JP3040695B2 - 液体ロケットエンジン - Google Patents
液体ロケットエンジンInfo
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- JP3040695B2 JP3040695B2 JP7143065A JP14306595A JP3040695B2 JP 3040695 B2 JP3040695 B2 JP 3040695B2 JP 7143065 A JP7143065 A JP 7143065A JP 14306595 A JP14306595 A JP 14306595A JP 3040695 B2 JP3040695 B2 JP 3040695B2
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- gas
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はタービン駆動ガスに液状
あるいはガス状の燃料を混合させることにより広範囲な
スロットリング（エンジン出力制御）可能な液体ロケッ
トエンジンに関する。
あるいはガス状の燃料を混合させることにより広範囲な
スロットリング（エンジン出力制御）可能な液体ロケッ
トエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】大型飛しょう体、宇宙機器打上げ等に用
いる液体ロケットエンジンのうち、主燃料器への混合燃
料供給を、先ずプリバーナ（又はガスジェネレータ）で
発生させた燃焼ガスでタービンを駆動、それに連結され
る各ターボポンプを用いて行なう従来例を図５，図６に
示す。
いる液体ロケットエンジンのうち、主燃料器への混合燃
料供給を、先ずプリバーナ（又はガスジェネレータ）で
発生させた燃焼ガスでタービンを駆動、それに連結され
る各ターボポンプを用いて行なう従来例を図５，図６に
示す。
【０００３】図５はプリバーナを用いる例、図６はガス
ジェネレータを用いる例の模式的系統図で、たとえば図
５を主にして説明すると酸化剤はタービン７で駆動され
るターボポンプ２（図では見分けの便宜上、酸素ポンプ
の英略字ＯＰを付してある）により主燃焼器１へ、およ
び酸化剤弁５を介してプリバーナ３（図６の場合はガス
ジェネレータ４）へ供給される。
ジェネレータを用いる例の模式的系統図で、たとえば図
５を主にして説明すると酸化剤はタービン７で駆動され
るターボポンプ２（図では見分けの便宜上、酸素ポンプ
の英略字ＯＰを付してある）により主燃焼器１へ、およ
び酸化剤弁５を介してプリバーナ３（図６の場合はガス
ジェネレータ４）へ供給される。
【０００４】燃料はタービン７で駆動されるターボポン
プ２（図では見分けの便宜上、燃料ポンプの英略字ＦＰ
を付してある）により、主燃焼器１の外周に付設された
図示しない冷却通路を経てプリバーナ３（図６の場合は
主燃焼器１及びガスジェネレータ４）へ供給される。
プ２（図では見分けの便宜上、燃料ポンプの英略字ＦＰ
を付してある）により、主燃焼器１の外周に付設された
図示しない冷却通路を経てプリバーナ３（図６の場合は
主燃焼器１及びガスジェネレータ４）へ供給される。
【０００５】プリバーナ３（図６ではガスジェネレータ
４）で混合燃焼したガスはタービン７を駆動し、主燃焼
器１内部に導入され、（図６では空中へ廃棄）ここで更
に新たな酸化剤と共に燃焼して尾端のノズル１ａから噴
射される。
４）で混合燃焼したガスはタービン７を駆動し、主燃焼
器１内部に導入され、（図６では空中へ廃棄）ここで更
に新たな酸化剤と共に燃焼して尾端のノズル１ａから噴
射される。
【０００６】その際のエンジン出力制御はプリバーナ３
（図６ではガスジェネレータ４）へ供給される酸化剤の
制御弁である酸化剤弁５を絞り込むこと（以降、「スロ
ットリング」という）で燃料に対する酸化剤の混合比
（以降、単に「混合比」と言う）を低下させてガス温度
を下げることによって行なっていた。なお、ここに「プ
リバーナ」方式はいわゆる２段燃焼サイクルで、１段目
のプリバーナ３を出る燃焼ガスは未燃分を多く含んでお
り、タービン７を経て主燃焼器１へ入って後、ターボポ
ンプ２によって供給される酸化剤と共に２段目の完全燃
焼を果たす。
（図６ではガスジェネレータ４）へ供給される酸化剤の
制御弁である酸化剤弁５を絞り込むこと（以降、「スロ
ットリング」という）で燃料に対する酸化剤の混合比
（以降、単に「混合比」と言う）を低下させてガス温度
を下げることによって行なっていた。なお、ここに「プ
リバーナ」方式はいわゆる２段燃焼サイクルで、１段目
のプリバーナ３を出る燃焼ガスは未燃分を多く含んでお
り、タービン７を経て主燃焼器１へ入って後、ターボポ
ンプ２によって供給される酸化剤と共に２段目の完全燃
焼を果たす。
【０００７】「ガスジェネレータ」方式はいわゆるガス
ジェネレータサイクルで、ガスジェネレータ４で完全燃
焼するため、タービン７を経た後は空中へ廃棄される。
従って主燃焼器１では別に燃料を必要とするため、ター
ビンポンプ２から分流して供給された燃料は主燃焼器１
外周の冷却通路を経た後、直接、主燃焼器１へ供給され
る。
ジェネレータサイクルで、ガスジェネレータ４で完全燃
焼するため、タービン７を経た後は空中へ廃棄される。
従って主燃焼器１では別に燃料を必要とするため、ター
ビンポンプ２から分流して供給された燃料は主燃焼器１
外周の冷却通路を経た後、直接、主燃焼器１へ供給され
る。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】従来の液体ロケットエ
ンジンには解決すべき次の課題があった。
ンジンには解決すべき次の課題があった。
【０００９】即ち、従来の液体ロケットエンジンではプ
リバーナあるいはガスジェネレータの混合比をあまり下
げすぎると燃焼が不安定になるので、１００〜５０％の
範囲に留めざるを得ず、それ以下のスロットリングは困
難であった。
リバーナあるいはガスジェネレータの混合比をあまり下
げすぎると燃焼が不安定になるので、１００〜５０％の
範囲に留めざるを得ず、それ以下のスロットリングは困
難であった。
【００１０】本発明は上記課題を解決するため、プリバ
ーナあるいはガスジェネレータの混合比は一定に保った
ままで、低温流体を混合することによりガス温度を下
げ、たとえば１００〜１０％の範囲にスロットリングを
拡張できる液体ロケットエンジンを提供することを目的
とする。
ーナあるいはガスジェネレータの混合比は一定に保った
ままで、低温流体を混合することによりガス温度を下
げ、たとえば１００〜１０％の範囲にスロットリングを
拡張できる液体ロケットエンジンを提供することを目的
とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、燃料及び酸化剤をプリバーナまたはガスジ
ェネレータの何れかで燃焼させ、その燃焼ガスによりタ
ービンを駆動し、同タービンに連結された複数のターボ
ポンプを駆動して燃料及び酸化剤を主燃焼室、上記プリ
バーナまたはガスジェネレータの所要部に送給し燃焼さ
せてその燃焼ガスによりノズル噴射を行なう液体ロケッ
トエンジンにおいて、上記プリバーナまたはガスジェネ
レータとタービンとの間の燃焼ガス流路に液状またはガ
ス状の燃料を注入可能に設けられた燃料注入手段を具備
してなることを特徴とする液体ロケットエンジンを提供
しようとするものである。
手段として、燃料及び酸化剤をプリバーナまたはガスジ
ェネレータの何れかで燃焼させ、その燃焼ガスによりタ
ービンを駆動し、同タービンに連結された複数のターボ
ポンプを駆動して燃料及び酸化剤を主燃焼室、上記プリ
バーナまたはガスジェネレータの所要部に送給し燃焼さ
せてその燃焼ガスによりノズル噴射を行なう液体ロケッ
トエンジンにおいて、上記プリバーナまたはガスジェネ
レータとタービンとの間の燃焼ガス流路に液状またはガ
ス状の燃料を注入可能に設けられた燃料注入手段を具備
してなることを特徴とする液体ロケットエンジンを提供
しようとするものである。
【００１２】
【作用】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。
を有する。
【００１３】即ち、プリバーナまたはガスジェネレータ
とタービンとの間の燃焼ガス流路に液状またはガス状の
燃料を注入可能に設けられた燃料注入手段を備えるので
プリバーナまたはガスジェネレータからのタービン駆動
ガスにエンジン自らが持っている低温あるいは常温の燃
料を燃料注入手段により注入混合させることにより、プ
リバーナあるいはガスジェネレータの混合比は一定に保
って安定燃焼を確保しながら、タービン駆動ガス温度を
低下させて、１００〜１０％のスロットリングを可能と
する。
とタービンとの間の燃焼ガス流路に液状またはガス状の
燃料を注入可能に設けられた燃料注入手段を備えるので
プリバーナまたはガスジェネレータからのタービン駆動
ガスにエンジン自らが持っている低温あるいは常温の燃
料を燃料注入手段により注入混合させることにより、プ
リバーナあるいはガスジェネレータの混合比は一定に保
って安定燃焼を確保しながら、タービン駆動ガス温度を
低下させて、１００〜１０％のスロットリングを可能と
する。
【００１４】
【実施例】本発明の第１〜第４実施例を図１〜図４によ
り説明する。なお、従来例ないしは先の実施例と同様の
構成部材には同符号を付し、必要ある場合を除き説明を
省略する。
り説明する。なお、従来例ないしは先の実施例と同様の
構成部材には同符号を付し、必要ある場合を除き説明を
省略する。
【００１５】第１，第２実施例は「プリバーナ」方式の
例であり、第３，第４実施例は「ガスジェネレータ」方
式の例である。第１〜第４各実施例共、プリバーナ３
（またはガスジェネレータ４）からタービン７に至る流
路の中途に燃料混合（注入）弁６が設けられている点は
共通で、この燃料混合弁６に燃料がＡまたはＢ（何れも
丸で囲んで示す）の何れのライン（流路）から供給（分
流）されるかが主たる相違点である。
例であり、第３，第４実施例は「ガスジェネレータ」方
式の例である。第１〜第４各実施例共、プリバーナ３
（またはガスジェネレータ４）からタービン７に至る流
路の中途に燃料混合（注入）弁６が設けられている点は
共通で、この燃料混合弁６に燃料がＡまたはＢ（何れも
丸で囲んで示す）の何れのライン（流路）から供給（分
流）されるかが主たる相違点である。
【００１６】（第１実施例）第１実施例を図１により説
明する。
明する。
【００１７】図１は本実施例の模式的系統図でプリバー
ナ３とタービン７との間の流路の中途には燃料注入可能
に燃料混合弁６が付設されている。その他の構成は基本
的に従来例の図５と同様である。但し、燃料混合弁６へ
は主燃焼器１の左側に丸で囲んで示すＡまたはＢから燃
料が分流して供給される。即ち、ターボポンプ２から主
燃焼器１の外周に付設された図示しない冷却通路を経て
プリバーナ３へ供給される燃料流路の何れの部位から分
流、供給されてもよい。
ナ３とタービン７との間の流路の中途には燃料注入可能
に燃料混合弁６が付設されている。その他の構成は基本
的に従来例の図５と同様である。但し、燃料混合弁６へ
は主燃焼器１の左側に丸で囲んで示すＡまたはＢから燃
料が分流して供給される。即ち、ターボポンプ２から主
燃焼器１の外周に付設された図示しない冷却通路を経て
プリバーナ３へ供給される燃料流路の何れの部位から分
流、供給されてもよい。
【００１８】次に上記構成の作用効果について説明す
る。
る。
【００１９】タービン７駆動用ガスを発生させるプリバ
ーナ３の酸化剤弁５を絞りこみ、混合比を低下させるこ
とでそのガス温度を６００℃から２００℃まで低下させ
る。これ以下の低混合比、低ガス温度では安定燃焼が困
難になるので、燃料混合弁６を開けていくことで液状あ
るいはガス状の燃料をプリバーナ３からの燃焼ガスに混
入し、プリバーナ３の混合比は保ったままでガス温度を
２００℃から−１００℃まで低下させる。
ーナ３の酸化剤弁５を絞りこみ、混合比を低下させるこ
とでそのガス温度を６００℃から２００℃まで低下させ
る。これ以下の低混合比、低ガス温度では安定燃焼が困
難になるので、燃料混合弁６を開けていくことで液状あ
るいはガス状の燃料をプリバーナ３からの燃焼ガスに混
入し、プリバーナ３の混合比は保ったままでガス温度を
２００℃から−１００℃まで低下させる。
【００２０】これにより１００〜１０％の広範囲でのエ
ンジンスロットリングが可能となる。
ンジンスロットリングが可能となる。
【００２１】（第２実施例）第２実施例を図２により説
明する。
明する。
【００２２】図２は本実施例の模式的系統図で、図にお
いて、燃料混合弁６への燃料供給のうちＢのみは専用に
分流して冷却通路を通し、供給する点が異なる以外は基
本的に第１実施例と同様である。即ち、Ａは冷却通路の
上流側で、Ｂは下流側でそれぞれ分流される。従って作
用効果も同様である。
いて、燃料混合弁６への燃料供給のうちＢのみは専用に
分流して冷却通路を通し、供給する点が異なる以外は基
本的に第１実施例と同様である。即ち、Ａは冷却通路の
上流側で、Ｂは下流側でそれぞれ分流される。従って作
用効果も同様である。
【００２３】（第３実施例）第３実施例を図３により説
明する。
明する。
【００２４】図３は本実施例の模式的系統図で、ガスジ
ェネレータ方式である点を除いては燃料混合弁６へ供給
される燃料は、Ａは冷却通路の上流側で分流され、Ｂは
下流側で分流される点、第１実施例と基本構成、作用効
果とも同様である。
ェネレータ方式である点を除いては燃料混合弁６へ供給
される燃料は、Ａは冷却通路の上流側で分流され、Ｂは
下流側で分流される点、第１実施例と基本構成、作用効
果とも同様である。
【００２５】（第４実施例）第４実施例を図４により説
明する。
明する。
【００２６】図４は本実施例の模式的系統図で本実施例
の場合も燃料混合弁６へ供給される燃料はＡが冷却通路
の上流側で、Ｂが下流側で分流され、基本的に第３実施
例と変らず、従って作用効果は第１実施例と同様であ
る。
の場合も燃料混合弁６へ供給される燃料はＡが冷却通路
の上流側で、Ｂが下流側で分流され、基本的に第３実施
例と変らず、従って作用効果は第１実施例と同様であ
る。
【００２７】以上の通り、第１〜第４実施例によればプ
リバーナ３（またはガスジェネレータ４）とタービン７
との間のガス流路に燃料混合弁６を介して、ターボポン
プ２からの燃料を冷却通路の上流側（従って常温）また
は下流側（従って低温）を注入混合するので、ガス温度
を著しく低温化することができ、プリバーナ３またはガ
スジェネレータ４における混合比を一定に保って安定燃
焼を維持しながら、タービン７を駆動するガス温度を低
下させ、１００〜１０％の範囲に亘ってスロットリング
（エンジン出力制御）を可能にするという利点がある。
リバーナ３（またはガスジェネレータ４）とタービン７
との間のガス流路に燃料混合弁６を介して、ターボポン
プ２からの燃料を冷却通路の上流側（従って常温）また
は下流側（従って低温）を注入混合するので、ガス温度
を著しく低温化することができ、プリバーナ３またはガ
スジェネレータ４における混合比を一定に保って安定燃
焼を維持しながら、タービン７を駆動するガス温度を低
下させ、１００〜１０％の範囲に亘ってスロットリング
（エンジン出力制御）を可能にするという利点がある。
【００２８】即ち、本実施例によれば、従来、１００〜
５０％の範囲に留めざるを得なかったロケットエンジン
の出力範囲を１００〜１０％に拡張できるという著しい
利点がある。
５０％の範囲に留めざるを得なかったロケットエンジン
の出力範囲を１００〜１０％に拡張できるという著しい
利点がある。
【００２９】
【発明の効果】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。
の効果を有する。
【００３０】即ち、プリバーナまたはガスジェネレータ
とタービンとの間の燃焼ガス流路に燃料を注入可能に燃
料注入手段を設けるので、プリバーナまたはガスジェネ
レータの混合比は不安定燃焼に至らない範囲で一定に保
ったまま、燃焼ガス流路に燃料（概ね常温以下）を注入
でき、それにより燃焼ガス温度を下げて低出力化が可能
となり、従来、１００〜５０％の範囲でしかできなかっ
たスロットリング範囲を１００〜１０％に拡張できる。
とタービンとの間の燃焼ガス流路に燃料を注入可能に燃
料注入手段を設けるので、プリバーナまたはガスジェネ
レータの混合比は不安定燃焼に至らない範囲で一定に保
ったまま、燃焼ガス流路に燃料（概ね常温以下）を注入
でき、それにより燃焼ガス温度を下げて低出力化が可能
となり、従来、１００〜５０％の範囲でしかできなかっ
たスロットリング範囲を１００〜１０％に拡張できる。
【図１】本発明の第１実施例に係るプリバーナ（２段燃
焼サイクル）を有する場合の模式的系統図、
焼サイクル）を有する場合の模式的系統図、
【図２】本発明の第２実施例に係るプリバーナ（２段燃
焼サイクル）を有する場合の別の模式的系統図、
焼サイクル）を有する場合の別の模式的系統図、
【図３】本発明の第３実施例に係るガスジェネレータ
（ガスジェネレータサイクル）を有する場合の模式的系
統図、
（ガスジェネレータサイクル）を有する場合の模式的系
統図、
【図４】本発明の第４実施例に係るガスジェネレータ
（ガスジェネレータサイクル）を有する場合の別の模式
的系統図、
（ガスジェネレータサイクル）を有する場合の別の模式
的系統図、
【図５】従来のプリバーナ（２段燃焼サイクル）を有す
る場合の模式的系統図、
る場合の模式的系統図、
【図６】従来のガスジェネレータ（ガスジェネレータサ
イクル）を有する場合の別の模式的系統図である。
イクル）を有する場合の別の模式的系統図である。
１ 主燃焼器 １ａ ノズル ２ ターボポンプ ３ プリバーナ ４ ガスジェネレータ ５ 酸化剤弁 ６ 燃料混合弁（燃料注入手段） ７ タービン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 9/48 F02K 9/58
Claims (1)
- 【請求項１】 燃料及び酸化剤をプリバーナまたはガス
ジェネレータの何れかで燃焼させ、その燃焼ガスにより
タービンを駆動し、同タービンに連結された複数のター
ボポンプを駆動して燃料及び酸化剤を主燃焼室、上記プ
リバーナまたはガスジェネレータの所要部に送給し燃焼
させてその燃焼ガスによりノズル噴射を行なう液体ロケ
ットエンジンにおいて、上記プリバーナまたはガスジェ
ネレータとタービンとの間の燃焼ガス流路に液状または
ガス状の燃料を注入可能に設けられた燃料注入手段を具
備してなることを特徴とする液体ロケットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7143065A JP3040695B2 (ja) | 1995-06-09 | 1995-06-09 | 液体ロケットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7143065A JP3040695B2 (ja) | 1995-06-09 | 1995-06-09 | 液体ロケットエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08338313A JPH08338313A (ja) | 1996-12-24 |
| JP3040695B2 true JP3040695B2 (ja) | 2000-05-15 |
Family
ID=15330106
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7143065A Expired - Fee Related JP3040695B2 (ja) | 1995-06-09 | 1995-06-09 | 液体ロケットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3040695B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101984240A (zh) * | 2010-11-11 | 2011-03-09 | 西北工业大学 | 一种提高脉冲爆震火箭发动机工作频率的方法及装置 |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100674118B1 (ko) * | 2006-07-07 | 2007-01-24 | (주)씨앤스페이스 | 로켓 추진용 메탄엔진 |
| US20120204535A1 (en) * | 2011-02-15 | 2012-08-16 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Augmented expander cycle |
| JP2012189018A (ja) * | 2011-03-11 | 2012-10-04 | Ihi Aerospace Co Ltd | ガス発生器用の燃料／酸化剤供給装置 |
| JP6227931B2 (ja) * | 2013-08-21 | 2017-11-08 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 二段燃焼型の二液スラスタ |
| JP6287034B2 (ja) | 2013-10-11 | 2018-03-07 | 株式会社Ihi | ガス発生器 |
| CN111963336B (zh) * | 2020-08-03 | 2021-10-19 | 西安航天动力研究所 | 一种泵压双模式液体火箭发动机系统 |
| CN111963340B (zh) * | 2020-08-04 | 2021-10-19 | 西安航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统 |
| CN111963337B (zh) * | 2020-08-21 | 2022-07-19 | 西安航天动力研究所 | 一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法 |
| CN112196699B (zh) * | 2020-10-19 | 2021-07-30 | 北京天兵科技有限公司 | 一种液体火箭发动机燃气导管集成结构 |
| CN112240570B (zh) * | 2020-10-20 | 2021-12-03 | 西安航天动力研究所 | 一种基于3d打印成型的旋流火炬点火器 |
| CN114046213B (zh) * | 2021-12-20 | 2022-05-10 | 西安航天动力研究所 | 一种开式液氧煤油发动机系统及其推力调节方法 |
| WO2023221250A1 (zh) * | 2022-05-18 | 2023-11-23 | 卢驭龙 | 一种共轴全流量分级燃烧循环液体火箭发动机 |
| CN116044610B (zh) * | 2022-12-29 | 2024-04-09 | 北京航天动力研究所 | 一种双膨胀循环液体火箭发动机系统 |
-
1995
- 1995-06-09 JP JP7143065A patent/JP3040695B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101984240A (zh) * | 2010-11-11 | 2011-03-09 | 西北工业大学 | 一种提高脉冲爆震火箭发动机工作频率的方法及装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08338313A (ja) | 1996-12-24 |
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