(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
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であって、
−オキシダント入口（３）と、
−少なくとも１つの燃料噴射器（４）と、
−オキシダントと燃焼させたい燃料とが混合され、該燃焼から生ずるガスが通流する本体（５）と、
−該本体（５）を構成する少なくとも１つの壁であって、前記ラムジェットエンジンの動作速度の関数として前記本体の構成形態を変化せしめるように、少なくとも部分的に、関節部により互いにリンク結合された板（１２）から構成される前記少なくとも１つの壁とを含み、
前記関節部（１３）を冷却するために、該関節部の領域に取り付けられた第１の流体吹付け手段を具備し、
該第１の流体吹付け手段は、各々、前記本体（５）の外部から内部へと流体を供給する、第１の流体入口ダクト（２２）の端部に取り付けられ、板（１２）と一体に設けられ、凸面が隣接の板（１２）の丸端部（１２Ａ）に当接する可撓性の湾曲条片（１９）を含み、
前記流体が、前記可撓性の湾曲条片（１９）の凹面に沿って流れる
ラムジェットエンジン。
【請求項２】
前記本体（５）が、可動の前記壁のそれぞれ両側に配設された２つの側壁（２５）を含み、前記可動の壁を構成する各可動板（１２）と前記各側壁（２５）との間の間隙（２４）内に、前記可動の壁を構成する前記可動板（１２）の長手方向側端部に配設された第２の流体吹付け手段を具備する請求項１に記載のラムジェットエンジン。
【請求項３】
前記第２の流体吹付け手段はそれぞれ、凸面を介し、各側壁（２５）の内面（２５Ａ）に当接する曲率を有する可撓性の湾曲条片（２３）を含み、
前記内面（２５Ａ）に対向し、前記湾曲条片（２３）の下方で、前記本体（５）の外部から内部へと流体を供給する、第２の流体入口ダクト（２６）が開口している請求項２に記載のラムジェットエンジン。
【請求項４】
各関節部が、前記本体の長手方向を横断し、軸受（２０）により板（１２）と一体的に組み合わされ且つ片持ち梁アーム（２１）により隣接の板（１２）と連結されたスピンドル（１３）を含む請求項１に記載のラムジェットエンジン。
【請求項５】
前記流体が、気体、特に水素である請求項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。即ち、ここで想定する速度の範囲は、マッハ数１〜２とマッハ数１５〜２０との間にある。
【０００２】
【関連技術】
本出願人による１９９５年７月１２日付けで出願のフランス国特許願第９５０８４１７号明細書には、
−オキシダントの入口と、
−少なくとも１つの燃料噴射器と、
−一方では、上記オキシダントと燃焼させたい燃料とを混合する燃焼室部分を含み、他方では、該燃焼室部分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を含むラムジェットエンジン本体を具備し、
−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少なくとも実質的に一定で次いで発散する長手方向部分に徐々に移行するように変化する形態を有する、
上述の型式のラムジェットエンジンが既に記載されている。
【０００３】
上記フランス国特許願明細書に記述されているように、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）との間の遷移部近傍における幾何学的形態の整合が実現される。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、それに、発散する断面を有するジェットパイプが続くことになる。
【０００４】
特に、上述の機能を実現するために、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おいて、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している。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
この場合、極端な条件下では、特にラムジェットエンジンの動作温度に関する条件が極端な場合には、上記変化する幾何学的形態を実現する上で上記板の枢軸運動の適切な動作に関し不可避的に問題が生ずる。
【０００６】
本発明の目的は、上述の問題を解決することにあり、ラムジェットエンジンの使用中に存在し得る最も極端な条件下においても、上記板の枢軸運動が適正に行われる構成の既述の型式のラムジェットエンジンを提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
この目的から、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航空機のラムジェットエンジンであって、
−オキシダント入口と、
−少なくとも１つの燃料噴射器と、
−オキシダントと燃焼させたい燃料とが混合され、該燃焼から生ずるガスが通流する本体と、
−該本体を構成する少なくとも１つの壁であって、前記ラムジェットエンジンの動作速度の関数として前記本体の構成形態を変化せしめるように、少なくとも部分的に、関節部により互いにリンク結合された板から構成される前記少なくとも１つの壁とを含むラムジェットエンジンにおいて、
前記関節部を冷却するために、該関節部の領域に取り付けられた第１の流体吹付け手段を具備し、
該第１の流体吹付け手段は、各々、前記本体の外部から内部へと流体を供給する、第１の流体入口ダクトの端部に取り付けられ、板と一体に設けられ、凸面が隣接の板の丸端部に当接する可撓性の湾曲条片を含み、
前記流体が、前記可撓性の湾曲条片の凹面に沿って流れる
ことを特徴としている。
【０００８】
上記構成によれば、最も極端な条件下、特に上記関節部もしくは枢着部近傍における温度条件が最も極端な場合でも、上記ラムジェットエンジンの本体の幾何学的形態を制御した時に、上記関節部の適正な動作を保証することができる。上記流体は、冷却作用に加えて、流体膜を形成し、この流体膜により、関節部の領域における封止が行われる。
【０００９】
上記本体が、それぞれ、上記可動壁の両側に配設された２つの壁を具備する場合、即ち、該本体がほぼ矩形断面の構造を有し、可動壁と各側壁との間に間隙が存在する場合にも類似の問題が起こり得る。この問題に対処すべく、上記隙間もしくは間隙の領域に冷却及び封止を保証するために、各可動壁と各側壁との間の間隙内で上記可動壁を構成する関節結合された板の長手方向側端部に第２の流体吹付け手段が設けられる。
【００１０】
特に、上記第１の流体吹付け手段は、それぞれ、板と一体的に構成され、凸面が隣接の板の丸端部に当接するように流体の入口ダクトの端部に取り付けられた可撓性の湾曲条片から構成することができる。
【００１１】
更にまた、上記第２の流体吹付け手段はそれぞれ、凸面を介し、各側壁の内面に当接する曲率を有する可撓性の湾曲条片を含み、
上記内面に対向し、上記条片の下方で、前記本体の外部から内部へと流体を供給する、第２の流体入口ダクトを具備することができる。
【００１２】
各関節部が、上記本体の長手方向を横断し、軸受により板と一体的に組み合わされ且つ片持ち梁アームにより隣接の板と連結されたスピンドルを具備するのが好適である。
【００１３】
上記流体は、気体もしくはガス、特に水素と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内に下記の部分を具備する。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けら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とを備える。
−上記本体５は、図１から明瞭に理解されるように、燃焼室６とジェットパイプ７とに分割され、該燃焼室６とジェットパイプ７との間には、ラムジェットエンジンが動作する速度の関数、言い換えるならば、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（即ち、スロート）８が画成されている。
【００１７】
更に、燃焼室６自体も、超音速燃焼が始まるディフューザ領域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及び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が可能である。また、この型式のエンジンに対しては、例えば、メタン、吸熱性炭化水素、合成燃料等のような他の燃料を用いることもできよう。
【００１８】
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４対の対向壁から構成されて矩形断面を有するダクトの形状を有しており、図１には、上記対向壁のうち下側の壁１１及び上側の壁だけを示した。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、上側の壁は、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１３により、相互に且つ壁の端部に枢軸結合された板１２から構成される。これら各板１２間の相対的枢軸運動を可能にするために、上記板のうちの幾つかは、重なり領域（図１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。この構成は、本出願人の前述したフランス国特許願第９５０８４１７号明細書の図１に示されていることを註記しておく。
【００１９】
なお、上記の形態は、「選択される」可動壁と、該可動壁を構成する板の数と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、「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】
板１２の可動性は、ジャッキ１４及び１５の集合体によって実現される。同様に、ジャッキ１６が、各保炎器９の位置決めすると共に必要に応じ該保炎器９を撤収する働きをする。
【００２１】
更にまた、ラムジェットエンジンの動作において、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推力を測定する測定装置１７からの信号を受けて、航空機搭載コンピュータ１８が、上側の壁の枢軸結合板１２の制御ジャッキ１４、１５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ものとする。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。推力の値は、動作プロセスの効率により決定される。即ち、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化手段（保炎器９）の効率とに依存する。
【００２２】
問題となる種々の速度条件下におけるラムジェットエンジンの動作に関する更なる詳細については、既述のフランス国特許願明細書を参照されたい。
【００２３】
本発明によれば、更に、可撓性の湾曲条片の形態に設計されている加圧弁１９を含む第１の流体吹付け手段が、２つの隣接する板間の関節部の領域に設けられる（図２参照）。本実施形態においては、関節部のスピンドル１３は、軸受２０により板１２と一体化されており、そしてハウジング内部に設けられた片持ち梁アーム２１により隣接の板１２と連結されている。更に詳しく述べると、最初に述べた第１の板１２は、対応の可撓性の湾曲条片１９と相互作用可能な丸みのある端（丸端部）１２Ａを（燃焼室側に）有しており、該条片１９は、上記の丸端部１２Ａの曲率とは反対の曲率を有している。また、該条片１９は、隣接の板１２に面する端部に一体的に形成されたダクト２２の端に取り付けられており、流体、特にガス、更に特定的には水素の流体入口を画成している。ダクト２２は、対応の流体源に向かいラムジェットエンジンのハウジング２内に図示しない仕方で延在している。
【００２４】
同様に、やはり可撓性の湾曲条片の形態に設計された加圧弁２３を含む第２の流体吹付け手段が、各可動板１２と、下側及び上側の壁と共にラムジェットエンジンの本体５を画成する２つの固定の側壁２５の各々との間における空間もしくは隙間２４内で、板１２の長手方向側端部に取り付けられている（図３及び図４参照）。条片２３には、各側壁２５の内面２５Ａにそれぞれの凸状の面が当接するような曲率もしくは湾曲が与えられている。流体入口ダクト２６は、対応の壁２５の内面２５Ａに対向し上記条片２３の下側で開口している。
【００２５】
既に述べたように、燃焼室の通路部分の幾何学的形態を制御する場合に、特に温度に関する限りにおいて、極端な動作環境で、関節部１３及び／又は隙間２４の領域に、閉塞或いは極めて控え目に見ても関節部１３及び板１２の機能不全が生ずる可能性があると言う問題が起こり得る。この問題に対処するために、各加圧弁１９及び２３にはダクト２２及び２６を介してガスが導入される。それにより、次の条件、即ち、Ｐｉ＞Ｐｃが実現される。なお、Ｐｉは、導入されるガスの圧力であり、Ｐｃは燃焼室の圧力である。ガス、特に水素の注入で、隣接の板間の関節部及び板と側壁間の領域に比較的「冷たい」流体膜が形成され、それにより、これら領域が封止且つ冷却され、問題となる要素の適正な動作が保証される。特に、注入されるガスは、条片１９と接触している板１２の丸端部１２Ａの内面を冷却し、２つの隣接する板間の接続箇所に熱遮蔽膜を発生する。
【００２６】
場合により、ハウジング２を経て漏洩するガスは、捕集されて、燃料噴射器４により燃焼室内に導入される。
【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示す斜視図である。
【図２】  ラムジェットエンジンの本体の可動壁を構成する２つの板間の関節部を拡大して示す縦断面図である。
【図３】  ラムジェットエンジンの本体の可動壁と側壁のそれぞれの形態を非常に簡略に示す図である。
【図４】  図３の円Ａで囲んだ部分の拡大図である。
【符号の説明】
１…ラムジェットエンジン、３…オキシダント入口、４…燃料噴射器、５…ラムジェットエンジンの本体、６…燃焼室、７…ジェットパイプ、８…収斂−発散形状の遷移領域（即ち、スロート）、９…保炎器、１０…点火装置、１１…下側の壁、１２…上側の壁、１２Ａ…丸端部、１３…スピンドル（関節部）、１４，１５，１６，１８…ジャッキ、１９…加圧弁もしくは湾曲条片（第１の流体吹付け手段）、２０…軸受、２１…片持ち梁アーム、２２…流体入口ダクト（第１の流体吹付け手段）、２３…加圧弁もしくは湾曲条片（第２の流体吹付け手段）、２４…間隙、２５…固定の側壁、２５Ａ…側壁の内面、２６…流体入口ダクト（第２の流体吹付け手段）。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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