JPH0713499B2 - Air intake type rocket engine - Google Patents
Air intake type rocket engineInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、人工衛星打上げ等に使用する空気吸入型ロケ
ットエンジンに関する。TECHNICAL FIELD The present invention relates to an air-breathing rocket engine used for launching artificial satellites and the like.
従来の技術及び発明の解決しようとする問題点 人工衛星を打上げるロケットにおいては、その打上げ能
力の向上のためにロケットが空気中を通過する間は空気
吸入型ロケットエンジンを利用する考え方があり、ロケ
ットに使用可能なこの種エンジンは二種に大別される。
そのうちの一種は通常の航空機用アフタバーナ付ターボ
ジェットエンジンであり、他の一種はターボロケットエ
ンジンである。後者のターボロケットエンジンは前者の
ターボジェットエンジンの欠点であるマッハ３以上の高
々速における作動限界を改善するために案出されたもの
である。In the conventional rocket for launching a satellite, there is a concept of using an air-breathing rocket engine while the rocket passes through the air to improve its launch capability. This type of engine that can be used for rockets is roughly divided into two types.
One of them is a turbojet engine with a normal afterburner for aircraft, and the other is a turbo rocket engine. The latter turbo rocket engine was devised to improve the operating limit at high speeds of Mach 3 or higher, which is a drawback of the former turbo jet engine.
いま、従来のターボロケットエンジンについて説明すれ
ば、通常の航空機用ターボジェットエンジンにおけると
同様に軸流圧縮機によって空気を圧縮させてこれをター
ビンの駆動後の燃料過多の排気ガスと燃焼室内で混合し
て燃焼させてノズルから噴出して推力を発生させるもの
である。通常のターボジェットエンジンが軸流圧縮機の
動力を該圧縮機によって圧縮した空気および燃料（普通
はケロシン）の燃焼で作られた空気過多の燃焼ガスによ
って得ているのに対し、ターボロケットエンジンにおい
ては、ロケット搭載燃料（一般には液体水素）および液
体酸素をプリバーナにおいて燃焼させて得られる燃料過
多の高温、高圧ガスによってタービンを作動させて得て
いる。Explaining the conventional turbo rocket engine, the air is compressed by an axial compressor as in the case of a normal turbojet engine for aircraft, and this is mixed with exhaust gas of excessive fuel after driving the turbine in the combustion chamber. Then, it is burned and ejected from the nozzle to generate thrust. Whereas a conventional turbojet engine obtains the power of an axial compressor by an air-rich combustion gas produced by combustion of air and fuel (usually kerosene) compressed by the compressor, in a turbo rocket engine Is obtained by operating a turbine with a high-temperature, high-pressure gas that is fuel-rich and is obtained by burning a rocket-mounted fuel (generally liquid hydrogen) and liquid oxygen in a preburner.
しかるに、前述したターボジェットエンジンおよびター
ボロケットエンジンには共通な欠点があるとされてい
る。すなわち、（１）空気圧縮用の空気圧縮機が多大な
動力を必要とするために、高圧まで空気を圧縮すること
ができず、したがって吸入空気量の割には大きい推力が
得られない上に、（２）推力対エンジン重量比が小さ
く、さらに（３）ロケットがマッハ６〜10の高々速で飛
しょうするときのラム効果による空気温度の著しい上昇
に前記空気圧縮機のブレードが耐えられないなどであ
る。なお、ターボロケットエンジンにおいては、高々速
飛しょうに対する限界が前述の空気圧縮機のブレードの
温度制限によって定まるが、ターボジェットエンジンに
おいては、その限界がタービンブレードの温度制限によ
って定まるので、高々速飛しょうに対する難度がさらに
高くなる。However, it is said that the above-mentioned turbojet engine and turbo rocket engine have common drawbacks. That is, (1) the air compressor for air compression requires a large amount of power, so that the air cannot be compressed to a high pressure, and thus a large thrust cannot be obtained for the amount of intake air. , (2) The thrust-to-engine weight ratio is small, and (3) the blades of the air compressor cannot withstand a significant increase in air temperature due to the ram effect when the rocket flies at high speeds of Mach 6 to 10. And so on. In a turbo rocket engine, the limit for high-speed flight is determined by the temperature limit of the air compressor blades described above, but in a turbojet engine, the limit is determined by the temperature limit of turbine blades, so The difficulty with ginger becomes higher.
本発明は、以上述べた従来技術の課題を解決するために
なされたもので、ターボ圧縮機を用いることなく大きな
推力を得ることができる空気吸入型ロケットエンジンを
提供することを目的とする。The present invention has been made to solve the above-described problems of the conventional art, and an object of the present invention is to provide an air suction type rocket engine that can obtain a large thrust without using a turbo compressor.
課題を解決するための手段 上記の課題を解決するために、本発明は、空気吸入型ロ
ケットエンジンにおいて、空気ダクトに取入れられる空
気を空気予冷器、空気凝縮器および第１の昇圧ポンプの
順に経由させて燃焼器へ導くとともに、第２の昇圧ポン
プにより昇圧した液体水素を上記空気凝縮器内および空
気予冷器内の順に循環させて上記燃焼器へ導き、かつ第
３の昇圧ポンプにより昇圧した液体酸素を上記空気凝縮
器内に噴霧するようにしたものである。Means for Solving the Problems In order to solve the above problems, the present invention provides an air intake type rocket engine in which air taken into an air duct is passed through an air precooler, an air condenser, and a first booster pump in this order. The liquid hydrogen pressurized by the second booster pump, circulated in the air condenser and the air precooler in this order to the combustor, and pressurized by the third booster pump. Oxygen is sprayed into the air condenser.
作用 上記の手段によれば、空気ダクトに取入れられた空気は
まず空気予冷器で予冷され、その後空気凝縮器で液体水
素と液体酸素とにより液化されて燃焼器へ導びかれ、こ
の燃焼器で空気予冷器を経て流れてきた水素と混合して
燃焼するので、ターボ圧縮機を用いることなく大きな推
力を得ることができる。Action According to the above means, the air taken into the air duct is first pre-cooled in the air pre-cooler, then liquefied by liquid hydrogen and liquid oxygen in the air condenser and guided to the combustor, where it is liquefied. Since hydrogen is mixed with hydrogen flowing through the air precooler and burned, a large thrust can be obtained without using a turbo compressor.
実施例 液体水素および液体酸素を冷熱源を用いた本発明に係る
空気吸入型ロケットエンジンの系統図を、第１図示す。EXAMPLE FIG. 1 shows a system diagram of an air-breathing rocket engine according to the present invention using a cold heat source for liquid hydrogen and liquid oxygen.
第１図において、液体水素タンク１に蓄えられたロケッ
ト推進剤である液体水素、たとえば、３重点付近の温度
（約14K）の液体水素を配管２を通して昇圧ポンプ３に
供給して、このポンプにより昇圧し、その後配管４を通
して空気凝縮器５に入れる。空気凝縮器５は、たとえば
平板またはフィン付チューブ等からなる熱交換器で、こ
の場合低温水素の冷熱源を用いて空気を液化するもので
ある。この空気凝縮器５において、空気の凝縮熱をもら
って昇温した水素は、更に、配管６を通って空気予冷器
７に入る。空気予冷器７は空気凝縮器の空気の液化効率
を高めるために、外部に通じた空気ダクト14から取り入
れた外気（空気）をあらかじめ90K程度に予冷するため
に設けられている。In FIG. 1, liquid hydrogen, which is a rocket propellant stored in a liquid hydrogen tank 1, for example, liquid hydrogen at a temperature near a triple point (about 14 K) is supplied to a booster pump 3 through a pipe 2 and is supplied by the pump. The pressure is increased, and then the air condenser 5 is put through the pipe 4. The air condenser 5 is a heat exchanger composed of, for example, a flat plate or a tube with fins, and in this case, uses a cold heat source of low-temperature hydrogen to liquefy air. In the air condenser 5, the hydrogen, which has been heated by receiving the heat of condensation of air, further enters the air precooler 7 through the pipe 6. The air precooler 7 is provided to precool the outside air (air) taken in from the air duct 14 communicating with the outside to about 90K in advance in order to enhance the liquefaction efficiency of the air in the air condenser.
尚、空気の液化はその圧力によって液化温度と液化効率
が変化するため、ロケットが高空で高速で作動する場合
は、ラム圧等を用いて適宜、空気予冷器７および空気凝
縮器５の圧力を上昇させるものとする。Since the liquefaction temperature and liquefaction efficiency of air liquefaction change depending on the pressure, when the rocket operates at high speed in high altitude, the pressures of the air precooler 7 and the air condenser 5 are appropriately adjusted using ram pressure or the like. Shall be raised.
空気予冷器７を出た水素は配管８を通ってロケットエン
ジンの燃焼器19に導かれる。The hydrogen discharged from the air precooler 7 is led to the combustor 19 of the rocket engine through the pipe 8.
液体酸素タンク９に蓄えられた液体酸素、たとえば３重
点付近の温度（約55K）の液体酸素は配管10を通して昇
圧ポンプ11に供給されて、このポンプにより昇圧され、
その後配管12を通って空気凝縮器５の頭部に入る。Liquid oxygen stored in the liquid oxygen tank 9, for example, liquid oxygen at a temperature near the triple point (about 55 K) is supplied to the booster pump 11 through the pipe 10 and is boosted by this pump,
After that, it enters the head of the air condenser 5 through the pipe 12.
空気凝縮器５に入った液体酸素は噴霧器13によってシャ
ワー状で空気ダクト15からの空気流中へ噴霧され、空気
を液化させる。The liquid oxygen that has entered the air condenser 5 is atomized by the atomizer 13 in the form of a shower into the air flow from the air duct 15 to liquefy the air.
空気凝縮器５で液化した空気（水素の冷熱源と液体酸素
の冷熱源によって液化した空気）は噴霧した液体酸素と
混合し、配管16を通して昇圧ポンプ17に供給されて、こ
のポンプによる昇圧され、その後配管18を通してロケッ
トエンジンの燃焼器19に送られる。The air liquefied in the air condenser 5 (air liquefied by the cold heat source of hydrogen and the cold heat source of liquid oxygen) is mixed with the sprayed liquid oxygen and supplied to the booster pump 17 through the pipe 16 to be boosted by this pump, Then, it is sent to the combustor 19 of the rocket engine through the pipe 18.
燃焼器19において、供給された水素と液体空気と液体酸
素の混合流体によって燃焼が行われ、高温燃焼ガスをノ
ズルにより噴出し、推力を発生する。In the combustor 19, combustion is performed by the supplied mixed fluid of hydrogen, liquid air, and liquid oxygen, and high-temperature combustion gas is ejected from the nozzle to generate thrust.
第２図に示す実施例は第１図の基本的実施例をさらに具
体化したものである。構成は第１図のもの（以下これを
基本型と呼ぶ）とほぼ同様であるが、基本型の空気凝縮
器５の空気流の下流に軸流式または遠心式の空気圧縮機
21を追加し、さらにその下流に補助空気凝縮機23が追加
されたものである。The embodiment shown in FIG. 2 is a further implementation of the basic embodiment of FIG. The configuration is almost the same as that of FIG. 1 (hereinafter referred to as the basic type), but an axial flow type or centrifugal type air compressor is provided downstream of the air flow of the basic type air condenser 5.
21 is added, and an auxiliary air condenser 23 is further added downstream thereof.
尚、補助空気凝縮器23は空気凝縮器５から出た80K前後
の水素によって冷却される。The auxiliary air condenser 23 is cooled by the hydrogen of about 80K discharged from the air condenser 5.
の実施例によれば、空気凝縮器５で凝縮されずに残った
気体の空気を空気圧縮機21で圧縮し圧力を上昇させ、こ
れを補助空気凝縮器23に入れる。According to the embodiment, the air of the gas left uncondensed by the air condenser 5 is compressed by the air compressor 21 to increase the pressure, and the air is put into the auxiliary air condenser 23.
空気の液化温度（沸点）は圧力上昇に伴って上昇するた
め、水素の冷熱源をより多く利用でき、空気の液化量を
増大させることができる。従って空気吸入型ロケットエ
ンジンの比推力の向上が計れるのである。Since the liquefaction temperature (boiling point) of air rises as the pressure rises, more cold heat sources of hydrogen can be used and the liquefaction amount of air can be increased. Therefore, the specific thrust of the air-breathing rocket engine can be improved.
さらに他の具体化した実施例を第３図に示す。構成は基
本型とほぼ同様であるが、液体酸素のタンクおよびその
供給系が異なる。Still another specific embodiment is shown in FIG. The configuration is almost the same as the basic type, but the liquid oxygen tank and its supply system are different.
この実施例においては、液体酸素タンク９は内部を２分
する移動式の隔壁26を有する。ロケットの打上時には液
体酸素タンクには３重点付近の低温を液体酸素が詰まっ
ており、移動式の隔壁26はタンクの最上部にある。In this embodiment, the liquid oxygen tank 9 has a movable partition wall 26 that divides the inside into two. When the rocket is launched, the liquid oxygen tank is filled with liquid oxygen at a low temperature near the triple point, and the movable partition 26 is located at the top of the tank.
液体酸素タンク内の低温の液体酸素はポンプ11で昇圧さ
れた後、空気凝縮器５に入り、一部は空気凝縮器５の内
部で空気中へシャワー状に噴霧され、残りは熱交換器24
を通って80K前後に温度が上昇し、液体酸素タンクの移
動式の隔壁26の上部へ戻る。The low temperature liquid oxygen in the liquid oxygen tank is pressurized by the pump 11 and then enters the air condenser 5, a part of which is sprayed into the air inside the air condenser 5 in the form of a shower, and the rest is the heat exchanger 24.
The temperature rises to around 80K and returns to the upper part of the movable partition 26 of the liquid oxygen tank.
移動式の隔壁26はロケットの作動と共に上部に流入する
80K前後の液体酸素に押されて液体酸素タンク内を下方
へ移動する。移動式の隔壁26の上部に蓄えられた液体酸
素はロケットエンジンが高々度もしくは真空中で作動す
る時に使用される。The mobile bulkhead 26 flows into the upper part as the rocket operates.
It is pushed by liquid oxygen around 80K and moves downward in the liquid oxygen tank. The liquid oxygen stored on top of the mobile bulkhead 26 is used when the rocket engine operates at high altitude or in vacuum.
この実施例によれば空気凝縮器５に送られる低温の液体
酸素流量が増加できるため、空気の液化量が増加でき
る。この空気の液化量の増大により、空気吸入型ロケッ
トエンジンの比推力の向上が計れるのである。According to this embodiment, the flow rate of low-temperature liquid oxygen sent to the air condenser 5 can be increased, so that the liquefaction amount of air can be increased. This increase in the liquefied amount of air can improve the specific thrust of the air-breathing rocket engine.
発明の効果 以上述べたように、本発明によれば、空気吸入型ロケッ
トエンジンにおいて、空気ダクトに取入れられた空気は
まず空気予冷器で予冷され、その後空気凝縮器で液体水
素と液体酸素とにより液化されて燃焼器へ導びかれ、こ
の燃焼器で空気予冷器を経て流れてきた水素と混合して
燃焼するので、ターボ圧縮機を用いることなく大きな推
力を得ることができる。As described above, according to the present invention, in the air-breathing rocket engine, the air taken into the air duct is first pre-cooled by the air pre-cooler and then by the air condenser by the liquid hydrogen and liquid oxygen. It is liquefied and guided to the combustor, and is mixed with hydrogen flowing through the air precooler and burned in this combustor, so that a large thrust can be obtained without using a turbo compressor.
第１図は本発明の空気吸入型ロケットエンジンの基本型
の系統図、第２図、第３図はこれの派生型の系統図であ
る。 １……液体水素タンク、2,4,6,6′,8……水素配管、3,1
1,17……昇圧ポンプ、５……空気凝縮器、７……空気予
冷器、９……液体酸素タンク、10,12,25……酸素配管、
13……噴霧器、14,15……空気ダクト、16,18,20,22……
液化空気配管、19……ロケットエンジン燃焼器、21……
空気圧縮機、23……補助空気凝縮器、24……液体酸素熱
交換器、26……移動式隔壁。FIG. 1 is a system diagram of a basic type of the air-breathing rocket engine of the present invention, and FIGS. 2 and 3 are system diagrams of derivative types thereof. 1 …… Liquid hydrogen tank, 2,4,6,6 ′, 8 …… Hydrogen piping, 3,1
1,17 ... Booster pump, 5 ... Air condenser, 7 ... Air precooler, 9 ... Liquid oxygen tank, 10, 12, 25 ... Oxygen piping,
13 …… Atomizer, 14,15 …… Air duct, 16,18,20,22 ……
Liquefied air piping, 19 …… Rocket engine combustor, 21 ……
Air compressor, 23 ... auxiliary air condenser, 24 ... liquid oxygen heat exchanger, 26 ... moving partition.
Claims (1)
器、空気凝縮器および第１の昇圧ポンプの順に経由させ
て燃焼器へ導くとともに、第２の昇圧ポンプにより昇圧
した液体水素を上記空気凝縮器内および空気予冷器内の
順に循環させて上記燃焼器へ導き、かつ第３の昇圧ポン
プにより昇圧した液体酸素を上記空気凝縮器内に噴霧す
るようにしたことを特徴とする空気吸入型ロケットエン
ジン。1. Air introduced into an air duct is led to a combustor through an air precooler, an air condenser and a first booster pump in this order, and liquid hydrogen boosted by a second booster pump is condensed into the air. An air suction type rocket characterized in that the liquid oxygen, which is circulated in the reactor and in the air precooler in this order, is guided to the combustor and is sprayed with liquid oxygen whose pressure has been boosted by a third booster pump, into the air condenser. engine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18075984A JPH0713499B2 (en) | 1984-08-31 | 1984-08-31 | Air intake type rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18075984A JPH0713499B2 (en) | 1984-08-31 | 1984-08-31 | Air intake type rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6161951A JPS6161951A (en) | 1986-03-29 |
| JPH0713499B2 true JPH0713499B2 (en) | 1995-02-15 |
Family
ID=16088818
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18075984A Expired - Lifetime JPH0713499B2 (en) | 1984-08-31 | 1984-08-31 | Air intake type rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0713499B2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2241742B (en) * | 1988-03-23 | 1992-06-03 | Rolls Royce Plc | Minimising the effects of icing in the intakes of aerospace propulsors. |
-
1984
- 1984-08-31 JP JP18075984A patent/JPH0713499B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6161951A (en) | 1986-03-29 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |