JPH1061496A - 燃料噴射スタブ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 大マッハ数で動作すべきラムジェットのた
め、精密に製造するには長時間を要するセラミック以外
の材料を使用して燃料噴射スタブを提供する。 【解決手段】 燃料噴射スタブ（６）の先端部は、少な
くとも近似的に二面体の形状を有する熱伝導性の薄壁
（１１）により形成される。この二面体の角度は１５゜
以下であり、先端部の前縁（１１Ａ）の半径は２ｍｍ以
下である。燃料噴射スタブは、封止室（１８）の中に冷
却剤を噴射するためのチャンネル（２３，２７）を含
む。これらの噴射チャンネルは、薄壁（１１）の凹面に
衝突する加圧された冷却剤のジェット流を生じさせる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、例えば約１２〜１
５の高マッハ数で動作するラムジェットの燃料噴射装置
に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】ラムジェットは、例えば２から１５まで
の広いマッハ数範囲にわたる動作を可能とするものであ
ると共に、燃料消費率が低いので、極超音速の航空機
（ミサイル、飛行機等）を推進するために特に有利であ
ることが知られている。航空機に特有の用途に応じて、
或いはその航空機の飛行中、使用される燃料は、例えば
軽油等の液状炭化水素、又は例えば水素やメタンなどの
ガスである。

【０００３】ラムジェットは、普通はエアダクト又は空
気取入口からなっていて酸化剤流（即ち、空気）を燃焼
室へ導く少なくとも１つの酸化剤入口と、前記燃焼室で
燃やされる酸化剤／燃料・混合物の流れを得るために燃
料を前記酸化剤流に噴射することを可能とする少なくと
も１つの噴射装置とを含むことも知られている。

【０００４】比較的に小さいマッハ数（例えばマッハ２
まで）で動作するように設計されているラムジェットで
は、ラムジェットの内壁の、酸化剤流の外周に配置され
た多数の別個の燃料噴射器で燃料噴射装置を構成するこ
とができる。

【０００５】しかし、大マッハ数での動作については、
ラムジェット内での燃焼が超音速又は極超音速の流れの
中で行われるときには、燃料をラムジェットの内壁から
注入することは最早不可能である。その理由は、この場
合には、噴出した燃料の酸化剤流の中への浸透が浅すぎ
て、前記流れの中で酸化剤と燃料とが良く混合しないた
めに燃焼が不十分或いは不可能でさえあることである。
勿論、酸化剤流の横断方向寸法が大きいほど、この欠点
は益々深刻となる。

【０００６】このような状況を改善するために、列の形
態の燃料噴射装置が既に提供されており、それらの燃料
噴射装置は、その長さ方向に沿って分散され、前記酸化
剤流の中にこの流れを横断する方向に配置された多数の
個々の噴射器を有し、前記列の端部は前記ラムジェット
の向かい合う壁に締結されている。このような燃料噴射
装置は一般に“燃料噴射スタブ（injection stub）”と
呼ばれていて、単独で、或いは壁での燃料噴射と組み合
わされて、使用される。

【０００７】燃料噴射スタブを用いれば、酸化剤流の横
断面全体にわたって満足できる酸化剤／燃料・混合物を
得ることができる。一般に、極超音速ラムジェットに燃
料噴射スタブを設置すれば、 − 極超音速における燃料のジェット流の酸化剤流中へ
の浸透度が低くても、燃料を酸化剤流の全体へ送り込む
こと、 − 酸化剤／燃料・混合物における燃料の割合を高める
こと、 − 酸化剤／燃料・混合物の点火が容易となると共に火
炎を安定させること、 − ラムジェットが消費する燃料の流量を減少させるこ
とにより、酸化剤流を圧縮しやすくする、ことが可能に
なる。

【０００８】このような燃料噴射スタブは、酸化剤流の
作用にさらされ、従って空気力学の見地からは、両端が
ラムジェットの２つの対峙する壁に埋設されている翼と
して各々振る舞う。また、燃料噴射スタブの先端部の、
酸化剤流を受ける側には、ラムジェットの推進作用を制
限して酸化剤流を塞ぐ結果になりかねないような圧力降
下を制限するために小半径の前縁が無ければならない。
酸化剤流は、上流側の酸化剤の速度が充分に大きい場合
に限って燃焼室内で極超音速を維持できる。

【０００９】しかし、極超音速の酸化剤流により生じる
先端部の昇温は、該先端部の前縁の半径の平方根にほぼ
反比例する。従って、前縁の半径の小さな先端部の昇温
は大幅となる。更に、燃料噴射スタブはラムジェットの
内側に配置されるので、該ラムジェットにより推進され
る航空機が飛んでいる空気での放熱によって燃料噴射ス
タブを冷却することは不可能である。従って、そのよう
な先端部は、高度約３０ｋｍをマッハ１２で飛行する航
空機では約５０００ｋもの非常に高い温度にさらされ
る。従って、燃料噴射スタブをセラミック等の材料で作
る必要があり、前記前縁の半径は約３〜５ｍｍとなる。
しかし、セラミック部品を製造する方法の現状を考えれ
ば、セラミック製燃料噴射スタブの精密製造には長い時
間を要すると共に高価であることが容易に想像できる。

【００１０】

【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、これ
らの欠点を克服することである。本発明は、小半径の前
縁を有し、セラミック以外の材料から作ることのでき
る、極超音速ラムジェット用の燃料噴射スタブに関する
ものである。

【００１１】

【課題を解決するための手段】この目的のために、本発
明によれば、酸化剤流が導入される燃焼室を有する、高
マッハ数で動作するように設計されているラムジェット
のために、前記酸化剤流を受けるようになっていて個々
の燃料噴射器の列を形成する先端部を有し、前記燃料噴
射器の列は、前記酸化剤流の中に、この酸化剤流を横断
する方向に設けられて、前記燃料を前記酸化剤流の中に
分配するようになっている燃料噴射スタブにおいて、 − 前記先端部の少なくとも前縁付近の部分は、少なく
とも近似的に二面体の形状を有する熱伝導性の薄壁によ
り形成されており、該二面体の角度は１５゜以下であ
り、前記先端部の前縁の半径は２ｍｍ以下であり、 − 前記スタブは、 ・ 該先端部の前記薄壁の凹所に配設された封止室と、 ・ 前記封止室内に冷却剤を噴射するために、少なくと
も前記前縁の領域において、前記先端部に沿って分布し
て前記薄壁の凹面に衝突する加圧された冷却剤の多数の
ジェット流を生じさせる冷却剤噴射手段と、 ・ 前記ジェット流が前記薄壁の凹面に衝突した後、前
記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段と、を含んで
いることを特徴とする。

【００１２】このように、前記先端部は薄壁であり、そ
の内側の凹面は冷却剤のジェット流の衝突によって効果
的に冷却されるので、先端部は薄くて(二面角は１５
゜)、小さな前縁半径（２ｍｍ以下）を持っているにも
関わらず、先端部の外側の凸面即ちその前縁も薄壁の厚
みを通して熱伝導によって効果的に冷却され、先端部が
さらされる温度は（上記の５０００ｋと比べて）約１０
００℃〜２０００℃程度でしかない。このことは、本発
明に従って冷却される燃料噴射スタブにより実際に得ら
れる温度に耐えることのできる鋼（例えばステンレス
鋼）、合金（例えば銅を主成分とする合金）、或いはそ
の他の随意の材料から本発明の燃料噴射スタブを作るこ
とができることを意味する。

【００１３】このように先端部を効果的に冷却し得るた
めには、 − 該先端部の前記薄壁の厚みは２ｍｍ以下であり、 − 前記薄壁の構成材料が７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導
率を有し、 − 冷却剤は、例えば水素等の、１００Ｋ〜３００Ｋの
温度の低温ガスである、ことが有利であることが分かっ
た。

【００１４】勿論、以上の記述から、前記薄壁の厚み、
熱伝導率及び性質と、冷却剤の温度、圧力、流量及び性
質とは、全て、前記薄壁の温度を調整することを可能と
するパラメータであることが理解されよう。

【００１５】例えば、厚みが１ｍｍで、構成材料が約７
０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を持っており、二面角が１
２゜で、前縁の半径が１．５ｍｍである先端部の壁は、
冷却ガスとして水素が温度１００Ｋ〜３００Ｋ、圧力約
１０〜１５バールで、前縁の長さ１ｃｍあたり約２〜５
ｇ／ｓの流量で使用された場合には、マッハ数１２では
１５００℃に近い温度に上昇する。

【００１６】このような構成では、例えば、下記の事
項、 − 水素を異なる温度で使用する場合には、他の条件が
同じならば、前記流量を変更することによって壁の温度
を維持することができ、 − 薄壁の構成材料が１５００℃より高い温度、例えば
２０００℃に耐えることができるならば、この構成材料
の熱伝導率は７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）より低くても良く、或
いは冷却の強度を弱めても良い、 − 等々、が全く明らかである

【００１７】更に、本発明の燃料噴射スタブは、１０よ
り大きなマッハ数に限定されない。その理由は、航空機
が１０未満のマッハ数で飛行しているときには冷却剤は
エルゴル（ergol)であってもよく、これは、冷却能では
水素より劣るが、問題のマッハ数で先端部を冷却するに
は十分であることである。この場合、残る問題は、航空
機のどの飛行段階でも燃料噴射スタブが適当な冷却剤を
受けるように燃料噴射スタブへの冷却剤供給を設計する
ことだけである。

【００１８】或る有利な実施形態では、冷却剤はラムジ
ェットの燃料からなる。従って、特別の冷却剤タンクを
航空機に搭載する必要はなく、この冷却剤は燃料供給系
から直接取り出される。更に、冷却剤が先端部の内側の
凹面に衝突した後、冷却剤除去手段は該冷却剤を回収
し、それをラムジェットの燃焼室内に再噴射して、ラム
ジェットの推進能力を向上させる。

【００１９】冷却剤の回収は燃料噴射スタブの内側で行
われても外側で行われても良く、回収された冷却剤を直
接に、或いは燃料噴射スタブの個々の燃料噴射器を通し
て燃焼室内に噴射することができる。随意に、その回収
と、燃焼室内への再噴射との間に、例えば空気取入口の
シュラウドなどのラムジェットの要素を冷却するために
前記冷却剤を使用することができる。

【００２０】勿論、冷却剤を良く回収するためには、噴
射される燃料と、膨張して低圧となっている回収される
燃料との圧力差を考慮する必要がある。低圧の回収され
る燃料に高圧の燃料を確実に流入させなければならな
い。随意に、回収された燃料の回路に、圧力を高めるた
めに過給器を設けることができる。

【００２１】冷却剤として使用される燃料の流量は、ラ
ムジェットの燃焼室内に噴射される燃料の総流量の２０
％未満であることが好ましい。

【００２２】本発明の燃料噴射スタブを単一の部材とし
て作ることができる。しかし、前記封止室、個々の燃料
噴射器に供給をするチャンネル、冷却剤噴射手段に供給
をするチャンネル、衝突後の冷却剤を除去するためのチ
ャンネル、等々を作りやすくするために、互いに結合さ
れる少なくとも２つの部材として本発明の燃料噴射スタ
ブを作るのが有利である。

【００２３】更に、前記スタブの（酸化剤流の方向に関
して）下流側の部分がさらされることになる熱応力は、
大きいけれども、前記先端部がさらされる熱応力よりは
小さい。

【００２４】有利な２部材の実施形態では、本発明の燃
料噴射スタブは、 − 該燃料噴射スタブが、 ・ 前記個々の燃料噴射器の列、前記冷却剤噴射手段及
び前記冷却剤除去手段が配設される本体と、 ・ 前記薄壁を構成する薄い面を持った、少なくとも近
似的に二面体の形状を有する先端部材と、を含み、 − 前記先端部材は、前記薄い面により、前記本体に封
止結合され、 − 前記先端部材が前記本体に結合される位置で前記封
止室が前記先端部材の凹所に前記先端部材と前記本体の
間に形成される、ことを特徴とすしている。

【００２５】前記本体と前記先端部材とは、例えば溶接
やろう付け、或いはネジ、接着剤等の構成材料に適した
任意の手段で互いに結合されることができる。

【００２６】好ましくは、少なくとも、前記先端部が置
かれる側に前記本体はくさび形の横断面を有し、その角
度は前記先端部材のそれに等しくて、該先端部材の前記
薄い面が前記くさびの面に押しつけられるようになって
おり、噴射ノズルが配設される少なくとも１つの端部切
断面を形成するために前記くさびの縁がその全長の少な
くとも一部にわたって切り欠かれており、前記噴射ノズ
ルは、前記冷却剤噴射手段の一部分を形成していて、前
記薄壁の凹面に衝突する前記冷却剤のジェット流を生じ
させるようになっている。

【００２７】冷却剤を除去するための前記冷却剤除去手
段は、 − 前記本体の表面に作られていて前記先端部材の１面
により閉じられる少なくとも１つの長手方向溝と、 − 前記封止室を前記長手方向溝と連通させて前記先端
部材により閉じられる横断方向表面溝の列と、を含むこ
とができる。

【００２８】同じく、前記燃料噴射器列及び前記冷却剤
噴射手段は長手方向の給送チャンネルと横断方向の噴射
チャンネルとを含むことができ、該給送チャンネル及び
該噴射チャンネルの全ては前記燃料噴射スタブの前記本
体に作られる。

【００２９】燃料を酸化剤流の中により良好に噴射する
ために、前記燃料噴射器列を燃料噴射スタブの、先端部
とは反対の側に配設するのが有利である。更に、酸化剤
及び燃料／酸化剤・混合物の中への燃料の噴射を更に改
善するために、燃料噴射器列は数組の連続する別々の噴
射器を持つことができ、その一部は燃料を酸化剤流の方
向に噴射させ、他は燃料を前記酸化剤流に斜めに噴射さ
せる。

【００３０】この場合、燃料噴射スタブの本体は、前記
先端部とは反対の側に、長手方向の中央突出リブを有す
ることができ、少なくとも１組の個々の噴射器がこの中
央突出リブに配設されて燃料を酸化剤流の方向に噴射
し、燃料を酸化剤流の中に斜めに噴射する少なくとも２
組の個々の噴射器が中央突出リブの各側に配設される。

【００３１】更に、通常の態様で、燃料噴射スタブの本
体は、その両端に、該燃料噴射スタブをラムジェットの
対峙する壁に固定するように設計されていて前記燃料噴
射スタブに燃料及び冷却剤を供給するようになっている
ヘッドを有することができる。

【００３２】この場合、先端部材がラムジェットの対峙
する壁に固定されることによって定位置に保持されるよ
うに、先端部材が少なくとも部分的にヘッドを覆うと有
利である。このようにすれば、先端部材と本体とが一層
しっかりと互いに締着されることになる。

【００３３】添付図面は、本発明を実現する方法を明ら
かにする。これらの図において、同じ参照符号は同様の
要素を示す。

【００３４】

【発明の実施の形態】図１に示されているラムジェット
１は、例えばほぼマッハ６からマッハ１２〜１５までの
非常に広いマッハ数範囲にわたって飛行しなければなら
ない極超音速航空機（図示せず）を推進するためのもの
である。

【００３５】ラムジェット１は、酸化剤として使用され
る空気流（矢Ｆで象徴的に示されている）のための空気
取入口３を１端に備え、ノズル４を他端に備えているケ
ーシング２を含んでいる。空気取入口３の下流側に、ケ
ーシング２は噴射室５を形成しており、この中に２個の
燃料噴射スタブ６が酸化剤流Ｆを横断する方向に配設さ
れている。燃料噴射スタブ６は、酸化剤流を受ける先端
部７を有すると共に、その端部６Ａ及び６Ｂが噴射室５
の２つの向かい合う壁５Ａ及び５Ｂの内面に固定される
ことにより、ケーシング２にしっかりと締着されてい
る。ケーシング２は、噴射室５とノズル４との間に燃焼
室８を画定しており、その上流側の部分に点火装置（図
示せず）が設けられている。燃料噴射スタブ６の後部
（即ち、燃焼室８に面する部分）には長手方向の噴射列
がある（図１では見えないが、図３、図４及び図６に示
されている）。

【００３６】燃料は燃料噴射スタブ６で酸化剤流Ｆの全
体にわたって分配され、酸化剤／燃料・混合物の流れの
燃焼は燃焼室８で起こり、その後に燃焼ガスはノズル４
を通して排出される。最低飛行マッハ数（マッハ８ま
で）の場合には軽油を燃料として使うことが可能であり
（希望により、ラムジェットの点火とジェット流の整流
とを容易にするために水素散布を行っても良い）、もっ
と大きなマッハ数の場合には水素を燃料として使用する
ことができる。メタン、吸熱性炭化水素及び合成燃料等
の他の燃料をこの種のラムジェットに使用することもで
きる。

【００３７】図１に示されている特定の実施形態では、
ラムジェットのケーシング２は、全体として、長方形又
は正方形の横断面を有するダクトの形をなしており、概
して４つの壁からなっていて、各対毎に向かい合ってい
る（図１ではその壁は透明であると仮定されている）。
このような構成は、決して限定的なものではないことを
理解されたい。

【００３８】上述したように、酸化剤流が極超音速飛行
に対応するときには、燃料噴射スタブ６の先端部７の前
縁は非常に高い熱流束にさらされる。マッハ１２では、
先端部７は約５０００Ｋの温度まで上昇する。

【００３９】図２〜図７は、そのような高い熱応力に耐
えることのできる本発明の燃料噴射スタブ６の実施形態
を示す。

【００４０】これらの図に示されているように、この実
施形態では、燃料噴射スタブ６は、例えば一部材構成の
金属体である本体１０を含んでおり、その中に、後述す
るように、燃料噴射装置、冷却剤噴射手段、及びこの冷
却剤を除去するための冷却剤除去手段が設けられてい
る。更に、この燃料噴射スタブ６は、先端部材１１を含
んでおり、この先端部材は、金属、或いは極希には約７
０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を有する材料からなる部材
であって、二面体の形状を持っており、その角度Ａは１
５゜以下であり、例えば１２゜に等しい。更に、これらの
先端部材１１の面の厚みｅは２ｍｍ以下であって、例え
ば１．５ｍｍに等しく、該先端部材１１の縁部１１Ａの
半径ｒは２ｍｍ以下である。先端部材１１は、燃料噴射
スタブ６の先端部７を形成するべきものであり、その縁
部１１Ａは先端部の前縁である。

【００４１】本体１０は、その全長の大部分にわたっ
て、くさび形横断面を持っており、くさびの角度は先端
部材１１の角度Ａに等しい。

【００４２】図３〜図７に示されているように、例えば
溶接又はネジにより（図示しない態様で）２つの部材１
０及び１１が互いに封止結合されているときには、先端
部材１１の面１２及び１３は、本体１０の面１４及び１
５に当接している。

【００４３】本体１０のくさびの縁部１６は、端部切断
面１７を形成するために本体の中央部分１０Ｍが切り取
られている。従って、部材１０及び１１が互いに結合さ
れると、先端部材１１の凹所に、面１２及び１３の内側
表面と本体１０の端部切断面１７との間に封止室１８が
画定される。

【００４４】噴射室５の２つの向かい合う壁５Ａ及び５
Ｂに固定されるべき燃料噴射スタブ６の端部６Ａ及び６
Ｂは、同燃料噴射スタブの三角形の中央部分１０Ｍの、
縁部１６とは反対の側の、先端部材１１の面１２及び１
３により覆われる広がった部分１０Ａ及び１０Ｂに対応
すると共に、この大きくなった部分１０Ａ及び１０Ｂに
よりそれぞれ支持される平行六面体状の端部ヘッド１９
Ａ及び１９Ｂにも対応する。

【００４５】本体１０の中央部分Ｍは、端部切断面１７
の反対側に長手方向の中央突出リブ２０を有し、このリ
ブはヘッド６Ａ及び６Ｂから突出して該ヘッドに結合さ
れている。

【００４６】本体１０には、長手方向に流路もしくはチ
ャンネル２１、２２及び２３が穿孔されている。

【００４７】長手方向チャンネル２１は、リブ２０に形
成されて本体１０の中央部分１０Ｍに沿って分布してい
る多数の横断方向チャンネル２４と連通している（図３
及び図６を参照）。

【００４８】長手方向チャンネル２２は、中央突出リブ
２０の各側に現れる多数の横断方向チャンネル２５及び
２６と連通している（図３及び図４を参照）。

【００４９】長手方向チャンネル２３は、端部切断面１
７に現れ従って封止室１８に現れる多数の横断方向チャ
ンネル２７と連通している（図３及び図７を参照）。

【００５０】更に、本体１０の中央部分Ｍの壁１４及び
１５は、ヘッド６Ａ及び６Ｂの端部に現れる長手方向チ
ャンネル３０に端部が結合されている長手方向の表面溝
２９に端部切断面１７を結合させる多数の横断方向表面
溝２８を有する。表面溝２８及び２９は先端部材１１に
よって閉じられる（図３及び図５を参照）。

【００５１】燃料がチャンネル２１及び２２に注入され
ると、同燃料は、個々の噴射器としてそれぞれ振る舞う
横断方向チャンネル２４及び２５によって、噴射室５の
中にも燃焼室８の方向に注入されることが容易に分か
る。同じく、冷却剤が長手方向チャンネル２３に注入さ
れると、この冷却剤は横断方向チャンネル２７を介して
封止室１８に注入されることになる。封止室１８に注入
された冷却剤は、横断方向表面溝２８を介して回収され
ると共に該表面溝を介して長手方向の表面溝２９に流入
する。従って、それをチャンネル３０を介して排出する
ことができる。

【００５２】勿論、図３では流路もしくはチャンネル２
１、２２、２３及び３０は両端が開いている状態で図示
されているが、どちらか一方の端部を閉じることも可能
である。

【００５３】本発明の重要な特徴によると、例えば低温
の水素である冷却剤は、チャンネル２７から出た冷却剤
のジェット流が封止室１８を通って、先端部材１１の面
１２及び１３の内側表面に少なくとも縁部１１Ａ付近で
衝突するように、圧力（例えば約１０バール）を持って
いる。勿論、上述したように、大マッハ数での飛行条件
下で先端部材１１の温度を１０００℃と２０００℃との
間に保つために充分な冷却剤流量がなければならない。
冷却剤が水素である場合には、その流量は、縁部１１Ａ
の長さ１ｃｍあたり毎秒数グラムでなければならない。

【００５４】冷却剤は、燃焼室８に供給される燃料であ
ってもよい。その場合、冷却剤噴射手段２３、２７に供
給される冷却剤は、噴射列２１、２２、２４、２５及び
２６に供給を行う回路から取り出される。好ましくは、
冷却剤として使用される燃料の流量は、燃焼室８に注入
される燃料の総流量の２０％未満である。

【００５５】勿論、冷却剤として使用された燃料を、そ
れが先端部材１１に衝突した後に除去するための手段２
８、２９、３０は、前記燃料を回収して、それを燃焼室
８内に再噴射するのが有利である。図８は、そのような
回収の例を図式的に説明するものである。この例では、
封止室１８から回収された燃料は、例えば空気取入口３
のシュラウド３２などの、ラムジェット１の一部分の冷
却を可能とする冷却路３１を通った後に、噴射列２１、
２２、２４、２５及び２６を介して、燃焼室８内に再噴
射される。

【図面の簡単な説明】

【図１】 燃料噴射スタブを備えたラムジェットの実施
形態の極めて模式的な斜視図であり、ラムジェットのケ
ーシングは透明であると仮定されている。

【図２】 本発明の燃料噴射スタブの実施形態の分解斜
視図である。

【図３】 図２の、互いに結合された燃料噴射スタブ
の、中央縦断面図である。

【図４】 図３の切断線ＩＶ−ＩＶに対応する燃料噴射
スタブの横断面図である。

【図５】 図３の切断線Ｖ−Ｖに対応する燃料噴射スタ
ブの横断面図である。

【図６】 図３の切断線ＶＩ−ＶＩに対応する燃料噴射
スタブの横断面図である。

【図７】 図３の切断線ＶＩＩ−ＶＩＩに対応する燃料
噴射スタブの横断面図である。

【図８】 冷却剤の回収及び再噴射の例を模式的に説明
する図である。

【符号の説明】

１…ラムジェット、５Ａ，５Ｂ…ラムジェットの対峙す
る壁体、６…燃料噴射スタブ、６Ａ，６Ｂ…ヘッド、７
…先端部、８…燃焼室、１０…本体、１１…熱伝導性の
薄壁（先端部材）、１１Ａ…先端部の前縁もしくは縁
部、１２，１３…薄壁の面、１４，１５…くさびの面、
１６…くさびの縁、１７…端部切断面、１８…封止室、
２０…中央突出リブ、２１，２２，２３…長手方向の流
路もしくは給送チャンネル（２３は冷却剤噴射手段をも
構成する）、２４，２５，２６，２７…個々の燃料噴射
器もしくは横断方向の流路もしくは噴射チャンネル（２
７は冷却剤噴射手段となる噴射ノズルをも構成する）、
２８，２９…表面溝（冷却剤除去手段）、３０…流路も
しくはチャンネル（冷却剤除去手段）、Ｆ…酸化剤流、
ｒ…前縁の半径。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 エマニュエル・ソニエ フランス国、1800 ブルジュ、アンパス・ アルチュール・ランボー ７

Claims (16)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 高マッハ数で動作するように設計される
   と共に燃焼室（８）を含み、該燃焼室（８）内に酸化剤
   流（Ｆ）が導入されるラムジェット（１）のため、前記
   酸化剤流を受けると共に個々の燃料噴射器（２４，２
   ５，２６）の列を形成する先端部（７）を有し、前記燃
   料噴射器の列が、前記酸化剤流の中に、該酸化剤流を横
   断する方向に設けられて、燃料を前記酸化剤流中に分散
   させている燃料噴射スタブ（６）であって、 − 前記先端部（７）は、その少なくとも前縁付近の部
   分が、少なくとも近似的に二面体の形状を有する熱伝導
   性の薄壁（１１）により形成されており、前記二面体の
   角度（Ａ）は１５゜以下であり、前記先端部の前縁（１
   １Ａ）の半径（ｒ）は２ｍｍ以下であり、 − 前記燃料噴射スタブは、 ・ 前記先端部の前記薄壁（１１）の凹所に配設された
   封止室（１８）と、 ・ 前記封止室（１８）内に冷却剤を噴射するため、少
   なくとも前記前縁（１１Ａ）の領域において、前記先端
   部に沿って分布して前記薄壁の凹面に衝突する加圧され
   た冷却剤の多数のジェット流を生じさせる冷却剤噴射手
   段（２３，２７）と、 ・ 前記ジェット流が前記薄壁（１１）の凹面に衝突し
   た後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段（２
   ８，２９，３０）と、を含んでいる燃料噴射スタブ。
2. 【請求項２】 前記先端部の前記薄壁（１１）の厚み
   （ｅ）は２ｍｍ以下である請求項１記載の燃料噴射スタ
   ブ。
3. 【請求項３】 前記薄壁（１１）の構成材料の熱伝導率
   は約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）である請求項１記載の燃料噴射
   スタブ。
4. 【請求項４】 前記冷却剤は低温ガスである請求項１記
   載の燃料噴射スタブ。
5. 【請求項５】 マッハ１２で飛行しなければならない航
   空機のためのものであり、前記燃料噴射スタブの前記先
   端部は１５００℃に近い温度に耐えなければならない燃
   料噴射スタブであって、 − 前記先端部の前記薄壁（１１）は１２゜の二面角を
   有し、前縁の半径（ｒ）は１．５ｍｍに等しく、 − 前記先端部の前記薄壁は約１ｍｍの厚み（ｅ）を有
   し、その構成材料は約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を
   有し、 − 前記冷却剤は、温度が１００Ｋ〜３００Ｋで圧力が
   約１０〜１５バールの水素であり、 − 前記冷却剤の流量は前記前縁の長さ１ｃｍあたり約
   ２〜５ｇ／ｓである、請求項１記載の燃料噴射スタブ。
6. 【請求項６】 前記冷却剤は燃料からなる請求項１記載
   の燃料噴射スタブ。
7. 【請求項７】 冷却剤として使用される燃料の流量は、
   前記ラムジェットの前記燃焼室（８）内に噴射される燃
   料の総流量の２０％未満である請求項６記載の燃料噴射
   スタブ。
8. 【請求項８】 前記冷却剤除去手段（２８，２９，３
   ０）は、前記先端部の前記薄壁（１１）の凹面に衝突し
   た後の冷却剤を回収し、該冷却剤を前記ラムジェットの
   前記燃焼室（８）内に再噴射するようになっている請求
   項６記載の燃料噴射スタブ。
9. 【請求項９】 請求項１記載の燃料噴射スタブであっ
   て、 ・ 前記個々の燃料噴射器（２４，２５，２６）の列、
   前記冷却剤噴射手段（２３，２７）及び冷却剤を除去す
   るための前記冷却剤除去手段（２８，２９，３０）が配
   設される本体（１０）と、 ・ 前記薄壁を構成する薄い面（１２，１３）を持っ
   た、少なくとも近似的に二面体の形状を有する先端部材
   （１１）と、を有し、 − 前記先端部材（１１）は、前記薄い面により、前記
   本体に封止結合され、 − 前記先端部材（１１）が前記本体（１０）に結合さ
   れる位置で前記封止室が前記先端部材の凹所に前記先端
   部材と前記本体の間に形成される、燃料噴射スタブ。
10. 【請求項１０】 少なくとも、前記先端部が置かれる側
    に前記本体（１０）はくさび形の横断面を有し、その角
    度は前記先端部材（１１）のそれに等しくて、該先端部
    材の前記薄い面（１２，１３）が前記くさびの面（１
    ４，１５）に押しつけられるようになっており、噴射ノ
    ズル（２７）が配設される少なくとも１つの端部切断面
    （１７）を形成するために前記くさびの縁（１６）がそ
    の全長の少なくとも一部にわたって切り欠かれており、
    前記噴射ノズルは、前記冷却剤噴射手段の一部分を形成
    していて、前記薄壁（１１）の凹面に衝突する前記冷却
    剤のジェット流を生じさせるようになっている請求項９
    記載の燃料噴射スタブ。
11. 【請求項１１】 冷却剤を除去するための前記冷却剤除
    去手段は、 − 前記本体（１０）の表面に作られていて前記先端部
    材（１１）の１面により閉じられる少なくとも１つの長
    手方向溝（２９）と、 − 前記封止室（１８）を前記長手方向溝（２９）と連
    通させて前記先端部材により閉じられる横断方向表面溝
    （２８）の列と、を含む請求項９記載の燃料噴射スタ
    ブ。
12. 【請求項１２】 前記燃料噴射器の列及び前記冷却剤噴
    射手段は、長手方向の給送チャンネル（２１，２２，２
    ３）と横断方向の噴射チャンネル（２４〜２７）とを含
    み、該給送チャンネル及び該噴射チャンネルの全てが前
    記本体に形成されている請求項９記載の燃料噴射スタ
    ブ。
13. 【請求項１３】 前記燃料噴射器の列は、前記燃料噴射
    スタブの、前記先端部とは反対の側に設けられている請
    求項１記載の燃料噴射スタブ。
14. 【請求項１４】 前記燃料噴射器の列は、数組の連続す
    る別個の燃料噴射器を含み、該連続する別個の燃料噴射
    器のうちのあるもの（２４）が燃料を前記酸化剤流の方
    向に噴射し、該連続する別個の燃料噴射器のうちの他の
    もの（２５，２６）が燃料を前記酸化剤流内中に斜めに
    噴射する請求項１３記載の燃料噴射スタブ。
15. 【請求項１５】 前記本体（１０）は、前記先端部とは
    反対側に、長手方向の中央突出リブ（２０）を有し、該
    中央突出リブ内に、燃料を酸化剤流の方向に噴射する少
    なくとも１組の別個の燃料噴射器（２４）が配設される
    と共に、該中央突出リブの各側に、燃料を前記酸化剤流
    の中に斜めに噴射する少なくとも２組の別個の燃料噴射
    器（２５，２６）が配設されている請求項９記載の噴射
    スタブ。
16. 【請求項１６】 前記本体（１０）は、その端部に、前
    記ラムジェットの対峙する壁体（５Ａ、５Ｂ）に前記燃
    料噴射スタブを係止すると共に同燃料噴射スタブに燃料
    及び冷却剤とを送給するように設計されたヘッド（６
    Ａ、６Ｂ）を含み、前記先端部材（１１）が前記ヘッド
    の少なくとも一部分を覆うようになっている請求項９記
    載の燃料噴射スタブ。