JP3163333B2 - ラムジェット - Google Patents
ラムジェットInfo
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- air intake
- fuel
- air
- shock wave
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- Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)
Description
縮された空気に燃料を噴射し、この混合気を燃焼器内で
燃焼させて飛翔推力を得るラムジェットの改良に関する
ものである。
例えば、図4に示すものがある。
の尾部側に設けた燃焼器52と、この燃焼器52の前方
に設けた燃料タンク53と、飛翔体50の中間部分外周
における円周方向の複数ケ所(図では2ケ所)に設けら
れて各々の湾曲状後端部分54cを燃焼器52にそれぞ
れ接続させた空気取入管54,54を備えており、燃焼
器52の後端にはラムノズル55が設けてある。
と湾曲状後端部分54cとの間をディフューザ部54b
として形成してある。このディフューザ部54bの後端
側には燃料噴射ノズル56が設けてあり、この燃料噴射
ノズル56に対して燃料タンク53から燃料ポンプ57
および制御弁58を介して燃料が供給されるようになっ
ている。また、この空気取入管54の湾曲状後端部分5
4cには点火装置59が設けてあり、ディフューザ部5
4bを通過する流入空気と燃料噴射ノズル56から噴射
された燃料との混合気に点火するようになっている。
が、燃焼器52に充填した図示しないブースタ推進薬の
燃焼により飛翔して、あるいは、母機に搭載されてラム
ジェット51の作動に必要な超音速度域に到達すると、
空気取入口54aから空気取入管54内に流入する超音
速の空気流は、空気取入口54aの前方で発生する斜め
衝撃波Aにより圧縮・減速される。
じる垂直衝撃波Bによりさらに圧縮されて大幅に減速さ
れ、亜音速流となって燃焼器52内に流れ込む。
込む直前に、この空気流に対して燃料噴射ノズル56か
ら燃料が噴射され、これにより生じる混合気に対して点
火装置59による点火がなされる。
混合気を燃焼器52内で燃焼させ、ラムノズル55から
燃焼ガスを膨脹させて高速で噴射することにより、推力
を得る。
ィフューザ部54bにおいて、飛翔速度およびこの空気
取入管54の特性から定まる回復圧力と、燃焼器52の
内部圧力とが釣り合う位置に発生し、燃焼器52の内部
圧力の上昇によりディフューザ部54bの先端側に移動
すると共に、内部圧力の低下によって後端側に移動す
る。
4bの先端側に移動して空気取入口54a(臨界作動
点)から外へ出ると、抗力が急激に増大するため、燃焼
器52の内部圧力、すなわち、推力を制御して、各空気
取入管54において超臨界状態(垂直衝撃波Bがディフ
ューザ部54bに位置する状態)を維持する必要があ
る。
のとして、例えば、特開平2−64256号公報に記載
されたものがある。
来のラムジェット51にあっては、複数設けた空気取入
管54の個々の寸法や内部の表面あらさなどの若干の違
いにより、これらの空気取入管54の各々の特性が一定
せず、垂直衝撃波Bの発生位置にばらつきが生じる可能
性があり、とくに、飛翔体50が迎え角をとった場合に
は、この位置のばらつきが一層顕著になる。
4、すなわち、垂直衝撃波Bがディフューザ部54bの
先端側に移動しやすい空気取入管54に合わせて、燃焼
器52の内部圧力の上昇限度を小さ目に設定しなくては
ならないことから、ラムジェット51の性能を十分に発
揮させることができないという問題があった。
56が圧力噴霧式である場合に、その燃料流量は燃料供
給圧力と、燃料を噴射する空間の圧力との差圧により決
定されるため、燃料流量を絞るに際して燃焼供給圧力を
下げると、噴霧状となる燃料の粒径が大きくなり、燃焼
効率が低下してしまうという問題を有しており、これら
の問題を解決することが従来の課題であった。
してなされたもので、複数の空気取入管の各特性のばら
つきを解消すると共に、燃焼効率を高めることによっ
て、性能を最大限発揮した状態で作動することが可能で
あるラムジェットを提供することを目的としている。
取入口を有しかつ前記空気取入口と燃焼器に連続する後
端側との間をディフューザ部として形成すると共に、前
記空気取入口から流入して前記燃焼器内に導入される空
気に燃料を噴射する主噴射ノズルを後端部分に具備した
空気取入管を複数備えたラムジェットにおいて、前記複
数の空気取入管の各ディフューザ部には、当該ディフュ
ーザ部内に発生する垂直衝撃波の位置を検知する衝撃波
検知手段と前記空気取入口の近傍位置で当該空気取入口
から流入した超音速の空気流に燃料を噴射する補助噴射
ノズルを設け、前記複数の空気取入管の各ディフューザ
部に設けた補助噴射ノズルに接続して前記各衝撃波検知
手段により検知する垂直衝撃波の位置に応じて前記補助
噴射ノズルへの燃料供給量を個別に制御する燃料制御手
段を設けた構成としたことを特徴としており、このよう
な構成のラムジェットを前述した従来の課題を解決する
ための手段としている。
気取入管のディフューザ部に発生する垂直衝撃波が空気
取入口、すなわち、臨界作動点に近づいて、これを衝撃
波検知手段により検知すると、燃料制御手段において、
これまで行っていた補助噴射ノズルに対する燃料の供給
を少なく制限ないしは遮断して、空気取入管内の燃料流
量を少なくし、垂直衝撃波の背後の圧力を低下させるの
で、垂直衝撃波はディフューザ部後端側に移動して、超
臨界状態が維持されることとなる。
入管のいずれにおいても個別になされることから、特性
の劣る空気取入管を有する場合やこのラムジェットを装
備した飛翔体が迎え角をとった場合でも、特性の最も優
れた空気取入管に合わせて燃焼器の内部圧力を決定でき
るので、このラムジェットは常に性能を最大限発揮した
状態で作動することとなる。
界状態である場合、垂直衝撃波はディフューザ部の中間
部分に位置しているので、補助噴火ノズルからの燃料噴
射は、この場合も超音速の空気流に対して行われること
となる。
器までの長い流路を進むうちに気化して空気と十分に混
合するので、主噴射ノズルから燃料が噴射されているか
否かにかかわらず、また、このノズルが圧力噴霧式であ
るか否かにかかわらず、この混合気の燃焼器内における
燃焼効率は向上することとなる。
ェットの一実施例を示している。
翔体20の尾部に設けた燃焼器2と、この燃焼器2の前
方に設けた燃料タンク3と、飛翔体20の中間部分に設
けた空気取入管4を備えており、燃焼器2の後端にはラ
ムノズル5が設けてある。
ジェット1の作動に必要な超音速域に到達するまで燃焼
するブースタ用推進薬を充填することもあり、このよう
な場合には、ラムノズル5の内側に分離継手を介してブ
ースタノズルを装着すると共に、燃焼器2の前部に点火
機構を設けるようになっている。
において、その円周方向の複数ケ所(図では2ケ所)に
設けてある。この空気取入管4は、図1に拡大して示す
ように、先端(図示左端)に空気取入口4aを有し且つ
湾曲状をなす後端部分4cを燃焼器2の前端寄りの部分
に設けたポート2aに接続させている。そして、空気取
入口4aと後端部分4cとの間をディフューザ部4bと
して形成してあると共に、空気取入口4aの前方に斜め
衝撃波O.W.を発生させるための外部圧縮部4dを設
けている。
にストラット7を設けており、このストラット7には、
燃料ポンプ8を介して燃料タンク3に接続する主噴射ノ
ズル6が、ポート2aに向けて設けてある。この主噴射
ノズル6から噴射される燃料は、空気取入口4aから流
入する空気流と混合して燃焼器2の内部に入り込み、こ
の際、空気取入管4の後端部分4cの外側に設けた点火
装置9により点火され、燃焼器2において燃焼する。
bの先端側、すなわち、空気取入口4aの近傍には、デ
ィフューザ部4b内で発生する垂直衝撃波N.W.が空
気取入口4aの近傍位置に近づくのを検知する衝撃波検
知手段としての圧力センサ10と、空気取入口4aから
流入した直後の超音速の空気流に対して燃料を噴射可能
とした補助噴射ノズル11とが、ディフューザ部4bの
内壁面4eに各々埋め込んで設けてある。
取入管4の各主噴射ノズル6と燃料ポンプ8との間に設
けた燃料制御装置12に電気的に接続しており、この圧
力センサ10は垂直衝撃波N.W.の接近を検知した際
に、燃料制御装置12に対して電気信号を出力するよう
になっている。一方、複数の空気取入管4に各々設けた
補助噴射ノズル11も、主噴射ノズル6と同じく燃料制
御装置12に接続している。
W.の接近を知らせる電気信号がいずれかの圧力センサ
10から出力されると、この圧力センサ10と同じ空気
取入管4に設けた補助噴射ノズル11に対する燃料の供
給を少なく制御し、さらに、図2に示すように、垂直衝
撃波N.Wが圧力センサ10上にまで移動した場合に
は、補助噴射ノズル11への燃料の供給を遮断して、垂
直衝撃波N.W.の背後の圧力を下げることにより、超
臨界状態を維持するようにしている。
内が超臨界状態である場合、燃焼器2の内部圧力が比較
的低く必要燃料流量が少ないことから、この燃料制御装
置12では、この実施例において、図1に示すように、
空気流に対する燃料噴射は、補助噴射ノズル11のみか
ら行うように制御しており、これにより、燃料の全てを
超音速の空気流に対して噴射し、燃料を微粒化して空気
と混合させる、すなわち、燃焼効率を高めることができ
るようにしている。
を装備した飛翔体20が、燃焼器2に充填した図示しな
いブースタ用推進薬の燃焼によって飛翔して、あるい
は、母機に搭載されて、ラムジェット1の作動に必要な
超音速域に到達すると、複数の空気取入管4の各空気取
入口4aから空気が超音速で流入するようになり、この
超音速の空気流は、各外部圧縮部4dで発生する斜め衝
撃波O.W.により圧縮されて減速する。
b内に発生している垂直衝撃波N.W.によりさらに圧
縮されて大幅に減速し、この垂直衝撃波N.W.の背後
では亜音速の空気流となる。
界状態である場合には、斜め衝撃波O.W.により減速
した直後の空気流に対して、補助噴射ノズル11のみか
ら燃料が噴射される。
あるため、噴射された燃料は微粒化して空気流と十分混
合し、さらに、垂直衝撃波N.W.を通過してポート2
aに達するまでの間に気化するので、点火装置9により
点火されてポート2aから燃焼器2に流入する亜音速の
混合気は、この燃焼器2内において効率よく燃焼するこ
ととなり、この燃焼によって生じる燃焼ガスが、ラムノ
ズル5から膨脹して高速で噴出することにより、ラムジ
ェット1は推力を発生する。
数の空気取入管4のうち、特性の劣る空気取入管4のデ
ィフューザ部4b内に生じている垂直衝撃波N.W.が
空気取入口4aに接近した場合には、この空気取入管4
に設けた圧力センサ10がこれを検知して燃料制御装置
12に出力するので、この燃料制御装置12により、同
じ空気取入管4に設けた補助噴射ノズル11のみに対す
る燃料の供給が少なく制限され、さらに、垂直衝撃波
N.W.が、図2に示すごとく、圧力センサ10上に位
置した場合には、前記補助噴射ノズル11に対する燃料
の供給が遮断され、主噴射ノズル6のみへの燃料供給と
なる。これにより、特性の劣る空気取入管4のディフュ
ーザ部4b内の燃料流量が減少し、垂直衝撃波N.W.
の背後の圧力が低下して、この垂直衝撃波N.W.が後
退することとなり、この空気取入管4も他の空気取入管
4とともに超臨界状態を維持することとなる。そして、
この後は、補助噴射ノズル11から再び燃料の噴射が開
始されることとなる。
いずれにおいても個別になされることから、特性の最も
優れた空気取入管4に合わせて燃焼器2の内部圧力を決
定することができるので、このラムジェット1は、常に
性能を十分に発揮した状態で作動することになる。
細な構成は、上記した実施例に限定されるものではな
く、他の構成として、例えば、補助噴射ノズルに、燃料
流量がノズル供給圧力とディフューザ部4bの内部圧力
との差圧で決定される圧力噴霧式のものを使用すること
も可能であり、この場合には、図2に示すように、垂直
衝撃波N.W.が圧力噴霧式の補助噴射ノズル上を通過
すると、この部分での内部圧力が上昇するので、燃料流
量が自動的に減少することとなり、燃料制御装置12の
機能も相まって、垂直衝撃波N.W.は迅速に後退する
こととなる。
わるラムジェットでは上記した構成としているので、複
数の空気取入管の各補助噴射ノズルに対する燃料の供給
を燃料制御手段により個別に行って、空気取入管の各特
性のばらつきを解消することができるようになり、性能
を最大に発揮した状態での作動が常に可能であると共
に、超音速の空気流に対して燃料を噴射できることか
ら、燃料を微粒化し、さらに気化させて空気流に混合さ
せることが可能となり、主噴射ノズルが圧力噴霧式のも
のであったとしても、燃焼効率の向上を実現できるとい
う極めて優れた効果がもたらされる。
取入管内が超臨界状態である状況を示す空気取入管部分
の拡大断面説明図である。
状態である状況を示す空気取入管部分の拡大断面説明図
である。
を示す全体断面説明図である。
を示す全体断面説明図である。
Claims (1)
- 【請求項1】 先端に空気取入口を有しかつ前記空気取
入口と燃焼器に連続する後端側との間をディフューザ部
として形成すると共に、前記空気取入口から流入して前
記燃焼器内に導入される空気に燃料を噴射する主噴射ノ
ズルを後端部分に具備した空気取入管を複数備えたラム
ジェットにおいて、前記複数の空気取入管の各ディフュ
ーザ部には、当該ディフューザ部内に発生する垂直衝撃
波の位置を検知する衝撃波検知手段と前記空気取入口の
近傍位置で当該空気取入口から流入した超音速の空気流
に燃料を噴射する補助噴射ノズルを設け、前記複数の空
気取入管の各ディフューザ部に設けた補助噴射ノズルに
接続して前記各衝撃波検知手段により検知する垂直衝撃
波の位置に応じて前記補助噴射ノズルへの燃料供給量を
個別に制御する燃料制御手段を設けたことを特徴とする
ラムジェット。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP16266193A JP3163333B2 (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | ラムジェット |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP16266193A JP3163333B2 (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | ラムジェット |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0719117A JPH0719117A (ja) | 1995-01-20 |
JP3163333B2 true JP3163333B2 (ja) | 2001-05-08 |
Family
ID=15758880
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP16266193A Expired - Lifetime JP3163333B2 (ja) | 1993-06-30 | 1993-06-30 | ラムジェット |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP3163333B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SE462832B (sv) * | 1988-01-08 | 1990-09-10 | Sala International Ab | Foerfarande och anordning vid pressfilter |
AU2009306103B2 (en) | 2008-10-23 | 2012-12-06 | Mbda Uk Limited | Method and system for altering engine air intake geometry |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3450142A (en) * | 1967-02-23 | 1969-06-17 | United Aircraft Corp | Mach number internal contraction control |
US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
-
1993
- 1993-06-30 JP JP16266193A patent/JP3163333B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH0719117A (ja) | 1995-01-20 |
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