JPH0281946A - 超音速スクラムジェッド・エンジン燃料噴射器 - 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、スクラムジェット・エンジンに関し、特に
超音速飛行体スクラムジェット・エンジン用の燃料噴射
器に関する。

発明の背景 超音速のマツへ数（すなわち、マツハ５以上）では、ス
クラムジェットのような空気吸込エンジンを資する飛行
体に、前面断面積の大きいエンジン燃焼室（燃焼器とも
言う）が必要である。スクラムジェット・エンジンの設
計では、燃焼を適正化するため、圧縮水素ガスのような
燃料をこの面積全体にわたって均一に分配することが重
要である。燃焼器自体に燃料を噴射することにより、燃
料の燃焼により生成する推力以外の推力が得られる。本
出願人にｊ渡されたダニエル・ラーティ（Ｄａｎｉｅｌ
　Ｊ、Ｌａｈｔｌ）等の米国特許出願第８２８゜８４４
号（１９８６年１月２日出願）「ラムジェット／スクラ
ムジェット・エンジン」に、各々ウェッジ形状を有する
水平方向に間隔をあけて配列した燃料噴射器を持つスク
ラムジェット・エンジンが示されている。燃料は単一の
先細−末広燃料出口ノズル（単一壁スロット形燃料噴射
器）を通って燃焼器へと入る。燃焼器の設計では、燃焼
を均一にするため、燃料と入口空気とを適正に混合する
ことに常に関心が払われている。エンジン入口か到来す
る空気を圧縮（したがって加熱）するので、また到来空
気が燃料噴射器に超音速で衝突（したがって燃料噴射器
を摩擦的に加熱）するので、燃料噴射器の部品寿命を長
くするとともに、冷却しなければ破損してしまう材料を
使用できるようにするために、燃料噴射器を冷却するこ
とが問題となる。

発明の要旨 この発明の目的は、燃料とエンジン入口空気との混合を
促進する超音速スクラムジＪ、ット・エンジン燃料噴射
器を提供することにある。

この発明の他の目的は、圧縮入口空気の超音速での衝突
から保護するために冷却された超音速スクラムジェット
・エンジン燃料噴射器を提供することにある。

この発明の別の目的は、このような燃料噴射器を備える
超音速スクラムジェット・エンジンを提供することにあ
る。

燃料噴射器に関するこの発明の第１の実施例から第４の
実施例では、いずれの例でも、超音速スクラムジェット
・エンジン燃料噴射器が、互いに合体した次の壁、即ち
燃料入口オリフィスを有する水平な頂壁、傾斜した底壁
及び鉛直な端壁により画定される直角三角形の断面を有
する燃料密な直角三角形ウェッジ形状のハウジングを含
む。直角三角形形状の鉛直な２つの側壁が上述した壁に
合体してハウジングを完成している。

第１の実施例では、燃料噴射器の端壁に少なくとも２つ
の別個の鉛直方向に離間した先細−末広燃料出口ノズル
を設ける。

第２の実施例では、燃料噴射器の端壁に先細−末広燃料
出口ノズルが設けられ、側壁に少なくとも２つの鉛直方
向に離間した水平方向に延在する外部溝が設けられ、こ
れらの外部溝は端壁に向けて深くなりながら端壁に達す
る。

第３の実施例では、燃料噴射器の端壁に先細末広燃料出
口ノズルが設けられ、底壁および側壁の少なくとも一方
の壁に少なくとも２つの離間した燃料吐出孔が設けられ
る。

第４の実施例では、燃料噴射器の端壁に先細−末広燃料
出口ノズルが設けられ、燃料入口オリフィスを端壁とは
反対の端に配置する。この燃料噴射器は、ハウジング内
に側壁に連結して少なくとも２つの離間した内壁を配置
し、蛇行形状断面を有する燃料通路を作る。この燃料通
路の真直な部分は入口オリフィスから底壁の大部分に沿
っている。

エンジンに関するこの発明の第５乃至第８の実施例では
、いずれの例でも、超音速スクラムジェット・エンジン
が、入口、入口の後部に直列に連結された燃焼器、燃焼
器に直列に連結された排気ノズル、及び燃焼器内に配置
され且つ燃焼器の頂部に連結された少なくとも２つの水
平方向に離間した燃料噴射器を含む。各燃料噴射器の底
壁は入口の傾斜上壁と同じ平面内にありかつ同様に延在
している。

第５の実施例のエンジンは第１の実施例の燃料噴射器を
使用し、第６の実施例のエンジンは第２の実施例の燃料
噴射器を使用し、第７の実施例のエンジンは第３の実施
例の燃料噴射器を使用し、第８の実施例のエンジンは第
４の実施例の燃料噴射器を使用する。

この発明には、多くの効果と利点がある。この発明の複
数の燃料出口ノズル並びに側壁に溝を設ける構成では、
燃料と空気との混合が一層良好になり、燃焼が向上する
。この発明の側壁及び／又は底壁の燃料吐出孔並びに内
部蛇行形燃料通路を設ける構成では、熱的に過酷な超音
速環境にある燃料噴射器の底壁および側壁を燃料により
冷却できる。

具体的な構成 この発明を超音速スクラムジェット・エンジン１０及び
燃料噴射器１２に具体化したものとして、第１図および
第２図にその概略を示し、燃料噴射器１２の別の特定な
設計例を第３〜５図、６〜７図、８〜９図に示す。超音
速スクラムジェット・エンジン１０は、第１図および第
２図に示すように、入口１４、燃焼器１６、排気ノズル
１８及び瓜数個の水平方向に離間した燃料噴射器１２を
含む。燃料が自己着火性でなければ、当業者によく知ら
れているように、点火器（図示せず）を燃焼器に加える
ことができる。燃焼器１６は入口１４の後部２０に直列
に連結され、また排気ノズル１８は燃焼器１６に直列に
連結される。燃料噴射器１２は燃焼器１６内に配置され
、燃焼器１６０頂部２２に連結される。各燃料噴射器１
２の傾斜した底壁２４は、入口１４の傾斜した上壁２６
とほぼ同一平面にあり、同じ様に延在する。

この発明の第１の実施例では、第２乃至５図に示すよう
に各超音速スクラムジェット・エンジン燃料噴射器１２
がハウジング２８を含み、このハウジング２８がほぼ水
平な頂壁３０と、上述した傾斜底壁２４と、ほぼ鉛直な
端壁３２とを有し、これらの壁が合体してほぼ直角三角
形の断面を画定する。この直角三角形状は、おなじくハ
ウジング２８を構成する２つの鉛直側壁３４の形状でも
ある。側壁３４は頂壁３０、底壁２４および端壁３２に
合体して、燃料密なほぼ直角三角形の中空ウェッジを画
定し、これが燃料噴射器ハウジング２８となる。燃料噴
射器ハウジング２８の頂壁３０は燃料入口オリフィス３
６を有し、端壁３２は複数個の鉛直方向に離間した別個
の先細−末広燃料出口ノズル３８を有する。各超音速燃
料出口ノズル３８は円形か楕円形のいずれでもよい。

燃料か多数の燃料出口ノズル３８を介してエンジン空気
流にほぼ平行な方向に超音速で噴出するので、燃焼によ
るものとは別に、追加の推力が燃料によって得られる。

個別の燃料出口ノズル３８は流路を妨げることなく燃料
を送り出す。各燃料出口ノズル３８のまわりの基部領域
４０は、燃料−空気混合物（混合気）を点火器、フリー
ラジカル（有離基）および熱の発生源として作用する再
循環領域となる。したがって、基部領域４０は、流路に
じゃま板を用いることなく保焔器（フレームホルダ）と
して作用する。これらの特徴により、燃焼過程および推
力生成の効率が向上する。複数個の個別の燃料出口ノズ
ル３８による燃料分配は、単一壁スロット形燃料噴射器
より良好である。

好ましい構成では、第９図に示すように、底壁２４にも
っとも近い燃料出口ノズル３８ａを、底壁２４に向けて
、端壁３２に関して傾斜させる。

同様に、１つの燃料出口ノズル３８ｂを端壁３２に関し
て傾斜させて、ほぼ水平方向に側壁３４の一方に向けて
、隣接する燃料出口ノズル３８ｃを端壁３２に関して傾
斜させて、ほぼ水平方向に側壁３４の他方に向ける。傾
斜した燃料出口ノズル３８ａ、３８ｂ、３８ｃはエンジ
ン空気流に大体平行に留まり、その傾斜度は小さいが、
燃料出口ノズル３８を出る燃料と空気との混合を促進し
燃焼を改善するのに十分である。

例示の構成では、第６図に示すように、燃料噴射器１２
が複数個の離間した、ほぼ平行で且つほぼ水平方向に向
いた内壁４２も含む。これらの水平内壁４２は、燃料噴
射器ハウジング２８内に配置され、側壁３４に連結され
て燃料案内路４４を画定する。内壁４２は底壁２４から
も離間しており、ハウジング２８の端壁３２まで延在す
る。水平内壁４２は燃料をエンジン空気流に平行な方向
に燃料出口ノズル３８に向けて導く作用をなす。

この発明の第２の実施例では、第２〜５図と共に第８図
及び第９図に示す様に、各超音速スクラムジェット・エ
ンジン燃料噴射器１２が、上述した第１の実施例の要素
を含むが、例外的に第２の実施例は、端壁３２が単一の
先細−末広燃料出口ノズルををする（単一壁スロット形
燃料噴射器）か、もしくは複数個の別個の、鉛直方向に
離間した先細−末広燃料出口ノズル３８を有するかのい
ずれでもよい。第２の実施例では、燃料噴射器の側壁３
４に複数個の鉛直方向に離間した、ほぼ水平方向に延在
する外部溝４６が設けられ、これらの溝４６が端壁３２
に向って深くなり且つ端壁３２に届いている。外部溝４
６は、燃料噴射器ハウジング２８を通過する圧縮入口空
気のある量を受は入れ、その空気量によって横方向速度
成分が与えられて、空気か端壁燃料出口ノズル３８から
の燃料と一層よく混ざり燃焼の向上につながる。燃料−
空気の混合は、スカーフ端が生成する渦によっても促進
される。好ましい構成では、外部溝４６も端壁３２に向
って広がり、空気−燃料の混合が一層よくなる。製造が
容易な構成例では、各外部溝４６が、ほぼ水平方向に延
在する中心線４８並びにこの中心線４８で接する２つの
鏡像関係にある平坦な溝表面５０を有する。各溝表面５
０はほぼ直角三角形の形状である。

この発明の第３の実施例では、第２乃至５図と共に第６
乃至７図に示すように、各超音速スクラムジェット・エ
ンジン燃料噴射器１２が、上述した第１の実施例の要素
を含むが、例外的に第３の実施例は（第二実施例と同様
に）、端壁３２に単一の先細−末広燃料出口ノズルを有
する（単一壁スロット形燃料噴射器）か、もしくは複数
個の別個の、鉛直方向に離間した先細−末広燃料出口ノ
ズル３８を有するいずれでもよい。第３の実施例では、
燃料噴射器１２の底壁２４および側壁３４の少なくとも
一方の壁に、複数個の離間した燃料吐出孔５２を設ける
。燃料吐出孔５２は底壁２４、または各側壁３４、また
は底壁２４および側壁３４に配置するのが好ましい。こ
の燃料は冷却材としても働く。底壁２４及び／又は側壁
３４の外面は、燃料吐出孔５２からの燃料により冷却さ
れ、すなわち燃料か外部気膜冷却を行ない、その結果燃
料噴射器ハウジング２８の良好な熱的保護が実現される
。燃料吐出孔５２のもう一つの利点は、気膜冷却により
外面での空気の摩擦が減少することである。その上、気
膜冷却がスクラムジェット・エンジン１０の燃料噴射器
１２間の空気流の一部に燃料を供給する手段を構成し、
こうして燃料と空気との混合を促進する。

第６乃至７図に示すような側壁３４に燃料吐出孔５２ａ
を有する燃料噴射器構成では、孔５２ａを側壁３４に関
して傾斜させて、端壁３２に向けるのが好ましい。側壁
の燃料吐出し孔５２ａを端壁３２に向けて傾斜させた結
果、吐出される燃料の一部が燃焼以外のエンジン推力と
して回収される。

第６図に示すような底壁２４に燃料吐出孔５２ｂを有す
る燃料噴射器構成では、孔５２ｂを底壁２４にほぼ直角
にするのが好ましい。このような底壁の燃料吐出孔５２
ｂは製造が容易である。

別の構成では、燃料噴射器１２が、デフレクタ５４も含
む。デフレクタ５４はハウジングの底壁２４に多数のタ
ブ部材５６で、デフレクタ５４と底壁２４との間に空間
５８を残すように取付けられる。デフレクタ５４は底壁
の燃料吐出孔５２ｃの近くに位置決めされ、少なくとも
孔５２ｃをまたぐのに十分な大きさである。例示の構成
では、デフレクタ５４が底壁２４の前部にも取付けられ
（第６図参照）、横方向に側壁３４間をまたぎ（第７図
参照）、底壁２４および側壁３４の燃料吐出孔５２から
出る燃料の気膜冷却のための、入口空気からのシールド
を形成する。このシールドが無いと、気膜冷却は入口空
気によりすぐに分散されてしまう。デフレクタ５４が有
れば、第６図に示す直角な燃料吐出孔５２ｂすべてを、
ほぼ水平であり、したがってほぼ頂壁３０に平行である
燃料吐出孔５２ｃで置換えるのが好ましい。水平な孔５
２ｃでは、燃料によるデフレクタ５４に対しての衝突冷
却が良好になる。デフレクタ５４が無い場合には、水平
な燃料吐出孔５２の代りに、第６図の直角な燃料吐出し
孔５２ｂを設けるのが好ましい。

この発明の第４の実施例では、第２乃至５図に示す様に
、各超音速スクラムジェット・エンジン燃料噴射器１２
が、上述した第１の実施例の要素を含むが、例外的に第
４の実施例は（第２のおよび第３の実施例と同様に）、
端壁３２に単一の先細−末広燃料出口ノズルを有する（
単一壁スロット形燃料噴射器）か、もしくは複数個の別
個の、鉛直方向に離間した先細−末広燃料出口ノズル３
８を有するいずれでもよい。第４の実施例では、第３図
に示すように、燃料噴射器１２が複数個の離間したほぼ
平行な傾斜した内壁６０も含み、内壁６０は底壁２４に
もほぼ平行である。これらの傾斜した内壁６０は燃料噴
射器ハウジング２８内に配置され、側壁３４に連結され
て１つの燃料通路６２を画定し、この燃料通路６２は蛇
行形断面をもち、そのほぼ真直な部分６４は端壁３２と
は反対端の噴射器頂壁の燃料入口オリフィス３６から、
噴射器底壁２４の大部分に沿って延在する。

即ち、蛇行燃料通路６２は、燃料を最初に、入口空気流
か衝突して外面が空気力学的に加熱される底壁２４の内
面を冷却するように導く。

好ましい構成では、第３図に示す様に、燃料噴射器１２
において、燃料通路６２内に配置された多数のアングル
状の乱流促進リブ６６を含み、底壁２４および傾斜内壁
６０の少なくとも一方の壁に連結されている。リブ６６
を底壁２４、または各々の傾斜内壁６０、または底壁及
び傾斜内壁の各々に連結するのが好ましい。リブ６６は
渦流を発生し、そのような渦巻流は冷却効率を増す。

例示の構成では、第３乃至４図に示す様に、燃料噴射器
の頂壁３０は端壁３２の近くに、燃料通路６２と連通し
た燃料出口オリフィス６８が設けられ、また頂壁３０は
燃料出口オリフィス６８と端壁３２との間に位置決めさ
れた燃料入口間ロア０を有している。また、燃料通路を
画定する内部後壁７２が、端壁３２に向けて傾斜して燃
料出口オリフィス６８と燃料入口間ロア０との間で頂壁
３０から底壁２４まで延在している。

この発明の前述した最初の４つの実施例は、同じ燃料噴
射器で色々な組合わせで併用できることは当業者に明ら
かである。

好ましい構成では、薄壁軽量の中空燃料噴射器ハウジン
グ２８を一体部品として鋳造して、コストを低減すると
共に、漏れを無くす。米国特許節４．５１４，１４４号
（１９８５年４月３０日発行）および第４，６２７，４
８０号（１９８６年１２月９日発行）（ともに名称「ア
ングル状乱流プロモータ」、発明者チン−パン　リー　
Ｃｈ　ｌ　ｎｇ−Ｐａｎｇ　Ｌｅｅ）の理解できるよう
に１、現在の鋳造技術によれば、乱流促進リブ６６さえ
も一体のハウジンク２８の一部として出来る。前述した
デフレクタ５４およびタブ部材５６は別個の部品とし、
燃料噴射器ハウジング２８への取付けを溶接により行な
えばよい。燃料、燃料タンク、燃料加圧装置、及び燃料
噴射器ハウジングの入口オリフィス３６につながる燃料
導管は、この発明の前述した最初の４つのあるいは他の
実施例の一部を構成しないが、この発明と共に用いるこ
とは当業者には周知である。

この発明の第５〜８の実施例では、前述したスクラムジ
ェット・エンジン１０に、前述した第１〜４の実施例の
燃料噴射器１２を夫々搭載する。

この発明のいくつかの好ましい実施態様の紀裁は、図示
例の解説のためになされたものである。

これらの説明は、すべてを網羅してないし、またこの発
明を開示した例に限定するものでもない。

上述した教示の範囲内で種々の修正、変更が可能である
。なお、用語「上」、「下」、「水平」及び「鉛直ｊ等
は、スクラムジェット中エンジン１０および燃料噴射器
１２の要素を記述する上で便利なので用いたにすぎない
。例えば、燃料噴射器１２を、超音速スクラムジェット
・エンジン１０の残りの部分に対して、エンジンの長さ
方向軸線のまわりの任意のηめ選定された角度に向ける
ことができる。またスクラムジェット−エンジン１０を
、超音速飛行体（図示せず）の残りの部分に関して、飛
行体の長さ方向軸線のまわりの任意の予め選定された角
度に向けることができる。この発明の好ましい実施例に
おいて、前掲の用語は、燃料噴射器およびスクラムジェ
ット・エンジンを搭載にした超音速飛行体が水平飛行位
置にあるときの、燃料噴射器１２およびスクラムジェッ
ト・エンジン１０の要素を記述するものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は燃料噴射器を含む超音速スクラムジェット・エ
ンジンの概略図、 第２図は第１図のエンジンの部分斜視図で、エンジンの
燃焼器の頂部に連結された燃料噴射器の配列を示し、 第３図は第２図の燃料噴射器の１つの設計例を示す側面
方向断面図、 第４図は第３図の燃料噴射器の頂部平面図、第５図は第
３図の燃料噴射器の後部端面図、第６図は第２図の燃料
噴射器の１つの別の設計例を示す側面方向断面図、 第７図は第６図の７−７線方向断面図、第８図は第２図
の燃料噴射器の１つの別の設計例を示す側面図、そして 第９図は第８図の燃料噴射器の後部端面図である。 主な符号の説明 １０・・・超音速スクラムジェット・エンジン、１２・
・・燃料噴射器、１４・・・入口、１６・・・燃焼器、
１８・・・出口ノズル、２０・・・後部、２２・・・頂
部、２４・・・底壁、２６・・入口の上壁、２８・・・
ノ）ウジング、３０・・・頂壁、３２・・・端壁、３４
・・・側壁、３６・・・オリフィス、３８・・・ノズル
、４０・・・基部領域、４２・・・内壁、４４・・・燃
料案内路、４６・・・外部溝、４８・・・中心線、５０
・・・溝表面、５２・・・燃料吐出し孔、５２ａ・・・
側壁の孔、５２ｂ・・・直角孔、５２Ｃ・・・水平孔、
５４・・・デフレクタ、５６・・・タブ、５８・・・空
間、６０・・・内壁、６２・・・燃料通路、６４・・・
燃料通路部分、６６・・・リブ、６８・・・オリフィス
、７０・・・燃料入口開口、７２・・・後壁。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、ハウジングがほぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と、
   ほぼ鉛直な端壁とを有し、これらの壁が合体してほぼ直
   角三角形の断面を画定し、上記ハウジングは上記ほぼ直
   角三角形の形状を有する２つのほぼ鉛直な側壁も有し、
   この側壁が上記頂壁、底壁および端壁と合体してほぼ直
   角三角形の燃料密なウェッジを画定し、上記頂壁は燃料
   入口オリフィスを有し、上記端壁は複数個の個別の鉛直
   方向に離間した先細−末広燃料出口ノズルを有する超音
   速スクラムジェット・エンジン燃料噴射器。 ２、上記燃料出口ノズルの少なくとも１つが上記端壁に
   関して傾斜している請求項１に記載の燃料噴射器。 ３、上記燃料出口ノズルの少なくとも１つが上記端壁に
   関して傾斜して、ほぼ水平方向に片方の側壁に向かって
   おり、隣接する１つの燃料出口ノズルが上記端壁に関し
   て傾斜してほぼ水平方向に他方の側壁に向かっている請
   求項２に記載の燃料噴射器。 ４、上記燃料出口ノズルのうち上記底壁にもっとも近い
   ノズルが上記端壁に関して傾斜して上記底壁に向かって
   いる請求項３に記載の燃料噴射器。 ５、ほぼ平行で且つ、ほぼ水平方向に配向された複数個
   の離間した内壁が上記ハウジング内に配置され、上記側
   壁に連結されて燃料案内路を画定し、これらの内壁は上
   記底壁から離間して且つ上記端壁まで延在する請求項１
   に記載の燃料噴射器。 ６、略水平な頂壁と、傾斜した底壁と、略鉛直な端壁と
   を有し、これらの壁が合体して略直角三角形の断面を画
   定するハウジングを含み、上記ハウジングは上記略直角
   三角形の形状を有する２つの略鉛直な側壁も有し、この
   側壁が上記頂壁、底壁および端壁と合体して略直角三角
   形の燃料密なウェッジを画定し、上記頂壁は燃料入口オ
   リフィスを有し、上記端壁は先細−末広燃料出口ノズル
   を有し、上記側壁には鉛直方向に離間したほぼ水平方向
   に延在する複数個の外部溝が設けられ、上記端壁に向け
   て深くなり且つ端壁に達している超音速スクラムジェッ
   ト・エンジン燃料噴射器。 ７、上記端壁が、個別の鉛直方向に離間した第２の複数
   個の先細−末広燃料出口ノズルを有する請求項６に記載
   の燃料噴射器。 ８、上記溝が上記端壁に向かって広がる請求項６に記載
   の燃料噴射器。 ９、上記各溝が略水平方向に延在する中心線と、この中
   心線で接する２つの鏡像関係にある平坦な溝表面とを有
   し、各溝表面が略直角三角形の形状を有する請求項８に
   記載の燃料噴射器。 １０、ハウジングがほぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と
   、ほぼ鉛直な端壁とを有し、これらの壁が合体してほぼ
   直角三角形の断面を画定し、上記ハウジングは上記ほぼ
   直角三角形の形状を有する２つのほぼ鉛直な側壁も有し
   、この側壁が上記頂壁、底壁および端壁と合体して燃料
   密なほぼ直角三角形のウェッジを画定し、上記頂壁は燃
   料入口オリフィスを有し、上記端壁は１個の収束−発散
   燃料出口ノズルを有し、上記底壁および側壁の少なくと
   も一方の壁には複数個の離間した燃料吐出し孔が設けら
   れた超音速スクラムジェット・エンジン燃料噴射器。 １１、上記端壁は第２の複数個の個別の鉛直方向に離間
   した先細−末広燃料出口ノズルを有する請求項１０に記
   載の燃料噴射器。 １２、上記側壁には第三の複数個の鉛直方向に離間した
   ほぼ水平方向に延在する外部溝が設けられ、上記端壁に
   向けて深くなりながら端壁に達する請求項１０に記載の
   燃料噴射器。 １３、上記端壁は第２の複数個の個別の鉛直方向に離間
   した先細−末広燃料出口ノズルを有する請求項１２に記
   載の燃料噴射器。 １４、片方の側壁に燃料吐出孔が設けられ、これらの側
   壁燃料吐出孔がその片方の側壁に関して上記端壁に向け
   て傾斜している請求項１０に記載の燃料噴射器。 １５、上記底壁に燃料吐出孔が設けられ、これらの底壁
   燃料吐出孔が上記底壁にほぼ直角である請求項１０に記
   載の燃料噴射器。 １６、上記底壁に燃料吐出し孔が設けられ、上記燃料噴
   射器はさらに、デフレクタと、このデフレクタを上記底
   壁に相互間に空間を残して連結する多数のタブ部材とを
   含み、上記デフレクタは上記底壁燃料吐出孔の近くに配
   置されかつ少なくとも上記底壁燃料吐出し孔をまたぐ寸
   法をもつ請求項１０に記載の燃料噴射器。 １７、上記底壁燃料吐出孔が上記頂壁にほぼ平行である
   請求項１６に記載の燃料噴射器。１８、ハウジングがほ
   ぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と、ほぼ鉛直な端壁とを
   有し、これらの壁が合体してほぼ直角三角形の断面を画
   定し、上記ハウジングは上記ほぼ直角三角形の形状を有
   する２つのほぼ鉛直な側壁も有し、この側壁が上記頂壁
   、底壁および端壁と合体して燃料密なほぼ直角三角形の
   ウェッジを画定し、上記頂壁は上記端壁とは反対側に燃
   料入口オリフィスを有し、上記端壁は１個の収束−発散
   燃料出口ノズルを有し、さらに、複数個の離間した内壁
   が上記ハウジング内に配置され、上記側壁に連結されて
   蛇行形断面を有する燃料通路を画定し、そのほぼ真直な
   部分が上記入口オリフィスから上記底壁の大部分に沿っ
   て延在する超音速スクラムジェット・エンジン燃料噴射
   器。 １９、さらに多数のアングル状乱流促進リブが上記燃料
   通路内に配置され、上記底壁および内壁の少なくとも一
   方の壁に連結された請求項１８に記載の燃料噴射器。 ２０、上記端壁に第二の複数個の個別の鉛直方向に離間
   した収束−発散燃料出口ノズルが設けられ、上記頂壁の
   上記端壁の近くに上記燃料通路と連通した燃料出口オリ
   フィスが設けられ、上記頂壁にはさらに、上記燃料出口
   オリフィスと上記端壁との間に燃料入口開口が配置され
   、上記内壁の１つが、上記端壁に近づきながら上記燃料
   出口オリフィスと上記燃料入口開口との間の頂壁から上
   記底壁まで延在する請求項１８に記載の燃料噴射器。 ２１、さらに多数のアングル状乱流促進リブが上記燃料
   通路内に配置され、上記底壁および内壁の少なくとも一
   方の壁に連結された請求項２０に記載の燃料噴射器。 ２２、（ａ）傾斜した上壁および後部を有する入口、 （ｂ）上記入口の後部に直列に連結された燃焼器、 （ｃ）上記燃焼器に直列に連結された排気ノズル、およ
   び （ｄ）上記燃焼器内に配置されかつ上記燃焼器の頂部に
   連結された複数個の水平方向に離間した燃料噴射器を備
   える超音速スクラムジェット・エンジンにおいて、 上記燃料噴射器それぞれがハウジングを備え、ハウジン
   グがほぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と、ほぼ鉛直な端
   壁とを有し、これらの壁が合体してほぼ直角三角形の断
   面を画定し、上記ハウジングは上記ほぼ直角三角形の形
   状を有する２つのほぼ鉛直な側壁も有し、この側壁が上
   記頂壁、底壁および端壁と合体して燃料密なほぼ直角三
   角形のウェッジを画定し、上記頂壁は燃料入口オリフィ
   スを有し、上記端壁は複数個の個別の鉛直方向に離間し
   た収束−発散燃料出口ノズルを有し、上記燃料噴射器の
   底壁が上記入口の上壁とほぼ同一平面内にありかつ同延
   である 超音速スクラムジェット・エンジン。 ２３、（ａ）傾斜した上壁および後部を有する入口、 （ｂ）上記入口の後部に直列に連結された燃焼器、 （ｃ）上記燃焼器に直列に連結された排気ノズル、およ
   び （ｄ）上記燃焼器内に配置されかつ上記燃焼器の頂部に
   連結された複数個の水平方向に離間した燃料噴射器を備
   える超音速スクラムジェット・エンジンにおいて、 上記燃料噴射器それぞれがハウジングを備え、ハウジン
   グがほぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と、ほぼ鉛直な端
   壁とを有し、これらの壁が合体してほぼ直角三角形の断
   面を画定し、上記ハウジングは上記ほぼ直角三角形の形
   状を有する２つのほぼ鉛直な側壁も有し、この側壁が上
   記頂壁、底壁および端壁と合体して燃料密なほぼ直角三
   角形のウェッジを画定し、上記頂壁は燃料入口オリフィ
   スを有し、上記端壁は１個の収束−発散燃料出口ノズル
   を有し、上記側壁には複数個の鉛直方向に離間したほぼ
   水平方向に延在する外部溝が設けられ、上記端壁に向け
   て深くなりながら端壁に達し、上記燃料噴射器の底壁が
   上記入口の上壁とほぼ同一平面内にありかつ同延である 超音速スクラムジェット・エンジン。 ２４、（ａ）傾斜した上壁および後部を有する入口、 （ｂ）上記入口の後部に直列に連結された燃焼器、 （ｃ）上記燃焼器に直列に連結された排気ノズル、およ
   び （ｄ）上記燃焼器内に配置されかつ上記燃焼器の頂部に
   連結された複数個の水平方向に離間した燃料噴射器を備
   える超音速スクラムジェット・エンジンにおいて、 上記燃料噴射器それぞれがハウジングを備え、ハウジン
   グがほぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と、ほぼ鉛直な端
   壁とを有し、これらの壁が合体してほぼ直角三角形の断
   面を画定し、上記ハウジングは上記ほぼ直角三角形の形
   状を有する２つのほぼ鉛直な側壁も有し、この側壁が上
   記頂壁、底壁および端壁と合体して燃料密なほぼ直角三
   角形のウェッジを画定し、上記頂壁は燃料入口オリフィ
   スを有し、上記端壁は１個の収束−発散燃料出口ノズル
   を有し、上記底壁および側壁の少なくとも一方の壁には
   複数個の離間した燃料吐出し孔が設けられ、上記燃料噴
   射器の底壁が上記入口の上壁とほぼ同一平面内にありか
   つ同延である 超音速スクラムジェット・エンジン。 ２５、（ａ）傾斜した上壁および後部を有する入口、 （ｂ）上記入口の後部に直列に連結された燃焼器、 （ｃ）上記燃焼器に直列に連結された排気ノズル、およ
   び （ｄ）上記燃焼器内に配置されかつ上記燃焼器の頂部に
   連結された複数個の水平方向に離間した燃料噴射器を備
   える超音速スクラムジェット・エンジンにおいて、 上記燃料噴射器それぞれがハウジングを備え、ハウジン
   グがほぼ水平な頂壁と、傾斜した底壁と、ほぼ鉛直な端
   壁とを有し、これらの壁が合体してほぼ直角三角形の断
   面を画定し、上記ハウジングは上記ほぼ直角三角形の形
   状を有する２つのほぼ鉛直な側壁も有し、この側壁が上
   記頂壁、底壁および端壁と合体して燃料密なほぼ直角三
   角形のウェッジを画定し、上記頂壁は上記端壁とは反対
   側に燃料入口オリフィスを有し、上記端壁は１個の収束
   −発散燃料出口ノズルを有し、上記燃料噴射器はさらに
   、複数個の離間した内壁を有し、これら内壁が上記ハウ
   ジング内に配置され、上記側壁に連結されて蛇行形断面
   を有する燃料通路を画定し、そのほぼ真直な部分が上記
   入口オリフィスから上記底壁の大部分に沿って延在し、
   上記燃料噴射器の底壁が上記入口の上壁とほぼ同一平面
   内にありかつ同延である 超音速スクラムジェット・エンジン。