JPH07247908A

JPH07247908A - 大気圏又は宇宙圏を共通に利用可能な結合推進装置

Info

Publication number: JPH07247908A
Application number: JP6562694A
Authority: JP
Inventors: Toshiaki Kezuka; 利昭毛塚
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1994-03-07
Filing date: 1994-03-07
Publication date: 1995-09-26

Abstract

(57)【要約】【目的】ターボ・ラム・ロケットの各推進方式を自在
に、同時又は選択して、駆動可能な推進エンジンの提
供。【構成】燃料噴射器（１８）に嵌入した燃焼室と一体
に形成した先細末広ノズル（１６）が可動手段（１７）
によって、軸方向の位置を自在とすることにより、外側
ケース（４）のテーパ形成部（２７）との間に可変ノズ
ル（１２）を構成し、テーパ形成部（２７）は外側ケー
ス（４）に延在し、この外側ケース（４）と中央胴体
（７）に区画されて環状燃焼室（６）を形成し、この頭
部に空気取り入れ装置（２）を、尾部に排気ノズル（１
３）を設け、燃料供給用ターボポンプ（１１）を備え
る。【効果】ロケット燃焼室の単一性を保ち、大気エンジ
ンの燃焼ガスに無段階の首部断面を構成するのに最少限
の単一構造体を最もシンプルな軸上移行のみで実現する
ことにより、ターボ・ラム・ロケットの各推進方式を個
別又は同時に駆動可能とした。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、大気圏又は宇宙圏に共
通に利用可能な結合推進機関に関する。

【０００２】

【従来の技術】ターボ、ラム、ロケット等、推進方式の
違い及び外部の動作状態に適合する燃焼ガスの流れに対
する各種の首部断面に対応するため、先細末広ノズルの
各部分を解体、移行させる等、操作の繁雑なことから、
超高速飛行中での安定性、確実性に問題があり、又各部
分の解体、移動なしに先細末広ノズル全体を移動させ、
首部断面を変化させる方法は、ロケット燃焼室の単一性
を失わせ、環状噴射口等複雑な構成を余儀なくされる
（特開平４−１０１０５３、特開昭５２−５６２０
９）。これは、この移動によって、大気エンジンの燃焼
ガス通路をロケット燃焼ガスの方向量（ベクトル）に適
応させるために起る不可避的なものである。安価で安
定、確実な装置を得るためには、軸上のみの前後移動に
留めることが望ましい。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】ロケット燃焼室の単一
性を保ち、かつ大気エンジンの燃焼ガスに無段階の首部
断面を構成するのに最少限の単一構造体を最もシンプル
な軸上移行のみで実現すると共にターボ、ラム、ロケッ
トの各推進方式が可逆可能で、複数の推進方式を同時に
又は個別に駆動を可能とし、かつラム推進方式が離陸発
進時から使用可能な結合推進機関を提供せんとするもの
である。

【０００４】

【課題を解決するための手段】そこで本発明は、大気圏
又は宇宙圏を共通に利用可能な結合推進機関であって、
大気中の酸化剤で動作する大気エンジンと、液体又は、
気体の推進剤で動作するロケットエンジンを備え、前記
大気エンジンは、中央胴体（７）と外側ケース（４）に
よって区画形成する環状燃焼室（６）を有し、この環状
燃焼室（６）に空気を送るための空気取り入れ装置
（２）を備え、前記環状燃焼室（６）の燃焼ガスを排出
する排気ノズル（１３）を中央胴体（７）の軸上後部に
設け、前記ロケットエンジンはロケット燃焼室（１０）
と推進剤をロケット燃焼室（１０）に供給するためのタ
ーボポンプ（１１）とを具備する大気圏又は宇宙圏を共
通に利用可能な結合推進機関に於て、その軸を中央胴体
に一致させて配置されたロケットエンジンの燃焼室（１
０）を一定長さの先細末広ノズル（１６）と一体に形成
し、かつ固定した燃料噴射器（１８）の外周又は内周に
同心状に略気密に嵌入させ、可動手段（１７）によっ
て、軸方向の位置を調節可能とし、かつロケットエンジ
ンの先細末広ノズル（１６）の末広後縁端部（２１）と
前記排気ノズル（１３）の首部周縁端部（１９）がロケ
ットエンジンの燃焼ガスの流れの連続性を保証する寸法
とし、一方環状燃焼室（６）からの燃焼ガスの流れ断面
をエンジンの異なる内部及び外部の動作状態へ適合させ
るために、前記ロケットエンジンの燃焼室（１０）と一
体に形成した先細末広ノズル（１６）の末広後縁端部
（２１）と前記排気ノズル（１３）の首部周縁端部（１
９）との間隔を前記可動手段（１７）によって、調節自
在とすることにより、前記環状燃焼室（６）からの燃焼
ガスに最適な首部断面を形成する可変ノズル（１２）を
構成することで解決せんとするものである。

【０００５】

【作用】本発明の本質的利点は、軸上の機械的な位置の
調節により無段階の首部断面を得ると共に、ロケット燃
焼室からの燃焼ガス又は、非燃焼ガスの圧力を自在に調
節して排気ノズルに流入する首部断面を通過した環状燃
焼室からの燃焼ガスを、ロケット燃焼室からのガス噴流
圧が、排気ノズルの固定した外側ケースに対して変動可
能な内壁を構成し、環状燃焼室からの燃焼ガスが所定の
首部断面を形成する可変ノズルを通過後、最少限の乱れ
で各種の適正な噴流ベクトルに誘導することが出来、推
進ガスのエネルギー効率を高度なものとする。

【０００６】

【実施例】次に実施例に基づき、図面を参照しながら、
本発明を詳細に説明する。図１は大気圏又は宇宙圏に共
通に利用可能な結合推進機関であって、この結合推進機
関（１）は空気取り入れ装置（２）から供給される空気
を圧縮する空気圧縮機（３）を有する外側ケース（４）
と空気圧縮機（３）によって圧縮された空気が供給され
また燃料噴射装置（５）を有する環状燃焼室（６）を外
側ケース（４）と共に区画形成する中央胴体（７）とを
備える。

【０００７】空気圧縮機（３）はタービン（８）によっ
て駆動される。これは大気を酸化剤とする場合とガス発
生器（９）によって行なわれる選択を可能とする。図１
は推進剤（４０）と酸化剤（２８）をガス発生器（９）
とロケット燃焼室（１０）及び環状燃焼室（６）へ供給
するためのターボポンプ（１１）と、その流路系統が示
されている。環状燃焼室（６）で発生する燃焼ガスは外
側ケース（４）が後方に延在してテーパ形状部（２７）
を形成して構成した可変ノズル（１２）を介して加速さ
れ排気ノズル（１３）へ噴出する。

【０００８】空気圧縮機（３）及びその関連装置は、ラ
ムジェット推進方式では省かれ空気圧縮機（３）は自由
回転しつつ、空気を圧縮比１の状態に置く。この空気
は、環状燃焼室（６）に供給されると共に、フラップ開
閉装置（１４）が開のときはこの入口（２９）から中心
ガス管（１５）にも供給される。前記フラップ開閉装置
（１４）は、図示しない作動空気圧タービンで後方へ移
動し、移動部（１４−１）と格子板（１４−２）及び閉
め切りドア（１４−３）と閉め切りドア棒（１４−４）
から成る。中心ガス管（１５）は、タービン（８）を駆
動するための駆動ガス（３０）を前記フラップ開閉装置
（１４）の開閉調節によって、環状燃焼室（６）と分け
合うことが出来る。閉め切りドア（１４−３）が閉のと
きは全量が環状燃焼室（６）に格子板（１４−２）から
排出され移動部（１４−１）が閉のときは全量が中心管
（１５）へ閉め切り棒（１４−４）の合間から流入す
る。これらの排出ガスの量的配分は末広後縁端部（２
１）からの排出圧力が排気ノズル（１３）に排出される
環状燃焼室（６）の燃焼ガスが可変ノズル（１２）から
排出した後の適正な噴流ベクトル（３１）を形成するた
めの排気ノズル（１３）の外側ケース（３２）に対する
内側ケース（３３）として機能する。可変ノズル（１
２）は異なる推進方式（ターボ、ラム）に適合する首部
断面を構成するためにロケット燃焼室（１０）と一体に
形成された先細末広ノズル（１６）をアクチュエーター
（１７）によって、燃料噴射器（１８）に嵌入されたま
ゝその軸上の位置を後方へ移動することによって、排気
ノズル（１３）の首部断面周縁端部（１９）とロケット
燃焼室と一体に形成された先細末広ノズル（１６）の末
広後縁端部（２１）との間隔が自在に調節でき、環状燃
焼室（６）からの燃焼ガスの排出に最適の可変ノズル
（１２）が与えられる。

【０００９】燃料噴射器（１８）は、ガス中心管（１
５）がその中心位置を占めその両側に燃料及び酸化剤の
噴射口（２０）を有する。そこで燃料が液体又は気体の
いづれにも対応出来る最適のものとして、特公平１−１
７０００の「ジェットノズル」（本出願人と同じ）を使
用する。即ち『高圧液体用噴射口と、その外側に同心状
に高圧気体用噴射口とを、その噴射方向が互いに平行と
なるように設け、該高圧液体用噴射口をノズル先端開口
から一定距離後退した位置に開口させ、かつ高圧液体用
噴射口の中心軸線上の後方から噴射口に至る間にさらに
もう一つの小径の高圧気体用噴射口（中心ガス管１５−
１）を設けて、高圧気体を導入した』ことを要旨として
いる。

【００１０】燃料噴射器（１８）は中央胴体（７）に固
定され、これにロケット燃焼室と一体に形成された先細
末広ノズル（１６）が略気密に燃料噴射器（１８）の外
周に嵌入され、軸上を後方に限度一杯まで移動すれば、
排気ノズル（１３）の首部周縁端部（１９）にロケット
燃焼室と一体に形成された先細末広ノズル（１６）の末
広後縁端部（２１）が、その内部を流通する気体の流れ
の継続性を保証する寸法となっているので、この接合に
よってロケット推進方式への移行が完了する。ロケット
推進方式に於ては、さらに拡張ノズル（２２）が可動手
段（２３）によって案内レール（２４）に保持されつ
つ、後方に移動し、排気ノズル（１３）の末広開口断面
（２５）にその先細断面（２６）が接合する寸法となっ
ている。ロケット推進方式に於ては、フラップ開閉装置
（１４）は閉とし、可変ノズル（１２）は閉ざされた状
態になっているので、ロケット燃料ガスの逆流は生じな
い。

【００１１】環状燃焼室（６）は室の強度と製作を容易
にするために、複数の部分から作られている。環状燃焼
室（６）は、円形の断面であり、中央胴体（７）の軸線
の回りのリング状に実質的に隣接して配置された複数の
個々の室（６´）によって構成される。（３４）はその
噴射口であり、その噴射方向は、燃料噴射器（１８）の
燃料噴射口（２０）の噴射方向と平行しており、その開
口位置は、燃料噴射口（２０）より突出している。中心
ガス管（１５）の高圧気体噴射口（１５−１）の位置と
相俟って、その意味するところはこゝでも先に触れた特
公平１−１７０００「ジェットノズル」の別用途の構成
を示している。排気ノズル（１３）の末広開口断面（２
５）が『ノズル先端開口』に該当する。

【００１２】本発明の結合推進機関によって必要な連続
的な推進力に適することが可能であり、大気エンジンを
稼働するターボ推進方式から、ラム推進方式、そして、
ロケット推進方式へ連続的に変化する間、最大の推進力
を得るために、ロケット方式とターボ方式を同時に動作
することが可能である。この場合において、ロケットエ
ンジンからのガスは、大気の希はくから生じる環状燃焼
室（６）からの燃焼ガス（３６）の圧力低下を補ぎな
い、かつ、排気ノズル（１３）の内壁からのハク離を防
止して、可変ノズル（１２）の調節を同時に行うことに
より最適の推進効率が得られる。

【００１３】ラム方式に移行した後においてもロケット
エンジンを稼働すれば、テーパ形成部（２７）はエゼク
タ作用を生じ、大気の吸入を一層促進する。このことは
離陸発進時からラム推進方式を稼働させることも可能で
あることを意味する。図２は、ラム推進方式に移行し
て、先細末広ノズル（１６）がその軸上の位置を排気ノ
ズル（１３）の首部周縁端部（１９）により接近させ、
可変ノズル（１２）ののど部断面積の減少を得ている。

【００１４】図３はロケット推進方式に移行した状態を
示す。ロケット燃焼室と一体に形成された先細末広ノズ
ル（１６）の末広後縁端部（２１）が排気ノズル（１
３）の首部周縁端部（１９）に接合し、かつ拡張ノズル
（２２）が後方へ移動して、排気ノズル（１３）の末広
開口断面（２５）にその先細断面（２６）が接合してい
る。

【００１５】

【発明の効果】ロケット燃焼室の単一性を保ち、かつ大
気エンジンの燃焼ガスに無段階の首部断面を構成するの
に最少限の単一構造体を最もシンプルな軸上移行のみで
実現すると共に、ターボ、ラム、ロケットの各推進方式
が可逆可能で、複数の推進方式を同時に又は個別に駆動
を可能とし、かつラム推進方式が離陸発進時から使用可
能となった。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の結合推進機関の一つの例を示す軸方向
断面図であり、低い高度の飛行状態でかつロケットエン
ジンも若干併用していることを示す。

【図２】可変ノズル（１２）ののど部断面が図１より減
少した状態の断面図。

【図３】ロケット推進方式に移行完了した状態の断面
図。

【符号の説明】

２空気取り入れ装置３空気圧縮機４外側ケース５燃料噴射装置６環状燃焼室７中央胴体１０ロケット燃焼室１１ターボポンプ１２可変ノズル１３排気ノズル１６一定長さの先細末広ノズル１７可動手段１８燃料噴射器１９排気ノズルの首部周縁端部

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】大気圏又は宇宙圏を共通に利用可能な結
合推進機関であって、大気中の酸化剤で動作する大気エ
ンジンと、液体又は気体の推進剤で動作するロケットエ
ンジンとを備え、前記大気エンジンは、中央胴体（７）
と外側ケース（４）によって区画形成する環状燃焼室
（６）を有し、この環状燃焼室（６）に空気を送るため
の空気取り入れ装置（２）を備え、前記環状燃焼室
（６）の燃焼ガスを排出する排気ノズル（１３）を中央
胴体（７）の軸上後部に設け、前記ロケットエンジンは
ロケット燃焼室（１０）と推進剤をロケット燃焼室（１
０）に供給するためのターボポンプ（１１）とを具備す
る大気圏又は宇宙圏を共通に利用可能な結合推進機関に
於て、その軸を中央胴体の軸に一致させて配置されたロ
ケットエンジンの燃焼室（１０）を一定長さの先細末広
ノズル（１６）と一体に形成し、かつ固定した燃料噴射
器（１８）の外周又は内周に同心状に略気密に嵌入さ
せ、可動手段（１７）によって軸方向の位置を調節可能
とし、かつロケットエンジンの先細末広ノズル（１６）
の末広後縁端部（２１）と前記排気ノズル（１３）の首
部周縁端部（１９）がロケットエンジンの燃焼ガスの流
れの連続性を保証する寸法とし、一方環状燃焼櫃（６）
からの燃焼ガスの流れ断面をエンジンの異なる内部及び
外部の動作状態へ適合させるために、前記ロケットエン
ジンの燃焼室（１０）と一体に形成した先細末広ノズル
（１６）の末広後縁端部（２１）と前記排気ノズル（１
３）の首部周縁端部（１９）との間隔を前記可動手段
（１７）によって調節自在とすることにより、前記環状
燃焼室（６）からの燃焼ガスに最適な首部断面を形成す
る可変ノズル（１２）を構成することを特徴とする結合
推進機関。