JP5758163B2 - スクラムジェットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、スクラムジェットエンジンの保炎に関する。

スクラムジェットエンジンは、超音速の空気を取り入れてラム圧で圧縮し、超音速流の圧縮空気に燃料を噴射して燃焼ガスを生成し、その燃焼ガスを排気することによって推力を得る。スクラムジェットエンジンにおいては、着火された燃焼ガスの火炎を確実に保炎することが一つの技術的課題である。

特許文献１に、保炎のためにステップを設けたスクラムジェットエンジンの一例が記載されている。

特開平５−１８００７４号公報

確実に保炎するためには、燃料の量に応じて、燃料噴射孔と保炎器の位置が適切であることが求められる。保炎の失敗を防ぐために以下の手段が考えられる。
（１）スクラムジェットエンジンの作動範囲を限定して、その範囲内で十分な保炎を確保できるように保炎器の位置を決定する。この手段の場合、着火及び保炎を確実にするための作動条件が限定されるという問題がある。
（２）保炎器の位置に応じて、着火に用いる燃料の噴射量を限定する。この手段の場合、着火の安定性に欠ける場合がある。

広い作動範囲で保炎の確実性を向上する技術が望まれる。

以下に、［発明を実施するための形態］で使用される番号を括弧付きで用いて、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付加されたものである。ただし、それらの番号を、［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。

本発明の一側面において、スクラムジェットエンジン（１）は、空気取入口（２）と、空気取入口から取り入れた空気が供給される中央空洞部（３）と、中央空洞部に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃料供給部（５）と、中央空洞部に設けられ、空気の流れ方向に移動可能な保炎用のキャビティ（７）と、燃焼ガスを排気するノズル（４）とを備える。

本発明の他の側面において、燃料供給部（５−２）は、キャビティ（７−１）の移動に伴って移動する。

本発明の更に他の側面におけるスクラムジェットエンジンは更に、中央空洞部（３）に燃料を供給し、キャビティ（７−１）が移動した場合に移動しない第２の燃料供給部（５−１）を備える。

本発明の更に他の側面におけるスクラムジェットエンジンは更に、中央空洞部のキャビティ（７−１）と対向する側に設けられ、空気の流れ方向に移動可能な保炎用の第２のキャビティ（７−２）と、対向する側に設けられ、中央空洞部に燃料を供給する第３の燃料供給部（５−３、５−４）とを備える。

本発明により、広い作動範囲で保炎の確実性の向上を可能とする技術が提供される。

図１は、スクラムジェットエンジンの断面図である。 図２Ａは、中央空洞部付近の断面図である。 図２Ｂは、中央空洞部付近の断面図である。 図３は、中央空洞部付近の断面図である。

以下、図面を参照して本発明の実施形態について説明する。図１は、本発明の第１実施形態におけるスクラムジェットエンジンの断面図である。本実施形態におけるスクラムジェットエンジンは、飛翔体の下部に取り付けられる。図の手前側が鉛直方向下方を示す。図の左側が飛翔体の前方、すなわち進行方向である。スクラムジェットエンジン１は、空気取入口２と、中央空洞部３と、ノズル４とを備える。中央空洞部３には、燃料供給部５と、キャビティ７とが設けられる。

スクラムジェットエンジン１は、飛翔体が所定の速度以上の超音速まで加速した後に使用される。空気取入口２から取り入れられた空気８は、圧縮されて超音速の範囲内で減速され、ラム圧を発生する。圧縮された空気は、超音速を保ちつつ中央空洞部３の流路を通過する。中央空洞部３において、燃料供給部５は圧縮された空気に燃料を供給する。圧縮された空気と燃料の混合気体は、何らかの手段（燃料の自己発火や、火薬を用いた点火装置など）によって点火され、燃焼ガス６となる。膨張した燃焼ガス６はノズル４から排気ガス９として排出され、推進力を生む。中央空洞部３において、壁面に設けられた凹部であるキャビティ７によって、燃焼ガス６の流れに循環流が生成される。この循環流は、火炎を保持するために有利に働く。すなわちキャビティ７は、保炎器として機能する。

図２Ａは、中央空洞部３付近の拡大図である。燃料供給部５−１、５−２は、図１の燃料供給部５に相当する。本実施形態では、複数の燃料供給部５−１、５−２が設けられる。キャビティ７は、中央空洞部３の燃焼ガス６の流れ方向（図２Ａに左右方向の矢印で示す方向）に所定範囲で可動である。図示しない制御装置が発信する制御信号に基づいてアクチュエータが駆動することにより、キャビティ７が移動して所定の位置を採るように制御される。

少なくとも一つの燃料供給部５−２（第１の燃料供給部）は、その燃料噴射孔がキャビティ７−２に取り付けられ、キャビティ７−２の動きに伴って移動する。他の少なくとも一つの燃料供給部５−１（第２の燃料供給部）は、キャビティ７の上流側に設けられ、キャビティ７の位置の動きと無関係に固定された燃料噴射孔から中央空洞部３に燃料を噴射する。図２Ｂでは、図２Ａに対してキャビティ７が中央空洞部３に対して後方に移動している。この移動に伴って、燃料供給部５−１と燃料供給部５−２との間の距離が大きくなっている。更に、燃料供給部５−１とキャビティ７との流れ方向の相対距離が大きくなっている。

空気取入口８から取り入れられた空気はラム圧を受けて圧縮され、圧縮空気１０として中央空洞部３に流入する。燃料供給部５−１、５−２から圧縮空気に燃料（例示：水素）が供給され、点火されることによって、燃焼ガス６が生成される。キャビティ７によって燃焼ガス６の流れに循環渦が発生することによって保炎される。作動条件に応じて、より保炎が確実に行われるように、キャビティ７の位置が制御される。

このようにキャビティ７の位置を流れ方向に可変とすることによって、着火時の飛行条件に合わせたキャビティ位置の選択が可能となる。このような作用及び効果は、本実施形態からキャビティ７内の燃料供給部５−２を除いた構成によっても得ることができる。

次に、本発明の第２実施形態を示す。本実施形態におけるスクラムジェットエンジンは、図１と同様の概略構成を示す。ただし中央空洞部３の燃料供給部５とキャビティ７の構成が第１実施形態と異なる。図３の断面図を参照してその違いを説明する。本実施形態他における中央空洞部３ａは、第１実施形態のキャビティ７に相当するキャビティ７−１に加えて、スクラムジェットエンジン１のキャビティ７−１と対向する側の壁面に、第２のキャビティ７−２と、複数の燃料供給部、すなわち燃料供給部５−３と、燃料供給部５−４とを備える。キャビティ７−２は、第１実施形態のキャビティ７と同様に壁面に設けられた窪みであり、保炎器として機能する。

第２のキャビティ７−２は、燃焼ガス６の流れ方向に沿って中央空洞部３ａに対して可動である。キャビティ７−２は、図示しない制御装置が発信する制御信号に基づいてアクチュエータが駆動することにより、キャビティ７−２が所定の位置を採るように制御される。キャビティ７−２の位置は、キャビティ７−１とは独立に制御することが可能である。すなわちキャビティ同士の相対位置は可変的である。図３の例では、キャビティ７−１の可動範囲とキャビティ７−２の可動範囲は流れ方向に同じである。

キャビティ７−２が設けられる側の面には、第３の燃料供給部（図３の燃料供給部５−３又は５−４）が設けられる。少なくとも一つの燃料供給部５−３は、キャビティ７−２の上流側に設けられ、キャビティ７−２の位置の動きと無関係に固定された燃料噴射孔から中央空洞部３ａに燃料を噴射する。他の少なくとも一つの燃料供給部５−４は、その燃料噴射孔がキャビティ７−２に取り付けられ、キャビティ７−２の動きに伴って移動する。

複数の保炎器であるキャビティ７−１、７−２により、保炎の確率が向上する。複数のキャビティ７−１、７−２の燃焼の相乗効果によって、燃焼効率の向上を期待することができる。更に、複数のキャビティの相対位置を制御することにより、飛行状態や燃焼状態に応じた保炎を行うことができる。キャビティ７−２は中央空洞部３ａの流路中心軸まわりの周方向に真上からずれた位置にあってもよいが、キャビティ７−１に対して対向し、周方向に最も離れた位置である最上部（飛翔体の水平飛行時に鉛直方向に最も高い位置となる箇所）に設けられると、高い保炎効果が期待できる。

第２実施形態に対して、例えば燃料供給部５−１及び５−３を省略した構成や、あるいは燃料供給部５−２及び５−４を省略した構成によっても、ある程度の効果を得ることが期待できる。

以上に説明した本発明の幾つかの実施形態は、互いに矛盾しない範囲で任意に組み合わせが可能であることは当業者には明らかである。

１ スクラムジェットエンジン
２ 空気取入口
３、３ａ 中央空洞部
４ ノズル
５、５−１、５−２、５−３、５−４ 燃料供給部
６ 燃焼ガス
７、７−１、７−２ キャビティ
８ 空気
９ 排気ガス
１０ 圧縮空気

Claims (4)

1. 空気取入口と、
   第１側壁面と該第１側壁面に対向する第２側壁面を有し、前記空気取入口から取り入れた空気が圧縮され、該圧縮空気が供給され、流入する中央空洞部と、
   前記中央空洞部の平坦な前記第１側壁面に固定的に設けられ、前記中央空洞部に流入する前記圧縮空気中に燃料を供給する第１燃料供給部と、
   前記中央空洞部の前記第１側壁面と同じ側で、前記圧縮空気の流れの前記第１燃料供給部より下流側に設けられ、前記圧縮空気の流れ方向及び該流れ方向と反対の方向に移動可能な保炎用の第１キャビティを有する第１キャビティ部と、
   前記燃料と前記圧縮空気から生じる燃焼ガスを排気するノズルと
   を具備し、
   前記第１燃料供給部からの前記第１キャビティ部の位置は、前記燃料の着火時の飛行条件に応じた位置に制御される
   スクラムジェットエンジン。
2. 請求項１に記載のスクラムジェットエンジンであって、
   前記第１キャビティ部は、前記中央空洞部に流入する前記圧縮空気に向かって燃料を供給する第２燃料供給部を更に具備し、
   前記第２燃料供給部は、前記キャビティの移動に伴って移動する
   スクラムジェットエンジン。
3. 請求項１又は２に記載のスクラムジェットエンジンであって、
   更に、
   前記中央空洞部の平坦な前記第２側壁面に固定的に設けられ、前記中央空洞部に流入する前記圧縮空気中に燃料を供給する第３燃料供給部と、
   前記中央空洞部の前記第２側壁面と同じ側で、前記圧縮空気の流れの前記第３燃料供給部より下流側に設けられ、前記圧縮空気の流れ方向及び該流れ方向と反対の方向に移動可能な保炎用の第２キャビティを有する第２キャビティ部と
   を具備し、
   前記第３燃料供給部からの前記第２キャビティ部の位置は、前記飛行条件に応じた位置に制御される
   スクラムジェットエンジン。
4. 請求項３に記載のスクラムジェットエンジンであって、
   前記第２キャビティ部は、前記中央空洞部に流入する前記圧縮空気に向かって燃料を供給する第４燃料供給部を更に具備し、
   前記第４燃料供給部は、前記第２キャビティの移動に伴って移動する
   スクラムジェットエンジン。
   

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