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CN1779225B - 操作氧化剂系统的方法和系统 - Google Patents

操作氧化剂系统的方法和系统 Download PDF

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CN1779225B CN2005101063511A CN200510106351A CN1779225B CN 1779225 B CN1779225 B CN 1779225B CN 2005101063511 A CN2005101063511 A CN 2005101063511A CN 200510106351 A CN200510106351 A CN 200510106351A CN 1779225 B CN1779225 B CN 1779225B
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Abstract

操作氧化剂系统的方法和系统提供了一种使燃气涡轮发动机工作的方法和系统。该系统以串联流动结构方式包括：至少一个压缩机，一个燃烧室，和至少一个涡轮。该方法包括压缩该燃气涡轮发动机中的大气空气，将至少一部分压缩空气从该涡轮发动机的流道引导至一个氧化剂供给系统，和将氧耗尽的压缩空气流从该氧化剂供给系统引导至该燃气涡轮发动机流道。

Description

操作氧化剂系统的方法和系统
有关联邦政府赞助的研究和开发的申请
根据任务单NAS 3-01135，美国政府在本发明中可享有一定权益。
技术领域
本发明总的涉及燃气涡轮发动机，尤其涉及操作氧化剂发生系统的方法和系统。
背景技术
至少一些已知的多级轨道空间运载工具要求在舱上携带大量的火箭燃料和氧化剂。例如，目前的航天飞机系统使用包括液氢和液氧油箱的一个主要油箱部分和辅助的固体火箭助推器。在工作过程中，在其燃料耗尽后，该主要油箱部分和固体火箭助推器落至地面，并且只存在回收后和重新装备和测试后，才可以重新利用。然而，已知燃料油箱的回收，重新装备和测试是费时间和成本高昂的过程。
因此，至少一些已知的下一代轨道发射系统希望使用可以水平发射和水平着陆的运载工具。更具体地说，一些这种发射系统希望在一部分飞行过程中，使用由燃气涡轮发动机供给动力，而在另一部分飞行过程中由火箭推进系统供给动力的单级运载工具。然而，这种运载工具必需在舱上携带氧化剂，以供给该火箭推进系统，以便能射入轨道。该氧化剂的重量可能限制该运载工具的飞行能力。
发明内容
在一个实施例中，提供了一种操作燃气涡轮发动机的方法。该系统按串联流动排列，包括至少一个压缩机，一个燃烧室和至少一个涡轮。所述方法包括：压缩该燃气涡轮发动机中的大气空气；将至少一部分压缩空气流从该涡轮发动机流道引导至一氧化剂供给系统；和将压缩空气流的耗尽氧气体流从该氧化剂供给系统在涡轮发动机流道的一处引导至该燃气涡轮发动机流道，其中在该处不需要进一步压缩所述氧耗尽气体流或进一步冷却和泵送所述氧耗尽气体流而将所述氧耗尽气体流返回到燃气涡轮发动机。
在另一个实施例中，提供了一种氧化剂供给系统。该系统包括一个推进式燃气涡轮发动机，和一个吸气式非推进式燃气涡轮发动机。该发动机包括一个燃烧室，一个将大气空气从第一个压力压缩至第二个压力的低压压缩机，该第二个压力比第一个压力大，另外，还包括一个在该低压压缩机的下游与该低压压气机联接并与其成流动连通的高压压缩机，该高压压缩机将从其排出的第一部分流量引导至一个空气收集和浓缩系统(ACES)；该空气收集和浓缩系统利用从该高压压缩机输出端排出的第一部分流量产生液体氧，该高压压缩机还将从其排出的第二部分流量引导至所述燃烧室。该发动机还包括一个与该空气收集和浓缩系统成流动连通式联接的低压涡轮，使得从该空气收集和浓缩系统排出的流量便于提高经该低压涡轮的气体质量流量。
在再一个实施例中，提供了一种推进系统。该推进系统包括一个推进式燃气涡轮发动机，和一个压缩机，该压缩机接收并压缩分布给一空气收集和浓缩系统的空气。其中，该压缩机由一个非推进式燃气涡轮发动机驱动，并且该空气收集和浓缩系统利用该压缩空气产生的液体氧，而该非推进式燃气涡轮发动机从在该非推进式燃气涡轮发动机燃烧室上游的该空气收集和浓缩系统接收一股耗尽氧的空气流。
附图说明
图1为一个示例性的氧化剂供给系统的示意图，它包括一个燃气涡轮推进发动机和一个用于将空气供给ACES的辅助燃气涡轮发动机；和
图2为另一个示例性氧化剂供给系统的示意图，它包括图1所示的燃气涡轮推进发动机和一个用于将空气供给ACES的辅助的燃气涡轮发动机。
具体实施方式
一种在水平发射，巡航和水平着陆过程中由燃气涡轮发动机供给动力，而在一部分飞行过程中由火箭推进系统供给动力的单级运载工具，如果在巡航飞行过程中，可以从大气中收集氧化剂，则不需要在舱上携带氧化剂。氧化剂用于供给火箭推进系统使它进入轨道，然而如果在发射过程中在舱上带有氧化剂，则氧化剂的重量可以限制该运载工具的飞行能力。例如华盛顿州，西雅图市的Andrews Space Inc.所述的系统一类的一种空气收集和浓缩系统，在巡航飞行过程中，按照从一个推进的燃气涡轮发动机发出的旁通空气，冷却该空气以蒸馏氧，并且贮存氧，供后来在火箭的供给动力飞行部分过程中氧化火箭燃料使用。对这个系统的要求由Andrews Space Inc.完成运载工具飞行目的所需要的空气量和压力强度的设计任务书中得到阐明。
图1为一个示例性氧化剂供给系统10的示意图，它包括一个燃气涡轮推进发动机11和一个辅助的燃气涡轮发动机50。燃气涡轮推进发动机11，按串联流动连通排列，包括一个接收周围空气14的入口12，一个风扇16，一个高压压缩机18，至少一个燃烧室20，一个高压涡轮22和一个低压涡轮24。该高压涡轮22通过一根高压轴26与该高压压缩机18连接，该低压涡轮24通过一根低压轴28与该风扇16连接。该推进发动机11具有从该推进发动机11的上游侧34向后延伸至该推进发动机11的排气喷嘴36的一根纵轴线32。在一个实施例中，该燃气涡轮推进发动机11为Cincinnati，Ohio的通用电气公司销售的GE 90发动机。
在工作中，空气流过风扇16，并且压缩空气供给该高压压缩机18。高压压缩的空气输送至燃烧室20。从燃烧室20出来的燃烧气体38推动涡轮22和24。高压涡轮22转动该高压轴26和高压压缩机18，同时该低压涡轮24使该低压轴28和风扇16围绕着纵轴线32转动。从排气喷嘴36排出的废气40形成推力，驱动该燃气涡轮推进发动机11向前。
辅助的燃气涡轮发动机50，按串联流动连通排列，包括一个接收周围空气14的入口52，第一级压缩机或风扇56，一个高压压缩机59，至少一个燃烧室60，一个高压涡轮62和一个低压涡轮64。该高压涡轮62通过一根高压轴66与该高压压缩机59连接，而该低压涡轮64通过一根低压轴68与该风扇56连接。该辅助的燃气涡轮发动机50包括一个从该辅助燃气涡轮发动机50的上游侧74向后延伸至该辅助的燃气涡轮发动机50的一个排气增压室76的纵轴线72。该辅助的燃气涡轮发动机50包括一个核心空气泄放孔78，它将第一部分空气80引导至空气收集和浓缩系统。另外，还包括一个ACES回流口82，它将耗尽氧的气体84从ACES引导至燃烧室60的入口。
在该辅助的燃气涡轮发动机50工作中，空气流过风扇56，并且压缩空气供给至该高压压缩机59。第一部分空气80从该高压压缩机59的出口泄漏，并通向ACES。ACES接收第一部分空气80，冷却该第一部分空气80至比氧的沸腾温度低的温度，(例如小于大约-183℃)。在这个温度下，液体氧(LOX)从冷却的空气中蒸馏出来。该液体氧贮存起来，供以后作为火箭发动机(没有示出)的氧化剂使用。从ACES返回的氧耗尽的气体84可以在通过ACES的回流口82通向燃烧室60之前，再生地用于预先冷却进入ACES的第一部分空气80。从高压压缩机59出来的第二部分空气54和从ACES出来的氧耗尽的气体84通向燃烧室60。从燃烧室60出来的燃烧气体61推动涡轮62和64。该高压涡轮62转动该高压轴66和高压压缩机59，而该低压涡轮64使该低压轴68和风扇56围绕该纵轴线72转动。废气77从该排气增压室76出来，并且通回周围空气14中。在该示例性实施例中，该辅助燃气涡轮发动机50在大约360磅/平方英寸的压力下，将大约550lbm/sec.的空气提供给ACES，并将足够的核心发动机空气提供给燃烧室60，以维持发动机的工作。
在该示例性实施例中，ACES将氧耗尽的气体84返回至在该高压压缩机59和燃烧室60之间的辅助的燃气涡轮发动机50。一般，在将空气引导至辅助的燃气涡轮发动机50之前，ACES过程可将供给它的空气压力减小至大约为50磅/英寸2。因为在该高压压缩机59和燃烧室60之间的空气压力可以大约为360磅/英寸2，而从ACES返回的氧耗尽的气体84的压力可以为50磅/英寸2或更小，因此必需利用气态的氧耗尽的气体84的压缩机，增加氧耗尽的气体84的压力；或者另一种方法是，如果ACES将氧耗尽的气体84冷却至比大约-196℃低的温度，则可以作为液体泵送该气体84，这比将气体氮压缩回大约360磅/英寸2简单。
风扇56和高压压缩机59可以将进入各级中入口52的周围空气的压力从大约9磅/英寸2增加至大约360磅/英寸2。一般，风扇56可将发动机冲压管的压力增加大约4倍，从大约9磅/英寸2增加至大约36磅/英寸2；而高压压缩机59可将压力增加10倍，从大约36磅/英寸2增加至大约360磅/英寸2。该辅助的燃气涡轮发动机50的尺寸也可作成在360磅/英寸2下，将大约550lbm/sec的空气提供给ACES，同时将足够的空气供给燃烧室60，以维持稳定的燃烧。
图2为另一个氧化剂供给系统200的一个示例性实施例的示意图。该系统包括如上所述的，提供推进动力的燃气涡轮推进发动机11(如图1所示)，和一个辅助的燃气涡轮发动机250。辅助的燃气涡轮发动机250基本上与辅助的燃气涡轮发动机50(如图1所示)相同，并且，辅助燃气涡轮发动机250中与辅助燃气涡轮发动机50的零件相同的零件，在图2中用与图1中使用的相同的标号表示。具体地说，辅助燃气涡轮发动机250，按串联流动连通排列，包括一个接收周围空气14的入口52，第一级压缩机或风扇56，一个高压压缩机59，至少一个燃烧室60，一个高压涡轮62和一个低压涡轮64。该高压涡轮62通过一根高压轴66与该高压压缩机59连接，并且该低压涡轮64通过一根低压轴68与风扇56连接。该辅助的燃气涡轮发动机250具有一个从该辅助燃气涡轮发动机250的上游侧74，而后延伸至该辅助燃气涡轮发动机250的一个排气增压腔76的纵轴线72。该辅助的燃气涡轮发动机250包括将第一部分空气80引导至ACES的一个核心空气泄放孔78，和将氧耗尽的气体256从ACES引导至低压涡轮64的入口的一个ACES回流口82。
在该辅助的燃气涡轮发动机250的工作中，空气流过风扇56，并且压缩的空气供给至高压压缩机59。第一部分空气80从该高压压缩机59的出口泄放，并引导至ACES，形成高压空气供给。该高压空气冷却至比氧的沸腾温度低的温度(例如小于大约-183℃)。从第一部分空气80蒸馏的液体氧可以贮存起来供以后作为火箭发动机的氧化剂使用。第二部分空气54从该高压压缩机59通至燃烧室60。从燃烧室60出来的燃烧气体61推动涡轮62和64；并且从ACES返回的氧耗尽的气体84通过ACES回流口82送至涡轮64的上游，也可推动涡轮64。该高压涡轮62转动该高压轴66和高压压缩机59，而该低压涡轮64使该低压轴68和风扇56围绕该纵轴线72转动。从低压涡轮64排出的废气77通过增压室76排出，并流回至周围空气14。在该示例性实施例中，该辅助的燃气涡轮发动机250在大约360磅/英寸2绝对压强下，将大约550lbm/sec的空气提供给ACES，并将足够核心发动机空气提供给燃烧室60，以维持发动机工作。因此，因为该辅助的燃气涡轮发动机250只将高压空气而不是推进功率供给ACES，因此，该辅助燃气涡轮发动机250的尺寸可以比燃气涡轮推进发动机11小得多。
在该示例性实施例中，ACES将冷却的氧耗尽的气体256返回至该高压涡轮62和低压涡轮64之间的辅助燃气涡轮发动机250，以便提供附加的质量流量，增加该辅助的燃气涡轮发动机250的输出功率。冷却的氧耗尽的气体84，可以在返回至该辅助的燃气涡轮发动机250之前，可再生地预先冷却进入ACES的第一部分空气。虽然ACES过程可在将空气返回该辅助的燃气涡轮发动机250之前，将供给它的空气压力减小至大约50磅/英寸2，但该高压涡轮62和低压涡轮64之间的燃烧气体的压力大致与返回的氧耗尽的气体84的压力相等或比该压力小。因此，为了将氧耗尽的气体84返回该高压涡轮62和低压涡轮64之间的辅助的燃气涡轮发动机250，不需要进一步压缩氧耗尽的气体84或进一步冷却和泵送氧耗尽的气体84。这里所使用的“氧耗尽的气体”可以为氧减少的或氧耗尽的气体，或者是在至少一部分氧从供给ACES的压缩空气中蒸馏后，从ACES返回的液体。
上述的压缩空气供给方法和系统为将压缩空气供给液体氧产生过程的价格低和很可靠的方法。在该示例性实施例中，液体氧是在航天飞机舱上产生的，可用作航天飞机的火箭发动机的氧化剂。在巡航工作过程中，在飞行中产生液体氧可以不需要在舱上携带大量的沉重的氧化剂发射。因此，该压缩空气供给方法和系统可成本低和可靠地进行发射空间运载工具的工作。
以上详细说明了压缩空气供给系统组成部分的示例性实施例。该组成部分不是仅限于所述的具体实施例，而是可以与所述的其他组成部分独立地和分开地使用每一个系统的组成部分。每一个压缩空气供给系统组成部分可与其他压缩空气供给系统结合使用。
虽然已经利用各种具体的实施例说明了本发明，但技术熟练的人知道，在权利要求书的精神和范围内，可对本发明进行改进。
零件清单
氧化剂供给系统                   10
推进发动机                       11
入口                             12
周围空气                         14
风扇                             16
高压压缩机                       18
燃烧室                           20
高压涡轮                         22
低压涡轮                         24
高压轴                           26
低压轴                           28
纵轴线                           32
上游侧                           34
排气喷嘴                         36
燃烧气体                         38
废气                             40
辅助的燃气涡轮发动机             50
入口                             52
第二部分空气                     54
风扇                             56
高压压缩机                       59
燃烧室                           60
燃烧气体                         61
高压涡轮                         62
低压涡轮                         64
高压轴                           66
低压轴                           68
纵轴线                           72
上游侧                           74
排气增压室                        76
废气                              77
核心空气泄放孔                    78
第一部分空气                      80
ACES回流口                        82
氧耗尽气体                        84
氧化剂供给系统                    200
辅助燃气涡轮发动机                250
辅助燃气涡轮发动机                250
氧耗尽气体                        256

Claims (7)

1.一种操作具有推进式燃气涡轮发动机的飞机上的辅助的燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：
提供辅助的燃气涡轮发动机，其构造为非推进式的，且按串联流动排列，包括至少一个压缩机，一个燃烧室和至少一个涡轮；
在所述推进式燃气涡轮发动机的正常操作期间，将周围空气引导至所述辅助的燃气涡轮发动机中；
压缩该辅助的燃气涡轮发动机中的周围空气；
将至少一部分压缩空气从该辅助的涡轮发动机引导至空气收集和浓缩系统；和
将压缩空气的耗尽氧气体流从该空气收集和浓缩系统引导至该辅助的涡轮发动机。
2.如权利要求1所述的方法，其特征为，压缩该辅助的燃气涡轮发动机中的周围空气的步骤包括利用一低压压缩机和一高压压缩机压缩该辅助的燃气涡轮发动机中的周围空气。
3.如权利要求1所述的方法，其特征为，将压缩空气的耗尽氧气体流从该空气收集和浓缩系统引导至该辅助的燃气涡轮发动机的步骤包括利用所述压缩空气的所述耗尽氧气体流再生地冷却从该辅助的涡轮发动机引导至该空气收集和浓缩系统的压缩空气流。
4.如权利要求1所述的方法，其特征为，从空气收集和浓缩系统引导压缩空气的耗尽氧气体流的步骤包括将耗尽氧气体流从该空气收集和浓缩系统引导至一高压涡轮和一低压涡轮之间的燃气涡轮发动机流道中。
5.如权利要求1所述的方法，其特征为，将压缩空气的耗尽氧气体流从该空气收集和浓缩系统引导至该辅助的燃气涡轮发动机的步骤包括将压缩空气的耗尽氧气体流引导至所述至少一个压缩机和燃烧室之间的该辅助的燃气涡轮发动机中。
6.如权利要求5所述的方法，其特征为，将压缩空气的耗尽氧气体流从该空气收集和浓缩系统引导至该辅助的燃气涡轮发动机的步骤进一步包括提高压缩空气的该耗尽氧气体流的压力。
7.一种用于具有推进式燃气涡轮发动机的飞机的氧化剂供给系统，所述氧化剂供给系统包括：
空气收集和浓缩系统，用来产生液体氧；以及
辅助的燃气涡轮发动机，其构造为非推进式的，并用来在推进式燃气涡轮发动机正常操作期间使用周围空气来操作，所述辅助的燃气涡轮发动机包括：
一个燃烧室；
一个低压压缩机，用来压缩周围空气，并排出压缩空气流；
一个高压压气机，在所述低压压缩机的下游与该低压压缩机联接，并与其成流动连通，所述高压压缩机用来进一步压缩所述压缩空气流并将所述进一步压缩的空气的第一部分排出至所述空气收集和浓缩系统，所述高压压缩机还用来将所述进一步压缩的空气的第二部分排出至所述燃烧室；和
一个涡轮，与所述空气收集和浓缩系统成流动连通式联接，所述空气收集和浓缩系统用来将压缩空气的耗尽氧气体流排出至所述涡轮。
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