JPH09324701A - 亜音速及び/又は超音速航空機のラムジェット - Google Patents

亜音速及び/又は超音速航空機のラムジェット

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JPH09324701A
JPH09324701A JP9043927A JP4392797A JPH09324701A JP H09324701 A JPH09324701 A JP H09324701A JP 9043927 A JP9043927 A JP 9043927A JP 4392797 A JP4392797 A JP 4392797A JP H09324701 A JPH09324701 A JP H09324701A
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flap
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wall
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 幾何学的形状を可変とする従来のラムジェッ
ト本体部は、技術的には作動可能であるが、極限条件、
特に極限温度下での信頼性の観点からヒンジ結合のとこ
ろに問題がある。また、この問題を解消するために、送
風機を設けることが考えられるが、ヒンジ結合のプレー
トと送風機の組み合わせでは、ラムジェットの質量の増
加が助長され、望ましいことではない。 【解決手段】 亜音速及び/又は超音速航空機のラムジ
ェットは、燃焼支持ガスの入口4と、燃料噴射装置5
と、燃焼支持ガスを燃料と混合させる燃焼室6と、排気
ノズル7とを備えると共に、可変の幾何学的形状を有す
るラムジェット本体部3を含み、該ラムジェット本体部
は、外部空気流Vを過渡領域9に流入可能とするために
燃焼室6と外部との間に連通を確保するようになってい
る少なくとも1つの制御可能な開口11を有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えばマッハ数1
〜2と15〜20との間の広範囲の速度にわたり動作す
るように構成された亜音速及び/又は超音速航空機のた
めのラムジェットに関するものである。
【0002】
【従来の技術】フランス特許願第95 08417号明
細書には、最高効率を維持しながら上述した程度の速度
範囲にわたり動作できるラムジェットが記載されてい
る。この目的から、同ラムジェットは、 −燃焼支持ガスのための入口と、 −燃料噴射装置と、 −前記燃焼支持ガスを燃焼すべき燃料と混合させる燃焼
室と、ガスを前記燃焼室を去るように方向付ける排気ノ
ズルとを備えると共に、前記燃焼室と前記排気ノズルと
の間の過渡領域において、低マッハ数に対応する速度の
ために一旦先細になってから漸開する長手方向断面か
ら、高マッハ数に対応する速度のためにほぼ一定から漸
開する長手方向断面まで漸次変化する可変の幾何学的形
状を有するラムジェット本体部とを含んでいる。
【0003】上述したフランス特許願明細書に記載の実
施形態においては、プレートの形をした本体部の横壁体
のうちの1つを、少なくとも過渡領域(ノズルスロート
部)においてラムジェットの長手方向を横断する軸心回
りに互いにヒンジ結合することによって、本体部の長手
方向断面の幾何学的形状を制御可能としている。従っ
て、選択された対気速度に依存して、プレートを徐々に
適切な位置に移動させることにより特に過渡領域におい
て、本体部の長手方向断面の幾何学的形状を変更するこ
とができる。これにより、指示された速度範囲につい
て、外部条件(燃料消費量、空力圧力、対応する入口に
おける燃焼支持ガスの流れのパターン)に関係なく最大
のスラスト値のような最適の飛行条件を保持することが
可能となる。換言すれば、これは、排気ノズルの漸開断
面が続く燃焼室の一定断面を(約7に等しいか約7より
も大きいマッハ数で)最終的に得るように“低”速度で
存在するノズルスロート部(先細ー漸開の幾何学的形
状)を排除することになる。
【0004】
【発明が解決しようとする課題】本体部の可変の幾何学
的形状の実施形態は、技術的には作動可能であるが、極
限条件、特に極限温度下での信頼性の観点から、プレー
トのヒンジのところでの適正な動作に問題がある。この
問題を解消するために、送風機を設けることが考えられ
る。更に、ヒンジ結合のプレートと送風機の組み合わせ
が使用されると、ラムジェットの質量の増加が助長され
るが、これは望ましいことではない。
【0005】従って、本発明の目的は、本体部の可変の
幾何学的形状が上述した問題を解決しうるように設計さ
れているラムジェットを提供することである。
【0006】
【課題を解決するための手段】この目的から、上述のよ
うに定義される形式のラムジェットは、本発明による
と、ラムジェット本体部が外部空気流を前記過渡領域に
流入可能とするために前記燃焼室と外部との間に連通を
確保するようになっている少なくとも1つの制御可能な
開口を有することを特徴としている。
【0007】従って、本発明によると、先行技術におけ
るような機械的要素を用いることなく、ラムジェットの
過渡領域に外部空気流を導入することにより、本体部の
可変の幾何学的形状が得られる。低温度及び低圧力での
空気流を形成するこの外部空気流は、燃焼支持ガス及び
燃料ガスの混合物が構造本体部内に導入されるときに、
構造本体部内を流れる高温及び高圧の燃焼支持ガス及び
燃料ガスの混合物の長手方向流れ断面を、特に過渡領域
(ノズルスロート部)のところで、変更するのに用いら
れる。このようにして、外部空気流は燃焼支持ガス及び
燃料ガスの混合物を適切に順応させることにより、該ガ
ス混合物の長手方向流れ断面を減少させる。ラムジェッ
トの本体部に導入される外部空気の量は、航空機の対気
速度に依存して制御可能な開口により変更され、最適の
飛行条件を確保する。
【0008】更に、空気流を用いるこの可変の幾何学的
形状による解決策は、先行技術の解決策と比較して、特
にノズルのレベルで生ずる熱応力の軽減を助長し、かつ
ラムジェットの質量の軽減を助長する。
【0009】例えば、前記開口は前記本体部の壁体に形
成され、制御可能なフラップは、該フラップが閉位置を
占めているときに前記開口を閉め切り、該フラップが開
位置を占めているときに前記外部空気流が前記開口を通
って前記本体部の内部に流入するのを可能にするよう
に、軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されている。
【0010】前記構造本体部の全体形状は、対峙する複
数対の壁体から形成される矩形断面ダクトの全体形状で
ある。この場合、前記開口は、前記構造本体部の底部壁
体又は内部に設けられる。その後、頂部壁体は航空機の
胴体に取り付けられる。
【0011】前記フラップのヒンジ結合の前記軸心は、
前記構造本体部の長手方向に対して実質的に直交してい
る。第1の実施形態においては、前記制御可能なフラッ
プは、その前縁で前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合
されて、前記構造本体部の内部に向かって揺動し、前記
外部空気流が前記構造本体部に流入できるようにしてい
る。第2の実施形態においては、前記制御可能なフラッ
プは、その後縁で前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合
されて、前記構造本体部の外部に向かって揺動し、前記
外部空気流が前記構造本体部に流入できるようにしてい
る。
【0012】2つの制御可能な開口を前記構造本体部に
設けることができ、第1の開口は前記燃焼室と連通し、
第2の開口は前記過渡領域と連通する。前記フラップ
は、前記第1,第2の開口を制御すると共に、それぞれ
の軸心回りに前記構造本体部の壁体にヒンジ結合されて
いる。このような仕方で第2の開口を用いて、低マッハ
数の飛行のために空気流を過渡領域に導入する。第1の
開口は高マッハ数で用いられ、前記構造本体部の長手方
向断面の幾何学的形状を適切に順応させる。
【0013】
【発明の実施の形態】添付図面は、本発明をどのように
して実施するかを明確に示しており、図中、同一の参照
符号は類似の構成要素を表している。
【0014】図1に示す航空機1は、この実施形態では
その胴体1Aの下側に、幾何学的形状が可変のラムジェ
ット2を備えていて、航空機がマッハ数1〜2と15〜
20との間の広範囲の速度で飛行することを可能にして
いる。
【0015】ラムジェット2は、主として、構造本体部
(ラムジェット本体部)3と、燃焼支持ガスの入口4
と、燃料噴射装置5と、燃焼室6と、排気ノズル7とか
らなる。図2に示す実施形態においては、構造本体部3
は、複数対の壁体から構成された矩形等の断面形状に近
似する長手方向断面を有する。図示の実施形態において
は、頂部壁体3Aは航空機の胴体1Aと関連せしめら
れ、底部壁体3Bはラムジェットの内部を構成する。他
の2つの壁体、即ち側方壁体3Cは、図の面に対し平行
である。
【0016】矢印Fにより表されたガスジェットもしく
は混合物の流れの方向において、長手方向のラムジェッ
ト本体部の上流端から下流端に、例えば空気入口である
燃焼支持ガスの入口4と、この入口の後方にある燃料噴
射装置5と、燃焼支持ガスが燃焼すべき燃料と内部で混
合される燃焼室6と、この混合物により生成されたガス
ジェットを外部に方向付けるようになっている先細−漸
開の幾何学的形状のスロート部8を有する排気ノズル7
とが設けられている。
【0017】更に、ラムジェット2の構造本体部3は、
燃焼室6の一部とノズルの一部(スロート部)との間に
画成された少なくとも過渡領域9に、可変の幾何学的形
状を有していて、前述したように、構造本体部3の長手
方向断面が、少なくともこの過渡領域9(スロート部
8)において、航空機の対気速度に従って変更されるこ
とを可能にしている。
【0018】また、燃焼室6は、超音速燃焼が始まる上
流の拡散領域と、後退可能な火炎捕捉部材10の後方に
あり超音速燃焼が起こる下流の燃焼室領域とに分割され
ていて、この燃焼室領域においては、また、超音速燃焼
が終息する。複数のインゼクタからなる燃料噴射装置5
は、燃料を燃焼室の容積の全てに分散させる。所要のマ
ッハ数に適する使用燃料については、前述したフランス
特許願明細書を参照されたい。
【0019】本発明によれば、図2に示した実施形態に
おいては、ラムジェット2の構造本体部3は、該構造本
体部の底部壁体3Bに形成された制御可能な開口11を
備えており、この開口11は、燃焼室6と外部との間に
連通を確保するようになっていて、作動時には、外部空
気流を構造本体部の過渡領域9に導入して、ガスジェッ
トと同一の方向Fに流す。その後、この空気流Vは、特
に過渡領域のレベルのところで、構造本体部の長手方向
断面の幾何学的形状を変えると共に、後述するように、
構造本体部の内部を通流するガスジェットの流れ断面を
変更する結果になる。
【0020】特に、引っ込み可能なトラップを形成する
フラップ12は、開口11の覆いを徐々に無くすことが
できるように、該開口11を閉め切る。フラップ12
は、ピン13の回りに構造本体部の底部壁体3Bにヒン
ジ結合されていて、図示しないが周知の形式のものであ
るアクチュエータにより揺動されるようになっている。
この実施形態においては、ラムジェットの長手方向に直
交するヒンジ用のピン13は、燃料噴射装置5に向かっ
て臨むフラップの前縁12Aに設けられており、反対
に、フラップの後縁12Bは過渡領域に臨んでいる。開
口11が完全に閉め切られる、図2に実線で示されたフ
ラップ12の閉位置においては、フラップ12は、途切
れることなく底部壁体3Bに続き、従って、同壁体の一
部を形成している。
【0021】このフラップ12の閉位置(実線で示す)
は、燃焼室6の容積(又は高さ)が最大(最大流れ断
面)であるマッハ数1〜2の範囲の対気速度に対応して
おり、ラムジェット1は先細ー漸開形状の開放スロート
部を有するノズル7で終端している。
【0022】マッハ数2.5程度の対気速度について
は、フラップ12は、図2に太い鎖線で示す位置を占
め、前記アクチュエータにより、また、ヒンジ用のピン
13により、構造本体部3の燃焼室6の内部に引っ込め
られる。フラップ12は、空気入口を構成する開口11
を覆っておらず、この開口11を通って外部空気流Vが
導入される。外部空気流は、このフラップ12により方
向付けられて、過渡領域9に向かって流れ、燃焼支持ガ
ス及び燃料の混合物から得られたガスジェットがフラッ
プ12からの長手方向断面に沿ってより小さな横断面形
状をとることを余儀なくさせる。この太い鎖線位置にお
いては、燃焼室6の幾何学的形状は僅かに変化し、燃焼
室6の横断面が減少し、そして、特に過渡領域9のレベ
ルのところでは、ノズル7の横断面が先細ー漸開スロー
ト部8を保持する。従って、低温及び低圧である外部空
気流Vは、高温及び高圧のガスジェット、即ち構造本体
部の幾何学的形状を変更するための“自然境界”として
作用する。
【0023】例えば、マッハ数6の対気速度について
は、フラップ12は、図2に点線で示した位置を占め
る。該フラップは構造本体部の更に内側に移動している
ので、燃焼室6の横断面はそれに応じて減少し、殆ど一
定になる傾向を示すが、一方、ノズル8は、先細ー漸開
スロート部形状を保持しているが、構造本体部に導入さ
れるより多量の空気流Vの流れのため、明らかにもっと
平らである。
【0024】上述した種々の速度及びその他の速度での
燃料噴射装置5や火炎捕捉部材10の動作の詳細につい
ては、前述したフランス特許願明細書を参照されたい。
【0025】例えば、マッハ数7よりも大きい対気速度
については、フラップ12は、図2に細い鎖線で示した
位置を占める。この位置では、構造本体部3の長手方向
断面の幾何学的形状は、純粋に漸開するノズル7のスロ
ート部8に関する限り、燃焼室6から実質的に一定の横
断面を有する。フラップ12は構造本体部の頂部壁体3
Aに対して実質的に平行であり、また、最大寸法の開口
11は、かなりの空気流Vが過渡領域9に入ることを許
容する。該空気流は、フラップ12の平面に広がり、ノ
ズル7の後部で僅かに漸開する部位まで、長手方向断面
を一定に維持する。このような配置が用いられると、超
音速条件下で燃焼による熱のインプットが行われるよう
な運転条件であるときに、実質的に一定の長手方向断面
に熱遮断現象が起きない利点がある(これにより、マッ
ハ数7とするかその前後とするかを決定する)。
【0026】空気流の導入によってラムジェットの構造
本体部3を可変の幾何学的形状とすることにより、広範
囲のマッハ数及び飛行条件(高度、入射角、加速度又は
巡航速度)にわたり航空機の種々の飛行フェーズを最適
化することができるが、他の利点もある。
【0027】この付加的な空気流は運動量の増加を表し
ており、構造本体部内の流量を増大する。これは、燃料
消費を必ずしも増大することなくラムジェットのスラス
トに有効になりうる。また、ラムジェットの抗力が減少
するので、構造本体部の底部壁体にかかる摩擦が減少す
る。この摩擦は、マッハ数が増大するときの特性に重要
な影響を有する。加うるに、ノズルの下方部分もしくは
底部部分は、頂部壁体のみが強い熱移動を受けるよう
に、低温空気流の流れによって冷却するのが有利であ
る。また、ノズルからの出口で得られるガスジェットの
希薄は、レーダ識別特性の低減に有益でことに注意され
たい。
【0028】図3の実施形態においては、構造本体部3
の幾何学的形状は、同構造本体部の底部壁体3Bに直列
に形成され、それぞれの制御可能なフラップ23,24
によって閉め切られるようになっている2つの開口2
1,22により変更される。更に正確に述べると、第1
の開口21は燃焼室6と連通し、第2の開口22は、ノ
ズル7のスロート部8のレベルのところで、その幾何学
的形状の先細部において過渡領域9に直接に開口してい
る。
【0029】この点について前述した実施形態と異なる
のは、第1の開口21のフラップ23が、その後縁23
Aにより、ヒンジピン13回りに底部壁体3Bにヒンジ
結合されていて、前縁23Bが揺動し、第1の開口21
の覆いを徐々に無くしていることである。同じことが第
2の開口22のフラップ24についても当てはまり、同
フラップは後縁24Aにより、ピン13回りにノズルス
ロート部の壁体にヒンジ結合されている。2つのフラッ
プは、図示しないアクチュエータにより作動される。ヒ
ンジピン13,13は互いに平行であり、また、ラムジ
ェットの長手方向に対して直交している。
【0030】この実施形態の動作は図2に関して述べた
前の実施形態の動作に類似している。マッハ数2.5程
度の対気速度については、フラップ24のみが作動され
て、この対気速度に適する程度まで第2の開口22の覆
いを無くして、太い鎖線で表された外部空気流Vをノズ
ル7のスロート部8内に直接に流入させ、過渡領域9に
おけるこの部位で燃焼により生成されたガスジェットを
変更する。フラップ23は第1の開口21を閉め切る。
【0031】マッハ数6の程度及びマッハ数7よりも大
きい程度の対気速度については、例えば、フラップ23
は点線と細い鎖線で示された位置までそれぞれ開き、外
部空気流が第1の開口を介して流入し、燃焼室6及び過
渡領域9を通流して、ノズル7から流出する。少なくと
もマッハ数7の対気速度については、構造本体部3の可
変の幾何学的形状は、ノズル7のスロート部8に関する
限り実質的に一定であり、その後、僅かに漸開する。速
度が増大するときに、燃焼室の容積及び過渡領域の容積
は、占められている容積が、例えば、7よりも大きいマ
ッハ数で最小になるまで、減少する。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明のラムジェットを備えた航空機の概略
図である。
【図2】 幾何学的形状が変化する本発明のラムジェッ
トの一実施形態の長手方向断面を概略的に示す図であ
る。
【図3】 幾何学的形状が変化する本発明のラムジェッ
トの別の実施形態の長手方向断面を概略的に示す図であ
る。
【符号の説明】
1…航空機、2…ラムジェット、3…ラムジェット本体
部(構造本体部)、3A…頂部壁体、3B…底部壁体、
3C…側部壁体、4…燃焼支持ガスの入口、5…燃料噴
射装置、6…燃焼室、7…排気ノズル、8…スロート
部、11…開口、12,23,24…フラップ、12
A,23B…前縁、12B,23A,24A…後縁、1
3…ピン、21…第1の開口、22…第2の開口、V…
外部空気流。
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 (8)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 広範囲の速度にわたり動作するように構
    成された亜音速及び/又は超音速航空機のラムジェット
    であって、 燃焼支持ガスのための入口と、 燃料噴射装置と、 前記燃焼支持ガスを燃焼すべき燃料と混合させる燃焼室
    と、ガスを前記燃焼室を去るように方向付ける排気ノズ
    ルとを備えると共に、前記燃焼室と前記排気ノズルとの
    間の過渡領域において、低マッハ数に対応する速度のた
    めに一旦先細になってから漸開する長手方向断面から、
    高マッハ数に対応する速度のためにほぼ一定から漸開す
    る長手方向断面まで漸次変化する可変の幾何学的形状を
    有するラムジェット本体部とを含み、 該ラムジェット本体部は、外部空気流を前記過渡領域に
    流入可能とするために前記燃焼室と外部との間に連通を
    確保するようになっている少なくとも1つの制御可能な
    開口を有する、亜音速及び/又は超音速航空機のラムジ
    ェット。
  2. 【請求項2】 前記開口は前記本体部の壁体に形成さ
    れ、制御可能なフラップは、該フラップが閉位置を占め
    ているときに前記開口を閉め切り、該フラップが開位置
    を占めているときに前記外部空気流が前記開口を通って
    前記本体部の内部に流入するのを可能にするように、軸
    心回りに前記壁体にヒンジ結合されている、請求項1記
    載のラムジェット。
  3. 【請求項3】 前記本体部は、対峙する複数対の壁体か
    ら形成される矩形断面ダクトの全体形状を有し、前記開
    口は、前記本体部の底部壁体又は内部に設けられてい
    る、請求項2記載のラムジェット。
  4. 【請求項4】 前記フラップのヒンジ結合の前記軸心
    は、前記本体部の長手方向に対して実質的に直交してい
    る、請求項2記載のラムジェット。
  5. 【請求項5】 前記制御可能なフラップは、その前縁で
    前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されて、前記本体
    部の内部に向かって揺動し、前記外部空気流が前記本体
    部に流入できるようにしている、請求項2記載のラムジ
    ェット。
  6. 【請求項6】 前記制御可能なフラップは、その後縁で
    前記軸心回りに前記壁体にヒンジ結合されて、前記本体
    部の外部に向かって揺動し、前記外部空気流が前記本体
    部に流入できるようにしている、請求項2記載のラムジ
    ェット。
  7. 【請求項7】 2つの制御可能な開口が前記本体部に形
    成されていて、第1の開口が前記燃焼室と連通し、第2
    の開口が前記過渡領域と連通する、請求項1記載のラム
    ジェット。
  8. 【請求項8】 前記フラップは、前記第1,第2の開口
    を制御すると共に、それぞれの軸心回りに前記本体部の
    壁体にヒンジ結合されている、請求項7記載のラムジェ
    ット。
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FR9602603 1996-03-01

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