CN113218209A

CN113218209A - 热交换器

Info

Publication number: CN113218209A
Application number: CN202110298038.1A
Authority: CN
Inventors: 艾伦·邦德; 理查德·瓦维尔
Original assignee: Reaction Engines Ltd
Current assignee: Reaction Engines Ltd
Priority date: 2013-10-11
Filing date: 2014-10-10
Publication date: 2021-08-06
Anticipated expiration: 2034-10-10
Also published as: EP3553451A1; KR102549422B1; US20230250758A1; IL244980A0; CN113218210A; AU2014333583A1; CN113218211A; CA2926174A1; EP4033192A2; EP3553451B1; CA2926174C; US20210262390A1; CN105637314A; EP3055637B1; CN113188348B; RU2675734C2; KR102413993B1; KR20160067928A; EP4033192A3; AU2014333583B2

Abstract

本申请涉及一种热交换器。提供了一种可以用在发动机中、例如飞行器或轨道运载火箭的交通工具发动机中的热交换器(52)。该热交换器(52)可以被配置成总体上滚筒形、具有多个螺旋区段(108)，每个螺旋区段容纳多个小直径导管(120)。这些螺旋区段可以在彼此内侧成螺旋。该热交换器可以包括具有多个相互轴向间隔开的箍支撑件的支撑结构、并且可以结合有中间集管(440)。该热交换器可以结合有用来防止该热交换器由于形成霜冻或冰而被堵塞的甲醇或其他防冻剂的再循环。

Description

热交换器

本申请是申请日为2014年10月10日，申请号为201480057326.6，发明名称为“热交换器”的申请的分案申请。

相关申请的交叉引用

本申请根据35 U.S.C.§119(a)要求于2013年10月11日在英国提交的以下申请的优先权，以下申请各自的内容通过援引并入本文：GB 1318098.9、GB 1318109.4、GB1318100.3、GB 1318107.8、GB 1318099.7，并且根据35 U.S.C.§§120和365要求于2014年6月5日提交的并且也通过援引并入本文的美国专利申请号14/296603的优先权以及在先申请日权益。

发明领域

本发明涉及例如可以用在航空航天应用或工业应用或其他应用中的类型的热交换器。本发明还涉及包括此类热交换器的发动机，例如飞行器发动机或航空航天用发动机并且涉及包括此类热交换器或发动机的飞行器。

发明背景

GB-A-2241319披露了一种具有相互嵌套的螺旋导管区段的热交换器。在设备末端处，入口歧管位于一个壁上并且出口歧管位于另一个壁上。然而，建造此类将经受显著温度变化并且处于能够承受在某些热交换器中、例如使用在可再使用交通工具中时所希望的众多循环的形式的热交换器是困难的。

并且，由于显著的气流经过热交换器而径向地流过这些导管，所以气流在导管上的阻力对导管产生了高的径向力并且这些导管难以支持和持续很长的时间。另外，热交换器具有相当有限的循环功能，并且难以将热交换器配置成使之容纳在发动机中并且提供具有低重量和低压降的系统。还有，为了实现足够的性能，已经证明有必要设计在大气空气进入此类热交换器下游的压缩区段之前将大气空气冷却到低于0℃的温度的循环。这不幸地可能非常容易地因为在包括该热交换器来进行空气冷却的交通工具可能起飞的低层大气中通常存在显著量的水蒸气而导致该热交换器非常快速地被冰堵塞，从而使整个交通工具不可用。已经证明这是一个异常困难的问题，这个问题已经被关注了很多年并且一直显著妨碍了能够提供可以用相对经济的水平起飞吸气模式运行的、并且要么以此模式继续(例如旨在能够将三百乘客在月4.6小时内以大致马赫数为5的巡航模式从比利时布鲁塞尔输送至澳大利亚悉尼的LAPCAT交通工具)、要么切换(像SKYLON交通工具)至火箭模式从而离开大气层进入轨道中的可再使用交通工具。

GB-A-2241537披露了一种航空推进系统的空气进气管，包括用于冷却进入空气的第一热交换器、在该第一热交换器下游的水分离器、在该水分离器下游的液态氧注入器、以及在该液态氧注入器下游的第二热交换器。该注入器降低气流温度，使得在该水分离器下游的气流中剩余的水被转换成小的干的冰晶体。该结构需要使用两个完全分开的热交换器并且在沿着这两个热交换器之间的输送管的流动路径中占据非常大的轴向距离。并且，使用液态氧来将流动的温度从5℃与13℃之间降低至零下50℃或更低，使得需要使用大量的液态氧来冷却在已经存在可以在下游在该推进系统中使用的含氧空气的输送管中的空气。

概述

根据第一方面提供了一种热交换器，该热交换器具有供第一流体流动的至少一个第一管道区段，该第一流体与在经过该至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，以及，支撑该至少一个第一管道区段的支撑件，其中该至少一个管道区段在第一位置处安装到该支撑件上，并且其中该至少一个管道区段在其上的第二位置处是可相对于该支撑件响应于热变化而移动的。

可选地，该至少一个第一管道区段包括多个导管以用于进行热交换。

可选地，这些导管以其第一端连接至该至少一个第一管道区段的入口集管并且以其第二端连接至出口集管。

可选地，所述第一位置位于这些集管中的、固定地安装至该支撑件上的一者处，这些集管中的另一者是可相对于该支撑件响应于热变化而移动的。

可选地，这些集管中的另一者被安装至可相对于所述支撑件移动的可移动支撑件上。

可选地，每个所述第一管道区段包括螺旋区段，该螺旋区段具有多个导管，这些导管以螺旋形并排延伸并且成排地彼此间隔开。

可选地，所述第一管道区段中的这些导管被布置成在径向方向上彼此间隔开的1到40个排中，例如4个这样的排中。

可选地，这些导管被布置成在轴线方向上彼此间隔开的约10至1000个排中，例如约70至100个这样的排中。

可选地，这些导管是约2至3米长的并且从第一集管延伸至第二集管。

可选地，这些导管具有的直径为约1mm。

可选地，这些导管具有的壁厚度为约20至40微米。

可选地，多个所述螺旋区段是彼此互相嵌套的并且是定向成相对于彼此成角度地间隔开的。

可选地，所述螺旋区段被配置成总体圆柱形滚筒的形状。

可选地，该支撑件包括至少一个圆形箍，所述第一管道固定至该至少一个圆形箍上。

可选地，该支撑件包括多个所述圆形箍，这些圆形箍被配置成在大致圆柱形的穿孔滚筒结构中彼此间隔开，并且其中所述第一管道的集管被固定至多个所述圆形箍上。

可选地，该热交换器包括支撑结构，该支撑结构以环形方式延伸并且至少部分地径向地在所述集管与对应的该至少一个第一管道的另外一个集管之间延伸，该另外一个集管是由引导构件支撑的，该引导构件被布置成相对于该穿孔滚筒结构响应于热变化而环圆周地移动。

可选地，所述集管是刚性的或基本上刚性的并且流体地联接至柔性管道上。

可选地，该柔性管道是流体地联接至刚性或基本上刚性的歧管上的。

可选地，该歧管是相对于该支撑件轴向地固定在位的、但是自由地径向移动的，例如径向地延伸。

可选地，在所述第一管道区段中的这些导管排包括由间隔件彼此间隔开的多个排，这些间隔件被布置成用于抵抗施加到这些导管上的空气动力学载荷。

可选地，在两个相邻的所述第一管道区段的导管之间提供了载荷元件，例如垫片，以用于在其间传输载荷、同时允许响应于热变化而在其间进行相对滑动运动。

可选地，该载荷元件与这些间隔件基本上对齐以形成总体上径向延伸的载荷路径结构，以用于对施加到这些导管上的空气动力学载荷做出反应、同时允许在相邻的所述第一管道区段之间响应于热变化而进行相对移动。

可选地，所述热交换器包括配置成系列的多个所述载荷路径结构，其中该多个所述载荷元件是彼此总体上环圆周地间隔开的。

根据第二方面，提供了一种交通工具发动机，该交通工具发动机包括：燃烧区段，以及根据第一方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器，该热交换器被适配成用于在引向该燃烧区段的流动路径中冷却作为该第二流体的空气。

可选地，所述交通工具发动机包括氦供应源以用于提供氦作为该第一流体、或提供另一种工作流体，例如氢。

根据第三方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第一方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器。

根据第四方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第二方面的、有或没有其任何可选特征的发动机。

根据第五方面，提供了一种热交换器，该热交换器具有：供第一流体流动的多个第一管道区段，该第一流体与在经过这些第一管道区段的一个流动路径中的第二流体进行热交换；以及支撑该多个第一管道区段的支撑件，这些第一管道区段各自包括多个用于热交换的导管，每个第一管道区段包括螺旋区段，该螺旋区段具有多个导管，这些导管以螺旋形并排延伸并且成排地彼此间隔开，其中，在相互径向地间隔开的多个排中的导管之间提供了至少一个载荷元件以用于抵抗施加至这些导管上的空气动力学载荷。

可选地，所述载荷元件包括将径向间隔开的多排中的导管例如通过钎焊固定在一起的间隔件。

可选地，所述至载荷元件包括一个例如垫片的元件，该元件被提供在两个相邻的所述第一管道区段的导管之间以用于在其间传输载荷、同时允许响应于热变化而在其间进行相对滑动运动。

可选地，所述元件是固定至一个所述第一管道区段中的导管上的并且可滑动地接合另一个所述第一管道区段。

可选地，所述载荷元件包括至少一个I形梁元件。

可选地，一个所述第一管道区段中的这些导管被布置成在径向方向上彼此间隔开的1到40个排中，例如4个这样的排中。

可选地，所述导管从第一集管至第二集管为约1至3米长。

可选地，这些导管具有的直径为约1mm。

可选地，这些导管具有的壁厚度为约20至40微米。

可选地，这些导管被布置成在轴线方向上彼此间隔开的约10至1000个排中，例如约70至100个、或者70至200或500个这样的排中。

在一些实施例中，导管是至少部分地由合金材料、例如镍合金或铝合金制成的。可选地，每个导管包括由第一材料制成的第一部分和由第二材料制成的第二部分。该第一部分可以终止于此类导管的一端处，例如集管处，并且该第二部分可以终止于此类导管的第二端处，例如另外一个集管处。该第一部分和第二部分可以例如通过套管彼此相连接。这可以通过在该热交换器的相对热的区域处使用第一材料来提高温度能力、但出于密度或损失的原因在较冷区域处使用第二材料。

例如，铝合金可以用于较冷区域中并且陶瓷和耐热合金可以用于较热区域中。该第一部分和第二部分各自可以以其一端连接该中间集管上。

可选地，该多个螺旋区段是彼此互相嵌套的并且是定向成相对于彼此成角度地间隔开的。

可选地，所述螺旋区段被配置成圆柱形滚筒的形状。

可选地，该支撑件包括多个所述圆形箍，这些圆形箍被配置成在大致圆柱形的穿孔滚筒结构中彼此间隔开，并且在这些圆形箍中提供了至少一个纵梁构件以用于在与至少一个所述荷载元件基本上径向地对齐的位置处接合地支撑相邻的所述导管。

可选地，在大致径向延伸的载荷路径结构中提供了多个所述载荷元件以用于抵抗施加至这些导管上的空气动力学载荷做出反应。

可选地，该载荷路径结构被适配成准许多个相邻的所述第一管道区段的导管之间响应于热变化而相对移动。

根据第六方面，提供了一种交通工具发动机，该交通工具发动机包括：燃烧区段，以及根据第五方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器，该热交换器被适配成用于在引向该燃烧区段的流动路径中冷却作为该第二流体的空气。

可选地，所述交通工具发动机包括氦供应源以用于提供氦作为该第一流体。

根据第七方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据本发明第五方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器。

根据第八方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第六方面的、有或没有其任何可选特征的发动机。

根据第九方面提供了一种热交换器，该热交换器具有供第一流体流动的至少一个第一管道区段，该第一流体与在经过该至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，其中每个第一管道区段包括经由至少一个导管从入口到出口的流动路径；并且其中在该流动路径中提供了在该入口与出口之间的中间集管，以用于与中间流体流动路径进行流动连通。

可选地，该入口和出口各自包括集管导管。

可选地，这些集管导管是笔直的。

可选地，该至少一个第一管道区段包括从该入口延伸至该中间集管以用于其间的流动的多个第一流动导管、以及从该中间集管延伸至该出口以用于其间的流动的多个第二流动导管。

可选地，第一流动导管的长度加上第二流动导管的长度是约2至3米。

可选地，这些第一流动导管和/或这些第二流动导管的直径是约1mm。

可选地，这些第一流动导管和/或这些第二流动导管具有的壁厚度约为20至40微米。

可选地，每个所述第一管道区段包括螺旋区段，该螺旋区段具有螺旋形并排延伸并且成排地彼此间隔开的这些第一和第二流动管道。

可选地，所述热交换器包括用于控制该中间流动路径中的压力的控制器。

可选地，该控制器包括流量阀。

可选地，该中间集管包括用于封闭第一流体的外封闭件以及用于将中间流体流注入该外封闭件中的注入器。

可选地，该注入器包括导管，该导管具有一系列沿该导管间隔开的、用于将流体注入该外封闭件中的流动孔。

可选地，该外封闭件和该注入器各自包括笔直的长形导管。

可选地，所述这些排包括沿着该外封闭件的纵向方向彼此间隔开的多排导管，所述间隔开的多排中的这些导管在沿着该外封闭件的长度的对应间隔开的位置处流体地联接至该外封闭件上。

第十方面提供了一种热交换器，该热交换器具有供第一流体流动的至少一个第一管道区段，该第一流体与在经过该至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，其中每个第一管道包括经由至少一个导管从入口到出口的流动路径；其中所述导管中的至少一个导管具有沿该导管延伸的第一部分和第二部分，这两部分是由彼此不同的材料形成的。

根据第十一方面提供了一种用于操作根据该第九方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器的方法，该方法包括使氦流经该至少一个第一管道并且流经该中间流体流动路径。

可选地，所述操作热交换器的方法包括使空气作为该流动路径中的第二流体流经该至少一个第一管道。

根据第十二方面，提供了一种诸如交通工具发动机的发动机，该发动机包括：燃烧区段，以及根据第九或十方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器，该热交换器适于冷却在引向该燃烧区段的流动路径中的作为该第二流体的空气。

可选地，所述发动机包括氦供应源以用于提供氦作为该第一流体。

根据第十三方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第九或十方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器。

根据第十四方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第十二方面的、有或没有其任何可选特征的发动机。

根据第十五方面提供了一种用于热交换器的支撑结构，该热交换器具有供第一流体流动的至少一个第一管道区段，该第一流体与在经过该至少一个第一管道区段的流动路径中的区段流体进行热交换，该支撑结构包括总体上圆柱形的穿孔滚筒结构。

可选地，所述支撑结构包括多个轴向相互间隔开的箍支撑件。

可选地，所述支撑结构包括多个径向相互间隔开的纵梁构件，这些纵梁构件被适配成在总体上径向对齐的载荷路径结构处支撑地接合所述第一管道区段。

可选地，这些箍支撑件形成有多个托架和/或附接结构，以用于将这些第一管道区段的集管导管定位在这些箍支撑件上。

可选地，这些箍支撑件和纵梁构件被配置成在其间具有总体上矩形或方形的流动空间。

可选地，所述支撑结构包括至少一个沿对角线安装的撑托元件，该撑托元件延伸跨过这些空间中的至少一者，例如沿对角线跨其而过，并且在其内或与其相邻。

可选地，每个所述空间具有两个沿对角线安装的所述撑托元件，这两个撑托元件被配置成X构型，由此在每个所述空间的区域中提供四个基本上三角形的流动孔。

根据第十六方面提供了一种用于冷却流动路径中的流体并且包含在其某个温度之下易于发生相变的成分的热交换器，该热交换器包括供冷却剂经过的一系列导管并且包括用于将防冻剂成分引入该流体路径中的流体中的注入器。

可选地，该注入器包括防冻剂注入器，诸如，布置成注入酒精，例如被布置成连接至甲醇源的甲醇注入器。

可选地，所述热交换器包括移除装置(removal arrangement)，该移除装置用于移除位于该流体路径内的移动流体体内的液体。

可选地，该移除装置位于该注入器的下游。

可选地，该移除装置包括至少一个捕集器装置(catcher arrangement)或元件，该至少一个捕集器装置或元件被布置成总体上横向于该流体经其而过的总体流动方向而延伸。

可选地，所述热交换器包括至少一排的所述捕集器元件。

可选地，这些捕集器元件在该排中彼此间隔分开的间距小于每个捕集器元件在其间隔方向上的最大跨过尺寸。

可选地，该间距是所述最大跨过尺寸的约四分之一、三分之一、或二分之一。

可选地，该捕集器装置包括区段排捕集器元件，该区段排捕集器元件在沿一排从一个捕集器元件到另一个捕集器元件的方向上与该第一排捕集器元件相交错。

可选地，该第一排和第二排中的这些捕集器元件与相一排中的捕集器元件间隔开的距离和它们与另一排中的捕集器元件间隔开的距离相同。

可选地，每个捕集器元件具有纵向范围并且在沿其长度的至少一个点处具有基本上圆形的截面。

可选地，每个捕集器元件包括中空导管，该中空导管具有位于其外表面上的至少一个(例如多个)液体收集凹座(liquid collection pocket)。

可选地，该中空导管是由金属材料液压成形的。

可选地，每个液体收集凹座包括从该凹座连通到该中空导管的内部管道中的清除孔，该清除孔的面积具有小的尺寸以用于限制与液体一起抽入其中的气流。

可选地，所述热交换器包括覆盖每个凹座的丝网，其中在每个凹座与该丝网之间形成了空腔。该丝网可以在每个凹座的区域中是总体上平坦的。每个此类丝网部分的后方的空隙提供了该空腔。该捕集器元件的实体存在使空气能够在该捕集器元件周围扰动、但是使液体能够与空气惯性分离。在该丝网就位时，该流中的液体可以进入丝网中并且被其捕获，但是空气可以继续沿着围绕这些捕集器元件流动。

可选地，该丝网是大致25微米至100微米的丝网，例如50微米的丝网。

可选地，该丝网被涂覆有润湿剂。

可选地，该丝网涂覆有硅石。

可选地，所述热交换器包括吸入系统，该吸入系统流体地连接至该中空导管上以用于从这些收集凹座中去除液体。

可选地，所述热交换器包括在所述移除装置的下游的第二所述移除装置。还设想了具有三个或更多的所述移除装置的实施例。

该防冻剂注入器可以包括多个注入部分并且没有被布置成在第一注入部分处将较浓缩的防冻剂注入第一气流区域中，并且在比该第一注入部分更上游的第二注入部分处将较稀释(水)的防冻剂注入比该第一区域更暖的第二气流区域处。水是由于空气中的湿气通过从穿过该热交换器的空气中冷凝出来获得的。

该热交换器可以包括用于对从该第二(或另外的)移除装置处的空气流中去除出的防冻剂和液态水进行再循环以用于在该第一移除装置上游、在该第二注入部分处再注入的再循环路径。在此类再注入的复数序列中每次此类再注入因此可选地可以使得与在前一次注入时相比更稀释的防冻剂进入更暖的空气中并且进入气流的更上游，该防冻剂因此是沿着与气流经过该热交换器的方向相反的路径、沿着一个序列的再注入点而可再注入的。这因此可以被认为是防冻剂注入系统的一种“逆流”，即使该防冻剂在被注入空气流中之后与空气一起流动也是如此。额外稀释的原因是水从穿过该热交换器的空气中冷凝出来。被捕获或捕集的防冻剂(例如，甲醇)和水接着可以在比前一次注入更上游的一个点处、在空气流更暖的位置处被再注入空气流中。这种防冻剂再循环能够实现持续的操作而不必使用太多防冻剂，因为同一防冻剂可以被注入然后被捕集；并且该防冻剂接着可以取决于贯穿该热交换器所采用的带有捕集器元件的移除装置的数量而再次被再注入和捕集两次或更多次。这还允许随着流动变得更冷，甲醇含量变得越来越浓缩。

可选地，所述热交换器被适配成用于将空气冷却到0℃以下。

可选地，所述热交换器被适配成用于将空气冷却到约零下100℃或以下，例如低至接近零下140℃、或低至空气液化点-约-195℃。

可选地，所述热交换器包括控制件，该控制件用于在温度接近约零下100℃时基于水-甲醇固液相图来将最冷的捕集器元件附近的环境控制为约80mol％或约88wt％的甲醇。最冷的捕集器元件附近的环境在温度接近或下降到约-100℃以下时在一些实施例中可以为约70mol％至90mol％的甲醇(基于水-甲醇固液相图)，例如约75mol％至85mol％或78mol％至82mol％。

可选地，这些捕集器装置被配置和构造成具有足够数量的捕集器元件，以便从空气中去除超过90％的水含量，例如超过95％，约99％是一个实例。

根据第十七方面提供了一种在其纵向方向上具有纵向范围的热交换器组件，并且该热交换器组件被布置成与纵向延伸的输送管连通的至少一个总体上环状的热交换器模块，其中提供了至少一个导向叶片，该至少一个导向叶片用于使流动在选自以下项的一者与另一者之间转向：(a)总体上径向穿过该热交换器模块、以及(b)总体上纵向地沿着该纵向延伸的输送管。

该导向叶片可以适配成使流动从总体上径向转向成总体上纵向。

该导向叶片可以是环状的、或环形的。

该导向叶片可以具有前导边缘和尾随边缘并且可选地在该前导边缘与该尾随边缘之间具有基本上恒定的厚度。

该前导边缘可以是相对于径向方向以约5至20度的角度布置的、例如约10度。在一些实施例中这可以改变超出这个范围。

该尾随边缘可以是相对于纵向方向以约5至15、或约8至12度的角度布置的。在一些实施例中这可以改变超出这些范围。

该导向叶片可以在该纵向方向上具有纵向范围，并且该导向叶片可以包括弯曲地张开的前导区段(可选地是在截面上为基本上弧形)，以及基本上锥形的尾随区段，该尾随区段延伸了该纵向范围的约50％至85％。

该热交换器组件可以包括沿着该纵向延伸的输送管可选地以相互重叠的系列布置的多个所述导向叶片。

这些叶片可以被布置成在其间具有缩窄部以使流动加速。以此方式，流动可以在每个叶片处被加速到具有与从该纵向延伸的输送管离开的总体离开速度相同的速度上。这有助于维持在这些叶片上游以及穿过该热交换器模块的均匀的压力和质量流速。

该热交换器组件可以包括沿着且围绕所述纵向输送管成系列布置的多个所述热交换器模块，并且可以提供与所述热交换器模块中的至少一个可选地所有热交换器模块相邻地延伸的并且至少基本上延伸了该至少一个热交换器模块的全部纵向范围的一系列所述导向叶片。这有助于维持在这些叶片上游以及穿过该热交换器模块的均匀的压力和质量流速。因此可以围绕该纵向延伸的输送管配置两个或更多基本上环状的所述热交换器并且将其沿着长度布置成一个系列。流动可以总体上和/或基本上径向向内穿过每个热交换器模块进入该纵向延伸的输送管中。这些叶片能够在其下游的输送管中建立总体上恒定的静态压力，并且因此均匀的流被抽吸穿过这些热交换器模块。

虽然这些热交换器模块可以是彼此相同大小的(包括其直径和最大跨过尺寸)，但在其他实施例中它们可以是彼此不同大小的，例如是一系列彼此具有不同直径的总体上滚筒状的布置。尽管如此，这些模块可以被适配成以彼此相同的质量通量和压降工作并且可以包括彼此相同数量的热交换器导管排、并且在一些实施例中可以具有相同的(该模块中的导管的)外直径与内直径之差。

根据第十八方面提供了包括根据该第十七方面的热交换器的一种发动机，该热交换器位于该发动机的空气压缩机和/或燃烧级的上游。

根据第十九方面，提供了一种诸如交通工具发动机的发动机，该发动机包括：燃烧区段，以及根据第十六方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器，该热交换器被适配成用于在引向该燃烧区段的流动路径中冷却空气。

可选地，所述发动机包括氦供应源，该氦供应源用于提供氦来作为可流经该热交换器的冷却剂。

根据第二十方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第十六方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器。

根据第二十一方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第十八或十九方面的、有或没有其任何可选特征的发动机。

因此，在一些实施例中该热交换器是总体上滚筒状的并且包括多个螺旋区段，每个螺旋区段包括众多小直径的金属合金导管。这些螺旋区段在彼此内侧成螺旋。在一些实例中这些导管各自为约2至3米长并且直径为约1毫米、并且具有约20至40微米或左右的壁厚度。

每个螺旋区段具有轴向延伸的冷却剂入口集管导管，该冷却剂入口集管导管固定至中央支撑套管上。每个螺旋区段的导管以其一端处例如通过钎焊密封地连接至该入口集管导管上并且径向地在以数量的多个排延伸(例如约1至10个排，2、3、4、5、6或7个排是一些例子)并且轴向地以大量排例如约75至100个排或超过100个排来延伸。这些不同薄导管全都从该入口集管导管中螺旋出来到达出口集管导管，它们也例如是通过钎焊密封地连接至该出口集管导管的。在其他实施例中，可以将流动方向反向，使得这些入口集管是处于径向在外的位置而这些出口集管是处于径向在内的位置，并且空气可以沿径向向外的方向总体上相对于这些导管中的冷却剂(可以是氦)逆流地流经该热交换器。

而且，当在热交换器运行期间温度改变时或其他情形下，这些入口集管导管保持相对于该内部支撑套管基本上固定在位。然而，由于热膨胀，这些小直径导管的长度改变并且这些不同螺旋区段以总体上环圆周的方式在彼此上滑动，这些出口集管导管也相对于该内部支撑套管移动。因此，该热交换器可以由于热应力的实质性减轻而热循环很多次，甚至超过100或直至200或更多次完整行程的循环。

而且，在沿着其长度的多个不同点处，每个螺旋区段中的导管可以例如通过钎焊支撑性地固定在一起，并且与一排相邻螺旋区段相邻的每排导管可以配备有挡板、间隔件或垫片，该挡板、间隔件或垫片沿着这些导管在轴向方向上完全延伸并且略微径向地延伸大致1至10毫米等等。多个相邻螺旋区段中的这些挡板或垫片可以滑动地抵靠彼此，或者一个螺旋区段的挡板或垫片可以滑动地接合在相邻螺旋区段的相邻流体流动导管上。由于每个区段中的导管的这种支撑性固定以及这种滑动抵靠，不仅所有螺旋区段都能够在热循环期间按它们所希望地容易地膨胀和收缩，而且穿过热交换器到达外部并且在这些小直径导管之间的加热剂(例如空气)的径向阻力载荷可以在强大的基本上径向的载荷路径中向内(或向外)传输经过所有这些螺旋区段、并且可以被该内部支撑套管、或者在径向向外空气流的情况下被外部支撑套管反作用。

在这些窄导管中径向前进的空气流(加热剂)与相反地径向螺旋前进的氦冷却剂流之间存在逆流热交换的情况下，可以在该热交换器的径向外部提供弯曲的输送管以便使接近的轴向空气流弯曲地进入该热交换器中，或者在穿过热交换器向外前进的气流情况下，使离开热交换器离开的轴向空气流弯曲。由于这种类型的构造，这些热交换器导管受到相对好的保护并且在遭遇鸟类或其他侵入造成起飞后发动机故障(EFATO)问题的事件中，这些氦导管不容易受损，发动机可能容易被关掉，并且在倾倒或不倾倒燃料到最大着陆重量以下的情况下，该交通工具可以具有在相应发动机关掉的情况下进行成功着陆的很大可能性。

该内部套管可以配备有穿孔的或“鸟笼”构造以便使加热剂、例如空气能够没有显著损失地穿其而过。该套管可以在其任一端处包括环形箍(在具有成系列的相互环圆周间隔开且轴向延伸的纵梁构件时，例如10至50个所述纵梁构件)、以及沿着该支撑套管成系列的一个或多个中间环圆周箍空间。这些纵梁构件可以彼此间隔开大致相同距离，使得这些箍彼此间隔开而形成总体上方形的形状或空间，这些形状或空间可以由x形对角线构件增强，使得穿过该内部支撑套管的所有穿孔都是三角形。已经发现这种结构提供了轻量的形式，这种形式引入注目地对于抵抗可能置于其上的实质性的径向向内的载荷而言是强健的，而不会产生显著流动损失、并且还在飞行期间承载重力载荷和惯性载荷。在具有径向向外前进的空气的一种布置的情况下，可以在这些冷却剂导管的径向外部提供类似的支撑套管或鸟笼。

能够布置一个或多个中间集管导管，这些中间集管导管位于沿着这些小直径导管从其入口集管到其出口集管的路线的一部分路程上。因此，这些导管在概念上可以被认为是沿着其长度被部分“切开”并且每处切开的末端附接至该中间集管导管上。内部中间供应导管可以被插入该中间集管导管内而沿着其长度基本上一路延伸，该中间供应导管沿着其长度具有成系列形成的一系列出口孔。在该热交换器的运行期间，冷却剂可以不仅在这些入口集管导管处、而且还在这些内部中间供应导管处供送到热交换器中，使得可以在这些中间集管导管处添加另外的冷却剂，并且不同质量流速的冷却剂可以流经该热交换器的不同部分，从而允许尽管是多个的热交换器的单一热交换器构造运作成大致仅具有建造一个热交换器的成本和复杂性。应了解的是，为了在这些中间集管导管处添加另外的冷却剂，在这些中间集管导管处的供应压力可以被控制成与这些小直径导管内部的附近冷却剂的压力相似或相同。使用带有成系列形成的穿其而过的一系列出口孔的这些内部中间供应导管确保了，可以沿着该热交换器的轴向长度实现均匀的流动状态。

在此将描述的该优选实施例的热交换器包括霜冻控制系统，并且在欧洲航天局代表英国政府在保密状态下对测试用热交换器进行了实际试验之后，欧洲航天局确认了该霜冻控制机构在实验室规模上的成功演示。所测试的热交换器以小于50千克的重量包括总计超过40千克的小直径导管，并且进入的空气流在少于20毫秒内被冷却到零下150℃。在低温运行期间没有发现霜冻阻塞，并且欧洲航天局称他们现在确信现在可以进行地面发动机演示试验。

该热交换器因此可以在每个螺旋区段中配备有一个或多个折线区，每个折线区中包括短的径向延伸区段。因此，每个螺旋区段在形状上不是完全螺旋形的、而是包括第一基本上螺旋部分、接着短的径向部分、之后是另一个基本上螺旋部分，以此类推。这种构造造成了在相邻螺旋区段的折线之间提供了基本上弧形箱的形状。

在这些弧形箱空间内定位了一系列的一排或两排径向间隔开且环圆周错开的捕集器元件。每个捕集器元件可以包括导管，该导管具有的内部可以连接至抽吸系统上以用于吸上沿着该捕捉元件在其前导面上间隔开的多个外部凹座的内容物，这些凹座经由穿通孔连接至该导管的内部。这些捕捉元件前导面凹座可以用50微米的硅石涂覆的丝网来覆盖，以形成该凹座的多孔正面。在其他实施例中可以使用除硅石外的润湿剂，也可以使用不同大小的丝网。

在这个实施例中，甲醇或其他防冻剂物质注入系统被定位在这些捕捉元件的上游，并且随着水从流中冷凝出来，其与甲醇混合而维持水是液体而不结冰，并且此混合物是在与这些捕捉元件的潮湿丝网接触时通过惯性分离而与空气流分离、接着经由这些凹座和穿通孔被真空抽吸、并且沿着这些捕捉元件被带走的。当每个螺旋区段中存在多个所述折线区时，可以在进一步得到的弧形箱空间中采用另外一组类似的捕集器元件。在此情况下，在一个实例中，当空气流是径向向内并且例如正被这些窄导管中的氦冷却时，可以在该径向最内部的弧形箱区段或其紧邻上游处注入纯的或相对浓缩的甲醇并且该甲醇以与水的混合物的形式接着被对应的捕集器元件部分地捕集，并且此更稀的混合物接着可以在该热交换器中的温度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。

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。

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。

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℃时，最冷的捕集器元件附近的环境是在约80mol％或约88wt％甲醇的区域内。

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。

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。

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泵和捕捉元件抽吸泵来关掉霜冻控制系统。

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℃以下并且一直低到零下140℃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。

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。

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

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：

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；

图1B是图1A的飞行器的平面顶视图；

图1C是图1A的飞行器的平面后视立面图；

图2是现有技术发动机的示意性视图；

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；

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；

图4B是图4A的区域A的详细视图；

图5A是该热交换器在图5B中的Y-Y截面；

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；

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；

图7A是图7E中的细节A的详细视图；

图7B是图7E中的细节B的详细视图；

图7C是图7F中的细节C的详细视图；

图7D是图7F中的细节D的详细视图；

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；

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；

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；

图8B是图8A中细节E的详细等距视图；

图8C是图8A中细节F的详细等距视图；

图9A是在图9B的方向9A上该热交换器的后视立面视图；

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；

图10A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；

图10B示出了图10A中细节A的详细等距视图；

图11A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；

图11B示出了图11A中细节A的详细立面视图；

图12A示出了热交换器的甲醇注入器组件的立面正视图；

图12B示出了在图12A中的平面A-A上的截面；

图12C是图12B中的细节B的详细视图；

图12D是图12B中的细节C的详细视图；

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；

图12F是图12E中的细节E的详细视图；

图12G是注入器导管组件沿着图12E中的方向12G的立面视图；

图12H是图12A的注入器组件的等距视图；

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；

图13B是图13A中所示这些部件的一部分的等距视图；

图13C是图13A中所示这些部件的端视图；

图13D是图13C中平面C-C上的截面；

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；

图13F是图13E中细节D的详细视图；

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；

图13H是图13G中平面A-A上的截面；

图13I是图13H中细节B的详细视图；

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；

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；

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；

图14D示出了在两个这样的凹座末端之间中间的导管轮廓；

图14E示出了图14A的导管的透视图；

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；

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；

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；

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；

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；

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；

图19B示出了图19A的相对于这些捕集器元件定位的垫片板；

图19C是该热交换器的局部端视图；

图19D是图19C的细节E的详细视图；

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；

图20B是图20A的细节A的详细视图；

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

图21B是图21A的细节B的详细视图。

详细说明

如图1A、图1B和图1C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。一个移动尾翼装置(moving tailfin arrangement)26和全动鸭翼装置(moving canard arrangement)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。

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。

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。

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。

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。

被涡轮机64驱动的液态氢泵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。

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)。

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驱动液态氧泵84，该液态氧泵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。

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。

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所示的接合。

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。

如图10A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10A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。

图10B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10B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相接合以便将该入口集管导管106相对于每个支撑环86、88锁定在位。在图10B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。

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。

这些氦导管120沿着集管106、110的轴向方向布置成间隔开的200排并且在径向方向布置成四排。这些氦导管120从每个入口集管106一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1毫米或略微更多并且壁厚度为约20至40微米。

图8C示出了这些导管120是如何经过这些折线部112’、114’的，其中短的径向部分122和J形箔或榫124位于这些折线部112’、114’的任一侧上以便引导流动离开这些径向部分122。这也示出在图7B中。在图7A中可见，在这些阻挡站116处，赛道区段阻挡元件125被钎焊至任意给定的螺旋区段108中的这四排氦导管120中每一排的内侧上，并且一个扁平垫片板126附接至这四排中的径向外部导管120的外侧上。这些阻挡元件125是通过将与氦导管120一样的导管压扁来制作的。这些阻挡元件和垫片板126轴向地延伸了在轴向方向上的所有200排导管120的全部长度。如图11B所示，这21个螺旋区段108的阻挡站116是在存在纵梁构件90的地方基本上彼此对齐的，从而与这些矩阵导管120正交、但与从热交换器52的中央轴线128(参见图11A)出发的真实的径向方向R(参见图11B)略微角度偏离。因此，纵梁构件90上的靴形件116’接合第一螺旋区段108的底部阻挡元件125，并且径向力可以经阻挡站116被传输至垫片板126，该垫片板接合下一个嵌套在内的螺旋区段的另一个径向内部阻挡元件的底部。在第11个螺旋区段108之后，径向延伸的I形梁130可以将该基本上径向的载荷传输至下一个螺旋区段108。在另外七个螺旋区段108的另外七组阻挡元件125和垫片126之后，有另外一个基本上径向延伸的I形梁130用于传输径向载荷，并且然后存在另外三个区段108在径向方向上前行直到这些螺旋区段108(总计二十一个)已经完全被数完。这种构型仅是展示性的并且在其他实施例中可以不同。

当该热交换器在运行时，有基本上径向向内的空气流经所有导管120，从而对其施加基本上径向向内的空气动力学载荷。这个载荷由这些基本上对齐的垫片板126、阻挡元件125、I形梁130和纵梁构件90抵抗，这些部件是在径向方向上基本上对齐的。因此，尽管存在非常显著的空气动力学载荷，但这些导管120可以被稳固地支撑。

在一些情况下，特别是在高的马赫数下，具体在径向最外侧进入热交换器52的空气入口温度可能很显著，例如超过800℃或甚至1000℃。这种温度变化可能对这些导管120造成显著热变化，这些导管具体可能随着温度的升高而在长度上增长。因此，尽管入口集管导管106是相对于穿孔支撑滚筒84固定在位的，但这些出口集管110在这些导管120的长度增长时可能移动。每个螺旋区段108的垫片板126因此可能相对于阻挡元件125滑动，从而能够实现这些螺旋区段108相对于彼此基本上环圆周的滑动运动。在这些导管120由于升高的温度而变长的情况下，这些阻挡站116的穿过这些阻挡元件125、垫片板126和I形梁130的推力线可能旋转到与从交换器52的中心轴线152出发的真实径向方向R更加共线。这些阻挡元件125的队列被维持成与这些导管120基本上正交。因此，在导管120的周向(长度方向)区段中可以允许这些导管的热膨胀和收缩。自然，这些导管120和其他部件在随着温度膨胀和收缩时可以在径向方向上膨胀，并且为此还提供了公差。

在图7D中可见，每个入口集管导管106在其任一端处装配有多个入口集管配件140，并且这些出口集管导管110在其对应两端处装配有出口集管配件142。如图4A和图5B所示，在入口集管106的一端处的这些入口集管配件140通过多个柔性软管144流体地连接到用于氦流动的入口歧管146上，并且在其同一端处的这些出口集管配件142通过多个柔性软管148流体地连接到用于氦的氦出口环歧管150上。

在集管导管106的另一端处的这些入口集管配件140可以被封阻或者可以经由环歧管流体地连接到相邻集管配件140上。这同样适用于在这些出口集管导管110的另一端处的出口集管配件142。

例如在图11A和图11B中可见，创建了多个总体上矩形的(但弧形的)凹座(或箱区段)160，这些凹座沿着热交换器52在相邻螺旋区段108的导管120之间、在I形梁130和相应折线部112’、114’的区域中轴向地一路延伸。这些总体上矩形的但弧形的凹座160容纳热交换器52的霜冻控制系统的捕捉元件162，将在下面进行描述。

如图4A和图12A中所示，甲醇供应导管170将甲醇供送至甲醇注入环174的环形廊道172。廊道172中的这些部分176是导管214进入廊道172之处穿过这些导管的区段。该甲醇注入环具有围绕热交换器52周向间隔开成系列地定位的一系列180个注入器导管组件182(图12E)(这种布置在其他实施例中可以不同)，每个注入器导管组件182包括在形成环形廊道172的环形歧管173与另外一个支撑环175之间轴向延伸的注入器导管184，多个端塞192的渐缩末端190固定至该另外一个支撑环上。这些注入器导管184各自包括沿着导管184成系列并排间隔开的一系列22个注入孔194(在图12F中示出了其中一个)，这些孔194各自的直径是0.2mm。每个导管的与该渐缩末端190相反的末端196固定至具有非圆形凸缘200的注入器配件198上，该非圆形凸缘具有平坦部202，该平坦部通过使平坦部202与附接至环173上的一个支撑环177中的对应结构匹配来使导管184在旋转意义上对齐。提供了一个圆形密封件204来密封在配件198的环形凹陷206中。

当运行甲醇泵210(图3)来沿着连接到甲醇供应导管170的管道212泵送甲醇时，迫使甲醇经过廊道172并且经过环173的多个供应通道214以及配件198的内部通道216，以便将甲醇泵送到这些导管184内部并且接着经这些注入孔194出来。因而，甲醇是在气流即将进入由这些导管120的螺旋区段108限定的体积中时注入气流中的。

甲醇能够防止在热交换器52中形成冰，冰可能阻碍穿过该热交换器的气流。甲醇降低在热交换器中冷凝出来的水滴的冰冻温度来实现这点，并且显著比例的甲醇和水一起被捕集器元件从气流中去除，现在将对此进行描述。

图11B中所示的这两个凹座160中的每个外部凹座具有位于其中的九个相互间隔开的捕集器元件，并且这些凹座160中的每个内部凹座具有位于其中的七个捕集器元件162。参见附图中的图13A至图14D，现在将描述这些捕集器元件162。这些图示出了具有九个捕集器元件的一个外部捕集器组件240。这些内部捕集器组件是类似的，除了捕集器元件的数量之外(因为它们仅具有七个)。如图13A和图13H所示，每个捕集器组件240具有外部一排242四个捕集器元件162和内部一排244五个捕集器元件162。同样，在其他实施例中捕集器元件的数量和折线部以及(径向上)凹座排的数量可以不同。每个捕集器元件162包括液压成形导管246，该导管沿着其长度具有如图14A至图14D所示的变化的截面。具体地，导管246在其对应末端248、250处截面是圆形的并且具有在多个峰254之间形成的八个凹座陷窝252，在此处导管246的截面如图14C所示，在这些峰254之间的中间点256处的截面如图14D所示，其中存在两个向外凹的部分258。如图13I所示，这些导管246是用不锈钢50微米滤网258(在其他实施例中可以使用其他丝网)覆盖的，该滤网涂覆有润湿剂，例如硅石。每个丝网258是总体上圆柱形的(在其他实施例中可以改变)并且在每个凹座陷窝252处形成一对空腔260、262，使得在每个捕集器导管246中总计存在十六个空腔260、262。在每个空腔260、262中穿过导管246的壁定位了多个清除孔264—在其他实施例中这个数量可以不同。该捕集器组件240包括控制板270，并且每个捕集器导管246的一端248装配到非旋转配件272中，使得所有九个捕集器元件导管246与捕集器抽吸歧管组件274的内部连通，该捕集器抽吸歧管组件具有经由管路278(图3)通向抽吸源280的抽吸端口276。这些捕集器元件162能够上下颠倒地工作并且也能在任何轴向加速或以其他方式加速的飞行工具中使用时工作。

如图13A和图13D所示，这些捕集器元件246的远端282被端塞284牢固地封闭。

可以看到，这些捕集器控制板270包括多个贯穿其中的圆形孔290。热交换器52的这些出口集管导管110穿过这些孔290。还可以看到，捕集器板270包括九个额外孔292。其原因是，围绕热交换器52周向间隔开的相邻捕集器组件240是在其相反两端处布置有歧管272和端塞284的。因此，这些孔292用来接合在相邻捕集器组件240的捕集器元件162的圆形末端250周围，使得所有捕集器导管246都在两端被支撑。在抽吸端口276处施加了真空时，在这些清除孔266处存在抽吸作用。在捕集器元件162的区域中存在液态形式的甲醇和水的情况下，当该液体触到硅石涂覆的丝网258时被润湿到丝网258上并且被抽吸穿过丝网(这些空腔262由于小的丝网孔而在低压力下工作)、进入空腔262、260/凹座252中、接着穿过这些清除孔266并且沿着这些捕集器导管246内部到达对应的歧管274和抽吸端口276。这些清除孔266将带有液体的、抽吸穿过的空气流速控制在低水平。以此方式，进入空气中的显著比例的水蒸气可以从该流中被去除，使得热交换器52不被冰堵塞。虽然在图13I中为清楚起见将丝网258示出为具有圆形截面，但如图14F所示，该丝网事实上在空腔262/260/凹座252上伸展成更平的构型。如图14E所示，这些峰(凸台254)被配置成总体上平坦的。这些凸台254接合该丝网258而将这些凹座彼此分开。因此，如果一个凹座失去其整体性，例如碎片侵入热交换器中，其他凹座252仍将工作。

如图4B所示，这些外部捕集器抽吸歧管组件274通过柔性S形真空导管300(S形允许存在制造差异和热膨胀但在其他实施例中不需要采用)连接到环形霜冻控制捕集器环歧管302上，并且这些内部捕集器元件歧管板304(对应于歧管板274，但仅针对七个捕集器元件)通过类似的S形柔性软管306连接到霜冻控制捕集器环歧管308上。环308通向真空出口管道309，并且环306通向真空出口管道307，这两个真空出口管道均经由管路278通向真空源280。

由于在热交换器的相反轴向末端处存在类似的真空歧管板272、304，在该端处也提供了S形柔性软管300、306和霜冻控制捕集器环歧管的类似布置，如图5B所示用相似的参考号表示相似的特征。

从图13H中将注意到，捕集器元件162之间的沿着每排242、244的长度的间距是大致为这些捕集器元件162的直径的三分之一。还将注意到，排242中的捕集器元件162与排244中的捕集器元件之间的距离是大致相同的或略微更小的。当液滴400接近外部排242时，它们可以前行并大致如箭头402所示进行转向。液滴流经导管120的矩阵并且在导管上生长的同时被加速进入外部排242的捕集器元件162之间空隙中的气流侧向地聚集。因此，这些液体400趋向于被第一排242中的捕集器元件162转向成几乎笔直地朝下一排244中的捕集器元件162前行。在实际中，这意味着在排242中的捕集器元件162可以充当钝体，并且被捕集器组件240提取的水中约5％可以是在前排242(在气流方向的意义上)中提取的并且95％是在下一排244中提取的。在其他实施例中，排242的前排捕集器元件162可以用没有丝网或抽吸功能的固体来代替。

当热交换器52在运行中时，这些内部捕集器元件和/或外部捕集器元件处的温度可以由温度传感器350来监测，该温度传感器可以发送数据给控制器352(图3)，该控制器可以控制阀，例如带有换向器部分356以改变穿过热交换器52的氦流的阀354。以此方式或以类似的方式，这些捕集器元件162处的温度可以受到控制。从气流中去除的水和甲醇可以被加回到接近火箭喷管40的气流中并且在一些实施例中可以增加2％的推力。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。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。刚才描述的由控制器352提供的控制可以使得在水-甲醇固液相图上，当温度接近约-100℃时，最冷的捕集器元件162附近的环境是在约65摩尔％或约82wt％甲醇的区域内。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(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-50℃以下并且一直低到-140℃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。

如图15所示，这些螺旋区段108可以被修改成结合有中间集管440。中间集管440可以具有两组孔，从入口集管106出来的所有导管120可以通过钎焊固定至其中一组孔上而通向出口集管110的所有导管120可以如此固定至另一组孔上。中间集管440可以具有外导管442，这些导管120连通到该外导管中。入口集管440可以包括内部导管444，该内部导管具有沿着其长度成系列地定位在多个间隔开的位置处的一系列注入器孔446以用于将氦注入中间集管440中。因此，在中间集管440下游的这些导管120可以比上游的导管120携带更大质量流速的氦。这在循环设计中可以是对于能够实质性地改变热交换特性极其有用的，例如来防止在高的飞行马赫数下超过容许的金属温度，并且仅一个热交换器52基本上提供可以像两个不同的、有两种不同的冷却剂流(氦和另一种冷却剂)在其中流动的热交换器起作用的一种系统。这可以示意性地在图16中看到，其中看到空气沿着一条路径450流动，并且入口集管106可以在概念上被当成是在热交换器52中的入口点处，中间集管440在中间点处，而出口集管110在出口点处。示意性地示出了控制阀452，以用于控制冷却剂进入中间集管440的流量。

如图19A至图19B所示，在位于排242、244的捕集器元件162的径向外部的每个凹座160中定位了垫片板500。图19A示出了用于这些外部凹座160的垫片板500，这些内部凹座带有七个具有类似垫片板500的捕集器元件162(但可以改变纵向槽缝512、514、516的数量，例如减少)。每个垫片板具有第一侧壁502、顶壁504、和第二侧壁506。每个侧壁502、506包括连接至顶壁504上的向下倾斜的部分508，该向下倾斜的部分508连接至侧壁502的总体上径向延伸的下部部分510上。顶壁504总体上沿着其长度一路限定了三个纵向延伸槽缝512、514、516，这些槽缝512、514、516被一系列小的交叉连接件518中断。这三个槽缝512、514、516沿着相应径向路径与第二排244捕集器元件126的三个最中间的捕集器元件126对齐。因此，如图19D中所示的这五条气流线520所示，这些垫片板500中的槽缝512、514、516趋向于帮助将流动引导到第二排244的捕集器元件126上。这种布置可以进行如下修改：省略第一排242捕集器元件126并且潜在地将每个垫片板500的顶壁504放置得更靠近剩余的“第二”排244，而槽缝512、514、516仍与其捕集器元件126基本上对齐。在一些实施例中，这些垫片板可以针对这排中的每个捕集器元件126有一个槽缝(或缝隙)。不一定存在三个槽缝。例如可以存在五个。

这些垫片板500是可选的。它们局部地增大气流速度，使得空气动力学力超越重力。重力可能趋向于致使液滴在捕集器元件之间沿对角线移动而不撞击它们且不被捕捉到。这些垫片板500因此有助于对水/防冻剂液滴产生空气动力学载荷，这些载荷趋向于将液滴引导到捕集器元件126、244上。在其他实施例中为类似的目的可以使用除垫片板500之外的结构。

如图20A和图9B所示，该热交换器配备有前舱壁530和相应的后舱壁532，这些舱壁基本上是彼此的镜像。这些舱壁530、532用附接件紧固，以允许由于热膨胀而移动。如图20A所示，前舱壁520具有内环534，该内环围绕支撑滚筒84就坐并且固定至其上。内环534通过一系列总体上径向延伸的辐条536与舱壁530的外环538相连接。这些辐条536的外端540连接至甲醇注入环174上。如图20B所示，外部集管固持弹簧542是弹簧加载到舱壁530的环538上的，并且每个捕集器组件控制板270上附接了用于集管导管110的接片垫圈544。弹簧542向导管120矩阵施加轻的径向夹紧载荷，同时允许热膨胀。

辐条536在这个实施例中是略微螺旋形状的以便提供间隙、但可以是真正径向的或在其他实施例中具有其他构型。

图18示出了对热交换器的修改，该热交换器结合有用来防止该热交换器由于形成霜冻或冰而被堵塞的甲醇或其他防冻剂的再循环。空气流像之前那样、如气流箭头A、B方向上示意性所示、向内环形地流经该热交换器，该空气流被这些氦导管120(为清楚起见在图18中未示出)冷却并且在图18中未示出(为清楚起见)。甲醇(或其他防冻剂)从来源/泵550沿着管道552被供送至位于热交换器52气流中的相对冷的下游位置处的第一注入器歧管554中。甲醇接着被收集，或其显著部分与空气流中的水一起在第一下游捕捉或移除装置556处被收集。所捕捉的、被水稀释的甲醇接着被泵558沿着管道560再循环到更上游的甲醇/水注入歧管562，并且此混合物接着(至少部分地)与来自空气流中的更多水一起在另外一个捕捉或移除装置564处被捕捉。甲醇(与水一起)接着被另外一个泵566沿着另外一个管道568泵送，其中进一步稀释的甲醇被泵送至上游的甲醇/水注入器歧管570，在这里它被注入空气流中。该进一步稀释的甲醇(被水稀释)接着在上游捕集器或移除装置572处被收集、或基本上全部被收集，从这里该甲醇被引导离开到达出口574，该出口可以通向发动机的燃烧或推力产生区段以便从发动机喷出而供应额外的推力。这种甲醇再循环(其中它每次在更上游的位置(并且因此在概念上可以被认为是与空气流逆流，即使如示意性箭头577所示甲醇是在空气流中与空气一气流动也是如此)被再注入)确保了甲醇或其他防冻剂的消耗被优化至最小值。

已设想到在一些实施例中，甲醇和水可以从出口574被引导离开到达甲醇分离器，例如蒸馏系统，以用于重新浓缩该甲醇以便重新使用来降低总体甲醇消耗和要携带的甲醇重量。

代替图18所示的布置，有可能在每个注入歧管(像562)之后并且在下一个喷出歧管之前具有串联的(沿着空气流路径一个在另一个之后)两个或更多捕集器区段(像捕集器装置572)。

如图21A所示，热交换器52(或预冷却器)可以在试验台架580中是与前部被动热交换器模拟器582和后部被动热交换器模拟器584组装到一起的。这些模拟器582、584具有与热交换器52相似的空气流动特性。这些空气流模拟器582、584和热交换器52是以中心线或轴线588绕出口输送管586环形地布置的。实际上对于具有彼此并排的三个(或另外数量的多个)热交换器52的准备好飞行的布置而言，这些前部和后部被动空气流模拟器582、584可以是用额外的、与中间热交换器52基本上相同的热交换器52来替代的。这三个热交换器52因此可以接受来自从入口43引出的输送管592的进入空气流590，并且出口输送管586可以通向图3所示的涡轮压缩机46的空气压缩机54。

这些空气流模拟器582、584和热交换器52各自被一系列594、596、598重叠的导向叶片600径向向内地界定，每个导向叶片是与中央轴线588共轴的环形的或环状的元件。每个导向叶片沿着轴线588具有纵向范围并且在如图21B所示的截面中具有延伸了该导向叶片的纵向范围的大致20％的一个弯曲的、总体上圆化的前导部分602、以及延伸了导向叶片600的纵向范围的剩余大致80％的一个基本上锥形的尾随部分604，虽然图21B示出了该前导边缘604为若干个平坦的部分，但事实上它优选地是平滑地弯曲的。由于这种叶片构型(其中叶片是弯曲的且相互嵌套的并且其中相邻导向叶片600之间的出口区域606远小于其前导边缘610之间或附近的入口区域608(记住如截面中所示的横向于流动的较小槽缝长度以及在出口区域606处的较小周长二者))，流动被转向并且加速经过导向叶片600。每个导向叶片600从其前导边缘610到其尾随边缘612一路上具有基本上相同的宽度，但在其他实施例中这可以改变。每个导向叶片600的前导边缘610(或前导边缘部分614)相对于径向方向成大致10度角，即图21B中的角度A。每个导向叶片600的尾随边缘612(或尾随边缘部分616)相对于输送管586的纵向轴线588成大致10度角，即图21B中的角度B。

这些导向叶片600用于局部地使空气流转向且加速到在出口输送管586中的总体空气速度，使得上游(即，在前部和后部被动空气流模拟器582、584和热交换器52上游的)速度分布被迫变得更均匀，从而使得相同或基本上相同的空气质量流速将流经每一者，即使它们沿着输送管586在不同距离处亦是如此。

虽然最初假设的是插入出口输送管586中的中心体将消除在朝向发动机的方向上沿着出口输送管的静态压力分布问题，但当本申请人进行测试时，出乎意料地这样的中心体并没有所希望的效果并且迫使甚至更多的流动被抽吸穿过设施的后部，其原因(本申请人已经找出)是进入出口输送管的空气在径向方向上进入、但随后遵循弯曲路径以便使其转过90度而离开该出口输送管并且只要流体遵循弯曲路径就存在垂直于流动的压力梯度，并且发现了朝设备的后部(更靠近输送管出口589)进入出口输送管的流动与从更靠近其前部591的位置进入输送管中的空气相比将遵循更紧的曲率半径，其中更紧的曲率半径和朝向后部的高速度造成了更大的压力梯度并在前部被动空气流模拟器582下方与在后部被动空气流模拟器584相比产生更高压力区域，从而因此致使被抽吸跨过后部被动空气流模拟器584的速度与前部被动空气流模拟器582相比更高。

这些转向叶片600在滚筒状空气流模拟器582、584和热交换器52的出口处局部地消除了这个问题。虽然在相邻叶片600之间仍在轴向方向上存在压力梯度，但现在这被限制在叶片对的边界之间。因此通过将流动拆分成足够数量的转向片段，可以消除或至少减少较大的出口输送管压力梯度。不仅抽吸穿过这三个滚筒582、584、52质量流速更均匀，而且跨过热交换器52的流线也变成几乎径向的(减小了在没有叶片的情况下在一个轴线位置而非另一个位置有更多流穿过热交换器的趋势)，由此帮助确保穿过热交换器52的流场更均匀，以用于热传递的目的。

在安装了这些转向叶片600的情况下，看到压力比(即，在前部空气流模拟器586的区域中输送管586中的压力与在后部模拟器584的区域中的压力之比)从没有导向叶片600情况下的比率72％改善到了如图21A所述安装有导向叶片情况下的89％。

因此显示这些叶片600提供了对穿过具有纵向范围的热交换器组件并且通向轴流输送管的和/或穿过具有多个热交换器模块(像模块52)以及类似模块来取代被动空气流模拟器582、584的布置的质量流量进行重新分布的解决方案。这些叶片600提供了穿过热交换器52的更均匀的径向速度分布。

叶片出口角度(B)可以沿着设备的轴向长度改变以便更进一步地增大流动均匀性，并且已设想到还可以添加中心体603，使得可以利用组合式转向叶片与中心体几何形状来提供高度均匀的流动分布而具有最小的总压力损失。在出口输送管586为总体上圆柱形的情况下，中心体603的截面可以是抛物线形的，如示意性示出的，以便对每单位长度提供总体上线性的面积增大(由于该3D环形形状)从而使得质量通量能保持基本上恒定。

如图21A所示，与内部导向叶片600一样，每个热交换器52还可以配备有一系列沿着其轴线长度完全延伸的、或基本上如此的外部导向叶片601。为清楚起见在图21A中仅示出了三个这样的外部叶片601。这些外部叶片601优选地各自如图21A所示开槽，因为当流经过这些叶片601并且开槽结构阻挡该流到失速时，压力增加并且流速减慢。在内部叶片606上不需要开槽，因为跨过它们压力减小并且流动减速。在流动径向向外反向的其他实施例中，这些内部叶片可以开槽。在一些实施例中，可以省略内部叶片600或外部叶片601。

例如图13B中所示，这些捕集器板270具有短桩700，这些短桩伸入导管120矩阵中的捕集器凹座中，这允许它们在该矩阵在热位移和压力位移下移动时跟随这些捕集器凹座。将了解的是，这些捕集器板270重叠从而防止在其间出现轴向空气泄露；并且要注意的是，这些捕集器板正常情况下并不径向地承载在彼此上或前舱壁和后舱壁上。

虽然在大多数附图中示出的实施例在导管120矩阵的径向外部仅具有单一防冻剂/甲醇注入点，但已设想到，准备好飞行的发动机可以在不同的径向位置或更多的径向位置具有至少两个注入点，如图18所示。

图9B所示的过渡导管702在试验台架中可能是有用的并且在实际运行的发动机中可以去除掉。

这些捕集器元件126中的凹盘式凹座为大致50mm长。丝网258被紧密包裹在这些捕集器导管周围并且固定至其上。这形成了多个50mm长的凹座，其中每个捕集器导管126是盘状的、被多个凸台254分开的，在这些凸台处丝网258接触导管从而将这些抽吸空腔分隔成多个分开的凹座，这样使得在丝网损坏的情况下，剩余凹座仍工作。

包括温度传感器350和控制器352在内的这些温度控制部件可以在其他实施例中被适配成具有本领域技术人员已知的其他设备形式或用其替换，从而通过在这些具体捕集器位置处提供正确量的甲醇/水冷凝来为霜冻控制而维持恒定的空气侧温度轮廓。在至少一些实施例中这种控制被适配成将最后(最冷的)捕集器排控制成处于约-80℃至-100℃的空气温度，此时甲醇浓度应为约80％摩尔分数或88％质量分数，以便将冰冻点延迟到最低可能温度。

该霜冻控制系统与上述以前的公开案相比要求非常少的消耗材料，即所需的甲醇的质量非常少，对应于增加的交通工具有效载荷和改进的经济性。

甲醇歧管174与这些辐条536的连接优选地是经由带槽的孔(未示出)的以允许径向热膨胀。

附图中所示的甲醇注入器环174是由多个主动注入导管710以及较大直径的交替的普通非流体注入导管712构成的。这种布置在靠近这些注入导管710处提供了增大的空气速度，但是在其他实施例中可以去掉这些普通导管712。

使用弹簧542将外部集管110轻微压靠在导管120矩阵上施加了初始预载荷，这种初始预载荷在发动机运转时被空气侧压降所扩增，并且它还防止这些模块螺旋段108在热交换器52的轴线为水平时摆动张开。可以在其他实施例中替换氦旁路控制件350、352、354，并且可以改变回路以包括再循环回路以及用于捕集器温度控制的替代性设计。

该热交换器可以用在除了具有所示发动机的情形之外的其他应用中并且不局限于用于所描述的具体航空航天应用中、并且可以用于各种其他的航空航天应用和工业应用中。

附图中所示的各个特征可以改变成所示出和描述的，而不背离本发明的范围。例如，在一些实施例中可以用片材形成由这些捕集器板127和舱壁530、532形成的端壁。

在具有总体上径向向外的空气流(代替径向向内)的实施例中，该导管支撑结构(包括鸟笼滚筒84和I形梁130)可以颠倒而使得滚筒84被定位在螺旋导管120的径向外部以便抵抗其上的向外加载。

在被冷却的流体(例如空气)不包含水蒸气的情形下，或者如果流体不会被冷却到低于0度，霜冻形成会妨碍热交换器运行的可能性较低。在这样的情形下，可能有利的是从热交换器中去除霜冻控制设备(例如，该甲醇注入系统、这些捕集器组件240、这些垫片500、这些折线部112’、114’、在螺旋区段108的区域中的I形梁130、弧形凹座160、径向部分122以及箔/榫124)，以便例如在将该热交换器与发动机(例如在GB 1318111.0中披露的发动机)一起使用时减轻重量。

在不背离如所附权利要求书限定的本发明的范围的情况下，可以针对所描述的实施例进行多种不同修改。

Claims

1.一种热交换器，包括：

用于第一流体的流动的至少一个第一管道区段，所述第一流体与在经过所述至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，其中每个第一管道区段包括经由至少一个导管从入口到出口的流动路径；以及

设置在所述入口与所述出口之间的所述流动路径中的中间集管，用于与中间流体流动路径流动连通。

2.根据权利要求1所述的热交换器，其中，所述入口和所述出口各自包括集管导管。

3.根据权利要求2所述的热交换器，其中，所述集管导管是笔直的。

4.根据权利要求2或权利要求3所述的热交换器，其中，所述至少一个第一管道区段包括从所述入口延伸至所述中间集管以用于其间的流动的多个第一流动导管、以及从所述中间集管延伸至所述出口以用于其间的流动的多个第二流动导管。

5.根据权利要求4所述的热交换器，其中，一个第一流动导管的长度加上一个第二流动导管的长度是约2米至3米。

6.根据权利要求4或权利要求5所述的热交换器，其中，所述第一流动导管和/或所述第二流动导管的直径是约1mm。

7.根据权利要求4-6中任一项所述的热交换器，其中，所述第一流动导管和/或所述第二流动导管具有约20微米至40微米的壁厚度。

8.根据权利要求4-7中任一项所述的热交换器，其中，每个所述第一管道区段包括螺旋区段，所述螺旋区段具有以总体上螺旋形状并排延伸并且成排地彼此间隔开的所述第一流动导管和所述第二流动导管。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的热交换器，还包括用于控制所述中间流动路径中的压力的控制器。

10.根据权利要求9所述的热交换器，其中，所述控制器包括流量阀。

11.根据权利要求1-10中任一项所述的热交换器，其中，所述中间集管包括用于封闭第一流体的外封闭件以及用于将中间流体流注入到所述外封闭件中的注入器，并且优选地其中所述注入器包括导管，所述导管具有一系列沿所述导管间隔开的、用于将流体注入到所述外封闭件中的流动孔。

12.根据权利要求11所述的热交换器，其中，所述外封闭件和所述注入器各自包括笔直的长形导管。

13.根据权利要求12所述的热交换器，包括沿着所述外封闭件的纵向方向彼此间隔开的多排导管，所述间隔开的排中的所述导管在沿着所述外封闭件的长度的对应间隔开的位置处流体地联接至所述外封闭件。

14.一种热交换器，包括：

用于第一流体的流动的至少一个第一管道区段，所述第一流体与在经过所述至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，其中每个第一管道区段包括经由至少一个导管从入口到出口的流动路径，其中所述导管中的至少一个导管具有沿该导管延伸的第一部分和第二部分，所述第一部分和所述第二部分由彼此不同的材料形成。

15.一种操作根据权利要求1-14中任一项所述的热交换器的方法，包括使氦流过所述至少一个第一管道区段并且流过所述中间流体流动路径。

16.一种操作根据权利要求15所述的热交换器的方法，所述方法包括使空气作为所述流动路径中的第二流体流经所述至少一个第一管道区段。

17.一种发动机，例如交通工具发动机，包括燃烧区段以及根据权利要求1-14中任一项所述的热交换器，其中，所述热交换器适于冷却在引向所述燃烧区段的流动路径中的作为所述第二流体的空气。

18.根据权利要求17所述的发动机，还包括氦供应源以用于提供氦作为所述第一流体。

19.一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，包括根据权利要求1-14中任一项所述的热交换器。

20.一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，包括根据权利要求17或权利要求18所述的发动机。