JP2014145328A - 燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法 - Google Patents

Abstract

【課題】スクラムジェットエンジンにおいて、熱分解用の改質触媒を安定的に使用し、改質燃料を安定的に供給する。
【解決手段】燃料供給システムは、スクラムジェットエンジンの燃焼室４０からの熱で炭化水素系の燃料を熱分解して、改質燃料を生成し、燃焼室４０を冷却する燃料改質部６０を具備している。燃料改質部６０は、燃焼室４０上に設けられる予熱気化部６３と、予熱気化部６３上に設けられ、熱分解用の改質触媒を含む分解反応部６２とを備えている。予熱気化部６３は、燃料を加熱し、分解反応部６２は、加熱された燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃料改質部６０は、改質燃料を燃焼室へ供給する。改質触媒は、ゼオライト系触媒を含む。
【選択図】図２Ａ

Description

本発明は、超音速燃焼で推力を発生するスクラムジェットエンジンに関し、特に、スクラムジェットエンジンの燃料供給システムに関する。

炭化水素系燃料を用いた超音速燃焼を安定化させるためには、燃料に含まれる低炭素数の炭化水素の割合を高くするとともに、燃料に含まれる炭化水素の炭素数の分布を一定にすることが望ましい。また、低炭素数の炭化水素は常温でガス状態であるため、低炭素数の炭化水素を燃料タンクに搭載すると、燃料の積載量を多くすることができず、長時間の超音速燃焼（超音速飛行）を行うことができない。このため、高炭素数の炭化水素を主成分として含み常温で液体の炭化水素燃料を燃料タンクに搭載し、飛行中に液体の炭化水素燃料をエンジンの熱で分解して低炭素数の炭化水素を主成分とする改質燃料を生成することが考えられている。

特許文献１は、超音速及び極超音速航空機の推進エンジンの熱マネジメントシステムを開示している。そのシステムは、吸熱流体の単一の流れをエンジン燃料として及びエンジン冷却のためのヒートシンクとして用いる。そのシステムは、直列配置された複数の熱交換器を備える。各熱交換器は、触媒を備えた反応部をヒートソース部と熱交換関係を有するように備えている。その単一流体流れは、反応部及びヒートソース部の各々を通って流れる。反応部における反応のための熱はヒートソース部内の流体によって与えられ、その結果その流体が冷却される。この冷却された流体は、エンジンの高温部を流れる際に再加熱された後、他の反応部へ流れ、又は、エンジンの燃焼器へ流れて点火される。

特許文献２は、ラムジェット及びスクラムジェットエンジンのような高速推進ユニットにおいて燃焼速度を高め失火限界を拡大する方法を開示している。炭化水素系燃料の流れが触媒分解されて水素と低分子量の燃料分解物とを生成する。その水素及び低分子量の燃料分解物は分解されていない炭化水素系燃料の流れとともに高速推進ユニットの燃焼器に導入される。この方法により、燃焼器の運用範囲が拡大し、より高速の拡散混合により高い燃焼速度と火炎安定性の増大とが達成される。そのプロセスは、ガスタービン、特にラムジェット及びスクラムジェット燃焼器の運用限界を効果的に拡大させる。

特許文献２は、更に以下の内容を開示している。燃料は、触媒反応器で気化されて水素及び低分子量の燃料分解物に触媒分解される。どのような燃料分解物が生成されるかは、その反応器にどのような燃料が送られるかに依存する。その反応器で用いられる好ましい触媒は、プラチナ、ロジウム、イリジウム、パラジウムのような白金族金属を含む。ニッケル、クロミウム、コバルトのような他の金属を含む触媒も効果的であることが示されている。触媒は、単一の金属によって構成されてもよく、適切な金属の組み合わせによって構成されてもよい。

触媒反応はそれぞれの触媒に有効な温度域が存在しており、その温度域で触媒反応領域を管理する必要がある。しかしながら、スクラムジェットエンジンの燃焼室は数千℃以上の極めて高い温度になるため、その燃焼室で発生する熱を用いてその近傍に配置された触媒の温度を所望の温度域に制御することは非常に難しい。触媒層へ供給する熱が多過ぎると、触媒の温度が高くなり過ぎて触媒が失活して燃料の熱分解が困難になり、改質燃料を生成することが困難になる可能性がある。また、触媒反応領域の温度が不安定な場合、液体状態の燃料と気体状態の燃料とが混在する可能性があり、燃料の蒸発／突沸等により触媒が流路から剥離し、流路を閉塞させ、改質燃料を供給することが困難になる可能性がある。

米国特許第５，３３７，５５３号 米国特許第５，３９４，６８５号

本発明の目的は、スクラムジェットエンジンにおいて、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼させるとき、改質燃料を安定的に供給することが可能な燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を提供することにある。また、本発明の他の目的は、当該スクラムジェットエンジンにおいて、その熱分解用の改質触媒を安定的に使用可能な燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を提供することにある。本発明の更に他の目的は、当該スクラムジェットエンジンにおいて、熱エネルギー効率の高めることが可能な燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を提供することにある。

この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。

以下に、発明を実施するため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。

本発明の燃料供給システムは、スクラムジェットエンジンの燃焼室（４０）からの熱で炭化水素系の燃料を熱分解して、改質燃料を生成し、燃焼室（４０）を冷却する燃料改質部（６０）を具備している。燃料改質部（６０）は、燃焼室（４０）上に設けられる予熱気化部（６３）と、予熱気化部（６３）上に設けられ、熱分解用の改質触媒（６５）を含む分解反応部（６２）とを備えている。予熱気化部（６３）は、燃料を加熱する。分解反応部（６２）は、加熱された燃料を熱分解して改質燃料を生成する。燃料改質部（６０）は、改質燃料を燃焼室へ供給する。改質触媒（６５）は、ゼオライト系触媒を含んでいる。

上記の燃料供給システムにおいて、ゼオライト系触媒は、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒を含んでいてもよい。

上記の燃料供給システムにおいて、ゼオライト系触媒は、白金族元素が坦持されていてもよい。

上記の燃料供給システムにおいて、改質触媒（６５）は、更に白金族元素を坦持した酸化物系触媒を含んでいてもよい。

上記の燃料供給システムにおいて、燃料改質部（６０）は、分解反応部（６２）上に設けられた外部冷却分（６１）を更に備えていてもよい。燃料は、外部冷却部（６１）を経由して、予熱気化部（６３）に供給されてもよい。

上記の燃料供給システムにおいて、分解反応部（６２）の温度は４００℃以上６００℃未満であってもよい。

上記の燃料供給システムにおいて、予熱気化部（６３）の流路断面は三角形であり、底辺が燃焼室（４０）の上辺に接していてもよい。分解反応部（６２）の流路断面は逆三角形であり、下方の二辺が予熱気化部（６３）の隣接する二つの三角形の上方の隣接する各一辺に接していてもよい。

上記の燃料供給システムにおいて、予熱気化部（６３）の流路断面は三角形であり、底辺が燃焼室（４０）の上辺に接していてもよい。分解反応部（６２）の流路断面は菱形であり、下方の二辺が予熱気化部（６３）の隣接する二つの三角形の上方の隣接する各一辺に接していてもよい。

本発明のスクラムジェットエンジンは、空気圧縮部（２０）と、インジェクタ（３０）と、燃焼室（４０）と、燃料供給システム（１５）とを具備している。空気圧縮部（２０）は、空気を圧縮して圧縮空気を生成する。インジェクタ（３０）は、圧縮空気中に改質燃料を噴射する。燃焼室（４０）は、改質燃料が燃焼する。燃料供給システム（１５）は、燃焼室（４０）上に設けられ、上記段落のいずれかに記載されている。

本発明のスクラムジェットエンジンの動作方法は、空気圧縮部（２０）と、インジェクタ（３０）と、燃焼室（４０）と、燃料改質部（６０）とを備えたスクラムジェットエンジンの動作方法である。その動作方法は、空気圧縮部（２０）が空気を圧縮して圧縮空気を生成するステップと、インジェクタ（３０）が圧縮空気中に改質燃料を噴射するステップと、燃焼室（４０）で改質燃料が燃焼するステップと、燃料改質部（６０）が燃焼室（４０）からの熱で炭化水素系の燃料を熱分解して、改質燃料を生成し、燃焼室（４０）を冷却するステップとを具備している。燃料改質部（６０）が改質燃料を生成し、燃焼室（４０）を冷却するステップは、燃焼室（４０）上に設けられた予熱気化部（６３）で燃料を加熱するステップと、予熱気化部（６３）上に設けられ、熱分解用の改質触媒（６５）を含む分解反応部（６２）で加熱された燃料を熱分解して改質燃料を生成するステップとを含んでいる。

本発明により、スクラムジェットエンジンにおいて、燃焼室からの熱で燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室で改質燃料を燃焼するとき、改質燃料を安定的に供給することが可能となる。また、本発明により、当該スクラムジェットエンジンにおいて、熱分解用の改質触媒を安定的に使用可能となる。また、本発明により、当該スクラムジェットエンジンにおいて、熱エネルギー効率の高めることが可能となる。

図１は、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンを適用した航空機の構成例を示す概略図である。 図２Ａは、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの構成例を示す概略ブロック図である。 図２Ｂは、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの構成例を示す概略断面図である。 図３は、実施の形態に係る燃料供給システムにおける燃料の温度と状態との関係の一例を示すグラフである。 図４は、分解反応熱評価試験の構成を示す概略図である。 図５Ａは、ドデセン（Ｃ_１２Ｈ_２４）の各反応温度での測定結果を示すグラフである。 図５Ｂは、ドデセン（Ｃ_１２Ｈ_２４）の各反応温度での測定結果を示すグラフである。 図５Ｃは、ドデセン（Ｃ_１２Ｈ_２４）の各反応温度での測定結果を示すグラフである。 図６Ａは、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの変形例の構成を示す概略断面図である。 図６Ｂは、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの変形例の構成を示す概略断面図である。 図６Ｃは、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの変形例の構成を示す概略断面図である。 図６Ｄは、実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの変形例の構成を示す概略断面図である。

以下、本発明の実施の形態に係る燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法について、添付図面を参照して説明する。

本実施の形態に係る燃料供給システム及びスクラムジェットエンジンの構成について説明する。図１は、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジンを適用した航空機の構成例を示す概略図である。この航空機は、機体１０と、機体１０に内包された本実施の形態に係るスクラムジェットエンジン１１とを備えている。スクラムジェットエンジン１１は、超音速燃焼で推力を発生するエンジンであり、空気圧縮部２０と、インジェクタ３０と、燃焼室４０と、ノズル５０とを備えている。空気圧縮部２０は、外から取り込んだ空気を圧縮して圧縮空気を生成し、燃焼室４０へ供給する。インジェクタ３０は、燃焼室４０内の圧縮空気の気流７０中に改質燃料を噴射する。燃焼室４０は、改質燃料を燃焼する。ノズル５０は、改質燃料の燃焼により生成した燃焼ガスを送出する。

ここで、燃焼室４０は改質燃料の燃焼のために高温になる。したがって、燃焼室４０の破損を防ぐために燃焼室４０を冷却する必要がある。一方、燃焼室４０における燃焼を適切に行うために、高炭素数の炭化水素を主成分として含む液体の燃料を熱分解して低炭素数の炭化水素を主成分として含む改質燃料を生成する必要がある。本実施の形態では、これらの要求を、以下のスクラムジェットエンジンの構成により対応している。

図２Ａ及び図２Ｂは、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの構成例を示す概略図である。図２Ａはブロック図であり、図２Ｂは図２ＡのＸＸ断面図である。スクラムジェットエンジン１１は、更に、燃料供給システム１５を備えている。燃料供給システム１５は、高炭素数の炭化水素を主成分として含む液体の燃料を熱分解して低炭素数の炭化水素を主成分として含む気体の改質燃料を生成して燃焼室４０へ供給する。燃料供給システム１５は、燃料改質部６０と、燃料タンク７１と、流量調整弁７６と、電子制御ユニット（ＥＣＵ）７７と、センサ８０〜８３とを備えている。

図２Ａを参照して、燃料タンク７１は、高炭素数の炭化水素を主成分として含む液体の燃料（例示：ＪｅｔＡ−１燃料のようなジェット燃料）を搭載している。燃料タンク７１の燃料は、配管７２を介して燃料改質部６０へ供給される。流量調整弁７６は、配管７２の途中に設けられ、燃料改質部６０への燃料の供給量をＥＣＵ７７の制御により調節する。燃料改質部６０は、液体の燃料を燃焼室４０からの熱で熱分解して気体の改質燃料を生成する。その熱分解が吸熱反応であるため、燃料改質部６０は燃焼室４０を冷却する。このような冷却は再生冷却と称される場合がある。燃料改質部６０で生成された改質燃料は、配管７５を介してインジェクタ３０へ供給される。燃料改質部６０の詳細については後述される。インジェクタ３０は、燃焼室４０内の圧縮空気の気流７０中に改質燃料を噴射する。改質燃料は、燃焼室４０内で燃焼する。センサ８０〜８２は、燃料改質部６０の状況を検出する。センサ８３は、燃焼室４０の状況を検出する。センサ８０〜８３の各々は、熱流速センサ、温度センサ、圧力センサ、流量センサの少なくとも一つを含んでいる。ＥＣＵ７７は、燃料改質部６０及び燃焼室４０の状況（センサ８０〜８３の出力）に基づいて、流量調整弁７６やインジェクタ３０等を制御する。燃料改質部６０及び燃焼室４０の状況に基づいて流量調整弁７６を制御することで、燃料改質部６０及び燃焼室４０の状況に基づいて燃料改質部６０への燃料の供給量が調節される。燃料改質部６０への液体の燃料の供給量が変化すると気体の改質燃料の生成量が変化する場合があるため、インジェクタ３０による改質燃料の噴射量は燃料の供給量と整合していることが望ましい。そのため、ＥＣＵ７７は、流量調整弁７６の制御と対応するようにインジェクタ３０を制御する。

燃料改質部６０について更に説明する。燃料改質部６０は、高炭素数の炭化水素を主成分とする液体の燃料を触媒及び燃焼室４０からの熱で気化させ、改質（熱分解）して、その燃料よりも低炭素数の炭化水素を主成分とする気体の改質燃料を生成する。燃料改質部６０は、予熱気化部６３と、分解反応部６２とを備えており、外部冷却部６１を更に備えていることが好ましい。

予熱気化部６３は、燃料改質部６０のうちの燃焼室４０に最も近い側に設けられ、燃焼室４０と熱交換を行う。すなわち、予熱気化部６３は、燃焼室４０から熱を供給され、その熱を用いて、内部を流通する液体の燃料を加熱して気体の燃料を生成する。言い換えると、予熱気化部６３に液体の燃料を流通させ、燃料を液体から気体へ状態変化させ、当該燃料の顕熱及び蒸発潜熱により燃焼室４０を冷却する。燃料の状態を液体から気体へ変化させることは、冷却の点だけでなく、燃料を触媒反応に適切な状態にする点でも好ましい。ここで、予熱気化部６３は、燃焼室４０上に接して設けられていることが好ましい。燃焼室４０から効率よく熱を受け取ることができるからである。

分解反応部６２は、熱分解用（改質用）の触媒６５含み、予熱気化部６３上に設けられ、予熱気化部６３と熱交換を行う。すなわち、分解反応部６２は、予熱気化部６３から熱を供給され、その熱と触媒６５とを用いて、内部を流通する燃料を熱分解して改質燃料を生成する。特に、触媒６５を用いた燃料の熱分解反応は吸熱反応であるため、分解反応部６２は予熱気化部６３からの熱を多く消費する。ここで、予熱気化部６３から供給される熱は、燃焼室４０の熱が予熱気化部６３を介して供給された熱と見ることができる。すなわち、分解反応部６２は、その熱分解反応（改質反応）により、予熱気化部６３を介して多くの熱を燃焼室４０から奪うことで、燃焼室４０を冷却している。このとき、分解反応部６２と燃焼室４０との間に予熱気化部６３を設けることは、分解反応部６２での急激な温度上場を抑制し、触媒の失活を防ぐと共に、触媒反応に適切な触媒反応温度域（例示：４００℃〜６００℃程度）を容易に作り出すことができる点でも好ましい。

外部冷却部６１は、分解反応部６２上に設けられ、分解反応部６２と熱交換を行う。すなわち、外部冷却部６１は、分解反応部６２から熱を供給され、その熱を用いて、内部を流通する燃料を加熱する。言い換えると、外部冷却部６１は、分解反応部６２からの熱を液体の燃料の加熱に用いることで、その熱を遮蔽して、外部冷却部６１よりも上に設けられた電子機器等（例示：ＥＣＵ７７）が熱により損傷することを防止する。

燃料タンク７１の高炭素数の炭素を主成分として含む燃料（液体）は、流量調整弁７６で流量を調整されながら、配管７２を介して外部冷却部６１へ供給される。燃料（液体）は、外部冷却部６１において分解反応部６２の熱で加熱される。その後、加熱された燃料（液体）は、配管７３を介して予熱気化部６３へ供給される。燃料（液体）は、燃焼室４０の熱で加熱され、気体の燃料となる。その後、加熱された燃料（気体）は、配管７４を介して分解反応部６２へ供給される。燃料（気体）は、予熱気化部６３の熱で加熱され、触媒６５により熱分解して低炭素数の炭素を主成分として含む改質燃料（気体）となる。その後、改質燃料（気体）は、配管７５を介してインジェクタ３０へ供給される。

燃料改質部６０の燃料流路は、燃焼室４０を取り囲むように設けられている。図２Ａ及び図２Ｂの例では、燃焼室４０の上方に燃料改質部６０が設けられている。燃料改質部６０の燃料流路は、具体的には例えば、図２Ｂのようになる。燃焼室４０の上部には、予熱気化部６３の燃料流路が設けられている。ここでは、矩形断面の燃料流路が３本設けられている。予熱気化部６３の上部には、分解反応部６２の燃料流路が設けられている。ここでは、矩形断面の燃料流路が６本設けられている。そして、予熱気化部６３の１本の燃料流路上に分解反応部６２の２本の燃料流路が設けられている。分解反応部６２の各燃料流路には、触媒６５が含まれている。分解反応部６２の単位体積当たりの燃料流路数を相対的に多くすることは、分解反応部６２の内壁の表面積を相対的に大きくすることができ好ましい。それにより、触媒６５の表面積を相対的に大きくすることができ、熱分解反応を確実に進行させることができる。分解反応部６２の上部には、外部冷却部６１の燃料流路が設けられている。ここでは、矩形断面の燃料流路が３本設けられている。そして、分解反応部６２の２本の燃料流路上に外部冷却部６１の１本の燃料流路が設けられている。ただし、上記各部における燃料流路の数（本数）は任意であり、さらに多くても又は少なくてもよい。

分解反応部６２は、燃料流路内に、触媒６５を備えている。触媒６５は、燃料流路の内壁に配置された触媒６５ｂや、燃料流路内に配置された粒状やリング状の触媒６５ａに例示される。触媒６５としては、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒のようなゼオライト系触媒や、プラチナ触媒やパラジウム触媒やロジウム触媒のようなＰＧＭ（Ｐｌａｔｉｎｕｍ Ｇｒｏｕｐ Ｍｅｔａｌｓ：白金族）系触媒や、高表面積の酸化物系触媒のうちの少なくとも一つ若しくはこれらを複合した触媒を含んでいることが好ましい。このうち、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒は上記熱分解の促進効果が高い。そのため、触媒６５としてＨ−ＺＳＭ−５触媒を有していることは、燃料改質部６０を小型化することができる点で好ましい。更に、触媒６５として白金族元素を坦持したゼオライト系触媒若しくは白金族元素を坦持した高表面積の酸化物系触媒又はその両者を有していると、ＰＧＭ系触媒とゼオライト系触媒を別々に備える場合に比べて上記熱分解の促進効果が高い。そのため、触媒６５としてその触媒を有していることは、燃料改質部６０を更に小型化することができる点で好ましい。

このように、本実施の形態の燃料改質部６０は、予熱気化部６３と分解反応部６２と外部冷却部６１とが燃焼室４０を取り囲むように、燃焼流路を有している。外部冷却部６１は、燃料流路の内部を流通する液体の燃料を昇温することで、その顕熱により、燃焼室４０の外部への放熱を抑制して、相対的にその外部を冷却し、電子機器等（例示：ＥＣＵ７７）の損傷を防止する。予熱気化部６３は、燃料流路の内部を流通する液体の燃料を気体の燃料へ変化させることで、その顕熱及び蒸発潜熱により燃焼室４０を冷却すると共に、当該燃料を触媒反応に適切な状態にする。更に、分解反応部６２での急激な温度上昇を抑制し、触媒の失活を防ぎ、触媒反応に適切な触媒反応温度域（例示：４００℃〜６００℃程度）を作り出す。分解反応部６２は、燃料流路の内部を流通する燃料を触媒６５で熱分解することで、改質燃料を生成すると共に、当該熱分解の吸熱反応で燃焼室４０を冷却する。このように、燃料供給システム１５は、高炭素数の炭素燃料を効率的に低炭素数の炭素燃料に分解し、燃焼室４０と燃焼室４０の外部とを同時に冷却する再生冷却システムということができる。

また、管理すべき燃焼室４０の状況として燃焼室４０の温度を選択した場合（センサ８３が燃焼室４０の温度を検出する場合）、燃料の熱分解による吸熱量を変化させることにより燃焼室４０の温度を効率的に管理することができる。

図３は、本実施の形態に係る燃料供給システムにおける燃料の温度と状態との関係の一例を示すグラフである。上側のグラフは燃料の温度（縦軸）と燃料供給システム１５での位置（横軸）との関係の一例を示すグラフである。下側のグラフは燃料の状態（Ａ：液体（炭化水素燃料）、Ｂ：気体（炭化水素燃料）及びＣ：分解された炭化水素燃料（改質燃料））と燃料供給システム１５での位置（横軸）との関係の一例を示すグラフである。一番下の図は、各グラフにおける燃料供給システム１５での位置（横軸）を、図２Ａとの関係で示した模式図である。

燃料タンク７１では、（炭化水素）燃料の温度はＴ１と低く、その状態はＡ：液体である。外部冷却部６１では、燃料の温度は、あまり上昇せず約Ｔ１であり、その状態はＡ：液体のままである。ここで、燃焼室４０（及び燃料改質部６０）の外部の装備品部（例示：ＥＣＵ７７を含む部分）の温度は、外部冷却部６１の液体の燃料の流通により、高温にならず、その液体の燃料の温度と概ね同じ約Ｔ１と考えることができる。その後、液体の燃料は予熱気化部６３へ供給される。

予熱気化部６３では、燃料の温度は、燃焼室４０からの熱の供給により徐々に上昇する。この図の例では、燃料の温度は、約Ｔ１から約Ｔ２へ上昇する。その間、供給される熱により、液体の燃料は徐々に気化していく。そして、最終的に燃料の状態はＢ：気体となる。一方、そのときの顕熱及び蒸発潜熱により、燃焼室４０は冷却される。その後、気体の燃料は分解反応部６２へ供給される。気体の燃料は、触媒反応が安定的に促進し易い状態である。

分解反応部６２では、予熱気化部６３から供給される熱（予熱気化部６３を介して燃焼室４０から供給される熱）と触媒６５とにより熱分解反応が起きる。このとき、燃料の温度は、熱分解反応が吸熱反応であること及び外部冷却部６１への放熱によりやや低下して、触媒反応に適した温度（例示：Ｔ２〜Ｔ３）にコントロールされる。触媒反応に適した温度としては、後述されるように、触媒６５がゼオライト系触媒（例示：Ｈ−ＺＳＭ−５触媒）の場合、４００℃以上６００℃未満に例示される。

次に、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジン１１（図１、図２Ａ、図２Ｂ）の動作方法について説明する。

スクラムジェットエンジン１１の動作方法は、例えば、第１のステップ〜第４のステップを備えている。第１のステップは、空気圧縮部２０が空気を圧縮して圧縮空気を生成するステップである。圧縮空気は、燃焼室４０へ供給される。第２のステップは、インジェクタ３０が燃焼室４０内の圧縮空気中に改質燃料を噴射するステップである。第３のステップは、燃焼室４０で改質燃料が燃焼するステップである。第４のステップは、燃料改質部６０が燃焼室４０からの熱で炭化水素系の燃料を熱分解して改質燃料を生成し、燃焼室４０を冷却するステップである。

ここで、燃料改質部６０が改質燃料を生成し燃焼室４０を冷却する第４のステップは、以下の第５のステップと第６のステップを含んでいる。第５のステップは、燃焼室４０上に設けられた予熱気化部６３で燃料を加熱するステップである。第６のステップは、予熱気化部６３上に設けられ、熱分解用の触媒６５を含む分解反応部６２で、加熱された燃料を熱分解して改質燃料を生成するステップである。なお、第４のステップは、更に、分解反応部６２上に設けられた外部冷却部６１で燃料を加熱し、予熱気化部６３へ供給するステップを含んでいても良い。

このような方法により、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジン１１は動作する。

（触媒活性温度領域の検討）
次に、触媒６５が安定した触媒反応を起こす温度領域の検討を行った。具体的には、高炭素数の炭化水素を主成分に含む燃料を触媒層に連続的に流通させ、低炭素数の炭化水素を主成分に含む燃料に分解させたとき、触媒層の温度を変更させることで、炭化水素の分解量の変化を観察した。また、そのとき触媒反応を低下させる炭化物析出の有無の確認を行った。

ここでは、その検討を、分解反応熱評価試験を用いて行った。図４は、分解反応熱評価試験の構成を示す概略図である。燃料の熱分解反応における反応熱の評価装置は、反応管１１３と、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１１４と、電気炉１１５と、熱電対１１６と、熱電対保護管１１７とを備えている。反応管１１３は、外径が１７．３ｍｍ、内径が１２．７ｍｍ、長さが４００ｍｍである。反応管１１３の軸方向に平行な直線に沿ってＺ座標が定義されている。反応管１１３は電気炉１１５内に配置されている。電気炉１１５は、反応管１１３の軸方向の長さが４００ｍｍである。反応管１１３の中に熱電対保護管１１７で保護された熱電対１１６が配置されている。熱電対保護管１１７は、外径が４ｍｍ、内径が２ｍｍである。反応管１１３の中央のＺ座標を０ｍｍとする。反応管１１３内のＺ座標が−１４５ｍｍの位置から＋１４５ｍｍの位置までの範囲に複数の温度測定点１１６ａが設定されている。Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１１４は、反応管１１３の中央（Ｚ座標：０ｍｍ）に配置される。Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１１４は、図示されない目皿及びグラスウールによって支持される。Ｈ−ＺＳＭ−５触媒層１１４の厚さは１０ｍｍであり、触媒量は１ｇ（１ｃｃ）である。反応温度は３００℃、４５０℃、６００℃とし、反応圧力を０．９ＭＰａとする。上記条件の下、気化した燃料１２０を反応管１１３に連続的に１時間流通させ、分解反応を安定化させる。そして、触媒層１１４を通過した炭化水素燃料１２０をガスクロマトグラフィー及び質量分析装置によって分析する。更に、触媒層１１４の吸熱反応を触媒層１１４に設置した熱電対により計測する。ただし、燃料のＬＨＳＶ（Ｌｉｑｕｉｄ Ｈｏｕｒｌｙ Ｓｐａｃｅ Ｖｅｌｏｃｉｔｙ＝燃料流量（ｃｃ／ｈ）／触媒層体積（ｃｃ））を２００／ｈに設定した。燃料として、ドデセン及びＪｅｔＡ−１燃料を用いた。

図５Ａ〜図５Ｃは、ドデセン（Ｃ_１２Ｈ_２４）の各反応温度での測定結果を示すグラフである。図５Ａは３００℃での測定結果を示し、図５Ｂは４５０℃での測定結果を示し、図５Ｃは６００℃での測定結果を示している。縦軸は生成物の割合（ｗｔ％）を示し、横軸は生成物の種類を示す。

反応温度３００℃では、図５Ａに示すように、高炭素数分子がほとんど分解されていない。Ｃ_１２転化率は１８．０ｗｔ％に止まっている。ただし、炭素析出物はほとんど検出されていない（＜５ｗｔ％）。反応温度４５０℃では、図５Ｂに示すように、高炭素数分子はほとんど分解されている。そして、超音速燃焼において燃焼が容易な低炭素数分子を多く生成している。Ｃ_１２転化率は８９．４ｗｔ％に達している。炭素析出物もほとんど検出されていない（＜５ｗｔ％）。反応温度６００℃では、図５Ｃに示すように、高炭素数分子の分解は更に促進され、低炭素数分子を更に多く生成している。Ｃ_１２転化率は更に９６．４ｗｔ％に達している。しかし、炭素析出物（固形炭化物）が多く析出してしまい（３６ｗｔ％）、燃料流路を閉塞させるコーキング現象が発生する。

図示しないが、ＪＰ−４燃料の場合にも、ドデセンの熱分解による結果と同様の結果が得られた。また、上記結果は、ゼオライト系触媒だけでなく、ゼオライト系触媒とＰＧＭ系触媒とを複合させた触媒でも同様に得られた。

以上の触媒活性温度領域の検討結果に基づけば、安定した触媒反応を起こす温度領域として、以下の点が明らかとなった。すなわち、触媒反応を活性化させるには、ゼオライト系触媒やゼオライト系触媒とＰＧＭ系触媒とを複合させた触媒を用いた場合、４００℃以上６００℃未満が適切である。このような温度領域で分解反応部６２の温度域をコントロールすることで、所望の熱分解反応を進行させることができる。

上記スクラムジェットエンジン１１において、例えば、予熱気化部６３及び外部冷却部６１を用いず、分解反応部６２だけを用いる方法も考え得る。すなわち、分解反応部のみを直接燃焼室４０上部に設置する方法である。このような場合、以下のような状況が発生する可能性が考えられる。（１）燃焼室４０は数千℃以上の高熱になるため、燃焼室４０上の分解反応部の温度制御が困難となり、分解反応部が急激に温度上昇するおそれがある。その場合、触媒が失活してしまい、燃料の熱分解ができなくなってしまう。分解反応部と燃焼室４０とに十分な距離をおく対処方法も考えられるが、分解反応部での吸熱反応で燃焼室４０を冷却することが困難になるため、適当でない。（２）また、触媒反応では、改質すべき燃料が液体の場合と気体の場合とで、その反応性が大きく異なる。液体では、燃料と触媒との接触頻度が小さく高い反応性を得ることができない。燃焼室４０上に分解反応部を設置した場合、液体と気体の入り混じった燃料が触媒と接触するため、反応性が不安定になるとともに、効率的な触媒反応を得ることができない。また、燃料の蒸発／突沸等により触媒が流路から剥離し、流路を閉塞させる可能性が高くなる。

しかし、本実施の形態では、上記スクラムジェットエンジン１１において、燃焼室４０上に予熱気化部６３を設け、その予熱気化部６３上に分解反応部６２を設けている。すなわち、燃焼室４０の熱は、まず予熱気化部６３に供給され、その後に分解反応部６２に供給されるようにしている。そして、予熱気化部６３を経由した燃料を、分解反応部６２に供給するようにしている。それにより、分解反応部６２に供給する燃料を、事前に予熱気化部６３で気体にすることができる。その結果、上記（２）の状況の発生を防止できる。また、分解反応部６２と燃焼室４０との間に予熱気化部６３を設けているので、燃焼室４０の熱が分解反応部６２に直接供給されなくなっている。その結果、上記（１）の状況の発生を防止できる。

更に、上記スクラムジェットエンジン１１において、分解反応部６２上に外部冷却部６１を用いた場合、燃料改質部６０の外側に配置されている電子機器等（例示：ＥＣＵ７７）が過剰に高温になることを防止できる。それにより、当該電子機器等の誤動作を防止でき、当該電子機器等を用いた安定的で適切な制御が可能になる。

このように、本実施の形態では、液体の燃料を気体の燃料に変換すること、及び、触媒反応の領域への過剰な熱の流入を抑制することで、触媒を用いた燃料の熱分解反応を安定化させることができる。それにより、効率的な燃焼に有効である低炭素数の分子を多く作り出すことができる。それと同時に、その熱分解反応の吸熱を用いて、燃焼室を効果的に冷却することができる。更に、燃料を予熱する外部冷却部を導入することで、外部電子機器への温度伝播を抑制することができる。

上記実施の形態において、燃焼室４０上の燃料改質部６０の構成は上記の構成に限定されるものではない。例えば、図６Ａ〜図６Ｄは、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの変形例の構成を示す概略断面図である。これらの図は、図２ＡにおけるＸＸ断面図であり、燃料供給システム１５における燃焼室４０及び燃料改質部６０を示している。

図６Ａの例における燃焼室４０及び燃料改質部６０は図２Ｂと同じであるのでその説明を省略する。

図６Ｂの例では、燃焼室４０の上方に燃料改質部６０が設けられている。図６Ｂを参照して、燃焼室４０の上部に予熱気化部６３の燃料流路が設けられている。この図の例では、三角形断面の燃料流路が６本設けられている。その三角形の底辺は、燃焼室４０の上辺に接している。予熱気化部６３の上部に分解反応部６２の燃料流路が設けられている。この図の例では、逆三角形断面の燃料流路が７本（２本は逆三角形の半分）設けられている。その逆三角形の下方の二辺は、予熱気化部６３の二つの三角形の上方の隣り合う各一辺に接している。言い換えると、予熱気化部６３の２本の燃料流路上に、その２本の燃料流路に挟まれるように、分解反応部６２の１本の燃料流路が設けられている。分解反応部６２の各燃料流路には、触媒６５が含まれている。予熱気化部６３と分解反応部６２の形状をこのようにすることは、予熱気化部６３と分解反応部６２との単位体積当たりの接触面積を増やすことができ好ましい。それにより、予熱気化部６３と分解反応部６２との熱交換をより効率的に行うことができ、熱分解反応を確実に進行させることができる。分解反応部６２の上部に外部冷却部６１の燃料流路が設けられている。この図の例では、矩形断面の燃料流路が４本設けられている。そして、分解反応部６２の１．５本の燃料流路上に外部冷却部６１の１本の燃料流路が設けられている。ただし、上記各部における燃料流路の数（本数）は任意である。

図６Ｃの例では、予熱気化部６３及び分解反応部６２については図６Ｂと同様である。分解反応部６２の上部に外部冷却部６１の燃料流路が設けられている。この図の例では、三角形断面の燃料流路が７本（２本は三角形の半分）設けられている。その三角形の底辺は、分解反応部６２の逆三角形の上辺に接している。言い換えると、分解反応部６２の１本の燃料流路上に、外部冷却部６１の１本の燃料流路が設けられている。外部冷却部６１の形状をこのようにすることは、外部冷却部６１の単位体積当たりの外部に接する表面積を増やすことができ好ましい。それにより、外部冷却部６１と外部との熱交換をより効率的に行うことができ、分解反応部６２の温度を制御し易くできる。上記各部における燃料流路の数（本数）は任意である。

図６Ｄの例では、予熱気化部６３については図６Ｂと同様である。予熱気化部６３の上部に分解反応部６２の燃料流路が設けられている。この図の例では、菱形断面の燃料流路が５本設けられている。その菱形の下方の二辺は、予熱気化部６３の二つの三角形の上方の隣り合う各一辺に接している。言い換えると、予熱気化部６３の２本の燃料流路上に、その２本の燃料流路に挟まれるように、分解反応部６２の１本の燃料流路が設けられている。分解反応部６２の各燃料流路には、触媒６５が含まれている。予熱気化部６３と分解反応部６２の形状をこのようにすることは、予熱気化部６３と分解反応部６２との単位体積当たりの接触面積を増やすことができ好ましい。それにより、予熱気化部６３と分解反応部６２との熱交換をより効率的に行うことができ、熱分解反応を確実に進行させることができる。分解反応部６２の上部に外部冷却部６１の燃料流路が設けられている。この図の例では、逆三角形断面の燃料流路が６本設けられている。その逆三角形の下方の二辺は、分解反応部６２の二つの菱形の上方の隣り合う各一辺に接している。言い換えると、分解反応部６２の２本の燃料流路上に、その２本の燃料流路に挟まれるように、外部冷却部６１の１本の燃料流路が設けられている。外部冷却部６１の形状をこのようにすることは、外部冷却部６１と分解反応部６２との単位体積当たりの接触表面積を増やすことができ好ましい。それにより、外部冷却部６１と分解反応部６２との熱交換をより効率的に行うことがでると共に、外部冷却部６１と外部との熱交換をより効率的に行うことができ、分解反応部６２の温度を制御し易くできる。上記各部における燃料流路の数（本数）は任意である。

これらの構成によっても、上記図２Ａ、図２Ｂを用いて説明した効果を得ることができる。また、その他、例えば、予熱気化部６３の燃料流路が矩形断面を有し、分解反応部６２及び外部冷却部６１の燃料流路が三角形及び逆三角形、又は、三角形及び菱形であっても良い。また、例えば、六角形断面の燃料流路を蜂の巣のように積層させて、予熱気化部６３（ただし、燃焼室４０に接する側を平坦にした五角形断面）、分解反応部６２、外部冷却部６１を設けても良い。これらの場合にも、上記図２Ａ、図２Ｂを用いて説明した効果を得ることができる。

以上、実施の形態を参照して本発明による燃料供給システム、スクラムジェットエンジン及びその動作方法を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。また、例えば、本発明のスクラムジェットエンジン１１を航空機に適用する換わりに、飛しょう体やロケットに適用してもよい。

１０ 機体
１１ スクラムジェットエンジン
１５ 燃料供給システム
２０ 空気圧縮部
３０ インジェクタ
４０ 燃焼室
５０ ノズル
６０ 燃料改質部
６１ 外部冷却部
６２ 分解反応部
６３ 予熱気化部
６５、６５ａ、６５ｂ 触媒
７０ 圧縮空気
７１ 燃料タンク
７２、７３、７４、７５ 配管
７６ 流量調整弁
７７ 電子制御ユニット（ＥＣＵ）
８０〜８３ センサ
１１３ 反応管
１１４ 触媒層
１１５ 電気炉
１１６ 熱電対
１１６ａ 温度測定点
１１７ 熱電対保護管
１２０ 気化した燃料

Claims (10)

1. スクラムジェットエンジンの燃焼室からの熱で炭化水素系の燃料を熱分解して、改質燃料を生成し、前記燃焼室を冷却する燃料改質部を具備し、
   前記燃料改質部は、
   前記燃焼室上に設けられる予熱気化部と、
   前記予熱気化部上に設けられ、熱分解用の改質触媒を含む分解反応部と
   を備え、
   前記予熱気化部は、前記燃料を加熱し、
   前記分解反応部は、加熱された前記燃料を熱分解して前記改質燃料を生成し、
   前記燃料改質部は、前記改質燃料を前記燃焼室へ供給するし、
   前記改質触媒は、ゼオライト系触媒を含む
   燃料供給システム。
2. 請求項１に記載の燃料供給システムにおいて、
   前記ゼオライト系触媒は、Ｈ−ＺＳＭ−５触媒を含む
   燃料供給システム。
3. 請求項１又は２に記載の燃料供給システムであって、
   前記ゼオライト系触媒は、白金族元素が坦持されている
   燃料供給システム。
4. 請求項１乃至３のいずれか一項に記載の燃料供給システムであって、
   前記改質触媒は、更に白金族元素を坦持した酸化物系触媒を含む
   燃料供給システム。
5. 請求項１乃至４のいずれか一項に記載の燃料供給システムにおいて、
   前記燃料改質部は、前記分解反応部上に設けられた外部冷却分を更に備え、
   前記燃料は、前記外部冷却部を経由して、前記予熱気化部に供給される
   燃料供給システム。
6. 請求項１乃至５のいずれか一項に記載の燃料供給システムにおいて、
   前記分解反応部の温度は４００℃以上６００℃未満である
   燃料供給システム。
7. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載の燃料供給システムにおいて、
   前記予熱気化部の流路断面は三角形であり、底辺が前記燃焼室の上辺に接し、
   前記分解反応部の流路断面は逆三角形であり、下方の二辺が前記予熱気化部の隣接する二つの三角形の上方の隣接する各一辺に接する
   燃料供給システム。
8. 請求項１乃至６のいずれか一項に記載の燃料供給システムにおいて、
   前記予熱気化部の流路断面は三角形であり、底辺が前記燃焼室の上辺に接し、
   前記分解反応部の流路断面は菱形であり、下方の二辺が前記予熱気化部の隣接する二つの三角形の上方の隣接する各一辺に接する
   燃料供給システム。
9. 空気を圧縮して圧縮空気を生成する空気圧縮部と、
   前記圧縮空気中に改質燃料を噴射するインジェクタと、
   前記改質燃料が燃焼する燃焼室と、
   前記燃焼室上に設けられた請求項１乃至８のいずれか一項に記載の燃料供給システムと
   を具備する
   スクラムジェットエンジン。
10. 空気圧縮部と、インジェクタと、燃焼室と、燃料改質部とを備えたスクラムジェットエンジンの動作方法であって、
    前記空気圧縮部が空気を圧縮して圧縮空気を生成するステップと、
    前記インジェクタが前記圧縮空気中に前記改質燃料を噴射するステップと、
    前記燃焼室で前記改質燃料が燃焼するステップと、
    前記燃料改質部が前記燃焼室からの熱で炭化水素系の燃料を熱分解して、前記改質燃料を生成し、前記燃焼室を冷却するステップと
    を具備し、
    前記燃料改質部が前記改質燃料を生成し、前記燃焼室を冷却するステップは、
    前記燃焼室上に設けられた予熱気化部で前記燃料を加熱するステップと、
    前記予熱気化部上に設けられ、熱分解用の改質触媒を含む分解反応部で加熱された前記燃料を熱分解して前記改質燃料を生成するステップと
    を含む
    スクラムジェットエンジンの動作方法。

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