(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくともラムジェットモード及びスーパーラムジェットモードを用いることができると共に、空気流（Ｆ）用の少なくとも１つの空気取入口（３）、主燃焼室（８）及び主排気ダクト（４）を備えて燃料を燃焼させる少なくとも１つの主エンジン系統（３、４、５、８）を有しており、
前記ラムジェットモードにおいて、前記空気取入口（３）を流れた境界層の空気の一部を、前記主燃焼室（８）に流入する前に、前記空気流（Ｆ）から分流するようになっているハイブリッドエンジンであって、さらに、
前記ラムジェットモードにおいて、前記分流された境界層の空気を貯蔵する第１手段（１０）と、
前記スーパーラムジェットモードにおいて、該ハイブリッドエンジン（１）の燃料の一部を、前記主エンジン系統（３、４、５、８）に噴射する前に、排気側が前記主エンジン系統に接続する補助燃焼室（１４）において前記第１手段（１０）に貯蔵されている前記空気で燃焼させる第２手段（１１）と
を備える少なくともラムジェットモード及びスーパーラムジェットモードを用いるハイブリッドエンジン。
【請求項２】
前記第１手段（１０）は、前記分流された境界層の空気を冷却して液化する手段（１２）と、該液化された空気を貯蔵する少なくとも１つの貯蔵タンク（Ｒ２）とを備える請求項１記載のハイブリッドエンジン。
【請求項３】
前記空気を液化する手段（１２）は、ハイブリッドエンジン（１）の燃料を使用する少なくとも１つの熱交換器（１３）を備えている請求項２記載のハイブリッドエンジン。
【請求項４】
前記熱交換器（１３）は、さらに、漏出の場合に、前記空気と前記燃料との接触を防止するために、補助流体を使用する請求項３記載のハイブリッドエンジン。
【請求項５】
前記第２手段（１１）の前記補助燃焼室（１４）は、少なくとも１つの補助排気ダクト（１５）を備える請求項１記載のハイブリッドエンジン。
【請求項６】
前記補助排気ダクト（１５）は、前記主燃焼室（８）に開放するように構成されている請求項５記載のハイブリッドエンジン。
【請求項７】
前記補助排気ダクト（１５）は、前記主排気ダクト（４）に開放するように構成されている請求項５記載のハイブリッドエンジン。
【請求項８】
前記主燃焼室（８）の上流に位置する噴射室（５）内へ燃料を空気流（Ｆ）が流れる方向に噴射する少なくとも１つの噴射装置（６）を備え、
前記補助燃焼室は、該噴射装置（６）内に配置されると共に、前記補助排気ダクトは、前記噴射室（５）に開放する請求項５記載のハイブリッドエンジン。
【請求項９】
前記噴射装置（６）内に配置された多数の補助燃焼室を備えている請求項８記載のハイブリッドエンジン。
【請求項１０】
さらに、少なくとも初期加速用の加速モードを組み込んでおり、該加速モードでは、酸化剤タンク（Ｒ２）に貯蔵されている酸化剤を使用して燃焼が行われ、そして前記分流された空気の前記貯蔵タンク（Ｒ２）は、該酸化剤タンク（Ｒ２）に相当している請求項１記載のハイブリッドエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、少なくともラムジェットモード及びスーパーラムジェットモードを用いることができるハイブリッドエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
本発明によれば、このようなハイブリッドエンジンは、例えばマッハ２乃至マッハ１２の広範囲の速度に亙って作動する超高性能航空エンジンであり、
最初に、例えばマッハ２からマッハ６までの速度に対して（ラムジェットモードに相当する）純粋亜音速燃焼し、
次に、例えばマッハ６からマッハ１２までの速度に対して（スーパーラムジェットモードに相当する）超音速燃焼して作動することができる。
【０００３】
特に、作動範囲が潜在的に広く、また燃料消費率が低いため、上記形式のハイブリッドエンジンは、超音速飛行物体（ミサイル、航空機等）の推進に特に適している。用途と、おそらくは飛行物体の問題となる飛行段階に応じて、使用する燃料は、灯油等の液化炭化水素か、あるいは水素やメタン等の気体にすることができ、酸化剤は空気にすることができる。
【０００４】
周知のように、そのようなハイブリッドエンジンは、空気流用の少なくとも１つの空気取入口、主燃焼室及び主排気ダクトを備えて燃料を燃焼させる少なくとも１つの主エンジン系統を有しており、ラムジェットモードにおいて、この空気取入口を流れた空気の一部を、燃焼室に流入する前に、その空気流から分流する。この空気（すなわち「境界層」）は、通常は１つまたは複数の（エンジン及び推進機関の技術用語を使用すれば）「境界層ブリード（boundary layer bleeds）」を使用して分流されるものであり、空気ブリードの壁付近に沿って流れ、低エネルギを有している。
【０００５】
そのようなハイブリッドエンジンの重大な欠点は、スーパーラムジェットモードにおいて、エンジンにより得られる推力が、多くの場合、特に超高速に、特にマッハ１０を超えるような速度に達するためには、不十分であることである。
【０００６】
そのような高速の場合、エネルギ及び一般的に水素である噴射燃料の運動量の付加が推進力に重要な役割を果たすことが分かっている。また、燃料は、理論値よりも高い混合比で噴射されることが多い。このため、エンジン性能を向上させるためには、燃料をできる限り高温で噴射することが好都合である。
【０００７】
燃料を加熱する一般的な方法は、エンジン冷却回路を使用するものである。従って、燃料は、エンジンの壁を通って循環し、壁を冷却すると共に、壁の内部で加熱される。
【０００８】
しかし、このような加熱は、冷却回路に伴った制約（効率等）や、エンジン部品の外板の最高温度が壁を形成している材料の許容作動温度より低くなければならないという制約から、特にエンジンを流れる高温ガス流に供給される熱によって制限される。
【０００９】
従って、燃料を加熱するこの既知の方法は、とても満足できるものではない。
【００１０】
【発明の概要】
本発明の目的は、これらの問題点を克服することである。本発明は、簡単で低価格の手段を使用して、スーパーラムジェットモードでの推力及び性能を相当に高める上記形式のハイブリッドエンジンに関する。
【００１１】
このため、本発明によれば、上記ハイブリッドエンジンは、さらに、
ラムジェットモードにおいて、このように分流した空気を貯蔵する第１手段と、
スーパーラムジェットモードにおいて、エンジンの燃料の一部を、主エンジン系統に噴射する前に、前記第１手段に貯蔵されている空気で燃焼させる第２手段とを備えていることを特徴としている。
【００１２】
このため、本発明によれば、例えば水素等の燃料の一部を貯蔵空気で燃焼させて、特に残りの燃料を加熱することによって、ハイブリッドエンジンの推力及び性能を相当に高めることができる。
【００１３】
本発明によって得られる利点を明確に説明するために、多くの例を示すことができる。マッハ１２では、通常は１０００Ｋで噴射される燃料（水素）を１５００Ｋまで加熱した場合、エンジン推力は、１５％増加し、そのエンジンの燃料消費率は、１５％低下するが故に、そのハイブリッドエンジンを搭載した飛行物体の比推力は、２０〜２５％増加する。本発明を使用すれば、そのような温度までの加熱を容易に行うことができる。
【００１４】
水素の加熱に加えて、追加された液体空気の慣性も、スーパーラムジェットモードにおけるエンジン性能の向上をもたらす。
【００１５】
さらに、本発明は、従来のエンジンでは、エンジンから排除するために特別な手段を用いて、エンジンの作動を分断しないようにする必要がある（「境界層」からの）分流空気を利用する方法を提供している。
【００１６】
さらに、前記第１手段は、分流空気を冷却して液化する手段と、このように液化された空気を貯蔵する少なくとも１つの貯蔵タンクとを備えている点で好都合である。
【００１７】
また、好ましくは、
前記空気を液化する手段は、エンジンの燃料を使用する少なくとも１つの熱交換器を備えており、
該熱交換器はさらに、漏出の際に、空気及び燃料の接触を防止するための補助流体を使用している。
【００１８】
さらに有利なことに、前記第２手段は、少なくとも１つの補助排気ダクトを備えた少なくとも１つの補助燃焼室を有している。
【００１９】
この場合、様々な実施形態を考えることができる。特に有利なことに、
前記補助排気ダクトは、前記主燃焼室及び前記主排気ダクトの両方またはいずれか一方に開くように構成されており、そして、
前記主燃焼室の上流に位置する噴射室内へ燃料を空気が流れる方向に噴射する少なくとも１つの噴射装置を有するエンジンの場合、前記補助燃焼室は、該噴射装置内に配置されており、前記補助排気ダクトは、該噴射室内に開いている。
【００２０】
この最後の実施形態では、エンジンは、好ましくは、前記噴射装置内に配置された多数の補助燃焼室を備えており、これらの補助燃焼室よって燃焼の均質化及び増強の両方またはいずれか一方を行うことができる。
【００２１】
付け加えると、有利な実施形態では、本発明に従ったハイブリッドエンジンは、さらに、少なくとも初期加速用の加速モードを追加して組み込んでおり、この加速モードでは、酸化剤タンクに貯蔵されている酸化剤、例えば酸素を使用して燃焼が行われ、また分流空気貯蔵タンクは、この酸化剤タンクに相当しており、これは初期加速後に少なくとも部分的に空きがあるため、ラムジェットモードで分流した空気を受け取ることができる。従って、特に分流空気を貯蔵するためのタンクを追加して設ける必要がなく、このことはコスト及びかさの点で好都合である。
【００２２】
【発明の実施の形態】
添付の図面を見れば、本発明がいかに達成されるかを容易に理解できるであろう。図面を通して、同一番号は同様な部材を表している。
【００２３】
図１に概略的に示されている本発明に従ったハイブリッドエンジン１は、図示しない超音速飛行物体（ミサイル、航空機等）を推進するため、また広範囲のマッハ数、例えばゼロから１２乃至１５程度までのマッハ数での飛行のためのものである。
【００２４】
このハイブリッドエンジン１は、超高性能航空エンジンであって、既知のように、軸線Ｘ−Ｘに対して回転対称をなすケーシング２を備えており、このケーシングの一端部に酸化剤として機能する空気流（矢印Ｆで示す）のための空気取入口３が設けられ、他端部に排気ダクト４（主排気ダクト）が設けられている。
【００２５】
ケーシング２は、空気取入口３の下流側に噴射室５を形成しており、この噴射室の内部に、例えば図示しない１つまたは複数の噴射マストを有する既知の型の噴射装置６が配置されている。
【００２６】
この噴射装置６は、内部に燃料を貯蔵しているタンクＲ１からポンプＰ１ａ及び弁Ｖ１ａを備えた供給管Ｃ１ａを介して燃料を引き出し、矢印Ｅで示されているように、噴射室５内へ噴射する。換言すれば、噴射装置６は、燃焼室８の上流に位置する噴射室５内へ燃料を主空気流Ｆが流れる方向に噴射するように構成されている。
【００２７】
ケーシング２は、さらに、噴射室５と排気ダクト４との間に燃焼室８（主燃焼室）を画成しており、この燃焼室の上流部分に、図示しない点火器が配置されている。
【００２８】
このため、噴射燃料は、噴射装置６の近くで酸化剤流Ｆ全体に分散され、酸化剤／燃料混合流の燃焼が燃焼室８で発生し、その後、燃焼ガスは、排気ダクト４から排出される。
【００２９】
燃料として、低マッハ数（マッハ８まで）の飛行には灯油を使用し（ラムジェットを点火し易くすると共にジェットプルーミング(jet pluming)を促進するために水素の噴射を伴ってもよい）、より高いマッハ数には水素を使用することができることに注意されたい。メタン、吸熱性炭化水素、合成燃料等の他の燃料を、この型のハイブリッドエンジンに使用することもできる。
【００３０】
しかし、図１に示され、以下に説明する好適な実施形態では、タンクＲ１に貯蔵されている燃料は、水素である。
【００３１】
このように形成されたハイブリッドエンジン１は、
最初に、例えばマッハ２からマッハ６までの速度に対して（ラムジェットモードに相当する）純粋亜音速燃焼し、
次に、例えばマッハ６からマッハ１２までの速度に対して（スーパーラムジェットモードに相当する）超音速燃焼して作動することができる。
【００３２】
上記各手段、すなわち空気取入口３、排気ダクト４、噴射室５及び燃焼室８は、ハイブリッドエンジン１の主エンジン系統を形成していることに注意されたい。
【００３３】
本発明によれば、このハイブリッドエンジン１はさらに、通常形式のロケットエンジン９で作動する加速モードを組み込んでいる。
【００３４】
このロケットエンジン９は、
タンクＲ１からポンプＰ１ｂ及び弁Ｖ１ｂを備えた供給管Ｃ１ｂを介して送られた水素を、タンク（酸化剤タンク）Ｒ２に貯蔵されてポンプＰ２ａ及び弁Ｖ２ａを備えた供給管Ｃ２ａを介して送られる酸化剤（酸素）で燃焼させることによる約マッハ２までの初期加速と、おそらくは、
タンクＲ１からの水素を、タンクＲ３に貯蔵されてポンプＰ３及び弁Ｖ３を備えた供給管Ｃ３を介して送られる酸化剤（酸素）で燃焼させることによる約マッハ１２を超える最終加速を行うことができる。
【００３５】
冒頭に明記したように、このハイブリッドエンジン１は、本発明によれば、スーパーラムジェットモードにおけるエンジンの推力及び性能が相当に増加するように改善される。
【００３６】
これを達成するために、本発明に従ったハイブリッドエンジン１は、さらに、
ラムジェットモードにおいて、主空気流Ｆから分流した空気を貯蔵する手段（第１手段）１０を備えている。この分流空気は、空気取入口３の壁近傍を流れる低エネルギの空気であって、迷惑であるため、従来のエンジンでは、一般的に「境界層ブリード（boundary-layer bleeds）」を使用して除去される。ハイブリッドエンジン１は、さらに、
スーパーラムジェットモードにおいて、タンクＲ１に貯蔵されている燃料を、主エンジン系統に噴射する前に、前記貯蔵手段１０によって貯蔵されている分流空気で燃焼させる手段（第２手段）１１を備えている。
【００３７】
実施形態に応じて、この噴射を噴射室５か、燃焼室８か、あるいは排気ダクト４内へ行うことができる。例えば、図１に示すように、燃焼室８の上流に位置する噴射室５内へ燃料を主空気流Ｆが流れる方向に噴射する少なくとも１つの噴射装置６を備えている場合に、補助燃焼室を噴射装置６内に配置すると共に、補助排気ダクトを噴射室５に開放させることもできる。
【００３８】
このように、スーパーラムジェットモードにおいて、タンクＲ１から送られる水素の一部を貯蔵空気で燃焼させることによって、従来通りに燃焼室８内で燃焼する残りの水素の温度が上昇する。
【００３９】
その結果、本発明は、エネルギの供給を伴うため、スーパーラムジェットモードにおけるハイブリッドエンジン１の推力及び性能が相当に増加する。
【００４０】
性能は、本発明に従って使用される追加の液体空気の慣性によっても向上する。
【００４１】
上記の貯蔵手段１０は、
分流空気を流出させる管ＣＰを備えており、この流出管は、タンクＲ２のポンプＰ２ｂ及び弁Ｖ２ｂを備えた供給管Ｃ２ｂに連結されている。流出管ＣＰは、空気取入口３付近に開放しており、その地点に開閉可能な弁ＶＰ（または可動フラップ）が設けられている。貯蔵手段１０は、さらに、
分流空気を、タンク（貯蔵タンク）Ｒ２内に貯蔵する前に、既知の型の冷却して液化する手段１２を備えている。
【００４２】
このために、この液化手段１２は、
タンクＲ１から供給管Ｃ１ａを介して受け取る水素を使用する少なくとも１つの熱交換器１３を備えている。本発明によれば、この熱交換器１３は、漏出の場合において空気と燃料（水素）との接触を防止するために、例えばヘリウム等の補助流体をさらに使用する。液化手段１２は、さらに、
ポンプＰ２ｂ、すなわち昇圧装置と、
弁Ｖ２ｂを備えている。
【００４３】
さらに、上記燃焼手段１１は、
（ポンプＰ１ｃ及び弁Ｖ１ｃを備えた）供給管Ｃ１ｃと（弁Ｖ２ｃを備え供給管Ｃ２ｂに連結されている）管Ｃ２ｃを介して、タンクＲ１とＲ２にそれぞれ連結された燃焼室（補助燃焼室）１４と、
この燃焼室１４の出口に配置された排気ダクト（補助排気ダクト）１５とを備えている。
【００４４】
図１に示されている実施形態では、排気ダクト１５は、排気ダクト４内に開放している。
【００４５】
図示しない別の実施形態では、排気ダクト１５は、燃焼室８か、あるいは噴射室５内にも開放することができる。例えば、図１に示すように、燃焼室８の上流に位置する噴射室５内へ燃料を主空気流Ｆが流れる方向に噴射する少なくとも１つの噴射装置６を備えている場合に、補助燃焼室を噴射装置６内に配置すると共に、補助排気ダクトを噴射室５に開放させることもできる。
【００４６】
さらに、本発明では、燃焼手段１１は、燃焼室１４及び排気ダクト１５の両方またはいずれか一方を多数設けて構成することができる。例えば、噴射装置６内に多数の補助燃焼室を配置することができる。
【００４７】
ハイブリッドエンジン１の停止時からマッハ１５程度の最大マッハ数までの様々な連続作動段階について、図２〜図６を参照しながら具体的に説明するが、これらの段階は、
例えばマッハ２までの初期加速段階と、
例えばマッハ６までのラムジェットモードの段階と、
例えばマッハ１２までのスーパーラムジェットモードの段階と、
最終加速段階である。
【００４８】
最初に、タンクＲ１は、燃料（水素）で満たされており、タンクＲ２及びＲ３は、酸化剤（酸素）で満たされている。酸化剤の流れを以下に矢印Ｆで表し、燃料の流れを以下に矢印Ｅで表し、それらの後の数字でそれらを区別できるようにしている。
【００４９】
初期加速段階では、ロケットエンジン９だけが作動して、図２に矢印Ｅ１で表されているように、タンクＲ１から送られる水素を、矢印Ｆ１で表されているように、タンクＲ２から送られる酸素で燃焼させる。
【００５０】
従って、弁Ｖ１ｂ及びＶ２ａだけが開き、ポンプＰ１ｂ及びＰ２ａだけが作動しているが、ハイブリッドエンジン１のその他の弁は閉じ、その他のポンプは、スイッチが切られている。
【００５１】
さらに、流出管ＣＰ内の弁ＶＰは、
開いて境界層ブリードとして機能して、図示されていないが分流空気を除去できるようにするか、または
図２に示されているように閉じている。
【００５２】
次のラムジェットモードの段階では、ハイブリッドエンジン１は、図３に示されているように通常に作動して、燃焼室８内において、矢印Ｅ２で示されているように、噴射室５内へ噴射された水素を、矢印Ｆ２で示されている主空気流で燃焼させる。
【００５３】
さらに、本発明によれば、弁ＶＰが開いて、主空気流Ｆ２の空気の一部（境界層）が矢印ＦＰで示されているように分流して、初期加速中に、少なくとも部分的に空きのあるタンクＲ２に貯蔵される。
【００５４】
この第２段階では、弁Ｖ１ａ、Ｖ２ｂ及びＶＰだけが開き、ポンプＰ１ａ及びＰ２ｂだけが作動している。
【００５５】
この第２段階の最後に、弁ＶＰを閉じることにより、主空気流はそれ以上分流しなくなり、タンクＲ２に連通した弁Ｖ２ｂも閉じる。
【００５６】
次のスーパーラムジェットモードの段階は、２つのサブ段階に、すなわち、
スーパーラムジェットモードでの通常作動に対応した段階であり、図４に矢印Ｅ３及びＦ３で示されているように、タンクＲ１から送られた水素を燃焼室８内において、主空気流の空気で燃焼させる第１サブ段階と、
第１サブ段階の構成要素に加えて、図４に示されているように、燃焼手段１１も作動する第２サブ段階とに分割できる。
【００５７】
これを行うために、燃焼室１４内で、矢印Ｅ４で示されているように、タンクＲ１から送られた水素を、矢印Ｆ４で示されているように、タンクＲ２から送られた空気で燃焼させる。この燃焼によって得られたガスは、矢印Ｇで示されているように、排気ダクト１５を介して排気ダクト４内へ噴射される。
【００５８】
この場合、
弁Ｖ１ａ、Ｖ１ｃ及びＶ２ｃだけが開き、
ポンプＰ１ａ、Ｐ１ｃ及びＰ２ｂだけが作動している。
【００５９】
スーパーラムジェットモードでは、ハイブリッドエンジン１は、タンクＲ２から送られる空気を使用しないで、図５に示されているように、２つの噴射ゾーンを用いて燃焼を行うことによって作動することもできる。
【００６０】
これを行うために、タンクＲ１からの水素を、
一方では、矢印Ｅ５で示されているように噴射室５内へ、また、
他方では、矢印Ｅ６で示されているように供給管Ｃ１ｃ、燃焼室１４及び排気ダクト１５を介して排気ダクト４内へ噴射する。
【００６１】
この水素は、主空気流Ｆ５の空気で燃焼する。
【００６２】
この実施形態では、弁Ｖ２ｃは閉じており、燃焼室１４で燃焼は行われない。
【００６３】
最後になるが、本発明では、図６に示されているように、ロケットエンジン９だけが作動して、タンクＲ１から送られる水素（矢印Ｅ７）をタンクＲ３から送られる酸素（矢印Ｆ６）で燃焼させる最終加速も行うことができる。
【００６４】
この場合、弁Ｖ１ｂ及びＶ３だけが開き、ポンプＰ１ｂ及びＰ３だけが作動している。
【００６５】
また、本発明では、ハイブリッドエンジン１に多数の水素タンクを設けて、同時または順次使用することもできることに注意されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明に従ったハイブリッドエンジンを概略的に示す図である。
【図２】  図１のハイブリッドエンジンの連続作動段階の内の初期加速段階を示す図である。
【図３】  図１のハイブリッドエンジンの連続作動段階の内のラムジェットモードの段階を示す図である。
【図４】  図１のハイブリッドエンジンの連続作動段階の内のスーパーラムジェットモードの段階を示す図である。
【図５】  図１のハイブリッドエンジンの連続作動段階の内のスーパーラムジェットモードの段階を示す図である。
【図６】  図１のハイブリッドエンジンの連続作動段階の内の最終加速段階を示す図である。
【符号の説明】
１…ハイブリッドエンジン、２…ケーシング、３…空気取り入れ口、４…排気ダクト（主排気ダクト）、５…噴射室、６…噴射装置、８…燃焼室（主燃焼室）、９…ロケットエンジン、１０…貯蔵手段（第１手段）、１１…燃焼手段（第２手段）、１２…液化手段、１３…熱交換器、１４…燃焼室（補助燃焼室）、１５…排気ダクト（補助排気ダクト）、Ｘ−Ｘ…軸線、Ｒ１，Ｒ３…タンク、Ｒ２…タンク（貯蔵タンク／酸化剤タンク）、Ｐ１ａ，Ｐ１ｂ，Ｐ１ｃ，Ｐ２ａ，Ｐ３…ポンプ、Ｐ２ｂ…ポンプ（昇圧装置）、Ｖ１ａ，Ｖ１ｂ，Ｖ１ｃ，Ｖ２ａ，Ｖ２ｂ，Ｖ２ｃ，Ｖ３…弁、ＶＰ…弁（可動フラップ）、Ｃ１ａ，Ｃ１ｂ，Ｃ１ｃ，Ｃ２ａ，Ｃ２ｂ，Ｃ２ｃ，Ｃ３…供給管、ＣＰ…管（流出管）。
【図１】
0004347447.tif 000002
【図２】
0004347447.tif 000003
【図３】
0004347447.tif 000004
【図４】
0004347447.tif 000005
【図５】
0004347447.tif 000006
【図６】
0004347447.tif 000007