JP6085472B2 - Scramjet engine and combustion control method - Google Patents

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  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)

Description

本発明は、スクラムジェットエンジンに関する。特に、本発明は、スクラムジェットエンジンにおける燃焼制御に関する。   The present invention relates to a scramjet engine. In particular, the present invention relates to combustion control in a scramjet engine.

ジェットエンジンの一種として、ラムジェットエンジン（ramjet engine）が知られている。ラムジェットエンジンは、機械的な圧縮機の代わりに、高速飛行に伴うラム圧による空気の圧縮を利用する。より詳細には、インレットにおいて、ラム圧により空気の圧縮が行われ、超音速空気流は亜音速まで減速させられる。燃焼室では、その亜音速空気流に対して燃料が噴射され、燃焼（亜音速燃焼）が発生する。このようなラムジェットエンジンは、動作領域が超音速領域などの高速領域（マッハ３〜５が最も効率が良い）に限られるが、機械的な圧縮機を使用しないため、機体の軽量化の観点から好適である。   A ramjet engine is known as a type of jet engine. A ramjet engine uses air compression by ram pressure associated with high-speed flight instead of a mechanical compressor. More specifically, air compression is performed at the inlet by ram pressure, and supersonic airflow is decelerated to subsonic speed. In the combustion chamber, fuel is injected with respect to the subsonic air flow, and combustion (subsonic combustion) occurs. Such a ramjet engine is limited to a high speed region such as a supersonic region (Mach 3 to 5 is most efficient), but since a mechanical compressor is not used, the viewpoint of weight reduction of the fuselage To preferred.

その一方で、飛行速度がマッハ５を超えると、吸入した超音速空気流を亜音速まで減速する場合、吸入した空気流の圧力損失や機体に係る空気抵抗が増大し、非効率に（最悪の場合はエンジンの作動が困難に）なってくる。そこで、吸入した超音速空気流を超音速のまま燃焼室に導き、超音速燃焼を行う技術も提案されている。これは、スクラムジェット（スーパーソニック・コンバスチョン・ラムジェット(supersonic combustion ramjet)）エンジンと呼ばれている。   On the other hand, when the flying speed exceeds Mach 5, when the supersonic airflow sucked is decelerated to subsonic speed, the pressure loss of the sucked airflow and the air resistance related to the aircraft increase, which is inefficient (worst The engine will be difficult to operate). Therefore, a technique for supersonic combustion is also proposed in which the supersonic air flow that has been sucked is guided to the combustion chamber in supersonic speed. This is called a scramjet (supersonic combustion ramjet) engine.

図１は、典型的なスクラムジェットエンジンの構成を概略的に示している。インレット１１０に吸入される超音速空気流は、超音速のまま、燃焼室１２０に導かれる。燃焼室１２０では、その超音速空気流に対して燃料が噴射され、燃焼（超音速燃焼）が発生する。そして、その燃焼により発生した燃焼ガスがノズル１３０から噴出し、その反動で推進力が得られる。このようなスクラムジェットエンジンでは、吸入から排気までのエンジン全域にわたって、空気流が音速以下に減速されることがないため、広いマッハ数域で高いエンジン性能が維持される。   FIG. 1 schematically shows the configuration of a typical scramjet engine. The supersonic air flow sucked into the inlet 110 is guided to the combustion chamber 120 while remaining supersonic. In the combustion chamber 120, fuel is injected with respect to the supersonic air flow, and combustion (supersonic combustion) occurs. Then, the combustion gas generated by the combustion is ejected from the nozzle 130, and a propulsive force is obtained by the reaction. In such a scramjet engine, the air flow is not decelerated below the sonic speed over the entire engine area from intake to exhaust, so that high engine performance is maintained in a wide Mach number range.

但し、スクラムジェットエンジンの場合、超音速の空気流が燃焼室１２０を通過する時間は、数ミリ秒と非常に短い。そのため、燃料に如何に早く着火するか、すなわち、着火性の向上が重要な課題の１つとなる。   However, in the case of a scramjet engine, the time required for the supersonic air flow to pass through the combustion chamber 120 is as short as several milliseconds. Therefore, how quickly the fuel is ignited, that is, improvement in ignitability is one of the important issues.

特許文献１（特開平８−３３４２１３号公報）は、超音速燃焼器における着火性を向上させることを目的とした２段噴射方式を開示している。具体的には、図２に示されるように、２つの燃料噴射部１０１、１０２が、主流空気の方向に沿って上流側と下流側に分けて配置される。２つの燃料噴射部のうち、下流側の燃料噴射部１０２が主に燃料を噴射し、上流側の燃料噴射部１０１は補助的に燃料を噴射する。下流側の燃料噴射部１０２から超音速空気流に対して主燃料が噴射されることにより、図２に示されるように、斜め衝撃波１０３が形成される。更に、その斜め衝撃波１０３の前には、回転流が発生し、循環領域１０４が形成される。上流側の燃料噴射部１０１から噴射される少量の補助燃料は、燃焼室壁に沿って流れ、その循環領域１０４に供給される。結果として、循環領域１０４内の燃料濃度が増加し、自己着火温度が低下する。すなわち、着火性が向上する。   Patent Document 1 (Japanese Patent Laid-Open No. 8-334213) discloses a two-stage injection method aimed at improving the ignitability in a supersonic combustor. Specifically, as shown in FIG. 2, the two fuel injection units 101 and 102 are arranged separately on the upstream side and the downstream side along the direction of the mainstream air. Of the two fuel injection units, the fuel injection unit 102 on the downstream side mainly injects fuel, and the fuel injection unit 101 on the upstream side injects fuel in an auxiliary manner. By injecting the main fuel from the downstream fuel injection section 102 into the supersonic airflow, an oblique shock wave 103 is formed as shown in FIG. Further, a rotating flow is generated before the oblique shock wave 103 to form a circulation region 104. A small amount of auxiliary fuel injected from the upstream fuel injection section 101 flows along the combustion chamber wall and is supplied to the circulation region 104. As a result, the fuel concentration in the circulation region 104 increases and the self-ignition temperature decreases. That is, the ignitability is improved.

特開平８−３３４２１３号公報JP-A-8-334213

図２で示された方式の場合、保炎は、斜め衝撃波１０３の下流領域（相対的に流速の低い領域）において主になされる。つまり、保炎位置は、下流側の燃料噴射部１０２の位置に依存して決定される。しかしながら、エンジン比推力増大あるいはエンジン小型化の観点から言えば、保炎はできるだけ上流側にて行うことが望ましい。   In the case of the method shown in FIG. 2, flame holding is mainly performed in the downstream region (region where the flow velocity is relatively low) of the oblique shock wave 103. That is, the flame holding position is determined depending on the position of the fuel injection unit 102 on the downstream side. However, from the viewpoint of increasing the engine specific thrust or downsizing the engine, it is desirable to perform the flame holding on the upstream side as much as possible.

本発明の１つの目的は、スクラムジェットエンジンに関する新たな燃焼制御方式を提供することにある。   One object of the present invention is to provide a new combustion control system for a scramjet engine.

以下に、［発明を実施するための最良の形態］で使用される番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明を実施するための最良の形態］との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、［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。   [Means for Solving the Problems] will be described below using the numbers and symbols used in [Best Mode for Carrying Out the Invention]. These numbers and symbols are added in parentheses in order to clarify the correspondence between the description of [Claims] and [Best Mode for Carrying Out the Invention]. However, these numbers and symbols should not be used for the interpretation of the technical scope of the invention described in [Claims].

本発明の１つの観点において、スクラムジェットエンジンが提供される。そのスクラムジェットエンジンは、燃焼室（１２０）に第１燃料（１１）を噴射する第１燃料噴射部（１０）と、主流空気の方向（Ｘ）に沿って第１燃料噴射部（１０）の下流に設けられ、燃焼室（１２０）に第２燃料（２１）を噴射する第２燃料噴射部（２０）と、第１燃料（１１）及び第２燃料（２１）のそれぞれの噴射量を制御する制御部（３０）と、を備える。制御部（３０）は、第１期間（Ｐ１）よりも後の第２期間（Ｐ２）における第２燃料（２１）の噴射量を、第１期間（Ｐ１）における第２燃料（２１）の噴射量及び第２期間（Ｐ２）における第１燃料（１１）の噴射量より減らす。   In one aspect of the invention, a scramjet engine is provided. The scramjet engine includes a first fuel injection section (10) that injects the first fuel (11) into the combustion chamber (120), and a first fuel injection section (10) along the direction (X) of the mainstream air. A second fuel injection unit (20) that is provided downstream and injects the second fuel (21) into the combustion chamber (120), and controls the injection amounts of the first fuel (11) and the second fuel (21). And a control unit (30). The control unit (30) determines the injection amount of the second fuel (21) in the second period (P2) after the first period (P1), and the injection of the second fuel (21) in the first period (P1). The amount and the injection amount of the first fuel (11) in the second period (P2) are reduced.

本発明の他の観点において、スクラムジェットエンジンにおける燃焼制御方法が提供される。スクラムジェットエンジンは、燃焼室（１２０）に第１燃料（１１）を噴射する第１燃料噴射部（１０）と、主流空気の方向（Ｘ）に沿って第１燃料噴射部（１０）の下流に設けられ、燃焼室（１２０）に第２燃料（２１）を噴射する第２燃料噴射部（２０）と、を備える。燃焼制御方法は、第１期間（Ｐ１）よりも後の第２期間（Ｐ２）における第２燃料（２１）の噴射量を、第１期間（Ｐ１）における第２燃料（２１）の噴射量及び第２期間（Ｐ２）における第１燃料（１１）の噴射量より減らすステップを含む。   In another aspect of the present invention, a combustion control method for a scramjet engine is provided. The scramjet engine includes a first fuel injection section (10) that injects a first fuel (11) into a combustion chamber (120), and a downstream of the first fuel injection section (10) along the direction (X) of mainstream air. And a second fuel injection section (20) for injecting the second fuel (21) into the combustion chamber (120). The combustion control method uses the injection amount of the second fuel (21) in the second period (P2) after the first period (P1), the injection amount of the second fuel (21) in the first period (P1), and A step of reducing the injection amount of the first fuel (11) in the second period (P2).

本発明によれば、スクラムジェットエンジンに関する新たな燃焼制御方式が提供される。   According to the present invention, a new combustion control system for a scramjet engine is provided.

図１は、典型的なスクラムジェットエンジンの構成を示す概略図である。FIG. 1 is a schematic diagram showing the configuration of a typical scramjet engine. 図２は、特許文献１（特開平８−３３４２１３号公報）に開示された２段噴射方式を示す概略図である。FIG. 2 is a schematic diagram showing the two-stage injection method disclosed in Patent Document 1 (Japanese Patent Laid-Open No. 8-334213). 図３は、本発明の第１の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明するための概略図である。FIG. 3 is a schematic diagram for explaining combustion control in the scramjet engine according to the first embodiment of the present invention. 図４は、本発明の第１の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明するための概略図である。FIG. 4 is a schematic diagram for explaining the combustion control in the scramjet engine according to the first embodiment of the present invention. 図５は、本発明の第１の実施の形態に係る燃焼制御方式を要約的に示すタイミングチャートである。FIG. 5 is a timing chart that schematically shows the combustion control method according to the first embodiment of the present invention. 図６は、比較例に係る燃焼制御方式を要約的に示すタイミングチャートである。FIG. 6 is a timing chart that schematically shows the combustion control method according to the comparative example. 図７は、比較例と本実施の形態との対比を示す概念図である。FIG. 7 is a conceptual diagram showing a comparison between the comparative example and the present embodiment. 図８は、本発明の第２の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明するための概略図である。FIG. 8 is a schematic diagram for explaining the combustion control in the scramjet engine according to the second embodiment of the present invention.

添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係るスクラムジェットエンジン及び燃焼制御方法を説明する。   A scramjet engine and a combustion control method according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

１．第１の実施の形態
図３は、本発明の第１の実施の形態に係るスクラムジェットエンジンの構成、特に、燃焼室１２０（図１参照）への燃料噴射に関連する構成を示している。スクラムジェットエンジンは、第１燃料噴射部１０、第２燃料噴射部２０、及び制御部３０を備えている。 1. First Embodiment FIG. 3 shows a configuration of a scramjet engine according to a first embodiment of the present invention, in particular, a configuration related to fuel injection into a combustion chamber 120 (see FIG. 1). The scramjet engine includes a first fuel injection unit 10, a second fuel injection unit 20, and a control unit 30.

第１燃料噴射部１０は、燃焼室１２０に対して第１燃料１１を噴射する。第２燃料噴射部２０は、燃焼室１２０に対して第２燃料２１を噴射する。また、燃焼室１２０を流れる主流空気（超音速空気流）の方向がＸ方向であるとき、そのＸ方向に沿って、第２燃料噴射部２０は、第１燃料噴射部１０の下流に設けられている。言い換えれば、Ｘ方向において、第１燃料噴射部１０は、第２燃料噴射部２０よりも上流側に配置されており、第２燃料噴射部２０は、第１燃料噴射部１０よりも下流側に配置されている。   The first fuel injection unit 10 injects the first fuel 11 into the combustion chamber 120. The second fuel injection unit 20 injects the second fuel 21 into the combustion chamber 120. Further, when the direction of the main flow air (supersonic air flow) flowing through the combustion chamber 120 is the X direction, the second fuel injection unit 20 is provided downstream of the first fuel injection unit 10 along the X direction. ing. In other words, in the X direction, the first fuel injection unit 10 is disposed on the upstream side of the second fuel injection unit 20, and the second fuel injection unit 20 is on the downstream side of the first fuel injection unit 10. Has been placed.

制御部３０は、第１燃料噴射部１０からの第１燃料１１の噴射量、及び、第２燃料噴射部２０からの第２燃料２１の噴射量を制御するように構成されている。   The control unit 30 is configured to control the injection amount of the first fuel 11 from the first fuel injection unit 10 and the injection amount of the second fuel 21 from the second fuel injection unit 20.

次に、本実施の形態に係るスクラムジェットエンジンにおける燃焼制御を説明する。   Next, combustion control in the scramjet engine according to the present embodiment will be described.

まず、図３を参照して、着火時における制御を説明する。着火時、制御部３０は、第１燃料１１と第２燃料２１のそれぞれの噴射量を“ある程度”に設定する。ここで、“ある程度”とは、超音速空気流に対する燃料の噴射によって斜め衝撃波が形成される程度を意味する。   First, the control at the time of ignition will be described with reference to FIG. At the time of ignition, the control unit 30 sets the injection amounts of the first fuel 11 and the second fuel 21 to “some degree”. Here, “some degree” means the degree to which an oblique shock wave is formed by the injection of fuel with respect to the supersonic air flow.

より詳細には、第１燃料噴射部１０は、燃焼室１２０の超音速空気流に対してある程度の第１燃料１１を噴射する。その結果、噴射された第１燃料１１の上流側に第１斜め衝撃波１２が形成される。更に、その第１斜め衝撃波１２の前には、回転流が発生し、第１亜音速領域（第１循環領域）１３が形成される。   More specifically, the first fuel injection unit 10 injects a certain amount of the first fuel 11 with respect to the supersonic air flow in the combustion chamber 120. As a result, a first oblique shock wave 12 is formed on the upstream side of the injected first fuel 11. Further, a rotational flow is generated before the first oblique shock wave 12, and a first subsonic region (first circulation region) 13 is formed.

また、第２燃料噴射部２０は、燃焼室１２０の超音速空気流に対してある程度の第２燃料２１を噴射する。その結果、噴射された第２燃料２１の上流側に第２斜め衝撃波２２が形成される。更に、その第２斜め衝撃波２２の前には、回転流が発生し、第２亜音速領域（第２循環領域）２３が形成される。   Further, the second fuel injection unit 20 injects a certain amount of the second fuel 21 with respect to the supersonic air flow in the combustion chamber 120. As a result, a second oblique shock wave 22 is formed on the upstream side of the injected second fuel 21. Further, a rotational flow is generated before the second oblique shock wave 22, and a second subsonic region (second circulation region) 23 is formed.

図３に示されるように、第２亜音速領域２３は、第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０との間に形成される。本実施の形態では、制御部３０は、その第２亜音速領域２３が第１燃料噴射部１０の直ぐ下流にまで達するように、第２燃料２１の噴射量を設定する。第２亜音速領域２３では流速が低いため、第１燃料噴射部１０から噴射された第１燃料１１は、その第２亜音速領域２３において着火し易くなる。すなわち、着火性が向上する。   As shown in FIG. 3, the second subsonic region 23 is formed between the first fuel injection unit 10 and the second fuel injection unit 20. In the present embodiment, the control unit 30 sets the injection amount of the second fuel 21 so that the second subsonic region 23 reaches just downstream of the first fuel injection unit 10. Since the flow velocity is low in the second subsonic region 23, the first fuel 11 injected from the first fuel injection unit 10 is easily ignited in the second subsonic region 23. That is, the ignitability is improved.

次に、図４を参照して、着火後における制御を説明する。着火後も、制御部３０は、第１燃料１１の噴射量を“ある程度”に維持する。その結果、第１斜め衝撃波１２及び第１亜音速領域１３は維持される。従って、保炎は、第１斜め衝撃波１２の下流の領域（相対的に流速の低い領域）において可能である。   Next, the control after ignition will be described with reference to FIG. Even after ignition, the control unit 30 maintains the injection amount of the first fuel 11 at “a certain level”. As a result, the first oblique shock wave 12 and the first subsonic region 13 are maintained. Therefore, flame holding is possible in the region downstream of the first oblique shock wave 12 (the region where the flow velocity is relatively low).

一方、保炎が第１斜め衝撃波１２の下流領域で可能であるため、その保炎期間において第２燃料２１の噴射を“ある程度”に維持する必要はない。つまり、保炎期間中、制御部３０は、第２燃料２１の噴射量を着火時よりも減らすことができる。あるいは、制御部３０は、保炎期間中、第２燃料２１の噴射を停止させてもよい。いずれにせよ、保炎期間において、第２燃料２１の噴射量は、第１燃料１１の噴射量よりも少なく設定される。   On the other hand, since flame holding is possible in the downstream region of the first oblique shock wave 12, it is not necessary to maintain the injection of the second fuel 21 at “a certain level” during the flame holding period. That is, during the flame holding period, the control unit 30 can reduce the injection amount of the second fuel 21 compared to the time of ignition. Alternatively, the control unit 30 may stop the injection of the second fuel 21 during the flame holding period. In any case, the injection amount of the second fuel 21 is set to be smaller than the injection amount of the first fuel 11 during the flame holding period.

結果として、保炎は、第１斜め衝撃波１２の下流の領域において主になされることになる。すなわち、保炎位置は、上流側の第１燃料噴射部１０の位置に依存して決定される。このように保炎が上流側で行われることは、エンジン比推力増大あるいはエンジン小型化の観点から好適である。   As a result, the flame holding is mainly performed in a region downstream of the first oblique shock wave 12. That is, the flame holding position is determined depending on the position of the first fuel injection unit 10 on the upstream side. It is preferable that the flame holding is performed on the upstream side from the viewpoint of increasing the engine specific thrust or downsizing the engine.

図５は、本実施の形態に係る燃焼制御方式を要約的に示している。着火期間Ｐ１（図３参照）において、制御部３０は、第１燃料１１と第２燃料２１のそれぞれの噴射量を“ある程度”に設定する。着火期間Ｐ１に続く保炎期間Ｐ２（図４）において、制御部３０は、第１燃料１１の噴射量を“ある程度”に維持する。一方、制御部３０は、保炎期間Ｐ２における第２燃料２１の噴射量を、着火期間Ｐ１における第２燃料２１の噴射量及び保炎期間Ｐ２における第１燃料１１の噴射量よりも減らす。例えば、制御部３０は、保炎期間Ｐ２において第２燃料２１の噴射を停止させる。このような燃焼制御方式により、保炎位置は、上流側の第１燃料噴射部１０の位置に依存して決定されることになる。   FIG. 5 schematically shows the combustion control system according to the present embodiment. In the ignition period P1 (see FIG. 3), the control unit 30 sets the respective injection amounts of the first fuel 11 and the second fuel 21 to “some degree”. In the flame holding period P2 (FIG. 4) following the ignition period P1, the control unit 30 maintains the injection amount of the first fuel 11 at “a certain level”. On the other hand, the control unit 30 reduces the injection amount of the second fuel 21 in the flame holding period P2 than the injection amount of the second fuel 21 in the ignition period P1 and the injection amount of the first fuel 11 in the flame holding period P2. For example, the control unit 30 stops the injection of the second fuel 21 in the flame holding period P2. With such a combustion control method, the flame holding position is determined depending on the position of the first fuel injection unit 10 on the upstream side.

図６は、比較例として、特許文献１の場合の燃焼制御方式（図２参照）を要約的に示している。比較例の場合、下流側の第２燃料２１が主燃料として用いられる。上流側の第１燃料１１は、着火のために補助的に用いられるに過ぎない。この場合、保炎位置は、下流側の燃料噴射部１０２の位置に依存して決定されることになる。   FIG. 6 schematically shows a combustion control method (see FIG. 2) in the case of Patent Document 1 as a comparative example. In the case of the comparative example, the downstream second fuel 21 is used as the main fuel. The first fuel 11 on the upstream side is only used supplementarily for ignition. In this case, the flame holding position is determined depending on the position of the fuel injection unit 102 on the downstream side.

図７は、比較例と本実施の形態との対比を示している。第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０との間のＸ方向距離は“α”であるとする。また、保炎に必要な長さは“Ｌ”であるとする。このとき、最低限必要な燃焼器長を考える。比較例の場合、最低“Ｌ＋α”の燃焼器長が必要である。一方、本実施の形態の場合、最低“Ｌ”の燃焼器長で足りる。すなわち、本実施の形態によれば、エンジンを小型・軽量化することができる。   FIG. 7 shows a comparison between the comparative example and the present embodiment. It is assumed that the distance in the X direction between the first fuel injection unit 10 and the second fuel injection unit 20 is “α”. Further, it is assumed that the length necessary for flame holding is “L”. At this time, the minimum required combustor length is considered. In the case of the comparative example, a combustor length of at least “L + α” is necessary. On the other hand, in the present embodiment, a combustor length of at least “L” is sufficient. That is, according to the present embodiment, the engine can be reduced in size and weight.

もしくは、保炎位置が上流側にシフトする分だけ圧力を受ける燃焼器面積が増大するため、エンジン比推力が増加する。   Alternatively, the area of the combustor that receives pressure is increased by the amount by which the flame holding position is shifted upstream, so that the engine specific thrust increases.

以上に説明されたように、本実施の形態によれば、スクラムジェットエンジンの着火性が向上する。更に、小型・軽量化あるいは比推力の増大が可能となる。   As described above, according to the present embodiment, the ignitability of the scramjet engine is improved. Furthermore, it becomes possible to reduce the size and weight or increase the specific thrust.

２．第２の実施の形態
図８は、本発明の第２の実施の形態に係る構成を示している。第１の実施の形態と重複する説明は省略する。第２の実施の形態によれば、第１燃料噴射部１０と第２燃料噴射部２０との間の位置の燃焼室１２０の壁にキャビティ４０（くぼみ部）が設けられている。 2. Second Embodiment FIG. 8 shows a configuration according to a second embodiment of the present invention. A duplicate description with the first embodiment is omitted. According to the second embodiment, the cavity 40 (recessed portion) is provided in the wall of the combustion chamber 120 at a position between the first fuel injection unit 10 and the second fuel injection unit 20.

着火時、このキャビティ４０と第２亜音速領域２３との相互作用により、着火性が向上する。また、保炎期間において、このキャビティ４０と第１斜め衝撃波１２の下流領域との相互作用により、保炎性が向上する。   At the time of ignition, the ignitability is improved by the interaction between the cavity 40 and the second subsonic region 23. Further, in the flame holding period, the flame holding property is improved by the interaction between the cavity 40 and the downstream region of the first oblique shock wave 12.

本発明に係るスクラムジェットエンジンは、飛しょう体、航空機、ロケット等に適用可能である。   The scramjet engine according to the present invention can be applied to flying objects, aircraft, rockets, and the like.

以上、本発明の実施の形態が添付の図面を参照することにより説明された。但し、本発明は、上述の実施の形態に限定されず、要旨を逸脱しない範囲で当業者により適宜変更され得る。   The embodiments of the present invention have been described above with reference to the accompanying drawings. However, the present invention is not limited to the above-described embodiments, and can be appropriately changed by those skilled in the art without departing from the scope of the invention.

１０ 第１燃料噴射部
１１ 第１燃料
１２ 第１斜め衝撃波
１３ 第１亜音速領域
２０ 第２燃料噴射部
２１ 第２燃料
２２ 第２斜め衝撃波
２３ 第２亜音速領域
３０ 制御部
４０ キャビティ
Ｐ１ 着火期間
Ｐ２ 保炎期間 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 1st fuel injection part 11 1st fuel 12 1st diagonal shock wave 13 1st subsonic region 20 2nd fuel injection part 21 2nd fuel 22 2nd diagonal shock wave 23 2nd subsonic region 30 Control part 40 Cavity P1 Ignition period P2 flame holding period

Claims (5)

燃焼室に第１燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
主流空気の方向に沿って前記第１燃料噴射部の下流に設けられ、前記燃焼室に第２燃料を噴射する第２燃料噴射部と、
前記第１燃料及び前記第２燃料のそれぞれの噴射量を制御する制御部と
を備え、
前記制御部は、第１期間よりも後の第２期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量及び前記第２期間における前記第１燃料の噴射量より減らすと共に、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第２燃料の噴射により形成される斜め衝撃波の前に形成される亜音速領域が前記第１燃料噴射部の直ぐ下流に達するように設定する
スクラムジェットエンジン。 A first fuel injection section for injecting a first fuel into the combustion chamber;
A second fuel injection section provided downstream of the first fuel injection section along the direction of mainstream air and injecting second fuel into the combustion chamber;
A control unit that controls the injection amount of each of the first fuel and the second fuel,
The control unit determines the injection amount of the second fuel in a second period after the first period, the injection amount of the second fuel in the first period, and the injection amount of the first fuel in the second period. In addition to reducing the injection amount of the second fuel in the first period, the subsonic region formed before the oblique shock wave formed by the injection of the second fuel is immediately downstream of the first fuel injection unit. A scramjet engine set to reach . 請求項１に記載のスクラムジェットエンジンであって、
前記制御部は、前記第１燃料の噴射量を、前記第１燃料の噴射により斜め衝撃波が形成されるように設定する
スクラムジェットエンジン。 The scramjet engine according to claim 1,
The control unit sets an injection amount of the first fuel so that an oblique shock wave is formed by the injection of the first fuel. Scramjet engine. 請求項１乃至２のいずれか一項に記載のスクラムジェットエンジンであって、
前記制御部は、前記第２期間において前記第２燃料の噴射を停止させる
スクラムジェットエンジン。 A scramjet engine according to any one of claims 1 to 2 ,
The control unit is a scramjet engine that stops the injection of the second fuel in the second period. 燃焼室に第１燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
主流空気の方向に沿って前記第１燃料噴射部の下流に設けられ、前記燃焼室に第２燃料を噴射する第２燃料噴射部と、
前記第１燃料及び前記第２燃料のそれぞれの噴射量を制御する制御部と、
前記第１燃料噴射部と前記第２燃料噴射部との間の位置の前記燃焼室の壁に設けられたキャビティと
を備え、
前記制御部は、第１期間よりも後の第２期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量及び前記第２期間における前記第１燃料の噴射量より減らす
スクラムジェットエンジン。 A first fuel injection section for injecting a first fuel into the combustion chamber;
A second fuel injection section provided downstream of the first fuel injection section along the direction of mainstream air and injecting second fuel into the combustion chamber;
A control unit for controlling the respective injection amounts of the first fuel and the second fuel;
A cavity provided in a wall of the combustion chamber at a position between the first fuel injection portion and the second fuel injection portion ;
Equipped with a,
The control unit determines the injection amount of the second fuel in a second period after the first period, the injection amount of the second fuel in the first period, and the injection amount of the first fuel in the second period. More Scramjet engine. スクラムジェットエンジンにおける燃焼制御方法であって、
前記スクラムジェットエンジンは、
燃焼室に第１燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
主流空気の方向に沿って前記第１燃料噴射部の下流に設けられ、前記燃焼室に第２燃料を噴射する第２燃料噴射部と
を備え、
前記燃焼制御方法は、第１期間よりも後の第２期間における前記第２燃料の噴射量を、前記第１期間における前記第２燃料の噴射量及び前記第２期間における前記第１燃料の噴射量より減らすステップを含み、
前記第１期間における前記第２燃料の噴射量が、前記第２燃料の噴射により形成される斜め衝撃波の前に形成される亜音速領域が前記第１燃料噴射部の直ぐ下流に達するように設定される
燃焼制御方法。 A combustion control method for a scramjet engine,
The scramjet engine is
A first fuel injection section for injecting a first fuel into the combustion chamber;
A second fuel injection unit provided downstream of the first fuel injection unit along the direction of mainstream air and injecting a second fuel into the combustion chamber;
In the combustion control method, the injection amount of the second fuel in a second period after the first period is determined based on the injection amount of the second fuel in the first period and the injection of the first fuel in the second period. Including steps to reduce than quantity ,
The injection amount of the second fuel in the first period is set so that the subsonic region formed before the oblique shock wave formed by the injection of the second fuel reaches immediately downstream of the first fuel injection unit. combustion control method.
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