JP2007224906A - エンジンシステム、空気吸入および非空気吸入兼用エンジンアッセンブリ、エンジンアッセンブリに使用されるアッセンブリ、単段軌道移動式乗物システム、ならびに軌道への乗物移動システム - Google Patents

Abstract

【課題】水平離陸および水平着陸に適した乗物に使用可能な単段軌道移動エンジンシステムを提供する。
【解決手段】エンジンアッセンブリは、テールコーン部およびバイパスダクトを有するガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンのテールコーン部に配置されたロケットエンジン燃焼アッセンブリと、開位置でガスタービンエンジンのバイパスダクトに、 閉位置でロケットエンジンの燃焼アッセンブリに選択的に係合される可動ノズルセグメントサブアッセンブリと、を備える。
【選択図】図２

Description

本願は、エンジンシステムに関し、特に、空気吸入運転および非空気吸入運転の両方で使用できるエンジンアッセンブリに関する。

宇宙への移動には、従来、乗物を軌道に送るために垂直方向への離陸が用いられている。垂直離陸する乗物には、燃料および貨物を含めた通常数百万ポンドとなる静止した乗物の慣性に勝るのに十分な推力（スラスト）を生じさせるために、制御された爆発が利用されている。そのような垂直離陸によって生じる応力は、驚異的な大きさである。

そのような応力により、構成要素を再利用することが制限されてしまい、また飛行中に構成要素が故障する可能性が生じてしまう。歴史的に、垂直離陸する乗物は、商用ジェット機と同程度の安全性および信頼性を達成していない。さらに、再利用可能なシャトルクラフトであっても、放出後の回収または処分が困難である高価なブースタロケットを使用している。

安全性および信頼性が高く、かつコスト効果の高い、宇宙への移動を提供することが望ましい。したがって、本発明は、水平離陸および水平着陸に適した乗物に使用することができる単段での軌道移動（単段軌道移動：ｓｉｎｇｌｅ−ｓｔａｇｅ−ｔｏ−ｏｒｂｉｔ）のエンジンシステムを提供する。

本発明によるエンジンアッセンブリは、テールコーン部およびバイパスダクトを有するガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンのテールコーン部に配置されたロケットエンジン燃焼アッセンブリと、開位置でガスタービンエンジンのバイパスダクトに選択的に係合可能であり、かつ閉位置でロケットエンジン燃焼アッセンブリに選択的に係合可能な可動ノズルセグメントサブアッセンブリと、を備える。

一般に、本発明は、水平離陸および水平着陸に適した乗物に使用可能な単段軌道移動エンジンシステムを提供する。該エンジンシステムは、一体型の空気吸入および非空気吸入推進システムを提供する。従来の水平離陸は、エンジンシステムが空気吸入式のガスタービンエンジンのように動作するため実現する。適切な高度およびスピードに到達すると、エンジンシステムは、非空気吸入式のロケットエンジンのような運転に移行し、乗物をさらに軌道へと推進させる。エンジンを、空気吸入運転から非空気吸入運転、または非空気吸入運転から空気吸入運転に移行させるために、転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリを使用する。

本明細書で使用する「単段軌道移動」という用語は、エンジンまたは燃料供給コンポーネントが、離陸および軌道への上昇中に投棄されないことを意味している。宇宙は、高度１００ｋｍ（６２マイル）から始まるとみなされている。本発明は、微少重力が存在する、約１２０〜５００ｋｍまたはそれ以上の軌道高度への移動に関する。本発明のエンジンシステムは、極超音速以下のスピード（すなわち、約マッハ９未満のスピード）で使用され得る。

図１Ａおよび図１Ｂは、開位置と閉位置との間で選択的に移動するコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２を備えるエンジンシステム１００の斜視図である。図１Ａでは、ノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２は、エンジンシステム１００の空気吸入運転に適した開位置にある。図１Ｂでは、ノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２は、エンジンシステム１００の非空気吸入運転に適した閉位置にある。

図２は、概して、ガスタービンエンジンアッセンブリと、ロケットエンジンアッセンブリと、コンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２と、を備えるエンジンシステム１００の概略図である。

ガスタービンエンジンアッセンブリは、従来のガスタービンエンジン、例えば、のＰｒａｔｔ＆Ｗｈｉｔｎｅｙ社（米国コネチカット州イーストハートフォード）から入手可能なＰＷ４０００シリーズの航空機エンジンとすることができる。ガスタービンエンジンアッセンブリは、ノーズコーン１１０と、ファン１１２と、ファン収容構造部１１４と、低圧圧縮機サブアッセンブリ１１６と、高圧圧縮機サブアッセンブリ１１８と、高圧タービンサブアッセンブリ１２０と、低圧タービンサブアッセンブリ１２２と、エンジン中心線Ｃ_Lに設けられた軸アッセンブリ１２４と、バイパスダクト１２６と、タービン排気ケース１２８と、を備える。テールコーン部１３０は、ガスタービンエンジンアッセンブリの後端部において、タービン排気ケース１２８に隣接して配設される。

ロケットエンジンアッセンブリは、従来のロケットエンジン、例えば、Ｐｒａｔｔ＆Ｗｈｉｔｎｅｙ社から入手可能なＲＬ６０またはＲＬ１０Ｂ−２などの極低温ロケットエンジンとすることができる。ロケットエンジンアッセンブリは、ガスタービンエンジンのテールコーン部１３０においてエンジン中心線Ｃ_Lに沿って取付けられるとともに、インジェクタアッセンブリ１３２および収縮拡散（コンバージェントダイバージェント）燃焼室１３４を備える。

ロケットエンジンアッセンブリには２つの支柱アッセンブリが接続されている。第１の支柱アッセンブリ１３６（Ｊ字形支柱アッセンブリとも呼ばれる）は、ロケットエンジンアッセンブリの後方部分に接続されている。第２の支柱アッセンブリ１３８（ｌ字形支柱アッセンブリとも呼ばれる）は、ロケットエンジンアッセンブリの前方部分に接続されている。支柱アッセンブリ１３６、１３８については、以下でより詳細に説明する。

転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２は、２つの位置、つまり開位置１０２_Oおよび閉位置１０２_C（破線で示す）で示される。開位置１０２_Oでは、アッセンブリ１０２は、エンジンシステム１００の空気吸入運転のため、ガスタービンエンジンアッセンブリの排気エジェクタダクトの一部を形成する。アッセンブリ１０２の可動ノズルセグメントは、該可動セグメントを駆動かつ案内する第１の支柱アッセンブリ１３６と動作可能に係合される。閉位置１０２_Cでは、アッセンブリ１０２は、エンジンシステム１００の非空気吸入運転に適した拡散ノズルを形成するように、ロケットエンジンアッセンブリの燃焼室１３４に係合する。

図３は、開位置にあるコンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２の斜視図である。コンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２は、複数のエジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆを含むエジェクタダクトセグメントサブアッセンブリ２００を備える。各エジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆは、エンジンシステム１００の機体のアンカ位置に固定され、すなわち各セグメント２００Ａ〜２００Ｆは、内部にエンジンシステム１００が設置されている乗物のフレームに固定される。さらに、コンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２は、複数の可動ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆを含むノズルセグメントサブアッセンブリ２０２を備える。

各エジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆは、エンジン中心線Ｃ_Lの周りでノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの縁部２０３を回転させることによって形成される側部表面形状を有する。これにより、開位置において、ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆが、隣接するエジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆと対合することが可能となる。エジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆの内側面は、側部表面の縁部２０３間に空力学的な空気吸入運転用の輪郭形状をなす表面を有することができる。

図３に示すように、開位置にある際に、エジェクタダクトセグメントアッセンブリ２００と、ノズルセグメントアッセンブリ２０２とは互いに対合する。コンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２における構成要素のシールされた対合配置は、エジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆの縁部を固定位置に維持することによって容易となる。しかし、さらなる実施形態において、コンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２を開位置と閉位置との間で移行させることを容易にするために、以下でさらに説明するように、ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの一部を可動とすることができることを理解されたい。

一実施形態では、転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２は、３５７５８．６３ｃｍ²（５５４２．６平方インチ）の、概ね円形のノズル出口領域を画成する。さらなる実施形態において、コンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリアッセンブリ１０２によって画成される特定の形態およびサイズのノズル領域を、所望のように変更できることを理解されたい。

図４Ａおよび図４Ｂは、それぞれ開位置および閉位置にあるノズルセグメントアッセンブリ２０２の斜視図である。各ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆは、後端部に枢動支持部２０４を、前端部に保持アッセンブリ２０６を備え、この前端部と後端部との間に強化構造部２０８を備えることができる（図４Ａおよび図４Ｂでは、ノズルセグメント２０２Ａ，２０２Ｃ〜２０２Ｆのサブコンポーネントの参照番号は、簡略化のため省略する）。各ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆは、ロケットエンジンの運転用に鐘状の内側面を有しており、かつ後端部に比べて前端部が狭い。

枢動支持部２０４は、ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの前端部の移動を許容し、かつ各ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの後端部を支持するように、枢動取付ブラケット（図５参照）と枢動可能に係合するように設計されている。保持アッセンブリ２０６（図１２も参照）は、ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆが開位置と閉位置との間を移動する際に各ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの前端部を案内するために、第１の支柱アッセンブリ１３６（図５参照）と動作可能に係合するように設計されている。強化構造部２０８は、図４Ａおよび図４Ｂに示すように外部構造であってもよいし、または内部構造であってもよい。強化構造部の特定の形状および構成は、所望のように変更可能であり、各ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの質量を制限しながら、強度および剛度を向上させるリブ状の形成部を備えてもよい。

図４Ｂに示すように、閉位置では、隣接するノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆは、接合位置２１０において接触する。接合位置２１０は、それぞれ、エンジンの中心線Ｃ_L（図２参照）を含む平面内に配置されており、隣接するノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆ間の各接合位置２１０においてシールが形成される。

図５は、閉位置における転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタアッセンブリ１０２の一部を示す斜視図である。図５に示すように、各エジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆ（図５にはセグメント２００Ａ，２００Ｂのみを示す）は、上述のノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆと同様の強化構造部２０８を備える。さらに、各エジェクタダクトセグメント２００Ａ〜２００Ｆは、隣接するノズルセグメントの枢動支持部２０４の一部を枢動可能に支持する枢動取付ブラケット２１２を後端部に備える。コンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２の前端部には、第１の支柱アッセンブリ１３６（図９および図１０も参照）が配設される（図５では１つの支柱１３６Ａのみを示す）。支柱１３６Ａは、エジェクタダクトアッセンブリ２００に固定されており、したがって、内部に支柱１３６Ａを配設する乗物の機体に対して固定される。

各ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆを移動させる駆動力をもたらすアクチュエータアッセンブリ２２０が、第１の支柱アッセンブリ１３６に隣接して設けられている（図１１も参照）。アクチュエータアッセンブリは、各支柱アッセンブリ１３６の外側端部、すなわち、エンジン中心線Ｃ_Lから最も遠く離れた端部に取付けられる。第１の支柱アッセンブリ１３６における各支柱の後縁に沿って、ガイドアッセンブリ２２２が配設されている。可動するノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの前端部が第１の支柱アッセンブリ１３６の各支柱の後縁に沿って案内されるように、ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの保持アッセンブリ２０６は、ガイドアッセンブリ２２２に係合して保持される。

第１の支柱アッセンブリ１３６における各支柱の後縁において、可撓性を備えるねじタイプの駆動軸２２４が各ガイドアッセンブリ２２２に隣接して支持される。駆動軸２２４は、ガイドアッセンブリ２２２内に配設される。各駆動軸２２４は、アクチュエータアッセンブリ２２０の１つに連結されるとともに、対応するノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆの保持アッセンブリ２０６と係合する。このようにして、アクチュエータアッセンブリ２２０によって生じる駆動力が駆動軸２２４に伝わり、ガイドアッセンブリ２２２によって形成された経路に沿って保持アッセンブリ２０６が移動して、ノズルセグメント２０２Ａ〜２０２Ｆが開位置と閉位置との間を移動することができる。上記の特定の可撓性を有する駆動軸２２４は、単なる例に過ぎず、他のタイプの機構を使用してもよいことを理解されたい。例えば、可撓な駆動システムの代わりに、チェーン駆動システムを使用してもよい。

転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２の構成をより詳細に理解するために、ロケットエンジンアッセンブリの構成要素、およびコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２のサブアッセンブリに対する前記構成要素の相対的な配置を理解することが有益である。これは、コンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２が開位置と閉位置との間における移動方法の理解に役立つとともに、それによって、エンジンシステム１００が空気吸入運転および非空気吸入運転の両方を可能にする方法の理解に役立つ。

図６は、エンジンシステム１００のテールコーン部１３０に取付けられた第１の支柱アッセンブリ１３６および第２の支柱アッセンブリ１３８を備えたテールコーンアッセンブリの斜視図である。図７は、図６の線７−７に沿ったテールコーンアッセンブリ１３０の断面図である。図６および図７に示すように、第１の支柱アッセンブリ１３６および第２の支柱アッセンブリ１３８は、エンジンシステム１００のテールコーン部１３０に固定されている。第１の支柱アッセンブリ１３６は、テールコーン部１３０の後端部に固定され、第２の支柱アッセンブリ１３８は、テールコーン部１３０の前端部に連結される。第１の支柱アッセンブリは、ロケット燃焼室１３４に連結するように構成されている。第１の支柱アッセンブリ１３６の個々の支柱１３６Ａ〜１３６Ｆは、テールコーン部１３０から径方向外側に延びるとともに、ノズルセグメントサブアッセンブリ２０２の位置および構成に対応する互いに離間した円周方向のパターンとして配設される。

第２の支柱アッセンブリ１３８の支柱１３８Ａ〜１３８Ｅは、ロケットエンジンアッセンブリのインジェクタアッセンブリ１３２に連結される。個々の支柱１３８Ａ〜１３８Ｅは、テールコーン部１３０から径方向外側に延びるとともに、タービン排気ケースアッセンブリ１２８の一部であるエアフォイルの位置および構成に対応する互いに離間した円周方向のパターンとして配設される。

図８は、ロケットエンジンアッセンブリの一部の分解斜視図である。ロケットエンジンアッセンブリは、低圧タービン軸受コンパートメントカバー２３０（タービン排気ケースアッセンブリ１２８の一部でもある）と、熱保護ドーム２３２と、燃焼室取付部２３４と、ボルト締結具２３６と、酸化剤流転向チューブアッセンブリ２３８と、酸化剤流ダイバータ（分流）プレート２４０と、酸化剤ドーム２４２と、酸化剤ピントルを有するインジェクタ本体２４４と、インジェクタ本体フェースプレート２４６と、燃焼室排出収集マニホールド外部閉鎖リング２４８と、燃焼室排出外側転向マニホールド２５０と、燃焼室排出収集マニホールド内部閉鎖リング２５２と、を備える。燃焼室排出外側転向マニホールド２５０に隣接して、燃焼室１３４の一部が図示されている。ロケットエンジンアッセンブリの種々の構成要素は溶接によって固定されており、溶接連結部を表すために溶接ビード２５４を示している。

ロケットエンジンアッセンブリは、テールコーン部１３０において、ガスタービンエンジンアッセンブリの低圧タービンアッセンブリ１２２の後方に取付けられる。酸化剤流転向チューブアッセンブリ２３８は、それぞれ、第２の支柱アッセンブリ１３８（図７、図１４、図１６参照）の支柱に連結され、酸化剤流体（例えば、液体酸素、四酸化窒素、および過酸化水素など）をインジェクタアッセンブリ１３２に供給する。

分割して示したロケットエンジンアッセンブリは、当業者に周知の従来の方法で作動する。同様に、分割して示したガスタービンエンジンアッセンブリ（図２参照）は、当業者に周知の従来の方法で作動する。

図９は、第１の支柱アッセンブリ１３６の支柱１３６Ａの斜視図である。図１０は、図９の線１０−１０に沿った支柱１３６Ａの断面図である。図６に示した第１の支柱アッセンブリ１３６の他の支柱１３６Ｂ〜１３６Ｆは、実質的に支柱１３６Ａと同一である。支柱１３６Ａは、（エンジンの中心線Ｃ_Lに対して接線方向に）楕円形状をなす中空部材であり、内部キャビティ２８０を有する。内部キャビティ２８０は、支柱１３６Ａの外側端部２８４付近に入口開口部２８２を有し、支柱１３６Ａの内側端部２８８付近に出口開口部２８６を有する。支柱１３６Ａは、複数の機能を有しており、該機能には、コンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２の開位置と閉位置との間における機械的な移動の補助、ロケットエンジンアッセンブリに対する構造的な支持の提供、ロケットエンジンアッセンブリへの燃料供給路の提供などが含まれる。

入口開口部２８２は、支柱１３６Ａへの液体燃料など流体の導入を許容する。入口開口部２８２は、適切なロケット燃料（例えば、液体酸素、従来のケロシンまたはケロシンベースのロケット燃料など）が乗物の燃料タンク（図示せず）から支柱１３６Ａに供給されるように、燃料供給マニホールド（図１Ａ、図１Ｂおよび図１３参照）に連結される。出口開口部２８６は、流体が支柱１３６Ａからロケット燃焼室１３４の壁部内に形成された従来の冷却チャネルへと流出することを許容する。出口開口部２８６は、ロケット燃焼室１３４（図２、図６、図７、図１６参照）の後方における拡散部分に隣接して配設される。

支柱１３６Ａは、外側端部２８４付近において、アクチュエータアッセンブリ２２０を支柱１３６Ａに取り付けるアクチュエータ支持構造２９０と、開位置にある際に隣接するノズルセグメント２０２の前端部を支持するノズルセグメント支持部２９２と、を備える。また、支柱１３６Ａは、エンジンシステム１００のテールコーン部１３０に支柱１３６Ａを固定する内側支持フランジ２９４を有する。支柱１３６は、ガスタービンエンジンアッセンブリの排気通路内に位置するため、堅固な構造支持を有していなければならない。支柱１３６Ａを構造的に固定するため、また内部キャビティ２８０内を通過する流体の漏出を防ぐように適切なシールを提供するために、ボルトおよび溶接が用いられる。

支柱１３６Ａを通って給送される燃料は、エンジンシステム１００内に生じる高温によるダメージを防ぐように支柱１３６Ａを冷却する。さらに、ロケット燃焼室１３４は、燃焼室の壁部内に従来の燃料冷媒通路（具体的に図示せず）を有しており、出口開口部２８６からロケット燃焼室１３４の燃料冷媒通路へと燃料が通流する。

ガイドアッセンブリ２２２は、支柱１３６Ａの後縁に配設される。支柱１３６Ａは、外側端部２８４と内側端部２８８との間で後縁に沿って弓形をなしており、これにより、枢動するノズルセグメントサブアッセンブリ２０２における対応するセグメントの前端部用の弓形の経路が付与される。

支柱１３６の特定のサイズおよび形状は、特定の用途に応じて変更可能であることを理解されたい。例えば、支柱１３６の楕円形状は、望ましい空力学的特性の従来のエアフォイル形状であってもよい。

図１１は、ノズルセグメントサブアッセンブリ２０２を移動させる駆動力をもたらすために用いられるアクチュエータアッセンブリ２２０の斜視図である。図示の実施形態では、アクチュエータアッセンブリ２２０は、回転出力モータ３００（例えば、適切なトルク出力を有する電動モータなど）と、複数のかさ歯車３０２と、複数のトルク伝達軸３０４と、駆動軸係合歯車３０６と、可撓性の駆動軸２２４と、を備える。アクチュエータアッセンブリ２２０は、駆動軸２２４を選択的に回転させるトルクを伝達するように構成される。

図１２は、ノズルセグメント２０２Ａの前端部に取付けられた保持アッセンブリ２０６の斜視図である。保持アッセンブリ２０６は、駆動軸係合溝３１０と、一対の対向するホイールアッセンブリ３１２Ａ，３１２Ｂと、を備える。駆動軸係合溝３１０は、駆動軸２２４と係合し、モータ３００および歯車リング３０２，３０４，３０６によって駆動軸２２４が回転すると、駆動軸２２４のねじ部との接触により、前記溝３１０は、（ノズルセグメント２０２Ａを開位置へと移動するように）外側、または（ノズルセグメント２０２Ａを閉位置へと移動するために）内側へと押し進められる。

対向するホイールアッセンブリ３１２Ａ，３１２Ｂは、開位置と閉位置との間においてノズルセグメント２０２Ａを所望の通路に沿って案内することを補助するように、ガイドアッセンブリ２２２に係合する。さらに、対向するホイールアッセンブリ３１２Ａ，３１２Ｂおよびガイドアッセンブリ２２２は、協働して保持アッセンブリ２０６と駆動軸２２４との係合を維持する。

各支柱アッセンブリ１３６における別個のアクチュエータアッセンブリの代わりに、単一の駆動モータを有する連結（ガング：ｇａｎｇ）駆動軸または可撓性の駆動軸を連結する自在継手など、他のタイプのアクチュエータアッセンブリ２２０を使用してもよく、したがって、アクチュエータアッセンブリ２２０の特定の特徴部は、それに応じて変更可能であることを理解されたい。

第１の支柱アッセンブリ１３６は、転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリを機械的に開閉し、かつロケットエンジンアッセンブリを構造的に支持するように機能するだけではなく、燃料などの流体をロケットエンジンアッセンブリに供給するようにも機能する。燃料は、燃料供給マニホールドによって第１の支柱アッセンブリ１３６に供給される。図１３は、燃料供給マニホールド３２０の斜視図である。燃料供給マニホールド３２０は、エンジンシステム１００（図１Ａ参照）の外周に適合するサイズを備えた概ね円形の本体部分３２２を有する。この本体３２２から複数の供給通路構造部３２４Ａ〜３２４Ｆが延びており、前記供給通路構造部は、第１の支柱アッセンブリ１３６の支柱１３６Ａ〜１３６Ｆの流体入口開口部２８２に対合かつシールされて取付けられるように構成されている。さらに、乗物の貯蔵タンクから燃料供給マニホールド３２０へと給送される燃料を受ける入口フランジ３２６Ａ〜３２６Ｆが設けられている。

さらなる実施形態において、他のタイプの燃料供給マニホールドを使用してもよい。例えば、各支柱１３６Ａ〜１３６Ｆに別個の支持マニホールドを設けてもよい。あるいは、２つまたはそれ以上の支柱１３６Ａ〜１３６Ｆを含んだ群に複数の燃料供給マニホールドを設けてもよい。

エンジンシステム１００の非空気吸入運転を可能にするために、燃料に加えて、酸化剤をロケットエンジンアッセンブリに供給しなければならない。

図１４は、第２の支柱アッセンブリ１３８の支柱１３８Ａを示す斜視図である。支柱１３８Ａは、第２の支柱アッセンブリ１３８における他の支柱と実質的に同様である。支柱１３８Ａは、外側端部３３２における入口開口部３３０と、入口端部３３６における出口開口部３３４との間に流体経路を付与するように中空である。支柱１３８Ａは、ロケットエンジンアッセンブリのインジェクタアッセンブリ１３２に酸化剤を供給するために、ガスタービンエンジンの排気通路の一部を通る酸化剤供給通路を形成する。酸化剤は、支柱１３８Ａを冷却する液体酸素など極低温流体とすることができる。出口開口部３３４は、ロケットインジェクタアッセンブリ１３２に溶接かつシールされ、入口開口部３３０は、酸化剤供給マニホールド（図１５参照）に連結される。支柱１３８Ａをエンジンシステム１００のテールコーン部１３０に固定するように、支柱１３８Ａの対向する端部３３２と端部３３６との間にフランジ３３８が設けられている。さらなる実施形態では、ロケット燃焼室１３４の壁部を冷却するために燃料を使用せずに、ロケット燃焼室１３４の壁部を通して酸化剤を給送してもよい。

支柱１３８Ａは、空力性能を向上させるようにエアフォイル形状を有することができる。さらに、支柱１３８Ａは、酸化剤供給マニホールドと、インジェクタアッセンブリ１３２の一部である酸化剤流転向チューブアッセンブリ２３８との間における取付けを容易にするように、フランジ３３８と内側端部３３６との間で傾斜している。

図１５は、酸化剤供給マニホールド３４０の斜視図であり、該マニホールド３４０は、概ね円形の本体部分３４２と、複数の供給通路構造部３４４Ａ〜３４４Ｅと、複数の入口フランジ３４６Ａ〜３４６Ｅと、を備える。酸化剤供給マニホールド３４０は、エンジンシステム１００（図１Ａ参照）の外周に適合するようなサイズを有し、第２の支柱アッセンブリ１３８およびロケットエンジンアッセンブリへと酸化剤を供給するために、乗物の酸化剤タンク（図示せず）から給送される酸化剤流体を受ける。

さらなる実施形態では、他のタイプの酸化剤供給マニホールドを使用してもよい。例えば、各支柱１３８Ａ〜１３８Ｅに個々の供給マニホールドを設けてもよい。あるいは、２つまたはそれ以上の支柱１３８Ａ〜１３８Ｅを含む群に複数の燃料供給マニホールドを設けてもよい。

図１６は、閉状態にあるコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２の一部を示したエンジンシステム１００の後方部分の断面図である。図１６を参照すると、エンジンシステムが非空気吸入運転のために、燃料および酸化剤がどのように提供されるかを理解することができる。空気吸入運転では、ガスタービンエンジンアッセンブリは、タービン排気ケース１２８からの排気流でスラストを生じさせるように用いられる。第２の支柱アッセンブリ１３８の支柱は、タービン排気ケース１２８におけるエアフォイルの直後に配設され、例えば、支柱１３８Ａは、タービン排気ケースのエアフォイル１２８Ａの後方に配設されることに留意されたい。エンジンシステム１００の空気吸入運転時には、第１および第２の支柱アッセンブリ１３６，１３８によって、燃料および酸化剤を供給する必要がない。ただし、いくつかの実施形態では、冷却をもたらすために、支柱アッセンブリ１３６，１３８を通して流体を供給してもよい。

非空気吸入運転時においては、ロケットエンジンアッセンブリは、エンジンシステム１００のテールコーン部１３０に配置されたロケット燃焼室１３４から流出する排気流によりスラストを生じさせるように用いられる。第１の支柱アッセンブリ１３６を通して、燃料がロケット燃焼室１３４に給送され、第２の支柱アッセンブリ１３８を通して、酸化剤がインジェクタアッセンブリ１３２に給送される。次いで、酸化剤および燃料は、従来の方法で混合されて燃焼される。

前述のように、適切なロケット燃料は、従来の液体水素およびキロシンベースのロケット燃料を含む。適切な酸化剤は、液体酸素、四酸化窒素および過酸化水素などである。ガスタービンエンジンは、従来のキロシンまたはキロシンベースのジェット燃料を使用することができる。液体水素の使用には、多くの問題が付随する。例えば、液体水素は、比較的高い密度を有し、発ガン性である。エンジンシステム１００の空気吸入運転および非空気吸入運転の両方において、単一のキロシンまたはキロシンベースの燃料を使用し、非空気吸入運転用の酸化剤として液体酸素を使用することが望ましい。

図１７は、転換可能な空気吸入および非空気吸入エンジンシステム１００を用いている乗物４００の概略図である。乗物４００は、水平離陸および水平着陸を可能にする従来のエアフォイルウイング４０２を備える。さらなる実施形態では、ウイング４０２は、様々な離陸、飛行、軌道、および着陸操作を容易にするように可動式とすることができる。図１７には、ウイング４０２に取付けられた任意選択の推進コンテナ４０４が示されている。これらの推進コンテナ４０４（すなわち、自己収容型の推進装置）は、乗物４００のエンジンシステム１００の空気吸入運転と非空気吸入運転との間の移行中にスラストをもたらすように、圧縮ガスを放出することができる。乗物４００は、単に例示的な一実施形態に過ぎず、エンジンシステム１００は、様々なタイプの乗物に用いることができることを理解されたい。さらに、乗物上または乗物内におけるエンジンシステム１００の配置は、変更可能である。

図１Ａ〜図１７に関する前述の記載に鑑みると、エンジンシステム１００の運転を、単段での軌道移動の飛行および着陸に関して理解することができる。以下に、乗物４００の様々な構成要素がどのように作用して、水平離陸および水平着陸を可能にする一体型の空気吸入および非空気吸入エンジンシステム１００がもたらされるかについて述べる。

図１８は、乗物４００の運転を示すフローチャートである。最初に、乗物４００に、酸化剤および燃料が充填され（ステップ５００）、ノズルセグメントサブアッセンブリ２０２が、開位置へと駆動される（ステップ５０２）。次いで、ガスタービンエンジンアッセンブリがスラストをもたらし、滑走路から従来の水平離陸が行われる（ステップ５０４）。次いで、乗物４００は、第１のスピードおよび高度に達するように、上昇手順を実行する（ステップ５０６）。該上昇のための適切なスピードおよび高度は、マッハ約０．９および海抜約１２．１９２ｋｍ（４００００フィート）であり、これは、商用ジェット機に典型的なスピードおよび高度である。より速いスピードおよび高い高度であってもよい。上昇が完了すると、軌道へと進むかどうかを判断する（判断ステップ５０８）。軌道への移動を望まない場合、乗物４００は、着陸路へと従来の水平着陸を行う（ステップ５１０）。軌道への移動を伴わないこのような着陸は、エンジンシステム１００が空気吸入運転モードでのみ作動し、ガスタービンエンジンアッセンブリだけを用いて実行されることを意味している。

軌道への移動が望まれる場合（ステップ５０８）、ロケットエンジンアッセンブリの運転を開始するため、移行が開始される。ロケット燃料が、第１の支柱アッセンブリ１３６を通して給送される（ステップ５１２）。その直後、極低温の酸化剤が、第２の支柱アッセンブリ１３８を通して給送される（ステップ５１４）。第１の支柱アッセンブリからの燃料は、まず、冷却をもたらすためにロケット燃焼室１３４の壁部を通して給送される。酸化剤は、第２の支柱アッセンブリ１３８からインジェクタアッセンブリ１３２へと直接送られる。インジェクタアッセンブリ１３２は、イグナイタを備えており、ロケットエンジンの点火を実行するように、該イグナイタを作動させる（ステップ５１６）。ロケットエンジンアッセンブリの点火は、ガスタービンエンジンアッセンブリの運転を維持しながら行われる。ガスタービンエンジンアッセンブリおよびロケットエンジンアッセンブリの両方が運転している間は、二重のフロースラストストリーム（スラスト気流）が形成される。より低速でより高圧のガスタービンエンジンのフローストリーム（気流）の中心において、高速かつ低圧のロケットエンジンのフローストリームが生じる。より低速かつ高圧のガスタービンエンジンのフローストリームは、この中間のエンジン移行段階の間に、高速低圧のロケットエンジンのフローストリームを方向付ける「空気圧ノズル」として機能する。

エンジンシステム１００の安定した二重のフローストリームの運転が達成された後、ガスタービンエンジンへの燃料供給を停止する（ステップ５１８）。任意選択で、ガスタービンエンジンアッセンブリのロータの回転をより早く停止させるために、ロータにブレーキをかけてもよい（オプションステップ５２０）。次いで、ガスタービンエンジンアッセンブリからロケットエンジンアッセンブリへのスラストの移行が始まる。

ガスタービンエンジンアッセンブリにおけるロータアッセンブリの回転速度が十分に減速した後（回転を減速することによって、移行時の空力損失が低減する）、転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトアッセンブリ１０２は、ロケット燃焼室１３４と係合して拡散ノズル部分を形成するように、閉位置へと移動する（ステップ５２２）。閉じているノズルセグメントサブアッセンブリ２０２に亘る空力負荷は、内側で中心（高速低圧）のロケットのフローストリームと、外側（低速高圧）のガスタービンのフローストリームとの間で均衡しており、これにより、ノズルセグメントサブアッセンブリの負荷が過剰になることが防止される（ステップ５２２）。このステップ（ステップ５２２）の間、空気吸入運転と非空気吸入運転との間における移行時に比較的一定のスラストを保証するように、任意選択の推進コンテナ４０４を用いてスラストをもたらすことができる。次いで、ガスタービンエンジンアッセンブリのロータアッセンブリが完全に停止すると、ノズルセグメントサブアッセンブリ２０２は完全な閉鎖状態となる。ノズルセグメントサブアッセンブリ２０２が完全に閉鎖すると、完全なロケットスラストチャンバの外形状が形成される。この時点で、エンジンシステム１００は、非空気吸入運転の構成となる。

次に、乗物４００は、迎え角が増し、ロケットエンジンアッセンブリによって動力がもたらされて、第２のスピードおよび高度へと向かう（ステップ５２４）。適切なスピードおよび高度は、脱出速度（約４０２３３ｋｍ／時または約２５０００ｍｐｈ）に達するとともに、微重力環境（例えば、海抜約１２０〜５００ｋｍまたは海抜約７５〜３００マイル）を伴う軌道の高度へと移動するのに十分なスピードおよび高度である。この時点で、乗物４００は、宇宙に到達しており、望ましい軌道に位置している。次いで、エンジンの運転を停止する（ステップ５２６）。

その後、乗物は、軌道から離れるため、ロケットエンジンアッセンブリに動力をもたらすことにより、地表へと戻って、従来の水平着陸を実行する（ステップ５１０）。離陸から着陸までの全飛行は、ブースタロケット、あるいは他のエンジンまたは燃料システムの構成要素を投棄することなく達成される。これにより、乗物４００の単段での軌道移動能力が提供される。これは、空気吸入運転および非空気吸入運転の両方を一体的に提供するエンジンシステム１００によって実現される。

本発明が数多くの利益を提供することを理解されたい。以下は、選択された実施例である。第１に、水平離陸および水平着陸の両方を可能にすることによって、垂直離陸が不要となる。これにより、乗物およびエンジン構成要素への応力が著しく低減し、安全性および信頼性が大幅に向上し得る。第２に、本発明は、単段軌道移動のエンジンシステムおよび乗物を提供する。これにより、再利用が容易に可能となる構成要素およびシステムが提供され、投棄される部品の処分や回収の必要性が減少するとともに、構成要素の再加工および再製造の必要性が減少する。第３に、本発明は、空気吸入運転および非空気吸入運転の両方に、同一または同様の燃料を使用することを可能にし、これにより、軌道飛行用に機上に搭載することが必要な燃料の質量が減少する。第４に、本発明は、ガスタービン排気通路を通る燃料および酸化剤の流路を提供する。第１および第２の支柱アッセンブリにより、エンジンの中心線に沿って（また、通常はガスタービンエンジンアッセンブリの後方に）配設されたロケットエンジンアッセンブリに、燃料および酸化剤を供給することが可能になる。

本発明について、好ましい実施形態を参照しながら説明してきたが、当業者であれば、本発明の精神および範囲から逸脱することなく、形態および詳細に変更を加えることが可能であることを理解されるであろう。例えば、一体型の空気吸入および非空気吸入エンジンシステムを提供するために、本発明に従って、様々なタイプの従来のロケットエンジンを、本質的に、様々なタイプの従来のガスタービンエンジンと組み合わせることができる。さらに、エンジンシステム構成要素の特定の形状および構成を変更してもよい。例えば、転換可能なコンバーチブルノズルおよびエジェクタダクトセグメントは、エンジンシステムの他の特性を説明する空力分析に基づいて精密に決定された形状を有することができる。

空気吸入運転用に構成された本発明によるエンジンシステムを示す斜視図。 非空気吸入運転用に構成された図１Ａのエンジンシステムを示す斜視図。 図１Ａおよび図１Ｂのエンジンシステムを示す概略図。 転換可能なノズルおよびエジェクタアッセンブリを示す斜視図。 開状態にあるノズルセグメントアッセンブリを示す斜視図。 閉状態にあるノズルセグメントアッセンブリを示す斜視図。 閉状態にある転換可能なノズルおよびエジェクタアッセンブリの一部を示す斜視図。 複数の支柱アッセンブリを有するテールコーンアッセンブリを示す斜視図。 図６のテールコーンアッセンブリの線７−７に沿って示す断面図。 ロケットエンジンアッセンブリの一部を示す分解斜視図。 支柱を示す斜視図。 図９の支柱を線１０−１０に沿って示す断面図。 アクチュエータアッセンブリの斜視図。 ノズルセグメントに取付けられた保持アッセンブリの斜視図。 燃料供給マニホールドの斜視図。 他の形式の支柱を示す斜視図。 酸化剤供給マニホールドの斜視図。 図１Ａ、図１Ｂおよび図２のエンジンシステムの後方部分を示す断面斜視図。 転換可能な空気吸入および非空気吸入エンジンシステムを使用する乗物を示す概略図。 一体型の空気吸入および非空気吸入エンジンシステムを使用する乗物の運転を示すフローチャート。

Claims (32)

1. テールコーン部およびバイパスダクトを有するガスタービンエンジンと、
   前記ガスタービンエンジンの前記テールコーン部に配設されたロケットエンジン燃焼アッセンブリと、
   開位置で前記ガスタービンエンジンのバイパスダクトに、閉位置で前記ロケットエンジン燃焼アッセンブリに選択的に係合可能な可動ノズルセグメントサブアッセンブリと、
   を備えるエンジンアッセンブリ。
2. 前記エンジンの機体アンカ位置に固定されたエジェクタダクトセグメントサブアッセンブリをさらに備え、
   前記エジェクタダクトサブアッセンブリが、開位置で前記可動ノズルセグメントサブアッセンブリと対合することを特徴とする請求項１に記載のエンジンアッセンブリ。
3. 前記可動ノズルセグメントサブアッセンブリが、複数の可動なノズルセグメントを備えることを特徴とする請求項１に記載のエンジンアッセンブリ。
4. 前記複数のノズルセグメントの各々が、後方端部において枢動可能に取付けられることを特徴とする請求項３に記載のエンジンアッセンブリ。
5. 前記複数のノズルセグメントの各々が、構造的支持を提供する１つまたは複数の一体構造部材を備えることを特徴とする請求項３に記載のエンジンアッセンブリ。
6. 前記ロケットエンジン燃焼アッセンブリにそれぞれ連結された複数の支柱を含む後方支柱サブアッセンブリをさらに備えることを特徴とする請求項３に記載のエンジンアッセンブリ。
7. 前記複数の支柱の少なくとも１つが、流体を輸送する内部通路を有することを特徴とする請求項６に記載のエンジンアッセンブリ。
8. 前記複数の支柱の各々が、エアフォイル輪郭形状を有することを特徴とする請求項６に記載のエンジンアッセンブリ。
9. 前記複数の支柱の各々に隣接して、駆動アクチュエータアッセンブリが配置され、該駆動アクチュエータアッセンブリの各々が、前記ノズルセグメントの１つに動作可能に係合することを特徴とする請求項６に記載のエンジンアッセンブリ。
10. 前記駆動アクチュエータアッセンブリが、モータおよび可撓性駆動軸を備えることを特徴とする請求項９に記載のエンジンアッセンブリ。
11. 前記複数の支柱の少なくとも１つと流体連通する流体供給マニホールドをさらに備える請求項７に記載のエンジンアッセンブリ。
12. 前記流体供給マニホールドが、概して円形形状を有することを特徴とする請求項１１に記載のエンジンアッセンブリ。
13. 前記流体供給マニホールドが、複数の入口を有することを特徴とする請求項１１に記載のエンジンアッセンブリ。
14. 流体材料を輸送する内部通路を有する前方支柱を含む前方支柱サブアッセンブリをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のエンジンアッセンブリ。
15. 前記前方支柱の前記内部通路が、前記ロケットエンジン燃焼アッセンブリの前方部分に動作可能に連結されたインジェクタアッセンブリと流体連通することを特徴とする請求項１４に記載のエンジンアッセンブリ。
16. 前記前方支柱が、前記ガスタービンエンジンのタービン排気ケースの後方に配設されることを特徴とする請求項１４に記載のエンジンアッセンブリ。
17. 前記前方支柱の内部通路と流体連通する流体マニホールドをさらに備える請求項１４に記載のエンジンアッセンブリ。
18. 前記流体マニホールドが、概して円形形状を有することを特徴とする請求項１７に記載のエンジンアッセンブリ。
19. １つまたは複数の付加的な前方支柱をさらに備える請求項１４に記載のエンジンアッセンブリ。
20. 前記ノズルセグメントサブアッセンブリが、前記閉位置において、非空気吸入運転に適した輪郭形状を有するノズルセグメントを形成することを特徴とする請求項１に記載のエンジンアッセンブリ。
21. 前記ロケットエンジン燃焼アッセンブリが、
    インジェクタアッセンブリと、
    前記インジェクタアッセンブリに動作可能に連結された燃焼室と、
    を備えることを特徴とする請求項１に記載のエンジンアッセンブリ。
22. 空気吸入および非空気吸入兼用エンジンアッセンブリであって、
    テールコーン部を有する空気吸入式のガスタービンエンジンと、
    前記ガスタービンエンジンの前記テールコーン部において支持されるとともに、インジェクタアッセンブリと、該インジェクタアッセンブリに動作可能に連結された燃焼室と、を有する非空気吸入式のロケットエンジンと、
    前記エンジンアッセンブリの機体アンカ位置に固定されたエジェクタセグメントアッセンブリと、複数の可動なノズルセグメントと、を有するセグメント化された後方アッセンブリと、
    を備え、
    前記ノズルセグメントは、前記ロケットエンジンの前記燃焼室に動作可能に連結された拡散ノズルを形成するように、閉位置に配置され、
    前記ノズルセグメントは、前記エジェクタセグメントアッセンブリと対合し、前記ガスタービンエンジン用のガスタービンエンジンバイパスダクトの一部を形成するように、開位置に配置されることを特徴とする空気吸入および非空気吸入兼用エンジンアッセンブリ。
23. エンジンアッセンブリに使用されるアッセンブリであって、
    前記エンジンアッセンブリの機体アンカ位置に固定されるエジェクタセグメントアッセンブリと、
    複数の可動なノズルセグメントと、
    を備え、
    前記ノズルセグメントは、ロケットエンジンに動作可能に連結された拡散ノズルを形成するように、閉位置に配置され、
    前記ノズルセグメントは、前記エジェクタセグメントアッセンブリと対合し、ガスタービンエンジンに動作可能に連結されるように、開位置に配置されることを特徴とするエンジンアッセンブリに使用されるアッセンブリ。
24. 単段軌道移動式の乗物システムであって、
    水平離陸および水平着陸に適合された乗物本体と、
    前記乗物本体によって支持された空気吸入式のガスタービンエンジンアッセンブリと、
    前記ガスタービンエンジンアッセンブリに隣接して支持されたロケットエンジンアッセンブリと、
    選択的に開位置および閉位置に配置可能であり、前記ガスタービンエンジンアッセンブリおよび前記ロケットエンジンアッセンブリ両方の後方に配設された転換可能なコンバーチブルノズルアッセンブリと、
    を備え、
    前記コンバーチブルノズルアッセンブリが、前記ガスタービンエンジンアッセンブリの運転時および前記ロケットエンジンアッセンブリの運転時の両方で機能するように適合されていることを特徴とする単段軌道移動式乗物システム。
25. 前記ロケットエンジンアッセンブリが、前記ガスタービンエンジンアッセンブリのテールコーン部に配置されることを特徴とする請求項２４に記載の単段軌道移動式乗物システム。
26. 前記コンバーチブルノズルアッセンブリが、
    開位置で前記ガスタービンエンジンアッセンブリに、閉位置で前記ロケットエンジンアッセンブリに選択的に係合する可動ノズルセグメントサブアッセンブリと、
    前記乗物本体に固定されたエジェクタダクトセグメントサブアッセンブリと、
    を備え、
    前記エジェクタダクトセグメントサブアッセンブリが、前記開位置で前記可動ノズルセグメントサブアッセンブリと対合することを特徴とする請求項２４に記載の単段軌道移動式乗物システム。
27. 軌道への乗物移動のシステムであって、
    水平離陸、および商業用航空機の飛行に適した高度への移動を実現するようにスラストをもたらすガスタービンエンジンアッセンブリと、
    ロケットエンジンと、
    飛行中に、前記ガスタービンエンジンアッセンブリから前記ロケットエンジンへとスラスト送出を移行させる手段と、
    を備える軌道への乗物移動システム。
28. 軌道高度へと移動する前に、開位置から閉位置へとノズルセグメントアッセンブリのセグメントを移動させる手段をさらに備え、
    前記ノズルセグメントアッセンブリは、前記開位置において前記ガスタービンエンジンアッセンブリによって使用され、
    前記ノズルセグメントアッセンブリは、前記閉位置において前記ロケットエンジンによって使用されることを特徴とする請求項２７に記載の軌道への乗物移動システム。
29. エンジン、燃料構造部または酸化剤構造部が、離陸、上昇および軌道への上昇中に投棄されないように構成されていることを特徴とする請求項２７に記載の軌道への乗物移動システム。
30. 排気通路を画成するガスタービンエンジンアッセンブリと、
    流体供給通路と、
    を備え、
    前記流体供給通路の一部が、前記ガスタービンエンジンの前記排気通路と交差することを特徴とするエンジンシステム。
31. 前記流体供給通路が、中空の支柱により画成されることを特徴とする請求項３０に記載のエンジンシステム。
32. 前記流体供給通路が、ロケットエンジンアッセンブリと流体連通することを特徴とする請求項３０に記載のエンジンシステム。

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