(57)【要約】【課題】  冷却流体を循環させるためのダクトを加工することなく、一体のもの、あるいは限られた数の部品で作成できる簡単な構造を備えたラムジェット・エンジンを提供する。  【解決手段】    内壁(17)が少なくとも部分的に熱構造複合体材料で作製されている燃焼室(14)に関し、その内壁(17)は、二重壁を通過する燃料に対し孔が開いている。その内壁(17)の孔開き度が、上記の内壁を通過する燃料の割合がラムジェットエンジンへの燃料インプットの全量の５％と１５％との間になるように調節されている。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
細長い本体(１)を有するラムジェットであって、
上記本体(１)の一端にある酸化剤流(27)の入口(15)と、
上記本体(１)の中間部にある燃焼室(14)であって、１つ以上の燃料噴射器(９)を備え、その中心(14C)では酸化剤と燃料が混合して、この混合物が燃焼し、その壁(２・３・４)は、少なくとも部分的に、上記の中心(14C)と同じ側に配された内皮部(17)とこれから間隔を開けて離れ、これと共に中間スペース(19)を形成する外皮部(18)とからなり、上記の噴射器(９)に供給される燃料は少なくともその一部が上記の中間スペース(19)を通過して上記の壁(２・３・４)を冷却し、
上記の本体(１)の他端にある排気ジェット管(16)であって、上記の燃焼室(14)の中心を出ていく燃焼ガス(28)を導出するものからなるものにおいて、
上記の内皮部(17)が少なくとも部分的に、上記の中間スペース(19)を通過する燃料に対し孔が開いている熱構造複合体から作製され、
この内皮部(17)の孔開き度が、内皮部(17)を通過する燃料の割合が上記のラムジェットに供給される燃料の全量の５％から１５％の間になるよう設定されることを特徴とするもの。
【請求項２】
請求項１に記載のラムジェットであって、上記の外皮部(18)も、また、熱構造複合体から作製されるもの。
【請求項３】
請求項２に記載のラムジェットであって、熱構造複合体から作製された外皮部(18)が液体および気体に対し封止されているもの。
【請求項４】
請求項２又は請求項３に記載のラムジェットであって、熱構造複合体から作製された内皮部(17)および外皮部(18)が、上記の中間スペースを通過する熱構造複合体で作製された複数の糸状スペーサ(53)により隣接して結合されているもの。
【請求項５】
請求項１〜４項のいずれか１項に記載のラムジェットであって、上記の燃焼室(14)が単一構造体(65)からなり、その構造体(65)では壁が全て結合されていて、閉鎖角柱状面を形成するもの。
【請求項６】
請求項４に記載のラムジェットであって、上記の燃焼室(14)が対向する壁が対になっている４枚の壁を有し、閉鎖角型横断面を呈するもの。
【請求項７】
請求項１〜４のいずれか１項に記載のラムジェットであって、上記の燃焼室(14)が２つの部分から作製されていて、燃焼室(14)の壁(５)の少なくとも１枚が、結合されたその他の壁の集合体(50)に対し移動できるもの。
【請求項８】
請求項７に記載のラムジェットであって、上記の燃焼室(14)が対向する壁が対になっている４枚の壁を有し、そのうちの３枚が結合されて横断面Ｕ字型の樋を形成し、４番目の壁がその樋の内側を移動できるように取り付けられているもの。
【請求項９】
請求項２〜８のいずれか１項に記載のラムジェットであって、酸化剤流の入口と燃焼ガスを排気させるジェット管を形成している、上記のラムジェット本体(１)の両端が熱構造体で作製されていて、上記の燃焼室(14)に結合されているもの。
【請求項１０】
請求項９に記載のラムジェットであって、ラムジェット本体(１)の上記両端が、熱構造複合体製単一構造体(61)を形成し、この構造体(61)に上記の燃焼室(14)が組み込まれているもの。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ハイブリッドラムジェットとして知られているラムジェット、すなわち同じ燃焼室で、燃焼が亜音速域から超音波域へ切り替えられるものに関する。
【背景技術】
【０００２】
そのようなラムジェットは、例えば、ミサイルのような航空機を推進するのに用いられ、マッハ８程度の飛行速度までは、燃料として炭化水素を、それ以上のマッハ数には水素を用いる。
【０００３】
これらのハイブリッドラムジェットの燃焼室は、１０MW/m2もの熱流を受けるので、非常に過酷な操作条件に晒される。そのような熱流は、燃焼室のような囲まれた区域では、非常に高い温度(摂氏２５００度以上)に達し、現在使われている材料では、特に、数バールの圧力下での高温の酸化ガス流では耐えることが出来ない。
【０００４】
更に、ラムジェットの能力の点から見ても、マッハ数が増えれば増えるほど、壁での熱損失を制限することがより重要である。その理由は、その熱損失が、燃焼によって出されるネルギーのうちの徐々に大きな部分となり、よって、かなり推力を減少するからである。
【０００５】
これらの全ての理由によって、ハイブリッドラムジェット燃焼室の壁に、燃料自体からなる冷却流体の循環によって冷却される構造を備えることになる。よって、壁近くで、燃焼室の高温のガスによって失われるエネルギーは、大幅に冷却燃料によって、取り戻される。この冷却燃料は加熱し、分解して、高温の燃料として上記燃焼室に噴射される場合、蓄えていたエネルギーが推進流に復帰する。炭化水素の場合は、このようにして噴射された化合物の温度と性質が点火と燃焼過程を容易にする。
【０００６】
熱エネルギーを取り戻す冷却を再発生させるため実施されていた既知の解決策は、例えば、フランス特許第２,７７４,１７４号、同特許第２,７８２,３７８号および同特許第２,７７４,４３２号に示されているように、冷却燃料を循環させるダクトを備えたパネル(通常金属製)の形態を冷却構造に製造することである。
【特許文献１】フランス特許第２,７７４,１７４号
【特許文献２】フランス特許第２,７８２,３７８号
【特許文献３】フランス特許第２,７７４,４３２号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
これらのパネルを製造するには、
これらのパネルでダクトを加工し、
板をこれらのパネルに溶接、電着、プラズマ溶射して回路を閉じなければならない。
【０００８】
金属構造の場合、高温となる壁の温度は１０００℃を超えてはいけないので、介入する熱流、ラムジェットの能力によって出される燃料流量および航空機の使命を考慮すると、次の効果的で複雑なシステムを有する必要がある。
小型のダクト、
熱架橋とホットスポット(過熱点)の危険を制限するため可能な限り最小のダクト間スペース、
付加的な熱障壁の追加、
ダクトにおける熱交換の改良(粗さ、注意深く設計された形、障害物、相互に絡み合うフィラメントにより作成された格子等)、
【０００９】
もっと高い許容される最大の温度(約１８００Ｋ)では、C／SiCあるいはC／Cタイプの熱構造複合体を使用すれば、取り除くべき熱流を減少することができる。よって、これらの複合体は、燃料の流量あるいは冷凍化特性が制限される場合使用すると特に好ましい。これは、炭化水素では吸熱的に破壊すると、やっと４〜５MJ/kg取り除けるが、そうでなければ１MJ/kgに制限され、他方、水素では１５MJ/kgの値まで達するからである。
【００１０】
熱構造複合体の使用とマージンとを組み合わせるとより大きくて数の少ないダクトを備えた構造を有することができる。よって、そのような技術がハイブリッドラムジェットの種々の構成部品の壁に適用され得る。
【００１１】
然しながら、全ての場合、複合体にダクトを作成するには次に述べるような多くの問題を有している。例えば、
炭化珪素を加工するのはかなり難しい。
１０００℃を超える温度と３０〜１５０バールの内圧で第２の板をダクトに接着あるいは溶接しなくてはならない。
ダクトを形成するため、例えばタングステンで作製された複合体の前形態である網状管同士間を装着しなくてはならない(米国特許第５,５８３,８９５号参照)。
【００１２】
更に、ハイブリッドラムジェットは、一般に、回転対称形でなくて角柱状であり、また通路断面が変化しなくてはならないので、ダクトを用いるには更に困難がつきまとう。幅が変化する壁を正確に冷却するには、ダクトの幅、間隔、数を変えて特別の装置を決定しなくてはならない。そのようなシステムは，可変の幾何学的形状のダクトと入口とが組み合わされているので、設計と製作が複雑である。
【００１３】
更に、これらのラムジェットの角柱状構造を形成するための封止されたパネル・アセンブリは深刻な技術的困難を提起する。
【００１４】
最後に、米国特許第３,２７９,１９４号はジェット推進エンジンを記載し、ここでは燃料は二重壁を冷却するための流体として使用されている。
【００１５】
本発明の目的は、上記の短所を克服することで、本発明は、冷却流体を循環させるためのダクトを加工することなく、一体のもの、あるいは限られた数の部品で作成できる簡単な構造を備えたラムジェットに関する。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
このため、本発明によれば、ラムジェットは細長い本体を有し、次のものからなる。
上記本体の一端にある、酸化剤流の入口、
上記本体の中間部にある燃焼室であって、１つ以上の燃料噴射器が設けられていて、その中心では上記の酸化剤と燃料が混合され、できた混合物が燃焼し、その壁は上記の中心と同じ側に配置された内皮部の１部と、この内皮部から間隔を開けて配されて、これと共に中間スペースを形成する外皮部とからなり、上記の燃料噴射器に供給される上記燃料は少なくとも部分的に上記の中間スペースを通過して上記の壁を冷却し、
上記本体の他端にある排気ジェット管であって、この管は上記の燃焼室の中心から出てゆく燃焼ガスを導出させる。このラムジェットにおいて、
上記の内皮部は少なくとも一部熱構造複合体から形成されていて、この複合体は上記の中間スペースを通過する燃料に対し孔が開いていて、
上記の内皮部の孔開き度は、上記の内皮部を通過する燃料の割合が、上記のラムジェットに供給される燃料の全量の５％〜１５％の間に設定されているもの。
【発明の効果】
【００１７】
よって、本発明のラムジェットでは、冷却用に使用される燃料が上記の中間スペースを流れるので、対応する壁にダクトを加工しなくてよい。加えて、冷却に用いた燃料の幾分かは上記の多孔性内皮部を通過し、燃焼室の中心に入って、そこで、噴射器によって噴射された燃料とまさしく同じように燃焼に参加する。加えて、多孔性内皮部を通過する燃料は燃焼ガスをこの内皮部から遠のけ、よって内皮部に対する燃焼ガスの摩擦抵抗を著しく減少させる。よって、本発明のラムジェットでは、冷却に用いられる燃料が燃焼からの熱エネルギーを回復するだけでなく、ラムジェットの能力も向上させる。
【００１８】
また、本発明のラムジェットでは、(炭素マトリックスあるいはセラミックマトリックスを備えた)複合体が用いられているが、その理由は、周知のそれらの機械特性と熱抵抗性だけでなく、固有の多孔性による。この固有の多孔性は、米国特許第５,５８３,８９５号に記載されているように、一般には、むしろ短所と考えられている。
【００１９】
複合体の素晴らしい機械的特性および耐熱性により、本発明のラムジェットは既知の金属ラムジェットに比し非常に質量が低い。また、この複合体の多孔性により、簡素な多孔性だけれど良好な耐熱性のある皮部が製造できる。複合体の材料であるマトリックスの密度を高める場合は、既知の方法で、上記の皮部の孔開き度を所望の値に設定できる。勿論、孔開き度のそのような設定により、上記の多孔性内皮部を通過する冷却燃料の割合を固定して、燃焼室の中心内の摩擦抵抗を低くすることができる。
【００２０】
上記の外皮部も熱構造複合体で作製することが好ましい。この場合、そうすることが必要だと分かれば、その外皮部は、例えば、適当な被覆により液体および気体に対し封止してもよい。
【００２１】
好ましい実施例では、熱構造複合体で作製された内皮部と外皮部は、上記の中間スペースを邪魔することなく横断する熱構造複合体製の複数個の糸状スペーサによって結合されている。
【００２２】
本発明によるラムジェットと燃焼室とはどの望ましい形態、例えば、長手方向の軸を中心に回転対称系を有してもよいが、以下のようにするのが好ましい。
燃焼室を、全ての壁同士が結合されていて、閉鎖面を形成する全体が一体の角柱形に構成する。例えば、燃焼室は対向する壁が対になっている４枚の壁を有し、閉鎖角形断面を呈する。
燃焼室全体を角柱形にして、２つの部分から作製し、上記の壁の少なくとも１つの壁を、結合されたその他の壁の集合体に対し移動可能にする。例えば、上記の燃焼室を、対向する壁が対になっている４枚の壁から構成し、そのうちの３枚は結合して、横断面Ｕ字形の樋を形成し、４枚目の壁はその樋の内側を移動できるように取り付ける。
【００２３】
ラムジェット本体の、各々、酸化剤流の入口を形成する端部と燃焼ガスを排気するためのジェット管とを形成する端部を熱構造複合体で形成し、上記の燃焼室に結合することが好ましい。上記のラムジェット本体の両端を、本発明の燃焼室が組み込まれた一体の熱構造複合体からでも形成できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
添付図面の各図により、本発明がどのようにして達成されたかがより簡単に理解できる。これらの図面では、同一符号は同一要素を示す。
本発明による航空機の可変幾何学的形状のラムジェットは、図１から図３に概略がしめされているように、対向壁が対になった４枚の壁２〜５までで構成された細長いラムジェット本体１からなる。２枚の対向する側壁２と３は平らで、互いに平行である。
【００２５】
頂壁４は２枚の側壁２と３とに固定されて、壁２・３・４の集合体は角Ｕ字型断面の逆さ樋を形成する。頂壁４は長手方向全体として鈍角の開放Ｖ字形であり、前側面６と後側面７とを備える。これらは相互に傾斜していて、斜面の形態をした角部８によって連結されている。図示されているように、実際、前後側面は、各々、相互に僅かに傾斜したファセット(小面)を有する。
燃料噴射器９が角部８の近くで、頂壁４から吊り下げられている。
【００２６】
底壁５の長さは頂壁４より短く、また、全体の形は鈍角の開放Ｖ字形である。この壁５は、壁２・３・４によって形成された樋に収容されており、頂壁４に対し逆になっている。この壁５は、前側面１１および後側面１２を備え、これらの側面１１・１２は互いに傾斜していて、角１３によって連結されている。
【００２７】
よって、図１から図３までのラムジェットでは、側壁２・３の間で、
燃焼室１４が、頂壁４の後側面７と、この後側面７に対面する底壁５の後側面１１の一部との間の、本体１の中間部に形成され、
頂壁４の前側面６と、この前側面６に対面する底壁５の前側面１１の一部との間で、本体１の一端に酸化剤(空気)入口１５が形成され、
頂壁４の後側面７と底壁５の後側面１２との間の、本体１の他端に排気ジェット管１６が形成される。
【００２８】
更に、ラムジェット１の底壁５は側壁２・３の間を図示されていない方法で移動できるように取り付けられ、燃焼室１４の幾何学的形状が酸化剤の入口１５とジェット管１６とから徐々に変化して、ラムジェットを、それが取り付けられる航空機の飛行条件に合わせることができ、よって、推力あるいは比推力の観点からラムジェットの最適能力を得ることができる。
【００２９】
図１から図３に示され、図４には拡大して示されているように、燃焼室１４に対面している頂壁４の一部、および/または側壁２・３の一部は、中心１４Cを形成している熱構造複合体で作製された内皮部１７と、同じく熱構造複合体で作製され、内皮部１７から間隔を開けて離れ、これと共に中間スペース１９を形成する外皮部１８とからなる。外皮部１８は気体に対し封止されていて、内皮部１７は固有の孔開き度を有する。
【００３０】
壁２・３・４に取り付けられているマニフォールド２０には、矢印２１で示されているように燃料が供給される。そして、上記の壁２・３・４に形成された孔によりマニフォールド２０はこの燃料を上記の中間スペース１９に導入して、これに連結された噴射器９に供給する。こうして、上記の噴射器９には、矢印２３によって示されているように、中間スペース１９を介して燃料が供給される。噴射器９に向けて中間スペース１９を通過する燃料が側壁２・３・４を冷却する。その燃料は上記の噴射器に送られる燃料の全てあるいは一部で構成してもよい。
【００３１】
上記の内皮部１７は多孔性なので、噴射器９に向けて(矢印２３)中間スペース１９を通過する燃料の幾分かは上記の内皮部を通過して、矢印２４によって示されているように燃焼室１４の中心１４Cに入る。内皮部１７を通過する燃料は酸化剤流２７の存在下噴射器９によって噴射される(矢印２６)燃料の燃焼から生じ、ジェット管１６を通って噴出される(矢印２８)ガスをこの内皮部１７から遠ざける。
【００３２】
第５図は、上記のラムジェットに供給される全燃料流量率Ｑに対する、多孔性内皮部１７(矢印２４)を通過する燃料の流量率の割合を関数としたラムジェット１の比推力Isp (ｍ／ｓ)での変化を示す特殊な形態の曲線を呈する。ここでは上記の割合が５％より高く、１５％より低い、例えば、約１０％が好ましいことが分かる。
【００３３】
図６Ａから図６Ｇまでと図７Ａから図７Ｄまでは、本発明によるラムジェットの一実施例の線図である。
【００３４】
ラムジェットを製作するためには、先ず例えば、針が通ることができる合成発泡材料から、燃焼室の内部形状、即ち中心１４Ｃを呈するフォーマ(成形具)３０(図６Ａ参照)を製作することである。次いで、このフォーマ３０に、炭素、珪素あるいは炭化珪素をベースとする繊維のような高強度繊維構造体３１をいずれかの既知の方法(巻く、縫う等)を用いて当てがうことである。この構造体３１は上記の内皮部１７(図６Ｃ参照)の繊維性枠組みを形成するためのものである。次いで、例えば、中間スペース１９の複合体マトリックスを形成すると共にこれを表わすための、樹脂が含浸できない発泡ポリスチレンで作製された芯３２が繊維性構造体の、壁２・３・４に対応する３つの側部に当てがわれる。この芯３２の材料は針で突き刺すことができ、熱で取り去ることができる。
【００３５】
それから、高強度繊維(Ｃ、ＳiＣ等)の構造体３３が芯３２に当てがわれる。この構造体３３は外皮部１８の繊維性枠組みを構成するためのものである(図６Ｅ参照)。
【００３６】
図７Ａの拡大図で示されているように、繊維性構造体３１、環状芯３２および繊維性構造体３３が、それ自体複数の高強度繊維(Ｃ、ＳiＣ等)からなる連続フィラメント３４で、結び目を作らず縫い合わせられている。連続フィラメント３４は構造体３１・３２・３３を通過し、繊維性構造体３３に当てがわれたブリッジ３７と、フォーマ３０に浸入しているループ３８とによって交互に連結されている部分３５・３６を形成する。
【００３７】
この縫合操作の後、フォーマ３０は取り去られ、ループ３８は繊維性構造体３１上で結ばれ、これに対して押圧されて塊３９を形成する(図７Ｂ参照)。次いで、繊維性構造体３１・３３には、硬化でき、粘度が比較的低く、例えば、アルコールで希釈され得る樹脂が含浸される。含浸は真空下で行うのが好ましく、そうすれば上記の樹脂は繊維性構造体３１・３３に浸入するだけでなく、浸入しているフィラメント３５・３６の部分に沿いあるいはその中に入り込む。この含浸中、芯３２はその樹脂を通さないので、芯３２にはその樹脂が含浸しない。
【００３８】
それから、繊維性構造体３１・３２が、各々、硬性皮部４０・４１となり、浸入しているフィラメントの部分３５・３６が硬性の糸状スペーサ４２(図７Ｃ参照)となるまでの間温度を上げることにより含浸した樹脂を硬化させる。これらのスペーサ４２は、各々、塊３９とブリッジ３７から形成された硬性固定具４３・４４によって硬性皮部４０・４１内に端部が硬く固定される。製造方法のこの段階で、例えば、線４４に沿ってのこぎりで切ることにより、芯３２の無い部分４５が除去され、樋状の部分４６だけを残すことが出来る。
【００３９】
硬性皮部４０・４１およびスペーサ４２全てからなるマトリックスを形成するため、上記の樋４６を、例えば、約９００℃の高温で熱分解、即ち上記のアセンブリの幾何学的形状を安定させ、芯３２を削除するなんらかの処理に晒す。このアセンブリを既知の方法で強化し処理してそのマトリックスをセラミック・タイプのものに変えることもできる。
【００４０】
こうして、少なくとも部分的には燃焼室１４を形成することを意図した単一構造体５０(図６Ｇおよび図７Ｄ参照)を産出する。この構造体５０は次のものからなる。
皮部４１から生じ、少なくとも部分的には燃焼室１４の外壁１８を形成するための複合体からなる外皮部５１と、
皮部４０から生じ、燃焼室１４の内壁１７を形成するための内皮部５２と、
スペーサ４２から生じた複合体からなる複数の糸状スペーサ５３。
【００４１】
この単一構造体５０では、皮部５１・５２は間隔を開けて離れていて、中間スペース５４を形成する。この中間スペース５４を塞ぐことなくスペーサ５３が横断していて燃焼室１４の中間スペース１９を形成することになる。
【００４２】
複合体はその性質上多孔であり、その多孔度はマトリックスが形成される条件に依存することは知られている。よって、内皮部５２の多孔度は内皮部１７に必要な多孔度を与えるよう合わせれることが容易に感得される。そうすることにおいて、外皮部５１に、内皮部５２に望まれるのと同一の多孔度が与えられる。外壁１８は不浸透でなくてはならないので、外皮部５１の外側は、図６Ｇに示されているように、封止用被覆５５で被覆するのが好ましい。
【００４３】
加えて、必要であれば、中間スペース５４を封止するため、のこぎりで切った線４４に対応する、構造体５０の縁部に沿って一続きの複合体５６を重ねる。
【００４４】
ラムジェット本体１(別個に製造される壁５を除いて)を得るためには、図８及び図９に示しめされているように、単一構造体５０を壁２・３・４の集合体の形を有するフォーマ６０の上に置き、このフォーマ６０と上記の構造体５０の上に(巻いたり、縫ったり等して)繊維性構造体を重ねる。この繊維性構造体は、含浸、重合化、熱分解、強化等の処理後、構造体５０を収容する樋形殻６１となる。こうして、熱構造複合体製の２つの構造体５０・６０は、壁５を除く細長い本体１全体を表す構造体６２を形成する。
【００４５】
上記の実施例では、ラムジェット本体１では、壁５は壁２・３・４によって形成される樋とは独立しているが、壁５が壁２・３・４に固定されているラムジェットを本発明により製造できることは言うまでもない。図１０に示すようにこの場合、燃焼室１４を構成している上記の構造体５０に対応する熱構造複合体６３は、角柱状に閉鎖され、閉鎖された角柱形で封筒状の閉鎖熱構造複合体６４に収容されて熱構造複合体６５を形成する。この複合体６５の壁の１つが上記の壁５を表わす。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】本発明によるラムジェットの一実施例の一部を切り欠いた略斜視図である。
【図２】図１のII-II線上の長手方向の略断面図である。
【図３】図１のIII-III線上の略横断面図である。
【図４】図１から図３のラムジェットの燃焼室の壁の拡大略部分断面図で、燃焼室への燃料の供給を示す。
【図５】燃焼室の内皮部を通過する燃料の量を関数としての比推力の変化を示す線図である。。
【図６】図１から図３のラムジェットの燃焼室の一実施例の略図であり、図６Ｂから図６Ｇは図６Ａの横断面線Ｔ-Ｔに対応する断面図である。。
【図７】図７Ａから図７Ｄは図６Ｅの状態から図６Ｇの状態に変わる方法の段階を拡大した略図で有り、図７Ａは図６Ｅの断面線VIIA-VIIAに対応し、図７Ｄは図６Ｇの断面線VIID-VIIDに対応する。これらの図７Ａから図７Ｄまでにおいては、明確にするため、各縫い目の二つのフィラメント部分が幅広く間隔をあけて示されているが、実際はもっと近寄っていることは言うまでもない。
【図８】本発明による燃焼室が作製された図１から図３までのラムジェットの１つの実施例の長手方向の断面図である。
【図９】本発明による燃焼室が作製された図１から図３までのラムジェットの１つの実施例の長手方向の横断面図の略図である。
【図１０】本発明によるラムジェットの燃焼室の実施例の変形例の横断面の略図である。
【符号の説明】
【００４７】
１…ラムジェット本体、２・３・４・５…燃焼室壁、９…燃料噴射器、14…燃焼室、14C…燃焼室の中心、15…酸化剤流の入口、16…排気ジェット管、17…内皮部、18…外皮部、19…中間スペース、27…酸化剤流、28…燃焼ガス、50…他の壁の集合体、53…糸状スペーサ、61…熱構造複合体製単一構造体、65…燃焼室の単一構造体。
【図１】
2005519220.tif 000003
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【国際調査報告】
2005519220.tif 000013
2005519220.tif 000014
2005519220.tif 000015
2005519220.tif 000016
2005519220.tif 000017
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