超音速機用エンジンの研究開発:通産省・HYPRプロジェクトにおけるラムジェットエンジンの研究

Abstract

In the HYPR project, a methane-fueled ramjet engine was studied for use as a next generation super/hypersonic transport propulsion system. The engine was planned to operate in the wide speed range of between Mach 3 and Mach 5. The objectives of the research were to develop the basic technology for the design, testing, evaluation and control of the engine. In order to achieve these objectives, a subscale ramjet engine model was designed and manufactured. This engine was tested in the freejet air flow of Mach 5.5 in the Ramjet Test Facility of National Aerospace Laboratory, Kakuda Research Center. Ignition and stable combustion was observed, and engine thrust successfully measured. After evaluation of the results of the first test, an improved ramjet engine model was designed and tested. In this second test, a reduction of the engine external drug was confirmed, and the terminal shock position in the supersonic intake was detected and successfully controlled. However, the intake could not be kept at its best efficiency because the pressure oscillation caused by combustion made the intake unstart. The measured net thrust values were found to be in good agreement with the results of the engine cycle calculations.

HYPRプロジェクトでは、次世代超音速/極超音速輸送機推進システム用にメタンを燃料としたラムジェットエンジンを研究した。エンジンはマッハ3?5の広範囲の速度で作動するように設計した。研究の目標はエンジンの設計、試験、評価および制御に関する基礎技術を開発することにあった。これらの目標を達成するため、試作型ラムジェットエンジンモデルを設計製作した。このエンジンを、航空宇宙技術研究所、角田宇宙推進技術研究センタのラムジェット試験設備のマッハ5.5のフリージェット気流中で試験した。着火および安定燃焼を観測し、エンジン推力の計測に成功した。1回目試験結果の評価の後、改良型ラムジェットエンジンモデルを設計し試験した。2回目試験では、エンジンの外部抗力の低減を確認し、超音速インテークの終端衝撃波位置を検出し、制御に成功した。しかし、燃焼が原因の圧力振動がインテークを不始動としたため、インテークを最適効率のままの保持することは不可能であった。測定した純推力値はエンジンサイクル計算結果とよく一致することが分かった。