(57)【要約】【課題】レーザ点火装置を小型化する。【解決手段】励起光を発生させる励起光源と、前記励起光源に接続されたパルスレーザ発振器とを備えるレーザ点火装置であって、前記パルスレーザ発振器は、１回の点火時に複数のパルス光を発生させることで複数の火炎核を生成すると共に、火炎核が合体することで大きな初期火炎を形成する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
励起光を発生させる励起光源と、前記励起光源に接続されたパルスレーザ発振器とを備えるレーザ点火装置であって、
前記パルスレーザ発振器は、１回の点火時に複数のパルス光を発生させることで初期火炎を生成する
ことを特徴とするレーザ点火装置。
【請求項２】
前記パルスレーザ発振器は、バースト発光により複数のパルス光を発生させることを特徴とする請求項１記載のレーザ点火装置。
【請求項３】
前記励起光源と前記パルスレーザ発振器とを接続する光ファイバを備えることを特徴とする請求項１または２記載のレーザ点火装置。
【請求項４】
前記パルスレーザ発振器は、レーザ結晶と、パルス光を発生させるＱスイッチとを備えることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載のレーザ点火装置。
【請求項５】
請求項１〜４のいずれか一項に記載のレーザ点火装置と、
燃料が燃焼される燃焼器と
を備えることを特徴とする宇宙用エンジン。
【請求項６】
請求項１〜４のいずれか一項に記載のレーザ点火装置と、
燃料が燃焼される燃焼器と
を備えることを特徴とする航空用エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、レーザ点火装置、宇宙用エンジン及び航空用エンジンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
例えば、特許文献１には、レーザ点火プラグを備えたエンジンが開示されている。このようなレーザ点火プラグでは、シリンダヘッドに設けられた副燃焼室において、着火用燃料ガスに対して単発パルスを照射することにより、高温プラズマを発生させ、火炎核を形成して着火させる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２０１６−３３３３４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで、燃料ガスや混合気に対して着火させるためには、所定量のエネルギを燃料ガスや混合気に対して与える必要がある。例えば航空宇宙用エンジンに用いられるレーザ点火装置において、点火に必要となるエネルギを単発パルスで発生させるには、大型のレーザ結晶が必要となる。したがって、レーザ点火装置が大型化する傾向がある。しかしながら、航空宇宙用エンジンにおいては、大型の点火装置を搭載することが難しい。
【０００５】
本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、レーザ点火装置を小型化することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、上記課題を解決するためのレーザ点火装置に係る第１の手段として、励起光を発生させる励起光源と、前記励起光源に接続されたパルスレーザ発振器とを備えるレーザ点火装置であって、前記パルスレーザ発振器は、１回の点火時に複数のパルス光を発生させ、複数の火炎核を生成することで初期火炎を生成する、という構成を採用する。
【０００７】
レーザ点火装置に係る第２の手段として、上記第１の手段において、前記パルスレーザ発振器は、バースト発光により複数のパルス光を発生させる、という構成を採用する。
【０００８】
レーザ点火装置に係る第３の手段として、上記第１または第２の手段において、前記励起光源と前記パルスレーザ発振器とを接続する光ファイバを備える、という構成を採用する。
【０００９】
レーザ点火装置に係る第４の手段として、上記第１〜３のいずれかの手段において、前記パルスレーザ発振器は、レーザ結晶と、パルス光を発生させるＱスイッチを備える、という構成を採用する。
【００１０】
宇宙用エンジンに係る第１の手段として、上記第１〜４のいずれかの手段のレーザ点火装置と、燃料が燃焼される燃焼器とを備える、という構成を採用する。
【００１１】
航空用エンジンに係る第１の手段として、上記第１〜４のいずれかの手段のレーザ点火装置と、燃料が燃焼される燃焼器とを備える、という構成を採用する。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、１回の点火の際に、複数のパルスを照射することで複数の火炎核を生成する。これにより、１回の点火の際に、複数回に分けてエネルギを与えることが可能である。したがって、１回のパルス照射において、大きなエネルギを発生させる必要がなく、レーザ結晶を小型化することが可能であり、レーザ点火装置１を小型化することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の一実施形態に係る点火プラグ装置と宇宙用スラスタとを含む模式図である。
【図２】本発明の一実施形態に係る点火プラグ装置におけるバースト発光を示すグラフである。
【図３】本発明の一実施形態に係るバースト発光数と、着火確率との相関を示す図である。
【図４】本発明の一実施形態に係る点火プラグ装置を航空用エンジンの燃焼器に適用した例を示す模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、図面を参照して、本発明に係るレーザ点火装置の一実施形態について説明する。
【００１５】
本実施形態に係るレーザ点火装置１は、図１に示すように、宇宙用スラスタＡ（宇宙用エンジン）に備えられ、燃焼器Ｂの側方に設けられている。なお、宇宙用スラスタＡは、ロケットエンジンであり、燃焼器Ｂとレーザ点火装置１とを備えている。宇宙用スラスタＡは、燃料と酸化剤との混合気Ｋを燃焼器において燃焼させることにより推進力を発生させる装置である。レーザ点火装置１は、励起光源２と、光ファイバ３と、パルスレーザ発振器４とを備えている。
【００１６】
励起光源２は、電源ユニット２ａと、電源を制御する制御部２ｂと、励起光発生部２ｃとを備えている。
電源ユニット２ａは、励起光発生部２ｃに対して電力を供給する装置である。制御部２ｂは、電源ユニット２ａの電力を制御する制御装置である。制御部２ｂは、例えば宇宙用スラスタＡの制御装置と接続されており、宇宙用スラスタＡの運転状況に伴って電源ユニット２ａを制御する。励起光発生部２ｃは、電源ユニット２ａから供給される電力を用いて励起光を発生させる。なお、励起光源２は、燃焼器Ｂから離れた位置に設けられている。
【００１７】
光ファイバ３は、励起光源２とパルスレーザ発振器４とを接続し、励起光発生部２ｃにおいて発生した励起光をパルスレーザ発振器４へと導光する。
【００１８】
パルスレーザ発振器４は、レーザ結晶４ａと、Ｑスイッチ４ｂと、第１レンズ４ｃと、第２レンズ４ｄとを備えている。
【００１９】
レーザ結晶４ａは、例えばＮｄ：ＹＡＧ（Yttrium Aluminum Garnet）の結晶とされ、励起光が照射されると共に、不図示の共振器ミラーにより反射されている。Ｑスイッチ４ｂは、レーザ結晶４ａにおいて、Ｑ値を制御することにより所定の間発振を抑えると共に、レーザ結晶４ａの原子が励起状態となった後に、発振させる装置である。これにより、Ｑスイッチ４ｂは、パルスレーザを発生させる。また、Ｑスイッチ４ｂは、短時間において多数のパルス光（以下、バーストパルスと称する）を発生させるバースト発光モードが可能である。
【００２０】
第１レンズ４ｃは、光ファイバ３によりパルスレーザ発振器４へと導光された励起光の光路上において、レーザ結晶４ａ及びＱスイッチの上段に設けられ、励起光を集束する。第２レンズ４ｄは、燃焼器Ｂと接触する位置に設けられ、Ｑスイッチ４ｂにおいて発生されたパルスレーザを可燃混合Ｋへと集束させる。
【００２１】
このようなレーザ点火装置１は、励起光源２において励起光が照射されると、光ファイバ３によりパルスレーザ発振器４へと励起光が導光される。そして、パルスレーザ発振器４においては、励起光がレーザ結晶４ａを励起させる。その後、Ｑスイッチによりバースト発光が発生する。バースト発光は、図２に実線で示すように、短時間の間に複数回（図２においては４回）のバーストパルスが発生する状態を示している。このような複数回のバーストパルスにおけるエネルギの合計は、図２に破線で示す従来型の単発パルス発光のエネルギと同一またはそれ以上とされている。このようなバースト発光は、第２レンズ４ｄにおいて集束された後に、燃焼器Ｂへと照射される。
【００２２】
宇宙用スラスタＡにおいては、図１に示すように、燃料と酸化剤とがそれぞれ燃焼器Ｂへと供給されている。これにより、燃焼器Ｂにおいては、燃料ノズルＥ近傍に混合気Ｋが生成された状態となる。このような混合気Ｋに対して、バースト発光により発生したプラズマにより、混合気Ｋ中に火炎核が形成され、火炎が伝播する。燃焼器Ｂにおいては、内部に流れが形成されており、形成された火炎核は流れに沿って下流側へと移動する。さらに、バースト発光による複数回の発光は、燃焼器Ｂに対して同一の位置に向けて行われ、複数個の火炎核を形成することに寄与している。すなわち、レーザ点火装置１は、燃焼器Ｂに対して照射位置を変えることなく、燃焼器Ｂ内に形成された流れによって火炎核を複数形成する。そして、複数の火炎核は、下流側へと流れると共に合体され、１つの大きな初期火炎として成長する。なお、本発明における１回の点火は、レーザ点火装置１においてパルスが照射され、形成された初期火炎がエンジン全体に広がった状態となるまで（点火成功時）、または、形成された初期火炎がエンジン全体に広がらず、失火するまで（点火失敗時）の期間を示している。
【００２３】
なお、レーザ点火装置１において、バーストパルスの間隔を変更することにより、レーザ結晶４ａにおける温度分布が変化する。これにより、レーザ結晶４ａのレーザ広がり角度が変化し、同一の集光レンズであっても、集光距離を変化させることが可能である。これにより、各バーストパルスを、混合気Ｋにおいて徐々に異なる位置に照射することが可能である。したがって、燃焼状態に応じて、バーストパルスの間隔を変更することで、点火位置を変更することが可能である。
【００２４】
図３は、本実施形態に係るレーザ点火装置１を用いて着火試験を行った際の結果を示すグラフである。このグラフは、各バーストパルス数の条件下において１００回程度の着火試験を実施し、さらに各条件下の着火確率を算出したものである。この図３に示すように、レーザ点火装置１において、バーストパルスの数を増加させることにより、着火確率が上昇する傾向が見られる。すなわち、１度に照射するバーストパルスのエネルギが単発パルスよりも小さくとも、複数回のバーストパルスを照射することで、高い着火確率とすることが可能である。したがって、高いエネルギ密度のレーザを発生させる大型のレーザ結晶を用いることなく、バースト発光によりエネルギ密度を上昇させることが可能であり、レーザ点火装置１を小型化することができる。これにより、宇宙用スラスタＡにおいて、レーザ点火装置１の取り付けが可能である。
【００２５】
また、本実施形態に係るレーザ点火装置１によれば、励起光源２とパルスレーザ発振器４とを光ファイバ３により接続している。したがって、励起光源２を燃焼器Ｂへと直接取り付ける必要がなく、励起光源２の設置自由度が上昇する。
【００２６】
以上、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の趣旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
【００２７】
図４に示すように、レーザ点火装置１は、航空エンジンＣ（航空用エンジン）に備えられ、アニュラ型燃焼器Ｄに対して設けられるものとしてもよい。航空エンジンＣは、アニュラ型燃焼器Ｄと、レーザ点火装置１とを備えており、アニュラ型燃焼器Ｄの外周に圧縮機から供給される圧縮空気を案内する空気流路が形成されている。このような構成において、レーザ点火装置１は、アニュラ型燃焼器Ｄの側方から取り付けられており、燃料ノズルＥから噴射される燃料と、圧縮空気とによる混合気Ｋに対してバーストパルスを照射することにより、混合気Ｋに対して火炎核を形成し、点火する。
【００２８】
また、レーザ光を増幅させるアンプを備えることも可能である。これにより、レーザ光が照射時に増幅されるため、着火確率を上昇させることが可能である。
【００２９】
上記実施形態においては、レーザ点火装置１は、宇宙用スラスタＡに適用されるものとしたが、本発明はこれに限定されない。レーザ点火装置１は、種々のガスタービンエンジンに対して適用可能である。
【００３０】
また、燃焼器Ｂ内における混合気Ｋの流速に合わせてバーストパルスの間隔を変更することで、より着火確率を上昇させることが可能である。具体的には、燃焼器Ｂにおける流速が相対的に速い場合にはバーストパルスの間隔を短くする。これにより、発生した火炎核が大きく流されるよりも前に、発生した火炎核の近傍にバーストパルスを照射することができ、新たな火炎核を生成させることで、着火確率を上昇させることが可能である。
【００３１】
また、燃料の種類や空燃比により、着火に要するエネルギが異なる。したがって、燃料の種類や空燃比によって、バーストパルスの間隔や回数を変化させることで、着火確率を上昇させることができる。
【符号の説明】
【００３２】
１  レーザ点火装置
２  励起光源
２ａ  電源ユニット
２ｂ  制御部
２ｃ  励起光発生部
３  光ファイバ
４  パルスレーザ発振器
４ａ  レーザ結晶
４ｂ  Ｑスイッチ
４ｃ  第１レンズ
４ｄ  第２レンズ
Ａ  宇宙用スラスタ
Ｂ  燃焼器
Ｃ  航空エンジン
Ｄ  アニュラ型燃焼器
Ｅ  燃料ノズル
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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