(57)【要約】【課題】広い動作領域を有するジェットエンジンを実現すること。【解決手段】ジェットエンジンは、スクラムジェットエンジンと、スクラムジェットエンジンの燃焼室壁に形成されたスロート部と、を備える。スロート部が存在しているとき、ジェットエンジンはラムジェットエンジンとして作動する。ジェットエンジンがラムジェットエンジンとして作動している最中に、スロート部は、経時的に消失する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
スクラムジェットエンジンと、
前記スクラムジェットエンジンの燃焼室壁に形成されたスロート部と
を備え、
前記スロート部が存在しているとき、ジェットエンジンはラムジェットエンジンとして作動し、
ジェットエンジンが前記ラムジェットエンジンとして作動している最中に、前記スロート部は、経時的に消失する
ジェットエンジン。
【請求項２】
請求項１に記載のジェットエンジンであって、
前記スロート部は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成されている
ジェットエンジン。
【請求項３】
請求項２に記載のジェットエンジンであって、
前記材料は、発火によらず消失する
ジェットエンジン。
【請求項４】
請求項２又は３に記載のジェットエンジンであって、
前記材料は、アブレーション材である
ジェットエンジン。
【請求項５】
請求項２乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンであって、
前記燃焼室壁には、凹部が形成され、
前記スロート部は、前記凹部を埋め、且つ、前記凹部から突出するように形成されている
ジェットエンジン。
【請求項６】
請求項５に記載のジェットエンジンであって、
前記スロート部は、接着剤で前記凹部に接着されている
ジェットエンジン。
【請求項７】
請求項５又は６に記載のジェットエンジンであって、
前記スロート部は、前記凹部から突出しないねじにより固定されている
ジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジンに関する。特に、本発明は、ラムジェットエンジン及びスクラムジェットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
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。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。
【０００３】
図１は、典型的なラムジェットエンジンの構成を概略的に示している。ラムジェットエンジンは、インレット１１０、燃焼室１２０、ノズル１３０、及びスロート部１４０を備えている。スロート部１４０は、空気流を調整するために、燃焼室１２０の壁に設けられている。より詳細には、スロート部１４０は、インレット１１０側に設けられたスロート部１４０Ａと、ノズル１３０側に設けられたスロート部１４０Ｂと、を含んでいる。
【０００４】
インレット１１０およびスロート部１４０Ａ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１２０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。そして、その燃焼により発生した燃焼ガスがスロート部１４０Ｂおよびノズル１３０において超音速まで加速され、ノズル１３０から噴出し、その反動で推進力が得られる。このようなラムジェットエンジンの特徴的な構成の１つは、空気流を調整するために設けられたスロート部１４０である。
【０００５】
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１２０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。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。
【０００６】
図２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。図１で示されたラムジェットエンジンと比較して、スロート部１４０が設けられていないことがスクラムジェットエンジンの特徴の一つである。
【０００７】
特許文献１は、複合サイクルミサイルエンジンシステムを開示している。このシステムは、ミサイルを次の５つのモードで動作させる：（１）統合型逆ハイブリッドロケット、（２）空気増大ハイブリッドロケット、（３）ラムジェット／スクラムジェット、（４）デュアル噴射ハイブリッドロケット、及び（５）単元推進剤ロケット。酸化剤及び燃料を分離しかつ制御することにより、それぞれの動作モードにおいて効率の最適化が行われる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特表２０１１−５０８１２６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の１つの目的は、広い動作領域を有するジェットエンジンを実現することができる技術を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
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。
【００１１】
本発明の１つの観点において、ジェットエンジン（１）が提供される。そのジェットエンジン（１）は、スクラムジェットエンジンと、スクラムジェットエンジンの燃焼室壁（２１）に形成されたスロート部（４０）と、を備える。スロート部（４０）が存在しているとき、ジェットエンジン（１）はラムジェットエンジンとして作動する。ジェットエンジン（１）がラムジェットエンジンとして作動している最中に、スロート部（４０）は、経時的に消失する。
【００１２】
スロート部（４０）は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成されていてもよい。当該材料は、発火によらず消失してもよい。当該材料は、アブレーション材であってもよい。
【００１３】
燃焼室壁（２１）には、凹部（５０）が形成されていてもよい。この場合、スロート部（４０）は、凹部（５０）を埋め、且つ、凹部（５０）から突出するように形成される。スロート部（４０）は、接着剤（５１）で凹部（５０）に接着されていてもよい。スロート部（４０）は、凹部（５０）から突出しないねじ（５２）により固定されていてもよい。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、広い動作領域を有するジェットエンジンを実現することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は、典型的なラムジェットエンジンの構成を示す概略図である。
【図２】図２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。
【図３】図３は、本発明の第１の実施の形態に係るジェットエンジンの構成を示す概略図である。
【図４】図４は、本発明の第１の実施の形態に係るジェットエンジンの動作を説明するための概略図である。
【図５】図５は、本発明の第１の実施の形態に係るジェットエンジンの動作を説明するための概略図である。
【図６】図６は、各種材料の形状消失速度を示すテーブルである。
【図７】図７は、様々な環境において要求される形状消失速度を示すテーブルである。
【図８】図８は、本発明の第２の実施の形態に係るジェットエンジンを説明するための概略図である。
【図９】図９は、本発明の第２の実施の形態に係るジェットエンジンを説明するための概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係るジェットエンジンを説明する。
【００１７】
１．第１の実施の形態
図３は、第１の実施の形態に係るジェットエンジン１の構成を示す概略図である。ジェットエンジン１は、インレット１０、燃焼室２０、及びノズル３０を備えている。インレット１０には、超音速空気流が流入する。その超音速空気流は、亜音速まで減速され、又は、超音速のまま、燃焼室２０に導かれる。燃焼室２０では、その空気流に対して燃料が噴射され、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３０から噴出し、その反動で推進力が得られる。
【００１８】
本実施の形態に係るジェットエンジン１は、更に、のど形状のスロート部４０を備えている。このスロート部４０は、空気流を調整するために、燃焼室２０の壁２１（燃焼室壁）に形成されている。より詳細には、スロート部４０は、インレット１０側に設けられたスロート部４０Ａと、ノズル３０側に設けられたスロート部４０Ｂと、を含んでいる。
【００１９】
本実施の形態に係るスロート部４０は、飛行に伴って経時的且つ自動的に消失するように形成されている。例えば、スロート部４０は、空気流の熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成される。ここで、熱的影響とは、インレット１０で発生する衝撃波の下流では空気流が高温になることによる影響を意味し、「融解」や「気化」が挙げられる。空力的影響とは、空気流との接触による影響を意味し、「摩耗」や「気化」が挙げられる。そのようなスロート部４０の材料としては、摩耗しやすいセラミックや、アブレーション材が挙げられる。
【００２０】
次に、本実施の形態に係るジェットエンジン１の動作を説明する。
【００２１】
図３に示されるように、スロート部４０が存在している場合、ジェットエンジン１は、ラムジェットエンジンとして作動する。すなわち、インレット１０およびスロート部４０Ａ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２０では、その亜音速空気流に対して燃料が噴射され、亜音速燃焼が発生する。飛行速度は徐々に増加する。
【００２２】
ジェットエンジン１がラムジェットエンジンとして作動している最中、図４に示されるように、スロート部４０は、経時的且つ自動的に消失していく。例えば、スロート部４０は、空気流の熱的又は空力的影響により消失していく。スロート部４０の経時的消失により、ラムジェットエンジンとしての特性は徐々に減少し、その代わりに、スクラムジェットエンジンとしての特性が徐々に増加していく。
【００２３】
飛行速度が更に増加していく一方で、スロート部４０はどんどん消失していく。最終的には、図５に示されるように、空気流の経路からスロート部４０が完全に消失する。この場合、ジェットエンジン１は、スクラムジェットエンジンとして作動する。すなわち、インレット１０に吸入された超音速空気流は、超音速のまま燃焼室２０に導かれ、燃焼室２０では超音速燃焼が行われる。
【００２４】
このように、本実施の形態に係るジェットエンジン１は、最初ラムジェットエンジンとして作動した後、スクラムジェットエンジンとして作動する。本実施の形態に係るジェットエンジン１は、スクラムジェットエンジンの構造にスロート部４０が追加された構造を備えていると言うこともできる。ジェットエンジン１は、スロート部４０が存在している間はラムジェットエンジンとして作動し、スロート部４０の消失後はスクラムジェットエンジンに切り替わって作動する。
【００２５】
以上に説明されたように、本実施の形態に係るジェットエンジン１は、単体で、ラムジェットエンジンとしてもスクラムジェットエンジンとしても作動することができる。すなわち、広い動作領域を有するジェットエンジン１が実現される。
【００２６】
また、本実施の形態によれば、インレット１０、燃焼室２０、ノズル３０といったエンジン構造を、ラムジェットエンジンとスクラムジェットエンジンとで共用することができる。従って、機体の軽量化が可能である。
【００２７】
更に、本実施の形態によれば、スロート部４０は、飛行に伴って自動的に消失する。比較例として、機械的機構を用いてスロート部４０を変形させる場合を考える。この比較例の場合、大掛かりな装置が必要であり、エンジン構造が複雑化し、エンジン重量が増加するという問題がある。本実施の形態では、そのような問題は発生しない。
【００２８】
スロート部４０の材料として、固体推進剤を利用することも考えられる。その固体推進剤に着火することにより、スロート部４０は自動的に消失するからである。但し、固体推進剤の燃焼は非常に速いため、スロート部４０の消失時間も短時間に制限される。これは、ラムジェットエンジンからスクラムジェットエンジンへの切り替え（形状変更）が直ぐに発生してしまうことを意味する。しかし、飛行速度が十分上昇していないタイミングでスクラムジェットエンジンへ切り替わってしまうと、非効率であり、最悪の場合、作動停止が発生する。また、固体推進剤の燃焼により、エンジン構造に大きな熱負荷が加わるという問題もある。
【００２９】
このような問題を考慮すると、スロート部４０の材料として、固体推進剤以外のものを用いることが好適である。例えば、上述の通り、空気流の熱的または空力的影響により形状が消失するような材料が好適である。そのような材料は発火によらず消失するため、固体推進剤の場合の上記問題点は解消される。
【００３０】
図６は、本実施の形態において好適な各種材料に関する形状消失速度［単位：ｍｍ／秒］を示している。形状消失速度は、材料の種類、加熱量、せん断力に依存して変わることが分かる。逆に言えば、材料を適宜選択することによって、形状消失速度を任意に調整することが可能である。すなわち、ラムジェットエンジンからスクラムジェットエンジンへの切り替えタイミングを任意に調整することが可能である。
【００３１】
図７は、様々な環境において要求される形状消失速度を示している。ここでは、飛行速度が５００ｍ／ｓ（約マッハ１．７）から１５００ｍ／ｓ（約マッハ５）に増加する間に、形状を変更させる（スロート部４０を消失させる）ことを考える。環境としては、機体平均加速度、及び必要な形状変更量が挙げられる。要求される形状消失速度は、環境に応じて変わるが、図６に示されるように材料等を調整することにより、その要求を満たすことができることが分かる。
【００３２】
尚、図６で挙げられた２種類の材料は、いずれもアブレーション材である。アブレーション材は、消失時に吸熱反応を伴う。そのため、アブレーション材で形成されたスロート部４０の消失は、周囲のエンジン構造の冷却に寄与する。結果として、周囲のエンジン構造への熱負荷が軽減され、好適である。
【００３３】
２．第２の実施の形態
第２の実施の形態では、スロート部４０全体が燃焼室壁２１から一気に剥離してしまわないように、スロート部４０を強固に保持するための技術を提案する。
【００３４】
例えば、図８に示されるように、燃焼室壁２１に凹部５０（くぼみ部）が形成される。スロート部４０の材料は、その凹部５０を埋め、且つ、その凹部５０から突出するように形成される。そして、図９に示されるように、空気流の熱的または空力的影響により、凹部５０から突出しているスロート部４０の部分が消失する。このような構造によれば、凹部５０を埋めている部分の引っ掛かりにより、スロート部４０全体が燃焼室壁２１から一気に剥離してしまうことが防止される。
【００３５】
また、スロート部４０は、接着剤５１で凹部５０に接着されていてもよい。この場合、スロート部４０は更に強く保持される。
【００３６】
また、スロート部４０は、ねじ５２によって固定されていてもよい。尚、図９に示されるように、ねじ５２は、凹部５０から突出しないように設けられている。もし、ねじ５２が凹部５０から突出していると、その突出部分が空気流を乱してしまうからである。
【００３７】
本発明に係るジェットエンジン１は、飛しょう体、航空機、ロケット等に適用可能である。
【００３８】
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。
【符号の説明】
【００３９】
１    ジェットエンジン
１０    インレット
２０    燃焼室
２１    燃焼室壁
３０    ノズル
４０、４０Ａ、４０Ｂ    スロート部
５０    凹部
５１    接着剤
５２    ねじ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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