JPH06241119A - 冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用するエジェクタモードと、ラムジェットモードと、超ラムジェットモードとを統合しているマルチモードエンジン - Google Patents
冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用するエジェクタモードと、ラムジェットモードと、超ラムジェットモードとを統合しているマルチモードエンジンInfo
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- JPH06241119A JPH06241119A JP1251094A JP1251094A JPH06241119A JP H06241119 A JPH06241119 A JP H06241119A JP 1251094 A JP1251094 A JP 1251094A JP 1251094 A JP1251094 A JP 1251094A JP H06241119 A JPH06241119 A JP H06241119A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 種々のモードが統合されたマルチモードエン
ジンの推進システムを提供する。 【構成】 マルチモードエンジンは、空気取入部１１０
と主燃焼室１２０と排気ノズル１３０とを備えた主流れ
系１と、該主流れ系１の外側に配置され可動式ベーン１
６１と空気取入部１８０とを備えた副流れ系２とを含ん
でおり、ここでベーン１６１は空気を冷却又は液化する
ための冷却回路１６３をなしている。また、副流れ系２
は、低温コンプレッサ２１０とエジェクタ燃焼室２２０
と主流れ系１の主燃焼室１２０に開口するノズル２４０
とを含んでいる。マルチモードエンジンは、冷却又は液
化されタービンで圧縮された空気を使用するエジェクタ
モードと、亜音速燃焼を利用するラムジェットモード
と、超音速燃焼を利用する超ラムジェットモードのうち
の１つを選択して運転できるようになっている。
ジンの推進システムを提供する。 【構成】 マルチモードエンジンは、空気取入部１１０
と主燃焼室１２０と排気ノズル１３０とを備えた主流れ
系１と、該主流れ系１の外側に配置され可動式ベーン１
６１と空気取入部１８０とを備えた副流れ系２とを含ん
でおり、ここでベーン１６１は空気を冷却又は液化する
ための冷却回路１６３をなしている。また、副流れ系２
は、低温コンプレッサ２１０とエジェクタ燃焼室２２０
と主流れ系１の主燃焼室１２０に開口するノズル２４０
とを含んでいる。マルチモードエンジンは、冷却又は液
化されタービンで圧縮された空気を使用するエジェクタ
モードと、亜音速燃焼を利用するラムジェットモード
と、超音速燃焼を利用する超ラムジェットモードのうち
の１つを選択して運転できるようになっている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、少なくとも次のような
複数のモード、すなわち冷却又は液化されタービンで圧
縮された空気を使用するエジェクタ加速モードと、亜音
速の燃焼を利用するラムジェットモードと、超音速の燃
焼を利用する超ラムジェットモードとを統合しているマ
ルチモードエンジンに関するものであって、かかるマル
チモードエンジンは、単段で、高度Ｚ＝０からマッハ１
５のスピードで飛行してこの後軌道に到達することを可
能にする空気取入式の超々音速ビークルに適用すること
ができるものである。
複数のモード、すなわち冷却又は液化されタービンで圧
縮された空気を使用するエジェクタ加速モードと、亜音
速の燃焼を利用するラムジェットモードと、超音速の燃
焼を利用する超ラムジェットモードとを統合しているマ
ルチモードエンジンに関するものであって、かかるマル
チモードエンジンは、単段で、高度Ｚ＝０からマッハ１
５のスピードで飛行してこの後軌道に到達することを可
能にする空気取入式の超々音速ビークルに適用すること
ができるものである。
【０００２】
【従来の技術】１９９０年４月に発行されたＳＡＥ技術
論文集中のタナツグノブヒロによる、「宇宙飛行機のた
めの取入空気冷却器を備えた膨張サイクルエアのターボ
・ラムジェットの開発研究」と題された記事の中にすで
に、２段式の複数モードの推進機能を備えたビークルの
第１段目を構成するエンジンのための提案がなされてい
る。この記事は、とくに、燃焼室内に熱交換器が存在す
る、冷却された空気を使用するターボ・ラムジェット式
のエンジンについて記述している。
論文集中のタナツグノブヒロによる、「宇宙飛行機のた
めの取入空気冷却器を備えた膨張サイクルエアのターボ
・ラムジェットの開発研究」と題された記事の中にすで
に、２段式の複数モードの推進機能を備えたビークルの
第１段目を構成するエンジンのための提案がなされてい
る。この記事は、とくに、燃焼室内に熱交換器が存在す
る、冷却された空気を使用するターボ・ラムジェット式
のエンジンについて記述している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】かかるエンジンにおい
ては、１段式の宇宙飛行機内に統合された少なくとも３
つの異なる連続的な運転モードの組み合わせについては
説明されていない。なお、空気取入式の宇宙飛行機にお
いて、加速時に液体水素との熱交換によって取入空気を
冷却するといった提案はすでになされている。
ては、１段式の宇宙飛行機内に統合された少なくとも３
つの異なる連続的な運転モードの組み合わせについては
説明されていない。なお、空気取入式の宇宙飛行機にお
いて、加速時に液体水素との熱交換によって取入空気を
冷却するといった提案はすでになされている。
【０００４】本発明の目的は、マルチモードエンジン、
すなわちその構造が最適化され、かつ種々の運転モード
が完全に統合された結合式推進システムを提供すること
である。本発明はまた、容積及び質量が比較的小さいも
のにとどまるマルチモードエンジンを提供することを目
的としている。
すなわちその構造が最適化され、かつ種々の運転モード
が完全に統合された結合式推進システムを提供すること
である。本発明はまた、容積及び質量が比較的小さいも
のにとどまるマルチモードエンジンを提供することを目
的としている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】これらの目的は以下の手
段によって達成される。第１の手段は、エンジンが、空
気取入部と主燃焼室と主排気ノズルとが備えられた主流
れ系と、該主流れ系の外側に配置され当系への空気取入
部に配設された可動式ベーンを有する副流れ系とを含ん
でいて、上記ベーン自身が空気を冷却又は液化するため
の回路をなし、かつ該ベーンが全閉位置を含む副流れ系
内への空気の流入速度を調節するための異なる位置に選
択的に配置されることができるようになっており、上記
副流れ系が、該副流れ系の空気取入部に供給された冷却
又は液化された空気を受け入れる低温コンプレッサと、
燃料と低温コンプレッサによって圧縮された冷却又は液
化された空気とが供給されるエジェクタ燃焼室と、低温
コンプレッサを駆動するためのタービンとを含んでい
て、該タービンには、エジェクタ燃焼室内で生成され、
タービンから出た後は主流れ系の主燃焼室内の１組のノ
ズルを通って噴出させられることになる燃焼ガスが供給
されるようになっており、該マルチモードエンジンが、
可動式ベーンが開位置にあり副流れ系を経由して流れて
いる冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用
するエジェクタモードと、可動式ベーンが開位置から閉
位置までをとることができ主流れ系を経由する亜音速の
燃焼を利用するラムジェットモードと、可動式ベーンが
閉位置にあり主流れ系を経由する超音速の燃焼を利用す
る超ラムジェットモードとでもって、連続的に操作する
ことができるようになっていることを特徴とする、冷却
又は液化されタービンで圧縮された空気を使用するエジ
ェクタモードと、ラムジェットモードと、超ラムジェッ
トモードとを統合しているマルチモードエンジンであ
る。
段によって達成される。第１の手段は、エンジンが、空
気取入部と主燃焼室と主排気ノズルとが備えられた主流
れ系と、該主流れ系の外側に配置され当系への空気取入
部に配設された可動式ベーンを有する副流れ系とを含ん
でいて、上記ベーン自身が空気を冷却又は液化するため
の回路をなし、かつ該ベーンが全閉位置を含む副流れ系
内への空気の流入速度を調節するための異なる位置に選
択的に配置されることができるようになっており、上記
副流れ系が、該副流れ系の空気取入部に供給された冷却
又は液化された空気を受け入れる低温コンプレッサと、
燃料と低温コンプレッサによって圧縮された冷却又は液
化された空気とが供給されるエジェクタ燃焼室と、低温
コンプレッサを駆動するためのタービンとを含んでい
て、該タービンには、エジェクタ燃焼室内で生成され、
タービンから出た後は主流れ系の主燃焼室内の１組のノ
ズルを通って噴出させられることになる燃焼ガスが供給
されるようになっており、該マルチモードエンジンが、
可動式ベーンが開位置にあり副流れ系を経由して流れて
いる冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用
するエジェクタモードと、可動式ベーンが開位置から閉
位置までをとることができ主流れ系を経由する亜音速の
燃焼を利用するラムジェットモードと、可動式ベーンが
閉位置にあり主流れ系を経由する超音速の燃焼を利用す
る超ラムジェットモードとでもって、連続的に操作する
ことができるようになっていることを特徴とする、冷却
又は液化されタービンで圧縮された空気を使用するエジ
ェクタモードと、ラムジェットモードと、超ラムジェッ
トモードとを統合しているマルチモードエンジンであ
る。
【０００６】第２の手段では、可動式ベーンを通って流
れている空気を冷却又は液化するための回路が、タンク
から燃料が供給されるようになっていて、冷却回路を出
た燃料が、冷却又は液化されタービンで圧縮された空気
を使用するエジェクタモードでのエジェクタ燃焼室への
燃料供給のために使用されるようになっている。
れている空気を冷却又は液化するための回路が、タンク
から燃料が供給されるようになっていて、冷却回路を出
た燃料が、冷却又は液化されタービンで圧縮された空気
を使用するエジェクタモードでのエジェクタ燃焼室への
燃料供給のために使用されるようになっている。
【０００７】第３の手段では、亜音速の燃焼を利用する
ラムジェットタイプの運転モードで可動式ベーンを開状
態に保持し、かつ可動式ベーンを経由して副流れ系の空
気取入部内に注入された冷却空気を中間タンク内に液化
して蓄える手段が設けられ、冷却回路を出る燃料が、主
燃焼室へ燃料を供給する役目を果たすようになってい
る。
ラムジェットタイプの運転モードで可動式ベーンを開状
態に保持し、かつ可動式ベーンを経由して副流れ系の空
気取入部内に注入された冷却空気を中間タンク内に液化
して蓄える手段が設けられ、冷却回路を出る燃料が、主
燃焼室へ燃料を供給する役目を果たすようになってい
る。
【０００８】第４の手段では、好ましく、冷却又は液化
されタービンで圧縮された空気を使用するエジェクタモ
ードでエジェクタ燃焼室内で生成された燃焼ガスが、伸
縮可能なスペーサ内に受け入れられたノズルを経由して
主流れ系内に注入されるようになっていて、上記スペー
サが、超音速の燃焼を利用するラムジェット運転の段階
においては少なくとも部分的に伸縮させられるようにな
っている。
されタービンで圧縮された空気を使用するエジェクタモ
ードでエジェクタ燃焼室内で生成された燃焼ガスが、伸
縮可能なスペーサ内に受け入れられたノズルを経由して
主流れ系内に注入されるようになっていて、上記スペー
サが、超音速の燃焼を利用するラムジェット運転の段階
においては少なくとも部分的に伸縮させられるようにな
っている。
【０００９】第５の手段では、同様に、亜音速の燃焼を
利用するラムジェットモードで燃料が、伸縮可能なスペ
ーサ内に収容されたノズルを経由して主流れ系内に注入
されるようになっていて、上記スペーサが、超音速の燃
焼を利用するラムジェット運転の段階においては少なく
とも部分的に伸縮させられるようになっている。
利用するラムジェットモードで燃料が、伸縮可能なスペ
ーサ内に収容されたノズルを経由して主流れ系内に注入
されるようになっていて、上記スペーサが、超音速の燃
焼を利用するラムジェット運転の段階においては少なく
とも部分的に伸縮させられるようになっている。
【００１０】第６の手段では、可動式ベーンが、主流れ
系内への空気取入部のスロート部よりも上流に多段式で
配置されている。
系内への空気取入部のスロート部よりも上流に多段式で
配置されている。
【００１１】第７の手段では、エジェクタ燃焼室が低温
コンプレッサとタービンとの間に配置されている。
コンプレッサとタービンとの間に配置されている。
【００１２】第８の手段では、マルチモードエンジン
が、可動式ベーンより下流で副流れ系内に配置され、空
気を冷却又は液化するための燃料輸送回路を含んでいる
付加的な熱交換器を含んでいるのが好ましい。
が、可動式ベーンより下流で副流れ系内に配置され、空
気を冷却又は液化するための燃料輸送回路を含んでいる
付加的な熱交換器を含んでいるのが好ましい。
【００１３】第９の手段では、好ましく、付加的な熱交
換器の冷却回路に、可動式ベーンを通って流れている空
気を冷却するための回路から来る燃料が供給されるよう
になっている。
換器の冷却回路に、可動式ベーンを通って流れている空
気を冷却するための回路から来る燃料が供給されるよう
になっている。
【００１４】第１０の手段では、マルチモードエンジン
がさらに、タンクから液体の推進源成分が供給され、主
流れ系の排気ノズルの広がり部内に開口するノズルの広
がり部を含んでいる少なくとも１つの普通のロケットエ
ンジンを含んでいるのが好ましい。
がさらに、タンクから液体の推進源成分が供給され、主
流れ系の排気ノズルの広がり部内に開口するノズルの広
がり部を含んでいる少なくとも１つの普通のロケットエ
ンジンを含んでいるのが好ましい。
【００１５】第１１の手段では、選択的にマルチモード
エンジンが、冷却又は液化されタービンで圧縮された空
気を使用するエジェクタモードでエジェクタ燃焼室内に
付加的な酸素の流れを導入し、超ラムジェットモードで
主燃焼室内に付加的な酸素の流れを導入し、そして選択
的に普通のロケットエンジン内に酸素の流れを導入する
ための、出発前に積み込まれた液体酸素のためのタンク
を含んでいるのが好ましい。
エンジンが、冷却又は液化されタービンで圧縮された空
気を使用するエジェクタモードでエジェクタ燃焼室内に
付加的な酸素の流れを導入し、超ラムジェットモードで
主燃焼室内に付加的な酸素の流れを導入し、そして選択
的に普通のロケットエンジン内に酸素の流れを導入する
ための、出発前に積み込まれた液体酸素のためのタンク
を含んでいるのが好ましい。
【００１６】第１２の手段では、超ラムジェットモード
時に軸方向及びこれと直交する方向の両方向から主燃焼
室内に燃料を注入するための手段が設けられているのが
好ましい。
時に軸方向及びこれと直交する方向の両方向から主燃焼
室内に燃料を注入するための手段が設けられているのが
好ましい。
【００１７】第１３の手段では、例えば、マルチモード
エンジンが、およそマッハ０とおよそマッハ２との間で
は冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用す
るエジェクタモードで動作し、およそマッハ２とおよそ
マッハ６との間では亜音速の燃焼を利用するラムジェッ
トモードで動作し、およそマッハ６とおよそマッハ１５
との間では超ラムジェットモードで動作し、そして選択
的にマッハ１５を超えるときにはロケットモードで動作
するようになっているのが好ましい。
エンジンが、およそマッハ０とおよそマッハ２との間で
は冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用す
るエジェクタモードで動作し、およそマッハ２とおよそ
マッハ６との間では亜音速の燃焼を利用するラムジェッ
トモードで動作し、およそマッハ６とおよそマッハ１５
との間では超ラムジェットモードで動作し、そして選択
的にマッハ１５を超えるときにはロケットモードで動作
するようになっているのが好ましい。
【００１８】
【発明の作用・効果】副流れ系が前胴部と可動式ベーン
とを伴っていて、該ベーンが空気取入段階では燃料によ
って活発に冷却され、該燃料がこの後主流れ系中で空気
又はその他のものを使用するインジェクタのうちのいず
れかで燃焼させられるので、空気の取入流速が増加し、
外部抵抗が低減され、かつ推進力が増加するといった効
果が同時に得られることが認められるであろう。
とを伴っていて、該ベーンが空気取入段階では燃料によ
って活発に冷却され、該燃料がこの後主流れ系中で空気
又はその他のものを使用するインジェクタのうちのいず
れかで燃焼させられるので、空気の取入流速が増加し、
外部抵抗が低減され、かつ推進力が増加するといった効
果が同時に得られることが認められるであろう。
【００１９】エジェクタモードでの運転を確実にする部
材と、ラムジェットモードでの運転時に使用される主流
れ系との間の結合が達成された場合には、それらが全く
個別の組立体とされる場合よりも容積及び質量が小さく
なる。
材と、ラムジェットモードでの運転時に使用される主流
れ系との間の結合が達成された場合には、それらが全く
個別の組立体とされる場合よりも容積及び質量が小さく
なる。
【００２０】本発明のその他の特徴及び利点は、制限的
ではない例によって与えられた、添付の図面が参照され
る特別な実施例の詳細な記述から明らかとなる。
ではない例によって与えられた、添付の図面が参照され
る特別な実施例の詳細な記述から明らかとなる。
【００２１】
【実施例】図１は、本発明にかかるマルチモードエンジ
ンの主な構成要素の全体的な構成を示しており、他方図
２は種々の構成要素の相互の相対的な位置を示してい
る。完全に統合されかつ単一の主排気ノズルを含む、本
発明にかかるマルチモードエンジンは、単段で地上から
地球のまわりの軌道まで行くことを可能にする。マルチ
モードエンジンの運転モードは、マッハ０からおよそマ
ッハ６までの範囲内のスピードに対して実行される第１
加速段階を含み、これ自身はさらに次の２つのモードに
分割される。 a) マッハ０からおよそマッハ２.５の範囲内のスピード
用の、亜音速燃焼を利用する単一のラムジェットモード
と並行して運転する、液化又は冷却された空気を使用す
るロケットモード(また、液化又は冷却されタービンで
圧縮された空気を使用するエジェクタモードとも称され
る) b) およそマッハ２.５とマッハ６との間のスピード用
の、亜音速燃焼を利用する純粋なラムジェットモード 加速段階の後に、およそマッハ６からマッハ１５までの
範囲内のスピード用の、超音速燃焼を利用するラムジェ
ットモード(又は、超ラムジェットモード)での運転段階
が続く。
ンの主な構成要素の全体的な構成を示しており、他方図
２は種々の構成要素の相互の相対的な位置を示してい
る。完全に統合されかつ単一の主排気ノズルを含む、本
発明にかかるマルチモードエンジンは、単段で地上から
地球のまわりの軌道まで行くことを可能にする。マルチ
モードエンジンの運転モードは、マッハ０からおよそマ
ッハ６までの範囲内のスピードに対して実行される第１
加速段階を含み、これ自身はさらに次の２つのモードに
分割される。 a) マッハ０からおよそマッハ２.５の範囲内のスピード
用の、亜音速燃焼を利用する単一のラムジェットモード
と並行して運転する、液化又は冷却された空気を使用す
るロケットモード(また、液化又は冷却されタービンで
圧縮された空気を使用するエジェクタモードとも称され
る) b) およそマッハ２.５とマッハ６との間のスピード用
の、亜音速燃焼を利用する純粋なラムジェットモード 加速段階の後に、およそマッハ６からマッハ１５までの
範囲内のスピード用の、超音速燃焼を利用するラムジェ
ットモード(又は、超ラムジェットモード)での運転段階
が続く。
【００２２】液体の推進力源(例えば、液体酸素と燃料)
を使用する普通のロケット段階は、マッハ１５を超える
スピード用の、マルチモードエンジン１００に結合され
た普通のロケットエンジン３００を用いて、超ラムジェ
ット段階の後において軌道にのるまで続けられてもよ
い。図１及び図２に示すように、マルチモードエンジン
は、基本的には、亜音速燃焼ラムジェットモードと、超
音速燃焼ラムジェットモードとの両方で使用される主流
れ系１と、液化又は冷却されタービンで圧縮された空気
を使用するエジェクタモードで使用される副流れ系２と
を含んでいる。
を使用する普通のロケット段階は、マッハ１５を超える
スピード用の、マルチモードエンジン１００に結合され
た普通のロケットエンジン３００を用いて、超ラムジェ
ット段階の後において軌道にのるまで続けられてもよ
い。図１及び図２に示すように、マルチモードエンジン
は、基本的には、亜音速燃焼ラムジェットモードと、超
音速燃焼ラムジェットモードとの両方で使用される主流
れ系１と、液化又は冷却されタービンで圧縮された空気
を使用するエジェクタモードで使用される副流れ系２と
を含んでいる。
【００２３】主流れ系１は、空気取入部１１０と主燃焼
室１２０と排気ノズル１３０とを含んでいる。空気取入
部１１０の内部は、縮小部１１１を有するとともに、ス
ロート部１１２で終わっている。副流れ系２は、主流れ
系１の外側にあって、空気取入部１１０の外面壁と協働
して副流れ系用の空気取入部１８０を形成する前胴部１
８１を有している。空気取入部１１０の縮小部１１１を
通って主流れ系１に取り入れられた空気の一部は、空気
取入部１１０の縮小部１１１を貫通して形成された開口
部１１３を経由して副流れ系２の中に注入される。開口
部１１３は、主流れ系１の縦軸Ｘ'Ｘと直交する軸部１
６２まわりに回動する可動式ベーン１６１の集合体１６
０によって部分的に又は完全に閉じられることができ
る。ベーン１６１は、図中には示されていないロッドに
よって制御される。ときには空気液化回路となる冷却回
路１６３は、ベーン１６１に連結され、副流れ系２に空
気を供給するための開口部１１３を経由して空気が取り
入れられたときには、ベーン１６１及び主流れ系内の空
気の両方を冷却する１組のチューブを含む。冷却回路１
６３は、好ましくはタンク１４０から供給される燃料で
もって冷却される。
室１２０と排気ノズル１３０とを含んでいる。空気取入
部１１０の内部は、縮小部１１１を有するとともに、ス
ロート部１１２で終わっている。副流れ系２は、主流れ
系１の外側にあって、空気取入部１１０の外面壁と協働
して副流れ系用の空気取入部１８０を形成する前胴部１
８１を有している。空気取入部１１０の縮小部１１１を
通って主流れ系１に取り入れられた空気の一部は、空気
取入部１１０の縮小部１１１を貫通して形成された開口
部１１３を経由して副流れ系２の中に注入される。開口
部１１３は、主流れ系１の縦軸Ｘ'Ｘと直交する軸部１
６２まわりに回動する可動式ベーン１６１の集合体１６
０によって部分的に又は完全に閉じられることができ
る。ベーン１６１は、図中には示されていないロッドに
よって制御される。ときには空気液化回路となる冷却回
路１６３は、ベーン１６１に連結され、副流れ系２に空
気を供給するための開口部１１３を経由して空気が取り
入れられたときには、ベーン１６１及び主流れ系内の空
気の両方を冷却する１組のチューブを含む。冷却回路１
６３は、好ましくはタンク１４０から供給される燃料で
もって冷却される。
【００２４】可動式ベーン１６１の集合体１６０内の冷
却回路１６３からくる燃料は、副流れ系内に注入された
空気を、該空気が低温コンプレッサ２１０に到達する前
にさらに冷却するために又はそれを液化するために、ラ
イン１４５を経由して付加的な熱交換器１７０に輸送さ
れることができる。ここで、該熱交換器は、可動式ベー
ン１６１の下流で副流れ系２内に介設され、そして副流
れ系２の空気取入部１８０に配置されている。ここで、
低温コンプレッサ自身は、エジェクタ燃焼室２２０内で
生成された燃焼ガスが供給されるタービン２３０によっ
て駆動され、該エジェクタ燃焼室はコンプレッサ２１０
とタービン２３０との間に介設されている。
却回路１６３からくる燃料は、副流れ系内に注入された
空気を、該空気が低温コンプレッサ２１０に到達する前
にさらに冷却するために又はそれを液化するために、ラ
イン１４５を経由して付加的な熱交換器１７０に輸送さ
れることができる。ここで、該熱交換器は、可動式ベー
ン１６１の下流で副流れ系２内に介設され、そして副流
れ系２の空気取入部１８０に配置されている。ここで、
低温コンプレッサ自身は、エジェクタ燃焼室２２０内で
生成された燃焼ガスが供給されるタービン２３０によっ
て駆動され、該エジェクタ燃焼室はコンプレッサ２１０
とタービン２３０との間に介設されている。
【００２５】低温コンプレッサ２１０によってタービン
で圧縮された空気は、この後低温コンプレッサ２１０内
を通過する前に非常な低温まで冷却されるか、又はこの
ほか熱交換器１６０,１７０によって液化される。得ら
れた空気は、さらにセパレータ１９０を通過させること
によって空気から窒素分子を容易に抽出させて濃縮する
ことができ、このようにして得られた空気はより高い酸
素濃度を有している。セパレータ１９０は、例えば熱交
換器１６０と１７０との間に配置されることができる。
エジェクタ燃焼室２２０は、冷却回路１６３からのびて
くるライン１４９経由で燃料が供給されるとともに、低
温コンプレッサ２１０からくる液化又は冷却された空気
が供給される。付加的な熱交換器１７０が使用されたと
きには、該付加的な熱交換器１７０からくる燃料が、さ
らにダクト１４６及び１４７経由でエジェクタ燃焼室２
２０に供給されるようにすることができる。
で圧縮された空気は、この後低温コンプレッサ２１０内
を通過する前に非常な低温まで冷却されるか、又はこの
ほか熱交換器１６０,１７０によって液化される。得ら
れた空気は、さらにセパレータ１９０を通過させること
によって空気から窒素分子を容易に抽出させて濃縮する
ことができ、このようにして得られた空気はより高い酸
素濃度を有している。セパレータ１９０は、例えば熱交
換器１６０と１７０との間に配置されることができる。
エジェクタ燃焼室２２０は、冷却回路１６３からのびて
くるライン１４９経由で燃料が供給されるとともに、低
温コンプレッサ２１０からくる液化又は冷却された空気
が供給される。付加的な熱交換器１７０が使用されたと
きには、該付加的な熱交換器１７０からくる燃料が、さ
らにダクト１４６及び１４７経由でエジェクタ燃焼室２
２０に供給されるようにすることができる。
【００２６】必要なところには、タンク１５２からくる
液体酸素がさらにパイプ１５５経由でエジェクタ燃焼室
２２０内に注入されることができる。タービン２３０か
らの出口におけるガスは、ダクト２３１経由で緩衝室２
４３に導入され、この後主流れ系１の主燃焼室内のノズ
ル２４２の集合体２４０を通って噴出させられる。緩衝
室２４３はさらに、パイプ１４２経由でタンク１４０か
ら直接的に、又はこのほかパイプ１４８経由で冷却回路
１１３及び付加的な熱交換器１７０からのいずれか一方
により燃料を供給されることができる。
液体酸素がさらにパイプ１５５経由でエジェクタ燃焼室
２２０内に注入されることができる。タービン２３０か
らの出口におけるガスは、ダクト２３１経由で緩衝室２
４３に導入され、この後主流れ系１の主燃焼室内のノズ
ル２４２の集合体２４０を通って噴出させられる。緩衝
室２４３はさらに、パイプ１４２経由でタンク１４０か
ら直接的に、又はこのほかパイプ１４８経由で冷却回路
１１３及び付加的な熱交換器１７０からのいずれか一方
により燃料を供給されることができる。
【００２７】緩衝室２４３内に注入されたガス又は燃料
は、空気取入部１１０からくる空気が供給される主流れ
系１の主燃焼室１２０内に噴出させられ、該噴出はノズ
ル２４２の集合体２４０を通して起こる。ここで、該ノ
ズルは、伸縮可能なスペーサ２４１の上に好ましく取り
付けられ、該スペーサはノズル２４２を、主流れ系１内
で完全に拡張された状態、又はこのほか緩衝室２４３に
よって構築されたハウジング内に部分的にもしくは完全
に収縮された状態のいずれか一方の状態とすることがで
きる。パイプ１４３経由で燃料が供給される小さい独立
したノズル２５０は、伸縮可能なノズル２４２の集合体
２４０との組み合わせで又はこれらから独立して、運転
の特別の段階に応じて、ノズル１３０の拡大部の先頭で
主燃焼室１２０内へ軸方向に燃料を注入する役目を果た
す。
は、空気取入部１１０からくる空気が供給される主流れ
系１の主燃焼室１２０内に噴出させられ、該噴出はノズ
ル２４２の集合体２４０を通して起こる。ここで、該ノ
ズルは、伸縮可能なスペーサ２４１の上に好ましく取り
付けられ、該スペーサはノズル２４２を、主流れ系１内
で完全に拡張された状態、又はこのほか緩衝室２４３に
よって構築されたハウジング内に部分的にもしくは完全
に収縮された状態のいずれか一方の状態とすることがで
きる。パイプ１４３経由で燃料が供給される小さい独立
したノズル２５０は、伸縮可能なノズル２４２の集合体
２４０との組み合わせで又はこれらから独立して、運転
の特別の段階に応じて、ノズル１３０の拡大部の先頭で
主燃焼室１２０内へ軸方向に燃料を注入する役目を果た
す。
【００２８】本来的には、複数の副流れ系２経由で供給
される複数のエジェクタを、１つ又はこれより多い主流
れ系１の上に並べることが可能である。かかる環境下に
おいては、各種エジェクタは、とくに、構造及び機能が
同一である各別のタービンコンプレッサ２１０,２３０
とエジェクタ燃焼室２２０とを含むが、以下では１つの
エジェクタのみが参照される。普通のロケットエンジン
３００が、選択的に、本発明にかかるマルチモードエン
ジンと結合させられることができる。かかるロケットエ
ンジン３００は、燃焼室３１０と、音速スロート部３２
０及び拡大部３３０とを有するノズルとを含み、該拡大
部はビークルの後胴部に統合されて、主ノズル１３０の
拡大部内に開口している。ロケットエンジン３００は、
パイプ１４４経由でタンク１４０から燃料が供給される
とともに、タンク１５０の一群から液体酸素が供給され
る。タンク１５０の一群は、冷却されたベーン１６１及
び付加的な熱交換器１７０で構成される熱交換器１６０
を流通した後、副流れ系２内で生成された液体空気を保
持しているタンク１５１を含むとともに、出発の前に積
み込まれた液体酸素を保持しているタンク１５２を含
む。液体酸素は、タンク１５１及び１５２からのびてく
るパイプ１５３及び１５４経由で、ロケットエンジン３
００の燃焼室３１０のインジェクタに導入される。燃料
は、液体水素、又は「水素スラッシュ」として知られてい
る水素のスラリとするのがよい。
される複数のエジェクタを、１つ又はこれより多い主流
れ系１の上に並べることが可能である。かかる環境下に
おいては、各種エジェクタは、とくに、構造及び機能が
同一である各別のタービンコンプレッサ２１０,２３０
とエジェクタ燃焼室２２０とを含むが、以下では１つの
エジェクタのみが参照される。普通のロケットエンジン
３００が、選択的に、本発明にかかるマルチモードエン
ジンと結合させられることができる。かかるロケットエ
ンジン３００は、燃焼室３１０と、音速スロート部３２
０及び拡大部３３０とを有するノズルとを含み、該拡大
部はビークルの後胴部に統合されて、主ノズル１３０の
拡大部内に開口している。ロケットエンジン３００は、
パイプ１４４経由でタンク１４０から燃料が供給される
とともに、タンク１５０の一群から液体酸素が供給され
る。タンク１５０の一群は、冷却されたベーン１６１及
び付加的な熱交換器１７０で構成される熱交換器１６０
を流通した後、副流れ系２内で生成された液体空気を保
持しているタンク１５１を含むとともに、出発の前に積
み込まれた液体酸素を保持しているタンク１５２を含
む。液体酸素は、タンク１５１及び１５２からのびてく
るパイプ１５３及び１５４経由で、ロケットエンジン３
００の燃焼室３１０のインジェクタに導入される。燃料
は、液体水素、又は「水素スラッシュ」として知られてい
る水素のスラリとするのがよい。
【００２９】本発明にかかるマルチモードエンジンの運
転は、以下においてその種々の運転モードについて各別
に説明される。加速モードで運転するときには、第１の
段階の期間内は副流れ系２の可動式ベーン１６１は開位
置にある(マッハ０からおよそマッハ２.５まで)。空気
取入部１１０に取り入れられた空気の一部は、それゆえ
副流れ系２内に流入する。可動式ベーン１６１内に収容
された主熱交換器１６３は、空気のこの流れを冷却す
る。もし必要であれば、取り入れられた空気の温度を要
求されるレベルまで低下させるために、又はその空気を
液化させるために、付加的な熱交換器１７０が副流れ系
２内に組み込まれる。
転は、以下においてその種々の運転モードについて各別
に説明される。加速モードで運転するときには、第１の
段階の期間内は副流れ系２の可動式ベーン１６１は開位
置にある(マッハ０からおよそマッハ２.５まで)。空気
取入部１１０に取り入れられた空気の一部は、それゆえ
副流れ系２内に流入する。可動式ベーン１６１内に収容
された主熱交換器１６３は、空気のこの流れを冷却す
る。もし必要であれば、取り入れられた空気の温度を要
求されるレベルまで低下させるために、又はその空気を
液化させるために、付加的な熱交換器１７０が副流れ系
２内に組み込まれる。
【００３０】このようにして冷却又は液化された空気
は、この後低温コンプレッサ２１０内で圧縮され、そし
てエジェクタ燃焼室２２０内に注入され、ここで熱交換
器１６０,１７０内の空気を冷却又は液化させるために
用いられた燃料を燃焼させる。前記したとおり、可及的
に推進力が増加するよう空気と燃料とを燃焼させるため
に、さらにパイプ１５５経由で燃焼室２２０内に酸素を
流入させることも可能である。燃焼ガスはこの後、膨張
型サイクルを利用している、低温コンプレッサ２１０を
駆動するタービン２３０内で部分的に膨張させられ、こ
の後上記ガスは、伸縮可能なスペーサ２４１内に収容さ
れたノズル２４２を経由して、主流れ系１(ラムジェッ
ト流れ系)内に噴出させられる。
は、この後低温コンプレッサ２１０内で圧縮され、そし
てエジェクタ燃焼室２２０内に注入され、ここで熱交換
器１６０,１７０内の空気を冷却又は液化させるために
用いられた燃料を燃焼させる。前記したとおり、可及的
に推進力が増加するよう空気と燃料とを燃焼させるため
に、さらにパイプ１５５経由で燃焼室２２０内に酸素を
流入させることも可能である。燃焼ガスはこの後、膨張
型サイクルを利用している、低温コンプレッサ２１０を
駆動するタービン２３０内で部分的に膨張させられ、こ
の後上記ガスは、伸縮可能なスペーサ２４１内に収容さ
れたノズル２４２を経由して、主流れ系１(ラムジェッ
ト流れ系)内に噴出させられる。
【００３１】主流れ系１に取り入れられた空気流は、ラ
ムジェット主燃焼室１２０内で副流れ系２のエジェクタ
から来るガスと一緒に、そして選択的には付加的な燃料
と一緒に燃焼させられる。マッハ２.５付近では、副流
れ系２の冷却又は液化された空気の噴出は停止され、も
はやエジェクタ燃焼室２２０へは供給されず、エンジン
は亜音速燃焼ラムジェットモードで動作する。
ムジェット主燃焼室１２０内で副流れ系２のエジェクタ
から来るガスと一緒に、そして選択的には付加的な燃料
と一緒に燃焼させられる。マッハ２.５付近では、副流
れ系２の冷却又は液化された空気の噴出は停止され、も
はやエジェクタ燃焼室２２０へは供給されず、エンジン
は亜音速燃焼ラムジェットモードで動作する。
【００３２】ここで、２つのオプションモードが可能で
ある。第１のケースでは、可動式ベーン１６１が閉じら
れ、空気取入部１１０に取り入れられた全部の空気が、
伸縮可能なスペーサ２４１内に収容されたノズル２４２
を経由して注入される燃料の主流れ系内での燃焼に関与
する。第２のケースでは、可動式ベーン１６１が亜音速
燃焼ラムジェットモードでの運転段階では開かれたまま
である。副流れ系２内に取り入れられた空気流は、この
後中間タンク１５１内に貯蔵するために冷却されかつ液
化され、そしてこれは純粋なロケットモードでの運転段
階におけるロケットエンジン３００の酸化剤として使用
される。
ある。第１のケースでは、可動式ベーン１６１が閉じら
れ、空気取入部１１０に取り入れられた全部の空気が、
伸縮可能なスペーサ２４１内に収容されたノズル２４２
を経由して注入される燃料の主流れ系内での燃焼に関与
する。第２のケースでは、可動式ベーン１６１が亜音速
燃焼ラムジェットモードでの運転段階では開かれたまま
である。副流れ系２内に取り入れられた空気流は、この
後中間タンク１５１内に貯蔵するために冷却されかつ液
化され、そしてこれは純粋なロケットモードでの運転段
階におけるロケットエンジン３００の酸化剤として使用
される。
【００３３】空気取入部１１０内に取り入れられた空気
流の残部は、副流れ系２内の空気を液化するためにすで
に用いられ、かつ伸縮可能なスペーサ２４１内に収容さ
れたノズル２４２を経由して注入された燃料の主流れ系
内での燃焼に関与する。両ケースにおいて、亜音速燃焼
ラムジェットモードでの運転段階は、マッハ６付近に上
昇するまで継続される。およそマッハ６から運転は超音
速燃焼ラムジェットモード(「超ラムジェットモード」と
も称される)に切替わる。もし、可動式ベーン１６１が
開かれたままであれば、それらはこの段階で閉じられ
る。超ラムジェット段階での運転の開始を助勢するため
に、次のようにして得られるパイロットフレームを使用
することができる。
流の残部は、副流れ系２内の空気を液化するためにすで
に用いられ、かつ伸縮可能なスペーサ２４１内に収容さ
れたノズル２４２を経由して注入された燃料の主流れ系
内での燃焼に関与する。両ケースにおいて、亜音速燃焼
ラムジェットモードでの運転段階は、マッハ６付近に上
昇するまで継続される。およそマッハ６から運転は超音
速燃焼ラムジェットモード(「超ラムジェットモード」と
も称される)に切替わる。もし、可動式ベーン１６１が
開かれたままであれば、それらはこの段階で閉じられ
る。超ラムジェット段階での運転の開始を助勢するため
に、次のようにして得られるパイロットフレームを使用
することができる。
【００３４】すなわち、燃料と水の予燃焼された混合物
がインジェクタを経由して噴出させられ、注入が小さい
ロケットエンジンによって行われ、注入されたガスの高
温(１０００°Ｋを超える)とラジカル(ＯＨ-)の存在と
が空気／燃料の燃焼の開始を可能にする。
がインジェクタを経由して噴出させられ、注入が小さい
ロケットエンジンによって行われ、注入されたガスの高
温(１０００°Ｋを超える)とラジカル(ＯＨ-)の存在と
が空気／燃料の燃焼の開始を可能にする。
【００３５】しかしながら、この方法は酸素(タンク１
５２)の存在を必要とし、該酸素はさらに飛行の末期に
おけるロケットモード運転のためにも用いられる。燃料
混合物の熱的な自己着火は、基本的には混合物の温度と
圧力とに依存し、そしてさらにはその濃度に依存する。
空気と燃料の混合物を、もしその熱的な自己着火温度ま
で局所的に昇温することが可能であれば、該混合物は自
然に着火するであろう。ここで、上記自己着火温度は、
一般に衝撃波の下流では到達するのが容易である。この
方法の欠点は、衝撃波によって全圧の損失が生じること
である。性能への影響を制限するために、衝撃波の形成
は局所的なものとされなければならないが、それは空気
流中で少なくとも中央部に相当な速度低下を生じさせる
マッハディスクによるマッハ効果によって達成されるこ
とができる。
５２)の存在を必要とし、該酸素はさらに飛行の末期に
おけるロケットモード運転のためにも用いられる。燃料
混合物の熱的な自己着火は、基本的には混合物の温度と
圧力とに依存し、そしてさらにはその濃度に依存する。
空気と燃料の混合物を、もしその熱的な自己着火温度ま
で局所的に昇温することが可能であれば、該混合物は自
然に着火するであろう。ここで、上記自己着火温度は、
一般に衝撃波の下流では到達するのが容易である。この
方法の欠点は、衝撃波によって全圧の損失が生じること
である。性能への影響を制限するために、衝撃波の形成
は局所的なものとされなければならないが、それは空気
流中で少なくとも中央部に相当な速度低下を生じさせる
マッハディスクによるマッハ効果によって達成されるこ
とができる。
【００３６】流れの温度と圧力とは、この後十分に高く
なり燃焼を局所的に安定させる。反応ゾーンは、流れの
残部のためのパイロットフレームとして機能する。スペ
ーサ２４１の停止温度がその強度に対して高くなりすぎ
たときには、それらは燃料のための周囲の注入地点保持
しているときに部分的に縮小される。この注入地点は、
とくに高いマッハ数をもつ流速であるのにもかかわら
ず、安定した超音速燃焼の実施を可能にする。超音速燃
焼ラムジェット段階はマッハ１５付近に上昇するまで継
続される。空気流は飛行マッハ数とともに増加する。一
定の濃度では、それゆえ燃料の流速を飛行マッハ数とと
もに増加させることが必要である。低い飛行マッハ数で
は、混合物の濃度がほぼ均一であるので、注入された全
部の燃料を燃焼させることが可能である。より良い燃焼
効率は(混合度を高める)直角方向の注入によって得られ
る。
なり燃焼を局所的に安定させる。反応ゾーンは、流れの
残部のためのパイロットフレームとして機能する。スペ
ーサ２４１の停止温度がその強度に対して高くなりすぎ
たときには、それらは燃料のための周囲の注入地点保持
しているときに部分的に縮小される。この注入地点は、
とくに高いマッハ数をもつ流速であるのにもかかわら
ず、安定した超音速燃焼の実施を可能にする。超音速燃
焼ラムジェット段階はマッハ１５付近に上昇するまで継
続される。空気流は飛行マッハ数とともに増加する。一
定の濃度では、それゆえ燃料の流速を飛行マッハ数とと
もに増加させることが必要である。低い飛行マッハ数で
は、混合物の濃度がほぼ均一であるので、注入された全
部の燃料を燃焼させることが可能である。より良い燃焼
効率は(混合度を高める)直角方向の注入によって得られ
る。
【００３７】逆に、高いマッハ数では、注入された燃料
の一部のみが酸化される。残部は燃焼現象に関与せず、
不活性成分のような挙動をとる。燃焼ゾーンへの入口に
おける温度は高く、そして燃焼時の流れ中におびただし
い解離現象(吸熱反応)が生じる。燃焼ゾーン内でのガス
の平均速度は高く、このため通過時間は短い。これは燃
焼効率を低下させる。かかる条件下では、良好な混合及
び燃焼条件が達せられることを可能にする直角方向の注
入は、もはや必要とはされない。この後、軸方向の注入
が、燃料の軸方向の注入速度を利用することを可能にす
る。
の一部のみが酸化される。残部は燃焼現象に関与せず、
不活性成分のような挙動をとる。燃焼ゾーンへの入口に
おける温度は高く、そして燃焼時の流れ中におびただし
い解離現象(吸熱反応)が生じる。燃焼ゾーン内でのガス
の平均速度は高く、このため通過時間は短い。これは燃
焼効率を低下させる。かかる条件下では、良好な混合及
び燃焼条件が達せられることを可能にする直角方向の注
入は、もはや必要とはされない。この後、軸方向の注入
が、燃料の軸方向の注入速度を利用することを可能にす
る。
【００３８】しかしながら、残部が軸方向に注入される
ときには、燃料の一部が直角方向(化学量論的流れ)に注
入されることができるということが認められるべきであ
る。マッハ１５を超える場合、もし超音速燃焼ラムジェ
ットが推進力の供給を継続していれば、それはビークル
を軌道にのせる。もう１つのオプションは、空気取入段
階の末期に酸素を注入することである。タンク１５２か
らのこの酸素の注入は、ロケットエンジンなしで行うこ
とを可能にするが、これは他の場合には飛行の末期に必
要とされるかもしれない。それは空気取入式のエンジン
を、大気の非常な低密度層の中で運転することを可能に
する。さらに、低温(９１°Ｋ)で貯蔵された酸素は、取
り入れられた空気を冷却することを可能にする。燃焼の
温度がより低いので、解離現象はより少なくなり、燃焼
効率が高められる。必要であれば、普通の燃料及び液体
酸素を用いるロケットエンジン(ＬＯＸ)が、マッハ１５
から軌道に至るまでのおわりに用いられる。
ときには、燃料の一部が直角方向(化学量論的流れ)に注
入されることができるということが認められるべきであ
る。マッハ１５を超える場合、もし超音速燃焼ラムジェ
ットが推進力の供給を継続していれば、それはビークル
を軌道にのせる。もう１つのオプションは、空気取入段
階の末期に酸素を注入することである。タンク１５２か
らのこの酸素の注入は、ロケットエンジンなしで行うこ
とを可能にするが、これは他の場合には飛行の末期に必
要とされるかもしれない。それは空気取入式のエンジン
を、大気の非常な低密度層の中で運転することを可能に
する。さらに、低温(９１°Ｋ)で貯蔵された酸素は、取
り入れられた空気を冷却することを可能にする。燃焼の
温度がより低いので、解離現象はより少なくなり、燃焼
効率が高められる。必要であれば、普通の燃料及び液体
酸素を用いるロケットエンジン(ＬＯＸ)が、マッハ１５
から軌道に至るまでのおわりに用いられる。
【００３９】空気取入段階を通じて前胴部と空気取入部
(ベーン１６１の集合体１６０)とは、この後空気のエジ
ェクタ燃焼室２２０内か、又は主流れ系１の他の部分の
いずれかで燃焼させられる燃料を用いることによって活
発に冷却されることが認められるであろう。かかる冷却
は、取り入れられた空気の流速を高めることを可能に
し、境界層の厚さを低減することとと層流から乱流への
移行を遅れさせることとによって外部抵抗を低減するこ
とを可能にし、かつ燃料の全エンタルピを増加させるこ
とを可能にし、これによって適当な膨張でもって注入時
の燃料の運動量を増加させ、ひいて推進力を増加させる
ことを可能にする。
(ベーン１６１の集合体１６０)とは、この後空気のエジ
ェクタ燃焼室２２０内か、又は主流れ系１の他の部分の
いずれかで燃焼させられる燃料を用いることによって活
発に冷却されることが認められるであろう。かかる冷却
は、取り入れられた空気の流速を高めることを可能に
し、境界層の厚さを低減することとと層流から乱流への
移行を遅れさせることとによって外部抵抗を低減するこ
とを可能にし、かつ燃料の全エンタルピを増加させるこ
とを可能にし、これによって適当な膨張でもって注入時
の燃料の運動量を増加させ、ひいて推進力を増加させる
ことを可能にする。
【図１】 本発明にかかるマルチモードエンジンの種々
の必須の構成要素を示すブロック線図である。
の必須の構成要素を示すブロック線図である。
【図２】 本発明にかかるマルチモードエンジンの種々
の構成要素の配設方法の一例を示す図である。
の構成要素の配設方法の一例を示す図である。
１…主流れ系 ２…副流れ系 １１０…空気取入部 １１２…スロート部 １２０…主燃焼室 １３０…排気ノズル １４０…タンク １５１…中間タンク １５２…タンク １６１…ベーン １６３…冷却回路 １７０…付加的な熱交換器 ２１０…低温コンプレッサ ２２０…エジェクタ燃焼室 ２３０…タービン ２４０…ノズル集合体 ２４１…スペーサ ２４２…ノズル ２５０…ノズル ３００…ロケットエンジン ３３０…拡大部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ダビッド・トノン フランス27200ヴェルノン、リュ・ドゥ・ ドクトゥール・デヴィネビル20番 (72)発明者 エリック・エルマン フランス78300ポアジー、リュ・マリス・ バスティエ19番
Claims (13)
- 【請求項１】 エンジンが、空気取入部(１１０)と主燃
焼室(１２０)と主排気ノズル(１３０)とが備えられた主
流れ系(１)と、該主流れ系(１)の外側に配置され当系へ
の空気取入部(１８０)に配設された可動式ベーン(１６
１)を有する副流れ系(２)とを含んでいて、 上記ベーン自身が空気を冷却又は液化するための回路
(１６３)をなし、かつ該ベーンが全閉位置を含む副流れ
系(２)内への空気の流入速度を調節するための異なる位
置に選択的に配置されることができるようになってお
り、 上記副流れ系(２)が、該副流れ系(２)の空気取入部(１
８０)に供給された冷却又は液化された空気を受け入れ
る低温コンプレッサ(２１０)と、燃料と低温コンプレッ
サ(２１０)によって圧縮された冷却又は液化された空気
とが供給されるエジェクタ燃焼室(２２０)と、低温コン
プレッサ(２１０)を駆動するためのタービン(２３０)と
を含んでいて、 該タービンには、エジェクタ燃焼室(２２０)内で生成さ
れ、タービン(２３０)から出た後は主流れ系(１)の主燃
焼室(１２０)内の１組のノズル(２４０)を通って噴出さ
せられることになる燃焼ガスが供給されるようになって
おり、 該マルチモードエンジンが、可動式ベーン(１６１)が開
位置にあり副流れ系(２)を経由して流れている冷却又は
液化されタービンで圧縮された空気を使用するエジェク
タモードと、可動式ベーン(１６１)が開位置から閉位置
までをとることができ主流れ系(１)を経由する亜音速の
燃焼を利用するラムジェットモードと、可動式ベーン
(１６１)が閉位置にあり主流れ系(１)を経由する超音速
の燃焼を利用する超ラムジェットモードとでもって、連
続的に操作することができるようになっていることを特
徴とする、 冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使用する
エジェクタモードと、ラムジェットモードと、超ラムジ
ェットモードとを統合しているマルチモードエンジン。 - 【請求項２】 可動式ベーン(１６１)を通って流れてい
る空気を冷却又は液化するための回路(１６３)が、タン
ク(１４０)から燃料が供給されるようになっていて、 冷却回路(１６３)を出た燃料が、冷却又は液化されター
ビンで圧縮された空気を使用するエジェクタモードでの
エジェクタ燃焼室(２２０)への燃料供給のために使用さ
れるようになっていることを特徴とする、請求項１に記
載されたマルチモードエンジン。 - 【請求項３】 亜音速の燃焼を利用するラムジェットタ
イプの運転モードで可動式ベーン(１６１)を開状態に保
持し、かつ可動式ベーン(１６１)を経由して副流れ系
(２)の空気取入部内に注入された冷却空気を中間タンク
(１５１)内に液化して蓄える手段が設けられ、 冷却回路(１６３)を出る燃料が、主燃焼室(１２０)へ燃
料を供給する役目を果たすようになっていることを特徴
とする、請求項２に記載されたマルチモードエンジン。 - 【請求項４】 冷却又は液化されタービンで圧縮された
空気を使用するエジェクタモードでエジェクタ燃焼室
(２２０)内で生成された燃焼ガスが、伸縮可能なスペー
サ(２４１)内に受け入れられたノズル(２４２)を経由し
て主流れ系(１)内に注入されるようになっていて、 上記スペーサが、超音速の燃焼を利用するラムジェット
運転の段階においては少なくとも部分的に伸縮させられ
るようになっていることを特徴とする、請求項１から請
求項３までのいずれか１つに記載されたマルチモードエ
ンジン。 - 【請求項５】 亜音速の燃焼を利用するラムジェットモ
ードで燃料が、伸縮可能なスペーサ(２４１)内に収容さ
れたノズル(２４２)を経由して主流れ系(１)内に注入さ
れるようになっていて、 上記スペーサが、超音速の燃焼を利用するラムジェット
運転の段階においては少なくとも部分的に伸縮させられ
るようになっ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１つに記載されたマルチモードエ
ンジン。 - 【請求項６】 可動式ベーン(１６１)が、主流れ系(１)
内への空気取入部(１１０)のスロート部(１１２)よりも
上流に多段式で配置されていることを特徴とする、請求
項１から請求項５までのいずれか１つに記載されたマル
チモードエンジン。 - 【請求項７】 エジェクタ燃焼室(２２０)が低温コンプ
レッサ(２１０)とタービン(２３０)との間に配置されて
いることを特徴とする、請求項１から請求項６までのい
ずれか１つに記載されたマルチモードエンジン。 - 【請求項８】 可動式ベーン(１６１)より下流で副流れ
系(２)内に配置され、空気を冷却又は液化するための燃
料輸送回路を含んでいる付加的な熱交換器(１７０)を含
むことを特徴とする、請求項１から請求項７までのいず
れか１つに記載されたマルチモードエンジン。 - 【請求項９】 付加的な熱交換器(１７０)の冷却回路
に、可動式ベーン(１６１)を通って流れている空気を冷
却するための回路(１６３)から来る燃料が供給されるよ
うになっていることを特徴とする、請求項８、請求項２
又は請求項３に記載されたマルチモードエンジン。 - 【請求項１０】 タンク(１４０,１５１,１５２)から液
体の推進源成分が供給され、主流れ系(１)の排気ノズル
(１３０)の広がり部内に開口するノズルの広がり部(３
３０)を含んでいる少なくとも１つの普通のロケットエ
ンジン(３００)をさらに含むことを特徴とする、請求項
１から請求項９までのいずれか１つに記載されたマルチ
モードエンジン。 - 【請求項１１】 冷却又は液化されタービンで圧縮され
た空気を使用するエジェクタモードでエジェクタ燃焼室
(２２０)内に付加的な酸素の流れを導入することを目的
とし、超ラムジェットモードで主燃焼室(１２０)内に付
加的な酸素の流れを導入し、そして選択的に普通のロケ
ットエンジン(３００)内に酸素の流れを導入するため
の、出発前に積み込まれた液体酸素のためのタンク(１
５２)を含むことを特徴とする、請求項１から請求項１
０までのいずれか１つに記載されたマルチモードエンジ
ン。 - 【請求項１２】 超ラムジェットモード時に軸方向及び
これと直交する方向の両方向から主燃焼室(１２０)内に
燃料を注入するための手段(２４０,２５０）を含むこと
を特徴とする、請求項１から請求項１１までのいずれか
１つに記載されたマルチモードエンジン。 - 【請求項１３】 およそマッハ０とおよそマッハ２との
間では冷却又は液化されタービンで圧縮された空気を使
用するエジェクタモードで動作し、およそマッハ２とお
よそマッハ６との間では亜音速の燃焼を利用するラムジ
ェットモードで動作し、およそマッハ６とおよそマッハ
１５との間では超ラムジェットモードで動作し、そして
選択的にマッハ１５を超えるときにはロケットモードで
動作することを特徴とする、請求項１から請求項１２ま
でのいずれか１つに記載されたマルチモードエンジン。
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