JP2010168999A - ラムジェットロケットエンジンのポートカバー構造及びポート開口方法 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明の目的は、燃焼室の軽量化が図られるポートカバー構造、ラムジェットロケットエンジン、及びポート開口方法を提供することである。
【解決手段】ポートカバー構造７０は、ラムジェットロケットエンジンの燃焼室１０と空気導入ダクト５０とを連通するポート１１を塞ぐポートカバー２０と、ポートカバー２０がポート１１から空気導入ダクト５０側に外れることを防止する押さえリング３０と、ポートカバー２０を押さえリング１１に係止するせん断ピン４０とを具備する。
【選択図】図２

Description

本発明は、ロケットエンジンとして機能した後にラムジェットエンジンとして機能するラムジェットロケットエンジンに関する。

ラムジェットロケットエンジンを備えた飛しょう体が知られている。ラムジェットロケットエンジンは、空気導入ダクトと、燃焼室とを備える。空気導入ダクトは燃焼室のポートに接続され、ポートはポートカバーで塞がれる。燃焼室内にはブースタ推進薬が設けられる。ブースタ推進薬は、空気中の酸素を用いずに燃焼可能である。はじめに、ラムジェットロケットエンジンをロケットエンジンとして機能させて必要なラム圧力が得られるまで飛しょう体を加速する。その後、ラムジェットロケットエンジンをラムジェットエンジンとして機能させて飛しょう体の飛行を継続する。

ロケットエンジンとして機能中のラムジェットロケットエンジンにおいて、ブースタ推進薬の燃焼により推進力が提供される。ラムジェットロケットエンジンをラムジェットエンジンとして機能させるため、ポートを開口する。ラムジェットエンジンとして機能中のラムジェットロケットエンジンにおいて、燃焼室に供給されたラムジェット燃料が空気導入ダクトからポートを介して燃焼室に導入された空気によって燃焼し、推進力が提供される。

特許文献１は、ポートを開口する方法を開示している。この方法によれば、ポートカバーは空気導入ダクト側から燃焼室側に向かって凸な形状をしており、ポートカバーの表面に導爆線が装着される。導爆線は火薬をそなえる。ポートカバーは導爆線により粉々に爆砕され、その破片は燃焼室内を通って燃焼ガスの噴出口から排出される。ポートカバーがセラミック製である場合、ポートカバーの爆砕が容易である。

ただし、セラミックは靭性が低く割れやすいため、燃焼室の変形により望んでいないタイミングでポートカバーが割れてしまう恐れがある。しかし、変形を抑制するために燃焼室を厚肉化すると重量が増加してしまう。更に、ポートカバーを爆砕するためには、導爆線に点火するための点火装置や点火のタイミングを制御するための制御装置が必要である。これらの装置は、飛しょう体の重量及びコストの増加を招く。

特開２００５−１２７１４１号公報

本発明の目的は、燃焼室の軽量化が図られるポートカバー構造、ラムジェットロケットエンジン、及びポート開口方法を提供することである。

以下に、（発明を実施するための形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。

本発明によるポートカバー構造（７０）は、ラムジェットロケットエンジンの燃焼室（１０）と空気導入ダクト（５０）とを連通するポート（１１）を塞ぐポートカバー（２０）と、ポートカバー（２０）がポート（１１）から空気導入ダクト（５０）側に外れることを防止する押さえリング（３０）と、ポートカバー（２０）を押さえリング（１１）に係止するせん断ピン（４０）とを具備する。

押さえリング（３０）は、円筒部（３２）を備える。円筒部（３２）に内側から外側に貫通する貫通孔（３３）が形成される。ポートカバー（２０）は、円筒部（３２）の内側に配置される周縁部（２１）を備える。周縁部（２１）は、円筒部（３２）と周縁部（２１）の間を密封するＯリング（２７）が配置される溝（２４）が形成された第１部分（２２）と、第１部分（２２）より空気導入ダクト（５０）側の第２部分（２３）とを備える。せん断ピン（４０）は貫通孔（３３）と第２部分（２３）に形成された穴（２５）とに配置される。第２部分（２３）の外側面（２３ａ）とポートカバー（２０）の中心軸（２８）との距離は、第１部分（２２）側から空気導入ダクト（５５）側に向かって減少する。

貫通孔（３３）は、円筒部（３２）の中心軸（３８）方向に長い長孔である。

ポートカバー構造（７０）は、ポートカバー（２０）を押さえリング（３０）に固定する接着剤（４５）を更に具備する。

押さえリング（３０）は、円筒部（３２）を備える。円筒部（３２）に内側から外側に貫通する貫通孔（３３）が形成される。ポートカバー（２０）は、円筒部（３２）の内側に配置される周縁部（２１）を備える。周縁部（２１）は、円筒部（３２）と周縁部（２１）の間を密封するＯリング（２７）が配置される溝（３４）が形成された第１部分（２２）と、前記第１部分（２２）より前記空気導入ダクト（５０）側の第２部分（２３）とを備える。せん断ピン（４０）は貫通孔（３３）と第２部分（２３）に形成された穴（２５）とに配置される。貫通孔（３３）は、円筒部（３２）の中心軸（３８）方向に長い長孔である。

ポートカバー構造（７０）は、ポートカバー（２０）を押さえリング（３０）に係止する偶数個のせん断ピン（４０）を更に具備する。せん断ピン（４０）及び偶数個のせん断ピン（４０）は、３以上の奇数個のせん断ピン（４０）を構成する。３以上の奇数個のせん断ピン（４０）は、押さえリング（３０）の周方向に沿って等角度間隔で配置される。

本発明によるラムジェットロケットエンジンは、燃焼室（１０）と、空気導入ダクト（５０）と、燃焼室（１０）及び空気導入ダクト（５０）を連通するポート（１１）を塞ぐポートカバー（２０）と、ポートカバー（２０）がポート（１１）から空気導入ダクト（５０）側に外れることを防止する押さえリング（３０）と、ポートカバー（２０）を押さえリング（３０）に係止するせん断ピン（４０）とを具備する。

本発明によるポート開口方法は、ラムジェットロケットエンジンの燃焼室（１０）内でブースタ推進薬（１５）が燃焼するステップと、燃焼室（１０）と空気導入ダクト（５０）とを連通するポート（１１）を開口するステップと、空気導入ダクト（５０）からポート（１１）を通って燃焼室（１０）内に導入される空気を用いてラムジェット燃料が燃焼するステップとを具備する。ブースタ推進薬（１５）が燃焼するステップにおいて、ポート（１１）はポートカバー（２０）によって塞がれ、ポートカバー（２０）は押さえリング（３０）によってポート（１１）から空気導入ダクト（５０）側に外れることが防止され、及び、ポートカバー（２０）は押さえリング（３０）にせん断ピン（４０）で係止される。ポート（１１）を開口するステップにおいて、ポートカバー（２０）に作用するラム圧力によりせん断ピン（４０）がせん断する。

本発明によれば、燃焼室の軽量化が図られるポートカバー構造、ラムジェットロケットエンジン、及びポート開口方法が提供される。

図１は、本発明の第１の実施形態に係るラムジェットロケットエンジンの部分断面図である。 図２は、第１の実施形態に係るポートカバー構造の断面図である。 図３は、本発明の第２の実施形態に係るポートカバー構造の断面図である。 図４は、第２の実施形態に係るポートカバー構造においてこじりが発生した状態を示す断面図である。 図５は、本発明の第３の実施形態に係るポートカバー構造の断面図である。

添付図面を参照して、本発明によるポートカバー構造、ラムジェットロケットエンジン、及びポート開口方法を実施するための形態を以下に説明する。

（第１の実施形態）
図１は、本発明の第１の実施形態に係るラムジェットロケットエンジンを示す。ラムジェットロケットエンジンは、例えば、飛しょう体に搭載される。ラムジェットロケットエンジンは、燃焼室１０と、ノズル６０と、複数の空気導入ダクト５０を備える。燃焼室１０内にはブースタ推進薬１５が設けられる。ノズル６０は、燃焼室１０の後部に設けられている。燃焼室１０の側面には、複数のポート１１が形成されている。空気導入ダクト５０とポート１１は同数である。複数の空気導入ダクト５０は、複数のポート１１にそれぞれ接続されている。図１には、一組のポート１１及び空気導入ダクト５０のみが示されている。なお、ラムジェットロケットエンジンは、ポート１１及び空気導入ダクト５０を一組だけ備えてもよい。

図２を参照して、ポート１１は、燃焼室１０と空気導入ダクト５０とを連通している。ラムジェットロケットエンジンは、ポートカバー構造７０を備える。ポートカバー構造７０は、ポートカバー２０と、押さえリング３０と、せん断ピン４０と、Ｏリング２７と、Ｏリング３７を備える。ポートカバー２０は、ポート１１を塞いでいる。押さえリング３０は、燃焼室１０に固定されている。せん断ピン４０は、ポートカバー２０を押さえリング３０に係止する。

ポートカバー２０は、湾曲円板形状を有し、空気導入ダクト５０側を向く凹面２０ａと、燃焼室１０側を向く凸面２０ｂとを備える。ポートカバー２０の周縁部２１は、第１部分２２と、第２部分２３を備える。第２部分２３は、第１部分２２より空気導入ダクト５０側に配置される。第１部分２２の外側に溝２４が形成されている。溝２４にＯリング２７が配置される。第２部分２３の外側に穴２５が形成されている。

押さえリング３０は、張出部３１と、円筒部３２を備える。張出部３１は円筒部３２から内側に張り出している。張出部３１は、第２部分２３の空気導入ダクト５０側に配置される。円筒部３２を内側から外側に貫通する貫通孔３３が形成されている。円筒部３２の外側に溝３４が形成されている。溝３４にＯリング３７が配置される。貫通孔３３は溝３４より空気導入ダクト５０側に配置される。

周縁部２１は円筒部３２の内側に配置される。Ｏリング３７は燃焼室１０と円筒部３２３の間を密封する。Ｏリング２７は円筒部３２と周縁部２１の間を密封する。せん断ピン４０は、貫通孔３３と穴２５とに配置される。

以下、本実施形態に係るポート開口方法を説明する。はじめに、ラムジェットロケットエンジンはロケットエンジンとして機能し、必要なラム圧力が得られるまでラムジェットロケットエンジンを搭載した飛しょう体を加速する。ラムジェットロケットエンジンをラムジェットエンジンとして機能させるため、ポート１１を開口する。その後、ラムジェットロケットエンジンはラムジェットエンジンとして機能し、飛しょう体が飛行を継続するための推進力を提供する。

ロケットエンジンとして機能中のラムジェットロケットエンジンにおいて、ブースタ推進薬１５が燃焼室１０内で燃焼し、発生した燃焼ガスはノズル６０から噴出する。このとき、ポートカバー２０は、凸面２０ｂに作用するブースタ推進薬１５の燃焼圧力に耐えてポート１１を閉塞する。燃焼圧力によってポートカバー２０が空気導入ダクト５０側に押されるため、第２部分２３は張出部３１に突き当たる。張出部３１は、ポートカバー２０が燃焼圧力によってポート１１から空気導入ダクト５０側に外れることを防止する。Ｏリング２７は燃焼ガスがせん断ピン４０に当たることを防止する。せん断ピン４０はポートカバー２０を押さえリング３０に係止する。

凹面２０ａに作用するラム圧力が増加してせん断ピン４０に作用するせん断応力がせん断強度を上回ると、ラム圧力によりせん断ピン４０がせん断してポート１１が開口する。ポートカバー２０は、燃焼室１０内を通ってノズル６０から排出される。

ポート１１が開口することにより、空気導入ダクト５０からポート１１を通って燃焼室１０内に空気が導入される。図示されない燃料供給器によって燃焼室１０内に供給されたラムジェット燃料が導入された空気によって燃焼し、発生した燃焼ガスはノズル６０から噴出する。

本実施形態によれば、ポート１１を開口するためにポートカバー２０を爆砕する必要がないため、ポートカバー２０に靭性の高い金属材料を適用できる。例えば、ポートカバー２０はアルミニウム合金材で形成される。ポートカバー２０が湾曲した形状を有することで、更にポートカバー２０の靭性が高くなる。したがって、燃焼室１０を圧肉化する必要がなく、燃焼室１０が軽量化される。また、ポートカバー２０を爆砕するための点火装置が必要ないため、飛しょう体の重量増加及びコスト増加が抑制される。

本実施形態によれば、ラム圧力によるせん断ピン４０のせん断を利用してポート１１を開口するため、適切なタイミングでポート１１を開口することが可能であり、複数のポート１１を同時に開口させることが可能である。したがって、開口のタイミングを制御する制御装置が必要ない。制御装置が必要ないため、飛しょう体の重量増加及びコスト増加が抑制される。

（第２の実施形態）
図３を参照して、本発明の第２の実施形態に係るポートカバー構造７０は、貫通孔３３の形状を除いて第１の実施形態に係るポートカバー構造７０と同じである。第１の実施形態において貫通孔３３は丸孔であるが、本実施形態において貫通孔３３は円筒部３２の中心軸３８の方向に長い長孔である。したがって、せん断ピン４０がせん断する前においても、ポートカバー２０は、押さえリング３０に対して中心軸３８の方向に一定の範囲で移動自在である。したがって、ラム圧力以外の力がポートカバー２０に作用してせん断ピン４０がせん断することが防止される。例えば、燃焼室１０の変形によりせん断ピン４０がせん断することが防止される。

輸送中の振動によるポートカバー２０のガタつきを防止するため、ポートカバー２０は押さえリング３０に接着剤４５で固定される。接着剤４５による接着力は、開口特性に影響がないように調節される。

図３においては、ポートカバー２０の中心軸２８と中心軸３８とは重なっている。しかし図４に示すように、ラム圧力によりせん断ピン４０がせん断したときに中心軸２８が中心軸３８に対して傾くと、枠９０で示した箇所にこじりが発生し、ポートカバー２０が押さえリング３０から外れなくなるおそれがある。こじり対策を以下に説明する。

（第３の実施形態）
図５を参照して、本発明の第３の実施形態に係るポートカバー構造７０は、第２部分２３の形状を除いて第２の実施形態に係るポートカバー構造７０と同じである。第２部分２３は、穴２５が形成された外側面２３ａを備える。外側面２３ａは、周縁部２１が円筒部３２の内側に配置された状態で円筒部３２の内側面３２ａの方向を向く。外側面２３ａと中心軸２８との距離（外側面２３ａ上の点から中心軸２８におろした垂線の長さ）は、第１部分２２側から空気導入ダクト５０側に向かって小さくなる。このように第２部分２３に逃げ部が形成されているため、こじりの発生が防止される。逃げ部は、面取り部とも称される。

本実施形態に係る第２部分２３の形状を第１の実施形態に係る第２部分２３に適用することも可能である。

上記各実施形態に係るポートカバー構造７０は、複数のせん断ピン４０を備える場合が一般的である。複数のせん断ピン４０は、ポートカバー２０を押さえリング３０に係止する。複数のせん断ピン４０のうちの１８０度の位相差を有する２つのせん断ピン４０だけがせん断しないで残った場合、ポートカバー２０が残ったせん断ピン４０を軸として回転してしまい押さえリング３０から外れないおそれがある。上記各実施形態に係るポートカバー構造７０が、３以上の奇数個のせん断ピン４０を備え、これらが押さえリング３０の周方向に沿って等角度間隔で配置される場合、１８０度の位相差を有する２つのせん断ピン４０だけがせん断しないで残ってしまうことが防がれる。

１０…燃焼室
１１…ポート
１５…ブースタ推進薬
２０…ポートカバー
２０ａ…凹面
２０ｂ…凸面
２１…周縁部
２２…第１部分
２３…第２部分
２３ａ…外側面
２４…溝
２５…穴
２７…Ｏリング
２８…中心軸
３０…押さえリング
３１…張出部
３２…円筒部
３２ａ…内側面
３３…貫通孔
３４…溝
３７…Ｏリング
３８…中心軸
４０…せん断ピン
４５…接着剤
５０…空気導入ダクト
６０…ノズル
７０…ポートカバー構造
９０…枠

Claims (8)

1. ラムジェットロケットエンジンの燃焼室と空気導入ダクトとを連通するポートを塞ぐポートカバーと、
   前記ポートカバーが前記ポートから前記空気導入ダクト側に外れることを防止する押さえリングと、
   前記ポートカバーを前記押さえリングに係止するせん断ピンと
   を具備する
   ポートカバー構造。
2. 前記押さえリングは、円筒部を備え、
   前記円筒部に内側から外側に貫通する貫通孔が形成され、
   前記ポートカバーは、前記円筒部の内側に配置される周縁部を備え、
   前記周縁部は、
   前記円筒部と前記周縁部の間を密封するＯリングが配置される溝が形成された第１部分と、
   前記第１部分より前記空気導入ダクト側の第２部分と
   を備え、
   前記せん断ピンは前記貫通孔と前記第２部分に形成された穴とに配置され、
   前記第２部分の外側面と前記ポートカバーの中心軸との距離は、前記第１部分側から前記空気導入ダクト側に向かって減少する
   請求項１のポートカバー構造。
3. 前記貫通孔は、前記円筒部の中心軸方向に長い長孔である
   請求項２のポートカバー構造。
4. 前記ポートカバーを前記押さえリングに固定する接着剤を更に具備する
   請求項３のポートカバー構造。
5. 前記押さえリングは、円筒部を備え、
   前記円筒部に内側から外側に貫通する貫通孔が形成され、
   前記ポートカバーは、前記円筒部の内側に配置される周縁部を備え、
   前記周縁部は、
   前記円筒部と前記周縁部の間を密封するＯリングが配置される溝が形成された第１部分と、
   前記第１部分より前記空気導入ダクト側の第２部分と
   を備え、
   前記せん断ピンは前記貫通孔と前記第２部分に形成された穴とに配置され、
   前記貫通孔は、前記円筒部の中心軸方向に長い長孔である
   請求項１のポートカバー構造。
6. 前記ポートカバーを前記押さえリングに係止する偶数個のせん断ピンを更に具備し、
   前記せん断ピン及び前記偶数個のせん断ピンは、３以上の奇数個のせん断ピンを構成し、
   前記３以上の奇数個のせん断ピンは、前記押さえリングの周方向に沿って等角度間隔で配置される
   請求項１乃至５のいずれかに記載のポートカバー構造。
7. 燃焼室と、
   空気導入ダクトと、
   前記燃焼室及び前記空気導入ダクトを連通するポートを塞ぐポートカバーと、
   前記ポートカバーが前記ポートから前記空気導入ダクト側に外れることを防止する押さえリングと、
   前記ポートカバーを前記押さえリングに係止するせん断ピンと
   を具備する
   ラムジェットロケットエンジン。
8. ラムジェットロケットエンジンの燃焼室内でブースタ推進薬が燃焼するステップと、
   前記燃焼室と空気導入ダクトとを連通するポートを開口するステップと、
   前記空気導入ダクトから前記ポートを通って前記燃焼室内に導入される空気を用いてラムジェット燃料が燃焼するステップと
   を具備し、
   前記ブースタ推進薬が燃焼する前記ステップにおいて、前記ポートはポートカバーによって塞がれ、前記ポートカバーは押さえリングによって前記ポートから前記空気導入ダクト側に外れることが防止され、及び、前記ポートカバーは前記押さえリングにせん断ピンで係止され、
   前記ポートを開口する前記ステップにおいて、前記ポートカバーに作用するラム圧力により前記せん断ピンがせん断する
   ポート開口方法。

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