JP6475235B2 - エンジン - Google Patents

Description

［関連出願の相互参照］
本願は、米国特許法第１１９条（ａ）の下で、参照により本明細書に組み込まれる２０１３年１０月１１日に英国で出願された英国特許出願第１３１８１０８．６号の優先権を主張し、米国特許法第１２０条および第３６５条の下で、同様に参照により本明細書に組み込まれる２０１４年６月５日に出願された米国特許出願第１４／２９６，６２０号の先の出願日の優先権および利益を主張する。

［技術分野］
本開示は、例えば航空宇宙の応用例で使用されうるタイプのエンジンに関する。本開示は、かかるエンジンの作動方法のほか、かかるエンジンを含む航空機、飛行機械または航空宇宙ビークルにも関する。

単段式宇宙往還機（ＳＳＴＯ；ｓｉｎｇｌｅ ｓｔａｇｅ ｔｏ ｏｒｂｉｔ）ビークルを製造する試みがなされている。商業的に実行可能であるためには、そのようなビークルは通常、さまざまな操作上の要件を満たすように適合できるよう、高いペイロード比が必要である。加えてそのようなビークルは、容易に地上操縦可能であり、短い保守ターンアラウンドサイクルを有すると考えられる。

高性能ロケット推進を用いたＳＳＴＯを実現することは、理論的に可能である。しかしながら、離陸からロケットを使用すれば、酸化剤、例えば液体酸素の高いペイロードが必要となり、それによりビークルに相当な質量が加わる。１つの選択肢は、代替的動力推進ユニットによりロケットエンジンを増強し、それからロケット推進だけで軌道への上昇を完了することである。

特許文献１は、デュアルモードまたはハイブリッド航空宇宙推進エンジンを記載する。このエンジンでは、第１の作動モードにおいて、エンジンが液体水素燃料を利用してターボ型コンプレッサの吸気を予冷し、これを高圧で酸化剤としてロケットタイプ燃焼器／ノズルアセンブリに送給する。高いマッハ数、例えばマッハ５超では、エンジンは第２の作動モードに変わり、液体水素燃料を酸化するためにビークルに載せた液体酸素を使用する従来の高性能ロケットエンジンとして作動する。

そのようなハイブリッドエンジンは、ロケットエンジンに空気吸込能力を加えることにより、ロケットエンジンの性能を拡張するのに役立ちうる。ロケットエンジンは、例えば約４５００ｍ／ｓの有効真空排気速度（Ｖ_ｅｆ）により軌道を達成するのに必要な速度を達成するために最適なエンジンであると考えられる。

両方の推進モード（すなわちロケットモードおよび空気吸込モード）で共通の燃焼およびノズルシステムを利用できるためには、入口空気が通常、ロケット作動と類似するが必ずしも同一ではない高圧（約１５０バール）に圧縮されなければならない。そのために、送給温度を実用限界内（８００Ｋ未満）に保ち、ターボ型コンプレッサの必要な圧縮機作業を最小化するために、入口空気がまず冷却される。

英国特許出願公開第２２４０８１５（Ａ）号明細書

しかしながら、この種のエンジンは、制御するのが困難でありえる。本開示は、問題を少なくともある程度まで軽減すること、および／または先行技術に関わる問題点にある程度まで対処することを試みる。

開示の第１の態様によれば、エンジンであって、燃料および酸化剤の燃焼のためのロケット燃焼室と、前記燃焼室に加圧酸化剤を供給するためのコンプレッサと、前記コンプレッサによる圧縮の前に伝熱媒体を使用して前記コンプレッサに供給される酸化剤を冷却するように構成された入口および出口を有する第１の熱交換器と、前記伝熱媒体のための伝熱媒体ループと、燃料を送給するための燃料送給装置と、前記燃料送給装置により送給される燃料によって前記伝熱媒体を冷却するように構成された第２の熱交換器と、前記伝熱媒体ループのまわりに前記伝熱媒体を循環するための、そして前記伝熱媒体を前記第１の熱交換器の前記入口に送給するための第１の循環器と、前記第１の熱交換器の前記出口の下流に配置された第２の循環器と、を含み、前記エンジンは、前記第２の循環器が前記第１の熱交換器の出口から前記第１の熱交換器の入口まで伝熱媒体を送給するように構成される、第１のオペレーティングモードで作動するように構成されている、エンジンが提供される。

このようにして、伝熱媒体は、第１の熱交換器の温度を調整して制御するために燃料によって最初に冷却されることなく、第１の熱交換器の中へと戻して再循環させられることができる。これは、第１の熱交換器上の着霜を制御するのを助けることができて、燃料の満足な使用を許容する。

燃焼室は、推力を提供するためにノズルに接続していてもよい。燃焼室および／またはノズルは、空冷式でもよい。

例えば航空機またはその他のこの種のビークルのために、エンジンは、推進ユニットとして構成されてもよい。

伝熱媒体または流体は、作業流体として有用に役立つこともできる。すなわち、それは、拡大されることができて、圧縮されることができる。例えばタービンを駆動するために、この流体は、エンジンの出力ループにおいて使用されてもよい。

この明細書においてタービンおよびコンプレッサに参照がなされたにもかかわらず、任意の適切な機械が、採用されてもよく、作業流体によって駆動されてもよく、または作業流体を圧縮してもよい。このように、タービンへの参照は、流体（例えばガス）によって駆動されてもよい任意の機械を含むように理解されなければならず、そして、コンプレッサへの参照は、流体を圧縮することができる任意の機械を意味するように理解されなければならない。

コンプレッサは、軸のターボ型コンプレッサの一部でもよい。コンプレッサは、１５０：１の圧縮比を有するように構成されてもよい。空気は、コンプレッサにおいて圧縮されてもよい。空気の出口圧力は、１４５バールでもよい。

燃料送給は、極低温燃料貯蔵部からでもよい。

任意に、エンジンは、前記燃料を使用して前記第１の熱交換器の出口からの前記伝熱媒体を冷却するように構成されている第３の熱交換器をさらに含み、前記エンジンは、前記第３の熱交換器により冷却した後、前記第２の循環器が前記第１の熱交換器の出口から前記第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点まで伝熱媒体を送給するように構成される、第２のオペレーティングモードで作動するように構成される。

任意に、エンジンは、前記第１のオペレーティングモードにおいて前記第３の熱交換器を過ぎた燃料をバイパスするために利用されることができるバイパスをさらに含む。

バイパスを操作するために弁が設けられてもよい。第１の熱交換器出口からの伝熱媒体の比率は、第１の熱交換器の温度分布を制御するように調整されてもよい。

第１の熱交換器は、複数のステージを有してもよい。熱交換器は、複数の薄壁の管を含んでもよい。管は、入れ子でもよい。

エンジンは、１つ以上のバイパスバーナを備えてもよい。例えば、この種のエンジンを組み込んだビークルが低速度で運行するときに、入口酸化剤の低い流れでは、必要であるよりも多くの酸化剤を供給される。バイパスバーナは、スイッチオフされてもよい（例えば、燃料は、バイパスバーナに供給されない）。バイパスバーナは、酸化剤（例えば、エンジンに対する空気供給）にマッチするために、下方制御または上方制御されてもよい。バイパスバーナは、付加的な推力を提供することができる。

任意に、エンジンは、タービンさらに含み、タービンは、前記コンプレッサを駆動するための第１の熱交換器の出口からの伝熱媒体の一部を使用して駆動されるように構成されている。

任意に、エンジンは、前記タービンに送給する前に前記伝熱媒体を加熱するように構成される第４の熱交換器をさらに含む。

任意に、エンジンは、前記ロケット燃焼室に送給する前に燃料を予熱するように構成されるプレバーナをさらに含み、前記プレバーナからの排気は、前記伝熱媒体の加熱のための前記第４の熱交換器に接続している。

プレバーナへの燃料および酸化剤の供給は、エンジンが第１および第２のモードで作動しているときに、第４の熱交換器から出た後の伝熱媒体の実質的に一定の温度を維持するように構成されてもよい。

任意に、エンジンは、酸化剤貯蔵部をさらに含み、前記エンジンは、前記酸化剤が前記酸化剤貯蔵部から供給される第３のオペレーティングモードで作動するように構成されている。

この第３のモードにおいて、酸化剤は、単に酸化剤貯蔵部から供給されてもよいだけである。コンプレッサは、バイパスされてもよい。

第３のモードにおいて、伝熱媒体は、酸化剤供給ポンプと連結するタービンを駆動するために使用されてもよい。

任意に半径方向の羽根については、第１および第２の循環器は、コンプレッサとして設けられてもよい。第１の循環器の最大出力は、第２の循環器の最大出力よりも大きくてもよい。第１および第２の循環器は、供給燃料により駆動されるタービンによって駆動されてもよい。

燃料送給装置は、タービンにより駆動される燃料ポンプを含んでもよい。

任意に、エンジンは、伝熱媒体が第１の熱交換器をバイパスするように構成される、

任意に、エンジンは、伝熱媒体が第１の循環器をバイパスして、前記第２の循環器により伝熱媒体ループにおいて駆動されるように構成される。

任意に、エンジンは、前記酸化剤として空気を供給するための空気取込部をさらに含む。

任意に、伝熱媒体は、閉じた流れループとして構成される。

任意に、エンジンは、伝熱媒体ループにおける伝熱媒体としてヘリウムを含む。ネオンまたは他の任意の適切な流体またはガスが、伝熱媒体として使用されてもよい。

任意に、燃料送給装置は、前記燃料として水素を供給するように構成される。

開示の第２の態様によれば、燃料および酸化剤の燃焼のためのロケット燃焼室と、前記燃焼室に加圧酸化剤を供給するためのコンプレッサと、前記コンプレッサによる圧縮の前に伝熱媒体を使用して前記コンプレッサに供給される酸化剤を冷却するための入口および出口を有する第１の熱交換器と、前記伝熱媒体のための伝熱媒体ループと、を含む、エンジンの作動方法が提供され、第１のオペレーティングモードにおいて、この方法は、前記第１の熱交換器の温度分布を制御するために、前記第１の熱交換器の出口から前記第１の熱交換器の入口まで伝熱媒体を送給するステップを含む。

第１の熱交換器は、比較的より高い温度ステージおよび比較的より低い温度ステージを有してもよい。第１の熱交換器の出口から第１の熱交換器の入口まで送給される伝熱媒体の比率は、予め定められた温度よりも上により冷たいステージの温度を維持するように調整されてもよい。予め定められた温度は、使用中に第１の熱交換器上の霜の形成を回避するために選択されてもよい。

第１の熱交換器の出口から送給される伝熱媒体は、第１の熱交換器の入口への送給の前に燃料により冷却された伝熱媒体と最初に混合されてもよい。

任意に、方法は、第２の作動モードにおいて、第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点に伝熱媒体を送給する前に、前記第１の熱交換器の出口から送給される伝熱媒体を冷却するステップをさらに含む。

任意に、第２の作動モードにおいて、中間点の下流の第１の熱交換器における伝熱媒体の流量は、中間点の上流の伝熱媒体の流量の２倍である。これは、材料温度を制限するのに役立つ。そしてそれは、エンジンサイクル効率を減少させることができるが、第１の熱交換器の温度をより効果的に制御することができる。

任意に、第１の循環器は、伝熱媒体を第１の熱交換器の入口に送給するために作動され、第２の循環器は、第１の熱交換器の出口から入口または、第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点まで伝熱媒体を送給するために作動される。

任意に、燃料は、第１の熱交換器に送給する前に、第２の熱交換器において伝熱媒体を冷却するために使用される。

任意に、伝熱媒体は、燃料が第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点に送給される前に、燃料によって第３の熱交換器において冷却される。

任意に、酸化剤は空気であり、燃料は水素である。

任意に、伝熱媒体はヘリウムである。

任意に、燃料は、前記第１および第２の循環器と関連しているタービンを駆動するために使用される。これによって、エンジンは、燃料（例えば水素）を用いて始動することができる。

任意に、第３の作動モードにおいて、伝熱媒体は、第１の熱交換器および第２の循環器をバイパスする。

任意に、第３の作動モードにおいて、酸化剤は、液体酸素として供給される。

任意に、燃料は、ロケット燃焼室に送給する前に燃料をプレ燃焼させるためのプレバーナに供給される。

任意に、プレバーナからの排気は、コンプレッサを駆動するためにタービンへの伝熱媒体の送給の前に、第１の熱交換器の出口からの伝熱媒体を暖めるのに使用される。

任意に、第３の作動モードにおいて、第１の循環器は、伝熱媒体を駆動するためだけに使用される。

循環器のうちの１つを選択的に使用することにより、エンジンのエネルギー所要量は、よりよく管理されてよい。

任意に、第１の作動モードにおいて、第１の熱交換器の出口からの伝熱媒体の２５％までは、前記第１の熱交換器の入口に送給される。

開示の第３の態様によれば、そのいかなる任意のフィーチャも有するかまたは有しない第１の態様によるエンジンを含むビークルが提供される。

開示の第４の態様によれば、そのいかなる任意のフィーチャも有するかまたは有しない第１の態様によるエンジンを含む、航空機、飛行機械または航空宇宙ビークルが提供される。

本開示はさまざまな方法で実行されることができ、次に本開示の実施形態を添付の図面に関して例として説明する。

図１Ａは、単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機の側面図である。 図１Ｂは、単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機の平面図である。 図１Ｃは、単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機の背面図である。 図２は、先行技術のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールを含むナセルの部分断面図である。 図３は、低マッハ数（例えば、概してマッハ４未満の速度）での空気吸込モードにおける、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンのサイクル概略図である。 図４は、概してマッハ４を上回る速度での空気吸込モードにおける、図３のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンのサイクル概略図である。 図５は、フルロケットモードで作動する、図３および図４のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンのサイクル概略図である。

図１Ａ、図１Ｂおよび図１Ｃは、燃料および酸化剤貯蔵部６、７とペイロード領域８とを備えた胴体５を有する、格納式着陸装置２、３、４を備えた単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機１を示す。方向舵１１およびカナード１２制御面をそれぞれ有する尾翼装置９およびカナード装置１０は、胴体５に取り付けられる。エレボン１４を有する主翼１３は、胴体５の両側に取り付けられ、各翼１３は、その翼端１６にエンジンモジュール１５が取り付けられている。図１Ｃおよび図２に示すように、各エンジンモジュール１５の後部には、さまざまなバイパスバーナ１８に囲まれた４つのロケットノズル１７が提供される。

図２は、先行技術のエンジンモジュール１５を示す。先行技術のエンジンモジュール１５は、空気入口１９ａと、４つの部分を含む熱交換器２１と、ターボ型コンプレッサ２２と、サイクルフローコンジットまたはチャネル２３とを含む。エンジンモジュール１５は、図１Ａ、図１Ｂ、図１Ｃに示した航空機の航空機翼等の航空機翼に取り付けることができるナセル２０内に含まれる。

大気中におけるエンジンモジュール１５の空気吸込作動モードでは、空気入口１９ａを通過する入来空気の一部は、熱交換器２１を通ってターボ型コンプレッサ２２に至り、別の一部は、バイパスダクト１９ｂに沿ってバイパスされてバイパスバーナ１８に至る。

好ましい実施形態では、先行技術のエンジンモジュールは、後述のように用意および制御されるエンジンモジュールに置き換えられる。

図３に、エンジンモジュールまたは推進システムの概略図が示される。エンジンモジュールは、空気取込部１９を備える。航空機が超音速で移動しているときに、空気取込部１９が捕らえられた気流を斜めおよび垂直衝撃波を介して亜音速に減速するために働くように、空気取込部１９は、軸対称でもよい。高マッハ数（例えば約マッハ５以上）では、この減速により空気入口温度は、通常１２５０Ｋ超まで上昇することがありえる。明確にするため、参照番号は、図３、図４および図５の各々においてすべてのフィーチャのために提供されるわけではない。しかしながら、図３、図４および図５の各々は、異なる作動モードにおける同じエンジンを示し、各エンジンは、同じパーツを含むことを理解すべきである。

空気取込部を通過する空気は、２つのフローパスに分かれる。これらのフローパスのうちの１つである２４ａは、ノズルを含むバイパスバーナ１８に空気を供給する。例えば、航空機が低速度で運行しているときに、入口酸化剤の低い流れで、必要であるよりも多くの空気は、入口により供給される。それから、バイパスバーナは、スイッチオフされてもよい（例えば、燃料はバイパスバーナに供給されない）。バイパスバーナは、酸化剤（例えば、エンジンに対する空気供給）にマッチするために、下方制御または上方制御されてもよい。バイパスバーナは、付加的な推力を提供することができて、エンジンの性能を改良することができる。

空気取込部１９からの空気の別の部分は、別のフローパス２４ｂを介してプレクーラへと通過する。そしてそれは、圧縮された取込空気を冷却するために必要である。本実施形態では、プレクーラは、第１の熱交換器ステージ２９および第２の熱交換器ステージ３０を含む。但し、いかなる数の熱交換器ステージを有するプレクーラも想定される。

熱交換器ステージ２９、３０を空気が通過した後、空気は、以下に詳細に説明するようにタービン３２によって駆動されるコンプレッサ３１を通過する。コンプレッサは、エンジンの性能要件に応じて予め定められた圧縮比を提供するために選択される。本実施形態では、取込み空気が約１４５バールに圧縮されるように、コンプレッサは、１５０：１の圧縮比を概して有してもよい。

一部の圧縮空気は、フローパス２４ｄを介してプレバーナ３３へと通過する。圧縮空気のさらなる部分は、ノズル１７ａを有するロケットエンジンの燃焼室４５へとフローパス２４ｇを通過する。この空気は、燃焼室４５および／またはノズル１７ａを冷却するために使用されてもよい。プレバーナ３３および燃焼室４５に送給される空気の比率は、エンジンの性能要件を満たすために調整されてもよく、制御されてもよい。

概して、この種のエンジンは、複数の燃焼室４５および付随するロケットノズル１７ａ、１７ｂを備える。概略図では、付随するノズル１７ａ、１７ｂを有する２つのロケット室４５が示される。

典型的な航空機またはビークルは、ナセル内に配置される４つの燃焼室／ノズルアセンブリを含んでよい。しかしながら、所要の推力をビークルに提供するために、任意の数の室／ノズルアセンブリが設けられてもよい。

このエンジンの作動を記載するときにロケット室４５およびノズルアセンブリ１７ａ、１７ｂのわずか１つが強調されるにもかかわらず、設けられた他のいかなるロケット室／ノズルアセンブリも、類似のまたは同じ方法で作動してよいことを、そして、ビークルに推力を作動して提供するために、各ロケット室／ノズルアセンブリは、燃料および酸化剤の一部を受容することを理解すべきである。

各々が４つの燃焼室／ノズルアセンブリを含む２つのナセルを有する航空機において、燃焼室／ノズルアセンブリは、空気吸込み上昇の間、単一のエンジンとして、そして、ロケット上昇の間、２つの対のロケットエンジン室としてふるまうように構成されることができる。これは、任務の信頼性を増加させて、エンジン・インストールのボリュームを最小化するのに役立つことができる。

本実施形態では、燃焼室４５は、例えばＧＬＩＤＣＯＰ ＡＬ−２０等のアルミナ分散強化銅または他の適切な熱伝導性材料を含むライナを使用して裏打されてよい。これは、燃焼室の熱応力を減らすことができる。この種のライナ材料は、空気吸込オペレーティングモードの間、燃焼室４５において達することができる高い壁の温度からみて、利用されてよい。この作動モードにおいて、燃焼室４５は、燃焼室４５への別の入口を使用して、水素を使用してフィルム冷却されてよい。圧縮空気または液体または低温気体酸素は、燃焼室またはノズルスカートの冷却チャネルに供給されてもよい。概して、空気または液体酸素は、燃焼室とスカートの間の交差に向けて供給される。そしてそこでは、空気または酸素は、燃焼室のチャネルの中で上流に、そしてスカートのチャネルの中で下流に流れる。

燃焼室４５は、空気吸込モードにおいて圧縮された空気および水素燃料を、そしてフルロケットモードにおいてオンボード液体酸素貯蔵部からの酸素および水素を燃焼させるために使用される。

フルロケット作動の間、すなわち液体酸素が酸化剤として使用されるときに、燃焼室４５は、それが８００Ｋまたは未満で作動するように、液体酸素によって冷却されてもよい。酸素は、約２１０Ｋでライナから概して離れる。それが両方のエンジンモード（すなわち空気吸込モードおよびロケットモード）で利用される同じ燃焼室インジェクタを有効にするという点で、この種の温度は役立つ。ライナの酸素圧力低下は、ほぼ２２０バールである。

本実施形態では、ノズルは、例えばＳＥＰ―ＣＡＲＢＩＮＯＸの、最終的な放射線冷却された拡張を有する管状の冷却されたスカートを含む。エンジンの冷却のために冷却剤を利用できないときに、これは、大気圏に再突入の間、ノズルが外部の気流加熱を切り抜けて生き残ることを可能にしようとする。本実施形態では、冷却された管状スカートは、高温合金（例えばインコネル）から作られる。そしてそれは、複数の管を含んでよい。

再突入の間、水素ループは、入口６３で、水素タンクから無為に駆動される。これは、プレクーラの過熱を妨げるためにヘリウムループのまわりでヘリウムを引くのに役立つ。

本実施形態では、空気吸込モードの間、スカート５０は、燃焼室を目指す高圧空気によって冷却される。ロケットモードにおいて、フローパス２８ａおよび２８ｂからの液体酸素は、最初に燃焼室ライナを通過する。それから、燃焼室４５を目指す気化した酸素の一部は、フローパス２８を介してインジェクタに入る前に、管状スカートを通過する。

プレクーラ２９、３０は、取込み空気を冷却するために使用される。熱交換器の第１ステージ２９および交換器３０の第２のステージは、より高いおよび比較的より低い温度部に、それぞれ対応する。

本実施形態では、プレクーラ２９、３０は、冷却媒体として閉ループの高圧気体ヘリウムを使用する高性能熱交換器である。ヘリウムループは、以下に詳述される。

適切な熱交換器は、概して２０〜３０マイクロメートルの薄壁の直径１ｍｍ未満の冷却チャンネルまたはチューブのマトリックスを有する対向流形熱交換器として構成されてよい。必要な性能を提供するために、例えば３００，０００〜６００，０００本などの多数のそのようなチューブが各熱交換器内に渦巻き状のスパイラルとして入れ子状に設けられる。チューブは、放射状にまたは軸方向に延びるチューブを有して、入口から出口まで螺旋状の通路をたどってよい。本実施形態では、プレクーラは、１２５０Ｋの温度から約１２５Ｋの温度まで取込み空気の冷却を有効にするように構成される。

エンジンは、離陸のための空気を使用して作動するように構成される。エンジンは、ビークルの内部のガス状推薬供給システムから駆動される補助ターボ型ポンプによって始動される。

エンジン始動に先立ち、２５ａ〜２５ｇで示される閉じたヘリウムループは、ヘリウムで満たされる。ヘリウムループは、入口ライン６１で補給されてもよく、または、例えばヘリウムの膨張により、抜かれてもよい。酸素ポンプのキャビテーションを防止するために、ヘリウムは、酸素タンクを加圧するためにストリーム６２を経て供給されてもよい。プレクーラは、最初にヘリウムループで分離されて、ほぼ１４０バールの静止圧力を有する。その一方で、残りのヘリウムループの静止圧は、ほぼ４０バールである。燃焼室４５は、この時点で、酸化剤および燃料の供給から分離される。

ターボ型ポンプ（図示せず）の始動は、ビークルのメインタンクから、液体水素を（図３に示す入口ライン６０で）６０バールの圧力で、そして液体酸素を（入口ライン６４で）１３０バールで供給する。水素は、このステージで閉じている弁５３の下流で熱交換器３４に入る。酸素は、このステージで閉じている弁５４の下流で推力室冷却回路に入る。

エンジンは、弁５５を通るフローパス２４ｃを介してコンプレッサ３１から送給される空気を排気しながら加速する。そして、ヘリウム循環器の送給供給が１４０バールに達するときに、プレクーラは、プレクーラ２９、３０をヘリウムループ内にもたらして非分離される。同時に、弁５６は、空気をプレバーナ３３および燃焼室４５に送給するために開き始める。

水素ポンプの送給が６０バールに達するときに、弁５３は開き、そして、水素の始動供給は撤回される。加えて、コンプレッサの空気送出が１３０バールに達するときに、酸素の始動供給は撤回される。水素ポンプのキャビテーションを防止するために、熱交換器３４の下流の水素は、水素タンクを加圧するためにストリーム６５に沿って送給されてもよい。

メインの水素送給ポンプおよび酸素送給ポンプが効果的に作動できることを確実にするために、ブーストポンプは、酸素タンクおよび水素タンクの両方のために提供されてもよい。

並行して、弁５７は、燃料の燃焼および燃焼室および／またはノズルのフィルム冷却のために空気を燃焼室４５に入れる。エンジンは、空気吸込モードの動作のメインステージに今到達した。

ヘリウムは、循環器３５によってヘリウムループ内に押しやられる。循環器がエンジンの性能要件に応じて選択されるにもかかわらず、実施形態では、循環器３５は、２段式水素タービン３６により駆動される単段式遠心コンプレッサを含む。循環器３５は、ほぼ６４，０００回転／分で概して作動する。構造は、最大１９ＭＷの類似の出力を有する、後述する水素ターボ式ポンプ４０、４１と類似している。

図３に示す第１の空気吸込作動モード（通常、高度１０ｋｍ以下）において、熱交換器プレクーラが取込み空気の流れに対して逆流において作動するように、ヘリウムは、プレクーラの第２の熱交換器ステージ３０および第１の熱交換器ステージ２９を順に通って循環器３５によって駆動される。

プレクーラの後、それから、ヘリウムパスが第１のフローパス２５ｃと第２のフローパス２５ｄとに分割されるフローパス２５ｂに沿って通過する前に、ヘリウムは、再循環器３８を通過する。第１のフローパス２５ｃは、プレバーナ３３のための熱交換器４４を通過する。ここで、取込み空気を圧縮するために用いるコンプレッサ３１を駆動するタービン３２（一緒にターボ型コンプレッサを形成しているタービンおよびコンプレッサ）を通るループに続く前に、ヘリウムの温度は上昇する。

空気吸込オペレーションのこの第１モード（概してマッハ４未満の速度で、高度１０ｋｍ未満）にある間、ヘリウムは、再循環器３８の前に配置された熱交換器３９を通過する。しかしながら、水素がバイパス５１を介して熱交換器をバイパスするにつれて、ヘリウムは、水素によってこの熱交換器３９において冷却されない。

ターボ型コンプレッサのタービン３２の後、ヘリウムは、フローパス２６ａを介して液体水素ポンプ４０により送給される約４４Ｋまで水素によってそれが冷却される熱交換器３４を通過する。それから、ヘリウムは、循環器３５でヘリウムループの始まりに戻る。

ヘリウム再循環器３８がエンジンの性能要件に応じて選択されてよいにもかかわらず、実施形態では、ヘリウム再循環器は、冷却ループ流れを引き起こすファンである。ユニットは、単段式水素インパルスタービン３７によって駆動される単段式軸流ファン３８を概して備えてよい。ユニットは、５７３３０回転／分の最高速度で、概して作動してよい。

本実施形態では、メインヘリウム循環器３５と同様に、ロケット動作の間、信頼性のためのナセル当たり２つの再循環器３８がある。動作温度は、比較的低い（例えばヘリウム６３０Ｋおよび水素５７７Ｋ）。

再循環器３８の後、第２のヘリウムフローパス２５ｄは、第２の熱交換器ステージ３０と循環器３５との間の位置でプレクーラ２９、３０にヘリウムを戻す。これによって、プレクーラ出口からのヘリウムは、熱交換器３４の水素ストリームによりプレ冷却されたヘリウムと混合されることができる。

各ナセルは、エンジンに水素を供給するために、２つの水素ターボ型ポンプ４０を含む。水素ポンプがエンジンの性能要件に応じて選択されるにもかかわらず、本実施形態では、各ポンプは、空気吸込モードにおいて１２．４ＭＷ（ロケットモードにおいて２０．４ＭＷ）のパワーレベルを有する２つのインペラステージを含む。空気吸込モードにおいて、ポンプは、３１０バールの送給圧力を有する６９，０００回転／分で概して作動する。

水素タービン４１は、ヘリウムにより約６５０Ｋおよび３１０バールまで温度が上昇した熱交換器３４から、高圧水素を受ける。この水素は、ターボ型コンプレッサのタービン３２に残っているヘリウムによって加熱された。水素タービン４１への入口は、空気吸込モードにおいて６６０Ｋでほぼ３１０バール（推力１００％のロケットモードにおいて７７７Ｋで３３０バール）である。水素ポンプ出力４０は、水素タービン４１上のバイパスフローパス２６ｃ上のバイパス弁５２によって制御される。空気吸込モードおよびロケットモードの両方において一般に類似の水素ポンプ圧力について、さもなければ空気吸込モードにおいて完全に利用されない付加的な圧縮ステージは、必要とされない。

タービン４１の後、水素ストリームは、タービン３６へとフローパス２６ｂ、２６ｄおよび２６ｌに続く。このタービン３６は、循環器３５を上記のように駆動する。タービン３６の後、それから、水素は、再循環器３８を上記のように駆動するタービン３７を通過する。タービン３７の後、水素の一部は、フローパス２６ｅを介してプレバーナ３３へと進む。水素の一部は、フローパス２６ｆに沿って進む。ここで、水素の一部は、ロケット燃焼室４５へと進み、そして水素の一部は、バイパスバーナ１８へと進む。

エンジンオペレーションのこの第１のモードにおいて、液体酸素は、ロケット室のための酸化剤として必要でない。その代わり、ロケットは、空気吸込モードにおいて作動する。空気吸込モードは、別の酸素ソースを使用することを必要とせずに、そして追加の推力手段なしに離陸するために、この種のエンジンを備える航空機を可能にする。そしてそれは、航空機上に追加の酸化剤を担持する必要性が減少するので、重要な重量効果がある。

プレバーナ３３の排気は、空気取込部コンプレッサ３１を駆動するためにヘリウムがタービン３２へと進む前に、熱交換器４４を介してヘリウムを予熱するために使用される。空気吸込モードにある一方で、航空機のマッハ数から独立して概して約１１８０Ｋの実施形態において、プレバーナ３３は、ヘリウムの一定の上のサイクル温度を維持するために制御される。

プレバーナ３３は、フローパス２４ｄに沿って供給される空気とともに水素を燃焼させる。プレバーナ出口ガスは、ロケット燃焼室４５に供給される前に、パス２７ａに沿って流れる。

プレバーナ３３がエンジンの性能要件に応じて選択されることができるにもかかわらず、本実施形態では、プレバーナ３３および熱交換器４４は、水素リッチな燃焼器および、単一の浮動チューブシートを有するシェルアンドチューブ形熱交換器から成る一体型ユニットを形成する。

プレバーナ３３は、空気吸込モードの間およびロケットモードへの変化において、流れおよび混合比の非常に広い範囲を通じて作動する。概して、熱交換器４４からの最大燃焼ガス出口温度が１０２７Ｋである一方、最大プレバーナ燃焼温度は１８５５Ｋである。ユニットの構造およびそこからの排気配管は、非冷却絶縁ライナを有する。

主燃焼室を目指す水素の全ては、プレバーナ３３を通過する。プレバーナ熱交換器４４からの出口でのヘリウム温度を、必要な値（本実施形態では、空気吸込モードにおいて１１８０Ｋ、ロケットモードにおいて８２０Ｋの温度、ここで、液体酸素ポンプのための再循環器３８およびタービン４８だけが駆動されることを必要とする）まで上昇させるために、充分な酸化剤（空気吸込モードにおいて空気、ロケットモードにおいて気体酸素）は、プレバーナ３３に提供される。残りの酸化剤は、主燃焼室において追加される。

図には１つだけ示されるけれども、ビークルの各ナセルは、ロケットモード動作の信頼性のための２つのプレバーナ３３を含む。しかしながら、本実施形態では、両方のプレバーナ３３は、ヘリウムの流れがタービン３２を駆動することを可能にするために、空気吸込モードで作動することを必要とする。

プレバーナ出口ガスは、水素燃料とともにロケット燃焼室４５においてそれらの燃焼を完了して、そして、推力を航空機に提供するために、推進ノズル１７ａを通って拡張する。本実施形態では、ロケットエンジン燃焼室４５は、１０３バールで作動して、５００ｋＮの真空推力を提供する。

図４は、概してマッハ４を上回る速度の第２の作動モードのエンジン作動を示すが、ロケットが酸化剤としての液体酸素を使用して作動する前を示す。

第１の作動モードとは対照的に、この第２の作動モードでは、再循環器３８を通るその通路に沿って、ヘリウムは、第２の熱交換器ステージ３０と第１の熱交換器ステージ２９との間に接合部４７でプレクーラに入る。

この作動モードにおいて、ヘリウムは、第１の作動モードと同様に、再循環器３８へと進む前に、熱交換器３９までフローパス２５ｇに沿って流れる。加えて、ヘリウムはまた、最初に再循環器３８を通過せずに、フローパス２５ｅに沿ってプレクーラからプレバーナ熱交換器４４へと進む。

プレバーナ熱交換器４４の後、ヘリウムは、エアーコンプレッサ３１を駆動するためにタービン３２を通過し、そして、循環器３５へと進む前に熱交換器３４を通過し、それからプレクーラの第２のステージ３０を通過するために、第１のモードのように続ける。

したがって、水素は、熱エンジンのためのヒートシンクとして作用することが分かる。そしてそれは、ヘリウムループを介してその熱源として高温の取込み空気を使用する。これは、取込み空気の熱の有効部分が、働くために、例えばターボ型コンプレッサのタービンを駆動するために、変換されることができることを意味する。

この作動モードでは、水素の流れは、水素が再循環器３８の前にヘリウムループに配置された熱交換器３９を通過するような弁５１を使用して、制御される。このようにして、ヘリウムは、接合部４７へ進む前に、水素燃料を介して追加的に冷却される。接合部４７に対するヘリウムの流れは、弁４６を介して制御される。このモードにおいて、空気取込部およびサイクルは、第１の作動モードにおいてと同じである。

熱交換器３９で水素燃料に対する熱遮断なしに上記のように第１のモードにおいてプレクーラからのヘリウムをプレクーラ入口に戻し提供することにより、プレクーラ入口でヘリウムの必要な温度を得るために、循環器３５からのプレ冷却されたヘリウムの適切な比率とそれを混合することによって、ヘリウムは、プレクーラの第２の熱交換器ステージ３０の温度を調整するために使用されることができる。

より高速度、概してマッハ４を上回る速度で、上記のような第２の作動モードは、利用される。この第２モードでは、ヘリウムが、２つの熱交換器ステージ２９、３０の間の接合部４７へと流れる前に、熱交換器３９のプレクーラの後でプレ冷却されているせいで、第１の熱交換器ステージ２９の冷却要件は、増加する。

これらの第１および第２の空気吸込モードを利用することによって、プレクーラの温度分布は、よりよく制御されてよい。そして、理想的には、放射温度差は上昇の全体にわたって一定に保たれる。これによって、ほぼ１０キロメートルの高度までプレクーラ上の着霜の制御を支援するのに役立つことができて、霜制御システムはより効率的に作動することができる。

再循環されるヘリウムの量は、飛行条件および大気の温度および湿度に依存している。再循環の量は、離陸において最大である。例えば、第１の作動モードに関連して説明したように、再循環されたヘリウムは、再び全てのプレクーラを通過する。例えば第２の作動モードにおいて、再循環されるヘリウムの量は、高度によって減少する。

再循環は、離陸で高温多湿条件において正味流量の２５％に達することができるが、酸化剤として空気が使用されないので霜制御がもはや必要でないときに、５０００ｍで２、３パーセントに、そして１０，０００ｍで０に急速に落ちる。

本実施形態では、再循環器の出力は、循環器３５と比べて比較的低く、概して循環器の出力の２４％のオーダーである。

循環器からヘリウムをバイパスすることによってプレクーラ温度分布を制御することも、理論的に可能である。しかしながら、エンジン性能は、高いコンプレッサ入力温度および減少した空気の質量流量のせいで減少した推力によって影響を受けることができる。

より高速度で、エンジンは、図５に概略的に示すように、第３のモードで作動することができる。このモードでは、エンジンは、より従来的にロケットエンジンとして作動する。このモードでは、ロケット室４５において使用する酸素は、液体酸素ポンプ４２によって提供される。液体酸素の一部は、フローパス２４ｄに沿ってプレバーナに提供される。

空気吸込み動作からロケット動作への移行は、連続オペレーションおよび、空気吸込み軌道プルアップの終了における低推力の下でのエンジンとともに達成される。最初に、ロケットモードは、プレバーナ３３の温度を下降させること、液体酸素ポンプ４２を加速すること、そして、空気吸込み動作の燃焼システムを作動したままで酸素を排出することによって開始する。次のステージは、それを蒸発させるために液体酸素を燃焼室冷却システムに入れること、および空気を機外へ排出することによって、酸素を空気と置換することである。

ロケットモードへの移行の最終段階の間に、ヘリウムの流れが主循環器３５をバイパスして、再循環器３８へと直接流れると共に、ターボ型コンプレッサ３１、３２は停止する。このステージで、エンジンは、全推力のほぼ５０％でロケットモードにおいて目下作動している。エンジンは、最終的にロケット上昇のための最高１００％の推力まで加速する。

概して、正味推力／燃料流量は、離陸での２６，０００ｍ／ｓからマッハ５でのほぼ１６，０００ｍ／ｓまで変化する。非搭載エンジンの当量比（すなわち化学量論的空気への燃料比率に対する実際の空気への燃料比率）は、ほぼ２．８である。作動において、燃焼室は、空気吸込モードにおける化学量論的空気への燃料／酸化剤比率で、実質的に作動する。

この第３の作動モードでは、空気のプレ冷却が必要とされないので、ヘリウムは、プレクーラの第１および第２のステージ３０、２９を通過しない。むしろ、ヘリウムは、再循環器３８を通過する。そして、弁４６で、全てのヘリウムは、フローパス２５ｂおよびそれからフローパス２５ｃに沿って流れて、プレバーナ熱交換器４４を通過する。それから、酸化剤をロケット燃焼室４５に提供する液体酸素ポンプ４２を駆動するために、ヘリウムは、フローパス２５ｈおよび２５ｉを介してタービン４８へとループをまわす。このモードでは、ヘリウムは、ターボ型コンプレッサのタービン３２を通過しない。タービン４８の後、ヘリウムは、それから、再循環器３８（すなわちバイパス循環器３５）へと直接進む前に、水素熱交換器３４を通過する。再循環器３８は、主ヘリウム循環器３５よりも低い出力を有する。そしてこの減少した出力消費は、エンジンのロケット上昇モードにおいて利用されてよい。

エンジンは、ナセル内の各エンジンにおいて２つの酸素ターボ式ポンプ４２を備える。本実施形態では、吸込圧力は、ビークルタンク搭載のブーストポンプによって供給される４バールのオーダーでもよい。酸素ポンプは、４００バールの名目ポンプ出口圧力を発生するために１３ＭＷの典型的出力を有する。

本実施形態では、ヘリウムタービン４８は、単一ステージから成る。ヘリウム回路の特徴が空気吸込みフェーズにより固定されているせいで、それは、酸素ポンプの必要とするのをはるかに過度に提供する。したがって、このタービン４８は、圧縮比を１．３まで下げるために大きなチョークと直列に、そして設計流量を２０ｋｇ／ｓまで下げるためにフローパス２５ｊを介して大きなバイパス５３と並列に、配置されてもよい。これらの条件のため、タービン上の設計制約条件は、最小限であり、その質量を最小化するために使用することができる。タービン４８は、８２０Ｋの入口温度を概して有する。

酸素の一部はまた、フローパス２４ｄに沿ってプレバーナ３３まで、フローパス２８ａ、２８ｂ、２８ｄ、２８ｅおよび２８ｆを介して供給される。この作動モードでは、タービン３７へと通ることそしてこのモードのように熱交換器３９を通過することなくプレバーナ３３へと直接通ることの前に、熱交換器３４を通りタービン４１およびフローパス２６ｄを通り、弁５９を用いてフローパス２６ｍを介してバイパスタービン３６を通って、水素はポンプ圧送される。そして、ヘリウムの付加的な冷却は必要とされない。

液体水素は、２０Ｋまたはそれ以下でビークルに低温で概して貯蔵されて、約２００バールおよび３５Ｋで燃料ポンプから概して解放される。

空気吸込モードからロケットモードへの移行において、タービン３２、４８、３６、３７に分配されているループ出力は、２２７．４ＭＷから３３．４ＭＷに（すなわち最大パワーレベルの１４．７％まで）落ちる。上記のより低い出力要求に相俟って、空気吸込モードに対してロケットモードにおける約５０％の水素の質量流量の増大によって、再循環器タービン３７は、主循環器３５よりもむしろロケットモードにおいてヘリウムループを駆動することができる。

弁５７を使用してプレバーナの温度を制御する一方で、エンジンは、酸化剤供給弁５４、５６ならびに水素供給弁５３を閉じることにより運転停止される。

運転停止の間、プレクーラは分離される。そして、熱交換器３４に過度な負荷がかからないように、メインループは、水素圧力を段階的に実行しながら静止圧力まで逃がすことができる。それから、プレクーラは、その静止圧力まで排気される、そして推進剤ラインは、ヘリウムによって除去される。

添付の請求の範囲により定められる本発明の範囲を逸脱することなく、記載された実施形態（単数または複数）にさまざまな修正が加えられうる。

Claims (25)

1. エンジンであって、
   燃料および酸化剤の燃焼のためのロケット燃焼室と、
   前記燃焼室に加圧酸化剤を供給するためのコンプレッサと、
   前記コンプレッサによる圧縮の前に伝熱媒体を使用して前記コンプレッサに供給される酸化剤を冷却するように配置された入口および出口を有する第１の熱交換器と、
   前記伝熱媒体のための伝熱媒体ループと、
   燃料を送給するための燃料送給装置と、
   前記燃料送給装置により送給される燃料によって前記伝熱媒体を冷却するように配置された第２の熱交換器と、
   前記伝熱媒体ループのまわりに前記伝熱媒体を循環するための、そして前記伝熱媒体を前記第１の熱交換器の前記入口に送給するための第１の循環器と、
   前記第１の熱交換器の前記出口の下流に配置された第２の循環器と、
   を含み、
   前記エンジンは、前記第２の循環器が前記第１の熱交換器の出口から前記第１の熱交換器の入口まで伝熱媒体を送給するように構成される、第１のオペレーティングモードで作動するように構成され、
   前記燃料を使用して前記第１の熱交換器の出口からの前記伝熱媒体を冷却するように配置されている第３の熱交換器、をさらに含み、
   前記エンジンは、前記第３の熱交換器により冷却した後、前記第２の循環器が前記第１の熱交換器の出口から前記第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点まで伝熱媒体を送給するように構成される、第２のオペレーティングモードで作動するように構成され、
   前記エンジンは、前記第１のオペレーティングモードにおいて前記第３の熱交換器を過ぎた燃料をバイパスするために利用されることができるバイパスをさらに含む、
   エンジン。
2. 前記エンジンは、タービンをさらに含み、前記タービンは、前記コンプレッサを駆動するための前記第１の熱交換器の出口からの伝熱媒体の一部を使用して駆動されるように構成されている、請求項１に記載のエンジン。
3. 前記エンジンは、前記タービンに送給する前に前記伝熱媒体を加熱するように構成される第４の熱交換器をさらに含む、請求項２に記載のエンジン。
4. 前記エンジンは、前記ロケット燃焼室に送給する前に燃料を予熱するように構成されるプレバーナをさらに含み、前記プレバーナからの排気は、前記伝熱媒体の加熱のための前記第４の熱交換器に接続している、請求項３に記載のエンジン。
5. 前記エンジンは、酸化剤貯蔵部をさらに含み、前記エンジンは、前記酸化剤が前記酸化剤貯蔵部から供給される第３のオペレーティングモードで作動するように構成されている、請求項１〜４のいずれか１項に記載のエンジン。
6. 前記エンジンは、前記伝熱媒体が前記第１の熱交換器をバイパスするように構成される、請求項５に記載のエンジン。
7. 前記エンジンは、前記伝熱媒体が前記第１の循環器をバイパスして、前記第２の循環器により前記伝熱媒体ループにおいて駆動されるように構成される、請求項６に記載のエンジン。
8. 前記エンジンは、前記酸化剤として空気を供給するための空気取込部をさらに含む、請求項１〜７のいずれか１項に記載のエンジン。
9. 前記伝熱媒体ループは、閉じた流れループとして構成される、請求項１〜８のいずれか１項に記載のエンジン。
10. 前記エンジンは、前記伝熱媒体ループにおける前記伝熱媒体としてヘリウムを含む、請求項１〜９のいずれか１項に記載のエンジン。
11. 前記燃料送給装置は、前記燃料として水素を供給するように構成される、請求項１〜１０のいずれか１項に記載のエンジン。
12. エンジンの作動方法であって、
    ロケット燃焼室において燃料および酸化剤を燃焼するステップと、
    コンプレッサを介して前記燃焼室に加圧した酸化剤を供給するステップと、
    入口および出口を有する第１の熱交換器、および伝熱媒体を使用して、圧縮の前に、前記コンプレッサに供給される酸化剤を冷却するステップと、
    第１の作動モードにおいて、前記第１の熱交換器の温度分布を制御するために、前記第１の熱交換器の出口から前記第１の熱交換器の入口まで、伝熱媒体ループを介して、伝熱媒体を送給するステップと、
    を含み、
    前記方法は、第２の作動モードにおいて、前記第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点に伝熱媒体を送給する前に、前記第１の熱交換器の出口から送給される伝熱媒体を冷却するステップをさらに含み、
    前記伝熱媒体は、燃料が前記第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点に送給される前に燃料によって第３の熱交換器において冷却され、
    第３の作動モードにおいて、前記伝熱媒体は、前記第１の熱交換器および第２の循環器をバイパスする、
    エンジンの作動方法。
13. 第２の作動モードにおいて、前記中間点の下流の前記第１の熱交換器における伝熱媒体の流量は、前記中間点の上流の伝熱媒体の流量の２倍である、請求項１２に記載のエンジンの作動方法。
14. 第１の循環器は、伝熱媒体を前記第１の熱交換器の入口に送給するために作動され、前記第２の循環器は、前記第１の熱交換器の出口から前記入口または、前記第１の熱交換器の入口と出口との間の中間点まで伝熱媒体を送給するために作動される、請求項１２に記載のエンジンの作動方法。
15. 燃料は、前記第１の熱交換器に送給する前に、第２の熱交換器において伝熱媒体を冷却するために使用される、請求項１２〜１４のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
16. 前記酸化剤は空気であり、前記燃料は水素である、請求項１２〜１５のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
17. 前記伝熱媒体はヘリウムである、請求項１２〜１６のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
18. 前記燃料は、前記第１のおよび第２の循環器と関連しているタービンを駆動するために使用される、請求項１２、１３、１４または請求項１４に従属する場合の請求項１５〜１７のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
19. 第３の作動モードにおいて、酸化剤は、液体酸素として供給される、請求項１２に記載のエンジンの作動方法。
20. 燃料は、前記ロケット燃焼室に送給する前に燃料をプレ燃焼させるためのプレバーナに供給される、請求項１２〜１９のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
21. 前記プレバーナからの排気は、前記コンプレッサを駆動するためにタービンへの伝熱媒体の送給の前に、前記第１の熱交換器の出口からの伝熱媒体を暖めるのに使用される、請求項２０に記載のエンジンの作動方法。
22. 第３の作動モードにおいて、前記伝熱媒体は、前記第１の熱交換器および前記第１の循環器をバイパスして、前記第２の循環器は、前記伝熱媒体を駆動するためだけに使用される、請求項１２または請求項１２に従属する場合の請求項１３〜２１のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
23. 第１の作動モードにおいて、前記第１の熱交換器の出口からの前記伝熱媒体の２５％までは、前記第１の熱交換器の入口に送給される、請求項１２〜２２のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。
24. 請求項１〜１１のいずれか１項に記載のエンジンを含む、航空機または航空宇宙ビークル。
25. 前記エンジンは、航空機または航空宇宙ビークルにおいて構成される、請求項１２〜２３のいずれか１項に記載のエンジンの作動方法。

Images