JPH079219B2 - ロケットエンジン - Google Patents
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- JPH079219B2 JPH079219B2 JP63227596A JP22759688A JPH079219B2 JP H079219 B2 JPH079219 B2 JP H079219B2 JP 63227596 A JP63227596 A JP 63227596A JP 22759688 A JP22759688 A JP 22759688A JP H079219 B2 JPH079219 B2 JP H079219B2
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- F25J1/00—Processes or apparatus for liquefying or solidifying gases or gaseous mixtures
- F25J1/02—Processes or apparatus for liquefying or solidifying gases or gaseous mixtures requiring the use of refrigeration, e.g. of helium or hydrogen ; Details and kind of the refrigeration system used; Integration with other units or processes; Controlling aspects of the process
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、液体水素を燃料とし、空気中の酸素を液化し
つつこれを酸化剤とする、航空機、飛昇体、宇宙往還機
および宇宙ロケットに好適なエンジンに係る。
つつこれを酸化剤とする、航空機、飛昇体、宇宙往還機
および宇宙ロケットに好適なエンジンに係る。
宇宙ロケットは、通常大気のない宇宙空間を飛行するた
めに、燃料に加えてこれを燃焼させる酸化剤を携行しな
ければならない。近年のロケットとしては、燃料として
液体水素、酸化剤として液体酸素を用いたものが実用的
である。
めに、燃料に加えてこれを燃焼させる酸化剤を携行しな
ければならない。近年のロケットとしては、燃料として
液体水素、酸化剤として液体酸素を用いたものが実用的
である。
しかしながら、ロケットにおいて、これら燃料と酸化剤
（以後これらを総称して推進剤という。）のしめる割合
は、本体重量および体積の大半をしめているのが実情で
ある。その結果、本来宇宙空間に運びたい人間や人工衛
星等のペイロードの重量が制限され、あるいは、これら
ペイロードを増加するとそれに見合った推進剤を増す必
要が生じ、このペイロードおよび推進剤の重量増加分に
見合ったロケット構造の強化が必要となり、加えてこれ
らペイロード、推進剤および補強構造部材の増加重量分
を打ち上げるための推進剤がさらに必要となるため、ペ
イロードの増加には莫大な費用が必要となる。
（以後これらを総称して推進剤という。）のしめる割合
は、本体重量および体積の大半をしめているのが実情で
ある。その結果、本来宇宙空間に運びたい人間や人工衛
星等のペイロードの重量が制限され、あるいは、これら
ペイロードを増加するとそれに見合った推進剤を増す必
要が生じ、このペイロードおよび推進剤の重量増加分に
見合ったロケット構造の強化が必要となり、加えてこれ
らペイロード、推進剤および補強構造部材の増加重量分
を打ち上げるための推進剤がさらに必要となるため、ペ
イロードの増加には莫大な費用が必要となる。
そこで本発明の発明者等は、酸化剤重量をカットもしく
は低減するため、少なくとも大気中を飛行する際には極
めて効率良く大気中の酸素を液化しつつ、これを酸化剤
として用いることのできる軽量かつ酸素液化効率の良い
エンジンを発明し、特願昭59−180759号として特許出願
した。以下これを第４図および第５図により説明する。
は低減するため、少なくとも大気中を飛行する際には極
めて効率良く大気中の酸素を液化しつつ、これを酸化剤
として用いることのできる軽量かつ酸素液化効率の良い
エンジンを発明し、特願昭59−180759号として特許出願
した。以下これを第４図および第５図により説明する。
まず第４図において、液体水素タンク１に蓄えられた３
重点付近の温度（約14°Ｋ）の液体水素をポンプ３によ
って昇圧し、空気凝縮器５に入れる。空気凝縮器５は平
板またはフイン付チューブ等からなる熱交換器で、低温
水素の冷熱源を用いて空気を凝縮液化させるものであ
る。
重点付近の温度（約14°Ｋ）の液体水素をポンプ３によ
って昇圧し、空気凝縮器５に入れる。空気凝縮器５は平
板またはフイン付チューブ等からなる熱交換器で、低温
水素の冷熱源を用いて空気を凝縮液化させるものであ
る。
空気凝縮器５において、空気の凝縮熱をもらって昇温し
た液体水素は、更に、空気予冷器７に入る。空気予冷器
７は、空気凝縮器の空気の液化効率を高めるために、空
気ダクト14から取り入れた空気をあらかじめ90°Ｋ程度
に予冷するために、設けられている。
た液体水素は、更に、空気予冷器７に入る。空気予冷器
７は、空気凝縮器の空気の液化効率を高めるために、空
気ダクト14から取り入れた空気をあらかじめ90°Ｋ程度
に予冷するために、設けられている。
なお空気の液化は、その圧力によって液化温度と液化効
率が変化するから、ロケットが高空で高速で作動する場
合は、ラム圧等を用いて適宜、空気予冷器７および空気
凝縮器５の圧力を上昇させるものとする。
率が変化するから、ロケットが高空で高速で作動する場
合は、ラム圧等を用いて適宜、空気予冷器７および空気
凝縮器５の圧力を上昇させるものとする。
空気予冷器７を出た液体水素は、配管８を通ってロケッ
トエンジンの燃焼器19に導かれる。
トエンジンの燃焼器19に導かれる。
一方、液体酸素タンク９に蓄えられた３重点付近の温度
（約55°Ｋ）の液体酸素は、ポンプ11で昇圧され、空気
凝縮器５の頭部に入る。空気凝縮器５に入った液体酸素
は、空気ダクト15内の空気流の中へ、噴霧器13によっ
て、シャワー状で噴霧され、空気を液化させる。
（約55°Ｋ）の液体酸素は、ポンプ11で昇圧され、空気
凝縮器５の頭部に入る。空気凝縮器５に入った液体酸素
は、空気ダクト15内の空気流の中へ、噴霧器13によっ
て、シャワー状で噴霧され、空気を液化させる。
空気凝縮器５で凝縮液化した空気（水素の冷熱源と液体
酸素の冷熱源によって液化した空気）は噴霧した液体酸
素と混合し、ポンプ17で昇圧された後、ロケットエンジ
ンの燃焼器19に送られる。
酸素の冷熱源によって液化した空気）は噴霧した液体酸
素と混合し、ポンプ17で昇圧された後、ロケットエンジ
ンの燃焼器19に送られる。
燃焼器19において、供給された液体水素と液化空気と液
体酸素の混合流体によって燃焼が行われ、高温燃焼ガス
をノズルより噴出し、推力を発生する。
体酸素の混合流体によって燃焼が行われ、高温燃焼ガス
をノズルより噴出し、推力を発生する。
このようにして、第４図図示のものでは、低温の液体酸
素を空気中に噴霧する噴霧器13を設けたので、液体酸素
の冷熱源の利用と、空気の酸素濃度の増大による液化温
度の上昇により、液化量が増大する。したがって、ロケ
ットエンジンの比推力が向上する。
素を空気中に噴霧する噴霧器13を設けたので、液体酸素
の冷熱源の利用と、空気の酸素濃度の増大による液化温
度の上昇により、液化量が増大する。したがって、ロケ
ットエンジンの比推力が向上する。
次に第５図に示す例は、第４図のものとほぼ同様である
が、空気凝縮器５の空気流の下流に軸流式または遠心式
の空気圧縮機21を追加し、さらにその下流に補助空気凝
縮器23を追加したものである。この補助空気凝縮器23は
空気凝縮器５から出た80°Ｋ前後の水素によって冷却さ
れる。
が、空気凝縮器５の空気流の下流に軸流式または遠心式
の空気圧縮機21を追加し、さらにその下流に補助空気凝
縮器23を追加したものである。この補助空気凝縮器23は
空気凝縮器５から出た80°Ｋ前後の水素によって冷却さ
れる。
この例においては、空気凝縮器５で凝縮されずに残った
気体の空気を空気圧縮機21で圧縮し圧力を上昇させ、こ
れを補助空気凝縮器23に入れる。
気体の空気を空気圧縮機21で圧縮し圧力を上昇させ、こ
れを補助空気凝縮器23に入れる。
空気の液化温度（沸点）は圧力上昇に伴って上昇する。
第５図図示のものは、空気圧縮機21と補助空気凝縮器23
とが設けられているので、空気の圧力が上昇し、液化温
度の上昇と液化潜熱の減少により、液化量が増大するの
である。
第５図図示のものは、空気圧縮機21と補助空気凝縮器23
とが設けられているので、空気の圧力が上昇し、液化温
度の上昇と液化潜熱の減少により、液化量が増大するの
である。
なお第４図および第５図において、2,4,6,6′は液体水
素配管、10,12は液体酸素配管、16,18は液体空気配管、
20,22は空気配管をそれぞれ示す。
素配管、10,12は液体酸素配管、16,18は液体空気配管、
20,22は空気配管をそれぞれ示す。
空気中の酸素を液化しつつこれを酸化剤とする空気液化
サイクルエンジンにおいては、空気液化器で製造する液
化空気量の大小によって性能が定まる。したがって液化
空気量をいかに大きくするかが空気液化サイクルエンジ
ンの課題である。第４図および第５図に示される従来の
ロケットエンジンは、いずれも空気液化に必要な冷熱源
を推進剤である液体酸素と液体水素のみにたよってい
る。液体酸素と液体水素の冷熱源には限度があるため、
液化空気量も限界値があった。
サイクルエンジンにおいては、空気液化器で製造する液
化空気量の大小によって性能が定まる。したがって液化
空気量をいかに大きくするかが空気液化サイクルエンジ
ンの課題である。第４図および第５図に示される従来の
ロケットエンジンは、いずれも空気液化に必要な冷熱源
を推進剤である液体酸素と液体水素のみにたよってい
る。液体酸素と液体水素の冷熱源には限度があるため、
液化空気量も限界値があった。
本発明は、前記従来の課題を解決するために、ロケット
に搭載した推進剤を冷熱源として空気を凝縮液化し、そ
の液化空気を酸化剤または作用物質として利用する空気
吸入型ロケットエンジンにおいて、未凝縮空気を圧縮
し、これを上記液化空気を冷熱源として凝縮液化するよ
うにしたことを特徴とするロケットエンジンを提案する
ものである。
に搭載した推進剤を冷熱源として空気を凝縮液化し、そ
の液化空気を酸化剤または作用物質として利用する空気
吸入型ロケットエンジンにおいて、未凝縮空気を圧縮
し、これを上記液化空気を冷熱源として凝縮液化するよ
うにしたことを特徴とするロケットエンジンを提案する
ものである。
本発明は前記のように構成されており、従来利用してい
なかった製造された液化空気の冷熱源をも利用して、空
気の液化を計り、液化空気量を増大させるものである。
なかった製造された液化空気の冷熱源をも利用して、空
気の液化を計り、液化空気量を増大させるものである。
第１図は本発明の一実施例を示す系統図である。この図
において、液体水素タンク１内の液体水素は、ポンプ３
によって増圧され、空気凝縮器５に入り、さらに空気予
冷器７を経てロケットエンジン燃焼器19に入る。空気は
空気ダクト14から入り、空気予冷器７、空気ダクト15、
空気凝縮器５を通り、一部の空気は液化される。液化さ
れた液化空気は、ブーストポンプ24で増圧され、ミキサ
ー25に噴霧される。空気凝縮器５で液化されずに残った
空気は、空気圧縮機21で数気圧に圧縮され、ミキサー25
に入り、ここでブーストポンプ24から供給される液化空
気と混合して、液化空気の冷熱源によって液化する。液
化空気はポンプ17で増圧されロケットエンジン燃焼器19
に入り、水素と混合、燃焼する。
において、液体水素タンク１内の液体水素は、ポンプ３
によって増圧され、空気凝縮器５に入り、さらに空気予
冷器７を経てロケットエンジン燃焼器19に入る。空気は
空気ダクト14から入り、空気予冷器７、空気ダクト15、
空気凝縮器５を通り、一部の空気は液化される。液化さ
れた液化空気は、ブーストポンプ24で増圧され、ミキサ
ー25に噴霧される。空気凝縮器５で液化されずに残った
空気は、空気圧縮機21で数気圧に圧縮され、ミキサー25
に入り、ここでブーストポンプ24から供給される液化空
気と混合して、液化空気の冷熱源によって液化する。液
化空気はポンプ17で増圧されロケットエンジン燃焼器19
に入り、水素と混合、燃焼する。
ミキサー25の中の空気は、空気凝縮器５内の空気よりも
圧力が高いため、液化温度が上昇している。その結果、
ブーストポンプ24から供給される液化空気の温度より
も、ミキサー25の中の空気液化温度の方が数十度高くな
る。したがって、ブーストポンプ24からの液化空気は、
ミキサー25の中の空気を液化する冷熱源として、利用で
きることとなる。
圧力が高いため、液化温度が上昇している。その結果、
ブーストポンプ24から供給される液化空気の温度より
も、ミキサー25の中の空気液化温度の方が数十度高くな
る。したがって、ブーストポンプ24からの液化空気は、
ミキサー25の中の空気を液化する冷熱源として、利用で
きることとなる。
第２図に本発明の他の実施例の系統図を示す。本実施例
も前記第１図の実施例と原理はほぼ同一であるが、相異
点はミキサー25にある。本実施例のミキサー25には、液
化空気主流を冷媒とする熱交換器26が付加されており、
空気圧縮機21で圧縮されて昇温した空気の温度を、この
熱交換器26であらかじめ低下させる。本実施例では、熱
交換器26を付加したことにより、ブーストポンプ24から
供給される液化空気の冷熱源を、ミキサー25内の空気の
液化潜熱の吸収のみに使用でき、液化量をさらに増大さ
せることができる。
も前記第１図の実施例と原理はほぼ同一であるが、相異
点はミキサー25にある。本実施例のミキサー25には、液
化空気主流を冷媒とする熱交換器26が付加されており、
空気圧縮機21で圧縮されて昇温した空気の温度を、この
熱交換器26であらかじめ低下させる。本実施例では、熱
交換器26を付加したことにより、ブーストポンプ24から
供給される液化空気の冷熱源を、ミキサー25内の空気の
液化潜熱の吸収のみに使用でき、液化量をさらに増大さ
せることができる。
第３図は本発明のさらに別の実施例を示す系統図であ
る。本実施例は、前記第２図の実施例の構成に加えて、
空気予冷器７に霜取手段30を付加し、更に空気凝縮器５
に液体酸素の噴霧器13を付加した他の実施例である。霜
取手段30としては、ハンマーや加振器のような機械的振
動を空気予冷器に与えるものや、高圧流体を吹きつける
ものでも良い。本実施例では、空気中に含まれる水分や
二酸化炭素が熱交換面に付着して伝熱効率が低下するの
を、霜取手段30により防止できる。また、噴霧器13で
は、液体酸素タンク９からの液体酸素が、ポンプ11によ
り加圧されて空気凝縮器５に噴霧され、空気を液化する
ための冷媒として作用するとともに、液体水素の酸化剤
として燃焼器19で燃焼して、推力を増加させる。
る。本実施例は、前記第２図の実施例の構成に加えて、
空気予冷器７に霜取手段30を付加し、更に空気凝縮器５
に液体酸素の噴霧器13を付加した他の実施例である。霜
取手段30としては、ハンマーや加振器のような機械的振
動を空気予冷器に与えるものや、高圧流体を吹きつける
ものでも良い。本実施例では、空気中に含まれる水分や
二酸化炭素が熱交換面に付着して伝熱効率が低下するの
を、霜取手段30により防止できる。また、噴霧器13で
は、液体酸素タンク９からの液体酸素が、ポンプ11によ
り加圧されて空気凝縮器５に噴霧され、空気を液化する
ための冷媒として作用するとともに、液体水素の酸化剤
として燃焼器19で燃焼して、推力を増加させる。
〔発明の効果〕 本発明によれば、従来のロケットエンジンと比較して、
液化空気量を15％（機速が零の時）から40％（機速がマ
ッハ３の時）の増量が可能となり、空気中の酸素を液化
しつつこれを酸化剤とする空気液化サイクルエンジンの
比推力（性能）を、1.1倍から1.4倍に向上させることが
できる。
液化空気量を15％（機速が零の時）から40％（機速がマ
ッハ３の時）の増量が可能となり、空気中の酸素を液化
しつつこれを酸化剤とする空気液化サイクルエンジンの
比推力（性能）を、1.1倍から1.4倍に向上させることが
できる。
第１図、第２図および第３図は、それぞれ本発明の第
１、第２および第３の実施例を示す系統図、第４図およ
び第５図はいずれも従来のロケットエンジンの例を示す
系統図である。 １……液体水素タンク 2,4,6,6′,8……液体水素配管 ３……ポンプ、５……空気凝縮器 ７……空気予熱器、９……液体酸素タンク 10,12……液体酸素配管、11……ポンプ 13……噴霧器、14,15……空気ダクト 16,18,27,28,29……液化空気配管 17……ポンプ、19……燃焼器 20,22……空気配管、21……空気圧縮機 23……補助空気凝縮器、24……ブーストポンプ 25……ミキサー、26……熱交換器 30……霜取手段
１、第２および第３の実施例を示す系統図、第４図およ
び第５図はいずれも従来のロケットエンジンの例を示す
系統図である。 １……液体水素タンク 2,4,6,6′,8……液体水素配管 ３……ポンプ、５……空気凝縮器 ７……空気予熱器、９……液体酸素タンク 10,12……液体酸素配管、11……ポンプ 13……噴霧器、14,15……空気ダクト 16,18,27,28,29……液化空気配管 17……ポンプ、19……燃焼器 20,22……空気配管、21……空気圧縮機 23……補助空気凝縮器、24……ブーストポンプ 25……ミキサー、26……熱交換器 30……霜取手段
Claims (1)
- 【請求項１】ロケットに搭載した推進剤を冷熱源として
空気を凝縮液化し、その液化空気を酸化剤または作用物
質として利用する空気吸入型ロケットエンジンにおい
て、未凝縮空気を圧縮し、これを上記液化空気を冷熱源
として凝縮液化するようにしたことを特徴とするロケッ
トエンジン。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63227596A JPH079219B2 (ja) | 1988-09-13 | 1988-09-13 | ロケットエンジン |
| US07/392,283 US5025623A (en) | 1988-09-13 | 1989-08-11 | Rocket engine |
| FR898911099A FR2636377B1 (fr) | 1988-09-13 | 1989-08-22 | Moteur pour engin aerien, notamment avion ou fusee |
| GB8920269A GB2223809B (en) | 1988-09-13 | 1989-09-07 | Rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63227596A JPH079219B2 (ja) | 1988-09-13 | 1988-09-13 | ロケットエンジン |
Publications (2)
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|---|---|
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| JPH079219B2 true JPH079219B2 (ja) | 1995-02-01 |
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ID=16863405
Family Applications (1)
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| US3002340A (en) * | 1957-04-05 | 1961-10-03 | United Aircraft Corp | Rocket gas generator for turbofan engine |
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| US3410092A (en) * | 1961-07-17 | 1968-11-12 | Marquardt Corp | Reliquefaction cycle for liquid air cycle engine |
| US3775977A (en) * | 1961-08-23 | 1973-12-04 | Marquardt Corp | Liquid air engine |
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| US3557557A (en) * | 1969-11-24 | 1971-01-26 | Gen Motors Corp | Engine air precooler and ice eliminator |
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| DE3617757C1 (ja) * | 1986-05-30 | 1987-07-02 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen, De | |
| US4782655A (en) * | 1986-12-05 | 1988-11-08 | Sundstrand Corporation | Air liquification system for combustors or the like |
| US4893471A (en) * | 1988-04-04 | 1990-01-16 | The Boeing Company | Inlet air demoisturizing system for a cryogenic engine and method for operation thereof |
-
1988
- 1988-09-13 JP JP63227596A patent/JPH079219B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-08-11 US US07/392,283 patent/US5025623A/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-08-22 FR FR898911099A patent/FR2636377B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-09-07 GB GB8920269A patent/GB2223809B/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2223809B (en) | 1992-11-04 |
| JPH0278760A (ja) | 1990-03-19 |
| FR2636377B1 (fr) | 1994-06-17 |
| GB8920269D0 (en) | 1989-10-18 |
| GB2223809A (en) | 1990-04-18 |
| FR2636377A1 (fr) | 1990-03-16 |
| US5025623A (en) | 1991-06-25 |
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