JP2016505106A - ロケット・モータ・ターボポンプのための始動デバイス - Google Patents

Abstract

本発明の主題は、航空機のロケット・モータ（２）のターボポンプ（１）を始動するデバイスであり、航空機は、航空機を推進するタービン・エンジン及びロケット・モータを備え、デバイスは、ターボポンプのタービン（１ａ）に対する圧縮空気の空気供給部を備え、この圧縮空気は、航空機を推進するタービン・エンジン（５）の燃焼室（７）の上流で、前記タービン・エンジンの圧縮器段（６ａ）上の注出部（４）から注出される。デバイスは、特に、宇宙往還機型航空機に適用する。【選択図】 図１

Description

本発明は、２重推進系（タービン・エンジン及びロケット・モータ）を備える航空機、例えば宇宙往還機内のロケット・モータ・ターボポンプを始動するデバイスであって、特にタービン・エンジンはターボジェットであり得る、デバイスに関する。

そのような宇宙往還機は、２つの推進系が宇宙往還機の全飛行を通して同じ段にあることを意味する単段式機体とすることができる。又は、そのような宇宙往還機は、推進系が２つの別個の段にある２段式機体とすることができ、これらの段は、離陸時は結合しているが飛行中は分離される。

ロケット・モータ式航空機では、ロケット・モータは、一般にターボポンプにより推進剤が供給される。

ターボポンプは、タービンによって駆動されるポンプであり、即ち、運動流体により駆動される回転デバイスである。

ターボポンプは、槽からロケット・モータの燃焼室に流体（推進剤）をポンプで送り込むように働く。

宇宙機打上げ機体の場合、ターボポンプは、打上げ機体の離陸前に始動し、離陸後、ターボポンプは、ロケット・モータの推力段階全体を通して機能し続ける。ターボポンプのより高次の段は、ロケット・モータのより高次の段の始動段階の間に始動し、より高次の段の始動段階とは、段の分離と一致するものである。

ターボポンプを始動させる１つの技法は、ガス発生器の使用にあり、ガス発生器において、１つ又は複数のロケット・モータに供給する推進剤のごく一部を燃焼させ、このガス発生器によりターボポンプのタービンを駆動する。

ターボポンプは、固形推進剤の塊を含む始動剤の助けをかりて始動することもでき、この固形推進剤の燃焼により、ターボポンプのタービンの回転を駆動する高温ガスを供給し、次に、ターボポンプは、ロケット・モータへの供給を目的として推進剤を吸引する。

ターボポンプは、機体が保持する専用槽において高圧で保管した冷ガスによっても始動できる。

ターボポンプ始動デバイスは、タービンの回転を始動するのに十分なエネルギーをもったガスを供給し、次にタービンは、ロケット・モータに推進剤を供給するポンプを駆動する。

文献米国特許第２５３１７６１号は、大気圏型航空機の状況においてターボジェットの燃焼室から来る高温ガスの使用を記載しており、この航空機は、超高高度飛行の推力を高めるタービン・エンジン及びロケット・モータを含む。

こうした高温ガスは、第１の供給回路を介してターボポンプのタービンに導入され、ロケット・モータに供給される推進剤を使用する、ガス発生器の燃焼室は、このタービンの第２の供給回路に連結する。

高圧で保管した冷ガスを使用する始動デバイスを除いて、高温ガスを使用する従来技術のデバイスは、デバイスを始動する際に、タービンを急激な熱衝撃にさらす。

例えば、発火式始動器によるガスの温度は、少なくとも約１３００℃であり、文献米国特許第２５３１７６１号に記載のターボジェットの燃焼室から抽気する高温ガスは、約１２００℃である。

この点について、加圧保管デバイスは、重量及び嵩がある。

最後に、多回数の飛行の実行を目的とする宇宙往還機型航空機に関して、使用コストの基準は、不可欠である。このことは、２回の飛行の間に部品の維持及び交換を制限する必要があることを意味し、航空機の耐用寿命を増加するためには、様々な機器ユニットに対する制約を最小にする必要がある。

したがって、この状況では、ターボポンプが受ける熱衝撃を低減する必要があり、したがって、ターボポンプが受ける温度を低下させ、ターボポンプをより緩やかに加熱する必要がある。

米国特許第２５３１７６１号

本発明は、航空機を推進させるタービン・エンジン及びロケット・モータを含む航空機のロケット・モータ・ターボポンプを始動するデバイスであって、圧縮空気噴射回路を介してターボポンプのタービンを始動する空気供給部を含み、圧縮空気は、航空機を推進するタービン・エンジンの燃焼室の上流側で、注出部によって前記タービン・エンジンの圧縮器段から抽気することを特徴とする、デバイスを提案する。

従来技術と比較すると、未燃焼ガスを使用する本発明のデバイスは、ターボポンプのタービンを低温から始動した際、このタービンを熱衝撃にさらさないようにすることができる。

本発明のデバイスは、最大温度が約６００℃の圧縮空気を使用するため、従来技術のデバイスに比べるとそれほどタービンを加熱しない。本発明のデバイスは、更に、比較的小型のままであり、航空機の推進系に比較的わずかな質量しか追加しない。

更に、タービンに供給するガス流を制御する部材は、従来技術のデバイスとは異なり、高温を受けない。

デバイスは、有利には、ターボポンプのタービンの回転を駆動するガス発生器の燃焼室を備え、ロケット・モータが作動する際、前記室に液体推進剤を供給する。

特定の一実施形態によれば、タービン内への圧縮空気噴射回路は、前記室を前記圧縮空気で満たすように構成し、ガス発生器着火段階の間、少なくとも１つの液体推進剤と共に酸素ガスを噴射するか、又は液体推進剤混合物中に酸素ガスを噴射するようにし、これらの液体推進剤の燃焼開始を改善する。

有利な一実施形態によれば、デバイスは、抽気した空気を冷却する手段を更に備える。

特定の一実施形態によれば、冷却手段は、航空機外部からの空気で冷却する熱交換器を含む。

代替又は相補的実施形態によれば、冷却手段は、ロケット・モータに極低温推進剤を供給する管路の全て又は一部を使用する。

ターボポンプのタービンへの空気供給部は、有利には、タービンの回転開始を注出部から迅速に制御するように構成した、弁、較正手段及び逆止め弁を備える。

本発明は、更に、少なくとも１つのタービン・エンジン及び少なくとも１つのロケット・モータを含む航空機の推進系に関し、この推進系は、本発明によるロケット・モータ・ターボポンプを始動するデバイスを含み、本発明は、特に、そのような推進系を含む宇宙往還機又は極超音速機に適用する。

最後に、本発明は、本発明のデバイスによるロケット・モータ・ターボポンプの始動方法に関し、該方法は、圧縮空気をターボポンプのタービン内に噴射する第１のステップ、及び次に、圧縮空気によるタービンの駆動により、ターボポンプを駆動するガス発生器の燃焼室に推進剤を噴射するステップを含む。

タービン内への空気の噴射は、有利には、ガス発生器内の圧力が弁の設定値を超えると弁によって停止する。

本発明の他の特徴及び利点は、図面を参照して以下の説明を読めば明らかになるであろう。

本発明の原理によるデバイスの概略図である。 本発明の第１の変形形態による、空気交換器を有するデバイスの概略図である。 本発明の第２の変形形態による、液体交換器を有するデバイスの概略図である。 本発明の第３の変形形態による、ガス発生器室を介して供給するデバイスの概略図である。

本発明は、２つの別個の推進系を含む宇宙往還機のモータ系に関し、２つの推進系とは、大気圏段階飛行用の１つ又は複数のターボジェット、及びターボポンプで液体燃料を供給する１つ又は複数のロケット・モータを使用する、準軌道飛行等の宇宙飛行用ロケット推進系である。

図１は、ターボジェット５及びロケット・モータ２を含むそのような推進系を概略的に示し、ターボジェット５とロケット・モータ２との間にあるのは、本発明によるロケット・モータ供給用ターボポンプ１である。

簡易化のため、ロケット・モータの公知の槽及び付属系及び航空機のサーマル・エンジンは、示さない。

本明細書では、ターボポンプは、２つのポンプ１ｂ、１ｃを駆動するタービン１ａを含むターボポンプであり、ポンプ１ｂ、１ｃは、圧力下、槽からポンプで送り込む液体推進剤１１、１２、例えば燃料及び酸化剤をロケット・モータに供給するものであり、この槽は従来技術の古典的なものであるので、示さない。

航空機を推進する、例えばターボジェット型のタービン・エンジン５は、複数の圧縮器段６、燃焼室７及びタービン１６を従来のように含み、タービン１６は、燃焼室からの出口流を受け、圧縮器６を駆動する。

本発明のデバイスは、圧縮器６により圧縮した空気を抽気して、１つ又は複数のロケット・モータのターボポンプ１のタービン１ａの流体回路に供給する。

この供給回路は、タービン・エンジン５の圧縮器段６ａ内に注出部４を含む。

空気を抽気する圧縮器段は、タービン・エンジンの動作を低下させない抽気を可能にするように選択し、更に、ターボポンプ１のタービン１ａの動作に適合するガス温度及び圧力をもたらす段で実行する。空気は、中程度の圧力、例えば１０バール程度の圧力を供給する圧縮器段で抽気する。

タービン１ａを注出部４に連結する回路３は、タービンに供給する圧縮空気を開閉する弁１３を備える。

弁１３は、タービン１ａの回転を開始するために開放し、次に、ターボポンプが始動しロケット・モータに推進剤の一部が供給された後、閉鎖する。

回路は、流体較正手段１４及び逆止め弁１５を更に含む。

こうした手段の組合せにより、ターボジェットの燃焼室７の上流側で、注出部４から抽気した圧縮空気のタービン内への供給開始を迅速に制御することを可能にする。

空気を抽気する圧縮器段を選択できることにより、圧縮空気の温度調節を可能にする。

タービンの回転を開始する過渡的な段階の間、タービン１ａに到達するガスの温度を制限できることは、タービンの耐用寿命を改善する重要な要素である。

実際、この開始段階の間、タービンは、周囲温度から、推進剤の燃焼により生じた高温ガスがもつ温度まで急峻な温度勾配を受ける。

図２及び図３では、ターボポンプのタービン１ａに供給する圧縮空気の温度は、タービンの供給管路上の交換器８、９によって調節する。

図２の例では、航空機内を通る外気が、タービン１ａに供給する加圧ガスを冷却するように、交換器は、外気取入れ口の高さに位置する空気／空気交換器８である。

図３の例では、交換器９は、推進剤１２をポンプ１ｂに供給する回路内に位置する空気／液体交換器であり、推進剤１２は、極低温の推進剤であれば特に有利である。

交換器の低温回路において、低温源として極低温管路を使用するか、又はこの極低温管路内を循環するものの全て又は一部を低温源として使用することが特に可能である。

ターボポンプの回路は、ターボポンプのタービンと連通する、ガス発生器の燃焼室１０を含む。

このガス発生器に、ターボポンプのポンプ１ｂ、１ｃによって送り込まれる極低温推進剤１１、１２を供給し、極低温推進剤は、これ自体は公知である着火手段により燃焼室内で着火される。

タービン又はタービン噴射ケーシング内に噴射された圧縮空気は、タービンとこの燃焼室との間に弁が一切ないので、ガス発生器の燃焼室に移動し、このガスには、推進剤の着火を促進する空気も含まれる。

この場合、空気供給回路は、ガス発生器の始動段階の間、ターボジェットから抽気した空気からの酸素ガスを噴射しタービンに供給するように働き、ガス発生器の始動段階を改善する性質を有する。

実際、極低温技術推進剤の場合、液相での始動は、制御が容易ではない。この理由のために、空気由来の酸素で液体燃料を着火することで、ガス発生器の始動段階、したがってロケット・モータの始動段階をより信頼できるものにする。

したがって、ロケット・モータの始動には、圧縮空気をターボポンプのタービン内に噴射する第１のステップ、及び次に、圧縮空気によるタービンの駆動により、ターボポンプを駆動するガスを発生させるガス発生器の燃焼室１０に推進剤を噴射するステップを含む。ターボポンプの始動後、タービン内への空気噴射は、ガス発生器内の圧力が弁の設定値を超えると弁１５によって停止する。

したがって、ターボジェット燃焼室の中又は後部ではなく、圧縮器出口から抽気することが本発明の利点であり、ターボジェット燃焼室の中又は後部では、酸化剤としての酸素を全く利用できない。

そのような構成では、シーケンスは、圧縮器６から噴射された空気を使用して回転し始めるタービン１ａによって開始される一方で、推進剤供給管路１１１、１１２は、弁１１３、１１４により閉鎖する。次に、ターボポンプにより送り込んだ液体燃料（例えば推進剤１２）を、弁１１４の開放により室１０内に噴射し、この燃料は、点火プラグ等の着火デバイスによって圧縮空気からの酸素で着火する。次に、酸化剤１１を弁１１３の開放により噴射する。燃焼が定着した後、空気供給を弁１３の閉鎖により遮断し、これによりロケット・モータ始動段階が終了する。

機体が２段式宇宙往還機である場合は、ターボジェットとタービンとの間の圧縮空気管路内に、分離段階時にこの管路を分離できる自動切断デバイスを設ければ十分であることに留意されたい。

したがって、本発明のデバイスは、ガス発生器の始動段階の間、推進剤と共に酸素ガスを噴射するか、又は液体推進剤混合物中に酸素ガスを噴射し、ガス発生器の液体推進剤の燃焼開始を改善するものである。

この系により提供される別の可能な形態は、ロケット・モータを低推力モードで作動することであり、このことは、ターボジェットから到来した空気により、ロケット推進系の液体酸化剤１２の流れを制限して燃焼することによってタービンを作動するものである。

この作動モードは、１つ又は複数のターボジェット動作による航空大気圏飛行段階に制限されるが、起こり得る機体の追加推力の必要性に対処できる。

本発明は、特に、２重推進系（ターボジェット及びロケット・モータ）を有する宇宙往還機又は２重推進系（ターボジェット及びロケット・モータ）を有する極超音速機に適用する。

Claims (12)

1. 航空機を推進するタービン・エンジン及びロケット・モータを含む航空機のロケット・モータ（２）のターボポンプ（１）を始動するデバイスであって、
   圧縮空気噴射回路を介して前記ターボポンプのタービン（１ａ）を始動する空気供給部を含み、前記圧縮空気は、前記航空機を推進する前記タービン・エンジンの燃焼室（７）の上流側で、注出部（４）によって前記タービン・エンジン（５）の圧縮器段（６ａ）から抽気することを特徴とする、デバイス。
2. 前記ターボポンプ（１）の前記タービン（１ａ）の回転を駆動するガス発生器の燃焼室（１０）を更に含み、前記ロケット・モータを作動する際、前記室に液体推進剤（１１、１２）を供給する、請求項１に記載のデバイス。
3. 前記タービン内への前記圧縮空気噴射回路は、前記室（１０）を前記圧縮空気で満たすように構成され、前記ガス発生器着火段階の間、前記少なくとも１つの液体推進剤と共に酸素ガスを噴射するか、又は前記液体推進剤混合物中に前記酸素ガスを噴射するようにし、前記液体推進剤の燃焼開始を改善する、請求項２に記載のデバイス。
4. 抽気した空気を冷却する手段（８、９）を含む、請求項１、２又は３に記載のデバイス。
5. 前記冷却手段は、前記航空機外部からの空気により冷却される熱交換器（８）を含む、請求項４に記載のデバイス。
6. 前記冷却手段は、前記ロケット・モータに極低温推進剤を供給する管路の全て又は一部を使用する、請求項４又は５に記載のデバイス。
7. 前記ターボポンプの前記タービンに空気を供給する前記圧縮空気噴射回路は、タービンの回転を前記注出部から迅速に制御するように構成した、弁（１３）、較正手段（１４）及び逆止め弁（１５）を備える、請求項１から６のうちいずれか一項に記載のデバイス。
8. 少なくとも１つの推進タービン・エンジン（５）及び少なくとも１つのロケット・モータ（２）を含む航空機の推進系において、前記推進系は、請求項１から７のうちいずれか一項に記載の、前記ロケット・モータ（２）の前記ターボポンプ（１）を始動するデバイスを含むことを特徴とする、推進系。
9. 請求項８に記載の推進系を含む宇宙往還機。
10. 請求項８に記載の推進系を含む極超音速機。
11. 請求項１から７のうちいずれか一項に記載のデバイスによりロケット・モータ・ターボポンプを始動する方法であって、前記ターボポンプの前記タービン内に圧縮空気を噴射する第１のステップ、及び次に、前記圧縮空気による前記タービンの駆動により、前記ターボポンプを駆動するガス発生器の燃焼室（１０）に推進剤を噴射するステップを含む方法。
12. 前記タービン内への前記空気噴射は、前記ガス発生器の圧力が前記弁の設定値を超えると弁（１５）により停止する、請求項１１に記載の方法。

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