(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
広範囲の速度にわたり作動するように設計された、亜音速及び／又は超音速の航空機のためのラムジェット用燃料噴射装置であって、
該ラムジェットは、長手方向軸心を有する本体内に、
燃焼を支持するガス入口と、
該ガス入口の下流であって、ガスのジェット流の方向にあり、燃焼すべき燃料を燃焼支持ガスと混合させる燃焼室と、
該燃焼室を去るようにガスを方向付けるようになっているノズルと
を備え、
前記燃料噴射装置は、前記燃焼室に設けられると共に、少なくとも１つのインゼクタを含んでいて、
該インゼクタは、
前記ラムジェットの前記本体の前記長手方向軸心にほぼ沿って延びる複数の離間した壁体を有する翼形部材と、
前記複数の壁体のうちの隣接する２つの壁体によって形成される各スペース内に燃料を噴射するために、前記翼形部材の上流部に設けられた第１噴射オリフィスと、
前記インゼクタの下流端のところで燃料を噴射するために、前記翼形部材の下流部に設けられた第２噴射オリフィスと
を備え、
前記ラムジェットの燃焼状態は、前記第１噴射オリフィス及び前記第２噴射オリフィスによって噴射される燃料の流量の分配を変更することにより制御される、ラムジェット用燃料噴射装置。
【請求項２】
前記壁体の各対が、
横断面がほぼＵ字形の前記翼形部材の翼状部と、
前記翼形部材のコアの頂面上に開口する第１噴射オリフィスと
を形成する、請求項１に記載のラムジェット用燃料噴射装置。
【請求項３】
前記翼形部材の前記コアは、前記壁体構造の上流端から下流端に向かって傾斜していて、該下流端のところに最大面積の前記翼形部材の横断面を形成するようになっていると共に、前記第１噴射オリフィスは、前記コアの上流部の近傍にある、請求項２に記載のラムジェット用燃料噴射装置。
【請求項４】
前記複数の壁体は、離間した平行な壁体から形成されていて、第１噴射オリフィスが２つの隣接する壁体の対峙する面上に開口しており、第２噴射オリフィスが前記壁体の下流側自由端のところで開口している、請求項１に記載のラムジェット用燃料噴射装置。
【請求項５】
前記壁体は、前記ラムジェットの前記本体の側面に対して少なくとも実質的に平行である、請求項１に記載のラムジェット用燃料噴射装置。
【請求項６】
前記壁体は、前記ラムジェットの前記本体の頂部及び底部壁体に対して少なくとも実質的に平行である、請求項１に記載のラムジェット用燃料噴射装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、広範囲の速度にわたり作動するように設計された、亜音速及び／又は超音速航空機のためのラムジェット用燃料噴射装置に関するものである。代表的には、予測されている速度の範囲は、マッハ１〜２と１５〜２０との間である（スラストに対する貢献は例えばマッハ０．８のところであると考えられる）。
【０００２】
【従来の技術】
ラムジェットは、低い燃料消費率を有する広範囲の速度で飛行する航空機の推進に有効なエンジンである。高速度での用途に通常用いられる燃料は水素であり、これは、ガスの形で一般に噴射される。発熱量は低いが濃度は高い炭化水素も飛行エンベロープの一部で用いることができる。しかし、流れの全体にわたる燃料の適正な分配、最適の混合、正しい点火及び安定燃焼には、亜音速燃焼の場合にも極音速燃焼の場合にも、高性能の噴射装置を必要としている。これらの２つの燃焼モードに関連した現象は異なっており、噴射の幾何学的配置も異なっている。更に、広範囲の飛行条件にわたって作動するために、両方の、即ち亜音速及び超音速の燃焼モードを支持するラムジェットは両方の燃焼モード間に中間の過渡的モードをもっていなければならない。そのためには、一般に、ラムジェットの本体及び噴射装置の幾何学的配置の機械的な変更が必要である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
これは、当然のことながら、製造上の問題やサービス上の問題を生じさせる。従って、本発明の目的は、これらの欠点を解消することであり、本発明は、亜音速及び超音速燃焼のモード間に機械的な過渡状態というよりはむしろ空力的過渡状態を確実にする噴射装置に関するものである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
上述の目的から、広範囲の速度にわたり作動するように設計された、亜音速及び／又は超音速航空機のためのラムジェット用の燃料噴射装置において、本発明によると、該ラムジェットは、長手方向軸心を有する本体内に、燃焼を支持するガス入口と、該ガス入口の下流であって、ガスのジェット流の方向にあり、燃焼すべき燃料を燃焼支持ガスと混合させる燃焼室と、前記燃焼室を去るようにガスを方向付けるようになっているノズルとを備え、前記燃料噴射装置は、前記燃焼室に設けられると共に、少なくとも１つのインゼクタを含んでいて、該インゼクタは、前記ラムジェットの前記本体の前記長手方向軸心にほぼ沿って延びる複数の離間した壁体を有する翼形部材と、前記複数の壁体のうちの隣接する２つの壁体によって形成される各スペース内に燃料を噴射するために、前記翼形部材の上流部に設けられた第１噴射オリフィスと、前記インゼクタの下流端のところで燃料を噴射するために、前記翼形部材の下流部に設けられた第２噴射オリフィスとを備え、前記ラムジェットの燃焼状態は、前記第１噴射オリフィス及び前記第２噴射オリフィスによって噴射される燃料の流量の分配を変更することにより制御される。
【０００５】
従って、燃焼状態は、可動部品（機械的過渡状態）を用いることなく、前記壁体構造の隣接壁体間のスペース中に（一次噴射）、そして該壁体構造の下流端のところで（二次噴射）噴射される燃料の流量の分配を単に変更することにより、噴射装置のレベルのところで制御できる。
【０００６】
第１の実施形態においては、前記壁体の対のものが、横断面が実質的にＵ字状の前記翼形部材の翼状部と、該翼形部材のコアの頂面上に開口する第１噴射オリフィスとを形成する。
【０００７】
好適には、前記翼形部材の前記コアは、前記壁体構造の上流端から下流端に向かって傾斜していて、該下流端のところに最大面積の前記翼形部材の横断面を形成するようになっていると共に、前記第１噴射オリフィスは、前記コアの上流部の近傍にある翼形部材の翼状部を形成する。
【０００８】
別の実施形態においては、前記複数の壁体は、離間した平行な壁体から形成されていて、第１噴射オリフィスが２つの隣接する壁体の対峙する面上に開口しており、第２噴射オリフィスが前記壁体の下流側自由端のところで開口している。
【０００９】
前記壁体は、前記ラムジェットの前記本体の側面又は頂部及び底部壁体に対して少なくとも実質的に平行であることが有利である。
【００１０】
添付図面は、本発明がどのようにして実施されるかを示している。これらの図において、同一の参照符号は、同様の構成要素を示している。
【００１１】
【発明の実施の形態】
本発明の燃料噴射装置は、広範囲の速度にわたり、即ちマッハ数１〜２乃至１５〜２０の速度にわたり作動するようになっている亜音速及び／又は超音速航空機のためのラムジェットに装着されるように設計されている。
【００１２】
図１に概略的に示されたラムジェット１は、ケーシングもしくは囲い（本体）２内に、
−ラムジェットが関連する航空機の胴体の内部の下方に配置されるように設計され、エンジンの上流端にある、燃焼支持ガスのための入口、特に空気入口（ガス入口）３と、
−燃焼支持ガスの入口３の下流にある燃料噴射装置４とを備え、
−ケーシングもしくは囲い２は、図において矢印Ｆにより示されたジェット流の方向に関して上流から下流の方向に燃焼室５を囲んでおり、燃料噴射装置を収容した該燃焼室５内で、燃焼支持ガスが燃焼すべき燃料と混合され、また、囲い２は、燃焼室を去るようにガスを方向付けるようになっているスロートを有するノズル６を囲んでいる。
【００１３】
図１に示すように、燃料噴射装置４は、図２と図４の（Ａ）とにもっと良く示すように、パイロン即ち飛行場の目標塔状の壁体構造を有するインゼクタ７を含んでいる。この壁体構造は、ラムジェットの本体２の長手方向軸心Ｘ−Ｘにほぼ沿って延びる複数の離間した壁体８に特徴を有しており、燃料は、２つの隣接した壁体８により該壁体構造（パイロン基部）の下流端のところに形成された各スベース９内に注入される。
【００１４】
図１〜図３に示されたインゼクタ７の第１実施形態において、対の壁体８は、実質的にＵ字状の横断面を有する翼形部材１０の翼状部と、該翼形部材１０のコア１２の頂面１２Ａ上に開口する第１（主）噴射オリフィス１１と、翼形部材（パイロン基部）の下流側自由端のところに開口する第２噴射オリフィス１３とを形成する。
【００１５】
図から分かるように、翼形部材１０のコア１２は、壁体構造の上流端から下流端に向かって傾いていて、翼形部材１０の横断面が翼形部材の下流端のところに最大面積を有するように形成している。第１噴射オリフィス１１は、コア１２の上流部の近くにある。
【００１６】
図４の（Ａ）〜（Ｃ）に示すインゼクタ７の第２の実施形態においては、複数の壁体は、いわば櫛の歯を形成する平行に離間した壁体８からなっている。この場合、第１噴射オリフィス１４は、２つの隣接する壁体８の対峙する面８Ａ上に開口し、第２噴射オリフィス１５は、前記壁体８の下流側自由端（基部）のところで開口する。
【００１７】
図は、壁体８がラムジェットの本体２の側面に対して少なくとも実質的に平行であることを示している。
【００１８】
図５の（Ａ）は、亜音速燃焼におけるラムジェット１の動作を説明している。第１噴射オリフィス１１により噴射された燃料の点火により、上流端のところに衝撃波Ｃが発生する（図４の（Ｃ）も参照されたい）。垂直衝撃波は、（図１に鎖線で示すような）ノズル６の（可動）スロートでの作用によって安定化され制御される。
【００１９】
図５の（Ｂ）は、超音速燃焼におけるラムジェット１の動作を説明している。インゼクタ７の下流端（第２噴射オリフィス１３）における長手方向の噴射により、斜め衝撃波Ｃ’により特に安定化される超音波燃焼が発生する。
【００２０】
従って、本発明の燃料噴射装置は、亜音速燃焼及び超音速燃焼の間に空力的過渡状態を与えて、低速度の噴射が必要ならば、燃焼室における亜音速流になる垂直衝撃波を開始する流れを遮断もしくは阻止する。
【００２１】
非常に少ない流量は、垂直衝撃波を開始することなく、点火を容易にする領域を提供する利点がある。即ち、ある動作状態下では、超音波燃焼における点火を確実にするため、必要ならば、第１噴射オリフィスに非常に少ないがゼロではない流量を供給して、図５の（Ａ）の垂直衝撃波Ｃを発生することなく、点火を可能にする高温度の領域を（非常に局限されてはいるが）形成して、図５の（Ｂ）から分かるように流れを全体的に超音速にしておくことができる。
【００２２】
上述したように画成されたインゼクタ７の壁体８間の噴射により、３次元衝撃波構造間の相互作用に強く依存する非常に複雑な流れを形成し、また、境界層は重要な影響をもつ。
【００２３】
このタイプの噴射がないと、この種の幾何学的配置によりもたらされる（超音速の）流れは、低い速度、高い熱力学的条件（圧力、温度）という優れた点火をつくる。その後、満足すべき超音速燃焼を得るには、（比較的に小さな横断面の）パイロン基部での燃料の噴射で十分である。既に述べたように、例示したインゼクタは全て、パイロン基部での噴射を用いている。
【００２４】
しかしながら、前述したような特別の幾何学的配置を有するインゼクタ７に燃料を噴射する場合、内部領域における燃料の添加、点火及び燃焼により、流れの配列(conformation)に非常に重要な変更が生ずる。図に略示したように、強力な衝撃波が発生して、これが非常に強く圧力及び温度を上昇させて、安定な垂直衝撃波の形成になる。この領域への噴射燃料の貫通度は、液体燃料であっても実質的に増加する（この点については、水素に加えて、ケロシンやメタンのような他の燃料もこのタイプのインゼクタで使用しうることを理解されたい）。燃焼室においてその後に起こる燃焼は亜音速である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明による燃料噴射装置の一実施形態を備えたラムジェットの概略斜視図である。
【図２】  本発明のインゼクタの一実施形態を示す斜視図である。
【図３】  図２のIII−III線に沿って示す長手方向断面図である。
【図４】  （Ａ），（Ｂ）及び（Ｃ）は、本発明によるインゼクタの別の実施形態を、図４の（Ａ）におけるIV−IV線に沿ってそれぞれ示す、斜視図、平面図及び長手方向断面図である。
【図５】  （Ａ）及び（Ｂ）は、亜音速燃焼及び超音速燃焼における燃料噴射装置のレベルにおけるラムジェットの動作を説明する図である。
【符号の説明】
１…ラムジェット、２…ケーシング又は囲い（本体）、３…空気入口（ガス入口）、４…燃料噴射装置、５…燃焼室、６…ノズル、７…インゼクタ、８…壁体、８Ａ…隣接する壁体の対峙する面、９…壁体間のスペース、１０…翼形部材、１１…第１噴射オリフィス、１２…コア、１２Ａ…コアの頂面、１３…第２噴射オリフィス、１４…第１噴射オリフィス、１５…第２噴射オリフィス。
【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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