(57)【要約】【課題】燃焼により加熱された構造物を冷却するのに燃焼前推進剤を用いる熱交換器が提供される。【解決手段】飛行体２０は、本体と推進剤の供給源とを有する。エンジン２８は、本体によって支持される。エンジン２８は、推進剤を反応させて推力を生成する。エンジン２８は、熱を反応から推進剤の少なくとも一つの構成要素に移動させ、熱電気的に電気を生成する熱交換器７０を有する。流路５００は、熱を空気および燃焼ガスから燃焼前スクラムジェット燃料に伝達する熱交換器７０によって大部分が取り囲まれている。熱交換器７０は、上流液体燃料入口７２と下流液体燃料出口７４とを有する。スクラムジェット燃料用の燃料流路５１０は、貯蔵タンク８０から燃料ポンプ８２まで延在し、次いで入口７２まで延在する。出口７４を出た後に、加熱された燃料は、流路５１０に沿って燃料分配弁ネットワーク８４に送られ、次いで、燃焼器３８に送られる。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
本体と、
推進剤の供給源と、
本体によって支持されるエンジンであって、推進剤を反応させて推力を生成するエンジンと、
を備える飛行体であって、前記エンジンが、
熱を反応から推進剤の少なくとも一つの構成要素に移動させ、熱電気的に電気を生成する熱交換器を有する、
ことを特徴とする飛行体。
【請求項２】
前記推進剤は、水素ガスおよび炭化水素系燃料のうち少なくとも一つを含むことを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項３】
搭載パイロット飛行体であることを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項４】
前記エンジンは、中心下部ナセル内に少なくとも部分的に位置することを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項５】
別途の電力生成システムがないことを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項６】
前記熱交換器は、並流熱交換器であることを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項７】
前記熱交換器は、
前記構成要素を通す複数のチャネルと、
溶融含浸ＳｉＣマトリックスと、
このマトリックス中の複数のＳｉＣ強化繊維と、
を含むことを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項８】
前記熱交換器は、
前記構成要素を通す複数のチャネルと、
マトリックスと、
このマトリックス中の複数の強化繊維と、
を含むことを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項９】
前記熱交換器は、ｐ−ｎ接合の複数の配列を含み、各配列がチャネルのうち少なくとも一つと関連することを特徴とする請求項８記載の飛行体。
【請求項１０】
前記熱交換器は、ｐ−ｎ接合の複数の配列を含み、各配列がチャネルのうち関連する一つをそれぞれ取り囲むことを特徴とする請求項８記載の飛行体。
【請求項１１】
本体と、
推進剤の供給源と、
本体によって支持されるエンジンと、
を備える飛行体であって、前記エンジンが、
推進剤を反応させて推力を生成するための燃焼器と、
電気の熱電気的生成のための手段であって、熱を反応から反応前推進剤の少なくとも一つの構成要素へ供給し戻す手段と、
を備えることを特徴とする飛行体。
【請求項１２】
前記エンジンはスクラムジェットであり、
前記少なくとも一つの構成要素は、水素ガスまたは炭化水素系燃料であることを特徴とする請求項１１記載の飛行体。
【請求項１３】
前記手段は、
前記少なくとも一つの構成要素を通す複数のチャネルと、
ｐ−ｎ接合の少なくとも一つの配列と、
を含むことを特徴とする請求項１１記載の飛行体。
【請求項１４】
熱を受け取る第一の熱伝達表面と、
マトリックスと、
このマトリックス中の複数の強化繊維と、
このマトリックス中に配置された複数のチャネルであって、前記熱により加熱される熱伝達流体を通すための複数のチャネルと、
前記熱により供給された高い温度に応答して電位を生成するように配置されたｐ−ｎ接合の少なくとも一つの配列と、
を含むことを特徴とする熱交換器。
【請求項１５】
前記マトリックスは、溶融含浸ＳｉＣマトリックスであり、
前記強化繊維は、ＳｉＣ繊維を含むことを特徴とする請求項１４記載の熱交換器。
【請求項１６】
前記少なくとも一つの配列は、複数の配列を含み、各配列が、チャネルのうち少なくとも一つと関連することを特徴とする請求項１４記載の熱交換器。
【請求項１７】
前記チャネルは、セラミックライナを有することを特徴とする請求項１６記載の熱交換器。
【請求項１８】
前記電気をモニタして前記熱交換器の安全状態を決定するように構成された制御システムをさらに備えることを特徴とする請求項１記載の飛行体。
【請求項１９】
請求項１記載の飛行体を作動させる方法であって、前記電気をモニタしてエンジンの状態を決定することを含むことを特徴とする方法。
【請求項２０】
前記状態は、前記熱交換器の状態を含むことを特徴とする請求項１９記載の方法。
【請求項２１】
前記のモニタすることに応答して、前記熱交換器の高温パネルを交換または修理することをさらに含むことを特徴とする請求項２０記載の方法。
【請求項２２】
前記電気は、飛行体の搭載システムに電力供給するのに使用されることを特徴とする請求項１９記載の方法。
【請求項２３】
複数のコアを用意し、
これらのコアに熱電装置を施し、
これらのコアをマトリックス中に埋め込む、
ことを含むことを特徴とする、熱電発生器熱交換器を製造する方法。
【請求項２４】
前記の熱電装置を施した後でかつ前記の埋め込みの前に、構造繊維を前記コアに施すことをさらに含むことを特徴とする請求項２３記載の方法。
【請求項２５】
前記コアを少なくとも部分的に除去してチャネルを形成または拡張することをさらに含むことを特徴とする請求項２３記載の方法。
【請求項２６】
前記の少なくとも部分的に除去することは、加熱による酸化的除去を含むことを特徴とする請求項２５記載の方法。
【請求項２７】
前記の施すことは、前記熱電装置の複数の配列を施し、これらの配列を関連するコアの残りの配列に電気的に結合することを含むことを特徴とする請求項２３記載の方法。
【請求項２８】
前記熱電装置をコアからコアへと電気的に結合することをさらに含むことを特徴とする請求項２３記載の方法。
【請求項２９】
前記の施す前に、前記コアをセラミック被覆で被覆することをさらに含むことを特徴とする請求項２３記載の方法。
【請求項３０】
少なくとも一つの導管部材を用意し、
熱電装置をこの少なくとも一つの導管部材に施し、
この少なくとも一つの導管部材をセラミック複合材パネルに取り付ける、
ことを含むことを特徴とする、熱電発生器熱交換器を製造する方法。
【請求項３１】
前記少なくとも一つの導管部材は、少なくとも一つの金属製導管を含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３２】
前記少なくとも一つの導管部材は、少なくとも一つの犠牲部材上の被覆を含み、
前記方法は、この少なくとも一つの犠牲部材を破壊的に除去することをさらに含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３３】
前記の取り付けることは、パネルのマトリックス中に埋め込むことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３４】
前記の施すことは、ユニットとして前記熱電装置の配列を施すことを含み、
前記の施すことは、前記の取り付けの前に実施されることを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３５】
前記の取り付けることは、セラミック複合材パネルと構造パネルとをこれらの間の少なくとも一つの導管部材と共に組み立てることを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３６】
前記の取り付けることは、セラミック複合材パネル内の少なくとも一つの開いたチャネル内に少なくとも部分的に引っ込んでいる少なくとも一つの導管部材を配置することを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、熱交換器に関する。より詳細には、本発明は、燃焼により加熱された構造物を冷却するのに燃焼前（ｐｒｅ−ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ）推進剤を用いる交換器に関する。
【背景技術】
【０００２】
広範ないろいろの熱交換器技術が存在しており、広範なさまざまな用途に使用されている。大きな温度差を含む例示的な用途は、スクラムジェットエンジンおよびロケットエンジンである。そのような熱交換器の多くでは、熱は、燃焼する推進剤から引き出され、流入する燃焼前推進剤またはその構成要素によって受け取られる。熱交換器は、燃焼室および／またはノズルに沿って配置され、そのような燃焼室またはノズルを冷却して必要なエンジン寿命を維持することができる。熱交換器の例示的なそのような使用は、フォークナー（Ｆａｕｌｋｎｅｒ，  Ｒ．）およびウェーバー（Ｗｅｂｅｒ，  Ｊ．）による「炭化水素スクラムジェット推進システムの開発、実証および応用（Ｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎ  Ｓｃｒａｍｊｅｔ  Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ  Ｓｙｓｔｅｍ  Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ，  Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎ  ａｎｄ  Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ）」、ＡＩＡＡ論文９９−４９２２、アメリカ航空宇宙航行学会（Ａｍｅｒｉｃａｎ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ  ｏｆ  Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ  ａｎｄ  Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ）、１９９９で説明されている。
【０００３】
また、セラミックマトリックス複合材が航空宇宙産業で使用するために開発されてきている。さまざまな複合材が、冷却エンジン構成要素に使用するためにジャーモン（Ｊａｒｍｏｎ）らによる米国特許第６，６２７，０１９号で説明されている。ウォーバートン（Ｗａｒｂｕｒｔｏｎ）らによる米国特許第６，９０７，９２０号は、熱交換器パネルアッセンブリ内に複合物の層を使用することを開示している。この複合物パネルは、いわゆる「高温面（ｈｏｔ  ｆａｃｅ）」または高温パネルとして機能する。冷却チャネルを高温パネルと一つまたは複数のさらなるパネルの間に形成することができ、また、管状インサートによって境界付けられることができる。
【特許文献１】米国特許第６，６２７，０１９号明細書
【特許文献２】米国特許第６，９０７，９２０号明細書
【特許文献３】米国特許第６，３００，１５０号明細書
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の一態様は、本体と推進剤の供給源とを有する飛行体（ｖｅｈｉｃｌｅ）を含む。エンジンは、本体によって支持（ｃａｒｒｙ）される。エンジンは、推進剤を反応させて推力を生成する。エンジンは、熱を反応から推進剤の少なくとも一つの構成要素に移動させかつ熱電気的（ｔｈｅｒｍｏｅｌｅｃｔｒｉｃ）に電気を生成する熱交換器を有する。
【０００５】
本発明の一つまたは複数の実施態様の詳細は、添付の図面および以下の説明中に述べられる。本発明の他の特徴、目的および利点は、説明および図面から、また特許請求の範囲から明らかとなる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
さまざまな図面中の同様の参照番号および符号は、同様の部材を示す。
【０００７】
図１は飛行体２０を示す。例示的な飛行体は有人航空機である。代替の飛行体は、無人とすることができ、また、再使用可能とすることも、あるいは、片道の飛行体（例えば、弾頭運搬ミサイルまたは使い捨ての打上げロケット）とすることもできる。例示的な航空機は、ハイブリッド型のタービンおよびラムジェット航空機である。例示的なラムジェットは、二重モード（亜音速および超音速燃焼）のラムジェットエンジン（二重モードスクラムジェット（ｄｕａｌ  ｍｏｄｅ  ｓｃｒａｍｊｅｔ）ＤＭＳＪ）である。
【０００８】
例示的な航空機２０は、胴体２２と、翼２４と、尾部アッセンブリ２６とを有する。二重モードスクラムジェットエンジン２８は、胴体２２の下側にあるカウル２９内に形成される。スクラムジェット空気流路５００（図２）は、前部口／吸気口３０と後部出口３２（例えば、排気ノズル）との間に流れ５０１を伝える。この流路に沿って、エンジンは、前部本体３４と、アイソレータ（ｉｓｏｌａｔｏｒ）３６（一般にエンジンと一体となっている）と、燃焼器３８とを含むことができる。制御システム４０（必要に応じて、航空機のアビオニクス機器の一部となっている）は、一つまたは複数の検出器入力、運転者入力、および同様のものなどに応じて燃焼器３８の作動を制御することができる。
【０００９】
タービンエンジン４８（図２）は、前部入口／吸気口５０と後部出口５２との間でスクラムジェット流路の内側（例えば、カウルの上で胴体に部分的に窪んでいる）に流れ５０３を伝えるタービンエンジン空気流路５０２に沿って配置される。スクラムジェットまたはタービンがそれぞれ作動していないときにスクラムジェット入口フラップ６０およびタービン入口フラップ６２は、スクラムジェットの入口および流路、およびタービンの入口および流路を選択的に塞ぐ。同様に、タービンを使用していないときにタービン出口フラップ６４はタービン流路を選択的に塞いで、スクラムジェットのための効率的なノズルを提供する。この構成は単なる例示である。
【００１０】
図３は、スクラムジェットエンジン２８および流路５００の詳細をさらに示す。流路５００は、熱を空気および燃焼ガスから燃焼前スクラムジェット燃料に伝達する熱交換器７０によって大部分が取り囲まれている。例示的な炭化水素系液体燃料（例えばＪＰ−８）では、熱交換器７０は、液体−気体熱交換器である。代替の例示的な燃料は、水素ガスである。例示的な熱交換器７０は、上流液体燃料入口７２と下流液体燃料出口７４とを有することができる。例示的な実施態様では、燃焼前空力加熱が重要となり得るので、入口７２は、流路５００に沿って燃焼器３８の上流とすることができる。スクラムジェット燃料用の燃料流路５１０は、貯蔵タンク８０から燃料ポンプ８２まで延在し、次いで入口７２まで延在することができる。出口７４を出た後に、加熱された燃料は、流路５１０に沿って燃料分配弁ネットワーク８４に送られ、次いで、燃焼器に送られることができる。ネットワーク８４の弁は、燃料をさまざまな目的で（例えば、パイロット燃焼対主燃焼）、また所望のステージングを達成するために、さまざまな燃焼器位置に分配する。
【００１１】
例示的な熱交換器７０は、電気を熱電気的に生成する。従って、熱交換器７０は、電力調整、貯蔵、および分配システム９０に結合され得る。システム９０は、生成されたままの電気入力を熱交換器７０から受け取り、適切な電気（例えば、一定の適正な電圧）を出力して、制御システム４０、燃料ポンプ８２、ネットワーク８４の分配弁、タービンエンジンに関連する同様の構成要素、および９２として概略示される付加的な負荷を駆動することができる。
【００１２】
図４は、熱交換器７０を幾分概略的に示す。入口７２は、入口マニホールド１００内に形成されることができる。出口７４は、出口マニホールド１０２内に形成されることができる。これらのマニホールド間に延在して、チャネルまたは通路１０４の配列が、主本体１０５内を上流端部１０６から下流端部１０８まで延在することができる。流体的に、例示的な複数の通路１０４は、平行とすることができる。しかしながら、別の構成（例えば、蛇行）も可能である。同様に、例示的な通路は、流路５００に対して並流となるように示されているとはいえ、他の構成も可能である（例えば、向流、交差流、またはこれらの組み合わせ、さらに、複数の入口／出口の熱交換器、熱交換器アッセンブリ、および同様のものなど）。第一の電気導線１１０および第二の電気導線１１２は、システム９０まで延在できる。流体結合と同様に、電気結合には多数の選択肢があり、いくつかはさらに詳細に以下に説明する。
【００１３】
図５は、非限定的で例示的な熱交換器本体１０５のさらなる詳細を示す。内部／内側表面１２０が、流路５００に面する／境界を接する。外部／外側表面１２２が、表面１２０の反対にあり、通常はより低い温度にある。例示的な本体は、マトリックス１２８中に構造繊維１２４およびチャネル形成アッセンブリ１２６を含む複合材（例えば、セラミック複合材のような）構造物である。例示的な実施では、アッセンブリ１２６は、熱を受け取るために相対的に表面１２０の近くにある。従って、外側部分１３０内の繊維１２４が本体１０５の主要な構造部分を提供する。例示的な構造繊維１２４は、炭化ケイ素繊維（ＳｉＣ）トウである。例示的なマトリックス材料は、溶融含浸（ｍｅｌｔ−ｉｎｆｉｌｔｒａｔｅ）炭化ケイ素（例えば、化学蒸気含浸により堆積された炭化ケイ素であって、その後に、ケイ素金属が溶融されて細孔を充填／シールしたもの）である。このような複合材の例示的な製造技術は、ジャーモン（Ｊａｒｍｏｎ）らによる米国特許第６，６２７，０１９号で説明されている。
【００１４】
例示的なアッセンブリ１２６は、関連するチャネル１０４を取り囲みかつ画成するライナ１３２を含む。多数の横方向断面形状寸法が可能であるとはいえ、例示的なライナ１３２は、横方法断面が多角形である。例示的な形状は、実質的に等しい長さの辺を有する平らにされた六角形である。表面１２０に平行なチャネル幅Ｗが大きくなるように平らにすることで、かなりの熱伝達が増加する。平らな外部小面１３４によって、その上への熱電装置アッセンブリ１３６の取り付けが容易になる。さらに以下に説明するように、アッセンブリ１２６は、Ｐ型材料素子およびＮ型材料素子の配列を含むことができる。各配列内の導体がこれらの素子を結合する。さらに、配列は、さまざまな仕方で互いに、そして最終的には導体１１０および１１２に結合されてシステム９０に電力を供給できる。例示的な熱電装置は、ヴェンカタスブラマニアン（Ｖｅｎｋａｔａｓｕｂｒａｍａｎｉａｎ）による米国特許第６，３００，１５０号に示されている。
【００１５】
例示的で非限定の製造方法の一つは、犠牲ロッド１４０を用いてアッセンブリ１２６（図６）を形成する。例示的なロッド１４０は、炭素系（例えば、黒鉛−エポキシ複合材）とすることができる。例示的なロッドは、多角形横方向断面（例えば、上述したように）を有することができる。例示的なロッド１４０は、内部表面１４４により境界付けられた予め形成された中心チャネル１４２（例えば、押し出しによる）を有して製造され得る。さらに詳細に以下に説明するように、チャネル１４２は（存在するならば）、さらなる組み立てステップの後に、少なくとも部分的にロッド１４０を分解する化学薬品または高温ガスのための進入路を提供する。ロッド１４０は、さまざまな目的に役立ち得る犠牲または非犠牲被覆で被覆できる。例示的な非犠牲被覆は、ロッド外部表面１４６の上にあり最終的にライナ層１３２を形成するセラミック被覆である。存在するならば、装置配列１３６は、結果として生じる各面１３４の上に施すことができる。例示的な配列１３６は、導体１５４により電気的に相互に接続されたＰ型素子１５０およびＮ型素子１５２から成る散在された配列を含むことができる。所定のアッセンブリ１２６の配列１３６は、結合され得る（例えば、直列または並列に）。代替として、各配列１３６の素子は、互いの配列と完全に相互接続されて連続した配列を形成できる。アッセンブリ１２６は、順番に、直列（図７）または並列（図８）に接続することができる。
【００１６】
アッセンブリ１２６の相互接続の前あるいは後に、アッセンブリ１２６は、複合構造内に機械的に組み立てることができる。ロッド１４０は、次いで、化学的、熱的および／または機械的手段により完全にまたは部分的に除去されて、チャネル１４２を拡張してチャネル１０４を形成できる。例えば、ジャーモン（Ｊａｒｍｏｎ）らの特許は、チャネル形成部材の酸化的除去（例えば、空気中６５０℃に４８時間加熱することによる）を開示している。
【００１７】
図９は、熱交換器本体１０５に類似することができる本体２０２を有する代替の熱交換器２００を示す。本体１０５の熱電装置と違って、熱電装置２０４は、個々のチャネル１０４を取り囲んでいずにそれらからいっそう離れている。例示的な本体２０２内で、装置２０４は、外部／外側表面１２２の付近に沿ったまたはその近くの層として配列される。装置２０４は、本体２０２の複合材料の形成後に施すことができる。代替として、装置を埋め込むために、装置２０４は、繊維トウ１２４のレイアップの際に施すことができる。
【００１８】
図１０は、パネルアッセンブリ３００として形成される代替の熱交換器を示す。例示的なアッセンブリ３００は、スクラムジェット空気流路５００に沿って第一の表面３０４を有する高温パネル３０２を有することができる。高温パネル３０２は、ジャーモン（Ｊａｒｍｏｎ）らの特許およびウォーバートン（Ｗａｒｂｕｒｔｏｎ）らの特許に開示されているようなＳｉＣ／ＳｉＣ複合材として形成できる。高温パネル３０２は、構造基礎または背面構造３０６（例えば、ウォーバートン（Ｗａｒｂｕｒｔｏｎ）らの特許に開示されているような）に取り付けることができる。例示的な構造基礎３０６は、金属製パネルとすることができる。パネル３０２および３０６は、留め具３０８（例えば、ウォーバートン（Ｗａｒｂｕｒｔｏｎ）らの特許に開示されているような）により固定できる。
【００１９】
例示的で非限定のパネルアッセンブリ３００では、冷却チャネル３１０が、金属製管状導管３１２内に画成される。例示的な導管３１２は、高温パネル３０２の第二の表面３１６内の開いたチャネル３１４内に部分的に引っ込んでいる。向上した熱伝達のために、例示的な導管３１２は、横方向断面が細長く（例えば、長円形（ｏｂｒｏｕｎｄ））、表面３０４に平行に配置される。熱電装置配列３２０が、導管３１２に取り付けられる。例示的な構成では、装置配列３２０は、導管３１２の高温側にある。電気絶縁体層３２２が、装置配列と共に含まれてこれらの装置配列を導管から電気的に絶縁できる（導管が導電性の場合）。絶縁体層３２２は、施したままの配列３２０内に含まれることができ、または、導管に（例えば、ストリップまたは被覆として）予め施されることができる。例示的なアッセンブリでは、断熱層３３０がパネル３０２と３０６の間に配置される。
【００２０】
さまざまな搭載航空機システムへの電力供給用の電力の生成に加えて、さまざまな上述した熱電装置は、エンジンの作動および状態パラメータをモニタ（例えば、制御システム４０によって）するのに用いることができる。例えば、局所的電力増加は、局所的な薄肉化、亀裂、または他の摩耗または損傷状態を示し得るであろう。この情報は、いくつかのさらなる目的のために使用できるであろう。この情報は、パイロットまたは他の運転者に警告を与えるのに使用できる。この情報は、破壊を回避または延期するために作動条件を変更する（例えば、減速、燃料ステージングの変更、同様のものなどを行う）のに使用できる。再使用飛行体では、この情報は、整備の必要性を決定するのに使用できる。このような整備は、熱交換器またはパネルの交換を含む。例えば、図１０のパネルアッセンブリ３００では、高温パネル３０２の指摘された劣化は、適切ならばパネルを検査および交換するという信号となり得るであろう。このような交換では、構造基礎３０６ばかりでなく、導管３１２およびそれに付随する熱電装置配列３２０を保持できるであろう。
【００２１】
本発明の一つまたは複数の実施態様を説明した。それにもかかわらず、本発明の趣旨および範囲から逸脱せずにさまざまな変形を行うことができることは理解されるであろう。例えば、既存の熱交換器の再設計において適用するとき、あるいは既存の用途のために、既存の熱交換器または用途の詳細は、任意の特定の実施の詳細に影響を及ぼすであろう。従って、他の実施態様は、添付の特許請求の範囲に含まれる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】航空機の概略図である。
【図２】図１の航空機の推進システムの部分概略長手方向断面図である。
【図３】図２のシステムのスクラムジェット部分の部分概略図である。
【図４】図３のシステムの熱交換器の部分概略図である。
【図５】図４の熱交換器の部分概略横方向断面図である。
【図６】図５の熱交換器の熱電構成要素の前駆体の端面図である。
【図７】図６の直列に相互接続された構成要素の概略図である。
【図８】図６の並列に相互接続された構成要素の概略図である。
【図９】第一の代替の熱交換器の部分概略長手方向断面図である。
【図１０】第二の代替の熱交換器の部分概略長手方向断面図である。
【符号の説明】
【００２３】
２０…飛行体
２８…二重モードスクラムジェットエンジン
３８…燃焼器
４０…制御システム
４８…タービンエンジン
７０…熱交換器
７２…上流液体燃料入口
７４…下流液体燃料出口
８０…貯蔵タンク
８２…燃料ポンプ
１０４…チャネルまたは通路の配列
１１０…第一の電気導線
１１２…第二の電気導線
１２４…構造繊維
１２８…マトリックス
１３６…熱電装置アッセンブリ
５００…スクラムジェット空気流路
５０１…流れ
５０２…タービンエンジン空気流路
５０３…流れ
５１０…燃料流路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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