JPH0932640A - 超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェットエンジン - Google Patents
超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェットエンジンInfo
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- JPH0932640A JPH0932640A JP8180943A JP18094396A JPH0932640A JP H0932640 A JPH0932640 A JP H0932640A JP 8180943 A JP8180943 A JP 8180943A JP 18094396 A JP18094396 A JP 18094396A JP H0932640 A JPH0932640 A JP H0932640A
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- 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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- Mechanical Engineering (AREA)
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- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 常時最大効率を維持しつつ広い速度範囲に亙
って動作が可能な超音速及び／又は極超音速飛行用の航
空機のラムジェットエンジンを提供する。 【解決手段】 ラムジェットエンジンは、燃焼室（６）
とジェットパイプ（７）とを含むラムジェットエンジン
本体（５）からなる。該エンジン本体は、燃焼室（６）
とジェットパイプ（７）との間における遷移領域（８）
の近傍で、低いマッハ数に対応する速度に対しては収斂
し次いで発散する長手方向部分から、高いマッハ数に対
応する速度に対しては少なくとも実質的に一定で次いで
発散する長手方向部分に徐々にに移行するように変化す
る構造形態を有する。
って動作が可能な超音速及び／又は極超音速飛行用の航
空機のラムジェットエンジンを提供する。 【解決手段】 ラムジェットエンジンは、燃焼室（６）
とジェットパイプ（７）とを含むラムジェットエンジン
本体（５）からなる。該エンジン本体は、燃焼室（６）
とジェットパイプ（７）との間における遷移領域（８）
の近傍で、低いマッハ数に対応する速度に対しては収斂
し次いで発散する長手方向部分から、高いマッハ数に対
応する速度に対しては少なくとも実質的に一定で次いで
発散する長手方向部分に徐々にに移行するように変化す
る構造形態を有する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、広い速度範囲に亙
って動作するように適応された超音速及び／又は極超音
速飛行用の航空機のラムジェットエンジンに関するもの
である。ここで企図する速度範囲は、マッハ数１〜２と
マッハ数１５〜２０との間における範囲である。
って動作するように適応された超音速及び／又は極超音
速飛行用の航空機のラムジェットエンジンに関するもの
である。ここで企図する速度範囲は、マッハ数１〜２と
マッハ数１５〜２０との間における範囲である。
【０００２】現在まで、常時最大効率を保持しつつ、上
記のような広い速度範囲に亙って動作が可能なラムジェ
ットエンジンは存在していない。
記のような広い速度範囲に亙って動作が可能なラムジェ
ットエンジンは存在していない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、常時
最大効率を維持しつつ広い速度範囲に亙って動作が可能
なラムジェットエンジンを提供することにある。
最大効率を維持しつつ広い速度範囲に亙って動作が可能
なラムジェットエンジンを提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】上の目的で、本発明によ
れば、広い速度範囲に亙って動作するように適応された
超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェット
エンジンにおいて、 −オキシダント入口と、 −少なくとも１つの燃料噴射器と、 −上記オキシダント及び被燃焼燃料を混合する燃焼室
と、該燃焼室から流出するガスを通流するように適応さ
れたジェットパイプ部分とを有するラムジェットエンジ
ン本体を含み、 −上記ラムジェットエンジン本体は、上記燃焼室と上記
ジェットパイプとの間における遷移領域の近傍で、低い
マッハ数に対応する速度に対しては収斂し次いで発散す
る長手方向部分から、高いマッハ数に対応する速度に対
しては実質的に一定で次いで発散する長手方向部分に漸
進的に移行するように変化する構造形態を有することを
特徴とする航空機のラムジェットエンジンが提案され
る。
れば、広い速度範囲に亙って動作するように適応された
超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェット
エンジンにおいて、 −オキシダント入口と、 −少なくとも１つの燃料噴射器と、 −上記オキシダント及び被燃焼燃料を混合する燃焼室
と、該燃焼室から流出するガスを通流するように適応さ
れたジェットパイプ部分とを有するラムジェットエンジ
ン本体を含み、 −上記ラムジェットエンジン本体は、上記燃焼室と上記
ジェットパイプとの間における遷移領域の近傍で、低い
マッハ数に対応する速度に対しては収斂し次いで発散す
る長手方向部分から、高いマッハ数に対応する速度に対
しては実質的に一定で次いで発散する長手方向部分に漸
進的に移行するように変化する構造形態を有することを
特徴とする航空機のラムジェットエンジンが提案され
る。
【０００５】上述の構成によれば、企図せる広い速度範
囲に亙り、外的条件（燃料消費、空力圧力、対応の入口
に流入するオキシダント（空気）の流れのプロフィル）
に関係なく最適な飛行状態、特に最大推力値を確保する
ために、飛行速度の関数として、ラムジェットエンジン
本体全体、特に燃焼室とジェットパイプ（ノズルスロー
ト）間の遷移部近傍における幾何学的形態の漸進的な整
合もしくは適合化が実現される。換言するならば、上記
の構成によれば、特に、「低」速度時に存在するノズル
スロート部（収斂−発散形態）が、究極的には、約８の
マッハ数に等しいか又はそれより大きいマッハ数におい
て）「消失し」、それにより、燃焼室は実質的に一定の
断面積を有することになり、次いで発散する断面を有す
るジェットパイプが後続する。
囲に亙り、外的条件（燃料消費、空力圧力、対応の入口
に流入するオキシダント（空気）の流れのプロフィル）
に関係なく最適な飛行状態、特に最大推力値を確保する
ために、飛行速度の関数として、ラムジェットエンジン
本体全体、特に燃焼室とジェットパイプ（ノズルスロー
ト）間の遷移部近傍における幾何学的形態の漸進的な整
合もしくは適合化が実現される。換言するならば、上記
の構成によれば、特に、「低」速度時に存在するノズル
スロート部（収斂−発散形態）が、究極的には、約８の
マッハ数に等しいか又はそれより大きいマッハ数におい
て）「消失し」、それにより、燃焼室は実質的に一定の
断面積を有することになり、次いで発散する断面を有す
るジェットパイプが後続する。
【０００６】特に、上記ラムジェットエンジン本体が、
全体的に、対向する対の壁体から構成されて矩形断面を
有するダクトの形状を有する場合には、上記壁体のうち
の少なくとも１つの壁体を、上記ラムジェットエンジン
本体の長手方向を横切る各スピンドルにより相互に且つ
必要に応じ上記壁体の端部に枢軸結合された板から構成
し、上記板のうちの少なくとも幾つかの板の相対的位置
関係で、上記燃焼室と上記ジェットパイプとの間におけ
る上記遷移領域の変化する構造形態を画成する。
全体的に、対向する対の壁体から構成されて矩形断面を
有するダクトの形状を有する場合には、上記壁体のうち
の少なくとも１つの壁体を、上記ラムジェットエンジン
本体の長手方向を横切る各スピンドルにより相互に且つ
必要に応じ上記壁体の端部に枢軸結合された板から構成
し、上記板のうちの少なくとも幾つかの板の相対的位置
関係で、上記燃焼室と上記ジェットパイプとの間におけ
る上記遷移領域の変化する構造形態を画成する。
【０００７】上記板の相対的枢軸運動を可能にするため
に、上記板のうちの少なくとも幾つかの板は、重なり領
域を有する２つの部分から構成するのが好適である。
に、上記板のうちの少なくとも幾つかの板は、重なり領
域を有する２つの部分から構成するのが好適である。
【０００８】更に、上記ジェットパイプの端部における
上記板が三角形の断面を有し、該三角形断面の１つの頂
点は上記ラムジェットエンジン本体の内部に向かって位
置し、他の２つの頂点が、上記板の各枢着スピンドルに
対応するようにするのが有利である。
上記板が三角形の断面を有し、該三角形断面の１つの頂
点は上記ラムジェットエンジン本体の内部に向かって位
置し、他の２つの頂点が、上記板の各枢着スピンドルに
対応するようにするのが有利である。
【０００９】本発明の別の様相によれば、上記枢軸結合
された板及び／又は保炎器は、飛行速度に関連のパラメ
ータを測定するための測定装置から発生される信号に基
づいて航空機搭載コンピュータにより駆動される一群の
ジャッキ又は同様物により作動される。
された板及び／又は保炎器は、飛行速度に関連のパラメ
ータを測定するための測定装置から発生される信号に基
づいて航空機搭載コンピュータにより駆動される一群の
ジャッキ又は同様物により作動される。
【００１０】上記測定装置は、上記燃焼室に配設した少
なくとも１つの推力センサ及び／又は静圧測定手段から
構成するのが好適である。
なくとも１つの推力センサ及び／又は静圧測定手段から
構成するのが好適である。
【００１１】更に、上記燃焼室は、超音速燃焼が開始す
る拡散（ディフューザ）領域と、撤収可能な上記保炎器
の後方で亜音速燃焼が行われ且つ上記超音速燃焼が終末
する室領域とに分割される。
る拡散（ディフューザ）領域と、撤収可能な上記保炎器
の後方で亜音速燃焼が行われ且つ上記超音速燃焼が終末
する室領域とに分割される。
【００１２】更にまた、上記燃料噴射器を、流れ全体に
亙る燃料の分配を確保するために、上記オキシダント入
口の領域において上記燃焼室の軸方向で且つ該燃焼室の
直ぐ上流側に配設し、上記燃焼室には点火装置を設ける
のが有利である。
亙る燃料の分配を確保するために、上記オキシダント入
口の領域において上記燃焼室の軸方向で且つ該燃焼室の
直ぐ上流側に配設し、上記燃焼室には点火装置を設ける
のが有利である。
【００１３】加えるに、燃料として、低い飛行マッハ数
に対しては灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素
を使用するのが有利である。
に対しては灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素
を使用するのが有利である。
【００１４】
【発明の実施の形態】以下、本発明をどのように実施し
得るかに関し明瞭な理解を得るために、添付図面を参照
し説明する。
得るかに関し明瞭な理解を得るために、添付図面を参照
し説明する。
【００１５】図示の超音速及び／又は極超音速飛行用の
航空機のラムジェットエンジン１は、例えば、マッハ数
１〜２からマッハ数１５〜２０の広範囲の速度で動作す
るように企図されている。
航空機のラムジェットエンジン１は、例えば、マッハ数
１〜２からマッハ数１５〜２０の広範囲の速度で動作す
るように企図されている。
【００１６】ラムジェットエンジン１は、ハウジングも
しくはケーシング２内に下記の部分もしくは要素を具備
している。即ち、 − ラムジェットエンジンが設けられた航空機の胴体の
下側部で該エンジンの上流側に設置されたオキシダント
入口３、特に空気取入口と、 − ラムジェットエンジンの本体５の上流側に設けられ
た燃料噴射器４とを備え、 − ここで本体５は、図２から明瞭に理解されるよう
に、燃焼室部分６とジェットパイプ部分７とに分割さ
れ、該燃焼室部分６とジェットパイプ部分７との間に
は、追って詳細に説明するように、本発明に従い、速度
の関数、言い換えるならば、ラムジェットエンジンが動
作するマッハ数の関数として変化する収斂−発散形状の
遷移領域（もしくはスロート）８が画成されている。
しくはケーシング２内に下記の部分もしくは要素を具備
している。即ち、 − ラムジェットエンジンが設けられた航空機の胴体の
下側部で該エンジンの上流側に設置されたオキシダント
入口３、特に空気取入口と、 − ラムジェットエンジンの本体５の上流側に設けられ
た燃料噴射器４とを備え、 − ここで本体５は、図２から明瞭に理解されるよう
に、燃焼室部分６とジェットパイプ部分７とに分割さ
れ、該燃焼室部分６とジェットパイプ部分７との間に
は、追って詳細に説明するように、本発明に従い、速度
の関数、言い換えるならば、ラムジェットエンジンが動
作するマッハ数の関数として変化する収斂−発散形状の
遷移領域（もしくはスロート）８が画成されている。
【００１７】更に、燃焼室６自体も、超音速燃焼が開始
する拡散領域（ディフューザ領域）６Ａと、保炎器９の
後方にあって超音速燃焼が終末し亜音速燃焼が行われ、
而も燃料噴射器４が流れ全体に亙って燃料を分配する室
領域６Ｂとに分割されている。該室領域６Ｂ内には、点
火装置１０（図２参照）が設けられている。ここで、燃
料としては、最低飛行マッハ数（マッハ数８まで）に対
しては、（必要に応じラムジェットエンジンの点火並び
にジェットの噴射を容易にするために水素を混合して）
灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素を使用する
ことを企図している。尤も、この型式のエンジンに対し
ては、他の燃料（例えば、メタン、吸熱性炭化水素、合
成燃料等）をも用いることができよう。
する拡散領域（ディフューザ領域）６Ａと、保炎器９の
後方にあって超音速燃焼が終末し亜音速燃焼が行われ、
而も燃料噴射器４が流れ全体に亙って燃料を分配する室
領域６Ｂとに分割されている。該室領域６Ｂ内には、点
火装置１０（図２参照）が設けられている。ここで、燃
料としては、最低飛行マッハ数（マッハ数８まで）に対
しては、（必要に応じラムジェットエンジンの点火並び
にジェットの噴射を容易にするために水素を混合して）
灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素を使用する
ことを企図している。尤も、この型式のエンジンに対し
ては、他の燃料（例えば、メタン、吸熱性炭化水素、合
成燃料等）をも用いることができよう。
【００１８】図示の実施例においては、ラムジェットエ
ンジンの本体５は、全体的に、大まかに表現して二対の
対向する壁体から構成されて矩形断面を有するダクトの
形態を有しており、図には、上記対向する壁体のうち下
側の壁（壁体）１１及び上側の壁（壁体）１２だけを示
した。即ち、図示を明瞭にするために、図には、対応の
側壁は示されていない。本発明の主題である変化する構
造形態を実現するために、上壁１２は、ラムジェットエ
ンジンの本体５の長手方向を横断して設けられた各スピ
ンドル１３Ａ〜１３Ｅにより相互に且つ壁１２の端部に
枢着された板１２Ａ〜１２Ｄから構成される。これら各
板１２Ａ〜１２Ｄ間において相対的枢軸運動もしくは回
動を可能にするために、上記板のうちの幾つか、即ちこ
の例においては板１２Ａ及び１２Ｃが図１に示すよう
に、重なり領域１２Ａ．１及び１２Ｃ.１(図２には図示
せず）を有する２つの部分として形成されている。
ンジンの本体５は、全体的に、大まかに表現して二対の
対向する壁体から構成されて矩形断面を有するダクトの
形態を有しており、図には、上記対向する壁体のうち下
側の壁（壁体）１１及び上側の壁（壁体）１２だけを示
した。即ち、図示を明瞭にするために、図には、対応の
側壁は示されていない。本発明の主題である変化する構
造形態を実現するために、上壁１２は、ラムジェットエ
ンジンの本体５の長手方向を横断して設けられた各スピ
ンドル１３Ａ〜１３Ｅにより相互に且つ壁１２の端部に
枢着された板１２Ａ〜１２Ｄから構成される。これら各
板１２Ａ〜１２Ｄ間において相対的枢軸運動もしくは回
動を可能にするために、上記板のうちの幾つか、即ちこ
の例においては板１２Ａ及び１２Ｃが図１に示すよう
に、重なり領域１２Ａ．１及び１２Ｃ.１(図２には図示
せず）を有する２つの部分として形成されている。
【００１９】なお、上記の形態は、「選択される」可動
壁並びに該可動壁を構成する板の数に関する限り限定的
な意味に解釈されてはならないのは当然である。特に、
ラムジェットエンジンの他の壁或いは幾つかの壁は、本
発明の既述の目的を達成するために、「可動性」を有す
るように設計しておくことが可能である。
壁並びに該可動壁を構成する板の数に関する限り限定的
な意味に解釈されてはならないのは当然である。特に、
ラムジェットエンジンの他の壁或いは幾つかの壁は、本
発明の既述の目的を達成するために、「可動性」を有す
るように設計しておくことが可能である。
【００２０】更にまた、板１２Ｄは、ジェットパイプ７
の端部で特殊な構造を有している点に注目されたい。即
ち、該ジェットパイプ７の端部で、板１２Ｄは、ラムジ
ェットエンジンの本体の内側に向く１つの頂点１２Ｄ．
１と、枢支スピンドル１３Ｄ及び１３Ｅにそれぞれ対応
する他の２つの頂点とを有する三角形の断面を有し、収
斂／発散輪郭を呈している。なお、この構造は、実際
上、ジェットパイプ７の１つの壁を構成している上記板
１２Ｄの位置決め及び機能に関連するものである。
の端部で特殊な構造を有している点に注目されたい。即
ち、該ジェットパイプ７の端部で、板１２Ｄは、ラムジ
ェットエンジンの本体の内側に向く１つの頂点１２Ｄ．
１と、枢支スピンドル１３Ｄ及び１３Ｅにそれぞれ対応
する他の２つの頂点とを有する三角形の断面を有し、収
斂／発散輪郭を呈している。なお、この構造は、実際
上、ジェットパイプ７の１つの壁を構成している上記板
１２Ｄの位置決め及び機能に関連するものである。
【００２１】板１２Ａ〜１２Ｄの可動性は、図２から理
解されるように、ジャッキ１４、１５及び１６の集合体
によって実現される。なお、これらジャッキは、必要に
応じ、対応の連結管と組み合わせることができる（ジャ
ッキ１５には連結管１７が設けられる）。同様に、ジャ
ッキ１８は、各保炎器９の位置決め並びに（空洞１９で
表したように）該保炎器９を撤収する働きをなす。な
お、図示を明瞭にする意図から、総てのジャッキ及び連
結管の図示は図１において割愛してある。
解されるように、ジャッキ１４、１５及び１６の集合体
によって実現される。なお、これらジャッキは、必要に
応じ、対応の連結管と組み合わせることができる（ジャ
ッキ１５には連結管１７が設けられる）。同様に、ジャ
ッキ１８は、各保炎器９の位置決め並びに（空洞１９で
表したように）該保炎器９を撤収する働きをなす。な
お、図示を明瞭にする意図から、総てのジャッキ及び連
結管の図示は図１において割愛してある。
【００２２】ラムジェットエンジンの動作においては、
該ラムジェットエンジンの運転効率の積分線形関数であ
るスラストもしくは推力を測定する測定装置２０からの
信号を受けて、航空機搭載のコンピュータ２１が、壁１
２の枢着板１２Ａ〜１２Ｄの制御ジャッキ１４、１５、
１６を相応に作動して、燃焼室の通路部分（ラムジェッ
トエンジンの本体５）の最適形態を実現するように動作
する。上記測定装置としては、ラムジェットエンジンの
動作中に発生される長手方向の力（軸力）の値、即ち推
力の値を検出する推力センサの使用が考えられる。推力
値は、動作プロセスの効率により決定される。例えば、
燃焼効率及び（ラムジェットエンジンの全流体圧損失の
関数である）全圧力回復率によって決定される。これら
２つのパラメータのレベルもしくは値は、（飛行経路の
各点における）通路部分の幾何学的形態と実際上の形態
的制御因子を表す安定手段（保炎器９）の効率とに依存
する。
該ラムジェットエンジンの運転効率の積分線形関数であ
るスラストもしくは推力を測定する測定装置２０からの
信号を受けて、航空機搭載のコンピュータ２１が、壁１
２の枢着板１２Ａ〜１２Ｄの制御ジャッキ１４、１５、
１６を相応に作動して、燃焼室の通路部分（ラムジェッ
トエンジンの本体５）の最適形態を実現するように動作
する。上記測定装置としては、ラムジェットエンジンの
動作中に発生される長手方向の力（軸力）の値、即ち推
力の値を検出する推力センサの使用が考えられる。推力
値は、動作プロセスの効率により決定される。例えば、
燃焼効率及び（ラムジェットエンジンの全流体圧損失の
関数である）全圧力回復率によって決定される。これら
２つのパラメータのレベルもしくは値は、（飛行経路の
各点における）通路部分の幾何学的形態と実際上の形態
的制御因子を表す安定手段（保炎器９）の効率とに依存
する。
【００２３】搭載コンピュータ２１の制御は、制御系を
して、エンジンと関連し適正に得られる数個の圧力測定
値と、（例えば、燃料流量、航空機速度のような）他の
各種情報とから最大性能を実現させるように作用する。
実際上、推力センサは、地上及び飛行中における開発試
行中、場合により、企図せる制御で実際に推進性能を最
大限に発揮させることが可能であることを検証するのに
特に有用である。
して、エンジンと関連し適正に得られる数個の圧力測定
値と、（例えば、燃料流量、航空機速度のような）他の
各種情報とから最大性能を実現させるように作用する。
実際上、推力センサは、地上及び飛行中における開発試
行中、場合により、企図せる制御で実際に推進性能を最
大限に発揮させることが可能であることを検証するのに
特に有用である。
【００２４】マッハ数１〜２からマッハ数約６の範囲内
での飛行速度においては、燃焼室は、保炎器９が伸長さ
れて通路部内の拡散室内に配置され、通路部の形態が、
推力センサ２０からの信号を受けて処理する搭載コンピ
ュータ２１から供給される指令の関数として変更される
ことに対応する亜音速もしくはサブソニック燃焼状態下
で動作する。燃焼室は、１〜２のマッハ数に対し亜音速
燃焼状態下で最大通路横断面積を有し、この横断面積は
マッハ数が高くなればなるほど（但し、マッハ数≦
６）、壁１２の枢着板１２Ａ〜１２Ｄを対向壁１１に向
けて「閉ざす」ことにより減少する（図３の（Ｂ）参
照）。なお、この間、燃焼室とジェットパイプとの間の
遷移領域におけるスロート形態（収斂−発散形態）は保
存される。
での飛行速度においては、燃焼室は、保炎器９が伸長さ
れて通路部内の拡散室内に配置され、通路部の形態が、
推力センサ２０からの信号を受けて処理する搭載コンピ
ュータ２１から供給される指令の関数として変更される
ことに対応する亜音速もしくはサブソニック燃焼状態下
で動作する。燃焼室は、１〜２のマッハ数に対し亜音速
燃焼状態下で最大通路横断面積を有し、この横断面積は
マッハ数が高くなればなるほど（但し、マッハ数≦
６）、壁１２の枢着板１２Ａ〜１２Ｄを対向壁１１に向
けて「閉ざす」ことにより減少する（図３の（Ｂ）参
照）。なお、この間、燃焼室とジェットパイプとの間の
遷移領域におけるスロート形態（収斂−発散形態）は保
存される。
【００２５】保炎器９は、超音速の流れを減速し、それ
により、該保炎器と燃料噴射器４との間に（即ち、ディ
フューザにおいて）垂直衝撃もしくはそれに等価な配向
の衝撃列が生じ、この衝撃の後、流れは亜音速になる。
燃料噴射器から流出する燃料はこの流れに分給され、点
火装置１０が作動されて燃料空気混合物が点火される。
保炎器の後流側ではガスが渦を形成し、安定な火炎、即
ち安定領域が出現する。これら安定火炎領域で燃焼室に
おける燃焼プロセスが促進される。
により、該保炎器と燃料噴射器４との間に（即ち、ディ
フューザにおいて）垂直衝撃もしくはそれに等価な配向
の衝撃列が生じ、この衝撃の後、流れは亜音速になる。
燃料噴射器から流出する燃料はこの流れに分給され、点
火装置１０が作動されて燃料空気混合物が点火される。
保炎器の後流側ではガスが渦を形成し、安定な火炎、即
ち安定領域が出現する。これら安定火炎領域で燃焼室に
おける燃焼プロセスが促進される。
【００２６】図示のように、燃焼室の上流側に燃料噴射
器を配置することにより、空気流内に燃料を均等に分配
し且つ燃料の流れを微細化すると共に、通路部分の形態
制御が行われる領域において燃焼室の確実な加圧を保証
することが可能となる。これと関連して、燃料噴射器を
制御領域に配置した場合には、関連の構成が極めて複雑
になり、然も或る種の条件下では、燃焼室の加圧を不可
能にすることを述べておく。
器を配置することにより、空気流内に燃料を均等に分配
し且つ燃料の流れを微細化すると共に、通路部分の形態
制御が行われる領域において燃焼室の確実な加圧を保証
することが可能となる。これと関連して、燃料噴射器を
制御領域に配置した場合には、関連の構成が極めて複雑
になり、然も或る種の条件下では、燃焼室の加圧を不可
能にすることを述べておく。
【００２７】既に述べたように、飛行速度が増加すると
それに伴い、通路部分の容積並びに燃焼室とジェットパ
イプとの間における遷移領域（スロート８）の容積が減
少する。飛行速度がマッハ数約６を越えた時には、燃焼
室において超音速燃焼を行う必要がある。この目的で、
保炎器９は、流れから撤収され、スロート部（収斂−発
散形態部）は消失し、発散状のジェットパイプ部分７に
直接接続される燃焼室の通路部分には均等な横断面積が
与えられる（図３の（Ｄ）参照）。この場合、垂直衝撃
は斜め衝撃系に変換され、該斜め衝撃が燃焼安定化の役
割を果たした後に燃焼は安定になる。そこで、推力セン
サ２０からの対応の信号を受け取ったコンピュータ２１
は、ラムジェットエンジンの本体５の形状もしくは形態
を最大スラストと整合するように設定する。
それに伴い、通路部分の容積並びに燃焼室とジェットパ
イプとの間における遷移領域（スロート８）の容積が減
少する。飛行速度がマッハ数約６を越えた時には、燃焼
室において超音速燃焼を行う必要がある。この目的で、
保炎器９は、流れから撤収され、スロート部（収斂−発
散形態部）は消失し、発散状のジェットパイプ部分７に
直接接続される燃焼室の通路部分には均等な横断面積が
与えられる（図３の（Ｄ）参照）。この場合、垂直衝撃
は斜め衝撃系に変換され、該斜め衝撃が燃焼安定化の役
割を果たした後に燃焼は安定になる。そこで、推力セン
サ２０からの対応の信号を受け取ったコンピュータ２１
は、ラムジェットエンジンの本体５の形状もしくは形態
を最大スラストと整合するように設定する。
【００２８】実際においては、上述した通路部の一定横
断面積形態は、熱閉塞もしくは熱ブロッキング（therma
l blocking）の危険性がなくなった後（マッハ数約７〜
８を越えた後）に初めて実施することができよう。図３
の（Ｂ）の形態と図３の（Ｄ）の形態との間における中
間の速度状態（マッハ数約６〜７）下では、スロート部
が引っ込んだ構造形態が用いられ、この形態は熱ブロッ
キングの危険性を伴わずに超音速燃焼での動作が可能に
なるように充分に発散した形状である必要がある（図３
の（Ｃ）参照）。
断面積形態は、熱閉塞もしくは熱ブロッキング（therma
l blocking）の危険性がなくなった後（マッハ数約７〜
８を越えた後）に初めて実施することができよう。図３
の（Ｂ）の形態と図３の（Ｄ）の形態との間における中
間の速度状態（マッハ数約６〜７）下では、スロート部
が引っ込んだ構造形態が用いられ、この形態は熱ブロッ
キングの危険性を伴わずに超音速燃焼での動作が可能に
なるように充分に発散した形状である必要がある（図３
の（Ｃ）参照）。
【図１】 本発明によるラムジェットエンジンの一実施
形態を簡略に示す斜視図である。
形態を簡略に示す斜視図である。
【図２】 図１に示したラムジェットエンジンの縦断面
図である。
図である。
【図３】 （Ａ）〜（Ｄ）は、異なった速度状態に対応
する図１及び図２のラムジェットエンジンの種々の構造
形態を示す図である。
する図１及び図２のラムジェットエンジンの種々の構造
形態を示す図である。
１…ラムジェットエンジン、２…ハウジング、３…オキ
シダント入口、４…燃料噴射器、５…エンジン本体、６
…可変燃焼室、６Ａ…拡散領域、６Ｂ…室領域、７…ジ
ェットパイプ、８…収斂−発散形状の遷移領域（もしく
はスロート領域）、９…保炎器、１０…点火装置、１１
…下側の壁（壁体）、１２…上側の壁（壁体）、１２Ａ
〜１２Ｄ…板、１２Ａ.１，１２Ｃ.１…板の２つの部
分、１２Ｄ．１…三角形断面の板の１つの頂点、１３Ａ
〜１３Ｅ…スピンドル、１４，１５，１６，１８…ジャ
ッキ、１７…連結管、１９…空洞、２０…推力センサ
（測定装置）、２１…航空機搭載コンピュータ。
シダント入口、４…燃料噴射器、５…エンジン本体、６
…可変燃焼室、６Ａ…拡散領域、６Ｂ…室領域、７…ジ
ェットパイプ、８…収斂−発散形状の遷移領域（もしく
はスロート領域）、９…保炎器、１０…点火装置、１１
…下側の壁（壁体）、１２…上側の壁（壁体）、１２Ａ
〜１２Ｄ…板、１２Ａ.１，１２Ｃ.１…板の２つの部
分、１２Ｄ．１…三角形断面の板の１つの頂点、１３Ａ
〜１３Ｅ…スピンドル、１４，１５，１６，１８…ジャ
ッキ、１７…連結管、１９…空洞、２０…推力センサ
（測定装置）、２１…航空機搭載コンピュータ。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 マルク・ブッシェ フランス国、18000 ブルジュ、アヴニュ ー・ド・サン−タマン 34 (72)発明者 ヴァディム・ルヴィンヌ ロシア連邦、モスクワ、ストロクィンスキ ー・ブル 29、22 (72)発明者 ヴァレリー・アブラシコフ ロシア連邦、117334 モスクワ、３−60 イグレック−オクトーバー、アッシュ３、 カ１、エフ１ (72)発明者 ディミトリ・ダヴィデンコ ロシア連邦、モスクワ、ナロトノゴ・オポ ルチェニア・リュ 15、アパルトマン 26、セ７
Claims (10)
- 【請求項１】 広い速度範囲に亙って動作するように適
応された超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラム
ジェットエンジンであって、 −オキシダント入口（３）と、 −少なくとも１つの燃料噴射器（４）と、 −オキシダントと燃焼させたい燃料との混合物を生成す
る可変燃焼室（６）と、 −前記可変燃焼室から流出するガスを通流するようにな
っているジェットパイプ（７）とを含み、前記可変燃焼
室（６）及び前記ジェットパイプ（７）は、ラムジェッ
トエンジン本体（５）の２つの部分によって形成されて
おり、該ラムジェットエンジン本体（５）は、前記可変
燃焼室（６）と前記ジェットパイプ（７）との間におけ
る遷移領域（８）の近傍で、低いマッハ数に対応する速
度に対しては収斂し次いで発散する長手方向部分から、
高いマッハ数に対応する速度に対しては少なくとも実質
的に一定で次いで発散する長手方向部分に徐々に移行す
るように変化する構造形態を有しているラムジェットエ
ンジン。 - 【請求項２】 前記ラムジェットエンジン本体（５）
が、全体的に、対向する対の壁体から構成された矩形断
面のダクトの形状を有し、前記壁体のうちの少なくとも
１つの壁体（１２）が、前記ラムジェットエンジン本体
（５）の長手方向を横切る各スピンドル（１３Ａ〜１３
Ｅ）により相互に且つ必要に応じ前記壁体（１２）の端
部に枢軸結合された板（１２Ａ〜１２Ｄ）を含み、前記
板のうちの少なくとも幾つかの板の相対的位置で、前記
可変燃焼室（６）と前記ジェットパイプ（７）との間に
おける前記遷移領域（８）の変化する構造形態を画成す
る請求項１に記載のラムジェットエンジン。 - 【請求項３】 前記板の相対的枢軸運動を可能にするた
めに、前記板のうちの少なくとも幾つかの板（１２Ａ，
１２Ｃ）は、重なり領域を有する２つの部分（１２Ａ.
１，１２Ｃ.１）から構成される請求項２に記載のラム
ジェットエンジン。 - 【請求項４】 前記ジェットパイプ（７）の端部におけ
る前記板（１２Ｄ）が三角形の断面を有し、該三角形断
面の１つの頂点（１２Ｄ.１)は前記ラムジェットエンジ
ン本体（５）の内部に向かって位置し、他の２つの頂点
は、前記板（１２Ｄ）の各スピンドル（１３Ｄ，１３
Ｅ）に対応している請求項２に記載のラムジェットエン
ジン。 - 【請求項５】 前記枢軸結合された板（１２Ａ〜１２
Ｄ）及び／又は保炎器（９）は、飛行速度に関連のパラ
メータを測定するための測定装置（２０）から発生され
る信号に基づいて航空機搭載コンピュータ（２１）によ
り駆動される一群のジャッキ（１４，１５，１６，１
８）等により作動される請求項２に記載のラムジェット
エンジン。 - 【請求項６】 前記測定装置が、前記可変燃焼室に配設
された静圧測定手段及び／又は少なくとも１つの推力セ
ンサ（２０）を含む請求項５に記載のラムジェットエン
ジン。 - 【請求項７】 前記可変燃焼室（６）は、超音速燃焼が
開始する拡散領域（６Ａ）と、撤収可能な前記保炎器
（９）の後方で亜音速燃焼が行われ且つ前記超音速燃焼
が終末する室領域（６Ｂ）とに分割されている請求項１
に記載のラムジェットエンジン。 - 【請求項８】 流れ全体に亙る燃料の分配を確保するた
めに前記燃料噴射器（４）が前記オキシダント入口
（３）の領域において前記可変燃焼室（６）の軸方向で
且つ該可変燃焼室の直ぐ上流側に配設されている請求項
１に記載のラムジェットエンジン。 - 【請求項９】 前記可変燃焼室に点火装置（１０）を備
えている請求項１に記載のラムジェットエンジン。 - 【請求項１０】 燃料として、最も低い飛行マッハ数に
対しては灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素を
使用する請求項１に記載のラムジェットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9508417A FR2736684B1 (fr) | 1995-07-12 | 1995-07-12 | Statoreacteur pour aeronef a vol supersonique et/ou hypersonique |
| FR9508417 | 1995-07-12 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0932640A true JPH0932640A (ja) | 1997-02-04 |
| JP3926870B2 JP3926870B2 (ja) | 2007-06-06 |
Family
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18094396A Expired - Lifetime JP3926870B2 (ja) | 1995-07-12 | 1996-07-10 | 超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェットエンジン |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5727382A (ja) |
| EP (1) | EP0753653B1 (ja) |
| JP (1) | JP3926870B2 (ja) |
| CA (1) | CA2180502C (ja) |
| DE (1) | DE69605364T2 (ja) |
| ES (1) | ES2140801T3 (ja) |
| FR (1) | FR2736684B1 (ja) |
| RU (1) | RU2121592C1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003083168A (ja) * | 2001-09-04 | 2003-03-19 | Mbda France | 超音速及び極超音速航空機用のラムジェットエンジン |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2750170B1 (fr) * | 1996-06-24 | 1998-08-21 | Aerospatiale | Mat d'injection de combustible pour statoreacteur fonctionnant a un nombre de mach eleve |
| FR2750169B1 (fr) * | 1996-06-24 | 1998-08-21 | Aerospatiale | Dispositif d'injection de combustible pour statoreacteur fonctionnant a un nombre de mach eleve |
| FR2765272B1 (fr) * | 1997-06-26 | 1999-08-20 | Snecma | Arriere-corps ejecteur et melangeur de turbomachine |
| AUPR853401A0 (en) * | 2001-10-29 | 2001-11-29 | Arnold, Phillip John | Harmonic synchroniser system |
| US6715293B2 (en) * | 2002-03-28 | 2004-04-06 | United Technologies Corporation | Scram jet engine design |
| US7188477B2 (en) * | 2004-04-21 | 2007-03-13 | United Technologies Corporation | High temperature dynamic seal for scramjet variable geometry |
| DE102006056355A1 (de) * | 2006-11-29 | 2008-06-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Antriebsvorrichtung zum Betrieb mit mehreren Kraftstoffen für ein Flugzeug |
| FR2921977B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2012-09-21 | Airbus France | Turbomoteur a double flux pour aeronef |
| 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 |
| CN105715408A (zh) * | 2014-12-03 | 2016-06-29 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种新型的二元矢量喷管 |
| US11111448B1 (en) | 2018-01-18 | 2021-09-07 | Reaction Systems Inc. | Decahydronaphthalene as an endothermic fuel for hypersonic vehicles |
| US11697780B1 (en) | 2018-01-18 | 2023-07-11 | Reaction Systems, Inc. | Decahydronaphthalene as an endothermic fuel for hypersonic vehicles |
| US12084343B1 (en) | 2018-08-14 | 2024-09-10 | Reaction Systems, Inc. | Transient N2O decomposition process and reactor |
| US11421628B2 (en) * | 2018-09-12 | 2022-08-23 | University Of Florida Research Foundation, Incorporated | Fuel injector for hypersonic jet engine operation |
| CN114412655B (zh) * | 2021-12-21 | 2023-11-14 | 西北工业大学 | 宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| GB2222635B (en) * | 1987-10-24 | 1992-05-27 | British Aerospace | Propulsion units for aerospace vehicles |
| US5072581A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
| US5226455A (en) * | 1990-12-17 | 1993-07-13 | Dupont Anthony A | Variable geometry duct seal |
-
1995
- 1995-07-12 FR FR9508417A patent/FR2736684B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-06-27 US US08/671,345 patent/US5727382A/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-06-27 EP EP96401422A patent/EP0753653B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1996-06-27 ES ES96401422T patent/ES2140801T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1996-06-27 DE DE69605364T patent/DE69605364T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-04 CA CA002180502A patent/CA2180502C/fr not_active Expired - Fee Related
- 1996-07-10 JP JP18094396A patent/JP3926870B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-11 RU RU96115350A patent/RU2121592C1/ru active
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|---|---|---|---|---|
| JP2003083168A (ja) * | 2001-09-04 | 2003-03-19 | Mbda France | 超音速及び極超音速航空機用のラムジェットエンジン |
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| ES2140801T3 (es) | 2000-03-01 |
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