JP3930599B2 - 亜音速及び／又は超音速航空機のラムジェット - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、例えばマッハ数１〜２と１５〜２０との間の広範囲の速度にわたり動作するように構成された亜音速及び／又は超音速航空機のためのラムジェットに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
フランス特許願第９５ ０８４１７号明細書には、最高効率を維持しながら上述した程度の速度範囲にわたり動作できるラムジェットが記載されている。この目的から、同ラムジェットは、
−燃焼支持ガスのための入口と、
−燃料噴射装置と、
−前記燃焼支持ガスを燃焼すべき燃料と混合させる燃焼室と、ガスを前記燃焼室を去るように方向付ける排気ノズルとを備えると共に、前記燃焼室と前記排気ノズルとの間の過渡領域において、低マッハ数に対応する速度のために一旦先細になってから漸開する長手方向断面から、高マッハ数に対応する速度のためにほぼ一定から漸開する長手方向断面まで漸次変化する可変の幾何学的形状を有するラムジェット本体部とを含んでいる。
【０００３】
上述したフランス特許願明細書に記載の実施形態においては、プレートの形をした本体部の横壁体のうちの１つを、少なくとも過渡領域（ノズルスロート部）においてラムジェットの長手方向を横断する軸心回りに互いにヒンジ結合することによって、本体部の長手方向断面の幾何学的形状を制御可能としている。従って、選択された対気速度に依存して、プレートを徐々に適切な位置に移動させることにより特に過渡領域において、本体部の長手方向断面の幾何学的形状を変更することができる。これにより、指示された速度範囲について、外部条件（燃料消費量、空力圧力、対応する入口における燃焼支持ガスの流れのパターン）に関係なく最大のスラスト値のような最適の飛行条件を保持することが可能となる。換言すれば、これは、排気ノズルの漸開断面が続く燃焼室の一定断面を（約７に等しいか約７よりも大きいマッハ数で）最終的に得るように“低”速度で存在するノズルスロート部（先細ー漸開の幾何学的形状）を排除することになる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
本体部の可変の幾何学的形状の実施形態は、技術的には作動可能であるが、極限条件、特に極限温度下での信頼性の観点から、プレートのヒンジのところでの適正な動作に問題がある。この問題を解消するために、送風機を設けることが考えられる。更に、ヒンジ結合のプレートと送風機の組み合わせが使用されると、ラムジェットの質量の増加が助長されるが、これは望ましいことではない。
【０００５】
従って、本発明の目的は、本体部の可変の幾何学的形状が上述した問題を解決しうるように設計されているラムジェットを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
この目的から、上述のように定義される形式のラムジェットは、本発明によると、ラムジェット本体部が、可変の幾何学的形状を生じるように、外部空気流を前記過渡領域に流入可能とすると共に前記燃焼室と外部との間に連通を確保するようになっている少なくとも１つの制御可能な開口を有し、開口は、ラムジェット本体部の底部壁体に設けられていることを特徴としている。
【０００７】
従って、本発明によると、先行技術におけるような機械的要素を用いることなく、ラムジェットの過渡領域に外部空気流を導入することにより、本体部の可変の幾何学的形状が得られる。低温度及び低圧力での空気流を形成するこの外部空気流は、燃焼支持ガス及び燃料ガスの混合物が構造本体部内に導入されるときに、構造本体部内を流れる高温及び高圧の燃焼支持ガス及び燃料ガスの混合物の長手方向流れ断面を、特に過渡領域（ノズルスロート部）のところで、変更するのに用いられる。このようにして、外部空気流は燃焼支持ガス及び燃料ガスの混合物を適切に順応させることにより、該ガス混合物の長手方向流れ断面を減少させる。ラムジェットの本体部に導入される外部空気の量は、航空機の対気速度に依存して制御可能な開口により変更され、最適の飛行条件を確保する。
【０００８】
更に、空気流を用いるこの可変の幾何学的形状による解決策は、先行技術の解決策と比較して、特にノズルのレベルで生ずる熱応力の軽減を助長し、かつラムジェットの質量の軽減を助長する。
【０００９】
例えば、制御可能なフラップは、該フラップが閉位置を占めているときに前記開口を閉め切り、該フラップが開位置を占めているときに前記外部空気流が前記開口を通って前記ラムジェット本体部の内部に流入するのを可能にするように、軸心回りに前記底部壁体にヒンジ結合されている。
【００１０】
前記構造本体部の全体形状は、対峙する複数対の壁体から形成される矩形断面ダクトの全体形状である。この場合、前記開口は、前記構造本体部の底部壁体に設けられる。その後、頂部壁体は航空機の胴体に取り付けられる。
【００１１】
前記フラップのヒンジ結合の前記軸心は、前記構造本体部の長手方向に対して実質的に直交している。第１の実施形態においては、前記制御可能なフラップは、その前縁で前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されて、前記構造本体部の内部に向かって揺動し、前記外部空気流が前記構造本体部に流入できるようにしている。第２の実施形態においては、前記制御可能なフラップは、その後縁で前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されて、前記構造本体部の外部に向かって揺動し、前記外部空気流が前記構造本体部に流入できるようにしている。
【００１２】
２つの制御可能な開口を前記構造本体部に設けることができ、第１の開口は前記燃焼室と連通し、第２の開口は前記過渡領域と連通する。前記フラップは、前記第１，第２の開口を制御すると共に、それぞれの軸心回りに前記構造本体部の壁体にヒンジ結合されている。このような仕方で第２の開口を用いて、低マッハ数の飛行のために空気流を過渡領域に導入する。第１の開口は高マッハ数で用いられ、前記構造本体部の長手方向断面の幾何学的形状を適切に順応させる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
添付図面は、本発明をどのようにして実施するかを明確に示しており、図中、同一の参照符号は類似の構成要素を表している。
【００１４】
図１に示す航空機１は、この実施形態ではその胴体１Ａの下側に、幾何学的形状が可変のラムジェット２を備えていて、航空機がマッハ数１〜２と１５〜２０との間の広範囲の速度で飛行することを可能にしている。
【００１５】
ラムジェット２は、主として、構造本体部（ラムジェット本体部）３と、燃焼支持ガスの入口４と、燃料噴射装置５と、燃焼室６と、排気ノズル７とからなる。図２に示す実施形態においては、構造本体部３は、複数対の壁体から構成された矩形等の断面形状に近似する長手方向断面を有する。図示の実施形態においては、頂部壁体３Ａは航空機の胴体１Ａと関連せしめられ、底部壁体３Ｂはラムジェットの内部を構成する。他の２つの壁体、即ち側方壁体３Ｃは、図の面に対し平行である。
【００１６】
矢印Ｆにより表されたガスジェットもしくは混合物の流れの方向において、長手方向のラムジェット本体部の上流端から下流端に、例えば空気入口である燃焼支持ガスの入口４と、この入口の後方にある燃料噴射装置５と、燃焼支持ガスが燃焼すべき燃料と内部で混合される燃焼室６と、この混合物により生成されたガスジェットを外部に方向付けるようになっている先細−漸開の幾何学的形状のスロート部８を有する排気ノズル７とが設けられている。
【００１７】
更に、ラムジェット２の構造本体部３は、燃焼室６の一部とノズルの一部（スロート部）との間に画成された少なくとも過渡領域９に、可変の幾何学的形状を有していて、前述したように、構造本体部３の長手方向断面が、少なくともこの過渡領域９（スロート部８）において、航空機の対気速度に従って変更されることを可能にしている。
【００１８】
また、燃焼室６は、超音速燃焼が始まる上流の拡散領域と、後退可能な火炎捕捉部材１０の後方にあり超音速燃焼が起こる下流の燃焼室領域とに分割されていて、この燃焼室領域においては、また、超音速燃焼が終息する。複数のインゼクタからなる燃料噴射装置５は、燃料を燃焼室の容積の全てに分散させる。所要のマッハ数に適する使用燃料については、前述したフランス特許願明細書を参照されたい。
【００１９】
本発明によれば、図２に示した実施形態においては、ラムジェット２の構造本体部３は、該構造本体部の底部壁体３Ｂに形成された制御可能な開口１１を備えており、この開口１１は、燃焼室６と外部との間に連通を確保するようになっていて、作動時には、外部空気流を構造本体部の過渡領域９に導入して、ガスジェットと同一の方向Ｆに流す。その後、この空気流Ｖは、特に過渡領域のレベルのところで、構造本体部の長手方向断面の幾何学的形状を変えると共に、後述するように、構造本体部の内部を通流するガスジェットの流れ断面を変更する結果になる。
【００２０】
特に、引っ込み可能なトラップを形成するフラップ１２は、開口１１の覆いを徐々に無くすことができるように、該開口１１を閉め切る。フラップ１２は、ピン１３の回りに構造本体部の底部壁体３Ｂにヒンジ結合されていて、図示しないが周知の形式のものであるアクチュエータにより揺動されるようになっている。この実施形態においては、ラムジェットの長手方向に直交するヒンジ用のピン１３は、燃料噴射装置５に向かって臨むフラップの前縁１２Ａに設けられており、反対に、フラップの後縁１２Ｂは過渡領域に臨んでいる。開口１１が完全に閉め切られる、図２に実線で示されたフラップ１２の閉位置においては、フラップ１２は、途切れることなく底部壁体３Ｂに続き、従って、同壁体の一部を形成している。
【００２１】
このフラップ１２の閉位置（実線で示す）は、燃焼室６の容積（又は高さ）が最大（最大流れ断面）であるマッハ数１〜２の範囲の対気速度に対応しており、ラムジェット１は先細ー漸開形状の開放スロート部を有するノズル７で終端している。
【００２２】
マッハ数２．５程度の対気速度については、フラップ１２は、図２に太い鎖線で示す位置を占め、前記アクチュエータにより、また、ヒンジ用のピン１３により、構造本体部３の燃焼室６の内部に引っ込められる。フラップ１２は、空気入口を構成する開口１１を覆っておらず、この開口１１を通って外部空気流Ｖが導入される。外部空気流は、このフラップ１２により方向付けられて、過渡領域９に向かって流れ、燃焼支持ガス及び燃料の混合物から得られたガスジェットがフラップ１２からの長手方向断面に沿ってより小さな横断面形状をとることを余儀なくさせる。この太い鎖線位置においては、燃焼室６の幾何学的形状は僅かに変化し、燃焼室６の横断面が減少し、そして、特に過渡領域９のレベルのところでは、ノズル７の横断面が先細ー漸開スロート部８を保持する。従って、低温及び低圧である外部空気流Ｖは、高温及び高圧のガスジェット、即ち構造本体部の幾何学的形状を変更するための“自然境界”として作用する。
【００２３】
例えば、マッハ数６の対気速度については、フラップ１２は、図２に点線で示した位置を占める。該フラップは構造本体部の更に内側に移動しているので、燃焼室６の横断面はそれに応じて減少し、殆ど一定になる傾向を示すが、一方、ノズル８は、先細ー漸開スロート部形状を保持しているが、構造本体部に導入されるより多量の空気流Ｖの流れのため、明らかにもっと平らである。
【００２４】
上述した種々の速度及びその他の速度での燃料噴射装置５や火炎捕捉部材１０の動作の詳細については、前述したフランス特許願明細書を参照されたい。
【００２５】
例えば、マッハ数７よりも大きい対気速度については、フラップ１２は、図２に細い鎖線で示した位置を占める。この位置では、構造本体部３の長手方向断面の幾何学的形状は、純粋に漸開するノズル７のスロート部８に関する限り、燃焼室６から実質的に一定の横断面を有する。フラップ１２は構造本体部の頂部壁体３Ａに対して実質的に平行であり、また、最大寸法の開口１１は、かなりの空気流Ｖが過渡領域９に入ることを許容する。該空気流は、フラップ１２の平面に広がり、ノズル７の後部で僅かに漸開する部位まで、長手方向断面を一定に維持する。このような配置が用いられると、超音速条件下で燃焼による熱のインプットが行われるような運転条件であるときに、実質的に一定の長手方向断面に熱遮断現象が起きない利点がある（これにより、マッハ数７とするかその前後とするかを決定する）。
【００２６】
空気流の導入によってラムジェットの構造本体部３を可変の幾何学的形状とすることにより、広範囲のマッハ数及び飛行条件（高度、入射角、加速度又は巡航速度）にわたり航空機の種々の飛行フェーズを最適化することができるが、他の利点もある。
【００２７】
この付加的な空気流は運動量の増加を表しており、構造本体部内の流量を増大する。これは、燃料消費を必ずしも増大することなくラムジェットのスラストに有効になりうる。また、ラムジェットの抗力が減少するので、構造本体部の底部壁体にかかる摩擦が減少する。この摩擦は、マッハ数が増大するときの特性に重要な影響を有する。加うるに、ノズルの下方部分もしくは底部部分は、頂部壁体のみが強い熱移動を受けるように、低温空気流の流れによって冷却するのが有利である。また、ノズルからの出口で得られるガスジェットの希薄は、レーダ識別特性の低減に有益でことに注意されたい。
【００２８】
図３の実施形態においては、構造本体部３の幾何学的形状は、同構造本体部の底部壁体３Ｂに直列に形成され、それぞれの制御可能なフラップ２３，２４によって閉め切られるようになっている２つの開口２１，２２により変更される。更に正確に述べると、第１の開口２１は燃焼室６と連通し、第２の開口２２は、ノズル７のスロート部８のレベルのところで、その幾何学的形状の先細部において過渡領域９に直接に開口している。
【００２９】
この点について前述した実施形態と異なるのは、第１の開口２１のフラップ２３が、その後縁２３Ａにより、ヒンジピン１３回りに底部壁体３Ｂにヒンジ結合されていて、前縁２３Ｂが揺動し、第１の開口２１の覆いを徐々に無くしていることである。同じことが第２の開口２２のフラップ２４についても当てはまり、同フラップは後縁２４Ａにより、ピン１３回りにノズルスロート部の壁体にヒンジ結合されている。２つのフラップは、図示しないアクチュエータにより作動される。ヒンジピン１３，１３は互いに平行であり、また、ラムジェットの長手方向に対して直交している。
【００３０】
この実施形態の動作は図２に関して述べた前の実施形態の動作に類似している。
マッハ数２．５程度の対気速度については、フラップ２４のみが作動されて、この対気速度に適する程度まで第２の開口２２の覆いを無くして、太い鎖線で表された外部空気流Ｖをノズル７のスロート部８内に直接に流入させ、過渡領域９におけるこの部位で燃焼により生成されたガスジェットを変更する。フラップ２３は第１の開口２１を閉め切る。
【００３１】
マッハ数６の程度及びマッハ数７よりも大きい程度の対気速度については、例えば、フラップ２３は点線と細い鎖線で示された位置までそれぞれ開き、外部空気流が第１の開口を介して流入し、燃焼室６及び過渡領域９を通流して、ノズル７から流出する。少なくともマッハ数７の対気速度については、構造本体部３の可変の幾何学的形状は、ノズル７のスロート部８に関する限り実質的に一定であり、その後、僅かに漸開する。速度が増大するときに、燃焼室の容積及び過渡領域の容積は、占められている容積が、例えば、７よりも大きいマッハ数で最小になるまで、減少する。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明のラムジェットを備えた航空機の概略図である。
【図２】 幾何学的形状が変化する本発明のラムジェットの一実施形態の長手方向断面を概略的に示す図である。
【図３】 幾何学的形状が変化する本発明のラムジェットの別の実施形態の長手方向断面を概略的に示す図である。
【符号の説明】
１…航空機、２…ラムジェット、３…ラムジェット本体部（構造本体部）、３Ａ…頂部壁体、３Ｂ…底部壁体、３Ｃ…側部壁体、４…燃焼支持ガスの入口、５…燃料噴射装置、６…燃焼室、７…排気ノズル、８…スロート部、１１…開口、１２，２３，２４…フラップ、１２Ａ，２３Ｂ…前縁、１２Ｂ，２３Ａ，２４Ａ…後縁、１３…ピン、２１…第１の開口、２２…第２の開口、Ｖ…外部空気流。

Claims (7)

1. 広範囲の速度にわたり動作するように構成された亜音速及び／又は超音速航空機のラムジェットであって、
   燃焼支持ガスのための入口と、
   燃料噴射装置と、
   対峙する複数対の壁体から形成される矩形断面ダクトの全体形状を有するラムジェット本体部であって、前記燃焼支持ガスを燃焼すべき燃料と混合させる燃焼室と、ガスを前記燃焼室を去るように方向付ける排気ノズルとを備えると共に、前記燃焼室と前記排気ノズルとの間の過渡領域において、低マッハ数に対応する速度のために一旦先細になってから漸開する長手方向断面から、高マッハ数に対応する速度のためにほぼ一定から漸開する長手方向断面まで漸次変化する可変の幾何学的形状を有するラムジェット本体部と
   を含み、
   該ラムジェット本体部は、前記可変の幾何学的形状を生じるように、外部空気流を前記過渡領域に流入可能とすると共に前記燃焼室と外部との間に連通を確保するようになっている少なくとも１つの制御可能な開口を有し、該開口は、前記ラムジェット本体部の底部壁体に設けられている、亜音速及び／又は超音速航空機のラムジェット。
2. 制御可能なフラップは、該フラップが閉位置を占めているときに前記開口を閉め切り、該フラップが開位置を占めているときに前記外部空気流が前記開口を通って前記ラムジェット本体部の内部に流入するのを可能にするように、軸心回りに前記底部壁体にヒンジ結合されている、請求項１に記載のラムジェット。
3. 前記フラップのヒンジ結合の前記軸心は、前記ラムジェット本体部の長手方向に対して実質的に直交している、請求項２に記載のラムジェット。
4. 前記制御可能なフラップは、その前縁で前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されて、前記ラムジェット本体部の内部に向かって揺動し、前記外部空気流が前記本体部に流入できるようにしている、請求項２に記載のラムジェット。
5. 前記制御可能なフラップは、その後縁で前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されて、前記ラムジェット本体部の外部に向かって揺動し、前記外部空気流が前記ラムジェット本体部に流入できるようにしている、請求項２に記載のラムジェット。
6. ２つの制御可能な開口が前記ラムジェット本体部に形成されていて、第１の開口が前記燃焼室と連通し、第２の開口が前記過渡領域と連通する、請求項１に記載のラムジェット。
7. 前記フラップは、前記第１，第２の開口を制御すると共に、それぞれの軸心回りに前記ラムジェット本体部の壁体にヒンジ結合されている、請求項６に記載のラムジェット。

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