JPH04219452A - 入口と一体の燃焼器を有するスクラムジェット - Google Patents

入口と一体の燃焼器を有するスクラムジェット

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JPH04219452A
JPH04219452A JP3053524A JP5352491A JPH04219452A JP H04219452 A JPH04219452 A JP H04219452A JP 3053524 A JP3053524 A JP 3053524A JP 5352491 A JP5352491 A JP 5352491A JP H04219452 A JPH04219452 A JP H04219452A
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cowl
inlet
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supersonic
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ポール・ハーバート・クッシャンルーター，ジュニア
John C Blanton
ジョン・クリスビー・ブラントン
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)

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】
【０００１】
【関連米国特許出願】本発明は、１９８９年３月２３日
付米国特許出願第０７／３２７８３１　号と技術的に関
連を有する。
【０００２】
【産業上の利用分野】本発明は超音速燃焼ラムジェット
（すなわちスクラムジェット）に関し、特に、極超音速
で飛行し得る航空機用の改良スクラムジェットエンジン
に関する。
【０００３】
【従来の技術】スクラムジェットエンジンは超音速燃焼
ラムジェットであり、入口空気流と燃焼ガスが亜音速で
流れる従来のラムジェットと異なり、スクラムジェット
の入口空気流と燃焼ガスは超音速で流れる。従来のラム
ジェットは約マッハ３ないし約マッハ６の航空機速度の
範囲にわたって働き、そして従来のスクラムジェットは
約マッハ５以上で働く。スクラムジェットを約マッハ５
以上の飛行状態で利用する航空機の比較的高い速度はま
た極超音速と呼ばれる。
【０００４】スクラムジェットから動力を受ける航空機
を製造して飛ばしたことはまだないはずである。しかし
、小形の研究型スクラムジェットエンジンは既に製造さ
れ、研究室で約マッハ７までの模擬飛行速度で試験され
ている。従って、本明細書内の従来の典型的なスクラム
ジェットと構造体の説明は、航空機を超音速で駆動する
エンジンの当業者に公知の情報によるものであり、この
情報の一部は数学的なモデル設定と解析に基づいている
。
【０００５】スクラムジェットはそれを通る超音速流体
流によって作用するので、亜音速流体流により作用する
従来のラムジェットエンジンとは構造と作用が基本的に
異なっている。代表的なスクラムジェットエンジンは、
入口空気流を圧縮するための超音速入口すなわちディフ
ューザと、それに続く超音速燃焼器と、さらにそれに続
く超音速排気ノズルとを有する。超音速入口はのどに達
する先細ノズルであり、超音速排気ノズルはのどと連通
する末広流路である。燃焼器は、通例、のどから延在し
ており、末広排気ノズルと一体に形成された一定面積ま
たは末広の流路である。
【０００６】燃料は燃焼器内で超音速入口空気流に加え
られて燃焼し、この燃焼は通常自然燃焼である。なぜな
ら、入口空気流は圧縮されて約２０００゜　Ｒ以上の温
度に達しているからである。しかし、燃料は通例比較的
低い運動量をもつ水素ガスであり、この燃料が比較的高
い運動量をもつ超音速空気流内に噴射されるので、燃料
の空気内へのかつ燃焼器を横切る効果的な進入と燃料と
空気の効果的な混合は困難であり、特に、高い極超音速
飛行速度でそうである。
【０００７】入口空気流の超音速および極超音速のマッ
ハ数で所要の内部圧縮を可能にするため、入口が垂直衝
撃波を吸込み得るようにする手段を設けるのが普通であ
る。この垂直衝撃波は、さもないと、入口に入る直前に
停滞する。従来のラムジェットエンジンで生じるこのよ
うな垂直衝撃波は入口空気流を亜音速マッハ数に減速し
、それに関連して大きな効率損失と、比較的高い加熱率
と、大きな構造荷重が生じるとともに、比較的大きな抗
力がラムジェットエンジンにかかる。ひとたび垂直衝撃
波がスクラムジェットエンジンによって吸込まれると、
スクラムジェットエンジンの入口は「スタート」したと
考えられ、このスタートの結果、スクラムジェット内に
超音速空気流が生じる。
【０００８】スクラムジェットエンジン内で背圧の急増
が、例えば、過渡的に多い燃料流量、航空機の迎え角の
急変、または内部空気流の局所閉塞により生じた場合、
入口はスタートしない可能性があり、それに伴って上述
の望ましくない特性が生じる。これは極超音速で飛行す
る航空機にとって重大な問題となり得る。なぜなら、こ
のような航空機は、超音速の内部空気流を有するスクラ
ムジェットエンジンを持つものとして設計されているか
らである。もしスクラムジェットエンジンが始動しなけ
れば、それを通る空気流はもはや超音速ではなく、そし
て航空機は極超音速で飛行するので、別手段によらない
再始動は不可能である。このような手段は、通例、入口
再スタートを可能にする公知の可変入口内部形状と高応
答性制御装置を包含する。通例、入口は最初比較的低い
極超音速マッハ数でスタートするので、その後の比較的
高い極超音速マッハ数でのスタート不能は、克服すべき
かなり苛酷な状態を意味する。
【０００９】スクラムジェットを動力源とする航空機は
実質的に極超音速で飛行するので、スクラムジェットエ
ンジンにかかる抗力は、最小にすべき重大因子である。 しかし、入口内部形状が可変のスクラムジェットは本来
比較的複雑かつ大形で、比較的大きな表面積を有し、そ
れと関連して比較的大きな抗力が生じる。また重量もか
なり増加する。
【００１０】さらに、スクラムジェットエンジンは通例
次のような航空機、すなわち、エンジン入口空気流が最
初機首からの斜めの衝撃波によってスクラムジェットの
外部で圧縮されるような航空機で利用され、そしてスク
ラムジェットエンジンからの排気は、通例、航空機の傾
斜後方体とほぼ平行に導かれ、スクラムジェットエンジ
ンからの超音速燃焼ガスの外部膨張をもたらす。従って
、スクラムジェットエンジン入口空気流は通例機首に沿
ってスクラムジェットエンジンの長さ方向軸線に対して
鋭角で導かれ、次いで、長さ方向軸線から再び離れるよ
うに転向して航空機の傾斜後方体とほぼ平行に流れなけ
ればならない。最初長さ方向軸線に向かい次いで長さ方
向軸線から離れるような極超音速流体流のこの転向はス
クラムジェットエンジンの適当な長さを必要とし、この
長さは比較的大きいので、スクラムジェットエンジン外
面の面積と抗力が増す。スクラムジェット入口空気流の
長さ方向軸線に向かうこの転向は、通例、転向極超音速
流体流の膨張の導入を必要とし、これは元来静温と静圧
を、外部圧縮により達成されたレベルから低下させるも
のであり、従って、外部圧縮の多くが実質的に無駄とな
り、その結果回復し得ない入口損失と加熱が生じる。
【００１１】
【発明の目的】従って、本発明の目的は新規改良スクラ
ムジェットエンジンを提供することである。
【００１２】本発明の他の目的は、始動に入口内部の可
変形状を要しないスクラムジェットエンジンを提供する
ことである。
【００１３】本発明の他の目的は、比較的短い長さ方向
距離で極超音速流体流を転向させ、しかも損失を減らし
かつ噴射燃料の進入と混合を良くするのに有効なスクラ
ムジェットエンジンを提供することである。
【００１４】本発明の他の目的は、構造が比較的簡単で
抗力誘起表面積が比較的少ないスクラムジェットエンジ
ンを提供することである。
【００１５】本発明の他の目的は長さが比較的短いスク
ラムジェットエンジンを提供することである。
【００１６】本発明の他の目的は、燃料の超音速入口空
気流への進入とそれとの混合を改良したスクラムジェッ
トエンジンを提供することである。
【００１７】本発明の他の目的は、超音速で通流する流
体の絞り比を変える手段を有するスクラムジェットエン
ジンを提供することである。
【００１８】本発明の他の目的は、航空機と一体の改良
スクラムジェット用のスクラムジェットエンジンを提供
することである。
【００１９】本発明の他の目的は重量を減らしたスクラ
ムジェットを提供することである。
【００２０】
【発明の概要】改良スクラムジェットエンジンが、後方
に面する段部を有する第１表面と、第１表面から隔たっ
て第１表面との間に入口と合体した燃焼器を画成する上
面を有するカウルとを有する。燃料を前記段部において
入口合体燃焼器内に噴射する装置が設けられ、燃料を噴
射して超音速入口空気流と混合することにより超音速燃
焼ガスを発生する。第１表面とカウル上面は互いにほぼ
平行で、超音速で通過する流体流の構造的内部絞りを無
くする。好適実施例における燃料噴射装置は、前記段部
から延在して亜音速燃料域と超音速流体域とを画成する
流体境界を生成するように作用する。
【００２１】
【実施例の記載】本発明をさらに明らかにするため、次
に実施例を添付図面により説明する。
【００２２】図１は極超音速航空機１０の概略斜視図で
あり、この航空機は本発明の好適実施例による４つの実
質的に同等の並設スクラムジェットエンジン１２を有す
る。スクラムジェットエンジン１２は後に詳述のように
航空機１０と機能的に合体している。従って、スクラム
ジェットエンジン１２は航空機と一体のスクラムジェッ
トと呼んでもよいものである。各スクラムジェットエン
ジン１２にはカウル１４が含まれ、このカウルの上面１
６は、航空機１０と一体に形成された第１内面すなわち
中央体内面１８から隔たりそれと向かい合っている。横
方向に相隔たる１対の側壁２０が中央体表面１８とカウ
ル上面１６との間に半径方向に延在してほぼ長方形の各
スクラムジェットエンジン１２を画成する。図１に示す
ように、数対の側壁２０が４つの概して同等のスクラム
ジェットエンジン１２を画成している。スクラムジェッ
トエンジン１２の数は航空機１０の特定用途に応じて定
められ、４つより少なくてもまたは多くてもよい。図１
に示す航空機１０はマッハ数が約５ないし約１８の極超
音速で飛行するように設計される。
【００２３】図２はスクラムジェットエンジン１２の一
つを示す航空機１０の断面図である。図３は図２に示し
たスクラムジェットエンジン１２の拡大図である。図２
と図３に示すように、第１表面すなわち中央体表面１８
はその前端２４に後方に面する傾斜段部２２を有すると
ともに、反対側に後端２６を有する。カウル１４は前縁
２８と後縁３０を有し、上面１６とカウル下面３２が前
縁２８と後縁３０との間に延在する。カウル上面１６は
、本発明のこの実施例では、中央体表面１８から隔たり
かつそれとほぼ平行であることが好ましく、両面間に入
口と合体した燃焼器つまり入口合体燃焼器３４が画成さ
れ長さ方向軸線３６を有する。入口合体燃焼器３４は、
段部２２からカウル前縁２８まで延在する入口３８と、
中央体後端２６からカウル上面１６の対応中間点４２ま
で延在する出口４０とを含んでいる。出口４０は長さ方
向軸線３６に概して垂直である。カウル前縁２８と段部
２２は長さ方向軸線３６に沿って互いにほぼ整合してお
り、超音速入口空気流４４を受入れかつ入口合体燃焼器
３４内に導く入口３８を画成している。
【００２４】スクラムジェットエンジン１２は、さらに
、燃料を段部２２において入口合体燃焼器３４内に噴射
して超音速空気流４４と混合することにより入口合体燃
焼器３４内に超音速燃焼ガス４８を発生する従来の燃料
噴射装置４６を有する。さらに詳述すると、燃料噴射装
置４６は、好ましくは段部２２と垂直に配置した複数の
横方向に相隔たる従来の第１燃料噴射器５０と、第１燃
料噴射器５０を航空機１０内の従来の燃料供給源５４に
接続するそれぞれの燃料導管５２とを含む。燃料噴射装
置４６は、さらに、好ましくは中央体表面１８と垂直に
かつ段部２２の下流にそれと近接して配置された複数の
第２燃料噴射器５０ａと、第２燃料噴射器５０ａを燃料
供給源５４に接続するそれぞれの燃料導管５２とを含む
。燃料５６は燃料噴射器５０、５０ａを経て入口合体燃
焼器３４内に入口３８に近接して噴射される。
【００２５】好適実施例において、燃料５６は最初液状
で供給される水素であり、比較的低温である。燃料５６
は、導管５２を通流するにつれて、隣接する航空機構造
体とエンジン構造体の冷却に用いられるので、昇温の結
果ガス状になって噴射器５０、５０ａから燃焼器３４内
に噴射され航空機１０を約マッハ１８までの極超音速で
推進するように働く。
【００２６】入口合体燃焼器３４は、対をなす側壁２０
と、中央体表面１８と、カウル上面１６とによって画成
され、そして長さ方向軸線３６と垂直の断面でほぼ長方
形である。入口合体燃焼器３４の他の非長方形断面形状
も特定設計に応じて代替的に用い得る。
【００２７】図３に示すように、燃料噴射装置４６は燃
料５６を段部２２における第１噴射器５０からと第２噴
射器５０ａから後方に長さ方向軸線３６に対してほぼ斜
めに中央体表面１８に近接して噴射することにより、段
部２２から後方に延在する流体境界５８を生成し、この
流体境界は燃料５６と空気流４４の混合を良くするため
の局所せん断界面域をなす。流体境界５８は、中央体表
面１８に隣接しかつ中央体表面１８と流体境界５８との
間に延在する亜音速燃料域６０を画成する。流体境界５
８はまた、流体境界５８からカウル上面１６まで延在す
る超音速流体域６２を画成する。
【００２８】スクラムジェットエンジン１２はさらに第
２表面である前方体表面６４を有し、この表面は中央体
表面１８からそれに対して第１鋭角αで延在しかつ両面
間に後方に面する段部２２を画成している。前方体表面
６４は航空機１０の一部分であり、超音速入口空気流４
４を前方体表面６４と平行に導くように作用する。なぜ
なら、超音速流体流は表面とほぼ平行に流れようとする
からである。空気流４４はカウル上面１６に対して第２
鋭角βで導かれ、そして好適実施例では、カウル上面１
６は入口３８近辺で中央体表面１８と平行に設けられる
。従って、第１鋭角αはこのような構成では第２鋭角β
にほぼ等しい。代替実施例において、鋭角α、βは段部
２２の上流の異なるカウル形状に適合するように異なり
得る。
【００２９】段部２２は前方体表面６４とほぼ垂直に設
けられているので、噴射器５０からの燃料５６は空気流
４４とほぼ平行に入口合体燃焼器３４内に噴射される。 燃料５６の運動量は超音速空気流４４の運動量よりかな
り低いので、流体境界５８は段部２２において最初前方
体表面６４と平行に形成されかつカウル上面１６に向か
って傾く。燃料５６は超音速空気流４４と接触し、そし
て最初は入口を横切って運ばれ、次いでカウル上面１６
から離れるように向きを変えられ、従って、次のような
流体境界５８、すなわち、弧状をなしてカウル上面１６
から離間して超音速流体域６２内に最小超音速流面積の
のど６６を画成するような流体境界５８を生成する。の
ど６６は高さｈ１を有し、そして燃料域６０はのど６６
と同じ面で高さｈ２を有するので、入口合体燃焼器３４
の全高Ｈはｈ１＋ｈ２となる。カウル１４は長さＬをも
ち、そして縦横比Ｈ／Ｌは後述の理由で比較的大きい。 空気流４４はカウル上面１６に対して鋭角βで入口３８
を通るので、高速空気流４４は燃料噴射器５０、５０ａ
からの燃料５６の一部をカウル上面１６に向け、従って
、超音速流体域６２内の燃料５６の進入と燃料５６と入
口空気流４４との混合を促進する。
【００３０】流体境界５８はのど６６を生成するので、
それはまたカウル前縁２８の箇所の入口３８から超音速
流体域６２におけるのど６６までの超音速先細流路６８
を画成する。流体境界５８はまた、のど６６から出口４
０とカウル後縁３０まで延在する超音速末広流路７０を
超音速流体域６２内に画成し、燃料５６と超音速入口空
気流４４から生じた超音速燃焼ガス４８を導く。燃料５
６を燃料域６０に導入することに加え、燃料噴射装置４
６はまた、燃料５６の一部分をそれが流体境界５８を通
って先細流路６８に入りカウル上面１６に向かうように
噴射して超音速入口空気流４４と混合するように作用す
る。
【００３１】燃料５６と入口空気流４４の混合をさらに
良くするのは、カウル前縁２８から斜めに先細流路６８
内に延びるカウル衝撃波７２である。さらに詳述すると
、カウル上面１６は前縁２８近辺で入口空気流４４と段
部２２とに対して次のように、すなわち、カウル前縁２
８から斜めに先細流路６８内に延びるカウル衝撃波７２
を発生するのに有効な第２鋭角βをなすように位置づけ
られる。
【００３２】本発明の重要な特徴は、先細流路６８との
ど６６と末広流路７０とを画成する流体境界５８の形成
である。先行技術において従来行われたように固定構造
境界を利用してのど６６と流路６８、７０を画成する代
りに流体境界５８を用いることは、効果的な先細流路６
８とのど６６と末広流路７０とを画成するとともに別の
利点をもたらす。
【００３３】他の重要な特徴は、鋭角αの高運動量空気
流４４と噴射器５０、５０ａからの低運動量燃料５６と
の相乗作用であり、その結果、空気流４４により燃料５
６が入口３８を横切って運ばれることにより燃料の進入
が促進される。入口合体燃焼器３４内に噴射される燃料
５６は超音速空気流４４の運動量より低い運動量をもつ
ので、境界５８と亜音速燃料域６０を壁面１８近くに形
成し、この燃料域の燃料は燃料５６の小部分であり、実
質上、空気流４４をほとんど伴わずに亜音速で流れる燃
料５６だけからなる。燃料５６の大部分は空気流４４と
混合され超音速流体域６２内を流れる。これは多分に、
燃料噴射装置４６と段部２２とによって燃料５６の空気
流４４内への進入が良くなることに起因し、従って、燃
料５６は局所空気流４４により最初は空気流４４とほぼ
平行に鋭角αで搬送される。次いで、流体境界５８の局
所せん断界面域が燃料５６と空気流４４の混合を助け、
燃料５６と空気流４４の混合気を有する超音速流体域６
２を形成する。
【００３４】さらに詳述すると、先細流路６８は従来の
超音速ディフューザとして作用し入口合体燃焼器３４内
の空気流４４の静圧をさらに高め、そして末広流路７０
は従来の超音速ノズルとして作用し通流燃焼ガス４８の
速度を高める。流体境界５８は燃料噴射装置４６によっ
て形成されるので、流体境界５８の形状は噴射器５０か
ら噴射される燃料５６の量と速度を制御することにより
変わり得る。こうして、のど６６の高さｈ１と燃料域６
０の高さｈ２の割合を、航空機１０の飛行マッハ数の範
囲と入口空気流４４の対応速度範囲とにわたって生じる
入口空気流４４の諸状態に応じて選択的に変え得る。従
って、燃料噴射装置４６は、入口合体燃焼器３４内に噴
射される燃料５６の量と速度を制御することにより流体
境界５８の形状を変えて先細流路６８内の入口空気流４
４の絞り比を可変にするとともに末広流路７０内の燃焼
ガス４８の膨張比を可変にするように作用する。
【００３５】これは特に重要である。というのは、適応
性のある可変流体境界５８が設けられるので、空気流の
内部絞りをもたらすための、従来のスクラムジェットエ
ンジンと関連する一定形状境界が除去され、従って、始
動有無の問題を効果的に解決するからである。流体境界
５８は不始動問題を皆無にしないまでも少なくする適応
自在な境界である。なぜなら、不始動の場合、入口合体
燃焼器３４内に噴射される燃料５６の量を制御すること
により簡単にスクラムジェットエンジン１２を再始動で
きるからである。入口合体燃焼器３４の高さＨは比較的
大きい。これは、のどの高さｈ１を増しそして燃料域の
高さｈ２を減らすことにより入口合体燃焼器３４内の比
較的低い極超音速の空気流４４の流れ要件に適応するた
めである。航空機１０と入口空気流４４のさらに高い極
超音速では、このような比較的高い極超音速の空気流４
４に適応するような燃料５６の導入により、のどの高さ
ｈ１を比較的小さくしそして燃料域の高さｈ２を比較的
大きくすることができる。
【００３６】さらに、入口合体燃焼器３４は一体のもの
と考えられる。なぜなら、従来の超音速入口ディフュー
ザと従来の末広流路燃焼器との代りに、ほぼ平行な壁面
、すなわち、中央体表面１８とカウル上面１６が設けら
れ、そして燃料５６が上流端、すなわち、段部２２とカ
ウル前縁２８とにおける入口３８において導入されるか
らである。従って、この構造により燃料５６は、従来の
スクラムジェットエンジンで通例生じるように下流で導
入される代りに、入口合体燃焼器３４にただちに導入さ
れる。それゆえ、燃料５６はスクラムジェットエンジン
１２に比較的早く導入されることにより燃焼の開始と完
了を比較的早くなしうる。従って、入口合体燃焼器３４
の全長Ｌを従来のスクラムジェットエンジンに比べて比
較的短くし得る。ただし、縦横比Ｈ／Ｌは従来のスクラ
ムジェットエンジンの縦横比より高くなる。入口合体燃
焼器３４の長さの減少により、カウル１４の表面積は最
小になるので、それにかかる望ましくない抗力も最小に
なり、構造重量を減らし得る。
【００３７】本好適実施例では、カウル上面１６は前縁
２８から後縁３０まで平坦であり、また中央体表面１８
もその前端２４から後端２６まで平坦であり、そして入
口合体燃焼器３４はこれらの面と、対をなす側壁２０と
の間に画成されたほぼ一定の流れ面積を有する。
【００３８】カウル上面１６はさらに前部１６Ａと、カ
ウル前縁２８の長さ方向後方に離れた交点７４を始点と
して前部１６Ａから延在する後部１６Ｂとを有する。同
様に、中央体表面１８は前部１８Ａと、中央体前端２４
から下流方向に離れた交点７６を始点として前部１８Ａ
から下流方向に延在する後部１８Ｂとを有する。本好適
実施例では、カウル上面前部１６Ａは中央体表面前部１
８Ａと平行に、そしてカウル上面後部１６Ｂは中央体表
面後部１８Ｂと平行に配置されている。上述のように、
中央体表面１８とカウル上面１６それぞれの前部と後部
は平坦である。しかし、代替実施例では、中央体表面後
部１８Ｂを中央体表面前部１８Ａに対して上方に傾け、
同様にカウル上面後部１６Ｂをカウル上面前部１６Ａに
対して上方に傾けることにより入口合体燃焼器３４内の
燃焼ガス４８の転向を促進し得る。入口空気流４４は鋭
角βで入口３８に入りそして燃焼ガス４８は長さ方向軸
線３６に対してほぼ逆の角度で出口４０から排出される
ので、中央体表面１８とカウル上面１６を上述のように
傾けて超音速流体の転向を助けることにより、転向と関
連する損失を減らし得る。
【００３９】カウル上面１６には、図３に示すように、
カウル上面前部１６Ａとカウル上面後部１６Ｂとを接続
する交点７４において後方に面する段部７８を設けても
よい。燃料噴射装置４６はまた、燃料５６をカウルの後
ろ向き段部７８において追加的な燃料噴射器５０により
入口合体燃焼器３４内に噴射するように作用し得る。こ
れらの追加噴射器は燃料供給源５４からの追加的な燃料
導管５２から燃料５６を供給される。こうして、追加燃
料５６をカウル前縁２８と段部７８における主要噴射器
５０との下流で入口合体燃焼器３４に導入し得る。
【００４０】スクラムジェットエンジン１２は、好まし
くは、航空機１０にそれと一体のスクラムジェットとし
て組込まれ、さらに、図２に示すように第３表面である
機首表面８０を有し、この機首表面は屈折点８２を始点
として前方体表面６４から上流方向に延在する。機首表
面８０は前方体表面６４と鈍角θをなし、航空機前縁８
４まで延在する。機首表面８０は、従来知られているよ
うに超音速の機速で航空機前縁８４からの周囲自由空気
流４４Ｂ内に斜めの機首衝撃波８６を発生するのに効果
的である。前方体表面６４も同様に、やはり従来知られ
ているように屈折点８２から空気流４４Ｂ内に斜めの前
方体衝撃波８８を発生するように作用する。機首衝撃波
８６と前方体衝撃波８８は空気流４４Ｂの圧縮をもたら
し、この圧縮は再圧縮とも呼ばれる。圧縮された空気流
はカウル前縁２８において入口空気流４４として入口合
体燃焼器３４の入口３８内に導入される。好適実施例に
おいて、機首表面８０と前方体表面６４は、それらによ
って発生する機首衝撃波８６と前方体衝撃波８８のほと
んど全てが図３に示すように入口３８内に導かれるよう
にカウル前縁２８に対して配置される。このように、機
首衝撃波８６と前方体衝撃波８８による入口空気流４４
の再圧縮は、入口空気流４４の最適外部圧縮をもたらす
ように入口３８内に導入される。
【００４１】図１〜図３に例示した航空機と一体のスク
ラムジェットエンジン１２は、さらに第４表面である後
方体表面９０を有し、この後方体表面は中央体表面１８
の後端２６から、また、カウル上面１６の中間点４２ま
で延在するスクラムジェットエンジン１２の出口４０か
ら下流方向に延在する。後方体表面９０は好ましくは弧
状であり、燃焼ガス４８を入口合体燃焼器３４から排出
するためのエンジン１２の超音速排気ノズル９２の境界
の一部分を画成する。カウル１４は中間点４２からカウ
ル後縁３０まで延在するノズル部９４を有し得る。カウ
ルノズル部９４は排気ノズル９２の境界の一部分を画成
する。超音速燃焼ガス４８は排気ノズル９２を通り、そ
の内部でカウル後縁３０に至るまで膨張し、さらにカウ
ル後縁３０から外部でかつ後方体表面９０に接しながら
膨張する。後方体表面９０は航空機１０の後縁９６まで
延在する。
【００４２】燃料噴射装置４６はまた、入口空気流４４
に応じて流体境界５８の形状を変えることにより入口合
体燃焼器３４内の末広流路７０内の燃焼ガス４８の膨張
比を可変にすることに役立つ。燃料噴射装置４６は、流
体境界５８が好ましくは後方体表面９０においてほぼ中
央体後端２６でスクラムジェット出口４０と交差するよ
うに作用し得る。このように、末広流路７０は、後方体
表面９０を一境界として形成された排気ノズル９２と連
続しているので、入口合体燃焼器３４から排気ノズル９
２を通る燃焼ガス４８を効率よく膨張させる。
【００４３】本発明によるスクラムジェットエンジン１
２に関する上述の利点に加え、他の利点として、燃焼ガ
ス４８が入口空気流４４の方向から、出口４０から後方
体表面９０に沿って排出される燃焼ガス４８の方向へ転
向する際の燃焼ガス４８のかなりの内部膨張を回避し得
る。これは、入口合体燃焼器３４内の亜音速燃料域６０
が、燃焼ガス４８の内部膨張とそれに伴う圧力損失を減
らすような自己調整作用をなす流体境界５８をもたらす
からである。入口合体燃焼器３４の全長Ｌは従来の入口
と燃焼器の長さよりかなり短い。これは、多分に、中央
体前端２４とカウル前縁２８とに位置する入口３８にお
ける燃料５６の導入と燃焼によるものである。燃料５６
は従来の燃焼器におけるより早く燃焼を始め、その結果
、燃焼により燃焼ガス４８の静圧はより高くなる（すな
わちリコンビネーションが起こる）。スクラムジェット
エンジン１２は、従来のスクラムジェットエンジンに比
べて短くなっているので、重量が減り、外部抗力が低下
し、冷却すべき表面積が少なくなっている。
【００４４】図４は本発明の他の実施例を示す。この実
施例は、その入口３８ａを除き、図３に示した実施例と
ほぼ同様である。入口３８ａはカウル前縁２８を後ろ向
き段部２２に対して上流に配置することにより画成され
、カウル前縁２８は前方体表面６４とともに、後方に面
する段部２２まで延在する先細輪郭を有する入口３８ａ
を画成している。
【００４５】入口３８ａは、燃料５６と混合する前の空
気流４４の内部絞りを起こすのに有効である。入口３８
ａによる空気流４４のこの追加的な絞りすなわち圧縮は
、図３に示した実施例と関連する極超音速飛行速度より
高い速度で航空機１０を飛ばすために必要である。本発
明の自己始動と再始動の利点はこの実施例では実現され
ないかもしれないが、燃料の進入と空気流４４との混合
を促進する利点は確保され、これは特に、航空機１０が
さらに高い速度で飛行する場合にかなり重要である。 その場合、燃料５６と空気流４４の運動量の差は、より
低い極超音速で生じる差より大きい。
【００４６】図３と図４で示した本発明の両実施例で特
に重要なものは段部２２と段部７８である。例えば、段
部２２は、燃焼火炎を発生しかつ運転中それを保ち得る
ような保炎能力をもたらす。また、段部２２は、段部７
８が利用された場合それとともに、燃焼圧力上昇をそれ
が段部２２を越えて上流方向に移行しないように隔絶す
る。もしこのような移行が起こると、入口空気流４４が
乱れそして不始動状態が生じるおそれがある。
【００４７】さらに、本発明の燃料の進入と混合を改善
する利点を得るために、段部２２に第１燃料噴射器５０
を設けることが好ましいが、必ずしも段部２２に燃料噴
射器を設ける必要はない。例えば、図３に示したように
、噴射器の一部または全て（例えば噴射器５０ａ）を中
央体表面１８における段部２２のすぐ下流の箇所に設け
てもよい。燃料噴射器は、好ましくは、燃料５６を斜め
に空気流４４に噴射して燃料の進入と混合を良くするよ
うに配置される。
【００４８】図４の実施例に示したように、燃料噴射器
５０ｂを、図３の実施例に示したようにカウル段部７８
に設ける代りに、カウル段部７８のすぐ下流の箇所でカ
ウル上面１６に配設し得る。
【００４９】本発明の前述の各実施例は、スクラムジェ
ットエンジン１２を運転する新規改良方法を実施するも
のである。前述のように、この運転方法は、空気流４４
を長さ方向軸線３６に対して第１鋭角αで導き、次いで
空気流４４を長さ方向軸線３６とほぼ平行に流れるよう
に転向させることを包含する。この時、燃料５６を空気
流内に斜めに噴射して弧状流体境界５８を形成する。追
加段階として、各好適実施例に関して前述した諸作用を
実現させる。
【００５０】以上、本発明の好適実施例を説明したが、
もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可能である。
【００５１】例示のみのためにさらに詳述すると、入口
合体燃焼器３４は２次元軸対称または３次元断面流路を
有するように使用され得る。その選択はスクラムジェッ
トエンジンを特定の航空機に最適に合体し得るようにな
される。多数の燃料噴射口（例えば５０、５０ａ、５０
ｂ）を中央体表面１８とカウル上面１６に用いることが
でき、こうして垂直燃料噴射と傾斜燃料噴射の組合せを
可能にして自由流マッハ数の広い範囲にわたって性能を
高め得る。さらに、前述のように、カウル１４における
第２段部７８の高さをゼロにしてもよく、そして垂直燃
料噴射を、例えば、カウル前縁２８の面における流れ通
過高さが比較的小さくそしてカウル表面前部１６Ａ上の
流入空気流４４のレイノルズ数がかなり安定した乱流境
界層をもたらすような箇所で導入し得る。本発明の特別
な利点は可変入口形状を要しないことであるが、しかし
本発明を他の実施例において可変形状とともに適用する
ことにより、入口合体燃焼器３４の燃焼器域における空
気流圧縮の程度と面積分布とを制御し得る。
【００５２】本発明の他の実施例は、空気流４４を前方
体表面６４に沿う方向から後方体表面９０に沿う方向へ
転向させるために鈍角で交差し合う２つの長さ方向中心
軸線についてほぼ対称に配置した複数の部分を有する入
口燃焼器３４を包含し得る。また、入口３８と出口４０
は長さ方向軸線３６と垂直に設けなくてもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の好適実施例によるスクラムジェットエ
ンジンを含む、航空機と一体のスクラムジェットの概略
斜視図である。
【図２】図１に示した航空機と一体のスクラムジェット
の概略断面側面図で、本発明の好適実施例によるスクラ
ムジェットエンジンの作用を示す。
【図３】図１と図２に示したスクラムジェットエンジン
のうちの一つの概略的な部分断面側面図である。
【図４】本発明の他の実施例を示すスクラムジェットエ
ンジンの概略的な部分断面側面図である。
【符号の説明】
１０　　極超音速航空機 １２　　スクラムジェットエンジン １４　　カウル １６　　カウル上面 １６Ａ　　カウル上面前部 １６Ｂ　　カウル上面後部 １８　　中央体表面（第１表面） １８Ａ　　中央体表面前部 １８Ｂ　　中央体表面後部 ２０　　側壁 ２２　　段部 ２８　　カウル前縁 ３０　　カウル後縁 ３２　　カウル下面 ３４　　入口合体燃焼器 ３８　　入口 ４０　　出口 ４６　　燃料噴射装置 ５８　　流体境界 ６０　　亜音速燃料域 ６２　　超音速流体域 ６４　　前方体表面（第２表面） ６６　　のど ６８　　超音速先細流路 ７０　　超音速末広流路 ７８　　段部 ８０　　機首表面（第３表面） ８２　　屈折点 ８４　　航空機前縁 ９０　　後方体表面（第４表面） ９２　　超音速排気ノズル

Claims (26)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】　　後方に面する段部を有する第１表面と
    、前縁および後縁を有しかつ前後両縁間に延在する上面
    および下面を有するカウルであって、前記カウル上面が
    前記第１表面から隔たりかつ該表面と概して平行であっ
    て両面間に入口合体燃焼器を画成し、この入口合体燃焼
    器が超音速入口空気流を受入れて該入口合体燃焼器内に
    導く入口を有するようなカウルと、超音速燃焼ガスを発
    生するために燃料を前記段部において前記入口合体燃焼
    器内に噴射して前記超音速入口空気流と混合する燃料噴
    射装置とからなるスクラムジェットエンジン。
  2. 【請求項２】　　前記第１表面と前記カウル上面との間
    に延在する１対の相隔たる側壁をさらに含み、そして前
    記入口合体燃焼器は概して長方形でありかつ前記１対の
    側壁と前記第１表面と前記カウル上面とによって画成さ
    れている、請求項１記載のスクラムジェットエンジン。
  3. 【請求項３】　　前記燃料噴射装置は燃料を前記段部か
    ら後方に前記第１表面に隣接して噴射することにより前
    記段部から後方に延在する流体境界を生成するように作
    用し、この流体境界は同境界から前記第１表面まで延在
    する亜音速燃料域と、前記流体境界から前記カウル上面
    まで延在する超音速流体域とを画成する、請求項１記載
    のスクラムジェットエンジン。
  4. 【請求項４】　　前記流体境界は弧状でありかつ前記カ
    ウル上面から隔たって前記超音速流体域内に最小流れ面
    積ののどを画成する、請求項３記載のスクラムジェット
    エンジン。
  5. 【請求項５】　　前記流体境界は前記超音速流体域内に
    前記カウル前縁から前記のどまで延在する先細流路を画
    成する、請求項４記載のスクラムジェットエンジン。
  6. 【請求項６】　　前記燃料噴射装置は、燃料をそれが前
    記流体境界を通って前記先細流路に入り前記カウル上面
    に向かうように噴射して前記超音速入口空気流と混合す
    るように作用する、請求項５記載のスクラムジェットエ
    ンジン。
  7. 【請求項７】　　前記第１表面から同面に対して第１鋭
    角で上流方向に延在しかつ前記第１表面との間に前記の
    後方に面する段部を画成する第２表面をさらに含み、こ
    の第２表面は、前記超音速入口空気流を該第２表面と平
    行にかつ前記カウル上面に対して第２鋭角で導いて前記
    燃料噴射装置からの燃料を前記カウル上面に向けること
    により前記超音速流体域内の前記燃料と前記超音速入口
    空気流の混合を増すように作用する、請求項５記載のス
    クラムジェットエンジン。
  8. 【請求項８】　　前記カウル前縁近辺の前記カウル上面
    は、前記カウル前縁から斜めに前記先細流路内に延びる
    カウル衝撃波を生じて前記燃料と前記超音速入口空気流
    との混合を増すのに有効な前記第２鋭角をなすように前
    記超音速入口空気流と前記段部とに対して配置されてい
    る、請求項５記載のスクラムジェットエンジン。
  9. 【請求項９】　　前記第１表面から同面に対して第１鋭
    角で上流方向に延在しかつ前記第１表面との間に前記の
    後方に面する段部を画成する第２表面をさらに含み、そ
    して前記燃料噴射装置は、燃料をそれが前記流体境界を
    通って前記先細流路に入り前記カウル上面に向かうよう
    に噴射して前記超音速入口空気流と混合するように作用
    し、また前記第２表面は、前記超音速入口空気流を該第
    ２表面と平行に前記カウル上面に対して第２鋭角で導い
    て前記燃料噴射装置からの燃料を前記カウル上面に向け
    ることにより前記超音速流体域内の前記燃料と前記超音
    速入口空気流の混合を増すように作用し、さらに、前記
    カウル前縁近辺の前記カウル上面は、前記カウル前縁か
    ら斜めに前記先細ノズル内に延びるカウル衝撃波を生じ
    て前記燃料と前記超音速入口空気流との混合を増すのに
    有効な前記第２鋭角をなすように前記超音速入口空気流
    と前記段部とに対して配置されている、請求項５記載の
    スクラムジェットエンジン。
  10. 【請求項１０】　　前記燃料噴射装置は、前記入口空気
    流の速度に応じて前記流体境界の形状を変えて前記先細
    流路内の前記入口空気流の絞り比を可変にするように作
    用する、請求項９記載のスクラムジェットエンジン。
  11. 【請求項１１】　　前記燃料噴射装置は、前記入口空気
    流の速度に応じて前記流体境界の形状を変えて前記先細
    流路内の前記入口空気流の絞り比を可変にするように作
    用する、請求項５記載のスクラムジェットエンジン。
  12. 【請求項１２】　　前記カウル上面は前記前縁から前記
    後縁まで平坦であり、また前記第１表面も平坦であり、
    そして前記入口合体燃焼器は実質的に一定の流れ面積を
    有する、請求項４記載のスクラムジェットエンジン。
  13. 【請求項１３】　　前記カウル上面は前部と後部を有し
    、また前記第１表面は前記カウル上面前部および後部と
    それぞれ実質的に平行な前部と後部を有する、請求項４
    記載のスクラムジェットエンジン。
  14. 【請求項１４】　　前記第１表面の前記前部と前記後部
    は互いに傾斜しており、また前記カウルの前記前部と前
    記後部も互いに傾斜している、請求項１３記載のスクラ
    ムジェットエンジン。
  15. 【請求項１５】　　前記カウル上面前部を前記カウル上
    面後部に接続する後方に面する段部をさらに含む請求項
    １３記載のスクラムジェットエンジン。
  16. 【請求項１６】　　前記燃料噴射装置は燃料を前記カウ
    ルの前記の後方に面する段部において前記入口合体燃焼
    器内に噴射するように作用する、請求項１５記載のスク
    ラムジェットエンジン。
  17. 【請求項１７】　　前記第１表面の前記前部と前記後部
    は互いに傾斜しており、また前記カウルの前記前部と前
    記後部も互いに傾斜している、請求項１６記載のスクラ
    ムジェットエンジン。
  18. 【請求項１８】　　前記第２表面から屈折点で同面に対
    し鈍角で上流方向に延在する第３表面をさらに含み、こ
    の第３表面は、前記スクラムジェットエンジンを包含す
    る、航空機と一体のスクラムジェットの航空機前縁で終
    わる機首を形成しており、この機首は超音速の機速で前
    記航空機前縁から斜めの機首衝撃波を発生するように作
    用し、また前記第２表面は前記屈折点から斜めの前方体
    衝撃波を発生するように作用し、前記機首衝撃波と前記
    前方体衝撃波はともに、前記カウル前縁において前記入
    口合体燃焼器に導入される前記入口空気流の再圧縮をな
    す、請求項４記載のスクラムジェットエンジン。
  19. 【請求項１９】　　前記第２および第３表面は、実質的
    に前記入口合体燃焼器内に導入される機首衝撃波と前方
    体衝撃波を発生するように前記カウル前縁に対して配置
    されている、請求項１８記載のスクラムジェットエンジ
    ン。
  20. 【請求項２０】　　前記流体境界は、前記超音速流体域
    において前記のどから前記カウル後縁まで延在する末広
    流路を画成し、この末広流路は前記燃料と前記超音速入
    口空気流とから生成された超音速燃焼ガスを導く、請求
    項４記載のスクラムジェットエンジン。
  21. 【請求項２１】　　前記カウル上面まで延在する前記ス
    クラムジェットの出口において前記第１表面から下流方
    向に延在する第４表面をさらに含み、この第４表面は、
    前記入口合体燃焼器から前記燃焼ガスを排出する超音速
    排気ノズルの境界を画成している、請求項２０記載のス
    クラムジェットエンジン。
  22. 【請求項２２】　　前記燃料噴射装置は前記入口空気流
    に応じて前記流体境界の形状を変えて前記末広流路内の
    前記燃焼ガスの膨張比を可変にするように作用する、請
    求項２１記載のスクラムジェットエンジン。
  23. 【請求項２３】　　前記燃料噴射装置は前記流体境界を
    前記第４表面において前記スクラムジェット出口と交差
    させるように作用する、請求項２２記載のスクラムジェ
    ットエンジン。
  24. 【請求項２４】　　前記第４表面は、前記スクラムジェ
    ットエンジンを包含する、航空機と一体のスクラムジェ
    ットの後方体の面である、請求項２１記載のスクラムジ
    ェットエンジン。
  25. 【請求項２５】　　前記第１表面から同面に対して第１
    鋭角で上流方向に延在しかつ前記第１表面との間に前記
    の後方に面する段部を画成する第２表面をさらに含み、
    そして前記カウル前縁は前記の後方に面する段部に対し
    て上流に配置され、前記第２表面とともに、前記の後方
    に面する段部まで延在する先細輪郭を有する前記入口を
    画成している、請求項４記載のスクラムジェットエンジ
    ン。
  26. 【請求項２６】　　第１表面とカウル上面との間に画成
    されかつ長さ方向軸線を有するスクラムジェットエンジ
    ンを運転する方法であって、超音速空気流を前記エンジ
    ン内に前記長さ方向軸線に対して鋭角で導くことと、前
    記エンジンに導入された前記空気流を転向させて前記長
    さ方向軸線とほぼ平行に流すことと、燃料を前記転向空
    気流内に前記長さ方向軸線に対して斜めに噴射して弧状
    の流体境界と、この流体境界から前記第１表面まで延在
    する亜音速燃料域と、前記流体境界から前記カウル上面
    まで延在して前記燃料と前記転向空気流の混合気を有す
    る超音速流体域とを形成することからなるスクラムジェ
    ットエンジン運転方法。
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