(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
高マッハ数で動作するように設計されると共に燃焼室（８）を含み、該燃焼室（８）内に酸化剤流（Ｆ）が導入されるラムジェット（１）のため、前記酸化剤流を受けると共に個々の燃料噴射器（２４，２５，２６）の列を形成する先端部（７）を有し、前記燃料噴射器の列が、前記酸化剤流の中に、該酸化剤流を横断する方向に設けられて、燃料を前記酸化剤流中に分散させている燃料噴射スタブ（６）であって、
−  前記先端部（７）は、その少なくとも前縁付近の部分が、少なくとも近似的に二面体の形状を有する熱伝導性の薄壁（１１）により形成されており、前記二面体の角度（Ａ）は１５゜以下であり、前記先端部の前縁（１１Ａ）の半径（ｒ）は２ｍｍ以下であり、
−  前記燃料噴射スタブは、
・  前記先端部の前記薄壁（１１）の凹所に配設された封止室（１８）と、・  前記封止室（１８）内に冷却剤を噴射するため、少なくとも前記前縁（１１Ａ）の領域において、前記先端部に沿って分布して前記薄壁の凹面に衝突する加圧された冷却剤の多数のジェット流を生じさせる冷却剤噴射手段（２３，２７）と、
・  前記ジェット流が前記薄壁（１１）の凹面に衝突した後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段（２８，２９，３０）と、
を含んでいる燃料噴射スタブ。
【請求項２】
前記先端部の前記薄壁（１１）の厚み（ｅ）は２ｍｍ以下である請求項１記載の燃料噴射スタブ。
【請求項３】
前記薄壁（１１）の構成材料の熱伝導率は約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）である請求項１記載の燃料噴射スタブ。
【請求項４】
前記冷却剤は低温ガスである請求項１記載の燃料噴射スタブ。
【請求項５】
マッハ１２で飛行しなければならない航空機のためのものであり、前記燃料噴射スタブの前記先端部は１５００℃に近い温度に耐えなければならない燃料噴射スタブであって、
−  前記先端部の前記薄壁（１１）は１２゜の二面角を有し、前縁の半径（ｒ）は１．５ｍｍに等しく、
−  前記先端部の前記薄壁は約１ｍｍの厚み（ｅ）を有し、その構成材料は約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を有し、
−  前記冷却剤は、温度が１００Ｋ〜３００Ｋで圧力が約１０〜１５バールの水素であり、
−  前記冷却剤の流量は前記前縁の長さ１ｃｍあたり約２〜５ｇ／ｓである、請求項１記載の燃料噴射スタブ。
【請求項６】
前記冷却剤は燃料からなる請求項１記載の燃料噴射スタブ。
【請求項７】
冷却剤として使用される燃料の流量は、前記ラムジェットの前記燃焼室（８）内に噴射される燃料の総流量の２０％未満である請求項６記載の燃料噴射スタブ。
【請求項８】
前記冷却剤除去手段（２８，２９，３０）は、前記先端部の前記薄壁（１１）の凹面に衝突した後の冷却剤を回収し、該冷却剤を前記ラムジェットの前記燃焼室（８）内に再噴射するようになっている請求項６記載の燃料噴射スタブ。
【請求項９】
請求項１記載の燃料噴射スタブであって、
・  前記個々の燃料噴射器（２４，２５，２６）の列、前記冷却剤噴射手段（２３，２７）及び冷却剤を除去するための前記冷却剤除去手段（２８，２９，３０）が配設される本体（１０）と、
・  前記薄壁を構成する薄い面（１２，１３）を持った、少なくとも近似的に二面体の形状を有する先端部材（１１）と、
を有し、
−  前記先端部材（１１）は、前記薄い面により、前記本体に封止結合され、
−  前記先端部材（１１）が前記本体（１０）に結合される位置で前記封止室が前記先端部材の凹所に前記先端部材と前記本体の間に形成される、
燃料噴射スタブ。
【請求項１０】
少なくとも、前記先端部が置かれる側に前記本体（１０）はくさび形の横断面を有し、その角度は前記先端部材（１１）のそれに等しくて、該先端部材の前記薄い面（１２，１３）が前記くさびの面（１４，１５）に押しつけられるようになっており、噴射ノズル（２７）が配設される少なくとも１つの端部切断面（１７）を形成するために前記くさびの縁（１６）がその全長の少なくとも一部にわたって切り欠かれており、前記噴射ノズルは、前記冷却剤噴射手段の一部分を形成していて、前記薄壁（１１）の凹面に衝突する前記冷却剤のジェット流を生じさせるようになっている請求項９記載の燃料噴射スタブ。
【請求項１１】
冷却剤を除去するための前記冷却剤除去手段は、
−  前記本体（１０）の表面に作られていて前記先端部材（１１）の１面により閉じられる少なくとも１つの長手方向溝（２９）と、
−  前記封止室（１８）を前記長手方向溝（２９）と連通させて前記先端部材により閉じられる横断方向表面溝（２８）の列と、
を含む請求項９記載の燃料噴射スタブ。
【請求項１２】
前記燃料噴射器の列及び前記冷却剤噴射手段は、長手方向の給送チャンネル（２１，２２，２３）と横断方向の噴射チャンネル（２４〜２７）とを含み、該給送チャンネル及び該噴射チャンネルの全てが前記本体に形成されている請求項９記載の燃料噴射スタブ。
【請求項１３】
前記燃料噴射器の列は、前記燃料噴射スタブの、前記先端部とは反対の側に設けられている請求項１記載の燃料噴射スタブ。
【請求項１４】
前記燃料噴射器の列は、数組の連続する別個の燃料噴射器を含み、該連続する別個の燃料噴射器のうちのあるもの（２４）が燃料を前記酸化剤流の方向に噴射し、該連続する別個の燃料噴射器のうちの他のもの（２５，２６）が燃料を前記酸化剤流内中に斜めに噴射する請求項１３記載の燃料噴射スタブ。
【請求項１５】
前記本体（１０）は、前記先端部とは反対側に、長手方向の中央突出リブ（２０）を有し、該中央突出リブ内に、燃料を酸化剤流の方向に噴射する少なくとも１組の別個の燃料噴射器（２４）が配設されると共に、該中央突出リブの各側に、燃料を前記酸化剤流の中に斜めに噴射する少なくとも２組の別個の燃料噴射器（２５，２６）が配設されている請求項９記載の噴射スタブ。
【請求項１６】
前記本体（１０）は、その端部に、前記ラムジェットの対峙する壁体（５Ａ、５Ｂ）に前記燃料噴射スタブを係止すると共に同燃料噴射スタブに燃料及び冷却剤とを送給するように設計されたヘッド（６Ａ、６Ｂ）を含み、前記先端部材（１１）が前記ヘッドの少なくとも一部分を覆うようになっている請求項９記載の燃料噴射スタブ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、例えば約１２〜１５の高マッハ数で動作するラムジェットの燃料噴射装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ラムジェットは、例えば２から１５までの広いマッハ数範囲にわたる動作を可能とするものであると共に、燃料消費率が低いので、極超音速の航空機（ミサイル、飛行機等）を推進するために特に有利であることが知られている。航空機に特有の用途に応じて、或いはその航空機の飛行中、使用される燃料は、例えば軽油等の液状炭化水素、又は例えば水素やメタンなどのガスである。
【０００３】
ラムジェットは、普通はエアダクト又は空気取入口からなっていて酸化剤流（即ち、空気）を燃焼室へ導く少なくとも１つの酸化剤入口と、前記燃焼室で燃やされる酸化剤／燃料・混合物の流れを得るために燃料を前記酸化剤流に噴射することを可能とする少なくとも１つの噴射装置とを含むことも知られている。
【０００４】
比較的に小さいマッハ数（例えばマッハ２まで）で動作するように設計されているラムジェットでは、ラムジェットの内壁の、酸化剤流の外周に配置された多数の別個の燃料噴射器で燃料噴射装置を構成することができる。
【０００５】
しかし、大マッハ数での動作については、ラムジェット内での燃焼が超音速又は極超音速の流れの中で行われるときには、燃料をラムジェットの内壁から注入することは最早不可能である。その理由は、この場合には、噴出した燃料の酸化剤流の中への浸透が浅すぎて、前記流れの中で酸化剤と燃料とが良く混合しないために燃焼が不十分或いは不可能でさえあることである。勿論、酸化剤流の横断方向寸法が大きいほど、この欠点は益々深刻となる。
【０００６】
このような状況を改善するために、列の形態の燃料噴射装置が既に提供されており、それらの燃料噴射装置は、その長さ方向に沿って分散され、前記酸化剤流の中にこの流れを横断する方向に配置された多数の個々の噴射器を有し、前記列の端部は前記ラムジェットの向かい合う壁に締結されている。このような燃料噴射装置は一般に“燃料噴射スタブ（injection stub）”と呼ばれていて、単独で、或いは壁での燃料噴射と組み合わされて、使用される。
【０００７】
燃料噴射スタブを用いれば、酸化剤流の横断面全体にわたって満足できる酸化剤／燃料・混合物を得ることができる。一般に、極超音速ラムジェットに燃料噴射スタブを設置すれば、
−  極超音速における燃料のジェット流の酸化剤流中への浸透度が低くても、燃料を酸化剤流の全体へ送り込むこと、
−  酸化剤／燃料・混合物における燃料の割合を高めること、
−  酸化剤／燃料・混合物の点火が容易となると共に火炎を安定させること、
−  ラムジェットが消費する燃料の流量を減少させることにより、酸化剤流を圧縮しやすくする、
ことが可能になる。
【０００８】
このような燃料噴射スタブは、酸化剤流の作用にさらされ、従って空気力学の見地からは、両端がラムジェットの２つの対峙する壁に埋設されている翼として各々振る舞う。また、燃料噴射スタブの先端部の、酸化剤流を受ける側には、ラムジェットの推進作用を制限して酸化剤流を塞ぐ結果になりかねないような圧力降下を制限するために小半径の前縁が無ければならない。酸化剤流は、上流側の酸化剤の速度が充分に大きい場合に限って燃焼室内で極超音速を維持できる。
【０００９】
しかし、極超音速の酸化剤流により生じる先端部の昇温は、該先端部の前縁の半径の平方根にほぼ反比例する。従って、前縁の半径の小さな先端部の昇温は大幅となる。更に、燃料噴射スタブはラムジェットの内側に配置されるので、該ラムジェットにより推進される航空機が飛んでいる空気での放熱によって燃料噴射スタブを冷却することは不可能である。従って、そのような先端部は、高度約３０ｋｍをマッハ１２で飛行する航空機では約５０００ｋもの非常に高い温度にさらされる。従って、燃料噴射スタブをセラミック等の材料で作る必要があり、前記前縁の半径は約３〜５ｍｍとなる。しかし、セラミック部品を製造する方法の現状を考えれば、セラミック製燃料噴射スタブの精密製造には長い時間を要すると共に高価であることが容易に想像できる。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、これらの欠点を克服することである。本発明は、小半径の前縁を有し、セラミック以外の材料から作ることのできる、極超音速ラムジェット用の燃料噴射スタブに関するものである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
この目的のために、本発明によれば、酸化剤流が導入される燃焼室を有する、高マッハ数で動作するように設計されているラムジェットのために、前記酸化剤流を受けるようになっていて個々の燃料噴射器の列を形成する先端部を有し、前記燃料噴射器の列は、前記酸化剤流の中に、この酸化剤流を横断する方向に設けられて、前記燃料を前記酸化剤流の中に分配するようになっている燃料噴射スタブにおいて、
−  前記先端部の少なくとも前縁付近の部分は、少なくとも近似的に二面体の形状を有する熱伝導性の薄壁により形成されており、該二面体の角度は１５゜以下であり、前記先端部の前縁の半径は２ｍｍ以下であり、
−  前記スタブは、
・  該先端部の前記薄壁の凹所に配設された封止室と、
・  前記封止室内に冷却剤を噴射するために、少なくとも前記前縁の領域において、前記先端部に沿って分布して前記薄壁の凹面に衝突する加圧された冷却剤の多数のジェット流を生じさせる冷却剤噴射手段と、
・  前記ジェット流が前記薄壁の凹面に衝突した後、前記冷却剤を除去するための冷却剤除去手段と、
を含んでいることを特徴とする。
【００１２】
このように、前記先端部は薄壁であり、その内側の凹面は冷却剤のジェット流の衝突によって効果的に冷却されるので、先端部は薄くて(二面角は１５゜)、小さな前縁半径（２ｍｍ以下）を持っているにも関わらず、先端部の外側の凸面即ちその前縁も薄壁の厚みを通して熱伝導によって効果的に冷却され、先端部がさらされる温度は（上記の５０００ｋと比べて）約１０００℃〜２０００℃程度でしかない。このことは、本発明に従って冷却される燃料噴射スタブにより実際に得られる温度に耐えることのできる鋼（例えばステンレス鋼）、合金（例えば銅を主成分とする合金）、或いはその他の随意の材料から本発明の燃料噴射スタブを作ることができることを意味する。
【００１３】
このように先端部を効果的に冷却し得るためには、
−  該先端部の前記薄壁の厚みは２ｍｍ以下であり、
−  前記薄壁の構成材料が７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を有し、
−  冷却剤は、例えば水素等の、１００Ｋ〜３００Ｋの温度の低温ガスである、ことが有利であることが分かった。
【００１４】
勿論、以上の記述から、前記薄壁の厚み、熱伝導率及び性質と、冷却剤の温度、圧力、流量及び性質とは、全て、前記薄壁の温度を調整することを可能とするパラメータであることが理解されよう。
【００１５】
例えば、厚みが１ｍｍで、構成材料が約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を持っており、二面角が１２゜で、前縁の半径が１．５ｍｍである先端部の壁は、冷却ガスとして水素が温度１００Ｋ〜３００Ｋ、圧力約１０〜１５バールで、前縁の長さ１ｃｍあたり約２〜５ｇ／ｓの流量で使用された場合には、マッハ数１２では１５００℃に近い温度に上昇する。
【００１６】
このような構成では、例えば、下記の事項、
−  水素を異なる温度で使用する場合には、他の条件が同じならば、前記流量を変更することによって壁の温度を維持することができ、
−  薄壁の構成材料が１５００℃より高い温度、例えば２０００℃に耐えることができるならば、この構成材料の熱伝導率は７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）より低くても良く、或いは冷却の強度を弱めても良い、
−  等々、
が全く明らかである
【００１７】
更に、本発明の燃料噴射スタブは、１０より大きなマッハ数に限定されない。その理由は、航空機が１０未満のマッハ数で飛行しているときには冷却剤はエルゴル（ergol)であってもよく、これは、冷却能では水素より劣るが、問題のマッハ数で先端部を冷却するには十分であることである。この場合、残る問題は、航空機のどの飛行段階でも燃料噴射スタブが適当な冷却剤を受けるように燃料噴射スタブへの冷却剤供給を設計することだけである。
【００１８】
或る有利な実施形態では、冷却剤はラムジェットの燃料からなる。従って、特別の冷却剤タンクを航空機に搭載する必要はなく、この冷却剤は燃料供給系から直接取り出される。更に、冷却剤が先端部の内側の凹面に衝突した後、冷却剤除去手段は該冷却剤を回収し、それをラムジェットの燃焼室内に再噴射して、ラムジェットの推進能力を向上させる。
【００１９】
冷却剤の回収は燃料噴射スタブの内側で行われても外側で行われても良く、回収された冷却剤を直接に、或いは燃料噴射スタブの個々の燃料噴射器を通して燃焼室内に噴射することができる。随意に、その回収と、燃焼室内への再噴射との間に、例えば空気取入口のシュラウドなどのラムジェットの要素を冷却するために前記冷却剤を使用することができる。
【００２０】
勿論、冷却剤を良く回収するためには、噴射される燃料と、膨張して低圧となっている回収される燃料との圧力差を考慮する必要がある。低圧の回収される燃料に高圧の燃料を確実に流入させなければならない。随意に、回収された燃料の回路に、圧力を高めるために過給器を設けることができる。
【００２１】
冷却剤として使用される燃料の流量は、ラムジェットの燃焼室内に噴射される燃料の総流量の２０％未満であることが好ましい。
【００２２】
本発明の燃料噴射スタブを単一の部材として作ることができる。しかし、前記封止室、個々の燃料噴射器に供給をするチャンネル、冷却剤噴射手段に供給をするチャンネル、衝突後の冷却剤を除去するためのチャンネル、等々を作りやすくするために、互いに結合される少なくとも２つの部材として本発明の燃料噴射スタブを作るのが有利である。
【００２３】
更に、前記スタブの（酸化剤流の方向に関して）下流側の部分がさらされることになる熱応力は、大きいけれども、前記先端部がさらされる熱応力よりは小さい。
【００２４】
有利な２部材の実施形態では、本発明の燃料噴射スタブは、
−  該燃料噴射スタブが、
・  前記個々の燃料噴射器の列、前記冷却剤噴射手段及び前記冷却剤除去手段が配設される本体と、
・  前記薄壁を構成する薄い面を持った、少なくとも近似的に二面体の形状を有する先端部材と、
を含み、
−  前記先端部材は、前記薄い面により、前記本体に封止結合され、
−  前記先端部材が前記本体に結合される位置で前記封止室が前記先端部材の凹所に前記先端部材と前記本体の間に形成される、
ことを特徴とすしている。
【００２５】
前記本体と前記先端部材とは、例えば溶接やろう付け、或いはネジ、接着剤等の構成材料に適した任意の手段で互いに結合されることができる。
【００２６】
好ましくは、少なくとも、前記先端部が置かれる側に前記本体はくさび形の横断面を有し、その角度は前記先端部材のそれに等しくて、該先端部材の前記薄い面が前記くさびの面に押しつけられるようになっており、噴射ノズルが配設される少なくとも１つの端部切断面を形成するために前記くさびの縁がその全長の少なくとも一部にわたって切り欠かれており、前記噴射ノズルは、前記冷却剤噴射手段の一部分を形成していて、前記薄壁の凹面に衝突する前記冷却剤のジェット流を生じさせるようになっている。
【００２７】
冷却剤を除去するための前記冷却剤除去手段は、
−  前記本体の表面に作られていて前記先端部材の１面により閉じられる少なくとも１つの長手方向溝と、
−  前記封止室を前記長手方向溝と連通させて前記先端部材により閉じられる横断方向表面溝の列と、
を含むことができる。
【００２８】
同じく、前記燃料噴射器列及び前記冷却剤噴射手段は長手方向の給送チャンネルと横断方向の噴射チャンネルとを含むことができ、該給送チャンネル及び該噴射チャンネルの全ては前記燃料噴射スタブの前記本体に作られる。
【００２９】
燃料を酸化剤流の中により良好に噴射するために、前記燃料噴射器列を燃料噴射スタブの、先端部とは反対の側に配設するのが有利である。更に、酸化剤及び燃料／酸化剤・混合物の中への燃料の噴射を更に改善するために、燃料噴射器列は数組の連続する別々の噴射器を持つことができ、その一部は燃料を酸化剤流の方向に噴射させ、他は燃料を前記酸化剤流に斜めに噴射させる。
【００３０】
この場合、燃料噴射スタブの本体は、前記先端部とは反対の側に、長手方向の中央突出リブを有することができ、少なくとも１組の個々の噴射器がこの中央突出リブに配設されて燃料を酸化剤流の方向に噴射し、燃料を酸化剤流の中に斜めに噴射する少なくとも２組の個々の噴射器が中央突出リブの各側に配設される。
【００３１】
更に、通常の態様で、燃料噴射スタブの本体は、その両端に、該燃料噴射スタブをラムジェットの対峙する壁に固定するように設計されていて前記燃料噴射スタブに燃料及び冷却剤を供給するようになっているヘッドを有することができる。
【００３２】
この場合、先端部材がラムジェットの対峙する壁に固定されることによって定位置に保持されるように、先端部材が少なくとも部分的にヘッドを覆うと有利である。このようにすれば、先端部材と本体とが一層しっかりと互いに締着されることになる。
【００３３】
添付図面は、本発明を実現する方法を明らかにする。これらの図において、同じ参照符号は同様の要素を示す。
【００３４】
【発明の実施の形態】
図１に示されているラムジェット１は、例えばほぼマッハ６からマッハ１２〜１５までの非常に広いマッハ数範囲にわたって飛行しなければならない極超音速航空機（図示せず）を推進するためのものである。
【００３５】
ラムジェット１は、酸化剤として使用される空気流（矢Ｆで象徴的に示されている）のための空気取入口３を１端に備え、ノズル４を他端に備えているケーシング２を含んでいる。空気取入口３の下流側に、ケーシング２は噴射室５を形成しており、この中に２個の燃料噴射スタブ６が酸化剤流Ｆを横断する方向に配設されている。燃料噴射スタブ６は、酸化剤流を受ける先端部７を有すると共に、その端部６Ａ及び６Ｂが噴射室５の２つの向かい合う壁５Ａ及び５Ｂの内面に固定されることにより、ケーシング２にしっかりと締着されている。ケーシング２は、噴射室５とノズル４との間に燃焼室８を画定しており、その上流側の部分に点火装置（図示せず）が設けられている。燃料噴射スタブ６の後部（即ち、燃焼室８に面する部分）には長手方向の噴射列がある（図１では見えないが、図３、図４及び図６に示されている）。
【００３６】
燃料は燃料噴射スタブ６で酸化剤流Ｆの全体にわたって分配され、酸化剤／燃料・混合物の流れの燃焼は燃焼室８で起こり、その後に燃焼ガスはノズル４を通して排出される。最低飛行マッハ数（マッハ８まで）の場合には軽油を燃料として使うことが可能であり（希望により、ラムジェットの点火とジェット流の整流とを容易にするために水素散布を行っても良い）、もっと大きなマッハ数の場合には水素を燃料として使用することができる。メタン、吸熱性炭化水素及び合成燃料等の他の燃料をこの種のラムジェットに使用することもできる。
【００３７】
図１に示されている特定の実施形態では、ラムジェットのケーシング２は、全体として、長方形又は正方形の横断面を有するダクトの形をなしており、概して４つの壁からなっていて、各対毎に向かい合っている（図１ではその壁は透明であると仮定されている）。このような構成は、決して限定的なものではないことを理解されたい。
【００３８】
上述したように、酸化剤流が極超音速飛行に対応するときには、燃料噴射スタブ６の先端部７の前縁は非常に高い熱流束にさらされる。マッハ１２では、先端部７は約５０００Ｋの温度まで上昇する。
【００３９】
図２〜図７は、そのような高い熱応力に耐えることのできる本発明の燃料噴射スタブ６の実施形態を示す。
【００４０】
これらの図に示されているように、この実施形態では、燃料噴射スタブ６は、例えば一部材構成の金属体である本体１０を含んでおり、その中に、後述するように、燃料噴射装置、冷却剤噴射手段、及びこの冷却剤を除去するための冷却剤除去手段が設けられている。更に、この燃料噴射スタブ６は、先端部材１１を含んでおり、この先端部材は、金属、或いは極希には約７０Ｗ／（ｍ・Ｋ）の熱伝導率を有する材料からなる部材であって、二面体の形状を持っており、その角度Ａは１５゜以下であり、例えば１２゜に等しい。更に、これらの先端部材１１の面の厚みｅは２ｍｍ以下であって、例えば１．５ｍｍに等しく、該先端部材１１の縁部１１Ａの半径ｒは２ｍｍ以下である。先端部材１１は、燃料噴射スタブ６の先端部７を形成するべきものであり、その縁部１１Ａは先端部の前縁である。
【００４１】
本体１０は、その全長の大部分にわたって、くさび形横断面を持っており、くさびの角度は先端部材１１の角度Ａに等しい。
【００４２】
図３〜図７に示されているように、例えば溶接又はネジにより（図示しない態様で）２つの部材１０及び１１が互いに封止結合されているときには、先端部材１１の面１２及び１３は、本体１０の面１４及び１５に当接している。
【００４３】
本体１０のくさびの縁部１６は、端部切断面１７を形成するために本体の中央部分１０Ｍが切り取られている。従って、部材１０及び１１が互いに結合されると、先端部材１１の凹所に、面１２及び１３の内側表面と本体１０の端部切断面１７との間に封止室１８が画定される。
【００４４】
噴射室５の２つの向かい合う壁５Ａ及び５Ｂに固定されるべき燃料噴射スタブ６の端部６Ａ及び６Ｂは、同燃料噴射スタブの三角形の中央部分１０Ｍの、縁部１６とは反対の側の、先端部材１１の面１２及び１３により覆われる広がった部分１０Ａ及び１０Ｂに対応すると共に、この大きくなった部分１０Ａ及び１０Ｂによりそれぞれ支持される平行六面体状の端部ヘッド１９Ａ及び１９Ｂにも対応する。
【００４５】
本体１０の中央部分Ｍは、端部切断面１７の反対側に長手方向の中央突出リブ２０を有し、このリブはヘッド６Ａ及び６Ｂから突出して該ヘッドに結合されている。
【００４６】
本体１０には、長手方向に流路もしくはチャンネル２１、２２及び２３が穿孔されている。
【００４７】
長手方向チャンネル２１は、リブ２０に形成されて本体１０の中央部分１０Ｍに沿って分布している多数の横断方向チャンネル２４と連通している（図３及び図６を参照）。
【００４８】
長手方向チャンネル２２は、中央突出リブ２０の各側に現れる多数の横断方向チャンネル２５及び２６と連通している（図３及び図４を参照）。
【００４９】
長手方向チャンネル２３は、端部切断面１７に現れ従って封止室１８に現れる多数の横断方向チャンネル２７と連通している（図３及び図７を参照）。
【００５０】
更に、本体１０の中央部分Ｍの壁１４及び１５は、ヘッド６Ａ及び６Ｂの端部に現れる長手方向チャンネル３０に端部が結合されている長手方向の表面溝２９に端部切断面１７を結合させる多数の横断方向表面溝２８を有する。表面溝２８及び２９は先端部材１１によって閉じられる（図３及び図５を参照）。
【００５１】
燃料がチャンネル２１及び２２に注入されると、同燃料は、個々の噴射器としてそれぞれ振る舞う横断方向チャンネル２４及び２５によって、噴射室５の中にも燃焼室８の方向に注入されることが容易に分かる。同じく、冷却剤が長手方向チャンネル２３に注入されると、この冷却剤は横断方向チャンネル２７を介して封止室１８に注入されることになる。封止室１８に注入された冷却剤は、横断方向表面溝２８を介して回収されると共に該表面溝を介して長手方向の表面溝２９に流入する。従って、それをチャンネル３０を介して排出することができる。
【００５２】
勿論、図３では流路もしくはチャンネル２１、２２、２３及び３０は両端が開いている状態で図示されているが、どちらか一方の端部を閉じることも可能である。
【００５３】
本発明の重要な特徴によると、例えば低温の水素である冷却剤は、チャンネル２７から出た冷却剤のジェット流が封止室１８を通って、先端部材１１の面１２及び１３の内側表面に少なくとも縁部１１Ａ付近で衝突するように、圧力（例えば約１０バール）を持っている。勿論、上述したように、大マッハ数での飛行条件下で先端部材１１の温度を１０００℃と２０００℃との間に保つために充分な冷却剤流量がなければならない。冷却剤が水素である場合には、その流量は、縁部１１Ａの長さ１ｃｍあたり毎秒数グラムでなければならない。
【００５４】
冷却剤は、燃焼室８に供給される燃料であってもよい。その場合、冷却剤噴射手段２３、２７に供給される冷却剤は、噴射列２１、２２、２４、２５及び２６に供給を行う回路から取り出される。好ましくは、冷却剤として使用される燃料の流量は、燃焼室８に注入される燃料の総流量の２０％未満である。
【００５５】
勿論、冷却剤として使用された燃料を、それが先端部材１１に衝突した後に除去するための手段２８、２９、３０は、前記燃料を回収して、それを燃焼室８内に再噴射するのが有利である。図８は、そのような回収の例を図式的に説明するものである。この例では、封止室１８から回収された燃料は、例えば空気取入口３のシュラウド３２などの、ラムジェット１の一部分の冷却を可能とする冷却路３１を通った後に、噴射列２１、２２、２４、２５及び２６を介して、燃焼室８内に再噴射される。
【図面の簡単な説明】
【図１】  燃料噴射スタブを備えたラムジェットの実施形態の極めて模式的な斜視図であり、ラムジェットのケーシングは透明であると仮定されている。
【図２】  本発明の燃料噴射スタブの実施形態の分解斜視図である。
【図３】  図２の、互いに結合された燃料噴射スタブの、中央縦断面図である。
【図４】  図３の切断線ＩＶ−ＩＶに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図５】  図３の切断線Ｖ−Ｖに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図６】  図３の切断線ＶＩ−ＶＩに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図７】  図３の切断線ＶＩＩ−ＶＩＩに対応する燃料噴射スタブの横断面図である。
【図８】  冷却剤の回収及び再噴射の例を模式的に説明する図である。
【符号の説明】
１…ラムジェット、５Ａ，５Ｂ…ラムジェットの対峙する壁体、６…燃料噴射スタブ、６Ａ，６Ｂ…ヘッド、７…先端部、８…燃焼室、１０…本体、１１…熱伝導性の薄壁（先端部材）、１１Ａ…先端部の前縁もしくは縁部、１２，１３…薄壁の面、１４，１５…くさびの面、１６…くさびの縁、１７…端部切断面、１８…封止室、２０…中央突出リブ、２１，２２，２３…長手方向の流路もしくは給送チャンネル（２３は冷却剤噴射手段をも構成する）、２４，２５，２６，２７…個々の燃料噴射器もしくは横断方向の流路もしくは噴射チャンネル（２７は冷却剤噴射手段となる噴射ノズルをも構成する）、２８，２９…表面溝（冷却剤除去手段）、３０…流路もしくはチャンネル（冷却剤除去手段）、Ｆ…酸化剤流、ｒ…前縁の半径。
【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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【図７】
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【図８】
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