宇宙航空機に適用する予冷ターボエンジンの性能解析

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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.
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