JP4746135B2 - 複合サイクル一体化燃焼器・ノズルシステム - Google Patents

Description

本発明は、ターボジェットまたは他のブースタエンジンと二重モードラムジェット（ＤＭＲＪ）とを組み合わせて離陸から極超音速、より詳細には、海水面におけるマッハ０から高高度におけるマッハ５＋までの効率的な動作を可能にする複合サイクルエンジンシステムに関する。

従来のＤＭＲＪは、それ自身を超音速に加速させる推力を発生させることはできない。ＤＭＲＪは、ターボジェットエンジン（ＴＪ）といった他の何らかの推進要素によって推進されなければならない。ブースタエンジンがターボジェット（タービン）エンジンである場合、複合サイクルエンジンは、タービンによる複合サイクルつまりＴＢＣＣエンジンと呼ばれる。ブースタがロケットエンジンであれば、ロケットによる複合サイクルつまりＲＢＣＣエンジンと呼ばれる。先行技術の再使用可能な極超音速輸送手段の概念において、ＴＢＣＣエンジンのタービンエンジンは、亜音速および低超音速における推力のすべてを発生させるものであると期待されている。一部のより高い速度では、ＤＭＲＪは所要推力を発生させるためにオンにされ、ＴＪはそのほぼ同じ速度でオフにされて流れから外される。加速の大部分の間の単一の推進手段としてのＴＪエンジンの推力が、ＴＪ技術に対して大きな要求となっている。先行技術の複合サイクルエンジンは、マッハ３から４未満の速度においてＤＭＲＪの推力をほとんどまたは全くもたらさない。これらの輸送手段では、亜音速から超音速への加速中に最も高い推力が必要である。このいわゆる「遷音」速に、克服しなければならない最も大きな抵抗がある。以上から分かるように、加速中にＤＭＲＪからもたらされる推力が大きいほど、タービンエンジンへの要求が少なくなる。

現在のタービンエンジン技術は、マッハ２．５までの速度に適している。この速度を超えると、空気温度が高くなり過ぎ、高い圧縮器圧力比は、タービン入口温度の限界を超えずには実現できなくなる。この結果、エンジン気流および推力が低下する。ロッキード社製ＳＲ−７１高速・高高度偵察機は、プラット・アンド・ホイットニー社製Ｊ−５８エンジンの最終圧縮器段の周囲の空気の一部を迂回させることによって約マッハ３．２５で飛行することが可能であった。これにより、圧縮器の負荷が軽減され、タービン上流で必要となる燃焼熱の付加が低減される。高マッハ推力の大部分がタービン下流のアフターバーナにおいて発生されるため、このような機関サイクルはターボ−ラムジェットと呼ばれる。この機関サイクルは、ＤＭＲＪの動作のために第３のダクトを必要とするであろうことからＴＢＣＣシステムにとって好ましいサイクルではない。ＤＭＲＪのダクトはＴＪが耐え得る速度を超える速度で動作しなければないないため、ＤＭＲＪの気流は、ＴＪを完全に迂回しなければならない。先行技術のＴＢＣＣエンジンに関する１つの重要な問題は、マッハ４以上に動作することがタービンエンジンに対して要求されるということである。このことは、マッハ４以上において高推力で動作することが可能である純粋なターボジェットを開発するにあたって大きな技術的障害となる。ＴＪが発生させることが可能なマッハ数に応じた推力は、適用される技術に依存する。高推力においてマッハ４で動作するためには、現在入手が不可能な最新の高強度・高温度材料が必要である。

非動作時、ＤＭＲＪの流路は、空気がダクトまたはその周囲を流れる場合、輸送手段の抵抗を増加させる。典型的にはマッハ５未満の速度において、ＴＢＣＣのノズルは、過大膨張となり（大きすぎ）、これにより、正味の推力が低下する。輸送手段および非動作中のＤＭＲＪエンジンの抵抗に打ち勝つのに十分な推力を発生させるべくブースタのサイズを大きくすると、輸送手段の自重が大きくなり、利用可能な燃料容量が低下するので、ミッションにおいて重大な結果を招く。ブルマンら（Bulman et al.）による米国特許出願公開第２００６／０１０７６４８号にはブースタおよびＤＭＲＪ要素の両方への空気の流れを扱う一体化インレットを有するＴＢＣＣが開示されている。

低速でのＤＭＲＪにおける推力は、低ラム圧および燃焼器の早期熱チョーキング（premature thermal choking）によって制限されることが知られている。低マッハＴＢＣＣ推力の制限要因のそれぞれについて述べる。

亜音速から低超音速での推力
ラム圧縮サイクルとして、ＤＭＲＪは、低速において推進力の可能性をほとんど有しない。複合サイクルエンジンを動力源とする典型的な極超音速輸送手段の場合、遷音速（マッハ０．８〜１．３）での抵抗は、通常、タービンエンジンが発生させることが可能なものよりも大きい。さらなる推力が必要であるが、より大きいターボジェットエンジンを単に設置することは、重量および容量の影響を受けやすい極超音速輸送手段において好ましくない。

低超音速からマッハ４での推力
先行技術のＤＭＲＪは、熱の喉部を用いた動作を可能にするスクラムジェット分流燃焼器およびアイソレータを有する。これらのエンジンは、通常、約マッハ４を大きく下回ると有用な推力を発生させることはできない。第１の要因は、低速での低いインレット／アイソレータ圧力上昇能力である。第２の要因は、低速および典型的な燃焼器面積比では、所与の燃料当量比に対する圧力上昇は低超音速において増加することである。図１は、ＤＭＲＪを熱的にチョーキングするための温度上昇を速度と燃焼器面積比（ＡＲ）との関数として示している。典型的な先行技術のＤＭＲＪは、より高い速度に適した約２（基準線１０）の小さいＡＲを有する。エンジン推力は、温度上昇に直接関係する。低ＡＲ燃焼器にあまりにも大きな熱が付加されると、燃焼器の圧力はインレットの能力を超え、インレットは不始動となる。利用可能な圧力と燃焼器背圧とのこのような不整合により、先行技術のＤＭＲＪから実用的な推力を得ることはできない。マッハ４未満では、高面積比燃焼器によって、この状態が改善される（基準線１２）が、高速動作には不十分である。なぜなら、高面積比燃焼器は高速・高エンタルピー流にさらされる濡れ面積を増加させ、エンジン重量および熱負荷が増加し、高速推力が低下するからである。

複合サイクルエンジンの結合推力
先行技術の典型的な極超音速巡航輸送手段は、可能な限り大きいノズル出口面積を有する。なぜなら、巡航速度において、排気は過小膨張となり、推力およびＩｓｐ（比推力）はノズルが大きくなるにつれて増加するからである。低速において、排気は今度は過大膨張となり、推力およびＩｓｐはノズルが小さくなるにつれてあるべき値よりも低くなる。この問題に対する一つの解決方法、すなわち、より大量のガスを生成してノズルの充填および加圧を促進することが、ブルマン（Bulman）の米国特許第６，５６８，１７１号に開示されている。

したがって、本発明の目的は、マッハ４未満で動作しかつ総所要輸送手段推力を発生させるエンジンを提供することである。

この目的の特徴は、極超音速複合サイクル輸送手段がより早期に実現され、これにより、さらなる輸送手段およびエンジンの開発コストが節減されることである。このようなエンジンの１つが、タービンおよび二重モードラムジェット（ＤＭＲＪ）の両方を有する、タービンによる複合サイクル（ＴＢＣＣ）エンジンである。マッハ０からマッハ４を超えて有効推力を得るためにタービンとＤＭＲＪとは一体化されている。

ＴＢＣＣが輸送手段をマッハ０からマッハ４を超えて加速させると、マッハ０から約マッハ２までは、ＤＭＲＪに供給される流入空気は、機上酸化剤タンクまたはタービン圧縮器の排出空気のいずれかから酸化剤を受け取り得る主要エゼクタ推進機によって加速される。ＴＢＣＣが輸送手段を約マッハ０からマッハ４を超えてさらに加速させると、タービンからの排気およびＤＭＲＪからの排気は、空気力学的チョーク（aerodynamic choke）として機能する、ＤＭＲＪの燃焼器部分の下流に配置された共通ノズルにおいて結合される。

図１は、飛行マッハ数および燃焼器面積比の両方の関数として燃焼器の許容温度上昇を示している。 図２は、静止から低超音速への加速用に構成された本発明に係るＴＢＣＣエンジンを示している。 図３は、ＥＲＪの増大の関数として推力およびＩｓｐにおける改良を示している。 図４は、低超音速から約マッハ４への加速用に構成されたＴＢＣＣエンジンを示している。 図５は、過小膨張プルームがその理想的な流れ面積を超える様子を示している。

本発明の１つ以上の実施形態の詳細が添付の図面および以下の説明に記載されている。本発明のその他の特徴、目的および利点はこれらの説明および図面ならびに請求項から明らかとなるであろう。

各図面における同様の参照符号および名称は同様の要素を示している。

本発明は、離陸からラムジェットテークオーバー（takeover）への重要な加速中の複合サイクルエンジンの性能を改善するものであり、また、並行動作時（マッハ０〜３＋）に、ブースタとＤＭＲＪ構成要素との結合推力を著しく増加させる２つの要素を含む。通常ラムジェットが動作可能な速度より低い速度において、タービン圧縮器のブリード空気または機上酸化剤を用いて、小型の主要エゼクタ推進機を駆動して、気流を二重モードラムジェット流路内に誘導し、周知のエゼクタラムジェット（ＥＲＪ）と同様の推力を発生させる。さらに、ＤＭＲＪ流とブースタ流とを相乗的に一体化して、総合エンジン推力を増加させる。この一体化において、両方のエンジンの排気は共通ノズル中に合流させる。過小膨張タービン排気を用いて、ＤＭＲＪ用の空力チョーク（aerodynamic choke）を形成する。この技術は、より大きい燃焼器面積を提供することによって低速ＤＭＲＪに関する重大な問題を解決し、インレットの不始動を起こすことなく推力を増加させる。これにより、ＤＭＲＪ流においてより高い燃焼温度が可能となり、ノズルにおける気体の容量が増加し、圧力および推力が増加するとともに過大膨張による損失が低減される。本開示においては、燃焼器およびノズルの一体化について検討する。高マッハターボジェットエンジン推力および技術要件は、低速において高推力を実現して総輸送手段推力に寄与するＤＭＲＪエンジンの一体化によって低減され得る。

本発明は、ブースタおよび二重モードラムジェットエンジンの動作をより完全かつ効率的に組み合わせる改良された複合サイクル推進システムである。ＤＭＲＪのブースタエンジンとの並行動作は、ブースタ排気を用いた空力チョーキングによって、低速でのエゼクタによる空気吸引（ejector pumping）と中間速度での高いＤＭＲＪ燃焼器面積比とを採用することによって向上する。結合ノズル流は、別々のノズルよりも効率的である。

亜音速から低超音速推力への移行中、推力を、それが最も必要とされるときにもたらすために、ＤＭＲＪをエゼクタラムジェット（ＥＲＪ）に変換する。図２を参照すると、エゼクタ主要推進機３４には、２つの酸化剤源のうち１つからの酸化剤が供給される。機上酸化剤タンク３１は１つの酸化剤源である。このような複合サイクル構成は、タービン／ロケットによる複合サイクル（Ｔ／ＲＢＣＣ）エンジンと呼ばれる。もう一つの酸化剤源は、ターボジェット３０から少量の圧縮器排出空気（圧縮器ブリード）（約１０％）を得ることによるものである。酸化剤は、供給ライン３０ａおよび３１ａによって供給される。主要エゼクタは、ＤＭＲＪにおいて支柱３６の後縁に配置されている。図２は両方の概念を示している。

ＴＢＣＣエンジン２０は、流入空気を第１の気流部分２６と残りの気流部分２８とに分割する内部流線２４を有する前方に向いた空気入口２２を有する。低速において空気量の８０％を名目上含む第１の気流部分は、タービンエンジン３０に供給される。残りの気流部分２８は、低速（約マッハ２未満）においてエゼクタ／混合器として用いられるＤＭＲＪ燃焼器３２に流入する。誘導された二次空気は、複数の主要エゼクタ３４によって加速される。主要エゼクタは、一次空気流と二次空気流との粘性結合によるエゼクタによる空気吸引の周知の原理によって作用する。

主要エゼクタ３４は、支柱３６の後縁に配置されている。燃料噴射器（不図示）が、エゼクタ混合領域３８付近においてＤＭＪＲ内に燃料を噴射するために配置されている。典型的には、これらの燃料噴射器もまた、支柱３６の後縁上にまたはエゼクタ混合領域３８の壁４０に沿って配置されている。燃料／空気混合物は、適したパイロット（不図示）によって発火され、エゼクタ燃焼器４２において燃焼される。

タービンエンジン３０からブリード空気を取り出すとタービンエンジン推力に損失が生じるが、エゼクタによる空気吸引プロセスにより、低速において、その約３倍の追加の気流がＤＭＲＪ流路中に誘導される。この追加の空気をその後燃焼させると正味のエンジン推力が１０〜２０％増加する。ＤＭＲＪにおける低圧によりＩｓｐは若干減少するが、正味の有効Ｉｓｐ（Ｉｅｆｆ）は増加する。Ｉｅｆｆ＝（Ｆ−Ｄ）／（燃料流量）。図３は、推力およびＩｓｐがＥＲＪの増大に伴ってどのように変化すると予測されるかを示している。

低超音速（約マッハ２）から約マッハ４への加速中、割り当てられた気流を考慮してＤＭＲＪ推力を増加させるためには、インレットの不始動を起こすことなくより多くの燃料を燃焼させる必要がある。これには、上述したような早期熱チョーキングを防止するためにより大きい燃焼器面積が必要となる。図４に示すように、我々の一体化エンジンの概念においては、ブースタ排気プルームを用いるノズル設計を採用して、ＤＭＲＪノズル内の低ＡＲのＤＭＲＪ燃焼器３２の出口下流に空力閉塞（aerodynamic blockage）または二次喉部を形成する。共通ノズル４２において十分に後方に配置されたこの空力チョークにより、さらなる燃焼器流れ面積（および距離）が生じ、インレットの不始動を起こすことなくより多くの燃料を燃焼させることが可能となる。この技術を用いない場合に比べてより多くの燃料を燃焼させることができるので、高速において悪影響を及ぼすことなく、非常に高い低速ＤＭＲＪ推力が得られる。

図４は、低超音速（マッハ約２）から約マッハ４への連続加速用に構成されたＴＢＣＣエンジン２０を示している。ＤＭＲＪ燃焼器３２の下流には、共通ノズル４２がある。ブースタエンジン３０からの排気４６は、共通ノズル４２の外壁に沿ってブースタエンジン喉部４４を通じて導かれる。ノズルフラップ４８は、ミッションのこの段階中は開放し、空力チョーク５０を形成する共通ノズル４２に排気４６が流入することが可能となる。

ブースタ排気４６が共通ノズル４２内に噴射されるため、ＤＭＲＪ流のための残存流れ面積は少なくなる。ブースタエンジンノズルの位置およびその拡大度合を選択することにより、空力喉部５０を、このような排気相互作用を利用しない場合に可能なものよりも大きい面積で形成することができる。より大きい喉部面積により、低速においてより大きい温度上昇が可能となる。過小膨張ブースタノズルの出口圧力の使用がこの効果に寄与している。ブースタノズル流が過小膨張である場合、その出口圧力は、ＤＭＲＪノズル４２の一般の圧力よりも大きい。ブースタ流がそのノズルを出ると、ブースタ流はその理想的な平衡流れ面積よりもさらに拡大する。この過程は、エゼクタラムジェットエンジンにおいて見られるファブリ閉塞（Fabri blockage）に類似している。図５は、過小膨張プルームがその理想的な流れ面積を超過する様子を示している。このプルームの超過により、ブースタエンジンノズルをＤＭＲＪノズルにおいてさらに後方に配置することが可能となり、有効なＤＭＲＪ燃焼器面積比および推力がさらに増加する。この技術は、同様の効果を実現するのに大型で複雑かつ重量のある可変形状ノズルを使用することを改良したものである。

図５において、
Ａ_ｅ＝ブースタノズル出口面積
Ａ_Ｐ＝実際のブースタ排気プルーム面積
Ａ_ｐｉ＝理想的なブースタ排気プルーム面積（Ｐ＝Ｐ_ｓ）
Ｋ＝プルーム超過係数
Ｐ_Ｃ＝ブースタ排気総圧力
Ｐ_ｅ＝ブースタノズル出口圧力
Ｐ_Ｓ＝有効プルーム圧力
γ_ｒ＝ブースタ排気比熱比
である。

超音速（マッハ５未満）時、大きい熱付加によるＤＭＲＪ燃焼器の並行動作によってより大量のガスが発生し、これにより共通ノズル４２の充填および加圧が促進される。マッハ２．５の典型的な場合において、ノズル出口圧力は、ＤＭＲＪ流を付加することにより、雰囲気の約１／３から雰囲気圧の約７６％に増加する。米国特許第６，５６８，１７１号に開示されているように、両方の流れの推力が増加する。結合推力は、ブースタ単独に比べて（使用されるブースタがロケットをオフにしたエゼクタラムジェットである場合）、ブースタがそれ自体のみでノズルを充填しなければならない場合には最大約１００％高い。

本発明の１つ以上の実施形態について説明してきた。しかし、本発明の精神および範囲から逸脱することなく種々の変形が可能であることが理解される。例えば、本発明の原理を逸脱することなく、ロケットまたは他の低速加速器をタービンエンジンの代わりに用いることができる。したがって、以下の請求項の範囲には他の実施形態が含まれる。

Claims (16)

1. １つ以上のタービン（３０）と、
   二重モードラムジェット（ＤＭＲＪ）とを含み、
   前記タービン（３０）の排気および前記ＤＭＲＪの排気は共通ノズル（４２）で合流され、
   前記タービン（３０）および前記ＤＭＲＪは、共通の空気入口（２２）を有し、離陸からマッハ４を超えて有効推力を提供するため、前記タービン（３０）からの排気（４６）が、ＤＭＲＪ燃焼器（３２）の下流に配置された前記共通ノズル（４２）を通過する前記ＤＭＲＪからの排気のために利用可能な流れ面積を有効に減少させるように一体化され、前記ＤＭＲＪは、その後縁に主要エゼクタ推進機が固定された複数の支柱を含み、
   前記共通の空気入口（２２）からの流入空気の一部（２８）は前記ＤＭＲＪに分流され、前記流入空気の残りの部分は前記タービン（３０）に分流される、複合サイクルエンジン（２０）。
2. 前記主要エゼクタ推進機（３４）に連結された機上酸化剤タンク（３１）をさらに含む、請求項１に記載のエンジン（２０）。
3. 前記タービン（３０）は、タービン圧縮器の排出空気を前記主要エゼクタ推進機（３４）に提供するように前記ＤＭＲＪに有効に連結されている、請求項１に記載のエンジン（２０）。
4. 前記共通ノズル（４２）は、前記ＤＭＲＪ燃焼器（３２）よりも大きい断面積を有する、請求項１に記載のエンジン（２０）。
5. 前記共通ノズル（４２）に配置されているノズルフラップ（４８）が、前記ブースタ排気（４６）と前記ＤＭＲＪ排気との結合を制御するのに有効である、請求項４に記載のエンジン（２０）。
6. １つ以上のブースタ（３０）と、
   二重モードラムジェット（ＤＭＲＪ）とを含み、
   前記ブースタ（３０）の排気および前記ＤＭＲＪの排気は共通ノズル（４２）で合流され、
   前記ブースタ（３０）および前記ＤＭＲＪは、離陸からマッハ４を超えて有効推力を提供するため、前記ブースタ（３０）からの排気が、ＤＭＲＪ燃焼器（３２）の下流に配置された前記共通ノズル（４２）において、前記ＤＭＲＪからの排気のために利用可能な流れ面積を有効に減少させるように一体化され、前記ＤＭＲＪは、その後縁に主要エゼクタ推進機が固定された複数の支柱を含む、複合サイクルエンジン（２０）。
7. 前記共通ノズル（４２）は、前記ＤＭＲＪ燃焼器（３２）よりも大きい断面積を有する、請求項６に記載のエンジン（２０）。
8. 前記共通ノズル（４２）に配置されているノズルフラップ（４８）が、前記排気（４６）と前記ＤＭＲＪ排気との結合を制御するのに有効である、請求項７に記載のエンジン（２０）。
9. 輸送手段を離陸からマッハ４を超えて加速するための方法であって、
   ａ）二重モードラムジェット（ＤＭＲＪ）と一体化した空気流を有するターボジェットエンジンブースタ（３０）を含む複合サイクルエンジン（２０）を前記輸送手段に設ける工程であって、前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）の排気および前記ＤＭＲＪの排気は共通ノズル（４２）で合流され、前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）および前記ＤＭＲＪは共通の空気入口（２２）を有し、前記共通の空気入口（２２）からの流入空気の第１の部分は前記ＤＭＲＪに分流され、前記流入空気の残りの部分は前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）に分流されるものであり、前記ＤＭＲＪは、主要エゼクタ推進機（３４）がその後縁に固定された複数の支柱（３６）を有する、工程と、
   ｂ）離陸から約マッハ２までは、流入空気の前記第１の部分を前記主要エゼクタ推進機（３４）において加速する工程と、
   ｃ）約マッハ２からマッハ４を超えては、前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）からの排気（４６）を利用して、前記ＤＭＲＪの燃焼器部分（３２）下流に配置された前記共通ノズル（４２）において、前記ＤＭＲＪからの排気のために利用可能な流れ面積を減少させる工程と、を含む方法。
10. 工程（ｂ）において、前記主要エゼクタ推進機（３４）の動力源となる酸化剤が機上酸化剤タンク（３１）またはターボジェットエンジンブースタ（３０）の圧縮器排出空気（４６）のいずれかから供給される、請求項９に記載の方法。
11. 前記圧縮器排出空気（４６）の体積比の約１０％が前記主要エゼクタ推進機（３４）に供給される、請求項１０に記載の方法。
12. 前記ＤＭＲＪの前記燃焼器部分（３２）より大きい断面積および空力チョーク（aerodynamic choke）（５０）の両方を前記共通ノズル（４２）に付与する工程を含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記空力チョーク（５０）は、前記ＤＭＲＪの前記燃焼器部分（３２）からの排気のために利用可能な流れ面積を減少させる前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）からの排気（４６）によって作動され、前記チョーク（５０）は、前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）からの排気（４６）を前記ＤＭＲＪの前記燃焼器部分（３２）からの排気から分離することによって無効にされる、請求項１２に記載の方法。
14. 前記ＤＭＲＪの前記燃焼器部分（３２）より大きい断面積および空力チョーク（５０）の両方を前記共通ノズル（４２）に付与する工程を含む、請求項９に記載の方法。
15. 前記空力チョーク（５０）は、前記ＤＭＲＪの前記燃焼器部分（３２）からの排気のために利用可能な流れ面積を減少させる前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）からの排気（４６）によって作動され、前記チョーク（５０）は、前記ＤＭＲＪの前記燃焼器部分（３２）からの排気と結合される前記ターボジェットエンジンブースタ（３０）からの排気（４６）の量を減少させることによって無効にされる、請求項１４に記載の方法。
16. 前記空力チョーク（５０）を作動させるためにノズルフラップ（４８）が解放され、前記ノズルフラップ（４８）は、前記空力チョーク（５０）を無効にするために閉鎖される、請求項１５に記載の方法。

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