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ともひろかつもと
5 years ago
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1 JAXA Research and Development Report Japan Aerospace Exploration Agency

3 Development of a Hypersonic Turbojet Engine Controller Designed for a Flight Experiment* Hiroaki KOBAYASHI* 1, Hideyuki TAGUCHI* 2, Shujiro SAWAI* 5, Kazuhisa FUJITA* 3, Takayuki KOJIMA* 1, Keiichi OKAI* 1, Motoyuki HONGO* 1, Daisaku MASAKI* 1, Tadao ISHIZUKA* 2, Kenya HARADA* 4, Yusuke MARU* 5, Hisao FUTAMURA* 1 Ryoji YANAGI* 1 Abstract The pre-cooled turbojet engine is one of the most promising candidates for the propulsion system of hypersonic transport. A notable feature of this engine is to use an air pre-cooling device using liquid hydrogen fuel as a coolant in order to protect the turbo-machinery from aerodynamic heating under hypersonic flight conditions. JAXA s recent model of the pre-cooled turbojet engine called S-Engine has by meters square cross section, a total length of 2.67 m, and a mass of 134 kg. It produces a thrust of 122 kgf by firing liquid hydrogen fuel in afterburner, its compressor rotational speed is 80,000 rpm and its compressor pressure ratio is six. This engine is developed for the flight test at Mach 2 condition integrated with a balloon-launched missile-like vehicle. This paper describes pre-flight verification test results of the engine control system including liquid hydrogen supplying system. Keywords: Hypersonic, Liquid hydrogen, Turbojet, Control system JAXA kgf Received 21 January 2009 Jet Engine Technology Research Center, Aerospace Research and Development Directorate Supersonic Transport Team, Aviation Program Group Innovative Technology Research Center, Aerospace Research and Development Directorate Unmanned and Innovative Aircraft Team, Aviation Program Group Department of Space Systems and Astronautics, Institute of Space and Astronautical Science ISAS

2 JAXA-RR-08-012 5 [1] 5 960 C 1988 500 kgf ATREX-500 2003 14 2004 2

4 2 JAXA-RR [1] C kgf ATREX kg S m 2.67 m 134 kg 6 1 kg/s 80,000 rpm 119 kw

3 2 BOV:Balloonbased Operation Vehicle [2,3] 2 40 km 2 30 2 100 4.67 m 0.

5 3 2 BOV:Balloonbased Operation Vehicle [2,3] 2 40 km m m 3 2 CFRP Carbon Fiber Reinforced Plastic GFRP Glass Fiber Reinforced Plastic 50 N 8 8Hz CFRP MPa 3 MPa 58 g/sec sec 1 40 km 2

4 JAXA-RR-08-012 3 2 AB 11 g/sec 1200 K 47 g/sec 200 K 2000 K 4

6 4 JAXA-RR AB 11 g/sec 1200 K 47 g/sec 200 K 2000 K 4 2 3MPa SUS 316 L mm mm 200 mm 200 mm 3 4

7 5 2 Í Í Í Í Í Í Í Í Í Í Í Í

6 JAXA-RR-08-012 5 6 30 20 3 /hour 90 10

09 5mm SUS 304 L 4mm SUS 304 L 48 kg 23 kg

8 6 JAXA-RR /hour mm K MPa 3.5 MPa mm SUS 304 L 4mm SUS 304 L 48 kg 23 kg 10 kg 15 kg MPa 3.5 MPa MPa 1

9 飛行実験用極超音速ターボジェットエンジン制御装置の開発図7 図8 7 液体水素配管レイアウト搭載推薬供給系配管図

10 8 JAXA-RR MPa Swagelok SS-8 UW 8 AR 2000 Inco718 CV [4] d 16 W/m/K 2 Fanning 3 f Blasius 4 l d 32 l/d η h η c 5 h c in out kw ATREX /8 ATREX Re d Reynolds Re x D Reynolds 4 1 hg kw/m 2/K ATREX mm 0.15 mm SUS 316 L mm 2

11 µ m U SUS 316 L 6 NTU number of transfer unit Cp h Cp c A m

12 10 宇宙航空研究開発機構研究開発報告図9 JAXA-RR 熱交換器設計図 6 総括熱伝達率 h は燃料側熱伝達と壁および霜層の熱 7 8 抵抗を無視し Zukauskas による式 7 を用いて計算する[5] Re 数は管の間における平均流速 u を用いて定義さ 5 上記によって推定した温度効率を ATREX-500 用プリクれる Re 数が 10 オーダーとなるプリクーラの場合ーラの実験で得られた実績値と比較したところ推定値 Zukauskas 式の定数は c 0.27 m 0.63 n 0.36 となに対する実績値の修正係数は 0.75 となった推定誤差のる熱交換器が完全な向流型であると仮定すると冷媒要因としては熱交換器の形式が完全な向流型ではない側と空気側の温度効率はそれぞれ熱移動単位数と水当こと空気の偏流の影響着霜の影響などが考えられる量比 R を使って式 8 のように表現できる空気側の圧力損失はプリクーラ伝熱管の間における平

11 飛行実験用極超音速ターボジェットエンジン制御装置の開発均流速で定義した動圧に比例するとし係数には ATREX- 燃焼に耐えることができるため無冷却構造をとるし 500 用プリクーラの実績値として 80 を採用した冷媒側かしながら可動構造を有するランプ部は冷却構造と圧損については蒸発器の評価手法と同様である以上する必要がありプリクーラ下流の水素による再生冷却

13 11 飛行実験用極超音速ターボジェットエンジン制御装置の開発均流速で定義した動圧に比例するとし係数には ATREX- 燃焼に耐えることができるため無冷却構造をとるし 500 用プリクーラの実績値として 80 を採用した冷媒側かしながら可動構造を有するランプ部は冷却構造と圧損については蒸発器の評価手法と同様である以上する必要がありプリクーラ下流の水素による再生冷却を元にプリクーラの性能評価計算を実施した結果を表 3 を利用するアフターバーナー壁面の冷媒水素は上流に示すランプを冷却した後可動プラグ冷却系と下流ランプ冷却系に分岐する可動プラグ冷却水素アフターバーナ 6 アフターバーナー壁面冷却ー壁面冷却用水素の 22 はエンジン出口でブリードアフターバーナーはノズルスロート面積調節用の可され燃焼には寄与しない下流ランプ冷却水素は下流動プラグ付きランプ部とコの字断面のカウル部より構ランプを冷却した後再熱燃焼器の噴射器に供給される成されるカウル部には ACC 複合材 Advanced Carbon- 上流ランプと下流ランプには SUS 316 L 材を特に熱負荷 Carbon Composite が適用され短時間であれば 2000 K のの厳しい可動プラグにはニッケル合金 Inco625 を適用したアフターバーナー壁面の伝熱設計にあたってガス側熱伝達率の評価には局所熱伝達率が単位断面積あたりの質量流量 m/a に比例するモデル Bartz 式 9 を用いて推定した D として流路断面の等価直径を用いる Tg は淀み温度 Tw は壁面温度 M は局所 Mach 数を表す 9 スロート高さ 24.3 mm のときのガス側熱伝達率は平行部で 0.45 kw/m2/k ノズルスロート部で 1.2 kw/m2/k となった冷媒側の熱伝達率評価および圧力損失評価については蒸発器の項で述べた方法と同様である図 11 にアフターバーナー壁面冷却構造の設計結果を示すエンジンの定格作動点において上流ランプと下流ランプ SUS 316 の最大壁温度要求 800 K 以下は 797 K 可動プラグ Inco625 の最大壁温度要求 1000 K 以下は 894 K 冷媒出口温度要求 800 K 以下は 579 K 冷媒圧損要求 1.0 MPa 以下は 0.43 MPa となり設計要求を満足した 2.3 搭載計測制御装置の設計極超音速ターボジェットエンジンを気球利用型実験機に搭載した形態で燃焼実験を行うための搭載計測制御装置の設計について述べる図 10 熱交換器写真上蒸発器下プリクーラ表4 項目熱物性値大気コア系燃焼ガス AB 系燃焼ガス冷媒水素熱伝導率 W/K/m 気体定数 J/kg/K 定圧比熱 J/kg/K 粘性係数 Pa*s プラントル数

14 12 JAXA-RR Ah National Instruments Compact RIO FPGA Field Programmable Gate Array 11 5

15 13 6 Ò

16 14 JAXA-RR VenturCom Real-Time ETS OS LabVIEW MPa 31 Pressure Systems ESP ESP CANdaq CANdaq HUB TCP-IP ESP 1Hz ESP AD 50 Hz 1 MPa 9 16 K Analog Devices AD 595 TTIN-B TTOUT-B 1223 K OR 14 TEOUT PEOUT PFIN OR 13 PPCOUT TPCOUT OR 15 PNCO TNCO PTCI-1 5 PSI-1 3 TO PU-05, PU-03 2 FV KAZ-740 P 0-10 V µ CS µ CS 1-4 VDC 4 vol. 4V mm 700 mm Ethernet 1 TTL 4 Ethernet UDP TTL 3 TTL 2 A B High A B High 15

15 飛行実験用極超音速ターボジェットエンジン制御装置の開発図 14 エンジン制御機器パネル上気密室搭載状態中パネル外観下機器配置緊急排液 B のどちらかが Low レベルになった場合試験中止と判断して緊急排液モードに遷移し液体水素容器の緊急排液および配管系統のヘリウムガス置換を行うエンジン制御機器搭載パネルと搭載推薬供給系およ図 13 計測点配置図

17 15 飛行実験用極超音速ターボジェットエンジン制御装置の開発図 14 エンジン制御機器パネル上気密室搭載状態中パネル外観下機器配置緊急排液 B のどちらかが Low レベルになった場合試験中止と判断して緊急排液モードに遷移し液体水素容器の緊急排液および配管系統のヘリウムガス置換を行うエンジン制御機器搭載パネルと搭載推薬供給系およ図 13 計測点配置図びエンジン間の電気接続ラインとコネクタの配置を図 16 に示す気密隔壁気密室後部隔壁水密隔壁機体下ーケンスを開始するなんらかの原因でインターロック面隔壁写真の写真とコネクタ配置状況を図 17 図 18 がかかりエンジン起動シーケンスをリセットする場合に示す隔壁コネクタの仕様を表 8 に示すは実験開始 A もしくは実験開始 B を Low レベルに戻すことでエンジン側搭載計算機の状態は待機モードとな 2 エンジン制御方式るまた飛行中になんらかの原因で燃焼実験を中止コア系の燃料制御方式として燃焼温度スケジュールする場合には機体側は緊急排液 A および緊急排液 B を制御目標とするフィードフォワード付き PID 制御を採信号を Low レベルとするエンジン側は緊急排液 A 用した観測量はタービン入口温度 TTIN-B Kx10-3

18 16 JAXA-RR QIC 1 50 Hz 15 sec 15 sec

19 17 20 sec PID 0.3 Ti[min] L*2.2 Td[min] L* ,000 rpm 2 kw DC 24,000 rpm

20 18 JAXA-RR YGE YGE-200 TTL AB Parker ibe 231 F RS 232 C 3 PFT 3.5 MPa RV D JAXA MPa 2 90 HV

19 19 90 10 5 /hour 3 /hour 3MPa 60 g/sec CORNES DODWELL 133 L/min 90 30 90 20 21 60 1 0.5 Hz 20 sec 1.6 MPa 3 MPa 1.

21 /hour 3 /hour 3MPa 60 g/sec CORNES DODWELL 133 L/min Hz 20 sec 1.6 MPa 3 MPa 1.5 MPa 44 3MPa 22 sec JAXA QIC-1 QIC-131 CV QIC CV CV PFT PRV-1 CV QIC-1 22 CV JAXA 965 K 0.4 kg/sec 2.2 MPa 24.5 g/sec

20 JAXA-RR-08-012 22 CV 4 2005 7 JAXA 1 kg/sec 3MPa

22 20 JAXA-RR CV JAXA 1 kg/sec 3MPa mm 50 mm K K 40 K 23 24

23 21 25 Kx PRV-1 3MPaG PID min min JAXA 7 50 QIC-1 PRV-1 2MPaG TTIN-B N 27 L JAXA 19 1,046 PID K

22 JAXA-RR-08-012 1 60,000 rpm 29,000 rpm 9 27 28 29 15 1 2008 9 JAXA 2 60 m 3 4.

24 22 JAXA-RR ,000 rpm 29,000 rpm JAXA 2 60 m Nm 3 /min CV kw DC 30 60,000 rpm 3 20 kpa 10 kpa [6,7] 50 kpa 64.5 sec Mach1.96, 20 km

25 23 9 Test.1 Test.2 Test.3 Test kpa 66.5 sec Mach1.99, 19 km K 2-50

24 JAXA-RR-08-012 -50 32 1kN 58 g 2 16 GS 0220 31 32 1 JAXA-RR-04-039 (2005). 2 Vol.56, No.654, pp. 41 48, 2008 3 Fujita, K., Sawai, S., Kobayashi, H., Tsuboi, N., Taguchi, H., Kojima, T., Okai, K.

26 24 JAXA-RR kN 58 g 2 16 GS JAXA-RR (2005). 2 Vol.56, No.654, pp , Fujita, K., Sawai, S., Kobayashi, H., Tsuboi, N., Taguchi, H., Kojima, T., Okai, K., and Sat o T., Precooled Turbojet Engine Flight Experiment Using Balloon-Based Operation Vehicle, Acta Astronautica, Vol.59, No.1-5, pp , Zukauskas, A., Ulinskas, R. : Banks of Plain and Finned Tubes, Heat Exchanger Design Handbook, 2, Fluid Mechanics and Heat Transfer, Hemisphere Publishing Corp., Was-

27 25 ington, D. C., 1983, pp JAXA-RR (2006). 7 Okai, K., Shimodaira, K., Kurosawa, Y., Zimmer, L., Taguchi, H. and Sato, T., Combustion and Altitude Ignition Tests in a Small Hydrogen-Fueled Combustor with Radial Injection Pre-Mixers for a Hypersonic Engine, IGTC 2007 Tokyo TS-133, Proceedings of the International Gas Turbine Congress 2007 Tokyo, Tokyo Japan, December 2007.

F7-10 エンジンの Design of F7-10 High Bypass Turbofan Engine for P-1 Maritime Patrol Aircraft 空部ス部空エンジン部空部ス部空エンジン部 F7-10 エンジンの P-1 のファンエンジン部

F7-10 エンジンの Design of F7-10 High Bypass Turbofan Engine for P-1 Maritime Patrol Aircraft 空部ス部空エンジン部空部ス部空エンジン部 F7-10 エンジンの P-1 のファンエンジン部 F7-0 Design of F7-0 High Bypass Turbofan Engine for P- Maritime Patrol Aircraft 空空空空 F7-0 P- ファ ( : ) 00 量量 F7-0 6 tf F7-0 The F7-0, a turbofan engine for the P- maritime patrol aircraft operated by