JPH02275051A - スクラムジェット燃焼器 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は一般に超音速飛行体のスクラムジェット燃焼
器に関し、特に燃焼効率の良好なスクラムジェット燃焼
器および燃焼器性能を最適にするスクラムジェット燃焼
器の運転方法に関する。

発明の背景 スクラムジェットφエンジンの理論はかなり以前から知
られており、また超音速燃焼器も実験室では試験されて
いるが、うまく飛行させることのできたスクラムジェッ
ト・エンジンはいまだに一つもない。近年の技術の進歩
、たとえば高温材料の進歩により、スクラムジェット・
エンジンもいよいよ次世代の高速航空機として実現され
る段階に入ってきた。このような航空機は極超音速（す
なわち、マツハ数約５，５以上の速度）で飛行する能力
をもつ。このような高いマツハ数を達成するために極超
音速飛行体にスクラムジェット・エンジンを組み込むこ
とが提案されている。このような飛行体が他のなんらか
の推進手段（たとえばターボジェット・エンジン）によ
り十分な速度に達したら、スクラムジェット・エンジン
がとってかわり、航空機を高いマツハ数（代表的にはマ
ツハ６〜２０）まで推進する。このような高いマツハ数
は他のいかなる形式の空気吸込みエンジンも達成できな
い。

代表的なスクラムジェット・エンジンは燃焼器を備え、
燃焼器は、超音速で流れる燃料−空気混合物を燃焼させ
る燃焼室と、超音速で流れる燃料（たとえば圧縮水素）
を燃焼室に導入する少なくとも１つの燃料噴射器とを有
する。エンジンにはさらに、超音速で流れる圧縮空気を
燃焼室へ送り込む空気入口と、燃焼ガスを燃焼室から送
り出してエンジンスラストを生成する排気ノズルとが設
けられている。燃料噴射器は燃焼器のノズル部分で、タ
ンク、ポンプおよび配管を含む燃料系統から燃料をここ
に供給する。

スクラムジェット・エンジンの重要な構成要素はその燃
焼器である。文献に見られる基本的なスクラムジェット
燃焼器は、長さ方向に延在する直方体ダクトで燃焼室を
画定している。燃焼器の燃料噴射器は、ダクトの２つの
向かい合った幅広な壁の開口を通して燃料を燃焼室に注
入する。エンジン入口からの長さ方向に移動する空気と
、燃料噴射器から代表的には長さ方向または横方向に注
入された燃料とが燃焼室で混ざりあう。水素燃料の場合
、燃焼室内の燃料−空気混合物は自動点火に十分な高い
温度および圧力をもつ。

燃焼器内の燃焼効率は、部分的に、空気と燃料の混合度
合に依存する。混合を促進するために、文献に開示され
たスクラムジェット燃焼器では傾斜角度での燃料噴射を
採用している。斜め噴射とは、噴射燃料が長さ方向に移
動する空気に平行でも垂直でもないことを意味する。文
献に開示された良好な燃料−空気混合および燃焼安定性
を促進する別の方法では、幅広な壁の１つに後向きの段
を設けている。そして斜め燃料噴射を段の位置に付加す
る（しないこともある）。幅広な壁それぞれに後向きの
段を設け、両段を長さ方向距離離したスクラムジェット
燃焼器も文献に開示されているが、まだ十分には研究さ
れていない。

燃焼器内の燃焼効率は、部分的に、燃料−空気混合物中
の空気の圧縮度合（静圧の増加）にも依存する。燃料−
空気混合物を燃焼させる前に空気を（空気の解離が起こ
る温度限界以内で）圧縮すればするほど、スクラムジエ
・ソト争エンジンはより効率よく、強力になる。文献の
開示によれば、空気の圧縮は、エンジン入口開口が最大
であるエンジン入口の進入部からエンジン入口開口が最
小であるエンジン入口のスロート部まで延在する。

エンジンの長方形じょうご形入口部分で行なっている。

スクラムジェット・エンジンの入口の幾何形状は固定式
も可変式もある。可変幾何形状とは、エンジンのスロー
ト面積を変えることができることを意味する。当業者に
周知のように、与えられた１組の飛行条件について最適
なスロート面積が存在する。可変幾何形状のエンジン入
口を有するスクラムジェット・エンジンは広い範囲の飛
行条件にわたって運転可能であり、そして広い範囲の飛
行条件にわたって固定幾何形状のエンジン入口を有する
スクラムジェット・エンジンより効率よく運転できる。

しかし、入口スロート面積を小さくしすぎると、入口ス
ロート内で空気境界層不安定、すなわちチョーキング（
空気流を音速に低下する）が起こり、入ロ不始動の原因
となる。このことは、低いマツハ数で入口が（過小なス
ロート面積のせいで）空気を過大に圧縮しすぎると、ス
クラムジェット・エンジンを始動できないことを意味す
る。

燃焼器効率を向上させるスクラムジェット燃焼器の設計
がいくつか提案されているが、設計（巡航）飛行条件に
ついて膜分離距離、燃料噴射角および壁分離距離のパラ
メータを最適化することにより、燃焼器効率を最適化す
る思想は知られていない。このようなパラメータに自己
適応性のあるスクラムジェット燃焼器も知られていない
。つまり、このようなパラメータについての幾何形状を
可変とし、超音速飛行中に上記パラメータに関連した形
状を変更して飛行条件の変化する際に燃焼器効率を最適
状態に維持することのできるスクラムジェット燃焼器は
知られていない。飛行条件の変化とは、たとえば、飛行
の加速から巡航への移行期の燃焼器入口マツハ数の変化
である。

発明の要旨 この発明の目的は、設計飛行条件について燃焼効率の改
善されたスクラムジェット燃焼器を提供することにある
。

この発明の別の目的は、超音速飛行中に燃焼器形状を変
えて設計飛行条件についても良好な燃焼効率を維持する
ことのできる可変幾何形状スクラムジェット燃焼器を提
供することにある。

この発明の他の目的は、このような可変幾何形状スクラ
ムジェット燃焼器を広い範囲の飛行条件にわたって燃焼
効率を最適にするように運転する方法を提供することに
ある。

この発明の第１の形態のスクラムジェット燃焼器は、長
さ方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配置され、
ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有し、こ
れらの壁にはそれぞれ後向きの段が設けられ、第２の壁
の後向き段は第１の壁の後向き段より後方にそれから長
さ方向に離れている。この発明のスクラムジェット燃焼
器は、段分離パラメータについて最適化されており、雨
後向き段間の長さ方向距離がほぼ最小値と最大値との間
に入る。最小値のとき、スクラムジェット燃焼器の設計
入口マッハ数および燃料−空気比にて、第１の壁の段か
らの衝撃波が第２の壁にその後向き段の近くかつ長さ方
向前方で衝突する。最大値のとき、スクラムジェット燃
焼器の設計入口マッハ数および燃料−空気比にて、第１
の壁の段からの衝撃波が第２の壁にはねかえされ、つい
で長さ方向前方の段から発生する剥離線に膨張ファン状
にはねかえされ、上記膨張ファンの初膨張波が上記第２
壁にその後向き段の近くかつ長さ方向前方で衝突する。

剥離線は超音速空気流を極めて低速の空気流から分離す
る線または領域である。

別の実施態様では、この発明のスクラムジェット燃焼器
は段分離パラメータを変える可変幾何形状を有し、その
一つは超音速飛行中に後向き段間の長さ方向距離を変え
る機構である。

段分離パラメータを制御しながらこの発明のスクラムジ
ェット燃焼器を運転する方法も提供される。この方法で
は、入口マツハ数および燃料−空気比の入力条件のいず
れかの変化を感知し、後向き段間の長さ方向距離をほぼ
上述した最小値と最大値との間に入るように変える。

この発明の別の形態のスクラムジェット燃焼器は、長さ
方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配置され、ほ
ぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有し、これ
らの壁の少なくとも一方に後向きの段が設けられ、上記
燃焼器はさらに上記段の近くに配置された燃料噴射器を
有する。燃料噴射角について最適化されたこの発明のス
クラムジェット燃焼器は、スクラムジェット燃焼器の設
計入口マッハ数および燃料−空気比にて、燃料噴射器が
長さ方向軸線となす角度を剥離線が長さ方向軸線となす
角度にほぼ等しくしている。その上、段近くに配置され
た燃料噴射器は、超音速飛行中に燃料噴射器が燃焼器の
長さ方向軸線となす角度を変える機構を含む。

燃料噴射角を制御しながらこの発明のスクラムジェット
燃焼器を運転する方法では、入口マツハ数および燃料−
空気比の入口条件のいずれかの変化を感知し、燃料噴射
角を、燃料噴射器が長さ方向軸線となす角度がほぼ剥離
線が長さ方向軸線となす角度にほぼ等しく保たれるよう
に変える。

この発明のさらに他の形態のスクラムジェット燃焼器は
、燃焼器ハウジングを備え、このハウジングが２つの互
いに間隔をあけて配置され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ
方向に延在する壁を有する。

これらの壁の少なくとも一方が、後向き段と、ほぼ長さ
方向に延在する前方部分と、移行部分と、ほぼ長さ方向
に延在する後方部分とを含む。前方部分の前端が段の横
方向外側端に取り付けられ、移行部分の横方向外側終端
が前方部分の後端に取り付けられ、そして後方部分の前
端が移行部分の横方向内側終端に取り付けられている。

璧分離距離を制御しながらこの発明のスクラムジェット
燃焼器を運転する方法では、超音速飛行中に入口マツハ
数、燃料−空気比および入口圧力レベルの入力条件を測
定し、超音速飛行中に上記燃焼器ハウジング壁の後方部
分とハウジング長さ方向軸線との間の横方向距離を上記
測定値の関数として変えて、上記燃焼器内の静圧および
温度を所定の軸線方向分布にほぼ維持する。

この発明には多数の効果および利点がある。長さ方向膜
分離距離を最適化することにより、（段で発生する衝撃
からの）衝撃圧縮が燃焼が良好になるように最適化する
。距離が短すぎると、長さ方向前方の段からの衝撃から
はねかえり衝撃（エンジン入口の空気圧縮限界を越えた
空気熱力学的圧縮をともなう）が生成せず、−刃距離が
長すぎると、空気圧縮を増加せず、そればかりか燃焼器
の長さ方向長さを増やし、したがってその重量および摩
擦抗力を増やす。燃料噴射角を最適化することにより、
良好な燃料−空気混合を促進し、より短い長さの燃焼器
内でより効率よい燃焼を可能にする。燃焼器ハウジング
の壁の後方部分間の横方向距離を減少させることにより
、圧力レベルを増加し、必要な燃料−空気混合距離を小
さくし、こうして燃焼効率を改善する。

実施例の記載 添付の図面にこの発明の好適な実施例を示す。

第１図の断面図に示す好適なスクラムジェット燃焼器１
０は燃焼室１４を画定する直方体ダクトハウジング１２
を備え、このハウジング１２はエンジン入口（図示せず
）と連通ずる前部空気入口オリフィス１６およびエンジ
ン排気ノズル（図示せず）と連通ずる後部空気出口オリ
フィス１８を有する。燃焼器の長さ方向軸線２０は両オ
リフィスの中心点（オリフィスの「質量中心」）を結ん
だ線で規定される。ハウジング１２は２つの互いに間隔
をあけて位置し、ほぼ対向し、ほぼ長さ方向に延在する
幅広な壁２２および２４を含み、これらの壁の長さ方向
端縁は相互に２つの幅狭な壁で連結されてほぼ直方体の
ダクト形燃焼室を形成する。（第１図には２つの幅狭な
壁のうちの一方２６のみを図示）。幅広な壁２２および
２４にはそれぞれ横方向外側端３２および３４を有する
後向き段（ステップ）２８および３０が設けられている
が、スクラムジェット燃焼器の用例によっては１段だけ
でよいこともある。幅広な壁２２および２４はそれぞれ
、段の横方向外側端３２．３４に取り付けられた前端を
有するほぼ長さ方向に延在する前方部分３６．３８と、
前方部分３６．３８の後端に取り付けられた横方向外側
終端４４゜４６を有する移行部分４０．４２と、移行部
分の横方向内側終端５２．５４（このような終端は長さ
方向軸線２０に向かって延在する）に取り付けられた前
端を有するほぼ長さ方向に延在する後方部分４８．５０
とを含む。段２８および３０は互いに長さ方向距離１５
０だけ離れており、また段および移行部分は平面形状・
に限定されない。後方部分４８および５０は長さ方向軸
線２０から横方向距離１５２の位置にあり、移行部分の
横方向内側終端５２．５４から長さ方向軸線２０までの
距離は段の横方向内側端５６．５８から長さ方向軸線２
０までの距離以上である。各後方部分４８゜５０の横方
向距離は、設計（巡航状態）入口マ・ンハ数、燃料−空
気比および入口圧力レベルが燃焼器１０内に静圧および
温度の所定の軸線方向分布を達成するように選択する。

これは、当業者が超音速流れ関係および等式を用いて解
析的に、あるいは風洞および／または他の実験室テスト
を通して実験的に、あるいはその両方で行なうことがで
きる。幅広な壁２２．２４の後方部分４８．５０を互い
に近づけることにより必要な混合距離を短縮する。

幅広な壁の後方部分４８および５０の長さ方向軸線２０
からの横方向距離を超音速飛行中に調節する手段が設け
られている。このような調節手段として、移行部分４０
および４２用のヒンジ（蝶番）式終端取付部６０を１対
のパワーシリンダ６２とともに設けて、後方部分４８お
よび５０を横方向に移動する。長さ方向に間隔をあけて
設けたパワーシリンダ６２のシリンダ部分６４は、飛行
体の支持構造６８に固定されたヒンジ式取付部６６によ
り保持されており、またそのピストン部分７０は後方部
分４８および５０に固定されたヒンジ式取付部７２によ
り保持されている。別の手段として、それぞれハウジン
グの外側の後方部分に取付けられたパワーシリンダ、そ
のほか当業者に周知の他の位置調整装置を用いることが
できる。

なお、幅広な壁２２および２４を幅狭な壁（たとえば２
６）に対して横方向に移動できるように、摺動シール構
造を用いることができる。

このような調節手段は搭載コンピュータ７４で制御する
ことができる。コンピュータ７４は出力信号７６を発生
して、超音速飛行中に後方部分４８および５０の長さ方
向軸線２０からの横方向距離を変える。コンピュータ７
４への入カフ８にはセンサ配列体８０からの測定値が含
まれる。センサ配列体８０は、入口マツハ数（燃焼器の
空気入口オリフィス１６での空気のマツハ数と定義され
る）、燃料−空気比（単位時間当り燃焼器の燃焼室１４
に噴射される燃料の重量対単位時間当り燃焼器の空気入
口オリフィス１６に入ってくる空気の重量の比と定義さ
れる）および入口圧力レベル（燃焼器の空気入口オリフ
ィス１６での空気の静圧と定義される）を与える。コン
ピュータ７４は、当業者が通常行なう通り、燃焼器ｌｏ
内に所定の軸°線方向分布の静圧および温度をはソ維持
するように、上記測定値の関数としてプログラムすれば
よい。このようなプログラミングには、前述した超音速
流れ関係および等式、または風洞および／または他の実
験室テストからの実験データ（コンピュータの探索表に
入れればよい）またはその両方が含まれる。別の制御方
法としては、ある長さ方向の点で、後方部分の長さ方向
軸線までの横方向距離を、長さ方向軸線または中心線に
沿って燃焼が起こる（これにより所望の静圧および温度
を達成する）まで、調節する。この燃焼は、燃焼の副生
物としての水の存在を検出するように設定した光学的レ
ーザー分光計で直接測定することができ、これにより中
心線に沿って燃焼が生じたことを検出する。

燃焼器１０にはさらに、燃料噴射器８２および８４が段
２８および３０それぞれの近くに、長さ方向軸線２０に
関して正の鋭角１５４（燃料噴射角という）で配置され
ている。（補助燃料噴射器８６および８８を前方部分３
６および３８に沿って長さ方向軸線２０に直角に配置す
ることもできる。）超音速飛行中、段２８および３０に
より剥離線９０および９２が生じ、この剥離線は、当業
者に周知のように、入口マツハ数および燃料−空、見比
にしたがって変化する。剥離線９ｏおよび９２の横方向
外側では、空気が段２８および３０近くの渦巻き領域９
４および９６に比較的停滞気味になる。剥離線９０およ
び９２の横方向内側では、空気が超音速で流れ、剥離線
９０および９２自身の近くにせん断区域９８および１０
θ（ｍ２図に斜線で図示）を伴なう。燃料噴射器の角度
は、設計（巡航状態）入口マツハ数および燃料−空気比
で、剥離線が長さ方向軸線となす角度とほぼ等しくなる
ように設定する。このことは、当業者であれば、超音速
流れ関係および等式を用いて解析的に、または風洞およ
び／または他の実験室テストを通して実験的にまたはそ
の両方ζより決定できる。燃料１０２および１０４を隔
離線９０および９２に沿ってせん断区域９８および１０
０に注入することにより、燃料と空気の混合は一層良好
になる。

スクラムジェット燃焼器１０はさらに、超音速飛行中に
燃料噴射器の角度を変える手段を含む。

このような角度変更手段として、燃料噴射器の出口ノズ
ル１０６および１０８を回転自在に段２８および３０に
パワーシリンダ１１０と組合わせて設けるのが好ましい
。パワーシリンダ１１０のシリンダ部分１１２は飛行体
の支持構造１１４に固定し、ピストン部分１１６はヒン
ジ式端部取付具１２４を有する連結リンク１２２を介し
て燃料噴射器の基部１１８および１２０に回動自在に取
り付ける。別の角度変更手段として、燃料噴射器の基部
のピンを湾曲軌道に配置し、パワーシリンダをそのビン
に枢着したり、そのほか当業者に周知の他の角度配置装
置を用いることができる。

このような手段は搭載コンピュータ７４により制御でき
、コンピュータ７４は、出力信号１２６を発生して、超
音速飛行中に燃料噴射器の角度を、入口マツハ数および
燃料−空気比の入力条件に応じて超音速飛行中に形成さ
れる段の剥離線９０および９２の関数として変更する。

コンピュータ７４への入カフＢにはセンサ配列体８０か
らのこのような測定入力条件が含まれる。コンピュータ
７４は測定値の関数としてプログラムして、入力条件の
いずれかの変化を感知したら、超音速飛行中に燃料噴射
角を変え、燃料噴射器の角度を剥離線９０および９２が
長さ方向軸線２０となす角度にほぼ等しく保つ。このこ
とは当業者であれば可能である。このようなプログラミ
ングには、前述した超音速流れ関係および等式および／
または風洞および／または他の実験室テストから得られ
る実験的データ（コンピュータ探索表内に入れておけば
よい）が含まれる。別の制御方法では、高強度の光源を
用いてつくった影絵（シャドウグラフ）から光学的に剥
離線の角度を直接測定し、ついで燃料噴射器の角度を測
定値に等しくなるように調節する。

第２図かられかるように、超音速飛行中、各段２８およ
び３０は剥離線９０および９２のほかに衝撃（ショック
）１２８および１３０も生成し、このような衝撃および
剥ａｍは、当業者に周知のように、入口マツハ数および
燃料−空気比の関数である。燃料を含まない超音速空気
流れ１３２が剥離線９０および９２により閉じ込められ
、燃焼が本質的に剥離線９０および９２近くのせん断区
域９８および１００に限定され、そして広幅な璧２２お
よび２４の相互に近接した後方部分４８および５０が剥
離線９０および９２を互いに近づけるので、空気流れが
圧縮され、また燃焼がほぼ全空気流を横切って起こるこ
とがわかる。この望ましい結果から燃焼効率が向上し、
燃焼器長さが短くなるが、このような改良は従来技術で
は達成できない。　　、− 衝撃圧縮を最適化するために、２つの段２８および３０
間の長さ方向距離を最小値と最大値との間に入るように
選ぶ。段間距離が最小値のとき、設計入口マッハ数およ
び燃料−空気比において、幅広な壁のうち第１の壁２２
の長さ方向前方段２８の衝撃１２８は、第３図に示すよ
うに、第２の幅広な壁２４に、その壁の長さ方向後方段
３０の近くかつ長さ方向前方で衝突する。段間距離が最
大値のとき、設計入口マッハ数および燃料−空気比にお
いて、長さ方向前方の段２８の衝撃１２８は、第４図に
示すように、第２の幅広な壁２４ではねかえり、ついで
長さ方向前方段２８の剥離線９０で膨張ファンとしては
ねかえり、その膨張ファンの最初の膨張波１３４が第２
の幅広な壁２４に後方段３０の近くかつ長さ方向前方で
衝突する。

設計（巡航状態）入口マツハ数および燃料−空気比につ
いての最小値および最大値は、当業者であれば、超音速
流れ関係および等式を用いて解析的に、または風洞およ
び／または他の実験室テストを通して実験的にまたはそ
の両方により決定できる。長さ方向距離を最小値にほぼ
等しくなるように選ぶのが好ましい。空気流が衝撃を横
切る際、そのマツへ数が減少し静圧が増加するので空気
は圧縮される。

スクラムジェット燃焼器１０はさらに、超音速飛行中に
段２８および３０間の長さ方向距離１５０を変える手段
を含む。このような手段として、長さ方向後方段３０の
設けられた幅広なｇ１２４に、燃焼器の空気入口オリフ
ィス１６に向かって長さ方向前方に延在する内壁部分１
３６と後方段３０に向かって長さ方向後方に延在する外
壁部分１３８とからなる長さ方向オーバーラツプ部分を
設けるのが好ましい。この距離変更手段には、幅広な壁
２４の前方部分３８を移動するためのパワーシリンダ１
４０も含まれる。ほぼ長さ方向に配置されたパワーシリ
ンダ１４０は、そのシリンダ部分１４２が飛行体の支持
構造１４４に固定され、ピストン部分１４６が後方段３
０の設けられた幅広な璧２４の前方部分３８に固定され
ている。別の手段として、前方部分用のラフクービニオ
ン機構、そのほか当業者に周知の他の位置調整装置を用
いてもよい。

このような手段は搭載コンピュータ７４で制御すること
ができ、コンピュータ７４は出力信号１４８を発生して
、超音速飛行中に段２８および３θ間の長さ方向距離を
入口マツハ数および燃料−空気比の入力条件の関数とし
て変更する。コンピュータ７４への入力にはセンサ配列
体８０からのこのような測定入力条件が含まれる。コン
ピュータ７４はｎ１定値の関数としてプログラムして、
入力条件のいずれかの変化を感知したら、超音速飛行中
に段２８および３０間の長さ方向距離を変え、長さ方向
膜分離距離がほぼ上述した最小値と最大値との間に入る
（好ましくは最小値にほぼ等しくなる）ようにする。こ
のようなプログラミングには、前述した超音速流れ関係
および等式および／または風洞および／または他の実験
室テストから得られる実験的データ（コンピュータ探索
表内に入れておけばよい）が含まれる。別の制御方法で
は、高強度の光源を用いてつくった影絵（シャドウグラ
フ）から、長さ方向前方の段からの衝撃が第２の幅広な
壁に衝突する点を光学的に直接測定し、ついで膜分離距
離を、上記衝突点が最小および最大膜分離値に対応する
衝突点以内に入るように調節する。

上述したように、この発明によれば、直列式空気熱力学
的（衝撃）圧縮を達成するために膜分離距離を可変にし
、燃料−空気混合を改良するために燃料噴射角を可変に
し、また燃料−空気混合長さを短くするために横方向壁
分離距離を可変にした効率のよいスクラムジェット燃焼
器が提供される。

以上、この発明の好適な実施例を例示の目的で説明した
。この実施例は発明をすべて説明しきるものでも、この
発明を開示した形態そのもの（たとえば、特定の段数ま
たは段や移行部分の特定の形状）に限定しようとするも
のでもない。多くの変形や変更が可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は膜分離距離、燃料噴射角および壁分離距離を変
更する手段を含むスクラムジェット燃焼器の概略断面図
、 第２図は超音速飛行中の第１図の燃焼器ハウジングの内
部における空気流を示す概略断面図、第３図は膜分離距
離が最小のときの第１図の長さ方向前方段付近の空気流
を示す図、 第４図は膜分離距離が最大のときの第１図の長さ方向前
方段付近の空気流を示す図である。 １０：燃焼器 １２：ハウジング、　　　１４：燃焼室、１６：入口オ
リフィス、１８：出口オリフィス、２０：長さ方向軸線
、 ２２．２４：幅広な壁、 ２６：幅狭な壁、 ２ｇ、３０：段、 ３２．３４：横方向外側端、 ３６．３８：前方部分、 ４０．４２：移行部分、 ４ｓ、ｓｏ：後方部分、 ５６．５８：段の内端、 ６２：パワーシリンダ、 ６４ニジリンダ部分、　　７０：ピストン部分、７４：
コンピュータ、 ８０：センサ配列体、 ８２．８４：燃料噴射器、 ９０．９２：剥離線、 ９４，９６：再循環区域、 ９８．１００；せん断区域、 １０６、　１ｏｇ：ノズル、 １１０：パワーシリンダ、 １１２ニジリンダ部分、１１６：ピストン部分、１２８
、ｔａｏ：衝撃、１３４：衝撃波、１４０：パワーシリ
ンダ、 １４２ニジリンダ部分、１４６：ピストン部分。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、設計入口マッハ数および燃料−空気比を有するスク
   ラムジェット燃焼器であって、燃焼器が長さ方向軸線お
   よび２つの互いに間隔をあけて配置され、ほぼ向かい合
   い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有し、これらの壁には
   それぞれ後向きの段が設けられ、これらの段は長さ方向
   距離だけ離れており、第１の壁の長さ方向前方の段が上
   記設計入口マッハ数および燃料−空気比で超音速飛行中
   に衝撃と剥離線とを生成するスクラムジェット燃焼器に
   おいて、 上記段間の長さ方向距離がほぼ最小値と最大値との間に
   入り、上記最小値は、上記衝撃が第２の壁にその長さ方
   向後方の段の近くかつ長さ方向前方で衝突するように選
   ばれ、上記最大値は、上記衝撃が第２の壁にはねかえさ
   れ、ついで上記剥離線に膨張ファン状にはねかえされ、
   上記膨張ファンの初膨張波が上記第２壁にその長さ方向
   後方の段の近くかつ長さ方向前方で衝突するように選ば
   れたことを特徴とするスクラムジェット燃焼器。 ２、上記長さ方向距離が上記最小値にほぼ等しい請求項
   １に記載のスクラムジェット燃焼器。 ３、長さ方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配置
   され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有
   し、これらの壁にはそれぞれ後向きの段が設けられ、こ
   れらの段は長さ方向距離だけ離れているスクラムジェッ
   ト燃焼器において、超音速飛行中に上記段間の長さ方向
   距離を変える手段を設けたことを特徴とするスクラムジ
   ェット燃焼器。 ４、長さ方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配置
   され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有
   し、これらの壁にはそれぞれ後向きの段が設けられ、こ
   れらの段は長さ方向距離だけ離れており、第１の壁の長
   さ方向前方の段が超音速飛行中に上記入口マッハ数およ
   び燃料−空気比の入力条件の関数として衝撃と剥離線と
   を生成するスクラムジェット燃焼器を運転するにあたり
   、（ａ）超音速飛行中に上記入力条件のいず れかの変化を感知する工程と、 （ｂ）上記変化を感知したとき超音速飛行 中に上記段間の長さ方向距離を、同距離がほぼ最小値と
   最大値の間に入るように変える工程とを含み、この際、
   上記最小値は、上記衝撃が第２の壁にその長さ方向後方
   の段の近くかつ長さ方向前方で衝突するように選ばれ、
   上記最大値は、上記衝撃が第２の壁にはねかえされ、つ
   いで上記剥離線に膨張ファン状にはねかえされ、上記膨
   張ファンの初膨張波が上記第２壁にその長さ方向後方の
   段の近くかつ長さ方向前方で衝突するように選ばれたス
   クラムジェット燃焼器の運転方法。 ５、上記長さ方向距離を変える工程が、上記衝撃が第２
   の壁にその長さ方向後方の段の近くかつ長さ方向前方で
   衝突するように行なわれる請求項４に記載の方法。 ６、設計入口マッハ数および燃料−空気比を有するスク
   ラムジェット燃焼器であって、燃焼器が長さ方向軸線お
   よび２つの互いに間隔をあけて配置され、ほぼ向かい合
   い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有し、これらの壁の少
   なくとも一方に後向きの段が設けられ、上記燃焼器はさ
   らに上記段の近くに上記長さ方向軸線に関して正の鋭角
   で配置された燃料噴射器を有し、上記段が上記設計入口
   マッハ数および燃料−空気比で超音速飛行中に剥離線を
   生成するスクラムジェット燃焼器において、上記燃料噴
   射器の角度を上記剥離線が上記長さ方向軸線となす角度
   にほぼ等しくしたスクラムジェット燃焼器。 ７、上記少なくとも一方の壁が２つの壁それぞれである
   請求項６に記載のスクラムジェット燃焼器。 ８、長さ方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配置
   され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を有
   し、これらの壁の少なくとも一方に後向きの段が設けら
   れ、さらに上記段の近くに上記長さ方向軸線に関して正
   の鋭角で配置された燃料噴射器を有するスクラムジェッ
   ト燃焼器において、 超音速飛行中に上記燃料噴射器の角度を変える手段を設
   けたスクラムジェット燃焼器。 ９、スクラムジェット燃焼器が長さ方向軸線および２つ
   の互いに間隔をあけて配置され、ほぼ向かい合い、ほぼ
   長さ方向に延在する壁を有し、これらの壁の少なくとも
   一方に後向きの段が設けられ、燃焼器がさらに上記段の
   近くに上記長さ方向軸線に関して正の鋭角で配置された
   燃料噴射器を有し、上記段が超音速飛行中に上記入口マ
   ッハ数および燃料−空気比の入力条件の関数として剥離
   線を生成するスクラムジェット燃焼器を運転するにあた
   り、 （ａ）超音速飛行中に上記入力条件のいず れかの変化を感知する工程と、 （ｂ）上記変化を感知したとき超音速飛行 中に上記燃料噴射器の角度を、同角度がほぼ上記剥離線
   が上記長さ方向軸線となす角度にほぼ等しく保たれるよ
   うに変える工程とを含むスクラムジェット燃焼器の運転
   方法。 １０、上記少なくとも一方の壁が２つの壁それぞれであ
   り、上記燃料噴射器の角度を変える工程で両方の壁それ
   ぞれの燃料噴射器の角度を変える請求項９に記載の方法
   。 １１、（ａ）スクラムジェット燃焼器ハウジングを備え
   、このハウジングが前方空気入口オリフィスと後方空気
   出口オリフィスとを有し、両オリフィスの中心点が長さ
   方向軸線を規定し、上記ハウジングが２つの互いに間隔
   をあけて配置され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延
   在する壁を有し、これらの壁の少なくとも一方が、 （ｉ）横方向外側端を有する後向き段と、 （ｉｉ）上記段の横方向外側端に取り付け られた前端と後端とを有するほぼ長さ方向に延在する前
   方部分と、 （ｉｉｉ）上記前方部分の後端に取り付けられた横方向
   外側終端と、上記長さ方向軸線に向かって延在する横方
   向内側終端とを有する移行部分と、 （ｉｖ）上記移行部分の横方向内側終端に 取り付けられた前端を有するほぼ長さ方向に延在する後
   方部分とを含むスクラムジェット燃焼器。 １２、上記段が横方向内側端を有し、上記移行部分の横
   方向内側終端から上記長さ方向軸線までの距離が上記段
   の横方向内側端から上記長さ方向軸線までの距離以上で
   ある請求項１１に記載のスクラムジェット燃焼器。 １３、上記少なくとも一方の壁が２つの壁それぞれであ
   る請求項１１に記載のスクラムジェット燃焼器。 １４、さらに上記少なくとも一方の壁の後方部分の上記
   長さ方向軸線からの横方向距離を超音速飛行中に調節す
   る手段を含む請求項１１に記載のスクラムジェット燃焼
   器。 １５、スクラムジェット燃焼器がハウジングを備え、こ
   のハウジングが前方空気入口オリフィスと後方空気出口
   オリフィスとを有し、両オリフィスの中心点が長さ方向
   軸線を規定し、上記ハウジングが２つの互いに間隔をあ
   けて配置され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在す
   る壁を有し、これらの壁の少なくとも一方が、（ｉ）横
   方向外側端を有する後向き段と、（ｉｉ）上記段の横方
   向外側端に取り付けられた前端と後端とを有するほぼ長
   さ方向に延在する前方部分と、（ｉｉｉ）上記前方部分
   の後端に取り付けられた横方向外側終端と、上記長さ方
   向軸線に向かって延在する横方向内側終端とを有する移
   行部分と、（ｉｖ）上記移行部分の横方向内側終端に取
   り付けられた前端を有するほぼ長さ方向に延在する後方
   部分とを含み、上記後方部分が上記長さ方向軸線から横
   方向距離だけ離れているスクラムジェット燃焼器を運転
   するにあたり、 （ａ）超音速飛行中に入口マッハ数、燃 料−空気比および入口圧力レベルの入力条件を測定する
   工程と、 （ｂ）超音速飛行中に上記壁後方部分の 長さ方向軸線からの横方向距離を上記測定値の関数とし
   て変えて、上記燃焼器内の静圧および温度を所定の軸線
   方向分布にほぼ維持する工程とを含むスクラムジェット
   燃焼器の運転方法。 １６、長さ方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配
   置され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を
   有し、これらの壁にそれぞれ後向きの段が設けられ、２
   つの段が長さ方向距離だけ離れており、さらに上記段の
   近くに上記長さ方向軸線に関して正の鋭角で配置された
   燃料噴射器を有するスクラムジェット燃焼器において、 （ａ）超音速飛行中に上記段間の長さ方 向距離を変える手段と、 （ｂ）超音速飛行中に上記燃料噴射器の 角度を変える手段と、 （ｃ）超音速飛行中に上記壁間の横方向 距離を変える手段とを設けたスクラムジェット燃焼器。 １７、長さ方向軸線および２つの互いに間隔をあけて配
   置され、ほぼ向かい合い、ほぼ長さ方向に延在する壁を
   有し、これらの壁にそれぞれ後向きの段が設けられ、２
   つの段が長さ方向距離だけ離れており、さらに上記段の
   近くに上記長さ方向軸線に関して正の鋭角で配置された
   燃料噴射器を有するスクラムジェット燃焼器を運転する
   にあたり、 （ａ）超音速飛行中に上記段間の長さ方 向距離を変えて上記長さ方向距離をほぼ最小値と最大値
   との間に保つ工程と、ただし上記最小値は、上記壁のう
   ち第１の壁の長さ方向前方の段からの衝撃が第２の壁に
   その長さ方向後方の段の近くかつ長さ方向前方で衝突す
   るように選ばれ、上記最大値は、上記衝撃が第２の壁に
   はねかえされ、ついで上記長さ方向前方の段からの剥離
   線に膨張ファン状にはねかえされ、上記膨張ファンの初
   膨張波が上記第２壁にその長さ方向後方の段の近くかつ
   長さ方向前方で衝突するように選ばれ、 （ｂ）超音速飛行中に上記燃料噴射器の 角度を変えて上記燃料噴射器の角度を上記剥離線が上記
   長さ方向軸線となす角度にほぼ等しく保つ工程と、 （ｃ）超音速飛行中に上記壁間の横方向 距離を変えて上記燃焼器内の静圧および温度を所定の軸
   線方向分布にほぼ維持する工程とを含むことを特徴とす
   るスクラムジェット燃焼器の運転方法。