JP2017160873A

JP2017160873A - Scramjet engine and flying object

Info

Publication number: JP2017160873A
Application number: JP2016047308A
Authority: JP
Inventors: 純司野田; Junji Noda; 敦森脇; Atsushi Moriwaki; 慎介田尻; Shinsuke Tajiri; 一祐藤尾; Kazusuke Fujio; 正二郎古谷; Shojiro Furuya; 将治中村; Masaharu Nakamura
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2016-03-10
Filing date: 2016-03-10
Publication date: 2017-09-14
Anticipated expiration: 2036-03-10
Also published as: JP6688637B2

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a scramjet engine that exerts sufficient efficiency, and to provide a flying object.SOLUTION: The scramjet engine 3 includes: a flow passage formation surface 12 forming a combustion flow passage 13 reaching an exhaust side from an intake side via a combustion zone; a main fuel feed part 8 for jetting fuel from the flow passage formation surface 12 upstream of the combustion zone; and a sub-fuel supply part 9 for supplying fuel by an amount smaller than that of the main fuel feed part 8 from the flow passage formation surface 12 upstream from the main fuel feed part 8.SELECTED DRAWING: Figure 2

Description

本発明は、スクラムジェットエンジン、飛翔体に関する。 The present invention relates to a scramjet engine and a flying object.

超音速下で運転可能なジェットエンジンの一種として、スクラムジェットエンジンの研究開発が近年盛んに行われている。スクラムジェットエンジンは、外部の空気を超音速のまま燃焼器に取り入れ、燃料と混合した後、超音速燃焼させることで推力を発生する。
スクラムジェットエンジンにおける一般的な燃料供給の方法としては、エンジン内壁等に配置した複数の噴射孔から燃料をチョークさせる方式が知られている（例えば下記特許文献１参照）。このようなスクラムジェットエンジンにおいて、燃料と空気との混合効率を向上させるためには、燃料の運動量を上げて、流れの中心まで燃料を貫通させる必要がある。 In recent years, research and development of a scramjet engine as a kind of jet engine that can be operated at supersonic speed has been actively performed. A scramjet engine generates thrust by taking external air into a combustor as it is at supersonic speed, mixing it with fuel, and then burning it at supersonic speed.
As a general fuel supply method in a scramjet engine, a method of choking fuel from a plurality of injection holes arranged on an inner wall of the engine or the like is known (for example, see Patent Document 1 below). In such a scramjet engine, in order to improve the mixing efficiency of fuel and air, it is necessary to increase the momentum of the fuel so that the fuel penetrates to the center of the flow.

特開平６−２４９０６８号公報JP-A-6-249068

しかしながら、上記のように流れの中心まで燃料を供給した場合、燃料の混合効率は向上する一方で、流れの中心では燃焼火炎が生じにくい（保炎されにくい）ため、多くの未燃分の燃料が発生してしまう。また、燃料噴射の運動量を上げるために大流量の燃料を供給した場合、空気と振れることのない燃料コア部が流路の下流側まで残り、未燃分の燃料が発生する可能性もある。これらの要因により、スクラムジェットエンジンの効率が低下する虞がある。 However, when the fuel is supplied to the center of the flow as described above, the mixing efficiency of the fuel is improved. On the other hand, a combustion flame hardly occurs at the center of the flow (it is difficult to hold the flame). Will occur. Further, when a large amount of fuel is supplied to increase the momentum of fuel injection, the fuel core portion that does not shake with air remains to the downstream side of the flow path, and there is a possibility that unburned fuel is generated. These factors can reduce the efficiency of the scramjet engine.

本発明は上記課題を解決するためになされたものであって、効率を向上したスクラムジェットエンジン、及びこれを備える飛翔体を提供することを目的とする。 The present invention has been made to solve the above-described problems, and an object thereof is to provide a scramjet engine with improved efficiency and a flying object including the same.

本発明の第一の態様によれば、スクラムジェットエンジンは、吸気側から燃焼領域を経て排気側へ至る燃焼流路を形成する流路形成面と、前記燃焼領域の上流側で、前記流路形成面から燃料を噴射する主燃料供給部と、該主燃料供給部よりも上流側で、前記流路形成面から前記主燃料供給部よりも少ない量の燃料を供給する副燃料供給部と、を備える。 According to the first aspect of the present invention, the scramjet engine includes a flow path forming surface that forms a combustion flow path from the intake side through the combustion area to the exhaust side, and the flow path upstream of the combustion area. A main fuel supply unit that injects fuel from the formation surface; and a sub fuel supply unit that supplies a smaller amount of fuel from the flow path formation surface than the main fuel supply unit upstream of the main fuel supply unit; Is provided.

この構成によれば、主燃料供給部から供給される燃料に加えて、副燃料供給部から相対的に少ない量の燃料が供給される。すなわち、流路形成面の近傍に形成される境界層に向けて当該燃料が供給される。副燃料供給部から供給された当該燃料は境界層近傍を流れる空気と混合し、可燃性混合気となって主燃料供給部に流入する。ここで、燃焼領域中の火炎は、上記境界層の近傍に形成される。したがって、上記のように境界層に燃料が供給されることで可燃性混合気を保炎部に供給でき、主燃料供給部付近で十分な保炎を実現することができる。加えて、火炎面に直接的に燃料を供給することから、火炎が生じにくい燃焼領域の中心に燃料を到達させた場合に比べて、燃料の未燃分を少なくすることができる。これにより、スクラムジェットエンジンの効率を向上させることができる。 According to this configuration, in addition to the fuel supplied from the main fuel supply unit, a relatively small amount of fuel is supplied from the sub fuel supply unit. That is, the fuel is supplied toward the boundary layer formed in the vicinity of the flow path forming surface. The fuel supplied from the auxiliary fuel supply unit is mixed with the air flowing in the vicinity of the boundary layer and flows into the main fuel supply unit as a combustible air-fuel mixture. Here, the flame in the combustion region is formed in the vicinity of the boundary layer. Therefore, by supplying the fuel to the boundary layer as described above, the combustible air-fuel mixture can be supplied to the flame holding portion, and sufficient flame holding can be realized in the vicinity of the main fuel supply portion. In addition, since the fuel is directly supplied to the flame surface, the amount of unburned fuel can be reduced as compared with the case where the fuel reaches the center of the combustion region where the flame is difficult to occur. Thereby, the efficiency of the scramjet engine can be improved.

本発明の第二の態様によれば、上記のスクラムジェットエンジンでは、前記副燃料供給部は、複数の孔部が形成された多孔ノズル部を有し、燃料はそれぞれの前記孔部から供給される構成であってもよい。 According to a second aspect of the present invention, in the above-described scramjet engine, the auxiliary fuel supply unit has a porous nozzle part in which a plurality of holes are formed, and fuel is supplied from each of the holes. It may be a configuration.

この構成によれば、副燃料供給部は、多孔ノズル部における複数の孔部を介して燃料を燃焼領域中に供給する。すなわち、単一の孔部を設けた場合に比べて、燃焼領域中におけるより広い範囲に燃料を供給することができる。言い換えれば、各孔部から供給される燃料の流速を小さくすることができる。これにより、燃焼領域中の流れが乱される可能性を低減することができるとともに、燃焼流路中における圧力損失を軽減することができる。 According to this configuration, the auxiliary fuel supply unit supplies the fuel into the combustion region through the plurality of holes in the porous nozzle unit. That is, fuel can be supplied to a wider range in the combustion region than when a single hole is provided. In other words, the flow rate of the fuel supplied from each hole can be reduced. Thereby, the possibility that the flow in the combustion region is disturbed can be reduced, and the pressure loss in the combustion flow path can be reduced.

本発明の第三の態様によれば、上記のスクラムジェットエンジンでは、前記副燃料供給部は、前記流路形成面よりも前記燃焼領域側で該流路形成面に沿って延びる整流板を有し、該整流板と前記流路形成面との間から下流側に向かって燃料を吹き出してもよい。 According to a third aspect of the present invention, in the above-described scramjet engine, the auxiliary fuel supply unit has a rectifying plate extending along the flow path forming surface on the combustion region side of the flow path forming surface. Then, the fuel may be blown out from between the flow straightening plate and the flow path forming surface toward the downstream side.

この構成によれば、副燃料供給部は、整流板と流路形成面との間から下流側に向かって燃料を吹き出す。すなわち、燃料は空気の流れと平行に流れる。したがって、燃料が空気の流れに直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気の流れが乱される可能性を低減することができる。 According to this configuration, the auxiliary fuel supply unit blows off fuel from between the rectifying plate and the flow path forming surface toward the downstream side. That is, the fuel flows parallel to the air flow. Therefore, compared with the case where fuel is injected in the direction orthogonal to the air flow, the possibility that the air flow is disturbed can be reduced.

本発明の第四の態様によれば、上記のスクラムジェットエンジンでは、前記流路形成面上であって、前記主燃料供給部の下流側の領域には、該流路形成面から凹没するキャビティが形成されていてもよい。 According to the fourth aspect of the present invention, in the above-described scramjet engine, a region on the flow path forming surface and downstream of the main fuel supply unit is recessed from the flow path forming surface. A cavity may be formed.

この構成によれば、上流側から流れ込む空気の流れが、キャビティによって捕捉されて循環流を形成する。循環流中では、燃料と空気との混合が促進されて、十分な混合気が生成される。この混合気によって、燃焼領域中における保炎をより十分に行うことができる。 According to this configuration, the air flow flowing in from the upstream side is captured by the cavity to form a circulating flow. In the circulating flow, mixing of fuel and air is promoted, and a sufficient air-fuel mixture is generated. With this air-fuel mixture, flame holding in the combustion region can be performed more sufficiently.

本発明の第五の態様によれば、上記のスクラムジェットエンジンでは、前記主燃料供給部は、前記流路形成面から突出するとともに、上流側から下流側に向かうにしたがって該流路形成面から離間する方向に延びる傾斜面、及び該傾斜面と前記流路形成面とを接続するとともに上下流方向に延びる一対の側面が形成されたランプ部を有し、前記ランプ部の下流側を向く面には、下流側に向かって燃料を吹き出す噴射孔が形成されていてもよい。 According to a fifth aspect of the present invention, in the above-described scramjet engine, the main fuel supply portion protrudes from the flow path forming surface and from the flow path forming surface as it goes from the upstream side to the downstream side. An inclined surface extending in a separating direction, and a lamp portion formed by connecting the inclined surface and the flow path forming surface and having a pair of side surfaces extending in an upstream / downstream direction, and facing the downstream side of the lamp portion May have an injection hole for blowing fuel toward the downstream side.

この構成によれば、ランプ部の傾斜面と側面との稜線に沿って、上流側から流れてきた空気が縦渦を形成する。この縦渦によって、燃料と空気との混合を促進することができる。さらに、燃料は噴射孔から下流側に向かって吹き出されることから、燃料が空気の流れに直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気の圧力損失を低減することができる。 According to this configuration, the air flowing from the upstream side forms a vertical vortex along the ridge line between the inclined surface and the side surface of the ramp portion. By this vertical vortex, mixing of fuel and air can be promoted. Further, since the fuel is blown out from the injection hole toward the downstream side, the pressure loss of the air can be reduced as compared with the case where the fuel is injected in the direction orthogonal to the air flow.

本発明の第六の態様によれば、上記のスクラムジェットエンジンでは、前記ランプ部には、複数の前記噴射孔が形成され、前記流路形成面から離間した位置の前記噴射孔になるほど、開孔径が大きく設定されていてもよい。 According to the sixth aspect of the present invention, in the above-described scramjet engine, a plurality of the injection holes are formed in the ramp portion, and the more the injection holes are located away from the flow path formation surface, the more they are opened. The hole diameter may be set large.

ここで、流路形成面の近傍では相対的に流速の低い境界層が形成される。一方で、流路形成面から離間するにつれて、流速は次第に高くなる。上記のような構成では、流路形成面から離間した位置の噴射孔になるほど開孔径が大きく設定されていることから、燃焼領域中における流束分布と燃料の流束分布とを一致させることができる。すなわち、流速の低い境界層には相対的に少量の燃料が供給され、流速の高い領域には相対的に大量の燃料が供給されるため、燃料と空気との混合をさらに促進することができるとともに、燃料の未燃分が生じる可能性をさらに低減することができる。 Here, a boundary layer having a relatively low flow velocity is formed in the vicinity of the flow path forming surface. On the other hand, the flow rate gradually increases as the distance from the flow path forming surface increases. In the configuration as described above, since the opening diameter is set to be larger as the injection hole is located farther from the flow path formation surface, the flux distribution in the combustion region and the fuel flux distribution can be matched. it can. That is, since a relatively small amount of fuel is supplied to the boundary layer having a low flow velocity, and a relatively large amount of fuel is supplied to a region having a high flow velocity, mixing of fuel and air can be further promoted. At the same time, the possibility of unburned fuel can be further reduced.

本発明の第七の態様によれば、スクラムジェットエンジンは、上流側から燃焼領域を経て下流側へ至る燃焼流路を形成する流路形成面と、前記流路形成面から突出するとともに、上流側から下流側に向かうにしたがって該流路形成面から離間する方向に延びる傾斜面が形成されたランプ部を有し、前記ランプ部の下流側を向く面には、下流側に向かって燃料を吹き出す複数の噴射孔が形成され、前記流路形成面から離間した位置の前記噴射孔になるほど、開孔径が大きい。 According to the seventh aspect of the present invention, the scramjet engine includes a flow path forming surface that forms a combustion flow path from the upstream side through the combustion region to the downstream side, and protrudes from the flow path forming surface. A ramp portion formed with an inclined surface extending in a direction away from the flow path forming surface from the side toward the downstream side, and fuel directed toward the downstream side on the surface facing the downstream side of the ramp portion. A plurality of spray holes to be blown out are formed, and the opening diameter is larger as the spray hole is located at a position away from the flow path forming surface.

この構成によれば、ランプ部の傾斜面と側面との稜線に沿って、上流側から流れてきた空気が縦渦を形成する。この縦渦によって、燃料と空気との混合を促進することができる。さらに、燃料は噴射孔から下流側に向かって吹き出されることから、燃料が空気の流れに直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気の圧力損失を低減することができる。
さらに、流路形成面から離間した位置の噴射孔になるほど開孔径が大きく設定されていることから、燃焼領域中における流束分布と燃料の流束分布とを一致させることができる。すなわち、流速の低い境界層には相対的に少量の燃料が供給され、流速の高い領域には相対的に大量の燃料が供給されるため、燃料と空気との混合をさらに促進することができる。 According to this configuration, the air flowing from the upstream side forms a vertical vortex along the ridge line between the inclined surface and the side surface of the ramp portion. By this vertical vortex, mixing of fuel and air can be promoted. Further, since the fuel is blown out from the injection hole toward the downstream side, the pressure loss of the air can be reduced as compared with the case where the fuel is injected in the direction orthogonal to the air flow.
Furthermore, since the opening diameter is set to be larger as the injection hole is located farther away from the flow path forming surface, the flux distribution in the combustion region and the fuel flux distribution can be matched. That is, since a relatively small amount of fuel is supplied to the boundary layer having a low flow velocity, and a relatively large amount of fuel is supplied to a region having a high flow velocity, mixing of fuel and air can be further promoted. .

本発明の第八の態様によれば、上記のいずれか一態様に係るスクラムジェットエンジンと、前記スクラムジェットエンジンの推力によって推進される機体部と、を備える。 According to an eighth aspect of the present invention, the scramjet engine according to any one of the above aspects, and an airframe portion that is propelled by the thrust of the scramjet engine are provided.

この構成によれば、効率的に飛行することが可能な飛翔体を提供することができる。 According to this configuration, it is possible to provide a flying object that can fly efficiently.

本発明によれば、効率を向上したスクラムジェットエンジン、及びこれを備える飛翔体を提供することができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the scramjet engine which improved efficiency and a flying body provided with this can be provided.

本発明の第一実施形態に係る飛翔体の構成を示す模式図である。It is a schematic diagram which shows the structure of the flying body which concerns on 1st embodiment of this invention. 本発明の第一実施形態に係るスクラムジェットエンジンの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the scramjet engine which concerns on 1st embodiment of this invention. 本発明の第二実施形態に係るスクラムジェットエンジンの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the scramjet engine which concerns on 2nd embodiment of this invention. 本発明の第二実施形態に係るランプ部の構成を示す平面図である。It is a top view which shows the structure of the lamp | ramp part which concerns on 2nd embodiment of this invention. 本発明の第三実施形態に係るスクラムジェットエンジンの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the scramjet engine which concerns on 3rd embodiment of this invention. 本発明の第四実施形態に係るスクラムジェットエンジンの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the scramjet engine which concerns on 4th embodiment of this invention. 本発明の第五実施形態に係るスクラムジェットエンジンの構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the structure of the scramjet engine which concerns on 5th embodiment of this invention. 本発明の第五実施形態に係るランプ部を燃料が噴射される方向から見た図である。It is the figure which looked at the lamp part which concerns on 5th embodiment of this invention from the direction in which a fuel is injected.

［第一実施形態］
本発明の第一実施形態について図面を参照して説明する。図１に示すように、本実施形態に係る飛翔体１は、機体部２と、この機体部２に取り付けられたスクラムジェットエンジン３と、を備えている。 [First embodiment]
A first embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. As shown in FIG. 1, the flying object 1 according to the present embodiment includes an airframe part 2 and a scramjet engine 3 attached to the airframe part 2.

飛翔体１は、主として超音速下で運航される輸送機械である。機体部２は、貨客等が搭載される機体本体４と、揚力を発生させるための主翼５と、飛翔体１の進行方向を案内するための尾翼６と、を有している。スクラムジェットエンジン３は、超音速で飛行する飛翔体１（機体部２）に推力を与えるための装置である。本実施形態では、１つのスクラムジェットエンジン３が、機体本体４の下部に取り付けられている。なお、スクラムジェットエンジン３の取り付けられる位置や個数は本実施形態によっては限定されず、設計や仕様に応じて適宜決定されてよい。また、飛翔体１は、超音速状態に遷移するまでの間の推力を得るための他の推進装置を備えていてもよい。 The flying object 1 is a transport machine operated mainly under supersonic speed. The airframe unit 2 includes a main body 4 on which a cargo passenger or the like is mounted, a main wing 5 for generating lift, and a tail 6 for guiding the traveling direction of the flying object 1. The scramjet engine 3 is a device for applying thrust to the flying object 1 (airframe part 2) flying at supersonic speed. In the present embodiment, one scramjet engine 3 is attached to the lower part of the body body 4. Note that the position and number of the scramjet engine 3 to be attached are not limited depending on the present embodiment, and may be appropriately determined according to the design and specifications. Moreover, the flying object 1 may be provided with another propulsion device for obtaining a thrust until the transition to the supersonic state.

図２に示すように、スクラムジェットエンジン３は、筒状をなすカウル７と、カウル７の内周面に形成された主燃料供給部８、及び副燃料供給部９と、を備えている。カウル７は、飛翔体１の進行方向に延びている。進行方向におけるカウル７の両端部はいずれも外部に開口されている。このうち、進行方向前方側の開口は、外部の空気を取り入れるための吸気口１０とされている。一方で、進行方向後方側の開口は、スクラムジェットエンジン３内で生成された燃焼ガスを排気するための排気口１１とされている。 As shown in FIG. 2, the scramjet engine 3 includes a tubular cowl 7, a main fuel supply unit 8 formed on the inner peripheral surface of the cowl 7, and a sub fuel supply unit 9. The cowl 7 extends in the traveling direction of the flying object 1. Both ends of the cowl 7 in the traveling direction are open to the outside. Among these, the opening on the front side in the traveling direction is an intake port 10 for taking in external air. On the other hand, the opening on the rear side in the traveling direction is an exhaust port 11 for exhausting the combustion gas generated in the scramjet engine 3.

カウル７の内周面（流路形成面１２）によって囲まれる空間は、主燃料供給部８、及び副燃料供給部９によって供給された燃料と空気との混合気を燃焼させるための燃焼流路１３とされている。すなわち、この燃焼流路１３内では、火炎を伴う燃焼領域が形成される。以降の説明では、燃焼流路１３から見て、上記の吸気口１０が位置する側を上流側、吸気側等と呼び、上記の排気口１１が位置する側を下流側、排気側等と呼ぶ。 A space surrounded by the inner peripheral surface (flow path forming surface 12) of the cowl 7 is a combustion flow path for burning an air-fuel mixture supplied by the main fuel supply unit 8 and the sub fuel supply unit 9. It is set to 13. That is, in the combustion flow path 13, a combustion region with a flame is formed. In the following description, the side where the intake port 10 is located as viewed from the combustion flow path 13 is referred to as the upstream side, the intake side, etc., and the side where the exhaust port 11 is located is referred to as the downstream side, the exhaust side, etc. .

上記の流路形成面１２上には、上流側から下流側に向かって順に配列された副燃料供給部９、及び主燃料供給部８が設けられている。さらに、主燃料供給部８の下流側の領域にはキャビティ１４が形成されている。主燃料供給部８は、燃料流路中に火炎（燃焼領域）を形成するための燃料（主燃料１７）を供給する。一方で、副燃料供給部９は、主燃料１７によって形成された燃焼領域を保炎するための燃料（副燃料１８）を供給する。 On the flow path forming surface 12, the auxiliary fuel supply unit 9 and the main fuel supply unit 8 arranged in order from the upstream side to the downstream side are provided. Further, a cavity 14 is formed in the downstream region of the main fuel supply unit 8. The main fuel supply unit 8 supplies fuel (main fuel 17) for forming a flame (combustion region) in the fuel flow path. On the other hand, the auxiliary fuel supply unit 9 supplies fuel (sub fuel 18) for holding the combustion region formed by the main fuel 17.

主燃料供給部８は、流路形成面１２に対して直交する方向に延びる主燃料流路１９を有している。主燃料流路１９の一端（主燃料噴射孔２０）は流路形成面１２上に開口しており、他端は燃料タンク（図示省略）に接続されている。燃料タンク内の主燃料１７は、ポンプ等によって圧送されて、主燃料噴射孔２０を経て上記の燃焼流路１３中に噴射される。 The main fuel supply unit 8 has a main fuel flow path 19 extending in a direction orthogonal to the flow path forming surface 12. One end (main fuel injection hole 20) of the main fuel flow path 19 is opened on the flow path forming surface 12, and the other end is connected to a fuel tank (not shown). The main fuel 17 in the fuel tank is pumped by a pump or the like and injected into the combustion flow path 13 through the main fuel injection hole 20.

副燃料供給部９は、上記の主燃料供給部８よりも上流側の領域に設けられた多孔ノズル部２１を有している。本実施形態では、多孔ノズル部２１は、流路形成面１２に対して一体かつ面一に取り付けられている。多孔ノズル部２１には、上下流方向に間隔をあけて配列された複数の孔部２２が形成されている。これらの孔部２２はいずれも流路形成面１２上に開口している。これらの孔部２２を通じて、上述した燃料タンク（図示省略）から副燃料１８が燃焼流路１３中に供給される。 The auxiliary fuel supply unit 9 has a porous nozzle part 21 provided in a region upstream of the main fuel supply unit 8. In the present embodiment, the porous nozzle portion 21 is integrally and flush with the flow path forming surface 12. The porous nozzle portion 21 is formed with a plurality of holes 22 arranged at intervals in the upstream and downstream directions. These holes 22 are all open on the flow path forming surface 12. The auxiliary fuel 18 is supplied into the combustion channel 13 from the fuel tank (not shown) through the holes 22.

副燃料供給部９（多孔ノズル部２１）から供給される副燃料１８の流量は、主燃料供給部８（主燃料噴射孔２０）から供給される主燃料１７の流量よりも少なく設定されている。より具体的には、多孔ノズル部２１の孔部２２の開孔径は、主燃料噴射孔２０の開孔径よりも十分に小さい。また、副燃料１８を圧送する際の圧力は、主燃料１７を圧送する際の圧力よりも十分に小さい。これにより、多孔ノズル部２１からは、副燃料１８が燃焼流路１３中に向かって染み出すようにして供給される。言い換えれば、多孔ノズル部２１から供給される燃料の流れは、噴流とは異なり、極めて低い流速を呈する。 The flow rate of the auxiliary fuel 18 supplied from the auxiliary fuel supply unit 9 (perforated nozzle portion 21) is set to be smaller than the flow rate of the main fuel 17 supplied from the main fuel supply unit 8 (main fuel injection hole 20). . More specifically, the aperture diameter of the hole portion 22 of the multi-hole nozzle portion 21 is sufficiently smaller than the aperture diameter of the main fuel injection hole 20. Further, the pressure when pumping the auxiliary fuel 18 is sufficiently smaller than the pressure when pumping the main fuel 17. Thus, the auxiliary fuel 18 is supplied from the porous nozzle portion 21 so as to ooze out into the combustion flow path 13. In other words, the flow of the fuel supplied from the porous nozzle portion 21 exhibits an extremely low flow rate unlike the jet flow.

さらに、上記の主燃料供給部８の下流側には、流路形成面１２からカウル７の外周側に向かって凹没するキャビティ１４が形成されている。キャビティ１４は、流路形成面１２と平行に延びる平面状のキャビティ底面部１５と、キャビティ底面部１５と流路形成面１２とをつなぐキャビティ側面部１６と、を有している。 Further, a cavity 14 that is recessed from the flow path forming surface 12 toward the outer peripheral side of the cowl 7 is formed on the downstream side of the main fuel supply unit 8. The cavity 14 has a planar cavity bottom surface portion 15 that extends in parallel with the flow path forming surface 12, and a cavity side surface portion 16 that connects the cavity bottom surface portion 15 and the flow path forming surface 12.

続いて、上記の飛翔体１、及びスクラムジェットエンジン３の動作について説明する。
飛翔体１は、離陸後の加速を経て、超音速状態（一例として、マッハ５以上）に至る。超音速状態下では、スクラムジェットエンジン３に対して、吸気口１０を通じて超音速の空気流が連続的に流入する。 Next, operations of the flying object 1 and the scramjet engine 3 will be described.
The flying object 1 reaches a supersonic state (for example, Mach 5 or more) through acceleration after takeoff. Under supersonic conditions, a supersonic airflow continuously flows into the scramjet engine 3 through the air inlet 10.

上記の状態で、主燃料供給部８は、空気流に対して主燃料１７を供給する。この主燃料１７が、空気と混合されて混合気が生成される。次いで、混合気に対して着火器（図示省略）による着火を施すことで、上記の燃焼流路１３中には、超音速燃焼を伴う燃焼領域が形成される。燃焼領域中では高温高圧の燃焼ガスが生成される。この燃焼ガスを上記の空気流とともに排気口１１から噴射することで、スクラムジェットエンジン３は機体部２に推力を与える。 In the above state, the main fuel supply unit 8 supplies the main fuel 17 to the air flow. The main fuel 17 is mixed with air to generate an air-fuel mixture. Next, by igniting the air-fuel mixture with an igniter (not shown), a combustion region with supersonic combustion is formed in the combustion flow path 13. In the combustion region, high-temperature and high-pressure combustion gas is generated. The scramjet engine 3 gives thrust to the airframe unit 2 by injecting the combustion gas from the exhaust port 11 together with the air flow.

上記のような超音速燃焼を安定的に維持するためには、燃焼領域中の火炎に対して十分な保炎を行う必要がある。そこで、本実施形態に係るスクラムジェットエンジン３では、副燃料供給部９によって、上記火炎に対して副燃料１８を供給している。 In order to stably maintain the supersonic combustion as described above, it is necessary to perform sufficient flame holding for the flame in the combustion region. Therefore, in the scramjet engine 3 according to the present embodiment, the auxiliary fuel 18 is supplied to the flame by the auxiliary fuel supply unit 9.

ここで、燃焼流路１３中では、流路形成面１２との摩擦によって、相対的に流速の低い境界層が形成される。一方で、流路形成面１２から離間した位置になるほど、空気流の流速は高くなる。すなわち、燃焼流路１３の中心付近における流速が最も高くなる。 Here, in the combustion flow path 13, a boundary layer having a relatively low flow velocity is formed by friction with the flow path forming surface 12. On the other hand, the air flow velocity increases as the position is farther from the flow path forming surface 12. That is, the flow velocity near the center of the combustion channel 13 is the highest.

副燃料供給部９における多孔ノズル部２１からは、複数の孔部２２を経て上記の境界層中に副燃料１８が供給される。上述したように、副燃料１８の流量、及び流速は、主燃料供給部８から供給される主燃料１７の流量、及び流速よりも十分に小さい。すなわち、多孔ノズル部２１からは、副燃料１８が燃焼流路１３中に向かって染み出すようにして供給される。これにより、多孔ノズル部２１から供給された副燃料１８は、燃焼流路１３中における流れの境界層に沿って、上流側から下流側に向かって流れる。この過程において、副燃料１８は、境界層中の空気と混合し、可燃性混合気となる。 The auxiliary fuel 18 is supplied from the porous nozzle portion 21 in the auxiliary fuel supply portion 9 into the boundary layer through a plurality of holes 22. As described above, the flow rate and flow rate of the auxiliary fuel 18 are sufficiently smaller than the flow rate and flow rate of the main fuel 17 supplied from the main fuel supply unit 8. That is, the auxiliary fuel 18 is supplied from the porous nozzle portion 21 so as to ooze out into the combustion flow path 13. Thereby, the auxiliary fuel 18 supplied from the porous nozzle portion 21 flows from the upstream side toward the downstream side along the boundary layer of the flow in the combustion flow path 13. In this process, the auxiliary fuel 18 is mixed with the air in the boundary layer and becomes a combustible air-fuel mixture.

さらに、燃焼領域中の火炎は主燃料供給部８付近における境界層近傍に形成される。したがって、上記のように境界層に副燃料１８が供給されることで可燃性混合気を保炎部（保炎領域）に供給でき、主燃料供給部８付近の燃焼領域中で十分な保炎を実現することができる。加えて、火炎面に直接的に燃料を供給することから、火炎が生じにくい燃焼領域の中心に燃料を到達させた場合に比べて、燃料の未燃分を少なくすることができる。これにより、スクラムジェットエンジン３の効率を向上させることができる。 Further, the flame in the combustion region is formed in the vicinity of the boundary layer in the vicinity of the main fuel supply unit 8. Therefore, by supplying the auxiliary fuel 18 to the boundary layer as described above, the combustible air-fuel mixture can be supplied to the flame holding portion (flame holding region), and sufficient flame holding is achieved in the combustion region near the main fuel supply portion 8. Can be realized. In addition, since the fuel is directly supplied to the flame surface, the amount of unburned fuel can be reduced as compared with the case where the fuel reaches the center of the combustion region where the flame is difficult to occur. Thereby, the efficiency of the scramjet engine 3 can be improved.

次いで、上記の副燃料１８を含む流れは、主燃料供給部８の下流側に形成されたキャビティ１４に到達する。キャビティ１４の内側では、上流側から流れてきた空気流が、当該キャビティ１４によって捕捉されて循環流を形成する。循環流中では、燃料と空気との混合が促進されて、十分な混合気が生成される。この混合気によって、燃焼領域中における保炎をより十分に行うことができる。 Next, the flow including the auxiliary fuel 18 reaches the cavity 14 formed on the downstream side of the main fuel supply unit 8. Inside the cavity 14, the air flow flowing from the upstream side is captured by the cavity 14 to form a circulating flow. In the circulating flow, mixing of fuel and air is promoted, and a sufficient air-fuel mixture is generated. With this air-fuel mixture, flame holding in the combustion region can be performed more sufficiently.

［第二実施形態］
次に、本発明の第二実施形態について、図３と図４とを参照して説明する。なお、上記第一実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図３に示すように、本実施形態に係るスクラムジェットエンジン２３では、主燃料供給部２４はランプ部２５を有している。 [Second Embodiment]
Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In addition, about the structure similar to said 1st embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. As shown in FIG. 3, in the scramjet engine 23 according to the present embodiment, the main fuel supply unit 24 has a ramp unit 25.

ランプ部２５は、副燃料供給部９としての多孔ノズル部２１よりも下流側の領域に設けられている。ランプ部２５は、流路形成面１２から燃焼流路１３の中心に向かって断面視三角形状に突出している。ランプ部２５の各面のうち、上流側を臨む面（傾斜面２６）は、上流側から下流側に向かうにしたがって、流路形成面１２から次第に離間する方向に傾斜している。ランプ部２５の各面のうち、下流側を臨む面（主面２７）は、上流側から下流側に向かうにしたがって、流路形成面１２に次第に近接する方向に傾斜している。主面２７が流路形成面１２に対してなす角度は、傾斜面２６と流路形成面１２とがなす角度に対して大きく設定されている。 The ramp portion 25 is provided in a region downstream of the porous nozzle portion 21 as the auxiliary fuel supply portion 9. The ramp portion 25 protrudes in a triangular shape in sectional view from the flow path forming surface 12 toward the center of the combustion flow path 13. Of each surface of the ramp portion 25, the surface facing the upstream side (inclined surface 26) is inclined in a direction gradually separating from the flow path forming surface 12 as it goes from the upstream side to the downstream side. Of each surface of the ramp portion 25, the surface facing the downstream side (main surface 27) is inclined in a direction gradually approaching the flow path forming surface 12 from the upstream side toward the downstream side. The angle formed by the main surface 27 with respect to the flow path forming surface 12 is set larger than the angle formed between the inclined surface 26 and the flow path forming surface 12.

さらに、図４に示すように、流路形成面１２に対する平面視では、ランプ部２５は矩形をなしている。すなわち、ランプ部２５の側面（側面部２８）は、上下流方向に直線状に延びている。この側面部２８によって、上記の傾斜面２６と主面２７とが接続されている。 Furthermore, as shown in FIG. 4, the lamp portion 25 has a rectangular shape in plan view with respect to the flow path forming surface 12. That is, the side surface (side surface portion 28) of the lamp portion 25 extends linearly in the upstream and downstream directions. The inclined surface 26 and the main surface 27 are connected by the side surface portion 28.

主面２７には、主燃料１７を吹き出すための噴射孔２９が１つ形成されている。噴射孔２９は、主面２７の延びる方向に対して直交する方向（下流側に向かう方向）に主燃料１７を噴射する。この噴射孔２９には、上述の燃料タンク（図示省略）から圧送された主燃料１７が供給される。 One injection hole 29 for blowing out the main fuel 17 is formed in the main surface 27. The injection holes 29 inject the main fuel 17 in a direction orthogonal to the direction in which the main surface 27 extends (a direction toward the downstream side). The injection fuel 29 is supplied with the main fuel 17 pumped from the fuel tank (not shown).

ここで、上流側から流れてきた空気流は、ランプ部２５に衝突することで、その下流側に縦渦３０を形成する。より具体的には、空気流の一部の成分は、ランプ部２５の傾斜面２６に乗り上げた後、この傾斜面２６から上記の側面部２８に向かって逸脱する。側面部２８の近傍を流れる空気流の他の成分と、上記傾斜面２６から逸脱した成分とが合流することで、上流側から下流側に向かう渦芯を有する渦（縦渦３０）が形成される。この縦渦３０は、傾斜面２６と側面部２８とがなす稜線に沿って発達する。 Here, the airflow that has flowed from the upstream side collides with the ramp portion 25, thereby forming a vertical vortex 30 on the downstream side thereof. More specifically, some components of the air flow run on the inclined surface 26 of the ramp portion 25, and then deviate from the inclined surface 26 toward the side surface portion 28. A vortex (vertical vortex 30) having a vortex core from the upstream side to the downstream side is formed by the combination of the other component of the air flow flowing in the vicinity of the side surface portion 28 and the component deviating from the inclined surface 26. The The vertical vortex 30 develops along a ridge line formed by the inclined surface 26 and the side surface portion 28.

したがって、上記のような構成によれば、ランプ部２５で形成される縦渦３０によって、主燃料１７と空気との混合をさらに促進することができる。加えて、主燃料１７は噴射孔２９から下流側に向かって吹き出されることから、主燃料１７が空気流に直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気流が主燃料１７の流れによって生じる圧力損失を低減することができる。 Therefore, according to the above configuration, the mixing of the main fuel 17 and air can be further promoted by the vertical vortex 30 formed by the ramp portion 25. In addition, since the main fuel 17 is blown out from the injection hole 29 toward the downstream side, the air flow is a flow of the main fuel 17 as compared with the case where the main fuel 17 is injected in a direction orthogonal to the air flow. The pressure loss caused by the can be reduced.

さらに、上記第一実施形態と同様に、副燃料供給部９からは副燃料１８が供給される。この副燃料１８の供給によって、燃焼領域中における十分な保炎を実現することができる。加えて、火炎面に直接的に燃料を供給することから、火炎が生じにくい燃焼領域の中心に燃料を到達させた場合に比べて、燃料の未燃分を少なくすることができる。これにより、スクラムジェットエンジン３の効率を向上させることができる。 Further, the auxiliary fuel 18 is supplied from the auxiliary fuel supply unit 9 as in the first embodiment. By supplying the auxiliary fuel 18, sufficient flame holding in the combustion region can be realized. In addition, since the fuel is directly supplied to the flame surface, the amount of unburned fuel can be reduced as compared with the case where the fuel reaches the center of the combustion region where the flame is difficult to occur. Thereby, the efficiency of the scramjet engine 3 can be improved.

［第三実施形態］
続いて、本発明の第三実施形態について図５を参照して説明する。なお、上記の各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図５に示すように、本実施形態に係るスクラムジェットエンジン３１では、副燃料供給部３２の構成が上記各実施形態とは異なっている。 [Third embodiment]
Next, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. As shown in FIG. 5, in the scramjet engine 31 according to the present embodiment, the configuration of the auxiliary fuel supply unit 32 is different from those of the above embodiments.

より具体的には、副燃料供給部３２は、流路形成面１２よりも燃焼領域（燃焼流路１３）側に設けられた整流板３３と、整流板３３の上流側の端部を支持する支持部３４と、を有している。さらに、整流板３３と流路形成面１２との間には、燃料タンク（図示省略）から圧送された副燃料１８を噴射するための副燃料噴射孔３５が形成されている。 More specifically, the auxiliary fuel supply unit 32 supports a rectifying plate 33 provided on the combustion region (combustion channel 13) side of the flow path forming surface 12 and an upstream end portion of the rectifying plate 33. And a support part 34. Further, a sub fuel injection hole 35 for injecting the sub fuel 18 pumped from a fuel tank (not shown) is formed between the rectifying plate 33 and the flow path forming surface 12.

整流板３３は、流路形成面１２に対して平行に（すなわち、上下流方向に）延びる板状をなしている。整流板３３の上流側の端部は、支持部３４に対して固定されている。支持部３４の上側の面（すなわち、燃焼領域側の面）は、整流板３３に対して面一とされるとともに、上下流方向に延びている。 The rectifying plate 33 has a plate shape extending in parallel to the flow path forming surface 12 (that is, in the upstream and downstream directions). The upstream end portion of the rectifying plate 33 is fixed to the support portion 34. The upper surface of the support portion 34 (that is, the combustion region side surface) is flush with the rectifying plate 33 and extends in the upstream and downstream directions.

副燃料噴射孔３５は、上記の整流板３３と流路形成面１２との間に形成される噴射部３６と、噴射部３６の一端に連通する導入部３７と、を有している。 The auxiliary fuel injection hole 35 has an injection part 36 formed between the rectifying plate 33 and the flow path forming surface 12, and an introduction part 37 communicating with one end of the injection part 36.

以上のような構成によれば、副燃料供給部３２は、整流板３３と流路形成面１２との間に形成された副燃料噴射孔３５から下流側に向かって副燃料１８を吹き出す。すなわち、副燃料１８は空気流と平行に流れる。したがって、副燃料１８が空気流に直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気流の圧力損失を低減することができる。 According to the above configuration, the auxiliary fuel supply unit 32 blows out the auxiliary fuel 18 toward the downstream side from the auxiliary fuel injection hole 35 formed between the rectifying plate 33 and the flow path forming surface 12. That is, the auxiliary fuel 18 flows in parallel with the air flow. Therefore, the pressure loss of the air flow can be reduced as compared with the case where the auxiliary fuel 18 is injected in the direction orthogonal to the air flow.

さらに、上記第一実施形態と同様に、副燃料１８の供給によって、燃焼領域中における十分な保炎を実現することができる。加えて、火炎面に直接的に燃料を供給することから、火炎が生じにくい燃焼領域の中心に燃料を到達させた場合に比べて、燃料の未燃分を少なくすることができる。これにより、スクラムジェットエンジン３の効率を向上させることができる。 Further, as in the first embodiment, sufficient flame holding in the combustion region can be realized by supplying the auxiliary fuel 18. In addition, since the fuel is directly supplied to the flame surface, the amount of unburned fuel can be reduced as compared with the case where the fuel reaches the center of the combustion region where the flame is difficult to occur. Thereby, the efficiency of the scramjet engine 3 can be improved.

［第四実施形態］
続いて、本発明の第四実施形態について図６を参照して説明する。なお、上記の各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図６に示すように、本実施形態に係るスクラムジェットエンジン３８では、主燃料供給部３９は、上記第二実施形態において説明したランプ部２５と同様のランプ部４０を有している。さらに、副燃料供給部４１は、上記第三実施形態において説明したものと同様の構成を有している。 [Fourth embodiment]
Next, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. As shown in FIG. 6, in the scramjet engine 38 according to the present embodiment, the main fuel supply unit 39 has the same ramp unit 40 as the ramp unit 25 described in the second embodiment. Further, the auxiliary fuel supply unit 41 has the same configuration as that described in the third embodiment.

本実施形態では、副燃料供給部４１における副燃料噴射孔４２は、上下流方向から見て、ランプ部４０の傾斜面４３と重なる位置に設けられている。すなわち、副燃料噴射孔４２から供給された副燃料１８の流れは、流路形成面１２に沿って下流側に流れた後、傾斜面４３に上流側から衝突する。また、このとき、副燃料１８の流れと、燃焼流路１３中の空気流とによって、流路形成面１２の近傍には、混合領域が形成される。 In the present embodiment, the auxiliary fuel injection hole 42 in the auxiliary fuel supply part 41 is provided at a position overlapping the inclined surface 43 of the ramp part 40 when viewed from the upstream and downstream directions. That is, the flow of the auxiliary fuel 18 supplied from the auxiliary fuel injection hole 42 flows downstream along the flow path forming surface 12 and then collides with the inclined surface 43 from the upstream side. At this time, a mixed region is formed in the vicinity of the flow path forming surface 12 by the flow of the auxiliary fuel 18 and the air flow in the combustion flow path 13.

このような構成によれば、上記第二実施形態で説明したように、ランプ部４０で形成される縦渦３０によって、主燃料１７と空気との混合をさらに促進することができる。加えて、主燃料１７は噴射孔２９から下流側に向かって吹き出されることから、燃料が空気流に直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気流中で主燃料１７の流れによって生じる圧力損失を低減することができる。 According to such a configuration, as described in the second embodiment, the longitudinal vortex 30 formed by the ramp portion 40 can further promote the mixing of the main fuel 17 and air. In addition, since the main fuel 17 is blown out from the injection hole 29 toward the downstream side, compared with the case where the fuel is injected in a direction orthogonal to the air flow, the flow of the main fuel 17 in the air flow The resulting pressure loss can be reduced.

さらに、副燃料供給部４１から供給される副燃料１８によって、燃焼領域中における十分な保炎を実現することができる。加えて、火炎面に直接的に燃料を供給することから、火炎が生じにくい燃焼領域の中心に燃料を到達させた場合に比べて、燃料の未燃分を少なくすることができる。これにより、スクラムジェットエンジン３の効率を向上させることができる。 Furthermore, sufficient flame holding in the combustion region can be realized by the auxiliary fuel 18 supplied from the auxiliary fuel supply unit 41. In addition, since the fuel is directly supplied to the flame surface, the amount of unburned fuel can be reduced as compared with the case where the fuel reaches the center of the combustion region where the flame is difficult to occur. Thereby, the efficiency of the scramjet engine 3 can be improved.

［第五実施形態］
続いて、本発明の第五実施形態について図７、図８を参照して説明する。なお、上記の各実施形態と同様の構成については同一の符号を付し、詳細な説明を省略する。図７に示すように、本実施形態に係るスクラムジェットエンジン４４では、主燃料供給部４５は、上記第二実施形態において説明したランプ部２５と同様のランプ部４６を有している。第二実施形態ではランプ部２５に、主燃料１７を噴射するための噴射孔２９が１つのみ形成されていた。一方で、本実施形態におけるランプ部４６には、複数の噴射孔４７が形成されている。 [Fifth embodiment]
Next, a fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In addition, about the structure similar to said each embodiment, the same code | symbol is attached | subjected and detailed description is abbreviate | omitted. As shown in FIG. 7, in the scramjet engine 44 according to the present embodiment, the main fuel supply unit 45 has a ramp portion 46 similar to the ramp portion 25 described in the second embodiment. In the second embodiment, only one injection hole 29 for injecting the main fuel 17 is formed in the ramp portion 25. On the other hand, a plurality of injection holes 47 are formed in the lamp portion 46 in the present embodiment.

より具体的には図８に示すように、ランプ部４６の主面４８上には、断面視で主面２７の延びる方向に間隔を空けて配列された複数の噴射孔４７が形成されている。噴射孔４７はいずれも円形の開孔断面を有している。これら噴射孔４７の開孔径は、流路形成面１２から離間する位置にある噴射孔４７になるほど大きく設定されている。言い換えれば、主面４８の延びる方向に、流路形成面１２側から離間するにしたがって、噴射孔４７の開孔径が次第に大きくなる。これにより、流路形成面１２から離間する位置にある噴射孔４７になるほど、より多くの主燃料１７を噴射することができる。 More specifically, as shown in FIG. 8, a plurality of injection holes 47 arranged at intervals in the direction in which the main surface 27 extends in the cross-sectional view are formed on the main surface 48 of the lamp portion 46. . Each of the injection holes 47 has a circular opening cross section. The diameters of the injection holes 47 are set to be larger as the injection holes 47 are located away from the flow path forming surface 12. In other words, as the main surface 48 extends away from the flow path forming surface 12 side, the diameter of the injection hole 47 gradually increases. Thereby, the more main fuel 17 can be injected, so that it becomes the injection hole 47 in the position spaced apart from the flow path formation surface 12.

このような構成によれば、ランプ部４６の傾斜面４９と側面部５０との稜線に沿って、上流側から流れてきた空気が縦渦３０を形成する。この縦渦３０によって、燃料と空気との混合を促進することができる。さらに、燃料は噴射孔４７から下流側に向かって吹き出されることから、燃料が空気流に直交する方向に噴射された場合に比べて、当該空気流の圧力損失を低減することができる。 According to such a configuration, the air flowing from the upstream side along the ridge line between the inclined surface 49 and the side surface portion 50 of the ramp portion 46 forms the vertical vortex 30. The longitudinal vortex 30 can promote mixing of fuel and air. Further, since the fuel is blown out from the injection hole 47 toward the downstream side, the pressure loss of the air flow can be reduced as compared with the case where the fuel is injected in the direction orthogonal to the air flow.

さらに、流路形成面１２から離間した位置の噴射孔４７になるほど開孔径が大きく設定されていることから、燃焼領域中における流束分布と燃料の流束分布とを一致させることができる。すなわち、流速の低い境界層には相対的に少量の燃料が供給され、流速の高い領域には相対的に大量の燃料が供給されるため、燃料と空気との混合をさらに促進することができるとともに、燃料の未燃分が生じる可能性をさらに低減することができる。 Furthermore, since the opening diameter is set larger as the injection hole 47 is located farther from the flow path forming surface 12, the flux distribution in the combustion region and the fuel flux distribution can be matched. That is, since a relatively small amount of fuel is supplied to the boundary layer having a low flow velocity, and a relatively large amount of fuel is supplied to a region having a high flow velocity, mixing of fuel and air can be further promoted. At the same time, the possibility of unburned fuel can be further reduced.

１…飛翔体
２…機体部
３…スクラムジェットエンジン
４…機体本体
５…主翼
６…尾翼
７…カウル
８…主燃料供給部
９…副燃料供給部
１０…吸気口
１１…排気口
１２…流路形成面
１３…燃焼流路
１４…キャビティ
１５…キャビティ底面部
１６…キャビティ側面部
１７…主燃料
１８…副燃料
１９…主燃料流路
２０…主燃料噴射孔
２１…多孔ノズル部
２２…孔部
２３…スクラムジェットエンジン
２４…主燃料供給部
２５…ランプ部
２６…傾斜面
２７…主面
２８…側面部
２９…噴射孔
３０…縦渦
３１…スクラムジェットエンジン
３２…副燃料供給部
３３…整流板
３４…支持部
３５…副燃料噴射孔
３６…噴射部
３７…導入部
３８…スクラムジェットエンジン
３９…主燃料供給部
４０…ランプ部
４１…副燃料供給部
４２…副燃料噴射孔
４３…傾斜面
４４…スクラムジェットエンジン
４５…主燃料供給部
４６…ランプ部
４７…噴射孔
４８…主面
４９…傾斜面
５０…側面部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Flying object 2 ... Airframe part 3 ... Scramjet engine 4 ... Aircraft body 5 ... Main wing 6 ... Tail wing 7 ... Cowl 8 ... Main fuel supply part 9 ... Sub fuel supply part 10 ... Intake port 11 ... Exhaust port 12 ... Flow path Forming surface 13 ... Combustion flow path 14 ... Cavity 15 ... Cavity bottom face part 16 ... Cavity side face part 17 ... Main fuel 18 ... Sub fuel 19 ... Main fuel flow path 20 ... Main fuel injection hole 21 ... Porous nozzle part 22 ... Hole part 23 ... scramjet engine 24 ... main fuel supply part 25 ... ramp part 26 ... inclined surface 27 ... main surface 28 ... side face part 29 ... injection hole 30 ... vertical vortex 31 ... scramjet engine 32 ... auxiliary fuel supply part 33 ... rectifying plate 34 ... support part 35 ... auxiliary fuel injection hole 36 ... injection part 37 ... introduction part 38 ... scramjet engine 39 ... main fuel supply part 40 ... ramp part 41 ... auxiliary fuel supply part 42 ... auxiliary fuel injection hole 43 ... inclined surface 44 ... Crumb jet engine 45 ... main fuel supply unit 46 ... lamp unit 47 ... injection holes 48 ... principal surface 49 ... inclined surface 50 ... side portion

Claims

A flow path forming surface that forms a combustion flow path from the intake side to the exhaust side through the combustion region;
A main fuel supply unit that injects fuel from the flow path forming surface upstream of the combustion region;
An auxiliary fuel supply unit that supplies a smaller amount of fuel than the main fuel supply unit from the flow path forming surface upstream of the main fuel supply unit;
A scramjet engine equipped with.

2. The scramjet engine according to claim 1, wherein the auxiliary fuel supply unit has a multi-hole nozzle portion in which a plurality of holes are formed, and fuel is supplied from each of the holes.

The auxiliary fuel supply unit includes a rectifying plate that extends along the flow path forming surface on the combustion region side of the flow path forming surface, and is provided downstream from between the rectifying plate and the flow path forming surface. The scramjet engine according to claim 1, wherein fuel is blown out toward the vehicle.

4. The cavity according to claim 1, wherein a cavity that is recessed from the flow path forming surface is formed in a region on the flow path forming surface and downstream of the main fuel supply unit. Scramjet engine.

The main fuel supply part protrudes from the flow path forming surface and extends in a direction away from the flow path forming surface from the upstream side toward the downstream side, and the inclined surface and the flow path forming surface And a lamp portion formed with a pair of side surfaces extending in the upstream and downstream directions,
The scramjet engine according to any one of claims 1 to 4, wherein an injection hole that blows fuel toward a downstream side is formed on a surface facing the downstream side of the ramp portion.

The lamp portion is formed with a plurality of the injection holes,
The scramjet engine according to claim 5, wherein an opening diameter is larger as the injection hole is located farther from the flow path forming surface.

A flow path forming surface that forms a combustion flow path from the upstream side to the downstream side through the combustion region;
A ramp portion formed with an inclined surface protruding from the flow path forming surface and extending in a direction away from the flow path forming surface as it goes from the upstream side to the downstream side;
A plurality of injection holes for blowing fuel toward the downstream side are formed on the surface facing the downstream side of the ramp part, and the scramjet having a larger opening diameter as the injection hole is located at a position away from the flow path formation surface. engine.

A scramjet engine according to any one of claims 1 to 7,
A fuselage that is propelled by the thrust of the scramjet engine;
A flying body with