宇宙航空機に適用する予冷ターボエンジンの性能解析 Performance Analysis of Pre-Cooled Turbojet Engines for Space Planes

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著者

    • 田口 秀之 TAGUCHI Hideyuki
    • 宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部将来宇宙輸送系研究センター Future Space Transportation Research Center, Institute of Space Technology and Aeronautics
    • 二村 尚夫 FUTAMURA Hisao
    • 宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部エンジン試験技術開発センター Aeroengine Testing Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics
    • 柳 良二 YANAGI Ryoji
    • 宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部エンジン試験技術開発センター Aeroengine Testing Technology Center, Institute of Space Technology and Aeronautics
    • 舞田 正孝 MAITA Masataka
    • 宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部将来宇宙輸送系研究センター Future Space Transportation Research Center, Institute of Space Technology and Aeronautics

抄録

宇宙航空機(スペースプレーン)に適用することを想定した予冷ターボエンジンの性能を評価することを 目的として,エンジン性能解析,飛行解析,および質量推算を組み合わせたペイロード推算方法を構築し,他のエンジン方式との比較検討を行った.予冷ターボエンジンは,高マッハ数で飛行時に高温となる入口空気を液体水素の冷熱で冷却してターボジェットに導入する方式のエンジンであり,既存の超音速ターボジェットエンジンの技術でマッハ6 まで作動することが可能と推測されている.同エンジンは酸化剤として空気を利用するため,従来のロケットエンジンに比べて比推力を大きく向上させて,推進薬質量を低減することが可能である.一方,エンジン質量も大きくなるため,両者を考慮した比較検討を行う必要がある.また,従来のロケットと空気吸込式エンジンを備えた宇宙往還機を比べた場合,最適となる飛行経路が異なるために,その優劣を単純比較することはできない.そこで本研究では,宇宙往還機に適用するエンジン方式の比較検討を目的として,エンジン性能解析,飛行解析,および質量推算を組み合わせたペイロード推算方法を構築し,予冷ターボエンジンと他のエンジンとの比較検討を行った.その結果として,単段式スペースプレーンの初期加速に用いる場合は,当量比5 程度の燃料過濃作動を適用した予冷ターボエンジンが適していることが示された.また,同エンジンとスクラムジェットを複合したエンジンは,従来検討されてきた空気液化式ロケットエンジンとスクラムジェットエンジンを組み合わせた複合エンジンよりもペイロード打上能力が高くなることが示された.

The performance of pre-cooled turbojet engines for space planes is analyzed in this study. A program that combines engine performance analysis, flight analysis, and mass estimation is used to determine the payload injection capability of the system. The payload injection capability is then compared to systems with other engines. The pre-cooled turbojet engine has a liquid hydrogen pre-cooler to chill the hot air at high flight Mach number. The engine is considered to be operational up to Mach 6 with existing technologies of supersonic turbojet engines. The engine features high specific impulse and small propellant mass because it uses the air as oxidant. However, both propellant mass and engine mass should be taken into account because the engine mass tends to be much larger than that of rocket engines. A space transportation system with air-breathing engines has a different optimal trajectory than a system with conventional rocket engines, so air-breathing engines and rocket engines cannot be compared in a simple way. It is established that a fuel-rich pre-cooled turbojet engine with an equivalence ratio of nearly 5 is appropriate for single-stage-to-orbit space planes. The combination of a pre-cooled turbojet and a scramjet is proved to provide a larger payload injection capability than the combination of a liquefied air cycle engine and a scramjet.

収録刊行物

  • 宇宙航空研究開発機構研究開発報告

    宇宙航空研究開発機構研究開発報告 JAXA-RR-04-039, 1-37, 2005-03

    宇宙航空研究開発機構

各種コード

  • NII論文ID(NAID)
    110006297380
  • NII書誌ID(NCID)
    AA1192675X
  • 本文言語コード
    JPN
  • ISSN
    13491113
  • データ提供元
    NII-ELS 
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