[특허]Combination propulsion system for a flying craft

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IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F02K-009/78 F02K-009/48 F02K-003/02
출원번호	US-0494990 (1990-03-16)
우선권정보	DE-3909050 (1989-03-18)
발명자 / 주소	Lifka Hans (Kochel DEX)
출원인 / 주소	Messerschmitt-Boelkow-Blohm GmbH (Munich DEX 03)
인용정보	피인용 횟수 : 62 인용 특허 : 0

초록 ▼

A combination engine for a flying craft capable of flying at speeds within a wide range from subsonic speeds to hypersonic speeds, is equipped with a rocket engine section that is independent of an atmospheric air supply, and a turbo air jet engine section having a compressor which is driven by a turbine that is also independent of an external air supply. The combination may further include extra fuel supply nozzles for operation as a ram jet which uses the same flow channel as the turbo air jet engine section. A gas generator equipped with two valving mechanisms is arranged coaxially with the rocket engine section. The valving mechanisms are controllable to open the gas generator chamber to the rocket combustion chamber while closing off gas flow to the turbo air jet section or vice versa. Either section can work alone or in parallel and simultaneously with the other section. Each turbine wheel forms with one compressor wheel a free wheeling rotor without any intermediate guide wheels, whereby the turbine blades extend either radially inwardly or radially outside of the compressor blades. A gas mixer or distributor is arranged downstream of the turbine and leads into the combustion chamber of the turbo or ram jet section to mix external air with the turbine propellant gases.

대표청구항 ▼

A combination propulsion system for a flying craft capable of flying at speeds within the range of subsonic speeds to hypersonic speeds, comprising a rocket engine section, a turbo air jet engine section coaxially surrounding said rocket engine section, said turbo air jet engine section including a compressor and at least one turbine independent of external atmospheric air, gas generator means (4, 24) operable with excess fuel for generating combustion gases, two valving mechanisms for controlling gas flow out of said gas generator means, said valving mechanisms being controllable for selectively providing a flow mechanical connection to a rocket combustion chamber (3, 23) or to said turbine of said turbo air jet engine section, said turbine and said compressor of said turbo air jet section each comprising several counter-rotating running wheels without any intermediate guide wheel, wherein each running wheel of said turbine forms with one running wheel of said compressor of said turbo air jet engine section a free wheeling rotor, and wherein said turbo air jet engine section comprises a turbo combustion chamber and gas distributor means leading from said turbine and compressor to said turbo combustion chamber of said turbo air jet engine section for mixing turbine propellant gases with inflowing outside air.

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