在第一運行模式中，該方法包括將熱傳遞介質(zhì)從所述第一熱交換器的出口輸送至所述第一熱交換器的入口，以控制所述第一熱交換器中的溫度分布。
[0040]該第一熱交換器可以具有相對較高溫度級和較低溫度級。可以調(diào)整從該第一熱交換器的出口輸送至該第一熱交換器的入口的熱傳遞介質(zhì)的比例，以便將該冷卻器級中的溫度維持成高于預(yù)定溫度。該預(yù)定溫度可以被選擇成避免在使用中在該第一熱交換器上形成霜凍。
[0041]從該第一熱交換器的出口輸送的熱傳遞介質(zhì)可以在輸送至該第一熱交換器的入口之前首先與已經(jīng)被燃料冷卻的熱傳遞介質(zhì)混合。
[0042]可選地，該方法包括在第二運行模式中將從所述第一熱交換器的出口輸送的熱傳遞介質(zhì)冷卻、然后將熱傳遞介質(zhì)輸送至該第一熱交換器的入口與出口之間的中間點。
[0043]可選地，在該第二運行模式中，在該第一熱交換器中在該中間點下游的熱傳遞介質(zhì)的流速是在該中間點上游的熱傳遞介質(zhì)的流速的兩倍。這用來限制材料溫度，這樣可能降低發(fā)動機循環(huán)效率、但是可以更有效地控制該第一熱交換器中的溫度。
[0044]可選地，運行第一循環(huán)器來將熱傳遞介質(zhì)輸送至該第一熱交換器的入口，并且運行第二循環(huán)器來將來自該第一熱交換器的出口的熱傳遞介質(zhì)輸送至該第一熱交換器的入口、或其入口與出口之間的中間點。
[0045]可選地，在熱傳遞介質(zhì)輸送至該第一熱交換器中之前在第二熱交換器中用燃料來將其冷卻。
[0046]可選地，該熱傳遞介質(zhì)在第三熱交換器中被該燃料冷卻、然后被輸送至所述第一熱交換器的入口與出口之間的中間點。
[0047]可選地，該氧化劑是空氣并且該燃料是氫。
[0048]可選地，該熱傳遞介質(zhì)是氦。
[0049]可選地，該燃料被用來驅(qū)動與所述第一和第二循環(huán)器相關(guān)聯(lián)的渦輪機。這允許該發(fā)動機是使用燃料、例如氫可啟動的。
[0050]可選地，在第三運行模式中，該熱傳遞介質(zhì)繞過該第一熱交換器和該第二循環(huán)器。[0051 ]可選地，在該第三運行模式中，該氧化劑是作為液態(tài)氧來提供的。
[0052]可選地，燃料被供應(yīng)至預(yù)燃燒器以用于在輸送至該火箭燃燒室之前對該燃料進行預(yù)燃燒。
[0053]可選地，來自該預(yù)燃燒器的排氣被用來將來自該第一熱交換器的出口的熱傳遞介質(zhì)加溫，然后將熱傳遞介質(zhì)輸送至渦輪機以驅(qū)動該壓縮機。
[0054]可選地，在該第三運行模式中，該第一循環(huán)器專用于驅(qū)動該熱傳遞介質(zhì)。
[0055]通過選擇性地使用這些循環(huán)器中的一者，可以更好地管理該發(fā)動機的能量要求。
[0056]可選地，在該第一運行模式中，上至25%的來自該第一熱交換器的出口的熱傳遞介質(zhì)被輸送至該第一熱交換器的入口。
[0057]根據(jù)本披露的第三方面，提供了一種包括根據(jù)第一方面的、有或沒有其任何可選特征的發(fā)動機的運載工具。
[0058]根據(jù)本披露的第四方面，提供了一種包括根據(jù)第一方面的、有或沒有其任何可選特征的發(fā)動機的飛行器、飛行機器、或航空航天運載工具。
附圖簡要說明
[0059]能夠以多種不同的方式來實現(xiàn)本披露，并且現(xiàn)在將通過舉例方式參考以下附圖對根據(jù)本披露的實施例進行描述，在附圖中:
[0060]圖1A、1B、和IC對應(yīng)地示出了單級入軌(SSTO)飛行器的側(cè)視圖、平面圖、和后視圖；[0061 ]圖2示出了穿過包括現(xiàn)有技術(shù)混合式吸氣火箭發(fā)動機模塊的機艙的部分截面；
[0062]圖3示出了混合式吸氣火箭發(fā)動機在吸氣模式中以低的馬赫數(shù)、例如以典型地低于馬赫數(shù)4的速度運行的示意性循環(huán)圖；
[0063]圖4示出了圖4的混合式吸氣火箭發(fā)動機以吸氣模式、以典型地高于馬赫數(shù)4的速度運行的示意性循環(huán)圖；
[0064]圖5示出了圖3和4的混合式吸氣火箭發(fā)動機以完全火箭模式運行的示意性循環(huán)圖。
詳細說明
[0065]圖1A、1B和IC示出了帶有可縮回起落架2、3、4的單級入軌(SSTO)飛行器I，該飛行器具有機身5，該機身帶有燃料儲器和氧化劑儲器6、7以及有效載荷區(qū)域8。機身5上附接了帶有對應(yīng)方向舵11控制表面和鴨翼12控制表面的尾翼安排9和鴨翼安排10。機身5各側(cè)附接了多個帶有副翼14的主機翼13，并且每個機翼13具有附接至其機翼尖16上的發(fā)動機模塊15。如圖1C和圖2所示，每個發(fā)動機模塊15后部配備有四個火箭噴管17，這些火箭噴管被多個不同的旁路燃燒器18所環(huán)繞。
[0066]圖2示出了現(xiàn)有技術(shù)發(fā)動機模塊15。該現(xiàn)有技術(shù)發(fā)動機模塊15包括空氣入口19a、包括四個部分的熱交換器21、渦輪壓縮機22、以及多個循環(huán)流動管道或通道23。發(fā)動機模塊15被容納在機艙20內(nèi)，該機艙可以附接至飛行器機翼上，例如飛行器的飛行器機翼上，如圖1A、1B、1C 所示。
[0067]在地球大氣內(nèi)該發(fā)動機模塊15的吸氣運行模式中，穿過空氣入口19a的進入空氣的一部分穿過熱交換器21到達渦輪壓縮機22，并且另一部分沿著旁路輸送管19b繞到這些旁路燃燒器18。
[0068]在優(yōu)選的實施例中，該現(xiàn)有技術(shù)模塊被如以下所描述地安排和控制的發(fā)動機模塊替代。
[0069]圖3中示出了發(fā)動機模塊或推進系統(tǒng)的示意圖。該發(fā)動機模塊包括空氣進氣管19。空氣進氣管19可以是軸對稱的，使得當(dāng)飛行器以超音速前行時，空氣進氣口 19用于將所捕集的氣流經(jīng)由斜震波和正震波減速至次音速。在高的馬赫數(shù)下，例如在馬赫數(shù)5及以上，這種減速可以致使該空氣入口溫度典型地增大至超過1250K。為清楚起見，在圖3、4和5的每個附圖中，沒有針對每個特征提供參考數(shù)字。然而，應(yīng)理解的是，圖3、4和5各自示出了同一發(fā)動機的不同運行模式并且每個發(fā)動機包括相同的部件。
[0070]經(jīng)過該空氣進氣管的空氣分成兩條流動路徑。其中一條流動路徑24a將空氣供應(yīng)至包括噴管的旁路燃燒器18。在入口氧化劑的低流速下，例如在飛行器以低速行進時，該入口供應(yīng)了比所需更多的空氣。這些旁路燃燒器接著可以被停用，例如不供應(yīng)燃料至這些旁路燃燒器。這些旁路燃燒器可以調(diào)大或調(diào)小以匹配供應(yīng)至發(fā)動機的氧化劑，例如空氣。這些旁路燃燒器可以提供另外的推力并且改善發(fā)動機的性能。
[0071]來自空氣進氣管19的空氣的另一部分經(jīng)由另一條流動路徑24b流到預(yù)冷卻器，經(jīng)壓縮的入口空氣需要該預(yù)冷卻器來冷卻。在該實施例中，該預(yù)冷卻器包括第一熱交換器級29和第二熱交換器級30，但是也設(shè)想了帶有任意數(shù)量的熱交換器級的預(yù)冷卻器。
[0072]在空氣經(jīng)過熱交換器級29、30之后，該空氣經(jīng)過壓縮機31，該壓縮機是被渦輪機32驅(qū)動的，如在下文中更詳細描述的。該壓縮機被選擇成根據(jù)發(fā)動機的性能要求來提供預(yù)定壓縮比。在該實施例中，該壓縮機可以典型地具有150:1的壓縮比，使得進氣空氣被壓縮至145巴左右。
[0073]該壓縮空氣的一部分經(jīng)由流動路徑24d流到預(yù)燃燒器33。壓縮空氣的另外一部分經(jīng)過流動路徑24g流到帶有噴管17a的火箭發(fā)動機的燃燒室45。還可以用此空氣來冷卻燃燒室45和/或噴管17a?？梢哉{(diào)整并控制被輸送至預(yù)燃燒器33和燃燒室45的空氣的比例以滿足發(fā)動機的性能要求。
[0074]典型地，此類發(fā)動機將配備有多個燃燒室45和相關(guān)聯(lián)的火箭噴管17a、17b。在示意圖中示出了帶有相關(guān)聯(lián)的噴管17a、17b的兩個火箭室45。
[0075]典型的飛行器或運載工具可以包括被安排在機艙中的四個燃燒室/噴管組件。然而，可以提供任何數(shù)量的室/噴管組件來對運載工具提供所需要的推力。
[0076]雖然在描述這個發(fā)動機的運行時僅突出了火箭室45和噴管組件17a、17b，但是應(yīng)了解的是，所提供的任何其他火箭室/噴管組件都可以用類似或相同的方式運行并且每個火箭室/噴管組件將接收一定比例的燃料和氧化劑來運行該運載工具并且對其提供推力。
[0077]在帶有兩個各自包括四個燃燒室/噴管組件的機艙的飛行器中，這些燃燒室/噴管組件可以被配置成在吸氣上升過程中表現(xiàn)為單一發(fā)動機并且在火箭上升過程中表現(xiàn)為兩個雙室火箭發(fā)動機。這可以用來提高任務(wù)可靠性并且將發(fā)動機設(shè)備的體積最小化。
[0078]在該實施例中，這些燃燒室45可以通過使用襯里進行內(nèi)襯，例如氧化鋁分散硬化銅(像GLIDCOP AL-20)或其他適合的導(dǎo)熱材料。這可以減小這些燃燒室中的熱應(yīng)力。鑒于在吸氣運行