ラムジェット

ラムジェットは、燃焼用の空気を供給するためにエンジンを前進させる必要がある空気吸入式ジェットエンジンの一種です。ラムジェットはマッハ3 (2,300 mph、3,700 km/h)程度の超音速で最も効率的に作動し、マッハ 6 (4,600 mph、7,400 km/h) まで作動できます。

ラムジェットは、ミサイルなど、高速でコンパクトな機構を必要とする用途に特に適しています。兵器設計者は、射程距離を伸ばすために砲弾に使用するラムジェット技術を研究しています。120 mmラムジェット支援迫撃砲弾は、35 km（22マイル）を飛行できると考えられています。^{[1]効率的ではありませんが、}ヘリコプターのローターの端のチップジェットとして使用されてきました。^[2]

歴史

フランス

シラノ・ド・ベルジュラック

『月の国家と帝国の喜劇史』（1657年）は、シラノ・ド・ベルジュラックが書いた3つの風刺小説のうち最初のもので、 SF小説の先駆けと考えられている。アーサー・C・クラークは、この本がラムジェットを考案したものであり、^[3]ロケット推進による宇宙飛行の最初の架空の例として挙げている。

ルネ・ロラン

ラムジェットは1913年にフランスの発明家ルネ・ロランによって設計され、彼は自身の装置で特許（FR290356）を取得しました。当時は航空機がラムジェットを適切に機能させるのに十分な速度を出す方法がなかったため、適切な装置が入手できず、発明品をテストすることができませんでした。^[4]彼の特許は、排気ノズルとして「トランペット」を追加したピストン式内燃機関を示しており、内燃機関からの排気をノズルに向けることでジェット推進力を生み出すことができるという考えを表現していました。^[5]^[6]^[7]

ルネ・ルデュック

ルネ・ルデュックの作品は注目に値する。ルデュックのモデルであるルデュック 0.10 は、 1949 年に飛行した最初のラムジェット推進航空機の 1 つである。

ノルド航空

ノルド1500 グリフォンは1958 年にマッハ 2.19 (745 m/s、2,680 km/h) に到達しました。

オーストリア＝ハンガリー

アルベルト・フォノ

1915年、ハンガリーの発明家アルベルト・フォノは、砲の射程距離を伸ばすための解決策を考案した。これは、銃口から発射される弾丸とラムジェット推進ユニットを組み合わせたもので、比較的低い砲口速度で長距離を射程に入れることができ、比較的軽量の砲から重い砲弾を発射できるものであった。フォノはこの発明をオーストリア＝ハンガリー帝国軍に提出したが、この提案は却下された。^[8]第一次世界大戦後、フォノはこのテーマに戻った。1928年5月、彼はドイツの特許出願で、高高度の超音速航空機に適していると説明した「エアジェットエンジン」について説明した。追加の特許出願では、エンジンを亜音速用に改造した。特許は1932年に付与された（ドイツ特許第554,906号、1932年11月2日）。^[9]

ソビエト連邦

ソ連では、1928年にボリス・ステッキキンが超音速ラムジェットエンジンの理論を発表した。研究を進めたのは、GIRD第3旅団長のユーリ・ポベドノスツェフだった。最初のエンジンであるGIRD-04は、IA・メルクロフが設計し、1933年4月にテストされた。超音速飛行をシミュレートするため、200バールに圧縮された空気が供給され、水素が燃料となった。リン燃料のGIRD-08ラムジェットは、大砲から発射してテストされた。これらの砲弾は、音速を超えた最初のジェット推進弾であった可能性がある。

1939年、メルクロフは2段式ロケットR-3を使用してラムジェットのさらなるテストを行った。彼は航空機の補助モーターとして使用する最初のラムジェットエンジン、DM-1を開発した。世界初のラムジェット動力飛行機の飛行は1940年12月、改造されたポリカルポフI-15に2基のDM-2エンジンを搭載して行われた。メルクロフは1941年にラムジェット戦闘機「サモレットD」を設計したが、完成することはなかった。彼のDM-4エンジンのうち2基は、第二次世界大戦中にヤク7 PVRD戦闘機に搭載された。1940年には、離陸に液体燃料ロケット、飛行にラムジェットエンジンを搭載したコスティコフ302実験機が設計された。このプロジェクトは1944年に中止された。

1947年、ムスティスラフ・ケルディシュは、ゼンガー・ブレッド爆撃機に似ているが、ロケットではなくラムジェットで駆動する長距離対蹠爆撃機を提案した。1954年、NPOラボチキンとケルディシュ研究所は、マッハ3のラムジェット駆動巡航ミサイル、ブリヤの開発を開始した。このプロジェクトは、セルゲイ・コロリョフが開発したR-7 ICBMと競合したが、1957年に中止された。

日本

第二次世界大戦中、岐阜の川崎航空機工業の工場では、ラムジェット機が数機設計され、製造され、地上試験が行われた。1945年12月、同社の役員らは、これらの国内の取り組みは、ドイツの並行開発の影響を受けていないと主張した。戦後の米国諜報機関の評価では、川崎ラムジェット機の遠心燃料分散装置は、同社の「最も優れた成果であり、通常使用される燃料噴射システムの大部分を排除した」と評された。 ^[10]振動が大きすぎるため、このエンジンはロケットまたはカタパルトで発射される無人航空機での使用のみを想定していた。飛行試験の準備は、1945年8月の日本の降伏とともに終了した。

ドイツ

1936年、ヘルムート・ヴァルターは天然ガスを動力とする試験用エンジンを製作した。理論的な研究はBMW、ユンカース、DFLで行われた。1941年、 DFLのオイゲン・ゼンガーは燃焼室温度の高いラムジェットエンジンを提案した。彼は直径500ミリメートル（20インチ）と1,000ミリメートル（39インチ）の大型ラムジェットパイプを製作し、トラックやドルニエDo 17 Zの専用試験装置で最高200メートル/秒（720 km/h）の飛行速度で燃焼試験を実施した。その後、ドイツでガソリンが不足したため、圧縮した石炭粉の塊を燃料として試験が行われたが（例えばリピッヒP.13aを参照）、燃焼が遅いために成功しなかった。^[11]

アメリカ合衆国

アメリカ軍に配備された最初の量産型ラムジェット機、AQM -60 キングフィッシャー

ストーブパイプ（空飛ぶ/炎の/超音速）は、1950年代にAviation Week & Space Technology^[12]などの業界誌やThe Cornell Engineer [ ^13]などの出版物でラムジェットの一般的な名前でした。この名前が暗示する単純さは、比較的複雑で高価な回転ターボ機械を使用するターボジェットエンジンとの比較から生まれました。

アメリカ海軍は、ゴーゴン IV のラムジェット推進を含む、さまざまな推進機構を使用した「ゴーゴン」という名の一連の空対空ミサイルを開発した。グレン・マーティンが製造したラムジェットゴーゴン IV は、1948 年と 1949 年にポイント・マグー海軍航空基地でテストされた。ラムジェットは南カリフォルニア大学で設計され、マーコート航空機会社によって製造された。エンジンは長さ 2.1 メートル (7 フィート)、直径 510 ミリメートル (20 インチ) で、ミサイルの下に配置されていた。

1950年代初頭、米国はロッキードX-7プログラムでマッハ4以上のラムジェットを開発しました。これはロッキードAQM-60キングフィッシャーへと発展しました。さらに開発が進むと、ロッキードD-21スパイドローンが誕生しました。

1950年代後半、米海軍はRIM-8タロスと呼ばれるシステムを導入した。これは艦船から発射される長距離地対空ミサイルであった。ベトナム戦争中に敵戦闘機を撃墜することに成功し、戦闘中に敵機を撃墜した初の艦上発射ミサイルとなった。1968年5月23日、 USSロングビーチから発射されたタロスは、約105キロメートル（65マイル）の距離からベトナムのミグ戦闘機を撃墜した。これは地対地兵器としても使用され、陸上レーダーを破壊できるように改造された。^[14]

AQM-60で実証された技術を使用して、1950年代後半から1960年代前半にかけて、米国はCIM-10 Bomarcと呼ばれる広範囲な防衛システムを製造しました。これは、射程距離が数百マイルの核兵器搭載ラムジェットミサイルを数百発装備していました。AQM-60と同じエンジンを搭載していましたが、より長い飛行時間に耐えられるように素材が改良されていました。このシステムは、爆撃機の脅威が弱まったため、1970年代に撤回されました。

ソー・アー

2020年4月、米国防総省とノルウェー国防省は共同で、長距離高速・極超音速兵器に適用可能な先進技術の開発に向けた提携を発表した。戦術高速攻撃用ラムジェット長距離発射プログラム（THOR-ER）は、2022年8月に固体燃料ラムジェット（SFRJ）機体試験を完了した。^[15]

デュアルモードラムジェット

2023年、ゼネラルエレクトリックは回転デトネーション燃焼方式のラムジェットエンジンを実証した。これはタービンベースの複合サイクルエンジンで、^[16]

ガスタービン;
回転デトネーションエンジン;
ラムジェット;
スクラムジェット。

イギリス

1950年代後半、1960年代、1970年代初頭にかけて、英国はいくつかのラムジェットミサイルを開発しました。

ブルー・エンボイ計画は、爆撃機に対する長距離ラムジェット推進防空システムを国に装備することになっていたが、このシステムは中止された。これは、ブラッドハウンドと呼ばれる短距離ラムジェットミサイルシステムに置き換えられた。このシステムは、攻撃者が防御するイングリッシュ・エレクトリック・ライトニング戦闘機隊を迂回できた場合の第二防衛線として設計された。

1960年代、イギリス海軍はシーダートと呼ばれるラムジェット推進地対空ミサイルを開発し、艦艇に配備した。射程は65～130キロメートル（40～80マイル）、速度はマッハ3であった。フォークランド紛争では、複数の種類の航空機との戦闘で効果的に使用された。

フリッツ・ツヴィッキー

著名なスイスの天体物理学者フリッツ・ツビッキーはエアロジェットの研究責任者で、ジェット推進に関する多くの特許を保有している。特許US 5121670 とUS 4722261はラム加速器に関するものである。米海軍はツビッキーが発明について公に話すことを許可しなかったが、US 2461797は流体媒体で作動するラムジェットである水中ジェットに関するものである。タイム誌はツビッキーの研究について報道した。^[17]^[18]

デザイン

ラムジェットの最初の部分は拡散器（コンプレッサー）で、ここでラムジェットの前進運動を利用して、燃焼に必要な作動流体（空気）の圧力を上げます。空気は圧縮され、燃焼によって加熱され、ブレイトンサイクルと呼ばれる熱力学サイクルで膨張した後、ノズルを通過して超音速まで加速され、前進推力を生成します。

ラムジェットはターボジェットやターボファンよりもはるかに単純で、空気取り入れ口、燃焼器、ノズル^[19]のみを構築する必要があります。さらに、ラムジェットには可動部品がほとんどまたはまったくありません。液体燃料ラムジェットには燃料ポンプのみがありますが、固体燃料ラムジェットにはこれさえありません。

比較すると、ターボジェットはタービンによって駆動されるコンプレッサーを使用し、タービンが独自の圧縮空気（ラムジェットの場合はラムエア）を生成することで推力を生成します。

工事

ディフューザー

ディフューザーは、吸気口に近づく空気の高速を燃焼に必要な高い（静）圧力に変換する。高い燃焼圧力は、熱を加える際のエントロピー上昇を最小限に抑え、^[20]これにより、排気ガス中の熱エネルギーの無駄を最小限に抑える^[21]。

亜音速および低超音速ラムジェットは、入口にピトー型の開口部を使用します。その後に、燃焼器で必要な低亜音速速度を達成するために、内部通路 (亜音速ディフューザー) が広がります。低超音速では、入口の前に通常の (平面の) 衝撃波が形成されます。

超音速がさらに高くなると、衝撃波による圧力損失が大きくなり、入口のリップで発生する最終的な通常の衝撃波の前に斜めの衝撃波を発生させるために、突出したスパイクまたはコーンが使用されます。この場合のディフューザーは、入口の外部に衝撃波を発生させる超音速ディフューザーと、それに続く内部の亜音速ディフューザーの 2 つの部分で構成されます。

さらに高速になると、超音速拡散の一部は内部で発生する必要があり、外部および内部の斜め衝撃波が必要になります。最終的な垂直衝撃は、スロートと呼ばれる最小流れ領域の近くで発生し、その後に亜音速拡散器が続きます。

燃焼器

他のジェットエンジンと同様に、燃焼器は燃料を燃焼させて空気の温度を上げます。これはわずかな圧力損失で行われます。燃焼器に入る空気の速度は、炎保持器によって保護された領域で連続燃焼が行えるように十分に低くなければなりません。

ラムジェット燃焼器は、化学量論的な燃料:空気比で安全に作動できます。これは、灯油の場合、燃焼器出口のよどみ点温度が約 2,400 K (2,130 °C、3,860 °F) であることを意味します。通常、燃焼器は、飛行速度と高度に合わせて、広範囲のスロットル設定で作動できなければなりません。通常、保護されたパイロット領域により、旋回中に車両の吸気口が大きくヨー/ピッチングしても燃焼が継続します。その他の炎安定化技術では、燃焼器缶から平板までさまざまなデザインの炎保持器を使用して炎を保護し、燃料の混合を改善します。燃焼器に燃料を過剰に供給すると、ディフューザー内の最終 (通常の) 衝撃が吸気口リップを超えて前方に押し出され、気流と推力が大幅に低下する可能性があります。

ノズル

推進ノズルは排気流を加速して推力を生み出すため、ラムジェット設計の重要な部分です。

亜音速ラムジェットはノズルで排気流を加速します。超音速飛行には通常、収束発散ノズルが必要です。

パフォーマンスとコントロール

ラムジェットは毎秒45メートル（時速160キロメートル、100マイル）という低速で飛行したことがあるが、^[22]マッハ0.5（毎秒170メートル、時速610キロメートル、380マイル）以下では推力がほとんどなく、圧力比が低いため非常に非効率である。

この速度を超えると、十分な初期飛行速度が与えられれば、ラムジェットは自立飛行できます。機体の抗力が極端に高くない限り、エンジンと機体の組み合わせは飛行速度をどんどん加速する傾向があり、空気取り入れ口の温度が大幅に上昇します。これはエンジンや機体の完全性を損なう可能性があるため、燃料制御システムは燃料流量を減らして速度を安定させ、空気取り入れ口の温度を安定させる必要があります。

理論燃焼温度のため、高速（マッハ2～マッハ3程度、680～1,000 m/s、2,500～3,700 km/h、1,500～2,300 mph）では効率が通常は良好ですが、低速では圧力が比較的低いため、ラムジェットはターボジェットやロケットよりも性能が劣ります。

コントロール

ラムジェットは、燃料の種類（液体か固体か）とブースターによって分類されます。^[23]

液体燃料

液体燃料ラムジェット（LFRJ）では、炭化水素燃料（典型的には）が火炎保持器の前の燃焼器に噴射される。火炎保持器は、吸気口からの圧縮空気で炎を安定させる。燃料を加圧してラム燃焼器に供給する手段が必要であり、これは複雑で高価になる可能性がある。この推進システムは、マルクアート社で働いていたイヴォンヌ・ブリルによって初めて完成された。^[24]

アエロスパシアル・セレルグは、燃料タンクの長さに沿って徐々に膨張するエラストマー製のブラダーによって燃料がインジェクターに押し込まれるLFRJを設計した。ブラダーは最初、タンク内に縦方向に取り付けられた圧縮空気ボトルの周囲にぴったりとフィットする鞘を形成し、そこから膨張する。^[25]これは、燃料を供給するためにポンプシステムを必要とする規制LFRJよりも低コストのアプローチである。^[26]

脱ぐ

ラムジェットは静的推力を生成しないため、吸気システムを効率的に作動させるのに十分な前進速度を達成するにはブースターが必要である。最初のラムジェット推進ミサイルは外部ブースター（通常は固体燃料ロケット）を使用し、ブースターがラムジェットのすぐ後ろに取り付けられるタンデム型（例：シーダート）または複数のブースターがラムジェットの外側に取り付けられるラップアラウンド型（例：2K11 クルーグ）のいずれかであった。ブースターの配置は通常、発射プラットフォームのサイズによって選択される。タンデムブースターはシステムの長さを増加させ、ラップアラウンドブースターは直径を増加させる。ラップアラウンドブースターは通常、タンデム配置よりも大きな抗力を発生する。

一体型ブースターは、ブースター推進剤が本来は空の燃焼器内に注入されるため、より効率的なパッケージングオプションを提供します。このアプローチは、2K12 Kubなどの固体燃料ラムジェット (SFRJ)、 ASMPなどの液体燃料ラムジェット、およびMeteorなどのダクトロケットの設計に使用されています。一体型設計は、ブースト段階とラムジェット飛行段階で異なるノズル要件があるため複雑です。ブースターの推力レベルが高いため、低推力ラムジェットサステナーに必要なノズルと比較して、最適な推力を得るためには異なる形状のノズルが必要です。これは通常、ブースターのバーンアウト後に排出される別のノズルによって実現されます。ただし、Meteor などの設計ではノズルレスブースターが採用されています。これには、航空機の打ち上げ時のブースト破片による危険性の排除、シンプルさ、信頼性、質量とコストの削減などの利点がありますが、^[27]専用のブースターノズルの性能低下とトレードオフする必要があります。

一体型ロケットラムジェット/ダクテッドロケット

ラムジェットの若干のバリエーションでは、ロケットの燃焼プロセスからの超音速排気を利用して、主燃焼室に入る空気を圧縮し、反応させます。これには、速度がゼロの場合でも推力が得られるという利点があります。

固体燃料一体型ロケットラムジェット (SFIRR) では、固体燃料がラム燃焼器の外壁に沿って注入されます。この場合、燃料噴射は、吸気口からの高温の圧縮空気による推進剤のアブレーションによって行われます。後部ミキサーを使用して燃焼効率を向上させることができます。一部の用途では、燃料供給が簡単なため、LFRJ よりも SFIRR が好まれますが、これはスロットル要件が最小限の場合、つまり高度や速度の変化が制限されている場合に限られます。

ダクトロケットでは、固体燃料ガス発生器が高温の燃料を豊富に含むガスを生成し、このガスは吸気口から供給される圧縮空気とともにラム燃焼器で燃焼します。ガスの流れによって燃料と空気の混合が改善され、総圧力の回復が促進されます。可変流量ダクトロケットとも呼ばれるスロットラブルダクトロケットでは、バルブによってガス発生器の排気を絞り、推力制御が可能です。LFRJとは異なり、固体推進剤ラムジェットは炎を消すことができません。ダクトロケットは、SFRJのシンプルさとLFRJの無制限の速度制御の中間に位置します。

飛行速度

ラムジェットは一般に、音速の半分以下ではほとんどまたは全く推力を発揮せず、圧縮比が低いため、対気速度が時速 1,000 キロメートル (280 m/s、620 mph) を超えるまでは非効率です(比推力は 600 秒未満)。

最低速度を超えても、低速から高速、低高度から高高度など、飛行エンベロープ（飛行条件の範囲）が広いと、設計上の大きな妥協を強いられる可能性があり、設計された速度と高度（ポイント設計）に最適化された状態で最適に機能する傾向がある。しかし、ラムジェットは一般にガスタービンベースのジェットエンジン設計よりも性能が優れており、超音速（マッハ2～4）で最高の性能を発揮する。 ^[28]低速では効率が悪いものの、少なくともマッハ6（2,000 m/s、7,400 km/h）までの有効作動範囲全体ではロケットよりも燃料効率が良い。

従来のラムジェットの性能は、マッハ 6 を超えると、燃焼のために流入する空気が亜音速まで減速されるときに衝撃によって生じる解離と圧力損失により低下します。さらに、燃焼室の入口温度は非常に高い値まで上昇し、ある限界マッハ数で解離限界に近づきます。