操作循环的通道组合。
在图2的发动机实施例20中包括离心、热交换的空气涡轮转子 21，该空气涡轮转子21首先对随后通过热交换支柱22输送至分级轴 流式压縮机19的空气进行压縮。对在延伸的空气涡轮转子毂21.1上 的向外导向的轴流式压縮机叶片21.a-21.f在与一组附置的向内导向的 压縮机叶片24.a-24.f反向的旋转方向上进行驱动，该组压縮机叶片 24.a-24.f在具有外部风扇状叶片23.1的轴向空气涡轮23的芯24上。
通过在叶片周围的冷的旁通空气对空气涡轮叶片21.3的中空芯 21.2内的离心压縮空气进行冷却，旁通空气通常具有5至20的旁通 比即从空气涡轮转子21和中空支柱22通过的空气旁通比，这起到了 在离心式和轴流式压縮机之间的中间冷却器的作用以进一步冷却离心 压縮的空气。对离心压縮的空气的强烈冷却导致在图1内由循环状态 l-2显示的等温压縮。
分级轴流式压縮机19设有交替反向旋转的向外导向的叶片21.a-21.f以及向内导向的叶片24.a-24.f，以产生在图1内的由循环状态2-3 显示的多变(绝热)压縮。
在图3和图4的示意图中示出了具有空气和气体流动的由图1中 的状态3-4代表的用于图2的实施例20的等温-按化学计量燃烧和膨 胀。
进气口空气的大部分流经发动机10，除了对空气涡轮转子的中 空叶片21.3在一个方向上进行驱动并在相反的方向上对风扇涡轮23 的风扇叶片23.1进行驱动外，还旁通过压縮机设备。
将在离心式和轴流式压縮机中从状态1-2和2-3点高度压縮的空 气分成如在图4的放大示意图中示出的两股流动3.a和3.b。空气喷射 室26和主燃烧室25由设有一系列外围窗口 3.1-3.6和4的圆锥形扩张 喷管32分开。一系列附置的喷射器喷嘴31将燃料通过喷嘴窗口 3.1-3.6 喷射至压缩空气流中以与轴向中央压縮空气流3.1混合与膨胀，该轴
向中央压縮空气流3.1在状态点4处进入燃烧室25时获取来自中央悬 置喷射器30的燃料。从4-l.a的状态中的最终的多变(绝热)膨胀结 束涡轮火箭发动机10的内部系统的真实卡诺循环。
可变体积进气控制27对旁通空气流28-29以及压縮机空气流的 较高的体积进行调节，并调节在发动机10的入口处的预旋空气的角 度状态。冲压压縮的旁通空气与燃烧气体混合用于通过喷气口 18的 最终加热膨胀。
因为燃烧的产物不驱动涡轮用于压縮而在分级燃烧喷管中膨胀， 燃烧过程能够按化学计量以产生最大的动力密度。
对于高空飞行，能够通过由与燃料喷射喷嘴30和31类似的一个 或多个喷嘴喷射液氧而对冲压空气进行补充。随着可用的高空空气的 减少，以渐进比例向空气流中添加氧。
在图5中示出了涡轮火箭发动机的第二实施例50。涡轮火箭发 动机实施例50具有可变的多级卡诺循环，而部件与图2-4的部件类似。 此外，改变的等温离心式压縮机51在状态点1处接收冲压空气，在 轴流式压縮机19内的压縮之前，在状态点2的温度和压力下通过中 间冷却支柱22输送压縮空气。中空叶片的离心式压縮机50通过其向 外导向的风扇状叶片23.1和其向内导向的压縮机叶片24.1至24.6而 在与单向旋转的空气涡轮23相反的方向上旋转。
在图5的发动机实施例50中，改变的等温离心式压縮机51包括 行星齿轮组件52，该行星齿轮组件52将离心式压縮机51连接至具有 向外导向的轴流式压縮机叶片53.1-53.5的涡轮-压縮机轴，这些叶片 53.1-53.5与相关空气涡轮23的反向旋转的向内导向的轴流式压縮机 叶片24.1至24.6 —同运作。除此之外，涡轮-压縮机轴具有气体涡轮 叶片54.1-54.3，向这些气体涡轮叶片54.1-54.3供应在状态点3处的
压力和温度下的压缩空气和来自喷射器30的燃料，用于随着从腔室26 和喷射器56.1-56.5分级添加压縮空气而使已燃烧气体从燃烧室3.1膨 胀通过气体涡轮54。分级的空气和燃料供应产生该卡诺循环典型具有 的直到循环状态点4的等温按化学计量燃烧和膨胀。
最终的绝热膨胀4-5结束了整个真实卡诺循环。与内部卡诺循环 并行地，冲压压縮的旁通空气成比例地提供较大的推力，并在较高高 度处由进气口 16处的液氧喷射器58和在喷气口 18之前的最终混合 喷管57处的液氢或液体天然气喷射器59进行加强，从而4-5-6的组 合循环状态延伸有状态点6-7的最终的绝热压力-温度膨胀。
冲压空气的能量以非常高的速度对离心式压縮机51和反向旋转 的空气涡轮23进行驱动，而且气体涡轮54所需的动力减少。为防止 过度旋转，外围燃烧室26具有可变开口阀55,该可变开口阀55通过 将气体流动直接转向至用于混合并从喷气口 18喷出的旁通流29而对 通过气体涡轮54的流动进行调节。
参考图6，涡轮火箭发动机10具有实施例60,该实施例60具有 与图5的实施例50相同的前端和后端。在中间部分，由第一离心式 压縮机61和从该第一离心式压縮机61径向分级的反向旋转的第二离 心式压缩机62代替了单向旋转的空气涡轮19。最终的热交换支柱63 在压縮空气进入燃烧室和气体涡轮54之前提供中间冷却。
采用多个压縮机级，包括具有由离心式压縮机51和62驱动的反 向旋转叶片的轴流式压缩机19，能够产生超过100的压力比，而且如 图6A所示那样改变的卡诺循环的效率得以最大化。与随着液氧的添 加而延伸至4.1-6和最后的膨胀6-7-1的卡诺循环1-2-3.1-4.1-1相比时， 在温度3.1处布雷顿循环l-2a-3a-4a-l-3a的相应最大温度产生不显著 的动力。
在高速下，冲压空气将增加用于3.2处的预燃烧、随后的等温燃
烧3.2-4、等压燃烧4-5和最大的按化学计量燃烧5-6以及最终膨胀6-7的压力比。
参考图7和7A，示出了涡轮火箭发动机10的又一实施例70及 其延伸的卡诺循环图。在图7中，发动机实施例70具有与图6的实 施例60类似的前端和中间部分。发动机实施例70包括内部等温离心 式压縮机51和中间冷却器22、轴流式压縮机19以及带有最终冷却器 支柱63的径向分级的第一和第二离心式压縮机61和62。
通过中央燃料喷射器72和沿具有用于调节膨胀的可变几何喷管 控制74的文丘里部分75的分级燃料及空气喷射器73，向燃烧室71 供应高压压缩空气。液氧喷射器58和液氢或液体天然气喷射器59提 供所需要的补充氧和附加的推力用于在从喷气口 18喷射前在混合喷 口57内的最终膨胀。
再次通过附加的三级燃烧，将卡诺循环从3.2-4-5-6-7延伸，以得
到最大化的动力和效率。
尽管能够容易地在燃料燃烧的按化学计量水平上对省略了气体涡 轮的涡轮火箭发动机的实施例进行操作，但那些包括气体涡轮的实施 例通过对转子和定子叶片的冷却最有效地操作实现按化学计量的水 平。
参考图8至10，示出了对图5和图6的气体涡轮54的叶片进行 内部冷却和外部冷却的设计。这些概念与我的美国专利No.5,177,954 内描述的那些概念类似，但通过包括放气孔81和82而改变了，放气 孔81和82与图8的改变了的转子叶片S0的中空芯83和图10中示 出的定子叶片85的芯84连通。如所示的那样，迫使燃料和空气进入 转子叶片80和定子叶片85并迫使燃料和空气排出放气孔以覆盖这些
叶片，并且燃料和空气在冷却叶片时促成已燃烧气体的流动。
参考图11和IIA，示出了多级等温按化学计量气体涡轮发动机
110，该气体涡轮发动机110结合了卡诺循环的三个阶段。如图11A
所示，这些循环阶段包括绝热、多变压缩l-2';等温、按化学计量燃 烧和膨胀2'-3;多变绝热膨胀3-4;以及结束循环的剩余热的排出4-1。
在图11的气体涡轮发动机110中，轴流式压縮机120具有等温 压縮级120.1和绝热压缩级120.2，该等温压縮级120.1使用通过喷射 器134的水雾以维持恒定温度，该绝热压缩级120.2用于最终压縮至 状态点2"。向环绕中央环形燃烧室122的外围腔室121供应压缩空气。 将通过喷射器135和138对燃料的分级供应经窗口 139部分地运送至 参考图5描述的那类等温气体涡轮123内。等温气体涡轮123设有可 变几何气体涡轮喷嘴124和125以控制体积并将向多级轴向动力涡轮 126运送的运动气体的压力维持在可变的需要水平上。动力涡轮126 通过轴128驱动发电机127,而通过管道130释放废运动气体。等温 气体涡轮123通过轴138对多级压縮机120进行驱动，而且通过用经 喷射器135的燃料对燃烧室122的圆锥壁131进行喷雾并通过在外围 腔室121内经喷射器138通过窗口 139的燃料的分级喷雾而在按化学 计量的水平上运行该等温气体涡轮123。
通过将水或燃料喷射至并经过参考图8至10描述的涡轮的叶片 提供附加的冷却。
对燃烧室壁的蒸汽冷却以及空气和进入气体涡轮123的多级的汽 化燃料的超精细喷雾的双重过程允许在按化学计量的水平上的整个燃 烧过程。对部分载荷下最大压力的受控保持维持循环效率以及在部分 载荷下的降低的压力和随之发生的较低效率，这是布雷顿循环典型具 有的。
参考图12和图13的T-S图，示出了一种通用热力学气体涡轮 140。该通用气体涡轮140由三个主要的功能组件构成。
第一组件包括离心式两级压缩机236，该两级压缩机236具有由 第二绝热级反向旋转的外围转子142包围的第一等温级中央转子141， 这两个转子分别由电动马达143和144驱动。
一系列水喷射器145与压縮水平成比例地将冷却水喷雾至中央压 縮机转子141内，以产生用于对第一级压縮进行冷却的多变-等温效 果。在图13的T-S图中由从状态点1至2的转变显示出这一阶段。 通过反向旋转的外围转子142的第二级压縮产生在图13的循环图中 由状态点2-3显示的多变绝热压縮。
第二组件由具有等温燃烧的气体涡轮146形成。气体涡轮146通 过轴238驱动发电机237。气体涡轮146在结构上与图5和11内的气 体涡轮相似，并从状态点3-4.1和4.1-4.2推进循环。
第三组件由通过轴149驱动发电机148的轴向、多变、绝热动力 涡轮147形成。水受控喷射进入涡轮叶片234和定子239允许气体涡 轮146和147维持与涡轮材料的温度限制一致的温度。
气体的排出和最终的膨胀完成了从状态点4.2-5和5-1的循环， 从而结束了循环。
如图13中示出的通用热力学气体涡轮循环包括用于在部分载荷 下的最高压力和最高温度的卡诺循环1-2-3-4.1-1，从而将热力学效率 最大化。
而且，在包括循环1-4.1、 4.2-5.1-1的等温-按化学计量阶段的全 载荷下，能够产生最大的动力。为了比较，在图13的图中包括布雷
顿循环l.a-2a-4.2-5.1-l和狄赛尔循环la-2.a-4.a-5.a-la。
参考图14A和14B，示出了由附图标记150标识的冲压喷气火箭 发动机。发动机150设计成用于在大气、同温层和太空条件下的高速、 超音速运行，并能够与或优选地独立于涡轮部件运行。例如，可以将 发动机结合至从地面加速器或从航空母舰起飞的飞行器内，其中获得 足够的速度以维持点火和独立于燃料燃烧的加速。替换地，可以将发 动机150包括在具有传统发动机或如此处描述的发动机10的飞行器 上，用于较低速度的大气运行和在同温层和太空操作中的独立运行。
冲压喷气火箭发动机150具有外体151，该外体151具有由进气 控制阀153调节的可变几何进气口 152。中央主燃烧室155之后存在 参考图5、 11和12描述的那类扩张的多级等温燃烧室156。扩张的等 温燃烧室156之后存在绝热的多级燃烧和膨胀喷管157。外围空气增 压区154提供压縮冲压空气，在高空和太空飞行中可利用的氧减少时 该压縮冲压空气由来自液氧喷嘴158的氧补充或代替。经过主燃烧室 155内的燃料喷射器喷嘴159并沿着多级等温燃烧室156的窗口 156.1 喷射燃料以维持等温状态。进入多级燃烧和膨胀喷管157的窗口 157.1 的额外空气和/或氧对扩张喷管结构的表面进行冷却。喷射出的燃料和 喷射出的液氧在多级等温燃烧室156和多级绝热燃烧和膨胀喷管157 的内外表面上具有组合的冷却效果。分级燃料汽化和超混合向喷射的 气流提供完美的按化学计量燃烧和高的核心温度。
图14A和14B的构造的发动机150在可利用空气时如同用于超 高速度的冲压喷气发动机和超音速冲压喷气发动机一样运行，而在由 液氧补充空气时如同混合超音速冲压喷气火箭发动机一样运行。在缺 氧的太空中，关闭可变几何进气阀153，而以氧喷射器158的全部容 量将发动机150作为纯粹的火箭发动机进行操作。
如图14C所示的那样，从图14A的状态点沿状态1-2-3-4-1推进
循环。在通过冲压空气增加压縮压力的逐步较高的速度下，该循环提
高其效率并沿图14C的状态点l-2i-3i-4-l运行。
参考图15，示出了分级火箭发动机190。分级火箭发动机190具 有机匣191，该机匣191具有在核心喷管194周围形成增压区193的 低温氧隔室192。通过一个或多个喷射器195将液氧喷射至增压区193 内并形成低温气态氧。核心喷管194配备有前导文丘里喷嘴195和燃 料喷射器197。
一系列多个尺寸增加的具有附随的分级燃料喷射器199的圆锥形 文丘里喷嘴198形成经过嵌套窗口 200的燃料和低温氧的喷射层叠。 等温燃烧和膨胀持续到最终的喷出喷管201，在该喷出喷管201中在 冷却的壁202内的绝热膨胀在喷管结构内提供最终的推进，该喷管结 构是充分冷却的以允许按化学计量燃烧。通过这一方式，运动的气流 根据定义具有最大密度以提供用于推进的超强有力的反应质量流。
向中央绝热流持续添加新的热能量产生等温卡诺循环状态，以将 外部喷管结构维持在热限内直到在喷气喷管201内的最终的绝热膨 胀。
参考图16，示出了在具有补充的非常好的压力循环的真实卡诺 循环下运行的涡轮发电机发动机10的实施例160。发动机实施例160 适用于期望高效率和低燃料消耗的发电。
在图16和17的实施例中，轴流式压縮机161和离心式压缩机161.1 连接并至少部分地由马达发电机162驱动轴流式压縮机161和离心式 压缩机161.1，轴流式压縮机161和离心式压縮机161.1具有也连接至 轴向气体涡轮163的共同轴164。高压室178包括一组在图17的放大 图中示出的高压压縮机和涡轮。经由互连轴167通过电动马达166对 高压离心式压縮机165进行驱动。最终的超高压离心式压縮机168与
高压离心式压缩机165反向地旋转，由经过共同轴177的马达发电机 169和/或气体涡轮170对超高压离心式压縮机168进行驱动。
气体涡轮170构造有环形燃烧室171，通过用于完全混合和燃烧 的旋流将来自分级高压压縮机的压縮空气输送至该环形燃烧室171 内。通过测量的水喷射，随着运动气体通过参考图11和12以前描述 的窗口特征的分级进入，燃烧室和在涡轮内的膨胀是等温的。
即使对重、低质燃料，气体涡轮170周围的空气和燃料的旋涡旋 转也产生最大的混合和完全的燃烧。
排气管172从高压室178将中压运动气体输送至中压燃烧室173。
在中压燃烧室173内，引入具有旋流的运动气体，其中在通过绝 热动力涡轮174的最终膨胀并从排气喷管或导管175排出之前，可以 通过分级喷射器179添加燃料。
在优选结构中，动力涡轮174驱动发电机176。
如图18中图示的那样，非常好的压力卡诺循环示出了从状态点 1-2的在轴流式和离心式压縮机161和161.1中产生的等温压縮。由状 态点2-3显示在压力室178内通过对离心式压縮机165和168进行反 向旋转产生的高压绝热压縮。
在等温燃烧室171和等温气体涡轮170内产生由状态点4-5显示 的等温超高燃烧和膨胀。
由状态点5-6显示具有旋流的等温中等燃烧和膨胀，该等温中等 燃烧和膨胀在燃烧室173和气体涡轮163中产生。
在动力涡轮174内产生由状态点6-7显示的最终的绝热膨胀。
尽管在上述中，为了作出本发明的完整公开的目的，已经以大量 细节阐明了本发明的实施例，但对本领域内的熟练技术人员显而易见 的是，可以不偏离本发明的精神和原理对这些细节作出大量改变。
权利要求
1. 一种涡轮火箭发动机，包括机匣，该机匣具有空气进气口；与该空气进气口连通的空气压缩机，该空气压缩机具有冷却系统，其中至少部分地由等温压缩对空气进行压缩；以及燃烧和膨胀室，该燃烧和膨胀室具有分级燃烧系统，其中至少部分地由等温燃烧和膨胀对燃料进行燃烧和膨胀。
2. 权利要求1的涡轮火箭发动机，其中所述机匣具有喷气口和 从所述空气进气口至该喷气口的旁通过所述压缩机的空气通道。
3. 权利要求2的涡轮火箭发动机，其中所述压縮机具有带有叶 片的离心式压縮机转子，其中由通过这些叶片的空气旋转所述转子， 其中所述叶片是中空的，并且来自所述空气进气口的空气的至少一部 分进入所述中空的叶片并由所述转子的旋转压縮且由通过这些叶片的 空气流通进行冷却。
4. 权利要求3的涡轮火箭发动机，其中所述空气压縮机具有中 空的支柱和中央轴流式压縮机单元，其中所述离心式压縮机转子将压 縮空气通过所述中空的支柱输送至所述轴流式压縮机单元。
5. 权利要求4的涡轮火箭发动机，其中所述离心式压縮机转子 具有延伸的毂，而且所述轴流式压縮机单元具有安装在所述延伸的毂 上的向外导向的压縮机叶片、及具有芯的空气涡轮转子、及安装在该 芯上的向内导向的压縮机叶片、以及延伸至空气旁通通道内的外部风 扇状叶片，其中当空气流动经过旁通通道时在所述转子毂上的所述向 外导向的压縮机叶片与所述向内导向的叶片反向地旋转。
6. 权利要求5的涡轮火箭发动机，其中将所述轴流式压縮机单元连接至燃烧室和圆锥形扩张喷管，其中该圆锥形扩张喷管的至少一 部分具有带有燃料喷射器的一系列的外围窗口，其中通过这些窗口的压缩空气流与燃料混合用于在所述扩张喷管的所述部分内的分级燃烧 和等温膨胀。
7. 权利要求6的涡轮火箭发动机，其中所述圆锥形扩张喷管具 有不带窗口的扩张部分，其中燃烧气体的膨胀是绝热的。
8. 权利要求7的涡轮火箭发动机，其中所述圆锥形扩张喷管将 已燃烧气体在通过喷气口喷出之前喷出至所述旁通通道的空气流内。
9. 权利要求8的涡轮火箭发动机，其中所述圆锥形扩张喷管在 具有燃料喷射器喷嘴的燃烧室处具有开口端。
10. 权利要求9的涡轮火箭发动机，其中所述燃烧室具有将燃烧 室内的气体直接释放至旁通通道内的控制阀。
11. 权利要求10的涡轮火箭发动机，包括连接在所述圆锥形扩 张喷管内的气体涡轮，所述圆锥形扩张喷管连接至所述离心式压縮机 转子。
12. 权利要求11的涡轮火箭发动机，进一步包括在所述进气口 附近的液氧喷射器以及在所述喷气口附近的所述旁通通道内的燃料喷 射器。
13. 权利要求12的涡轮火箭发动机，具有接收来自所述轴流式 压縮机单元的压縮空气并将超压空气输送至所述燃烧室的第二级离心 式压縮机。
14. 一种低温火箭发动机，包括机匣，该机匣具有内部低温氧隔室；液氧喷射器，该液氧喷射器将液氧喷射至所述低温氧隔室内，在 所述低温氧隔室内容纳低温气态氧；在低温氧隔室内的核心喷管单元，其中在该核心喷管单元周围形 成增压区，该核心喷管单元具有带有燃料喷射器的前导文丘里喷嘴、 及一系列多个尺寸增加的在喷嘴之间具有窗口的圆锥形文丘里喷嘴、 以及附随的部分地提供等温燃烧和膨胀的分级燃料喷射器，所述核心 喷管单元具有最终的喷射喷管，该最终的喷射喷管具有由所述低温氧 隔室的增压区内的低温氧冷却的壁。
15. —种卡诺循环发动机，包括机匣，该机匣具有空气进气口和燃烧气体喷口； 空气压縮系统，该空气压縮系统与所述空气进气口连通；以及 多级等温燃烧系统，该多级等温燃烧系统具有带有第一端和第二 端的扩张喷管，该第一端具有中央燃料喷射器和在所述喷管的在该第 一端附近的至少一部分上的一系列窗口，该第二端具有扩张部分和喷 气口，其中所述燃烧系统包括在所述喷管的具有所述窗口的所述部分 处围绕所述喷管的空气增压区以及在所述窗口处的燃料喷射器，其中 压縮空气从所述空气压縮系统流通至所述空气增压区并通过所述窗口 以与燃料混合用于分级的等温燃烧和膨胀。
16. 权利要求15的卡诺循环发动机，其中所述空气压縮系统包 括可变进气部分，该可变进气部分用于在推进发动机时的冲压空气 压縮；以及在所述空气进气口附近的液氧喷射器，这些液氧喷射器用 于在高空处补充空气和在所述可变进气口关闭时如同火箭发动机一样 操作所述发动机。
17. 权利要求15的卡诺循环发动机，其中所述空气压縮系统包 括具有压缩空气冷却系统的空气压縮机。
18.权利要求17的卡诺循环发动机，其中所述压縮空气冷却系 统包括从所述空气进气口至所述燃烧气体喷口的旁通空气通道，其中 所述空气压縮机具有带有中空的离心压縮叶片的转子，而且在所述旁 通空气通道内的空气流对转子进行旋转并对叶片内的压缩空气进行冷 却。
19.权利要求15的卡诺循环发动机，其中所述多级燃烧系统包 括在扩张喷管内的气体涡轮。
20.权利要求19的卡诺循环发动机，其中所述气体涡轮连接至 发电机。
全文摘要
发动机实施例，主要设计用于结合了用于高效燃烧的卡诺循环的飞行器推进和发电，其中典型实施例包括空气压缩机以及燃烧和膨胀室，这些空气压缩机具有等温压缩的一级或多级，这些燃烧和膨胀室在最终的绝热膨胀前部分地具有等温膨胀。
文档编号F02K3/02GK101208509SQ200480011434
公开日2008年6月25日 申请日期2004年4月28日 优先权日2003年4月28日
发明者马里厄斯·A·保罗 申请人:马里厄斯·A·保罗