[0106]預(yù)燃燒器33的排氣被用來經(jīng)由熱交換器44預(yù)加熱氦，之后氦流到渦輪機(jī)32去驅(qū)動(dòng)空氣進(jìn)氣壓縮機(jī)31。預(yù)燃燒器33被控制成維持氦的恒定循環(huán)上限溫度(在該實(shí)施例中典型地為1180K左右)，這是不依賴于飛行器在吸氣模式過程中的馬赫數(shù)的。
[0107]預(yù)燃燒器33將氫與沿著流動(dòng)路徑24d供送的空氣進(jìn)行燃燒。預(yù)燃燒器出口氣體在被供送至火箭燃燒室45中之前沿著路徑27a流動(dòng)。
[0108]雖然可以根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能要求來選擇預(yù)燃燒器33，但是在該實(shí)施例中，預(yù)燃燒器33和熱交換器44形成了整體單元，該整體單元包括富氫燃燒器以及帶有單一浮動(dòng)管板的殼管式熱交換器。
[0109]預(yù)燃燒器33在吸氣模式過程中并且在到火箭模式的改變中在非常寬范圍的流量和混合比上運(yùn)行。典型地，最大預(yù)燃燒器燃燒溫度是1855K，而從熱交換器44離開的最大燃燒氣體溫度為1027K。該單元的結(jié)構(gòu)和從其導(dǎo)出的排氣是未冷卻的、但是具有隔離襯里。
[0110]去往主燃燒室的所有氫經(jīng)過預(yù)燃燒器33。對預(yù)燃燒器33提供了足夠的氧化劑(在吸氣模式中為空氣，在火箭模式中為氣態(tài)氧)來將預(yù)燃燒器熱交換器44出口處的氦溫度升高到所需要的值(在該實(shí)施例中，在吸氣模式中升高到1180K，在火箭模式中升高到820K，其中僅需要驅(qū)動(dòng)用于液態(tài)氧栗的再循環(huán)器38和渦輪機(jī)48)。其余的氧化劑被添加到主燃燒室中。
[0111]運(yùn)載工具的每個(gè)機(jī)艙含有兩個(gè)預(yù)燃燒器33以實(shí)現(xiàn)火箭模式運(yùn)行中的可靠性，雖然在附圖中僅示出了一個(gè)。然而，在該實(shí)施例中，這兩個(gè)預(yù)燃燒器33在吸氣模式中都需要運(yùn)行以便允許氦流來驅(qū)動(dòng)渦輪機(jī)32。
[0112]該預(yù)燃燒器的出口氣體與氫燃料一起在火箭燃燒室45中完成其燃燒并且通過這些推進(jìn)噴管17a膨脹以便向飛行器提供推力。在該實(shí)施例中，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室45以103巴運(yùn)行并且提供500KN的真空推力。
[0113]圖4示出了發(fā)動(dòng)機(jī)在第二運(yùn)行模式中、典型地以高于馬赫數(shù)4的速度的運(yùn)行、但是是在火箭使用液態(tài)氧作為氧化劑運(yùn)行之前。
[0114]與該第一運(yùn)行模式相比，在這個(gè)第二運(yùn)行模式中，在其經(jīng)過再循環(huán)器38之后，氦在第二熱交換器級(jí)30與第一熱交換器級(jí)29之間的結(jié)合部47處進(jìn)入該預(yù)冷卻器中。
[0115]在這個(gè)運(yùn)行模式中，如同第一運(yùn)行模式那樣，氦沿著流動(dòng)路徑25g流到熱交換器39、然后流到再循環(huán)器38。此外，氦還從該預(yù)冷卻器沿著流動(dòng)路徑25e流到預(yù)燃燒器熱交換器44，而并未首先經(jīng)過再循環(huán)器38。
[0116]在預(yù)燃燒器熱交換器44之后，氦如同在第一模式中那樣繼續(xù)經(jīng)過渦輪機(jī)32以驅(qū)動(dòng)空氣壓縮機(jī)31并且經(jīng)過氫熱交換器34、然后流到循環(huán)器35并且接著流到該預(yù)冷卻器的第二級(jí)30。
[0117]因此可以看到，氫充當(dāng)了熱力發(fā)動(dòng)機(jī)的散熱器，該熱力發(fā)動(dòng)機(jī)通過氦回路將高溫入口空氣用作其熱量源。這意味著，入口空氣的熱量的顯著部分可以被轉(zhuǎn)換來做功，例如來驅(qū)動(dòng)該渦輪壓縮機(jī)的渦輪機(jī)。
[0118]在這個(gè)運(yùn)行模式中，氫的流量是使用閥51來控制的，從而使得氫經(jīng)過在氦回路中安排在再循環(huán)器38之前的熱交換器39。以此方式，氦在前進(jìn)到結(jié)合部47之前額外地被該氫燃料冷卻。氦到結(jié)合部47的流量是經(jīng)由閥46來控制的。在這個(gè)模式中，空氣進(jìn)氣和循環(huán)是與第一運(yùn)行模式相同的。
[0119]通過在如以上所描述的第一模式中使來自預(yù)冷卻器的氦返回至該預(yù)冷卻器入口而不在熱交換器39處向氫燃料釋放熱量，就可以通過將該氦與來自循環(huán)器35的經(jīng)預(yù)冷卻的氦以適當(dāng)比例混合，來用其調(diào)節(jié)該預(yù)冷卻器的第二熱交換器級(jí)30的溫度，以便在該預(yù)冷卻器入口處獲得需要的氦溫度。
[0120]在較高的速度下，典型地高于馬赫數(shù)4，采用如以上所描述的第二運(yùn)行模式。在這個(gè)第二模式中，第一熱交換器級(jí)29中的冷卻要求增大，其中氦在熱交換器39中的預(yù)冷卻器之后被預(yù)冷卻、然后流到這兩個(gè)熱交換器級(jí)29、30之間的結(jié)合部47。
[0121]通過采用第一和第二吸氣模式，可以更好地控制該預(yù)冷卻器中的溫度分布，并且理想地可以貫穿上升過程使得徑向溫度差保持恒定。這可以用于輔助在上至大致10公里的海拔上控制該預(yù)冷卻器上的霜凍形成并且允許該霜凍控制系統(tǒng)更有效地運(yùn)行。
[0122]有待再循環(huán)的氦的量取決于飛行條件和大氣的溫度和濕度。再循環(huán)的量在起飛時(shí)最大，例如關(guān)于其中再循環(huán)的氦再次經(jīng)過該整個(gè)預(yù)冷卻器的第一運(yùn)行模式所描述的。再循環(huán)的氦的量隨著海拔而下降，例如在第二運(yùn)行模式中。
[0123]再循環(huán)在濕熱條件下起飛時(shí)可以達(dá)到凈流量的25%、但是到5000m時(shí)快速下降到百分之幾并且到10，000m時(shí)下降到零，此時(shí)不再需要霜凍控制，因?yàn)榭諝獠挥米餮趸瘎?br>[0124]在該實(shí)施例中，該再循環(huán)器的功率與循環(huán)器35相比是相對低的，典型地在循環(huán)器功率的24%的量級(jí)上。
[0125]理論上還有可能通過使來自該循環(huán)器的氦繞行來控制該預(yù)冷卻器的溫度分布。然而，發(fā)動(dòng)機(jī)性能可能由于高的壓縮機(jī)進(jìn)入溫度和減小的空氣質(zhì)量流量所引起的推力減小而受到影響。
[0126]在較高的速度下，發(fā)動(dòng)機(jī)能以第三模式運(yùn)行，如圖5示意性地示出的。在這個(gè)模式中，發(fā)動(dòng)機(jī)更常規(guī)地作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行。在這個(gè)模式中，火箭室45中使用的氧是由液態(tài)氧栗42提供的。一定比例的液態(tài)氧是沿著流動(dòng)路徑24d提供給該預(yù)燃燒器的。
[0127]從吸氣運(yùn)行到火箭運(yùn)行的過渡是在發(fā)動(dòng)機(jī)處于連續(xù)運(yùn)行中并且在吸氣軌跡拉升段的終點(diǎn)處的推力低的情況下實(shí)現(xiàn)的。初始地，火箭模式的開始是通過使預(yù)燃燒器33的溫度下降、使液態(tài)氧栗42加速并且泄放氧、同時(shí)仍以空氣來運(yùn)行燃燒系統(tǒng)。下一階段是來用氧來替代空氣，這是通過容許液態(tài)氧到達(dá)該燃燒室冷卻系統(tǒng)以便將其汽化并且將空氣泄放至機(jī)外來進(jìn)行的。
[0128]在過渡成火箭模式的最后階段過程中，渦輪壓縮機(jī)31、32減速，而氦流繞過主循環(huán)器35并且直接流到再循環(huán)器38。在這個(gè)階段現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)是以火箭模式用全部推力的大致50 %運(yùn)行。發(fā)動(dòng)機(jī)最終被加速到100 %推力以用于火箭上升。
[0129]典型地，凈推力/燃料流量從起飛時(shí)的26，OOOm/s改變成馬赫數(shù)5時(shí)的大致16，OOOm/s。未安裝的發(fā)動(dòng)機(jī)的當(dāng)量比(即實(shí)際的燃料空氣比對化學(xué)計(jì)量的燃料空氣比)大致為2.8。在運(yùn)行中，燃燒室在吸氣模式中基本上以化學(xué)計(jì)量的燃料空氣/氧化劑比率運(yùn)行。
[0130]在這個(gè)第三運(yùn)行模式中，氦并不經(jīng)過該預(yù)冷卻器的第一和第二級(jí)30、29，因?yàn)椴恍枰諝忸A(yù)冷卻。而是，氦經(jīng)過再循環(huán)器38并且在閥46處，所有的氦沿著流動(dòng)路徑25b流動(dòng)并且接著沿著流動(dòng)路徑25c流經(jīng)預(yù)燃燒器熱交換器44。氦然后經(jīng)由流動(dòng)路徑25h和25i繞該回路流到渦輪機(jī)48以驅(qū)動(dòng)液態(tài)氧栗42，該液態(tài)氧栗向火箭燃燒室45提供氧化劑。在這個(gè)模式中，氦并不經(jīng)過渦輪壓縮機(jī)的渦輪機(jī)32。在渦輪機(jī)48之后，氦接著經(jīng)過氫熱交換器34、然后直接流到再循環(huán)器38，即繞過了循環(huán)器35。再循環(huán)器38具有比主要氦循環(huán)器35更小的功率，并且這種減小的功率消耗可以在發(fā)動(dòng)機(jī)的火箭上升模式中得到利用。
[0131 ]在機(jī)艙的每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)中，該發(fā)動(dòng)機(jī)配備有兩個(gè)氧渦輪栗42。在該實(shí)施例中，由運(yùn)載工具的、儲(chǔ)器安裝的增壓栗供應(yīng)的入口壓力可以在4巴的量級(jí)上。這些氧栗具有典型地13MW的功率以產(chǎn)生400巴的標(biāo)稱栗輸送壓力。
[0132]在該實(shí)施例中，氦渦輪機(jī)48包括一個(gè)單一級(jí)。由于氦循環(huán)特征是由吸氣階段所固定的，所以其所提供的遠(yuǎn)超過了氧栗的需求。這個(gè)渦輪機(jī)48因此可以串聯(lián)安排有大的阻氣門(chock)以便將壓力比降低至1.3、并且經(jīng)由流動(dòng)路徑25j而并聯(lián)安排有大的旁路53以便將設(shè)計(jì)流量降低至20kg/s。由于這些條件，對渦輪機(jī)的設(shè)計(jì)限制是最小的并且可以用來將其質(zhì)量最小化。渦輪機(jī)48典型地具有820K的入口溫度。
[0133]還經(jīng)由流動(dòng)路徑28a、28b、28d、28e、和28f將一定比例的氧沿著流動(dòng)路徑24d供應(yīng)至預(yù)燃燒器33。在這個(gè)運(yùn)行模式中，氫被栗送穿過熱交換器34、穿過渦輪機(jī)41和流動(dòng)路徑26d、使用閥59來經(jīng)由流動(dòng)路徑26m繞過渦輪機(jī)36、然后流到渦輪機(jī)37并且直接流到預(yù)燃燒器33而不經(jīng)過熱交換器39，因?yàn)樵谶@個(gè)模式中，不需要對氦進(jìn)行額外的冷卻。
[0134]液態(tài)氦典型地以20K或以下被深冷儲(chǔ)存在運(yùn)載工具上并且會(huì)典型地以大約200巴和35K從燃料栗進(jìn)行輸送。