JPH09324700A - ラムジェット用燃料噴射装置 - Google Patents
ラムジェット用燃料噴射装置Info
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- JPH09324700A JPH09324700A JP9043926A JP4392697A JPH09324700A JP H09324700 A JPH09324700 A JP H09324700A JP 9043926 A JP9043926 A JP 9043926A JP 4392697 A JP4392697 A JP 4392697A JP H09324700 A JPH09324700 A JP H09324700A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
- F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
-
- 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
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 亜音速及び超音速燃焼のモード間に機械的な
過渡状態というよりはむしろ空力的過渡状態を形成する
ことを確実にする燃料噴射装置を提供する。 【解決手段】 広範囲の速度にわたり作動するように設
計された、亜音速及び／又は超音速航空機のためのラム
ジェット１用の燃料噴射装置４が開示されている。該ラ
ムジェットは、燃焼を支持するガスの入口３と、その下
流にある燃焼室５と、該燃焼室を去るようにガスを方向
付けるノズル６とを備える。燃料噴射装置は、ラムジェ
ット１の本体２の長手方向軸心Ｘ−Ｘにほぼ沿って延び
る複数の離間した壁体８を有する壁体構造の少なくとも
１つのインゼクタ７を含み、燃料が、該壁体構造の下流
端のところで、複数の壁体８のうちの隣接する２つの壁
体によって形成される各スペース９内に注入されるよう
になっている。
過渡状態というよりはむしろ空力的過渡状態を形成する
ことを確実にする燃料噴射装置を提供する。 【解決手段】 広範囲の速度にわたり作動するように設
計された、亜音速及び／又は超音速航空機のためのラム
ジェット１用の燃料噴射装置４が開示されている。該ラ
ムジェットは、燃焼を支持するガスの入口３と、その下
流にある燃焼室５と、該燃焼室を去るようにガスを方向
付けるノズル６とを備える。燃料噴射装置は、ラムジェ
ット１の本体２の長手方向軸心Ｘ−Ｘにほぼ沿って延び
る複数の離間した壁体８を有する壁体構造の少なくとも
１つのインゼクタ７を含み、燃料が、該壁体構造の下流
端のところで、複数の壁体８のうちの隣接する２つの壁
体によって形成される各スペース９内に注入されるよう
になっている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、広範囲の速度にわ
たり作動するように設計された、亜音速及び／又は超音
速航空機のためのラムジェット用燃料噴射装置に関する
ものである。代表的には、予測されている速度の範囲
は、マッハ１〜２と１５〜２０との間である（スラスト
に対する貢献は例えばマッハ０．８のところであると考
えられる）。
たり作動するように設計された、亜音速及び／又は超音
速航空機のためのラムジェット用燃料噴射装置に関する
ものである。代表的には、予測されている速度の範囲
は、マッハ１〜２と１５〜２０との間である（スラスト
に対する貢献は例えばマッハ０．８のところであると考
えられる）。
【０００２】
【従来の技術】ラムジェットは、低い燃料消費率を有す
る広範囲の速度で飛行する航空機の推進に有効なエンジ
ンである。高速度での用途に通常用いられる燃料は水素
であり、これは、ガスの形で一般に噴射される。発熱量
は低いが濃度は高い炭化水素も飛行エンベロープの一部
で用いることができる。しかし、流れの全体にわたる燃
料の適正な分配、最適の混合、正しい点火及び安定燃焼
には、亜音速燃焼の場合にも極音速燃焼の場合にも、高
性能の噴射装置を必要としている。これらの２つの燃焼
モードに関連した現象は異なっており、噴射の幾何学的
配置も異なっている。更に、広範囲の飛行条件にわたっ
て作動するために、両方の、即ち亜音速及び超音速の燃
焼モードを支持するラムジェットは両方の燃焼モード間
に中間の過渡的モードをもっていなければならない。そ
のためには、一般に、ラムジェットの本体及び噴射装置
の幾何学的配置の機械的な変更が必要である。
る広範囲の速度で飛行する航空機の推進に有効なエンジ
ンである。高速度での用途に通常用いられる燃料は水素
であり、これは、ガスの形で一般に噴射される。発熱量
は低いが濃度は高い炭化水素も飛行エンベロープの一部
で用いることができる。しかし、流れの全体にわたる燃
料の適正な分配、最適の混合、正しい点火及び安定燃焼
には、亜音速燃焼の場合にも極音速燃焼の場合にも、高
性能の噴射装置を必要としている。これらの２つの燃焼
モードに関連した現象は異なっており、噴射の幾何学的
配置も異なっている。更に、広範囲の飛行条件にわたっ
て作動するために、両方の、即ち亜音速及び超音速の燃
焼モードを支持するラムジェットは両方の燃焼モード間
に中間の過渡的モードをもっていなければならない。そ
のためには、一般に、ラムジェットの本体及び噴射装置
の幾何学的配置の機械的な変更が必要である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】これは、当然のことな
がら、製造上の問題やサービス上の問題を生じさせる。
従って、本発明の目的は、これらの欠点を解消すること
であり、本発明は、亜音速及び超音速燃焼のモード間に
機械的な過渡状態というよりはむしろ空力的過渡状態を
確実にする噴射装置に関するものである。
がら、製造上の問題やサービス上の問題を生じさせる。
従って、本発明の目的は、これらの欠点を解消すること
であり、本発明は、亜音速及び超音速燃焼のモード間に
機械的な過渡状態というよりはむしろ空力的過渡状態を
確実にする噴射装置に関するものである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】上述の目的から、広範囲
の速度にわたり作動するように設計された、亜音速及び
／又は超音速航空機のためのラムジェット用の燃料噴射
装置において、本発明によると、該ラムジェットは、長
手方向軸心を有する本体内に、燃焼を支持するガス入口
と、該ガス入口の下流であって、ガスのジェット流の方
向にあり、燃焼すべき燃料を燃焼支持ガスと混合させる
燃焼室と、前記燃焼室を去るようにガスを方向付けるよ
うになっているノズルとを備え、前記燃料噴射装置は、
前記燃焼室のレベルのところに設けられると共に、少な
くとも１つのインゼクタを含んでいて、該インゼクタ
は、前記ラムジェットの前記本体の前記長手方向軸心に
ほぼ沿って延びる複数の離間した壁体を有する壁体構造
のものであって、燃料が、該壁体構造の下流端のところ
で、前記複数の壁体のうちの隣接する２つの壁体によっ
て形成される各スペース内に注入されるようになってい
る。
の速度にわたり作動するように設計された、亜音速及び
／又は超音速航空機のためのラムジェット用の燃料噴射
装置において、本発明によると、該ラムジェットは、長
手方向軸心を有する本体内に、燃焼を支持するガス入口
と、該ガス入口の下流であって、ガスのジェット流の方
向にあり、燃焼すべき燃料を燃焼支持ガスと混合させる
燃焼室と、前記燃焼室を去るようにガスを方向付けるよ
うになっているノズルとを備え、前記燃料噴射装置は、
前記燃焼室のレベルのところに設けられると共に、少な
くとも１つのインゼクタを含んでいて、該インゼクタ
は、前記ラムジェットの前記本体の前記長手方向軸心に
ほぼ沿って延びる複数の離間した壁体を有する壁体構造
のものであって、燃料が、該壁体構造の下流端のところ
で、前記複数の壁体のうちの隣接する２つの壁体によっ
て形成される各スペース内に注入されるようになってい
る。
【０００５】従って、燃焼状態は、可動部品（機械的過
渡状態）を用いることなく、前記壁体構造の隣接壁体間
のスペース中に（一次噴射）、そして該壁体構造の下流
端のところで（二次噴射）噴射される燃料の流量の分配
を単に変更することにより、噴射装置のレベルのところ
で制御できる。
渡状態）を用いることなく、前記壁体構造の隣接壁体間
のスペース中に（一次噴射）、そして該壁体構造の下流
端のところで（二次噴射）噴射される燃料の流量の分配
を単に変更することにより、噴射装置のレベルのところ
で制御できる。
【０００６】第１の実施形態においては、前記壁体の対
のものが、横断面が実質的にＵ字状の翼形部材の翼状部
と、該翼形部材のコアの頂面上に開口する第１噴射オリ
フィスと、前記翼形部材の下流側自由端で開口する第２
噴射オリフィスとを形成する。
のものが、横断面が実質的にＵ字状の翼形部材の翼状部
と、該翼形部材のコアの頂面上に開口する第１噴射オリ
フィスと、前記翼形部材の下流側自由端で開口する第２
噴射オリフィスとを形成する。
【０００７】好適には、前記翼形部材の前記コアは、前
記壁体構造の上流端から下流端に向かって傾斜してい
て、該下流端のところに最大面積の前記翼形部材の横断
面を形成するようになっていると共に、前記第１噴射オ
リフィスは、前記コアの上流部の近傍にある翼形部材の
翼状部を形成する。
記壁体構造の上流端から下流端に向かって傾斜してい
て、該下流端のところに最大面積の前記翼形部材の横断
面を形成するようになっていると共に、前記第１噴射オ
リフィスは、前記コアの上流部の近傍にある翼形部材の
翼状部を形成する。
【０００８】別の実施形態においては、前記複数の壁体
は、離間した平行な壁体から形成されていて、第１噴射
オリフィスが２つの隣接する壁体の対峙する面上に開口
しており、第２噴射オリフィスが前記壁体の下流側自由
端のところで開口している。
は、離間した平行な壁体から形成されていて、第１噴射
オリフィスが２つの隣接する壁体の対峙する面上に開口
しており、第２噴射オリフィスが前記壁体の下流側自由
端のところで開口している。
【０００９】前記壁体は、前記ラムジェットの前記本体
の側面又は頂部及び底部壁体に対して少なくとも実質的
に平行であることが有利である。
の側面又は頂部及び底部壁体に対して少なくとも実質的
に平行であることが有利である。
【００１０】添付図面は、本発明がどのようにして実施
されるかを示している。これらの図において、同一の参
照符号は、同様の構成要素を示している。
されるかを示している。これらの図において、同一の参
照符号は、同様の構成要素を示している。
【００１１】
【発明の実施の形態】本発明の燃料噴射装置は、広範囲
の速度にわたり、即ちマッハ数１〜２乃至１５〜２０の
速度にわたり作動するようになっている亜音速及び／又
は超音速航空機のためのラムジェットに装着されるよう
に設計されている。
の速度にわたり、即ちマッハ数１〜２乃至１５〜２０の
速度にわたり作動するようになっている亜音速及び／又
は超音速航空機のためのラムジェットに装着されるよう
に設計されている。
【００１２】図１に概略的に示されたラムジェット１
は、ケーシングもしくは囲い（本体）２内に、 −ラムジェットが関連する航空機の胴体の内部の下方に
配置されるように設計され、エンジンの上流端にある、
燃焼支持ガスのための入口、特に空気入口（ガス入口）
３と、 −燃焼支持ガスの入口３の下流にある燃料噴射装置４と
を備え、 −ケーシングもしくは囲い２は、図において矢印Ｆによ
り示されたジェット流の方向に関して上流から下流の方
向に燃焼室５を囲んでおり、燃料噴射装置を収容した該
燃焼室５内で、燃焼支持ガスが燃焼すべき燃料と混合さ
れ、また、囲い２は、燃焼室を去るようにガスを方向付
けるようになっているスロートを有するノズル６を囲ん
でいる。
は、ケーシングもしくは囲い（本体）２内に、 −ラムジェットが関連する航空機の胴体の内部の下方に
配置されるように設計され、エンジンの上流端にある、
燃焼支持ガスのための入口、特に空気入口（ガス入口）
３と、 −燃焼支持ガスの入口３の下流にある燃料噴射装置４と
を備え、 −ケーシングもしくは囲い２は、図において矢印Ｆによ
り示されたジェット流の方向に関して上流から下流の方
向に燃焼室５を囲んでおり、燃料噴射装置を収容した該
燃焼室５内で、燃焼支持ガスが燃焼すべき燃料と混合さ
れ、また、囲い２は、燃焼室を去るようにガスを方向付
けるようになっているスロートを有するノズル６を囲ん
でいる。
【００１３】図１に示すように、燃料噴射装置４は、図
２と図４の（Ａ）とにもっと良く示すように、パイロン
即ち飛行場の目標塔状の壁体構造を有するインゼクタ７
を含んでいる。この壁体構造は、ラムジェットの本体２
の長手方向軸心Ｘ−Ｘにほぼ沿って延びる複数の離間し
た壁体８に特徴を有しており、燃料は、２つの隣接した
壁体８により該壁体構造（パイロン基部）の下流端のと
ころに形成された各スベース９内に注入される。
２と図４の（Ａ）とにもっと良く示すように、パイロン
即ち飛行場の目標塔状の壁体構造を有するインゼクタ７
を含んでいる。この壁体構造は、ラムジェットの本体２
の長手方向軸心Ｘ−Ｘにほぼ沿って延びる複数の離間し
た壁体８に特徴を有しており、燃料は、２つの隣接した
壁体８により該壁体構造（パイロン基部）の下流端のと
ころに形成された各スベース９内に注入される。
【００１４】図１〜図３に示されたインゼクタ７の第１
実施形態において、対の壁体８は、実質的にＵ字状の横
断面を有する翼形部材１０の翼状部と、該翼形部材１０
のコア１２の頂面１２Ａ上に開口する第１（主）噴射オ
リフィス１１と、翼形部材（パイロン基部）の下流側自
由端のところに開口する第２噴射オリフィス１３とを形
成する。
実施形態において、対の壁体８は、実質的にＵ字状の横
断面を有する翼形部材１０の翼状部と、該翼形部材１０
のコア１２の頂面１２Ａ上に開口する第１（主）噴射オ
リフィス１１と、翼形部材（パイロン基部）の下流側自
由端のところに開口する第２噴射オリフィス１３とを形
成する。
【００１５】図から分かるように、翼形部材１０のコア
１２は、壁体構造の上流端から下流端に向かって傾いて
いて、翼形部材１０の横断面が翼形部材の下流端のとこ
ろに最大面積を有するように形成している。第１噴射オ
リフィス１１は、コア１２の上流部の近くにある。
１２は、壁体構造の上流端から下流端に向かって傾いて
いて、翼形部材１０の横断面が翼形部材の下流端のとこ
ろに最大面積を有するように形成している。第１噴射オ
リフィス１１は、コア１２の上流部の近くにある。
【００１６】図４の（Ａ）〜（Ｃ）に示すインゼクタ７
の第２の実施形態においては、複数の壁体は、いわば櫛
の歯を形成する平行に離間した壁体８からなっている。
この場合、第１噴射オリフィス１４は、２つの隣接する
壁体８の対峙する面８Ａ上に開口し、第２噴射オリフィ
ス１５は、前記壁体８の下流側自由端（基部）のところ
で開口する。
の第２の実施形態においては、複数の壁体は、いわば櫛
の歯を形成する平行に離間した壁体８からなっている。
この場合、第１噴射オリフィス１４は、２つの隣接する
壁体８の対峙する面８Ａ上に開口し、第２噴射オリフィ
ス１５は、前記壁体８の下流側自由端（基部）のところ
で開口する。
【００１７】図は、壁体８がラムジェットの本体２の側
面に対して少なくとも実質的に平行であることを示して
いる。
面に対して少なくとも実質的に平行であることを示して
いる。
【００１８】図５の（Ａ）は、亜音速燃焼におけるラム
ジェット１の動作を説明している。第１噴射オリフィス
１１により噴射された燃料の点火により、上流端のとこ
ろに衝撃波Ｃが発生する（図４の（Ｃ）も参照された
い）。垂直衝撃波は、（図１に鎖線で示すような）ノズ
ル６の（可動）スロートでの作用によって安定化され制
御される。
ジェット１の動作を説明している。第１噴射オリフィス
１１により噴射された燃料の点火により、上流端のとこ
ろに衝撃波Ｃが発生する（図４の（Ｃ）も参照された
い）。垂直衝撃波は、（図１に鎖線で示すような）ノズ
ル６の（可動）スロートでの作用によって安定化され制
御される。
【００１９】図５の（Ｂ）は、超音速燃焼におけるラム
ジェット１の動作を説明している。インゼクタ７の下流
端（第２噴射オリフィス１３）における長手方向の噴射
により、斜め衝撃波Ｃ’により特に安定化される超音波
燃焼が発生する。
ジェット１の動作を説明している。インゼクタ７の下流
端（第２噴射オリフィス１３）における長手方向の噴射
により、斜め衝撃波Ｃ’により特に安定化される超音波
燃焼が発生する。
【００２０】従って、本発明の燃料噴射装置は、亜音速
燃焼及び超音速燃焼の間に空力的過渡状態を与えて、低
速度の噴射が必要ならば、燃焼室における亜音速流にな
る垂直衝撃波を開始する流れを遮断もしくは阻止する。
燃焼及び超音速燃焼の間に空力的過渡状態を与えて、低
速度の噴射が必要ならば、燃焼室における亜音速流にな
る垂直衝撃波を開始する流れを遮断もしくは阻止する。
【００２１】非常に少ない流量は、垂直衝撃波を開始す
ることなく、点火を容易にする領域を提供する利点があ
る。即ち、ある動作状態下では、超音波燃焼における点
火を確実にするため、必要ならば、第１噴射オリフィス
に非常に少ないがゼロではない流量を供給して、図５の
（Ａ）の垂直衝撃波Ｃを発生することなく、点火を可能
にする高温度の領域を（非常に局限されてはいるが）形
成して、図５の（Ｂ）から分かるように流れを全体的に
超音速にしておくことができる。
ることなく、点火を容易にする領域を提供する利点があ
る。即ち、ある動作状態下では、超音波燃焼における点
火を確実にするため、必要ならば、第１噴射オリフィス
に非常に少ないがゼロではない流量を供給して、図５の
（Ａ）の垂直衝撃波Ｃを発生することなく、点火を可能
にする高温度の領域を（非常に局限されてはいるが）形
成して、図５の（Ｂ）から分かるように流れを全体的に
超音速にしておくことができる。
【００２２】上述したように画成されたインゼクタ７の
壁体８間の噴射により、３次元衝撃波構造間の相互作用
に強く依存する非常に複雑な流れを形成し、また、境界
層は重要な影響をもつ。
壁体８間の噴射により、３次元衝撃波構造間の相互作用
に強く依存する非常に複雑な流れを形成し、また、境界
層は重要な影響をもつ。
【００２３】このタイプの噴射がないと、この種の幾何
学的配置によりもたらされる（超音速の）流れは、低い
速度、高い熱力学的条件（圧力、温度）という優れた点
火をつくる。その後、満足すべき超音速燃焼を得るに
は、（比較的に小さな横断面の）パイロン基部での燃料
の噴射で十分である。既に述べたように、例示したイン
ゼクタは全て、パイロン基部での噴射を用いている。
学的配置によりもたらされる（超音速の）流れは、低い
速度、高い熱力学的条件（圧力、温度）という優れた点
火をつくる。その後、満足すべき超音速燃焼を得るに
は、（比較的に小さな横断面の）パイロン基部での燃料
の噴射で十分である。既に述べたように、例示したイン
ゼクタは全て、パイロン基部での噴射を用いている。
【００２４】しかしながら、前述したような特別の幾何
学的配置を有するインゼクタ７に燃料を噴射する場合、
内部領域における燃料の添加、点火及び燃焼により、流
れの配列(conformation)に非常に重要な変更が生ずる。
図に略示したように、強力な衝撃波が発生して、これが
非常に強く圧力及び温度を上昇させて、安定な垂直衝撃
波の形成になる。この領域への噴射燃料の貫通度は、液
体燃料であっても実質的に増加する（この点について
は、水素に加えて、ケロシンやメタンのような他の燃料
もこのタイプのインゼクタで使用しうることを理解され
たい）。燃焼室においてその後に起こる燃焼は亜音速で
ある。
学的配置を有するインゼクタ７に燃料を噴射する場合、
内部領域における燃料の添加、点火及び燃焼により、流
れの配列(conformation)に非常に重要な変更が生ずる。
図に略示したように、強力な衝撃波が発生して、これが
非常に強く圧力及び温度を上昇させて、安定な垂直衝撃
波の形成になる。この領域への噴射燃料の貫通度は、液
体燃料であっても実質的に増加する（この点について
は、水素に加えて、ケロシンやメタンのような他の燃料
もこのタイプのインゼクタで使用しうることを理解され
たい）。燃焼室においてその後に起こる燃焼は亜音速で
ある。
【図１】 本発明による燃料噴射装置の一実施形態を備
えたラムジェットの概略斜視図である。
えたラムジェットの概略斜視図である。
【図２】 本発明のインゼクタの一実施形態を示す斜視
図である。
図である。
【図３】 図２のIII−III線に沿って示す長手方向断面
図である。
図である。
【図４】 （Ａ），（Ｂ）及び（Ｃ）は、本発明による
インゼクタの別の実施形態を、図４の（Ａ）におけるIV
−IV線に沿ってそれぞれ示す、斜視図、平面図及び長手
方向断面図である。
インゼクタの別の実施形態を、図４の（Ａ）におけるIV
−IV線に沿ってそれぞれ示す、斜視図、平面図及び長手
方向断面図である。
【図５】 （Ａ）及び（Ｂ）は、亜音速燃焼及び超音速
燃焼における燃料噴射装置のレベルにおけるラムジェッ
トの動作を説明する図である。
燃焼における燃料噴射装置のレベルにおけるラムジェッ
トの動作を説明する図である。
１…ラムジェット、２…ケーシング又は囲い（本体）、
３…空気入口（ガス入口）、４…燃料噴射装置、５…燃
焼室、６…ノズル、７…インゼクタ、８…壁体、８Ａ…
隣接する壁体の対峙する面、９…壁体間のスペース、１
０…翼形部材、１１…第１噴射オリフィス、１２…コ
ア、１２Ａ…コアの頂面、１３…第２噴射オリフィス、
１４…第１噴射オリフィス、１５…第２噴射オリフィ
ス。
３…空気入口（ガス入口）、４…燃料噴射装置、５…燃
焼室、６…ノズル、７…インゼクタ、８…壁体、８Ａ…
隣接する壁体の対峙する面、９…壁体間のスペース、１
０…翼形部材、１１…第１噴射オリフィス、１２…コ
ア、１２Ａ…コアの頂面、１３…第２噴射オリフィス、
１４…第１噴射オリフィス、１５…第２噴射オリフィ
ス。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 マルク・ブーシェ フランス国、18000 ブルジュ、アブニュ ー・ド・サン−タマン 34
Claims (6)
- 【請求項１】 広範囲の速度にわたり作動するように設
計された、亜音速及び／又は超音速の航空機のためのラ
ムジェット用の燃料噴射装置であって、該ラムジェット
は、長手方向軸心を有する本体内に、燃焼を支持するガ
ス入口と、該ガス入口の下流であって、ガスのジェット
流の方向にあり、燃焼すべき燃料を燃焼支持ガスと混合
させる燃焼室と、該燃焼室を去るようにガスを方向付け
るようになっているノズルとを備え、前記燃料噴射装置
は、前記燃焼室のレベルのところに設けられると共に、
少なくとも１つのインゼクタを含んでいて、該インゼク
タは、前記ラムジェットの前記本体の前記長手方向軸心
にほぼ沿って延びる複数の離間した壁体を有する壁体構
造のものであり、燃料が、該壁体構造の下流端のところ
で、前記複数の壁体のうちの隣接する２つの壁体によっ
て形成される各スペース内に噴射されるようになってい
る、ラムジェット用燃料噴射装置。 - 【請求項２】 前記壁体の各対が、横断面がほぼＵ字形
の翼形部材の翼状部と、前記翼形部材のコアの頂面上に
開口する第１噴射オリフィスと、前記翼形部材の下流側
自由端で開口する第２噴射オリフィスとを形成する、請
求項１記載のラムジェット用燃料噴射装置。 - 【請求項３】 前記翼形部材の前記コアは、前記壁体構
造の上流端から下流端に向かって傾斜していて、該下流
端のところに最大面積の前記翼形部材の横断面を形成す
るようになっていると共に、前記第１噴射オリフィス
は、前記コアの上流部の近傍にある、請求項２記載のラ
ムジェット用燃料噴射装置。 - 【請求項４】 前記複数の壁体は、離間した平行な壁体
から形成されていて、第１噴射オリフィスが２つの隣接
する壁体の対峙する面上に開口しており、第２噴射オリ
フィスが前記壁体の下流側自由端のところで開口してい
る、請求項１記載のラムジェット用燃料噴射装置。 - 【請求項５】 前記壁体は、前記ラムジェットの前記本
体の側面に対して少なくとも実質的に平行である、請求
項１記載のラムジェット用燃料噴射装置。 - 【請求項６】 前記壁体は、前記ラムジェットの前記本
体の頂部及び底部壁体に対して少なくとも実質的に平行
である、請求項１記載のラムジェット用燃料噴射装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
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