KR20160068810A - 조합된 터보제트 및 터보프롭 엔진 - Google Patents

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Abstract

본 개시 내용은, 항공기, 비행 기계, 또는 항공 우주 운반체 내에서와 같은 항공 우주 적용예에서 이용될 수 있는 2개의 동작 모드 - 공기 호흡 및 로켓 - 를 가지는 엔진에 관한 것이다. 로켓 모드를 위해서 이용되는 저온 연료 전달 시스템을 이용하여 공기 호흡 모드에서 흡입 공기를 냉각시키기 위해서 전냉각기(precooler) 배열체를 이용하는 것에 의해서, 엔진의 효율이 최대화될 수 있다. 전냉각기 및 특정의 다른 엔진 사이클 구성요소를 도입하는 것, 그리고 그들을 설명된 바와 같이 배열하고 동작시키는 것에 의해서, 높은 연료 및 중량 요건 그리고 결빙 형성과 연관된 것과 같은 문제점이 완화될 수 있다.

Description

조합된 터보제트 및 터보프롭 엔진{COMBINED TURBOJET AND TURBOPROP ENGINE}
관련출원
본 출원은, 2014년 6월 5일자로 출원되고 본원에서 참조로 또한 포함되는 미국 특허출원 제14/296,624호로부터 미국 특허법 35조 120 및 365 하에서 우선권 및 선행 출원일의 이점을 주장하고 본원에서 참조로서 포함되는, 2013년 10월 11일자로 영국에서 출원된 특허출원 제GB 1318111.0호에 대해서 미국 특허법 35조 119(a) 하에서 우선권을 주장한다.
기술분야
본 개시 내용은 항공 우주 적용예에서 이용될 수 있는 유형과 같은 엔진에 관한 것이다. 그러한 개시 내용은 또한 그러한 엔진을 포함하는 항공기, 비행 기계 또는 항공 우주 운반체(vehicle) 뿐만 아니라 그러한 엔진을 동작시키는 방법에 관한 것이다.
단발 궤도(single stage to orbit)(SSTO) 운반체를 생산하기 위한 노력이 있어 왔다. 상업적으로 실행 가능하도록 하기 위해서, 그러한 운반체는, 상이한 동작 요건들에 맞춰 구성될 수 있게 하기 위해서 높은 페이로드 프랙션(payload fraction)을 일반적으로 필요로 할 수 있을 것이다. 또한, 그러한 운반체가 용이하게 지상 조작 가능할(ground maneuverable) 수 있고 짧은 유지보수 전환 사이클(maintenance turnaround cycle)을 가질 수 있을 것이다.
이론적으로, 고성능 로켓 추진력을 가지는 SSTO를 실현할 수 있다. 그러나, 로켓 이륙에 이용하기 위해서는 산화제, 예를 들어 액체 산소의 큰 페이로드를 필요로 할 수 있을 것이고, 이는 상당한 질량을 운반체에 부가할 수 있을 것이다. 하나의 선택 사항은 대안적인 파워 추진 유닛을 가지는 로켓 엔진을 증가시키는 것이고 이어서 로켓 추진 만으로 궤도로 상승하는 것을 완료하는 것이다.
GB-A-2240815는 이중-모드 또는 하이브리드 항공 우주 추진 엔진을 설명한다. 이러한 엔진에서, 제1 모드의 동작에서, 엔진은, 터보-압축기의 흡입 공기를 산화제로서, 고압으로 로켓 유형 연소기/노즐 조립체로 전달하기 위해서, 그러한 흡입 공기를 미리-냉각하기 위해 액체 수소 연료를 이용한다. 예를 들어 마하 5를 초과하는 큰 마하 수에서, 엔진은 제2 동작 모드로 변화되고, 그러한 제2 동작 모드는 액체 수소 연료를 산화시키기 위해서 운반체 상에서 반송되는 액체 산소를 이용하는 통상적인 고성능 로켓 엔진으로서 동작한다.
그러한 하이브리드 엔진은 공기 호흡 능력을 부가하는 것에 의해서 로켓 엔진의 성능을 확대하는 역할을 할 수 있다. 로켓 엔진은, 예를 들어 약 4500 m/s의 유효 진공 배기 속도(effective vacuum exhaust velocity)(Vef)를 가지는, 궤도에 도달하기 위한 필요 속도를 달성하기 위한 가장 적절한 엔진인 것으로 간주된다.
양 추진 모드들(즉, 로켓 모드 및 공기-호흡 모드)에서 공통 연소 및 노즐 시스템이 이용될 수 있도록 하기 위해서, 유입 공기가 로켓 동작(약 150 바아)에서와 유사하나, 반드시 동일할 필요는 없는, 높은 압력까지 전형적으로 압축되어야 한다. 이러한 것을 위해서, 유입 공기가 먼저 냉각되어, 전달 온도를 실용 한계(800K 미만) 이내에서 유지하고 터보-압축기의 필요 압축 작업을 최소화한다.
그러나, 그러한 엔진이 큰 연료 수요(demand)를 가질 수 있다. 본 개시 내용은 문제점을 적어도 특정 정도까지 완화시키고 및/또는 종래 기술과 관련된 어려움을 적어도 특정 범위까지 해결하고자 한다.
개시 내용의 제1 양태에 따라서, 엔진이 제공되고, 그러한 엔진이:
연료 및 옥시던트(oxidant)의 연소를 위한 로켓 연소 챔버;
연료 및 옥시던트의 연소를 위한 공기-호흡 연소 챔버;
공기-호흡 연소 챔버로 공급하기 위한 공기를 가압하기 위한 압축기;
제1 로켓 연소 챔버로 연료를 전달하기 위한 제1 연료 전달 시스템;
공기 호흡 연소 챔버로 연료를 전달하기 위한 제2 연료 전달 시스템;
로켓 연소 챔버로 옥시던트를 전달하기 위한 옥시던트 전달 시스템을 포함하고;
공기 호흡 연소 챔버 및 로켓 연소 챔버가 독립적으로 동작되도록 구성된다.
그에 따라, 그러한 엔진이 공기-흡입 연소 챔버 내에서 옥시던트로서의 압축된 공기 및 연소를 위한 연료를 이용하여 동작할 수 있을 것이다. 항공기 내에 포함될 때, 이는 공기를 이용한 이륙을 허용한다. 이는, 로켓 연소 챔버 만을 가지는 엔진과 대비하여 연료 요건(requirements)을 감소시킬 수 있다.
공기-호흡 연소 챔버 및 로켓 연소 챔버가 독립적으로 동작할 수 있을 것이고, 즉 각각의 유형의 연소 챔버가, 다른 것에 의존하지 않고, 옥시던트 및 연료를 연소시킬 수 있을 것이다.
엔진이 예를 들어 항공기 또는 항공 우주 적용예를 위한 추진 엔진으로서 구성될 수 있을 것이다.
공기-호흡 엔진의 옥시던트 요건이 압축기에 의해서 충족될 수 있을 때, 엔진이 미리 결정된 속도, 예를 들어 약 마하 5까지 공기를 이용하여 동작할 수 있을 것이다. 미리 결정된 속도, 예를 들어 약 마하 5를 초과할 때, 엔진이 공기-호흡 모드로부터 완전 로켓 모드로 스위칭될 수 있고, 완전 로켓 모드에서는 내장(on-board) 옥시던트가 이용된다. 공기-호흡으로부터 완전 로켓 모드로의 전이 중에, 예를 들어 공기-호흡 모드가 파워 다운되고(powered down) 로켓 모드가 파워 업됨에 따라, 양 모드들이 동작 가능하도록, 엔진이 구성될 수 있을 것이다.
제1 및 제2 연료 전달 시스템이 하나 이상의 펌프를 포함할 수 있을 것이다. 제1 및 제2 연료 전달 시스템이 스위치 또는 밸브와 조합되어 연료를 미리 결정된 연소 챔버로 지향시킬 수 있을 것이다. 연료가 내장 저장부 내에 제공될 수 있을 것이고 극저온 형태로 제공될 수 있을 것이다.
선택적으로, 엔진이:
압축기에 의한 압축 전에 열 전달 매체를 이용하여 압축기로 공급되는 공기를 냉각시키도록 배열된 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기 배열체;
열 전달 매체를 위한 열 전달 매체 루프;
연료 전달 시스템에 의해서 전달되는 연료에 의한 열 전달 매체의 냉각을 위해서 구성된 제2 열교환기 배열체를 더 포함한다.
제1 열교환기 배열체가 복수의 열교환기 스테이지를 포함하는 열교환기로서 구성될 수 있을 것이다. 이는, 성에 제어를 돕기 위해서 열교환기에 걸쳐 냉각의 정도가 제어되게 할 수 있다. 예를 들어, 엔진이 항공기 내로 포함될 때, 엔진은, 공기 속도를 감소시키기 위한 감속 장치를 가지는 공기 흡입구를 구비할 수 있을 것이다.
열 전달 매체 또는 유체가 또한 작업 유체로서의 역할을 유용하게 할 수 있을 것이고, 다시 말해서 열 전달 매체 또는 유체가 팽창 및 압축될 수 있다. 이러한 유체가, 예를 들어 터빈을 구동시키기 위해서, 엔진의 파워 루프 내에서 이용될 수 있을 것이다.
제2 열교환기 배열체가 하나 이상의 열교환기로서 구성될 수 있을 것이다. 제2 열교환기 배열체가 하나 이상의 역류 열교환기로서 형성될 수 있을 것이다. 그에 따라, 연료가 연소 챔버로 전달되기에 앞서서, 연료가 열 전달 매체를 냉각하기 위한 냉각 매체로서 유용하게 이용될 수 있을 것이다.
제1 열교환기가 역류 열교환기로서 구성될 수 있을 것이다.
선택적으로, 엔진이 압축기를 구동하기 위한 터빈을 더 포함하고, 터빈은 제1 열교환기 배열체의 배출구로부터의 열 전달 매체의 일부를 이용하여 구동되도록 구성된다.
비록 본 명세서에서 터빈 및 압축기를 참조하였지만, 작업 유체에 의해서 구동될 수 있거나 작업 유체를 압축할 수 있는 임의의 적합한 기계류가 이용될 수 있을 것이다. 따라서, 터빈에 대한 언급이, 유체, 예를 들어 가스에 의해서 구동될 수 있는 임의 기계를 포함하는 것으로 이해되어야 하고, 압축기에 대한 언급이 유체를 압축할 수 있는 임의 기계를 의미하는 것으로 이해되어야 한다.
선택적으로, 엔진은 터빈으로의 전달에 앞서서 열 전달 매체를 가열하도록 구성된 제3 열교환기 배열체를 더 포함한다.
선택적으로, 엔진은 공기 호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료의 적어도 일부를 부분적으로 연소시키도록 구성된 제1 전-버너(pre-burner)를 포함한다. 제1 전-버너로 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료가 공급될 수 있을 것이다.
선택적으로, 전-버너로부터의 배기부가 열 전달 매체의 가열을 위한 제3 열교환기 배열체로 연결된다. 그에 따라, 전-버너가 열 전달 매체의 엔탈피를 증가시키기 위해서 이용될 수 있다. 그에 따라, 열 전달 매체가 엔진 내의 터보 기계류와 같은 장치를 구동하기 위한 작업 유체로서 유용하게 이용될 수 있다.
선택적으로, 제1 전-버너가 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료로 압축기로부터의 공기를 부분적으로 연소시키도록 구성된다. 이어서, 전-버너의 연소 생성물이 공기-호흡 연소 챔버로 전달될 수 있을 것이다. 부가적인 연료가 제2 연료 전달 시스템에 의해서 공기-호흡 연소 챔버로 제공될 수 있을 것이다. 그에 따라, 연료로부터의 에너지가 엔진 사이클을 구동하기 위해서 이용될 수 있다.
선택적으로, 제2 열교환기 배열체가 하나 이상의 축열기 스테이지를 포함한다.
열 전달 매체가, 바람직하게 사이클 내의 모든 위치에서 응축 온도 보다 높은, 고압 가스를 포함할 수 있을 것이다.
축열기 스테이지를 이용하여, 제1 열교환기 배열체로의 전달에 앞서서, 열 전달 매체의 온도/엔탈피를 감소시킬 수 있을 것이다.
선택적으로, 축열기 스테이지가 일련의 연속적인 열교환기들 및 펌프들을 포함한다. 열 전달 매체로부터 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료로 열을 전달하도록 축열기 스테이지가 구성될 수 있을 것이다.
선택적으로, 엔진은, 제1 열교환기 배열체의 하나 이상의 스테이지 주위에서 열 전달 매체를 우회시키기 위한 열 전달 매체 루프 내의 하나 이상의 우회 밸브를 포함한다.
우회 밸브는, 압축기 이전에 희망 온도를 가지도록 공기의 냉각이 최적화될 수 있게 한다.
선택적으로, 옥시던트 전달 시스템에 의해서 공급되는 옥시던트를 이용하여 로켓 연소 엔진으로의 전달에 앞서서 연료를 부분적으로 연소시키기 위해서 제2 전-버너가 제공된다.
선택적으로, 제2 전-버너의 배기물을 이용하여, 제1 연료 전달 시스템 및/또는 옥시던트 전달 시스템을 구동하기 위한 하나 이상의 터빈을 구동한다.
선택적으로, 엔진은, 제2 연료 전달 시스템으로부터 전달되는 연료의 일부를 연소시키기 위한 하나 이상의 우회 버너를 더 포함한다. 엔진으로 과다 연료가 공급될 수 있을 것이고 우회 버너가 공기-호흡 모드로 동작될 수 있을 것이다.
선택적으로, 복수의 공기-호흡 연소 챔버가 로켓 연소 챔버 주위로 제공되고 배열된다.
선택적으로, 로켓 연소 챔버 및 공기-호흡 연소 챔버가 공통 노즐을 공유한다.
양 유형의 연소 챔버로부터 단일 노즐로 배기물을 지향시키는 것에 의해서, 이는 구성요소 요건을 감소시킬 수 있다. 양 로켓 연소 챔버 및 공기-호흡 연소 챔버에 대해서 공통의, 단일 노즐을 이용하는 것은, 로켓 및 공기-호흡 연소 챔버들의 각각에 대한 별개의 노즐의 필요성을 제거하는 것에 의해서, 그러한 엔진을 포함하는 운반체 상에서 밑면 항력(base drag)을 감소시키는 역할을 할 수 있다. 이는, 노즐들이 큰 면적 비율들을 가질 수 있기 때문이고, 이는 큰 정도의 항력을 유도할 수 있다.
엔진이 복수의 로켓 챔버 및 공기-호흡 연소 챔버를 구비할 수 있을 것이다.
선택적으로, 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료를 이용하여 열 전달 매체 루프 주위에서 열 전달 매체를 구동하기 위해서 펌프에 커플링된 하나 이상의 터빈을 구동한다. 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료의 온도/엔탈피가 열 전달 매체로부터의 열 전달의 결과로서 증가될 수 있을 것이다. 이러한 온도/엔탈피 증가는, 열 전달 매체 루프의 펌프 또는 재순환기를 구동하기 위한 터빈의 구동을 위해서 연료가 이용될 수 있게 한다.
선택적으로, 열 전달 매체가 폐쇄된 유동 루프로 또는 폐쇄된 유동 루프로서 배열 또는 구성된다. 열 전달 유체가 폐쇄된 유동 루프 내에 수용될 수 있을 것이다. 필요에 따라, 루프 내에서 열 전달 매체를 보충하기 위한 또는 열 전달 매체를 분출하기 위한 수단이 제공될 수 있을 것이다.
선택적으로, 엔진은 열 전달 매체 또는 작업 유체로서 헬륨을 포함한다. 네온 또는 임의의 다른 적합한 열 전달 매체 또는 작업 유체가 이용될 수 있을 것이다. 1원자 가스가 바람직하고 전체 사이클 압력 비율을 유리하게 최소화시킬 수 있다. 이는, 작업 유체를 위해서 터보 기계류에서 요구되는 스테이지의 수가 비교적 클 수 있지만, 보다 큰 분자 가스의 이용 보다 엔진 내의 도관 크기가 감소될 수 있게 한다. 보다 큰 분자 가스는 보다 적은 스테이지를 가지는 보다 단순한 터보 기계류, 예를 들어 터빈, 압축기 등을 가능하게 할 수 있으나, 도관 크기 및 그 중량이 증가될 수 있다.
바람직하게, 열 전달 매체는 작업 및 냉각 사이클 중에 기체이다.
열 전달 매체로서 기체 매체를 이용하는 것 또는 열 전달 매체가 열 교환기 내에서 기체로 유지되도록 보장하는 것은 열교환기 내의 임의의 엔트로피 증가를 감소시키는 역할을 한다. 이는, 기체 스트림으로, 열교환기 내의 스트림들 사이의 온도 차이가 실질적으로 일정하게 유지될 수 있기 때문이다. 기체 열 전달 매체 또는 작업 유체는, 작업 유체가 액화될 수 있는 엔진에 비해서, 감소된 스테이지의 수를 가지는 보다 단순한 축열기 배열체를 허용할 수 있다.
선택적으로, 제1 및 제2 연료 전달 시스템이 연료로서 수소를 공급하도록 구성된다.
선택적으로, 공기-호흡 연소 엔진이 압축기로부터의 압축 공기를 연료로 연소시키도록 구성된다.
선택적으로, 공기-호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서 압축 공기를 이용하여 연료를 부분적으로 연소시키도록, 엔진이 구성된다.
공기-호흡 연소 챔버가 로켓 연소 챔버 보다 낮은 압력에서 동작하도록 구성될 수 있을 것이다.
선택적으로, 공기 호흡 모드로의 점화를 위해서 엔진이 구성되며, 그러한 공기 호흡 모드에서, 영의 공기 속력에서 연속적인 동작에서 추력을 생성하도록 엔진이 구성된다.
개시 내용의 제2 양태에 따라서, 엔진의 동작 방법이 제공되고, 그러한 엔진이:
연료 및 옥시던트의 연소를 위한 로켓 연소 챔버;
연료 및 옥시던트의 연소를 위한 공기 호흡 연소 챔버;
공기-호흡 연소 챔버로 공급하기 위한 공기를 가압하기 위한 압축기;
제1 로켓 연소 챔버로 연료를 전달하기 위한 제1 연료 전달 시스템;
공기 호흡 연소 챔버로 연료를 전달하기 위한 제2 연료 전달 시스템;
로켓 연소 챔버로 옥시던트를 전달하기 위한 옥시던트 전달 시스템을 포함하고;
공기-호흡 연소 챔버 및 로켓 연소 챔버가 독립적으로 동작되도록 구성되며;
제1 동작 모드에서 공기-호흡 연소 챔버로 연료 및 옥시던트가 공급되고; 제2 동작 모드에서, 로켓 연소 챔버로 연료 및 옥시던트가 공급된다.
공기-호흡 연소 챔버 및 로켓 연소 챔버의 독립적인 동작은 엔진이 2개의 동작 모드에서 동작할 수 있게 하고, 연소 챔버의 각각의 유형이 공급된 옥시던트 및 연료를 이용한 동작을 위해서 최적화될 수 있을 것이다. 엔진이 로켓 연소 챔버 및/또는 공기-호흡 연소 챔버로부터 추력을 제공하기 위한 추진 엔진으로서 동작할 수 있을 것이다.
선택적으로, 엔진이:
압축기에 의한 압축 전에 열전달 매체를 이용하여 압축기로 공급되는 공기를 냉각시키도록 배열된 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기 배열체;
열 전달 매체를 위한 열 전달 매체 루프;
연료 전달 시스템에 의해서 전달되는 연료에 의한 열 전달 매체의 냉각을 위해서 구성된 제2 열교환기 배열체로서; 제1 동작 모드에서, 공기가 열 전달 매체에 의해서 제1 열교환기 배열체 내에서 냉각되는, 제2 열교환기 배열체를 더 포함한다.
동작시에, 예를 들어 항공기 내에서, 엔진으로 공급되는 공기가 감속으로 인해서 비교적 높은 온도일 수 있을 것이다. 열 전달 매체를 이용하여 공기를 냉각하기 위해서 제1 열 전달 배열체가 이용될 수 있다. 제2 연료 전달 시스템에 의해서 공급되는 연료가 적어도 내장 공급부 내에서 극저온 형태일 수 있을 것이고 열 전달 매체를 냉각시키기 위해서 이용될 수 있을 것이다.
선택적으로, 제1 동작 모드에서, 열 전달 매체가 제1 열교환기 배열체의 하나 이상의 스테이지 주위로 우회된다.
선택적으로, 제1 동작 모드에서, 열 전달 매체로 제1 열교환기 배열체의 하나 이상의 스테이지를 선택적으로 우회시키는 것에 의해서, 압축기로 전달되는 공기의 온도가 물의 빙점 보다 높게 유지된다. 이러한 방식으로 공기의 온도를 제어하는 것에 의해서, 부가적인 동결 제어 시스템이 필요치 않거나 그 이용이 최소화된다. 이는, 단순한 엔진의 동작을 허용한다.
선택적으로, 제2 연료 공급 시스템으로부터의 연료가, 공기-호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서, 압축기로부터의 공기로 부분적으로 연소된다.
선택적으로, 엔진이 압축기를 구동하기 위한 터빈을 더 포함하고, 터빈은 제1 열교환기 배열체의 배출구로부터 공급되는 열 전달 매체의 일부를 이용하여 구동된다.
선택적으로, 엔진이 제3 열교환기 배열체를 더 포함하고, 공기-호흡 동작 모드에서, 열 전달 매체가 터빈으로의 전달에 앞서서 제3 열교환기 배열체 내에서 가열된다.
선택적으로, 엔진은 공기 호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료의 적어도 일부가 내부에서 부분적으로 연소되는 제1 전-버너를 포함한다.
선택적으로, 전-버너로부터의 배기물이 제3 열교환기 배열체로 공급되고 열 전달 매체의 가열을 위해서 이용된다.
선택적으로, 제1 전-버너가 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료로 압축기로부터의 공기를 부분적으로 연소시킨다. 그에 따라, 제1 전-버너가 열 전달 매체의 상부 사이클 온도를 제어하기 위해서 이용될 수 있다. 선택적으로, 상부 사이클 온도가 엔진 속도와 관계없이 일정한 레벨로 유지된다. 제1 전-버너에 의해서 발생되는 열이 제2 연료 전달 시스템 및 열 전달 매체 루프를 구동하기 위해서 이용될 수 있을 것이다.
선택적으로, 제2 열교환기 배열체가 하나 이상의 축열기 스테이지를 포함하고 열 전달 매체가 하나 이상의 스테이지를 통과하여 열 전달 매체를 냉각시킨다.
선택적으로, 축열기 스테이지가 일련의 연속적인 열 교환기 및 펌프를 포함하고, 펌프가 제2 연료 전달 시스템으로부터 전달된 연료에 의해서 구동되는 터빈에 의해서 구동된다.
선택적으로, 제2 동작 모드에서, 제1 연료 전달 시스템으로부터의 연료가, 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 옥시던트 전달 시스템으로부터의 옥시던트로 제2 전-버너 내에서 부분적으로 연소된다.
선택적으로, 제2 전-버너의 배기물이 제1 연료 전달 시스템 및/또는 옥시던트 전달 시스템을 구동하기 위한 하나 이상의 터빈을 구동한다.
선택적으로, 엔진은, 제2 연료 전달 시스템으로부터 전달되는 연료의 일부가 내부에서 연소되는 하나 이상의 우회 버너를 더 포함한다.
선택적으로, 로켓 연소 챔버 및 공기-호흡 연소 챔버로부터의 배기물이 공통 노즐로 공급된다.
선택적으로, 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료가, 열 전달 매체 루프 주위에서 열 전달 매체를 구동하기 위해서 펌프에 커플링된 하나 이상의 터빈을 구동한다.
선택적으로, 헬륨이 열 전달 매체로서 이용된다. 네온 또는 임의의 다른 적합한 열 전달 매체가 또한 이용될 수 있을 것이다.
선택적으로, 수소가 제1 및 제2 연료 전달 시스템에 의해서 전달된다.
선택적으로, 산소가 옥시던트 전달 시스템에 의해서 전달된다.
선택적으로, 공기-호흡 연소 챔버의 동작 압력이 로켓 연소 챔버의 동작 압력 보다 낮다. 이는, 공기-호흡 연소 챔버의 연료 요건을 감소시킬 수 있다.
선택적으로, 공기-호흡 연소 챔버가 20 바아 미만의 압력에서 동작한다. 선택적으로, 공기-호흡 연소 챔버가 6 바아 초과의 압력에서 동작한다.
연소 챔버 내의 압력이 높을수록, 보다 많은 연료 및 옥시던트가 공급될 수 있을 것이고 그에 따라 챔버가 더 콤팩트(compact)해진다. 축열기 내에 스테이지가 많을수록, 공기-호흡 연소 챔버 내의 압력 및 연료 요건이 낮아지나, 필요 추력을 제공하기 위해서 보다 큰 연소 챔버가 요구될 수 있을 것이다.
로켓 연소 챔버가 통상적인 로켓 연소 챔버로서 구성될 수 있을 것이고, 임의의 적합한 로켓 연소 사이클이 이용될 수 있을 것이다.
선택적으로, 열 전달 매체의 최대 온도가 제1 동작 모드 중에 실질적으로 일정하게 유지된다.
선택적으로, 제1 동작 모드로부터 제2 동작 모드로의 전이 중에, 공기-호흡 연소 챔버 및 로켓 연소 챔버 모두가 동작된다.
본 개시 내용의 제3 양태에 따라서, 임의의 동작 가능한 특징을 가지거나 가지지 않는 개시 내용의 제1 양태에 따른 엔진 또는 임의의 동작가능한 특징을 가지거나 가지지 않는 개시 내용의 제2 양태에 따른 방법에 따라서 동작되는 엔진을 포함하는 운반체가 제공된다.
본 개시 내용의 제4 양태에 따라서, 임의의 동작가능한 특징을 가지거나 가지지 않는 개시 내용의 제1 양태에 따른 엔진 또는 임의의 동작가능한 특징을 가지거나 가지지 않는 개시 내용의 제2 양태에 따른 방법에 따라서 동작되는 엔진을 포함하는 항공기, 비행 기계 또는 항공 우주 운반체가 제공된다.
선택적으로, 항공기, 비행 기계, 또는 항공 우주 운반체가 공기 호흡 모드에서 종료되는 영의 공기-속력으로부터 제어된 수평 이륙을 위한 엔진과 함께 동작되도록 구성된 공기역학적 제어 표면을 가지는 동체를 포함한다.
본 개시 내용이 여러 가지 방식으로 실행될 수 있을 것이고, 개시 내용의 실시예가 첨부 도면을 참조한 예에 의해서 이제 설명될 것이다:
도 1a, 도 1b 및 도 1c는 각각 단발 궤도(SSTO) 항공기의 측면도, 평면도 및 후면도이다.
도 2는 종래 기술의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진 모듈을 포함하는 엔진실(nacelle)을 통한 부분적인 횡단면을 도시한다.
도 3은 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다.
도 4는 도 4에 도시된 사이클에서 동작할 수 있는 예시적인 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략도를 도시한다.
도 5는, 예를 들어 마하 5 초과의 속도에서 전형적인 완전 로켓 모드에서 동작하는 도 3 및 도 4의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다.
도 6은, 적은 마하 수에서, 예를 들어 전형적으로 마하 5 미만의 속도에서 공기 호흡 모드의 하이브리드 공기 호흡 로켓 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다.
도 1a, 도 1b 및 도 1c는 연료 및 옥시던트 저장부(6, 7) 및 페이로드 영역(8)을 가지는 동체(5)를 구비하는 수납 가능한 이착륙 장치(2, 3, 4)를 가지는 단발 궤도(SSTO) 항공기(1)를 도시한다. 방향타(11) 및 카나드(canard)(12) 제어 표면을 각각 구비하는 꼬리 지느러미 배열체(9) 및 카나드 배열체(10)가 동체(5)로 부착된다. 엘리본(elevon)(14)을 가지는 주 날개(13)가 동체(5)의 양 측면으로 부착되고, 각각의 날개(13)가 날개 선단부(16)에 부착된 엔진 모듈(15)을 갖는다. 도 1c 및 도 2에 도시된 바와 같이, 각각의 엔진 모듈(15)의 후방부가 여러 우회 버너(18)에 의해서 둘러싸인 4개의 로켓 노즐(17)을 구비한다.
도 2는 종래 기술 엔진 모듈(15)을 도시한다. 종래 기술 엔진 모듈(15)이 공기 유입구(19a), 4개의 부분을 포함하는 열 교환기(21), 터보-압축기(22) 및 사이클 유동 도관 또는 채널(23)을 포함한다. 엔진 모듈(15)이 엔진실(20) 내에 수용되고, 그러한 엔진실(20)이, 도 1a, 도 1b, 도 1c에 도시된 바와 같은 항공기(1)의 항공기 날개(13)와 같은, 항공기 날개(13)에 부착될 수 있을 것이다.
지구의 대기 내의 엔진 모듈(15)의 동작의 공기 호흡 모드에서, 공기 유입구(19a)를 통과하는 유입 공기의 일부가 열교환기(21)를 통해서 터보-압축기(22)로 전달되고, 다른 부분이 우회 도관(19b)을 따라서 우회 버너(18)로 우회된다.
바람직한 실시예에서, 종래 기술 엔진 모듈이 이하에서 설명되는 바와 같이 배열되고 제어되는 엔진 모듈로 대체된다.
엔진 모듈 또는 추진 시스템의 개략도가 도 3에 도시되어 있다. 엔진 모듈이 공기 흡입구(19)를 포함한다. 항공기가 초음속 속도로 이동할 때, 공기-흡입구(19)가 경사지고 수직인 충격파를 통해서 포획된 공기 유동을 아음속까지 감속시키는 역할을 하도록, 공기 흡입구(19)가 선대칭적(axisymmetric)일 수 있을 것이다. 큰 마하 수에서, 예를 들어 약 마하 5 및 그 초과에서, 이러한 감속은 공기 유입구 온도를 전형적으로 1250 K 초과까지 증가시킬 수 있다.
공기 흡입구를 통과하는 공기가 2개의 유동 경로로 분할된다. 이러한 유동 경로들 중 하나(24a)가, 노즐을 포함하는 우회 버너(18)로 공기를 공급한다. 필요한 것 보다 많은 수소가 사이클로 공급되고 우회 버너가 주 연소 챔버와 조합되어 이용되어 연료 이용 및 엔진 성능을 개선할 수 있다. 공기 흡입구(19)로부터의 공기의 다른 부분이 유동 경로(24b)를 통해서, 압축된 유입구 공기를 냉각시키기 위해서 필요한, 전-냉각기로서 구성된 제1 열교환기 배열체로 전달된다. 실시예에서, 전-냉각기가 제1 열교환기 스테이지(29) 및 제2 열 교환기 스테이지(30)를 포함하지만, 임의 수의 열교환기 스테이지를 가지는 전-냉각기가 예상된다. 열교환기의 제1 스테이지(29) 및 열교환기의 제2 스테이지(30)가 각각 높은 그리고 상대적으로 낮은 온도 부분들에 상응한다.
열교환기 스테이지(29, 30)를 통한 공기의 통과 이후에, 이하에서 더 구체적으로 설명되는 바와 같이, 터빈(32)에 의해서 구동되는 압축기(31)를 공기가 통과한다. 엔진의 성능 요건에 의존하는 미리 결정된 압축비를 제공하도록 압축기가 선택된다. 실시예에서, 전형적으로, 압축기가 약 13:1의 압축비를 가질 수 있을 것이고, 그에 따라 흡입 공기가 약 16 바아로 압축된다. 압축기가 2개의 스풀을 포함할 수 있을 것이고 티타늄 블레이드를 포함할 수 있을 것이다.
전형적으로, 그러한 엔진이 복수의 연소 챔버 및 연관된 로켓 노즐을 구비할 것이다. 개략도에서, 4개의 노즐(17a, 17b, 17c, 17c)이 도시되어 있다. 2개의 연소 챔버 유형이 각각의 노즐을 공유한다. 하나의 연소 챔버 유형이, 압축기(31)로부터의 가압 공기로 수소와 같은 연료의 연소를 위한 동작의 공기-호흡 모드에서 이용된다. 공기는, 공기-호흡 연소 챔버로 전달되기 전에, 전-버너(33) 내에서 수소의 일부를 부분적으로 연소시키기 위해서 이용될 수 있을 것이다. 다른 연소 챔버 유형은, 완전 로켓 모드에서 즉, 액체 산소와 같은 내장 옥시던트가 압축 공기 대신에 이용될 때, 이용된다.
비록, 이러한 엔진의 동작을 설명할 때, 전술한 유형의 단지 하나의 노즐 및 연관된 연소 챔버가 강조될 것이지만, 제공된 임의의 다른 로켓 챔버/노즐들이 유사한 또는 동일한 방식으로 동작될 수 있다는 것 그리고 각각이, 동작을 위해서 그리고 운반체로 추력을 제공하기 위해서, 소정 비율의 연료 및 옥시던트를 수용하는 것을 이해하여야 할 것이다.
전형적인 항공기 또는 운반체가 엔진실 내에 배열된 4개의 연소 챔버/노즐 조립체를 포함할 수 있을 것이다. 그러나, 운반체로 필요 추력을 제공하기 위해서, 임의 수의 챔버/노즐 조립체가 제공될 수 있을 것이다.
4개의 노즐 조립체를 각각 포함하는, 2개의 엔진실을 구비하는 항공기에서, 노즐 조립체가 공기 호흡 상승 중에 단일 엔진으로서 그리고 로켓 상승 중에 2개의 트윈 챔버 로켓 엔진으로서 거동하도록 구성될 수 있다. 이는 임무(mission) 신뢰성을 증가시키고 엔진 설치의 부피를 최소화하는 역할을 할 수 있다.
압축기(31)의 배출구로부터의 압축 공기가 유동 경로(24d)를 통해서 전-버너(33)로 공급된다. 전-버너(33)로 또한, 유동 경로(26a)를 통해서, 실시예에서 수소 형태의, 연료가 공급될 수 있을 것이다. 수소가, 통상적으로 극저온 형태로, 항공기의 내장에 저장될 수 있고, 실시예에서 펌프 또는 압축기(40)에 의해서 저장부(64)로부터 전달될 수 있을 것이다.
전-버너(33)의 하류에, 열교환기(27)가 제공되어 열을 전-버너 연소 생성물로부터 폐쇄 루프 헬륨 냉각 회로(28)로 전달한다.
헬륨 냉각 회로(28)가, 일부 동작 모드에서, 전-냉각기의 제1 및 제2 스테이지(29, 30)를 통과할 수 있을 것이다. 전-냉각기가 역류 열교환기로서 동작한다. 그러한 모드에서, 전-냉각기의 제1 스테이지(29), 즉 제2 스테이지의 헬륨 루프 내의 하류 스테이지에 이어서, 헬륨 스트림이 경로(28a)를 따라서 전-버너 연소 열교환기(27)로 전달된다.
전-버너 연소 열교환기(27)에 이어서, 헬륨 루프가 제1 및 제2 헬륨 스트림(28b 및 28c)으로 분할된다. 제2 헬륨 스트림(28c)이, 실시예에서 약 200 바아의 유입구 압력 및 약 60 바아의 배출구 압력으로, 터빈(32)을 통과한다. 터빈(32)을 이용하여 압축기(31)를 구동한다. 터빈(32)이 반대-회전(counter-rotating) 터빈일 수 있을 것이다.
터빈(32)으로부터의 탈출에 이어서, 헬륨 스트림은, 실시예에서 약 600 도 켈빈(600 K)에서, 열교환기 및 재압축 스테이지로 전달되고, 그러한 재압축 스테이지는, 실시예에서, 3개의 헬륨 축열기 열교환기(34, 35, 36) 및 재순환기, 예를 들어 압축기 또는 펌프(37, 38, 39)를 포함한다.
축열기 열교환기(34, 35, 36)가, 마이크로-채널이 표면에 형성된 수천개의 확산 결합된 얇은 티타늄 시트를 포함할 수 있을 것이다. 압축기 또는 재순환기(27, 38, 39)가 원심 터보 기계류를 포함할 수 있을 것이다.
터빈(32)으로부터의 헬륨 스트림이 제1, 제2 및 제3 재압축 헬륨 스트림(28d, 28e, 28f)으로 분할된다.
제1 재압축 헬륨 스트림(28d)은, 실시예에서 약 600 K에서, 제1 축열기 열교환기(34)를 통과하고, 여기에서 약 100 K까지 냉각된다. 이어서, 헬륨은, 제2 축열기 열교환기(35)를 통과하기 전에, 실시예에서 약 60 바아로부터 약 200 바아까지 압축기(38) 내에서 재압축되고, 제2 축열기 열교환기(35)는 터빈(32)으로부터의 제2 재압축 헬륨 스트림(28e)을, 실시예에서 약 600 K로부터 약 200 K까지, 냉각시키는 역할을 한다. 이어서, 제1 재압축 헬륨 스트림이 헬륨 스트림(28j)과 결합된다.
제2 축열기 열교환기(35) 이후에, 제2 재압축 헬륨 스트림(28e)이, 헬륨 스트림(28i)으로 전달되기에 앞서서, 실시예에서 약 60 바아로부터 200 바아까지, 제3 압축기(39) 내에서 재압축된다. 이어서, 헬륨 스트림(28i)이, 제1 전환기 밸브(41)와 결합하기 전에, 전-버너 열교환기(27)로부터의 헬륨 스트림과 결합되고, 제1 전환기 밸브는 여기에서 헬륨 스트림을 전-냉각기의 제2 스테이지(30)로부터 전환시키기 위해서 이용될 수 있다.
제3 재압축 헬륨 스트림(28f)이 제3 축열기 열교환기(36)로 전달되고, 제3 축열기 열교환기에서 그러한 헬륨 스트림이 수소 스트림(26g)에 의해서, 실시예에서 약 600으로부터 50 K로, 냉각된다. 수소 스트림은, 내장 수소 저장부(64)로부터 수소를 전달하는, 여기에서 액체 수소 펌프(40) 형태의, 연료 전달 배열체를 구비한다.
열교환기(36) 이후에, 제3 재압축 헬륨 스트림이 제1 압축기(37)를 통과하고, 그러한 제1 압축기에서, 실시예에서, 헬륨이 약 60으로부터 약 200 바아까지 압축된다. 이어서, 헬륨 스트림이 열교환기(34)를 통과하여, 열교환기(35)를 통과한 제1 재압축 헬륨 스트림(28d)과 헬륨 스트림(28j)이 결합되기 전에, 전술한 바와 같이 제1 재압축 헬륨 스트림(28d)을 냉각시키는 역할을 한다.
헬륨 스트림(28j)이, 여기에서 전-냉각기의 제1 스테이지(29) 전에, 부가적인 냉각된 헬륨을 전-냉각기의 미리 결정된 스테이지로 공급하기 위해서 이용될 수 있는, 제1 전환기 밸브(41)로 전달된다.
전-버너 열교환기(27)로부터의 헬륨 스트림이, 제3 축열기 열교환기(36)를 통과한 수소에 의해서, 열 교환기(43)에서 실시예에서 약 900으로부터 약 300 K로 냉각된다. 열교환기(43)에 도달하기 전에, 수소가, 재압축 스테이지의 제1, 제2 및 제3 압축기(36, 37, 38)를 구동하기 위해서 이용되는, 터빈(44)을 통과한다. 수소가 또한 터빈(45)을 통과하여 헬륨 펌프(46)를 구동시킴으로써, 헬륨을 제2 전환기 밸브(42)로 펌핑한다.
열교환기(43)에 이어서, 수소가, 내장 수소 저장부(64)로부터 수소를 펌핑하는 역할을 하는 수소 펌프(40)를 구동하는, 터빈(47)을 통과한다.
터빈(47)에 이어서, 수소가 우회 버너(18)뿐만 아니라 전-버너(33)로, 이어서 공기-호흡 동작 중에, 로켓 노즐(17a, 17b, 17c)의 공기-호흡 연소 챔버로 전달된다.
실시예에서, 연소 챔버가, 예를 들어, GLIDCOP AL-20와 같은 알루미나 분산 경화 구리 또는 다른 적합한 열 전도 재료를 포함하는 라이너를 이용하여 라이닝될 수 있을 것이다. 그러한 열 전도 재료가, 공기 호흡 동작 모드 중에 연소 챔버 내에서 도달될 수 있는 높은 벽 온도를 고려하여 이용될 수 있을 것이다. 이는, 벽 내의 열적 응력을 방지한다. 이러한 동작 모드에서, 연소 챔버가, 연소 챔버 내의 필름 냉각을 통해서 수소를 이용하여 필름-냉각될 수 있을 것이다.
실시예에서, 노즐(17a, 17b, 17c, 17d)이 예를 들어 SEP-CARBINOX의 최종 복사 냉각형 연장부를 가지는 관형 냉각형 스커트를 포함한다. 이는, 냉각제가 엔진 냉각을 위해서 이용 가능하지 않을 때, 대기 내로의 재-진입 중에 외부 공기 유동 가열을 노즐이 견딜 수 있게 하기 위한 것이다. 실시예에서, 복수의 관을 포함할 수 있는, 냉각형 관형 스커트가 인코넬과 같은 고온 합금으로 제조된다.
실시예에서, 공기 호흡 모드 중에, 스커트 내의 관을 통해서 수소를 통과시키는 것에 의해서, 액체 수소가 노즐 스커트를 냉각시키도록 구성될 수 있을 것이다. 로켓 모드에서, 수소가, 로켓 연소 챔버의 주입기(미도시)로 진입하기에 앞서서, 분리된 로켓 연소 챔버(53)의 라이너 및 관형 스커트를 통과할 수 있을 것이다.
전-냉각기(29, 30)를 이용하여 유입구 공기를 공기-호흡 모드에서 냉각시킨다. 실시예에서, 전-냉각기(29, 30)는, 폐쇄 루프 내에서 고압 기체 헬륨을 냉각 매체로서 이용하는 고성능 열교환기이다. 공기-호흡 모드에서의 헬륨 루프가 이하에서 더 구체적으로 설명된다.
적합한 전-냉각기 열교환기가, 전형적으로 20-30 마이크로미터의 얇은 벽을 가지는 1 mm 미만의 직경의 냉각 채널 또는 관의 매트릭스를 가지는 역류 열교환기로서 구성될 수 있을 것이다. 많은 수, 예를 들어300,000 내지 600,000개의 그러한 관이 각각의 열교환기 내에서 복잡한 나선으로 포개지고(nested) 배열되어 필요한 성능을 제공한다. 관이 유입구로부터 배출구까지 나선형 경로를 따를 수 있을 것이고, 관이 반경방향으로 또는 축방향으로 연장한다. 실시예에서, 전-냉각기가 동작 모드에 의존하여 1250 K의 온도로부터 약 400 K 이하의 온도까지 유입구 공기를 냉각시킬 수 있도록 구성된다. 실시예에서, 모든 속도에서, 공기의 온도가 물의 동결점 즉, 0도씨 보다 높게 유지된다.
앞서서 개략적으로 설명된 바와 같이, 수소가 펌프(40)에 의해서 저장부(64)로부터 공급되고, 여기에서 수소를 이용하여 열교환기(36 및 43)를 통해서 헬륨 회로를 냉각시킨다. 부스트 펌프(미도시)가 제공되어 연료 펌프(40)의 공동화(cavitation)를 방지할 수 있을 것이고 공급 라인 내에 포획되는 잔류 유체를 최소화할 수 있을 것이다.
수소 터빈(47)에 이어서, 수소가 유동 경로(26a)를 따라서 전-버너(33)로 공급된다. 수소가 또한 유동 경로(26b, 26e)를 통해서 우회 버너(18)로 공급될 수 있을 것이다. 부가적으로, 공기-호흡 모드에서, 수소가 유동 경로(26c 및 26d)를 따라서 로켓 연소 챔버로 공급될 수 있을 것이고, 여기에서 수소가 유동 경로(25a 및 25b)를 따라서 전달되는 전-버너 연소 생성물로 연소된다. 공기-호흡 모드에서, 공기-호흡 연소 챔버가 약 12 바아에서 동작한다. 이러한 공기-호흡 연소 챔버는, 약 170 바아의 비교적 상당히 더 높은 압력에서 동작하는, 완전 로켓 모드에서 이용되는 로켓 연소 챔버에 대해서 분리된다.
로켓 모드의 경우에, 각각의 로켓 노즐 및 연소 챔버 배열체로 연료 전달 시스템을 이용하여 수소가 공급되고, 연료 전달 시스템은, 실시예에서, 내장 수소 저장부(61) 및 약 315 바아의 압력을 달성하는 일련의 펌프(48)를 포함한다. 실시예에서, 수소가 로켓 연소 챔버(53)의 냉각을 제공하도록 초기에 전달된다.
연소 챔버(53)를 냉각하기 위해서 이용된 후에, 수소가 연소 챔버 전-버너(52)로 공급되고, 여기에서 수소가, 실시예에서 액체 산소 펌프(50) 및 보충 펌프(54)를 포함하는, 옥시던트 전달 시스템에 의해서 공급되는 산소로 부분적으로 연소된다.
로켓 전-버너(52)의 연소 생성물이, 산소 및 수소 펌프(48, 50, 54)를 구동하는 터빈(49, 51)을 구동시키는 역할을 한다.
이어서, 전-버너(52)의 연소 생성물이 산소 펌프(50)에 의해서 공급되는 부가적인 산소로 연소 챔버(53) 내에서 완전히 연소된다.
엔진의 공기-호흡 동작 모드에서, 액체 산소가 로켓 챔버를 위한 옥시던트로서 요구되지 않는다. 공기-호흡은, 그러한 엔진을 포함하는 항공기가 별개의 산소 공급원을 이용할 필요가 없이 그리고 부가적인 추진 수단이 없이 이륙할 수 있게 하고, 이는 항공기 상에서 부가적인 옥시던트를 반송하여야 할 요건이 감소됨에 따라 상당한 중량 장점을 갖는다.
전-버너(33) 배기물을 이용하여, 공기 흡입 압축기(31)를 구동하기 위한 터빈(32)으로 헬륨을 전달하기 전에, 실시예에서 약 930 K 및 200 바아의 압력으로 열교환기(27)를 통해서 헬륨을 예열한다. 공기-호흡 모드에 있는 동안 항공기의 마하 수와 독립적으로, 실시예에서 전형적으로 약 930 K의 헬륨의 일정한 상부 사이클 온도를 유지하도록, 전-버너(33)가 제어되고, 예를 들어 연소되는 수소의 양이 제어된다.
전-버너(33)가 유동 경로(24d)를 따라서 공급된 압축 공기로 내장 저장부(64)로부터의 수소를 연소시킨다. 전-버너 배출기 가스가, 공기 호흡 연소 챔버(55) 내로 공급되기 전에, 경로(25a)를 따라서 유동한다.
비록 전-버너(33)가 엔진의 성능 요건에 의존하여 선택될 수 있지만, 실시예에서, 전-버너(33) 및 열교환기(27)가 수소 부화 연소기 및 단일 플로팅 관 시트를 가지는 쉘-및-관 열교환기로 이루어진 일체형 유닛을 형성한다.
도 4는, 도 3에 도시된 사이클과 함께 동작하도록 구성될 수 있는 로켓 엔진을 통한 개략적인 횡단면을 도시한다. 전술한 바와 같이 전-냉각기(미도시)를 이미 통과한 공기(24)가 압축기(31) 내로 공급되고, 이는 전-버너(33)로 전달되기 전에 헬륨 터빈(32)에 의해서 구동된다.
이어서, 전-버너(33)의 연소 생성물이, 축방향으로 연장하는 챔버로서 제공되는, 공기-호흡 연소 챔버(55)로 공급된다. 3개의 그러한 챔버가 각각의 로켓 연소 챔버(53) 주위로 균일 각도로 이격되어 제공될 수 있을 것이다. 로켓 연소 챔버들(53)이 축방향으로 연장하는 챔버들로서 형성될 수 있을 것이다. 수소가 도관(56a, 56b)을 따라서 펌프(48)를 경유하여 로켓 연소 챔버(53)로 공급된다.
연소 챔버(55)의 배기물이 각각의 로켓 노즐(17a, 17b)로 공급된다.
완전한 로켓 모드에서, 수소가, 공기-호흡 연소 챔버(55)에 대해서 분리된, 로켓 연소 챔버(53)로 공급된다. 산소가, 도관(57a, 57b)을 따라서 펌프(50)를 경유하여, 완전 로켓 모드에서 전달된다. 로켓 연소 챔버(53)가 전형적으로 약 170 바아에서 동작하고 노즐(17a, 17b)과 조합되어 약 500 kN의 총 추력을 생성한다.
그에 따라, 공기-호흡 동작 모드 및 완전 로켓 동작모드에 대해서 상이한 연소 챔버 유형들이 이용되지만, 각각의 모드에서, 연소 챔버들이 공통 노즐을 공유한다는 것을 확인할 수 있다.
엔진은, 추력 바아(58)를 통해서, 도 1a에 도시된 것과 같은, 항공기의 날개로 연결된다.
도 5는 완전 로켓 모드에서 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다. 이러한 동작 모드에서, 로켓 연소 챔버(53)가 내장 공급부(60)로부터의 액체 산소로 동작함에 따라, 헬륨 냉각 회로가 불필요하고 그에 따라 도시되지 않았다. 공기-호흡 연소 챔버(55)가 이러한 동작 모드에서 이용되지 않는다.
전술한 바와 같이, 이러한 동작 모드에서, 극저온 형태의 수소가 펌프(48)를 통해서 내장 공급부(61)로부터 공급된다. 보충 펌프(54)에 의해서 공급되는 산소로 수소가 부분적으로 연소되는, 전-버너(52)로 공급되기에 앞서서, 수소가 먼저 연소 챔버(53)를 냉각시키기 위해서 이용된다. 전-버너(52)가 수소 부화(rich) 동작된다.
실시예에서 약 1000 K 및 약 250 바아의 압력인, 전-버너의 연소 생성물을 이용하여, 수소 펌프(48) 및 액체 산소 펌프(54, 50)를 구동하는 터빈(51, 49)을 구동한다. 우회 밸브(62, 63)가 제공되어, 터빈을 우회시키고 펌프(48, 54, 50)를 구동하기 위한 터빈(49, 51)으로 제공되는 가스의 유량을 조정한다. 우회 밸브(62 63)가 엔진 스로틀링을 제공할 수 있다.
이어서, 전-버너 연소 생성물이, 펌프(50)로부터 산소가 공급되는 로켓 연소 챔버(53)로 공급된다. 로켓 연소 챔버가 3500 K의 영역 내의 온도 및 약 170 바아의 압력에서 동작한다. 이는 약 500 kN의 진공 추력을 제공한다.
부스트 펌프(미도시)가 제공되어 수소 및 산소 펌프(61, 60)의 공동화를 방지할 수 있을 것이고 공급 라인 내에 포획되는 잔류물을 최소화할 수 있을 것이다.
도 6은, 전형적으로 마하 5 미만의 속도까지, 공기-호흡 모드의 엔진의 개략적인 사이클 도면을 도시한다. 이러한 모드에서, 완전 로켓 모드 시스템이 불필요하게 되고 도시하지 않았다. 도 3과 관련하여 전술한 바와 같이, 공기-호흡 연소 챔버(55)를 이용하여, 펌프(40)를 경유하여 내장 저장부(64)로부터 전달되는 수소뿐만 아니라 전-버너(33)의 생성물을 연소시키고, 여기에서 내장 저장부(64)로부터의 수소의 일부가 압축기(31)로부터 전달되는 압축 공기로 연소된다. 공기-호흡 연소 챔버가 로켓 연소 챔버 보다 상당히 더 낮은 압력에서 동작한다. 전형적으로, 공기-호흡 연소 챔버(55)가 20 바아 미만에서 동작한다.
헬륨 축열기 열교환기(34, 35, 36) 및 압축기(37, 38, 39)뿐만 아니라 열교환기(43)를 이용하는 수소 루프(26)에 의해서 터빈(32)으로부터의 헬륨 스트림을 냉각시키는 것이 도 3과 관련하여 전술되었다. 냉각된 헬륨이 공기-호흡 모드에서 이용되어, 전-냉각기 열교환기 스테이지(29, 30)에서 흡입부(19)로부터 전달되는 흡입 공기를 냉각시킬 수 있을 것이다.
헬륨 루프(28)가, 전-냉각기의 하나 이상의 스테이지를 우회하도록 헬륨을 전환시키도록 구성될 수 있는 2개의 전환기 밸브(41, 42)를 구비한다. 비록, 실시예에서, 헬륨이 열 전달 유체로서 이용되지만, 네온과 같은 임의의 다른 적합한 유체가 이용될 수 있을 것이다.
전술한 바와 같이, 실시예에서, 전-냉각기가 제1 스테이지(29) 및 제2 스테이지(30)를 포함한다. 전-냉각기 열교환기가 냉각 요건에 의존하여 임의 수의 스테이지를 포함할 수 있을 것이다.
전술한 바와 같이, 유입구 공기의 감속으로 인해서, 전-냉각기 이전에 유입구 공기 온도가 약 1250 K 이상으로 증가될 수 있다. 실시예에서, 헬륨이 전형적으로 약 350 K의 온도에서 약 200 바아에서 우회 밸브(41, 42)로 전달된다. 일부 항공기 속도에서 약 1250 K까지 증가된 유입구 공기-온도를 감소시키기 위해서, 우회 밸브가 냉각된 헬륨을 전-냉각기로 공급하도록 구성된다. 실시예에서, 공기가 288 K 내지 380 K 범위 내에서 냉각될 수 있으나, 전-냉각기 상에서의 결빙 형성을 방지하기 위해서, 공기 온도가 물의 결빙점 보다 높게 유지되고, 즉 표준 압력에서 273 K 보다 높게 유지된다.
항공기 속도에 의존하여, 전-냉각기의 냉각 요건이 변화되고, 압축기(31) 이전에 희망 공기 온도에 도달하도록, 우회 밸브(41, 42)가 적절하게 활성화된다.
아음속 속도에서, 공기 흡입구(19)가 공기 유동을 전-냉각기를 지나 압축기(31)로 우회시킨다. 실시예에서, 약 마하 1.9의 속도 미만에서, 제1 및 제2 우회 밸브(41, 42)가 전-냉각기의 제1 및 제2 스테이지(29, 30) 모두를 우회하도록 구성된다. 그에 따라, 헬륨이 스트림(28j 및 28i)으로부터 스트림(28k)를 우회하여, 헬륨을 전-버너 열교환기(27)로 전달한다. 열교환기(27)에 이어서, 헬륨 스트림이 터빈(32)과 수소 열교환기(43) 사이에서 분할된다.
실시예에서, 약 마하 1.9 내지 2.9의 속도에서, 헬륨 스트림(28j)으로 연결된 제1 우회 밸브(41)가 전-냉각기의 제1 스테이지(29) 주위로 헬륨을 우회시킨다. 제2 우회 밸브(42)가, 냉각된 헬륨을 스트림(28i)으로부터 전-냉각기의 제2 스테이지(30)로 전달하도록 구성된다. 전-냉각기의 제2 스테이지(30)를 통과한 후에, 헬륨이 전-냉각기의 제1 스테이지(29)를 통해서 유동한다. 이어서, 전-버너 열교환기(27)로의 유동에 앞서서, 헬륨이 우회 스트림(28k)과 결합된다.
실시예에서, 마하 2.9의 속도 초과에서 그리고 약 마하 5의 완전 로켓 모드 이전에서, 스트림(28i 및 28l)으로부터의 냉각된 헬륨이 전-냉각기의 제1 스테이지(29)로 전달되도록 그리고 재압축 열교환기(34, 35, 36)로부터의 스트림(28m) 내의 냉각된 헬륨이 전-냉각기의 제2 스테이지(29)의 유입구로 전달되도록, 우회 밸브(41, 42)가 구성된다.
공기-호흡 동작 모드에서, 마하 5에서, 공기-호흡 연소 챔버(55) 및 연관된 노즐(17)을 이용하여, 엔진이 26 km의 고도에서 약 295 kN의 총 추력을 생성할 수 있을 것이다.
재압축 스테이지로부터의 헬륨 스트림(28i) 및 수소 열교환기(43)로부터의 헬륨 스트림(28l)이 유동접합부(66)에서 만난다. 실시예에서, 2개의 유동(28i 및 28l)의 엔탈피 또는 온도가 불합치되도록 디자인된다. 이는, 사이클이 모든 구성요소 특성에 합치되게 조율될 수 있게 하기 위한 것이다.
헬륨 루프(28)는, 전술한 바와 같이 극저온 수소 연료 유동으로 열을 전달하는 폐쇄 사이클 루프이다. 그에 따라, 수소가 히트 싱크(heat sink)로서 작용한다. 전-버너(33) 및 전-버너 열교환기(27)가 운반체 속도와 관계없이 일정한 헬륨 상부 사이클 온도를 유지하기 위해서 이용된다.
공기-호흡 전-버너(33)가 공기-부화 동작한다. 공기-호흡 모드에서, 실시예에서, 공기-호흡 연소 챔버(55)가 약 12 바아의 비교적 낮은 압력에서 동작한다. 실시예에서, 공기-호흡 모드에서 엔진의 등가 비율 즉, 실제 연료-대-공기 비율 대 화학양론적 연료-대-공기 비율이 약 1.2이다. 이러한 방식으로, 공기-호흡 모드에서 수소의 소비가 최적화된다. 이는, 공기가 상당히 더 높은 압력까지 압축되는 시스템에서 보다, 공기-호흡 모드에서 적은 수소 연료가 요구됨에 따라 페이로드가 증가되게 할 수 있다.
엔진은 이륙을 위해서 공기를 이용하여 동작하도록 구성된다. 엔진은, 내장 저장부로부터 수소 및 산소를 공급하는 역할을 하는 운반체의 내부 기체 추진체 공급 시스템으로부터 구동되는 보조 터보 펌프(미도시)에 의해서 시동될 수 있을 것이다.
공기-호흡 모드로부터 로켓 모드로의 전이 중에, 전체적인 운반체 추력 레벨을 제어하기 위해서, 공기-호흡 엔진이 스로틀 다운되는 동안(throttled down) 로켓 엔진이 반드시 스로틀 업되어야 한다.
공통 노즐을 이용할지라도, 공기-호흡 및 완전 로켓 모드 구성요소들이 분리된다. 엔진이 2개 유형의 연소 챔버를 포함하고, 그에 따라, 하나 만이 이용되었던 것 보다 큰 질량 및 복잡성을 포함하지만, 수소 연료 효율은 이러한 질량 증가를 능가한다.
비록 바람직한 로켓 엔진 사이클이 설명되었지만, 다른 적합한 사이클을 이용하여 연소 챔버 내에서 높은 연소 압력을 전달할 수 있을 것이다.
첨부된 청구항에 의해서 규정되는 바와 같은 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않고도, 설명된 실시예(들)에 대해서 여러 가지 수정이 이루어질 수 있을 것이다.

Claims (52)

  1. 연료 및 옥시던트의 연소를 위한 로켓 연소 챔버;
    연료 및 옥시던트의 연소를 위한 공기-호흡 연소 챔버;
    상기 공기-호흡 연소 챔버로 공급하기 위한 공기를 가압하기 위한 압축기;
    상기 로켓 연소 챔버로 연료를 전달하기 위한 제1 연료 전달 시스템;
    상기 공기-호흡 연소 챔버로 연료를 전달하기 위한 제2 연료 전달 시스템;
    상기 로켓 연소 챔버로 옥시던트를 전달하기 위한 옥시던트 전달 시스템을 포함하고;
    상기 공기-호흡 연소 챔버 및 상기 로켓 연소 챔버가 독립적으로 동작되도록 구성되는, 엔진.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 압축기에 의한 압축 전에 열전달 매체를 이용하여 상기 압축기로 공급되는 공기를 냉각시키도록 배열된 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기 배열체;
    상기 열 전달 매체를 위한 열 전달 매체 루프;
    상기 제1 또는 제2 연료 전달 시스템에 의해서 전달되는 연료에 의한 상기 열 전달 매체의 냉각을 위해서 구성된 제2 열교환기 배열체를 더 포함하는, 엔진.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 엔진이 압축기를 구동하기 위한 터빈을 더 포함하고, 상기 터빈은 상기 제1 열교환기 배열체의 배출구로부터의 열 전달 매체의 일부를 이용하여 구동되도록 구성되는, 엔진.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 엔진은 상기 터빈으로의 전달에 앞서서 상기 열 전달 매체를 가열하도록 구성된 제3 열교환기 배열체를 더 포함하는, 엔진.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 엔진이 상기 공기-호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료의 적어도 일부를 부분적으로 연소시키도록 구성된 제1 전-버너를 더 포함하는, 엔진.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 전-버너로부터의 배기물이 상기 열 전달 매체의 가열을 위해서 상기 제3 열교환기 배열체로 연결되는, 엔진.
  7. 제5항 또는 제6항에 있어서,
    상기 제1 전-버너가 상기 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료로 상기 압축기로부터의 공기를 부분적으로 연소시키도록 구성되는, 엔진.
  8. 제2항을 인용할 때 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 열교환기 배열체가 하나 이상의 축열기 스테이지를 포함하는, 엔진.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 축열기 스테이지가 일련의 연속적인 열교환기들 및 펌프들을 포함하는, 엔진.
  10. 제2항을 인용할 때 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 엔진은, 상기 제1 열교환기 배열체의 하나 이상의 스테이지 주위에서 상기 열 전달 매체를 우회시키기 위한 상기 열 전달 매체 루프 내의 하나 이상의 우회 밸브를 포함하는, 엔진.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 옥시던트 전달 시스템에 의해서 공급되는 옥시던트를 이용하여 상기 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료를 부분적으로 연소시키기 위한 제2 전-버너를 더 포함하는, 엔진.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 제2 전-버너의 배기물을 이용하여, 상기 제1 연료 전달 시스템 및/또는 상기 옥시던트 전달 시스템을 구동하기 위한 하나 이상의 터빈을 구동하는, 엔진.
  13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 엔진이, 상기 제2 연료 전달 시스템으로부터 전달되는 연료의 일부를 연소시키기 위한 하나 이상의 우회 버너를 더 포함하는, 엔진.
  14. 제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서,
    복수의 상기 공기-호흡 연소 챔버가 상기 로켓 연소 챔버 주위로 제공되고 배열되는, 엔진.
  15. 제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 로켓 연소 챔버 및 상기 공기-호흡 연소 챔버가 공통 노즐을 공유하는, 엔진.
  16. 제2항을 인용할 때 제1항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료를 이용하여 상기 열 전달 매체 루프 주위에서 상기 열 전달 매체를 구동하기 위해서 펌프에 커플링된 하나 이상의 터빈을 구동하는, 엔진.
  17. 제2항을 인용할 때 제1항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 열 전달 매체 루프가 폐쇄된 유동 루프로서 구성되는, 엔진.
  18. 제2항을 인용할 때 제1항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 엔진이 열 전달 매체로서 헬륨을 포함하는, 엔진.
  19. 제1항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 연료 전달 시스템이 연료로서 수소를 공급하도록 구성되는, 엔진.
  20. 제1항 내지 제19항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 공기-호흡 연소 챔버가 상기 압축기로부터의 압축 공기를 연료와 함께 연소시키도록 구성되는, 엔진.
  21. 제7항을 인용할 때 제1항 내지 제20항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 공기-호흡 연소 챔버가 상기 압축기로부터의 압축 공기를 연료와 함께 연소시키도록 구성되고, 상기 엔진은, 상기 공기-호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서, 상기 압축 공기로 연료를 부분적으로 연소시키도록 구성되는, 엔진.
  22. 제1항 내지 제21항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 공기 호흡 모드로의 점화를 위해서 엔진이 구성되며, 그러한 공기 호흡 모드에서, 영의 공기 속력에서 연속적인 동작에서 추력을 생성하도록 엔진이 구성되는, 엔진.
  23. 연료 및 옥시던트의 연소를 위한 로켓 연소 챔버 및 연료 및 옥시던트의 연소를 위한 공기-호흡 연소 챔버를 제공하는 단계로서, 상기 공기-호흡 연소 챔버 및 상기 로켓 연소 챔버가 독립적으로 동작되도록 구성되는, 제공 단계;
    상기 공기-호흡 연소 챔버로 공급하기 위해서 압축기를 이용하여 공기를 가압하는 단계;
    제1 동작 모드에서 제2 연료 전달 시스템을 이용하여 상기 공기-호흡 연소 챔버로 연료를 전달하는 단계;
    제2 동작 모드에서 제1 연료 전달 시스템을 이용하여 상기 로켓 연소 챔버로 연료를 전달하는 단계;
    상기 제2 동작 모드에서 옥시던트 전달 시스템을 이용하여 상기 로켓 연소 챔버로 옥시던트를 전달하는 단계를 포함하는, 엔진의 동작 방법.
  24. 제23항에 있어서,
    제1 동작 모드에서, 열 전달 매체, 그리고 유입구 및 배출구를 가지는 제1 열교환기 배열체를 이용하여 압축기로 공급되는 공기를 냉각시키는 단계;
    상기 열 전달 매체를 위한 열 전달 매체 루프를 이용하는 단계;
    제2 열교환기 배열체를 가지는 상기 제1 또는 제2 연료 전달 시스템에 의해서 전달되는 연료에 의해서 상기 열 전달 매체를 냉각시키는 단계를 더 포함하는, 엔진의 동작 방법.
  25. 제24항에 있어서,
    상기 제1 동작 모드에서, 상기 열 전달 매체가 상기 제1 열교환기 배열체의 하나 이상의 스테이지 주위로 우회되는, 엔진의 동작 방법.
  26. 제25항에 있어서,
    상기 제1 동작 모드에서, 상기 열 전달 매체로 상기 제1 열교환기 배열체의 하나 이상의 스테이지를 선택적으로 우회시키는 것에 의해서, 상기 압축기로 전달되는 공기의 온도가 물의 빙점 보다 높게 유지되는, 엔진의 동작 방법.
  27. 제24항 내지 제26항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 2 연료 전달 시스템으로부터의 연료가, 상기 공기-호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서, 상기 압축기로부터의 공기로 부분적으로 연소되는, 엔진의 동작 방법.
  28. 제27항에 있어서,
    상기 압축기를 구동하기 위한 터빈을 이용하는 단계를 더 포함하고, 상기 터빈이 상기 제1 열교환기 배열체의 배출구로부터 공급되는 열 전달 매체의 일부를 이용하여 구동되는, 엔진의 동작 방법.
  29. 제28항에 있어서,
    제3 열교환기 배열체를 이용하는 단계를 더 포함하고, 상기 공기-호흡 동작 모드에서, 상기 열 전달 매체가 상기 터빈으로의 전달에 앞서서 제3 열교환기 배열체 내에서 가열되는, 엔진의 동작 방법.
  30. 제29항에 있어서,
    상기 공기 호흡 연소 챔버로의 전달에 앞서서 연료의 적어도 일부가 내부에서 부분적으로 연소되는 제1 전-버너를 이용하는 단계를 포함하는, 엔진의 동작 방법.
  31. 제30항에 있어서,
    상기 전-버너로부터의 배기물이 상기 제3 열교환기 배열체로 공급되고 상기 열 전달 매체의 가열을 위해서 이용되는, 엔진의 동작 방법.
  32. 제30항 또는 제31항에 있어서,
    상기 제1 전-버너가 상기 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료로 상기 압축기로부터의 공기를 부분적으로 연소시키는, 엔진의 동작 방법.
  33. 제24항을 인용할 때 제23항 내지 제32항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 열교환기 배열체가 하나 이상의 축열기 스테이지를 포함하고 상기 열 전달 매체가 상기 하나 이상의 스테이지를 통과하여 상기 열 전달 매체를 냉각시키는, 엔진의 동작 방법.
  34. 제33항에 있어서,
    상기 축열기 스테이지가 일련의 연속적인 열 교환기 및 펌프를 포함하고, 상기 펌프가 상기 제2 연료 전달 시스템으로부터 전달된 연료에 의해서 구동되는 터빈에 의해서 구동되는, 엔진의 동작 방법.
  35. 제23항 내지 제34항 중 어느 한 항에 있어서,
    제2 동작 모드에서, 상기 제1 연료 전달 시스템으로부터의 연료가, 상기 로켓 연소 챔버로의 전달에 앞서서 상기 옥시던트 전달 시스템으로부터의 옥시던트로 제2 전-버너 내에서 부분적으로 연소되는, 엔진의 동작 방법.
  36. 제35항에 있어서,
    상기 제2 전-버너의 배기물이 상기 제1 연료 전달 시스템 및/또는 옥시던트 전달 시스템을 구동하기 위한 하나 이상의 터빈을 구동하는, 엔진의 동작 방법.
  37. 제23항 내지 제36항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 연료 전달 시스템으로부터 전달되는 연료의 일부가 내부에서 연소되는 하나 이상의 우회 버너를 이용하는 단계를 포함하는, 엔진의 동작 방법.
  38. 제23항 내지 제37항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 로켓 연소 챔버 및 상기 공기-호흡 연소 챔버로부터의 배기물이 공통 노즐로 공급되는, 엔진의 동작 방법.
  39. 제24항을 인용할 때, 제23항 내지 제38항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 연료 전달 시스템으로부터의 연료가, 상기 열 전달 매체 루프 주위에서 상기 열 전달 매체를 구동하기 위해서 펌프로 커플링된 하나 이상의 터빈을 구동하는, 엔진의 동작 방법.
  40. 제24항을 인용할 때 제23항 내지 제39항 중 어느 한 항에 있어서,
    헬륨이 상기 열 전달 매체로서 이용되는, 엔진의 동작 방법.
  41. 제23항 내지 제40항 중 어느 한 항에 있어서,
    수소가 제1 및 제2 연료 전달 시스템에 의해서 전달되는, 엔진의 동작 방법.
  42. 제23항 내지 제41항 중 어느 한 항에 있어서,
    산소가 옥시던트 전달 시스템에 의해서 전달되는, 엔진의 동작 방법.
  43. 제23항 내지 제42항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 공기-호흡 연소 챔버의 동작 압력이 상기 로켓 연소 챔버의 동작 압력 보다 낮은, 엔진의 동작 방법.
  44. 제23항 내지 제43항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 공기-호흡 연소 챔버가 20 바아 미만의 압력에서 동작하는, 엔진의 동작 방법.
  45. 제24항을 인용할 때 제23항 내지 제44항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 열 전달 매체의 최대 온도가 상기 제1 동작 모드 중에 실질적으로 일정하게 유지되는, 엔진의 동작 방법.
  46. 제23항 내지 제45항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 동작 모드로부터 상기 제2 동작 모드로의 전이 중에, 상기 공기-호흡 연소 챔버 및 상기 로켓 연소 챔버 모두가 동작되는, 엔진의 동작 방법.
  47. 제1항 내지 제22항 중 어느 한 항에 따른 엔진을 포함하는 항공기, 비행 기계 또는 항공 우주 운반체.
  48. 제23항 내지 제46항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 엔진이 항공기, 비행 기계 또는 항공 우주 운반체 내에서 구성되는, 엔진의 동작 방법.
  49. 제47항에 있어서,
    공기 호흡 모드에서 종료되는 영의 공기-속력으로부터 제어된 수평 이륙을 위한 엔진과 함께 동작되도록 구성된 공기역학적 제어 표면을 가지는 동체를 더 포함하는, 항공기, 비행 기계, 또는 항공 우주 운반체.
  50. 실질적으로, 첨부 도면을 참조하여 본원에서 설명된 바와 같은 엔진.
  51. 실질적으로, 첨부 도면을 참조하여 본원에서 설명된 바와 같은 엔진의 동작 방법.
  52. 실질적으로, 첨부 도면을 참조하여 본원에서 설명된 바와 같은 항공기, 비행 기계, 또는 항공 우주 운반체.
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