JP2601906B2 - 空気液化サイクルエンジン - Google Patents
空気液化サイクルエンジンInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はスペース・プレーンおよび極超音速航空機等
に適用される空気液化サイクルエンジンに関する。
に適用される空気液化サイクルエンジンに関する。
従来の空気液化サイクルエンジンは第４図にそのサイ
クル代表例を示すように、燃料である液体水素を液体水
素ポンプ１で低圧空気液化器２及び空気予冷器４に送っ
てこれを冷熱源として、インテーク６から取入れた吸入
空気を冷却、液化し、低圧液化空気ポンプ７で噴射器９
を介して燃焼室10へ噴射すると同時に液体水素を噴射器
５を介して燃焼室10へ噴射し、燃焼させてロケットエン
ジンノズル11からジェットとして噴射する、液化空気と
水素によって作動する一種のロケットエンジンである。
従って、スペースプレーンや極超音速機に適用した場
合、離陸時や加速時および超音速飛行時には適している
ものの、亜音速飛行時や着陸時には不向きであり、燃費
が著しく悪化する。
クル代表例を示すように、燃料である液体水素を液体水
素ポンプ１で低圧空気液化器２及び空気予冷器４に送っ
てこれを冷熱源として、インテーク６から取入れた吸入
空気を冷却、液化し、低圧液化空気ポンプ７で噴射器９
を介して燃焼室10へ噴射すると同時に液体水素を噴射器
５を介して燃焼室10へ噴射し、燃焼させてロケットエン
ジンノズル11からジェットとして噴射する、液化空気と
水素によって作動する一種のロケットエンジンである。
従って、スペースプレーンや極超音速機に適用した場
合、離陸時や加速時および超音速飛行時には適している
ものの、亜音速飛行時や着陸時には不向きであり、燃費
が著しく悪化する。
上記従来の空気液化サイクルエンジンには解決すべき
次の課題があった。
次の課題があった。
即ち、上述の通り亜音速飛行時や着陸時には燃費が著
しく悪化するのでスペースプレーンや超音速機に空気液
化サイクルエンジンをその推進系として採用する場合、
亜音速飛行および着陸用の何んらかの推進系を併用する
必要がある。
しく悪化するのでスペースプレーンや超音速機に空気液
化サイクルエンジンをその推進系として採用する場合、
亜音速飛行および着陸用の何んらかの推進系を併用する
必要がある。
本発明は上記課題の解決手段として、つぎの（１）〜
（５）に記載の空気液化サイクルエンジンを提供しよう
とするものである。
（５）に記載の空気液化サイクルエンジンを提供しよう
とするものである。
（１）．インテーク内に液体燃料を循環させたのち燃焼
室へ供給するとともに、インテーク内に流入する空気を
循環燃料により液化させたのち燃焼室へ噴射し燃焼させ
る空気液化サイクルエンジンにおいて、ターボジェット
エンジンを併設し、上記インテーク内に流入し冷却され
た空気の一部を該ターボジェットエンジンの圧縮機に導
くダクトと、該圧縮機で圧縮された空気の一部を上記イ
ンテーク内の下流側へ導くダクトと、上記空気液化サイ
クルエンジンの燃焼室へ供給される液体燃料の一部をタ
ーボジェットエンジンの燃焼室に分流させる配管を設け
たことを特徴とする空気液化サイクルエンジン。
室へ供給するとともに、インテーク内に流入する空気を
循環燃料により液化させたのち燃焼室へ噴射し燃焼させ
る空気液化サイクルエンジンにおいて、ターボジェット
エンジンを併設し、上記インテーク内に流入し冷却され
た空気の一部を該ターボジェットエンジンの圧縮機に導
くダクトと、該圧縮機で圧縮された空気の一部を上記イ
ンテーク内の下流側へ導くダクトと、上記空気液化サイ
クルエンジンの燃焼室へ供給される液体燃料の一部をタ
ーボジェットエンジンの燃焼室に分流させる配管を設け
たことを特徴とする空気液化サイクルエンジン。
（２）．上記ターボジェットエンジンに代えてターボフ
ァンエンジンを併設し、上記インテーク内に流入し冷却
された空気の一部を該ターボジェットエンジンの圧縮機
に導くダクトに代えて上記インテーク内に流入し冷却さ
れた空気の一部を該ターボファンエンジンのファンに導
くダクトを設け、上記圧縮機で圧縮された空気の一部を
上記インテーク内の下流側へ導くダクトに代えて該ファ
ンで圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流側
へ導くダクトを設け、上記空気液化サイクルエンジンの
燃焼室へ供給される液体燃料の一部をターボジェットエ
ンジンの燃焼室に分流させる配管に代えて上記空気液化
サイクルエンジンの燃焼室へ供給される液体燃料の一部
を該ターボファンエンジンの燃焼室へ分流させる配管を
設けたことを特徴とする請求項１に記載の空気液化サイ
クルエンジン。
ァンエンジンを併設し、上記インテーク内に流入し冷却
された空気の一部を該ターボジェットエンジンの圧縮機
に導くダクトに代えて上記インテーク内に流入し冷却さ
れた空気の一部を該ターボファンエンジンのファンに導
くダクトを設け、上記圧縮機で圧縮された空気の一部を
上記インテーク内の下流側へ導くダクトに代えて該ファ
ンで圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流側
へ導くダクトを設け、上記空気液化サイクルエンジンの
燃焼室へ供給される液体燃料の一部をターボジェットエ
ンジンの燃焼室に分流させる配管に代えて上記空気液化
サイクルエンジンの燃焼室へ供給される液体燃料の一部
を該ターボファンエンジンの燃焼室へ分流させる配管を
設けたことを特徴とする請求項１に記載の空気液化サイ
クルエンジン。
（３）．液体燃料の分流点と空気液化サイクルエンジン
の燃焼室との間に燃料開閉弁を設けるとともに、圧縮機
で圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流側へ
導くダクト内に空気開閉弁を設けたことを特徴とする請
求項１に記載の空気液化サイクルエンジン。
の燃焼室との間に燃料開閉弁を設けるとともに、圧縮機
で圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流側へ
導くダクト内に空気開閉弁を設けたことを特徴とする請
求項１に記載の空気液化サイクルエンジン。
（４）．液体燃料の分流点と空気液化サイクルエンジン
の燃焼室との間に燃料開閉弁を設けるとともに、ファン
で圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流側へ
導くダクト内に空気開閉弁を設けたことを特徴とする請
求項２に記載の空気液化サイクルエンジン。
の燃焼室との間に燃料開閉弁を設けるとともに、ファン
で圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流側へ
導くダクト内に空気開閉弁を設けたことを特徴とする請
求項２に記載の空気液化サイクルエンジン。
（５）．空気液化サイクルエンジンのノズルとターボジ
ェットエンジンのノズルを同心状に配したことを特徴と
する請求項１、２、３に記載の空気液化サイクルエンジ
ン。
ェットエンジンのノズルを同心状に配したことを特徴と
する請求項１、２、３に記載の空気液化サイクルエンジ
ン。
本発明は上記のように構成されるので次の作用を有す
る。即ち、インテーク内に流入した空気は空気液化サイ
クルエンジンの燃焼室へと供給されるとともに、その一
部はターボジェットエンジンの圧縮機（またはターボフ
ァンエンジンのファン）に導かれる。ここで圧縮された
空気はターボジェットエンジン（またはターボファンエ
ンジン）の燃焼室に供給されるとともに、その一部はイ
ンテーク内に再度流入し空気液化サイクルエンジンの燃
焼室へと供給される。一方、液体燃料は空気液化サイク
ルエンジンの燃焼室およびターボジェットエンジン（ま
たはターボファンエンジン）の燃焼室の両方に供給され
る。これによって、併設された空気液化サイクルエンジ
ンおよびターボジェットエンジン（またはターボファン
エンジン）の両方が作動され、大推力が得られる。
る。即ち、インテーク内に流入した空気は空気液化サイ
クルエンジンの燃焼室へと供給されるとともに、その一
部はターボジェットエンジンの圧縮機（またはターボフ
ァンエンジンのファン）に導かれる。ここで圧縮された
空気はターボジェットエンジン（またはターボファンエ
ンジン）の燃焼室に供給されるとともに、その一部はイ
ンテーク内に再度流入し空気液化サイクルエンジンの燃
焼室へと供給される。一方、液体燃料は空気液化サイク
ルエンジンの燃焼室およびターボジェットエンジン（ま
たはターボファンエンジン）の燃焼室の両方に供給され
る。これによって、併設された空気液化サイクルエンジ
ンおよびターボジェットエンジン（またはターボファン
エンジン）の両方が作動され、大推力が得られる。
また、燃料開閉弁を閉じて液体燃料をターボジェット
エンジン（またはターボファンエンジン）の燃焼室のみ
に供給し、空気開閉弁を閉じてターボジェットエンジン
の圧縮機（またはターボファンエンジンのファン）から
インテーク内への再流入を遮断することにより、ターボ
ジェットエンジン（またはターボファンエンジン）のみ
が作動され、小推力が得られる。
エンジン（またはターボファンエンジン）の燃焼室のみ
に供給し、空気開閉弁を閉じてターボジェットエンジン
の圧縮機（またはターボファンエンジンのファン）から
インテーク内への再流入を遮断することにより、ターボ
ジェットエンジン（またはターボファンエンジン）のみ
が作動され、小推力が得られる。
また、空気液化サイクルエンジンのノズルとターボジ
ェットエンジンのノズルとを同心状とすれば装備が簡素
化されることになる。
ェットエンジンのノズルとを同心状とすれば装備が簡素
化されることになる。
本発明の第１実施例を第１図により説明する。なお、
従来例の第４図と同様の構成部材には同符号を付し、必
要な場合以外は説明を省略する。以降、第２、第３実施
例についても同様である。
従来例の第４図と同様の構成部材には同符号を付し、必
要な場合以外は説明を省略する。以降、第２、第３実施
例についても同様である。
第１図は第１実施例の模式的縦断面図で、先ず、構成
を概述すると、図の左側が大推力を発生するためのロケ
ットエンジンで尾端（図の下端）にロケットエンジンノ
ズル11を有している。図の右側は小推力を発生するため
のターボジェットエンジンで尾端にノズル19を有してい
る。離陸時や加速時等の大推力を必要とするときは左側
のロケットエンジン及び右側のターボジェットエンジン
の両方を作動させ、低燃費が求められる亜音速飛行時
や、小推力のみを必要とする着陸時等では右側のターボ
ジェットエンジンのみを作動させる。以下にそれらの詳
細について説明する。
を概述すると、図の左側が大推力を発生するためのロケ
ットエンジンで尾端（図の下端）にロケットエンジンノ
ズル11を有している。図の右側は小推力を発生するため
のターボジェットエンジンで尾端にノズル19を有してい
る。離陸時や加速時等の大推力を必要とするときは左側
のロケットエンジン及び右側のターボジェットエンジン
の両方を作動させ、低燃費が求められる亜音速飛行時
や、小推力のみを必要とする着陸時等では右側のターボ
ジェットエンジンのみを作動させる。以下にそれらの詳
細について説明する。
先ず、大推力を必要とする離陸や加速の場合、水素弁
21を閉じ、水素弁20及びアフターバーナ燃料弁22を開
く。そして液体水素ポンプ１を作動させ、燃料の液体水
素を昇圧する。昇圧された液体水素は低圧空気液化器
２、高圧空気液化器３および空気予冷器４を経て、水素
弁20（開状態）を通り、ロケットエンジンの噴射器５に
入り、燃焼室10に吹き込まれる。
21を閉じ、水素弁20及びアフターバーナ燃料弁22を開
く。そして液体水素ポンプ１を作動させ、燃料の液体水
素を昇圧する。昇圧された液体水素は低圧空気液化器
２、高圧空気液化器３および空気予冷器４を経て、水素
弁20（開状態）を通り、ロケットエンジンの噴射器５に
入り、燃焼室10に吹き込まれる。
空気はインテーク６から入り、空気予冷器４を経て大
部分は低圧空気液化器２に入り液化され、低圧液化空気
ポンプ７を経て、ロケットエンジンの噴射器９に入り燃
焼室10へ吹き込まれる。そして噴射器５から吹き込まれ
た液体水素と共に燃焼し、ロケットエンジンノズル11か
ら噴射される。他方、インテーク６から入った空気の一
部は空気予冷器４から抽気され空気ダクト12を経てター
ボジェットエンジンの空気圧縮器13に入り、増圧され、
高圧空気液化器３に導かれ、液化し、高圧液化空気ポン
プ８によって昇圧された後、ロケットエンジンの噴射器
９に入り、燃焼室10に吹き込まれ、上記燃焼を助長す
る。ターボジェットエンジンの空気圧縮機13で増圧され
た空気の一部はターボジェットエンジンの燃焼器15に入
り、燃料マニホールド16の水素と混合し、燃焼し、ター
ビン17を廻力した後、アフターバーナ燃料弁22を経てア
フターバーナ燃料マニホールド18を通った水素によって
再燃焼し、ターボジェットエンジンのノズル19より噴射
する。
部分は低圧空気液化器２に入り液化され、低圧液化空気
ポンプ７を経て、ロケットエンジンの噴射器９に入り燃
焼室10へ吹き込まれる。そして噴射器５から吹き込まれ
た液体水素と共に燃焼し、ロケットエンジンノズル11か
ら噴射される。他方、インテーク６から入った空気の一
部は空気予冷器４から抽気され空気ダクト12を経てター
ボジェットエンジンの空気圧縮器13に入り、増圧され、
高圧空気液化器３に導かれ、液化し、高圧液化空気ポン
プ８によって昇圧された後、ロケットエンジンの噴射器
９に入り、燃焼室10に吹き込まれ、上記燃焼を助長す
る。ターボジェットエンジンの空気圧縮機13で増圧され
た空気の一部はターボジェットエンジンの燃焼器15に入
り、燃料マニホールド16の水素と混合し、燃焼し、ター
ビン17を廻力した後、アフターバーナ燃料弁22を経てア
フターバーナ燃料マニホールド18を通った水素によって
再燃焼し、ターボジェットエンジンのノズル19より噴射
する。
このようにして大推力がターボジェットエンジンのノ
ズル19とロケットエンジンノズル11からの噴流ガスの反
力として得られる。
ズル19とロケットエンジンノズル11からの噴流ガスの反
力として得られる。
次に小推力、低燃費を必要とする亜音速飛行や着陸の
場合について説明する。
場合について説明する。
先ず、空気弁14、水素弁20およびアフターバーナ燃料
弁22を閉じ、水素弁21を開く。次いで液体水素ポンプ１
を作動させ、液体水素を昇圧する。昇圧された液体水素
は水素弁21を通って空気予冷器４に入り、ターボジェッ
トエンジンの燃料マニホールド16を経てターボジェット
エンジンの燃焼器15に吹き込まれる。
弁22を閉じ、水素弁21を開く。次いで液体水素ポンプ１
を作動させ、液体水素を昇圧する。昇圧された液体水素
は水素弁21を通って空気予冷器４に入り、ターボジェッ
トエンジンの燃料マニホールド16を経てターボジェット
エンジンの燃焼器15に吹き込まれる。
空気はインテーク６から入り、空気予冷器４を通っ
て、ターボジェットエンジンの空気圧縮機13に入り、燃
焼器15で燃焼し、タービン17を駆動後ノズル19より噴出
し推力を発生する。
て、ターボジェットエンジンの空気圧縮機13に入り、燃
焼器15で燃焼し、タービン17を駆動後ノズル19より噴出
し推力を発生する。
この時、ロケットエンジン側は作動を停止している。
このようにして小推力が得られる。
このようにして小推力が得られる。
尚、空気予冷器４には、空気中のCO2、H2Oが固体とな
って霜着し、空気予冷器４の冷却能を低下させるので、
これをとりのぞくための加振器、ブロアなどの除霜手段
を設けることが望ましいが図が煩雑化して要部の理解の
妨げになることを避けるため、図示を省略してある。
って霜着し、空気予冷器４の冷却能を低下させるので、
これをとりのぞくための加振器、ブロアなどの除霜手段
を設けることが望ましいが図が煩雑化して要部の理解の
妨げになることを避けるため、図示を省略してある。
次に本発明の第２実施例について第２図により説明す
る。本実施例も第１実施例と構成は近似しているが、第
１実施例で用いられたターボジェットエンジンの代りに
ターボジェットエンジンを用いた点が相違している。即
ち、ターボジェットエンジンを用いることにより亜音速
飛行時、着陸時の燃費をさらに改善させようとするもの
である。
る。本実施例も第１実施例と構成は近似しているが、第
１実施例で用いられたターボジェットエンジンの代りに
ターボジェットエンジンを用いた点が相違している。即
ち、ターボジェットエンジンを用いることにより亜音速
飛行時、着陸時の燃費をさらに改善させようとするもの
である。
第２図において、13′はファン、23は空気弁、24はフ
ァンノズルで、その他の構成は第１実施例の場合と同様
である。即ち、第１実施例の構成にファン13′、空気弁
23及びファンノズル24が付設された構成となっている。
亜音速飛行時、着陸時には空気弁14を閉じ、空気弁23を
開いてファンエンジンとして作動させる。
ァンノズルで、その他の構成は第１実施例の場合と同様
である。即ち、第１実施例の構成にファン13′、空気弁
23及びファンノズル24が付設された構成となっている。
亜音速飛行時、着陸時には空気弁14を閉じ、空気弁23を
開いてファンエンジンとして作動させる。
次に本発明の第３実施例を第３図により説明する。
本実施例は基本的に第１実施例と近似した構成である
が、第１実施例では通常の長さに形成されたノズル19
を、本実施例では長く延ばして、その開放端がロケット
エンジンノズル11を同心状に囲むようノズル19′として
形成した点が相違する。このように構成することによっ
て機体への装備を簡素化できるという利点がある。
が、第１実施例では通常の長さに形成されたノズル19
を、本実施例では長く延ばして、その開放端がロケット
エンジンノズル11を同心状に囲むようノズル19′として
形成した点が相違する。このように構成することによっ
て機体への装備を簡素化できるという利点がある。
以上の通り、第１〜第３実施例によればロケットエン
ジンとターボジェットエンジン又はファンジェットエン
ジンを併用するので大推力を要する場合は両エンジンを
作動させ、小推力のみで目的が達せられる場合は高燃費
のターボジェットエンジン又はファンジェットエンジン
のみを作動させることができるので、従来例に比し、著
しく燃費を節減できるという利点がある。
ジンとターボジェットエンジン又はファンジェットエン
ジンを併用するので大推力を要する場合は両エンジンを
作動させ、小推力のみで目的が達せられる場合は高燃費
のターボジェットエンジン又はファンジェットエンジン
のみを作動させることができるので、従来例に比し、著
しく燃費を節減できるという利点がある。
本発明は上記のように構成されるので次の効果を有す
る。
る。
即ち、空気液化サイクルエンジンにターボジェットエ
ンジン又はファンジェットエンジンを併用させることに
より大推力を必要とする離陸、加速時においては両エン
ジンを作動させることにより大推力が得られる。その
際、ターボジェットエンジン又はファンジェットエンジ
ンの空気圧縮機からの高圧空気の抽気による高圧空気液
化器３の圧力上昇により、空気液化量の増大が図られ
る。この結果、空気液化サイクルエンジンの性能が向上
する。また、空気液化サイクルエンジンに併用されたタ
ーボジェットエンジンは空気予冷器の後流に位置するた
め、高速時の過大なラム温度に直接さらされることがな
いため、高々速の作動が可能となる。
ンジン又はファンジェットエンジンを併用させることに
より大推力を必要とする離陸、加速時においては両エン
ジンを作動させることにより大推力が得られる。その
際、ターボジェットエンジン又はファンジェットエンジ
ンの空気圧縮機からの高圧空気の抽気による高圧空気液
化器３の圧力上昇により、空気液化量の増大が図られ
る。この結果、空気液化サイクルエンジンの性能が向上
する。また、空気液化サイクルエンジンに併用されたタ
ーボジェットエンジンは空気予冷器の後流に位置するた
め、高速時の過大なラム温度に直接さらされることがな
いため、高々速の作動が可能となる。
また、亜音速飛行、着陸時等の小推力で足りる場合は
ターボジェットエンジン又はファンジェットエンジンを
作動させることにより、低燃費が実現できる。
ターボジェットエンジン又はファンジェットエンジンを
作動させることにより、低燃費が実現できる。
第１図は本発明の第１実施例に係るターボジェットエン
ジンを併用した空気液化サイクルエンジンの模式的縦断
面図、第２図は本発明の第２実施例のターボファンエン
ジンを併用した空気液化サイクルエンジンの模式的縦断
面図、第３図は本発明の第３実施例のターボジェットエ
ンジンを併用した空気液化サイクルエンジンの模式的縦
断面図、第４図は従来の空気液化サイクルエンジンの模
式的縦断面図である。 １……液体水素ポンプ、２……低圧空気液化器、３……
高圧空気液化器、 ４……空気予冷器、５……噴射器、６……インテーク、 ７……低圧液化空気ポンプ、８……高圧液化空気ポン
プ、９……噴射器、 10……燃焼室、11……ロケットエンジンノズル、 12……空気ダクト、13……空気圧縮器、13′……ファ
ン、 14……空気弁、15……燃焼器、16……燃料マニホール
ド、 17……タービン、18……アフターバーナ燃料マニホール
ド、 19,19′……ノズル、20,21……水素弁、 22……アフターバーナ燃料弁、23……空気弁、24……フ
ァンノズル。
ジンを併用した空気液化サイクルエンジンの模式的縦断
面図、第２図は本発明の第２実施例のターボファンエン
ジンを併用した空気液化サイクルエンジンの模式的縦断
面図、第３図は本発明の第３実施例のターボジェットエ
ンジンを併用した空気液化サイクルエンジンの模式的縦
断面図、第４図は従来の空気液化サイクルエンジンの模
式的縦断面図である。 １……液体水素ポンプ、２……低圧空気液化器、３……
高圧空気液化器、 ４……空気予冷器、５……噴射器、６……インテーク、 ７……低圧液化空気ポンプ、８……高圧液化空気ポン
プ、９……噴射器、 10……燃焼室、11……ロケットエンジンノズル、 12……空気ダクト、13……空気圧縮器、13′……ファ
ン、 14……空気弁、15……燃焼器、16……燃料マニホール
ド、 17……タービン、18……アフターバーナ燃料マニホール
ド、 19,19′……ノズル、20,21……水素弁、 22……アフターバーナ燃料弁、23……空気弁、24……フ
ァンノズル。
Claims (5)
- 【請求項１】インテーク内に液体燃料を循環させたのち
燃焼室へ供給するとともに、インテーク内に流入する空
気を循環燃料により液化させたのち燃焼室へ噴射し燃焼
させる空気液化サイクルエンジンにおいて、ターボジェ
ットエンジンを併設し、上記インテーク内に流入し冷却
された空気の一部を該ターボジェットエンジンの圧縮機
に導くダクトと、該圧縮機で圧縮された空気の一部を上
記インテーク内の下流側へ導くダクトと、上記空気液化
サイクルエンジンの燃焼室へ供給される液体燃料の一部
をターボジェットエンジンの燃焼室に分流させる配管を
設けたことを特徴とする空気液化サイクルエンジン。 - 【請求項２】上記ターボジェットエンジンに代えてター
ボファンエンジンを併設し、上記インテーク内に流入し
冷却された空気の一部を該ターボジェットエンジンの圧
縮機に導くダクトに代えて上記インテーク内に流入し冷
却された空気の一部を該ターボファンエンジンのファン
に導くダクトを設け、上記圧縮機で圧縮された空気の一
部を上記インテーク内の下流側へ導くダクトに代えて該
ファンで圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下
流側へ導くダクトを設け、上記空気液化サイクルエンジ
ンの燃焼室へ供給される液体燃料の一部をターボジェッ
トエンジンの燃焼室に分流させる配管に代えて上記空気
液化サイクルエンジンの燃焼室へ供給される液体燃料の
一部を該ターボファンエンジンの燃焼室へ分流させる配
管を設けたことを特徴とする請求項１に記載の空気液化
サイクルエンジン。 - 【請求項３】液体燃料の分流点と空気液化サイクルエン
ジンの燃焼室との間に燃料開閉弁を設けるとともに、圧
縮機で圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流
側へ導くダクト内に空気開閉弁を設けたことを特徴とす
る請求項１に記載の空気液化サイクルエンジン。 - 【請求項４】液体燃料の分流点と空気液化サイクルエン
ジンの燃焼室との間に燃料開閉弁を設けるとともに、フ
ァンで圧縮された空気の一部を上記インテーク内の下流
側へ導くダクト内に空気開閉弁を設けたことを特徴とす
る請求項２に記載の空気液化サイクルエンジン。 - 【請求項５】空気液化サイクルエンジンのノズルとター
ボジェットエンジンのノズルを同心状に配したことを特
徴とする請求項１、２、３に記載の空気液化サイクルエ
ンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12148189A JP2601906B2 (ja) | 1989-05-17 | 1989-05-17 | 空気液化サイクルエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12148189A JP2601906B2 (ja) | 1989-05-17 | 1989-05-17 | 空気液化サイクルエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02301653A JPH02301653A (ja) | 1990-12-13 |
| JP2601906B2 true JP2601906B2 (ja) | 1997-04-23 |
Family
ID=14812227
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12148189A Expired - Fee Related JP2601906B2 (ja) | 1989-05-17 | 1989-05-17 | 空気液化サイクルエンジン |
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