(57)【要約】      （修正有）【課題】火山性ガス雰囲気に耐えられる飛行機を提供する。【解決手段】レーダで飛行方向の粒子濃度を測定し保炎材注入量を調節する。円筒形の導管１の進行方向前部が吸気口２であって末広ノズル１２が敷設されていて、進行方向後部は排気口７であって先細排気ノズル１７が敷設されている。導管１の中は飛行機本体の中の清浄液体燃料タンク１１からの清浄液体燃料と吸気口２からの空気を混合し混合気とするディフューザ空間３となっている。ディフューザ空間３に点火器５が敷設されている。点火器５の後ろは混合気を燃焼させる燃焼空間４である。燃焼空間４には燃焼を安定的にさせる炎保持器とした。高速ガスを先細排気ノズル１７により排気口７から噴出し推力を得る亜音速機用ラムジェットエンジンを改造する。【選択図】図３
2014169638.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
円筒形の導管（１）の進行方向前部が吸気口（２）であって末広ノズル（１２）が敷設されていて、進行方向後部は排気口（７）であって先細排気ノズル（１７）が敷設されていて、導管（１）の中は飛行機本体の中の清浄液体燃料タンク（１１）からの清浄液体燃料と吸気口（２）からの空気を混合し混合気とするするディフューザ空間（３）、ディフューザ空間（３）の後ろに敷設した点火器（５）、点火器（５）の後ろは前記混合気を燃焼させる燃焼空間（４）、燃焼空間（４）に敷設せる燃焼を安定的にさせる炎保持器（６）とからなり、高速ガスを先細排気ノズル（１７）により排気口（７）から噴出し推力を得る亜音速機用ラムジェットエンジンにおいて、
燃料ポンプ（１０）で清浄液体燃料タンク（１１）からの燃料が通る液体燃料管（１３）は燃焼空間（４）の中を通って吸気口（２）入口に至る内側蒸発管（２３）に接続され、内側蒸発管（２３）は先細の燃料蒸気ノズル（24）に接続され、燃料蒸気ノズル（２４）からディフューザ空間（３）に向かって高速燃料蒸気を噴射し、当該噴射された高速燃料蒸気により火山性ガス含有空気を吸気口（２）から末広ノズル（１２）を介して吸入し当該火山性ガス含有空気を加速し、末広ノズル（１２）の中及びディフューザ空間（３）で火山性ガス含有空気と燃料蒸気とを混合気となし、当該混合気を点火器（５）で点火し、炎保持器（６）及び炎保持材の役割を持つ火山性粒子（３１）により燃焼空間（４）で安定的に燃焼させ燃焼ガスを発生させ、燃焼熱により燃焼ガス及び酸素を除く火山性ガス含有空気を高圧化し、当該高圧燃焼ガス及び酸素を除く高圧火山性ガス含有空気を先細排気ノズル（１７）により排気口（７）から噴出し推力を得ることを特徴とする亜音速機用自発ラムジェットエンジン。
【請求項２】
保炎材注入装置は、保炎材を内蔵した蓄圧タンクである保炎材蓄圧タンク(４１)及び保炎材調節装置及び当該保炎材蓄圧タンク(４１)から燃料ポンプ（１０）よりも下流側の液体燃料管（１３）部に接続される保炎材管(４３)及び当該保炎材管(４３)の途中に敷設せる電動弁（４２）からなり、
保炎材調節装置は飛行方向前方の火山性粒子（３１）濃度を検出する検出器(１０１)及び当該検出器(１０１)からの測定量が常時入力されるコンピュータ(１０２)からなり、
当該コンピュータ(１０２)による演算により、電動弁（４２）の開度を調節することにより液体燃料管（１３）への添加保炎材（３２）の注入量を調節し、
請求項１の亜音速機用自発ラムジェットエンジンにおいて炎保持器（６）は削除し、液体燃料管（１３）に保炎材を注入することにより、火山性ガス含有空気からの火山性粒子（３１）と添加保炎材(32)により、火山性ガス含有空気で液体燃料を燃焼空間（４）で安定的に燃焼させることを特徴とした亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステム。
【請求項３】
請求項2の亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステムにおいて、
導管（１）の燃焼空間（４）の内側に沿って這わせた内側蒸発管（２３）を、導管（１）の燃焼空間（４）の外表面に沿って這わせた外側蒸発管（２４）としたことを特徴とする亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステム。
【請求項４】
請求項２または請求項3の亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステムにおいて、
吸気口（２）に吸気口デラベルノズル(５２)を敷設し、
吸気口（２）に円錐形のスパイク（５１）を敷設し、
排気口（７）に排気口デラベルノズル(５３) を敷設したことを特徴とする超音速機用自発ラムジェットエンジンシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、大規模な火山噴火により、地球規模で長期間に亘って地球大気が火山性ガス雰囲気となっても稼動可能な飛行機エンジンである。
【背景技術】
【０００２】
近年の太平洋横断飛行機は、回転機であるタービンを備えたタービン式ジェット機である。タービン式ジェット機のエンジンは、大気を圧縮吸引する圧縮機と大気で液体化石燃料を燃焼させる燃焼器及び圧縮機に回転力を与えるタービン及び熱膨張した吸引大気と燃焼ガスを噴流させて推進力を得るノズルからなる。
飛行機エンジンには、圧縮機やタービンといった動的機器のないラムジェットエンジンもある。営業運航されてはいないが研究はされている。
図１は亜音速機用ラムジェットエンジンの概観図（非特許文献１）である。
円筒形の導管（１）の進行方向前部が吸気口（２）であって末広ノズル（12）が敷設されていて、進行方向後部は排気口（７）であって先細排気ノズル（１７）が敷設されている。導管（１）の中は清浄液体燃料と空気を混合するディフューザ空間（３）、ディフューザ空間（３）の後ろに敷設した点火器（５）、点火器（５）の後ろは燃料と空気の混合気を燃焼させる燃焼空間（４）、燃焼空間（４）には燃焼を安定的にさせる炎保持器（６）を敷設してある。
清浄液体燃料が飛行機本体の中の清浄液体燃料タンク（１１）から燃料ポンプ（１0）で液体燃料管（１３）を経由して導管（１）の中のディフューザ空間（３）に燃料霧として噴霧される。高速清浄空気は高速で飛行する飛行機の吸気口（２）から入ってくる。ディフューザ空間（３）で燃料霧は気化し空気と混合して混合気体となる。
混合気体は点火器（５）によって点火され、燃焼空間（４）で燃焼する。炎を安定的に保つために炎保持器（６）が燃焼空間（４）に敷設されている。炎保持器（６）は格子状の耐熱物または電気ヒータである。なお、炎保持器（６）を削除して代わりに、清浄液体燃料の中に保炎材を添加しておく場合がある（ただし、燃料ポンプ（１0）故障の原因にはなる）。
高温高圧のガスが排気口（７）の先細排気ノズル（１７）から高速で排出される。
吸気口（２）に末広ノズル（１２）が敷設されていることにより、混合気の動圧を高い静圧に変換する。混合気の圧力が高いと燃焼空間（４）での燃焼が効率よくなり、高温高圧の燃焼ガスが得られる。
但し、エンジンを始動するには、予めかなりの高速度を与えないとエンジンを運転することができない。したがって離着陸のような低速飛行中の運転ができない。始動には少なくともマッハ0.5程度まで加速する必要がある。
吸気口（２）に敷設した末広ノズル（１２）は出口側でノズル径が大きくなり、高速気体の動圧を低下させ、その分静圧を増加させる。 
高圧となった空気はディフューザ空間（３）に入り燃料と混合して燃焼空間（４）で燃焼する。燃焼によって温度が上昇し、燃焼ガスと酸素を除く火山性ガス含有空気（窒素や炭酸ガス）の体積が増大する。燃焼ガスと酸素を除く火山性ガス含有空気は後方に向かって噴出され、推力となる。
【非特許文献１】：日刊工業、1996年、久保田著「ラムジェット工学」
【０００３】
マッハ２以上の超音速飛行機では、吸気口（２）内側に前後に動ける可動式のスパイクと呼ばれる円錐状の物体を敷設する場合がある。スパイクの前後位置を制御することにより、先端部で発生した音速衝撃波を調整する。スパイクは超音速空気流を亜音速まで減速させる役割を持つ。ガス流は排気口へ向かって流れる。進行方向側にはスパイクと高いラム圧が存在するために、燃焼ガスは排気口に向かって噴出し、スパイクはその底部に反動を受け、推力が発生する。
排気口はデラベルノズル（コンバージェントーダイバージェントノズル）といって、収束部に続いて発散部を持ったノズルである。最も狭くなった箇所で音速に達した流体を、出口部では超音速に加速することができる。排気速度は対気速度以上でなければならないので、超音速航空機は、重量およびコストの超過を承知の上で、デラベルノズルを備えるのが普通である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
近年、想定外の規模の地震発生に伴って発生した想定外の規模の津波により、甚大な被害が生じた。津波ばかりに注目するのは危険である。例えば、大規模な火山噴火（米国イエローストーン国立公園、富士山）が突然発生すると、地球規模で長期間に亘って、地球大気が火山性ガス雰囲気となってしまう。
火山性ガス含有空気の中をジェット機が飛ぼうとすると、圧縮機も、タービンも目詰まりを起こしてしまう。火山性ガス含有空気には酸素や窒素や2酸化炭素のような分子状のものだけでなく、酸化珪素の細粒子のような多種類の細粒子（以後、火山性粒子と呼ぶ）が含まれている。
圧縮機及びタービンのない推進器エンジンが必要である。
火山噴火は発生時期が不明で、影響期間も十年程度であろう。
急に火山性ガス雰囲気に耐えられる飛行機を作ろうにも1年は掛かるであろう。ビジネスマン利用程度の旅客便は、火山性ガス雰囲気に耐えられる飛行機にしておかないと、世界貿易に支障を来たす。効率が悪かろうともある程度の基数は維持管理飛翔させておかねばならない。
圧縮機及びタービンのない推進器エンジンとして、前述のラムジェットエンジンが考えられるが、前述した通り、離着陸のような低速飛行中の運転ができない。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
噴火の規模が中程度で火山性ガスの濃度がそれ程高くない時は、火山性ガスの中に含まれている細粒子である火山性粒子（３１）に炎保持材の役割を持たせ、敷設する炎保持器（６）の数を減らすことができる。
円筒形の導管（１）の進行方向前部が吸気口（２）であって末広ノズル（１２）が敷設されていて、進行方向後部は排気口（７）であって先細排気ノズル（１７）が敷設されている。導管（１）の中は飛行機本体の中の清浄液体燃料タンク（１１）からの清浄液体燃料と吸気口（２）からの空気を混合し混合気とするディフューザ空間（３）となっている。ディフューザ空間（３）に点火器（５）が敷設されている。点火器（５）の後ろは混合気を燃焼させる燃焼空間（４）である。燃焼空間（４）には燃焼を安定的にさせる炎保持器（６）とした。高速ガスを先細排気ノズル（１７）により排気口（７）から噴出し推力を得る亜音速機用ラムジェットエンジンを改造する。
燃料ポンプ（１０）で清浄液体燃料タンク（１１）からの液体燃料が通る液体燃料管（１３）は、燃焼空間（４）の中を通って吸気口（２）入口に至る内側蒸発管（２３）に接続されている。内側蒸発管（２３）は先細の燃料蒸気ノズル（24）に接続されている。
燃焼空間（４）の熱により蒸気となった燃料は燃料蒸気ノズル（２４）からディフューザ空間（３）に向かって高速燃料蒸気として噴射される。当該噴射された高速燃料蒸気は火山性ガス含有空気を吸気口（２）から末広ノズル（１２）を介して吸引し火山性ガス含有空気を加速する。末広ノズル（１２）の中で火山性ガス含有空気と燃料蒸気は混合し混合気となる。ディフューザ空間（３）で混合気は十分混合される。当該混合気を点火器（５）で点火する。
炎保持器（６）及び炎保持材の役割を持つ火山性ガス含有空気の中の火山性粒子（３１）により燃焼空間（４）で安定的に燃焼され燃焼ガスが発生する。燃焼熱により燃焼ガスは体積膨張し高圧燃焼ガスとなり、吸引された酸素を除く火山性ガス含有空気は体積膨張し酸素を除く高圧火山性ガス含有空気となる。当該高圧燃焼ガスと酸素を除く高圧火山性ガス含有空気を先細排気ノズル（１７）により高速に変換し、排気口（７）から噴出し推力を得ることを特徴とする亜音速機用自発ラムジェットエンジンである。
当該エンジンを搭載した飛行機が離陸する時は、燃料蒸気ノズル（24）からの高速燃料蒸気により吸気口（２）から速度ゼロの火山性ガス含有空気を吸引し火山性ガス含有空気を加速する。末広ノズル（１２）の中で燃料蒸気速度は遅くなるが混合気の動圧は静圧に変換される。高圧になった混合気は燃焼空間（４）で効率よく燃焼される。飛行機速度が速くなれば混合気の動圧が高くなり静圧も更に高くなる。
内側蒸発管（２３）が燃焼空間（４）を通ることにより熱により液体燃料は蒸気となり、質量保存則から燃料蒸気の速度は増加する。燃料蒸気ノズル（２４）からの燃料蒸気の速度は著しく増加する。その結果、火山性ガス含有空気を強力に吸入する。
燃料蒸気ノズル（２４）出口部での静圧は燃料蒸気が高速で流れることにより、霧吹き器やベンゼンバーナに見るように外気の低速部に比べて低くなる。高速燃料蒸気は火山性ガス含有空気を強力に吸引する。
ブンゼンバーナでは、高速気体燃料が流れる管の途中に開けられた穴から低速空気を継続的に取り込む。気体燃料と空気の混合ガスとなって管の中を上昇する。混合ガスは筒の上端で燃焼する。いったん点火されれば燃え続ける。ただし、混合ガスの速度が高速過ぎると炎の吹き消えが生じ、燃焼しなくなることがある。火山性粒子（３１）を含む火山性ガス含有空気なら吹き消えの恐れは少ない。
【０００６】
噴火の規模が大程度で火山性ガスの濃度が高い時は、火山性ガスの中に含まれている細粒子である火山性粒子（３１）を炎保持材の役割を持たせられる。炎保持器（６）を敷設する必要が無い。
火山性含有空気には、硫黄化合物等の腐食性の強い粒子や溶融物質が固化した細粒子がある。それらの粒子が炎保持器（６）に衝突すると腐食や破損の恐れがある。炎保持器（６）は削除したいが炎の安定的維持が問題である。炎保持器（６）は削除する。火山性ガスの濃度は場所により違うから、火山性ガスの濃度を測定して保炎材の注入量を調節する。
前記亜音速機用自発ラムジェットエンジンを改造する。
保炎材注入装置は保炎材を内蔵した蓄圧タンクである保炎材蓄圧タンク(４１)及び保炎材調節装置及び当該保炎材蓄圧タンク(４１)から燃料ポンプ（１０）よりも下流側の液体燃料管（１３）部に接続される保炎材管(４３)及び当該保炎材管(４３)の途中に敷設せる電動弁（４２）からなる。
保炎材調節装置は飛行方向前方の火山性粒子（３１）濃度を検出する検出器(１０１)及び当該検出器(１０１)からの測定量が常時入力されるコンピュータ(１０２)からなる。当該コンピュータ(１０２)による演算により、電動弁（４２）の開度を調節することにより液体燃料管（１３）への添加保炎材（３２）の注入量を調節する。
前記亜音速機用自発ラムジェットエンジンにおいて炎保持器（６）は削除する。その代わり、液体燃料管（１３）に保炎材を注入することにより、火山性ガス含有空気からの火山性粒子（３１）と添加保炎材(32)で液体燃料を燃焼空間（４）で安定的に燃焼させることを特徴とした亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステムである。
添加保炎材(32)としてはマグナリウム（MgAl）がよいとされている。マグネシウム(Mg)やアルミニウム(Al)を単体で使用すると大きな塊になってしまうため、質量の割には表面積が小さくなり保炎機能が不十分である。
粉末消火器のようにして保炎材管(４３)から液体燃料管（１３）の中に粉末を注入する。その他、添加保炎材(32)としては乳化材と混ぜて液状にすれば注入し易い。
空気の中に含有される火山性粒子（３１）量は場所によって違う。そこで、保炎材の添加量を電動弁（４２）で調節する。飛行方向前方の火山性ガス量はレーダや赤外線で測定できる。
例えば検出器(１０１)として気象レーダがある。気象レーダは、アンテナから電磁波を放射し、反射して返ってくる電磁波を分析することで、火山性粒子の位置と密度を測定する。粒子検出については、エアロゾルライダー（レーダに加えてレーザーも取り入れた）が有効である。
また、検出器(１０１)としてはFT-IR分光測定器がある。FT-IR分光法（Fourier Transform Infrared Spectroscopyの略でフーリエ変換赤外分後方と呼ばれ、化合物分子の赤外線吸収スペクトルを利用して化合物を定性・定量する測定法）がある。環境調査の一環として遠隔操作で大気中の有毒ガスが赤外線で測定される。飛行機内に採取して大気をFT-IR分光測定器で分析してもよい。
測定された火山性ガス量に基づいてコンピュータが保炎材の添加量を演算し、コンピュータが電動弁（４２）の開度を調節する。
火山性ガスによって腐食の恐れがある炎保持器（６）は無くても火山性粒子（３１）と添加保炎材(32)により燃焼は安定的に維持される。
【０００７】
上記、亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステムにおいて、導管（１）の燃焼空間（４）の内側に沿って這わせた内側蒸発管（２３）を導管（１）の燃焼空間（４）の外表面に沿って這わせた外側蒸発管（２４）も考えられる。維持管理が楽になる。導管（１）の中の構造も簡素化され故障が少なくなることが期待できる。
【０００８】
超音速機用自発ラムジェットエンジンシステムは、上記亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステムにおいて、
吸気口（２）に吸気口デラベルノズル(５２)を敷設する。
吸気口（２）に円錐形のスパイク（５１）を敷設する。
排気口（７）に排気口デラベルノズル(５３) を敷設すればよい。
突然大規模噴火に乗じて国際紛争が生じても、超音速飛行機で制空権を確保できる。
【発明の効果】
【０００９】
圧縮機やタービンといった動的機器がないから、腐食作用が強い硫黄のような火山性ガスが多い雰囲気の中でも作動し飛行をさせることができる。
吸気口（２）から高速の燃料蒸気をディフューザ空間（３）に向かって噴射すると、火山性ガス含有空気が吸気口（２）から末広ノズル（１２）を介して吸い込まれる。燃料蒸気と火山性ガス含有空気が混合されディフューザ空間（３）に向かって流れる。
末広ノズル（１２）で燃料蒸気の動圧は高い静圧に変換される。混合気体の密度は高くなり激しく燃焼できる。
燃焼によって発生した高温高圧の燃焼ガス及び高温高圧の酸素を除く火山性ガス含有空気は先細排気ノズル（１７）によって高速の排気ガスとなって排気口（７）から噴出される。
大噴火のない通常時でも、保炎材を注入することにより旅客機を運航させることができる。突然大噴火は生じても、旅客機を運航させることができる。経済、社会の混乱を軽減できる。
突然大噴火が起きた場合、陸上なら電車による移動が可能であるが、大陸間移動は本発明の自発ラムジェットエンジンシステムによってのみ可能である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
本発明により通常時にも運航できるが、突然の大規模噴火が発生した場合にも運航できる飛行機用エンジンが提供できた。
【実施例１】
【００１１】
図２は本発明の亜音速機用自発ラムジェットエンジンの概観図である。
燃料ポンプ（１０）で飛行機本体に内蔵されている清浄液体燃料タンク（１１）からの液体燃料が通る液体燃料管（１３）は、燃焼空間（４）の中を通って吸気口（２）入口に至る内側蒸発管（２３）に接続されている。内側蒸発管（２３）は先細の燃料蒸気ノズル（24）に接続されている。
燃焼空間（４）の熱により蒸気となった燃料は燃料蒸気ノズル（２４）からディフューザ空間（３）に向かって高速燃料蒸気として噴射される。当該噴射された高速燃料蒸気は火山性ガス含有空気を吸気口（２）から末広ノズル（１２）を介して吸引し火山性ガス含有空気を加速する。末広ノズル（１２）の中で火山性ガス含有空気と燃料蒸気は混合し混合気となる。末広ノズル（１２）の中で混合気の動圧は静圧に変換される。末広ノズル（１２）を多数本にすると、高速燃料蒸気と火山性ガス含有空気との接触面積が広くなり、粘性による効果もあって吸引の効率が高まる。
ディフューザ空間（３）で混合気は十分混合される。当該混合気を点火器（５）で点火する。
炎保持器（６）及び、炎保持材の役割を持つ火山性ガス含有空気の中の火山性粒子（３１）により、燃料は燃焼空間（４）で安定的に燃焼され燃焼ガスが発生する。燃焼熱により燃焼ガスは体積膨張し高圧燃焼ガスとなり、吸引された酸素を除く火山性ガス含有空気は体積膨張し酸素を除く高圧火山性ガス含有空気となる。当該高圧燃焼ガスと酸素を除く高圧火山性ガス含有空気を先細排気ノズル（１７）により高速ガスに変換し、排気口（７）から噴出し推力を得ることを特徴とする亜音速機用自発ラムジェットエンジンである。
当該エンジンを搭載した飛行機が離陸する時は、燃料蒸気ノズル（24）からの高速燃料蒸気により吸気口（２）から末広ノズル（１２）の中に速度ゼロの火山性ガス含有空気を吸入し、火山性ガス含有空気に速度を付加する。末広ノズル（１２）は燃料蒸気と火山性ガス含有空気からなる混合気の動圧を静圧に変換する。混合気はディフューザ空間（３）の中で十分混合される。混合気は燃焼空間（４）で効率よく燃焼され高温高圧の燃焼ガスを発生する。飛行機速度が速くなれば混合気の動圧が高くなり静圧も更に高くなる。
内側蒸発管（２３）が燃焼空間（４）を通ることにより液体燃料は蒸気となり、燃料蒸気の速度は増加する。燃料蒸気ノズル（２４）からの燃料蒸気の速度は著しく増加する。その結果、火山性ガス含有空気を強力に吸入する。
燃料蒸気ノズル（２４）での高速燃料蒸気部静圧は、火山性ガス含有空気（低速）部の静圧に比べて低い。したがって、高速燃料蒸気は火山性ガス含有空気を強力に吸入し、混合気は末広ノズル（１２）の中で動圧が静圧に変換される。なお、高速燃料蒸気は、気体の持つ粘性によっても低速火山性ガス含有空気を吸入する。
設計事項ではあるが、燃料蒸気ノズル本数・ノズル位置・深さ・本数の調整により効率を上げることができる。
動的機器のないエンジンとなる。
【実施例２】
【００１２】
図３は本発明の亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステム(内側蒸発管)の概観図である。
保炎材注入装置は保炎材を内蔵した蓄圧タンクである保炎材蓄圧タンク(４１)及び保炎材調節装置及び当該保炎材蓄圧タンク(４１)から燃料ポンプ（１０）よりも下流側の液体燃料管（１３）に接続される保炎材管(４３)及び当該保炎材管(４３)の途中に敷設せる電動弁（４２）からなる。
保炎材調節装置は飛行方向前方の火山性粒子（３１）濃度を検出する検出器(１０１)及び当該検出器(１０１)からの測定量が常時入力されるコンピュータ(１０２)からなる。当該コンピュータ(１０２)による演算により、電動弁（４２）の開度を調節することにより液体燃料管（１３）への添加保炎材（３２）の注入量を調節する。
【実施例３】
【００１３】
図4は本発明の亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステム(外側蒸発管)の概観図である。
上記、亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステムにおいて、導管（１）の燃焼空間（４）の内側に沿って這わせた内側蒸発管（２３）を導管（１）の燃焼空間（４）の外表面に沿って這わせた外側蒸発管（２４）も考えられる。
燃焼空間（４）の熱が導管（１）の壁から外側蒸発管（２４）に伝導される。伝導された熱が、外側蒸発管（２４）の中を通る液体燃料を燃料蒸気に変換する。
維持管理が楽になる。導管（１）の中の構造も簡素化され故障が少なくなることが期待できる。
【実施例４】
【００１４】
図５は本発明の超音速機用自発ラムジェットエンジンシステムの概観図である。
吸気口（２）に吸気口デラベルノズル(５２)を敷設した。
吸気口（２）に円錐形のスパイク（５１）を敷設した。飛行機の速度により、スパイク（５１）を前後に動かせば亜音速から超音速まで安定した飛行が可能となる。
排気口（７）に排気口デラベルノズル(５３) を敷設すればよい。
吸気口デラベルノズル(５２)は、スパイク（５１）を利用して吸気口（２）に流入する超音速火山性ガス含有空気速度を亜音速に減速し、続いて静圧を高めることができる。
排気口デラベルノズル(５３)は、燃焼空間（４）で生じた高圧のガスを超音速のガスに変換して、排気口（７）から飛行機後方に噴射し、推力を得ることができる。
離陸時には、図５のようにスパイク（５１）を半分以上前方に突き出せば末広ノズルと同等の効果が得られる。
超音速飛行になるとスパイク（５１）を半分以上後方に引き込めば先細ノズルと同等の効果が得られる。超音速の火山性ガス含有空気速度を亜音速に減速する。燃料蒸気ノズル（２４）からの燃料蒸気は、亜音速になった火山性ガス含有空気によって吸気口デラベルノズル(５２)経由でディフューザ空間（３）に吸出される。燃料ポンプ（１０）の負担が軽くなる。
【実施例５】
【００１５】
図6は本発明のシステムにおけるコンピュータ(１０２)のソフトウエアーを示すフローチャートである。
保炎材蓄圧タンク（４１）にはMgAlの粉末が充填されている。
操縦士が飛行機に乗るとコンピュータ（１０２）の電源を入れる。エアロゾルライダー検出器(１０１) の電源を入れる。計算が開始されてから、滑走が可能になる。計算はコンピュータ（１０２）の電源が切れる迄続く。
ステップ{1}：演算に使用する初期値が入力される。
N0；火山性粒子（３１）が大気中にゼロであっても、燃焼空間（４）で保炎が維持させるための最低限必要な保炎材濃度。飛行機速度の関数であることが望ましいが、巡航速度での値でもよい。
W0：保炎材添加最大流量。火山性粒子（３１）が大気中にゼロである時の、添加すべき保炎材流量。
R0：電動弁（４２）の最大開度（保炎材管（４３）の半径）。火山性粒子（３１）が大気中にゼロである時の、電動弁（４２）の最大開度。
ステップ{2}：演算に使用する値を初期化する。
N=0：当該時刻の火山性粒子濃度Nをゼロとする。
W=0：当該時刻の添加すべき保炎材流量Wをゼロとする。
R=0：当該時刻の要求電動弁開度Rをゼロとする。
ステップ{3}：Nは常時検出器から入力される。
ステップ{4}：検出器から入力されたNが希薄でN0よりも小さければ保炎材を注入する。
Nが濃厚でN0よりも大きければ保炎材の添加は不用であるから次の検出値を入力する。
ステップ{5}：Nが希薄だから、添加する保炎材流量Wを計算する。
W = W0 x (1.0 &#8211;
( N/N0 )  )
ステップ{6}：保炎材流量Wを得るための電動弁開度Rを計算する。
R x R = R0 x R0
x ( W/W0 )
流量は保炎材管（４３）の面積に比例するとした。
信号が電動モータに送られ、電動弁が動く。
次の検出値を入力するためにステップ{3}に戻る。
計算はコンピュータ（１０２）の電源が切れる迄続く。
【００１６】
ラムジェットエンジンの弱点は低速時にある。当該機を電動架台に載せて（牽引するのではない）、空港内の移動から滑走まで補助すると効率が向上する。ラムジェットエンジン搭載飛行機離陸を補助するために、当該機を電動架台に載せて滑走すれば燃比が向上する。
離陸してからは、マッハ０．５以下なら空気抵抗による抗力は小さいから、大きな迎角で上昇する。マッハ０．５を超えてマッハ１近傍迄は抗力が大きくなるから、小さな迎角で飛行し、加速する。
【産業上の利用可能性】
【００１７】
現行大型旅客機の速度は、音速以下である。突然太規模火山噴火が生じても、亜音速機用自発ラムジェットエンジンを搭載した大型旅客機で対応できる。
太規模火山噴火がない通常時では、亜音速機用自発ラムジェットエンジンを搭載した大型旅客機を1割程度予備機として運行しておくことが考えられる。すなわち、経済的なジェットエンジンを搭載した大型旅客機が修理に入った時の代替機とする。
突然太規模火山噴火が生じた時に乗じて戦争が始まることを想定して、或る程度の機数の超音速戦闘機には、超音速機用自発ラムジェットエンジンシステムを搭載した超音速戦闘機での訓練飛行をしておく必要がある。制空権を維持するための超音速戦闘機は重要である。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】従来の亜音速機用ラムジェットエンジンの概観図。
【図２】本発明の亜音速機用自発ラムジェットエンジンの概観図。
【図３】本発明の亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステム（内側蒸発管）の概観図。
【図４】本発明の亜音速機用自発ラムジェットエンジンシステム（外側蒸発管）の概観図。
【図５】本発明の超音速機用自発ラムジェットエンジンシステムの概観図。
【図６】保炎材注入量調節のフローチャート。
【符号の説明】
【００１９】
１は導管。
２は吸気口。
３はディフューザ空間。
４は燃焼空間。
５は点火器。
６は炎保持器。
７は排気口。
１０は燃料ポンプ。
１１は清浄液体燃料タンク。
１２は末広ノズル。
１３は液体燃料管。
１７は先細排気ノズル。
２３は内側蒸発管。
２４は燃料蒸気ノズル。
２５は外側蒸発管。
３１は火山性粒子。
３２は添加保炎材。
４１は保炎材蓄圧タンク。
４２は電動弁。
４３は保炎材管。
５１はスパイク。
５２は吸気口デラベルノズル。
５３は排気口デラベルノズル。
１０１は検出器。
１０２はコンピュータ。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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