JP4134318B2 - Fuel flow control device for flying vehicle and its ram rocket engine - Google Patents
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Description
本願発明はラムロケットエンジンの燃料流量制御装置およびラムロケットエンジンを搭載した飛しょう体に関する。さらに詳しくは、ラムロケットエンジンにおける一次燃焼室から二次燃焼室へ送られる燃料の流量を制御する制御装置、および、上記ラムロケットエンジンおよび制御装置を搭載した高速の飛しょう体に関する。 The present invention relates to a fuel flow control device for a ram rocket engine and a flying object equipped with the ram rocket engine. More specifically, the present invention relates to a control device for controlling the flow rate of fuel sent from a primary combustion chamber to a secondary combustion chamber in a ram rocket engine, and a high-speed flying object equipped with the ram rocket engine and the control device.
ラムロケット（ダクテッドロケットともいう）は、そのエンジンの燃料発生器（一次燃焼室）内に装備した固体ガス発生剤の分解反応によって燃料ガスを発生し、この燃料ガスをラム燃焼室（二次燃焼室）に送るとともにエアインテークから取り入れた空気をラム燃焼室に送って燃料ガスと混合して燃焼させ、燃焼ガスを後方に噴射して推力を得るものである（たとえば、特許文献１および特許文献２）。上記一次燃焼室と二次燃焼室との間には、二次燃焼室へ送られる燃料ガスの流量を制御するための制御弁を内蔵したノズルが備えられている。 A ram rocket (also called a ducted rocket) generates fuel gas by the decomposition reaction of the solid gas generator installed in the fuel generator (primary combustion chamber) of the engine, and this fuel gas is discharged into the ram combustion chamber (secondary combustion chamber). The air taken in from the air intake is sent to the ram combustion chamber and mixed with the fuel gas and burned, and the combustion gas is injected backward to obtain thrust (for example, Patent Document 1 and Patent Document) 2). A nozzle having a built-in control valve for controlling the flow rate of the fuel gas sent to the secondary combustion chamber is provided between the primary combustion chamber and the secondary combustion chamber.
二次燃焼室へ送られる燃料ガスの流量を予め的確に予測することができれば適切な燃料制御が可能となり、その結果として二次燃焼室における着火性の向上等を実現することも可能となる。さらに、当該ロケットエンジンの性能を評価するうえで重要な項目となる燃焼効率を算出するためには、燃焼試験時に二次燃焼室に送り込まれた燃料ガス流量（以下、燃料流量という）の時系列的算出が必須であり、この燃焼効率の算出を正確に行うためには実際に二次燃焼室に送り込まれる時系列的な燃料流量を算出する必要がある。 If the flow rate of the fuel gas sent to the secondary combustion chamber can be accurately predicted in advance, appropriate fuel control becomes possible, and as a result, improvement in ignitability and the like in the secondary combustion chamber can be realized. Furthermore, in order to calculate the combustion efficiency, which is an important item in evaluating the performance of the rocket engine, the time series of the fuel gas flow rate (hereinafter referred to as fuel flow rate) sent to the secondary combustion chamber during the combustion test In order to accurately calculate the combustion efficiency, it is necessary to calculate the time-series fuel flow rate actually sent to the secondary combustion chamber.
しかし、従来ではこのように実際に二次燃焼室に送り込まれる時系列的な燃料流量を算出することができなかったため、燃料流量を的確に予測することはなされていない。さらに、上記のごとく時系列的な燃料流量を算出することができないため、燃焼試験後には一次燃焼室におけるガス発生量を燃料流量とみなして燃焼効率を算出している。一次燃焼室におけるガス発生量を算出することは容易であるからである。 However, conventionally, since the time-series fuel flow rate actually sent to the secondary combustion chamber could not be calculated in this way, the fuel flow rate has not been accurately predicted. Further, since the time-series fuel flow rate cannot be calculated as described above, the combustion efficiency is calculated after regarding the amount of gas generated in the primary combustion chamber as the fuel flow rate after the combustion test. This is because it is easy to calculate the amount of gas generated in the primary combustion chamber.
図８には、このように燃料流量とみなされた一次燃焼室におけるガス発生量を時系列的に算出した結果を例示する。この算出法では後述する燃焼の初期段階（たとえば燃焼開始から４秒間）における急激な燃料流量の落ち込みが算出されていない。 FIG. 8 exemplifies the result of calculating the gas generation amount in the primary combustion chamber regarded as the fuel flow rate in this manner in time series. This calculation method does not calculate a sudden drop in the fuel flow rate in the initial stage of combustion (for example, 4 seconds after the start of combustion), which will be described later.
また、図９には従来の実機における燃料流量の制御の概略が示されている。図中、実線の長方形で囲むものは演算により算出する項目であり、二重の実線の長方形で囲むものは計測装置によって計測する項目である。まず、一次燃焼室５１内の圧力Ｐを圧力検出装置５２によって連続して検出し、圧力指令値との偏差を埋めるべくノズルの燃料制御弁５３の開度指令を発信する。この指令に基づいて弁開度の制御演算を行い、その結果を燃料制御弁５３の駆動モータ５４の駆動指令として発信する。さらに、燃料制御弁５３に取り付けられているポテンショメータ５５から弁開度信号をフィードバックして制御している。符号５６は二次燃焼室である。このように、一次燃焼室５１の圧力を制御対象としており、二次燃焼室５６に直接的に影響を及ぼす燃料流量を制御することはできなかった。 FIG. 9 shows an outline of control of the fuel flow rate in a conventional actual machine. In the figure, the items enclosed by solid line rectangles are items calculated by calculation, and the items enclosed by double solid line rectangles are items measured by the measuring device. First, the pressure P in the primary combustion chamber 51 is continuously detected by the pressure detection device 52, and an opening degree command for the fuel control valve 53 of the nozzle is transmitted to fill the deviation from the pressure command value. Based on this command, the control calculation of the valve opening is performed, and the result is transmitted as a drive command for the drive motor 54 of the fuel control valve 53. Further, a valve opening signal is fed back from a potentiometer 55 attached to the fuel control valve 53 for control. Reference numeral 56 denotes a secondary combustion chamber. As described above, the pressure in the primary combustion chamber 51 is set as a control target, and the fuel flow rate that directly affects the secondary combustion chamber 56 cannot be controlled.
本発明はかかる課題を解決するためになされたものであり、燃料流量の適切な算出方法を用いることによってラムロケットエンジンの適切な燃料制御を行うことを可能にした燃料流量制御装置、この燃料流量制御装置を搭載した飛しょう体を提供することを目的とする。 The present invention has been made in order to solve such a problem, and a fuel flow control device capable of performing appropriate fuel control of a ram rocket engine by using an appropriate calculation method of the fuel flow rate. An object is to provide a flying object equipped with a control device.
本発明にかかるラムロケットエンジンの燃料流量制御装置は、
一次燃焼室と二次燃焼室と一次燃焼室から二次燃焼室へ燃料を送るノズルとを備えたラムロケットエンジンにおける、一次燃焼室から二次燃焼室へ送られる燃料の流量を制御する制御装置であって、
上記ノズルの開度指令を出力する燃料流量制御演算部と、該開度指令に基づいてノズルの開閉駆動指令を出力する開度制御演算部とを備えており、
上記燃料流量制御演算部が、一次燃焼室から二次燃焼室へ送られる燃料の流量ｍｆを算出するに際し、一次燃焼室において経時変化するガス発生量ｍｇから、経時変化する一次燃焼室内のガス質量Δｍｃを減じた値を燃料流量ｍｆとし、上記一次燃焼室内のガス質量Δｍｃを算出するに際して理想気体の状態方程式
Δｍｃ＝Δ（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ）
を用い、この式における温度Ｔとして一次燃焼室の経時変化する温度を代入して時系列に上記燃料流量を算出するものである。
A fuel flow control device of a ram rocket engine according to the present invention is:
A control device for controlling the flow rate of fuel sent from a primary combustion chamber to a secondary combustion chamber in a ram rocket engine having a primary combustion chamber, a secondary combustion chamber, and a nozzle for sending fuel from the primary combustion chamber to the secondary combustion chamber Because
A fuel flow rate control calculation unit that outputs the nozzle opening command, and an opening control calculation unit that outputs a nozzle opening / closing drive command based on the opening command;
When the fuel flow rate control calculation unit calculates the flow rate mf of the fuel sent from the primary combustion chamber to the secondary combustion chamber, the gas mass in the primary combustion chamber that changes with time from the gas generation amount mg that changes with time in the primary combustion chamber. The value obtained by subtracting Δmc is defined as the fuel flow rate mf, and the ideal gas equation of state Δmc = Δ (P · V) / (R · T) when calculating the gas mass Δmc in the primary combustion chamber.
The fuel flow rate is calculated in time series by substituting the time-varying temperature of the primary combustion chamber as the temperature T in this equation.
上記燃料流量制御演算部が一次燃焼室において経時変化する上記ガス発生量ｍｇを算出するに際し、圧力Ｐの関数である一次燃焼室内の固体ガス発生剤の燃焼速度ｒと、該固体ガス発生剤の密度ρと、一次燃焼室の反応部面積Ａとからなる算式
ｍｇ＝ｒ・Ａ・ρ
を用いることができる。
When the fuel flow rate control calculation unit calculates the gas generation amount mg that changes with time in the primary combustion chamber, the combustion rate r of the solid gas generating agent in the primary combustion chamber, which is a function of the pressure P, and the solid gas generating agent Formula consisting of density ρ and reaction area A of the primary combustion chamber mg = r · A · ρ
Can be used.
上記一次燃焼室内のガス質量を算出する理想気体の状態方程式における圧力として、一次燃焼室の経時変化する圧力を代入して時系列に上記燃料流量を算出することができる。 The fuel flow rate can be calculated in time series by substituting the pressure that changes with time in the primary combustion chamber as the pressure in the equation of state of the ideal gas for calculating the gas mass in the primary combustion chamber.
上記ガス発生量の算出式 ｍｇ＝ｒ・Ａ・ρ と、
上記一次燃焼室内のガス質量の算出式 Δｍｃ＝Δ（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ） と、
求める燃料流量をｍｆとし、一次燃焼室からの排出係数をＣｄとし、一次燃焼室からの排出部通路面積をＡｂとしたときの下式
ｍｆ＝Ｃｄ・Ｐ・Ａｂ
との三式が同時に成立する時の圧力Ｐを算出して、上記理想気体の状態方程式に代入することによって上記燃料流量を算出することができる。
Formula for calculating the gas generation amount mg = r · A · ρ,
Formula for calculating the gas mass in the primary combustion chamber Δmc = Δ (P · V) / (R · T)
When the fuel flow to be calculated is mf, the emission coefficient from the primary combustion chamber is Cd, and the exhaust passage area from the primary combustion chamber is Ab
mf = Cd · P · Ab
The fuel flow rate can be calculated by calculating the pressure P when the above three equations are simultaneously established and substituting them into the ideal gas state equation.
一次燃焼室の経時変化する上記圧力として、上記ラムロケットエンジンにおける一次燃焼室に設置された圧力検出装置によって時系列に計測された圧力を直接用いることができる。 As the pressure that changes with time in the primary combustion chamber, the pressure measured in time series by a pressure detection device installed in the primary combustion chamber of the ram rocket engine can be directly used.
一次燃焼室の経時変化する上記温度として、予め時系列に計測された一次燃焼室の温度データに基づいて導入した近似式を用いることができる。この温度データはたとえば地上における実験において計測して得られるようなものである。 As the temperature that changes with time in the primary combustion chamber, an approximate expression that is introduced based on temperature data of the primary combustion chamber measured in time series in advance can be used. This temperature data is obtained, for example, by measurement in an experiment on the ground.
一次燃焼室の経時変化する上記温度として、上記ラムロケットエンジンにおける一次燃焼室に設置された温度検出装置によって時系列に計測された温度を直接用いることができる。 As the temperature that changes with time in the primary combustion chamber, it is possible to directly use a temperature measured in a time series by a temperature detection device installed in the primary combustion chamber of the ram rocket engine.
上記燃料流量制御演算部が時系列に算出した燃料流量に基づいて上記開度指令を出力するように構成されている。 The fuel flow control calculation unit is configured to output the opening degree command based on the fuel flow rate calculated in time series.
本発明にかかる飛しょう体は、
一次燃焼室と二次燃焼室とを有するラムロケットエンジンを搭載した飛しょう体であって、前述したうちのいずれか一の燃料流量制御装置とを備えている。
The flying body according to the present invention is
A flying body equipped with a ram rocket engine having a primary combustion chamber and a secondary combustion chamber, and includes any one of the fuel flow rate control devices described above.
経時変化する一次燃焼室の温度データおよび圧力データを利用して燃料流量を算出することができるので、正確な燃料流量の計測が可能となり、その結果、ラムロケットエンジンの適切な燃料制御を行うことができる。また、これらの経時変化する一次燃焼室の温度データおよび圧力データは推定可能である。 Since the fuel flow rate can be calculated using the temperature data and pressure data of the primary combustion chamber that change over time, it is possible to accurately measure the fuel flow rate, resulting in proper fuel control of the ram rocket engine. Can do. Further, the temperature data and pressure data of the primary combustion chamber that change with time can be estimated.
以下、本発明の一実施形態であるラムロケットエンジンの燃料流量制御装置、および、ラムロケットエンジンを搭載した飛しょう体について、添付の図面を参照しながら説明する。 Hereinafter, a fuel flow control device for a ram rocket engine and a flying body equipped with the ram rocket engine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
図１は、本願発明の一実施形態にかかる高速飛しょう体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、この二次燃焼室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、前記可燃性ガスを二次燃焼室１２内に噴出させるガスノズル１６と、二次燃焼室１２に設けたエアポート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二次燃焼室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の燃焼時にエアポート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エアポート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。なお、ガスノズル１６には一般的な流量制御型のロータリ弁２０が備えられている。 FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing a configuration of a high-speed flying body 10 according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 1, the high-speed flying object 10 includes a ram combustor (secondary combustion chamber) 12, an integral booster propellant 13 provided in the secondary combustion chamber 12, a gas generator ( A gas generator 15 for a sustainer which is provided in a primary combustion chamber 14 and is ignited following combustion of the integral booster propellant 13 to generate an excessive fuel combustible gas; and the combustible gas in the secondary combustion chamber. The secondary combustion is performed in a state where the gas nozzle 16 to be ejected into the air inlet 12 and the air ports 12a (two on the left and right in FIG. 1) provided in the secondary combustion chamber 12 are compressed and the air for combusting the combustible gas is compressed. The air intake port 17 to be taken into the chamber 12 and the air port 12a are closed when the integral booster propellant 13 is combusted, and the air port is adjusted to the end of the combustion of the integral booster propellant 13 A port cover 18 that opens 12a, a booster nozzle 19 that injects high-temperature gas generated by the combustion of the integral booster propellant 13, and the compressed air and the gas generator 15 for sustainer are ignited. And a ram nozzle 11 for injecting a high-temperature gas generated by combustion of a mixture with the combustible gas (fuel gas) to the outside. The gas nozzle 16 is provided with a general flow control type rotary valve 20.
また、二次燃焼室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。 Further, the secondary combustion chamber 12 is used as an integral booster when the integral booster propellant 13 is inside, and when the combustion of the integral booster propellant 13 is completed, the secondary combustion chamber 12 is used as an internal booster. The structure is used as the next combustion chamber.
本実施形態にかかる高速飛しょう体１０は、まず、図２（ａ）に示すように、二次燃焼室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。 The high-speed flying body 10 according to the present embodiment first ignites the integral booster propellant 13 in the secondary combustion chamber 12 as shown in FIG. Is expelled to the outside through the booster nozzle 19 and accelerated until reaching a set Mach number necessary for subsequent operation by ram pressure.
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）によって二次燃焼室１２から外部に排出すること等により、ラムノズル１１を露出させる。さらに、左右のポートカバー１８を開放してエアポート１２ａを開口させ、それぞれの空気取入口１７を通じて二次燃焼室１２内に圧縮空気を取り入れる。これに合わせて、一次燃焼室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を通じて二次燃焼室１２内に燃料ガスとして噴射する。そして、この燃料ガスと取り入れた圧縮空気とを混合して二次燃焼室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している。 Next, as shown in FIG. 2B, when the combustion of the integral booster propellant 13 comes close to the set Mach number, as shown in FIG. 2C, it is attached to the inside of the ram nozzle 11. The ram nozzle 11 is exposed by discharging the booster nozzle 19 to the outside from the secondary combustion chamber 12 by a separation mechanism (not shown). Further, the left and right port covers 18 are opened to open the air ports 12 a, and compressed air is taken into the secondary combustion chamber 12 through the respective air intake ports 17. In accordance with this, the gas generating agent 15 for the sustainer in the primary combustion chamber 14 is ignited, and the combustible gas generated thereby is introduced into the secondary combustion chamber 12 through the gas nozzle 16 as shown in FIG. Injected as fuel gas. Then, the fuel gas and the compressed air taken in are mixed to cause a continuous combustion reaction (ram combustion) in the secondary combustion chamber 12, and the resulting high temperature gas is exposed to the outside through the ram nozzle 11 already exposed. Further thrust is obtained by spraying on the.
このようなラムロケットエンジンの試験時の燃料流量制御、および、将来の実機における正確な燃料流量の制御に資するために、試験に先立って実際に一次燃焼室内で生じる事象をモデル化した燃料流量制御のシミュレーションを説明する。 In order to contribute to the fuel flow control at the time of such a ram rocket engine test and the accurate fuel flow control in the future actual machine, the fuel flow control that models the events that actually occur in the primary combustion chamber prior to the test The simulation will be described.
図３に示すのは一次燃焼室内で生じる事象のモデル化を含んだラムロケットエンジンの燃料流量制御のシミュレーションである。二点鎖線で囲まれた範囲が一次燃焼室１４内で生じる事象をモデル化したものである。一次燃焼室１４内の事象をモデル化することによって一次燃焼室１４の内圧Ｐおよび燃料流量ｍｆを計算する。燃料流量ｍｆというのは前述のとおり一次燃焼室１４からガスノズル１６を通して二次燃焼室１２へ送られる燃料ガスの流量である。 FIG. 3 shows a simulation of ram rocket engine fuel flow control including modeling of events occurring in the primary combustion chamber. A range surrounded by a two-dot chain line models an event that occurs in the primary combustion chamber 14. The internal pressure P and the fuel flow rate mf in the primary combustion chamber 14 are calculated by modeling the events in the primary combustion chamber 14. The fuel flow rate mf is the flow rate of the fuel gas sent from the primary combustion chamber 14 to the secondary combustion chamber 12 through the gas nozzle 16 as described above.
このシミュレーションでは、一次燃焼室１４への圧力指令値に対する算出された上記内圧Ｐの偏差を埋めるべく、燃料制御弁たる上記ロータリ弁２０の開度指令を発し、弁開度を制御するための演算の結果を弁駆動モータ２１に指令する。前述のとおり計算された燃料流量ｍｆは、モータ駆動指令によって決定される弁開度により変化するが、内圧Ｐによっても変化する。したがって、圧力変化に伴って変化する流量を繰り返し計算して求める。また、予め設定されているモータ駆動指令に対する弁の応答遅れを含めて、弁開度がポテンショメータ２２による計測結果として計算され、これがフィードバックデータとして弁開度演算に加味される。 In this simulation, in order to fill the deviation of the calculated internal pressure P with respect to the pressure command value to the primary combustion chamber 14, an opening command for the rotary valve 20 serving as a fuel control valve is issued, and calculation for controlling the valve opening is performed. Is commanded to the valve drive motor 21. The fuel flow rate mf calculated as described above varies depending on the valve opening determined by the motor drive command, but also varies depending on the internal pressure P. Therefore, the flow rate that changes with the pressure change is repeatedly calculated. In addition, the valve opening is calculated as a measurement result by the potentiometer 22 including the response delay of the valve to a preset motor drive command, and this is added to the valve opening calculation as feedback data.
以上が燃料流量制御のシミュレーションの概要である。重要なのはその中における二点鎖線で囲まれた範囲の燃料流量の計算方法である。すなわち、燃料流量の予測方法である。以下、説明する。 The above is the outline of the fuel flow control simulation. What is important is a method for calculating the fuel flow rate in the range surrounded by the two-dot chain line. That is, it is a method for predicting the fuel flow rate. This will be described below.
燃料流量（質量流量）ｍｆは、一次燃焼室１４内で単位時間当たりに発生した燃料ガス量（質量）ｍｇから、一次燃焼室１４内に残存する燃料ガス質量の変化率Δｍｃ（＝ｄｍｃ／ｄｔ）を減じたものであるので、下記（１）式によって算出される。
ｍｆ＝ｍｇ−Δｍｃ （１）
The fuel flow rate (mass flow rate) mf is the rate of change Δmc (= dmc / dt) of the fuel gas mass remaining in the primary combustion chamber 14 from the amount (mass) mg of fuel gas generated per unit time in the primary combustion chamber 14. ), And is calculated by the following equation (1).
mf = mg−Δmc (1)
ここで、（１）式中の単位時間当たりの燃料ガス発生量ｍｇは下記（２）式によって算出される。
ｍｇ＝ｒ・Ａ・ρ （２）
Here, the fuel gas generation amount mg per unit time in the equation (1) is calculated by the following equation (2).
mg = r · A · ρ (2)
ここで、ｒは一次燃焼室１４内におけるサステーナ用ガス発生剤１５の分解速度（燃焼速度）であって（５）式に示すように一次燃焼室１４の内圧Ｐの関数である。Ａは一次燃焼室１４内におけるサステーナ用ガス発生剤１５の燃焼面積（反応部面積）であり、幾何学的に算出することができる。ρはサステーナ用ガス発生剤１５の密度である。
上記（１）式中の燃料ガス質量ｍｃは、理想気体の状態方程式より、下記（３）式によって算出される。
ｍｃ＝（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ） （３）
Here, r is the decomposition rate (combustion rate) of the gas generating agent 15 for the sustainer in the primary combustion chamber 14 and is a function of the internal pressure P of the primary combustion chamber 14 as shown in the equation (5). A is the combustion area (reaction area) of the gas generating agent 15 for the sustainer in the primary combustion chamber 14 and can be calculated geometrically. ρ is the density of the gas generator 15 for sustainer.
The fuel gas mass mc in the above equation (1) is calculated by the following equation (3) from the equation of state of the ideal gas.
mc = (P · V) / (R · T) (3)
ここで、Ｐは一次燃焼室１４内の圧力であり、Ｔは一次燃焼室１４内の温度であり、Ｒは燃料ガスのガス定数（理論値）であり、Ｖは一次燃焼室１４内のフリーボリューム（実空間容積）である。
上記（１）式に（３）式を代入することによって下記（４）式が得られる。
ｍｇ−ｍｆ＝Δ（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ） （４）
上記（２）式中のサステーナ用ガス発生剤１５の分解速度ｒは下記（５）式によって求まる。
ｒ＝ａ・Ｐn （５）
Here, P is the pressure in the primary combustion chamber 14, T is the temperature in the primary combustion chamber 14, R is the gas constant (theoretical value) of the fuel gas, and V is the free in the primary combustion chamber 14. Volume (real space volume).
The following equation (4) is obtained by substituting the equation (3) into the above equation (1).
mg-mf = Δ (P · V) / (R · T) (4)
The decomposition rate r of the gas generator 15 for sustainer in the above equation (2) is obtained by the following equation (5).
r = a · P n (5)
ここで、ａおよびｎはサステーナ用ガス発生剤の固有の特性値であり、予め実験的に求めることができる。
上記（３）式中のフリーボリュームＶは下記（６）式によって求まる。
Ｖ＝∫（ｒ・Ａ）ｄｔ＋Ｖｏ （６）
Here, a and n are characteristic values of the gas generating agent for sustainer, and can be experimentally obtained in advance.
The free volume V in the above equation (3) is obtained by the following equation (6).
V = ∫ (r · A) dt + Vo (6)
ここで、Ｖｏは一次燃焼室１４内の初期フリーボリューム、つまり、燃焼が開始される前の一次燃焼室１４内の初期フリーボリュームである。ｒは前述の（５）式から求まる分解速度であり、Ａは前述の一次燃焼室１４内におけるサステーナ用ガス発生剤１５の反応部面積である。そして、このフリーボリュームＶは（６）式と上記（２）式とを用いれば下記（７）式のようにも表すことができる。
Ｖ＝∫（ｍｇ／ρ）ｄｔ＋Ｖｏ （７）
さらに、前述した燃料流量ｍｆは下記（８）式によっても表すことができる。
ｍｆ＝Ｃｄ・Ｐ・Ａｂ （８）
Here, Vo is an initial free volume in the primary combustion chamber 14, that is, an initial free volume in the primary combustion chamber 14 before combustion is started. r is the decomposition rate obtained from the above-described equation (5), and A is the reaction part area of the sustainer gas generating agent 15 in the primary combustion chamber 14 described above. The free volume V can be expressed as the following equation (7) by using the equation (6) and the above equation (2).
V = ∫ (mg / ρ) dt + Vo (7)
Furthermore, the fuel flow rate mf described above can also be expressed by the following equation (8).
mf = Cd · P · Ab (8)
ここで、Ｃｄは排出係数であって前述した一次燃焼室１４の温度Ｔの関数である。Ａｂはガスノズル１６の燃料制御弁（ロータリ弁）２０の通路面積である。Ｐは前述した一次燃焼室１４内の圧力である。 Here, Cd is an emission coefficient and is a function of the temperature T of the primary combustion chamber 14 described above. Ab is a passage area of the fuel control valve (rotary valve) 20 of the gas nozzle 16. P is the pressure in the primary combustion chamber 14 described above.
再び図３を参照しつつ説明する。図中の二点鎖線で囲む一次燃焼室１４内の各状態量のうち、実線の長方形で囲むものは演算により算出する項目であり、破線の長方形で囲むものは事前にテーブルまたは算式を準備する項目である。燃料流量ｍｆの計算に必要な一次燃焼室１４内の上記分解速度ｒは上記（５）式によって求め、燃焼面積（反応部面積）Ａは、予め幾何学的に算出するとともに分解に伴って進行する距離について整理したテーブルから選択して上記各式に代入する。また、一次燃焼室１４内の温度Ｔとしては、予め燃焼試験時に一次燃焼室において時系列に計測された温度データに基づいて作成した時間の関数としての近似式を用いる。この温度データの一例を図４に示す。また、単位時間当たりの燃料ガス発生量ｍｇは、上記反応部面積Ａおよび分解速度ｒを上記（２）式に代入して算出する。一次燃焼室１４内のフリーボリュームＶは、燃料ガス発生量ｍｇを（７）式に代入して算出する。
そして、前述した三つの式（２）（４）（８）式に圧力値Ｐを繰り返し代入して計算し、これらの式（２）（４）（８）が同時に成立する圧力値Ｐを算出する。
ｍｇ＝ｒ・Ａ・ρ＝（ａ・Ｐn）・Ａ・ρ （２）
ｍｇ−ｍｆ＝Δ（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ） （４）
ｍｆ＝Ｃｄ・Ｐ・Ａｂ （８）
This will be described with reference to FIG. 3 again. Among the state quantities in the primary combustion chamber 14 surrounded by a two-dot chain line in the figure, those enclosed in a solid rectangle are items to be calculated, and those enclosed in a broken rectangle prepare a table or a formula in advance. It is an item. The decomposition rate r in the primary combustion chamber 14 required for calculating the fuel flow rate mf is obtained by the above equation (5), and the combustion area (reaction area) A is calculated geometrically in advance and proceeds with decomposition. Select the distance to be selected from the table arranged and substitute it into the above formulas. Further, as the temperature T in the primary combustion chamber 14, an approximate expression as a function of time created based on temperature data measured in time series in the primary combustion chamber in advance during the combustion test is used. An example of this temperature data is shown in FIG. The amount of fuel gas generated per unit time mg is calculated by substituting the reaction area A and the decomposition rate r into the equation (2). The free volume V in the primary combustion chamber 14 is calculated by substituting the fuel gas generation amount mg into the equation (7).
Then, the pressure value P is calculated by repeatedly substituting the pressure value P into the above-described three equations (2), (4), and (8), and the pressure value P that simultaneously satisfies these equations (2), (4), and (8) is calculated. To do.
mg = r · A · ρ = (a · P n ) · A · ρ (2)
mg-mf = Δ (P · V) / (R · T) (4)
mf = Cd · P · Ab (8)
そして、この圧力（一次燃焼室１４内の圧力）Ｐ、上記燃料ガス発生量ｍｇ、一次燃焼室１４内の温度Ｔを上記（４）式と（８）式のうちの温度の関数であるＣｄとに代入することによって燃料流量ｍｆを算出する。これが燃料流量の予測方法である。なお、燃料流量制御のシミュレーションにおいては、三つの式（２）（４）（８）が同時に成立する上記圧力値Ｐと、一次燃焼室１４への圧力指令値との偏差を埋めるべく、上記ロータリ弁２０の開度を制御する燃料制御弁開度指令を発し、弁開度の演算を行う。この点については既に述べた。 Then, this pressure (pressure in the primary combustion chamber 14) P, the fuel gas generation amount mg, and the temperature T in the primary combustion chamber 14 are Cd, which is a function of the temperature of the above equations (4) and (8). And the fuel flow rate mf is calculated. This is a method for predicting the fuel flow rate. In the simulation of fuel flow control, the above rotary value is filled in order to fill the deviation between the pressure value P at which the three expressions (2), (4), and (8) are simultaneously established and the pressure command value to the primary combustion chamber 14. A fuel control valve opening command for controlling the opening of the valve 20 is issued, and the valve opening is calculated. This point has already been mentioned.
以上のごとく、燃料流量ｍｆの計算に必要な一次燃焼室１４内の温度Ｔとして、予め試験用の一次燃焼室または実機の一次燃焼室において時系列に計測された温度データに基づいて作成した近似式を用い、これを気体の状態方程式に代入することにより燃料流量ｍｆの計算を行うので、正確な燃料流量予測が可能となる。
図５には、かかる算出方法によって時系列的に算出された燃料流量がグラフとして示されている。この図５と前述した従来技術の計算方法による算出結果（図８）との比較から判るように、ガス発生量を燃料流量とみなしていた従来の計算方法では算出できなかった燃焼初期の急激な流量の落ち込み（図５中の０〜３秒間に示されている）が算出されている。図８中の０〜３秒間の流量変化と対比すれば明確である。このように、時系列的な燃料流量の正確な予測が可能となり、その結果、ラム着火のための適切な二次燃焼室の状態（たとえば空燃比）を得ることができる。
As described above, the temperature T in the primary combustion chamber 14 necessary for calculating the fuel flow rate mf is an approximation created based on temperature data measured in time series in the primary combustion chamber for testing or the primary combustion chamber of the actual machine in advance. Since the fuel flow rate mf is calculated by substituting this into the gas equation of state, the fuel flow rate can be predicted accurately.
FIG. 5 is a graph showing the fuel flow rate calculated in time series by this calculation method. As can be seen from a comparison between this FIG. 5 and the calculation result (FIG. 8) by the calculation method of the prior art described above, the rapid combustion at the initial stage of combustion that could not be calculated by the conventional calculation method in which the gas generation amount was regarded as the fuel flow rate. A drop in the flow rate (shown in 0 to 3 seconds in FIG. 5) is calculated. It is clear when compared with the flow rate change of 0 to 3 seconds in FIG. In this way, it is possible to accurately predict the time-series fuel flow rate, and as a result, it is possible to obtain an appropriate secondary combustion chamber state (for example, an air-fuel ratio) for ram ignition.
図６は、一次燃焼室１４および二次燃焼室１２を備えた燃焼試験装置（推進装置）２３によって燃焼試験を行った後、そのときの実測データに基づいて燃料流量の評価を行うルーティンを示している。この試験装置２３では当該エンジンの推力を計測することができる。図中の二点鎖線で囲む一次燃焼室１４内の各状態量のうち、実線の長方形で囲むものは演算により算出する項目であり、破線の長方形で囲むものは事前にテーブルを準備する項目であり、二重の実線の長方形で囲むものは計測装置によって燃焼試験装置２３から計測する項目である。 FIG. 6 shows a routine for performing a combustion test by a combustion test device (propulsion device) 23 having a primary combustion chamber 14 and a secondary combustion chamber 12 and then evaluating the fuel flow rate based on actual measurement data at that time. ing. The test device 23 can measure the thrust of the engine. Among the state quantities in the primary combustion chamber 14 surrounded by a two-dot chain line in the figure, those enclosed by a solid rectangle are items calculated by calculation, and those enclosed by a broken rectangle are items for preparing a table in advance. Yes, what is enclosed by a double solid line rectangle is an item to be measured from the combustion test device 23 by the measuring device.
評価対象は燃料流量ｍｆであり、基本的には実測データを基に算出する。そして、この試験装置２３が発生した推力を、算出した燃料流量ｍｆで除することにより、燃料の単位質量当たりの発生推力を求めて効率を確認する。 The evaluation target is the fuel flow rate mf, which is basically calculated on the basis of actually measured data. Then, by dividing the thrust generated by the test device 23 by the calculated fuel flow rate mf, the generated thrust per unit mass of the fuel is obtained to confirm the efficiency.
この燃料流量ｍｆの計算に必要な一次燃焼室１４内の上記分解速度ｒおよび燃焼面積（反応部面積）Ａは、予め幾何学的に算出するとともに分解に伴って進行する距離について整理したテーブルから選択して上記各式に代入する。また、一次燃焼室１４内の温度Ｔおよび圧力Ｐは、試験装置２３の一次燃焼室に設置した温度センサ２５および圧力センサ２６による時系列の検出値を用いる。また、単位時間当たりの燃料ガス発生量ｍｇは、上記反応部面積Ａおよび分解速度ｒを上記（２）式に代入して算出する。一次燃焼室１４内のフリーボリュームＶは、燃料ガス発生量ｍｇを（７）式に代入して算出する。そして、計測された一次燃焼室１４内の温度Ｔおよび圧力Ｐを上記（３）式に代入して一次燃焼室１４内に残存する燃料ガス質量の変化率Δｍｃ（＝ΔＰＶ／ＲＴ）を算出する。そして、算出された上記燃料ガス発生量ｍｇから残存する燃料ガス質量の変化率Δｍｃを減ずることにより、燃料流量ｍｆが算出される。なお、分解速度ｒについては予め準備した算式と実績とが異なる場合があるため、必要に応じて補正する。 The decomposition speed r and combustion area (reaction area) A in the primary combustion chamber 14 necessary for calculating the fuel flow rate mf are calculated from a table that is geometrically calculated in advance and arranged for the distance traveled along with the decomposition. Select and substitute into the above formulas. As the temperature T and pressure P in the primary combustion chamber 14, time-series detection values by the temperature sensor 25 and the pressure sensor 26 installed in the primary combustion chamber of the test apparatus 23 are used. The amount of fuel gas generated per unit time mg is calculated by substituting the reaction area A and the decomposition rate r into the equation (2). The free volume V in the primary combustion chamber 14 is calculated by substituting the fuel gas generation amount mg into the equation (7). Then, the measured temperature T and pressure P in the primary combustion chamber 14 are substituted into the above equation (3), and the change rate Δmc (= ΔPV / RT) of the fuel gas mass remaining in the primary combustion chamber 14 is calculated. . Then, the fuel flow rate mf is calculated by subtracting the rate of change Δmc of the remaining fuel gas mass from the calculated fuel gas generation amount mg. In addition, about the decomposition | disassembly speed | rate r, since the formula and performance which were prepared beforehand may differ, it correct | amends as needed.
以上のごとく、時系列に実測された一次燃焼室１４内の温度Ｔおよび圧力Ｐを用い、これを気体の状態方程式に代入することにより燃料流量ｍｆの計算を行うので、正確な燃料流量の評価が可能となる。実際に、かかる手法で時系列に算出した単位時間当たりの燃料流量ｍｆを全試験期間を通じて積分した値が、実際に試験装置２３に搭載されたサステーナ用ガス発生剤（図１の符号１５）の質量とよく一致した。 As described above, the fuel flow rate mf is calculated by using the temperature T and pressure P in the primary combustion chamber 14 measured in time series and substituting them into the gas equation of state, so that an accurate evaluation of the fuel flow rate is performed. Is possible. Actually, the value obtained by integrating the fuel flow rate mf per unit time calculated in time series by such a method through the entire test period is the value of the gas generating agent for sustainer (reference numeral 15 in FIG. 1) actually installed in the test apparatus 23. It was in good agreement with the mass.
もちろん、一次燃焼室１４内の温度Ｔおよび圧力Ｐとしては、前述の温度センサ２５および圧力センサ２６による時系列の検出値を用いることに限定されない。図３の二点鎖線枠の中に示したシミュレーションモデルを採用し、これらの算出圧力および算出温度を用いてもよい。この場合は上記両センサ２５、２６を削除することも可能となる。 Of course, the temperature T and the pressure P in the primary combustion chamber 14 are not limited to using the time-series detection values obtained by the temperature sensor 25 and the pressure sensor 26 described above. The simulation model shown in the two-dot chain line frame in FIG. 3 may be adopted, and these calculated pressure and calculated temperature may be used. In this case, both the sensors 25 and 26 can be deleted.
図７には、前述した燃料流量の計算方法を適用して燃料流量を制御する、将来の実機用の制御装置の概要が示されている。すなわち、高速飛しょう体１０における一次燃焼室１４からガスノズル１６を通して二次燃焼室１２へ送られる燃料ガスの流量を制御する燃料流量制御系の構成が示されている。 FIG. 7 shows an outline of a control device for a future actual machine that controls the fuel flow rate by applying the fuel flow rate calculation method described above. That is, the configuration of a fuel flow rate control system for controlling the flow rate of the fuel gas sent from the primary combustion chamber 14 to the secondary combustion chamber 12 through the gas nozzle 16 in the high-speed flying object 10 is shown.
この燃料流量制御は、一次燃焼室１４の時系列な実測温度および実測圧力を用いて演算された燃料流量と燃料流量指令とに基づいて流量制御演算部２４から弁開度制御演算部２７に対して弁開度指令が発信される。弁開度制御演算部２７からは、燃料が流れるガスノズル１６に対してその流路開度を調整する指令が発信される。弁開度制御演算部２７に対してはガスノズル１６の流路開度の実測値がフィードバックされる。 This fuel flow rate control is performed from the flow rate control calculation unit 24 to the valve opening degree control calculation unit 27 based on the fuel flow rate and the fuel flow rate command calculated using the time series measured temperature and measured pressure of the primary combustion chamber 14. The valve opening command is transmitted. A command for adjusting the opening of the flow path is transmitted from the valve opening control calculation unit 27 to the gas nozzle 16 through which the fuel flows. An actual measured value of the flow opening of the gas nozzle 16 is fed back to the valve opening control calculator 27.
図７に示すように、本実施形態では、上記ガスノズル１６は一般的な流量制御型ロータリ弁２０を備えている。燃料流量の制御はこのロータリ弁２０の開度を調整して行うものである。ロータリ弁２０は弁駆動モータ２１の駆動によってその開度が変更されるように構成されており、ロータリ弁２０の開度はポテンショメータ２２によって検出され、前述のとおり弁開度制御演算部２７にフィードバックされる。 As shown in FIG. 7, in the present embodiment, the gas nozzle 16 includes a general flow control type rotary valve 20. The fuel flow rate is controlled by adjusting the opening of the rotary valve 20. The opening degree of the rotary valve 20 is changed by driving the valve drive motor 21, and the opening degree of the rotary valve 20 is detected by the potentiometer 22, and is fed back to the valve opening degree control calculation unit 27 as described above. Is done.
流量制御演算部２４は、一次燃焼室１４に設けられた温度センサ２５および圧力センサ２６に接続され、一次燃焼室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）Ｐと温度（一次燃焼室温度）Ｔとを連続して監視している。すなわち、一次燃焼室１４内の温度Ｔおよび圧力Ｐの経時変化を計測している。この時系列で計測した温度Ｔおよび圧力Ｐを用いて燃料流量ｍｆを時系列的に算出する。そして、この算出された燃料流量ｍｆと、図示しないメモリに記憶された燃料流量制御パターン（燃料流量指令）とに基づいて弁開度指令を出力する。すなわち、両者の偏差を埋めるような弁開度指令が出力される。 The flow rate control calculation unit 24 is connected to a temperature sensor 25 and a pressure sensor 26 provided in the primary combustion chamber 14, and the pressure of the combustible gas (primary combustion) generated by the gas generator 15 for the sustainer in the primary combustion chamber 14. Chamber pressure) P and temperature (primary combustion chamber temperature) T are continuously monitored. That is, changes with time in the temperature T and the pressure P in the primary combustion chamber 14 are measured. The fuel flow rate mf is calculated in time series using the temperature T and pressure P measured in this time series. A valve opening degree command is output based on the calculated fuel flow rate mf and a fuel flow rate control pattern (fuel flow rate command) stored in a memory (not shown). That is, a valve opening command that fills the deviation between the two is output.
流量制御演算部２４における燃料流量ｍｆの計算は前述した式（１）〜（７）を用いて行われる。この場合の一次燃焼室１４の温度Ｔおよび圧力Ｐは、実機の一次燃焼室１４に設置されたセンサ２５、２６によって連続的に計測される実測値が用いられることになる。その他は、前に説明した燃焼試験装置２３を用いた燃料流量計算と同じであるため、説明を省略する。 The calculation of the fuel flow rate mf in the flow rate control calculation unit 24 is performed using the above-described equations (1) to (7). In this case, as the temperature T and pressure P of the primary combustion chamber 14, measured values continuously measured by the sensors 25 and 26 installed in the actual primary combustion chamber 14 are used. Others are the same as the fuel flow rate calculation using the combustion test apparatus 23 described above, and thus the description thereof is omitted.
この時系列的に算出される燃料流量ｍｆと、燃料流量指令との偏差を埋める燃料制御弁開度指令が流量制御演算部２４から弁開度制御演算部２７に対して発信される。弁開度制御演算部２７はこの弁開度指令に基づいてロータリ弁２０を駆動するためのモータ駆動指令を出力する。一方、実際のロータリ弁２０の開度（弁開度信号）はポテンショメータ２２が検出してこの開度（弁開度信号）を弁開度制御演算部２７にフィードバックする。このようにしてロータリ弁２０の開度がフィードバック制御される。 A fuel control valve opening command that fills the deviation between the fuel flow rate mf calculated in time series and the fuel flow command is transmitted from the flow control calculation unit 24 to the valve opening control calculation unit 27. The valve opening control calculation unit 27 outputs a motor drive command for driving the rotary valve 20 based on the valve opening command. On the other hand, the actual opening of the rotary valve 20 (valve opening signal) is detected by the potentiometer 22 and this opening (valve opening signal) is fed back to the valve opening control calculator 27. In this way, the opening degree of the rotary valve 20 is feedback controlled.
以上説明した燃料流量の算出方法を、実機に搭載する演算装置によって実行することにより、燃料流量を直接に制御することが可能となる。高精度な制御を必要とする場合には、このように圧力および温度ともにセンサ２５、２６による実測値を用いるが、制御装置の実機への搭載性を重視する場合には、図３の二点鎖線枠の中に示したシミュレーションモデルを制御装置の内部に組み込むことにより、これらによる算出圧力および算出温度を用いてもよい。この場合は上記両センサ２５、２６を削除することも可能となる。 The fuel flow rate can be directly controlled by executing the fuel flow rate calculation method described above with an arithmetic device mounted on an actual machine. When high-precision control is required, actually measured values by the sensors 25 and 26 are used for both pressure and temperature as described above. However, when emphasis is placed on the actual mounting of the control device, two points in FIG. By incorporating the simulation model shown in the chain line frame inside the control device, the calculated pressure and the calculated temperature may be used. In this case, both the sensors 25 and 26 can be deleted.
本願発明は、ラムロケットエンジンにおける二次燃焼室へ送られる燃料流量の的確な予測に寄与する。それにより、ロケットエンジンの燃焼効率をより正確に算出することができ、当該ロケットエンジンの的確な性能評価に資することとなる。 The present invention contributes to accurate prediction of the flow rate of fuel sent to the secondary combustion chamber in the ram rocket engine. Thereby, the combustion efficiency of the rocket engine can be calculated more accurately, which contributes to accurate performance evaluation of the rocket engine.
１０ 高速飛しょう体
１１ ラムノズル
１２ 二次燃焼室
１２ａ エアポート
１３ インテグラルブースタ用推進薬
１４ 一次燃焼室
１５ サステーナ用ガス発生剤
１６ ガスノズル
１７ 空気取入口
１８ ポートカバー
１９ ブースタノズル
２０ ロータリ弁
２１ 弁駆動モータ
２２ ポテンショメータ
２３ 燃焼試験装置
２４ 流量制御演算部
２５ （一次燃焼室の）温度センサ
２６ （一次燃焼室の）圧力センサ
２７ 弁開度制御演算部
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 High-speed flying object 11 Ram nozzle 12 Secondary combustion chamber 12a Airport 13 Integral booster propellant 14 Primary combustion chamber 15 Gas generator for sustainer 16 Gas nozzle 17 Air intake 18 Port cover 19 Booster nozzle 20 Rotary valve 21 Valve drive motor DESCRIPTION OF SYMBOLS 22 Potentiometer 23 Combustion test apparatus 24 Flow control calculation part 25 Temperature sensor (in primary combustion chamber) 26 Pressure sensor (in primary combustion chamber) 27 Valve opening degree control calculation part
Claims (9)
上記ノズルの開度指令を出力する燃料流量制御演算部と、該開度指令に基づいてノズルの開閉駆動指令を出力する開度制御演算部とを備えており、
上記燃料流量制御演算部が、一次燃焼室から二次燃焼室へ送られる燃料の流量を算出するに際し、一次燃焼室において経時変化するガス発生量ｍｇから、経時変化する一次燃焼室内のガス質量Δｍｃを減じた値を燃料流量ｍｆとし、上記一次燃焼室内のガス質量Δｍｃを算出するに際して理想気体の状態方程式
Δｍｃ＝Δ（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ）
を用い、この式における温度Ｔとして一次燃焼室の経時変化する温度を代入して時系列に上記燃料流量を算出する、ラムロケットエンジンの燃料流量制御装置。 A control device for controlling the flow rate of fuel sent from a primary combustion chamber to a secondary combustion chamber in a ram rocket engine having a primary combustion chamber, a secondary combustion chamber, and a nozzle for sending fuel from the primary combustion chamber to the secondary combustion chamber Because
A fuel flow rate control calculation unit that outputs the nozzle opening command, and an opening control calculation unit that outputs a nozzle opening / closing drive command based on the opening command;
When the fuel flow control calculation unit calculates the flow rate of fuel sent from the primary combustion chamber to the secondary combustion chamber, the gas mass Δmc in the primary combustion chamber that changes with time from the gas generation amount mg that changes with time in the primary combustion chamber. Is the fuel flow rate mf, and when calculating the gas mass Δmc in the primary combustion chamber, the ideal gas equation of state Δmc = Δ (P · V) / (R · T)
A fuel flow control device for a ram rocket engine that calculates the fuel flow rate in time series by substituting the time-varying temperature of the primary combustion chamber as the temperature T in this equation.
ｍｇ＝ｒ・Ａ・ρ
を用いる請求項１記載のラムロケットエンジンの燃料流量制御装置。 When the fuel flow rate control calculation unit calculates the gas generation amount mg that changes with time in the primary combustion chamber, the combustion rate r of the solid gas generating agent in the primary combustion chamber, which is a function of the pressure P, and the solid gas generating agent Formula consisting of density ρ and reaction area A of the primary combustion chamber mg = r · A · ρ
2. The fuel flow control device for a ram rocket engine according to claim 1, wherein:
上記一次燃焼室内のガス質量の算出式 Δｍｃ＝Δ（Ｐ・Ｖ）／（Ｒ・Ｔ） と、
求める燃料流量をｍｆとし、一次燃焼室からの排出係数をＣｄとし、一次燃焼室からの排出部通路面積をＡｂとしたときの下式
ｍｆ＝Ｃｄ・Ｐ・Ａｂ
との三式が同時に成立する時の圧力Ｐを算出して、上記理想気体の状態方程式に代入することによって上記燃料流量を算出する請求項３記載の燃料流量制御装置。 Formula for calculating the gas generation amount mg = r · A · ρ,
Formula for calculating gas mass in the primary combustion chamber Δmc = Δ (P · V) / (R · T)
When the fuel flow to be calculated is mf, the emission coefficient from the primary combustion chamber is Cd, and the exhaust passage area from the primary combustion chamber is Ab
mf = Cd · P · Ab
4. The fuel flow rate control device according to claim 3, wherein the fuel flow rate is calculated by calculating a pressure P when the following three equations are simultaneously established and substituting the pressure P into the ideal gas state equation.
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