WO2019167319A1 - ロケットエンジン用ターボポンプ - Google Patents

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裕司 都丸
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株式会社Ihi
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Definitions

  • the present disclosure relates to a turbo pump for a rocket engine.
  • General liquid fuel rockets use liquid hydrogen or kerosene as fuel and liquid oxygen as oxidant. These propellants are supplied from the storage tank to the propulsion system and burned in the combustion chamber. In order to obtain a large thrust by burning the propellant, it is necessary to supply a large amount of propellant to the combustion chamber in a short time.
  • the turbo pump is an axial flow machine that can pump a large amount of propellant.
  • the turbo pump includes a pump unit that pumps the propellant from the tank to the propulsion system, and a turbine unit that operates the pump unit using a working fluid such as a propellant evaporating gas or a combustion gas.
  • the pump unit has an impeller for sucking and pumping propellant, and the impeller is connected to a main shaft that is rotatably supported.
  • the turbine section includes a disk (turbine disk) supported by the main shaft, a moving blade (turbine blade) provided on the outer periphery of the disk, and a nozzle (turbine nozzle) for ejecting a working fluid to the moving blade. (See Patent Document 1).
  • ⁇ Laval nozzles are often used as turbine nozzles whose outlet speed reaches supersonic speed.
  • the Laval nozzle has a throat having an axisymmetric cross-sectional shape.
  • the Laval nozzle is easy to design and manufacture, and is often arranged obliquely with respect to the blade row of the moving blade in accordance with the inflow angle of the working fluid.
  • the shape of the region where the nozzle jet hits the moving blade is elliptical on the inlet surface. Therefore, compared with a nozzle (airfoil type nozzle) constituted by blades (airfoil types) arranged radially, the ratio of the portion where the jet of working fluid does not hit tends to increase on the inlet surface of the blade row. Therefore, there is a concern that the loss increases as compared with the airfoil nozzle. Moreover, there is a tendency that the nozzle becomes longer due to the large throat area per nozzle.
  • This disclosure has been made in view of the above-described problems, and an object of the present disclosure is to provide a turbo pump for a rocket engine that can obtain sufficient turbine efficiency and can be downsized.
  • One aspect of the present disclosure is a turbo pump for a rocket engine, the main shaft being rotatably supported,
  • a pump unit including an impeller attached to one end side of the main shaft, a disk attached to the other end side of the main shaft, a plurality of moving blades provided on the outer periphery of the disk, and a blade row formed by the moving blades
  • a turbine section including a plurality of nozzles having an axisymmetric cross section, the nozzles being arranged along a circumferential direction of the main shaft in a plane orthogonal to the main shaft.
  • the gist is that the first row and the second row are arranged radially outside the first row.
  • the nozzles may be arranged so that a projection surface of the outlet of the nozzle along the central axis of the nozzle onto the inlet surface is within the inlet surface.
  • outlets of the nozzles in one of the two rows and the outlets of the nozzles in the other of the two rows may be positioned in different phases around the main axis.
  • outlets of the nozzles in one of the two rows and the outlets of the nozzles in the other of the two rows may have different cross-sectional areas.
  • the nozzles in one of the two rows are first nozzles, the nozzles in the other of the two rows are second nozzles, and the outlet of the first nozzle is along the central axis of the inlet surface.
  • the first ellipse and the ellipse projected on the inlet surface along the central axis of the outlet of the second nozzle is defined as the second ellipse, the long axis of the first ellipse
  • the major axis of the second ellipse may be inclined in directions opposite to each other in the entrance surface.
  • the plurality of nozzles may each be a Laval nozzle.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a configuration of a turbo pump according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing a nozzle and a moving blade according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is a perspective view showing a nozzle and a moving blade according to the present embodiment.
  • FIG. 4 is a diagram for explaining the positional relationship between the nozzle injection region and the nozzle outlet on the inlet surface of the blade row, and (a) is a diagram showing an example of the nozzle injection region on the inlet surface of the blade row; (B) is a rear view of the nozzle ring showing the outlet of the nozzle corresponding to the injection region of (a).
  • FIG. 5 is a diagram for explaining the inclination of the outlets of the nozzles in each row.
  • the turbo pump according to the present embodiment is mounted on a rocket engine and pumps fluid such as liquid hydrogen or liquid oxygen.
  • fluid such as liquid hydrogen or liquid oxygen.
  • the side where the suction port 5a of the turbo pump 1 is located is defined as the front, and the side where the discharge port 5b is located is defined as the rear.
  • the turbo pump 1 includes a pump unit 2, a turbine unit 3, and a main shaft (shaft, rotating shaft) 4. These are all accommodated in the casing 5.
  • the pump unit 2 includes an inducer 6, a stationary blade 7, and an impeller (impeller) 8.
  • the inducer 6 and the impeller 8 of the pump unit 2 are attached to one end side (front end side) of the main shaft 4.
  • the inducer 6 is located on the downstream side of the suction port 5 a formed in the casing 5.
  • the inducer 6 has a hub connected to the main shaft 4 and wings protruding in the radial direction from the hub.
  • the inducer 6 sucks, pressurizes, and discharges the fluid from the suction port 5a by its rotation.
  • the inducer 6 assists the suction of the fluid by the impeller 8 by such an operation.
  • a stationary blade 7 is located downstream of the inducer 6.
  • the front end side of the stationary blade 7 is fixed to the casing 5.
  • the stationary blade 7 adjusts the flow of the fluid flowing out from the inducer 6 and guides it to the impeller 8.
  • the bearing 9 a is provided on the base end side of the stationary blade 7.
  • An impeller 8 is located downstream of the stationary blade 7.
  • the impeller 8 is provided with a plurality of blades, and these blades rotate to send the fluid flowing into the impeller 8 outward in the radial direction while pressurizing. That is, the impeller 8 pumps fluid by its own rotation.
  • the fluid flowing out of the impeller 8 is supplied to a combustion chamber (not shown) of the rocket engine through a scroll 5c formed on the radially outer side of the impeller 8.
  • the main shaft 4 is rotatably supported by the casing 5 by a bearing 9 a provided on the tip end side of the stationary blade 7 and a bearing 9 b provided between the impeller 8 and a disk 10 (described later) of the turbine unit 3. ing. Therefore, the inducer 6 and the impeller 8 of the pump unit 2 and the disk 10 (the moving blade 11) of the turbine unit 3 rotate integrally around the main shaft 4 as a rotation center.
  • the turbine section 3 generates the rotational force of the impeller 8 using the kinetic energy of the propellant that has been vaporized.
  • the turbine unit 3 includes a disk (rotor, turbine disk) 10, a plurality of moving blades (turbine blades) 11, and a plurality of turbine nozzles (hereinafter, nozzles) 12.
  • the turbo pump 1 according to this embodiment is assumed to be mounted on a rocket engine. Therefore, the size of the turbo pump 1 is significantly limited. Under such circumstances, the turbine unit 3 according to the present embodiment is designed to operate as an impulse turbine that can obtain a high output with a small number of stages.
  • the disk 10 is accommodated in a turbine chamber 5 d formed in the casing 5.
  • the disk 10 is a disk-shaped member.
  • the disk 10 is attached to the other end side (rear end side) of the main shaft 4. That is, the disk 10 is connected to the inducer 6 and the impeller 8 of the pump unit 2 through the main shaft 4.
  • a plurality of rotor blades 11 are provided on the outer periphery (outer peripheral surface) 10 a of the disk 10.
  • the span of each rotor blade 11 extends in the radial direction 4r of the main shaft 4 (see FIG. 3), and the cord of each rotor blade 11 extends in the axial direction of the main shaft 4.
  • the moving blades 11 are arranged at equal intervals in the circumferential direction of the main shaft 4 and constitute a single stage (stage) blade row.
  • the number of turbine stages may be two or more.
  • the moving blade 11 is directed to the front edge 11a facing the outlet 13 of the nozzle 12, the rear edge 11b facing the discharge port 5b, and the rotation direction R of the disk 10, and connects the front edge 11a and the rear edge 11b. It has a side 11c and a ventral side 11d that is directed in the direction opposite to the rotational direction R and connects the front edge 11a and the rear edge 11b.
  • This gas is a propellant vaporized by heat exchange with the combustion chamber (not shown) of the rocket engine.
  • propellant gas the vaporized propellant is referred to as propellant gas for convenience of explanation.
  • each rotor blade 11 constitutes an inlet surface 15 for propellant gas.
  • the entrance surface 15 is distributed in an annular shape centered on the center P of the disk 10 and has a width 15 w that is approximately the same as the blade length of the rotor blade 11.
  • the entrance surface 15 is, for example, orthogonal to the main axis 4.
  • the propellant gas ejected from the nozzle 12 collides with the ventral side 11d after passing through the inlet surface 15.
  • the propulsion gas is deflected along the airfoil shape of the moving blade 11 while losing kinetic energy by colliding with the moving blade 11 and is discharged from the blade row of the moving blade 11.
  • FIG. 3 shows the flow of this propulsion gas with white arrows.
  • the propulsion gas that has passed through the blade row flows out from the discharge port 5 b of the casing 5.
  • the disk 10 receives the kinetic energy lost by the propelling gas via the moving blade 11 and rotates in the circumferential direction of the main shaft 4 together with the main shaft 4.
  • a driving force (a so-called rotational force) accompanying this rotation is transmitted to the inducer 6 and the impeller 8 via the main shaft 4, and the inducer 6 and the impeller 8 rotate.
  • the nozzle 12 according to the present embodiment will be described.
  • the nozzle 12 according to the present embodiment is formed on a nozzle ring 16 (see FIGS. 1 and 4B) centered on the main shaft 4.
  • the nozzle ring 16 is an annular member having a predetermined thickness along the main shaft 4.
  • the nozzle ring 16 is fixed in the casing 5 so as to partition the turbine chamber 5d and the introduction flow path 5e.
  • the nozzle ring 16 has a front surface 16a (see FIG. 1) facing the introduction flow path 5e and a back side 11c facing the inlet surface 15 of the blade row.
  • the inlet 14 of the nozzle 12 opens to the front surface 16a of the nozzle ring 16, and the outlet 13 of the nozzle 12 opens to the back side 11c.
  • the back side 11c of the nozzle ring 16 is orthogonal to the main axis 4 and is an example of a “plane orthogonal to the main axis 4” described later.
  • the nozzle 12 is a cylindrical flow path that accelerates the propelling gas introduced from the introduction flow path 5e and ejects it toward the rotor blade 11, and has an axisymmetric cross section.
  • the nozzle 12 is formed in a cylindrical shape extending along the central axis 12c, and its inner peripheral surface forms an axisymmetric cross section orthogonal to the central axis 12c. That is, the inner peripheral surface of the nozzle 12 does not have a discontinuous surface (line). Since the nozzle 12 has an axisymmetric cross section, the processing is easy. For example, machining such as cutting may be employed for forming the nozzle 12.
  • the nozzle 12 of this embodiment has a performance that can be used as a substitute for a wing-type nozzle that is complicated in shape and difficult to design and manufacture, and can reduce costs and improve reliability. is there.
  • the nozzle 12 is a so-called Laval nozzle, and has a portion where the flow path is narrowed to accelerate the propelling gas, that is, a throat 12t.
  • the propulsion gas accelerates while being compressed from the inlet 14 toward the throat 12t, and reaches the speed of sound at the throat 12t. Thereafter, the propelling gas further accelerates while expanding toward the outlet 13.
  • Laval nozzles are suitable for impulse turbine nozzles because they can produce supersonic gas with a simple structure.
  • the nozzle 12 may be formed in a tapered cylindrical shape having a minimum cross-sectional area at the outlet 13.
  • the nozzle 12 is provided to be inclined toward the inlet surface 15 of the blade row formed by the moving blade 11. Therefore, the inlet 14 and the outlet 13 of the nozzle 12 are inclined with respect to the central axis 12c.
  • the outlet 13 of the nozzle 12 is an ellipse, and its long axis 22 is located on the same plane as the central axis 12c.
  • the outlet 13 of the nozzle 12 is separated from the inlet surface 15 by a predetermined distance G.
  • the propellant gas injection region 17 on the inlet surface 15 is located on the extension of the central axis of the nozzle 12 and has substantially the same shape as the outlet 13 of the nozzle 12. Further, the outlet 13 of the nozzle 12 and the propellant gas injection region 17 are shifted from each other along the rotation direction R of the moving blade 11.
  • the position and shape of the inlet 14 of the nozzle 12 are arbitrary as long as the flow rate and flow velocity of the propellant gas at the outlet 13 satisfy the desired conditions.
  • the inlet 14 side of the nozzle 12 may have a portion that is bent with respect to the central axis 12 c from the throat 12 t having the smallest cross-sectional area toward the inlet 14.
  • the plurality of nozzles 12 are arranged in at least two rows along the circumferential direction 4c of the main shaft 4 on a plane orthogonal to the main shaft 4.
  • description will be given focusing on two of these (for example, two adjacent columns).
  • first column When one of the two columns is referred to as a first column and the other column is referred to as a second column, the second column is located on the radially outer side of the main shaft 4 with respect to the first column.
  • the overall dimensions of the nozzle will increase or decrease depending on the flow rate of the propelling gas to be distributed. Therefore, by arranging the nozzles 12 in a plurality of rows, the overall size of the nozzles 12 can be made smaller than the nozzles arranged in a row while securing the same flow rate and flow velocity as the nozzles arranged in a row. That is, the required turbine efficiency can be obtained, the thickness of the nozzle ring 16 can be reduced, and the entire turbo pump 1 can be reduced in size and weight. Further, the stress applied to the moving blade 11 can be dispersed in the span direction as compared with the nozzles arranged in a line. In other words, the stress is continuous. Therefore, it is possible to suppress or avoid the damage caused by the excitation of the moving blade 11.
  • the nozzles forming the first row are referred to as first nozzles 12A
  • the nozzles forming the second row are referred to as second nozzles 12B.
  • the outlet, the inlet, and the central axis of the first nozzle 12A are represented by 13A, 14A, and 12Ac, respectively
  • the outlet, the inlet, and the central axis of the second nozzle 12B are represented by 13B, 14B, and 12Bc, respectively.
  • the injection region 17 corresponding to the outlet 13A on the inlet surface 15 is represented by the injection region 17A, and similarly, the injection region 17B corresponding to the outlet 13B.
  • the first nozzles 12A are arranged along a first circle 20 centered on the main axis 4 on a plane orthogonal to the main axis 4, for example. Accordingly, the center of the outlet 13A of the first nozzle 12A is located on the first circle 20.
  • the second nozzles 12 ⁇ / b> B are arranged along a second circle 21 that is concentric with the first circle 20 and has a larger radius than the first circle 20. Accordingly, the center of the outlet 13B of the second nozzle 12B is located on the second circle 21.
  • the injection region 17 of the nozzle 12 on the inlet surface 15 of the blade row is a projection (projection surface) on the inlet surface 15 of the outlet 13 of the nozzle 12 along the central axis 12 c of the nozzle 12.
  • region 17 of each nozzle 12 is arranged so that it may fit in the entrance surface 15.
  • the arrangement of the outlets 13 shown in FIG. 4B is formed so as to satisfy the arrangement of the injection regions 17 shown in FIG.
  • the outlets 13 of the nozzles 12 in one of the two rows and the outlets 13 of the nozzles 12 in the other of the two rows have different phases around the main axis 4. May be located.
  • the outlet 13A of the first nozzle 12A and the outlet 13B of the second nozzle 12B may be alternately positioned in the circumferential direction of the main shaft 4.
  • the area occupied by the injection region 17 on the inlet surface 15 can be increased compared to the nozzles arranged in a line.
  • mold) is obtained, the fluid loss in the inlet surface 15 can be reduced.
  • the phase shift between the outlet 13A of the first nozzle 12A and the outlet 13B of the second nozzle 12B is, for example, the phase shift of each injection region 17 on the inlet surface 15 with respect to the center of the main shaft 4. Is set so as to fall within the range of the angle ⁇ from 1/4 to 3/4 of the circumferential angle formed by.
  • the outlet 13 of the nozzle 12 in one of the two rows and the outlet 13 of the nozzle 12 in the other of the two rows may have different cross-sectional areas.
  • the outlet 13A of the first nozzle 12A and the outlet 13B of the second nozzle 12B may have different cross-sectional areas.
  • the outlet 13B of the second nozzle 12B may have a larger cross-sectional area than the outlet 13A of the first nozzle 12A, and vice versa.
  • the circumference of the second circle 21 is longer than the circumference of the first circle 20.
  • the area other than the injection area 17 is reduced on the inlet surface 15 as compared with the case where the nozzles of the same size are arranged in two rows. be able to. That is, the area occupied by the injection region 17 on the inlet surface 15 can be further increased.
  • the injection region 17 of each nozzle 12 on the inlet surface 15 is an ellipse.
  • the ejection area (first ellipse) 17A of the first nozzle 12A has a long axis 22A.
  • the ejection region (second ellipse) 17B of the second nozzle 12B has a long axis 22B.
  • the long axis 22A and the long axis 22B may be inclined in directions opposite to each other from the tangent line of the circles 20 and 21 passing through the centers of the injection regions 17A and 17B in the inlet surface 15.
  • the central axis 12Ac of the first nozzle 12A and the central axis 12Bc of the second nozzle 12B projected on the back surface 16b of the nozzle ring 16 extend so as to be parallel to each other or close to each other in the rotational direction R. Yes.
  • each nozzle 12 When the cross-sectional size of each nozzle 12 and the distance between the inlet surface 15 and the outlet 13 of each nozzle 12 are sufficiently small, the major axis 22A of the injection region (first ellipse) 17A and the injection region (second The major axis 22B of the ellipse 17B may be parallel. However, as the size of each nozzle 12 increases, adjacent nozzles 12 tend to interfere with each other. Therefore, the central axis of each nozzle is inclined such that the major axis 22A of the ejection region 17A and the major axis 22B of the ejection region 17B are inclined with respect to the respective tangents 23 and 24 in opposite directions or in the same direction at different angles.

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Abstract

ターボポンプ（１）は、回転可能に支持された主軸（４）と、主軸（４）の一端側に取り付けられたインペラ（８）を含むポンプ部（２）と、主軸（４）の他端側に取り付けられたディスク（１０）、ディスク（１０）の外周に設けられた複数の動翼（１１）、及び、動翼（１１）が成す翼列の入口面（１５）に向けて傾斜して設けられ、軸対称な断面を有する複数のノズル（１２）を含むタービン部（３）とを備える。複数のノズル（１２）は、主軸（４）と直交する平面において主軸（４）の周方向に沿った少なくとも２列に配置される。

Description

ロケットエンジン用ターボポンプ
  本開示は、ロケットエンジン用ターボポンプに関する。
  一般的な液体燃料ロケットでは、燃料として液体水素やケロシンが、酸化剤として液体酸素が用いられている。これらの推進薬は、貯蔵タンクから推進システムに供給され、燃焼室で燃焼する。推進薬の燃焼によって大きな推力を得るためには、短時間に大量の推進薬を燃焼室に供給する必要がある。
　ターボポンプは、大量の推進薬を圧送することが可能な軸流機械である。ターボポンプは、推進薬をタンクから推進システムへ圧送するポンプ部と、推進薬の蒸発ガス或いは燃焼ガスなどの作動流体を用いてポンプ部を稼働させるタービン部とを備えている。ポンプ部は推進薬の吸引及び圧送を担うインペラを有しており、インペラは回転可能に支持された主軸に連結している。タービン部は、主軸に支持されたディスク（タービンディスク）と、ディスクの外周に設けられた動翼（タービン翼）と、当該動翼に作動流体を噴出するノズル（タービンノズル）とを有している（特許文献１参照）。
特開２０１４－１５６８５１号公報
　出口速度が超音速に達するタービンノズルとしてラバールノズルが採用されることが多い。ラバールノズルは、軸対称な断面形状をもつスロートを有する。このため、ラバールノズルは設計や製造が容易であり、作動流体の流入角度に合わせて動翼の翼列に対して斜めに配置する場合が多い。この場合、ノズル噴流が動翼に当たる領域の形状が、入口面において楕円形となる。従って、放射状に配置された翼（翼型）によって構成されるノズル（翼型ノズル）に比べて、翼列の入口面において作動流体の噴流が当らない部分の割合が大きくなる傾向がある。従って、翼型ノズルに比べて、損失が増加する懸念がある。また、ノズルの１個あたりのスロート面積が大きいことにより、ノズルが長くなる傾向がある。
  本開示は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、十分なタービン効率が得られると共に小型化が可能なロケットエンジン用ターボポンプの提供を目的とする。
  本開示の一態様はロケットエンジン用ターボポンプであって、回転可能に支持された主軸と、
　前記主軸の一端側に取り付けられたインペラを含むポンプ部と、前記主軸の他端側に取り付けられたディスク、前記ディスクの外周に設けられた複数の動翼、及び、前記動翼が成す翼列の入口面に向けて傾斜して設けられ、軸対称な断面を有する複数のノズルを含むタービン部と、を備え、前記複数のノズルは、前記主軸と直交する平面において前記主軸の周方向に沿った、第１の列および前記第１の列よりも径方向外側の第２の列に配置されることを要旨とする。
　各前記ノズルは、当該ノズルの中心軸に沿った当該ノズルの出口の前記入口面への投影面が前記入口面内に納まるように配列していてもよい。
　前記２列のうちの一方の列のノズルの出口と前記２列のうちの他方の列のノズルの出口は、前記主軸の周りで互いに異なる位相に位置していてもよい。
　前記２列のうちの一方の列のノズルの出口と前記２列のうちの他方の列のノズルの出口は、互いに異なる断面積を有していてもよい。
　　前記２列のうちの一方の列のノズルを第１ノズルとし、前記２列のうちの他方の列のノズルを第２ノズルとし、前記第１ノズルの出口をその中心軸に沿って前記入口面に投影した楕円を第１の楕円とし、前記第２ノズルの出口をその中心軸に沿って前記入口面に投影した楕円を第２の楕円とした定義した場合、前記第１の楕円の長軸と、前記第２の楕円の長軸は、前記入口面内において互いに反対の向きに傾斜していてもよい。
　前記複数のノズルはそれぞれラバールノズルであってもよい。
  本開示によれば、十分なタービン効率が得られる共に小型化が可能なロケットエンジン用ターボポンプを提供することができる。
図１は、本実施形態に係るターボポンプの構成を示す断面図である。 図２は、本実施形態に係るノズル及び動翼を示す断面図である。 図３は、本実施形態に係るノズル及び動翼を示す斜視図である。 図４は、翼列の入口面におけるノズルの噴射領域とノズルの出口の位置関係を説明するための図であり、（ａ）は翼列の入口面におけるノズルの噴射領域の一例を示す図、（ｂ）は（ａ）の噴射領域に対応するノズルの出口を示すノズルリングの背面図である。 図５は、各列のノズルの出口の傾斜を説明するための図である。
　以下、本開示の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
  本実施形態に係るターボポンプはロケットエンジンに搭載され、液体水素や液体酸素等の流体を圧送するものである。説明の便宜上、ターボポンプ１の吸入口５ａが位置する側を前方、排出口５ｂが位置する側を後方と規定する。
　図１に示すように、ターボポンプ１は、ポンプ部２と、タービン部３と、主軸（シャフト、回転軸）４とを備えている。これらは何れもケーシング５に収容されている。
　ポンプ部２は、インデューサ６、静翼７と、インペラ（翼車）８とを備えている。ポンプ部２のインデューサ６及びインペラ８は、主軸４の一端側（前端側）に取り付けられる。
　インデューサ６は、ケーシング５に形成された吸入口５ａの下流側に位置する。インデューサ６は、主軸４に連結するハブと、当該ハブから径方向に突出する翼とを有する。インデューサ６は、自己の回転によって、流体を吸入口５ａから吸込み、加圧し、排出する。インデューサ６はこのような動作によって、インペラ８による流体の吸込みを補助する。
　インデューサ６の下流側には静翼７が位置する。静翼７の先端側は、ケーシング５に固定されている。静翼７は、インデューサ６から流出した流体の流れを整え、インペラ８に導く。なお、上述の通り、静翼７の基端側には軸受９ａが設けられている。
  静翼７の下流側にはインペラ８が位置する。インペラ８は複数の翼を備えており、これらの翼が回転することで、インペラ８に流入する流体を加圧しつつ径方向外側に送出する。即ち、インペラ８は自己の回転によって流体を圧送する。インペラ８から流出した流体は、インペラ８の径方向外側に形成されたスクロール５ｃを経て、ロケットエンジンの燃焼室（図示せず）等に供給される。
　主軸４は、静翼７の先端側に設けられた軸受９ａ、及び、インペラ８とタービン部３のディスク１０（後述）との間に設けられた軸受９ｂによって、ケーシング５に回転可能に支持されている。従って、ポンプ部２のインデューサ６及びインペラ８と、タービン部３のディスク１０（動翼１１）は、主軸４を回転中心として、一体に回転する。
　タービン部３は、気化した推進薬の運動エネルギーを利用して、インペラ８の回転力を発生するものである。タービン部３は、ディスク（ロータ、タービンディスク）１０と、複数の動翼（タービン翼）１１と、複数のタービンノズル（以下、ノズル）１２とを備えている。上述の通り、本実施形態に係るターボポンプ１は、ロケットエンジンへの搭載を想定している。従って、ターボポンプ１のサイズは著しく制限されている。このような事情から、本実施形態に係るタービン部３は少ない段数で高い出力が得られる衝動タービンとして動作するように設計されている。
　ディスク１０は、ケーシング５に形成されたタービン室５ｄに収容されている。ディスク１０は円板状の部材である。ディスク１０は、主軸４の他端側（後端側）に取り付けられている。つまり、ディスク１０は、主軸４を介して、ポンプ部２のインデューサ６及びインペラ８に連結している。
　動翼１１は、ディスク１０の外周（外周面）１０ａに複数設けられている。各動翼１１のスパンは主軸４の径方向４ｒに延び（図３参照）、各動翼１１のコードは主軸４の軸方向に延びている。各動翼１１は、主軸４の周方向に等間隔に配列し、一段（ステージ）の翼列を構成する。なお、タービンの段数は二段以上でもよい。
　動翼１１は、ノズル１２の出口１３に面する前縁１１ａと、排出口５ｂに面する後縁１１ｂと、ディスク１０の回転方向Ｒに向けられ、前縁１１ａと後縁１１ｂを接続する背側１１ｃと、回転方向Ｒと反対方向に向けられ、前縁１１ａと後縁１１ｂを接続する腹側１１ｄとを有する。
　各動翼１１の腹側１１ｄにはノズル１２から噴出した気体が衝突する。この気体は、ロケットエンジンの燃焼室（図示せず）との熱交換によって気化した推進薬である。以下、説明の便宜上、気化した推進薬を推進ガスと称する。
　各動翼１１の前縁１１ａは、推進ガスの入口面１５を構成する。入口面１５はディスク１０の中心Ｐを中心とする環状に分布し、動翼１１の翼長と同程度の幅１５ｗを有する。入口面１５は、例えば、主軸４と直交している。
　ノズル１２から噴出した推進ガスは、この入口面１５を通過した後、腹側１１ｄに衝突する。推進ガスは、動翼１１に衝突することで運動エネルギーを失いつつ、動翼１１の翼形に沿って偏向し、動翼１１の翼列から排出される。図３は、この推進ガスの流れを白抜きの矢印で示している。翼列を通過した推進ガスは、ケーシング５の排出口５ｂから流出する。
　一方、ディスク１０は、動翼１１を介して、推進ガスが失った運動エネルギーを受け、主軸４と共に主軸４の周方向に回転する。この回転に伴う駆動力（所謂回転力）が、主軸４を介してインデューサ６及びインペラ８に伝達され、インデューサ６及びインペラ８が回転する。
　インデューサ６及びインペラ８が回転すると、タンク（図示せず）から液体の推進薬が吸入口５ａまで導かれる。その後、推進薬は、インデューサ６の回転により加圧され、更にインペラ８の回転によって更に加圧され、スクロール５ｃを通じて燃焼器（図示せず）等に排出される。即ち、推進薬の圧送が遂行される。
　本実施形態に係るノズル１２について説明する。本実施形態に係るノズル１２は、主軸４を中心とするノズルリング１６（図１及び図４（ｂ）参照）に形成されている。ノズルリング１６は主軸４に沿って所定の厚みを有する環状部材である。ノズルリング１６は、タービン室５ｄと導入流路５ｅを仕切るように、ケーシング５内に固定されている。ノズルリング１６は、導入流路５ｅに面する前面１６ａ（図１参照）と、翼列の入口面１５に面する背側１１ｃとを有する。ノズル１２の入口１４は、ノズルリング１６の前面１６ａに開口し、ノズル１２の出口１３は背側１１ｃに開口する。ノズルリング１６の背側１１ｃは主軸４と直交しており、後述する「主軸４と直交する平面」の一例である。
　ノズル１２は、導入流路５ｅから導入された推進ガスを加速させ、動翼１１に向けて噴出する筒状の流路であり、軸対称な断面を有する。換言すれば、ノズル１２は、中心軸１２ｃに沿って延伸する筒状に形成され、その内周面は中心軸１２ｃに直交する軸対称な断面を形成する。つまり、ノズル１２の内周面は不連続な面（線）を持たない。ノズル１２が軸対称な断面を有するので、その加工は容易である。例えば、ノズル１２の形成に切削等の機械加工を採用することも可能である。また、下記の通り、本実施形態のノズル１２は、形状が複雑で設計や製造が難しい翼型ノズルの代替となり得る性能を有しており、コストダウンと信頼性の向上を図ることが可能である。
　ノズル１２は所謂ラバールノズルであり、推進ガスを加速させるために流路を絞った部位、即ちスロート１２ｔを有する。推進ガスは、入口１４からスロート１２ｔに向うに連れて圧縮されつつ加速し、スロート１２ｔにおいて音速に達する。その後、推進ガスは、出口１３に向けて膨張しつつ更に加速する。ラバールノズルは簡便な構造で超音速のガスが得られるため、衝動タービンのノズルに適している。但し、ノズル１２は、出口１３において断面積が最小となる先細りの筒状に形成されてもよい。
　図２及び図３に示すように、ノズル１２は、動翼１１が成す翼列の入口面１５に向けて傾斜して設けられる。従って、ノズル１２の入口１４及び出口１３は、中心軸１２ｃに対して傾斜している。例えば、ノズル１２の出口１３は楕円であり、その長軸２２は中心軸１２ｃと同一平面上に位置する。ノズル１２の出口１３は、所定の距離Ｇだけ入口面１５から離れている。従って、入口面１５における推進ガスの噴射領域１７はノズル１２の中心軸の延長線上に位置し、ノズル１２の出口１３と略同一の形状をもつ。また、ノズル１２の出口１３と推進ガスの噴射領域１７は、動翼１１の回転方向Ｒに沿って互いにずれることになる。
　ノズル１２の入口１４の位置及び形状は、出口１３における推進ガスの流量と流速が所望の条件を満たす限り任意である。例えば図２に示すように、ノズル１２の入口１４側は、断面積が最も小さいスロート１２ｔから入口１４に向かうに従って、中心軸１２ｃに対して屈曲する部分を有してもよい。
　図３及び図４（ｂ）に示すように、複数のノズル１２は、主軸４と直交する平面において主軸４の周方向４ｃに沿った少なくとも２列に配置される。以下、そのうちの２列（例えば隣接する２列）に着目して説明する。２列のうちの一方の列を第１の列、他方の列を第２の列と称すると、第２の列は第１の列よりも主軸４の径方向外側に位置する。
　ノズルの全体的な寸法は、流通させる推進ガスの流量に応じて増減する。従って、ノズル１２を複数の列に配置することで、一列に配置するノズルと同程度の流量及び流速を確保しつつ、一列に配置するノズルよりもノズル１２全体の寸法を小さくすることができる。つまり、必要とされるタービン効率が得られると共に、ノズルリング１６の厚さの低減、並びに、ターボポンプ１全体の小型化及び軽量化が可能となる。また、一列に配置するノズルと比べて、動翼１１に掛かる応力をスパン方向に分散させることができる。換言すれば、応力が連続的となる。従って、動翼１１の励振による破壊を抑制する或いは回避することができる。
　以下、説明の便宜上、複数のノズル１２のうち、第１の列を成すノズルを第１ノズル１２Ａ、第２の列を成すノズルを第２ノズル１２Ｂと称する。また、第１ノズル１２Ａの出口、入口及び中心軸を、それぞれ１３Ａ、１４Ａ、１２Ａｃで表し、第２ノズル１２Ｂの出口、入口及び中心軸を、それぞれ１３Ｂ、１４Ｂ、１２Ｂｃで表すものとする。更に、入口面１５において出口１３Ａに対応する噴射領域１７を噴射領域１７Ａ、同様に、出口１３Ｂに対応する噴射領域１７Ｂで表すものとする。
　図４（ｂ）に示すように、第１ノズル１２Ａは、例えば主軸４に直交する平面において、主軸４を中心とする第１の円２０に沿って並ぶ。従って、第１ノズル１２Ａの出口１３Ａの中心は、第１の円２０上に位置する。同様に、第２ノズル１２Ｂは、第１の円２０と同心であり、且つ、第１の円２０よりも大きい半径を有する第２の円２１に沿って並ぶ。従って、第２ノズル１２Ｂの出口１３Ｂの中心は、第２の円２１上に位置する。
　図２に示すように、翼列の入口面１５におけるノズル１２の噴射領域１７は、当該ノズル１２の中心軸１２ｃに沿った当該ノズル１２の出口１３の入口面１５への投影（投影面）として表すことができる。そして、図４（ａ）に示すように、各ノズル１２の噴射領域１７は、入口面１５内に納まるように配列している。一方、図４（ｂ）に示す出口１３の配列は、図４（ａ）に示した噴射領域１７の配列を満たすように形成されている。
　図４（ｂ）に示すように、２列のうちの一方の列のノズル１２の出口１３と２列のうちの他方の列のノズル１２の出口１３は、主軸４の周りで互いに異なる位相に位置していてもよい。換言すれば、第１ノズル１２Ａの出口１３Ａと、第２ノズル１２Ｂの出口１３Ｂは、主軸４の周方向に交互に位置していてもよい。この場合、一列に配置するノズルと比べて、入口面１５における噴射領域１７の占有面積を増加させることができる。また、翼（翼型）で構成されるノズルと同程度の占有面積が得られる一方で、入口面１５における流体的損失を減らすことが出来る。
　なお、第１ノズル１２Ａの出口１３Ａと第２ノズル１２Ｂの出口１３Ｂの間の位相ずれは、例えば、入口面１５におけるそれぞれの噴射領域１７の位相ずれが、主軸４の中心に対して噴射領域１７が成す円周角の１／４から３／４までの角度θの範囲内に納まるように設定される。
　２列のうちの一方の列のノズル１２の出口１３と２列のうちの他方の列のノズル１２の出口１３は、互いに異なる断面積を有してもよい。換言すれば、第１ノズル１２Ａの出口１３Ａと、第２ノズル１２Ｂの出口１３Ｂは、互いに異なる断面積を有してもよい。例えば、第２ノズル１２Ｂの出口１３Ｂは、第１ノズル１２Ａの出口１３Ａよりも大きな断面積を有してもよく、その逆もまた然りである。図４（ａ）から理解されるように、第２の円２１の周長は、第１の円２０の周長よりも長い。そこで、第１ノズル１２Ａと第２ノズル１２Ｂの各サイズや各数を変えることによって、同一のサイズのノズルを２列に配置した場合よりも、入口面１５において噴射領域１７以外の領域を削減することができる。つまり、入口面１５における噴射領域１７の占有面積を更に増加させることができる。
　上述の通り、入口面１５における各ノズル１２の噴射領域１７は楕円である。図５に示すように、第１ノズル１２Ａの噴射領域（第１の楕円）１７Ａは長軸２２Ａを有する。同様に、第２ノズル１２Ｂの噴射領域（第２の楕円）１７Ｂは長軸２２Ｂを有する。長軸２２Ａと長軸２２Ｂは、入口面１５内においてそれぞれの噴射領域１７Ａ、１７Ｂの中心を通る円２０、２１の接線から互いに反対の向きに傾斜していてもよい。
　換言すれば、ノズルリング１６の背面１６ｂに投影された、第１ノズル１２Ａの中心軸１２Ａｃ及び第２ノズル１２Ｂの中心軸１２Ｂｃは、互いに平行或いは回転方向Ｒに向けて互いに近づくように延伸している。
　各ノズル１２の断面の大きさ、及び、入口面１５と各ノズル１２の出口１３と距離が十分に小さい場合、噴射領域（第１の楕円）１７Ａの長軸２２Ａと、噴射領域（第２の楕円）１７Ｂの長軸２２Ｂは平行でもよい。しかしながら、各ノズル１２のサイズが大きくなるに連れて、隣接するノズル１２同士が干渉しやすくなる。そこで、噴射領域１７Ａの長軸２２Ａと噴射領域１７Ｂの長軸２２Ｂが、それぞれの接線２３、２４に対して互いに反対，あるいは同じ向きに、角度を変えて傾斜するように、各ノズルの中心軸１２Ａｃ、１２Ｂｃを傾斜させることで、噴射領域を入口面１５内に納めつつ、隣接するノズル１２の干渉を回避させることができる。従って、ノズル１２間の干渉が回避できるので、動翼１１やノズル１２の形状等に関する設計の自由度を向上させることできる。
 

Claims (6)

  1. 　回転可能に支持された主軸と、
    　前記主軸の一端側に取り付けられたインペラを含むポンプ部と、
    　前記主軸の他端側に取り付けられたディスク、前記ディスクの外周に設けられた複数の動翼、及び、前記動翼が成す翼列の入口面に向けて傾斜して設けられ、軸対称な断面を有する複数のノズルを含むタービン部と、
    を備え、
    　前記複数のノズルは、前記主軸と直交する平面において前記主軸の周方向に沿った少なくとも２列に配置されるロケットエンジン用ターボポンプ。
  2. 　各前記ノズルは、当該ノズルの中心軸に沿った当該ノズルの出口の前記入口面への投影面が前記入口面内に納まるように配列している請求項１に記載のロケットエンジン用ターボポンプ。
  3. 　前記２列のうちの一方の列のノズルの出口と前記２列のうちの他方の列のノズルの出口は、前記主軸の周りで互いに異なる位相に位置する請求項１または２に記載のロケットエンジン用ターボポンプ。
  4. 　前記２列のうちの一方の列のノズルの出口と前記２列のうちの他方の列のノズルの出口は、互いに異なる断面積を有する請求項１から３のうちの何れか一項に記載のロケットエンジン用ターボポンプ。
  5. 　前記２列のうちの一方の列のノズルを第１ノズルとし、前記２列のうちの他方の列のノズルを第２ノズルとし、前記第１ノズルの出口をその中心軸に沿って前記入口面に投影した楕円を第１の楕円とし、前記第２ノズルの出口をその中心軸に沿って前記入口面に投影した楕円を第２の楕円とした場合、前記第１の楕円の長軸と、前記第２の楕円の長軸は、前記入口面内において互いに反対、あるいは同じ向きに、角度を変えて傾斜している請求項１から４のうちの何れか一項に記載のロケットエンジン用ターボポンプ。
  6. 　前記複数のノズルはそれぞれラバールノズルである請求項１から５のうちの何れか一項に記載のロケットエンジン用ターボポンプ。
     
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