JP2022534287A - エンジン - Google Patents

Abstract

エンジンは、空気を受け取るように構成された吸気装置と、吸気装置の下流側に配置され、空気を冷却するように構成され、複数の熱交換モジュールを備える熱交換装置と、熱交換装置から冷却空気を受け取るように構成された１つまたは複数のターボ機械構成要素とを備える。複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸を概ね中心とし、長手方向軸に沿うように配置される。複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、エンジンの長手方向軸に対して複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールと少なくとも部分的に重なるように配置される。【選択図】図１

Description

本開示は、エンジン、特に、例えば航空宇宙用途で使用され得るタイプの予冷エンジン、およびそのようなエンジンの運転方法に関する。本開示はさらに、そのようなエンジンを備える航空機、飛行機または航空宇宙機に関する。

低速から高マッハ（例えば、マッハ２．５超）への飛行のための効率的な空気吸入推進では、いくつかのエンジンタイプ（例えば、空気吸込式エンジンおよびロケットエンジン、またはターボ機械ベースのエンジンおよびラムジェット）を単一システムに統合すると共に、推力があるモードで低下し、別のモードで上昇するにつれて、異なるエンジンタイプによって提供される種々の運転モード間の遷移を慎重に管理する必要があり得る。異なる運転モード間のこれらの遷移が生じるマッハ数は、主に温度限界の結果である。例えば、システムがターボ機械およびラムジェットを使用して動作するように構成されている場合、典型的には、いずれのモードも最適化されていない飛行マッハにおいてターボ機械からラムジェット運転への遷移が生じる。これは、例えば、ラムジェットが作動して推力性能が良好になるかなり前に、ターボ機械内の材料温度限界に早期に達し、より低い超音速でスロットルが生じる場合、全体的な推力性能にギャップ／不足が生じ、推進システムが加速を継続するのに十分な推力を必死で発生させようとするためである。エンジンに流入する吸気の温度が制御され得る（すなわち、よどみ点温度未満に低減され得る）場合、所与のエンジンモードの遷移点は、より高いマッハの点になり得る。このことにより、様々なエンジンモードをより良好に最適化することができ、遷移速度によって運転の柔軟性を高めることができる。いくつかのエンジンモードを完全に排除することも可能である。エンジンに流入する空気温度を制御する１つの手段は、予冷によるものである。

米国特許出願公開第２０１５／０２７５７６２号明細書は、第１の流体入口流れと流体連通し、コアエンジンの上流側に配置され、コアエンジンと流体連通する熱交換器を含むタービンエンジン用の冷却システムを記載している。熱交換器は、第１の流体入口流れを冷却するように動作する。熱交換器は、第１の流体入口流れから熱交換媒体への熱交換のために熱交換媒体の投入のための熱交換器入口を含む。熱交換器はさらに、加熱された出力流れを下流側エンジンのタービン、オーグメンタ、またはコアエンジンの燃焼器のうちの１つへ排出するための熱交換器出口を含む。加熱された出力流れは、下流側エンジンに追加の流量を提供する。冷却システムを含むタービンエンジンも記載されている。

国際公開第２０１５０５２４６９号パンフレットには、航空機または軌道打ち上げ機用の車両エンジンなどのエンジン内で使用され得る熱交換器が記載されている。熱交換器は、各々が多数の小径管を含む多数の螺旋部分を備えた略ドラム形状として構成され得る。螺旋部分は、互いの内側で螺旋状になり得る。熱交換器は、互いに軸方向に離間された複数のフープ支持体を備えた支持構造体を含み得、中間ヘッダ部を組み込み得る。熱交換器は、霜または氷の形成による熱交換器の閉塞を防止するために使用されるメタノールまたは他の不凍液の再循環を組み込み得る。

英国特許第２２３８０８０号は、予冷空気吸込式ジェットエンジンとロケットモータとを備える大気圏横断または極超音速巡航車両用のハイブリッド推進システムを記載している。以前は、ジェット推力に有害な影響を及ぼすほど有意な湿度が存在する高度において入口冷却熱交換器上に氷が形成されていた。したがって、着氷が存在するときおよび除霜中にジェット推力の損失を補償するために、ロケットモータが一時的に作動される。ロケットモータは、環状オリフィスを通って共通の推進ノズル内へ排気するジェットパイプと同軸に取り付けられる。この構成は、車両を縦揺れまたは偏揺れさせる、相対的なエンジン推力が変化したときの横方向推力ベクトルを回避する。吸気熱交換はラインを介して断続的にバイパスされて除氷を可能にする。

本開示は、問題を少なくともある程度まで軽減すること、および／または先行技術に関連する困難に少なくともある程度対処することを目的とする。

本開示の第１の態様では、
空気を受け取るように構成された吸気装置と、
吸気装置の下流側に配置され、空気を冷却するように構成され、複数の熱交換モジュールを備える熱交換装置と、
熱交換装置から冷却空気を受け取るように構成された１つまたは複数のターボ機械構成要素とを備えるエンジンであって、
複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸を概ね中心とし、長手方向軸に沿うように配置され、
複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、エンジンの長手方向軸に対して複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールと少なくとも部分的に重なるように配置される、エンジンが提供される。

有利には、このようなエンジンは、エンジンに流入する空気の温度を下げることができる。加えて、エンジンの異なる運転モード間の遷移をより良好に管理することができる。特に、所与のエンジンモードの遷移点は、より高いマッハにおける点であり得る。したがって、エンジンの異なる運転モードを最適化することができ、異なるエンジンモード間の遷移速度によって運転の柔軟性がより高まり得る。エンジンモードは完全に排除されてもよい。加えて、このようなエンジンは、１つまたは複数のターボ機械構成要素の真夏日の性能（例えば、環境条件が典型的な環境温度と比較して比較的高温であるときの性能）を改善することができる。さらに、熱交換モジュールにより、有利には、空気の一部が熱交換モジュールの各々を通過して、熱交換モジュール内を流れる熱伝達媒体によって冷却され得る。

複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、エンジンの長手方向軸に対して複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールと部分的に重なるように配置され得る。複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの熱交換モジュールの各部分は、エンジンの長手方向軸に沿って他の熱交換モジュールのうちの隣接する熱交換モジュールの各端部を超えてもしくは各端部に跨がって延在する、または各端部から張り出すように配置されて、部分的な重なりを形成し得る。

熱交換装置のモジュール構造により、１つまたは複数の熱交換モジュールにおける熱伝達媒体の流れが別個に（すなわち、他の熱交換モジュールにおける熱伝達媒体の流れとは独立して）調節されるまたは完全に停止され得るようにエンジンが構成され得る。加えて、エンジンの熱交換モジュールは、空気の一部が各々の熱交換モジュールを通過して、熱交換装置内の熱伝達媒体によって冷却され得ることを可能にする。有利には、このことは、エンジン内を流れる空気の温度プロファイルの最適化、柔軟性、および制御をさらに改善することができる。

エンジンの長手方向軸に対する複数の熱交換モジュールの重なりは、有利には、熱交換装置、ひいてはエンジンの全長を短くすることができ、熱交換装置を通る空気流の角度が軸方向要素を有し、純粋に半径方向であることが望ましくない場合に特に好適であり得る。前記重なりは、熱交換装置内の流れの半径方向温度分布を最適化し、この最適化と望ましくない空気力学的効果を最小限に抑えることとのバランスを取るように選択され得る。例えば、前記重なりは、一部のみであるように（すなわち、熱交換モジュールがエンジンの長手方向軸に対して互いに完全に重複しないように）選択されてもよい。

さらに、エンジンに流入する空気を予冷することは、１つまたは複数のターボ機械構成要素が動作しなければならない温度動作範囲を縮小する。このことにより、有利には、例えば、１つまたは複数のターボ機械構成要素の圧縮システムのチップクリアランスを１つまたは複数のターボ機械構成要素の温度動作範囲にわたって管理しなければならない程度が低減され得る。このことは、１つまたは複数のターボ機械構成要素におけるチップクリアランス損失の改善および対応するエンジン操作の改善をもたらし得、その結果、全体的なミッション効率（燃料燃焼）を高め得る。

したがって、このようなエンジンは、エンジンの様々な運転モード間の遷移の慎重な管理、１つまたは複数のターボ機械構成要素の運転の最大飛行マッハ数の増加、およびミッションプロファイルに対する異なるエンジンモード間の遷移の影響の低減をもたらし、ひいてはエンジンの最大運転飛行速度を高め得る。加えて、このようなエンジンでは、断面積が低減されたラムジェットシステムをエンジン内に含むことが可能であり、より良好な機体統合をもたらし得る。

複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸を概ね中心とするように配置される。これは、例えば、熱交換モジュールの各々が、エンジンの長手方向と概ね一致するように配置された中心を有する（例えば、熱交換モジュールのうちの１つが略円筒状である場合、その中心は、前記円筒状熱交換モジュールの円形面の半径方向中心によって決まる）ことを意味し得る。

複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸に沿って配置される。これは、例えば、熱交換モジュールのうちの第１の熱交換モジュールが、エンジンの長手方向軸に沿った位置であって、吸気装置に近接し、他の全ての熱交換モジュールの上流側にある位置に配置され得ることを意味し得る。熱交換モジュールの最後の１つは、エンジンの長手方向軸に沿った位置であって、１つまたは複数のターボ機械構成要素に近接し、他の全ての熱交換モジュールの下流側にある位置に配置され得る。複数の熱交換モジュールが３つ以上の熱交換モジュールを備える場合、残りの熱交換モジュールは、第１の熱交換モジュールと最後の熱交換モジュールとの間でエンジンの長手方向軸に沿って配置され得る。

吸気装置は、亜音速、超音速および／または極超音速空気流用に構成され得る。

１つまたは複数のターボ機械構成要素は、圧縮機を備え得る。１つまたは複数のターボ機械構成要素は、圧縮機を駆動するように構成されたタービンをさらに備え得る。

エンジンは、圧縮機から圧縮空気を受け取り、空気と燃料を燃焼させるように構成された空気吸込燃焼室をさらに備え得る。

エンジンは、再加熱またはアフターバーナシステムなどの増強システムをさらに備え得る。

エンジンは、１つまたは複数の可変面積ノズルなどの１つまたは複数のノズルをさらに備え得る。

エンジンは、排気装置をさらに備え得る。

エンジンは、空気吸込式ジェットエンジンを備え得るが、この場合、１つまたは複数のターボ機械構成要素は、圧縮機およびタービンを備え得る。

エンジンは、エンジンの高マッハ（例えば、マッハ２．５超）運転のためのラムジェットをさらに備え得る。ラムジェットは、１つまたは複数のターボ機械構成要素を迂回し、任意選択で熱交換装置をさらに迂回し得る空気により実現されるように構成され得る。有利には、ラムジェットを主推力源として使用することができる。ラムジェットは、エンジンのモード遷移中に１つまたは複数のターボ機械構成要素と協働して動作し得る。有利には、熱交換装置は、エンジンの運転中にエンジンの飛行速度が増加するにつれて、１つまたは複数のターボ機械構成要素の圧縮システムなどにおいて、１つまたは複数のターボ機械構成要素が材料温度限界に達したときに使用され得る。このことは、有利には、１つまたは複数のターボ機械構成要素を動作させることができるエンジンの最大運転飛行速度を高めることができる。

熱交換装置は、入口および出口を備え得る。熱交換装置の入口は、入口マニホールドによって熱伝達媒体が供給されるように構成され得、熱交換装置の出口は、熱伝達媒体を出口マニホールドに供給するように構成され得る。入口マニホールドおよび／または出口マニホールドは、円筒形状または長手方向形状であり得る。

熱伝達媒体は、任意の燃料の種類、任意のガス、任意の液体、および／または任意の極低温流体であり得、例えば、熱伝達媒体はヘリウムであり得る。

熱伝達媒体は燃料を含み得、または熱伝達媒体は、エンジン内で使用される燃料とは異なる別個の（すなわち、流体的に隔離された）流体を含み得る。

熱伝達媒体は、エンジン内で使用される燃料とは異なる別個の（すなわち、流体的に隔離された）流体を含み得、エンジンは、前記熱伝達媒体と前記燃料との間の熱伝達を行うように構成された第２の熱交換装置をさらに備え得る。

燃料は水素を含み得る。

燃料は、液体形態または極低温形態で提供され得、例えば、燃料は液体水素を含み得る。

複数の熱交換モジュールの各々の１つまたは複数は、環状形状であり得る。

複数の熱交換モジュールの各々の１つまたは複数は、少なくとも部分的に実質的に円筒形状または円錐形状であり得る、またはエンジンの長手方向軸を中心とする任意の他の実質的に環状の形状であり得る。有利には、実質的に円筒状の熱交換モジュールは、前記熱交換モジュールの単純な構造を有することができる。実質的に円錐状の熱交換モジュールは、直径が重要であるスリムなエンジン設置を可能にし、また、デブリおよび物体からの保護を可能にし、ひいては、エンジン内の熱交換装置の小型化および有効性に役立つ。

複数の熱交換モジュールの各々は、それぞれの内径およびそれぞれの外径を有し得る。

複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸の長さに沿って直径が次第に大きくなる、または小さくなるように寸法決めされ得る。すなわち、複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの内径は、吸気装置に近接して配置された複数の熱交換器のうちの第１の熱交換器が他の複数の熱交換モジュールの全てよりも小さい内径を有し、１つまたは複数のターボ機械構成要素に近接して配置された複数の熱交換器のうちの最後の熱交換器が他の複数の熱交換器モジュールの全てよりも大きい内径を有し、複数の熱交換モジュールが３つ以上の熱交換モジュールを備える場合、第１の熱交換モジュールと最後の熱交換モジュールとの間に配置された残りの複数の熱交換モジュールのそれぞれの内径がエンジンの下流側方向に対して次第に増加するように選択され得る。同様に、換言すれば、複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの外径は、吸気装置に近接して配置された複数の熱交換器のうちの第１の熱交換器が他の複数の熱交換モジュールの全てよりも小さい外径を有し、１つまたは複数のターボ機械構成要素に近接して配置された複数の熱交換器のうちの最後の熱交換器が他の複数の熱交換器モジュールの全てよりも大きい外径を有し、複数の熱交換モジュールが３つ以上の熱交換モジュールを備える場合、第１の熱交換モジュールと最後の熱交換モジュールとの間に配置された残りの複数の熱交換モジュールのそれぞれの外径がエンジンの下流側方向に対して次第に増加するように選択され得る。

１つまたは複数のターボ機械構成要素は、外径を有するエンジンファンケースを備え得る。複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、複数の熱交換モジュールのうちの前記少なくとも１つの熱交換モジュールの内径がエンジンの半径方向に対してエンジンファンケースの外径と一致する（すなわち、実質的に一致する）ように寸法決めされ、位置決めされ得る。有利には、このことは、１つまたは複数のターボ機械構成要素に対する閉塞を最小限に抑えることができる。複数の熱交換モジュールの正確な内径および外径は、特定の用途の空気力学的考慮事項に従って選択され得る。

複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールとは異なる内径および／または外径を有し得る。

エンジンの長手方向軸は、少なくとも部分的に湾曲し得、例えば、吸気装置内にある程度の回旋が存在し得る。

複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸に沿って配向され得る。有利には、このことにより、熱交換装置が吸気装置と密接に一体化され得る。複数のモジュール式熱交換モジュールの使用は、エンジンの長手方向軸に沿った複数の熱交換モジュールの軸方向位置決め、配向および／または寸法を慎重に調整することによって、この一体化を容易にするのを助けることができる。さらに、複数の熱交換モジュールは、（例えば、空気力学的流線に沿って運ばれるのではなく）主に弾道軌道に従うデブリおよび粒子から完全に保護され得るように、エンジンの長手方向軸に沿って位置決めされ、配向され得る。

複数の熱交換モジュールの各々は、それぞれの長さを有する。

複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、エンジンの長手方向軸に対して、そのそれぞれの長さが複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールのそれぞれの長さと少なくとも部分的に重なるように配置され得る。例えば、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、エンジンの長手方向軸に対して、複数の熱交換モジュールのうちの前記少なくとも１つの熱交換モジュールの長さの少なくとも約６分の１、５分の１、４分の１、３分の１または２分の１が、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールのそれぞれの長さと重なるように配置され得る。

熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールとは異なる長さを有し得る。例えば、熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールの約２分の１の長さを有し得る。有利には、１つまたは複数の熱交換モジュールの長さは、互いに異なるように選択されて、熱交換モジュールの各々を通る空気流を制御する追加の手段を形成し得る。

複数の熱交換モジュールの各々は、空気と熱交換する熱伝達媒体の流れのための複数の管を備え得る。

熱交換装置は、３つ以上の熱交換モジュール、例えば、３つ、４つ、５つ、６つ、または任意の他の数の熱交換モジュールを備え得る。

複数の熱交換モジュールは、互いに流体連通するように配置され得る。

複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸に対して直列および／または並列に配置され得る。

複数の熱交換モジュールの各々は、空気を受け取るためのそれぞれの入口と、空気を排出するためのそれぞれの出口とを備え得る。複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの入口は、複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの入口マニホールドとそれぞれ流体連通し得る。複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの出口は、複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの出口マニホールドとそれぞれ流体連通し得る。熱交換モジュールのうちの１つの熱交換モジュールの入口マニホールドは、熱交換装置の入口マニホールドと共通であり得（例えば、直接接続され、および／または直接流体連通し得）、および／または熱交換モジュールのうちの１つの熱交換モジュールの出口マニホールドは、熱交換装置の出口マニホールドと共通であり得る（例えば、直接接続され、および／または直接流体連通し得る）。

複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの入口および出口のうちの１つまたは複数は、互いに重なり（すなわち、エンジンの長手方向軸に沿って概ね一致し）得、および／または複数の熱交換モジュールの各々のそれぞれの入口および出口のうちの１つまたは複数は、エンジンの長手方向軸に沿って互いに離間し得る。

熱交換装置は、空気が実質的にエンジンの半径方向に沿って熱交換装置内に流入して熱交換器装置を通過するように、すなわち、エンジンの長手方向軸に対して実質的に垂直に流れるように構成され得る。

熱交換装置は、空気がエンジンの半径方向に対して実質的に平行な構成要素および／またはエンジンの長手方向軸に実質的に平行な構成要素を有する熱交換装置内に流入して通過するように構成され得る。

熱交換装置は、空気が熱交換装置内を流れるときに空気が複数の管の周りを流れるように構成され得る。

複数の管は、各々がエンジンの長手方向軸の周りで次第に広がるまたは狭まるそれぞれの経路で巻かれ、各々がエンジンの長手方向軸に沿って列をなして互いに離間されるように配置され得る。例えば、複数の管は、エンジンの長手方向軸を中心として円周方向に延在し得るインボリュート螺旋経路に配置され得る。

複数の管はそれぞれ、その第１の端部で入口ヘッダに接続され、その第２の端部で出口ヘッダに接続され得る。入口ヘッダおよび出口ヘッダはそれぞれ、エンジンの長手方向軸に実質的に平行に延在するように配置され得る。入口ヘッダは、熱交換装置の入口と流体連通するように配置され得、出口ヘッダは、熱交換装置の出口と流体連通するように配置され得る。

複数の管は、エンジンの使用中に空気が複数の管の周りを垂直方向、平行方向、および／またはそれらの組み合わされた方向に流れることができるように、互いに対して配置され得る（例えば、互いから離間され、互いに対して位置決めされ得る）。複数の管は、直線状および／または湾曲状に配置され得る。例えば、複数の管は、一定の半径で湾曲するように配置され、変化する半径で湾曲するように配置され、および／またはインボリュート螺旋状に配置され得る。複数の管は、互いに整列して、および／または対称的ならびに／もしくは非対称的ならびに／もしくはランダムな互い違い配列で、および／またはランダムな配列で配置され得る。

複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つにおける複数の管は、複数の熱交換モジュールのうちの前記１つの熱交換モジュールが熱交換装置内を流れる空気のバルク流に角度を付与するように構成されるように、互いに対して離間され位置決めされ得る。有利には、複数の管は、結果として、熱交換装置内を流れる空気のバルク流に角度を付与するように配置され得る。複数の管の互いに対する間隔および／または位置決めは、有利には非対称性を使用して熱交換装置と１つまたは複数のターボ機械構成要素との間の空力弾性現象に起因する協働的な付勢および共振を回避し、圧力歪みなどの空気力学的効果を制御するのを助けるように選択され得る。これは、例えば、ランダム化された管間隔（例えば、管の間隔に大きな公差を許容する）によって、または互いに対する複数の管の間隔の規則的かつ選択的な変化によって実現され得る。特に、互いに対する複数の管の正確な配置（例えば、相対的な位置決めおよび／または間隔）は、熱交換装置または１つまたは複数のターボ機械構成要素のいずれかが互いに悪影響を及ぼすことなく、下流側の１つまたは複数のターボ機械構成要素にとって許容可能な状態で空気流が熱交換装置から出ることができるように、および、例えば、複数の管がインボリュート螺旋経路に配置されている場合に生じ得る、互いに対して摺動する複数の管の何らかの巻き戻しによる熱膨張が許容されるように、特定の用途に応じて選択され得る。

複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つにおける複数の管は、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールにおける複数の管とは異なる配列で、互いに対して配置され（例えば、互いから離間され、互いに対して位置決めされ）得る。有利には、このことにより、エンジン内を通過する空気流の一部が残りの部分よりも大幅に冷却され得る。さらに、このことにより、空気が熱交換装置内を流れる際の表面積が増加し、また、よりスリムなエンジン設置が可能になる。

エンジンは、空気が吸気装置から熱交換装置へと流れるように方向付けるように構成された外側ダクトおよび／または内側中心構造体をさらに備え得る。

エンジンは、外側ダクトと共にシールを形成する外側ケースをさらに備え得る。

内側中心構造体は、１つまたは複数の可動部分を備え得る。１つまたは複数の可動部分は、選択的に移動して、空気が熱交換装置を迂回することによって吸気装置から１つまたは複数のターボ機械構成要素へ空気が直接流れるように構成され得る。１つまたは複数の可動部分は、回転、平行移動、ヒンジ手段、および／または任意の他の好適な機械的手段によって移動するように構成され得る。有利には、内側中心構造体の１つまたは複数の可動部分は、空気に熱交換装置を迂回させるように移動し得る。すなわち、内側中心構造体の１つまたは複数の可動部分は、空気を１つまたは複数のターボ機械構成要素内に直接流す、ひいては空気に熱交換装置を迂回させることができる。これは、エンジンが低マッハまたは大きい補正流量で動作しているときに望ましい場合がある。加えて、１つまたは複数の可動部分により、有利には、熱交換モジュールのうちの１つまたは複数の熱交換モジュールにおける熱伝達媒体の流れが別個に（すなわち、他の熱交換モジュールにおける熱伝達媒体の流れとは独立して）調節されるまたは完全に停止され得るようにエンジンが構成され得る。有利には、このことは、熱交換モジュールを通過する圧力損失と温度降下のバランスを取ることによって、エンジン内を流れる空気の温度プロファイルの最適化、柔軟性、および制御を改善することができる。

エンジンは、空気流を熱交換装置の内外へ方向付けるように構成された複数のターニングベーンをさらに備え得る。有利には、このことにより、空気流が熱交換装置に向かって、そして熱交換装置から外へ方向付けられ得る。

エンジンは、熱交換装置の外側に配置された分離ダクトをさらに備え得る。有利には、分離ダクトは、吸気装置内に取り込まれ得るデブリおよび大きな粒子が熱交換装置に衝突するのを防止することができる。

エンジンは、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの熱交換モジュールの内側に配置された（すなわち、内径に近接する）および／または外側に配置された（すなわち、外径に近接する）１つまたは複数の支持構造体をさらに備え得る。有利には、１つまたは複数の支持構造体は、複数の熱交換モジュールのうちの前記少なくとも１つの熱交換モジュールの構造的完全性を維持するのを助けることができる。

エンジンは、吸気装置によって受け取られた空気が複数の熱交換器モジュールのうちの少なくとも１つの熱交換モジュール内を流れるのを防止するように構成されたバイパス装置をさらに備え得る。有利には、このことにより、エンジンの最適化の改善が可能になる。熱交換装置を通過する圧力損失とエンジンにおける温度降下要件とのバランスを取ることができる。加えて、空気冷却が重要でない場合（例えば、エンジンの低運転飛行速度において）、エンジン内の圧力損失が最小限に抑えられ得る。

任意に、少なくとも１つまたは複数のターボ機械構成要素は、圧縮機を備え、エンジンは、圧縮機から圧縮空気を受け取って、空気および燃料を燃焼させるように構成された空気吸込燃焼室をさらに備え、
熱交換器は、エンジンの第１の運転飛行速度に対応する第１の運転モードと、エンジンの第１の動作飛行速度よりも遅いエンジンの第２の運転飛行速度に対応する第２の運転モードとで選択的に運転されるように構成され、
熱交換装置の第１の運転モードにおいて、熱伝達媒体は、燃料が空気吸込燃焼室に送達される前に燃料を加熱するように構成され、そして
熱交換装置の第２の運転モードにおいて、熱伝達媒体は、燃料が空気吸込燃焼室に送達される前に燃料を冷却するように構成される。

有利には、このようなエンジンは、燃料の温度の管理を改善し得る。エンジンの高運転飛行速度に対応し得る熱交換装置の第１の運転モード、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モードまたは高マッハでの巡航においては、熱伝達媒体の一部が燃料を加熱するために使用され得る。熱交換装置の第１の運転モードは、高速飛行中、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モード中、高速への加速中に、流入空気を冷却することによって熱伝達媒体内へ除去された熱を燃料内で放散させる（すなわち、放出する）ことができるので、特に有利である。燃料は、空気のさらなる冷却を容易にする蓄熱体となり得る。すなわち、燃料は、熱伝達媒体から熱を放出するための良好な媒体となり得、したがって、加熱された熱伝達媒体から燃料への熱の放出は、空気を冷却するのを助けることができる。

エンジンの低運転飛行速度、例えば長時間の超音速または亜音速巡航に対応し得る熱交換装置の第２の運転モードでは、熱伝達媒体が燃料を冷却するために使用され得る。したがって、熱交換装置の第２の運転モードは、低速飛行速度中、例えば、長時間の超音速または亜音速巡航中、熱交換装置の第１の運転モードの間に熱伝達媒体から燃料に放出された熱を熱伝達媒体に戻すことができるので、特に有利である。有利には、このことにより、第１の運転モードにおける熱交換装置の運転が潜在的に繰り返され得る。すなわち、熱交換装置の第２の運転モードがなければ、燃料が最終的に温度限界に達し得るため、熱交換装置の第１の運転モードを使用し続けることができない可能性がある。

熱交換器の第１の運転モードおよび第２の運転モードの両方を使用してエンジンのサイクルをそれぞれ順方向および逆方向に実行することによって、熱伝達媒体は、燃料のための熱源およびヒートシンクの両方として効果的に使用され得る。具体的には、熱伝達媒体が空気をより効果的に冷却するのを助けるためのヒートシンクとして燃料を効果的に使用するために、燃料の温度を管理する必要があり得る。熱交換器装置の第１の運転モードでは、燃料は、熱伝達媒体からの熱が放出されて空気をさらに冷却するのを助けるための良好な媒体となり得、熱交換装置の第２の運転モードでは、燃料は、第１の運転モードを繰り返す／再び使用することができるように冷却され得る。

熱交換装置の第２の運転モードでは、熱交換装置は、熱交換装置の第１の運転モードとは逆方向に動作するように構成され得る。

エンジンは、燃料を貯留するための燃料タンクをさらに備え得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第１の流路であって、熱交換装置の出口と１つまたは複数のターボ機械構成要素の下流側のエンジン内のある点との間に延在してそれらと流体連通する第１の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードにおいて、エンジンの再加熱および／またはラムジェット運転モードのために熱伝達媒体の一部が使用され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第２の流路であって、熱交換装置の出口と燃料タンクの入口との間に延在してそれらと流体連通する第２の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、熱伝達媒体の一部が燃料タンク内の燃料と熱交換され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第３の流路であって、燃料タンクの出口と熱交換装置の入口との間に延在してそれらと流体連通する第３の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、燃料タンク内の燃料と熱交換された熱伝達媒体の一部が、その後、熱交換装置に再び流入するように構成され得る。

有利には、熱交換装置の第１の運転モードにおいて、熱交換装置内を流れる空気を冷却するために使用された後に熱交換装置から出る高温の熱伝達媒体は、その後、燃料タンク内の燃料を加熱するために使用され得る。燃料タンクから出る低温の熱伝達媒体（燃料を加熱した結果として冷却されている）は、その後、熱伝達装置に戻され、そこで、熱交換装置内を流れる空気を冷却するために使用される。加えて、有利には、熱交換装置の第２の運転モードにおいて、熱交換装置内を流れる空気を温めるために使用された後に熱交換装置から出る熱伝達媒体は、燃料タンク内の燃料を冷却するために使用され得る。燃料タンクから出る高温の熱伝達媒体（燃料を冷却した結果として加熱されている）は、その後、熱交換装置に戻され、そこで、熱交換装置内を流れる空気を温めるために使用される。

本開示の第２の態様では、
空気を受け取るように構成された吸気装置と、
吸気装置の下流側に配置され、空気を冷却するように構成された熱交換装置と、
熱交換装置から冷却空気を受け取るように構成された１つまたは複数のターボ機械構成要素とを備えるエンジンであって、
熱交換装置は少なくとも部分的に実質的に円錐形状である、エンジンが提供される。

有利には、このようなエンジンは、よりスリムなエンジンとなり得、直径が重要である設置に特に適し得る。熱交換装置の長さは、エンジンの長さおよび直径を最適化するように選択され得る。熱交換装置の円錐形状はまた、デブリおよび物体からの保護を可能にし、ひいては、エンジン内の熱交換装置の小型化および有効性に役立つ。

さらに、このようなエンジンは、エンジンに流入する空気の温度を下げることができる。加えて、エンジンの異なる運転モード間の遷移をより良好に管理することができる。特に、所与のエンジンモードの遷移点は、より高いマッハにおける点であり得る。したがって、エンジンの異なる運転モードを最適化することができ、異なるエンジンモード間の遷移速度によって運転の柔軟性がより高まり得る。エンジンモードは完全に排除されてもよい。加えて、このようなエンジンは、１つまたは複数のターボ機械構成要素の真夏日の性能（例えば、環境条件が典型的な環境温度と比較して比較的高温であるときの性能）を改善することができる。

さらに、エンジンに流入する空気を予冷することは、１つまたは複数のターボ機械構成要素が動作しなければならない温度動作範囲を縮小する。このことにより、有利には、例えば、１つまたは複数のターボ機械構成要素の圧縮システムのチップクリアランスを１つまたは複数のターボ機械構成要素の温度動作範囲にわたって管理しなければならない程度が低減され得る。このことは、１つまたは複数のターボ機械構成要素におけるチップクリアランス損失の改善および対応するエンジン操作の改善をもたらし得、その結果、全体的なミッション効率（燃料燃焼）を高め得る。

したがって、このようなエンジンは、エンジンの様々な運転モード間の遷移の慎重な管理、１つまたは複数のターボ機械構成要素の運転の最大飛行マッハ数の増加、およびミッションプロファイルに対する異なるエンジンモード間の遷移の影響の低減をもたらし、ひいてはエンジンの最大運転飛行速度を高め得る。加えて、このようなエンジンでは、断面積が低減されたラムジェットシステムをエンジン内に含むことが可能であり、より良好な機体統合をもたらし得る。

熱交換装置は、入口および出口を備え得る。熱交換器の入口および出口は、エンジンの長手方向軸に実質的に平行なエンジンの半径方向に対して互いに離間して配置され得る。

熱交換装置は、各々が少なくとも部分的に実質的に円錐形状である複数の熱交換モジュールを備え得る。

複数の熱交換モジュールの各々は、それぞれの入口およびそれぞれの出口を備え得る。複数の熱交換モジュールは、互いに流体連通し得る。複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸に対して直列および／または並列に配置され得る。有利には、このことにより、エンジン設置距離をより短くすることができる。

複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸に対して直列または並列に配置され得る。エンジンの長手方向軸は、少なくとも部分的に湾曲し得、例えば、吸気装置内にある程度の回旋が存在し得る。

複数の熱交換モジュールの各々は、空気と熱交換する熱伝達媒体の流れのための複数の管を備え得る。

任意に、複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つにおける複数の管は、複数の熱交換モジュールのうちの前記１つの熱交換モジュールが熱交換装置内を流れる空気のバルク流に角度を付与するように構成されるように、互いに対して離間される。

エンジンは、吸気装置によって受け取られた空気が複数の熱交換器モジュールのうちの少なくとも１つの熱交換モジュール内を流れるのを防止するように構成されたバイパス装置をさらに備え得る。

任意に、少なくとも１つまたは複数のターボ機械構成要素は、圧縮機を備え、エンジンは、圧縮機から圧縮空気を受け取って、空気および燃料を燃焼させるように構成された空気吸込燃焼室をさらに備え、
熱交換器は、エンジンの第１の運転飛行速度に対応する第１の運転モードと、エンジンの第１の動作飛行速度よりも遅いエンジンの第２の運転飛行速度に対応する第２の運転モードとで選択的に運転されるように構成され、
熱交換装置の第１の運転モードにおいて、熱伝達媒体は、燃料が空気吸込燃焼室に送達される前に燃料を加熱するように構成され、そして
熱交換装置の第２の運転モードにおいて、熱伝達媒体は、燃料が空気吸込燃焼室に送達される前に燃料を冷却するように構成される。

有利には、このようなエンジンは、燃料の温度の管理を改善し得る。エンジンの高運転飛行速度に対応し得る熱交換装置の第１の運転モード、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モードまたは高マッハでの巡航においては、熱伝達媒体の一部が燃料を加熱するために使用され得る。熱交換装置の第１の運転モードは、高速飛行中、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モード中、高速への加速中に、流入空気を冷却することによって熱伝達媒体内へ除去された熱を燃料内で放散させる（すなわち、放出する）ことができるので、特に有利である。燃料は、空気のさらなる冷却を容易にする蓄熱体となり得る。すなわち、燃料は、熱伝達媒体から熱を放出するための良好な媒体となり得、したがって、加熱された熱伝達媒体から燃料への熱の放出は、空気を冷却するのを助けることができる。

エンジンの低運転飛行速度、例えば長時間の超音速または亜音速巡航に対応し得る熱交換装置の第２の運転モードでは、熱伝達媒体が燃料を冷却するために使用され得る。したがって、熱交換装置の第２の運転モードは、低速飛行速度中、例えば、長時間の超音速または亜音速巡航中、熱交換装置の第１の運転モードの間に熱伝達媒体から燃料に放出された熱を熱伝達媒体に戻すことができるので、特に有利である。有利には、このことにより、第１の運転モードにおける熱交換装置の運転が潜在的に繰り返され得る。すなわち、熱交換装置の第２の運転モードがなければ、燃料が最終的に温度限界に達し得るため、熱交換装置の第１の運転モードを使用し続けることができない可能性がある。

熱交換器の第１の運転モードおよび第２の運転モードの両方を使用してエンジンのサイクルをそれぞれ順方向および逆方向に実行することによって、熱伝達媒体は、燃料のための熱源およびヒートシンクの両方として効果的に使用され得る。具体的には、熱伝達媒体が空気をより効果的に冷却するのを助けるためのヒートシンクとして燃料を効果的に使用するために、燃料の温度を管理する必要があり得る。熱交換器装置の第１の運転モードでは、燃料は、熱伝達媒体からの熱が放出されて空気をさらに冷却するのを助けるための良好な媒体となり得、熱交換装置の第２の運転モードでは、燃料は、第１の運転モードを繰り返す／再び使用することができるように冷却され得る。

熱交換装置の第２の運転モードでは、熱交換装置は、熱交換装置の第１の運転モードとは逆方向に動作するように構成され得る。

エンジンは、燃料を貯留するための燃料タンクをさらに備え得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第１の流路であって、熱交換装置の出口と１つまたは複数のターボ機械構成要素の下流側のエンジン内のある点との間に延在してそれらと流体連通する第１の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードにおいて、エンジンの再加熱および／またはラムジェット運転モードのために熱伝達媒体の一部が使用され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第２の流路であって、熱交換装置の出口と燃料タンクの入口との間に延在してそれらと流体連通する第２の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、熱伝達媒体の一部が燃料タンク内の燃料と熱交換され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第３の流路であって、燃料タンクの出口と熱交換装置の入口との間に延在してそれらと流体連通する第３の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、燃料タンク内の燃料と熱交換された熱伝達媒体の一部が、その後、熱交換装置に再び流入するように構成され得る。

有利には、熱交換装置の第１の運転モードにおいて、熱交換装置内を流れる空気を冷却するために使用された後に熱交換装置から出る高温の熱伝達媒体は、その後、燃料タンク内の燃料を加熱するために使用され得る。燃料タンクから出る低温の熱伝達媒体（燃料を加熱した結果として冷却されている）は、その後、熱伝達装置に戻され、そこで、熱交換装置内を流れる空気を冷却するために使用される。加えて、有利には、熱交換装置の第２の運転モードにおいて、熱交換装置内を流れる空気を温めるために使用された後に熱交換装置から出る熱伝達媒体は、燃料タンク内の燃料を冷却するために使用され得る。燃料タンクから出る高温の熱伝達媒体（燃料を冷却した結果として加熱されている）は、その後、熱交換装置に戻され、そこで、熱交換装置内を流れる空気を温めるために使用される。

本開示の第２の態様に係るエンジンは、本開示の第１の態様に係るエンジンに関して上述した任意選択の特徴のうちの任意の１つまたは複数の特徴をさらに備え得ることを理解されたい。これらに特徴は、単に簡潔にするために、本開示の第２の態様に係るエンジンに関して本明細書には記載されていない。

本開示の第３の態様では、
空気を受け取るように構成された吸気装置と、
空気吸込燃焼室に供給するための燃料を貯留するように構成された燃料タンクと、
吸気装置の下流側に配置され、空気と熱伝達媒体との熱交換を行うことによって空気を冷却するように構成された熱交換装置と、
熱交換装置の下流側に配置され、空気および燃料の燃焼のために空気吸込燃焼室に圧縮空気を供給するように構成された圧縮機とを備えるエンジンであって、
熱交換装置は、エンジンの第１の運転飛行速度に対応する第１の運転モードと、エンジンの第１の動作飛行速度よりも遅いエンジンの第２の運転飛行速度に対応する第２の運転モードとで選択的に運転されるように構成され、
熱交換装置の第１の運転モードにおいて、熱伝達媒体は、燃料が空気吸込燃焼室に送達される前に燃料を加熱するように構成され、
熱交換装置の第２の運転モードにおいて、熱伝達媒体は、燃料が空気吸込燃焼室に送達される前に燃料を冷却するように構成される、エンジンが提供される。

有利には、このようなエンジンは、燃料の温度の管理を改善し得る。エンジンの高運転飛行速度に対応し得る熱交換装置の第１の運転モード、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モードまたは高マッハでの巡航においては、熱伝達媒体の一部が燃料を加熱するために使用され得る。熱交換装置の第１の運転モードは、高速飛行中、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モード中、高速への加速中に、流入空気を冷却することによって熱伝達媒体内へ除去された熱を燃料内で放散させる（すなわち、放出する）ことができるので、特に有利である。燃料は、空気のさらなる冷却を容易にする蓄熱体となり得る。すなわち、燃料は、熱伝達媒体から熱を放出するための良好な媒体となり得、したがって、加熱された熱伝達媒体から燃料への熱の放出は、空気を冷却するのを助けることができる。

エンジンの低運転飛行速度、例えば長時間の超音速または亜音速巡航に対応し得る熱交換装置の第２の運転モードでは、熱伝達媒体が燃料を冷却するために使用され得る。したがって、熱交換装置の第２の運転モードは、エンジンの低速運転中、例えば、長時間の超音速または亜音速巡航中に、熱交換装置の第１の運転モードの間に熱伝達媒体から燃料に放出された熱を熱伝達媒体に戻すことができるので、特に有利である。有利には、このことにより、第１の運転モードにおける熱交換装置の運転が潜在的に繰り返され得る。すなわち、熱交換装置の第２の運転モードがなければ、燃料が最終的に温度限界に達し得るため、熱交換装置の第１の運転モードを使用し続けることができない可能性がある。

熱交換器の第１の運転モードおよび第２の運転モードの両方を使用してエンジンのサイクルをそれぞれ順方向および逆方向に実行することによって、熱伝達媒体は、燃料のための熱源およびヒートシンクの両方として効果的に使用され得る。具体的には、熱伝達媒体が空気をより効果的に冷却するのを助けるヒートシンクとして燃料を効果的に使用するために、燃料の温度を管理する必要がある。熱交換器装置の第１の運転モードでは、燃料は、熱伝達媒体からの熱が放出されて空気をさらに冷却するのを助けるための良好な媒体となり得、熱交換装置の第２の運転モードでは、燃料は、第１の運転モードを繰り返す／再び使用することができるように冷却され得る。

熱交換装置の第２の運転モードでは、熱交換装置は、熱交換装置の第１の運転モードとは逆方向に動作するように構成され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第１の流路であって、熱交換装置の出口と１つまたは複数のターボ機械構成要素の下流側のエンジン内のある点との間に延在してそれらと流体連通する第１の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードにおいて、エンジンの再加熱および／またはラムジェット運転モードのために熱伝達媒体の一部が使用され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第２の流路であって、熱交換装置の出口と燃料タンクの入口との間に延在してそれらと流体連通する第２の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、熱伝達媒体の一部が燃料タンク内の燃料と熱交換され得る。

エンジンは、熱伝達媒体の流れのための第３の流路であって、燃料タンクの出口と熱交換装置の入口との間に延在してそれらと流体連通する第３の流路をさらに備え得、そのことにより、熱交換装置の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、燃料タンク内の燃料と熱交換された熱伝達媒体の一部が、その後、熱交換装置に再び流入するように構成され得る。

有利には、熱交換装置の第１の運転モードにおいて、熱交換装置内を流れる空気を冷却するために使用された後に熱交換装置から出る高温の熱伝達媒体は、その後、燃料タンク内の燃料を加熱するために使用され得る。燃料タンクから出る低温の熱伝達媒体（燃料を加熱した結果として冷却されている）は、その後、熱伝達装置に戻され、そこで、熱交換装置内を流れる空気を冷却するために使用される。加えて、有利には、熱交換装置の第２の運転モードにおいて、熱交換装置内を流れる空気を温めるために使用された後に熱交換装置から出る熱伝達媒体は、燃料タンク内の燃料を冷却するために使用され得る。燃料タンクから出る高温の熱伝達媒体（燃料を冷却した結果として加熱されている）は、その後、熱交換装置に戻され、そこで、熱交換装置内を流れる空気を温めるために使用される。

熱交換装置は、複数の熱交換モジュールを備え得る。

本開示の第３の態様に係るエンジンは、本開示の第１の態様および第２の態様に係るエンジンに関して上述した任意選択の特徴のうちの任意の１つまたは複数の特徴をさらに備え得ることを理解されたい。これらの特徴は、単に簡潔にするために、本開示の第３の態様に係るエンジンに関して本明細書には記載されていない。

本開示の第４の態様では、本開示の第３の態様に係るエンジンの運転方法であり、
吸気装置に空気を供給するステップと、
吸気装置、熱交換装置、圧縮機および空気吸込燃焼室に空気を流すステップと、
熱交換装置に熱伝達媒体を供給するステップと、
熱交換装置に熱伝達媒体を流すステップと、
燃料タンクに燃料を供給するステップと、
燃料タンクから空気吸込燃焼室へ燃料を流すステップとを含む、運転方法であって、
エンジンが第１の運転飛行速度で動作しているときに熱交換装置を第１の運転モードで運転するステップと、エンジンが第２の運転飛行速度で動作しているときに熱交換装置を第２の運転モードで運転するステップとをさらに含む運転方法が提供される。

本開示の第５の態様では、本開示の第１の態様、第２の態様または第３の態様のいずれか１つに係るエンジンを備える航空機、飛行機または航空宇宙機が提供される。

本開示は、様々な方法で実施され得るが、本開示の実施形態について、例として添付図面を参照しながら説明する。

（先行技術）予冷エンジンの概略断面図である。 単一の円筒状熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 整列配列の熱交換器の冷却管の概略断面図である。 対称的な互い違い配列の熱交換器の冷却管の概略断面図である。 互い違い配列の熱交換器の冷却管の概略断面図である。 図２の予冷エンジンの別の概略断面図である。 直列に配置された３つの円筒状のモジュール式熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 直列に配置された３つの円筒状の半径方向に離間されたモジュール式熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 直列に配置された３つの円筒状の半径方向に離間され長手方向に重なり合うモジュール式熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 単一の円錐状熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 単一の円錐状熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 直列に配置された２つの円錐状のモジュール式熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 直列に配置された２つの円錐状のモジュール式熱交換モジュールを有する予冷エンジンの概略断面図である。 エンジン吸気口の湾曲した中心線に沿って配向された直列配列の３つの円錐状の半径方向に離間されたモジュール式熱交換器をそれぞれ有する予冷エンジンの概略断面図である。 エンジン吸気口の湾曲した中心線に沿って配向された直列配列の３つの円錐状の半径方向に離間されたモジュール式熱交換器をそれぞれ有する予冷エンジンの概略断面図である。 エンジン吸気口の湾曲した中心線に沿って配向された直列配列の３つの円錐状の半径方向に離間されたモジュール式熱交換器をそれぞれ有する予冷エンジンの概略断面図である。 エンジン吸気口の湾曲した中心線に沿って配向された直列配列の３つの円筒状の半径方向に離間されたモジュール式熱交換器を有する予冷エンジンの概略断面図である。 熱伝達媒体が燃料を加熱する高飛行速度で動作するエンジンサイクルの概略図である。 熱伝達媒体が燃料を冷却する低飛行速度で動作するエンジンサイクルの概略図である。 熱伝達媒体が燃料であり、燃料が空気との熱伝達によって加熱される高飛行速度で動作するエンジンサイクルの概略図である。 熱伝達媒体が燃料であり、燃料が空気との熱伝達によって冷却される低飛行速度で動作するエンジンサイクルの概略図である。 熱伝達媒体が燃料を加熱する高飛行速度で動作するエンジンサイクルの概略図である。 熱伝達媒体が燃料を冷却する低飛行速度で動作するエンジンサイクルの概略図である。

図１（先行技術）は、超音速／極超音速吸気装置を有する予冷ターボ機械式エンジンの概略断面図である。吸気装置２の下流側には、吸気装置２によって受け取られた空気を冷却するように構成された円筒状熱交換器３が配置されている。この場合、熱交換器３によって冷却された空気は、ターボ機械構成要素４へと流れ、その後、増強システム５（再加熱／アフターバーナ）、可変面積ノズル６、次いで排気装置７へと下流側へ流れるように構成される。熱交換器３は、ターボ機械構成要素４に近接して位置決めされ、そのことにより、その２つが密結合されていると考えられ得る、すなわち、熱交換器３からの空気力学的流れ場がターボ機械構成要素４に影響を及ぼし、ターボ機械構成要素４が熱交換器３に対して上流側の空気力学的影響を及ぼし得る。高マッハ（例えば、マッハ２．５超）運転のために、エンジン１はさらに、ターボ機械構成要素４を迂回し、任意選択で熱交換器３をも迂回することができる空気によって実現されるラムジェットを含む。高マッハ（例えば、マッハ２．５超）では、ラムジェットが主な推力源となる。ラムジェットは、モード遷移中にターボ機械構成要素４と協働して動作し得る。熱交換器３は、エンジン１の飛行速度が増加するにつれて、ターボ機械構成要素４が典型的には圧縮システム４ａにおいて材料温度限界に達したときに使用され得る。これは、ターボ機械構成要素４が使用され得るエンジン１の最大運転飛行速度を高めるためである。

次に、図２～図１２Ｄの概略断面図を参照しながら、熱交換器３の代わりに使用され得る代替形態の熱交換装置について説明する。図２～図１２Ｄに関して説明される例示的なエンジンについて、それらのそれぞれの熱交換装置に焦点を当てて説明する。以下に説明するエンジンは、図１に示されているエンジン１の特徴のうちの任意の１つまたは複数の特徴をさらに含み得、１つまたは複数の任意選択の追加および／または代替の特徴をさらに含み得ることを理解されたい。

図２は、吸気装置１０２を有する例示的な代替形態の予冷ターボ機械式エンジン１０１（例えば、空気吸込式ジェットエンジン）の概略断面図である。吸気装置１０２の下流側には、吸気装置１０２によって受け取られた空気を冷却するように構成された熱交換装置１０３が配置されている。熱交換装置１０３によって冷却された空気は、次に、ターボ機械構成要素１０４（例えば、典型的なジェットエンジン内にあるような圧縮機およびタービン）へと流れるように構成される。ターボ機械式エンジン１０１はさらに、増強システム（再加熱／アフターバーナ）、可変面積ノズル、排気装置、および／またはラムジェット（これらは、図１に関して上述したものと同様であるが図２には示されていない）を含み得る。

例えば、エンジン１０１は、ターボ機械構成要素１０４を迂回し、任意選択で熱交換装置１０３をも迂回することができる空気によって実現されるラムジェット（図示せず）をさらに備え得る。高マッハ（例えば、マッハ２．５超）では、ラムジェットが主な推力源となる。ラムジェットは、モード遷移中にターボ機械構成要素１０４と協働して動作し得る。熱交換器１０３は、エンジン１０１の飛行速度が増加するにつれて、ターボ機械構成要素１０４（典型的にはターボ機械構成要素１０４の圧縮システム（図示せず）において）が材料温度限界に達したときに使用され得る。これは、ターボ機械構成要素１０４が使用され得るエンジン１０１の最大運転飛行速度を高めるためである。

図２に示されている例では、熱交換装置１０３は、エンジン１０１の長手方向軸１１３を中心とする第１の熱交換モジュール１０３ａを備える（図２は、エンジン１０１の半体のみを示す概略断面図である）。この例では、第１の熱交換モジュール１０３ａは実質的に円筒形状であるが、第１の熱交換モジュールは代替として実質的に円錐状（図８参照）または任意の他の好適な形状であり得ることも想定される。空気と熱交換する熱伝達媒体（図示せず）は、熱交換モジュール１０３ａ内を流れ、熱交換装置１０３の入口１０５を通って流入し、熱交換装置１０３の出口１０６を通って流出するように構成される。入口１０５には入口マニホールド１０７によって熱伝達媒体が供給され、出口１０６は出口マニホールド１０８と流体連通している。図示されている例では、入口マニホールド１０７および出口マニホールド１０８は共に円筒状であるが、入口マニホールド１０７および出口マニホールド１０８は任意の他の形状であり得、例えば、熱交換装置１０３の両側の長手方向マニホールドであり得ることも想定される。熱伝達媒体は、例えば、任意の燃料の種類、任意のガス、任意の液体、またはヘリウムなどの任意の極低温流体であり得る。

第１の熱交換モジュール１０３ａは、内径１１５および外径１１６を有する。第１熱交換モジュール１０３ａは、内径１１５がターボ機械構成要素１０４のエンジンファンケース１１８の外径１１７とほぼ一致するように寸法決めされ、位置決めされる。有利には、このことにより、ターボ機械構成要素１０４に対する閉塞を最小限に抑えることができる。熱交換モジュール１０３ａの正確な内径１１５および外径１１６は、特定の用途の空気力学的考慮事項に従って選択され得る。

空気は、エンジン１０１の長手方向軸１１３に対して垂直であるエンジン１０１の半径方向１１４に実質的に沿って、熱交換装置１０３内へ流入し、熱交換装置１０３を通過するように構成される。特に、エンジン１０１の外側ダクト１０９および内側中心構造体１１０は、吸気装置１０２から熱交換装置１０３内へと流れるように空気を方向付けるように構成される。外側ダクト１０９は、エンジン１０１のケース１１９とシールを形成する。内側中心構造体１１０は、１つまたは複数の可動部分１１１を備える。１つまたは複数の可動部分１１１は、選択的に移動して、吸気装置１０２からターボ機械構成要素１０４へ空気が直接流れる、ひいては空気が熱交換装置３を迂回することができるように構成される。例えば、１つまたは複数の可動部分１１１は、エンジン１０１が低マッハまたは大きい補正流量で動作しているときに、空気に熱交換装置１０３を迂回させるように移動し得る。１つまたは複数の可動部分は、回転、平行移動、ヒンジペタル装置、および／または任意の他の好適な機械的手段によって移動するように構成され得る。エンジン１０１はさらに、空気の流れを熱交換装置１０３の内外に方向付けるように構成された複数のターニングベーン（図示せず）を含む。エンジン１０１はさらに、吸気装置内に取り込まれ得るデブリおよび大きな粒子が熱交換装置１０３に衝突するのを防止するために熱交換装置１０３の外側に（すなわち、熱交換装置１０３ａの外径１１６に近接して）配置された分離ダクト（図示せず）を含む。分離ダクトは、完全なエンジン迂回を可能にするのに十分な大きさを有するように寸法決定され得ることが想定される。

図３Ａ～図３Ｃの概略断面図を参照すると、第１の熱交換モジュール１０３ａは、熱伝達媒体が流れるように構成された複数の小径薄肉管１２０を含む。管１２０は、図３Ａ～図３Ｃでは断面図で示されている。空気は、図３Ａ～図３Ｃにおいて矢印で示されるように、第１の熱交換モジュール１０３ａ内を流れるときに複数の管の周りを流れるように構成される。

一例では、管１２０は、エンジンの長手方向１１３の周りに円周方向に、すなわち図２の紙面に垂直な平面内に延びるインボリュート螺旋経路で配置される。特に、管１２０は、各々がエンジン１０１の長手方向軸１１３の周りで次第に広がるまたは狭まるそれぞれの経路で巻かれ、各々がエンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って列をなして互いに離間されるように配置される。管１２０は、その第１の端部で入口ヘッダ（図示せず）に接続され、その第２の端部で出口ヘッダ（図示せず）に接続される。入口ヘッダおよび出口ヘッダはそれぞれ、エンジン１０１の長手方向軸線１１３に実質的に平行に延在する。入口ヘッダは入口１０５と流体連通するように配置され、出口ヘッダは出口１０６と流体連通するように配置される。しかしながら、管１２０は、任意の他の経路および／または配向で配置されおよび／または位置決めされ得ることも想定される。

管１２０は、空気が管１２０の周りを垂直方向、平行方向、またはそれらを組み合わせた方向に流れるように、互いに対して配置される。物理的には、第１の熱交換モジュール１０３ａ内の管は、直線状に、単純に一定の半径で湾曲するように、可変半径で湾曲するように、および／またはインボリュート螺旋状に配置され得る。このような配置では、空気は複数の管の上を流れ得る。これらの配置のための空気流方向において、管１２０は、空気のバルク流に角度を付与するように、整列して（図３Ａ参照）、対称的に互い違いに（図３Ｂ）、または互い違いに（図３Ｃ参照）配置され得る。これらの例および他の例では、管１２０の互いに対する間隔および位置決めは、非対称性を使用して熱交換装置１０３と密に結合されたターボ機械構成要素１０４との間の空力弾性現象に起因する協働的な付勢および共振を回避するために選択され得る。これは、ランダム化された管間隔（例えば、管１２０の間隔に大きな公差を許容する）によって、または管１２０の間隔の規則的かつ選択的な変化によって実現され得る。特に、互いに対する管１２０の正確な配置（例えば、相対的な位置決めおよび／または間隔）は、熱交換装置１０３またはターボ機械構成要素１０４のいずれかが互いに悪影響を及ぼすことなく、下流側のターボ機械構成要素１０４にとって許容可能な状態で空気流が熱交換装置１０３から出るように、および、例えば、上述したようにおよび／または国際公開２０１５０５２４６９号パンフレットに記載されているように、管１２０がインボリュート螺旋経路に配置されている場合に生じ得る、互いに対して摺動する管１２０の何らかの巻き戻しによる熱膨張が許容されるように、特定の用途に応じて選択され得る。図２に示される例では、第１の熱交換モジュール１０３ａの構造的完全性を維持するために、かご形／ドラム状構造体１１２が第１の熱交換モジュール１０３ａの内側に（すなわち、熱交換モジュール１０３ａの内径１１５に近接して）配置される。しかしながら、１つまたは複数のかご状／ドラム状構造体は、代替として、熱交換モジュール１０３ａの外側、または内側および外側の両方に配置され得ることも想定される。

空気がターボ機械構成要素１０４に入る前に熱交換装置１０３を使用して空気を予冷することは、ターボ機械構成要素１０４の動作の最大飛行マッハ数を上昇させ、ひいてはミッションプロファイルに対するエンジンモード間の遷移の影響を低減するので有利である。加えて、そのことにより、エンジン１０１内のラムジェットシステムの断面積が低減され、より良好な機体統合をもたらす。さらに、ターボ機械構成要素１０４の真夏日の性能（例えば、環境条件が典型的な環境温度と比較して比較的高温であるときの性能）を改善することができる。

以下の説明を助けるために、図４は、図２のエンジン１０１の簡略化された概略断面図である。入口マニホールド１０７ならびに出口マニホールド １０８および１つまたは複数の可動部分１１１は、図４には示されていない。これは、図５～図１２Ｄに関する以下の議論の焦点が熱交換装置１０３の代替的な構造形態にあるためである。

図５～図１２Ｄの概略断面図を参照ながら、熱交換装置１０３の代替的な構造形態について説明する。図５～図１２Ｄにおいて、同様の参照番号は、同様の要素（例えば、長手方向軸１１３および吸気装置１０２）を示すために使用される。数値が増加する同様の参照番号は、同様の要素（例えば熱交換装置１０３、２０３、４０３など）を示すために使用される。それらの内部構造形態および形状以外に、代替形態の例示的な熱交換装置２０３、４０３、５０３などは、熱交換装置１０３と同様であると見なすことを理解されたい。例えば、熱交換装置２０３、４０３、５０３などは、熱交換装置１０３と同様に、吸気装置１０２およびターボ機械構成要素１０４などの他の構成要素と機能的および位置的に関連していると見なすものとする。

図５に示される例では、熱交換装置２０３は、第１の熱交換モジュール２０３ａと、第２の熱交換モジュール２０３ｂと、第３の熱交換モジュール２０３ｃとを備え、それぞれの構造は第１の熱交換モジュール１０３ａと実質的に同一である。図２の例における第１の熱交換モジュール１０３ａと同様に、第１、第２、および第３の熱交換モジュール２０３ａ～２０３ｃの各々は、それぞれの入口２０３ａｉ、２０３ｂｉ、２０３ｃｉからそれぞれの出口２０３ａｏ、２０３ｂｏ、２０３ｃｏまで延びる複数の小径薄肉管を備え、熱伝達媒体は、これらの中を流れるように構成される。図５の例には３つの熱交換モジュールが示されているが、代替として熱交換装置２０３が任意の数の複数の熱交換モジュールを備え得ることも想定される。

第１、第２、および第３の熱交換モジュール２０３ａ～２０３ｃは、互いに流体連通するように配置され、エンジン１０１の長手方向軸１１３に対して直列に配置される。すなわち、第２の熱交換モジュール２０３ｂは第１の熱交換モジュール２０３ａの下流側に配置され、第３の熱交換モジュール２０３ｃは第２の熱交換モジュール２０３ｂの下流側に配置される。しかしながら、第１、第２および第３の熱交換モジュール２０３ａ～２０３ｃのうちの１つまたは複数は、代替として、エンジン１０１の長手方向軸１１３に対して並列に配置され得ることも想定される。

空気と熱交換する熱伝達媒体は、それぞれの入口２０３ａｉ、２０３ｂｉ、２０３ｃｉを通って各々の熱交換モジュールに入り、その後、それぞれの出口２０３ａｏ、２０３ｂｏ、２０３ｃｏを通って各々の熱交換モジュールから出ることによって、第１、第２、および第３の熱交換モジュール２０３ａ～２０３ｃの全てを通って熱交換装置２０３内を流れるように構成される。

第１、第２および第３の熱交換モジュール２０３ａ～２０３ｃの入口２０３ａｉ、２０３ｂｉ、２０３ｃｉおよび出口２０３ａｏ、２０３ｂｏ、２０３ｃｏの各々は、それぞれの入口マニホールドまたは出口マニホールド（図示せず）と流体連通している。これは、図２に示される例において、入口１０５には入口マニホールド１０７によって熱伝達媒体が供給され、出口１０６が出口マニホールド１０８と流体連通している形と同様である。

出口２０３ａｏならびに入口２０３ｂｉ、および出口２０３ｂｏおよび入口２０３ｃｉは、図５の例では重なり合う（すなわち、エンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って概ね一致する）ように示されている。しかしながら、２０３ａｏならびに入口２０３ｂｉ、および／または出口２０３ｂｏおよび入口２０３ｃｉは、エンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って互いに離間され得る（例えば、図６に示される例のように）ことも想定される。

図５に戻ると、熱交換装置２０３のモジュール構造により、熱交換モジュール２０３ａ～２０３ｃのうちの１つまたは複数の熱交換モジュールにおける第１の流体の流れが別個に（すなわち、他の熱交換モジュールにおける第１の流体の流れとは独立して）調節されるまたは完全に停止され得るようにエンジン１０１が構成され得る。有利には、このことは、空気の温度プロファイルの最適化、柔軟性、および制御を改善することができる。

図６に示される別の例では、熱交換器３０３は、第１の熱交換モジュール１０３ａと構造が実質的に同一であり、内径３１５ａ～３１５ｃおよび外径３１６ａ～３１６ｃをそれぞれ有する第１、第２および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃを備える。第１、第２および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃは、直径が次第に大きくなるように寸法決めされる。すなわち、内径３１５ｂは、内径３１５ａよりも大きいが内径３１５ｃよりも小さく、外径３１６ｂは、外径３１６ａよりも大きいが外径３１６ｃよりも小さい。したがって、この例では、第１、第２および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃは、エンジン１０１の半径方向１１４に対して互いに離間していると見なされ得る。熱交換装置３０３の構造形態により、空気の一部が第１、第２、および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃの各々を通過して、第１、第２、および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃ内を流れる熱伝達媒体によって冷却され得る。熱交換装置３０３の半径方向に離間されたモジュール構造により、熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃのうちの１つまたは複数の熱交換モジュールにおける第１の流体の流れが別個に（すなわち、他の熱交換モジュールにおける第１の流体の流れとは独立して）調節されるまたは完全に停止され得るようにエンジン１０１が構成され得る。これは、例えば、（図２に関して上述したような）複数の可動部分１１１によって、および／または流体制御によって行われ得る。有利には、このことは、熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃを通過する圧力損失と温度降下のバランスを取ることによって、空気の温度プロファイルの最適化、柔軟性、および制御を改善することができる。

図６に示される例では、第１、第２および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃはそれぞれ、等しい長さ３３０ａ～３３０ｃを有する。しかしながら、第１、第２および第３の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃのうちの１つまたは複数の熱交換モジュールが、熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃのうちの他の熱交換モジュール（複数可）とは異なる長さを有し得ることも想定される。熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃの長さ３３０ａ～３３０ｃは、互いに異なるように選択されて、熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃの各々を通る空気流を制御する追加の手段を形成し得る。

熱交換モジュール１０３ａ～１０３ｃの各々における管１２０の間隔および位置決めは、他の熱交換モジュール３０３ａ～３０３ｃとは異なるように選択され得る。図６の例には３つの熱交換モジュールが示されているが、代替として熱交換装置３０３が任意の数の複数の熱交換モジュールを備え得ることも想定される。

図７に示される例は、熱交換装置４０３の第１、第２および第３の熱交換モジュール４０３ａ～４０３ｃが、それぞれの長さ４３０ａ～４３０ｃが距離４３１および４３２だけ少なくとも部分的に重なるように、エンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って配置されるという点で、図６に示される例とは異なる。具体的には、図７に示されるように、第２の熱交換モジュール４０３ｂの長さ４３０ｂは、一端で第１の熱交換モジュール４０３ａの長さ４３０ａと部分的に重なり、他端で第３の熱交換モジュール４３０ｃの長さ４３０ｃと重なるように配置される。したがって、この例では、第１、第２、および第３の熱交換モジュール４０３ａ～４０３ｃは、エンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って互いに部分的に重なり合うとともに、エンジン１０１の半径方向１１４に対して互いに離間していると見なされ得る。この長手方向に重なり合う配置は、有利には、熱交換装置４０３、ひいてはエンジン１０１の全長を短くすることができ、熱交換装置４０３を通る空気流の角度が軸方向要素を有し、純粋に半径方向であることが望ましくない場合に特に好適であり得る。図７の例には３つの熱交換モジュールが示されているが、代替として熱交換装置２０３が任意の数の複数の熱交換モジュールを備え得ることも想定される。図７に示される例では、第２の熱交換モジュール４０３ｂの長さ４３０ｂは、エンジン１０１の長手方向軸１１３に対して、第１の熱交換モジュール４０３ａの長さ４０３ａおよび第３の熱交換モジュール４０３ｃの長さ４０３ｃと、それぞれ第２の熱交換モジュール４０３ｂの長さ４３０ｂの約３分の１だけ重なるように配置される。しかしながら、熱交換装置１０３の第１、第２および第３の熱交換モジュール４０３ａ～４０３ｃは、それらのそれぞれの長さ４３０ａ～４３０ｃがエンジン１０１の長手方向軸１１３に対して任意の他の量だけ、例えば、前記長さ４３０ａ～４３０ｃのうちの１つの長さの約６分の１、５分の１、４分の１または２分の１だけ少なくとも部分的に重なるように配置され得ることも想定される。

単一の熱交換モジュール５０３ａを備える代替的な熱交換装置５０３（図２および図４に示される装置と同様）が図８に示されている。この例では、熱交換装置５０３は実質的に円錐形状である。すなわち、入口５０５および出口５０６は、エンジン１０１の半径方向１１４に沿って互いに離間される。円錐形状の熱交換装置５０３は、有利には、よりスリムな設置を可能にし、直径が貴重である設置に特に適し得る。

同様の例が図９に示されており、熱交換装置６０３は、図８の例に示されている熱交換装置よりも短い長さを有する。円錐状熱交換装置５０３、６０３の長さは、エンジン１０１の長さおよび直径を最適化するように選択され得る。

図１０に示される熱交換装置７０３は、第１の熱交換モジュール７０３ａおよび第２の熱交換モジュール７０３ｂを備え、それぞれが、それぞれの入口７０３ａｉ、７０３ｂｉおよびそれぞれの出口７０３ａｏ、７０３ｂｏを有する。図５に示される配置と同様に、第１および第２の熱交換モジュール７０３ａ、７０３ｂは、互いに流体連通するように配置され、エンジン１０１の長手方向軸１１３に対して直列に配置される。すなわち、第２の熱交換モジュール７０３ｂは第１の熱交換モジュール７０３ａの下流側に配置される。しかしながら、第１および第２の熱交換モジュール７０３ａ、７０３ｂは、代替として、並列に配置され得ることも想定される。有利には、このことにより、設置距離をより短くすることができる。この例では、第１および第２の熱交換モジュール７０３ａ、７０３ｂのうちの一方は、前記モジュール内において、第１および第２の熱交換モジュール７０３ａ、７０３ｂの他方と比較して、管１２０の異なる配置を有する。有利には、このことにより、空気流の一部が空気流の残りの部分よりも大幅に冷却され得る。

図１０に示される例では、第１の熱交換モジュール７０３ａは、第２の熱交換器モジュール７０３ｂの長さ７３０ｂより短い長さ７３０ａを有する。この例では、長さ７３０ａは長さ７３０ｂの約２分の１であるが、長さ７３０ａおよび７３０ｂは任意の他の相対的な長さであり得ることも想定される。代替として、第１の熱交換モジュール７０３ａの長さ７３０ａは、第２の熱交換器モジュール７０３ｂの長さ７３０ｂよりも長い場合もある、または第１および第２の熱交換モジュール７０３ａ、７０３ｂは、図１１に示される例（この場合、第１の熱交換モジュール８０３ａは、第２の熱交換モジュール８０３ｂの長さ８３０ｂに等しい長さ８３０ａを有する）のように、長さがほぼ等しい場合もあることも想定される。図１０および図１１の例には２つの熱交換モジュールが示されているが、代替として熱交換装置７０３、８０３が任意の数の複数の熱交換モジュールを備え得ることも想定される。

図１２Ａ～図１２Ｃに示される例示的な配置では、熱交換装置９０３は、それぞれが実質的に円錐形状であり、エンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って直列に配置された第１、第２および第３の熱交換モジュール９０３ａ～９０３ｃを備える。図１２Ｄに示される例では、熱交換装置１００３は、それぞれが実質的に円筒形状であり、エンジン１０１の長手方向軸１１３に沿って直列に配置された第１、第２および第３の熱交換モジュール１００３ａ～１００３ｃを備える。

図１２Ａ～図１２Ｄに示される例では、エンジン１０１の長手方向軸１１３は湾曲しており、すなわち、吸気装置１０２内にある程度の回旋が存在する。多くの用途において、熱交換器装置９０３が吸気装置１０２と密接に一体化されることが望ましい。モジュール９０３ａ～９０３ｃまたは１００３ａ～１００３ｃのような複数のモジュール式熱交換モジュールの使用は、熱交換モジュールの軸方向の位置決め、配向、および寸法を慎重に構成することによって、この一体化を容易にすることができる。さらに、複数のモジュール式熱交換モジュールは、（空気力学的流線に沿って運ばれるのではなく）主に弾道軌道に従うデブリおよび粒子から完全に保護されるように位置決めされ、配向され得る。

上記によれば、図２および図４～図１２Ｄに示される例示的な熱交換装置１０３、２０３、３０３、４０３、５０３、６０３、７０３、８０３、９０３、１００３を参照すると、本開示に係る熱交換装置は、以下の特徴の任意の組み合わせを含み得ることを理解されたい。
（ａ）熱交換装置は、任意の数の１つまたは複数の個々の熱交換モジュールを備え得る。
（ｂ）１つまたは複数の熱交換モジュールは、エンジンの長手方向軸に対して直列または並列のいずれかで配置され得る。
（ｃ）１つまたは複数の熱交換モジュールは、実質的に円筒形状または円錐形状のいずれかであり得る。
（ｄ）１つまたは複数の熱交換モジュールのそれぞれの長さは、同じであるか、または異なり得る。
（ｅ）１つまたは複数の熱交換モジュールの各々の内部の管のそれぞれの間隔および位置決めは、熱交換モジュールの各々において異なり得る。
（ｆ）１つまたは複数の熱交換モジュールの長さは、エンジンの長手方向軸に沿って少なくとも部分的に重なり得る。および／または
（ｇ）エンジンの長手方向軸は、直線状または湾曲した形状（すなわち、渦巻き状）であり得る。

有利には、上述したような熱交換装置のいずれかを使用して、燃料タンクの温度の管理を助けることができる。図１３および図１４は、熱交換装置１０３（上述した代替形態の熱交換器２０３、３０３、４０３などのうちのいずれかを熱交換装置１０３の代わりに使用できることも想定される）が、吸気装置１０２に流入する空気を冷却するために使用される概略サイクル図である。エンジン１０１は、ターボ機械構成要素１０４の圧縮機によって圧縮された空気が供給される空気吸込燃焼室（図示せず）内で燃焼され得る燃料（図示せず）を貯留するように構成された燃料タンク４０をさらに含む。

図１３は、エンジン１０１の高運転飛行速度に対応する熱交換装置１０３の第１の運転モード、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モードを示している。熱交換装置１０３の第１の運転モードにおいて、熱伝達媒体の一部は、第１の流路４３に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出して、ターボ機械構成要素１０４の下流側に供給されて、エンジン１０１の再加熱および／またはラムジェット運転モードに使用されるように構成される。また、第１の運転モードでは、熱伝達媒体の一部は、第２の流路４４に沿って出口１０６から流出して燃料タンク４０の入口４１に流入した後、燃料タンク４０内の燃料と熱交換されるように構成されるように構成される。その後、熱伝達媒体は、出口４２を介して燃料タンク４０から出て、第３の流路４５に沿って入口１０５に向かって流れ、そこで熱交換装置１０３に再び流入するように構成される。

このようにして、熱交換装置１０３の第１の運転モードにおいて、熱交換装置１０３内を流れる空気を冷却するために使用された後に熱交換装置１０３から出る高温の熱伝達媒体は、燃料タンク４０内の燃料を加熱するために使用される。燃料タンク４０から出る低温の熱伝達媒体（燃料を加熱した結果として冷却されている）は、その後、熱交換装置１０３に戻され、そこで、熱交換装置１０３内を流れる空気を冷却するために使用される。したがって、熱交換装置１０３のこの運転モードは、エンジン１０１の高速運転中、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モード中、高速への加速中に、流入空気を冷却することによって熱伝達媒体内へ除去された熱を燃料タンク４０内で放散させる（すなわち、放出する）ことができるので、特に有利である。したがって、燃料タンク４０内の燃料容積は、空気のさらなる冷却を容易にする蓄熱体となる。すなわち、燃料は、熱伝達媒体から熱を放出するための良好な媒体となり、したがって、加熱された熱伝達媒体から燃料への熱の放出は、空気を冷却するのを助ける。

ここで図１４を参照すると、エンジン１０１の低運転飛行速度、例えば、長時間の超音速または亜音速巡航に対応する熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、熱伝達媒体が代わりに燃料を冷却するために使用され得る。熱伝達装置１０３の第２の運転モードでは、第１の流体は、第２の流路４４に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出し、燃料タンク４０の入口４１へ流入するように構成される。その後、第１の流体は、出口４２を介して燃料タンク４０から出て、第３の流路４５に沿って入口１０５に向かって流れ、そこで熱交換装置１０３に再び流入するように構成される。

このようにして、熱交換装置１０３の第２の運転モードにおいて、熱交換装置１０３内を流れる空気を温めるために使用された後に熱交換装置１０３から出る熱伝達媒体は、燃料タンク４０内の燃料を冷却するために使用される。燃料タンク４０から出る高温の熱伝達媒体（燃料を冷却した結果として加熱されている）は、その後、熱伝達装置１０３に戻され、そこで、熱交換装置１０３内を流れる空気を温めるために使用される。したがって、熱交換装置１０３の第２の運転モードは、エンジン１０１の低速運転中、例えば、長時間の超音速または亜音速巡航中に、熱交換装置１０３の第１の運転モードの間に熱伝達媒体から燃料に放出された熱を熱伝達媒体に戻すことができるので、特に有利である。このことにより、第１の運転モードにおける熱交換装置１０３の運転が潜在的に繰り返され得る。すなわち、熱交換装置１０３の第２の運転モードがなければ、燃料が最終的に温度限界に達するため、熱交換装置１０３の第１の運転モードを使用し続けることができない可能性がある。熱交換器１０３の第１の運転モードおよび第２の運転モードの両方を使用してサイクルをそれぞれ順方向（図１３）および逆方向（図１４）に実行することによって、熱伝達媒体は、燃料のための熱源およびヒートシンクの両方として効果的に使用され得る。具体的には、熱伝達媒体が空気をより効果的に冷却するのを助けるためのヒートシンクとして燃料を効果的に使用するために、燃料の温度を管理する必要がある。熱交換器装置１０３の第１の運転モードでは、燃料は、熱伝達媒体からの熱が放出されて空気をさらに冷却するのを助けるための良好な媒体となり、熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、燃料は第１の運転モードを繰り返す／再び使用することができるように冷却される。

図１５Ａは、エンジン１０１の高運転飛行速度に対応する熱交換装置１０３の代替形態の例示的な第１の運転モード、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モードを示しており、この場合、燃料が熱伝達媒体として使用される。図１５Ａに示される第１の運転モード例では、燃料は、空気と熱交換されることによって加熱される。この例で示される熱交換装置１０３の第１の運転モードにおいて、熱伝達媒体（すなわち、燃料）の一部は、第１の流路４３に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出して、ターボ機械構成要素１０４の下流側に供給され、エンジン１０１の再加熱および／またはラムジェット運転モードに使用されるように構成される。熱伝達媒体（すなわち、燃料）の一部はさらに、第４の流路４６に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出して、１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４に供給されるように構成される。また、第１の運転モードでは、熱伝達媒体（すなわち、燃料）の一部は、第２の流路４４に沿って出口１０６から流出して燃料タンク４０の入口４１に流入するように構成される。その後、燃料は、出口４２を介して燃料タンク４０から出て、第３の流路４５に沿って入口１０５に向かって流れ、そこで熱交換装置１０３に再び流入するように構成される。

ここで図１５Ｂを参照すると、エンジン１０１の低運転飛行速度、例えば、長時間の超音速または亜音速巡航に対応する、図１５Ａに示される熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、燃料は空気と熱交換されることによって冷却される。図１５Ｂの例に示されている熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、熱伝達媒体（すなわち、燃料）は、第２の流路４４に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出し、燃料タンク４０の入口４１へ流入するように構成される。熱伝達媒体（すなわち、燃料）の一部は、第５の流路４７に沿って燃料タンク４０から流出して１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４に供給されるように構成され、熱伝達媒体（すなわち、燃料）の別の部分は、第６の流路４８に沿って燃料タンク４０から流出して１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４の下流側に供給されてエンジン１０１の再加熱および／またはラムジェット運転モードに使用されるように構成される。熱伝達媒体（すなわち、燃料）は、燃料タンク４０からの熱の一部が、再加熱および／またはラムジェットモードのために１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４およびターボ機械構成要素の下流側に供給されることによって放出された後、出口４２を介して燃料タンク４０から出て、第３の流路４５に沿って入口１０５に向かって流れ、そこで熱交換装置１０３に再び流入するように構成される。

このようにして、図１５Ａおよび図１５Ｂに示されている例では、熱交換装置１０３の第１の運転モードにおいて、熱交換装置１０３内を流れる空気を冷却するために使用された後に熱交換装置１０３から出る高温の燃料は、燃料タンク４０内の燃料の残りを加熱するために使用される。燃料タンク４０から出る燃料は、その後、熱交換装置１０３に戻され、そこで、熱交換装置１０３内を流れる空気を冷却するために使用される。したがって、熱交換装置１０３のこの第１の運転モードは、エンジン１０１の高速運転中、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モード中、高速への加速中に、流入空気を冷却することによって燃料内へ除去された熱を燃料タンク４０内で放散させる（すなわち、放出する）ことができるので、特に有利である。したがって、燃料タンク４０内の燃料容積は、空気のさらなる冷却を容易にする蓄熱体となる。すなわち、燃料タンク４０は、熱伝達媒体から熱を放出するための良好な媒体となり、したがって、燃料から燃料タンク４０内への熱の放出は、空気を冷却するのを助ける。その後、熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、燃料が冷却され、その結果、第１の運転モードを繰り返す／再び使用することができる。

図１６Ａは、エンジン１０１の高運転飛行速度に対応する熱交換装置１０３の別の代替形態の例示的な第１の運転モード、例えば、短時間の極超音速「ダッシュ」モードを示しており、この場合、燃料タンク４０内の燃料とは別の異なる流体が熱伝達媒体として使用される。図１６Ａおよび図１６Ｂに示される例では、エンジン１０１は、第２の熱交換装置２００をさらに備える。第２の熱交換装置２００は、燃料タンク４０内の燃料と熱伝達媒体との熱交換を行うように構成される。図１６Ａおよび図１６Ｂにおいて、黒実線矢印は燃料の流れを示し、白抜き矢印は熱伝達媒体の流れを示している。

図１６Ａに示される熱交換装置１０３の第１の運転モードでは、燃料は加熱される。熱伝達媒体の一部は、流路５１に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出して、燃料タンク４０の入口４１に供給された後、燃料タンク４０内の燃料と熱交換されるように構成される。その後、第１の熱伝達媒体は、出口４２を介して燃料タンク４０から出て、流路５２に沿って入口１０５に向かって流れ、そこで熱交換装置１０３に再び流入するように構成される。さらに、第１の熱伝達媒体の一部は、流路５３に沿って第２の熱交換装置２００の入口２０１に流入した後、流路５４に沿って出口２０２を介して第２の熱交換装置２００から出て、その後、流路５２を通って熱交換装置１０３の入口１０５に戻るように構成される。

熱伝達媒体は、第２の熱交換装置２００内で燃料と熱交換される。図１６Ａに示されるように、燃料の一部は、流路５５を通って燃料タンク４０から第２の熱交換装置２００に供給されるように構成される。その後、燃料の一部は、流路５６を通って第２の熱交換装置２００から１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４に供給されるように構成され、燃料の一部は、流路５７を通って第２の熱交換装置２００からターボ機械構成要素１０４の下流側に供給されてエンジン１０１の再加熱および／またはラムジェット運転モードに使用されるように構成される。このようにして、燃料タンク４０からの熱の一部は、再加熱および／またはラムジェットモードのために１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４およびターボ機械構成要素の下流側に供給されることによって、エンジンサイクルに加えられ得る。

ここで図１６Ｂを参照すると、エンジン１０１の低運転飛行速度に対応する、図１６Ａおよび図１６Ｂに示される熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、燃料は冷却される。熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、熱伝達媒体は、流路５１に沿って熱交換装置１０３の出口１０６から流出して、燃料タンク４０の入口４１に供給された後、燃料タンク４０内の燃料と熱交換されるように構成される。その後、熱伝達媒体は、出口４２を介して燃料タンク４０から出て、流路５２に沿って入口１０５に向かって流れ、そこで熱交換装置１０３に再び流入するように構成される。燃料の一部は、流路５５を通って燃料タンク４０から第２の熱交換装置２００に供給されるように構成される。その後、燃料の一部は、流路５６を通って第２の熱交換装置２００から１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４に供給されるように構成され、燃料の一部は、流路５７を通って第２の熱交換装置２００からターボ機械構成要素１０４の下流側に供給されてエンジン１０１の再加熱および／またはラムジェット運転モードに使用されるように構成される。

このようにして、図１６Ａおよび図１６Ｂに示されている例では、図１３～図１５Ｂに示されている例と同様に、熱交換装置１０３の第１の運転モードにおいて、燃料タンク４０内の燃料容積は、空気のさらなる冷却を容易にする蓄熱体となる。その後、熱交換装置１０３の第２の運転モードでは、燃料が冷却され、その結果、第１の運転モードを繰り返す／再び使用することができる。有利には、図１６Ａおよび図１６Ｂに示されている例では、第２の熱交換装置２００を使用することによって、熱交換装置１０３の第１の運転モードおよび第２の運転モードにおいて、燃料／燃料タンク４０内の熱を、有利には、１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４に供給して１つまたは複数のターボ機械構成要素１０４内で利用することによってエンジンサイクルに加えることができ、また、エンジン１０１の再加熱および／またはラムジェット運転モードのために使用することができる。

上述の図１３～図１６Ｂに示されている例から、エンジン１０１の運転中に、燃料が熱伝達媒体として使用され得ること、または熱伝達媒体が燃料とは別の異なる流体であり得ること、および／または燃料がさらに第２の熱交換装置内で熱交換され得ることが明らかである。

本開示はさらに、本明細書に記載のエンジン１０１を備える航空機、飛行機または航空宇宙機を含むことを理解されたい。

添付の特許請求の範囲によって定義される本発明の範囲から逸脱することなく、記載されている実施形態（複数可）の様々な修正形態が可能である。

Claims (20)

1. 空気を受け取るように構成された吸気装置と、
   前記吸気装置の下流側に配置され、空気を冷却するように構成され、複数の熱交換モジュールを備える熱交換装置と、
   前記熱交換装置から冷却空気を受け取るように構成された１つまたは複数のターボ機械構成要素と
   を備えるエンジンであって、
   前記複数の熱交換モジュールは、前記エンジンの長手方向軸を概ね中心とし、長手方向軸に沿うように配置され、
   前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、前記エンジンの前記長手方向軸に対して前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも他の１つの熱交換モジュールと、部分的に重なるように配置される、エンジン。
2. 前記複数の熱交換モジュールの各々はある長さを有し、前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、前記エンジンの前記長手方向軸に対して、そのそれぞれの長さが前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールのそれぞれの長さと少なくとも部分的に重なるように配置される、請求項１に記載のエンジン。
3. 前記複数の熱交換モジュールの各々の１つまたは複数は、少なくとも部分的に実質的に円筒形状または円錐形状である、請求項１に記載のエンジン。
4. 前記複数の熱交換モジュールの各々は、それぞれの内径およびそれぞれの外径を有し、前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールとは異なる内径および／または外径を有する、請求項１～請求項３のいずれか一項に記載のエンジン。
5. 前記エンジンの前記長手方向軸は少なくとも部分的に湾曲しており、前記複数の熱交換モジュールは前記エンジンの前記長手方向軸に沿って配向される、請求項１～請求項４のいずれか一項に記載のエンジン。
6. 前記複数の熱交換モジュールの各々はそれぞれの長さを有し、前記熱交換モジュールのうちの少なくとも１つは、前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの他の熱交換モジュールとは異なる長さを有する、請求項１～請求項５のいずれか一項に記載のエンジン。
7. 前記複数の熱交換器モジュールの各々は、空気と熱交換する熱伝達媒体の流れのための複数の管を備える、請求項１～請求項６のいずれかいずれか一項に記載のエンジン。
8. 前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つにおける前記複数の管は、前記複数の熱交換モジュールのうちの前記１つの熱交換モジュールが前記熱交換装置内を流れる空気のバルク流に角度を付与するように構成されるように、互いに対して離間される、請求項７に記載のエンジン。
9. 前記吸気装置によって受け取られた空気が前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの熱交換モジュール内を流れるのを防止するように構成されたバイパス装置をさらに備える、請求項１～請求項８のいずれか一項に記載のエンジン。
10. 空気を受け取るように構成された吸気装置と、
    前記吸気装置の下流側に配置され、空気を冷却するように構成された熱交換装置と、
    前記熱交換装置から冷却空気を受け取るように構成された１つまたは複数のターボ機械構成要素と
    を備えるエンジンであって、
    前記熱交換装置は、少なくとも部分的に実質的に円錐形状である、エンジン。
11. 前記熱交換器装置は、各々が少なくとも部分的に実質的に円錐形状である複数の熱交換モジュールを備える、請求項１０に記載のエンジン。
12. 前記複数の熱交換器モジュールは、前記エンジンの長手方向軸に対して直列または並列に配置される、請求項１１に記載のエンジン。
13. 前記複数の熱交換器モジュールの各々は、空気と熱交換する熱伝達媒体の流れのための複数の管を備える、請求項１１または請求項１２に記載のエンジン。
14. 前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つにおける前記複数の管は、前記複数の熱交換モジュールのうちの前記１つの熱交換モジュールが前記熱交換装置内を流れる空気のバルク流に角度を付与するように構成されるように、互いに対して離間される、請求項１３に記載のエンジン。
15. 前記吸気装置によって受け取られた空気が前記複数の熱交換モジュールのうちの少なくとも１つの熱交換モジュール内を流れるのを防止するように構成されたバイパス装置をさらに備える、請求項１０～請求項１４のいずれか一項に記載のエンジン。
16. 前記少なくとも１つまたは複数のターボ機械構成要素は、圧縮機を備え、前記エンジンは、前記圧縮機から圧縮空気を受け取って、空気および燃料を燃焼させるように構成された空気吸込燃焼室をさらに備え、
    前記熱交換器は、前記エンジンの第１の運転飛行速度に対応する第１の運転モードと、前記エンジンの前記第１の動作飛行速度よりも遅いエンジンの第２の運転飛行速度に対応する第２の運転モードとで選択的に運転されるように構成され、
    前記熱交換装置の前記第１の運転モードにおいて、前記熱伝達媒体は、前記燃料が前記空気吸込燃焼室に送達される前に前記燃料を加熱するように構成され、
    前記熱交換装置の前記第２の運転モードにおいて、前記熱伝達媒体は、前記燃料が前記空気吸込燃焼室に送達される前に前記燃料を冷却するように構成される、請求項７、または請求項７に従属している場合に請求項８もしくは請求項９、または請求項１３、または請求項１３に従属している場合に請求項１４もしくは請求項１５に記載のエンジン。
17. 空気を受け取るように構成された吸気装置と、
    空気吸込燃焼室に供給するための燃料を貯留するように構成された燃料タンクと、
    前記吸気装置の下流側に配置され、空気と熱伝達媒体との熱交換を行うことによって空気を冷却するように構成された熱交換装置と、
    前記熱交換装置の下流側に配置され、空気および前記燃料の燃焼のために前記空気吸込燃焼室に圧縮空気を供給するように構成された圧縮機と
    を備えるエンジンであって、
    前記熱交換装置は、前記エンジンの第１の運転飛行速度に対応する第１の運転モードと、前記エンジンの第１の動作飛行速度よりも遅いエンジンの第２の運転飛行速度に対応する第２の運転モードとで選択的に運転されるように構成され、
    前記熱交換装置の前記第１の運転モードにおいて、前記熱伝達媒体は、前記燃料が前記空気吸込燃焼室に送達される前に前記燃料を加熱するように構成され、
    前記熱交換装置の前記第２の運転モードにおいて、前記熱伝達媒体は、前記燃料が前記空気吸込燃焼室に送達される前に前記燃料を冷却するように構成される、エンジン。
18. 前記熱交換器装置は、複数の熱交換モジュールを備える、請求項１７に記載のエンジン。
19. 請求項１７または請求項１８に記載のエンジンの運転方法であり、
    吸気装置に空気を供給するステップと、
    前記吸気装置、熱交換装置、圧縮機および空気吸込燃焼室に空気を流すステップと、
    前記熱交換装置に熱伝達媒体を供給するステップと、
    前記熱交換装置に前記熱伝達媒体を流すステップと、
    前記燃料タンクに燃料を供給するステップと、
    前記燃料タンクから前記空気吸込燃焼室へ前記燃料を流すステップと
    を含む運転方法であって、
    前記エンジンが第１の運転飛行速度で動作しているときに前記熱交換装置を第１の運転モードで運転するステップと、前記エンジンが第２の運転飛行速度で動作しているときに前記熱交換装置を第２の運転モードで運転するステップとをさらに含む、運転方法。
20. 請求項１～請求項１８のいずれか一項に記載のエンジンを備える航空機、飛行機または航空宇宙機。

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