JPH03134232A - 少なくとも一つの軸方向に可動に設けられた滑り弁を有するターボジェットエンジン - 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、環状のケーシング唇状部Ｇの表面の静止した
対向面に合わせられる、中央の弁軸線に対して湾曲して
いる表面部分によってエンジンを任意に閉鎖し、或いは
露出させる少なくとも一つの軸方向に可動に設けられた
滑り弁を有するターボジェットエンジンに関する。

〔従来技術〕

ガスタービン又はターボジェットエンジンに、主に包含
される本体として、軸方向に可動又は調節可能であり９
滴或いは茸の形状をしている主に包囲される本体として
形成された滑り弁を閉鎖手段又は制御子役として設ける
ことが一般に知られている。・このような、流れ方向に
回転対称に広がり／又は細くなる輪郭を有する例えば滴
或いは茸の形状の滑り弁の設計の場合、円筒状の閉鎖面
が最大の弁直径の位置に形成され、従ってその場合比較
的大きな弁直径が生し、この直径は今日得られるエンジ
ン又は構成要素と比較して適性な割合の範囲外であり、
このことは、それらの高い動力及び投入スペクトル（Ｌ
ｅｉｓｔｕｎｇｓ−ｕｎｄ　Ｂ１ｎ５ａｔｚｓｐｅｃｔ
ｒｃ＋ｍｓ）にもかかわらず比較的少ない空気力学的な
正面領域の抗力を与えるか或いは与えるべきであるエン
ジンについても同様にいえることである。

従って例えば入り口端部に配置されるべきこの型の閉鎖
弁は、比較的小さいタービンの直径にもかかわらず達成
し得る動力及び推力のハンディキャップ（Ｌｅｉｓｔｕ
ｎｇｓ−ｕｎｄ　Ｓｃｈｕｂｖｏｒｇａｂｅｎ）を考慮
して、その開放位置（ｏｐｅｎ　ｐｏｓｉｔｉｏｎ）に
おいても、必要な流れのマツハ数の範囲内の比較的大き
な質量の流量（ｍａｓｓ　ｆｌｏｗ）を保証する為に、
実際に下回ることのできない、比較的大きな全体の直径
を必要とする。

他方、この滑り弁の概念は、また、特に例えば推進ノズ
ル状に形成された多フラップの概念等に対して、部品の
種類が少なく且つ全締切装置の故障の発生の可能性が低
いとき、それらの部品の強度が比較的大きいと言う利点
を提供する。エンジンに破片が吸い込まれエンジンが損
傷せしめられる可能性はここでは実際非常に低い。

このような滑り弁の概念は例えば次のように使用される
。

空気力学的に有利な環境に対して、吸気側で／及び排気
側で、「正規の」ターボジェットエンジン、例えば、直
流エンジン（Ｂｉｎｋｒｅｉｓｔｒｉｅｂｗｅｒｋ）を
遮断したり或いは露出させる。

これについては別々に配置されたラムジェットエンジン
及びターボジェットエンジンを有する航空機の概念が考
えられ、その場合において後者はラムジェット駆動単独
のとき遮断され、不動にされる。

多回路又は多流型の種々の動力分配のガスタービンジェ
ットエンジンの場合、内側及び／又は外側のエンジン回
路に任意に例えば質量流（ファン）の分配を可能にする
。

空気取り入れ口側乃至排気ガス出口側のラム空気流（Ｓ
ｔａｕｄｒｕｃｋｌｕｆｔｓｔｒ５ｍｕｎｇ）に対して
ラムジェット駆動単独のとき当該基本タービンエンジン
を遮断する。その場合、例えば基本タービンエンジンを
包み、且つその正面端部にエンジンの基本エンジン及び
ラムジェットエンジンの部分に対して共通の可変空気取
り入れ口（極超音速飛行運転）を有する環状構造のラム
空気ダクトが前提とされ、その場合、基本エンジンの熱
ガス出口（ノズル）の下流で、ラム空気ダクトは、それ
に続く可変推進ノズル（ｓｃｈｕｂｄｉｊｓｅ）を含め
てアフタバーナ装置及び付加燃焼装置（ラムジェット駆
動装置）を含む部分になる。）。前記後者の複合エンジ
ンの概念と関連してラムジェット駆動の際不動にされる
前方ファンを有する変形が考えられ、このファンはラム
ジェットモードのとき不動にされ、亜音速運転中二次回
路用のバイパスダクトとして働くラム空気ダクト（Ｓｔ
ａｕｓｄｒｕｃｋｌｕｆｔｋａｎａｌ）を供給する。

〔発明が解決しようとする課題〕

本発明の課題は、ジェットエンジン乃至ターボ基本エン
ジンの設計及びそれとの整合を考慮して空気力学的に最
適な空気供給側で及び／又は熱ガス側で遮断又は開放時
に全エンジンを空気力学的に有利なように（周囲を）ス
リムにすることを可能にする前記の可能な使用法に適し
たエンジンの滑り弁を提供することである。

〔課題を解決するだめの手段〕

上記の発明の課題は、環状のケーシング唇状部Ｇの表面
の静止した対向面に合わせられる、中央の弁軸線に対し
て湾曲している表面部分によってエンジンを任意に閉鎖
し、或いは露出させる少なくとも一つの軸方向に可動に
設けられた滑り弁を有するターボジェットエンジンにお
いて、前記滑り弁１が、軸方向に間隔をおいて位置せし
められ、前記中央の弁軸線Ａに関して本質的に１８０°
だけ周方向に相互に角度を変えており、且つ滑り弁の最
大の相対的直径りを形成する湾曲した表面部分２．３を
有することを特徴とするエンジンによって解決される。

〔作　用〕

滑り弁の三次元的に置き換えられた滴又は茸形の構造を
使用すれば、例えば直流ターボジェットエンジン（ｅｉ
ｎｋｒｅｉｓｉｇｅｓ　Ｇａｓｔｕｒｂｉｎｅｎｓｔｒ
ａｈｌｔｒｉｅｂｗｅｒｋ）を比較的細くし或いは該エ
ンジンに比較的小さな直径を与えること及び開放位置に
おいてエンジンを通る比較的大きな質量の流れ（比較的
大きな推力の必要量）に関して、必要とされる流れの基
準（マツハ数等）の範囲内でエンジンを通る比較的大き
な質量の流れに合わせられた圧縮機内への空気の取り入
れ口の相当に大きな流れ面積を与えることが可能である
。これは複合ガスタービン−ラムジェットエンジンにも
同様に適合し、その場合において亜音速飛行運転のため
に、基本工ンジン（内側）には、入口端部において例え
ば外側の環状のラム空気ダクトを通る吸気の必要量が供
給され、その場合において、比較的細い又は小径の基本
エンジンが、正面領域のドラグの比較的小さな全エンジ
ンを可能にする。特に後者の場合本発明による相対的な
全長の増加は有意な役目を果たさない。それというのも
そのために必要とされる取り付は空間が全エンジンの前
端の可変の吸気部を通して自由になるからである。

ジェットエンジン又は基本ターボエンジンの円筒ケーシ
ングの斜め円筒断面において、例えば適度に一様な楕円
形の輪郭のケーシング唇状部が生し、該ケーシング唇状
部に対して相応に適合せしめられた輪郭の楕円形の周の
締切面を有する締切弁が、例えば吸気側においてエンジ
ンを遮断するように移動される。しかし、少なくとも、
ケーシングの斜め断面において滑り弁の斜めの周の遮断
表面が筒状に対向せしめられる相応の最端を有する環状
の唇状部が形成されるようにケーシング唇状部の方向に
終わる端にエンジンケーシングに適度に楕円形を与える
ことは容易に実行できる。

締切弁と共同し、主にエンジンケーシングの表面例えば
環状の吸気ダクトを閉じる中心体（装置の静止部分）に
対して、最初はエンジンの軸線に関して非対称に内側に
延びている壁の外形から下流方向に軸対称に発散せしめ
られており、圧縮機入口の方向の空気流に対するダクト
の加速する一様な締め付けを形成する。このように弁の
「非対称」により空気流において引き起こされるかもし
れない不規則は、圧縮機に入る前に全周囲にわたって均
一化される。

本発明の別の実施態様は、請求項２乃至１１から明らか
になる。

〔実施例〕

本発明を添付の図面に照らして詳細に説明する。

図面において、 第１図は、直流ターボジェットエンジンの前方部分並び
に圧縮機入り口及び前方ケーシング唇状部（ｃａｓｉｎ
ｇ　１ｉｐ）に対する二つの異なる末端の位置に、且つ
前記滑り弁の一つの位置に露出された圧縮機の吸気用の
空気取り入れダクトとの相対的配置で三次元的に置き換
えられた滴形滑り弁を示す正面図であり、 第２図は、第１図示の線Ａ−Ａについての滑り弁の縦断
面図であり、 第３図は、第１図の線Ｂ−Ｂについての滑り弁の縦断面
図であり、 第４図は、第１図の線Ｃ−Ｃについての滑り弁の縦断面
図であり、 第５図は、第１図の線Ｄ−Ｄについての滑り弁の縦断面
図であり、 第６図は、基本タービンエンジン（複合ターボジェット
−ラムジェットエンジン）を包むラム空気ダクトと共に
示されている第１図示のエンジンの前方部分を示し、且
つ滑り弁の二つの末端の位置との相対的配置のラム空気
ダクトを任意に露出するかまたは閉め切るための付加の
スリーブ弁を示す縦断面図であり、また 第７図は、その前方部分が第６図に示されているエンジ
ンの本質的な残りのエンジン部分及び圧縮機入口の縮小
縦断面図であり、ここにおいて第７図の残りのエンジン
部分はラム空気ダクトが省略された第１図示の前方部分
にも適合するものである。

第１図について説明すると、締切弁（Ａｂｓｐｅｒｒｓ
ｃｈｉｅｂｅｒ）の設計は、第７図示のガスタービンジ
ェットエンジンと関連して示されており、第７図の基礎
となる基本タービンエンジンを表す。これは単軸構造の
直流ジェットエンジンに関するものである。第１図に関
連して、このエンジンを空気取り入れ口端において外側
周囲に対してこのエンジンを任意に露出させたり或いは
閉鎖することが問題である。第１図及び第７図によれば
、このエンジンは左から右へ見て軸方向に可動に配置さ
れた滑り弁１からなり、ここでエンジンに空気を取り入
れるために完全に露出させた流入領域Ｆが滑り弁１の実
線による表示によって示され、一方該流入領域Ｆの完全
に閉じられた位置が滑り弁１の一点鎖線による表示によ
って示されている。更に第１図に従って滑り弁１は静止
した中心体５と連合し、該中心体は、図に示す流入領域
Ｆが完全に露出された位置においては、エンジンの内側
から見て主として回転対称でない末広構造を有し、滑り
弁１の各後方端部に、夫々の表面が同一平面にあるよう
に隣接し、その場合中心体５は、ケーシング唇状部Ｇで
終わるエンジンシュラウド（Ｔｒ　ｉｅｂｗｅｒｋｓｕ
ｍｍａｎｔｅｌｕＢ）　６の壁部分と共に環状の吸気ダ
クト７を形成し、流入領域Ｆを閉じた位置において、滑
り弁１は一点鎖線の周囲の輪郭によって示されるように
前記環状の吸気ダクト７内に部分的に引っ込ませられて
いる。更に、第１図及び第７図示のエンジンは、多段軸
流圧縮機１０、エンジン軸線と同軸に配置された環状の
燃焼室１４及び軸流駆動タービン１５からなり、該軸流
駆動タービンは、その買付円板１６を介して軸流圧縮機
１０のドラム状ロータＲに接続されており、単一の円筒
状物（ＩＩＩｅｌ　ｌｅｎｓｔｒａｎｇｅ）を形成して
いる。熱ガス出口端部において軸流駆動タービン１５の
後に環状の熱ガスダクト１９内に配置された軸方向に流
体が流れる支持羽根（Ｓｔｕｔｚｓｃｈａｕｆｅｌｎ）
　２０がある。環状の熱ガスダクト１９の端部において
エンジンシュラウド６はエンジン軸線と同軸に配置され
たノズル状の最端縁１３で終わっており、その場合エン
ジンには排気ガス出口に別の茸形締切弁１２が取り付け
られている。図において実線で示すこの締切弁１２の最
も引っ込んだ位置に環状のノズル出口部分が一方のノズ
ル状の最端縁１３と締切弁１２の下流方向に収束する周
囲の壁部分との間に形成されている。締切弁１２の破線
の輪郭は先の夫々の環状のノズル出口領域を完全に閉じ
た位置を示す。この締切位置において、熱ガス側でもエ
ンジンは外側の周囲の空気の流れから遮断される。また
第１図及び第７図によれば、エンジンの軸流圧縮機１０
は入口端部において周囲に等間隔に置かれた数個の支持
羽根１７と結合されている。第１図から本質的に明らか
なように外部から駆動される軸２１が、それらの複数の
中空の支持羽根１７の一つを通って回転可能に導かれて
おり、内側端部において軸中心で支持された玉ころがり
軸（Ｋｕｇｅｌｒｏｌｌｓｐｉｎｄｅｌ）２２を傘歯車
駆動装置Ｋを介して駆動する。次いで玉ころがり軸２２
が回転されるとき、中心体５の静止した円筒状のスリー
ブ２４の内側で軸方向に移動可能に案内される玉ころが
り軸上の球状ナツト２３も、軸方向の調節のために且つ
典型的な配置において前方端部で滑り弁１に固定して接
続され、他端において前記球状ナツト２３に接続される
接続スリーブを介して滑り弁１を駆動する。

次に第１図のように本発明は、吸気時に、中央の弁軸線
Ａに対して湾曲しており、且つ環状のケーシング唇状部
Ｇの静止対向面にぴったり合う表面部分２，３によって
随意にエンジンを封鎖したり露出したりする軸方向に可
動の滑り弁１を提供する。この目的のために、ここで滑
り弁１は、その夫々の最大相対直径りを形成するように
軸方向に離れて間隔をおいており、且つ弁軸線Ａに対し
て本質的に１８０°だけ周方向にずれて湾曲している表
面部分２．３を有する。即ち、湾曲した表面部分２．３
は軸方向のみならず周方向に三次元的に置き換えられた
滴形又は茸形の滑り弁１を形成する。縦断面において、
本質的に湾曲している表面部分２，３と関連する断面８
１及びＳ２において滑り弁１は弁軸線Ａに関して非対称
、又は形状が多角形である横断面の輪郭（夫々第２図及
び第５図の断面Ａ−Ａ及びＤ−Ｄを参照されたい）を有
する。

例えば、第１図示のように、滑り弁１は、最大の相対的
な滑り弁の直径り上にある点Ｐ２及びＰ３において夫々
湾曲した表面部分２．３と交差する傾斜面Ｅに沿って全
周にわたって一様に軽度に卵形の遮断表面輪郭を形成す
る。三次元的に置き換えられた湾曲した表面部分２．３
と軸方向に見てほぼ中央で交差する前記断面Ｓ１、Ｓ２
は距離りをおいて配置され、この距離はまたエンジンを
遮断したり露出させたりするための滑り弁１の最大移動
距離を示す。

第１図から明らかなように、滑り弁１は、夫々の吸気部
分又は夫々の空気流入領域Ｆを完全に露出させるように
静止したケーシング唇状部Ｇの対向面に対して軸方向に
引き出される。

本発明は、特に有利に複合ガスタービンーラムジェット
エンジンに適用される。第１図に照らして先に説明した
ターボジェットエンジンは基本的なタービンエンジンと
して作動し、その場合において亜音速飛行運転用にまた
或いは超音速飛行運転用に形成された内側のターボジェ
ットエンジンは極超音速飛行運転用の主に環状のラム空
気ダクト４　（第７図）によって包まれている。この配
置においてラム空気ダクト４は、外側の周壁７′と基本
タービンエンジンの夫々の内側円筒エンジンシュラウド
６の間に形成されている。滑り弁１による吸気の遮断又
は進入の機能は原則として第１図の機能と同一である。

その場合第１図と違って第６図の対象物は、ラムジェッ
ト運転モードのときラム空気の進入のため環状のラム空
気ダクト４を任意に露出させ、同時にラム空気供給部か
ら基本タービンエンジンを遮断することである。第６図
及び第７図のガスタービン−ラムジェットエンジンにお
いて、滑り弁１が移動されるとき同時に反対方向に移動
され、基本エンジンへの吸気の供給が許されるとき、ラ
ム空気ダクトを遮断し又は基本エンジンが遮断されると
きラム空気の供給部に対してラム空気ダクトを露出させ
るスリーブ弁１１が設けられている。このスリーブ弁１
１は滑り弁１の三次元的に置き換えられた滴又は茸形に
適するようにコーン状に広がり、その場合ラム空気ダク
ト４が遮断されるとき、下流弁端がケーシング唇状部Ｇ
の面に接する。

第６図示のように、基本タービンエンジンが閉鎖され、
ラムジェット運転のみが選択されるとき、ラム空気ダク
ト４へのラム空気全流入領域が環状の領域を、一方にお
いてスリーブ弁１１と滴形の滑り弁１（表面部分２及び
３）の間に環状に、また他方においてスリーブ弁１１の
後方表面部分と外側周壁７′の多角形又は方形の前方延
長部２６の隣接壁部分間に部分的に環状領域を形成する
。前記スリーブ弁１１は、前記延長部２６の周囲に等間
隔を置いて配置された多数の、例えば４つの作動部材２
５によって操作される。この作動部材２５は、任意に、
前記延長部２６の局部的にシールされた複数の部分を通
して軸方向に可動に支持された適当な押し棒又は引き棒
によって空気の作用により又は液圧により操作されるア
クチュエータであってもよい。

第６図示の実線の最端の位置においてスリーブ弁１１は
ラム空気ダクｉ−４を封鎖し、一方基本タービンエンジ
ンへの吸気の供給が自由にされ、スリーブ弁１１の傾斜
面の輪郭は、この最端の位置においてまた三次元の延長
部２６の前記局部的にシールされる部分と連合して該輪
郭が環状の吸気ダクト７の上流の続きを形成するように
選択される。第６図及び第７図に関して、先に説明し、
そして第１図及び第７図を参照して論じた締切弁１２は
、任意にエンジンを前記吸気ダクト４からのラム空気に
対して露出させたり或いは遮断することを行う。

滑り弁１によって取り扱われる第１図及び第６図示の締
切手段は、直流エンジン（ｅｉｎｋｒｅｉｓｉｇｅｎＴ
ｒｉｅｂｗｅｒｋｓ）又は複合ターボジェットエンジン
の基本エンジンを熱ガス流に対して遮断したり、或いは
露出させることに対しても同様に適している。

第１図及び第６図の滑り弁の非対称又は多角形の横断面
は、第２図、第゛３図及び第５図に示された各断面図に
よって表される。第１図或いは第６図の断面Ｃ−Ｃにつ
いて、第４図は滑り弁１の対称な卵形の横断面の輪郭を
示す。第２図、第３図、及び第４図、第５図に示す破線
の円筒の輪郭は、ケーシング唇状部Ｇに関するエンジン
の正面図を示す。

第６図及び第７図の複合ガスタービン−ラムジェットエ
ンジンの設計において、第７図示の外側周壁７′の後端
の後に直接にエンジン軸線と同軸に延びるジェットパイ
プが続き、このジェットパイプにジェットパイプ再加熱
及び付加的加熱手段が配置され、その中に一つ又は複数
の燃焼ノズルを有するこのジェットパイプの下流端が、
次に夫々の質量の流れを収容するように設計された可変
出口ノズル及び地上の始動から大気圏外における飛行運
転（極超音速飛行運転）の範囲で使用されるスロート領
域と連絡する。

〔発明の効果〕

以上詳記した通り本発明によれば、ジェットエンジン乃
至ターボ基本エンジンの空気供給側で及び／又は熱ガス
側で開放について全エンジンが空気力学的に有利なよう
にエンジンをスリムに形成することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、直流ターボジェットエンジンの前方部分並び
に圧縮機入り口及び前方ケーシング唇状ｆＥ（ｃａｓｉ
ｎｇ　１ｉｐ）に対する二つの異なる末端の位置に、且
つ前記滑り弁の一つの位置に露出された圧縮機の吸気用
の空気取り入れダクトとの相対的配置で三次元的に置き
換えられた滴形滑り弁を示す正面図であり、 第２図は、第１図示の線Ａ−Ａについての滑り弁の縦断
面図であり、 第３図は、第１図の線Ｂ−Ｂについての滑り弁の縦断面
図であり、 第４図は、第１図の線Ｃ−Ｃについての滑り弁の縦断面
図であり、 第５図は、第１図の線Ｄ−Ｄについての滑り弁の縦断面
図であり、 第６図は、基本タービンエンジン（複合ターボジェット
−ラムジェットエンジン）を包むラム空気ダクトと共に
示されている第１図示のエンジンの前方部分を示し、且
つ滑り弁の二つの末端の位置との相対的配置のラム空気
ダクトを任意に露出するかまたは閉め切るための付加の
スリーブ弁を示す縦断面図であり、また 第７図は、その前方部分が第６図に示されているエンジ
ンの本質的な残りのエンジン部分及び圧縮機入口の縮小
縦断面図であり、ここにおいて第７図の残りのエンジン
部分はラム空気ダクトが省略された第１図示の前方部分
にも適合するものである。 ■・・・・・・滑り弁、２．３・・・・・・表面部分、
４・・・・・・ラム空気ダクト、５・・・・・・中心体
、６・・・・・・エンジンシュラウド、７・・・・・・
空気入口ダクト、１１・・・・・・スリーブ弁、Ａ・・
・・・・弁軸線、Ｄ・・・・・・最大相対直径、Ｓｌ、
Ｓ２・・・・・・断面、　Ｐ２、Ｐ３・・・・・・弁直
径上の点、Ｅ・・・・・・傾斜面、Ｆ・・・・・・空気
入り白領域、Ｇ・・・・・・ケーシング唇状部。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）環状のケーシング唇状部（Ｇ）の表面の静止した
   対向面に合わせられる、中央の弁軸線に対して湾曲して
   いる表面部分によってエンジンを任意に閉鎖し、或いは
   露出させる少なくとも一つの軸方向に可動に設けられた
   滑り弁を有するターボジェットエンジンにおいて、前記
   滑り弁（１）が、軸方向に間隔をおいて位置せしめられ
   、前記中央の弁軸線（Ａ）に関して本質的に１８０゜だ
   け周方向に相互に角度を変えており、且つ滑り弁の最大
   相対直径（Ｄ）を形成する湾曲した表面部分（２；３）
   を有することを特徴とするエンジン。 （２）前記湾曲した表面部分（２；３）が、軸方向に且
   つ周方向に三次元的に位置を変えた滴又は茸形を有する
   弁（１）を形成することを特徴とする請求項１に記載の
   エンジン。（３）前記滑り弁（１）が、複数の垂直断面
   、特に前記湾曲した表面部分（２；３）と関係づけられ
   た複数の断面（Ｓ１；Ｓ２）に、前記中央の弁軸線（Ａ
   ）に関して非対称な乃至は形状が多角形又は楕円形の横
   断面の輪郭を有することを特徴とする請求項１又は２に
   記載のエンジン。 （４）前記滑り弁（１）が、全周にわたって一様な楕円
   形又は円形であり、弁の最大相対直径（Ｄ）上に位置す
   る点（Ｐ２；Ｐ３）において前記湾曲した表面部分（２
   ；３）と交差する傾斜面（Ｅ）に従う閉鎖面の輪郭を形
   成することを特徴とする請求項１乃至３の一項に記載の
   エンジン。 （５）三次元的に置き換えられた複数の湾曲した表面部
   分（２；３）の軸方向に見てほぼ中央と交差する複数の
   断面（Ｓ１；Ｓ２）が、距離（Ｌ）を置いて配置されて
   おり、この距離はまたエンジンを閉鎖し、或いは露出さ
   せるための滑り弁（１）の最大の移動を示すことを特徴
   とする請求項１乃至４の一項に記載のエンジン。 （６）前記滑り弁（１）が、エンジンへの空気入り口領
   域（Ｆ）或いはエンジンの熱ガス出口領域或いは熱ガス
   ノズル領域を任意に露出させ或いは閉鎖するように設計
   され、且つ配置されており、且つ当該領域の露出のため
   に、関連した静止したケーシング唇状部（Ｇ）上の対向
   面に対して軸方向に湾曲していることを請求項１乃至５
   の一項に記載のエンジン。 （７）複合ガスタービンラムジェットエンジンとして設
   計されており、その場合において内側ターボジェットエ
   ンジンが、亜音速飛行運転及び超音速飛行運転用に設計
   されており、且つ基本エンジンとして極超音速飛行運転
   用の主に環状のラム空気ダクト（４）によって包まれて
   おり、またラムジェット推進モードが選択されるとき、
   基本エンジンの空気入り口領域（Ｆ）又は基本エンジン
   の熱ガス出口領域又は熱ガス出口ノズルをラム空気流か
   ら遮断する少なくとも一つの滑り弁（１）が設けられて
   いることを特徴とする請求項１乃至６の一項に記載のエ
   ンジン。 （８）滑り弁（１）が、入り口領域（Ｆ）又は出口領域
   の十分に露出した位置において、エンジンの内側から主
   に非回転対称に広がる滑り弁の後端とに密に接合し、且
   つ最後はケーシング唇状部（Ｇ）になっているエンジン
   シュラウド（６）の壁部分と共に環状空気入り口ダクト
   （７）又は熱ガス出口ダクトを形成し、且つ該入り口又
   は出口領域を閉鎖するように滑り弁（１）によって橋渡
   しされ得る静止した中心体（５）と連合せしめられるこ
   とを特徴請求項１乃至７の一項に記載のエンジン。 （９）滑り弁（１）及び中心体（５）が、基本エンジン
   の圧縮機（１０）の空気取り入れ口の構成部分を形成す
   ることを特徴とする請求項１乃至８の一項に記載のエン
   ジン。 （１０）前記滑り弁（１）が移動せしめられるとき、そ
   れと同時に反対の方向に移動して、入ってくる空気流に
   対して、ラム空気ダクト（４）を任意に露出させるか又
   は遮断し、且つ三次元的に置き換えられた滑り弁（１）
   の滴形状に適合し、ラム空気ダクト（４）を閉鎖すると
   き、その下流側端がケーシング唇状部（Ｇ）の正面側と
   接触するように円錐状に広がり、エンジンの軸線に対し
   て斜めに配置されるスリーブ弁（１１）が設けられてい
   ることを特徴とする請求項１乃至９の一項に記載のエン
   ジン。 （１１）中心体（５）が流れ方向に非対称に細まり、回
   転対称に広がる輪郭を有することを特徴とする請求項８
   に記載のエンジン。