JPH0672575B2 - ターボラムロケット結合の推進機関のためのガス噴射装置 - Google Patents
ターボラムロケット結合の推進機関のためのガス噴射装置Info
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- JPH0672575B2 JPH0672575B2 JP25373089A JP25373089A JPH0672575B2 JP H0672575 B2 JPH0672575 B2 JP H0672575B2 JP 25373089 A JP25373089 A JP 25373089A JP 25373089 A JP25373089 A JP 25373089A JP H0672575 B2 JPH0672575 B2 JP H0672575B2
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
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- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
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- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
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Description
【発明の詳細な説明】 本発明はいわゆるエキスパンダサイクル又は外部ガスジ
ェネレータ式のターボラムロケット結合推進機関であっ
て、ターボロケット及びラムジェット作動のため気流管
内にタービンのガス噴射及び／又はガスジェネレータの
排出ガス噴射の改良装置を含む推進機関を目的とする。
ェネレータ式のターボラムロケット結合推進機関であっ
て、ターボロケット及びラムジェット作動のため気流管
内にタービンのガス噴射及び／又はガスジェネレータの
排出ガス噴射の改良装置を含む推進機関を目的とする。
この種のエンジンの目的はあわゆる飛行状態において最
高の性能を航空機に与えることによって、即ち推力／機
体重量、推力／前線面に最高の妥協点、高い比推力を実
現することによって離陸から超音速まで推進することで
ある。
高の性能を航空機に与えることによって、即ち推力／機
体重量、推力／前線面に最高の妥協点、高い比推力を実
現することによって離陸から超音速まで推進することで
ある。
これらの目的を達成するため、燃料として液体水素及び
液体酸素を使用し且つ３種の作動方式を用いる推進機関
が実現された。
液体酸素を使用し且つ３種の作動方式を用いる推進機関
が実現された。
起動からマッハ５まで及び高速０からおよそ20Kmまで、
推進機関はターボエキスパンダ方式で又はターボロケッ
ト方式で作動し（ガスジェネレータ付き推進機関の場
合）、水素の豊富なタービンからの排出ガスは圧縮機に
よって予め圧縮されて気流管内に噴射され、ここで燃焼
して先細−末広ノズル内に放出される。
推進機関はターボエキスパンダ方式で又はターボロケッ
ト方式で作動し（ガスジェネレータ付き推進機関の場
合）、水素の豊富なタービンからの排出ガスは圧縮機に
よって予め圧縮されて気流管内に噴射され、ここで燃焼
して先細−末広ノズル内に放出される。
マッハ５からマッハ７まで及び高度20から35Kmまで、推
進機関はラムジェット方式で作動し、気流管に流れる空
気は空気取入れ口での単純な力学的圧縮の他には圧縮さ
れず、圧縮機は自動回転して１に近い圧力比をもつ。
進機関はラムジェット方式で作動し、気流管に流れる空
気は空気取入れ口での単純な力学的圧縮の他には圧縮さ
れず、圧縮機は自動回転して１に近い圧力比をもつ。
エキスパンダ回路の場合は、気流管内に噴射された燃料
は一方では再生回路（ノズル壁上の熱交換器）から直接
に取出された水素であり、他方ではそ後気圧回路のター
ボポンプLH2のタービン内に減圧放出されたこの同じ回
路からの水素である。ガスジェネレータ付き回路の場合
は、ラムジェットエンジンの燃焼室内に噴射されたガス
は、再生回路から直接に取出される水素によって及びガ
スジェネレータの燃焼ガスによって、ターボポンプでLH
2及びLOXを駆動するためこれらのガスエネルギの部分的
使用の後に構成される。
は一方では再生回路（ノズル壁上の熱交換器）から直接
に取出された水素であり、他方ではそ後気圧回路のター
ボポンプLH2のタービン内に減圧放出されたこの同じ回
路からの水素である。ガスジェネレータ付き回路の場合
は、ラムジェットエンジンの燃焼室内に噴射されたガス
は、再生回路から直接に取出される水素によって及びガ
スジェネレータの燃焼ガスによって、ターボポンプでLH
2及びLOXを駆動するためこれらのガスエネルギの部分的
使用の後に構成される。
最後に、マッハ７以上及び亜音速燃焼式ジェット推進が
もはや高成果とはならない高度35Km以上では、推進機関
はロケット方式に移行し、この方式では環形気流管内に
配置された燃焼室にはもはや供給はなされない。
もはや高成果とはならない高度35Km以上では、推進機関
はロケット方式に移行し、この方式では環形気流管内に
配置された燃焼室にはもはや供給はなされない。
それ故、水素のみの導入及び／又はターボ及びラムジェ
ット方式では、付属ロケットエンジン（ガスジェネレー
タ）の燃焼ガスの誘導を可能にする環形燃焼室内にガス
噴射装置を備付けることが必要である。また、噴射装置
が単純な構造にとどまったまま、室内の火炎の良好な安
全及び２つの作動方式内の空気／ガスの良好な混合を可
能にすることも必要である。
ット方式では、付属ロケットエンジン（ガスジェネレー
タ）の燃焼ガスの誘導を可能にする環形燃焼室内にガス
噴射装置を備付けることが必要である。また、噴射装置
が単純な構造にとどまったまま、室内の火炎の良好な安
全及び２つの作動方式内の空気／ガスの良好な混合を可
能にすることも必要である。
要するに、先に取上げた推力／機体重量及び推力／前線
面の妥協をつけるための良い解決法は、推進薬タービン
がターボ及びラム作動のための環形気流管の内部に配置
されており、他方では推進薬供給回路がいわゆる推進機
関の外部にある（ターボポンプ及び管路並びに場合によ
ってはガスジェネレータ）推進機関を実現することであ
って、それ故、気流管の内壁から出力タービンの出口ま
で第１の燃料部分を導入し、気流管の外壁を通って推進
薬供給外部回路の出口に第２の燃料部分を導入すること
を可能にする噴射装置を実現する必要がある。
面の妥協をつけるための良い解決法は、推進薬タービン
がターボ及びラム作動のための環形気流管の内部に配置
されており、他方では推進薬供給回路がいわゆる推進機
関の外部にある（ターボポンプ及び管路並びに場合によ
ってはガスジェネレータ）推進機関を実現することであ
って、それ故、気流管の内壁から出力タービンの出口ま
で第１の燃料部分を導入し、気流管の外壁を通って推進
薬供給外部回路の出口に第２の燃料部分を導入すること
を可能にする噴射装置を実現する必要がある。
これらの目的を達成する装置を提案することが本発明の
目的である。
目的である。
本発明の別の目的は勿論、推進機関に可能な各種作動方
式の関数としてこの種の噴射装置の供給方式を提案する
ことである。
式の関数としてこの種の噴射装置の供給方式を提案する
ことである。
それ故推進機関の中央胴部に配置された推進薬タービン
を含むターボラムロケット結合の推進機関は、その中央
胴部がタービンによって駆動される空気圧縮機をその上
流側に含む環形気流管に包囲されており、タービンの流
出ガスは圧縮空気の流管内に噴射され、ここで圧縮空気
と混合され且つ燃焼室内で燃やされ、本発明は気流管内
のガス噴射装置を目的とし、ガス噴射装置は気流管の内
側リングと外側リングの間に規則的に分配された空気力
学的輪郭を含む径方向アームから成り、前記径方向アー
ムは少なくとも１個の径方向空胴を含んでおり、この空
胴は推進機関の中央胴部からタービンガスを供給され、
さらに径方向アームはその下面上に圧縮空気の流管内に
前記放出ガスの噴射オリフィスを含んでいる。
を含むターボラムロケット結合の推進機関は、その中央
胴部がタービンによって駆動される空気圧縮機をその上
流側に含む環形気流管に包囲されており、タービンの流
出ガスは圧縮空気の流管内に噴射され、ここで圧縮空気
と混合され且つ燃焼室内で燃やされ、本発明は気流管内
のガス噴射装置を目的とし、ガス噴射装置は気流管の内
側リングと外側リングの間に規則的に分配された空気力
学的輪郭を含む径方向アームから成り、前記径方向アー
ムは少なくとも１個の径方向空胴を含んでおり、この空
胴は推進機関の中央胴部からタービンガスを供給され、
さらに径方向アームはその下面上に圧縮空気の流管内に
前記放出ガスの噴射オリフィスを含んでいる。
本発明の好ましい特徴の１つによれば、噴射装置の径方
向アームは２つの内側空胴を含んでおり、各々がアーム
の下面上に噴射オリフィスをもち、空気力学的輪郭の上
流側に配置された空胴は推進機関がターボロケット作動
方式においてタービンからのガスを受取り、またアーム
の空気力学的輪郭の下流側に配置された空胴は推進機関
のラムジェット方式において気流管の外側リングを通し
て付属ガスジェネレータにより発生されたガス又は推進
薬を供給され、前記推進薬又はガスは推進機関の供給回
路の推進薬ターボポンプのタービンの下流側で抽出され
るか又はノズルの熱交換器から直接に取られるかする。
向アームは２つの内側空胴を含んでおり、各々がアーム
の下面上に噴射オリフィスをもち、空気力学的輪郭の上
流側に配置された空胴は推進機関がターボロケット作動
方式においてタービンからのガスを受取り、またアーム
の空気力学的輪郭の下流側に配置された空胴は推進機関
のラムジェット方式において気流管の外側リングを通し
て付属ガスジェネレータにより発生されたガス又は推進
薬を供給され、前記推進薬又はガスは推進機関の供給回
路の推進薬ターボポンプのタービンの下流側で抽出され
るか又はノズルの熱交換器から直接に取られるかする。
本発明の別の特徴によれば、噴射装置はアームの径方向
高さの３分の１のところと３分の２のところにそれぞれ
配置された２つのリングコレクタを含むことができ、前
記リングコレクタは空気力学的輪郭をもち、アームの対
応する空胴と同じ方法でガス又は推進薬をそれぞれ供給
されるため径方向アームの上流側及び下流側空胴にそれ
ぞれ通じる２つの内側空胴を含んでいる。
高さの３分の１のところと３分の２のところにそれぞれ
配置された２つのリングコレクタを含むことができ、前
記リングコレクタは空気力学的輪郭をもち、アームの対
応する空胴と同じ方法でガス又は推進薬をそれぞれ供給
されるため径方向アームの上流側及び下流側空胴にそれ
ぞれ通じる２つの内側空胴を含んでいる。
次に添付図面を参照して本発明の好ましい１実施例につ
き以下に詳しく説明する。
き以下に詳しく説明する。
第１図には、本発明の目的に適うターボラムロケット結
合の推進機関とその改良点を示した。推進機関の外部環
境（供給回路）については、説明のため第４図に「エキ
スパンダ」供給サイクル用として示してある。第５図の
「ガスジェネレータ」回路への適用は推進機関の内部構
造を何ら修正せず、供給機構のみが修正されている。
合の推進機関とその改良点を示した。推進機関の外部環
境（供給回路）については、説明のため第４図に「エキ
スパンダ」供給サイクル用として示してある。第５図の
「ガスジェネレータ」回路への適用は推進機関の内部構
造を何ら修正せず、供給機構のみが修正されている。
推進機関は中央胴部２と外側ケース３の間に形成された
環形気流管１を含む。気流管の上流側には、中央胴部の
内側に空気圧縮機４が配置されている。該圧縮機は、気
流管の中で且つ圧縮機４の下流側に配置された出力ター
ビン６の瓦状に重ね合わせた２つの反対回転ロータ6a,6
bに同心軸5a,5bにより結合された、ここでは２つの同じ
く反対回転段4a,4bから成る。
環形気流管１を含む。気流管の上流側には、中央胴部の
内側に空気圧縮機４が配置されている。該圧縮機は、気
流管の中で且つ圧縮機４の下流側に配置された出力ター
ビン６の瓦状に重ね合わせた２つの反対回転ロータ6a,6
bに同心軸5a,5bにより結合された、ここでは２つの同じ
く反対回転段4a,4bから成る。
胴部の下流側部分にはロケットエンジン９が配置されて
おり、その推進ガスは、第１の末広断面10a、第２の着
脱自在断面10b及び第３の固定末広断面10cで形成される
ノズル10内に排出される。
おり、その推進ガスは、第１の末広断面10a、第２の着
脱自在断面10b及び第３の固定末広断面10cで形成される
ノズル10内に排出される。
ターボ及びラム推進方式に役立つ環形気流管１はノズル
10内の、ロケット状態において着脱自在断面10bが占め
る位置に通じている。ロケットエンジン９の末広断面10
bを収納し且つノズルの首部断面の変化手段を位置決め
する装置11は、中央銅部２の内部に配置されている。そ
れによって断面10bの収納後、気流管内に花弁形フラッ
プ12を配置することができ、フラップの軸方向位置はタ
ーボ又はラム作動状態の関数として先細末広ノズルの首
部断面を変化させることを可能にする。
10内の、ロケット状態において着脱自在断面10bが占め
る位置に通じている。ロケットエンジン９の末広断面10
bを収納し且つノズルの首部断面の変化手段を位置決め
する装置11は、中央銅部２の内部に配置されている。そ
れによって断面10bの収納後、気流管内に花弁形フラッ
プ12を配置することができ、フラップの軸方向位置はタ
ーボ又はラム作動状態の関数として先細末広ノズルの首
部断面を変化させることを可能にする。
出力タービン６は外部供給回路（後に第４図及び第５図
を参照して詳しく説明する）からの加圧ガスを供給さ
れ、タービンのガス中央胴部２を外側ケース３に結合し
て維持するアーム形構造物８を通る入口管７を用いてタ
ービンの上流側部分に達する。
を参照して詳しく説明する）からの加圧ガスを供給さ
れ、タービンのガス中央胴部２を外側ケース３に結合し
て維持するアーム形構造物８を通る入口管７を用いてタ
ービンの上流側部分に達する。
タービン出口では、ここを通過したガスは本発明噴射装
置13を用いて圧縮機４からの空気と混合し、噴射装置の
出口で燃焼するため気流管内に受取られる。噴射装置は
気流管内に規則的に分配された径方向アーム14から成る
（第２図及び第３図）。本具体例はこのようにして15゜
毎に分配された24本のアーム14を含む。各アームは前縁
14a、後縁14b、上面14c及び下面14dをもつ空気力学的輪
郭をもつ。
置13を用いて圧縮機４からの空気と混合し、噴射装置の
出口で燃焼するため気流管内に受取られる。噴射装置は
気流管内に規則的に分配された径方向アーム14から成る
（第２図及び第３図）。本具体例はこのようにして15゜
毎に分配された24本のアーム14を含む。各アームは前縁
14a、後縁14b、上面14c及び下面14dをもつ空気力学的輪
郭をもつ。
第３図の断面AAで分かる通り、各アーム14は中空であ
り、隔壁14gによって２つの空胴、上流側の一方14eと下
流側の他方14fに別れている。空胴14eはタービン６から
のガスを供給されるため噴射装置の内側リング15を通過
する。空胴14eはその最下流側部分にアーム14の下面壁1
4d内に明けられた噴射オリフィス16をもつ。２列のオリ
フィス16は例えばアーム14の高さ全体にわたって穴明け
されることができる。空胴14eは装置13の外側リング17
によって径方向に外側の先端を閉じられている。
り、隔壁14gによって２つの空胴、上流側の一方14eと下
流側の他方14fに別れている。空胴14eはタービン６から
のガスを供給されるため噴射装置の内側リング15を通過
する。空胴14eはその最下流側部分にアーム14の下面壁1
4d内に明けられた噴射オリフィス16をもつ。２列のオリ
フィス16は例えばアーム14の高さ全体にわたって穴明け
されることができる。空胴14eは装置13の外側リング17
によって径方向に外側の先端を閉じられている。
下流側空胴14fは、ターボ及びラム状態では供給回路に
よって供給されるためリング17を通過し、その径方向内
端は内側リング15によって塞がれる。噴射オリフィス18
は下面壁14d上に空胴14fの下流側部分上に孔明けされて
いる。
よって供給されるためリング17を通過し、その径方向内
端は内側リング15によって塞がれる。噴射オリフィス18
は下面壁14d上に空胴14fの下流側部分上に孔明けされて
いる。
噴射装置13はまた、空気力学的輪郭をもつ２つのコレク
タリング19,20を含んでいる。第１の実施例では、２つ
のコレクタリング19及び20は噴射の古典法則に従ってそ
の円周の全長にわたって一定且つ対称形の空気力学的輪
郭をもつ。
タリング19,20を含んでいる。第１の実施例では、２つ
のコレクタリング19及び20は噴射の古典法則に従ってそ
の円周の全長にわたって一定且つ対称形の空気力学的輪
郭をもつ。
第２図に示したような第２の実施例では、アーム14の径
方向高さのほぼ３分の１のところに配置されたリング19
は気流管の内側に向かって曲げられた下面をもち、他方
では気流管の径方向高さのほぼ３分の２のところに位置
したリング20は気流管の外側に曲がった下面をもつ。こ
の構造はリング間に減圧を生じ且つ空気／燃料の混合を
改善するという利点をもつ。
方向高さのほぼ３分の１のところに配置されたリング19
は気流管の内側に向かって曲げられた下面をもち、他方
では気流管の径方向高さのほぼ３分の２のところに位置
したリング20は気流管の外側に曲がった下面をもつ。こ
の構造はリング間に減圧を生じ且つ空気／燃料の混合を
改善するという利点をもつ。
２つのリングは径方向アーム14のそれぞれの上流画空胴
14eに通じる上流側空胴19a,20aと、アーム14の下流側空
胴14fに通じる下流側空洞19b,20bをもつ。
14eに通じる上流側空胴19a,20aと、アーム14の下流側空
胴14fに通じる下流側空洞19b,20bをもつ。
噴射オリフィス21,22はリング19,20の下面及び上面に、
リングの上流側空胴19a,20aによって分配されたガスを
気流管内に噴射するためには、空胴19a,19b及び20a,20b
を分離する隔壁19c,20cの近傍に、及び下流側空胴19b,2
0bによって分配されたガス噴射のためにはリングの後縁
の近傍にそれぞれ穴明けされている。
リングの上流側空胴19a,20aによって分配されたガスを
気流管内に噴射するためには、空胴19a,19b及び20a,20b
を分離する隔壁19c,20cの近傍に、及び下流側空胴19b,2
0bによって分配されたガス噴射のためにはリングの後縁
の近傍にそれぞれ穴明けされている。
次に第４図及び第５図を観察すれば、第１図から第３図
に示す推進機関の構造と両立し得る推進薬の２種の供給
方法を示した。
に示す推進機関の構造と両立し得る推進薬の２種の供給
方法を示した。
第４図にはいわゆるエキスパンダサイクルのターボラム
ロケット結合の推進機関の気圧回路を示した。
ロケット結合の推進機関の気圧回路を示した。
この回路図では、気流管の外側に出力タービンとロケッ
トエンジンが示されているが、これは便宜のためであっ
て、問題は第１図の推進機関の中央胴部２に配置された
中央ロケット９及びタービン６とそれぞれ同じである。
トエンジンが示されているが、これは便宜のためであっ
て、問題は第１図の推進機関の中央胴部２に配置された
中央ロケット９及びタービン６とそれぞれ同じである。
エキスパンダサイクルの推進機関では、ラム又はターボ
状態で使用される唯一の推進薬は水素である。
状態で使用される唯一の推進薬は水素である。
貯蔵タンク101から吐出される液体水素はターボポンプ1
02を用いて吸上げられ、次いで管路103と２つの弁104,1
05によって一方では燃焼室の内壁に配置された熱交換器
106へ、他方では２つのターボポンプ即ち一方102はすで
に説明したもので、他方109はロケットエンジン９の酸
素供給用のタービンに供給する逆流阻止弁108を備えた
管路107に導かれる。弁110は必要時には、即ちターボ及
びラム状態では回路のターボポンプ109を分離すること
ができる。
02を用いて吸上げられ、次いで管路103と２つの弁104,1
05によって一方では燃焼室の内壁に配置された熱交換器
106へ、他方では２つのターボポンプ即ち一方102はすで
に説明したもので、他方109はロケットエンジン９の酸
素供給用のタービンに供給する逆流阻止弁108を備えた
管路107に導かれる。弁110は必要時には、即ちターボ及
びラム状態では回路のターボポンプ109を分離すること
ができる。
ターボポンプ102及び109のタービンの出口で、放出さ
れ、従って、そのエネルギの一部を使用した水素は２つ
の回路に分流され、その一方111は弁112によって制御さ
れて、径方向アームの空胴14f及び噴射装置13のリング
の19b,20b内への水素噴射を可能にし、他方113は弁115,
116によってそれぞれ制御された２つの部分114及び７に
分かれる。回路７は出力タービン６に供給し、他方では
回路114はロケット状態においてロケットエンジン９に
供給する。タービン６の出力はリング15を通って噴射装
置13の内側部分と結合する。
れ、従って、そのエネルギの一部を使用した水素は２つ
の回路に分流され、その一方111は弁112によって制御さ
れて、径方向アームの空胴14f及び噴射装置13のリング
の19b,20b内への水素噴射を可能にし、他方113は弁115,
116によってそれぞれ制御された２つの部分114及び７に
分かれる。回路７は出力タービン６に供給し、他方では
回路114はロケット状態においてロケットエンジン９に
供給する。タービン６の出力はリング15を通って噴射装
置13の内側部分と結合する。
次に再び熱交換器に戻れば、前記交換器の出口の水素は
ここでカロリーを抽出してそのエンタルピーを増し、２
つの回路に供給するために用いられる。２つの回路の一
方は弁118で制御される117でラム状態において径方向ア
ームの空胴14f及び噴射装置13のコレクタリングの19b,2
0b内への水素の噴射を可能にし、他方は119でターボ及
びラム状態においてターボポンプ102の駆動に必要なエ
ネルギを与えるため逆流阻止弁108の下流側管路107に合
流する。ロケット状態では、ターボポンプ102及び109は
ロケット室９の内壁上に位置する熱交換器90内でカロリ
ー抽出した管路107内を循環する水素によって駆動され
る。推進薬供給回路の説明を終えるにあたって付け加え
ておくべきことは、本回路が酸素タンク120を含んでい
ることであて、タンクは弁121によって分離されること
ができ、その出口122はターボポンプ109のポンプに分岐
され、ターボポンプからの流量はロケット状態において
だけ、ロケットエンジン９に管路123によって供給す
る。
ここでカロリーを抽出してそのエンタルピーを増し、２
つの回路に供給するために用いられる。２つの回路の一
方は弁118で制御される117でラム状態において径方向ア
ームの空胴14f及び噴射装置13のコレクタリングの19b,2
0b内への水素の噴射を可能にし、他方は119でターボ及
びラム状態においてターボポンプ102の駆動に必要なエ
ネルギを与えるため逆流阻止弁108の下流側管路107に合
流する。ロケット状態では、ターボポンプ102及び109は
ロケット室９の内壁上に位置する熱交換器90内でカロリ
ー抽出した管路107内を循環する水素によって駆動され
る。推進薬供給回路の説明を終えるにあたって付け加え
ておくべきことは、本回路が酸素タンク120を含んでい
ることであて、タンクは弁121によって分離されること
ができ、その出口122はターボポンプ109のポンプに分岐
され、ターボポンプからの流量はロケット状態において
だけ、ロケットエンジン９に管路123によって供給す
る。
各種の作動方式は、上記の各種弁の開／閉によって回路
のこれこれの他の部分に供給するか又は供給中断するた
め条件付けられる。これを次の表のように要約すること
ができる。表中には各種の作動方式がそれぞれの弁の開
（Ｏ）／閉（Ｆ）状態に関連して示されている。
のこれこれの他の部分に供給するか又は供給中断するた
め条件付けられる。これを次の表のように要約すること
ができる。表中には各種の作動方式がそれぞれの弁の開
（Ｏ）／閉（Ｆ）状態に関連して示されている。
この種の推進機関の作動は次の通りである。
起動はLH2のターボポンプ102のタービンを駆動する爆薬
始動機（図示せず）によって確実に実行される。ターボ
エキスパンダ状態では、弁110が閉じ、LOXのターボポン
プ109が停止する。弁105は同じく閉じ、水素流量の全体
が熱交換器106内を通過する。
始動機（図示せず）によって確実に実行される。ターボ
エキスパンダ状態では、弁110が閉じ、LOXのターボポン
プ109が停止する。弁105は同じく閉じ、水素流量の全体
が熱交換器106内を通過する。
LH2はターボポンプ102により圧種され、熱交換器106内
で蒸気化されてターボポンプ102次にエンジンのタービ
ン６（圧縮機４を駆動する）を駆動し、最後に径方向ア
ーム14の空胴14eによって燃焼室内に噴射される。同時
に弁118が開き、アーム14の空洞14fには熱交換器106の
出口から直接に水素が供給され、これによってアーム14
及びリング19及び20の後縁の良好な冷却を保証すること
ができる。
で蒸気化されてターボポンプ102次にエンジンのタービ
ン６（圧縮機４を駆動する）を駆動し、最後に径方向ア
ーム14の空胴14eによって燃焼室内に噴射される。同時
に弁118が開き、アーム14の空洞14fには熱交換器106の
出口から直接に水素が供給され、これによってアーム14
及びリング19及び20の後縁の良好な冷却を保証すること
ができる。
ラムジェット方式への移行は、弁116の閉止及び弁112の
同時的開放によって、ターボポンプ102のタービン出口
の水素が管路111を用いてアーム14の空洞14f及びリング
コレクタの対応する空胴19b,20b内に噴射されるように
してタービン６を分離することによって実行される。弁
104,118が開くと、熱交換器106から取出された水素流量
のうちターボポンプ102内で使われなかった部分は管路1
17を用いてアームの後縁の空胴14f内に直接に噴射され
る。それ故ラム状態での水素噴射はすべて後縁の空胴14
f,19b,20bによって確実に実行される。
同時的開放によって、ターボポンプ102のタービン出口
の水素が管路111を用いてアーム14の空洞14f及びリング
コレクタの対応する空胴19b,20b内に噴射されるように
してタービン６を分離することによって実行される。弁
104,118が開くと、熱交換器106から取出された水素流量
のうちターボポンプ102内で使われなかった部分は管路1
17を用いてアームの後縁の空胴14f内に直接に噴射され
る。それ故ラム状態での水素噴射はすべて後縁の空胴14
f,19b,20bによって確実に実行される。
ロケット状態への移行は弁104の閉止及び弁105,110,115
及び121の同時的開放によって実行される。ポンプ102の
吐出する水素は２つのターボポンプ102及び109のタービ
ンに107によって供給され、次ぎに113と114によってロ
ケットエンジ９の室内に噴射される。
及び121の同時的開放によって実行される。ポンプ102の
吐出する水素は２つのターボポンプ102及び109のタービ
ンに107によって供給され、次ぎに113と114によってロ
ケットエンジ９の室内に噴射される。
109によって吸上げられた酸素は管路123を介してロケッ
トエンジン９の室に導かれる。
トエンジン９の室に導かれる。
この作動状態では、タービン６は供給を受けず、圧縮機
４はもはや気流の供給を受けず、空気取入れ口は閉じて
いる。
４はもはや気流の供給を受けず、空気取入れ口は閉じて
いる。
径方向噴射アームは内側（空胴14e）からも外側（空胴1
4f）からも供給されない。
4f）からも供給されない。
次に、第５図を参照すれば、本発明噴射装置を含む推進
機関は、タービン６及び水素と酸素ターボポンプを駆動
するための補助ガスジェネレータと共に使用されること
ができることが了解されよう。
機関は、タービン６及び水素と酸素ターボポンプを駆動
するための補助ガスジェネレータと共に使用されること
ができることが了解されよう。
タンク201から取出された液体水素はターボポンプ202の
ポンプによって吸上げられ、次に管路203によって２つ
の平行弁204及び205に送られる。弁204の下流側にはノ
ズル206の熱交換器が配置され、その出口では水素回路
が２つの部分に分かれ、第１の部分207はガスジェネレ
ータ208に直接に水素（熱交換器206内であらかじめ蒸気
化された）を供給し、第２の部分209は弁210によって制
御されてターボ及びラム状態において径方向アームの下
流側空胴14f及びリングコレクタの19b,20b内に燃料を噴
射することを可能にする。
ポンプによって吸上げられ、次に管路203によって２つ
の平行弁204及び205に送られる。弁204の下流側にはノ
ズル206の熱交換器が配置され、その出口では水素回路
が２つの部分に分かれ、第１の部分207はガスジェネレ
ータ208に直接に水素（熱交換器206内であらかじめ蒸気
化された）を供給し、第２の部分209は弁210によって制
御されてターボ及びラム状態において径方向アームの下
流側空胴14f及びリングコレクタの19b,20b内に燃料を噴
射することを可能にする。
弁205によって制御された回路も同様に２つの部分に別
れる。第１の部分211はロケットエンジン９の室にH2を
供給し、第２の管路212は逆流阻止弁213を含み、ガスジ
ェネレータ208に水素流量を補足するため管路207と合流
する。
れる。第１の部分211はロケットエンジン９の室にH2を
供給し、第２の管路212は逆流阻止弁213を含み、ガスジ
ェネレータ208に水素流量を補足するため管路207と合流
する。
酸素回路は貯蔵タンク214を含み、そこから酸素がター
ボポンプ215によって吸上げられる。前記ポンプの出口
では酸素回路は２路に分岐される。一方の216はガスジ
ェネレータ208の恒久的な酸素供給に役立ち、他方の217
は弁218によって制御されてロケット状態においてロケ
ットエンジン９の室への供給に役立つ。
ボポンプ215によって吸上げられる。前記ポンプの出口
では酸素回路は２路に分岐される。一方の216はガスジ
ェネレータ208の恒久的な酸素供給に役立ち、他方の217
は弁218によって制御されてロケット状態においてロケ
ットエンジン９の室への供給に役立つ。
ジェネレータ208の燃焼ガスは一方では管路219によって
２つのターボポンプ202及び215のタービンに連続的に供
給し、他方では弁221によって制御されて管路220によっ
てタービン６に供給するために役立ち、タービンからの
排出ガスは径方向アーム14の空胴14e内に噴射される。
２つのターボポンプ202及び215のタービンに連続的に供
給し、他方では弁221によって制御されて管路220によっ
てタービン６に供給するために役立ち、タービンからの
排出ガスは径方向アーム14の空胴14e内に噴射される。
ジェネレータからのガス流量のうちタービン202及び215
で使用される部分は、ターボ及びラム状態で燃焼される
ためアーム14の空胴14f内に弁222を用いて噴射されるか
又はロケット状態において大気内に弁223を用いて排出
される。
で使用される部分は、ターボ及びラム状態で燃焼される
ためアーム14の空胴14f内に弁222を用いて噴射されるか
又はロケット状態において大気内に弁223を用いて排出
される。
使用状態の関数としての各種弁の開放（Ｏ）／閉止
（Ｆ）状態を次表に要約する。
（Ｆ）状態を次表に要約する。
この形式の供給回路による推進機関の作動は次の通りで
ある。
ある。
起動時に２つのターボポンプ202及び215は、タービンに
送風する図示していない爆薬始動機を用いて駆動され
る。
送風する図示していない爆薬始動機を用いて駆動され
る。
ターボ−ロケット状態では、LH2及びLOXはターボポンプ
によって加圧され、次に弁204が開き、弁205が閉じてい
るから、LH2の全流量は再熱され、ノズル206の熱交換器
内で蒸気化され、つぎに207によってガスジェネレータ2
08に導かれ、酸素の方は管路216によってそこに導かれ
る。
によって加圧され、次に弁204が開き、弁205が閉じてい
るから、LH2の全流量は再熱され、ノズル206の熱交換器
内で蒸気化され、つぎに207によってガスジェネレータ2
08に導かれ、酸素の方は管路216によってそこに導かれ
る。
ジェネレータ208からの燃焼ガスは、噴射装置13を用い
て気流管内に噴射される前に、ターボポンプ202及び215
及び、圧縮機４を駆動する出力タービン６を駆動するた
め同時に使用され、噴射装置内でこれらの水素過剰のガ
スは圧縮された大気と接触して再び燃焼し、さらに航空
機に必要な推力を与えることによって調節可能な断面の
ノズルから排出される。
て気流管内に噴射される前に、ターボポンプ202及び215
及び、圧縮機４を駆動する出力タービン６を駆動するた
め同時に使用され、噴射装置内でこれらの水素過剰のガ
スは圧縮された大気と接触して再び燃焼し、さらに航空
機に必要な推力を与えることによって調節可能な断面の
ノズルから排出される。
タービン202及び215を駆動するために使用されるガス流
量は装置13によって気流管１内に噴射され、装置の出口
で圧縮空気及び、燃焼室内で燃やされるためタービン６
からのジェネレータ208のガスと混合する。
量は装置13によって気流管１内に噴射され、装置の出口
で圧縮空気及び、燃焼室内で燃やされるためタービン６
からのジェネレータ208のガスと混合する。
ラム−ジェット状態では、弁204及び210が開き、弁205
及び221が閉じており、水素流量の一部が管路209及び噴
射装置13の空胴14f,19b,20bによってこの装置13に直接
に導かれ、水素流量の他の部分は先に述べたようにガス
ジェネレータ208内で燃やされる。圧縮機４及びタービ
ン６は分離されて自動回転的に回転し、気流管１内に入
る空気は空気取入れ口で単純な力学的圧縮を受ける。こ
の作動状態では、噴射装置13の利点は209からの蒸気化
された水素とジェネレータ208の燃焼ガスの密接な混合
を可能にすることである。
及び221が閉じており、水素流量の一部が管路209及び噴
射装置13の空胴14f,19b,20bによってこの装置13に直接
に導かれ、水素流量の他の部分は先に述べたようにガス
ジェネレータ208内で燃やされる。圧縮機４及びタービ
ン６は分離されて自動回転的に回転し、気流管１内に入
る空気は空気取入れ口で単純な力学的圧縮を受ける。こ
の作動状態では、噴射装置13の利点は209からの蒸気化
された水素とジェネレータ208の燃焼ガスの密接な混合
を可能にすることである。
ロケット状態では、弁204,210,221及び222は閉じてい
る。水素流量の１部は管路211によってロケットエンジ
ン９へ導かれ、１部は管路212,207によってガスジェネ
レータ208に導かれ、他方では215によって吸上げらえた
酸素は管路216によってガスジェネレータへ、さらに管
路217によって閉じた弁218を通ってロケットエンジン９
へ導かれる。
る。水素流量の１部は管路211によってロケットエンジ
ン９へ導かれ、１部は管路212,207によってガスジェネ
レータ208に導かれ、他方では215によって吸上げらえた
酸素は管路216によってガスジェネレータへ、さらに管
路217によって閉じた弁218を通ってロケットエンジン９
へ導かれる。
エキスパンダ供給サイクル及びガスジェネレータ式の２
種の方式において、及びターボ及びラムの２種の方式に
おいて、噴射装置13の構造はそれぞれの作動方式におい
て燃料の良好な噴射を保証し且つ、下流側空胴14f,19b,
20bがターボ及びラムの２種の作動状態のあいだ供給さ
れ続けているから、これら２つの作動状態の間の移行を
可能にするこを確認することができる。
種の方式において、及びターボ及びラムの２種の方式に
おいて、噴射装置13の構造はそれぞれの作動方式におい
て燃料の良好な噴射を保証し且つ、下流側空胴14f,19b,
20bがターボ及びラムの２種の作動状態のあいだ供給さ
れ続けているから、これら２つの作動状態の間の移行を
可能にするこを確認することができる。
同様に、リングコレクタが配置されていることによって
（第２図の具体例）、その曲率が反対で、後縁がアーム
14の縁の下流側に配置されているのだが、リング19,20
の後縁上での火炎の良好な安定をターボ状態でもラム状
態でも保証することができ、こうして気流管１の径方向
高さ全体にわたって空気／ガスの均質な混合を確保する
ことができる。
（第２図の具体例）、その曲率が反対で、後縁がアーム
14の縁の下流側に配置されているのだが、リング19,20
の後縁上での火炎の良好な安定をターボ状態でもラム状
態でも保証することができ、こうして気流管１の径方向
高さ全体にわたって空気／ガスの均質な混合を確保する
ことができる。
本発明噴射装置13については特定形式のターボラムロケ
ット結合の推進機関と統合した形で説明したが、ここで
説明したロケットエンジン９を含まないターボラム結合
の推進機関と共に使用することができることも明らかで
ある。
ット結合の推進機関と統合した形で説明したが、ここで
説明したロケットエンジン９を含まないターボラム結合
の推進機関と共に使用することができることも明らかで
ある。
また同様に、内部構造が異なる、例えば非反対回転式の
タービン及び圧縮機をもつ推進機関と共に使用すること
ができることも明らかである。
タービン及び圧縮機をもつ推進機関と共に使用すること
ができることも明らかである。
第１図は本発明噴射装置を含み、例として「エキスパン
ダ」回路に適用した結合の推進機関の説明図、第２図は
本発明噴射装置の１実施例の破断斜視図、第３図は第１
図のAA線による噴射装置の径方向アームの断面図、第４
図はいわゆるエキスパンダ作動サイクルをもつ第１図の
推進機関の第１の形式の供給回路図、第５図はタービン
に供給するための付属ガスジェネレータ及びターボポン
プのタービンを含む第１図の推進機関の別の形式の供給
回路図である。 １……環形気流管、２……中央胴部、 ４……圧縮機、６……タービン、 13……噴射装置、14……径方向アーム、 16……オリフィス。
ダ」回路に適用した結合の推進機関の説明図、第２図は
本発明噴射装置の１実施例の破断斜視図、第３図は第１
図のAA線による噴射装置の径方向アームの断面図、第４
図はいわゆるエキスパンダ作動サイクルをもつ第１図の
推進機関の第１の形式の供給回路図、第５図はタービン
に供給するための付属ガスジェネレータ及びターボポン
プのタービンを含む第１図の推進機関の別の形式の供給
回路図である。 １……環形気流管、２……中央胴部、 ４……圧縮機、６……タービン、 13……噴射装置、14……径方向アーム、 16……オリフィス。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フランソワ・マリー・ポール・マルラン フランス国、 77000・ムラン、ブルバー ル・アリステイド・ブリアン・64 (72)発明者 ジヨルジユ・マゾー フランス国、 91330・イエール、レ・リ ーブ・ドウ・リエール（番地なし) (72)発明者 フランソワ・ジヤン―ピエール・ミルビル フランス国、 77000・ムラン、リユ・ド ウ・ラ・コントレスカルプ・３
Claims (8)
- 【請求項１】推進機関の中央胴部内に配置された推進薬
タービンを含むターボラムロケット結合の推進機関であ
って、前記中央胴部がタービンによって駆動される空気
圧縮機を上流側に含む環形気流管に包囲されており、タ
ービンの排出ガスは圧縮空気の気流管内にこれと混合さ
れ燃焼室内で燃焼させられるため噴射され、気流管内の
ガス噴射装置は、空気力学的輪郭を含んで気流管の内側
リングと外側リングとの間に規則的に分配された径方向
アームで構成されており、前記径方向アームがタービン
からの排出ガスによって推進機関の中央胴部から供給さ
れる少なくとも１つの径方向空胴を含んでおり、また径
方向アームがそれらの下面上に圧縮空気の気流管内に前
記排出ガスを噴射するオリフィスを含んでいることを特
徴とするターボラムロケット結合の推進機関。 - 【請求項２】噴射装置の径方向アームが２つの内側空胴
を含んでおり、それぞれの空胴がアームの下面上に噴射
オリフィスを所有しており、空気力学的輪郭をもって上
流側に配置された空胴が、推進機関のターボロケット作
動状態においてタービンの排気ガスを受取ることができ
る空胴であって、またアームの空気力学的輪郭をもって
下流側に配置された空胴が、推進機関のラムジェット作
動状態において気流管の外側リングを通って付属ガスジ
ェネレータによって発生されたガス又は推進薬を供給さ
れることができ、前記推進薬又はガスが推進機関の供給
回路の推進薬からターボポンプのタービンの下流側で抽
出されることを特徴とする請求項１に記載の推進機関。 - 【請求項３】噴射装置がアームの径方向高さの３分の１
及び３分の２にそれぞれ配置された２つのリングコレク
タを含んでおり、リングが空気力学的輪郭をもち、且つ
アームの対応する空胴と同じ方法でそれぞれガス又は推
進薬を供給されるため径方向アームの上流側及び下流側
空胴のそれぞれに通じる２つの内側空胴を含んでいるこ
とを特徴とする請求項２に記載の推進機関。 - 【請求項４】各リングがその下面及び上面に内側空胴の
それぞれの下流側部分に対して垂直に配置された噴射オ
リフィスを含んでおり、前記オリフィスがリングの下流
側に傾斜していることを特徴とする請求項３に記載の推
進機関。 - 【請求項５】径方向に外側のコレクタリングと径方向に
内側のコレクタリングがその長さ全体にわたって対称的
且つ一定の空気力学的輪郭をもつことを特徴とする、気
流管内で空気−ガス混合を最適化することができる請求
項４に記載の推進機関。 - 【請求項６】径方向に外側のコレクタリングが気流管の
外側に曲げられた下面をもち、径方向に内側のコレクタ
リングが気流管の内側に曲げられた下面をもち、また径
方向アームがそれらの長さにわたって一定の空気力学的
輪郭をもつことを特徴とする、気流管内の空気−ガス混
合を最適化することができる請求項４に記載の推進機
関。 - 【請求項７】付属ガスジェネレータと、ノズル内壁上に
熱交換器を備えてここから水素が放出される第１の水素
回路及び酸素を供給する第２の回路を特に含む推進薬供
給回路とをもち、ターボロケット作動状態においては、
アーム及び噴射装置のリングコレクタの下流側空胴が前
記熱交換器からのH2を供給され、その一方では上流側空
胴が主タービンの出口でH2/H2O蒸気の混合気を供給さ
れ、またラムジェット作動状態においては下流側空洞が
同じ方法で供給され、その一方では上流側空洞が供給さ
れないことを特徴とする請求項２から６のいずれか一項
に記載の推進機関。 - 【請求項８】いわゆるエキスパンダ方式の第１の水素供
給回路と第２酸素供給回路とを含んでおり、ターボロケ
ット作動状態においては、アーム及びリングコレクタの
下流側空胴がエキスパンダ再生回路の下流側でH2を供給
され、且つ上流側空胴が主タービンからのH2が供給さ
れ、またラムジェット作動状態においては上流側空胴が
もはや供給を受けないことを特徴とする請求項２から６
のいずれか一項に記載の推進機関。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8812645A FR2637018A1 (fr) | 1988-09-28 | 1988-09-28 | Dispositif d'injection de gaz pour propulseur combine turbo-stato-fusee |
| FR8812645 | 1988-09-28 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02130249A JPH02130249A (ja) | 1990-05-18 |
| JPH0672575B2 true JPH0672575B2 (ja) | 1994-09-14 |
Family
ID=9370466
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25373089A Expired - Fee Related JPH0672575B2 (ja) | 1988-09-28 | 1989-09-28 | ターボラムロケット結合の推進機関のためのガス噴射装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0362054B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0672575B2 (ja) |
| DE (1) | DE68901240D1 (ja) |
| FR (1) | FR2637018A1 (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6125627A (en) * | 1998-08-11 | 2000-10-03 | Allison Advanced Development Company | Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine |
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