JPH1182173A - エゼクタロケット - Google Patents
エゼクタロケットInfo
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- JPH1182173A JPH1182173A JP23683297A JP23683297A JPH1182173A JP H1182173 A JPH1182173 A JP H1182173A JP 23683297 A JP23683297 A JP 23683297A JP 23683297 A JP23683297 A JP 23683297A JP H1182173 A JPH1182173 A JP H1182173A
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Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 低速低高度では流入空気による推力増大、真
空中では適性な燃焼ガスの膨張により高い推進効率を得
る。 【解決手段】 燃焼ガスを膨張させる膨張ノズル１４
と、この膨張ノズル１４の基端部に連結されたダクト１
５と、このダクト１５の下流側にダクトを囲むようにリ
ング状に配置された燃焼室１６と、この燃焼室１６の出
口に設けられ燃焼ガスを膨張ノズルの壁面に沿う方向に
噴射するエゼクタノズル１７とから構成される。
空中では適性な燃焼ガスの膨張により高い推進効率を得
る。 【解決手段】 燃焼ガスを膨張させる膨張ノズル１４
と、この膨張ノズル１４の基端部に連結されたダクト１
５と、このダクト１５の下流側にダクトを囲むようにリ
ング状に配置された燃焼室１６と、この燃焼室１６の出
口に設けられ燃焼ガスを膨張ノズルの壁面に沿う方向に
噴射するエゼクタノズル１７とから構成される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、大気中から宇宙に
向かって打ち上げられるロケットに組み込まれるエンジ
ンに関する。
向かって打ち上げられるロケットに組み込まれるエンジ
ンに関する。
【０００２】
【従来の技術】大気中から宇宙に向かって打ち上げられ
る液体ロケットは、液体推進薬を使用する液体ロケット
エンジンを組み込んでいるので、高精度の誘導制御に適
し、長秒時の連続燃焼が可能であるが、燃料とともに酸
化剤の搭載を必要とし、大気中ではジェットエンジンに
比べて燃費がよくない。燃費を改良するために、ジェッ
トエンジンとロケットエンジンを組み合わせた複合エン
ジンを搭載した宇宙往還機がいくつか提案されている
（例えば特開平７−３４９６９号公報参照）。
る液体ロケットは、液体推進薬を使用する液体ロケット
エンジンを組み込んでいるので、高精度の誘導制御に適
し、長秒時の連続燃焼が可能であるが、燃料とともに酸
化剤の搭載を必要とし、大気中ではジェットエンジンに
比べて燃費がよくない。燃費を改良するために、ジェッ
トエンジンとロケットエンジンを組み合わせた複合エン
ジンを搭載した宇宙往還機がいくつか提案されている
（例えば特開平７−３４９６９号公報参照）。
【０００３】上記のような複合エンジンを搭載した宇宙
往還機では、真空中における飛行はロケットエンジンを
使用し、大気中における飛行はジェットエンジンを使用
するか、または大気を直接液化し液体酸素を取り出しこ
れをロケットの酸化剤として用いるようにして燃費の改
善を図ろうとしている。
往還機では、真空中における飛行はロケットエンジンを
使用し、大気中における飛行はジェットエンジンを使用
するか、または大気を直接液化し液体酸素を取り出しこ
れをロケットの酸化剤として用いるようにして燃費の改
善を図ろうとしている。
【０００４】また、ロケットエンジンでは、大気圧の高
い状態下での過膨張や真空中での膨張不足による効率の
低下が避けられない。この効率の低下を防止するために
は、図５に示すような伸展ノズルが用いられている。
い状態下での過膨張や真空中での膨張不足による効率の
低下が避けられない。この効率の低下を防止するために
は、図５に示すような伸展ノズルが用いられている。
【０００５】上記伸展ノズル６は、伸展自在の出口コー
ン部６ａを有し、圧力の高い低空では、図５（イ）に示
すように、出口コーン部６ａをコンパクトに収納し、低
圧の高空や真空中では、図５（ロ）に示すように出口コ
ーン部６ａを伸展し、過膨張や膨張不足が生じないよう
にしている。
ン部６ａを有し、圧力の高い低空では、図５（イ）に示
すように、出口コーン部６ａをコンパクトに収納し、低
圧の高空や真空中では、図５（ロ）に示すように出口コ
ーン部６ａを伸展し、過膨張や膨張不足が生じないよう
にしている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、燃費を
改良するために採用したジェットエンジンとロケットエ
ンジンを組み合わせた複合エンジンは、飛行速度または
飛行高度毎に別のエンジンを持つことになるため、機構
が複雑で重量も重くなり、技術的な困難さにより実用化
に至っていない。
改良するために採用したジェットエンジンとロケットエ
ンジンを組み合わせた複合エンジンは、飛行速度または
飛行高度毎に別のエンジンを持つことになるため、機構
が複雑で重量も重くなり、技術的な困難さにより実用化
に至っていない。
【０００７】また、伸展ノズルも、スカートの長さを速
度により変えることで、使用条件に対応して効率の向上
を図ることはできるが、機構が複雑になりかつ重量が増
加するという問題点がある。
度により変えることで、使用条件に対応して効率の向上
を図ることはできるが、機構が複雑になりかつ重量が増
加するという問題点がある。
【０００８】本発明は上記した点に鑑みてなされたもの
で、大気中の飛行時の燃費の悪さを改良し、外部の大気
圧によってノズルの長さを変更しない固定ノズルであり
ながら、伸展ノズルと同等の効果が得られるロケットの
エンジンを提供することを目的とする。
で、大気中の飛行時の燃費の悪さを改良し、外部の大気
圧によってノズルの長さを変更しない固定ノズルであり
ながら、伸展ノズルと同等の効果が得られるロケットの
エンジンを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明のエゼクタロケッ
トは、燃焼ガスを膨張させる膨張ノズルの上流に空気を
導入するダクトを設け、膨張ノズルとダクトの接合部近
傍にダクトを囲むようにリング状に燃焼室を設け、この
燃焼室の出口に燃焼ガスエゼクタノズルを設け、燃焼室
で生成した燃焼ガスを燃焼ガスエゼクタノズルを介して
膨張ノズルの壁面に沿う方向に噴射し、これにより、低
速低高度での流入空気による推力増大と燃費向上、真空
中での適性な燃焼ガスの膨張による高い推進効率と燃費
向上を得ることができる。
トは、燃焼ガスを膨張させる膨張ノズルの上流に空気を
導入するダクトを設け、膨張ノズルとダクトの接合部近
傍にダクトを囲むようにリング状に燃焼室を設け、この
燃焼室の出口に燃焼ガスエゼクタノズルを設け、燃焼室
で生成した燃焼ガスを燃焼ガスエゼクタノズルを介して
膨張ノズルの壁面に沿う方向に噴射し、これにより、低
速低高度での流入空気による推力増大と燃費向上、真空
中での適性な燃焼ガスの膨張による高い推進効率と燃費
向上を得ることができる。
【００１０】また、本発明のエゼクタロケットは、ダク
トのリング状燃焼室より上流側に燃料噴出ノズルを設け
たことで、エゼクタノズルからでる１次ガスの上流に燃
料を噴出し、この燃料を流入大気中の酸素で燃焼させる
ことで、この燃料について酸化剤なしで燃焼し、燃費の
向上を図ることができる。
トのリング状燃焼室より上流側に燃料噴出ノズルを設け
たことで、エゼクタノズルからでる１次ガスの上流に燃
料を噴出し、この燃料を流入大気中の酸素で燃焼させる
ことで、この燃料について酸化剤なしで燃焼し、燃費の
向上を図ることができる。
【００１１】また、本発明のエゼクタロケットは、ダク
トの入口に開閉機構を設け、真空中においてダクトを開
閉機構で閉じることで、真空中におけ膨張ノズルの膨張
不足をなくすことずできる。
トの入口に開閉機構を設け、真空中においてダクトを開
閉機構で閉じることで、真空中におけ膨張ノズルの膨張
不足をなくすことずできる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下本発明の実施の形態を図面に
つき説明する。図１は本発明による宇宙往還機を示す。
この宇宙往還機１０は、機体１１と、この機体１１の後
部下方に設けられたエンジン１２と，機体１１の内部に
設けられた液体水素貯蔵タンク１３を有する。
つき説明する。図１は本発明による宇宙往還機を示す。
この宇宙往還機１０は、機体１１と、この機体１１の後
部下方に設けられたエンジン１２と，機体１１の内部に
設けられた液体水素貯蔵タンク１３を有する。
【００１３】上記エンジン１２は、図２に示すように、
燃焼ガスを膨張する膨張ノズル１４と、この膨張ノズル
１４の基端部に連結された空気を導入するダクト１５
と、膨張ノズル１４とダクト１５の接合部近傍にダクト
１５を囲むようにリング状に配置された燃焼室１６と、
この燃焼室１６の出口に設けられ燃焼室１６で生成した
燃焼ガスを膨張ノズルの壁面に沿う方向に噴射するエゼ
クタノズル１７を有する。
燃焼ガスを膨張する膨張ノズル１４と、この膨張ノズル
１４の基端部に連結された空気を導入するダクト１５
と、膨張ノズル１４とダクト１５の接合部近傍にダクト
１５を囲むようにリング状に配置された燃焼室１６と、
この燃焼室１６の出口に設けられ燃焼室１６で生成した
燃焼ガスを膨張ノズルの壁面に沿う方向に噴射するエゼ
クタノズル１７を有する。
【００１４】上記膨張ノズル１４は、地上では燃焼ガス
が過膨張にならず、低い高度では中央に空気の流路が形
成され、真空中では燃焼ガスが膨張不足にならない程度
の内径の円錐形またはベル形をなしている。また、燃焼
室１６には図示しない燃料タンクに連結された燃料供給
口１８と図示しない酸化剤タンクに連結された酸化剤供
給口１９が設けられている。
が過膨張にならず、低い高度では中央に空気の流路が形
成され、真空中では燃焼ガスが膨張不足にならない程度
の内径の円錐形またはベル形をなしている。また、燃焼
室１６には図示しない燃料タンクに連結された燃料供給
口１８と図示しない酸化剤タンクに連結された酸化剤供
給口１９が設けられている。
【００１５】一方、上記エンジン１２のダクト１５の燃
焼室１６より上流側に燃料噴出ノズル２０が設けられ、
ダクト１５の入口には、図１に示すような開閉機構２１
が設けられている。この開閉機構２１は、大気圧が下が
った時、２０ａの位置に移動し、ダクト１５を閉じ、こ
れにより、開閉機構２１がノズルの圧力を受け止めるこ
とができる。
焼室１６より上流側に燃料噴出ノズル２０が設けられ、
ダクト１５の入口には、図１に示すような開閉機構２１
が設けられている。この開閉機構２１は、大気圧が下が
った時、２０ａの位置に移動し、ダクト１５を閉じ、こ
れにより、開閉機構２１がノズルの圧力を受け止めるこ
とができる。
【００１６】つぎに作用を説明する。燃焼室１６で生成
された燃焼ガスは、ロケットの速度が低く大気圧の高い
打ち上げ時には、図３に示すように、エゼクタノズル１
７から膨張ノズル１４の壁面１４ａに沿う方向に噴射す
る。噴射する燃焼ガスは、コアンダ効果により膨張ノズ
ル１４の壁面１４ａに沿った流れを実現し、膨張ノズル
１４の壁面１４ａから剥離しないで流れるので、噴射す
る燃焼ガスが、膨張ノズル１４において過膨張になるこ
とはない。
された燃焼ガスは、ロケットの速度が低く大気圧の高い
打ち上げ時には、図３に示すように、エゼクタノズル１
７から膨張ノズル１４の壁面１４ａに沿う方向に噴射す
る。噴射する燃焼ガスは、コアンダ効果により膨張ノズ
ル１４の壁面１４ａに沿った流れを実現し、膨張ノズル
１４の壁面１４ａから剥離しないで流れるので、噴射す
る燃焼ガスが、膨張ノズル１４において過膨張になるこ
とはない。
【００１７】また、ダクト１５の入口に設けた開閉機構
２１は、ダクト１５の入口を開いているので、燃焼ガス
がエゼクタノズル１７から膨張ノズル１４の壁面１４ａ
に沿う方向に噴射する際、エゼクタノズル１７からでる
燃焼ガスにダクト１５内の空気が引き寄せられ、引き寄
せられた空気は加速されるので、空気流量分だけエンジ
ン推力が増大する。
２１は、ダクト１５の入口を開いているので、燃焼ガス
がエゼクタノズル１７から膨張ノズル１４の壁面１４ａ
に沿う方向に噴射する際、エゼクタノズル１７からでる
燃焼ガスにダクト１５内の空気が引き寄せられ、引き寄
せられた空気は加速されるので、空気流量分だけエンジ
ン推力が増大する。
【００１８】さらに、ダクト１５の燃焼室１６より上流
側に設けた燃料噴出ノズル２０から噴射される燃料は、
ダクト１５の流入大気中の酸素で燃焼するので、この燃
料については、装備された酸化剤を用いることなく燃焼
し、燃費の向上を図ることができる。
側に設けた燃料噴出ノズル２０から噴射される燃料は、
ダクト１５の流入大気中の酸素で燃焼するので、この燃
料については、装備された酸化剤を用いることなく燃焼
し、燃費の向上を図ることができる。
【００１９】なお、ロケットの速度が高くなると、エゼ
クタ効果は得られなくなるが、流入大気の空気を利用で
きる限り、後流での酸化剤なし燃焼が可能であり、良好
な燃費が得られることになる。
クタ効果は得られなくなるが、流入大気の空気を利用で
きる限り、後流での酸化剤なし燃焼が可能であり、良好
な燃費が得られることになる。
【００２０】燃焼室１６で生成された燃焼ガスは、真空
中では、図４に示すように、エゼクタノズル１７から膨
張ノズル１４の壁面１４ａに沿って噴き出され、これに
より、膨張ノズル１４の内側部分１４ｂに膨張スペース
が形成される。このように、膨張ノズル１４の中央部分
に膨張スペースを形成したことで、燃焼ガスが膨張ノズ
ル１４において膨張不足になることがなく、適性な燃焼
ガスの膨張による高い推進効率を得ることができる。
中では、図４に示すように、エゼクタノズル１７から膨
張ノズル１４の壁面１４ａに沿って噴き出され、これに
より、膨張ノズル１４の内側部分１４ｂに膨張スペース
が形成される。このように、膨張ノズル１４の中央部分
に膨張スペースを形成したことで、燃焼ガスが膨張ノズ
ル１４において膨張不足になることがなく、適性な燃焼
ガスの膨張による高い推進効率を得ることができる。
【００２１】なお、大気圧が下がると、膨張ノズル１４
の大幅な膨張が必要になるが、膨張ノズル１４の出口面
積をエゼクタノズル１７のノズル面積の比を十分大きく
とるように設定しても、低速／低高度側の性能を損なう
ことがないので、効率の低下を防止することができる。
の大幅な膨張が必要になるが、膨張ノズル１４の出口面
積をエゼクタノズル１７のノズル面積の比を十分大きく
とるように設定しても、低速／低高度側の性能を損なう
ことがないので、効率の低下を防止することができる。
【００２２】また、ダクト１５の入口に設けた開閉機構
２１を、大気圧が下がった時、図４に示すようにダクト
１５を閉じ、開閉機構２１がダクト１５の入口を閉じた
ことで、開閉機構２１が膨張ノズルの圧力を受け止める
ことができ、これにより、推力ロスを防止することがで
きる。
２１を、大気圧が下がった時、図４に示すようにダクト
１５を閉じ、開閉機構２１がダクト１５の入口を閉じた
ことで、開閉機構２１が膨張ノズルの圧力を受け止める
ことができ、これにより、推力ロスを防止することがで
きる。
【００２３】
【発明の効果】以上述べたように本発明によれば、燃焼
ガスを膨張させる膨張ノズルの基端部に空気が流れるダ
クトを連結したことで、低速低高度での流入空気による
推力増大と燃費向上が得られ、また、燃焼室の出口に設
けたエゼクタノズルで燃焼ガスを膨張ノズルの壁面に沿
う方向に噴射することで、真空中での適性な燃焼ガスの
膨張を行うことができ、高い推進効率と燃費向上が得ら
れる。
ガスを膨張させる膨張ノズルの基端部に空気が流れるダ
クトを連結したことで、低速低高度での流入空気による
推力増大と燃費向上が得られ、また、燃焼室の出口に設
けたエゼクタノズルで燃焼ガスを膨張ノズルの壁面に沿
う方向に噴射することで、真空中での適性な燃焼ガスの
膨張を行うことができ、高い推進効率と燃費向上が得ら
れる。
【図１】本発明によるエゼクタロケットを組み込んだ宇
宙往還機の概略図。
宙往還機の概略図。
【図２】本発明によるエゼクタロケットのエンジンの断
面図。
面図。
【図３】本発明によるエゼクタロケットの打ち上げ時の
燃焼ガスの作用を示す図。
燃焼ガスの作用を示す図。
【図４】本発明によるエゼクタロケットの真空中の燃焼
ガスの作用を示す図。
ガスの作用を示す図。
【図５】伸展ノズルの作用を示す図。
１０ 宇宙往還機 １１ 機体 １２ エンジン １４ 膨張ノズル １５ ダクト １６ 燃焼室 １７ エゼクタノズル ２０ 燃料噴出ノズル ２１ 開閉機構
Claims (4)
- 【請求項１】燃焼ガスを膨張させる膨張ノズルと、この
膨張ノズルの基端部に連結されたダクトと、このダクト
の下流側にダクトを囲むようにリング状に配置された燃
焼室と、この燃焼室の出口に設けられ燃焼ガスを膨張ノ
ズルの壁面に沿う方向に噴射するエジェクタノズルとを
有することを特徴とするエンジンを備えたエゼクタロケ
ット。 - 【請求項２】膨張ノズルは、真空中で膨張不足にならな
い程度の内径を有することを特徴とする請求項１に記載
のエゼクタロケット。 - 【請求項３】ダクトのリング状燃焼室より上流側に燃料
噴出ノズルを設けたことを特徴とする請求項１に記載の
エゼクタロケット。 - 【請求項４】ダクトの入口に開閉機構を設けたことを特
徴とする請求項１ないし３のいずれかに記載のエゼクタ
ロケット。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23683297A JPH1182173A (ja) | 1997-09-02 | 1997-09-02 | エゼクタロケット |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23683297A JPH1182173A (ja) | 1997-09-02 | 1997-09-02 | エゼクタロケット |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1182173A true JPH1182173A (ja) | 1999-03-26 |
Family
ID=17006452
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23683297A Pending JPH1182173A (ja) | 1997-09-02 | 1997-09-02 | エゼクタロケット |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1182173A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006103774A1 (ja) * | 2005-03-30 | 2006-10-05 | Rikiya Ishikawa | 垂直移動可能な飛行体 |
| KR101131267B1 (ko) | 2008-03-18 | 2012-03-30 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 로켓 노즐 및 로켓 엔진 내 연소 가스 유동의 제어 방법 |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
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| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
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| CN117329025A (zh) * | 2023-12-01 | 2024-01-02 | 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 |
-
1997
- 1997-09-02 JP JP23683297A patent/JPH1182173A/ja active Pending
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