(57)【要約】ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０は、空気を受け入れるように構成された吸気装置６２と、吸気装置６２からの空気を冷却するように構成された熱交換器装置６３と、熱交換器装置６３からの空気を圧縮するように構成された圧縮機６４と、１つまたは複数の推力チャンバ６５と、を含む。吸気装置６２、圧縮機６４、熱交換器装置６３、および１つまたは複数の推力チャンバ６５は、概して、エンジンモジュール７０の軸６９に沿って配置される。熱交換器装置６３は、圧縮機６４と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間に配置される。【選択図】図４
2021536546.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールであって、
空気を受け入れるように構成された吸気装置と、
前記吸気装置からの空気を冷却するように構成された熱交換器装置と、
前記熱交換器装置からの空気を圧縮するように構成された圧縮機と、
１つまたは複数の推力チャンバと、を含み、
吸気装置、圧縮機、熱交換器装置、および１つまたは複数の推力チャンバは、概して、エンジンモジュールの軸に沿って配置され、
熱交換器装置は、圧縮機と１つまたは複数の推力チャンバとの間に配置される、
ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール。
【請求項２】
吸気装置は、吸気装置によって受け入れられた空気を減速するように構成された入口コーンを含み、圧縮機は、入口コーンの内側に少なくとも部分的に配置される、請求項１に記載のエンジンモジュール。
【請求項３】
圧縮機は、入口端部および出口端部を有し、圧縮機の入口端部は、熱交換器装置に面して配置される、請求項１または請求項２に記載のエンジンモジュール。
【請求項４】
吸気装置から熱交換器装置までの第１の空気流路と、熱交換器装置から圧縮機の入口端部までの第２の空気流路とが設けられ、第２の空気流路は、第１の空気流路内の空気の流れとは反対の実質的に長手方向に空気が流れることを可能にするように構成される、請求項３に記載のエンジンモジュール。
【請求項５】
圧縮機の出口端部から１つまたは複数の推力チャンバまでの第３の空気流路が設けられ、第３の空気流路は、第２の空気流路内の空気の流れとは反対の実質的に長手方向に空気が流れることを可能にするように構成される、請求項４に記載のエンジンモジュール。
【請求項６】
エンジンはナセルをさらに含み、入口コーン、熱交換器装置、圧縮機、および１つまたは複数の推力チャンバは、各々がナセル内に少なくとも部分的に配置されている、請求項２〜５のいずれか１項に記載のエンジンモジュール。
【請求項７】
入口コーンは軸対称である、請求項２〜６のいずれか１項に記載のエンジンモジュール。
【請求項８】
エンジンモジュールの軸は湾曲している、請求項１〜７のいずれか１項に記載のエンジンモジュール。
【請求項９】
エンジンは燃料タンクをさらに含み、燃料タンクは、熱交換器装置と１つまたは複数の推力チャンバとの間に配置される、請求項１〜８のいずれか１項に記載のエンジンモジュール。
【請求項１０】
１つまたは複数の推力チャンバは、各々が少なくとも１つのロケットノズルを含む、請求項１〜９のいずれか１項に記載のエンジンモジュール。
【請求項１１】
ロケットエンジンのエンジンモジュールのための構造であって、前記構造は、エンジン構成要素を受け入れるための容積を規定する入口コーンを含む、構造。
【請求項１２】
エンジン構成要素は圧縮機である、請求項１１に記載の構造。
【請求項１３】
請求項１〜１０のいずれか１項に記載のエンジンモジュールのための構造。
【請求項１４】
ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールは、空気吸込モードからフルロケットモードに切り替え可能であ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モジュールまたは請求項１１〜１３のいずれか１項に記載の構造。
【請求項１５】
請求項１〜１０のいずれか１項に記載のエンジンモジュールを含む航空機、飛行機械または航空宇宙ビークル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、航空宇宙用途で使用され得るタイプのようなエンジンモジュールに関する。本開示はまた、ロケットエンジンのエンジンモジュールの構造、ならびにそのようなエンジンモジュールまたは構造を含む航空機、飛行機械または航空宇宙ビークルの構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１は、単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）ビークル用のハイブリッド航空宇宙推進エンジンについて説明している。このようなエンジンは、ロケット燃焼室、空気吸込燃焼室、および空気吸込燃焼室に供給するための空気を加圧するための圧縮機を含む。このようなエンジンは、空気吸込燃焼室で燃焼するための、酸化剤としての圧縮空気と燃料とを使用して作動することができる。これは、ロケット燃焼室のみを備えたエンジンと比較して、そのようなエンジンを備えた航空機の燃料運搬要件を軽減する燃料要件を減らすことができる。
【０００３】
本開示は、課題を少なくともある程度軽減し、および／または先行技術に関連する困難に少なくともある程度対処することを目的としている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】英国特許第２５１９１５５号
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本開示の第１の態様によれば、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールであって、
空気を受け入れるように構成された吸気装置と、
前記吸気装置からの空気を冷却するように構成された熱交換器装置と、
前記熱交換器装置からの空気を圧縮するように構成された圧縮機と、
１つまたは複数の推力チャンバと、を含み、
吸気装置、圧縮機、熱交換器装置、および１つまたは複数の推力チャンバは、概して、エンジンモジュールの軸に沿って配置され、
熱交換器装置は、圧縮機と１つまたは複数の推力チャンバとの間に配置される、
ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールが提供される。
【０００６】
エンジンモジュールの軸、例えば縦軸、に沿って配置されたとき、吸気装置、圧縮機、熱交換器装置、および１つまたは複数の推力チャンバのそれぞれの軸のうちの１つまたは複数は、軸と整列されてよく、またはエンジンモジュールの軸に平行におよび／またはエンジンモジュールの軸から離れて配置され得る。
【０００７】
吸気装置は、吸気装置によって受け入れられた空気を減速するように構成された入口コーンを含み得る。
【０００８】
圧縮機は、少なくとも部分的に入口コーンの内側に配置され得る。そのようなエンジンモジュールは、先行技術のエンジンモジュールと比較して長さが有利に短くなり得て、したがって、よりコンパクトで軽量のエンジンを可能にする。
【０００９】
圧縮機は、入口端部および出口端部を有し得て、圧縮機の入口端部は、熱交換器装置に面して配置され得る。そのようなエンジンモジュールは、先行技術のエンジンモジュールと比較して、熱交換器装置の長さにわたって、熱交換器装置の各熱交換器セクションの各々の内側半径方向表面と外側半径方向表面との間ではるかに均一な（すなわち一定の）圧力降下を有利に提供し得る。これは、各熱交換器セクションを通るはるかに均一な質量流量分布と相関し、機械的流れ平衡ソリューション、例えばターニングベーンなどの流れ制御手段の必要性を有利に低減または無効にする。これは、有利には、エンジンモジュールの全体的な質量のさらなる減少につながる。
【００１０】
任意選択で、エンジンモジュールは、吸気装置から熱交換器までの第１の空気流路と、熱交換器から圧縮機の入口端部までの第２の空気流路とを提供し、第２の空気流路は、第１の空気流路内の空気の流れとは反対の実質的に長手方向に空気が流れることを可能にするように構成される。
【００１１】
任意選択で、エンジンモジュールは、圧縮機の出口端部から１つまたは複数の推力チャンバまでの第３の空気流路を提供してよく、第３の空気流路は、第２の空気流路内の空気の流れとは反対の実質的に長手方向に空気が流れることを可能にするように構成される。
【００１２】
エンジンは、ナセルをさらに含み得、入口コーン、熱交換器装置、圧縮機、および１つまたは複数の推力チャンバは、各々がナセル内に少なくとも部分的に配置される。
【００１３】
任意選択で、入口コーンは軸対称であり得る。
【００１４】
任意選択で、エンジンモジュールの軸は湾曲し得る。
【００１５】
任意選択で、エンジンは燃料タンクをさらに含み得、燃料タンクは、熱交換器装置と１つまたは複数の推力チャンバとの間に配置される。
【００１６】
１つまたは複数の推力チャンバは、各々が少なくとも１つのロケットノズルを含み得る。
【００１７】
任意選択で、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールは、空気吸込モードからフルロケットモードに切り替え可能であるように構成される。ノズルは、コンプレッサからの圧縮空気と燃料とを使用して、空気吸込モードで作動し得る。ロケットモードでは、ノズルは、液体酸素と燃料とを使用して作動し得る。
【００１８】
本開示の第２の態様によれば、ロケットエンジンのエンジンモジュールのための構造が提供され、前記構造は、エンジン構成要素を受け入れるための容積を規定する入口コーンを含む。エンジン構成要素は、圧縮機であり得る。
【００１９】
本開示の第３の態様によれば、本発明の第１の態様によるエンジンモジュールを含む航空機、飛行機械、または航空宇宙ビークルが、その任意の特徴の有無にかかわらず提供される。
【００２０】
本発明はさまざまな方法で実行されることができ、次に本発明の実施形態を添付の図面に関して例として説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１Ａ】図１Ａは、先行技術の単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機の側面図を示す。
【図１Ｂ】図１Ｂは、先行技術の単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機の平面図を示す。
【図１Ｃ】図１Ｃは、先行技術の単段式宇宙往還（ＳＳＴＯ）航空機の背面図を示す。
【図２】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の概略的サイクル図を示す。
【図３】図３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の断面の概略図を示す。
【図４】図４は、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールの断面の概略図を示す。
【図５Ａ】図５Ａ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の予冷器の各熱交換器セクションの内側および外側の半径方向表面に沿った圧力プロファイルの違いを示す。
【図５Ｂ】図５Ｂは、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールの予冷器の各熱交換器セクションの内側および外側の半径方向表面に沿った圧力プロファイルの違いを示す。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
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が胴体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を備えている。
【００２３】
図２は、特許文献１から知られている先行技術のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンの概略的サイクル図を示す。その適用例として、そのようなエンジンは、本開示のエンジンモジュールに組み込まれ得る。しかしながら、本発明は、この特定のエンジン構成に限定されない。次に、本発明の理解を助けるために、そのようなエンジンの基本的な要素および作動について説明する。
【００２４】
エンジンは、空気取込部１９を含む。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、軸対称であり得る。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超まで上昇し得る。
【００２５】
空気取込部を通過する空気は、２つの流路に分かれる。これらの流路の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。必要以上の水素がサイクルに供給され、バイパスバーナが主燃焼室と組み合わせて用いられて、燃料利用率およびエンジン性能が改善され得る。空気取込部１９からの空気の別の部分は、流路２４ｂを介して、圧縮された入口空気を冷却するために必要な予冷器として構成された第１の熱交換器装置へと通過する。先行技術の実施形態では、予冷器は、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を含むが、任意の数の熱交換器ステージを有する予冷器を想定することができる。熱交換器の第１のステージ２９および熱交換器の第２のステージ３０は、相対的に高い温度部分および相対的に低い温度部分にそれぞれ対応する。
【００２６】
空気が熱交換器ステージ２９、３０を通過した後、空気は、以下にさらに詳述するように、タービン３２により駆動される圧縮機３１を通過する。圧縮機は、エンジンの性能要件に応じて所定の圧縮比を提供するように選択される。先行技術の実施形態では、圧縮機は、吸気が約１６バールに圧縮されるように、通常１３：１程度の圧縮比を有し得る。圧縮機は、２つのスプールを含み、チタンブレードを含み得る。
【００２７】
通常、このようなエンジンには、複数の燃焼室および関連のロケットノズルが備えられる。概略図では、４つのノズル１７ａ、１７ｂ、１７ｃ、１７ｃが示されるが、任意の数のノズルが想定され得る。各ノズルを、２つの燃焼室タイプが共有する。一方の燃焼室タイプは、圧縮機３１からの加圧空気と水素等の燃料の燃焼のための空気吸込作動モードで使用される。空気は、空気吸込燃焼室に送達される前に、プレバーナ３３において水素の一部を部分的に燃焼させるために使用され得る。もう一方の燃焼室タイプは、フルロケットモードにおいて、すなわち圧縮空気の代わりに液体酸素等の搭載された酸化剤が利用される場合に使用される。
【００２８】
先行技術エンジンの作動を説明する際には１つだけのノズルおよび上述のタイプの関連の燃焼室が強調されるが、提供された他の任意のロケット室／ノズルが類似または同一の様式で作動し得ること、各々が作動およびビークルに推力を提供するためにある割合の燃料および酸化剤を受け入れることを理解されたい。
【００２９】
通常の航空機またはビークルは、ナセル内に設けられた４つの燃焼室／ノズルアセンブリを含み得る。しかし、ビークルに必要な推力を提供するために任意の数の室／ノズルアセンブリが提供され得る。
【００３０】
４つのノズルアセンブリを各々が含む２つのナセルを備えた航空機では、ノズルアセンブリは、空気吸込式上昇の間には単一のエンジンとしてふるまい、ロケット式上昇の間には２つのツインチャンバロケットエンジンとしてふるまうように構成され得る。これはミッション信頼度を高め、エンジンを最小化するのに役立ち得る。
【００３１】
圧縮機３１の出口からの圧縮空気は、流路２４ｄを介してプレバーナ３３に供給される。プレバーナ３３には、本実施形態においては水素の形での燃料も流路２６ａを介して供給され得る。水素は、通常は極低温形態で航空機に搭載されて貯蔵され、本実施形態においてはポンプまたは圧縮機４０により貯蔵部６４から送達される。
【００３２】
プレバーナ燃焼生成物から閉ループヘリウム冷却回路２８へ熱を伝達するために、プレバーナ３３の下流に熱交換器２７が設けられる。
【００３３】
ヘリウム冷却回路２８は、一部の作動モードでは、予冷器の第１のおよび第２のステージ２９、３０を通過し得る。予冷器は、対向流形熱交換器として作動する。そのようなモードでは、予冷器の第１のステージ２９の後、すなわち第２のステージのヘリウムループの下流のステージで、ヘリウムストリームは、パス２８ａに沿ってプレバーナ燃焼熱交換器２７へと通る。
【００３４】
プレバーナ燃焼熱交換器２７の後、ヘリウムループは、第１のおよび第２のヘリウムストリーム２８ｂおよび２８ｃに分かれる。第２のヘリウムストリーム２８ｃは、本実施形態では約２００バールの入口圧力および約６０バールの出口圧力で、タービン３２を通過する。圧縮機３１を駆動するためにタービン３２が用いられる。タービン３２は、反転タービンであり得る。
【００３５】
ヘリウムストリームは、タービン３２を出た後、本実施形態では約６００ケルビン度（６００Ｋ）で熱交換器および再圧縮ステージへと通るが、このステージは、本実施形態では３つのヘリウム再生熱交換器３４、３５、３６および再循環器、例えば圧縮機またはポンプ３７、３８、３９を含む。
【００３６】
再生熱交換器３４、３５、３６は、表面内にマイクロチャネルが形成された何千もの拡散接合されたチタン薄板を含み得る。圧縮機または再循環器３７、３８、３９は、遠心ターボ機械を含み得る。
【００３７】
タービン３２からのヘリウムストリームは、第１の、第２のおよび第３の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｄ、２８ｅ、２８ｆに分かれる。
【００３８】
第１の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｄは、本実施形態では約６００Ｋで第１の再生熱交換器３４を通過し、約１００Ｋに冷却される。それからヘリウムは、圧縮機３８において、本実施形態では約６０から約２００バールに再圧縮され、その後第２の再生熱交換器３５を通過し、第２の再生熱交換器３５は、タービン３２からの第２の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｅを本実施形態では６００Ｋから約２００Ｋへ冷却する働きをする。それから第１の再圧縮ヘリウムストリームは、ヘリウムストリーム２８ｊに合流する。
【００３９】
第２の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｅは、第２の再生熱交換器３５の後、第３の圧縮機３９において、本実施形態では約６０バールから２００バールへ再圧縮された後、ヘリウムストリーム２８ｉへと通る。それからヘリウムストリーム２８ｉは、プレバーナ熱交換器２７からのヘリウムストリームに合流し、その後第１のダイバータ弁４１に合流するが、第１のダイバータ弁４１は、ここでは予冷器の第２のステージ３０からのヘリウムストリームを誘導するために用いられ得る。
【００４０】
第３の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｆは、第３の再生熱交換器３６に通り、水素ストリーム２６ｇにより、本実施形態では６００から５０Ｋに冷却される。水素ストリームには、ここでは液体水素ポンプ４０の形で燃料送達装置が提供され、液体水素ポンプ４０が搭載された水素貯蔵部６４から水素を送達する。
【００４１】
第３の再圧縮ヘリウムストリームは、熱交換器３６の後、第１の圧縮機３７を通過し、ここで本実施形態ではヘリウムが約６０から約２００バールに圧縮される。それからヘリウムストリームは、上述のように第１の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｄを冷却する働きをする熱交換器３４を通過し、その後、熱交換器３５を通過した第１の再圧縮ヘリウムストリーム２８ｄとともにヘリウムストリーム２８ｊに合流する。
【００４２】
ヘリウムストリーム２８ｊは、第１のダイバータ弁４１に通り、第１のダイバータ弁４１は予冷器の所定のステージに、ここでは予冷器の第１のステージ２９の前に、追加の冷却されたヘリウムを供給するために用いられ得る。
【００４３】
プレバーナ熱交換器２７からのヘリウムストリームは、本実施形態では、第３の再生熱交換器３６を通過した水素により、熱交換器４３において約９００から約３００Ｋへ冷却される。熱交換器４３に到達する前に、水素は、再圧縮ステージの第１の、第２のおよび第３の圧縮機３６、３７、３８を駆動するために用いられるタービン４４を通過する。水素は、ヘリウムを第２のダイバータ弁４２に輸送するヘリウムポンプ４６を駆動するためのタービン４５も通過する。
【００４４】
水素は、熱交換器４３の後、搭載された水素貯蔵部６４から水素を輸送する働きをする水素ポンプ４０を駆動するタービン４７を通過する。
【００４５】
水素は、タービン４７の後、バイパスバーナ１８およびプレバーナ３３に通り、それから空気吸込作動の間に、ロケットノズル１７ａ、１７ｂ、１７ｃの空気吸込燃焼室に通る。
【００４６】
既知のエンジンでは、燃焼室は、例えば、ＧＬＩＤＣＯＰ  ＡＬ−２０等のアルミナ分散硬化銅または他の適切な熱伝導性材料を含むライナーを使用して裏打ちされ得る。このような熱伝導性材料は、空気吸込作動モードの間に燃焼室において達し得る高い壁温を考慮して採用され得る。これにより、壁の熱ストレスが回避される。この作動モードでは、燃焼室における膜冷却により水素を用いて燃焼室が膜冷却され得る。
【００４７】
既知のエンジンでは、ノズル１７ａ、１７ｂ、１７ｃ、１７ｄは、例えば、ＳＥＰ−ＣＡＲＢＩＮＯＸの最終放射冷却拡張部を有する管状冷却スカートを含む。これは、エンジン冷却のために冷却剤が利用できないときに、ノズルが大気圏再突入の間の外部空気流加熱に耐えることを可能にしようとするものである。本実施形態では、冷却管状スカートは、複数の管を含み得るインコネル等の高温合金から作られる。
【００４８】
先行技術のエンジンでは、空気吸込モードの間には、スカートの管に水素を通すことにより液体水素がノズルスカートを冷却するように構成され得る。ロケットモードでは、水素は、ロケット燃焼室の噴射器（図示せず）に入る前に、別個のロケット燃焼室５３のライナーおよび管状スカートを通過し得る。
【００４９】
予冷器２９、３０は、空気吸込モードにおいて入口空気を冷却するために用いられる。本実施形態では、予冷器２９、３０は、閉ループの高圧ヘリウムガスを冷媒として使用する高性能熱交換器である。空気吸込モードのヘリウムループについては、以下でさらに詳述する。
【００５０】
適切な予冷熱交換器は、通常は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得る。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、入口から出口まで螺旋状の通路にしたがい、チューブが半径方向または軸方向に延び得る。先行技術の実施形態では、予冷器は、入口空気を作動モードに応じて１２５０Ｋの温度から約４００Ｋ以下の温度に冷却できるように構成される。先行技術の実施形態では、全ての速度で、空気の温度は水の氷点すなわち摂氏０度より上に維持される。
【００５１】
上に概説したように、ポンプ４０により貯蔵部６４から水素が供給され、熱交換器３６および４３を介してヘリウム回路を冷却するために用いられる。燃料ポンプ４０のキャビテーションを防ぎ、フィードラインに閉じ込められる残留流体を最小限にするために、ブーストポンプ（図示せず）が提供されてもよい。
【００５２】
水素は、水素タービン４７の後、流路２６ａに沿ってプレバーナ３３に供給される。水素は、流路２６ｂ、２６ｅを介してバイパスバーナ１８にも供給され得る。加えて、空気吸込モードでは、水素が流路２６ｃおよび２６ｄに沿ってロケット燃焼室に供給され、流路２５ａおよび２５ｂに沿って送達されるプレバーナ燃焼生成物とともに燃焼される。空気吸込モードでは、空気吸込燃焼室は、約１２バールで作動する。この空気吸込燃焼室は、約１７０バールの相対的にはるかに高い圧力で作動するフルロケットモードで使用されるロケット燃焼室とは別個である。
【００５３】
ロケットモードでは、燃料送達システムを使用して各ロケットノズルおよび燃焼室装置に水素が供給されるが、燃料送達システムは、本実施形態では、搭載された水素貯蔵部６１と約３１５バールの圧力を達成する一連のポンプ４８とを含む。本実施形態では、水素がまずロケット燃焼室５３の冷却を提供するために送達される。
【００５４】
水素は、燃焼室５３を冷却するために使用された後、燃焼室プレバーナ５２に供給され、本実施形態では液体酸素ポンプ５０と補給ポンプ５４とを含む酸化剤送達システムにより供給される酸素を用いて部分的に燃焼される。
【００５５】
ロケットプレバーナ５２の燃焼生成物は、酸素および水素ポンプ４８、５０、５４を駆動するタービン４９、５１を駆動する働きをする。
【００５６】
それからプレバーナ５２の燃焼生成物は、酸素ポンプ５０により供給される追加の酸素を用いて、燃焼室５３で完全に燃焼される。
【００５７】
先行技術のエンジンの空気吸込作動モードでは、ロケット室のための酸化剤としての液体酸素は必要とされない。このようなエンジンを含む航空機は、空気吸込により別個の酸素源を使用することを必要とせずに、追加の推進手段を用いずに離陸できるため、航空機に追加の酸化剤を載せる必要性が減少することから大きな重量効果がある。
【００５８】
プレバーナ３３の排気は、熱交換器２７を介してヘリウムを本実施形態では約９３０Ｋおよび２００バールの圧力に予熱するために用いられ、その後ヘリウムがタービン３２に通って吸気圧縮機３１を駆動する。空気吸込モードの間の航空機のマッハ数から独立した、本実施形態では通常は約９３０Ｋのヘリウムの一定の上部サイクル温度を維持するために、例えば燃焼される水素の量が制御されるなどしてプレバーナ３３が制御される。
【００５９】
プレバーナ３３は、流路２４ｄに沿って供給される圧縮空気を用いて搭載された貯蔵部６４からの水素を燃焼させる。プレバーナ出口ガスは、パス２５ａに沿って流れてから空気吸込燃焼室５５に供給される。
【００６０】
プレバーナ３３は、先行技術のエンジンの性能要件に応じて選択され得るが、先行技術の実施形態では、プレバーナ３３および熱交換器２７は、水素リッチ燃焼器と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熱交換器とからなる一体的ユニットを形成する。
【００６１】
図３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１５の断面の概略図を示し、図２に関連して上記のようにエンジンを組み込み得る。従来のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール１５は、吸気装置１９ａと、４つの熱交換器セクション６３ａ、６３ｂ、６３ｃおよび６３ｄを含む予冷器２１の形態の熱交換器装置と、圧縮機３１とを含み、これらはすべて、エンジンの縦軸に沿って普通に配置され、図１Ａ、図１Ｂおよび図１Ｃに示すように、航空機１の航空機翼１３などの航空機翼１３に取り付けられ得るナセル２９内に含まれる。
【００６２】
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１５は、吸気装置１９ａが空気を受け入れて、その一部が次に予冷器２１に流入するように構成されるように、図２に示され、かつ上記のようなサイクルで作動することができる。予冷器２１は、入口空気を冷却する。予冷器２１を通る空気の流れに続いて、空気吸込燃焼室の形態である１つまたは複数の推力チャンバ１７に流れる前に、空気は、次に圧縮機３１を通って流れる。
【００６３】
本開示のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールは、空気吸込モードから完全ロケットモードに切り替え可能であるように構成されたエンジンを含み得る。これは、例えば、図２の構成およびサイクルを有するエンジンを使用することによって達成され得る。したがって、本開示のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールは、図２および図３に記載され示されている従来のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールと類似または同一の方法で作動することができ、本明細書に記載の構成要素は、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に関して上記のものと構造的および／または機能的に類似または同一であり得ることが理解される。次に、図４を参照して、本開示のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュールの構造レイアウトを説明する。
【００６４】
図４は、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０の断面の概略図を示す。ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０は、吸気装置６２、予冷器６３の形態の熱交換器装置、圧縮機６４、および各々が少なくとも１つのロケットノズルを含む１つまたは複数の推力チャンバ６５を含む。それらのすべては、エンジンモジュール７０の長手方向軸６９（湾曲または実質的に真っ直ぐであり得る）にほぼ沿って配置され、ナセル６６内に含まれる。エンジンモジュールの主要な要素のみが強調表示されているが、例えば、図２に関連して上で説明されたものなど、エンジンの他の要素が存在し得ることが理解される。ナセル６６は、図１Ａ、図１Ｂおよび図１Ｃに示すように、航空機１の航空機翼１３などの航空機翼１３に取り付けることができる。図示の実施形態では、ナセル６６は、実質的に湾曲したテーパー付けられた中空体として形成される。
【００６５】
熱交換器装置６３が圧縮機６４と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間に物理的に配置されるように、吸気装置６２、熱交換器装置６３、圧縮機６４、および１つまたは複数の推力チャンバ６５は、エンジンモジュール７０の長手方向軸６９にほぼ沿って配置されまたは位置づけられる。有利には、これは、より詳細に説明されるように、全長が短縮されたエンジンモジュールを提供する。吸気装置６２、圧縮機６４、熱交換器装置６３、および１つまたは複数の推力チャンバ６５は、各々がそれぞれの軸、例えば長手方向軸、を有し得る。図４に示す実施形態では、吸気装置６２、熱交換器装置６３、および圧縮機６４のそれぞれの軸は、エンジンモジュール７０の軸６９とほぼ一致して配置されている。さらに、図４に示す実施形態では、１つまたは複数の推力チャンバ６５の軸が、エンジンモジュール７０の軸６９とほぼ一致して配置されるように、個々の推力チャンバは、エンジンモジュール７０の軸６９の周りに対称的に分散または配置される。あるいは、吸気装置６２、圧縮機６４、熱交換器装置６３、および１つまたは複数の推力チャンバ６５のそれぞれの軸のうちの１つまたは複数は、前記１つまたは複数のそれぞれの軸が、エンジンモジュール７０の軸６９に沿って離間されたときに、エンジンモジュール７０の軸６９とほぼ一致するように配置されないように、エンジンモジュール７０の軸６９と平行にまたはそれから間隔を置いて配置され得ることが想定される。例えば、エンジンモジュール７０は、第２の吸気装置を含み得、ここで、吸気装置６２および第２の吸気装置のそれぞれの軸がエンジンモジュール７０の軸６９に平行にまたはそれから間隔を置いて配置され得るように、吸気装置６２および第２の吸気装置は、エンジンモジュール７０の軸６９の周りに対称的に分散または配置され得る。別の例として、熱交換器装置６３は、熱交換器装置６３の軸がエンジンモジュールの軸６９に平行にまたはそれから離れて配置され得るように配置され得る。
【００６６】
エンジンモジュール７０の長手方向軸６９は、エンジンモジュール７０の両端を規定する第１のすなわち近位端部６９ａおよび第２のすなわち遠位端部６９ｂを有する。軸６９の第２の端部６９ｂは、軸６９の第１の端部６９ａの下流に位置している。軸の第１の端部６９ａは、エンジンモジュール７０の第１の端部７１ａにあり、軸の第２の端部６９ｂは、エンジンモジュール７０の第２の端部７１ｂにある。吸気装置６２は、軸６９の第１の端部６９ａすなわちエンジンモジュール７０の第１の端部７１ａに配置され、１つまたは複数の推力チャンバ６５は、軸６９の第２の端部６９ｂすなわちエンジンモジュール７０の第２の端部７１ｂに配置される。
【００６７】
吸気装置６２は、空気が吸気装置６２に入り、エンジンモジュール７０によって捕捉されるように構成された空気入口６２ａを備える。吸気装置６２はまた、図示の実施形態では軸対称であり、実質的に円錐形である少なくとも部分６２ｆを有する入口コーン６２ｂを含む。示される実施形態では、入口コーン６２ｂは、軸６９の第１の端部６９ａ、すなわちエンジンモジュール７０の第１の端部７１ａに配置された頂点６２ｅを有する。頂点６２ｅは、入口コーン６２ｂの実質的に円錐形の第１の部分６２ｆの頂点であり、頂点６２ｅから離れる方向に半径方向外向きにテーパー付けられている。入口コーン６２ｂは、頂点から離れる方向に半径方向内向きにテーパー付けられて、切り詰められた実質的に円錐形を形成する第２の部分６２ｇを含む。入口コーン６２ｂの実質的に円錐形の第１の部分６２ｆおよび第２の部分６２ｇは、それらの間に実質的に湾曲した遷移セクション６２ｈを有する。
【００６８】
入口コーン６２ｂは、内面および外面を有する。入口コーン６２ｂの内面は、入口コーン６２ｂの内側の内部容積６２ｃを規定する。入口コーン６２ｂの外面とナセル６６の内面との間に、テーパー付けられた環状容積６２ｄが規定されており、環状容積６２ｄは、入口コーン６２ｂの外面がナセル６６の内面に対してテーパー付けられているために先細になっている。入口コーン６２ｂの外面およびナセル６６の内面によって規定される先細の環状容積６２ｄは、空気入口６２ａによって捕捉された気流を、斜めおよび通常の衝撃波を介して亜音速に減速するのに役立つ。マッハ数が高い場合、例えばマッハ５以上では、この減速により、空気入口温度が通常１２５０Ｋを超えるまで上昇する可能性がある。捕捉された気流がこのように減速されるための流路を提供するのは、先細の環状容積６２ｄである。空気入口６２ａは、先細の環状容積６２ｄによって構造的に規定されている。空気入口６２ａは、先細の環状容積６２ｄの最上流の端部（すなわち、軸６９の第１の端部６９ａまたはエンジンモジュール７０の第１の端部７１ａに近接または隣接して物理的に配置された先細の環状容積６２ｄの端部）である。
【００６９】
空気入口６２ａは、軸６９の第１の端部６９ａに隣接して配置されている。したがって、エンジンモジュール７０の構造レイアウトでは、圧縮機６４は、空気入口６２ａと熱交換器装置６３との間に配置されている。有利には、これは、図３の先行技術のエンジンモジュール１５の構造レイアウトと比較した場合、熱交換器装置６３と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間の距離を短縮することを可能にする。これは、図３の先行技術のエンジンモジュール１５の構造レイアウトのように、熱交換器装置と１つまたは複数の推力チャンバとの間に圧縮機を取り付けるために追加のスペース／縦方向距離を提供する必要がないので、熱交換器装置６３と１つまたは複数の推力チャンバ６５とを、エンジンモジュール７０の長手方向軸６９に沿って、はるかに接近して、または直接隣接して配置することができるからである。結果として、エンジンモジュール７０の全長を大幅に短縮することができ、その結果、よりコンパクトで軽量のエンジンモジュール７０が得られ、外部の空気力が低減される。エンジンモジュール７０は、熱交換器装置６３と推力チャンバ６５との間に配置された燃料タンク（図示せず）をさらに含むことができる。
【００７０】
示される例では、圧縮機６４は、エンジンモジュールの近接端部の入口コーン６２ｂの内側に実質的に完全に配置され、すなわち、圧縮機６４は、入口コーン６２ｂ内の容積６２ｃ内に配置されて容積６２ｃ内を占める。しかしながら、圧縮機６４は、入口コーン６２ｂの内側に少なくとも部分的にのみ配置することができ、すなわち、圧縮機６４は、入口コーン６２ｂ内の容積６２ｃ内に部分的にのみ配置されて容積６２ｃ内を部分的にのみ占めることができると想定される。有利なことに、例えば図３のような先行技術のエンジンモジュールの構造レイアウトと比較した場合、圧縮機６４を少なくとも部分的に入口コーン６２ｂ内に配置することは、入口コーン６２ｂ内のそうでなければ空の容積６２ｃを利用し、熱交換器装置６３と１つ以上の推力チャンバ６５との間の距離を減少させることができる。結果として、エンジンモジュール７０の全長を大幅に短縮することができ、その結果、よりコンパクトで軽量のエンジンモジュール７０が得られ、外部の空気力が低減される。
【００７１】
圧縮機６４は、予冷器６３から空気が受け入れられる入口端部６４ａと、圧縮空気が圧縮機６４から排出される出口端部６４ｂとを有し、出口端部６４ｂの空気は、入口端部６４ａの空気よりもより高い圧力である。示される実施形態では、圧縮機６４は「逆流」方向に配向され、これは、圧縮機６４の入口端部６４ａが予冷器６３に面して配置され、すなわち、圧縮機６４の入口端部６４ａが予冷器６３の近くに配置され、そして圧縮機６４の出口端部６４ｂが空気入口６２ａに面して配置され、すなわち、圧縮機６４の出口端６４ｂが空気入口６２ａの近くに配置されることを意味する。有利なことに、これは、圧縮機６４が同じ場所に取り付けられた場合（すなわち、予冷器６３が圧縮機６４と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間に配置された場合）と比較して、予冷器６３の出口を圧縮機６４の入口端部６４ａに接続するために必要なダクトの長さを短縮するが、反対方向である（すなわち、圧縮機の入口端部６４ａが空気入口６２ａに面して配置され、圧縮機の出口端部６４ｂが予冷器６３に面して配置されている）。
【００７２】
熱交換器装置６３は、吸気装置６２からの入口空気を冷却する予冷器として構成されている。予冷器は、２つ以上の熱交換器セクションまたはステージを含む。図示の実施形態では、予冷器６３は、４つの熱交換器セクション６３ａ、６３ｂ、６３ｃ、および６３ｄを有するが、任意の数の熱交換器セクションを想定することができる。
【００７３】
吸気装置６２、予冷器６３、および圧縮機６４の間の空気の流路を示す図４に示す矢印を参照して、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０の構造的レイアウトによって提供される空気流路について、より詳細に説明する。吸気装置６２は、捕捉された気流を減速させるのに役立つ。この減速は、矢印７２によって示すように、空気の一部が入口コーン６２ｂの外面とナセル６６の内面との間を流れるにつれて、空気の温度を上昇させることができる。
【００７４】
エンジンモジュール７０には、吸気装置６２から予冷器６３の入口までの第１の空気流路６７が設けられる。第１の空気流路６７は、実質的に長手方向（すなわち、エンジンモジュール７０の軸６９に実質的に平行）であり、軸の第１の端部６９ａから離れて、軸の第２の端部６９ｂに向かう方向である、第１の方向を有する。次に、第１の空気流路は９０度回転して、実質的に半径方向であり、エンジンモジュール７０の軸６９に向かう方向（すなわち、半径方向内向き）である、第２の方向を有する。
【００７５】
エンジンモジュール７０には、予冷器６３の出口から圧縮機６４の入口端部６４ａまでの第２の空気流路６８が設けられる。第２の空気流路６８は、実質的に半径方向であり、エンジンモジュール７０の軸６９に向かう方向（すなわち、半径方向内向き）である、第１の方向を有する。次に、第２の空気流路６８は９０度回転して、実質的に長手方向（すなわち、エンジンモジュール７０の軸６９に実質的に平行）であり、軸６９の第２の端部６９ｂから離れて、軸６９の第１の端部６９ａに向かう方向である、第２の方向を有する。すなわち、第２の空気流路６８は、第１の空気流路６７内の空気の流れと反対の実質的に長手方向に空気が流れることを可能にするように構成される。
【００７６】
第３の空気流路が、圧縮機６４の出口端部６４ｂから１つまたは複数の推力チャンバ６５まで設けられる。第３の空気流路は、実質的に長手方向（すなわち、エンジンモジュール７０の軸６９に実質的に平行）であり、軸６９の第１の端部６９ａから離れて、軸６９の第２の端部６９ｂに向かう方向である。すなわち、第３の空気流路は、第２の空気流路６８内の空気の流れと反対の実質的に長手方向に空気が流れることを可能にするように構成される。
【００７７】
一組のダクト７３が、圧縮機６４の出口端部６４ｂから１つまたは複数の推力チャンバ６５まで設けられる。ダクト７３は、第３の空気流路がダクトを通って流れることを可能にするように構成される。
【００７８】
圧縮機６４と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間に熱交換器装置６３を物理的に配置すると、先行技術のエンジンモジュール１５の圧縮機３１および１つまたは複数の推力チャンバ１７と比較して、圧縮機６４と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間の長手方向距離／分離が増加する。これは、先行技術のエンジンモジュール１５のように、圧縮機６４が１つまたは複数の推力チャンバ６５のより近くに物理的に配置されている場合よりも、第３の空気流路のダクト７３の長さがより長くなる必要があることを意味する。ダクト７３のこの増加した長さは、ダクト７３の質量の増加をもたらす。しかしながら、この質量の増加は、エンジンモジュール７０の全長の減少によって提供される、エンジンモジュール７０全体の質量の有利な有意な減少によって相殺される。
【００７９】
ダクト７３は、ダクト７３の内面を断熱し、ダクト７３を予冷器６３の半径方向内面に物理的に配置し、それを通って１つまたは複数の推力チャンバまで長手方向に延在することによって、低温材料を使用して形成することができる。
【００８０】
このハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０のさらなる利点は、計算流体力学（ＣＦＤ）を使用して示されたように、エンジンモジュール７０の構造レイアウトが、予冷器６３の長さにわたる予冷器６３の熱交換器セクション６３ａ、６３ｂ、６３ｃおよび６３ｄの各々の半径方向内面と半径方向外面との間で、先行技術のエンジンモジュール１５と比較して、はるかに均一な（すなわち一定の）圧力降下を提供することである。図５Ａ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１５の４つの熱交換器セクションを含む例示的な予冷器の各セクションの半径方向内面および半径方向外面に沿った圧力プロファイルを示す。図５Ｂは、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０の４つの熱交換器セクションを含む予冷器６３の各セクションの半径方向内面および半径方向外面に沿った圧力プロファイルを示す。図５Ａおよび図５Ｂの両方において、ｘ軸は、予冷器６３に沿ったメートル単位の位置（すなわち、距離）を表し、ｙ軸は、パスカル単位の静圧を表す。図５Ａおよび図５Ｂの両方において、圧力曲線は、予冷器の４つの熱交換器セクションの各々の半径方向内面および半径方向外面の両方についてプロットされている。
【００８１】
図５Ａおよび図５Ｂの熱交換器セクションの半径方向内面および半径方向外面に沿ったそれぞれの圧力プロファイル間の差は、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１５のレイアウトと比較して、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０のレイアウトが、予冷器６３の長さにわたる（すなわち、すべての熱交換器セクションにわたる）各熱交換器セクションの半径方向内面と半径方向外面との間ではるかに均一な圧力降下を提供することを示す。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１５のレイアウトでは、図５Ａに示すように、予冷器２１の各熱交換器セクションにわたる圧力降下に有意な不一致がある。例えば、各熱交換器セクションの半径方向内面と半径方向外面との間の圧力降下間の予冷器の長さ全体（すなわち、第１の熱交換器セクションと第４の熱交換器セクションとの間）の最大差は、約３０ｋＰａにもなる可能性がある。各熱交換器セクションにわたる圧力降下のこの差は、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１５のレイアウトにおける各熱交換器セクションを通る質量流量の不一致に直接関係している。この質量流量の不一致は、高いマッハ数で流れを適切に冷却するための問題を引き起こす可能性がある。
【００８２】
従来のハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール１５とは対照的に、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０では、各熱交換器セクション６３ａ、６３ｂ、６３ｃおよび６３ｄにわたる圧力降下の大きさ（すなわち、半径方向内面と半径方向外面との間の圧力差）は、はるかに一定、つまり類似している。例えば、図５Ｂに示すように、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０の第１の熱交換器セクションの半径方向内面と半径方向外面との間の圧力降下、および第４の熱交換器セクションの半径方向内面と半径方向外面との間の圧力降下は、それぞれ、約１７．５ｋＰａおよび２５ｋＰａである可能性がある。これは、各熱交換器セクションの半径方向内面と半径方向外面との間の圧力降下間の予冷器の長さ全体（すなわち、第１の熱交換器セクションと第４の熱交換器セクションとの間）の最大差が、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１５の約３０ｋＰａと比較して、わずか約７．５ｋＰａであることを表す。
【００８３】
これは、各熱交換器セクションを通るはるかに均一な質量流量分布と相関している。これは次に、圧縮機の入口端部６４ａでの全体温度均一性の増加につながり、機械的流れ平衡ソリューション、例えばターニングベーンなどの流れ制御手段の必要性を低減または無効にする可能性があり、したがって、エンジンモジュール７０の全体の質量のさらなる削減につながる。
【００８４】
本明細書に記載されるように、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０は、有利には、エンジンモジュール７０の全長を大幅に短縮することを可能にする。これは、圧縮機６４と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間に熱交換器装置６３を配置することによって達成される。これにより、圧縮機を、吸気装置６２の入口コーン６２ｂの内側に少なくとも部分的に配置することが可能になる。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１５と比較して、このレイアウトは、熱交換器装置６３と１つまたは複数の推力チャンバ６５との間の距離を短縮し、吸気装置６２の入口コーン６２ｂ内の空の容積６２ｃを利用する。したがって、ハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０のレイアウトは、エンジンモジュール７０内の空間を効率的に利用し、縦方向に短くなることで、全体の容積および質量が減少する。さらに、エンジンモジュール７０がよりコンパクトであるため、ナセルの外部空気力も低減される。
【００８５】
本開示はまた、本明細書に記載されるようなハイブリッド空気吸込ロケットエンジンモジュール７０を含む航空機、飛行機械または航空宇宙ビークルを含むことを理解されたい。
【００８６】
添付の特許請求の範囲によって定義される本発明の範囲から逸脱することなく、記載された実施形態に対してさまざまな修正を行うことができる。
【図１Ａ】
2021536546.tif 000003
【図１Ｂ】
2021536546.tif 000004
【図１Ｃ】
2021536546.tif 000005
【図２】
2021536546.tif 000006
【図３】
2021536546.tif 000007
【図４】
2021536546.tif 000008
【図５Ａ】
2021536546.tif 000009
【図５Ｂ】
2021536546.tif 000010
【国際調査報告】
2021536546.tif 000011
2021536546.tif 000012
2021536546.tif 000013