JP3116068B2 - スクラム・レース複合エンジン - Google Patents
スクラム・レース複合エンジンInfo
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- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は地上から離陸し、宇宙空
間へ到達後、再び地上へ帰還できる単段式宇宙往還機等
の推進系に適用されるスクラム・レース複合エンジンに
関する。
間へ到達後、再び地上へ帰還できる単段式宇宙往還機等
の推進系に適用されるスクラム・レース複合エンジンに
関する。
【０００２】
【従来の技術】地上から離陸し、宇宙空間へ到達する単
段式の宇宙往還機の推進装置には従来、ターボ系エンジ
ン、ラム系エンジン及びロケットエンジンの３種類の複
合エンジンを必要としていた。その理由は、それぞれの
エンジンには速度に対する最適領域があり、かつ、燃
料、酸化剤等の使用条件も関わるからである。
段式の宇宙往還機の推進装置には従来、ターボ系エンジ
ン、ラム系エンジン及びロケットエンジンの３種類の複
合エンジンを必要としていた。その理由は、それぞれの
エンジンには速度に対する最適領域があり、かつ、燃
料、酸化剤等の使用条件も関わるからである。
【０００３】一般には離陸から或る速度迄の低速域では
ターボ系エンジンが用いられ、それ以上の或る高速域ま
ではラム系エンジンが用いられ、或る高速以上ないしは
酸化剤として用いる大気の極めて希薄な領域ではロケッ
トエンジンが用いられる。特にラム系エンジンは動圧
（ラム圧）を利用して大気（空気）を取入れるため、離
陸をも含めた低速域及び大気の希薄な宇宙空間では使用
不能という事情がある。大気を取入れて酸化剤（支燃
剤）とするターボ系エンジンも当然に宇宙空間では使用
不能である。
ターボ系エンジンが用いられ、それ以上の或る高速域ま
ではラム系エンジンが用いられ、或る高速以上ないしは
酸化剤として用いる大気の極めて希薄な領域ではロケッ
トエンジンが用いられる。特にラム系エンジンは動圧
（ラム圧）を利用して大気（空気）を取入れるため、離
陸をも含めた低速域及び大気の希薄な宇宙空間では使用
不能という事情がある。大気を取入れて酸化剤（支燃
剤）とするターボ系エンジンも当然に宇宙空間では使用
不能である。
【０００４】なお、ロケットエンジンと空気吸込式エン
ジンの両方の性格を合わせ持つレース（ＬＡＣＥ：Liqu
efied Air Cycle Engine：空気液化ロケットエンジン）
は有用性が高いものの、構造効率（推薬重量／全重量）
を小さくしないと成立たない宇宙往還機には単独では不
向きである。
ジンの両方の性格を合わせ持つレース（ＬＡＣＥ：Liqu
efied Air Cycle Engine：空気液化ロケットエンジン）
は有用性が高いものの、構造効率（推薬重量／全重量）
を小さくしないと成立たない宇宙往還機には単独では不
向きである。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の単段式宇宙
往還機の推進装置には解決すべき次の課題があった。
往還機の推進装置には解決すべき次の課題があった。
【０００６】即ち、従来の複合エンジンは離陸時、加速
時、宇宙空間でそれぞれターボ系エンジン、ラム系エン
ジン、ロケットエンジンを必要としたため、エンジンが
最低でも３種類必要であり、単段式宇宙往還機の重量増
となるという問題があった。
時、宇宙空間でそれぞれターボ系エンジン、ラム系エン
ジン、ロケットエンジンを必要としたため、エンジンが
最低でも３種類必要であり、単段式宇宙往還機の重量増
となるという問題があった。
【０００７】本発明は上記問題を解決するため、２種類
のエンジンを複合したスクラム・レース複合エンジンを
提供することを目的とする。
のエンジンを複合したスクラム・レース複合エンジンを
提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、地上から離陸し宇宙空間へ到達後再び地上
へ帰還可能な単段式宇宙往還機等の推進装置に用いる複
合エンジンにおいて、主として離陸からマッハ５近傍の
速度領域及びマッハ２０近傍以上の速度領域を分担可能
なレースおよびマッハ４近傍乃至マッハ２５近傍の範囲
の速度領域を分担可能なスクラムジェットエンジンから
なる２種類のエンジンと、大気の極めて希薄な領域の飛
行時等にレースの酸化剤として供給可能な液体酸素を貯
留しておく酸素タンクとを用いるようにしたことを特徴
とするスクラム・レース複合エンジンを提供しようとす
るものである。
手段として、地上から離陸し宇宙空間へ到達後再び地上
へ帰還可能な単段式宇宙往還機等の推進装置に用いる複
合エンジンにおいて、主として離陸からマッハ５近傍の
速度領域及びマッハ２０近傍以上の速度領域を分担可能
なレースおよびマッハ４近傍乃至マッハ２５近傍の範囲
の速度領域を分担可能なスクラムジェットエンジンから
なる２種類のエンジンと、大気の極めて希薄な領域の飛
行時等にレースの酸化剤として供給可能な液体酸素を貯
留しておく酸素タンクとを用いるようにしたことを特徴
とするスクラム・レース複合エンジンを提供しようとす
るものである。
【０００９】なお、ここにレースとはＬＡＣＥ（Liquef
ied Air Cycle Engine）の和称で、大気中の空気を水素
を冷媒とする熱交換器により液体とし、冷媒の水素を燃
料、液体空気を酸化剤として燃焼させることを特徴とす
るエンジンである。これにより、ロケット等の酸素タン
クを大幅に縮小することができる。レースの大気を取り
入れての作動範囲は０＜Ｍ0 （飛行マッハ数）＜５程度
であるが、予め蓄えた液体酸素を酸化剤に用いれば真空
に近い宇宙空間をロケットとして高速で飛行出来る。
ied Air Cycle Engine）の和称で、大気中の空気を水素
を冷媒とする熱交換器により液体とし、冷媒の水素を燃
料、液体空気を酸化剤として燃焼させることを特徴とす
るエンジンである。これにより、ロケット等の酸素タン
クを大幅に縮小することができる。レースの大気を取り
入れての作動範囲は０＜Ｍ0 （飛行マッハ数）＜５程度
であるが、予め蓄えた液体酸素を酸化剤に用いれば真空
に近い宇宙空間をロケットとして高速で飛行出来る。
【００１０】また、スクラムジェットエンジンとはＳＣ
ＲＡＭ（Supersonic Combustion RAMjet engine ）の和
称で、超音速飛行時にインテークを通って流入する超音
速空気流を超音速状態のまま燃焼させることを特徴とす
るエンジンである。一般にロケットエンジンやレースに
比べて比推力が高い。
ＲＡＭ（Supersonic Combustion RAMjet engine ）の和
称で、超音速飛行時にインテークを通って流入する超音
速空気流を超音速状態のまま燃焼させることを特徴とす
るエンジンである。一般にロケットエンジンやレースに
比べて比推力が高い。
【００１１】但し、作動範囲は４＜Ｍ0 ＜２５である。
即ちＭ0 ＞４まで加速する別の推進系が必要となる。
即ちＭ0 ＞４まで加速する別の推進系が必要となる。
【００１２】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１３】即ち、レースとスクラムジェットエンジン
とからなる２種類のエンジンを複合エンジンとして備
え、しかも液体酸素を貯留可能な酸素タンクを設けてい
るので、宇宙往還機の離陸〜マッハ数程度の速度になる
までの加速フェーズでは、水素を冷媒として大気中から
取入れて液化した空気を酸化剤として使用するレースを
空気吸込式エンジンとして用い、マッハ５〜マッハ２０
程度の速度になるまでの加速フェーズでは比推力の高い
スクラムジェットエンジンを用い、さらにマッハ数２０
程度以上の速度にする加速フェーズでは、再びレースを
今度は酸素タンクから供給される液体酸素を酸化剤とし
て使用するロケットエンジンとして用いて作動させる。
このようにすることにより、２種類のエンジン、即ち軽
量なエンジンと軽量な酸素タンクで軽量な機体とするこ
とができ、単段式宇宙往還機の成立が可能となる。
とからなる２種類のエンジンを複合エンジンとして備
え、しかも液体酸素を貯留可能な酸素タンクを設けてい
るので、宇宙往還機の離陸〜マッハ数程度の速度になる
までの加速フェーズでは、水素を冷媒として大気中から
取入れて液化した空気を酸化剤として使用するレースを
空気吸込式エンジンとして用い、マッハ５〜マッハ２０
程度の速度になるまでの加速フェーズでは比推力の高い
スクラムジェットエンジンを用い、さらにマッハ数２０
程度以上の速度にする加速フェーズでは、再びレースを
今度は酸素タンクから供給される液体酸素を酸化剤とし
て使用するロケットエンジンとして用いて作動させる。
このようにすることにより、２種類のエンジン、即ち軽
量なエンジンと軽量な酸素タンクで軽量な機体とするこ
とができ、単段式宇宙往還機の成立が可能となる。
【００１４】
【実施例】本発明の一実施例を図１〜図６により説明す
る。
る。
【００１５】図１は本実施例のスクラム・レース複合エ
ンジンの模式的構成図で、本実施例のエンジンを搭載し
た単段式宇宙往還機の後部の側断面図である図４の要部
の姿勢等にほぼ対応させてある。
ンジンの模式的構成図で、本実施例のエンジンを搭載し
た単段式宇宙往還機の後部の側断面図である図４の要部
の姿勢等にほぼ対応させてある。
【００１６】図２は本実施例の性能を明瞭にするために
示したレース、スクラムジェットエンジン及びロケット
の推力及び比推力の図で、（ａ）が推力を、（ｂ）が比
推力を示す図、図３は本実施例のエンジンを搭載した単
段式宇宙往還機をＬＥＯ（Low Earth Orbit ：地球低周
回軌道）に投入する場合のシナリオの図、図４は図１に
示す本実施例のスクラム・レース複合エンジンを搭載し
た単段式宇宙往還機の後部左側断面図、図５は図４に示
す本実施例搭載の単段式宇宙往還機の全体三面図で
（ａ）は平面図、（ｂ）は左側面図、（ｃ）は後面図、
図６は本実施例を搭載した単段式宇宙往還機の飛行にお
ける高度とマッハ数との関係を示した図である。
示したレース、スクラムジェットエンジン及びロケット
の推力及び比推力の図で、（ａ）が推力を、（ｂ）が比
推力を示す図、図３は本実施例のエンジンを搭載した単
段式宇宙往還機をＬＥＯ（Low Earth Orbit ：地球低周
回軌道）に投入する場合のシナリオの図、図４は図１に
示す本実施例のスクラム・レース複合エンジンを搭載し
た単段式宇宙往還機の後部左側断面図、図５は図４に示
す本実施例搭載の単段式宇宙往還機の全体三面図で
（ａ）は平面図、（ｂ）は左側面図、（ｃ）は後面図、
図６は本実施例を搭載した単段式宇宙往還機の飛行にお
ける高度とマッハ数との関係を示した図である。
【００１７】図１において、１０はレース、１１はスク
ラムジェットエンジンで、各々の構成領域を概括的に示
したもの、１は燃料用のスラッシュ水素タンク、２はレ
ース１０用に空気取入口５より取入れた空気を液体水素
を冷媒として冷却液化するための熱交換器、３はガスジ
ェネレータ、４は大気の希薄になった高高度で酸化剤と
して用いるための液体酸素用の酸素タンク、５はレース
１０、スクラムジェットエンジン１１共用の空気取入
口、６はレース１０とスクラムジェットエンジン１１と
の位置関係を明示するために示した機体下部である。即
ち、図４にも示す通り、レース１０は機体内部側に、ス
クラムジェットエンジン１１は機体下部６の直下（外
側）にある。６ａはスクラムジェットエンジン１１の天
板、６ｂは側板、７及び８は水素バルブ、９は酸素バル
ブである。
ラムジェットエンジンで、各々の構成領域を概括的に示
したもの、１は燃料用のスラッシュ水素タンク、２はレ
ース１０用に空気取入口５より取入れた空気を液体水素
を冷媒として冷却液化するための熱交換器、３はガスジ
ェネレータ、４は大気の希薄になった高高度で酸化剤と
して用いるための液体酸素用の酸素タンク、５はレース
１０、スクラムジェットエンジン１１共用の空気取入
口、６はレース１０とスクラムジェットエンジン１１と
の位置関係を明示するために示した機体下部である。即
ち、図４にも示す通り、レース１０は機体内部側に、ス
クラムジェットエンジン１１は機体下部６の直下（外
側）にある。６ａはスクラムジェットエンジン１１の天
板、６ｂは側板、７及び８は水素バルブ、９は酸素バル
ブである。
【００１８】次に上記構成の作用について説明する。
【００１９】上述の通り空気取入口５はスクラムジェッ
トエンジン１１とレース１０に共通であり、スクラムジ
ェットエンジン１１は機体外部に、レース１０の本体は
機体内部にそれぞれ設けられている。
トエンジン１１とレース１０に共通であり、スクラムジ
ェットエンジン１１は機体外部に、レース１０の本体は
機体内部にそれぞれ設けられている。
【００２０】始動時にはスクラムジェットエンジン１１
側の水素ハルブ７を閉め、水素をレース１０側へ流す。
また、ＬＯＸ（液体酸素）はロケットモード時に使用す
るため、始動時はまだ、酸素バルブ９は閉である。機速
がマッハ５を越えたとき、レース１０側のバルブ８を閉
め、かわりに水素バルブ７を開け、スクラムジェットエ
ンジン１１の加速モードに移る。さらに機速がマッハ２
０を越え、高度５０Km以上となったとき、スクラムジェ
ットエンジン１１側の水素バルブ７を閉め、レース１０
側の水素バルブ８と酸素バルブ９を開け、通常のＬＯＸ
／ＬＨ2 （液体酸素／液体水素）のロケットエンジンと
してレース１０を作動させる。
側の水素ハルブ７を閉め、水素をレース１０側へ流す。
また、ＬＯＸ（液体酸素）はロケットモード時に使用す
るため、始動時はまだ、酸素バルブ９は閉である。機速
がマッハ５を越えたとき、レース１０側のバルブ８を閉
め、かわりに水素バルブ７を開け、スクラムジェットエ
ンジン１１の加速モードに移る。さらに機速がマッハ２
０を越え、高度５０Km以上となったとき、スクラムジェ
ットエンジン１１側の水素バルブ７を閉め、レース１０
側の水素バルブ８と酸素バルブ９を開け、通常のＬＯＸ
／ＬＨ2 （液体酸素／液体水素）のロケットエンジンと
してレース１０を作動させる。
【００２１】このような構成になる、離陸時総重量３５
０ton の単段式宇宙往還機に、４基のレース１０と６基
のスクラムジェットエンジン１１を搭載した場合の推力
・比推力線図を図２に示す。（ａ）は飛行マッハ数に対
する推力線図、（ｂ）は飛行マッハ数に対する比推力線
図である。
０ton の単段式宇宙往還機に、４基のレース１０と６基
のスクラムジェットエンジン１１を搭載した場合の推力
・比推力線図を図２に示す。（ａ）は飛行マッハ数に対
する推力線図、（ｂ）は飛行マッハ数に対する比推力線
図である。
【００２２】さらに、単段式宇宙往還機をＬＥＯに投入
する際のシナリオについて図３に示す。
する際のシナリオについて図３に示す。
【００２３】レースは課題を解決するための手段の項で
説明した通り、大気中の空気を水素を冷媒とする熱交換
器により液体とし、冷媒の水素を燃料、液体空気を酸化
剤として燃焼させることを特徴とするエンジンである。
従って、大気中では酸化剤として空気を取入れて用いる
ことができるため、これにより、大気のない若しくは非
常に稀薄な大気しかない宇宙空間の飛行時におけるロケ
ット推進に必須となる酸化剤を供給する酸素タンク容積
を大巾に縮小することができるという利点がある。本
来、レースの作動範囲は既述の通り大気中では０＜Ｍ0
＜５程度であるが、酸素タンクに貯留している液体酸素
が酸化剤として供給されてロケットとして用いれば、レ
ースの作動により大気のない若しくは非常に稀薄な大気
しかない宇宙空間でもマッハ２０以上の速度を得ること
ができる。従って、本実施例では、レースをそれらの二
つの速度域で用いるようにした。
説明した通り、大気中の空気を水素を冷媒とする熱交換
器により液体とし、冷媒の水素を燃料、液体空気を酸化
剤として燃焼させることを特徴とするエンジンである。
従って、大気中では酸化剤として空気を取入れて用いる
ことができるため、これにより、大気のない若しくは非
常に稀薄な大気しかない宇宙空間の飛行時におけるロケ
ット推進に必須となる酸化剤を供給する酸素タンク容積
を大巾に縮小することができるという利点がある。本
来、レースの作動範囲は既述の通り大気中では０＜Ｍ0
＜５程度であるが、酸素タンクに貯留している液体酸素
が酸化剤として供給されてロケットとして用いれば、レ
ースの作動により大気のない若しくは非常に稀薄な大気
しかない宇宙空間でもマッハ２０以上の速度を得ること
ができる。従って、本実施例では、レースをそれらの二
つの速度域で用いるようにした。
【００２４】一方、スクラムジェットエンジンは同じく
既述の通り、超音速飛行時にインテークを通って流入す
る超音速空気流を超音速状態のまま燃焼させることを特
徴とするエンジンであり、一般にロケットエンジンやレ
ースに比べて比推力が高い。
既述の通り、超音速飛行時にインテークを通って流入す
る超音速空気流を超音速状態のまま燃焼させることを特
徴とするエンジンであり、一般にロケットエンジンやレ
ースに比べて比推力が高い。
【００２５】但し、作動範囲は４＜Ｍ0 ＜２５である。
即ちＭ0 ＞４まで加速する別の推進系が必要となる。従
って本実施例の通りレースと組合わせれば、離陸から大
気の絶無に近い宇宙までをきわめて能率的に飛行するこ
とができる。
即ちＭ0 ＞４まで加速する別の推進系が必要となる。従
って本実施例の通りレースと組合わせれば、離陸から大
気の絶無に近い宇宙までをきわめて能率的に飛行するこ
とができる。
【００２６】図２について説明すると、同図はレース、
スクラムジェットエンジン、ロケットの（ａ）推力と
（ｂ）比推力を示した図である。
スクラムジェットエンジン、ロケットの（ａ）推力と
（ｂ）比推力を示した図である。
【００２７】エンジンの性能を表わす比推力はスクラム
ジェットエンジンが最も高いが、既述の通りラム圧を利
用するためＭ＞４でしか作動しない。レースはマッハ０
から作動でき、比推力もロケットエンジンより高いが図
２（ａ）に示す如く推力がマッハ数とともに低下してい
くため、マッハ５程度までしか使用できない。
ジェットエンジンが最も高いが、既述の通りラム圧を利
用するためＭ＞４でしか作動しない。レースはマッハ０
から作動でき、比推力もロケットエンジンより高いが図
２（ａ）に示す如く推力がマッハ数とともに低下してい
くため、マッハ５程度までしか使用できない。
【００２８】一方、ロケットエンジンは推力、比推力が
マッハ数によらず、大気中であろうと宇宙空間であろう
とほぼ一定の値をとる。
マッハ数によらず、大気中であろうと宇宙空間であろう
とほぼ一定の値をとる。
【００２９】そこでレースがエアブリージングエンジン
としてだけでなく、ロケットエンジンとしても作動する
ことに着目し、レースとスクラムジェットエンジンの特
徴を組み合せ、それぞれの作動範囲を示したものが図２
（ａ）である。
としてだけでなく、ロケットエンジンとしても作動する
ことに着目し、レースとスクラムジェットエンジンの特
徴を組み合せ、それぞれの作動範囲を示したものが図２
（ａ）である。
【００３０】図２は既述の通り総重量が３５０ton で４
基のレースと６基のスクラムジェットエンジンを搭載し
た例で、図４、図５もこの例で示す。この場合の重量配
分は表１のようになり、総重量に比し、スラッシュ水
素、液体酸素の重量割合が小さくて足りるという利点が
ある。
基のレースと６基のスクラムジェットエンジンを搭載し
た例で、図４、図５もこの例で示す。この場合の重量配
分は表１のようになり、総重量に比し、スラッシュ水
素、液体酸素の重量割合が小さくて足りるという利点が
ある。
【００３１】
【表１】
【００３２】次に本実施例の単段式宇宙往還機をＬＥＯ
（地球低周回軌道）に投入する場合のシナリオを図３の
第１段階、第２段階、第３段階、第４段階について説明
する。 第１段階：離陸からマッハ５までのフェーズであり、推
進系としてレースを用いる。このとき高度は約２０Kmに
達する。 第２段階：加速フェーズであり推進系としてスクラムジ
ェットエンジンを用いる。高度約４０Kmでおよそマッハ
２０まで加速したのち、機首を上に向け高度約５０Kmに
到達する。 第３段階：レースのロケットモードフェーズであり、空
気の希薄となった高空において空気吸込式エンジンでは
なくロケットエンジンとして作動させる。このとき高度
は約５００Kmまで達する。 第４段階：機体をＬＥＯに投入するためアポジ点近傍で
レースをロケットエンジンとして再着火させる。
（地球低周回軌道）に投入する場合のシナリオを図３の
第１段階、第２段階、第３段階、第４段階について説明
する。 第１段階：離陸からマッハ５までのフェーズであり、推
進系としてレースを用いる。このとき高度は約２０Kmに
達する。 第２段階：加速フェーズであり推進系としてスクラムジ
ェットエンジンを用いる。高度約４０Kmでおよそマッハ
２０まで加速したのち、機首を上に向け高度約５０Kmに
到達する。 第３段階：レースのロケットモードフェーズであり、空
気の希薄となった高空において空気吸込式エンジンでは
なくロケットエンジンとして作動させる。このとき高度
は約５００Kmまで達する。 第４段階：機体をＬＥＯに投入するためアポジ点近傍で
レースをロケットエンジンとして再着火させる。
【００３３】以上が単段式宇宙往還機をＬＥＯに投入す
る場合のシナリオの一例である。なお、図６はその場合
の高度とマッハ数の関係を示した線図である。
る場合のシナリオの一例である。なお、図６はその場合
の高度とマッハ数の関係を示した線図である。
【００３４】図４は既述した通り、本実施例のスクラム
・レース複合エンジンを搭載した単段式宇宙往還機の後
部の左側断面図で、２ａは低圧熱交換器、２ｂは高圧熱
交換器、１０はレース、１１はスクラムジェットエンジ
ンである。１２は可変インテーク、１３はレースインテ
ーク、１４はスクラムジェットエンジンインテークで、
これらは図１の空気取入口５に対応する。１５はストラ
ット、１６は圧縮機、１７はスラッシュ水素ブーストポ
ンプ、１８はレース１０の燃焼器、１９は液体空気ブー
ストポンプ、２０はノズル、３０は単段式宇宙往還機で
ある。
・レース複合エンジンを搭載した単段式宇宙往還機の後
部の左側断面図で、２ａは低圧熱交換器、２ｂは高圧熱
交換器、１０はレース、１１はスクラムジェットエンジ
ンである。１２は可変インテーク、１３はレースインテ
ーク、１４はスクラムジェットエンジンインテークで、
これらは図１の空気取入口５に対応する。１５はストラ
ット、１６は圧縮機、１７はスラッシュ水素ブーストポ
ンプ、１８はレース１０の燃焼器、１９は液体空気ブー
ストポンプ、２０はノズル、３０は単段式宇宙往還機で
ある。
【００３５】図５は既述した通り図４の単段式宇宙往還
機３０の全体図で、３角法で示してある。寸法は参考に
示したもので、勿論、これに限定されるものではない。
なお図示のように単段式宇宙往還機３０には本実施例の
レース１０、スクラムジェットエンジン１１の他、姿勢
制御用エンジン（ＲＯＳ）、軌道変更エンジン（ＯＭ
Ｓ）が搭載されている。
機３０の全体図で、３角法で示してある。寸法は参考に
示したもので、勿論、これに限定されるものではない。
なお図示のように単段式宇宙往還機３０には本実施例の
レース１０、スクラムジェットエンジン１１の他、姿勢
制御用エンジン（ＲＯＳ）、軌道変更エンジン（ＯＭ
Ｓ）が搭載されている。
【００３６】以上の通り、本実施例によれば、単段式宇
宙往還機の推進系をレースとスクラムジェットエンジン
を組合わせた複合エンジンとするので、マッハ０からで
も作動できる低速域ではレースを用い、ラム圧を有効に
利用できるマッハ５近傍以上では比推力の最も高いスク
ラムジェットエンジンを用い、外気を利用できなくなる
高高度では再びレースを、今度は、内蔵する液体酸素と
液体水素とによりロケットとして用いることができ、２
種類のエンジンで、しかも途中、大気圏では最大限に大
気を酸化剤として利用しながら宇宙へ到達することがで
き、少量の液体酸素で目的を果たせるため、従来の如く
３種類のエンジンを用いる必要なく軽量安価で宇宙往還
機の推進装置を得ることができるという利点がある。
宙往還機の推進系をレースとスクラムジェットエンジン
を組合わせた複合エンジンとするので、マッハ０からで
も作動できる低速域ではレースを用い、ラム圧を有効に
利用できるマッハ５近傍以上では比推力の最も高いスク
ラムジェットエンジンを用い、外気を利用できなくなる
高高度では再びレースを、今度は、内蔵する液体酸素と
液体水素とによりロケットとして用いることができ、２
種類のエンジンで、しかも途中、大気圏では最大限に大
気を酸化剤として利用しながら宇宙へ到達することがで
き、少量の液体酸素で目的を果たせるため、従来の如く
３種類のエンジンを用いる必要なく軽量安価で宇宙往還
機の推進装置を得ることができるという利点がある。
【００３７】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００３８】即ち、本発明の複合エンジンによればレー
スが空気吸込式エンジンとロケットエンジンの両方の性
質を合わせもつことができ、これと比推力の高いスクラ
ムジェットエンジンを組み合せることにより離陸から宇
宙まで２種類のエンジンで単段式宇宙往還機を飛行させ
ることができる。
スが空気吸込式エンジンとロケットエンジンの両方の性
質を合わせもつことができ、これと比推力の高いスクラ
ムジェットエンジンを組み合せることにより離陸から宇
宙まで２種類のエンジンで単段式宇宙往還機を飛行させ
ることができる。
【図１】本発明の一実施例のスクラム・レース複合エン
ジンの模式的構成図、
ジンの模式的構成図、
【図２】上記実施例のスクラム・レース複合エンジンの
飛行マッハ数に対する推力、比推力の関係図で、（ａ）
は推力の図、（ｂ）は比推力の図、
飛行マッハ数に対する推力、比推力の関係図で、（ａ）
は推力の図、（ｂ）は比推力の図、
【図３】上記実施例のをスクラム・レース複合エンジン
を備えた単段式宇宙往還機をＬＥＯに投入する場合のシ
ナリオの一例の図、
を備えた単段式宇宙往還機をＬＥＯに投入する場合のシ
ナリオの一例の図、
【図４】上記実施例のスクラム・レース複合エンジンを
備えた単段式宇宙往還機の後部の左側断面図、
備えた単段式宇宙往還機の後部の左側断面図、
【図５】上記実施例のスクラム・レース複合エンジンを
備えた単段式宇宙往還機の三面図で、（ａ）は平面図、
（ｂ）は左側面図、（ｃ）は後面図、
備えた単段式宇宙往還機の三面図で、（ａ）は平面図、
（ｂ）は左側面図、（ｃ）は後面図、
【図６】上記実施例のスクラム・レース複合エンジンを
備えた単段式宇宙往還機の高度とマッハ数の関係図であ
る。
備えた単段式宇宙往還機の高度とマッハ数の関係図であ
る。
１ スラッシュ水素タンク ２ 熱交換機 ２ａ 低圧熱交換機 ２ｂ 高圧熱交換機 ３ ガスジェネレータ ４ 酸素タンク ５ 空気取入口 ６ 機体下部 ７，８ 水素バルブ ９ 酸素バルブ １０ レース １１ スクラムジェットエンジン １６ 圧縮機 １８ 燃焼器 ２０ ノズル
フロントページの続き (72)発明者 三木 陽一郎 愛知県小牧市大字東田中1200番地 三菱 重工業株式会社名古屋誘導推進システム 製作所内 (56)参考文献 特開 平６−241119（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−94442（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 7/14 F02K 7/18
Claims (1)
- 【請求項１】 地上から離陸し宇宙空間へ到達後再び地
上へ帰還可能な単段式宇宙往還機等の推進装置に用いる
複合エンジンにおいて、主として離陸からマッハ５近傍
の速度領域及びマッハ２０近傍以上の速度領域の加速を
分担可能なレース、マッハ４近傍乃至マッハ２５近傍の
範囲の速度領域の加速を分担可能なスクラムジェットエ
ンジンからなる２種類のエンジンと、前記レースに供給
する液体酸素を貯留可能な酸素タンクとを用いるように
したことを特徴とするスクラム・レース複合エンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP05174208A JP3116068B2 (ja) | 1993-07-14 | 1993-07-14 | スクラム・レース複合エンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP05174208A JP3116068B2 (ja) | 1993-07-14 | 1993-07-14 | スクラム・レース複合エンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0734969A JPH0734969A (ja) | 1995-02-03 |
| JP3116068B2 true JP3116068B2 (ja) | 2000-12-11 |
Family
ID=15974620
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP05174208A Expired - Lifetime JP3116068B2 (ja) | 1993-07-14 | 1993-07-14 | スクラム・レース複合エンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3116068B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6981364B2 (en) | 2003-07-22 | 2006-01-03 | National Aerospace Laboratory Of Japan | Combine engine for single-stage spacecraft |
-
1993
- 1993-07-14 JP JP05174208A patent/JP3116068B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0734969A (ja) | 1995-02-03 |
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