JPH0660596B2 - ガス圧縮機 - Google Patents
ガス圧縮機Info
- Publication number
- JPH0660596B2 JPH0660596B2 JP1278296A JP27829689A JPH0660596B2 JP H0660596 B2 JPH0660596 B2 JP H0660596B2 JP 1278296 A JP1278296 A JP 1278296A JP 27829689 A JP27829689 A JP 27829689A JP H0660596 B2 JPH0660596 B2 JP H0660596B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- diffuser
- mixing chamber
- gas
- housing
- inlet
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
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)
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、マッハ数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
ンジンはマッハ １．５からマッハ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（ＳＣＲＡＭＪ
ＥＴ）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ッハ数約０．８以下、スクラム
ジェットではマッハ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３，３７４，６
３１号、第３，３８２，６７９号、第３，７５０，４０
０号、第３，８００，５２９号、第３，８００，５３１
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、マッハ数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
ンジンはマッハ １．５からマッハ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（ＳＣＲＡＭＪ
ＥＴ）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ッハ数約０．８以下、スクラム
ジェットではマッハ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３，３７４，６
３１号、第３，３８２，６７９号、第３，７５０，４０
０号、第３，８００，５２９号、第３，８００，５３１
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ッ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。
静止状態から極めて高いマッ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。
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。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
マッ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
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
マッ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、電気液圧式、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、電気液圧式、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、高マッ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の中央軸線は、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、高マッ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の中央軸線は、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。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／cm2）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１
６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
マッハ数および流れのよどみ圧力は増大する。
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／cm2）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１
６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
マッ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を示すように混合室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を示すように混合室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、
全体的に収斂一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。きわめて高い
マッハ数において、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。
全体的に収斂一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。きわめて高い
マッハ数において、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。
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。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６０は図示の実施
例に示すようにディフューザランプ６０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、一方、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。
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６０は図示の実施
例に示すようにディフューザランプ６０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、一方、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
ンジンの要素を示す。
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
ンジンの要素を示す。
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うる台の上に
取付けられている。燃料噴射ノズル７０は室２０内部に
連通す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うる台の上に
取付けられている。燃料噴射ノズル７０は室２０内部に
連通す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一発
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エ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ッハ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。
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エ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ッハ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のマッ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のマッ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のマッ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。
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のマッ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。
所要の混合室入口マッハ数における、またはそれ以上の
マッ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４
０から混合室１６に超音速ガス流の流れマッハ数をディ
フューザ部分１８の設計マッ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。いかなる追加の燃料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。
マッ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４
０から混合室１６に超音速ガス流の流れマッハ数をディ
フューザ部分１８の設計マッ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。いかなる追加の燃料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ッハ数をこえる速度で飛行
するよう調節されたエンジン１０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の収斂一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、流れのマッ
ハ数をディフューザ設計マッハ数まで減少する。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
ッ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
設計マッハ数および自由流状態のため、必要なマッハ数
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２０内の最高静的温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
ける流れマッ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付近での斜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。
するよう調節されたエンジン１０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の収斂一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、流れのマッ
ハ数をディフューザ設計マッハ数まで減少する。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
ッ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
設計マッハ数および自由流状態のため、必要なマッハ数
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２０内の最高静的温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
ける流れマッ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付近での斜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
わめて高いマッ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
わめて高いマッ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ッ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ッ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ッハ数以上のマッハ数で作
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、２
０……燃焼室、２２……排気口、２４……ノズル、２５
……のど部、２６……空気、３２……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ッ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ッ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ッハ数以上のマッハ数で作
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、２
０……燃焼室、２２……排気口、２４……ノズル、２５
……のど部、２６……空気、３２……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 (18)
- 【請求項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一発散型に
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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項９】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一発散型に
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。 - 【請求項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
記載のシェットエンジン。 - 【請求項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
記載のシェットエンジン。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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。 - 【請求項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 JPH02211360A (ja) | 1990-08-22 |
| JPH0660596B2 true 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) |
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 |
| JP3932329B2 (ja) * | 2002-03-29 | 2007-06-20 | 独立行政法人科学技術振興機構 | スクラムジェット燃焼器およびその制御法 |
| 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 |
| ES2727703T3 (es) * | 2008-10-23 | 2019-10-18 | Mbda Uk Ltd | Método y sistema para alterar la geometría de admisión de aire de un propulsor |
| 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 |
| 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
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA1313457C (en) | 1993-02-09 |
| JPH02211360A (ja) | 1990-08-22 |
| EP0367619A1 (en) | 1990-05-09 |
| US4930309A (en) | 1990-06-05 |
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