JPH0656132B2 - ジエツトエンジン用ガスコンプレツサ - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の目的〕 （産業上の利用分野） 本発明は大気を圧縮して、燃料を混合し、燃焼プロセス
でエネルギを発生させ、発生スラストによって航空機を
推進する航空機推進システムに使用されるガスコンプレ
ッサに関する。

（従来の技術） 多くのジェット推進システムにおいては、入口空気の最
初の圧縮はタービンにおいて行われている。

そのようなシステムにおいては、大気圧の空気を軸流型
またはラジアル型の圧縮機によって圧縮するようにさ
れ、この圧縮機は燃焼プロセスでの燃焼ガスがラジアル
型または軸流型のガスタービン内を膨脹してガスタービ
ンを回転させることにより駆動される。

これらの圧縮および膨脹は複数の段が軸に連結されて形
成された多段ステージにわたっておこなわれる。

タービン機器の熱による破損事故を防止するために、燃
焼プロセスの最高温度が過剰空気量を多くすることによ
り低減され、発生スラストに対する燃料消費量が低下し
ており、大型化および重量が増加するにつれて、高い温
度の燃焼プロセスより効率が低下する。

熱による破損事故に対する他の安全対策は上記のような
高温条件下に適した耐熱鋼を広範囲に使用することであ
る。

このようにして、タービン機器は必然的に複雑になり、
その結果製造コストおよびメインテナンスコストが高く
なる。

一方、現在使用されている他の方向はラムジェットであ
る。

ラムジェットにおいては、流入空下は大気と推進飛行体
との相対運動によって圧縮される。

この圧縮空気はその後燃料と混合されて点火され、推力
を発生する。

このシステムの欠点は推進飛行体がエンジン始動前に飛
行しなければならないという点にある。

さらに、エンジンの効率はマッハ１．５以下の速度では
実質的に低下してしまう。

さらに他のジェットエンジンの構成はタービンにラムジ
ェットの原理を組み合わせたものであり、低速のタービ
ン圧縮機と高速入口空気のラムジェット圧縮を使用する
ものである。

しかしながら、これらの複合システムも本願発明で述べ
られた重量の超過、装置の複雑さ、高温度または低速運
転等の問題点を解決することはできない。

長い間、いろいろな装置が使用されており、このもので
はガス流れの全圧が他の高速流れの動的相互作用により
増加されている。

これらの装置の多くは被駆動ガス流れが超音速または亜
音速の駆動流れに相互作用するとともに圧力比を許容流
量比を達成するように厳しく制限された設計がなされ
る。

他の装置では上記の代りに超音速相互作用を利用してい
る。

これらの装置では２つのガス流れの全温および全エンタ
ルピの差が小さい時に有効に作用する。

しかしながら、もし駆動ガス流れが被駆動ガス流れより
はるかにエネルギ量が多い時には、急激な圧力比の降下
が発生する。

特に、駆動ガスの空気源の温度およびエンタルピが大気
圧条件に較べて高い。

したがって、ゼロや低速前進速度の間は高い燃料消費率
と低スラストとなり、全体システム圧力比は低くなる。

従来技術の代表的な装置は次に述べる米国特許に開示さ
れている。

すなわち、米国特許第２，９２０，４４８号、第３，３
２３，３０４号、第３，３７４，６３１号、第３，３８
２，６７９号、第３，７５０，４００号、第３，８０
０，５２９号、第３，８００，５３１号、および第４，
３７９，６７９号などである。

また一部関係するのはフランス特許第２，５３４，９８
３号などがある。

（発明の概要） 本発明は大気または他のガスを圧縮するとともに圧縮さ
れたガスをジェットエンジンと燃焼室へ導入するガスコ
ンプレッサを提供するものである。

前記コンプレッサは超音速流のガス流れを発生する装置
および流入空気またはガスの流量および方向を制御する
先細−末広ノズルに形成された入口部が備えられてい
る。

このノズルの下流にはミキシングチャンバが配置され、
このミキシングチャンバ内において流入空気と同一方向
に流動する超音速流が部分負圧条件下において流入空気
と混合される。

ガスが混合されるにつれて、第３の流体流れが混合領域
に導入され、全温を減少させるとともに全圧を増大させ
て流れのマッハ数をさらに増大させる。

混合領域の下流はディフューザ部となっており、ガス流
れがエンジンの燃焼室へ進むにつれてガス流れの運動エ
ネルギーを回収するようにされている。

このディフューザは超音速ディフューザと縮小した断面
積を有するディフューザののど部に連なる亜音速ディフ
ューザとから構成され、前記断面積は高圧の燃焼室から
混合領域へのガスの逆流を防止するようにサイジングさ
れる。

本発明の他の実施例では、混合領域に混合領域内の物質
の一部または全部に原子核スピンの向きを修正する装置
が設けられている。

これらは周囲から熱を取り除き、さらに全温を減少させ
るとともに全圧を増大させシステム圧力比を増大して混
合領域にある物質の分子をより高いエネルギー状態に持
ち上げるように作用する。

これらの修正は混合領域内に磁場および／または放射電
磁界をかけることによって達成される。

（実施例） 図中符号１０はジェットエンジン全体を示している。

ハウジング１２は円筒形であり、前端１４および後端１
６を有している。このハウジング１２の内部には同軸的
に誘導燃焼部１８が配設されており、この誘導燃焼部１
８は適宜構造部材（図示省略）によって前記ハウジング
１２に固着されている。

誘導燃焼部１８の前端の内側には、燃焼室２２とのど部
２６を介して上記燃焼室２２に接続されている排出ノズ
ル２４とを有する高速ガス源２０が同軸的に配設されて
いる。

超音速ガス流は高速ガス源２０から放射状に発生する。

これは前記燃焼室２２内の１つまたはそれ以上の物質の
化学反応から引きおこされ、またはそれ以前の圧縮およ
び／または加熱されたガスから引きおこされる。

これらのガスはのど部２６で加速されて、排出ノズル２
４を通ってミキシングチャンバ２８へ導かれる。高速ガ
ス源２０からミキシングチャンバ２８を通過する高速ガ
ス流はミキシングチャンバ内に部分負圧を発生する。

前記部分負圧は環状の先細部３２、のど部３４および末
広部３６から構成される先細／末広ノズル３０の環状入
口部から空気やその他のガス７０を吸引する。

このようにして、空気の熱エネルギー運動エネルギーに
変換されて前記入口空気が加速される。

このプロセスは外部大気とミキシングチャンバ２８内の
圧力差によってすすめられる。

熱エネルギーは運動エネルギーに変換されて空気が加速
されているので、入口空気流れの温度は減少している。

ミキシングチャンバ２８内の絶対圧力は、高速ガス源２
０からのガスの流量、圧力および速度、先細−末広ノズ
ル３０を通ってミキシングチャンバ２８内へ導入される
空気の流量、速度および圧力、およびミキシングチャン
バ２８およびディフューザ３８の形状の関数で表わされ
る。

ミキシングチャンバ２８のすぐ下流には超音速ディフュ
ーザ４０、のど部４２および亜音速ディフューザ４４か
ら構成されるディフューザ部３８が配置される。

噴射ノズル４６は超音速ディフューザ４０のすぐ上流側
のミキシングチャンバ２８内に配置されている。

また、ある場合には、噴射ノズル４６はノズル３０の末
広部３６に配置されるのが好ましい。

適切な液体冷却剤は後述するようにインジェクタノズル
を介してミキシングチャンバ２８内へ流量を制御されて
噴射される。

以上ここまでは特にジェットエンジンに有用なガスコン
プレッサについて説明した。

ガスの圧縮過程は亜音速ディフューザ４４内においてガ
スが減速されることによって完結する。

以下に述べられるその他の構造はガスコンプレッサが装
備されたジェットエンジンの部品に関係する。

前記亜音速ディフューザ４４のすぐ下流には火炎保持装
置５０を有する燃焼室４８が配置され、この火炎保持装
置５０で燃料が噴射され、点火されて一部が燃焼する。

燃料および空気の混合気の燃焼は完全に燃焼できるよう
な充分に長い燃焼室４８内で終了する。

前記燃焼室４８のすぐ下流にはのど部５４および排出ノ
ズル５６を有する先細および末広ノズル５２が配置され
ている。

燃焼室４８からの高温排出ガスは先細−末広ノズル５２
を通過して、排出燃焼ガスの高速によって部分負圧にさ
れているチャンバ５８に流入する。

所定流量の大気は、ハウジング１８およびハウジング１
２の間に配置され、のど部６２を有する環状の先細−末
広ノズル６０を通って導入される。

チャンバ５８に連通するとともにすぐ下流に超音速ディ
フューザ６４、のど部６６および排出ノズル６８が配置
され、排出ガスはこれらを通ってエンジンの後端１６か
ら最終的に排出される。

実施例では固定式形状のノズルおよびディフューザにつ
いて説明しているが、これらの形状は従来技術によって
可変式にされても良いものである。

例えば、高速ガス源２０の本体がノズル３０内を軸方向
に移動するようにして、のど部３４の断面積やその部分
における流量を変えるようにしても良い。

また他の例として、のど部４２内に軸方向に移動可能な
スパイク（図示省略）を設けてディフューザ３８を上記
同様に作用するようにしても良い。

このような特徴の装置において可変式形状にする利点
は、装置を広範囲に変化する条件下（例えばエンジン起
動、離陸、巡航、および種々の空気速度、高度、スロッ
トル設定、および温度における上昇）で合理的な効率お
よび安定性で運転することが可能となることである。

また、さらに望ましくは、運転面における観点から、周
知の境界層の制御技術を採用することである。

特に採用されるのはスリットまたはノズルによる境界層
活性化と同様に、スリット、スロット、ホールおよび／
またはポーラス構造（図示省略）による境界層ブリード
法である。

この利点は、立と同様に衝撃波発生装置の制御機構と同
様にディフューザおよびノズルの効率および安定性を改
良することである。

（作 用） 入口からの大気または他のガス７０の第１の流れは環状
の先細−末広ノズル３０内に供給される。

この第１の流れは高速ガス源２０で発生した排出ガスに
よる第２の流れ７２によってミキシングチャンバ２８内
で加速される。

前述したように、第２の流れの超音速流はミキシングチ
ャンバ２８内に部分負圧を発生し、ミキシングチャンバ
２８内の入口空気の第１の流れが加速される、このよう
にして超音速入口空気の流れはタービン機器やラムジェ
ットに使用されるような高推進車速によらずに得られ
る。

液体冷却剤は噴射ノズル４６を介してミキシングチャン
バ２８内に導かれる。液体冷却剤は、水または単に冷却
材として使用される他の液体でもよく、またノズル４６
を介して導かれる流体は、メタノールや液化水素のよう
な可燃性流体でもよい。

後者は冷却剤として作用するとともに可燃性燃料として
作用し、燃焼室４８内に放出されるエネルギーを更に増
大させる。インジェクタノズル４６からミキシングチャ
ンバ２８内へ噴射される冷却剤の流れは第３の流れとみ
なされる。

第３の液体流れをミキシングチャンバ２８および超音速
ディフューザ４０に追加する主な目的は、混合された流
れの全圧を増大させることにある。

第３の流れとして水を使用した場合には優れた冷却剤と
なり、混合された流れの全温を減少させて全圧を増大さ
せる。

しかしながら、水は燃焼過程においては燃料としては無
価値であるが、液体メタノールや液体水素のような流体
は所望の冷却効果が得られるとともに下流側の燃焼過程
においてエネルギー増大に効果を奏する。

いずれの場合も第１および第２の混合された流れの流量
に対する第３の流れの流量の比率は一般に０．０１〜
０．１０の範囲で低い値である。

ノズル４６で噴射された液体の蒸発潜熱は、蒸発過程に
おける熱エネルギーの吸収によりミキシングチャンバ内
のガスの温度停滞およびエンタルピをコントロールす
る。

超音速ディフューザ４０およびミキシングチャンバ２８
内における流れの冷却過程はこの領域における物質の一
部分または全体の原子核のスピンの向きの修正によって
促進される。

このことはミキシングチャンバ２８内および超音速ディ
フューザ４０内における物質に対して磁場および／また
は放射電磁界をかけることによって達成される。

このようにして、これらの領域における流れ内の物質の
分子がこれらの領域内の周囲から熱エネルギーを吸収し
てより高いエネルギーレベルにシフトされる。

かくして、物質の温度停滞は減少させられるとともに圧
力停滞が増大させられる。

このような原子核のスピンの向きの一つの例として、オ
ルト水素およびパラ水素と呼ばれる水素分子の２つの変
型を考えれば説明がつく。

これらの２つの分子の顕著な特徴は個々の原子の核スピ
ンの相対的な向きである。

この領域における、非平行型核スピン（Antiparallel n
uclear spins）を伴った水素分子、すなわちパラ水素は
最もエネルギー状態が低いものである。

また、平行型核スピン（Parallel nuclear spins）を伴
った水素分子、すなわち、オルト水素はよりエネルギー
状態が高まったものである。

安定したパラ水素がより高いエネルギー状態であるオル
ト水素へ変換されるのは、例えば電場をかけることによ
る吸熱プロセスにおいてであり、周囲から吸熱して全圧
を増加させる。

ある場合には第２の流れはエンジンを始動するのに使用
され、充分な流速を得たら、第３の流れのみによってミ
キシングチャンバ２８内に発生させられる温度停滞減少
プロセスによって得られる超音速流によってしゃ断され
る。

ディフューザ部３８を通過するような混合されたガス流
れに対する最終圧力および温度が、燃料の追加前である
が、入口空気流れ７０、インジェクタ４６からの第３の
液体流れおよび高速ガス源２０からのガスの流量の比率
に大きく影響を受けることは注目すべきことである。

混合されたガス流れがディフューザ３８を通過するその
通路によって圧縮された後、適切な可燃性物質（固体、
液体または気体）と混合され、火炎保持装置５０で点火
される。燃焼は燃焼室４８内で完結する。

燃焼室４８からの高温加圧ガスは先細−末広ノズル５２
ののど部５４を通って排出され、ノズル５６のすぐ下流
の部分負圧の領域５８へ流入する。

この部分負圧はノズル５２からのかなり高速のガスが超
音速ディフューザおよび膨脹ノズル６８の間ののど部６
６を通過することによって発生させられる。

入口空気はこの領域５８への流入に先立って環状の先細
−末広ノズルで加速される。

入口空気流の流量はのど部６２の形状によって制御され
る。

この空気流は燃焼室４８、のど部５４、ノズル５６の壁
面を冷却するのに使用される。

このことはのど部６６を通過する排出ガスの質量を増加
させるように使用するが、こののど部は充分に小さく形
成されてノズル６８の後端の大気と領域５８の部分負圧
状態の間で引きおこされる逆流を防止するようにされて
いる。

加速された混合ガスはのど部６６からノズル６８の出口
まで膨脹し、運動エネルギーとして熱エネルギーを回収
する。このガス流れの加速によってスラストが発生する
ことになる。

前述したように、ノズル５６からのかなり高速のガスは
高速ガス源２０のノズル２４から排出されるかなり高速
のガスと類似するように考慮されており、圧縮−燃料−
膨脹の１つのステージが次のステージの圧縮部を駆動す
るようにされている。

上述した本発明の実施例は同軸的な形状に拘束されるも
のでもなく、また各機器を厳密に直線状に配置しなけれ
ばならないものでもない。

このエンジンの原理はポンプやガス圧縮にも使用可能で
あり、また空気に限定されるものでもなく、どちらかが
固定された反動推進や可動用以外の多くのものに使用可
能である。

本発明の多くの特徴は、本発明の実施例と関連して特に
説明がなされているが、これらの特別な構成は単に説明
のためだけのものであり、本発明は付随したクレームの
範囲内で充分に解釈されるべきものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明によるガスコンプレーサの一実施例を噴
射−誘導型ジェットエンジンに装備した例の横断面図で
ある。 １２……ハウジング、１４……ハウジング前端、１６…
…ハウジング後端、１８……誘導燃焼部、２０……高速
ガス源、２２……燃焼室、２４……排出ノズル、２６…
…のど部、２８……ミキシングチャンバ、３０……先細
−末広ノズル、４０……超音速ディフューザ、４２……
のど部、４４……亜音速ディフューザ、４６……噴射ノ
ズル、４８……燃焼室、５０……火炎保持装置、５２…
…先細−末広ノズル。

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】（ａ）内部に流体通路が形成されるととも
   に入口および出口を有するハウジングと、（ｂ）前記ハ
   ウジングの入口付近に配置され入口から出口方向に向か
   って超音速流れを発生させる装置と、（ｃ）前記ハウジ
   ングの内部であって前記入口の下流に配置されるととも
   に前記入口と連通され、さらに前記超音速流れ発生装置
   と連通され前記超音速流れが通過するミキシングチャン
   バと、（ｄ）液体冷却剤の供給源および前記ミキシング
   チャンバ内のエンタルピおよび全温を修正するためにミ
   キシングチャンバ内に噴射される液体冷却剤の注入装置
   と、（ｅ）前記ハウジングの内部に配置され前記ハウジ
   ングの入口と、この入口からミキシングチャンバへ入口
   ガスを供給するミキシングチャンバとの連通部に設けら
   れ、前記ミキシングチャンバを通過する前記超音速流れ
   がミキシングチャンバ内に一部負圧を形成し、前記入口
   流体が超音速で前記入口から前記ミキシングチャンバへ
   その内部を介して流れるようにした先細ノズルおよび末
   広ノズルと、（ｆ）前記ハウジングの内部に配置され、
   前記ミキシングチャンバーの連通部の下流に配置された
   ディフューザとを有し、前記ディフューザは、（１）容
   積が漸次減少する超音速ディフューザと、（２）容積が
   漸次増加する亜音速ディフューザと、（３）前記超音速
   ディフューザと亜音速ディフューザとを連結するのど部
   とが備えられていることを特徴とするガスコンプレッ
   サ。
2. 【請求項２】前記ミキシングチャンバは、ミキシングチ
   ャンバ内のガスのスタグネーションエンタルピおよび全
   温を変えることによってミキシングチャンバ内のガス分
   子の原子核スピンの向きに影響を与える装置が備えられ
   ていることを特徴とする、特許請求の範囲第１項記載の
   ガスコンプレッサ。
3. 【請求項３】（ａ）内部に流体通路が形成されるととも
   に入口および出口を有するハウジングと、（ｂ）前記ハ
   ウジングの入口付近に配置され入口から出口方向に向か
   って超音速流れを発生させる装置と、（ｃ）前記ハウジ
   ングの内部であって前記入口の下流に配置されるととも
   に前記入口と連通され、さらに前記超音速流れ発生装置
   と連通され前記超音速流れが通過するミキシングチャン
   バと、（ｄ）液体冷却剤の供給源および前記ミキシング
   チャンバ内のエンタルピおよび全温を修正するためにミ
   キシングチャンバ内に噴射される液体冷却剤の注入装置
   と、（ｅ）前記ハウジングの内部に配置され前記ハウジ
   ングの入口と、この入口からミキシングチャンバへ入口
   ガスを供給するミキシングチャンバとの連通部に設けら
   れ、前記ミキシングチャンバを通過する前記超音速流れ
   がミキシングチャンバ内に一部負圧を形成し、前記入口
   流体が超音速で前記入口から前記ミキシングチャンバへ
   その内部を介して流れるようにした第１の先細ノズルお
   よび末広ノズルと、（ｆ）前記ハウジングの内部に配置
   され前記ミキシングチャンバと連通するとともにその下
   流側に配置されたディフューザとを有し、そのディフュ
   ーザは、（１）容積が漸次減少する超音速ディフューザ
   と、（２）容積が漸次増加する亜音速ディフューザと、
   （３）前記超音速ディフューザと亜音速ディフューザと
   を連結するのど部とを有しており、さらに（ｇ）前記ハ
   ウジングの内部に配置され前記亜音速ディフューザの下
   流に連通された燃焼室と、（ｈ）前記燃焼室に連通する
   燃料源と、（ｉ）前記燃料源から燃焼室へ燃料が噴射さ
   れ、点火装置によって点火され、前記燃焼室内で燃焼が
   行われるようにされ、また前記燃焼プロセスは前記高速
   流のガス流れの冷却剤蒸気の混合物を燃焼させ、入口空
   気は前記ミキシングチャンバから前記ディフューザおよ
   び前記燃焼室を通過する間に混合ガスとなり、前記燃焼
   室の出口から排出するようにされた、前記燃焼室に設け
   られた点火装置と、（ｊ）前記ハウジングの内部に配置
   され前記燃焼室と前記ハウジングとの間に連通するよう
   に配置された第２の先細−末広ノズルとを有し、前記燃
   焼室の燃焼生成物は上記第２の先細および末広ノズルを
   通過して前記ハウジングの出口から排出し、前記の圧
   縮，燃焼および膨脹のプロセスは前記エンジン内のガス
   の流れ方向と反対方向の前記ハウジングに作用する全力
   を発生することを特徴とするジェットエンジン。
4. 【請求項４】前記ミキシングチャンバはミキシングチャ
   ンバ内のガスのスタグネーションエンタルピおよび全温
   を修正するために前記ミキシングチャンバ内のガス分子
   の核スピンの向きに影響を与える装置が備えられている
   ことを特徴とする特許請求の範囲第３項記載のジェット
   エンジン。