JPH04148048A - ラムロケット - Google Patents
ラムロケットInfo
- Publication number
- JPH04148048A JPH04148048A JP26924990A JP26924990A JPH04148048A JP H04148048 A JPH04148048 A JP H04148048A JP 26924990 A JP26924990 A JP 26924990A JP 26924990 A JP26924990 A JP 26924990A JP H04148048 A JPH04148048 A JP H04148048A
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- JP
- Japan
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- ram
- combustion chamber
- ram combustion
- bypass
- valve
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
（産業上の利用分野）
この発明は、飛翔体の飛翔推力を得るのに利用されるラ
ムロケットに関するものである。 （従来の技術） 従来、上記したラムロケットとしては１例えば、第２図
に示すものがある。 図に示すラムロケット５１は、飛翔体５０の後部側に位
置するラム燃焼室５２と、飛翔体５０の中間部に設けた
ガス発生器５３からラム燃焼室５２内において可燃性ガ
スを白抜矢印に示す方向に噴射する燃料噴射器５４と、
先端にインレット５５ａを有しかつ後端をラム燃焼室５
２の先端部に設けたポー）５２ａに接続したディフュー
ザ５５と、ラム燃焼室５２の後端に設けたジェットノズ
ル５６を備えている。 このラムロケット５１は、ディフューザ５５のインレッ
ト５５ａから流入する空気をラム圧により圧縮した状態
で細線矢印に示す方向にラム燃焼室５２内に導入し、こ
の圧縮された空気と燃料噴射器５４から噴射された可燃
性ガスとを混合して連続燃焼させ、高温の燃焼ガスをジ
ェットノズル５６から後方に向けて飛翔速度以上の速度
で噴出させることにより、飛翔体５０の飛翔推力を発生
するようにしたものであり、−このような構造をなすラ
ムロケットとしては、例えば、［日本航空宇宙学会Ｉａ
１１航空宇宙工学便覧壷増補版（昭和５８年４月丸善発
行）８６５５頁１Ｏ−４−３Ｊ に記載されたものがあ
る。 （発明が解決しようとする課題） ところが、このような従来のラムロケット５１では、デ
ィフューザ５５の後端とｔＩｃ続するボート５２＆が燃
料噴射器５４を設けたラム燃焼室５２の先端部に設けで
あるので、ディフューザ５５で圧縮された空気はすべて
、ラム燃焼室５２の先端部から後端部にかけて流れるこ
とから、飛翔体５０の飛翔状態によっては、ラム燃焼室
５２内を流れる圧縮された空気の流速が大きすぎたり、
ラム燃焼室５２内の圧縮された空気と可燃性ガスとの混
合比が大きくなりすぎたりすることによって、内部圧力
の損失および燃焼効率の低下を招いて燃焼が安定しない
ことがあるうえ、火炎の吹き消えが生じるおそがないと
は言えないという問題点があり、この問題点を解決する
ことが従来の課題となっていた。 （発明の目的） この発明は、上述した従来の課題に着目してなされたも
ので、いかなる飛翔状態においても、ラム燃焼室の内部
圧力の損失および燃焼効率の低下が生じるのを防止して
、常に安定した燃焼を行わせることが可能であると共に
、火炎の吹き消えが生じる可能性を皆無とすることがで
るラムロケットを提供することを目的としている。
ムロケットに関するものである。 （従来の技術） 従来、上記したラムロケットとしては１例えば、第２図
に示すものがある。 図に示すラムロケット５１は、飛翔体５０の後部側に位
置するラム燃焼室５２と、飛翔体５０の中間部に設けた
ガス発生器５３からラム燃焼室５２内において可燃性ガ
スを白抜矢印に示す方向に噴射する燃料噴射器５４と、
先端にインレット５５ａを有しかつ後端をラム燃焼室５
２の先端部に設けたポー）５２ａに接続したディフュー
ザ５５と、ラム燃焼室５２の後端に設けたジェットノズ
ル５６を備えている。 このラムロケット５１は、ディフューザ５５のインレッ
ト５５ａから流入する空気をラム圧により圧縮した状態
で細線矢印に示す方向にラム燃焼室５２内に導入し、こ
の圧縮された空気と燃料噴射器５４から噴射された可燃
性ガスとを混合して連続燃焼させ、高温の燃焼ガスをジ
ェットノズル５６から後方に向けて飛翔速度以上の速度
で噴出させることにより、飛翔体５０の飛翔推力を発生
するようにしたものであり、−このような構造をなすラ
ムロケットとしては、例えば、［日本航空宇宙学会Ｉａ
１１航空宇宙工学便覧壷増補版（昭和５８年４月丸善発
行）８６５５頁１Ｏ−４−３Ｊ に記載されたものがあ
る。 （発明が解決しようとする課題） ところが、このような従来のラムロケット５１では、デ
ィフューザ５５の後端とｔＩｃ続するボート５２＆が燃
料噴射器５４を設けたラム燃焼室５２の先端部に設けで
あるので、ディフューザ５５で圧縮された空気はすべて
、ラム燃焼室５２の先端部から後端部にかけて流れるこ
とから、飛翔体５０の飛翔状態によっては、ラム燃焼室
５２内を流れる圧縮された空気の流速が大きすぎたり、
ラム燃焼室５２内の圧縮された空気と可燃性ガスとの混
合比が大きくなりすぎたりすることによって、内部圧力
の損失および燃焼効率の低下を招いて燃焼が安定しない
ことがあるうえ、火炎の吹き消えが生じるおそがないと
は言えないという問題点があり、この問題点を解決する
ことが従来の課題となっていた。 （発明の目的） この発明は、上述した従来の課題に着目してなされたも
ので、いかなる飛翔状態においても、ラム燃焼室の内部
圧力の損失および燃焼効率の低下が生じるのを防止して
、常に安定した燃焼を行わせることが可能であると共に
、火炎の吹き消えが生じる可能性を皆無とすることがで
るラムロケットを提供することを目的としている。
（課題を解決するための手段）
この発明は、飛翔体の飛翔推力を発生するラムロケット
であって、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で当該ラム燃焼
室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側にイ
ンレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部に
設けたボートに接続して前記インレットから流入する空
気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内に
導入するディフューザを備えたラムロケットにおいて、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ボート
よりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパスと、
前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する空気
の流量を変化させるバルブと、前記バルブの開度を制御
して前記ラム燃焼室内の圧縮された空気と前記燃料噴射
器から噴射された可燃性ガスとの混合比を制御する制御
手段を設けた構成としたことを特徴としており、このよ
うなラムロケットの構成を前述した従来の課題を解決す
るための手段としている。 （発明の作用） この発明に係わるラムロケットでは、デイフユーザのイ
ンレットから流入した空気の一部は、バイパスを通過し
てボートよりも後方側からラム燃焼室内に導入されるの
で、ディフューザおよびボートを通ってラム燃焼室内に
導入される圧縮された空気の流速は下がることとなる。 このとき、ラム燃焼室、とりわけ燃料噴射器付近におけ
る圧縮された空気と可燃性ガスとの混合比は、制御手段
を作動してバイパスに設けたバルブの開度をコントロー
ルすることによって、そのときの飛翔状態に応じた適切
な値に制御される。 したがって、ラム燃焼室の内部圧力の損失および燃焼効
率の低下を招くことがなくなり、安定した燃焼が行われ
ることとなり、加えて、火炎の吹き消えが生じる可能性
も皆無となる。 （実施例） 以下、この発明を図面に基づいて説明する。 第１図はこの発明に係わるラムロケットの一実施例を示
すものであり１図に示すラムロケット１は、飛翔体１０
の後部側に位置するラム燃焼室２と、飛翔体１０の中間
部に設けたガス発生器３からラム燃焼室２内に可燃性ガ
スを噴射する燃料噴射器４と、先端にインレッ）５ａを
有しかつ後端をラム燃焼室２の先端部に設けたボー）２
１に接続したディフューザ５と、ラム燃焼室２の後端に
設けたジェットノズル６を備えている。 前記燃料噴射器４は、ラム燃焼室２の先端部に設けたガ
ス発生器３との隔壁２ｂの中心から、ラム燃焼室２内に
そのノズル部分を突出させて設けてあり１図に白抜矢印
で示す方向に可燃性ガスを噴射する。 前記ディフューザ５は、飛翔体１０の中間部の周囲に複
数個（図では２個）設けである。このディフューザ５で
は、インレット５ａから流入する空気をラム圧により圧
縮し、ポート２ａを通して図に細線の矢印で示す方向に
、圧縮された状態の空気をラム燃焼室２内に導入するこ
とによって、空気が有する速度エネルギを圧力エネルギ
に変換して、ラム燃焼室２の内部圧力を高めるようにな
っている。 この場合、ラム燃焼室２の周囲には、先端がディフュー
ザ５に接続しかつ他端がボー）２ａよりも後方側で当該
ラム燃焼室２に接続する／＜イノ々スフが設けてあり、
インレット５ａから流入する空気の一部をこのバイパス
７を通してボー）２ａよりも後方側からラム燃焼室２内
に導入させることができるようにしである。そして、こ
の／曳イノくスフの中間部分に、バイパス７を通過する
空気の流量を変化させるバルブ８を設けると共に、この
バルブ８の開度を制御して、ラム燃焼室２内に圧縮され
た状態で導入した空気と燃料噴射器４から噴射された可
燃性ガスとの混合比を飛翔状態に応じた適切な値に制御
する制御手段としての制御用コンピュータ９を設けるこ
とにより、ラム燃焼室２内を流れる空気の速度を下げて
内部圧力の損失を防ぐことができるようにしであると共
に、ラム燃焼室２内の燃焼効率の低下を防止することが
できるようにしである。 また、燃料噴射器４とガス発生器３との間には、制御用
コンピュータ９の指令により、燃料噴射器４からの燃料
噴射量を調節する噴射量調節部４ａが設けてあり、制御
用コンピュータ９を作動して、バルブ８の開度および噴
射量調節部４ａを同時に制御することにより、低高度か
ら高高度にいたるまでの広い範囲において、安定した燃
焼を行わせることができようにしである。 また、このラムロケット１は、ラム圧による作動に必要
なマツハ数に達するまで飛翔体１０を加速する図示しな
いブースタ用推進薬およびブースタ用ノズルをラム燃焼
室２およびジェットノズル６の各々内側にそれぞれ有し
ており、ブースタ用ノズルは、ブースタ用推進薬の燃焼
が終了した時点で除去されるようになっている。 このような構成のラムロケット１においては、まず、ラ
ム燃焼室２内の図示しないブースタ用推進薬が１火され
て推力を生じ、飛翔体１０をラム圧による作動に必要な
設定マツハ数に到達するまで加速する。そして、設定マ
ツハ数に到達してブースタ用推進薬の燃焼が終了し、ブ
ースタ用ノズルが除去されて、ラム燃焼室２の内部圧力
が低下する。ラム燃焼室２の内部圧力が低下すると、イ
ンレット５ａから流入する空気によるラム圧の方が高く
なり、ボー）２ａおよびバイパス７の他端とラム燃焼室
２との接続部分をそれぞれ閉塞していた図示しないカバ
ーが、ラム燃焼室２およびジェットノズル６を通って後
方に放出される。 これに合わせて、ガス発生器３が作動して燃料噴射器４
から可燃性ガスがラム燃焼室２内に噴射されると共に、
ディフューザ５を通過してラム圧により圧縮された空気
がボー）２ａを通ってラム燃焼室２内に導入される。 これに続いて、可燃性ガスと圧縮された空気とが連続し
て燃焼反応を起こし、これによって生じる高温の燃焼ガ
スをジェットノズル６から飛翔速度以上の速度で噴出さ
せることにより、飛翔体１０の推力を発生する。 このとき、インレット５ａから流入する空気の一部は、
バイパス７を通過してボー）２ａよりも後方側からラム
燃焼室２に導入されるため、ボー）２ａを通ってラム燃
焼室２内に導入される圧縮された空気の流速は低下する
こととなり、ラム燃焼室２の内部圧力の損失が生じる可
能性は少なくなると共に、ラム燃焼室２、とりわけ燃料
噴射器４付近の圧縮された空気と可燃性ガスとの混合比
は、制御用コンピュータ９が作動してバイパス７に設け
たバルブ８の開度をコントロールすることによって、例
えば常時所定値に保持されているので、燃焼効率の低下
を招くことがないものとなる。 したがって、ラム燃焼室２内においては、常に安定した
燃焼が行われると共に、火炎の吹き消えが生じる危惧も
皆無となる。 また、制御用コンピュータ９によって、噴射量調節部４
ａの制御をバルブ８の開度の制御と同時に行わせること
により、低高度から高高度にいたるまでの広い範囲にわ
たって、安定した燃焼を行わせることができるようにな
り、飛翔体１０の飛翔性能がより向上したものとなる。
であって、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で当該ラム燃焼
室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側にイ
ンレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部に
設けたボートに接続して前記インレットから流入する空
気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内に
導入するディフューザを備えたラムロケットにおいて、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ボート
よりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパスと、
前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する空気
の流量を変化させるバルブと、前記バルブの開度を制御
して前記ラム燃焼室内の圧縮された空気と前記燃料噴射
器から噴射された可燃性ガスとの混合比を制御する制御
手段を設けた構成としたことを特徴としており、このよ
うなラムロケットの構成を前述した従来の課題を解決す
るための手段としている。 （発明の作用） この発明に係わるラムロケットでは、デイフユーザのイ
ンレットから流入した空気の一部は、バイパスを通過し
てボートよりも後方側からラム燃焼室内に導入されるの
で、ディフューザおよびボートを通ってラム燃焼室内に
導入される圧縮された空気の流速は下がることとなる。 このとき、ラム燃焼室、とりわけ燃料噴射器付近におけ
る圧縮された空気と可燃性ガスとの混合比は、制御手段
を作動してバイパスに設けたバルブの開度をコントロー
ルすることによって、そのときの飛翔状態に応じた適切
な値に制御される。 したがって、ラム燃焼室の内部圧力の損失および燃焼効
率の低下を招くことがなくなり、安定した燃焼が行われ
ることとなり、加えて、火炎の吹き消えが生じる可能性
も皆無となる。 （実施例） 以下、この発明を図面に基づいて説明する。 第１図はこの発明に係わるラムロケットの一実施例を示
すものであり１図に示すラムロケット１は、飛翔体１０
の後部側に位置するラム燃焼室２と、飛翔体１０の中間
部に設けたガス発生器３からラム燃焼室２内に可燃性ガ
スを噴射する燃料噴射器４と、先端にインレッ）５ａを
有しかつ後端をラム燃焼室２の先端部に設けたボー）２
１に接続したディフューザ５と、ラム燃焼室２の後端に
設けたジェットノズル６を備えている。 前記燃料噴射器４は、ラム燃焼室２の先端部に設けたガ
ス発生器３との隔壁２ｂの中心から、ラム燃焼室２内に
そのノズル部分を突出させて設けてあり１図に白抜矢印
で示す方向に可燃性ガスを噴射する。 前記ディフューザ５は、飛翔体１０の中間部の周囲に複
数個（図では２個）設けである。このディフューザ５で
は、インレット５ａから流入する空気をラム圧により圧
縮し、ポート２ａを通して図に細線の矢印で示す方向に
、圧縮された状態の空気をラム燃焼室２内に導入するこ
とによって、空気が有する速度エネルギを圧力エネルギ
に変換して、ラム燃焼室２の内部圧力を高めるようにな
っている。 この場合、ラム燃焼室２の周囲には、先端がディフュー
ザ５に接続しかつ他端がボー）２ａよりも後方側で当該
ラム燃焼室２に接続する／＜イノ々スフが設けてあり、
インレット５ａから流入する空気の一部をこのバイパス
７を通してボー）２ａよりも後方側からラム燃焼室２内
に導入させることができるようにしである。そして、こ
の／曳イノくスフの中間部分に、バイパス７を通過する
空気の流量を変化させるバルブ８を設けると共に、この
バルブ８の開度を制御して、ラム燃焼室２内に圧縮され
た状態で導入した空気と燃料噴射器４から噴射された可
燃性ガスとの混合比を飛翔状態に応じた適切な値に制御
する制御手段としての制御用コンピュータ９を設けるこ
とにより、ラム燃焼室２内を流れる空気の速度を下げて
内部圧力の損失を防ぐことができるようにしであると共
に、ラム燃焼室２内の燃焼効率の低下を防止することが
できるようにしである。 また、燃料噴射器４とガス発生器３との間には、制御用
コンピュータ９の指令により、燃料噴射器４からの燃料
噴射量を調節する噴射量調節部４ａが設けてあり、制御
用コンピュータ９を作動して、バルブ８の開度および噴
射量調節部４ａを同時に制御することにより、低高度か
ら高高度にいたるまでの広い範囲において、安定した燃
焼を行わせることができようにしである。 また、このラムロケット１は、ラム圧による作動に必要
なマツハ数に達するまで飛翔体１０を加速する図示しな
いブースタ用推進薬およびブースタ用ノズルをラム燃焼
室２およびジェットノズル６の各々内側にそれぞれ有し
ており、ブースタ用ノズルは、ブースタ用推進薬の燃焼
が終了した時点で除去されるようになっている。 このような構成のラムロケット１においては、まず、ラ
ム燃焼室２内の図示しないブースタ用推進薬が１火され
て推力を生じ、飛翔体１０をラム圧による作動に必要な
設定マツハ数に到達するまで加速する。そして、設定マ
ツハ数に到達してブースタ用推進薬の燃焼が終了し、ブ
ースタ用ノズルが除去されて、ラム燃焼室２の内部圧力
が低下する。ラム燃焼室２の内部圧力が低下すると、イ
ンレット５ａから流入する空気によるラム圧の方が高く
なり、ボー）２ａおよびバイパス７の他端とラム燃焼室
２との接続部分をそれぞれ閉塞していた図示しないカバ
ーが、ラム燃焼室２およびジェットノズル６を通って後
方に放出される。 これに合わせて、ガス発生器３が作動して燃料噴射器４
から可燃性ガスがラム燃焼室２内に噴射されると共に、
ディフューザ５を通過してラム圧により圧縮された空気
がボー）２ａを通ってラム燃焼室２内に導入される。 これに続いて、可燃性ガスと圧縮された空気とが連続し
て燃焼反応を起こし、これによって生じる高温の燃焼ガ
スをジェットノズル６から飛翔速度以上の速度で噴出さ
せることにより、飛翔体１０の推力を発生する。 このとき、インレット５ａから流入する空気の一部は、
バイパス７を通過してボー）２ａよりも後方側からラム
燃焼室２に導入されるため、ボー）２ａを通ってラム燃
焼室２内に導入される圧縮された空気の流速は低下する
こととなり、ラム燃焼室２の内部圧力の損失が生じる可
能性は少なくなると共に、ラム燃焼室２、とりわけ燃料
噴射器４付近の圧縮された空気と可燃性ガスとの混合比
は、制御用コンピュータ９が作動してバイパス７に設け
たバルブ８の開度をコントロールすることによって、例
えば常時所定値に保持されているので、燃焼効率の低下
を招くことがないものとなる。 したがって、ラム燃焼室２内においては、常に安定した
燃焼が行われると共に、火炎の吹き消えが生じる危惧も
皆無となる。 また、制御用コンピュータ９によって、噴射量調節部４
ａの制御をバルブ８の開度の制御と同時に行わせること
により、低高度から高高度にいたるまでの広い範囲にわ
たって、安定した燃焼を行わせることができるようにな
り、飛翔体１０の飛翔性能がより向上したものとなる。
以上説明してきたように、この発明は、飛翔体の飛翔推
力を発生するラムロケットであって、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で邑該ラム燃焼
室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側にイ
ンレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部に
設けたポートに接続して前記インレットから流入する空
気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内に
導入するディフューザを備えたラムロケットにおいて、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ポート
よりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパスと、
前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する空気
の流量を変化させるバルブと、前記バルブの開度を制御
して前記ラム燃焼室内の圧縮された空気と前記燃料噴射
器から噴射された可燃性ガスとの混合比を制御する制御
手段を設けた構成としたから、ラム燃焼室の内部圧力の
損失およびラム燃焼室内における燃焼効率の低下をきた
すのを防止して、常に安定した燃焼を行わせることが可
能であると共に、火炎が吹Ｓ消えてしまう恐れを全くな
くすことができるという極めて優れた効果を奏するもの
である。
力を発生するラムロケットであって、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で邑該ラム燃焼
室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側にイ
ンレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部に
設けたポートに接続して前記インレットから流入する空
気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内に
導入するディフューザを備えたラムロケットにおいて、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ポート
よりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパスと、
前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する空気
の流量を変化させるバルブと、前記バルブの開度を制御
して前記ラム燃焼室内の圧縮された空気と前記燃料噴射
器から噴射された可燃性ガスとの混合比を制御する制御
手段を設けた構成としたから、ラム燃焼室の内部圧力の
損失およびラム燃焼室内における燃焼効率の低下をきた
すのを防止して、常に安定した燃焼を行わせることが可
能であると共に、火炎が吹Ｓ消えてしまう恐れを全くな
くすことができるという極めて優れた効果を奏するもの
である。
第１図はこの発明に係わるラムロケットの一実施例を示
す破砕断面説明図、第２図は従来のラムロケットを示す
破砕断面説明図である。 １・・・ラムロケット、２・・・ラム燃焼室、２ａ・・
・ポート、４・・・燃料噴射器、５・・・ディフューザ
、５ａ・・・インレット、７・・・バイパス、８・・・
バルブ、り・・・制御用コンピュータ（制御手段）、１
０・・・飛翔体。 特許出願人 日産自動車株式会社
す破砕断面説明図、第２図は従来のラムロケットを示す
破砕断面説明図である。 １・・・ラムロケット、２・・・ラム燃焼室、２ａ・・
・ポート、４・・・燃料噴射器、５・・・ディフューザ
、５ａ・・・インレット、７・・・バイパス、８・・・
バルブ、り・・・制御用コンピュータ（制御手段）、１
０・・・飛翔体。 特許出願人 日産自動車株式会社
Claims (1)
- （１）飛翔体の飛翔推力を発生するラムロケットであっ
て、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で当該ラム燃焼
室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側にイ
ンレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部に
設けたポートに接続して前記インレットから流入する空
気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内に
導入するディフューザを備えたラムロケットにおいて、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ポート
よりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパスと、
前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する空気
の流量を変化させるバルブと、前記バルブの開度を制御
して前記ラム燃焼室内の圧縮された空気と前記燃料噴射
器から噴射された可燃性ガスとの混合比を制御する制御
手段を設けたことを特徴とするラムロケット。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2269249A JP2707821B2 (ja) | 1990-10-05 | 1990-10-05 | ラムロケット |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2269249A JP2707821B2 (ja) | 1990-10-05 | 1990-10-05 | ラムロケット |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04148048A true JPH04148048A (ja) | 1992-05-21 |
| JP2707821B2 JP2707821B2 (ja) | 1998-02-04 |
Family
ID=17469725
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2269249A Expired - Fee Related JP2707821B2 (ja) | 1990-10-05 | 1990-10-05 | ラムロケット |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2707821B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2755182A1 (fr) * | 1996-10-30 | 1998-04-30 | Aerospatiale | Systeme d'obturation pour un orifice d'entree d'air dans la chambre de combustion d'un statoreacteur |
| FR2839117A1 (fr) * | 2002-04-30 | 2003-10-31 | Khalid Ouachkradi | Amelioration de la captation d'air par effet de trompe pour la fusee a appoint d'air |
| US8633923B2 (en) | 2010-05-07 | 2014-01-21 | Silicon Works Co., Ltd. | Boost converter using frequency-varying oscillation signal for liquid crystal display |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US4417441A (en) * | 1979-03-29 | 1983-11-29 | Messerschmitt-Bokow-Blohm Gesellschaft mit beschrankter Haftung | Ram jet engine |
-
1990
- 1990-10-05 JP JP2269249A patent/JP2707821B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
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