(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ラムジェットエンジンの燃焼器ダクトの内部に搭載されるラム燃焼器であって、燃焼器ダクトの内部に配され供給された燃料の燃焼を行なう主燃焼器型保炎器と、該主燃焼器型保炎器の前端の中心位置に配され下流に開口を有するとともに第１の燃料ノズルから燃料が供給される副燃焼室と、該副燃焼室と主燃焼器型保炎器の周壁との間に前後方向に貫通する通路を形成するように円周方向に間隔を空けて配され、放射方向に延びる複数の旋回羽根を有し気流の一部を主燃焼器型保炎器の内部に取り入れ旋回流を生じさせるスワーラと、該スワーラの内部に燃料を供給する第２の燃料ノズルとを具備してなり、該第２の燃料ノズルは上記スワーラ外周に配される円環状の燃料ヘッダと、上記旋回羽根の高さ方向に延びて形成されていて、該燃料ヘッダと連通する燃料供給通路と、上記旋回羽根の高さ方向に間隔を空けて複数配置されていて、上記燃料供給通路と連通する燃料噴出孔とからなることを特徴とするラム燃焼器。
【請求項２】
燃料噴出孔は旋回羽根の側面に開口しており、燃料をスワーラ内を流れる気流に交叉する方向に噴出するようになっている請求項１記載のラム燃焼器。
【請求項３】
燃料噴出孔は、旋回羽根の後縁に開口しており、燃料をスワーラを出た気流と同じ方向に噴出するようになっている請求項１記載のラム燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はラム燃焼器に係り、特に、ラムジェットエンジンを広い飛行マッハ数範囲において高い燃焼効率で作動させる技術に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ラムジェットエンジンは、ガスタービンエンジンのような空気圧縮機を有していないものの、燃焼器ダクト内に高速で流入する空気をラム圧を利用して圧縮するようにしており、構造が単純であり、かつ、機体の航行速度が大きくなるほど燃焼効率を向上させることができると考えられ、例えばマッハ数２．５〜５の航行速度の超音速航空機や宇宙往還機への適用が研究されている。
【０００３】
図５は、ラムジェットエンジンの概略構造を示すもので、符号１はデイフューザ、２は燃焼器ダクト、３は燃焼室、４はジェットノズル、５は燃焼器（ラム燃焼器）である。
そして、燃焼器５としては、図６及び図７に示すものが提案されている。
【０００４】
図６例の燃焼器５は、円筒状の燃焼器ダクト２の内部に、燃料ノズル６を複数配置するとともに、各燃料ノズル６の下流位置に環状のフレームホルダ（保炎器）７を配し、該フレームホルダ７の近傍に点火栓８を配した構成で、燃料ノズル６及びフレームホルダ７は、燃焼器ダクト２の内面に周方向に間隔を空けて配した複数の片持ち梁状の支持梁９によって支持されている。
【０００５】
そして、燃料ノズル６の複数の噴出孔６ａから、矢印で示す気流Ｇに燃料を噴射して混合流とし、点火栓８で混合流に点火するとともに、フレームホルダ７のＶ字状断面によりその後流に乱れの多い低流速域を発生させて、燃焼状態を保持する保炎を行うようにしている。
【０００６】
この図６例の燃焼器５では、高マッハ時のように適正なラム圧による空気の圧縮が行われると、空気と燃料との混合流がフレームホルダ７の後方で低速域となることに基づいて、燃焼状態の維持に加えて、空気と燃料との混合攪拌が促進されて高い燃焼効率を得ることができる。
【０００７】
一方、図７例の燃焼器５は、円筒状の燃焼器ダクト２の燃焼室３に、中空半球状の主燃焼器型保炎器１０を配するとともに、主燃焼器型保炎器１０の下流側外周に、ガッタ型保炎器１１を周方向に間隔を空けて配し、主燃焼器型保炎器１０に燃料ノズル１２を接続した構成で、主燃焼器型保炎器１０及びガッタ型保炎器１１の部分は、複数の片持ち梁状の支持梁９によって支持されている。
【０００８】
そして、燃料供給系１３の作動時に燃料ノズル１２から燃料を噴射して、点火栓８で点火するとともに、主燃焼器型保炎器１０の形状に基づいて保炎を行ないながら、ガッタ型保炎器１１のＶ字状断面により乱れの多い低流速域を発生させて、燃焼炎と空気との混合による完全燃焼を図るようにしている。尚、１０ａは空気導入孔で、主燃焼器型保炎器１０内に気流の一部を導入する。
【０００９】
しかし、燃焼器５が図６例の構造である場合には、マッハ数が小さい低超音速航行状態や亜音速航行状態で、ラム圧を利用して燃焼器ダクト２の内部の気流を十分に圧縮することができず、かつ空気温度の上昇が不十分なものとなるため、燃焼効率が低下することや燃料の着火性に悪影響を及ぼすことが起こり易くなる。
【００１０】
また、燃焼器５が図７例の構造である場合には、マッハ数が大きい超音速航行状態で、燃料ノズル１２からの燃料供給量の増加に、主燃焼器型保炎器１０の内部に空気導入孔１０ａから導入する空気量の増加が追従できなくなり、主燃焼器型保炎器１０の内部が燃料過濃な状態となって、火炎の吹き消え現象が生じて燃焼効率が低下してしまうことが考えられる。
【００１１】
本願の発明者らはかかる問題を解決すべく鋭意研究を行いその成果を特許出願した（特願平６─１７４６２９号（未公開））。
図４は上記出願に開示されたラム燃焼器の正断面図である。
【００１２】
図４において、符号２０はラム燃焼器、２１は第１の燃料ノズル、２２は副燃焼室、２３はスワーラ、２４は第２の燃料ノズル、２５は予混合室、２６は燃料制御手段、２７は燃料制御部、２８は点火用燃料供給手段、２９は主燃焼用燃料供給手段である。
【００１３】
前記ラム燃焼器２０にあっては、燃焼器ダクト２の内壁に支持梁９によって支持された状態に例えば燃焼器ダクト２の周方向に間隔を空けて複数配される主燃焼器型保炎器１０と、該主燃焼器型保炎器１０の下流開口部の近傍位置に周方向に間隔を空けて複数配されるガッタ型保炎器１１と、主燃焼器型保炎器１０の前端（上流壁）に配され中心位置に燃料を供給する第１の燃料ノズル２１と、主燃焼器型保炎器１０の前端の中心位置に配され下流に開口を有するとともに第１の燃料ノズル２１から燃料が供給される副燃焼室２２と、該副燃焼室２２と主燃焼器型保炎器１０の上流端部近傍の周壁１０ｂとの間に配され気流Ｇの一部を主燃焼器型保炎器１０の内部に取り入れ旋回流を生じさせるスワーラ２３と、該スワーラ２３の回りに配されスワーラ２３の内部に燃料を供給する第２の燃料ノズル２４と、主燃焼器型保炎器１０の周壁１０ｂと副燃焼室２２の周壁２２ａとの間に形成される予混合室２５と、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４に接続される燃料制御手段２６とを具備している。
【００１４】
また、前記燃焼器型保炎器１０には、ガッタ型保炎器１１よりも若干上流にずれた位置に、例えば円環状をなすガイド部１０ｃが、周壁１０ｂに対して一体に、かつ半径外方向に突出した状態に配され、該ガイド部１０ｃの内方位置に、周壁１０ｂを貫通した状態の気流導入口１０ｄが複数配される。
そして、主燃焼器型保炎器１０の内部には、点火栓８が配される。
【００１５】
前記副燃焼室２２にあっては、円筒状に形成されるとともに、主燃焼器型保炎器１０の前端に、上流が閉塞された状態でかつ下流が開口された状態に取り付けられ、内部に第１の燃料ノズル２１の先端が挿入状態に配される。
そして、副燃焼室２２の内部には、点火栓８が配され、副燃焼室２２の周壁２２ａの下流縁部は、スワーラ２３よりも下流まで突出した状態に設定される。
【００１６】
前記第２の燃料ノズル２４は、主燃焼用燃料供給手段２９からの燃料を主燃焼器型保炎器１０に供給するための燃料供給管２４ａと、該燃料供給管２４ａに接続されスワーラ２３の回りの周壁１０ｂに配され燃料を周方向に導く円環状の燃料ヘッダ２４ｂと、該燃料ヘッダ２４ｂと後に述べるスワーラ２３の各旋回羽根２３ａの間とを複数箇所で接続し燃料を並列的に吹き込むための燃料噴出孔２４ｃとを有している。
【００１７】
前記予混合室２５は、スワーラ２３の下流に位置した状態に、かつ主燃焼器型保炎器１０の周壁１０ｂと副燃焼室２２の周壁２２ａとで囲まれた状態に配される。
【００１８】
図８はスワーラ２３近傍の横断面図である。図８に示すようにスワーラ２３は副燃焼室２２の周壁２２ａと主燃焼器型保炎器１０の上流端部近傍の周壁１０ｂとの間に前後方向に貫通する通路２３ｂを形成するように円周方向に間隔を空けて配され放射方向に延びる複数の旋回羽根２３ａを有している。旋回羽根２３ａは主燃焼器型保炎器１０の軸芯に対して傾斜していてスワーラ２３内を流れる気流に旋回流を生じさせる。
【００１９】
前記燃料制御手段２６にあっては、点火時または飛行マッハ数の維持に必要とする燃料供給量を算出するとともに、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４への燃料配分比を点火モード及び飛行モードのマッハ数に応じて設定するための燃料制御部２７と、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４との間に介在状態に配され燃料制御部２７の指令により燃料配分比に応じた燃料供給を行なう点火用燃料供給手段２８及び主燃焼用燃料供給手段２９とを有している。
【００２０】
このように構成されているラム燃焼器２０において、点火モードの選択がなされている場合には、第１の燃料ノズル２１のみに燃料を供給して燃焼させることが行なわれる。
【００２１】
飛行モードの選択がなされると、第１の燃料ノズル２１への燃料供給に、第２の燃料ノズル２４への燃料供給を付加した状態で、燃焼させることが行なわれる。
【００２２】
スワーラ２３を経由して主燃焼器型保炎器１０の内部に取り入れられる空気は、図４に示すように、気流Ｇの一部を取り込むことになるため、スワーラ２３の下流には、鎖線の矢印で示すように旋回渦Ａが生じ、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４からの燃料を巻き込んだ状態として、燃料と空気との混合を促進させる。
【００２３】
また、主燃焼器型保炎器１０に供給される燃料は、第１の燃料ノズル２１及び第２の燃料ノズル２４を経由して行なわれるから、第１の燃料ノズル２１による主燃焼器型保炎器１０の中心部への燃料供給に、スワーラ２３を経由した旋回流状態の燃料供給が付加される。
したがって、スワーラ２３を経由した燃料は、旋回渦Ａの中心に生じる破線で示す渦Ｂにより、主燃焼器型保炎器１０の中心部に送り込まれて混合促進が図られる。
【００２４】
さらにガッタ型保炎器１１により燃料と空気の混合が図られ燃焼炎Ｆとなる。
【００２５】
【発明が解決しようとする課題】
以上述べた第２の燃料ノズル２４にあってはメタンガスなどの燃料はスワーラ２３の回りの外周壁１０ｃに穿設された燃料噴出孔２４ｃから旋回羽根２３ａの間の空気通路２３ｂに向って噴出するが、スワーラにおける空気と燃料の半径方向の混合が十分行なわれないおそれがある。特に燃料の噴射量の少ない場合には噴出の流速が小さいので、スワーラ２３の外周近くでは燃料濃度が高く内周側では燃料濃度が低い状態となるおそれがある。
【００２６】
本発明はこのような問題点に鑑みてなされたもので、スワーラ内で空気と燃料が均一に混合するような第２の燃料ノズルを提供することを目的とするものである。
【００２７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明のラム燃焼器は、ラムジェットエンジンの燃焼器ダクトの内部に搭載されるラム燃焼器であって、燃焼器ダクトの内部に配され供給された燃料の燃焼を行なう主燃焼器型保炎器と、該主燃焼器型保炎器の前端の中心位置に配され下流に開口を有するとともに第１の燃料ノズルから燃料が供給される副燃焼室と、該副燃焼室と主燃焼器型保炎器の周壁との間に前後方向に貫通する通路を形成するように円周方向に間隔を空けて配され、放射方向に延びる複数の旋回羽根を有し気流の一部を主燃焼器型保炎器の内部に取り入れ旋回流を生じさせるスワーラと、該スワーラの内部に燃料を供給する第２の燃料ノズルとを具備してなり、該第２の燃料ノズルは上記スワーラ外周に配される円環状の燃料ヘッダと、上記旋回羽根の高さ方向に延びて形成されていて、該燃料ヘッダと連通する燃料供給通路と、上記旋回羽根の高さ方向に間隔を空けて複数配置されていて、上記燃料供給通路と連通する燃料噴出孔とからなることを特徴とするものである。
【００２８】
上記燃料噴出孔は上記旋回羽根の側面に開口しており、燃料を上記スワーラ内を流れる気流に交叉する方向に噴出するようにしてもよい。
【００２９】
また上記燃料噴出孔は、上記旋回羽根の後縁に開口しており、燃料を上記スワーラを出た気流と同じ方向に噴出するようにしてもよい。
【００３０】
燃料噴出孔がスワーラの旋回羽根の高さ方向、即ちスワーラの半径方向に間隔を空けて複数配列されているのでスワーラにおいて半径方向にも十分な空気と燃料の混合が行われる。燃料噴出孔は旋回羽根の側面に設けても後縁に設けてもよいが、側面に設けた場合には空気流の方向に対し燃料が交叉する方向に流れて、スワーラ内で空気と燃料の混合が行なわれるので、旋回羽根の後縁に燃料噴出孔を設ける場合よりも混合がよく行なわれると考えられる。
【００３１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明のラム燃料器について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明は図４で説明した従来（未公開）のラム燃焼器の第２の燃料ノズル（主燃焼用燃料を供給するノズル）の改良に関するものであり、その他の部分については図４のラム燃焼器と同じなので説明を省略する。
【００３２】
図１はラム燃焼器のスワーラ２３部分の横断面図である。図２はスワーラ２３の旋回羽根２３ａの斜視図である。スワーラ２３は図に示すように、副燃焼室２２の周壁２２ａの外面と主燃焼器型保炎器１０の上流端近傍の周壁１０ｂ内面との間を形成される円環状の空間に円周方向に間隔を空けて配され、放射方向に延びる複数の旋回羽根２３ａが設けられていて旋回羽根２３ａの間に前後方向に貫通する空気通路２３ｂが形成されている。旋回羽根２３ａは図２に示すようにひねれており、スワーラ２３内を流れる空気流に旋回を与える。
【００３３】
第２の燃料ノズル３０は、燃料を主燃焼器型保炎器１０に供給するための燃料供給管３０ａと、該燃料供給管３０ａに接続され、スワーラ２３の回りの周壁１０ｂを囲繞して配され燃料を周方向に導く円環状の燃料ヘッダ３０ｂと、旋回羽根２３ａの高さ方向に延びて形成されていて上記燃料ヘッダ３０ｂに周壁１０ｂに穿設された孔３０ｅを介して連通する燃料通路３０ｃと、旋回羽根２３ａの側面２３ｃに開口していて、旋回羽根２３ａの高さ方向に間隔を空けて複数配置されており、上記燃料通路３０ｃと通過する燃料噴出孔３０ｄとを有している。
【００３４】
次に本実施形態の作用を説明する。図２に示すように燃料噴出孔３０ｄは旋回羽根２３ａの側面２３ｃに開口しており、旋回羽根２３ａの高さ方向に間隔を空けて複数配置されているので、スワーラ２３の半径方向に均一に燃料（メタンガス等）が噴出する。燃料の噴出方向はスワーラ２３内を流れる空気流Ｇに対して直交する方向である。スワーラ２３の旋回羽根２３ａの間の間隔は旋回羽根２３ａの高さよりも狭いこともあり、スワーラ２３内で半径方向にも円周方向にも空気と燃料の混合が均一に行なわれる。
【００３５】
尚、図２では燃料噴出孔３０ｄは旋回羽根２３ａの片側の面にのみ穿設されているように画かれているが、両面に穿設してもよい。
【００３６】
次に本発明の他の実施形態について説明する。図３は本発明の他の実施形態を示す、スワーラ２３の旋回羽根２３ａの斜視図である。この場合には燃料噴出孔３０ｆは旋回羽根２３ａの後縁２３ｄに開口していて、旋回羽根２３ａの高さ方向に間隔を空けて複数配置されている。燃料は空気流Ｇと同一方向に噴出する。
【００３７】
本発明は以上説明した実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内で種々の変更が可能である。
【００３８】
【発明の効果】
以上述べたように本発明のラム燃焼器は主燃料ノズルの燃料噴出孔がスワーラの旋回羽根の高さ方向に間隔を空けて複数配置されているのでスワーラ内で燃料と空気の混合がさらに良くなりラムジェットエンジンの燃焼効率が向上するなどの優れた効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のラム燃焼器のスワーラ部分の横断面図である。
【図２】本発明のラム燃焼器のスワーラの旋回羽根の斜視図である。
【図３】本発明の他の実施形態のスワーラの旋回羽根の斜視図である。
【図４】従来のラム燃焼器（未公開）のブロック図を併記した正断面図である。
【図５】ラムジェットエンジンの概略構造を示す正断面図である。
【図６】ラム燃焼器の従来構造例を示す正断面図である。
【図７】ラム燃焼器の他の従来構造例を示す正断面図である。
【図８】図４における気流導入口近傍の横断面図である。
【符号の説明】
１  ラムジェットエンジン
２  燃焼器ダクト
１０  主燃焼器型保炎器
１０ｂ  周壁
２１  第１の燃料ノズル
２２  副燃焼室
２３  スワーラ
２３ａ  旋回羽根
２３ｂ  気流通路
２３ｃ  旋回羽根の側面
２３ｄ  旋回羽根の後縁
３０  第２の燃料ノズル
３０ｂ  燃料ヘッダ
３０ｃ  燃料供給通路
３０ｄ  燃料噴出孔
３０ｆ  燃料噴出孔
【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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