JP2009114998A - Pulse detonation engine - Google Patents

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<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a pulse detonation engine capable of switching between two modes of an air suction type jet mode and a rocket mode by oxidizer injection. <P>SOLUTION: The pulse detonation engine 1 is equipped with a flow passage connecting a suction port 2, a combustion chamber 3, and a tail pipe 4, fuel supply devices 5, 5a for supplying fuel to the combustion chamber 3, and oxidizer supply devices 6, 6a for supplying an oxidizer to the combustion chamber 3. <P>COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT

Description

本発明は、パルスデトネーションエンジンに関し、詳しくは、空気吸い込み式のジェットモードと、酸化剤噴射によるロケットモードの2つのモードを切り替えできるパルスデトネーションエンジンに関するものである。   The present invention relates to a pulse detonation engine, and more particularly, to a pulse detonation engine capable of switching between two modes, an air suction jet mode and a rocket mode by oxidant injection.
従来、パルスデトネーションエンジンは、速度ゼロから超音速マッハ数までの幅広い飛行速度領域で作動させることが可能であるが、空気吸い込み式エンジンであるため、高度12km以上の高高度、さらには宇宙空間では作動させることができないものであった。このため、宇宙往還機の推進システムにパルスデトネーションエンジンを使用する場合、ロケットエンジンを別途搭載しておく必要があり、重量が増加して複雑なものとなり、宇宙往還機の推進システムとしての使用が困難なものとなっていた。
なお、特許文献1に開示されているように、スクラムジェットエンジンにロケット機能を追加して宇宙往還機の推進システムに使用可能としたものが存在する。
特開平7−4314号公報
Conventionally, a pulse detonation engine can be operated in a wide range of flight speeds from zero speed to supersonic Mach number. However, since it is an air-breathing engine, it can be used at high altitudes of 12 km or higher, and in space. It was something that could not be activated. For this reason, when using a pulse detonation engine in a spacecraft propulsion system, it is necessary to install a rocket engine separately, which increases the weight and complexity, and the use of the spacecraft as a propulsion system for a spacecraft It was difficult.
In addition, as disclosed in Patent Document 1, there is one that can be used in a propulsion system for a spacecraft by adding a rocket function to a scramjet engine.
Japanese Patent Laid-Open No. 7-4314
上記特許文献1に開示されているスクラムジェットエンジンでは、速度ゼロからの発進(作動)ができないために、このようなスクラムジェットエンジンを搭載した宇宙往還機の離陸時には、ロケット機能を作動させなければならないという問題点があった。   Since the scramjet engine disclosed in Patent Document 1 cannot start (activate) from zero speed, the rocket function must be activated at the time of takeoff of a spacecraft equipped with such a scramjet engine. There was a problem of not becoming.
本発明は、速度ゼロからの発進時に通常の燃料で作動させることのできる宇宙往還機の推進システムに使用可能なパルスデトネーションエンジンを提供することを目的の1つとし、この目的の少なくとも一部を達成するために以下の手段を採った。
本発明は、吸気口と燃焼室とテールパイプを連ねた流路を備えるとともに、前記燃焼室へ燃料を供給する燃料供給装置を備えて構成されたパルスデトネーションエンジンにおいて、前記燃焼室へ酸化剤を供給する酸化剤供給装置を付設したことを要旨とする。
An object of the present invention is to provide a pulse detonation engine that can be used in a propulsion system for a spacecraft that can be operated with ordinary fuel when starting from zero speed, and at least a part of this object is provided. The following measures were taken to achieve this.
The present invention provides a pulse detonation engine having a flow path that connects an intake port, a combustion chamber, and a tail pipe, and a fuel supply device that supplies fuel to the combustion chamber. The gist is that an oxidizer supply device is provided.
本発明のパルスデトネーションエンジンを搭載した宇宙往還機では、速度ゼロの発進時および空気中を飛行している時は、吸気口から空気を吸い込み、燃料供給装置から燃焼室へ燃料を噴射して燃焼室内で燃焼させ、テールパイプから燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができる。
また、大気圏外を飛行する時は、燃焼室へ燃料とともに酸化剤供給装置から酸化剤を噴射して燃焼室内で燃焼させ、テールパイプから燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができ、大気中および大気圏外の飛行が可能となる。
In a spacecraft equipped with the pulse detonation engine of the present invention, when starting at zero speed and when flying in the air, air is sucked from the intake port and fuel is injected from the fuel supply device into the combustion chamber for combustion Thrust can be obtained by combustion in a room and injecting combustion gas from the tail pipe.
In addition, when flying outside the atmosphere, it is possible to obtain thrust by injecting oxidant from the oxidant supply device together with fuel into the combustion chamber and combusting in the combustion chamber and injecting combustion gas from the tailpipe. And flight outside the atmosphere.
また、本発明のパルスデトネーションエンジンにおいて、前記酸化剤供給装置から前記燃焼室へ酸化剤を噴射するモードに切り替わった時に、前記吸気口に形成されている細孔を閉止できる細孔閉止機構を設けて構成することもできる。
こうすれば、大気圏外を飛行する時に、吸気口の細孔を閉じることにより、燃焼室内での燃焼圧が細孔から逃げることがなく、推力の低下を防ぐことができるものとなる。
In the pulse detonation engine of the present invention, there is provided a pore closing mechanism capable of closing the pores formed in the intake port when the mode is switched to the mode in which the oxidant is injected from the oxidant supply device into the combustion chamber. It can also be configured.
In this way, when flying outside the atmosphere, by closing the fine pores of the intake port, the combustion pressure in the combustion chamber does not escape from the fine pores, and a reduction in thrust can be prevented.
次に、本発明を実施するための最良の形態を実施例を用いて説明する。
図1は、パルスデトネーションエンジン1を搭載した宇宙往還機の概略構成図であり、宇宙往還機の機体10の底面側にパルスデトネーションエンジン1を搭載したものである。
このパルスデトネーションエンジン1は、図2に概略図で示すように構成されており、吸気口2と燃焼室3とテールパイプ4が上流側から下流側に向かってほぼ同軸上に配置されており、吸気口2には、上流側へ錐形状に中央部が突出した錐形部21が形成され、その錐形部21の外側には、前端に開口22aを有する外周壁22が形成されている。
錐形部21の中央部には、燃焼室3側へ向かって燃料を噴射できる噴射口23が配置されており、噴射口23の外周側の錐形部21には、空気を燃焼室3内に入れるための細孔21a,21aが複数形成されている。
Next, the best mode for carrying out the present invention will be described using examples.
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a space shuttle equipped with a pulse detonation engine 1, in which the pulse detonation engine 1 is mounted on the bottom side of a body 10 of the space shuttle.
The pulse detonation engine 1 is configured as schematically shown in FIG. 2, and the intake port 2, the combustion chamber 3, and the tail pipe 4 are arranged substantially coaxially from the upstream side to the downstream side, A conical portion 21 having a central portion protruding in a conical shape toward the upstream side is formed in the intake port 2, and an outer peripheral wall 22 having an opening 22 a at the front end is formed outside the conical portion 21.
An injection port 23 capable of injecting fuel toward the combustion chamber 3 side is disposed in the central portion of the conical portion 21, and air is supplied to the conical portion 21 on the outer peripheral side of the injection port 23 in the combustion chamber 3. A plurality of pores 21a, 21a are formed for insertion.
この細孔21aは、図3に要部を拡大して示すように、錐形部21の内側あるいは外側に、駆動アクチュエータを含む細孔閉止機構7が設けられており、この細孔閉止機構7により細孔21aを閉ざすことができるように構成されている。
この細孔閉止機構7は、例えば回転式またはバタフライバルブ式のもので構成することができ、回転式の場合では、例えば円盤状の板を回転できるように設けて、回転することで細孔21aを閉じたり開けたりすることができるように構成しておくことができる。
As shown in the enlarged view of the main part in FIG. 3, the pore 21 a is provided with a pore closing mechanism 7 including a drive actuator inside or outside the conical portion 21, and this pore closing mechanism 7. Thus, the pore 21a can be closed.
The pore closing mechanism 7 can be constituted of, for example, a rotary type or a butterfly valve type. In the case of the rotary type, for example, a disk-like plate is provided so as to be rotatable, and the pore 21a is rotated by rotating. Can be configured to be closed or open.
なお、前記噴射口23には、バルブ5aを介して燃料タンク5が接続されており、バルブ5aを開くことで燃料タンク5内の燃料が噴射口23から燃焼室3内に噴出されるように構成されて燃料供給装置が構成されている。
また、燃焼室3内に酸化剤を噴射できるように酸化剤供給装置が付設されており、この酸化剤供給装置は、バルブ6aと、酸化剤を入れた酸化剤タンク6で構成されている。
なお、バルブ5aおよびバルブ6aには、それぞれ昇圧装置を付設しておけば、燃料および酸化剤を燃焼室3側へ圧送することができる。
A fuel tank 5 is connected to the injection port 23 via a valve 5a. By opening the valve 5a, fuel in the fuel tank 5 is injected from the injection port 23 into the combustion chamber 3. The fuel supply device is configured.
Further, an oxidant supply device is attached so that the oxidant can be injected into the combustion chamber 3, and this oxidant supply device is constituted by a valve 6a and an oxidant tank 6 containing an oxidant.
In addition, if a booster is attached to each of the valve 5a and the valve 6a, the fuel and the oxidant can be pumped to the combustion chamber 3 side.
なお、このようなパルスデトネーションエンジン1は、従来の特許文献1に開示されているスクラムジェットエンジンに比べて重量が低減され、しかも信頼性がある。即ち、スクラムジェットエンジンは流路全てが開口部になるため、開閉機構に負担がかかりやすく、駆動装置も大型化する傾向にあるのに対して、パルスデトネーションエンジン1は吸気側の開口部が小さく、細孔閉止機構7を簡単な構造とすることができる。
なお、前述した図1の機体10には、複数のパルスデトネーションエンジン1が搭載されている。
Such a pulse detonation engine 1 has a reduced weight and is more reliable than the conventional scramjet engine disclosed in Patent Document 1. In other words, since the scramjet engine has all the openings in the flow path, the opening / closing mechanism tends to be burdened and the drive device tends to be large, whereas the pulse detonation engine 1 has a small opening on the intake side. The pore closing mechanism 7 can have a simple structure.
1 is mounted with a plurality of pulse detonation engines 1.
次に、このようなパルスデトネーションエンジン1を搭載した宇宙往還機の、飛行時のパルスデトネーションエンジンの動作を説明する。
機体10のスタート時には、パルスデトネーションエンジン1の吸気口の細孔21aは細孔閉止機構7が開かれて開状態となっており、この状態で、燃料タンク5内の燃料を燃焼室3内に噴射し、図示しない点火装置により初期着火を行う。この時に、地上設備として空気導入装置(ブロア)を用いて、吸気口2から吸気を流入させる。
パルスデトネーションエンジン1の燃焼室3内で燃焼が始まると、点火装置への電力供給を停止しても連続的に燃焼室3内で爆発燃焼が連続し、パルスデトネーションエンジン1は作動を継続する。
Next, the operation of the pulse detonation engine at the time of flight of the spacecraft equipped with such a pulse detonation engine 1 will be described.
At the start of the airframe 10, the pore 21 a at the inlet of the pulse detonation engine 1 is opened by opening the pore closing mechanism 7. In this state, the fuel in the fuel tank 5 is put into the combustion chamber 3. The initial ignition is performed by an ignition device (not shown). At this time, intake air is introduced from the intake port 2 using an air introduction device (blower) as ground equipment.
When combustion starts in the combustion chamber 3 of the pulse detonation engine 1, even if the power supply to the ignition device is stopped, explosion combustion continues continuously in the combustion chamber 3, and the pulse detonation engine 1 continues to operate.
パルスデトネーションエンジン1を複数搭載している場合は、前述したように、順番にそれぞれのパルスデトネーションエンジン1を作動させてゆく。
機体10が大気中を飛行している時は、吸気口2から空気を吸い込み、燃料タンク5からの燃料を噴射口23から燃焼室3へ噴射させて燃焼室3内で爆発燃焼させ、テールパイプ4から燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができる。この吸気口2から空気を吸い込んで作動する状態がジェットモードである。
When a plurality of pulse detonation engines 1 are installed, as described above, each pulse detonation engine 1 is operated in order.
When the fuselage 10 is flying in the atmosphere, air is sucked from the intake port 2, and fuel from the fuel tank 5 is injected from the injection port 23 to the combustion chamber 3 to explode and burn in the combustion chamber 3. The combustion gas can be injected from 4 to obtain thrust. A state in which air is sucked from the intake port 2 to operate is the jet mode.
この状態から、機体10が高度を上げ、大気中の空気密度が燃焼に対して不足してきた時、即ち大気圏外を飛行する状態時は、吸気口2の細孔21aを細孔閉止機構7を作動させて閉鎖させ、燃料タンク5からの燃料とともに酸化剤タンク6から酸化剤を燃焼室3へ噴射させるロケットモードに切り替える。
なお、燃料と酸化剤は混合された状態で燃焼室3内に噴射されることが望ましく、燃料および酸化剤のそれぞれの噴射口の配置や、噴射角度あるいは噴射へのスワール付加など、混合を促進させる構造が採用されており、燃料と酸化剤の混合ガスを燃焼室3内で燃焼させ、テールパイプ4から燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができる。
From this state, when the aircraft 10 is raised in altitude and the air density in the atmosphere is insufficient for combustion, that is, when flying outside the atmosphere, the pore 21a of the intake port 2 is closed by the pore closing mechanism 7. The rocket mode is switched to the rocket mode in which the oxidizer is injected from the oxidizer tank 6 into the combustion chamber 3 together with the fuel from the fuel tank 5.
It is desirable that the fuel and the oxidant are injected into the combustion chamber 3 in a mixed state, and the mixing is facilitated by arranging the injection ports of the fuel and the oxidant, adding the swirl to the injection angle, or the injection. In this structure, a mixed gas of fuel and oxidant is burned in the combustion chamber 3 and the combustion gas is injected from the tail pipe 4 to obtain thrust.
即ち、図4に概略図で示すように、例えば高度約12km以下では、空気を吸い込んで作動するジェットモードで運転され、高度約12kmの切り替え点P1付近に達した時にロケットモードに切り替えられて運転が行われる。なお、高高度で空気密度が減少していく過程で、細孔21aを開けて空気を取り込みながら酸化剤を燃焼室3へ供給しても良い。
なお、ロケットモードへ切り替える際に、複数のパルスデトネーションエンジン1が搭載されている場合には、一度に全てのパルスデトネーションエンジン1のモードを切り替えるのではなく、推力を維持しながら単機あるいは複数機ずつ順番に切り替えてゆくと良い。
That is, as shown schematically in FIG. 4, for example, at an altitude of about 12 km or less, it is operated in a jet mode that operates by inhaling air, and is switched to a rocket mode when it reaches the vicinity of a switching point P1 at an altitude of about 12 km. Is done. In the process of decreasing the air density at high altitude, the oxidant may be supplied to the combustion chamber 3 while opening the pores 21a and taking in air.
When switching to the rocket mode, if a plurality of pulse detonation engines 1 are installed, the mode of all the pulse detonation engines 1 is not switched at a time, but one or more aircraft while maintaining the thrust. You should switch in order.
なお、図4に示すように、機体10が所定の高度に達した後は、燃料タンク5からの燃料と酸化剤タンク6からの酸化剤の供給をバルブ5a,6aを介して止め、パルスデトネーションエンジン1を停止させ、落下・滑空により飛行を行う。
機体10が落下・滑空し、ジェットモードで作動できる高度まで高度が下がってきた時に、細孔閉止機構7を作動させて細孔21aを開き、燃焼室3内へ燃料タンク5からの燃料を噴射し、点火装置により着火を行う。この時、機体10の落下速度による動圧が発生しているため、吸気口2への空気導入は自然に行われ、地上でエンジンをスタートさせた時に要した空気導入装置は不要である。
As shown in FIG. 4, after the airframe 10 reaches a predetermined altitude, supply of fuel from the fuel tank 5 and oxidant from the oxidant tank 6 is stopped via valves 5a and 6a, and pulse detonation is performed. The engine 1 is stopped, and it flies by dropping and gliding.
When the airframe 10 falls and glides and the altitude is lowered to an altitude at which it can operate in the jet mode, the pore closing mechanism 7 is activated to open the pore 21a, and fuel from the fuel tank 5 is injected into the combustion chamber 3 Then, ignition is performed by an ignition device. At this time, since dynamic pressure is generated due to the falling speed of the fuselage 10, air is naturally introduced into the intake port 2, and the air introduction device required when the engine is started on the ground is unnecessary.
このように本発明のパルスデトネーションエンジン1では、吸気口2から空気を吸い込み、燃焼室3へ燃料を噴射し燃焼させて、テールパイプ4から燃焼ガスを噴射させて推力を得るジェットモード運転と、燃焼室3へ燃料と酸化剤を噴射して燃焼させテールパイプ4から燃焼ガスを噴射させて推力を得るロケットモード運転を、1つのパルスデトネーションエンジン1で行うことができ、宇宙往還機にこのようなパルスデトネーションエンジン1を搭載すれば、速度ゼロの地上のスタート時から大気圏外の飛行が可能となり、構造が簡単で、重量を低減させた構造であるため、搭載スペースを低減させることができ、しかも速度ゼロからの発進時には酸化剤は使用しないものであるため、酸化剤の搭載量を低減できるものとなる。   As described above, in the pulse detonation engine 1 of the present invention, the air is sucked from the intake port 2, the fuel is injected into the combustion chamber 3 and burned, and the combustion gas is injected from the tail pipe 4 to obtain thrust, The rocket mode operation in which fuel and oxidant are injected into the combustion chamber 3 and burned, and combustion gas is injected from the tail pipe 4 to obtain thrust, can be performed by one pulse detonation engine 1. If the pulse detonation engine 1 is installed, it will be possible to fly outside the atmosphere from the start of the ground at zero speed, the structure is simple and the weight is reduced, so the mounting space can be reduced, Moreover, since no oxidant is used when starting from zero speed, the amount of the oxidant loaded can be reduced.
パルスデトネーションエンジンを搭載した機体の概略構成図である。It is a schematic block diagram of the airframe which mounts a pulse detonation engine. パルスデトネーションエンジンの概略断面構成図である。It is a schematic sectional block diagram of a pulse detonation engine. 図2の要部の拡大断面構成図である。FIG. 3 is an enlarged cross-sectional configuration diagram of a main part of FIG. 2. パルスデトネーションエンジンを搭載した宇宙往還機のエンジンの作動モードを示す線図である。It is a diagram which shows the operation mode of the engine of the spacecraft which mounts a pulse detonation engine.
符号の説明Explanation of symbols
1 パルスデトネーションエンジン
2 吸気口
3 燃焼室
4 テールパイプ
5 燃料タンク
5a バルブ
6 酸化剤タンク
6a バルブ
7 細孔閉止機構
21a 細孔
22 外周壁
23 噴射口
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Pulse detonation engine 2 Intake port 3 Combustion chamber 4 Tail pipe 5 Fuel tank 5a Valve 6 Oxidant tank 6a Valve 7 Pore closing mechanism 21a Pore 22 Outer wall 23 Injection port

Claims (2)

  1. 吸気口と燃焼室とテールパイプを連ねた流路を備えるとともに、前記燃焼室へ燃料を供給する燃料供給装置を備えて構成されたパルスデトネーションエンジンにおいて、
    前記燃焼室へ酸化剤を供給する酸化剤供給装置を付設したことを特徴とするパルスデトネーションエンジン。
    In a pulse detonation engine having a flow path that connects an intake port, a combustion chamber, and a tail pipe, and a fuel supply device that supplies fuel to the combustion chamber,
    A pulse detonation engine comprising an oxidant supply device for supplying an oxidant to the combustion chamber.
  2. 前記酸化剤供給装置から前記燃焼室へ酸化剤を噴射するモードに切り替わった時に、前記吸気口に形成されている細孔を閉止できる細孔閉止機構を設けたことを特徴とする請求項1に記載のパルスデトネーションエンジン。   2. A pore closing mechanism capable of closing pores formed in the intake port when the mode is switched to a mode in which the oxidant is injected from the oxidant supply device into the combustion chamber. The described pulse detonation engine.
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101776027A (en) * 2010-03-04 2010-07-14 北京大学 Air suction type liquid fuel pulse detonation engine
JP2011047638A (en) * 2009-08-28 2011-03-10 General Electric Co <Ge> Constitution of pulse detonation combustor to improve transition from deflagration to detonation
JP2011080448A (en) * 2009-10-09 2011-04-21 General Electric Co <Ge> Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engine
WO2011155248A1 (en) * 2010-06-10 2011-12-15 学校法人早稲田大学 Engine
CN103133182A (en) * 2013-02-26 2013-06-05 西北工业大学 Fire damper for secondary detonation-breathing pulse detonation engine

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104234869A (en) * 2014-06-27 2014-12-24 吴润秀 Airflow heat insulation airspace ramjet

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58222947A (en) * 1982-06-19 1983-12-24 Takashi Uesugi Pulse jet engine
JPH07119546A (en) * 1993-10-20 1995-05-09 Takashi Uesugi Propulsion device and flying device provided with propulsion device
JP2006009764A (en) * 2004-06-29 2006-01-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Detonation engine and flight vehicle equipped with the same
US20060254254A1 (en) * 2005-05-12 2006-11-16 Seyed Saddoughi Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers
US20070119149A1 (en) * 2005-11-30 2007-05-31 Leonard Marandiuc Hyperjet

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58222947A (en) * 1982-06-19 1983-12-24 Takashi Uesugi Pulse jet engine
JPH07119546A (en) * 1993-10-20 1995-05-09 Takashi Uesugi Propulsion device and flying device provided with propulsion device
JP2006009764A (en) * 2004-06-29 2006-01-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Detonation engine and flight vehicle equipped with the same
US20060254254A1 (en) * 2005-05-12 2006-11-16 Seyed Saddoughi Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers
US20070119149A1 (en) * 2005-11-30 2007-05-31 Leonard Marandiuc Hyperjet

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011047638A (en) * 2009-08-28 2011-03-10 General Electric Co <Ge> Constitution of pulse detonation combustor to improve transition from deflagration to detonation
JP2011080448A (en) * 2009-10-09 2011-04-21 General Electric Co <Ge> Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engine
CN101776027A (en) * 2010-03-04 2010-07-14 北京大学 Air suction type liquid fuel pulse detonation engine
WO2011155248A1 (en) * 2010-06-10 2011-12-15 学校法人早稲田大学 Engine
JP5737632B2 (en) * 2010-06-10 2015-06-17 学校法人早稲田大学 engine
US10125674B2 (en) 2010-06-10 2018-11-13 Waseda University Engine
CN103133182A (en) * 2013-02-26 2013-06-05 西北工业大学 Fire damper for secondary detonation-breathing pulse detonation engine
CN103133182B (en) * 2013-02-26 2015-05-13 西北工业大学 Fire damper for secondary detonation-breathing pulse detonation engine

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Publication number Publication date
JP5014071B2 (en) 2012-08-29

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