JPS60173352A - 一体化されたブースターラムジエツト推進手段 - Google Patents

Abstract

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め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は内蔵された加速エンジン即ちブースタを具えた
ラムジェットミサイル推進システムに関し、該システム
は第１の加速段階と第２のラムジェット巡航段階に分か
れて使用される、ミサイルの加速に用いられる固体推進
薬が貯留された単一の燃焼室を具え、更に加速段階の推
進に適するような寸法に設計された収束拡大型ノズルと
、加速段階の後、充分な空気を燃焼室に導入するように
設計された少なくとも一つの空気取入口を具え、ミサイ
ルの燃料のペイロードによるラム空気の燃焼の結果とし
て生ずるガスの高速噴射によってミサイルに働らく抵抗
力を少なくとも補償するようになされている。

従来の技術 本発明は空気をラムジェットエンジン内での燃焼剤の一
つとして用い得る大気内での飛行被包体を具えた戦術型
ミサイルの推進手段に関する。

特に本発明は二つの連続する推進モードによって作動す
るロケットラムジェットに関し、このモードとはミサイ
ルに搭載された燃料と酸化剤を用いるロケットエンジン
加速段階と、飛走するミサイルによって大気中から採取
されブこ空気とミザイルに搭載された燃料を用いるラム
ジェットを基礎とする巡航段階である。

加速用に最適なノズルはこれに引続くラムジェット巡航
段階に好適なノズルの狭隘部断面よりもずっと狭い狭隘
部を有する必要があるためこの種のロケットラム・シェ
ツトの実際上の構造には問題を生ずる。

うＪ・ジェット段階とブースタ段階とが一体化されてい
ることに関する問題の解決策として両推進段階に共通な
内部壁を有する単一燃焼室を用い、加速から巡航への推
移位相の間にはじき出される９〜 加速段階用に最適な寸法ノズルを具え、以って燃焼室の
尾部にラムジェット巡航用に適する大きな開口を生せし
める設計が提案されている。

不幸にして、短距離又は中距離飛行に対してはブースタ
ノズルの放出は受け入れ難いことである。

なぜならばこれはミサイルの操作者に対しても又友軍及
び住民に対しても危険を与えるからである。

この不都合を避けるためにブースタノズルを用いない設
計が提案されている。このようなノズルなし動力手段に
おいては、加速段階を通して必要な固体推進薬の装填は
加速段階の安定した燃焼と軸方向の推力を保証する中央
チャンネルと拡大後部コーンによって行なわれる。しか
しながらこのタイプの動力手段においてはミサイルが加
速されるにつれて燃焼圧力がかなり減少し、加速段階に
おける平均比推力は同じ推進薬がノズルを通じて排気ガ
スを放出する場合に比し実質的に低位のものとなる。

燃焼室の長さはブースタ用推進薬に必要な空間によって
決められること及びこの固体推進薬の質量の増加はラム
ジェット燃料の質量の減少につながることを考慮すれば
、加速段階の性能低下は巡航時間の減少をもたらし、そ
の結果ミサイルの距離の短縮につながる。

発明の目的 本発明の目的は加速段階で生じた燃焼ガスをこの段階に
対して最適化されたノズルを通して排出し、且つ該ノズ
ルの放出を回避しその代シにラムジェット巡航段階にお
ける次の動作に適するようになずことによって斜上の欠
点を解消せんとするものであＺｏ 即ち本発明は特別な空気取入口の他に、燃焼室の下流端
に配置された補助ノズルの形をした少なくとも一つの補
助排気口と、初期の加速位相の間を通じて該補助排気口
を閉鎖する手段を有し、それによって該補助排気口は主
ノズルと共にラムジェット巡航位相において燃焼ガスの
排出に寄与することができる冒頭に述べたような推進シ
ステムを提供するものである。

発明の構成 本発明によれば加速段階用に設計された主ノズルは巡航
段階においてもその位置に保たれるが、この後の段階に
おいては排気ガスの一部のみが前記主ノズルから噴射さ
れ、残りは燃焼室の背後に設けられた一つ又はそれ以上
の補助排気孔から噴射さルる。これらの排気口は前述の
燃焼室空気取入口のように加速用の固体燃料が全部消費
された時にのみ開かれる。

本発ツ〕の第１実施例においては、前記補助排気口は実
質的に軸方向の補助排気を打力うように燃焼室の後壁に
設けられている。

別の実施例においては補助排気ノズルは燃焼室の環状を
なす後方側方部に設けられている。

本発明の推進システムは燃焼室を囲繞し、ミサイル本体
の長さ方向の少なくとも一部を覆うように前方に延在す
る外部構造体を具え、以ってミサイルの前方に恒久的な
空気吸入手段を形成すると共に、前記空気取入口を経て
燃焼室にラム空気流を導入することを保証し、一方燃焼
室のケーシングをラムジェット巡航段階において均衡し
た圧力下に保ち、それによって該巡航段階においてミサ
イルの空気吸入手段によって取入れられたラム空気の一
部分のみが前記空気取入Ｌ１を経て燃焼室内に導入され
、一方残りの空気流が燃焼室を通らないで特別に設けら
れた排気口を経てミサイルの後方に排出され、前記排気
口を経て燃焼室から出て来る排気ガスの少なくども一部
と混合せしめられることが好ましい。

外部構造体は主ノズルを越えて後方まで延在し、二次空
気流を燃焼室からのすべての排気ガスと混合せしめるよ
うになされてもよい。

空気流を空気取入口によって導入され燃焼に寄与する部
分αＱａと冷却流を形成する部分（１−α）Ｑａに分割
することは要求される推力及び燃焼室壁の温度耐性の機
能によって決定される。

燃焼室は該室のケーシングと前述の外部構造体との間に
挿入される支柱の助けによって中心に配置される。該支
柱は外部構造体と燃焼室のケーシングの間の空気流断面
が前記補助排気口の上流において空気と、ぞして下流に
おいて空気と燃焼ガス混合体の両者に音速流を与えるよ
うな形になさｔｌている。

燃焼室は薄い伝熱性の壁で構成されていることが好廿し
い。

次のような他の種々の特別な特色を具えわ」（１０円錐
形の、即ち二方向に傾斜した斜面が燃焼室の空気取入［
］の上流の外Ｓ構造体と燃料タンクの間に挿入されて円
環状の空気吸入手段を形成する。

加速段階において、ミサイルの空気吸入手段は下流側に
おいて閉鎖されておらず、ラム空気は後部を通って排出
され、抵抗を減らす。

実質的に円錐形のフェアリングが燃焼室の狭隘部を主ノ
ズルの傾斜部の出口面に接続しデ゛イフユーザとなる中
央体を形成し、その内部で二次空気／排気ガスの混合物
は膨張することができる。

加速段階において、前記空気取入口が補助排気口と共に
、該加速段階の終期に放出されるように設計された特別
なプラグによってシールされている。

又別の例においては、燃焼室は加速段階の終期において
ガス圧によって所定の距離だけ軸方向に自動的に後退し
て、一方において燃料タンクと燃焼室の間に空間を設け
て空気取入口を形成し、他方において、燃焼室と主ノズ
ルの間に空間を設けて補助排気口を形成するように設計
することもできる。予想される応用例によノｔば燃焼室
のスライド作用は空気取入口又は補助排気口、又（Ｌ′
ｉその両者を同時に形成する。

更に詳しくはスライド型の燃焼室は初めは切断可能な結
合γｆ＋＋によって動かないように保持されており、そ
して該燃焼室の形態は、加速段階の終期において燃焼室
に加えられる圧力の軸方向合力の方向が逆転し２、この
合力が切断自在な結合部の抵抗力よりも犬きくなるよう
に構成されている。

本発明のその他の特色、利点は次のいくつかの実施例の
説明並びに図面を参照して容易に理解さ）１．るでおろ
う。

本発明は一体化されたゾースタを具えた種々の形態のラ
ムロケットにも容易に応用し得る。実際ラムジェット段
階に必要安空気の聖人ｆＬは多くの異なった方法で行な
うことができ、たとえば前部の２７−ズにおいて円環状
に取入れ、又は腹部から横方向に行なうとさもできる。

同様に巡航段階に必要な燃料（・づ液体でも固体でもよ
い。後者の場合、燃料は補助の自己熱分解燃料発生器内
（ｔＣ収納されるか燃焼室の内壁と接触している。

問題点を解決するための具体的手段 第１同圧おいて本発明にかかる推進手段を具えたミサイ
ルの前方部分は省略されている。燃料タンク８と燃焼室
２だけが示されており、両者用主排気ノズル３を越えて
ミサイルの後方へ延びる外部筒状構造体１によって囲繞
されている。との外部筒状構造体ｌに取付けられた前記
燃焼室２は加速段階に必要な推進薬４を内包している（
第１図の下半分の断面参照）。燃料がそこに貯留さノ１
．ている限シ、加速段階を通じて、空気取入口５はプラ
グによってシールされだま°オに保たれる。ラムジェッ
ト段階において、燃焼室２の上′ｆ／ｌｊ、に設けられ
た補助タンク８内に貯留さセた燃料は燃焼室２内に噴射
され、飛走するミサイルによって吸入された燃焼空気は
開放された取入［１５を経て燃焼室２内に導入される（
第１図の上半分断面参照）。

第１図から第５図までに示された実施例は前記空気吸入
手段がノーズコーン又ｄ容易に接近可能になされる必要
のある装置、即ち燃料及び計器室の下流のいずれかに環
状に配置された前部空気吸入方式に関連している。いず
れのＭ％合共、二次空気は燃焼室２の上流において取入
れられ、全体として燃焼室２の外壁のまわりを循環し、
以って燃焼室の冷却と共に該二次空気の予熱も同時に行
なわれる。

更に詳しくは、第１図に示す実施例は燃料タンク８と並
列された吸入口２５を具えている。第１図及び第２図か
ら明らかなように空気は外部筒状構造体１と、空気吸入
口２５内に設けられた二方向傾斜面９との間に取込まれ
る。

＠２図は空気吸入手段の平面におけるミサイルの断面を
示すがこれには傾斜面９がどのように作られているかが
示されている。この傾斜面はたとえば複合鋳造によって
作られた三つのセグメント】０からなっている。これら
の三つのセグメント１０は三つの機能を充足する。即ち
該セグメント１０と外部構造体１とによって仕切られた
空気吸入口２５の開口１１を形成し；第２にタンク８と
傾斜面９との間の間隙】２及びセグメント１００間の開
口１３と−し工になって境界層トラップを構成し；第３
に軸受として役立つセグメント１０」二の突起１４によ
って外部構造体１を燃料タンク８上に固定するのに寄与
している。

燃焼室２は支柱１５によってミサイルの後部の外部構造
体１の内部に固定され且つ中心に位置せしめられる。第
３図、第４図に示されるように前記支柱１５の巾は一定
ではなく、燃焼室２内に設けられた第１補助排気口６が
含まれている第３図の断面で表わされている軸方向位置
と、最も下流側の補助排気口６を含む第４図の断面に表
わされた更に下流側の軸方向位置の間では変化している
。

該支柱１５は第３図の平面内において比較的実質的な巾
を有ｌ〜でいる。該巾は燃焼室２と外部構造体１との間
を流れ既に予熱された二次空気流の通路として利用し得
る断面１６が音速流を形成するように計算されている。

第３図及び第４図に示された半径方向平面の間には巡航
段階において外部構造体１と燃焼室２との間に形成され
る二次空気流内へ排気ガスを噴射するだめの数組の補助
排気口６が設けられている。支柱１５の巾は第４図の平
面においては減少ｌ〜ており、排気ガスの下流への流出
口として利用される断面１６が燃焼ガスと二次空気流と
の音速混合流を生ずることを保証するように計算されて
いる。

第４図の平面より下流側において、排気ガス／二次空気
流の混合流は一種のディフーーザ１８内で膨張する。該
ディフーーザ１８は燃焼室２の後部のネック部にテーパ
部分によって接続された実質的に円錐形をなすフェアリ
ングで作られている。

外部構造体１（第５図）の最下流部は制御翼がミサイル
の後方に設けられる場合には制御翼用ザー）ｊ？モータ
を収容するだめの断熱材で作らハ、たケーシング１９を
具えることができる。

１Ｎ　１し１の下半分断面は加速段階以前の燃焼室２の
状態を示し、ブースタ推進薬４（Ｌｉ空気取入口５及び
補助排気口６を閉鎖している。該排気口は更にブラダ７
によってシールされている。第１図のもう一方の半分の
断面はラムジェット巡航モードの場合の燃焼室２を示し
、空気取入口５と燃焼ガスを二次空気流内に噴射するだ
めの補助排気口６は開放されている。

加速段階においては、空気取入口５は燃焼室２の内壁に
担持されたプラグ７によって閉塞されている。＃プラグ
は二つの推進モードの間の推移期間内に自然に取外され
る。ｆラグ７はたとえば推進薬燃焼の末期においてスプ
リングによって引込められる。

本発明の特定の実施例によれば燃焼室２はたとえばフェ
ノールシリカのフィラメントワインディングによって製
造され、繊維は空気取入に５の位置の巻芯のまわシに設
置されたインサートの周囲に巻きつけられる。補助排気
口６も同様に作られる。しかしもし燃焼室２の壁が補助
排気口６が設けられるべき領域１７において更に補強さ
れているならば該排気孔は機械加工によって更に容易に
作られるであろう。

本発明のミサイルのラムジェット巡航時における作用は
第６図を参照して容易に理解し得るであろう。この図は
長手方向の半断面回によって外部構造体１、燃料タンク
８、空気取入口５、排気口６、主ノズル３及び中央偏向
体ｊ８が模式的に示されている。図から空気吸入手段２
５によって吸引された空気流Ｑａの一部（αｑａ）のみ
が空気取入口５を経て燃焼室２内に導入されることが判
る。

ここでαは１よシ小さい値である。ラム空気Ｑ８の残部
（１−α）Ｑａは二次空気を形成し、これは燃焼室壁と
外部構造体１間を流れ燃焼には関与しない。

同様に排気ガスＱｂの一部βＱｂ（β〈１）は主ノズル
３を経て軸方向に排出され、一方残部（１−β）Ｑｂは
補助排気口６を経て排出され二次空気（１−α）Ｑａの
流れに混合する。外部構造体１がノズル３から充分に下
流測寸で延びている場合にはすべての排気ガスを二次空
気と混合することができ、主ノズルから排出されるガス
流βＱｂは、環状開口２６を経て該ノズルの外側に流出
するガス流（（１＋α）Ｑａ　＋　（１−β）Ｑｂｌと
充分に混合される。

本発明による複流モード即ち燃焼室２と外部構造体１の
間を流動し、排気ガスの少なくとも一部（１−β）Ｑｂ
と混合される二次空気流（１−α）Ｑａを含むモードは
従来の単一流作用に比し数多くの利点をもたらす。

第１の利点は燃焼室２内のガスの速度の減少によっても
たらされる。これは圧力低下及び壁面の対流係数を制限
するのみでなく、更に重畳なことに燃焼室中での長期の
滞留によって充分な燃焼を促進する。該燃焼室２の躯体
長はブースタの推進薬の量によって規定され、実除上単
−流ラムシエツトの設計の場合と略々同一である。従っ
て燃焼室内での低速度の結果として良好な火焔安定性及
び大きな燃焼効率が得られる。

その他の利点は燃焼室２のシェルの効率的な冷却によっ
てもたらさオしる。即ぢ非燃焼空気に対する外部対流係
数は熱ガスに対する内部対流係数よシ遥かに太きいから
である。燃焼室の壁を貫通する熱量は二次空気流を加熱
し月つ加速することに寄与するので、燃焼室の壁は耐酸
化性材料で作られている限シ如何に薄く且つ伝熱的に作
られてもよい。このことは燃焼室の壁厚の減少がブース
タ推進薬及び／又はラムソエット燃料用の更に多くの空
間を提供することによってミサイルの全体としての性能
向上を助長する点において利益をもたらす。

史に複流タイプのラムジェットエンジンにおいては、燃
焼室のシェルは均衡した圧力の下にある。

巡航モードにおける内部圧力差は上流側においては零に
なり下流側に僅かに存在する。

更に従来型の一体化されたブースタラムジェットによる
加速段階においては燃焼室の空気取入口は閉鎖されるこ
とが必要であり、その結果ミサイルのラム空気はΔＦの
無用の抵抗増加をもたらすことが強調される必要がある
。一方加速段階における複流ラムジェットの抵抗の増加
はαΔＦに制限される。ここでαは１より小さい係数で
あり、巡航段階で取入口５を通って導入される空気の割
合を意味する。従って従来型のラムジェットエンジンと
比べて本発明はミサイルの加速段階における固体推進薬
駆動の推力に加えて（１−α）ΔＦの推力の排油が可能
となる。

要約すれば、本発明の推進システムはノズルのないブー
スタラムジェットの如く重い、コンノ母りトな本体を投
棄しなくてもよく、同時に放出可能なノズルのラムロケ
、トと同等の性能を発揮することができる。

本発明の第二実施例が第７図及び第８図に示されておシ
、空気取入口１０５及び燃焼ガスの補助排気口１０６が
燃焼室のフレームのスライドによって自動的に開かれる
。

第７図及び第８図に示された推進システムは加速段階の
操作のために特別に設計された、ミサイルの外部構造体
１０１に取付けられたノズル１０３を有し、この外部構
造体は内圧と飛走時の応力に耐えるようになされている
。初めにブースタ推進薬を包含している燃焼室１０２は
、外部構造体１０１と燃焼室１０２の壁との間に自由空
間を作シ出す支柱１０９によって該外部構造体１０１に
対して設置されている。燃焼室１０２はブースタの燃焼
の末期において燃焼室の頭部の圧力の合力が切断可能な
結合部の抵抗よりも大きくなったときに後方にスライド
する。燃焼室１０２の上流側に配置されたタンク１０８
はラムジェット巡航段階のだめの自己燃焼性固体燃料を
包含している。

該タンク即ち貯槽１０８は接近した場合にのみ発火しブ
ースタの推進に寄与する。ラムノエツト型の作用におい
てはガスは酸素と接触すればいつでも着火する。従って
巡航段階においては特別な点火装置は不要である。

ブースタは前述の第１実施例の場合と同様に作動する。

ノズル１０３内に設置された点火装置が燃焼室１０２内
に設置された固体推進薬の燃焼を開始せしめる。

ミサイルが加速されるにつれて、ラム空気圧は増加ｊ〜
、燃焼の末期においてブースタの内圧の合力と燃焼室１
０２の本体上の外気圧の合力との方向が逆になり、該合
力が、燃焼室１０２を初期において動かないように保持
していた切断可能な結合部の強度よりも実質的に大きく
なると燃焼室１０２は後へ滑動し、前部と後部に夫々設
けられた環状空間１０５．１０６を開放し、夫々燃焼室
１０２に空気を導入し且つ消費された混合物を排出する
。二つの推進モードの間の推移（ロケットからラムジェ
ットへ）はこのように第１実施例の場合と異なる。巡航
段階に燃焼室１０２内で発生した非常にリッチな燃焼生
成物は一部は補助ノズルを形成する環状空間１０６の下
流側にある、外部構造体１０１と燃焼室１０２の主ノズ
ル１０３の間の開放環状室を形成する自由空間内の二次
空気と混合される。制御翼１２２を駆動するサーボモー
タは混合室を形成する空間内に設けられた外部構造体１
０１の付加ケーシング１２０内に収納されている。

自己熱分解性固定推進薬タンク１０８は該タンク１０８
の後端に設けられた軸方向に配置さｉｔだ外側開口］２
１を経て燃焼室１０２と連通している。タンク１０８の
頭部に設けられたノーズコーン１２３は点１２４を含み
、故点は外部構造体１０１の前端と共に環状の前面空気
吸入手段１２５を形成する。この形態は良好な動力学的
性能を保証し且つミサイルの回転対称を保持する。巡航
段階に形成される燃焼室１０２内への空気取入口１０５
は環状をなす。空気取入口１０５の断面積は燃焼室１０
２の略々半分である。このようにして形成された断面積
の拡大は空気を再循環して燃焼を安定化する効果を有す
る。

主ノズル１０３、加速段階において該主ノズルに対して
押圧される燃焼室１０２の後端取付部材１１０及び加速
段階において燃焼室１０２をシールするように協働する
燃焼室１０２の前部とタン、り１０８の後部に夫々設け
られた端部取付部材１１１及び１１２はたとえばフェノ
ール樹脂マトリックス中に成型されたシリカ繊維によっ
て製造されており、金属部品の場合に生じ勝ちな膨張差
の問題を回避することができる。

第７図及び第８図の実施例においては、燃焼室の後端取
付部材１１０はミサイルの軸を中心とする回転体の円筒
部分１１５を有している。始動位置において、該部分１
１５はノズル１０３のこれに適合する円筒部分１１６を
囲繞しており、該部分１１６に気密に嵌込まれている。

シール１１３が同軸の円筒部分１】５及び１１６間に設
けられ、それによって該二つの部分は補助環状排気口１
０６のシール手段１０７を形成する。加速段階から巡航
段階への推移の際に、該外側円筒部分１１５は単に前記
内側円筒部分１１６上を滑動し、神助排気口１０６を開
放する。燃焼室１０２の前部において、端部取付部材１
１１は回転体からなる円筒７ランノ１１７を具えている
。該フランツ１１７は始動位置においてタンク１０８の
後端取付部材１１２の適合する溝１１８内に係合し、フ
ランジ１１７と溝１１８の間にはシール１１４が配設さ
れている。溝１１８とフラン・ソ１１７にミサイルの中
心線に平行な両面を有しこオＬによって加速モードから
巡航モードへの推移時に円？ｉ牙なスライドを可能にす
る。

たとえば空気吸入手段１２５の断面積の燃焼室１０２の
断面積から々る基準断面に対する比率（・；ｊ、０．４
の近傍にあり、一方空気取入口１０５の断面の燃焼室１
０２の断面に対する比率は約０．５である。主ノズル１
０３の狭隘部断面の燃焼室の断面に対する比率は約０．
０６であり、又補助排気口１０６の断面はノズル１０３
の狭隘部の１す而の約２倍であり、一方外部構造体１０
１と燃焼室１０２の間の二次空気流用の断面積は主ノズ
ル１０３の断面積の１．４倍程度である。

【図面の簡単な説明】

第２図〜第５図は第１図の夫々ｎ−ｎ、ｍ−ｍ。 ■τ■及び■−■に沿った断面図； 第６図は本発明の推進システムにおける複流の原理を示
す模式図； 第７図は本発明の第２実施例のミサイルの軸方向全断面
図であり、第１の半断面図において加速段階の作動状態
を、第２の半断面図において巡航段階の作動状態を示し
： 第８図は第７図に示されたミサイルの部分拡大図である
。 １・・・外部構造体、２・・・燃焼室、３・・・主ノズ
ル、４・・・推進薬、５・・・空気取入口、６・・・補
助排気口、７・・・フ０ラグ、８・・・燃料タンク、９
・・・二方向傾斜面。 以下余白

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、第１の、加速段階と、第２の、ラムノエツト巡航段
   階に両用される、ミサイルの加速に用いられる固体推進
   薬を収納した単一の燃焼室、加速段階の推進に最適な寸
   法に設計された収束−拡大ノズル、及び充分な空気を燃
   焼室に導入し、ミサイルの燃料ペイロードによるラム空
   気の燃焼の結果得られる高速ガス噴流によってミサイル
   に働らく抵抗力を少なくとも補償するために加速段階の
   終期において開くように設計された少なくとも一つの空
   気取入口を具えてなる一体化ブースタ型うムジェッ＋−
   ミサイル推進手段であって、更に燃焼室の下流側端部に
   設置さｉｚだ補助ノズルを形成する少なくとも一つの補
   助排気口、及び初期の加速段階を通じて前記補助排気口
   を閉鎖する手段を具え、該補助排気口は前記収束・拡大
   ノズルと共にラムジェット巡航段階において燃焼ガスを
   排出するのに用いられるラムジェットミサイル推進手段
   。 ２゜前記補助排気口が燃焼室の後部壁に設けられ、実質
   的に軸方向の排気口となっている特許請求の範囲第１項
   に記載されたラムジェットミサイル推進手段。 ３、前記補助排気口が前記燃焼室の後部側方に円環状に
   設けられている特許請求の範囲第１項に記載されたラム
   ジェットミサイル推進手段。 ４、燃焼室を囲繞し、ミサイル本体の長さ方向の少なく
   とも一部を覆うように前方に延在する外部構造体を具え
   、以ってミサイルの前方に恒久的な空気吸入手段を形成
   すると共に、前記空気取入口を経て燃焼室にラム空気流
   を導入するととを保証し、一方燃焼室のケーシングをラ
   ムジェット巡航段階において均衡した圧力下に保ち、そ
   れによって該巡航段階においてミサイルの空気吸入手段
   によって取入れられたラム空気（Ｑ８）の一部分（αｑ
   ａ）のみが前記空気取入口を経て燃焼室内に導入され、
   一方残りの空気流（１−α）Ｑ、が燃焼室を通らないで
   特別に設けられた排気口を経てミサイルの後方に排出さ
   れ、前記排気口を経て燃焼室から出て来る排気ガスの少
   なくとも一部（１−β）Ｑｂと混合せしめられる特許請
   求の範囲第１項に記載されたラムジェットミサイル推進
   手段。 ５、ミサイルの外部構造体が主ノズルを越えて後方まで
   延在し、二次空気流を燃焼室からのすべての排気ガスと
   混合せしめるようになされている特許請求の範囲第１項
   に記載されたラムジェットミサイル推進手段。 ６、燃焼室のケーシングと外部構造体の間に支柱が設け
   られ、該支柱は外部構造体と燃焼室のケーシングの間の
   空気流断面が前記補助排気口の上流において空気（１−
   α）Ｑ、と、そして下流において空気と燃焼ガス混合体
   （１−β）Ｑｂ＋（１−α）Ｑａの両者に音速流を与え
   るような形になされている特許請求の範囲第３項に記載
   されたラムジェットミサイル推進手段。 ７、燃焼室が薄い、伝熱性の壁を有する特許請求の範囲
   第６項に記載されたラムジェッ）ミサイル推進手段。 ８、空気吸入手段が加速段階において下流側においてシ
   ールされておらず、ラム空気の後方への排出を可能にな
   している特許請求の範囲第７項に記載されたラムノエツ
   トミサイル推進手段。 ９、燃焼室の後方狭隘部と主ノズルの拡大部分の出口面
   とを接続する実質的に円錐形のフェアリングが設けられ
   、該フェアリングは燃焼ガス／二次空気流の混合物（１
   −α）Ｑａ＋（’１−β）Ｑｂが膨張し得る拡大ノズル
   を構成する中央偏向体を形成している特許請求の範囲第
   ８項に記載されたラム・ジェットミサイル推進手段。 １０、加速段階において前記空気取入口が補助排気口と
   共に、該加速段階の終期に放出されるように設計された
   特別なプラグによってシールされている特許請求の範囲
   第９項に記載されたラムジェットミサイル推進手段。 １１、燃焼室が加速段階の終期においてガスによって加
   えられる圧力によって所定の距離だけＩ＋ｉ＋方向に後
   方に自動的に変位するように設計され、それによって燃
   焼家内に設けられた前記空気取入口及び／又は補助排気
   口を開放する特許請求の範囲第９項に記載さね、たラム
   ジェットミサイル推進手段０ １２、スライドする燃焼室が初めは切断可能な結合部に
   よって動かないように保持されており、又該燃焼室は加
   速段階の終期において該燃焼室に加えられる圧力の軸方
   向合成力の方向が逆転し、且つ該合成力が前記切断可能
   な結合部の強度よりも大きくなることを保証する１うな
   形状に作られている特許請求の範囲第１１項に記載され
   たラムジェットミツイル推進手段。 １３、主ノズル、燃焼室の端部取付部材及び燃料タンク
   が繊維強化成型によって作られている特許請求の範囲第
   １２項に記載されたラムジェットミサイル推進手段。