WO2016046924A1 - 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 - Google Patents

流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 Download PDF

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    • Y02E60/32—Hydrogen storage

Definitions

  • the present invention uses a heat source, which is an energy source placed in the system, without converting it into kinetic energy or electrical energy, using the internal energy of the gas itself obtained by vaporizing the liquid in the system as well.
  • the present invention relates to an apparatus for supplying the liquid under pressure above its vapor pressure, a system using the same, and a method therefor.
  • the process of vaporizing the liquid by heat exchange is a technology widely used commonly in thermal power, nuclear power plants, boilers and the like.
  • the high-pressure gas obtained by heat exchange is used to drive a turbine with its internal energy, etc., and used as mechanical energy, that is, kinetic energy or further electrical energy to be used for various purposes.
  • the internal energy possessed by a gas is controlled by the absolute temperature of the same gas, and is determined by the product of pressure and volume and the gas species in the vessel.
  • working gas or "pressurant”
  • raw fluid The liquid serving as the material for generating the working gas
  • the pressure is raised (hereinafter referred to as “pressurization” or “pressurization”), preferably to a pressure state corresponding to the supercritical state.
  • pressurization preferably to a pressure state corresponding to the supercritical state.
  • supercritical refers to a fluid state in which the pressure exceeds the critical pressure and the temperature exceeds the critical temperature
  • pressure corresponding to the supercritical state refers to a pressure state exceeding the critical pressure.
  • the working gas can be produced from the heated supercritical fluid by reducing the pressure with a vaporizer.
  • a vaporizer In the method of pressurizing the raw fluid to a pressure corresponding to the supercritical state and supplying it to the heat exchanger, usually, the function of supplying kinetic fluid or electrical energy as a power source and supplying the fluid at a designated pressure is employed.
  • a mechanical device is used. This device is hereinafter referred to as "dispensing device", “mechanical pump” or "pump".
  • the drive of this device can be performed using a power source that can be separately provided, or a power source converted into another energy mode than the energy of the working gas to be produced.
  • converting energy modes describes a process of converting thermal energy into mechanical energy, ie kinetic energy, and electrical energy.
  • the high-pressure working gas that is ultimately obtained itself has a large internal energy, and this fluid is pressurized and supplied without undergoing conversion to an unnecessary energy mode such as electric power. If it can be used in the process, it will be possible to construct an extremely efficient device.
  • the pressure of the working gas contained in this container is representative of the raw fluid of the working gas contained in the container (hereinafter also referred to as "tank”) itself or a propellant in a rocket engine Unlike the mechanical pump system, the system for supplying another fluid on the system while pressurizing it is referred to as a “pressure supply system”.
  • Patent publication 2009-191612 gazette “Various energy preservation cycle union organization”
  • Patent publication 2009-191611 gazette “Various energy preservation cycle union organization”
  • Patent publication 2009-174318 gazette “Various energy preservation cycle union organization”
  • a turbine which once converts thermal energy to kinetic energy, is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2005-147122 gazette “various rocket union organizations”
  • Patent publication 2005-147120 gazette “Various energy preservation cycle union organization”
  • Patent publication 2005-146850 gazette "Various rocket engine united engine” It does not mention the method of supplying propellant. It is the intake supply by atomization, which is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2005-113683 gazette “various all moving blade steam gas turbine united engine”
  • Patent publication 2005-002984 gazette “various vertical type all blade steam gas turbine united engine”
  • Patent publication 2005-002981 gazette “various all moving blade steam gas turbine united engine”
  • a turbine which once converts thermal energy to kinetic energy, is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2004-332541 gazette “various energy preservation cycle organization” It does not deal with the pressure supply system, and is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2004-332540 gazette "various all moving blade steam gas turbine united engine” A turbine, which once converts thermal energy to kinetic energy, is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2004-332539 gazette “various energy preservation cycle organization” It does not deal with the pressure supply system, and is completely different from the present invention.
  • Patent Publication 2004-100678 "Various all moving blade steam gas turbine united engine”
  • Patent Publication 2001-295612 "Various steam gas turbine united engine” A turbine, which once converts thermal energy to kinetic energy, is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2007-332335 gazette “waste rubbers in general, waste tires, fully automatic oilification, oil, extraction, coke production equipment” It does not deal with the pressure supply system, and is completely different from the present invention.
  • Patent Publication No. 2004-233044 "Method of Manufacturing Active Cooling Panel Using Thermo-Structured Composite Material” It deals with the heat exchanger wall structure and does not deal with the supply system, which is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2000-248994 gazette "propellant pressurization device for rocket engine”
  • the major premise in the invention is that it is equipped with a pressurized gas, which is fundamentally different from the present invention.
  • Patent publication 2000-176754 "assembly device of heat exchanger”
  • Patent publication 2000-153416 gazette “heat exchanger assembling device”
  • Patent publication 2011-514462 gazette “Operating device and method of pump for rocket engine by internal combustion engine”
  • the air-breathing internal combustion engine operated by the oxidant, air / hydrocarbon mixture is provided, and the supply of the oxidant and the fuel is performed by the tank and the circuit separated from the propellant tank of the rocket engine.
  • This apparatus is completely different from the method according to the present invention for vaporizing and supplying a liquid inert gas which is a raw fluid.
  • Patent publication 2008-525712 gazette "method and mechanism of kneading and displacement of fluid machine and its use"
  • the present invention is not a pressurized supply system, but completely different from the present invention.
  • Patent publication 2005-529030 gazette "engine for motorcycles"
  • the present invention relates to a mounting form of a motorcycle engine, which is completely different from the present invention.
  • Patent Publication 2012-189010 Nozzle for Liquid Rocket Engine
  • the present invention deals with film cooling to the inner surface of the nozzle, which is completely different from the present invention.
  • Patent publication 2005-0030000 “Engine and rocket engine combustion chamber assembling method” The invention relates to the production of the transition zone between the combustion chamber and the nozzle skirt, which is completely different from the delivery system of the invention.
  • Patent publication 2004-360702 gazette "rocket engine combustion chamber and its formation method"
  • the present invention relates to a method of forming a combustion chamber, which is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent publication 2002-195151 gazette “plasma gas propulsion device”
  • the present invention relates to efficient irradiation of laser light, which is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent publication 2001-207912 gazette "operating method of rocket engine and rocket engine using the same"
  • the present invention deals with burning the fuel gas after driving the turbo pump in the combustor, which is completely different from the supply method of the present invention.
  • Patent publication 2001-140698 gazette "cooling configuration of liquid rocket engine system, and its cooling method"
  • the present invention relates to a method of loading a push gas in a helium cooling method, which is completely different from the supply method of the present invention.
  • Patent Publication 2000-320404 Metal for manufacturing rocket engine nozzle and rocket engine nozzle
  • the present invention relates to a regenerative cooling nozzle, which is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent Publication No. 11-229963 "Expander cycle structure in liquid rocket engine”
  • the present invention uses a mechanical pump and is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent Publication No. 10-288091 “Rocket Engine” It relates to hybrid rockets, but not to supply methods. It is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent Publication No. H10-077907 “Dimensionally stable throat insert for rocket thruster”
  • the invention relates to a throat insert, which is completely different from the delivery system of the invention.
  • Patent publication 2012-511120 gazette "regeneration cooling type jacket using a porous medium"
  • the invention relates to a regenerative cooler, which is completely different from the supply system of the invention.
  • Patent publication 2009-540190 gazette “methane engine for rocket propulsion”
  • the present invention uses an engine having a mechanical pump, which is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent Publication 2002-531748 "Nozzle structure of rocket nozzle having nozzle wall cooled" The invention relates to the regenerative cooler itself, which is completely different from the supply system of the invention.
  • WO 2011/030719 "Rocket Engine System Realizing Fast Response”
  • the present invention uses a mechanical pump and is completely different from the supply system of the present invention.
  • a booster / feeder which drives a piston by a pressurant and supplies a propellant.
  • a reciprocating piston looks similar to one claim in the present invention.
  • the booster / supply device in the present invention is to supply a propellant
  • the container to be supplied is a container (tank) for containing a propellant (fuel, oxidant)
  • the intended engine system itself is fundamentally different, not a propellant.
  • the greatest feature of the sequential type booster / charger as referred to in the present invention is that the pressurant itself is a vapor generated from the fluid discharged from the feeder.
  • the present invention is characterized in that the working gas itself is pressurized and supplied, which is not disclosed in the present invention. Further, in the present invention, even though the pressure is low, it is possible to increase the pressure by changing the area ratio of the piston, but this point is not disclosed in the same invention. Therefore, the present invention is fundamentally different from the present invention.
  • a method of providing a source of pressurized gas aboard a rocket powered launch vehicle comprising the steps of: providing a storage bottle which is configured to receive and hold a stored gas at a predeter mined pressure and inclusive preparing the storage bottle for receiving an amount of the stored gas; pumping stored gas into the bottle from a remotely located source at a predetermined pressure at a predetermined pressure As the stored gas exits The bottle, employing the internally mounted heating device to control temperature of the stored gas to affect pressure stored in the stored gas.
  • the stored gas is super critical helium at a density of at least 7 lbs / ft.sup.3. It is written that.
  • This content is to load pressurized gas as a liquid, extract the heat obtained on the rocket via a heat exchanger, and obtain gas at a desired pressure, and the concept itself is an expert.
  • This concept is also described as background in the present invention, with a concept that can easily be reached.
  • the invention presupposes the presence of a container containing supercritical liquid helium. Therefore, the mechanism to pressurize to obtain supercritical fluid is not clarified.
  • the present invention is characterized in that this pressure increase is performed from the low pressure gas generated and supplied by itself. It is completely different from the present invention.
  • US Patent No. 20080016846 System and method for cooling hydrocarbon-fueled rocket engines
  • the present invention relates to a mechanical pump and is completely different from the supply system of the present invention.
  • Patent publication 2009-191612 gazette Patent publication 2009-191611 gazette Patent publication 2009-174318 gazette Patent publication 2005-147122 gazette Patent publication 2005-147120 gazette Patent publication 2005-146850 gazette Patent publication 2005-113683 gazette Patent publication 2005-002984 gazette Patent publication 2005-002981 gazette Patent Publication 2004-332541 Patent publication 2004-332540 gazette Patent publication 2004-332539 gazette Patent publication 2004-100678 gazette Patent Publication No.
  • Rocket Propulsion Elements 8th Edition, George P. Sutton, Oscar Biblarz, ISBN: 978-0-470-08024-5
  • a high-pressure propellant is mechanically supplied to the combustion chamber to realize high-pressure combustion.
  • the power source of the supply means is not separately mounted as a device, but usually, a heat source, which is surplus energy obtained from the combustor, is used as a power source to convert mechanical energy into mechanical energy.
  • a system for driving a pump is employed.
  • a tank containing the propellant is pressurized with a high pressure working gas, and the propellant is supplied to the combustion chamber.
  • the "pressurized supply system” has been used.
  • the pressure resistance required for a container for storage as a liquid does not largely exceed the vapor-liquid equilibrium conditions, ie, the vapor pressure, of the liquid substantially, and it is possible to obtain uniform pressure resistance requirements along with weight reduction, and As a source of energy to vaporize, without using a separate power source, by adopting a system that uses a heat source that is surplus energy generated along with combustion leads to further weight reduction, and rocket engine technology It is one of the methods that anyone skilled in the art can easily devise to reduce weight and durability at once.
  • the most direct method of producing a working gas from a raw fluid at a desired temperature and pressure is Step 1 of boiling over a vapor pressure line.
  • step 1 the efficiency of heat exchange is low, and there is also a risk of damaging the heat exchanger wall due to a decrease in cooling performance, and the raw fluid of working gas is once pressurized to a pressure exceeding critical pressure (stroke 2 (4) to raise the temperature through a heat exchanger (step 3) to produce a supercritical fluid and perform depressurization, ie to produce a desired working gas via a vaporizer (step 4).
  • the present invention relates to an implementation device of the process of step 2 and is characterized in that this boosting is performed by the produced working gas itself which is at a lower pressure.
  • the mass of working gas required for it must be less than the mass of the raw fluid transported in stroke 2.
  • booster means for the ground although a power source can be separately secured, in the case of a mobile such as a rocket, the power for the same booster means can be reduced in order to reduce the weight. It is desirable to cover the source with a heat source, which is surplus energy generated by combustion, and there is a difference in this point.
  • One of the methods for securing the surplus energy through conversion to another energy mode is a mechanical pump that once converts thermal energy from a rotating machine into kinetic energy and uses it, but as described above, weight reduction And there are difficulties in securing the durability.
  • the internal energy of the high pressure working gas itself that can be generated can be the motive power source, the internal energy is directly used to raise the pressure to the pressure corresponding to the supercritical condition. Is one ultimate boosting means.
  • the generated high pressure working gas is obtained by further reducing the pressure of the supercritical fluid, so naturally it is below the critical pressure, so the low pressure fluid secures a mass flow at an extra-high pressure to supply Until now, there has been no commercialization of means for technical reasons, without conversion of energy status.
  • a working gas is produced by reducing the pressure of the supercritical fluid at the outlet of the heat exchanger with a vaporizer using the heat source as energy.
  • the manufactured working gas side is the low pressure fluid side
  • the input side of the heat exchanger is the high pressure fluid side
  • pistons with different diameters are provided between them
  • the large diameter side is the low pressure side
  • the small diameter side is the high pressure
  • this problem can be solved by a device that raises the pressure of the raw fluid and supplies it to the heat exchanger (hereinafter referred to as "self-pressurization") by using a device that raises pressure (boosts).
  • self-pressurization a device that raises pressure of the raw fluid and supplies it to the heat exchanger
  • heat exchange is performed on the large-diameter side of the working gas obtained using pistons of different diameters that operate without kinetic energy as the main power source (hereinafter referred to as "quasi-static").
  • the side where the high pressure is required on the inlet side is the small diameter side, and using the fact that the density of the raw fluid is sufficiently larger than that of the obtained working gas, boosting the pressure is ensured while securing the mass flow rate. It is characterized.
  • passive heat retention means and active heat means are provided as necessary to suppress the occurrence of reliquefaction and the like.
  • the stroke of the piston is the same, so even though pressure can be increased, the flow rate decreases as the reciprocal of the pressure increase ratio. It can not be maintained and can not function continuously.
  • the high pressure side fluid is passed through the heat exchanger and the vaporizer, and then the phase
  • the working gas can be obtained and used again as the low pressure side fluid, so that it can be made to function continuously as a pressurized supply device.
  • the working gas itself pressurizes the raw fluid, and in the present invention this process is referred to as self-pressurization.
  • the low pressure side fluid is a vapor, that is, when the high pressure side fluid is a liquid phase, the density largely changes with the phase change.
  • the mass flow can be maintained and function sufficiently continuously.
  • the pressure resistance requirement for the container for containing the liquid can be alleviated and the weight reduction can be achieved by adopting a method in which the piston is reciprocated so that the raw fluid is repeatedly pressurized by a small amount one by one. it can.
  • FIG. 3 In the present invention, since the conversion of the aspect to kinetic energy is not required, it is not necessary to obtain the driving speed for the reciprocation, and the reciprocation may be a quasi-sexual motion.
  • the self-pressurizing supply device in this figure is a method in which reciprocation is performed to pressurize the working gas raw fluid sequentially to reduce the pressure of the whole working gas container and to reduce the weight of the container.
  • This device has a quasi-static operation, and thus, the propellant in the rocket, the power plant via the working gas, without converting the thermal energy applied to the heat exchanger into kinetic energy.
  • -Water in the boiler becomes a pressure increase and supply device that acts as a pump.
  • FIG. 1 shows a rocket engine configuration with a thrust deflection controller using a static / reciprocal self-pressurizing feeder.
  • FIG. 2 shows a multi-stage, reciprocating, self-pressurized delivery system, again using working gas exhaust for the delivery system.
  • a reciprocating delivery system an example of the type of multistage delivery system that changes the phase of the reciprocating motion and suppresses the pulsation of the working gas pressure supplied.
  • a rocket type rocket that uses ethyl alcohol / nitrous oxide as fuel / oxidant, carbon dioxide gas as working gas, thrust deflection function, and cavitation prevention function at the time of liquefied carbon dioxide gas supply, rocket
  • the figure which shows the example of implementation of an engine system.
  • the most direct implementation is mounted on a rocket, configured with a combination of heat exchangers and vaporizers, pressurizing the tank containing the propellant (fuel and / or oxidant) and supplying propellant
  • a heat exchanger for producing a working gas for forming a working gas is to constitute a device for pressurizing and supplying a raw fluid obtained by liquefying the mounted working gas by the obtained working gas itself. That is, the device not only performs self-pressurization but also has the function of supplying fluid while maintaining mass flow rate.
  • the apparatus is referred to as a "self-pressurizing supply apparatus" including not only the pressure increase but also the function of supplying a fluid.
  • This figure shows an example application to a rocket engine that uses a working gas to pressurize a propellant (fuel and / or oxidant) tank and introduce the propellant into a combustor.
  • the heat source of the heat exchanger is obtained by being recovered from the combustor wall, thereby raising the temperature of the raw fluid.
  • the working gas produced via the vaporizer is led to a self-pressurizing supply device and used by itself to pressurize the raw fluid. In the same device, it can be used without changing the condition of thermal energy in the boosting process, and constitutes a highly efficient supply system with a simple configuration.
  • This figure shows the application to a relatively small thrust thrust generator by injecting the obtained working gas itself out of the aircraft to obtain thrust.
  • the apparatus and method of the present invention can realize the production process of supercritical fluid by this working gas itself, despite the simple structure. Boiling and bubble generation can be avoided, and a high heat exchange rate can be maintained.
  • the working gas is preferably a nontoxic gas that can be loaded in a liquefied gas state and is inert, and a configuration that loads liquefied carbon dioxide gas, nitrous oxide, liquid nitrogen, and liquid helium is strong .
  • kerosene As a propellant, kerosene, ethanol, liquefied natural gas, liquefied propane gas, liquid hydrogen, hydrazine, monomethylhydrazine etc. as fuel, and as an oxidant, liquid oxygen, nitrous oxide, tetranitrogen dioxide or nitric oxide mixed liquid
  • oxidant liquid oxygen, nitrous oxide, tetranitrogen dioxide or nitric oxide mixed liquid
  • the propellant especially the oxidant fluid can be pressurized to a high pressure, so thrust direction control to obtain lateral thrust by injecting it into the nozzle Can be applied to the configuration of the Since it is not necessary to separately carry the fluid for thrust direction deflection devices, and because the swing device of rocket engine combustors can be eliminated, simplification of the rocket system is promoted, leading to the configuration of a highly efficient rocket system. .
  • the apparatus for suppressing bubble generation (cavitation) at the time of supplying liquefied gas is configured by maintaining the pressure exceeding the vapor pressure while keeping the liquefied gas container at the critical pressure or less. It is preferable that the working gas to be produced itself be combined with a device for pressurizing and supplying the liquefied gas, which is the source of the same gas, to the heat exchanger at a pressure exceeding the critical pressure, which is one of the preferred embodiments. ( Figure 7)
  • the method shown in this figure is a method in which the raw fluid is pre-pressurized to a pressure that exceeds the vapor pressure, although the obtained working gas itself is below the critical pressure.
  • the working gas to be exhausted is guided to the second self-pressurizing supply apparatus in which the area ratio is further increased at a lower pressure, and the supply is performed in multiple stages. It is a method to
  • phase of the reciprocating motion of the self-pressurizing feeder with the same area ratio is changed in the same type of reciprocating self-pressurizing feeder, and 180 ° phase is horizontally opposed as an example to suppress the pulsation of the output pressure.
  • An example of a self-pressurizing feeder that changes is shown. Since the number of times of supply per unit time can be increased, it contributes to the miniaturization of the device.
  • the apparatus which pressure-supplys water or liquefied gas by the manufactured gas itself can be comprised.
  • the power source for pressurized supply small and light, and being able to configure the pressurized supply system without changing the energy mode is a powerful embodiment.

Abstract

【課題】熱交換器には、沸騰を抑えるべく、臨界圧以上ないしは高圧の液体を供給する方法が一般的であるが、熱交換器の後方の気化器で得られる気体は相対的に低圧であり、熱交換器への液体の供給には、得られる気体のエネルギー様態を運動エネルギーないし電気エネルギーに変換し、機械式ポンプで昇圧させる方式を採らざるをえず、効率損を伴う複雑なシステム以外に解決方法がなく、移動体、とくに飛翔体における推進剤の供給装置の軽量化やシステムの簡素化が困難であった。 【解決手段】液体を気化させて得られる相対的に低圧の気体自身を用いて、同気体のエネルギー様態を運動エネルギーないし電気エネルギーに変換することを要せず、同気体の材料たる原流体を高圧に加圧・供給する本発明の装置を提供し、移動体、とくに飛翔体において、推進剤の供給に、同装置を用いたシステムおよび方法を提供すること。

Description

流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。
本発明は、システム内に置かれるエネルギー源たる熱源によって、同じくシステム内にて液体を気化させて得られる気体自身の内部エネルギーを用いて、運動エネルギーないし電気的なエネルギーへの変換を経ることなく、当該液体をその蒸気圧以上の圧力に加圧して供給する装置およびそれを用いたシステム、ないしその方法に関する。
熱交換によって、液体を気化させる過程は、広く火力、原子力発電所、ボイラーなどで、共通に利用されている技術である。熱交換によって得られた高圧の気体は、その内部エネルギーをもってタービンを駆動させることなどに用いられ、機械的なエネルギー、すなわち運動エネルギーや、あるいはさらに電気エネルギーへと様態を変えて種々の目的に用いられる。
気体のもつ内部エネルギーとは、すなわち同気体の絶対温度で支配され、容器内においては、圧力と容積の積およびガス種で決定される。
液体を気化させて得られる気体を、以下「作動ガス」または「加圧体(pressurant)」と呼び、当該作動ガスを生成させる材料となっている液体を、以下「原流体」と呼ぶ。
簡易には、液体に熱を加えて加熱することで、気体を得ることは容易であるが、蒸気圧線をよぎって気化が行われると、沸騰現象が現れ、熱交換器壁に気泡を生じ、熱交換率が著しく低下して効率の大幅な低下を招き、また同時に熱源側での壁の冷却効率を低下させて設備の障害を招く場合が生ずる。
このため、熱交換器へ作動ガスの原流体たる液体を供給する際に、圧力を上げて（以下「加圧」または「昇圧」と呼ぶ）、好ましくは超臨界状態に対応する圧力状態へ移行させ、沸騰を回避しつつ昇温する技術が多用されている。ここで、「超臨界」とは、圧力が臨界圧以上で、温度が臨界温度を超える流体の状態を示し、「超臨界状態に対応する圧力」とは臨界圧を超えた圧力状態を指す。
昇温された超臨界流体から、気化器にて減圧することで、作動ガスを製造できる。この原流体を、超臨界状態に対応する圧力まで昇圧させて熱交換器へ供給する方式には、通常は、運動エネルギーないし電気エネルギーを動力源とし、指定された圧力で流体を供給する機能をもつ機械式の装置が用いられる。この装置を以下、「吐出装置」、「機械式ポンプ」ないし「ポンプ」と呼ぶ。
この装置の駆動は、別途提供されうる動力源、または、製造される作動ガスのエネルギーより別のエネルギー様態に変換された動力源を用いて行うことができる。ここに、エネルギー様態を変換するとは、熱エネルギーを機械的エネルギーすなわち運動エネルギー、電気エネルルギーへと変換させる過程を述べている。
しかし、実は、最終的に得られる高圧の作動ガスは、それ自体が大きな内部エネルギーを有しており、電力などへの余計なエネルギー様態への変換を経ることなく、この流体を昇圧して供給する過程に利用できれば、極めて効率の高い装置を構成できることになる。
この容器に収容された作動ガスの圧力、すなわち同作動ガスの内部エネルギーを用いて、容器（以下「タンク」とも呼ぶ）に収納されている作動ガスの原流体自身やロケットエンジンにおける推進剤に代表される、システム上の別の流体を、昇圧させつつ供給する方式は、機械式ポンプ方式と異なり、「加圧供給方式」とよばれる。
しかるに、多くの場合、高圧といえどもこの高圧の作動ガスの圧力は、目的とする超臨界状態の流体に相対的に低圧であるために、これまでは直接に原流体を昇圧する過程に利用することがかえりみられず、エネルギー様態の変換を経させて、変換損分を減じた低効率の機械式ポンプの方式が依然とられている。この結果、効率の低下のみならずシステムの複雑化を招いている。
このため、とくに移動体においては非効率な供給システムとなり、システムや装置の質量の増加や、効率の低下を招いてきた。
以下、関連する従来技術について、簡潔に記述する。
特許公開2009－191612号公報「各種エネルギ保存サイクル合体機関」
特許公開2009－191611号公報「各種エネルギ保存サイクル合体機関」
特許公開2009－174318号公報「各種エネルギ保存サイクル合体機関」
タービンで、熱エネルギーを一旦運動エネルギーに変換するもので本発明とは全く異なる。
特許公開2005－147122号公報「各種ロケット合体機関」
特許公開2005－147120号公報「各種エネルギ保存サイクル合体機関」
特許公開2005－146850号公報「各種ロケットエンジン合体機関」
推進剤の加給方式について触れていない。霧吹きでの吸気供給としており本発明とは全く異なる。
特許公開2005－113683号公報「各種全動翼蒸気ガスタービン合体機関」
特許公開2005－002984号公報「各種竪型全動翼蒸気ガスタービン合体機関」
特許公開2005－002981号公報「各種全動翼蒸気ガスタービン合体機関」
タービンで、熱エネルギーを一旦運動エネルギーに変換するもので本発明とは全く異なる。
特許公開2004－332541号公報「各種エネルギ保存サイクル機関」
加圧供給方式を扱ったものではなく、本発明とは全く異なる。
特許公開2004－332540号公報「各種全動翼蒸気ガスタービン合体機関」
タービンで、熱エネルギーを一旦運動エネルギーに変換するもので本発明とは全く異なる。
特許公開2004－332539号公報「各種エネルギ保存サイクル機関」
加圧供給方式を扱ったものではなく、本発明とは全く異なる。
特許公開2004－100678号公報「各種全動翼蒸気ガスタービン合体機関」
特許公開2001－295612号公報「各種蒸気ガスタービン合体機関」
タービンで、熱エネルギーを一旦運動エネルギーに変換するもので本発明とは全く異なる。
特許公開2007－332335号公報「廃ゴム類全般、廃タイヤ、全自動油化、油分、抽出、コークス成製装置」
加圧供給方式を扱ったものではなく、本発明とは全く異なる。
特許公開2004－233044号公報「熱構造複合材料を使った能動冷却パネルの製造方法」
熱交換器壁面構造を扱ったもので、供給方式を扱ったものではなく、本発明とは全く異なる。
特許公開2000－248994号公報「ロケットエンジンの推薬加圧装置」
ロケットエンジンの加圧供給方式に関わるが、同発明での大前提は、加圧するガスを搭載していることであり、本発明と根本的に異なる。
特許公開2000－176754号公報「熱交換器の組立装置」
特許公開2000－153416号公報「熱交換器組立装置」
これらの発明は、熱交換器製造装置に関わるもので、本発明とは対象がまったく異なる。
特許公表2011－514462号公報「内燃エンジンによるロケットエンジン用ポンプの作動装置及びその方法」
同発明では、「酸化剤、空気／炭化水素系の混合気によって作動する空気吸込み式内燃エンジンを備え、酸化剤及び燃料の供給が、ロケットエンジンの推進剤タンクから分離したタンク及び回路によって行われることを特徴とする装置」としており、本発明が行う、原流体である液状の不活性ガスを気化させて供給する方法とは全く異なる。
特許公表2008－525712号公報「流体機械の混練及び変位の方法及び機構並びにその使用」
同発明は、加圧供給方式ではなく本発明とは全く異なる。
特許公表2005－529030号公報「オートバイ用エンジン」
同発明は、オートバイエンジンの搭載形態に関したもので、本発明とは全く異なる。
特許公開2012－189010号公報「液体ロケットエンジン用ノズル」
同発明は、ノズル内面へのフィルム冷却を扱ったもので、本発明とはまったく異なる。
特許公開2005－003000号公報「エンジンおよびロケットエンジン燃焼室の組み立て方法」
同発明は、燃焼室とノズルスカート部間の移行領域製造に関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開2004－360702号公報「ロケットエンジン燃焼室およびその形成方法」
同発明は、燃焼室形成方法関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開2002－195151号公報「プラズマガス推進装置」
同発明は、レーザー光の効率的な照射に関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開2001－207912号公報「ロケットエンジンの運転方法及びそれを用いるロケットエンジン」
同発明で扱っているのは、ターボポンプを駆動した後の燃料ガスを燃焼器内で燃焼させることで、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開2001－140698号公報「液体ロケットエンジンシステムの冷却構成及びその冷却方法」
同発明は、ヘリウムでの冷却方法における押しガスを搭載する方式に関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開2000－320404号公報「ロケットエンジン用ノズルの製造方法及びロケットエンジン用ノズル」
同発明は、再生冷却ノズルに関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開平11－229963号公報「液体ロケットエンジンにおけるエキスパンダサイクル構造」
同発明は、機械式ポンプを用いるもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開平10－288091号公報「ロケットエンジン」
ハイブリッドロケット関するものだが、供給方式に関するものではない。本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公開平10－077907号公報「ロケットスラスタの寸法安定なスロートインサート」
同発明は、スロートインサートに関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公表2012－511120号公報「多孔質媒体を用いる再生冷却型ジャケット」
同発明は、再生冷却器に関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公表2009－540190号公報「ロケット推進用メタンエンジン」
同発明は、機械式ポンプを有するエンジンを使ったもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
特許公表2002－531748号公報「冷却されるノズル壁を有するロケットノズルのノズル構造」
同発明は、再生冷却器そのものに関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
ＷＯ2011/030719号公報「高速応答性を実現するロケットエンジンシステム」
同発明は、機械式ポンプを用いたもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第7,790,003号明細書「 Method for magnetron sputter deposition」
同発明は、蒸着器を扱ったもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第7,784,268号明細書「Partial superheat cycle for operating a pump in a rocket system」
同発明は、酸化剤を熱交換させて発生したガスで、機械式ポンプを駆動するモーターを駆動させる方法を述べており、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第7,082,750号明細書「Pressurizer for a rocket engine」
同発明では、加圧体(pressurant) で、ピストンを駆動し、推進剤(propellant) を供給する、昇圧・供給機が請求されている。一見、往復のピストンは、本発明での１つの請求と類似に見える。しかし、同発明での昇圧・供給機とは推進剤を供給するものであり、本発明で扱っている供給器では、供給するものは推進剤(燃料、酸化剤)を収容する容器(タンク)を加圧する加圧体(pressurant)であって推進剤ではなく、想定するエンジンシステムそのものが根本的に異なっている。また、本発明でいう逐次型の昇圧・供給機(チャージャー)の最大の特徴は、加圧体(pressurant)　そのものを供給機から吐出される流体から生成される蒸気であることにある。すなわち、作動ガス自身にて昇圧し供給することを特徴としており、同発明では開示されていない。また、本発明では、加圧体(pressurant)　が低圧であっても、ピストンの面積比を変えて、昇圧できることを利用しているが、この点も同発明では開示されていない。したがって、本発明は同発明と根本的に異なる。
米国特許第6,834,493号明細書「System for reducing pump cavitation」
同発明は、機械式ポンプにおけるキャビテーションを扱ったもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第6,658,863号明細書「Airborne gas storage and supply system」
同発明の題名は、ガスの収容供給方式であるが、超臨界流体として液体ヘリウムを用いて、その状態でガスを保持し、熱交換器使って、ガスを得て供給する方式を請求している。とくにロケットへの請求については、同文献では、
26. A method of providing a source of pressurized gas aboard a rocket powered launch vehicle, comprising the steps of: providing a storage bottle which is configured to receive and hold a stored gas at a predetermined pressurization and includes an internally mounted heating device configured to transfer heat to the stored gas; preparing the storage bottle for receiving an amount of the stored gas; pumping stored gas into the bottle from a remotely located source at a predetermined temperature until a desired pressure are attained; allowing amounts of the stored gas to exit the bottle to be directed to at least one remote location; and as the stored gas exits the bottle, employing the internally mounted heating device to control temperature of the stored gas to affect pressure of the stored gas. 
27. The method of claim 26 wherein the stored gas is supercritical helium at a density of at least 7 lbs/ft.sup.3. 
と記述されている。
この内容は、加圧ガスを液体として搭載し、それをロケット機上で得られる熱を熱交換器を介して取り出し、所望の圧力のガス得ようというもので、このコンセプト自体は、専門家であれば容易に到達しうる概念で、この点を、本発明でも背景として述べている。
同発明では、予め、超臨界液体ヘリウムを収納した容器の存在を前提としている。したがって、超臨界流体を得るための昇圧する仕組みを明らかにしていない。本発明では、この昇圧を自らが生成して供給した低圧のガスから行うことを特徴としている。本発明とは全く異なる。
米国特許第20110005193号明細書「Method and apparatus for simplified thrust chamber configurations」
米国特許第20100326044号明細書「METHOD FOR COOLING ROCKET ENGINES」
米国特許第20100218482号明細書「SYSTEM AND METHOD FOR COOLING ROCKET ENGINES」
これらの発明は、熱交換器を用いて、推進剤の加圧に役立てる点では共通するが、これらの発明では、結果として、推進剤を推進剤からのガスで加圧する方式を請求している。本発明では、熱交換器で原流体から生成される不活性ガスを推進剤の加圧体(pressurant) に用いている点、および同加圧体(pressurant) 自身で昇圧し供給する方式の採用を請求しており、根本的に異なるものである。
米国特許第20100096491号明細書「ROCKET-POWERED ENTERTAINMENT VEHICLE」
同発明では、加圧供給方式に言及しておらず、本発明とはまったく異なる。
米国特許第20080016846号明細書「System and method for cooling hydrocarbon-fueled rocket engines」
同発明は、機械式ポンプに関するもので、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第6,457,306号明細書
同発明は、機械式ポンプによる供給に関するものであり、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第7,900,436号明細書「Gas-generator augmented expander cycle rocket engine」
同発明は、機械式ポンプによる供給に関するものであり、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第5,219,270号明細書「Reaction barrel with rocket nozzles in staggered alignment and connecting ducts of unequal length」
同発明は、機械式ポンプによる供給に関するものであり、本発明の供給方式とはまったく異なる。
米国特許第4,583,362号明細書「Expander-cycle, turbine-drive, regenerative rocket engine」
同発明では、酸化剤を超臨界状態にもっていくとしており、沸騰を抑えることが目的であると記述されており、この点については、解決をはかる課題の一部が本発明と共通である。しかし、機械式の供給手段が請求されており、本発明の供給方式とはまったく異なる。
 
特許公開2009－191612号公報 特許公開2009－191611号公報 特許公開2009－174318号公報 特許公開2005－147122号公報 特許公開2005－147120号公報 特許公開2005－146850号公報 特許公開2005－113683号公報 特許公開2005－002984号公報 特許公開2005－002981号公報 特許公開2004－332541号公報 特許公開2004－332540号公報 特許公開2004－332539号公報 特許公開2004－100678号公報 特許公開2001－295612号公報 特許公開2007－332335号公報 特許公開2004－233044号公報 特許公開2000－248994号公報 特許公開2000－176754号公報 特許公開2000－153416号公報 特許公表2011－514462号公報 特許公表2008－525712号公報 特許公表2005－529030号公報 特許公開2012－189010号公報 特許公開2005－003000号公報 特許公開2004－360702号公報 特許公開2002－195151号公報 特許公開2001－207912号公報 特許公開2001－140698号公報 特許公開2000－320404号公報 特許公開平11－229963号公報 特許公開平10－288091号公報 特許公開平10－077907号公報 特許公表2012－511120号公報 特許公表2009－540190号公報 特許公表2002－531748号公報 ＷＯ2011/030719号公報 米国特許第7,790,003号明細書 米国特許第7,784,268号明細書 米国特許第7,082,750号明細書 米国特許第6,834,493号明細書 米国特許第6,658,863号明細書 米国特許第20110005193号明細書 米国特許第20100326044号明細書 米国特許第20100218482号明細書 米国特許第20100096491号明細書 米国特許第20080016846号明細書 米国特許第6,457,306号明細書 米国特許第7,900,436号明細書 米国特許第5,219,270号明細書 米国特許第4,583,362号明細書
Rocket Propulsion Elements, 8th Edition, George P. Sutton, Oscar Biblarz, ISBN: 978-0-470-08024-5
 
液体を推進剤とする飛翔体など(以下ロケット)では、機械的に燃焼室に高圧の推進剤を供給し、高圧の燃焼を実現させている。ロケットエンジンにおいては、この推進剤を高い圧力で供給する手段を、いかに軽量に確保できるかが最大の設計条件である。このため、この供給手段の動力源を別途装置として搭載するのではなく、通常は、燃焼器から得られる余剰エネルギーである熱源を動力源として、運動エネルギーへの変換を介して回転機械などの機械式ポンプを駆動する方式がとられている。
しかしながら、同機械式ポンプに要求される吐出性能は著しく高く、耐久性は得難く、一般にロケットエンジンを繰り返し運転することは事実上困難となっていた。このことが、宇宙輸送手段を使い捨てとさせ、輸送コストの増加を招く最大の要因となっている。
ロケットエンジンに推進剤を供給する簡易な方式としては、従来から、とくに小型のロケットなどでは、推進剤を収容するタンクを高圧の作動ガスで加圧し、推進剤を燃焼室に供給する、前記の「加圧供給方式」が使用されてきた。
これは、機械式ポンプの性能を圧力容器の耐圧性能で置き換えることと等価であり、複雑な機構を要しないため、耐久性の面で優位性を持ち、繰り返し運転の実現に向かわせうる方式である。
従来は、加圧用の高圧の作動ガスを別種の気体として搭載する方式が一般的であった。しかし、同圧力容器に対する耐圧要求が推進剤の残存量に対して一様ではなく、収納する圧力容器に途方もない耐圧性能が要求されて、過剰な容器の質量増加を招く、言い換えれば一定の耐圧要求条件下では持続的な推進剤の供給が困難であるなど、実用性に多くの課題を残し、優れた長所を発揮できずに、ごく小型のロケットを除けば、応用は限定的であった。
従来から、加圧向けの作動ガスを原流体である液体状態で搭載する方式が考察されてきており、機上でそれを熱交換器を介して気化させることで、加圧供給用の高圧の作動ガスを得る方式は、当然に期待される手段であった。
液体で貯蔵するための容器に求められる耐圧圧力は、概ね同液体の気液平衡条件すなわち蒸気圧を大きく超えることはなく、軽量化とともに一様な耐圧要求条件を得ることが可能であり、また、気化させるためのエネルギー源としては、別の動力源を搭載することなく、燃焼に伴って発生する余剰エネルギーたる熱源を利用させる方式をとることで、さらなる軽量化にもつながり、ロケットエンジン技術に精通する技術者であれば、容易に考案できる、軽量化と耐久性を一挙に確保しうる方式の1つである。
しかしながら、原流体を熱交換器を介して気化させる過程においては、当該液体を臨界圧以下の圧力で供給する方式にあっては、蒸気圧線をまたいで加熱が行われることになり、沸騰を招き、熱交換特性が著しく低下し、同時に余剰エネルギーの利用が燃焼室壁の冷却性能に影響を与えて損傷を招きかねないため、その応用は困難であった。
結論として、作動ガスの製造にあっては、臨界圧を超える圧力まで昇圧させて熱交換器へ原流体たる液体を供給し、超臨界状態まで加熱を行なった後に、気化器にて減圧して、前記の加圧供給を担う高圧の作動ガスを獲得する方式をとらなくてはならない。かかる方法は、背景技術にて述べたように、熱交換を経て気化をさせる、発電所やボイラー技術とも共通の作動ガスの製造手段である。(図1)
同図において、作動ガスを原流体から目的の温度、圧力で製造するもっとも直接的な方法は、蒸気圧線をまたいで沸騰をさせる行程1である。しかし、行程1では、熱交換の効率が低く、冷却性能の低下により熱交換器の壁を損傷させる危険もあり、作動ガスの原流体を、一旦、臨界圧力を超える圧力まで昇圧させ(行程2)、熱交換器を介して昇温させて(行程3)、超臨界流体を製造し、減圧を行う、すなわち気化器を介して、所望の作動ガスを製造する(行程4)方式がとられる。本発明は、行程2の過程の実施装置にあたり、この昇圧を、より低圧である製造した作動ガス自身によって行うことを特徴としている。当然ながら、それに必要な作動ガスの質量は、行程2 で輸送される原流体の質量よりも少なくなければならない。
地上用の前記の昇圧手段にあっては、上述したように、動力源が別途確保されうるが、ロケットのような移動体にあっては、軽量化をはかるため、その同昇圧手段向けの動力源を燃焼によって発生する余剰エネルギーたる熱源でまかなうことが望ましく、この点に差異がある。
余剰エネルギーを別なエネルギーの様態への変換を介して確保する方式の1つが、回転機械による熱エネルギーを一旦運動エネルギーに変換して利用する機械式ポンプであるが、上述したように、軽量化や耐久性の確保に難点を残している。
加圧供給方式にあっては、生成される高圧の作動ガス自体の内部エネルギーそのものがその動力源となりうるため、その内部エネルギーを直接に利用して、超臨界条件に対応する圧力まで昇圧する機能を得ることが、1つの究極の昇圧手段である。
しかし、従来、生成された高圧の作動ガスは、超臨界流体をさらに減圧して得られるため、当然にして、臨界圧を下回るため、この低圧流体によって超高圧にて質量流量を確保して供給する手段の確保は、これまでは、エネルギー様態の変換なしでは、技術的な理由から実用化がはかられたことはなかった。
同様の技術的課題から、地上用の熱交換器を用いる作動ガス製造システムにおいても、機械式ポンプの採用以外に、同昇圧方法として解決手段がなかった。(図1)
 
　まず、熱源をエネルギーとして、熱交換器出口の超臨界流体を気化器で減圧することで、作動ガスを製造する。続いて、製造された作動ガス側を低圧流体側とし、熱交換器の入力側を高圧流体側として、両者間に、口径の異なるピストンを設け、大口径側を低圧側、小口径側を高圧側として、圧力を上げる(昇圧する)装置を用いて、作動ガス自身が原流体を昇圧して（以下「自己加圧」と呼ぶ）熱交換器へ供給する装置によって、この課題を解決できる。(図2) 
同図において、本発明では、運動エネルギーを主たる動力源としない（以下「準静的」と呼ぶ）に動作する、口径の異なるピストンを用い、得られた作動ガスを大口径側に、熱交換器入り口側で高圧を要する側を小口径側とさせ、原流体の密度が、得られた作動ガスのそれよりも十分大きいことを利用して、質量流量を確保しつつ、昇圧をさせることを特徴としている。
作動ガスの貯蔵容器においては、必要に応じて、受動的な保温手段や、能動的には加温手段を持たせ、再液化などの発生を抑止する。
本図の原流体の供給装置では、一方向にのみ駆動し、作動ガス原流体容器全体を昇圧する方式である。
低圧側流体の密度と高圧側流体の密度が同一であれば、ピストンのストロークは共通であるために、昇圧はできても、流量は昇圧比の逆数となって低下してしまい、質量流量を維持できず、持続的に機能することはできない。
しかし、低圧側流体密度と大口径側ピストン面積の積よりも、高圧側流体密度と小口径側ピストン面積の積が上回れば、高圧側流体を熱交換器と気化器を介して、その後、相変化あるいは加温することにより密度を低下させることにより、作動ガスを得、それを低圧側流体として再度用いることができるため、加圧供給装置として持続的に機能させることができる。作動ガス自身が原流体を昇圧させることになり、本発明では、この過程を自己加圧と称している。
とくに、液化ガスを作動ガスの原流体としたとき、低圧側流体は蒸気であって、すなわち気相で、高圧側流体が液相である場合には、相変化にともなって大きく密度を変えることが可能であり、加圧供給装置として、質量流量を維持し、十分に持続的に機能させることができる。
当該原流体を昇圧するには、同流体を収容する容器全体を昇圧する形態が典型的であるが、同容器全体の耐圧性能を確保しなくてならないため、容器質量の増加を招く。
このため、このピストンが原流体を少量ずつ逐次的に加圧することを繰り返す往復運動をさせる方法をとることで、この液体を収容する容器への耐圧要求を軽減し、その軽量化をはかることができる。(図3) 本発明では、運動エネルギーへの様態の変換を要求していないため、往復運動には駆動速度を求める必要はなく、往復運動は準性的な運動でよい。本図での自己加圧供給装置は、作動ガス容器全体の昇圧を避けて、容器の軽量化をはかるため、往復運動を行い、逐次的に作動ガス原流体の昇圧を行う方式である。
 
　このデバイス(装置)は、準静的な動作をしており、したがって、熱交換器に加えられた熱エネルギーを運動エネルギーに変換することなく、作動ガスを介して、ロケットにおける推進剤、発電所・ボイラーにおける水を、ポンプの役目を果たす昇圧ならびに供給装置となる。
この方式によって、軽量化と耐久性の大幅な向上をはかることができる。
 
作動ガスの製造と、圧力-温度変化を示す図。 静的自己加圧型の供給装置と加圧供給系を示す図。 往復型自己加圧型の供給装置と加圧供給系を示す図。 静的自己加圧型の供給装置を用いた、加熱蒸気ないし気液平衡ガス噴射の推力発生器を示す図。 静的/往復型自己加圧型の供給装置を用いた、ロケットエンジンの構成を示す図。 静的/往復型自己加圧型の供給装置を用いた、推力偏向制御器を伴う、ロケットエンジンの構成を示す図。 静的自己加圧型の供給装置を用いた、作動ガス原流体供給系のキャビテーションを防止する供給装置を付加する、ロケットエンジンの構成を示す図。 作動ガス排気を再度供給装置に用いる、多段の往復型の、自己加圧型供給装置を示す図。 往復型の供給装置にあって、往復運動の位相を変え、供給する作動ガス圧力の脈動を抑制する、多段の供給装置の形式の例。水平対向で、位相を 180度相違させて構成する供給装置の例を示す図。 エチルアルコール/亜酸化窒素を燃料/酸化剤とし、炭酸ガスを作動ガスとして、推力偏向機能を具備し、液化炭酸ガス供給時のキャビテーションの防止機能を有する、往復型の供給装置で構成する、ロケットエンジンシステムの実施の例を示す図。
もっとも直接的な実現形態は、ロケットに搭載し、熱交換器と気化器を組合せて構成され、推進剤(燃料や酸化剤の両方ないしいずれか)を収納するタンクを加圧して推進剤を供給させるための作動ガスを製造する熱交換器に対して、得られる作動ガス自身によって、搭載される作動ガスを液化させた原流体を昇圧して供給する装置を構成することである。すなわち、同装置は、自己加圧を行うのみならず、同時に質量流量を維持しつつ流体を供給する機能を有する。以下、同装置を、昇圧のみならず、流体を供給する機能も含めて、「自己加圧供給装置」とよぶ。
すなわち、同作動ガスで、推進剤(燃料や酸化剤の両方ないしいずれか)を加圧供給させて、推進剤を燃焼器に導く方式をとる液体ロケットエンジンとしての実現が好ましい。 (図4)
本図は、作動ガスをもちいて、推進剤( 燃料、酸化剤の両方ないしは片方の)タンクを加圧し、推進剤を燃焼器に導くロケットエンジンへの応用例を示している。熱交換器の熱源は、燃焼器壁から回収されて得られ、これによって原流体を昇温する。気化器を経て製造された作動ガスは、自己加圧供給装置に導かれて、自分自身が原流体を昇圧することに使われる。同装置では、昇圧過程において、熱エネルギーの容態を変えることなく利用でき、簡易な構成ながら効率の高い供給系を構成する。
ロケットエンジンには、単一の液状の推進剤を触媒で分解する形式(モノプロペラント方式)も存在するが、同形式のエンジンにおいても、作動ガスを介してタンク内の推進剤を加圧して供給する装置を構成することも1つの有力な実現形態である。
 
熱交換器と気化器を組合せて構成され、熱交換器通過後に、気化器を介して得られる作動ガスそのものを機体外へ噴射することで、運動量保存によって反力を得る推進機関を構成することも有力な実現形態である。
この自己加圧供給装置によって、熱交換の過程での沸騰を回避して、高い熱交換率を維持できるシステムとなり、得られる作動ガスを噴射するシステムとして実現する形態が有力である。
とくに、飛翔体(ロケット、人工衛星)の小推力の姿勢ないし軌道制御装置としては、構成が簡易であることから、有力な実現形態である。 (図4)
本図は、得られた作動ガス自身を、機体外に噴射させて推力を得る、比較的小推力の推力発生器への応用を示している。蒸気圧線をまたぐ熱交換は効率の低下が避けられないが、本発明の装置と方法により、構造が簡易であるにもかかわらず、この作動ガス自身による超臨界流体の製造過程が実現でき、沸騰や気泡発生を回避し、高い熱交換率を維持できる。
原流体には自己加圧供給装置により蒸気圧を十分しのぐ圧力が加えられる一方、気化器を通じて得られる作動ガスを、当該温度下での蒸気圧以下におくことが可能になり、気液平衡噴射器における課題である噴射時のミストの発生を防ぐことができる。
 
また、とくに、航空宇宙分野において、ロケットや人工衛星など移動体上での推進剤を加圧供給させる装置を構成させることが有力な実現形態であり、以下のように本発明の自己加圧供給装置を組み込んだ形態での実施が実用的である。
作動ガスとしては、液化ガスの状態で搭載が可能で、かつ不活性で、無毒な気体であることが好ましく、液化炭酸ガス、亜酸化窒素、液体窒素、液体ヘリウムを搭載する構成が有力である。
推進剤としては、燃料としてケロシン、エタノール、液化天然ガス、液化プロパンガス、液体水素、ヒドラジン、モノメチルヒドラジンなどが、酸化剤としては、液体酸素、亜酸化窒素、四二酸化窒素ないしは一酸化窒素混合液体、過酸化水素の組合せが有力な実現形態である。
液体水素、液体酸素で構成されるロケットエンジンでは、作動ガスを液体ヘリウムとする方式が可能であり、また。エタノールあるいは炭化水素、液体酸素で構成されるロケットエンジンでは、作動ガスを液体窒素とする方式が可能である。
製造された作動ガスを直接に用いて、加温された蒸気、あるいは気液平衡ガスを機外に噴射する推力発生器への、作動ガスとしては、プロパン、ブタン、液化天然ガス、亜酸化窒素、炭酸ガスのほか、蒸気圧の比較的高い代替フロン利用が有力な実施形態である。
とくに、  エタノールと亜酸化窒素との組合せでは、燃料と酸化剤の両方を、あるいはヒドラジンでは燃料のみを袋状のブラダにて収容させる方式が有力で、材料適合性のある袋(ブラダ)を作動ガスにて圧縮する形式とさせることが、排出効率を高くできる点で実用性に優れている。 (図5)
作動ガスにて、作動ガスそのもの、ないしは、加圧供給される液相の燃料あるいは酸化剤を、ノズル内に噴射させて、燃焼に併せて推力方向の制御を行わせる形態では、ノズルを含む燃焼器の角度を振る機構が不要となって、機構の軽量化に大きな効果をあげることができる。 (図6)
本図において、作動ガスを推進剤の加圧供給に用いるロケットエンジンでは、推進剤、とくに酸化剤流体を高圧に昇圧できるため、それをノズル内に噴射することで横推力を得る、推力方向制御器の構成に応用できる。別途、推力方向の偏向装置向けに流体を運ぶ必要はなく、また、ロケットエンジン燃焼器の首振り装置も排除できることから、ロケットシステムの簡易化が促進されて、効率の高いロケットシステムの構成につながる。
原流体を液化ガスとして搭載する形式においては、液化ガス容器を臨界圧以下でありながら蒸気圧を超える圧力を維持させて、液化ガスを供給する際の気泡発生(キャビテーション)を抑制する装置を構成することが好ましく、製造される作動ガス自身で、同ガスの源である液化ガスを臨界圧を超える圧力で熱交換器に加圧供給する装置と組み合わせる形態が望ましい実施形態の1つである。(図7)
作動ガスの原流体を自己加圧供給装置に導くためには、原流体自身の蒸気圧あるいは別の加圧用ガスを用いる方法があるが、自己加圧供給装置へ供給する際に、キャビテーションを招きうるため、実効の供給能力の低下を生じうる。本図が示す方式は、得られた作動ガス自身によって、臨界圧を下回るものの、一旦、蒸気圧を超える圧力まで原流体を予備昇圧させておく方式である。
繰り返し動作を行う自己加圧供給装置においては、排出される低圧のガスを用いて、さらに加圧に寄与させる、多段の自己加圧供給装置を構成する形式も、効率の向上に貢献する。 (図8)
本図は、往復型の自己加圧供給装置において、排気される作動ガスを、より低圧の状態で、面積比をさらに昇圧比を高めた第2自己加圧供給装置に導き、多段で供給を行う方式である。
また。往復型の自己加圧供給装置にあって、往復運動の位相を変え、供給する圧力の脈動を抑制する、並列の供給装置を構成することで、加圧供給に伴う脈動の抑制をはかることができる。(図9)
本図には、おなじく往復型の自己加圧供給装置において、同じ面積比の自己加圧供給装置の往復運動の位相を変えて、出力圧力の脈動を抑える例として、水平対向で180度位相を変える自己加圧供給装置の例を示した。単位時間あたりの供給回数を増やせることから、装置の小型化にも貢献する。
往復型の自己加圧供給装置を用いて、エチルアルコールを燃料に、亜酸化窒素を酸化剤とし、炭酸ガスを作動ガスとして、推進剤の加圧供給を行うロケットエンジンに、液化炭酸ガスへの予備加圧にて供給時のキャビテーションを抑制する機構と、推力方向制御器を組み合わせた、ロケットシステムの実施例を掲げた。(図10)
　もっとも、典型的な実施例として、エタノール、亜酸化窒素を推進剤とするロケットエンジンにおいて、液化炭酸ガスを搭載して作動ガスを機上で製造する方式の応用例を示した。本図では、往復型の水平対向の自己加圧供給装置を例としてかかげている。
 
発電所、ボイラーなどにおいては、水ないしは液化ガスを、製造したガス自身にて、加圧供給させる装置を構成できる。とくに移動体である船舶、車輌においては、加圧供給用の動力源を小型軽量にすることが必要であり、エネルギー様態を変えずに加圧供給システムを構成できることは有力な実現形態である。
 
 
1 あるいは 11, 12  :  自己加圧供給装置。
2 あるいは 21, 22 :  熱交換器。
3 : 気化器。
4 あるいは 41 :  作動ガス収納容器。
42, 43  :  初期加圧ポート、安全弁。
5 :  作動ガス出力ポート。あるいは、作動ガスを用いた推進剤の加圧系統。
61, 62, 63  :  補助付随要素。61 は、充填器、 62 は、廃棄器、63 は、作動ガス収納容器の保温/加温機能。
7 あるいは 71 : 作動ガス原流体収納容器。
72 作動ガス原流体蒸気の排気ポート。
8 あるいは、81, 82 :  作動ガスを自己加圧供給装置に向ける、あるいは自己加圧供給装置から排気するために、充填/排気弁。
91, 92, 93 :  燃料タンク、燃料用ブラダ、燃料流体。
101,102, 103 :  燃料タンク、燃料用ブラダ、燃料流体。
111 :  燃焼器。
121 :  作動ガス噴射器。推力発生器。
131 :  流体噴射推力方向制御器。

 

Claims (29)

  1. 圧力差を利用して流体を輸送する過程たる加圧供給を目的として、同過程の昇圧を担う気体を、同気体の材料たる原流体を気化させることによって製造する装置であって、熱源および熱交換器と気化器と組合せて構成され、熱交換後の好ましくは超臨界状態に昇圧された流体を気化器で減圧することで製造された同加圧供給を担う気体自身が、同原流体との密度差を利用して、同原流体を、質量流量を確保しつつも同時に昇圧して、熱交換器へと供給する装置。
     
  2. 前記請求項1 における原流体を液化して容器に収容する形式においては、同容器を蒸気圧を超える圧力に維持し、気泡の発生を抑制させつつ、同原流体を請求項1 の装置に供給する補助装置。
     
  3. 前記請求項 1において、昇圧過程を担う気体側を低圧側とし、熱交換器への入力側を高圧側とし、同気体のエネルギー様態を運動エネルギーないしは電気エネルギーへ変換することを動力源の確保に要しない、機械式の吐出装置にて昇圧することを特徴とする、請求項1および2の装置。
     
  4. 前記請求項 1において、昇圧過程を担う気体側を大口径側とし、熱交換器への入力側を小口径側とした、口径の異なるピストンを設けて昇圧することを特徴とする、請求項1ないし 3の装置。
     
  5. 前記請求項4において、ピストンを往復運動させることにより、加圧供給を担う気体の材料である原流体を、逐次的に昇圧することを特徴とする、請求項4の装置。
     
  6. 前記請求項 5において、装置より排出される低圧のガスを用いて、さらに口径比を高めたピストンを用いて多段の昇圧を行う、請求項5の装置。
     
  7. 前記請求項 5において、ピストンの往復運動の位相を変え、供給する圧力の脈動を抑制することを目的に、並列にピストンを用いて昇圧を行う、請求項5ないし6の装置。
     
  8. 燃料や酸化剤の両方ないしいずれかの推進剤を収容する容器を加圧し、同推進剤を圧力差を利用して燃焼器ないし推力発生機構へと輸送する過程たる加圧供給を目的として、同加圧過程の昇圧を担う気体を、同気体の材料たる原流体を気化させることによって製造する装置であって、同燃焼器ないし同推力発生機構からの余剰熱源あるいは搭載される別の熱源および熱交換器と気化器と組合せて構成され、熱交換後の好ましくは超臨界状態に昇圧された流体を気化器で減圧することで製造された同加圧供給を担う気体自身が、同原流体との密度差を利用して、同原流体を質量流量を確保しつつも同時に昇圧して、熱交換器へと供給する装置を用いることを特徴とする、ロケットエンジン。
     
  9. 前記請求項 8 において、原流体を液化して容器に収容する形式においては、同収容容器を蒸気圧を超える圧力に維持し、気泡の発生を抑制させつつ、同原流体を請求項8 の装置に供給する補助装置を同時に装備することを特徴とする、ロケットエンジン。
     
  10. 前記請求項 8において、燃料や酸化剤の両方ないしいずれかの推進剤を収納する容器を加圧する過程で、同推進剤を材料適合性の要件を満たす袋(ブラダ)にて収容させ、前記請求項 8 における加圧供給の昇圧を担う気体にて同ブラダを圧縮して、加圧供給系を構成することを特徴とする、請求項 8ないし9記載のロケットエンジン。
     
  11. 前記請求項 8において、加圧供給の昇圧を担う気体そのもの、ないしは加圧供給される液相ないし気相の推進剤たる燃料あるいは酸化剤を、燃焼器ないし推力発生機構出口のノズル内に噴射させて、推進剤の供給に併せて、推力方向の制御を同時に行わせることを特徴とする、請求項 8ないし10記載のロケットエンジン。
     
  12. 前記請求項 8 において、昇圧過程を担う気体側を低圧側とし、熱交換器への入力側を高圧側とした、同気体のエネルギー様態を運動エネルギーないしは電気エネルギーへ変換することを要しない、機械式の吐出装置にて昇圧することを特徴とする、請求項 8ないし11記載のロケットエンジン。
     
  13. 前記請求項 8 において、昇圧過程を担う気体側を大口径側とし、熱交換器への入力側を小口径側とした、口径の異なるピストンを設けて昇圧することを特徴とする、請求項 8ないし11記載のロケットエンジン。
     
  14. 前記請求項13において、ピストンの往復運動により、加圧供給の昇圧を担う気体の材料である原流体を、逐次的に昇圧することを特徴とする、請求項 8ないし11記載のロケットエンジン。
     
  15. 前記請求項 14において、装置より排出される低圧のガスを用いて、さらに口径比を高めたピストンを用いて多段の昇圧を行うことを特徴とする、請求項 8ないし11記載のロケットエンジン。
     
  16. 前記請求項 14において、ピストンの往復運動の位相を変え、供給する圧力の脈動を抑制することを目的に、並列にピストンを用いて昇圧を行うことを特徴とする、請求項 8ないし11記載のロケットエンジン。
     
  17. 高圧の気体を容器に貯蔵することを目的として、同貯蔵されるべき気体を、同気体の材料たる原流体を気化させることによって製造する装置であって、熱源および熱交換器と気化器と組合せて構成され、熱交換後の好ましくは超臨界状態に昇圧された流体を気化器で減圧することで製造された同貯蔵されるべき気体自身が、同原流体との密度差を利用して、同原流体を質量流量を確保しつつも同時に昇圧して、熱交換器へ供給する装置。
     
  18. 前記請求項 17 において、貯蔵される気体を得て、機体外部に同気体を噴射させて反力を得ることを目的として、前記請求項 17 の装置を用いる、ロケット、人工衛星、宇宙探査機に搭載する、気体噴射型の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  19. 前記請求項 18において、前記請求項 17 の原流体を収納する容器を加圧する過程で、貯蔵される気体の材料である原流体を材料適合性の要件を満たす袋(ブラダ)にて収容させ、同貯蔵される気体にて同ブラダを圧縮して、同原流体を熱交換機へ供給することを特徴とする、請求項 18記載の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  20. 前記請求項 17において、昇圧過程で、貯蔵される気体側を低圧側とし、熱交換器への入力側を高圧側とした、同気体のエネルギー様態を運動エネルギーないしは電気エネルギーへ変換することを要しない、機械式の吐出装置にて昇圧することを特徴とする、請求項 18ないし19の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  21. 前記請求項 17 において、昇圧過程で、貯蔵される気体側を大口径側とし、熱交換器への入力側を小口径側とした、口径の異なるピストンを設けて昇圧することを特徴とする、請求項 18ないし19の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  22. 前記請求項21において、ピストンの往復運動により、前記請求項 17 の貯蔵される気体側の材料たる原流体を、逐次的に昇圧することを特徴とする、請求項 18ないし19の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  23. 前記請求項 22において、装置より排出される低圧の気体を用いて、さらに口径比を高めたピストンを用いて多段の昇圧を行う、請求項22の装置を用いることを特徴とする、請求項 18ないし19の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  24. 前記請求項 22において、ピストンの往復運動の位相を変え、供給する圧力の脈動を抑制することを目的に、並列にピストンを用いて昇圧を行うことを特徴とする、請求項 18ないし19の姿勢ないしは軌道制御装置。
     
  25. 発電所、ボイラーにおいて、前記請求項 1 における加圧供給過程の昇圧を担う気体の原材料を水ないしは液化ガスをとする、請求項1に記載の装置。
     
  26. 船舶、車輌において、前記請求項 1 における加圧供給過程の昇圧を担う気体の製造を行う、請求項1に記載の装置。
     
  27. 圧力差を利用して輸送する過程たる加圧供給を目的として、同加圧供給過程の昇圧を担う気体を、同気体の材料たる原流体を気化させることによって製造する方法であって、熱源および熱交換器と気化器と組合わされ、熱交換後の好ましくは超臨界状態に昇圧された流体を気化器で減圧することで製造された同加圧供給を担う気体自身が、同原流体との密度差を利用して、同原流体を、質量流量を確保しつつも同時に昇圧して、熱交換器へと供給する方法。
     
  28. 燃料や酸化剤の両方ないしいずれかの推進剤を収容する容器を加圧し、同推進剤を圧力差を利用して燃焼器ないし推力発生機構へと輸送する過程たる加圧供給を目的として、同加圧供給過程の昇圧を担う気体を、同気体の材料たる原流体を気化させることによって製造する方法であって、同燃焼器ないし同推力発生機構からの余剰熱源あるいは搭載される別の熱源および熱交換器と気化器と組合わされ、熱交換後の好ましくは超臨界状態に昇圧された流体を気化器で減圧することで製造された同加圧供給を担う気体自身が、同原流体との密度差を利用して、同原流体を質量流量を確保しつつも同時に昇圧して、熱交換器へと供給する方法を用いることを特徴とする、ロケットエンジン。
     
  29. 高圧の気体を容器に貯蔵することを目的として、同貯蔵されるべき気体を、同気体の材料たる原流体を気化させることによって製造する方法であって、熱源および熱交換器と気化器と組合わされ、熱交換後の好ましくは超臨界状態に昇圧された流体を気化器で減圧することで製造された同貯蔵されるべき気体自身が、同原流体との密度差を利用して、同原流体を質量流量を確保しつつも同時に昇圧して、熱交換器へ供給する方法。
     

     
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