本発明は、宇宙往還機、高速航空機、および打ち上げロケット等の推進用エンジンに適用可能なパルスデトネーションエンジン、特に離陸から超高速までの飛行速度での作動が必要となる宇宙往還用に好適なエンジンとしてのパルスデトネーションラムジェットエンジンに関する。

デトネーション(爆轟)現象は、燃焼波の前面に垂直衝撃波を伴った超音速燃焼現象であり、通常の亜音速燃焼(デフラグネーション)より発生エネルギー密度が大きく、高温高圧の燃焼ガスを発生する。 近年デトネーション波のセル構造、デフラグネーション・デトネーション移行条件・時間等が解明されるにつれ、これを制御し、有効に利用しようとする研究が行われるようになってきた（非特許文献１及び非特許文献２参照）。 パルスデトネーションエンジンは、燃焼過程にデトネーションを用いたエンジンであり、図５（ａ）〜（ｃ）に模式的に示すように、燃焼器(燃焼管)３１への混合ガス(燃料と酸化剤の混合ガス)充填・燃焼・排気を１０Ｈｚ〜１００Ｈｚ程度のサイクルで繰り返す間欠燃焼エンジンである。 充填過程で燃焼器３１内に混合ガスが供給されたのち、燃焼器の閉口端部３２で着火し、燃焼波は閉口端部から開口端３３へ伝播する途中で、デフラグネーション(亜音速燃焼)波からデトネーション(超音速燃焼)波へ遷移する。 一度デトネーション波３５が形成されると、燃焼によって生じる燃焼ガスは高温・高圧となり、閉口端３２で大きな推力を発生する。 デトネーション波３５が開口端３３に到達すると、排気過程が開始し、外気圧と釣り合うまで燃焼ガスが排気される。

このようなデトネーション現象を利用したパルスデトネーションエンジンとして、例えばターボファンジェットエンジンと組合せてエンジンが飛行速度の広い範囲にわたって作動するようにしたパルスデトネーションエンジンが提案されている（特許文献１参照）。 また、パルスデトネーションエンジンは、前記したように間欠燃焼エンジンであるため、複数個の燃焼器を効果的なサイクルで順次作動させ連続的に推力を発生させるためには、各燃焼器に混合ガスを供給制御する燃焼器入口バルブが正確なタイミングで高速で開閉することが要求され、そのような要求に応えるものとして、回転円盤バルブを備えたパルスデトネーションエンジンが提案されている（例えば特許文献２及び３参照）。

特開２００１−３５５５１５号公報

米国特許第５,３５３,５８８号明細書

米国特許第５,４７３,８８５号明細書

「DETONATION、次世代エンジン戦争勃発中」(ポピュラーサイエンス誌、2003年11月号) AIAA-95-3577 " A Rotary Valve Multiple Pulse Detonation Engine(RVMPDE) "

従来提案されているパルスデトネーションエンジンは、燃焼器入口には混合ガス充填・燃焼・排気のサイクルを可能にするために混合ガス供給制御用の開閉バルブを備えているが、燃焼器出口は直接ノズルに連通し常時大気に解放している。 そのため、充填過程において燃焼器と外気が遮断されないため、充填圧力と密度は外気圧をやや上回る程度である。 従って、燃焼器の推力密度(発生推力／燃焼器断面積)は外気圧により制限され、高空飛行状態になるほど低くなる。 この要因のため、高空で飛行する超音速空気吸い込み式エンジンにとってパルスデトネーションエンジンの利用は不適切と考えられ、高比推力というメリットを生かせていない。

そこで、本発明が解決しようとする課題は、パルスデトネーションを主燃焼過程に用いるエンジンのうち、大気中の酸素を酸化剤とする空気吸い込み式パルスデトネーションエンジンにおいて、燃焼器への混合ガス充填過程における高圧、高密度化をはかることであり、それにより高高度で飛行する超音速空気吸い込み式エンジンにおいても高推力密度を得ることができることを可能とするパルスデトネーションエンジン、特にパルスデトネーションラムジェットエンジンを提供することである。

本発明者は、パルスデトネーションエンジンの高空での推力密度を向上させるために、種々研究した結果、その方策として混合ガス充填過程において燃焼器の出口を間欠的に塞ぐこと、及び酸化剤として取り入れる高圧空気を冷却することにより作動流体を高圧高密度化して膨張させることなく、デトネーション過程に移行させることができることを知得し、本発明に到達したものである。

即ち、上記課題を解決する本発明のパルスデトネーションエンジンは、酸化剤と燃料との混合ガスを燃焼器でデトネーションさせて推力を得るパルスデトネーションエンジンであって、前記燃焼器の入口部に設けられた開閉可能な供給バルブと、前記燃焼器の出口部に設けられた開閉可能な出口バルブを有し、該出口バルブは前記燃焼器に燃料及び空気の充填時と燃焼時には該燃焼器の出口を閉じ、排気時には出口を開くように回転駆動されることを特徴とするものである。 前記供給バルブと前記出口バルブは、それぞれ円筒回転式バルブであることが好ましく、より好ましくは前記円筒回転式供給バルブと前記円筒回転式出口バルブを中心軸で連結して、一体に回転駆動するようにすることによって、簡単な構成でより高速で供給バルブと出口バルブを正確なタイミングで作動させることが可能となる。

前記燃焼器の上流側に空気を取りこむインテークを有し、該インテークでラム圧縮された高圧空気を、酸化剤として燃焼器に供給することによって、ラムジェットエンジンとパルスデトネーションエンジンを統合したパルスデトネーションラムジェットエンジンを得ることができる。 そして、前記インテークの出口部にラム圧縮された高圧空気を空気冷却器（熱交換器）で冷却することによって、密度を上昇させることができ、且つ混合ガス充填過程において燃焼器出口バルブを閉じることによって、高圧高密度空気を膨張させることなく、デトネーション過程に移行させることが可能となる。

本発明のパルスデトネーションエンジンによれば、混合ガス供給過程における圧力、密度を上昇させることができ、エンジンの推力密度を向上させることが可能であるので、空気吸い込み式パルスデトネーションエンジンの高空・高速飛行時における作動が可能となる。 また、パルスデトネーションエンジンの充填ガスを高密度化することにより、ロケットエンジンを用いたパルスデトネーションエンジンを宇宙空間で使用することが可能となる。 パルスデトネーションを主燃焼過程に用いる全てのエンジンにおいて、混合ガス供給過程における圧力、密度を上昇させることができ、エンジンの推力密度を向上させることが可能である。
従って、宇宙往還機、高速航空機、および打ち上げロケット等に適用できる推進用エンジンの推進性能を飛躍的に向上でき、搭載重量を増加することができる。 また、サイクルの圧力比、温度比が上昇し熱効率が向上する。

本発明のパルスデトネーションエンジンは、燃焼器出口開口端に間欠的に開閉を行うバルブを設けたことを特徴とし、このバルブを出口バルブと称する。 該出口バルブは、高圧高温の燃焼ガスが大流量通過するのみならず、高速で開閉をするため、従来のバタフライ型電磁弁や茸型弁を適用しては達成できない。 その機能を達成でき且つ耐久性のあるバルブとして、本発明では円筒回転式バルブを創案し、それによりパルスデトネーションエンジンにおける高圧高温の作動流体を大流量扱うことができ、且つ高速作動性に長けたバルブ機構を実現した。

以下に本発明の実施形態を説明する。 図１は本発明の実施形態に係るパルスデトネーションエンジンの断面模式図である。
本実施形態のパルスデトネーションエンジン１０は、主な構成が空気をラム圧縮して取り込むインテーク１１、空気冷却器１２、予燃焼器１４、燃料噴射器１６、点火器１８、供給バルブ１３、燃焼器１５、出口バルブ２０、ノズル２２からなり、パルスデトネーションを主燃焼過程で用いるパルスデトネーションエンジンとラムジェットエンジンを統合したパルスデトネーションラムジェットエンジンである。 本実施形態のパルスデトネーションエンジン１０において、インテーク１１で取り込まれたラム圧縮空気は空気冷却器(熱交換器)１２によって極低温冷媒と熱交換され、冷却・高密度化され、供給バルブ１３を経て燃焼器（燃焼管）１５へ供給される。 空気冷却器１２の低温媒体としては、燃料として使用される液体水素を用いるのが望ましい。 その結果、燃料は空気冷却器１２で加熱された後、燃料噴射器１６、供給バルブ１３を経て燃焼器１５へ供給されるので好ましい。 燃焼器１５は軸心に対して軸対称となるように円周上に多数配置されており(本実施形態では図２に明示しているように１６個)、各燃焼器１５において、燃焼開始時刻は異なる。 以下、１６個の各燃焼器を順に燃焼器ａ〜ｐと称する(図２断面Ｂ)。

供給バルブ１３は、図３に示すように、インテーク側一端が開口し他端が閉状態の円筒形状をしており、その円筒面に複数個の供給穴１７（図の実施形態では１８０°間隔で２箇所）が開いており、供給バルブの供給穴と燃焼器の穴の位相が一致したときのみ混合ガスが予燃焼器１４及び燃焼器１５に流れるようになっている。 図２の断面Ｂ図に示す状態では、供給穴１７が面している燃焼器ａ，ｂ，ｉ，ｊに空気及び燃料（空気及び燃料を混合ガスという）が供給される。 そのときは、その前に混合ガスが充填された燃焼器ｃ，ｄ，ｋ，ｌは予燃焼器１４の閉口端１９から点火器１８により着火されて、デトネーション波による燃焼を行っている。 着火直後の燃焼はデフラグネーション波であるが、予燃焼器１４は燃焼器１５より径が小さいため、デフラグネーションからデトネーションへ遷移し易く、燃焼器１５には安定したデトネーション波が伝播する。

燃焼器１５の出口には出口バルブ２０が設けられており、供給バルブ１３と位相が異なる位置の円筒面に複数個の出口穴２１（図示の例では２箇所）が開いていおり、混合ガスが燃焼器に供給され時、出口バルブ２０は閉じているようになっている。 これにより、混合ガスの供給圧力をインテーク出口圧力と等しくすることが可能となる。 デトネーション波が出口バルブに到達する時刻に、図２（ｄ）に示すように、出口バルブ２０に開けられた出口穴２１が燃焼器出口に回転し、デトネーション波は出口バルブ２０、ノズル２２を経てエンジン外へ到達する(ｅ，ｆ，ｍ，ｎ燃焼器)。 デトネーション波がノズル出ロヘ到達した後、高圧の燃焼ガスはノズル２２を経て大気へ排気される(ｇ，ｈ，ｏ，ｐ燃焼器)ことにより、推力を発生する。 本エンジンは、供給バルブおよび出口バルブが高速度で回転し、回転の位相に合わせて供給、燃焼、排気を１０〜１００Ｈｚで繰り返す。 供給バルブと出口バルブの開閉タイミングがずれると、良好な推力が発生しなくなるため、本実施形態では後述するように供給バルブと出口バルブは中心軸２６で連結され、電動モータ若しくは燃料の気化エネルギーを利用したタービンによって回転駆動される。 図４（ａ）〜（ｃ）は上記充填−燃焼−排気の各過程における燃焼器１５の出口バルブ２０の開閉状況を示す模式図であり、出口バルブ２０は充填工程・燃焼過程では閉、排気過程では開の状態となっている。

図３は本発明の実施形態に係る円筒回転式バルブ２５の斜視図であり、供給バルブ１３および出口バルブ２０が中心軸２６により接続されて一体に構成されている。 中心軸２６は、図１に示すように、モータ等の適宜の駆動アクチュエーター２７と伝動機構２８を介して連結され、所定のタイミングで回転駆動される。 したがって、本実施形態の円筒回転式バルブ２５によれば、供給バルブ１３および出口バルブ２０が常に同じ位相関係を保った状態で回転する。 パルスデトネーションエンジンの実現には、各燃焼器の供給、着火、排気のタイミングが、ずれることなく常に同じ位相において行うことが重要であるが、本発明の円筒回転式バルブは、供給バルブと出口バルブを機械的に接続することにより、位相のずれを抑え、常に同じ位相にて行なうことを可能としている。 また、点火器の着火タイミングを駆動機構の位置信号を元に制御することにより、着火タイミングに関しても時問のずれを低減する。

供給バルブ１３と出口バルブ２０の周囲環境は、デトネーションにより高温高圧が周期的に作用するため、金属疲労および熱疲労による強度劣化、破壊の恐れがあり、強靱な構造とする必要がある。 本発明の円筒回転式バルブは、供給・燃焼・排気の過程を常に１８０度異なる位相において行い、高圧空気をバルブの外周側に作用させることにより、金属疲労・熱疲労を抑える。 即ち、燃焼によって作用する圧力は常に円筒の中心軸方向に作用し、常に逆位相で同じ力を発生させることにより、バルブ全体が受る力を相殺させている。 これにより、供給バルブと出口バルブの高信頼性化のみならず、駆動させるための動力低減を行うことが可能となり、駆動機構の小型軽量化が可能となる。 また、バルブおよび軸を支持するベアリング機構の高寿命化、小型軽量化も可能となる。

以上、本発明の好適な実施形態を示したが、本発明は上記実施形態に限定されるものでなく、その技術的思想の範囲内で種々の設計変更が可能である。 例えば、上記実施形態では、ラムジェットエンジンとパルスデトネーションエンジンを統合したパルスデトネーションラムジェットエンジンに適用した場合であるが、必ずしもラムジェットエンジンとの統合に限らず、ターボジェットエンジン等他のエンジンとの組合せも可能である。

上記実施形態のパルスデトネーションラムジェットエンジンにおける出口バルブを設けることによる効果を確認するために、混合ガス供給時に燃焼器の出口を出口バルブで閉鎖した場合（圧縮率１００％）と、従来のパルスデトネーションエンジンにおけると同様に燃焼器の出口を大気開放状態にした場合（圧縮率０％）のマッハ１〜３におけるそれぞれの比推力及び推力密度をシミュレーションにより求めた。 その結果を図６、図７に示す。 該シミュレーションにおいては、燃焼器で処理可能な空気流量は最大マッハ数Ｍ４において最も多くなったため、Ｍ４においてインテーク径を決定した後、Ｍ４以下ではインテークの流量捕獲率を低減させることにより対処した。 シミュレーションの結果、インテークの最大全圧１００％（即ち、燃焼器の出口を閉塞して混合ガス充填）でデトネーションを発生させた場合、図６に示すように、Ｍ３における比推力で７００sec程度の向上が見られ、燃焼器の供給圧力を上昇させる本発明の効果が確認できた。 また、同様に、推力密度は図７に示すように、Ｍ３で１０ ^４ Ｎ／ｍ ^２程度以上の向上が認められた。

また、上記実施形態のパルスデトネーションラムジェットエンジンにおけるインテーク出口に熱交換器を設け、高圧空気を極低温冷媒である液体水素と熱交換して、冷却した場合の冷却効果を確認するために、実施例１において冷却した場合と冷却しない場合の推力の変化をシミュレーションにより求めた。 その結果を図８に示す。 この結果、冷却した場合、各マッハ数における推力が冷却しない場合と比較して、図８から明らかなように大幅に向上していることが確認された。 そして、Ｍ４における燃焼器入口温度２００Ｋ程度低下し、飛行領域が冷却しない場合と比べてＭ０．５程度拡大することができた。

本発明のパルスデトネーションエンジンは、燃焼器出口にバルブを設けることにより、高速飛行時の推進性能が改善されＭ４程度まで有効な作動をし、さらにインテークで取り組んだ空気を冷却することにより飛行領域がさらにＭ０．５程度拡大することができ、従来の低速航空機用のエンジンとしてばかりでなく、宇宙往還機、高速航空機、及び打ち上げロケット等の推進用エンジンとして利用可能である。

本発明の実施形態に係るパルスデトネーションラムジェットエンジンの断面模式図である。

（ａ）〜（ｄ）はそれぞれ図１におけるＡ−Ａ断面図、Ｂ−Ｂ断面図、Ｃ−Ｃ断面図、Ｄ−Ｄ断面図である。

本実施形態に係る円筒式回転バルブの斜視図である。

本発明のパルスデトネーションエンジンの作動を示す模式図である。

従来のパルスデトネーションエンジンの作動を示す模式図である。

本実施形態のパルスデトネーションラムジェットエンジンにおける出口バルブを設けた場合と出口バルブがない場合の比推力の変化を表すグラフである。

同様に推力密度の変化を表すグラフである。

本実施形態のパルスデトネーションラムジェットエンジンにおける予冷却による推力の変化を表すグラフである。

符号の説明

１０ パルスデトネーションエンジン １１ インテーク １２ 空気冷却器 １３ 供給バルブ １４ 予燃焼器 １５ 燃焼器 １６ 燃料噴射器 １７ 供給穴 １８ 点火器 ２０ 出口バルブ ２２ ノズル ２５ 円等回転式バルブ ２６ 中心軸 ２７ アクチュエーター ２８ 伝動機構