CN111852688A - 高速飞行器飞行技术 - Google Patents

Abstract

本发明涉及高速飞行器飞行技术。一种高超音速推进发动机包括：涡轮发动机，其包括以串流顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，该涡轮发动机限定压缩机区段上游的涡轮发动机入口，以及涡轮区段下游的涡轮发动机排气口；管道组件，其限定具有大致环形形状并围绕涡轮发动机延伸的旁通管道、位于旁通管道下游并且至少部分地在涡轮发动机排气口后方的后燃室，以及至少部分地位于旁通管道和涡轮发动机入口前方的入口区段；以及入口预冷器，其至少部分地定位在管道组件的入口区段内并且在涡轮发动机入口、旁通管道、或两者上游，以用于冷却通过管道组件的入口区段提供至涡轮发动机入口、旁通管道、或两者的气流。

Description

高速飞行器飞行技术

优先权信息

本申请请求享有2019年4月30日提交的美国临时专利申请序列第62/840697号的优先权，其通过引用并入本文中。

技术领域

本主题总体上涉及允许高速飞行器飞行的技术。

背景技术

高速高超音速推进发动机可促进超音速和高超音速航空运输。以如此高的速度操作会产生许多在亚音速和超音速飞行操作中不存在或不太普遍的问题。例如，由于高超音速飞行速度下由高超音速冲击波产生的热量增加，热管理在高速操作中问题变得远远更加成问题。因此，有助于克服这些问题的对飞行器和飞行器的高超音速推进发动机的改进将是有用的。

发明内容

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明理解到。

在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种高超音速推进发动机。该发动机包括：涡轮发动机，其包括以串流顺序布置的压缩机区段，燃烧区段和涡轮区段，该涡轮发动机限定压缩机区段上游的涡轮发动机入口，以及涡轮区段下游的涡轮发动机排气口；管道组件，其限定具有大致环形形状并围绕涡轮发动机延伸的旁通管道、位于旁通管道下游并且至少部分地在涡轮发动机排气口后方的后燃室，以及至少部分地位于旁通管道和涡轮发动机入口前方的入口区段；以及入口预冷器，其至少部分地定位在管道组件的入口区段内并且在涡轮发动机入口、旁通管道、或两者上游，以用于冷却通过管道组件的入口区段提供至涡轮发动机入口、旁通管道、或两者的气流。

在某些示例性实施例中，入口预冷器定位在涡轮发动机入口上游，以用于冷却通过管道组件的入口区段提供至涡轮发动机入口的气流。

在某些示例性实施例中，入口预冷器定位在涡轮发动机入口和旁通管道两者上游，以用于冷却通过管道组件的入口区段提供至涡轮发动机入口和旁通管道的气流。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括风扇，该风扇位于涡轮发动机入口前方并且由涡轮发动机的涡轮区段驱动。

在某些示例性实施例中，风扇位于入口预冷器下游。

在某些示例性实施例中，风扇包括多个风扇叶片，并且其中多个风扇叶片中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括导向导叶级，其中风扇包括多个风扇叶片，其中导向导叶级位于风扇的多个风扇叶片下游和涡轮发动机入口上游。

在某些示例性实施例中，导向导叶级是可变导向导叶级。

在某些示例性实施例中，涡轮发动机限定用于冷却流体的冷却管道，其中风扇包括多个风扇叶片，并且其中多个风扇叶片与冷却管道流体连通，以用于接收冷却流体的至少一部分以用于冷却多个风扇叶片。

在某些示例性实施例中，旁通管道包括双流区段，其中双流区段包括内旁通管道流和外旁通管道流，并且其中内旁通管道流和外旁通管道流成并流构造。

在某些示例性实施例中，压缩机区段包括具有压缩机转子叶片级的压缩机，其中压缩机转子叶片级中的各个压缩机转子叶片限定径向外端，其中管道组件包括至少部分地定位在内旁通管道流内的翼型件级，并且其中管道组件的翼型件级在压缩机转子叶片级的相应压缩机转子叶片的径向外端处联接至压缩机转子叶片级。

在某些示例性实施例中，翼型件级是压缩翼型件级。

在某些示例性实施例中，旁通管道包括外旁通管道流门，该外旁通管道流门位于外旁通管道流的上游端并且可在关闭位置和打开位置之间移动，其中外旁通管道流门在处于关闭位置时大致完全阻挡外旁通管道流，并且其中外旁通管道流门在打开位置时允许气流通过外旁通管道流。

在某些示例性实施例中，涡轮发动机还包括发动机轴和支承该发动机轴的一个或多个轴承，并且其中一个或多个轴承构造为空气轴承。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括至少部分地定位在后燃室内的增强器。

在某些示例性实施例中，后燃室是高燃室。

在某些示例性实施例中，增强器是旋转爆震燃烧器。

在某些示例性实施例中，旋转爆震燃烧器限定沿周向方向布置的多个燃料孔，其中多个燃料孔包括第一组的燃料孔和第二组的燃料孔，其中第一组的燃料孔的每单独燃料孔构造为比第二组的燃料孔的每单独燃料孔引入更多燃料到后燃室。

在某些示例性实施例中，后燃室限定喷嘴出口和涡轮发动机排气口与喷嘴出口之间的后燃室轴向长度，其中涡轮发动机限定涡轮发动机入口与涡轮发动机排气口之间的涡轮发动机轴向长度，并且其中后燃室轴向长度为涡轮发动机轴向长度的至少约75％且最高达涡轮发动机轴向长度的约500％。

在某些示例性实施例中，后燃室轴向长度大于涡轮发动机轴向长度。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括用于向涡轮发动机的燃烧区段提供燃料流的燃料输送系统，其中入口预冷器是热联接到燃料输送系统的燃料-空气热交换器。

在某些示例性实施例中，涡轮发动机限定在涡轮发动机入口与涡轮发动机排气口之间延伸的核心空气流径，并且其中涡轮发动机包括与通过核心空气流径的气流热连通的中间冷却器。

在某些示例性实施例中，压缩机区段包括第一压缩机，其中涡轮发动机还包括多个支柱，该支柱在第一压缩机上游的位置处延伸通过核心空气流径，并且其中中间冷却器至少部分地整体结合到多个支柱中。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括用于向涡轮发动机的燃烧区段提供燃料流的燃料输送系统，其中入口中间冷却器是热联接到燃料输送系统的燃料-空气热交换器。

在某些示例性实施例中，燃料输送系统包括用于减少通过燃料输送系统的燃料流的氧含量的燃料氧减少单元。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括：限定流径表面的流径壁，该流径表面在高超音速推进发动机的操作期间暴露于大致高超音速的气流；以及可与流径表面热操作以用于降低流径表面的温度的冷却组件。

根据权利要求26所述的高超音速推进发动机，其中流径壁包括多孔区段，并且其中冷却组件包括冷却流体，冷却流体构造成在高超音速推进发动机的操作期间通过流径壁的多孔区段扩散到流径表面。

在某些示例性实施例中，冷却流体是金属相变材料。

在某些示例性实施例中，多孔区段是沿流径壁变化的可变多孔区段。

在某些示例性实施例中，流径表面包括具有顺应性界面的多层材料，并且其中顺应性界面各自小于约1毫米厚。

在某些示例性实施例中，流径壁的流径表面是前缘表面。

在某些示例性实施例中，前缘表面是管道组件的前缘。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括具有热流体的热传输总线，其包括一个或多个散热器交换器和一个或多个热源交换器。

在某些示例性实施例中，热流体是燃料。

在某些示例性实施例中，热流体是相变流体，并且其中散热器交换器之一是环境散热器交换器。

在某些示例性实施例中，热流体是燃料，并且其中燃料构造成在操作期间变相。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括具有燃料箱的燃料输送系统，并且其中热传输总线的散热器交换器之一结合到燃料箱中或以其它方式热联接到燃料箱。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括流径壁，该流径壁限定在高超音速推进发动机的操作期间暴露于大致高超音速气流的流径表面，其中限定流径表面的流径壁的部分至少部分地由牺牲材料形成。

在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机还包括用于安装流径壁的快速安装结构，其中该快速安装结构构造为促进在高超音速推进发动机的操作之间快速移除和更换流径壁。

在本公开的示例性方面，提供了一种用于操作高超音速推进发动机的方法。该方法包括以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机，其中以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机包括：以大于约4马赫的气流速度和大于约1400华氏度的气流温度，通过高超音速推进发动机的管道组件的入口接收入口气流；通过涡轮发动机的涡轮发动机入口提供通过管道组件的入口接收的入口气流的第一部分；通过管道组件的旁通管道提供通过管道组件的入口接收的入口气流的第二部分；以及使用热交换器，将涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度降低至少约150华氏度。

在某些示例性方面，通过管道组件的入口接收入口气流包括，在最高达约6马赫的气流速度下和最高达约3000华氏度的温度下通过管道组件的入口接收气流。

在某些示例性方面，降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度包括，降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流的温度。

在某些示例性方面，降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度包括，降低涡轮发动机的压缩机区段上游的涡轮发动机预冷器管道中的通过涡轮发动机入口的气流的温度。

在某些示例性方面，降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度包括，使用中间冷却器降低通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分的温度。

在某些示例性方面，高超音速推进发动机包括位于涡轮发动机入口上游的风扇，其中风扇传动地联接至涡轮发动机的涡轮，并且其中降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度包括，使用入口预冷器降低风扇上游的位置处的入口气流的温度。

在某些示例性方面，当在高超音速飞行操作模式下操作高超音速推进发动机时，空气的第二部分与空气的第一部分的比率在约1:1和约20:1之间。

在某些示例性方面，以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机还包括，以至少约10000转每分钟的转速旋转涡轮发动机。

在某些示例性方面中，以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机还包括：将入口气流的第二部分从旁通管道提供到后燃室；以及使用增强器增加入口气流的第二部分的温度、压力、气流速度、或其组合。

在某些示例性方面，增强器是旋转爆震燃烧器，并且其中增加入口气流的第二部分的温度、压力、气流速度、或其组合包括，以非对称的方式提供通过旋转爆震燃烧器的燃料流。

在某些示例性方面，旁通管道包括双流区段，其中双流区段包括内旁通管道流和外旁通管道流，其中内旁通管道流和外旁通管道流处于并流构造，并且其中在高超音速飞行操作模式下操作高超音速推进发动机时，外旁通管道与内旁通管之间的空气流的比率在2:1到100:1之间。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求书变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。

技术方案1. 一种高超音速推进发动机，包括：

涡轮发动机，其包括以串流顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮发动机限定所述压缩机区段上游的涡轮发动机入口以及所述涡轮区段下游的涡轮发动机排气口；

管道组件，其限定具有大致环形形状并围绕所述涡轮发动机延伸的旁通管道，位于所示旁通管道下游并且至少部分地在所述涡轮发动机排气口后方的后燃室，以及至少部分地位于所述旁通管道和所述涡轮发动机入口前方的入口区段；以及

入口预冷器，其至少部分地定位在所述管道组件的入口区段内并且在所述涡轮发动机入口、所述旁通管道、或两者上游，以用于冷却通过所述管道组件的入口区段提供至所述涡轮发动机入口、所述旁通管道、或两者的气流。

技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述入口预冷器定位在所述涡轮发动机入口上游，以用于冷却通过所述管道组件的入口区段提供至所述涡轮发动机入口的气流。

技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述入口预冷器定位在所述涡轮发动机入口和所述旁通管道两者上游，以用于冷却通过所述管道组件的入口区段提供至所述涡轮发动机入口和所述旁通管道的气流。

技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，还包括：

风扇，其位于所述涡轮发动机入口前方并由所述涡轮发动机的涡轮区段驱动。

技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述风扇位于所述入口预冷器下游。

技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述风扇包括多个风扇叶片，并且其中所述多个风扇叶片中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，还包括：

导向导叶级，其中所述风扇包括多个风扇叶片，其中所述导向导叶级位于所述风扇的所述多个风扇叶片下游和所述涡轮发动机入口上游。

技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述导向导叶级是可变导向导叶级。

技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述涡轮发动机限定用于冷却流体的冷却管道，其中所述风扇包括多个风扇叶片，并且其中所述多个风扇叶片与所述冷却管道流体连通，以用于接收所述冷却流体的至少一部分以用于冷却所述多个风扇叶片。

技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述旁通管道包括双流区段，其中所述双流区段包括内旁通管道流和外旁通管道流，并且其中所述内旁通管道流和所述外旁通管道流成并流构造。

技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述压缩机区段包括具有压缩机转子叶片级的压缩机，其中所述压缩机转子叶片级中的各个压缩机转子叶片限定径向外端，其中所述管道组件包括至少部分地定位在所述内旁通管道流内的翼型件级，并且其中所述管道组件的翼型件级在所述压缩机转子叶片级的相应压缩机转子叶片的径向外端处联接至所述压缩机转子叶片级。

技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述涡轮发动机还包括发动机轴和支承所述发动机轴的一个或多个轴承，并且其中所述一个或多个轴承构造为空气轴承。

技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，还包括：

至少部分地定位在所述后燃室内的增强器。

技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述后燃室是高燃室。

技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述后燃室限定喷嘴出口和所述涡轮发动机排气口与所述喷嘴出口之间的后燃室轴向长度，其中所述涡轮发动机限定所述涡轮发动机入口与所述涡轮发动机排气口之间的涡轮发动机轴向长度，并且其中所述后燃室轴向长度为所述涡轮发动机轴向长度的至少约75％且最高达所述涡轮发动机轴向长度的约500％。

技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，还包括：

用于向所述涡轮发动机的燃烧区段提供燃料流的燃料输送系统，其中所述入口预冷器是热联接到所述燃料输送系统的燃料-空气热交换器。

技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，其中，所述涡轮发动机限定在所述涡轮发动机入口与所述涡轮发动机排气口之间延伸的核心空气流径，并且其中所述涡轮发动机包括与通过所述核心空气流径的气流热连通的中间冷却器。

技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，还包括：

限定流径表面的流径壁，所述流径表面在所述高超音速推进发动机的操作期间暴露于大致高超音速的气流；以及

冷却组件，其可与所述流径表面热操作以用于降低所述流径表面的温度。

技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的高超音速推进发动机，还包括：

具有热流体的热传输总线，所述热传输总线包括一个或多个散热器交换器和一个或多个热源交换器。

技术方案20. 一种用于操作高超音速推进发动机的方法，所述方法包括：

以高超音速飞行操作模式操作所述高超音速推进发动机，其中以所述高超音速飞行操作模式操作所述高超音速推进发动机包括

在大于约4马赫的气流速度下和大于约1400华氏度的气流温度下，通过所述高超音速推进发动机的管道组件的入口接收入口气流；

通过涡轮发动机的涡轮发动机入口提供通过所述管道组件的入口接收的所述入口气流的第一部分；

通过管道组件的旁通管道提供通过所述管道组件的入口接收的所述入口气流的第二部分；以及

使用热交换器，将所述涡轮发动机入口上游的位置处的所述入口气流、通过所述涡轮发动机入口的所述入口气流的所述第一部分、通过所述旁通管道的所述入口气流的所述第二部分、或其组合的温度降低至少约150华氏度。

附图说明

包括针对本领域的普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且充分的公开在参照附图的说明书中阐明，在附图中：

图1是根据本公开的示例性实施例的高超音速飞行器的透视图。

图2是根据本公开的示例性实施例的高超音速飞行器发动机的截面示意图。

图3是图2的示例性高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图4是根据本公开的示例性实施例的旋转爆震燃烧器的示意性轴向视图。

图5是根据本公开的另一示例性实施例的高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图6是根据本公开的又一示例性实施例的高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图7是根据本公开的又一示例性实施例的高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图8是根据本公开的又一示例性实施例的高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图9是根据本公开的示例性实施例的流径壁的局部放大截面示意图。

图10是根据本公开的另一示例性实施例的流径壁的局部放大截面示意图。

图11是根据本公开的又一示例性实施例的流径壁的局部放大截面示意图。

图12是根据本公开的又一示例性实施例的高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图13是根据本公开的又一示例性实施例的高超音速飞行器发动机的局部放大截面示意图。

图14是根据本公开的实施例的操作高超音速飞行器发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标记来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记已经用于表示本发明的相似或类似的部分。

词语“示例性”在本文中用于表示“用作示例、例证或示范”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定看作是相比其它实施方式优选或有利的。

如本文使用的用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

用语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指的是更靠近发动机入口的位置，而后指的是更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

用语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，且“下游”是指流体流至的方向。

用语“联接”、“固定”、“附接到”等指的是直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间构件或特征的间接联接、固定或附接两者，除非本文另有规定。

单数形式“一个”、“一种”和“该”包括复数对象，除非上下文清楚地另外指出。

如本文在说明书和权利要求书各处使用的近似语言用于修饰可允许在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下改变的任何数量表达。因此，由一个或多个用语如“约”、“大概”和“大致”修饰的值不限于指定的准确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于测量值的仪器的精度，或构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可表示在10%的裕度内。

这里和说明书和权利要求书各处，范围限制组合和互换，此范围是确定的且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。例如，本文公开的所有范围都包含端点，且端点可与彼此独立地组合。

现在参考附图，其中在所有附图中，相同的数字表示相同的元件。图1提供了根据本公开的示例性方面的高超音速飞行器100的透视图。图1的示例性高超音速飞行器100大体限定竖直方向V、横向方向（未标记）和纵向方向L。此外，高超音速飞行器100大体沿纵向方向L在前端102和后端104之间延伸。对于所示实施例，高超音速飞行器100包括机身106、从机身106的左舷延伸的第一机翼108、以及从机身106的右舷延伸的第二机翼110，以及竖直稳定翼。高超音速飞行器100包括推进系统，在所示的实施例中，该系统包括一对高超音速推进发动机112，其中此发动机112中的第一个安装在第一机翼108下方，而此发动机112中的第二个安装在第二机翼110下方。如将认识到，推进系统可构造成用于将高超音速飞行器100从起飞（例如，每小时0英里一直到每小时约250英里）向上推进并达到高超音速飞行。将认识的是，如本文所使用的，用语“高超音速”大体是指约4马赫一直到约10马赫的空气速度，如5马赫和以上。

值得注意的是，图1中所示的示例性高超音速飞行器100仅作为示例提供，并且在其它实施例中可具有任何其它合适的构造。例如，在其它实施例中，机身106可具有任何其它合适的形状（如更尖的、空气动力学的形状、不同的稳定翼形状和定向等），推进系统可具有任何其它合适的发动机布置（例如，并入到竖直稳定翼中的发动机）、任何其它合适的构造等。

现在参考图2和图3，提供了根据本公开的示例性方面的高超音速推进发动机200的截面视图。如将认识到，所示的示例性高超音速推进发动机200大体包括涡轮发动机202和管道组件204。图2提供了涡轮发动机202的整个长度的截面视图（示出了所有的管道组件204），并且图3提供了管道组件204和涡轮发动机202的一部分的局部放大图。值得注意的是，高超音速推进发动机200可并入高超音速飞行器（如图1的高超音速飞行器100作为发动机112）。

所示的示例性高超音速推进发动机200大体上限定了轴向方向A（具有沿轴向方向A延伸的纵向中心线206）、径向方向R和周向方向C（围绕轴向纵向中心线206延伸，见图4）。另外，高超音速推进发动机200沿轴向方向A在前端210处限定发动机入口208，并沿轴向方向A在后端214处限定发动机排气口212（图2）。

首先特别参考示例性涡轮发动机202，将认识到，所示的示例性涡轮发动机202限定了涡轮发动机入口216和涡轮发动机排气口218。此外，示例性涡轮发动机202包括以串流顺序布置的压缩机区段、燃烧区段205和涡轮区段。压缩机区段包括第一压缩机220，该第一压缩机具有压缩机转子叶片的多个顺序级（包括最前级的压缩机转子叶片222；图3）。类似地，涡轮区段包括第一涡轮224，并且进一步包括第二涡轮226。第一涡轮224是通过第一发动机轴228联接到第一压缩机220的高速涡轮。以此方式，第一涡轮224可驱动压缩机区段的第一压缩机220。第二涡轮226是联接至第二发动机轴230的低速涡轮。

如将认识到，对于所示实施例，高超音速推进发动机200还包括风扇232。风扇232位于涡轮发动机入口216前方（和上游）。此外，风扇232包括风扇轴234，在所示的实施例中，风扇轴234联接至第二发动机轴230或与第二发动机轴230一体形成，使得涡轮发动机202的涡轮区段的第二涡轮226在高超音速推进发动机200的操作期间可驱动风扇232。发动机200还包括多个出口导向导叶233，在所示的实施例中，这些出口导向导叶是可变出口导向导叶（构造成绕旋转桨距轴线（以假想线示出）枢转）。可变出口导向导叶还可用作支柱。无论如何，可变出口导向导叶233可允许风扇232以可变速度操作，并且仍然以相对较直的气流出来。在其它实施例中，出口导向导叶233可替代地是固定桨距导叶。

仍然参考图2和图3，管道组件204大体包括外壳236，并限定了旁通管道238，外壳236和旁通管道238绕涡轮发动机202延伸。旁通管道238可具有围绕涡轮发动机202延伸的大致环形形状，如围绕涡轮发动机202大致360度。此外，对于所示的实施例，旁通管道238在旁通管道入口240和旁通管道排气口242之间延伸。对于所示实施例，旁通管道入口240与涡轮发动机入口216对准，并且对于所示实施例，旁通管道排气口242与涡轮发动机排气口218对准。

此外，对于所示的实施例，管道组件204还限定了至少部分地位于旁通管道238前方的入口区段244和位于旁通管道238下游且至少部分地在涡轮发动机排气口218后方的后燃室246。对于所示的实施例，特别地参考入口区段244，入口区段244位于旁通管道入口240和涡轮发动机入口216前方。此外，对于所示的实施例，入口区段244从高超音速推进发动机入口208延伸至涡轮发动机入口216和旁通管道入口240。相比之下，后燃室246从旁通管道排气口242和涡轮发动机排气口218延伸至高超音速推进发动机排气口212（图2）。

仍然参考图2和图3，所示的高超音速推进发动机200还包括入口预冷器248，其至少部分地定位在管道组件204的入口区段244内并且在涡轮发动机入口216、旁通管道238或两者上游（并且对于所示实施例，具体是在两者上游）。如将在下面更详细地论述，大体设置入口预冷器248以用于冷却通过管道组件204的入口区段244到涡轮发动机入口216、旁通管道238或两者的气流。

在高超音速推进发动机200的操作期间，通过高超音速推进发动机入口208接收入口气流。入口气流通过入口预冷器248，从而降低了入口气流的温度。入口气流然后流入风扇232。如将认识到，风扇232大体包括可由风扇轴234（和第二发动机轴230）旋转的多个风扇叶片250。风扇232的风扇叶片250的旋转增加了入口气流的压力。对于所示的实施例，高超音速推进发动机200还包括位于风扇232的多个风扇叶片250下游并且在涡轮发动机入口216（和旁通管道入口240）上游的导向导叶级252。对于所示的实施例，导向导叶级252是可变导向导叶级，各个可变导向导叶可绕其相应的轴线旋转。导向导叶252可改变来自风扇232的多个风扇叶片250的入口气流的方向。如下面将更详细阐释，从导向导叶级252，入口气流的第一部分流过涡轮发动机入口216并沿涡轮发动机202的核心空气流径254流动，而入口气流的第二部分流过管道组件204的旁通管道238。简而言之，将认识到，示例性高超音速推进发动机200包括前框架，该前框架包括前框架支柱256（并且更确切地，多个周向间隔开的前框架支柱256），该前框架支柱延伸通过靠近旁通管道入口240的旁通管道238，并通过靠近涡轮发动机入口216的涡轮发动机202的核心空气流径254。

大体上，空气的第一部分通过第一压缩机220，其中空气的该第一部分的温度和压力增加并且提供至燃烧区段205。燃烧区段205包括沿周向方向C间隔开的多个燃料喷嘴258，以用于向燃烧区段205的燃烧室提供压缩空气和燃料的混合物。压缩空气和燃料的混合物燃烧以产生燃烧气体，该燃烧气体提供成通过涡轮区段。燃烧气体跨过第一涡轮224和第二涡轮226膨胀，以驱动第一涡轮224（并通过第一发动机轴228驱动第一压缩机220）和第二涡轮226（并通过第二发动机轴230驱动风扇232）。然后，燃烧气体通过涡轮发动机排气口218排出，并提供至管道组件204的后燃室246。

如示意性地示出的，高超音速推进发动机200，且具体是涡轮发动机202，包括多个轴承260，以用于支承高超音速推进发动机200的一个或多个旋转构件。例如，所示的示例性高超音速推进发动机200/涡轮发动机202包括支承第一发动机轴228和第二发动机轴230的一个或多个轴承260。对于所示的实施例，一个或多个轴承260构造为空气轴承。可使用的示例性空气轴承包括但不限于2011年12月27日授权的美国专利第8083413号；2012年1月24日授权的美国专利第8100586号；2015年10月27日授权的美国专利第9169846号；2016年8月30日授权的美国专利第9429191号；2016年8月16日授权的美国专利第9416820号；2016年11月1日授权的美国专利第9482274号；以及2018年9月4日授权的美国专利第10066505号中描述的空气轴承，并且出于所有目的将其各个通过引用完全并入本文中。

然而，将认识到，在其它示例性实施例中，一个或多个轴承260可以以任何其它合适的方式形成。例如，在其它实施例中，一个或多个轴承260可为滚柱轴承、滚珠轴承等。

仍然参考图2和3，如上所述，入口气流的第二部分提供成通过旁通管道238。值得注意的是，对于所示实施例，旁通管道238包括双流区段。双流区段包括内旁通流262和外旁通流264。内旁通流262和外旁通流264处于并流构造，并且对于所示实施例，至少部分地在涡轮发动机202的压缩机区段的第一压缩机220外侧延伸。值得注意的是，对于所示实施例，管道组件204包括位于外旁通管道流264的上游端处的外旁通流门266。外旁通管道流门266可在关闭位置（已示出）和打开位置（以假想线示出）之间移动。当处于关闭位置时，外旁通流门266大致完全阻塞外旁通流264，使得通过旁通管道238接收的入口气流的第二部分的大致所有都流过内旁通流262。相比之下，当处于打开位置时，外旁通流门266允许气流通过外旁通流264。值得注意的是，管道组件204空气动力学地设计成使得当外旁通流门266在高超音速飞行操作条件期间处于打开位置时，通过外旁通管道流264的气流量与通过内部旁通管道262流的气流量的比率大于1:1，如大于约2:1，如大于约4:1，并且小于约100:1，如小于约10:1。

仍参考双流区段，并且更具体地参考内旁通流262，将认识到，对于所示的实施例，管道组件204还包括至少部分定位在内旁通流262内的翼型件级268。更具体地，对于所示的实施例，涡轮发动机202的第一压缩机220的最前级的压缩机转子叶片222的各个压缩机转子叶片限定径向外端。管道组件204的翼型件级268在径向外端处联接至最前级的压缩机转子叶片222。以此方式，翼型件级268构造成在至少某些操作期间由第一压缩机220驱动并随其旋转。对于所示的实施例，管道组件204的翼型件级268是压缩翼型件级，其构造成压缩流过内旁通管道流262的空气的第二部分，以增加此气流的压力和/或流速。

在旁通管道238的双流区段下游，入口气流的第二部分合并回到一起，并且大体上沿轴向方向A流到旁通管道排气口242。对于所示实施例，通过旁通管道238的气流在后燃室246处与涡轮发动机202的排气合并。所示的示例性高超音速推进发动机200包括位于涡轮发动机排气口218和旁通管道排气口242处的旁通气流门270。旁通气流门270可在打开位置（已示出）和关闭位置（以假想线示出）之间移动，在打开位置，通过涡轮发动机202的核心空气流径254的气流可自由地流入后燃室246，而在关闭位置，来自旁通管道238的气流可自由流入后燃室246。值得注意的是，旁通气流门270还可在其间的各种位置之间移动，以允许来自涡轮发动机202的气流与从旁通管道238进入后燃室246的气流的期望比率。

在某些操作期间，如在高超音速飞行操作期间，可从进入并通过后燃室246的气流中实现进一步的推力。更确切地，对于所示的实施例，高超音速推进发动机200还包括至少部分地定位在后燃室246内的增强器272。确切地，对于所示的实施例，增强器272定位在后燃室246的上游端，并且更具体地，直接在旁通管道排气口242和涡轮发动机排气口218下游。

值得注意的是，对于所示的实施例，后燃室246构造为高燃室，并且增强器272结合旋转爆震燃烧器274。可并入到所示的示例性高超音速推进发动机200中的增强器272中的示例性旋转爆震燃烧器274包括在2017年2月10日提交的美国专利申请公开第2018/0231256号；2017年6月9日提交的美国专利申请公开第2018/0356094号；2017年6月9日提交的美国专利申请公开第2018/03356099号；2017年6月9日提交的美国专利申请公开第2018/0355792号；2017年6月9日提交的美国专利申请公开第2018/0355795号中公开的系统，并且出于所有目的，各个专利均通过引用完全并入本文中。

更确切地，简要地参考图4，提供了沿纵向中心线206的图2和图3的示例性旋转爆震燃烧器274的从后向前看的视图，示例性旋转爆震燃烧器274限定了沿周向方向C布置的多个燃料孔276。更具体地，示例性旋转爆震燃烧器274的多个燃料孔276包括第一组278的燃料孔276和第二组280的燃料孔276。对于所示的实施例，第一组278的燃料孔276的每单独燃料孔276构造成比第二组280的燃料孔276的每单独燃料孔276向后燃室246引入更多的燃料（例如，如多10％，多20％，多50％，多100％或最高达多1000％）。这样，旋转爆震燃烧器274可构造成沿周向方向C提供变化量的燃料。值得注意的是，燃料孔276之间的空间可允许自由空气流。

此外，返回参考图2和图3，并具体参考图2，将认识到，后燃室246大体延伸至高超音速推进发动机排气口212，从而在高超音速推进发动机排气口212处限定喷嘴出口282。此外，后燃室246在涡轮发动机排气口218与高超音速推进发动机排气口212之间限定后燃室轴向长度284。类似地，涡轮发动机202在涡轮发动机入口216和涡轮发动机排气口218之间限定了涡轮发动机轴向长度286。对于所示实施例，后燃室轴向长度284为涡轮发动机轴向长度286的至少百分之五十，并且最高达涡轮发动机轴向长度286的约百分之500。更具体地，对于所示的实施例，后燃室轴向长度284大于涡轮发动机轴向长度286。例如，在某些实施例中，后燃室246可限定后燃室轴向长度284，其为涡轮发动机轴向长度286的至少约125％，如涡轮发动机202的至少约150％。然而，在其它实施例中（如结合有旋转爆震燃烧器274的实施例），后燃室轴向长度284可小于涡轮发动机轴向长度286。

此外，将认识到，在至少某些示例性实施例中，高超音速推进发动机200可包括用于改变喷嘴出口282的截面面积的一个或多个构件。这样，喷嘴出口282可为构造成基于例如一个或多个飞行操作、环境条件等而改变截面面积的可变几何形状的喷嘴出口。

特别地参考图3，如上所述，高超音速推进发动机200包括至少部分地定位在涡轮发动机入口216、旁通管道238或两者上游的管道组件204的入口区段244内的入口预冷器248，以用于冷却通过入口区段244提供至涡轮发动机入口216、旁通管道238或两者的入口气流。在高超音速飞行操作期间，至少部分由于产生的一个或多个高超音速冲击波，通过入口区段244接收的入口气流可处于相对较高的温度。例如，通过入口区段244接收的入口气流可处于大于或等于约1000华氏度的温度，如大于或等于约1500华氏度，如最高达约3000华氏度。接收在这样的温度下的气流，涡轮发动机可能无法如所期望的那样起作用。这样，包括入口预冷器248可通过降低通过高超音速发动机200的入口区段244提供的入口气流的温度来允许高超音速发动机200在这种操作条件下操作。例如，入口预冷器248可构造为在高超音速飞行操作期间将通过管道组件204的入口区段244的入口气流的温度降低至少约一百五十（150）华氏度，如至少约三百（300）华氏度，如至少约四百（400）华氏度，如最高达约1000华氏度。因此，这可至少部分地使高超音速推进发动机200在这种高超音速飞行操作条件下操作。

对于所示实施例，将认识到，示例性高超音速推进发动机200还包括燃料输送系统288。燃料输送系统288构造成用于向涡轮发动机202的燃烧区段205提供燃料流，并且对于所示实施例，增强器272至少部分地定位在后燃室246内。所示的示例性燃料输送系统288大体包括燃料箱290和燃料氧减少单元292。燃料氧减少单元292可构造为减少来自燃料箱290并且通过燃料输送系统288的燃料流的氧含量。例如，图3中所示的燃料氧减少单元292可以以与2008年12月2日授权的美国专利第7459081号和2012年8月30日公开的美国专利申请公开第20120216677号中描述的一个或多个示例性燃料氧减少单元类似的方式构造，并且出于所有目的将其各个通过引用完全并入本文中。

燃料输送系统288还包括构造成增加通过燃料输送系统288的燃料流的压力的燃料泵294。此外，对于所示的实施例，入口预冷器248是燃料-空气热交换器，其热联接到燃料输送系统288。更确切地，对于所示的实施例，入口预冷器248构造为直接利用燃料作为热交换流体，使得通过管道组件204的入口区段244从入口气流提取的热量传递到通过燃料输送系统288的燃料流。对于所示的实施例，然后将加热的燃料（其温度可升高的量对应于入口气流温度由入口预冷器248降低的量，如上所述）提供至燃烧区段205和/或增强器272。值得注意的是，除了充当相对高效的散热器之外，在燃烧之前增加燃料的温度还可进一步提高高超音速推进发动机200的效率。

此外，将认识到，高超音速推进发动机可进一步包括用于允许高超音速推进发动机200在这种高超音速飞行操作条件下至少部分地操作的附加特征。以下各部分描述了这些附加特征中的一项或多项。

B部分：风扇

此外，将认识到，上述高超音速推进发动机200可进一步包括用于允许高超音速推进发动机200在这种高超音速飞行操作条件下至少部分地操作的附加特征。例如，对于所示的实施例，风扇232位于入口预冷器248下游。然而，尽管如此，在高超音速飞行操作期间，风扇232，且更具体地，风扇232的多个风扇叶片250，可能暴露于相对较高的温度。为了允许风扇232的多个风扇叶片250承受这种相对较高的温度，对于所示的实施例，多个风扇叶片250中的各个由某种基质复合材料形成。

值得注意的是，如本文所用，陶瓷基质复合（CMC）材料是指具有高温能力的非金属材料。用于此类构件的示例性CMC材料可包括碳化硅（SiC）、氮化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可嵌入基质内，如，包括单丝如蓝宝石或碳化硅（例如，Textron的SCS-6）的氧化稳定增强纤维，以及包括碳化硅（例如，Nippon Carbon的NICALON®、Ube Industries的TYRANNO®和Dow Corning的SYLRAMIC®）、硅酸铝（例如，Nextel的440和480），以及短切晶须和纤维（例如，Nextel的440和SAFFIL®），以及可选地陶瓷颗粒（例如，Si、Al、Zr、Y的氧化物和其组合），以及无机填料（例如，叶腊石、钙硅石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱土）的粗砂和纱。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强带，如单向增强带。多个带可一起层叠（例如，作为层板）以形成预制构件。在形成预制件之前或在形成预制件之后，可用浆料组合物浸渍纤维束。预制件然后可经历热处理，如固化或烧尽，以在预制件中产生高焦炭残留物，并随后进行化学处理，如用硅熔融渗透，以达到由具有期望的化学成分的CMC材料形成的构件。在其它实施例中，CMC材料可形成为例如碳纤维布而不是带。

此外，在某些实施例中，高超音速推进发动机200的其它构件可由CMC材料形成。例如，暴露于核心空气流径254的涡轮发动机202内的各种构件，并且特别是涡轮发动机202的涡轮区段内的那些构件，可由CMC材料形成。例如，涡轮发动机202内的压缩机和/或涡轮转子叶片、风扇叶片、定子导叶、衬套、护罩、管道、机舱、支柱等或其它地方可由CMC材料形成。

附加地或备选地，再次参考风扇232，将认识到，在其它实施例中，高超音速推进发动机200可包括用于允许风扇232（包括多个风扇叶片250）在高超音速飞行操作期间存在的相对较高的操作温度下操作的其它特征。例如，现在将简要地参考图5，其提供了根据本公开的另一示例性实施例的高超音速推进发动机200的截面视图。图5的示例性高超音速推进发动机200可以以与图3的示例性高超音速推进发动机200大致相同的方式构造，并且因此，相同或相似的数字可指代相同或相似的部分。

与图3的示例性高超音速推进发动机200相比，对于图5中所示的实施例，风扇232的多个风扇叶片250是主动冷却的风扇叶片。更确切地，图5的示例性高超音速推进发动机200的涡轮发动机202限定了冷却管道296，以用于通过其提供冷却流体。更确切地，高超音速推进发动机200包括：第一管道298，其用于接收来自涡轮发动机202的压缩机区段的放出气流；热交换器300，其用于降低放出气流的温度；以及第二管道302，其延伸通过前框架支柱256，到达涡轮发动机202的核心空气流径254内并向前到风扇232的多个风扇叶片250。以此方式，将认识到，风扇232的多个风扇叶片250与冷却管道296，或更确切地说，第二管道302流体连通，以用于接收冷却流体的至少一部分，对于所示的实施例，冷却流体是冷却的压缩机放出气流，以用于冷却多个风扇叶片250。如示意性地示出的那样，提供至风扇叶片250的冷却流体可循环通过风扇叶片250和/或通过风扇叶片250中的一个或多个冷却孔（如膜冷却孔）流出，以用于降低此风扇叶片250的温度。

值得注意的是，在这样的示例性实施例中，多个风扇叶片250可由金属形成，如能够在高超音速飞行操作期间在图5的实施例中示出的主动冷却的辅助下承受相对较高的操作温度的高温金属合金。备选地，风扇叶片250可由CMC材料形成。

备选地，仍然根据本主题的某些方面，可使用增材制造过程（如3-D打印过程）形成风扇叶片250。使用这样的过程可允许风扇叶片250一体地形成为单个整体式构件，或形成为任何合适数量的子构件。具体而言，该制造过程可允许叶片250一体地形成，且包括在使用现有制造方法时不可能的多种特征。例如，本文所述的增材制造方法允许制造具有使用现有制造方法不可能的独特特征、构造、厚度、材料、密度、流体通道、集管和安装结构的风扇叶片250。具体而言，本文描述的增材制造方法可允许风扇叶片250形成有上述的冷却通道、冷却孔等。

如本文使用的用语“增材制造”或“增材制造技术或过程”大体上是指制造过程，其中相继材料层设在彼此上，以逐层“累积”三维构件。相继层大体上熔合在一起来形成整体构件，其具有多种一体的子构件。尽管本文将增材制造技术描述为允许复杂物体通过通常沿竖直方向逐点、逐层构成物体来制造，但其它制造方法是可能的，且在本主题的范围内。例如，尽管本文论述涉及材料的添加来形成相继层，但本领域的技术人员将认识到，本文公开的方法和结构可利用任何增材制造技术或过程来实施。例如，本发明的实施例可使用层增材过程、层减材过程或混合过程。

根据本公开的合适的增材制造技术包括例如熔融沉积成型（FDM）、选择性激光烧结（SLS）、如通过喷墨、激光喷射和粘结剂喷射的3D打印、立体光刻（SLA）、直接选择性激光烧结（DSLS）、电子束烧结（EBS）、电子束熔化（EBM）、激光工程净成形（LENS）、激光净成形制造（LNSM）、直接金属沉积（DMD）、数字光处理（DLP）、直接选择性激光熔化（DSLM）、选择性激光熔化（SLM）、直接金属激光熔化（DMLM）和其它已知的过程。

本文所述的增材制造过程可用于使用任何适合的材料来形成构件。例如，材料可为金属、混凝土、陶瓷、聚合物、环氧树脂、光敏聚合物树脂，或可为固体、液体、粉末、片材、线或任何其它适合形式的任何其它适合的材料或其组合。更切确地，根据本主题的示例性实施例，本文所述的增材制造的构件可部分地、完全地或以一些组合由以下材料形成，包括但不限于纯金属、镍合金、铬合金、钛、钛合金、镁、镁合金、铝、铝合金和镍或钴基超合金（例如，可从Special Metals Corporation获得的名称为Inconel®的那些）。这些材料就适用于本文所述的增材制造过程中的材料的示例，且可大体上称为“增材材料”。

此外，本领域的技术人员将认识到，多种材料和用于粘结那些材料的方法可使用，且构想为在本公开的范围内。如本文使用的提到的“熔合”可表示用于产生任何以上材料的粘结层的任何适合的过程。例如，如果物体由聚合物制成，则熔合可表示产生聚合物材料之间的热固性粘结。如果物体为环氧树脂，则粘结可由交联过程形成。如果材料为陶瓷，则粘结可由烧结过程形成。如果材料为粉末金属，则粘结可由熔化或烧结过程形成。本领域的技术人员将认识到，由增材制造制作构件的熔合材料的其它方法是可能的，且当前公开的主题可利用那些方法来实施。

此外，本文公开的增材制造过程允许单个构件由多种材料形成。因此，本文所述的构件可由以上材料的任何适合的混合物形成。例如，构件可包括使用不同材料、过程和/或在不同增材制造机器上形成的多个层、节段或部分。以此方式，构件可构造成具有不同的材料和材料性质来满足任何具体应用的需求。此外，尽管本文所述的构件完全由增材制造过程构成，但应认识到，在备选实施例中，这些构件中的所有或一部分可经由铸造、机加工和/或任何其它适合的制造过程形成。实际上，材料和制造方法的任何适合的组合可用于形成这些构件。

现在将描述示例性增材制造过程。增材制造过程使用构件的三维（3D）信息来制造构件，例如，三维计算机模型。因此，构件的三维设计模型可在制造之前限定。在此方面，可扫描构件的模型或原型来确定构件的三维信息。作为另一个示例，构件的模型可使用适合的计算机辅助设计（CAD）程序来构造，以限定构件的三维设计模型。

设计模型可包括构件的整个构造的3D数字坐标，包括构件的外表面和内表面两者。例如，设计模型可限定本体、表面和/或内部通路，如，开口、支承结构等。在一个示例性实施例中，三维设计模型转换成多个切片或节段，例如，沿构件的中心（例如，垂直）轴线或任何其它适合的轴线。各个切片可限定切片的预定高度内的构件的薄截面。多个相继截面切片一起形成3D构件。构件然后逐切片或逐层“累积”，直到完成。

以此方式，本文所述的构件可使用增材过程来制造，或更确切地说，每层是相继地形成的，例如，通过使用激光能量或热熔合或聚合物化构件材料，或通过烧结或熔化金属粉末。例如，具体类型的增材制造过程可使用能量束，例如，电子束或电磁辐射，如，激光束，以烧结或熔化粉末材料。可使用任何适合的激光和激光参数，包括相对于功率、激光束点尺寸和扫描速率的考虑。构建材料可由选择成用于（特别是在高温下）增强强度、耐用性和使用寿命的任何合适的粉末或材料形成。

各个相继层例如可在约10μm到200μm之间，但厚度可基于任何数量的参数选择，且根据备选实施例，可为任何适合的尺寸。因此，使用上文所述的增材形成方法，本文所述的构件可具有与增材成形过程期间使用的相关联的粉末层的一个厚度一样薄的截面，例如，10μm。

此外，使用增材过程，构件的表面光洁度和特征可取决于应用按需要变化。例如，表面光洁度可通过在增材过程期间选择适合的激光扫描参数（例如，激光功率、扫描速度、激光焦点尺寸等）来调整（例如，制作成更光滑或更粗糙），尤其是在对应于部分表面的截面层的外周中。例如，较粗糙的光洁度可通过增大激光扫描速度或减小形成的熔池的尺寸来实现，且较光滑的光洁度可通过减小激光扫描速度或增大形成的熔池的尺寸来实现。扫描图案和/或激光功率也可改变来改变选择区域中的表面光洁度。

尽管本公开不限于使用增材制造来大体上形成这些构件，但增材制造的确提供了多种制造优点，包括容易制造、降低成本、较高准确性等。

在此方面，使用增材制造方法，甚至多部分构件可形成为单件连续金属，且因此相比于现有技术设计包括较少的子构件和/或接头。这些多部分构件通过增材制造一体形成可有利地改进整个组装过程。例如，一体形成减少了必须组装的单独部分的数量，因此减少了相关联的时间和总体组装成本。此外，可有利地减少例如泄漏、单独部分之间的接头质量和总体性能的现有问题。

另外，上文所述的增材制造方法允许本文所述的构件的远远更错综和复杂的形状和轮廓。例如，这样的构件可包括薄的增材制造层和独特的流体通路。此外，增材制造过程允许具有不同材料的单个构件的制造，使得构件的不同部分可呈现出不同的性能特征。制造过程的相继增材性质允许了这些新颖特征的构成。结果，本文描述的构件可表现出改进的功能性和可靠性。

此外，将进一步认识到，图5中所示的示例性高超音速推进发动机200包括流径壁304，该流径壁限定了高超音速推进发动机200在高超音速飞行条件下的操作期间暴露于大致高超音速气流的流径表面305。更确切地，示例性高超音速推进发动机200包括前锥体或桨毂盖306。对于所示的实施例，流径壁304是桨毂盖306的外壁，并且其流径表面305至少部分地由牺牲材料形成。以此方式，流径壁304的流径表面305/桨毂盖306的外壁可设计成在高超音速推进发动机200在高超音速飞行操作中操作期间劣化。然而，推进发动机可构造为使得响应于检查或一些其它飞行条件等，在飞行操作之间或例如在预定量的时间之后，可相对容易地更换流径壁304/桨毂盖306的外壁。更确切地，高超音速推进发动机200可包括用于安装流径壁304/桨毂盖306的外壁的快速安装结构，其中该快速安装结构构造为促进在高超音速推进发动机200的操作之间快速移除和更换流径壁304/桨毂盖306的外壁。快速安装结构可包括一个或多个导轨、销等。

这样，流径壁304可由更简单，更轻量和/或更具成本效益的材料制成，和/或无需复杂且昂贵的冷却组件。然而，值得注意的是，任何其它合适的流径壁304可附加地或备选地由牺牲材料制成。例如，任何管道组件204的内流径壁，如管道组件204和/或涡轮发动机202的前缘、结合有高超音速推进发动机200的高超音速飞行器100的一个或多个表面等可包括至少部分地由牺牲材料形成的流径表面。

C部分：中间冷却器

现在简要地参考图6，提供了根据本公开的另一方面的示例性高超音速推进发动机200。图6中示出的示例性高超音速推进发动机200可以以与以上参考图2和图3描述的示例性高超音速推进发动机200大致相同的方式构造。然而，对于图6的实施例，高超音速推进发动机200还包括中间冷却器308。更确切地，涡轮发动机202包括中间冷却器308，对于所示实施例，该中间冷却器308整体结合到高超音速推进发动机200的前框架支柱256中。然而，将认识到，在其它示例性实施例中，中间冷却器308可附加地或备选地结合到涡轮发动机202的一个或多个导向导叶中。例如，如图所示，示例性涡轮发动机202还包括导向导叶级310，对于所示实施例，其为可变入口导向导叶。在某些实施例中，中间冷却器308可附加地或备选地结合到可变入口导向导叶级310中。

值得注意的是，对于所示实施例，中间冷却器308热联接到高超音速推进发动机200的燃料输送系统288。具体而言，对于所示的实施例，中间冷却器308利用燃料流作为热交换流体。因此，由中间冷却器308通过涡轮发动机202的核心空气流径254从入口气流的第一部分提取的热量传递到燃料流。值得注意的是，在某些实施例中，通过燃料输送系统288的燃料流可类似地用作用于入口预冷器248的热交换流体，如在图3的实施例中，如上所述。在这样的构造中，燃料输送系统288可包括到入口预冷器248和中间冷却器308的燃料的并流，或备选地，可包括此串流。

如上所述，在高超音速飞行期间，即使在通过入口预冷器248（如果提供）之后，入口气流的温度也可能相对较高。这样，包括中间冷却器308可通过降低通过涡轮发动机202提供的入口气流的第一部分的温度来允许高超音速推进发动机200在这种操作条件下操作。例如，中间冷却器308可构造为在高超音速飞行操作期间将通过涡轮发动机202的入口气流的第一部分的温度降低至少约两百（200）华氏度，如至少约三百（300）华氏度，如至少约六百（600）华氏度，如最高达约1200华氏度。因此，这可至少部分地允许高超音速推进发动机200在这种高超音速飞行操作条件下操作。

此外，尽管示例性的中间冷却器308示出为燃料冷却的中间冷却器308，但是在其它实施例中，中间冷却器308可附加地或备选地是空气冷却的中间冷却器308。例如，在备选实施例中，涡轮发动机202可构造成提供冷却的压缩机放出气流，以充当用于中间冷却器308的热交换流体（类似于以上参考图5论述的示例性实施例，除了通过前框架支柱256的冷却的压缩机放出空气可流过中间冷却器308以从经过前框架支柱256的气流提取热量）。附加地或备选地，涡轮发动机202可与中间冷却器208一起利用水基热流体（即，包括至少51％的水的流体）。在这样的示例性实施例中，热流体可构造成变相，使得热流体构造成在操作期间在液相和气相之间改变。

值得注意的是，尽管图6中所示的高超音速推进发动机200包括入口预冷器248和中间冷却器308两者，但是在某些示例性实施例中，高超音速推进发动机200可不包括此冷却特征两者。

D部分：热总线

现在参考图7，示出了根据本公开的又一示例性实施例的示例性高超音速推进发动机200。图7的示例性高超音速推进发动机200可以以与以上参考图2和图3描述的示例性高超音速推进发动机200大致相同的方式构造。然而，对于图7的实施例，高超音速推进发动机200和/或结合有高超音速推进发动机200的高超音速飞行器100包括热传输总线312。对于所示的实施例，热传输总线312包括一个或多个散热器交换器314和一个或多个热源交换器316。

热传输总线312还包括流过其中的中间热交换流体，并且可由一个或多个合适的流体导管形成。热交换流体可为具有高温操作范围的不可压缩流体。例如，在某些实施例中，热交换流体可为水和乙醇的混合物，或任何合适的介电流体。压缩机/泵318设置成与热传输总线312中的热交换流体流体连通，以用于通过热传输总线312产生热交换流体流。压缩机/泵318可由电马达供能，或备选地可与例如涡轮发动机202机械连通并由涡轮发动机202供能。

此外，如上所述，示例性的热传输总线312包括与热传输总线312中的热交换流体热连通的多个热源交换器316。多个热源交换器316构造成从例如高超音速推进发动机200的一个或多个系统传递热量（或与高超音速推进发动机200可操作地连通，如结合有高超音速推进发动机200的飞行器）到热传输总线312中的热交换流体。例如，对于所示的实施例，多个热源交换器316包括入口预冷器248和中间冷却器308，其在涡轮发动机202的核心空气流径254内热联接到或以其它方式整体结合到高超音速推进发动机200的前框架支柱256中。

然而，在其它实施例中，热传输总线312可进一步包括任何其它合适的热源交换器316，如一个或多个表面热源交换器316，其热联接到高超音速推进发动机200或高超音速飞行器100的流径表面、附件系统热源交换器316（如润滑油系统热源交换器、电机热交换器等）。

对于所示实施例，热传输总线312包括沿热传输总线312串流布置的两个热源交换器316。然而，在其它示例性实施例中，可包括任何其它合适数量的热源交换器316，并且一个或多个热源交换器316可沿热传输总线312以并流布置。例如，在其它实施例中，可存在与热传输总线312中的热交换流体热连通的至少三个热源交换器316，或备选地，可存在与热传输总线312中的热交换流体热连通的至少四个热源交换器316、至少五个热源交换器316或至少六个热源交换器316。

另外，图7的示例性热传输总线312还包括至少一个散热器热交换器314，其与热传输总线312中的热交换流体耐久地或选择性地热连通。至少一个散热器交换器314位于多个热源交换器316下游，并且构造为将来自热传输总线312中的热交换流体的热量例如传递到大气、燃料、旁路流等。例如，对于所示实施例，热传输总线312包括燃料散热器交换器314，其热联接到燃料输送系统288，以用于将热量从热传输总线312中的交换流体传递至通过燃料输送系统288的燃料流。另外，热传输总线312包括两个附加的散热器交换器314，其可为例如大气散热器交换器314，以用于将热从热交换流体传递到例如大气气流（通过例如表面热交换器）。

对于图7的实施例，所示的热传输总线312的至少一个散热器交换器314包括多个单独的散热器交换器314。更具体地，对于图7的实施例，至少一个散热器交换器314包括串联布置的三个散热器交换器314。然而，在其它示例性实施例中，至少一个散热器交换器314可包括任何其它合适数量的散热器交换器314。例如，在其它示例性实施例中，可提供单个散热器交换器314，可提供至少两个散热器交换器314，可提供至少四个散热器交换器314，或可提供至少五个散热器交换器314。另外，在还有其它示例性实施例中，至少一个散热器交换器314中的两个或更多个可备选地彼此并流布置。

仍然参考图7，所示的示例性热传输总线312还利用制冷循环来更有效地从各种热源交换器316移除热量。确切地，热传输总线312包括用于压缩热传输总线312中的热交换流体的压缩机/泵318，以及用于使热传输总线312中的热交换流体膨胀的膨胀装置320。利用这样的构造（和其它构造），热交换流体可不是不可压缩的流体。同样对于所示的构造，压缩机/泵318在热源交换器316下游和至少一个散热器交换器314上游的位置处与热交换流体处于流体连通。相比之下，膨胀装置320在至少一个散热器交换器314下游和热源交换器316上游的位置处与热交换流体处于流体连通。在这样的示例性实施例中，压缩机/泵318可由例如电马达驱动，或备选地可与涡轮发动机202的旋转构件机械连通并且由涡轮发动机202的旋转构件驱动。值得注意的是，利用这种构造，一个或多个散热器交换器314用作冷凝器，并且多个热源交换器316用作蒸发器。这种构造可允许从各种热源交换器316更有效地移除热量，并且允许热量传递到一个或多个散热器交换器314。此外，这种构造可允许热量从热传输总线312传递到相对高温的位置。例如，在某些示例性实施例中，在高超音速飞行操作条件期间，环境温度可相对较高。因此，这样的构造可允许热传输总线312将热量传递到这样的相对高的环境位置。

应该认识到，在某些示例性实施例中，膨胀装置320可用作构造为从通过其中的热交换流体流产生旋转动力的发电装置。此外，在其它示例性实施例中，可切换泵318和膨胀装置320（即，使得泵318在热源热交换器316上游压缩热流体）。

然而，还应当认识到，所示的热传输总线312仅以举例的方式提供，并且在其它示例性实施例中，热传输总线312可以以任何其它合适的方式构造。例如，在其它示例性实施例中，热传输总线312可不构造为在制冷循环下操作，即，热传输总线312可不包括压缩机318或膨胀装置320中的一个或两个，并且热交换流体可能不是相变流体。另外，在其它示例性实施例中，热传输总线312可不包括图7中示出的某些其它构件，或备选地，可包括本文中未描述的其它构件。

例如，在其它实施例中，热传输总线312可利用燃料作为热传递流体交换流体。更具体地，现在参考图8，示出了根据本公开的又一示例性实施例的示例性高超音速推进发动机200。可以以与以上参考图7描述的示例性高超音速推进发动机200大致相同的方式来构造图8的示例性高超音速推进发动机200。然而，如上所述，对于图8的实施例，热传输总线312利用燃料作为热传递流体交换流体。

例如，如图所示，热传输总线312包括用于提供来自燃料箱290的燃料流的燃料管线322。来自燃料管线322的燃料通过第一阀324流体地联接到热传输总线312。如方向箭头所示，燃料流过热传输总线312到达第一散热器交换器314和第二散热器交换器314，以降低燃料流的温度。然后，燃料流通过热传输总线312传输到入口预冷器248/第一热源交换器316。此外，对于所示实施例，燃料箱290本身用作散热器交换器314，并且更具体地，构造为第三散热器交换器314。然后将燃料提供至中间冷却器308/第二热源交换器316。仍然参考图8，对于所示实施例，然后将燃料提供至涡轮发动机202的燃烧区段205和增强器272。

在图8中所示的热传输总线312的至少某些示例性方面中，将认识到，燃料可构造成在热传输总线312内的操作期间变相。例如，燃料可构造成在入口预冷器248内从液相变为气相，通过使用箱290作为散热器交换器314而从气相回到液相，并在中间冷却器308处从液相回到气相。在某些实施例中，热传输总线312可包括在中间冷却器308下游的另一个散热器交换器314，以用于将燃料从气相变回到液相。附加地或备选地，在某些示例性方面，热传输总线312可构造为将箱内的液体燃料的至少一部分汽化或变为气相。利用这样的示例性方面，箱内的气态燃料可通过燃料管线322传输到热传输总线312，或备选地，可用于其它目的。在至少某些示例性实施例中，燃料可为例如氢燃料。

简要地，对于所示的实施例，示例性的热传输总线312还包括在中间冷却器308/热源交换器316下游的第二阀326。第二阀326通过桥接管线328流体地联接至第一阀324。桥接管线328可促进燃料的再循环（即，从第二阀326到第一阀324），或备选地，可促进燃料围绕一个或多个热源交换器316，并且更具体地，围绕入口预冷器248和中间冷却器308旁通（即，从第一阀324到第二阀326）。

然而，值得注意的是，在其它实施例中，图8中所示的示例性热传输可具有任何其它适当的构造，如任何其它适当数量或定位的散热器交换器314、热源交换器316、阀等。

E部分：表面冷却

将进一步认识到，鉴于在高超音速飞行操作期间存在相对较高的环境温度，高超音速推进发动机200和包括高超音速推进发动机200的飞行器中的一者或两者可包括一个或多个流径壁328，其限定流径表面330并具有与其可热操作的冷却组件，以用于降低流径壁328的流径表面330的温度。

例如，参考图9，提供了根据本公开的示例性方面的限定流径表面330的流径壁328的截面视图。更确切地，对于所示的实施例，流径表面330构造为前缘。前缘可为例如高超音速推进发动机200的管道组件204的前缘（例如，例如在图2中示出的管道204的最前缘）、涡轮发动机202的前缘（例如，如图5的桨毂盖306的最前缘）、飞行器机翼的前缘（例如，图1的机翼108、110的最前缘）、飞行器机鼻（例如，图1的飞行器100的前端102处），等。

如所示的实施例中所示，限定流径表面330的流径壁328大体上由第一壁区段332和第二壁区段334形成。更确切地，第一壁区段332和第二壁区段334各自包括一起形成流径表面330的外表面。此外，对于所示的实施例，第一壁区段332和第二壁的外表面在停滞点336处相遇。

仍然参考图9，第一壁区段332和第二壁区段334一起形成流径壁328的前缘部分338。前缘部分338限定内表面340和流径表面330。对于所示的实施例，冷却组件包括腔342，该腔定位在第一壁区段332和第二壁区段334之间并且与前缘部分338的内表面340流体连通。此外，前缘部分338构造为多孔的前缘部分，并且冷却组件构造为通过腔342将冷却剂流提供到前缘部分338的内表面340，使得在高超音速推进发动机200的操作期间，例如在高超音速飞行操作期间，冷却剂流可渗漏通过多孔前缘部分338并冷却前缘部分338。

此外，对于所示的实施例，前缘部分338限定了其孔隙率的变化性，以便将冷却集中在停滞点336附近（即，构造为可变的多孔区段）。更确切地，前缘部分338包括第一区段344、第二区段346和第三区段348。第一区段344包括停滞点336，并且第二区段346和第三区段348布置在第一区段344的任一侧。第一区段344限定的孔隙率大于第二区段346且大于第三区段348。例如，第一区段344可限定的孔隙率比第二区段346大至少约10％，如比第二区段346大至少约25％，如比第二区段346大至少约50％，如比第二区段346大至少约100％，以及比第二区段346大最高达约1000％。值得注意的是，第二区段346的孔隙率可大致等于第三区段348的孔隙率。如本文所用，相对于特定区段的用语“孔隙率”是指该区段内的开放空间与实心材料的比率。

冷却剂流可为任何合适的冷却剂材料。例如，在某些示例性实施例中，冷却剂流可为金属相变材料。例如，冷却剂可为构造为当在高超音速飞行操作期间暴露于在高超音速推进发动机200的操作期间产生的温度时从固相变为液相或气相的金属。附加地或备选地，冷却剂可为构造为当在高超音速飞行操作期间暴露于在高超音速推进发动机200的操作期间产生的温度时从液相变为气相的金属。然而，在其它实施例中，可使用其它合适的冷却剂。

值得注意的是，在其它实施例中，可利用任何其它合适的构造。例如，简要地参考图10，提供了根据本公开的另一示例性实施例的限定流径表面330的流径壁328。图10的示例性流径壁328可以以与图9的示例性流径壁328大致相同的方式构造。然而，值得注意的是，对于图10的实施例，流径壁328的前缘部分338（对于所示的实施例是多孔的）填充有材料。更确切地，流径壁328的前缘部分338的流径表面330填充有可具有相对低的熔点的金属材料350，使得填充外表面的孔隙的金属构造为在高超音速推进发动机200/高超音速飞行器100的操作期间，在高温操作（如高超音速飞行操作）期间熔化。一旦填充前缘部分338的外表面的孔隙的金属熔化，冷却剂就可以以与以上参考图9所述类似的方式流过前缘部分338。

在还有其它实施例中，限定流径表面330的流径壁328可具有还有其它合适的构造。例如，现在简要地参考图11，示出了根据又一示例性实施例的限定流径表面330的流径壁328。限定图11的流径表面330的示例性流径壁328包括多层材料，其具有顺应性界面352，界面嵌入在前缘部分338内并且沿流径壁328的厚度（例如，在内表面340和流径表面330之间）间隔开。确切地，将认识到的是，在至少某些示例性实施例中，顺应性界面352可限定厚度354。厚度354可小于约1毫米。材料层之间的顺应性界面352可有效地起作用以沿流径表面330在例如停滞点336处散布热量，以减少停滞点336处的热集中。顺应性界面352可为具有由厚度354限定的内部容积的腔，并且可填充有具有相对较高的热传递系数的流体，如液体钠。

值得注意地，在至少某些示例性实施例中，顺应性界面352可限定较小的厚度354，并且界面352之间的材料厚度可小于或等于约1毫米。

值得注意的是，在还有其它实施例中，可使用任何其它合适的构造来降低高超音速推进发动机200或结合有高超音速推进发动机200的飞行器的流径表面330的温度。

F部分：备选发动机设计

将进一步认识到，在其它示例性实施例中，高超音速推进发动机200可具有其它合适的构造。例如，现在参考图12，提供了根据本公开的另一示例性实施例的高超音速推进发动机200的截面视图。图12的示例性高超音速推进发动机200可以以与图2和图3的示例性高超音速推进发动机200类似的方式构造。

例如，高超音速推进发动机200大体包括涡轮发动机202和管道组件204。涡轮发动机202包括以串流顺序布置的压缩机区段、燃烧区段205和涡轮区段。此外，涡轮发动机202在压缩机区段上游限定涡轮发动机入口216，并且在涡轮区段下游限定涡轮发动机排气口218。此外，管道组件204限定旁通管道238，该旁通管道具有大致环形形状并且围绕涡轮发动机202延伸。管道组件204进一步限定位于旁通管道238下游并且至少部分地在涡轮发动机排气口218后方的后燃室246，以及至少部分地位于旁通管道238和涡轮发动机202前方的入口区段244。

然而，对于图12的实施例，高超音速推进发动机200不包括定位在涡轮发动机入口216和/或旁通管道入口240上游的管道组件204的入口区段244内的入口预冷器248（与图2比较）。取而代之，对于图12的实施例，高超音速推进发动机200包括定位在涡轮发动机202的核心空气流径254内，在涡轮发动机入口216下游和压缩机区段上游的位置处的中间冷却器308。更确切地，涡轮发动机202包括压缩机区段上游的预冷管道355。对于所示实施例，预冷管道355大致是圆柱形的，并且限定的轴向长度等于涡轮发动机轴向长度的至少约5％，如至少约10％，如至少约15％，如至少约20％，如最高达约60％。

简要地，将进一步认识到，对于图12的实施例，涡轮发动机202的涡轮区段包括单个涡轮224，并且高超音速推进发动机200不包括风扇232（与图2比较）。此外，图12的高超音速推进发动机200包括通向旁通管道238的入口门356，该入口门构造为改变旁通管道238与核心涡轮发动机202的核心空气流径254之间的入口气流的流量比。例如，入口门356可构造成在0:100、100:0以及其间的多个位置（如50:50，如图12中所示）之间改变旁通管道238与涡轮发动机202的核心空气流径254之间的入口气流的比率。在另一个实施例中，在由涡轮（未示出）驱动的热交换器308前方可有风扇。该风扇可设计成适应跨过发动机的操作状态的整个气流温度。然而，在又一个实施例中，风扇可内部冷却。

将进一步认识到，在还有其它示例性实施例中，高超音速推进发动机200可具有其它合适的构造。例如，现在参考图13，提供了根据本公开的另一示例性实施例的高超音速推进发动机200的截面视图。图13的示例性高超音速推进发动机200可以以与图12的示例性高超音速推进发动机200类似的方式构造。

然而，对于图13的实施例，高超音速推进发动机200包括控制通过核心空气流径254的气流的附加层。更确切地，对于图13的实施例，高超音速推进发动机200包括位于压缩机区段上游的核心空气流径254中，且更具体地在预冷管道355中的中间冷却器308。然而，高超音速推进发动机200还包括在中间冷却器308下游并且在预冷管道355的下游端的门358，或更确切地说，是成对门358，其能够将通过旁通管道238的气流重新引导到核心空气流径254中。随着门358的增加，中间冷却器308（其可简称为入口热交换器）可在某些操作（例如，低温操作）期间被旁通。然而，备选地，在其它操作中，门358可移动到关闭位置（以假想线示出），使得通过旁通管道238的气流保留在旁通管道238中，并且通过涡轮发动机202的核心空气流径254的气流保留在涡轮发动机202的核心空气流径254中。

此外，对于图13的示例性发动机，高超音速推进发动机200包括自由旋转翼型件级360（即，未连接至涡轮发动机202的任何发动机轴）。自由旋转翼型件级360包括内翼型件级362和外翼型件级364。内翼型件级362定位在核心空气流径254内，在中间冷却器308上游的位置，而外翼型件级364定位在旁通管道238内。自由旋转翼型件级360可例如压缩通过旁通管道238的气流，从而增加这种气流的温度。另外，自由旋转翼型件级360可通过使进入热交换器308的核心流膨胀来从气流提取能量。在又一个实施例中，旋转能可传递到装置366。装置366可为机械装置，如附件变速箱，或备选地，可为电气装置，如构造为从自由旋转翼型件级360的旋转能提取电能的电机。

此外，在还有其它实施例中，可利用任何其它合适的高超音速推进发动机200结构。

H部分：控制方法

现在参考图14，提供了根据本公开的示例性方面的用于操作高超音速推进发动机的方法500。方法500可与以上参照图1至图13描述的一个或多个示例性高超音速推进发动机一起使用。

更具体地，对于图14的示例性方面，方法500包括在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机。在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机可包括以大于约4.5马赫且最高达约10马赫（如大于5马赫和最高达6马赫）的飞行速度操作高超音速推进发动机。

此外，对于所示的示例性方面，在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机包括在（504）处在大于约4马赫的气流速度下和大于约1100华氏度的温度下，通过高超音速推进发动机的管道组件的入口接收入口气流。更确切地，对于所示的示例性方面，在（504）处通过管道组件的入口接收入口气流包括在（506）处在最高达约6马赫的气流速度下和最高达约3000华氏度的温度下，通过管道组件的入口接收气流。

仍参考图14，在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机包括在（508）处，通过涡轮发动机的涡轮发动机入口提供通过管道组件的入口接收的入口气流的第一部分；且在（510）处，通过管道组件的旁通管道提供通过管道组件的入口接收的入口气流的第二部分。在至少某些示例性方面，在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机时，空气的第二部分与空气的第一部分的比率可在约1:1与约20:1之间。

此外，如在以上至少某些示例性实施例中，在方法500的某些示例性方面，旁通管道可包括双流区段，其中双流区段包括内旁通管道流和外旁通管道流。内旁通管道流和外旁通管道流可处于并流构造，并且在步骤（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机时，外旁通管道和内部旁通管道之间的气流的比率可在2:1到100:1之间。

仍参考图14中所示的示例性方面，在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机还包括，在（512）处使用热交换器，将涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分或其组合的温度降低至少约150华氏度。更确切地，对于所示的示例性方面，在（512）处降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度包括在（514）处降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流的温度。

备选地，在某些示例性方面，在（512）处降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度可包括，在（516）处降低涡轮发动机的压缩机区段上游的涡轮发动机预冷器管道中的通过涡轮发动机入口的入口气流的温度，和/或可包括在（518）处使用中间冷却器降低通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分的温度。

因此，在至少某些示例性实施例中，在（512）处降低涡轮发动机入口上游的位置处的入口气流、通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分、通过旁通管道的入口气流的第二部分、或其组合的温度可包括，在（520）处使用入口预冷器降低通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分的温度。更确切地，在某些示例性方面，高超音速推进发动机包括位于涡轮发动机入口上游的风扇。风扇可传动地联接至涡轮发动机的涡轮。利用这样的示例性方面，在（520）处使用入口预冷器降低通过涡轮发动机入口的入口气流的第一部分的温度可包括，在（522）处使用入口预冷器降低风扇上游的位置处的入口气流的温度。

仍参考图14，在所示的示例性方面，还将认识到，在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机还包括，在（524）处将入口气流的第二部分从旁通管道提供到后燃室；以及在（526）处使用增强器增加入口气流的第二部分的温度、压力、气流速度或其组合。在某些示例性方面，增强器可为旋转爆震燃烧器，并且在（526）处增加入口气流的第二部分的温度、压力、气流速度或其组合包括以非对称的方式提供通过旋转爆震燃烧器的燃料流。

此外，仍然在所示的示例性方面，在（502）处以高超音速飞行操作模式操作高超音速推进发动机还包括，在（528）处以至少约500转每分钟（“RPM”）的旋转速度旋转涡轮发动机，如至少约1000 RPM、5000 RPM、10000 RPM、15000RPM、20000 RPM，以及最高达约100000RPM。将认识到，通过以此方式旋转涡轮发动机，高超音速推进发动机可通过陀螺仪稳定力为飞行器提供稳定性。

值得注意的是，在其它示例性方面，可以以任何其它合适的方式来控制高超音速发动机和/或高超音速飞行器。例如，在其它示例性方面，高超音速飞行器可包括用于在高速飞行期间（如在高超音速飞行期间）转向的独特结构和控制方法。例如，高超音速发动机和/或高超音速飞行器可包括利用高压和/或高速气流的一个或多个附件系统，如来自高超音速发动机或来自环境位置的放出气流。在附件系统下游，高超音速飞行器可包括用于为高超音速飞行器提供转向力的一个或多个控制喷射器或控制喷嘴，其利用来自这种附件系统的高压和/或高速气流。附件系统可为任何合适的附件系统，如热管理系统或发电系统如磁流体动力发电机（“MHD发电机”）。将认识到，MHD发电机大体利用磁流体动力学转换器，该磁流体动力学转换器利用布雷顿循环将热能和动能直接转换成电。

控制喷射器或控制喷嘴可定向成提供桨距控制、偏航控制、其组合等。控制喷射器或控制喷嘴可位于高超音速飞行器上的任何合适的位置，如在并入机身的尾端、竖直或水平稳定翼、机翼等处。可包括合适的控制系统，以调整到一个或多个控制喷射器或控制喷嘴的气流。

本书面描述使用了示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例包括并非不同于权利要求书的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它示例在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种高超音速推进发动机，包括：

涡轮发动机，其包括以串流顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮发动机限定所述压缩机区段上游的涡轮发动机入口以及所述涡轮区段下游的涡轮发动机排气口；

管道组件，其限定具有大致环形形状并围绕所述涡轮发动机延伸的旁通管道，位于所示旁通管道下游并且至少部分地在所述涡轮发动机排气口后方的后燃室，以及至少部分地位于所述旁通管道和所述涡轮发动机入口前方的入口区段；以及

入口预冷器，其至少部分地定位在所述管道组件的入口区段内并且在所述涡轮发动机入口、所述旁通管道、或两者上游，以用于冷却通过所述管道组件的入口区段提供至所述涡轮发动机入口、所述旁通管道、或两者的气流。

2.根据权利要求1所述的高超音速推进发动机，其中，所述入口预冷器定位在所述涡轮发动机入口上游，以用于冷却通过所述管道组件的入口区段提供至所述涡轮发动机入口的气流。

3.根据权利要求1所述的高超音速推进发动机，其中，所述入口预冷器定位在所述涡轮发动机入口和所述旁通管道两者上游，以用于冷却通过所述管道组件的入口区段提供至所述涡轮发动机入口和所述旁通管道的气流。

4.根据权利要求1所述的高超音速推进发动机，还包括：

风扇，其位于所述涡轮发动机入口前方并由所述涡轮发动机的涡轮区段驱动。

5.根据权利要求4所述的高超音速推进发动机，其中，所述风扇位于所述入口预冷器下游。

6.根据权利要求4所述的高超音速推进发动机，其中，所述风扇包括多个风扇叶片，并且其中所述多个风扇叶片中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

7.根据权利要求4所述的高超音速推进发动机，还包括：

导向导叶级，其中所述风扇包括多个风扇叶片，其中所述导向导叶级位于所述风扇的所述多个风扇叶片下游和所述涡轮发动机入口上游。

8.根据权利要求7所述的高超音速推进发动机，其中，所述导向导叶级是可变导向导叶级。

9.根据权利要求4所述的高超音速推进发动机，其中，所述涡轮发动机限定用于冷却流体的冷却管道，其中所述风扇包括多个风扇叶片，并且其中所述多个风扇叶片与所述冷却管道流体连通，以用于接收所述冷却流体的至少一部分以用于冷却所述多个风扇叶片。

10.根据权利要求1所述的高超音速推进发动机，其中，所述旁通管道包括双流区段，其中所述双流区段包括内旁通管道流和外旁通管道流，并且其中所述内旁通管道流和所述外旁通管道流成并流构造。

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