(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも一つの燃焼室（１４）への各液体燃料の供給部と、
前記供給部の主流（１，２）に設けられたターボポンプ（３，４）と、
第１の支流（５，６）に配置されたターボポンプ（３，４）の駆動のためのガス発生器（７）と、
前記主流（１，２）に通じるガス発生器（７）の排気ガスを排出するための排出管（８，９，１０）を備える密閉エンジンサイクルとを有するロケットエンジンであって、
ターボポンプ（３，４）の上流側で排出管（９）の少なくとも一部が液体燃料の少なくとも一つの主流（２）に合流していることを特徴とする密閉エンジンサイクルを有するロケットエンジン。
【請求項２】
第１の支流（５，６）は主流（１，２）から分岐していることを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項３】
第１の支流（５，６）はターボポンプ（３，４）の下流側で主流（１，２）から分岐していることを特徴とする請求項２に記載のロケットエンジン。
【請求項４】
第１の支流（５，６）には少なくとも部分的に別の燃料源（１５）から燃料が供給されることを特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。
【請求項５】
ターボポンプ（３，４）の少なくとも一つの前に圧縮機段（ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）（１１）が接続されており、排出管（９）が圧縮機段（１１）の領域において主流（１，２）に合流していることを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項６】
排出管（８，９，１０）がガス発生器（７）の排気ガスの冷却のための熱交換器（１２）を有することを特徴とする請求項１乃至５の何れか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項７】
排出管（８，９，１０）が主流（１，２）への熱的接触部を有することを特徴とする請求項６に記載のロケットエンジン。
【請求項８】
主流（１，２）から排出管（８，９，１０）に通じている第２の支流（１６）が分岐していることを特徴とする請求項１乃至７の何れか一項に記載のロケットエンジン。
【請求項９】
排出管（８，９，１０）が逆転弁（１３）を有する分岐部を有し、その場合において第１の分枝（９）がターボポンプ（３，４）の上流側で主流（１，２）に合流しており、第２の分枝（１０）がターボポンプ（３，４）の下流側で主流（１，２）に合流していることを特徴とする請求項１乃至８の何れか一項に記載のロケットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、少なくとも一つの、燃焼室への各液体燃料の供給部が設けられており、前記供給部の主流にターボポンプが挿入され、支流にターボポンプを駆動するためのガス発生器が配置された密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジンに関する。更にガス発生器の排気ガスを導くための、主流に通じる排出管が設けられている。
【０００２】
【従来の技術】
通常、液体燃料ロケットエンジンは、燃料供給部（supply line）のターボポンプを工藤するガス発生器（gas generator）に装備される。ガス発生器は、ガス発生器を操作するための燃料を供給するため、少なくとも１つのバイパス燃料ラインに接続されている。排気ガス発生器からの排気ガスは排気ガスダクトから主燃料供給部へ導入される。
現技術水準から既密閉エンジンサイクル又は開放エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジンが既に知られている。これは、例えば米国特許５，４０４，７１５に、「直接補助フローサイクル(direct auxiliary flow cycle) 」または「パラレル補助フローサイクル(parallel auxiliary flow cycle)」を有するロケットエンジンに関連して記載されている。この技術水準からの両原理はしかし、ある種の欠点を有する。開放エンジンサイクルを有する既知のロケットエンジンは確かに特に供給部と燃焼室の間の境界部(Schnittstelle) に関して簡単な構造を有するが、ガス発生器の排気ガスの単独の排出によってロケットエンジンの推進性能(Schubleistung) を損なう運動量損失(Impulsverlusten) がもたらされる。このような推進性能の減少は現技術水準の密閉エンジンサイクルによって回避することができる。しかし、この既知の構造の場合、特に高価な構造が必要であり、対応する部材は非常に特殊に互いに調整をしなければならない。
【０００３】
図６により、従来の技術の開放エンジンサイクル乃至密閉エンジンサイクルを有するロケットエンジンを説明する。
図６（ａ）及び図６（ｂ）は、先に述べた従来の技術を示す。図６（ａ）は、エンジンの開放サイクルを示し、その場合において、燃焼室１４の液体燃料の主流が導管１及び２に供給される。この導管１，２には、液体燃料の圧力を増加するために用いられるターボポンプ３，４が設けられている。ターボポンプ３，４の下流側で支流５，６が分岐しており、これらの支流５，６はガス発生器７にその運転に必要とされる燃料を供給する。ガス発生器７の排気ガスによって、ポンプドライブ７Ａを介して、ターボポンプ３，４は駆動され、排気ガスは次いで排出管８を通って排出され、主流に再び供給されることはない。結果として運動量損失がおこりロケットエンジンの推進作用の現象がおこる。
【０００４】
図６（ｂ）は密閉エンジンサイクルを有するロケットエンジンを示し、その場合においても同様に主流の導管１，２にターボポンプ３，４が挿入されており、ターボポンプ３，４は、主流１，２から分岐した支流５，６から供給されるガス発生器７の排気ガスによって駆動される。ガス発生器の排気ガスはしかし単独に排出されるのではなく、本質的に運動量損失がおこらないように排出管８を通って再び主流に供給される。しかし図６（ｂ）から明らかなように、燃焼室１４と液体燃料の供給部との領域間の境界部の構成が複雑であり、費用がかかる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
それ故、本発明の課題は、簡単な構造を有する有効なロケットエンジンを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
この課題は請求項１に記載の特徴によって解決される。その場合において、少なくともターボポンプの上流側でガス発生器の排気ガスを排出するための排出管の少なくとも一部が液体燃料の少なくとも一つの主流に合流している密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジンが提供される。それ故、この排出管は、これまで現技術水準において普通に行われているように、燃焼器又は燃焼室の噴射ヘッドの領域においては主流に導かれるのではなく、排出管は燃焼室から離れてターボポンプの上流側の領域で主流に導かれ、その結果排出管は導管と燃焼室の間の境界部を形成するときに考慮する必要はない。供給部の主流にターボポンプのみが設けられるとき、排出管はこのターボポンプの上流側で主流に合流する。しかし主流に複数の連続するターボポンプを設けることもできる。そのとき、排出管は下流方向に見て最後のターボポンプの上流側で主流に合流するが、しかし、別の上流側でも、例えば全ての順に配列されたターボポンプの上流側で主流に合流することができる。
【０００７】
ガス発生器に燃料を供給する支流には種々の源から流入させることができる。例えば、これらの支流を液体燃料の主流から分岐することが提供される。これらの分岐は主流のすべての適当な個所で行うことができる。好ましくはガス発生器に燃料を供給するための支流がターボポンプの下流側で主流から分岐することが提供される。それによってガス発生器に既に高圧の状態の燃料が供給されることが達成される。それ故ガス発生器自体の領域に対するより高い圧力をガス発生器の排気ガスに対しても同様に得ることができ、それは一方において排気ガスの主流への送還を減少させ、他方においてロケットエンジンの運動量損失をより少なくする。また他方において第１の支流には少なくとも部分的に別の燃料源から供給されることが提供される。この場合、ガス発生器が他の燃料組成物又は基本的に他の燃料でロケットエンジンの燃焼室として動かされることが提供される。このようなロケットエンジンは三成分以上の成分系に相当する。
【０００８】
液体燃料の主流の圧力をターボポンプの前でさらに高めるために、気化がおこることなくガス発生器の排気ガスの導入に必要な圧力条件を可能にするために、少なくともターボポンプの一つの前に圧縮機段（ブーストポンプ又はジェットポンプ）を接続することが提供される。ガス発生器の排気ガスの排出管は好ましくは圧縮機段の領域で主流に合流する。同時にキャビテーション比の改良を達成するためにターボポンプとして二流(zweiflutige) ポンプを利用することができる。過剰圧力下のガス発生器の排気ガスの導入はその場合同様にキャビテーション比に好ましい影響を与える。最後に適当な圧力及び温度状態によって排出管の合流の領域において主流における液体燃料の気化を減少させることができる。更にガス発生器の排気ガスの急速な混合にかかわらず尚も不完全な排気ガスの凝縮に対応するために、ターボポンプの羽根の相応の配列によって改良することができる。
【０００９】
主流におけるガス発生器の排気ガスの凝縮は、排気ガスの温度が排気ガスが主流に導入される前に下げられることによって軽減することができる。それについて、排出管がガス発生器の排気ガスを冷却するために熱交換機を有することが提供される。このために排出管は主流への熱的接触を有することができる。それ故例えば排出管は主流の回りを何回か巡ることができ、その場合に主流の管への熱的接触をつくることができる。そのとき冷たい主流は排気ガスの温度を下げる。ガス発生器の排気ガスの温度を下げる第２の可能性は、主流から別の支流が分岐し、この支流は排出管に供給される事にある。ガス発生器の排気ガスはそれ故既に主流に導入される前に冷却された流体燃料の一定量と混合され、それによって排気ガスの温度は明らかに下げられ、連続する主流への導入時に凝縮は軽減される。
【００１０】
出発段階の間にロケットエンジンの点火を軽減するために、排出管は逆転弁を有する分岐部を有することができる。その場合において、既に述べたように第１の分枝がターボポンプの上流側で主流に合流し、第２の分枝がターボポンプの下流側で主流に合流する。出発段階の間に逆転弁を排気ガスが先ずターボポンプの下流側でだけ主流に導入されるように逆転弁を制御することができる。ロケットエンジンの駆動状態が十分に安定化したときにガス発生器の排気ガスが既に述べたように再びターボポンプの上流側で主流に導入されるように逆転弁の逆転を行うことができる。それと同時に第２の分枝はガス発生器の排気ガスに対して閉鎖される。
【００１１】
【発明の実施の形態】
次に本発明の特別の実施例について図１乃至５に基づいて説明する。
【００１２】
図１は、密閉エンジンサイクルを有する本発明のロケットエンジンを示す。
図２は、ターボポンプの前でガス発生器の排気ガスの導入部を有する図１のロケットエンジンを示す。
図３は、圧縮機段の領域に排気ガスの導入部を有し、液体燃料の供給による排気ガスの冷却部を有する図１のロケットエンジンを示す。
図４は、ターボポンプの前の排気ガスの導入部とガス発生器用の別の燃料源を有する図１のロケットエンジンを示す。
図５は図１に示すロケットエンジンの別の装置を示す。
【００１３】
図１は液体燃料用ロケットエンジンの改良された、本発明の装置を示す。ここでは同様に液体燃料の供給の主流１，２にターボポンプ３，４が設けられており、図１に示す本実施例においては可燃性の液体燃料(Fuel)用の第１の主流１が設けられ、第２の主流２は液体酸素(Lox) の供給に用いられる。その場合液体酸素用のターボポンプ４の前にはさらにブーストポンプ(Boostpumpe)の形態の圧縮機段(Verdichterstufe) １１が接続される。ターボポンプ３，４の下流側で主流１，２から支流５，６が分岐しており、支流５，６を通って液体燃料はガス発生器７に供給される。なお、支流５，６には、各々適切なバルブ５Ａ，６Ａが設けられている。ガス発生器７においては大量の液体酸素過剰の下で液体燃料相互の反応がおこり、尚も酸素の豊富な排気ガスが発生しこの排気ガスは、ポンプドライブ７Ａを介して、ターボポンプ３，４を駆動する。ガス発生器の排気ガスは排出管８，９，１０によって排出される。ポンプドライブ７Ａの出口側で、排出管の第１の部分８は逆転弁（two-way valve）１３を有する分岐部に通じており、この分岐部において排出管は第１の分枝９と第２の分枝１０に分かれる。第１の分枝９は熱交換器１２を通って導かれ液体酸素用のターボポンプ４の上流側の圧縮機段１１の領域で液体酸素ＬＯＸ用の主流２に、図の２Ａの矢印方向に示すように、合流する。圧縮機段１１は排気ガスの導入に必要な圧力条件を作りだし、その条件のとき気化は回避される。第２の分枝１０は、ガス発生器の排気ガスの導入が燃焼室１４の前の領域で連続して行われるようにターボポンプ４の下流側で主流に合流している。逆転弁１３は第１の分枝９または第２の分枝１０の何れかがガス発生器７の排気ガスに対して開放されるように設計されている。
【００１４】
図１から明らかなように、本発明のロケットエンジンは、既知の図６（ｂ）に示すロケットエンジンよりも本質的に簡単な構造を有する。それにもかかわらず運動量の損失は密閉エンジンサイクルによって回避される。
【００１５】
図２は図１に示す装置の変形を示し、その場合においてガス発生器の排気ガスの排気管８は分岐部なしに主流２に合流しておりターボポンプ４の前に圧縮機段１１はない。排出管８は主流２の適当な箇所に合流することができる。
【００１６】
図３は図１に示すロケットエンジンのさらに別の変形を示し、排出管８は、混合分岐点８Ａ（ｍｉｘｉｎｇ  ｊｕｎｃｔｉｏｎ）に接続し、ガス発生器７の排気ガスの冷却のために主流２からターボポンプ４の下流側で分岐し、排出管８に通じている別の支流１６が設けられている。それ故、図３の例の場合、既にガス発生器７の排気ガスの導入の前で主流２において既に液体燃料の一部分を有する排気ガスが液体酸素と混合され、それによって冷却される。それによってキャビテーション比の改良が達成される。さらにキャビテーション比を改良するために、図３の例では、ターボポンプ４が、２つの入力ライン部２Ｂ，２Ｃから酸素を入力する二流ポンプとして設計されている。入力ライン部２Ｂ，２Ｃは各々圧縮機段の出力ポートに接続されている。
【００１７】
図４に示す例は図１に示すロケットエンジンの別の変形を示す。その場合支流５には、ガス発生器７に供給するために例えば図４に示す例においてはＨ2Ｏ2用の燃料タンクを含む別の燃料源１５から供給される。それ故三成分系を示す。この三成分系は燃焼室１４を駆動するために液体可燃性燃料及び液体酸素を提供し、ガス発生器７の駆動のためにＨ2Ｏ2を提供する。Ｈ2Ｏ2はガス発生器７の駆動時に触媒作用による分解によって主成分Ｈ2ＯとＯ2に分解される。それ故Ｈ2Ｏ2は、酸素及び例えば炭化水素等の液体可燃性燃料の下での酸化剤豊富な燃焼と同様な条件を提供する。
【００１８】
最後に、図５は図１に示すロケットエンジンの別の装置を示し、その場合においてガス発生器の排気ガスを冷却するために排出管８は熱交換器１２を備える。その場合、排出管８はターボポンプ４の下流側で主流２を巡り主流２に熱的接触をもたらすことが提供される。それ故、ガス発生器７の排気ガスは液体酸素の冷たい主流２によって冷却される。それによってガス発生器７の排気ガスの凝縮が主流２への導入後に軽減され、その結果キャビテーション比が改良せしめられる。
【００１９】
液体可燃性燃料と液体酸素との反応が燃焼室１４において極力僅かしか影響を受けないようにするために既に述べたように好ましくは、燃料の強力な酸化剤豊富な燃焼が行われることが提供される。ガス発生器の燃焼生成物及びガス発生器７の排気ガスは圧倒的に酸素からなる。この排気ガスは再び主流２に導入されるので液体酸素の組成は本質的に変わらず、それ故燃焼室１４における燃焼比は本質的に損なわれない。
【００２０】
【発明の効果】
本発明によれば、簡単な構造を有する有効なロケットエンジンを提供することができる。
さらに、キャビテーション性能を向上し、主液体燃料供給部からの液体フローの消散を防止できる。
また、主燃料フロー又は少なくとも１つの燃料要素とガス発生器の排気ガス（例えば、液体酸素）の急速な混合を達成することができる。このとき、ガス発生器の排気ガスの不完全な凝縮を回避することができる。
さらに、密閉フローサイクル液体燃料ロケットエンジンの始動時に、初期イグニッションを促進することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】密閉エンジンサイクルを有する本発明のロケットエンジンを示す。
【図２】ターボポンプの前でガス発生器の排気ガスの導入部を有する図１のロケットエンジンを示す。
【図３】圧縮機段の領域に排気ガスの導入部を有し、液体燃料の供給による排気ガスの冷却部を有する図１のロケットエンジンを示す。
【図４】ターボポンプの前の排気ガスの導入部とガス発生器用の別の燃料源を有する図１のロケットエンジンを示す。
【図５】図１に示すロケットエンジンの別の装置を示す。
【図６】従来の技術の開放エンジンサイクル乃至密閉エンジンサイクルを有するロケットエンジンを示す。
【符号の説明】
１    導管（主流）
２    導管（主流）
３    ターボポンプ
４    ターボポンプ
５    支流
６    支流
７    ガス発生器
８    排出管
９    排出管（第１の分枝）
１０  排出管（第２の分枝）
１１  圧縮機段
１２  熱交換機
１３  逆転弁
１４  燃焼室
１５  燃料源
１６  第２の支流
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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