(57)【要約】【課題】超音速推進システムで使用される複合高さランプ噴射および火炎保持システムを提供する。【解決手段】超音速推進システム１６で使用される複合高さランプ噴射システム１２は、燃焼器内の空気流Ａ中に燃料を可変的に導入する複数の複合高さランプ噴射器３０Ａ〜３０Ｂ，ランプ３２Ａ〜３２Ｆを含む。本発明の一施形態では、複合高さランプ噴射器３０Ａ〜３０Ｃ，ランプ３２Ａ〜３２Ｆは空気流の内側部分に燃料を供給する複数の高い噴射器３０Ａ〜３０Ｃと、空気流の外側部分に燃料を供給する複数の低い噴射器ランプ３２Ａ〜３２Ｆと、を備える。【選択図】図２
2008064086.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼器内の空気流中に燃料を導入する複数の複合高さランプ噴射器を備えることを特徴とする超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項２】
前記複数の複合高さランプ噴射器が、第一の高さを有する噴射器の第一の組と、前記第一の高さよりも小さい第二の高さを有する噴射器の第二の組と、を備えることを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項３】
前記ランプの第一の組が、３つの高いランプからなり、前記ランプの第二の組が前記３つの高いランプの間に等間隔に配設された６つの低いランプからなることを特徴とする請求項２に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項４】
前記噴射器の第一の組が、空気流の内側約４０％に燃料を供給し、前記噴射器の第二の組が空気流の外側約６０％に燃料を供給することを特徴とする請求項２に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項５】
前記複数の複合高さランプ噴射器が、空気流の中心に向かって延びるランプの第一の組と、前記ランプの第一の組の下方で、空気流の中心に向かって延びるランプの第二の組と、を備えることを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項６】
前記複合高さランプ噴射器が、軸対称の横断面を有する燃焼器内で位置決めされることを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項７】
前記複合高さランプ噴射器が、空気流に亘り制御された燃料／空気の分布を形成することを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項８】
前記複合高さランプ噴射器が、複数の燃料噴射オリフィスを備えることを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項９】
前記燃料噴射オリフィスが、前記複合高さランプ噴射器の上面、側面および端部に配置されていることを特徴とする請求項６に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１０】
前記複合高さランプ噴射器が、空気流内に循環する流れが生じるように、切り立った端部を有することを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１１】
前記循環する流れにより、燃焼プロセス中の燃料と空気の滞留時間が長くなることを特徴とする請求項１０に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１２】
前記循環する流れが、火炎を安定化させ、かつ火炎の拡大を伝播させるその場の点火源を与えることを特徴とする請求項１０に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１３】
前記複合高さランプ噴射器が、台形状の断面を有することを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１４】
前記複合高さランプ噴射器が、裾を引く形状を有することを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１５】
前記複合高さランプ噴射器が、それらの長さに沿って燃焼器のほぼ等しい断面を維持することを特徴とする請求項１に記載の超音速推進システム用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項１６】
空気流と燃料が混合されて燃焼する燃焼器と、
前記燃焼器内に空気流を導入する空気入口と、
空気流の断面内の様々な位置で燃料を導入し、かつ空気流内に渦を発生させるための複数のランプ噴射器と、
混合されて燃焼された前記燃料および空気流を膨張させて推力を発生する排出ノズルと、
を備えることを特徴とする超音速推進システム。
【請求項１７】
前記燃焼器が、軸対称の横断面を有することを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
【請求項１８】
前記複数のランプ噴射器が、空気流の横断面の外側部分に燃料を供給する低いランプの組と、空気流の横断面の中心部分に燃料を供給する高いランプの組と、を備えることを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
【請求項１９】
燃料が空気流のほぼ全体に分布するように、前記高いランプと低いランプが燃料を空気流内に噴射することを特徴とする請求項１８に記載の超音速推進システム。
【請求項２０】
低いランプの数に対する高いランプの数の比が、外側断面に対する内側断面の比に対応することを特徴とする請求項１８に記載の超音速推進システム。
【請求項２１】
燃焼中に空気流内での燃料の混合を増強するように、前記複数のランプ噴射器が空気流内に乱流を発生させることを特徴とする請求項１６に記載の複合高さランプ噴射器。
【請求項２２】
前記複数のランプ噴射器が前記燃料と空気流の混合時間および燃焼時間を短縮することを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
【請求項２３】
前記複数のランプ噴射器が、空気流内に循環流および増強された乱流を発生するように、概ね平面状の下流側表面を有することを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
【請求項２４】
前記複数のランプ噴射器が、空気流に渦成分を生じるさせるように、空気流の軸方向に対して傾けられることを特徴とする請求項１６に記載の超音速推進システム。
【請求項２５】
空気流の内側部分に燃料を供給する複数の高い噴射器ランプと、
空気流の外側部分に燃料を供給する複数の低い噴射器ランプと、
を備えるとともに、ラムジェット運転中には高いランプが空気流の内側部分に燃料を供給し、スクラムジェット運転中には高いランプと低いランプの両方が作動して流れの内側および外側部分に燃料を供給することを特徴とするラムジェット／スクラムジェットエンジン用の複合高さランプ噴射システム。
【請求項２６】
ラムジェット運転中には高い噴射器ランプによって燃料の一部が噴射され、下流の複数の壁面噴射器によって燃料の一部が噴射されることを特徴とする請求項２５に記載のラムジェット／スクラムジェットエンジン用の複合高さランプ噴射システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に超音速機用エンジンに関し、より詳しくはラムジェット／スクラムジェット推進システム用の燃料噴射システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
空気を吸い込むラムジェットエンジンは、航空機を典型的にはマッハ３を越える超音速で推進し、また空気を吸い込むスクラムジェットエンジンは、航空機を典型的にはマッハ約７を越える極超音速で推進する。空気を吸い込むラムジェット／スクラムジェットエンジンは、流路を通る圧縮空気を超音速に加速することで推力を生み出す。軸対称の円筒形スクラムジェットエンジンは、その円形または楕円形の横断面のために燃焼器の重量を軽減しかつ構造的な安定性が高いので、ミサイルの用途に特に有用である。圧縮空気は燃焼室内に送られ、そこで燃料噴射システムが燃料を圧縮空気に供給することで、燃焼可能な空気−燃料混合気が作られる。空気−燃料混合気が燃焼し、次にノズルを通過して膨張することで推力を生じる。混合を容易にし、また空気−燃料混合気の燃焼を最適化するために、燃料噴射システムは燃料を制御しながら燃焼器内に分散させようとする。燃料の一様で理想的な分布を得ることは非常に困難である。
【０００３】
軸対称のスクラムジェット用燃焼器を使用する際の問題は、燃料の浸透と空気および燃料の混合を効率的に行うことが難しいことであり、円形の横断面の場合は特にそうである。燃料噴射器は通常、燃焼室の壁の周囲に沿って配設される。しかし壁面噴射器では、燃料が空気流の中に浸透できるように非常に高い圧力で噴出しなければならないので、燃焼室の内部領域まで燃料を分散させることが困難である。そのため、空気流の中心まで燃料を注入するのに十分な高い圧力を発生する能力を有するポンプが必要となる。これらのポンプは通常大型で重く、推進システム全体の重量と複雑さを増すことになる。例えば、空気流の中心まで届くように燃料の圧力を十分に高くすると、内部領域が燃料過剰になるかまたは周辺での燃料の分布不足をもたらす可能性がある。従って燃料の供給には、全体として必要な燃料の量と、局部的な燃料の分布および混合を考慮しなければならない。そのためラムジェット／スクラムジェット推進システムにおける壁面噴射器の設計には大きな課題が存在する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
空気流の中心まで燃料を注入するために、ポップイン・ストラット型噴射器が使用されてきた。ポップイン・ストラット型噴射器は、空気流の中心まで燃料を分布させるために、燃焼器の中央部内に可変的に挿入される。ポップイン・ストラット型噴射器は、噴射器を空気流内に挿入したりそこから抜き出すようにアクチュエータを制御するために、油圧システムを必要とする。そのためポップイン・ストラット型噴射器は噴射システムの寸法、重量および全体の複雑さを増すとともに、熱の問題とシーリングの問題を発生させる。例えば推進システムは、ポップイン・ストラット型噴射器が燃焼器から引き出されたときに、それを収容できるだけの十分な大きさを持たなければならない。またポップイン・ストラット型噴射器は一般に、空気流の中に挿入されたときの圧力に耐えられる程十分に頑丈でなければならない。またこのため、ポップイン・ストラット型噴射器が空気流によって生じる熱に耐えられるように、適切に断熱または冷却されることを必要とする。そのため、改良された燃料噴射システムを有するラムジェット／スクラムジェット推進システムが求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、超音速推進システムで使用される複合高さランプ（ｍｕｌｔｉ−ｈｅｉｇｈｔ  ｒａｍｐ）噴射および火炎保持システムを目的とする。噴射システムは、燃焼器内の空気流中に燃料を導入する複数の複合高さランプ噴射器を備える。本発明の一実施形態において、複合高さランプ噴射器は空気流の内側部分に燃料を供給する複数の高いランプ（傾斜を有する構造物）の噴射器と、空気流の外側部分に燃料を供給する複数の低いランプの噴射器と、を備える。複合高さランプ噴射器を含める目的は、燃料の分布パターンと混合を最適化することである。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
図１は、本発明の噴射システム１２を使用するラムジェット／スクラムジェットで駆動される航空機１０を示す。航空機１０は、ラムジェット／スクラムジェット推進システム１６が内部に組み込まれた胴体１４を含む。胴体１４は、推進システム１６によって十分な速度まで推進されたときに航空機１０を浮上させて飛行させる翼１８および尾翼２０のような構造的要素を備える。航空機１０はまた、図示はしてないが航空機産業では周知の飛行制御システムおよび燃料システムのような、航空機１０の制御および推進に必要なその他の要素を備える。推進システム１６は入口ダクトすなわちノズル２２、アイソレータ２４、噴射システム１２、燃焼器２６および排出ノズル２８を備える。推進システム１６はラムジェットおよびスクラムジェット推進を利用して、航空機１０を超音速から極超音速に推進する役割を果たす。図示の実施形態において、航空機１０は人員や装備の輸送のような再利用可能な航空機からなる。しかし他の実施形態においては、航空機１０は兵器として、また物体を低い地球周回軌道に打ち上げるためのミサイルやロケットからなる。
【０００７】
入口ノズル２２は航空機１０の前進運動を利用して、収束型の入口を使用するシステム１６の中に空気を強制的に取り込む。一実施形態においては、入口ノズル２２は流入する空気流が最適化されるように、ノズル２２の断面を変化させるためのコンポーネントを備える。
【０００８】
アイソレータ２４は、噴射システム１２と燃焼器２６に入る空気流を調整する。具体的には、ラムジェット運転中、燃料を燃焼器２６内に噴射する際に衝撃波が上流方向に伝播して入口の空気流内に伝わるとエンジンが起動しない恐れがあるので、アイソレータ２４がこのような伝播を防止する。アイソレータ２４は、入口ノズル２２と燃焼器２６との間に面積がほぼ一定のバッファを設けることで、衝撃波列が、流入する空気流と相互作用をするのを防止する。
【０００９】
噴射システム１２は、燃焼器２６内で燃料の燃焼を制御するように、燃料を空気流の中に噴射する。燃焼器２６内での燃料の燃焼を制御することで、排出ノズル２８を通る空気流を加速させる。
【００１０】
排出ノズル２８は、空気流がシステム１６から出るときにそれを更に加速することで、推力を生成する。一実施形態では、排出ノズル２８は推力が最適化されるように、ノズル２８の断面を変化させるコンポーネントを備える。
【００１１】
推進システム１６はラムジェットとスクラムジェットの両モードで運転可能なので、推進システム１６、特に燃焼器２６内では２つの非常に異なる流れのパターンが発生する。そのため、ラムジェット運転中に制御された燃焼が最適化され、また熱的なチョーキングが制御されるような仕方でスクラムジェットおよびラムジェット運転中の空気流内への燃料の注入が最適に行われるように、噴射システム１２が推進システム１６内に組み込まれている。噴射システム１２は、ラムジェットおよびスクラムジェット運転中の空気流の横断面に亘り燃料を最適に分布させる複合高さランプ噴射器を備える。さらに、これらのランプ噴射器は、流れがランプの縁を越えて行くときに渦を発生させて、乱流および混合を促進する。さらに、これらのランプの切り立った端部（ｂｌｕｆｆ  ｂａｓｅ）が、火炎の安定性を高める。噴射システムの他の実施形態では、微細スケールの混合を強化して全体の燃焼効率を改善するために、ランプに加えて種々の小型のタブレータを備えることができる。
【００１２】
図２は図１の航空機１０の推進システム１６の一部切欠きした斜視図であり、本発明の複合高さランプ噴射システム１２の一実施形態を示す。推進システム１６の図２に示した部分にはアイソレータ２４、噴射システム１２、燃焼器２６および排出ノズル２８が含まれる。噴射システム１２は、ランプ３０Ａ〜３０Ｃを含むランプの第一の組と、ランプ３２Ａ〜３２Ｆを含むランプの第二の組と、を備える。ラムジェットおよびスクラムジェット運転中、高圧で高速の空気流Ａが入口ノズル２２からアイソレータ２４内に押し込まれる。ラムジェット運転中には、空気流Ａは亜音速で燃焼器２６内に入るが、スクラムジェット運転中には空気流Ａの速度は燃焼器２６内で極超音速に達することが可能である。そのため燃焼器２６内での燃焼プロセスの力学現象はラムジェット運転とスクラムジェット運転ではかなり異なる。例えばラムジェット運転中では燃料は亜音速の空気流内に噴射されるので、燃焼器２６に必要な量の燃料をすべて燃焼器２６の全長に亘って一箇所のみで供給することは不可能である。空気流は圧力過大となり、その結果チョーキング状態となる可能性がある。そのためラムジェット運転中は段階的な噴射を採用することにより、最初はランプ３０Ａ〜３０Ｃにより燃焼器２６の長さに沿って順次燃料を導入し、次に空気流が流路に沿って加速するにつれて噴射器３４Ａ，３４Ｂを使用して噴射することができる。しかしスクラムジェット運転では、空気流が非常に高速でしかも高いエネルギーレベルで移動するので、衝撃波の列が流路を上流に向かって移動する可能性が緩和される。従って全燃料をすばやく空気流内に供給し、混合気が排出ノズル２８を出る前に燃焼プロセスを可能な限り短時間に完了させることが好ましい。それに加えて後に詳しく説明するように、各々の運転モードにおいて空気流Ａの内側部分と外側部分に正確に燃料を供給することが必要である。そのため、噴射システム１２には複合高さランプ噴射器３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆが備えられている。複合高さランプ噴射器３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆは、推進システム１６の異なる運転モードに対して、空気流Ａへの燃料供給を制御し、噴射システム１２の寸法と重量を低減し、かつ混合効率を高めることができる。
【００１３】
図３は図２における断面３−３の断面図であり、アイソレータ２４、ランプ３０Ａ〜３０Ｂ，ランプ３２Ａ〜３２Ｆを備える燃料噴射システム１２の周方向の配置を示す。ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆは、噴射システム１２内において、燃焼器２６の直前のアイソレータ２４の下流側端部に配設されている。噴射システム１２の下流側端部はステップ３６において燃焼器２６と結合しており、ここで、燃焼器２６内に循環流が形成されるように、空気流Ａ内に乱流を発生させる急斜面（ドロップオフ）構造を設ける。ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆは、アイソレータ２４の下流側端部近傍で噴射システム１２の周囲に沿って配置され、燃焼室２６の中心に向かって半径方向に延びる。複合高さランプ噴射システム１２は、第一の高さｈ1を有する噴射器ランプ３０Ａ〜３０Ｃの第一の組と、第一の高さよりも低い第二の高さｈ2を有する噴射器ランプ３２Ａ〜３２Ｆの第二の組と、からなる。噴射器のノズルすなわちオリフィスは、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの側面および上面に配置され、ランプ３０Ｂおよび３２Ａ上の矢印で示されるように、空気流Ａの種々の部分内に燃料を噴射するように構成される。ランプの第一および第二の組が協働して、燃焼器２６の横断面全体にわたって燃料を一様に噴射する。さらに、この構成を利用して、燃焼器の運転条件が最適な燃料／空気混合気から外れた場合でも、制御された筋状の、一様でない燃料／空気混合気を生成することができる。
【００１４】
図３では噴射システム１２と燃焼器２６が円形断面を有するように示されているが、楕円のような他の断面形状も使用できる。さらに他の実施形態では、２Ｄすなわち矩形断面の噴射システムおよび燃焼器に本発明を使用して、利点を得ることができる。図示の実施形態では、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆは、軸対称の燃焼器２６内において一様な燃料分布が発生するように構成されている。軸対称、特に円形の燃焼器では、断面積のｒ2の関係に従って、空気流の体積の大部分が燃焼器２６の外周に集中する。そのため外壁の近くではより多くの燃料が必要となり、燃焼器２６の中心に向かって必要な燃料は少なくなる。一方、２次元すなわち矩形の燃焼器では、空気流の体積は、通常、流路の高さと一対一に対応する。このように、軸対称の燃焼器では、燃料を供給するのが最も困難な、もしくは噴射器を延ばすことが最も困難な、空気流の中心部分での燃料必要量が少なくなる。従って燃料の供給のほとんどを、燃料がもっと容易に供給できる燃焼器の外周に向かって行うことができる。
【００１５】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃはランプ３２Ａ〜３２Ｆよりも半径方向に長い、つまり高いので、空気流Ａのコア部分すなわち燃焼器２６の中心に、より深く浸透する。ランプ３０Ａ〜３０Ｃは空気流Ａの内側部分に燃料を供給し、ランプ３２Ａ〜３２Ｆは主に空気流Ａの外側部分に燃料を供給するだけとなる。一実施形態においては、破線Ｂで示されるように、ランプ３０Ａ〜３０Ｂは空気流Ａの内側４０％に到達し、ランプ３２Ａ〜３２Ｆは空気流Ａの外側６０％の中に留まる。空気流Ａのコア部分においては、少量の燃料しか必要でないので、所要量の燃料を供給するのに少数の高いランプのみ必要とする。より多くの空気が流れる燃焼器２６の外周に沿った領域では、複数の高いランプの低位置と共に複数の低いランプが所要量の燃料を分散させる。高いランプの数は通常、外側部分の断面積に対する内側部分の断面積の割合に依存する。本発明の図示した実施形態では、３個の高いランプと６個の低いランプを使用して、それぞれ内側４０％および外側６０％に燃料を供給している。なお、空気流Ａの内側部分および外側部分への燃料供給を制御するのに、各ランプ上の燃料噴射ノズルつまりオリフィスの数と共に、高いランプと低いランプの数を変更することができる。従ってどのような構成に対しても、空気流Ａを横切る燃料分布を制御することができる。
【００１６】
低いランプは空気流内に延びる表面積が小さいので、高いランプと比べて熱の問題をあまり受けない。そのため軸対称の横断面では、本発明は空気流Ａ内に延びる高いランプの量を低減するので特に有利である。しかし高いランプ３０Ａ〜３０Ｃと低いランプ３２Ａ〜３２Ｆの両方が外部冷却の利点を受け、空気流Ａの高温環境内での動作が可能となる。なお、本発明はまた、２次元（２Ｄ）燃焼器に対しても実際的な用途を有する。例えば壁面噴射器を回避することで、本発明の複合高さランプ噴射器では燃焼器の壁の近傍で火炎を発生することを避けることができる。これにより、燃焼プロセスを壁面から離して燃焼器の中心近くで進行させ、燃焼器に対する冷却の要求を軽減する。
【００１７】
燃焼器の横断面がどのような形状であっても、複合高さランプは噴射システム１２の燃料浸透能力を向上し、より大型で複雑な噴射器の必要性を解消する。燃料を空気流Ａ内に噴射する圧力は、従来の設計と比較して低減される。ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよびランプ３２Ａ〜３２Ｆは空気流Ａ内へとせりあがっているので、燃料流を空気流Ａの全半径にわたって浸透させるのに必要な高圧で燃料流を噴射する必要はない。その結果、壁面噴射器が必要な高圧は不要となる。さらに、大型で複雑なストラット（支柱）型またはポップイン型噴射器の使用も不要となる。そのため燃焼器２６の外面に沿って油圧システムなどのコンポーネントを追加する必要がない。さらに、本発明の複合高さランプ噴射器は、より強い乱流を空気流内に発生することができるという点で、壁面噴射器あるいはポップイン型ストラット噴射器よりも有利である。
【００１８】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよびランプ３２Ａ〜３２Ｆの形状は、燃焼器２６中の空気流Ａ内に乱流を発生して、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよびランプ３２Ａ〜３２Ｆによって供給された燃料がより効率的に空気流Ａと混合するように選択される。図示の実施形態では、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよびランプ３２Ａ〜３２Ｆは概ね台形の横断面を有し、その半径方向に最も内側の頂面が半径方向に最も外側の底部よりも狭くなっている。他の実施形態では、矩形、三角形あるいはもみの木状など他の形状でもよい。燃焼器の長さを更に低減し、かつ損失が小さい混合および火炎の安定化を強化するように、各々のランプを軸流方向に対して斜めに配置することもできる。例えば、アイソレータ２４の壁に沿って軸流方向に対してランプを湾曲させ、またはねじることにより、流れに渦成分を生じさせれば、損失が小さい混合および火炎の安定化を更に強化することができる。分かりやすくするために、特に、空気流Ａ内での乱流の発生に寄与するように、図３Ａではランプ３０Ａ，３０Ｂ，３２Ａ，３２Ｅがアイソレータ２４の壁に沿ってらせん状に巻くように配設された状態で示されている。図３Ａではランプ３０Ａ，３０Ｂ，３２Ａ，３２Ｅが、空気流Ａの軸流方向に対して反時計方向にらせんを形成し、アイソレータ２４内へと上流に向かって延在している。他の実施形態では、燃焼器の長さを低減し、かつ損失が小さい混合および火炎の安定化を強化するように、軸流方向に対してランプをオフセットさせるかまたは傾斜させることもできる。
【００１９】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆに配設される燃料噴射ノズルすなわちオリフィスは、必要に応じて任意の位置に配置できる。例えばオリフィスは典型的には側面および上面に沿って配置されるが、火炎の安定化領域への燃料供給を最適に制御するように、下流側の急斜面に配置することもできる。あるいは、空気流Ａに燃料を最適に分布させるように、各々の表面に複数のオリフィスを設けることができる。例えば、高いランプ３０Ａ〜３０Ｃの側面に２個のオリフィスを有する場合、内側空気流への供給に一方のオリフィスを使用し、外側空気流への供給に他方のオリフィスを使用することもできる。噴射された燃料が空気流Ａに入ると、燃料は直ちにランプ３０Ａ〜３０Ｃおよびランプ３２Ａ〜３２Ｆによって生じた乱流の中に入る。
【００２０】
各ランプの最も下流側の面は、空気流Ａがランプ３０Ａ〜３０Ｃおよびランプ３２Ａ〜３２Ｆを通り過ぎる際に、下流方向において急斜面（ドロップオフ）が形成されるように、概ね垂直である。そのため空気流Ａ内にデッドスペースが生じ、空気流はそのデッドスペースを満たすために還流しなければならず、その結果流れの分離と乱流が発生する。切り立った端部を有するランプは、乱流を発生させて燃料が空気流Ａ内で燃焼するときに燃料の滞留時間を長くすることにより、火炎保持器の役割を果たす。これにより、火炎の成長が空気流Ａの半径方向内部に向かって伝わるのを補助する。従って、この火炎保持領域内での乱流は、コア流の燃焼プロセスを強化するように、その場の（ｉｎ  ｓｉｔｕ）点火源として機能する。本発明の他の実施形態では、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの形状は十分な乱流と内側に向かう火炎の伝播が生じるので、ステップ３６を省略することができ、その結果燃焼器２６の直径を低減する。
【００２１】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの数、高さおよび形状などのパラメータは、航空機１０の所望の動作パラメータ、例えば所望の速度範囲、飛行範囲、巡航速度などに依存し、これらに応じて変更できる。他の実施形態においては、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの形状は所望の混合特性に応じて調整することができる。ランプの第一の組および第二の組によって燃料が供給される空気流の所望の割合に応じて、ランプの高さは、調整できる。また航空機１０の所望の巡航速度によって、速度範囲のどれだけの部分が推進システム１６のラムジェットまたはスクラムジェット運転によるかを決めることができる。例えば航空機１０の速度範囲が非常に狭くなる場合は、つまり最高速度と最低速度とが相当近い場合は、巡航速度での性能を最適化するように高い方のランプの高さを調整することができる。
【００２２】
図４は図３における断面４−４の断面図であり、燃料噴射システム１２内での複合高さランプ噴射器３０Ａ，３２Ｂ，３２Ｃ（分かりやすくするためにランプ３２Ａおよび３０Ｂは省略した）の形状を示す。複合高さランプ噴射器３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｃは燃焼器２６の直前のアイソレータ２４内に配設される。推進システム１６の異なる運転モードにおいて運転される際、空気流Ａの断面のあらゆる領域に燃料を供給できるように、燃料噴射システム１２は高さの異なる噴射器ランプを備える。
【００２３】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの最上流側の端部では、通常、ランプはアイソレータ２４の壁と表面が一致する。ランプが下流側に延びるにつれてその高さが次第に増加する。ランプ３０Ａは、破線Ｂで示されるように、空気流Ａの内側４０％に到達するように高さｈ1を有する。ランプ３２Ｃは空気流Ａの外側６０％に燃料を供給するように、高さｈ2を有する。ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの高さの増加する割合、すなわち上昇率は、設計的な要求に依存し、必要に応じて変更できる。上昇率の低いランプは空気抵抗が小さく、従って冷却の必要性が小さい。上昇率の高いランプは燃料を空気流の内側部分まで供給できるが、上昇率の比較的に低いランプよりも強い冷却を必要とする。図では燃料噴射システム１２が２つの高さのランプを有するように示されているが、別の実施形態では３種類、あるいは４種類、またはもっと多くの異なる高さのランプを使用することもできる。
【００２４】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆはスウェプト形状（ｓｗｅｐｔ  ｐｒｏｆｉｌｅ）をなし、すなわち、ランプの頂部において、アイソレータ２４の壁面と同じ高さになる上流部分の幅は、下流側部分の幅よりも広くなっている。この形状が、アイソレータ２４の断面積を一定に維持して圧力損失を低減しながら、機械的なチョーキングを避けるのを助ける。例えばチョーキングを回避しかつ圧力損失を制御するために、推進システム１６を通過する流れを制御するように、ランプ断面とアイソレータ２４の全体の断面の両方をそれらの長さに沿って変化させることができる。しかし設計パラメータや許容圧力損失によっては、ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの他の形状も可能である。ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの下流側表面は、燃焼器２６のステップ３６と同一平面にあり、切り立った端部が形成される。具体的には、下流側表面の端部は、通常、ステップ３６と平坦な同一平面であり、面自体は燃焼器２６の中心軸と概ね垂直である。しかし下流側表面を下流に向かってわずかに傾斜させることにより、燃焼器を横切って火炎が広がるのを助けることができる。切り立った端部および傾斜面も、空気流Ａ内に乱流を発生させるのを補助する。
【００２５】
推進システム１６内でのラムジェット燃焼中、チョーキングを防ぐために、燃焼器２６の長さに沿って燃焼器２６内に燃料を段階的に噴出しなければならない。従って、線Ｂで示された内側４０％部分内に、ランプ３０Ａのような高いランプを使用して、最初に空気流Ａの中心部に燃料を供給する。燃焼が開始され、チョーキングを回避するように燃料が下流側まで十分に移動すると、壁面噴射器３４Ａ，３４Ｂを使用して空気流Ａの外側部分に燃料を供給する。壁面噴射器３４Ａ，３４Ｂは、燃焼器２６内で更に下流側の位置に配置され、そこではそれらが噴射する燃料は燃焼プロセスを遮る可能性があり、空気流Ａの速度を更に高める。高いランプおよび壁面噴射器３４Ａ，３４Ｂは、流れをチョーキング点（ｃｈｏｋｅ  ｐｏｉｎｔ）の下に維持するように、空気流Ａに燃料を供給する。従って推進システム１６は、スクラムジェット運転を開始するのに十分な速度まで空気流Ａの速度を継続的に増加させる。
【００２６】
推進システム１６内でのスクラムジェット燃焼中、空気流Ａは流れがチョーキングされる可能性がない程に十分速く移動する。これにより、スクラムジェットすなわち極超音速の燃焼を維持するのに必要な燃料を、燃焼器２６の短い距離範囲内に空気流Ａ中に噴射することができる。そのため高いランプと低いランプの噴射器の両方を使用して、燃料を空気流Ａ内に噴射する。ランプ３０Ａのような高い噴射器ランプは空気流Ａの内側領域に燃料を供給するために使用され、ランプ３２Ｃのような低い噴射器ランプは空気流Ａの外側領域に燃料を供給するために使用される。さらに、高い噴射器ランプの低い部分は、空気流Ａの外側領域に燃料を供給するために使用することができる。空気流Ａの内側部分は空気流Ａの全質量の比較的少量を構成するので、空気流Ａの中心部には少量の噴射しか必要でない。通常、空気流Ａの中心部への燃料の供給は３つの高いランプ３０Ａ〜３０Ｃを使用して行うことが可能である。また空気流Ａの中心位置には空気流Ａの質量のわずかな部分しか存在しないので、噴射器ランプ３０Ａ〜３０Ｃを中心位置まで延ばしてそこに燃料を供給する必要は無い。高いランプと低いランプは互いに入り混じって配設され、空気流Ａの最も内側の領域に燃料がうまく供給されるように、高いランプはアイソレータ２４の周囲に沿って等間隔に配置されている。空気流Ａの外側部分には、低いランプおよび高いランプの低い部分とを使用して十分な量の燃料が供給される。壁面噴射器３４Ａ，３４Ｂは、極超音速燃焼では下流側のあまりに遠くまで燃料を噴射しすぎるので、不要であり停止される。
【００２７】
噴射器のノズルすなわちオリフィスは、空気流Ａ内の必要な場所に燃料を供給できるように、任意の適切な方法で、複合高さランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの上に配設される。例えばオリフィス３８は噴射器ランプ３２Ｂの上面もしくは半径方向内側に配置され、オリフィス４０Ａ，４０Ｂは噴射器ランプ３２Ｂの側面に配置される。オリフィス３８は空気流Ａの半径方向内側部分に燃料を供給し、オリフィス４０Ａ，４０Ｂはランプ同士の間の空気流Ａの部分に燃料を供給する。他の実施形態では、各ランプによって生成された循環ゾーンに燃料を直接供給するように、各ランプの下流側表面にオリフィスを配置できる。このような噴射器は、燃料噴射を協調させるように、二次コントローラによってそれぞれ別個に作動させることができる。燃料噴射オリフィス３８，４０Ａ，４０Ｂは、空気流Ａの一部に浸透するように圧力をかけるだけでよい。高いランプ３０Ａ〜３０Ｃは最も内側の４０％に浸透するだけでよく、低いランプ３２Ａ〜３２Ｆは最も外側の６０％に浸透するだけでよい。従って噴射システム１２には大型の高圧ポンプは不要となる。
【００２８】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆは、冷却流を運ぶライン、およびオリフィス３８，４０Ａ，４０Ｂに燃料を運ぶ燃料ライン、のようなコンポーネントを設けるための内部の空洞領域を備える。通常、オリフィス３８，４０Ａ，４０Ｂは、噴射された燃料が空気流Ａ内でランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆによって発生させられた乱流内に速やかに入るように、ランプ３２Ｂの下流側端部に向かって配設される。
【００２９】
ランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆの概ね単純な構成により、寸法の異なるエンジンに対して各ランプの寸法を容易に変更することができる。複合高さランプ噴射システム１２は可動部分を含まない。そのため、システムの異なる設計をするたびに補助的な部品を特別に用意する必要は無い。更にランプの高さを利用して流れの最も内側の領域に燃料を供給するので、寸法が大きくなった場合の圧力の増加に伴う問題が回避される。断面、高さ、ランプの上昇率およびスウェプト形状などのランプの形状は、必要に応じて大小異なる寸法に変更することができ、異なる燃焼器の中で最適な噴射および混合を達成するように各パラメータを調整することができる。
【００３０】
従って本発明の複合高さランプ噴射器は、従来の噴射システムの設計に対していくつかの利点を発揮する。例えば複合高さランプ３０Ａ〜３０Ｃおよび３２Ａ〜３２Ｆは他の設計と比較して空気流Ａ内の乱流を強める。その結果、より効率的な混合および燃焼が燃焼プロセス中に行われ、推進システムをより短くまた小型に設計することができる。さらに、複合高さランプ噴射システム１２は、油圧アクチュエータや高圧ポンプのような補助部品の必要性を低減させ、推進システムの全寸法および重量を減らすことを可能にする。例えば複合高さランプは空気流内に延在しているので、燃料の内部への浸透を強めたりポンプを付属させたりする必要が無くなる。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】本発明を使用するラムジェット／スクラムジェット航空機を示す図。
【図２】本発明の複合高さランプ噴射器の２段型の実施形態を備える、図１の航空機の超音速推進システムを示す図。
【図３】図２の３−３断面図であり、複合高さランプ噴射器の周方向の配置を示す図。
【図３Ａ】アイソレータの壁に沿ってらせん状に配置されたランプ噴射器の実施形態を示す図。
【図４】図３の４−４断面図であり、複合高さランプ噴射器の形状を示す図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図３Ａ】
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【図４】
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