发动机模块的制作方法

发动机模块
1.领域
2.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)。
3.背景
4.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。
5.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。
6.概述
7.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：
8.进气装置(air intake arrangement)，其被配置为接收空气；
9.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；
10.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
11.一个或更多个推力室；
12.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
13.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。
14.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。
15.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。
16.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。
17.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。
18.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。
19.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。
20.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。
21.可选地，入口锥体可以是轴对称的。
22.可选地，发动机模块的轴线可以是弯曲的。
23.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。
24.一个或更多个推力室可以各自包括至少一个火箭喷管。
25.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。
26.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。
27.根据本公开的第三方面，提供了包括根据本发明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。
28.附图简述
29.本发明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发明的实施例，其中：
30.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；
31.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；
32.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；
33.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；
34.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
35.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。
36.详细描述
37.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。
38.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，该发明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，以帮助理解本发明。
39.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。
40.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气(compressed inlet air)冷却。在现有技术的实施例中，预冷却器包括第一热交换器级29和第二热交换器级30，然而可以设想具有任何数量的热交换器级的预冷却器。热交换器的第一级29和交换器的第二级30分别地对应于较高的温度部分和相对较低的温度部分。
41.在空气通过热交换器级29、30之后，空气通过压缩机31，压缩机31由涡轮机32驱动，如下面进一步详细描述的。根据发动机的性能要求，选择压缩机来提供预定的压缩比。在现有技术的实施例中，压缩机通常地可以具有大约13∶1的压缩比，使得进入的空气被压缩到大约16巴。压缩机可以包括两个转子(spools)，并且可以包括钛叶片。
42.典型地，这种发动机将设置有多个燃烧室和相关的火箭喷管。在示意图中，示出了四个喷管17a、17b、17c、17c，然而可以设想任何数量的喷管。每个喷管共同具有两种燃烧室的类型。一种燃烧室类型是用于吸气运行模式，用于燃料的燃烧，例如氢与来自压缩机31的增压空气的燃烧。空气可用于在预燃烧器33中部分地燃烧一部分氢，然后输送到吸气式燃烧室。另一种燃烧室类型用于完全火箭模式，即，使用机载氧化剂(如液态氧)代替压缩空气。
43.尽管在描述现有技术的发动机的运行时，在上述类型中仅有一个喷管和相关燃烧室被突出描述，但是应该理解，所设置的任何其它火箭室/喷管可以以类似或相同的方式运行，并且为了运行和为运载器提供推力，每个火箭室/喷管都将接收一定比例的燃料和氧化剂。
44.典型的飞行器或运载器可包括布置在引擎机舱中的四个燃烧室/喷管组件。然而，为了给运载器提供所需的推力，可以设置任何数量的腔室/喷管组件。
45.在具有两个引擎机舱的飞行器中，每个引擎机舱包括四个喷管组件，喷管组件可以被配置为在吸气式上升过程中相当于单个发动机，而在火箭上升过程中相当于两个双腔火箭发动机。这有助于提高任务的可靠性，并使发动机的安装体积最小化。
46.来自压缩机31的出口的压缩空气通过流动路径24d被供给到预燃烧器33。预燃烧器33也可以经由流动路径26a被供应燃料(在该实施例中为氢的形式)。氢可以被储存在飞行器上，通常以低温形式储存，并且在该实施例中通过泵或压缩机40从储存器64输送。
47.在预燃烧器33的下游，设置热交换器27，以将热量从预燃烧器的燃烧产物转移到闭环氦气冷却回路28。
48.在一些运行模式中，氦气冷却回路28可以穿过预冷却器的第一级29和第二级30。预冷却器作为逆流热交换器运行。在这种模式中，在预冷却器的第一级29之后(即第二级的
氦气环路中的下游级)，氦气流沿着路径28a行进到达预燃烧器的燃烧热交换器27。
49.在预燃烧器的燃烧热交换器27之后，氦气环路分成第一氦气流28b和第二氦气流28c。第二氦气流28c穿过涡轮机32，在该实施例中，入口压力为大约200巴，并且出口压力为大约60巴。涡轮机32用于驱动压缩机31。涡轮机32可以是正反旋转涡轮机。
50.在离开涡轮机32之后，氦气流(在该实施例中为大约600开氏度(600k))进入热交换器和再压缩级，在该实施例中，该热交换器和再压缩级包括三个氦气再生器热交换器34、35、36和再循环器，例如压缩机或泵37、38、39。
51.再生器热交换器34、35、36可以包括数千个扩散结合的薄钛片，在薄钛片的表面形成微通道。压缩机或再循环器27、38、39可以包括离心涡轮机。
52.来自涡轮机32的氦气流分成第一再压缩氦气流28d、第二再压缩氦气流28e和第三再压缩氦气流28f。
53.第一再压缩氦气流28d(在该实施例中在大约600k)通过第一再生器热交换器34，在第一再生器热交换器34处第一再压缩氦气流28d被冷却到大约100k。氦气然后在压缩机38中再压缩，在该实施例中从大约60巴压缩到大约200巴，然后之后氦气通过第二再生器热交换器35，该第二再生器热交换器35用于冷却来自涡轮机32的第二再压缩氦气流28e，在该实施例中从大约600k冷却到大约200k。第一再压缩氦气流然后加入氦气流28j。
54.在第二再生器热交换器35之后，第二再压缩氦气流28e在第三压缩机39中再压缩(在该实施例中从大约60巴到200巴)，之后传到氦气流28i。然后，氦气流28i与来自预燃烧器热交换器27的氦气流汇合，之后加入第一分流阀41，第一分流阀41在此可用于将来自预冷却器的第二级30的氦气流分流。
55.第三再压缩氦气流28f进入第三再生器热交换器36，在此被氢流26g冷却，在该实施例中从大约600k冷却至50k。氢流由燃料输送装置提供，这里燃料输送装置是液氢泵40的形式，其输送来自机载氢储存器64的氢。
56.在热交换器36之后，第三再压缩氦气流通过第一压缩机37，在该实施例中，氦气被从大约60巴压缩到大约200巴。然后氦气流通过热交换器34，如上所述用于冷却第一再压缩氦气流28d，然后之后与已经通过热交换器35的第一再压缩氦气流28d一起汇合成氦气流28j。
57.氦气流28j进入第一分流阀41，该第一分流阀可用于将额外的冷却的氦气供应到预冷却器的预定级，这里在预冷却器的第一级29之前。
58.来自预燃烧器热交换器27的氦气流在热交换器43中被穿过第三再生器热交换器36的氢冷却，在该实施例中从大约900k冷却到大约300k。氢在到达热交换器43之前穿过涡轮机44，涡轮机44用于驱动再压缩级的第一压缩机36、第二压缩机37和第三压缩机38。氢还穿过涡轮机45驱动氦气泵46将氦气泵送到第二分流阀42。
59.在热交换器43之后，氢穿过涡轮机47，涡轮机47驱动氢泵40，氢泵40用于从机载氢储存器64泵送氢。
60.在经过涡轮机47之后，氢经过支路燃烧器18以及预燃烧器33，并且然后在吸气运行期间，到达火箭喷管17a、17b、17c的吸气式燃烧室。
61.在已知的发动机中，燃烧室可以用内衬加衬，内衬包括例如氧化铝弥散硬化铜，如glidcop al
‑
20或其它合适的导热材料。考虑到在吸气运行模式期间燃烧室中可能达到的
高壁温，可以采用这种导热材料。这避免了壁中的热应力。在这种运行模式下，可以使用氢通过燃烧室中的薄膜冷却来对燃烧室进行薄膜冷却。
62.在已知的发动机中，喷管17a、17b、17c、17d包括具有最终辐射冷却延伸部的管状冷却裙部，例如sep
‑
carbinox。这是为了在没有冷却剂可用于发动机冷却的情况下，使喷管在外部气流重新进入大气的过程中经受住外部气流的加热。在该实施例中，冷却的管状裙部由高温合金制成，例如铬镍铁合金，其可以包括多个管道。
63.在现有技术的发动机中，在吸气模式期间，液态氢可以被配置为通过使氢穿过裙部中的管道来冷却喷管裙部。在火箭模式下，氢可以在进入火箭燃烧室的喷射器(未示出)之前穿过单独的火箭燃烧室53的内衬和穿过管状裙部。
64.预冷却器29、30用于在吸气模式下冷却进入的空气。在该实施例中，预冷却器29、30是高性能热交换器，其在闭环中使用高压气态氦气作为冷却介质。吸气模式下的氦气环路将在下面详细描述。
65.合适的预冷却器热交换器可以被配置为逆流热交换器，该逆流热交换器具有直径小于1mm的冷却通道或冷却管道的矩阵，该冷却通道或冷却管道具有通常为20
‑
30微米的薄壁。大量(例如300,000至600,000个)这样的管道在每个热交换器中被嵌套和布置成渐开线螺旋，以便提供必要的性能。管道可以从入口到出口遵循螺旋路径，其中管道径向地或轴向地延伸。在现有技术的实施例中，根据运行模式，预冷却器被配置为能够将进入的空气从1250k的温度冷却到大约400k或更低的温度。在现有技术的实施例中，在所有速度下，空气的温度都保持在水的冰点(即0摄氏度)以上。
66.如上所概述的，氢由泵40从储存器64供应，其中氢被用于通过热交换器36和43冷却氦气回路。可以设置增压泵(未示出)来防止燃料泵40的气穴现象，并最小化滞留在供给管线中的残留流体。
67.在氢涡轮机47之后，氢沿着流动路径26a被供给到预燃烧器33。氢也可以通过流动路径26b、26e供给到支路燃烧器18。此外，在吸气模式下，氢可以沿着流动路径26c和26d供应到火箭燃烧室，在那里氢与沿着流动路径25a和25b输送的预燃烧器燃烧产物一起燃烧。在吸气模式下，吸气式燃烧室以大约12巴运行。这个吸气式燃烧室与完全火箭模式下使用的火箭燃烧室是分开的，完全火箭模式下使用的火箭燃烧室在大约170巴的相对高得多的压力下运行。
68.对于火箭模式，使用燃料输送系统向每个火箭喷管和燃烧室装置供应氢，在该实施例中，燃料输送系统包括机载氢储存器61和压力达到大约315巴的一系列泵48。在该实施例中，氢最初被输送以提供对火箭燃烧室53的冷却。
69.在被用于冷却燃烧室53之后，氢被供应到燃烧室预燃烧器52，在该预燃烧器52中，氢部分地与由氧化剂输送系统供应的氧燃烧，在该实施例中，氧化剂输送系统包括液态氧泵50和注液泵54。
70.火箭预燃烧器52的燃烧产物用于驱动涡轮机49、51，涡轮机49、51驱动氧泵和氢泵48、50、54。
71.预燃烧器52的燃烧产物然后在燃烧室53中与由氧泵50供应的额外氧充分地燃烧。
72.在现有技术的发动机的吸气运行模式中，不需要液态氧作为火箭燃烧室的氧化剂。吸气使得包括这种发动机的飞行器能够起飞，而不需要使用单独的氧源，而且也不需要
额外的推进装置，这具有显著的重量优势，因为在飞行器上携带额外氧化剂的要求降低了。
73.在氦气进入涡轮机32以驱动进气压缩机31之前，预燃烧器33的排气被用于经由热交换器27将氦气预热(在该实施例中预热到大约930k和200巴的压力)。预燃烧器33被控制，例如燃烧的氢量被控制，以保持氦气的恒定的上循环温度，在该实施例中通常为大约930k，这与飞行器在吸气模式下的马赫数无关。
74.预燃烧器33将来自机载储存器64的氢与沿流动路径24d供给的压缩空气燃烧。预燃烧器出口气体沿路径25a流动，之后被送入吸气式燃烧室55。
75.尽管可以根据现有技术的发动机的性能要求来选择预燃烧器33，但是在现有技术的实施例中，预燃烧器33和热交换器27形成一体单元，该一体单元包括富氢燃烧器和具有单个浮动管道板的壳管式热交换器。
76.图3示出了穿过现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15的截面的示意图，该模块可以包括如上文关于图2所述的发动机。现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15包括进气装置19a、预冷却器21形式的热交换器装置以及压缩机31，预冷却器21包括四个热交换器区段63a、63b、63c和63d，所有这些都大致沿着发动机的纵向轴线布置，并包含在引擎机舱29内，引擎机舱29可以附接到飞行器机翼13，例如图1a、图1b和图1c所示的飞行器1的飞行器机翼13。
77.现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15可以在图2所示的循环中运行，并且如上所述，使得进气装置19a被配置为接收空气，然后一部分空气流入预冷却器21。预冷却器21冷却该进入的空气。在空气流过预冷却器21后，然后空气流过压缩机31，之后流到一个或更多个呈吸气式燃烧室形式的推力室17。
78.本公开的混合吸气式火箭发动机模块可以包括发动机，该发动机被配置为可从吸气模式切换到完全火箭模式。这可以通过采用，例如具有图2的布置和循环的发动机来实现。因此，应该理解，本公开的混合吸气式火箭发动机模块可以以与图2和图3中描述和示出的现有技术的混合吸气式火箭发动机模块相似或相同的方式运行，并且本文描述的部件可以在结构和/或功能上与上面关于现有技术的混合吸气式火箭发动机模块描述的部件相似或相同。现在将参考图4描述本公开的混合吸气式火箭发动机模块的结构布局。
79.图4示出了穿过混合吸气式火箭发动机模块70的截面的示意图。混合吸气式火箭发动机模块70包括进气装置62、预冷却器63形式的热交换器装置、压缩机64以及一个或更多个推力室65，每个推力室包括至少一个火箭喷管，它们都大致沿着发动机模块70的纵向轴线69(纵向轴线可以是弯曲的或是基本直的)布置，并被包含在引擎机舱66内。虽然只突出显示了发动机模块的主要元件，但是应当理解，可以存在发动机的其它元件，例如，诸如上面关于图2描述的那些元件。引擎机舱66可以附接到飞行器机翼13，例如图1a、图1b和图1c所示的飞行器1的飞行器机翼13。在图示的实施例中，引擎机舱66形成为大致弯曲的锥形中空体。
80.进气装置62、热交换器装置63、压缩机64以及一个或更多个推力室65大致沿着发动机模块70的纵向轴线69布置或定位，使得热交换器装置63物理上位于压缩机64与一个或更多个推力室65之间。有利地，这提供了具有减小的总长度的发动机模块，如将更详细描述的。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可以各自具有各自的轴线，例如纵向轴线。在图4所示的实施例中，进气装置62、热交换器装置63以及压缩机64
的各自的轴线被布置成与发动机模块70的轴线69大致重合。此外，在图4所示的实施例中，各个推力室围绕发动机模块70的轴线69对称地分布或布置，使得一个或更多个推力室65的轴线布置成与发动机模块70的轴线69大致重合。可选地，可设想进气装置62、压缩机64、热交换器装置63以及一个或更多个推力室65的各自的轴线中的一个或更多个可以平行于发动机模块70的轴线69布置或者与发动机模块70的轴线69间隔开，使得当沿着发动机模块70的轴线69间隔开时，所述一个或更多个各自的轴线大致布置成与发动机模块70的轴线69不重合。例如，发动机模块70可以包括第二进气装置，其中进气装置62和第二进气装置可以围绕发动机模块70的轴线69对称地分布或布置，使得进气装置62和第二进气装置的各自的轴线可以布置成平行于发动机模块70的轴线69或与发动机模块70的轴线69间隔开。作为另一个示例，热交换器装置63可以被布置成使得热交换器装置63的轴线可以被布置成平行于发动机模块的轴线69或者与发动机模块的轴线69间隔开。
81.发动机模块70的纵向轴线69具有第一端或近端69a和第二端或远端69b，第一端或近端69a和第二端或远端69b限定发动机模块70的相对端。轴线69的第二端69b位于轴线69的第一端69a的下游。轴线的第一端69a位于发动机模块70的第一端71a处，而轴线的第二端69b位于发动机模块70的第二端71b处。进气装置62布置在轴线69的第一端69a处或发动机模块70的第一端71a处，并且一个或更多个推力室65布置在轴线69的第二端69b处或发动机模块70的第二端71b处。
82.进气装置62包括空气入口62a，空气通过该空气入口62a被配置为进入进气装置62并被发动机模块70捕获。进气装置62还包括入口锥体62b，在所示实施例中，入口锥体62b是轴对称的，并且具有至少一个基本上圆锥形的部分62f。在所示的实施例中，入口锥体62b具有布置在轴线69的第一端69a处(例如在发动机模块70的第一端71a处)的顶点62e。顶点62e是入口锥体62b的第一基本上圆锥形的部分62f的顶点，圆锥形部分62f在远离顶点62e的方向上径向地向外逐渐锥化。入口锥体62b包括第二部分62g，该第二部分62g在远离顶点的方向上径向地向内逐渐锥化，以形成截顶的基本上圆锥形的形状。入口锥体62b的第一基本上圆锥形的部分62f与第二部分62g之间具有大致弯曲的过渡部分62h。
83.入口锥体62b具有内部表面和外部表面。入口锥体62b的内部表面限定了入口锥体62b内部的内部体积62c。在入口锥体62b的外部表面与引擎机舱66的内部表面之间，限定了锥形环状体积62d，由于入口锥体62b的外部表面相对于引擎机舱66的内部表面锥化，该锥形环状体积62d锥化。由入口锥体62b的外部表面和引擎机舱66的内部表面限定的锥形环状体积62d用于通过倾斜冲击波和法向冲击波将由空气入口62a捕获的气流减速至亚音速。在高马赫数，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增加到1250k以上。锥形环状体积62d以这种方式为被捕获的待减速的气流设置流动路径。空气入口62a在结构上由锥形环状体积62d限定。空气入口62a是锥形环状体积62d的最上游端(即锥形环状体积62d的端部，该端部物理上靠近或邻近轴线69的第一端69a或发动机模块70的第一端71a布置)。
84.空气入口62a邻近轴线69的第一端69a定位。这样，在发动机模块70的结构布局中，压缩机64布置在空气入口62a与热交换器装置63之间。有利的是，与图3中的现有技术的发动机模块15的结构布局相比，这允许热交换器装置63与一个或更多个推力室65之间的距离减小。这是因为热交换器装置63和一个或更多个推力室65沿着发动机模块70的纵向轴线69
可以布置得更靠近，或者甚至直接相邻，因为不需要像图3的现有技术的发动机模块15的结构布局那样，在热交换器装置与一个或更多个推力室之间提供额外的空间/纵向距离来装配压缩机。结果，发动机模块70的总长度可以显著地减小，从而导致更紧凑和更轻的发动机模块70，并且用于减小外部空气动力。发动机模块70可以进一步包括燃料箱(未示出)，燃料箱布置在热交换器装置63与推力室(65)之间。
85.在所示的示例中，压缩机64基本上完全布置在发动机模块的近端的入口锥体62b内，即压缩机64布置在入口锥体62b内并占据入口锥体62b内的体积62c。然而，可设想压缩机64可以仅至少部分地布置在入口锥体62b内，即压缩机64可以布置成仅部分地占据入口锥体62b内的体积62c。有利的是，将压缩机64至少部分地布置在入口锥体62b内，利用了入口锥体62b内的原本空闲的体积62c，并且与现有技术的发动机模块的结构布局(例如诸如图3的结构布局)相比，允许减小热交换器装置63与一个或更多个推力室65之间的距离。结果，发动机模块70的总长度可以显著地减小，从而导致更紧凑和更轻的发动机模块70，以及对外部空气动力的减小。
86.压缩机64具有入口端64a和出口端64b，来自预冷却器63的空气被入口端64a接收，来自压缩机64的压缩空气从出口端64b排出，其中出口端64b处的空气压力高于入口端64a处的空气压力。在所示的实施例中，压缩机64被定向成“逆流”定向，这意味着压缩机64的入口端64a布置成面向预冷却器63，即压缩机64的入口端64a靠近预冷却器63定位，并且压缩机64的出口端64b布置成面向空气入口62a，即压缩机64的出口端64b靠近空气入口62a定位。有利的是，相比于如果以相同位置安装压缩机64(即，预冷却器63布置在压缩机64与一个或更多个推力室65之间)但处于相反定向(即，压缩机的入口端64a布置成面向空气入口62a，而压缩机的出口端64b布置成面向预冷却器63)，这减少了将预冷却器63的出口连接到压缩机64的入口端64a所需的导管长度。
87.热交换器装置63被配置为预冷却器，其冷却来自进气装置62的进入的空气。预冷却器包括两个或更多个热交换器区段或级。在图示的实施例中，预冷却器63具有四个热交换器区段63a、63b、63c和63d，然而可以设想任何数量的热交换器区段。
88.参考图4中所示的箭头，其图示了进气装置62、预冷却器63与压缩机64之间的空气流动路径，现在将更详细地描述由混合吸气式火箭发动机模块70的结构布局设置的空气流动路径。进气装置62用于使捕获的气流减速。如箭头72所示，当一部分空气在入口锥体62b的外部表面与引擎机舱66的内部表面之间流动时，该减速会导致空气温度升高。
89.在发动机模块70中设置了从进气装置62到预冷却器63的入口的第一空气流动路径67。第一空气流动路径67具有第一方向，该第一方向基本上是纵向的(即，基本上平行于发动机模块70的轴线69)，并且在远离轴线的第一端69a并且朝向轴线的第二端69b的方向上。然后，第一空气流动路径转向90度，以具有第二方向，该第二方向基本上是径向的并且在朝向发动机模块70的轴线69的方向上(即径向地向内)。
90.在发动机模块70中设置了从预冷却器63的出口到压缩机64的入口端64a的第二空气流动路径68。第二空气流动路径68具有第一方向，该第一方向基本上是径向的并且在朝向发动机模块70的轴线69的方向上(即径向地向内)。第二空气流动路径68然后转向90度，以具有第二方向，该第二方向基本上是纵向的(即，基本上平行于发动机模块70的轴线69)，并且在远离轴线69的第二端69b并且朝向轴线69的第一端69a的方向上，即，第二空气流动
路径68被配置为允许空气在与第一空气流动路径67中的空气流动相反的、基本上纵向的方向上流动。
91.设置了从压缩机64的出口端64b到一个或更多个推力室65的第三空气流动路径。第三空气流动路径在基本上纵向(即，基本平行于发动机模块70的轴线69)的方向上，并且在远离轴线69的第一端69a并且朝向轴线69的第二端69b的方向上，即，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68中的空气流动相反的、基本上纵向的方向上流动。
92.设置从压缩机64的出口端64b到一个或更多个推力室65的一组导管73。导管73被配置为允许第三空气流动路径流过它。
93.与现有技术的发动机模块15的压缩机31和一个或更多个推力室17相比，将热交换器装置63物理地定位在压缩机64与一个或更多个推力室65之间增加了压缩机64与一个或更多个推力室65之间的纵向距离/间隔。这意味着，相比于如果压缩机64物理地更靠近一个或更多个推力室65(如同在现有技术的发动机模块15中)，则用于第三空气流动路径的导管73在长度上需要更长。导管73长度的增加确实导致导管73质量的增加。然而，由于整体发动机模块70的质量的有利的显著减小(由发动机模块70的整体长度的减小所提供)，这种质量的增加被抵消。
94.通过使导管73的内侧表面隔热，并且通过将导管73物理地定位在预冷却器63的内部径向表面上，并且纵向地延伸通过内部径向表面，延伸到一个或更多个推力室，导管73可以使用低温材料形成。
95.混合吸气式火箭发动机模块70的另一个优点是，如已经使用计算流体动力学(cfd)示出的，与现有技术的发动机模块15相比，发动机模块70的结构布局在预冷却器63的整个长度上，在预冷却器63的每个热交换器区段63a、63b、63c和63d的内部径向表面与外部径向表面之间提供更均匀(即恒定)的压降。图5a图示了沿着在现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15中包括了四个热交换器区段的示例预冷却器的每个区段的内部径向表面和外部径向表面的压力分布。图5b图示了沿着混合吸气式火箭发动机模块70中包括了四个热交换器区段的预冷却器63的每个区段的内部径向表面和外部径向表面的压力分布。在图5a和图5b两者中，x轴表示沿预冷却器63的以米为单位的位置(即距离)，而y轴表示以帕斯卡为单位的静压。在图5a和图5b两者中，绘制了预冷却器的四个热交换器区段中的每一个的内部径向表面和外部径向表面两者的压力曲线。
96.沿着图5a和图5b中的热交换器区段的内部径向表面与外部径向表面的相应压力分布之间的差异显示出，与现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15的布局相比，混合吸气式火箭发动机模块70的布局在预冷却器63的整个长度上(即，横跨所有热交换器区段)在每个热交换器区段的内部径向表面与外部径向表面之间提供了更均匀的压降。如图5a所示，在现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15的布局中，横跨预冷却器21的每个热交换器区段的压降存在明显的不匹配。例如，在预冷却器的整个长度上(即，在第一热交换器区段与第四热交换器区段之间)，在每个热交换器区段的内部径向表面与外部径向表面上的压降之间的最大差值可以高达大约30kpa。在现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15的布局中，横跨每个热交换器区段的压降差异与通过每个热交换器区段的质量流量的不匹配直接相关。这种质量流量的不匹配会导致在高马赫数下充分地冷却气流的问题。
97.与现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15相比，在混合吸气式火箭发动机模块70中，横跨每个热交换器区段63a、63b、63c和63d上的压降(即，内部径向表面与外部径向表面之间的压差)的大小更加恒定，即相似。例如，如图5b所示，混合吸气式火箭发动机模块70的第一热交换器区段和第四热交换器区段的内部径向表面与外部径向表面之间的压降分别为大约17.5kpa和25kpa。这表示在预冷却器的整个长度上(即在第一热交换器区段与第四热交换器区段之间)，横跨每个热交换器区段的内部径向表面与外部径向表面上的压降之间的最大差值只有大约7.5kpa，而在现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15中为大约30kpa。
98.这与通过每个热交换器区段的更均匀的质量流量分布相关。这又导致压缩机的入口端64a处的总温度均匀性地增加，并且可以减少或消除对机械流量平衡解决方案的需要，例如诸如转动叶片的流量控制措施，从而导致发动机模块70的总质量的进一步减少。
99.如本文所述，混合吸气式火箭发动机模块70有利地允许发动机模块70的总长度显著地减小。这通过将热交换器装置63布置在压缩机64与一个或更多个推力室65之间来实现。这允许压缩机至少部分地布置在进气装置62的入口锥体62b内。与现有技术的混合吸气式火箭发动机模块15相比，这种布局减小了热交换器装置63与一个或更多个推力室65之间的距离，并且利用了进气装置62的入口锥体62b内的原本空闲的体积62c。混合吸气式火箭发动机模块70的布局因此有效地利用了发动机模块70内的空间，并且在长度方向上更短，具有减小的总体积和质量。此外，随着发动机模块70更加紧凑，引擎机舱外部空气动力也减小。
100.应当理解，本公开还包括飞行器、飞行机器或航空航天运载器，其包括如本文所述的混合吸气式火箭发动机模块70。
101.可以对所述实施例做出各种修改，而不偏离本发明的如由所附权利要求限定的范围。