JP2000352352A - ラムジェットエンジン - Google Patents
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 空気導入における圧力損失が少なく、保炎範
囲が広くて失火しにくく、常に高効率に作動できるラム
ジェットエンジンを提供することを課題とする。 【解決手段】 前端がドーム部を形成し後端に排気ノズ
ルを有しその間に複数の空気導入ダクトが接続する燃焼
器を備えたラムジェットエンジンにおいて、前記ドーム
部に燃料ノズルが備えられてなることを特徴とするラム
ジェットエンジン、等。
囲が広くて失火しにくく、常に高効率に作動できるラム
ジェットエンジンを提供することを課題とする。 【解決手段】 前端がドーム部を形成し後端に排気ノズ
ルを有しその間に複数の空気導入ダクトが接続する燃焼
器を備えたラムジェットエンジンにおいて、前記ドーム
部に燃料ノズルが備えられてなることを特徴とするラム
ジェットエンジン、等。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、超音速飛しょう体
の推進装置に適用されるラムジェットエンジンに関す
る。
の推進装置に適用されるラムジェットエンジンに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】図２に基づき、従来のラムジェットエン
ジンで、特にブースタ内装式のラムジェットエンジンを
説明する。図２は飛しょう体の後部におけるラムジェッ
トエンジン部分の縦断面図である。
ジンで、特にブースタ内装式のラムジェットエンジンを
説明する。図２は飛しょう体の後部におけるラムジェッ
トエンジン部分の縦断面図である。
【０００３】同図において、ラムジェットエンジン０１
は飛しょう体２の後部に推進装置として配置されてお
り、後方（図２、右方）に排気ノズル３を向けて燃焼器
４が設けられ、その内面は断熱材５で覆われている。
は飛しょう体２の後部に推進装置として配置されてお
り、後方（図２、右方）に排気ノズル３を向けて燃焼器
４が設けられ、その内面は断熱材５で覆われている。
【０００４】燃焼器４の前端はドーム部１４を形成し、
ドーム部１４と排気ノズル３の間の前方寄りには上下２
個の空気導入ダクト０６の後部が接続して開口し、空気
導入ダクト０６の上流側は飛しょう体２の前方（図２、
左方）に向けて開口している。
ドーム部１４と排気ノズル３の間の前方寄りには上下２
個の空気導入ダクト０６の後部が接続して開口し、空気
導入ダクト０６の上流側は飛しょう体２の前方（図２、
左方）に向けて開口している。
【０００５】ラムジェットエンジン０１前方の飛しょう
体２内には燃料タンク７が設けられており、燃料は燃料
タンク７から燃料ポンプ８、燃料制御装置０９を経て燃
料配管１０を通り、各空気導入ダクト０６の途中に空気
導入ダクト０６内の空気通路を囲むように設けられた燃
料マニホールド１１へ送られるようになっている。
体２内には燃料タンク７が設けられており、燃料は燃料
タンク７から燃料ポンプ８、燃料制御装置０９を経て燃
料配管１０を通り、各空気導入ダクト０６の途中に空気
導入ダクト０６内の空気通路を囲むように設けられた燃
料マニホールド１１へ送られるようになっている。
【０００６】燃料マニホールド１１には空気導入ダクト
０６内に向けて燃料ノズル１１ａが設けられてあり、燃
料ノズル１１ａから空気導入ダクト０６内に送り込まれ
た燃料は、空気導入ダクト０６の下流側で燃焼器４への
開口の手前に設けられた点火装置１２によって点火され
燃焼器４内で燃焼するようになっている。
０６内に向けて燃料ノズル１１ａが設けられてあり、燃
料ノズル１１ａから空気導入ダクト０６内に送り込まれ
た燃料は、空気導入ダクト０６の下流側で燃焼器４への
開口の手前に設けられた点火装置１２によって点火され
燃焼器４内で燃焼するようになっている。
【０００７】また、燃料タンク７内の液体燃料とは別に
燃焼器４の断熱材で囲まれた内部空間には、飛しょう体
１の発射時に用いる固体燃料からなる図示しない固体ロ
ケットブースタが内装される。
燃焼器４の断熱材で囲まれた内部空間には、飛しょう体
１の発射時に用いる固体燃料からなる図示しない固体ロ
ケットブースタが内装される。
【０００８】このように構成された従来のラムジェット
エンジン０１は、飛しょう体２の発射時にはまず燃焼器
４に内装した固体ロケットブースタが着火され、飛しょ
う体２が同固体ロケットブースタによって超音速まで加
速された後、空気導入ダクト６から空気を取り込み、燃
料マニホールド１１の燃料ノズル１１ａから気流中に燃
料を噴射して、点火装置１２によって着火させて燃焼器
３の上流端のドーム部１４内に保炎渦１３を形成し、燃
焼器４内が保炎され、ラムジェットエンジンとして作動
する。
エンジン０１は、飛しょう体２の発射時にはまず燃焼器
４に内装した固体ロケットブースタが着火され、飛しょ
う体２が同固体ロケットブースタによって超音速まで加
速された後、空気導入ダクト６から空気を取り込み、燃
料マニホールド１１の燃料ノズル１１ａから気流中に燃
料を噴射して、点火装置１２によって着火させて燃焼器
３の上流端のドーム部１４内に保炎渦１３を形成し、燃
焼器４内が保炎され、ラムジェットエンジンとして作動
する。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】飛しょう体２は正面面
積が大きいと抵抗が増加し、飛しょう性能が低下するた
め、上述のような従来のラムジェットエンジン０１の場
合、正面面積を増加させないために燃料マニホールド１
１は空気導入ダクト０６の内側に形成される。
積が大きいと抵抗が増加し、飛しょう性能が低下するた
め、上述のような従来のラムジェットエンジン０１の場
合、正面面積を増加させないために燃料マニホールド１
１は空気導入ダクト０６の内側に形成される。
【００１０】しかし、その場合は空気導入ダクト０６の
流路面積が小さくなるため圧力損失が生じる。また、空
気導入ダクト２の内部の気流を遮るように燃料ノズル１
１ａから燃料を噴射することも圧力損失の原因となる。
流路面積が小さくなるため圧力損失が生じる。また、空
気導入ダクト２の内部の気流を遮るように燃料ノズル１
１ａから燃料を噴射することも圧力損失の原因となる。
【００１１】これに対してノズルを管状に流路内へ挿入
するように設けてもノズル管による圧力損失は避けられ
ない。
するように設けてもノズル管による圧力損失は避けられ
ない。
【００１２】これらの空気導入における圧力損失によっ
て、燃焼器４内の燃焼圧力が低下し、ラムジェットエン
ジン０１の推力が低下するという問題があった。
て、燃焼器４内の燃焼圧力が低下し、ラムジェットエン
ジン０１の推力が低下するという問題があった。
【００１３】また、空気導入ダクト０６の内部で燃料を
噴射するので、燃焼器４内の保炎渦１３に到達する燃料
量は、空気導入ダクト０６と燃焼器４を接続する形状で
決まってしまい、流入空気流量に対する燃料流量の変化
に対応できるように保炎範囲を拡大することは困難であ
った。
噴射するので、燃焼器４内の保炎渦１３に到達する燃料
量は、空気導入ダクト０６と燃焼器４を接続する形状で
決まってしまい、流入空気流量に対する燃料流量の変化
に対応できるように保炎範囲を拡大することは困難であ
った。
【００１４】本発明は、かかる従来のラムジェットエン
ジンの問題点を解消し、空気導入における圧力損失が少
なく、保炎範囲が広くて失火しにくく、常に高効率に作
動できるラムジェットエンジンを提供することを課題と
するものである。
ジンの問題点を解消し、空気導入における圧力損失が少
なく、保炎範囲が広くて失火しにくく、常に高効率に作
動できるラムジェットエンジンを提供することを課題と
するものである。
【００１５】
【課題を解決するための手段】（１）本発明はかかる課
題を解決するためになされたものであり、請求項１の発
明は、前端がドーム部を形成し後端に排気ノズルを有し
その間に複数の空気導入ダクトが接続する燃焼器を備え
たラムジェットエンジンにおいて、前記ドーム部に燃料
ノズルが備えられてなることを特徴とするラムジェット
エンジンを提供するものである。
題を解決するためになされたものであり、請求項１の発
明は、前端がドーム部を形成し後端に排気ノズルを有し
その間に複数の空気導入ダクトが接続する燃焼器を備え
たラムジェットエンジンにおいて、前記ドーム部に燃料
ノズルが備えられてなることを特徴とするラムジェット
エンジンを提供するものである。
【００１６】請求項１の発明によれば、燃料ノズルをド
ーム部に取付けることにより、空気導入ダクトの流路面
積が大きく取れて圧力損失を低減できる他、空気導入ダ
クト内へ燃料を噴射しないことも圧力損失の低減とな
る。また、ドーム部に形成される保炎渦に直接燃料を供
給するため、燃料流量を小さくしても失火し難くなり、
保炎範囲が大きくなる。
ーム部に取付けることにより、空気導入ダクトの流路面
積が大きく取れて圧力損失を低減できる他、空気導入ダ
クト内へ燃料を噴射しないことも圧力損失の低減とな
る。また、ドーム部に形成される保炎渦に直接燃料を供
給するため、燃料流量を小さくしても失火し難くなり、
保炎範囲が大きくなる。
【００１７】（２）請求項２の発明は、請求項１に記載
のラムジェットエンジンにおいて、前記燃料ノズルは前
記複数の空気導入ダクトの個々毎に設けられてなること
を特徴とするラムジェットエンジンを提供するものであ
る。
のラムジェットエンジンにおいて、前記燃料ノズルは前
記複数の空気導入ダクトの個々毎に設けられてなること
を特徴とするラムジェットエンジンを提供するものであ
る。
【００１８】請求項２の発明によれば、請求項１の特徴
に加えて、個々の空気導入ダクトから流入する燃焼空気
流量が異なる場合、個々の保炎渦に流れ込む空気流量が
異なるが、個々の空気流量に応じて個々の燃料ノズルか
ら燃料を噴射するように燃料流量を制御することによ
り、そのような場合でも保炎範囲を広く取ることがで
き。
に加えて、個々の空気導入ダクトから流入する燃焼空気
流量が異なる場合、個々の保炎渦に流れ込む空気流量が
異なるが、個々の空気流量に応じて個々の燃料ノズルか
ら燃料を噴射するように燃料流量を制御することによ
り、そのような場合でも保炎範囲を広く取ることがで
き。
【００１９】（３）請求項３の発明は、請求項１または
請求項２に記載のラムジェットエンジンにおいて、前記
燃焼器内面は断熱材が内装され、前記燃料ノズルの取付
部は前記断熱材の開口部が設けられ、同開口部には前記
燃料ノズルからの燃料の噴射によって分離可能に断熱材
プラグが装着され、前記燃焼器内には固体ロケットブー
スタが内装されてなることを特徴とするラムジェットエ
ンジンを提供するものである。
請求項２に記載のラムジェットエンジンにおいて、前記
燃焼器内面は断熱材が内装され、前記燃料ノズルの取付
部は前記断熱材の開口部が設けられ、同開口部には前記
燃料ノズルからの燃料の噴射によって分離可能に断熱材
プラグが装着され、前記燃焼器内には固体ロケットブー
スタが内装されてなることを特徴とするラムジェットエ
ンジンを提供するものである。
【００２０】請求項３の発明によれば、請求項１または
請求項２の特徴に加え、固体ロケットブースタを内装し
て本ラムジェットエンジンを備えた飛しょう体の発射時
に先ず固体ロケットブースタに着火して飛しょう体を加
速できるが、その際燃焼器は固体ロケットブースタの燃
焼ガスの高温から断熱材で保護されるとともに、燃料ノ
ズルは断熱材プラグで保護され、固体ロケットブースタ
の作動終了後は断熱材プラグは燃料の噴射圧で吹き飛ば
されて分離され、ラムジェットエンジンを作動すること
ができるものである。
請求項２の特徴に加え、固体ロケットブースタを内装し
て本ラムジェットエンジンを備えた飛しょう体の発射時
に先ず固体ロケットブースタに着火して飛しょう体を加
速できるが、その際燃焼器は固体ロケットブースタの燃
焼ガスの高温から断熱材で保護されるとともに、燃料ノ
ズルは断熱材プラグで保護され、固体ロケットブースタ
の作動終了後は断熱材プラグは燃料の噴射圧で吹き飛ば
されて分離され、ラムジェットエンジンを作動すること
ができるものである。
【００２１】
【発明の実施の形態】図１に基づいて以下本発明の実施
の一形態に係るラムジェットエンジン、特にブースタ内
装式のラムジェットエンジンの場合を説明する。図１は
本実施の形態の飛しょう体の後部におけるラムジェット
エンジン部分の縦断面図である。
の一形態に係るラムジェットエンジン、特にブースタ内
装式のラムジェットエンジンの場合を説明する。図１は
本実施の形態の飛しょう体の後部におけるラムジェット
エンジン部分の縦断面図である。
【００２２】図１において、図２に示す従来例と同じ機
能の部分については、同じ符番を付して説明を適宜省略
し、従来例と異なる部分を主に以下説明する。
能の部分については、同じ符番を付して説明を適宜省略
し、従来例と異なる部分を主に以下説明する。
【００２３】本実施の形態においては、ラムジェットエ
ンジン１の燃焼器４は前端がドーム部１４を形成し、後
端に噴射ノズル３を有し、その間の燃焼器４の前方ドー
ム１４寄りに上下２個の空気導入ダクト６の後部が接続
して開口し、空気導入ダクト６の上流側は飛しょう体２
の前方（図１、左方）に向けて開口している。
ンジン１の燃焼器４は前端がドーム部１４を形成し、後
端に噴射ノズル３を有し、その間の燃焼器４の前方ドー
ム１４寄りに上下２個の空気導入ダクト６の後部が接続
して開口し、空気導入ダクト６の上流側は飛しょう体２
の前方（図１、左方）に向けて開口している。
【００２４】燃焼器４のドーム部１４には、個々の空気
導入ダクトの燃焼器への開口毎に対応して燃料ノズル１
５が２個設けられており、燃料タンク７の燃料は、燃料
タンク７から燃料ポンプ８、燃料制御装置９を経て燃料
配管１６を通り各燃料ノズル１５に送られる。各燃料ノ
ズル１５の噴射口の部分は断熱材５に断熱材開口５ａが
設けられており、燃料は断熱材開口５ａを通って燃焼器
４内へ噴射されるように構成されている。
導入ダクトの燃焼器への開口毎に対応して燃料ノズル１
５が２個設けられており、燃料タンク７の燃料は、燃料
タンク７から燃料ポンプ８、燃料制御装置９を経て燃料
配管１６を通り各燃料ノズル１５に送られる。各燃料ノ
ズル１５の噴射口の部分は断熱材５に断熱材開口５ａが
設けられており、燃料は断熱材開口５ａを通って燃焼器
４内へ噴射されるように構成されている。
【００２５】燃料制御装置９は、図示しない空気導入ダ
クト６内圧力の検知器を有し、個々の燃料ノズル１５か
ら噴射する燃料流量を制御し、燃焼器４のドーム部１４
に噴射された燃料は点火装置１２により点火され燃焼器
４内で燃焼するとともに、ドーム部１４内には保炎渦１
３が形成される。
クト６内圧力の検知器を有し、個々の燃料ノズル１５か
ら噴射する燃料流量を制御し、燃焼器４のドーム部１４
に噴射された燃料は点火装置１２により点火され燃焼器
４内で燃焼するとともに、ドーム部１４内には保炎渦１
３が形成される。
【００２６】また、本実施の形態のラムジェットエンジ
ンはそれを備えた飛しょう体１の発射前においては、各
燃料ノズル１５の噴射口の部分の断熱材開口５ａに断熱
材プラグ１５ａが装着されており、燃焼器４の断熱材５
に囲まれた内部空間には、燃料タンク７内の液体燃料と
は別に飛しょう体２の発射時に用いる固体燃料からなる
図示しない固体ロケットブースタが内装される。
ンはそれを備えた飛しょう体１の発射前においては、各
燃料ノズル１５の噴射口の部分の断熱材開口５ａに断熱
材プラグ１５ａが装着されており、燃焼器４の断熱材５
に囲まれた内部空間には、燃料タンク７内の液体燃料と
は別に飛しょう体２の発射時に用いる固体燃料からなる
図示しない固体ロケットブースタが内装される。
【００２７】このように構成された本実施の形態のラム
ジェットエンジン１は、飛しょう体２の発射時には先ず
燃焼器４に内装した固体ロケットブースタが着火され、
飛しょう体２が同固体ロケットブースタによって超音速
まで加速される。
ジェットエンジン１は、飛しょう体２の発射時には先ず
燃焼器４に内装した固体ロケットブースタが着火され、
飛しょう体２が同固体ロケットブースタによって超音速
まで加速される。
【００２８】断熱材プラグ１５ａは、発射時の固体ロケ
ットブースタの約３０００°Ｃの燃焼ガスから燃料ノズ
ル１５を守るために装着されるものであり、固体ロケッ
トブースタの作動終了後、燃料の噴射圧で吹き飛ばされ
て分離されるように断熱材５の断熱材開口５ａに接着さ
れている。
ットブースタの約３０００°Ｃの燃焼ガスから燃料ノズ
ル１５を守るために装着されるものであり、固体ロケッ
トブースタの作動終了後、燃料の噴射圧で吹き飛ばされ
て分離されるように断熱材５の断熱材開口５ａに接着さ
れている。
【００２９】固体ロケットブースタの作動終了後、２個
の空気導入ダクト６からは燃焼空気が取り込まれ、燃料
ノズル１５から燃料が噴射され断熱材プラグ１５ａが吹
き飛ばされ、点火装置１２によって着火される。
の空気導入ダクト６からは燃焼空気が取り込まれ、燃料
ノズル１５から燃料が噴射され断熱材プラグ１５ａが吹
き飛ばされ、点火装置１２によって着火される。
【００３０】なお、燃料着火後は燃焼器４の前端のドー
ム部１４内の保炎渦１３によって保炎されラムジェット
エンジン１が作動するが、約２０００°Ｃのラムジェッ
トの燃焼ガスに対しては、燃料ガスの噴射が燃料ノズル
１５の熱防護となる。
ム部１４内の保炎渦１３によって保炎されラムジェット
エンジン１が作動するが、約２０００°Ｃのラムジェッ
トの燃焼ガスに対しては、燃料ガスの噴射が燃料ノズル
１５の熱防護となる。
【００３１】以上のように、本実施の形態においては、
燃料ノズル１５をドーム部１４に取付けることにより、
空気導入ダクト６の流路面積が大きく取れて圧力損失を
低減できる他、空気導入ダクト６内へ燃料を噴射しない
ことも圧力損失の低減となり、ラムジェットエンジン１
の推力を向上させることができる。
燃料ノズル１５をドーム部１４に取付けることにより、
空気導入ダクト６の流路面積が大きく取れて圧力損失を
低減できる他、空気導入ダクト６内へ燃料を噴射しない
ことも圧力損失の低減となり、ラムジェットエンジン１
の推力を向上させることができる。
【００３２】また、保炎渦１３に直接燃料を供給するた
め、燃料流量を小さくしても失火し難くなり、保炎範囲
が大きくなる。したがって、ラムジェットエンジン１の
作動範囲が拡がるため、従来よりも飛しょう体の運用の
幅を広げることができる。
め、燃料流量を小さくしても失火し難くなり、保炎範囲
が大きくなる。したがって、ラムジェットエンジン１の
作動範囲が拡がるため、従来よりも飛しょう体の運用の
幅を広げることができる。
【００３３】また、個々の空気導入ダクト６から流入す
る燃焼空気流量が異なる場合、個々の保炎渦１３に流れ
込む空気流量が異なるが、個々の空気導入ダクト６の圧
力を検知し、その値から演算して燃料制御装置９により
空気流量に応じて個々の燃料ノズル１５から燃料を噴射
するように燃料流量を制御することによって、そのよう
な場合でも保炎範囲を広く取ることができ、ラムジェッ
トエンジン１の高燃焼効率を維持できる。
る燃焼空気流量が異なる場合、個々の保炎渦１３に流れ
込む空気流量が異なるが、個々の空気導入ダクト６の圧
力を検知し、その値から演算して燃料制御装置９により
空気流量に応じて個々の燃料ノズル１５から燃料を噴射
するように燃料流量を制御することによって、そのよう
な場合でも保炎範囲を広く取ることができ、ラムジェッ
トエンジン１の高燃焼効率を維持できる。
【００３４】以上、本発明装置の実施の形態を説明した
が、上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明
の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてもよい
ことは言うまでもない。
が、上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明
の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてもよい
ことは言うまでもない。
【００３５】例えば、空気導入ダクト６、燃料ノズル１
５の個数は２個のものを説明したが適宜な複数個であっ
てよく、燃焼器４、空気導入ダクト６の断面形状、点火
装置１２の位置、ラムジェットエンジン１の形状等は図
示のものに限定されず、設計上の適宜なものでよい。
５の個数は２個のものを説明したが適宜な複数個であっ
てよく、燃焼器４、空気導入ダクト６の断面形状、点火
装置１２の位置、ラムジェットエンジン１の形状等は図
示のものに限定されず、設計上の適宜なものでよい。
【００３６】
【発明の効果】（１）以上、本発明中請求項１の発明
は、ラムジェットエンジンを、前端がドーム部を形成し
後端に排気ノズルを有しその間に複数の空気導入ダクト
が接続する燃焼器を備えたラムジェットエンジンにおい
て、前記ドーム部に燃料ノズルが備えられてなるように
構成したので、空気導入ダクトの流路面積が大きく取れ
て圧力損失を低減できる他、空気導入ダクト内へ燃料を
噴射しないことも圧力損失の低減となり、ラムジェット
エンジンの推力を向上させることができる。
は、ラムジェットエンジンを、前端がドーム部を形成し
後端に排気ノズルを有しその間に複数の空気導入ダクト
が接続する燃焼器を備えたラムジェットエンジンにおい
て、前記ドーム部に燃料ノズルが備えられてなるように
構成したので、空気導入ダクトの流路面積が大きく取れ
て圧力損失を低減できる他、空気導入ダクト内へ燃料を
噴射しないことも圧力損失の低減となり、ラムジェット
エンジンの推力を向上させることができる。
【００３７】また、燃料流量を小さくしても失火し難く
なり、保炎範囲が大きくなる。したがって、ラムジェッ
トエンジンの作動範囲が拡がるため、従来よりも飛しょ
う体の運用の幅を広げることができる。
なり、保炎範囲が大きくなる。したがって、ラムジェッ
トエンジンの作動範囲が拡がるため、従来よりも飛しょ
う体の運用の幅を広げることができる。
【００３８】（２）請求項２の発明は、請求項１に記載
のラムジェットエンジンにおいて、前記燃料ノズルは前
記複数の空気導入ダクトの個々毎に設けられてなるよう
に構成したので、請求項１の効果に加えて、個々の空気
導入ダクトから保炎渦に流れ込む空気流量が異なる場
合、個々の空気流量に応じて個々の燃料ノズルから燃料
を噴射するように燃料流量を制御することによって、そ
のような場合でも保炎範囲を広く取ることができ、ラム
ジェットエンジンの高燃焼効率を維持できる。
のラムジェットエンジンにおいて、前記燃料ノズルは前
記複数の空気導入ダクトの個々毎に設けられてなるよう
に構成したので、請求項１の効果に加えて、個々の空気
導入ダクトから保炎渦に流れ込む空気流量が異なる場
合、個々の空気流量に応じて個々の燃料ノズルから燃料
を噴射するように燃料流量を制御することによって、そ
のような場合でも保炎範囲を広く取ることができ、ラム
ジェットエンジンの高燃焼効率を維持できる。
【００３９】（３）請求項３の発明は、請求項１または
請求項２に記載のラムジェットエンジンにおいて、前記
燃焼器内面は断熱材が内装され、前記燃料ノズルの取付
部は前記断熱材の開口部が設けられ、同開口部には前記
燃料ノズルからの燃料の噴射によって分離可能に断熱材
プラグが装着され、前記燃焼器内には固体ロケットブー
スタが内装されてなるようにしたので、請求項１または
請求項２の効果に加え、固体ロケットブースタで飛しょ
う体の発射時に飛しょう体を加速できるが、その際燃焼
器は固体ロケットブースタの燃焼ガスの高温から断熱材
で保護されるとともに、燃料ノズルは断熱材プラグで保
護され、固体ロケットブースタの作動終了後は断熱材プ
ラグは分離され、ラムジェットエンジンが作動すること
ができるものである。
請求項２に記載のラムジェットエンジンにおいて、前記
燃焼器内面は断熱材が内装され、前記燃料ノズルの取付
部は前記断熱材の開口部が設けられ、同開口部には前記
燃料ノズルからの燃料の噴射によって分離可能に断熱材
プラグが装着され、前記燃焼器内には固体ロケットブー
スタが内装されてなるようにしたので、請求項１または
請求項２の効果に加え、固体ロケットブースタで飛しょ
う体の発射時に飛しょう体を加速できるが、その際燃焼
器は固体ロケットブースタの燃焼ガスの高温から断熱材
で保護されるとともに、燃料ノズルは断熱材プラグで保
護され、固体ロケットブースタの作動終了後は断熱材プ
ラグは分離され、ラムジェットエンジンが作動すること
ができるものである。
【図１】本発明の実施の一形態に係るラムジェットエン
ジンの説明図であり、飛しょう体の後部におけるラムジ
ェットエンジン部分の縦断面図である。
ジンの説明図であり、飛しょう体の後部におけるラムジ
ェットエンジン部分の縦断面図である。
【図２】従来のラムジェットエンジンの説明図であり、
飛しょう体の後部におけるラムジェットエンジン部分の
縦断面図である。
飛しょう体の後部におけるラムジェットエンジン部分の
縦断面図である。
１、０１ ラムジェットエンジン ２ 飛しょう体 ３ 排気ノズル ４ 燃焼器 ５ 断熱材 ５ａ 断熱材開口 ６、０６ 空気導入ダクト ７ 燃料タンク ８ 燃料ポンプ ９、０９ 燃料制御装置 １０ 燃料配管 １１ 燃料マニホールド １１ａ 燃料ノズル １２ 点火装置 １３ 保炎渦 １４ ドーム部 １５ 燃料ノズル １５ａ 断熱材プラグ １６ 燃料配管
Claims (3)
- 【請求項１】 前端がドーム部を形成し後端に排気ノズ
ルを有しその間に複数の空気導入ダクトが接続する燃焼
器を備えたラムジェットエンジンにおいて、前記ドーム
部に燃料ノズルが備えられてなることを特徴とするラム
ジェットエンジン。 - 【請求項２】 請求項１に記載のラムジェットエンジン
において、前記燃料ノズルは前記複数の空気導入ダクト
の個々毎に設けられてなることを特徴とするラムジェッ
トエンジン。 - 【請求項３】 請求項１または請求項２に記載のラムジ
ェットエンジンにおいて、前記燃焼器内面は断熱材が内
装され、前記燃料ノズルの取付部は前記断熱材の開口部
が設けられ、同開口部には前記燃料ノズルからの燃料の
噴射によって分離可能に断熱材プラグが装着され、前記
燃焼器内には固体ロケットブースタが内装されてなるこ
とを特徴とするラムジェットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11161966A JP2000352352A (ja) | 1999-06-09 | 1999-06-09 | ラムジェットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11161966A JP2000352352A (ja) | 1999-06-09 | 1999-06-09 | ラムジェットエンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000352352A true JP2000352352A (ja) | 2000-12-19 |
Family
ID=15745471
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11161966A Pending JP2000352352A (ja) | 1999-06-09 | 1999-06-09 | ラムジェットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000352352A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100858964B1 (ko) | 2007-10-23 | 2008-09-17 | 부산대학교 산학협력단 | 토치를 응용한 소형 제트엔진 후기 연소기 |
| CN113236424A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-08-10 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
-
1999
- 1999-06-09 JP JP11161966A patent/JP2000352352A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100858964B1 (ko) | 2007-10-23 | 2008-09-17 | 부산대학교 산학협력단 | 토치를 응용한 소형 제트엔진 후기 연소기 |
| CN113236424A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-08-10 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
| CN113236424B (zh) * | 2021-06-22 | 2022-07-05 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20050829 |
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| A02 | Decision of refusal |
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