发动机
阅读：73发布：2020-05-13
专利汇可以提供发动机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本披露涉及一种具有两种运行模式-吸气模式和火箭模式-的 发动机 ，该发动机可以用在航空航天应用中，例如用在 飞行器 、飞行机器或航空航天运载工具中。可以通过在吸气模式下使用预冷却器安排采用供火箭模式使用的冷 燃料 来冷却进气空气而将该发动机的效率最大化。通过引入该预冷却器和某些其他的发动机循环部件、并且如所描述地来安排和操作它们，就可以减轻例如与更高燃料和重量要求以及霜冻形成相关联的问题。，下面是发动机专利的具体信息内容。
1.一种发动机，包括：
用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室；
用于向所述燃烧室提供加压氧化剂的压缩机；
具有入口和出口的第一热交换器，该第一热交换器被安排成使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的氧化剂在其被所述压缩机压缩之前加以冷却；
用于所述热传递介质的热传递介质回路；
用于输送燃料的燃料输送安排；
第二热交换器，该第二热交换器被安排成以所述燃料输送安排所输送的燃料来冷却所述热传递介质；
第一循环器，该第一循环器用于使所述热传递介质绕所述热传递介质回路进行循环并且将所述热传递介质输送至所述第一热交换器的所述入口；
第二循环器，该第二循环器被安排在所述第一热交换器的所述出口的下游；
所述发动机被配置成以第一运行模式运行，在该第一运行模式中所述第二循环器被配置成用于将热传递介质从所述第一热交换器的出口输送至所述第一热交换器的入口。
2.根据权利要求1所述的发动机，该发动机进一步包括：
第三热交换器，该第三热交换器被安排成使用所述燃料来冷却来自该第一热交换器的出口的所述热传递介质；并且
其中该发动机被配置成以第二运行模式运行，在该第二运行模式中该第二循环器被配置成用于将来自该第一热交换器的出口热传递介质在被所述第三热交换器冷却之后输送至该第一热交换器的入口与出口之间的中间点。
3.根据权利要求2所述的发动机，其中，该发动机进一步包括旁路，该旁路可以用来在所述第一运行模式中使燃料绕过所述第三热交换器。
4.根据以上任一项权利要求所述的发动机，其中，该发动机进一步包括涡轮机，该涡轮机被配置成使用来自该第一热交换器的出口的热传递介质的一部分来驱动以便驱动所述压缩机。
5.根据权利要求4所述的发动机，其中，该发动机进一步包括第四热交换器，该第四热交换器被配置成在所述热传递介质输送至所述涡轮机之前将其加热。
6.根据权利要求5所述的发动机，其中，该发动机进一步包括预燃烧器，该预燃烧器被配置成用于在燃料输送至所述火箭燃烧室之前将其预加热，来自所述预燃烧器的排气连接至所述第四热交换器以用于加热所述热传递介质。
7.根据以上任一项权利要求所述的发动机，其中，该发动机进一步包括氧化剂储器，所述发动机被配置成以第三运行模式运行，其中从所述氧化剂储器供应所述氧化剂。
8.根据权利要求7所述的发动机，其中，该发动机被配置成使得该热传递介质绕过该第一热交换器。
9.根据权利要求8所述的发动机，其中，该发动机被配置成使得，该热传递介质绕过该第一循环器、并且被所述第二循环器驱使在该热传递介质回路中移动。
10.根据以上任一项权利要求所述的发动机，其中，该发动机进一步包括用于供应空气来作为所述氧化剂的空气进气管。
11.根据以上任一项权利要求所述的发动机，其中，该热传递介质回路被配置成闭合流动回路。
12.根据以上任一项权利要求所述的发动机，其中，该发动机包括氦来作为该热传递介质回路中的热传递介质。
13.根据以上任一项权利要求所述的发动机，其中，该燃料输送安排被配置成用于供应氢来作为所述燃料。
14.一种用于运行发动机的方法，该方法包括：
在火箭燃烧室中燃烧燃料和氧化剂；
经由压缩机向该燃烧室供应加压氧化剂；
使用具有入口和出口、以及热传递介质的第一热交换器将供应给该压缩机的氧化剂在压缩之前加以冷却；并且
在第一运行模式中，经由热传递介质回路将热传递介质从该第一热交换器的出口输送至该第一热交换器的入口，以控制该第一热交换器中的温度分布。
15.根据权利要求14所述的用于运行发动机的方法，其中，该方法进一步包括在第二运行模式中将从该第一热交换器的出口输送的热传递介质冷却、然后将热传递介质输送至该第一热交换器的入口与出口之间的中间点。
16.根据权利要求15所述的用于运行发动机的方法，其中，在该第二运行模式中，在该第一热交换器中在该中间点下游的热传递介质的流速是在该中间点上游的热传递介质的流速的两倍。
17.根据权利要求14或15所述的用于运行发动机的方法，其中，运行第一循环器来将热传递介质输送至该第一热交换器的入口，并且运行第二循环器来将来自该第一热交换器的出口的热传递介质输送至该第一热交换器的入口、或其入口与出口之间的中间点。
18.根据权利要求14至18中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，在热传递介质输送至该第一热交换器中之前在第二热交换器中用燃料来将其冷却。
19.根据权利要求14至18中任一项在从属于权利要求15时所述的用于运行发动机的方法，其中，该热传递介质在第三热交换器中被该燃料冷却、然后被输送至该第一热交换器的入口与出口之间的中间点。
20.根据权利要求14至19中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该氧化剂是空气并且该燃料是氢。
21.根据权利要求14至20中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该热传递介质是氦。
22.根据权利要求14至21中任一项在从属于权利要求17时所述的用于运行发动机的方法，其中，该燃料被用来驱动与该第一和第二循环器相关联的涡轮机。
23.根据权利要求14至22中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，在第三运行模式中，该热传递介质绕过该第一热交换器和该第二循环器。
24.根据权利要求23所述的用于运行发动机的方法，其中，在该第三运行模式中，该氧化剂是作为液态氧来提供的。
25.根据权利要求14至24中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，燃料被供应至预燃烧器以用于在输送至该火箭燃烧室之前对该燃料进行预燃烧。
26.根据权利要求25所述的用于运行发动机的方法，其中，来自该预燃烧器的排气被用来将来自该第一热交换器的出口的热传递介质加温，然后将热传递介质输送至涡轮机以驱动该压缩机。
27.根据权利要求14至26中任一项在从属于权利要求23和权利要求17时所述的用于运行发动机的方法，其中，在第三运行模式中，该热传递介质绕过该第一热交换器和该第二循环器并且该第一循环器专用于驱动该热传递介质。
28.根据权利要求14至27中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，在该第一运行模式中，上至25％的来自该第一热交换器的出口的热传递介质被输送至该第一热交换器的入口。
29.一种包括如权利要求1至13中任一项所述的发动机的飞行器、或航空航天运载工具。
30.根据权利要求14至28中任一项所述的用于运行发动机的方法，其中，该发动机被配置在飞行器或航空航天运载工具中。
31.一种实质上如在此参考附图所描述的发动机。
32.一种实质上如在此参考附图所描述的用于运行发动机的方法。
33.一种实质上如在此参考附图所描述的飞行器、飞行机器或航空航天运载工具。
发动机
相关申请的交叉引用
[0001] 本申请根据35U.S.C.§119(a)要求在2013年10月11日于英国提交的专利申请号GB 1318108.6以及根据35U.S.C.§§120和365要求在2014年6月5日提交的美国申请号14/296,
620的优先权，这两个文献各自通过援引并入本文。
领域
620的优先权，这两个文献各自通过援引并入本文。
领域
[0003] 已经尝试生产单级入轨(SSTO)运载工具。为了是商业上可行的，这样的运载工具一般要求高的有效载荷部分，以便可以适配成满足不同的运行要求。此外，这样的运载工具将是地面上容易操纵的并且具有短的维修周转期。
[0004] 因此理论上有可能实现具有高性能火箭推进的SSTO。然而，从起飞时使用火箭必然要求氧化剂(例如液态氧)的高有效载荷，这将给运载工具增加可观的质量。一种选择是给火箭发动机增加替代的动力推进单元并且然后才仅依靠火箭推进来完成上升入轨。
[0005] GB-A-2240815描述了双模式或混合式航空航天推进发动机。在这种发动机中，在第一运行模式中，发动机采用液态氢燃料来预冷却涡轮压缩机的进气空气以便将其以高压作为氧化剂输送到火箭型燃烧器/喷管组件中。在高马赫数下，例如马赫数超过5时，发动机变成作为常规高性能的火箭发动机来运行的第二运行模式而通过使用运载工具上携带的液态氧来氧化该液体氢燃料。
[0006] 这样的混合式发动机可以通过为其增加吸气能力来扩展火箭发动机的性能。火箭发动机被认为是实现必要的速度以完成入轨、例如以约4500m/s的有效真空排气速度(Vef)入轨的最适当的发动机。
[0007] 为了使得在这两种推进模式(即，火箭模式和吸气模式)中都可以采用常见的燃烧与喷管系统，进入空气典型地必须被压缩到与火箭运行中(大致150巴)类似的但不必相同的高压。为了做到这点，进入空气首先被冷却，以保持输送温度在实际界限内(低于800K)并且以便将涡轮压缩机所需的压缩机做功最小化。
[0008] 然而，此类发动机可能是难以控制的。本披露尝试至少在某种程度上减轻这些问题和/或至少在某种程度上解决与现有技术相关的困难。
发明内容
[0009] 根据本披露的第一方面，提供了一种发动机，该发动机包括：用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室；用于向所述燃烧室提供加压氧化剂的压缩机；具有入口和出口的第一热交换器，该第一热交换器被安排成使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的氧化剂在其被所述压缩机压缩之前加以冷却；用于所述热传递介质的热传递介质回路；用于输送燃料的燃料输送安排；第二热交换器，该第二热交换器被安排成以所述燃料输送系统所输送的燃料来冷却所述热传递介质；第一循环器，该第一循环器用于使所述热传递介质绕所述热传递介质回路进行循环并且将所述热传递介质输送至所述第一热交换器的所述入口；第二循环器，该第二循环器被安排在所述第一热交换器的所述出口的下游；所述发动机被配置成以第一运行模式运行，在该第一运行模式中所述第二循环器被配置成用于将热传递介质从所述第一热交换器的出口输送至所述第一热交换器的入口。
[0010] 以此方式，该热传递介质可以再循环返回至该第一热交换器中，而无需首先被该燃料冷却来调节和控制该第一热交换器的温度。这可以有助于控制该第一热交换器上的霜冻形成并且允许了燃料的满意使用。
[0011] 该燃烧室可以连接喷管以提供推力。该燃烧室和/或喷管可以是空气冷却的。
[0012] 该发动机可以被配置成推进单元，以例如用于飞行器或其他此类运载工具。
[0014] 虽然在本说明书中提及的是涡轮机和压缩机，但可以采用任何适当的、可以被该工作流体驱动或者可以压缩该工作流体的机械。这样，提及涡轮机应理解为包括可以被流体(例如气体)驱动的任何机器，并且提及压缩机应理解为是指可以压缩流体的任何机器。
[0015] 该压缩机可以是轴流式涡轮压缩机的一部分。该压缩机可以被配置成具有150:1的压缩比。空气可以在该压缩机中被压缩。空气的出口压力可以是145巴。
[0016] 可以是从深冷燃料储器进行燃料输送的。
[0017] 可选地，该发动机进一步包括：第三热交换器，该第三热交换器被安排成使用所述燃料来冷却来自该第一热交换器的出口的所述热传递介质；并且其中该发动机被配置成以第二运行模式运行，在该第二运行模式中该第二循环器被配置成用于将来自该第一热交换器的出口热传递介质在被所述第三热交换器冷却之后输送至该第一热交换器的入口与出口之间的中间点。
[0018] 可选地，该发动机进一步包括旁路，该旁路可以用来在所述第一运行模式中使燃料绕过所述第三热交换器。
[0019] 可以提供阀来操作该旁路。可以调整来自该第一热交换器出口的热传递介质的比例来控制在该第一热交换器中的温度分布。
[0020] 该第一热交换器可以具有多个级。该热交换器可以包括多个薄壁导管。这些导管可以是嵌套的。
[0021] 该发动机可以配备有一个或多个旁路燃烧器。在入口氧化剂的低流速下，例如在引入了此类发动机的运载工具以低速行进时，供应了比所需要的更多的氧化剂。这些旁路燃烧器可以被停用，例如并不将燃料供应至这些旁路燃烧器。这些旁路燃烧器可以调大或调小以匹配供应至发动机的氧化剂，例如空气。这些旁路燃烧器可以提供额外的推力。
[0022] 可选地，该发动机进一步包括涡轮机，该涡轮机被配置成使用来自该第一热交换器的出口的热传递介质的一部分来驱动以便驱动所述压缩机。
[0023] 可选地，该发动机进一步包括第四热交换器，该第四热交换器被配置成在所述热传递介质输送至所述涡轮机之前将其加热。
[0024] 可选地，该发动机包括预燃烧器，该预燃烧器被配置成用于在燃料输送至所述火箭燃烧室之前将其预加热，来自所述预燃烧器的排气连接至所述第四热交换器以用于加热所述热传递介质。
[0025] 到该预燃烧器的燃料和氧化剂供应可以被配置成在发动机以该第一模式和第二模式运行时在该热传递介质从该第四热交换器离开之后维持其大致恒定的温度。
[0026] 可选地，该发动机进一步包括氧化剂储器，所述发动机被配置成以第三运行模式运行，其中从所述氧化剂储器供应所述氧化剂。
[0027] 在这个第三模式中，该氧化剂可以是仅从该氧化剂储器供应的。该压缩机可以被绕过。
[0028] 在该第三模式中，该热传递介质可以用来驱动与氧化剂供应泵相联接的涡轮机。
[0029] 该第一和第二循环器可以被提供成压缩机，可选地带由径向叶片。该第一循环器的最大功率输出可以大于该第二循环器的最大功率输出。该第一和第二循环器可以被燃料供应源所驱动的涡轮机驱动。
[0030] 该燃料输送安排可以包括由涡轮机驱动的燃料泵。
[0031] 可选地，该发动机被配置成使得该热传递介质绕过该第一热交换器。
[0032] 可选地，该发动机被配置成使得，该热传递介质绕过该第一循环器、并且被所述第二循环器驱使在该热传递介质回路中移动。
[0033] 可选地，该发动机进一步包括用于供应空气来作为所述氧化剂的空气进气管。
[0034] 可选地，该热传递介质被配置为闭合流动回路。
[0035] 可选地，该发动机包括氦来作为该热传递介质回路中的热传递介质。可以用氖或任何其他适合的流体或气体来作为该热传递介质。
[0036] 可选地，该燃料输送安排被配置成用于供应氢来作为所述燃料。
[0037] 根据本披露的第二方面，提供了一种用于运行发动机的方法，该发动机包括：用于燃料和氧化剂的燃烧的火箭燃烧室；用于向所述燃烧室提供加压氧化剂的压缩机；
[0038] 具有入口和出口的第一热交换器，该第一热交换器用于使用热传递介质将有待供应至所述压缩机的氧化剂在其被所述压缩机压缩之前加以冷却；
[0039] 用于所述冷却介质的热传递介质回路；其中在第一运行模式中，该方法包括将热传递介质从所述第一热交换器的出口输送至所述第一热交换器的入口，以控制所述第一热交换器中的温度分布。
[0040] 该第一热交换器可以具有相对较高温度级和较低温度级。可以调整从该第一热交换器的出口输送至该第一热交换器的入口的热传递介质的比例，以便将该冷却器级中的温度维持成高于预定温度。该预定温度可以被选择成避免在使用中在该第一热交换器上形成霜冻。
[0041] 从该第一热交换器的出口输送的热传递介质可以在输送至该第一热交换器的入口之前首先与已经被燃料冷却的热传递介质混合。
[0042] 可选地，该方法包括在第二运行模式中将从所述第一热交换器的出口输送的热传递介质冷却、然后将热传递介质输送至该第一热交换器的入口与出口之间的中间点。
[0043] 可选地，在该第二运行模式中，在该第一热交换器中在该中间点下游的热传递介质的流速是在该中间点上游的热传递介质的流速的两倍。这用来限制材料温度，这样可能降低发动机循环效率、但是可以更有效地控制该第一热交换器中的温度。
[0044] 可选地，运行第一循环器来将热传递介质输送至该第一热交换器的入口，并且运行第二循环器来将来自该第一热交换器的出口的热传递介质输送至该第一热交换器的入口、或其入口与出口之间的中间点。
[0045] 可选地，在热传递介质输送至该第一热交换器中之前在第二热交换器中用燃料来将其冷却。
[0046] 可选地，该热传递介质在第三热交换器中被该燃料冷却、然后被输送至所述第一热交换器的入口与出口之间的中间点。
[0047] 可选地，该氧化剂是空气并且该燃料是氢。
[0048] 可选地，该热传递介质是氦。
[0049] 可选地，该燃料被用来驱动与所述第一和第二循环器相关联的涡轮机。这允许该发动机是使用燃料、例如氢可启动的。
[0050] 可选地，在第三运行模式中，该热传递介质绕过该第一热交换器和该第二循环器。
[0051] 可选地，在该第三运行模式中，该氧化剂是作为液态氧来提供的。
[0052] 可选地，燃料被供应至预燃烧器以用于在输送至该火箭燃烧室之前对该燃料进行预燃烧。
[0053] 可选地，来自该预燃烧器的排气被用来将来自该第一热交换器的出口的热传递介质加温，然后将热传递介质输送至涡轮机以驱动该压缩机。
[0054] 可选地，在该第三运行模式中，该第一循环器专用于驱动该热传递介质。
[0055] 通过选择性地使用这些循环器中的一者，可以更好地管理该发动机的能量要求。
[0056] 可选地，在该第一运行模式中，上至25％的来自该第一热交换器的出口的热传递介质被输送至该第一热交换器的入口。
[0057] 根据本披露的第三方面，提供了一种包括根据第一方面的、有或没有其任何可选特征的发动机的运载工具。
[0059] 能够以多种不同的方式来实现本披露，并且现在将通过举例方式参考以下附图对根据本披露的实施例进行描述，在附图中：
[0060] 图1A、1B、和1C对应地示出了单级入轨(SSTO)飞行器的侧视图、平面图、和后视图；
[0062] 图3示出了混合式吸气火箭发动机在吸气模式中以低的马赫数、例如以典型地低于马赫数4的速度运行的示意性循环图；
[0063] 图4示出了图4的混合式吸气火箭发动机以吸气模式、以典型地高于马赫数4的速度运行的示意性循环图；
[0064] 图5示出了图3和4的混合式吸气火箭发动机以完全火箭模式运行的示意性循环图。详细说明
[0065] 图1A、1B和1C示出了带有可缩回起落架2、3、4的单级入轨(SSTO)飞行器1，该飞行器具有机身5，该机身带有燃料储器和氧化剂储器6、7以及有效载荷区域8。机身5上附接了带有对应方向舵11控制表面和鸭翼12控制表面的尾翼安排9和鸭翼安排10。机身5各侧附接了多个带有副翼14的主机翼13，并且每个机翼13具有附接至其机翼尖16上的发动机模块15。如图1C和图2所示，每个发动机模块15后部配备有四个火箭喷管17，这些火箭喷管被多个不同的旁路燃烧器18所环绕。
[0066] 图2示出了现有技术发动机模块15。该现有技术发动机模块15包括空气入口19a、包括四个部分的热交换器21、涡轮压缩机22、以及多个循环流动管道或通道23。发动机模块15被容纳在机舱20内，该机舱可以附接至飞行器机翼上，例如飞行器的飞行器机翼上，如图
1A、1B、1C所示。
1A、1B、1C所示。
[0067] 在地球大气内该发动机模块15的吸气运行模式中，穿过空气入口19a的进入空气的一部分穿过热交换器21到达涡轮压缩机22，并且另一部分沿着旁路输送管19b绕到这些旁路燃烧器18。
[0068] 在优选的实施例中，该现有技术模块被如以下所描述地安排和控制的发动机模块替代。
[0069] 图3中示出了发动机模块或推进系统的示意图。该发动机模块包括空气进气管19。空气进气管19可以是轴对称的，使得当飞行器以超音速前行时，空气进气口19用于将所捕集的气流经由斜震波和正震波减速至次音速。在高的马赫数下，例如在马赫数5及以上，这种减速可以致使该空气入口温度典型地增大至超过1250K。为清楚起见，在图3、4和5的每个附图中，没有针对每个特征提供参考数字。然而，应理解的是，图3、4和5各自示出了同一发动机的不同运行模式并且每个发动机包括相同的部件。
[0070] 经过该空气进气管的空气分成两条流动路径。其中一条流动路径24a将空气供应至包括喷管的旁路燃烧器18。在入口氧化剂的低流速下，例如在飞行器以低速行进时，该入口供应了比所需更多的空气。这些旁路燃烧器接着可以被停用，例如不供应燃料至这些旁路燃烧器。这些旁路燃烧器可以调大或调小以匹配供应至发动机的氧化剂，例如空气。这些旁路燃烧器可以提供另外的推力并且改善发动机的性能。
[0071] 来自空气进气管19的空气的另一部分经由另一条流动路径24b流到预冷却器，经压缩的入口空气需要该预冷却器来冷却。在该实施例中，该预冷却器包括第一热交换器级29和第二热交换器级30，但是也设想了带有任意数量的热交换器级的预冷却器。
[0072] 在空气经过热交换器级29、30之后，该空气经过压缩机31，该压缩机是被涡轮机32驱动的，如在下文中更详细描述的。该压缩机被选择成根据发动机的性能要求来提供预定压缩比。在该实施例中，该压缩机可以典型地具有150:1的压缩比，使得进气空气被压缩至145巴左右。
[0073] 该压缩空气的一部分经由流动路径24d流到预燃烧器33。压缩空气的另外一部分经过流动路径24g流到带有喷管17a的火箭发动机的燃烧室45。还可以用此空气来冷却燃烧室45和/或喷管17a。可以调整并控制被输送至预燃烧器33和燃烧室45的空气的比例以满足发动机的性能要求。
[0074] 典型地，此类发动机将配备有多个燃烧室45和相关联的火箭喷管17a、17b。在示意图中示出了带有相关联的喷管17a、17b的两个火箭室45。
[0075] 典型的飞行器或运载工具可以包括被安排在机舱中的四个燃烧室/喷管组件。然而，可以提供任何数量的室/喷管组件来对运载工具提供所需要的推力。
[0076] 虽然在描述这个发动机的运行时仅突出了火箭室45和喷管组件17a、17b，但是应了解的是，所提供的任何其他火箭室/喷管组件都可以用类似或相同的方式运行并且每个火箭室/喷管组件将接收一定比例的燃料和氧化剂来运行该运载工具并且对其提供推力。
[0077] 在带有两个各自包括四个燃烧室/喷管组件的机舱的飞行器中，这些燃烧室/喷管组件可以被配置成在吸气上升过程中表现为单一发动机并且在火箭上升过程中表现为两个双室火箭发动机。这可以用来提高任务可靠性并且将发动机设备的体积最小化。
[0078] 在该实施例中，这些燃烧室45可以通过使用衬里进行内衬，例如氧化铝分散硬化铜(像GLIDCOP AL-20)或其他适合的导热材料。这可以减小这些燃烧室中的热应力。鉴于在吸气运行模式过程中燃烧室45内可能达到的高的壁温，所以可以利用此类衬里材料。在这种运行模式中，燃烧室45可以是使用通向燃烧室45的单独入口用氢来膜冷却的。可以供应压缩空气或液体或低温气态氧来冷却该燃烧室或喷管裙缘中的通道。典型地，空气或液态氧被供向该燃烧室与裙缘之间的相交部分，其中空气或氧在该燃烧室的通道内向上游流动并且在该裙缘的通道内向下游流动。
[0079] 燃烧室45用于在吸气模式中燃烧压缩空气和氢燃料并且在完全火箭模式中燃烧来自机载液态氧储器的氧并且燃烧氢。
[0080] 在完全火箭运行期间，即当液态氧用作氧化剂时，燃烧室45可以用液态氧来冷却，使得它在800K或以下运行。该氧典型地以大约210K离开衬里。这样的温度是有用的，因为它使得能够在两种发动机模式(即，吸气模式和火箭模式)中采用相同的燃烧室注入器。该衬里中的氧压降是大致220巴。
[0081] 在该实施例中，这些喷管包括管状冷却裙缘，该裙缘带有例如SEP-CARBINOX的最终辐射冷却延伸部。这试图使这些喷管能够在再进入大气中期间、在没有冷却剂可用于发动机冷却时承受住外部气流加热。在该实施例中，该冷却管状裙缘是由高温合金例如铬镍铁合金制成的，该裙缘可以包括多个导管。
[0082] 在再进入过程中，该氢回路在入口63处是从氢储器空载驱动的。这用来抽吸氦来环绕氦回路，以防止该预冷却器过热。
[0083] 在该实施例中，在吸气模式过程中，裙缘50被去往该燃烧室的高压空气冷却。在火箭模式中，来自流动路径28a和28b的液态氧首先流经该燃烧室衬里，并且然后去往燃烧室45的汽化的氧的一部分流经该管状裙缘、之后经由流动路径28进入注入器中。
[0084] 预冷却器29、30被用来冷却入口空气。该热交换器的第一级29和交换器的第二级30分别对应于较高温度部分和相对较低温度部分。
[0085] 在该实施例中，预冷却器29、30是高性能热交换器，该高性能热交换器在闭合回路中使用高压气态氦作为冷却介质。下文中将进一步详细描述氦回路。
[0086] 适合的热交换器可以被配置成逆流热交换器，该逆流热交换器带有直径小于1mm的冷却通道或导管的阵列，其薄壁典型地为20-30微米。大量的、例如300,000至600,000个此类导管以渐开螺旋线的形式嵌套和安排在各热交换器中以便提供必要的性能。这些导管可以从其入口到出口遵循螺旋形路，其中这些导管径向地或轴向地延伸。在该实施例中，该预冷却器被配置成使入口空气能够从1250K的温度冷却至大约125K的温度。
[0087] 该发动机被配置成用于使用空气进行起飞。该发动机被辅助涡轮泵启动，这些辅助涡轮泵是由运载工具的内部气态推进剂供应系统驱动的。
[0088] 在发动机启动之前，用氦填充被标识为25a至25g的闭合氦回路。例如由于氦的膨胀，可以在入口管线61处对该氦回路加以补给或泄放。为了防止氧泵的汽蚀，可以经由流束62来供应氦以便对这些氧储器加压。该预冷却器在该氦回路中初始地是隔离的并且具有大致140巴的静止压力，而其余氦回路的静止压力为大致40巴。此时燃烧室45是与氧化剂和燃料供应隔绝开的。
[0089] 这些启动用涡轮泵(未示出)从运载工具的主储器以60巴的压力供应液态氢(在图3所示的入口管线60处)并且以130巴(在入口管线64处)供应液态氧。氢在阀53下游进入热交换器34中，在这个阶段该阀是关闭的。氧在阀54的下游进入推力室冷却回路中，在这个阶段该阀是关闭的。
[0090] 发动机提速同时通过阀55泄放从压缩机31经由流动路径24c输送的空气，并且当该氦循环器输送供应达到140巴时，该预冷却器是被解除隔离，从而使得预冷却器29、30进入氦回路中。与此同时，阀56开始打开以便将空气输送至预燃烧器33和燃烧室45。
[0091] 当该氢泵输送达到了60巴时，阀53打开并且氢启动供应减少。此外，当压缩机空气输送达到了130巴时，氧启动供应减少。为了防止这些氢泵中的汽蚀，热交换器34下游的氢可以沿着流束65输送以便将这些氢储器加压。
[0092] 可以针对氧储器和氢储器二者提供增压泵，以确保主要的氢和氧输送泵可以有效地运行。
[0093] 同时，阀57容许空气到达燃烧室45以便进行燃料燃烧和该燃烧室和/或喷管的膜冷却。发动机现在到达了以吸气模式的主要运行阶段。
[0094] 氦是由循环器35在该氦回路中加以驱动的。虽然该循环器将是根据发动机的性能要求来选择的，但是在该实施例中，循环器35包括被双级氢涡轮机36驱动的单级离心式压缩机。循环器35典型地运行在大致64,000rpm。该构造类似于以下所描述的氢涡轮泵40、41，具有最大19MW的类似功率。
[0095] 在如图3所示的第一吸气运行模式中，总体上在低于10km的海拔之下，循环器35将氦驱动来按顺序穿过该预冷却器的第二热交换器级30和第一热交换器级29，使得该热交换器预冷却器以与入口空气流逆流的方式运行。
[0096] 在该预冷却器之后，氦接着经过再循环器38、然后沿着流动路径25b而行，在这里，氦路径在第一流动路径25c与第二流动路径25d之间分叉。第一流动路径25c经过预燃烧器33的热交换器44，在该热交换器处氦的温度增大、然后在经过涡轮机32的回路上继续，该涡轮机驱动用于压缩该进气空气的压缩机31(涡轮机和压缩机一起形成了涡轮压缩机)。
[0097] 虽然在该第一吸气运行模式中，典型地在低于马赫数4的速度下并且在10km的海拔以下，氦流经被安排在再循环器38之前的热交换器39。然而，氦在这个热交换器39中不被氢冷却，因为氢经由旁路51绕过该热交换器。
[0098] 在该涡轮压缩机的涡轮机32之后，氦经过热交换器34，在这里氦经由流动路径26a被液态氢泵40输送的氢冷却至44K左右。氦接着返回至氦回路在循环器35处的起始点。
[0099] 虽然可以根据发动机的性能要求来选择氦再循环器38，但是在该实施例中，该氦再循环器是驱动该冷却回路流动的风扇。该单元可以典型地包括由单级氢冲力式涡轮机37驱动的单级轴流式风扇38。该单元可以典型地以57330rpm的最大速度运行。
[0100] 在该实施例中，如同主要氦循环器35那样，在火箭运行期间为了可靠性，每个机舱具有两个再循环器38。运行温度相对低，例如630K的氦和577K的氢。
[0101] 在再循环器38之后，第二氦流动路径25d使氦返回至预冷却器29、30、到第二热交换器级30与循环器35之间的某个点处。这允许来自该预冷却器出口的氦与已经在热交换器34中被氢流预冷却的氦混合。
[0102] 每个机舱含有两个氢涡轮泵40来在发动机中供送氢。虽然氢泵是根据发动机的性能要求来选择的，但在该实施例中，每个泵包括两个叶轮级，这两个叶轮级在吸气模式下具有的功率水平为12.4Mw(在火箭模式下功率水平为20.4MW)。在吸气模式中，这些泵典型地以69,000rpm以及310巴的输送压力运行。
[0103] 氢涡轮机41从热交换器34接收高压氢，该氢的温度已经被氦升高至650K和310巴左右，该氢已经被离开涡轮压缩机的涡轮机32的氦加热。氢涡轮机41的入口在吸气模式下为大致310巴、660K(在火箭模式中100％的推力下为330巴、777K)。氢泵输出40是借助于氢涡轮机41上的旁路流动路径26c上的旁通阀52来控制的。通过在吸气模式和火箭模式二者下总体上类似的氢泵压力要求，就不需要额外的压缩级，在其他情况下这些压缩机在吸气模式中将不会被完全利用。
[0104] 在涡轮机41之后，氢流沿着流动路径26b、26d和26l流到涡轮机36，这个涡轮机36如以上所描述地驱动循环器35。在涡轮机36之后，氢接着流经涡轮机37，该涡轮机如以上所描述地驱动再循环器38。在涡轮机37之后，一部分的氢经由流动路径26e流到预燃烧器33。一部分的氢沿着流动路径26f流动，在这里有一定比例流到火箭燃烧室45并且有一定比例的氢流到旁路燃烧器18。
[0105] 在发动机的该第一吸气运行模式中，液态氧不必作为火箭室的氧化剂。而是，火箭以吸气模式运行。吸气使得包括此类发动机的飞行器不需要使用单独的氧源并且在没有额外的推进装置的情况下就能够起飞，这具有显著的重量优点，因为减小了在该飞行器上携带额外氧化剂的要求。
[0106] 预燃烧器33的排气被用来经由热交换器44预加热氦，之后氦流到涡轮机32去驱动空气进气压缩机31。预燃烧器33被控制成维持氦的恒定循环上限温度(在该实施例中典型地为1180K左右)，这是不依赖于飞行器在吸气模式过程中的马赫数的。
[0107] 预燃烧器33将氢与沿着流动路径24d供送的空气进行燃烧。预燃烧器出口气体在被供送至火箭燃烧室45中之前沿着路径27a流动。
[0108] 虽然可以根据发动机的性能要求来选择预燃烧器33，但是在该实施例中，预燃烧器33和热交换器44形成了整体单元，该整体单元包括富氢燃烧器以及带有单一浮动管板的壳管式热交换器。
[0109] 预燃烧器33在吸气模式过程中并且在到火箭模式的改变中在非常宽范围的流量和混合比上运行。典型地，最大预燃烧器燃烧温度是1855K，而从热交换器44离开的最大燃烧气体温度为1027K。该单元的结构和从其导出的排气是未冷却的、但是具有隔离衬里。
[0110] 去往主燃烧室的所有氢经过预燃烧器33。对预燃烧器33提供了足够的氧化剂(在吸气模式中为空气，在火箭模式中为气态氧)来将预燃烧器热交换器44出口处的氦温度升高到所需要的值(在该实施例中，在吸气模式中升高到1180K，在火箭模式中升高到820K，其中仅需要驱动用于液态氧泵的再循环器38和涡轮机48)。其余的氧化剂被添加到主燃烧室中。
[0111] 运载工具的每个机舱含有两个预燃烧器33以实现火箭模式运行中的可靠性，虽然在附图中仅示出了一个。然而，在该实施例中，这两个预燃烧器33在吸气模式中都需要运行以便允许氦流来驱动涡轮机32。
[0112] 该预燃烧器的出口气体与氢燃料一起在火箭燃烧室45中完成其燃烧并且通过这些推进喷管17a膨胀以便向飞行器提供推力。在该实施例中，火箭发动机燃烧室45以103巴运行并且提供500KN的真空推力。
[0113] 图4示出了发动机在第二运行模式中、典型地以高于马赫数4的速度的运行、但是是在火箭使用液态氧作为氧化剂运行之前。
[0114] 与该第一运行模式相比，在这个第二运行模式中，在其经过再循环器38之后，氦在第二热交换器级30与第一热交换器级29之间的结合部47处进入该预冷却器中。
[0115] 在这个运行模式中，如同第一运行模式那样，氦沿着流动路径25g流到热交换器39、然后流到再循环器38。此外，氦还从该预冷却器沿着流动路径25e流到预燃烧器热交换器44，而并未首先经过再循环器38。
[0116] 在预燃烧器热交换器44之后，氦如同在第一模式中那样继续经过涡轮机32以驱动空气压缩机31并且经过氢热交换器34、然后流到循环器35并且接着流到该预冷却器的第二级30。
[0117] 因此可以看到，氢充当了热力发动机的散热器，该热力发动机通过氦回路将高温入口空气用作其热量源。这意味着，入口空气的热量的显著部分可以被转换来做功，例如来驱动该涡轮压缩机的涡轮机。
[0118] 在这个运行模式中，氢的流量是使用阀51来控制的，从而使得氢经过在氦回路中安排在再循环器38之前的热交换器39。以此方式，氦在前进到结合部47之前额外地被该氢燃料冷却。氦到结合部47的流量是经由阀46来控制的。在这个模式中，空气进气和循环是与第一运行模式相同的。
[0119] 通过在如以上所描述的第一模式中使来自预冷却器的氦返回至该预冷却器入口而不在热交换器39处向氢燃料释放热量，就可以通过将该氦与来自循环器35的经预冷却的氦以适当比例混合，来用其调节该预冷却器的第二热交换器级30的温度，以便在该预冷却器入口处获得需要的氦温度。
[0120] 在较高的速度下，典型地高于马赫数4，采用如以上所描述的第二运行模式。在这个第二模式中，第一热交换器级29中的冷却要求增大，其中氦在热交换器39中的预冷却器之后被预冷却、然后流到这两个热交换器级29、30之间的结合部47。
[0121] 通过采用第一和第二吸气模式，可以更好地控制该预冷却器中的温度分布，并且理想地可以贯穿上升过程使得径向温度差保持恒定。这可以用于辅助在上至大致10公里的海拔上控制该预冷却器上的霜冻形成并且允许该霜冻控制系统更有效地运行。
[0122] 有待再循环的氦的量取决于飞行条件和大气的温度和湿度。再循环的量在起飞时最大，例如关于其中再循环的氦再次经过该整个预冷却器的第一运行模式所描述的。再循环的氦的量随着海拔而下降，例如在第二运行模式中。
[0123] 再循环在湿热条件下起飞时可以达到净流量的25％、但是到5000m时快速下降到百分之几并且到10,000m时下降到零，此时不再需要霜冻控制，因为空气不用作氧化剂。
[0124] 在该实施例中，该再循环器的功率与循环器35相比是相对低的，典型地在循环器功率的24％的量级上。
[0125] 理论上还有可能通过使来自该循环器的氦绕行来控制该预冷却器的温度分布。然而，发动机性能可能由于高的压缩机进入温度和减小的空气质量流量所引起的推力减小而受到影响。
[0126] 在较高的速度下，发动机能以第三模式运行，如图5示意性地示出的。在这个模式中，发动机更常规地作为火箭发动机运行。在这个模式中，火箭室45中使用的氧是由液态氧泵42提供的。一定比例的液态氧是沿着流动路径24d提供给该预燃烧器的。
[0127] 从吸气运行到火箭运行的过渡是在发动机处于连续运行中并且在吸气轨迹拉升段的终点处的推力低的情况下实现的。初始地，火箭模式的开始是通过使预燃烧器33的温度下降、使液态氧泵42加速并且泄放氧、同时仍以空气来运行燃烧系统。下一阶段是来用氧来替代空气，这是通过容许液态氧到达该燃烧室冷却系统以便将其汽化并且将空气泄放至机外来进行的。
[0128] 在过渡成火箭模式的最后阶段过程中，涡轮压缩机31、32减速，而氦流绕过主循环器35并且直接流到再循环器38。在这个阶段现在发动机是以火箭模式用全部推力的大致50％运行。发动机最终被加速到100％推力以用于火箭上升。
[0129] 典型地，净推力/燃料流量从起飞时的26,000m/s改变成马赫数5时的大致16,000m/s。未安装的发动机的当量比(即实际的燃料空气比对化学计量的燃料空气比)大致为
2.8。在运行中，燃烧室在吸气模式中基本上以化学计量的燃料空气/氧化剂比率运行。
2.8。在运行中，燃烧室在吸气模式中基本上以化学计量的燃料空气/氧化剂比率运行。
[0130] 在这个第三运行模式中，氦并不经过该预冷却器的第一和第二级30、29，因为不需要空气预冷却。而是，氦经过再循环器38并且在阀46处，所有的氦沿着流动路径25b流动并且接着沿着流动路径25c流经预燃烧器热交换器44。氦然后经由流动路径25h和25i绕该回路流到涡轮机48以驱动液态氧泵42，该液态氧泵向火箭燃烧室45提供氧化剂。在这个模式中，氦并不经过涡轮压缩机的涡轮机32。在涡轮机48之后，氦接着经过氢热交换器34、然后直接流到再循环器38，即绕过了循环器35。再循环器38具有比主要氦循环器35更小的功率，并且这种减小的功率消耗可以在发动机的火箭上升模式中得到利用。
[0131] 在机舱的每个发动机中，该发动机配备有两个氧涡轮泵42。在该实施例中，由运载工具的、储器安装的增压泵供应的入口压力可以在4巴的量级上。这些氧泵具有典型地13MW的功率以产生400巴的标称泵输送压力。
[0132] 在该实施例中，氦涡轮机48包括一个单一级。由于氦循环特征是由吸气阶段所固定的，所以其所提供的远超过了氧泵的需求。这个涡轮机48因此可以串联安排有大的阻气门(chock)以便将压力比降低至1.3、并且经由流动路径25j而并联安排有大的旁路53以便将设计流量降低至20kg/s。由于这些条件，对涡轮机的设计限制是最小的并且可以用来将其质量最小化。涡轮机48典型地具有820K的入口温度。
[0133] 还经由流动路径28a、28b、28d、28e、和28f将一定比例的氧沿着流动路径24d供应至预燃烧器33。在这个运行模式中，氢被泵送穿过热交换器34、穿过涡轮机41和流动路径26d、使用阀59来经由流动路径26m绕过涡轮机36、然后流到涡轮机37并且直接流到预燃烧器33而不经过热交换器39，因为在这个模式中，不需要对氦进行额外的冷却。
[0134] 液态氦典型地以20K或以下被深冷储存在运载工具上并且会典型地以大约200巴和35K从燃料泵进行输送。
[0135] 在从吸气模式过渡到火箭模式的过程中，被输送至涡轮机32、48、36、37的回路功率从227.4MW下降至33.4MW，即下降至最大功率水平的14.7％。氢的质量流量在火箭模式中相对于吸气模式的这种大约50％的增大、结合如以上所描述的更低的功率要求，允许了再循环器涡轮机37在火箭模式中驱动氦回路而不是主循环器35。
[0136] 发动机停机是通过在使用阀57来控制预燃烧器温度的同时关闭氧化剂供应阀54、56以及氢供应阀53来实现的。
[0137] 在停机过程中，该预冷却器被隔离，并且主回路被允许泄放至静止压力，从而对氢压力进行相位调整以便不使热交换器34受应力过度。该预冷却器介质被泄放至其静止压力，并且用氦来吹扫这些推进剂管线。
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