JP6937389B2 - 障害物を有するアイソレータを備えたフライトビークルエアブリージング推進システム - Google Patents

Description

本発明は、飛行機、ミサイル、パルスデトネーションエンジン、発射体又は宇宙へのアクセスシステムのようなフライトビークルのための推進システムの分野に関する。

デュアルモードラムジェット／スクラムジェットのような超音速及び極超音速エアブリージングエンジンは、アイソレータを含む。アイソレータは、典型的には、空気入口スロートの下流で、入口とエンジン／燃焼器との間に配置された、一定面積又はわずかに単調増加面積セクションである。アイソレータの目的は、入口及び燃焼器内の条件間の変動を分離し、燃焼器に所望の流れプロファイル（flow profile）を提供し、入口の未始動及び／又は燃焼安定性に伴う問題を低減することであり得る。また、アイソレータは、燃焼器が要求するときに、アイソレータ内で燃焼器の上流側に追加の圧力上昇を提供することができる。アイソレータは、必要とされるすべての飛行条件及び航空機が動作するスロットル設定において、上記を効率的に実行しなければならない。

アイソレータは、長さに沿ってショックシステムを設定することができる。その結果生じるショックトレイン（shock train）は、燃焼器によって要求される圧力上昇と一致する圧力上昇を生じさせ得る。この圧力上昇は、圧力連通がアイソレータ境界層を通過して入口スロートを越えて上流に進むことを許容してならず、或いはショックトレーンが入口スロートの上流に延びることを許容してならないものであり、これらは両方とも入口のスタート未始動をもたらす可能性がある。アイソレータは、入口の始動不能又はエンジンフレームが消滅／失速する原因となる入口又は燃焼器の変動間の動的なクロストークを除去する。アイソレータ内部で強いショック−境界層相互作用が生じる可能性があり、ビークルの本体側で生じる。そこでは、境界層が最も厚く、エネルギープロファイルがより空乏化している。弱い境界層とのこれらの強いショック相互作用は、アイソレータ出口での流れプロファイル(質量フラックス、マッハ数、全圧力など)の大きな歪みを生じ、これは、エンジンによって取り込まれ、燃焼効率を低下させ、エンジン失速／フレームアウトを引き起こす可能性がある。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、その中に障害物を有する。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、流路に凹みを生じさせる障害物を有する。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、アイソレータ出口までの全路にわたって、障害物の長さに沿った流れの混合を増加させる障害物を有する。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、渦強度を増大させる障害物を有し、これは、低エネルギー流れをさらに混合するのを助け、燃焼器内の下流でより強い燃料／空気混合を提供し得る。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、流れの分離及び／又は再循環並びに低運動量流れ領域を減少させる障害物を有する。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、アイソレータ出口流れプロフィールの一貫性を改善し、所望であれば、複数のフライト条件(マッハ数、高度、迎え角、サイドスリップ角)及び／又はスロットル(背圧)設定にわたって一様性を改善する障害物を有する。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、ショック固定のための高いせん断応力領域を提供することにより、分離による損失を低減することにより、及び本体側中心線上の最悪のポテンシャル流れ分離を除去することにより、アイソレータの最大背圧能力を増大させる障害物を有する。前記最悪のポテンシャル流れ分離は、強い衝撃波境界層相互作用／分離が生じさせる、エンジンが要求する圧力上昇から生じる。

フライトビークルエンジンのアイソレータ又はディフューザは、アイソレータ内に1つ以上のショックを固定するのを助ける障害物を有する。

本発明の一態様によれば、フライトビークルが、胴体と、胴体に機械的に結合された推進システムとを備える。推進システムは、空気入口と、空気入口の下流にあるアイソレータと、アイソレータの下流にある燃焼器／エンジンとを含む。推進システムはまた、出口ノズルを含んでもよい。空気入口及びアイソレータを通って燃焼器に至る空気は、空気入口とアイソレータとの間の境界にあるスロートにおける最小断面積を通過する。アイソレータは、アイソレータを通って空気の流路に突出する障害物を含み、障害物は、障害物の周囲の半径方向の流れの分流を引き起こす。

本概要の任意のパラグラフの一実施形態によれば、障害物は長手方向の長さを有し、障害物の半径方向の幅よりも大きいこの長手方向の長さに沿って、空気がアイソレータを通って流れる。

本概要の任意のパラグラフの一実施形態によれば、障害物は、アイソレータを通る空気の流れの境界層厚を越えて延びる高さを有する。

本概要の任意のパラグラフの一実施形態によれば、障害物の高さは、境界層の厚さの少なくとも数倍の高さである。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの縦方向の位置におけるアイソレータの高さの少なくとも10％である。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの縦方向の位置におけるアイソレータの高さの少なくとも20％である。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの長手方向位置におけるアイソレータの高さの20％〜75％である。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの長手方向位置におけるアイソレータの高さの30％〜50％である。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの長手方向位置におけるアイソレータの高さの20％〜50％である。

本概要の任意のパラグラフの一実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの長手方向位置におけるアイソレータの高さの30％〜75％である。

本概要の陰萎のパラグラフの一実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの長手方向位置におけるアイソレータの最大範囲(又は最大幅)の少なくとも20％である。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物の最大高さは、最大高さの縦方向位置におけるアイソレータの最大範囲(又は最大幅)の20％〜85％、40％〜70％、40％〜60％、20％〜90％、20％〜70％、20％〜60％、20％〜60％又は40％〜90％である。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物は、アイソレータの下流端よりもアイソレータの上流端に近く、それにより、燃焼器よりも空気取入口により近い。

本概要のパラグラフのいずれかの実施形態によれば、アイソレータは、内壁、すなわち、流れの境界／空気力学的表面を有し、これは、アイソレータを通る凸状流路を画定し、障害物は、その流路に凹みを導入する。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、燃焼器はラムジェット又はスクラムジェットである。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、燃焼器はタービンを含む。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、エンジンは、超音速エンジン又は極超音速エンジンである。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、エンジンは亜音速エンジンである。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物は、下流方向に徐々に幅が増加する上流部分と、下流方向に徐々に幅が減少する下流部分とを含む。

本概要の任意のパラグラフの一実施形態によれば、障害物の高さは、最大高さに達するまで、下流方向に徐々に増加する。

本概要のパラグラフの一実施形態によれば、最大高さは、障害物の下流部分にある。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、障害物は、アイソレータ内で非対称であり、アイソレータの片側のみに流れを迂回させる。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、アイソレータは、アイソレータの長さにわたって下流方向に面積が増大する流路を画定する。

本概要の任意のパラグラフの実施形態によれば、アイソレータは、アイソレータの長さにわたって下流方向に面積が減小する流路を画定する。

本概要の任意のパラグラフの一実施形態によれば、障害物は、アイソレータの膨出部分にある。

本発明の一態様によれば、フライトビークルの推進システムを動作させる方法は、推進システムの空気取入口で推進システムに入る空気を圧縮するステップと、空気取入口からの空気を推進システムのアイソレータを通って燃焼器／エンジンへと通過させるステップと、アイソレータからの空気を燃焼器内の燃料の燃焼に使用するステップとを含む。空気をアイソレータを通過させるステップは、アイソレータ内の障害物の周囲を空気を通過させるステップを含み、流れは、障害物の周囲に分割し、次いで、再び一緒になることによって、流れを混合する。

本発明の一態様によれば、フライトビークルの推進システムは、空気入口と、空気入口の下流のアイソレータと、アイソレータの下流の燃焼器とを含む。空気入口及びアイソレータを通って燃焼器に至る空気は、空気入口とアイソレータとの間の境界にあるスロートにおける最小断面積を通過する。アイソレータは、アイソレータを通って空気の流路に突出する障害物を含み、障害物は、障害物の周囲の半径方向の流れの分流を引き起こす。

前述の及びこれに関連した目的を達成するために、本発明は、以下に詳細に記載されかつ特許請求の範囲に特に示された特徴を含んでいる。以下の記載及び添付図面は、本発明の例示的な実施形態を詳細に示している。しかしながら、これらの実施形態は、本発明の原理が使用され得る種々の方法のうちのいくつかを示しているにすぎない。本発明の他の目的、利点及び新規な特徴は、図面を参照して、本発明の詳細な説明から明らかになるであろう。

添付の図面は、必ずしも縮尺どおりではないが、本発明の種々の態様を示す。

本発明の一実施形態に係るフライトビークルの概略図である。 図１のフライトビークルの推進システムの構成要素を示す図である。 図２の推進システムの一部となり得るアイソレータの斜視図である。 図３のアイソレータの平面図である。 図３のアイソレータの側面図である。 図３のアイソレータの端面図である。 図３のアイソレータを通る流れの可能な流線を示す平面図である。 本発明の代替実施形態に係るアイソレータの平面図である。 図8のアイソレータの側面図である。 本発明の代替実施形態に係る、アイソレータ構成における可能な変形の第1のセットを示す。 本発明の代替実施形態に係る、アイソレータ構成における可能な変形の第２のセットを示す。 本発明の代替実施形態に係る、アイソレータ構成における可能な変形の第３のセットを示す。 本発明の代替実施形態に係る、アイソレータ構成における可能な変形の第４のセットを示す。 本発明の代替実施形態に係る、アイソレータ構成における可能な変形の第５のセットを示す。

フライトビークル（flight vehicle）は、空気入口（air inlet）、空気入口の下流にあるアイソレータ（isolator）(又はディフューザ（diffuser）)、及びアイソレータの下流にある燃焼器を含む推進システムを有する。アイソレータは、アイソレータの内壁から内方へ突出する障害物（obstruction）を含む。障害物は、空気が空気入口からアイソレータを通って燃焼器へと流れる流路内へと突出する。障害物は、アイソレータを通過する流れに沿った長手方向に方向付けられ、流れのいくつかの境界層厚よりも大きい高さを有する。障害物は、低エネルギー／低運動量の流れの領域に配置された場合、この流れ状態を設定することを許さず、流れを障害物のいずれかの側へ、アイソレータを通る長手方向に対して垂直な方向に方向転換する。例えば、円形断面アイソレータの場合、その半径方向に方向転換する。方向転換中に、低エネルギー流は、アイソレータ長さを通過する際に、迅速に、隣接する高エネルギー流を圧縮し、高エネルギー流と混合し始める。この迅速な混合及び障害物の追加的な圧縮表面は、短い距離でアイソレータ内の圧力上昇を増加させ、所与の長さでより高い圧力を得ることができる。弱い境界層の流れは中心線から離れ、上面を横切りかつ障害物を横切って広がり、分離能力及び強度を低下させて、高い背圧でショック波境界層の相互作用が生成できる。アイソレータ内の分離体積のこの減少は、アイソレータ内の分離バブル内で生じる低周波数流れの振動及び不安定性を減少させることができ、動作可能マージンを改善し、任意の入口とエンジン不安定性との間の分離をさらに改良することができる。分離におけるこの減少はまた、サイドスリップ角（sideslip angles）での流れの一様性／一貫性及び安定性を改善することができる。何故ならば、流れ／ショック構造が大規模分離バブル又は低運動量流れ領域に依存しないからである。アイソレータにおける流動分離低減のさらなる別の利点は、アイソレータにおける流動チョーキング（flow choking）が入口始動中に低減される可能性があり、これにより、アイソレータが低マッハ数での入口始動能力に影響を及ぼさないようにすることができる。また、障害物によって強力な渦が形成される可能性があり、燃焼器内で低エネルギー流をさらに混合する潜在的な助けとなるとともに、燃焼器の下流でのより強力な燃料／空気混合を提供する助けとなる。障害物の下流では、障害物の両側の流れが再び一緒になり、流れのさらなる混合を導く。例えば、境界層の流れと境界層の外側の流れとの混合、及び側面からの低エネルギー流れとコアからの高いエネルギー流れとの混合を含む。この流れの混合は、アイソレータの出口でより一様で一貫した流れを作り、そこで流れは燃焼器内へと進み、燃焼効率を改善する可能性がある。この流れの混合は、また、アイソレータ出口で、再循環及び低運動量／低マッハ数領域を除去することができ、これらはともに燃焼中及び燃焼後のアイソレータ内の燃料混入（entraining）の影響を受けやすい。これらの燃料混入は、構造的に望ましくなく／潜在的に壊滅的であり、燃焼の非効率的なモードである。さらに、障害物は、アイソレータ内部でショックの位置を固定するのに役立ち、他の方法では起こり得る、より高い背圧で空気入口の上流にショックが移動することを防いだり、他の方法では起こり得る、より低い背圧で燃焼器の下流にショックが移動することを防だりする。

図１は、エアビークル（air vehicle）10を概略的に示しており、エアビークルは、胴体（fuselage）14に機械的に結合された推進システム（propulsion system）12によって動力を供給される。エアビークル10は、ミサイル、パルスデトネーションエンジン（pulse detonation engine）、発射体（projectile）、無人航空機（無人エアリアルビークル又はUAV）、有人航空機、又は宇宙へのアクセスビークルであってもよい。エアビークルは、種々のサイズのいずれか、及び種々の動作条件のいずれかを有することができる。以下の説明の多くでは、エアビークル10は、マッハ数が４〜６、又はより広くマッハ数が２〜２５を伴う、高超音速から極超音速のエアビークルに関して説明されている。しかし、エアビークル10は、より低い超音速(マッハ数が１より大きい)で、又は亜音速でさえ動作することができる。

推進システム12は、種々の方法で胴体14に連結されて良く、推進システム12の一部が胴体14の一部と一体的に形成されていることを含む。胴体14は、種々の好適な形状のいずれかを有することができ、エアビークル10の1つ以上の動作を実行するための追加的な構成要素を含むことができる。そのような追加的な構成要素は、いくつかの非限定的な例として、制御システム(例えば、操舵用)、揚力発生及び／又は制御表面(例えば、適所に固定されているか、全体的に又は部分的に移動可能である翼、フィン、又はキャナード（canards）)、通信システム、冷却システム、センサ、又は他のデータ収集システム、及び／又は種々のペイロード（payloads）のいずれかを含み得る。

さらに図２を参照すると、推進システム12は、空気入口（air inlet）20と、アイソレータ（isolator）又はディフューザ（diffuser）22と、燃焼器又はエンジン燃焼器24とを含む。空気入口20は、自由空気流から空気を取り込み、空気を圧縮し、流れが圧縮されるにつれておそらく1つ以上のショック（shocks）が生じる。次いで、圧縮空気は空気入口20を出てアイソレータ22に入る。空気入口20とアイソレータ22との間の境界には、スロート26、最小面積位置がある。アイソレータ22は、ショックを安定に保つように機能し、入口とエンジンとの間の動的な流れの変動を分離し、要求された圧力上昇を提供し、及び／又は、空気がアイソレータ22から燃焼器24へ通過する下流端で所望の流れパターンを提供する。燃焼器24では、空気流に燃料が加えられて混合され、燃焼が起こり、燃焼された流れがノズル27を通過し、推進システム12によって推力が発生し、この推力はエアビークル10に動力を供給するために使用される。燃焼生成物は、燃焼器24の下流端部からノズル27を通して排出される。したがって、推進システム12は、入口20、アイソレータ22、エンジン燃焼器24及びノズル27を通る流路又は推進流路を画定する。

燃焼器24は、燃料−空気混合物又は燃料−酸化剤混合物を燃焼させて推力を発生させるための種々の適切な装置のいずれであってもよい。例えば、燃焼器24(及び／又は推進システム12)は、ラムジェット、スクラムジェット、デュアルモードラムジェット／スクラムジェット、又は、おそらくタービンジェット、又は、タービンベースの複合サイクルシステムにおけるようなこれらの組み合わせであってもよい。図２では、燃焼器24はタービン28を有するものとして示されているが、多くの実施形態では、燃焼器24はタービン(又は他の可動部品)を有していない。

入口20は、例えば、円形、楕円形、長円形、長方形、又は複雑な三次元形状、形状遷移、流線型のトレースされた変形形状など、種々の好適な形状のいずれかを有することができる。アイソレータ22は、入口20の正方形、長方形、台形又は楕円形の形状(いくつかの例を挙げる)と円形又は他の形状の燃焼器24との間の遷移を行う一般的な形状を有することができる。入口20及び燃焼器24は、互いに整列していてもよく、又は互いに異なる角度配向でオフセットされていてもよい。

図３〜図６は、アイソレータ22の実施形態のさらなる詳細を示す。アイソレータ22は、アイソレータ22を通って空気が流れるアイソレータ22の内部容積又は流路34を境界づける(囲む)内壁又は流れ境界30を有する。内壁又は流れ境界30は、アイソレータ22を通る空気の流れの方向に垂直な断面形状、すなわち、アイソレータ22の長さの大部分に沿った凸形状を有することができる。凸形状は、凹部を有しないことを特徴とし、断面外を通過する、断面内の任意の２点間の線を引くことが不可能である。このような凸形状は、円形、長方形、楕円形を含む種々の形状のいずれかを有することができる。

アイソレータ22の長さの大部分(長手方向の範囲)にわたる凸状とは対照的に、障害物40は、上流部分44と下流部分46との間のアイソレータ22の中央部分42に配置される。障害物40は、内壁30から内方に延びており、流路34の断面形状に凹部を形成している。アイソレータ22は、内壁30上に取り付けられた構造体である障害物40と、流路34の全体的な形状を画定する内壁30とを備えて本明細書で説明される。変形的には、障害物40は、アイソレータ22の壁の形状の変形のような、内壁30の一体部分であってもよい。しかしながら、アイソレータ構造が説明されており、障害物40は流路又はフローチャネル34の形状を変化させ、障害物40の上流及び下流には存在しない、チャネル34中の凹部を導入する。

障害物40は、障害物40の幅56よりも大きく、かつ障害物40の高さ54よりも大きい長さ52を有する。障害物40の長さ52は、アイソレータ22を通って空気が流れる方向である軸方向又は長手方向とすることができる。障害物40の高さ54は、内壁30から離れる障害物40の範囲又は程度、例えば、円形チャネルの半径方向の範囲であってもよい。障害物40の幅56は、円形チャネルの円周方向のように、障害物の高さ及び長さに垂直な方向であってもよい。

障害物40は、長さ対高さ比が20〜60であってもよく、又はより広く3〜100であってもよいが、これらの範囲内のいずれかの端点は代替可能であり、列挙された範囲は非限定的な例に過ぎないことが理解される。障害物40は、長さ対幅比が5〜15であってもよく、又はより広く2〜50であってもよいが、これらの範囲内の任意の端点が代替可能であり、列挙された範囲はやはり非限定的な例に過ぎない。これらの比率は、最大の高さ若しくは幅、又は高さ若しくは幅の平均値に基づいてもよい。

アイソレータ22は、障害物40が最大の高さを有する長手方向位置において、最大の範囲(例えば、最大の幅)を有する。例えば、アイソレータ22が円形の断面を有する場合、最大の範囲は、任意の長手方向位置における直径である。矩形アイソレータの場合、最大の範囲は、アイソレータ22の内壁30によって画定されるチャネルの両側間の距離である。障害物40の最大高さに対する、障害物40の最大高さの長手方向位置におけるアイソレータの最大範囲の比は、本明細書の他の箇所で与えられる値であってもよい。

障害物40の高さ54は、アイソレータ22の内壁30に沿った境界層の流れを越えて、アイソレータチャネルの主要部分を通ってコア流れ（core flow）へと延びるのに十分であり得る。障害物40の高さが境界層の厚さよりも大きいことは、境界層の外側からの流れが境界層中の流れと混合され、低運動量流れがより高い運動量流れと混合されて、流れの混合を助けることができる。これにより、アイソレータ22の出口においてより一様な流れをもたらすことができ、そこで空気の流れが燃焼器24に移動する（図２）。

さらに、図７も参照すると、流れの横方向への分流(障害物40の幅の方向への)も、流線66及び68で示されるように、流れの混合を増加させる。流れは、障害物40の幅が広がるにつれて、障害物40の上流側で、障害物40の両側で障害物40から押し流される。この流れの分離は、円形断面を通る流れの周方向にあり、より一般的には、障害物40の幅の方向にあり、障害物40の長さ(アイソレータ22を通る空気流の一般的方向にある長手方向範囲又は範囲)に垂直であり、かつ障害物40の高さ(内壁30から離れる半径方向範囲又は範囲)に垂直である。障害物40の下流側では、障害物の幅が減少(変形的には急激に終了する)しており、空気が障害物40に向かって両側から流れ込む。障害物部40のすぐ下流では、この両側からの内向きの流れが混合する。このことにより、境界層の流れと境界層の外側の流れとの間のさらなる混合を生じ得る。また、障害物の周囲に向けられた低エネルギー流と、ダクトの中心に残った高エネルギーコア流との混合も生じる。再度、結果は、特に、障害物40が位置する下流の流路34の部分において、より一様な流れとなり得る。障害物40の存在によって生じるより一様な流れは、推進システム12に多くの利点を提供することができ、その中には、改良された推力(加速度の増加)、燃費の向上、重量及び／又は体積の減少、新しいエンジンの開発及び試験を軽減させる可能性のある動作の予測可能性の増加、及び／又はアイソレータ燃焼（burn-through）のリスクの減少又は軽減のうちの1つ以上が含まれる。

アイソレータ22を出る流れをより一様にするように、障害物40を使用して流れを調整することによって、推進システム12(図１)の性能を改善することができる。歪んだ流れプロファイル(アイソレータ22の出口における非一様な流れ)は、飛行エンベロープ（flight envelope）の大部分にわたり燃焼効率を低下させ、例えばフライトビークルの飛行範囲及び／又は加速能力を低下させる。加えて、歪んだ(非一様な)流れは、しばしば低運動量流れ領域を有し、アイソレータバーンスルー（burn-through）の可能性を高め、不均一な燃焼器加熱を引き起こし、かつ／或いはエンジン性能の手頃で適切な地上試験を実施する能力を厳しく制限してしまう。障害物40は、これらの問題／欠点の一部又は全部を緩和又は除去することができる。

障害物40は、多種多様な形状のいずれかを有することができ、例えば、障害物40の上流側69で幅が増加するウェッジ形状と、障害物40の下流側70で幅が減少する別のウェッジ形状とを有してもよい。これらのウェッジは、一定の勾配を有してもよく、或いは、例えば、上流側ウェッジから下流側ウェッジへのスムーズな移行のために、勾配の変化を有してもよい。障害物40の高さは、障害物40の長さに沿って一定であってもよく、或いは、長さに沿って変化してもよい。図示した実施形態では、最大高さは、障害物40の後方(下流)部分又は後方側にある。

流路34を流れるのと同じ一般的な方向に沿って長い障害物40であり、流れに整列した障害物40を以て、これまで障害物を説明してきた。変形的には、障害物40は、流れ方向に対して平行ではなくしてもよいが、境界層の高さより十分に高い流れに対して平行ではない障害物40を有することは、アイソレータ出口流れの非一様性を増加させ、動作性を低下させ、大きな飛行レジーム（flight regime）にわたる流れの一貫性を低下させ、最大圧力上昇能力を低下させ、かつ／或いは他の望ましくない方法で流れに影響を与える可能性がある。

図示の実施形態に示されるように、単一の障害物40が存在してもよい。障害物40は、図示の実施形態のように、内壁30に沿って配置されてもよく、それにより、ショック固定（shock anchoring）、流れの混合、強度の低下した衝撃波境界層の相互作用を促進し、アイソレータ22の上部などのアイソレータ22の選択した部分における渦巻き（vortex roll-up）を増加させる。障害物40が配置されるアイソレータ22の部分は、障害物40が存在しない場合にアイソレータ22の下流端でどのような種類の空気流プロファイルが期待されるかということに応じて決まる。このことは、前部本体14（図１）及び空気入口20（図１）の構成の関数であってもよく、両方とも、アイソレータに入る流れのプロファイル、及びその後の障害物40の位置決め及び成形に影響する。また、推進システム12（図１）に予想される動作条件の範囲は、サイズ決定／位置決めに影響を与える。何故ならば、マッハ数、高度(自由流れ空気密度)、迎え角、サイドスリップ、及び／又はスロットル設定のようなこれらのファクタが、アイソレータに入る流れの構造及び／又はアイソレータの内部に存在する流れの現象を変化させるからである。

また、障害物40は、アイソレータ22内部のショックの望ましくない動きを防止するのに役立ち、ショックをアイソレータ22内部に固定するのを助ける。この目的のために、障害物40はアイソレータ22の上流側半分にあってよく、ショックシステムが、入口スロートの前方で上流に追いやられる前に可能であるよりも高い背圧で、アイソレータ内に固定されたままであることを可能にする。

代替案として、アイソレータ内に複数の障害物が存在してもよい。複数の障害物は、異なる縦方向の位置、又は同じ縦方向の位置にあってもよい。異なるショックが、アイソレータ内壁に沿った円周方向又は他の方向に互いにオフセットされてもよく、或いはアイソレータ内壁に対して同じ円周方向位置(又は円周方向位置に類似の位置)であってもよい。入口からアイソレータに入る流れのプロフィールに依存して、複数の障害物を使用することにより、一般にアイソレータ内の流れの混合がさらに強化され、かつ／或いは、比較的低い運動量の流れ、比較的大きな境界層、及び／又は特定の動作条件のための流れの再循環の可能性などがある場所など、流路の特定の部分における流れの混合が強化され得る。

障害物40は、推進システム12（図１）が、より広い範囲の動作条件(マッハ数、スロットル設定、高度、サイドスリップ角、及び／又は迎え角)にわたり、動作する能力を高めることができる。この目的のために、障害物40は、エンジン12の背圧能力及び燃焼効率を増加させ、所与のエンジン12のスロットルレンジ及び／又は加速能力を増加させることができ、かつ、推進システム12の動作マージンを改善することができる。ビークルの飛行条件に依存して、入口が不安定になる前に、より高いスロットル設定でより高い背圧能力を達成することができ、ゆえに、所与の飛行条件でより高い推力／加速能力を達成することができる。デュアル・モードのラムジェット／スクラムジェットでは、アイソレータが多くの要因のために生成することが困難である非常に高い圧力上昇をエンジンが要求するので、上記達成は一般に最も低い運転マッハ数で起こる。この増加した背圧能力は、入口が開始できると仮定すると、所与のスロットル設定に対してさらに低いマッハ数での動作も可能にする。流れ混合の改善によって、より良好な燃料／空気混合と大部分のコア流れの平均マッハ数の減少とにより燃焼効率が改善し、ゆえに、燃焼器内の流れに対する滞留(燃焼)時間を長くする。燃焼効率の向上は、推力の増大及び燃料消費率の低下(燃費の向上)の直接的な原因である。そのような特性は、エンジンサイズの低減を可能にし、重量、ビークルの統合／梱包、及び／又はコストの節約をもたらす。また、障害物40は、アイソレータのバーンスルーの問題を回避するのに役立つ。アイソレータのバーンスルーがあると、アイソレータ内の流れ再循環が燃焼器から燃料を取り込んでしまい、燃料がアイソレータ内で燃焼して、アイソレータ22内にホットスポット又は加熱領域を生じ、アイソレータ22に損傷を生じさせる可能性がある。

アイソレータ22は、比較的幅広い上流端部72から比較的狭い下流端部74へと減少するテーパ形状を有する（図４）。幅の減少は一定の勾配で生じ得る（他の形状が可能であるが）。

図８及び図９は、比較的広く膨らんだ中央領域又は部分150内にある障害物140を有する代替のアイソレータ122を示す。中央領域又は部分150は、アイソレータ122の上流及び下流領域の両方よりも広くてもよく、又は少なくとも1つの方向に大きくてもよい。膨出部分150は、アイソレータ122にさらなる利点を提供することができ、アイソレータ122内部の混合流及び／又はショック固定を助ける。他の態様では、アイソレータ122は、アイソレータ22と同様であってもよい。

アイソレータ及び障害物は、図示された実施形態におけるものよりも広範な他の構成を有し得ることが理解されるであろう。図１０乃至１４は、可能性のある多くの代替タイプの構成を示す。図10は、流れ方向200に関する障害物位置の可能な構成を示す。アイソレータ210は、従来技術のアイソレータであり、障害物がない。アイソレータ212〜218は、中程度のアスペクト比のアイソレータであり、様々な場所に障害物がある。アイソレータ212は、中央に標準的な障害物を有する。アイソレータ214は、前方(上流)端部に配置された標準的な障害物を有する。アイソレータ216は、後方(下流、後方)端部に配置された標準的な障害物を有する。アイソレータ218は、鋭利でない平坦な（blunt）下流端を有する障害物を有する。

図１１は、流れ方向220を示した、いくつかの可能な障害物の形状を示す。アイソレータ230は、従来技術のアイソレータであり、障害物がない。アイソレータ232〜238は、中程度のアスペクト比入口のアイソレータであり、障害物は様々な形状である。アイソレータ232は、比較的幅広い障害物を有する。アイソレータ234は、高く(背が高く)流路内にさらに延びている障害物を有する。アイソレータ236は、比較的長い障害物を有する。アイソレータ238はファセット形状（faceted shape）の障害物を有する。

図１２は、流れ方向240を示した、さらなる可能な障害物形状を示す。アイソレータ250は、従来技術のアイソレータであり、障害物がない。アイソレータ252〜258は、様々な形状の障害物を有するアイソレータである。アイソレータ252は、標準形状の障害物を有する円筒状の入口を有する。アイソレータ254は、その障害物のために高い(背の高い)前縁（leading edge）を有し、前縁は流路内にさらに延びている。アイソレータ256は、鋭利でない平坦な前縁を伴う障害物を有する。アイソレータ258は短い障害物を有する。

図１３は、流れ方向260を示した、さらなる可能なアイソレータ／障害物構成を示す。アイソレータ270は、従来技術のアイソレータであり、いかなる障害物も伴わない。アイソレータ272〜278は、種々なアイソレータ／障害物構成を示す。アイソレータ272は、標準的な障害物を有する高いアスペクト比の入口（entry）を有する。アイソレータ274は、標準的な障害物を有する円筒状の入口を有する。アイソレータ276は、S曲げ形状を有する。アイソレータ278は、膨らんだ形状を有する。

図１４は、流れ方向280を示した、複数の障害物を有する可能な構成を示す。アイソレータ290は、従来技術のアイソレータであり、いかなる障害物もない。アイソレータ292〜296は、様々なタイプの複数の障害物を有する。アイソレータ292は、半径方向に間隔をあけた複数の障害物を有する。アイソレータ294は、半径方向及び軸方向の両方に間隔をあけた複数の障害物を有する。アイソレータ296は、非対称な複数の障害物を有し、アイソレータ296の頂部に示された障害物から半径方向に90度オフセットされた第２の障害物を有する。

本発明を或る用途及び実施に対して図示して説明してきたが、本件明細書と添付図面とを読んで理解すると、当業者は同等の変更や修正ができるものと認識することができる。特に、上述のエレメント(コンポーネント、アセンブリ、デバイス、組成物等)によって実行される種々の機能に関して、そのようなエレメントを記述するために使用される用語(「手段」への言及を含む)は、別段の指示がない限り、本発明の本明細書に示された例示的な実施形態においてその機能を実行する開示された構造と構造的に等価ではないとしても、記載されたエレメントの特定の機能(すなわち、機能的に同等である)を実行する任意のエレメントに対応することを意図している。さらに、本発明の特定の特徴は、例示されたいくつかの実施形態のうちの1つ又は複数のみに関して上述したが、このような特徴は、任意の与えられた又は特定の用途に対して所望かつ有利であり得るように、他の実施形態の1つ又は複数の他の特徴と組み合わせることができる。

Claims (18)

1. フライトビークルであって：
   胴体；及び
   前記胴体に機械的に結合された推進システム；
   を含み、
   前記推進システムは：
   空気入口；
   前記空気入口の下流にあるアイソレータ；
   前記アイソレータの下流にある燃焼器；
   を含み、
   前記空気入口及び前記アイソレータを通って前記燃焼器に至る空気は、前記空気入口と前記アイソレータとの間の境界にあるスロートで最小断面積を通過し；
   前記アイソレータは、前記アイソレータの内壁から、前記アイソレータを通る空気の流路へと突出する障害物を含み、前記障害物は当該障害物の周囲で半径方向の流れの分流を引き起こし；かつ
   前記障害物は、上流側に幅が増加するウェッジ形状及び下流側に幅が減少する他のウェッジ形状を有する；
   ことを特徴とするフライトビークル。
2. 前記障害物が、前記アイソレータを通って空気が流れる長手方向の長さを有し、前記長さは前記障害物の半径方向の幅よりも大きい、請求項１に記載のフライトビークル。
3. 前記障害物の高さが、前記アイソレータを通る空気流の境界層厚を越えて延びる、請求項１又は２に記載のフライトビークル。
4. 前記障害物の最大高さが、前記最大高さの長手方向位置における前記アイソレータの高さの少なくとも20％である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のフライトビークル。
5. 前記障害物の最大高さが、前記最大高さの長手方向位置における前記アイソレータの最大寸法の少なくとも20％である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のフライトビークル。
6. 前記障害物が、前記アイソレータの下流端よりも前記アイソレータの上流端に近く、それにより前記燃焼器よりも前記空気入口に近い、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のフライトビークル。
7. 前記アイソレータが、前記アイソレータを通る凸状の流路を画定する内壁を有し、前記障害物が前記流路に凹みを導入する、請求項１乃至６のいずれか１項に記載のフライトビークル。
8. 前記燃焼器がラムジェット又はスクラムジェットである、請求項１乃至７のいずれか１項に記載のフライトビークル。
9. 前記燃焼器がタービンを含む、請求項１乃至７のいずれか１項に記載のフライトビークル。
10. 前記推進システムが超音速エンジン又は極超音速エンジンである、請求項１乃至９のいずれか１項に記載のフライトビークル。
11. 前記推進システムが亜音速エンジンである、請求項１乃至９のいずれか１項に記載のフライトビークル。
12. 最大高さが、前記障害物の前記下流側にある、請求項１乃至１１のいずれか１項に記載のフライトビークル。
13. 前記障害物が前記アイソレータの膨出部分内にある、請求項１乃至１２のいずれか１項に記載のフライトビークル。
14. フライトビークルの推進システムを動作させる方法であって：
    前記推進システムの空気取入口で前記推進システムに入る空気を圧縮するステップ；
    前記空気取入口から、前記推進システムのアイソレータを通って、前記推進システムの燃焼器へと空気を通過させるステップ；及び
    前記アイソレータからの空気を前記燃焼器内での燃料の燃焼に利用するステップ；
    前記アイソレータを通って前記空気を通過させるステップは、前記アイソレータ内の障害物の周囲を空気を通過させ、前記障害物の周囲の流れが分割し、次いで再び一緒になることによって、前記流れを混合するステップを含み；
    前記障害物は、前記アイソレータの内壁から、前記アイソレータを通る空気の流路へと突出し、上流側に幅が増加するウェッジ形状及び下流側に幅が減少するウェッジ形状を有する；
    方法。
15. 前記障害物の周囲を前記空気を通過させるステップは、前記流れ内の渦強度を増加させる、請求項１４に記載の方法。
16. 前記障害物の周囲を前記空気を通過させるステップは、流れの分離及び／又は再循環並びに前記流れ内の低運動量流れ領域を減少させる、請求項１４又は１５に記載の方法。
17. 前記障害物の周囲を前記空気を通過させるステップは、前記アイソレータの内部に１つ以上のショックを固定することを助ける、請求項１４乃至１６のいずれか１項に記載の方法。
18. フライトビークル推進システムであって：
    空気入口；
    前記空気入口の下流にあるアイソレータ；及び
    前記アイソレータの下流にある燃焼器；
    を含み、
    前記空気入口及び前記アイソレータを通って前記燃焼器に至る空気は、前記空気入口と前記アイソレータとの間の境界にあるスロートの最小断面積を通過し；かつ
    前記アイソレータは、前記アイソレータの内壁から、前記アイソレータを通る空気の流路へと突出する障害物を含み、前記障害物は前記障害物の周囲で半径方向の流れの分流を引き起こし；
    前記障害物は、上流側に幅が増加するウェッジ形状及び下流側に幅が減少するウェッジ形状を有する；
    ことを特徴とするフライトビークル推進システム。

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