JPH0849999A - 空気吸込式の推進補助による発射体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 ロケットまたは砲発射されかつ極超音速に加
速可能なよう設計される、空気吸込式の推進補助による
発射体を提供する。 【構成】 発射体２０は、それを包囲する通風口１０６
を有する胴体１０４と、空気圧縮部と、それに隣接する
エンジンアセンブリと、それに隣接するノズル部２２１
とを有する胴体を含む。エンジンアセンブリは燃料の貯
蔵および燃焼領域２０８への燃料送出のための装置を含
む。通風帽の後端部は、出てき空気と燃料との混合物を
胴体のノズル部上に向けるよう構成される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の背景】

１．発明の分野 この発明は高速砲または砲で発射される発射体に関す
る。より特定的にはこの発明は、発射後に、極超音速で
の飛行を可能にするラムジェットおよびスクラムジェッ
ト推進の組合せを用いて加速する、空気吸込推進により
補助される発射体に関する。

【０００２】２．関連技術の説明 超音速および極超音速（マッハ＞５）エンジンのための
ラムジェットおよび超音速ラムジェット（スクラムジェ
ット）推進サイクルは、航空宇宙推進の分野では周知で
ある。ここでの議論のために、外部圧縮装置または前部
胴体と、ディフューザおよびアイソレータを含むインレ
ットのような内部圧縮装置と、燃焼装置または燃焼器
と、膨張装置またはノズルとによって定義されるエンジ
ンを考慮されたい。最終的にエンジンを通過する流れの
流線によってぬれるすべての表面はエンジンの流れ経路
の一部であると考えられ、なぜならそれは、それらがエ
ンジンサイクル性能に寄与するからである。したがっ
て、これらの推進サイクルを用いる乗物または発射体の
ために機体と推進システムとを統合することは、高性能
を求める上で重要である。

【０００３】ラムジェット推進サイクルでは、高速の空
気は、空気を燃焼火炎速度に近い亜音速に減速する、一
連の前部胴体およびインレットの衝突を介して並びに亜
音速ディフューザを介して圧縮される。燃料は燃焼器に
噴射され、従来の亜音速燃焼が起こり、それによって流
れの温度が上昇し圧力が増大する。次いで高圧ガスがノ
ズルを介して膨張され、流れの速度および運動量が増大
して推力を生じさせる。このサイクルは、約２および５
の間の範囲の自由流マッハ数の場合に効率的である。し
かしながら、約マッハ５を超える自由流速度では、燃焼
のために流れを亜音速に減速することにともなう温度お
よび圧力は非常に大きなものであり、エンジンサイクル
性能を減退させ始める。

【０００４】燃焼器入口の静温度は、よどみ点温度に近
づき、燃料燃焼に劇的に影響する。このような極端な温
度では、燃焼のために放出されるであろう相当な量のエ
ネルギは解離された空気および燃焼生成物の分子に結合
されるので、燃焼による温度上昇は減じられる。解離さ
れたガスに含まれるエネルギはその大部分は排気混合物
の膨張および加速に利用することはできず、その結果推
力は失われる。

【０００５】マッハ数が５を超える場合、スクラム推進
の主な利点は、燃焼チャンバ内の超音速がより低い静温
度と、より小さい圧力と、低下した全圧力損失とを伴う
ことである。燃焼生成物解離を低減することによって、
低下した温度は燃焼効率を上げ、低下した圧力はエンジ
ン構造への負荷を減らし、低下した全圧力損失（エント
ロピーゲイン）は推力発生に利用できる流れエネルギを
増大させる。

【０００６】多数のパラメータが、ラムジェットおよび
スクラムジェットシステムの特定の推進（Ｉ_spまたは推
進剤１ポンドについての推力）性能に影響する。それら
は、前部胴体およびインレット絞り比、インレット効
率、燃料混合効率、燃焼器効率、ならびにノズル効率を
含むが、それらに限定されるものではない。

【０００７】インレットの目的は、気流の所望される量
を捕捉してそれをエントロピー発生損が最小の状態で所
望される圧力およびマッハ数でもって燃焼器に送ること
である。効率的な超音速インレットを首尾よく設計し操
作するのに必要な技術およびパラメータは周知である
が、１つの設計で表わすことは難しい。正味推力が、ラ
ムジェットまたはスクラムジェットＩ_sp性能を達成可能
な値とするよう、動作の全マッハ数範囲にわたることが
期待され得るよう、乗物の抗力に対する、インレットで
捕捉される質量流量は十分に大きなものでなければなら
ない。

【０００８】アイソレータ（一定領域ディフューザとし
ても公知である）は、インレットと燃焼器入口との間に
位置され、ラムジェットおよび初期のスクラムジェット
（「デュアルモード」）操作の間に、流れ静圧をインレ
ット出口の部分から下流にあるより高い燃焼器圧力まで
調整するのに必要である。ラムジェット操作におけるよ
うに、燃焼器圧力の上昇が大きくかつインレットのマッ
ハ数が小さい場合、燃焼器における境界層分離によっ
て、インレットの相互作用を引き起こし、エンジンが始
動しないこともあり得る。アイソレータは、いかなる上
流のインレット相互作用もなしに、ほぼ標準の衝撃波の
静圧上昇で、インレットと燃焼器との間に衝撃波の列を
発達させる。アイソレータの長さはこの機能を実行する
のに重要である。

【０００９】燃焼器は、液体またはガス燃料を高速気流
中に噴射して燃料と空気とを燃焼のために混合するため
の物理的領域を提供する。燃焼器に現われる流体および
化学的現象は、極端に複雑であり、境界層および中心の
流れと燃料噴射ジェットとの層状および乱れた状態の混
合の効果と、発熱燃焼反応の有限比化学反応速度論とを
含む。燃料点火および保炎も重要な問題である。典型的
な設計パラメータのいくつかは、燃料噴射幾何学と、混
合促進装置と、関連のマッハ数範囲にわたっての高いＩ
_sp性能に必要な高い混合および燃焼効率を達成するのに
要する燃焼器の長さとである。燃料噴射位置および混合
速度（つまり熱発生の分布）は、燃焼器において流れチ
ョーキング（マッハ１）が起こった場合それを制御する
のにさらに重要である。燃料は一般的に、ラムジェット
モードでは後部に噴射され、デュアルモード（組合され
た超音速および亜音速燃焼）では前部および後部の両方
に噴射され、スクラムジェットモードでは前方に噴射さ
れる。

【００１０】ノズルまたは膨張システムは、燃焼器を出
る高い静圧の流れを加速して圧力および高速度（つまり
運動量）を下げることにより推力を生じさせるため、発
射体の特定の推進Ｉ_spにとって重要である。典型的には
内部および外部ノズルから構成され、その目的は、摩擦
損と化学的な再結合損と流れダイバージェンス（角張っ
た形）損との組合せを最小限にする形を用いて、高圧の
流れを可能な限り最低の圧力に膨張することである。

【００１１】インレット捕捉領域に対するノズル膨張領
域の比と、非流れ経路の抗力に対するインレットの質量
流量の比とは、非流れ経路抗力を超える流れ経路推力を
生じゆえに加速を生ずるシステムを設計することにおい
て、重要な価値のある数字である。高い効率を求める幾
何学的詳細と乗物の抗力を伴う高いＩ_sp性能とのバラン
スをとることは、ラムジェットおよびスクラムジェット
乗物設計において固有の伝統的な難題である。

【００１２】砲発射の発射体の射程および速度性能を改
善するための方法は、これらの装置の初期の開発より研
究されてきた。砲発射体速度は究極的には、燃焼される
推進剤ガス中の音速によって制限される。ゆえに、発射
体が砲身を出た後に発射体を加速するための方法もさら
に研究されてきた。

【００１３】開発が成功し今日広く用いられている１つ
のアプローチは、ロケット補助による発射体のアプロー
チである。固体または液体推進剤を含むロケットモータ
は、発射体のベースに組込まれ、砲身を出た後点火され
る。これらのロケット補助による発射体の射程および加
速ポテンシャルは、収容され得る燃料が少量であること
と、ロケットモータによって生じ得るＩ_spが空気吸込の
ラムジェットまたはスクラムジェット推進サイクルと比
べて比較的小さいこととによって、かなり制限される。

【００１４】航空機のための超音速空気吸込推進システ
ムにおける研究は、１９４０年代からずっと進行してき
ている。１９５０年代終りに経験的な知識が増大するに
つれ、研究者たちはスクラムジェットエンジンを用いた
極超音速航空機およびミサイルのための推進を研究し
た。スクラムジェット推進への研究は１９７０年代はナ
サ・ラングリー・リサーチ・センター（NASA Langley R
esearch center）で続けられ、１９８０年代および１９
９０年代においてはナショナル・エアロスペース・プレ
イン・プログラム（National Aerospace Plane progra
m）の賛助の下で大きく発展した。残念なことに、スク
ラムジェットエンジンはこれまで風洞の外では実施説明
されていない。ここでも、これらの研究活動はもっぱら
航空機およびミサイルへの適用に集中した。

【００１５】ダガー（Dugger）らへの米国特許第４，２
９１，５３３号は、ロケット発進のスクラムジェット動
力ミサイルについて記載している。重力（ｇ）の加速の
何万倍も大きい典型的な砲発射の発射体加速は、典型的
な高性能ロケットブースタの約１００ｇの加速をはるか
に超え、その結果、記載されるミサイルデザインまたは
任意の他のミサイルを、ラムジェットまたはスクラムジ
ェットエンジンを起爆するのに必要な速度への砲発射に
直接適合させることはできないだろう。

【００１６】砲発射の発射体へのラムジェット推進の適
用は、オルソン（Olson ）らによって米国特許第５，０
６７，４０６号に、およびフラトー（Flatau）によって
米国特許第４，５３９，９１１号に記載されている。こ
れらの特許は、固体推進剤を用いる管状発射体を考慮し
た。これらの概念は、砲口速度を超えて加速することに
対立するものとしての発射体の減速を低減するために、
空力抵抗を本質的に釣り合せる推力を発生させることに
焦点を当てた。これらの発射体の軽量構成はさらに、発
射体が耐え得る砲発射加速荷重をひどく制限し、かつ砲
口発射速度を制限する。発射体の中央を通る流れ経路は
さらに、収容可能な燃料を制限し、ゆえに、推力が空力
抵抗を超える場合に達成され得る発射体の射程または速
度の増加を制限する。これらの概念では、推進流れ経路
の干渉のため、有意な容量または大きさのペイロードを
運ぶことはできない。

【００１７】ボットウィン（Botwin）らは米国特許第
４，４２８，２９３号で、既に参照したオルソンらおよ
びフラトーへの特許のペイロードおよび燃料容量の問題
を論じている。しかしながらボットウィンは、ラムジェ
ット動力発射体は、それが予め定められた真空の弾道を
たどるのに推力の抗力に対する釣り合いを維持するよう
設計されている、と特定的に開示している。

【００１８】閉じたテストチャンバにおけるスクラムジ
ェット推進テストおよび実験のために軽量ガス砲から発
射されたスクラムジェットシステムが、１９６８年エイ
チ・エイチ・キング（H. H. King）およびオー・ピィ・
プラチャー（O. P. Prachar）によってエア・フォース
・エアロ・プロパルジョン・ラボラトリー・テクニカル
・レポート（Air Force Aero Propulsion Laboratory T
echnical Report ）ＡＦＡＰＬ−ＴＲ−６８−９に詳細
に記録された。この研究は、砲身からスクラムジェット
形発射体を発射した唯一の既知の試みを示し、環状燃焼
器スクラムジェットモデルの発射および受容可能な自由
飛行に関連する問題を調査するために行なわれた。この
スクラムジェットモデルは、燃料システムを含むには小
さすぎ、ゆえに、構造上の保全性および空力学的安定性
を証明するために、燃料供給のない発射に制限された。
燃料システムは、スクラムジェットにおいてではなく、
単純な円錐においてのみ別途試験された。

【００１９】このモデルの設計は、正のインレット開始
特性のための単一の内部絞り比（つまり、通風帽前縁で
のインレット領域の、通風帽前縁の下流の最小流れ領域
に対する比）を含んだが、抗力に対する気流捕捉領域の
比が非常に小さく、正味推力または正の加速はたとえそ
のモデルが燃料供給されたとしても生じ得ないという結
果となった。

【００２０】

【発明の目的および概要】ゆえにこの発明の主な目的
は、現在既知である空気吸込式の推進補助による発射体
のすべての欠点および障害を克服する、極超音速で移動
可能な空気吸込式の推進補助による発射体を提供するこ
とである。

【００２１】この発明の別の目的は、超音速発射体速度
での初期ラムジェット燃焼器動作から極超音速でのスク
ラムジェット燃焼器動作への加速が可能な、新規な空気
吸込式の推進補助による発射体を提供する。

【００２２】この発明のさらに別の目的は、高速の超音
速または低速の極超音速での初期のスクラムジェット燃
焼器動作から高速の極超音速でのスクラムジェット燃焼
器動作への加速を可能にする、空気吸込式の推進補助に
よる発射体を提供する。

【００２３】この発明のさらに別の目的は、液体または
ガス燃料のいずれをも使用することのできる、空気吸込
式の推進補助による発射体を提供することである。

【００２４】この発明のさらに別の目的は、一体的なラ
ムジェットまたはスクラムジェットインレットと、燃焼
器と、ノズルと、燃料貯蔵タンクと、ペイロード収容中
空とを組込む、構造的に効率の良い設計を提供し、ここ
でこの設計は、砲発射の大きい加速荷重に耐え得るもの
である。

【００２５】この発明のさらに別の目的は、速い終速度
で低い飛行経路角弾道において長い射程を飛行できる、
または非軌道上および軌道上のペイロードを運ぶために
高い飛行経路角弾道を飛行することのできる、空気吸込
式の推進補助による発射体を提供する。

【００２６】これらのおよび他の目的は、空気圧縮表面
を有する前部胴体と、胴体の中間領域に配置され、かつ
胴体中間領域の周を包囲して配置される通風帽を含む、
エンジンアセンブリと、エンジンアセンブリの後方に配
置されるノズル部分とを含む、この発明の発射体アセン
ブリによって達成される。発射体アセンブリは、ノズル
部分の後方部分を取囲む装弾筒またはコンテナのような
シェルをさらに含み、発射体が発射されるまで位置する
砲によって発生される爆発性ガスから、発射体のその領
域を保護する。

【００２７】通風帽前縁部は、発射体胴体の圧縮表面に
よって圧縮されてそこを出た空気を捕捉するために、発
射体の外部表面と協働するよう構成される。通風帽と胴
体との接続面は、それらの間に、空気のさらなる圧縮
と、燃料の導入と、燃焼される空気と燃料との混合物の
膨張とを引起こすのどを定義するよう構成される。通風
帽の後端部は、出てきた燃焼空気と燃料との混合物を発
射体のノズル部分上に向けるよう構成される。

【００２８】図面の様々な図における同様の要素または
部分は、同じまたは同様の参照番号でもって示される。

【００２９】

【好ましい実施例の詳細な説明】図１および図５は、発
射体アセンブリ２０と装弾筒アセンブリ３０（図５に図
示）とを含む、この発明に従うスクラムジェット発射体
１０を示す。

【００３０】アセンブリ２０の発射体は、圧縮表面を表
わす前部胴体１０４と、エンジンアセンブリ（図２に示
される発射体の実施例を参照する際に詳細に論ずる）を
封じ込める通風帽１０６と、膨張表面を表わすスクラム
ジェットノズル１０７と、空力安定フィン１０８とを有
する。前部胴体１０４は、発射体がその弾道を移動する
際に流体（つまり空気）を圧縮するよう構成される外部
表面を有さなければならない。通風帽１０６は、小さい
抗力係数と低い空力加熱とを与えるために好ましくは切
欠きを付けられる前縁１０５を含む。フィン１０８の使
用は、それが発射体を安定させる傾向がある限りにおい
て望ましい。

【００３１】装弾筒アセンブリ３０は、中空シェルを形
成するよう互いに取付け可能である複数の環状部１０９
を含む。シェルの下流側または後縁は、端部部分（図示
されないが、参照番号１２０で示される）によって閉じ
られており、すべてのシェル構成要素および端部部分は
合せて組立てられるとコンテナを形成する。装弾筒アセ
ンブリは、発射体の後縁またはノズル端部をぴったりと
適合する状態で受け（図２（ａ）の２１４、２２１参
照）、砲が発射される際に砲の爆発性ガスからノズル端
部を保護する。発射体アセンブリおよび装弾筒アセンブ
リが砲身１１０から現われると、装弾筒アセンブリの部
分１０９は、分離線１３０（図１および図５参照）に沿
って互いから、および発射体ノズルの後端から分離す
る。この態様で、エンジンアセンブリの動作は開始され
得て、次いで発射体アセンブリはその弾道において前方
へ加速し得る。

【００３２】次に図２（ａ）、図２（ｂ）および図２
（ｃ）を参照すると、発射体の先端２０３から後方に向
かって通風帽２０２の前縁付近にまで延びる外部圧縮表
面Ｃと、通風棒の後縁付近から後方へ向かって延びる外
部膨張表面またはノズル２２１とを有する前部胴体２０
４を含む、図１に示される発射体アセンブリの好ましい
実施例２００が示される。発射体は、燃料システムのた
めの内部容量とペイロードベイ２１５とをさらに含む。
通風帽２０２は、インレット領域２０５とアイソレータ
領域２０６と燃焼器領域２０８と内部ノズル２０９とに
よって定義されるエンジン内部流れ経路を作り出すよう
な態様で胴体２０４を囲む。通風帽２０２は、発射体胴
体の周において間隔をとって設けられるスプリッタ２１
６によって支持される。構造上の重要な特徴ではない
が、通風帽の前縁（図１の１０５参照）は、より小さい
抗力、空力加熱、およびインレット開始特性を求めて軸
方向に対し掃引を与えるために、各内部流れ経路に対し
て切欠きを付けられる。スプリッタは、燃焼器領域２０
８に位置する燃料噴射器２０７によって個々に燃料供給
される隣接する内部流れ経路を分離するよう働く。これ
らの図には示されないが、燃料噴射器はさらにスプリッ
タに位置されてもよい。

【００３３】胴体内に含まれる燃料タンク２１０は、燃
料供給制御バルブ２１８と、燃料ライン２１１および２
１３と、分配および圧力調整マニホールド２１２とを介
して、燃料噴射器に接続される。燃料制御バルブ２１８
は、タンクに燃料を積み、かつ砲身を出る前に燃料が燃
料噴射器に到達するのを防ぐための機構を提供する。燃
料ライン２１１は、燃焼器領域２０８の壁部を冷却し、
かつ燃料が噴射器２０７に到達する前に燃料を加熱する
ために、壁部に非常に近く経路付けられる。液体燃料の
場合、一旦発射体が砲身を通る抜けると、タンク２１０
はピストンまたは仕切板２２０に力を伝える加圧システ
ム２１９によって加圧されなければならない。燃料ライ
ン２１１および２１３とマニホールド２１２と燃料噴射
器のオリフィスの大きさとに結合されるシステムの加圧
プロファイルは、発射体飛行時間の機能として、噴射さ
れる燃料の質量流量を調整するのに用いられてもよい。
ガス燃料の場合は、燃料タンクは燃料制御バルブ２１８
を介して加圧されてもよい。燃料ライン２１１、２１３
とマニホールド２１２と燃料噴射器２１７のオリフィス
の大きさとは、ここでも、発射体飛行時間の機能とし
て、噴射されるガス燃料の質量流量を調整するのに用い
られてもよい。

【００３４】発射後のスクラムシェル発射体２００の安
定性は、選択されるスプリッタと一体となった複数の安
定化フィン２１７によって与えられる。図示されない
が、これらのフィンのスパンおよびしたがってそれらの
領域は、フィン内に位置しかつ発射体が砲身１１０を通
り抜けた後展開する装置を用いて、砲身の直径を超えて
増大してもよい。砲身内の発射体の安定は、始めに発射
体を推進する高圧の砲爆発から発射体の後端を保護し、
その爆発の力を高強度発射体ベース２１４に伝達するた
めの機構を提供する、装弾筒アセンブリ３０によって与
えられる。一旦装弾筒アセンブリが砲身の端部を通り抜
けると、装弾筒部分にかかる空気力学的荷重によって、
装弾筒「コンテナ」の部分は互いからおよび発射体その
ものから分離される。もちろん、ばねのような、装弾筒
「コンテナ」内の解放機構が、その部分をさらに分離さ
せてもよく、「コンテナ」にそれ自体を発射体の後端か
ら分離させてもよいことが理解される。

【００３５】発射体アセンブリは超音速でまたは極超音
速に近い速度で砲身の端部を通り抜ける。このとき、装
弾筒「コンテナ」は発射体から分離し、その分離とほと
んど同時に、燃料が燃焼器領域２０８に噴射され、そこ
で燃料は点火される。この時点で、通風帽前縁と発射体
胴体との間に定義されるインレットによって十分な空気
が捕捉される限りおいて、発射体は超音速または極超音
速に近い発射速度からより高速に加速する。ラムジェッ
トまたはスクラムジェットサイクルで燃料を加え、ノズ
ルを介して燃焼生成物を膨張させることによって、生じ
る推力は発射体の抗力を超えるのに十分なものとなる。

【００３６】ラムジェットサイクルのための特定の推進
は、マッハ数２と５との間では高く、マッハ数が増加す
るにつれ減少する。約マッハ６でスクラムジェット推進
に遷移すると、特定の推進は減少し続けるが、ラムジェ
ットサイクルと比較するとその割合は小さい。マッハ数
の傾向とともに減少する特定の推進を補償するために
は、インレットで捕捉される空気がマッハ数の増加とと
もに増大して、推力の所望される高いレベルを保持しな
ければならない。

【００３７】図３および図４は、増大する空気の捕捉を
与えるために、流れの構造が超音速発射マッハ数とより
高速の極超音速マッハ数との間でどのように変化するか
を概略的に示す。発射マッハ数では、頭部衝撃３０３の
角度は発射体の長手軸に対して急である。この結果、内
部流れ経路を通過する流体の流れの外部境界を表わす流
線３０５は、胴体に比較的近くなる。図示される線対称
実施例では、この流線は、対称軸について回転させられ
た場合、発射体インレットに衝突する空気塊が通過する
円形の「捕捉」領域（３０６で示す）を定義する。流線
の外側の空気は、通風帽３０２の外側に押され、発射体
のための推力の発達には寄与しない。発射体の速度が極
超音速マッハ数へと増加するにつれ、発射体の長手軸に
対する頭部衝撃３０３の角度は４０３で示されるように
小さくなる。流線３０５は、４０５で示されるように胴
体からさらに離れ、したがって、インレット４０６で捕
捉される空気を増大させ、より大きなマッハ数で増大す
る抗力を完全にではなかったしても部分的に相殺する。

【００３８】マッハ数が増大しても、ノズル膨張領域３
０９および４０９は、それが流れ経路ベースの突出した
領域の機能のみである限りにおいて、一定である。この
結果、超音速でのインレット捕捉領域３０６に対するノ
ズル膨張領域３０９の比は、４０９および４０６で示さ
れるように、マッハ数の増加とともに減少する。超音速
マッハ数では、捕捉領域に対する膨張の比率は大きく、
高い推進効率と、抗力に対する大きい推力の比率と、よ
り速い速度に速やかに到達する大きな発射体加速とを維
持する。極超音速では、この発明の発射体はより小さい
ながらも適当な捕捉領域に対する膨張の比率を示すの
で、十分な推進性能が得られる。

【００３９】空気吸込式の推進補助による発射体は、従
来の動力を与えられない弾道発射体では達成不可能な長
距離にわたる低い飛行経路角弾道を飛行することができ
る。これは、超音速発射後に発射体が、推力が抗力と等
しくなる設計超音速または極超音速マッハ数に加速し、
かつ飛行距離のための空気吸込推力を与えるのに十分な
燃料を含むように、発射体の寸法をとることによって実
行可能である。

【００４０】この発明の空気吸込式発射体は、従来の動
力を与えられない弾道発射体では達成不可能な高度に達
する、高い飛行経路角または傾斜の付いた弾道を飛行す
ることができる。推進する発射体でもって、大気中の高
密度なより低い部分で加速することによって、惰性で進
んで減速する、動力を与えられない発射体に比べてより
速い速度およびしたがってより高い高度に達することが
可能である。砲口速度が等しい場合、従来の動力を与え
られない発射体を用いて得られ得るよりも大きなペイロ
ードマスを、この発明の空気吸込式の推進補助による発
射体を用いて所与の高度にまで運ぶことができる。

【００４１】明らかに、この発明の多くの修正および変
形が上述の教示に照らし合せて可能である。ゆえに、前
掲の特許請求の範囲内で、この発明は特定的に記載され
る以外の形で実施されてもよいことが理解される。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明に従うスクラムジェット発射体アセン
ブリの主な構成要素を示す図である。

【図２】この発明に従うスクラムジェット発射体の好ま
しい実施例を示す図であり、（ａ）は側面図を示し、
（ｂ）は発射体の先端２０３の直前の位置でとった、
（ａ）に示される発射体の軸線方向から見た図を示し、
（ｃ）は発射体のベース２１４の直後の位置でとった、
（ａ）に示される発射体の軸線方向から見た図を示す。

【図３】超音速飛行速度での、発射体を流れ過ぎる流体
とインレット捕捉領域との間の関係を示す発射体の側面
断面図である。

【図４】極超音速飛行速度での、発射体を流れ過ぎる流
体とインレット捕捉領域との間の関係を示す発射体の側
面断面図である。

【図５】発射体の後縁と関係する、図１に示される装弾
筒アセンブリ３０の断面図である。

【符号の説明】

１０ スクラムジェット発射体 ２０ 発射体アセンブリ ３０ 装弾筒アセンブリ １０４ 前部胴体 １０５ 前縁 １０６ 通風帽 １０７ スクラムジェットノズル １０８ 空力安定フィン １０９ 環状部 １１０ 砲身 １２０ 端部部分

フロントページの続き (72)発明者 ケビン・ジー・ボゥカット アメリカ合衆国、92714 カリフォルニア 州、アーバイン、フェアサイド・ドライ ブ、16 (72)発明者 リチャード・ティー・サービシ アメリカ合衆国、92720 カリフォルニア 州、アーバイン、シェイドウェル、10

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 砲から発射されるよう適合され、マッハ
   １より大きい速度で移動可能な、空気吸込式の推進補助
   による発射体であって、 前記発射体が極超音速に加速するよう抗力よりも大きな
   推力を発生するための固定された幾何学的流れ経路を有
   するエンジンを含む、空気吸込式の推進補助による発射
   体。
2. 【請求項２】 前記エンジンは、 前記発射体を流れすぎる周囲空気を圧縮し、前記圧縮さ
   れた空気を通路を通して導き、前記導かれた空気を燃焼
   させ、前記燃焼された空気を動作の第１のラムジェット
   モードで膨張させるための、第１のエンジン手段と、 周囲空気を圧縮し、前記圧縮された空気を前記通路を通
   して導き、前記導かれた空気を燃焼させ、前記燃焼され
   た空気を動作の第２のスクラムジェットモードで膨張さ
   せる、第２のエンジン手段と、 動作の前記モードを前記エンジンの動作サイクル中に動
   作の前記第１のラムジェットモードから動作の前記第２
   のスクラムジェットモードに遷移させるための手段とを
   含む、請求項１に記載の発射体。
3. 【請求項３】 前記エンジン流れ経路は、１より大きい
   絞り比を有するインレットとアイソーレータと燃焼器と
   内部ノズルとをさらに含み、前記流れ経路は、ラムジェ
   ットモード、スクラムジェットモード、またはラムジェ
   ットモードとスクラムジェットモードとの組合せで、発
   射体の動作を可能にする、請求項１に記載の発射体。
4. 【請求項４】 前記エンジンは燃料噴射手段をさらに含
   み、発射体のオペレーティングモードは、周囲流体中の
   発射体の速度と、燃料噴射手段によって流れ経路に導入
   される燃料の位置とに依存する、請求項３に記載の発射
   体。
5. 【請求項５】 前記胴体は、周囲空気を圧縮するための
   手段と、前記圧縮手段の下流で胴体を包囲する通風帽
   と、前記通風帽の後端にある、前記内部ノズル内の流体
   膨張手段と、前記通風帽の後部にある流体膨張手段とを
   さらに含む、請求項３に記載の発射体。