更高的地方被进一步径向向外再循环、并且再次被捕集。因此，在这个实施例中甲醇可以被认为是相对于空气以总体上径向逆流的方式运转，这减小了为防止结冰和堵塞所需要的甲醇消耗。
[0138]可以在使用后将甲醇与水完全分离，但替代地可以允许甲醇与发动机供应空气一起前进到该发动机的燃烧区段，在这里它可以有助于推力。当推力控制系统在运行时，从主发动机火箭喷管向后喷出的甲醇的重量(燃烧产物)在一些实施例中可以增加2%的推力。而且，从该交通工具中损失甲醇的重量也可能是希望的，以便响应于发动机推力而在飞行过程后期实现更高的交通工具速度。
[0139]在此描述的霜冻控制系统典型地可以从空气中去除99%的水含量。
[0140]可以仔细控制热交换器中的条件，使得基于水-甲醇固液相图考虑运行时，当温度接近约零下100 °C时，最冷的捕集器元件附近的环境是在约80moI %或约88wt %甲醇的区域内。
[0141]上述这两排径向间隔开的且环圆周错开的捕集器元件可以配置成使得前导排的元件在周向上是在尾随排的相邻元件之间的大约一半距离处。这些前导捕捉元件可以充当钝体来使可能在这些窄的含冷却剂的导管上集聚的冷凝流体在总体上朝向尾随排中的捕捉元件的流向上偏转。这意味着，被这两排去除的流体中约95%可以是尾随排所去除的，而仅有5%是前导排所去除的。因此，在一些实施例中，前导排的捕捉元件可以用被动排的钝体元件来替换，该被动排可以是带有与这些捕捉元件相对的槽缝或缝隙的扁平片材。
[0142]该热交换器可以在这些小直径导管的短的径向延伸部分的区域中配备有偏转器形状的箔垫片，以便确保液体流是朝向这些捕捉元件并且不容易跨过这些径向区段的区域中的导管走捷径的。而且，这些径向延伸部分中的导管之间的空隙优选地是密封的。
[0143]因此，预想到了该霜冻控制系统可以在低层大气中用来从空气流中去除水含量，使得热交换器不会发生结冰和堵塞。当该交通工具向上朝对流层顶部且朝平流层前进时，例如在约10千米的海拔处、附近或更高一些的地方，不再存在足够的水蒸气来造成麻烦的结冰，并且可以通过切断甲醇栗和捕捉元件抽吸栗来关掉霜冻控制系统。
[0144]即使该热交换器可以在该热交换器的空气出口附近将空气冷却至低至其液化点，即当流动是径向向内时在该内部鸟笼附近将空气冷却至低至其液化点(若必须的话)，但该霜冻控制系统是被设置成使得去除大部分的水，而使得处于较高温度下的甲醇进一步回到热交换器中。在低到约另行50°C以下并且一直低到零下140°C附近的非常低的温度下，任何剩余的甲醇-水液体含量(如果固化的话)将直接变成冰块而不是可以在更高温度下通过蒸气的直接升华形成的柔软的霜冻，并且因此造成较少堵塞问题。
[0145]当使用了该热交换器的可再使用的交通工具(例如SKYLON交通工具或类似飞行器)在以高速驶回到大气中时，通向发动机的空气入口舱可以被关闭。即使在没有空气穿过热交换器的情况下，氦也可以围绕这些小直径导管进行循环以便防止热交换器过热并且潜在地还防止附近的部件由于重新进入大气时发动机的外侧机体的空气动力学加热而导致过热。
[0146]在其他实施例中，除氦外的流体可以沿着热交换器导管内部流动，例如氢。代替充当氦/空气热交换器，该热交换器可以充当氢/其他流体热交换器(例如)。在优选实施例中这些热交换器导管可以是总体上圆形截面的，但在其他实施例中可以使用其他的形状。
附图简要说明
[0147]可以按不同方式实施本发明，并且现在将参照附图通过举例来描述根据本发明的热交换器、发动机和飞行器的一个优选实施例，在附图中:
[0148]图1A是根据本发明优选实施例结合了带有热交换器的发动机的一种飞行器的一个优选实施例的侧视立面图；
[0149]图1B是图1A的飞行器的平面顶视图；
[0150]图1C是图1A的飞行器的平面后视立面图；
[0151 ]图2是现有技术发动机的示意性视图；
[0152]图3是图2的发动机的示意性循环图，该发动机已经修改成包括根据本发明优选实施例的热交换器；
[0153]图4A是根据本发明的热交换器在图2的发动机的修改版中作为修改后的热交换器使用的一个热交换器的优选实施例的等距视图，该热交换器具有如图3所示的循环；
[0154]图4B是图4A的区域A的详细视图；
[0155]图5A是该热交换器在图5B中的Y-Y截面；
[0156]图5B是在径向向内方向上观察到的该热交换器的侧视立面图；
[0157]图6是该热交换器的滚筒形鸟笼或穿孔套筒支撑件的等距视图；
[0158]图7A是图7E中的细节A的详细视图；
[0159]图7B是图7E中的细节B的详细视图；
[0160]图7C是图7F中的细节C的详细视图；
[0161]图7D是图7F中的细节D的详细视图；
[0162]图7E是在图7F中从下往上看时穿过图7F所示的热交换器的螺旋区段的示意性截面；
[0163]图7F是该热交换器的热交换器导管的螺旋区段的等距视图；
[0164]图8A是类似于图7F的视图、但为了清楚起见移除了该螺旋区段的实质性比例的热交换器导管，以便示出沿着该热交换器区段的弯曲的总体上周向长度的阻挡站位置；
[0165]图8B是图8A中细节E的详细等距视图；
[0166]图8C是图8A中细节F的详细等距视图；
[0167]图9A是在图9B的方向9A上该热交换器的后视立面视图；
[0168]图9B是该热交换器在图9A中的线A-A表示的这两个平面上的截面视图；
[0169]图1OA示出了图6的支撑构件，其中可选的纵梁靴形件装配到该支撑件的纵梁元件上并且图8A所示的螺旋区段的部件围绕该支撑构件以螺旋的方式装配；
[0170]图1OB示出了图1OA中细节A的详细等距视图；
[0171]图1lA是图6的支撑件的端视图，其中全部21个螺旋区段都被装配上，但是为清楚起见省略了这些捕捉元件和一个甲醇注入环；
[0172]图1lB示出了图1lA中细节A的详细立面视图；
[0173]图12A示出了热交换器的甲醇注入器组件的立面正视图；
[0174]图12B示出了在图12A中的平面A-A上的截面；
[0175]图12C是图12B中的细节B的详细视图；
[0176]图12D是图12B中的细节C的详细视图；
[0177]图12E是在图12G中的平面D-D上的部分缩短的截面视图，示出了该注入器组件的这些注入器导管组件之一；
[0178]图12F是图12E中的细节E的详细视图；
[0179]图12G是注入器导管组件沿着图12E中的方向12G的立面视图；
[0180]图12H是图12A的注入器组件的等距视图；
[0181]图13A是在霜冻控制系统中用于从热交换器中取出液体的外部捕捉组件的一部分的等距视图；
[0182]图13B是图13A中所示这些部件的一部分的等距视图；
[0183]图13C是图13A中所示这些部件的端视图；
[0184]图13D是图13C中平面C-C上的截面；
[0185]图13E是类似于图13C的视图、但是移除了捕捉组件的捕捉歧管板；
[0186]图13F是图13E中细节D的详细视图；
[0187]图13G是图13A中所示这些部分在周向方向(围绕热交换器的滚筒中心轴线)的立面视图；
[0188]图13H是图13G中平面A-A上的截面；
[0189]图131是图13H中细节B的详细视图；
[0190]图14A是液压成形的捕捉组件的捕捉导管在周向方向上的立面视图；
[0191]图14B示出了图14A的液压成形的捕捉导管在其圆形末端插口处的截面轮廓；
[0192]图14C示出了在图14A中所示的轮廓的升高点处、在两个相邻液体捕捉凹座中每一者的一端处图14A的捕捉导管的轮廓截面；
[0193]图14D示出了在两个这样的凹座末端之间中间的导管轮廓；
[0194]图14E示出了图14A的导管的透视图；
[0195]图14F示出了图14A的导管的剖开的透视图，围绕该导管紧密包裹了硅石涂覆的丝网；
[0196]图15是包括中间集管的这些螺旋区段的修改版本的示意性视图；
[0197]图16是示出了热交换器和中间集管流体流动路径的示意性视图；
[0198]图17示出了在图15中的方向17上观察到的螺旋区段部分的示意性视图；
[0199]图18示意性示出了经修改的注入系统，其中甲醇(或其他防冻剂)被再循环并且被多于一次地注入空气流中；
[0200]图19A示出了与这些捕捉组件的捕集器元件一起使用的垫片板；
[0201]图19B示出了图19A的相对于这些捕集器元件定位的垫片板；
[0202]图19C是该热交换器的局部端视图；
[0203]图19D是图19C的细节E的详细视图；
[0204]图20A是热交换器的前视图，其中为清楚起见移除了多个圆形捕集器歧管及其S形连接软管；
[0205]图20B是图20A的细节A的详细视图；
[0206]图21A是围绕出口输送管与两个被动单元一起放置的热交换器的示意性视图，该出口输送管沿纵向方向通向发动机的空气压缩机;并且
[0207]图21B是图21A的细节B的详细视图。
详细说明
[0208]如图1A、1B和IC所示，带有可缩回起落架12、14、16的飞行器10具有机身18，该机身带有燃料和氧化剂储箱20、22以及有效载荷区域24。一个移动尾翼安排26和全动鸭翼安排
28附接至机身18上。机身18各侧附接了多个带有副翼36的主机翼34，并且每个机翼34具有附接至其机翼尖40上的发动机模块38。如图1C和图2所示，每个发动机模块38后部配备有四个火箭喷管40，这些火箭喷管被多个不同的旁路燃烧器42所环绕。
[0209]如图2所示，该现有技术发动机模块38包括空气入口43、分为四个部分的热交换器
44、涡轮压缩机46、以及多个循环管道48。在地球大气内该发动机模块38的吸气模式中，穿过空气入口 43的进入空气的一部分穿过热交换器44到达涡轮压缩机46，并且一部分沿着旁路输送管50绕到这些旁路燃烧器42。
[0210]在该优选实施例中，以该热交换器或预冷却器52或多个可并行操作的所述热交换器52替代了现有技术热交换器44。
[0211]图3示出了经修改的发动机模块38的循环的示意性视图，为清楚起见该发动机模块已被简化成仅示出一个火箭喷管40而不是四个。
[0212]因此如图3所示，在吸气模式中，空气进入进气管43并且前行到热交换器52或经由旁路输送管50前行到这些旁路燃烧器42。穿过热交换器52的空气接着在涡轮压缩机46的压缩机54中被压缩、然后穿过阀56到达火箭喷管40、并且一部分还到达预燃烧器58然后穿过热交换器60并且接着与预燃烧器排气产物中的未燃烧的氢一起前行以用于在火箭40处进一步燃烧。
[0213]被涡轮机64驱动的液态氢栗62驱使氢穿过热交换器66和涡轮机64、穿过氦循环器70的涡轮机68到达预燃烧器58以进行部分预燃烧器燃烧，但液态氢的一部分可以通过阀72沿着管道74绕行以便在这些旁路燃烧器42中燃烧。
[0214]氦循环器70包括压缩机76，该压缩机驱使气态氦穿过热交换器52而与在相反方向上前行的空气进行逆流热交换(考虑空气和氦的路径的径向分量)，氦接着穿过热交换器
60、然后前行穿过氦涡轮机78、之后被热交换器66中的氢冷却并且接着返回到氦压缩机76。在这种吸气模式中，飞行器10能够从地面80上的静止状态水平地起飞(图1A)。
[0215]一旦飞行器10以大致马赫数为5的显著速度前进，它就可以从该吸气模式切换至完全火箭模式。在完全火箭模式中，空气入口 43是关闭的;氢经过循环管道48的路径与吸气模式中相似，但没有氢被阀72换向至旁路燃烧器42。涡轮压缩机46是不活动的。在氦回路中，气态氦现在从氦压缩机76流经热交换器52和热交换器60、但接着到达涡轮机82，之后返回到热交换器66然后到氦压缩机76。氦涡轮机82驱动液态氧栗84，该液态氧栗将氧引导向火箭喷管40、并且部分地经由预燃烧器58并且接着作为预燃烧器排气产物与未燃烧的氢一起到达火箭喷管40以便在其中燃烧。阀56在完全火箭模式中是关闭的。
[0216]在完全火箭模式中，飞行器10可以加速跨过高马赫数并且进入轨道。
[0217]如图6所示，热交换器52具有处于中央鸟笼或总体上圆柱形的穿孔滚筒84形式的支撑件。滚筒84具有彼此间隔开的两个末端支撑环86以及在这些末端支撑环88之间均匀系列的中间隔开的三个中间支撑环88。一系列的21个纵梁构件90在这两个末端支撑环86之间延伸并且被所有五个支撑环86、88支撑。这些纵梁构件90包括基本上平坦的、径向对齐的并且薄的板。这些纵梁构件90通过多个螺纹线轴构件92附接至这两个末端支撑环86上并且靠近其径向内边缘96具有一系列的三个槽缝94。这些槽缝94沿着每个纵梁构件90延伸了径向范围的大致四分之一到四分之三并且能够在这些纵梁构件90与这些中间支撑环88之间实现支撑性接合。这些中间支撑环88也具有槽缝，这些槽缝对应地能够实现如图6所示的接入口 ο
[0218]该支撑滚筒84还包括内部加固导管98，该内部加固导管具有穿孔管状元件，该穿孔管状元件具有沿着这些纵梁构件90中的每一者的全部长度接合的多个纵向构件、沿着全部周向范围延伸并接合这些支撑环86、88中的每一者的多个周向延伸构件102、以及在这些不同纵梁构件90与支撑环86、88之间形成的总体上方形的空间106附近定位的多个X形撑托构件104。该加固导管98因此在滚筒84中形成了非常坚固的穿孔格架，该穿孔格架被设计成用于承载剪切载荷。该滚筒能够接受高的径向向内载荷，并且在每个X形撑托构件104的区域中形成的四个三角形能够使显著的气流径向地穿过该穿孔滚筒84而没有显著的压降。
[0219]如图1OA所示，可以通过将每个模块化螺旋区段108的入口集管106紧固至支撑滚筒84上来围绕该穿孔滚筒紧固21个螺旋管道区段，其中仅示出一个并且在这个图中仅是局部示出的，螺旋区段108在围绕支撑滚筒84周向地延伸基本上360°而到达出口集管导管110时，径向向外地螺旋离开滚筒84的中央轴线。每个螺旋区段108在其他实施例中可以被修改成环绕地延伸更大或更小角度。在图1OA中可见，模块化螺旋区段108包括第一和第二折线区段112’和114’，这些折线区段含有热交换器管路的短的径向延伸区段，如下文将描述的。在其他实施例中，在每个螺旋区段108中可以使用多于两个折线区段，例如三个、四个或五个。
[0220]图1OB示出了入口集管导管106是如何包括一系列的五个安装凸缘112的(在图1OB中仅示出了其中一些)，这些安装凸缘具有多个孔(未示出)，这些孔与一个锁定杆114相接合以便将该入□集管导管106相对于每个支撑环86、88锁定在位。在图1OB中可见，可选的纵梁靴形件116’覆盖了每个纵梁构件90的径向外边缘以便保护可能与之接合的螺旋区段
108。在其他实施例中不使用这些纵梁靴形件116’。图8A还示出了沿着这些螺旋区段108规则地间隔开的阻挡站116的位置。
[0221]图8B示出了，出口集管110(并且入口集管106是类似的)内具有一系列的800个孔118，这些孔被配置成用于接受800个相应的氦热交换导管120，在图8B中仅示出了其中三个。其他实施例可以采用更少、或其实更多的此类导管120。这些氦导管120是钎焊到这些孔118中的。为了准备好氦导管120以进行钎焊，优选地对这些导管扫描缺陷，测量壁厚度(OD)、进行加压试验，并且可选地对这些导管进行电化学碾磨、洗涤、干燥并且然后切割并成形为特定形状。钎焊优选地在真空下进行。
[0222]这些氦导管120沿着集管106、110的轴向方向安排成间隔开的200排并且在径向方向安排成四排。这些氦导管120从每个入口集管106—路延伸到每个出口集管110。由于存在21个螺旋区段108并且每个导管120为大致2至3米长，因此该热交换器52含有大致40千克的导管120。这些导管120的直径为大致