JPH0264256A - インテグラル・ロケット・ラムジエツトエンジン - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ミプイルなどの超音速飛翔体の推進装置とし
て用いられるインテグラル・ロケット・ラムジェットエ
ンジンに関する。

〔従来の技術〕

従来の超音速飛翔体のインテグラル・ロケット・ラムジ
ェットエンジンを第５図及び第６図によって説明する。

超音速飛翔体ｌの後半分が推進部として構成され、同推
進部の主要な構成要素は、燃料タンク２、燃焼器３及び
空気取入ダクト４である。

空気取入ダクト４の数は通常１本〜４本である。燃焼器
３と空気取入ダクト４０間には両者間を遮蔽するボート
カバーと呼ばれる仕切板５が設けられ、燃焼器３の内部
には、最初、ブースタ推進薬６が詰められている。

超音速飛翔体１は、飛行中の航空機から投下されるか、
または、補助ロケットによって打ち出されることによっ
て作動を開始する。

まず、燃焼器３の後部のブースタ点火装置７によってブ
ースタ推進薬６の燃焼が始まり、しばらくの間、固体ロ
ケットとして作動する。同ブースタ推進薬６が燃焼して
発生する高温高圧ガスは、飛翔体１の後部のブースタ・
ノズル８を通って後方へ高速で排出され、推力を生み出
す。この段階をブースタ・７エーズといい、飛翔体ｌを
超音速のラムジェットの自立速度以上に加速する。

ブースタ推進薬６が燃え尽きると、仕切板５とブースタ
・ノズル８が飛翔体１から切り離され、空気が空気取入
ダクト４から燃焼器３内に流入するようになる。そこで
燃料ポンプ９が飛翔体ｌ内に設けられた燃料タンク２か
ら液体燃料を吸い込み、これを燃料制御弁１０を通して
空気取入ダクト４内に開口する燃料ノズル１１に送り、
同ノズル１１から液体燃料を気流中に噴霧し、ラムジェ
ット点火装置１２によって着火させると、以降、ラムジ
ェットエンジンとして作動する。このブースタ推進薬６
が燃え尽きてから液体燃料の着火迄の段階をトランジェ
ント・フェーズといい、着火より後金ラムジェット７エ
ーズという。

ラムジェットフェーズに移ると、火炎の一部は燃焼器３
の前部（燃料タンク側端部）で循環し、この火炎の循環
流が火種になることによシ燃焼が持続するので、ラムジ
ェット点火装置がラムジェットフェーズの始まりに一回
作動すれば、以降ラムジェットエンジンとして推力を発
生し続けることができる。

この火炎の循環流を高温に保ち有効な火種として作用さ
せるためには、燃焼器３の前部（燃料タンク側端部）Ｉ
ｃ燃料を適切に送り込む必要がある、 なお、空気取入ダクト４は燃焼器３に接続する手前で約
４５’〜９０°曲ることが一般的であるが、燃焼器内の
燃料分布を改善するためにこの曲り部に特別な工夫をす
ることは従来なされなかった。

〔発明が解決しようとする課題〕

以上説明した従来のインテグラル・ロケット・ラムジェ
ットエンジンにおいては、燃料ノズル１１がら空気取入
ダクト４のなかに噴霧された燃料が気流に運ばれて空気
取入ダクトの曲り部を通って燃焼器３に入る場合に１燃
料の比重が空気より１００〜１０００倍重いので曲り部
の外周側圧側るため、第６図中矢印に示すように燃焼器
３の後部に流れ込む燃料が多く、保炎にとって重要な燃
焼器３の前部に流れ込む燃料が少なくなりすぎる傾向に
あった。

このため、推力を下げて作動させるために燃料流量を少
なくすると、火炎循環流の温度が低下し火種としての作
用を失って１−吹き消え」（失火）が起こり十すかつ次
。

本発明は、以上の従来のインテグラル・ロケット・ラム
ジェットエンジンの問題点を解決しようとするものであ
る。

〔課題を解決するための手段〕

本発明は、ラムジェットエンジンとして作動するときに
液体燃料を供給する液体燃料ノズルが空気取入ダクト内
に開口し、同空気取入ダクトが燃焼器の側面に接続され
ているインテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン
において、燃料ノズルの開口部から燃焼器入口まで延び
空気取入ダクト内に分割された流路を形成する分流板を
空気取入ダクト内に設置した。

〔作用〕

本発明においては、燃焼器の側面に接続された空気取入
ダクト内に燃料ノズルの開口部からし 燃焼器入口まで延びる分流板を設け、空気ダクト内に分
割された流路を形成することによシ燃焼器入口における
液体燃料分布の偏シを強制的に制限でき、また分流板の
位置を適切に選ぶことＫよシ、燃焼器内へ流れ込む液体
燃料の分布を所望の形に近づけることができる。これに
よって確実に燃焼器の前部に液体燃料分布り込み、火炎
の循環流が高温に保たれ火炎の吹き消えが防止される。

〔実施例〕

本発明の第一の実施例を第１図及び第２図によって説明
する。なお、第１図及び第２図において、上記従来のエ
ンジンにおける部分と同一の部分は第５図及び第６図に
おけると同一の符号で示されており、その説明を省略す
る。

燃焼器３の側面に接続され曲シ部をもつ空気取入ダクト
４内に２個の液体燃料ノズル１１が流路につき出した形
で同空気取入ダクト４内の空気流の下流に向って開口し
、ここから燃料が後ろ向きに噴霧される。分流板１３は
２個の燃料ノズル１１．１１の開口部の中間の位置から
燃焼器３の入口まで空気取入ダクト４内に設けられてい
て、同空気取入ダクト４をｔ’ｔ　’ｒ等分する２個の
流路が形成されている。

本実施例は以上のように構成されているために、各燃料
ノズル１１から噴霧された液体燃料は、第２図矢印に示
すように空気取入ダクト内を流れる空気と共だ、空気取
入ダクト４と分流板１３で形成される２伽の流路内金流
れて燃焼器３に流入する。従って、第２図に示すように
、一方の流路からは燃焼器３の後部に向って液体燃料が
供給されると共に、他方の流路からは燃焼器の前部（燃
焼タンク側）に燃料が確実に供給され、後者によって火
炎循環流の温度を高く保つことができる。このために、
推力を下げるために燃料流量を少なくしても、「吹き消
え」が発生せず、ラムジェットエンジンとしての作動を
継続させることができる。

本発明の第二の実施例を第３図及び第４図によって説明
する。

本実施例では、２個の燃料ノズル１１が空気取入ダクト
４の上下の壁に開口している。この場合、燃料の一部は
上流方向にも飛び出してくるので、分流板１３は、燃料
ノズルの開口部より少し空気取入ダクト４内の空気流の
上流側の位置から燃焼器３０入口まで設けられる。

本実施例においても、第４図矢印に示すように、上記第
一の実施例と同様に燃焼器３の後側と共に前側にも液体
燃料を供給することができ、火炎の「吹き消え」を防止
することができる。

々お、上記実施例では、分流板が１個設けられているが
、複数個設けるようにしてもよい。

〔発明の効果〕

本発明は、空気取入ダクト内に分流板を設けることによ
って、保炎にとつ工重要な燃焼器の前Ｎ（燃料タンク側
端部）に燃料を確実に送り込み、火炎循環流の温度を高
く保つことができるので、推力を下げるために燃料流量
を少なくした場合でも、「吹き消え」を起こさすにラム
ジェットエンジンとして確実に作動させることができる
。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第一の実施例の縦断面図、第２図は同
実施例における液体燃料の流れを示す縦断面図、第３図
は本発明の第二の実施例の縦断面図、第４図は同実施例
における液体燃料の流れを示す縦断面図、第５図は従来
のインテグラル・ロケット・ラムジェットエンジンの縦
断面図、第６図は同エンジンにおける液体燃料の流れを
示す縦断面図である。 ｌ・・・超音速咄翔体、２・・・燃料タンク、３・・・
燃焼器、４・・・空気取入ダクト、５・・・仕切板、９
・・・燃料ポンプ、１ｏ・・・燃料制御弁、１１・・・
燃料ノズル、１２・・・ラムジェット点火装置、１３・
・・分流板。 代理人　弁理士　　坂　間　　　　暁　　　　　外２名
Ａ１呂 葉３国 扇４呂

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 液体燃料ノズルが空気取入ダクト内に開口し、同空気取
   入ダクトが燃焼器の側面に接続されているインテグラル
   ・ロケット・ラムジェットにおいて、燃料ノズルの開口
   部から燃焼器入口まで延び空気取入ダクト内に分割され
   た流路を形成する分流板を空気取入ダクト内に設置した
   ことを特徴とするインテグラル・ロケット・ラムジェッ
   トエンジン。