JP7121556B2

JP7121556B2 - ラムジェットエンジン

Info

Publication number: JP7121556B2
Application number: JP2018117430A
Authority: JP
Inventors: 清幸渡邉; 芳通佐合; 一寿ななめ木; 順大場
Original assignee: NOF Corp; Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: NOF Corp; Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2018-06-20
Filing date: 2018-06-20
Publication date: 2022-08-18
Anticipated expiration: 2038-06-20
Also published as: JP2019218913A

Description

本発明は、ラムジェットエンジンに関し、特にその燃焼性能を向上させる技術に関する。

ラムジェットエンジンでは、ラム圧により外部からラムジェットエンジンの内部に導入された空気と、燃料搭載部から供給される燃料とを、ラム燃焼器において圧縮混合して燃焼させ、燃焼により生じた燃焼ガスを噴射部から後方へ向けて噴射することで推力を得る。

例えば特許文献１に開示されるように、ラムジェットエンジンでは、ラム燃焼器内の高温の燃焼温度から機体を保護するため、ラム燃焼器の内表面に断熱材（インシュレータ）が設けられることがある。その場合、燃料の燃焼中における断熱性を維持するべく、燃焼により断熱材が焼失しないよう、断熱材としては難燃性材料（例えば、ケイ素を主成分とする材料）が用いられている。

特許第３５６４２６７号公報

ラムジェットエンジンには、その燃焼性能を向上させることにより、高推力化及び高効率化を図ることが望まれている。この対策としては、例えばラムジェットエンジンの燃料搭載量を増加させることが考えられるが、単に燃料搭載量を増加させようとすると、ラムジェットエンジンの質量増加を招くおそれがある。

本発明はこの課題に鑑みてなされたものであって、ラムジェットエンジンにおいて、質量増加を抑制しながら、燃焼性能の向上を図れるようにすることを目的とする。

本発明者は鋭意検討した結果、通常はラム燃焼器内における燃料の燃焼に対して難燃性（耐酸化性）を有する難燃性材料により作製される断熱材を、あえて燃焼可能な可燃性材料により作製することで、断熱材が消失するまでの間は断熱材に断熱性能を発揮させることができると共に、断熱材を推力を得るための燃料としても利用可能であることを見出した。以下の本発明の各態様は、このような知見に基づいてなされたものである。

即ち、本発明の一態様に係るラムジェットエンジンは、燃料搭載部と、ラム圧により外部から空気を導入する空気導入部と、前記燃料搭載部から供給される燃料と、前記空気導入部から供給される空気とをラム圧により圧縮混合して燃焼させるラム燃焼器と、前記ラム燃焼器内において前記燃焼により生じた燃焼ガスを後方へ向けて噴射する噴射部と、を備え、前記ラム燃焼器における前記燃料と前記空気とに接触する内表面の少なくとも一部に、前記燃焼により燃焼可能な材料を含む炭化水素系の断熱材が設けられている。

上記構成によれば、ラムジェットエンジンの駆動時には、ラム燃焼器内において、燃料搭載部から供給される燃料と断熱材とが燃焼されて高い推力が得られると共に、断熱材が消失するまでの間は、断熱材による断熱効果が奏される。このように、断熱材がラム燃焼器内において燃料と共に燃焼されるため、断熱材をラムジェットエンジンの推力を得るための燃料の一部として利用できる。

従って、断熱材に燃料の一部としての機能を兼ねさせることができるので、燃料搭載量を単に増加させた場合に比べて、ラムジェットエンジンの質量増加を抑制しながら効率よく燃焼性能の向上を図ることができる。

前記断熱材が、前記燃焼可能な材料としてＥＰＤＭを含んでいてもよい。これにより、断熱材が消失するまでの間は良好に断熱機能を発揮させながら、断熱材を燃料の一部としても利用し易くすることができる。

本発明の各態様によれば、ラムジェットエンジンにおいて、質量増加を抑制しながら、燃焼性能の向上を図ることができる。

第１実施形態に係るラムジェットエンジンの模式断面図である。第２実施形態に係る断熱材の一部断面図である。第３実施形態に係る断熱材の一部断面図である。第４実施形態に係る断熱材の一部断面図である。第５実施形態に係る断熱材の一部断面図である。

以下、図面を参照しながら各実施形態を説明する。以下の説明において、前側とは、ラムジェットエンジンの飛翔方向前側を指し、後側とは、ラムジェットエンジンの飛翔方向後側を指す。

（第１実施形態）
図１は、第１実施形態に係るラムジェットエンジン１（以下、エンジン１と称する。）の模式断面図である。エンジン１は、一例として推進用エンジンとして飛翔体に搭載されたダクテッドロケットエンジンであり、固体燃料から発生させた燃料ガスと空気とをラム圧により圧縮混合して燃焼させ、これにより生じた燃焼ガスを噴射部５から噴射させる。

エンジン１は、燃料搭載部２、空気導入部３、ラム燃焼器４、噴射部５、及び断熱材６を備える。エンジン１は長尺状であり、前側に燃料搭載部２が配置され、後側に噴射部５が配置されている。

燃料搭載部２は、内部に燃料発生剤が貯留される貯留部２ａと、貯留部２ａから供給される燃料発生剤から燃料ガスを発生させるガス発生部２ｂとを有する。燃料発生剤は、一例として固体燃料発生剤である。固体燃料には、燃焼温度を上昇させるための添加物（ボロンやアルミニウム等）が添加されている。なお、燃料発生剤が発生する燃料は、固体燃料に限定されず、液体燃料でもよい。

空気導入部３は、ラム圧により外部からエンジン１内に空気を導入する。本実施形態の空気導入部３は、エンジン１を搭載する飛翔体の超音速飛翔時に、ラム圧により外部からエンジン１内に空気を導入する。空気導入部３は、エンジン１の先端側で開口する開口部３ａと、開口部３ａと連通してエンジン１の内部でエンジン１の前後方向に延びる空気導入路３ｂとを有する。開口部３ａは、エンジン１の前側に燃料搭載部２に近接して配置されている。空気導入路３ｂの下流側は、ラム燃焼器４におけるエンジン１の先端側側部に接続され、ラム燃焼器４内に向けて開口している。

ラム燃焼器４は、燃料搭載部２から供給される燃料（ここでは燃料ガス）と、空気導入部３から供給される空気とをラム圧により圧縮混合して燃焼させる。本実施形態のラム燃焼器４は、燃料搭載部２のガス発生部２ｂの後部に接続された供給路２ｃから供給される燃料ガスと、空気導入部３からラム圧により導入される空気（外気）とをラム圧により圧縮混合し、この圧縮混合ガスを自然発火させる。

一例として、ラム燃焼器４は、エンジン１の前後方向に延びる長尺状に形成されている。ラム燃焼器４の先端部には、供給路２ｃを通過した燃料ガスが噴出するガス噴出孔４ａが形成されている。供給路２ｃよりも後側に位置するラム燃焼器４の前側側部には、空気導入路３ｂを通過した圧縮空気が噴出する空気噴出口４ｂが形成されている。

噴射部５は、ラム燃焼器４内において燃焼により生じた燃焼ガスを後方へ向けて噴射する。噴射部５は、ノズルを有し、ラム燃焼器４の後方に配置されている。断熱材６は、ラム燃焼器４内の燃焼に伴う高温の燃焼温度が、エンジン１のラム燃焼器４外へ伝わるのを抑制する。断熱材６は、ラム燃焼器４における燃料（燃料ガス）と空気とに接触する内表面４ｃの少なくとも一部に設けられている。

断熱材６は、上述した圧縮混合ガスの燃焼により燃焼可能な材料を含んでいる。具体的にエンジン１では、燃料搭載部２に搭載される燃料は炭化水素系燃料であり、断熱材６は、ラム燃焼器４内において燃焼可能な材料として炭化水素系材料を含んでいる。即ち断熱材６は、炭化水素系の断熱材である。

断熱材６は、一例として、燃焼可能な材料としてＥＰＤＭ（エチレンプロピレンゴム）を含んでいる。本実施形態の断熱材６は、ＥＰＤＭで構成され、シート状に形成されてラム燃焼器４の内表面４ｃの全体に設けられている。断熱材６の厚み寸法は適宜設定可能であるが、一例として、数ｍｍ以上数十ｍｍ以下の範囲の値に設定されている。

以上の構成を有するエンジン１によれば、その駆動時には、ラム燃焼器４内において、燃料搭載部２から供給される燃料と断熱材６とが燃焼されて高い推力が得られると共に、断熱材６が消失するまでの間は、断熱材６による断熱効果が奏される。このように、断熱材６がラム燃焼器４内において燃料と共に燃焼されるため、断熱材６をエンジン１の推力を得るための燃料の一部として利用できる。

従って、断熱材６に燃料の一部としての機能を兼ねさせることができるので、エンジンの燃料搭載量を単に増加させた場合に比べて、エンジン１の質量増加を抑制しながら効率よく燃焼性能の向上を図ることができる。

ここで、ラム燃焼器４内に設けられた断熱材６を燃料の一部としても用いることができるのは、ラムジェットエンジンがラム圧により豊富な酸化剤（空気）をエンジン内に導入してラム燃焼器４内で燃料を燃焼させる構造を有するためである。本発明者らは、このような構造を有するラムジェットエンジンに基づいて鋭意検討した結果、本実施形態に至ったものであり、本実施形態は、ラムジェットエンジンの燃焼性能を向上させるべく構成されている。

またエンジン１は、燃焼性能が向上されたことにより、運用可能な空燃比の範囲が従来のエンジンに比べて大幅に拡大されており、飛翔速度、飛翔高度に制限を有するラムジェットエンジンの作動領域を従来より拡大することができる。具体的には、空燃比が小さい範囲においてもエンジン１の比推力［ｓ］の低下が従来のエンジンに比べて抑えられているため、エンジン１は、比較的低速で飛翔する飛翔体の用途にも良好に使用できる。このことによる効果は、ラムジェットエンジンが作動する飛翔領域まで加速するための加速用推進装置の軽量化にも寄与可能であることを示す。

また断熱材６が、炭化水素系の断熱材であり、燃焼可能な材料として、例えばＥＰＤＭを含んでいる。このため、エンジン１の駆動時には、断熱材６が消失するまでの間は良好に断熱材６の断熱機能を発揮させながら、断熱材６を燃料の一部としても利用し易くすることができる。

ここで、本発明者らの検討によれば、ＥＰＤＭで構成された断熱材６を使用した結果、シリカ（Ｓｉ）を含有する材料で構成された従来の断熱材を使用した場合に比べて、エンジン１の燃焼効率が１０％以上向上し、且つ、比推力（単位質量の燃料成分が発生できる力積（推力×時間））が２０％以上向上することが分かった。以下、その他の実施形態について、第１実施形態との差異を中心に説明する。

（第２実施形態）
図２は、第２実施形態に係る断熱材１６の一部断面図である。断熱材１６は、難燃性（耐酸化性）層７と、これに積層された可燃性（酸化性）層８とからなる二重構造を有する。

難燃層７は、ラム燃焼器４の内表面４ｃに直接接するように設けられている。難燃層７は、難燃性材料（一例として無機系材料）で構成されている。本実施形態の難燃層７は、シリカ（Ｓｉ）含有材料で構成されている。

可燃層８は、可燃性材料（一例として有機系材料）で構成されている。本実施形態の可燃層８は、第１実施形態の断熱材６と同様の材料（ここではＥＰＤＭ）で構成される。

層７，８の各厚み寸法は、適宜設定可能である。すなわち、層７，８の各厚み寸法は、同一でもよいし、一方が他方に比べて大きくてもよい。また、層７，８のうちの一方は、他方に比べて厚み寸法が３／４以下の値に設定されていてもよいし、１／２以下の値、又は、１／３以下の値に設定されていてもよい。また、エンジン１の周方向、又は、エンジン１の長手方向において、層７，８の少なくともいずれかの厚み寸法が、複数の値に設定されていてもよい。

第２実施形態によれば、エンジン１の駆動時において、可燃層８は、消失するまでの間、断熱材１６として機能すると共に、燃料の一部としても機能する。これにより、第１実施形態と同様の効果が奏される。また、可燃層８が消失した後も、難燃層７が残留するため、断熱材１６による断熱効果を持続させることができる。

（第３実施形態）
図３は、第３実施形態に係る断熱材２６の一部断面図である。断熱材２６は、第２実施形態の断熱材１６と同様に難燃層７と可燃層８とを有するが、ラム燃焼器４の内表面４ｃのうち、前側部分に難燃層７が設けられ、後側部分に可燃層８が設けられている。

層７，８の厚み寸法は、ここでは同一寸法に設定されているが、一方が他方に比べて大きく設定されていてもよい。また、層７，８の少なくともいずれかの厚み寸法が、複数の値に設定されていてもよい。

また、層７，８の長手方向寸法は、同一寸法でもよいし、異なっていてもよい。層７，８のうちの一方は、他方に比べて長手方向寸法が３／４以下の値に設定されていてもよく、１／２以下の値、又は、１／３以下の値に設定されていてもよい。

エンジン１の前後方向における層７，８の境界位置は、適宜設定可能であるが、ラム燃焼器４内の燃焼による可燃層８の損耗を考慮すると、例えば、エンジン１の駆動時におけるラム燃焼器４内で最高温度となる部位よりも後方に前記境界位置を配置することが望ましい。

また、層７，８の境界面は、図示するように内表面４ｃに対して直交する形態に限られない。例えば、内表面４ｃに近づくにつれて後側に位置するような傾斜面としてもよい。

第３実施形態によれば、エンジン１の駆動時において、ラム燃焼器４内の燃焼温度が比較的高くなるラム燃焼器４の前側に難燃層７を配置したことで、可燃層８の損耗を抑制しながら、断熱材２６による断熱効果と、可燃層８によるエンジン１の燃焼性能の向上とを両立して得易くすることができる。

なお、エンジン１を搭載した飛翔体の初速を更に向上させる等の目的によっては、ラム燃焼器４の内表面４ｃのうち、前側部分に可燃層８が設けられ、後側部分に難燃層７が設けられていてもよい。これにより、エンジン１の点火直後に可燃層８を燃焼させて早期にエンジン１の燃焼性能を向上させ、飛翔体の初速を向上させ易くすることができると共に、断熱材２６による断熱効果を得ることができる。

（第４実施形態）
図４は、第４実施形態に係る断熱材３６の一部断面図である。断熱材３６は、第１実施形態の断熱材６と同様の材料で構成されるが、ラム燃焼器４の内表面４ｃのうち、ラム燃焼器４の前端部及び後端部を除いた内周面に設けられた部分が、前方から後方に向けて、厚み寸法が減少するように形成されている。本実施形態では、一例として、断熱材３６のうちの外部分が、前方から後方に向けて、厚み寸法が漸減するように形成されている。

一例として、断熱材３６の最小厚み寸法は、断熱材３６の最大厚み寸法の３／４以下の値に設定されている。断熱材３６の最小厚み寸法は、断熱材３６の最大厚み寸法の１／２以下の値に設定されていてもよく、１／３以下の値に設定されていてもよい。

第４実施形態によれば、燃料ガスと空気との圧縮混合ガスが燃焼されることにより高温となるラム燃焼器４の前側部分において、断熱材３６が比較的厚み寸法が大きく形成されている。よって、エンジン１の駆動時において、ラム燃焼器４の前側部分における断熱材６の早期の消失を抑制し、ラム燃焼器４内の全体において、断熱材３６による断熱効果を得易くすることができる。

なお、第４実施形態では、断熱材３６の前記部分は、前方から後方に向けて、厚み寸法が段階的に減少するように形成されていてもよい。また、ラム燃焼器４の周方向における一部領域に設けられた断熱材３６の前記部分が、前方から後方に向けて、厚み寸法が減少するように形成されていてもよい。

（第５実施形態）
図５は、第５実施形態に係る断熱材４６の一部断面図である。断熱材４６は、単一の層により構成されている。断熱材４６は、無機系材料を基本材料として構成されている。この無機系材料中には、有機系材料が含まれている。該有機系材料は、炭化水素系材料であり、一例として、第１実施形態の断熱材６と同様の材料（ＥＰＤＭ）を含む。また、断熱材４６では、断熱材４６のラム燃焼器４の内方側表面における有機成分濃度（重量％）が、断熱材４６のラム燃焼器４の外方側表面における有機成分濃度（重量％）に比べて高く設定されている。

断熱材４６の断熱材４６のラム燃焼器４の外方側表面における有機成分濃度は、断熱材４６のラム燃焼器４の内方側表面における有機成分濃度の７５％の値に設定されていてもよく、５０％以下の値、又は、３０％以下の値に設定されていてもよい。

第５実施形態によれば、断熱材４６による断熱効果が良好に得られると共に、断熱材４６のラム燃焼器４の内側の表面に含まれる豊富な有機成分を燃料の一部として機能させることができる。なお第５実施形態では、断熱材４６における有機成分の濃度は、ラム燃焼器４の内方から外方へ向けて漸減していてもよいし、段階的に漸減していてもよい。

本発明は、上記各実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、その構成を変更、追加、又は削除できる。また、上記各実施形態は、互いに組み合わせてもよい。例えば、第２実施形態の可燃層８は、第４実施形態の断熱材３６のように、ラム燃焼器４の内表面４ｃのうち、ラム燃焼器４の内周面に設けられた部分が、前方から後方に向けて、厚み寸法が減少するように形成されていてもよい。

本発明は、ラムジェットエンジンにおいて、質量増加を抑制しながら、燃焼性能の向上を図れるため、ラムジェットエンジンを利用した各分野に広く好適に利用可能である。

１ラムジェットエンジン
２燃料搭載部
３空気導入部
４ラム燃焼器
４ｃラム燃焼器の内表面
５噴射部
６，１６，２６，３６，４６断熱材

Claims

燃料搭載部と、
ラム圧により外部から空気を導入する空気導入部と、
ラムジェットエンジン駆動時から前記燃料搭載部より供給される燃料と、前記空気導入部から供給される空気とをラム圧により圧縮混合して燃焼させるラム燃焼器と、
前記ラム燃焼器内において前記燃焼により生じた燃焼ガスを後方へ向けて噴射する噴射部と、を備え、
前記ラム燃焼器における前記燃料と前記空気とに接触する内表面の少なくとも一部に、前記燃焼により燃焼する材料を含む炭化水素系の断熱材が設けられている、ラムジェットエンジン。
前記断熱材が、前記燃焼により燃焼する材料としてＥＰＤＭを含む、請求項１に記載のラムジェットエンジン。
前記断熱材は、
難燃性材料で構成された難燃性層と、
可燃性材料で構成された可燃性層と、を含み、
前記難燃性層は、前記ラム燃焼器の内表面に直接接するように設けられ、
前記可燃性層は、前記難燃性層に積層されている、
請求項１に記載のラムジェットエンジン。
前記断熱材は、ラムジェットエンジンの前後方向に延びる前記ラム燃焼器に設けられ、難燃性材料で構成された難燃性層と、可燃性材料で構成された可燃性層と、を含み、
前記難燃性層は、前記ラム燃焼器の内表面のうち、前側部分に設けられ、
前記可燃性層は、前記ラム燃焼器の内表面のうち、前記難燃性層に対して後側部分に設けられている、
請求項１に記載のラムジェットエンジン。
前記難燃性層と前記可燃性層との境界の位置は、ラムジェットエンジンの駆動時に前記ラム燃焼器内で最高温度となる部位よりも後方に配置されている、
請求項４に記載のラムジェットエンジン。
前記断熱材は、ラムジェットエンジンの前後方向に延びる前記ラム燃焼器に設けられ、難燃性材料で構成された難燃性層と、可燃性材料で構成された可燃性層と、を含み、
前記可燃性層は、前記ラム燃焼器の内表面のうち、前側部分に設けられ、
前記難燃性層は、前記ラム燃焼器の内表面のうち、前記可燃性層に対して後側部分に設けられ、
ている、
請求項１に記載のラムジェットエンジン。
前記断熱材は、ラムジェットエンジンの前後方向に延びる前記ラム燃焼器に設けられ、前方から後方に向けて厚み寸法が減少するように形成されている、
請求項１に記載のラムジェットエンジン。
前記断熱材は、無機系材料を基本成分として有機系材料を含む単一層であり、
前記断熱材の前記有機系材料の成分濃度は、前記断熱材の厚み方向において前記ラム燃焼器側である外方側よりも内方側が高い、
請求項１に記載のラムジェットエンジン。