(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内に配置されるラム燃焼器であって、
供給された燃料と導入された空気とを混合し燃焼を行う主燃焼器型保炎器と、
この主燃焼器型保炎器の前端中心位置に設けられ後端に開口を有し前端より第１燃料ノズルからの燃料の噴射を受けて内部で燃料に点火して燃焼させる副燃焼室と、を備え、
前記主燃焼器型保炎器の周壁と前記副燃焼室の周壁との間には、空気と燃料を混合する予混合室が形成されており、
前記主燃焼器型保炎器と前記副燃焼室の前端間には、エンジン前方から流入する空気を前記予混合室に導入するように開放された開口部が形成されているとともに、
前記開口部の前方に配置され前記予混合室に燃料を噴射する第２燃料ノズルと、
前記主燃焼器型保炎器の周壁前端に設けられ該周壁前端の内周部に設けられた複数の開口より径方向内側に向けて燃料を噴射する第３燃料ノズルと、を備えた、
ことを特徴とするラム燃焼器。
【請求項２】
前記第２燃料ノズルは円環状で半径外方向に複数の開口を有し、エンジン前方からの空気の流れと直交する方向に前記開口から燃料を噴出することを特徴とする請求項１記載のラム燃焼器。
【請求項３】
前記主燃焼器型保炎器の周壁と前記副燃焼室の周壁との間に旋回流を生じさせるスワーラを設けたことを特徴とする請求項１または２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、ラムジェットエンジンの燃焼器に係わり、特に高い燃焼効率を有するラム燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ラムジェットエンジンは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し燃料と混合して燃焼するもので、ターボジェットエンジンのような回転機構を有しないので構造が単純であり、機体の航行速度が大きくなると燃焼効率が向上する。このため、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し、１は空気を導入するディフューザ、２は燃焼器ダクト、３は空気と燃料を混合し燃焼する燃焼室、４は燃焼したガスを噴出するジェットノズル、５はラム燃焼器である。
【０００４】
図６は現在提案されているラム燃焼器の一例を示す構造図である。本ラム燃焼器５は円筒状の燃焼器ダクト２の燃焼室３に先端半球状の円筒形よりなる主燃焼器型保炎器１０を配置する。この主燃焼器型保炎器１０の後端外周にガッタ型保炎器１１を周方向に複数配置し、先端には燃料ノズル６と点火栓７を設け、先端半球部には空気導入穴１０ａが多数設けられている。燃料ノズル６から燃料を噴射し、空気と混合して点火栓７で点火して燃焼する。主燃焼器型保炎器１０内で保炎を行いながら、燃焼室３内ではガッタ型保炎器１１のＶ字状断面により乱れの多い再循環域を発生させ、燃焼炎と空気とをさらに混合させて完全燃焼を図るようにしている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
超音速航行状態でマッハ数が増加するに従い燃料ノズル６から燃料供給を増加するが、主燃焼器型保炎器１０の先端半球部に設けた空気導入穴１０ａからの空気量の増加が追従できなくなり、主燃焼器型保炎器１０の内部が燃料過剰な状態となっていた。また、ラム燃焼器内では空気と燃料の混合が十分に行われず燃料分布が不均一となっていた。これらがあいまって燃焼効率が低下していた。
【０００６】
本発明は上述の問題点に鑑みてなされたもので、主燃焼器型保炎器の内部が燃料過剰状態になること及び燃料分布が不均一になることを防止して、燃焼効率の低下を防止するラム燃焼器を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、請求項１の発明は、ラムジェットエンジンの燃焼器ダクト内に配置されるラム燃焼器であって、供給された燃料と導入された空気とを混合し燃焼を行う主燃焼器型保炎器と、この主燃焼器型保炎器の前端中心位置に設けられ後端に開口を有し前端より第１燃料ノズルからの燃料の噴射を受けて内部で燃料に点火して燃焼させる副燃焼室と、を備え、前記主燃焼器型保炎器の周壁と前記副燃焼室の周壁との間には、空気と燃料を混合する予混合室が形成されており、前記主燃焼器型保炎器と前記副燃焼室の前端間には、エンジン前方から流入する空気を前記予混合室に導入するように開放された開口部が形成されているとともに、前記開口部の前方に配置され前記予混合室に燃料を噴射する第２燃料ノズルと、前記主燃焼器型保炎器の周壁前端に設けられ該周壁前端の内周部に設けられた複数の開口より径方向内側に向けて燃料を噴射する第３燃料ノズルとを備える。
【０００８】
かかる構成により、主燃焼器型保炎器の前面は副燃焼室、第２燃料ノズルの存在する部分を除いて開放されており空気の取り入れ面積が十分大きいので、燃料増加に追従した空気の増加が可能であり燃料過剰状態となるのを防止することができる。また燃料は、第１燃料ノズルより主燃焼器型保炎器の前面中心に設けられた副燃焼室内に噴射され点火される。副燃焼室はその周壁により隔離されているので内部の燃料濃度が維持されるとともに保炎が行われる。第２燃料ノズルより主燃焼器型保炎器の周壁と副燃焼室の周壁との間に燃料が噴射され、さらに第３燃料ノズルにより主燃焼器型保炎器の前端外周に設けられた開口より燃料が噴射される。これらの燃料は前面より流入する空気と混合してその分布が均一化され、副燃焼室の火炎により着火され、副燃焼室の火炎とも混合して均一な燃料分布状態で燃焼が行われる。
【０００９】
請求項２の発明は、前記第２燃料ノズルは円環状で半径外方向に複数の開口を有し、エンジン前方からの空気の流れと直交する方向に前記開口から燃料を噴出する。円環状ノズルの半径外方向に設けられた複数の開口から噴射した燃料は半径方向と直角に流入する空気により空気と同方向に曲げられ主燃焼器型保炎器の周壁と副燃焼室の周壁との間に均一に分布される。
【００１０】
請求項３の発明は、前記主燃焼器型保炎器の周壁と前記副燃焼室の周壁との間に旋回流を生じさせるスワーラを設けている。第２燃料ノズルと第３燃料ノズルとから噴射された燃料はスワーラによって発生した旋回流により攪拌され均一な燃料分布となり、副燃焼室の火炎により着火され、副燃焼室の火炎とも混合して均一な燃料分布状態で燃焼が行われる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
図１はラム燃焼器の縦断面図、図２は図１のＸ−Ｘ矢視図である。ラム燃焼器５は図６で示した燃焼器ダクト２により構成された燃焼室３内に設けられている。主燃焼器型保炎器１０はラム燃焼器５の主体を構成し、前部円筒部１０ｂとこれより拡径した後部円筒部１０ｃよりなる。後部円筒部１０ｃの後端外周には所定の間隔でガッタ型保炎器１１が設けられ、そのＶ字状断面により乱れの多い再循環域を発生させてラム燃焼器５から排出された燃焼炎と空気との混合を促進する。
【００１２】
主燃焼器型保炎器１０の前部円筒部１０ｂの中心には同軸上に円筒状の副燃焼室１２が設けられ、第１燃料ノズル１３が貫通して配置され燃料を噴射する。また中央部には点火栓７が設けられ噴出された燃料に点火する。またその後端にはフレア１２ａが設けられ燃焼ガスを拡散しながら流出する。
【００１３】
前部円筒部１０ｂの前方には円環状で半径外方向に複数の開口１４ａを有する第２燃料ノズル１４が設けられており、燃料供給管１５より燃料が供給される。第２燃料ノズル１４より噴出した燃料は噴出方向と直角方向から流入する空気により空気の流れ方向（ラム燃焼器５の軸方向）に曲げられ空気と混合して主燃焼器型保炎器１０の前部円筒部１０ｂと副燃焼室１２の周壁で構成される予混合室１９に流入する。
【００１４】
前部円筒部１０ｂの前端外周部には燃料噴射用の開口１０ｄが多数設けられ、この開口１０ｄより燃料を噴射するようにした第３燃料ノズル１６とこれに燃料を供給する燃料供給管１７が設けられている。前部円筒部１０ｂと副燃焼室１２の先端間にはスワーラ１８が設けられ旋回流を発生し、第２及び第３燃料ノズル１４、１６より噴射された燃料と空気とを予混合室１９で均一に混合し、さらに後部円筒部１０ｃ内では副燃焼室１２で発生した燃焼炎と混合して燃焼させ、均一な燃焼炎として後部円筒部１０ｃより排出する。スワーラ１８によって鎖線で示すような旋回渦Ａが生じ第２及び第３燃料ノズル１４、１６から噴射された燃料は空気との混合が促進され、さらに、旋回渦Ａの中心に生じる破線で示す渦Ｂによって副燃焼室１２で発生した燃焼炎と混合し燃焼が促進される。
【００１５】
【実施例】
以下本発明の実施例について説明する。
図３はラム燃焼器内の燃料分布の計測例を示す。（Ａ）は図１で示したラム燃焼器５の後部円筒部１０ｃ先端の断面における燃料分布を示し、曲線Ｆは当量比を表す。当量比は燃料の質量をその燃料を全て燃焼させるに必要な空気の質量で割った値を表し燃料の濃度がわかる。曲線Ｆは両端でやや高くなるがほぼ平坦であり、燃料が空気と極めて均一に混合していることを示す。（Ｂ）は第２燃料ノズル１４がなく、第１及び第３燃料ノズルの場合の燃料分布を示す。曲線Ｇは当量比の分布を示し、副燃焼室１２のフレア部１２ａの後端近傍の燃料濃度が極端に低くなっている。この部分に第２燃料ノズル１４から燃料が噴射されることにより（Ａ）のような均一な分布となっており、第２燃料ノズル１４が燃料分布に大きな影響を有していることがわかる。
【００１６】
図４は本発明のラム燃焼器５を用いた場合と他のラム燃焼器５を用いた場合の燃焼効率を示す。曲線Ａは図１に示す本発明のラム燃焼器５であり、曲線Ｂは図３の（Ｂ）に示した第２燃料ノズル１４の無い場合であり、曲線Ｃは図６に示した従来のラム燃焼器の場合である。燃焼効率は排ガスサンプリングにより計測し、計測はラム燃焼器５の下流で行った。試験結果によれば本発明の場合、飛行マッハ数３に相当する当量比では燃焼効率は９９％以上が得られ、当量比の増加につれて増加してゆく傾向を有する。なお、燃料としてはメタンガスを用いた。
【００１７】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなように、本発明は、燃料ノズルをラム燃焼器の先端部の中心部、中間部、外周部の３箇所に設けて燃料を噴射することにより、燃料分布を均一にすることができ、燃焼効率を向上することができる。さらにスワーラによる旋回流により燃料と空気との一層の混合が促進され、燃焼効率が向上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】実施の形態の構成を示す縦断面図である。
【図２】図１のＸ−Ｘ矢視図である。
【図３】（Ａ）は実施例の燃料分布を示し、（Ｂ）は第２燃料ノズルのない場合の燃料分布を示す図である。
【図４】実施例の燃焼効率を示す図である。
【図５】ラムジェットエンジンの概略構成図である。
【図６】従来のラム燃焼器の構成図である。
【符号の説明】
１  ディフューザ
２  燃焼器ダクト
３  燃焼室
４  ジェットノズル
５  ラム燃焼器
７  点火栓
１０  主燃焼器型保炎器
１０ｂ  前部円筒部
１０ｃ  後部円筒部
１０ｄ  燃料噴射用の開口
１１  ガッタ型保炎器
１２  副燃焼室
１２ａ  フレア部
１３  第１燃料ノズル
１４  第２燃料ノズル
１５、１７  燃料供給管
１６  第３燃料ノズル
１８  スワーラ
１９  予混合室
【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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