JP2007526418A - 多重推進航空エンジンのための一体化空気取入れシステム - Google Patents

Abstract

空気吸込み複合サイクル航空エンジンのための一体化空気取入れダクトであって、内部が低速エンジンコンポーネントと高速エンジンコンポーネントのための別個のチャンネルに分割されており、ダクト内部に完全に収納された1つ以上の可動パネルを包含し、この可動パネルが、入ってくる空気を両方のチャンネルに向かわせる開位置と、入ってくる空気を全部、高速エンジンに通じるチャンネルの方に向かわせる閉位置の間で旋回する。この一体化空気ダクトは、エンジンの空気捕獲部分またはエンジン自体の幾何形状を変えることなく、また、可動前方エッジを空気流にさらすことなく、飛行の全段階で入ってくる空気を全部利用する。その結果、衝撃波は最小限に抑えられ、高効率のエンジン運転が達成される。

Description

本発明は、空気吸込みエンジン、詳記するならば、ラムジェットコンポーネントとロケットまたはターボジェットなどの低速ブースタコンポーネントの両方を組込む内燃機関に関するものである。

極超音速機用の空気吸込みエンジンは、飛行において最適な巡航速度を達成するため、または全体的に大気圏を離れるために一連の段階的な推進システムを使用することから、“複合サイクル”システムとして知られている。空気吸込みエンジンは、専用の酸化剤を携えるロケットとは対照的に、燃焼に必要な酸素の源として大気を使用する。大気圏から捕集された空気を使用することにより、空気吸込みシステムは従来型より数倍効率的である。

離陸時における複合サイクルエンジンの推力、および、低位から中位のマッハ数におけるエンジン運転における推力は、ロケットかターボジェットかどちらかまたは両方の組合せからなるブースタユニットによって得られる。機がマッハ２以上の速度に達すると、ブースタユニットはラムジェット（この用語は、ここでは一般に“スクラムジェット”を含むものとする）に取って代わられ、加速が続行される。
ブースタからラムジェットへの移行は、この移行中にどちらかのエンジンを通る空気流の損失が結果的に圧縮効率の損失になりかねないので、エンジン運転においてクリティカルな段階である。取込み空気をブースタ推進システムから高速推進システムへとシフトさせる必要が生じた結果、流れ抵抗を作り出す大寸法の幾何形状、複雑な衝撃波を生じさせる表面と前縁、分離流または再循環流の領域、そして、損傷し易い露出可動部が生まれるに至った。

今や、寸法の変わらない入口領域において大気を受取り、その入ってくる空気を全部、低速（ブースタ）、移行、そして高速の各段階を含むあらゆる加速段階の間ずっと運転コンポーネントに向かわせる空気ダクトが一体化した形の複合サイクルエンジンを設計できることが明らかとなった。
空気は、固定された（すなわち不動の）外壁を有する空気取入れ口を通って進入する。一体化したダクトの固定された内壁が、ダクト内部を２つのチャンネル、一方が高速エンジンに通じ他方が低速エンジンに通じる、に分割する。固定された内壁は、捕獲チューブの上流端か下流端かどちらかで始まる前方リムを有する。高速推進システムに通じるチャンネルは、従ってこの場所から始まる。
一体化ダクトの内部の単一の可動パネルまたは連続した複数の可動パネルが、開位置と閉位置の間、および、その中間のあらゆる位置の間を移動する。ここで、開位置とは、入ってくる空気を低速チャンネルと高速チャンネルの両方に進入させる位置、閉位置とは、入ってくる空気流を全部、高速チャンネルに向かわせる位置のことである。
好ましい態様では、低速チャンネルが、周辺チャンネル、すなわち、高速チャンネルと、この高速チャンネルを完全に包囲する一体化ダクトの外壁の間に位置するチャンネルである。しかし、本発明の範囲内にある別の態様では、高速チャンネルが一体化ダクトと同軸でなく、低速チャンネルが高速チャンネルの周囲に部分的にしか延びていない。また或る実施例では、周辺チャンネル（低速エンジンに通じる）の幅が高速チャンネルの周囲に沿って変化する。これらの実施例では、可動パネルが高速チャンネルの周囲に相応に組立てられ、配置されている。
すべての実施例において、可動パネルは、離陸と加速の間、進入する全部の空気を先ず低速エンジンと高速エンジンの両方に向かわせ、次に、低速エンジンに通じるチャンネルに進入する空気の割合が次第に減少する移行段階の後、進入するすべての空気を高速エンジンに向かわせるべく働かされる。

よって、本発明は、複合サイクルエンジンのための一体化空気ダクトに係り、また、この一体化空気ダクトを組込む複合サイクルエンジン自体に係わる。複合サイクルエンジンにおいて、低速コンポーネントは１つ以上のターボジェットか、１つ以上のロケットか、ロケットとターボジェットの組合せかのいずれかである。このような組合せであれば、離陸と移行の段階の間に臨界の推力を犠牲にすることなく、より小さいタービンエンジンが使用できることになる。
本発明の一体化空気ダクトおよびエンジンの、先行技術に対する利点のひとつは、入ってくる全部の空気が離陸と加速の段階の間ずっと活用され、そのため、どの単一段階においてもより多くの量の大気が使用できることである。これはまた、全体としてエンジンの重量および体積を減少させることにもなる。
本発明のエンジンの更なる利点は、機がまだ相対的に低いマッハ数で飛行している間に空気を高速チャンネルに進入させ得るように内部チャンネルと可動パネルが配置されていることである。第３の利点は、高エンタルピーの空気流にさらされる前方エッジなしに可動パネルが組立てられることである。これは、パネルとエンジンを全体としてより耐久性のある構造にし、空気がエンジンに進入するのを阻む衝撃波の生成を減じるのを可能にする。
低速エンジンがまだ作動している間に空気を高速エンジンに進入させ得ること、大気をより大量に捕獲し得ること、圧力回収が改善されること、そして、あらゆる速度において大気の逃げによって生じる抗力を減少させ得ることから、総合的に、先行技術の多くの複合サイクルシステムよりはるかに大きい推力および比推力（I_sp）を持つエンジンが得られる結果となる。

本発明のこれらの、および他の特徴、実施例および利点は、以下の記述から明らかとなろう。

本発明は広範囲の構成、幾何形状および適用をカバーするが、すべての実施例に共通し、本発明に係るシステムとその運転を全体として限定する特徴についての理解は、特定の例を概観することによって得ることができる。この明細書に付属する図面とその説明は、そのような幾つかの例に関するものである。その他のことは、当業者には容易に明らかであろう。

本発明に係るエンジンと一体化空気ダクトを含む航空機の正面図が図１に示してある。この航空機は、各々別個の空気取入れ口１１、１２を備えた２つの複合サイクルエンジンを含む。各空気取入れ口の内側に、ラムジェットエンジンコンポーネントに通じる円形横断面の絞りがある。空気取入れ口１１、１２は、機体の垂直方向の中心に配置されているのでなく、代わりに機体の底側にオフセットされている。各空気取入れ口の開口部１６は、空気力学的に成形された機体の輪郭に沿っており、この開口部の形状は図２に示した下面図において最も明瞭に見ることができる。
この下面図に示されるように、空気取入れ口の上側リップ１７は取入れ口の残り部分に向かって延びる。それゆえ、この空気取入れ口は、その長さの分だけ底が開いている。この開口部は、低速飛行からの加速の間に捕獲チューブ内側に発生する衝撃波に応答して空気を捕獲チューブから機外へ逃がす。この空気の逃がしにより、取入れ口への通気量は調節される。

取入れ口１２に進入する空気のうち、取入れ口の底にある開口部の下流端２０を通過してダクト内部に留まる部分は、エンジン内部に留まり、内部チャンネルに進入し、所与のどの飛行段階においてもそのとき作動しているエンジンコンポーネントに供給される。エンジンコンポーネント自体は概略的に示してある。これらのうち、図２の実施例においてタービンエンジンであるブースタエンジン２１は、空気取入れ口１２の一方に側に位置決めされており、空気取入れ口の内部で始まるチャンネル２２から燃焼空気を受取る。
チャンネル２２は、亜音速の流れを達成するのに必要とされるように空気を減速すべく可変の横断面を持つのが好ましい。ラムジェットエンジンまたは高速エンジン２３は、図面に示した図から分かる通り、空気取入れ口と共直線的（co-linear)であり、フューエルインゼクタ２４、絞り２５、燃焼器２６、および、超音速ノズルを形成する分岐部分２７を含む。
空気取入れ口１２とラムジェットコンポーネントは、飛行方向にほぼ平行な、また、移動する機体を基準のフレームとすれば、大気の接近の方向に平行な長手軸２８に沿って概ね整合される。ここで“長手方向”と呼ぶ断面は、この長手軸が存在する平面において切取った断面のことで、他方、“横方向”と呼ぶ断面は、この長手軸に垂直な平面において切取った断面のことである。

図３は、一体化空気ダクトおよび低速空気チャンネルおよび高速空気チャンネルの内部を示す、図２の一体化空気ダクトの縦の長手方向の断面図である。上で述べた通りの空気取入れ口の上側リップ１７は、取入れ口の残り部分に向かって延び、取入れ口の底部分に沿った開口部は囲い２０に向かってテーパ状をなす（テーパ形状は図２に示してある）。この囲い２０の下流の取入れ口の中に残留する空気は全部、エンジンのために使用できるようになっている。
内壁３２が、囲いポイント２０の下流領域を２つのチャンネル、すなわち、ラムジェット（高速）チャンネル３４とブースタエンジン（低速）チャンネル３５に分割する。本発明の好ましい実施例では、ラムジェットチャンネルは円形断面を有し、その前方リム３３は、外壁の底にある開口部のテーパ状の囲いの下流に位置する。ブースタエンジンチャンネルの中にタービンエンジン３６が描かれている。

ラムジェットチャンネル３４は、取入れ口からの空気を受取るために常時開いたままである。ブースタエンジンチャンネル３５は、その前方端にある可動パネル３７の位置に応じて開いているか閉じているかいずれかである。パネル３７は、実線で示された開位置と破線で示された閉位置の間を移動できる。パネルがその開位置にあるとき、入ってくる空気は全部、ラムジェットチャンネル３４とブースタエンジンチャンネル３５の間で分割される。
パネルがその閉位置にあるとき、入ってくる空気は全部、ラムジェットチャンネル３４の方に向けられる。従って、ブースタステージからラムジェットステージへのエンジンシフト動作としての複合サイクルエンジンの燃焼のために使用される流入空気の全体流量に変動はない。空気取入れ口の横方向断面全体からの空気が常時使用されるのである。よって、ブースタエンジンが作動し続けている間に空気がラムジェットに進入せしめられ、常時、最大限の空気が使用されるのである。

開位置と閉位置の間でのパネル３７の移動は、ヒンジまたは回動軸３８を中心としてパネルを回動させることによって達成される。その回動軸は、この実施例では、空気取入れ口の外壁の底にある囲いポイント２０の場所より僅かながら前方またはそれとほぼ同一平面上にある。パネルがその閉位置に向かって移動するにつれて、全部の空気がラムジェットに供給されるようになるまで、ブースタエンジンの使用率は徐々に減少していく。本発明の好ましい実施例では、パネルの位置は、各内部チャンネルに、そのチャンネルによって給気されるエンジンが必要とする形状を提供する。従って、例えば空気流入速度が航空機に相対して亜音速であるとき、パネルは、チャンネルを広がり断面が形成されるように分岐させる位置にあるのが望ましく、空気進入速度が超音速であるときは、チャンネルを下流に到達する前に細まり横断面が形成されるように集束させる位置にあるのが望ましい。
図３に示した実施例では、ブースタエンジンは、亜音速の進入空気をもって作動するタービンエンジンである。従って、可動パネル３７がその開位置にあるとき、パネルは軸２７から遠ざかる方向で角度を付けられ、パネルが分岐させることによってチャンネル壁は形成される。同様に、可動パネルがその閉位置にあるとき、パネルは軸２７に向かって角度を付けられ、パネルと捕獲チューブの前方部分１７が、チャンネルに細まり断面を提供する一続きの壁を形成する。この実施例における可動パネルの長さは、ラムジェットチャンネル壁３２の前方リム３３と回動軸３８の間の距離に等しい。これで、進入空気は全部、ラムジェットチャンネル壁３２によって形成される絞りに向かって集束する。

任意の特徴として、ブースタチャンネル３５を通過する空気の速度を更に制御することが可能であり、これは、第１の可動パネルの下流に第２の可動パネル３９を設け、別個の回動軸４０で空気取入れ口の外壁に回動式に取付けることによって達成される。前方パネル３７と同様、この後方パネル３９は、２つの位置、すなわち、実線で示された一方の位置と破線で示された他方の位置の間で任意の角度に調整することができる。接近する空気の速度が超音速で（航空機に相対して）、ブースタチャンネルの中に描かれたタービンエンジン３６が作動中であるとき、空気は、タービンコンプレッサに供給される前に亜音速の速度に減速されなければならない。
これは、前方パネル３７と後方パネル３９を中間位置、すなわち、空気をブースタチャンネルに進入させ、チャンネルに、Ｆ１４やＦ１５などの超音速機で公知のように細まり／広がり形状を提供するような位置に置くことによって達成される。超音速の速度で進入する空気は、先ずその細まり／広がり形状のうち細まりセクションにおいて音速または音速に近い速度に減速され、次に広がりセクションにおいて更に減速される。

その機能から見て、前方パネルと後方パネルは、それぞれ“分流パネル”、“ディフューザパネル”と呼ぶことができる。この分流パネルとディフューザパネルは、その可動端で結合させることも出会わせることもできるが、場合によっては、取入れ口通路から低エネルギーの空気を除去することによって取入れ口境界層を管理できるようにパネル同士の間に小さい隙間を残すのが好ましい。ディフューザパネルを含む実施例、ならびに、分流パネルだけを含む実施例では、すべての可動部分が一体化空気ダクトの内部に収納されている。

図３にはブースタエンジンチャンネル３５が１つしか描かれていないが、２つ以上のブースタエンジンチャンネルがラムジェットエンジンチャンネル３４の周囲に配置されているのが好ましい。なぜなら、本発明の好ましい実施例では、ラムジェットチャンネルがほぼ円形の断面を有し、その断面積のエンジン全体に占める割合が半分に満たないからである。例えば、チャンネルの出口に面する背面図である図４に見られる通り、３つのブースタエンジンチャンネルがあってよい。これらのチャンネルは、１つの上チャンネル５１と２つの横チャンネル５２、５３を含むが、ラムジェットチャンネルが機体の底に位置するので、底チャンネルを持たない。
本発明の範囲内の他の形態では、異なる数のブースタエンジンチャンネルが設けられ、その寸法や幾何形状に応じてラムジェットチャンネルを部分的または完全に取り囲んでいる。各ブースタエンジンチャンネルの内部に１つの分流パネルが配置されており、ディフューザパネル３９が含まれるときは、同様に１つが各ブースタエンジンチャンネルの内部に配置されている。

本発明のこの実施例では、各ブースタチャンネルは、ラムジェットチャンネル３４から半径方向外向きに延び、空部を形成し、その中で分流パネルとディフューザパネルがその開位置へ上昇でき、その閉位置へ下降できるシュラウド５４として形作られている。図４では、パネルはその全開位置と全閉位置の間の中間位置を占め、ディフューザ３９と分流パネルの後縁５５しか見えない。パネルの移動は、分流パネルの後縁５５の移動を示す矢印５６で表される。全閉位置にあるとき、この後縁５５は下降してラムジェットチャンネル３４の壁に当たる。

図５および６は、図１〜４に示した実施例の１つのバリエーションであるロケットをベースにした複合サイクルエンジンを示す。このロケットをベースにした複合サイクルエンジンはスクラムジェット燃焼器で、ブースタエンジンは、ターボジェットよりむしろ空気増強ロケットによって給気されるラムジェット燃焼器であり、空気をラムジェット燃焼器に供給する低速チャンネル６１は環状で、高速（スクラムジェット）エンジンに通じるチャンネル６２を完全に取り囲んでいる。
スクラムジェットエンジンを中心とするブースタエンジンの配置はほぼ対称形で、可動パネルもスクラムジェットエンジンチャンネルを中心として対称形に配置されている。図５はこのエンジンの横断面図で、図解の目的のために多様なチャンネルと１つの可動パネル６３を示す。図３に示した通り、可動パネル６３の開位置は実線で表され、閉位置は破線で表されている。閉じられたとき、可動パネルの下流端は、スクラムジェットエンジンチャンネルを限定する内壁６４の前方エッジに突き当たる。

この特別な実施例では、図５において単一パネル６５で表された可動パネルの２組目がラムジェット燃焼器の下流端に位置する。前方パネル６３と同様、これらの後方パネル６５も、実線で示された開位置と破線で示された閉位置を有する。この２つの位置の間での後方パネル６５の移動は、スクラムジェットが再循環気泡と死空間を回避できるフル運転状態にあるとき、低速運転中にラムジェット燃焼器の通路を全開にし、高速運転中に上流端と下流端の両方を全閉にすべく、前方パネル６３の移動と同調させられる。

図５に示した実施例、並びに図３および４に示した実施例、そして本発明のすべての実施例において、前方パネル６３と後方パネル６５の移動は、航空機の設計と製造に精通している当業者に良く知られた従来の手段によって達成される。アクチュエータ６６、６７（図５）は、パネルを移動させ、その位置を制御するために機体そのものに搭載することができる。油圧式アクチュエータ、空気式アクチュエータまたは電磁式アクチュエータなど周知の設計のアクチュエータは、リニアモータ、リニアスクリュー、ソレノイド、ＳＣＰＭモータ、ステップモータ、誘導モータ、および、熟練のエンジニアには容易に想起されそうな他のモータを内蔵した形で使用できる。

図６は、図５の複合サイクルエンジンの背面図である。このエンジンの外壁７１と高速（スクラムジェット）エンジンチャンネル７２は、両方ともほぼ円形の断面を有し、同軸である。低速燃焼器と高速燃焼器両方の下流の外壁の拡張セクション７３は、エンジンの低速コンポーネントと高速コンポーネント両方の広がりセクションとして働く。高速エンジンに通じる給気チャンネルの管状壁７４は、一連の半径方向ストラット７５によって支持される。
可動パネルは、ストラット間の領域内に位置し、この背面図に見られる可動パネルは下流パネル７６である。各ストラットの内部に、エンジンの始動を助けるロケット７７が取り付けられており、これが、ラム燃焼器に燃料を供給するインゼクタとしても働く。このロケット／インゼクタ７７は低速チャンネル６１に内蔵され、その排出口も同じチャンネルの中に保持される。

一連のインゼクタパイロン７８が高速チャンネル６２の中まで延びる。これらのインゼクタパイロンは、高速チャンネルの周囲に対称形に配置されており、スクラムジェットの運転に必要な燃料を噴射する。増圧の間、また、エンジンが極高速で運転中であるときも、エンジンに更なる推力を提供するためにロケットをこれらのインゼクタの内部に配置することもできる。
インゼクタパイロン７８の代替の形状が図７Ａおよび７Ｂの正面図に示してある。図７Ａのインゼクタパイロン７８ａは、前方表面７９がチャンネル壁面のポイント８０に向かって細まる低ドラッグ設計である。図７Ｂのインゼクタパイロン７８ｂの前方表面は広幅のランプ８１で、燃料と空気をより迅速に混合できるようになっている。

なお更なるバリエーションでは、タービンエンジンとロケットとスクラムジェットエンジンを組合せて、タービンとロケットをベースにした複合サイクルエンジンを形成することができる。このバリエーションでは、タービンエンジンが、図１〜４に示した通りの、または、高速チャンネルの周囲全体に均一に分布する対称形に配置された周方向チャンネルを通して自らの燃焼空気を受取るブースタエンジンとして働き、増圧の間、および極高速での運転の間に補助推力を作り出すロケットが、図５および６に示したインゼクタパイロン７８のようなマウントの内部に配置されている。

以上の説明は、先ず図解の目的に供されるものである。本発明の同じ新規の特徴を利用し、従ってまた、本発明の範囲に属する更なるバリエーションおよび改良形態が、熟練の航空機エンジニアには容易に想起されるであろう。

本発明に係るエンジンおよび空気取入れシステムを組込む航空機の斜視図である。 図１の航空機の空気取入れシステムおよびこれと関連したエンジンの１つの下面図である。 図２の空気取入れシステムの縦方向断面図である。 図３の線４−４に沿った図３の空気取入れシステムの背面図である。 本発明の範囲内の第２の空気取入れ複合サイクルエンジンシステムの縦方向断面図である。 図５の空気取入れエンジンシステムの背面図である。 図５および６のシステムの高速コンポーネントに通じるチャンネルの内壁に取付けられたインゼクタの正面図である。 図５および６のシステムの高速コンポーネントに通じるチャンネルの内壁に取付けられたインゼクタの正面図である。

Claims (23)

1. 多重推進システムを備えた航空エンジンのための一体化空気ダクトであって、前記一体化空気ダクトが、
   入ってくる空気のための開口部を持つ固定外壁と、
   前記ダクトを、前記固定外壁との間で、前記開口部の下流に前方リムを有する第１のチャンネルと第２のチャンネルとに分割する固定内壁と、
   可動パネルであって、前記第１のチャンネルの前方リムの上流の回動軸で前記固定外壁の内部に取付けられていて、前記開口部を通って入ってくる空気を前記第１のチャンネルと第２のチャンネルとに同時に進入させる開位置と、前記第２のチャンネルへの空気の進入を阻止し、それで、前記開口部を通って入ってくる空気をほぼ全部、前記第１のチャンネルに進入させる閉位置の間で旋回する可動パネルと、
   前記可動パネルを前記開位置と前記閉位置の間で移動させる手段と、を具備する、ことを特徴とする一体化空気ダクト。
2. 前記可動パネルが、前記閉位置にあるとき、前記回動軸から前記第１のチャンネルの前方リムまで延びる、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
3. 前記可動パネルが、前記閉位置にあるとき、前記回動軸から前記第１のチャンネルの前方リムまで細まり流路を形成する、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
4. 前記可動パネルが、前記閉位置にあるとき、前記回動軸から前記第１のチャンネルの前方リムまで細まり流路を形成し、前記開位置にあるとき、前記回動軸から前記固定外壁まで広がり通路を形成する、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
5. 前記開口部と前記第１のチャンネルが各々、ほぼ円形の横方向横断面を有する、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
6. 前記第２のチャンネルが前記第１のチャンネルを完全に取り囲む、ことを特徴とする請求項５に記載の一体化空気ダクト。
7. 前記第１のチャンネルが前記開口部とほぼ同軸である、ことを特徴とする請求項５に記載の一体化空気ダクト。
8. 前記第１のチャンネルが前記第２のチャンネルに相対して軸方向に偏っている、ことを特徴とする請求項５に記載の一体化空気ダクト。
9. 前記可動パネルが複数、前記第１のチャンネルの周囲に沿って配置されている、ことを特徴とする請求項５に記載の一体化空気ダクト。
10. 前記可動パネルが複数個、前記第１のチャンネルの周囲に沿って配置されており、前記可動パネルが、前記固定内壁を前記固定外壁に結合させる同数のストラットと互い違いに位置し、前記ストラットが各々、これに取付けられた１つのフューエルインゼクタを有する、ことを特徴とする請求項５に記載の一体化空気ダクト。
11. 前記可動パネルが分流パネルとして限定され、前記空気ダクトが更に、前記分流パネルの下流の前記固定外壁の内部に取付けられたディフューザパネルとして限定された補助の可動パネルを包含し、前記分流パネルとディフューザパネルが各々、回動式に取付けられた端と自由端を有し、前記分流パネルとディフューザパネルが前記自由端で出会う、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
12. 前記可動パネルが分流パネルとして限定され、前記空気ダクトが更に、前記分流パネルの下流の前記固定外壁に取付けられた下流可動パネルを包含し、前記分流パネルと下流パネルが、開いているときは前記第２のチャンネルを通る通路を提供し、閉じているときは前記第２のチャンネルの中に囲い室を形成する、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
13. 前記可動パネルが、各々、前記第１のチャンネルの前方リムの上流の回動軸で前記固定外壁の内部に取付けられた第１の複数可動パネルの１つで、入ってくる空気を前記第１のチャンネルと第２のチャンネルの両方に同時に進入させる開位置と、前記第２のチャンネルへの空気の進入を阻止し、それで、入ってくる空気をほぼ全部、前記第１のチャンネルに進入させる閉位置の間で旋回するようになっており、前記空気ダクトが更に、前記第１の複数パネルの下流の前記固定外壁に取付けられた第２の複数可動パネルを包含し、前記第１の複数可動パネルと第２の複数可動パネルが各々、開いているときは前記第２のチャンネルを通る通路を提供し、閉じているときは前記第２のチャンネルの中に囲い室を形成する、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
14. 前記可動パネルが、各々、前記第１のチャンネルの前方リムの上流の回動軸で前記固定外壁の内部に取付けられた第１の複数可動パネルの１つで、入ってくる空気を前記第１のチャンネルと第２のチャンネルの両方に同時に進入させる開位置と、前記第２のチャンネルへの空気の進入を阻止し、それで、入ってくる空気をほぼ全部、前記第１のチャンネルに進入させる閉位置の間で旋回するようになっており、前記空気ダクトが更に、前記第１の複数パネルの下流の前記固定外壁に取付けられた第２の複数可動パネルを包含し、前記第１の複数可動パネルと第２の複数可動パネルが、入ってくる超音速の流れを先ずほぼ音速の流れに減速し、次に亜音速の流れに減速すべく、前記第２のチャンネルに細まり／広がり形状を提供する位置へ移動できるように配置されている、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
15. 前記可動パネルを移動させるための手段が電磁式アクチュエータである、ことを特徴とする請求項１に記載の一体化空気ダクト。
16. 多重推進システムを有する航空エンジンであって、前記航空エンジンが
    ラムジェット、
    ブースタ推進システム、および
    一体化空気ダクト
    を包含し、前記一体化空気ダクトが、
    入ってくる空気のための開口部を持つ固定外壁、
    前記ダクトを、前記ブースタ推進システムに通じる前記固定外壁との間で、（ｉ）前記開口部の下流の前方リムから前記ラムジェットまで延びる第１のチャンネルと（ｉｉ）第２のチャンネルとに分割する固定内壁、
    前記第１のチャンネルの前方リムの上流の回動軸で前記固定外壁の内部に取付けられていて、前記開口部を通って入ってくる空気を前記第１のチャンネルと第２のチャンネルとに同時に進入させる開位置と、前記第２のチャンネルへの空気の進入を阻止し、それで、前記開口部を通って入ってくる空気をほぼ全部、前記第１のチャンネルに進入させる閉位置の間で旋回する可動パネル、および、
    前記可動パネルを前記開位置と前記閉位置の間で移動させる手段
    を包含することを特徴とする航空エンジン。
17. 前記ブースタ推進システムがターボジェットである、ことを特徴とする請求項１６に記載の航空エンジン。
18. 前記ブースタ推進システムがロケットモータである、ことを特徴とする請求項１６に記載の航空エンジン。
19. 前記ブースタ推進システムがターボジェットとロケットモータの組合せである、ことを特徴とする請求項１６に記載の航空エンジン。
20. 前記ラムジェットがスクラムジェットであり、前記エンジンが更に、前記スクラムジェットを補うために前記第１のチャンネルの内部に位置決めされたロケットモータを包含する、ことを特徴とする請求項１６に記載の航空エンジン。
21. 前記第１のチャンネルがほぼ円形の横断面を有し、前記可動パネルが、前記第１のチャンネルの前方リムの上流の回動軸で前記固定外壁の内部に取付けられた複数の可動パネルの１つで、前記開口部を通って入ってくる空気を前記第１のチャンネルと第２のチャンネルの両方に同時に進入させる開位置と、前記開口部を通って入ってくる空気をほぼ全部、前記第１のチャンネルに進入させる閉位置の間で旋回するようになっており、前記可動パネルが、前記閉位置にあるとき、前記第１のチャンネルに向かう細まり流路を形成する、ことを特徴とする請求項１６に記載の航空エンジン。
22. 前記第１のチャンネルがほぼ円形の横方向横断面を有し、前記第２のチャンネルが前記第１のチャンネルを完全に取り囲み、前記可動パネルが前記第１のチャンネルの周囲に配置されている、ことを特徴とする請求項２１に記載の航空エンジン。
23. 前記第１のチャンネルがほぼ円形の横方向横断面を有し、前記第２のチャンネルに相対して軸方向に偏っている、ことを特徴とする請求項２１に記載の航空エンジン。

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