JP2014517194A - デトネーションチャンバを備えるターボ機関と、ターボ機関を装備した飛行車両 - Google Patents

Abstract

【課題】
【解決手段】
本発明は、デトネーションチャンバを有するタービンエンジンと、前記タービンエンジンを設けた航空機とに関する。タービンエンジン（１）のチャンバ（４）は、燃料と空気の爆発性混合物から高温ガスを生成するのに使用することのできる環状デトネーションチャンバ（７）と関連手段（８、９）とを設けた連続デトネーション波エンジン（６）を備える。連続デトネーション波エンジン（６）は、流入空気流（Ｅ）から、デトネーションチャンバ（７）に入りエンジン（６）によって使用される第１の流（Ｆ１）とチャンバをバイパスする第２の流（Ｆ２）とを形成するように配置される。タービンエンジン（１）は、デトネーションチャンバ（７）を離れる高温ガス（Ｆ３）と、タービン（５）に向かう前の第２の気流（Ｆ２）とを混合する補助手段（１０）も備える。複数のデトネーションチャンバ（７）は、タービンエンジンの軸に対して相互に同心状に配置される。

Description

本発明は、デトネーションチャンバを備えるターボ機関と、前記ターボ機関を装備した飛行車両、特に飛行機に関する。

特に、本発明は、ターボジェット機、ターボプロップ、タービン発電機、またはガスタービンなどの任意の種類のターボ機関であって、ガスの流方向に少なくともコンプレッサと、捕捉した気流および燃料から発生する空気混合物からの高温ガス流を生成することのできる燃焼室と、前記高温ガス流によって回転駆動され前記コンプレッサを駆動するタービンと、を簡便に備えるターボ機関に関する。

よって、ターボ機関は、コンプレッサならびにマシン（ポンプやレギュレータなど）の円滑な動作に必要な付属品を駆動するため、タービンによって燃焼室内で実行される燃焼で発生するガスから熱エネルギーを回収する。

従来、高温ガス流を生成することを目的とした燃焼室は、通常は一定圧下にある。

本発明の目的は、特に出力を増大するために上記ターボ機関を改良することである。

この目的で、本発明によると、ガスの流方向に少なくともコンプレッサと、捕捉した気流および燃料から発生する空気混合物からの高温ガス流を生成することのできる燃焼室と、前記高温ガス流によって回転駆動され前記コンプレッサを駆動するタービンと、を備える種類の前記ターボ機関は、前記燃焼室が環状デトネーションチャンバおよび関連手段（噴射システム、始動手段）を装備して爆発性燃料と空気の混合物から高温ガスを連続生成することができる連続デトネーション波エンジンを備えることと、前記連続デトネーション波エンジンが前記捕捉した気流から、前記デトネーションチャンバに入り前記エンジンによって使用される第１の流と前記チャンバをバイパスする第２の流とを形成するように配置されることと、前記ターボ機関がさらに、デトネーションチャンバから発生する高温ガスと前記第２の気流とを、タービンへ案内する前に混合する補助手段を備えることが注目に値する。

本発明によると、ターボ機関（ターボジェット機、ターボプロップ、ガスタービン、タービン発電機）では、従来の一定圧下の燃焼室は、より詳細に後述する連続デトネーション波型のエンジンに置き換えられる。

また、本発明によると、安定動作と最適の熱力学的効率を確保するのに十分な濃度レベルで前記チャンバを動作させるために、捕捉された外気（流入空気）の一部はデトネーションチャンバの周囲で偏向させられる。その後、前記偏向（または進路変更）された空気は、タービンを駆動するガスの温度を制限するように、デトネーションチャンバから発生する高温ガスと混合される。このため、好ましくは、比較的短距離にわたってタービンの挙動と適合する温度のガス混合物を得るため、デトネーションチャンバから発生するガスを希釈させ、その運動量の一部を偏向した外気に与えることができるエジェクタ／混合システムが設けられる。

従来、連続デトネーション波エンジン（ＣＤＷＥと称する）は、自続デトネーション波から発生する高温ガスが連続生成される環状チャンバを備える。よって、一定圧下の燃焼室の場合、デトネーションチャンバを離れた後に超音速流を形成する高温ガスを生成する発生器が得られ、この特徴は比較的一定である。

対照的に、熱力学サイクルの観点から、本発明に係るデトネーションは、一定圧下の燃焼よりも１５〜２５％高い出力を実現することができる。また、パルスデトネーションエンジン（ＰＤＥ）型の一定圧下の燃焼室の場合、非常に過酷な振動環境という課題は、このようなパルスデトネーションエンジンによって対処されない。事実、ＣＤＷＥの場合、出力での流は比較的一定であり（しかし超音速）、ターボ機関を装備した車両の残りの部分（機器、乗客）が享受するノイズや環境の点で非常に有害である低周波数を発生しない。

本発明により、従来の一定圧下の燃焼室を、デトネーションチャンバを装備したＣＤＷＥ型エンジンに置き換えることで、より詳細に後述するように、特に以下の利点を得ることができる。
−圧縮率の必要が低下することで−ＩＳＯパフォーマンスの２分の１〜３分の１の低下−コンプレッサ段、ひいてはタービン段を簡易化および低減し、質量を低減しつつ開発製造コストを削減することができる。
−コンプレッサ（ひいてはタービン）の複雑度とパフォーマンスが等価である場合、熱力学サイクルの効率向上のため、燃料消費量（１５〜２０％）、よって、ＣＯ２排出量を相当低減することができる。また、デトネーション波とほぼ同時の高温ガス放出のために、非常に高い最高温度に達しているにもかかわらず、窒素酸化物（ＮＯｘ）をほとんど生成しないことにも着目すべきである。

特定の実施形態では、前記ターボ機関は、
−前記第２の気流を圧縮するように前記コンプレッサの下流に配置される第１の追加コンプレッサ、および／または
−前記チャンバに入る前に前記第１の気流を圧縮するように前記コンプレッサの下流で前記デトネーションチャンバの上流に配置される第２の追加コンプレッサ
をさらに備えることができる。

この特定の実施形態は特に、コンプレッサに至るデトネーション波または圧縮波の増大を防ぐため、ターボ機関のコンプレッサとデトネーションチャンバの分離の確保を容易にする。

また、前記ターボ機関は都合よく、上述したように、同心状に配置される複数の環状デトネーションチャンバを備えることができる。これにより、より多数のまたは少数の同心チャンバを燃料に提供することによって幅広い濃度にわたって最適の動作条件を生成するとともに、時間をかけて各チャンバの点火を展開することによって始動時の衝撃を制限することができる。

また、ターボ機関は都合よく、回路燃料を前記チャンバへの噴射前に巡回させることのできる、前記デトネーションチャンバを冷却する少なくとも１つの回路を備えることができる。好ましくは、前記冷却チャンバは前記デトネーションチャンバの少なくとも１つの横壁に沿って、その長の少なくとも一部にわたって延在する。

よって、前記燃料を前記チャンバに噴射する前に、燃料の一部または全部を使用してデトネーションチャンバを冷却することができる。このため、前記回路での巡回中に噴射される燃料の少なくとも一部を揮発させながら、デトネーションチャンバの熱挙動を維持することができる。揮発前燃料の直接噴射は、爆発性燃料／空気混合物の爆発の開始および安定性を確保する。これにより、燃料滴の揮発遅延と化学反応に関連する問題も回避することができる。

本発明は、任意の種類のターボ機関：ターボジェット機、ターボプロップ、タービン発電機、ガスタービンに適用することができる。
−単流を備える従来の単流型ターボ機関において、この場合、前記連続デトネーション波エンジンは前記単流に作用するように配置される。また、
−従来の主流と副流を備える複流型ターボ機関において、この場合、前記ＣＤＷＥは前記主流に作用するように配置される。

さらに、本発明は、上述したように少なくとも１つのターボ機関を装備した飛行車両、特に飛行機に関する。

さらに、本発明は、地面に接地され、少なくとも１つの上記ターボ機関を装備した発電システムに関する。

添付図面の単独図面は、本発明の製造方法に関する理解を深めるために提供する。

本発明が適用される、一般的に定義されるターボ機関の概略部分断面図である。

図面において概略的に一部が示されるターボ機関１は軸２を有し、従来通りガスの流方向１２に、捕捉した気流が矢印Ｅによって示される空気入口（図示せず）の下流に、
−１つまたはそれ以上の従来のコンプレッサ３と、
−前記捕捉した気流Ｅから発生する空気混合物と従来の燃料から高温ガスを生成することができるチャンバ４と、
−前記高温ガスによって回転駆動され、前記コンプレッサ３ならびにターボ機関１（ポンプやレギュレータなど）の円滑な動作に必要な従来の付属品（図示せず）を駆動する１つまたはそれ以上の従来のタービン５と、
−矢印Ｇによって示されるようにガスを逃がす手段１３（ノズル）と、
を備える。

周知されており、従来の様々な方法で製造することができるこれらの要素はすべて、以下詳細に説明しない。この概略的表現が示すように、本発明は上述の一般的特徴を備える任意の種類のターボ機関１に適用することができる。本発明は具体的にはターボジェット機、ターボプロップ、ガスタービン、またはタービン発電機に適用することができる。

なお、本明細書では、上流と下流の概念はガスの流方向１２に関して定義される。

本発明によると、前記ターボ機関１を向上させるため、
−前記チャンバ４には連続デトネーション波エンジン（ＣＤＷＥと称する）が装備される。前記エンジン６は軸２に対して同心状に配置される環状デトネーションチャンバ７と、前記エンジンの動作に必要である関連手段８および９（より詳細に後述）とを備え、爆発性燃料と空気混合物から高温ガスを連続生成することができる。
−前記連続デトネーション波エンジン６は、捕捉した気流Ｅの一部を使用するように前記チャンバ４において前記コンプレッサ３の下流に配置される。より具体的には、この配置によって、前記捕捉した気流Ｅから、
・前記デトネーションチャンバ７に入り、前記エンジン６によって使用されて高温ガス（流Ｆ３）を形成する第１の気流Ｆ１と、
・前記デトネーションチャンバ７をバイパスする第２の気流Ｆ２と、
を形成することができる。ならびに
−前記ターボ機関１は、前記混合物をタービン５に案内してタービンを駆動する前に、デトネーションチャンバ７から発生する高温ガス（流Ｆ３）と前記第２の気流Ｆ２とを混合するエジェクタ／混合システム１０（特に図示せず）も備える。

よって、本発明は、従来の高温ガス発生器のターボ機関１（ターボジェット機、ターボプロップ、ガスタービン、タービン発電機）において、一定圧下の燃焼室を連続デトネーション波エンジン（ＣＤＷＥ）６と置き換える。

従来、このようなＣＤＷＥ６は、自続デトネーション波から発生する高温ガスが連続生成される環状チャンバ７を備える。このようなエンジン６では、噴射システム８は環状チャンバ７に燃料を連続的に噴射する。前記燃料は冷気流Ｆ１と混合して爆発性混合物を形成する。その後、デトネーション波が、従来の始動手段９（爆発ブリッジワイヤ、プレデトネーション管など）によって前記爆発性混合物内で始動される。この波は低温爆発性混合物の外周を伝播するが、波が生成する高温ガスは環状チャンバ７の残りの部分へと拡張する。冷爆発性混合物の噴射は連続的であるため、波は開始点に戻ると再度低温混合物に接触して、その外周を移動し続ける結果、連続的になる。事実、デトネーション波の下流では、高温ガスの最初の放出後、低温混合物の層は高温ガスと接触しており、特定の条件下で新たな自発的デトネーション波を引き起こしてさらに展開する。よって、得られる環状チャンバ７では、数ｋＨｚ（最大３０ｋＨｚ）の周波数で移動する一連の外周デトネーション波が、チャンバ７の開放下流端１４に向かって拡大する高温ガスを生成する。

したがって、本発明によると、捕捉された冷気Ｅの一部Ｆ１は、安定動作と最適熱力学的効率を確保するのに十分な濃度でエンジン６を作動させるように使用される。

また、エジェクタ／混合システム１０は、タービン５を駆動するガス（混合物Ｆ２とＦ３）の温度を制限するように、デトネーションチャンバ７から発生する高温ガスＦ３と前記第２の（冷気）流Ｆ２とを混合する。前記エジェクタ／混合システム１０は、比較的短距離にわたってタービン５の挙動と適合する温度のガス混合物を得るため、デトネーションチャンバ７から発生する高温ガスＦ３を希釈させ、その運動量の一部を偏向された冷気Ｆ２に供給することができるように形成される。よって、タービン５の入口で熱挙動を確保するのに十分な温度を維持しつつ安定した効率的な動作（チャップマン・ジュゲー条件に近い条件）を得るのに十分な濃度でデトネーションチャンバ７を動作させることができる。

上述のすべての特徴により、一定圧下の燃焼室の場合、ガスがデトネーションチャンバ７を離れた後に超音速流を形成する、高温ガスの連続生成が実現され、この特徴は比較的一定である。

対照的に、熱力学サイクルの観点からは、エンジン６によって実現される爆発は、一定圧下の燃焼よりも１５〜２５％高い出力を得ることができる。

本発明により、従来の一定圧下の燃焼室をデトネーションチャンバ７を装備したＣＤＷＥ６に置き換えることで、より詳細に後述するように、特に以下の利点を得ることができる。
−圧縮率の必要が低下することで−ＩＳＯパフォーマンスの２分の１〜３分の１の低下−コンプレッサ３の段、ひいてはタービン５の段を簡易化および低減し、質量を低減しつつターボ機関１の開発製造コストを削減することができる。
−コンプレッサ３（ひいてはタービン５）の複雑度とパフォーマンスが等価である場合、熱力学サイクルの効率向上のため、燃料消費量（１５〜２０％）、よって、ＣＯ２排出量を相当低減することができる。また、デトネーション波とほぼ同時の高温ガス放出のために、非常に高い最高温度に達しているにもかかわらず、窒素酸化物（ＮＯｘ）をほとんど生成しないことにも着目すべきである。

また、噴射システム８は、従来の燃料を別々に空気（流Ｆ１）に噴射する。したがって、予混合物の噴射が行われずに、デトネーションチャンバ７上流での燃焼リスクを回避することができる。また、液体炭化水素などの保管可能な燃料の場合、回生回路（図示せず）を設けて、燃料を事前に揮発させ（噴射前）、予混合なしで満足のいく混合および爆発条件を得ることができる。好ましくは、燃料が巡回される前記回生（または冷却）回路は、前記デトネーションチャンバの少なくとも１つの横壁に沿って、その長の少なくとも一部にわたって延在する。

また、デトネーションチャンバ７の入口に空気噴射システム（たとえば、空気供給路を形成する環状穴の形状で製造される）を設けることで、前記チャンバ７と下流部分とを分離することができる。

特定の実施形態では、前記ターボ機関１は、前記チャンバに入る前に前記気流Ｆ１を圧縮するように（流方向１２で）前記コンプレッサ３の下流で前記デトネーションチャンバ７の上流に配置される少なくとも１つの追加のコンプレッサ１１（またはブースタ）を備えることができる。

この特定の実施形態は具体的には、コンプレッサ３とデトネーションチャンバ７間の分離を容易にし、コンプレッサ３に至るデトネーション波または圧縮波の増大を防ぐ。

さらに、前記ターボ機関１は、デトネーションチャンバ７をバイパスする前記気流Ｆ２に作用するように配置される少なくとも１つのその他のブースタまたは追加のコンプレッサ（図示せず）を備えることができる。

また、別の実施形態では、前記ターボ機関１は、複数の（２つまたはそれ以上の）エンジン６（上述したように）と、軸２に対して相互に同心状に配置される複数のデトネーションチャンバ７を備えることができる。具体的には、これにより、
−広範囲の濃度にわたり最適の動作条件を生成することができる。実際には、所与のデトネーションチャンバ７の場合、限定された噴射濃度範囲では（考慮された条件ではチャップマン・ジュゲー速度に非常に近い波速）非常に良好なパフォーマンスを発揮することができるが、他の濃度では概してパフォーマンスが低減する。また、おそらくは特徴の異なる複数の同心デトネーションチャンバ７を設けることによって、より多数のまたはより少数の同心チャンバ７を燃料に提供することで、広範囲の濃度にわたり良好なパフォーマンスを得ることができる。
−時間をかけて各チャンバ７の点火を展開することによって始動時の衝撃を制限することができる。

本発明は任意の種類のターボ機関１に適用することができる。よって、前記発明は図示されるように、単独の気流Ｅを備える単流型のターボ機関１に適用することができる。この場合、前記エンジン６、ひいては前記デトネーションチャンバ７は上述するように前記単流Ｅに作用するように配置される。

本発明は、主流と副流とを備える従来の複流型のターボ機関にも適用することができる。このようなターボ機関では、圧縮前空気はすべてがエンジンを通過せず、一部（低温流または主流）は高温ガス（高温流または主流）と共に噴射されるノズルまで周縁を介して迂回する。このような用途では、前記エンジン６、ひいては前記デトネーションチャンバ７は、前記主流のみに作用するように配置される。

Claims (10)

1. ガスの流方向（１２）に少なくともコンプレッサ（３）と、捕捉した気流および燃料から発生する空気混合物からの高温ガス流を生成することのできるチャンバ（４）と、前記高温ガス流によって回転駆動され前記コンプレッサを駆動するタービン（５）と、を備える種類のターボ機関であって、前記チャンバ（４）が環状デトネーションチャンバ（７）および関連手段（８、９）を装備して爆発性燃料と空気の混合物から高温ガスを連続生成することができる連続デトネーション波エンジン（６）を備え、前記連続デトネーション波エンジン（６）が前記捕捉した気流（Ｅ）から、前記デトネーションチャンバ（７）に入り前記エンジン（６）によって使用される第１の流（Ｆ１）と前記チャンバをバイパスする第２の流（Ｆ２）とを形成するように配置され、
   −前記デトネーションチャンバ（７）から発生する前記高温ガス（Ｆ３）と前記第２の気流（Ｆ２）とを、前記タービン（５）に案内する前に混合する補助手段（１０）と、
   −前記ターボ機関（１）の軸（２）に対して相互に同心に配置され、広範囲の濃度にわたり最適の動作条件を生成し始動時の衝撃を制限することができる複数のデトネーションチャンバ（７）と、
   をさらに備えるターボ機関（１）。
   
2. 前記補助手段（１０）が、前記タービン（５）の挙動に適合する温度のガス混合物を得るために、前記高温ガス（Ｆ３）を希釈させ、その運動量の一部を前記第２の気流（Ｆ２）の冷気に戻すことのできるエジェクタ／混合システムを備える請求項１によるターボ機関。
   
3. 前記チャンバに入る前に前記第１の気流（Ｆ１）を圧縮するように、前記コンプレッサ（３）の下流で前記デトネーションチャンバ（７）の上流に配置される少なくとも１つの追加のコンプレッサ（１１）をさらに備える請求項１または２によるターボ機関。
   
4. 前記第２の気流（Ｆ２）を圧縮するように前記コンプレッサ（３）の下流に配置される少なくとも１つの追加のコンプレッサをさらに備える請求項１ないし３のいずれかによるターボ機関。
   
5. 回路燃料を前記チャンバ内への噴射前に巡回させることのできる、前記デトネーションチャンバを冷却する少なくとも１つの回路をさらに備える請求項１ないし４のいずれかによるターボ機関。
   
6. 前記冷却回路が、前記デトネーションチャンバの少なくとも１つの横壁に沿って、その長の少なくとも一部にわたって延在する請求項５によるターボ機関。
   
7. 単流型であり、単流（Ｅ）を備え、前記連続デトネーション波エンジン（６）が前記単流（Ｅ）に作用するように配置される請求項１ないし６のいずれかによるターボ機関。
   
8. 複流型であり、主流と副流とを備え、前記連続デトネーション波エンジン（６）が前記主流に作用するように配置される請求項１ないし６のいずれかによるターボ機関。
   
9. 請求項１ないし８のいずれかに記載の少なくとも１つのターボ機関（１）を装備した飛行車両、特に飛行機。
   
10. 請求項１ないし８のいずれかに記載の少なくとも１つのターボ機関（１）を装備した発電システム。

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