JPH1061497A - 燃料噴射スタブ - Google Patents

燃料噴射スタブ

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JPH1061497A
JPH1061497A JP9166169A JP16616997A JPH1061497A JP H1061497 A JPH1061497 A JP H1061497A JP 9166169 A JP9166169 A JP 9166169A JP 16616997 A JP16616997 A JP 16616997A JP H1061497 A JPH1061497 A JP H1061497A
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fuel
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coolant
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パトリック・ペール
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ジュリアン・ランサロ
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    • F02K7/10Plants 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
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 精密に製造するには長時間を要するセラミッ
クを用いずに、小半径の前縁を有し、炭素ー炭素複合材
料から作ることのできる、ラムジェット用の燃料噴射ス
タブを提供する。 【解決手段】 燃料噴射スタブ(6)は、炭素ー炭素複
合材の本体(10)を含んでおり、その中に個々の噴射
器の列が配設されている。また、該燃料噴射スタブの先
端部材(11)は、ほぼ二面体の形状の炭素ー炭素複合
材からなる薄膜であり、その縁部(11A)は大きくて
も2mmに等しい曲率半径(r)を有し、その角度は大
きくても15°である。封止室(18)に冷却剤を噴射
するチャンネル(23,27)が本体(10)に配設さ
れていて、該チャンネルが、先端部材(11)の凹面に
衝突する多数の加圧冷却剤のジェット流を生じさせる。

Description

【発明の詳細な説明】
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば約12〜1
5の高マッハ数で動作するラムジェットの燃料噴射装置
に関するものである。
【0002】
【従来の技術】ラムジェットは、例えば2から15まで
の広いマッハ数範囲にわたる動作を可能とするものであ
ると共に、燃料消費率が低いので、極超音速の航空機
(ミサイル、飛行機等)を推進するために特に有利であ
ることが知られている。航空機に特有の用途に応じて、
或いはその航空機の飛行局面で、使用される燃料は、例
えば軽油等の液状炭化水素、又は例えば水素やメタンな
どのガスである。
【0003】ラムジェットは、普通はエアダクト又は空
気取入口からなっていて酸化剤流(即ち、空気)を燃焼
室へ導く少なくとも1つの酸化剤入口と、前記燃焼室で
燃やされる酸化剤/燃料・混合物の流れを得るために燃
料を前記酸化剤流に噴射することを可能とする少なくと
も1つの噴射装置とを含むことも知られている。
【0004】比較的に小さいマッハ数(例えばマッハ2
まで)で動作するように設計されているラムジェットで
は、ラムジェットの内壁の、酸化剤流の外周に配置され
た多数の別個の燃料噴射器で燃料噴射装置を構成するこ
とができる。
【0005】しかし、大マッハ数での動作については、
ラムジェット内での燃焼が超音速又は極超音速の流れの
中で行われるときには、燃料をラムジェットの内壁から
注入することは最早不可能である。その理由は、この場
合には、噴出した燃料の酸化剤流の中への浸透が浅すぎ
て、前記流れの中で酸化剤と燃料とが良く混合しないた
めに燃焼が不十分或いは不可能でさえあることである。
勿論、酸化剤流の横断方向寸法が大きいほど、この欠点
は益々深刻となる。
【0006】このような状況を改善するために、列の形
態の燃料噴射装置が既に提供されており、それらの燃料
噴射装置は、その長さ方向に沿って分散され、前記酸化
剤流の中にこの流れを横断する方向に配置された多数の
個々の噴射器を有し、前記列の端部は前記ラムジェット
の向かい合う壁に締結されている。このような燃料噴射
装置は一般に“燃料噴射スタブ(injection stub)”と
呼ばれていて、単独で、或いは壁での燃料噴射と組み合
わされて、使用される。
【0007】燃料噴射スタブを用いれば、酸化剤流の横
断面全体にわたって満足できる酸化剤/燃料・混合物を
得ることができる。一般に、極超音速ラムジェットに燃
料噴射スタブを設置すれば、 − 極超音速における燃料のジェット流の酸化剤流中へ
の浸透度が低くても、燃料を酸化剤流の全体へ送り込む
こと、 − 酸化剤/燃料・混合物における燃料の割合を高める
こと、 − 酸化剤/燃料・混合物の点火が容易となると共に火
炎を安定させること、 − ラムジェットが消費する燃料の流量を減少させるこ
とにより、酸化剤流を圧縮しやすくする、ことが可能に
なる。
【0008】このような燃料噴射スタブは、酸化剤流の
作用にさらされ、従って空気力学の見地からは、両端が
ラムジェットの2つの対峙する壁に埋設されている翼と
して各々振る舞う。また、燃料噴射スタブの先端部の、
酸化剤流を受ける側には、ラムジェットの推進作用を制
限して酸化剤流を塞ぐ結果になりかねないような圧力降
下を制限するために小半径の前縁が無ければならない。
酸化剤流は、上流側の酸化剤の速度が充分に大きい場合
に限って燃焼室内で極超音速を維持できる。
【0009】しかし、極超音速の酸化剤流により生じる
先端部の昇温は、該先端部の前縁の半径の平方根にほぼ
反比例する。従って、前縁の半径の小さな先端部の昇温
は大幅となる。更に、燃料噴射スタブはラムジェットの
内側に配置されるので、該ラムジェットにより推進され
る航空機が飛んでいる空気での放熱によって燃料噴射ス
タブを冷却することは不可能である。従って、そのよう
な先端部は、高度約30kmをマッハ12で飛行する航
空機では約5000Kもの非常に高い温度にさらされ
る。従って、燃料噴射スタブをセラミック等の材料で作
る必要があり、前記前縁の半径は約3〜5mmとなる。
しかし、セラミック部品を製造する方法の現状を考えれ
ば、セラミック製燃料噴射スタブの精密製造には長い時
間を要すると共に高価であることが容易に想像できる。
【0010】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、これ
らの欠点を克服することである。本発明は、小半径の前
縁を有し、炭素ー炭素複合材料から作ることのできる、
極超音速ラムジェット用の燃料噴射スタブに関するもの
である。
【0011】
【課題を解決するための手段】この目的のために、本発
明によれば、酸化剤流が導入される燃焼室を有する、高
マッハ数で動作するように設計されているラムジェット
のために、前記酸化剤流を受けるようになっていて個々
の燃料噴射器の列を形成する先端部を有し、前記燃料噴
射器の列は、前記酸化剤流の中に、この酸化剤流を横断
する方向に設けられて、前記燃料を前記酸化剤流の中に
分配するようになっている燃料噴射スタブにおいて、 ー 該燃料噴射スタブは、 ・前記燃料噴射器の列が内部に配設されると共に、少な
くとも前記先端部が配置される側にくさびの形状の断面
を有する炭素ー炭素複合材の本体を含み、該くさびの角
度は大きくても15°に等しく、且つ該くさびの縁部
は、少なくとも1つの端部切断面を形成するために該縁
部の長さの少なくとも一部が切り欠かれており、・少な
くともほぼ二面体の形状の炭素ー炭素複合材の薄膜から
なる先端部材を含み、該先端部材の縁部が高々2mmに
等しい曲率半径を有すると共に、該縁部の角度が前記く
さびの角度に等しく、 ー 前記薄膜は、その面を前記くさびの面に圧接して、
封止態様で前記本体に接続されていて、該薄膜と前記本
体の前記端部切断面との間で前記薄膜の凹所に封止され
た室が画成されるようになっており、 ー 前記本体内には、 ・少なくとも前記薄膜の前記縁部の領域において、前記
端部切断面に沿って分布して前記薄膜の凹面に衝突する
加圧冷却剤の多数のジェット流を生成するため、前記本
体の前記端部切断面に配設されたノズルからなり、冷却
剤を前記封止された室内に噴射する冷却剤噴射手段と、 ・前記ジェット流が前記薄膜の前記凹面に対して衝突し
た後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段と、
が設けられていることを特徴とするものである。
【0012】このように、前記先端部は薄膜によって形
成されており、その内側の凹面は冷却剤のジェット流の
衝突によって効果的に冷却されるので、先端部は薄くて
(二面角は15゜)、小さな前縁半径(2mm以下)を
持っているにも拘わらず、薄膜の外側の凸面即ち先端部
の前縁も該薄膜の厚みを通して熱伝導によって効果的に
冷却され、先端部がさらされる温度は(上記の5000
Kと比べて)約1000℃〜2000℃程度でしかな
い。この効果的な冷却のため、燃料噴射スタブは炭素ー
炭素複合材から製作しうる。
【0013】このように先端部を効果的に冷却し得るた
めには、 − 該先端部の前記薄膜の厚みは2mm以下であり、 − 前記薄膜を構成する炭素ー炭素複合材が、使用温度
の範囲において、この厚みで約70W/(m・K)の熱
伝導率を有し、 − 冷却剤は、例えば水素等の約100K〜300Kの
温度の低温ガスである、ことが有利であることが分かっ
た。
【0014】勿論、以上の記述から、前記薄膜の厚み、
熱伝導率及び性質と、冷却剤の温度、圧力、流量及び性
質とは、全て、前記薄膜の温度を調整することを可能と
するパラメータであることが理解されよう。
【0015】例えば、厚みが1mmで、構成材料が約7
0W/(m・K)の横断方向熱伝導率(厚みに対して平
行である)を持っており、二面角が12゜で、前縁の半
径が1.5mmである先端部材は、冷却ガスとして水素
が温度100K〜300K、圧力約10〜15バール
で、前縁の長さ1cmあたり約2〜5g/sの流量で使
用された場合には、マッハ数12では1500℃に近い
温度に上昇する。
【0016】このような構成では、例えば、下記の事
項、 − 水素を異なる温度で使用する場合には、他の条件が
同じならば、前記流量を変更することによって薄膜の温
度を維持することができ、 − 薄膜の構成材料が1500℃より高い温度、例えば
2000℃に耐えることができるならば、この構成材料
の熱伝導率は70W/(m・K)より低くても良く、或
いは冷却の強度を弱めても良い、 − 等々、が全く明らかである
【0017】更に、本発明の燃料噴射スタブは、10よ
り大きなマッハ数に限定されない。その理由は、航空機
が10未満のマッハ数で飛行しているときには冷却剤は
エルゴル(ergol)であってもよく、これは、冷却能では
水素より劣るが、問題のマッハ数で先端部を冷却するに
は十分であることである。この場合、残る問題は、航空
機のどの飛行段階でも燃料噴射スタブが適当な冷却剤を
受けるように燃料噴射スタブへの冷却剤供給を設計する
ことだけである。冷却剤は、ラムジェットの燃料からな
ることが有利である。従って、特別の冷却剤タンクを航
空機に搭載する必要はなく、この冷却剤は燃料供給系か
ら直接取り出される。更に、冷却剤が先端部の内側の凹
面に衝突した後、冷却剤除去手段は該冷却剤を回収し、
それをラムジェットの燃焼室内に再噴射して、ラムジェ
ットの推進能力を向上させる。
【0018】冷却剤の回収は燃料噴射スタブの内側で行
われても外側で行われても良く、回収された冷却剤を直
接に、或いは燃料噴射スタブの個々の燃料噴射器を通し
て燃焼室内に噴射することができる。随意に、その回収
と、燃焼室内への再噴射との間に、例えば空気取入口の
シュラウドなどのラムジェットの要素を冷却するために
前記冷却剤を使用することができる。
【0019】勿論、冷却剤を良く回収するためには、噴
射される燃料と、膨張して低圧となっている回収される
燃料との圧力差を考慮する必要がある。低圧の回収され
る燃料に高圧の燃料を確実に流入させなければならな
い。随意に、回収された燃料の回路に、圧力を高めるた
めに過給器を設けることができる。
【0020】好適な実施形態においては、先端部材を形
成する炭素ー炭素複合材の薄膜は、 ー 緯糸(T)が前記薄膜の厚み(e)における複数の
レベルのところに分散しており、各経糸(c)が異なる
レベルにある緯糸(T)の回りを通過する織物繊維構造
と、 ー 該織物繊維構造を封入すると共に、熱分解し黒鉛化
したピッチからなるマトリクスと、からなっている。
【0021】このような構成により、薄く殆ど浸透性の
ない薄膜を得ながら、前述した熱伝導率の値に到達する
ことが可能である。織物繊維構造は、フランス特許FR
−A−2,610,951明細書に記載された形式のもの
でよい。
【0022】先端部材を得るには、緯糸に平行な方向の
回りに繊維構造を折り曲げ(これにより折り曲げによる
損傷の可能性を排除する)、その後、折り曲げた繊維構
造をピッチに含浸させてから熱分解し黒鉛化すればよい
ことを指摘しておく。このようにして得られた剛な薄膜
では、先端部材の縁部は、織物繊維構造の緯糸に平行で
ある。
【0023】更に、燃料噴射スタブの複合材本体は、ピ
ッチを基剤とした炭素マトリクス内に同様に封入した三
次元繊維構造から形成することができる。従って、この
複合材本体の熱伝導率も高く、また、該本体は、膨張に
関する限り薄膜に適合しうる。
【0024】燃料噴射スタブの薄膜及び本体は、炭素系
接着剤結合により相互に接続することが有利である。こ
の接続を行うため、炭素粒子を含むフェノール樹脂系接
着剤を用いると、熱分解により接着剤は炭素に変換され
る。このような接着剤は、燃料噴射スタブが受ける機械
的応力及び加工熱応力や、酸化防止熱処理(後述する)
に適合する機械的及び化学的特性を示す。
【0025】希望により、本体への薄膜の黒鉛接着剤結
合は、前記薄膜を貫通して本体内に固定される炭素製固
定手段(クギ、ネジ)により補強される。
【0026】薄膜を本体に結合した後、炭化珪素の1回
又はそれ以上の付着により抗酸化保護のための熱処理が
行われる。これらの付着は、薄膜の熱伝導率を目に見え
て減少させないように、厚み及び多孔性の点から調節さ
れる。
【0027】従って、本発明によると、全体的に炭素か
ら製作された均一噴射の燃料噴射スタブが得られる。こ
の燃料噴射スタブは、熱伝導率、機械的結着性及び剛性
の諸要件に合致する薄膜で酸化を防止されていると共
に、三次元構成の本体を有していて、熱伝導率や、外部
及び内部機械抵抗、特にガスの噴射圧力に対する抵抗等
の諸要件に適応することを可能とする。
【0028】特定の実施形態においては、マッハ12で
飛行しようとする航空機のために、燃料噴射スタブの先
端部が1500℃に近い温度に耐えなければならない燃
料噴射スタブは、本発明によると、 ー 前記薄膜が12°の二面角もしくは上反角をなすと
共に1.5mmに等しい前縁半径rを有し、 ー 前記薄膜は約1mmの厚みeを有すると共に、その
構成成分である炭素ー炭素複合材の材料は約70W/
(m・k)の横方向熱伝導度を有し、 ー 前記冷却剤は、温度が100K〜300K、圧力が
約10〜15バールの水素であり、 ー 該冷却剤の流量は、前縁の長さ各1cmについて約
2〜5g/sである、ことを特徴としている。
【0029】冷却剤を除去するための前記冷却剤除去手
段は、 − 前記本体の表面に作られていて前記先端部材の1面
により閉じられる少なくとも1つの長手方向溝と、 − 前記封止室を前記長手方向溝と連通させて前記先端
部材により閉じられる横断方向表面溝の列と、を含むこ
とができる。
【0030】同じく、前記燃料噴射器列及び前記冷却剤
噴射手段は長手方向の給送チャンネルと横断方向の噴射
チャンネルとを含むことができ、該給送チャンネル及び
該噴射チャンネルの全ては前記燃料噴射スタブの前記本
体に作られる。
【0031】燃料を酸化剤流の中により良好に噴射する
ために、前記燃料噴射器列を燃料噴射スタブの、先端部
とは反対の側に配設するのが有利である。更に、酸化剤
及び燃料/酸化剤・混合物の中への燃料の噴射を更に改
善するために、燃料噴射器列は数組の連続する別々の噴
射器を持つことができ、その一部は燃料を酸化剤流の方
向に噴射させ、他は燃料を前記酸化剤流に斜めに噴射さ
せる。
【0032】この場合、燃料噴射スタブの本体は、前記
先端部とは反対の側に、長手方向の中央突出リブを有す
ることができ、少なくとも1組の個々の噴射器がこの中
央突出リブに配設されて燃料を酸化剤流の方向に噴射
し、燃料を酸化剤流の中に斜めに噴射する少なくとも2
組の個々の噴射器が中央突出リブの各側に配設される。
【0033】更に、通常の態様で、燃料噴射スタブの本
体は、その両端に、該燃料噴射スタブをラムジェットの
対峙する壁に固定するように設計されていて前記燃料噴
射スタブに燃料及び冷却剤を供給するようになっている
ヘッドを有することができる。
【0034】この場合、先端部材がラムジェットの対峙
する壁に固定されることによって定位置に保持されるよ
うに、先端部材が少なくとも部分的にヘッドを覆うと有
利である。このようにすれば、先端部材と本体とが一層
しっかりと互いに締着されることになる。
【0035】添付図面は、本発明を実現する方法を明ら
かにする。これらの図において、同じ参照符号は同様の
要素を示す。
【0036】
【発明の実施の形態】図1に示されているラムジェット
1は、例えばほぼマッハ6からマッハ12〜15までの
非常に広いマッハ数範囲にわたって飛行しなければなら
ない極超音速航空機(図示せず)を推進するためのもの
である。
【0037】ラムジェット1は、酸化剤として使用され
る空気流(矢Fで象徴的に示されている)のための空気
取入口3を1端に備え、ノズル4を他端に備えているケ
ーシング2を含んでいる。空気取入口3の下流側に、ケ
ーシング2は噴射室5を形成しており、この中に2個の
燃料噴射スタブ6が酸化剤流Fを横断する方向に配設さ
れている。燃料噴射スタブ6は、酸化剤流を受ける先端
部7を有すると共に、その端部6A及び6Bが噴射室5
の2つの向かい合う壁5A及び5Bの内面に固定される
ことにより、ケーシング2にしっかりと締着されてい
る。ケーシング2は、噴射室5とノズル4との間に燃焼
室8を画定しており、その上流側の部分に点火装置(図
示せず)が設けられている。燃料噴射スタブ6の後部
(即ち、燃焼室8に面する部分)には長手方向の噴射列
がある(図1では見えないが、図3、図4及び図6に示
されている)。
【0038】燃料は燃料噴射スタブ6で酸化剤流Fの全
体にわたって分配され、酸化剤/燃料・混合物の流れの
燃焼は燃焼室8で起こり、その後に燃焼ガスはノズル4
を通して排出される。最低飛行マッハ数(マッハ8ま
で)の場合には軽油を燃料として使うことが可能であり
(希望により、ラムジェットの点火とジェット流の整流
とを容易にするために水素散布を行っても良い)、もっ
と大きなマッハ数の場合には水素を燃料として使用する
ことができる。メタン、吸熱性炭化水素及び合成燃料等
の他の燃料をこの種のラムジェットに使用することもで
きる。
【0039】図1に示されている特定の実施形態では、
ラムジェットのケーシング2は、全体として、長方形又
は正方形の横断面を有するダクトの形をなしており、概
して4つの壁からなっていて、各対毎に向かい合ってい
る(図1ではその壁は透明であると仮定されている)。
このような構成は、決して限定的なものではないことを
理解されたい。
【0040】上述したように、酸化剤流が極超音速飛行
に対応するときには、燃料噴射スタブ6の先端部7の前
縁は非常に高い熱流束にさらされる。マッハ12では、
先端部7は約5000Kの温度まで上昇する。
【0041】図2〜図7は、そのような高い熱応力に耐
えることのできる本発明の燃料噴射スタブ6の実施形態
を示す。
【0042】これらの図に示されているように、この実
施形態では、燃料噴射スタブ6は、一部材構成の本体1
0を含んでおり、その中に、後述するように、燃料噴射
装置、冷却剤噴射手段、及びこの冷却剤を除去するため
の冷却剤除去手段が加工されている。本体10自体は炭
素ー炭素複合材料のブロックから機械加工されていて、
その繊維構造は三次元であり、また、そのマトリクスは
圧縮されたピッチのものである。
【0043】更に、この燃料噴射スタブ6は、先端部材
11を含んでいる。この先端部材は、その厚さを介する
熱伝導率が約70W/(m・K)の材料からなるもので
あって、二面体の形状を持っており、その角度Aは15
゜以下であり、例えば12゜に等しい。更に、これらの
先端部材11の面の厚みeは2mm以下であって、例え
ば1.5mmに等しく、該先端部材11の縁部11Aの
半径rは2mm以下である。先端部材11は、燃料噴射
スタブ6の先端部7を形成するべきものであり、その縁
部11Aは先端部の前縁である。
【0044】図8に略図的に示すように、先端部材11
は炭素ー炭素複合材の薄膜により形成され、該薄膜の繊
維構造は織成されていて、緯糸Tが薄膜の厚みeにおけ
る幾つかのレベルに分散しており、各経糸Cが異なるレ
ベルにある緯糸Tの周りを通っている。また、縁部11
Aは緯糸Tと平行である。先端部材11のマトリクスも
圧縮されたピッチのものである。
【0045】本体10は、その全長の大部分にわたっ
て、くさび形横断面を持っており、くさびの角度は先端
部材11の角度Aに等しい。
【0046】図3〜図7に示されているように、例えば
溶接又はネジにより(図示しない態様で)2つの部材1
0及び11が互いに封止結合されているときには、先端
部材11の面12及び13は、本体10の面14及び1
5に当接している。
【0047】本体10のくさびの縁部16は、端部切断
面17を形成するために本体の中央部分10Mが切り取
られている。従って、部材10及び11が互いに結合さ
れると、先端部材11の凹所に、面12及び13の内側
表面と本体10の端部切断面17との間に封止室18が
画定される。
【0048】噴射室5の2つの向かい合う壁5A及び5
Bに固定されるべき燃料噴射スタブ6の端部6A及び6
Bは、同燃料噴射スタブの三角形の中央部分10Mの、
縁部16とは反対の側の、先端部材11の面12及び1
3により覆われる幅広の部分10A及び10Bに対応す
ると共に、この大きくなった部分10A及び10Bによ
りそれぞれ支持される平行六面体状の端部ヘッド19A
及び19Bにも対応する。
【0049】本体10の中央部分Mは、端部切断面17
の反対側に長手方向の中央突出リブ20を有し、このリ
ブはヘッド6A及び6Bから突出して該ヘッドに結合さ
れている。
【0050】本体10には、長手方向に流路もしくはチ
ャンネル21、22及び23が穿孔されている。
【0051】長手方向チャンネル21は、リブ20に形
成されて本体10の中央部分10Mに沿って分布してい
る多数の横断方向チャンネル24と連通している(図3
及び図6を参照)。
【0052】長手方向チャンネル22は、中央突出リブ
20の各側に現れる多数の横断方向チャンネル25及び
26と連通している(図3及び図4を参照)。
【0053】長手方向チャンネル23は、端部切断面1
7に現れ従って封止室18に現れる多数の横断方向チャ
ンネル27と連通している(図3及び図7を参照)。
【0054】更に、本体10の中央部分Mの壁14及び
15は、ヘッド6A及び6Bの端部に現れる長手方向チ
ャンネル30に端部が結合されている長手方向の表面溝
29に端部切断面17を結合させる多数の横断方向表面
溝28を有する。表面溝28及び29は先端部材11に
よって閉じられる(図3及び図5を参照)。
【0055】燃料がチャンネル21及び22に注入され
ると、同燃料は、個々の噴射器としてそれぞれ振る舞う
横断方向チャンネル24及び25によって、噴射室5の
中にも燃焼室8の方向に注入されることが容易に分か
る。同じく、冷却剤が長手方向チャンネル23に注入さ
れると、この冷却剤は横断方向チャンネル27を介して
封止室18に注入されることになる。封止室18に注入
された冷却剤は、横断方向表面溝28を介して回収され
ると共に該表面溝を介して長手方向の表面溝29に流入
する。従って、それをチャンネル30を介して排出する
ことができる。
【0056】勿論、図3では流路もしくはチャンネル2
1、22、23及び30は両端が開いている状態で図示
されているが、どちらか一方の端部を閉じることも可能
である。
【0057】本発明の重要な特徴によると、例えば低温
の水素である冷却剤は、チャンネル27から出た冷却剤
のジェット流が封止室18を通って、先端部材11の面
12及び13の内側表面に少なくとも縁部11A付近で
衝突するように、圧力(例えば約10バール)を持って
いる。勿論、上述したように、大マッハ数での飛行条件
下で先端部材11の温度を1000℃と2000℃との
間に保つために充分な冷却剤流量がなければならない。
冷却剤が水素である場合には、その流量は、縁部11A
の長さ1cmあたり毎秒数グラムでなければならない。
【0058】冷却剤は、燃焼室8に供給される燃料であ
ってもよい。その場合、冷却剤噴射手段23、27に供
給される冷却剤は、噴射列21、22、24、25及び
26に供給を行う回路から取り出される。好ましくは、
冷却剤として使用される燃料の流量は、燃焼室8に注入
される燃料の総流量の20%未満である。
【図面の簡単な説明】
【図1】 燃料噴射スタブを備えたラムジェットの実施
形態の極めて模式的な斜視図であり、ラムジェットのケ
ーシングは透明であると仮定されている。
【図2】 本発明の燃料噴射スタブの実施形態の分解斜
視図である。
【図3】 図2の、互いに結合された燃料噴射スタブ
の、中央縦断面図である。
【図4】 図3の切断線IV−IVに対応する燃料噴射
スタブの横断面図である。
【図5】 図3の切断線V−Vに対応する燃料噴射スタ
ブの横断面図である。
【図6】 図3の切断線VI−VIに対応する燃料噴射
スタブの横断面図である。
【図7】 図3の切断線VII−VIIに対応する燃料
噴射スタブの横断面図である。
【図8】 先端部材の補強を行う織物を略図的に示すた
め先端部材の先端部近傍を部分的に拡大して示す図であ
る。
【符号の説明】
1…ラムジェット、5A,5B…ラムジェットの対峙す
る壁体、6…燃料噴射スタブ、6A,6B…ヘッド、7
…先端部、8…燃焼室、10…本体、11…熱伝導性の
薄膜(先端部材)、11A…先端部の前縁もしくは縁
部、12,13…薄膜の面、14,15…くさびの面、
16…くさびの縁、17…端部切断面、18…封止室、
20…中央突出リブ、21,22,23…長手方向の流
路もしくは給送チャンネル(23は冷却剤噴射手段をも
構成する)、24,25,26,27…個々の燃料噴射
器もしくは横断方向の流路もしくは噴射チャンネル(2
7は冷却剤噴射手段となる噴射ノズルをも構成する)、
28,29…表面溝(冷却剤除去手段)、30…流路も
しくはチャンネル(冷却剤除去手段)、F…酸化剤流、
r…前縁の半径。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジュリアン・ランサロ フランス国、33000 ボルドー、リュー・ バレール・レジデンス “レ・フレスヌ" 122 (72)発明者 クリストフ・バレムボワ フランス国、33700 メリニャック、リュ ー・ジョルジュ・クレマンソー 7

Claims (17)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 高マッハ数で作動するように設計される
    と共に燃焼室(8)を含み、該燃焼室(8)内に酸化剤
    流(F)が導入されるラムジェット(1)のため、前記
    酸化剤流を受けると共に個々の燃料噴射器の列を形成す
    る先端部(7)を含み、前記燃料噴射器の列が、前記酸
    化剤流を横断するように該酸化剤流中に配設されて燃料
    を該酸化剤流中に分散させている燃料噴射スタブ(6)
    であって、 ・前記燃料噴射器の列が内部に配設されると共に、少な
    くとも前記先端部が配置される側にくさびの形状の断面
    を有する炭素ー炭素複合材の本体(10)を含み、該く
    さびの角度は大きくても15°に等しく、且つ該くさび
    の縁部(16)は、少なくとも1つの端部切断面(1
    7)を形成するために該縁部の長さの少なくとも一部が
    切り欠かれており、 ・少なくともほぼ二面体の形状の炭素ー炭素複合材の薄
    膜からなる先端部材(11)を含み、該先端部材の縁部
    (11A)が高々2mmに等しい曲率半径(r)を有す
    ると共に、該縁部の角度が前記くさびの角度に等しい、
    燃料噴射スタブにおいて、 ー 前記薄膜は、その面(12,13)を前記くさびの
    面(14,15)に圧接して、封止態様で前記本体に接
    続されていて、該薄膜と前記本体の前記端部切断面(1
    7)との間で前記薄膜の凹所に封止された室(18)が
    画成されるようになっており、 ー 前記本体(10)内には、 ・少なくとも前記薄膜の前記縁部(11A)の領域にお
    いて、前記端部切断面に沿って分布して前記薄膜(1
    1)の凹面に衝突する加圧冷却剤の多数のジェット流を
    生成するため、前記本体の前記端部切断面(17)に配
    設されたノズルからなり、冷却剤を前記封止された室
    (18)内に噴射する冷却剤噴射手段(23,27)
    と、 ・前記ジェット流が前記薄膜の前記凹面に対して衝突し
    た後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段(2
    8,29,30)と、が設けられている、ことを特徴と
    する燃料噴射スタブ。
  2. 【請求項2】 前記先端部材を形成する前記炭素ー炭素
    複合材の薄膜は、 ー 緯糸(T)が前記薄膜の厚み(e)における複数の
    レベルのところに分散しており、各経糸(c)が異なる
    レベルにある緯糸(T)の回りを通過する織物繊維構造
    と、 ー 該織物繊維構造を封入すると共に、熱分解し黒鉛化
    したピッチからなるマトリクスと、からなる請求項1記
    載の燃料噴射スタブ。
  3. 【請求項3】 前記先端部材の前記縁部(11A)は前
    記薄膜の前記緯糸(T)と平行である請求項2記載の燃
    料噴射スタブ。
  4. 【請求項4】 前記薄膜の前記厚み(e)は高々2mm
    に等しい請求項1記載の燃料噴射スタブ。
  5. 【請求項5】 前記薄膜(11)の構成成分である炭素
    ー炭素複合材の材料の、該薄膜を横断する方向の熱伝導
    度は、約70W/(m・k)である請求項1記載の燃料
    噴射スタブ。
  6. 【請求項6】 炭素ー炭素複合材の材料からなる前記本
    体(10)は、熱分解し黒鉛化したピッチのマトリクス
    に封入された三次元繊維構造から形成されている請求項
    1記載の燃料噴射スタブ。
  7. 【請求項7】 炭素ー炭素複合材の材料からなる前記本
    体(10)及び前記薄膜(11)は、炭素系接着剤によ
    る接着結合で互いに接続されている請求項1記載の燃料
    噴射スタブ。
  8. 【請求項8】 前記本体に接着結合された前記薄膜の全
    てが酸化から保護されている請求項7記載の燃料噴射ス
    タブ。
  9. 【請求項9】 前記冷却剤は低温ガスである請求項1記
    載の燃料噴射スタブ。
  10. 【請求項10】 マッハ12で飛行しようとする航空機
    のために、前記燃料噴射スタブの前記先端部が1500
    ℃に近い温度に耐えなければなせない燃料噴射スタブで
    あって、 ー 前記薄膜(11)が12°の上反角をなすと共に
    1.5mmに等しい前縁半径(r)を有し、 ー 前記薄膜は約1mmの厚み(e)を有すると共に、
    その構成成分である炭素ー炭素複合材の材料は約70W
    /(m・k)の横方向熱伝導度を有し、 ー 前記冷却剤は、温度が100K〜300K、圧力が
    約10〜15barの水素であり、 ー 該冷却剤の流量は前記前縁の長さ各1cmについて
    約2〜5g/sである、請求項1記載の燃料噴射スタ
    ブ。
  11. 【請求項11】 前記冷却剤は燃料である請求項1記載
    の燃料噴射スタブ。
  12. 【請求項12】 前記冷却剤除去手段は、 ー 前記本体(10)の表面上に形成され、前記薄膜
    (11)の1つの面により仕切られている少なくとも1
    つの長手方向の溝(29)と、 ー 前記封止された室(18)を前記長手方向の溝(2
    9)に連通させると共に、前記薄膜により仕切られてい
    る一列の横断方向の表面溝(28)と、を含む請求項1
    記載の燃料噴射スタブ。
  13. 【請求項13】 前記燃料噴射器の列及び前記冷却剤噴
    射手段は、長手方向の給送チャンネル(21,22,2
    3)と横断方向の噴射チャンネル(24〜27)とを含
    み、該給送チャンネル及び該噴射チャンネルの全てが前
    記本体に形成されている請求項1記載の燃料噴射スタ
    ブ。
  14. 【請求項14】 前記燃料噴射器の列は、前記先端部と
    は反対の前記燃料噴射スタブの側に配設されている請求
    項1記載の燃料噴射スタブ。
  15. 【請求項15】 前記燃料噴射器の列は、数組の連続す
    る別個の燃料噴射器を含み、該連続する別個の燃料噴射
    器のうちのあるもの(24)が燃料を前記酸化剤流の方
    向に噴射し、該連続する別個の燃料噴射器のうちの他の
    もの(25,26)が燃料を前記酸化剤流内に斜めに噴
    射する請求項14記載の燃料噴射スタブ。
  16. 【請求項16】 前記本体(10)は、前記先端部とは
    反対側に、長手方向の中央突出リブ(20)を含み、該
    中央突出リブ内に、燃料を酸化剤流の方向に噴射する少
    なくとも1組の別個の燃料噴射器が配設されると共に、
    該中央突出リブの各側方に、燃料を前記酸化剤流内に斜
    めに噴射する少なくとも2組の別個の燃料噴射器(2
    5,26)が配設されている請求項1記載の燃料噴射ス
    タブ。
  17. 【請求項17】 前記本体(10)は、その端部に、前
    記ラムジェットの対峙する壁体(5A,5B)に前記燃
    料噴射スタブを係止すると共に同燃料噴射スタブに燃料
    及び冷却剤を送給するように設計されたヘッド(6A,
    6B)を含み、前記先端部材(11)が前記ヘッドの少
    なくとも一部を覆っている請求項1記載の燃料噴射スタ
    ブ。
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