JPH02301653A - 空気液化サイクルエンジン - Google Patents

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〕 本発明はスは−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。

〔従来の技術〕

従来の空気液化サイクルエンジンは第４図にそ。

のサイクルの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１
０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
。

〔発明が解決しようとする課題〕

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。

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極超音速機に空気液
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。

〔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、空気予冷器を有す
る空気液化サイクルエンジンにおいて。

空気予冷器の後流から抽気した低温空気によって作動す
るターボジェットエンジンまたはファンジェットエンジ
ンと、同ターボジェットエンジンまたはファンジェット
エンジンの空気圧縮機によって昇圧した高圧空気を抽気
して高圧状態で液化する高圧空気液化器とを具備してな
ることを特徴とする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。

〔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
。即ち、たとえば極超音速機等にあって離陸、加速等の
大推力を必要とする場合は空気液化サイクルエンジン及
びターボジェットエンジン（またはファンジェットエン
ジン）の両方を作動させることによって大推力を得る。

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
気液化器の圧力上昇により、空気液化量の増大化が行な
われ、空気液化サイクルエンジンの推力が向上する。

また、亜音速飛行等の低燃費の求められる場合ないしは
着陸等の小推力のみを必要とする場合はターボジェット
エンジン（またはファンジェットエンジン）のみを作動
させることによって燃費節減、小推力の発生の両方が果
たされる。

〔実施例〕

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。

第１図は第１実施例の模式的縦断面図で、先ず、構成を
既述すると１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。離陵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、水木弁加及びアフターバーナ燃料弁
ｎを開く。そして液体水素ポンプｌ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Ｊ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
ンジンの空気圧縮機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ｎを経てアフ
ターバーナ燃料マニホールド４１８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カラノ噴流ガスの
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。

先ず、空気弁１４、水素弁加およびアフターバーナ燃料
弁ｎ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１
６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、
ターボジエットエンジ／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。

尚、空気予冷器４には、空気中のＧＯ２＋　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、これをとりのざ（ための加振器。

ズ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１図
示を省略しである。

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
ーボファンエンジンを用いた点が相違している。即ち、
ターボファン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、冴は
ファン、ノズルで、その他の構成はＥＲ１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′
、空気弁る及びファンノズル冴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ｎ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
１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
ンとターボシェツ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。

〔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
。

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油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′１″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１着陸時等の小推力で足りる場合はタ
ーボシェツ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。

【図面の簡単な説明】

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実施濁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、９３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・・・空気圧縮機、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、１９１】９′・・・、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。 代理人　弁理士　　坂　間　　　暁 外２名

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 　空気予冷器を有する空気液化サイクルエンジンにおい
   て、空気予冷器の後流から抽気した低温空気によって作
   動するターボジェットエンジンまたはファンジェットエ
   ンジンと、同ターボジェットエンジンまたはファンジェ
   ットエンジンの空気圧縮機によって昇圧した高圧空気を
   抽気して高圧状態で液化する高圧空気液化器とを具備し
   てなることを特徴とする空気液化サイクルエンジン。