JPH02211360A - ガス圧縮機 - Google Patents
ガス圧縮機Info
- Publication number
- JPH02211360A JPH02211360A JP1278296A JP27829689A JPH02211360A JP H02211360 A JPH02211360 A JP H02211360A JP 1278296 A JP1278296 A JP 1278296A JP 27829689 A JP27829689 A JP 27829689A JP H02211360 A JPH02211360 A JP H02211360A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- mixing chamber
- diffuser
- gas
- inlet
- housing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims abstract description 59
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 42
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 30
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 30
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 14
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 27
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 claims description 21
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 7
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 6
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 6
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 2
- 239000002826 coolant Substances 0.000 abstract 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 52
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 12
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 4
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 4
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 3
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000010494 dissociation reaction Methods 0.000 description 2
- 230000005593 dissociations Effects 0.000 description 2
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 235000008331 Pinus X rigitaeda Nutrition 0.000 description 1
- 235000011613 Pinus brutia Nutrition 0.000 description 1
- 241000018646 Pinus brutia Species 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 1
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 1
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000032258 transport Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/12—Injection-induction jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明はエンジンによって発生した推力により機体を駆
動する航空推進ジェットエンジンに使用されるガス圧縮
機に関する。とくに、本発明は超音速または極超音速飛
行速度で作動するように設計された構造を有するジェッ
トエンジンに関する。
動する航空推進ジェットエンジンに使用されるガス圧縮
機に関する。とくに、本発明は超音速または極超音速飛
行速度で作動するように設計された構造を有するジェッ
トエンジンに関する。
通常のターボジェットおよびターボファンエンジンの作
動は、マツハ数3.5を超える飛行マッハ数において、
圧縮機出口およびタービン入口温度に加えられる制限に
より厳しく拘束される。しかしながら、ラムジェットエ
ンジンはマツハ1.5からマツハ6〜7の飛行速度範囲
で有効に作動し、それ以上では解離効果が有効な燃料利
用を阻止している。超音速燃焼ラムジェットエンジン(
SCRAMJET)は軌道速度まで作動する可能性があ
る。両方の型のラムジェットエンジンは重大な欠点を有
する。すなわち、ラムジェットではマツハ数的0.8以
下、スクラムジェットではマツハ4以下のエンジン飛行
速度で使用しうる推力は発生しない。問題を処理する従
来の方法は、使い捨てまたは再使用しうる2次推進装置
を使用して、機体をラムジェットまたはスクラムジェッ
トに適した起動速度に加速することである。2次推進装
置の使用はエンジンに重量および複雑さを加え、作動の
融通性を制限する。通常の従来技術の装置は米国特許第
2,920,448号、第3゜323.304号、第3
,374.631号、第3.382.679号、第3,
750,400号、第3.800,529号、第3,8
00,531号、第4.379.679号および本出願
人の同第4,644,746に開示されている。またフ
ランス国特許第2.534.983号も関連がある。
動は、マツハ数3.5を超える飛行マッハ数において、
圧縮機出口およびタービン入口温度に加えられる制限に
より厳しく拘束される。しかしながら、ラムジェットエ
ンジンはマツハ1.5からマツハ6〜7の飛行速度範囲
で有効に作動し、それ以上では解離効果が有効な燃料利
用を阻止している。超音速燃焼ラムジェットエンジン(
SCRAMJET)は軌道速度まで作動する可能性があ
る。両方の型のラムジェットエンジンは重大な欠点を有
する。すなわち、ラムジェットではマツハ数的0.8以
下、スクラムジェットではマツハ4以下のエンジン飛行
速度で使用しうる推力は発生しない。問題を処理する従
来の方法は、使い捨てまたは再使用しうる2次推進装置
を使用して、機体をラムジェットまたはスクラムジェッ
トに適した起動速度に加速することである。2次推進装
置の使用はエンジンに重量および複雑さを加え、作動の
融通性を制限する。通常の従来技術の装置は米国特許第
2,920,448号、第3゜323.304号、第3
,374.631号、第3.382.679号、第3,
750,400号、第3.800,529号、第3,8
00,531号、第4.379.679号および本出願
人の同第4,644,746に開示されている。またフ
ランス国特許第2.534.983号も関連がある。
本発明は、大気または他のガスを圧縮して、そのガスを
ジェットエンジン燃焼室に導入するガス圧縮機を提供す
ることにある。
ジェットエンジン燃焼室に導入するガス圧縮機を提供す
ることにある。
本発明のジェットエンジンは、2次推進装置を用いずに
静止状態から極めて高いマツハ数の速度範囲にわたって
機体を推進するのに用いられる。
静止状態から極めて高いマツハ数の速度範囲にわたって
機体を推進するのに用いられる。
このエンジンサイクルに関する新規な構想は、超音速空
気流の冷却を使用して、そのよどみ圧力を増大すること
である。その冷却は液体の噴射によって実行され、液体
は、また燃焼工程中燃料として使用される。混合室下流
に設置された機構は、十分低圧領域を混合室に導入して
圧縮機を通るガスの超音速流を生ずる。
気流の冷却を使用して、そのよどみ圧力を増大すること
である。その冷却は液体の噴射によって実行され、液体
は、また燃焼工程中燃料として使用される。混合室下流
に設置された機構は、十分低圧領域を混合室に導入して
圧縮機を通るガスの超音速流を生ずる。
〔課題を解決するための手段及び作用〕本発明の圧縮機
およびその圧縮気を備えたジェットエンジンは、液体冷
媒噴射装置および比較的低圧の混合室を備え、冷媒源か
ら液体冷媒を混合室に噴射して、混合室ガスのよどみエ
ンタルピ、圧力および温度を変化するようにしたもので
ある。
およびその圧縮気を備えたジェットエンジンは、液体冷
媒噴射装置および比較的低圧の混合室を備え、冷媒源か
ら液体冷媒を混合室に噴射して、混合室ガスのよどみエ
ンタルピ、圧力および温度を変化するようにしたもので
ある。
本発明の圧縮機およびジェットエンジンは、2次推進装
置なしに、静止からきわめて高いマツハ数の範囲の速度
の飛行機体の推進に使用することができる。
置なしに、静止からきわめて高いマツハ数の範囲の速度
の飛行機体の推進に使用することができる。
第1〜5図にはジェットエンジンが全体的に符号10で
示されている。二次元的構造が便宜のために示されてい
る。ジェットエンジン10のハウジング12は、ハウジ
ングの縦方向に延びる通路を備えている。入口部分14
はハウジング12の一端に設けられている。入口部分1
4は空気を混合室16、ディフューザ18、燃焼室20
および出口22に供給する。
示されている。二次元的構造が便宜のために示されてい
る。ジェットエンジン10のハウジング12は、ハウジ
ングの縦方向に延びる通路を備えている。入口部分14
はハウジング12の一端に設けられている。入口部分1
4は空気を混合室16、ディフューザ18、燃焼室20
および出口22に供給する。
入口部分14は形状可変ノズル24を有し、ノズル24
はノズル24から入ってくる流入大気流または他のガス
流26の流量および速度を制御する。ノズル24は入口
のど部25を有する。入口部分14の形状は機構30に
よる壁パネルの移動によって変更することができ、機構
30は液圧式、電気波正式、電気機械式、液圧機械式ま
たは空気式とすることができる。この形状は、また中央
本体を平行移動することにより、または同じ前記技術を
使用する他の方法で変更することができる。
はノズル24から入ってくる流入大気流または他のガス
流26の流量および速度を制御する。ノズル24は入口
のど部25を有する。入口部分14の形状は機構30に
よる壁パネルの移動によって変更することができ、機構
30は液圧式、電気波正式、電気機械式、液圧機械式ま
たは空気式とすることができる。この形状は、また中央
本体を平行移動することにより、または同じ前記技術を
使用する他の方法で変更することができる。
多数のガス噴射ノズル32が入口部分14の入口付近に
設けられ、水素またはメタンのような低分子量燃料ガス
34を、高マツハ数における飛行中、入口14に軸方向
に噴射する。ノズル32の中実軸線は、ハウジング12
の中心軸線に対して、全体的に5@ないし25°の角度
傾斜して燃料との混合を促進する。噴射圧力、噴射角度
およびノズル外形は、低分子量燃料34の速度および流
入空気流26の速度に十分対応して、衝撃発生を最少に
するため、注意深く選択される。ガス噴射ノズル−32
はガス34を入口部分14または混合室16もしくはそ
の双方に噴射する。
設けられ、水素またはメタンのような低分子量燃料ガス
34を、高マツハ数における飛行中、入口14に軸方向
に噴射する。ノズル32の中実軸線は、ハウジング12
の中心軸線に対して、全体的に5@ないし25°の角度
傾斜して燃料との混合を促進する。噴射圧力、噴射角度
およびノズル外形は、低分子量燃料34の速度および流
入空気流26の速度に十分対応して、衝撃発生を最少に
するため、注意深く選択される。ガス噴射ノズル−32
はガス34を入口部分14または混合室16もしくはそ
の双方に噴射する。
入口部分14に設けられた冷却機構36は、燃料または
他の液体もしくはガス状冷媒を入口部分ぬ4の壁28を
通して循環するため設けられ、構造的耐久性を増大し、
かつ境界層の成長を防止するため壁28の温度を低下さ
せる。冷却機構36は冷媒を混合室16、ディフューザ
18、燃焼室20または出口22、ならびに入口部分1
4の壁もしくはそれらの組合わせを通って循環させる。
他の液体もしくはガス状冷媒を入口部分ぬ4の壁28を
通して循環するため設けられ、構造的耐久性を増大し、
かつ境界層の成長を防止するため壁28の温度を低下さ
せる。冷却機構36は冷媒を混合室16、ディフューザ
18、燃焼室20または出口22、ならびに入口部分1
4の壁もしくはそれらの組合わせを通って循環させる。
混合室16は入口部分14の下流に設けられ、入口部分
14から超音速ガス流38をうけ入れる。
14から超音速ガス流38をうけ入れる。
超低温液体水素またはメタンのような液体源40は、ま
ず圧力タンクまたはポンプ42に、ついで500〜20
,000ps i (35〜1400kg/ cd
)の圧力で、燃料管43を通って多数のノズル44に供
給され、ノズル44は液体40を混合室16内に軸線方
向速度成分をもって出口部分22の方向に向けて噴射さ
れる。ノズル44内部形状は真っ直ぐ、または曲ってい
るが、ノズルは、混合室16内のガスのよどみエンタル
ピおよび圧力ならびに温度を変化するため、混合室16
の中心軸線に対して、全体的に5°〜45°の角度をな
す必要がある。液体40の蒸発は区域内のガスのよどみ
温度およびエンタルピを蒸発による熱エネルギの除去に
よって低下させる。そこでマツハ数および流れのよどみ
圧力は増大する。
ず圧力タンクまたはポンプ42に、ついで500〜20
,000ps i (35〜1400kg/ cd
)の圧力で、燃料管43を通って多数のノズル44に供
給され、ノズル44は液体40を混合室16内に軸線方
向速度成分をもって出口部分22の方向に向けて噴射さ
れる。ノズル44内部形状は真っ直ぐ、または曲ってい
るが、ノズルは、混合室16内のガスのよどみエンタル
ピおよび圧力ならびに温度を変化するため、混合室16
の中心軸線に対して、全体的に5°〜45°の角度をな
す必要がある。液体40の蒸発は区域内のガスのよどみ
温度およびエンタルピを蒸発による熱エネルギの除去に
よって低下させる。そこでマツハ数および流れのよどみ
圧力は増大する。
核スピン配向機構46が混合室16に設けられ、ある分
子の核スピン配向を変化させる。分子の核スピンを配向
することは分子を高エネルギ状態に上昇させ、よどみエ
ンタルピを変化させ、熱エネルギを混合室16から除去
し、ジェットエンジン10を通る流れのよどみ温度を下
げる。この核スピン配向は外部磁場および混合室16内
の放射線の場によって実行される。このようにして、こ
の区域の流れ中の物質の核は高いエネルギレベルに移行
され、熱の形式のエネルギを区域の周囲から取り入れ、
物質のよどみ温度を下げ、そのよどみ圧力を上げる。核
スピン配向機構46がジェットエンジンに設けられるな
らば、それは図示の実施例に示すように混合室16に設
けられるか、または機構46は混合室16ならびにディ
フューザ部分18の双方に、もしくはディフューザ部分
18のみに設けられる。
子の核スピン配向を変化させる。分子の核スピンを配向
することは分子を高エネルギ状態に上昇させ、よどみエ
ンタルピを変化させ、熱エネルギを混合室16から除去
し、ジェットエンジン10を通る流れのよどみ温度を下
げる。この核スピン配向は外部磁場および混合室16内
の放射線の場によって実行される。このようにして、こ
の区域の流れ中の物質の核は高いエネルギレベルに移行
され、熱の形式のエネルギを区域の周囲から取り入れ、
物質のよどみ温度を下げ、そのよどみ圧力を上げる。核
スピン配向機構46がジェットエンジンに設けられるな
らば、それは図示の実施例に示すように混合室16に設
けられるか、または機構46は混合室16ならびにディ
フューザ部分18の双方に、もしくはディフューザ部分
18のみに設けられる。
ディフューザ部分18は混合室16の下流に設けられ、
全体的に収斂−発散型の形状可変ディフューザである。
全体的に収斂−発散型の形状可変ディフューザである。
ディフューザ18の壁パネル48は上記と同じように動
かされ、形状可変入口部分14の壁パネル28を移動す
る。ディフューザ18は、断面積が減少する室52を画
定する超音速ディフューザ部分50およびのど部56に
よって超音速ディフューザ50に連結された亜音速ディ
フューザ部分54を有する。亜音速ディフューザ部分5
4は断面積が拡大する室58を画定する。
かされ、形状可変入口部分14の壁パネル28を移動す
る。ディフューザ18は、断面積が減少する室52を画
定する超音速ディフューザ部分50およびのど部56に
よって超音速ディフューザ50に連結された亜音速ディ
フューザ部分54を有する。亜音速ディフューザ部分5
4は断面積が拡大する室58を画定する。
きわめて高いマツハ数において、ディフューザのど部面
積は超音速流がディフューザ、燃焼室および出口部分の
全長にわたって維持される程度に拡大する。
積は超音速流がディフューザ、燃焼室および出口部分の
全長にわたって維持される程度に拡大する。
補助ガス噴射ノズル60はディフューザ18の超音速デ
ィフューザ部分50に設けられている。
ィフューザ部分50に設けられている。
ノズル60は中位の温度の高速ガス流62を噴射し、か
つディフューザのど56に向かって指向する。ノズル6
0は図示の実施例に示すようにディフューザランプ64
と接触するよう、または引込みうる台上にもしくは通路
を通る流れ内に固着された中央本体に取付けられている
。高速ガス流62は、ディフューザ部分18をエジェク
タとして駆動するのに十分な容量および特性のもの、−
方、入口14は始動位置にあって(質量流量はきわめて
低い)混合室16を通って超音速ガス流38を発生する
。
つディフューザのど56に向かって指向する。ノズル6
0は図示の実施例に示すようにディフューザランプ64
と接触するよう、または引込みうる台上にもしくは通路
を通る流れ内に固着された中央本体に取付けられている
。高速ガス流62は、ディフューザ部分18をエジェク
タとして駆動するのに十分な容量および特性のもの、−
方、入口14は始動位置にあって(質量流量はきわめて
低い)混合室16を通って超音速ガス流38を発生する
。
1つ以上のノズル66が切線方向に少量の高速ガスを噴
射してディフューザ18のある面に沿って境界層を制御
するため設けられている。ノズル66は高速低分子量ガ
ス流57をディフューザ面に平行にかつ隣接した滑らか
な板状流として指向する。これらのノズルは、また入口
部分14および混合室16またはいずれか一方もしくは
その組み合わせ中に設置される。
射してディフューザ18のある面に沿って境界層を制御
するため設けられている。ノズル66は高速低分子量ガ
ス流57をディフューザ面に平行にかつ隣接した滑らか
な板状流として指向する。これらのノズルは、また入口
部分14および混合室16またはいずれか一方もしくは
その組み合わせ中に設置される。
すべての機械的および流体的細部構造において液体噴射
ノズル44と同様の補助液体噴射ノズル68は、入口の
ど部25とディフューザのど部56との間で、ハウジン
グ12内のいずれかの点に設置される。図示の実施例に
おいて、それらはディフューザ18の超音速部分50に
設けられている。
ノズル44と同様の補助液体噴射ノズル68は、入口の
ど部25とディフューザのど部56との間で、ハウジン
グ12内のいずれかの点に設置される。図示の実施例に
おいて、それらはディフューザ18の超音速部分50に
設けられている。
以上記載したものはジェットエンジンにとくに有用なガ
ス圧縮機である。ガス圧縮工程はガスが亜音速ディフュ
ーザ54において減速されるとき完了する。下記する残
りの部分の構造は、ガス圧縮機が連結されるジェットエ
ンジンの要素を示ス。
ス圧縮機である。ガス圧縮工程はガスが亜音速ディフュ
ーザ54において減速されるとき完了する。下記する残
りの部分の構造は、ガス圧縮機が連結されるジェットエ
ンジンの要素を示ス。
燃焼室20はディフューザ部分18の下流に設けられ、
かつそれと流体的に連通している。燃焼室20はまた出
口部分22とも連通している。燃料噴射ノズル70はフ
レームホルダ72によって支持されるか、または、燃焼
室20の壁74と接触してもしくは引込みつる台の上に
取付けられている。燃料噴射ノズル70は室20内部に
連通ずる燃料流を発生する。燃料76は室20に液体、
ガス状または混合状態で供給される。着火機構78が燃
料噴射ノズル70に設けられ、燃焼室20内で流入空気
26および燃料の可燃性混合物に着火する。着火機構7
8は着火を実施するため、この技術において公知の多数
の方法、たとえばパイロットフレーム、火花、または着
火物質の噴射等の中のいずれも使用することもできる。
かつそれと流体的に連通している。燃焼室20はまた出
口部分22とも連通している。燃料噴射ノズル70はフ
レームホルダ72によって支持されるか、または、燃焼
室20の壁74と接触してもしくは引込みつる台の上に
取付けられている。燃料噴射ノズル70は室20内部に
連通ずる燃料流を発生する。燃料76は室20に液体、
ガス状または混合状態で供給される。着火機構78が燃
料噴射ノズル70に設けられ、燃焼室20内で流入空気
26および燃料の可燃性混合物に着火する。着火機構7
8は着火を実施するため、この技術において公知の多数
の方法、たとえばパイロットフレーム、火花、または着
火物質の噴射等の中のいずれも使用することもできる。
出口部分22は、のど部81を有する全体的に収斂−発
散構造の可変形状排気ノズル80を画定している。入口
部分14およびディフューザ部分18によって、排気ノ
ズル80の壁82は、そのいくつかを上記、この技術に
おいて公知のいくつかの方法のうちのいずれかによって
動かすことができる。
散構造の可変形状排気ノズル80を画定している。入口
部分14およびディフューザ部分18によって、排気ノ
ズル80の壁82は、そのいくつかを上記、この技術に
おいて公知のいくつかの方法のうちのいずれかによって
動かすことができる。
本発明のジェットエンジンの作用は下記の通りである。
すなわち、第2図はその始動モードにおけるジェットエ
ンジンを示す。入口部分14は入口のど部25の面積が
第1図の形状と比較して比較的小さく、エンジン10を
通る流入空気流26を制限するように調節される。補助
ガス噴射ノズル60は高速ガスジェット62をディフュ
ーザのど部56に指向する。ディフューザのど部56の
寸法は、超音速ディフューザ部分50に設けられたディ
フューザランプ64の位置を変化することによって調節
される。この調節は混合室16内に十分に低い圧力の区
域を形成するため発生されるエジェクタ作用を最もよく
して、入口のど部14に入る空気流26が混合室16に
流入するとき超音マツへ数を有する速度を達成する。入
口流26は超音速に達し、液体40は液体噴射ノズルに
よって混合室16を通って流れる超音速ガス流38内に
噴射される。
ンジンを示す。入口部分14は入口のど部25の面積が
第1図の形状と比較して比較的小さく、エンジン10を
通る流入空気流26を制限するように調節される。補助
ガス噴射ノズル60は高速ガスジェット62をディフュ
ーザのど部56に指向する。ディフューザのど部56の
寸法は、超音速ディフューザ部分50に設けられたディ
フューザランプ64の位置を変化することによって調節
される。この調節は混合室16内に十分に低い圧力の区
域を形成するため発生されるエジェクタ作用を最もよく
して、入口のど部14に入る空気流26が混合室16に
流入するとき超音マツへ数を有する速度を達成する。入
口流26は超音速に達し、液体40は液体噴射ノズルに
よって混合室16を通って流れる超音速ガス流38内に
噴射される。
液体40の噴射は、その軸方向速度が超音速ガス流38
の速度に近い大きさをもつならば最も有効である。超音
速ガス流38のマツハ数およびよどみ圧力の増大は、液
体40の蒸発によって生ずる。同時に、よどみ温度は低
下する。この過程は液体40の潜熱蒸発および低温によ
って促進される。増大したよどみ圧力の大部分はディフ
ューザ部分18において回収され、静圧力を大きく上昇
する。
の速度に近い大きさをもつならば最も有効である。超音
速ガス流38のマツハ数およびよどみ圧力の増大は、液
体40の蒸発によって生ずる。同時に、よどみ温度は低
下する。この過程は液体40の潜熱蒸発および低温によ
って促進される。増大したよどみ圧力の大部分はディフ
ューザ部分18において回収され、静圧力を大きく上昇
する。
一旦よどみ圧力がエンジン10を通る流れを維持するの
に十分に高くなると、補助ガス噴射ノズル60は停止さ
れる。得られる圧縮ガス流65はディフューザ部分18
から排出して燃焼室20に入る。フレームホルダ72お
よび着火機構78は燃料/空気混合物に着火し、圧縮さ
れた燃料/空気混合物の燃焼を安定化する。出口部分2
2の排気ノズルのど部81はノズルランプ82の運動に
よって調節され、安定な燃焼に必要な圧力を燃焼室20
内に発生する。
に十分に高くなると、補助ガス噴射ノズル60は停止さ
れる。得られる圧縮ガス流65はディフューザ部分18
から排出して燃焼室20に入る。フレームホルダ72お
よび着火機構78は燃料/空気混合物に着火し、圧縮さ
れた燃料/空気混合物の燃焼を安定化する。出口部分2
2の排気ノズルのど部81はノズルランプ82の運動に
よって調節され、安定な燃焼に必要な圧力を燃焼室20
内に発生する。
離陸、亜音速、遷音速、および低い超音速モードにおけ
るエンジンの作用は、基本的に同じである。これらの飛
行状態に適したエンジン構造が第3図に示され、第3図
は第2図に示す位置から拡大した入口ノズルを示してい
る。エンジンを通る流量は入口のど部25の面積および
自由流動状態によって決定される。液体40が液体噴射
ノズル44によって添加され、入口部分14から排出す
る超音速ガス38のマツハ数およびよどみ圧力を増加す
る。ガス流38のよどみ圧力の大部分はディフューザ部
分18において回収される。圧縮ガス流65は燃焼室2
0にうけ入れられ、そこでフレームホルダ72および着
火装置78が圧縮されたガス混合物を燃焼するため利用
される。追加燃料76は、この点において、液体または
望むならば気体として、噴射ノズルを通して噴射される
。
るエンジンの作用は、基本的に同じである。これらの飛
行状態に適したエンジン構造が第3図に示され、第3図
は第2図に示す位置から拡大した入口ノズルを示してい
る。エンジンを通る流量は入口のど部25の面積および
自由流動状態によって決定される。液体40が液体噴射
ノズル44によって添加され、入口部分14から排出す
る超音速ガス38のマツハ数およびよどみ圧力を増加す
る。ガス流38のよどみ圧力の大部分はディフューザ部
分18において回収される。圧縮ガス流65は燃焼室2
0にうけ入れられ、そこでフレームホルダ72および着
火装置78が圧縮されたガス混合物を燃焼するため利用
される。追加燃料76は、この点において、液体または
望むならば気体として、噴射ノズルを通して噴射される
。
排気ノズルのど部81および排気ノズルのど部80の断
面積は、利用しうるガスの状態および高度に対して最も
よい推力を発生するように調節される。
面積は、利用しうるガスの状態および高度に対して最も
よい推力を発生するように調節される。
所要の混合室入口マツハ数における、またはそれ以上の
マツハ数における飛行に対して、入口のど部25は第4
図に示すように、混合室16の全断面積まで開放される
。このモードにおいて、十分なだけの液体が液体源40
から混合室16に超音速ガス流の流れマツハ数をディフ
ューザ部分18の設計マツハ数に一致するように、液体
噴射ノズル44を通って噴射される。ガス流のよどみ圧
力の大部分は部分18で回収される。圧縮ガス流65は
燃焼室20に受入れられ、そこでフレームホルダ72お
よび着火機構78は圧縮されたガス混合物を燃焼するの
に利用される。いがなる追加の燃料76もこの点におい
て液体またはガス体として噴射ノズル70を通って噴射
することができる。排気ノズルのど部81および排気ノ
ズル80の出口面積は利用しうるガスの状態および高度
に対して最もよい推力を発生するように調節される。
マツハ数における飛行に対して、入口のど部25は第4
図に示すように、混合室16の全断面積まで開放される
。このモードにおいて、十分なだけの液体が液体源40
から混合室16に超音速ガス流の流れマツハ数をディフ
ューザ部分18の設計マツハ数に一致するように、液体
噴射ノズル44を通って噴射される。ガス流のよどみ圧
力の大部分は部分18で回収される。圧縮ガス流65は
燃焼室20に受入れられ、そこでフレームホルダ72お
よび着火機構78は圧縮されたガス混合物を燃焼するの
に利用される。いがなる追加の燃料76もこの点におい
て液体またはガス体として噴射ノズル70を通って噴射
することができる。排気ノズルのど部81および排気ノ
ズル80の出口面積は利用しうるガスの状態および高度
に対して最もよい推力を発生するように調節される。
第5図はディフューザ設計マツハ数をこえる速度で飛行
するよう調節されたエンジン1oを示す。
するよう調節されたエンジン1oを示す。
排気ノズルのど部81の断面積は第4図に示す位置から
拡大され、第4図に示す出口22の収斂−発散装置の代
わりに、第5図の出口は連続的に拡大され、図は超音速
燃焼に必要なエンジン構造を示している。そのモードに
おいて、十分な量の水素または他の低分子量ガス34が
燃料噴射ノズル32によって入口部分14内に噴射され
、流れのマツハ数をディフューザ設計マツハ数まで減少
する。これらのガス流の相互作用が衝撃または超音速燃
焼に変化しないために、噴射物34を処理されるガス流
に対して中くらいの相対速度で導入しなければならない
。この過程に加えて、よどみ圧力の損失および多分よど
み温度の低下が生ずる。
拡大され、第4図に示す出口22の収斂−発散装置の代
わりに、第5図の出口は連続的に拡大され、図は超音速
燃焼に必要なエンジン構造を示している。そのモードに
おいて、十分な量の水素または他の低分子量ガス34が
燃料噴射ノズル32によって入口部分14内に噴射され
、流れのマツハ数をディフューザ設計マツハ数まで減少
する。これらのガス流の相互作用が衝撃または超音速燃
焼に変化しないために、噴射物34を処理されるガス流
に対して中くらいの相対速度で導入しなければならない
。この過程に加えて、よどみ圧力の損失および多分よど
み温度の低下が生ずる。
後者の効果はガス流の比熱の増加によるもので、噴射さ
れたガスが自由流状態より低いよどみ温度を有するとき
だけ生ずる。よどみ圧力の低下は極超音速マツハ数にお
ける飛行が過剰なよどみ圧力を特徴とするとき、有利で
ある。この飛行範囲におけるきわめて高いよどみ温度を
低下することによって得られる利点は一層明らかである
。ある点において、選択されたディフューザ設計マツハ
数および自由流状態のため、必要なマツハ数低下を達成
するのに要する噴射ガス34の量は化学量論値を超過し
、エンジン燃料経済を悪化する。しかしながら、ディフ
ューザのど部56およびランプ64の形状の変化により
、代替が可能である。また、ある点において、燃焼室2
0内の最高静的部、度は解離損失を過大とし、亜音速か
ら超音速燃焼への変更を望ましいものとする。このモー
ドにおける作動のため、ディフューザのど部56および
ランプ64はディフューザのど部56における流れマツ
ハ数が超音速になるように調節され、流量に対する静的
温度および圧力は、超音速燃焼に適した限界内に入る。
れたガスが自由流状態より低いよどみ温度を有するとき
だけ生ずる。よどみ圧力の低下は極超音速マツハ数にお
ける飛行が過剰なよどみ圧力を特徴とするとき、有利で
ある。この飛行範囲におけるきわめて高いよどみ温度を
低下することによって得られる利点は一層明らかである
。ある点において、選択されたディフューザ設計マツハ
数および自由流状態のため、必要なマツハ数低下を達成
するのに要する噴射ガス34の量は化学量論値を超過し
、エンジン燃料経済を悪化する。しかしながら、ディフ
ューザのど部56およびランプ64の形状の変化により
、代替が可能である。また、ある点において、燃焼室2
0内の最高静的部、度は解離損失を過大とし、亜音速か
ら超音速燃焼への変更を望ましいものとする。このモー
ドにおける作動のため、ディフューザのど部56および
ランプ64はディフューザのど部56における流れマツ
ハ数が超音速になるように調節され、流量に対する静的
温度および圧力は、超音速燃焼に適した限界内に入る。
ディフューザ部分18の拡大部分54は、超音速燃焼器
の一部となる。燃焼過程はディフューザのど部56付近
での糾めの衝撃波によって開始される。排気ノズル81
は燃焼室20の全面積に調節される。
の一部となる。燃焼過程はディフューザのど部56付近
での糾めの衝撃波によって開始される。排気ノズル81
は燃焼室20の全面積に調節される。
上記ジェットエンジンとして実施される本発明は、決し
て対称的または直線的装置に限定されるものでない。こ
のエンジンの原理は、固定または可動設備用の他の空気
推進以外の目的のため、空気以外の流体を給送または圧
縮するため利用することができる。
て対称的または直線的装置に限定されるものでない。こ
のエンジンの原理は、固定または可動設備用の他の空気
推進以外の目的のため、空気以外の流体を給送または圧
縮するため利用することができる。
以上、本発明の種々の特徴を本発明の図示の実施例に基
づいて記載した。しかしながら、これらの特殊な装置は
単に説明のためのものであることを理解すべきである。
づいて記載した。しかしながら、これらの特殊な装置は
単に説明のためのものであることを理解すべきである。
本発明の圧縮機およびその圧縮気を備えたジェットエン
ジンは、液体冷媒噴射装置および比較的低圧の混合室を
設け、冷媒源から液体冷媒を混合室に噴射して、混合室
ガスのよどみエンタルピ、圧力および温度を変化するよ
うにしたことにより、2次推進装置なしに、静止からき
わめて高いマツハ数の範囲の速度の飛行機体の推進に使
用することができる。
ジンは、液体冷媒噴射装置および比較的低圧の混合室を
設け、冷媒源から液体冷媒を混合室に噴射して、混合室
ガスのよどみエンタルピ、圧力および温度を変化するよ
うにしたことにより、2次推進装置なしに、静止からき
わめて高いマツハ数の範囲の速度の飛行機体の推進に使
用することができる。
第1図は本発明のガス圧縮機を有するジェットエンジン
の断面側面図、 第2図は起動モードにおける第1図のエンジンの断面側
面図、 第3図は離陸、亜音速、遷音速または低い超音速に加速
するモードにおける第1図のエンジンの断面側面図、 第4図は所要の混合室マツハ数におけるまたはそれ以上
の、ただしディフューザ設計マツハ数以下で作動する第
1図のエンジンの断面側面図、第5図はディフューザ設
計マツハ数以上のマツハ数で作動するモードにおける第
1図のエンジンの断面側面図である。 10・・・ジェットエンジン、12.・・・ハウジング
、14・・・入口、16・・・混合室、18・・・ディ
フューザ、20・・・燃焼室、22・・・排気口、24
・・・ノズル、25・・・のど部、26・・・空気、3
2・・・噴射ノズル、34・・・ガス流、38・・・超
音速ガス流、40・・・冷媒ガス源、50・・・超音速
ディフューザ、52・・・室、54・・・亜音速ディフ
ューザ部分、56・・・のど部、58・・・室、66・
・・ノズル、70・・・燃料噴射ノズル、78・・・着
火機構、80・−・排気ノズル。
の断面側面図、 第2図は起動モードにおける第1図のエンジンの断面側
面図、 第3図は離陸、亜音速、遷音速または低い超音速に加速
するモードにおける第1図のエンジンの断面側面図、 第4図は所要の混合室マツハ数におけるまたはそれ以上
の、ただしディフューザ設計マツハ数以下で作動する第
1図のエンジンの断面側面図、第5図はディフューザ設
計マツハ数以上のマツハ数で作動するモードにおける第
1図のエンジンの断面側面図である。 10・・・ジェットエンジン、12.・・・ハウジング
、14・・・入口、16・・・混合室、18・・・ディ
フューザ、20・・・燃焼室、22・・・排気口、24
・・・ノズル、25・・・のど部、26・・・空気、3
2・・・噴射ノズル、34・・・ガス流、38・・・超
音速ガス流、40・・・冷媒ガス源、50・・・超音速
ディフューザ、52・・・室、54・・・亜音速ディフ
ューザ部分、56・・・のど部、58・・・室、66・
・・ノズル、70・・・燃料噴射ノズル、78・・・着
火機構、80・−・排気ノズル。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1、貫通する通路を画定するハウジングであって、前記
ハウジングはいずれも全体的に収斂−発散型に形成しう
る入口および出口を有し、前記入口下流に設けられそれ
と流体的に連通して前記入口からガス流をうけ入れうる
前記ハウジング内の混合室、液体冷媒源、前記液体冷媒
源および前記混合室に連通し前記液体冷媒を前記混合室
に軸方向速度成分をもって前記出口の方向に噴射して前
記混合室ガスのよどみエンタルピ、圧力および温度を変
化する第1液体冷媒噴射装置、前記ハウジングに前記混
合室の下流に設けられかつそれと流体的に連通する前記
ハウジング内のディフューザであって、前記ディフュー
ザは断面積が減少する室を画定する超音速ディフューザ
部分、断面積が拡大する室を画定する亜音速ディフュー
ザ部分および前記超音速ディフューザ部分と前記亜音速
ディフューザ部分とを連通するのど部を有する前記ディ
フューザ、および前記混合室下流に設けられ前記混合室
内に十分に低い圧力の区域を形成して前記入口から前記
混合室を通る超音速ガス流を生ずる低圧形成装置を有す
るガス圧縮機。 2、前記入口の形状を変化してその断面積を調節可能に
変更し変化する飛行条件に対応する請求項1記載のガス
圧縮機。 3、前記出口の形状を変化してその断面積を調節可能に
変更し変化する飛行条件に対応する請求項1記載のガス
圧縮機。 4、前記ディフューザの形状を変化してその断面積を調
節可能に変更し変化する飛行条件に対応する請求項1記
載のガス圧縮機。 5、低分子量ガスフィルムを前記ハウジング内の選択さ
れた面に沿い切線方向に噴射して前記ガス流が超音速に
なる前記ハウジング内の部分における境界層の成長を制
御する装置を有する請求項1記載のガス圧縮機。 6、液体またはガス状燃料を前記ハウジングの選択され
た部分の壁に連通し、またそこを通して循環させて冷却
しかつ境界層の成長を制御する装置を有する請求項1記
載のガス圧縮機。 7、液体冷媒を前記ディフューザのど部上流に位置する
区域に噴射する第2液体冷媒噴射装置を有する請求項1
記載のガス圧縮機。 8、前記混合室に連通して前記混合室におけるガス分子
の核スピン配向を変化させて混合室内のガスのよどみエ
ンタルピおよび圧力を変化する装置を有する請求項1記
載のガス圧縮機。 9、貫通する通路を一定するハウジングであって、前記
ハウジングはいずれも全体的に収斂−発散型に形成しう
る入口および出口を有し、前記入口の下流に設けられそ
れと流体的に連通して前記入口からガス流をうけ入れう
る前記ハウジング内の混合室、液体冷媒源、前記液体冷
媒源および前記混合室に連通し前記液体冷媒を前記混合
室に軸方向速度成分をもって前記出口の方向に噴射して
前記混合室ガスのよどみエンタルピ、圧力および温度を
変化する第1液体冷媒噴射装置、前記ハウジングに前記
混合室の下流に設けられかつそれと流体的に連通する前
記ハウジング内のディフューザであって、前記ディフュ
ーザは断面積が減少する室を画定する超音速ディフュー
ザ部分、断面積が拡大する室を画定する亜音速ディフュ
ーザ部分および前記超音速ディフューザ部分と前記亜音
速ディフューザ部分とを連通するのど部を有する前記デ
ィフューザ、および前記混合室の下流に設けられ前記混
合室内に十分に低い圧力の区域を形成して前記入口から
前記混合室を通る超音速ガス流を生ずる低圧導入装置、
前記亜音速ディフューザ部分の下流に設けられかつそれ
と流体的に連通する前記ハウジング内の燃焼室であって
、前記燃焼室が出口と連通する前記燃焼室、前記燃焼室
と連通する燃料源、前記燃料源および前記燃焼室と連通
して燃料を前記燃料源から前記燃焼室に噴射する第2燃
料噴射装置および前記燃焼室に設けられ前記燃焼室内の
流入空気および燃料の可燃性混合物に着火する着火装置
を有するジェットエンジン。 10、前記入口の形状を変化してその断面積を調節可能
に変更し変化する飛行条件に対応する請求項9記載のジ
ェットエンジン。 11、前記出口の形状を変化してその断面積を調節可能
に変更し変化する飛行条件に対応する請求項9記載のジ
ェットエンジン。 12、前記ディフューザの形状を変化してその断面積を
調節可能に変更し、変化する飛行条件に対応する請求項
9記載のジェットエンジン。 13、低分子量ガスを前記入口に噴射する装置を有する
請求項9記載のジェットエンジン。 14、低分子量ガスを前記混合室に噴射する装置を有す
る請求項9記載のジェットエンジン。 15、低分子量ガスフィルムを前記ハウジング内の選択
された面に沿い切線方向に噴射して前記ガス流が超音速
になる前記ハウジング内の部分における境界層の成長を
制御する装置を有する請求項9記載のジェットエンジン
。 16、液体またはガス状燃料を前記ハウジングの選択さ
れた部分を通して連通し循環させて冷却しかつ境界層の
成長を制御する装置を有する請求項9記載のジェットエ
ンジン。 17、液体冷媒を前記ディフューザのど部の上流に設け
られた区域に噴射する第2液体冷媒噴射装置を有する請
求項9記載のジェットエンジン。 18、前記混合室に連通して前記混合室におけるガス分
子の核スピン配向を変化する装置を有する請求項9記載
のジェットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/267,994 US4930309A (en) | 1988-11-03 | 1988-11-03 | Gas compressor for jet engine |
US267994 | 1988-11-03 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH02211360A true JPH02211360A (ja) | 1990-08-22 |
JPH0660596B2 JPH0660596B2 (ja) | 1994-08-10 |
Family
ID=23021017
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP1278296A Expired - Lifetime JPH0660596B2 (ja) | 1988-11-03 | 1989-10-25 | ガス圧縮機 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4930309A (ja) |
EP (1) | EP0367619A1 (ja) |
JP (1) | JPH0660596B2 (ja) |
CA (1) | CA1313457C (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003286900A (ja) * | 2002-03-29 | 2003-10-10 | Japan Science & Technology Corp | スクラムジェット燃焼器およびその制御法 |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5052176A (en) * | 1988-09-28 | 1991-10-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system |
US5301901A (en) * | 1993-01-29 | 1994-04-12 | General Electric Company | Telescoping centerbody wedge for a supersonic inlet |
FR2736685B1 (fr) * | 1995-07-13 | 1997-09-12 | Aerospatiale | Statoreacteur pour aeronef a vol supersonique et/ou hypersonique |
JP3991996B2 (ja) * | 2004-02-10 | 2007-10-17 | トヨタ自動車株式会社 | 内燃機関の混合気温度推定方法 |
US7797943B2 (en) * | 2006-10-18 | 2010-09-21 | Aerojet-General Corporation | Core burning for scramjet engines |
US7762077B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-07-27 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion |
TWI467087B (zh) * | 2008-03-25 | 2015-01-01 | Amicable Inv S Llc | 與空氣或氣體交互作用的設備及其噴射發動機 |
EP2350445B1 (en) * | 2008-10-23 | 2019-04-17 | MBDA UK Limited | Method and system for altering engine air intake geometry |
US8484980B1 (en) * | 2009-11-19 | 2013-07-16 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Dual-mode combustor |
IL230090A0 (en) * | 2013-12-22 | 2014-03-31 | Victor Felix De Botton | Jet engine |
US10119496B2 (en) | 2014-04-15 | 2018-11-06 | Cummins Inc. | Cryogenic fuel injection and combustion |
CN106089489B (zh) * | 2016-08-17 | 2018-03-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种超燃冲压发动机 |
US11261785B2 (en) * | 2017-06-06 | 2022-03-01 | Raytheon Company | Flight vehicle air breathing engine with isolator having bulged section |
US10982623B2 (en) * | 2018-09-14 | 2021-04-20 | Gulfstream Aerospace Corporation | Propulsion system for an aircraft, a nozzle for use with the propulsion system, and a method of manufacturing a propulsion system for an aircraft |
RU205035U1 (ru) * | 2019-09-16 | 2021-06-24 | Тимашев Игорь Васильевич | Воздушно-реактивный двигатель лопастной |
US11639700B2 (en) * | 2020-09-08 | 2023-05-02 | Hypersonix IP Holdings, Inc. | Airframe integrated scramjet with fixed geometry and shape transition for hypersonic operation over a large Mach number range |
DE102021000530A1 (de) | 2021-02-03 | 2022-08-04 | Mathias Hermann | Antriebskonzept zum Start und Betrieb luftatmender Triebwerkssysteme (z.B. bei Ramjets) durch zusätzlich-variable Einbringung eines Oxidators |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR770326A (fr) * | 1933-06-07 | 1934-09-12 | Procédé de transformation de l'énergie calorifique en énergie cinétique ou potentielle | |
US2663142A (en) * | 1951-12-20 | 1953-12-22 | Wilson Walter Hobart | Thermojet engine |
US2920448A (en) * | 1955-07-29 | 1960-01-12 | Sebac Nouvelle Sa | Apparatus for imparting rapid speed to a mass of fluid |
US3323304A (en) * | 1965-03-01 | 1967-06-06 | Ljobet Andres Fraucisco | Apparatus for producing high temperature gaseous stream |
US3382679A (en) * | 1966-03-28 | 1968-05-14 | Lawrence E. Spoerlein | Jet engine with vaporized liquid feedback |
US3564850A (en) * | 1969-02-11 | 1971-02-23 | Fonda Bonardi Giusto | Fluid-dynamic engine |
US3568443A (en) * | 1969-08-14 | 1971-03-09 | Robert S Estes | Starting apparatus for a fluid-dynamic engine |
US3604211A (en) * | 1969-09-12 | 1971-09-14 | John N Ghougasian | Combined pulse jet and variable ram jet engine |
US3690102A (en) * | 1970-10-29 | 1972-09-12 | Anthony A Du Pont | Ejector ram jet engine |
US3800529A (en) * | 1971-10-22 | 1974-04-02 | T Sharpe | Self-starting series jet engine with throttling assemblies |
US4644746A (en) * | 1985-12-30 | 1987-02-24 | L. W. Fleckenstein, Inc. | Gas compressor for jet engine |
-
1988
- 1988-11-03 US US07/267,994 patent/US4930309A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-09-27 CA CA000613696A patent/CA1313457C/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-10-25 JP JP1278296A patent/JPH0660596B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1989-11-03 EP EP19890311394 patent/EP0367619A1/en not_active Withdrawn
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003286900A (ja) * | 2002-03-29 | 2003-10-10 | Japan Science & Technology Corp | スクラムジェット燃焼器およびその制御法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0367619A1 (en) | 1990-05-09 |
JPH0660596B2 (ja) | 1994-08-10 |
US4930309A (en) | 1990-06-05 |
CA1313457C (en) | 1993-02-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4644746A (en) | Gas compressor for jet engine | |
JPH02211360A (ja) | ガス圧縮機 | |
US6786040B2 (en) | Ejector based engines | |
US6550235B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine operating method | |
US6494034B2 (en) | Pulsed detonation engine with backpressure | |
EP1009927B1 (en) | Ejector ramjet engine | |
US3143401A (en) | Supersonic fuel injector | |
US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
US7520123B2 (en) | Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers | |
US3830431A (en) | Abating exhaust noises in jet engines | |
RU2674172C1 (ru) | Турбореактивный двигатель и способ его работы | |
US11674476B2 (en) | Multiple chamber rotating detonation combustor | |
US5129227A (en) | Low speed engine for supersonic and hypersonic vehicles | |
US20180356093A1 (en) | Methods of operating a rotating detonation combustor at approximately constant detonation cell size | |
SG194622A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
CN112797442A (zh) | 旋转爆轰燃烧的方法和系统 | |
US4224790A (en) | Jet engine | |
US5333445A (en) | Scramjet engine having improved fuel/air mixing | |
US8087229B2 (en) | Variable supersonic mach number air heater utilizing supersonic combustion | |
US3340690A (en) | Boundary layer control for detonation ramjets | |
RU2262000C2 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения | |
JPH0672575B2 (ja) | ターボラムロケット結合の推進機関のためのガス噴射装置 | |
RU2269022C2 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата | |
US5398500A (en) | Convergent divergent jet engine nozzle | |
JP2601906B2 (ja) | 空気液化サイクルエンジン |