(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも内側燃焼装置と外側燃焼装置とを備え、
前記内側燃焼装置と外側燃焼装置とはインナーライナーにより隔絶され、
前記インナーライナーは、後端部にガス混合手段を有し、
前記内側燃焼装置は、前記インナーライナーにより形成される空間の前端部近傍に燃料噴射部と該燃料噴射部の後方所定位置に配置された保炎器とを有し、
前記外側燃焼装置は、前記インナーライナーと燃焼ダクトとにより形成される空間の前記ガス混合手段の近傍に燃料噴射部を有してなる
ことを特徴とするラムジェット・エンジン用燃焼装置。
【請求項２】
ガス混合手段が、外側包絡面がダイバージェントノズル状に形成され、内側包絡面がコンバージェントノズル状に形成されてなる波形板を有するミキサーであることを特徴とする請求項１記載のラムジェット・エンジン用燃焼装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明はラムジェット・エンジン用燃焼装置およびその燃焼制御方法に関する。さらに詳しくは、広い飛行マッハ数において安定して保炎するとともに燃焼効率が高く、しかも窒素酸化物の排出が少ないラムジェット・エンジン用燃焼装置およびその燃焼制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ジェット旅客機の輸送力増強のために、高度２５，０００ｍを飛行マッハ数５程度の巡航速度で飛行する超音速旅客機の開発がなされている。この超音速旅客機のエンジンとしては、速度が飛行マッハ数２．５を超えているところから、ラム圧を利用するだけで充分な圧縮圧力が得られるので、ラムジェット・エンジンの採用が検討されている。
【０００３】
このラムジェット・エンジンは現在のところは、ミサイルや無人標的機のエンジンとして利用されている。しかしながら、これらは主として軍事用に用いられるために、オフデザインの低当量比時に燃焼効率が悪く、その上、汚染物質の排出抑制手段、とりわけ窒素酸化物の排出抑制手段を備えていないために、定格出力時に非常に高いレベルで窒素酸化物の排出がなされる。そのため、オゾン層の破壊等の大気汚染が重要な問題となる高度を飛行する超音速旅客機のエンジンとして、従来のラムジェット・エンジンをそのまま採用することができない。
【０００４】
かかる現在用いられているラムジェット・エンジンの問題点を解決し、低汚染性の燃焼炉を有するラムジェット・エンジンを提供することを目的として、特開平５ー１８７３２１号公報には、
ａ）燃料霧化手段が、ガス流チャネル内に配置されかつガスの進路に垂直な面内に等間隔で配置された複数の噴射モジュールに設けられており、
ｂ）前記モジュールが、ガス流方向に口が広がりかつ第１の助燃剤流の入口オリフィスをその上流部に備えるカバーを各々含み、第２の助燃剤流が循環するスペースを該カバー間に形成するように配置されており、
ｃ）燃料霧化手段は、第１の燃焼を受ける非常に高濃度の混合物を、前記カバーにより画成される容積内に形成するように第１の助燃剤流内に燃料を噴射し、
ｄ）前記カバーは、前記モジュールの下流に燃焼済みの低濃度混合物を形成するように、前記カバーの出口の近傍で第１の燃焼からのガスを第２の助燃剤流内で迅速に希釈することが可能な外形を有する
ことを特徴とするラムジェット・エンジンが提案され、またその好ましい態様として各噴射モジュールが、近傍のモジュールに向かって火炎を伝播させる手段と、ガス流壁の熱保護手段と、ガス流壁の冷却手段とを備えてなるラムジェット・エンジンが提案されている。
【０００５】
しかしながら、前記提案によるラムジェット・エンジンでは、その主要部を構成しているモジュールの形状が複雑であるので、その構造が複雑となり、その結果、製造コストおよび工程の増大を招いているという別の問題が生じている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
本発明はかかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、広い飛行マッハ数の範囲において燃焼効率がよく、しかも窒素酸化物の排出が低減されてなるラムジェット・エンジンに用いられる簡易な構成の燃焼装置およびその燃焼制御方法を提供することを目的としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明のラムジェット・エンジン用燃焼装置は、少なくとも内側燃焼装置と外側燃焼装置とを備え、前記内側燃焼装置と外側燃焼装置とはインナーライナーにより隔絶され、前記インナーライナーは、後端部にガス混合手段を有し、前記内側燃焼装置は、前記インナーライナーにより形成される空間の前端部近傍に燃料噴射部と該燃料噴射部の後方所定位置に配置された保炎器とを有し、前記外側燃焼装置は、前記インナーライナーと燃焼ダクトとにより形成される空間の前記ガス混合手段の近傍に燃料噴射部を有してなることを特徴とする。
【０００８】
本発明のラムジェット・エンジン用燃焼装置においては、前記ガス混合手段が、外側包絡面がダイバージェントノズル状に形成され、内側包絡面がコンバージェントノズル状に形成されてなる波形板を有するミキサーであるのが好ましい。
【００１１】
【作用】
本発明においては、燃焼装置が少なくとも内側燃焼装置と外側燃焼装置とにより構成されている。それにより、低飛行マッハ数時は、内側燃焼装置のみにより燃焼を行うので、燃料の絶対量が少ないにもかかわらず理論混合比あるいはそれに近い混合比で燃焼させることができ、さらに燃焼反応時間も長くすることができる。そのため、燃焼も安定する。また、高飛行マッハ数時は、内側燃焼装置および外側燃焼装置により燃焼を行うので、燃料の絶対量が増加するにもかわらず希薄混合燃焼させて、窒素酸化物の生成を抑制することができる。
【００１２】
本発明の好ましい態様においては、内側燃焼装置が燃焼ガス排出端部に外側燃焼装置からのガスとのガス混合手段を有しているので、ラムジェット・エンジンからの排出ガス温度分布が均一化される。そのため、排ガス温度分布がばらつくことにより生ずる排気騒音が低減される。
【００１３】
また、本発明の別の好ましい態様においては、外側燃焼装置の燃料噴射部が、前記ガス混合手段の近傍に配設されているので、燃焼ガスの対流時間が短くなる。そのため、窒素酸化物の発生がより一層抑制される。
【００１４】
【実施例】
以下、添付図面を参照しながら本発明を実施例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに限定されるものではない。
【００１５】
本発明のラムジェット・エンジン用燃焼装置（以下、単に燃焼装置という）の一実施例を図１に示し、同燃焼装置Ａは、内側燃焼装置１と外側燃焼装置２とを主要構成要素としてなる。この内側燃焼装置１と外側燃焼装置２とは、内側燃焼装置１を構成しているインナーライナー１１により隔絶されている。そのため、内側燃焼装置１と外側燃焼装置２の空気流路および燃焼排ガス流路は相互に独立している。ここで、内側燃焼装置の設計点は、飛行マッハ数が３程度とされ、そのときの燃料と空気との混合比は１．０程度とされ、また外側燃焼装置の設計点は、飛行マッハ数が５程度とされ、そのときの燃料と空気との混合比は０．４程度とされている。
【００１６】
この場合、内側燃焼装置１のみが起動されているときは、内側燃焼装置１からの排ガスと、外側燃焼装置２を単に通過してきた空気とでは温度差を有するため、そのまま排出させると、温度分布の差による、いわゆるジェット騒音が発生するので、本実施例では、内側燃焼装置１のインナーライナー１１の後端部にガス混合手段１２を形成するミキサーが配設されている。このミキサー１２としては、例えば、図２および図３に示すように、波形板をその外側包絡面１２ａをダイバージェントノズル状に形成し、その内側包絡面１２ｂをコンバージェントノズル状に形成したものが用いられる。ただし、これに限定されるものではない。
【００１７】
内側燃焼装置２は、インナーライナー１１により形成される空間１３内部に燃料噴射部１４と保炎器１５を有している。この燃料噴射部１４は、インナーライナー１１の前端部近傍に設けられ、また保炎器１５はこの燃料噴射部１４の後方の所定位置に所定配列で配設されている。ここで、燃料噴射部１４は、例えば多数の燃料噴射孔１４ａが下流側を向けて形成されているリング状の燃料噴射管や棒状の燃料噴射管により構成される。この燃料噴射管に形成される燃料噴射孔１４ａのサイズおよび個数は、所望出力に応じ適宜調整され、その一例をあげれば、リング状の噴射管の場合、孔径１ｍｍ、ピッチ１０ｍｍで、８２個とされる。また、保炎器１５としては、例えばＶガッタ保炎器が用いられる。この保炎器１５の形状は、例えばリング条の燃料噴射管が用いられるときは、それに対応させてリング状とされ、棒状の燃料噴射管が用いられるときは、それに対応させて棚状とされる。
【００１８】
外側燃焼装置２は、インナーライナー１１とその外側に設けられている燃焼ダクト３とにより形成される空間２１内部に燃料噴射部２２を有している。燃焼ガスの滞留時間が長くなると、図４に示すように、窒素酸化物の生成される割合が多くなるので、この燃料噴射部２２は、前記ミキサー１２の近傍に配設されている。なお、この燃料噴射部２２も、内側燃焼装置１の燃料噴射部１４同様に、リング状あるいは棒状の燃料噴射管により構成される。この燃料噴射管の燃料噴射孔２２ａのサイズおよび個数も所望出力応じて適宜選定され、その一例をあげれば、棒状の燃料噴射管では、孔径１ｍｍ、個数６個の噴射孔を有する棒状燃料噴射管が、燃焼器周上１６本均等に配列されたものとされる。
【００１９】
次に、このように構成されたラムジェット・エンジン用燃焼装置における燃焼について、図５および図６を参照しながら説明する。
【００２０】
▲１▼保炎器１５に設けられているパイロット燃料噴射ノズル（図示せず）からパイロット燃料が噴射される。
【００２１】
▲２▼パイロット燃料が点火栓（図示せず）により着火されて、火種が形成される。
【００２２】
▲３▼火種が安定した時点で、内側燃焼装置２の燃料噴射部からの燃料噴射が開始される（図５参照）。
【００２３】
▲４▼内側燃焼装置１の燃料噴射部１４からの燃料供給量が増加されて、飛行マッハ数が４程度に達すると、外側燃焼装置２の燃料噴射部２２からも燃料の供給が開始される。
【００２４】
▲５▼外側燃焼装置２の燃料噴射部２２からの燃料供給量が増加され、その一方で内側燃焼装置２の燃料噴射部１４からの燃料供給量が減少される（図６参照）。
【００２５】
▲６▼高飛行マッハ数（設計巡航点）では、外側燃焼装置２の燃料噴射部２２と内側燃焼装置１の燃料噴射部１４から噴射する燃料量は、それぞれの燃焼装置内での混合比が、ほぼ同一になるように制御される。
【００２６】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明のラムジェット・エンジン用燃焼装置によれば、独立したガス流路を有する少なくとも二つの燃焼装置によりラムジェット・エンジンを構成しているので、ラムジェット・エンジンの構成を簡素化できるとともに、低飛行マッハ数時においては、内側燃焼装置のみを作動させて理論混合比あるいはそれに近い混合比で燃料を燃焼させることができる。そのため、燃料の絶対量が少ない低飛行マッハ数時においても効率の良い燃焼がなされる。また、高飛行マッハ数時においては、外側燃焼装置における燃焼量を内側燃焼装置の燃焼量を多くする一方で、内側燃焼装置の燃焼量を低飛行マッハ数時よりも減少させているので、希薄混合燃焼となり窒素酸化物の生成を抑制することができるという優れた効果が得られる。また、内側燃焼装置と外側燃焼装置からの排ガスをガス混合手段により混合して排気しているので、排ガスの温度が均一化されてジェット騒音が低減されるという効果も得られる。
【００２７】
外側燃焼装置の燃料噴射部がガス混合手段の近傍に配設されている本発明の好ましい態様によれば、燃焼ガスの滞留時間を短くでき窒素酸化物の生成をより一層抑制することができるという効果も得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のラムジェット・エンジン用燃焼装置の概略図である。
【図２】ミキサーの端面図である。
【図３】ミキサーの長手方向断面図である。
【図４】滞留時間とＮＯの生成割合を示すグラフである。
【図５】低飛行マッハ数時に内側燃焼装置のみが起動されている状態の説明図である。
【図６】高飛行マッハ数時に内側燃焼装置および外側燃焼装置が起動されている状態の説明図である。
【符号の説明】
１          内側燃焼装置
１１        インナーライナー
１２        ガス混合手段（ミキサー）
１３        インナーライナーにより形成される空間
１４        燃料噴射部
１５        保炎器
２          外側燃焼装置
２１        インナーライナーと燃焼ダクトにより形成される空間
２２        燃料噴射部
３          燃焼ダクト
Ａ          ラムジェット・エンジン用燃焼装置
【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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