JPH02108838A

JPH02108838A - ターボラムロケット結合推進機関の構造

Info

Publication number: JPH02108838A
Application number: JP25172889A
Authority: JP
Inventors: Josiane M F Labatut; ジヨジアヌ・マリー・フランソワーズ・ラバチユ; Francois M P Marlin; フランソワ・マリー・ポール・マルラン; Georges Mazeaud; ジヨルジユ・マゾー; Francois J-P Mirville; フランソワ・ジヤン―ピエール・ミルビル
Original assignee: Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA; SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1988-09-28
Filing date: 1989-09-27
Publication date: 1990-04-20
Anticipated expiration: 2009-09-14
Also published as: FR2637019A1; EP0362053A1; DE68906846D1; FR2637019B1; DE68906846T2; JPH0672574B2; EP0362053B1

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】本発明は二」−世紀末及び二十−世紀初頭を目指す宇宙
ロケットのための推進ＩａＩＩｌの技術分野に属し、水
平軌道から離陸し、貨物積荷を２００−に近い高度にマ
ツハ２０を超える速度で運び、次に地上に再び降下し、
水平軌道に着陸することができる推進機関を目的とする
。

この種のロケットが再び有効となるためには、すべての
飛行領域で有効な推進機関を配備し、大気圏への帰還の
ため及び場合によっては着陸地点を選択することができ
るため推進機関を利用できるようにその機能が可逆的で
あることが必要である。

この種のロケットは２種の任務を与えられる。

即ち第１の任務は積荷を宇宙へ運び（衛星又は軌道にと
どまる宇宙船への供給）、次いで新たな任務を再び実行
するため地上に戻ることである。

もう１つの任務は地球上の遠隔２地点間の超高速輸送を
実行するため、宇宙ロケットが達し得る非常に早い速度
と非常に高い高度を利用するというものである。

これらの種類の任務の飛行範囲をすべて網羅するため、
第１図に示したようにそれぞれが飛行笥囲の１部に適合
する３つの作Ｖ」方式を利用する必要がある。

こうして、２０から２５触の高度及びマツハ５のオーダ
ーの速度までの低部飛行ではターボジェットエンジン形
式の推進方式が用いられ、加圧気体水素（エキスパンダ
方式）によって又はガス発生器のガスによって駆動され
るクービンは空気圧縮機を駆動する。そこで圧縮気流管
内に再噴射されたタービンのｉｌｌ気ガスは燃やされ、
こうして生成した燃焼ガスがロケットの推力となる。

およそマツハ５では、圧縮機の圧力比は１に近く、圧縮
機の作動は自動回転に近づく。

こうしておよそマツハ７に近い速度と４０陽に達し得る
高度までロケットを駆動するラムジェットエンジン方式
に移行する。

この速度及び高度以上からは高音速燃焼形ラムジェット
エンジンが停止し、空気取入れ口が閉じ、ロケットはロ
ケット方式で推進されなければならない。

それ故、これら３種の作動方式が可能な推進機関を提案
する必要があり、この種の推進機関を実現することが本
発明の目的である。

他方では、種々な妥協を実現しく推進力、質量、比推力
、前線面単位の推力）且つ機体の形式と定められた任務
にそれぞれ適合した推進機関を得ることを可能ならしめ
る共通構造を考えることも右利Ｃある。

それ故、本発明は液体推進薬の２種の供給形式と両立し
得るターボラムロケット結合推進機構造を目的とする。

２種の供給形式のうち、一方はいわゆるエキスパンダで
、一方ではターボロケット方式では出力タービン内への
導入以前に、ラムジェット方式では燃焼室内への導入以
前に水素加熱を可能にする熱交換器をもつ水素供給回路
を、他方ではロケット方式のための水素回路と結合した
酸素回路を含む。

他方はガス発生器のそれぞれ水素及び酸素の２つの供給
回路を含み、前記ガスはターボロケット方式では圧縮機
を駆動する出力タービンの方へ向けられ、ラムジェット
方式では燃焼室内に噴射され、ロケット状態では大気中
に放出される。

本発明によれば、推進機関は外側り−スにそれ自体包囲
された気流管に取り囲まれた中央胴部を含んでおり、出
力タービンは中央胴部の内部に配置され、中央１１１部
を外側ケースに結合するアーム形構造物を横切ってガス
又は推進薬を供給され、前記タービンはアーム形構造物
の上流側に配置された空気圧縮鳴を駆動し、さらに中央
胴部はその下流側部分に対して軸方向にロケットエンジ
ンを含んでおり、ロケットエンジン自体はアーム形構造
部を横切って推進薬を供給され、末広ノズル内にガス排
出することを特徴とする。

本発明の別の特徴によれば、圧縮機及びタービンは軸流
形である。

本発明の別の特徴によれば、圧縮機及びタービンは２型
銅部及び反対回転形であり、圧縮機は一方ではｎ段を含
む第１のタービンロータに中実軸によって結合された第
１上流段を、他方では第１軸を包囲する第２軸によって
第１のロータの諸般と瓦状に重なり合う（ｎ−１）段を
含むタービンの第２のロータと結合した第２下流段を含
んでいる。

本発明の重要な特徴によれば、噴射装置は中空の径方向
アーム組立て体によって構成され、アームは同様に中空
の２個のコレクタリングと協働し、アーム及びリングは
空気力学的形状を有し、前記アームはタービンガスの排
出環形通路と関係を結ぶ上流側空胴ど、気流管の外側ケ
ースを貫いて外部ガス発生器から生じる燃焼ガス及び／
又は水素の供給を受けることができる下流側突ｌとを有
しており、前きアーム及び前記リングはそれらの上流側
及び下流側空胴からガスを噴射するオリフィスを有して
いる。

本発明の別の特徴によれば、ターボ及びラム作動方式用
のノズルは先細−末広形であって、首部断面の連続変更
手段を含んでいる。

他方では、ノズルの先細形部分は環形で、ノズルの収納
断面を横切ってロケットエンジンの末広ノズルに通じて
いる。

最後に本発明の別の特徴によれば、ロケット駆動状態の
推進機関のノズルは、ロケット１ンジンのすぐ下流側に
位置する第１の固定末広断面と、収納可能の第２の末広
断面とを含んでおり、第２の末広断面は収容され得、且
つターボ又はラム方式において環形気流管から生じるガ
スのためロ■変断面形先細−末広首部を外側ケースと共
に形成する可動手段１２□１８によって代替され、第２
の断面にはターボ、ラム及び１コケツトの３種の推進方
式のため末広ノズルを形成する第３の固定末広断面が従
っている。

本発明のその他の重要な特徴並びに実施上の詳細につい
て添付図面を参照して以Ｆに詳しく説明する。

第２図及び第３図を参照すれば、第４図から第９図に関
して説明する推進機関構造と両立し得る２種類の推進剤
供給方式を示している。

第２図にはいわゆるＴキスパンダサイクル形のターボラ
ムロケット結合推進機関の気圧回路を示した。

本図では、空気流管外にロケットエンジンと出力タービ
ンが図示されているが、図の便宜のため、第４図から第
９図に示した推進機関の中央胴部２内に配置された中央
ロケット９とタービン６がそれぞれ問題になる。

エキスパンダサイクル推進機関では、ラム又はターボ方
式で用いられる唯一の推進薬は水素である。

貯蔵タンク１０１から送出される液体水素はターボポン
プ１０２を用いて吸上げられ、次に管路１０３及び２個
の弁１０４，１０５ににって一方ではターボ及びラム方
式において推進機関のジェットエンジン気流管内に位置
する燃焼室の内壁上に配置された熱交換器１０６に、他
方では管路１０７に導かれる。

該管路は、２個のターボポンプ即ち一方１０２は上記の
もので、他方１０９はロケットエンジン９へのくし酸素供給用のもとタービンに供給する逆流阻止弁１０８
とを備える。

ターボポンプ１０２及び１０９のタービンの出力口には
、放出されそれ故その１ネルギの１部を使用された水素
が２つの回路に分離される。その一方１１１は弁１１２
によって制御され、ジェットエンジン気流管の燃焼〒の
噴射装置１３内への水素噴射を可能にし、その他方１１
３は弁１１５．１１６によってそれぞれ制御されて２つ
の部分１１４及び１にそれ自体で分岐される。回路７は
出力タービン６に供給し、タービンはターボ状態で空気
圧縮機を駆動し、他方では回路１１４はロケット状態で
【］ケケラトエンジンに供給する。タービン６の出口は
噴射装置１３の内側部分と接続している。

再び熱交換器１０６に戻れば、前記熱交換器の出力口の
水素はカロリを抽出して、エンタルピーを増大して、２
つの回路に供給するために用いられる。一方の回路１１
７は弁１１８に制御され、噴射装置１３内で水素のラム
状態での噴射を許し、他方の回路１１９はターボ及びラ
ム状態においてターボポンプ１０２の駆動に必要なエネ
ルギを与えるための逆流阻止弁１０８の下流側で管１０
７と結合する。ロケット状態では、ターボポンプ１０２
及び１０９はくり形（ｍｏｌｕｒｃ）１０７内を循環す
る水素によって駆動され、水素はロケットエンジン室９
の内壁上に位置する熱交換器９０内でカロリを抽出する
。

推進薬供給回路の説明を終えるにあたって付は加えてお
くべきことは、弁１２１により分離されることができ、
ターボポンプ１０９のポンプに分路された出力口１２２
をもつ酸素タンク１２０が含まれておることで、ターボ
ポンプからの出力はロケット状態においてだけ推進機の
下流側部分に軸方向に配買されたロケットエンジン９に
管１２３によって供給する。

種々な作動方式は伯の回路部分に供給し又は休止するた
め上に指摘した種々な弁の間／閉によって条件付けられ
ており、それらは下表のように要約することができる。

表には各々の弁の開（０）／閉（Ｆ）状態に対する種々
な作動方式をまとめた。

この種の推進機関の作動は次の通りである。

起動はＬＨ２のタービン用ターボポンプ１０２を駆動す
る爆薬始動機（図示せず）によって確実に実行される。

ターボエキスパンダ状態では弁１１０は閉じ、ＬＯｘの
ターボポンプ１０９は停止している。弁１０５も同様に
閉じ、水素の全吐出量は熱交換器１０６を通過する。

ターボポンプ１０２により圧縮され、交換器１０６内で
蒸気化された［Ｈ２はターボポンプ１０２を駆動し、次
にエンジンのタービン６　（圧縮機４を駆動する）を駆
動し、最後に噴）１装置１３によって燃焼室内に噴射さ
れる。同時に弁１１８が開かれ、噴射装置も同様に熱交
換器１０６の出力から直接に水素を供給され、これによ
ってアームの後縁１４及びリング１９及び２０の優れた
冷却を実行することができる。

ラムジェット方式への移行は弁１１６の閉止及び弁１１
２の同時的開放により、ターボポンプ１０２のタービン
出ノノロの水素が噴射装置１３内の管路１１１を用いて
噴射されるようにしてタービン６を分離することによっ
て実行される。弁１０４，１０８は開いているから、タ
ーボポンプ１０２の内では使用されない交換器１０６か
らの水素吐出ｍの１部は噴射装置１３内の管路１１７を
用いて直接に噴射される。

ロケット状態への移行は弁１０４の閉止及び１０５１１
０、１１５及び１２１の同時開放によって実行される。

ポンプ１０２から吐出される水素は２個のターボポンプ
１０２及び１０９のタービン口１０７によって供給され
、次いで１１３及び１１４によってロケットエンジン９
の室内に噴射される。

１０９により吸上げられた酸素は管路１２３によってロ
ケットエンジン９の室に導かれる。

この作動方式では、タービン６は供給されず、圧縮Ｉａ
４はもはやエア供給が無く、空気取入れ口は閉じている
。噴射装置１３は従ってもはや水素を供給されない。

次に第３図を参照すれば、本発明噴射機構を含む推進機
はタービン６及び水素及び酸素のターボポンプを駆動す
るため補助ガス発生器を共に用いられ得ることが分かる
であろう。

タンク２０１から吐出される液体水素はターボボンブ２
０２のポンプにより吸上げられ、次に２つの並列弁２０
４及び２０５に管２０３によって導かれる。

弁２０４の下流側にはノズル２０６の熱交換器が配置さ
れ、その出力側で水素回路は２つの部分に分かれ、その
一方２０７は水素（交換器２０６内であらかじめ蒸気化
された）をガス発生器２０８に直接供給し、他方２０９
は弁２１０により制御されて、ターボ及びラム方式にお
いて噴射装置１３内への燃料噴射を可能にする。

弁２０５によって制御される回路はそれ自体もまた２部
分に分離される。第１の部分２１１はロケットエンジン
室９にＨ２を供給し、第２の部分２１２は逆流阻止弁２
１３を含んでおり、ガス発生器２０８に水素流間を補な
うため管２０７と結合する。

酸素回路は貯蔵タンク２１４含み、そこから酸素がター
ボポンプ２１５により吸上げられる。前記ポンプの出口
で、酸素回路は２つに分かれる。一方２１６はガス発生
器２０８の酸素恒常的供給に役立ち、他方２１７は弁２
１８により制御されて、ロケット状態でロケットエンジ
ン室９に供給する。

発生器２０８の燃焼ガスは一方では２つのターボポンプ
２０２及び２１５のタービンに管路２１９により連続し
て供給され、他方では弁２２１によって制御された管路
２２０によって噴射装置１３内に排気ガスを噴射するタ
ービン６に供給される。

タービン２０２及び２１５内で用いられる発生器から吐
出されるガス吐出量については、ターボ及びラム状態に
おいて燃焼されるためアーム１４の空胴１４ｆ内に弁２
２２を用いて噴射されるか、あるいはロケット状態にお
いて弁２２３を用いて大気内に排出されるかする。

使用状態の関数としての各種の弁の開（０）／閉（Ｆ）
状態を次の表に要約する。

この形式の供給回路を用いれば、推進機の作動は次の通
りである。

起動時に２個のターボポンプ２０２及び２１５はそれら
のタービンに送風する図示しない爆薬始動機を用いて駆
動される。

ターボロケット状態で、ＬＨ２及びＬＯｘはターボポン
プにより加圧され、弁２０４は開き、弁２０５は閉じ、
ＬＨ２の全吐出量は再熱され、ノズル２０６の交換機内
で蒸気化され、次いでガス発生器２０８に２０７によっ
て導かれ、酸素のほうはここに管路２１６によって尋か
れる。

発生器２０８から送出される燃焼ガスは同時に、噴射装
置１３を用いて気流管内に噴射される前に、圧縮ｖｓ４
を駆動する出力タービン６及びターボポンプ２０２及び
２１５を駆動するために用いられ、噴射装置ではこれら
のガスは明らかにト１２が過剰で、圧縮された大気と接
触して再び燃焼し、断面の調節が可能なノズルによって
排出されてエンジンに必要な推力を与える。

タービン２０２及び２１５を駆動するため用いらるガス
吐出量は装置１３によってジェットエンジン気流管内噴
射され、この装置の出口で燃焼室で燃やされるためター
ビン６から送出される発生器２０８のガス及び圧縮空気
を混合する。

ラム−ジェット方式では、弁２０４及び２１０は開き、
弁２０５及び２２１は閉じ、水素吐出量の１部は管路２
０９にって噴射装置１３に直接導かれ、他方では水素吐
出量の他の部分は先のようにガス発生器２０８内で燃や
される。圧縮機４及び分離されたタービン６は自動回転
式に回転し、気流管１内入る空気は空気取入れ［１内で
」ドＮ！な力学的圧縮を受ける。この作動状態において
は、噴射装置１３の利点は、２０９から送出される蒸気
化された水素と発生器２０８の燃焼ガスの密接な混合を
可能にすることである。

ロケット状態では、弁２０４．２１０．２２１及び２２
２は閉じている。水素吐出量は管路２１１によって１部
はロケット９へ、管路２１２及び２０７によって１部は
ガス発生器２０８へ送られ、他方では２１５により吸上
げられた耐水は２１６によってガス発生器へ、聞いた弁
２１８を通って管路２１７によってロケットエンジン９
に導かれる。

第４図には本発明ターボ−ラムーＥコクーット結合Ｊ［
進機、即ら上に説明したそれらの改良を含むガス発生器
形及びエキスパンダ形の２種の供給量ナイクルと両立し
得る推進機を図示した。推進機の外部環境（供給回路）
は例として第２図に対応する「エキスパンダ」供給サイ
クル用として示しである。第３図に従う「ガス発生器形
」回路への適用は推進機の内部構造は何ら修正されず、
供給方式のみが変えられている。

第４図から第９図を見れば、推進機は中央胴部２と外側
ケース３との間に形成されたジェットエンジン環形気流
管を含む。気流管の上流側にはここでは２個の反回転段
４ａ、４ｂから成る空気圧縮機４が配置されており、こ
れらの段は圧縮典４の°Ｆ流側の中央胴部の内側に配置
された出力タービン６のそれら自体で２重反転式の瓦状
に重ね合わされた２つのロータ６ａ、６ｂに対し、同心
軸５ａ、５ｂによって結合されている。

中央胴部２は上流側から下流側に、上流側コーン２ａ、
圧縮機４の反回転段４ａ、４ｂ　（１’）翼基壇部、次
いで整流段４ＣのＷ４を内側から支持づるリング２ｂに
よって形成される。リング２ｂには下流側に２重円錐台
形リングが固定されたアーム形構造物８で形成された格
子が続く。この２重リングの内部２ｃはＴｚ流側に向か
って縮管加工され、その軸方向Ｆ流側端にロケットエン
ジン９を支持する。

外側部分２ｄはジェットエンジン気流管の内壁を形成す
る。中実用部２のリング２Ｃ及び２部間にはターボ及び
ラム状態で先細−末広ノズルの首部断面の変更手段（後
に説明する）が配置されている。

受中央胴部はまた、上流側ころがり軸度３０２の役割を果
す内側円筒形支え面３０１を含む上流側内側胴部２ｅを
も含んでおり、軸受の内部にはタービン６の段６ｂと結
合した軸５ｂが回転的に取付けられている。ＩＢＢ２Ｏ
２また内側円筒形支え面３０３をも含んでおり、この支
え面にはぎ薗５ｂの下流側ころ軸受３０４が回転的に取
付けられている。

軸５ａは軸５ｂの円筒形支え面内に取付ｔＪられた上流
側ころ３０５上に軸５ｂの内部に回転的に取付けられて
おり、１・流側では、＠５ｂは中央１１部の内側リング
２Ｃと一体的な固定円錐台形リング３０７の収容室内に
取付けられたころ軸受３０６の内部で回転Ｊる。

水素の放出（エキスパンダサイクルの場合）によって又
は発生器２０８のガス（ガス発生器ザイクル）によって
駆動される出力タービン６はリングコレクタ６Ｃに通じ
るガス誘導管（１又は複数）７によって供給され、ガス
は入ロ案内羽６ｅ上に曲げた環形ディフ１−ザ６ｅによ
って分配される。

タービン６を通過したガスは円錐リング３０８とリング
３０７の間に排出され、さらにリング２Ｃのオリフィス
３０９を通ってジェットエンジン気流管の内壁２ｄのオ
リフィス１５によって噴射装置１３のほうへ導かれる。

タービンの出口では、これを通過したガスは本発明噴射
装置１３を用いてここで圧縮機４の空気と混合し、噴射
装置の出口で燃やされるため気流管１内に受入れられる
。噴射装置は気流管内に規則的に分配された径方向アー
ム１４で構成される（第６Ａ図及び第６Ｂ図）。図示の
具体例はこうしてすべて１５°に分配された２４本のア
ームを含むことになる。各アームは、前縁１４ａ１後縁
１４ｂ１上面１４ｃ及び下面１４ｄをもつ空気力学的形
状をもつ。

第６Ｂ図の断面Ａへで児分けられるように、各々のアー
ム１４は中空であり、２つの空洞即ち一方は上流側１４
ｅ他方は下流側１４ｆに隔壁１４（ｌによって分けられ
ている。空１１１１４ｅはタービン６から送出されたガ
スを供給されるため内壁２ｄのオリフィス１５とを連通
している。空胴１４ｅはその最も下流側の部分にアーム
１４の下面１４ｄ壁に明けられた噴射オリフィス１６を
もっている。２列のオリフィス１６は例えばアーム１４
の高さ全体にわたって孔明けされることができる。空１
１４１４ｅは装置１３の外側リング１１によって径方向
に外側の先端を閉じられている。

下流側突１４１４ｆは、ラム及びターボ状態で供給管路
１１１，１１７（エキスパンダ回路）または２２２２０
９（ガス発生器サイクル）によって供給されるためリン
グ１７内を通り、その径方向に内側の先端は内側のリン
グ１５よって閉塞される。噴射オリフィス１８は空胴１
４［の下流部分の下面１４ｄの壁に明けられている。

噴射装置１３はまた、空気力学的輪郭をもっている２つ
のリングコネクタ１９．２０も含んでいる。アーム１４
の径方向高さのほぼ３分の１に配置されたリング１９は
気流管の内部方向に向けられたその下面をもち、他方で
はリング２０は径方向気流管の高さの３分の２に位置し
ており、気流管の外側へ向けられた下面をもつ。

２個のリングは径方向アーム１４の各々の上流側空胴１
４ｅに通じる上流側空胴１９ａ、２０ａ　、及びアーム
１４の下流側空洞１４ｆに通じる下流側空胴１９ｂ２０
ｂをもつ。

噴射オリフィス２１．２２はリング１９．２０の下面及
び上面に、リングの上流側突１１１９ａ、２０ａによっ
て分配されるガスの気流管への噴射のためには空胴１９
ａ、　１９ｂ及び２０ａ、２０ｂを分ける隔壁１９ｃ、
　２０ｃの各々近傍に、そして下流側空洞１９ｂ、　２
０ｂによって分配されたガスの噴射のためにはリングの
後縁の近傍に開けられている。

空気力学的輪郭が対称的な２つのリング１９．２０で形
成されたこの噴射装置の構造は、ジェットエンジン気流
管の半径の最大部分において、タービン６のガスの分散
又は発生器２０８の燃焼ガスの分散を確実に実行し、さ
らに圧縮１ｆｉ４がら送出された圧縮空気との密接な混
合によって燃焼室内での可能な限りの均質な燃焼を実行
するという利点をもち、空気圧縮は任意であり（タービ
ン６によって駆動される圧縮１ｆｉ４でターボ状態での
作動）、あるいはこの圧縮機が自動回転式に回転するラ
ム作動状態における空気の単純な力学的圧縮が問題であ
る。

さらにこの装置は、ターボ状態における供給がその入口
を内側リング上にもち、ラム状態における人気が外側リ
ングによって実行され、そして両方の場合とも気流管へ
のガス排出は噴射アーム１４の径方向全高さにわたって
実行されるという構造になっている。供給弁１１２，１
１８　　（エキスパンダザイクル）又は２１０．２２２
（ガス発生機サイクル）の開放論理と結びついたこの構
造は、ターボ状態からラム状態への連続的移行を確実に
行うことを可能にし、アーム１４及びリング１９，２０
の下流側空調は２つの作動状態において供給され、これ
によって人気停止も燃焼停止も無しに２つの方式間の移
行が確実に実行される。

燃焼室から送出された燃焼ガスは推進機の下流側へ向か
って、ターボ又はラム作動状態の関数として可変飛行断
面の先細−末広ノズルを横切って排出される。

ターボ及びラム状態おける環形ノズルの首部新面の調節
及び［］ケケラ１〜エンジン態におけるその閉塞を確実
に実行するため、第４図に符号１１でその全体を示した
可動手段について第７図から第９図を参照して更に詳し
く説明する。

中央１シ１部２の下流側円筒部２ｆの内側には、円錐フ
ランジ１６ａによって支えられたリング１６ｃによって
ロケットエンジン９の」−流側部分に、円錐フランジ１
６ｂによって末広ノズルの第１所而１０ａに支持された
長さ方向固定軌条１６が配置されている。

円筒リング２ｆと軌条１６の間には例えば中央胴部の周
縁に　１２０°に分配された３つの、あるいは第１図に
示す通り９０°に分配された４つのユニツｌ〜１１が配
置されている。

各々のユニット１１は縦方向に配置された第１のねじジ
ヤツキ１７を含んでおり、その胴部１７ａは軌条１６の
上流側部分に固定され、下流側に向いたその軸１７ｂは
可動円筒形リング１８と一体的であり、このリングはそ
れが相当するリング２ｆの下側で軸方向に並進滑動する
。

濾シｊリング１８の下流側縁には２重の曲率をもつ花弁
形可動フラップ１２が連接されており（軸２１によって
キ１７ツブ２０と協働する足状部材１９を用いて）、曲
率の一方はフラップの上流側部分に推進機の軸の方への
曲がり、他方はフラップの１７流側部分に推進刷の外部
へ向かって半径方向に曲がる。

円筒形リング１８とフラッフブ１２によって形成される
ユニットはジヤツキ１７を用いて軸方向に並進移動でき
、ノズルの末広断面１０ｃど結合する外側ケース３の小
流側先細部分３ａと共に、先細−末広首部を形成し且つ
このいわゆる首部の断面を変化させる手段を構成する。

第２のねじジヤツキ２２は、その胴部２２ａが第１のジ
ャツギ１７の軸１７ｂとリング１８どの間の連結部材２
３と一体的で、下流側方向を向くその軸２２ｂど共に推
進機の長さ方向軸と平行に配置されている。

第２のジヤツキ２２の頭部には、軸方向に並進移動でき
且つ固定軌条１６上に回転ころ２５をもつ中間可動構造
２４が連接されている。可動構造２４の下流側部分には
ノズル１０の第２の末広断面１０ｂを形成する円錐リン
グが溶接されており、第２のジヤツキ２２の軸２２ｂが
連接させているのはこのリング１０ｂのキャップ２６上
に対してである。

可動構造２４はその径方向外側部分に２本の縦方向案内
軌条２７を含／ＶでＪ３す、これらの軌条と共に、軌条
２７内をころ２８が滑動できるようにするため、リング
１８とクラップ１２との間の連続軸２１に連接されたロ
ッド２９によって支持された回転ころ２８が協ｆｌｌｌ
ｌ　ｉｌｌる。このようにして第２のジヤツキ２２の軸
が伸長するとき、ノズルの末広断面１０ｂを下流側へ導
き、そのとき第１のジヤツキ１７は軸が侵退した位置に
あり、フラップは円錐リング１０ｂ（第５図）に自由な
通過を残すため外側方向へ収納される。

この構成によって、推進機がロケット方式に移行するさ
い末広ノズル１０を再構成し、環形気流管へのガス排出
をこの時停止することができる。

こうして作動順序は次のようである。

ターボジェットの地上作動状態において（第７図）、第
１及び第２のジヤツキ１１及び２２は復退位置にあり、
末広ノズル１０ｂの第２の断面は収納され、フラップ１
２は上流側位置にあり、ターボジェットエンジンのガス
排出のため環形ノズル首部の最大断面積Ｓ１を決定する
。

ジヤツキ１１は次にターボ状態についでラム状態での加
速のさい除々に展開される。ラムジェット方式の最後に
（第８図）、第１のシャツに１７は完全伸長位置にあり
、第２のジヤツキ２２は後退しており、第１の可動円筒
リング１８は下流側位置にあり、フラップ１２は下流側
位置で、ラムジェットエンジンのガス排出のためノズル
首部の最小断面Ｓ２を決定する。

ロケット状態では（第９図）、第１のジヤツキ１７は後
退位置に、第２のジヤツキ２２は伸長位置にあり、フラ
ップ１２は収納され、末広ノズルの第２の断面１０ｂの
方は下流側位置で環形気流管を閉塞し、ロケットエンジ
ン９のガス排出を可能にするだめの第１及び第３の固定
断面１０ａ及び１０ｃ間のノズルの連続性を確保する。

第７図及び第８図から分かる通り、ジヤツキ１７の位置
を使って環形ノズルの首部断面Ｓをその最大値Ｓ１から
その最小値＄２へ加速のさい可逆的に且つ連続して移行
させることができる（ターボ推進方式からラム方式への
移行及びその逆）。

また、フラップの収納及び従って気流管の閉塞及びロケ
ットノズルの形成は可逆的であり、これによってラム状
態からロケット状態及びその逆の容易な移行が可能であ
ることかも分かる。

こうして本発明は３種の方式を次々に使用する！ての型
式の推進機に容易に適用する。

以上説明した形式の推進機関は２段式打上げロケット用
としても単段式宇宙船用としても有効な単純構造を構成
する。

このため本発明はこれら２種のロケット方式のための独
自なエンジンの構想を展開し、且つこの種の機体の推進
機関の経済的な開発の展望を開くことができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明推進機関によって推進される機体の飛行
範囲を表わすグラフ、第２図はいわゆるエキスパンダサ
イクル形ターボラムロケット推進機の原理図、第３図は
タービン作動用の外部ガス発生器をもつターホラムロケ
ラ１へ推進機の原理図、第４図は第２図及び第３図に示
した２種の供給形式と両立しくｎることを可能にする本
発明具体例で第２図の１ギスパンダサイクル形構造の縦
断面図であって、推進機の構造自体は外部ガス発生器に
よって供給される形式の場合は外部供給管路を変更する
必要があるだけで他はすべて不変であり、第５図は圧縮
機タービン系統の回転部分の拡大した細部の縦方向半断
面図、第６Ａ図はターボ及びラム方式で作ｖＪする燃焼
室内のタービンガス及び／又は推進薬の噴射装置の１部
の斜視図、第６Ｂ図は第４図及び第５図のＡＡ線による
断面図、第７図、第８図及び第９図はロケットエンジン
のＦ流側の末広ノズルを改良することによってロケット
方式へ移行するため、ターボおよびラム方式のノズル首
部の断面変更手段及び可変首部をもつノズルの収納手段
の説明図である。１・・・・・・気流管、２・・・・・・中央１１部、３
・・・・・・外側ケース、４・・・・・・圧縮機、６・
・・・・・推進薬出力タービン、８・・・・・・アーム
形構造物、９・・・・・・ロケットエンジン、１０・・
・・・・末広ノズル、１０６・・・・・・熱交換器、２
０８・・・・・・付属ガス発生器。代理人弁理士　月ｄ　　山　　　武図面の浄邊（内容に変更なし）第図第２図

Claims

【特許請求の範囲】

（１）液体推進薬の２種の供給方式と両立し得るターボ
ラムロケット結合推進機関であつて、 −その一方はいわゆるエキスパンダ形で、一方ではター
ボロケット状態において推進薬出力タービン内に又はラ
ムジェット状態において燃焼室内に導入するに先立って
水素を加熱することを可能にする熱交換器を所有する水
素供給回路を、他方ではロケット状態のため水素回路と
結合した酸素回路を含んでおり −他方はガス発生器へのそれぞれ酸素及び水素を供給す
る２つの回路を含んでおり、前記ガスはターボロケッと
状態では圧縮機を駆動する出力タービンの方へ向けられ
、ラムジェット方式においては燃焼室内に噴射され、ロ
ケット方式においては大気中に放出され、推進機関は外
側ケースでそれ自体が包囲された気流管によって取り囲
まれた中央胴部を含んでおり、出力タービンが中央胴部
の内部に配置されており、中央胴部を外側ケースに結合
するアーム形構造物を通してガス又は推進薬の供給を受
け、前記タービンはアーム形構造物の上流側に配置され
た空気圧縮機を駆動し、さらに中央胴部がその下流側部
分に軸方向にロケットエンジンを含んでおり、ロケット
エンジン自体はアーム形構造物を通して液体推進薬の供
給を受けさらに末広ノズルに推進ガスを排出することを
特徴とする結合推進機関。
（２）圧縮機及びタービンが軸をもつ形であることを特
徴とする請求項１に記載の結合推進機関。
（３）圧縮機とタービンが２重胴式及び反対回転式であ
り、圧縮機は一方ではｎ段を含むタービンの第１のロー
タと中心軸によって結合された第１の上流側段を、他方
では第１のロータの段と瓦状に重ね合わされ且つ逆方向
に回転する（ｎ−１）段を含む第２のタービン動翼と第
１のアームを包囲する第２のアームによつて結合された
第２の下流側段を含んでおり、前記タービンはアーム状
構造物を通る通路によつてガスを受取るリングコレクタ
を用いてガスを供給され、その一方では前記タービンは
これらのガスを、中央胴部の２つの円錐形リング間に形
成され且つ中央胴部の内壁を通つて円形気流管の燃焼室
内に配置された噴射装置に通じている環形管路内に排出
することを特徴とする請求項２に記載の結合推進機。
（４）噴射装置が中空の径方向アームユニットと、アー
ムと空気力学的輪郭をもつリングとによつて構成され、
前記アームユニットは同様に中空の２つのリングコレク
タと協働し、前記アームはタービンのガスを排出する環
形管路と結合する上流側空胴と、外部ガス発生器の燃焼
ガス及び／又は水素を気流管の外側ケースを通して供給
されることができる下流側空胴とを有しており、前記ア
ーム及び前記リングはそれらの上流側空胴及び下流側空
胴からのガスを噴射するオリフィスを有していることを
特徴とする請求項３に記載の結合推進機関。
（５）外側ケースの推進機のアーム形構造物の高さに固
定された２つの外部ターボポンプを含んでおり、前記ポ
ンプはそれぞれ液体酸素及び液体水素の供給に役立ら且
つ水素かあるいは付属ガス発生器の燃焼ガスかを供給さ
れるそれらの駆動タービンをもち、それらのタービンの
ガスの排出はアーム形構造物を通して出力タービンに送
られるか又は噴射系統を用いて気流管内に直接送られる
ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載
の結合推進機関。
（６）環形気流管内に位置する燃焼室と、熱交換器の管
路を間に形成するため互いに接着され、溝付けされた２
つの皮殻によって構成された外壁上に延伸させるノズル
とを含み、ターボポンプで液体水素で送出された水素が
熱交換器内で、燃焼室の壁とノズルを冷却するため循環
し且つターボポンプのタービン内で及び／又はタービン
内で及び／又はターボ状態においてはガス発生器に供給
するため、さらにラム状態においては環形気流管の燃焼
室内で使用されるに先立つてそのエンタルピーを増大す
るためカロリーを吸収することができる請求項１から５
のいずれか一項に記載の結合推進機関。
（７）ジェットエンジン方式においてノズルが先細−末
広形であり且つ首部断面を連続して変更する手段を含ん
でいることを特徴とする請求項１から６のいずれか一項
に記載の結合推進機関。
（８）ジェットエンジンノズルの末広部が環形であり且
つその収納可能の断面を通してロケットエンジンの末広
ノズルに通じていることを特徴とする請求項７に記載の
結合推進機関。
（９）推進機関のノズルが、ロケットエンジンのすぐ下
流側に位置する第１の固定末広断面と、収納可能であり
且つターボ又はラム状態において環形気流管から送出さ
れるガスのため可変断面の先細−末広形首部を外側ケー
スと共に形成する可動手段によって代替されることがで
きる第２の末広断面を含んでおり、第２の断面にはター
ボ、ラム及びロケットの３種の推進方式のため末広ノズ
ルを形成する第３の固定末広断面が従っていることを特
徴とする請求項８に記載の推進機関。
（１０）先細−末広首部を形成する可動手段が、下流側
に軸方向に可動であり且つ可動フラップがその下流側で
引掛けられている第１の円筒形リングによつて構成され
ることを特徴とする請求項７に記載の結合推進機関。
（１１）いわゆる「エキスパンダ」形の供給回路を含ん
でおり、供給回路がロケット方式の作動のための液体酸
素のターボポンプの他に、液体水素のターボポンプを含
んでおり、水素ポンプは弁によつてそれぞれ制御される
２つの管路に吐出し、管路の一方は水素がロケットエン
ジンの室の内壁上に位置する交換器内で加熱されること
を可能にし、次にロケット状態においてロケットエンジ
ンの室内への、さらに逆流阻止弁の下流側で２つのター
ボポンプのタービン内への入気を制御し、他方の弁はノ
ズル内壁の熱交換器内への水素の入気を可能ならしめ、
熱交換器の出口で再熱された水素が２つの管路内に吐出
し、一方の管路は弁によつて制御されてターボ及びラム
状態において燃焼室内への水素の噴射を可能にし、他方
の管路はターボポンプのタービンに供給することができ
ることを特徴とする請求項１から１０のいずれか一項に
記載の結合推進機関。
（１２）ターボポンプの共同出口が一方ではラム状態に
おいて供給するため燃焼室の噴射装置に制御弁を用いて
結合され、他方ではターボ状態のみにおいて推進機関の
出力タービンに弁を用いて結合され、さらにロケット状
態のみにおいて開かれた弁を用いて気体水素を供給する
ためロケットエンジン室と結合していることを特徴とす
る請求項１０に記載の結合推進機関。
（１３）酸素ターボポンプのタービンが、ロケット状態
のみにおいて開く弁を通つて水素を供給され、ロケット
状態のみにおいて開く弁を通ってタンクから抽出された
酸素をロケットエンジン室に供給されることを特徴とす
る請求項１１又は１２に記載の結合推進機関。
（１４）ターボポンプのタービンに供給するため且つタ
ーボ状態のみにおいてタービンの供給を実行するため付
属ガス発生器を備えた供給回路を含んでおり、前記ガス
発生器がノズル内壁の熱交換器内で前加熱を受けた気体
水素を管路によって供給されること、及びロケット状態
において開いた弁を通してロケットエンジン室に供給す
ることもできるターボポンプによって酸素の供給を受け
ることを特徴とする請求項１から１０のいずれか一項に
記載の結合推進機関。