JP2707821B2 - ラムロケット - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

（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。

【発明の構成】

（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。

【発明の効果】

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。

【図面の簡単な説明】

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。

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】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ことを特徴と
   するラムロケット。