(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気-燃料燃焼室（４２）および該燃焼室（４２）から上流側の空気流中に配置された複数のロケットエンジン（１１）を備えたラムジェット（４０）を有し、推進剤成分の混合物が供給されるロケットエンジンは管状ボディ（１２）を有し、該管状ボディ（１２）の内部には同心状の壁（２７）が設けられ、該壁（２７）は、前記ボディの大部分の長さに亘って延びている環状の燃料噴射ゾーン（２９）を形成するスクリーンを形成し、ロケットエンジンは更に、前記スクリーンの前端部の近傍でスクリーンの内部に軸線方向に開口する酸化剤インジェクタ（２１）を有しており、前記ロケットエンジン（１１）はパイロンとして互いに並べて配置され、パイロンは、前記空気流中で互いに間隔を隔てており、パイロン（３９）として互いに並べて配置された前記ロケットエンジン（１１）は、共通のノーズ（１５）を有していることを特徴とする超音速ジェット。
【請求項２】
前記ロケットエンジンの前記スクリーンは、小孔が設けられた円筒状の壁からなることを特徴とする請求項１記載の超音速ジェット。
【請求項３】
前記ロケットエンジンの前記スクリーンは、多孔質壁からなることを特徴とする請求項１または２記載の超音速ジェット。
【請求項４】
前記ロケットエンジンの下流側端部には、スロート（１９）を備えたエキゾーストノズル（１７）が設けられていることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１項記載の超音速ジェット。
【請求項５】
前記ロケットエンジンのスロート（１９）の上流側で該スロート（１９）の直ぐ近くには、スロートの壁を保護する膜を形成すべく、付加燃料噴射手段（３５）が配置されていることを特徴とする請求項４記載の超音速ジェット。
【請求項６】
前記ロケットエンジンのスロート（１９）の周囲の利用できるスペースには、燃料噴射および流れチャネル（３７）が設けられていることを特徴とする請求項４または５記載の超音速ジェット。
【請求項７】
前記燃料は水素リッチガスであり、前記酸化剤は酸素であることを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１項記載の超音速ジェット。
【請求項８】
前記ロケットエンジン（１１）は、パイロンとして互いに並べて配置され、各パイロンは、空気流を通って横方向に延びており、パイロン（３９）として互いに並べて配置された前記ロケットエンジン（１１）は、共通のノーズ（１５）を有していることを特徴とする請求項１ないし７のいずれか１項に記載の超音速ジェット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広くは、極超音速推進、すなわちロケット型推進およびラムジェット型またはスーパーラムジェット型のエアブレシング推進（air-breathing）の両方の使用を可能にする技術に関する。ロケットモードでの推進は、ラムジェットモードでの作動を可能にするには充分な超音速まで車両を加速すべく機能する。より詳しくは、本発明は、非常に長期間使用できる、可能ならば再使用できるラムジェットを得るため、特定のラムジェット形式の複数のロケットエンジンを配置する技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば下記非特許文献１から、複数の小型ロケットエンジンをラムジェットに配置することは知られている。しかしながら、この論文は、小型ロケットエンジンの特定設計に関しては漠然とした記述に留まっている。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００３】
【非特許文献１】定期刊行物として刊行されたW.B.Scottの論文「飛行週間および宇宙技術（Aviation Week and Space Technology）」（１９９９年７月５日）
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
燃焼ガスにより到達される温度は３０００Ｋより高いことを考慮すると、重要な問題は、これらの小型ロケットエンジンの燃焼室およびノズルの壁を冷却することにある。このことは、特に再使用可能な機械を作りたい場合に、このようなシステムの寿命の長さを非常に問題多いものとしている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、使用されるロケットエンジンの形式の特別な選択により、この問題を解決できるようにする。
【０００６】
より詳しくは、本発明は、空気-燃料燃焼室および該燃焼室から上流側の空気流中に配置された複数のロケットエンジンを備えたラムジェットを有し、推進剤成分の混合物が供給されるロケットエンジンは管状ボディを有し、該管状ボディの内部には同心状の壁が設けられ、該壁は、前記ボディの大部分の長さに亘って延びている環状の燃料噴射ゾーンを形成するスクリーンを形成し、ロケットエンジンは更に、前記スクリーンの前端部の近傍でスクリーンの内部に軸線方向に開口する酸化剤インジェクタを有していることを特徴とする超音速ジェットを提供する。
【０００７】
ロケットエンジンの燃焼室は前記スクリーンの内容積により本質的に構成され、この形式の燃料噴射はスクリーンが冷却されることを確保する。
【０００８】
この構造は、燃料またはフュエル−リッチガスの全部を、前記スクリーンの壁を通して横方向に噴射できるようにする。この概念は、「スウェッティング（sweating）」と呼ばれる冷却原理を満足する。この形式の燃料噴射は、保護膜を形成することにより、燃焼室の壁を簡単に冷却することを可能にする。かくして、小径のロケットエンジンを提供できかつこれらを一体にまとめて細いインジェクタパイロンを構成できる。「パイロン（pylon）」は、互いに並べて一体にまとめられかつ単列をなして互いに平行に延びている複数のロケットエンジンにより構成される。このようなパイロンは、ラムジェットの燃焼室から上流側の空気流中に配置されるグリッドを構成するように配置される。このグリッドは、空気流に対して比較的小さい障害を呈する。
【０００９】
かくして、例えば、燃焼室の壁は、横方向に噴射されかつ燃焼室の壁を保護する水素リッチガスの膜を要求に応じて形成することにより冷却される。今まで、この冷却形式は過小評価されてきた。なぜならば、この形式の冷却が、大体において、この形式のロケットエンジンのユニット性能を低下させる効果を有するからである。しかしながら、ラムジェットを設置する状況では、この損失は、ラムジェットを通過しかつ後燃焼と係わる空気と混合する過剰燃料（すなわち、冷却に使用された水素）により下流側で補償される。したがって、本発明は、酸素と水素との混合物が供給される従来のロケットエンジンの性能に少なくとも等しいか、これよりかなり優れた全体的性能を提供する。
【００１０】
本発明および本発明の他の長所は、添付図面を参照して述べる、ロケットエンジンおよびこのような複数のロケットエンジンが設けられた超音速ジェットに関する以下の説明を参照することにより一層良く理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明によるロケットエンジンを示す概略縦断面図である。
【図２】ロケットエンジンのパイロンの前方部分を示す、一部を破断した詳細斜視断面図である。
【図３】本発明による超音速ジェットを示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
特に図１および図２を参照すると、ここには、後述のようにラムジェットに設置するのに適したロケットエンジン１１が示されている。
【００１３】
ロケットエンジン１１は全体として円筒状のボディ１２を有し、該ボディ１２は、前方にテーパしているノーズ１５と、エキゾーストノズル１７とを備えている。該エキゾーストノズル１７は、ガスが噴射される速度を増大させる流れ絞りを形成するスロート１９を有している。酸化剤インジェクタ２１が前方で軸線方向に配置されており、該酸化剤インジェクタ２１は、インジェクタオリフィス２１（前方）とノズル１７（後方）との間で延びている全体として円筒状の燃焼室２３内に開口している。燃焼室２３の壁２７は、ボディ１２の壁と同心状をなしている。両壁の間には、円筒・環状スペース２９が形成されている。
【００１４】
ここに説明する例では、ロケットエンジン１１は、長手方向に並べて配置される複数の同様なロケットエンジンに関連するパイロン３９の一部を形成する。このようなパイロンは、全てのロケットエンジンのテーパ状ノーズ１５を形成するフロントブロック１４と、全てのエキゾーストノズル１７が組込まれたリアブロック１３とを有している。２つのサイドプレート１６がフロントブロック１４とリアブロック１３とを相互連結している。サイドプレート１６は、パイロン３９を完全に流線型にすることを確保しかつ全てのロケットエンジンのボディ１２を保護する。
【００１５】
以下、パイロンの構造をより詳細に説明する。
【００１６】
本発明の重要な特徴によれば、燃焼室の壁２７はスクリーンとして構成され、両壁の間のスペース２９は、ボディ１２の長さの大部分に亘って延びている環状燃料噴射ゾーンを構成している。前方には、燃料インジェクタ３３が配置されており、該燃料インジェクタはスペース２９と連通している。本明細書で使用される用語「スクリーン」は、燃料またはフュエル−リッチガスが、壁の全領域に亘って分散された多数の小孔を通過できるように構成された任意の壁を意味する。このようなスクリーンは、多孔質材料または図示のような小径孔３４が設けられたシリンダにより構成できる。この構成により、スクリュウの内面に沿って全面に形成された燃料の保護膜による「スウェッティング」により壁を冷却し、燃焼室２３の内部に存在する高温にもかかわらず元のままに維持する。
【００１７】
スロート１９の保護が充分に行える膜が得られるように、孔の分布を燃焼室に沿って変えることができる。
【００１８】
燃料またはフュエル−リッチガスを噴射する他のインジェクタ手段３５を設けるのは有利である。これらの手段３５はスロート１９の直前で燃焼室内に開口しており、スロートの壁に沿って流れる保護膜の有効性を強化する。フュエル−リッチガスは燃焼室のフィードと同じ源から供給でき、或いはフュエル−リッチガスは燃料の量を付加することにより冷やすことができる。
【００１９】
また、スロート１９の周囲の利用できるスペース内には、燃料を通しかつ噴射するチャネル３７が形成されている。これらのチャネルの目的およびこれらのチャネルを形成する方法について以下に説明する。
【００２０】
このようなロケットエンジンは、例えば、スクリーンを通過する燃料用の例えば水素リッチガスのような推進剤成分と酸化剤用液体酸素とを反応させることにより作動する。
【００２１】
図２および図３に示すように、このようなロケットエンジンの構造は直径が小さいため、細いパイロン３９が得られ、およびこれによりラムジェット４０の混合／燃焼室４２から上流側のラムジェット４０内部の空気流にとって殆ど障害とならないパイロンのタイトなグリッドが得られる点で有利である。
【００２２】
図３に示すように、上記のような複数のロケットエンジンは、ラムジェット４０の内部に設置される。ラムジェット４０は、空気入口４１と、ラムジェットの燃料を受入れる燃焼室４２と、出口ノズル４３とを有している。ラムジェット内に燃料を噴射するインジェクタ手段は示されていない。空気入口は燃焼室に通じている。ロケットエンジン１１は、燃焼室４２から上流側の空気流中に設置される。ロケットエンジン１１は、ガスの流れ方向に対して平行に配置される。
【００２３】
図示のように、ロケットエンジン１１は、パイロンとして互いに並べて配置され、各パイロン３９は空気流を通って横方向に延びている。テーパ状ノーズ１５は、所与のパイロンの全てのロケットエンジンに共通である。ノーズ１５は、全体として前方を向いた流線型ブレードの形状をなしており、燃料フィードチャネル４５および酸化剤フィードチャネル４７を有している。燃料フィードチャネル４５は全ての環状スペース２９に連通しており、一方、酸化剤フィードチャネルは、それぞれの燃焼室２３の前端部内に軸線方向に開口した平行ダクト４９を介して全ての燃焼室２３に連通している。
【００２４】
かくして、複数のパイロン３９は、空気流に対して比較的障害にならないグリッドを形成するのに充分な距離を隔てて、空気流中で互いに平行に（または環状の空気流が得られるようにリング状に）配置される。
【００２５】
作動に際し、スウェッティングにより冷却される燃料または燃料リッチガスの膜が、ラムジェット内で後燃焼により燃焼される。
【００２６】
同様に、チャネル３７は、燃料を、ラムジェットの燃焼室４２に供給する。チャネル３７はロケットエンジンが作動中は使用されないが、超音速作動段階中は作動される。パイロン間の間隔が小さいため、燃焼効率が改善される。
【符号の説明】
【００２７】
１１  ロケットエンジン
１２  ボディ
１９  スロート
２１  酸化物インジェクタ
２３  燃焼室
２９  環状スペース
３７  チャネル
３９  パイロン
４０  ラムジェット
４２  燃焼室
【図１】
0005593313.tif 000002
【図２】
0005593313.tif 000003
【図３】
0005593313.tif 000004