JP2756946B2 - 飛翔体 - Google Patents
飛翔体Info
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- JP2756946B2 JP2756946B2 JP8040499A JP4049996A JP2756946B2 JP 2756946 B2 JP2756946 B2 JP 2756946B2 JP 8040499 A JP8040499 A JP 8040499A JP 4049996 A JP4049996 A JP 4049996A JP 2756946 B2 JP2756946 B2 JP 2756946B2
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- Japan
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- air
- compressor
- flying object
- engine
- pressure
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は飛翔体に関する。さ
らに詳しくは、エアターボラムジェットエンジンを搭載
しているミサイルなどの飛翔体における比推力（推力と
燃料消費量の比）の改善に関する。
らに詳しくは、エアターボラムジェットエンジンを搭載
しているミサイルなどの飛翔体における比推力（推力と
燃料消費量の比）の改善に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、ミサイルなどの飛翔体ｍをマ
ッハ数１以下の低速域からマッハ数３以上の高速域まで
飛行可能とするために、エアターボラムジェットエンジ
ンａの搭載の提案がなされている。
ッハ数１以下の低速域からマッハ数３以上の高速域まで
飛行可能とするために、エアターボラムジェットエンジ
ンａの搭載の提案がなされている。
【０００３】例えば、特開平７ー２２４７２３号には、
マッハ数１以下の低速時にも高い推力を発生し、自力で
離陸でき、かつラムジェットエンジンと同様にマッハ数
３以上の超音速時でもラムジェットエンジンと同程度の
高い比推力を得ることができるエアターボラムジェット
エンジンａを提供することを目的として、図７に示すよ
うに、高温高圧の可燃ガスを発生させるガス発生器ｂ
と、可燃ガスで駆動されるタービンｃと、タービンｃで
駆動される空気を導入する圧縮機ｄと、可燃ガスを燃焼
させる燃焼器ｆとを備えたエアターボラムジェットエン
ジンａにおいて、圧縮機ｄをバイパスして空気を燃焼器
ｆに導入するバイパス流路ｇを備え、該バイパス流路ｇ
には低速時に閉じ超音速時に開くように制御される開閉
可能な可動壁ｈ，ｉが設けられていることを特徴とする
エアターボラムジェットエンジンａが提案されている。
マッハ数１以下の低速時にも高い推力を発生し、自力で
離陸でき、かつラムジェットエンジンと同様にマッハ数
３以上の超音速時でもラムジェットエンジンと同程度の
高い比推力を得ることができるエアターボラムジェット
エンジンａを提供することを目的として、図７に示すよ
うに、高温高圧の可燃ガスを発生させるガス発生器ｂ
と、可燃ガスで駆動されるタービンｃと、タービンｃで
駆動される空気を導入する圧縮機ｄと、可燃ガスを燃焼
させる燃焼器ｆとを備えたエアターボラムジェットエン
ジンａにおいて、圧縮機ｄをバイパスして空気を燃焼器
ｆに導入するバイパス流路ｇを備え、該バイパス流路ｇ
には低速時に閉じ超音速時に開くように制御される開閉
可能な可動壁ｈ，ｉが設けられていることを特徴とする
エアターボラムジェットエンジンａが提案されている。
【０００４】しかしながら、前記提案においてはエアタ
ーボラムジェットエンジンａ単独で比推力の改善を図ろ
うとしていることから、次のような問題が生じている。
ーボラムジェットエンジンａ単独で比推力の改善を図ろ
うとしていることから、次のような問題が生じている。
【０００５】（１）胴体内部の圧縮機ｄ外周部に円環状
にバイパス流路ｇを設け、しかもそのバイパス流路ｇの
前後に円環状の開閉機構ｈ，ｉを設けているので、その
機構が複雑になるとともにエンジンコストの上昇を招来
している。
にバイパス流路ｇを設け、しかもそのバイパス流路ｇの
前後に円環状の開閉機構ｈ，ｉを設けているので、その
機構が複雑になるとともにエンジンコストの上昇を招来
している。
【０００６】（２）胴体内部に設けられたバイパス流路
ｇにより圧縮機ｄの直径が狭められ、そのため圧縮機ｄ
を通過する空気流量が制約され、搭載されるエアターボ
ラムジェットエンジンａの特性によっては所要空気量を
燃焼器ｆに供給できないという事態が生ずる。
ｇにより圧縮機ｄの直径が狭められ、そのため圧縮機ｄ
を通過する空気流量が制約され、搭載されるエアターボ
ラムジェットエンジンａの特性によっては所要空気量を
燃焼器ｆに供給できないという事態が生ずる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、所要空気量が燃
焼器に供給され、かつ圧縮機における無用の圧力損失が
著しく低減されることにより比推力が向上されてなる飛
翔体を提供することを目的としている。
術の課題に鑑みなされたものであって、所要空気量が燃
焼器に供給され、かつ圧縮機における無用の圧力損失が
著しく低減されることにより比推力が向上されてなる飛
翔体を提供することを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、エアターボラ
ムジェットエンジンを搭載している飛翔体であって、ラ
ム圧を利用してエンジン作動が可能な高速飛行速度域で
は胴体外部において、エアターボラムジェットエンジン
の圧縮機への空気流路から分岐形成された外部空気流路
により燃焼室に空気が燃焼ガスの流れ方向に対して直角
方向から直接供給されてなることを特徴とする飛翔体に
関する。
ムジェットエンジンを搭載している飛翔体であって、ラ
ム圧を利用してエンジン作動が可能な高速飛行速度域で
は胴体外部において、エアターボラムジェットエンジン
の圧縮機への空気流路から分岐形成された外部空気流路
により燃焼室に空気が燃焼ガスの流れ方向に対して直角
方向から直接供給されてなることを特徴とする飛翔体に
関する。
【０００９】 本発明は、より具体的には、エアターボ
ラムジェットエンジンを搭載している飛翔体であって、
エアターボラムジェットエンジンの圧縮機に胴体外部か
ら空気を供給している空気供給ダクトの胴体外部の部分
から分岐され、先端が胴体燃焼室に対応する位置に空気
を燃焼ガスの流れ方向に対して直角方向から供給するよ
うに接合されて、空気流路を燃焼室に連通させている分
岐ダクトを備え、前記分岐ダクトには圧縮機下流側の圧
力が圧縮機上流側の圧力よりも低くなると開となる開閉
機構が設けられてなることを特徴とする飛翔体に関す
る。
ラムジェットエンジンを搭載している飛翔体であって、
エアターボラムジェットエンジンの圧縮機に胴体外部か
ら空気を供給している空気供給ダクトの胴体外部の部分
から分岐され、先端が胴体燃焼室に対応する位置に空気
を燃焼ガスの流れ方向に対して直角方向から供給するよ
うに接合されて、空気流路を燃焼室に連通させている分
岐ダクトを備え、前記分岐ダクトには圧縮機下流側の圧
力が圧縮機上流側の圧力よりも低くなると開となる開閉
機構が設けられてなることを特徴とする飛翔体に関す
る。
【００１０】
【作用】本発明の飛翔体は前記のごとく構成されている
ので、ラム圧によりエンジン作動が可能になるまでの低
速の間は、サイドインテークから取り入れられた空気
は、全量エアターボラムジェットエンジンの圧縮機上流
側に供給される。その後、飛行速度が上昇してラム圧に
よりエンジン作動が可能になると、サイドインテークか
ら取り入れられた空気の一部または全部は、圧縮機の下
流側あるいはラム燃焼室に供給される。そのため、エア
ターボラムジェットエンジンをマッハ数１前後の低速域
およびマッハ数３前後の超音速域の両飛行速度域におい
て効率よく稼動させることができ、それにともない飛翔
体の比推力が向上される。
ので、ラム圧によりエンジン作動が可能になるまでの低
速の間は、サイドインテークから取り入れられた空気
は、全量エアターボラムジェットエンジンの圧縮機上流
側に供給される。その後、飛行速度が上昇してラム圧に
よりエンジン作動が可能になると、サイドインテークか
ら取り入れられた空気の一部または全部は、圧縮機の下
流側あるいはラム燃焼室に供給される。そのため、エア
ターボラムジェットエンジンをマッハ数１前後の低速域
およびマッハ数３前後の超音速域の両飛行速度域におい
て効率よく稼動させることができ、それにともない飛翔
体の比推力が向上される。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
【００１２】実施の形態１ 本発明の実施の形態１の飛翔体の要部を図１に概略図で
示し、この実施の形態１の飛翔体Ｍ１は、飛翔体Ｍ１の
胴体１の外周部１ａに設けられているエアターボラムジ
ェットエンジン２の圧縮機２１に空気を供給するサイド
インテーク（図２参照）３の後端部３ａから胴体１の圧
縮機２１下流側に対応する位置に接合されている、開閉
機構５を有する分岐ダクト４１を設けて分岐流路４を形
成し、そしてこの開閉機構５を適宜作動させてラム圧に
よりエンジン作動が可能な飛行速度域において、この分
岐流路４によりエアターボラムジェットエンジン２の圧
縮機２１下流側に空気を供給するようにしてなるもので
ある。つまり、サイドインテーク３と圧縮機２１下流側
とを分岐流路４により連通させてなるものである。
示し、この実施の形態１の飛翔体Ｍ１は、飛翔体Ｍ１の
胴体１の外周部１ａに設けられているエアターボラムジ
ェットエンジン２の圧縮機２１に空気を供給するサイド
インテーク（図２参照）３の後端部３ａから胴体１の圧
縮機２１下流側に対応する位置に接合されている、開閉
機構５を有する分岐ダクト４１を設けて分岐流路４を形
成し、そしてこの開閉機構５を適宜作動させてラム圧に
よりエンジン作動が可能な飛行速度域において、この分
岐流路４によりエアターボラムジェットエンジン２の圧
縮機２１下流側に空気を供給するようにしてなるもので
ある。つまり、サイドインテーク３と圧縮機２１下流側
とを分岐流路４により連通させてなるものである。
【００１３】なお、図１において、２２は圧縮機２１を
駆動するタービンを、２３はタービン２２を駆動するガ
ス発生器を、２４はミキサーを、２５は内部ハウジング
を、６は胴体１と内部ハウジング２５との間に形成され
た内部空気流路を、７は保炎器を、８は燃焼室を、９は
排気ノズルをそれぞれ示す。また、図２においてはサイ
ドインテーク３の本数は４本とされているが、サイドイ
ンテーク３の本数はこれに限定されるものではなく、２
本あるいは３本とすることもできる。
駆動するタービンを、２３はタービン２２を駆動するガ
ス発生器を、２４はミキサーを、２５は内部ハウジング
を、６は胴体１と内部ハウジング２５との間に形成され
た内部空気流路を、７は保炎器を、８は燃焼室を、９は
排気ノズルをそれぞれ示す。また、図２においてはサイ
ドインテーク３の本数は４本とされているが、サイドイ
ンテーク３の本数はこれに限定されるものではなく、２
本あるいは３本とすることもできる。
【００１４】分岐流路４のサイズは、飛翔体Ｍ１に搭載
されているエアターボラムジェットエンジン２の特性に
応じて適宜決定され、例えばその特性によっては全空気
量が流せるサイズとされてもよい。また、その断面形状
は矩形または円形とされる。
されているエアターボラムジェットエンジン２の特性に
応じて適宜決定され、例えばその特性によっては全空気
量が流せるサイズとされてもよい。また、その断面形状
は矩形または円形とされる。
【００１５】開閉機構５は、図１に示すように、例えば
分岐ダクト４１のサイドインテーク３からの分岐位置に
設けられ、そして圧縮機２１の前後の圧力差を利用して
開閉する機構とされている。その機構としては、例えば
図３や図４に示すようなものが用いられる。なお、開閉
機構５の取付け位置は、分岐ダクト４１の胴体１との接
合位置とされてもよい。
分岐ダクト４１のサイドインテーク３からの分岐位置に
設けられ、そして圧縮機２１の前後の圧力差を利用して
開閉する機構とされている。その機構としては、例えば
図３や図４に示すようなものが用いられる。なお、開閉
機構５の取付け位置は、分岐ダクト４１の胴体１との接
合位置とされてもよい。
【００１６】ここで、図３に示す開閉機構５Ａは、弁体
５１をその基端部５１ａを回動自在に壁面４１ａに取付
けるとともに、圧縮機２１下流側の圧力が高い状態では
閉となるように弁座５２を壁面４１ａに取付けてなるも
のである。そして、図３においては弁体５１が図中左方
向に回転すると閉となり、図中右方向に回転すると開と
なる。つまり、圧縮機２１が作動しているときは圧縮機
２１下流側の圧力が高くなるために閉となり、逆に圧縮
機２１がウィンドミル状態になると圧縮機２１下流側の
圧力が低くなるために開となるものである。
５１をその基端部５１ａを回動自在に壁面４１ａに取付
けるとともに、圧縮機２１下流側の圧力が高い状態では
閉となるように弁座５２を壁面４１ａに取付けてなるも
のである。そして、図３においては弁体５１が図中左方
向に回転すると閉となり、図中右方向に回転すると開と
なる。つまり、圧縮機２１が作動しているときは圧縮機
２１下流側の圧力が高くなるために閉となり、逆に圧縮
機２１がウィンドミル状態になると圧縮機２１下流側の
圧力が低くなるために開となるものである。
【００１７】また、図４に示す開閉機構５Ｂは、弁体５
１をバネ５３で支持して図４において図中左右方向に移
動するようにするとともに、圧縮機２１下流側の圧力が
高い状態では弁体５１が弁座５２に当接して閉となり、
圧縮機２１下流側の圧力が低い状態では弁体５１が弁座
５２から離れて開となるように、そのバネ５３の取付け
位置およびバネ定数が調整されてなるものである。つま
り、圧縮機２１が作動しているときは圧縮機２１下流側
の圧力が高くなるために閉となり、逆に圧縮機２１がウ
ィンドミル状態のときは圧縮機２１下流側の圧力が低く
なるために開とされてなるものである。
１をバネ５３で支持して図４において図中左右方向に移
動するようにするとともに、圧縮機２１下流側の圧力が
高い状態では弁体５１が弁座５２に当接して閉となり、
圧縮機２１下流側の圧力が低い状態では弁体５１が弁座
５２から離れて開となるように、そのバネ５３の取付け
位置およびバネ定数が調整されてなるものである。つま
り、圧縮機２１が作動しているときは圧縮機２１下流側
の圧力が高くなるために閉となり、逆に圧縮機２１がウ
ィンドミル状態のときは圧縮機２１下流側の圧力が低く
なるために開とされてなるものである。
【００１８】なお、開閉機構５は前記に限定されるもの
ではなく、適宜構成とすることができる。例えば、図５
に示すように、圧縮機２１の上流側と下流側前後との差
圧を検出し、その差圧により駆動装置５４を駆動させ、
その駆動装置５４により開閉される開閉機構５Ｃとされ
てもよい。
ではなく、適宜構成とすることができる。例えば、図５
に示すように、圧縮機２１の上流側と下流側前後との差
圧を検出し、その差圧により駆動装置５４を駆動させ、
その駆動装置５４により開閉される開閉機構５Ｃとされ
てもよい。
【００１９】次に、かかる構成とされている飛翔体Ｍ１
の飛行について説明する。
の飛行について説明する。
【００２０】（１）ガス発生器２３により発生したガス
によりタービン２２が駆動され、そのタービン２２によ
り圧縮機２１が駆動され、そしてサイドインテーク３か
ら圧縮機２１に供給された空気が所定圧縮比で圧縮、す
なわち昇圧される。
によりタービン２２が駆動され、そのタービン２２によ
り圧縮機２１が駆動され、そしてサイドインテーク３か
ら圧縮機２１に供給された空気が所定圧縮比で圧縮、す
なわち昇圧される。
【００２１】（２）この圧縮機２１により圧縮された空
気は胴体１と内部ハウジング２５との間の内部空気流路
６を通り、タービン２２を駆動してきたガスとミキサー
２４により混合されて燃焼室に供給される。
気は胴体１と内部ハウジング２５との間の内部空気流路
６を通り、タービン２２を駆動してきたガスとミキサー
２４により混合されて燃焼室に供給される。
【００２２】（３）空気と混合されたガスは燃焼室８で
燃焼された後、排気ノズル９より噴出されて飛翔体Ｍ１
を推進させる。
燃焼された後、排気ノズル９より噴出されて飛翔体Ｍ１
を推進させる。
【００２３】（４）飛行速度が上昇し、ラム圧が増加
し、圧縮機２１による昇圧なしでエンジン作動が可能に
なるとガス発生器２３が停止あるいは停止に近い状態と
される。
し、圧縮機２１による昇圧なしでエンジン作動が可能に
なるとガス発生器２３が停止あるいは停止に近い状態と
される。
【００２４】（５）ガス発生器２３が停止あるいは停止
に近い状態とされるとタービン２２の稼動は停止し、そ
のためそのタービン２２により駆動されている圧縮機２
１の稼動も停止し、圧縮機２１はいわゆるウインドミル
状態となる。つまり、圧縮機２１が抵抗として作用し、
圧縮機２１下流側の圧力が低下する。すると分岐流路４
に設けられている開閉機構５が開となりサイドインテー
ク３から取り入れられた空気の一部あるいは全部は、圧
縮機２１をバイパスして圧縮機２１下流側に供給され
る。
に近い状態とされるとタービン２２の稼動は停止し、そ
のためそのタービン２２により駆動されている圧縮機２
１の稼動も停止し、圧縮機２１はいわゆるウインドミル
状態となる。つまり、圧縮機２１が抵抗として作用し、
圧縮機２１下流側の圧力が低下する。すると分岐流路４
に設けられている開閉機構５が開となりサイドインテー
ク３から取り入れられた空気の一部あるいは全部は、圧
縮機２１をバイパスして圧縮機２１下流側に供給され
る。
【００２５】（６）圧縮機２１下流側に供給された空気
は、胴体１と内部ハウジング２５との間の内部空気流路
６を通り燃焼室８に供給されて燃焼に使用される。
は、胴体１と内部ハウジング２５との間の内部空気流路
６を通り燃焼室８に供給されて燃焼に使用される。
【００２６】このように、この実施の形態１において
は、ラム圧を利用してエンジン作動が可能な飛行速度域
では空気の一部または全部を圧縮機２１をバイパスさせ
て圧縮機２１下流側に供給するようにしているので、ラ
ム圧を利用できる飛行速度域において空気が圧縮機２１
を通過することによる圧力損失を著しく低減できる。ま
た、その飛行速度域ではガス発生器２３が停止あるいは
停止に近い状態とされるので、無駄な燃料の消費を避け
ることができ航続距離が増大する。さらに、分岐流路４
の断面形状が矩形または円形とされているので、開閉機
構５の構成が簡素にできるともにそのコストが低減され
る。さらにその上、胴体１内部に空気のバイパス流路が
形成されていないので、エアターボラムジェットエンジ
ン２の特性により必要とされる場合には、圧縮機２１の
外径を胴体１内径近くまで増大させることができる。
は、ラム圧を利用してエンジン作動が可能な飛行速度域
では空気の一部または全部を圧縮機２１をバイパスさせ
て圧縮機２１下流側に供給するようにしているので、ラ
ム圧を利用できる飛行速度域において空気が圧縮機２１
を通過することによる圧力損失を著しく低減できる。ま
た、その飛行速度域ではガス発生器２３が停止あるいは
停止に近い状態とされるので、無駄な燃料の消費を避け
ることができ航続距離が増大する。さらに、分岐流路４
の断面形状が矩形または円形とされているので、開閉機
構５の構成が簡素にできるともにそのコストが低減され
る。さらにその上、胴体１内部に空気のバイパス流路が
形成されていないので、エアターボラムジェットエンジ
ン２の特性により必要とされる場合には、圧縮機２１の
外径を胴体１内径近くまで増大させることができる。
【００２７】実施の形態２ 本発明の実施の形態２の飛翔体の要部を図６に概略図で
示し、この実施の形態２の飛翔体Ｍ２は、実施の形態１
の分岐流路４の先端を胴体１の燃焼室８に接合するよう
に改変したもので、その余の構成は実施の形態１と同様
とされている。
示し、この実施の形態２の飛翔体Ｍ２は、実施の形態１
の分岐流路４の先端を胴体１の燃焼室８に接合するよう
に改変したもので、その余の構成は実施の形態１と同様
とされている。
【００２８】この実施の形態２においては、実施の形態
１と同様の効果が得られ、しかもラム圧を利用してエン
ジン作動ができる飛行速度域では空気が燃焼ガスの流れ
方向に対して直角方向から供給されるようにされている
ので、燃焼室８における保炎性が向上されるとともに、
燃焼効率が向上するという実施の形態１では得られない
効果も得られる。
１と同様の効果が得られ、しかもラム圧を利用してエン
ジン作動ができる飛行速度域では空気が燃焼ガスの流れ
方向に対して直角方向から供給されるようにされている
ので、燃焼室８における保炎性が向上されるとともに、
燃焼効率が向上するという実施の形態１では得られない
効果も得られる。
【００２９】以上、本発明を実施の形態に基づいて説明
してきたが、本発明はかかる実施の形態のみに限定され
るものではなく種々改変が可能である。例えば、本実施
の形態ではガス発生器は圧縮機の後方に配設されている
が、ガス発生器の位置は、例えば特願平６ー１１４０９
２号に提案されているように、圧縮機の前方に配設され
てもよい。また、複数のサイドインテークが設けられて
いる場合には、その一部のものにより圧縮機下流側に空
気を供給するようにし、残りのものにより燃焼器に空気
を供給するようにしてもよい。
してきたが、本発明はかかる実施の形態のみに限定され
るものではなく種々改変が可能である。例えば、本実施
の形態ではガス発生器は圧縮機の後方に配設されている
が、ガス発生器の位置は、例えば特願平６ー１１４０９
２号に提案されているように、圧縮機の前方に配設され
てもよい。また、複数のサイドインテークが設けられて
いる場合には、その一部のものにより圧縮機下流側に空
気を供給するようにし、残りのものにより燃焼器に空気
を供給するようにしてもよい。
【００３０】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
ラム圧を利用してエンジン作動が可能な飛行速度域で
は、空気の一部または全部を圧縮機をバイパスさせて圧
縮機下流側に供給するようにしているので、その飛行速
度域において空気が圧縮機を通過することによる圧力損
失を著しく低減できるという優れた効果が得られる。
ラム圧を利用してエンジン作動が可能な飛行速度域で
は、空気の一部または全部を圧縮機をバイパスさせて圧
縮機下流側に供給するようにしているので、その飛行速
度域において空気が圧縮機を通過することによる圧力損
失を著しく低減できるという優れた効果が得られる。
【００３１】また、その飛行速度域ではガス発生器が停
止あるいは停止に近い状態とされているので、無駄な燃
料の消費を避けることができ、その結果、航続距離の増
大が図られるという優れた効果も得られる。
止あるいは停止に近い状態とされているので、無駄な燃
料の消費を避けることができ、その結果、航続距離の増
大が図られるという優れた効果も得られる。
【００３２】さらに、分岐流路の断面形状が矩形または
円形とされているので、そこに設けられる開閉機構の構
成が簡素にできるともにそのコストが低減されるという
効果も得られる。
円形とされているので、そこに設けられる開閉機構の構
成が簡素にできるともにそのコストが低減されるという
効果も得られる。
【００３３】さらにその上、エアターボラムジェットエ
ンジンの特性により必要とされる場合には、圧縮機の外
径を胴体内径まで増大させることができるという効果も
得られる。
ンジンの特性により必要とされる場合には、圧縮機の外
径を胴体内径まで増大させることができるという効果も
得られる。
【図１】本発明の実施の形態１の飛翔体の要部概略図で
ある。
ある。
【図２】同飛翔体の横方向概略断面図である。
【図３】分岐流路に設けられている開閉機構の一例の概
略図である。
略図である。
【図４】分岐流路に設けられている開閉機構の他の例の
概略図である。
概略図である。
【図５】分岐流路に設けられている開閉機構のさらに他
の例の概略図である。
の例の概略図である。
【図６】本発明の実施の形態２の飛翔体の要部概略図で
ある。
ある。
【図７】特開平７ー２２４７２３号の提案にかかわるエ
アターボラムジェットエンジンの概略図である。
アターボラムジェットエンジンの概略図である。
１ 胴体 ２ エアターボラムジェットエンジン ２１ 圧縮機 ２２ タービン ２３ ガス発生器 ２４ ミキサー ２５ 内部ハウジング ３ サイドインテーク ４ 分岐流路 ４１ 分岐ダクト ５ 開閉機構 ５１ 弁体 ５２ 弁座 ５３ バネ ６ 内部空気流路 ７ 保炎器 ８ 燃焼室 ９ 排気ノズル Ｍ 飛翔体
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02K 7/16
Claims (2)
- 【請求項１】 エアターボラムジェットエンジンを搭載
している飛翔体であって、 ラム圧を利用してエンジン作動が可能な飛行速度域では
胴体外部において、エアターボラムジェットエンジンの
圧縮機への空気流路から分岐形成された外部空気流路に
より燃焼室に空気が燃焼ガスの流れ方向に対して直角方
向から直接供給されてなることを特徴とする飛翔体。 - 【請求項２】 エアターボラムジェットエンジンを搭載
している飛翔体であって、 エアターボラムジェットエンジンの圧縮機に胴体外部か
ら空気を供給している空気供給ダクトの胴体外部の部分
から分岐され、先端が胴体の燃焼室に対応する位置に空
気を燃焼ガスの流れ方向に対して直角方向から供給する
ように接合されて、空気流路を燃焼室に連通させている
分岐ダクトを備え、前記分岐ダクトには圧縮機下流側の
圧力が圧縮機上流側の圧力よりも低くなると開となる開
閉機構が設けられてなることを特徴とする飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8040499A JP2756946B2 (ja) | 1996-02-02 | 1996-02-02 | 飛翔体 |
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| JP8040499A JP2756946B2 (ja) | 1996-02-02 | 1996-02-02 | 飛翔体 |
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Family Applications (1)
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1996
- 1996-02-02 JP JP8040499A patent/JP2756946B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| JPH09209833A (ja) | 1997-08-12 |
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