(57)【要約】      （修正有）【課題】比較的短く、軽量で、より燃費が良いアフターバーナ装置を提供する。【解決手段】  燃料を酸化剤に、急速にかつ効率的に噴霧、蒸発、混合させる旋回発生器を利用したアフターバーナ装置に関し、旋回発生器は、酸化剤の流れを、燃料が導入される乱流の３次元の流れフィールドに変換する。さらに、トロイダル外部再循環領域、および外部再循環領域内に位置付けられた中心再循環領域を生じる。再循環領域は、熱および燃焼副生成物を上流に運ぶ逆流の態様で構成し、これらは、隣接する剪断層において可燃性の燃料／酸化剤の混合物を連続的に点火するのに用いられる。再循環領域は、火炎伝播を加速し、後燃えを比較的短い期間で完了させる。旋回アフターバーナは、小型設計、軽量、低価格で、平坦であり燃費が良く、スラスト出力が高く、可燃限界が広く、化学量論の燃料／酸化剤の混合比で連続的に動作し、燃焼が安定であり、圧力損失が少ないことである。【選択図】図２
2004263695.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンアセンブリであって、
排気流を生じるガスタービンエンジンと、
ガスタービンエンジンに結合されたアフターバーナ装置とを含み、アフターバーナ装置は、バーナおよび旋回発生器を含み、バーナはバーナ入口を有し、旋回発生器は、入口ハウジング、旋回翼パック、センタボディアセンブリおよび複数の燃料注入器を有し、入口ハウジングはバーナ入口に結合され、入口ハウジングは、空洞の内部体積を規定し、かつ排気流の少なくとも一部が導かれる導管としての役割を果たし、空洞の内部体積は、ダンプステップでバーナ入口と交わり、入口ハウジングの内部寸法はバーナ入口の内部寸法よりも小さく、旋回翼パックは、空洞の内部体積内に配置され、複数の翼を有し、翼は排気流の速度を変えるように協働して、その速度が実質的な接線速度成分を含むようにし、センタボディアセンブリは、旋回翼パックに結合され、そこから後方に延在し、複数の燃料注入器は、入口ハウジング、旋回翼パックおよびセンタボディアセンブリのうちの少なくとも１つに結合され、そこから燃料を分配し、
旋回発生器は、受取った排気流を、旋回する３次元の流れフィールドに変換し、
流れフィールドの第１の部分は、ダンプステップにわたって流れて、外部再循環領域を形成し、
流れフィールドの第２の部分は、センタボディアセンブリの後端によってしっかり固定された中心再循環領域を形成し、
燃料の第１の部分は、流れフィールドの第１の部分と混合して、外部再循環領域に燃料を供給し、
燃料の第２の部分は、流れフィールドの第２の部分と混合して、中心再循環領域に燃料を供給し、
燃料の残余部分は、炉心流に入り、炉心流に燃料を供給する、エンジンアセンブリ。
【請求項２】
燃料注入器の少なくとも一部は、旋回翼パックの下流に燃料を注入するように位置付けられる、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項３】
燃料注入器の少なくとも１つは、センタボディアセンブリに収容される、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項４】
センタボディアセンブリは、少なくとも１つの注入リングを含み、注入リングは、注入リングの外周で間隔をあけられた複数の燃料注入場所を含む、請求項３に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項５】
燃料注入器の少なくとも１つは、センタボディアセンブリの後端に結合され、センタボディアセンブリの下流方向に燃料を注入するように構成される、請求項３に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項６】
複数の燃料注入器は、旋回翼パックの翼の少なくとも一部に形成される複数の燃料注入場所を含む、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項７】
各々の翼は、後縁および水平面を含み、所与の翼上の燃料注入場所は、後縁および水平面のうちの少なくとも１つに形成される、請求項６に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項８】
センタボディアセンブリは、後部切り立ちボートテール本体で終端し、後部ボートテール本体は、排気流の流れ分離を増大するように構成されている、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項９】
センタボディアセンブリは、延長可能なセンタボディ円錐を含む、請求項８に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１０】
旋回翼パックの翼は、第１の位置および第２の位置で選択的に位置付けることができる、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１１】
翼は、第１のおよび第２の位置の間の少なくとも１つの位置に、さらに選択的に位置付けることができる、請求項１０に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１２】
第１の位置は、アフターバーナ装置が使用されないときに排気流を旋回させないようにするために０°の配向である、請求項１０に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１３】
第２の位置は、排気流を旋回させる翼の非０配向である、請求項１０に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１４】
翼は、平坦な輪郭を有する、請求項１０に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１５】
旋回発生器は、少なくとも１つの点火器をさらに含み、点火器は、センタボディアセンブリ、入口ハウジングおよびバーナのうちの１つに結合され、点火器は、中心再循環領域における燃料／酸化剤の混合物に点火する点火核を生成するように動作可能である、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１６】
点火器はセンタボディアセンブリに収容される、請求項１５に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１７】
ダンプステップの下流位置のバーナに結合された第２の点火器をさらに含む、請求項１６に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１８】
点火器は、火花点火器、プラズマジェット点火器、レーザベースの点火器およびマイクロ波ベースの点火器からなる点火器のグループから選択される、請求項１５に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１９】
バーナの入口はクォール膨張を含む、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２０】
入口ランプは、ダンプステップに隣接する入口ハウジングに形成される、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２１】
複数の円周状に間隔をあけられた注入場所が入口ランプに形成され、注入場所は燃料注入器の少なくとも一部を成す、請求項２０に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２２】
翼は、旋回翼パックに約２．０未満の旋回数を与えるように構成された、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２３】
旋回翼パックの旋回数は、約０．４から約１．２である、請求項２２に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２４】
ガスタービンエンジンは、ターボジェットエンジンおよびターボファンエンジンからなるグループから選択される、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２５】
バーナと結合された可変領域ノズルをさらに含む、請求項１に記載のエンジンアセンブ
リ。
【請求項２６】
バーナは拡張バーナである、請求項１に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項２７】
アフターバーナ装置であって、
入口を有する拡張バーナと、
バーナの入口に結合された旋回生成器とを含み、旋回生成器は、酸化剤の流れを、実質的な接線速度成分を含む３次元の流れフィールドへ変換するように動作可能であり、旋回発生器は、流れ規定手段および燃料手段を含み、流れ規定手段は、燃焼器における外部再循環領域および中心再循環領域の双方に影響を与えるように動作可能であり、外部再循環領域はトロイダル形状であり、中心再循環領域は外部再循環領域の内部に配置され、燃料供給手段は、外部および中心再循環領域に燃料を供給するように動作可能であり、
燃焼の際に生成された熱および燃焼副生成物は、外部および中心再循環領域によって上流に運ばれ、熱および燃料副生成物を用いて、外部および中心再循環領域の各々に隣接する剪断層における可燃性の燃料／酸化剤の混合物に連続的に点火する、アフターバーナ装置。
【請求項２８】
バーナと結合された可変領域ノズルをさらに含む、請求項２７に記載のアフターバーナ装置。
【請求項２９】
流れ規定手段は、複数の翼を有する旋回翼パックを含み、翼は、旋回翼パックに約２．０未満の旋回数を選択的に与えるように構成される、請求項２７に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３０】
旋回翼パックの旋回数は、約０．４から約１．２である、請求項２９に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３１】
翼は、平坦な輪郭を有する、請求項２９に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３２】
複数の燃料注入器は、旋回翼パックの翼の少なくとも一部に形成された複数の燃料注入場所を含む、請求項２７に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３３】
各々の翼は、後縁および水平面を含み、所与の翼上の燃料注入場所は、後縁および水平面のうちの少なくとも１つに形成される、請求項３２に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３４】
センタボディアセンブリは、延長可能なセンタボディ円錐を含む、請求項２７に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３５】
バーナの入口はクォール膨張を含む、請求項２７に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３６】
入口ランプは、ダンプステップに隣接する入口ハウジングに形成される、請求項２７に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３７】
複数の円周状に間隔をあけられた注入場所は、入口ランプに形成され、注入場所は、燃料注入器の少なくとも一部を成す、請求項３６に記載のアフターバーナ装置。
【請求項３８】
推進力を与えるための装置であって、
排気流を生じるガスタービンエンジンと、
バーナ、旋回発生器および可変領域ノズルを有するアフターバーナ装置とを含み、旋回発生器はガスタービンエンジンの後端と結合され、旋回発生器は流れをもたらす手段およ
び燃料供給手段を含み、流れをもたらす手段は、複数の翼、翼の谷底の後方で終端する後端を有するセンタボディおよびダンプステップを含み、流れをもたらす手段は、排気流を、実質的な接線速度成分を含む３次元の流れフィールドに変換するように動作可能であり、流れをもたらす手段は、ダンプステップによってしっかり固定されたトロイダル外部再循環領域、および外部再循環領域の内側に配置され、かつセンタボディの後端によってしっかり固定された中心再循環領域の双方に影響をもたらすようにさらに動作可能であり、燃料供給手段は、外部および中心再循環領域ならびに炉心流に燃料を供給するように動作可能であり、バーナは旋回発生器の後端に結合され、可変領域ノズルはバーナの後端に結合され、
燃焼の際に生成される熱および燃焼副生成物は、外部および中心再循環領域によって上流に運ばれ、熱および燃焼副生成物を用いて、外部および中心再循環領域の各々に隣接する剪断層における可燃性の燃料／酸化剤の混合物に連続的に点火し、
炉心流からの燃料副生成物は、可変領域ノズルを通って放出されてスラストを生じる、推進力を与えるための装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
この出願は、「旋回を増大した酸化剤／燃料注入の混合および燃焼を組込んだ、小型軽量高性能リフトスラスタ（“Compact, Lightweight High-Performance Lift Thruster Incorporating Swirl-Augmented Oxidizer/Fuel Injection Mixing and Combustion”）」と題された、２００２年９月１３日出願の、一部継続米国出願番号第１０／２４３，９６１号である。本発明の他の特徴は、「性能を向上させた、旋回増大燃焼を組込んだ小型軽量ラムジェットエンジン（“Compact Lightweight Ramjet Engines Incorporating Swirl
Augmented Combustion With Improved Performance）”」と題された同時係属米国出願番号第１０／＿，＿号、ならびに「体積および重量を減じ、かつ性能を向上させるために、旋回増大燃焼を組み込んだ複合サイクルエンジン（“Combined Cycle Engines Incorporating Swirl Augmented Combustion for Reduced Volume and Weight and Improved Performance”）」と題された同時係属米国出願番号第１０／＿，＿号において、説明され主張されている。
【０００２】
発明の分野
本発明は一般的に、アフターバーナにおける改善に関し、より特定的には、より短く、軽量で、低価格である一方で、改善された燃料／酸化剤の混合および燃焼装置を有する、アフターバーナに関する。
【背景技術】
【０００３】
発明の背景
高温構造の温度制限のために、固定翼軍用機のための従来のガスタービンエンジンは、典型的に、燃焼器に化学量論の燃料／空気の混合比まで燃料を供給することができず、これにより、スラスト出力がかなり低くなり、これらのエンジンから出て行く熱い排気ガスが大量の未使用の酸素を含むことになる。温度制限されていないアフターバーナを用いて、さらに注入された燃料を燃焼することにより、パイロットがさらなるスラストを選択的に生成するのを可能にすることによって、未使用の酸素を十分に利用する。さらなるスラスト力は、典型的に、離陸、短期間での加速、超音速飛行および／または重大な戦闘作戦のために必要とされる。
【０００４】
従来のアフターバーナは、典型的に、ガスタービンエンジンから出て行く熱い排気ガスを減速させる拡散器と、燃料を、通過する酸素の豊富な排気ガスに注入する、複数のスプレーリングまたはチューブとを含む。アフターバーナで注入された燃料および熱い排気ガスの混合は、高圧の注入、浸透および噴霧によって達成される。火花点火器または他の好適な点火源を用いて、アフターバーナの混合物の燃焼を開始し、一方で拡散器のテールコーン部分のまわりまたは下流に同心円状に装着された、Ｖ字形の溝等の切り立ちボディ保炎器およびその後流は、火炎を安定させ、自己増殖するアフターバーナ燃焼を支持する。アフターバーナの直径は、拡大されるが、主エンジンの直径を超えることはなく、熱い排気ガスを減速することによってスラスト損を緩和する。可変領域ノズルを用いて、非後燃え動作の際のより低温の排気ガス、および後燃え動作の際の高温の排気ガスの双方のためのスラスト出力を最大化する。
【０００５】
当業者に周知であるように、後燃え力は、ガスタービンエンジンの長さのおよそ２倍であり、必然的にかなりの重量過量を伴う。ガスタービンエンジンを装備したアフターバーナの重量および梱包の問題は、同等のスラスト出力を有するターボジェットまたはターボ
ファンのエンジンよりも比較的少ないが、当該技術において、比較的より小型で燃費のよいアフターバーナ装置が必要とされている。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
発明の概要
１つの好ましい形態において、本発明は、ガスタービンエンジンおよびアフターバーナ装置を有するエンジンアセンブリを提供する。アフターバーナ装置は、ガスタービンエンジンに結合され、バーナおよび旋回発生器を含む。旋回発生器は、入力ハウジング、旋回翼パック、センタボディアセンブリおよび複数の燃料注入器を有する。入口ハウジングは、バーナの入口に結合され、熱い排気ガスの流れの少なくとも一部が導かれる導管としての役割を果たす空洞の内部体積を規定する。空洞の内部体積は、ダンプステップでバーナの入口と交わり、アフターバーナハウジングの内部寸法は、入口の内部寸法よりも広い。旋回翼パックは、空洞の内部体積内に配置され、複数の翼を有し、この翼は協働して排気ガスの流れの速度を変更して、その速度が実質的な接線速度成分を含むようにする。センタボディアセンブリは、旋回翼パックに結合され、そこから後方に延在する。複数の燃料注入器は、入口ハウジング、旋回翼パックおよびセンタボディアセンブリのうちの少なくとも１つに結合され、そこから燃料を分配する。旋回発生器は、酸素の豊富な、熱いコアのエンジン排気ガスを、旋回する３次元の流れフィールドへと変換し、その第１の部分は、ダンプステップにわたって流れて、外部再循環領域を形成し、流れフィールドの第２の部分は、センタボディアセンブリの後端によってしっかり固定される中心再循環領域を形成する。燃料の第１の部分は、流れフィールドの第１の部分と混合して、外部再循環領域に燃料を供給し、燃料の第２の部分は、流れフィールドの第２の部分と混合して、中心再循環領域に燃料を供給し、一方で注入された燃料の大部分は、それぞれの剪断層および非再循環コア流れフィールドを供給する。
【０００７】
本発明のアフターバーナ装置は、燃料および高温で酸素の豊富な排気ガスの、高速で効率的な噴霧および混合を促進する、新しい旋回発生器を使用することによって、先述の欠点を克服する。自立点火および効率的な火炎伝播が、剪断層における、高い、旋回を引き起こす乱気流を通して、炉心流に結合された非常にエネルギに満ちた再循環領域によって与えられ、これはコア流れフィールドの混合物の非常に迅速な燃焼を促進する。燃焼は、既知のアフターバーナ装置において必要とされる長さのわずか４分の１の長さで完了することができる。
【０００８】
したがって、本発明のアフターバーナ装置は、既知のアフターバーナ装置よりも、比較的短く、軽量であり、より燃費が良い。航空侵入流入保炎器は必要とされない、というのも火炎の安定化および伝搬プロセスは、旋回流れフィールドの空気力学によって引起こされた乱気流によって制御されるからである。航空侵入燃料注入リングも必要とされない、というのも燃料は、旋回翼およびセンタボディの後縁から注入されるからである。長いテールコーンは、排除され、延長可能な格納式の先細の円錐を有する短いセンタボディ、および可変角旋回翼と取り替えられて、後燃えおよび非後燃えの動作モードに対応して、すべての航空状況でスラスト出力を最大化する。
【０００９】
本発明を適用できるさらに他の領域が、以下に与えられた詳細な説明から明らかとなるであろう。本発明の好ましい実施例を示すが、詳細な説明および特定の例は、例示の目的のためのみに過ぎず、本発明の範囲を制限するものではないことを理解すべきである。
【００１０】
本発明のさらに他の利点および特徴は、添付の図面と関連して考慮されると、以下に続く説明および別掲の特許請求の範囲から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
好ましい実施例の詳細な説明
図面の図１を参照して、例示のジェット機８が示されており、これは本発明の教示に従って構成された、１対のリフトスラストオーグメンタ１０を含んでいる。従来のガスタービンエンジン１２は、ジェット機８の主な推進力源となり、一方でリフトスラストオーグメンタ１０は、スラストの要求が予め定められたしきい値を超えるときにスラストを生じるように選択的に動作可能である。
【００１２】
さらに図２から４を参照して、各々のリフトスラストオーグメンタ１０は、空気吐き出し部分２０、旋回発生器３０および燃焼器／ノズル部分４０を含む。旋回発生器３０および燃焼器／ノズル部分４０は、組合されたときに、小型旋回増大スラスタ（ＣＯＳＡＴ）として知られる。空気吐き出し部分２０は、バタフライ弁５０を含み、与えられた特定の例においてはエルボ６０を含む。空気吐き出し部分２０は、リフトスラストオーグメンタ１０を特定の適用例に収めて、いかなる態様でも構成され得、したがって、エルボ６０を省略するか、または曲げ角度を変更して所与の適用例の特定のニーズに適合するようにされ得ることが、当業者にとって容易に明らかである。
【００１３】
バタフライ弁５０およびエルボ６０は、流体接続でガスタービンエンジン１２に結合される。より特定的には、熱い高圧空気は、ガスタービンエンジン１２のバイパスファン１２ａから流れ出て、横方向ジェットスクリーンフィードシステム（特に図示せず）を通って、高度制御装置７０に方向転換される。バタフライ弁５０は、通常閉じた状態で維持され、高度制御装置７０と流体接続で結合されるが、これを開いて、予め定められた量（すなわち大量の流量）の熱い高圧流出空気を、リフトスラストオーグメンタ１０に方向転換する。与えられた特定の実施例において、高度制御装置７０に向けられた気流の約３０％は、リフトスラストオーグメンタ１０を動作して最大スラストを与えるときに、リストスラストオーグメンタ１０に方向を変えられる。
【００１４】
バタフライ弁５０を通過した空気は、エルボ６０を通って旋回発生器３０に経路付けられる。以下でさらに詳細に説明されるように、旋回発生器３０は、燃料を空気に注入し、空気および燃料の効率的な混合を促進する。本明細書において完全に述べられるように、開示がこれにより引用により援用された、同時係属米国特許出願連続番号第１０／２１７，９７２号の、「トーチ点火器（“Torch Igniter”）」に記載されたようなトーチ点火器８０を用いて、燃焼事象を開始し、燃料／空気の混合物は、燃焼器／ノズル部分４０の燃焼器４０ａにおいて燃焼される。当業者は、電気火花点火器、プラズマジェット点火器、レーザおよびマイクロ波を含む点火器が、代わりに使用され得ることを認識するであろう。燃焼器４０ａの構造は当該技術において周知であるため、燃焼器の詳細な説明は本明細書では与えられない。たとえば、燃焼器４０ａは全体的に好適な高温材料で形成され得るか、もしくは燃焼器４０ａの空気冷却を容易にする穴あきライナを利用し得るか、または動作中に燃焼器４０ａを冷却するように動作する、燃焼器の壁を通してまたはそのまわりでの流体の流れを容易にする、部分的または全体的に流体導管からなる壁を利用し得ることを、当業者は認識するであろう。
【００１５】
その後で、熱い燃焼副産物は、収束ノズル（図４）または収束／分岐ノズル（図２）等のノズル４０ｂを通って放出されて、スラストを生じる。当然のことながら、この例で利用される特定の可燃性混合物（すなわち液体燃料および空気）は、決して開示の範囲を制限するものではない。この点で、本発明の旋回発生器およびリフトスラストオーグメンタにおいて、いかなる種類の燃料（たとえば液体、スラリー、気体）およびいかなる種類の酸化剤（たとえば空気、過酸化水素、酸素）を使用し得ることを、当業者は理解するであろう。したがって、「混合」という用語が燃料／酸化剤の混合物の関連で用いられたときに、燃料が気体の状態で注入されなくても、噴霧および蒸発を含むものと理解されるであ
ろう。
【００１６】
図５および６を参照して、エルボ６０は、空気流９０を約９０°回転させた状態で示されており、その断面積は比較的一定である。エルボ６０は、エルボハウジング９４、複数の流れ案内翼９６、１対のサイドカバー９８および空力フェアリング１００を含む。当業者にとって容易に明らかであるように、エルボ６０の構成要素は、いかなる適切な材料からも製造され得、その選択は主として、空気吐き出し部分２０（図２）に入る空気の温度に依存する。与えられた特定の例において、入口温度は比較的高く、したがって、クレスステンレス鋼シリーズ（たとえば３０４，３２１）、ハイネス２４０、セラミック母材複合物（たとえばＣ／ＳｉＣ，ＳｉＣ／ＳｉＣ，Ｓｉ３Ｎ４，Ａｌ２Ｏ３／Ａｌ２Ｏ３）を含む材料が、エルボ６０の構成要素を構成するのに適切である。当業者が認識するように、さまざまな熱的保護被膜（たとえばセラミック）および／または作動流体（たとえば燃料、空気）によって与えられる冷却効果に依存する熱伝達技術を、さらにまたは代わりに使用して、エルボ６０の構成要素を、所与の組をなす入口状態にとって好適となるようにし得る。
【００１７】
エルボハウジング９４は、弓形の旋回部分１０６によって相互接続された、入口部分１０２および出口部分１０４を含むものとして示されている。エルボハウジング９４は、（バーストック(bar stock)からの）鋳造または機械加工等の従来のプロセスによって一体型に形成にされるか、または溶接によって互いに結合して固定される複合構成としてもよい。旋回部分１０６の横方向の側壁１１０は、それを通って形成された複数の同軸スロット１１２を含み、一方で旋回部分１０６における端部壁１１４は、フェアリング開口部１１６を含む。フェアリング開口部１１６は、ジェット機８の、空力フェアリング１００の一部、および旋回発生器３０を、リフトスラストオーグメンタ１０を作動させる点火制御装置１２２（図４）に結合する導管１２０（図４）、ならびに燃料源１２６（図４）を収容できるような大きさにされる。
【００１８】
流れ案内翼９６は、単軸を中心として曲げられ、同心スロット１１２を通って旋回部分１０６へと滑動する。したがって、流れ案内翼９６は、旋回部分１０６の内部寸法にわたって、空気の流れの方向に概ね垂直であり、かつ旋回部分１０６における旋回半径と同心の方向に延在する。流れ案内翼９６はまた、エルボハウジング９４の、入口部分１０２および出口部分１０４の間に延在するように構成される。したがって、流れ案内翼９６ａ等の半径方向内向きの流れ案内翼は、流れ案内翼９６ｄ等の半径方向外向きの流れ案内翼よりも比較的短い。
【００１９】
流れ案内翼９６の前縁１３０および後縁１３２はそれぞれ、同軸スロット１１２の向かい合った端部と係合することが好ましく、一方で流れ案内翼９６の反対側の横方向の側１３６は、複数のねじ（特に図示せず）を介してエルボハウジング９４に締め付けて固定されている、サイドカバー９８と当接する。さらにまたは代わりに、流れ案内翼９６は適所に溶接されて、同軸スロット１１２内で適所に固定し得る。
【００２０】
流れ案内翼９６を用いて、結合された上流バタフライ弁５０（図２）によって引起こされた空気流の歪みおよび流れ分離を緩和し、入口の流れが旋回部分１０６を通って９０°回転する中で、遠心力によるさらなる流れ分離、二次的な流れおよび大規模な輪郭の歪みの生成を防ぐ。衰えない二次的な流れ、分離および歪みが、下流の燃料注入の設計および動作を複雑にする傾向があれば、混合効果を変更し、不安定な燃焼に刺激を与える。結果として、（一般的に）空気吐き出し部分２０および（特定的に）エルボ６０の構成は、旋回発生器３０への空気の流れに高度の均一性（すなわち均一の軸方向の気流）を与える。
【００２１】
図６で最もよくわかるように、流れ案内翼９６は、エルボハウジング９４と協働して、
複数の入口流路１４０を規定する。入口流路１４０ａによって規定される通路は、入口流路１４０ｅと比較して、入口部分１０２および出口部分１０４の間が比較的短いため、かつ入口流路１４０間の一時的な流れの差異は極めて望ましくないため、示された特定の実施例の流れ案内翼９６は、入口流路１４０に異なる断面積を与える態様で、半径方向に位置付けられて、入口流路１４０が、流れ速度が比較的均一である一連の流入を生じるようにする。したがって、旋回発生器３０への流入１５０の速度は、実質的に軸方向の速度成分によって完全に規定される。
【００２２】
図４から６において、旋回発生器３０を、点火制御装置１２２（図２）および燃料源１２６（図２）に結合する導管１２０が示されており、これは、旋回部分１０６の端部壁１１４を通り、流れ案内翼９６ｄにおける導管開口部１５４を通って延在し、旋回発生器３０に結合されているエルボハウジング９４の出口部分１０４へ出る。旋回部分１０６の内部において導管１２０が存在することによって、通常、先述の流れ分離が生じ、リフトスラストオーグメンタ１０の効果および効率性が減じられる。しかしながら、空力フェアリング１００を用いて、導管１２０の存在によって引起こされる流れ分離を減じる、または完全に排除する。
【００２３】
与えられた例において、空力フェアリング１００は、空洞のハブ１５６と、ハブ１５６に結合された翼型部分１５８とを含む。導管１２０は、ハブ１５６の空洞の内部を通って延在し、締まりばめ（たとえば焼きばめまたは圧入）、はんだ付けおよび溶接を含む何らかの適切な保持手段によってそこに結合され得る。導管１２０を囲む翼型部分１５８は、先細の態様で風下の方向に延在し、比較的少量の後縁の鈍化を有する後縁１６４で終端される。代わりに、翼型部分１５８は、導管１２０の風上側と当接するように構成され得る。翼型部分１５８は、導管１２０の存在によって引起こされる流れ分離を減じる、または完全に排除するために、流路１４０ｅ内に位置付けられる。ハブ１５６および／または翼型部分１５８は、締まりばめ（たとえば焼きばめまたは厚入）、はんだ付けおよび溶接を含む何らかの適切な保持手段によって、エルボハウジング９４に固定して結合され得る。
【００２４】
図４および７を参照すると、旋回発生器３０が示されており、これは、入口ハウジング２００、センタボディハブアセンブリ２０４、旋回翼パック２０６および壁注入器組立て部品２０８を含んでいる。与えられた特定の例において、入口ハウジング２００は、エルボ６０の出口部分１０４に結合されかつそれと一体化して形成された上方入口ハウジング部分２００ａ、任意の壁注入ハウジング２２８（これについては以下で詳細に説明される）、および燃焼器／ノズル部分４０に結合されかつ入口延長部分２１０と入口ランプ２１２とを含む、任意の下方入口ハウジング部分２００ｂを含むものとして示されている。代わりに、入口ハウジング２００は一体型に形成されてもよい。また代わりに、上方入口ハウジング部分２００ａは、エルボ６０の出口部分１０４および／または下方入口ハウジング部分２００ｂから分離され得るが、含まれる場合は、燃焼器／ノズル部分４０と一体化して形成され得る。したがって、当業者は、１つ以上の上方入口ハウジング部分２００ａおよび下方入口ハウジング部分２００ｂならびに壁注入ハウジング２０８が、分離した構成要素として存在しないかもしれないことを認識するであろう。リフトスラストオーグメンタ１０の現時点で好ましい構成において、上方入口ハウジング部分２００ａは、リフトスラスタオーグメンタ１０の全体的な長さを最小にするために、エルボ６０と一体化して形成される。
【００２５】
入口ハウジング２００は、センタボディハブアセンブリ２０４が延在する空洞の内部体積２２０を規定する。リフトスラストオーグメンタ１０への燃料の注入は、それが入口ランプ２１２の前方の位置で入口ハウジング２００の壁２２４を通るように示されている。入口ランプ２１２の大きさおよび目的は、以下でより詳細に説明される。
【００２６】
すべての燃料注入が旋回翼パック２０６の下流で生じると、入口延長部分２１０の存在は、上流における燃料注入のさまざまな点を入口ランプ２１２に対して効果的に移動させて、燃焼器４０ａに入る前に、燃料が混合するための（すなわちこの例の液体燃料が噴霧し、混合し、蒸発するための）追加の時間を与える。当業者は、入口延長部分２１０によって与えられる追加の混合時間量はその長さの関数であることを認識するであろう。当業者はまた、入口延長部分が必要かどうかは、速度、温度、圧力および使用されている燃料の特徴といった、空気流の状態に基づくことを認識するであろう。したがって、ラムジェット等の、旋回発生器３０のために考えられてきた適用例のいくつかにおいて、空気流は、液体燃料でさえも高速に混合される（すなわち噴霧され、混合され、蒸発される）ほど十分に高温であり、これにより、センタボディハブアセンブリ２０４の後部を、入口ランプ２１２の下流が燃焼器４０ａへ延在するように、位置付けることが可能になる。
【００２７】
与えられた特定の例において、壁注入は、壁注入器組立て部品２０８を通して達成される。壁注入器組立て部品２０８は、（注入ハウジング２００の一部であるとみなされる）環状の壁注入ハウジング２２８と、壁注入ハウジング２２８のまわりで円周状に間隔をあけられた複数の燃料注入器２３０とを含む。壁注入ハウジング２２８の内径は、下方の入口ハウジング部分２００ｂの内径と等しくされて、同一平面上にされ、旋回発生器３０の効率性を妨げる傾向がある流れ分離等を引起こさないようにする。しかしながら、壁注入ハウジング２２８の内径は、上方の入口ハウジング部分２００ａの内径よりもいくらか小さく、この理由は以下で詳細に説明される。
【００２８】
壁注入ハウジング２２８は、上方入口ハウジング部分２００ａの後端と、後方の入口ハウジング部分２００ｂの前端との間に配置される。従来のヴァイトン（Ｒ）Ｏリング（Viton(R) O-ring）２３８または当該技術で周知の他の密封装置を用いて、壁注入ハウジング２２８の向かい合った面と、上方入口ハウジング部分２００ａおよび下方入口ハウジング部分２００ｂとの間の干渉を密封する。ねじ部品（図示せず）を用いて、エルボ６０、上方入口ハウジング部分２００ａ、壁注入ハウジング２２８、下方入口ハウジング部分２００ｂおよび燃焼器／ノズル部分４０を互いに固定して結合する。
【００２９】
示した例において、燃料注入器２３０は、ミシガン州のジーランド（Zeeland）のウッドワードＦＳＴ社（Woodward FST, Inc.）から市販されている、ウッドワードＦＳＴ単体注入器（Woodward FST Simplex Injectors）等の、８台の埋込型単体燃料注入器を含む。しかしながら、当業者は、遠距離（stand-off）またはウォールフラッシュ（wall flush）単体燃料注入器、オリフィス注入器、またはドロップサイズおよび円錐角（すなわち固体または空洞の円錐）の異なる可変領域ポペット燃料注入器を含む、他の量のおよび／または種類の燃料注入器を使用してもよいことを認識するであろう。
【００３０】
図７から９において、センタボディハブアセンブリ２０４は、導管１２０および前部センタボディ２４０を含むセンタボディアセンブリ２３６、導体保持器２４２、ならびに後部センタボディ２４４および点火器２４６を含むように示されている。示した特定の実施例において、点火器２４６は、オハイオ州、トリード（Toledo）のチャンピョン・スパーク・プラグ社（Champion Spark Plug Company）によって製造されたような供給元から市販されている、従来の火花点火器である。したがって、点火器２４６の構成の詳細な説明は、本明細書において与えられない。当業者は、（当該技術において周知であり、フロリダ州、ジャックソンヴィルのユニゾン・インダストリーズ社（Unison Industries Inc.）等の供給元から市販されている）プラズマジェット点火器、マイクロ波点火装置およびレーザ点火装置といった他の種類の点火器を、火花点火器の代替物として使用し得ることを認識するであろう。
【００３１】
上述のように、導管１２０は、エルボ６０（図４）を通って延在し、旋回発生器３０（
図４）を点火制御装置１２２（図４）および燃料源１２６（図４）に結合する。与えらえられた特定の実施例において、導管１２０は、電気ケーブル２５０および複数の燃料導管２５２が収納される空洞のチューブである。電気ケーブル２５０は、点火制御装置１２２を点火器２４６に電気的に結合して、点火制御装置１２２を作動して点火器２４６が排出アーク（図示せず）を生じるのを可能にしたときに、電気エネルギが点火器２４６に伝えられるようにする。燃料導管２５２は、燃料源１２６を流体接続で後部センタボディ２４４における複数の燃料注入器に結合する。しかしながら、当業者は、単一の燃料導管（図示せず）を代わりに使用して、燃料を、燃料注入器が結合された後部センタボディ２４４内のまたはそれに結合された燃料マニホールドに、供給し得ることを認識するであろう。また代わりに、旋回発生器３０は、分離した燃料導管２５２がない状態で構成され得、このような機能は、電気ケーブル２５０を収容する導管１２０によって別途与えられる。当業者は、これらの燃料の分離は、燃料の大量の流量を効果的に制限する１組のオリフィスによって達成することができることを認識するであろう。
【００３２】
前部センタボディ２４０は、中心開口部２７０を有する概ね空洞の構造であり、中心開口部に導管１２０がたとえばろう付けによって固定して結合される。前部センタボディ２４０の外面は、空気力学的な輪郭をした前面２７２および旋回翼パック２０６が取付けられる取付フランジ２７４を含む。与えられた特定の例において概ね球形状として示された、空気力学的な輪郭をした前面２７２は、流入１５０（図４）が、前部センタボディ２４０のまわりで半径方向に外部にエルボ６０を出て、旋回翼パック２０６へ入るように案内する役割を果たす。取付フランジ２７４の直径は、空気力学的な輪郭をした前面２７２の後縁よりも概ね小さく、それにより取付フランジ２７４および前面２７２の交差部分で当接するフランジ２７８を生成する。前部センタボディ２４０の内部の後端は、導管保持器２４２を収容するように構成されたカウンタボア部分２８０を含む。
【００３３】
導管保持器２４２は、点火器２４６および電気ケーブル２５０の一部を収容するように構成された開いた中心部を有する環状構造である。複数の導管取付開口部２８４は、導管保持器２４２を通って形成され、燃料導管２５２のうちの関連する１つをはめ合って収容するような大きさにされる。燃料導管２５２は、ろう付け等の適切な接合プロセスによって、関連する導管取付開口部２８４において、導管保持器２４２に固定して結合されることが好ましい。ソケットヘッド押えねじ２９０等の従来のねじ部品を用いて、導管保持器２４２を前部センタボディ２４０に、固定してしかしながら解放可能に結合することが好ましい。
【００３４】
後部センタボディ２４４は、いくつかの異なる態様で構成されて、リフトスラストオーブメンタ１０の効率性を最適化し、そのスラスト出力を所望のスラスト出力レベルに調整する。与えられた特定の例において、後部センタボディ２４４は、第１の注入器リング３００および第２の注入器リング３０２、ならびに船尾切り立ちボートテール３０４を含む。
【００３５】
従来のヴァイトン（Ｒ）Ｏリング３１０または他の周知の密封装置を用いて、第１の注入器リング３００と、前部センタボディ２４０の後部面との間で密封を生じる。第１の注入器リング３００は、点火器２４６が収容される概ね空洞の中心部を有し、その外径は、取付フランジ２７４の外径よりも比較的大きい。第１の注入器リング３００は、ミシガン州、ジーランドのウッドワードＦＳＴ社で市販されている、流れ数（ＦＮ）が約８．５に等しい単体注入器等の、複数の円周状に間隔をあけた燃料注入器３２０を含むものとして示されている。しかしながら、当業者は、複数のオリフィスを含む他の種類の燃料注入器を、さらにまたは代わりに、使用することができることを認識するであろう。注入器３２０は、燃料を半径方向に外部に向かって注入するように構成されるものとして示されているが、当業者は、燃料注入器３２０が代わりに、燃料を上流方向、下流方向、または、半
径方向に外部の方向、下流方向および上流方向のいかなる組合せの方向に、注入するように構成され得ることを認識するであろう。
【００３６】
燃料注入器３２０は、流体接続で第１の注入器リング３００に形成されるマニホールド３２４に結合される。与えられた例において、マニホールド３２４は、燃料導管２５２のうちの関連する１つに流体接続で結合されて、そこから燃料を受取る。しかしながら、当業者は、マニホールド３２４を流体接続で燃料導管２５２の各々に結合することができることを認識するであろう。ヴァイトン（Ｒ）Ｏリング３２６または他の周知の密封装置を用いて、導管保持器２４２と第１の注入器リング３００の前面との間の界面を密封する。
【００３７】
従来のヴァイトン（Ｒ）Ｏリング３３０または他の周知の密封装置を用いて、第２の注入器リング３０２と、第１の注入器リング３００の後面との間に密封を生じる。第２の注入器リング３０２は、従来の態様で、点火器２４６のねじを付けた部分３３６に通り抜けることができるように係合するために、少なくとも部分的にねじを付けた、概ね空洞の中心部を有する。第２の注入器リング３０２は、リフトスラストオーグメンタ１０の所望の出力に依存して、燃料注入器を含まない（すなわち、図９Ａに示したような「空の（“blank”)注入器リングを構成する）かもしれない、または単体のもしくはオリフィスの注入器といった、複数の円周状に間隔をあけた燃料注入器３４０を含むかもしれない。注入器３４０は、燃料を半径方向に外部に向かって注入するように構成されるものとして示されているが（図８）、当業者は、燃料注入器３４０が代わりに、燃料を上流方向、下流方向、または、半径方向に外部の方向、下流方向および上流方向のいかなる組合せの方向にも、注入するように構成され得ることを認識するであろう。
【００３８】
第２の注入器リング３０２は、鍵をかけられるかそうでなければ従来の態様で、第１の注入器リング３００に位置合わせされて、第１の注入器リング３００および第２の注入器リング３０２が、共通の軸を中心として位置合わせされる状態に維持し得る。この状態において、第２の注入器リング３０２の外面は、実質的に第１の注入器リング３００の外面に一致し、それにより、いかなる流れの分離または途切れの生成も防ぐ。
【００３９】
第２の注入器リング３０２が燃料注入器３４０を含む実施例において、第２の注入器リング３０２に形成されるマニホールド３４４を用いて、燃料注入器３４０を関連する燃料導管２５２に、流体接続で結合する。マニホールド３４４は、第１の注入器リング３００のマニホールド３２４に、または図８に示したように第１の注入器リング３００を通って形成された開口部３４５に、流体接続で結合され得る。第１の注入器リング３００と第２の注入器リング３０２との間の界面は、開口部３４５に最も近い領域で、ヴァィトンＯリング３４６によって密封される。
【００４０】
船尾切り立ちボートテール３０４は、フランジ部分３６０と流れをもたらす部分３６２とを含む。フランジ部分３６０は、第２の注入器リング３０２の後部面と当接し、従来のソケットヘッド押えねじ３６６が収容される１対の開口部３６４を含む。押えねじ３６６は、第１の注入器リング３００および第２の注入器リング３０２ならびに導管保持器２４２に形成された同様の開口部を通って延在し、前部センタボディ２４０における開口部（図示せず）に通り抜けることができるように係合して、これらの構成要素を互いに固定して結合する。フランジ部分３６０はまた、点火器２４６の先端２４６ａが延在する空洞の中心部３７０を含む。空洞の中心部３７０は、その後端で面取りをされて、先端２４６ａのまわりで火炎核のための追加の空間を与えるようにする。
【００４１】
流れをもたらす部分３６２は、フランジ部分３６０の外周に結合される。与えられた特定の実施例において、流れをもたらす部分３６２は円錐台形状（frusto-conically shaped）にされ、燃料を予め定められた方向に注入するように構成された、複数の円周状に間
隔をあけた燃料注入器３８０を含む。第２の注入器リング３０２のように、流れをもたらす部分３６２は、代わりに、燃料注入器を含まないように構成される（すなわち、「空の」切り立ち部品を構成する）かもしれない。注入器３８０は、燃料を上流方向に注入するように構成されるものとして示されているが、当業者は、燃料注入器３８０が代わりに、燃料を半径方向に外部の方向、下流方向、または、半径方向に外部の方向、下流方向および上流方向のいかなる組合せの方向に、注入するように構成され得ることを認識するであろう。
【００４２】
示した例において、流れをもたらす部分の初めの外径は、第１の注入リング３００および第２の注入器リング３０２の外径と一致する。流れをもたらす部分３６２は、尖鋭な縁部３８６でその後端を終端させ、この尖鋭な縁部は、流れ分離を引き起こし、かつ中心再循環領域６１０（図１３）をしっかり固定しそれを半径方向に延ばすように作動して、その大きさおよび火炎保持力を増大させる。
【００４３】
これまで、センタボディハブアセンブリ２４０は、複数の分離した構成要素から形成されるものとして示されてきたが、当業者は、直接の金属成形を含むさまざまな既知の製造技術を用いて、利用される構成要素の実際の数を減じ得ることを認識するであろう。たとえば、前部センタボディ２４０、旋回翼パック２６０および第１の注入器リング３００はすべて一体型に形成されることによって、導管保持器２４２の必要性を排除し得る。
【００４４】
図９Ａを参照して、本発明の旋回発生器３０が概略的に示されており、使用され得るさまざまな燃料供給のオプションのいくつかが示されている。燃料注入器２３０は、たとえば、オリフィスＡ、埋込型単体注入器Ｂまたは遠隔単体注入器Ｃを含み得る。後部センタボディアセンブリ２４４の燃料注入器（すなわち燃料注入器３２０，３４０，３８０および８４０）は、単体注入器ＤまたはオリフィスＥを含むか、または参照符号Ｆによって示されたように一部を省略する（空にする）ことができる。
【００４５】
図４および１０から１２において、旋回翼パック２０６は、取付ハブ４００、複数の翼４０２および側板４０４を含むものとして示されている。与えられた特定の例において、旋回翼パック２０６は、旋回翼パック２０６を含む構成要素が、製造され、組立てられ、互いに締め付けて固定されるアセンブリである。しかしながら、当業者は、代わりの製造技術を用いて、旋回翼パック２０６を構成する構成要素の数を減じ得ることを認識するであろう。たとえば、熱間等静圧圧縮成形、鋳造および直接の金属製造といった技術を用いて、旋回翼パック２０６を、全体としてもしくは部分的に、または先述のセンタボディアセンブリ２３６ともしくはその一部と組合せて、形成し得る。
【００４６】
取付ハブ４００は、前部センタボディ２４０の当接フランジ２７８（図９）および第１の注入リング３００の前面（図９）と並列関係において、前部センタボディ２４０（図９）の取付フランジ２７４（図９）にわたって収容される、環状構造である。押えねじ３６６（図８）は、後部センタボディ２４４を前部センタボディ２４０に固定して、しかしながら取外し可能に固定する締め力を発する。取付ハブ４００が、取付フランジ２７４および第１の注入器リング３００の前面に当接すると、締め力も当接フランジ２７８および第１の注入器リング３００の前面の間に伝えられ、これはその間で取付ハブ４００を（軸方向および反射方向の双方に）固定して締め付けるように動作する。
【００４７】
旋回翼パック２０６の翼４０２は、約０．４から約１．２の範囲の旋回数で構成されて、燃焼器／ノズル部分４０の（図１３のダンプステップ６３６からノズル部分のスロート４０ｂまでの平面から測られたときの）燃焼器の長さおよび直径（Ｌ／Ｄ）の比が、約２．０未満、好ましくは約１．６未満およびより好ましくは約１．０またはそれ未満を達成することができるようにする。与えられた特定の例において、旋回数を０．５４にするた
めに、取付ハブ４００の中心線に向かってそらされた直線の構成を有する、１２の翼４０２を利用した。当業者は、異なるスキュー角および／または弓形もしくは螺旋状の側面（図１０Ａ）を含むさまざまな他の翼構成を、代わりに使用し得ることを認識するであろう。旋回翼パック２０６は、複数の分離した構成要素からなり、翼４０２は、その向かい合った端部でタブ４１０ａおよび４１０ｂとともに構成される。半径方向に内向きのタブ４１０ａは、取付ハブ４００の向かい合った面に形成される開口部４１２に係合するように構成される。タブ４１０ａおよび開口部４１２は、協働して翼４０２を取付ハブ４００に位置合わして、翼４０２が、ろう付けまたは溶接といった従来の態様で、取付ハブ４００に結合され得る。
【００４８】
側板４０４は、１対のエンドキャップ４２０と一対の円周状に延在する部分４２２とを含む。エンドキャップ４２０は、翼４０２の半径方向に外向きのタブ４１０ｂを収容するように構成された、複数の開口部４２４を含む。取付フランジ２７４の開口部４１２と同様の態様で、開口部４２４は協働して、翼４０２をエンドキャップ４２０に位置合わせするようにする。円周方向に延在する部分４２２は、タブ４１０ｂおよびエンドキャップ４２０の間の翼４０２の外周のまわりで配置され、円周状に延在する部分４２２および翼４０２は、溶接によって互いに固定して締め付けられる。
【００４９】
図４を参照して、旋回翼パック２０６は、上述の態様でセンタボディハブアセンブリ２０４に固定して結合され、壁注入アセンブリ２０８と、上方入口ハウジング部分２００ａにおいて形成された凹型ステップ５００との間に配置される。この位置において、旋回翼パック２０６の翼４０２の後縁は、すべての燃料注入場所の上流に置かれ、これにより翼４０２に損傷を与えるであろう逆火の可能性が排除される。旋回翼パック２０６の側板４０４は、好ましくは、下方入口ハウジング部分２００ｂにおける凹型ステップ５００と、圧入の態様で係合するような大きさにされ、それにより旋回翼パック２０６およびセンタハブアセンブリ２０４を入口ハウジング２００に構造的に結合する。
【００５０】
旋回発生器３０は、翼４０２が軸方向の流入１５０に接線速度を与えて、流入１５０を、螺旋状の３次元の旋回流れ構造または流れフィールド５１０（図４）に変換するように構成される。流れフィールド５１０は、燃料混合の割合、噴霧、液滴蒸発、火炎伝播、燃焼効率、燃焼安定性、燃焼強度に飛躍的な影響を与え、可燃限界を広げる。当業者は、半径方向の速度は旋回効果によって影響を受けるが、旋回効果の主な影響は、先述の接線速度の構成要素に関係することを認識するであろう。
【００５１】
図１３を参照して、翼４０２によって生成された高い接線速度は、その構成がまっすぐであるか、または輪郭をつけられているかにかかわらず、非常に強度の剪断層６００を生成し、比較的低いレベルの旋回（すなわち、約０．４よりも高いまたはそれに等しい旋回レベル）でさえも、後部センタボディ２４４の切り立ち端部６１４によって生成されかつしっかり固定される大規模の渦または中心再循環領域６１０を増大する。翼４０２が平坦な構成の場合、翼４０２の風下での流れ分離によって引起こされる後縁渦によって生成される高度の乱流のために、特に高い剪断圧力が生成され、この剪断圧力は、壁注入器組立て部品２０８、ならびに後部センタボディ２４４における注入器３２０，３４０および３８０を介して入口ハウジング２００に導入される燃料の非常に効率的な混合を促進する。中心再循環領域６１０における燃焼は、火炎核６３０によって引き起こされ、この火炎核は、センタボディハブアセンブリ２０４に収容された点火器２４６によって生成される。さらにまたは代わりに、（点火器２４６または点火器８０と同様のまたは同一の）点火器８０ａを、ダンプ平面６３６ａ付近で使用し得る。
【００５２】
任意の入口ランプ２１２は、ダンプ平面６３６ａで生じるダンプステップ６３６の大きさを増大させる助けをする。与えられた特定の例において、入口ランプ２１２は、入口ハ
ウジング２００と燃焼器４０ａの入口との間の遷移で、比較的大きな９０°のダンプステップ６３６を生成する助けをし、これは火炎伝播速度および燃料器の実現性限度を大幅に改良する役割を果たす。より特定的に、ダンプステップ６３６は、燃焼器壁に沿ってトロイダル外部再循環領域６４０を生成し、これは最初に、トーチ点火器８０または点火器２４６および／もしくは８０ａ（図４）によって生成された火炎核によって点火される。外部再循環領域６４０の長さは、ダンプステップ６３６の高さおよび旋回翼パック２０６の旋回数の強さの関数である。一般的に、所与の一定の旋回数について、外部再循環領域６４０の長さ、大きさおよび頑強さは、ダンプステップの高さに直接関係している。入口ランプ２１２およびその形状は、ダンプステップ６３６の流れの高さおよび流れの方向を、容易に調整する手段を与えるだけでなく、局部的な流れ速度を増大させることにより、分離された剪断層の乱流を増大し、剪断層への燃料の大量巻き込み率を増大させる。ランプ形状および減じられた流れギャップの高さはまた、外部再循環領域６４０の剪断層６５０および中心再循環領域６１０の剪断層６００それぞれの早期の合流を加速させ、これは比較的短い長さの燃焼器にとって非常に重要である。ランプ形状を変えて、最大の高さ、ひいては外部再循環領域の体積、ならびに外部再循環領域および中心再循環領域間のギャップを変更することができることを、当業者は認識するであろう。
【００５３】
燃料のうち、燃料注入器３２０、３４０および３８０によって分配された部分を用いて、中心再循環領域６１０にかなり燃料を供給し、一方で燃料のうち、壁注入器アセンブリ２０８の燃料注入器２３０によって分配された部分を用いて、外部再循環領域６４０および中心再循環領域６１０の双方に燃料を供給する。注入器２３０，３２０，３４０および３８０によって分配され、中心再循環領域６１０および外部再循環領域６４０に燃料を供給するのに用いられていない、燃料の何らかの部分を用いて、主な炉心流７００に一般的に燃料を与え、この炉心流は、当業者が認識するように、中心循環領域６１０および外部循環領域６４０を除いて、燃焼する燃料および空気の全体の流れからなる。中心再循環領域６１０および外部再循環領域６４０は、一旦形成されると、固定した閉じ込められた質量を含む。中心再循環領域６１０および外部再循環領域６４０の各々と、炉心流７００との間で、質量の交換が生じるが、中心再循環領域６１０および外部再循環領域６４０のいずれにおいても、質量の安定した流れ状態への純変化は起こらない。
【００５４】
注入器３２０，３４０および３８０の各々が、分離した態様で燃料源１２６に結合されると、注入器３２０，３４０および３８０によって分配された燃料の量は、所望の態様で調整されて、流れを絞る際に、火炎の安定化および燃焼性能を微調整し得る。したがって、注入器３２０，３４０および３８０を独立に制御して、特定の適用例に依存して、燃焼器の特徴を制御するのに、比較的広範囲の柔軟性を与え得る。
【００５５】
外部再循環領域６４０の剪断層６５０および中心再循環領域６１０の剪断層６００は、速度を減じられた領域を与えて、火炎を保持し、燃焼プロセスを維持し、伝播する。より特定的には、外部再循環領域６４０および中心再循環領域６１０は、火炎の安定化をもたらし、熱と、ＯＨ、ＨおよびＯ基等の再循環された化学的に反応する副生成物とを、燃焼器４０ａの主な燃料／空気の混合物に供給することによって、炉心流７００のための頑強な点火源としての役割を果たす。これに関して、各々の再循環領域は、それぞれの剪断層および再循環する流量の上流における火炎から、熱および化学的に活性の種を運び、これらは、剪断層に入ってくる新しい可燃性の燃料／空気の混合物に点火するように機能することにより、炉心流７００のための連続的な案内を与える。
【００５６】
上述のように、旋回発生器３０の後部センタボディ２４０は、さまざまな異なる配置に構成されて、所望の設計パラメータを達成し得る。たとえば、後部センタボディ２４４は、図１４に示したように、溝を切られた船尾切り立ちボートテール３０４ａとともに構成され得る。船尾切り立ちボートテール３０４ａは、流れに影響をもたらす部分３６２ａの
周囲で形成された複数のチャネル８００を含むという点を除いて、図８の船尾切り立ちボートテール３０４と概ね同様である。チャネル８００は、旋回翼パック２０６によって与えられた効果的な流れ方向を維持する船尾切り立ちボートテール３０４ａの中心線に対する角度で形成される。当業者は、旋回翼パックによって与えられた接線方向とは反対側のチャネルを含む、乱流輸送および混合を制御するための他のチャネルを選択し得ることを認識するであろう。ランプのような形状のチャネルは、混合を促進して、火炎強度および中心再循環領域６１０から炉心流７００への火炎伝播（図１３）を促進する乱流規模のスペクトルを生じる。船尾切り立ちボートテール３０４と同様に、船尾切り立ちボートテール３０４ａは、１つ以上の燃料注入器を含み得る、または「空の」構成（すなわち１つ以上の燃料注入器を有さない構成）を有し得る。
【００５７】
図１５の実施例において、後部センタボディ２４４ｐは、分離された切り立ち部品を含まないという点を除いて、図９の後部センタボディ２４４と概ね同様であるものとして示されている。これに関して、後部センタボディ２４４ｂが第２の注入器リング３０２の後面で急に終端する中で、第２の注入器リング３０２は、本質的に切り立ち部品を形成する。
【００５８】
図１６および１７の実施例は、点火器２４６が、たとえば１００°の噴霧角度を有する単体噴霧器等の燃料注入器８４０と取り替えられている点を除いて、図１５の実施例と概ね同様である。燃料注入器８４０は、後部センタボディ２４４に収納された先述の燃料注入器と同様に、燃料導管２５２に個々に結合されて、燃料注入器８４０が選択的に配置されるのを可能にする。この実施例において、中心再循環領域は同様に火炎核によって点火され、この火炎核は、外部再循環領域に燃焼をもたらすものとして先述した、トーチ点火器８０および／または点火器８０ａによって生成される。
【００５９】
別の実施例が図１８に示されており、入口ハウジング２００ｆの壁における燃料注入器は、複数の直交流支柱注入器９００によって取って代わられている。直交流支柱注入器９００の各々は、構造的な支持のために後部センタボディ２４４ｆにスエージング加工され、入口ハウジング２００ｆを通って延在する燃料導管９０６に流体接続で結合される。各々の直交流支柱放射器９００は、そこを通って流れる燃料の噴霧化を促進させる複数のオリフィス９１０を有する。さらに、この実施例は、溝を切られた船尾切り立ちボートテール３０４ｆおよび中心取付燃料注入器８４０を含む。
【００６０】
図１９および２０の実施例は、図１８の実施例と非常に類似した燃料注入方式を示している。しかしながら、直交流支柱注入器の代わりに、この実施例は、複数の燃料注入場所１０００ａを利用し、これは旋回翼パックの翼４０２ｇの少なくとも一部の後縁１００２ｇに形成される。注入場所１０００ａは、導管１２０（図４）を通って延在する関連した燃料導管に流体接続で結合される。翼４０２ｇにおける複数の内部チャネル１００４は、燃料を翼４０２ｇを通って注入場所１０００ａに送る機能を果たす。図２０に示したように、注入場所１０００ａの各々はオリフィス１００６であり、これは適切な長さおよび直径の比を有し、翼４０２ｇの軸に対して予め定められた角度で、後縁１００２ｇに形成される。注入場所１０００ａは、概ね下流方向に位置付けられるものとして示されているが、当業者は、さらにまたは代わりに、注入場所を翼４０２ｇの軸に対して歪めることができることを認識するであろう。さらにまたは代わりに、孔１００６を翼４０２ｇの水平面に形成して、所望の方向に燃料を注入し得る（たとえば、同様に適切なオリフィスの長さおよび直径の比で形成された、図２０の二点鎖線の注入場所１０００ｂおよび１０００ｃを参照されたい）。複雑な翼の配置にもかかわらず、この実施例は、翼４０２ｇの外面が、熱を空気流から翼４０２ｇにおける燃料へと移動させるための効果的な手段となり、これは、旋回翼パックを冷却しかつ注入される燃料の温度を上昇させるように動作し、これによって燃料混合速度を増大させる（すなわち噴霧を改善し、燃料スプレーにおける液滴
のサイズを減少させ、液滴蒸発の速度を直接上昇させる）傾向がある、という点で有利である。
【００６１】
図２１および２２の実施例は、攪拌器ランプ１０５０の配列または並びが、旋回翼パック２０６の翼４０２ｈの少なくとも一部に形成されるか、または取付けられて、混合をさらに増強することを除いて、図１９および２０と概ね同様である。攪拌器ランプ１０５０および各々の対をなす攪拌器ランプ１０５０の間に形成されたチャネル１０５２を用いて、翼４０２ｈの後縁１００２ｈから発する渦を生じる。渦は、乱流輸送を強化し、高度に制御された良好な規模の混合を与える。前の実施例と同様に、後縁１００２ｈに（攪拌器１０５０に）形成され、かつ流体接続で、導管１２０（図４）を通って延在する関連した燃料導管に結合される、複数の燃料注入場所１０００ｈ、すなわち各々の翼４０２ｈにおける、複数の一体化して形成されたチャネル１００２ｈは、燃料を翼４０２ｈを通って送る役割を果たす。当業者はまた、攪拌器１０５０を、燃料を注入しない翼構成において（すなわち、形成された注入場所のない翼において）利用し得ることを認識するであろう。
【００６２】
図２３の例は、翼４０２ｉの後縁１００２ｉが、攪拌器ではなく、複数のスカラップ１１００を含むという点を除いて、図４と概ね同様である。スカラップ１１００は、均一の態様で形成されるものとして示され、頂き１１０２は、谷底１１０４よりも比較的広い。しかしながら、当業者は、本発明の範囲は、いかなる特定のスカラップの型にも限定されないことを認識するであろう。当業者はまた、翼４０２ｉは、図１９から２２の実施例について先述した態様で、複数の燃料注入場所とともに構成され得ることを認識するであろう。
【００６３】
図２４および２４Ａの実施例において、入口ランプ２１２ｊは、複数のチャネル１１５０が入口ランプ２１２ｊの周囲で形成されるという点を除いて、図４の入口ランプ２１２と概ね同様であるものとして示されている。チャネル１１５０は、入口ハウジング２００ｊの縦軸に対して予め定められた角で形成され、乱流輸送および良好な規模の混合を強化する役割を果たす。
【００６４】
図２５の実施例において、複数の円周状に間隔をあけた燃料注入場所１２００は、入口ランプ２１２ｋの円周のまわりで形成される。燃料注入場所１２００は、火炎の安定化ならびに外部および中心再循環領域の間での連絡の助けをする、流れフィールドに燃料を注入するのに動作可能である。当業者が認識するように、先の実施例のチャネルをさらに入口ランプ２１２ｋに組込み得る。
【００６５】
当業者は、外部再循環領域に最も近い領域における燃焼器４０ａの壁が、燃焼プロセスの際に、比較的大量の熱を吸収する傾向があることを認識するであろう。任意のクォール膨張（quarl expansion）１２５０を、図２６に示したように、ダンプステップ６３６で与え得る。クォール膨張１２５０は、断面が概ね三角形の環状要素である。クォール膨張１２５０を用いて、ダンプ平面で後方に面するステップを「満たし（“fill”）」て、ダンプステップ６３６の角が９０°から減じられるようにする。クォール膨張１２５０の角βは、既知の態様で変更されて、中心再循環領域の大きさ、ならびに燃焼器の壁４０ａおよび入口ハウジング２００への伝熱率に影響を与える。
【００６６】
図２７の実施例は、前面のセンタボディアセンブリ後部の構成は、直円柱である必要がないことを示している。示した特定の実施例において、センタボディアセンブリ２３６ｍの、前面２７２ｍの後部の部分は、旋回発生器３０ｍの縦軸を中心として対称的な、概ね円錐台形状を有する。当業者はまた、センタボディアセンブリの、前面の後部に位置付けられた部分が円錐体以外（たとえばオジバル（ogival））となり得ることを認識すべきである。当業者はまた、図８および１６の燃料注入器３２０，３４０，３８０および／また
は８４０と同様の多数の燃料注入場所を、センタボディアセンブリ２３６ｍに組込むことができることを認識するであろう。
【００６７】
図２８の実施例は、船尾切り立ちボートテール３０４ａの前方に位置付けられた、２つの注入リング１３００および１３０２を含むという点で、図１４の実施例と概ね同様である。この実施例は、注入リング１３００および１３０２が、第１の注入リング３００と概ね同様の態様で構成され、かつ第３の注入リング１３０４が船尾切り立ちボートテール３０４ａの後端に結合されるという点で、図１４の実施例とは異なる。注入リング１３０４は、先述の第２の注入リング３０２と概ね同様に構成されている（すなわち、燃料注入器を含み、点火器２４６のねじを付けた部分３３６に、通り抜けることができるように係合する）。さらに、注入リング１３０４は、複数の任意の溝またはチャネル１３１０を含み、これらは切り立ちボートテール本体８００の溝またはチャネルとともに連続し得、これは、燃料および空気の輸送ならびに良好な規模の混合を強化して、火炎強度および中心再循環領域６１０から炉心流７００への火炎伝播を促進する、乱流規模のスペクトルを生成する。当業者が認識するように、注入リング１３００，１３０２および／または１３０４は、「空である」かもしれない、および／または良好な規模の乱流を生成するための溝またはチャネル１３１０を含むかもしれない。さらに、注入リング１３０４は、図１６および図１７に示したような、後部を向いた燃料注入器で構成され得る。
【００６８】
ラムジェットを動力源とした適用例
本発明の旋回発生器は、これまでリフトスラストオーグメンタの構成要素として示され、説明されてきたが、当業者は、本発明がより広い局面において、多様な他の適用例において利用され得ることを認識するであろう。たとえば、図２９および３０において、旋回発生器３０は、ラムジェットミサイル２０００と関連して示されている。
【００６９】
この例において、ラムジェットミサイル２０００は、前部２００２、フィン２００４、ブースタエンジン２００６、および空気吸込み口２０１２を有するラムジェットエンジン２０１０、旋回発生器３０ならびにラムジェット燃焼器／ノズル２０１４を含む。前部２００２は従来、ペイロード（図示せず）、燃料（図示せず）、電池（図示せず）およびラムジェットミサイル２０００の制御部分（図示せず）を収容し、一方でフィン２００４は従来、ラムジェットミサイル２０００を安定させ、案内する。空気吸込み口２０１２は、移動可能なまたは消耗可能なポートカバー（図示せず）を含み、このポートカバーはロケットブースタエンジン２００６の動作の際に、空気吸込み口２０１２および旋回発生器を密封するために選択的に動作可能である。与えられた例において、ロケットブースタエンジン２００６は、ミサイルの動作のブースト段階の際に燃焼する固体の推進剤２０１８を含む。すなわち、熱い燃焼副生成物は、ブースタエンジン２００６のノズル２０２０から放出されて、スラストを生成する。
【００７０】
ミサイルの動作のブースト段階の後で、示された例示のラムジェットミサイルのブースタエンジン２００６は噴射され、移動可能なポートカバーも同様に噴射または消費されて、空気が空気吸込み口２０１２に流れ込むのを可能にし、推進力の仕事がロケットブースタエンジン２００６からラムジェットエンジン２０１０へと切換わり得る。ミサイル２０００の速度および空気吸込み口２０１２の構成は協働して、旋回発生器３０に方向付けられた空気吸込み口２０１２を通った空気流２０２６を誘導する。代わりに、図３０Ａに示したように、（エルボ６０の流れ案内翼９６と同様の）複数の流れ案内翼９６ａを空気吸込み口２０１２において使用して、軸対称の（すなわち均一で軸方向の）空気流を旋回発生器３０に与える。当業者は、その後に、アイソレータとして機能し、かつ空気後部を旋回発生器３０およびラムジェット燃焼器／ノズル２０１４の燃焼器に運ぶ、環状の空気移送ダクトが続く、顎入口を使用し得ることを認識するであろう。この場合に、空気移送ダクトは、典型的にＳ字形であり、先述のように流れをまっすぐにするのに案内翼を必要と
し得る。旋回発生器３０を用いて、先述の態様で、乱流流れフィールドを生成し、そこに燃料を注入する。リフトスラスタオーグメンタの例のように、旋回発生器３０は、（入口ハウジング２０３２と、燃焼器／ノズル２０１４の入口との間の遷移のダンプステップ２００３に最も近い）外部再循環領域、および（後部センタボディアセンブリ２４４の後端によってしっかり固定された）中心再循環領域の双方に影響を与えるように動作する。
【００７１】
旋回発生器３０をラムジェットミサイル２００に組み込むことによって、燃焼器２０１４ａのＬ／Ｄ比を大幅に減じ、かつラムジェットミサイル２０００の全体的な長さおよび重量をかなり減じることができる。さらに、旋回発生器３０による燃焼器の長さの短縮によって、ブースタエンジン２００６を分離して収めることが可能になり、したがって推進力がブースタエンジン２００６からラムジェットエンジン２０１０に切換わる際に噴射可能になる。旋回発生器３０によって、より短く、軽量化されたミサイルは、より短い旋回半径力のために、より長いおよび／または重いミサイルをしのぐ、重要な操縦性の利点を与える。ＣｏＳＡＴ技術はまた、より低いマッハ数で生じるラムジェットの引継ぎのために、より小さなブースタを必要とするため、追加の射程力および／またはさらに向上された敏捷性を与える。
【００７２】
別の適用例が図３１に示されており、旋回発生器３０ｎはラムシェル（ramshell）２３００と関連して示されている。ラムシェル２３００は、ガン発射スピン安定発射体であり、これは先述のラムジェット技術を用いて、ラムシェル２３００を約マッハ４から約マッハ６の速度に加速して、発射範囲を拡張し、照準を合わせる時間を最小化し、発射体の貫通力を最大化する。ラムシェル２３００は、ハウジング２３０２、発射体２３０４、複数の入口支柱２３０６、旋回発生器３０ｎおよび燃焼器／ノズル部分２３０８を含む。
【００７３】
ハウジング２３０２は、その前端で内側に先細にされて空気吸込み口２３１０を規定する、空洞のシェルである。入口支柱２３０６は、ハウジング２３０２の内部および発射体２３０４に固定して結合されて、発射体２３０４をハウジング２３０２の前方部分の中心に装着する。ラムシェル２３００は、スピンで安定化されるため、入口支柱２３０６は螺旋形状を有して、入ってくる空気流との位置合わせを維持する。空気流は、入口部分２３１０ａを通して圧縮され、入口支柱２３０６の後端付近で亜音速へと衝撃を与えられる。発射体２３０４は、固体の金属性のロッドとして示されているが、当業者は、装薬を含むいかなる形態のペイロードも代わりに使用され得ることを認識するであろう。
【００７４】
旋回発生器３０ｎは、発射体２３０４の後端に装着され、旋回翼パック２０６は、入口支柱２３０６のハウジング２３０２の後部を支持する役割を果たす。旋回発生器３０ｎの主な目的が、（図１３の中心再循環領域６１０と同様の）中心再循環領域を増大させ、中心再循環領域よりも上の剪断層における混合率を制御し、かつ炉心流への火炎伝播率を制御することであるという点で、図４の旋回発生器３０の燃料注入とは幾分異なる。したがって、壁注入はこの実施例では使用されず、センタボディアセンブリ２３６ｎにおける燃料注入器２３２０は、後部センタボディアセンブリ２４４ｎの内部にあるリザーバ２３３０によって燃料を供給される。リザーバ２３３０は、与圧ブラダー２３３２を含み、この与圧ブラダーは、燃料２３３４を囲んで、ラムシェル２３００の動作中に、燃料２３３４の圧力を十分なレベルに維持する。リザーバ２３３０において回転する燃料２３３４の遠心力は、リザーバ２３３０の外周に対し、より冷たい、高密度の液体燃料を維持して、燃焼器／ノズル部分２３０８の断熱の助けをする。
【００７５】
ラムシェル２３００における燃料注入は、中心再循環領域において何らかの燃料が豊富な状態を維持するように設計されることが好ましい。主な推進燃焼が、中心再循環領域よりも上の剪断層で始まると、混合および発熱のレベルは、旋回発生器３０ｎの設計を通して制御されて、剪断層の付近での空気流のみが燃焼に加わるようにする。この態様での動
作は、ハウジング２３０２の内側付近の外部領域を比較的冷たいままにして、熱い燃焼ガスと最外の空気との混合が完了する前に、ハウジング２３０２を、燃焼器／ノズル部分２３０８のスロート付近での高い熱流束から保護する。
【００７６】
複合サイクル適用例
図３２および３３は、本発明の旋回発生器のさらに別の実施例を示している。この例において、旋回増大複合サイクルエンジン２４００は、コアターボジェットエンジン２４０２、コアターボジェットエンジン２４０２を囲む複数のラムジェットエンジン２４０４、および流量調整器２４０６を含むものとして示されている。コアターボジェットエンジン２４０２は、従来、低圧圧縮機２４１０、高圧圧縮機２４１２、燃焼器２４１４、エアバイパス２４１６および高圧タービン２４１８を含む。当業者が認識するように、コアターボジェットエンジン２４０２は、アフターバーナ２４０２ａおよび可変領域ノズル２４０２ｂを選択的に含み得る。アフターバーナ２４０２ａは、燃料スプレーリングおよび同心Ｖ溝保炎器リングを有する従来のアフターバーナとして示されているが、当業者は、アフターバーナ２４０２ａは、代わりに、図４１において示されかつ以下で詳細に説明されるような態様で構成され得ることを認識するであろう。
【００７７】
ラムジェットエンジン２４０４は、図２９および３０のラムジェットミサイルと同様の態様で構成される。簡単に言えば、ラムジェットエンジン２４０４の各々は、空気吸込み口２４２０、旋回発生器３０およびラムジェット燃焼器／ノズル２４３０を含む。
【００７８】
流量調整器２４０６は、コアターボジェットエンジン２４０２に結合され、コアターボジェットエンジン２４０２およびラムジェットエンジン２４０４への空気の取り入れを選択的に制御するのに用いられる前部可動要素またはダイバータ２４４０と、コアターボジェットエンジン２４０２およびラムジェットエンジン２４０４の出口を選択的に閉鎖するのに使用される後部可動要素またはダイバータ２４４２とを含む。与えられた特定の例において、前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２は、コアターボジェットエンジン２４０２のハウジング２４５０にヒンジ装着され、各々のラムジェットエンジン２４０４の空気吸込み口２４２０および燃焼器／ノズル２４３０をそれぞれ閉鎖する（点線で示した）第１の状態と、低圧圧縮機２４１０の取入れ口の側および高圧タービン２４１８の出口をそれぞれ閉鎖する（実線で示した）第２の状態との間で旋回可能である。前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２は、油圧作動器（図示せず）を含む、さまざまな従来的に知られた手段のいずれかを通して移動され得る。
【００７９】
コアターボジェットエンジン２４０２は、０速度からたとえば約マッハ２の予め定められた遷移速度まで、旋回増大複合サイクルエンジン２４００によって産出される推進力のすべてを生成する。したがって、前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２は、予め定められた遷移速度よりも低い速度で第１の状態に維持される。
【００８０】
予め定められた遷移速度で、ラムジェットエンジン２４０４を作動してさらなるスラストを与える。ラムジェットエンジン２４０４に入る流れは、追加のラムジェット圧縮２４６０にかけられ、移送ダクト／衝撃アイソレータ２４６２において亜音速にさらに圧縮される。空気流は、旋回発生器３０に入り、燃料が上述の態様で注入される極めて乱流の流れフィールドに変換される。コアターボジェットエンジン２４０２が同様にスラストを生成している間に、前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２は、第１の状態および第２の状態の間の位置で維持される。さらにまたは代わりに、１つ以上のラムジェットエンジン２００４によるスラストの増大は、ブリード燃焼プロセス（bleed-burn process）によって達成され得、空気は高圧圧縮機２４１２から取り出され、ラムジェットエンジン２４０４に送られ、ラムジェットエンジン２４０４において（化学量論の条件まで）追加された燃料とともに燃焼される。ブリード燃焼プロセスが開始されるときに、弁２４６
３は開いて、空気がダクト２４６４を通ってラムジェット２４０４に流れるのを可能にする。当業者は、先述の案内翼９６と同様の複数の案内翼９６ｂを使用して、ブリード空気が円滑に損失が少ない状態で、ラムジェットエンジン２４０４に入るようにし得ることを認識するであろう。
【００８１】
対気速度が、たとえば約マッハ３から約マッハ４の予め定められたラムジェット引継ぎ速度に達したときに、前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２は第２の状態に位置付けられ、スラスト生成は完全にラムジェットエンジン２４０４に移動する。旋回ラムジェット２０は、約マッハ３から最大約マッハ６の速度の巡航状態までの、必要とされるスラストを与える。
【００８２】
当業者が認識するように、前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２の位置は、選択的な態様で、流量センサ（図示せず）に応答して制御されることによって、コアターボジェットエンジン２４０２およびラムジェットエンジン２４０４に向けられた空気量に影響を与える。代わりに、前部可動要素２４４０および後部可動要素２４４２は、予め定められた遷移速度に等しい対気速度または１つの推進モードから別の推進モードへの遷移を促進する他の事象を感知した時点で、これらが予め定められた速度で、第１の状態から第２の状態に連続的に移動するように制御され得る。旋回発生器の発明をラムジェットエンジンに組み込むことによって、この複合サイクルエンジンの概念は、従来のラムジェットシステムを用いた他の既知のタービンベースの複合サイクルエンジンと比較して、かなりの重量および大きさを減じ、さらに高性能の燃焼器および旋回ラムジェットの概念をもたらす。これはまた、ラムジェットの高温部の長さを減じるため、冷却要件が減じられる。
【００８３】
この概念の１つの一意の特徴は、後部可動要素２４４２によって達成される後端の弁の取付けである。後部可動要素２４４２の形状は、第２の状態に位置付けられたときに、後部可動要素２４４２がコアターボジェットエンジン２４０２の後端を密封し、かつ後部可動要素２４４２の面２４４２ａがラムジェット燃焼器／ノズル２４３０のノズル部分の面のうちの１つを規定する態様で後方に延在するようにされる。逆に、後部可動要素２４４２が第１の位置に位置付けられたときに、その面２４４２ｂは、コアターボジェットエンジン２４０２のための拡大ノズルの一部を規定する。
【００８４】
別の旋回増大複合サイクルエンジン２４００ａが、図３４および３５に示されている。旋回増大複合サイクルエンジン２４００ａは、ターボジェットエンジン２４０２ａ、ラムジェットエンジン２４０４ａ、ならびにターボエンジン２４０２ａおよびラムジェットエンジン２４０４ａへの空気の流入を選択的に制御する流量調整器２４０６ａを使用するという点で、図３２および３３の旋回増大複合サイクルエンジン２４００と同様である。しかしながら、旋回増大複合サイクルエンジン２４００ａは、概ね矩形であり、複数のエンジンセル２５００に分離され、各々のエンジンセル２５００は、ターボジェットエンジン２４０２ａ、ラムジェットエンジン２４０４ａおよび流量調整器２４０６ａを含む。各々のエンジンセル２５００の動作は、図３２および３３の旋回増大複合サイクルエンジン２４００の動作と同一であるため、詳細に説明される必要はない。複数のエンジンセル２５００は、推進力が、エンジンセル２５００にわたって、ターボジェットエンジン２４０２ａおよびラムジェットエンジン２４０４ａの間で均一の態様で規制される（すなわち、ターボジェット推進力からラムジェット推進力への遷移は、エンジンセル２５００のすべてにわたって実質的に同時に起こる）態様で動作される。
【００８５】
第３の旋回増大複合サイクルエンジン２４００ｂが図３５Ａに示されている。旋回増大複合サイクルエンジン２４００ｂは、図３２および３４における２つの先述の旋回増大複合サイクルエンジン構成の変形であり、１つの主な相違点は、コアエンジン２４０２ｂが
ラムジェットエンジン２４０４ｂと同軸であるということである。与えられた例において、コアエンジン２４０２ｂは、同軸のアフターバーナ５０２０を特徴とし、旋回発生器３０ｒを有する、従来のガスタービンエンジンであるため、長い拡散器コーン、１つ以上の燃料スプレーリング、および１つ以上の同心Ｖ溝保炎器リングに取って代わる。
【００８６】
旋回発生器の重要な特徴は、可変角旋回翼パック２０６ｒ、折り畳み式センタボディコーン５０２２を含むセンタボディアセンブリ２３６ｒ、クォールステップ５０２６を使用するバーナ５０２４、主な後燃えのために、旋回翼パック２６０ｒの翼４０２ｒの基部に組み込まれた（はめ込まれた）第１の一連の燃料注入器５０２８、点火および後燃えを案内するために、後部センタボディアセンブリ２４４ｒに位置する（示した特定の例において注入オリフィスとして示された）第２の一連の燃料注入器５０３０、後部センタボディアセンブリ２４４ｒの後端もしくは基部に、および／またはクォールステップ５０２６の凹所に位置する１つ以上の点火器（図示せず）、ならびに可変領域ノズル５０１０を含む。
【００８７】
旋回増大複合サイクルエンジン２４００ｂは、既に述べた複合サイクルエンジン概念と同様の態様で動作するため、旋回発生器３０ｒが、ターボジェットおよびラムジェットのエンジンサイクルの双方に使用され、したがってターボジェットの全体の長さを減じることができることに言及する以外は、詳細に説明されない。
【００８８】
動作において、複合サイクルエンジン２４００ｂは、平行移動スパイク５０５０および内部ターボジェットカウル５０６０を使用する。平行移動スパイク５０５０を用いて、ターボジェットおよびラムジェットの双方の動作のための超音速の際に、ショックオンリップ（shock-on-lip）状態を制御し、一方で、平行移動ターボジェットカウル５０６０は、平行移動スパイク５０５０と協働して、ターボジェットおよびラムジェットのモード動作の際の流れ分裂（すなわち、コアターボジェットエンジン２４０２ｂおよびラムジェットエンジン２４０４ｂに向けられた吸入空気流の部分）を制御する。平行移動スパイク５０５０の前方部分は、単一の円錐角で示されているが、当業者は、多数の円錐角を用いて、等エントロピーのスパイクに近づけることにより、入口の衝撃によって生じる総圧力損失を最小にし得ることを認識するであろう。
【００８９】
ラムジェットエンジン２４０４ｂによる推進力の引継ぎの際に、平行移動スパイク５０５０は、内部ターボジェットカウル５０６０に向かって前方に移動されて、ターボジェット空気吸入５０８４を閉鎖し、空気流を外部カウル入口５０８０および空気移動ダクト／アイソレータ５０７０へと移動させる。弁５０４０は、開いた状態で外部空気移動ダクト／アイソレータ５０７０に位置付けられて、空気が旋回発生器３０ｒへ向けられ、ノズル５０１０を通って流れることができるようにする。この状態において、タービンエアバイパスダクト５０９０の上流部分は、同じ弁５０４０または代わりの弁５０４５を用いて、閉鎖されてフィードバックおよび共鳴を防ぐ。当業者は、コアターボジェットエンジン２４０２ｂにエアバイパスダクト５０９０がなければ、弁５０４０は必要とされないことを認識するであろう。可変領域ノズル５０１０はまた、モード遷移（すなわちターボジェット推進力からラムジェット推進力への遷移）の際に位置付けなおされる。
【００９０】
この旋回増大複合サイクルエンジン２４００ｂは、従来のガスタービンアフターバーナおよびラムジェットシステムを利用した、既知のタービンベースの複合サイクルエンジンと比較して、非常に小型のエンジンの梱包を可能にして、重量および長さを減じ、さらに高性能をもたらす。ガスタービンエンジンおよびラムジェットエンジンのためのアフターバーナとして機能する旋回発生器３０ｒ／ノズルはまた、従来のラムジェットエンジンの高温部の長さを減じ、次に冷却の要件を減じて、ハードウェアの構造上のおよび熱的完全性を維持する。
【００９１】
ロケットベースの複合サイクル
図３６および３７は、本発明の旋回発生器のさらに別の適用例を示している。この実施例において、ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００は、ハウジング４００２、１つ以上のロケットエンジン４００４、ラムジェットエンジン４００６およびノズル４００８を含むものとして示されている。ハウジング４００２は、ロケットエンジン４００４およびラムジェットエンジン４００６を収納し、空気吸込み口４０２０を規定する。ダンプステップ４０２２（もしくはクォール面）に、および／または後部センタボディアセンブリ２４４ｐの後端の内側に位置するように、ハウジング４００２に結合され得るロケットエンジン４００４は、飛行によって義務付けられた高度、範囲および速度の適用性および検討材料に依存して、液体、スラリーまたは固体燃料を使用し得る。ラムジェットエンジン４００６は、後部センタボディアセンブリ２４４ｐに装着された先述のロケットエンジン４００４を除いて、旋回発生器３０と概ね同様の旋回発生器３０ｐを含む。
【００９２】
ロケットエンジン４００４は、低速スラストを与え、さらに空気を空気吸込み口４０２０へと注入する役割を果たす。空気吸込み口４０２０を通って流れる空気は、燃料が先に詳細に説明した態様で（旋回発生器３０ｐを介して）注入され混合される、極めて乱流の流れフィールドへ変換される。この点で、空気吸込み口を通って流れる空気は、ラムジェットエンジン４００６によって、後燃え動作において使用されて、全ての速度でのロケットエンジン４００４によって生成されるスラストを増大させる。この汲み上げ行為は、高速度のロケット排気および同伴した周囲空気からの運動量移動の結果である。この運動量移動は、各々のロケットエンジン４００４の排気および同伴した空気を分離する剪断層を通った乱流交換の結果である。代わりに、ロケットエンジン４００４を用いて、ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００を、予め定められた速度しきい値よりも上に急速に加速させ得、その後で推進力はラムジェットエンジン４００６へ遷移される。
【００９３】
当業者は、前方フラップまたはダイバータ（図示せず）を用いて、ロケットベースの複合サイクロンエンジン４０００の低速動作の際に、空気出口４０２０を閉鎖して、純粋なロケットスラスト生成を予め定められた速度しきい値までもたらして、その後で推進力がラムジェットエンジン４００６へ遷移されることを認識するであろう。この動作モードは、空気吸込み口４０２０を通った低速での逆流を生じることなく、より高いラムジェット燃焼器の圧力および関連したスラストを生じる。
【００９４】
いかなる動作モードでの最適のスラストのためにも、ノズル４００８は、可変領域スロート４０３０を含むことが好ましい。可変領域スロート４０３０は、最大のおよび効率的なスラスト生成のための、ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００の流量および逆圧に一致するように選択可能に構成される。しかしながら、当業者は、消耗可能なスロートインサート、折れ易いスロートインサートおよび取り出し可能なスロートインサートを含む、他のノズルスロート概念を代わりに使用し得ることを認識するであろう。
【００９５】
図３８および３９をさらに参照して、例示の可変領域スロート４０３０は、複数のスロート閉鎖要素４０３２を含むものとして示されており、このスロート閉鎖要素は、図３７および３８に示された開いた状態、および図３９に示された閉じた状態の間で、約９０°の角度にわたってハウジング４００２において回転可能である。６つの要素しか示されていないが、当業者は、スロート閉鎖要素４０３２の数は、ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００の特定の上流の配置に調和するように、変更され得ることを認識するであろう。示した特定の例において、ギャップ４０３４は、低速度のモードで６つの上流ロケットエンジン４００４に位置合わせされて、ロケットエンジン４００４の動作中にスロート閉鎖要素４０３２の浸食を最小にする。スロート閉鎖要素４０３２が、ラムジェットエンジン４００６の動作の際に、閉じた位置で位置付けられたときに、スロートの領域は
実質的に減じられる。
【００９６】
示した実施例において、スロート閉鎖要素４０３２は、ハウジング４００２の内部面の平面または小面の軸のまわりで回転する。スロート閉鎖要素４０３２を回転させるための動作機構は、ハウジング４００２において収容されるか、またはロケットベース複合サイクルエンジン４０００が装着される隣接する構造（たとえばフィン）に装着され得る。好ましくは、スロート閉鎖要素４０３２は、向かい合った対で動作されて、スロート閉鎖要素４０３２が開いた位置および閉じた位置の間で移動するときに、ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００の回転トルクを最小にする。
【００９７】
スロート閉鎖要素４０３２が閉じた位置において位置付けられるときに、スロート閉鎖要素４０３２は協働して、スロートをおよそ円形の形状にする。スロートの円形の程度は、使用されるスロート閉鎖要素４０３２の数、およびスロート閉鎖要素４０３２の縁部が輪郭を付けられているかどうかに依存する。
【００９８】
ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００の動作の際に、圧縮された空気は空気吸込み口４０２０に入り、旋回発生器３０ｐに向けられる。空気吸込み口４０２０はまた、超音速の飛行速度でアイソレータとしての機能を果たし、空気は、旋回発生器３０ｐに向けられる前に、さらに圧縮されて超音速にされる。空気吸込み口ダクト４０２０の長さは、燃料、推進剤、（ミサイルへの適用のための）弾頭タイプ、配管、制御装置、作動装置および電池を含む梱包要件によって規定される。空気吸込み口ダクト４０２０の最小の長さは、亜音速の飛行速度の際に必要とされる分離要件によって規定される。
【００９９】
ロケットエンジン４００４およびラムジェットエンジン４００６の組合わせた動作の際に、旋回発生器３０ｐは、炉心流の混合を増大させる機能を果たし、外部ステップに装着されたロケットエンジン４００４の排気ノズル４００４ａおよび／または船尾切り立ちボートテール３０４ｐの端部での環状リップ領域の間の、後方に面する領域での再循環領域において、火炎の安定化が達成される。特別な点火器は必要とされない。なぜなら熱いロケット排気が、後燃えおよびラムジェット動作のために、燃料／空気の混合物に点火する役割を果たすからである。さらに、燃料および／またはロケット推進剤は、ともすればアイドル状態にあるロケットエンジンを通って連続的に抽気されて、それを冷却する助けをし、ラムジェットの熱い燃焼副生成物が逆流するのを防ぐ。エンジンの全流量は、可変領域スロート４０３０を通過し、大気に放出される。この技術について予想される主な適用例はミサイル推進力であるが、当業者は、ロケットベースの複合サイクルエンジン４０００は、減量および複雑さの軽減が望まれる航空機推進力のためにも使用され得ることを認識するであろう。
【０１００】
アフターバーニングターボジェットエンジンの適用例
本発明の旋回発生器の別の適用例が図４１に示されているが、これは図４０に示した軍用ガスタービンエンジン５００２の従来のアフターバーナ５０００のための、小型旋回アフターバーナ５０２０の改装を示している。簡単にいうと、ターボジェットエンジンまたはターボファンエンジンであり得る軍用ガスタービンエンジン５００２は、同軸に装着されたアフターバーナ５０００を含み、このアフターバーナは、１つ以上の燃料スプレーリング５００６、１つ以上の同心Ｖ溝保炎器リング５００８を有する拡散器テールコーン５００４と、可変領域ノズル５０１０とを有する。可変領域ノズル５０１０は、後燃え動作の場合に全開にされ、非後燃え動作の場合に縮められる。
【０１０１】
図４１に戻って、軍用ガスタービンエンジン５００２の改装には、従来のアフターバーナ５０００（図４０）の代わりにアフターバーナ５０２０を使用することが必要となる。アフターバーナ５０２０は、可変角旋回翼パック２０６ｒを有する旋回発生器３０ｒ、折
畳式センタボディコーン５０２２を有するセンタボディアセンブリ２３６ｒ、クォールステップ５０２６を有する拡張バーナ５０２４、主な後燃えのために、翼４０２ｒの基部にはめ込まれた一連の燃料注入器５０２８、点火および後燃えを案内するために、後部センタボディアセンブリ２４４ｒに位置する（示された特定の例において注入オリフィスとして示された）、一連の円周状に間隔をあけた燃料注入器５０３０、ならびに後部センタボディアセンブリ２４４ｒの後端もしくは基部に、および／またはクォールステップ５０２６の凹所に位置する１つ以上の点火器（図示せず）を含む。
【０１０２】
旋回発生器３０ｒによって与えられる旋回増大の利益を最大にするために、旋回発生器３０ｒは、タービン出口面にできるだけ近接して取付けられるべきである。したがって、円錐形の拡散器（すなわち折畳式センタボディ円錐５０２２）の長さを、図４０の実施例と比較して短くすることができる。
【０１０３】
主に、タービンを出る空気と、主エンジンのバイパスファンからの比較的冷たい空気とからなる高温のガスは、旋回発生器３０ｒに入って、旋回され、流れが混合されて極めて乱流の三次元の流れフィールドを形成する。この高剪断加圧旋回流に注入された燃料は、急速に噴霧され混合される。噴霧および混合は、旋回発生器３０ｒの新たな設計によって制御される。
【０１０４】
流れが燃焼器５０２４に入り、図１３の中心再循環領域６１０および外部再循環領域６４０と同様の中心再循環領域および外部再循環領域を生成すると、アフターバーナの燃料、熱いタービンガスおよびより冷たいバイパスファンの空気の旋回混合物は、クォールステップ５０２６にわたって減速される。中心再循環領域は、旋回の強さ（可変角旋回翼パック２０６ｒの特徴）および後部センタボディアセンブリ２４４ｒの切り立ち後端部の、組み合わさった影響によって規定される。外部再循環領域は、燃料／空気の混合物がクォールステップ５２６にわたって流れるときのその分離によって生成される。アフターバーナ５０２０における燃焼は、非常に頑強で安定しており、極めて効率的であるため、エネルギーに満ちた高温の燃焼事象の副生成物は、可変領域ノズル５０１０を通って拡張して高いレベルのスラストを与える。
【０１０５】
後燃え動作の際に、旋回発生器３０ｒは、主エンジンおよび可変領域ノズル５０１０の間のチャネルとしての役割を果たす。翼４０２ｒの存在のために生じるかなりの圧力損失を回避するために、可変角旋回翼パック２０６ｒは、翼４０２ｒの角度を０°に変更するように制御されて、流れから旋回を排除することにより、排気流の軸特徴を維持する。平坦な輪郭を有する翼４０２ｒが、現時点で好まれる。可変角旋回翼パック２０６ｒの代わりとして、二位置旋回翼パック（図示せず）を使用してもよい。また、非後燃え動作の際に、後部センタボディ２４４ｒに取付けられた折畳式センタボディコーン５０２２は、拡張されて、空力学的効率性が比較的高く、かつ圧力損失が比較的少ない流れフィールドを生成する。
【０１０６】
図４１Ａを参照して、二位置格納式センタボディ船尾コーン５０２２Ｂは、モード遷移のために使用される。格納式センタボディ船尾コーン５０２２Ｂは、非後燃え動作の際には、中心線よりも上の図の部分に示されたように、十分に後方に延ばされて、流れを船尾コーンに付随するような状態に保つことによって低い圧力損失を維持し、後燃え動作の際には、中心線よりも下の図の部分に示されたように、十分に前方に格納されて、流れ分離に、火炎保持および急速な火炎の広がりに必要とされる頑強な中心再循環領域を与える。センタボディのハウジング５０２２Ａは、燃料注入場所５０２８のためのマニホールドを含む（環状壁を規定する）環状の厚さを有する。たとえば燃料で駆動され得る内部油圧式または空気圧式作動器等のさまざまな手段を用いて、格納式センタボディ船尾コーン５０２２Ｂを作動（すなわち、延長、格納）し得る。別の代替例として、格納式センタボディ
船尾コーン５０２２Ｂは、従来のおよび周知のねじジャッキタイプの作動器によって作動され得る。格納式センタボディ船尾コーン５０２２Ｂのための支持および案内は、作動器およびセンタボディのハウジング５０２２Ａによって与えられ得る。格納位置において、格納式センタボディ船尾コーン５０２２Ｂが格納されるときに、センタボディのハウジング５０２２Ａの一部が晒されるが、それを通って燃料注入場所５０２８に流れる燃料は、センタボディのハウジング５０２２Ａを冷却する冷却材としての機能を果たす。
【０１０７】
アフターバーナ５０２０は、従来のアフターバーナ５０００によって達成できるよりも４倍を超える速さの火炎拡散速度で動作することができるため、アフターバーナ５０２０における燃焼は、かなり短い距離で完了され、したがって従来のアフターバーナと比較して、小型、軽量であり、より燃費が良くなる。さらに、図４０の航空侵入流入保炎器５００８は必要とされない。なぜなら火炎の安定化および伝播プロセスは、旋回流れフィールドの空気力学によって制御されるからである。図４０の航空侵入燃料注入リング５００６も必要とされないが、これは燃料が旋回翼の後縁５０２８およびセンタボディ５０３０から注入されるからである。長いテールコーン５００４は排除されて、延長可能で格納式の先細のコーン５０２２および可変角旋回翼２０６ｒを有する短いセンタボディ２３６ｒと取換えられ、後燃えおよび非後燃え動作モードに対応して、すべての動作状態でのスラスト出力を最大化する。
【０１０８】
旋回増大アフターバーナの熱制御は、既知の燃料器技術の方法を用いて行なうことができる。これらの技術は、壁への熱流入を最小化するための燃料スケジューリング、壁材料の温度を減じるためのバイパスエア冷却、抽気、およびフィルム冷却、ならびにアフターバーナ動作温度に抵抗するための高温の合金および材料の使用を含む。セラミック母体および他の高温／耐熱材料を、局部的な領域において使用することができる。さらに、燃料注入器の面およびおそらく晒されたセンタボディの面の一部を燃料冷却し得る。特定の設計は、多数のアプローチを利用して、熱問題を最小化し、低コストで長い耐用寿命を与える。
【０１０９】
本発明が、さまざまな好ましい実施例を参照して、明細書において記載され、図面において示されてきたが、特許請求の範囲において規定された発明の範囲から逸脱することなく、さまざまな変更が行なわれ得、均等物がその要素の代わりに使用され得ることが、当業者によって理解されるであろう。さらに、多くの修正を行なって、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況または材料を本発明の教示に適合させ得る。したがって、本発明は、本発明を実行する上で現時点で考えられる最良のモードとして、図面に示され、かつ明細書に記載された特定の実施例に限定されるのではなく、先述の説明および別掲の特許請求の範囲内にあるいかなる実施例も含むことが意図される。
【図面の簡単な説明】
【０１１０】
【図１】本発明の教示に従って構成された、１対のリフトスラストオーグメンタを有するジェット機の概略図である。
【図２】図１のジェット機の一部の概略図である。
【図３】図１に示したリフトスラストオーグメンタの一部の断面斜視図である。
【図４】リフトスラストオーグメンタの一部の縦断面図である。
【図５】エルボをより詳細に示したリフトスラストオーグメンタの一部の分解斜視図である。
【図６】エルボの縦断面図である。
【図７】リフトスラストオーグメンタの一部の分解斜視図である。
【図８】センタボディハブアセンブリをより詳細に示した、リフトスラストオーグメンタの一部の分解斜視図である。
【図９】センタボディハブアセンブリの縦断面図である。
【図９Ａ】いくつかのさまざまなセンタボディアセンブリおよび壁注入器の燃料供給方式を示した、本発明の旋回発生器の概略図である。
【図１０】旋回翼パックをより詳細に示した旋回発生器の一部の斜視図である。
【図１０Ａ】輪郭を付けた翼構成を示す、代わりに構成された旋回翼パックの部分上面図である。
【図１１】図１０の旋回翼パックの分解斜視図である。
【図１２】旋回翼パックの一部の分解断面図である。
【図１３】図４と同様であるが、燃焼事象を示す縦断面図である。
【図１４】本発明の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の一部の部分切欠斜視図である。
【図１５】本発明の第２の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の一部の断面図であり、代わりに構成されたセンタボディハブアセンブリをより詳細に示した図である。
【図１６】本発明の第３の代替の実施例の教示に従って構成された旋回発生器の一部の分解斜視図であり、別の代わりに構成されたセンタボディハブアセンブリを示す図である。
【図１７】図１６のセンタボディハブアセンブリの縦断面図である。
【図１８】本発明の第４の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の部分切欠側部立面図である。
【図１９】本発明の第５の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の一部の斜視図であり、複数の燃料注入場所を有する代替の旋回翼パックのための翼を示す図である。
【図２０】図１９の翼の部分断面図である。
【図２１】本発明の第６の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の一部の斜視図であり、攪拌器ランプおよび複数の燃料注入場所を有する代替の旋回翼パックの翼を示す図である。
【図２２】図２１の翼の部分断面図である。
【図２３】本発明の第７の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の正面立面図であり、スカラップを有する第３の代替の旋回翼パックのための翼を示す図である。
【図２４】本発明の第８の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の部分断面図であり、複数のチャネルが入口ランプに形成された代替の入口ハウジングを示す図である。
【図２４Ａ】図２４の線２４Ａ−２４Ａの断面図である。
【図２５】本発明の第９の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の部分断面図であり、燃料注入場所を入口ランプに組込んだ状態を示した別の代替の入口ハウジングを示す図である。
【図２６】本発明の第１０の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の部分断面図であり、クォール膨張の使用を示した代替の燃焼器を示す図である。
【図２７】本発明の第１１の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の部分断面図であり、別の代わりに構成されたセンタボディハブアセンブリを示す図である。
【図２８】本発明の第１２の代替の実施例の教示に従って構成された、旋回発生器の部分断面図であり、別の代わりに構成されたセンタボディハブアセンブリを示す図である。
【図２９】本発明の教示に従って構成された旋回発生器を組込んだ、ラムジェットミサイルの正面立面図である。
【図３０】図２９の線３０−３０の縦断面図である。
【図３０Ａ】図３０と同様であるが、流れ案内翼を使用する旋回発生器を示す図である。
【図３１】本発明の教示に従って構成された旋回発生器を組込んだラムシェルの、縦断面図である。
【図３２】本発明の教示に従って構成された旋回発生器を組込んだ複数のラムジェットエンジンを有する、複合サイクルエンジンの部分縦断面図である。
【図３３】図３２の線３３−３３の断面図である。
【図３４】本発明の教示に従って構成された旋回発生器を組込んだ複数のラムジェットエンジンを有する、第２の複合サイクルエンジンの部分縦断面図である。
【図３５】図３４の線３５−３５の断面図である。
【図３５Ａ】本発明の教示に従って構成された旋回発生器を組込んだラムジェットエンジンを有する、第３の複合サイクルエンジンの同様の部分縦断面図である。
【図３６】本発明の教示に従って構成された、ロケットベースの複合サイクルエンジンの縦断面図である。
【図３７】図３７のロケットベースの複合サイクルエンジンの背面立面図である。
【図３８】開いた状態での可変領域スロートを示すロケットベースの複合サイクルエンジンの一部の斜視図である。
【図３９】図３８と同様であるが、閉じた状態での可変領域スロートを示す斜視図である。
【図４０】従来のアフターバーナを有する航空機エンジンの縦断面図である。
【図４１】図４０と同様であるが、本発明の教示に従って構成された旋回発生器を組込んだアフターバーナを示す、縦断面図である。
【図４１Ａ】図４１と同様であるが、折畳式センタボディコーンを有する旋回発生器を利用したアフターバーナを示す、縦断面図である。
【符号の説明】
【０１１１】
８  ジェット機、１０  リフトスラスタオーグメンタ、１２  ガスタービンエンジン、２０  空気吐き出し部分、３０  旋回発生器、４０  燃焼器／ノズル部分、６０  エルボ、８０  トーチ点火器、９６  流れ案内翼、１００  空力フェアリング、１２０  導管、１２２  点火制御装置、１２６  燃料源、１４０  入口流路、１５６  空洞のハブ、１５８  翼形部分、２００  入口ハウジング、２０８  注入器アセンブリ、２２８  壁注入ハウジング、２３０  燃料注入器、２３６  センタボディアセンブリ、２４２  導体保持器、２４４  後部センタボディ、２７４  取付けフランジ、３００  第１の注入器リング、３０２  第２の注入器リング、３０４  船尾切り立ちボートテール、３６２  流れをもたらす部分、４０２  翼、４０４  側板、５１０  流れフィールド、６１０  中心再循環領域、６４０  外部再循環領域、６５０  剪断層、７００  炉心流、８００  チャネル、１０００ａ  注入場所、１１００  スカラップ、１２５０  クォール膨張、２０００  ラムジェットミサイル、２００４  フィン、２００６  ブースタエンジン、２３００  ラムシェル、２３３０  リザーバ、２４１０  低圧圧縮機、２４１２  高圧圧縮機、２４４２  後部可動要素、２５５０  エンジンセル、４０３０  可変領域スロート、５００２  軍用ガスタービンエンジン、５０２４  バーナ、５０５０  平行移動スパイク。
【図１】
2004263695.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】
2004263695.tif 000008
【図７】
2004263695.tif 000009
【図８】
2004263695.tif 000010
【図９】
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【図９Ａ】
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【図１０】
2004263695.tif 000013
【図１０Ａ】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
2004263695.tif 000017
【図１４】
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【図１５】
2004263695.tif 000019
【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２４Ａ】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
2004263695.tif 000034
【図３０】
2004263695.tif 000035
【図３０Ａ】
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【図３１】
2004263695.tif 000037
【図３２】
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【図３３】
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【図３４】
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【図３５】
2004263695.tif 000041
【図３５Ａ】
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【図３６】
2004263695.tif 000043
【図３７】
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【図３８】
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【図３９】
2004263695.tif 000046
【図４０】
2004263695.tif 000047
【図４１】
2004263695.tif 000048
【図４１Ａ】
2004263695.tif 000049
【外国語明細書】
2004263695000001.pdf