JP3794785B2

JP3794785B2 - 燃料噴射スタブ

Info

Publication number: JP3794785B2
Application number: JP16616997A
Authority: JP
Inventors: パトリック・ペール; ジュリアン・ランサロ; クリストフ・バレムボワ
Original assignee: Aerospatiale Matra
Current assignee: Aerospatiale Matra
Priority date: 1996-06-24
Filing date: 1997-06-23
Publication date: 2006-07-12
Anticipated expiration: 2017-06-23
Also published as: EP0816665B1; DE69716350T2; FR2750170A1; CA2207837A1; DE69716350D1; EP0816665A1; US5865025A; FR2750170B1; JPH1061497A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、例えば約１２〜１５の高マッハ数で動作するラムジェットの燃料噴射装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ラムジェットは、例えば２から１５までの広いマッハ数範囲にわたる動作を可能とするものであると共に、燃料消費率が低いので、極超音速の航空機（ミサイル、飛行機等）を推進するために特に有利であることが知られている。航空機に特有の用途に応じて、或いはその航空機の飛行局面で、使用される燃料は、例えば軽油等の液状炭化水素、又は例えば水素やメタンなどのガスである。
【０００３】
ラムジェットは、普通はエアダクト又は空気取入口からなっていて酸化剤流（即ち、空気）を燃焼室へ導く少なくとも１つの酸化剤入口と、前記燃焼室で燃やされる酸化剤／燃料・混合物の流れを得るために燃料を前記酸化剤流に噴射することを可能とする少なくとも１つの噴射装置とを含むことも知られている。
【０００４】
比較的に小さいマッハ数（例えばマッハ２まで）で動作するように設計されているラムジェットでは、ラムジェットの内壁の、酸化剤流の外周に配置された多数の別個の燃料噴射器で燃料噴射装置を構成することができる。
【０００５】
しかし、大マッハ数での動作については、ラムジェット内での燃焼が超音速又は極超音速の流れの中で行われるときには、燃料をラムジェットの内壁から注入することは最早不可能である。その理由は、この場合には、噴出した燃料の酸化剤流の中への浸透が浅すぎて、前記流れの中で酸化剤と燃料とが良く混合しないために燃焼が不十分或いは不可能でさえあることである。勿論、酸化剤流の横断方向寸法が大きいほど、この欠点は益々深刻となる。
【０００６】
このような状況を改善するために、列の形態の燃料噴射装置が既に提供されており、それらの燃料噴射装置は、その長さ方向に沿って分散され、前記酸化剤流の中にこの流れを横断する方向に配置された多数の個々の噴射器を有し、前記列の端部は前記ラムジェットの向かい合う壁に締結されている。このような燃料噴射装置は一般に“燃料噴射スタブ（injection stub）”と呼ばれていて、単独で、或いは壁での燃料噴射と組み合わされて、使用される。
【０００７】
燃料噴射スタブを用いれば、酸化剤流の横断面全体にわたって満足できる酸化剤／燃料・混合物を得ることができる。一般に、極超音速ラムジェットに燃料噴射スタブを設置すれば、
− 極超音速における燃料のジェット流の酸化剤流中への浸透度が低くても、燃料を酸化剤流の全体へ送り込むこと、
− 酸化剤／燃料・混合物における燃料の割合を高めること、
− 酸化剤／燃料・混合物の点火が容易となると共に火炎を安定させること、
− ラムジェットが消費する燃料の流量を減少させることにより、酸化剤流を圧縮しやすくする、
ことが可能になる。
【０００８】
このような燃料噴射スタブは、酸化剤流の作用にさらされ、従って空気力学の見地からは、両端がラムジェットの２つの対峙する壁に埋設されている翼として各々振る舞う。また、燃料噴射スタブの先端部の、酸化剤流を受ける側には、ラムジェットの推進作用を制限して酸化剤流を塞ぐ結果になりかねないような圧力降下を制限するために小半径の前縁が無ければならない。酸化剤流は、上流側の酸化剤の速度が充分に大きい場合に限って燃焼室内で極超音速を維持できる。
【０００９】
しかし、極超音速の酸化剤流により生じる先端部の昇温は、該先端部の前縁の半径の平方根にほぼ反比例する。従って、前縁の半径の小さな先端部の昇温は大幅となる。更に、燃料噴射スタブはラムジェットの内側に配置されるので、該ラムジェットにより推進される航空機が飛んでいる空気での放熱によって燃料噴射スタブを冷却することは不可能である。従って、そのような先端部は、高度約３０ｋｍをマッハ１２で飛行する航空機では約５０００Ｋもの非常に高い温度にさらされる。従って、燃料噴射スタブをセラミック等の材料で作る必要があり、前記前縁の半径は約３〜５ｍｍとなる。しかし、セラミック部品を製造する方法の現状を考えれば、セラミック製燃料噴射スタブの精密製造には長い時間を要すると共に高価であることが容易に想像できる。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、これらの欠点を克服することである。本発明は、小半径の前縁を有し、炭素ー炭素複合材料から作ることのできる、極超音速ラムジェット用の燃料噴射スタブに関するものである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
この目的のために、本発明によれば、酸化剤流が導入される燃焼室を有する、高マッハ数で動作するように設計されているラムジェットのために、前記酸化剤流を受けるようになっていて個々の燃料噴射器の列を形成する先端部を有し、前記燃料噴射器の列は、前記酸化剤流の中に、この酸化剤流を横断する方向に設けられて、前記燃料を前記酸化剤流の中に分配するようになっている燃料噴射スタブにおいて、
ー該燃料噴射スタブは、
・前記燃料噴射器の列が内部に配設されると共に、少なくとも前記先端部が配置される側にくさびの形状の断面を有する炭素ー炭素複合材の本体を含み、該くさびの角度は大きくても１５°に等しく、且つ該くさびの縁部は、少なくとも１つの端部切断面を形成するために該縁部の長さの少なくとも一部が切り欠かれており、
・少なくともほぼ二面体の形状の炭素ー炭素複合材の薄膜からなる先端部材を含み、該先端部材の縁部が高々２ｍｍに等しい曲率半径を有すると共に、該縁部の角度が前記くさびの角度に等しく、
ー前記薄膜は、その面を前記くさびの面に圧接して、封止態様で前記本体に接続されていて、該薄膜と前記本体の前記端部切断面との間で前記薄膜の凹所に封止された室が画成されるようになっており、
ー前記本体内には、
・少なくとも前記薄膜の前記縁部の領域において、前記端部切断面に沿って分布して前記薄膜の凹面に衝突する加圧冷却剤の多数のジェット流を生成するため、前記本体の前記端部切断面に配設されたノズルからなり、冷却剤を前記封止された室内に噴射する冷却剤噴射手段と、
・前記ジェット流が前記薄膜の前記凹面に対して衝突した後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段と、
が設けられていることを特徴とするものである。
【００１２】
このように、前記先端部は薄膜によって形成されており、その内側の凹面は冷却剤のジェット流の衝突によって効果的に冷却されるので、先端部は薄くて（二面角は１５゜）、小さな前縁半径（２ｍｍ以下）を持っているにも拘わらず、薄膜の外側の凸面即ち先端部の前縁も該薄膜の厚みを通して熱伝導によって効果的に冷却され、先端部がさらされる温度は（上記の５０００Ｋと比べて）約１０００℃〜２０００℃程度でしかない。この効果的な冷却のため、燃料噴射スタブは炭素ー炭素複合材から製作しうる。
【００１３】
このように先端部を効果的に冷却し得るためには、
− 該先端部の前記薄膜の厚みは２ｍｍ以下であり、
− 前記薄膜を構成する炭素ー炭素複合材が、使用温度の範囲において、この厚みで約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を有し、
− 冷却剤は、例えば水素等の約１００Ｋ〜３００Ｋの温度の低温ガスである、
ことが有利であることが分かった。
【００１４】
勿論、以上の記述から、前記薄膜の厚み、熱伝導率及び性質と、冷却剤の温度、圧力、流量及び性質とは、全て、前記薄膜の温度を調整することを可能とするパラメータであることが理解されよう。
【００１５】
例えば、厚みが１ｍｍで、構成材料が約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の横断方向熱伝導率（厚みに対して平行である）を持っており、二面角が１２゜で、前縁の半径が１．５ｍｍである先端部材は、冷却ガスとして水素が温度１００Ｋ〜３００Ｋ、圧力約１０〜１５バールで、前縁の長さ１ｃｍあたり約２〜５ｇ／ｓの流量で使用された場合には、マッハ数１２では１５００℃に近い温度に上昇する。
【００１６】
このような構成では、例えば、下記の事項、
− 水素を異なる温度で使用する場合には、他の条件が同じならば、前記流量を変更することによって薄膜の温度を維持することができ、
− 薄膜の構成材料が１５００℃より高い温度、例えば２０００℃に耐えることができるならば、この構成材料の熱伝導率は７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）より低くても良く、或いは冷却の強度を弱めても良い、
− 等々、
が全く明らかである
【００１７】
更に、本発明の燃料噴射スタブは、１０より大きなマッハ数に限定されない。その理由は、航空機が１０未満のマッハ数で飛行しているときには冷却剤はエルゴル（ergol)であってもよく、これは、冷却能では水素より劣るが、問題のマッハ数で先端部を冷却するには十分であることである。この場合、残る問題は、航空機のどの飛行段階でも燃料噴射スタブが適当な冷却剤を受けるように燃料噴射スタブへの冷却剤供給を設計することだけである。冷却剤は、ラムジェットの燃料からなることが有利である。従って、特別の冷却剤タンクを航空機に搭載する必要はなく、この冷却剤は燃料供給系から直接取り出される。更に、冷却剤が先端部の内側の凹面に衝突した後、冷却剤除去手段は該冷却剤を回収し、それをラムジェットの燃焼室内に再噴射して、ラムジェットの推進能力を向上させる。
【００１８】
冷却剤の回収は燃料噴射スタブの内側で行われても外側で行われても良く、回収された冷却剤を直接に、或いは燃料噴射スタブの個々の燃料噴射器を通して燃焼室内に噴射することができる。随意に、その回収と、燃焼室内への再噴射との間に、例えば空気取入口のシュラウドなどのラムジェットの要素を冷却するために前記冷却剤を使用することができる。
【００１９】
勿論、冷却剤を良く回収するためには、噴射される燃料と、膨張して低圧となっている回収される燃料との圧力差を考慮する必要がある。低圧の回収される燃料に高圧の燃料を確実に流入させなければならない。随意に、回収された燃料の回路に、圧力を高めるために過給器を設けることができる。
【００２０】
好適な実施形態においては、先端部材を形成する炭素ー炭素複合材の薄膜は、
ー緯糸（Ｔ）が前記薄膜の厚み（ｅ）における複数のレベルのところに分散しており、各経糸（ｃ）が異なるレベルにある緯糸（Ｔ）の回りを通過する織物繊維構造と、
ー該織物繊維構造を封入すると共に、熱分解し黒鉛化したピッチからなるマトリクスと、
からなっている。
【００２１】
このような構成により、薄く殆ど浸透性のない薄膜を得ながら、前述した熱伝導率の値に到達することが可能である。織物繊維構造は、フランス特許ＦＲ−Ａ−２,６１０,９５１明細書に記載された形式のものでよい。
【００２２】
先端部材を得るには、緯糸に平行な方向の回りに繊維構造を折り曲げ（これにより折り曲げによる損傷の可能性を排除する）、その後、折り曲げた繊維構造をピッチに含浸させてから熱分解し黒鉛化すればよいことを指摘しておく。このようにして得られた剛な薄膜では、先端部材の縁部は、織物繊維構造の緯糸に平行である。
【００２３】
更に、燃料噴射スタブの複合材本体は、ピッチを基剤とした炭素マトリクス内に同様に封入した三次元繊維構造から形成することができる。従って、この複合材本体の熱伝導率も高く、また、該本体は、膨張に関する限り薄膜に適合しうる。
【００２４】
燃料噴射スタブの薄膜及び本体は、炭素系接着剤結合により相互に接続することが有利である。この接続を行うため、炭素粒子を含むフェノール樹脂系接着剤を用いると、熱分解により接着剤は炭素に変換される。このような接着剤は、燃料噴射スタブが受ける機械的応力及び加工熱応力や、酸化防止熱処理（後述する）に適合する機械的及び化学的特性を示す。
【００２５】
希望により、本体への薄膜の黒鉛接着剤結合は、前記薄膜を貫通して本体内に固定される炭素製固定手段（クギ、ネジ）により補強される。
【００２６】
薄膜を本体に結合した後、炭化珪素の１回又はそれ以上の付着により抗酸化保護のための熱処理が行われる。これらの付着は、薄膜の熱伝導率を目に見えて減少させないように、厚み及び多孔性の点から調節される。
【００２７】
従って、本発明によると、全体的に炭素から製作された均一噴射の燃料噴射スタブが得られる。この燃料噴射スタブは、熱伝導率、機械的結着性及び剛性の諸要件に合致する薄膜で酸化を防止されていると共に、三次元構成の本体を有していて、熱伝導率や、外部及び内部機械抵抗、特にガスの噴射圧力に対する抵抗等の諸要件に適応することを可能とする。
【００２８】
特定の実施形態においては、マッハ１２で飛行しようとする航空機のために、燃料噴射スタブの先端部が１５００℃に近い温度に耐えなければならない燃料噴射スタブは、本発明によると、
ー前記薄膜が１２°の二面角もしくは上反角をなすと共に１．５ｍｍに等しい前縁半径ｒを有し、
ー前記薄膜は約１ｍｍの厚みｅを有すると共に、その構成成分である炭素ー炭素複合材の材料は約７０Ｗ／（ｍ・ｋ）の横方向熱伝導度を有し、
ー前記冷却剤は、温度が１００Ｋ〜３００Ｋ、圧力が約１０〜１５バールの水素であり、
ー該冷却剤の流量は、前縁の長さ各１ｃｍについて約２〜５ｇ／ｓである、
ことを特徴としている。
【００２９】
冷却剤を除去するための前記冷却剤除去手段は、
− 前記本体の表面に作られていて前記先端部材の１面により閉じられる少なくとも１つの長手方向溝と、
− 前記封止室を前記長手方向溝と連通させて前記先端部材により閉じられる横断方向表面溝の列と、
を含むことができる。
【００３０】
同じく、前記燃料噴射器列及び前記冷却剤噴射手段は長手方向の給送チャンネルと横断方向の噴射チャンネルとを含むことができ、該給送チャンネル及び該噴射チャンネルの全ては前記燃料噴射スタブの前記本体に作られる。
【００３１】
燃料を酸化剤流の中により良好に噴射するために、前記燃料噴射器列を燃料噴射スタブの、先端部とは反対の側に配設するのが有利である。更に、酸化剤及び燃料／酸化剤・混合物の中への燃料の噴射を更に改善するために、燃料噴射器列は数組の連続する別々の噴射器を持つことができ、その一部は燃料を酸化剤流の方向に噴射させ、他は燃料を前記酸化剤流に斜めに噴射させる。
【００３２】
この場合、燃料噴射スタブの本体は、前記先端部とは反対の側に、長手方向の中央突出リブを有することができ、少なくとも１組の個々の噴射器がこの中央突出リブに配設されて燃料を酸化剤流の方向に噴射し、燃料を酸化剤流の中に斜めに噴射する少なくとも２組の個々の噴射器が中央突出リブの各側に配設される。
【００３３】
更に、通常の態様で、燃料噴射スタブの本体は、その両端に、該燃料噴射スタブをラムジェットの対峙する壁に固定するように設計されていて前記燃料噴射スタブに燃料及び冷却剤を供給するようになっているヘッドを有することができる。
【００３４】
この場合、先端部材がラムジェットの対峙する壁に固定されることによって定位置に保持されるように、先端部材が少なくとも部分的にヘッドを覆うと有利である。このようにすれば、先端部材と本体とが一層しっかりと互いに締着されることになる。
【００３５】
添付図面は、本発明を実現する方法を明らかにする。これらの図において、同じ参照符号は同様の要素を示す。
【００３６】
【発明の実施の形態】
図１に示されているラムジェット１は、例えばほぼマッハ６からマッハ１２〜１５までの非常に広いマッハ数範囲にわたって飛行しなければならない極超音速航空機（図示せず）を推進するためのものである。
【００３７】
ラムジェット１は、酸化剤として使用される空気流（矢Ｆで象徴的に示されている）のための空気取入口３を１端に備え、ノズル４を他端に備えているケーシング２を含んでいる。空気取入口３の下流側に、ケーシング２は噴射室５を形成しており、この中に２個の燃料噴射スタブ６が酸化剤流Ｆを横断する方向に配設されている。燃料噴射スタブ６は、酸化剤流を受ける先端部７を有すると共に、その端部６Ａ及び６Ｂが噴射室５の２つの向かい合う壁５Ａ及び５Ｂの内面に固定されることにより、ケーシング２にしっかりと締着されている。ケーシング２は、噴射室５とノズル４との間に燃焼室８を画定しており、その上流側の部分に点火装置（図示せず）が設けられている。燃料噴射スタブ６の後部（即ち、燃焼室８に面する部分）には長手方向の噴射列がある（図１では見えないが、図３、図４及び図６に示されている）。
【００３８】
燃料は燃料噴射スタブ６で酸化剤流Ｆの全体にわたって分配され、酸化剤／燃料・混合物の流れの燃焼は燃焼室８で起こり、その後に燃焼ガスはノズル４を通して排出される。最低飛行マッハ数（マッハ８まで）の場合には軽油を燃料として使うことが可能であり（希望により、ラムジェットの点火とジェット流の整流とを容易にするために水素散布を行っても良い）、もっと大きなマッハ数の場合には水素を燃料として使用することができる。メタン、吸熱性炭化水素及び合成燃料等の他の燃料をこの種のラムジェットに使用することもできる。
【００３９】
図１に示されている特定の実施形態では、ラムジェットのケーシング２は、全体として、長方形又は正方形の横断面を有するダクトの形をなしており、概して４つの壁からなっていて、各対毎に向かい合っている（図１ではその壁は透明であると仮定されている）。このような構成は、決して限定的なものではないことを理解されたい。
【００４０】
上述したように、酸化剤流が極超音速飛行に対応するときには、燃料噴射スタブ６の先端部７の前縁は非常に高い熱流束にさらされる。マッハ１２では、先端部７は約５０００Ｋの温度まで上昇する。
【００４１】
図２〜図７は、そのような高い熱応力に耐えることのできる本発明の燃料噴射スタブ６の実施形態を示す。
【００４２】
これらの図に示されているように、この実施形態では、燃料噴射スタブ６は、一部材構成の本体１０を含んでおり、その中に、後述するように、燃料噴射装置、冷却剤噴射手段、及びこの冷却剤を除去するための冷却剤除去手段が加工されている。本体１０自体は炭素ー炭素複合材料のブロックから機械加工されていて、その繊維構造は三次元であり、また、そのマトリクスは圧縮されたピッチのものである。
【００４３】
更に、この燃料噴射スタブ６は、先端部材１１を含んでいる。この先端部材は、その厚さを介する熱伝導率が約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の材料からなるものであって、二面体の形状を持っており、その角度Ａは１５゜以下であり、例えば１２゜に等しい。更に、これらの先端部材１１の面の厚みｅは２ｍｍ以下であって、例えば１．５ｍｍに等しく、該先端部材１１の縁部１１Ａの半径ｒは２ｍｍ以下である。先端部材１１は、燃料噴射スタブ６の先端部７を形成するべきものであり、その縁部１１Ａは先端部の前縁である。
【００４４】
図８に略図的に示すように、先端部材１１は炭素ー炭素複合材の薄膜により形成され、該薄膜の繊維構造は織成されていて、緯糸Ｔが薄膜の厚みｅにおける幾つかのレベルに分散しており、各経糸Ｃが異なるレベルにある緯糸Ｔの周りを通っている。また、縁部１１Ａは緯糸Ｔと平行である。先端部材１１のマトリクスも圧縮されたピッチのものである。
【００４５】
本体１０は、その全長の大部分にわたって、くさび形横断面を持っており、くさびの角度は先端部材１１の角度Ａに等しい。
【００４６】
図３〜図７に示されているように、例えば溶接又はネジにより（図示しない態様で）２つの部材１０及び１１が互いに封止結合されているときには、先端部材１１の面１２及び１３は、本体１０の面１４及び１５に当接している。
【００４７】
本体１０のくさびの縁部１６は、端部切断面１７を形成するために本体の中央部分１０Ｍが切り取られている。従って、部材１０及び１１が互いに結合されると、先端部材１１の凹所に、面１２及び１３の内側表面と本体１０の端部切断面１７との間に封止室１８が画定される。
【００４８】
噴射室５の２つの向かい合う壁５Ａ及び５Ｂに固定されるべき燃料噴射スタブ６の端部６Ａ及び６Ｂは、同燃料噴射スタブの三角形の中央部分１０Ｍの、縁部１６とは反対の側の、先端部材１１の面１２及び１３により覆われる幅広の部分１０Ａ及び１０Ｂに対応すると共に、この大きくなった部分１０Ａ及び１０Ｂによりそれぞれ支持される平行六面体状の端部ヘッド１９Ａ及び１９Ｂにも対応する。
【００４９】
本体１０の中央部分Ｍは、端部切断面１７の反対側に長手方向の中央突出リブ２０を有し、このリブはヘッド６Ａ及び６Ｂから突出して該ヘッドに結合されている。
【００５０】
本体１０には、長手方向に流路もしくはチャンネル２１、２２及び２３が穿孔されている。
【００５１】
長手方向チャンネル２１は、リブ２０に形成されて本体１０の中央部分１０Ｍに沿って分布している多数の横断方向チャンネル２４と連通している（図３及び図６を参照）。
【００５２】
長手方向チャンネル２２は、中央突出リブ２０の各側に現れる多数の横断方向チャンネル２５及び２６と連通している（図３及び図４を参照）。
【００５３】
長手方向チャンネル２３は、端部切断面１７に現れ従って封止室１８に現れる多数の横断方向チャンネル２７と連通している（図３及び図７を参照）。
【００５４】
更に、本体１０の中央部分Ｍの壁１４及び１５は、ヘッド６Ａ及び６Ｂの端部に現れる長手方向チャンネル３０に端部が結合されている長手方向の表面溝２９に端部切断面１７を結合させる多数の横断方向表面溝２８を有する。表面溝２８及び２９は先端部材１１によって閉じられる（図３及び図５を参照）。
【００５５】
燃料がチャンネル２１及び２２に注入されると、同燃料は、個々の噴射器としてそれぞれ振る舞う横断方向チャンネル２４及び２５によって、噴射室５の中にも燃焼室８の方向に注入されることが容易に分かる。同じく、冷却剤が長手方向チャンネル２３に注入されると、この冷却剤は横断方向チャンネル２７を介して封止室１８に注入されることになる。封止室１８に注入された冷却剤は、横断方向表面溝２８を介して回収されると共に該表面溝を介して長手方向の表面溝２９に流入する。従って、それをチャンネル３０を介して排出することができる。
【００５６】
勿論、図３では流路もしくはチャンネル２１、２２、２３及び３０は両端が開いている状態で図示されているが、どちらか一方の端部を閉じることも可能である。
【００５７】
本発明の重要な特徴によると、例えば低温の水素である冷却剤は、チャンネル２７から出た冷却剤のジェット流が封止室１８を通って、先端部材１１の面１２及び１３の内側表面に少なくとも縁部１１Ａ付近で衝突するように、圧力（例えば約１０バール）を持っている。勿論、上述したように、大マッハ数での飛行条件下で先端部材１１の温度を１０００℃と２０００℃との間に保つために充分な冷却剤流量がなければならない。冷却剤が水素である場合には、その流量は、縁部１１Ａの長さ１ｃｍあたり毎秒数グラムでなければならない。
【００５８】
冷却剤は、燃焼室８に供給される燃料であってもよい。その場合、冷却剤噴射手段２３、２７に供給される冷却剤は、噴射列２１、２２、２４、２５及び２６に供給を行う回路から取り出される。好ましくは、冷却剤として使用される燃料の流量は、燃焼室８に注入される燃料の総流量の２０％未満である。
【図面の簡単な説明】
【図１】燃料噴射スタブを備えたラムジェットの実施形態の極めて模式的な斜視図であり、ラムジェットのケーシングは透明であると仮定されている。
【図２】本発明の燃料噴射スタブの実施形態の分解斜視図である。
【図３】図２の、互いに結合された燃料噴射スタブの、中央縦断面図である。
【図４】図３の切断線ＩＶ−ＩＶに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図５】図３の切断線Ｖ−Ｖに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図６】図３の切断線ＶＩ−ＶＩに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図７】図３の切断線ＶＩＩ−ＶＩＩに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図８】先端部材の補強を行う織物を略図的に示すため先端部材の先端部近傍を部分的に拡大して示す図である。
【符号の説明】
１…ラムジェット、５Ａ，５Ｂ…ラムジェットの対峙する壁体、６…燃料噴射スタブ、６Ａ，６Ｂ…ヘッド、７…先端部、８…燃焼室、１０…本体、１１…熱伝導性の薄膜（先端部材）、１１Ａ…先端部の前縁もしくは縁部、１２，１３…薄膜の面、１４，１５…くさびの面、１６…くさびの縁、１７…端部切断面、１８…封止室、２０…中央突出リブ、２１，２２，２３…長手方向の流路もしくは給送チャンネル（２３は冷却剤噴射手段をも構成する）、２４，２５，２６，２７…個々の燃料噴射器もしくは横断方向の流路もしくは噴射チャンネル（２７は冷却剤噴射手段となる噴射ノズルをも構成する）、２８，２９…表面溝（冷却剤除去手段）、３０…流路もしくはチャンネル（冷却剤除去手段）、Ｆ…酸化剤流、ｒ…前縁の半径。

Claims

高マッハ数で作動するように設計されると共に燃焼室（８）を含み、該燃焼室（８）内に酸化剤流（Ｆ）が導入されるラムジェット（１）のため、前記酸化剤流を受けると共に個々の燃料噴射器の列を形成する先端部（７）を含み、前記燃料噴射器の列が、前記酸化剤流を横断するように該酸化剤流中に配設されて燃料を該酸化剤流中に分散させている燃料噴射スタブ（６）であって、
・前記燃料噴射器の列が内部に配設されると共に、少なくとも前記先端部が配置される側にくさびの形状の断面を有する炭素ー炭素複合材の本体（１０）を含み、該くさびの角度は大きくても１５°に等しく、且つ該くさびの縁部（１６）は、少なくとも１つの端部切断面（１７）を形成するために該縁部の長さの少なくとも一部が切り欠かれており、
・少なくともほぼ二面体の形状の炭素ー炭素複合材の薄膜からなる先端部材（１１）を含み、該先端部材の縁部（１１Ａ）が高々２ｍｍに等しい曲率半径（ｒ）を有すると共に、該縁部の角度が前記くさびの角度に等しい、
燃料噴射スタブにおいて、
ー前記薄膜は、その面（１２，１３）を前記くさびの面（１４，１５）に圧接して、封止態様で前記本体に接続されていて、該薄膜と前記本体の前記端部切断面（１７）との間で前記薄膜の凹所に封止された室（１８）が画成されるようになっており、
ー前記本体（１０）内には、
・少なくとも前記薄膜の前記縁部（１１Ａ）の領域において、前記端部切断面に沿って分布して前記薄膜（１１）の凹面に衝突する加圧冷却剤の多数のジェット流を生成するため、前記本体の前記端部切断面（１７）に配設されたノズルからなり、冷却剤を前記封止された室（１８）内に噴射する冷却剤噴射手段（２３，２７）と、
・前記ジェット流が前記薄膜の前記凹面に対して衝突した後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段（２８，２９，３０）と、
が設けられている、ことを特徴とする燃料噴射スタブ。
前記先端部材を形成する前記炭素ー炭素複合材の薄膜は、
ー緯糸（Ｔ）が前記薄膜の厚み（ｅ）における複数のレベルのところに分散しており、各経糸（ｃ）が異なるレベルにある緯糸（Ｔ）の回りを通過する織物繊維構造と、
ー該織物繊維構造を封入すると共に、熱分解し黒鉛化したピッチからなるマトリクスと、
からなる請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記先端部材の前記縁部（１１Ａ）は前記薄膜の前記緯糸（Ｔ）と平行である請求項２記載の燃料噴射スタブ。
前記薄膜の前記厚み（ｅ）は高々２ｍｍに等しい請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記薄膜（１１）の構成成分である炭素ー炭素複合材の材料の、該薄膜を横断する方向の熱伝導度は、約７０Ｗ／（ｍ・ｋ）である請求項１記載の燃料噴射スタブ。
炭素ー炭素複合材の材料からなる前記本体（１０）は、熱分解し黒鉛化したピッチのマトリクスに封入された三次元繊維構造から形成されている請求項１記載の燃料噴射スタブ。
炭素ー炭素複合材の材料からなる前記本体（１０）及び前記薄膜（１１）は、炭素系接着剤による接着結合で互いに接続されている請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記本体に接着結合された前記薄膜の全てが酸化から保護されている請求項７記載の燃料噴射スタブ。
前記冷却剤は低温ガスである請求項１記載の燃料噴射スタブ。
マッハ１２で飛行しようとする航空機のために、前記燃料噴射スタブの前記先端部が１５００℃に近い温度に耐えなければなせない燃料噴射スタブであって、
ー前記薄膜（１１）が１２°の上反角をなすと共に１．５ｍｍに等しい前縁半径（ｒ）を有し、
ー前記薄膜は約１ｍｍの厚み（ｅ）を有すると共に、その構成成分である炭素ー炭素複合材の材料は約７０Ｗ／（ｍ・ｋ）の横方向熱伝導度を有し、
ー前記冷却剤は、温度が１００Ｋ〜３００Ｋ、圧力が約１０〜１５ｂａｒの水素であり、
ー該冷却剤の流量は前記前縁の長さ各１ｃｍについて約２〜５ｇ／ｓである、
請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記冷却剤は燃料である請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記冷却剤除去手段は、
ー前記本体（１０）の表面上に形成され、前記薄膜（１１）の１つの面により仕切られている少なくとも１つの長手方向の溝（２９）と、
ー前記封止された室（１８）を前記長手方向の溝（２９）に連通させると共に、前記薄膜により仕切られている一列の横断方向の表面溝（２８）と、
を含む請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記燃料噴射器の列及び前記冷却剤噴射手段は、長手方向の給送チャンネル（２１，２２，２３）と横断方向の噴射チャンネル（２４〜２７）とを含み、該給送チャンネル及び該噴射チャンネルの全てが前記本体に形成されている請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記燃料噴射器の列は、前記先端部とは反対の前記燃料噴射スタブの側に配設されている請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記燃料噴射器の列は、数組の連続する別個の燃料噴射器を含み、該連続する別個の燃料噴射器のうちのあるもの（２４）が燃料を前記酸化剤流の方向に噴射し、該連続する別個の燃料噴射器のうちの他のもの（２５，２６）が燃料を前記酸化剤流内に斜めに噴射する請求項１４記載の燃料噴射スタブ。
前記本体（１０）は、前記先端部とは反対側に、長手方向の中央突出リブ（２０）を含み、該中央突出リブ内に、燃料を酸化剤流の方向に噴射する少なくとも１組の別個の燃料噴射器が配設されると共に、該中央突出リブの各側方に、燃料を前記酸化剤流内に斜めに噴射する少なくとも２組の別個の燃料噴射器（２５，２６）が配設されている請求項１記載の燃料噴射スタブ。
前記本体（１０）は、その端部に、前記ラムジェットの対峙する壁体（５Ａ，５Ｂ）に前記燃料噴射スタブを係止すると共に同燃料噴射スタブに燃料及び冷却剤を送給するように設計されたヘッド（６Ａ，６Ｂ）を含み、前記先端部材（１１）が前記ヘッドの少なくとも一部を覆っている請求項１記載の燃料噴射スタブ。