JP2713664B2 - 超音速飛行体の低温空気発生装置 - Google Patents
超音速飛行体の低温空気発生装置Info
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- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】発発明は超音速の飛翔体、無人又
は有人の超音速航空機等の超音速飛行体の低温空気発生
装置に関する。
は有人の超音速航空機等の超音速飛行体の低温空気発生
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２に従来の例を示す。この例は、長い
距離を飛ぶために超音速飛翔体１の推進装置にラムジェ
ットエンジンを用いたもので、ラムジェットエンジンは
燃焼器２、燃焼器２の後部に連設された排気ノズル３、
燃料ポンプ４、燃料ポンプ４に接続された燃料制御装置
５、燃料制御装置５に接続された燃料配管６、燃料配管
６に取付けられ後記する空気取入ダクト９内へ開口する
燃料ノズル７、及びラムジェット点火装置８から構成さ
れる。これらに空気取入ダクト９と液体燃料を収容した
燃料タンク１０を組み合わせて推進装置とし、飛翔体１
の後部に配置される。飛翔体１が補助固体ロケット等に
よって超音速に加速されると、空気取入ダクト９に前方
から空気が勢いよく流入し始める。そのとき、燃料ポン
プ４が燃料タンク１０から液体燃料を吸い込み、燃料制
御装置５、燃料配管６を通して空気取入ダクト９に取り
付けた燃料ノズル７に送って気流中に噴霧し、ラムジェ
ット点火装置８によって着火させると、燃焼器２内で発
生した高温ガスが排気ノズル３を通って高速で後方へ噴
出されることによって前方方向への推力が発生し、以
降、ラムジェット点火装置８を停止していてもラムジェ
ットエンジンとして作動する。ここで、１１は燃料タン
ク１０の後方において飛翔体１内に取付けられたエンジ
ン電子制御装置であり、燃料ノズル７に流す燃料流量の
目標値と燃料制御装置５の燃料調整弁開度を演算した
り、ラムジェット点火装置８の作動開始時期を判定する
などの機能を持つ。
距離を飛ぶために超音速飛翔体１の推進装置にラムジェ
ットエンジンを用いたもので、ラムジェットエンジンは
燃焼器２、燃焼器２の後部に連設された排気ノズル３、
燃料ポンプ４、燃料ポンプ４に接続された燃料制御装置
５、燃料制御装置５に接続された燃料配管６、燃料配管
６に取付けられ後記する空気取入ダクト９内へ開口する
燃料ノズル７、及びラムジェット点火装置８から構成さ
れる。これらに空気取入ダクト９と液体燃料を収容した
燃料タンク１０を組み合わせて推進装置とし、飛翔体１
の後部に配置される。飛翔体１が補助固体ロケット等に
よって超音速に加速されると、空気取入ダクト９に前方
から空気が勢いよく流入し始める。そのとき、燃料ポン
プ４が燃料タンク１０から液体燃料を吸い込み、燃料制
御装置５、燃料配管６を通して空気取入ダクト９に取り
付けた燃料ノズル７に送って気流中に噴霧し、ラムジェ
ット点火装置８によって着火させると、燃焼器２内で発
生した高温ガスが排気ノズル３を通って高速で後方へ噴
出されることによって前方方向への推力が発生し、以
降、ラムジェット点火装置８を停止していてもラムジェ
ットエンジンとして作動する。ここで、１１は燃料タン
ク１０の後方において飛翔体１内に取付けられたエンジ
ン電子制御装置であり、燃料ノズル７に流す燃料流量の
目標値と燃料制御装置５の燃料調整弁開度を演算した
り、ラムジェット点火装置８の作動開始時期を判定する
などの機能を持つ。
【０００３】超音速飛翔すると、飛翔体１の外面が空力
的に加熱され、この熱が飛翔体の内部に伝わる。また、
燃焼器２内で発生した熱量の一部が燃焼器２の壁を経
て、エンジン電子制御装置１１を収納している区画へ伝
達される。また更に、エンジン電子制御装置１１が内部
回路から発生する熱量により自己加熱される。このた
め、ラムジェットエンジンで推進される飛翔体のように
飛翔時間が長い場合は、耐熱性の低いエンジン電子制御
装置１１は誤作動したり破損する。他の電子機器を搭載
している場合は、それらもエンジン電子制御装置と同様
である。そこで、電子機器を冷却する必要があるが、こ
れを従来技術で行う場合は、下記の方式が採られうる。
的に加熱され、この熱が飛翔体の内部に伝わる。また、
燃焼器２内で発生した熱量の一部が燃焼器２の壁を経
て、エンジン電子制御装置１１を収納している区画へ伝
達される。また更に、エンジン電子制御装置１１が内部
回路から発生する熱量により自己加熱される。このた
め、ラムジェットエンジンで推進される飛翔体のように
飛翔時間が長い場合は、耐熱性の低いエンジン電子制御
装置１１は誤作動したり破損する。他の電子機器を搭載
している場合は、それらもエンジン電子制御装置と同様
である。そこで、電子機器を冷却する必要があるが、こ
れを従来技術で行う場合は、下記の方式が採られうる。
【０００４】図２に示す例では、エンジン電子制御装置
１１の表面を二重壁とし、壁と壁の間に液体燃料を流す
ことにより、燃料で直接冷却する方式を採用している。
１１の表面を二重壁とし、壁と壁の間に液体燃料を流す
ことにより、燃料で直接冷却する方式を採用している。
【０００５】この他の方式としては、空気取入ダクト９
から抽気した空気を冷凍機（クーラー）で冷却して低温
空気を発生させ、エンジン電子制御装置１１等の電子機
器に吹き付ける方式がある。
から抽気した空気を冷凍機（クーラー）で冷却して低温
空気を発生させ、エンジン電子制御装置１１等の電子機
器に吹き付ける方式がある。
【０００６】また、窒素ガス、炭酸ガスなどの高圧ガス
またはこれらの液化ガスを少しずつ噴出させて低温ガス
を発生させ、エンジン電子制御装置１１等の電子機器に
吹き付ける方式もある。
またはこれらの液化ガスを少しずつ噴出させて低温ガス
を発生させ、エンジン電子制御装置１１等の電子機器に
吹き付ける方式もある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】飛翔体１が超音速で超
距離飛翔する場合の空力加熱、燃焼器２からの熱伝達及
び電子機器自体の自己発熱による電子機器の加熱を防ぐ
ための電子機器の燃料による直接冷却による前記従来の
方式では、電子機器の防爆化と二重壁化を招き、重量増
につながる。また、配管、配線が複雑になり、整備が難
しくなる。なお、配線上の都合により、機器の全表面を
二重壁化することはできないので冷却効率が不均一にな
り易い。
距離飛翔する場合の空力加熱、燃焼器２からの熱伝達及
び電子機器自体の自己発熱による電子機器の加熱を防ぐ
ための電子機器の燃料による直接冷却による前記従来の
方式では、電子機器の防爆化と二重壁化を招き、重量増
につながる。また、配管、配線が複雑になり、整備が難
しくなる。なお、配線上の都合により、機器の全表面を
二重壁化することはできないので冷却効率が不均一にな
り易い。
【０００８】また、冷凍機を使用する前記従来の方式
は、構造が複雑になり、機器収納区画の狭隘化と重量増
につながる。更に、高圧ガスまたは液化ガスを使用する
前記従来の方式は、重い高圧容器を搭載しなければなら
ない。長射程の場合は、特に高圧容器が大きく重くなる
ので採用し難い。
は、構造が複雑になり、機器収納区画の狭隘化と重量増
につながる。更に、高圧ガスまたは液化ガスを使用する
前記従来の方式は、重い高圧容器を搭載しなければなら
ない。長射程の場合は、特に高圧容器が大きく重くなる
ので採用し難い。
【０００９】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる超音速飛行体の低温空気発生装置を提供しようと
するものである。
できる超音速飛行体の低温空気発生装置を提供しようと
するものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明の超音速飛行体の
低温空気発生装置は、補機駆動用ラム・エア・タービン
を有し、推進に液体燃料を使用する超音速飛行体におい
て、前記液体燃料を冷却側流体とし前記ラム・エア・タ
ービンの作動空気を冷却する熱交換器を設けた。
低温空気発生装置は、補機駆動用ラム・エア・タービン
を有し、推進に液体燃料を使用する超音速飛行体におい
て、前記液体燃料を冷却側流体とし前記ラム・エア・タ
ービンの作動空気を冷却する熱交換器を設けた。
【００１１】
【作用】補機駆動用ラム・エア・タービンにおいては、
圧力が高い作動空気が同タービンを駆動して仕事をする
ためにその温度が下がるが、作動空気は熱交換器におい
て液体燃料と熱交換して更に温度が低下する。この低温
の空気は、飛行体に搭載された電子機器等を冷却して許
容範囲内の温度に保ち、その誤作動と破壊等を防止す
る。
圧力が高い作動空気が同タービンを駆動して仕事をする
ためにその温度が下がるが、作動空気は熱交換器におい
て液体燃料と熱交換して更に温度が低下する。この低温
の空気は、飛行体に搭載された電子機器等を冷却して許
容範囲内の温度に保ち、その誤作動と破壊等を防止す
る。
【００１２】また、液体燃料は前記作動空気との熱交換
によって温度が上昇し、蒸発しやすくなり燃焼が促進さ
れる。
によって温度が上昇し、蒸発しやすくなり燃焼が促進さ
れる。
【００１３】
【実施例】本発明の一実施例を、図１によって説明す
る。１は、図２に示されたものと同様なラムジェットエ
ンジンをもつ超音速飛翔体であって、燃焼器２、排気ノ
ズル３、燃料ポンプ４、燃料制御装置５、燃料配管６、
燃焼ノズル７、ラムジェット点火装置８、燃料タンク１
０及びエンジン電子制御装置１１は、図２におけると同
様の構成となっており、その説明を省略する。
る。１は、図２に示されたものと同様なラムジェットエ
ンジンをもつ超音速飛翔体であって、燃焼器２、排気ノ
ズル３、燃料ポンプ４、燃料制御装置５、燃料配管６、
燃焼ノズル７、ラムジェット点火装置８、燃料タンク１
０及びエンジン電子制御装置１１は、図２におけると同
様の構成となっており、その説明を省略する。
【００１４】飛翔体１の胴体後部の周囲に設けられ前方
へ向って開口しラムジェットエンジンの燃焼器２に接続
される空気取入ダクト９の内方には、同空気取入ダクト
９と飛翔体１の胴体との間に前方に開口する空気取入れ
用のダイバータ１２が設けられ、同ダイバータ１２内に
取入れられた空気の一部は、抽気されて燃料ポンプ４の
駆動用ラム・エア・タービン１３に供給されて同ラム・
エア・タービン１３を駆動するようになっている。同ラ
ム・エア・タービン１３を出た空気は、燃料ポンプ４か
ら燃料制御装置５への液体燃料を冷却側流体とする熱交
換器１４へ供給され、同熱交換器１４の前記空気の出口
側にはエンジン電子制御装置１１へ至る空気配管１５が
接続されている。
へ向って開口しラムジェットエンジンの燃焼器２に接続
される空気取入ダクト９の内方には、同空気取入ダクト
９と飛翔体１の胴体との間に前方に開口する空気取入れ
用のダイバータ１２が設けられ、同ダイバータ１２内に
取入れられた空気の一部は、抽気されて燃料ポンプ４の
駆動用ラム・エア・タービン１３に供給されて同ラム・
エア・タービン１３を駆動するようになっている。同ラ
ム・エア・タービン１３を出た空気は、燃料ポンプ４か
ら燃料制御装置５への液体燃料を冷却側流体とする熱交
換器１４へ供給され、同熱交換器１４の前記空気の出口
側にはエンジン電子制御装置１１へ至る空気配管１５が
接続されている。
【００１５】本実施例におけるラムジェットエンジンの
作動は、図２に示される従来の飛翔体と実質的に変ると
ころはないが、ダイバータ１２内の飛翔速度に相当する
だけ周囲の大気より圧力、温度の高い空気は、作動空気
として燃料ポンプ４を駆動するラム・エア・タービン１
３へ供給され、同ラム・エア・タービン１３を駆動す
る。ラム・エア・タービン１３で仕事をした空気は、圧
力と温度を下げた上、熱交換器１４へ導かれ、こゝで燃
料ポンプ４から送られる液体燃料と熱交換を行ない、液
体燃料によって更に冷却された上、空気配管１５を経て
エンジン電子制御装置１４に吹付けられてこれを冷却す
る。このように冷却を行なった空気は、飛翔体１の外面
に適宜設けた隙間等から外部へ放出される。
作動は、図２に示される従来の飛翔体と実質的に変ると
ころはないが、ダイバータ１２内の飛翔速度に相当する
だけ周囲の大気より圧力、温度の高い空気は、作動空気
として燃料ポンプ４を駆動するラム・エア・タービン１
３へ供給され、同ラム・エア・タービン１３を駆動す
る。ラム・エア・タービン１３で仕事をした空気は、圧
力と温度を下げた上、熱交換器１４へ導かれ、こゝで燃
料ポンプ４から送られる液体燃料と熱交換を行ない、液
体燃料によって更に冷却された上、空気配管１５を経て
エンジン電子制御装置１４に吹付けられてこれを冷却す
る。このように冷却を行なった空気は、飛翔体１の外面
に適宜設けた隙間等から外部へ放出される。
【００１６】以上の通り、本実施例では、低温になった
空気によって、エンジン電子制御装置１４を冷却して許
容範囲内の温度に保つことによって、同エンジン電子制
御装置１４の誤作動と破壊を防ぐことができる。
空気によって、エンジン電子制御装置１４を冷却して許
容範囲内の温度に保つことによって、同エンジン電子制
御装置１４の誤作動と破壊を防ぐことができる。
【００１７】また、液体燃料は熱交換器１４によって前
記空気と熱交換して温度が上昇するために、蒸発しやす
くなり、燃焼器２における燃焼が促進される。
記空気と熱交換して温度が上昇するために、蒸発しやす
くなり、燃焼器２における燃焼が促進される。
【００１８】前記の実施例においては、熱交換器１４は
ラム・エア・タービン１３の下流側に設けられている
が、これをラム・エア・タービン１３の上流側に設ける
ようにしてもよく、また、燃料ポンプ駆動用のラム・エ
ア・タービン１３を出る作動空気を熱交換器１４へ導入
するようにしているが、発電機をラム・エア・タービン
で駆動する場合には、その作動空気を熱交換器へ導入す
るようにしてもよい。また、ラム・エア・タービンの作
動空気を、図１における空気取入ダクト９から抽気する
ようにしてもよい。また更に、前記の実施例では、熱交
換器１４に燃料ポンプ４を出た液体燃料が供給されるよ
うになっているが、圧力損失が少ければ、熱交換器へま
づ液体燃料を供給し、同熱交換器１４より燃料ポンプ４
へ液体燃料を供給するようにすることもできる。
ラム・エア・タービン１３の下流側に設けられている
が、これをラム・エア・タービン１３の上流側に設ける
ようにしてもよく、また、燃料ポンプ駆動用のラム・エ
ア・タービン１３を出る作動空気を熱交換器１４へ導入
するようにしているが、発電機をラム・エア・タービン
で駆動する場合には、その作動空気を熱交換器へ導入す
るようにしてもよい。また、ラム・エア・タービンの作
動空気を、図１における空気取入ダクト９から抽気する
ようにしてもよい。また更に、前記の実施例では、熱交
換器１４に燃料ポンプ４を出た液体燃料が供給されるよ
うになっているが、圧力損失が少ければ、熱交換器へま
づ液体燃料を供給し、同熱交換器１４より燃料ポンプ４
へ液体燃料を供給するようにすることもできる。
【００１９】なお、前記実施例は、超音速で飛翔する飛
翔体の低温空気発生装置に係るが、本発明は超音速で飛
行する無人又は有人の航空機の低温空気発生装置にも適
用することができることはいう迄もない。
翔体の低温空気発生装置に係るが、本発明は超音速で飛
行する無人又は有人の航空機の低温空気発生装置にも適
用することができることはいう迄もない。
【００２０】
【発明の効果】推進に液体燃料を使用する超音速飛行体
では、燃料ポンプ等の補機をラム・エア・タービンで駆
動するのが一般的であるが、本発明ではこのラム・エア
・タービンで仕事をして温度が下る作動空気を、更に液
体燃料と熱交換させてその温度を下げて低温の空気とす
ることができる。従って、この低温の空気を電子機器等
の冷却に用いることができる。以上のように、本発明
は、従来の装置に熱交換器とその配管を増設するだけの
簡単な構成によって、従来無駄に外部へ捨てゝいた空気
を冷却して有効に利用することができる。
では、燃料ポンプ等の補機をラム・エア・タービンで駆
動するのが一般的であるが、本発明ではこのラム・エア
・タービンで仕事をして温度が下る作動空気を、更に液
体燃料と熱交換させてその温度を下げて低温の空気とす
ることができる。従って、この低温の空気を電子機器等
の冷却に用いることができる。以上のように、本発明
は、従来の装置に熱交換器とその配管を増設するだけの
簡単な構成によって、従来無駄に外部へ捨てゝいた空気
を冷却して有効に利用することができる。
【００２１】また、液体燃料は、前記のラム・エア・タ
ービンの作動空気と熱交換してその温度が上昇するため
に、蒸発しやすくなり燃焼が促進されることゝなる。
ービンの作動空気と熱交換してその温度が上昇するため
に、蒸発しやすくなり燃焼が促進されることゝなる。
【図１】本発明の一実施例の側断面図である。
【図２】従来の超音速飛翔体の側断面図である。
１ 飛翔体 ２ 燃焼器 ３ 排気ノズル ４ 燃料ポンプ ５ 燃料制御装置 ６ 燃料配管 ７ 燃料ノズル ８ ラムジェット点火装置 ９ 空気取入ダクト １０ 燃料タンク １１ エンジン電子制御装置 １２ ダイバータ １３ ラム・エア・タービン １４ 熱交換器 １５ 空気配管
Claims (1)
- 【請求項１】 補機駆動用ラム・エア・タービンを有
し、推進に液体燃料を使用する超音速飛行体において、
前記液体燃料を冷却側流体とし前記ラム・エア・タービ
ンの作動空気を冷却する熱交換器を設けたことを特徴と
する超音速飛行体の低温空気発生装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7305791A JP2713664B2 (ja) | 1991-04-05 | 1991-04-05 | 超音速飛行体の低温空気発生装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7305791A JP2713664B2 (ja) | 1991-04-05 | 1991-04-05 | 超音速飛行体の低温空気発生装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04309800A JPH04309800A (ja) | 1992-11-02 |
| JP2713664B2 true JP2713664B2 (ja) | 1998-02-16 |
Family
ID=13507351
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7305791A Expired - Fee Related JP2713664B2 (ja) | 1991-04-05 | 1991-04-05 | 超音速飛行体の低温空気発生装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2713664B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105041508A (zh) * | 2015-07-17 | 2015-11-11 | 杜善骥 | 拉瓦尔喷嘴效应叠加冲压制氧火箭工作方法 |
-
1991
- 1991-04-05 JP JP7305791A patent/JP2713664B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH04309800A (ja) | 1992-11-02 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19970930 |
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