JP2015168314A - 飛しょう体 - Google Patents
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Abstract
【課題】正面投影面積が増加しないため空気抵抗が増加せず、ブースト時にインテークカバーによる強い衝撃波が発生しないため大きな造波抵抗が発生しないインテークを有する飛しょう体を提供する。
【解決手段】超音速空気取り入れ口2のランプ13をスライド可能とし、ブースト時においてはインテーク入口をふさぐようにランプ位置を前方にスライドさせ、ラム燃焼時にはランプの前方に境界層を吸い込まないようにするための溝31を形成するように、インテークを後方にスライドさせることにより、エンジン性能や飛しょう性能の劣化を防止する。
【選択図】図2
【解決手段】超音速空気取り入れ口2のランプ13をスライド可能とし、ブースト時においてはインテーク入口をふさぐようにランプ位置を前方にスライドさせ、ラム燃焼時にはランプの前方に境界層を吸い込まないようにするための溝31を形成するように、インテークを後方にスライドさせることにより、エンジン性能や飛しょう性能の劣化を防止する。
【選択図】図2
Description
この発明は、空気取り入れ式推進装置を有し、超音速で飛翔する飛しょう体に関する。
従来、空気取り入れ式推進装置を有し、超音速で飛翔する飛しょう体においては、ラム燃焼中の飛しょう条件により、空気取り入れ口(以下、インテークと称する)から取り込まれる空気流量の減少、及び圧力損失の増加等により、エンジン性能が劣化するという問題がある。それを解決するため、飛しょう状況に応じて、超音速インテークの入口面積及び形状の可変機構を備えた飛しょう体が知られている。
このような超音速空気取り入れ式推進装置を有する飛しょう体の一例として、超音速インテークの前後にスライド可能に取り付けられたランプと、前記ランプを前後にスライドさせる駆動装置と、飛しょう状況に応じて前記駆動装置を制御する制御装置を備えた飛しょう体が知られている(例えば特許文献1参照)。
しかしながら特許文献1に記載された飛しょう体は、従来の空気取入式推進装置を有する飛しょう体と同様、飛しょう体の胴体周辺に発生する境界層を吸い込まないように、インテークを機体から離して配置する必要がある。このため飛しょう体の進行方向(機体中心軸)からみた正面投影面積が増加して、空気抵抗が増加するという問題がある。また、ブースト時にはインテークカバーが取り付けられ、ラムジェットに移行する際に分離する必要がある。その場合、分離したインテークカバーが飛散しないように工夫しなければならないという問題がある。さらにブースト時には、インテークカバーによりインテーク前方に強い衝撃波が発生し、大きな造波抵抗が発生するという問題がある。
この発明は、係る課題を解決するためになされたものであり、ブースト時のインテークカバーが不要であって、かつ正面投影面積を増やさないようインテークを機体から離さずに配置することで、ブースト時の空気抵抗を減少できる飛しょう体を得ることを目的とする。
この発明による飛しょう体は、外周に、開口面が燃焼室に通じる空気取り入れ口を有し、当該空気取り入れ口周辺の外周面に溝が形成された胴体と、前記空気取り入れ口の周囲を覆うカバーと、前記溝の底面に接触して前記胴体に取り付けられ、前記空気取り入れ口に向かって前後方向にスライド可能に支持されるとともに、外形が傾斜曲面形状をなすランプと、を備え、前記ランプは、前記燃焼室の初期燃焼時は前方に移動した位置で拘束されて前記空気取り入れ口を塞ぎ、前記燃焼室がラム燃焼に切り替わる時に後方に移動した位置で拘束されて当該空気取り入れ口を開放し、前記カバー内面と前記外形との間に吸気流路を形成するものである。
この発明によれば、ブースト時並びにラムジェット燃焼時の空気抵抗をより減少させることができるため、飛しょう体の飛行距離を延伸することができる。
実施の形態1.
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態1による飛しょう体について説明する。図1は、実施の形態1による飛しょう体1の構成を示す図である。図1において、飛しょう体1は、胴体100に設けられた超音速空気取り入れ口であるインテーク2と、主燃料タンク3と、燃焼室4と、ダクト5と、補助固体燃料6と、ポートカバー7と、ブースターノズル9と、二次ノズル10と、流量制御器11から構成される。
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態1による飛しょう体について説明する。図1は、実施の形態1による飛しょう体1の構成を示す図である。図1において、飛しょう体1は、胴体100に設けられた超音速空気取り入れ口であるインテーク2と、主燃料タンク3と、燃焼室4と、ダクト5と、補助固体燃料6と、ポートカバー7と、ブースターノズル9と、二次ノズル10と、流量制御器11から構成される。
インテーク2は、空気取り入れ口が飛しょう体1の胴体100の表面から外側に突出して設けられている。ダクト5は、インテーク2の後方に取り付けられる。ダクト5は、取り入れた空気を飛しょう体1の内部に流入させる吐出口側が、燃焼室4に接続される。補助固体燃料6は、燃焼室4内に充填される。ポートカバー7は、ダクト5と燃焼室4の間に除去可能に取り付けられる。ブースターノズル9は、飛しょう体1の胴体内部で燃焼室4に接続され、飛しょう体1から分離可能に取り付けられる。流量制御器11は、主燃料タンク3と燃焼室4の間に接続され、主燃料タンク3内から燃焼室4へ噴射する燃料の流量を制御する。二次ノズル10は、飛しょう体1の胴体内部で燃焼室4に接続される。
図2は、実施の形態1による飛しょう体1のインテーク2の詳細な構成を示す断面図である。インテーク2は、カウル12と、ランプ13と、拘束装置30からなる。カウル12は、インテーク2及びダクト5を覆う。カウル12はインテーク2の空気取り入れ口の開口面を塞がないように開口している。ランプ13は、インテーク2の内部に、前記空気取り入れ口に向かった前後方向である矢印キで示す方向にスライド可能に支持され、胴体100に取り付けられている。ランプ13は前端部から中央部に至る外形が傾斜曲面形状をなしている。拘束装置30は、ランプ13を特定の位置に拘束する。拘束装置30は、インテーク内固定部20の回転軸に対して回転部が回転可能に支持される。拘束装置30の回転部は、当該回転軸を中心として上下に可動する。また、ランプ13の前方に、ランプ13の下部突出部が嵌め込まれて、可動するための溝31が形成される。ランプ13は、溝31の底面に接触して胴体100の表面の法線方向に離れないように拘束されて取り付けられている。また、ランプ13の上部に溝32が設けられている。
図2(a)は、ランプ13が前方にスライドした状態で拘束装置30により拘束されている形態を示している。この拘束形態では、インテーク2の入口がランプ13により塞がれるため、インテーク2の内部に外部空気は流入しない。また、拘束装置30は、回転部が下部に降り、ランプ13の右端に接触してランプ13を拘束する。
図2(b)は、ランプ13が後方にスライドした状態で拘束装置30により拘束されている形態を示している。この拘束形態では、インテーク2の前方から、ダクト5を介して燃焼室4内に一定の空気が流入するように、インテーク2の内部に流路が形成される。また、拘束装置30は回転部が下部に降り、ランプ13の溝32に嵌め合って、ランプ13の移動を拘束する。
図3は、実施の形態1による飛しょう体1の動作を説明する図であって、図3(a)は補助固体燃料6が燃焼し、大きな推力を発生させて加速するブースト段階、図3(b)はラム燃焼へ移行する段階、図3(c)はラム燃焼による巡航飛しょう段階を示す。
図3において、飛しょう体1は発射時にまず補助固体燃料6に点火され、図3(a)に示す段階となる。この段階においては、ポートカバー7は閉じられており、またインテーク2も図2(a)の形態であるため、外部から燃焼室4への空気の流入はない。また、流量制御器11は閉じられており、補助固体燃料6のみが燃焼し高温高圧の燃焼ガスはブースターノズル9から機体後方へ噴出され、推力を発生する。補助固体燃料6の燃焼圧力は、大きな推力を発生させるためにラム燃焼圧力よりも高くする必要があるため、開口比の大きなブースターノズル9が用いられる。
補助固体燃料6の燃焼が終了すると、図3(b)に示す段階へと移行する。この段階で、ブースターノズル9が飛しょう体1から分離され、2次ノズル10に切り替えられる。この段階で、ポートカバー7が解放される。ポートカバー7には通常火工品が用いられ、火薬により破砕、分離される。また、インテーク2の内部において、図2(a)に示すとおり拘束装置30の回転部が上方へ上がり、拘束装置30によるランプ13の拘束が解除されることにより、ランプ13が気流から受ける圧力によって後方へスライドし、図2(b)の形態へ切り替わる。これにより、外部気流がインテーク2へ流入して減速・圧縮された後、ダクト5を経て燃焼室4へ導かれ、2次ノズル10を通して機体後部へ排気される。
しかる後、流量制御器11を開き、図3(c)に示す段階へと移行する。この段階においては、矢印アで示すように、インテーク2から取り込まれた空気は、圧縮されて高温高圧となり燃焼室4へ流入する。また主燃料タンク3の燃料は流量制御器11により燃焼室4へ噴射され、空気と混合、燃焼し、高温高圧の燃焼ガスとなって、2次ノズル10を通して後方へ噴射され推力を発生する。ラム燃焼圧力は固体補助燃料の燃焼圧力よりも低いことから、より開口比の小さな2次ノズル10が用いられる。
すなわち、ランプ13は、燃焼室4の初期燃焼(ブースト燃焼)時は前方に移動した位置で拘束されてインテーク2を塞ぎ、燃焼室4がラム燃焼に切り替わる時に後方に移動した位置で拘束されてインテーク2を開放し、カウル12の内面とランプ13の外表面との間にダクト5に繋がる吸気流路を形成する。
次に、各段階でのインテーク2の動作について説明する。図4は巡航飛行時でのインテークまわりの気流を示す図であり、図2(b)、図3(c)に対応する。インテーク2に気流が入るよう、ランプ13が後方の位置にスライドして固定されている。この状態では、ランプ13の先端から斜め衝撃波14が発生する。気流は衝撃波14を通り過ぎたのち、ランプ13に沿って方向を変え、衝撃波後方にあるランプ表面の圧力が増加することにより、インテーク2に空気抵抗が生じる。
図5はブースト段階でのインテークまわりの気流を示す図であり、図2(a)、図3(a)に対応する。インテークに気流が入らないよう、ランプ13が前方の位置に配置されており、ランプ13の先端から斜め衝撃波14が発生する。気流は衝撃波14を通り過ぎたのち、ランプに沿って方向を変えるが、ランプ13と気流の角度は図4のブースト時の形態での角度と変わらないため、インテークによって生じる空気抵抗はブースト時の形態と同等である。ここで、ランプ13は、その外表面の胴体100の外周面に対する傾斜角度が、インテーク2の開口面の胴体外周面に対する傾斜角度よりも小さくなっている。
比較のため、従来のインテーク50の動作についても図を用いて説明する。図6はブースト時における従来のインテーク50の構成およびインテーク50周りの気流を示す比較図である。インテーク50はインテークカバー8によって覆われている。ブースト時にはインテーク50に気流が入らないようカウル12とランプ13の先端を結ぶ線上にインテークカバー8が配置されている。インテークカバー8により、ランプ13の先端から強い斜め衝撃波14が発生する。インテークカバー8はランプ13に比べ、気流に対して大きな傾斜角度で取り付けられている。このため衝撃波14の後方にあるインテークカバー8の表面圧力は、図4で示したランプ表面の圧力よりも増加する。そのため従来の飛しょう体では巡航時に比べて非常に大きな空気抵抗が発生する。
図7は、実施の形態1による飛しょう体1のインテーク開放時のインテーク入口の流速分布を示す図であり、符号33はインテーク前方の速度分布を示している。飛しょう体表面近傍には気流速度が遅い境界層34が生じるが、ランプ13の前方に備えられた溝31により、機体近傍の気流は下に曲げられる。すなわち、溝31は、胴体100の近傍の気流を胴体100の表面よりも低い位置に曲げ、インテーク2から境界層が吸い込まれないようにしている。このため境界層34はインテーク内部へは入らない。そのためインテーク内部には十分流速の速い気流のみが取り込まれる。
ところで、上記実施の形態はあくまでも一例であって、飛しょう体1の用途によって種々の形態にすることができるとともに、ハードウェア構成もシステム構築時の最新の技術を駆使して構成されることは言うまでもない。例えば、拘束装置30も一例であって、スライドするランプ13を拘束するための機構には様々な方式があり、拘束装置30の駆動力もばね、磁石等を用いる他、様々な構成があることは言うまでもない。
以上説明したように、この実施の形態1に係る飛しょう体1によれば、前後にスライド可能なランプ13を、空気取り入れ口であるインテーク2から空気が流入しないように前方に配置することで、ブースト時にインテークカバーが不要となる。このため、インテークカバーが分離後に飛散して機体と衝突することを防止できる。
また、インテークカバーに比べてインテーク2の前方に生じる衝撃波を弱めることができる。このため、ブースト時の空気抵抗を増加させないようにすることができる。また、ラムジェット巡航時にはランプ13前方に溝31を設けることによって、インテーク2から流入する空気流量が増加し、ラムジェットエンジンの推進性能が向上する。さらに機体に密着してインテークを配置できることから、従来よりも前面投影面積が減少して空気抵抗を下げられるため、燃料を燃焼させて飛行する飛しょう体の飛距離を伸ばし、飛しょう体の射程距離を延伸する効果が得られる。
以上説明した通り、実施の形態1による飛しょう体1は、外周に、開口面が燃焼室に通じる空気取り入れ口(インテーク2)を有し、当該インテーク2周辺の外周面に溝が形成された胴体100と、前記インテーク2の周囲を覆うカウル12と、前記溝31の底面に接触して前記胴体100に取り付けられ、前記インテーク2に向かって前後方向にスライド可能に支持されるとともに、外形が傾斜曲面形状をなすランプ13と、を備え、前記ランプ13は、前記燃焼室4の初期燃焼時は前方に移動した位置で拘束されて前記インテーク2を塞ぎ、前記燃焼室4がラム燃焼に切り替わる時に後方に移動した位置で拘束されて当該インテーク2を開放し、前記カウル12内面と前記外形との間に吸気流路を形成することを特徴とする。
また、ランプ13は、前記外形の前記胴体外周面に対する傾斜角度が、前記インテーク2の開口面の前記胴体100の外周面に対する傾斜角度よりも小さくなっている。
また、溝31は、前記胴体100の近傍の気流を胴体100の表面よりも低い位置に曲げ、前記インテーク2から境界層が吸い込まれないようにしている。
かくして、実施の形態1に係る飛しょう体1によれば、ブースト時のインテークカバーが不要であり、かつインテーク開放後のラムジェット飛しょう時と同等な小さい空気抵抗を実現するのみならず、正面投影面積を増やさないようインテークを機体から離さずに配置することで空気抵抗を減少できる飛しょう体を得ることができる。
実施の形態2.
図8は、この発明に係る実施の形態2による飛しょう体1の超音速空気取り入れ口の詳細な構成を示す断面図である。インテーク2は、カウル12と、ランプ13と、駆動装置17と、制御装置18からなる。ランプ13は、インテーク内部に矢印キで示す方向にスライド可能に取り付けられる。駆動装置17は、ランプ13を前後にスライドさせる。制御装置18は、飛しょう状況に応じて駆動装置17の可動位置を細かく調整する位置制御を行う。駆動装置17は、例えば油圧シリンダ、直動シリンダ等により構成される。
図8は、この発明に係る実施の形態2による飛しょう体1の超音速空気取り入れ口の詳細な構成を示す断面図である。インテーク2は、カウル12と、ランプ13と、駆動装置17と、制御装置18からなる。ランプ13は、インテーク内部に矢印キで示す方向にスライド可能に取り付けられる。駆動装置17は、ランプ13を前後にスライドさせる。制御装置18は、飛しょう状況に応じて駆動装置17の可動位置を細かく調整する位置制御を行う。駆動装置17は、例えば油圧シリンダ、直動シリンダ等により構成される。
図8(a)は、ランプ13が駆動装置17により前方にスライドした形態を示しており、この形態ではインテーク2の入口がランプ13により塞がれる。このため、インテーク内部に外部空気は流入しない。図8(b)はランプ13が駆動装置17により後方にスライドした形態を示している。この形態ではインテーク2の前方から一定の空気が流入するようにインテーク2の内部に流路5が形成される。また、ランプ13の前方に溝31が形成される。図8(c)はランプ13が駆動装置17により前方と後方の間の位置にスライドした形態を示している。この形態では、ラム燃焼中の飛しょう条件により空気取り入れ口から取り込まれる空気流量を制御でき、圧力損失の増加によるエンジン性能の劣化を防止できる。
以上説明したように、この実施の形態2に係る飛しょう体1は、ランプ13を前後のスライド方向に細かい間隔で移動し、停止させる駆動装置17と、駆動装置17によるランプ13の移動位置を制御する制御装置18を備えている。このように駆動装置17によりランプ13を可動させることで、空気取り入れ口であるインテーク2から取り込まれる空気流量を細かく調整することができるので、実施の形態1で得られる効果に加えて、空気流量の減少や圧力損失の増加によるエンジン性能の劣化を防止できるという効果が得られる。
実施の形態3.
図9はこの発明に係る実施の形態3による飛しょう体1の構成を示す側面図である。この実施の形態3に係る飛しょう体1は、ランプ13の下方から後方側面に空気が通過するように抽気ダクト32が設けられる。その他の構成は、実施の形態1または実施の形態2と同様である。
図9はこの発明に係る実施の形態3による飛しょう体1の構成を示す側面図である。この実施の形態3に係る飛しょう体1は、ランプ13の下方から後方側面に空気が通過するように抽気ダクト32が設けられる。その他の構成は、実施の形態1または実施の形態2と同様である。
ランプ13が後方に配置される際に、溝31の空気はランプ13の下方に備えられた抽気ダクト32を通じてインテーク2の側面から排出される。そのため、壁近傍の境界層は溝31に吸収されるため、インテーク2から流入する空気の流量が増加し、インテーク2の効率が向上する。
以上説明したように、この実施の形態3に係る飛しょう体1は、インテーク2よりも開口が小さく、インテーク2の前方の境界層を吸い込む抽気ダクト32を備えたことを特徴としている。このように抽気ダクト32によりインテーク前方の気流の境界層を排除することにより、インテーク効率が向上し、射程延伸の効果が得られる。
1 飛しょう体、2 超音速空気取り入れ口(インテーク)、3 主燃料タンク、4 燃焼室、5 ダクト、6 補助固体燃料、7 ポートカバー、9 ブースターノズル、10 2次ノズル、11 流量制御器、12 カウル、13 ランプ、14 斜め衝撃波、17 駆動装置、18 制御装置、30 拘束装置、31 溝、32 抽気ダクト、33 速度分布、34 境界層。
Claims (5)
- 外周に、開口面が燃焼室に通じる空気取り入れ口を有し、当該空気取り入れ口周辺の外周面に溝が形成された胴体と、
前記空気取り入れ口の周囲を覆うカバーと、
前記溝の底面に接触して前記胴体に取り付けられ、前記空気取り入れ口に向かって前後方向にスライド可能に支持されるとともに、外形が傾斜曲面形状をなすランプと、
を備え、
前記ランプは、前記燃焼室の初期燃焼時は前方に移動した位置で拘束されて前記空気取り入れ口を塞ぎ、前記燃焼室がラム燃焼に切り替わる時に後方に移動した位置で拘束されて当該空気取り入れ口を開放し、前記カバー内面と前記外形との間に吸気流路を形成する飛しょう体。 - 前記ランプは、前記外形の前記胴体外周面に対する傾斜角が、前記空気取り入れ口の開口面の前記胴体外周面に対する傾斜角よりも小さい請求項1に記載の飛しょう体。
- 前記溝は、前記胴体近傍の気流を胴体表面よりも低い位置に曲げ、前記空気取り入れ口から境界層が吸い込まれないようにする請求項1または請求項2に記載の飛しょう体。
- 前記ランプを前後の細かい間隔で移動し、停止させる駆動装置と、前記駆動装置による前記ランプの移動位置を制御する制御装置を備えた請求項1から請求項3の何れか1項に記載の飛しょう体。
- 前記空気取り入れ口よりも開口が小さく、前記空気取り入れ口の前方の境界層を吸い込む抽気ダクトを備えた請求項1から請求項4の何れか1項に記載の飛しょう体。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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JP2014043664A JP2015168314A (ja) | 2014-03-06 | 2014-03-06 | 飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
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JP (1) | JP2015168314A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2019211716A1 (fr) * | 2018-05-02 | 2019-11-07 | Nexter Munitions | Projectile propulsé par statoréacteur |
CN114060168A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-02-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机 |
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2014
- 2014-03-06 JP JP2014043664A patent/JP2015168314A/ja active Pending
Cited By (4)
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WO2019211716A1 (fr) * | 2018-05-02 | 2019-11-07 | Nexter Munitions | Projectile propulsé par statoréacteur |
FR3080912A1 (fr) * | 2018-05-02 | 2019-11-08 | Nexter Munitions | Projectile propulse par statoreacteur |
CN114060168A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-02-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机 |
CN114060168B (zh) * | 2021-11-05 | 2024-01-19 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机 |
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