JP6037818B2 - Jet engine - Google Patents

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Description

本発明は、ジェットエンジンに関する。特に、本発明は、ラムジェットエンジン及びスクラムジェットエンジンに関する。   The present invention relates to a jet engine. In particular, the present invention relates to a ramjet engine and a scramjet engine.

ジェットエンジンの一種として、ラムジェットエンジン（ramjet engine）が知られている。ラムジェットエンジンは、機械的な圧縮機の代わりに、高速飛行に伴うラム圧による空気の圧縮を利用する。このようなラムジェットエンジンは、動作領域が超音速領域などの高速領域（マッハ３〜５が最も効率が良い）に限られるが、機械的な圧縮機を使用しないため、機体の軽量化の観点から好適である。   A ramjet engine is known as a type of jet engine. A ramjet engine uses air compression by ram pressure associated with high-speed flight instead of a mechanical compressor. Such a ramjet engine is limited to a high speed region such as a supersonic region (Mach 3 to 5 is most efficient), but since a mechanical compressor is not used, the viewpoint of weight reduction of the fuselage To preferred.

図１は、典型的なラムジェットエンジンの構成を概略的に示している。ラムジェットエンジンは、インレット１１０、燃焼室１２０、ノズル１３０、及びスロート部１４０を備えている。スロート部１４０は、空気流を調整するために、燃焼室１２０の壁に設けられている。より詳細には、スロート部１４０は、インレット１１０側に設けられたスロート部１４０Ａと、ノズル１３０側に設けられたスロート部１４０Ｂと、を含んでいる。   FIG. 1 schematically illustrates the configuration of a typical ramjet engine. The ramjet engine includes an inlet 110, a combustion chamber 120, a nozzle 130, and a throat section 140. The throat part 140 is provided on the wall of the combustion chamber 120 in order to adjust the air flow. More specifically, the throat part 140 includes a throat part 140A provided on the inlet 110 side and a throat part 140B provided on the nozzle 130 side.

インレット１１０およびスロート部１４０Ａにおいて、ラム圧により空気の圧縮が行われ、超音速空気流は亜音速まで減速させられる。燃焼室１２０では、その亜音速空気流に対して燃料が噴射され、燃焼（亜音速燃焼）が発生する。そして、その燃焼により発生した燃焼ガスがスロート部１４０Ｂおよびノズル１３０において超音速まで加速され、ノズル１３０から噴出し、その反動で推進力が得られる。このようなラムジェットエンジンの特徴的な構成の１つは、空気流を調整するために設けられたスロート部１４０である。   In the inlet 110 and the throat portion 140A, air is compressed by the ram pressure, and the supersonic airflow is decelerated to subsonic speed. In the combustion chamber 120, fuel is injected with respect to the subsonic air flow, and combustion (subsonic combustion) occurs. Then, combustion gas generated by the combustion is accelerated to supersonic speed at the throat portion 140B and the nozzle 130, and is ejected from the nozzle 130, and a reaction force is obtained by the reaction. One of the characteristic configurations of such a ramjet engine is a throat portion 140 provided for adjusting the air flow.

その一方で、飛行速度がマッハ５を超えると、吸入した超音速空気流を亜音速まで減速する場合、吸入した空気流の圧力損失や機体に係る空気抵抗が増大し、非効率に（最悪の場合はエンジンの作動が困難に）なってくる。そこで、吸入した超音速空気流を超音速のまま燃焼室１２０に導き、超音速燃焼を行う技術も提案されている。これは、スクラムジェット（スーパーソニック・コンバスチョン・ラムジェット(supersonic combustion ramjet)）エンジンと呼ばれている。吸入から排気までのエンジン全域にわたって、空気流が音速以下に減速されることがないため、広いマッハ数域で高いエンジン性能が維持される。   On the other hand, when the flying speed exceeds Mach 5, when the supersonic airflow sucked is decelerated to subsonic speed, the pressure loss of the sucked airflow and the air resistance related to the aircraft increase, which is inefficient (worst The engine will be difficult to operate). Therefore, a technique has been proposed in which the supersonic air that has been sucked is guided to the combustion chamber 120 while maintaining the supersonic speed to perform supersonic combustion. This is called a scramjet (supersonic combustion ramjet) engine. Since the air flow is not decelerated below the sound speed over the entire engine from intake to exhaust, high engine performance is maintained in a wide Mach number range.

図２は、典型的なスクラムジェットエンジンの構成を概略的に示している。図１で示されたラムジェットエンジンと比較して、スロート部１４０が設けられていないことがスクラムジェットエンジンの特徴の一つである。   FIG. 2 schematically shows the configuration of a typical scramjet engine. Compared to the ramjet engine shown in FIG. 1, one of the features of the scramjet engine is that the throat portion 140 is not provided.

特許文献１は、複合サイクルミサイルエンジンシステムを開示している。このシステムは、ミサイルを次の５つのモードで動作させる：（１）統合型逆ハイブリッドロケット、（２）空気増大ハイブリッドロケット、（３）ラムジェット／スクラムジェット、（４）デュアル噴射ハイブリッドロケット、及び（５）単元推進剤ロケット。酸化剤及び燃料を分離しかつ制御することにより、それぞれの動作モードにおいて効率の最適化が行われる。   Patent Document 1 discloses a combined cycle missile engine system. The system operates the missile in five modes: (1) an integrated reverse hybrid rocket, (2) an air augmented hybrid rocket, (3) a ramjet / scramjet, (4) a dual injection hybrid rocket, and (5) Unit propellant rocket. By separating and controlling the oxidant and fuel, optimization of efficiency is achieved in each mode of operation.

特表２０１１−５０８１２６号公報Special table 2011-508126 gazette

本発明の１つの目的は、広い動作領域を有するジェットエンジンを実現することができる技術を提供することにある。   One object of the present invention is to provide a technique capable of realizing a jet engine having a wide operating range.

以下に、［発明を実施するための最良の形態］で使用される番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明を実施するための最良の形態］との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。   [Means for Solving the Problems] will be described below using the numbers and symbols used in [Best Mode for Carrying Out the Invention]. These numbers and symbols are added in parentheses in order to clarify the correspondence between the description of [Claims] and [Best Mode for Carrying Out the Invention]. However, these numbers and symbols should not be used for the interpretation of the technical scope of the invention described in [Claims].

本発明の１つの観点において、ジェットエンジン（１）が提供される。そのジェットエンジン（１）は、スクラムジェットエンジンと、スクラムジェットエンジンの燃焼室壁（２１）に形成されたスロート部（４０）と、を備える。スロート部（４０）が存在しているとき、ジェットエンジン（１）はラムジェットエンジンとして作動する。ジェットエンジン（１）がラムジェットエンジンとして作動している最中に、スロート部（４０）は、経時的に消失する。   In one aspect of the invention, a jet engine (1) is provided. The jet engine (1) includes a scramjet engine and a throat portion (40) formed on a combustion chamber wall (21) of the scramjet engine. When the throat section (40) is present, the jet engine (1) operates as a ramjet engine. While the jet engine (1) is operating as a ramjet engine, the throat portion (40) disappears with time.

スロート部（４０）は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成されていてもよい。当該材料は、発火によらず消失してもよい。当該材料は、アブレーション材であってもよい。   The throat portion (40) may be formed of a material whose shape disappears due to thermal or aerodynamic influence. The material may disappear regardless of ignition. The material may be an ablation material.

燃焼室壁（２１）には、凹部（５０）が形成されていてもよい。この場合、スロート部（４０）は、凹部（５０）を埋め、且つ、凹部（５０）から突出するように形成される。スロート部（４０）は、接着剤（５１）で凹部（５０）に接着されていてもよい。スロート部（４０）は、凹部（５０）から突出しないねじ（５２）により固定されていてもよい。   A recess (50) may be formed in the combustion chamber wall (21). In this case, the throat portion (40) is formed to fill the recess (50) and protrude from the recess (50). The throat portion (40) may be bonded to the recess (50) with an adhesive (51). The throat portion (40) may be fixed by a screw (52) that does not protrude from the recess (50).

本発明によれば、広い動作領域を有するジェットエンジンを実現することが可能となる。   According to the present invention, it is possible to realize a jet engine having a wide operating area.

図１は、典型的なラムジェットエンジンの構成を示す概略図である。FIG. 1 is a schematic diagram showing the configuration of a typical ramjet engine. 図２は、典型的なスクラムジェットエンジンの構成を示す概略図である。FIG. 2 is a schematic diagram showing the configuration of a typical scramjet engine. 図３は、本発明の第１の実施の形態に係るジェットエンジンの構成を示す概略図である。FIG. 3 is a schematic diagram showing the configuration of the jet engine according to the first embodiment of the present invention. 図４は、本発明の第１の実施の形態に係るジェットエンジンの動作を説明するための概略図である。FIG. 4 is a schematic diagram for explaining the operation of the jet engine according to the first embodiment of the present invention. 図５は、本発明の第１の実施の形態に係るジェットエンジンの動作を説明するための概略図である。FIG. 5 is a schematic diagram for explaining the operation of the jet engine according to the first embodiment of the present invention. 図６は、各種材料の形状消失速度を示すテーブルである。FIG. 6 is a table showing the shape disappearance speed of various materials. 図７は、様々な環境において要求される形状消失速度を示すテーブルである。FIG. 7 is a table showing the shape disappearance speed required in various environments. 図８は、本発明の第２の実施の形態に係るジェットエンジンを説明するための概略図である。FIG. 8 is a schematic view for explaining a jet engine according to the second embodiment of the present invention. 図９は、本発明の第２の実施の形態に係るジェットエンジンを説明するための概略図である。FIG. 9 is a schematic diagram for explaining a jet engine according to a second embodiment of the present invention.

添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係るジェットエンジンを説明する。   A jet engine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

１．第１の実施の形態
図３は、第１の実施の形態に係るジェットエンジン１の構成を示す概略図である。ジェットエンジン１は、インレット１０、燃焼室２０、及びノズル３０を備えている。インレット１０には、超音速空気流が流入する。その超音速空気流は、亜音速まで減速され、又は、超音速のまま、燃焼室２０に導かれる。燃焼室２０では、その空気流に対して燃料が噴射され、燃焼が発生する。そして、その燃焼により発生した燃焼ガスがノズル３０から噴出し、その反動で推進力が得られる。 1. First Embodiment FIG. 3 is a schematic diagram showing a configuration of a jet engine 1 according to a first embodiment. The jet engine 1 includes an inlet 10, a combustion chamber 20, and a nozzle 30. A supersonic airflow flows into the inlet 10. The supersonic airflow is decelerated to subsonic speed or is guided to the combustion chamber 20 while maintaining supersonic speed. In the combustion chamber 20, fuel is injected into the air flow, and combustion occurs. And the combustion gas generated by the combustion is ejected from the nozzle 30, and the propulsive force is obtained by the reaction.

本実施の形態に係るジェットエンジン１は、更に、のど形状のスロート部４０を備えている。このスロート部４０は、空気流を調整するために、燃焼室２０の壁２１（燃焼室壁）に形成されている。より詳細には、スロート部４０は、インレット１０側に設けられたスロート部４０Ａと、ノズル３０側に設けられたスロート部４０Ｂと、を含んでいる。   The jet engine 1 according to the present embodiment further includes a throat-shaped throat portion 40. The throat portion 40 is formed on the wall 21 (combustion chamber wall) of the combustion chamber 20 in order to adjust the air flow. More specifically, the throat portion 40 includes a throat portion 40A provided on the inlet 10 side and a throat portion 40B provided on the nozzle 30 side.

本実施の形態に係るスロート部４０は、飛行に伴って経時的且つ自動的に消失するように形成されている。例えば、スロート部４０は、空気流の熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成される。ここで、熱的影響とは、インレット１０で発生する衝撃波の下流では空気流が高温になることによる影響を意味し、「融解」や「気化」が挙げられる。空力的影響とは、空気流との接触による影響を意味し、「摩耗」や「気化」が挙げられる。そのようなスロート部４０の材料としては、摩耗しやすいセラミックや、アブレーション材が挙げられる。   The throat portion 40 according to the present embodiment is formed so as to disappear automatically with time with flight. For example, the throat portion 40 is formed of a material whose shape disappears due to the thermal or aerodynamic influence of the air flow. Here, the thermal influence means an influence caused by the high temperature of the air flow downstream of the shock wave generated at the inlet 10, and includes “melting” and “vaporization”. The aerodynamic influence means an influence caused by contact with an air flow, and examples thereof include “wear” and “vaporization”. Examples of such a material for the throat portion 40 include ceramics that are easily worn and ablation materials.

次に、本実施の形態に係るジェットエンジン１の動作を説明する。   Next, the operation of the jet engine 1 according to the present embodiment will be described.

図３に示されるように、スロート部４０が存在している場合、ジェットエンジン１は、ラムジェットエンジンとして作動する。すなわち、インレット１０およびスロート部４０Ａにおいて、ラム圧により空気の圧縮が行われ、超音速空気流は亜音速まで減速させられる。燃焼室２０では、その亜音速空気流に対して燃料が噴射され、亜音速燃焼が発生する。飛行速度は徐々に増加する。   As shown in FIG. 3, when the throat portion 40 is present, the jet engine 1 operates as a ramjet engine. That is, in the inlet 10 and the throat section 40A, air is compressed by the ram pressure, and the supersonic airflow is decelerated to the subsonic speed. In the combustion chamber 20, fuel is injected with respect to the subsonic air flow, and subsonic combustion occurs. Flight speed increases gradually.

ジェットエンジン１がラムジェットエンジンとして作動している最中、図４に示されるように、スロート部４０は、経時的且つ自動的に消失していく。例えば、スロート部４０は、空気流の熱的又は空力的影響により消失していく。スロート部４０の経時的消失により、ラムジェットエンジンとしての特性は徐々に減少し、その代わりに、スクラムジェットエンジンとしての特性が徐々に増加していく。   While the jet engine 1 is operating as a ramjet engine, as shown in FIG. 4, the throat portion 40 disappears over time and automatically. For example, the throat portion 40 disappears due to the thermal or aerodynamic influence of the air flow. As the throat portion 40 disappears over time, the characteristics as a ramjet engine gradually decrease, and instead, the characteristics as a scramjet engine gradually increase.

飛行速度が更に増加していく一方で、スロート部４０はどんどん消失していく。最終的には、図５に示されるように、空気流の経路からスロート部４０が完全に消失する。この場合、ジェットエンジン１は、スクラムジェットエンジンとして作動する。すなわち、インレット１０に吸入された超音速空気流は、超音速のまま燃焼室２０に導かれ、燃焼室２０では超音速燃焼が行われる。   While the flight speed further increases, the throat portion 40 disappears. Eventually, as shown in FIG. 5, the throat portion 40 disappears completely from the air flow path. In this case, the jet engine 1 operates as a scramjet engine. That is, the supersonic air flow sucked into the inlet 10 is guided to the combustion chamber 20 while being supersonic and the supersonic combustion is performed in the combustion chamber 20.

このように、本実施の形態に係るジェットエンジン１は、最初ラムジェットエンジンとして作動した後、スクラムジェットエンジンとして作動する。本実施の形態に係るジェットエンジン１は、スクラムジェットエンジンの構造にスロート部４０が追加された構造を備えていると言うこともできる。ジェットエンジン１は、スロート部４０が存在している間はラムジェットエンジンとして作動し、スロート部４０の消失後はスクラムジェットエンジンに切り替わって作動する。   As described above, the jet engine 1 according to the present embodiment operates as a scramjet engine after first operating as a ramjet engine. It can also be said that the jet engine 1 according to the present embodiment has a structure in which the throat portion 40 is added to the structure of the scramjet engine. The jet engine 1 operates as a ramjet engine while the throat portion 40 is present, and operates after switching to the scramjet engine after the throat portion 40 disappears.

以上に説明されたように、本実施の形態に係るジェットエンジン１は、単体で、ラムジェットエンジンとしてもスクラムジェットエンジンとしても作動することができる。すなわち、広い動作領域を有するジェットエンジン１が実現される。   As described above, the jet engine 1 according to the present embodiment can operate alone as a ramjet engine or a scramjet engine. That is, the jet engine 1 having a wide operation area is realized.

また、本実施の形態によれば、インレット１０、燃焼室２０、ノズル３０といったエンジン構造を、ラムジェットエンジンとスクラムジェットエンジンとで共用することができる。従って、機体の軽量化が可能である。   Moreover, according to this Embodiment, engine structures, such as the inlet 10, the combustion chamber 20, and the nozzle 30, can be shared by a ramjet engine and a scramjet engine. Therefore, the weight of the aircraft can be reduced.

更に、本実施の形態によれば、スロート部４０は、飛行に伴って自動的に消失する。比較例として、機械的機構を用いてスロート部４０を変形させる場合を考える。この比較例の場合、大掛かりな装置が必要であり、エンジン構造が複雑化し、エンジン重量が増加するという問題がある。本実施の形態では、そのような問題は発生しない。   Furthermore, according to the present embodiment, the throat section 40 disappears automatically with flight. As a comparative example, consider a case where the throat portion 40 is deformed using a mechanical mechanism. In the case of this comparative example, there is a problem that a large-scale device is required, the engine structure becomes complicated, and the engine weight increases. In the present embodiment, such a problem does not occur.

スロート部４０の材料として、固体推進剤を利用することも考えられる。その固体推進剤に着火することにより、スロート部４０は自動的に消失するからである。但し、固体推進剤の燃焼は非常に速いため、スロート部４０の消失時間も短時間に制限される。これは、ラムジェットエンジンからスクラムジェットエンジンへの切り替え（形状変更）が直ぐに発生してしまうことを意味する。しかし、飛行速度が十分上昇していないタイミングでスクラムジェットエンジンへ切り替わってしまうと、非効率であり、最悪の場合、作動停止が発生する。また、固体推進剤の燃焼により、エンジン構造に大きな熱負荷が加わるという問題もある。   It is also conceivable to use a solid propellant as a material for the throat section 40. This is because the throat portion 40 automatically disappears by igniting the solid propellant. However, since the combustion of the solid propellant is very fast, the disappearance time of the throat portion 40 is also limited to a short time. This means that switching (shape change) from the ramjet engine to the scramjet engine occurs immediately. However, switching to the scramjet engine at a timing when the flight speed is not sufficiently increased is inefficient, and in the worst case, the operation is stopped. Another problem is that a large heat load is applied to the engine structure due to the combustion of the solid propellant.

このような問題を考慮すると、スロート部４０の材料として、固体推進剤以外のものを用いることが好適である。例えば、上述の通り、空気流の熱的または空力的影響により形状が消失するような材料が好適である。そのような材料は発火によらず消失するため、固体推進剤の場合の上記問題点は解消される。   In consideration of such a problem, it is preferable to use a material other than the solid propellant as the material of the throat portion 40. For example, as described above, a material whose shape disappears due to the thermal or aerodynamic influence of the air flow is suitable. Such a material disappears without being ignited, so that the above problem in the case of a solid propellant is eliminated.

図６は、本実施の形態において好適な各種材料に関する形状消失速度［単位：ｍｍ／秒］を示している。形状消失速度は、材料の種類、加熱量、せん断力に依存して変わることが分かる。逆に言えば、材料を適宜選択することによって、形状消失速度を任意に調整することが可能である。すなわち、ラムジェットエンジンからスクラムジェットエンジンへの切り替えタイミングを任意に調整することが可能である。   FIG. 6 shows shape disappearance speed [unit: mm / second] regarding various materials suitable for the present embodiment. It can be seen that the shape disappearance rate varies depending on the type of material, the heating amount, and the shearing force. In other words, it is possible to arbitrarily adjust the shape disappearance speed by appropriately selecting the material. That is, it is possible to arbitrarily adjust the switching timing from the ramjet engine to the scramjet engine.

図７は、様々な環境において要求される形状消失速度を示している。ここでは、飛行速度が５００ｍ／ｓ（約マッハ１．７）から１５００ｍ／ｓ（約マッハ５）に増加する間に、形状を変更させる（スロート部４０を消失させる）ことを考える。環境としては、機体平均加速度、及び必要な形状変更量が挙げられる。要求される形状消失速度は、環境に応じて変わるが、図６に示されるように材料等を調整することにより、その要求を満たすことができることが分かる。   FIG. 7 shows the shape loss rate required in various environments. Here, it is considered that the shape is changed (the throat portion 40 disappears) while the flight speed increases from 500 m / s (about Mach 1.7) to 1500 m / s (about Mach 5). Examples of the environment include airframe average acceleration and a necessary amount of shape change. Although the required shape disappearing speed varies depending on the environment, it can be seen that the requirement can be satisfied by adjusting the material or the like as shown in FIG.

尚、図６で挙げられた２種類の材料は、いずれもアブレーション材である。アブレーション材は、消失時に吸熱反応を伴う。そのため、アブレーション材で形成されたスロート部４０の消失は、周囲のエンジン構造の冷却に寄与する。結果として、周囲のエンジン構造への熱負荷が軽減され、好適である。   The two types of materials listed in FIG. 6 are both ablation materials. Ablation materials have an endothermic reaction upon disappearance. Therefore, the disappearance of the throat portion 40 formed of the ablation material contributes to cooling of the surrounding engine structure. As a result, the heat load on the surrounding engine structure is reduced, which is preferable.

２．第２の実施の形態
第２の実施の形態では、スロート部４０全体が燃焼室壁２１から一気に剥離してしまわないように、スロート部４０を強固に保持するための技術を提案する。 2. Second Embodiment In the second embodiment, a technique for firmly holding the throat portion 40 is proposed so that the entire throat portion 40 does not peel from the combustion chamber wall 21 at a stretch.

例えば、図８に示されるように、燃焼室壁２１に凹部５０（くぼみ部）が形成される。スロート部４０の材料は、その凹部５０を埋め、且つ、その凹部５０から突出するように形成される。そして、図９に示されるように、空気流の熱的または空力的影響により、凹部５０から突出しているスロート部４０の部分が消失する。このような構造によれば、凹部５０を埋めている部分の引っ掛かりにより、スロート部４０全体が燃焼室壁２１から一気に剥離してしまうことが防止される。   For example, as shown in FIG. 8, a recess 50 (recessed portion) is formed in the combustion chamber wall 21. The material of the throat portion 40 is formed so as to fill the concave portion 50 and protrude from the concave portion 50. And as FIG. 9 shows, the part of the throat part 40 which protrudes from the recessed part 50 lose | disappears by the thermal or aerodynamic influence of an air flow. According to such a structure, it is possible to prevent the entire throat portion 40 from being peeled off from the combustion chamber wall 21 at a stretch by catching the portion filling the recess 50.

また、スロート部４０は、接着剤５１で凹部５０に接着されていてもよい。この場合、スロート部４０は更に強く保持される。   The throat portion 40 may be bonded to the recess 50 with an adhesive 51. In this case, the throat part 40 is held more strongly.

また、スロート部４０は、ねじ５２によって固定されていてもよい。尚、図９に示されるように、ねじ５２は、凹部５０から突出しないように設けられている。もし、ねじ５２が凹部５０から突出していると、その突出部分が空気流を乱してしまうからである。   Further, the throat portion 40 may be fixed by a screw 52. As shown in FIG. 9, the screw 52 is provided so as not to protrude from the recess 50. If the screw 52 protrudes from the recess 50, the protruding portion disturbs the air flow.

本発明に係るジェットエンジン１は、飛しょう体、航空機、ロケット等に適用可能である。   The jet engine 1 according to the present invention is applicable to flying objects, aircraft, rockets, and the like.

以上、本発明の実施の形態が添付の図面を参照することにより説明された。但し、本発明は、上述の実施の形態に限定されず、要旨を逸脱しない範囲で当業者により適宜変更され得る。   The embodiments of the present invention have been described above with reference to the accompanying drawings. However, the present invention is not limited to the above-described embodiments, and can be appropriately changed by those skilled in the art without departing from the scope of the invention.

１ ジェットエンジン
１０ インレット
２０ 燃焼室
２１ 燃焼室壁
３０ ノズル
４０、４０Ａ、４０Ｂ スロート部
５０ 凹部
５１ 接着剤
５２ ねじ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Jet engine 10 Inlet 20 Combustion chamber 21 Combustion chamber wall 30 Nozzle 40, 40A, 40B Throat part 50 Recessed part 51 Adhesive agent 52 Screw

Claims (7)

スクラムジェットエンジンと、
前記スクラムジェットエンジンの燃焼室壁に形成されたスロート部と
を備え、
前記スロート部が存在しているとき、ジェットエンジンはラムジェットエンジンとして作動し、
ジェットエンジンが前記ラムジェットエンジンとして作動している最中に、前記スロート部は、経時的に消失する
ジェットエンジン。 A scramjet engine,
A throat portion formed on a combustion chamber wall of the scramjet engine,
When the throat portion is present, the jet engine operates as a ramjet engine,
While the jet engine is operating as the ramjet engine, the throat portion disappears with time. 請求項１に記載のジェットエンジンであって、
前記スロート部は、熱的又は空力的影響により形状が消失する材料で形成されている
ジェットエンジン。 The jet engine according to claim 1,
The throat portion is formed of a material whose shape disappears due to thermal or aerodynamic influences. 請求項２に記載のジェットエンジンであって、
前記材料は、発火によらず消失する
ジェットエンジン。 The jet engine according to claim 2,
The material is a jet engine that disappears regardless of ignition. 請求項２又は３に記載のジェットエンジンであって、
前記材料は、アブレーション材である
ジェットエンジン。 The jet engine according to claim 2 or 3,
The material is an ablation material. 請求項２乃至４のいずれか一項に記載のジェットエンジンであって、
前記燃焼室壁には、凹部が形成され、
前記スロート部は、前記凹部を埋め、且つ、前記凹部から突出するように形成されている
ジェットエンジン。 A jet engine according to any one of claims 2 to 4,
A recess is formed in the combustion chamber wall,
The throat portion is formed to fill the recess and protrude from the recess. 請求項５に記載のジェットエンジンであって、
前記スロート部は、接着剤で前記凹部に接着されている
ジェットエンジン。 The jet engine according to claim 5,
The throat portion is bonded to the concave portion with an adhesive jet engine. 請求項５又は６に記載のジェットエンジンであって、
前記スロート部は、前記凹部から突出しないねじにより固定されている
ジェットエンジン。 The jet engine according to claim 5 or 6,
The throat portion is fixed by a screw that does not protrude from the concave portion.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020036618A1 (en) * 2018-08-16 2020-02-20 Combustion Research And Flowtechnology, Inc. Mixed-compression inlet duct for turbine engines facilitating supersonic flight

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6719933B2 (en) 2016-03-16 2020-07-08 三菱重工業株式会社 Jet engine, flying body, and how to operate jet engine
US10590848B2 (en) * 2017-06-06 2020-03-17 Raytheon Company Flight vehicle air breathing propulsion system with isolator having obstruction

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0715264B2 (en) * 1989-01-31 1995-02-22 日産自動車株式会社 Supersonic air intake device
JP3042145B2 (en) * 1992-03-11 2000-05-15 日産自動車株式会社 Ramjet engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020036618A1 (en) * 2018-08-16 2020-02-20 Combustion Research And Flowtechnology, Inc. Mixed-compression inlet duct for turbine engines facilitating supersonic flight
US11466644B2 (en) 2018-08-16 2022-10-11 Combustion Research And Flow Technology, Inc. Mixed-compression inlet duct for turbine engines facilitating supersonic flight

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