(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
高マッハ数で作動するように適合させると共に、燃焼維持ガス流（Ｆ）を導入する燃焼室（８）を含むラムジェット（１）用であって、該燃焼維持ガス流を受け取る前縁（８）を有する先頭部（７）を含み、前記燃焼維持ガス流内を横切るように配置され、且つ燃料を前記燃焼維持ガス流内へ分配する個別燃料噴射器のマニホルドを後部に形成している燃料噴射ストラット（６）において、
−前記先頭部（７）は、少なくとも前記前縁（８）付近が壁（１２）で形成され、該壁の凹状側に室（１１）が配置されており、
−噴射手段（１５、１８）が、前記先頭部（７）に沿って分布し且つ少なくとも前記前縁（８）の領域において前記壁（１２）の凹状面に衝突する冷却流体の複数のジェットを発生することができ、
−前記壁（１２）は、該壁（１２）の凹状面に衝突する冷却流体のジェットを透過して、該冷却流体ジェットが前記壁（１２）を通過できるようにしたことを特徴とする燃料噴射ストラット。
【請求項２】
先頭部（７）の前記壁（１２）は、少なくとも前記先頭部（７）の前記前縁（８）付近において前記冷却流体ジェットを透過できる材料で形成されていることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項３】
前記先頭部（７）の前記壁（１２）は、前記先頭部（７）の前記前縁（８）に沿って延在する少なくとも１連の孔（１３）を有することを特徴とする請求の範囲第１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項４】
前記先頭部（７）の前記壁（１２）は、前記先頭部（７）の前記前縁（８）に沿って延在する少なくとも１つのスロット（１３ａ）を有することを特徴とする請求の範囲第１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項５】
前記冷却流体は燃料であることを特徴とする請求の範囲第１項から第４項までのいずれか１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項６】
前記先頭部（７）は、縁部が前記先頭部の前記前縁（８）を形成し、凹状側に室（１１）を形成しているほぼ二面体形状の部品であることを特徴とする請求の範囲第１項から第５項までのいずれか１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項７】
噴射ストラット（６）の内部に内部空洞（１４）を画成する本体（１０）を含み、該内部空洞内に、それぞれ両端部で開口した穿孔シリンダ形状をした複数の基本室（１５）が配置されていることを特徴とする請求の範囲第５項または第６項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項８】
個別の前記室（１５）は、前記空洞（１４）内に互いに一定の間隔を置いて上下に一列に並べて配置されていることを特徴とする請求の範囲第７項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項９】
前記室（１５）の各々の第１端部（１５Ａ）は前記先頭部（７）の凹状側に開口しており、後部の位置の前記室（１５）の各他端部（１５Ｂ）が主燃料噴射器の形状になっていることを特徴とする請求の範囲第８項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項１０】
対応のオリフィス（１６Ａ）を備えたキャップ形状のカバー（１６）が、前記室（１５）の前記第１端部（１５Ａ）の総てを覆っていることを特徴とする請求の範囲第９項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項１１】
燃料噴射ストラットの後部の位置で、２つの個別な室（１５）の間の各隙間に補助燃料噴射器（１７）が設けられていることを特徴とする請求の範囲第７項から第１０項までのいずれか１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項１２】
燃料噴射ストラットは、ラムジェットの噴射室（５）の対向壁（５Ａ、５Ｂ）に組み込まれた噴射ストラット（６）の端部（６Ａ、６Ｂ）内の供給通路（１８）を介して、燃料を供給されることを特徴とする請求の範囲第７項から第１１項までのいずれか１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項１３】
前記前縁の圧力、噴射ストラット内部の圧力、及び燃料供給圧力を測定するセンサ（３２、３３、３４）を備えていることを特徴とする請求の範囲第１項から第１２項までのいずれか１項に記載の燃料噴射ストラット。
【請求項１４】
前記前縁の壁の温度を測定するセンサ（３５）を備えていることを特徴とする請求の範囲第１項から第１３項までのいずれか１項に記載の燃料噴射ストラット。
【発明の詳細な説明】
本発明は、広範囲のマッハ数、特に高マッハ数、例えばマッハ１２乃至１５程度で作動するラムジェット用の燃料噴射ストラットに関する。
ラムジェットは、広範囲のマッハ数、例えばマッハ２乃至１５で作動することができると共に燃料消費率が低いため、極超音速航空機（誘導兵器、ミサイル、航空機等）の推進用に特に好都合であることが知られている。航空機の特定用途やおそらくは航空機の飛行段階に応じて、使用される燃料は、例えばケロシン等の液体炭化水素か、例えば水素またはメタン等のガスにすることができる。
ラムジェットは、一方では、燃焼維持ガス（特に空気）流を燃焼室に向かわせる、一般的に空気カウリングまたは空気取入口からなる少なくとも１つの燃焼維持ガス用入口を含み、また他方では、燃焼維持ガス流内へ燃料を噴射して、燃焼室内で点火される燃料／燃焼維持ガス混合体流を得られるようにする少なくとも１つの噴射装置を含む。
比較的低マッハ数（例えば高くてマッハ２まで）で作動するように設計されているラムジェットでは、上記種類の燃料噴射装置を、燃焼維持ガス流を取り囲むように、ラムジェットの内壁に配置された１組の個別の噴射器で構成することができる。
しかし、ラムジェット内の燃焼が超音速または極超音速流内で行われる高マッハ数での作動の場合、燃料は、ラムジェットの内壁だけで噴射することができない。この場合、燃焼維持ガス流内に含まれる燃料ジェットの貫入が少なすぎるため、燃焼維持ガス流の中で燃料と燃焼維持ガスとを良好に混合することができない結果、燃焼が低下したり、不可能になることさえある。当然ながら、燃焼維持ガス流の横寸法が大きくなるほど、この問題は深刻になる。
これを解消するため、噴射装置は、長さ方向に沿って配置された複数の個別噴射器からなるマニホルド形状に構成されており、噴射装置を燃焼維持ガス流の中に且つ横切るように配置して、そのマニホルドの端部をラムジェットの対向壁に取り付けている。この形式の噴射装置は、一般的に、「噴射ストラット」と呼ばれ、個別に、または壁での燃料噴射と組み合わせて使用される。
噴射ストラットでは、燃焼維持ガス流の断面全体で満足できる燃料／燃焼維持ガス混合体を得ることができる。さらに一般的に言うと、極超音速ラムジェット内の噴射ストラットは、
−極超音速度における燃焼維持ガス流内への燃料ジェットの貫入が低いにもかかわらず、燃焼維持ガス流全体に燃料を確実に供給することができ、
−燃料／燃焼維持ガス混合体における燃料の比率を増加させ、
−燃料／燃焼維持ガス混合体の点火及び炎の安定化を助け、
−ラムジェットによってすくい上げられた燃焼維持ガス流を低速化することによって燃焼維持ガス流の圧縮を助ける。
上記種類の噴射ストラットは、燃焼維持ガス流の作用を受けて、それぞれ空力学的観点から、端部がラムジェットの２つの対向壁内に組み込まれている翼のように挙動する。噴射ストラットの後部位置に配置された燃焼噴射器と反対の、燃焼維持ガス流を受け取る先頭部側では、ラムジェットの推進性能を制限し、さらには燃焼維持ガス流の遮断をもたらすことさえある圧力損失を減少させるために、噴射ストラットは、小さい半径の前縁を有する必要があり、燃焼維持ガス流は、上流側での速度が十分に高い場合だけ、燃焼室内で極超音速を維持することができる。
しかし、燃焼維持ガスの極超音速流によって発生する先頭部の加熱は、先頭部の前縁の半径の平方根にほぼ反比例する。従って、半径が小さい前縁を有する先頭部は、強い加熱作用を受ける。さらに、噴射ストラットは、ラムジェットの内部に配置されていて、ラムジェットにより推進される航空機が飛行している際に通る空気による放射で冷却することは、不可能であることに注意されたい。従って、この種類の先頭部は、３０ｋｍ程度の高度をマッハ１２で飛行中の航空機の場合、５０００Ｋ程度の非常に高い温度を受ける。従って、セラミック等の材料から、前縁の半径が３乃至５ｍｍ程度の噴射ストラットを構成する必要がある。しかし、セラミック部品を製造する現在の方法を考えれば、高精度の要件を満足させなければならないセラミック材製の噴射ストラットの製造には、必然的に長時間と高コストが掛かる。
本発明の目的は、これらの欠点を解消することである。本発明は、小半径の前縁を有するが、セラミック以外の材料から製造できる、極超音速ラムジェット用の噴射ストラットに関する。
このため、高マッハ数で作動するように設計されると共に、燃焼維持ガス流を導入する燃焼室を含むラムジェット用であって、燃焼維持ガス流を受け取る前縁を有する先頭部を含み、燃焼維持ガス流内に該燃料維持ガス流を横切るように配置されると共に、燃料を燃焼維持ガス流内へ分配する個別燃料噴射器のマニホルドを後部に形成している燃料噴射ストラットは、本発明に従って、
−先頭部は、少なくとも前縁付近が透過性壁で形成されており、
−・先頭部の透過性壁の凹状側に設けられた室と、
・この室内へ冷却流体を噴射する手段とを含み、この噴射手段は、先頭部の高さ方向に沿って分布して、少なくとも前縁領域において透過性壁の凹状面に衝突して透過性壁を通過することができる複数の冷却流体ジェットを発生することができる点で、特徴的である。
このように、噴射ストラットの前縁の冷却は、最高速度で前縁を通して冷却流体を噴射することによって行われる。さらに、もっと詳細に後述するように、前縁のこの透過性は、空気を最低速度で進入させることによって、最低速度における点火を容易にし、このように前縁の「２方向」透過性を利用している（これについてはさらに詳細に後述する）。
例えば、先頭部の壁は、少なくとも先頭部の前縁付近を、冷却流体ジェットを透過できる材料で形成することができるか、先頭部の前縁に沿って少なくとも１連の孔を、または先頭部の前縁に沿って延在する少なくとも１つのスロットを設けることができる。
冷却流体は、燃料であることが好都合である。
本発明の別の特徴によれば、先頭部は、縁部が先頭部の前縁を形成し、凹状側が室を形成しているほぼ二面体形状の部品である。
噴射ストラットは、好ましくは、噴射ストラットの内部に内部空洞を画成する本体を含み、この内部空洞内に、それぞれ両端部で開口した穿孔シリンダ形状をした複数の個別の室が配置されている。
これらの個別の室は、空洞内に互いに一定の間隔を置いて上下に一列に並べて配置されている。
各室の第１端部は、先頭部の凹状側に開口しており、噴射ストラットの後部の位置で、室の各他端部が主燃料噴射器の形状になっているのが好ましい。
本発明の別の特徴によれば、対応のオリフィスを備えたキャップ形状の部品が室の第１端部の総てを覆っている。
好ましくは、噴射ストラットの後部の位置で２つの個別室の間の各隙間に補助燃料噴射器が設けられている。
また、ラムジェットの噴射室の対向壁に組み込まれた噴射ストラットの端部の供給通路を介して、燃料を噴射ストラットに供給することができる。
さらに、噴射ストラットには、前縁の圧力、噴射ストラット内部の圧力、及び燃料供給圧力を測定するセンサと共に、前縁の壁の温度を測定するセンサとを設けることができる。
添付の図面は、本発明をいかに実施できるかを示している。図面において、同一の参照番号は同様な部材を示している。
第１図は、燃料噴射ストラットを備えたラムジェットの１つの実施例の非常に概略的な斜視図であり、ラムジェットの外被体が透明であると仮定している。
第２図は、本発明に従った燃料噴射ストラットの１つの実施例の分解斜視図である。
第３図は、第２図の噴射ストラットの中心の縦断面図である。
第４図、第５図、第６図、第７図及び第８図は、それぞれ第３図のＩＶ−ＩＶ線、Ｖ−Ｖ線、ＶＩ−ＶＩ線、ＶＩＩ−ＶＩＩ線及びＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ線に沿った燃料噴射ストラットの図面である。
第９図は、燃料及び燃焼維持ガスの流れに関して、本発明に従った燃料噴射ストラットの一部の断面の半分を概略的に示す図である。
第１０図は、モータの壁内における、第９図の噴射ストラットの部分の断面の半分を概略的に示す図であり、側方の燃料供給部を示している。
第１１図及び第１２図は、第９図と同様であり、本発明に従った噴射ストラットの２つの作動モードを示している。
第１図に示されているラムジェット１は、広範囲のマッハ数、例えば約マッハ３から１２乃至１５程度のマッハ数の範囲で飛行する予定の極超音速航空機（図示せず）を推進するように構成されている。
ラムジェット１は、一端部に燃焼維持ガスとして機能する空気流（矢印Ｆで記号表示されている）用の空気取入口３を、他端部にノズル４を有する外被体２を含む。外被体２は、空気取入口３の下流側に、噴射室５を形成しており、噴射室内部には、２つの燃料噴射ストラット６が燃焼維持ガス流Ｆを横切る方向に配置されている。噴射ストラット６の各々は、燃焼維持ガス流を受け取る前縁８を備えた先頭部７を有しており、噴射ストラットは、端部６Ａ及び６Ｂを噴射室５の２つの対向壁５Ａ及び５Ｂの内側面に固定することによって、外被体２に取り付けられている。外被体２の噴射室５とノズル４との間に、燃焼室９が画成されており、燃焼室の上流側に点火器（図示せず）が設けられている。噴射ストラット６は、背部すなわち後部（すなわち燃焼室９側）に、長手方向噴射マニホルド（第１図では見えないが、特に第３図に示されている）を含む。
このため、燃料は、噴射ストラット６の段階で燃焼維持ガス流Ｆ全体に分配され、燃料／燃焼維持ガス混合体が燃焼室９で燃焼した後、燃焼ガスは、ノズル４から放出される。燃料は、低マッハ数（マッハ８まで）では、ケロシンにすることができ、おそらくはラムジェットの点火とジェットの粉砕を容易にするために、水素の通気を行い、また、それより高いマッハ数では、燃料を水素にすることができる。メタン、吸熱型炭化水素及び合成燃料等の他の燃料も、この形式のラムジェットに同様に使用することができる。
第１図に示されている特定の実施例では、ラムジェットの外被体２は、対に向き合わせた４つの壁からなる矩形または正方形断面の通路である（第１図では透明であると仮定している）。本発明は、この形式の形状には、全く制限されないことは明らかである。
前述したように、燃焼維持ガス流が特超音速飛行に対応している時、噴射ストラット６の先頭部７の前縁８は、非常に高い熱流を受ける。従って、マッハ１２では、先頭部の前縁は、５０００Ｋ程度の温度まで加熱されるであろう。
第２図乃至第８図は、この大きさの熱応力に耐えることができる、本発明に従った噴射ストラット６の１つの実施例を示している。
これらの図面に示されているように、本実施例では、燃料噴射ストラット６は、第２図に示されているように、２つの半割体１０Ａ、１０Ｂを組み合わせて形成することができる金属本体１０と、ほぼ二面体形状の、例えば金属製の部品からなる先頭部７とを含み、その部品の縁部が先頭部７の前縁８を形成し、凹状側が室１１を画成している。前述したように、先頭部７は、少なくとも前縁８付近において、冷却流体ジェットを透過できる壁１２で形成されている。
この壁１２は、先頭部７の少なくとも前縁８付近において、冷却流体ジェットが透過できる材料で形成されており、すなわちこの場合、壁の透過性は、使用材料の本来の多孔性によって得られる。しかし、図示のように、先頭部７の壁１２に一連の孔１３や、先頭部７の前縁８に沿って延在するスロット１３ａ（第２図に一点鎖線で示されている）を設けることもできる。十分な機械的強度と共に必要な透過性を与えることができる他のいずれの装置も、同様に考えることができることに注意されたい。
例えば、いずれの寸法も特定の用途及び状況に応じて決まることを念頭に置いた上で、先頭部の一般的な寸法は、厚さを３０ｍｍ程度、前縁の半径を１ｍｍ程度、先頭部角度を６°、長さを２０乃至３０ｃｍ、全長を１ｍまでにすることができる。これに関連して言うと、図面、特に第２図は、それらの寸法を正確に示していると見なしてはならず、分かり易くするために強調して作図されている。
好適な冷却流体は燃料自体であり、最高飛行マッハ数（例えばマッハ６より上）で前縁を冷却するために、少量の燃料を前縁から噴射できると考えて、第２図から第８図までに示されている本発明の実施例を構成する噴射ストラット６の本体１０の内部構造を、以下に詳細に説明する。
特に第２図に示されているように、２つの半割体１０Ａ、１０Ｂが噴射ストラット６の内部に内部空洞１４を画成しており、この内部空洞に、それぞれが両端部で開口した穿孔シリンダ形状をした複数の基本室１５が設けられている。室１５は、空洞１４内に互いに一定の間隔を置いて上下に一列に並べて配置されており、この室の各々の第１端部１５Ａは、好ましくは室１５の端部１５Ａの総てを覆う一種のキャップを形成する部品１６の対応のオリフィス１６Ａを介して、先頭部７の凹状側に通じている。噴射ストラット６の後部に位置する室１５の各他端部１５Ｂは、主燃料噴射器になっている。
噴射ストラット６の後部の位置で、２つの室１５の間の各隙間に補助燃料噴射器１７が設けられている。
噴射室５の対向壁５Ａ、５Ｂに組み込まれた噴射ストラット６の端部６Ａ、６Ｂ内の供給管１８を介して燃料を全体に供給することができる。燃料は、穿孔室１５を介して空洞１４内へ分配され、空洞１４の高さ方向に沿って開口２０を画成する長手方向リブ１９によって形成された通路を流れる。
圧力通路２１が第２図及び第３図に示されており、第３図は、室１５を支持且つ所定位置に保持するプレート２２を示している（第５図も参照されたい）。
第９図及び第１０図はさらに、透過性前縁８を備えた先頭部７を有する噴射ストラット６の簡略化した実施例で本発明を説明している。
第９図及び第１０図の噴射ストラットの簡略表示によって、以下に第１１図及び第１２図を参照しながら、本発明に従った噴射ストラット構造の２つの認可された作動モードを分かり易く説明することができる。
第９図は、第２図から第８図までに示されている実施例の変更例、且つ同じ一般原理を用いた、透過性壁２４を有する内部室２３を示している。流れへの燃料の主噴射は、オリフィス２５から、補助噴射は、オリフィス２６から行われ、これらの噴射は、好ましくは音速または超音速にすることができる。
第１０図は、圧力及び流量調節装置（図示せず）を備えた燃料供給部２７を示している。
通路２８によって、透過性前縁８と内部室２３とを連通させることができる。
例えば衝撃波の衝突に伴った局部的過剰熱流を薄膜効果によって取り除くために、噴射ストラット６の外壁を（２９で）局部的に透過性にすることができる。
噴射ストラットの機械的強度を増加させるために補強材３０が必要であろう。
例えば１つまたは複数の電動式スパークプラグからなる点火装置３１（第１０図）を内部室内に配置することができる。
また、要求される効果に従って噴射を制御するために、圧力測定値が使用される。例えば、前縁の圧力（センサ３２）、内部室内の圧力（センサ３３）、及び燃料供給圧力（センサ３４）が測定される。必要に応じて、（例えば熱電対３５による）前縁の温度の測定を、前縁の冷却を開始するために使用することができる。
噴射ストラットの作動モードは、
−ある圧力での推進剤の供給、
−点火装置の使用の有無、
−圧力及び温度センサからの測定値
に対して作用することによって制御される。
噴射ストラットの先頭部の透過性前縁を介した流れの方向（燃焼維持ガス、特に空気の進入、または冷却流体、特に燃料の噴射）、言い換えると、「バーナー」モードでの吸引、または「前縁冷却」モードでの噴射（第１１図及び１２図）は、噴射ストラットの外部（流入空気）と内部との圧力差に従って好都合に制御され、噴射ストラットの段階で（弁等の）いずれの特別な可動機械式部材を使用しなくてもよい。
さらに、異なる供給部の使用によって、モータにより要求される燃料流量を噴射しながら、内部室２３の圧力を容易に調節することができる。
「バーナー」モード（第１１図）は、噴射ストラット６の前縁７を構成する材料の強度が問題にならない、一般的に低超音速飛行マッハ数での燃焼問題の際に使用される。これは、透過性（特に穿孔）前縁８での空気進入（矢印Ａ）に対応する。
その時、噴射ストラット６の内部室２３では、内部室に噴射された燃料（矢印Ｂ）との混合によって、いわゆるパイロット燃焼が起きる。噴射ストラットを（空気流に対して下流側端部で）出る時、燃料の噴射（矢印Ｃ）と共に、例えば燃焼リッチガス（矢印Ｄ）の主噴射が得られる。
パイロット室２３内での燃焼の主な効果は、点火と、高温ジェットの発生による主燃焼の安定化である。超音速流内で且つ一定断面で生じるパイロット室内の燃焼は、圧力を低下させ、これは前縁への空気の貫入に好都合である。
パイロット室の壁は熱流を受けるが、
−パイロット室内部の圧力は低いままで、混合気は濃厚で、発生する熱流は妥当な程度のままでであり、
−燃料が（必要に応じて高温に耐える材料で形成することもできる）この室を、
１／特に燃料噴射を使用する（矢印Ｃ）の場合は循環によって、
２／第１１図に示されているように、パイロット室用に透過性壁技術を選択した場合、側壁冷却（蒸散または噴散）によって、
冷却する。
点火は、以下のように制御される。
空気停止温度が自己点火に十分である（例えば水素で１０００Ｋ）場合、点火装置３１を用いる必要がない。
反対に、パイロット室内で混合気の自己点火が起きない飛行状態では、点火装置を使用しなければならない。何らかの理由から、これらの状態において点火を避ける必要がある場合、点火装置の制御によって、さらなる自由度が与えられる。
また、噴射ストラットの後方での主燃焼は、亜音速または超音速流内で行われ得る。主空気取入口によってすくい上げられた空気は、噴射ストラットの周囲を流れて、燃焼リッチガス（矢印Ｄ）内の残留燃料と、必要に応じて、矢印Ｃの段階で噴射された燃料と共に燃焼する。
例えば、飛行任務によって要求される場合に推進力を増加させるため、燃料供給部２７の少なくとも１つを、酸素または他の燃焼維持ガスの噴射用に使用することができる（これはエジェクタラムジェット作動として知られている）。
「前縁冷却」モード（第１２図）は、前縁を構成している材料の強度が問題になる時に使用される。前述したように、これは、噴射ストラット６の先頭部７の透過性前縁８から冷却流体（特に燃料）を噴射することに対応している。
これらの状態では、内部室は、内部室を通過した燃料だけを収容しており、その後、噴射及びモータ内での燃焼のため、燃料の一部は（先頭部７の周囲に保護膜を形成することによって、先頭部７の前縁８を冷却するために）前方へ、すなわち燃焼維持ガス流の方向へ、そして一部は後方へ噴射されて、主燃料噴射（矢印Ｄ’）と、恐らくは補助噴射（矢印Ｃ）を形成する。
この場合、内部室内で燃焼が起きず、自己点火に十分な状態にある空気は、燃料よりも低い圧力であり、従って内部室に貫入することができない。
説明のため、マッハ３からマッハ１５までの間で飛行している航空機を推進するラムジェット用のシステムの様々な圧力に関する数値の一例を以下に示す。
以下の記号表示（第９図を参照）、すなわち、
−Ｐａ：噴射ストラットの前縁８における離脱衝撃波△の直線部分の後方の空気の圧力、
−Ｐｃｉ：内部室内の圧力、
−Ｐｅ：燃料、あるいはより一般的には推進剤の噴射圧力（すなわち、ヘッドロスは無視して、噴射ストラット内へ噴射される制御圧力）
を使用した時、
−Ｐａは、噴射ストラットの形状と、それに付随する空力学的状態とに応じて決まり、
−Ｐｅは、得ようとする効果及びシステムの応答に従って制御され、
−Ｐｃｉは、選択作動の結果であることに注意されたい。
主な制御パラメータは、
−Ｐｅを発生する供給圧力と、
−点火装置の使用の有無である。
下の表は、システムの様々な部分で得られた圧力の大きさの程度を概略的に示している。
0003917668.tif 000002
主及び補助噴射器を介した噴射の圧力は、空気の局部圧力より高くなければならず、可能であれば、噴射状態は、噴射流体と噴射ストラットの周囲を流れる空気との混合に好都合でなければならない。
燃焼室を冷却する必要性と推力の必要量とに伴って、しばしば作動の燃料流量４がマッハ１０から急激に増加し、これが、上の表においてＰｅがマッハ８とマッハ１５の間で大きく増加することの説明となる。
前述したように、本発明の燃料噴射ストラットは、多くの利点を備えている。しかし、それは特に、広範囲の超音速及び極超音速マッハ数で作動し、点火の困難さが存在する可能性がある燃料、例えばケロシンを少なくとも部分的に使用するラムジェットに適している。それはまた、マッハ６より低い飛行マッハ数に対して超音速燃焼を使用する必要がある時か、または様々な理由から、点火の補助が必要な場合にも、非常に有効である。
従って、本発明の基本的な考え方は、冷却流体（例えば燃料）を噴射ストラットの前縁から最高速度で噴射することによって、噴射ストラットの前縁を冷却する（「前縁冷却」モード」）以外に、前縁の２方向透過性を十分に活用して、噴射ストラットの内部へ空気を進入させることによって、最低速度での点火を容易にする（「バーナー」モード）ことである。
さらに、この弁機能は、噴射ストラットの段階で機械的部材を用いないで、単に進入空気と噴射ストラットの内部との間の圧力差を制御するだけで得られることに注意されたい。
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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