WO2019155654A1 - スクラムジェットエンジン及び飛翔体 - Google Patents

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将治 中村
明彦 常見
拓人 羽二生
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三菱重工業株式会社
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/14—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines with external combustion, e.g. scram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/10—Application in ram-jet engines or ram-jet driven vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Definitions

  • JP 2012-202226 A discloses a scramjet engine in which the fuel injection direction is variable.
  • This publication discloses a technique for injecting fuel into an air stream from a lamp provided on a wall surface and a technique for injecting fuel into an air stream from upstream of a cavity.
  • Japanese Patent Application Laid-Open No. 2004-84516 discloses a technology in which a projecting object having an acute angle facing the rear part is provided on the inner wall of the engine and the recirculation flow from the rear part is directed rearward by the projecting object.
  • the second fuel injection device injects fuel so as to cross the discontinuous surface from a position downstream of the discontinuous surface generated by generation of a shock wave toward a position upstream of the discontinuous surface.
  • the above scramjet engine may be mounted on a flying object and used.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration of a flying object in one embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing the structure of a scramjet engine in one embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view showing the configuration of the combustor in one embodiment.
  • FIG. 4 is a perspective view showing the configuration of the combustor shown in FIG.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view showing the operation of the combustor of one embodiment.
  • the combustor 5 includes fuel injection devices 11 and 12 provided in the cowl 2 and a fuel injection device 13 provided in the fuselage 1, and compressed air received from the inlet portion 4 by the fuel injection devices 11, 12, and 13. The fuel is injected into the fuel to burn the fuel.
  • the surface 2 b (second surface) of the cowl 2 is connected to the downstream end of the protrusion 14.
  • the surface 2b is parallel to the XZ plane.
  • the height of the channel 20 in the surface 2b of the cowl 2, i.e., the distance of the plane 1a and the cowl second surface 2b of the fuselage 1 is H 2.
  • the height H 2 of the flow path 20 on the surface 2 b located downstream of the protrusion 14 is higher than the height H 1 of the flow path 20 on the surface 2 a located upstream of the protrusion 14.
  • the surface 2 a located upstream of the protrusion 14 and the surface 2 b located downstream of the protrusion 14 are connected by the surface 2 c of the cowl 2 formed between the adjacent protrusions 14. Has been.
  • the cross-sectional area of the flow path 20 may increase toward the downstream in at least a part thereof. Such a structure contributes to allowing the combustion gas to flow smoothly downstream along the cowl 2 in the downstream region 24.
  • the pressure becomes excessively high upstream and air cannot be taken in.
  • an opening angle is provided in the cowl 2 in the downstream region 24. That is, the surface 2d facing the downstream region 24 of the cowl 2 is inclined so that the distance between the surface 1a of the body 1 and the surface 2d of the cowl 2 increases toward the downstream.
  • the angle formed by the surface 1 a of the fuselage 1 and the surface 2 d of the cowl 2 is indicated by the symbol ⁇ 2 .
  • the cross-sectional area of the flow path 20 increases toward the downstream, which is effective for smoothly ejecting the combustion gas.
  • the angle ⁇ 2 may be set to 2 ° or more and 4 ° or less.
  • FIG. 5 is a diagram illustrating the operation of the combustor 5 of the present embodiment.
  • the inclination of the inclined surface 15 c of the cavity 15 is adjusted so that a shock wave is generated in the combustion region 23, thereby improving the combustion efficiency.
  • the generation of a shock wave means that a pressure discontinuity 30 is formed.
  • the discontinuous surface 30 is inclined with respect to the flow of the combustion gas, and an oblique shock wave is generated.
  • the inventors findings when the gentle slope of the inclined surface 15c of the cavity 15, i.e., the inclined surface 15c is, reducing the surface 2a and the angle theta 1 of the cowl 2, to slow the flow in the cavity 15 acts Is weakened, but combustion is accelerated by the generation of shock waves.
  • a shock wave is generated in the combustion region 23
  • a pressure discontinuous surface 30 is formed in the combustion region 23. In the region near the upstream side of the discontinuous surface 30, the pressure and temperature rise, and combustion is performed in such a region, so that the combustion efficiency can be effectively improved.
  • the inventors have confirmed by simulation that the inclined surface 15c of the cavity 15 to the surface 2a and the angle theta 1 of the cowl 2 to 45 ° or less is suitable for generation of the shock wave. Furthermore, it was confirmed by a combustion experiment that the combustion efficiency can be improved by about 30% by adjusting the inclination of the inclined surface 15c so that a shock wave is generated.
  • the reason why the inclination of the inclined surface 15c is expressed with reference to the surface 2a of the cowl 2 is that the surface 2a of the cowl 2 determines the direction of the flow of compressed air and combustion gas as the entire combustor 5. It is.
  • the angle ⁇ 1 formed by the inclined surface 15c of the cavity 15 and the surface 2a of the cowl 2 is preferably 20 ° or more.
  • the structure in the turbulent flow formation region 22 of the combustor 5 of the present embodiment further improves the efficiency of air-fuel mixture formation.
  • height H 2 of the flow channel 20 in the plane 2b located downstream of the protrusion 14 is higher than the height H 1 of the channel 20 in the surface 2a which is located upstream of the projection 14, the turbulent flow formation region
  • the pressure in the portion facing the surface 2 b of 22 is lower than that in the upstream region 21.
  • the surface 2 a located upstream of the protrusion 14 and the surface 2 b located downstream of the protrusion 14 are surfaces of the cowl 2 formed between the adjacent protrusions 14. 2c, a flow of compressed air is formed along the surface 2c between the adjacent protrusions 14. Thereby, formation of turbulent flow is promoted, and an air-fuel mixture in which fuel and compressed air are mixed can be efficiently generated.
  • the air-fuel mixture generated in the turbulent flow formation region 22 is introduced into the combustion region 23.
  • a part of the air-fuel mixture is decelerated by the cavity 15, whereby a circulating flow 15 d is formed in the cavity 15.
  • Combustion is injected into the circulation flow 15 d from the fuel nozzle 12 a by the fuel injection device 12, and further ignited by the ignition device 16 to the circulation flow 15 d, whereby the flame is held in the cavity 15.
  • the air-fuel mixture introduced into the combustion region 23 is ignited by the flame held in the cavity 15, and the air-fuel mixture burns to generate combustion gas.
  • the discontinuous surface 30 reaches the inside of the cavity 15, and the fuel injection device 12 crosses the discontinuous surface 30 from a position downstream of the discontinuous surface 30 toward a position upstream of the discontinuous surface 30. Inject fuel into the tank. This is effective for promoting the mixing of the circulating flow 15d generated in the cavity 15 and the fuel and improving the combustion efficiency.
  • Combustion gas generated in the combustion region 23 is introduced into the downstream region 24.
  • the flow of the combustion gas flowing from the combustion region 23 is blocked by the fuel injection of the fuel injection device 13, and the speed of the combustion gas decreases. Thereby, combustion of the unburned fuel contained in combustion gas can be accelerated
  • Combustion gas is introduced from the downstream region 24 into the nozzle unit 6 and ejected from the nozzle unit 6. Thereby, the driving force for propelling the flying object 100 is obtained.
  • the combustion efficiency of the combustion gas can be improved by generating a shock wave in the combustion region 23.
  • the fuel injection device 13 is provided in the fuselage 1, and the fuel injection devices 11, 12, the protrusion 14, the cavity 15, and the ignition device 16 are described in the cowl 2. It is not limited.
  • the components described as being provided in the cowl 2 in the above-described embodiment may be provided in the body 1, and the components described as being provided in the body 1 may be provided in the cowl 2.
  • the fuel injection device 13 for injecting fuel into the downstream region 24 may not be provided.

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Abstract

スクラムジェットエンジンの燃焼効率を向上する。スクラムジェットエンジンが、第１及び第２流路形成部材と、第１及び第２燃料噴射装置とを具備している。第１流路形成部材と第２流路形成部材との間に形成された流路は、上流から圧縮空気が導入される乱流形成領域と、その下流に位置し、圧縮空気を用いた燃焼が行われる燃焼領域とを含む。第２流路形成部材には、乱流形成領域に位置し、第１流路形成部材に向かって突起する突起が形成されている。第１燃料噴射装置は、突起に設けられた第１燃料ノズルを介して圧縮空気に燃料を噴射する。第２流路形成部材には、燃焼領域に位置するキャビティが形成されている。第２燃料噴射装置は、キャビティに設けられた第２燃料ノズルを介して圧縮空気に燃料を噴射する。キャビティは、底面と、底面の下流側の端に接続する傾斜面とを有する。キャビティの傾斜面の傾きが、燃焼領域に衝撃波が発生するように調節されている。

Description

スクラムジェットエンジン及び飛翔体
　本発明は、スクラムジェットエンジン及び飛翔体に関する。
　超音速で飛行する飛翔体(flying object)の推進装置としてスクラムジェットエンジンが検討されている。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て圧縮空気を生成し、該圧縮空気に燃料を噴射して燃料を燃焼し、燃焼によって生成された高温・高圧の燃焼ガスを排気することによって推力を得るように構成される。
　スクラムジェットエンジンの推進力を十分に得るためには、噴射された燃料の燃焼効率を向上させることが望ましい。
　なお、特開２０１２－２０２２２６号公報は、燃料噴射方向が可変であるスクラムジェットエンジンを開示している。この公報は、壁面に設けられたランプから気流中に燃料を噴射する技術及びキャビティの上流から気流中に燃料を噴射する技術を開示している。
　また、特開２００４－８４５１６号公報は、エンジン内壁に後部に向く鋭角の突起物体を設け、この突起物体により、後部からの再循環流を後方に向ける技術を開示している。
特開２０１２－２０２２２６号公報 特開２００４－８４５１６号公報
　本発明の目的の一つは、スクラムジェットエンジンの燃焼効率を向上することにある。本発明の他の目的及び新規な特徴は、下記の開示から当業者には理解されるであろう。
　本発明の一の観点では、スクラムジェットエンジンが、第１流路形成部材と、第１流路形成部材に対向して設けられた第２流路形成部材と、第１燃料噴射装置と、第２燃料噴射装置とを具備している。第１流路形成部材と第２流路形成部材との間に流路が形成されている。流路は、上流から圧縮空気が導入される乱流形成領域と、乱流形成領域の下流に位置し、圧縮空気を用いた燃焼が行われる燃焼領域とを含む。第２流路形成部材には、乱流形成領域に位置し、第１流路形成部材に向かって突起する突起が形成されている。第１燃料噴射装置は、突起に設けられた第１燃料ノズルを介して圧縮空気に燃料を噴射する。第２流路形成部材には、燃焼領域に位置するキャビティが形成されている。第２燃料噴射装置は、キャビティに設けられた第２燃料ノズルを介して圧縮空気に燃料を噴射する。キャビティは、底面と、底面の下流側の端に接続する傾斜面とを有する。キャビティの傾斜面の傾きが、燃焼領域に衝撃波が発生するように調節されている。
　一実施形態では、流路が、更に、圧縮空気を乱流形成領域に導入する上流領域を含んでもよい。この場合、キャビティの傾斜面が、第２流路形成部材の上流領域に面する部分の面である第１面となす角が、４５°以下になるように調節される。
　キャビティの傾斜面が第２流路形成部材の第１面となす角は、２０°以上であることが好ましい。
　一実施形態では、第２燃料噴射装置は、衝撃波の発生により発生する不連続面の下流の位置から該不連続面の上流の位置に向けて、不連続面を横切るように燃料を噴射する。
　一実施形態では、第２流路形成部材は、乱流形成領域の突起の下流に位置する第２面を有し、第２面と第１流路形成部材との間の距離が、第１面と第１流路形成部材との間の距離よりも大きい。
　一実施形態では、キャビティの前壁の上端が第２面に接続され、キャビティの底面の上流側の端が、前壁の下端に接続される。
　一実施形態では、スクラムジェットエンジンが、更に、第１流路形成部材のキャビティよりも下流の位置に設けられた第３燃料ノズルを介して第２流路形成部材に向けて燃料を噴射する第３燃料噴射装置を具備する。
　上記のスクラムジェットエンジンは、飛翔体に搭載されて使用されてもよい。
　本発明によれば、スクラムジェットエンジンの燃焼効率を向上することができる。
図１は、一実施形態における飛翔体の構成を示す斜視図である。 図２は、一実施形態におけるスクラムジェットエンジンの構造を示す概略図である。 図３は、一実施形態における燃焼器の構成を示す断面図である。 図４は、図３に示された燃焼器の構成を示す斜視図である。 図５は、一実施形態の燃焼器の動作を示す断面図である。
　図１は、一実施形態の飛翔体１００の構成を示す斜視図である。飛翔体１００の機体１にはカウル２が設けられており、機体１及びカウル２にスクラムジェットエンジン３を構成する様々な部材及び機器が搭載されている。
　図２に示すように、スクラムジェットエンジン３は、概略的には、インレット部４と、燃焼器５と、ノズル部６とを備えている。インレット部４は、前方開口４ａから超音速の空気を取り込み、取り込んだ空気を圧縮して圧縮空気を生成する。燃焼器５は、インレット部４から圧縮空気を受け取り、該圧縮空気を用いて燃料を燃焼して燃焼ガスを生成する。ノズル部６は、燃焼器５で生成した燃焼ガスを後方開口６ａから排出する。燃焼ガスを後方開口６ａから排出することにより、飛翔体１００の推進力が得られる。
　図３は、燃焼器５の構成を示す断面図である。なお、以下の説明においては、ＸＹＺ直交座標系が導入され、該ＸＹＺ直交座標系を用いて方向を表現することがある。
　燃焼器５は、カウル２に設けられた燃料噴射装置１１、１２及び機体１に設けられた燃料噴射装置１３を備えており、燃料噴射装置１１、１２、１３によってインレット部４から受け取った圧縮空気に燃料を噴射して燃料を燃焼するように構成されている。
　本実施形態では、機体１とカウル２との間の空間が燃焼器５の流路２０として用いられる。即ち、機体１とカウル２とが、流路２０を形成する流路形成部材として用いられる。燃焼器５の流路２０は、上流領域２１と、乱流形成領域２２と、燃焼領域２３と、下流領域２４とを含んでいる。
　上流領域２１は、機体１の面１ａとカウル２の面２ａ（第１面）との間に形成されており、インレット部４で生成された圧縮空気を乱流形成領域２２に導入する。本実施形態では、面２ａは、燃焼器５の最上流に位置しており、燃焼器５全体としての圧縮空気及び燃焼ガスの流れの方向を規定している。本実施形態では、燃焼器５全体としての圧縮空気及び燃焼ガスの流れの方向は＋Ｘ方向であり、機体１の面１ａとカウル２の面２ａは、ＸＺ平面に平行である。上流領域２１における流路の高さ、即ち、機体１の面１ａとカウル２の面２ａの距離は、Ｈ１である。
　乱流形成領域２２は、上流領域２１の下流に位置している。カウル２の乱流形成領域２２に面する部分には、機体１の面１ａに向かって突起する突起１４が形成されている。図４に示されているように、複数の突起１４が、流路２０を横断する方向、即ち、Ｙ軸方向に並んで配置されている。突起１４は、その下流に乱流を形成する。後述のように、突起１４の下流に形成される乱流は、燃焼効率の向上に寄与する。
　突起１４には、燃料ノズル１１ａが形成されており、燃料噴射装置１１は、燃料ノズル１１ａから突起１４の下流に向けて燃料を噴射する。これにより、突起１４によって形成された乱流に燃料が噴射される。
　図３を再度に参照して、突起１４の下流側の端にカウル２の面２ｂ（第２面）が接続している。本実施形態では、面２ｂは、ＸＺ平面に平行である。カウル２の面２ｂにおける流路２０の高さ、即ち、機体１の面１ａとカウル２の面２ｂの距離は、Ｈ２である。突起１４の下流に位置する面２ｂにおける流路２０の高さＨ２は、突起１４の上流に位置する面２ａにおける流路２０の高さＨ１より高い。図４に示されているように、突起１４の上流に位置する面２ａと、突起１４の下流に位置する面２ｂとは、隣接する突起１４の間に形成されたカウル２の面２ｃによって接続されている。
　図３に示すように、燃焼領域２３は、乱流形成領域２２の下流に位置しており、燃焼領域２３では、形成した混合気に着火されて混合気が燃焼される。なお、燃焼領域２３は、燃焼が主として行われる領域を意味しているが、他の領域において燃焼が起こらないことを意味しているのではない。例えば、下流領域２４の一部でも燃焼は起こり得る。
　カウル２の燃焼領域２３に面する部分には、保炎のためにキャビティ１５が形成されている。キャビティ１５は、突起１４の下流に位置する面２ｂから窪んで形成されており、前壁１５ａと底面１５ｂと傾斜面１５ｃとを有している。本実施形態では、前壁１５ａは、その上端が乱流形成領域２２に隣接して位置しており、面２ｂの下流側の端に接続している。本実施形態では、前壁１５ａは、面２ｂに垂直（即ち、ＹＺ平面に平行）である。底面１５ｂは、前壁１５ａの下端に接続されている。本実施形態では、キャビティ１５の底面１５ｂは、カウル２の上流領域２１に面する面２ａと平行（即ち、ＸＺ平面に平行）である。
　キャビティ１５の傾斜面１５ｃは、底面１５ｂの下流側の端に接続している。キャビティ１５の傾斜面１５ｃは、面２ａと角θ１をなすように（即ち、ＸＺ平面と角θ１をなすように）傾けられている。角θ１は、キャビティランプ角と呼ばれることがある。本実施形態では、キャビティ１５の底面１５ｂが面２ａと平行なので、結果として、傾斜面１５ｃは、底面１５ｂと角θ１をなすように傾けられていることになる。
　キャビティ１５の傾斜面１５ｃには燃料ノズル１２ａが形成されており、燃料噴射装置１２は、燃料ノズル１２ａからキャビティ１５の内部に向けて燃料を噴射する。更に、キャビティ１５の底面１５ｂには、キャビティ１５に噴射された燃料に着火する着火装置１６が設けられている。
　下流領域２４は、燃焼領域２３の下流に位置している。下流領域２４は、燃焼器５における燃焼によって発生した燃焼ガスをノズル部６に送り込む。
　機体１の面１ａの下流領域２４に面する部分に燃料ノズル１３ａが設けられており、燃料噴射装置１３は、燃料ノズル１３ａから下流領域２４に燃料を噴射する。燃料噴射装置１３は、下流領域２４において燃料を噴射することによって燃焼ガスの流れを堰き止め、これにより燃焼を促進するために設けられている。
　下流領域２４においては、その少なくとも一部において、流路２０の断面積が、下流に向けて大きくなっていてもよい。このような構造は、下流領域２４において、カウル２に沿って燃焼ガスをスムーズに下流側に流すことに寄与する。本実施形態のスクラムジェットエンジン３では、燃料噴射装置１３による燃料の噴射によって燃焼ガスの流れが過剰に堰き止められると、上流において圧力が過剰に高くなって、空気が取り込めなくなってしまう。下流領域２４において流路２０の断面積を下流に向けて増大させることで、燃焼ガスをカウル２に沿って下流に流れさせるための空間が確保でき、燃焼ガスをスムーズに噴出することができる。
　具体的には、本実施形態では、下流領域２４においてカウル２に開き角が設けられている。すなわち、カウル２の下流領域２４に面する面２ｄは、下流に向かって機体１の面１ａとカウル２の面２ｄの間の距離が大きくなるように傾斜している。図２において、機体１の面１ａとカウル２の面２ｄとがなす角は、記号θ２として示されている。これにより、流路２０の断面積が下流に向けて大きくなり、これは、燃焼ガスをスムーズに噴出するために有効である。一実施形態では、角θ２は、２°以上、４°以下に設定されてもよい。
　図５は、本実施形態の燃焼器５の動作を示す図である。
　本実施形態の燃焼器５では、キャビティ１５の傾斜面１５ｃの傾きが、燃焼領域２３において衝撃波が発生するように調節されており、これにより、燃焼効率が向上されている。ここで、衝撃波の発生は、圧力の不連続面３０が形成されることを意味することに留意されたい。本実施形態では、不連続面３０が燃焼ガスの流れに対して斜めであり、斜め衝撃波が発生していることになる。
　キャビティ１５は、混合気の流れを遅くすることで内部に循環流を形成し、その循環流に着火することで保炎を実現するように構成される構造体である。このような観点からは、混合気の流れを十分に遅くするために、キャビティランプ角、即ち、傾斜面１５ｃがカウル２の面２ａとなす角θ１をある程度大きくとることが一般的である。
　発明者の発見は、キャビティ１５の傾斜面１５ｃの傾きを緩やかにすると、即ち、傾斜面１５ｃが、カウル２の面２ａとなす角θ１を小さくすると、キャビティ１５の内部における流れを遅くする作用は弱まるが、衝撃波が発生することによりむしろ燃焼が促進されるということである。燃焼領域２３に衝撃波が発生すると、燃焼領域２３に圧力の不連続面３０が形成される。不連続面３０の上流側の近傍の領域では、圧力及び温度が上昇し、このような領域で燃焼が行われることで、燃焼効率を有効に向上させることができる。
　発明者は、キャビティ１５の傾斜面１５ｃがカウル２の面２ａとなす角θ１を４５°以下にすることが衝撃波の発生に好適であることをシミュレーションにより確認した。更に、傾斜面１５ｃの傾きを衝撃波が発生するように調節することで、燃焼効率を３０％程度向上できることを燃焼実験により確認した。なお、傾斜面１５ｃの傾きをカウル２の面２ａを基準として表しているのは、カウル２の面２ａが、燃焼器５全体としての圧縮空気及び燃焼ガスの流れの向きを決定しているからである。
　一方で、キャビティ１５の傾斜面１５ｃが過剰に緩やかであると、流れを遅くする機能が損なわれる。この観点から、キャビティ１５の傾斜面１５ｃがカウル２の面２ａとなす角θ１は、２０°以上であることが好ましい。
　以下では、本実施形態の燃焼器５の動作の詳細を説明する。
　インレット部４で生成された圧縮空気は、上流領域２１に流れ込み、更に、乱流形成領域２２に導入される。
　圧縮空気が乱流形成領域２２に導入されると、乱流形成領域２２に形成された突起１４の列により、突起１４の下流に乱流が形成される。更に、突起１４に設けられた燃料ノズル１１ａから突起１４の下流に形成された乱流に燃料が噴射され、これにより、混合気が生成される。乱流に燃料を噴射することは、混合気を効率よく生成するために有効である。
　本実施形態の燃焼器５の乱流形成領域２２における構造は、混合気の形成の効率を一層に向上させている。本実施形態では、突起１４の下流に位置する面２ｂにおける流路２０の高さＨ２が、突起１４の上流に位置する面２ａにおける流路２０の高さＨ１より高く、乱流形成領域２２の面２ｂに面する部分における圧力が上流領域２１より低くなる。加えて、図４に示されているように、突起１４の上流に位置する面２ａと、突起１４の下流に位置する面２ｂとは、隣接する突起１４の間に形成されたカウル２の面２ｃによって接続されており、隣接する突起１４の間において面２ｃに沿って圧縮空気の流れが形成される。これにより、乱流の形成が促進され、燃料と圧縮空気とが混ざり合った混合気を効率よく生成できる。
　乱流形成領域２２で生成された混合気は、燃焼領域２３に導入される。混合気の一部は、キャビティ１５によって減速され、これにより、キャビティ１５に循環流１５ｄが形成される。循環流１５ｄに燃料ノズル１２ａから燃焼が燃料噴射装置１２によって噴射され、更に、着火装置１６によって循環流１５ｄに着火されることで、キャビティ１５に炎が保持される。
　更に、キャビティ１５に保持されている炎によって燃焼領域２３に導入された混合気に着火されて混合気が燃焼し、燃焼ガスが生成される。
　上述のように、キャビティ１５の傾斜面１５ｃが緩やかに形成されていることで燃焼領域２３に衝撃波が発生し、これにより、燃焼領域２３に圧力の不連続面３０が形成される。不連続面３０の上流側の近傍の領域では、圧力及び温度が上昇するので、高い燃焼効率が得られる。
　不連続面３０は、キャビティ１５の内部にまで到達しており、燃料噴射装置１２は、不連続面３０の下流の位置から不連続面３０の上流の位置に向け、不連続面３０を横切るように燃料を噴射する。これは、キャビティ１５の内部に発生する循環流１５ｄと燃料の混合を促進し、燃焼効率を向上するために有効である。
　燃焼領域２３で生成された燃焼ガスは、下流領域２４に導入される。下流領域２４では、燃焼領域２３から流れてくる燃焼ガスの流れが、燃料噴射装置１３の燃料噴射によって堰き止められ、燃焼ガスの速度が低下する。これにより、燃焼ガスに含まれる未燃焼の燃料の燃焼を促進することができる。燃焼ガスは、下流領域２４からノズル部６に導入され、ノズル部６から噴出される。これにより、飛翔体１００を推進する推進力が得られる。
　以上に説明されているように、本実施形態のスクラムジェットエンジン３では、燃焼領域２３において衝撃波を発生することで、燃焼ガスの燃焼効率を向上させることができる。
　以上には、本発明の実施形態が具体的に記述されているが、本発明は、上記の実施形態に限定されない。本発明が種々の変更と共に実施され得ることは、当業者には理解されよう。
　例えば、上述の実施形態では、燃料噴射装置１３が機体１に設けられ、燃料噴射装置１１、１２、突起１４、キャビティ１５、着火装置１６がカウル２にあるとして説明を行っているが、これに限定されない。上述の実施形態においてカウル２に設けられると記述されている構成要素が、機体１に設けられ、機体１に設けられると記述されている構成要素が、カウル２に設けられてもよい。
　また、十分な燃焼効率が得られるのであれば、下流領域２４に燃料を噴射する燃料噴射装置１３は設けられなくてもよい。
　なお、この出願は、２０１８年２月９日に出願された日本特許出願２０１８－０２２３３２号を基礎とする優先権を主張し、その開示の全てを引用によりここに組み込む。
 

Claims (8)

  1. 　第１流路形成部材と、
    　前記第１流路形成部材に対向して設けられた第２流路形成部材と、
    　第１燃料噴射装置と、
    　第２燃料噴射装置
    とを具備し、
    　前記第１流路形成部材と前記第２流路形成部材との間に流路が形成され、
    　前記流路が、
    　　上流から圧縮空気が導入される乱流形成領域と、
    　　前記乱流形成領域の下流に位置し、前記圧縮空気を用いた燃焼が行われる燃焼領域
    とを含み、
    　前記第２流路形成部材には、前記乱流形成領域に位置し、前記第１流路形成部材に向かって突起する突起が形成され、
    　前記第１燃料噴射装置は、前記突起に設けられた第１燃料ノズルを介して前記圧縮空気に燃料を噴射し、
    　前記第２流路形成部材には、前記燃焼領域に位置するキャビティが形成され、
    　前記第２燃料噴射装置は、前記キャビティに設けられた第２燃料ノズルを介して前記圧縮空気に燃料を噴射し、
    　前記キャビティは、
    　　底面と、
    　　前記底面の下流側の端に接続する傾斜面
    とを有し、
    　前記キャビティの前記傾斜面の傾きが、前記燃焼領域に衝撃波が発生するように調節されている
    　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、
    　前記流路が、更に、前記圧縮空気を前記乱流形成領域に導入する上流領域を含み、
    　前記キャビティの前記傾斜面が、前記第２流路形成部材の前記上流領域に面する部分の面である第１面となす角が、４５°以下である
    　スクラムジェットエンジン。
  3. 　請求項２に記載のスクラムジェットエンジンであって、
    　前記キャビティの前記傾斜面が前記第２流路形成部材の前記第１面となす角が、２０°以上である
    　スクラムジェットエンジン。
  4. 　請求項１～３のいずれか１項に記載のスクラムジェットエンジンであって、
    　前記第２燃料噴射装置は、前記衝撃波の発生により発生する不連続面の下流の位置から前記不連続面の上流の位置に向けて、前記不連続面を横切るように燃料を噴射する
    　スクラムジェットエンジン。
  5. 　請求項２又は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流路形成部材は、前記乱流形成領域の前記突起の下流に位置する第２面を有し、
    　前記第２面と前記第１流路形成部材との間の距離が、前記第１面と前記第１流路形成部材との間の距離よりも大きい
    　スクラムジェットエンジン。
  6. 　請求項５に記載のスクラムジェットエンジンであって、
    　前記キャビティの前壁の上端が前記第２面に接続され、
    　前記キャビティの前記底面の上流側の端が、前記前壁の下端に接続されている
    　スクラムジェットエンジン。
  7. 　請求項１～４のいずれか１項に記載のスクラムジェットエンジンであって、
    　更に、前記第１流路形成部材の前記キャビティよりも下流の位置に設けられた第３燃料ノズルを介して前記第２流路形成部材に向けて燃料を噴射する第３燃料噴射装置を具備する
    　スクラムジェットエンジン。
  8. 　請求項１乃至７のいずれか１項に記載のスクラムジェットエンジンを備える飛翔体。
     
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