JP2007205353A - ラムジェット／スクラムジェットエンジン始動装置及びその方法 - Google Patents

Abstract

【課題】ラムジェット／スクラムジェットエンジンを常温始動させる装置及びその方法を提供する。
【解決手段】ラムジェット／スクラムジェットエンジン１４を始動させる装置は、該エンジン１４の燃焼器３０を点火し、機体用サブシステム２５に用いる電力を発電し、燃料を圧送し、この燃料を予熱するガス生成物を発生させる１つのガス発生器１２を備える。本発明のエンジン１４を常温始動させる方法は、ガス生成物を発生させるガス発生器１２を用いるステップと、このガス生成物を、燃焼器３０を点火し、機体用サブシステム２５に用いる電力を発電し、燃料を圧送するために用いるステップと、液体燃料を予熱するために上記ガス生成物を用いるステップと、を備える。これにより、上述の装置及び方法によって、エンジン１４を常温で始動させることができる。
【選択図】図１

Description

本発明は、ラムジェット／スクラムジェットエンジンを常温始動（コールドスタート）させる汎用ガス発生器を有する装置及び該エンジンを常温始動させる方法に関する。

液化炭化水素を用いるラムジェット／スクラムジェットエンジンは、公知である。このようなエンジンの従来の点火方法は、貯蔵能力、安全性、重量及びコストが重要な要素である飛行機やミサイルに適していない。ラムジェット／スクラムジェットエンジンを動力源とした飛行機は、開発中であるので、地上試験設備で用いられたり、かつデモンストレーション飛行の計画のためのシステムに重点が置かれている。この場合、点火方法としては、試験設備の燃料加熱器、大型の熱交換器、エアスロットル、圧縮ガス、及び自燃性燃料を用いることができるが、これらは、通常、運航飛行システムには適用できない。

飛行機及びミサイルに使用されるラムジェット／スクラムジェットエンジンを始動させる装置が必要である。

本発明によれば、飛行機及びミサイルに使用されるラムジェット／スクラムジェットエンジンを常温始動させる装置及び方法が提供される。

本発明によれば、ラムジェット／スクラムジェットエンジンを始動させる装置が提供される。この装置は、燃焼器を点火する手段と、機体用サブシステムに用いる電力を発電する手段と、燃料を圧送する手段と、この燃料を予熱する手段と、を備え、これらの手段は、電力を発電し、燃料を圧送し、この燃料を予熱するために用いられるガス生成物を発生させる１つのガス発生器を備える。燃焼器の点火は、本発明の装置の主要な機能である。本発明によれば、水素、エチレン、或いは他の反応性燃料などのガス発生器からの気体燃料は、エンジンの燃焼器内に噴射されて混合するときに、点火して燃焼する。

さらに、本発明によれば、ラムジェット／スクラムジェットエンジンを始動させる方法が提供される。この方法は、ガス生成物を発生させるガス発生器を用いるステップと、このガス生成物を、燃焼器を点火し、機体用サブシステムに用いる電力を発電し、燃料を圧送するために用いるステップと、液体燃料を予熱するために上記ガス生成物を用いるステップと、を備える。

本発明の汎用ガス発生器を有するラムジェット／スクラムジェットエンジン用の常温始動装置の他の詳細ならびに、この装置の別の目的及び利点は、以下の詳細な説明ならびに添付の図面から説明される。

燃料で冷却を行う炭化水素を用いるラムジェット／スクラムジェットエンジンにおいては、発生した気化燃料が燃焼器に効率的に供給される一方、この気化燃料を、タービンを動かすために使用することができ、このタービンによって燃料が圧送されるとともに発電する。ラムジェット／スクラムジェットエンジンが、該エンジンを作動させる気化燃料に依拠する場合には、燃料が十分に加熱されるまで、常温始動装置が、このエンジンに点火して作動させるために必要である。本発明により、このような常温始動装置が提供される。

図１、図２を参照すると、汎用ガス発生器を備えるラムジェット／スクラムジェットエンジン用の常温始動装置１０が示されており、この装置１０は、常温始動プロセスの間に種々の機能を作用させるためにガス発生器１２を用いる。ガス発生器１２は、ガスを高圧で容器に貯蔵することなくガスを供給する周知の適切ないかなる装置であってもよい。ガス発生器１２によって、気体燃料などのガス生成物が供給され、この生成物は、ラムジェット／スクラムジェットエンジン１４の燃焼器３０内に噴射されたときに点火する程度に反応し、液体燃料の予熱に伴ってこのエンジン１４を作動させ、エンジン始動プロセスの間、ターボポンプ／発電装置１６を駆動する。ガス発生器１２は、化学反応によって所望のガスが発生するように点火されることによって、ガス生成物を供給する。このように、汎用ガス発生器１２を用いることによって、必要な構成要素の数が削減され、ひいては常温始動装置１０の大きさ、重量、コスト、ならびに複雑性が低減される。

点火プロセスは、ガス発生器１２を点火し、かつ該発生器１２によって生成されたガス生成物を始動タービン１８の入力側を通して案内することによって開始する。始動タービン１８は、駆動シャフト２２を介してターボポンプ／発電装置１６に接続されている。ターボポンプ／発電装置１６は、発電機２０と、燃料ポンプ２４と、を備え、これら双方は、駆動シャフト２２に取り付けられる。発電機２０は、機体用サブシステム２５に用いる電気エネルギを発生させるために用いられる。燃料ポンプ２４は、液体燃料タンク２６及び燃焼器壁部２８内の冷却通路２７に接続される。燃料ポンプ２４は、周知の適切な導管システムを用いて燃料タンク２６及び冷却通路２７に接続することができる。必要であれば、導管システム内の各導管は、該導管を通って流れる燃料を調整するバルブを有することができる。

ガス生成物をガス発生器１２から始動タービン１８を通して案内することによって、機体用サブシステム２５に必要な電力が発電されるとともに、液体燃料が、燃焼器壁部２８の冷却通路２７を通して圧送される。始動タービン１８を作動させるために用いられたガス発生器１２で発生した生成物は、好ましくは該タービン１８を出て燃料噴射部位５０、５２、５４を通ってラムジェット／スクラムジェットエンジン１４の燃焼器３０に案内され、これにより、該エンジン１４が点火し、冷却通路２７を通って流れる液体燃料冷却剤が加熱され始める。冷却通路２７を通って流れる加熱された液体燃料は、管路３２を通して該通路２７から回収することができる。オペレータの判断において、回収された液体燃料を、管路３４を通して機体の外に放出することや、噴射部位５０、５２、５４における噴射器に燃料を供給するために、管路３７を通して主タービン３６に案内することができる。図１に示すように、加熱した燃料を噴射部位５０、５２、５４に供給するために用いられる各々の管路は、噴射部位５０、５２、５４への加熱した燃料の流れを調整するバルブ４０を備えてもよい。また、主タービン３６を駆動シャフト２２に取り付けることができ、これによってこのタービン３６を、発電機２０及び燃料ポンプ２４を作動させるために用いることができる。管路３４、３７の各々は、それぞれの管路３４、３７を通る加熱した液体燃料の流れを調整するそれぞれのバルブ４２、４４を備えてもよい。

ガス発生器１２は、好ましくは、液体燃料が、主タービン３６を駆動し、燃焼器３０を自立的に駆動させることができるように十分に加熱されるまで作動する大きさを有する。１つのガス発生器１２のみが、常温始動装置１０に図示されているものの、２つ以上のガス発生器１２を必要に応じて備えることができる。

構成要素の大きさ及び重量が、飛行システムに著しい影響を与えるので、各々のガス発生器１２の大きさを可能な限り小型にすることが望ましい。ガス発生器１２によって発生した高温の生成物は、液体の炭化水素燃料の予熱を補助するために用いることができ、常温始動プロセスの時間が短縮されるとともに、要求されるガス発生器１２の大きさが小型化される。ガス発生器１２によって発生したガスは、冷えた液体燃料を微粒化し、混合して案内するように用いられ、ラムジェット／スクラムジェットエンジン１４を始動時に主として液体燃料を用いて作動させることが可能になり、要求されるガス発生器１２の大きさやスラストが最大に到達するまでの時間が大幅に削減される。

常温始動装置１０を備えることに加えて、利用可能な反応性の高い燃料は、ラムジェット／スクラムジェットエンジン１４の性能及び動作可能限界を向上させるために用いられる。ガス発生器１２で発生した生成物を１次炭化水素燃料とともに噴射することによって、エンジンにおける燃料／空気の混合、反応速度及び、燃焼効率が、常温始動プロセスが完了した後でも向上する。より大型のガス発生器１２を、ガスをより長時間流すことができるように用いることができる。また、反応性の高い燃料によって、ラムジェット／スクラムジェットエンジン１４を、より低い飛行時のマッハ数及びより低い燃焼器圧力で作動させることができる。

先に述べたように、汎用ガス発生器１２を用いることによって、必要な構成要素の数が削減され、常温始動装置１０の大きさ、重量、コスト、ならびに複雑性が低減される。始動ガスを用いて燃焼器３０を作動させることによって液体燃料を予熱することにより、予熱用の独立した熱交換器を用いることが不要になる。ガス発生器１２に貯蔵されたエネルギを燃料を圧送するために用いることによって、電気式ポンプ／バッテリ装置と比較して軽量化され、大きさが小型化されるとともに、コストが低減される。エンジン１４を点火するために反応性のある始動ガスを用いることは、重量増加やエンジンの不始動を引き起こす可能性がある地上試験設備で用いられているスロットル法に比べて、飛行機により適している。加圧された圧縮ガスをタンクで貯蔵する代わりに始動ガスを供給するガス発生器１２を用いることによって、より安全であるとともに、長期の保管がより確実になる。

本発明による汎用ガス発生器を備えるラムジェット／スクラムジェットエンジン用の常温始動装置の概略図。 ラムジェット／スクラムジェットエンジンの一部分の概略図。

符号の説明

１０…常温始動装置
１２…ガス発生器
１４…ラムジェット／スクラムジェットエンジン
１６…ターボポンプ／発電装置
１８…始動タービン
２０…発電機
２２…駆動シャフト
２４…燃料ポンプ
２５…機体用サブシステム
２６…液体燃料タンク
２８…燃焼器壁部
３０…燃焼器
３２、３４、３７…管路
３６…主タービン
４０、４２、４４…バルブ
５０、５２、５４…噴射部位

Claims (19)

1. ラムジェット／スクラムジェットエンジンを始動させる装置であって、
   このラムジェット／スクラムジェットエンジンの燃焼器を点火する手段と、
   機体用サブシステムに用いる電力を発電する手段と、
   燃料を圧送する手段と、
   この燃料を予熱する手段と、を備え、これらの手段は上記の電力を発電し、上記燃料を圧送し、この燃料を予熱するために用いられるガス生成物を発生させるガス発生器を備えることを特徴とする始動装置。
2. 上記の電力を発電する手段は、上記ガス発生器からガス生成物を受け取る始動タービンを備えることを特徴とする請求項１に記載の始動装置。
3. 上記の電力を発電する手段は、さらに、この電力を発電するために上記始動タービンに接続された発電機を備えることを特徴とする請求項２に記載の始動装置。
4. 上記の電力を発電する手段は、さらに、上記燃料を圧送するために上記始動タービンによって駆動される燃料ポンプを備えることを特徴とする請求項２に記載の始動装置。
5. 上記ラムジェット／スクラムジェットエンジンは、複数の壁部を備え、上記燃料ポンプを出た燃料が、この壁部の冷却通路に供給されることを特徴とする請求項４に記載の始動装置。
6. さらに、上記燃焼器を点火して上記冷却通路内の燃料を加熱するために、上記始動タービンを出たガス生成物を上記燃焼器に供給する手段を備えることを特徴とする請求項５に記載の始動装置。
7. さらに、加熱した燃料を上記冷却通路から回収し、主タービンを作動させるためにこの加熱した燃料を用いることを特徴とする請求項６に記載の始動装置。
8. さらに、上記主タービンを出た加熱した燃料を上記冷却通路に供給することを特徴とする請求項７に記載の始動装置。
9. さらに、上記冷却通路に供給される加熱される燃料の量を調整する手段を備えることを特徴とする請求項８に記載の始動装置。
10. さらに、加熱した燃料を上記冷却通路から回収し、この加熱した燃料を機体の外に放出する手段を備えることを特徴とする請求項６に記載の始動装置。
11. ラムジェット／スクラムジェットエンジンを始動させる方法であって、
    ガス生成物を発生させるガス発生器を用いるステップと、
    このガス生成物を、ラムジェット／スクラムジェットエンジンの燃焼器部を点火し、機体用サブシステムに用いる電力を発電し、燃料を圧送するために用いるステップと、
    液体燃料を予熱するためにこのガス生成物を用いるステップと、を備えることを特徴とする始動方法。
12. さらに、始動タービンと、この始動タービンによって駆動される発電機と、該始動タービンによって駆動される燃料ポンプと、を備え、上記の電力を発電し、燃料を圧送するために上記ガス生成物を用いるステップは、上記始動タービンを作動させ、ひいては上記発電機及び上記燃料ポンプを作動させるために、該始動タービンの入口に上記ガス生成物を供給するステップを備えることを特徴とする請求項１１に記載の始動方法。
13. さらに、上記始動タービンを出たガス生成物を上記ラムジェット／スクラムジェットエンジンの燃焼器部に案内することを特徴とする請求項１２に記載の始動方法。
14. さらに、上記燃料を少なくとも一つの燃焼器壁部内の冷却通路に圧送し、この冷却通路内の燃料を上記ガス発生器によって発生した上記ガス生成物によって加熱することを特徴とする請求項１２に記載の始動方法。
15. さらに、加熱した燃料を上記冷却通路から回収し、この加熱した燃料を機体の外に放出することを特徴とする請求項１４に記載の始動方法。
16. さらに、上記発電機及び上記燃料ポンプを作動させる主タービンを備え、上記冷却通路から回収した上記の加熱した燃料を用いてこの主タービンを作動させることを特徴とする請求項１４に記載の始動方法。
17. さらに、加熱した燃料を上記ラムジェット／スクラムジェットエンジンの燃焼器部に供給することを特徴とする請求項１６に記載の始動方法。
18. さらに、少なくとも１つの加熱した燃料を噴射する部位を備え、上記の加熱した燃料をこの少なくとも１つの加熱燃料噴射部位を通して上記燃焼器部に供給することを特徴とする請求項１７に記載の始動方法。
19. さらに、複数の加熱燃料噴射部位を備え、上記の加熱した燃料をこの複数の加熱燃料噴射部位を通して上記燃焼器部に供給することを特徴とする請求項１７に記載の始動方法。

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