JPH076455B2 - 組合せ式駆動装置 - Google Patents

組合せ式駆動装置

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JPH076455B2
JPH076455B2 JP2064473A JP6447390A JPH076455B2 JP H076455 B2 JPH076455 B2 JP H076455B2 JP 2064473 A JP2064473 A JP 2064473A JP 6447390 A JP6447390 A JP 6447390A JP H076455 B2 JPH076455 B2 JP H076455B2
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rocket
compressor
drive
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ハンス・リフカ
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メツセルシユミツト―ベルコウ―ブローム・ゲゼルシヤフト・ミト・ベシユレンクテル・ハフツング
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Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、外気に依存しないロケットエンジン、このロ
ケットエンジンを同軸に取り囲み、圧縮機が外気に依存
しない少なくとも一つのタービンによって駆動されるタ
ーボジェットエンジン、および場合によっては燃焼室と
推進ノズルの入口範囲と圧縮機範囲がターボジェットエ
ンジンと同一であるラムジェットエンジンを備えてい
る、特に液体水素と液体酸素で運転される、亜音速から
極超音速までの飛行速度のための組合せ式駆動装置に関
する。
〔従来の技術〕
例えばゼンゲル（Saenger）プロジェクトのような極超
音速飛行装置の場合の主たる問題は適切な駆動装置の選
択にある。その際、普通の軍事用飛行機や旅客機に比べ
て、周囲条件（圧力、温度等）の対応する変化のため
に、特に飛行速度範囲と飛行高度範囲が大幅に広いとい
うことを考慮すべきである。航続距離が長いということ
に関連して当然、駆動装置の効率が重要である。
所定の要求を充分に満たすためには、１種類のエンジン
では充分でないということが判った。従って、二つまた
はそれ以上の種類のエンジンからなる組合せ式駆動装置
を使用することが強制された。
周囲空気圧が充分である低い飛行高度から中間の飛行高
度までの場合には、空気吸込型エンジンを使用すること
が有利である。このエンジンは酸化剤として空気中の酸
素を使用することができる。亜音速から超音速までの速
度範囲には、ターボジェットエンジンが考えられる。運
転状態が周囲条件に対して比較的に無関係である特別な
構造は、“エア−ターボ−ロケット”である。このエン
ジンの場合には、圧縮機の駆動が外気に依存しないター
ビンによって行われ、このタービンはロケット燃焼室か
らの駆動ガスによって動かされる。従って、このエア−
ターボ−ロケットは従来のガスタービンエンジンと比べ
て、広い飛行速度範囲と飛行高度範囲に適している。こ
の場合、エア−ターボ−ロケットは亜音速範囲において
効率が悪い。
充分に酸素を含む大気中での一層速い飛行速度には、亜
音速燃焼または超音速燃焼のラムジェットエンジンが適
している（ラムジェットまたスクラムジェット）。
最も速い飛行速度と外気に依存しない運転には、主また
は副エンジンとしてのロケットエンジンが適している。
この場合バラストとして酸化剤を飛行装置で一緒に運ば
なければならないので、このロケットエンジンは高い飛
行高度または空気の薄い空間でのみ働かせることが有効
である。
西独国特許第36 17 915号公報によって組合せ式駆動装
置が知られている。この駆動装置は、ロケットエンジ
ン、ラムジェットエンジンおよびエア−ターボ−ロケッ
トの形をしたターボジェットエンジンからなっている。
エア−ターボ−ロケットの圧縮機の駆動タービンはロケ
ットエンジンの推進剤ポンプの駆動装置としての働きも
する。この理由から、タービンと圧縮機の間にクラッチ
を設ける必要がある。このクラッチはロケット運転時に
圧縮機への出力伝達を中断する。ターボジェットエンジ
ンとラムジェットエンジンは一つの一体化されたジェッ
トエンジンとしてまとめられ、流入外気のための共通の
流路を備えている。ラムジェット運転では、アキシャル
低圧圧縮機がその駆動タービンから連結解除され、ター
ビンの羽根は抵抗の弱い位置に揺動させられる（滑空位
置）。すなわち、圧縮機は調節可能な回転羽根を備え、
高い出力、大きな寸法、高い回転数等に基づいて、製作
や構造的にきわめて困難な部品である。この部品は調節
可能な構造であるため、調節不可能な構造よりも製作が
はるかに困難である。伝達すべき出力が大きいので、ク
ラッチも重い部品である。従って、クラッチを備えた調
節可能な圧縮機構造はコスト（製作、保守）、重量、ひ
いては有効荷重、および信頼性に対して不利に作用す
る。
西独国特許出願公開第37 38 703号公報により、二系統
型ガスタービンジェットエンジンとラムジェットエンジ
ンからなる組合せ式駆動装置が知られている。この場
合、ガスタービンジェットエンジンの外側の流路はラム
ジェットエンジンの流路と同一である。ターボジェット
運転では、空気は外側の流路内で、互いに反対方向に作
動する、案内羽根のない２個のロータを備えたファンに
よって加速される。ロータの駆動はガスタービンジェッ
トエンジンの内側流路に内に設けた２個のタービンによ
って行われる。ラムジェット運転では、内側の流路が閉
鎖され、ファンの羽根が滑空位置へ揺動させられる。
西独国特許第36 17 915号公報と比較して、タービンと
ファンの間にクラッチが必要でないが、両ファンロータ
は調節可能な羽根を備えている。これは同様に、前述の
欠点につながる。更に、二系統型ガスタービンジェット
エンジンはエアーターボロケットよりもはるかに高価で
あり、重く、故障しやすい。外気に依存しない運転は最
後に述べた解決策では（ターボジェットとラムジェット
運転だけしか）不可能である。
〔発明の課題〕
上記の公知解決策に対して、本発明の課題は、スペース
や重量が節約され、簡単で信頼性がある、ラーボジェッ
トエンジン、外気に依存しないロケットエンジンおよび
場合によってはラムジェットエンジンからなる亜音速か
ら極超音速までの飛行速度のための組合せ式駆動装置を
提供することである。
〔課題を解決するための手段〕
この課題は、２個の閉鎖装置を備えた余剰燃料で運転さ
れるガス発生器がロケットエンジンに設けられ、このガ
ス発生器がロケット燃焼室またはターボジェットエンジ
ンのタービン群に対して、選択して流れ技術的に連結さ
れ、タービン群と圧縮機群が、中間に接続配置される案
内ホイールを備えていない、反対方向に作動する複数の
ロータからなり、各タービンロータがターボジェットエ
ンジンの各々一つの圧縮機ロータと共に、自由に回転す
るロータを形成し、タービン羽根が圧縮機羽根の半径方
向内側または外側に設けられ、ターボジェットエンジン
の燃焼室に至るタービン群の出口通路が、タービン駆動
ガスを流入外気と混合するための装置として形成されて
いることによって解決される。
〔発明の作用効果〕
ロケットエンジンには余剰燃料で運転されるガス発生器
が設けられている。このガス発生器はターボジェット運
転のときに、ターボジェットエンジン（エア−ターボ−
ロケット）のタービン群のための駆動ガスを発生し、そ
してロケット運転のときにはロケットエンジンの予燃焼
室として作動する。そのために、ガス発生器は選択的に
操作可能な二つの閉鎖装置を備えている。
ターボジェットエンジンのタービン群と圧縮機群は、互
いに反対方向に作動する同じ数のロータからなり、中間
に接続配置されたロータを備えていない。各タービンロ
ータはそれぞれ一つの圧縮機ロータと共に、自由に回転
する統合されたロータを形成する。この場合、タービン
羽根は圧縮機羽根の半径方向内側または外側に設けるこ
とができる。この構造により、駆動軸と軸受個所が省略
され、重量、必要スペースおよび構造的なコストが最小
となる。ロータが反対方向に回転し、案内羽根を備えて
いないので、ラムジェット運転時に圧縮機を小さな流れ
損失でもって“ウインドミリング”で、すなわち自由回
転するよう作動させることができ、圧縮機羽根を調節す
る必要がない。調節不可能なこの構造は重量、製作、信
頼性および組立費用に関して大きな利点があり、このこ
とは特にコストの節約につながる。
タービン群の出口通路はターボジェットエンジンの燃焼
室の側が混合装置として形成されている。この混合装置
は燃料に富むタービン駆動ガスを外気と混合させる。ガ
スと空気の混合気を添加した後で、出口通路は炎保持器
の機能も有する。
請求項２〜６は請求項１の組合せ式駆動装置の好ましい
実施形を含んでいる。
〔実施例〕
以下、図に示した実施例に基づいて本発明を詳しく説明
する。
本発明による組合せ式駆動装置は少なくとも、外気に依
存しないロケットエンジンと、ターボジェットエンジン
とからなっている。この場合、ターボジェットエンジン
はエア−ターボ−ロケットとして形成されている。必要
な場合には、第３のエンジンとしてラムジェットエンジ
ンを統合することができる。このラムジェットエンジン
はターボジェットエンジンと同じ流路を使用する。それ
によって、両空気吸込エンジンは、入口範囲または圧縮
範囲、燃焼質および推進ノズルに関して同一である。ラ
ムジェットエンジンは勿論、空気入口を超音速ディフュ
ーザ／亜音速ディフューザとして特別に形成することを
前提としている。広い限界内で調節可能な入口が望まし
い。この入口は両運転態様の要件に適合可能である。更
に、ラムジェット運転で自由回転するターボ圧縮機は、
大きな流れ損失、ひいては圧力損失を生じないとうこと
で重要である。ラムジェット運転の他の前提として当
然、共通のターボジェット燃焼室／ラムジェット燃焼室
の範囲に燃料供給装置を設けなければならない。
第１図の組合せ式駆動装置は、主エンジンとして形成さ
れたロケットエンジンを使用している。これは、推測剤
ポンプ18,19の駆動にとって必要なタービン駆動ガスが
ロケット燃焼室３と推進ノズル16を通って流れ、それに
よって推進力発生のために直接寄与することを意味す
る。本例では、二軸のタービン構造体／ポンプ構造体が
示してある。両タービン20,41に代わりに、１個のター
ビンで両ポンプを駆動してもよい。ガス発生器４は本発
明に従って二つの機能を有する。中心線の下側に示して
あるロケット運転では、ガス発生器はロケットエンジン
２の予燃焼室として働きをし、タービン20,41のための
駆動ガスを供給する。このタービンは液体酸素（LOX）
と液体水素（LH2）のための推進剤ポンプ18,19を駆動す
る。ガス発生器４は余剰燃料（LH2）で作動するので、
化学量論的な燃焼のために、LOXをロケット燃料室３に
噴射しなければならない。ガス発生器４は前端部と後端
部にそれぞれ一つの閉鎖装置を備えている。この閉鎖装
置は開口付仕切り５または６と回転弁7,8とからなって
いる。回転弁の角度運動によって、開口付仕切りの周方
向に間隔をおいて分配配置された開口が開放されるかま
たは閉鎖される。開口仕切りと回転弁は、ウェブと開口
が周方向で交互に設けられた比較可能な輪郭を有する。
当然、他の閉鎖装置を使用してもよい。例えば、調節可
能な案内羽根格子のように、半径方向軸線の周りに揺動
可能なフラップで作動するような閉鎖装置を使用するこ
とができる。このフラップは流れ方向およびそれに対し
て横方向に調節可能である。
ロケット運転では、前側の閉鎖装置が閉鎖され、駆動ガ
スは後方へのみ出る。
中心線の上側に示したターボ運転では、後側の閉鎖装置
が閉鎖され、燃料に富む駆動ガスはガス発生器４から前
方へ出る。駆動ガスはほぼ180゜偏向され、そしてター
ビン群９に流入する。このタービン群は圧縮機群10の中
で半径方向に設けられている。各タービンローラは圧縮
機ロータと共に、一つの回転自在のロータにまとめられ
ている。この場合、図示では例示的３個のローラ11,12,
13が設けられている。このロータはころがり軸受42上で
回転する。ブレートは固定され、ロータが反対方向に作
動するように向けられている。ロータ11,12,13の間に
は、案内羽根リムは設けられていない。しかし、例えば
タービン群９の手前およびまたは圧縮機群10の後方に案
内羽根を設けると有効である。本発明によるタービン構
造／圧縮機構造（一体、反対回転、案内羽根なし）の主
たる利点は、その重量が軽いということ、コンパクトで
あるということ、機械的な損失が小さいということ、お
よび“ウインドミリング”運転、すなわち空転時に流れ
損失が比較的に小さいということにある。
燃料に富む駆動ガスはタービン群９を出た後で、扇形ガ
ス分配器（ガス分配器部分）14に達する。このガス分配
器の役割は、燃焼室15内で完全な化学量論的な燃焼を可
能にするために、流入する外気と駆動ガスを混合するこ
とである。扇形ガス分配器14は円形のタービン出口に接
続し、後方へ開放しかつ周方向において波形の壁構造体
からなっている。その際、流路内へ半径方向深く達して
いる範囲が、半径方向内側へずれた範囲と規則的に交互
に設けられているので、軸方向に見た場合、扇形ガス分
配器14の外側輪郭は歯車または花に似ている。扇形分配
器は混合器としての機能のほかに、同時に炎保持器とし
ての役目を有し、燃焼室15の前側の境界をなす。燃焼室
15の排気は収縮−拡散した推進ノズル17を経て外部へ出
る。推進ノズル17の拡散部分44は横断面が変化するよう
に形成され、例えばノズル後端部の周りに揺動可能な多
数のノズルセグメントからなっている。飛行高さが高い
場合、すなわち外圧が高く、ジェット膨張が強い場合の
ロケット運転では、部分44がロケットエンジン２の推進
ノズル16に添えられ、これによってこの部分は第１図の
下側の半分に示してあるように、推進ノズルを流れ技術
的に延長している。
周囲空気圧が高い中間の飛行高さでロケットを運転する
場合には、推進ノズル16が充分なガス膨張にとって充分
である。この場合、外気をロケットジェットにエゼクタ
状に混合するために、推進ノズル17は、ターボジェット
運転またはラムジェット運転と同様に、首範囲が開放し
たままである。
ラムジェット運転では、ガス発生器４が接続解除され、
ロータ11,12,13はウインドミリング運転で回転する。扇
形ガス分配器14の範囲において、燃料にガス状燃料が供
給され、ラム空気と共に燃焼室15内で燃焼する。
ロケット運転だけでしかターピン20,41が回転しないの
で、ターボジェット運転とラムジェット運転のために付
加的な推進剤供給装置を設けなければならない。その
際，既存の推進剤ポンプ18,19がフリーホイールと付加
的な駆動部を備えていることで充分である。
空気冷却器43の中を少なくとも、低温推進剤LOX、LH2の
部分量が流れる。空気冷却器は流入する外気を冷却によ
って一層密度を高くし、その流量を多くするという役割
を有する。加熱された推進剤流は直接ガス発生器４また
は他の消費部に供給することができる。
空気流は両図において、一点鎖線の矢印によって示して
ある。
第２図による組合せ式駆動装置は第１図の駆動装置に対
して、重要な二つの特徴、すなわちロケットエンジンの
構造と圧縮機群／タービン群の構造が異なっている。
この場合にも、本発明に従ってガス発生器24が設けられ
ている。このガス発生器は一方では、ロケットエンジン
22を予燃焼室として、他方ではエア−ターボ−ロケット
のタービン群29のための駆動ガス発生器として作動す
る。
閉鎖装置はこの場合にも、開口付仕切り25,26と回転弁2
7,28とからなっている。第１図に関連して既に述べたよ
うに、他の構造体を使用することもできる。ターボ運転
（図の上側半分参照）では、駆動ガスがガス発生器24か
ら複数のガス案内管を経てロータ31の外周部まで案内さ
れる。すなわち、タービン群29は圧縮機群30の半径方向
外側にある。この場合にも、タービン羽根と圧縮機羽根
が本発明に従って一体的に連結されている。従って、
“チップ取付け型タービン”の原理が適用される。この
原理により、駆動ガスエネルギーが制限される場合に、
タービントルクを増大させることができる。この場合、
ロータ31,32,33は反対方向に作動し、中間に案内羽根リ
ムを接続配置する必要がない。ロータはそれぞれ自由に
回転できるように軸承されている。
円環状タービン出口に接続された扇経ガス分配器34はこ
の構造では、周方向において波形の内側輪郭を有する。
この内側輪郭は規則的な角度をおいて空気流横断面を大
きくおよび小さく内方へ狭窄している。ガス分配器は燃
焼室35の上流側の端部を形成している。この燃焼室には
収縮−拡散した推進ノズル37が接続している。
ラムジェット運転のために、あるいはターボジェット運
転のときに付加的な燃料を供給するために、扇形ガス分
配器34の範囲には、複数の燃料ノズル48が設けられてい
る。この燃料ノズルのうちの一つが図に示してある。略
語“GH2"は、燃料、ここでは水素を特にガス状状態で添
加混合することを意味する。このような燃料は当然、第
１図の装置にも設けることができる。
第２図に示した推進剤分配は、ロケットエンジン22とタ
ージェットエンジンの平行運転を可能にする。その際、
ガス発生器24はロケット燃焼室23の側が閉鎖され、ター
ビン群29のための駆動ガスだけを供給する。ロケット燃
焼室23には、LOXとLH2が化学量論比で噴射され、そのと
きロケットエンジンは予燃焼室なしに作動する。
第１図と第２図の実施例において、扇形ガス分配器14ま
たは34の範囲に燃料供給装置が設けられている場合に
は、ラムジェットとロケットの平行運転が可能である。
その際、ロケットエンジンは予燃焼室で作動する。
更に、第２図の実施例の場合にも、一つまたは複数の空
気冷却器を設けることができる。
更に、両タービン構造体／圧縮機構造体は両ロケットエ
ンジン構造体と組合せることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は中心線の上側に、組合せ式駆動装置のターボジ
ェット運転時の作動態様を、そして中心線の下側にロケ
ット運転時の作動態様を示す図、第２図は他の構造の組
合せ式駆動装置のターボジェット運転とロケット運転時
の作動態様を示す図である。 １……組合せ式駆動装置、2,22……ロケットエンジン、
3,23……ロケット燃焼室、4,24……ガス発生器、5,6,2
5,26……開口付仕切り、7,8,27,28……回転弁、9,29…
…タービン群、10,30……圧縮機群、11,12,13,31,32,33
……ロータ、14,34……扇形ガス分配器、15,35……燃焼
室

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】外気に依存しないロケットエンジン、 このロケットエンジンを同軸に取り囲み、圧縮機が外気
    に依存しない少なくとも一つのタービンによって駆動さ
    れるターボジェットエンジン、および場合によっては 燃焼室と推進ノズルの入口範囲と圧縮機範囲がターボジ
    ェットエンジンと同一であるラムジェットエンジンを備
    えている、 特に液体水素（LH2）と液体酸素（LOX）で運転される、
    亜音速から極超音速までの飛行速度のための組合せ式駆
    動装置において、 ２個の閉鎖装置（5,6,25,26;7,8,27,28）を備えた余剰
    燃料で運転されるガス発生器（4,24）がロケットエンジ
    ン（2,22）に設けられ、このガス発生器がロケット燃焼
    室（3,23）またはターボジェットエンジンのタービン群
    （9,29）に対して、選択して流れ技術的に連結され、 タービン群（9,29）と圧縮機群（10,30）が、中間に接
    続配置される案内ホイールを備えていない、反対方向に
    作動する複数のロータからなり、 各タービンロータがターボジェットエンジンの各々一つ
    の圧縮機ロータ（10,30）と共に、自由に回転するロー
    タ（11,12,13,31,32,33）を形成し、 タービン羽根が圧縮機羽根の半径方向内側（９）または
    外側（29）に設けられ、 ターボジェットエンジンの燃焼室（15,35）に至るター
    ビン群（9,29）の出口通路が、タービン駆動ガスを流入
    外気と混合するための装置（14,34）として形成されて
    いることを特徴とする組合せ式駆動装置。
  2. 【請求項２】外気に依存しないロケットエンジンを使用
    して高い飛行高度で選択的に運転するための、請求の項
    １記載の組合せ式駆動装置において、 ターボジェットエンジンの収縮−拡散した推進ノズル
    （17）の拡散部分（44）が少なくとも入口範囲におい
    て、横断面が変化するように形成され、かつ最小の入口
    直径のときに、拡散部分がロケットエンジン（２）の推
    進ノズル（16）を流れ技術的に延長するように、拡散部
    分をこの推進ノズルの出口横断面を添えることが可能で
    あることを特徴とする組合せ式駆動装置。
  3. 【請求項３】ラムジェット運転にも適している、請求項
    １または請求項２記載の組合せ式駆動装置において、 タービン駆動ガスと外気の混合範囲内、またはタービン
    群（34）の出口通路内に、燃料を供給するための少なく
    とも一つの装置（48）が設けられていることを特徴とす
    る組合せ式駆動装置。
  4. 【請求項４】少なくとも一つの低温推進剤で運転され
    る、請求項１から請求項３までのいずれか一つに記載の
    組合せ式駆動装置において、ターボジェットエンジンの
    圧縮機群（10）の上流側に、少なくとも一つの空気冷却
    器（43）が設けられ、前記の一つまたは複数の低温推進
    剤が空気冷却器を流通することを特徴とする組合せ式駆
    動装置。
  5. 【請求項５】ロケットエンジン（２）が主エンジンとし
    て形成され、ガス発生器（４）からロケット燃焼室
    （３）に至る流路内に、ロケット運転のための推進剤ポ
    ンプ（18,19）を駆動するための少なくとも１つのター
    ビン（20,41）が設けられていることを特徴とする、請
    求項１から請求項４までのいずれか一つに記載の組合せ
    式駆動装置。
  6. 【請求項６】ロケットエンジン（22）が副エンジンとし
    て形成され、推進剤ポンプ（38,39）のための一つ（4
    0）または複数のタービンを運転するために、推進剤の
    部分流で運転される付加的なガス発生器（46）が設けら
    れていることを特徴とする、請求項１から請求項４まで
    のいずれか一つに記載の組合せ式駆動装置。
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Families Citing this family (121)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5077968A (en) * 1990-04-06 1992-01-07 United Technologies Corporation Vaneless contrarotating turbine
FR2687433B1 (fr) * 1992-02-14 1994-05-06 Onera Propulseur a composants inverses, a alimentation modulee.
FR2701293B1 (fr) * 1993-02-05 1995-04-28 Europ Propulsion Moteur combiné intégrant les modes éjecteur à air turbocomprimé refroidi ou liquéfié statoréacteur et super-statoréacteur.
RU2115816C1 (ru) * 1995-08-08 1998-07-20 Евгений Александрович Горбачев Составной турбореактивный двигатель горбачева
DE29710244U1 (de) * 1997-06-12 1997-08-21 Kähler, Kai, 20355 Hamburg Raumschiff
AU1862200A (en) 1998-12-05 2000-06-26 Manfred Fursich Method for transporting a payload into outer space
US6148609A (en) * 1999-05-27 2000-11-21 Provitola; Anthony Italo Turbo-rocket thruster
EP1172544A1 (fr) * 2000-07-14 2002-01-16 Techspace Aero S.A. Moteur d'un lanceur spatial avec dispositif de collecte et séparation d'air
EP1780387A3 (en) * 2000-09-05 2007-07-18 Sudarshan Paul Dev Nested core gas turbine engine
RU2237176C1 (ru) * 2002-12-20 2004-09-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2239080C1 (ru) * 2003-01-20 2004-10-27 Письменный Владимир Леонидович Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе
US6942451B1 (en) 2003-06-03 2005-09-13 Hamilton Sundstrand Corporation Damping system for an expendable gas turbine engine
US7194866B1 (en) 2003-06-20 2007-03-27 Hamilton Sundstrand Corporation Static structure for an expendable gas turbine engine
FR2858999B1 (fr) * 2003-08-18 2005-11-11 Snecma Moteurs Turbomachine pour aeronef a emissions de bruit reduites
US8438858B1 (en) 2003-08-20 2013-05-14 Hamilton Sundstrand Corporation Rotational system for an expendable gas turbine engine
US8365511B2 (en) 2004-12-01 2013-02-05 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral case, vane, mount and mixer
US9003759B2 (en) 2004-12-01 2015-04-14 United Technologies Corporation Particle separator for tip turbine engine
US7845157B2 (en) 2004-12-01 2010-12-07 United Technologies Corporation Axial compressor for tip turbine engine
EP1828591B1 (en) * 2004-12-01 2010-07-21 United Technologies Corporation Peripheral combustor for tip turbine engine
US7882695B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Turbine blow down starter for turbine engine
WO2006059988A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Modular tip turbine engine
WO2006059995A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Gearbox lubrication supply system for a tip turbine engine
US7607286B2 (en) 2004-12-01 2009-10-27 United Technologies Corporation Regenerative turbine blade and vane cooling for a tip turbine engine
EP1831520B1 (en) * 2004-12-01 2009-02-25 United Technologies Corporation Tip turbine engine and corresponding operating method
US8104257B2 (en) * 2004-12-01 2012-01-31 United Technologies Corporation Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages
US8641367B2 (en) 2004-12-01 2014-02-04 United Technologies Corporation Plurality of individually controlled inlet guide vanes in a turbofan engine and corresponding controlling method
WO2006059980A2 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Diffuser aspiration for a tip turbine engine
DE602004016065D1 (de) 2004-12-01 2008-10-02 United Technologies Corp Variable gebläseeinlassleitschaufelanordnung, turbinenmotor mit solch einer anordnung und entsprechendes steuerverfahren
EP1828545A2 (en) 2004-12-01 2007-09-05 United Technologies Corporation Annular turbine ring rotor
EP1828683B1 (en) 2004-12-01 2013-04-10 United Technologies Corporation Combustor for turbine engine
WO2006060006A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine non-metallic tailcone
US7934902B2 (en) 2004-12-01 2011-05-03 United Technologies Corporation Compressor variable stage remote actuation for turbine engine
US8757959B2 (en) 2004-12-01 2014-06-24 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment
US7976272B2 (en) 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Inflatable bleed valve for a turbine engine
EP1819907A2 (en) 2004-12-01 2007-08-22 United Technologies Corporation Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine
US8807936B2 (en) 2004-12-01 2014-08-19 United Technologies Corporation Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine
EP1825114B1 (en) * 2004-12-01 2008-08-20 United Technologies Corporation Tip turbine engine with a heat exchanger
US7883314B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine
EP1825111B1 (en) 2004-12-01 2011-08-31 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case for a tip turbine engine
EP1825117B1 (en) 2004-12-01 2012-06-13 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
WO2006059971A2 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case
DE602004027766D1 (de) 2004-12-01 2010-07-29 United Technologies Corp Hydraulische dichtung für ein getriebe eines spitzenturbinenmotors
WO2006059978A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Cantilevered tip turbine engine
WO2006060001A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Fan rotor assembly for a tip turbine engine
US7874802B2 (en) 2004-12-01 2011-01-25 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising turbine blade clusters and method of assembly
US7976273B2 (en) 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Tip turbine engine support structure
WO2006060013A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan rotor of a tip turbine engine
US7959406B2 (en) 2004-12-01 2011-06-14 United Technologies Corporation Close coupled gearbox assembly for a tip turbine engine
WO2006060014A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Starter generator system for a tip turbine engine
WO2006059986A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow
WO2006110125A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
US7878762B2 (en) 2004-12-01 2011-02-01 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor
DE602004031470D1 (de) * 2004-12-01 2011-03-31 United Technologies Corp Übergangskanal mit mitteln zur strömungsvektorbeeinflussung bei einer gasturbine
EP1825113B1 (en) * 2004-12-01 2012-10-24 United Technologies Corporation Counter-rotating gearbox for tip turbine engine
WO2006060010A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method
EP1825116A2 (en) * 2004-12-01 2007-08-29 United Technologies Corporation Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
US9109537B2 (en) 2004-12-04 2015-08-18 United Technologies Corporation Tip turbine single plane mount
JPWO2006103774A1 (ja) * 2005-03-30 2008-09-04 力也 石川 垂直移動可能な飛行体
RU2272926C1 (ru) * 2005-05-31 2006-03-27 Закрытое акционерное общество Научно-методический центр "Норма" (ЗАО НМЦ "Норма") Комбинированный реактивный двигатель
US8281567B2 (en) * 2005-07-27 2012-10-09 Aryeh Yaakov Kohn Deployable rocket engine in a combination jet and rocket engine
US20070175222A1 (en) * 2006-01-31 2007-08-02 United Technologies Corporation Multipurpose gas generator ramjet/scramjet cold start system
US7721524B2 (en) * 2006-02-15 2010-05-25 United Technologies Corporation Integrated airbreathing and non-airbreathing engine system
GB2449095B (en) * 2007-05-10 2009-05-27 Rolls Royce Plc Re-Pressurisation device
US8967945B2 (en) 2007-05-22 2015-03-03 United Technologies Corporation Individual inlet guide vane control for tip turbine engine
EP3034104B1 (en) 2008-05-02 2018-03-14 KCI Licensing, Inc. Reduced pressure pump having regulated pressure capabilities
JP5113230B2 (ja) * 2010-01-04 2013-01-09 貴之 伊東 ロケット発電エンジン及びロケット発電ファンエンジン
WO2012019419A1 (zh) * 2010-08-12 2012-02-16 Jin Beibiao 风动透平冲压发动机
US20120110976A1 (en) * 2010-11-08 2012-05-10 Marius Angelo Paul Universal aero space , naval eternal technology systems
FR2967725B1 (fr) 2010-11-23 2012-12-14 Snecma Propulseur combine turboreacteur et statoreacteur
CN102826227B (zh) * 2012-08-22 2015-09-09 冯加伟 无人空天战机
US20140165568A1 (en) * 2012-12-14 2014-06-19 Electro-Motive Diesel, Inc. Energy Recovery System for a Mobile Machine
FR3001260B1 (fr) * 2013-01-18 2017-04-21 Astrium Sas Dispositif de demarrage d'une turbopompe de moteur fusee
US9709069B2 (en) 2013-10-22 2017-07-18 Dayspring Church Of God Apostolic Hybrid drive engine
RU2554392C1 (ru) * 2014-01-10 2015-06-27 Николай Борисович Болотин Водородный газотурбинный двигатель
RU2561764C1 (ru) * 2014-01-10 2015-09-10 Николай Борисович Болотин Водородный газотурбинный двигатель
RU2561757C1 (ru) * 2014-01-14 2015-09-10 Николай Борисович Болотин Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель
DE102014000991A1 (de) * 2014-01-29 2015-07-30 Bayern Chemie Gmbh Flugkörper mit Turbine-Verdichter-Einheit
RU2561773C1 (ru) * 2014-01-29 2015-09-10 Николай Борисович Болотин Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель
RU2594091C1 (ru) * 2015-01-12 2016-08-10 Николай Борисович Болотин Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2591361C1 (ru) * 2015-01-13 2016-07-20 Николай Борисович Болотин Двигательная установка гиперзвукового самолета
US10337401B2 (en) 2015-02-13 2019-07-02 United Technologies Corporation Turbine engine with a turbo-compressor
US10125722B2 (en) 2015-02-13 2018-11-13 United Technologies Corporation Turbine engine with a turbo-compressor
US10041408B2 (en) * 2015-02-13 2018-08-07 United Technologies Corporation Turbine engine with a turbo-compressor
US10060316B2 (en) 2015-06-29 2018-08-28 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US9850794B2 (en) 2015-06-29 2017-12-26 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10030558B2 (en) 2015-06-29 2018-07-24 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10087801B2 (en) * 2015-06-29 2018-10-02 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US9938874B2 (en) 2015-06-29 2018-04-10 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US9856768B2 (en) 2015-06-29 2018-01-02 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US9840953B2 (en) 2015-06-29 2017-12-12 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10077694B2 (en) 2015-06-29 2018-09-18 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10215070B2 (en) 2015-06-29 2019-02-26 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US9850818B2 (en) 2015-06-29 2017-12-26 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
RU2609547C1 (ru) * 2015-11-06 2017-02-02 Николай Борисович Болотин Возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее работы
RU2609549C1 (ru) * 2015-11-09 2017-02-02 Николай Борисович Болотин Возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее работы
RU2609664C1 (ru) * 2015-11-10 2017-02-02 Николай Борисович Болотин Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель
DE102015120046B4 (de) 2015-11-19 2020-10-01 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Fahrzeug mit Kombinationsantrieb
US10316759B2 (en) 2016-05-31 2019-06-11 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
RU174498U1 (ru) * 2017-04-28 2017-10-17 Федеральное государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" ФГУП ТМКБ "Союз" Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата
US10718264B2 (en) * 2018-03-16 2020-07-21 The Boeing Company Inlet diffusers for jet engines, jet engines, jet aircraft, and methods for diffusing incoming air of jet engines
CN109268169A (zh) * 2018-11-21 2019-01-25 贵州智慧能源科技有限公司 一种清洁能源水循环零排放火箭发动机燃烧器发电系统
US11391247B1 (en) 2019-01-24 2022-07-19 Firefly Aerospace Inc. Liquid rocket engine cooling channels
US11333104B1 (en) 2019-01-24 2022-05-17 Firefly Aerospace Inc. Liquid rocket engine cross impinged propellant injection
US11008977B1 (en) 2019-09-26 2021-05-18 Firefly Aerospace Inc. Liquid rocket engine tap-off power source
US11846251B1 (en) * 2020-04-24 2023-12-19 Firefly Aerospace Inc. Liquid rocket engine booster engine with combustion gas fuel source
WO2022013459A1 (es) * 2020-07-13 2022-01-20 Martinez Vilanova Pinon Rafael Motor a reacción para aeronaves
CN114427975B (zh) * 2022-01-27 2023-07-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种串联式组合动力模态转换验证方法
CN114439646B (zh) * 2022-01-27 2022-12-06 西北工业大学 空气涡轮火箭冲压组合推进系统
US11905914B2 (en) 2022-02-11 2024-02-20 Rtx Corporation Liquid hydrogen-liquid oxygen fueled powerplant
US11635022B1 (en) 2022-02-11 2023-04-25 Raytheon Technologies Corporation Reducing contrails from an aircraft powerplant
US11828200B2 (en) 2022-02-11 2023-11-28 Raytheon Technologies Corporation Hydrogen-oxygen fueled powerplant with water and heat recovery
GB202204068D0 (en) 2022-03-23 2022-05-04 Rolls Royce Plc Fuel system
US12161963B2 (en) 2022-09-13 2024-12-10 Rtx Corporation Extracting water vapor from a powerplant exhaust
CN115680940B (zh) * 2022-10-15 2025-02-11 中国科学院力学研究所 冠生涡轮变循环涡轮火箭发动机和发动机推力实现方法
EP4619632A1 (en) * 2022-12-22 2025-09-24 Destinus SA Air turborocket apparatus with precooler heat exchanger at the air intake
US12071890B1 (en) 2023-03-08 2024-08-27 Rtx Corporation Recovering water and/or heat energy from powerplant combustion products
US12312996B2 (en) 2023-05-02 2025-05-27 Rtx Corporation Aircraft powerplant with steam system and bypass
CN117329025B (zh) * 2023-12-01 2024-02-23 陕西天回航天技术有限公司 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器
CN119267031B (zh) * 2024-09-29 2025-09-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种并联tbcc发动机燃油供给系统及其控制方法
CN119508073B (zh) * 2024-11-25 2025-09-30 西北工业大学 用于燃料预冷atr的带有离合器的共用涡轮燃料供给系统
CN119844241B (zh) * 2025-03-18 2026-04-14 北京天兵科技有限公司 与预燃室集成一体化设计的换热器、火箭发动机和火箭

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2995893A (en) * 1957-07-03 1961-08-15 Napier & Son Ltd Compound ramjet-turborocket engine
FR1280103A (fr) * 1960-11-18 1961-12-29 Snecma Moteur à réaction composite pour aérodynes à grand écart de vitesse
US3635577A (en) * 1968-04-11 1972-01-18 Aerostatic Ltd Coaxial unit
US3818695A (en) * 1971-08-02 1974-06-25 Rylewski Eugeniusz Gas turbine
DE3005864A1 (de) * 1980-02-16 1981-09-03 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Einrichtung zum steuern der stroemungsquerschnitte von kanaelen, insbesondere von gasleitrohren eines raketen-staustrahltriebwerks
DE3617915C1 (de) * 1986-05-28 1987-09-17 Messerschmitt Boelkow Blohm Kombinationsantrieb
DE3738703A1 (de) * 1987-05-27 1988-12-08 Mtu Muenchen Gmbh Kombiniertes, umschaltbares strahltriebwerk zum antrieb von flugzeugen und raumfahrzeugen
FR2628790A1 (fr) * 1988-03-16 1989-09-22 Snecma Propulseur combine turbofusee aerobie

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