JPH0823336B2 - 推進剤加熱部を有するエンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） この発明は、推進剤の燃焼ガスを噴射して推力を得る
エンジン、特にロケットエンジンやラムジェットエンジ
ン等で比推力を高めたエンジンに関する。

（従来技術） 従来、ロケットエンジンは、一般に液体燃料と液体酸
化剤とからなる推進剤を積載し、液体燃料と液体酸化剤
を別々の流路から同時に燃焼室に圧送し、液体燃料と酸
化剤との化学反応で燃焼させ、その燃焼ガスをノズルよ
り噴射して推力を得ている。ロケットエンジンの最も重
要な性能は、比推力で表され、比推力が大きい程性能の
良いエンジンである。

従って、ロケットエンジンの性能の向上のためには、
比推力を向上させることが必要であるが、この比推力は
推進剤の持つ内部エネルギーによって決定されるので、
従来、比推力を高めるためには、専ら燃料と酸化剤の最
適な組合せを求めることが行われている。例えば、第１
世代の液体ロケットエンジンでは液体酸素／ケロシン、
又はN₂O₄/エアロジン−50の組合せで比推力は約300秒で
あり、第２世代ロケットエンジでは液体酸素／液体水素
の組合せで比推力が450秒まで向上している。このよう
に、推進剤の内部エネルギーは、燃料と酸化剤の組合せ
によって一義的に決定され、それを超えることは出来な
いので、比推力の向上は推進剤によって制限される。さ
らにこれらの推進剤は、液化して積載されるために、こ
の液化によって内部エネルギーは一層減少することにな
る。

（この発明が解決しようとする課題） 従来の化学ロケットエンジンにおける理論比推力Isp
は、 で表される。ここで、hcは推進剤が燃焼室で燃焼して得
られるエンタルピ、heはノズル出口のエンタルピ、Cpは
燃焼ガスの定圧比熱、Tcは燃焼温度、Pcは燃焼圧、Peは
ノズル出口圧力、γは定圧比熱／定積比熱である。

従って、従来のロケットエンジンにおける理論比推力
は、上述のように、推進剤の組合せによって決まる推進
薬が潜在的に保有する化学エネルギーであるエンタル
ピ、即ち、燃焼ガスの比熱、燃焼温度、そして燃焼圧及
びノズル出口の圧力から自動的に定まるものであり、実
際のエンジンで得られる比推力はこの値を超えることは
有り得ない。このことは、ロケットエンジンに限らず、
スクラムジェットエンジン、ラムジェットエンジン等、
推進剤の燃焼ガスの噴射で推力を得るエンジンについて
共通して言えることである。

本発明は、上記実情に鑑み創案されたものであって、
ロケットエンジン等推進剤の燃焼ガスを噴射して推力を
得るエンジンにおいて、燃焼ガスのエンタルピを推進剤
が保有している化学エネルギ以上に高めて、従来のエン
ジンで得られる理論性能よりも高い比推力を得ることに
より、上記の制約を超えて比推力を向上させ、高性能の
エンジンを得ることを目的とするものである。

（課題を解決する手段） 本発明のエンジンは、燃焼室に圧送される推進剤流路
中に太陽熱により加熱される熱交換器を配し、推進剤を
太陽熱により加熱することにより、推進剤のエンタルピ
ーを高めて燃焼室に供給されるようにしたことを特徴と
する技術的手段を採用することによって、上記課題を達
成することができたものである。

前記エンジンは、液体燃料及び液体酸化剤からなる推
進剤をタービンで駆動されるポンプにより液体燃料と液
体酸化剤を別々の流路で燃焼室に圧送するロケットエン
ジンである場合に、より効果的に達成される。

前記熱交換器は、タービンを駆動するための推進剤流
路中の任意の位置に配置可能であるが、ポンプとタービ
ンとの間の液体燃料流路中及び又は液体酸化剤流路中に
配置することが望ましい。

また、他の本発明は、燃焼室に圧送される推進剤流路
中に空力加熱により加熱される熱交換器を配し、推進剤
を空力加熱により加熱することにより推進剤のエンタル
ピーを高めて燃焼室に供給されるようにしたことを特徴
とする技術手段を採用することによって、前記課題を達
成することができた。該発明は、特に大気圏内を飛行す
るスクラムジェット、ラムジェット等に有効である。

（作用） ロケットエンジン外部から得られる熱エネルギを燃焼
室に送り込む前の推進剤に熱交換により与えて加熱する
ことにより、燃焼ガスのエンタルピhcを推進剤が保有す
る本来の化学エネルギ以上に高めることができ、従来の
化学ロケットで得られた理論性能よりも次式で表すよう
に、高い比推力を得ることができる。即ち、ロケット外
部のエネルギで推進剤を加熱すると、比推力Ispは、 となり、もともとのタンクに充填して携行した推進剤に
対して得られる比推力よりも高い比推力が得られる。な
お、上記式におけるΔhcはロケットエンジン外部からの
加熱による燃焼ガスのエンタルピー上昇分、ΔTcは上記
加熱による燃焼ガスの温度上昇分、Cp′は上記加熱によ
り燃焼ガス温度が上昇し、定圧比熱の値も変化するの
で、この変化を考慮にいれたロケットエンジン内の代表
的な定圧比熱をそれぞれ表す。

従って、推進剤を燃焼室に送り込む前ならば、推進剤
系統配管のどの位置で熱交換しても、また液体燃料又は
液体酸化剤の何れで熱交換してもあるいは両方で熱交換
しても上記効果が得られる。また、エキスパンダーサイ
クルに限らず、どのような推進剤供給サイクルでもこの
原理は成立する。

しかしながら、ポンプ上流に熱交換器をおいて熱を加
えると、ポンプに必要な仕事率が増えて設計上不利にな
ってしまうが、タービンを駆動する前に駆動ガスに熱エ
ネルギを付与すれば、タービン入口温度が高くなり出力
を多くとれることになり有利である。例えば、エキスパ
ンダーサイクルでは、タービンを駆動する前に熱交換器
を置いて作動ガスの温度を高くすると、タービンの圧力
降下を小さくすることができるので、タービン入口圧が
小さくて済み、その結果ポンプの昇圧分も小さくて済
む。このように熱交換器の位置を工夫することによっ
て、エンジンシステムの圧力を制御するという副次的な
効果が生じる。

（実施例） 以下、図面を参照してこの発明の実施例を詳細に説明
する。

この発明の実施例に係るロケットエンジンの推進剤供
給サイクルを第１図に示す。該実施例は、推進剤供給サ
イクルがエキスパンダサイクルのロケットエンジンに適
用した場合の実施例であり、推進剤は液体燃料Ａと液体
酸化剤Ｂが採用される。図中、１は液体燃料圧送用のポ
ンプ、４は液体酸化剤圧送用のポンプであり、これらポ
ンプ１、４はタービン３によって駆動される。２はロケ
ットノズルであり、５は燃焼器である。以上の構造は、
従来のエキスパンダサイクルのロケットエンジンと同じ
である。

本実施例のロケットエンジンの推進剤供給サイクルで
は、ポンプ１とロケットノズル２の冷却回路の途中に、
高温側が外部エネルギーによって加熱される熱交換器６
を配置してあることを特徴としている。前記熱交換器６
の高温側には外部エネルギーとして太陽熱を集熱して供
給する。

従って、本実施例のロケットエンジンでは、液体燃料
Ａは、タービ３によって駆動されるポンプ１によって圧
送されて、熱交換器６を通り、加熱された後、ノズル２
の冷却回路に流入してロケットノズル２を冷却し、ター
ビン３を駆動して燃焼器５に送入される。一方、酸化剤
Ｂは、同じくタービン３によって駆動されるポンプ４に
よって同時に燃焼室に圧送され、液体水素を燃焼させ
る。

以上のような構成からなるロケットエンジンにおい
て、推進剤の液体燃料Ａに液体水素を、液体酸化剤Ｂに
液体酸素を採用して、ノズル開口比を200とした場合
に、熱交換器６での熱供給量に対する比推力の変化は第
２図のグラフに示す通りになった。第２図のグラフにお
いて、縦軸は比推力（ｓ）を、横軸は熱交換器での供給
熱量（kJ・kg^-1）を示し、燃焼室圧力Pcが1MPaの場合と
5MPaの場合の熱供給量による比推力の変化を示してい
る。該グラフから何れの燃焼室圧力の場合も、熱交換器
での外部エネルギによる熱供給量に比例して比推力が上
昇していることが判る。例えば、熱交換器で4000kJ・kg
^-1の熱量が供給された場合は、熱供給量が０即ち、熱交
換器による加熱がなかった場合と比べて、比推力は燃焼
室圧力Pcが上記何れの場合も、８〜９秒の上昇がみられ
る。

次に、上記の熱量の供給を太陽熱で行う場合、熱交換
器がどの程度の集熱面積を必要とするかを試算した結果
を第３図に示す。第３図のグラフにおいて、縦軸は熱交
換器面積（m²）を横軸は、供給熱量kJ・kg^-1を示す。上
記のように、供給熱量を4000kJ・kg^-1とした場合、燃焼
室圧力Pc＝5MPaでは約650m²の集積面積を必要とする
が、Pc＝1MPa程度の小型ロケットエンジンでは約130m²
の集積面積で実現可能である。

また、熱交換器で一定の熱量を供給した状態で液体水
素／液体酸素の混合比を変化させた場合の比推力の変化
を調べた。その結果を第４図に示す。第４図のグラフ
は、熱交換器での供給熱量が4400kJ・kg^-1の場合と7300
kJ・kg^-1の場合での、液体酸素／液体水素の混合比を変
化させた場合、及び比較例としてタンクレベル、即ち外
部からエネルギの供給を全く受けない場合について、そ
れぞれの比推力の変化を示している。なお、燃焼条件は
燃焼室圧力Pc＝1MPa、ノズル開口比200である。

第４図のグラフにおいて破線で示すように、供給熱量
の増加に伴い、最大比推力を示す混合比は水素の化学当
量（酸素／水素＝８）から遠ざかり、推進剤の効率、即
ち比推力が推進剤の燃焼のみの場合（タンクレベル）よ
りも向上することが判る。

さらに、上記実施例のロケットエンジンは、推進剤供
給サイクル全体の圧力が従来よりも低くなるという効果
も生じる。即ち、推進剤を外部エネルギによって熱交換
器により加熱することにより、推進剤のエンタルピー・
レベルが上昇する。そのため、エキスパンダーサイクル
のようなトッピングフローサイクルでは、再生冷却後の
推進剤の温度、即ちタービン入口温度が高くなり、ター
ビン駆動に必要な圧力比が従来よりも小さくて済む利点
がある。このため、タービン駆動側の推進剤ポンプ出口
の圧力として現れるサイクル最高圧力が従来よりも低く
なり、サイクル全体の圧力も従来よりも低くなる。

第５図は、この効果を示す。即ち、第５図のグラフ
は、第１図に示す本実施例に示すエンジンにおいて、タ
ービン３の駆動流体を水素とし、そのサイクル最高圧力
となるポンプ１の出口圧力の熱供給量に対する変化を示
している。該グラフから明らかなように、燃焼室圧力Pc
が小さいときは、この効果は顕著でないけれども、燃焼
室圧力Pcが大となれば、供給熱量の増加に伴って目立っ
た圧力の低下を示している。その結果、ポンプの開発が
容易になり、配管のシール等のトラブルも減少する事が
期待できる。

また、上記実施例では、外部エネルギーとして太陽熱
を利用するので、電気で加熱する場合に必要な重いバッ
テリや燃料電池等を積んで行く必要がなく、ペイロード
を減少させることなく、エンジン性能を向上させること
ができる。

以上の実施例は、燃料を液体水素、酸化剤を液体酸素
を採用した場合であるが、本発明は上記実施例に限ら
ず、勿論他の推進剤を採用した場合でも同様な効果を生
じるし、熱の供給源も太陽熱に限らず、機体の空力加熱
による熱等、適宜の熱源を利用することが出来る。ま
た、前記実施例では、タービンの駆動に使う液体水素の
流路中に熱交換器を配置したものとして説明したが、酸
化剤の流路中に熱交換器を配置して酸化剤を加熱しても
推進剤のエンタルピー向上の効果は同じである。

また、本発明はロケットエンジンに限らず、推進剤の
燃焼ガスを噴射して推力を得るエンジンであれば、理論
的には第２図及び第４図のグラフに示す効果が期待でき
るので、スクラムジェット、ラムジェット等にも適用可
能である。

（発明の効果） 以上のように、この発明のエンジンは、推進剤流路に
外部エネルギにより熱を供給するための熱交換器を配置
するという簡単な構成によって、推進剤が本来持ってい
る限界を超えて比推力を向上させるだけでなく、燃料サ
イクルの圧力を下げ、エンジン構造の軽量化にも寄与し
得るものである。

また、外部エネルギーとして太陽熱又は大気圏内での
空力加熱を採用するので、推進剤によって高エンタルピ
ガスを生成して加熱する場合のように比推力の低下を招
くこともなく、また、電力で加熱する場合のように重い
バッテリや燃料電池を積む必要がなく、ペイロードの減
少も少なく、効果的に比推力を向上させることができ
る。

さらに、ポンプとタービンとの間の液体燃料流路中に
配置することによって、タービン入口温度が高くなり、
タービンの圧力降下を小さくすることができるので、タ
ービン入口圧が小さくて済み、その結果ポンプの昇圧分
も小さくて済む。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の実施例に係るロケットエンジンの推
進剤供給サイクルを示す作動系統概念図、第２図は推進
剤に対する熱の供給量と比推力の関係を示すグラフ、第
３図は推進剤に対する熱の供給量とそれに必要な太陽熱
集熱面積を示すグラフ、第４図は水素／酸素の混合比を
変化させた場合比推力の変化かを示すグラフ、第５図は
推進剤に対する熱の供給量とサイクルの最高圧力の関係
を示すグラフである。 1,4:ポンプ、2:ロケットノズル、3:タービン 5:燃焼器、6:熱交換器

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 冠 昭夫 宮城県角田市君萱字小金沢１番地 航空宇 宙技術研究所角田支所内 (56)参考文献 特開 昭61−201871（ＪＰ，Ａ) 特公 昭29−8104（ＪＰ，Ｂ１) 特公 昭61−31296（ＪＰ，Ｂ２) 斎藤利生、「宇宙工学概論」、地人書館 発行、昭和53−６−10、Ｐ．291（図11. 34)

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】燃焼室に圧送される推進剤流路中に太陽熱
   により加熱される熱交換器を配し、推進剤を太陽熱によ
   り加熱することにより推進剤のエンタルピーを高めて燃
   焼室に供給されるようにしたことを特徴とする推進剤加
   熱部を有するエンジン。
2. 【請求項２】前記エンジンが、液体燃料及び液体酸化剤
   からなる推進剤をタービンで駆動されポンプにより液体
   燃料と液体酸化剤を別々の流路で燃焼室に圧送するロケ
   ットエンジンである特許請求の範囲第１項記載の推進剤
   加熱部を有するエンジン。
3. 【請求項３】前記熱交換器は、ポンプとタービンとの間
   の液体燃料流路中及び又は液体酸化剤流路中に配置され
   ている特許請求の範囲第２項記載の推進剤加熱部を有す
   るエンジン。
4. 【請求項４】燃焼室に圧送される推進剤流路中に空力加
   熱により加熱される熱交換器を配し、推進剤を空力加熱
   により加熱することにより推進剤のエンタルピーを高め
   て燃焼室に供給されるようにしたことを特徴とする推進
   剤加熱部を有するエンジン。