JPS60501616A - 熱エネルギ−サイクル及びエアジェット推進機関の強化方法 - Google Patents

Abstract

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Description

【発明の詳細な説明】 熱エネルギーサイクル及びエアジェット推進機関の強化方状元用ム背ぶ 本発明は熱エネルギー的最大のレベルにおけるユアジェント推進機関のサイクル 及び新しいエアジェット推進機関のサイクルの強化方法に関する。

これらの方法による解決により、化学量論的最大レベルにおけるタービンの入口 におけるガス温度の増加及び同時に圧縮段階を減少させながら、圧縮行程の効率 の増加を図る。

これらの方法による解決により、世界のエネルギー状況に対応する能力を拡大し て、石油なしの燃料の使用の可能性を目指す。

開放サイクルで、排気ガスのエネルギーを回収しないで作動する実際のガスター ビンは、圧縮率ＪＩ＝Ｐ２／Ｐｉ及び効率と出力の点から考慮してタービン入口 における燃焼ガスの温度Ｔ３に依存する。

損失を無視し１、理想的な温度サイクルを考えると、熱サイクル、熱効率はＡに 依存し、ηｔｈ＝１−丁１／’Ｔ２＝１−Ｔ４／Ｔ３−−−−−１−□／Ａｖ となり、行程の有効仕事量は主にＴ３の値に依存する。

ここから我々は、現在世界で進行中の研究は重要な２つの変数Ａ及びＴ３の増加 を目標としている、と結論することができる。

もしこの、コンプレッサ４タービン　燃焼家並ひに機械的損失のような、行程に 含まれる機械の効率を計算に入れるならば、有効効率 ηｅ＝ＣηＣ×ηＴ×ηＣＯＭＢＸηｍ）Ｘηｔｈ　を得ることができ、実際の 機械的仕事量は Ｗｅ　＝Ｗ　（ηｃ　Ｘｙ）Ｔ　ＸＣＯＭＢηＸηｍ　）である。

この結論は、第４図のタイヤダラムにおいてそれを特定化する場合は使用可能で ある。そこでは、ηｃ＝ｏ、８４；ηＴ＝０．８８；ηＣＯＭＢ＝　０　、９７ 　。

ηｍ＝０．９９．である。

その２つの変数は、冴とＴ３との各組の最適の値の関係により最適化か回られて いる。

効率％　１９２４　２８　３０　３２　３６ピＣ５ｏ０７００　８００　９００ 　１０００　１２ｔ）（ＩＰ２／Ｐ１．　８−９　１２−１４　１５−１７　ｌ ５−１８　１８−２１　２７最適圧縮率はＡ値＝４５〜６５にあり、将来は更に 高く、カス温度２０００〜２２００°Ｃによる化学量論的燃焼により発生する限 度まで到達するであろう。

しかし、このレベルにおいては、製造及び技術的困難ｔよこの技術内容を達成で きないであろう。

タービン−インレットにおける１３００°Ｃまでの燃焼カスの温度の増加は、巡 行速度状態では空気の薄膜によりブレード断面を冷却することにより、実際上及 び技術的限度を構成する。最近の研究は、単結晶合金のタービンの製造でその限 度に１００°Ｃを４＝ｊけ加えた。それによりその限度は１４００’Ｃとなった 。しかし、ブレードを冷却する圧縮空気の部分の使用ｉｆ、空気によりエネルギ ーを持ち去られ、それが燃焼行程に貢献しなり１ことにより、ガスタービンの効 率を消してしまう。

以上の理由から、現在では、冷却空気の量を減少させ、ガス温度を高温に維持す る他の方法を発見することが望ましい。

セラミック素材の導入は、その素材の特性上の困難の理由で、ガス温度の増加の 分野において技術に制約を生じている。

上述の困難と並んで、圧縮率を２５〜２７以−ヒに増加させることは、製造上で 大きな困難がある。圧縮段階の数を増加させると、複雑度が高すぎてしまう。こ の事実はガスタービンを法外に高いものとしてしまい、それに相応して、この熱 機関の競争能力を減少させてしまう。

閉鎖回路内の液体でカスタービンのブレードを冷却する方法は特に困難を含み、 空気冷却法よりもカスタービンの複雑性を高めてしまう。

ジェット推進エンジンの効率が低いと、その巨大な出力に関連して、軍用及び民 間の航空機が巨大な燃料の消費名となってしまう。

上述の要素はすべて世界のエネルギー関連におけるガスタービンの地位に好まし くない影響を生ずる。

要約 本発明は上述の困難に以Ｆの事実により終什語を打つ。

本発明はガスタービンのブレード及びその他の高熱の表面の冷却を開放熱回収回 路にある液体及び空気により保証し、ター　ビンを通過する燃焼ガスの温度の熱 力学−ヒ（化学量論的）の最大値において、冷却効率を増大させる。

冷却液は空気と混合して伝達容量の大きな混合物を構成する。

冷却液は例えば石油燃料から成り、あるいは液体水素、液体メタン、液体空気、 水のような液体ガスから成る。

空気と液体のエマルジョンにより冷却された内部表面は、炭化水素の分Ｍ温度を 超える、あるいは下回る温度を維持し、単体構成の液体（液体水素のような）の 場合は、壁の温度はこれに影響されない。

一部量の冷却液（液体燃料）がタービンディスクに交互に噴射され、そこでは薄 膜被覆が構成され、タービンブレードカスへ向かって遠心作用を及ぼす。そこか ら冷却剤が冷却空気と共にブレードの内部チャネルに入り、対流蒸発冷却を生じ 、それが空気と燃料の十分な混合を構成し、遠心的に接線に添って燃焼室の乱流 の生ずるゾーンへと噴射する。そこで第一・次の混合が構成される。

他の量の冷却液（燃料あるいは液体ガス）はステータブレードの内部へ噴射され 、それから蒸発し、冷却空気と混合しエマルジョンとなり、タービンローフによ り乱ン介の燃焼本へ導かれ、そこで空気と燃料の混合物と梶しり合う。

タービンブレードを冷却した混合物は環状の燃焼室へ導かれ、タービンの回りに 入り、冷却に使用された空気の中に吸収された熱を回収する。

タービンの周囲にある燃焼室はターボ熱回収空間を備え、そこには燃焼のための 冷却燃料が上方な混合気体を構成している。空気とのエマルジョンは、例えば４ ００ｍ／秒というような速度で回転するタービンローフの速度により拡散される 。これにより周辺における高度の乱流が保証され、最高の品質の化学量論的混合 が達成される。

カスタービンの燃焼室は直接の源から個々のインジェクタにより燃料を空気と燃 料のエマルションから成る供給され、これがタービンを冷却する。

燃焼室へ向かう冷却空気の再循環は、熱回収の特性を石するので、燃焼にその空 気を使用することは冷却空気の量的限度を回避する。

空気の圧縮は軸方向及び半径方向に、逆回転するガスタービンにより駆動される 逆転するブレードコンプレッサにより行われ、エアライン全体は圧縮行程の間に 活性化される。

コンプレッサ内の空気圧縮行程は、低温学的に供給されるガスタービンの場合は 、コンプレッサインレットにおいて空気を予備的に冷却することにより助けられ 、連続的かつ並行してコンプレッサを冷却し、一定温度での圧縮行程を実現する 。これは周囲温度よりも低い開始温度のレベルから出発する。

空気の流入に先立つ冷却及びコンプレッサ内での圧縮Ｓれた空気の冷却は低温学 的液体（液体水素、液体メタン、あるいは液体空気）により保証される。例えば −１７５°Ｃの水素は回収的に？Ａｔ人する空気の熱及び圧縮空気の熱を吸収し 、これをエンシンサ・ｒクルへと移行させ、内部エネルギーに付は加える（追加 的カロリー出力）。

空気の流入に先立つ冷却は周囲に源を発する空気の温度を吸収しくヒートポンプ ）、これをエンジンサイクルへと移行させる。

これは効率を増大させ、特別の出力状態の場合は最初の周囲温度における排気さ れたガスによる熱サイクルへと導く。

−次燃焼室の熱い表面へ、及び二次燃焼室の熱い表面へ移送された回収熱を利用 することは、活性化されたが［れを発生させるもととなり（蒸発した液体水素、 蒸発した液体メタン等）、過熱され、ニアコンプレッサ及び燃料ポンプ、及びそ の他の使用に必要なエネルギーを発生するカスタービンを駆動する。

ガスタービンの場合における熱回収ジェネレータアセンブリは二重の空気の流れ に関連する。最初の中央の流れは、コンプレ。

すを通過し、第二の流れはコンプレッサの周辺を回る可変セクションのバイパス 流を構成する。この２つの空気の流れのアセンブリは一次燃焼室の中で統一され 、圧縮空気のバイパスは、−次燃焼室に対し同心に周辺にあり、タービンのブレ ードの周辺を通過し、再燃焼室の中で、−次燃焼室から出た燃焼したガスと燃焼 しないガスとの混合物と共に統一され、カスタービンの内部ブレードを通過する 。

超音速の速度において、空気の力学的圧縮が重量となる場合は、バイパス空気流 は、中央エアインレットのセクションを減少させることにより、かつ、エアイン レットの周囲のセクションを増加させることにより使用可能となり、エンジンは ラムジェットの状態で作動し、このようにしてコンバチ（両用）のエンジンとな る。

ラムシェツトの場合における熱回収ジェネレータアセンブリはエジェクタの多段 階バッテリと関連し、このエジェクタは熱回収液体（水素、メタン、蒸発し過熱 された液体）のエネルギーを受取り、空気の吸収、混合、圧縮を保証し、その空 気は燃焼及び推進に一役買う。連続燃焼室は協調して作動し、それぞれは無制限 の熱力学的カスケードであり、そのエネルギーは連続して空気及びガスの内部圧 縮に使用され、それぞれが最終的な推進に使用、され、最終的な出力となる。

ラムシェツトの一次励起室は補助マイクロガスタービンから空気と燃焼ガスを供 給され、あるいはロケットにおいては酸素と燃料を供給され、あるいは固形燃料 と共にロケット燃焼室を構成する。

本発明のもラ一つの特徴は、単−拡張段階及び弔−圧縮段階を伴うターボチャー ジャーを構成するラジアル−ラジアルに整列したコンブレサタービン過給ユニッ トの装置である。コンプレサとタービンは両方共、ユニットの出力を４倍に増加 させる逆転ロータから成っている。

図面の簡単な説明 行程を実行する例とラムジェット推進機関が以下のように第１図から第９図まで に示されている。

第１図−実際のガスタービンの理想的な熱サイクルである。

第２図−圧縮率ＪＩ＝Ｐ２／ＰＬに依存する熱効率の変化である。

第３図一温度及び圧縮率Ｊに依存する機械的仕事比の変化である。

第４図−Ｔ３の温度及び圧縮率Ａに依存する有効効率の変化である。

第５図−ラジアル及びアクシアル逆転コンプレッサを有するターボエンジン、混 合逆転カスタービンを構成する空冷、液冷式のターボラジアルを伴う逆転させた 燃焼室、及び可変ステータを有するフリータービンである。

第６図−熱回収ターボエンジン、ラムシェツトに両用可能、低温学的に空気予備 冷却ができ、一定温度の、−次燃焼室を有するアクシアル−ラジアルコンプレッ サである。多段階ラジアルタービン、空気と低温学的液体により冷却され、低温 学的に冷却される予備燃焼室を有する可変バイパス、及び低温学的に冷却される 予備燃焼室を伴ない、２つの手法のあるノズル（長方形）を有し、可変構造を有 するターボエンジンである。

第７図−拡張可能な熱サイクルを有する両用ターボエンジンのサイクルのＴ−Ｓ ダイヤグラムである。

第８図−熱ガス力学的カスケード及び低温学的熱回収サイクルを有するを噴射ラ ムシェツトである。

第９図−改良されたターボコンプレッサの止面図である。

第１０図−第９図の１０−１０線に沿って切断された断面図である。

４１１−奨実施例の説明 本発明及び第５図に従ったターボエンジンは、カスタービンから成り；　これは アクシアルブレードを有し内部ラジアルコンプレッサロータ２と関連する内部コ ンプレ、ンサロ〜り１から成り、アクシアルフレードを有する外部コンブし・ツ サロータ３と、外部ラジアルコンプレッサロータ４を間に有し、エアインレット ４が圧縮空気を外部子午線エアポートと内部子午線エアポートを有する環状周辺 燃焼室７から成るエアハウジング６へ導く。タービンロータ１０は従来の空気冷 却ダクトを有し、ブレードはタービンディスク１１に取（＝Ｊけられ、液体イン ジェクタ１２により冷却される。ステイタブレード１３、内部アクシアルレジア ルコンプレッサ１を駆動する第二段ガスターピンロータ１４、及びタービン１０ は外部アクシアル３及びラジアルコンプレッサ４を駆動する。タービン１５はエ ネルギーを使用する最終段階である。燃焼室７は一次燃料インジェクタ１６を備 え、ロータリーアセンブリはベアリング１７．１８．１９．２０．２１．２２に より支えられている。ファイナルタービン２３及び２４のステータブレードは速 度を最適化するために調整可能である。燃焼室の壁２５及び２６は全体に細穴１ ００を備え、燃焼室７の金属表面全体に空気流入ができるようになって、更に補 足的にエアインレット２７があり、十分な燃焼かできるように工夫されている。

第６図を見ると、熱回収式の、ラムジェット両用になるターボエンジンは、以下 の部分から構成される。空気の圧縮を可能にする中央の空気の流れ２７、可変イ ンレット２７．１及び可変アウトレット２７．２、同所外部フロー２８、可変イ ンレント２８゜１、可変アウトレント２８．２、空気が流入し予備冷却されるゾ ーン２９１、冷却ジャケント３１とエアインレットを調整するバルブ３２とエア アウトレットを調整するバルブ３３を備えた低温学的に冷却されるコンプレッサ ３０、壁３５及び３６を有し燃料かそこから噴射される液体により冷却されスラ イドディハイダ４７により制御される調整可能な空気流入を行う一次燃焼室３４ 、通常の内部冷却チャネルのあるブレードで、内部にブレードがついたステータ ３７、外部にブレードがついてステータ３８、内部フレードのついたアクシアル ガスタービン３９、冷却チャネルのついたプレートを有する外部ブレード４１、 低温学的に冷却される壁４４を有する最終燃焼室４４、反動のための２つの手法 を有する長方形の調整可能なノズル４５゜低速においては空気圧縮はエアインレ ント２７．１及び２７．２を全開にしてコンプレッサ３０により確保される。高 速においては力学的空気圧縮のため中央コンプレッサが必要でなくなり、アセン ブリはバイパス流２８．１及び２８．２を完全にあるいは一部開くことによりラ ムジェットとなる。タービンは燃料ポンプ４６に制限されたエネルギーを供給す る。コンプレッサ内の空気流入の行程は低温液体（液体水素、液体メタン）によ り助けられ、これにより最初の温度を周囲の温度よりも低くする。同時に空気圧 縮行程は一定温度圧縮行程を保証する低温液体によるコンプレッサの連続冷却に よっても助けられる。流入した空気を冷却する行程の間と、空気圧縮の間と、燃 焼室の冷却とタービンの冷却の間に低温液体に吸収された熱は燃料のカロリー出 力に対する追加的エネルギー補給どしてエンジンサイクルに再吸収される。

予備冷却及び一定温度圧縮により、エンジンサイクルの一部は周囲温度よりも低 い温度になり、ヒートポンプを構成し、これか熱サイクルに余剰の効率を加える 。この効率は、排気ガスの温度が周囲の温度と同じになるときに最も高くなる。

これは、軍用の飛行機が熱探査ミサイルに追跡される場合は重要である。

噴射されあるいはエマルジョン状態になっている低温液体はステータブレードの 内部の高温の表面、ロータブレードの側表面に導かれ、細孔を通って排出され、 エアフローに向かうポートはこの液体と混合され燃焼室４３へ入って燃焼する。

本発明及び第５図に従ったガスタービンの駆動はアクシアルブレードを有する内 部コンプレッサ１とラジアルブレード２を有する内部コンプレッサの逆転駆動に より、かつ、外部アクシアルコ〉′ブレフサ３及び外部ラジアルコンプレッサ４ の駆動により確保される。コンプレッサ３及び４は空気をチャネル５を経て外部 子午線エアポート８及び内部子午線エアポート９のある環状周辺室７から成るエ アハウシング６へと汲出す。インジェクタ１６を経て噴射される一次燃料により 行われる燃焼は、ガスタービンを始動させ、出力を減らした状態でそれを駆動さ せる。高出力においては、ガス温度はｔｏｏｏ〜１２００°Ｃを超え、プレート の冷却が必要となる。インジェクタ１２は冷却液体燃料あるいはその他の液体を 噴射して薄膜状態でタービンディスクをおおい、放射状にロータ１０のブレード の内部チャネルに浸透し、冷却空気と４昆合してエマルジョンとなりブレードの 壁から高能率で熱を吸収する。タービン１０のブレードの内部チャネルを通過し て生ずる冷却液からの上記及び空気は放射状に接線に沿って環状周辺燃焼室７へ と追い出され、そこで最終の混合を生し、化学ψ論的レベルにおける完全燃焼を する。燃焼ガスの全体の流れは表面全体に細かい孔のある打抜きシートにより作 られ、これが空気の浸み出しを生じ、これにより金属壁と燃焼ガスとの間の素材 の接触を防ぐ。

本発明及び第６図に従ったラムジェットに両用できる熱回収ターボエンジンの駆 動は、まず一次燃焼室３４が始動し２、これが高熱カス化発生Ｓせ、その高熱ガ スが通過することによりその壁に熱エネルギーを与えて開始する。液体水素（あ るいはその他の低温燃料）はポンプ４６により汲］−げられ、予備冷却されたエ アンーン２９へ入り、コンプレッサ３０を通過してこれを冷却し、コンプレ・、 ノサ内の一定温度空気圧縮の行程を確保し、最終燃焼室４３の冷却ジャケント４ ４に入り、そこから一次燃焼室３４の冷却ジャケット３５及び３６に入り、その 一部がステータブレード３７及び３８の内部冷却チャネルに噴射され、他の一部 はカスタービン３９のディスクに噴射され、ブレード４０及び４１の内部冷却チ ャネルに入る。そこから（細孔を通っての）浸透作用により、バイパスの中央及 び周辺エアサーキットへと導かれる。その他の部分の液体水素は噴射され蒸発し 過熱され一次燃焼室へ入り、スライドディパイダ４６により調整されて一次燃焼 室３４に入る空気の量に比例して、一部は燃焼する。燃焼していない燃料（酸素 不足のため）過熱された流体としてカスタービンを通過して、最終燃焼室４３に 到達する。ここで酸素を供給されて完全に燃焼し、石川な反動効果を発生させ、 可変直径を有する反動ノズル４５から制御されて噴出する。

低速度においては、空気の圧縮は、エアインレッ）２７，１及びエアアウトレッ １−２７．２を全開してコンプレッサ３０により行う。高速度においては、力学 的空気圧縮により中央コンプレッサが必要なくなり、アセンブリはラムシェツト に変更され、バイパス回路２８．１及び２８．２を全部又は一部間いて行い、燃 料ポンプ４６を駆動してタービンは制限されたエネルギーを供給する。

コンプレッサの空気流入行程は低温液体（液体水素、液体メタン′″ｆ）による 予備冷却の行程の助けを借りる。これにより最初の空気温度（第７図、位置ｌ） を周囲温度より低くまで下げる（＠７図、位置１）。

それと並んで空気圧縮行程は低温液体によるコンプレッサの連続冷却により助け られ、これか一定温度の圧縮を保Ｘｔ＋する（第７図、位置２） 流入空気の冷却行程の間、空気圧縮の間、及び燃焼室とタピンの冷却の間に低温 液体により吸収される熱は、追加の熱として燃料固有の（化学的）熱出力に追加 されてエンジンサイクルに再導入される。

予備冷却及び一定温度圧縮により、エンジンサイクルの一部は周囲温度よりも低 温となり、ヒートポンプを構成し、熱サイクルの効率を増加させる。この効率は 周囲の温度と排気ガス（等エントロピー膨張がＴ２から１まで）の温度が同じに なったときに最大となる。

本発明及び第８図に従った両用ラムジェットとしての運転は、スライドコーン４ ９により軸方向に閉鎖されている励起室４８が始動して開始する。励起室により 噴出する中央燃焼カスは、他段階エジェクタ５２により行われる噴射行程により 発生する連続空気吸収によりアセンブリを始動する。同時に、蒸発しポンプ５６ に汲」−げられた水素は熱吸収ジェネレータ５４の内部壁を通過し、高温度、高 圧力の変数に到達し噴射ノズル５２により噴射され、空気を運ひ去り、ガス混合 気体を混合し圧縮し、これが室５３内で燃焼し、反動ジェットとしてノズル５７ から噴射される。

高速度においては、コーン４９力司１込み、励起室４８に向かう空気の増加を自 由にしてロケットモードからラムジェットモードに移行する。

熱回収ジェネレータから発生する水素蒸気はタービン５５を駆動し、これが回転 してポンプ５６を駆動し、このポンプが液体水素を熱回収行程に汲み上げる。

もう１つの励起の変形が固形燃料を室４８に充填させることにより達成される。

これが燃焼により始動の時間を保証し、それに続いて燃焼室を解放した後に全速 負荷運転になる。

もう１つの励起の変形は励起室に補助マイクロターボエンジンから空気と燃焼済 ガスを供給する方法で実行される。

本発明及び第９図に従い、中実軸６０に共通の直径Ｄｏのインレット及び直径Ｄ １のアウトレフト付きの中央ラジアルコンプレッ＋Ｓ−ロータ５９に、逆転ラジ アルロータ付きのターボコンプレッサが構成される。中実軸６０は中央、ラジア ルタービン６１の第一ロータを組立ている。中央ロータ５９からの圧縮空気は逆 転周辺第二ロータ６２へと導かれ、これのディフューザとしての役割において、 直径Ｄ２〜Ｄ２−１のブレードを備え、Ｄ２−１〜Ｄ２−２までの連結ゾーンに より連続し、Ｄ２−２〜Ｄ２−３まえのラジアルゾーンで終了する。逆転周辺ロ ータ６２からの圧縮空気はコンプレッサ６３のエアディフューザに入る。

燃焼したカスはステータ６４の周辺ブレードによりタービンに入り、ステータ６ ４は最適な方法でその流れを周辺第二ロータ６５のブレードへ向ける。ロータ６ ５はコンプレッサ６２と類似して製造されるが、その機能は逆である。燃焼した ガスはロータ６５から中央タービン６１へ導かれ、そこから外部へ排出される。

ロータ６５とロータ６２は相互に連結されている。

２つの中央ターボコンプレッサの逆回転運動は１段階のターボコンプレッサの中 で２段階の圧縮段階を実現する。２つのロータの相対的回転速度は２倍となるの で、各逆回転するアセンブリの熱力学的目標は４倍となる。すなわち、ロータ６ ２及び６５はそれぞれ５９及び６１の回転と反対になる。

エアジェツトエンジン推進の熱エネルギーサイクルの補強の利益は以下のようで ある。

すべてのタイプのガスタービン及びラムジェットに、サイクルのエネルギー的行 程の最大温度の障害を除去することにより、熱力学的最大のレベルにおける機能 の可能性を保証する。

圧縮段階を５０％に減少させることにより最大最高の良好な圧縮圧力のレベルの 機能の可能性を、一定温度の状態（水素サイクルのための）において、最大の効 率により保証する。

最低の燃料消費により最高の運転効率レベルを保証し、その結果、最低の運転費 用で最長の運転範囲を実現する。

液体水素を使用する飛行機及び巡行ミサイルの機能の可能性を保証１、それによ り、石油源及び補給基地に依存することを排除する。

海軍の飛行機が戦略的に艦船に無制限に依存することを排除し、飛行機に石油を 供給する必要から解放する。

液体燃料−液体水素による民間飛行機にそれぞれの空港に属する安い無制限の燃 料源（ｎｕｃｌｅａｒ　５ｏｕｒｃｅ）を保証する。

両用ラムジェットエンジンはその最大効率により、亜音速レベルから超音速レベ ルまでの最大範囲の速度をカバーする。

一定温度空気圧縮はコンプレッサに最低の出力消費を導き、タービンから発生す る出力の要求が最低になることによりタービンの寸法を小さくでき、有効エネル ギーの追加の供給ができる。

空気の予備冷却、一定温度の空気の圧縮、その他の高温の部分すべてからの熱の 回収により吸収された熱の再利用は水素による、熱のエンジンサイクルへの再導 入による、その熱の移送シこより実行され、総体的なエンジンの効率を増加させ る重要な源になる。

エアインレットの段階を減少させ、運動に対する抵抗を減少させる。

高い圧力から燃焼ガスを膨張させることにより、排気ガスの温度は非常に低下し 、赤外線信号を減少させる。

エンジンの熱信号を減少させる。

それ故、本発明は目的を実行するのに適しており、ここに論及されている結論及 び利益を達成する。　本発明の実施例が開示のために示されていて、構造の細か い点では無数の変更があり得る。

それはすべて本発明の精神と展望の範囲内である。

浄書（内容に変更なし）　ｌ 補正された請求の範囲 ■、ブレードと燃焼室を有するガスタービンにおいて、ブレードの内部に導かれ る空気と液体燃料の混合物によりカスタービンのブレートを冷却し、ブレード、 内で液体燃料が蒸発し空気と蒸発燃料の混合物が形成され、空気と蒸発燃料の混 合物が直接ブレードから燃焼室へ拡散し、空気と燃料の混合物が燃焼し、ブレー ドを冷却するのに使用された蒸発の熱エネルギーを熱回収し、ガスタービンの効 率及び出力を増大させる方法。

２、タービンが内部チャネルを有する広がるブレードを有するディスクから成り 、ブレードに向かって遠心作用を受ける薄膜被膜を供給する液体燃料をタービン ディスクに噴射し、冷却燃料が蒸発し空気と燃料の蒸発混合物となるブレードの 内部の内部チャネルへ空気と共に薄膜被膜から冷却燃料を導びくことによりブレ ードの内部及び外部を冷却し、空気と蒸発燃料の混合物が接線方向に拡散し、ブ レードから直接燃焼室に導かれ、そこでタービンから吸収された熱が燃焼室へ導 かれることを特徴とする請求の範囲第　項に記載の方法。

３、室の外部周辺の周りの複数の位置において燃焼室へ空気を導くことを特徴と する請求の範囲第１項に記載の方法。

４、タービンが空気を燃焼室に供給するニアコンプレッサを駆動し、液体撚＃１ によりコンプレッサを冷却することを特徴とする請求の範囲第１項に記載の方法 。

５、タービンブレードを冷却する前に液体燃料により空気を冷却することを特徴 とする請求の範囲第１項に記載の方法。

６、液体燃料が低温学的に冷却されていることを特徴とする特許の範囲第１項に 記載の方法。

７．タービンに第−及び第二の空気の流れを供給し、上記第一の空気の流れがコ ンプレッサを通過し、上記第二の空気の流れが上記コンプレッサを迂回し、選択 的に第−及び第二の空気の流れの間の量を調整することを特徴とする請求の範囲 第１項に記載の方法。

８、排気ガス、追加の空気及び燃料をアフタバーナへ通過させ、液体燃料により アフタｙ＜−すの外部を冷却することを特徴とする請求の範囲第７項に記載の方 法。

９、コンプレッサへ流入する空気を低温液体燃料により予備冷却し、流入する空 気の最初の温度を周囲温度よりも低くすることを特徴とする請求の範囲第４項に 記載の方法。

１０、拡散された空気と蒸発燃料の混合物を追加の空気及び燃料と混合し、化学 量論的な燃焼を達成するために燃焼室へ供給することを特徴とする請求の範囲第 １項に記載の方法。

１１、燃焼室からの排気ガスによりタービンを駆動することを特徴とする請求の 範囲Ｓ１０項に記載の方法。

１２、燃焼室が環状にガスタービンの周辺に配置され、空気と蒸発燃料の混合物 が半径方向かつ接線方向に沿って周辺燃焼室へと拡散することを特徴とする請求 の範囲第１１項に記載の方法。

１３、燃焼室がカスタービンのブレードへ燃焼ガスを向ける室壁を有することを 特徴とする請求の範囲第１２項に記載の方法。

１４、室壁が壁を冷却するための細孔を有し、その細孔を通して空気を導くこと を特徴とする請求の範囲第１３項に記載の方ｌ去。

１５、タービンが連動するコンプレッサを有し、コンプレッサがら圧縮されてブ レードの内部へ導かれる空気を供給することを特徴とする請求の範囲第１項に記 載の方法。

１６、燃焼室が最終のアフタバーナ、で、室の排気がノズルを通って拡散するこ とを特徴とする請求の範囲第１０項に記載の方法。

１７、タービンが更に一次燃焼室を有し、−次燃焼室からの排気がタービンを駆 動することを特徴とする請求の範囲第１６項に記載の方法。

１８、アフタバーナの周りにある冷却ジャケットの中に冷却剤の循環があり、そ れによりアフタバーナを冷却することを特徴とする請求の範囲第１６項に記載の 方法。

１９、冷却剤が低温液体であることを特徴とする請求の範囲第１８項に記載の方 法。

２０、冷却剤が液体燃料であることを特徴とする請求の範囲第１８項に記載の方 法。

２１、タービンが空気を圧縮するためにコンプレッサと連動し、空気がコンプレ ッサの圧縮力によりブレードの内部に導かれることを特徴とする請求の範囲第１ ７項に記載の方法。

２２、液体燃料及び空気を使用してタービンブレードを冷却する前に液体燃料を 使用してコンプレッサを冷却することを特徴とする請求の範囲第２１項に記載の 方法。

２３、タービンが連動するコンプレッサ及び空気を分割するダクトを有し、制御 された量の空気の流れをコンプレッサ及び−次燃焼室の周りを７フタバーナまで 迂回させることを特徴とする請求の範囲第１７項に記載の方法。

２４、液体燃料が常温、常圧では気体で、圧力を加え及び／又は温度を下げるこ とにより液体化することを特徴とする請求の範囲第１頃に記載の方法。

２５、液体燃料が水素であることを特徴とする請求の範囲第２４項に記載の方法 。

２６、液体燃料がメタンであることを特徴とする請求の範囲第２４項に記載の方 法。

２７、液体燃料がメタノールであることを特徴とする請求の範囲第１伯に記載の 方法。

２８、カスタービンにおいて、アクシアルブレードを崩し内部ラジアルコンプレ ッサロータ（２）と連動する内部コンプレッサロータ（１）があり、その中間に はさまれたアクシアルブレードを有する外部コンブレッザロータ（３）を有し、 外部ラジアルコンプレッサロータ（４）があり、エアダクト（５）が圧縮空気を エアハウジング（６）へ導き、上記エアハウジングが外部エアポート（８）及び 内部エアポート（９）を有する環状燃焼室（７）を有し、冷却ダクトを有するブ レードを有するタービンロータ（１０）があり、プレートがタービンディスク（ １１）に数句けられていて液体インジェクタ（１２）により冷却され、第２段ガ スタービンロータ（１４）が外部アクシアルラジアルコンプレッサを励起し、タ ービン（１５）がエネルギーを使用する最終段階であり、燃焼室（７）が−次イ ンジェクタ（１６）を備え、最終タービン（２３）のステータソレード及び（２ ４）が速度を最適化するために調整可能であり、燃焼室の壁（２５）及び（２６ ）が追加の空気を燃焼室へ導く複数の細孔を有し、高品質の燃焼を確保するため の空気を導くインレット（２７）があることを特徴とするガスタービン。

２９、ラムジェットと両用のターボエンジンにおいて、圧縮のための可変インレ ット（２７，１）及び可変アウトレフト（２７゜２）を備えた中央の空気の流れ （２７）があり、可変インレット（２８，１）及び可変アウトレット（２８，２ ）を備えた同心の流れの通路（２８）があり、空気を流入させ予備冷却するゾー ン（２９）があり、冷却ジャケラ）（３１）及び空気の流入を調整するバルブ（ ３２）及び空気の波山を調整するバルブ（３３）を有する低温学的冷却コンプレ ッサ（３ｏ）があり、スライドディバイダ（４７）により空気の流入を制御する 流入口を有し壁（３５）及び（３６）有する一次燃焼室（３４）があり、液体で 冷却され、そこから低温燃料が内部にステータ（３７）、外部にステータ（３８ ）を備え、内部冷却のチャネルを有するブレードを備えた室（３’４）、の内部 に拡散し、内部冷却のチャネルを有するブレードを有する内部ブレード（４０） 及び同・６外部ブレード（４１）を有するガスタービン（３９）があり、バイパ スノ圧１１空気の流れ（４２）があり、低温冷却壁（４４）を備えた最終燃焼室 （４３）があり、調整可能なノズル（４５）があり、低速度において空気がコン プレッサ（３０）によりｉｆ変インレット（２７，１）及び可変アウトレ、ｌ・ （２７，２）が全開して供給され、高速度においては力学的空気の圧縮が中央コ ンプレッサの必要を排除し、アセンブリがバイパスの流れを全部あるいは一部開 くことによりラムシェントとなるターボエンジン。

３０、コンプレッサに入る空気を低温液体燃料により予備冷却し、流入する空気 の最初の温度を周囲温度よりも低くし、コンプレッサを低温燃料で冷却し、冷却 液体を燃料として燃焼室へ導くことを特徴とする請求の範囲第２９項に記載の装 置。

３１、タービンブレードを低温液体燃料により冷却することを特徴とする請求の 範囲第３０項に記載の装置。

３２、ラムジェットにおいて、複数の多段エジェクタ（５１）に最初の中央ジェ ットを供給する励起室（４８）があり、燃焼室（５３）と共にエジェクタのノズ ル（５２）を構成する二重壁があり、ジャケット（５４）がジェネレータ、補助 タービン（５５）、を有し、上記補助タービンがポンプ（５６）及び可変アウト レットノズル（５７）を駆動し、飛行中に空気流入ポート（５８）を通り液体水 素を熱回収ジェネレータ（５４）へ汲み上げ、そこで加熱して蒸発し、高温、高 圧力となり、その一部は励起室（４８）へ導かれ、−次燃焼を行い、燃焼カスの シェツトを発生しエジェクタを励起し、他の一部は多段エジェクタ（５１）へ導 かれ１．エジェクタのポート（５２）の高エネルギーにより拡散し、インレッ１ −（５８）により空気をエンジンの中へ多段階に吸収し、空気と燃＃ｌとガスの 混合物の最終燃焼が燃焼室（５３）の中で行われることを特徴とするラムジェッ ト。

３３、ターボコンプレッサにおいて、半径方向にコンプレッサ及びタービンが並 び、その中で各コンプレッサ及びタービンが第一ロータを備え、上記第−ロータ が相互に中実軸により連結され、−上記コンプレッサ及びタービンがそれぞれ第 二ロータを備え、上記第二ロータが上記第一ロータと逆に回転し、上記第二ロー タが相互に連結されていることを特徴とするターボコンプレッサ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ｌ、液体燃料及び空気によりカスタービンのブレードを冷却し、冷却に使用され た燃料燃焼室内でを空気と混合し、その混合気体を燃焼させ、燃焼室からの排気 ガスがタービンを駆動するブレード及び燃焼室を有するカスタービンの効率及び 出力を増加させる方法。 ２、空気と燃料が燃焼室内において化学量論的最大に達することを特徴とする請 求の範囲第１項に記載の方法。 ３、燃利か液体化されたガスであることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の 方法。 ４、燃料が水素、メタン、メタノールのグループから成ることを特徴とする請求 の範囲第３項に記載の方法。 ５、タービンが広がるブレードを有するディスクから成り、タービンディスクに 液体燃料を噴射し、遠心力でブレードに向かう液体燃料の薄膜を供給し、ブレー ドから燃焼室へ冷却液体を接線に沿って拡散させ、冷却燃料でブレードの内部及 び外部を衿却し、それによりタービンから吸収された熱が燃焼室へ導かれること を特徴とする請求の範囲第１項に記載の方法。 ６４室の外部周辺の複数位置にある燃焼室へ空気を導くことを特徴とする請求の 範囲第１項に記載の方法。 ７、タービンが空気を燃焼室へ供給するニアコンプレッサを駆動し、液体燃料が コンプレッサを冷却することを特徴とする請求の範囲第１項に記載の方法。 ８゜タービンブレードを冷却する前に空気を液体燃料で冷却することを特徴とす る請求の範囲第１項に記載の方法。 ８ ９、液体燃料が低温学的に冷却されていることを特徴とする請求の範囲第１項に 記載の方法。 １０、第１及び第２の空気の流れをタービンに供給し、上記空気の流れがコンプ レッサを通過し、上記第２の空気の流れがコンプレッサを迂回し、第１及び第２ の空気の流れの間の菫を選択的に調整することを特徴とする請求の範囲第１項に 記載の方法。 １１、排気ガス、追加の空気及び燃料がアフタバーナを通過し、液体燃料により アフタバーナの外部を冷却することを特徴とすることを特徴とする請求の範囲第 １Ｏ項に記載の方法。 １２、低温学的液体燃料によりコンプレッサに流入する空気を予備冷却しその最 初の温度を周囲温度よりも低くすることを特徴とする請求の範囲第７項に記載の 方法。 １３、ガスタービンにおいて、内部ラジアルコンプレッサロータ（２）と連動す る、アクシアルブレードを備えた内部コンプレッサロータ（１）があり、アクシ アルブレードを有する外部ラジアルコンプレッサロータ（３）と、外部ラジアル コンプレッサロータ（４）と、外部エアミート（ｓ：＋と内部エアポート（９） を有する環状燃焼室（７）から成るエアハウジング（６）か空気をエアダクト（ ５）へ導き、冷却ダクトを有するブレードがタービンディスク（１１）に取付け られていて、液体インジェクタ（１２）により冷却され、第二段ガスタービンロ ータ（１４）が外部アクシアルラジアルコンプレッサを駆動し、タービン（１５ ）がエネルギーを使用する最終段階であり、燃焼室（７）が−次インジェクタ（ １６）を有し、最終タービン（２３）及び（２４）のステータプレートが速度を 最適化するために調整可能であり、燃焼室の壁（２５）及び（２６）が複数の細 孔を有し、−ト記細孔が燃焼室に追加の空気を流入させ、高品質の燃焼を保証す るために空気を導くインレットを有することを特徴とするガスタービン。 １４、ラムジェットと両用できるガスタービンにおいて、可変インレット（２７ ，１）及び可変アウトレフト（２７，２）による圧縮のための中央の空気の流れ （２７）があり、可変インレット（２８，１）及び可変アウトレット（２８，２ ）による同心フローの流れ（２８）があり、空気を流入させ予備冷却するソーン （２９）があり、冷却ジャケット（３１）とエアインレットを調整するためのバ ルブ（３２）と、エアアウトレフトを調整するだめのバルブ（３３）を備えた、 低温学的に冷却されるコンプレ、アサ（３０）があり、スライドディパイタ（４ ７）により空気の流入を制御する一次燃焼室（３４）かあり、壁（３５）及び（ ３６）があり、液体により冷却され、そこから低温液体か室（３４）内に拡散し 、内部冷却のチャネルを有するブレードを有する外部にあるス、テータ（３７） 、内部はステータ（３８）、があり、内部ブレード頁４０）と同心外部ブレード （４１）を有するアクシアルガスタービン（３９）かあり、」−記カスタービン が内部冷却のチャネルを有するブレードを有し、バイパスの空気の圧縮された流 れ（４２）があり、低温に冷却された壁（４４）と調整可能なノズル（４５）を 有する最終燃焼室（４３）があり、上記ノズルを経て低速度においては空気の圧 縮が全開のインレット（’２７．１）及びアウトレット（２７，２）コンブｌ／ フサ（３０）により供給され、高速度においては空気の力学的圧縮が中央のコン プレッサの必要を排除し、アセンブリがバイパスの流れを全部あるいは一部開く ことによりラムジェットとなることを特徴とするターボエンジン。 １５、コンプレッサへ導く流入空気を低温液体燃料により予備冷却し、流入空気 の最初の温度を周囲温度よりも低くし、低温燃料によりコンプレッサを冷却し、 冷却液体を燃料として燃焼室へ導くことを特徴とする請求の範囲第１４項に記載 の装置。 １６、低温液体燃料によりタービンブレードを冷却することを特徴とする請求の 範囲第１５項に記載の装置。 １７、ラムジェットにおいて、他段階のエジェクタ（５１）に一次中央ジェット を供給する励起室（４８）があり、ジャケット（５４）を有する燃焼室（５３） と共にエジェクタのアウトレンド／ズルを構成する二重壁があり、ポンプ（５６ ）及び可変アウトレットノズル（５７）を駆動する補助タービン（５５）があり 、空気流入ポート（５８）があり、飛行中にこれを経て熱回収ジェネレータ（５ ４）へと液体水素を汲み上げ、そこで液体水素は加熱され蒸発し、高温高圧力と なって、その一部が一次燃焼を行い燃焼カスのジェ・ントを発生しエジェクタを 励起する励起室（４８）へ導かれ、他の一部は多段エジェクタ（５１）へ導かれ 、その後高エネルギーによりエジェクタのボー）（５２’）により拡散され、イ ンレット（５８）からエンジンへ流入した空気を多段階に吸収し、燃焼室（５３ ）の中で空気、燃料及び励起カスの混合気体の最終燃焼を行うことを特徴とする ラムジェット。 １８゜ターボコンプレッサにおいで、半径方向に並んだコンプレッサ及びタービ ンを崩し、その中で洛コノズレッザ及びタービンが第一ロータを有し、上記第一 ロータが中実軸により相互に連結され、上記コンプレッサ及びタービンが上記第 一ロータと逆回転し、上記第二ロータが相互に連結されていることを特徴とする ターボコンプレッサ。 浄書（内容に変更なし）　１