KR102161996B1 - 엔진 - Google Patents

Abstract

본 개시 내용은, 항공기, 비행 기계, 또는 항공 우주 운반체 내에서와 같은 항공 우주 적용예에서 이용될 수 있는 2개의 동작 모드 - 공기 호흡 및 로켓 - 를 가지는 엔진에 관한 것이다. 로켓 모드를 위해서 이용되는 저온 연료를 이용하여 공기 호흡 모드에서 흡입 공기를 냉각시키기 위해서 전냉각기(precooler) 배열체를 이용하는 것에 의해서, 엔진의 효율이 최대화될 수 있다. 전냉각기 및 특정의 다른 엔진 사이클 구성요소를 도입하는 것, 그리고 그들을 설명된 바와 같이 배열하고 동작시키는 것에 의해서, 높은 연료 및 중량 요건 그리고 결빙 형성과 연관된 것과 같은 문제점이 완화될 수 있다.

Description

엔진{ENGINE}

관련출원

본원은, 본원에서 참조로 포함되는, 2013년 10월 11일자로 영국에서 출원된 특허출원 제GB 1318108.6호에 대해서 미국 특허법 35조 119(a) 하에서 우선권을 주장하고, 그리고 본원에서 참조로 포함되고2014년 6월 5일자로 출원된 미국 출원 제14/296,620호에 대해서 미국 특허법 35조 120 및 365하에서 우선권 및 선출원일의 이익을 주장한다.

기술분야

본 개시 내용은 항공 우주 적용예에서 이용될 수 있는 유형과 같은 엔진에 관한 것이다. 그러한 개시 내용은 또한 그러한 엔진을 포함하는 항공기, 비행 기계 또는 항공 우주 운반체(vehicle) 뿐만 아니라 그러한 엔진을 동작시키는 방법에 관한 것이다.

단발 궤도(single stage to orbit)(SSTO) 운반체를 생산하기 위한 노력이 있어 왔다. 상업적으로 실행 가능하도록 하기 위해서, 그러한 운반체는, 상이한 동작 요건들에 맞춰 구성될 수 있게 하기 위해서 높은 페이로드 프랙션(payload fraction)을 일반적으로 필요로 할 수 있을 것이다. 또한, 그러한 운반체가 용이하게 지상 조작 가능할(ground maneuverable) 수 있고 짧은 유지보수 전환 사이클(maintenance turnaround cycle)을 가질 수 있을 것이다.

이론적으로, 고성능 로켓 추진력을 가지는 SSTO를 실현할 수 있다. 그러나, 이륙으로부터 로켓을 이용하는 것이 산화제, 예를 들어 액체 산소의 큰 페이로드를 필요로 할 수 있을 것이고, 이는 상당한 질량을 운반체에 부가할 수 있을 것이다. 하나의 선택 사항은 대안적인 파워 추진 유닛을 가지는 로켓 엔진을 증가시키는 것이고 이어서 로켓 추진 만으로 궤도로 상승하는 것을 완료하는 것이다.

GB-A-2240815는 이중-모드 또는 하이브리드 항공 우주 추진 엔진을 설명한다. 이러한 엔진에서, 제1 모드의 동작에서, 엔진은, 터보-압축기의 흡기 공기를 산화제로서, 고압으로 로켓 유형 연소기/노즐 조립체로 전달하기 위해서, 그러한 흡기 공기를 미리-냉각하기 위해 액체 수소 연료를 이용한다. 예를 들어 마하 5를 초과하는 큰 마하 수에서, 엔진은 제2 동작 모드로 변화되고, 그러한 제2 동작 모드는 액체 수소 연료를 산화시키기 위해서 운반체 상에서 반송되는 액체 산소를 이용하는 통상적인 고성능 로켓 엔진으로서 동작한다.

그러한 하이브리드 엔진은 공기 호흡 능력을 부가하는 것에 의해서 로켓 엔진의 성능을 확대하는 역할을 할 수 있다. 로켓 엔진은, 예를 들어 약 4500 m/s의 유효 진공 배기 속도(effective vacuum exhaust velocity)(V_ef)를 가지는, 궤도에 도달하기 위한 필요 속도를 달성하기 위한 가장 적절한 엔진인 것으로 간주된다.

양 추진 모드들(즉, 로켓 모드 및 공기-호흡 모드)에서 공통 연소 및 노즐 시스템이 이용될 수 있도록 하기 위해서, 유입 공기가 로켓 동작(약 150 바아)에서와 유사하나, 반드시 동일할 필요는 없는, 높은 압력까지 전형적으로 압축되어야 한다. 이러한 것을 위해서, 유입 공기가 먼저 냉각되어, 전달 온도를 실용 한계(800K 미만) 이내에서 유지하고 터보-압축기의 필요 압축 작업을 최소화한다.

그러나, 그러한 엔진은 제어하기 어려울 수 있다. 본 개시 내용은 문제점을 적어도 특정 정도까지 완화시키고 및/또는 종래 기술과 관련된 어려움을 적어도 특정 범위까지 해결하고자 한다.

개시 내용의 제1 양태에 따라서, 엔진이 제공되고, 그러한 엔진이: 연료 및 옥시던트(oxidant)의 연소를 위한 로켓 연소 챔버; 연소 챔버로 가압된 옥시던트를 공급하기 위한 압축기; 압축기에 의한 압축 전에 열 전달 매체를 이용하여 압축기로 공급하기 위한 옥시던트를 냉각하도록 배열된 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기; 열 전달 매체를 위한 열 전달 매체 루프; 연료를 전달하기 위한 연료 전달 배열체; 연료 전달 배열체에 의해서 전달되는 연료에 의해서 열 전달 매체를 냉각하도록 배열되는 제2 열교환기; 열 전달 매체 루프 주위로 열 전달 매체를 순환시키기 위한 그리고 열 전달 매체를 제1 열교환기의 유입구로 전달하기 위한 제1 순환기; 제1 열교환기의 배출구의 하류에 배열된 제2 순환기를 포함하고; 엔진이 제1 동작 모드로 동작하도록 구성되며, 그러한 제1 동작 모드에서 제2 순환기가 열 전달 매체를 제1 열교환기의 배출구로부터 제1 열교환기의 유입구로 전달하도록 구성된다.

이러한 방식으로, 열 전달 매체가, 제1 열교환기의 온도를 조절 및 제어하기 위해서 연료에 의해서 먼저 냉각되지 않고, 제1 열교환기 내로 역으로 재순환될 수 있다. 이는 제1 열교환기 상에서의 결빙 형성을 제어하는데 도움을 줄 수 있고 만족스러운 연료의 이용을 허용한다.

연소 챔버가 추력을 제공하기 위해서 노즐로 연결될 수 있을 것이다. 연소 챔버 및/또는 노즐이 공기 냉각될 수 있을 것이다.

엔진이 추진 유닛으로서, 예를 들어 항공기 또는 다른 그러한 운반체로서 구성될 수 있을 것이다.

열 전달 매체 또는 유체가 또한 작업 유체로서의 역할을 유용하게 할 수 있을 것이고, 다시 말해서 열 전달 매체 또는 유체가 팽창 및 압축될 수 있다. 이러한 유체가, 예를 들어 터빈을 구동시키기 위해서, 엔진의 파워 루프 내에서 이용될 수 있을 것이다.

비록 본 명세서에서 터빈 및 압축기를 참조하였지만, 작업 유체에 의해서 구동될 수 있거나 작업 유체를 압축할 수 있는 임의의 적합한 기계류가 이용될 수 있을 것이다. 따라서, 터빈에 대한 언급이, 유체, 예를 들어 가스에 의해서 구동될 수 있는 임의 기계를 포함하는 것으로 이해되어야 하고, 압축기에 대한 언급이 유체를 압축할 수 있는 임의 기계를 의미하는 것으로 이해되어야 한다.

압축기가 축방향 터보압축기의 일부일 수 있을 것이다. 압축기가 150:1의 압축 비율을 가지도록 구성될 수 있을 것이다. 공기가 압축기 내에서 압축될 수 있을 것이다. 공기의 배출구 압력이 145 바아일 수 있을 것이다.

연료 전달이 극저온 연료 저장부로부터 이루어질 수 있을 것이다.

선택적으로, 엔진이: 연료를 이용하여 제1 열교환기의 배출구로부터 열 전달 매체를 냉각하도록 배열되는 제3 열교환기를 더 포함하고; 엔진이 제2 동작 모드로 동작하도록 구성되고, 그러한 제2 동작 모드에서, 제2 순환기는, 제3 열교환기에 의한 냉각 이후에, 제1 열교환기의 배출구로부터 제1 열교환기의 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 열 전달 매체를 전달하도록 구성된다.

선택적으로, 엔진은 제1 동작 모드에서 제3 열교환기를 지나서 연료를 우회시키기 위해서 이용될 수 있는 우회로를 더 포함한다.

밸브가 우회로를 동작시키도록 제공될 수 있을 것이다. 제1 열교환기 배출구로부터의 열 전달 매체의 부분이 제1 열교환기 내의 온도 분포를 제어하도록 조정될 수 있을 것이다.

제1 열교환기가 복수의 스테이지를 가질 수 있을 것이다. 열교환기가 복수의 얇은 벽의 관을 포함할 수 있을 것이다. 관들이 포개질(nested) 수 있을 것이다.

엔진이 하나 이상의 우회 버너를 구비할 수 있을 것이다. 유입구 옥시던트의 적은 유동에서, 예를 들어 그러한 엔진을 포함하는 운반체가 느린 속도록 이동할 때, 필요한 것 보다 많은 옥시던트가 공급된다. 우회 버너가 스위치 오프될 수 있을 것이고, 예를 들어 연료가 우회 버너로 공급되지 않는다. 우회 버너가 옥시던트, 예를 들어 공기 공급을 엔진에 합치시키도록, 하향 또는 상향 제어될(cotrolled down or up) 수 있을 것이다. 우회 버너가 부가적인 추력을 제공할 수 있다.

선택적으로, 엔진이 터빈을 더 포함하고, 터빈은 압축기를 구동하기 위해서 제1 열교환기의 배출구로부터의 열 전달 매체의 일부를 이용하여 구동되도록 구성된다.

선택적으로, 엔진은 터빈으로의 전달에 앞서서 열 전달 매체를 가열하도록 구성된 제4 열교환기를 더 포함한다.

선택적으로, 엔진이 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료를 예열하도록 구성된 전-버너(pre-burner)를 포함하고, 그러한 전-버너로부터의 배출물이 열 전달 매체의 가열을 위해서 제4 열교환기로 연결된다.

전-버너로의 연료 및 옥시던트의 공급은, 엔진이 제1 및 제2 모드로 동작할 때, 제4 열교환기로부터의 탈출 이후에 열 전달 매체를 실질적으로 일정한 온도로 유지하도록 구성될 수 있을 것이다.

선택적으로, 엔진은 옥시던트 저장부를 더 포함하고, 그러한 엔진은 제3 동작 모드로 동작하도록 구성되고, 그러한 옥시던트가 옥시던트 저장부로부터 공급된다.

이러한 제3 모드에서, 옥시던트가 옥시던트 저장부로부터만 공급될 수 있을 것이다. 압축기가 우회될 수 있을 것이다.

제3 모드에서, 열 전달 매체를 이용하여, 옥시던트 공급 펌프와 커플링된 터빈을 구동할 수 있을 것이다.

제1 및 제2 순환기가, 선택적으로 반경방향 블레이드를 가지는, 압축기로서 제공될 수 있을 것이다. 제1 순환기의 최대 파워 출력이 제2 순환기의 최대 파워 출력 보다 클 수 있을 것이다. 제1 및 제2 순환기가 연료 공급에 의해서 구동되는 터빈에 의해서 구동될 수 있을 것이다.

연료 전달 배열체가, 터빈에 의해서 구동되는 연료 펌프를 포함할 수 있을 것이다.

선택적으로, 열 전달 매체가 제1 열교환기를 우회하도록 엔진이 구성된다.

선택적으로, 열 전달 매체가 제1 순환기를 우회하도록 그리고 제2 순환기에 의해서 열 전달 매체 루프 내에서 구동되도록, 엔진이 구성된다.

선택적으로, 엔진이 옥시던트로서 공기를 공급하기 위한 공기 흡입구를 더 포함한다.

선택적으로, 열 전달 매체가 폐쇄된 유동 루프로서 구성된다.

선택적으로, 엔진은 열 전달 매체 루프 내에서 열 전달 매체로서 헬륨을 포함한다. 네온 또는 임의의 다른 적합한 유체 또는 가스가 열 전달 매체로서 이용될 수 있을 것이다.

선택적으로, 연료 전달 배열체가 연료로서 수소를 공급하도록 구성된다.

개시 내용의 제2 양태에 따라서, 엔진의 동작 방법이 제공되고, 그러한 엔진이: 연료 및 옥시던트의 연소를 위한 로켓 연소 챔버; 연소 챔버로 가압된 옥시던트를 공급하기 위한 압축기;

압축기에 의한 압축 전에 열전달 매체를 이용하여 압축기로 공급되는 옥시던트를 냉각시키기 위한 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기;

냉각 매체를 위한 열 전달 매체 루프를 포함하고; 제1 동작 모드에서, 방법은, 제1 열교환기 내의 온도 분포를 제어하기 위해서 제1 열교환기의 배출구로부터 제1 열교환기의 유입구로 열 전달 매체를 전달하는 단계를 포함한다.

제1 열교환기가 상대적으로 높은 그리고 낮은 온도 스테이지들을 가질 수 있을 것이다. 보다 저온인 스테이지에서의 온도를 미리 결정된 온도 보다 높게 유지하도록, 제1 열교환기의 배출구로부터 제1 열교환기의 유입구로 전달되는 열 전달 매체의 부분이 조정될 수 있을 것이다. 미리 결정된 온도가 사용 시에 제1 열교환기 상의 결빙의 형성을 방지하도록 선택될 수 있을 것이다.

제1 열교환기의 배출구로부터 전달되는 열전달 매체가, 제1 열교환기의 유입구로의 전달에 앞서서 연료에 의해서 냉각된 열 전달 매체와 먼저 혼합될 수 있을 것이다.

선택적으로, 방법은, 제2 동작 모드에서, 제1 열교환기의 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 열 전달 매체를 전달하기 전에 제1 열교환기의 배출구로부터 전달되는 열 전달 매체를 냉각시키는 단계를 포함한다.

선택적으로, 제2 동작 모드에서, 중간 지점의 하류의 제1 열교환기 내의 열 전달 매체의 유량이 중간 지점의 상류의 열 전달 매체의 유량의 2배이다. 이러한 것은 재료 온도를 제한하는 역할을 하고, 이는 엔진 사이클 효율을 감소시킬 수 있으나, 제1 열교환기 내의 온도를 보다 효율적으로 제어할 수 있다.

선택적으로, 열 전달 매체를 제1 열교환기의 유입구로 전달하도록 제1 순환기가 동작되고, 제1 열교환기의 배출구로부터 제1 열교환기의 유입구로 또는 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 열 전달 매체를 전달하도록 제2 순환기가 동작된다.

선택적으로, 연료를 이용하여, 제1 열교환기로의 전달에 앞서서 제2 열교환기 내의 열 전달 매체를 냉각시킨다.

선택적으로, 열 전달 매체는, 제1 열교환기의 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 전달되기에 앞서서, 연료에 의해서 제3 열교환기 내에서 냉각된다.

선택적으로, 옥시던트가 공기이고 연료가 수소이다.

선택적으로, 열 전달 매체가 헬륨이다.

선택적으로, 제1 및 제2 순환기와 연관된 터빈을 구동하기 위해서 연료가 이용된다. 이는, 엔진이 연료, 예를 들어 수소를 이용하여 시동될 수 있게 한다.

선택적으로, 제3 동작 모드에서, 열 전달 매체가 제1 열교환기 및 제2 순환기를 우회한다.

선택적으로, 제3 동작 모드에서, 옥시던트가 액체 산소로서 공급된다.

선택적으로, 연료가, 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료를 전-연소시키기 위한 전-버너로 공급된다.

선택적으로, 전-버너로부터의 배출물을 이용하여, 압축기를 구동하기 위한 터빈으로의 열 전달 매체의 전달에 앞서서 제1 열교환기의 배출구로부터의 열 전달 매체를 가열한다.

선택적으로, 제3 동작 모드에서, 제1 순환기만을 이용하여 열 전달 매체를 구동한다.

순환기 중 하나를 선택적으로 이용하는 것에 의해서, 엔진의 에너지 요건(requirement)이 보다 양호하게 관리될 수 있을 것이다.

선택적으로, 제1 동작 모드에서, 제1 열교환기의 배출구로부터의 열 전달 매체의 25%까지 제1 열교환기의 유입구로 전달된다.

개시 내용의 제3 양태에 따라서, 임의의 선택적인 특징을 가지거나 가지지 않는 제1 양태에 따른 엔진을 포함하는 운반체가 제공된다.

개시 내용의 제4 양태에 따라서, 임의의 선택적인 특징을 가지거나 가지지 않는 제1 양태에 따른 엔진을 포함하는 항공기, 비행 기계 또는 항공 우주 운반체가 제공된다.

본 개시 내용이 여러 가지 방식으로 실행될 수 있을 것이고, 개시 내용의 실시예가 첨부 도면을 참조한 예에 의해서 이제 설명될 것이다:
도 1a, 도 1b 및 도 1c는 각각 단발 궤도(SSTO) 항공기의 측면도, 평면도 및 후면도이다.
도 2는 종래 기술의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진 모듈을 포함하는 엔진실(nacelle)을 통한 부분적인 횡단면을 도시한다.
도 3은, 적은 마하 수에서, 예를 들어 전형적으로 마하 4 미만의 속도에서 공기 호흡 모드의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다.
도 4는, 전형적으로 마하 4 초과의 속도에서, 공기-호흡 모드에서, 도 4의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다.
도 5는, 완전 로켓 모드에서 동작하는 도 3 및 도 4의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다.

도 1a, 도 1b 및 도 1c는 연료 및 옥시던트 저장부(6, 7) 및 페이로드 영역(8)을 가지는 동체(5)를 구비하는 수납 가능한 이착륙 장치(2, 3, 4)를 가지는 단발 궤도(SSTO) 항공기(1)를 도시한다. 방향타(11) 및 카나드(canard)(12) 제어 표면을 각각 구비하는 꼬리 지느러미 배열체(9) 및 카나드 배열체(10)가 동체(5)로 부착된다. 엘리본(elevon)(14)을 가지는 주 날개(13)가 동체(5)의 양 측면으로 부착되고, 각각의 날개(13)가 날개 선단부(16)에 부착된 엔진 모듈(15)을 갖는다. 도 1c 및 도 2에 도시된 바와 같이, 각각의 엔진 모듈(15)의 후방부가 여러 우회 버너(18)에 의해서 둘러싸인 4개의 로켓 노즐(17)을 구비한다.

도 2는 종래 기술 엔진 모듈(15)을 도시한다. 종래 기술 엔진 모듈(15)이 공기 유입구(19a), 4개의 부분을 포함하는 열 교환기(21), 터보-압축기(22) 및 사이클 유동 도관 또는 채널(23)을 포함한다. 엔진 모듈(15)이 엔진실(20) 내에 수용되고, 그러한 엔진실(20)이, 도 1a, 도 1b, 도 1c에 도시된 바와 같은 항공기의 항공기 날개와 같은, 항공기 날개에 부착될 수 있을 것이다.

지구의 대기 내의 엔진 모듈(15)의 동작의 공기 호흡 모드에서, 공기 유입구(19a)를 통과하는 유입 공기의 일부가 열교환기(21)를 통해서 터보-압축기(22)로 전달되고, 다른 부분이 우회 도관(19b)을 따라서 우회 버너(18)로 우회된다.

바람직한 실시예에서, 종래 기술 엔진 모듈이 이하에서 설명되는 바와 같이 배열되고 제어되는 엔진 모듈로 대체된다.

엔진 모듈 또는 추진 시스템의 개략도가 도 3에 도시되어 있다. 엔진 모듈이 공기 흡입구(19)를 포함한다. 항공기가 초음속 속도로 이동할 때, 공기-흡입구(19)가 경사지고 수직인 충격파를 통해서 포획된 공기 유동을 아음속까지 감속시키는 역할을 하도록, 공기 흡입구(19)가 선대칭적(axisymmetric)일 수 있을 것이다. 큰 마하 수에서, 예를 들어 마하 5 및 그 초과에서, 이러한 감속은 공기 유입구 온도를 전형적으로 1250 K 초과까지 증가시킬 수 있다. 명료함을 위해서, 도 3, 도 4 및 도 5의 각각의 모든 특징에 대해서 참조 번호가 제공되지 않는다. 그러나, 도 3, 도 4 및 도 5의 각각이 동일한 엔진을 상이한 동작 모드에서 도시한다는 것 그리고 각각의 엔진이 동일한 부품을 포함한다는 것을 이해하여야 한다.

공기 흡입구를 통과하는 공기가 2개의 유동 경로로 분할된다. 이러한 유동 경로들 중 하나(24a)가, 노즐을 포함하는 우회 버너(18)로 공기를 공급한다. 유입구 옥시던트의 적은 유동에서, 예를 들어 항공기가 느린 속도록 이동할 때, 필요한 것 보다 많은 공기가 유입구에 의해서 공급된다. 이어서, 우회 버너가 스위치 오프될 수 있을 것이고, 예를 들어 연료가 우회 버너로 공급되지 않는다. 우회 버너가 옥시던트, 예를 들어 공기 공급을 엔진에 합치시키도록, 하향 또는 상향 제어될 수 있을 것이다. 우회 버너가 부가적인 추력을 제공할 수 있고 엔진의 성능을 개선할 수 있다.

공기 흡입구(19)로부터의 공기의 다른 부분이 다른 유동 경로(24b)를 통해서 전-냉각기로 전달되고, 이는 압축된 유입구 공기를 냉각시키기 위해서 필요하다. 실시예에서, 전-냉각기가 제1 열교환기 스테이지(29) 및 제2 열 교환기 스테이지(30)를 포함하지만, 임의 수의 열교환기 스테이지를 가지는 전-냉각기가 예상된다.

열교환기 스테이지(29, 30)를 통한 공기의 통과 이후에, 이하에서 더 구체적으로 설명되는 바와 같이, 터빈(32)에 의해서 구동되는 압축기(31)를 공기가 통과한다. 엔진의 성능 요건에 의존하는 미리 결정된 압축비를 제공하도록 압축기가 선택된다. 실시예에서, 전형적으로, 압축기가 150:1의 압축비를 가질 수 있을 것이고, 그에 따라 흡입 공기가 약 145 바아로 압축된다.

압축된 공기의 일부가 유동 경로(24d)를 통해서 전-버너(33)로 전달된다. 압축된 공기의 추가적인 부분이 노즐(17a)로 유동 경로(24g)를 통해서 로켓 엔진의 연소 챔버(45)로 전달된다. 이러한 공기를 또한 이용하여 연소 챔버(45) 및/또는 노즐(17a)을 냉각시킬 수 있을 것이다. 전-버너(33) 및 연소 챔버(45)로 전달되는 공기의 부분이, 엔진의 성능 요건에 맞춰 조정 및 제어될 수 있을 것이다.

전형적으로, 그러한 엔진이 복수의 연소 챔버(45) 및 연관된 로켓 노즐(17a, 17b)을 구비할 것이다. 개략적으로, 노즐(17a, 17b)과 연관된 2개의 로켓 챔버(45)가 도시되어 있다.

전형적인 항공기 또는 운반체가 엔진실 내에 배열된 4개의 연소 챔버/노즐 조립체를 포함할 수 있을 것이다. 그러나, 운반체로 필요 추력을 제공하기 위해서, 임의 수의 챔버/노즐 조립체가 제공될 수 있을 것이다.

비록, 이러한 엔진의 동작을 설명할 때, 로켓 챔버(45) 및 노즐 조립체(17a, 17b) 중 하나 만이 강조될 것이지만, 제공된 임의의 다른 로켓 챔버/노즐 조립체가 유사한 또는 동일한 방식으로 동작될 수 있다는 것 그리고 각각의 로켓 챔버/노즐 조립체가, 동작을 위해서 그리고 운반체로 추력을 제공하기 위해서, 연료 및 옥시던트의 부분을 수용할 것임을 이해하여야 할 것이다.

4개의 연소 챔버/노즐 조립체를 각각 포함하는, 2개의 엔진실을 구비하는 항공기에서, 연소 챔버/노즐 조립체가 공기 호흡 상승 중에 단일 엔진으로서 그리고 로켓 상승 중에 2개의 트윈 챔버 로켓 엔진으로서 거동하도록 구성될 수 있다. 이는 임무(mission) 신뢰성을 증가시키고 엔진 설치의 부피를 최소화하는 역할을 할 수 있다.

실시예에서, 연소 챔버(45)가, 예를 들어, GLIDCOP AL-20과 같은 알루미나 분산 경화 구리 또는 다른 적합한 열 전도 재료를 포함하는 라이너를 이용하여 라이닝될 수 있을 것이다. 이는 연소 챔버 내의 열적 응력을 감소시킬 수 있다. 그러한 라이너 재료는, 공기 호흡 동작 모드 중에 연소 챔버(45) 내에서 도달될 수 있는 높은 벽 온도를 고려하여 이용될 수 있을 것이다. 이러한 동작 모드에서, 연소 챔버(45)가, 연소 챔버(45)로의 별개의 유입구를 이용하여, 수소를 이용하여 필름-냉각될 수 있을 것이다. 압축 공기 또는 액체 또는 저온 기체 산소가 연소 챔버 또는 노즐 스커트 내의 냉각 채널로 공급될 수 있을 것이다. 전형적으로, 공기 또는 액체 산소가 연소 챔버와 스커트 사이의 교차부를 향해서 공급되고, 여기에서 공기 또는 산소가 연소 챔버 내의 채널 내에서 상류로 그리고 스커트 내의 채널들 내에서 하류로 유동한다.

공기-호흡 모드에서 압축 공기 및 수소 연료를 그리고 완전 로켓 모드에서 선내(on-board) 액체 산소 저장부로부터의 산소 및 수소를 연소시키기 위해서, 연소 챔버(45)가 이용된다.

완전 로켓 동작 중에, 즉, 액체 산소가 옥시던트로서 이용될 때, 연소 챔버(45)가 액체 산소로 냉각될 수 있을 것이고, 그에 따라 연소 챔버가 800 K 이하에서 동작할 수 있을 것이다. 산소가 전형적으로 약 210 K에서 라이너를 떠난다. 그러한 온도는, 양 엔진 모드 즉, 공기 호흡 모드 및 로켓 모드에서 동일한 연소 챔버 주입기가 이용될 수 있게 한다는 점에서, 유용하다. 라이너 내의 산소 압력 강하가 약 220 바아이다.

실시예에서, 노즐이 예를 들어 SEP-CARBINOX의 최종 복사 냉각형 연장부를 가지는 관형 냉각형 스커트를 포함한다. 이는, 냉각제가 엔진 냉각을 위해서 이용 가능하지 않을 때, 대기 내로의 재-진입 중에 외부 공기 유동 가열을 노즐이 견딜 수 있게 하기 위한 것이다. 실시예에서, 복수의 관을 포함할 수 있는, 냉각형 관형 스커트가 인코넬과 같은 고온 합금으로 제조된다.

재-진입 중에, 수소 루프가, 유입구(63)에서, 수소 탱크로부터 공회전으로(idly) 구동된다. 이는, 전-냉각기의 과열을 방지하기 위해서 헬륨 루프 주위로 헬륨을 끌어들이는 역할을 한다.

실시예에서, 공기 호흡 모드 중에, 스커트(50)가 연소 챔버를 목표로 하는 고압 공기에 의해서 냉각된다. 로켓 모드에서, 유동 경로(28a 및 28b)로부터의 액체 산소가 연소 챔버 라이너를 먼저 통과하고 이어서 연소 챔버(45)를 목표로 하는 증기화된 산소의 일부가 유동 경로(28)를 통해서 주입기로 진입하기 전에 관형 스커트를 통과한다.

전-냉각기(29, 30)를 이용하여 유입구 공기를 냉각시킨다. 열교환기의 제1 스테이지(29) 및 열교환기의 제2 스테이지(30)가 각각 높은 그리고 상대적으로 낮은 온도 부분들에 상응한다.

실시예에서, 전-냉각기(29, 30)는, 폐쇄 루프 내에서 고압 기체 헬륨을 냉각 매체로서 이용하는 고성능 열교환기이다. 헬륨 루프가 이하에서 더 구체적으로 설명된다.

적합한 열교환기가, 전형적으로 20 내지 30 마이크로미터의 얇은 벽을 가지는 1 mm 미만의 직경의 냉각 채널 또는 관의 매트릭스를 가지는 역류 열교환기로서 구성될 수 있을 것이다. 많은 수, 예를 들어300,000 내지 600,000개의 그러한 관이 각각의 열교환기 내에서 복잡한 나선으로 포개지고 배열되어 필요한 성능을 제공한다. 관이 유입구로부터 배출구까지 나선형 경로를 따를 수 있을 것이고, 관이 반경방향으로 또는 축방향으로 연장한다. 실시예에서, 전-냉각기가 1250 K의 온도로부터 약 125 K의 온도까지 유입구 공기를 냉각시킬 수 있도록 구성된다.

엔진은 이륙을 위해서 공기를 이용하여 동작하도록 구성된다. 엔진은 운반체의 내부 기체 추진 공급 시스템으로부터 구동되는 보조 터보 펌프에 의해서 시동된다.

엔진 시동에 앞서서, 폐쇄된 헬륨 루프(25a 내지 25g)가 헬륨으로 충전된다. 헬륨 루프가, 유입구 라인(61)에서, 예를 들어 헬륨의 팽창으로 인해서, 보충되거나(topped up) 분출될 수 있을 것이다. 산소 펌프의 공동화(cavitation)를 방지하기 위해서, 헬륨이 스트림(62)을 통해서 공급되어 산소 탱크를 가압할 수 있을 것이다. 전-냉각기가 헬륨 루프 내에서 초기에 격리되고 약 140 바아의 휴지(resting) 압력을 가지는 한편, 나머지 헬륨 루프 휴지 압력이 약 40 바아이다. 이때, 연소 챔버(45)가 옥시던트 및 연료의 공급부로부터 격리된다.

시동 터보 펌프(미도시)는 운반체의 주 탱크들로부터 (도 3에서 도시된 유입구 라인(60)에서) 액체 수소를 60 바아의 압력으로 그리고 (유입구 라인(64)에서) 액체 산소를 130 바아로 공급한다. 수소는, 이러한 스테이지에서 폐쇄된 밸브(53) 하류의 열교환기(34)로 진입한다. 산소는, 이러한 스테이지에서 폐쇄된 밸브(54) 하류의 추력 챔버 냉각 회로로 진입한다.

압축기(31)로부터 전달된 공기를 유동 경로(24c)를 경유하여 밸브(55)를 통해서 분출하는 동안 엔진이 작동되고, 그리고, 헬륨 순환기 전달 공급이 140 바아에 도달할 때, 전-냉각기가 탈-격리되어(de-isolated) 전 냉각기(29, 30)를 헬륨 루프 내로 도입한다. 동시에, 밸브(56)가 개방되기 시작하여, 공기를 전-버너(33) 및 연소 챔버(45)로 전달한다.

수소 펌프 전달이 60 바아에 도달할 때, 밸브(53)가 개방되고 수소 시동 공급이 중단된다. 또한, 압축기 공기 전달이 130 바아에 도달할 때, 산소 시동 공급이 중단된다. 수소 펌프 내의 공동화를 방지하기 위해서, 열교환기(34) 하류의 수소가 스트림(65)을 따라서 전달되어 수소 탱크를 가압할 수 있을 것이다.

부스트(boost) 펌프가 산소 및 수소 탱크 모두에 대해서 제공되어, 주 수소 및 산소 전달 펌프가 효과적으로 동작할 수 있게 보장할 수 있을 것이다.

동시에, 연료의 연소 및 연소 챔버 및/또는 노즐의 필름 냉각을 위해서, 밸브(57)가 공기를 연소 챔버(45)로 진입시킨다. 이제, 엔진이 공기-호흡 모드의 동작의 주 스테이지에 도달하였다.

헬륨이 순환기(35)에 의해서 헬륨 루프 내에서 구동된다. 비록 엔진의 성능 요건에 의존하여 순환기가 선택될 것이지만, 실시예에서, 순환기(35)가 2-스테이지 수소 터빈(36)에 의해서 구동되는 단일 스테이지 원심 압축기를 포함한다. 순환기(35)가 전형적으로 약 64,000 rpm에서 동작한다. 구성은, 19 MW의 유사한 최대 파워를 가지는, 이하에서 설명되는 수소 터보-펌프(40, 41)와 유사하다.

일반적으로 10 km의 고도 미만에서, 도 3에 도시된 바와 같은 제1 공기-호흡 동작 모드에서, 헬륨이 순환기(35)에 의해서, 순차적으로, 전-냉각기의 제2 열교환기 스테이지(30) 및 제1 열교환기 스테이지(29)를 통해서 구동되며, 그에 따라 열교환기 전-냉각기가 유입구 공기의 유동에 대해서 역류로 동작한다.

전-냉각기에 후속하여, 이어서, 헬륨이 유동 경로(25b)를 따른 전달에 앞서서 재-순환기(38)를 통과하고, 여기에서 헬륨 경로가 제1 유동 경로(25c)와 제2 유동 경로(25d) 사이에서 분할된다. 제1 유동 경로(25c)가 전-버너(33)를 위한 열교환기(44)를 통과하고, 여기에서 헬륨의 온도는, 흡입 공기를 압축하기 위해서 이용되는 압축기(31)(터빈 및 압축기가 터보 압축기를 함께 형성한다)를 구동하는 터빈(32)을 통해서 루프 상으로 계속되기 전에 증가된다.

전형적으로 마하 4 미만의 속도 및 10 km 고도 미만에서, 이러한 공기-호흡 동작의 제1 모드에 있는 동안, 헬륨이 재-순환기(38) 전에 배열된 열교환기(39)를 통과한다. 그러나, 헬륨은 수소에 의해서 이러한 열교환기(39) 내에서 냉각되지 않는데, 이는 수소가 우회로(51)를 통해서 열교환기를 우회하기 때문이다.

터보 압축기의 터빈(32)에 이어서, 헬륨이 열교환기(34)를 통과하고, 여기에서, 유동 경로(26a)를 통해서 액체 수소 펌프(40)에 의해서 전달되는 수소에 의해서 약 44 K까지 헬륨이 냉각된다. 이어서, 헬륨이 순환기(35)에서 헬륨 루프의 시작부로 복귀된다.

비록 엔진의 성능 요건에 의존하여 헬륨 재-순환기(38)가 선택될 수 있지만, 실시예에서, 헬륨 재-순환기는, 냉각 루프 유동을 구동시키는 팬이다. 유닛이 전형적으로, 단일 스테이지 수소 추진 터빈(37)에 의해서 구동되는 단일 스테이지 축방향 유동 팬(38)을 포함할 수 있을 것이다. 유닛이 전형적으로 57330 rpm의 최대 속력으로 동작될 수 있을 것이다.

실시예에서, 주 헬륨 순환기(35)와 마찬가지로, 로켓 동작 중의 신뢰성을 위해서 엔진실마다 2개의 재-순환기(38)가 존재한다. 동작 온도가 비교적 낮고, 예를 들어 630 K 헬륨 및 577 K 수소이다.

재-순환기(38) 이후에, 제2 헬륨 유동 경로(25d)가 제2 열교환기 스테이지(30)와 순환기(35) 사이의 지점에서 전-냉각기(29, 30)로 헬륨을 복귀시킨다. 이는, 전-냉각기 배출구로부터의 헬륨이, 열교환기(34) 내에서 수소 스트림에 의해서 전-냉각된 헬륨과 혼합될 수 있게 한다.

각각의 엔진실은 엔진 내에서 수소를 공급하기 위한 2개의 수소 터보 펌프(40)를 포함한다. 비록 수소 펌프가 엔진의 성능 요건에 의존하여 선택되지만, 실시예에서, 각각의 펌프가 공기-호흡 모드에서 12.4 MW(로켓 모드에서 20.4MW)의 파워 레벨을 가지는 2개의 임펠러 스테이지를 포함한다. 공기 호흡 모드에서, 펌프가 310 바아의 전달 압력으로 69,000 rpm에서 전형적으로 동작한다.

수소 터빈(41)이, 헬륨에 의해서 310 바아 및 약 650 K의 온도까지 상승된 열교환기(34)로부터의 고압 수소를 수용하고, 이러한 수소는 터보 압축기의 터빈(32)을 떠나는 헬륨에 의해서 가열된다. 수소 터빈(41)으로의 유입구가 공기 호흡 모드에서 약 660 k에서 약 310 바아(100% 추력의 로켓 모드에서, 777 K에서 330 바아)이다. 수소 펌프 배출구(40)가 수소 터빈(41) 상의 우회 유동 경로(26c) 상의 우회 밸브(52)에 의해서 제어된다. 양 공기-호흡 모드 및 로켓 모드에서 일반적으로 유사한 수소 펌프 압력 요건에서, 공기-호흡 모드에서 완전히 이용되지 않을 수 있는 부가적인 압축 스테이지가 요구되지 않는다.

터빈(41)에 이어서, 수소 스트림이 터빈(36)까지 유동 경로(26b, 26d 및 26l)를 따르고, 이러한 터빈(36)은 전술한 바와 같이 순환기(35)를 구동한다. 이어서, 터빈(36)에 이후에, 수소가, 전술한 바와 같이 재-순환기(38)를 구동하는 터빈(37)을 통과한다. 터빈(37) 이후에, 수소의 일부가 유동 경로(26e)를 통해서 전-버너(33)로 전달된다. 수소의 일부가 유동 경로(26f)를 따라서 전달되고, 여기에서 일부 부분이 로켓 연소 챔버(45)로 전달되고 수소의 일부 부분이 우회 버너(18)로 전달된다.

엔진의 제1 동작 모드에서, 액체 산소가 로켓 챔버를 위한 옥시던트로서 요구되지 않는다. 그 대신에, 로켓이 공기 호흡 모드로 동작한다. 공기-호흡은, 그러한 엔진을 포함하는 항공기가 별개의 산소 공급원을 이용할 필요가 없이 그리고 부가적인 추진 수단이 없이 이륙할 수 있게 하고, 이는 항공기 상에서 부가적인 옥시던트를 반송하여야 할 요건이 감소됨에 따라 상당한 중량 장점을 갖는다.

공기 흡입 압축기(31)를 구동하기 위한 터빈(32)으로 헬륨이 전달되기 전에, 전-버너(33) 배기물을 이용하여, 열교환기(44)를 통해서 헬륨을 예열한다. 공기-호흡 모드에 있는 동안 항공기의 마하 수와 독립적으로, 실시예에서 전형적으로 약 1180 K에서, 헬륨의 일정한 상부 사이클 온도를 유지하도록, 전-버너(33)가 제어된다.

전-버너(33)가 유동 경로(24d)를 따라서 공급되는 공기와 함께 수소를 연소시킨다. 전-버너 배출구 가스가, 로켓 연소 챔버(45) 내로 공급되기 전에, 경로(27a)를 따라서 유동한다.

비록 전-버너(33)가 엔진의 성능 요건에 의존하여 선택될 수 있지만, 실시예에서, 전-버너(33) 및 열교환기(44)가 수소 부화 연소기 및 단일 플로팅 관 시트를 가지는 쉘-및-관 열교환기로 이루어진 일체형 유닛을 형성한다.

전-버너(33)는, 공기 호흡 모드 중에 그리고 로켓 모드로의 변화에서, 매우 넓은 범위의 유동 및 혼합비에 걸쳐서 동작한다. 전형적으로, 최대 전-버너 연소 온도가 1855 K인 한편, 열교환기(44)로부터의 최대 연소 가스 탈출 온도가 1027 K이다. 유닛의 구조 및 그로부터의 배출물 도관작업(ducting)이 냉각되지 않고 절연 라이너를 갖는다.

주 연소 챔버를 목표로 하는 모든 수소가 전-버너(33)를 통과한다. 충분한 산화제(공기 호흡에서의 공기, 로켓 모드에서의 기체 산소)가 전-버너(33)로 제공되어 전-버너 열교환기(44)로부터의 출구에서의 헬륨 온도를 필요 값까지 상승시킨다(실시예에서, 공기 호흡에서 1180 K, 로켓 모드에서 820 K, 여기에서 재-순환기(38) 및 액체 산소 펌프를 위한 터빈(48) 만이 구동될 필요가 있다). 나머지 산화제가 주 연소 챔버 내에서 부가된다.

운반체의 각각의 엔진실이 로켓 모드 동작에서의 신뢰성을 위해서 2개의 전-버너(33)를 포함하나, 단지 하나 만이 도면에 도시되어 있다. 그러나, 실시예에서, 헬륨 유동이 터빈(32)을 구동시킬 수 있게 하기 위해서, 양 전-버너들(33)이 공기 호흡 모드로 동작될 필요가 있다.

전-버너 배출구 가스가 로켓 연소 챔버(45) 내에서 수소 연료와 함께 그들의 연소를 완료하고 추진 노즐(17a)을 통해서 팽창하여 항공기로 추력을 제공한다. 실시예에서, 로켓 엔진 연소 챔버(45)가 103 바아에서 동작하고 500 KN의 진공 추력을 제공한다.

도 4는 전형적으로 마하 4를 초과하는 속도에 걸친, 그러나 옥시던트로서 액체 산소를 이용하는 로켓 동작 이전의, 제2 동작 모드에서의 엔진의 동작을 도시한다.

제1 동작 모드와 대조적으로, 이러한 제2 동작 모드에서, 재-순환기(38)의 통과 이후에, 헬륨이 제2 열교환기 스테이지(30)와 제1 열교환기 스테이지(29) 사이의 접합부(47)에서 전-냉각기로 진입한다.

이러한 동작 모드에서, 헬륨은, 제1 동작 모드에서와 마찬가지로, 재-순환기(38)로의 전달에 앞서서 유동 경로(25g)를 따라서 열교환기(39)로 유동한다. 또한, 헬륨은, 재-순환기(38)를 먼저 통과하지 않고, 전-냉각기로부터 유동 경로(25e)를 따라서 전-버너 열교환기(44)로 또한 전달된다.

전-버너 열교환기(44) 이후에, 헬륨은, 순환기(35)로의 전달에 앞서서, 제1 모드에서와 같이 공기 압축기(31)를 구동하기 위한 터빈(32) 및 수소 열교환기(34)를 그리고 이어서 전-냉각기의 제2 스테이지(30)를 계속 통과한다.

그에 따라, 수소가, 헬륨 루프를 통해서 열 공급원으로서 고온 유입구 공기를 이용하는, 열 엔진을 위한 히트 싱크로서 작용하는 것으로 볼 수 있다. 이는, 유입구 공기의 열의 상당한 부분이 일로 변환될 수 있고, 예를 들어 터보 압축기의 터빈을 구동할 수 있다는 것을 의미한다.

이러한 동작 모드에서, 수소의 유동이 밸브(51)를 이용하여 제어되고, 그에 따라 수소는, 재-순환기(38) 전에, 헬륨 루프 내에 배열된 열교환기(39)를 통과한다. 이러한 방식으로, 헬륨은, 접합부(47)로의 진행에 앞서서, 수소 연료를 통해서 부가적으로 냉각된다. 접합부(47)로의 핼륨의 유동이 밸브(46)를 통해서 제어된다. 이러한 모드에서, 공기 흡입구 및 사이클이 제1 동작 모드에서와 동일하다.

열교환기(39)에서 수소 연료로 열을 방출하지 않으면서 전술한 바와 같이 제1 모드에서 전-냉각기로부터 전-냉각기 유입구로 역으로 헬륨을 제공하는 것에 의해서, 전-냉각기 유입구에서 필요한 헬륨의 온도를 획득하기 위해서 헬륨을 순환기(35)로부터의 전-냉각된 헬륨과 적절한 비율로 혼합하는 것에 의해서, 헬륨이 전-냉각기의 제2 열교환기 스테이지(30)의 온도를 조절하기 위해서 이용될 수 있다.

전형적으로 마하 4 초과의 빠른 속도에서, 전술한 바와 같은 제2 동작 모드가 이용된다. 이러한 제2 모드에서, 제1 열교환기 스테이지(29) 내의 냉각 요건이 높아지고, 헬륨은, 2개의 열교환기 스테이지들(29, 30) 사이의 접합부(47)로 유동하기 전에 열교환기(39) 내의 전-냉각기 이후에 전-냉각된다.

이러한 제1 및 제2 공기-호흡 모드를 이용하는 것에 의해서, 전-냉각기 내의 온도 분포가 보다 잘 제어될 수 있을 것이고, 이상적으로 반경방향 온도 차이가 상승 전체를 통해서 일정하게 유지된다. 이는, 약 10 킬로미터의 고도까지 전-냉각기 상에서의 결빙 형성의 제어를 돕는 역할을 하고 결빙 제어 시스템이 보다 효율적으로 동작할 수 있게 한다.

재-순환시키고자 하는 헬륨의 양은 비행 조건 그리고 대기의 온도 및 습도에 의존한다. 재순환의 양은, 재순환된 헬륨이 전체 전-냉각기를 통해서 다시 통과하는 제1 동작 모드와 관련하여 설명된 바와 같이, 이륙시에 최대이다. 재-순환되는 헬륨의 양은, 제2 동작 모드에서와 같이, 고도에 따라서 작아진다.

재순환은 이륙시에 고온-다습 조건에서25%의 순 유동에 도달할 수 있으나, 5000 m에서 몇 퍼센트까지 급격히 강하되고, 공기가 옥시던트로서 이용되지 않음에 따라서 동결 제어가 더 이상 필요하지 않게 되는 10,000 m에서 영이 된다.

실시예에서, 제-순환 파워가 순환기(35)에 비해서 비교적 낮고, 전형적으로 순환기 파워의 약 24%이다.

또한, 이론적으로, 헬륨을 순환기로부터 우회시키는 것에 의해서 전-냉각기 온도 분포를 제어할 수 있다. 그러나, 엔진 성능이, 큰 압축기 진입 온도 및 감소된 공기 질량 유동으로 인한 감소된 추력의 영향을 받을 수 있다.

빠른 속도에서, 엔진이 도 5에 개략적으로 도시된 바와 같은 제3 모드에서 동작할 수 있다. 이러한 모드에서, 엔진이 보다 통상적으로 로켓 엔진으로서 동작한다. 이러한 모드에서, 로켓 챔버(45) 내에서 이용되는 산소가 액체 산소 펌프(42)에 의해서 제공된다. 액체 산소의 부분이 유동 경로(24d)를 따라서 전-버너로 제공된다.

연속적인 동작 하의 엔진 및 공기 호흡 궤적 상승의 종료에서의 낮은 추력으로, 공기 호흡으로부터 로켓 동작으로의 전이가 달성된다. 초기에, 로켓 모드가, 전-버너(33) 온도를 강하시키는 것, 액체 산소 펌프(42)를 상승시키는 것, 그리고 연소 시스템을 공기로 여전히 동작시키는 동안 산소를 분출하는(venting) 것에 의해서 시작된다. 다음 스테이지는, 액체 산소가 연소 챔버 냉각 시스템으로 진입하여 기화되게 하는 것, 그리고 공기를 선체 외부로 분출시키는 것에 의해서, 공기를 산소로 대체하는 것이다.

로켓 모드로의 전이의 최종 위상 중에, 터보-압축기(31, 32)가 중단되는 한편, 헬륨 유동이 주 순환기(35)를 우회하고 재-순환기(38)로 직접적으로 유동한다. 이제, 이러한 스테이지에서 엔진이 전체 추력의 약 50%로 로켓 모드에서 동작한다. 엔진은, 로켓 상승을 위해서 최종적으로 100% 추력까지 스로틀링된다.

전형적으로, 순수 추력/연료 유동이 이륙시에 26,000 m/s로부터 마하 5에서 약 16,000 m/s으로 변화된다. 설치되지 않은 엔진의 공기비(equivalence ratio) 즉, 실제 연료-대-공기 비율 대 화학양론적 연료-대-공기 비율이 약 2.8이다. 동작시에, 연소 챔버가 공기-호흡 모드에서 실질적으로 화학양론적 연료-대-공기/옥시던트 비율에서 동작한다.

이러한 제3 동작 모드에서, 공기 전-냉각이 요구되지 않음에 따라, 헬륨이 전-냉각기의 제1 및 제2 스테이지(30, 29)를 통과하지 않는다. 오히려, 헬륨은 재-순환기(38)를 통과하고, 밸브(46)에서, 모든 헬륨이 유동 경로(25b)를 따라서 그리고 이어서 전-버너 열교환기(44)를 통해서 유동 경로(25c)를 따라서 유동한다. 이어서, 헬륨이 유동 경로(25h 및 25i)를 통해서 루프 주위로 터빈(48)까지 전달되어 액체 산소 펌프(42)를 구동하고, 그러한 액체 산소 펌프(42)는 로켓 연소 챔버(45)로 옥시던트를 제공한다. 이러한 모드에서, 헬륨은 터보 압축기의 터빈(32)을 통과하지 않는다. 터빈(48) 이후에, 이어서, 헬륨이, 재-순환기(38)로 직접적으로 전달되기 전에 수소 열교환기(34)를 통과하고, 즉 순환기(35)를 우회한다. 재-순환기(38)가 주 헬륨 순환기(35) 보다 낮은 파워를 가지며, 이러한 감소된 파워 소비는 엔진의 로켓 상승 모드에서 이용될 수 있을 것이다.

엔진이, 엔진실 내의 각각의 엔진 내에 2개의 산소 터보-펌프(42)를 구비한다. 실시예에서, 유입구 압력이 운반체 탱크-장착형 부스트 펌프에 의해서 공급되는 약 4 바아일 수 있을 것이다. 산소 펌프가 13 MW의 전형적인 파워를 가지며, 그에 따라 400 바아의 공칭 펌프 전달 압력을 생성한다.

실시예에서, 헬륨 터빈(48)이 단일 스테이지를 포함한다. 공기 호흡 위상에 의해서 정해지는 헬륨 회로 특성으로 인해서, 이는 산소 펌프 요구를 훨씬 초과하여 제공한다. 그에 따라, 이러한 터빈(48)이, 압력비를 1.3으로 떨어뜨리기 위해서 큰 초크와 직렬로, 그리고 디자인 유동을 20 kg/s으로 떨어뜨리기 위해서 유동 경로(25j)를 통해서 큰 우회로(53)와 병렬로 배열될 수 있을 것이다. 이러한 조건 때문에, 터빈에 대한 디자인 제약이 최소화되고 그 질량을 최소화하기 위해서 이용될 수 있다. 터빈(48)이 전형적으로 820 K의 유입구 온도를 갖는다.

산소의 부분이 또한 유동 경로(28a, 28b, 28d, 28e, 및 28f)를 통해서 유동 경로(24d)를 따라 전-버너(33)로 공급된다. 이러한 동작 모드에서, 수소가 터빈(41) 및 유동 경로(26d)를 통해서 열교환기(34)를 통해 펌핑되어, 터빈(37)으로 전달되기 전에 밸브(59)를 이용하여 유동 경로(26m)을 통해서 터빈(36)을 우회하고, 이러한 모드에서, 헬륨의 부가적인 냉각이 요구되지 않음에 따라, 열교환기(39)를 통과하지 않고, 전-버너(33)로 직접적으로 전달된다.

액체 수소가 전형적으로 20 K 이하에서 운반체 상에서 극저온적으로 저장되고 전형적으로 약 200 바아 및 35 K에서 연료 펌프로부터 전달될 것이다.

공기 호흡으로부터 로켓 모드로의 전이에서, 터빈(32, 48, 36, 37)으로 전달되는 루프 파워가 227.4 MW로부터 33.4 MW로, 즉 최대 파워 레벨의 14.7 %로 강하된다. 전술한 낮은 파워 요건과 커플링된, 공기 호흡 모드에 대한 로켓 모드에서의 약 50% 만큼의 수소 질량 유동의 증가는 재-순환기 터빈(37)이 주 순환기(35)가 아니라 로켓 모드로 헬륨 루프를 구동시킬 수 있게 한다.

밸브(57)를 이용하여 전-버너 온도를 제어하는 동안 산화제 공급 밸브(54, 56)뿐만 아니라 수소 공급 밸브(53)를 폐쇄하는 것에 의해서, 엔진이 차단된다.

차단 중에, 전-냉각기가 격리되고 주 루프가 휴지 압력으로 분출되도록 허용되며, 그에 따라 열교환기(34)에 심하게 압력을 가하지 않도록 수소 압력을 페이즈한다(phasing). 이어서, 전-냉각기가 그 휴지 압력으로 분출되고, 추진체 라인이 헬륨으로 퍼지된다.

첨부된 청구항에 의해서 규정되는 바와 같은 발명의 범위로부터 벗어나지 않고도, 설명된 실시예(들)에 대해서 여러 가지 수정이 이루어질 수 있을 것이다.

Claims (33)

1. 엔진으로서:
   연료 및 옥시던트의 연소를 위한 로켓 연소 챔버;
   상기 연소 챔버로 가압된 옥시던트를 공급하기 위한 압축기;
   상기 압축기에 의한 압축 전에 열전달 매체를 이용하여 상기 압축기로 공급되는 옥시던트를 냉각시키기 위해서 배열된 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기;
   상기 열 전달 매체를 위한 열 전달 매체 루프;
   연료를 전달하기 위한 연료 전달 배열체;
   상기 연료 전달 배열체에 의해서 전달되는 연료에 의해서 상기 열 전달 매체를 냉각하도록 배열되는 제2 열교환기;
   상기 열 전달 매체 루프 주위로 상기 열 전달 매체를 순환시키기 위한 그리고 상기 열 전달 매체를 상기 제1 열교환기의 유입구로 전달하기 위한 제1 순환기;
   상기 제1 열교환기의 배출구의 하류에 배열된 제2 순환기;를 포함하고,
   상기 엔진이 제1 동작 모드로 동작하도록 구성되며, 상기 제1 동작 모드에서 상기 제2 순환기는 상기 열 전달 매체를 상기 제1 열교환기의 배출구로부터 상기 제1 열교환기의 유입구로 전달하도록 구성되고,
   상기 연료를 이용하여 상기 제1 열교환기의 배출구로부터의 상기 열 전달 매체를 냉각하도록 배열되는 제3 열교환기;를 더 포함하고,
   상기 엔진이 제2 동작 모드로 동작하도록 구성되고, 상기 제2 동작 모드에서, 상기 제2 순환기는, 상기 제3 열교환기에 의한 냉각 이후에, 상기 제1 열교환기의 배출구로부터 상기 제1 열교환기의 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 열 전달 매체를 전달하도록 구성되며,
   상기 제1 동작 모드에서 상기 제3 열교환기를 지나서 연료를 우회시키기 위해서 이용될 수 있는 우회로;를 더 포함하는, 엔진.
2. 제1항에 있어서,
   상기 엔진이 터빈을 더 포함하고, 상기 터빈은 상기 압축기를 구동하기 위해서 상기 제1 열교환기의 배출구로부터의 열 전달 매체의 일부를 이용하여 구동되도록 구성되는, 엔진.
3. 제2항에 있어서,
   상기 엔진은 상기 터빈으로의 전달에 앞서서 상기 열 전달 매체를 가열하도록 구성된 제4 열교환기를 더 포함하는, 엔진.
4. 제3항에 있어서,
   상기 엔진이 상기 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료를 예열하도록 구성된 전-버너를 더 포함하고, 상기 전-버너로부터의 배출물이 상기 열 전달 매체의 가열을 위해서 상기 제4 열교환기로 연결되는, 엔진.
5. 제1항에 있어서,
   상기 엔진은 옥시던트 저장부를 더 포함하고, 상기 엔진은 제3 동작 모드로 동작하도록 구성되고, 상기 옥시던트가 상기 옥시던트 저장부로부터 공급되는, 엔진.
6. 제5항에 있어서,
   상기 열 전달 매체가 상기 제1 열교환기를 우회하도록 상기 엔진이 구성되는, 엔진.
7. 제6항에 있어서,
   상기 열 전달 매체가 상기 제1 순환기를 우회하도록 그리고 상기 제2 순환기에 의해서 상기 열 전달 매체 루프 내에서 구동되도록, 상기 엔진이 구성되는, 엔진.
8. 제1항에 있어서,
   상기 엔진이 상기 옥시던트로서 공기를 공급하기 위한 공기 흡입구를 더 포함하는, 엔진.
9. 제1항에 있어서,
   상기 열 전달 매체 루프가 폐쇄된 유동 루프로서 구성되는, 엔진.
10. 제1항에 있어서,
    상기 엔진은 상기 열 전달 매체 루프 내에서 상기 열 전달 매체로서 헬륨을 포함하는, 엔진.
11. 제1항에 있어서,
    상기 연료 전달 배열체가 상기 연료로서 수소를 공급하도록 구성되는, 엔진.
12. 엔진 동작 방법으로서:
    로켓 연소 챔버 내에서 연료 및 옥시던트를 연소시키는 단계;
    압축기를 통해서 상기 연소 챔버로 가압된 옥시던트를 공급하는 단계;
    유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기를 이용하여 압축 전에 상기 압축기로 공급되는 옥시던트, 및 열 전달 매체를 냉각시키는 단계; 및
    제1 동작 모드에서, 열 전달 매체 루프를 통해서, 상기 제1 열교환기 내의 온도 분포를 제어하기 위해서 상기 제1 열교환기의 배출구로부터 상기 제1 열교환기의 유입구로 열 전달 매체를 전달하는 단계;를 포함하고,
    제2 동작 모드에서, 상기 제1 열교환기의 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 열 전달 매체를 전달하기 전에 상기 제1 열교환기의 배출구로부터 전달되는 상기 열 전달 매체를 냉각시키는 단계;를 더 포함하고, 상기 열 전달 매체는, 상기 제1 열교환기의 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 전달되기에 앞서서, 상기 연료에 의해서 제3 열교환기 내에서 냉각되고, 제3 동작 모드에서, 상기 열 전달 매체가 제 2 순환기 및 상기 제1 열교환기를 우회하는, 엔진 동작 방법.
13. 제12항에 있어서,
    상기 제2 동작 모드에서, 상기 중간 지점의 하류의 상기 제1 열교환기 내의 열 전달 매체의 유량이 상기 중간 지점의 상류의 열 전달 매체의 유량의 2배인, 엔진 동작 방법.
14. 제12항에 있어서,
    열 전달 매체를 상기 제1 열교환기의 유입구로 전달하도록 제1 순환기가 동작되고, 상기 제1 열교환기의 배출구로부터 상기 제1 열교환기의 유입구로 또는 유입구와 배출구 사이의 중간 지점으로 열 전달 매체를 전달하도록 제2 순환기가 동작되는, 엔진 동작 방법.
15. 제12항에 있어서,
    연료를 이용하여, 상기 제1 열교환기로의 전달에 앞서서 제2 열교환기 내의 상기 열 전달 매체를 냉각시키는, 엔진 동작 방법.
16. 제12항에 있어서,
    상기 옥시던트가 공기이고 연료가 수소인, 엔진 동작 방법.
17. 제12항에 있어서,
    상기 열 전달 매체가 헬륨인, 엔진 동작 방법.
18. 제14항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 순환기와 연관된 터빈을 구동하기 위해서 상기 연료가 이용되는, 엔진 동작 방법.
19. 제12항에 있어서,
    상기 제3 동작 모드에서, 상기 옥시던트가 액체 산소로서 공급되는, 엔진 동작 방법.
20. 제12항에 있어서,
    상기 연료가, 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 상기 연료를 전-연소시키기 위해서 전-버너로 공급되는, 엔진 동작 방법.
21. 제20항에 있어서,
    상기 전-버너로부터의 배출물을 이용하여, 상기 압축기를 구동하기 위한 터빈으로의 열 전달 매체의 전달에 앞서서 상기 제1 열교환기의 배출구로부터의 열 전달 매체를 가열하는, 엔진 동작 방법.
22. 제14항에 있어서,
    제3 동작 모드에서, 상기 열 전달 매체가 상기 제1 열교환기 및 상기 제1 순환기를 우회하고, 상기 제2 순환기가 상기 열 전달 매체를 구동하기 위해서 독점적으로 이용되는, 엔진 동작 방법.
23. 제12항에 있어서,
    상기 제1 동작 모드에서, 상기 제1 열교환기의 배출구로부터의 상기 열 전달 매체의 25%까지 상기 제1 열교환기의 유입구로 전달되는, 엔진 동작 방법.
24. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 따른 엔진을 포함하는 비행 운반체로서,
    상기 비행 운반체는 항공기 및 항공 우주 운반체로 이루어진 그룹 중에서 선택되는 하나인 비행 운반체.
25. 제12항 내지 제23항 중 어느 한 항에 따른 엔진을 동작시키기 위한 방법으로서,
    상기 엔진이 항공기 또는 항공 우주 운반체 내에서 구성되는, 엔진을 동작시키기 위한 방법.
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