(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
マッハ数１〜マッハ数２０に相当する広い速度値範囲に亙って動作するように適応された超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェットエンジンであって、
−オキシダントガスの入口流のためのオキシダント入口（３）と、
−前記オキシダント入口（３）内に配置され、前記入口流内に液体燃料または燃料ガスを噴射する、１つの燃料噴射器（４）と、
−前記燃料噴射器（４）の直ぐ下流側に配置され、オキシダントと燃料との混合物を生成して燃焼する、可変断面積を有する可変燃焼室（６）と、
−前記可変燃焼室の直ぐ下流側に配置され、前記可変燃焼室から流出するガスを通流する、可変発散ジェットパイプ（７）と、
−前記可変燃焼室（６）と前記可変ジェットパイプ（７）との間に配置される、可変スロート（８）と
を含み、
前記マッハ数が増加するにつれ、前記可変スロート（８）を滑らかにするように、かつ、前記可変燃焼室（６）の可変断面積を減少させるように、前記可変燃焼室（６）および前記可変ジェットパイプ（７）が漸進的に変形し、
それによって、マッハ７より大きいマッハ値において、前記可変スロート（８）および前記可変燃焼室（６）が均一な断面積を有して前記可変スロート（８）が消失する
構造形態を有しているラムジェットエンジン。
【請求項２】
前記ラムジェットエンジン本体（５）が、全体的に、対向する対の壁体から構成された矩形断面のダクトの形状を有し、
前記壁体のうちの少なくとも１つの壁体（１２）が、前記ラムジェットエンジン本体（５）の長手方向を横切る各スピンドル（１３Ａ〜１３Ｅ）により相互に且つ必要に応じ前記壁体（１２）の端部に枢軸結合された板（１２Ａ〜１２Ｄ）を含み、前記板のうちの少なくとも幾つかの板の相対的位置で、前記可変燃焼室（６）と前記可変ジェットパイプ（７）との間における前記可変スロート（８）の変化する構造形態を画成する請求項１に記載のラムジェットエンジン。
【請求項３】
前記板の相対的枢軸運動を可能にするために、前記板のうちの少なくとも幾つかの板（１２Ａ，１２Ｃ）は、重なり領域を有する２つの部分（１２Ａ.１，１２Ｃ.１）から構成される請求項２に記載のラムジェットエンジン。
【請求項４】
前記可変ジェットパイプ（７）の端部における前記板（１２Ｄ）が三角形の断面を有し、該三角形断面の１つの頂点（１２Ｄ.１)は前記ラムジェットエンジン本体（５）の内部に向かって位置し、他の２つの頂点は、前記板（１２Ｄ）の各スピンドル（１３Ｄ，１３Ｅ）に対応している請求項２に記載のラムジェットエンジン。
【請求項５】
前記枢軸結合された板（１２Ａ〜１２Ｄ）及び／又は保炎器（９）は、飛行速度に関連のパラメータを測定するための測定装置（２０）から発生される信号に基づいて航空機搭載コンピュータ（２１）により駆動される一群のジャッキ（１４，１５，１６，１８）等により作動される請求項２に記載のラムジェットエンジン。
【請求項６】
前記測定装置が、前記可変燃焼室に配設された静圧測定手段及び／又は少なくとも１つの推力センサ（２０）を含む請求項５に記載のラムジェットエンジン。
【請求項７】
前記可変燃焼室（６）は、超音速燃焼が開始する拡散領域（６Ａ）と、撤収可能な前記保炎器（９）の後方で亜音速燃焼が行われ且つ前記超音速燃焼が終末する室領域（６Ｂ）とに分割されている請求項１に記載のラムジェットエンジン。
【請求項８】
前記可変燃焼室に点火装置（１０）を備えている請求項１に記載のラムジェットエンジン。
【請求項９】
燃料として、最も低い飛行マッハ数に対しては灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素を使用する請求項１に記載のラムジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、広い速度範囲に亙って動作するように適応された超音速及び／又は極超音速飛行用の航空機のラムジェットエンジンに関するものである。ここで企図する速度範囲は、マッハ数１〜２とマッハ数１５〜２０との間における範囲である。
【０００２】
現在まで、常時最大効率を保持しつつ、上記のような広い速度範囲に亙って動作が可能なラムジェットエンジンは存在していない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、常時最大効率を維持しつつ広い速度範囲に亙って動作が可能なラムジェットエンジンを提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
上の目的で、本発明によれば、広い速度範囲に亙って動作するように適応された超音速及び／又は極超音速飛行用航空機のラムジェットエンジンにおいて、
−オキシダント入口と、
−少なくとも１つの燃料噴射器と、
−上記オキシダント及び被燃焼燃料を混合する燃焼室と、該燃焼室から流出するガスを通流するように適応されたジェットパイプ部分とを有するラムジェットエンジン本体を含み、
−上記ラムジェットエンジン本体は、上記燃焼室と上記ジェットパイプとの間における遷移領域の近傍で、低いマッハ数に対応する速度に対しては収斂し次いで発散する長手方向部分から、高いマッハ数に対応する速度に対しては実質的に一定で次いで発散する長手方向部分に漸進的に移行するように変化する構造形態を有することを特徴とする航空機のラムジェットエンジンが提案される。
【０００５】
上述の構成によれば、企図せる広い速度範囲に亙り、外的条件（燃料消費、空力圧力、対応の入口に流入するオキシダント（空気）の流れのプロフィル）に関係なく最適な飛行状態、特に最大推力値を確保するために、飛行速度の関数として、ラムジェットエンジン本体全体、特に燃焼室とジェットパイプ（ノズルスロート）間の遷移部近傍における幾何学的形態の漸進的な整合もしくは適合化が実現される。換言するならば、上記の構成によれば、特に、「低」速度時に存在するノズルスロート部（収斂−発散形態）が、究極的には、約８のマッハ数に等しいか又はそれより大きいマッハ数において）「消失し」、それにより、燃焼室は実質的に一定の断面積を有することになり、次いで発散する断面を有するジェットパイプが後続する。
【０００６】
特に、上記ラムジェットエンジン本体が、全体的に、対向する対の壁体から構成されて矩形断面を有するダクトの形状を有する場合には、上記壁体のうちの少なくとも１つの壁体を、上記ラムジェットエンジン本体の長手方向を横切る各スピンドルにより相互に且つ必要に応じ上記壁体の端部に枢軸結合された板から構成し、上記板のうちの少なくとも幾つかの板の相対的位置関係で、上記燃焼室と上記ジェットパイプとの間における上記遷移領域の変化する構造形態を画成する。
【０００７】
上記板の相対的枢軸運動を可能にするために、上記板のうちの少なくとも幾つかの板は、重なり領域を有する２つの部分から構成するのが好適である。
【０００８】
更に、上記ジェットパイプの端部における上記板が三角形の断面を有し、該三角形断面の１つの頂点は上記ラムジェットエンジン本体の内部に向かって位置し、他の２つの頂点が、上記板の各枢着スピンドルに対応するようにするのが有利である。
【０００９】
本発明の別の様相によれば、上記枢軸結合された板及び／又は保炎器は、飛行速度に関連のパラメータを測定するための測定装置から発生される信号に基づいて航空機搭載コンピュータにより駆動される一群のジャッキ又は同様物により作動される。
【００１０】
上記測定装置は、上記燃焼室に配設した少なくとも１つの推力センサ及び／又は静圧測定手段から構成するのが好適である。
【００１１】
更に、上記燃焼室は、超音速燃焼が開始する拡散（ディフューザ）領域と、撤収可能な上記保炎器の後方で亜音速燃焼が行われ且つ上記超音速燃焼が終末する室領域とに分割される。
【００１２】
更にまた、上記燃料噴射器を、流れ全体に亙る燃料の分配を確保するために、上記オキシダント入口の領域において上記燃焼室の軸方向で且つ該燃焼室の直ぐ上流側に配設し、上記燃焼室には点火装置を設けるのが有利である。
【００１３】
加えるに、燃料として、低い飛行マッハ数に対しては灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素を使用するのが有利である。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明をどのように実施し得るかに関し明瞭な理解を得るために、添付図面を参照し説明する。
【００１５】
図示の超音速及び／又は極超音速飛行用の航空機のラムジェットエンジン１は、例えば、マッハ数１〜２からマッハ数１５〜２０の広範囲の速度で動作するように企図されている。
【００１６】
ラムジェットエンジン１は、ハウジングもしくはケーシング２内に下記の部分もしくは要素を具備している。即ち、
−  ラムジェットエンジンが設けられた航空機の胴体の下側部で該エンジンの上流側に設置されたオキシダント入口３、特に空気取入口と、
−  ラムジェットエンジンの本体５の上流側に設けられた燃料噴射器４とを備え、
−  ここで本体５は、図２から明瞭に理解されるように、燃焼室部分６とジェットパイプ部分７とに分割され、該燃焼室部分６とジェットパイプ部分７との間には、追って詳細に説明するように、本発明に従い、速度の関数、言い換えるならば、ラムジェットエンジンが動作するマッハ数の関数として変化する収斂−発散形状の遷移領域（もしくはスロート）８が画成されている。
【００１７】
更に、燃焼室６自体も、超音速燃焼が開始する拡散領域（ディフューザ領域）６Ａと、保炎器９の後方にあって超音速燃焼が終末し亜音速燃焼が行われ、而も燃料噴射器４が流れ全体に亙って燃料を分配する室領域６Ｂとに分割されている。該室領域６Ｂ内には、点火装置１０（図２参照）が設けられている。ここで、燃料としては、最低飛行マッハ数（マッハ数８まで）に対しては、（必要に応じラムジェットエンジンの点火並びにジェットの噴射を容易にするために水素を混合して）灯油を使用し、高いマッハ数に対しては水素を使用することを企図している。尤も、この型式のエンジンに対しては、他の燃料（例えば、メタン、吸熱性炭化水素、合成燃料等）をも用いることができよう。
【００１８】
図示の実施例においては、ラムジェットエンジンの本体５は、全体的に、大まかに表現して二対の対向する壁体から構成されて矩形断面を有するダクトの形態を有しており、図には、上記対向する壁体のうち下側の壁（壁体）１１及び上側の壁（壁体）１２だけを示した。即ち、図示を明瞭にするために、図には、対応の側壁は示されていない。本発明の主題である変化する構造形態を実現するために、上壁１２は、ラムジェットエンジンの本体５の長手方向を横断して設けられた各スピンドル１３Ａ〜１３Ｅにより相互に且つ壁１２の端部に枢着された板１２Ａ〜１２Ｄから構成される。これら各板１２Ａ〜１２Ｄ間において相対的枢軸運動もしくは回動を可能にするために、上記板のうちの幾つか、即ちこの例においては板１２Ａ及び１２Ｃが図１に示すように、重なり領域１２Ａ．１及び１２Ｃ.１(図２には図示せず）を有する２つの部分として形成されている。
【００１９】
なお、上記の形態は、「選択される」可動壁並びに該可動壁を構成する板の数に関する限り限定的な意味に解釈されてはならないのは当然である。特に、ラムジェットエンジンの他の壁或いは幾つかの壁は、本発明の既述の目的を達成するために、「可動性」を有するように設計しておくことが可能である。
【００２０】
更にまた、板１２Ｄは、ジェットパイプ７の端部で特殊な構造を有している点に注目されたい。即ち、該ジェットパイプ７の端部で、板１２Ｄは、ラムジェットエンジンの本体の内側に向く１つの頂点１２Ｄ．１と、枢支スピンドル１３Ｄ及び１３Ｅにそれぞれ対応する他の２つの頂点とを有する三角形の断面を有し、収斂／発散輪郭を呈している。なお、この構造は、実際上、ジェットパイプ７の１つの壁を構成している上記板１２Ｄの位置決め及び機能に関連するものである。
【００２１】
板１２Ａ〜１２Ｄの可動性は、図２から理解されるように、ジャッキ１４、１５及び１６の集合体によって実現される。なお、これらジャッキは、必要に応じ、対応の連結管と組み合わせることができる（ジャッキ１５には連結管１７が設けられる）。同様に、ジャッキ１８は、各保炎器９の位置決め並びに（空洞１９で表したように）該保炎器９を撤収する働きをなす。なお、図示を明瞭にする意図から、総てのジャッキ及び連結管の図示は図１において割愛してある。
【００２２】
ラムジェットエンジンの動作においては、該ラムジェットエンジンの運転効率の積分線形関数であるスラストもしくは推力を測定する測定装置２０からの信号を受けて、航空機搭載のコンピュータ２１が、壁１２の枢着板１２Ａ〜１２Ｄの制御ジャッキ１４、１５、１６を相応に作動して、燃焼室の通路部分（ラムジェットエンジンの本体５）の最適形態を実現するように動作する。上記測定装置としては、ラムジェットエンジンの動作中に発生される長手方向の力（軸力）の値、即ち推力の値を検出する推力センサの使用が考えられる。推力値は、動作プロセスの効率により決定される。例えば、燃焼効率及び（ラムジェットエンジンの全流体圧損失の関数である）全圧力回復率によって決定される。これら２つのパラメータのレベルもしくは値は、（飛行経路の各点における）通路部分の幾何学的形態と実際上の形態的制御因子を表す安定手段（保炎器９）の効率とに依存する。
【００２３】
搭載コンピュータ２１の制御は、制御系をして、エンジンと関連し適正に得られる数個の圧力測定値と、（例えば、燃料流量、航空機速度のような）他の各種情報とから最大性能を実現させるように作用する。実際上、推力センサは、地上及び飛行中における開発試行中、場合により、企図せる制御で実際に推進性能を最大限に発揮させることが可能であることを検証するのに特に有用である。
【００２４】
マッハ数１〜２からマッハ数約６の範囲内での飛行速度においては、燃焼室は、保炎器９が伸長されて通路部内の拡散室内に配置され、通路部の形態が、推力センサ２０からの信号を受けて処理する搭載コンピュータ２１から供給される指令の関数として変更されることに対応する亜音速もしくはサブソニック燃焼状態下で動作する。燃焼室は、１〜２のマッハ数に対し亜音速燃焼状態下で最大通路横断面積を有し、この横断面積はマッハ数が高くなればなるほど（但し、マッハ数≦６）、壁１２の枢着板１２Ａ〜１２Ｄを対向壁１１に向けて「閉ざす」ことにより減少する（図３の（Ｂ）参照）。なお、この間、燃焼室とジェットパイプとの間の遷移領域におけるスロート形態（収斂−発散形態）は保存される。
【００２５】
保炎器９は、超音速の流れを減速し、それにより、該保炎器と燃料噴射器４との間に（即ち、ディフューザにおいて）垂直衝撃もしくはそれに等価な配向の衝撃列が生じ、この衝撃の後、流れは亜音速になる。燃料噴射器から流出する燃料はこの流れに分給され、点火装置１０が作動されて燃料空気混合物が点火される。保炎器の後流側ではガスが渦を形成し、安定な火炎、即ち安定領域が出現する。これら安定火炎領域で燃焼室における燃焼プロセスが促進される。
【００２６】
図示のように、燃焼室の上流側に燃料噴射器を配置することにより、空気流内に燃料を均等に分配し且つ燃料の流れを微細化すると共に、通路部分の形態制御が行われる領域において燃焼室の確実な加圧を保証することが可能となる。これと関連して、燃料噴射器を制御領域に配置した場合には、関連の構成が極めて複雑になり、然も或る種の条件下では、燃焼室の加圧を不可能にすることを述べておく。
【００２７】
既に述べたように、飛行速度が増加するとそれに伴い、通路部分の容積並びに燃焼室とジェットパイプとの間における遷移領域（スロート８）の容積が減少する。飛行速度がマッハ数約６を越えた時には、燃焼室において超音速燃焼を行う必要がある。この目的で、保炎器９は、流れから撤収され、スロート部（収斂−発散形態部）は消失し、発散状のジェットパイプ部分７に直接接続される燃焼室の通路部分には均等な横断面積が与えられる（図３の（Ｄ）参照）。この場合、垂直衝撃は斜め衝撃系に変換され、該斜め衝撃が燃焼安定化の役割を果たした後に燃焼は安定になる。そこで、推力センサ２０からの対応の信号を受け取ったコンピュータ２１は、ラムジェットエンジンの本体５の形状もしくは形態を最大スラストと整合するように設定する。
【００２８】
実際においては、上述した通路部の一定横断面積形態は、熱閉塞もしくは熱ブロッキング（thermal blocking）の危険性がなくなった後（マッハ数約７〜８を越えた後）に初めて実施することができよう。図３の（Ｂ）の形態と図３の（Ｄ）の形態との間における中間の速度状態（マッハ数約６〜７）下では、スロート部が引っ込んだ構造形態が用いられ、この形態は熱ブロッキングの危険性を伴わずに超音速燃焼での動作が可能になるように充分に発散した形状である必要がある（図３の（Ｃ）参照）。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明によるラムジェットエンジンの一実施形態を簡略に示す斜視図である。
【図２】  図１に示したラムジェットエンジンの縦断面図である。
【図３】  （Ａ）〜（Ｄ）は、異なった速度状態に対応する図１及び図２のラムジェットエンジンの種々の構造形態を示す図である。
【符号の説明】
１…ラムジェットエンジン、２…ハウジング、３…オキシダント入口、４…燃料噴射器、５…エンジン本体、６…可変燃焼室、６Ａ…拡散領域、６Ｂ…室領域、７…ジェットパイプ、８…収斂−発散形状の遷移領域（もしくはスロート領域）、９…保炎器、１０…点火装置、１１…下側の壁（壁体）、１２…上側の壁（壁体）、１２Ａ〜１２Ｄ…板、１２Ａ.１，１２Ｃ.１…板の２つの部分、１２Ｄ．１…三角形断面の板の１つの頂点、１３Ａ〜１３Ｅ…スピンドル、１４，１５，１６，１８…ジャッキ、１７…連結管、１９…空洞、２０…推力センサ（測定装置）、２１…航空機搭載コンピュータ。
【図１】
0003926870.tif 000002
【図２】
0003926870.tif 000003
【図３】
0003926870.tif 000004