JP2009114998A - パルスデトネーションエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】空気吸い込み式のジェットモードと、酸化剤噴射によるロケットモードの２つのモードに切り替えできるパルスデトネーションエンジンを提供する。
【解決手段】吸気口２と燃焼室３とテールパイプ４を連ねた流路を備えるとともに、燃焼室３へ燃料を供給する燃料供給装置５，５ａを備えたパルスデトネーションエンジン１において、燃焼室３へ酸化剤を供給する酸化剤供給装置６，６ａを付設して構成する。
【選択図】図２

Description

本発明は、パルスデトネーションエンジンに関し、詳しくは、空気吸い込み式のジェットモードと、酸化剤噴射によるロケットモードの２つのモードを切り替えできるパルスデトネーションエンジンに関するものである。

従来、パルスデトネーションエンジンは、速度ゼロから超音速マッハ数までの幅広い飛行速度領域で作動させることが可能であるが、空気吸い込み式エンジンであるため、高度１２ｋｍ以上の高高度、さらには宇宙空間では作動させることができないものであった。このため、宇宙往還機の推進システムにパルスデトネーションエンジンを使用する場合、ロケットエンジンを別途搭載しておく必要があり、重量が増加して複雑なものとなり、宇宙往還機の推進システムとしての使用が困難なものとなっていた。
なお、特許文献１に開示されているように、スクラムジェットエンジンにロケット機能を追加して宇宙往還機の推進システムに使用可能としたものが存在する。
特開平７−４３１４号公報

上記特許文献１に開示されているスクラムジェットエンジンでは、速度ゼロからの発進（作動）ができないために、このようなスクラムジェットエンジンを搭載した宇宙往還機の離陸時には、ロケット機能を作動させなければならないという問題点があった。

本発明は、速度ゼロからの発進時に通常の燃料で作動させることのできる宇宙往還機の推進システムに使用可能なパルスデトネーションエンジンを提供することを目的の１つとし、この目的の少なくとも一部を達成するために以下の手段を採った。
本発明は、吸気口と燃焼室とテールパイプを連ねた流路を備えるとともに、前記燃焼室へ燃料を供給する燃料供給装置を備えて構成されたパルスデトネーションエンジンにおいて、前記燃焼室へ酸化剤を供給する酸化剤供給装置を付設したことを要旨とする。

本発明のパルスデトネーションエンジンを搭載した宇宙往還機では、速度ゼロの発進時および空気中を飛行している時は、吸気口から空気を吸い込み、燃料供給装置から燃焼室へ燃料を噴射して燃焼室内で燃焼させ、テールパイプから燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができる。
また、大気圏外を飛行する時は、燃焼室へ燃料とともに酸化剤供給装置から酸化剤を噴射して燃焼室内で燃焼させ、テールパイプから燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができ、大気中および大気圏外の飛行が可能となる。

また、本発明のパルスデトネーションエンジンにおいて、前記酸化剤供給装置から前記燃焼室へ酸化剤を噴射するモードに切り替わった時に、前記吸気口に形成されている細孔を閉止できる細孔閉止機構を設けて構成することもできる。
こうすれば、大気圏外を飛行する時に、吸気口の細孔を閉じることにより、燃焼室内での燃焼圧が細孔から逃げることがなく、推力の低下を防ぐことができるものとなる。

次に、本発明を実施するための最良の形態を実施例を用いて説明する。
図１は、パルスデトネーションエンジン１を搭載した宇宙往還機の概略構成図であり、宇宙往還機の機体１０の底面側にパルスデトネーションエンジン１を搭載したものである。
このパルスデトネーションエンジン１は、図２に概略図で示すように構成されており、吸気口２と燃焼室３とテールパイプ４が上流側から下流側に向かってほぼ同軸上に配置されており、吸気口２には、上流側へ錐形状に中央部が突出した錐形部２１が形成され、その錐形部２１の外側には、前端に開口２２ａを有する外周壁２２が形成されている。
錐形部２１の中央部には、燃焼室３側へ向かって燃料を噴射できる噴射口２３が配置されており、噴射口２３の外周側の錐形部２１には、空気を燃焼室３内に入れるための細孔２１ａ，２１ａが複数形成されている。

この細孔２１ａは、図３に要部を拡大して示すように、錐形部２１の内側あるいは外側に、駆動アクチュエータを含む細孔閉止機構７が設けられており、この細孔閉止機構７により細孔２１ａを閉ざすことができるように構成されている。
この細孔閉止機構７は、例えば回転式またはバタフライバルブ式のもので構成することができ、回転式の場合では、例えば円盤状の板を回転できるように設けて、回転することで細孔２１ａを閉じたり開けたりすることができるように構成しておくことができる。

なお、前記噴射口２３には、バルブ５ａを介して燃料タンク５が接続されており、バルブ５ａを開くことで燃料タンク５内の燃料が噴射口２３から燃焼室３内に噴出されるように構成されて燃料供給装置が構成されている。
また、燃焼室３内に酸化剤を噴射できるように酸化剤供給装置が付設されており、この酸化剤供給装置は、バルブ６ａと、酸化剤を入れた酸化剤タンク６で構成されている。
なお、バルブ５ａおよびバルブ６ａには、それぞれ昇圧装置を付設しておけば、燃料および酸化剤を燃焼室３側へ圧送することができる。

なお、このようなパルスデトネーションエンジン１は、従来の特許文献１に開示されているスクラムジェットエンジンに比べて重量が低減され、しかも信頼性がある。即ち、スクラムジェットエンジンは流路全てが開口部になるため、開閉機構に負担がかかりやすく、駆動装置も大型化する傾向にあるのに対して、パルスデトネーションエンジン１は吸気側の開口部が小さく、細孔閉止機構７を簡単な構造とすることができる。
なお、前述した図１の機体１０には、複数のパルスデトネーションエンジン１が搭載されている。

次に、このようなパルスデトネーションエンジン１を搭載した宇宙往還機の、飛行時のパルスデトネーションエンジンの動作を説明する。
機体１０のスタート時には、パルスデトネーションエンジン１の吸気口の細孔２１ａは細孔閉止機構７が開かれて開状態となっており、この状態で、燃料タンク５内の燃料を燃焼室３内に噴射し、図示しない点火装置により初期着火を行う。この時に、地上設備として空気導入装置（ブロア）を用いて、吸気口２から吸気を流入させる。
パルスデトネーションエンジン１の燃焼室３内で燃焼が始まると、点火装置への電力供給を停止しても連続的に燃焼室３内で爆発燃焼が連続し、パルスデトネーションエンジン１は作動を継続する。

パルスデトネーションエンジン１を複数搭載している場合は、前述したように、順番にそれぞれのパルスデトネーションエンジン１を作動させてゆく。
機体１０が大気中を飛行している時は、吸気口２から空気を吸い込み、燃料タンク５からの燃料を噴射口２３から燃焼室３へ噴射させて燃焼室３内で爆発燃焼させ、テールパイプ４から燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができる。この吸気口２から空気を吸い込んで作動する状態がジェットモードである。

この状態から、機体１０が高度を上げ、大気中の空気密度が燃焼に対して不足してきた時、即ち大気圏外を飛行する状態時は、吸気口２の細孔２１ａを細孔閉止機構７を作動させて閉鎖させ、燃料タンク５からの燃料とともに酸化剤タンク６から酸化剤を燃焼室３へ噴射させるロケットモードに切り替える。
なお、燃料と酸化剤は混合された状態で燃焼室３内に噴射されることが望ましく、燃料および酸化剤のそれぞれの噴射口の配置や、噴射角度あるいは噴射へのスワール付加など、混合を促進させる構造が採用されており、燃料と酸化剤の混合ガスを燃焼室３内で燃焼させ、テールパイプ４から燃焼ガスを噴射させて推力を得ることができる。

即ち、図４に概略図で示すように、例えば高度約１２ｋｍ以下では、空気を吸い込んで作動するジェットモードで運転され、高度約１２ｋｍの切り替え点Ｐ１付近に達した時にロケットモードに切り替えられて運転が行われる。なお、高高度で空気密度が減少していく過程で、細孔２１ａを開けて空気を取り込みながら酸化剤を燃焼室３へ供給しても良い。
なお、ロケットモードへ切り替える際に、複数のパルスデトネーションエンジン１が搭載されている場合には、一度に全てのパルスデトネーションエンジン１のモードを切り替えるのではなく、推力を維持しながら単機あるいは複数機ずつ順番に切り替えてゆくと良い。

なお、図４に示すように、機体１０が所定の高度に達した後は、燃料タンク５からの燃料と酸化剤タンク６からの酸化剤の供給をバルブ５ａ，６ａを介して止め、パルスデトネーションエンジン１を停止させ、落下・滑空により飛行を行う。
機体１０が落下・滑空し、ジェットモードで作動できる高度まで高度が下がってきた時に、細孔閉止機構７を作動させて細孔２１ａを開き、燃焼室３内へ燃料タンク５からの燃料を噴射し、点火装置により着火を行う。この時、機体１０の落下速度による動圧が発生しているため、吸気口２への空気導入は自然に行われ、地上でエンジンをスタートさせた時に要した空気導入装置は不要である。

このように本発明のパルスデトネーションエンジン１では、吸気口２から空気を吸い込み、燃焼室３へ燃料を噴射し燃焼させて、テールパイプ４から燃焼ガスを噴射させて推力を得るジェットモード運転と、燃焼室３へ燃料と酸化剤を噴射して燃焼させテールパイプ４から燃焼ガスを噴射させて推力を得るロケットモード運転を、１つのパルスデトネーションエンジン１で行うことができ、宇宙往還機にこのようなパルスデトネーションエンジン１を搭載すれば、速度ゼロの地上のスタート時から大気圏外の飛行が可能となり、構造が簡単で、重量を低減させた構造であるため、搭載スペースを低減させることができ、しかも速度ゼロからの発進時には酸化剤は使用しないものであるため、酸化剤の搭載量を低減できるものとなる。

パルスデトネーションエンジンを搭載した機体の概略構成図である。 パルスデトネーションエンジンの概略断面構成図である。 図２の要部の拡大断面構成図である。 パルスデトネーションエンジンを搭載した宇宙往還機のエンジンの作動モードを示す線図である。

符号の説明

１ パルスデトネーションエンジン
２ 吸気口
３ 燃焼室
４ テールパイプ
５ 燃料タンク
５ａ バルブ
６ 酸化剤タンク
６ａ バルブ
７ 細孔閉止機構
２１ａ 細孔
２２ 外周壁
２３ 噴射口

Claims (2)

1. 吸気口と燃焼室とテールパイプを連ねた流路を備えるとともに、前記燃焼室へ燃料を供給する燃料供給装置を備えて構成されたパルスデトネーションエンジンにおいて、
   前記燃焼室へ酸化剤を供給する酸化剤供給装置を付設したことを特徴とするパルスデトネーションエンジン。
2. 前記酸化剤供給装置から前記燃焼室へ酸化剤を噴射するモードに切り替わった時に、前記吸気口に形成されている細孔を閉止できる細孔閉止機構を設けたことを特徴とする請求項１に記載のパルスデトネーションエンジン。

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