(57)【要約】【課題】飛行条件に最適な冷却剤としての燃料を供給することが可能な複合サイクルエンジンの再生冷却システムを提供する。【解決手段】冷却剤かつ燃料としての水素が複合サイクルエンジンＣＥから受ける受熱量が設計値よりも低い場合は、熱交換器４の内部を流れて昇温した水素の一部を帰還ライン９によって第２ポンプ１１で加圧しながら低温の水素と混合させることにより、燃料供給ライン２を流れる水素の温度を上昇させる。また、帰還させる昇温した水素の流量を第２流量調整弁１０で制御することにより、低温の水素と昇温した水素との混合比が変わり、燃料供給ライン２を流れる水素の温度を任意の値に調整することができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
低温の燃料がエンジン壁の内部を通り受熱した後に燃焼室に導入される複合サイクルエンジンの再生冷却システムであって、前記燃料が流れる燃料供給ラインは、前記エンジン壁から前記燃料供給ライン壁に伝熱する予測熱量が最大となる条件において、所定の質量流量の燃料が流れるように設計され且つ、前記燃料供給ラインを流れる燃料の温度を上げる温度調整手段を具備していることを特徴とする複合サイクルエンジンの再生冷却システム。
【請求項２】
前記温度調整手段は、ヒータである請求項１に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システム。
【請求項３】
前記温度調整手段は、昇温した燃料の一部を上流側に加圧しながら戻し、該戻された燃料を低温の燃料と混合する帰還手段を備えた請求項１又は２に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システム。
【請求項４】
前記帰還手段は、帰還する燃料の流量を制御する流量調整手段を備えた請求項３に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、複合サイクルエンジンの再生冷却システム、特に、飛行条件に最適な冷却剤としての燃料を供給することが可能な複合サイクルエンジンの再生冷却システムに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
離陸時からマッハ３の飛行速度においてはエジェクタージェットエンジンとして作動し、またマッハ３から６の飛行速度においてはラムジェットエンジンとして作動し、更にマッハ６以上の飛行速度においてはスクラムジェットエンジンとして作動する単段式の複合サイクルエンジンが知られている（例えば、非特許文献１を参照。）。このような単段式の複合サイクルエンジンでは、単一のエンジンが離陸速度から地球周回速度までの広範囲な飛行速度をカバーするため、エンジンに対する空力加熱量は飛行速度に応じて絶えず変動することになる。特に、高速時の空力加熱が厳しいことから、これらの複合サイクルエンジンでは、燃料である水素を冷却剤として併用する再生冷却機構が採用されている。
水素による再生冷却機構では、燃料である水素がエンジン壁およびノズル壁の内部を流れることによりエンジン壁およびノズル壁を冷却しながら、水素自身はエンジン壁およびノズル壁から受熱して昇温した後に、空気と混合されて燃焼に供されることになる。また、水素のエンジン壁等からの受熱量は、水素が流れる流路の受熱面積と水素の質量流量とに比例する。
【０００３】
【非特許文献１】"エンジンに関する研究"、宇宙航空研究開発機構、[online]、［平成１７年１０月３日検索］、インターネット＜ＵＲＬ：http://www.ista.jaxa.jp/aet/engine/engine-k02.html＞
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
前述した通り、エンジンに対する空力加熱量は飛行速度に応じて絶えず変動することになるため、冷却剤としての水素がエンジン壁等から受ける受熱量も絶えず変動することになる。そのため、水素の温度が変動し、それに応じて水素の密度が変動し、結果として燃料の質量流量が変動することになる。例えば、エンジン壁等から受ける受熱量が増大すると、水素の温度が上昇し、それに応じて水素の密度が低下し、結果として水素の質量流量が低下するという問題が起こる。このように、水素の質量流量が減ると、冷却性能が低下するばかりでなく、燃焼に供される燃料が減ることになるので、エンジンの推力が低下することにもなる。ところで、このような受熱量変動による燃料の質量流量の低下を防止するために、予め高い受熱量に合わせて再生冷却機構を設計することが考えられる。
しかし、受熱量が低い場合、水素の温度が上がらないため、水素の密度が増加し、水素の質量流量が増大し、冷却に必要以上の水素が流れてしまう。その結果、エンジンが過冷却されると共に、過剰の水素が燃料として燃焼に供給されることになってしまい、燃料消費率が悪化するという問題が起こり得る。特に燃料が水素の場合、極低温の液体状態で使用されるため、密度の変化が激しく、質量流量に与える影響は非常に大きい。
そこで、本発明は、上記実情に鑑み創案されたものであって、飛行条件に最適な冷却剤としての燃料を供給することが可能な複合サイクルエンジンの再生冷却システムを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
前記目的を達成するため、請求項１に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムは、低温の燃料がエンジン壁の内部を通り受熱した後に燃焼室に導入される複合サイクルエンジンの再生冷却システムであって、前記燃料が流れる燃料供給ラインは、前記エンジン壁から前記燃料供給ライン壁に伝熱する予測熱量が最大となる条件において、所定の質量流量の燃料が流れるように設計され且つ、前記燃料供給ラインを流れる燃料の温度を上げる温度調整手段を具備していることを特徴とする。
一般に、流体の質量流量ｍ[kg/ｓ]は、管路の流量係数をＣと、流路の断面積をＡと、流体の密度をρと、流路の入口圧（例えば、ポンプ吐出圧）と出口圧（例えば、燃焼室の圧力）との差をΔＰとすると、ｍ＝Ｃ×Ａ×（２×ρ×ΔＰ）１/２となる。この式を実験式などを使って整理すると、結局、質量流量は、主に流路の形状、流体の密度ρ、および差圧に大きく依存している。この中で、流体の温度に依存するのは流体の密度ρのみである。つまり、流体の温度が下がると→密度ρは上がり→質量流量ｍは上がることになり、逆に、流体の温度が上がると→密度ρは下がり→質量流量ｍは下がることとなる。
そこで、上記請求項１に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、燃料供給ラインを予めエンジン壁から受ける受熱量が高い条件で所定の質量流量の燃料が流れるように設計しておき、受熱量が低い場合は、密度ρが増加して質量流量が増大するようになるが、温度調整手段によって燃料の温度を上昇させることにより、密度ρを低下させて質量流量の増大を抑制し所定の質量流量の燃料が流れるようにする。なお、受熱量が高い場合は、所定の質量流量が流れるので、特に問題は起こらない。また、これとは逆に、燃料供給ラインを予め受熱量が低い条件で所定の質量流量の燃料が流れるように設計したとすると、受熱量が高い場合、密度ρが低下し燃料の質量流量は減少するようになるが、それを防ぐには燃料の温度を下げて密度ρを上げるか、或いは流路の断面積Ａを拡げるか、又は差圧ΔＰを大きくしなければならないが、何れも現実的ではなく、やはり、燃料供給ラインを予め受熱量が高い条件で設計しておいて、受熱量が低い場合は、燃料の温度を上げ密度ρを下げて質量流量を下げる方がより現実的である。
【０００６】
請求項２に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、前記温度調整手段は、ヒータであることとした。
上記請求項２に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、温度調整手段としてヒータを用いることにより、受熱量が低い場合に燃料の温度を好適に上げることができる。
【０００７】
請求項３に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、前記温度調整手段は、昇温した燃料の一部を上流側に加圧しながら戻し、該戻された燃料を低温の燃料と混合する帰還手段を備えた。
上記請求項３に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、エンジンを冷却した燃料は、エンジンから受熱し温度が上昇しているため、この昇温した燃料を上流側に加圧しながら戻し低温の燃料と混合することにより燃料の温度を上げ、燃料の密度を下げることができる。また、戻された燃料は、エンジンから熱エネルギーを回収し再び利用されるため、エンジン全体の熱効率が向上するようになる。
【０００８】
請求項４に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、前記帰還手段は、帰還する燃料の流量を制御する流量調整手段を備えた。
上記請求項４に記載の複合サイクルエンジンの再生冷却システムでは、燃料の流量を制御する流量調整手段によって、低温の燃料と昇温した燃料との混合比を好適に変えることができ、その結果、燃料の温度を任意の値に設定することが出来るようになる。
【発明の効果】
【０００９】
本発明の複合サイクルエンジンの再生冷却システムによれば、予め燃料供給ラインをエンジン壁等からの受熱量が高いという条件の下で、所定の質量流量の燃料が流れるように設計しておくことにより、例えば飛行条件が変わり、受熱量が低くなる場合であっても、温度調整手段によって燃料の温度を上昇させることにより、密度を低下させて燃料の質量流量の増大を抑制し所定の質量流量の燃料が流れるように制御することができる。特に、温度調整手段がヒータである場合は、好適に燃料の温度を上げることが出来る。また、温度調整手段が、エンジンを冷却した燃料を上流側に加圧しながら戻して低温の燃料と混合する帰還手段である場合は、帰還される燃料は、エンジンから熱エネルギーを回収した後再び利用されるため、エンジン全体の熱効率が向上するようになる。更に、帰還手段が帰還される燃料の流量を制御する手段を備える場合は、低温の燃料と昇温した燃料との混合比を好適に変えることにより、燃料の温度を任意の値に設定することが出来るようになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。なお、これにより本発明が限定されるものではない。
【００１１】
図１は、本発明の一の実施形態に係る複合サイクルエンジンの再生冷却システム１００を示す要部構成説明図である。
この複合サイクルエンジンの再生冷却システム１００は、燃料を極低温で貯蔵する燃料タンク１と、燃料を下記複合サイクルエンジンＣＥへ移送する燃料供給ライン２と、燃料を圧送する第１ポンプ３と、燃料と複合サイクルエンジン壁との間で熱の授受を行わしめる熱交換器４と、第１ポンプおよび第２ポンプを駆動するタービン５と、タービン５を駆動するための燃料を移送するタービン駆動ライン６と、タービン５を駆動した燃料と熱交換を終えた燃料とを回収するバッファタンク７と、燃料供給ライン２を流れる燃料の流量を調整する第１流量調整弁８と、熱交換を終えた燃料の一部を上流側に戻す帰還ライン９と、帰還ライン９を流れる燃料の流量を調整する第２流量調整弁１０と、帰還ライン９の燃料を圧送する第２ポンプ１１と、低温の燃料と昇温した燃料とが混合しながら熱交換を行う混合器１２とを具備して構成される。
【００１２】
燃料としては、例えば、液体水素を使用する。液体水素は、燃料タンク１によって例えば−２５３℃の極低温で貯蔵されている。
【００１３】
燃料供給ライン２は、熱交換器４における複合サイクルエンジンＣＥからの受熱量が最大となる時に、所定の質量流量ｍの水素が流れるように設計されている。一例を挙げると、先ず、使用する配管での燃料タンク１からエンジンの第１噴射器Ｉ１および第２噴射器Ｉ２までのルーティングを行う。次に、水素の密度ρおよび粘度μ等の物性値を受熱量が最大となる温度での値を使用して、質量流量ｍが流れる場合の流速ｖおよびレイノルズ数Ｒｅを求め、そして配管の流路抵抗係数ＣＲを求める。次いで、配管の流路抵抗係数ＣＲを使用して、水素が燃料供給ライン２を流れた時の圧力損失ΔＰを求める。次いで、その圧力損失ΔＰを補填し且つ所定の質量流量ｍを流すことができる揚程を有する第１ポンプ３を選定することにより設計を行うこととなる。
しかし、燃料供給ライン２を上記のように設計した場合、受熱量が最大とならない時は、水素の温度が予測値よりも低くなり、その結果、水素の密度が予測値よりも高くなり、これとは逆に配管を流れる水素の流速ｖは予測値よりも小さくなり、その結果、配管の流路抵抗係数ＣＲが予測値よりも見かけ上小さくなり、結果として質量流量ｍが設計値よりも増大することになる。
そこで、熱交換器４にて複合サイクルエンジンＣＥから受熱し昇温した水素の一部を帰還ライン９によって上流側の混合器１２へ第２ポンプ１１で加圧しながら戻して低温の水素と混合させることにより、燃料供給ライン２を流れる水素の温度を上昇させ、その結果、水素の密度を低下させ、質量流量ｍの増大を抑制することが出来る。
【００１４】
また、第２流量調整弁１０により、帰還ライン９を流れる水素の質量流量を変えることができる。これにより、混合器１２において低温の水素と昇温した水素との混合比を変えることが可能となり、燃料供給ライン２を流れる水素の温度を任意の値に設定することができるようになる。
【００１５】
また、上記再生冷却システム１００が適用されるエンジンとしては、例えば複合サイクルエンジンＣＥが挙げられる。この複合サイクルエンジンＣＥは、圧縮機およびタービンは備えておらず、離陸からマッハ３の飛行速度では、ロケットエンジンＲＥから排気される噴流のエゼクター効果を利用してエアーインテークＡＩから空気を吸い込みながら、ロケットエンジンＲＥの下流に衝撃波を発生させて吸い込んだ空気を圧縮し、その圧縮空気に対して第２噴射器から燃料を噴射して主燃焼室ＣＨにおいて燃焼させ、その燃焼ガスを外部ノズル（図示せず）から排気することにより推力を発生させている。
他方、マッハ３から６の飛行速度では、ロケットエンジンＲＥでの燃焼を抑え、ラム圧を使用して空気を圧縮して、同様に圧縮空気に燃料を混合させながら燃焼させて推力を発生させている。
それに対し、マッハ６から１０の飛行速度では、空気をあまり圧縮せずに超音速のまま主燃焼室ＣＨに導入して、燃料を混合させながら燃焼させて推力を発生させている。
【００１６】
次に、この上記再生冷却システム１００の動作について説明する。
先ず、燃料タンク１で極低温、例えば−２５３℃にて貯蔵された液体水素が、第１ポンプ３が回転することにより、燃料供給ライン２を通り、熱交換器４へ導入される。導入された水素は、熱交換器４において、ロケットエンジンＲＥの燃焼室壁および主燃焼室壁から熱エネルギーを回収した後、大部分はバッファタンク７に導入されるが、一部の昇温した水素は分岐されてタービン駆動ライン６を流れる。そして、そのタービン駆動ライン６を流れる水素は、タービン５を駆動した後に、バッファタンク７へ導入される。バッファタンク７では、燃料供給ライン２を流れる水素とタービン駆動ライン６を流れた水素とが合流し、その後、大部分の水素は第１噴射器Ｉ１および第２噴射器Ｉ２へ移送され、ロケットエンジンＲＥおよび主燃焼室ＣＨにて空気と混合されながら燃焼に供されるが、一部は、帰還ライン９を流れ、第２ポンプ１１で加圧されながら混合器１２に導入される。そして、帰還された水素は、燃料タンク１を流れる低温の水素と混合し熱交換を行いながら燃料供給ライン２を流れる水素の温度を上昇させる。これにより、例えば、冷却剤としての水素がロケットエンジンＲＥの燃焼室壁、ノズル壁、主燃焼室壁および外部ノズル壁から受ける受熱量が小さい場合であっても、水素の質量流量が増大することを抑止することが可能となる。
【００１７】
上記再生冷却システム１００によれば、予め燃料供給ライン２をエンジン壁等からの受熱量が高いという条件の下で、所定の質量流量の燃料が流れるように設計しておくことにより、飛行条件が変わり、受熱量が低くなる場合であっても、複合サイクルエンジンＣＥを冷却して昇温した水素の一部を、帰還ライン９を介して第２ポンプ１１で加圧しながら混合器１２に戻して低温の水素と混合させることにより、水素の密度を低下させて水素の質量流量の増大を抑制することができる。特に、帰還される昇温した水素は、エンジンから熱エネルギーを回収した後再び利用されるため、エンジン全体の熱効率が向上するようになる。更に、帰還される昇温した水素の流量を第２流量調整弁１０によって制御することにより、低温の水素と昇温した水素との混合比を好適に変えることが可能となり、その結果、燃料供給ライン２を流れる水素の温度を任意の値に設定することが出来るようになる。
【００１８】
図２は、本発明の他の実施形態に係る複合サイクルエンジンの再生冷却システム２００を示す要部構成説明図である。
この複合サイクルエンジンの再生冷却システム２００は、燃料を極低温で貯蔵する燃料タンク１と、燃料を下記複合サイクルエンジンＣＥへ移送する燃料供給ライン２と、燃料を圧送する第１ポンプ３と、燃料と複合サイクルエンジン壁との間で熱の授受を行わしめる熱交換器４と、第１ポンプを駆動するタービン５と、タービン５を駆動する燃料を移送するタービン駆動ライン６と、タービン５を駆動した燃料を回収するバッファタンク７と、燃料供給ライン２を流れる燃料の流量を調整する第１流量調整弁８と、燃料供給ライン２を流れる水素を加熱する温度調整手段としてのヒータ１３とを具備して構成される。
上記再生冷却システム１００では、熱交換器４を流出し昇温した水素の一部を帰還ライン９によって上流側に戻すことにより、燃料供給ライン２を流れる水素の温度を上昇させて水素の質量流量の増大を抑制していたが、本再生冷却システム２００では、ヒータ１３によって直接に燃料供給ライン２を流れる水素を加熱して液温を上昇させて、水素の密度を低下させて水素の質量流量の増大を抑制することにしている。これにより、帰還ライン９、第２流量調整弁１０、第２ポンプ１１および混合器１２等が不要となり、システムが簡素となる。
【産業上の利用可能性】
【００１９】
本発明の複合サイクルエンジンの再生冷却システムは、複合サイクルエンジンに限らず、大きな密度変化を伴う冷却剤を使用したロケットエンジン又はジェットエンジンなどに対しても適用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の一の実施形態に係る複合サイクルエンジンの再生冷却システムを示す要部構成説明図である。
【図２】本発明の他の実施形態に係る複合サイクルエンジンの再生冷却システムを示す要部構成説明図である。
【符号の説明】
【００２１】
１          燃料タンク
２          燃料供給ライン
３          第１ポンプ
４          熱交換器
５          タービン
６          タービン駆動ライン
７          バッファタンク
８          第１流量調整弁
９          帰還ライン
１０        第２流量調整弁
１１        第２ポンプ
１２        混合器
１３        ヒータ
１００,２００  複合サイクルエンジンの再生冷却システム
【図１】
2007120316.tif 000003
【図２】
2007120316.tif 000004