JPH0681713A - スクラムジェット燃料インジェクタ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 本発明は空気流が供給される燃焼器の壁と同
一面へ設置される型のスクラムジェット燃料インジェク
タに関する。 【構成】 本発明のインジェクタは上記壁と実質的に同
一面の表面を有する概ね細長い本体を有し、該表面は近
位端部と遠位端部を有し、上記近位端部は空気と会合
し、燃料は上記遠位端部前で空気へ噴射される。燃料イ
ンジェクタは更に該本体に連結された少なくとも１つの
燃料入口ポートを有し、該壁と実質的に同一面の表面内
に少なくとも１つの燃料出口ポート、および該入口ポー
トを通過する後であって該出口ポートを通過する前に燃
料が連続的に通過する、該本体の内部の少なくとも１つ
のスロートを有する。燃料出口ポートとスロートとのこ
の配置は合同して該空気流と局所で適合する出口圧力を
有する実質的に流線状の超音速燃料ジェット羽形状を発
生しかつ維持する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は概ね流体流における燃料
混合および燃焼に関する。特に、本発明は燃料を高速流
体流へ噴射して該燃料の混合および燃焼を効率的に高め
るための装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】多くの分野において、流体、例えば、空
気へ燃料を、市場で許容できる期間および空間において
該燃料の混合および燃焼を増進できる方法で噴射するこ
とが必要である。仮に、その空気流が該燃料の噴射点に
関して移動する場合には、頑固な問題が発生する。即
ち、空気流が燃焼室を離れる時までに燃料と空気とを混
合することのできる距離で燃料を空気流へ適性に貫通さ
せることができない。燃料を超音速空気流へ噴射しなけ
ればならない超音速燃焼ラムジェット（スクラムジェッ
ト）では、効率的運転を可能にするために空気と燃料と
の混合および燃焼を極めて急速に、即ち、燃料が燃焼成
室を離れる前に発生させなければならないので、上記問
題は臨界的である。ジェット推進装置、特に、スクラム
ジェットにおける燃料燃焼に関する第２の問題は、かか
る高速運転はエンジンを成分効率に対して過度に敏感に
してしまう。例えば、入口空気流が利用可能運動エネル
ギの１％超過を損失する（運動エネルギ効率９８％から
９７％になる）場合、該エンジンは有用推力の生成を停
止する傾向がある。燃焼工程において損失を招来するい
かなる成分も推力生成に対するエンジン能力を急激に劣
化させる。従って、燃料を空気流へ導入する方法は極め
て重要である。燃料噴射シームは上記問題に向けて展開
されてきたが、適当な結果を生むに到るていない。より
多くの燃料を空気流へ送る最も自明な方法は大きなオリ
フィスを使用し、その側部から空気流へ更に大量の加圧
燃料を単にポンプすることであった。しかし、空気／燃
料混合は、燃料不足の空気の周囲に大きな燃料過剰領域
を形成することになるために大きい数個のインジェクタ
を用いても充分に達成されない。

【０００３】例えば、燃料を燃焼器の壁から噴射して空
気流へ貫通することが制限される場合、１つの解決策は
インジェクタが充分遠く、つまり、ダクト幅の１／４へ
貫通するように全側部上にインジェクタを設けることで
ある。燃料が一旦空気流へ達すると該燃料は空気と混合
し、そのようにしてその回りの全空気は燃料を得る。混
合方法は燃料羽（ｐｌｕｍｅｓ）間のスペースに依存す
る。「ギャップ」と言う用語は当分野で、通常、燃料噴
射羽間の距離を意味する。時に、燃料が組立体と適当に
混合する前（燃焼は実質的に混合直後である）に移動す
る相対距離に使用される。しかし、「Ｇ」のギャップに
より分離された従来音速インジェクタを使用して、燃料
が超音速空気流へ侵入して該空気流と平行になり、かつ
Ｇの６０倍の距離が有効混合を達成するために必要とな
ることがある。このことが必要燃焼器の長さを短くする
ために、より接近して隔置されたインジェクタへの要望
に繋がる。しかし、インジェクタ場所の付加（より接近
させる）は結果として過剰燃料が噴射され不完全燃焼に
よりエンジン効率を低下させることになる。燃料流を所
望レベルまで低下させる（供給圧力またはインジェクタ
・オリィフィスの寸法を下げることによる）ことは燃料
貫通（性）を低下させかつ燃焼のための充分な燃料を伴
うことなく燃焼器の中心近くへ空気を残す。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は従来燃
料インジェクタよりも良好に貫通する燃料インジェクタ
を設計者に提供して、設計者がダクトの中心を燃料消費
させたり燃料不足にさせることのなく複数のインジェク
タ（混合ギャップの少ない）を使用できるようにするこ
とにある。図１は、従来音速インジェクタ（ａおよび
ｂ）からの燃料羽と本発明によるインジェクタ（ｃおよ
びｂ）からの燃料羽とを比較する所望結果を示す。図１
の４図面において、“Ｉ”はそれぞれのインジェクタを
示す。図１の（ａ）および（ｂ）は混合ギャップＧによ
り分離された燃料羽を形成する７つの音速インジェクタ
が６０Ｇに大体等しい長さを有する燃焼器を必要とし、
他方、同一貫通要求をもつ本発明による改良インジェク
タはｇの混合ギャップを形成する、より多くの噴射場所
（ここでは、例えば、１５）を有し、６０ｇの縮小燃焼
器長を必要とする。ここでｇ＜Ｇである。

【０００５】特許請求の範囲に記載された燃料インジェ
クタの１基本改良は燃料ジェット（ｊｅｔ：噴流）の相
対貫通性を向上する。燃料が横断して流れる空気流へ噴
射されると、該燃料が該空気流と平行になるまで空気力
学的相互作用が生じてその燃料羽を偏向させる。該燃料
羽がそのダクト壁と平行になる点は最高貫通点である。
燃料ジェットが貫通する距離が該燃料ジェットの軌道に
より決定される。この軌道は２つの競合するファクタに
より決定される。第１ファクタは空気流に直角の燃料ジ
ェットの運動量である。この運動量はρ_ｊＶ_ｊ ^２ｓｉｎ
θ_ｊとして様々に表わされることができる。ここで、ρ
_ｊは燃料ジェットの密度、Ｖ_ｊはジェット速度、および
θ_ｊは噴射角度である。その反対ファクタは速度Ｍ_ａの
空気接近により燃料ジェット上に加わる抗力（ｄｒａ
ｇ）である。この「本体」上の抗力は標準式Ｄ＝Ｃ_ＤＡ
ｑ_ａにより計算できる。ここで、Ｃ_Ｄは抗力係数（対象
物の形状の関数）、Ａは燃料ジェットの突出領域であ
り、かつｑ_ａはｑ_ａ＝１／２Ｐ_ａＶ_ａ ^２として計算され
た空気の動圧である。図２はＡｍｅｒｉｃａｎ Ｉｎｓ
ｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ
Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｊｏｕｒｎａｌ，９巻、
６号、１９７１年６月発行、１０４８−１０５８頁に記
載のＢｉｌｌｉｇ，Ｆ．Ｓ．，Ｏｒｔｈ，Ｒ．Ｃ．，Ｌ
ａｓｋｙ，Ｍ．による“ＡＵｎｉｆｉｅｄ Ａｎａｌｙ
ｓｉｓ ｏｆ Ｇａｓｅｏｕｓ ＪｅｔＰｅｎｅｔｒａ
ｔｉｏｎ”からの改良であって、その貫通プロセスを示
す。所定運動量に対して、より狭いまたはより多い流線
燃料ジェットは移動距離単位（Ｙ）で低い抗力を示す。
該燃料ジェット上に働く少ない偏向力により、燃料ジェ
ットはその外方動作が阻止される前に空気流へ更に移動
する。本発明の１課題は上記および他の利益を達成する
狭く低い抗力燃料ジェットを発生させることにある。

【０００６】横断流における燃料ジェットの貫通および
混合はＢｉｌｌｉｇ他により１９６０年代に鋭意研究さ
れた。この初期研究における試みは限定された成功を成
した。スクラムジェット燃料インジェクタの分野で使用
される貫通力は次の通り定義される。 Ｐ＝Ｙ／Ｄ_ｊ ^＊ ここで、Ｐ＝ディメンジョンのない貫通力 Ｙ＝実際の貫通力 Ｄ_ｊ ^＊＝等価音速インジェクタノズルのスロートの直径 Ｂｉｌｌｉｇ他は、単一音速（収束）インジェクタに対
して超音速（収束−発散）が同一燃料流で使用される場
合、貫通力が概ね８％改良されることを示した。上記Ｂ
ｉｌｌｉｇ，Ｆ．Ｓ．，Ｏａｒｔｈ，Ｒ．Ｃ．，Ｌａｓ
ｋｙ，Ｍの“ＡＵｎｉｆｉｅｄ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏ
ｆ Ｇａｓｅｏｕｓ Ｊｅｔ Ｐｅｎｅｔｒａｔｉｏ
ｎ”。この結果はインジェクタの出口圧をその燃料ジェ
ットの周囲の平均背圧と適合させる。出口圧の適合は最
大の運動量を伴う最狭幅のジェットを発生する。図３−
５は静止大気へ現れる燃料ジェットである。図３はマニ
ホールドから燃料１２をうける音速インジェクタ１０を
示す。図３において、出口の燃料の圧力（Ｐ_ｅ）は周囲
値（Ｐ_ａ）を越える。該燃料の付加的膨張と加速に使用
できる圧力が残るので、このノズルは当業者により「膨
張不足」（“ｕｎｅｒｅｘｐａｎｄｅｄ”と呼ばれる。
燃料ジェットがこの音速ノズルに現れるとき、該ジェッ
トは所定供給圧と流量をもつ円形ジェットとして可能な
最小幅である。そのガスが上記ノズルの拘束から一旦解
放されると、該ガスは自由に半径方向外方へ膨張して幅
Ｗとなり過剰圧力を低下させる。これは２つの望ましく
ない効果を生む。無制御な半径方向の膨張は理想ノズル
よりも標準ジェット運動量の増加を少なくする。このジ
ェットは過剰膨張となって、マッハ（Ｍａｃｈ）ディス
クを含む衝撃の強力系を発生して崩壊する。この結果、
深刻な衝撃損失と温度上昇を生じる。この流れ構造は、
また、非常に大きな幅と低運動量を有する低密度ジェッ
トを生じる。

【０００７】図４は空気圧Ｐ_ａに適合する出口圧Ｐ_ｅを
有するＤｅｌａｖａｌノズルを示す。Ｄｅｋａｖａｌノ
ズル内の優勢な背圧で燃料を膨張させること、殆ど平行
に近い流線をもつ高速度の超音ジェットとを発生する。
その燃料圧は周囲大気と適合するので該燃料ジェットは
そのインジェクタから相当距離までその幅Ｗを維持でき
る。図５は「過剰膨張」（“ｏｖｅｒｅｘｐａｎｄｅ
ｄ”）（Ｐ_ｅはＰ_ａより小さい）のＤｅｌａｖａｌノズ
ルを示す。この場合、燃料は更に高い速度まで加速して
その流線は出口でほぼ平行になるが、より高い周囲空気
圧Ｐ_ａが排出流を変化させる。出口で斜め衝撃が生じて
その流れを内方へ偏向させる。該流れがその中心線の上
で収束すると、付加的衝撃がガスを逆へ平行に偏向させ
て音速インジェクタ出口からの流れと同様の爆発性再膨
張を開始させる周囲値を越える圧力に上昇する。該音速
インジェクタ内と同様に（膨張不足）、過剰膨張のジェ
ットは速度を落とし、適合圧のジェットよりも拡がる。
このことは更に連続の方程式により確認できる。この方
程式は燃料マス（ｍａｓｓ）流量、速度、密度および面
積に関する。即ち、 ρ_ｊ＝マス密度（ｓｌｕｇｓ／ｆｔ^３） Ｖ_ｊ＝流速（ｆｔ／ｓｅｃ） Ａ_ｊ＝流れ面積（ｆｔ^２） ＝π／４Ｗ^２ Ｗ ＝ジェットの直径（幅） 上記連続の方程式は理想ガス法則、および圧力き速度の
関数としてのジェット幅と結合される。即ち、 ここで、Ｔ ＝燃料ジェットの温度、゜Ｒ Ｒ ＝普遍ガス定数 Ｐ_ｊ＝燃料ジェット圧力

【０００８】膨張不足および過剰膨張流において、衝撃
は速度を低下しかつ燃料温度を上昇させて、より幅のあ
る燃料ジェットを形成する。この物理的現象を横断流状
態に膨張する場合、「効果的背圧」Ｐ_ｅｂはジェットの
まわりで変化する圧力の平均圧力（前部上の高圧、側部
上の中間圧、背側部上の低圧）として定義された。初期
研究者は標準衝撃圧の２／３または０．８倍を使用して
Ｐ_ｅｂを定義した。Ｂｉｌｌｉｇ他により試された貫通
力を改良する他の作戦として空気力学を改良するために
音速インジェクタに非円形ジェットを用いたものがあ
る。即ち、より狭いジェットを発生させることにより燃
焼ジェット上の抗力を低下させた。図６は３つの異なる
形状から推論される微細ジェット構造の標準化されたス
ケッチ（Ｊｏｈｎｓ Ｈｏｐｋｉｎｓ Ａｐｐｌｉｅｄ
Ｐｈｙｓｉｃｓ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ Ｓｅｍｉｎ
ａｒから採った）を示す。上記インジェクタの形状は膨
張不足第２ジェットの微細構造の形状に影響したが、非
円形ジェットの様用は貫通性を大きく改良するものでな
かった。この結果はその当時驚くべきものであったが、
次の検討は１つの想定できる理由を示す。静止空気への
円形ジェットについては上述した。その場合、出現流上
の背圧はそのジェットの周辺で均一であった。従って、
該ジェットは円形になる。横断流では、その圧力はジェ
ット出口のまわりの位置により変化する。同一効果が非
円形ジェットで予想できる。空気流と直線になる主軸を
もつ長円形ジェットの場合（明らかな低い抗力形）、そ
の圧力はインジェクタの前側部上で最大となり、空気は
そこでジェットにより発生する阻止現象により静止す
る。該ジェットの側部上の圧力は自由流値に近い。この
ことはこのジェットの側部上の流れを高い膨張不足状態
にする。この状態下で、該燃焼ジェットはそのノズルか
ら離れるにつれて急速により大きく膨張してその側部は
該ジェットを更に円形すると予想される。Ｂｉｌｌｉｇ
他は適合圧力状態の利益を認識していたが、それを平均
的感覚で利用しただけである。適合圧力状態を非円形ジ
ェットの周辺の局所に利用することはノズル出口から一
層離れてその形状を維持できることになる。

【０００９】燃焼ジェットの流線を改良する他の研究と
して、図７（ａ）および（ｂ）に示した空気流と平行線
に複数の音速ジェットを置くものがあり、貫通性を若干
改良している。図７（ａ）は、単一音速インジェクタ３
２の貫通性とＸ方向へ一直線に設定された５つの音速イ
ンジェクタの貫通性３４とを比較する。Ｘ／Ｄ_ｊ ^＊＝
７．５は同一燃料流を有する単一音速ジェットと比較す
ると略２０％増の貫通力になった。貫通性は６０％濃度
点で測定された。Ｗａｇｎｅｒ，Ｊ．Ｐ．，Ｃａｍｅｒ
ｏｎ，Ｊ．Ｍ．，Ｂｉｌｌｉｇ，Ｆ．Ｓ．による“Ｐｅ
ｎｅｔｒａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｓｐｒｅｄｉｎｇ ｏｆ
Ｔｒａｎｓｖｅｒｓｅ Ｊｅｔｓ ｏｆＪｙｄｒｏｇ
ｅｎ ｉｎ ａ Ｍａｃｈ ２．７２ Ａｉｒｓｔｒｅ
ａｍ”，ＮＡＳＡ ＣＲ−１７９４，１９７１年３月号
による。超音速空気流状態において、空気流は非常に組
織化されているので、空気流は容易に燃料ジェットのま
わりに行くことはできない。該空気流は障害物と反応し
て、音速ノズルを使用する図８の（ａ）−（ｃ）に示さ
れた衝撃に類似の衝撃を発生する。これらの図にはマッ
ハディスクにより分離されたジェット燃料羽１８と２０
の第１および第２突出部が示されている。外部衝撃２２
は境界層分離衝撃２４と共に発展する。その壁から離れ
た点の超音速流は非常に大きな角変化を許容できる。し
かし、該壁近くの該境界層はゆっくりと流れ（亜音
速）、圧力増加を伴わず、図示のごとく、再循環２６し
て分離泡を形成するごとく分離する。この再循環領域は
燃焼器の壁上の非常に高い温度領域２８を形成する。こ
のことは、また、Ｍａｓｙａｋｉｎ，Ｎ．Ｅ．およびＰ
ｏｌｙａｎｓｋｉｉ，Ｍ．Ｎ．によりその論文“Ｔｈｅ
Ｐｏｓｓｉｂｉｌｉｔｙ ｏｆ Ｂｌｏｗｉｎｇ ａ
Ｇａｓ Ｊｅｔ ｉｎｔｏ ａ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ
Ｆｌｏｗ Ｗｉｔｈｏｕｔ ｔｈｅ Ｆｏｒｍａｔｉ
ｏｎ ｏｆ ａ Ｔｈｒｅｅ Ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ
Ｂｏｕｎｄａｒｙ−Ｌａｙｅｒ Ｓｅｐａｒａｔｉｏ
ｎ Ｚｏｎｅ”（Ｉｚｖｅｓｔｉｙａ Ａｋａｄｅｎｉ
ｉ Ｎａｕｋ ＳＳＳＲ，Ｍｅｋｈａｉｋａ Ｔｈａｄ
ｋｏｓｔｉ ｉ Ｇａｚａ，Ｎｏ．３，１６２−１６５
頁、１９７９年５−６月号の英訳）に記載されている。
本発明の第２課題はこのホットスポットを減少または消
滅させることにある。他の燃料インジェクタはＵＳ特許
３，５８１，４９５号、３，６６，７７３号、４，８２
１，５１２号、４，９０３，４８０号および４，９５
１，４６３号に示されている。上記努力は実際に印象的
であるが、超音速燃料インジェクタが更に貫通する燃料
ジェットを発生でき、より多くの燃料噴射場所を可能に
し、かつその損失効果を減少させながら燃料を超音速流
へ混合して、超音速車内の燃焼器を既知インジェクタを
使用するときよりも小さい燃焼器長で効率的に作動させ
ることができれば便利である。

【００１０】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、燃料ジ
ェットは音速および超音速空気流へ導入され、大幅に改
良された貫通性と空気／燃料混合を伴う。このことは、
空気力学的燃料ジェットの圧力と空気流の圧力とをイン
ジェクタノズルで局所的に適合させることにより達成さ
れる。本発明は連続的に連結された少なくとも１つの入
口ポート、スロートおよび燃料出口ポートを有し、これ
らが結合して適合した局所圧力および低い抗力形状を発
生させる新規な燃料インジェクタに関する。即ち、本発
明の燃料インジェクタは、空気が流れる燃焼器の壁と同
一面に設置される型のスクラムジェット燃料インジェク
タであって、上記壁に実質的に同一面の表面を有する概
ね細長い本体を有し、上記表面は近位端部および遠位端
部を有し、上記近位端部は空気と会合し、燃料は上記遠
位端部前から空気へ噴射される。本発明のインジェクタ
は更に上記本体に結合された少なくとも１つの燃料入口
ポート、上記壁と実質的に同一面の上記表面内の少なく
とも１つの燃料出口ポート、および上記入口ポートを通
過した後で上記出口ポートを通過する前に燃料が連続的
に通過する上記本体の内部の少なくとも１つのスロート
を含む。上記出口ポートと上記スロートとが結合して、
流れる空気と局所で適合する出口圧力を有する実質的に
流線状の超音速燃料ジェット羽形状を発生しかつ維持す
ることを特徴とする。１態様において、本発明のインジ
ェクタは上記近位端部と上記遠位端部との間に実質的に
延びる単一の細長いテイラード出口孔を含む少なくとも
１つの燃料出口ポートを含み、上記細長い出口孔は上記
インジェクタ本体表面の上記近位端部から上記遠位端部
へ増大する幅および深さを有する。上記スロートは上記
本体の内部へ徐々に増大する幅の細長い通路を含み、上
記通路はそれにより上記出口孔と共に膨張率の大きい連
続した一連の収束−発散ノズルを形成する。他の態様に
おいて、本発明のインジェクタは上記燃焼器壁と連続的
に同一面に横切って配設された複数の矩形の燃料出口孔
を含む。上記燃料出口孔の第１孔は上記本体表面の上記
近位端部に設置され、かつ上記燃料出口孔の最後孔は上
記本体表面の遠位端部に設置されている。上記出口孔の
各々は上記本体表面の上記近位端部から上記遠位端部へ
横切って増大する面積を有する。本発明のインジェクタ
は更に上記出口孔と連続的に連結された入口ポートおよ
びスロートを含み、上記スロートは上記近位端部から上
記遠位端部へ徐々に増大する幅を有する複数の通路から
成る。本発明の他の態様は空気流に対して開口する３次
元外形面から成る少なくとも１つの出口ポートを有す
る。上記スロートは上記インジェクタ本体内に実質的に
矩形の通路から成り、上記通路の断面は実質的にＹ−Ｚ
平面内にある。上記スロートと上記入口ポートは、燃料
と空気との向流を発生させるために、上記空気流の方向
を基準にして上記本体表面の遠位端部の下流位置であっ
て、上記燃焼器壁の下に位置決めされているのが好まし
い。上記燃料インジェクタは他の超音速および音速燃料
インジェクタに対して一定の利益をもたらす。即ち、空
気流へ向かって突出するインジェクタ部を有しないの
で、該インジェクタの冷却は問題にならない。上記燃焼
器を流動する高温領域は大きく減少され、かつより多く
のインジェクタが混合ギャップを減少させるために使用
されているので、燃焼器は、一般的に、所定の貫通力の
ために音速インジェクタを用いる燃焼器よりも短くかつ
軽くなる。

【００１１】

【実施例】本発明の特定態様において、一定用語は特定
の意味を有する。即ち、本明細書において、「近位」お
よび「遠位」の用語は燃料インジェクタ本体が見るＸ方
向における最上流位置および燃料インジェクタが見るＸ
方向の最下流位置を意味する。「入口ポート」は各種形
状および長さを有する燃料入口、および内面部分を含
む。この用語はインジェクタへ燃料を供給する際の圧力
損失を減少させるための比較的薄い燃焼器壁と実質的に
平行かつその下部にあって、上記入口ポートが実質的に
燃焼器壁と市場で許容されることのできる方法により電
気要素、航空電子工学的要素等の他のエンジン要素との
間になるようになっている。更に、１つの入口ポートは
同一または異なる寸法の連続または平行に配列された一
連の室を有し、種々の寸法の複数の室がＤ_ｊ ^＊として説
明され、かつ同一内容が「出口ポート」の用語に適用さ
れる。出口ポートは燃料流の膨張において衝撃または他
の損失メカニズムを除去または減少させるための平滑内
面を有するのが好ましい。インジェクタに不適当な形状
の内面は燃料流内の強力な衝撃を発生させ、それにより
燃料噴射速度を低下させる。１つの出口ポートは同一ま
たは異なる幅をもった一連の室から成り、Ｄ_ｊ ^＊として
参照される。「スロート」の用語は燃料が１つまたは複
数の入口ポートのすぐ後および１つまたは複数の出口ポ
ートのすぐ前を通過する燃料インジェクタ本体の最小領
域を意味する。これは当技術分野において、また、Ｄｅ
ｌａｖａｌノズルと称されている。形状、長さ、断面形
状、内面の平滑程度、位置およびＤ_ｊ ^＊で参照される種
々の幅および直径は燃料を効率的に膨張させて排出場所
で局所的圧力を優勢させるために設計される。ノズルの
断面形状は平行に近い流線（最小速度発散）をもつ燃料
ジェットを形成するために設計されている。

【００１２】本発明の燃料インジェクタが設置される燃
焼器壁は概ね平滑面を有するが該インジェクタが同一平
面になる不規則面または上昇部を有していてよい。即
ち、該インジェクタ本体面はＸＹ，ＸＺ、またはＺＹ面
に正確に垂直である必要はなく、また空気流へ侵入する
燃料ジェットがこれらの平面に垂直である必要はない。
該燃焼器壁の形状は矩形、正方形、楕円形から円形まで
様々であってよく、これらの壁形状は使用される燃料イ
ンジェクタの１態様または組合せ態様、エンジンおよび
車に必要とされる速度、圧力比、抗力等に依存する。該
インジェクタは可能な１以上が配設種々の混合ギャップ
を有する上記燃焼器壁内に設置されてよい。この混合ギ
ャップはそれぞれの燃料噴射羽間の距離として形成され
る。燃料インジェクタの同一または類似の態様が１つの
燃焼器内に使用できるが、これは必要とされることでな
く、かつ１または複数の燃焼器壁内に組み合わせたイン
ジェクタ態様を使用することができる。それにより全エ
ンジン性能および重量は最適となる。特許請求の範囲に
記載された燃料インジェクタは流れる空気流へ各種燃料
を噴射する上で大きな利点を有する。その主要件は燃料
が高い熱成分および高冷却容量を有することである。燃
料流はガス状であるのが好ましい。代表的燃料は水素、
ＪＰ５、メタン、プロパン、メチルシクロヘキサン（Ｍ
ＣＨ）、ペンタボラン等およびこれらの混合物を含み、
水素は特に好ましい。「音速」および「超音速」の用語
は当分野で普通に使用される用法で使用される。即ち、
音速は概ね気体内の音の局所的速度に等しい速度を意味
し、「超音速」は音の局所速度よりも速い速度を意味す
る。超音速空気流および燃料ジェット速度は、例えば、
マッハ２は音の局所速度の２倍に等しい速度を意味す
る、音の各速度に相対するマッハ数を条件として使用さ
れていてよい。

【００１３】音速または超音速空気流へ侵入する燃料ジ
ェットの断面形状（外形）および圧力を説明するとき、
様々な用語が使用される。ここでは燃料ジェットが「連
続的および外形を有する」とした場合、これは燃料ジェ
ットが狭い前部を有する基本的に連続流であり、空気流
内の複数の目立たない塊または部へ細分されず、かつエ
ンジンへ大きな強力な衝撃を与えないで燃料ジェットが
空気流へ侵入するような形状になっている。出現する燃
料羽は空気流へ突出した本体としてその周囲の圧力を計
算する。超音速空気流内の抗力は該本体鋭利先端を有し
かつスムーズな膨張幅を有して細くなるときに最低とな
ることは文献から周知である。図９の（ａ）および
（ｂ）は超音速流を条件とするこの例において１．０ｉ
ｎ^２（２．５４ｃｍ^２）の同一突出領域Ａ_ｐ（即ち、そ
のダクト壁に平行面内）を有する２つの本体上の抗力を
示す。図９（ａ）は真円形シリンダとして音速円形噴射
羽の形状を示す。図８（ｃ）と同様のものが表されてい
る。図９（ａ）および（ｂ）において、空気は２６．５
ｐｓｉａの静圧Ｐ_ａと動圧ｑ_ａ＝２９７ｐｓｉａをもつ
マッハ４で本体に接近する。図９（ａ）の太く短い形状
の本体は強力衝撃構造２２を生成し、本体の前部上に約
５０３ｐｓｉａの高圧（Ｐ_ｐ）を、側部上に約３０ｐｓ
ｉａの圧力Ｐ_ｓを、および遠位端部上に３０ｐｓｉａ相
当の圧力（Ｐ_ｄ）を発生する。この本体上の抗力は約
１．１３インチ（ ２．８７ｃｍ）の羽幅により、突出
した高さ、１インチ（２．５４ｃｍ）につき略３００ｌ
ｂｓであり、抗力係数Ｃ_Ｄは約１．０であることを示
す。図９（ｂ）の本体は種々発射体、ミサイル、航空機
等超音速物体に典型の形態として表されている。この例
において、本体の長さはＬ＝２．９２ｉｎ（ ｃ
ｍ）、α＝１０゜である。尖った先縁部は超音速空気が
小さな偏向角と圧力上昇のみにより該本体により流れる
ことを可能にする。図９（ａ）の本体上の抗力は突出し
た高さの１インチ（２．５４ｃｍ）につき略１７ｌｂｓ
であり抗力係数Ｃ_Ｄ＝０．１１である。これは本体（Ｐ
_ｐ＝６６ｐｓｉａ）と半角α＝１０゜による狭い幅（Ｗ
＝０．５１ｉｎ（１．３０ｃｍ）との上に加わる低圧力
の結合効果である。タンジェント点Ｔの圧力はＰ_Ｔ＝２
７ｐｓｉａ、他方Ｐ_ｄ＝１３ｐｓｉａである。他の形状
は多かれ少なかれ抗力を発生させるものから選択でき
る。選択される正確な形状はインジェクタの許容できる
空間の制限と言った他の設計決定に依存する。過剰に狭
いジェット形状（３゜半角未満）は貫通力を低下させる
大きな粘性効果を招く（上記比較分析に含まれていな
い）。図９（ａ）のごときジェット形状が一旦選択され
ると、その周辺の圧力は周知の衝撃膨張方法により計算
される。

【００１４】次に、燃料の内部膨張は燃料が局所背圧に
現れるように計算される。この非限定例において、燃料
はＰ_ｐ＝６６．３ｐｓｉａで先縁部に出現しなければな
らない。燃料が１５００ｐｓｉａで供給される場合、ノ
ズル膨張（面積）比εは約３．１２対１であり、近位端
部で２．６８（垂直上方）の燃料マッハ数を得る。タン
ジェントＴ近くのインジェクタの背後（遠位端部）で、
局所圧Ｐ_Ｔは２６．６ｐｓｉａまで低下し、他方圧力Ｐ
_ｄは約１３ｐｓｉａである。燃料供給圧力が同一である
場合、Ｔでの局所ノズル膨張比（ε）はこの局所圧を適
合させるために約５．５２対１にすることが必要であ
る。この局所噴射マッハ数は３．２９になる。超音速空
気流へ入る燃料ジェットの外面はこのようにして該空気
流と接触して最小抗力を生じる外形を描き、かつ局所圧
マッハは空気流へ入る燃料と燃料ジェット羽を通過する
空気流との間で達成される。局所圧マッハに使用される
「局所」の語は、燃料ジェットの外面上の隠れた点の圧
力が燃料ジェットを通過して流れる空気流内に存在する
圧力と適合して燃料ジェットが実質的に平行な流線でイ
ンジェクタから流出するようになる所を言う。大きな境
界層がその壁に存在する場合、局所流状態は境界層の運
動量不足による境界層内のジェットの過剰膨張を最小限
にするために自由流と壁状態との間の中間で選択され
る。

【００１５】上記概念および定義を念頭において、次
に、本発明による新規な燃料インジェクタの種々の態様
を説明する。スクラムジェット超音速燃料インジェクタ
の３つ態様が図１０，１１および１２に概ね示されてい
る。各図は燃料インジェクタの非限定的な変形態様を表
す。図１０の（ａ）は、例えば、超音速航空機等上にあ
る燃料ポンプまたは他の供給源から燃料を受ける燃料入
口ポート３８を有する本体３６を有するテイラーメイド
の孔燃料インジェクタの側断面立面図を示す。燃料は入
口ポート３８を通過して該本体の内部へ向かって幅を広
げる細長い通路またはスロート４２を通り、該スロート
は細長い出口孔４０内に中心付けられる。細長い燃料出
口孔４０は実質的にインジェクタ本体表面４４の近位端
部と遠位端部との間に延びる。細長い出口孔４０は該イ
ンジェクタ本体表面の近位端部から遠位端部へ拡がる幅
と深さを有する。図１０の（ｂ）は図１０（ｃ）の近位
断面と共に、燃料インジェクタ本体３６、燃料出口ポー
ト４０、スロート４２およびインジェクタ本体表面４４
を示す遠位端部断面を示す。図１０の（ｂ）と（ｃ）を
比較すると、該インジェクタのスロートは幅を緩やかに
広げ、他方、対応出口ポートは該燃料インジェクタ本体
の近位端部からその燃料インジェクタ本体の遠位端部へ
幅を急激に広げる。該スロート幅に対する該出口ポート
幅は上記局所領域比を決定する。この領域比はまた該出
口圧力と噴射速度を決定する。該出口ポートの外形は既
知表面圧力をもつ低い抗力の羽形状を形成するために選
択される。既知局所外圧と共に、該スロートの外形は局
所圧力適合条件を達成するために正確な領域比にするた
めに選択される。この場合、燃料ジェットはその該燃料
インジェクタの近位端部（図１０（ｃ））から出る燃料
ジェットは低速であり、従って、高圧であり、他方、上
記遠位端部（図１０（ｂ））に近いインジェクタ本体か
ら出る燃料ジェットは高速かつ低局所圧である。図１０
（ｄ）はテイラードされた孔出口４０と対応すスロート
４２を示すインジェクタの平面図を示す。

【００１６】図１１（ａ）−（ｄ）は本発明によるカス
ケード超音速燃料インジェクタの図を示す。図１１
（ａ）に示す燃料インジェクタ本体３６は一連かつイン
ジェクタ本体表面４４と同一面に配列された一連の矩形
燃料出口孔４０を有する。第１孔４０はインジェクタ本
体表面４４の近位端部に位置しかつ最後孔４０はインジ
ェクタ本体表面４０の遠位端部に位置する。また、各燃
料出口ポート４０へ複数のスロート４２を供給する単一
燃料入口ポート３８が示されている。図１１（ｂ）およ
び（ｃ）から明らかなように、燃料入口ポート３８はだ
いたい定常幅を有する通路であるが、テイラード孔を有
する態様と同様に、カスケード超音速インジェクタの隠
れたスロート４２と出口ポート４０は共働して局所圧適
合を得るために選択された様々な度合いの膨張を伴う収
束、発散ノズルを形成する。図１１（ｄ）は図１１
（ａ）−（ｄ）に示されたカスケード燃料インジェクタ
の代表的平面を示す。明らかなように、矩形燃料出口ポ
ート４０はインジェクタ本体面４４の近位端部から遠位
端部へ横切って増大する面積を有する。（同様に図１３
（ｃ）参照）空気流を横切る実質的に平行な一連のリブ
４６はインジェクタ表面４４の両側部に連結している。
この態様は燃料入口ポート３８がむしろ浅くかつエンジ
ンおよび航空機内のスペースを節約できる方法でマニホ
ールドから燃料をうける点で燃料インジェクタのテイラ
ード孔型よりもより良いパッケージができる利点を有す
る。図１２（ａ）−（ｄ）は本発明による向流超音速流
インジェクタを示す。図１２（ａ）は燃料入口ポート３
８とスロート４２を示す側断面立面図を示す。ただし、
カスケード型のテイラード出口孔または一連の隠れた収
束、発散ノズルを有するのではなく、この態様は所望の
局所圧適合と燃料ジェット外形を形成するためにＰｒａ
ｎｄｔｌ−Ｍｅｙｅｒ膨張と圧縮波の組合せを発生させ
る３次元外形出口孔４０を有する。図１２（ａ）に示さ
れたように、燃料は向流状態で燃料入口ポート３８から
侵入して、スロート４２とかかる外形の出口ポート４０
を通過してＸ方向へ流れる空気流へ達する。図１２の
（ｂ）−（ｄ）はこの態様の遠位端部断面、近位端部断
面、および平面をそれぞれ示す。図１２の（ｂ）および
（ｃ）は該出口ポートが空気流へ向かって燃料を上方へ
回転させるためにいかにして３次元外形を描くかを示
す。該燃料ジェットは３次元外形ノズルにおいてＰｒａ
ｎｄｔｌ−Ｍｅｙｅｒ膨張と圧縮波の組合せにより向流
燃料を外方へ回転させて形成される。この態様は超音速
エンジンの燃焼器の一定構造および内部付属品に好都合
であるが３つの態様の内で低性能である。

【００１７】図１３（ａ）−（ｄ）は種々の燃料インジ
ェクタの態様における代表的寸法の詳細を示す。図１３
（ａ）はテイラード孔燃料インジェクタの楔形態様を示
し、かかるインジェクタの平面図である。楔形態様はテ
イラード孔の最も簡単な形態である。この形状は設計お
よび加工をより簡単にする。この利点は定常的面半角に
よるもので、インジェクタの側部に沿って実質的定常圧
を得る。適合した圧力状態はこのようにして固定した膨
張比αと噴射マッハ数により達成される。（詳細の多く
は図１３の（ａ）−（ｄ）を明瞭にするために省略され
ている。）推奨される楔形インジェクタ態様の設計手順
は次の通りである。インジェクタに所望の貫通力を設定
する。所定空気流および燃料供給状態で所望の貫通力を
達成するために必要な燃料流速度を見積もる。基準スロ
ート燃料を計算する。 Ａ_ｔ＝ｍ_ｆＣ^＊／ｇＰ_ｉ ここで、ｍ_ｆ＝燃料流速、ｌｂｓ／ｓｅｃ ｇ ＝重力の加速度、３２．１７ｆｔ／ｓｅｃ^２ Ｐ_ｉ＝噴射供給圧、ｐｓｉａ Ｃ^＊＝（ｇＲＴ_ｆ／τ〔２／（τ＋１）〕（τ＋１）
（τ−１）１／２ Ｔ_ｆ＝燃料供給温度、°Ｒ τ ＝比熱の比

【００１８】既知スロート領域を有する同等円形スロー
ト（Ｄ_ｊ ^＊）の直径は簡単に計算できる。Ｄ_ｊ ^＊はスロ
ートが非円形の場合であってもインジェクタの残り幾何
学を説明するための基準ディメンジョンとなる。次の工
程で近位端部の半角を選択する。この角度が約１０°よ
りも大きい場合には、境界層分離が生じてジェットの前
部の過剰加熱に繋がる。この推奨は上述のＭａｓｙａｋ
ｉｎとＰｏｌｙａｎｓｋｉｉの研究に合致する。この角
度があまり小さい（約３°未満）と、インジェクタは過
度に長くかく粘性効果は貫通利益を低下させる。選択角
度（図１３（ａ）では７．４°）により局所圧が計算さ
れる。該楔形インジェクタがその長手に沿って実質的に
定常の周囲圧を有するので、膨張率εは実質的に定常で
ある。この例で、必要な出口圧は５２．８ｐｓｉａであ
る。１５００ｐｓｉａの供給圧により、この圧力を５
２．８ｐｓｉａまで降下させるための膨張率εは約３．
６：１であり、出口マッハ数は２．８３になる。楔形出
口領域はＬ ｘ Ｗ／２であるから、出口領域は次のよ
うになる。 Ａ_ｅ＝εＡ_ｔ＝επＤ_ｊ ^＊／４ 上記幾何学方程式を解くことにより、４．６７Ｄ_ｊ ^＊の
長さおよび１．２１Ｄ_ｊ ^＊の幅を得る。第２態様（図１
３の（ｃ）、カスケード）として、燃料は流線外形内に
設置された一連の隠れたインジェクタから現れる。この
外形は、上記他の形態で記載したように、楔形または他
の低い抗力形であってよい。この例において、図９
（ｂ）に示された外形が採用される。上記手順は前から
後へ出る他の出口圧力を考慮して変化させる。この手順
により５．１２Ｄ_ｊ ^＊長、０．８９Ｄ_ｊ ^＊幅のインジェ
クタを得る。この外形は縮小幅により楔形外形の約半分
の抗力を生じるにすぎない。各ノズルは図１４に示され
たようにジェットが現れるときに流れ損失を減少するた
めに出きる限り小さいリブ４６幅でもって密接して設置
される。各出口ポート４２は図１３（ｃ）に加工技術が
許しかつ所望外形と適合する幅まで拡がる狭さで始まる
矩形として示されている。各ノズルの領域比εは、燃料
を局所圧レベルまで膨張（ジェットが現れた後に）させ
るために変えられている。この例では、スロート長さＬ
_Ｔは、近位ノズルスロートを除いて、同一であり（Ｌ_Ｔ
＝０．０７Ｄ_ｊ ^＊）、完全岐点圧に合った設計でなけれ
ばならない。この例において、近位ノズルスロートはＬ
_Ｔ＝０．２Ｄ_ｊ ^＊である。該近位ノズルを除くスロート
長を全て同一にすることにより異なる膨張率で終端する
同一ノズル外形の反復が可能になる。主利点は遠位端部
に近づくにつれて上記表面下で徐々に深くなる一次ノズ
ルの深さが浅いことである。この結果、表面に接近して
自然傾斜した供給マニホールドが得られる。傾斜マニホ
ールドは流れ損失を減少させてインジェクタの更にコン
パクトなパッケージを可能にする。他の設計アプローチ
が本発明の概念から逸脱することなく可能である。

【００１９】図１０，１１，１２、および１３の新規燃
料インジェクタの４態様は超音速楔形への燃料貫通性を
向上させ、燃料と空気の混合および続く燃料燃焼を迅速
にし、従来超音速燃料インジェクタおよび音速燃料イン
ジェクタと比較してエンジン衝撃損失を減少し、燃焼器
または支持壁上の熱負荷を減少し、かつパッケージング
を改良する。本発明の第１課題は抗力を小さくして空気
流への貫通性を高めるために流線燃料羽を形成すること
である。上記検討は始めにダクト壁から現れるときに該
羽の形状を処理することであった。図１５の（ａ）−
（ｃ）は本発明によるインジェクタから噴射される超音
速燃料ジェットの流れ領域の平面、断面、および遠位端
部の図である。図１５（ａ）はその壁かつ若干離れた燃
料羽の断面を示す。燃料が該壁から移動して離れると、
空気流へ曝された羽の先縁部は丸く短く侵食される。空
気と燃料との間の界面４８で圧力が上昇するにつれて該
先縁部の丸みは大きくなる。該羽の先縁部の高圧は図１
５（ｃ）の内部衝撃５４により該羽の残部へ送られる。
図１５（ｂ）は該羽の中心線下の断面図である。内部衝
撃５４を通過する燃料は下流（Ｘ）方向へ向かって部分
的に偏向する。内部衝撃５４と界面４８との間の燃料は
そこで高圧により外方へ膨張する。そこでは、燃料は図
１５（ａ）に示された羽の超音速コアの側部下へ払われ
る。

【００２０】接近する空気流は変形する形状に従ってそ
の燃料羽と反応する。該羽形状は払われた丸いフィンに
近い。丸い（即ち、効果的半径はその壁から離れるにつ
れて大きくなる）けれど、その小さい平均半径と大きな
緩やかな（ｓｗｅｅｐ）角度（略４５°）は従来のもの
よりも相当に小さい抗力になる。それが「フィン状」燃
料羽に近づくときにその空気に衝撃を与える。この衝撃
系は図１５（ａ）および（ｂ）の外部衝撃２２として参
照される。この外部衝撃２２を流れる空気内の圧力上昇
が内部衝撃５４を通過する燃料内の圧力上昇と適合しな
ければならない。界面４８が該ダクト壁に対してなす角
度φはこの圧力適合要求、および噴射された燃料と空気
流との間の運動量変化率により決定される。流れの運動
量変化はρｕ^２（便宜的には動圧の２倍）で表される。
燃料対空気流の運動量変化の比Ｊは次のごとく定義され
る。 Ｊ＝〔ρ_ｊ（ｕ_ｊｓｉｎθ_ｊ）^２〕／〔ρ_ａｕ_ａ ^２〕 ここで、ｕ_ｊ＝燃料の速度 ｕ_ａ＝空気の速度 ρ_ｊ＝燃料の密度 ρ_ａ＝空気の密度 θ_ｊ＝燃料ジェット噴射角度 運動量変化比Ｊが高くなるにつれて、界面４８の角度φ
は燃料ジェット噴射角θ_ｊに接近する。Ｊ＝１．０およ
びθ_ｊ＝９０°のとき、界面角φは略４５°である。内
部および外部衝撃５４および２２は先縁部の膨張半径に
より該界面の角度から僅かに発散する。

【００２１】燃料の貫通性は内部衝撃５４の通路から幾
何学的に推定できる。この衝撃は燃料羽の遠位端部に達
すると、全燃料を「処理」している。燃料は内部衝撃に
より処理された後にはまだ垂直速度であるが、外部衝撃
２２の高圧空気下流により急速に下流へ払われる。この
分析は該貫通性がインジェクタの長さ（Ｊ＝１．０，θ
_ｊ＝９０°のとき）より僅かだけ大きいことを予言す
る。そのことから、上記検討は、最高貫通性が最高イン
ジェクタ長さ（Ｘ方向）で達成できると信じさせる。こ
の検討の限界は、粘性混合領域がジェットコアの中心に
達していないと仮定していることである。図１５（ｃ）
は該羽からインジェクタの遠位端部へ横切った断面を示
す。４つの隠れた流れ領域は該羽内に確認できる。その
中心には非粘性コア５６がある。このコア流は外流領域
（壁に垂直移動する）の存在により影響されない速度ベ
クターをもつ超音速である。該コアの周囲には上記外部
衝撃を通過しかつ空気流により該コアの外側で下へ払わ
れた燃料５２がある。この燃料は実質的に空気の方向へ
（コアに対して９０°）移動する。粘性燃料／燃料混合
領域５５は燃料流５２とコア燃料５６との間で発展す
る。燃料羽の外側上で、燃料／空気混合燃料５０が発展
する（燃料インジェクタの最高目的）。これら混合領域
は流れの方向で拡がる（更に厚くなる）。この拡散角は
流れパラメタで変化するが約６°が典型的である。内混
合領域５５が中心線に達するまで、中心線コア速度は変
化しない。内混合領域５５が該コアが内部衝撃を通過す
る前に該コアの中心に達する場合、コア運動量は低下し
て所定インジェクタ長の貫通性を低下させ、低いインジ
ェクタ半角（α）の利点を相殺する。遠位端部流れ領域
はジェット背後の低圧力跡（ｗａｋｅ）領域５８への近
位による影響を受ける（図１５（ａ）。図１５（ａ）お
よび（ｂ）の種々の斜め線６０は膨張領域を示し、そこ
では燃料ジェットは該跡領域へ向かって膨張する。

【００２２】超音速燃料羽６２は上記カスケードまたは
向流態様により形成されような図１５（ａ）−（ｃ）に
示された特定形状から変化するが、この図は燃料羽の全
態様を示すと考えられる。例えば、この燃料羽は図１５
（ｃ）のものよりもＹ方向へ更に大きく膨張する、また
は図１５（ａ）よりもＺ方向への膨張は小さく、インジ
ェクタを通過して流れる空気流の速度、燃料羽背後の圧
力の程度等に依存する。超音速燃料羽６２の形状は、ま
た、各燃料インジェクタ間のスペースにより影響され
る。種々燃焼器形態に共通する、より接近して隔置され
た燃料インジェクタでは超音速燃料羽はその外部衝撃に
より相互作用するが、相当に大きなギャップをもって分
離された燃料インジェクタはそれほど相互作用すること
なく個別の超音速燃料羽６２を形成するであろう。当然
ながら、最適ギャップは最適燃焼器の長さと重量が超音
速燃料ジェットで得られるように設けられるべきであ
る。あらゆる場合において、該混合ギャップは改良イン
ジェクタでは従来インジェクタよりも小さく、同一貫通
性要求のためにより多くの噴射場所へ先導され、結果的
に燃焼器長、従って、図１のごとくエンジンの全重量を
減少させる。図１６は本発明による音速燃料インジェク
タと超音速燃料インジェクタとの比較説明図である。こ
の図は単一音速燃料インジェクタ３６′に対して上設し
た楔形インジェクタに関する本発明の方法により説明し
た貫通性を比較する。空気流状態は凡例の通りである。
音速により噴射される燃料羽の第１および第２燃料突出
部１８および２０はマッハディスクＤと共に示されてい
る。図１６のごとく、Ｙ方向の貫通性は（空気流はＸ方
向へ進む）音速インジェクタの３．２５Ｄ_ｊ ^＊と大体同
じである。反対に、楔形インジェクタからの燃料羽は、
６４として断面で示されている、特定の好ましい貫通性
として約５．２Ｄ_ｊ ^＊をもってＹ方向へ相対的貫通性を
有する。この貫通性は上記の詳細な設計に依存して約
４．５Ｄ_ｊ ^＊から約６．５Ｄ_ｊ ^＊まで楔形インジェクタ
において変化する。図１６との関係で重要なことは超音
速燃料ジェットによる貫通性は単一音速燃料ジェットに
対して改良されている点である。上記した増大程度は実
質的に、単一音速ジェットのそれによりも約５０から１
００％以上の範囲に及ぶ。この貫通性の改良は、また、
上記従来円形超音速ジェット出口外形のそれ以上であ
り、空気流に対して軸方向へ配置された複数音速ジェッ
ト以上である。

【００２３】図１６には、従来音速燃料ジェットの外形
との比較で、本発明によるインジェクタから形成された
超音速燃料ジェットの相対的外形をもつ形状が示されて
いる。本発明のこの外形により超音速燃料ジェットは局
所圧適合の結果として上述のごとく空気流へ更に遠く貫
通する。凡例では、燃料ジェットのＸ方向での上流近く
の空気流のマッハ数が約４マッハ数であり、絶対圧が２
６．５ｐｓｉａおよび動圧ｑ_ａが２９７ｐｓｉａであ
る。運動量比（Ｊ）は図１６において１．０である。好
ましくは、Ｊは約０．５から約２．０の範囲である。低
Ｊ（＜０．５）は、空気流動圧が燃料ジェットの局所動
圧よりも高く、燃料ジェット６４を図１６のそれよりも
少なく貫通させる望ましくない状態を生む。他方、１．
０より大きいＪが図１６のそれよりも大きな貫通性に繋
がるが、より高い燃料インジェクタ圧を必要とせずかつ
空気流に強力な衝撃を発生させない。上記検討におい
て、本発明の設計・アプローチは単一点で最高のエンジ
ン性能を発揮する点を検討した。「設計点」として説明
されたこの状態で、本発明のインジェクタは燃料流およ
び貫通性の全要件に合致しかつ適合した圧力状態を満た
す。エンジンがこの状態で運転されるならば、デザイナ
ーの仕事は完成する。しかし、ほとんど場合、エンジン
は一定の範囲の飛行状態を越えて運転しなければならな
い。エンジンをこの設計点から離れて運転する場合、こ
れは通常、「オフ設計」運転と呼ばれる。オフ設計運転
中、燃料流と貫通性はエンジン性能を劣化させる不適合
状態に変化する。この種の殆どの系では、１つが一次的
に設計点から外れて運動する時に性能はゆっくりと低下
する。その貫通比はエンジンの作動する設計点から更に
大きく離れる。２以上のマニホールドからインジェクタ
燃料を供給することにより、設計者は２以上の設計点を
作ることができる。図１７はこの効果を示し、モード
Ａ，ＢおよびＣは複数インジェクタ供給マニホールドを
使用できる３つの異なる運転モードを表す。単一供給イ
ンジェクタの平均性能は複数供給態様と比較して低下し
ている。図１８および１９はそれぞれカスケードおよび
テイラード孔燃料インジェクタの他の態様を示す。図１
８のインジェクタ体３６は、上述の態様と同様に、空気
流に曝された表面４４を有する。しかし、図１８の態様
では、２重燃料入口ポート３８ａおよび３８ｂが示され
ている。これは出口孔４０ａの１セットが１つの入口ポ
ート３８ａから燃料を受け、燃料出口孔４０ｂの他の１
セットが入口ポート３８ｂを介して燃料を受ける状況を
作る。この第１態様は、付加的変化を与えることにより
エンジン性能を最高にする。例えば、より高いフライと
マッハ数で、燃焼器に少量の燃料を必要とする。減少し
た燃料流の必要性は近位マニホールドをより高圧で供給
することのみによって満たされる。効果的インジェクタ
長は短いが、より高い供給圧（より高いＪ）は燃料貫通
性を燃料消費を伴うことなく要求値で維持する。モード
の最適数または選択された燃料噴射の方法はエンジン性
能利得と付加されたバルブとマニホールドとにより増加
する重量との間の釣合により決定される。３方法は実用
的制限であり、本発明においてインジェクタが３つのモ
ード噴射に限定されないのと同様に、更に多い方法が可
能である。

【００２４】図１９はテイラード孔インジェクタの他の
態様を示し、２つの入口ポート３８ａと３８ｂが示さ
れ、燃料は２重スロート４２ａおよび４２ｂを通過して
２重の出口ポート４０ａおよび４０ｂを出る。図１８の
態様と同様で、この態様は３８ａ，３８ｂ，．．．３８
ｎの分離燃料入口ポートおよび４０ａ，４０ｂ，．．．
４０ｎのテイラード出口ポートを有するテイラード孔イ
ンジェクタを表すものである。図１９の態様は図１８の
カスケード態様で上述した拘束と同様の拘束を伴う。こ
こに記載の燃料インジェクタに使用できる材料は概ね金
属製であるが、高温運転に使用できる全構造材料が適用
できる。例えば、レニウム、モリブデンの合金を含む。
以上、理解を容易にするために詳述したが、本発明は特
許請求の範囲において他の改変が可能であり、例えば、
テイラード孔、カスケード、および向流態様を組み合わ
せて特定エンジンのための単一または複数のハイブリッ
ド燃料インジェクタにすることができる。最適燃焼器長
および重量は異なる態様の種々組合せにより決定でき
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】従来例と本発明との比較概略図であって、
（ａ）および（ｂ）は従来音速噴射、（ｃ）および
（ｄ）は本発明の主題、スクラムジェットエンジンの長
さおよび重量の減少を表す低い抗力噴射を示す。

【図２】従来インジェクタの物理的プロセスの説明図で
ある。

【図３】静止媒体へ燃料を噴射する代表的音速（膨張不
足の）燃料インジェクタの側断面図である。

【図４】静止媒体へ燃料を噴射する従来技術による適合
圧の収束−発散超音速燃料インジェクタの側断面図であ
る。

【図５】静止媒体へ燃料を噴射する従来超音速燃料イン
ジェクタからの過剰膨張した燃料羽を表す側断面図であ
る。

【図６】超音速空気流への燃料貫通性に関する従来音速
インジェクタノズルの出口形状による効果を示すグラフ
である。

【図７】（ａ）は１つの音速インジェクタの燃料貫通性
とＸ方向へ配列された５つの音速インジェクタの燃焼貫
通性とを比較した従来結果を示し、（ｂ）は５つの音速
インジェクタの配置を示す従来例である。

【図８】（ａ）−（ｃ）はそれぞれ超音速空気流へ燃料
を噴射する従来音速インジェクタの側面、端面および平
面図である。

【図９】（ａ）および（ｂ）は超音速流における物体の
抗力を比較する平面概略図の従来例であり、（ａ）の物
体は円形（高抗力）から現れる燃料羽を示し、（ｂ）の
物体は細長い（低抗力）インジェクタから現れる燃料羽
を示している。

【図１０】（ａ）−（ｄ）はそれぞれ本発明によるテイ
ラード孔インジェクタの側断面立面、遠位端部断面、近
位端部断面および平面図である。

【図１１】（ａ）−（ｄ）はそれぞれ本発明によるカス
ケード超音速燃料インジェクタの側断面立面、遠位端部
断面、近位端部断面および平面図である。

【図１２】（ａ）−（ｄ）はそれぞれ本発明による超音
速向流燃料インジェクタの側断面立面、遠位端部断面、
近位端部断面および平面図である。

【図１３】（ａ）および（ｂ）は本発明による楔形孔の
寸法を、それぞれ平面図および遠位端部断面図で示し、
（ｃ）および（ｄ）は本発明によるカスケードインジェ
クタの寸法を、それぞれ平面図および側断面立面図で示
す。

【図１４】本発明によるカスケードインジェクタのプロ
セスを現すジェットの説明側面図である。

【図１５】（ａ）は本発明によるテイラード孔インジェ
クタから現れる流線超音速燃料インジェクタの羽のまわ
りの流れ範囲パターンの平面説明図、（ｂ）は図１５
（ａ）の燃料羽の中心線から取った立面図、および
（ｃ）は図１５の（ａ）および（ｂ）に示した燃料羽の
遠位端部断面図である。

【図１６】従来単一音速燃料インジェクタの貫通性と本
発明による単一テイラード孔超音速燃料インジェクタの
貫通性とを比較する図であって、本発明の楔形インジェ
クタ断面上に従来音速燃料インジェクタが設置されてい
る。

【図１７】エンジン性能対飛行マッハ数のプロットであ
って、多モード噴射の利点を示す。

【図１８】本発明のカスケード型超音速燃料インジェク
タの他の態様を示す断面図である。

【図１９】本発明のテイラード孔超音速燃料インジェク
タの他の態様を示す断面図である。

【符号の説明】

３６…インジェクタの本体 ３８…入口ポート ４０…出口ポート（出口孔） ４２…スロート ４４…インジェクタ本体の表面 ４８…界面 ５４…内部衝撃 ２２…外部衝撃 ５２…燃料シール ５５…混合領域 ６２…燃料羽

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 空気が流れる燃焼器の壁と同一面に設置
   される型のスクラムジェット燃料インジェクタであっ
   て、 上記壁に実質的に同一面の表面を有する概ね細長い本
   体、上記表面は近位端部および遠位端部を有し、上記近
   位端部は空気と会合し、燃料は上記遠位端部前から空気
   へ噴射される、 上記本体に結合された少なくとも１つの燃料入口ポー
   ト、 上記壁と実質的に同一面の上記表面内の少なくとも１つ
   の燃料出口ポート、および上記入口ポートを通過した後
   で上記出口ポートを通過する前に燃料が連続的に通過す
   る上記本体の内部の少なくとも１つのスロートから成
   り、 上記出口ポートと上記スロートとが結合して、流れる空
   気と局所で適合する出口圧力を有する実質的に流線状の
   超音速燃料ジェット羽形状を発生しかつ維持することを
   特徴とするスクラムジェット燃料インジェクタ。
2. 【請求項２】 少なくとも１つの燃料出口ポートは上記
   近位端部と上記遠位端部との間に実質的に延びる単一の
   細長い出口孔から成り、上記細長い出口孔は上記近位端
   部から上記遠位端部へ増大する幅および深さを有する、
   請求項１の燃料インジェクタ。
3. 【請求項３】 上記細長い孔は抗力を最小限にするため
   にテイラードされており、かつ上記少なくとも１つのス
   ロートは上記本体の内部に増大する幅の細長い通路から
   成り、上記通路はそれにより上記出口孔と共に膨張率の
   大きい連続した一連の収束−発散ノズルを形成する、請
   求項２の燃料インジェクタ。
4. 【請求項４】 上記入口ポート、上記スロートおよび上
   記出口ポートは徐々に増大する横切る面積をもつ低い抗
   力の出口外形内にカスケードされた複数の収束−発散ノ
   ズルを有する、請求項１の燃料インジェクタ。
5. 【請求項５】 上記複数の収束−発散ノズルが燃料を供
   給するための２以上の燃料マニホールドを更に含む、請
   求項４の燃料インジェクタ。
6. 【請求項６】 上記少なくとも１つの出口ポートは上記
   燃焼器壁と同一面に連続して配置された複数の横方向の
   矩形燃料出口孔を有し、上記出口孔の第１孔は上記近位
   端部に配置され、上記出口孔の最後孔は上記遠位端部に
   設置され、上記出口孔の実質的全部が上記空気流と平行
   する寸法よりも大きい上記空気流の流れ方向を横切る寸
   法を有し、上記出口孔の上記流れ方向を横切る寸法は上
   記近位端部から上記遠位端部へ増大し、上記インジェク
   タ本体は上記複数の入口ポートと出口孔とをそれぞれ横
   切って連続的に連結する複数のスロートを更に有し、上
   記複数スロートは複数の通路から成り、この各通路は実
   質的に定常幅を有し、上記連続スロートの幅は近位端部
   から遠位端部へ増大する、請求項１の燃料インジェク
   タ。
7. 【請求項７】 上記少なくとも１つの入口ポートは全ス
   ロートおよび出口ポートのための共通供給マニホールド
   を有する、請求項６の燃料インジェクタ。
8. 【請求項８】 上記少なくとも１つの入口ポートはＸ−
   Ｚ面に実質的に平行に配置されかつ上記近位端部の上流
   の上記燃焼器壁面の真下に位置決めされている、請求項
   ６の燃料インジェクタ。
9. 【請求項９】 上記少なくとも１つの出口ポートは上記
   空気流に対して開口する３次元外形面を有し、かつ上記
   少なくとも１つのスロートは単一入口ポート内の実質的
   に矩形の通路から成り、上記通路の断面は実質的にＹ−
   Ｚ面内にある、請求項１の燃料インジェクタ。
10. 【請求項１０】 上記スロートおよび上記入口ポートは
    上記本体内で、上記空気流を基準にして上記遠位端部の
    下流位置であって上記燃焼器壁の下に位置決めされてい
    る、請求項９の燃料インジェクタ。