2019年度 航空工学特論～スクラムジェットエンジンからビーミング推進まで～

HAYABUSA re-entry

©JAXA

©NASA

宇宙空間

0

50

100

150

200

250

300

350

400

10-14

10-12

10-10

10-8

10-6

10-4

10-2

100

-200 0 200 400 600 800

高度

, k

m

気圧, atm

気温, ℃

どこからが宇宙？

対流圏成層圏

中間圏

熱圏

飛行機高度10km, 0.26気圧

©三菱航空

スペースシャトル高度190-960 km 10-9-10-14気圧

©NASA

有人落下記録高度39 km, 10-3気圧

©Red bull

気圧

気温

ひまわり8号高度36,000km,10-20気圧

©三菱電機

国際宇宙ステーション高度330-480km, 10-11-10-12気圧

©NASA

流星

©Wiki

宇宙までの距離

©NASA

©NASA

浜松

475km

250km

岡山

・新幹線：2.5時間＠12100円・車：5.5時間＠3500円

浜松－岡山 東京・新幹線：90分＠7770円・車：3.5時間＠2000円

浜松－東京

往復（シャトル）：2.7億円片道（H2B）：3500万円＊体重60ｋｇ換算

浜松－宇宙（低軌道）

なぜ宇宙へ行くのは大変なのか？

1.高度100km以上2.高い真空度（空気がない）3.過酷な環境（±120℃＆放射線被曝）4.重力で落下しない速度が必要

弾道飛行なら少しだけ・・・楽？

Virgin Galactic社スペースシップ2

ただし、4分間で3000万円くらい

既に民間会社が応募中・高度100kmに到達・宇宙の景色＆無重力を体験

弾道飛行：大砲の弾と同じ．最後は重力で落ちてくる

World View社

ちなみに・高度30kmで数時間滞在・でも無重力ではない

1000万円くらい

重力で落下しないためには・・・

超高速飛行 ⇒人工衛星

第１宇宙速度

＊毎秒７. ９ｋｍ＊新幹線の100倍

浜松⇒東京＊３０秒＊音：１２分

© NASA

・地球

0

2

12

00r

Vmrmgm st==

引力＝遠心力

stV1

g

●

© 宇宙推進工学by平田邦夫

現在のロケット：H-IIB

５４８ トン発射時質量

４５８ トン推進薬質量

７３ トン機体空質量

９２２０ kN発射時推力

１７ トン打上げ能力

∴推重比＝推力／重量＝１．７２

システム諸元

©JAXA

全重量の８４％：燃料１３％：構造物（タンク、エンジン）

３％：荷物（衛星，輸送物資）

１機１１０億円

将来の打ち上げロケット構想

日本が構想しているスペースプレーンアメリカが開発中のロケットプレーン

＊単段式の再使用機

ＳＳＴＯの構想

垂直発射方式 水平離陸方式

＊ロケットエンジン ＊ジェット推進＋ロケット推進

Single Stage To Orbit

© JAXA

大気吸い込み式エンジン

利点＊酸素の利用

推進剤の大部分を占める酸化剤の搭載が不要

＊揚力の利用小推力エンジンで大型ロケットの打上げが可能

問題点＊複雑化・重量増

速度に応じて燃焼モードを変更

M9.68を達成

ジェットエンジンモード（0＜M～1）

NASAスクラムジェット

スクラムジェットエンジンを搭載した宇宙往還機の成立性

©NASA

１．概論 ＜次世代宇宙輸送システム＞

再使用宇宙往還機（RLV)

＜スペースプレーン＞

有翼式単段宇宙往還機

スクラムジェットエンジン

空気吸い込み式

酸化剤が必要ない

推進剤重量費の低減

低コスト化

単段宇宙輸送機の成立範囲

速度増分7930ｍ/ｓ

有効平均比推力,sec

推進

剤重

量比

1.00

0.50

0.905

0.875

390350

単段ロケット

空気吸い込み式エンジン使用

スペースプレーン0.715

0.63

650 810

１．概論

V gIspm

m mp

=−

ln 0

0

2．スクラムジェットエンジン

2－1. 空気吸い込み式エンジン

回転機械要素飛行マッハ数M0

（作動範囲）上限を決める根拠

ターボジェットエンジン

あり ～3.5 タービン材料の温度限界

ラムジェット

エンジンなし 4～6

燃焼生成物の解離

～2500Kが目安

スクラムジェットエンジン

なし 6～12空力加熱

推力発生限界

ラム/スクラムジェット

ラムジェット

スクラムジェット

©NASA

2．スクラムジェットエンジン

2－2. スクラムジェットエンジン構成

機体

自由流 0

2 3 4 5インテーク 燃焼室 ノズル

サイクル：定圧燃焼

燃焼室：超音速流

・燃料との充分な混合

・熱閉塞による不始動（境界層の影響も）

・冷却

2．スクラムジェットエンジン2－3. スクラムジェットエンジン性能

簡単なサイクル計算・燃料供給系パワーバランス

・冷却計算 省く

自由流状態 ・・・設計点（飛行マッハ数M0、高度の設定）（ρ0,M0,T0）

インテーク ・・・全圧損失評価πd（運動エネルギー変換効率ηd～0.98）

インテーク面積比：Ad＝A3/A2～1/7.5（M3,Pt3,Tt3）

燃焼室 ・・・加熱物理モデル（超音速流加熱） レイリー流れ

（M4,Pt4,Tt4）

ノズル ・・・ノズル開口比An＝A5/A4＝A2/A3～7.5

（M5,Pt5,Tt5）

2．スクラムジェットエンジン2－3. スクラムジェットエンジン性能

2－3－1. 動圧の影響

＜空気吸い込み式エンジン＞

・推力

・抗力 D u C S ud= 1

2

1

20 0

2

0 0

2

飛行経路の制限

・動圧一定経路 ：推力、抗力がほぼ一定となり、構造強度を全飛行領域で平均化出来る。

・高い動圧経路 ：高推力を引き出す cf) 抵抗係数CdはM0の増加に伴って減少

上限：100kPaただし・・・ ・構造強度

・空力加熱（タイル表面使用限界温度1500K以下）

𝐹 ≈ ሶ𝑚𝑢𝑒 ≈ 𝜌0𝑢0𝐴𝑢𝑒 ∝1

2𝜌0𝑢

2

2．スクラムジェットエンジン2－3. スクラムジェットエンジン性能

2－3－2. 飛行マッハ数M0の影響

エンジン作動範囲 M0：6～12

高マッハ数領域（M0：10以上）

・推力：低下・燃焼器入口静温～2000K以上

・火炎安定保持の限界～msオーダの燃焼時間

（燃焼器入口マッハ数M3～3.7）

・比推力：低下燃焼器温度の増大（高マッハ数領域にて）

冷却の必要性

燃料重量の増加

2．スクラムジェットエンジン2－3. スクラムジェットエンジン性能

2－3－3. 飛行高度の影響

・高度：10～20[km]

エンジン作動特性変化なし

・高度：20～[km]

エンジン性能低下（推力/比推力）

＜大気の温度分布に起因＞

大気温度ほぼ一定 高度と共に温度上昇

エンジンに流入する空気の総温∝大気静温

燃焼による発熱：相対的に小

性能低下

2．スクラムジェットエンジン2－3. スクラムジェットエンジン性能

2－3－4. 当量比φの影響

当量比φ＝（酸化剤）real /（酸化剤）opt

Φ～1：比推力は最大（各飛行マッハ数にて）

Φ＞1： 比推力減少 高マッハ数領域での冷却要求

冷却用水素を全て燃焼器へ噴射

YES

Φ＞1

推力増大（発熱量大）

Φ＝1 （ダンプノズルから排出）

NO

推力変化無し

3．スペースプレーン成立性評価3－1. エンジンモデル

複合エンジンの採用

作動範囲 エンジン大きさ

エアターボラムジェット（ATR)

離陸～M0 6 基数NATR

スクラムジェット

（SCR)M0：6～12

インテーク面積

SSCR

ロケット（ROC) M0：12～24 総推力TROC

3．スペースプレーン成立性評価3－2. 評価対象

・重量評価

・機体/エンジン冷却

＜システム全体像＞

機体構成（重量配分）

飛行経路

3．スペースプレーン成立性評価3－3. 重量評価

SSTO：性能指標（評価関数）

ペイロード重量（×）

重量軽減係数wRD

機体ドライ重量をどの程度軽減させる必要があるかという指標

重量面から見た成立性の容易さ、困難さを示す。

wRD≧1 ： 重量軽減不要

3．スペースプレーン成立性評価3－3. 重量評価

3－3－1. 重量軽減係数wRD

＜解析手法＞

ペイロード重量：5ｔ

軌道高度：500km

離陸重量WTO：350ｔ

wRD修正

ミッション

NATR、SSCR、TROC仮定

上昇計算

空力データ

エンジンデータ（性能計算）

Wemp(Wp) ・・・機体として使用可能な重量

wRD仮定

WAATS ・・・現在技術に基づいた重量推算コード

Wemp(Wp)=Wemp(WAATS)N

wRD：max?

YN

NATR、SSCR、TROC修正

YEND

3．スペースプレーン成立性評価

3－3. 重量評価

3－3－2. 解析結果1（基本ケースの仮定）

WTO：350ｔペイロード：5ｔ

動圧q：100kpaMAS：6.0（ATRからSCRへの切り替えマッハ数）MSC：12.0（SCRからROCへの切り替えマッハ数）

結果 wRD=0.50

WTO

350t

Payload：5ｔ

ドライ重量

83.6ｔ

Fuels

250.8ｔ

LOX

155.9ｔ

LH2

94.9ｔ

Wemp(WAATS)=170.6t

ドライ重量を半減する必要

・推進剤重量比＝250.8/350＝0.716

重量配分

・機体全長64m、スパン30ｍ

・翼面積534ｍ＾2

・NATR : 8 (7.9t)

・SSCR : 30m^2 (15.2t)

・TROC : 300tf (2.0t)

3．スペースプレーン成立性評価

3－3. 重量評価

3－3－3. 解析結果2 ：飛行経路

MECO

ダウンレンジ [km]：SCR

時間ｔ[s]

高度H[km]

0.0 600.0300.0

軌道500km

27’52“

21.0

32.0

125.0

820.0

コースティング

36.4 169 920

100.0

SECOsignal

200km

軌道500km

27’48“

HⅡロケット

ダウンレンジ [km]：H2250 1000

最大動圧

40kPa

11.0

3．スペースプレーン成立性評価3－3. 重量評価

3－3－4. まとめ

スペースプレーン ：低い高度を長時間飛行 動圧一定、加速の必要性

・推進剤重量の増大

・空力加熱からの熱防護

機体重量の増大＜解決法の一つ＞

推力を上げる（×）空力抗力を低下

CｄSの減少

・エンジン大きさの減少

・消費推進剤の削減機体の縮小

3．スペースプレーン成立性評価3－4. 機体/エンジン冷却

3－4－1. 機体冷却

スペースプレーン : 空気中を15分以上飛行

熱防護システム（TPS)の必要性

TPS

（1）タイルによる断熱

（2）水素による能動冷却

（3）水素冷却パネルにタイルを張る場合 省略

3．スペースプレーン成立性評価3－4. 機体/エンジン冷却

3－4－1. 機体冷却

TPS（Thermal Protection System)

(1)タイルによる断熱

条件： 機体上面、下面を冷却

タイル表面限界温度～1500

タイル裏面断熱材許容上限温度～480K

タイル材質 セラミック

・飛行動圧100kPa以下

・タイル厚さ 上面：50ｍｍ

下面：60ｍｍ

重さ

・・・・8ｔ

・・・・3ｔ

3．スペースプレーン成立性評価3－4. 機体/エンジン冷却

3－4－1. 機体冷却

TPS（Thermal Protection System)

(2)水素による能動冷却 実際：別の冷媒を用いて機体を冷却し、燃料水素との熱交換

条件： 機体上面、下面を冷却

パネル表面限界温度～1500

パネル裏面断熱材許容上限温度～480K

水素冷却パネル平均厚さ5ｍｍ

パネル材質 アルミ合金

・飛行動圧100kPa以下

・冷却水素流量：エンジン消費流量の35％

・パネル重量 上面：11ｔ

下面：3ｔ

3．スペースプレーン成立性評価3－4. 機体/エンジン冷却

3－4－2. エンジン冷却

燃料供給系（ターボポンプ）

・エキスパンダーサイクル（閉ループシステム）

・G・Gサイクル（開ループシステム）

高マッハ数領域でエンジン再生冷却流量増大

冷却流量の増大で、全水素流量20％～60％増（冷却無し時との比較）

燃焼ガス側壁温：1000K（ニッケル合金）

熱伝導度制限低い←ロケット（120MW/ｍ＾2）に比べ高温ガス側の熱流速が小さい（４MW/ｍ＾2）

冷却流量全てエンジンに噴射 Φ＞１

（重量にして2ｔ～3ｔの増大）

比推力低下

3．スペースプレーン成立性評価3－5. 結論

重量面：ドライ重量を半分にしなくてはならない。

冷却面：機体/エンジン冷却は不可欠

推進剤重量の増加

熱防護タイル重量の加味

機体重量の増加

4．空気吸い込み式レーザー推進＜空気吸い込み式レーザー推進機の特徴＞

・空気吸い込み式

・地上からのエネルギー供給

・推進剤はロケットモードのみ

（高い静温流体の解離問題解消）

飛翔経路

空気吸い込み式（打ち上げ能力大）

ロケット型（打ち上げ能力小）

中間

冷却 （エンジン部不要）

機体部：要 機体部：△ 機体部：不要

Energy Beaming

bad good△

ビーミング推進（レーザー/マイクロ波推進）

©LLNL発電所

ロケット

ビーム基地

レーザー/マイクロ波

ロケットとエネルギー源を分離、最も高価なビーム基地を再使用・建設費償還が打ち上げ回数に反比例・保守点検が容易・打ち上げ費用は電気代だけ（数千円/kg）

ビームの比較

レーザー マイクロ波

波長 1mm - 10mm 1mm-10cm

出力 <100kW <10MW

効率 10%-50% 50%-90%

指向性（拡がり）

良い 悪い

L.N.Myrabo（アメリカ・レンセラー工科大）1999年Lightcraftを利用して70メートルの打ち上げに成功

・ビーム（光）を集光することで空気を加熱・膨張・発生した衝撃波の反作用で推進・推進剤：空気（地上～高度40km）

水素（高度>40km）

・ミラーのみの簡素な構造（ターボポンプは不要）・高いペイロード比～0.6（ロケット：0.03）

レーザー推進の原理レーザー推進

低コスト化

CFDによるレーザー推進の推力計算

CFDによる推力発生機構

葛山浩（山口大学）

飛行マッハ数と飛行時間

マイクロ波推進の原理

◼ ビーム源：ジャイロトロン

◼ 機体構成：集光器＋円筒

◼ 推力生成モデル： パルスデトネーションエンジン(PDE)をミリ波プラズマにより駆動 Time

p

プラトー圧

プラトー維持時間 換気時間

パルス照射時間＝１サイクル時間×デューティ比

( ) ( ) plateau010 AtppAdtppI −=−=

p1 膨脹波

x

p

p0

(3)希薄波

x

p

p0

p1

(2)

衝撃波

x

p

放電開始

ミリ波

p0

(1)

p0

x

p p < p0(4)

大電力ミリ波発振源「ジャイロトロン」（1MW級，JAEA/東芝）

発振周波数 170 GHz

出力パワー < 1 MW

出力ビームプロファイル Gaussian

ビームウェイスト直径 40 mm

電力効率 50%

主要諸元

ITER（国際熱核融合実験炉）のプラズマ加熱・電流駆動用に開発

利点・ MW級の発振出力を達成済み・ 同パワーレベルのレーザーに比べ安価・ パルス中の出力波形が一定・ 発振時間を 制御可能（0.1 msec - 1,000 sec）・ 5 kHzでの繰り返し発振を制御可能

JAEA（日本原子力研究開発機構）との施設利用型共同研究

高さ : 3 m / 重量 : 800 kg

出力波形

マイクロ波推進

単位ペイロード質量あたりの打ち上げ費用

打ち上げ回数と打ち上げコスト

0

20

40

60

80

100

100 1000 104

Lau

nch

cost

per

unit

pay

load

mas

s, 1

03$

/kg

Launch counts

化学ロケット

レーザー推進

マイクロ波ロケット

1000回以上の打ち上げで従来に比べ一桁以上のコスト低減が可能