予冷ジェットエンジン

予冷ジェットエンジンは、ラムジェットとは対照的に、ターボ機械を備えたジェットエンジンを高速で使用できるようにする概念です。予冷により、エンジンコンプレッサーの性能低下の一部またはすべてが回復します (回転失速/チョーク/流量低下を防ぐことにより)。また、ガス発生器全体の性能低下も回復します (燃焼器の大幅な温度上昇を固定タービン温度制限内に維持することにより)。予冷しないと、ラム温度が高いために飛行できなくなります。

歴史

ロバート・P・カーマイケルは1955年に、液体水素を使ってエンジンへの吸入空気を燃料として使う前に予冷するエンジンサイクルをいくつか考案した。^[1]^{: 138}

1982年、アラン・ボンドがSATANと名付けた予冷式空気吸入式ロケットエンジンの設計を考案した際、英国で予冷エンジンへの関心が高まりました。 ^[要出典]このアイデアはHOTOL SSTO スペースプレーンプロジェクトの一環として開発され、ロールスロイスRB545となりました。1989年、HOTOLプロジェクトが中止された後、RB545のエンジニアの一部がReaction Engines Ltdという会社を設立し、このアイデアをSABREエンジンと関連するSkylonスペースプレーンに発展させました。

1987年、N.タナツグは「吸気冷却器を備えたエアターボラムジェットエンジンを搭載した宇宙機の解析的研究」を発表した。これは、日本の宇宙科学研究所（現JAXA ）による、 TSTO スペースプレーンの第1段に動力を供給することを目的としたエアターボラムジェット（ATR、後に膨張サイクルを追加してATREXと呼ばれる）の研究の一環である。ATREXは、予冷ターボジェット（PCTJ）と極超音速ターボジェットの研究に取って代わられた。液体窒素予冷水素燃焼試験エンジンは、2010年9月に大樹航空宇宙実験場でマッハ2で飛行した。^[2]

デザイン

より高速な飛行では、空気がコンプレッサーに入る前に、極低温燃料冷却熱交換器で予冷が行われることがあります。熱交換器で熱を得て気化した後、燃料 (例: H ₂ )は燃焼器で燃焼します。熱交換器を使用した予冷は飛行中には使用されていませんが、マッハ 5.5 までの速度では、かなり高い推力と効率が得られると予測されています。予冷ジェットエンジンサイクルは、1955 年に Robert P. Carmichael によって分析されました。^[1]^{: 138}予冷エンジンでは、液体空気サイクルエンジン(LACE) とは異なり、空気を液化せずに冷却するため、空気凝縮器が不要になります。

低速飛行の場合、予冷はWIPCC（水噴射前圧縮機冷却）として知られる大量噴射で行うことができます^[3]この方法は、（冷却容量が限られているため）短時間で航空機の通常の最高速度まで上げるために使用されています。マクドネル・ダグラスF-4ファントムIIで世界速度記録を達成した「スカイバーナー作戦」^[4]とミコヤンYe-266（ミグ25）^[5]はどちらも水/アルコール噴霧を使用して圧縮機前の空気を冷却しました。

予冷（および燃焼室への水噴射）は、最低飛行速度時、つまり離陸時に使用され、高い周囲温度での推力を増加させます。

特徴

予冷の主な利点の 1 つは (理想気体の法則で予測されるように) 所定の全体圧力比で、コンプレッサ吐出温度 (T3) が大幅に低下し、T3 限界への到達がより高いマッハ数まで遅れることです。その結果、海面条件 (補正流量) を非常に広い飛行速度範囲にわたって予冷器後に維持できるため、高速でも正味推力が最大になります。コンプレッサと入口後のダクトは温度がはるかに低く一定であるため、軽合金で作ることができます。これによりエンジンの重量が軽減され、推力/重量比がさらに向上します。

水素は極低温でも液体であり、その有効範囲では水よりも高い、蒸発潜熱を含む非常に高い全比熱容量（^[1]^{: 108）}を持つため、適切な燃料です。しかし、液体水素の密度が低いため、機体の他の部分に悪影響があり、機体は物理的に非常に大きくなります（^[1]^{: 108）}が、着陸装置の重量と翼面荷重は低いままです）。

水素は多くの材料の構造を弱める原因となり、これを水素脆化と呼びます。

プリクーラーの重量はエンジンの重量に加わり、推力重量比を低下させます。吸気をプリクーラーに通すと吸気抵抗が増加し、エンジンの正味推力が低下し、推力重量比が低下します。

必要な冷却量によっては、高い熱容量にもかかわらず、冷却された空気で燃焼できる量よりも多くの水素が空気を冷却するために必要になる場合があります。^[要出典]場合によっては、この非効率性を軽減するために、余分な水素の一部を冷却されていない空気でラムジェットで燃焼させることができます。

LACE エンジンとは異なり、予冷エンジンは酸素を液化する必要がないため、酸素の融解をカバーする必要がなく、必要な総温度降下が少なくなるため、冷却量が削減されます。これにより、ヒートシンクとして使用されるが燃焼できない水素の量も削減されます。さらに、コンデンサーが不要になるため、重量が軽減されます。

参照

参考文献

^ abcd Sloop, John (1978). 推進燃料としての液体水素、1945-1959 (NASA SP-4404) (PDF) . NASA.
^ 小林秀; 田口英; 小島孝之; 原田健; 岡井健; 本郷正之; 新井剛; 佐藤哲也 (2011 年 10 月 6 日). JAXA におけるマッハ 5 飛行向け極超音速ターボジェットエンジンの開発状況 (IAC-11.C4.5.1)。第 62 回国際宇宙会議 2011、IAC 2011。第 8 巻。ケープタウン、南アフリカ。pp. 6655–6659。
^ Mehta, U., J. Bowles, J. Melton, L. Huynh、および P. Hagseth (2015 年 2 月)。「水噴射プレコンプレッサー冷却補助宇宙アクセス」(PDF)。The Aeronautical Journal。119 ( 1212): 145–171。doi : 10.1017 /S0001924000010319。S2CID 18289336 – nas.nasa.gov 経由。{{cite journal}}: CS1 maint: multiple names: authors list (link)
^ 「F-4 ファントム現代戦闘機 1」、ビル・ガンストン、イアン・アラン社、1977年、ISBN 0 7110 0727 6、19ページ
^ スウィートマン、ビル（1983）。高速飛行（129ページ）。インターネットアーカイブ。ロンドン、ニューヨーク、NY：ジェーンズ。ISBN 9780867206616。

[hydrogen_history-1] Sloop, John (1978). 推進燃料としての液体水素、1945-1959 (NASA SP-4404) (PDF) . NASA.

[HSTJ_status_2011-2] 小林秀; 田口英; 小島孝之; 原田健; 岡井健; 本郷正之; 新井剛; 佐藤哲也 (2011 年 10 月 6 日). JAXA におけるマッハ 5 飛行向け極超音速ターボジェットエンジンの開発状況 (IAC-11.C4.5.1)。第 62 回国際宇宙会議 2011、IAC 2011。第 8 巻。ケープタウン、南アフリカ。pp. 6655–6659。

[3] Mehta, U., J. Bowles, J. Melton, L. Huynh、および P. Hagseth (2015 年 2 月)。「水噴射プレコンプレッサー冷却補助宇宙アクセス」(PDF)。The Aeronautical Journal。119 ( 1212): 145–171。doi : 10.1017 /S0001924000010319。S2CID 18289336 – nas.nasa.gov 経由。{{cite journal}}: CS1 maint: multiple names: authors list (link)

[4] 「F-4 ファントム現代戦闘機 1」、ビル・ガンストン、イアン・アラン社、1977年、ISBN 0 7110 0727 6、19ページ

[5] スウィートマン、ビル（1983）。高速飛行（129ページ）。インターネットアーカイブ。ロンドン、ニューヨーク、NY：ジェーンズ。ISBN 9780867206616。