JAXA Repository / AIREX 未来へ続く、宙(そら)への英知
48456000.pdf5.89 MB
title宇宙航空機に適用する予冷ターボエンジンの性能解析
Other TitlePerformance analysis of pre-cooled turbojet engines for space planes
Author(jpn)田口 秀之; 二村 尚夫; 柳 良二; 舞田 正孝
Author(eng)Taguchi, Hideyuki; Futamura, Hisao; Yanagi, Ryoji; Maita, Masataka
Author Affiliation(jpn)宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部; 宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部
Author Affiliation(eng)Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics; Japan Aerospace Exploration Agency Institute of Space Technology and Aeronautics
Issue Date2005-03-31
PublisherJapan Aerospace Exploration Agency (JAXA)
宇宙航空研究開発機構
Publication date2005-03-31
Languagejpn
AbstractThe 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.
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。
DescriptionJAXA Research and Development Report
宇宙航空研究開発機構研究開発報告
Keywordsturbojet engine; hypersonic flight; numerical analysis; space transportation system; flight characteristic; propulsion system performance; air breathing engine; payload; propellant mass; specific impulse; performance analysis; combined engine; precooled turbojet engine; gas turbine propulsion; ターボジェットエンジン; 極超音速飛行; 数値解析; 宇宙輸送システム; 飛行特性; 推進システム性能; 空気吸込式エンジン; ペイロード; 推進薬質量; 比推力; 性能解析; 複合型エンジン; 予冷ターボジェットエンジン; ガスタービン推進
Document TypeTechnical Report
JAXA Category研究開発報告
ISSN1349-1113
SHI-NOAA0048456000
Report NoJAXA-RR-04-039
URIhttps://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/54209


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