JPH05272411A - スクラムジェットエンジン - Google Patents
スクラムジェットエンジンInfo
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- JPH05272411A JPH05272411A JP6608192A JP6608192A JPH05272411A JP H05272411 A JPH05272411 A JP H05272411A JP 6608192 A JP6608192 A JP 6608192A JP 6608192 A JP6608192 A JP 6608192A JP H05272411 A JPH05272411 A JP H05272411A
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- JP
- Japan
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- flow path
- passage
- air
- fuel
- struts
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 極超音速飛翔体に用いられるスクラムジェッ
トエンジンにおいて、導入空気と燃料の混合効率を高め
る。 【構成】 燃料器前方の空気流入路内に複数の燃料供給
用ストラット７を設けて、ストラット７同士の間の中間
部流路８と、ストラット７と流路内壁との間の側部流路
９を形成し、中間部流路８の流路入口と流路出口との断
面積比を、側部流路９の同断面積比よりも大きくし、両
流路８，９内の空気流の静圧差により生じる空気流を利
用して燃料を拡散させる。
トエンジンにおいて、導入空気と燃料の混合効率を高め
る。 【構成】 燃料器前方の空気流入路内に複数の燃料供給
用ストラット７を設けて、ストラット７同士の間の中間
部流路８と、ストラット７と流路内壁との間の側部流路
９を形成し、中間部流路８の流路入口と流路出口との断
面積比を、側部流路９の同断面積比よりも大きくし、両
流路８，９内の空気流の静圧差により生じる空気流を利
用して燃料を拡散させる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、例えばスペースプレー
ンなどの極超音速飛翔体に用いられるスクラムジェット
エンジンに関するものである。
ンなどの極超音速飛翔体に用いられるスクラムジェット
エンジンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】一般に、マッハ３以下の超音速飛翔体に
は、ターボジェットエンジンが用いられているが、マッ
ハ３以上で長時間飛行を行う場合には、ラムジェットエ
ンジンが必要とされている。
は、ターボジェットエンジンが用いられているが、マッ
ハ３以上で長時間飛行を行う場合には、ラムジェットエ
ンジンが必要とされている。
【０００３】また、近年では、スペースプレーンのよう
なマッハ５を超える極超音速飛翔体が提案され、このよ
うな極超音速飛翔体に用いるエンジンとして、エンジン
内部においても空気を超音速で流す方式のスクラムジェ
ット（ＳＣＲＡＭ ＪＥＴ：Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｃ
ｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ＲＡＭ ＪＥＴ）エンジンが研究
されている。
なマッハ５を超える極超音速飛翔体が提案され、このよ
うな極超音速飛翔体に用いるエンジンとして、エンジン
内部においても空気を超音速で流す方式のスクラムジェ
ット（ＳＣＲＡＭ ＪＥＴ：Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｃ
ｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ＲＡＭ ＪＥＴ）エンジンが研究
されている。
【０００４】スクラムジェットエンジンは、図６に示す
ように、一対の側板１０１，１０１の間において、エア
インレット１０２、スロート部１０３、燃焼器１０４、
および図示しないノズルを連続的に備えており、前記ス
ロート部１０３に単一または並列に置かれた複数の燃料
供給用ストラット１０５，１０５を並列に備えている。
前記ストラット１０５は、図７にも示すように、その両
面側に保炎用のステップ１０６，１０６を有すると共
に、各ステップ１０６の下流側に、空気流に対して交差
する方向の燃料噴射口１０７を備え、さらに、後端部
に、空気流に対してほぼ平行な方向の燃料噴射口１０８
を備えている。
ように、一対の側板１０１，１０１の間において、エア
インレット１０２、スロート部１０３、燃焼器１０４、
および図示しないノズルを連続的に備えており、前記ス
ロート部１０３に単一または並列に置かれた複数の燃料
供給用ストラット１０５，１０５を並列に備えている。
前記ストラット１０５は、図７にも示すように、その両
面側に保炎用のステップ１０６，１０６を有すると共
に、各ステップ１０６の下流側に、空気流に対して交差
する方向の燃料噴射口１０７を備え、さらに、後端部
に、空気流に対してほぼ平行な方向の燃料噴射口１０８
を備えている。
【０００５】上記のスクラムジェットエンジンは、流入
する空気をエアインレット１０２で減速・圧縮させると
共に、この空気に燃料噴射口１０７，１０８より燃料を
噴射して連続的に燃焼させ、その燃焼ガスをノズルから
噴出させることによって推力を得る。
する空気をエアインレット１０２で減速・圧縮させると
共に、この空気に燃料噴射口１０７，１０８より燃料を
噴射して連続的に燃焼させ、その燃焼ガスをノズルから
噴出させることによって推力を得る。
【０００６】なお、スクラムジェットエンジンは、例え
ば、米国のＰａｓｈａ Ｐｕｂｌｉｃａｔｉｏｎｓ Ｉ
ｎｃ．が発行した「Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｔｈｅｃｈ
ｎｏｌｏｇｉｅｓ Ａｎｄ Ｔｈｅ Ｎａｔｉｏｎａｌ
ＡｅｒｏＳｐａｃｅ Ｐｌａｎｅ」の第２１Ａ頁に示
されている。
ば、米国のＰａｓｈａ Ｐｕｂｌｉｃａｔｉｏｎｓ Ｉ
ｎｃ．が発行した「Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｔｈｅｃｈ
ｎｏｌｏｇｉｅｓ Ａｎｄ Ｔｈｅ Ｎａｔｉｏｎａｌ
ＡｅｒｏＳｐａｃｅ Ｐｌａｎｅ」の第２１Ａ頁に示
されている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記したよ
うなスクラムジェットエンジンでは、とくにストラット
１０５の後端部の燃料噴射口１０８から空気流と平行に
噴射された燃料の横方向への拡散が遅く、混合効率が低
下する恐れがある。また、ストラット１０５の側部にお
いて、燃料噴射口１０７から空気流に対してほぼ直角に
燃料を噴射している部分では、比較的多量の燃料が速や
かに燃焼した場合、局所的に燃焼圧が上昇して空気の流
入を妨げる恐れがあり、これらの不具合に対する改善が
必要であった。
うなスクラムジェットエンジンでは、とくにストラット
１０５の後端部の燃料噴射口１０８から空気流と平行に
噴射された燃料の横方向への拡散が遅く、混合効率が低
下する恐れがある。また、ストラット１０５の側部にお
いて、燃料噴射口１０７から空気流に対してほぼ直角に
燃料を噴射している部分では、比較的多量の燃料が速や
かに燃焼した場合、局所的に燃焼圧が上昇して空気の流
入を妨げる恐れがあり、これらの不具合に対する改善が
必要であった。
【０００８】
【発明の目的】本発明は、上記したような従来の状況に
鑑みて成されたもので、導入空気と燃料との混合効率を
高めることができると共に、常に良好な作動を実現し得
るスクラムジェットエンジンを提供することを目的とし
ている。
鑑みて成されたもので、導入空気と燃料との混合効率を
高めることができると共に、常に良好な作動を実現し得
るスクラムジェットエンジンを提供することを目的とし
ている。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明に係わるスクラム
ジェットエンジンは、請求項１において、燃料器前方の
空気流入路内に複数の燃料供給用ストラットを設けて、
ストラット同士の間の中間部流路と、ストラットと流路
内壁との間の側部流路を形成し、前記中間部流路の流路
入口と流路出口との断面積比を、前記側部流路の同断面
積比よりも大きくしたことを特徴とする構成とし、また
請求項２において、前記ストラットの後端部、および前
記ストラットの側部流路側だけに燃料噴射口を設けた構
成としており、これらの構成を課題を解決するための手
段としている。
ジェットエンジンは、請求項１において、燃料器前方の
空気流入路内に複数の燃料供給用ストラットを設けて、
ストラット同士の間の中間部流路と、ストラットと流路
内壁との間の側部流路を形成し、前記中間部流路の流路
入口と流路出口との断面積比を、前記側部流路の同断面
積比よりも大きくしたことを特徴とする構成とし、また
請求項２において、前記ストラットの後端部、および前
記ストラットの側部流路側だけに燃料噴射口を設けた構
成としており、これらの構成を課題を解決するための手
段としている。
【００１０】ここで、側部流路における流路入口と流路
出口との断面積比と、中間部流路における流路入口と流
路出口との断面積比の違いから生じる静圧差を利用して
平行噴射燃料の混合を促進する本発明においては、以下
の前提をおいている。
出口との断面積比と、中間部流路における流路入口と流
路出口との断面積比の違いから生じる静圧差を利用して
平行噴射燃料の混合を促進する本発明においては、以下
の前提をおいている。
【００１１】エンジン全体の流路の断面形状が矩形状
である場合、機軸方向における流路高さの変化は、側部
流路と中間部流路とで同一である。ただし、ストラット
近傍の流路高さの変化は、減少方向だけに限られること
はない。
である場合、機軸方向における流路高さの変化は、側部
流路と中間部流路とで同一である。ただし、ストラット
近傍の流路高さの変化は、減少方向だけに限られること
はない。
【００１２】各流路の断面積の変化による静圧変化
は、側部流路における入口断面積および出口断面席をＡ
１およびＡ１´、中間部流路における入口断面積および
出口断面積をＡ２およびＡ２´、側部流路における入口
の静圧および出口の静圧をＰ１およびＰ１´、中間部流
路における入口の静圧および出口の静圧をＰ２およびＰ
２´、総圧をＰ０、比熱比をγ（一定と仮定）とする
と、 で表わされる。なお、各流路における入口の静圧Ｐ１，
Ｐ２は等しい。
は、側部流路における入口断面積および出口断面席をＡ
１およびＡ１´、中間部流路における入口断面積および
出口断面積をＡ２およびＡ２´、側部流路における入口
の静圧および出口の静圧をＰ１およびＰ１´、中間部流
路における入口の静圧および出口の静圧をＰ２およびＰ
２´、総圧をＰ０、比熱比をγ（一定と仮定）とする
と、 で表わされる。なお、各流路における入口の静圧Ｐ１，
Ｐ２は等しい。
【００１３】また、側部流路における断面積比と中間部
流路における断面積比との関係は、側部流路における入
口の幅および出口の幅をＷ１およびＷ１´、中間部流路
における入口の幅および出口の幅をＷ２およびＷ２´と
し、各流路において互いに等しい入口の高さをｈ、同じ
く互いに等しい出口の高さをｈ´とすると、 で表わされる。
流路における断面積比との関係は、側部流路における入
口の幅および出口の幅をＷ１およびＷ１´、中間部流路
における入口の幅および出口の幅をＷ２およびＷ２´と
し、各流路において互いに等しい入口の高さをｈ、同じ
く互いに等しい出口の高さをｈ´とすると、 で表わされる。
【００１４】つまり、先に述べたように、側部流路と中
間部流路とで流路高さの変化が同じであることから、各
流路の入口の幅と出口の幅との比によって出口静圧差が
決定されることとなり、本発明のスクラムジェットエン
ジンでは、各流路の寸法ならびにストラットの位置を機
体の幅方向に調整すれば良いことになる。
間部流路とで流路高さの変化が同じであることから、各
流路の入口の幅と出口の幅との比によって出口静圧差が
決定されることとなり、本発明のスクラムジェットエン
ジンでは、各流路の寸法ならびにストラットの位置を機
体の幅方向に調整すれば良いことになる。
【００１５】また、静圧と総圧の比はマッハ数および比
熱比によって決定され、このほか衝撃波の発生による影
響も考慮する必要があるため、設計点の採り方によって
最適な断面積比は変化するが、いずれにしても側部流路
と中間部流路の出口静圧に数割の差を生じさせることは
容易である。
熱比によって決定され、このほか衝撃波の発生による影
響も考慮する必要があるため、設計点の採り方によって
最適な断面積比は変化するが、いずれにしても側部流路
と中間部流路の出口静圧に数割の差を生じさせることは
容易である。
【００１６】
【発明の作用】本発明に係わるスクラムジェットエンジ
ンでは、ストラット同士の間の中間部流路における流路
入口と流路出口との断面積比を、ストラットと流路内壁
との間の側部流路における同断面積比よりも大きくした
ことにより、前記中間部流路の空気流の方がマッハ数が
小さくなると共に、静圧が大きくなる。
ンでは、ストラット同士の間の中間部流路における流路
入口と流路出口との断面積比を、ストラットと流路内壁
との間の側部流路における同断面積比よりも大きくした
ことにより、前記中間部流路の空気流の方がマッハ数が
小さくなると共に、静圧が大きくなる。
【００１７】したがって、両流路における静圧の差によ
り、中間部流路を通過した空気が側方に拡がる状態とな
り、ストラットから噴射された燃料が上記空気流により
拡散されて、空気との混合が充分なものとなる。
り、中間部流路を通過した空気が側方に拡がる状態とな
り、ストラットから噴射された燃料が上記空気流により
拡散されて、空気との混合が充分なものとなる。
【００１８】また、ストラットの後方、および側部流路
内だけに燃料を噴射することにより、側部流路内から燃
焼器内に至る範囲で燃焼が行われるようにし、局所的に
燃焼圧が上昇した場合でも、中間部流路からの空気流入
は常に確保される。
内だけに燃料を噴射することにより、側部流路内から燃
焼器内に至る範囲で燃焼が行われるようにし、局所的に
燃焼圧が上昇した場合でも、中間部流路からの空気流入
は常に確保される。
【００１９】
【実施例】以下、本発明の請求項１および請求項２に係
わる一実施例を図１〜図５に基づいて説明する。
わる一実施例を図１〜図５に基づいて説明する。
【００２０】図３は極超音速飛翔体の一例を示す図であ
って、この極超音速飛翔体Ｆは、機体の後部下面に６基
のスクラムジェットエンジンＪを一体的に備えている。
って、この極超音速飛翔体Ｆは、機体の後部下面に６基
のスクラムジェットエンジンＪを一体的に備えている。
【００２１】前記スクラムジェットエンジンＪは、図４
および図５に示すように、一対の側板１，１と下側のエ
ンジンカウル２によって全体の流路が形成されており、
前記両側板１，１の間において、流路面積が漸次減少す
るエアインレット３、スロート部４、流路面積が漸次拡
大される燃焼器５、およびノズル６を連続的に備えてい
る。
および図５に示すように、一対の側板１，１と下側のエ
ンジンカウル２によって全体の流路が形成されており、
前記両側板１，１の間において、流路面積が漸次減少す
るエアインレット３、スロート部４、流路面積が漸次拡
大される燃焼器５、およびノズル６を連続的に備えてい
る。
【００２２】そして、この実施例におけるスクラムジェ
ットエンジンＪは、図１にも示すように、燃焼器前方の
空気流入路であるスロート部４内に、二つの燃料供給用
ストラット７，７を並列状態で備えており、両ストラッ
ト７，７間に中間部流路８を形成し、各ストラット７，
７と流路内壁との間に側部流路９，９を形成している。
ットエンジンＪは、図１にも示すように、燃焼器前方の
空気流入路であるスロート部４内に、二つの燃料供給用
ストラット７，７を並列状態で備えており、両ストラッ
ト７，７間に中間部流路８を形成し、各ストラット７，
７と流路内壁との間に側部流路９，９を形成している。
【００２３】前記ストラット７は、図２にも示すよう
に、翼形に類似した水平断面形状を成すものであって、
曲率半径の小さい先端部を有すると共に、互いの対向面
が滑らかな湾曲面になっており、互いの反対側となる流
路内壁側の面には、略中間部の上下方向にわたって保炎
用のステップ１０を有している。また、前記ストラット
７は、ステップ１０の下流側に、空気流に対して直角な
方向の燃料噴射口１１を上下方向に所定間隔で複数備え
ていると共に、後端部に、空気流に対して平行な方向の
燃料噴射口１２を上下方向に所定間隔で複数備えてお
り、このほか、内部には、燃料供給路（一部を点線で示
す）１３や、冷却用流体の流路などが設けられる。
に、翼形に類似した水平断面形状を成すものであって、
曲率半径の小さい先端部を有すると共に、互いの対向面
が滑らかな湾曲面になっており、互いの反対側となる流
路内壁側の面には、略中間部の上下方向にわたって保炎
用のステップ１０を有している。また、前記ストラット
７は、ステップ１０の下流側に、空気流に対して直角な
方向の燃料噴射口１１を上下方向に所定間隔で複数備え
ていると共に、後端部に、空気流に対して平行な方向の
燃料噴射口１２を上下方向に所定間隔で複数備えてお
り、このほか、内部には、燃料供給路（一部を点線で示
す）１３や、冷却用流体の流路などが設けられる。
【００２４】ここで、上記スクラムジェットエンジンＪ
では、各流路８，９，９の入り口の開口面積がほぼ等し
いのに対して、中間部流路８の出口の開口面積が側部流
路９の出口の開口面積よりも小さくなっている。つま
り、中間部流路８の流路入口と流路出口との断面積比
が、側部流路９の同断面積比よりも大である構成になっ
ている。
では、各流路８，９，９の入り口の開口面積がほぼ等し
いのに対して、中間部流路８の出口の開口面積が側部流
路９の出口の開口面積よりも小さくなっている。つま
り、中間部流路８の流路入口と流路出口との断面積比
が、側部流路９の同断面積比よりも大である構成になっ
ている。
【００２５】上記構成を備えたスクラムジェットエンジ
ンＪは、流入する空気をエアインレット３で減速させ且
つ圧縮すると共に、スロート部（各流路８，９）４を通
過した空気流に燃料を噴射して燃焼器５で連続燃焼さ
せ、その燃焼ガスをノズル６から噴出させることによっ
て推力を得る。なお、図３に示すような極超音速飛翔体
Ｆでは、機体先端から生じた衝撃波による圧力上昇を利
用し、機体下面で圧縮した空気をエンジンに流入させる
ことも行われる。
ンＪは、流入する空気をエアインレット３で減速させ且
つ圧縮すると共に、スロート部（各流路８，９）４を通
過した空気流に燃料を噴射して燃焼器５で連続燃焼さ
せ、その燃焼ガスをノズル６から噴出させることによっ
て推力を得る。なお、図３に示すような極超音速飛翔体
Ｆでは、機体先端から生じた衝撃波による圧力上昇を利
用し、機体下面で圧縮した空気をエンジンに流入させる
ことも行われる。
【００２６】また、上記スクラムジェットエンジンＪで
は、中間部流路８の流路入口と流路出口との断面積比が
側部流路９，９の同断面積比よりも大きいことから、前
記中間部流路８の空気流の方がマッハ数が小さくなると
共に、静圧が大きくなる。
は、中間部流路８の流路入口と流路出口との断面積比が
側部流路９，９の同断面積比よりも大きいことから、前
記中間部流路８の空気流の方がマッハ数が小さくなると
共に、静圧が大きくなる。
【００２７】したがって、当該スクラムジェットエンジ
ンＪでは、中間部流路８内の空気流と側部流路９，９内
の空気流との静圧差により、図１中に破線の矢印で示す
ように、中間部流路８を通過した空気が側方に拡がる状
態となり、ストラット７の後端部から噴射された燃料が
上記空気流によって拡散され、空気と充分に混合される
こととなる。
ンＪでは、中間部流路８内の空気流と側部流路９，９内
の空気流との静圧差により、図１中に破線の矢印で示す
ように、中間部流路８を通過した空気が側方に拡がる状
態となり、ストラット７の後端部から噴射された燃料が
上記空気流によって拡散され、空気と充分に混合される
こととなる。
【００２８】さらに、上記スクラムジェットエンジンＪ
では、各ストラット７，７の後方および各側部流路９，
９内だけに燃料を噴射し、中間部流路８内には燃料噴射
を行わなわないことから、側部流路９，９内から燃焼器
５内に至る範囲で燃焼が行われ、とくに中間部流路８に
対してはその後方で燃焼が行われることとなる。したが
って、比較的多量の燃料が燃焼して圧力の上昇が生じた
としても、中間部流路８では局所的な燃焼圧の上昇によ
って空気の流入が妨げられるような事態が生じることも
なく、円滑な空気の流入が常に確保され、さらには先述
した良好な混合効率を維持し得ることとなる。
では、各ストラット７，７の後方および各側部流路９，
９内だけに燃料を噴射し、中間部流路８内には燃料噴射
を行わなわないことから、側部流路９，９内から燃焼器
５内に至る範囲で燃焼が行われ、とくに中間部流路８に
対してはその後方で燃焼が行われることとなる。したが
って、比較的多量の燃料が燃焼して圧力の上昇が生じた
としても、中間部流路８では局所的な燃焼圧の上昇によ
って空気の流入が妨げられるような事態が生じることも
なく、円滑な空気の流入が常に確保され、さらには先述
した良好な混合効率を維持し得ることとなる。
【００２９】なお、上記実施例では二本のストラットを
設けた場合を示したが、ストラットの数はそれ以上であ
っても良く、例えば、後端部のみに燃料噴射口を有する
ストラットを一対のストラット間に設けたり、二本一組
のストラットを複数組設けて各流路を形成したりするこ
ともできる。
設けた場合を示したが、ストラットの数はそれ以上であ
っても良く、例えば、後端部のみに燃料噴射口を有する
ストラットを一対のストラット間に設けたり、二本一組
のストラットを複数組設けて各流路を形成したりするこ
ともできる。
【００３０】
【発明の効果】以上説明してきたように、本発明のスク
ラムジェットエンジンによれば、中間部流路を通過する
空気流と側部流路を通過する空気流との静圧差により生
じる空気流を利用して、ストラット後方で燃料を充分に
拡散させ、導入空気と燃料との混合効率を大幅に高める
ことができ、ひいては燃焼効率の向上をも実現し得る。
また、ストラット後方および側部流路内だけに燃料を噴
射する構成とすることによって、燃焼圧の上昇が中間部
流路内に及ぶことがなく、中間部流路から常に空気を円
滑に流入させることができ、安定した作動を持続させる
ことができる。
ラムジェットエンジンによれば、中間部流路を通過する
空気流と側部流路を通過する空気流との静圧差により生
じる空気流を利用して、ストラット後方で燃料を充分に
拡散させ、導入空気と燃料との混合効率を大幅に高める
ことができ、ひいては燃焼効率の向上をも実現し得る。
また、ストラット後方および側部流路内だけに燃料を噴
射する構成とすることによって、燃焼圧の上昇が中間部
流路内に及ぶことがなく、中間部流路から常に空気を円
滑に流入させることができ、安定した作動を持続させる
ことができる。
【図１】本発明の一実施例におけるスクラムジェットエ
ンジンの要部を説明する断面図である。
ンジンの要部を説明する断面図である。
【図２】図１に示すスクラムジェットエンジンのストラ
ットを説明する斜視図である。
ットを説明する斜視図である。
【図３】スクラムジェットエンジンを備えた極超音速飛
翔体を示す斜視図である。
翔体を示す斜視図である。
【図４】図３に示すスクラムジェットエンジンの側部断
面図である。
面図である。
【図５】図３に示すスクラムジェットエンジンの水平断
面図である。
面図である。
【図６】従来において提案されたスクラムジェットエン
ジンを示す要部の断面図である。
ジンを示す要部の断面図である。
【図７】図６に示すスクラムジェットエンジンのストラ
ットを示す斜視図である。
ットを示す斜視図である。
Ｊ スクラムジェットエンジン ５ 燃焼器 ７ ストラット ８ 中間部流路 ９ 側部流路 １１，１２ 燃料噴射口
Claims (2)
- 【請求項１】 燃料器前方の空気流入路内に複数の燃料
供給用ストラットを設けて、ストラット同士の間の中間
部流路と、ストラットと流路内壁との間の側部流路を形
成し、前記中間部流路の流路入口と流路出口との断面積
比を、前記側部流路の同断面積比よりも大きくしたこと
を特徴とするスクラムジェットエンジン。 - 【請求項２】 請求項１記載のスクラムジェットエンジ
ンにおいて、前記ストラットの後端部、および前記スト
ラットの側部流路側だけに燃料噴射口を設けたことを特
徴とするスクラムジェットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6608192A JP2998405B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | スクラムジェットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6608192A JP2998405B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | スクラムジェットエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05272411A true JPH05272411A (ja) | 1993-10-19 |
| JP2998405B2 JP2998405B2 (ja) | 2000-01-11 |
Family
ID=13305549
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6608192A Expired - Fee Related JP2998405B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | スクラムジェットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013060891A (ja) * | 2011-09-13 | 2013-04-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 超音速燃焼器 |
| WO2018154908A1 (ja) * | 2017-02-24 | 2018-08-30 | 三菱重工業株式会社 | スクラムジェットエンジン |
| CN109184957A (zh) * | 2018-10-17 | 2019-01-11 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种超声速来流掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
| CN109209679A (zh) * | 2018-10-17 | 2019-01-15 | 中国人民解放军国防科技大学 | 具有频率特性的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
| US11421628B2 (en) * | 2018-09-12 | 2022-08-23 | University Of Florida Research Foundation, Incorporated | Fuel injector for hypersonic jet engine operation |
-
1992
- 1992-03-24 JP JP6608192A patent/JP2998405B2/ja not_active Expired - Fee Related
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