JP2707821B2 - Ram rocket - Google Patents
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Description
（産業上の利用分野） この発明は、飛翔体の飛翔推力を得るのに利用される
ラムロケットに関するものである。 （従来の技術） 従来、上記したラムロケットとしては、例えば、第２
図に示すものがある。 図に示すラムロケット51は、飛翔体50の後部側に位置
するラム燃焼室52と、飛翔体50の中間部に設けたガス発
生器53からラム燃焼室52内において可燃性ガスを白抜矢
印に示す方向に噴射する燃料噴射器54と、先端にインレ
ット55aを有しかつ後端をラム燃焼室52の先端部に設け
たポート52aを接続したディフューザ55と、ラム燃焼室5
2の後端に設けたジェットノズル56を備えている。 このラムロケット51は、ディフューザ55のインレット
55aから流入する空気をラム圧により圧縮した状態で細
線矢印に示す方向にラム燃焼室52内に導入し、この圧縮
された空気と燃料噴射器54から噴射された可燃性ガスと
を混合して連続燃焼させ、高温の燃焼ガスをジェットノ
ズル56から後方に向けて飛翔速度以上の速度で噴出させ
ることにより、飛翔体50の飛翔推力を発生するようにし
たものであり、このような構造をなすラムロケットとし
ては、例えば、「日本航空宇宙学会編・航空宇宙工学便
覧・増補版（昭和58年４月丸善発行）第655頁10・４・
３」に記載されたものがある。 （発明が解決しようとする課題） ところが、このような従来のラムロケット51では、デ
ィフューザ55の後端と接続するポート52aが燃料噴射器5
4を設けたラム燃焼室52の先端部に設けてあるので、デ
ィフューザ55で圧縮された空気はすべて、ラム燃焼室52
の先端部から後端部にかけて流れることから、飛翔体50
の飛翔状態によっては、ラム燃焼室52内を流れる圧縮さ
れた空気の流速が大きすぎたり、ラム燃焼室52内の圧縮
された空気と可燃性ガスとの混合比が大きくなりすぎた
りすることによって、内部圧力の損失および燃焼効率の
低下を招いて燃焼が安定しないことがあるうえ、火炎の
吹き消えが生じるおそれがないとは言えないという問題
点があり、この問題点を解決することが従来の課題とな
っていた。 （発明の目的） この発明は、上述した従来の課題に着目してなされた
もので、いかなる飛翔状態においても、ラム燃焼室の内
部圧力の損失および燃焼効率の低下が生じるのを防止し
て、常に安定した燃焼を行わせることが可能であると共
に、火炎の吹き消えが生じる可能性を皆無とすることが
でるラムロケットを提供することを目的としている。(Industrial application field) The present invention relates to a ram rocket used for obtaining a flying thrust of a flying object. (Prior Art) Conventionally, as the ram rocket described above, for example,
Some are shown in the figure. The ram rocket 51 shown in the figure has a ram combustion chamber 52 located on the rear side of the flying object 50, and a flammable gas in the ram combustion chamber 52 from a gas generator 53 provided in an intermediate portion of the flying object 50 by an arrow. A diffuser 55 having an inlet 55a at the front end and a port 52a provided at the front end of the ram combustion chamber 52 at the rear end, and a ram combustion chamber 5
2 is provided with a jet nozzle 56 provided at the rear end. This ram rocket 51 is the inlet of the diffuser 55
The air flowing from 55a is introduced into the ram combustion chamber 52 in the direction shown by the thin line arrow while being compressed by the ram pressure, and the compressed air and the combustible gas injected from the fuel injector 54 are mixed. By continuously burning and emitting high-temperature combustion gas backward from the jet nozzle 56 at a speed higher than the flying speed, a flying thrust of the flying object 50 is generated, and such a structure is formed. Examples of the ram rocket include, for example, “Japan Aerospace Exploration Association, Aerospace Engineering Handbook, Augmented Edition (issued by Maruzen in April 1983), page 655, page 10.4.
3 ". (Problems to be Solved by the Invention) However, in such a conventional ram rocket 51, the port 52a connected to the rear end of the diffuser 55 is connected to the fuel injector 5
4 is provided at the tip of the ram combustion chamber 52, so that all the air compressed by the diffuser 55
Flow from the front end to the rear end of the
Depending on the flight state of the ram combustion chamber 52, the flow velocity of the compressed air flowing in the ram combustion chamber 52 is too large, or the mixing ratio of the compressed air and the flammable gas in the ram combustion chamber 52 becomes too large. However, there is a problem that combustion may not be stabilized due to a loss of internal pressure and a decrease in combustion efficiency, and that there is no possibility that a flame blowout occurs. Was an issue. (Object of the Invention) The present invention has been made in view of the above-mentioned conventional problems, and prevents loss of internal pressure of the ram combustion chamber and reduction of combustion efficiency in any flying state, It is an object of the present invention to provide a ram rocket capable of constantly performing stable combustion and eliminating the possibility of flame blowout.
（課題を解決するための手段） この発明は、飛翔体の飛翔推力を発生するラムロケッ
トであって、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で当該ラム燃
焼室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側に
インレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部
に設けたポートに接続して前記インレットから流入する
空気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内
に導入するディフューザを備えたラムロケットにおい
て、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ポー
トよりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパス
と、前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する
空気の流量を変化させるバルブと、前記燃料噴射器から
の燃料噴射量を調節する噴射量調節部と、前記バルブお
よび噴射量調節部に指令を発して前記ラム燃焼室内の圧
縮された空気と前記燃料噴射器から噴射される可燃性ガ
スとの混合比を常時所定値に保持するべくバルブの開度
および燃料噴射量を制御する制御手段を設けた構成とし
たことを特徴としており、このようなラムロケットの構
成を前述した従来の課題を解決するための手段としてい
る。 （発明の作用） この発明に係わるラムロケットでは、ディフューザの
インレットから流入した空気の一部は、バイパスを通過
してポートよりも後方側からラム燃焼室内に導入される
ので、ディフューザおよびポートを通ってラム燃焼室内
に導入される圧縮された空気の流速は下がることとな
る。 このとき、制御手段がバイパス内のバルブの開度をコ
ントロールしてバイパスを通過する空気流量を調節する
と共に、同じく制御手段が噴射量調節部を制御して燃料
噴射器からの燃料噴射量を調節することで、ラム燃焼
室、とりわけ燃料噴射器付近の圧縮された空気と可燃性
ガスとの混合比を常に所定値に保持することから、ラム
燃焼室の内部圧力が損失したり燃焼効率が低下したりす
ることが回避され、ラム燃焼室において安定した燃焼が
行われて火炎の吹き消えが生じる可能性が皆無となる。 つまり、低高度から高高度にいたるまでの広い範囲に
わたって、安定した燃焼が保証されることとなり、その
結果、飛翔性能の効用が図られることとなる。 （実施例） 以下、この発明を図面に基づいて説明する。 第１図はこの発明に係わるラムロケットの一実施例を
示すものであり、図に示すラムロケット１は、飛翔体10
の後部側に位置するラム燃焼室２と、飛翔体10の中間部
に設けたガス発生器３からラム燃焼室２内に可燃性ガス
を噴射する燃料噴射器４と、先端にインレット5aを有し
かつ後端をラム燃焼室２の先端部に設けたポート2aに接
続したディフューザ５と、ラム燃焼室２の後端に設けた
ジェットノズル６を備えている。 前記燃料噴射器４は、ラム燃料室２の先端部に設けた
ガス発生器３との隔壁2bの中心から、ラム燃焼室２内に
そのノズル部分を突出させて設けてあり、図に白抜矢印
で示す方向に可燃性ガスを噴射する。 前記ディフューザ５は、飛翔体10の中間部の周囲に複
数個（図では２個）設けてある。このディフューザ５で
は、インレット5aから流入する空気をラム圧により圧縮
し、ポート2aを通して図に細線の矢印で示す方向に、圧
縮された状態の空気をラム燃焼室２内に導入することに
よって、空気が有する速度エネルギを圧力エネルギに変
換して、ラム燃焼室２の内部圧力を高めるようになって
いる。 この場合、ラム燃焼室２の周囲には、先端がディフュ
ーザ５に接続しかつ他端がポート2aよりも後方側で当該
ラム燃焼室２に接続するバイパス７が設けてあり、イン
レット5aから流入する空気の一部をこのバイパス７を通
してポート2aよりも後方側からラム燃焼室２内に導入さ
せることができるようにしてある。このバイパス７の中
間部分には、バイパス７を通過する空気流量を変化させ
るバルブ８が設けてあり、一方、燃料噴射器４とガス発
生器３との間には、燃料噴射器４からの燃料噴射量を調
節する噴射量調節部4aが設けてあって、これらのバルブ
８および噴射量調節部4aに指令を発する制御手段として
の制御用コンピュータ９を設けることにより、バルブ８
の開度をコントロールしてバイパス７を通過する空気流
量を調節すると共に、噴射量調節部4aを制御して燃料噴
射器４からの燃料噴射量を調節して、ラム燃焼室２内に
圧縮状態で導入した空気と燃料噴射器４から噴射される
可燃性ガスとの混合比を常に所定値に保持するようにし
ている。 つまり、制御用コンピュータ９の作動によってバルブ
８の開度および燃料噴射量を同時に制御することで、ラ
ム燃焼室２の内部圧力の損失および燃焼効率の低下を阻
止して、低高度から高高度にいたるまでの広い範囲にお
いて、安定した燃焼を行わせることができるようになっ
ている。 また、このラムロケット１は、ラム圧による作動に必
要なマッハ数に達するまで飛翔体10を加速する図示しな
いブースタ用推進薬およびブースタ用ノズルをラム燃焼
室２およびジェットノズル６の各々内側にそれぞれ有し
ており、ブースタ用ノズルは、ブースタ用推進薬の燃焼
が終了した時点で除去されるようになっている。 このような構成のラムロケット１においては、まず、
ラム燃焼室２内の図示しないブースタ用推進薬が着火さ
れて推力を生じ、飛翔体10をラム圧による作動に必要な
設定マッハ数に到達するまで加速する。そして、設定マ
ッハ数に到達してブースタ用推進薬の燃焼が終了し、ブ
ースタ用ノズルが除去されて、ラム燃焼室２の内部圧力
が低下する。ラム燃焼室２の内部圧力が低下すると、イ
ンレット5aから流入する空気によるラム圧の方が高くな
り、ポート2aおよびバイパス７の他端とラム燃焼室２と
の接続部分をそれぞれ閉塞していた図示しないカバー
が、ラム燃焼室２およびジェットノズル６を通って後方
に放出される。 これに合わせて、ガス発生器３が作動して燃料噴射器
４から可燃性ガスがラム燃焼室２内に噴射されると共
に、ディフューザ５を通過してラム圧により圧縮された
空気がポート2aを通ってラム燃焼室２内に導入される。 これに続いて、可燃性ガスと圧縮された空気とが連続
して燃焼反応を起こし、これによって生じる高温の燃料
ガスをジェットノズル６から飛翔速度以上の速度で噴出
させることにより、飛翔体10の推力を発生する。 このとき、インレット5aから流入する空気の一部は、
バイパス７を通過してポート2aよりも後方側からラム燃
焼室２に導入されるため、ポート2aを通ってラム燃焼室
２内に導入される圧縮された空気の流速は低下すること
となり、ラム燃焼室２の内部圧力の損失が生じる可能性
は少なくなる。また、制御用コンピュータ９の作動によ
り、バルブ８の開度および噴射量調節部4aがコントロー
ルされて、バイパス７を通過する空気流量および燃料噴
射器４からの燃料噴射量がそれぞれ調節されて、ラム燃
焼室２、とりわけ燃料噴射器４の付近の圧縮された空気
と可燃性ガスとの混合比が常に所定値に保持されるの
で、燃焼効率の低下が阻止されることとなり、その結
果、火炎の吹き消えが生じる危惧が皆無となるのはもち
ろんのこと、低高度から高高度にいたるまでの広い範囲
にわたって、常に安定した燃焼を行わせることができる
ようになり、飛翔体10の飛翔性能が向上することとな
る。(Means for Solving the Problems) The present invention relates to a ram rocket that generates a flying thrust of a flying object, and injects combustible gas into the ram combustion chamber at a ram combustion chamber and a tip end of the ram combustion chamber. A fuel injector having an inlet at the front end side and a rear end side connected to a port provided at the front end of the ram combustion chamber to compress the air flowing from the inlet by ram pressure in a state where the ram combustion is performed. A ram rocket provided with a diffuser to be introduced into a room, comprising: a bypass having a distal end connected to the diffuser and a rear end connected to the ram combustion chamber at a position rearward of the port, and passing through the bypass provided in the bypass. A valve for changing the flow rate of air to be injected, an injection amount adjusting unit for adjusting the fuel injection amount from the fuel injector, and issuing a command to the valve and the injection amount adjusting unit. A structure in which control means for controlling the opening degree of the valve and the fuel injection amount is provided so that the mixing ratio of the compressed air in the ram combustion chamber and the combustible gas injected from the fuel injector is always maintained at a predetermined value. The configuration of such a ram rocket is a means for solving the above-mentioned conventional problems. (Operation of the Invention) In the ram rocket according to the present invention, a part of the air flowing from the inlet of the diffuser passes through the bypass and is introduced into the ram combustion chamber from the rear side of the port, so that the air passes through the diffuser and the port. Thus, the flow velocity of the compressed air introduced into the ram combustion chamber will decrease. At this time, the control means controls the opening degree of the valve in the bypass to adjust the air flow passing through the bypass, and the control means similarly controls the injection amount adjustment unit to adjust the fuel injection amount from the fuel injector. By doing so, the mixing ratio between the compressed air and the flammable gas in the ram combustion chamber, especially near the fuel injector, is always maintained at a predetermined value, so that the internal pressure of the ram combustion chamber is lost or the combustion efficiency is reduced. Is avoided, and there is no possibility that stable combustion is performed in the ram combustion chamber and flame blowout occurs. That is, stable combustion is guaranteed over a wide range from low altitude to high altitude, and as a result, the effect of flying performance is achieved. Hereinafter, the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 shows an embodiment of a ram rocket according to the present invention. A ram rocket 1 shown in FIG.
A ram combustion chamber 2 located on the rear side of the rocket, a fuel injector 4 for injecting combustible gas into the ram combustion chamber 2 from a gas generator 3 provided at an intermediate portion of the flying object 10, and an inlet 5a at a tip. A diffuser 5 having a rear end connected to a port 2a provided at a front end of the ram combustion chamber 2 and a jet nozzle 6 provided at a rear end of the ram combustion chamber 2 are provided. The fuel injector 4 is provided with its nozzle portion projecting into the ram combustion chamber 2 from the center of the partition wall 2b with the gas generator 3 provided at the tip of the ram fuel chamber 2. The flammable gas is injected in the direction indicated by the arrow. A plurality (two in the figure) of the diffusers 5 are provided around an intermediate portion of the flying object 10. In this diffuser 5, the air flowing from the inlet 5a is compressed by the ram pressure, and the compressed air is introduced into the ram combustion chamber 2 through the port 2a in the direction shown by the thin arrow in the figure. Is converted into pressure energy to increase the internal pressure of the ram combustion chamber 2. In this case, around the ram combustion chamber 2, there is provided a bypass 7 whose leading end is connected to the diffuser 5 and whose other end is connected to the ram combustion chamber 2 behind the port 2a, and flows in from the inlet 5a. A part of the air can be introduced into the ram combustion chamber 2 from the rear side of the port 2a through the bypass 7. A valve 8 for changing the flow rate of air passing through the bypass 7 is provided at an intermediate portion of the bypass 7, while the fuel from the fuel injector 4 is provided between the fuel injector 4 and the gas generator 3. An injection amount adjusting unit 4a for adjusting the injection amount is provided. By providing a control computer 9 as control means for issuing a command to these valves 8 and the injection amount adjusting unit 4a, the valve 8 is controlled.
The degree of air flow passing through the bypass 7 is controlled by controlling the opening of the ram combustion chamber 2 and the amount of fuel injected from the fuel injector 4 is controlled by controlling the injection amount adjustment section 4a. The mixing ratio between the air introduced in step (1) and the combustible gas injected from the fuel injector 4 is always kept at a predetermined value. That is, by simultaneously controlling the opening degree of the valve 8 and the fuel injection amount by the operation of the control computer 9, loss of the internal pressure of the ram combustion chamber 2 and reduction of the combustion efficiency are prevented, and the altitude is changed from low altitude to high altitude. Stable combustion can be performed over a wide range. The ram rocket 1 has a booster propellant and a booster nozzle (not shown) for accelerating the flying object 10 until the Mach number required for the operation by the ram pressure is reached, inside the ram combustion chamber 2 and the jet nozzle 6, respectively. The booster nozzle is removed when the combustion of the booster propellant ends. In the ram rocket 1 having such a configuration, first,
A booster propellant (not shown) in the ram combustion chamber 2 is ignited to generate thrust, and accelerates the flying object 10 until the flying object 10 reaches a set Mach number required for operation by ram pressure. When the set Mach number is reached, the combustion of the booster propellant ends, the booster nozzle is removed, and the internal pressure of the ram combustion chamber 2 decreases. When the internal pressure of the ram combustion chamber 2 decreases, the ram pressure due to the air flowing from the inlet 5a increases, and the connection between the port 2a and the other end of the bypass 7 and the ram combustion chamber 2 is closed. An uncovered cover is discharged rearward through the ram combustion chamber 2 and the jet nozzle 6. At the same time, the gas generator 3 operates to inject flammable gas from the fuel injector 4 into the ram combustion chamber 2, and the air compressed by the ram pressure through the diffuser 5 flows through the port 2a. Through the ram combustion chamber 2. Subsequently, the combustible gas and the compressed air cause a continuous combustion reaction, and the high-temperature fuel gas generated by this is ejected from the jet nozzle 6 at a speed equal to or higher than the flying speed. Generates thrust. At this time, part of the air flowing from the inlet 5a is
Since the gas passes through the bypass 7 and is introduced into the ram combustion chamber 2 from the rear side of the port 2a, the flow velocity of the compressed air introduced into the ram combustion chamber 2 through the port 2a decreases, and The possibility of a loss of the internal pressure of the combustion chamber 2 occurring is reduced. In addition, the operation of the control computer 9 controls the opening degree of the valve 8 and the injection amount adjusting section 4a to adjust the air flow rate passing through the bypass 7 and the fuel injection amount from the fuel injector 4, respectively. Since the mixture ratio of the compressed air and the flammable gas in the vicinity of the combustion chamber 2, especially the fuel injector 4, is always kept at a predetermined value, a decrease in the combustion efficiency is prevented, and as a result, the flame Not to mention that there is no danger of blow-off, but also it is possible to always perform stable combustion over a wide range from low altitude to high altitude, improving the flight performance of the flying object 10 Will be done.
以上説明してきたように、この発明は、上記した構成
としたから、ラム燃焼室内における圧力の損失および燃
焼効率の低下を阻止することができ、その結果、低高度
から高高度にいたるまでの広い範囲にわたって、常に安
定した燃焼を行わせることが可能であると共に、火炎が
吹き消えてしまう恐れを全くなくすことができるという
極めて優れた効果を奏するものである。As described above, since the present invention is configured as described above, it is possible to prevent a pressure loss and a decrease in combustion efficiency in the ram combustion chamber, and as a result, a wide range from low altitude to high altitude is obtained. This provides an extremely excellent effect that stable combustion can always be performed over the entire range and that the risk of flame blowing out can be completely eliminated.
第１図はこの発明に係わるラムロケットの一実施例を示
す破砕断面説明図、第２図は従来のラムロケットを示す
破砕断面説明図である。 １……ラムロケット、２……ラム燃焼室、2a……ポー
ト、４……燃料噴射器、4a……噴射量調節部、５……デ
ィフューザ、5a……インレット、７……バイパス、８…
…バルブ、９……制御用コンピュータ（制御手段）、10
……飛翔体。FIG. 1 is an explanatory sectional view showing a ram rocket according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is an explanatory sectional view showing a conventional ram rocket. 1 ... ram rocket, 2 ... ram combustion chamber, 2a ... port, 4 ... fuel injector, 4a ... injection amount adjustment unit, 5 ... diffuser, 5a ... inlet, 7 ... bypass, 8 ...
... Valve, 9 ... Control computer (control means), 10
...... A flying object.
Claims (1)
であって、 ラム燃焼室と、前記ラム燃焼室の先端部で当該ラム燃焼
室内に可燃性ガスを噴射する燃料噴射器と、先端側にイ
ンレットを有しかつ後端側を前記ラム燃焼室の先端部に
設けたポートに接続して前記インレットから流入する空
気をラム圧によって圧縮した状態で前記ラム燃焼室内に
導入するディフューザを備えたラムロケットにおいて、 先端が前記ディフューザに接続しかつ後端が前記ポート
よりも後方側で前記ラム燃焼室に接続するバイパスと、
前記バイパスに設けられて当該バイパスを通過する空気
の流量を変化させるバルブと、前記燃料噴射器からの燃
料噴射量を調節する噴射量調節部と、前記バルブおよび
噴射量調節部に指令を発して前記ラム燃焼室内の圧縮さ
れた空気と前記燃料噴射器から噴射される可燃性ガスと
の混合比を常時所定値に保持するべくバルブの開度およ
び燃料噴射量を制御する制御手段を設けたことを特徴と
するラムロケット。1. A ram rocket for generating a flying thrust of a flying object, comprising: a ram combustion chamber; a fuel injector for injecting a combustible gas into the ram combustion chamber at a tip of the ram combustion chamber; A diffuser that has an inlet and that has a rear end connected to a port provided at the tip of the ram combustion chamber and that introduces the air flowing in from the inlet into the ram combustion chamber in a state compressed by ram pressure. A ram rocket, a bypass having a leading end connected to the diffuser and a trailing end connected to the ram combustion chamber rearward of the port;
A valve provided in the bypass to change a flow rate of air passing through the bypass, an injection amount adjustment unit to adjust a fuel injection amount from the fuel injector, and issuing a command to the valve and the injection amount adjustment unit. A control means is provided for controlling the valve opening and fuel injection amount so as to always maintain a mixture ratio of the compressed air in the ram combustion chamber and the combustible gas injected from the fuel injector at a predetermined value. A ram rocket characterized by the following.
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Publications (2)
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Families Citing this family (3)
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-
1990
- 1990-10-05 JP JP2269249A patent/JP2707821B2/en not_active Expired - Fee Related
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| US4417441A (en) | 1979-03-29 | 1983-11-29 | Messerschmitt-Bokow-Blohm Gesellschaft mit beschrankter Haftung | Ram jet engine |
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