JP2014122607A

JP2014122607A - スクラムジェットエンジン及び燃焼制御方法

Info

Publication number: JP2014122607A
Application number: JP2012280315A
Authority: JP
Inventors: Yoshihiko Ueno; 祥彦上野; Shojiro Furuya; 正二郎古谷
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2012-12-21
Filing date: 2012-12-21
Publication date: 2014-07-03
Anticipated expiration: 2032-12-21
Also published as: JP6085472B2

Abstract

【課題】スクラムジェットエンジンに関する新たな燃焼制御方式を提供すること。
【解決手段】スクラムジェットエンジンは、燃焼室に第１燃料を噴射する第１燃料噴射部と、主流空気の方向に沿って第１燃料噴射部の下流に設けられ、燃焼室に第２燃料を噴射する第２燃料噴射部と、第１燃料及び第２燃料のそれぞれの噴射量を制御する制御部と、を備える。制御部は、第１期間よりも後の第２期間における第２燃料の噴射量を、第１期間における第２燃料の噴射量及び第２期間における第１燃料の噴射量より減らす。
【選択図】図３

Description

本発明は、スクラムジェットエンジンに関する。特に、本発明は、スクラムジェットエンジンにおける燃焼制御に関する。

ジェットエンジンの一種として、ラムジェットエンジン（ramjet engine）が知られている。ラムジェットエンジンは、機械的な圧縮機の代わりに、高速飛行に伴うラム圧による空気の圧縮を利用する。より詳細には、インレットにおいて、ラム圧により空気の圧縮が行われ、超音速空気流は亜音速まで減速させられる。燃焼室では、その亜音速空気流に対して燃料が噴射され、燃焼（亜音速燃焼）が発生する。このようなラムジェットエンジンは、動作領域が超音速領域などの高速領域（マッハ３〜５が最も効率が良い）に限られるが、機械的な圧縮機を使用しないため、機体の軽量化の観点から好適である。

その一方で、飛行速度がマッハ５を超えると、吸入した超音速空気流を亜音速まで減速する場合、吸入した空気流の圧力損失や機体に係る空気抵抗が増大し、非効率に（最悪の場合はエンジンの作動が困難に）なってくる。そこで、吸入した超音速空気流を超音速のまま燃焼室に導き、超音速燃焼を行う技術も提案されている。これは、スクラムジェット（スーパーソニック・コンバスチョン・ラムジェット(supersonic combustion ramjet)）エンジンと呼ばれている。

図１は、典型的なスクラムジェットエンジンの構成を概略的に示している。インレット１１０に吸入される超音速空気流は、超音速のまま、燃焼室１２０に導かれる。燃焼室１２０では、その超音速空気流に対して燃料が噴射され、燃焼（超音速燃焼）が発生する。そして、その燃焼により発生した燃焼ガスがノズル１３０から噴出し、その反動で推進力が得られる。このようなスクラムジェットエンジンでは、吸入から排気までのエンジン全域にわたって、空気流が音速以下に減速されることがないため、広いマッハ数域で高いエンジン性能が維持される。

但し、スクラムジェットエンジンの場合、超音速の空気流が燃焼室１２０を通過する時間は、数ミリ秒と非常に短い。そのため、燃料に如何に早く着火するか、すなわち、着火性の向上が重要な課題の１つとなる。

特許文献１（特開平８−３３４２１３号公報）は、超音速燃焼器における着火性を向上させることを目的とした２段噴射方式を開示している。具体的には、図２に示されるように、２つの燃料噴射部１０１、１０２が、主流空気の方向に沿って上流側と下流側に分けて配置される。２つの燃料噴射部のうち、下流側の燃料噴射部１０２が主に燃料を噴射し、上流側の燃料噴射部１０１は補助的に燃料を噴射する。下流側の燃料噴射部１０２から超音速空気流に対して主燃料が噴射されることにより、図２に示されるように、斜め衝撃波１０３が形成される。更に、その斜め衝撃波１０３の前には、回転流が発生し、循環領域１０４が形成される。上流側の燃料噴射部１０１から噴射される少量の補助燃料は、燃焼室壁に沿って流れ、その循環領域１０４に供給される。結果として、循環領域１０４内の燃料濃度が増加し、自己着火温度が低下する。すなわち、着火性が向上する。

特開平８−３３４２１３号公報

図２で示された方式の場合、保炎は、斜め衝撃波１０３の下流領域（相対的に流速の低い領域）において主になされる。つまり、保炎位置は、下流側の燃料噴射部１０２の位置に依存して決定される。しかしながら、エンジン比推力増大あるいはエンジン小型化の観点から言えば、保炎はできるだけ上流側にて行うことが望ましい。

本発明の１つの目的は、スクラムジェットエンジンに関する新たな燃焼制御方式を提供することにある。

以下に、［発明を実施するための最良の形態］で使用される番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明を実施するための最良の形態］との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、［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。

本発明の１つの観点において、スクラムジェットエンジンが提供される。そのスクラムジェットエンジンは、燃焼室（１２０）に第１燃料（１１）を噴射する第１燃料噴射部（１０）と、主流空気の方向（Ｘ）に沿って第１燃料噴射部（１０）の下流に設けられ、燃焼室（１２０）に第２燃料（２１）を噴射する第２燃料噴射部（２０）と、第１燃料（１１）及び第２燃料（２１）のそれぞれの噴射量を制御する制御部（３０）と、を備える。制御部（３０）は、第１期間（Ｐ１）よりも後の第２期間（Ｐ２）における第２燃料（２１）の噴射量を、第１期間（Ｐ１）における第２燃料（２１）の噴射量及び第２期間（Ｐ２）における第１燃料（１１）の噴射量より減らす。

本発明の他の観点において、スクラムジェットエンジンにおける燃焼制御方法が提供される。スクラムジェットエンジンは、燃焼室（１２０）に第１燃料（１１）を噴射する第１燃料噴射部（１０）と、主流空気の方向（Ｘ）に沿って第１燃料噴射部（１０）の下流に設けられ、燃焼室（１２０）に第２燃料（２１）を噴射する第２燃料噴射部（２０）と、を備える。燃焼制御方法は、第１期間（Ｐ１）よりも後の第２期間（Ｐ２）における第２燃料（２１）の噴射量を、第１期間（Ｐ１）における第２燃料（２１）の噴射量及び第２期間（Ｐ２）における第１燃料（１１）の噴射量より減らすステップを含む。

本発明によれば、スクラムジェットエンジンに関する新たな燃焼制御方式が提供される。

図１は、典型的なスクラムジェットエンジンの構成を示す概略図である。図２は、特許文献１（特開平８−３３４２１３号公報）に開示された２段噴射方式を示す概略図である。図３は、本発明の第１の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明するための概略図である。図４は、本発明の第１の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明するための概略図である。図５は、本発明の第１の実施の形態に係る燃焼制御方式を要約的に示すタイミングチャートである。図６は、比較例に係る燃焼制御方式を要約的に示すタイミングチャートである。図７は、比較例と本実施の形態との対比を示す概念図である。図８は、本発明の第２の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明するための概略図である。

添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係るスクラムジェットエンジン及び燃焼制御方法を説明する。

１．第１の実施の形態
図３は、本発明の第１の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの構成、特に、燃焼室１２０（図１参照）への燃料噴射に関連する構成を示している。スクラムジェットエンジンは、第１燃料噴射部１０、第２燃料噴射部２０、及び制御部３０を備えている。

第１燃料噴射部１０は、燃焼室１２０に対して第１燃料１１を噴射する。第２燃料噴射部２０は、燃焼室１２０に対して第２燃料２１を噴射する。また、燃焼室１２０を流れる主流空気（超音速空気流）の方向がＸ方向であるとき、そのＸ方向に沿って、第２燃料噴射部２０は、第１燃料噴射部１０の下流に設けられている。言い換えれば、Ｘ方向において、第１燃料噴射部１０は、第２燃料噴射部２０よりも上流側に配置されており、第２燃料噴射部２０は、第１燃料噴射部１０よりも下流側に配置されている。

制御部３０は、第１燃料噴射部１０からの第１燃料１１の噴射量、及び、第２燃料噴射部２０からの第２燃料２１の噴射量を制御するように構成されている。

次に、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明する。

まず、図３を参照して、着火時における制御を説明する。着火時、制御部３０は、第１燃料１１と第２燃料２１のそれぞれの噴射量を“ある程度”に設定する。ここで、“ある程度”とは、超音速空気流に対する燃料の噴射によって斜め衝撃波が形成される程度を意味する。

より詳細には、第１燃料噴射部１０は、燃焼室１２０の超音速空気流に対してある程度の第１燃料１１を噴射する。その結果、噴射された第１燃料１１の上流側に第１斜め衝撃波１２が形成される。更に、その第１斜め衝撃波１２の前には、回転流が発生し、第１亜音速領域（第１循環領域）１３が形成される。

また、第２燃料噴射部２０は、燃焼室１２０の超音速空気流に対してある程度の第２燃料２１を噴射する。その結果、噴射された第２燃料２１の上流側に第２斜め衝撃波２２が形成される。更に、その第２斜め衝撃波２２の前には、回転流が発生し、第２亜音速領域（第２循環領域）２３が形成される。

図３に示されるように、第２亜音速領域２３は、第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０との間に形成される。本実施の形態では、制御部３０は、その第２亜音速領域２３が第１燃料噴射部１０の直ぐ下流にまで達するように、第２燃料２１の噴射量を設定する。第２亜音速領域２３では流速が低いため、第１燃料噴射部１０から噴射された第１燃料１１は、その第２亜音速領域２３において着火し易くなる。すなわち、着火性が向上する。

次に、図４を参照して、着火後における制御を説明する。着火後も、制御部３０は、第１燃料１１の噴射量を“ある程度”に維持する。その結果、第１斜め衝撃波１２及び第１亜音速領域１３は維持される。従って、保炎は、第１斜め衝撃波１２の下流の領域（相対的に流速の低い領域）において可能である。

一方、保炎が第１斜め衝撃波１２の下流領域で可能であるため、その保炎期間において第２燃料２１の噴射を“ある程度”に維持する必要はない。つまり、保炎期間中、制御部３０は、第２燃料２１の噴射量を着火時よりも減らすことができる。あるいは、制御部３０は、保炎期間中、第２燃料２１の噴射を停止させてもよい。いずれにせよ、保炎期間において、第２燃料２１の噴射量は、第１燃料１１の噴射量よりも少なく設定される。

結果として、保炎は、第１斜め衝撃波１２の下流の領域において主になされることになる。すなわち、保炎位置は、上流側の第１燃料噴射部１０の位置に依存して決定される。このように保炎が上流側で行われることは、エンジン比推力増大あるいはエンジン小型化の観点から好適である。

図５は、本実施の形態に係る燃焼制御方式を要約的に示している。着火期間Ｐ１（図３参照）において、制御部３０は、第１燃料１１と第２燃料２１のそれぞれの噴射量を“ある程度”に設定する。着火期間Ｐ１に続く保炎期間Ｐ２（図４）において、制御部３０は、第１燃料１１の噴射量を“ある程度”に維持する。一方、制御部３０は、保炎期間Ｐ２における第２燃料２１の噴射量を、着火期間Ｐ１における第２燃料２１の噴射量及び保炎期間Ｐ２における第１燃料１１の噴射量よりも減らす。例えば、制御部３０は、保炎期間Ｐ２において第２燃料２１の噴射を停止させる。このような燃焼制御方式により、保炎位置は、上流側の第１燃料噴射部１０の位置に依存して決定されることになる。

図６は、比較例として、特許文献１の場合の燃焼制御方式（図２参照）を要約的に示している。比較例の場合、下流側の第２燃料２１が主燃料として用いられる。上流側の第１燃料１１は、着火のために補助的に用いられるに過ぎない。この場合、保炎位置は、下流側の燃料噴射部１０２の位置に依存して決定されることになる。

図７は、比較例と本実施の形態との対比を示している。第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０との間のＸ方向距離は“α”であるとする。また、保炎に必要な長さは“Ｌ”であるとする。このとき、最低限必要な燃焼器長を考える。比較例の場合、最低“Ｌ＋α”の燃焼器長が必要である。一方、本実施の形態の場合、最低“Ｌ”の燃焼器長で足りる。すなわち、本実施の形態によれば、エンジンを小型・軽量化することができる。

もしくは、保炎位置が上流側にシフトする分だけ圧力を受ける燃焼器面積が増大するため、エンジン比推力が増加する。

以上に説明されたように、本実施の形態によれば、スクラムジェットエンジンの着火性が向上する。更に、小型・軽量化あるいは比推力の増大が可能となる。

２．第２の実施の形態
図８は、本発明の第２の実施の形態に係る構成を示している。第１の実施の形態と重複する説明は省略する。第２の実施の形態によれば、第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０との間の位置の燃焼室１２０の壁にキャビティ４０（くぼみ部）が設けられている。

着火時、このキャビティ４０と第２亜音速領域２３との相互作用により、着火性が向上する。また、保炎期間において、このキャビティ４０と第１斜め衝撃波１２の下流領域との相互作用により、保炎性が向上する。

本発明に係るスクラムジェットエンジンは、飛しょう体、航空機、ロケット等に適用可能である。

以上、本発明の実施の形態が添付の図面を参照することにより説明された。但し、本発明は、上述の実施の形態に限定されず、要旨を逸脱しない範囲で当業者により適宜変更され得る。

１０第１燃料噴射部
１１第１燃料
１２第１斜め衝撃波
１３第１亜音速領域
２０第２燃料噴射部
２１第２燃料
２２第２斜め衝撃波
２３第２亜音速領域
３０制御部
４０キャビティ
Ｐ１着火期間
Ｐ２保炎期間

Claims

燃焼室に第１燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
主流空気の方向に沿って前記第１燃料噴射部の下流に設けられ、前記燃焼室に第２燃料を噴射する第２燃料噴射部と、
前記第１燃料及び前記第２燃料のそれぞれの噴射量を制御する制御部と
を備え、
前記制御部は、第１期間よりも後の第２期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量及び前記第２期間における前記第１燃料の噴射量より減らす
スクラムジェットエンジン。
請求項１に記載のスクラムジェットエンジンであって、
前記制御部は、前記第１燃料の噴射量を、前記第１燃料の噴射により斜め衝撃波が形成されるように設定する
スクラムジェットエンジン。
請求項１又は２に記載のスクラムジェットエンジンであって、
前記制御部は、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第２燃料の噴射により形成される斜め衝撃波の前に形成される亜音速領域が前記第１燃料噴射部の直ぐ下流に達するように設定する
スクラムジェットエンジン。
請求項１乃至３のいずれか一項に記載のスクラムジェットエンジンであって、
前記制御部は、前記第２期間において前記第２燃料の噴射を停止させる
スクラムジェットエンジン。
請求項１乃至４のいずれか一項に記載のスクラムジェットエンジンであって、
前記第１燃料噴射部と前記第２燃料噴射部との間の位置の前記燃焼室の壁に設けられたキャビティを更に備える
スクラムジェットエンジン。
スクラムジェットエンジンにおける燃焼制御方法であって、
前記スクラムジェットエンジンは、
燃焼室に第１燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
主流空気の方向に沿って前記第１燃料噴射部の下流に設けられ、前記燃焼室に第２燃料を噴射する第２燃料噴射部と
を備え、
前記燃焼制御方法は、第１期間よりも後の第２期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量及び前記第２期間における前記第１燃料の噴射量より減らすステップを含む
燃焼制御方法。