JPH09203348A - 超音速航空エンジンのインテーク制御方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 超音速飛行時において、「不始動状態」と
「超臨界状態」とを確実に判別でき、かつスロート近傍
の圧力センサによる検出圧力が、垂直衝撃波と境界層の
強い干渉により変動成分が大きい場合でも、アクチュエ
ータの誤動作を防止して垂直衝撃波の位置制御を安定し
て行うことができる超音速航空エンジンのインテーク制
御方法を提供する。 【解決手段】 カウル直後の圧力Ｐｃとディフューザ出
口の圧力Ｐｅを検出し、各圧力を機体の飛行条件から設
定される基準最大圧力と比較し、カウル直後圧Ｐｃが基
準最大圧力より大きい場合には、垂直衝撃波がスロート
前方に位置する不始動状態と判別し、ディフューザ出口
圧Ｐｅが基準最大圧力より大きい場合には、ディフュー
ザ下流に垂直衝撃波が位置する超臨界状態と判別して可
変通路位置，可変抽気バルブ開度，エンジン回転数の調
整を行う。また、更に、スロート直後の圧力Ｐｔｈとス
ロート下流の圧力Ｐｄを検出し、圧力変動成分の少ない
方を用いて、垂直衝撃波の位置制御を行う。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、超音速航空エンジ
ンのインテーク制御方法に関する。

【０００２】

【従来の技術】近年、マッハ数２．５〜５で飛行する超
音速航空機用エンジンとして、超音速時のラム圧により
空気を圧縮してターボジェットエンジンに供給するコン
バインドサイクルエンジンが研究されており、かかる超
音速航空エンジンの空気取入口（インテーク）では、超
音速飛行時に発生す衝撃波を利用して、エンジンに取り
入れる空気を効率よく圧縮しかつ亜音速まで減速するよ
うになっている。

【０００３】図４は、かかる超音速航空エンジンのイン
テーク構成図である。このインテーク１は、エンジン２
（ターボジェットエンジン）に連通したインテーク通路
３の天井面を構成する前部ランプ４及び後部ランプ６
と、インテーク通路３の底面を構成するカウル７とから
なる。また、前部ランプ４と後部ランプ６との間には、
スロート抽気間隙５が設けられ、インテーク通路３から
空気の一部を抽気するようになっている。

【０００４】前部ランプ４は、図４に示す例では、４枚
の平板状可動板４ａがインテーク通路３の長手方向に直
交する平行な軸心（揺動軸心）回りに揺動可能に連結さ
れ、その前端が機体８に揺動可能に連結されている。こ
の前部ランプ４は、図示しないアクチュエータによっ
て、全体的に揺動するとともに、各可動板間の傾斜角度
を変化させるようになっている。また、後部ランプ６
は、後端が機体８に揺動自在に連結され、図示しないア
クチュエータによって、その揺動軸心のまわりに揺動さ
せるようになっている。更に、カウル７は、インテーク
通路３に面した凹面部７ａと尖鋭部７ｂとを備えてお
り、ランプ４に生じる衝撃波を尖鋭部７ｂに集中させる
ようになっている。

【０００５】このように構成されたインテーク１の作動
について以下に説明する。離着陸時および低速飛行時に
は、前部ランプ４および後部ランプ６を上方に移動させ
て、カウル７との間に形成されるインテーク通路３の断
面積を最大限に拡大し、大量の空気をエンジン２に取り
入れるようになっている。また、超音速飛行時には、前
部ランプ４および後部ランプ６を下降させ、カウル７と
の間隔を狭めて、インテーク通路３内に発生す衝撃波を
利用して、エンジンに取り入れる空気を効率よく圧縮し
かつ亜音速まで減速するようになっている。

【０００６】すなわち、超音速時には、前部ランプ４の
各可動板４ａの境界に形成される屈曲部から斜め衝撃波
Ｓ１，Ｓ２が発生し、これらの斜め衝撃波Ｓ１，Ｓ２が
カウル７の尖鋭部７ｂに向けて発生するように、可動板
４ａの角度が調整される。また、カウル７の凹面部７ａ
からは、その後方に位置する前部ランプ４に向けて圧縮
波が発生し、凹面部７ａと可動板４ａとの間に、無数の
圧縮波が発生する扇形の領域Ａ（等エントロピ的圧縮領
域）が形成される。

【０００７】空気が斜め衝撃波Ｓ１，Ｓ２を通過する
と、その前後で速度，圧力，密度，温度等が急激に変化
することが知られており、インテーク１は、前方から取
り入れられた空気を圧縮しかつその速度を低下させる役
割を果たす。また、等エントロピー的圧縮領域Ａのよう
に、無数の圧縮波を配した領域Ａでは、全圧損失を抑制
しつつ圧縮が可能であることが知られている。このた
め、カウル７の凹面部７ａおよび可動板４ａの形状は、
等エントロピー的圧縮領域Ａを通過して圧縮された気流
が、その後方に配される後部ランプ６の先端位置手前
で、マッハ数１程度まで減速されるように設計され、後
部ランプ６の先端位置近傍に発生する垂直衝撃波Ｓ３に
よって亜音速まで減速される。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】垂直衝撃波Ｓ３は、イ
ンテーク通路３の断面積が最も狭いスロートＢ（後部ラ
ンプ６の先端位置近傍）に常に位置することが、上述し
たインテーク１において空気を効率よく圧縮し亜音速ま
で減速するために必要になる。そのため、従来、スロー
ト前後の圧力Ｐc,Ｐthを検出し、検出信号とその基準信
号との偏差に基づき、垂直衝撃波Ｓ３の位置を判別し、
アクチュエータによりランプ４，６を制御して垂直衝撃
波の位置を制御していたが、スロート近傍の圧力センサ
は、垂直衝撃波と境界層の強い干渉により変動成分が大
きくなるために、圧力信号を認識・判別することが難し
く、アクチュエータの誤動作の原因となる問題点があっ
た。

【０００９】すなわち、垂直衝撃波Ｓ３がスロート前方
に押し出され、甚だしい場合にはインテーク１の外に位
置する場合には、上述した斜め衝撃波Ｓ１，Ｓ２及び領
域Ａにおける等エントロピー的圧縮が正常に機能せず、
圧力が激しく変動して、エンジン２が始動できない状態
（不始動状態）となり、逆に垂直衝撃波Ｓ３がディフュ
ーザ３ａの下流に位置する場合には、ディフューザ内の
空気流が超音速になってディフューザ３ａが十分に機能
せず、エンジン２への流入圧が激しく振動する状態（超
臨界状態）となるが、これらの状態を従来のインテーク
制御方法では、安定して検出が困難であった。

【００１０】本発明は、上述した問題点を解決するため
に創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、
超音速飛行時において、垂直衝撃波がスロート前方に位
置してエンジンが始動できない「不始動状態」と、ディ
フューザ下流に垂直衝撃波が位置してディフューザが十
分に機能しない「超臨界状態」とを確実に判別でき、ア
クチュエータの誤動作を防止して垂直衝撃波の位置制御
を安定して行うことができる超音速航空エンジンのイン
テーク制御方法を提供することにある。また、本発明の
別の目的は、スロート近傍の圧力センサによる検出圧力
が、垂直衝撃波と境界層の強い干渉により変動成分が大
きい場合でも、アクチュエータの誤動作を防止して垂直
衝撃波の位置制御を安定して行うことができる超音速航
空エンジンのインテーク制御方法を提供することにあ
る。

【００１１】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、カウル
直後の圧力Ｐｃとディフューザ出口の圧力Ｐｅを検出
し、前記各圧力を機体の飛行条件から設定される基準最
大圧力と比較し、カウル直後圧Ｐｃが基準最大圧力より
大きい場合には、垂直衝撃波がスロート前方に位置する
不始動状態と判別し、ディフューザ出口圧Ｐｅが基準最
大圧力より大きい場合には、ディフューザ下流に垂直衝
撃波が位置する超臨界状態と判別し、不始動状態又は超
臨界状態において、可変通路位置，可変抽気バルブ開
度，エンジン回転数の調整を行う、ことを特徴とする超
音速航空エンジンのインテーク制御方法が提供される。

【００１２】また、本発明の好ましい実施形態によれ
ば、更に、スロート直後の圧力Ｐｔｈとスロート下流の
圧力Ｐｄを検出し、スロート直後圧Ｐｔｈとスロート下
流圧Ｐｄのうち圧力変動成分の少ない方を用いて、垂直
衝撃波の位置制御を行う。また、前記垂直衝撃波の位置
制御は、バイパス抽気バルブの制御による。

【００１３】上述した本発明の方法によれば、カウル直
後圧Ｐｃが基準最大圧力より大きい場合には、カウル直
後圧の計測点より前方に垂直衝撃波が位置しているた
め、スロート前方に位置する不始動状態と判別すること
ができ、可変通路位置，可変抽気バルブ開度，エンジン
回転数の調整して、垂直衝撃波を後方に移動させること
ができる。また、ディフューザ出口圧Ｐｅが基準最大圧
力より大きい場合には、ディフューザ下流に垂直衝撃波
が位置する超臨界状態と判別でき、可変通路位置，可変
抽気バルブ開度，エンジン回転数を逆に調整して、垂直
衝撃波を前方に移動させることができる。従って、不始
動状態又は超臨界状態を確実に判別でき、アクチュエー
タの誤動作を防止して垂直衝撃波の位置をスロート近傍
に戻すことができ、垂直衝撃波の位置制御を安定して行
うことができる。

【００１４】また、更に、スロート直後の圧力Ｐｔｈと
スロート下流の圧力Ｐｄを検出し、スロート直後圧Ｐｔ
ｈとスロート下流圧Ｐｄのうち圧力変動成分の少ない方
を用いて、垂直衝撃波の位置制御を行うことにより、垂
直衝撃波と境界層の強い干渉により変動成分が大きい場
合でも、アクチュエータの誤動作を防止して垂直衝撃波
の位置制御を安定して行うことができる。

【００１５】

【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において共通す
る部分には同一の符号を付して重複した説明を省略す
る。図１は、本発明による制御方法を適用する超音速航
空エンジンのインテークの全体構成図である。この図に
おいて、１はインテーク、２はターボジェットエンジ
ン、３はインテーク通路、４は前部ランプ、５はスロー
ト抽気間隙、６は後部ランプ、７はカウル、７ｂは尖鋭
部である。後部ランプ６の先端部が断面積が最も狭いイ
ンテーク通路３のスロートＢであり、スロートＢの下流
が断面積が漸増するディフューザ３ａである。かかる構
成は、図４に示した従来の超音速航空エンジンと同様で
ある。

【００１６】図１のインテーク１には、更に、前部ラン
プ４と後部ランプ６を昇降させてインテーク通路３の可
変通路位置を調節するアクチュエータ１０ａ，１０ｂ、
スロートＢ（スロート抽気間隙５）から抽気された空気
の流量を調節するスロート抽気バルブ１１ａ，及びディ
フューザ３ａの下流部から抽気された空気をエンジン２
の後方にバイパスさせるバイパス抽気バルブ１１ｂを備
えている。

【００１７】また、インテーク１には、カウル直後の圧
力Ｐｃ，ディフューザ出口の圧力Ｐｅ，スロート直後の
圧力Ｐｔｈ及びスロート下流の圧力Ｐｄを検出する圧力
センサ１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄと、インテーク
入口の静圧Ｐ0 を検出する圧力センサ１３と、インテー
クを制御するインテーク制御装置１４とが設けられてい
る。各圧力センサー１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及
び１３は、例えばピエゾ型の圧電素子からなり、検出圧
力に比例した電気信号を出力するようになっている。

【００１８】インテーク制御装置１４には、上述した各
センサー１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ及び１３の出
力信号の他に、機体８の飛行条件（マッハ数Ｍ，迎角θ
ａ，横揺れ角θｂ，エンジン２の回転数Ｎ，等）が入力
され、このインテーク制御装置１４により、インテーク
通路３の可変通路位置，スロート抽気バルブ１１ａの開
度、バイパス抽気バルブ１１ｂの開度、及びエンジン２
の回転数Ｎを調整するようになっている。

【００１９】図２は、インテーク制御装置１４における
制御ブロック図である。この図において、１４ａは基準
圧力算出ロジックであり、機体の飛行条件（マッハ数
Ｍ，迎角θａ，横揺れ角θｂ，エンジン２の回転数Ｎ，
等）から、カウル直後の圧力Ｐｃとディフューザ出口の
圧力Ｐｅの基準最大圧力Ｐｃ′，Ｐｅ′を設定するよう
になっている。この基準最大圧力は、垂直衝撃波Ｓ３が
所定の位置（スロート位置）にある場合に発生得る最大
値であり、この最大値を越える場合には、垂直衝撃波Ｓ
３がスロートの前後に移動していると判断できる。

【００２０】１４ｂは、圧力比較ロジックであり、カウ
ル直後圧Ｐｃがその基準最大圧力Ｐｃ′より大きい場合
には、垂直衝撃波Ｓ３がスロート前方に位置する不始動
状態と判別し、ディフューザ出口圧Ｐｅがその基準最大
圧力Ｐｅ′より大きい場合には、ディフューザ下流に垂
直衝撃波Ｓ３が位置する超臨界状態と判別する。１４ｃ
は、可変通路位置，可変抽気バルブ開度，エンジン回転
数の調整を行うシーケンス制御ロジックであり、不始動
状態の場合には、可変通路位置を開き，可変抽気バルブ
開度を開き，エンジン回転数を高めて、垂直衝撃波Ｓ３
の位置を後方に移動させ、超臨界状態の場合には、逆
に、可変通路位置を閉じ，可変抽気バルブ開度を閉じ，
エンジン回転数を下げて、垂直衝撃波Ｓ３の位置を前方
に移動させる。

【００２１】従って、比較ロジック１４ｂとシーケンス
制御ロジック１４ｃにより、不始動状態又は超臨界状態
を確実に判別でき、アクチュエータの誤動作を防止して
垂直衝撃波の位置をスロート近傍に戻すことができ、垂
直衝撃波の位置制御を安定して行うことができる。

【００２２】図２において、１４ｄは、変動成分比較ロ
ジックであり、スロート直後圧Ｐｔｈとスロート下流圧
Ｐｄのうち圧力変動成分の少ない方を選別するようにな
っている。また、１４ｅは、選択した圧力（Ｐｔｈ又は
Ｐｄ）を用いて、垂直衝撃波の位置制御を行うフィード
バック制御ロジックであり、バイパス抽気バルブを制御
して、垂直衝撃波をスロート位置に保持するようになっ
ている。

【００２３】この方法により、スロート直後圧Ｐｔｈと
スロート下流圧Ｐｄのうち圧力変動成分の少ない方を用
いて、垂直衝撃波の位置制御が行え、垂直衝撃波と境界
層の強い干渉により変動成分が大きい場合でも、アクチ
ュエータの誤動作を防止して垂直衝撃波の位置制御を安
定して行うことができる。

【００２４】

【実施例】図３は、本発明の方法の効果を確認した実験
データである。この図において、（Ａ）（Ｂ）（Ｃ）
（Ｄ）は、それぞれ、カウル直後の圧力Ｐｃ，スロート
直後の圧力Ｐｔｈ，スロート下流の圧力Ｐｄ，ディフュ
ーザ出口の圧力Ｐｅのインテーク入口静圧Ｐ0 に対する
圧力比である。この結果から、（Ａ）（Ｂ）では高周波
変動成分が大きく、安定な閉ループ作動が難しいが、
（Ｃ）では臨界状態で急激な圧力上昇が得られ、信頼性
の高い閉ループ制御信号とすることができることがわか
る。また、（Ｄ）では、臨界状態におけるピーク値から
超臨界状態の検知ができることがわかる。

【００２５】なお、本発明は上述した実施形態に限定さ
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。また、各圧力は、そのまま基準最大
圧力と比較してもよく、或いは図３に示したように、イ
ンテーク入口静圧Ｐ0 を用いて無次元化してもよいこと
は勿論である。

【００２６】

【発明の効果】上述したように本発明の超音速航空エン
ジンのインテーク制御方法は、超音速飛行時において、
「不始動状態」と「超臨界状態」とを確実に判別でき、
アクチュエータの誤動作を防止して垂直衝撃波の位置制
御を安定して行うことができ、かつスロート近傍の圧力
センサによる検出圧力が、垂直衝撃波と境界層の強い干
渉により変動成分が大きい場合でも、アクチュエータの
誤動作を防止して垂直衝撃波の位置制御を安定して行う
ことができる、等の優れた効果を有する。

【００２７】従って、アクチュエータの誤動作によるイ
ンテークの性能劣化に基づくエンジンの推力低減を防止
することができ、超音速機の安全性の向上が期待でき
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による制御方法を適用する超音速航空エ
ンジンのインテークの全体構成図である。

【図２】インテーク制御装置１４における制御ブロック
図である。

【図３】本発明の方法の効果を確認した実験データであ
る。

【図４】超音速航空エンジンのインテーク構成図であ
る。

【符号の説明】

Ａ 等エントロピ的圧縮領域 Ｂ スロート Ｓ３ 垂直衝撃波 Ｐｃ カウル直後の圧力 Ｐｅ ディフューザ出口の圧力 Ｐｔｈ スロート直後の圧力 Ｐｄ スロート下流の圧力 Ｐ0 インテーク入口の静圧 １ インテーク ２ ターボジェットエンジン ３ インテーク通路 ３ａ ディフューザ ４ 前部ランプ ４ａ 可動板 ５ スロート抽気間隙 ６ 後部ランプ ７ カウル ７ａ 凹面部 ７ｂ 尖鋭部 ８ 機体 １０ａ，１０ｂ アクチュエータ １１ａ スロート抽気バルブ １１ｂ バイパス抽気バルブ １２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ 圧力センサ １３ 圧力センサ １４ インテーク制御装置 １４ａ 基準圧力算出ロジック １４ｂ 比較ロジック １４ｃ シーケンス制御ロジック １４ｄ 変動成分比較ロジック １４ｅ フィードバック制御ロジック

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 カウル直後の圧力Ｐｃとディフューザ出
   口の圧力Ｐｅを検出し、 前記各圧力を機体の飛行条件から設定される基準最大圧
   力と比較し、 カウル直後圧Ｐｃが基準最大圧力より大きい場合には、
   垂直衝撃波がスロート前方に位置する不始動状態と判別
   し、 ディフューザ出口圧Ｐｅが基準最大圧力より大きい場合
   には、ディフューザ下流に垂直衝撃波が位置する超臨界
   状態と判別し、 不始動状態又は超臨界状態において、可変通路位置，可
   変抽気バルブ開度，エンジン回転数の調整を行う、こと
   を特徴とする超音速航空エンジンのインテーク制御方
   法。
2. 【請求項２】 更に、スロート直後の圧力Ｐｔｈとスロ
   ート下流の圧力Ｐｄを検出し、 スロート直後圧Ｐｔｈとスロート下流圧Ｐｄのうち圧力
   変動成分の少ない方を用いて、垂直衝撃波の位置制御を
   行う、ことを特徴とする請求項１に記載の超音速航空エ
   ンジンのインテーク制御方法。
3. 【請求項３】 前記垂直衝撃波の位置制御は、バイパス
   抽気バルブの制御による、ことを特徴とする請求項２に
   記載の超音速航空エンジンのインテーク制御方法。