JPH079213B2 - インテグラル・ロケット・ラムジエツトエンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ミサ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・ロケツト・ラムジエツトエ
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・ロケツト・ラムジ
エツトエンジンを第５図及び第６図によつて説明する。

超音速飛翔体１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４の間には両者間を遮蔽するポート
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、補助ロケツトによさつて打ち出されることによ
つて作動を開始する。

まず、燃焼器３の後部のブースタ点火装置７によつてブ
ースタ推進薬６の燃焼が始まり、しばらくの間、固体ロ
ケツトとして作動する。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を通つ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・フエーズといい、飛翔体１を
超音速のラムジエツ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１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、ラムジエツト点
火装置12によつて着火させると、以降、ラムジエツトエ
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エント・フ
エーズといい、着火より後をラムジエツトフエーズとい
う。

ラムジエツトフエーズに移ると、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り燃焼が持続するので、ラムジ
エツト点火装置がラムジエツトフエーズの始まりに一回
作動すれば、以降ラムジエツ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）に
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に接続する手前で薬
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つた。

〔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・ロケツト・ラムジエ
ツトエンジンにおいては、燃料ノズル11から空気取入ダ
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つて燃焼器３に入る場合に、燃料
の比重が空気より100〜1000倍重いので曲り部の外周側
に偏るため、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、保炎にとつて重要な燃焼器３の
前部に流れ込む燃料が少なくなりすぎる傾向にあつた。

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
用を失つて「吹き消え」（失火）が起こりやすかつた。

本発明は、以上の従来のインテグラル・ロケツト・ラム
ジエツ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、ラムジエツ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・ロケツト・ラムジエツトエンジン
において、燃料ノズルの開口部から燃料器入口まで延び
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燃焼器入口まで延び
る分流板を設け、空気取入ダクトに分割された流路を形
成することにより燃料器入口における液体燃料分布の偏
りを強制的に制限でき、また分流板の位置を適切に選ぶ
ことにより、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。これによつて確実に燃焼
器の前部に液体燃料を送り込み、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図によつて説明
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り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つて開口し、
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をほゞ等分する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に、空気取入
ダクト４と分流板13で形成される２個の流路内を流れて
燃焼器３に流入する。従つて、第２図に示すように、一
方の流路からは燃焼器３の後部に向つて液体燃料が供給
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、後者によつて火炎循
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、ラムジエツ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図によつて説明
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３の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。

なお、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
つて、保炎にとつて重要な燃焼器の前側（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」を起こさずにラム
ジエツ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・ロケツト・ラムジエツトエンジンの縦
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。 １……超音速飛翔体、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、10……燃料制御弁、11……燃料ノズル、12……
ラムジエツトエンジン点火装置、13……分流板。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項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・ロケツト・ラムジエツトにおいて、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・ロケツト
   ・ラムジエツトエンジン。