JP6788522B2 - スクラムジェットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、スクラムジェットエンジンに関する。

超音速で飛行する飛行体(flying body)には、超音速飛行時における推進装置として、スクラムジェットエンジンが用いられることがある。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、超音速流の圧縮空気に燃料を噴射して燃焼ガスを生成し、その燃焼ガスを排気することによって推力を得る。

ここで、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、噴射された燃料を確実に燃焼させて燃焼ガスを生成することが望まれる。

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、噴射された燃料を確実に燃焼させて燃焼ガスを生成できるスクラムジェットエンジンを提供することである。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、本発明のスクラムジェットエンジンは、第１面を有する第１流路形成部材と、前記第１面に対向する第２面を有する第２流路形成部材とを具備する。前方開口と、前記前方開口に対して下流側に設けられた後方開口とを接続する流路が、前記第１面と前記第２面との間に形成されている。前記流路は、前記前方開口を介して取り込まれた空気を圧縮して得られる圧縮空気を受け取る上流領域と、前記上流領域の下流側に接続され、前記圧縮空気に燃料を噴射して得られる混合気を燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼領域と、前記燃焼領域の下流側に接続され、前記後方開口に前記燃焼ガスを噴出する下流領域と、を備えている。前記第１面には、前記燃料供給領域に位置するキャビティが設けられている。前記第１流路形成部材は、前記上流領域に位置し、前記第１面から前記第２面に向かって突起するように前記第１面に設けられた少なくとも一の凸部と、前記凸部に設けられた第１燃料ノズルを介して前記流路に燃料を噴射する第１燃料噴射部と、前記キャビティに燃料を噴射する第２燃料噴射部と、を有する。前記第２流路形成部材は、前記下流領域において前記第２面に設けられた第２燃料ノズルを介して前記流路に、前記第２面から前記第１面に向かう方向に燃料を噴射する第３燃料噴射部を備えている。

本発明によれば、噴射された燃料を確実に燃焼させて燃焼ガスを生成できるスクラムジェットエンジンを提供できる。

本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンが設けられた機体の概略図。 本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンの横断面図。 本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンの空気流路の斜視図。 本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンの燃焼状態を示す図。

以下、本発明の実施形態のスクラムジェットエンジンについて、図面を用いて説明する。

図１は、本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンが設けられた飛行体の概略図、図２は、本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンの横断面図、図３は、本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンの空気流路の斜視図、図４は、本発明の実施形態にかかるスクラムジェットエンジンの燃焼状態を示す図である。

図１に示すように、本実施形態の飛行体１０は、スクラムジェットエンジン１１が設けられた航空機又は飛昇体である。スクラムジェットエンジン１１は、飛行体１０の機体１０ａに取り付けられたカウル３０を備えている。機体１０ａとカウル３０との間には、流路９０が設けられている。即ち、本実施形態では、機体１０ａ及びカウル３０が、流路９０を形成するための流路形成部材として用いられる。流路９０は、前方開口２３０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空気圧縮部２０と、圧縮空気の気流７０に燃料を噴射して、燃料を燃焼させ、燃焼ガスを生成する燃焼部４０と、生成した燃焼ガスを後方開口２４０から排出するノズル部５０とを備える。

図２は、燃焼部４０におけるスクラムジェットエンジン１１の構成を示す断面図である。図２に示すように、流路９０は、第１面１６０と第１面１６０と対向する第２面１７０との間に形成されている。ここで、第１面１６０は、カウル３０の機体１０ａに対向する面であり、第２面１７０は、機体１０ａのカウル３０に対向する面である。本実施形態では、第２面１７０は、平面として形成されている。後述するように、カウル３０には、第１燃料噴射部１５０、第２燃料噴射部１４０、キャビティ８０、点火装置２７０などが配置される。

燃焼部４０においては、流路９０は、上流領域２００と、上流領域２００に対して下流側に位置する燃焼領域２１０、燃焼領域２１０に対して下流側に位置し、ノズル部５０に接続する下流領域２２０とを備えている。上流領域２００は、前方開口２３０側から後方側にかけて第１領域２８０、第１面１６０に設けられた凸部１００、第２領域２９０とから構成される。

上流領域２００は、空気圧縮部２０から供給される圧縮空気に燃料を噴射して混合気を生成し、生成した混合気を燃焼領域２１０に導く部分である。上流領域２００は、上流側に位置する第１領域２８０と、第１領域２８０の下流側に位置する凸部形成領域２８５と、凸部形成領域２８５の下流側に位置する第２領域２９０とから構成される。

上流領域２００の第１領域２８０は、空気圧縮部２０から供給される圧縮空気を凸部形成領域２８５に導く部分である。

凸部形成領域２８５は、凸部１００が形成されている部分である。図３に示すように、カウル３０の第１面１６０には、第１面１６０から第２面１７０に向かう方向に突起している凸部１００が設けられている。複数の凸部１００が、第１領域２８０における圧縮空気の流れと直交する方向に並んで配置されている。

ここで、図２に示すように、各凸部１００は、第２領域２９０に向かっての高さが高くなる、言い換えれば、第１領域２８０に向かって高さが低くなるように傾斜している。このような構造により、各凸部１００は、第１領域２８０から送られてくる圧縮空気の気流７０を乱して各凸部１００の下流、即ち、第２領域２９０及び燃焼領域２１０に乱流を発生させる。

各凸部１００は、発生した乱流に燃料（例えば水素ジェット燃料）を噴射する機能を有している。詳細には、カウル３０に第１燃料噴射部１５０が設けられると共に各凸部１００に燃料ノズル１００ａが形成されている。第１燃料噴射部１５０から燃料ノズル１００ａに燃料が供給され、燃料ノズル１００ａから燃料が噴射される。燃料は、各凸部１００の下流（第２領域２９０）に発生した乱流に噴射され、これにより、第２領域２９０に圧縮空気と燃料が混合された混合気が効率よく発生する。

ここで、隣接する凸部１００の間に隙間が形成されていると共に、第２領域２９０における流路９０の第２面１７０に垂直な方向における高さｈが、第１領域２８０における流路９０の第２面１７０に垂直な方向における高さＨよりも高いことに留意されたい。このため、第２領域２９０における圧力が第１領域２８０における圧力よりも低くなり、圧縮空気の一部が隣り合う凸部１００の間の隙間から第２領域２９０に流れ込む。この圧縮空気の流れは、凸部１００の下流における乱流の発生を促進し、混合気の発生効率の向上に寄与する。

このような凸部１００の形状により、上流領域２００の第２領域２９０では、燃料ノズル１００ａより噴射した燃料と圧縮空気とが混ざり合った混合気が効率よく発生される。第２領域２９０に発生した混合気は、第２領域２９０の下流に位置する燃焼領域２１０に流れ込む。

燃焼領域２１０は、発生した混合気に着火して燃焼させる部分である。燃焼領域２１０には、保炎のためにキャビティ８０が配置されている。図３に示すように、キャビティ８０は、燃焼領域２１０において第１面１６０を凹ませて形成されており、キャビティ８０の下流領域２２０に接続する面が傾斜している。この傾斜した面（以下、「傾斜面８０ｂ」という。）には、燃料ノズル８０ａが形成されている。カウル３０には、第２燃料噴射部１４０が設けられ、燃料ノズル８０ａを介して、キャビティ８０に燃料が噴射される。

キャビティ８０においては、混合気の流れが低速になり、図３に図示されているように、キャビティ８０の傾斜面８０ｂ及び底面８０ｃに沿って循環流２５０が生成される。キャビティ８０の傾斜面８０ｂ及び底面８０ｃに沿った位置では、循環流２５０は上流側に向かっており、キャビティ８０の内部では、燃料が、このように流れる循環流２５０に噴射される。

ここで、キャビティ８０には点火装置２７０が設けられており、図４に示すように、燃料が噴射された循環流２５０に点火装置２７０によって点火され、キャビティ８０に炎が保持される。キャビティ８０に保持されている炎が、凸部１００の下流に生成された混合気に伝搬し、混合気が燃焼して燃焼ガスが発生する。

下流領域２２０は、燃焼領域２１０に下流側で接続されている。下流領域２２０においては、第２面１７０に設けられた燃料ノズル１３０ａから流路９０に燃料を噴射する第３燃料噴射部１３０が機体１０ａに設けられている。また、機体１０ａには、下流領域２２０における燃焼ガスの状態を計測し、燃料を含んでいるか否かを判断する混合気体計測部３１０と、計測された燃焼ガスの状態に応答して第３燃料噴射部１３０の燃料噴射量を制御する燃料噴射量制御部３００とが設けられている。本実施形態では、混合気体計測部３１０は、燃料ノズル１３０ａの下流側に位置している。

第３燃料噴射部１３０は、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るために設けられている。燃焼領域２１０から流れてくる燃焼ガスの流れが過剰に高速であると、燃焼ガスは、キャビティ８０に保持されている炎によって点火されても完全には燃焼しない。機体１０ａに設けられた第３燃料噴射部１３０から燃料を噴射することで、燃焼ガスの流れが堰き止められて低速になり、これにより、燃焼ガスの燃焼が促進される。ここで、下流領域２２０では、燃料が、キャビティ８０が設けられている面（第１面１６０）に対向する面（第２面１７０）から噴射されることに留意されたい。燃料が、キャビティ８０が設けられている第１面１６０に対向する第２面１７０から噴射されることは、未燃焼の燃料を多く含む燃焼ガスを堰き止めるために有効である。

第３燃料噴射部１３０の燃料噴射量は、混合気体計測部３１０によって計測された燃焼ガスの状態に基づき、燃料噴射量制御部３００にて制御されることが好ましい。第３燃料噴射部１３０は、混合気体計測部３１０の計測結果に基づいて、混合気体計測部３１０の位置において燃焼ガスが完全燃焼していると判断した場合（即ち、未燃焼の燃料を略含まないと判断した場合）、燃料噴射量制御部３００の制御にて第３燃料噴射部１３０からの燃料の噴射を停止してもよい。

なお、第３燃料噴射部１３０による燃料噴射の方向が第２面１７０と直交する方向よりも上流側に傾いていてもよい。この場合、燃料噴射による堰き止め効果をより高くすることができる。

この下流領域２２０においては、その少なくとも一部において、流路９０の断面積が、下流側に向かうほど大きくなっていてもよい。このような構造は、下流領域２２０の第１面１６０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１１では、第３燃料噴射部１３０による燃料噴射によって燃焼ガスの流れを堰き止めるが、燃焼ガスの流れを過剰に堰き止めると上流の圧力が高くなって、空気が取り込めなくなってしまう。下流領域２２０において流路９０の断面積を下流に向かって増大させることで、実質的に完全に燃焼した燃焼ガスを第１面１６０に沿って下流に流れさせるための空間が確保でき、後方開口２４０に向けて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、図２に示すように、下流領域２２０において第１面１６０に開き角が設けられている。すなわち、下流領域２２０においては、後方開口２４０に向かうほど（即ち、下流に向かって）開くように（第１面１６０と第２面１７０との間の距離が大きくなるように）、第１面１６０が傾斜している。図２において、第１面１６０と第２面１７０とがなす角は、記号θとして示されている。これにより、流路９０は、燃焼領域２１０と下流領域２２０との接続部分において、開き始めている。

なお、下流領域２２０の第１面１６０は、下流領域２２０における第２面１７０に対して、下流側に向けて第１面１６０の第２面１７０からの距離が大きくなるように２°から４°傾いていることが好ましい。また、流路９０は、必ずしも燃焼領域２１０と下流領域２２０との接続位置において開き始めている必要はない。第１面１６０の傾斜は、下流領域２２０の途中から始まっていてもよい。

上記のように構成された本実施形態のスクラムジェットエンジン１１は、下記のように動作する。飛行体１０が超音速で飛行すると、前方開口２３０を介して、流路９０に超音速の空気が取り込まれる。取り込まれた空気は、空気圧縮部２０において圧縮され、圧縮空気が生成される。生成された圧縮空気は、燃焼部４０に供給される。

図４は、燃焼部４０におけるスクラムジェットエンジン１１の動作を示している。上流領域２００の第１領域２８０に流れ込んだ圧縮空気の流れが、凸部形成領域２８５の凸部１００によって乱され、これにより第２領域２９０に乱流が生成される。更に、凸部１００に設けられた燃料ノズル１００ａから燃料が噴射され、第２領域２９０にて、圧縮空気が噴射された燃料と混ざり合って混合気が生成される。凸部１００により乱流が生成されることにより、第２領域２９０において圧縮空気と燃料とが効率よく混合される。生成された混合気は、燃焼領域２１０に導かれる。

第２領域２９０において生成された混合気の一部は、キャビティ８０によって減速され、これにより、キャビティ８０に循環流２５０が形成される。循環流２５０に燃料ノズル８０ａから燃焼が噴射され、更に、点火装置２７０によって循環流２５０に点火されることで、キャビティ８０に炎が保持される。

燃焼領域２１０に導入された混合気は、キャビティ８０に保持されている炎によって着火されて燃焼し、燃焼ガスが生成される。ただし、燃焼領域２１０においては、燃焼ガスが完全に燃焼しているとは限らない。燃焼領域２１０から下流領域２２０に流れ込む燃焼ガスは、未燃焼の燃料を含み得る。

下流領域２２０では、燃焼領域２１０から流れてくる燃焼ガスの流れが、第３燃料噴射部１３０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。

このように、本実施形態のスクラムジェットエンジン１１では、燃焼ガスの燃焼度を向上させることができる。

なお、上述のように、燃焼ガスの流れを第３燃料噴射部１３０の燃料噴射によって過剰に堰き止めると上流の圧力が高くなって、前方開口２３０から空気が入らなくなってしまう。そのため、好適な実施形態では、下流領域２２０において第１面１６０を第２面１７０に対して下流側に開くように傾斜させることで、燃焼ガスが流れる空間が第１面１６０に沿って確保される。このような構造により、燃焼ガスをスムーズに下流に向けながら（即ち、後方開口２４０に向けて）噴出することができる。

燃焼ガスは、下流領域２２０からノズル部５０に導入される。燃焼ガスは、ノズル部５０において膨張し、加速し、後方開口２４０を介して噴出される。これにより、飛行体１０を推進させる推進力が得られる。

なお、本発明は、上記した各実施形態には限定されず、種々変形して実施できることは言うまでもない。要するに、本発明は上記各実施形態そのままに限定されるものではなく、実施段階ではその要旨を逸脱しない範囲で構成要素を変形して具体化できる。

例えば、上述の実施形態では、第１面１６０がカウル３０にあり、第２面１７０が機体１０ａにあるとして説明を行っているが、第２面１７０がカウル３０にあり、第１面１６０が機体１０ａにあってもよい。この場合、上述の実施形態においてカウル３０に設けられると記述されている構成要素が、機体１０ａに設けられ、機体１０ａに設けられると記述されている構成要素が、カウル３０に設けられる。

また、上記各実施形態に開示されている複数の構成要素の適宜な組合せにより、種々の形態を形成できる。例えば、実施形態に示される全構成要素から幾つかの構成要素を省略してもよい。更に、異なる実施形態にわたる構成要素を適宜組み合わせてもよい。

１０…飛行体
１０ａ…機体
１１…スクラムジェットエンジン
２０…空気圧縮部
４０…燃焼部
５０…ノズル
７０…気流
８０…キャビティ
９０…空気流路
１００…凸部
１３０…第３燃料噴射部
１４０…第２燃料噴射部
１５０…第１燃料噴射部
１６０…第１面
１７０…第２面
２００…上流領域
２１０…燃焼領域
２２０…下流領域
２３０…前方開口
２４０…後方開口
２５０…循環流
２６０…燃焼領域
２７０…点火装置
２８０…第１領域
２８５…凸部形成領域
２９０…第２領域
３００…燃料噴射量制御部
３１０…混合気体計測部
Ｈ…高さ
ｈ…高さ

Claims (9)

1. 第１面を有する第１流路形成部材と、
   前記第１面に対向する第２面を有する第２流路形成部材
   とを具備し、
   前方開口と、前記前方開口に対して下流側に設けられた後方開口とを接続する流路が前記第１面と前記第２面の間に形成され、
   前記流路は、
   前記前方開口を介して取り込まれた空気を圧縮して得られる圧縮空気を受け取る上流領域と、
   前記上流領域の下流側に接続され、前記圧縮空気に燃料を噴射して得られる混合気を燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼領域と、
   前記燃焼領域の下流側に接続され、前記後方開口に前記燃焼ガスを噴出する下流領域と、を備え、
   前記第１面には、前記燃焼領域に位置するキャビティが設けられ、
   前記第１流路形成部材は、
   前記上流領域に位置し、前記第１面から前記第２面に向かって突起するように前記第１面に設けられた少なくとも一の凸部と、
   前記凸部に設けられた第１燃料ノズルを介して前記圧縮空気に燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
   前記キャビティに燃料を噴射する第２燃料噴射部と、
   を有し、
   前記第２流路形成部材は、前記下流領域において前記第２面に設けられた第２燃料ノズルを介して前記流路内に、前記第２面から前記第１面に向かう方向に、前記燃焼領域から前記下流領域に流れてくる前記燃焼ガスの流れを堰き止めて前記燃焼ガスの速度を低下させるように燃料を噴射するように構成された第３燃料噴射部を有する
   スクラムジェットエンジン。
2. 請求項１に記載されたスクラムジェットエンジンであって、
   前記上流領域は、前記凸部に対して上流側に位置する第１領域と前記凸部に対して下流側に位置する第２領域を有し、
   前記第１領域における前記第２面に垂直な方向における前記流路の高さが、前記第２領域における前記第２面に垂直な方向における前記流路の高さより高い、
   スクラムジェットエンジン。
3. 請求項２に記載されたスクラムジェットエンジンであって、
   前記凸部は、前記第１領域における前記圧縮空気の流れと直交する方向に複数配置されている、
   スクラムジェットエンジン。
4. 請求項１乃至３のいずれかに記載されたスクラムジェットであって、
   前記キャビティの前記下流領域に隣接して位置する面は、前記第２面に対しては傾斜している、
   スクラムジェットエンジン。
5. 請求項１乃至４のいずれかに記載されたスクラムジェットエンジンであって、
   前記下流領域の第１位置における前記流路の断面積よりも前記下流領域の前記第１位置に対して下流側に位置する第２位置における前記流路の断面積が大きい、
   スクラムジェットエンジン。
6. 請求項１乃至５のいずれかに記載されたスクラムジェットエンジンであって、
   前記下流領域において、前記第１面は、下流側に向けて前記第１面の前記第２面からの距離が大きくなるように前記第２面に対して、２°〜４°傾いている、
   スクラムジェットエンジン。
7. 請求項１乃至６のいずれかに記載されたスクラムジェットエンジンであって、
   前記第３燃料噴射部から噴射される前記燃料の方向は、前記第２面に対して直交する方向より上流側に傾けられている
   スクラムジェットエンジン。
8. 第１面を有する第１流路形成部材と、
   前記第１面に対向する第２面を有する第２流路形成部材と、
   混合気体計測部と、
   燃料噴射制御部
   とを具備し、
   前方開口と、前記前方開口に対して下流側に設けられた後方開口とを接続する流路が前記第１面と前記第２面の間に形成され、
   前記流路は、
   前記前方開口を介して取り込まれた空気を圧縮して得られる圧縮空気を受け取る上流領域と、
   前記上流領域の下流側に接続され、前記圧縮空気に燃料を噴射して得られる混合気を燃焼して燃焼ガスを生成する燃焼領域と、
   前記燃焼領域の下流側に接続され、前記後方開口に前記燃焼ガスを噴出する下流領域と、を備え、
   前記第１面には、前記燃焼領域に位置するキャビティが設けられ、
   前記第１流路形成部材は、
   前記上流領域に位置し、前記第１面から前記第２面に向かって突起するように前記第１面に設けられた少なくとも一の凸部と、
   前記凸部に設けられた第１燃料ノズルを介して前記圧縮空気に燃料を噴射する第１燃料噴射部と、
   前記キャビティに燃料を噴射する第２燃料噴射部と、
   を有し、
   前記第２流路形成部材は、前記下流領域において前記第２面に設けられた第２燃料ノズルを介して前記流路内に、前記第２面から前記第１面に向かう方向に燃料を噴射する第３燃料噴射部を有し、
   前記混合気体計測部は、前記下流領域における前記燃焼ガスの状態を計測し、
   前記燃料噴射制御部は、計測された前記燃焼ガスの状態に基づいて、前記第３燃料噴射部の燃料噴射量を制御する、
   スクラムジェットエンジン。
9. 請求項８に記載されたスクラムジェットエンジンであって、
   前記混合気体計測部にて、前記燃焼ガスが未燃焼の燃料を略含んでいないと計測された場合に、前記燃料噴射制御部にて、前記第３燃料噴射部の燃料噴射を停止させる、
   スクラムジェットエンジン。

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