JPH01503161A - 超音速燃焼器の導点火燃料噴射装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 超音速燃焼器の導点火装置 産業上の利用分野 本発明は、超音速燃焼ラムジェットエンジンに関し、特に超音速燃焼ラムジェッ トエンジンに用いる導点火（ｐｉｌｏｔｉｎｇ）燃料噴射装置に関する。

従来の技術 液体炭化水素燃料を使用する超音速ラムジェットエンジンを利用したミサイルの 場合、十分なエンジン性能を要求する。このミサイルの場合には、燃焼器の有効 長を厳しく制限する極めて厳しい体積規制が課されている。

従来の超音速燃焼器は、二つの分離した空気導入装置を使用している。空気導入 装置の一つは、超音速燃焼器に空気を供給するためのもので、他の空気導入装置 は、亜音速燃焼器に空気を供給するためのものである。ラムジェットエンジンに 導入される空気量の２５％は、亜音速燃焼器に供給され、エンジン燃料と混合さ れ燃焼し多燃料燃焼生成物を生成する。この多燃料燃焼生成物は、更に超音速燃 焼器内の空気流と混合されて超音速燃焼反応を起こす。

その他の従来技術の超音速燃焼器においては、超音速燃焼に適合した燃料の点火 特性を向上するために、取り扱いが極めて難しい発火燃料添加剤を用いている。

上述した超音速燃焼器の場合、追加された燃料装置系の重量増加によ・す、ラム ジェットエンジン推進力を利用する飛行機のエンジン性能の・低下を来していた 。

また、亜音速燃焼器は、８超音速燃焼器よりも高い飛行速度においては燃焼効率 が悪いので、ラムジェットエンジン内へ導入される空気量全体に対する亜音速燃 焼器へ供給される空気量の比をあまり大きくするとエンジン効率の低下を来す。

また、二つの分離した空気流路のために空気導入口を複数形成することにより、 二つの空気導入装置が相互に干渉するといった可能性を有していた。

発明の詳細な説明 超音速ラムジェットエンジンの導点火（ｐｉｌｏｔｉｎｇ）燃料噴射装置は、超 音速空気導入口からの空気を直接受ける燃焼器入口の超音速空気流の中に配設さ れており、カウル内に設けられた追加導点火燃料噴射装置への空気流を規制して いる。下流に面して配設されたステップを規制された空気流の中に配設し、空気 流の循環帯域を形成する。

この空気流循環帯域の上流に、パイロット（導点火）燃料の化学量論に基づく理 論量が噴射されるが、この循環帯域は、燃料点火に必要な十分な滞留時間を供給 するように寸法が決定されている。

カウルは、下流に面するパイロット空気出口を有すると共に、その上流縁部から 主燃料が超音速空気流の中に噴射される。この燃料の流れは加圧され、且つ加圧 された下で液体状態を保ちつつ、加熱され噴射される。オリフィスとして機能す る燃料噴射装置出口での燃料の流れを規制することにより、燃料が低い周囲圧力 の下でフラッシュ蒸発する。

循環帯域内でのパイロット空気流は超音速であり、カウルの出口でチジーキング される。従って、音速が周囲の流速と比較して高圧の出口に存在する。この結果 、周囲の超音速流の温度圧力を上昇しながら周囲の超音速流の中に衝撃波が形成 されると共に、この温度の上昇したパイロット空気流と周囲の超音速流とが混合 し、周囲の超音速流内での燃料の点火を容易にする。

図面の簡単な説明 第１図は、超音速ラムジェットエンジンの一般的な構成配列を示した断面図であ る。

第２図は、導点火（ｐｉｌｏｔｉｎｇ）燃料噴射装置の断面図である。

第３図は、導点火燃料噴射装置の等測置である。

第４図は、ラムジェットエンジン内の下流に配設されたフラッシュ蒸発燃料噴射 装置の断面図である。

第５図は、ストラット支持されたパイロット燃料噴射装置の変形例である。

好適実施例 第１図に、超音速空気流１４を規制する壁部１２を有する超音速ラムジェットエ ンジンｌＯを示す。液体炭化水素燃料は、燃料タンク１８からポンプ１６により 加圧され燃料噴射装置に供給される。

三つのパイロット燃料噴射装置２０がラムジェットエンジン１０の上流に内周壁 に沿って等間隔に配置されている。要求に応じて、追加燃料噴射装置２２をパイ ロット燃料噴射装置２０の下流に配設するものとする。燃料の殆どがエンジンの チョーキングを避けるように動作するパイロット燃料噴射装置２０を介して噴射 される。また、必要に応じて追加燃料が下流に設けられた追加燃料噴射袋！！２ ２を介して噴射される。下流の燃料噴射装置２２は、そこから噴射される燃料の 点火を容易にするために、上流に設けられたパイロット燃料噴射装置２０から噴 射された燃料が空気と混合し燃焼することにより生ずる局部的な温度・圧力上昇 領域に配設するものとする。

第２図は、パイロット空気流２６を規制する半円形カウル２４を示す。下流に面 して形成されたステップ２８は、流れ撹乱手段として機能し、空気流の循環帯域 ３０が形成される。このステップ２８は、先端が上流を向いた１０度のコーン３ ４のベースに形成されている。このコーン３４は、衝撃波３６がカウル２４上又 はカウル２４内に到達するように配設されている。この実施例に代わって、カウ ルのその他の形状やコーンのその他の形状が用いられてもよい。

三つの燃料噴射装置の各々のために全体の燃焼器用噴射燃料の２゜５％に相当す るパイロット燃料が導管３２を介して循環帯域の上流に導かれる。この燃料は、 カウルの超音速循環帯域内で化学量論的に空気と混合され燃焼される。このパイ ロット空気流領域は、超音速空気導入口を使用しているので、パイロット空気流 領域内の圧力はカウルの排出口３８にてパイロット空気流をチョークするのに十 分高い。この圧力の高いチョークされたパイロット空気流は、主空気流へ向かっ て膨張するパイロットガスを生ずる。この結果、主空気流の安定した局部的な温 度・圧力の上昇を来す。

このバイロフト燃料は、オリフィス４０を介してコーン３４の表面と半円形コー ンベース２８との交差する点で分離した入口空気流の中に導入され、循環帯域３ ０の境界近傍の下流に向かって延びる空気流のせん断層の発達を促す。この空気 循環帯域３０の下流には、パイロット空気流の後部よどみ点が存在し、循環帯域 の長さ及び幅の計算によって、パイロット空気流の循環帯域滞留時間を決定する ことができる。また、質量の交換がせん断層を介して生じ、この結果、ステップ ２８の上流で循環帯域への燃料の進入を来す。点火に基づいて、循環帯域への進 入速度が火炎伝播速度に等しいコーンベース近傍に定常乱流炎が発生する。せん 断層での速度勾配により、この定常乱流炎は、下流域に引き伸ばされる。循環帯 域での流れとその外部の流れとの間における質量交換は、循環帯域近傍の流速に 関する平均速度で生ずる。安定した火炎伝播は、乱流炎速度が質量交換速度以上 の場合に達成される。

本実施例においては、燃料噴射装置の領域におけるラムジェットエンジンの内径 が３．９２ｉｎであり、カウル内半径が入口で０．５ｉｎであり、出口で０．７ ｉｎである。また、カウルの捕獲面積に対するコーン前部胴体ベース部での流路 面積の比が０．５４である。更に、コーンベースの半分の高さが０．３７ｉｎで あり、追加された空洞部の高さが０．１５ｉｎであるので、この結果高さ０．５ ２ｉｎのステップが形成される。循環帯域滞留時間は、ラムジェットが動作する のに必要なマツハ領域で供給される燃料混合気に関する点火時間と比較され計算 される。この滞留時間は、混合気の自動点火のために計算された点火遅れを上回 っていなければならない。

このことは、内部の超音速流の立上りに生じている状態に基づいており、通常、 岐点温度の８５％である入口流の回復温度まで温度低下するような燃焼を伴わな い循環帯域での静的な温度に依存する。

また、循環帯域での適切な滞留時間により、燃焼における燃料の自動点火を来し 、より高い温度を発生する。

カウル２４の内部には、複数の燃料通路が配設されている。主な燃料は、複数の 通路４２へ分配された入口４４から進入し、カウルの長手方向へと進行して、オ リフィス４６を介して噴出するように流れる。燃料通路内で燃料は、内部パイロ ット炎と外部の加熱ガスとによって加熱される。この結果、燃料の温度が上昇す る。高圧燃料ポンプとオリフィスでの噴出により、燃料は、約９００ｐｓｉの圧 力から約１気圧の圧力を有する超音速流へと変化した後、フラッシュ蒸発する。

この結果、点火が容易となる。

このオリフィス４６は、加熱された流路４２内での燃料の蒸気化を防ぐために十 分な背圧を維持するように動作する。そこで、局部的な体積が増加し、並行する 流路間の相互に連関する不安定性が解消される。

燃料は、カウルの下流へ向かう超音速空気流と混合する下流域主燃料ジェット４ ８の中に流れる。この下流域では、パイロット空気流からの膨張ガスにより、主 燃料ジェット内に衝撃波を生ずる。この衝撃波が主空気流の局部的な温度・圧力 上昇を来すことにより、主空気流を予め調整する。予め調整された主燃料ジェッ トは、パイロット空気流からの加熱された燃焼生成物と混合されるので、主燃料 ジェットの点火を生ずる。

第４図に示すように、下流に配設された燃料噴射装置２２は、燃料入口５２と超 音速流に噴射するためのオリフィス５６を介して燃料を伝達する燃料流路５４と を有する。この燃料流路５４は、半円錐形部材の表面近傍に形成されており、こ の部材表面を介する熱伝導により液体状態の燃料を加熱する。一方、オリフィス ５６は、燃料を高圧状態に保つ。この燃料は、比較的低圧な外気に噴射されるの で、オリフィス５６を介してフラッシュ蒸発し、その点火が容易となる。

第５図に、パイロット燃料噴射装置の変形例を示す。円筒形の空洞カウル７０が 壁部１２から突出したストラット７２によって支持されている。円筒形の流れ撹 乱手段７４がコーンの下流に配設された循環帯域７６を伴ってカウル７０内の上 流に支持されている。燃料供給部７８がストラット７２を介し、カウルの縦方向 に延びる流路８０を介してカウルの上流へと向かって形成されている。パイロッ ト空気流は、オリフィス８２を介して空気流循環帯域７６内で燃焼されるパイロ ット空気流区域へと導かれる。燃料の残りは、オリフィス８４を介して主燃料と して超音速流路内に供給される。音速が出口８６で生じ、これに伴って衝撃波が 生じる。この結果、主燃料の点火が容易になる。

ｒｔｔ”ノ ＦＩＧ、　ｔ’ ｒｌｔＪ、４ ＦＩＧ、５ 昭和６３年１２月２８．８ 瞥＝

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. １．燃焼器壁面によって画成された超音速空気導入口から直接導入される超音速 空気流の中に配設した超音速ラムジェットエンジンの導点火燃料噴射装置におい て、この燃料噴射装置にパイロット燃料供給比を選択し供給する手段と、超音速 空気流の中に配設し、直接上流を向いて開口し、その他の外部超音速空気流部分 と平行に流れるパイロット空気流部分を受けて規制し、且つその他の外部超音速 空気流部分と平行に開口した下流域噴出口を有する不浸透性パイロット空気規制 手段と、このパイロット空気規制手段により規制された空気流の中に配設され、 流れ循環帯域を形成する下流に面して形成された流れ撹乱手段と、少なくとも一 部の循環帯域の上流にパイロット燃料を導入する手段と、パイロット空気規制手 段を介して燃料流路を開口し、且つ前記下流域噴出口の上流にて超音速空気流の 中に第二の主燃料を供給する手段と、燃料流路の一端に第二の主燃料を供給する 手段と、燃料流路を介して通過するにつれ加熱された燃料が外部超音速空気流部 分に噴出されるように燃料流路の他端に配設された複数の出口とから形成された 導点火燃料噴射装置。
2. ２．外部超音速空気流が第一圧力であり、パイロット空気規制手段内のパイロッ ト空気流部分が前記第一圧力より高い圧力である請求項１記載の導点火燃料噴射 装置。
3. ３．円錐形が少なくとも部分的にパイロット空気規制手段の入口に配設され、上 流での円錐形の点及び円錐形のベースにより下流域に面する流れ撹乱手段を形成 した請求項１又は２記載の導点火燃料噴射装置。
4. ４．円錐形の上流端によって形成される衝撃波がパイロット空気規制手段内に到 達する請求項３記載の導点火燃料噴射装置。
5. ５．各燃料流路がその出口端部でオリフィス形成された請求項１乃至４記載の導 点火燃料噴射装置。
6. ６．複数の出口が超音速空気流に対してパイロット空気規制手段の上流に配設さ れた請求項１乃至５記載の導点火燃料噴射装置。
7. ７．パイロット空気規制手段が燃焼器壁部に固定された半円形カウルから成る請 求項１乃至６記載の導点火燃料噴射装置。
8. ８．少なくとも部分的な円錐形がこの円錐形表面近傍に複数のパイロット通路と 、このパイロット通路内にパイロット燃料を導入する手段を有すると共に、この パイロット通路が円錐形のベース近傍に出口を有した請求項３乃至７記載の導点 火燃料噴射装置。
9. ９．パイロット通路が各通路の出口にてオリフィス形成された請求項８記載の導 点火燃料噴射装置。
10. １０．パイロット空位規制手段が円筒形空洞カウルと、燃焼器壁面からカウルを 支持するストラットとから形成された請求項１乃至６記載の導点火燃料噴射装置 。
11. １１．燃料流路からの燃料の一部をパイロット空気流内に噴射する手段を有した 請求項１０記載の導点火燃料噴射装置。