JPH01164700A - 機体冷却熱による推進装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） この発明は、機体が高温に曝される高速飛翔体の機体の
冷却サイクル、特にその冷媒が吸収したエネルギーを機
体の推進に用いる冷却サイクルに関する。

（従来技術） スペースシャトルの大気圏への再突入時等に機体が空力
加熱等により２０００℃にも及ぶ高温に曝され、この高
温から機体を護るため、断熱タイルを機体表面に張る等
の対策が講じられていることはよく知られている。

（この発明が解決しようとする問題点）従来のスペース
シャトルの再突入等の場合には、高温に曝される時間は
そう長くは無く、断熱層によって機体が直接高温に曝さ
れるのを防ぐことが可能であったが、超音速大陸間飛翔
体等にあっては、空力加熱を受ける時間が長く、断熱層
だけで十分に機体の温度上昇を防ぐことは難しくなる。

さらに、断熱層による機体の防護は、発生する熱を単に
遮断し、逃すだけで、これを積極的に利用するものでは
なかった。

（問題を解決するための手段） この発明では、スペース・プレーンなどの高速飛翔体に
おいて、空力加熱などのために機体は高温の空気に曝さ
れるが、この高温から機体を護る為に、液体水素等の推
進剤によって冷却すると共に、この熱交換を行った後の
加熱された冷却剤をノズルから噴出させることによって
補助推進系に用いる。

熱交換を行うためには、熱交換に伴う圧力損失分の昇圧
をして冷却剤を圧送する必要があるが、圧送器の開動に
、機体冷却に用いた後の冷却剤を用いるのがよい。

（実施例） 以下、この発明の実施例を示す。

第１図に燃料を冷却剤に用いた場合の機体冷却サイクル
の概念図を示す。この実施例においては燃料には水素を
用いた。図中１は高温に曝される機体であり、その上部
の枠内は機体内に配設された冷却系統の概念図である。

液体水素タンク２から送られた水素は、ポンプ３で昇圧
された後、熱交換部４で機体との熱交換（冷却）に使わ
れる。

熱交換後の水素はノズル５を通して排気され、推進力が
得られる。図中６はポンプ３の開動装置を示すが、この
駆動には何を用いても良い。

第２図は、このポンプ邸動系をタービンにした実施例を
示す。第２図（ａ）は熱交換後の水素全量でタービン６
′を開動し、その後ノズルを通して水素を排気する場合
であり、同図（ｂ）は熱交換後の水素の一部をタービン
６′の駆動に充て、残りはノズル５を通して排気する。

また、タービン駆動に使われた水素は、ノズル５′から
排気される。図中、第１図と同じ構成部分は同一符号で
表される。

（ａ）のサイクルは大きなタービン流量で動力を得るタ
イプである。タービンで必要な圧力比が１に近い範囲で
はタービン出口での水素温度も比較的高く、高比推力が
期待される。

（ｂ）のサイクルは比較的大きなタービン圧力比で動力
を得るタイプである。そのためにタービン出口での水素
温度はかなり低下し、ノズル５′からのタービン排気水
素に高比推力は望めないが、主ノズル５から排気される
水素の温度は高いので、全体としては（ａ）の場合と大
きな違いはないものと考えられる。

第３図は、ポンプ３からの水素の一部とタンク７からの
酸化剤（ここでは酸素）をガス・ジェネレイタ−８で燃
焼させ、燃焼ガスでタービン６′を開動するようにした
実施例を示す。

このサイクルは第２図（ｂ）に示すサイクルとほぼ同じ
である。酸化剤が必要になるが、第２図（ｂ）に示すサ
イクルよりも柔軟性に富んだサイクルを構成することが
できる。

これらの実施例の冷却、推進サイクルの性能を具体的に
検討する。第４図に、今回の検討に用いた飛行マツハ数
と高度の関係を示し、マツハ６では高度２０ｋｍ、マツ
ハ８では高度２５ｋＩ１１、マツハ１０では高度３０ｋ
ｍ、マツハ１２では高度３５ｋｍと仮定した。これは動
圧１００ｋＰａでの飛行経路に近いものである。

スペース・プレーンの全長７０ｍ、幅１０ｍ、先端部の
曲率は半径１ｍ、冷却を必要とする表面面積を６００　
ｍ２とし、空気側の壁温は１０００６Ｋ、冷却流路出口
での水素温度を８００”Ｋとし、また、機体表面の放射
率は０．５とした場合の、機体冷却サイクルでの冷却剤
流量を第５図に示す。

横軸に飛行マツハ数、縦軸に水素流量をとっている。マ
ツハ６ではほとんど熱交換をしないが、マツハ１０にな
ると約９ｋｇ−５−”の冷却剤が使われる。これは、マ
ツハ１０で推力５００ｋＮを発生する空気吸込エンジン
の水素流量の約１／３にあたる。

第６図にポンプ出口圧力を示す。ノズル上流側マニホル
ド圧力をＱ、５ＭＰａにし、冷却に必要な水素をポンプ
で圧送した場合の結果である。第２図（ａ）に示すよう
なタービンでの圧力差は含まれていない。冷却流路は代
表直径２■とし、機体中央から先端部へ行き、再び機体
中央に戻る経路を仮定している。

マツハ６では冷却剤流量が極めて小さいのでポンプ出口
圧力も低いが、マツハ１０になると約５ＭＰａのポンプ
出口圧力が必要となる。

第２図（ａ）のサイクルを用いる場合、例えばノズル上
流側マニホルド圧力を０．４ＭＰａにし、かわってター
ビン入口圧力を０．５ＭＰａとすると１．２５　（＝０
．５１０．４）のタービン圧力比でサイクルは充分に成
立する。圧力比がほぼ１であるために、タービンを出た
水素の温度も約７６０’　Ｋとあまり下がらない。

第３図に示すサイクルを用いた場合、ポンプ水素流量は
、タービン駆動に要する水素流量だけ今回の検討結果よ
りも多くなる。そのためポンプ出口圧力は第６図に示す
値よりも若干高くなることが予想される。

第７図に１０＝１のノズルを用いて８００’にの水素を
排気した場合の推力を示す。８００’にの水素では約３
７０秒の比推力が得られる。よってマツハ１ｏでは約３
０ｋＮの推力がこの機体冷却サイクルによって発生され
る。上記のように第２図（ａ）のサイクルを用いると、
タービン出口温度７６０’にでの比推力は約３６０秒と
なり、マツハ１０での推力は８００’にの場合よりも約
１ｋＮ低下する。

スペースプレーン等においては、周知のように。

液体水素等で空気吸込エンジンを冷却するが、高速にな
ると冷却に必要な液体水素は燃焼の必要量をオーバーし
てしまい、全量を燃焼室に送入すると水素／酸素比の崩
れによってエンジンの性能低下を招く傾向が生じる。従
って、機体の冷却に用いた水素をエンジンに送入するこ
とは多くの場合不適当であり、加熱水素はそのままノズ
ルから排気し、補助推進系とするのがよい。この補助推
進系は、機体の姿勢制御、ブレーキ用の逆噴射等に利用
するのが有利であると考えられる。

（発明の効果） この発明は、上記のように搭載した冷却剤で機体を強制
的に冷却するので、空力加熱等による昇温に対する耐熱
性を向上させるだけでなく、冷却剤が吸収したエネルギ
ーを積極的に補助推進系として利用することが出来るの
で、効率の高い飛行を可能とする。

【図面の簡単な説明】

第１図は燃料を冷却剤に用いた場合の機体冷却サイクル
の概念図、第２図は、ポンプ駆動系をタービンにした場
合の機体冷却サイクルの概念図、第３図はガス・ジェネ
レイタ−を用いた場合の機体冷却サイクルの概念図、第
４図は飛行マツハ数と高度の関係を示すグラフ、第５図
は機体冷却サイクルでの冷却剤流量を示すグラフ、第６
図は冷却サイクルのポンプ出口圧力を示すグラフ、第７
図は機体冷却サイクルで発生される推力を示すグラフで
ある。図中の符号は に機体　　２：液体水素タンク　　３：ポンプ４：熱交
換部　　５：排気ノズル　　５′　：タービン排気ノズ
ル　　６：ポンプ駆動装置　　６′：タービン　　７：
酸化剤タンク　　８：ガス・ジェネレイタ−を示す。 特許出願人　科学技術庁航空宇宙技術研究所張長　　洲
　　秀　　夫 第１図 第　　　２　　　図　　　（ａ） 第４図 マ、・・数 第５図 マツハ数

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）空力加熱等によって高温に曝される飛翔体において
   、機体を推進剤によって冷却すると共にこの熱交換を行
   った後の加熱された冷却剤をノズルから噴出させること
   によって推力を得ることを特徴とする機体冷却サイクル ２）上記加熱された冷却剤によって得られる推力を姿勢
   制御等の推進系に用いることを特徴とする特許請求の範
   囲第１項記載の機体冷却サイクル３）機体冷却で得られ
   た熱を用いて機体冷却サイクルを駆動することを特徴と
   する特許請求の範囲第１項記載の機体冷却サイクル