JPH02283846A - 組合せ式駆動装置 - Google Patents

組合せ式駆動装置

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JPH02283846A
JPH02283846A JP2064473A JP6447390A JPH02283846A JP H02283846 A JPH02283846 A JP H02283846A JP 2064473 A JP2064473 A JP 2064473A JP 6447390 A JP6447390 A JP 6447390A JP H02283846 A JPH02283846 A JP H02283846A
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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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、外気に依存しないロケットエンジン、このロ
ケットエンジンを同軸に取り囲み、圧縮機が外気に依存
しない少なくとも一つのタービンによって駆動されるタ
ーボジェットエンジン、および場合によっては燃焼室と
推進ノズルの入口範囲と圧縮機範囲がターボジェットエ
ンジンと同一であるラムジェットエンジンを備えている
、特に液体水素と液体酸素で運転される、亜音速から極
超音速までの飛行速度のための組合せ式駆動装置に関す
る。
〔従来の技術〕
例えばゼンゲル（Ｓａｅｎｇｅｒ）プロジェクトのよう
な極超音速飛行装置の場合の主たる問題は適切な駆動装
置の選択にある。その際、普通の軍事用飛行機や旅客機
に比べて、周囲条件（圧力、温度等）の対応する変化の
ために、特に飛行速度範囲と飛行高度範囲が大幅に広い
ということを考慮すべきである。航続距離が長いという
ことに関連して当然、駆動装置の効率が重要である。
所定の要求を充分に満たすためには、１種類のエンジン
では充分でないということが判った。
従って、二つまたはそれ以上の種類のエンジンからなる
組合せ式駆動装置を使用することが強制された。
周囲空気圧が充分である低い飛行高度から中間の飛行高
度までの場合には、空気吸込型エンジンを使用すること
が有効である。このエンジンは酸化剤として空気中の酸
素を使用することができる。亜音速から超音速までの速
度範囲には、ターボジェットエンジンが考えられる。運
転状態が周囲条件に対して比較的に無関係である特別な
構造は、“エアーターボ−ロケット”である。このエン
ジンの場合には、圧縮機の駆動が外気に依存しないター
ビンによって行われ、このタービンはロケット燃焼室か
らの駆動ガスによって動かされる。従って、このエアー
ターボ−ロケットは従来のガスタービンエンジンと比べ
て、広い飛行速度範囲と飛行高度範囲に適している。こ
の場合、エアーターボ−ロケットは亜音速範囲において
効率が悪い。
充分に酸素を含む大気中での一層速い飛行速度には、亜
音速燃焼または超音速燃焼のラムシェアドエンジンが適
している（ラムジェットまたスクラムジェット）。
最も速い飛行速度と外気に依存しない運転には、主また
は副エンジンとしてのロケットエンジンが適しでいる。
この場合バラストとして酸化剤を飛行装置で一緒に運ば
なければならないので、このロケットエンジンは高い飛
行高度または空気の薄い空間でのみ働かせることが有効
である。
西独国特許第３６１７９１５号公報によって組合せ式駆
動装置が知られている。この駆動装置は、ロケットエン
ジン、ラムジェットエンジンおよびエアーターボ−ロケ
ットの形をしたターボジェットエンジンからなっている
。
エアーターボ−ロケットの圧縮機の駆動タービンはロケ
ットエンジンの推進剤ポンプの駆動装置としての働きも
する。この理由から、タービンと圧縮機の間にクラッチ
を設ける必要がある。このクラッチはロケット運転時に
圧縮機への出力伝達を中断する。ターボジェットエンジ
ンとラムジェットエンジンは一つの一体化されたジェッ
トエンジンとしてまとめられ、流入外気のための共通の
流路を備えている。ラムジェット運転では、アキシャル
低圧圧縮機がその駆動タービンから連結解除され、ター
ビンの羽根は抵抗の弱い位置に揺動させられる（滑空位
置）、すなわち、圧縮機は調節可能な回転羽根を備え、
高い出力、大きな寸法、高い回転数等に基づいて、製作
や構造的にきわめて困難な部品である。この部品は調節
可能な構造であるため、調節不可能な構造よりも製作が
はるかに困難である。伝達すべき出力が大きいので、ク
ラッチも重い部品である。従って、クラッチを備えた調
節可能な圧縮機構造はコスト（製作、保守）、重量、ひ
いては有効荷重、および信頼性に対して不利に作用する
。
西独国特終用願公開第３７３８７０３号公報により、二
系統型ガスタービンジェットエンジンとラムジェットエ
ンジンからなる組合せ式駆動装置が知られている。この
場合、ガスタービンジェットエンジンの外側の流路はラ
ムジェットエンジンの流路と同一である。ターボジェッ
ト運転では、空気は外側の流路内で、互いに反対方向に
作動する、案内羽根のない２個のロータを備えたファン
によって加速される。ロータの駆動はガスタービンジェ
ットエンジンの内側流路内に設けた２個のタービンによ
って行われる。
ラムジェット運転では、内側の流路が閉鎖され、ファン
の羽根が滑空位置へ揺動させられる。
西独国特許第３６１７９１５号公報と比較して、タービ
ンとファンの間にクラッチが必要でないが、両ファンロ
ータは調節可能な羽根を備えている。これは同様に、前
述の欠点につながる。
更に、二系統型ガスタービンジェットエンジンはエアー
ターボ−ロケットよりもはるかに高価であり、重く、故
障しやすい、外気に依存しない運転は最後に述べた解決
策では（ターボジェットとラムジェット運転だけしか）
不可能である。
〔発明の課題〕
上記の公知解決策に対して、本発明の課題は、スペース
や重量が節約され、簡単で信頼性がある、ターボジェッ
トエンジン、外気に依存しないロケットエンジンおよび
場合によってはラムジェットエンジンからなる亜音速か
ら極超音速までの飛行速度のための組合せ式駆動装置を
提供することである。
〔課題を解決するための手段〕
この課題は、２個の閉鎖装置を備えた余剰燃料で運転さ
れるガス発生器がロケットエンジンに設けられ、このガ
ス発生器がロケット燃焼室またはターボジェットエンジ
ンのタービン群に対して、選択して流れ技術的に連結さ
れ、タービン群と圧縮機群が、中間に接続配置される案
内ホイールを備えていない、反対方向に作動する複数の
ロータからなり、各タービンロータがターボジェットエ
ンジンの各々一つの圧縮機ロータと共に、自由に回転す
るロータを形成し、タービン羽根が圧縮機羽根の半径方
向内側または外側に設けられ、ターボジェットエンジン
の燃焼室に至るタービン群の出口通路が、タービン駆動
ガスを流入外気と混合するための装置として形成されて
いることによって解決される。
〔発明の作用効果〕
ロケットエンジンには余剰燃料で運転されるガス発生器
が設けられている。このガス発生器はターボジェット運
転のときに、ターボジェットエンジン（エアーターボ−
ロケット）のタービン群のための駆動ガスを発生し、そ
してロケット運転のときにはロケットエンジンの予燃焼
室として作動する。そのために、ガス発生器は選択的に
操作可能な二つの閉鎖装置を備えている。
ターボジェットエンジンのタービン群と圧縮機群は、互
いに反対方向に作動する同じ数のロータからなり、中間
に接続配置されたロータを備えていない。各タービンロ
ータはそれぞれ一つの圧縮機ロータと共に、自由に回転
する統合されたロータを形成する。この場合、タービン
羽根は圧縮機羽根の半径方向内側または外側に設けるこ
とができる。この構造により、駆動軸と軸受個所が省略
され、重量、必要スペースおよび構造的なコストが最小
となる。ロータが反対方向に回転し、案内羽根を備えて
いないので、ラムジェットｉ転時に圧縮機を小さな流れ
損失でもって°“ウィンドミリングで、すなわち自由回
転するよう作動させることができ、圧縮機羽根を調節す
る必要がない。調節不可能なこの構造は重量、製作、信
頼性および組立費用に関して大きな利点があり、このこ
とは特にコストの節約につながる。
タービン群の出口通路はターボジェットエンジンの燃焼
室の側が混合装置として形成されている。この混合装置
は燃料に富むタービン駆動ガスを外気と混合させる。ガ
スと空気の混合気を添加した後で、出口通路は炎保持器
の機能も有する。
請求項２〜６は請求項１の組合せ式駆動装置の好ましい
実施形を含んでいる。
〔実施例〕
以下、図に示した実施例に基づいて本発明の詳細な説明
する。
本発明による組合せ式駆動装置は少なくとも、外気に依
存しないロケットエンジンと、ターボジェットエンジン
とからなっている。この場合、ターボジェットエンジン
はエアーターボ−ロケットとして形成されている。必要
な場合には、第３のエンジンとしてラムジェットエンジ
ンを統合することができる。このラムジェットエンジン
はターボジェットエンジンと同じ流路を使用する。それ
によって、両空気吸込エンジンは、入口範囲または圧縮
範囲、燃焼質および推進ノズルに関して同一である。ラ
ムジェットエンジンは勿論、空気入口を超音速デイフユ
ーザ／亜音速デイフユーザとして特別に形成することを
前提としている。広い限界内で調節可能な入口が望まし
い。この入口は再運転態様の要件に適合可能である。更
に、ラムジェット運転で自由回転するターボ圧縮機は、
大きな流れ損失、ひいては圧力損失を生じないというこ
とが重要である。ラムジェット運転の他の前提として当
然、共通のターボジェット燃焼室／ラムジェット燃焼室
の範囲に燃料供給装置を設けなればならない。
第１図の組合せ式駆動装置は、主エンジンとして形成さ
れたロケットエンジンを使用している。これは、推進剤
ポンプ１８．１９の駆動にとって必要なタービン駆動ガ
スがロケ・ノド燃焼室３と推進ノズル１６を通って流れ
、それによって推進力発生のために直接寄与することを
意味する。本例では、二軸のタービン構造体／ポンプ構
造体が示しである。両タービン２０　４１の代わりに、
１個のタービンで両ポンプを駆動してもよい。ガス発生
器４は本発明に従って二つの機能を有する。中心線の下
側に示してあるロケット運転では、ガス発生器はロケッ
トエンジン２の予燃焼室として働きをし、タービン２０
．４１のための駆動ガスを供給する。このタービンは液
体酸素（ＬＯＸ）と液体水素（ＬＩ’１２）のための准
進剤ポンプ１Ｂ、１９を駆動する。ガス発生器４は余剰
燃料（ＵＸ）で作動するので、化学量論的な燃焼のため
に、ＬＯＸをロケット燃料室３に噴射しなければならな
い、ガス発生器４は前端部と後端部にそれぞれ一つの閉
鎖装置を備えている。この閉鎖装置は開口付仕切り５ま
たは６と回転弁７，８とからなっている。回転弁の角度
運動によって、開口付仕切りの周方向に間隔をおいて分
配配置された開口が開放されるかまたは閉鎖される。開
口付仕切りと回転弁は、ウェブと開口が周方向で交互に
設けられた比較可能な輪郭を有する。当然、他の閉鎖装
置を使用してもよい。例えば、調節可能な案内羽根格子
のように、半径方向軸線の周りに揺動可能なフラップで
作動するような閉鎖装置を使用することができる。この
フラップは流れ方向およびそれに対して横方向に調節可
能である。
ロケット運転では、前側の閉鎖装置が閉鎖され、駆動ガ
スは後方へのみ出る。
中心線の上側に示したターボ運転では、後側の閉鎖装置
が閉鎖され、燃料に冨む駆動ガスはガス発生器４から前
方へ出る。駆動ガスはほぼ１８０°偏向され、そしてタ
ービン群９に流入する。このタービン群は圧縮機群１０
の中で半径方向に設けられている。各タービンローラは
圧縮機ロータと共に、一つの回転自在のロータにまとめ
られている。この場合、図示では例示的に３個のローラ
１１．１２．１３が設けられている。このロータはころ
がり軸受４２上で回転する。プレートは固定され、ロー
タが反対方向に作動するように向けられている。ロータ
１１．１２．１３の間には、案内羽根リムは設けられて
いない、しかし、例えばタービン群９の手前およびまた
は圧縮機群１０の後方に案内羽根を設けると有効である
。本発明によるタービン構造／圧縮機構造（一体、反対
回転、案内羽根なし）の主たる利点は、その重量が軽い
ということ、コンパクトであるということ、機械的な損
失が小さいということ、および“ウィンドミリング運転
、すなわち空転時に流れ損失が比較的に小さいというこ
とにある。
燃料に富む駆動ガスはタービン群９を出た後で、扇形ガ
ス分配器（ガス分配器部分）１４に達する。このガス分
配器の役割は、燃焼室１５内で完全な化学量論的な燃焼
を可能にするために、流入する外気と駆動ガスを混合す
ることである。扇形ガス分配器１４は円形のタービン出
口に接続し、後方へ開放しかつ周方向において波形の壁
構造体からなっている。その際、流路内へ半径方向源′
く達している範囲が、半径方向内側へずれた範囲と規則
的に交互に設けられているので、軸方向に見た場合、扇
形ガス分配器１４の外側輪郭は歯車または花にイ以てい
る。扇形分配器は混合器としての機能のほかに、同時に
炎保持器としての役目を有し、燃焼室１５の前側の境界
をなす。燃焼室１５の排気は収縮−拡散した推進ノズル
１７を経て外部へ出る。推進ノズル１７の拡散部分４４
は横断面が変化するように形成され、例えばノズル後端
部の周りに揺動可能な多数のノズルセグメントがらなっ
ている。飛行高さが高い場合、すなわち外圧が高く、ジ
ェット膨張が強い場合のロケット運転では、部分４４が
ロケットエンジン２の推進ノズル１６に添えられ、それ
によってこの部分は第１図の下側の半分に示しであるよ
うに、推進ノズルを流れ技術的に延長している。
周囲空気圧が高い中間の飛行高さでロケットを運転する
場合には、推進ノズル１６が充分なガス膨張にとって充
分である。この場合、外気をロケットジェットにエゼク
タ状に混合するために、推進ノズル１７は、ターボジェ
ット運転またはラムジェット運転と同様に、首範囲が開
放したままである。
ラムジェット運転では、ガス発生器４が接続解除され、
ロータ１１，１２．１３はウィンドミリング運転で回転
する。扇形ガス分配器１４の範囲において、燃料特にガ
ス状燃料が供給され、ラム空気と共に燃焼室１５内で燃
焼する。
ロケット運転だけでしかタービン２０．４１が回転しな
いので、ターボジェット運転とラムジェット運転のため
に付加的な推進剤供給装置を設けなければならない。そ
の際、既存の推進剤ポンプ１８．１９がフリーホイール
と付加的な駆動部を備えていることで充分である。
空気冷却器４３の中を少なくとも、低温推進剤ＬＯＸ　
、　ｔ、Ｈｘの部分量が流れる。空気冷却器は流入する
外気を冷却によって一層密度を高くし、その流量を多く
するという役割を有する。加熱された推進剤流は直接ガ
ス発生器４または他の消費部に供給することができる。
空気流は両図において、−点鎖線の矢印によって示しで
ある。
第２図による組合せ式駆動装置は第１図の駆動装置に対
して、重要な二つの特徴、すなわちロケットエンジンの
構造と圧縮機群／タービン群の構造が異なっている。
この場合にも、本発明に従ってガス発生器２４が設けら
れている。このガス発生器は一方では、ロケットエンジ
ン２２の予燃焼室として、他方ではエアーターボ−ロケ
ットのタービン群２９のための駆動ガス発生器として作
動する。
閉鎖装置はこの場合にも、開口付仕切り２５゜２６と回
転弁２７．２８とからなっている。第１図に関連して既
に述べたように、他の構造体を使用することもできる。
ターボ運転（図の上側半分参照）では、駆動ガスがガス
発生器２４から複数のガス案内管を経てロータ３１の外
周部まで案内される。すなわち、タービン群２９は圧縮
機群３０の半径方向外側にある。この場合にも、タービ
ン羽根と圧縮機羽根が本発明に従って一体的に連結され
ている。従って、“チップ取付は型タービン”の原理が
適用される。
この原理により、駆動ガスエネルギーが制限される場合
に、タービントルクを増大させることができる。この場
合、ロータ３１，３２．３３は反対方向に作動し、中間
に案内羽根リムを接続配置する必要がない、ロータはそ
れぞれ自由に回転できるように軸承されている。
円環状タービン出口に接続された扇形ガス分配器３４は
この構造では、周方向において波形の内側輪郭を有する
。この内側輪郭は規則的な角度をおいて空気流横断面を
大きくおよび小さく内方へ狭窄している。ガス分配器は
燃焼室３５の上流側の端部を形成している。この燃焼室
には収縮−拡散した准進ノズル３７が接続している。
ラムジェット運転のために、あるいはターボジェット運
転のときに付加的な燃料を供給するために、扇形ガス分
配器３４の範囲には、複数の燃料ノズル４８が設けられ
ている。この燃料ノズルのうちの一つが図に示しである
。略語“ＧＨｚ”は、燃料、ここでは水素を特にガス状
状態で添加混合することを意味する。このような燃料は
当然、第１図の装置にも設けることができる。
第２図に示した推進剤分配は、ロケットエンジン２２と
ターボジェットエンジンの平行運転を可能にする。その
際、ガス発生器２４はロケット燃焼室２３の側が閉鎖さ
れ、タービン群２９のための駆動ガスだけを供給する。
ロケット燃焼室２３には、ＬＯＸとＬＨ，が化学量論比
で噴射され、そのときロケットエンジンは予燃焼室なし
に作動する。
第１図と第２図の実施例において、扇形ガス分配器１４
または３４の範囲に燃料供給装置が設けられている場合
には、ラムジエ’７トとロケットの平行運転が可能であ
る。その際、ロケットエンジンは予燃焼室で作動する。
更に、第２図の実施例の場合にも、一つまたは複数の空
気冷却器を設けることができる。
更に、両タービン構造体／圧縮機構造体は両ロケットエ
ンジン構造体と組合せることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は中心線の上側に、組合せ式駆動装置のターボジ
ェット運転時の作動態様を、そして中心線の下側にロケ
ット運転時の作動態様を示す図、第２図は他の構造の組
合せ式駆動装置のターボジェット運転とロケット運転時
の作動態様を示す図である。 ■・・・組合せ式駆動装置、　２，２２・・・ロケット
エンジン、　　３，２３・・・ロケット燃焼室、　　４
．２４・・・ガス発生器、　５゜６．２５．２６・・・
開口付仕切り、　７，８゜２７．２８・・・回転弁、　
９，２９・・・タービン群、　　１０．３０・・・圧縮
機群、　　１１．１２，１３，３１．３２．３３・・・
ロータ、　　１４．３４・・・扇形ガス分配器、　　１
５．３５・・・燃焼室 代理人　　弁理士　江　崎　光　好 代理人　　弁理士　江　崎　光　史

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、外気に依存しないロケットエンジン、 このロケットエンジンを同軸に取り囲み、圧縮機が外気
    に依存しない少なくとも一つのタービンによって駆動さ
    れるターボジェットエンジン、および場合によっては 燃焼室と推進ノズルの入口範囲と圧縮機範囲がターボジ
    ェットエンジンと同一であるラムジェットエンジンを備
    えている、 特に液体水素（ＬＨ＿２）と液体酸素（ＬＯＸ）で運転
    される、亜音速から極超音速までの飛行速度のための組
    合せ式駆動装置において、 ２個の閉鎖装置（５、６、２５、２６；７、８、２７、
    ２８）を備えた余剰燃料で運転されるガス発生器（４、
    ２４）がロケットエンジン（２、２２）に設けられ、こ
    のガス発生器がロケット燃焼室（３、２３）またはター
    ボジェットエンジンのタービン群（９、２９）に対して
    、選択して流れ技術的に連結され、 タービン群（９、２９）と圧縮機群（１０、３０）が、
    中間に接続配置される案内ホィールを備えていない、反
    対方向に作動する複数のロータからなり、 各タービンロータがターボジェットエンジンの各々一つ
    の圧縮機ロータ（１０、３０）と共に、自由に回転する
    ロータ（１１、１２、１３、３１、３２、３３）を形成
    し、 タービン羽根が圧縮機羽根の半径方向内側 （９）または外側（２９）に設けられ、 ターボジェットエンジンの燃焼室（１５、３５）に至る
    タービン群（９、２９）の出口通路が、タービン駆動ガ
    スを流入外気と混合するための装置（１４、３４）とし
    て形成されていることを特徴とする組合せ式駆動装置。 ２、外気に依存しないロケットエンジンを使用して高い
    飛行高度で選択的に運転するための、請求項１記載の組
    合せ式駆動装置において、 ターボジェットエンジンの収縮−拡散した推進ノズル（
    １７）の拡散部分（４４）が少なくとも入口範囲におい
    て、横断面が変化するように形成され、かつ最小の入口
    直径のときに、拡散部分がロケットエンジン（２）の推
    進ノズル（１６）を流れ技術的に延長するように、拡散
    部分をこの推進ノズルの出口横断面に添えることが可能
    であることを特徴とする組合せ式駆動装置。 ３、ラムジェット運転にも適している、請求項１または
    請求項２記載の組合せ式駆動装置において、 タービン駆動ガスと外気の混合範囲内、またはタービン
    群（３４）の出口通路内に、燃料を供給するための少な
    くとも一つの装置（４８）が設けられていることを特徴
    とする組合せ式駆動装置。 ４、少なくとも一つの低温推進剤で運転される、請求項
    １から請求項３までのいずれか一つに記載の組合せ式駆
    動装置において、ターボジェットエンジンの圧縮機群（
    １０）の上流側に、少なくとも一つの空気冷却器（４３
    ）が設けられ、前記の一つまたは複数の低温推進剤が空
    気冷却器を流通することを特徴とする組合せ式駆動装置
    。 ５、ロケットエンジン（２）が主エンジンとして形成さ
    れ、ガス発生器（４）からロケット燃焼室（３）に至る
    流路内に、ロケット運転のための推進剤ポンプ（１８、
    １９）を駆動するための少なくとも一つのタービン（２
    ０、４１）が設けられていることを特徴とする、請求項
    １から請求項４までのいずれか一つに記載の組合せ式駆
    動装置。 ６、ロケットエンジン（２２）が副エンジンとして形成
    され、推進剤ポンプ（３８、３９）のための一つ（４０
    ）または複数のタービンを運転するために、推進剤の部
    分流で運転される付加的なガス発生器（４６）が設けら
    れていることを特徴とする、請求項１から請求項４まで
    のいずれか一つに記載の組合せ式駆動装置。
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