JP6475235B2 - エンジン - Google Patents
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Description
本願は、米国特許法第119条(a)の下で、参照により本明細書に組み込まれる2013年10月11日に英国で出願された英国特許出願第1318108.6号の優先権を主張し、米国特許法第120条および第365条の下で、同様に参照により本明細書に組み込まれる2014年6月5日に出願された米国特許出願第14/296,620号の先の出願日の優先権および利益を主張する。
本開示は、例えば航空宇宙の応用例で使用されうるタイプのエンジンに関する。本開示は、かかるエンジンの作動方法のほか、かかるエンジンを含む航空機、飛行機械または航空宇宙ビークルにも関する。
Claims (25)
- エンジンであって、
燃料および酸化剤の燃焼のためのロケット燃焼室と、
前記燃焼室に加圧酸化剤を供給するためのコンプレッサと、
前記コンプレッサによる圧縮の前に伝熱媒体を使用して前記コンプレッサに供給される酸化剤を冷却するように配置された入口および出口を有する第1の熱交換器と、
前記伝熱媒体のための伝熱媒体ループと、
燃料を送給するための燃料送給装置と、
前記燃料送給装置により送給される燃料によって前記伝熱媒体を冷却するように配置された第2の熱交換器と、
前記伝熱媒体ループのまわりに前記伝熱媒体を循環するための、そして前記伝熱媒体を前記第1の熱交換器の前記入口に送給するための第1の循環器と、
前記第1の熱交換器の前記出口の下流に配置された第2の循環器と、
を含み、
前記エンジンは、前記第2の循環器が前記第1の熱交換器の出口から前記第1の熱交換器の入口まで伝熱媒体を送給するように構成される、第1のオペレーティングモードで作動するように構成され、
前記燃料を使用して前記第1の熱交換器の出口からの前記伝熱媒体を冷却するように配置されている第3の熱交換器、をさらに含み、
前記エンジンは、前記第3の熱交換器により冷却した後、前記第2の循環器が前記第1の熱交換器の出口から前記第1の熱交換器の入口と出口との間の中間点まで伝熱媒体を送給するように構成される、第2のオペレーティングモードで作動するように構成され、
前記エンジンは、前記第1のオペレーティングモードにおいて前記第3の熱交換器を過ぎた燃料をバイパスするために利用されることができるバイパスをさらに含む、
エンジン。 - 前記エンジンは、タービンをさらに含み、前記タービンは、前記コンプレッサを駆動するための前記第1の熱交換器の出口からの伝熱媒体の一部を使用して駆動されるように構成されている、請求項1に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、前記タービンに送給する前に前記伝熱媒体を加熱するように構成される第4の熱交換器をさらに含む、請求項2に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、前記ロケット燃焼室に送給する前に燃料を予熱するように構成されるプレバーナをさらに含み、前記プレバーナからの排気は、前記伝熱媒体の加熱のための前記第4の熱交換器に接続している、請求項3に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、酸化剤貯蔵部をさらに含み、前記エンジンは、前記酸化剤が前記酸化剤貯蔵部から供給される第3のオペレーティングモードで作動するように構成されている、請求項1〜4のいずれか1項に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、前記伝熱媒体が前記第1の熱交換器をバイパスするように構成される、請求項5に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、前記伝熱媒体が前記第1の循環器をバイパスして、前記第2の循環器により前記伝熱媒体ループにおいて駆動されるように構成される、請求項6に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、前記酸化剤として空気を供給するための空気取込部をさらに含む、請求項1〜7のいずれか1項に記載のエンジン。
- 前記伝熱媒体ループは、閉じた流れループとして構成される、請求項1〜8のいずれか1項に記載のエンジン。
- 前記エンジンは、前記伝熱媒体ループにおける前記伝熱媒体としてヘリウムを含む、請求項1〜9のいずれか1項に記載のエンジン。
- 前記燃料送給装置は、前記燃料として水素を供給す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。
- エンジンの作動方法であって、
ロケット燃焼室において燃料および酸化剤を燃焼するステップと、
コンプレッサを介して前記燃焼室に加圧した酸化剤を供給するステップと、
入口および出口を有する第1の熱交換器、および伝熱媒体を使用して、圧縮の前に、前記コンプレッサに供給される酸化剤を冷却するステップと、
第1の作動モードにおいて、前記第1の熱交換器の温度分布を制御するために、前記第1の熱交換器の出口から前記第1の熱交換器の入口まで、伝熱媒体ループを介して、伝熱媒体を送給するステップと、
を含み、
前記方法は、第2の作動モードにおいて、前記第1の熱交換器の入口と出口との間の中間点に伝熱媒体を送給する前に、前記第1の熱交換器の出口から送給される伝熱媒体を冷却するステップをさらに含み、
前記伝熱媒体は、燃料が前記第1の熱交換器の入口と出口との間の中間点に送給される前に燃料によって第3の熱交換器において冷却され、
第3の作動モードにおいて、前記伝熱媒体は、前記第1の熱交換器および第2の循環器をバイパスする、
エンジンの作動方法。 - 第2の作動モードにおいて、前記中間点の下流の前記第1の熱交換器における伝熱媒体の流量は、前記中間点の上流の伝熱媒体の流量の2倍である、請求項12に記載のエンジンの作動方法。
- 第1の循環器は、伝熱媒体を前記第1の熱交換器の入口に送給するために作動され、前記第2の循環器は、前記第1の熱交換器の出口から前記入口または、前記第1の熱交換器の入口と出口との間の中間点まで伝熱媒体を送給するために作動される、請求項12に記載のエンジンの作動方法。
- 燃料は、前記第1の熱交換器に送給する前に、第2の熱交換器において伝熱媒体を冷却するために使用される、請求項12〜14のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 前記酸化剤は空気であり、前記燃料は水素である、請求項12〜15のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 前記伝熱媒体はヘリウムである、請求項12〜16のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 前記燃料は、前記第1のおよび第2の循環器と関連しているタービンを駆動するために使用される、請求項12、13、14または請求項14に従属する場合の請求項15〜17のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 第3の作動モードにおいて、酸化剤は、液体酸素として供給される、請求項12に記載のエンジンの作動方法。
- 燃料は、前記ロケット燃焼室に送給する前に燃料をプレ燃焼させるためのプレバーナに供給される、請求項12〜19のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 前記プレバーナからの排気は、前記コンプレッサを駆動するためにタービンへの伝熱媒体の送給の前に、前記第1の熱交換器の出口からの伝熱媒体を暖めるのに使用される、請求項20に記載のエンジンの作動方法。
- 第3の作動モードにおいて、前記伝熱媒体は、前記第1の熱交換器および前記第1の循環器をバイパスして、前記第2の循環器は、前記伝熱媒体を駆動するためだけに使用される、請求項12または請求項12に従属する場合の請求項13〜21のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 第1の作動モードにおいて、前記第1の熱交換器の出口からの前記伝熱媒体の25%までは、前記第1の熱交換器の入口に送給される、請求項12〜22のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
- 請求項1〜11のいずれか1項に記載のエンジンを含む、航空機または航空宇宙ビークル。
- 前記エンジンは、航空機または航空宇宙ビークルにおいて構成される、請求項12〜23のいずれか1項に記載のエンジンの作動方法。
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