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ターボジェットエンジン及び該ターボジェットエンジンを備えた複合エンジン

国内特許コード P04A006874
整理番号 KN000435
掲載日 2005年3月18日
出願番号 特願平10-196457
公開番号 特開2000-008955
登録番号 特許第3005676号
出願日 平成10年6月29日(1998.6.29)
公開日 平成12年1月11日(2000.1.11)
登録日 平成11年11月26日(1999.11.26)
発明者
  • 田口 秀之
  • 柳 良二
出願人
  • 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
発明の名称 ターボジェットエンジン及び該ターボジェットエンジンを備えた複合エンジン
発明の概要 【課題】 単位重量当たりの推力をロケットエンジン並みに増加させ、小型の高推力のターボジェットエンジンを得、該ターボジェットエンジンを宇宙往還機用等の複合エンジンに適用して、推進系の重量及び設置容積を減少させ、且つ飛行場での離着陸が可能となる複合エンジンを得る。
【解決手段】 理論混合比以上の過剰の極低温燃料の冷熱により入口空気冷却をして、空気圧縮仕事を大きく下げるとともに、その過剰燃料をすべて燃焼器3に供給して、タービン4に流入する燃焼ガス流量を増加させ、小さなタービン膨脹比で空気圧縮を行うことにより、排気ガスの圧力を上げて推力を向上させる。複数のターボジェットエンジンの外壁間の空間をラムジェットエンジンとして利用する。
従来技術、競合技術の概要


従来、高速航空機及び宇宙往還機の推進用エンジンとしては、ターボジェットエンジン(ターボファンエンジン等を含む、以下単にターボジェットエンジンという)、ラムジェットエンジン(スクラムジェットエンジン等を含む、以下単にラムジェットエンジンという)、ロケットエンジンとその派生型、及びこれらのエンジンの複合型がある。
従来推進用エンジンのうち、単独で宇宙空間まで作動できるのはロケットエンジンだけである。しかし、ロケットエンジンは、大気中では他形式のエンジンに比べて比推力が低いので燃料効率が悪く、燃料と酸化剤の消費重量が過大となる欠点がある。一方、大気中の空気を吸い込んで作動するターボジェットエンジン及びラムジェットエンジンは、大気中を飛行するときには、ロケットエンジンと比べて高い比推力を発揮するが、宇宙空間では使用不能である。従って、離着陸から宇宙空間までの飛行領域全体の平均比推力を上げて、燃料と酸化剤の消費重量を減らすためには、上記複数形式のエンジンを搭載して、各エンジンの作動最適領域で各エンジンを作動させることが有効であるが、各エンジンをそのまま搭載すると、推進系の重量が過大及びエンジン収納部の容積増加となってしまい、結局搭載重量があまり増やせなくなる問題点がある。
そのため、従来複数形式のエンジン構成要素の全部あるいは一部を共有化することによって推進系の重量過大及び容積増加を防止するようにした複合エンジンが提案されている。従来提案されている複合エジンとしては、例えば、中央胴部内にロケットエンジンを配置し、その周囲の環形気流管をターボジェットエンジン及びラムジェットエンジンとして共用するようにしたターボジェット・ラムジェット・ロケット推進複合エンジン(米国特許5052176)、あるいは、スクラムジェットエンジンにロケットエンジン機能を付与し、離陸時及び大気圏外飛行時にも使用できるようにした多機能のスクラムジェットエンジン(特開平7-4314号)、又は空気液化ロケットエンジン(LACE)とスクラムジェットエンジンの2種類のエンジンを複合させたもの(特開平7-34969号)等がある。
一方、大気中でマッハ4程度までの高速推進用エンジンとしてはターボジェットエンジンが知られているが、従来のターボジェットエンジンは、ロケットエンジンと比べて比推力は高いが、作動圧力が低いため高圧力のロケットエンジンと同等の推力を得る為には、エンジン自体を大型化する必要があり、推進系の重量が過大となり、高推力を要する高速航空機への適用は困難である。

産業上の利用分野


本発明は、宇宙往還機、高速航空機、および打ち上げロケット等に適用できる推進用エンジン、特に高圧力推力が得られるターボジェットエンジン、及び該ターボジェットエンジンを備えた宇宙往還用に好適な複合エンジンに関する。

特許請求の範囲 【請求項1】
少なくとも空気取入口を開状態と閉状態に切換可能及び飛行状態に応じてエンジン性能が最適となる開位置に開くことができるインテーク切替ドア縮機、該圧縮機に流入する空気を燃料タンクから供給される極低温燃料の冷熱により冷却する入口空気冷却器、燃焼器、前記入口空気冷却器に用いた極低温燃料を前記燃焼器に供給する燃料管路、閉状態で前記燃焼器の入口に燃焼ガスの逆流を防ぐ遮断弁、タービン、酸化剤噴射機、排気ダクト、該排気ダクトからの排気ガスのノズルを開閉切替及び飛行状態に応じてエンジン性能が最適となる開位置に開くことができるノズル切替ドアを有し、前記インテーク切替ドアと前記ノズル切替ドア、前記酸化剤噴射器、及び前記遮断弁を制御することで、高推力のターボジェットエンジン又は高圧力のロケットエンジンとして切替作動させることができることを特徴とするターボジェットエンジン。

【請求項2】
少なくともインテーク切替ドア、入口空気冷却器、圧縮機、遮断弁、燃焼器、タービン、酸化剤噴射器、排気ダクト、ノズル切替ドアを備えてなるターボジェットエンジンを複数個間隔をおいて配列し、該ターボジェットエンジンの外壁間にラムジェット用燃料噴射器を設けて前記外壁間空間部にラムジェットエンジンを形成してなり、前記インテーク切替ドア、前記ノズル切替ドア及び前記遮断弁を開閉制御し、且つ前記燃焼器又はラムジエット用燃料噴射器への燃料供給制御及び前記酸化剤噴射器への酸化剤供給制御することにより、ターボジェット推進、ラムジェット推進又はロケット推進の何れかの推進機構に切替可能になっていることを特徴とする複合エンジン。

【請求項3】
前記ターボジェット推進機構が、前記燃焼器に理論混合比以下の燃料を供給して燃焼させて高比推力を得る機構と、前記排気ダクト部分に高圧力で燃料が過剰の排気ガスを供給して前記酸化剤噴射器により酸化剤を供給し、燃焼させることにより高圧力の推進を得る機構とに切り替え可能となっている請求項記載の複合エンジン。
国際特許分類(IPC)
画像

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JP1998196457thum.jpg
出願権利状態 登録
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