JP4006529B2 - ラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法及び装置並びに高速飛しょう体 - Google Patents

Description

本願発明は、ラムロケットエンジンに関し、特に、ラム燃焼（二次燃焼）の着火性を向上させることができるラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法及びそれを実施するための装置並びに該装置を搭載したラムロケットエンジン推進の高速飛しょう体に関する。

従来から、ラムロケットエンジンにおけるラム燃焼（二次燃焼）の着火を確実にする技術の開発がなされている（例えば、特許文献１及び２）。ラム燃焼の着火には、着火時に、ラム燃焼器（二次燃焼室）の前方に設けられたガス発生器（一次燃焼室）からラム燃焼器へ噴出する可燃性ガスと、空気取入口から取り込まれ、ラム燃焼器の前部側面に形成されたポートを通じてラム燃焼器内へ流入する圧縮空気との理想的な混合比（空燃比）を達成することが必要なことがわかっている。
ラム燃焼の点火は、可燃性ガスの導入部、即ち、前後方向に延びるラム燃焼器の前端部で行なわれるが、各構成部品の配設スペースの関係から、ポートは、その後方に設けられている。したがって、ラム燃焼器内に流入する圧縮空気は、ラム燃焼器の前端部に入り込み難く、空気不足となり、上述したような理想的な空燃比を維持できない状態が発生していた。
このような観点から、空気取入口の形状を変更して、圧縮空気ができるだけ直角にラム燃焼器の側面から流入するようにしたり、また、空気取入口あるいはポートの数を増やしたりして、流入する圧縮空気がラム燃焼器の前端部へ入り込み易くする構成が提案されている。
特開平4-148052号公報 特許第2803787 号公報

しかしながら、上述した従来のラムロケットエンジン推進の高速飛しょう体にあっては、例えば、圧縮空気の流入角度を直角にした場合には、空気取入口からポートへ延びる空気導入通路が高速飛しょう体の外面から径方向に膨出する結果となり、空気抵抗が増大し、航続距離を低下させる一因となる。
また、空気取入口あるいはポートの数を増やした場合には、ラムロケットエンジン自体の構造が複雑化するばかりでなく、上述と同様に、高速飛しょう体の外面に沿って配設される空気導入通路の空気抵抗が増大し、同様に、航続距離を低下させることになる。
本願発明は、斯かる事情に鑑みてなされたものであり、既存のハードウェア構成を変えることなく、ラム燃焼器の前端部へ圧縮空気が入り込み易くし、これにより、ラム燃焼の着火時に、理想的な空燃比を達成し、航続距離を低下させることなく、着火性を向上させることができるラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法及びそれを実施するための装置並びに該装置を搭載したラムロケットエンジン推進の高速飛しょう体を提供することを目的とする。

本願発明に係るラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法は、インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後、ラム燃焼器の前部に形成されたポートを開口させて空気取入口から圧縮空気を前記ラム燃焼器内に取り入れると共に、サステーナ用ガス発生剤が発生する可燃性ガスを前記ラム燃焼器内に導入し、前記可燃性ガスに着火するラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法において、前記インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後の短時間に、可及的に大量の前記可燃性ガスをラム燃焼器内に導入して前記ラム燃焼器内の温度を短時間に上昇させる第１ステップと、その後、前記可燃性ガスの導入流量を絞って前記ポートよりも前側の前記ラム燃焼器の内部空間への前記圧縮空気の流入を促進する第２ステップとを有し、これにより、該空間における空燃比が所定の値に達した時点で前記可燃性ガスを着火させることを特徴とする。

また、本願発明に係るラムロケットエンジンの制御装置は、インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後、ラム燃焼器の前部に形成されたポートを開口させて空気取入口から圧縮空気を前記ラム燃焼器内に取り入れると共に、サステーナ用ガス発生剤が発生する可燃性ガスを前記ラム燃焼器内に導入し、前記可燃性ガスに着火するラムロケットエンジンの制御装置において、前記インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後の短時間に、可及的に大量の前記可燃性ガスをラム燃焼器内に導入して前記ラム燃焼器内の温度を短時間に上昇させる第１手段と、その後、前記可燃性ガスの導入流量を絞って前記ポートよりも前側の前記ラム燃焼器の内部空間への前記圧縮空気の流入を促進する第２手段とを備え、これにより、該空間における空燃比が所定の値に達した時点で前記可燃性ガスを着火させることを特徴とする。

本願出願人らの各種試験より、ラム燃焼（二次燃焼）の着火に際しては、理想的な空燃比のほかに、一定以上のラム燃焼器（二次燃焼室）内の温度が必要であることがわかった。そこで、まず、着火に先立って、可及的に大量の可燃性ガスをラム燃焼器内に導入させることにした。前記可燃性ガスは、ガス発生器（一次燃焼室）内のサステーナ用ガス発生剤をガス分解（一次燃焼）させることにより発生し、約1000°C の温度を有しており、これによってラム燃焼器内の温度を短時間に上昇させることができる。

また、本願出願人らにより、ラム燃焼器内に導入する可燃性ガスの流量を絞ることによって、ポートから流入する圧縮空気が該ポートよりも前方のラム燃焼器前端部に入り込み易くなることがわかった。したがって、次に、ラム燃焼器内に導入する可燃性ガスの流量を絞ることによって、理想的な空燃比（及び温度）を達成することができる。そして、理想的な空燃比及び温度が達成された時点で可燃性ガスを着火させるのである。ここで、理想的な空燃比が達成された時点で着火させた場合、ラム燃焼器内の温度は、ラム燃焼器内に導入される可燃性ガスにより、可燃性ガスの燃焼時の最大温度と同程度になる。

具体的には、インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後、例えばラム燃焼器（特に、前端部）に、約１秒以内の短時間に約数百°C の温度上昇をさせるのに十分な量の可燃性ガスをラム燃焼器内に導入してラム燃焼器（特に、前端部）内の温度を約１秒以内に上昇させることが望ましい。

このように、以上の本願発明に係る制御は、可燃性ガスのラム燃焼器内への導入流量を調節することだけで実現できるのもである。したがって、既存のハードウェア構成を変更することなく、ラム燃焼の着火性を向上させることができ、これによる航続距離の低下も生じない。

また、上記発明においては、可及的に大量の可燃性ガスをラム燃焼器内に導入するのと、ポートよりも前側のラム燃焼器の内部空間への圧縮空気の流入の促進とを、可燃性ガスの導入流量の増減を短時間に繰り返すことにより行ってもよい。これにより、可燃性ガスをその内部で発生させるガス発生器がその発生の際に生じる圧力を流量増加の際に瞬間的に大きく上昇させることができて、可燃性ガスの導入流量を短時間に大きく上昇させることができる。さらには、この反動により直後の可燃性ガスの導入流量が急激に抑えられ、ラム燃焼器前端部へ圧縮空気が入り込み易くする。つまり、可燃性ガスの導入流量の増減の都度、該可燃性ガスへの点火を試みるのである。

さらに、上記発明においては、可燃性ガスの導入流量の増減を繰り返す際に、その最初の増減において、可燃性ガスをその内部で発生させるガス発生器がその発生の際に生じる圧力の増減幅がその後の増減幅よりも大きくなるようにしてもよい。これにより、最初の増減の際にラム燃焼が開始され易くなる場合がある。なお、前述したラムロケットは単なる例示であり、本願発明はラムロケットエンジン推進の他の高速飛しょう体にも適用可能であることは言うまでもない。

以下、本願発明に係るラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法及びそれを実施するための装置並びに該装置を搭載したラムロケットエンジン推進の高速飛しょう体について添付の図面を参照しながら具体的に説明する。

図１は、本願発明の実施の形態に係る高速飛しょう体10の構成を示す縦断面図である。図１に示すように、高速飛しょう体10は、ラム燃焼器（二次燃焼室）12と、このラム燃焼器12内に設けられたインテグラルブースタ用推進薬13と、ガス発生器（一次燃焼室）14に設けられてインテグラルブースタ用推進薬13の燃焼に続いて着火され、燃料過多の可燃性ガスを発生するサステーナ用ガス発生剤15と、前記可燃性ガスをラム燃焼器12内に噴出させるガスノズル16と、ラム燃焼器12に設けたポート12a （図１においては左右２つ）に接続され、前記可燃性ガスを燃焼させるための空気を圧縮した状態でラム燃焼器12内に取り入れる空気取入口17と、インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼時にポート12a を閉塞すると共にインテグラルブースタ用推進薬13の燃焼終了に合わせてポート12a を開口するポートカバー18と、インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼により生じた高温ガスを外部に噴射するブースタノズル19と、前記圧縮された空気とサステーナ用ガス発生剤15が着火して生じた可燃性ガスとの混合物（燃料ガス）が燃焼して発生した高温ガスを外部に噴射するラムノズル11とを備えている。

また、ラム燃焼器12は、その内部にインテグラルブースタ用推進薬13があるときには、インテグラルブースタとして利用され、インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼が終了した際にはその内部空間を二次燃焼室として利用される構造となっている。

本実施の形態に係る高速飛しょう体10は、まず、図２（ａ）に示すように、ラム燃焼器12内のインテグラルブースタ用推進薬13に着火して、その燃焼により生じた高温ガスをブースタノズル19を通じて外部に噴出することにより発射し、その後のラム圧による作動に必要な設定マッハ数に到達するまで加速する。

次いで、図２（ｂ）に示すように、設定マッハ数に近付いてインテグラルブースタ用推進薬13の燃焼が終了すると、図２（ｃ）に示すように、ラムノズル11の内側に取り付けられているブースタノズル19を、分離機構（図示せず）を作動させてラム燃焼器12から外部に排出し、さらに、左右のポートカバー18を開放してポート12a を開口させ、それぞれの空気取入口17を通じてラム燃焼器12内に圧縮空気を取り入れる。これに合わせて、ガス発生器14内のサステーナ用ガス発生剤15に着火して、図２（ｄ）に示すように、これにより発生する可燃性ガスをガスノズル16を通じてラム燃焼器12内に噴射する。そして、この可燃性ガスと取り入れた圧縮空気とを混合してラム燃焼器12内で連続燃焼反応（ラム燃焼）を起こし、これによって生じる高温ガスを既に露出した状態となっているラムノズル11を通じて外部に噴出することによりさらなる推力を得るようになっている。

また、本実施の形態においては、インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼が終了した時点は、便宜上、後述するように、インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼が終了した直後のブースタノズル19の分離確認時を基準としている。

次に、図３（ａ）及び（ｂ）を参照しながら本実施の形態に係るガスノズル16について説明する。本実施の形態に係るガスノズル16は、一般的な流量制御型ロータリ弁を備えている。図３（ａ）は、ガスノズル16の縦断面図であり、その左側をガス発生器（一次燃焼室）14側に、右側をラム燃焼器（二次燃焼室）12側にそれぞれ向けて、ガス発生器14とラム燃焼器12との間に配設されている。また、図３（ｂ）は、図３（ａ）のIII-III 矢視図である。

図３（ａ）及び（ｂ）に示すように、ガスノズル16は、ガス発生器14とラム燃焼器12との間に延びる可燃性ガス通路16B を内部に形成されたケーシング16A を備えている。該可燃性ガス通路16B の終端、即ちラム燃焼器12側の端部には、逆止弁166 を取り付けられたインジェクタ165 が設けられており、これにより、ガス発生器14内で発生された可燃性ガスは、可燃性ガス通路16B を通じてインジェクタ165 から、逆止弁166 により逆流を阻止されつつ、ラム燃焼器12内に噴射される。

また、可燃性ガス通路16B の中途には、軸方向を直交させてロータリ弁161 が配設され、該ロータリ弁161 の軸回りの回動、即ち開閉動作により、可燃性ガス通路16B を通じた可燃性ガスの流量を調節するようになっている。ロータリ弁161 は、その両端部に同軸に連結されたロッド162 の一端を介してケーシング16A 外部に取り付けられた弁駆動モータ206 の出力軸に連結されており、ロッド162 の他端には、ロータリ弁161 の開度を検出するポテンショメータ207 が設けられている。

次に、本実施の形態に係る高速飛しょう体10の制御系の構成を図４に示す。本実施の形態に係る高速飛しょう体10は、エンジンコントローラ20により制御される。該エンジンコントローラ20は、圧力制御演算部201 、弁開度制御演算部202 、シーケンス制御演算部203 、及び点火回路204 を備えている。

圧力制御演算部201 は、ガス発生器14に設けられた圧力センサ205 に接続され、ガス発生器14内のサステーナ用ガス発生剤15により発生される可燃性ガスの圧力（一次燃焼室圧力）を監視しており、この一次燃焼室圧力（一次燃焼室圧力信号）と、例えば、エンジンコントローラ20の図示しないメモリに記憶された圧力制御パターン（圧力指令）とに基づいて弁開度指令を出力する。

弁開度制御演算部202 は、圧力制御演算部201 に接続され、該圧力制御演算部201 から出力された弁開度指令に基づいてガスノズル16を駆動するためのモータ駆動指令を出力する一方、実際のガスノズル16の弁開度に基づいてガスノズル16をフィードバック制御する。該ガスノズル16には、前述したように、その駆動源である弁駆動モータ206 と、ポテンショメータ207 とが設けられている。弁駆動モータ206 は、弁開度制御演算部202 に接続され、該弁開度制御演算部202 から出力されたモータ駆動指令に基づいたガスノズル16の開閉を行なう。ポテンショメータ207 は、弁開度制御演算部202 に接続され、ガスノズル16の実際の弁開度を検出し、検出した弁開度（弁開度信号）を弁開度制御演算部202 にフィードバックする。

シーケンス制御演算部203 は、ラム燃焼器12に設けられた圧力センサ208 に接続され、ラム燃焼器12内の圧力（二次燃焼室圧力）を監視している。また、シーケンス制御演算部203 は、ブースタノズル19に設けられた分離機構212 に接続され、該分離機構212 からのブースタノズル分離信号を監視している。さらに、シーケンス制御演算部203 は、それぞれのポートカバー18に設けられた開放機構213 に接続され、該開放機構213 からのポート開口信号を監視している。シーケンス制御演算部203 は、これら二次燃焼室圧力（二次燃焼室圧力信号）、ブースタノズル分離信号、及びポート開口信号に基づいて各点火指令を出力する。

点火回路204 は、シーケンス制御演算部203 に接続され、該シーケンス制御演算部203 から出力された各点火指令に基づいて、ブースタノズル点火指令、ポートカバー点火指令、ブースタ点火指令、及びサステーナ点火指令をそれぞれ出力する。
分離機構212 は、ラムノズル11の内側に取り付けられているブースタノズル19の拘束を火工品により解くようになっており、シーケンス制御演算部203 から点火回路204 を通じて出力されたブースタノズル点火指令に応じて火工品に点火する。また、分離機構212 は、ブースタノズル19の分離完了に応じて、前述したように、ブースタノズル分離信号をシーケンス制御演算部203 に与える。

開放機構213 は、ポートカバー18を火工品により開放してポート12a を開口させるようになっており、シーケンス制御演算部203 から点火回路204 を通じて出力されたポートカバー点火指令に応じて火工品に点火する。また、開放機構213 は、ポートカバー18の開放完了に応じて、前述したように、ポート開口信号をシーケンス制御演算部203 に与える。
さらに、ラム燃焼器12には、その内部のインテグラルブースタ用推進薬13に点火する点火装置211 が設けられており、点火回路204 から出力されたブースタ点火指令に応じてインテグラルブースタ用推進薬13に点火する。

また、ガス発生器14には、その内部のサステーナ用ガス発生剤15に点火する点火装置214 が設けられており、シーケンス制御演算部203 から点火回路204 を通じて出力されたサステーナ点火指令に応じてサステーナ用ガス発生剤15に点火する。

本実施の形態に係る高速飛しょう体10のハードウェア構成は以上のようになっており、基本的に従来の高速飛しょう体のハードウェア構成と同様であるが、インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼の終了からラム燃焼の開始までの制御方法が相違している。

次に、本願発明に係る制御方法について説明する。まず、シーケンス制御演算部203 は、点火回路204 を通じてブースタ点火指令を点火装置211 に出力し、インテグラルブースタ用推進薬13に点火する。インテグラルブースタ用推進薬13の燃焼により二次燃焼室圧力は上昇し、やがてインテグラルブースタ用推進薬13の燃焼の終了により、二次燃焼室圧力は低下する。この二次燃焼室圧力は、圧力センサ208 により検出されてシーケンス制御演算部203 に与えられ、シーケンス制御演算部203 は、二次燃焼室圧力が所定の圧力以下になると、点火回路204 を通じてブースタノズル点火指令を分離機構212 に出力し、ブースタノズル19を分離する。

シーケンス制御演算部203 は、ブースタノズル19の分離完了に伴って分離機構212 からブースタノズル分離信号を受け取ると、次いで、点火回路204 を通じてポートカバー点火指令を左右の開放機構213 にそれぞれ出力し、左右のポートカバー18を開放する。ポートカバー18を開放して左右のポート12a が開口すると、空気取入口17を通じてラム燃焼器12内に圧縮空気が取り入れられる。

シーケンス制御演算部203 は、ポート12a の開口に伴って左右の開放機構213 からそれぞれポート開口信号を受け取ると、これに合わせて、点火回路204 を通じてサステーナ点火指令を点火装置214 に出力し、サステーナ用ガス発生剤15に点火する。サステーナ用ガス発生剤15の燃焼により一次燃焼室圧力は上昇し、やがて所定の圧力に達する。この一次燃焼室圧力は圧力センサ205 により検出されて圧力制御演算部201 に与えられ、圧力制御演算部201 は、一次燃焼室圧力が所定の圧力以上になると、弁開度制御演算部202 を通じてモータ駆動指令を弁駆動モータ206 に出力し、ガスノズル16を作動させる。これによって、ガスノズル16を通じてラム燃焼器12内に噴射された可燃性ガスと取り入れた圧縮空気とを混合した燃料ガスに着火する。
なお、本実施の形態においては、ラム燃焼の開始は、便宜上、ラム燃焼器12内の圧力（二次燃焼室圧力）が燃焼定常状態となったときの圧力ΔP の10% （つまり、0.1 ΔP ）に達した時点としている。

本実施の形態に係る制御おいては、上記のようなガスノズル16の開閉による点火は、より詳細には、以下のように実施される。

図５に示すように、まず、圧力制御演算部201 は、可及的に大量の可燃性ガスを短時間にラム燃焼器12内に導入するようにガスノズル16を制御する（ステップS1）。該可燃性ガスは、ガス発生器14内のサステーナ用ガス発生剤15をガス分解させることにより発生し、約1000°C の温度を有しており、これによってラム燃焼器12内の温度を短時間に上昇させることができる。

これに続いて、圧力制御演算部201 は、ラム燃焼器12内に導入する可燃性ガスの流量を急激に絞ることによって、ポート10a から流入する圧縮空気が該ポート12a よりも前方のラム燃焼器12前端部に入り込ませる（ステップS2）。これによって、ラム燃焼器12前端部における空気量を瞬間的に増大させることができ、従来不足気味であった点火装置211 付近への空気供給が十分に行なわれ、点火に必要な理想的な空燃比を達成することができる。

そして、理想的な空燃比及び温度が達成された時点で可燃性ガスを着火させるのである（ステップS3）。

上記ステップS1〜S2は、設定した１回の着火ポイント中における短時間に、数回繰り返されてもよく、これにより可燃性ガスへの着火を確実にすることができる場合がある。さらには、これにより、可燃性ガスをその内部で発生させるガス発生器14がその発生の際に生じる圧力を流量増加の都度瞬間的に大きく上昇させることができて、可燃性ガスの導入流量を短時間大きく上昇させることができる場合もある。さらには、この反動により直後の可燃性ガスの導入流量が急激に抑えられ、ラム燃焼器12前端部へ圧縮空気が入り込み易くする場合もある。

また、１回目のステップS1〜S3において、ガス発生器14がその発生の際に生じる圧力の増減幅がその後の増減幅よりも大きくなるようにしてもよく、これにより最初の増減の際にラム燃焼が開始され易くなる場合がある。

次に、本願発明に係る制御方法による有効性を実証するために、本願出願人らが点火試験をした結果を示す。まず、比較対象として、従来の制御方法による試験結果を示す。

図６は、従来の制御方法による一次燃焼室圧力の変化を示したグラフであり、縦軸に一次燃焼室圧力、横軸に時間をそれぞれとってある。また、時間軸の零時点は、ブースタノズル分離信号をシーケンス制御演算部203 が受信した時点に一致させてある。
図６に示すように、破線で示した圧力指令に対して、実線で示した実際の一次燃焼室圧力はよく追従しており、圧力制御演算部201 がよく機能していることがわかる。通常は、一次燃焼室圧力は、サステーナ用ガス発生剤15のガス分解が始まると、急激に上昇し、その後、定常状態になり、サステーナ用ガス発生剤15が尽きた時点で徐々に低下していく。しかしながら、この試験においては、図６に示すように、圧力制御演算部201 に係る一次燃焼室圧力の制御系の追従性を確認するため、途中で一次燃焼室圧力を一旦下げてある。

図７は、従来の制御方法による二次燃焼室前端部圧力及び二次燃焼室前端部温度の変化を示したグラフであり、時間軸は図６の一次燃焼室圧力のグラフに対応している。図７においては、縦軸に二次燃焼室前端部圧力及び二次燃焼室前端部温度、横軸に時間をそれぞれとってある。図７に示すように、従来の制御方法では、ラム燃焼（二次燃焼）の開始には、ブースタノズル分離信号をシーケンス制御演算部203 が受信した時点（即ち、零時点）から約11.6秒かかっているが、図７のグラフからは、以下の２つの注目すべき点がある。

第１に、ラム燃焼（二次燃焼）が開始してから、図７において実線の長円で囲んだ部分のように、実線で示した二次燃焼室前端部圧力と、破線で示した二次燃焼室前端部温度が相対する挙動を示していることである。つまり、二次燃焼室前端部圧力は、二次燃焼室前端部温度ほど十分に上昇しておらず、しかも、約16秒から約22秒時点の間のように、一方で二次燃焼室前端部圧力が上昇しているにも拘らず、二次燃焼室前端部温度が低下している。

第２に、前述したように、圧力制御演算部201に係る一次燃焼室圧力の制御系の追従性を確認するために、約7 秒から約12秒時点の間で一次燃焼室圧力を一旦下げ、下げきった時点でラム燃焼が開始していることである。
このような挙動の要因を解明するために、本願出願人らは、まず、図８（ａ）に前方からの斜視図で示すラム燃焼器12について、図８（ｂ）及び（ｃ）に示すような断面をそれぞれとり、上記試験と同じ条件で、つまり、ガスノズル16を通じた可燃性ガスの導入流量が最大のときの二次燃焼室前端部における空燃比をコンピュータ解析した。

図９（ａ）及び（ｂ）は、このコンピュータ解析結果を示す模式図であり、それぞれ、図８（ｂ）のA-A 断面、及び図８（ｃ）のB-B 断面に対応している。なお、図面の都合上、図９（ａ）及び（ｂ）においては、空燃比を等圧線状に示してある。図９（ａ）及び（ｂ）に示すように、空気取入口17から取り入れられた圧縮空気は、ポート12a を通じてラム燃焼器12内に流入し、これより後方（図面右方）へ流れていく。このため、この部分はほとんど空気のみを含み、従って空燃比は大きくなっている。一方、ラム燃焼器12内部の前端中央部からは、ガスノズル16を通じて勢いよく導入される可燃性ガスにより空燃比は小さくなっており、可燃性ガスと圧縮空気との混合はうまく発生していない。理想的な空燃比は、図９（ａ）及び（ｂ）において空燃比を示す線が密集しているポート12a近傍で生じており、これより前方の領域において可燃性ガスと空気との混合が不十分であり、点火が困難であることがわかる。

図１０は、空気取入口17から取り入れられ、ポート12a を通じてラム燃焼器12内に流入する圧縮空気の流れをコンピュータ解析した結果を示す図である。図９（ａ）及び（ｂ）の結果と一致するように、ラム燃焼器12内に流入した圧縮空気は、その前端部へはほとんど到達せず、後方（図面右方）へと流れている。

以上のことから、本願出願人らは、以下のように結論付けた。図１１は、二次燃焼室における空燃比に対する温度分布を示す、温度と空燃比との関係を示すグラフである。従来の制御方法においては、図１１に示すように、ガスノズル16を通じたラム燃焼器12への可燃性ガスの導入と共に、ポート12a の開口を行なうことから、二次燃焼室温度はあまり上昇せず、しかも上述したように着火すべき二次燃焼室前端部において空燃比が小さいため、図１１において「Ａ」で示す領域にあると考えられる。また、二次燃焼室前後部間で少なくとも空燃比にはムラがあると考えられるから、二次燃焼室全体としては「Ｃ」で示す領域にあると考えられる。理想的な空燃比としては、燃焼時の出来るだけ高い温度点である「Ｂ」付近に相当する空燃比のときに着火し易いと考えられる。

次に、本願発明に係る制御方法による試験結果を示す。特に示さない限り、試験条件は、上述した従来の制御方法と同じである。
図１２は、本願発明に係る制御方法による一次燃焼室圧力の変化を示したグラフであり、縦軸に一次燃焼室圧力、横軸に時間をそれぞれとってある。また、時間軸の零時点は、ブースタノズル分離信号をシーケンス制御演算部203 が受信した時点に一致させてある。

図１２に示すように、破線で示した圧力指令に対して、実線で示した実際の一次燃焼室圧力はよく追従しており、圧力制御演算部201 がよく機能していることがわかる。通常は、一次燃焼室圧力は、サステーナ用ガス発生剤15のガス分解（一次燃焼）が始まると、急激に上昇し、その後、定常状態になり、サステーナ用ガス発生剤15が尽きた時点で徐々に低下していく。しかしながら、この試験においても、図１２に示すように、圧力制御演算部201 に係る一次燃焼室圧力の制御系の追従性を確認するため、途中で一次燃焼室圧力を一旦下げてある。

また、本願発明に係る制御方法においては、ブースタノズル分離信号をシーケンス制御演算部203 が受信した時点直後に、ガスノズル16の流量を繰り返し増減していることから、約0 秒から約3 秒時点で一次燃焼室圧力は急激に上昇及び下降を繰り返している。また、図１２からわかるように、ガスノズル16は、最初、上述したような増加及び低下を３回繰り返している。これにより、この例においては、３回の二次燃焼開始の機会（つまり、３回の着火ポイント）を与えている。このように、ガスノズル16は、初期段階において、一次燃焼室圧力が急激な上昇及び下降をするように制御される。これにより一次燃焼室圧力の最初の増減の直後に可燃性ガスへの着火が生じ易い。

図１３（ａ）乃至（ｃ）は、本願発明に係る制御方法による燃料流量、二次燃焼室前端部温度、及び二次燃焼室前端部圧力の変化をそれぞれ示したグラフであり、グラフ間で時間軸は一致させてある。図１３（ａ）の燃料流量のグラフに示すように、本願発明に係る制御方法では、燃料流量の増減は、約1 秒時点及び約2 秒時点において２回実施されており、これによって２回の着火の機会が与えられている。そして、図１３（ｂ）の二次燃焼室前端部温度のグラフに示すように、燃料流量の増減により、二次燃焼室前端部温度は１回目の着火ポイントに至るまでに適切な温度まで上昇し、約１秒時点で急激に温度が上昇していることから着火に至ったことが理解される。つまり、本願発明に係る制御方法によれば、１回目の着火ポイントでほぼ確実に着火を達成することができるのである。しかも、ラム燃焼（二次燃焼）の開始には、ブースタノズル分離信号をシーケンス制御演算部203 が受信した時点から約1 秒弱しかかかっていない（従来の制御方法では約11.6秒）。このように、１回目の着火ポイントでほぼ確実な着火が可能（しかも、図１３（ａ）からも分かるように１回の着火ポイント中で１回の燃料流量の増減しか行なう必要がない）であることから、今後は２回目以後の着火ポイントを省略することが可能であり、これによって、着火後の安定した燃焼を保証することができる。

本願発明に係る制御方法では、ラム燃焼が開始してから、図１３（ｂ）に示した二次燃焼室前端部温度と、図１３（ｃ）に示した二次燃焼室前端部圧力が概略一致した挙動を示している。

従来の制御方法のときと同様に、ガスノズル16の可燃性ガスの導入流量を絞ったときのこのような挙動をコンピュータ解析した。図１４（ａ）及び（ｂ）は、この二次燃焼室前端部における空燃比のコンピュータ解析結果を示す模式図であり、それぞれ図８（ｂ）及び（ｃ）の断面に対応している。なお、図面の都合上、図１４（ａ）及び（ｂ）においては、空燃比を等圧線状に示してある。図１４（ａ）及び（ｂ）に示すように、空気取入口17から取り入れられた圧縮空気は、ポート12a を通じてラム燃焼器12内に流入し、これより後方（図面右方）へ流れていくが、同時に、ガスノズル16を通じては可燃性ガスの導入流量が絞られているため、ポート12a からの圧縮空気がラム燃焼器12前端部にまで入り込み、この前端部における空燃比の増大が確認できた。

図１５は、図１４（ａ）及び（ｂ）と同条件で、空気取入口17から取り入れられ、ポート12a を通じてラム燃焼器12内に流入する圧縮空気の流れをコンピュータ解析した結果を示す図である。図１４（ａ）及び（ｂ）の結果と一致するように、ラム燃焼器12内に流入した圧縮空気は、その前端部へより多く到達していることがわかる。

以上のように、本願発明に係るラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法及びそれを実施するための装置並びに該装置を搭載したラムロケットエンジン推進の高速飛しょう体によれば、既存のハードウェア構成を変えることなく、ラム燃焼器の前端部へ圧縮空気が入り込み易くし、これにより、ラム燃焼の着火時に、理想的な空燃比を達成し、航続距離を低下させることなく、着火性を向上させることができる等、本願発明は優れた効果を奏する。

本願発明の実施の形態に係る高速飛しょう体の構成を示す縦断面図である。 （ａ）乃至（ｄ）は、図１に示した高速飛しょう体のラム燃焼（二次燃焼）までの過程を示す模式図である。 図１に示したガスノズルの構成を示す図であり、（ａ）は、縦断面図、（ｂ）は、（ａ）のIII-III 矢視図である。 本願発明の実施の形態に係る高速飛しょう体の制御系の構成を示すブロック図である。 本願発明の実施の形態に係る高速飛しょう体の制御手順を示すフローチャートである。 従来の制御方法による一次燃焼室圧力の制御入力及び出力の時系列的な変化を示したグラフであり、破線が、制御入力である圧力指令を示し、実線が、制御出力である一次燃焼室圧力をそれぞれ示している。 従来の制御方法による二次燃焼室前端部圧力及び二次燃焼室前端部温度の時系列的な変化を示したグラフであり、実線が、二次燃焼室前端部圧力を示し、破線が、二次燃焼室前端部温度をそれぞれ示している。 （ａ）は、ラム燃焼器と、該ラム燃焼器に接続された空気取入口とを示す斜視図であり、（ｂ）及び（ｃ）は、（ａ）の前方（図面左方）からの図である。 従来の制御方法による二次燃焼室前端部における空燃比の分布を示す模式図であり、（ａ）は、図８（ｂ）のA-A 断面に対応し、（ｂ）は、図８（ｃ）のB-B 断面にそれぞれ対応している。 従来の制御方法による二次燃焼室前端部における圧縮空気の流れを示す図である。 二次燃焼室における空燃比に対する温度分布を示す、温度と空燃比との関係を示すグラフである。 本願発明の実施の形態に係る制御方法による一次燃焼室圧力の制御入力及び出力の時系列的な変化を示したグラフであり、破線が、制御入力である圧力指令を示し、実線が、制御出力である一次燃焼室圧力をそれぞれ示している。 （ａ）乃至（ｃ）は、本願発明の実施の形態に係る制御方法による各パラメータの時系列的な変化を示したグラフであり、（ａ）は、燃料流量の変化、（ｂ）は、二次燃焼室前端部温度の変化、（ｃ）は、二次燃焼室前端部圧力の変化をそれぞれ示している。 本願発明の実施の形態に係る制御方法による二次燃焼室前端部における空燃比の分布を示す模式図であり、（ａ）は、図８（ｂ）のA-A 断面に対応し、（ｂ）は、図８（ｃ）のB-B 断面にそれぞれ対応している。 本願発明の実施の形態に係る制御方法による二次燃焼室前端部における圧縮空気の流れを示す図である。

符号の説明

10 高速飛しょう体
11 ラムノズル
12 ラム燃焼器（二次燃焼室）
12a ポート
13 インテグラルブースタ用推進薬
13A スライバ
14 ガス発生器（一次燃焼室）
15 サステーナ用ガス発生剤
16 ガスノズル
16A ケーシング
16B 可燃性ガス通路
17 空気取入口
18 ポートカバー
19 ブースタノズル
20 エンジンコントローラ
161 ロータリ弁
162 ロッド
165 インジェクタ
166 逆止弁
201 圧力制御演算部
202 弁開度制御演算部
203 シーケンス制御演算部
204 点火回路
205 圧力センサ
206 弁駆動モータ
207 ポテンショメータ
208 圧力センサ
211 点火装置
212 分離機構
213 開放機構
214 点火装置

Claims (3)

1. インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後、ラム燃焼器の前部に形成されたポートを開口させて空気取入口から圧縮空気を前記ラム燃焼器内に取り入れると共に、サステーナ用ガス発生剤が発生する可燃性ガスを前記ラム燃焼器内に導入し、前記可燃性ガスに着火するラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法において、
   前記インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後の短時間に、可及的に大量の前記可燃性ガスをラム燃焼器内に導入して前記ラム燃焼器内の温度を短時間に上昇させる第１ステップと、
   その後、前記可燃性ガスの導入流量を絞って前記ポートよりも前側の前記ラム燃焼器の内部空間への前記圧縮空気の流入を促進する第２ステップと
   を有し、
   これにより、該空間における空燃比が所定の値に達した時点で前記可燃性ガスを着火させる
   ことを特徴とするラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法。
2. インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後、ラム燃焼器の前部に形成されたポートを開口させて空気取入口から圧縮空気を前記ラム燃焼器内に取り入れると共に、サステーナ用ガス発生剤が発生する可燃性ガスを前記ラム燃焼器内に導入し、前記可燃性ガスに着火するラムロケットエンジンの制御装置において、
   前記インテグラルブースタ用推進薬の燃焼終了後の短時間に、可及的に大量の前記可燃性ガスをラム燃焼器内に導入して前記ラム燃焼器内の温度を短時間に上昇させる第１手段と、
   その後、前記可燃性ガスの導入流量を絞って前記ポートよりも前側の前記ラム燃焼器の内部空間への前記圧縮空気の流入を促進する第２手段と
   を備え、
   これにより、該空間における空燃比が所定の値に達した時点で前記可燃性ガスを着火させる
   ことを特徴とするラムロケットエンジンの制御装置。
3. インテグラルブースタを備えたラムロケットエンジンを搭載した高速飛しょう体において、
   上記請求項２記載の制御装置を備えることを特徴とする高速飛しょう体。