JPH04214953A - Liquid ram rocket - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】0001
【産業上の利用分野】この発明は、外部より導入した空
気中に液滴を噴射して生じた混合気を燃焼室で燃焼させ
ることによって推力を得る構造とした液体ラムロケット
（ラムジェットと称することもある。）の改良に関する
ものである。[Industrial Application Field] This invention is a liquid ram rocket (referred to as a ramjet) that has a structure that obtains thrust by injecting droplets into air introduced from the outside and burning the resulting mixture in a combustion chamber. This is related to the improvement of
【０００２】0002
【従来の技術】従来、この種の液体ラムロケットとして
は、例えば、図７に示すような構造をもつものがある。
図７に示す液体ラムロケット１０１は、円周方向の複数
個所に設けた空気取入口１０２より導入した空気中に液
滴を噴射して生じた混合気を燃焼させる燃焼室１０３を
備えており、この燃焼室１０３の後端部にはラムロケッ
トノズル１０４が設けてある。2. Description of the Related Art Conventionally, this type of liquid ram rocket has a structure as shown in FIG. 7, for example. The liquid ram rocket 101 shown in FIG. 7 includes a combustion chamber 103 that injects droplets into the air introduced through air intake ports 102 provided at multiple locations in the circumferential direction and combusts the air-fuel mixture generated. A ram rocket nozzle 104 is provided at the rear end of this combustion chamber 103.
【０００３】また、燃焼室１０３の前部側には、液体燃
料１０５を充填した液体タンク１０６と、前記液体燃料
１０５を送給するターボポンプ１０７と、前記液体燃料
１０５の流量を制御する流量制御装置１０８と、前記液
体燃料１０５の噴射弁１０９を備えているとともに、空
気取入口１０２の後端側には混合気の点火装置１１０を
備えている。Further, on the front side of the combustion chamber 103, a liquid tank 106 filled with liquid fuel 105, a turbo pump 107 for feeding the liquid fuel 105, and a flow rate control device for controlling the flow rate of the liquid fuel 105 are provided. In addition to the device 108 and the injection valve 109 for the liquid fuel 105, the air-fuel mixture ignition device 110 is provided at the rear end side of the air intake port 102.
【０００４】このような構造をもつ液体ラムロケット１
０１においては、空気取入口１０２より導入した空気と
、液体タンク１０６内からターボポンプ１０７，流量制
御装置１０８を経て送給されて噴射弁１０９より噴出し
た液体燃料１０５の液滴との混合気が点火装置１１０に
より点火し、燃焼室１０３内での燃焼により生じた燃焼
ガスをラムロケットノズル１０４より噴出させて推力を
得るものとなっている。Liquid ram rocket 1 having such a structure
In 01, a mixture of air introduced from the air intake port 102 and liquid fuel 105 droplets fed from the liquid tank 106 via the turbo pump 107 and the flow rate control device 108 and ejected from the injection valve 109 is generated. It is ignited by an ignition device 110, and combustion gas generated by combustion in a combustion chamber 103 is ejected from a ram rocket nozzle 104 to obtain thrust.
【０００５】なお、この種のラムロケットに関しては、
例えば、「増補版 航空宇宙工学便覧」 社団法人
日本航空宇宙学会編 昭和５８年４月２５日、丸
善発行の第６５５頁〜第６５６頁に若干の説明がある。[0005] Regarding this type of ram rocket,
For example, there is some explanation on pages 655 to 656 of "Expanded Edition Aerospace Engineering Handbook," edited by the Japan Society of Aeronautics and Astronautics, April 25, 1980, published by Maruzen.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな従来の液体ラムロケット１０１にあっては、空気取
入口１０２より導入した空気と、噴射弁１０９より噴出
した液体燃料１０５の液滴との混合気の燃焼室１０３内
での燃焼は、燃焼の初期には点火装置１１０により点火
して行っているが、初期点火ののちは混合気がもつ自か
らの燃焼エネルギーのみによって燃焼を持続させるもの
となっていたため、とくに高高度飛翔を設計基準とした
場合に、燃焼室１０３内での混合気流速が大きくかつ圧
力が低いため、燃焼が持続しないこともあり得るという
課題を有していた。However, in such a conventional liquid ram rocket 101, the air introduced from the air intake port 102 and the droplets of liquid fuel 105 ejected from the injection valve 109 are mixed. Combustion of gas in the combustion chamber 103 is performed by igniting the fuel using the ignition device 110 at the initial stage of combustion, but after the initial ignition, the combustion is sustained only by the combustion energy from the air-fuel mixture. Therefore, especially when high-altitude flight is the design standard, there is a problem that combustion may not be sustained because the air-fuel mixture flow velocity in the combustion chamber 103 is high and the pressure is low.
【０００７】[0007]
【発明の目的】この発明は、このような従来の課題にか
んがみてなされたもので、導入した空気中と液体燃料の
液滴との混合気を燃焼室で燃焼させることによって推力
を得る液体ラムロケットにおいて、前記混合気の前記燃
焼室内での燃焼を良好に持続して行わせることが可能で
あり、とくに高高度飛翔を設計基準とする液体ラムロケ
ットにも十分対応することが可能である液体ラムロケッ
トを提供することを目的としている。[Object of the Invention] The present invention has been made in view of the above-mentioned conventional problems, and is a liquid ram that obtains thrust by burning a mixture of introduced air and liquid fuel droplets in a combustion chamber. In a rocket, it is possible to sustain combustion of the air-fuel mixture in the combustion chamber in a good manner, and in particular, it is possible to sufficiently correspond to a liquid ram rocket whose design standard is high-altitude flight. The purpose is to provide a ram rocket.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】この発明は、導入した空
気と液体燃料の液滴との混合気の燃焼室を備えた液体ラ
ムロケットにおいて、前記燃焼室に、高温ガス発生部を
設けた構成としたことを特徴としており、このような液
体ラムロケットに係わる発明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。[Means for Solving the Problems] The present invention provides a liquid ram rocket equipped with a combustion chamber for a mixture of introduced air and droplets of liquid fuel, in which a high-temperature gas generating section is provided in the combustion chamber. The structure of the invention related to such a liquid ram rocket is a means for solving the above-mentioned conventional problems.
【０００９】この発明に係わる液体ラムロケットにおい
て、推力を得るための液体の原料構成はとくに限定され
ない。In the liquid ram rocket according to the present invention, the raw material composition of the liquid for obtaining thrust is not particularly limited.
【００１０】また、一実施態様においては、燃焼室内に
固形のブースタ推進薬を設ける構成として前記ブースタ
推進薬の燃焼室での燃焼がまず先に行われ、次いで外部
より導入した空気と液体燃料の液滴との混合気の前記燃
焼室での燃焼が行われるようにしてもよく、他の実施態
様においては、ブースタ推進薬の燃焼室での燃焼と、外
部より導入した空気と液体燃料の液滴との混合気の前記
燃焼室での燃焼とがほぼ同時点火により行われるように
した場合であっても、ブースタ推進薬の焼尽時間が前記
混合気の燃焼時間に比べてかなり短いので、液体ラムロ
ケットとしての推力形態を得ることはもちろん可能であ
る。In one embodiment, a solid booster propellant is provided in the combustion chamber, so that the booster propellant is first burned in the combustion chamber, and then air and liquid fuel introduced from the outside are combusted. Combustion of the mixture with liquid droplets may take place in the combustion chamber; in other embodiments, combustion of the booster propellant in the combustion chamber and air and liquid fuel introduced from the outside may occur. Even if the combustion of the mixture with the droplets in the combustion chamber is carried out by almost simultaneous ignition, the burnout time of the booster propellant is quite short compared to the combustion time of the mixture, so that the liquid It is of course possible to obtain a thrust form as a ram rocket.
【００１１】また、液体燃料を収容する液体タンクが燃
焼室の前方に位置する構成に限定されないものであり、
そのほか燃焼室の外部に補助ブースタを設ける構成とす
ることも可能であり、この発明に係わる液体ラムロケッ
トにおいては種々の構造をもつものに適用されうる。[0011] Furthermore, the liquid tank containing the liquid fuel is not limited to the structure located in front of the combustion chamber,
In addition, it is also possible to have a configuration in which an auxiliary booster is provided outside the combustion chamber, and the liquid ram rocket according to the present invention can be applied to those having various structures.
【００１２】そして、この発明に係わる液体ラムロケッ
トにおいては、その燃焼室に、高温ガス発生用の燃焼遅
れ部等の高温ガス発生部を設けており、外部より導入し
た空気と液体燃料の液滴との混合気が燃焼している間は
前記高温ガス発生部において高温ガスの発生が継続して
いるものとしているので、従来のように初期点火以後は
自からの燃焼エネルギーのみによって前記混合気の燃焼
を持続させるようにしている場合に比べて、この発明は
前記混合気の燃焼は良好に持続されるものとなる。[0012] In the liquid ram rocket according to the present invention, the combustion chamber is provided with a high-temperature gas generating section such as a combustion delay section for generating high-temperature gas, and the air introduced from the outside and droplets of liquid fuel are While the air-fuel mixture is burning, it is assumed that high-temperature gas continues to be generated in the high-temperature gas generating section, so that after the initial ignition, the air-fuel mixture is heated only by its own combustion energy, as in the conventional case. Compared to the case where the combustion is sustained, the combustion of the air-fuel mixture can be sustained better in this invention.
【００１３】そこで、このような高温ガス発生部を設け
るに際しては、例えば、外部より導入した空気と液体燃
料の液滴との混合気の循環領域に近い燃焼室の前端部分
に、推進薬組成で構成した燃焼部を設けるようにしても
よく、またブースタ推進薬を設ける場合にはこのブース
タ推進薬よりも燃焼速度の遅い推進薬配合とした燃焼遅
れ部を設けるようにしてもよく、推進薬として、例えば
、ポリブタジエン１２重量％／過塩素酸アンモニウム７
０重量％／Ａｌ １８重量％の配合組成をもつものや
、ポリブタジエン２０重量％／過塩素酸アンモニウム３
０重量％／Ｍｇ−Ａｌ合金５０重量％の配合組成をもつ
ものなどが適宜使用されうる。[0013] Therefore, when providing such a high-temperature gas generating section, for example, a propellant composition of Alternatively, if a booster propellant is provided, a combustion retardation section containing a propellant with a slower burning speed than the booster propellant may be provided. , for example, 12% by weight polybutadiene/7% ammonium perchlorate
Some have a blending composition of 0% by weight/18% by weight of Al, and 20% by weight of polybutadiene/ammonium perchlorate 3
A compound having a composition of 0% by weight/50% by weight of Mg-Al alloy may be used as appropriate.
【００１４】[0014]
【発明の作用】この発明に係わる液体ラムロケットにお
いては、その燃焼室に、高温ガス発生部を設けた構成と
しているので、外部より導入した空気と液体燃料の液滴
との混合気の燃焼は前記高温ガスの存在によって良好に
持続されることとなり、高高度飛翔を設計基準とした場
合のように燃焼室内でのガス流速が大きく圧力が低いと
きでも混合気の燃焼の吹き消えなどの不具合は生じず燃
焼室での燃焼が良好に持続されるようになる。Effects of the Invention The liquid ram rocket according to the present invention has a high-temperature gas generating section in its combustion chamber, so that the combustion of the mixture of air introduced from the outside and liquid fuel droplets is prevented. The presence of the above-mentioned high-temperature gas allows it to be sustained well, and even when the gas flow velocity in the combustion chamber is high and the pressure is low, such as when high-altitude flight is the design standard, problems such as blowing out of combustion of the mixture can be avoided. This allows the combustion in the combustion chamber to continue well.
【００１５】[0015]
【実施例】実施例１
図１はこの発明に係わる液体ラムロケットの一実施例を
示し、この液体ラムロケット１は、円周方向の複数個所
に設けた空気取入口２より導入した空気中に液滴を噴射
して生じた混合気を燃焼させる燃焼室３を備えており、
この燃焼室３の後端部にはラムロケットノズル４が設け
てある。[Example] Example 1 Fig. 1 shows an example of a liquid ram rocket according to the present invention. It is equipped with a combustion chamber 3 that burns the air-fuel mixture generated by injecting droplets,
A ram rocket nozzle 4 is provided at the rear end of the combustion chamber 3.
【００１６】そして、燃焼室３において、前記空気と液
体燃料の液滴との混合気の循環領域に近い前端部分には
、高温ガス発生部、この実施例では低燃焼速度材料より
なる高温ガス発生用の燃焼部５を設けている。[0016] In the combustion chamber 3, a high-temperature gas generating section, in this embodiment, a high-temperature gas generating section made of a low burning rate material is located at the front end portion near the circulation area of the mixture of air and liquid fuel droplets. A combustion section 5 is provided for this purpose.
【００１７】また、燃焼室３の前部側には、液体燃料６
を充填した液体タンク７と、前記液体燃料６を送給する
ターボポンプ８と、前記液体燃料６の流量を制御する流
量制御装置９と、前記液体燃料６の噴射弁１０を備えて
いる共に、空気取入口２の後端側には混合気の点火装置
１１を備えている。Furthermore, liquid fuel 6 is provided at the front side of the combustion chamber 3.
A turbo pump 8 for feeding the liquid fuel 6, a flow rate control device 9 for controlling the flow rate of the liquid fuel 6, and an injection valve 10 for the liquid fuel 6. A mixture ignition device 11 is provided on the rear end side of the air intake port 2.
【００１８】このような構造をもつ液体ラムロケット１
においては、空気取入口２より導入した空気と、液体タ
ンク７内からターボポンプ８，流量制御装置９を経て送
給されて噴射弁１０より噴出した液体燃料６の液滴との
混合気が点火装置１１により点火し、燃焼室３内での前
記混合気の燃焼により生じた燃焼ガスをラムロケットノ
ズル４より噴出させて推力を得るものとなっている。Liquid ram rocket 1 having such a structure
, a mixture of air introduced from the air intake port 2 and droplets of liquid fuel 6 fed from the liquid tank 7 via the turbo pump 8 and flow rate control device 9 and jetted from the injection valve 10 is ignited. It is ignited by a device 11, and the combustion gas produced by combustion of the air-fuel mixture in a combustion chamber 3 is ejected from a ram rocket nozzle 4 to obtain thrust.
【００１９】このとき、燃焼室３の前端部分には低燃焼
速度材料よりなる高温ガス発生用の燃焼部（高温ガス発
生部）５があり、この燃焼部５においても点火・燃焼が
行われて高温ガスが発生しているので、外部より導入し
た空気と液体燃料６の液滴との混合気に対して点火装置
１１による初期点火を行ったあともこの混合気はそれ自
体の燃焼エネルギーだけでなく前記高温ガスによっても
燃焼が良好に継続されるものとなり、高高度飛翔を設計
基準とした場合のように燃焼室３内のガス流速が大きく
かつ圧力が低いときであっても混合気の燃焼を良好に持
続させることができるものとなる。At this time, there is a combustion section (high temperature gas generation section) 5 for generating high temperature gas made of a low combustion rate material at the front end of the combustion chamber 3, and ignition and combustion are also carried out in this combustion section 5. Since high-temperature gas is generated, even after initial ignition is performed by the ignition device 11 on the mixture of air introduced from the outside and droplets of the liquid fuel 6, this mixture still uses only its own combustion energy. The high-temperature gas also allows the combustion to continue well, and even when the gas flow velocity in the combustion chamber 3 is high and the pressure is low, such as when high-altitude flight is the design standard, the combustion of the air-fuel mixture is maintained. It will be possible to sustain it well.
【００２０】実施例２
図２ないし図４はこの発明に係わる液体ラムロケットの
他の実施例を示しており、このラムロケット２１がイン
テグラルラムロケットである場合を示している。Embodiment 2 FIGS. 2 to 4 show another embodiment of the liquid ram rocket according to the present invention, in which the ram rocket 21 is an integral ram rocket.
【００２１】この液体ラムロケット２１は、ブースタ推
進薬３２を装填した燃焼室２３を有し、この燃焼室２３
の後端部にはブースタノズル３３とラムロケットノズル
２４とが分離継手３４を介して同心状に設けてあり、ブ
ースタノズル３３には、ブースタ推進薬用点火装置３５
が設けてある。The liquid ram rocket 21 has a combustion chamber 23 loaded with a booster propellant 32.
A booster nozzle 33 and a ram rocket nozzle 24 are provided concentrically at the rear end with a separation joint 34 interposed therebetween.
is provided.
【００２２】そして、燃焼室２３に装填したブースタ推
進薬３２のうち、前端部におけるブースタ推進薬３２の
内部には、高温ガス発生部、この実施例では低燃焼速度
材料よりなる高温ガス発生用の燃焼遅れ部２５を設けて
いる。[0022] Inside the booster propellant 32 at the front end of the booster propellant 32 loaded in the combustion chamber 23, there is a high-temperature gas generating section, in this embodiment, a high-temperature gas generating section made of a low burning rate material. A combustion delay section 25 is provided.
【００２３】また、燃焼室２３の前端側の外周には円周
方向の複数個所に空気取入口２２をそなえ、前記空気取
入口２２を閉塞するポートカバー３６をポートカバー解
除機構３７によって解除できるようになっている。Further, the outer periphery of the front end side of the combustion chamber 23 is provided with air intake ports 22 at a plurality of locations in the circumferential direction, so that the port cover 36 that closes the air intake port 22 can be released by a port cover release mechanism 37. It has become.
【００２４】さらに、燃焼室２３の前部側には、液体燃
料２６を充填した液体タンク２７と、前記液体燃料２６
を送給するターボポンプ２８と、前記液体燃料２６の流
量を制御する流量制御装置２９と、前記液体燃料２６の
噴射弁３０を備えていると共に、空気取入口２２の後端
側には混合気の点火装置３１を備えている。Further, on the front side of the combustion chamber 23, there is a liquid tank 27 filled with liquid fuel 26, and a liquid tank 27 filled with liquid fuel 26.
A turbo pump 28 for feeding the liquid fuel, a flow rate control device 29 for controlling the flow rate of the liquid fuel 26, and an injection valve 30 for the liquid fuel 26 are provided. An ignition device 31 is provided.
【００２５】このような構造をもつ液体ラムロケット２
１において、ブースタ推進薬用点火装置３５に点火する
ことによって、燃焼室２３内でブースタ推進薬３２が燃
焼し、この燃焼ガスがブースタノズル３３より噴出する
ことによって液体ラムロケット本体が発進しそして加速
する。Liquid ram rocket 2 having such a structure
1, by igniting the booster propellant ignition device 35, the booster propellant 32 is combusted in the combustion chamber 23, and this combustion gas is ejected from the booster nozzle 33, so that the liquid ram rocket body starts and accelerates. .
【００２６】続いて、ブースタ推進薬３２の燃焼末期に
おいて分離継手３４の部分でブースタノズル３３が分離
すると共に、ポートカバー解除機構３７によって空気取
入口２２のポートカバー３６が除去され、図３に示すよ
うに、時間Ｔ１ において前記噴射弁３０より液体燃料
２６が液滴となって噴出する。Subsequently, at the final stage of combustion of the booster propellant 32, the booster nozzle 33 separates at the separation joint 34, and the port cover 36 of the air intake port 22 is removed by the port cover release mechanism 37, as shown in FIG. Thus, at time T1, the liquid fuel 26 is ejected from the injection valve 30 in the form of droplets.
【００２７】そして、前記空気取入口２２より導入した
空気と前記液体タンク２７内からターボポンプ２８，流
量制御装置２９を経て送給されて前記噴出弁３０より噴
出した前記液体燃料２６の液滴との混合気に点火装置３
１により点火し、燃焼室２３内での前記混合気の燃焼に
より生じた燃焼ガスをラムロケットノズル２４より噴出
させ、図３に示すように、時間Ｔ２ においてブースタ
推進薬３２の燃焼を終了したあとも推力を得るものとな
っている。The air introduced from the air intake port 22 and the droplets of the liquid fuel 26 fed from the liquid tank 27 via the turbo pump 28 and the flow rate control device 29 and ejected from the ejection valve 30 Ignition device 3 for the mixture of
1, the combustion gas generated by combustion of the air-fuel mixture in the combustion chamber 23 is ejected from the ram rocket nozzle 24, and after the booster propellant 32 has finished burning at time T2, as shown in FIG. It also provides thrust.
【００２８】このとき、図４に示すように、燃焼室２３
の前端部分には低燃焼速度材料よりなる高温ガス発生用
の燃焼遅れ部（高温ガス発生部）２５が残っており、こ
の燃焼遅れ部２５において燃焼が継続していて図３に示
す時間Ｔ２ を経過したあとも依然として高温ガスが発
生しているので、前記空気と液体燃料の液滴との混合気
に対して点火装置３１による初期点火を行ったあともこ
の混合気はそれ自体の燃焼エネルギーだけでなく前記高
温ガスによっても燃焼が良好に継続されるものとなり、
高高度飛翔を設計基準とした場合のように燃焼室２３内
のガス流量が大きく且つ圧力が低いときでもあっても混
合ガスの二次燃焼を良好に持続させることができるもの
となる。At this time, as shown in FIG.
A combustion retardation section (high-temperature gas generation section) 25 for generating high-temperature gas, which is made of a low combustion rate material, remains in the front end portion of the combustion retardation section 25, and combustion continues in this combustion retardation section 25 until the time T2 shown in FIG. Even after the ignition device 31 performs the initial ignition of the mixture of air and liquid fuel droplets, this mixture still generates only its own combustion energy. In addition, the high-temperature gas also allows combustion to continue well,
Even when the gas flow rate in the combustion chamber 23 is large and the pressure is low, such as when high-altitude flight is the design standard, secondary combustion of the mixed gas can be sustained favorably.
【００２９】実施例３
図５はこの発明のさらに他の実施例を示しており、図２
ないし図４に示したインテグラルラムロケット２１の変
形例を示すものであって、同一機能の部分には同一符号
を示している。Embodiment 3 FIG. 5 shows still another embodiment of the present invention, and FIG.
This figure shows a modification of the integral ram rocket 21 shown in FIG.
【００３０】この図５に示す液体ラムロケット２１では
、燃焼室２３に装填したブースタ推進薬（３２）におい
て、燃焼室２３の前端部におけるブースタ推進薬（３２
）の肉厚を大きくして高温ガス発生部、すなわち燃焼遅
れ部２５が形成されるようにした場合を示している。In the liquid ram rocket 21 shown in FIG. 5, the booster propellant (32) loaded in the combustion chamber 23 is
) is increased to form a high-temperature gas generating portion, that is, a combustion retardation portion 25.
【００３１】このような構造をもつラムロケット２１で
は、ブースタ推進薬用点火装置（３５）によってブース
タ推進薬（３２）を燃焼させてラムロケット２１の発進
・加速を行い、ブースタ推進薬（３２）の燃焼末期には
図５に示すように燃焼室２３の前端部分で燃焼遅れ部２
５がいまだ燃焼を継続している。In the ram rocket 21 having such a structure, the booster propellant igniter (35) burns the booster propellant (32) to launch and accelerate the ram rocket 21, and the booster propellant (32) is fired. At the end of combustion, as shown in FIG.
5 is still burning.
【００３２】したがって、外部より導入した空気と液体
燃料２６の液滴との混合気に対して点火装置３１による
初期点火を行ったあともこの混合気はそれ自体の燃焼エ
ネルギーだけでなく前記燃焼遅れ部（高温ガス発生部）
２５から発生する高温ガスによっても燃焼が良好に持続
されるものとなる。Therefore, even after the ignition device 31 performs the initial ignition of the mixture of air introduced from the outside and droplets of the liquid fuel 26, this mixture generates not only its own combustion energy but also the aforementioned combustion delay. (High temperature gas generation part)
The high temperature gas generated from 25 also allows combustion to be sustained well.
【００３３】実施例４
図６はこの発明に係わる液体ラムロケットのさらに他の
実施例を示し、この液体ラムロケット４１は、円周方向
の複数個所に設けた空気取入口４２より導入した空気中
に液滴を噴射して生じた混合気を燃焼させる燃焼室４３
を備えており、この燃焼室４３の後端部にはラムロケッ
トノズル４４が設けてあると共に、外周部の複数個所に
発進・加速用の補助ロケット５２が取り付けてあり、こ
の補助ロケット５２はブースタノズル５３をそなえてい
る。Embodiment 4 FIG. 6 shows still another embodiment of the liquid ram rocket according to the present invention. A combustion chamber 43 that burns the air-fuel mixture generated by injecting droplets into the
A ram rocket nozzle 44 is provided at the rear end of this combustion chamber 43, and auxiliary rockets 52 for starting and accelerating are attached at multiple locations on the outer periphery. It is equipped with a nozzle 53.
【００３４】そして、燃焼室４３において、前記空気と
液体燃料の液滴との混合気の循環領域に近い前端部分に
は、高温ガス発生部、この実施例では低燃焼速度材料よ
りなる高温ガス発生用の燃焼部４５を設けている。[0034] In the combustion chamber 43, a high-temperature gas generating section, in this embodiment, a high-temperature gas generating section made of a low burning rate material is located at the front end portion near the circulation area of the mixture of air and liquid fuel droplets. A combustion section 45 is provided for this purpose.
【００３５】また、燃焼室４３の前端部において円周方
向の複数個所に設けた空気取入口４２の後端部にはポー
トカバー５６を備えており、このポートカバー５６はポ
ートカバー解除機構５７によって解除できるようになっ
ている。Further, a port cover 56 is provided at the rear end of the air intake port 42 provided at a plurality of locations in the circumferential direction at the front end of the combustion chamber 43, and the port cover 56 is opened by a port cover release mechanism 57. It is now possible to cancel it.
【００３６】さらに、燃焼室４３の前部側には、液体燃
料４６を充填した液体タンク４７と、前記液体燃料４６
を送給するターボポンプ４８と、前記液体燃料４６の流
量を制御する流量制御装置４９と、前記液体燃料４６の
噴射弁５０を備えている共に、空気取入口４２の後端側
には混合気の点火装置５１を備えている。Further, on the front side of the combustion chamber 43, there is a liquid tank 47 filled with liquid fuel 46, and a liquid tank 47 filled with liquid fuel 46.
A turbo pump 48 for feeding liquid fuel, a flow rate control device 49 for controlling the flow rate of the liquid fuel 46, and an injection valve 50 for the liquid fuel 46 are provided. An ignition device 51 is provided.
【００３７】このような構造をもつ液体ラムロケット４
１においては、補助ロケット５２に点火することによっ
て、この補助ロケット５２でブースタ推進薬が燃焼し、
この燃焼ガスがブースタノズル５３より噴出することに
よってラムロケット本体が発進しそして加速する。Liquid ram rocket 4 having such a structure
1, by igniting the auxiliary rocket 52, the booster propellant is burned in this auxiliary rocket 52,
When this combustion gas is ejected from the booster nozzle 53, the ram rocket body starts and accelerates.
【００３８】続いて、ブースタ推進薬の燃焼末期におい
て補助ロケット５２が分離すると共に、ポートカバー解
除機構５７によって空気取入口４２のポートカバー５６
が除去され、前記噴射弁５０より液体燃料４６が液滴と
なって噴出する。Subsequently, at the final stage of combustion of the booster propellant, the auxiliary rocket 52 separates, and the port cover 56 of the air intake port 42 is removed by the port cover release mechanism 57.
is removed, and the liquid fuel 46 is ejected from the injection valve 50 in the form of droplets.
【００３９】そして、空気取入口４２より導入した空気
と、前記液体タンク４７内からターボポンプ４８，流量
制御装置４９を経て送給されて噴射弁５０より噴出した
前記液体燃料４６の液滴との混合気に点火装置５１によ
り点火し、燃焼室４３内での前記混合気の燃焼により生
じた燃焼ガスをラムロケットノズル４４より噴出させて
推力を得るものとなっている。Then, the air introduced from the air intake port 42 and the droplets of the liquid fuel 46 fed from the liquid tank 47 via the turbo pump 48 and the flow rate control device 49 and jetted from the injection valve 50 are combined. The air-fuel mixture is ignited by an ignition device 51, and combustion gas generated by combustion of the air-fuel mixture in a combustion chamber 43 is ejected from a ram rocket nozzle 44 to obtain thrust.
【００４０】このとき、燃焼室４３の前端部分には低燃
焼速度材料よりなる高温ガス発生用の燃焼部（高温ガス
発生部）４５があり、この燃焼部４５においても点火・
燃焼が行われて高温ガスが発生しているので、外部より
導入した空気と液体燃料４６の液滴との混合気に対して
点火装置５１による初期点火を行っあともこの混合気は
それ自体の燃焼エネルギーだけでなく前記高温ガスによ
っても燃焼が良好に継続されるものとなり、高高度飛翔
を設計基準とした場合のように燃焼室４３内のガス流速
が大きくかつ圧力が低いときであっても混合気の燃焼を
良好に持続させることができるものとなる。At this time, there is a combustion part (high temperature gas generation part) 45 for generating high temperature gas made of a low combustion rate material at the front end of the combustion chamber 43, and this combustion part 45 also has ignition and
Since combustion is occurring and high-temperature gas is generated, even after the mixture of air introduced from the outside and droplets of liquid fuel 46 is initially ignited by the ignition device 51, this mixture remains in its own state. Combustion is continued well not only by the combustion energy but also by the high-temperature gas, even when the gas flow velocity in the combustion chamber 43 is high and the pressure is low, such as when high-altitude flight is the design standard. Combustion of the air-fuel mixture can be sustained well.
【００４１】[0041]
【発明の効果】この発明は、導入した空気と液体燃料の
液滴との混合気の燃焼室を備えた液体ラムロケットにお
いて、前記燃焼室に、高温ガス発生部を設けた構成とし
たから、導入した空気と液体燃料の液滴との混合気の前
記燃焼室での燃焼を良好に持続して行わせることが可能
であり、とくに高高度飛翔を設計基準とする液体ラムロ
ケットにも十分対応することが可能であるという著しく
優れた効果がもたらされる。According to the present invention, in a liquid ram rocket equipped with a combustion chamber for a mixture of introduced air and liquid fuel droplets, the combustion chamber is provided with a high-temperature gas generating section. It is possible to sustainably burn the mixture of introduced air and liquid fuel droplets in the combustion chamber, and it is particularly compatible with liquid ram rockets whose design standard is high-altitude flight. This brings about the remarkable effect that it is possible to do.
【図１】この発明の一実施例による液体ラムロケットの
断面説明図である。FIG. 1 is a cross-sectional explanatory diagram of a liquid ram rocket according to an embodiment of the present invention.
【図２】この発明の他の実施例によるインテグラル液体
ラムロケットの断面説明図である。FIG. 2 is an explanatory cross-sectional view of an integral liquid ram rocket according to another embodiment of the present invention.
【図３】図２の液体ラムロケットの時間経過説明図であ
る。FIG. 3 is a time-lapse explanatory diagram of the liquid ram rocket of FIG. 2;
【図４】図２の液体ラムロケットのブースタ推進薬燃焼
末期の状態を示す断面説明図である。4 is an explanatory cross-sectional view showing the state of the liquid ram rocket of FIG. 2 at the final stage of booster propellant combustion; FIG.
【図５】この発明のさらに他の実施例による液体ラムロ
ケットのブースタ推進薬燃焼末期の状態を示す断面説明
図である。FIG. 5 is an explanatory cross-sectional view showing a state of a liquid ram rocket at the final stage of booster propellant combustion according to still another embodiment of the present invention.
【図６】この発明のさらに他の実施例による液体ラムロ
ケットの断面説明図である。FIG. 6 is an explanatory cross-sectional view of a liquid ram rocket according to still another embodiment of the present invention.
【図７】従来の液体ラムロケットの断面説明図である。FIG. 7 is an explanatory cross-sectional view of a conventional liquid ram rocket.
１，２１，４１ 液体ラムロケット
３，２３，４３ 燃焼室
５，４５ 燃焼部（高温ガス発生部）６，２６，４６
液体燃料1, 21, 41 Liquid ram rocket 3, 23, 43 Combustion chamber 5, 45 Combustion part (high temperature gas generation part) 6, 26, 46
liquid fuel
Claims (1)
の燃焼室を備えた液体ラムロケットにおいて、前記燃焼
室に、高温ガス発生部を設けたことを特徴とする液体ラ
ムロケット。1. A liquid ram rocket comprising a combustion chamber for a mixture of introduced air and droplets of liquid fuel, characterized in that the combustion chamber is provided with a high-temperature gas generating section.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP40240790A JP2954361B2 (en) | 1990-12-14 | 1990-12-14 | Liquid ram rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP40240790A JP2954361B2 (en) | 1990-12-14 | 1990-12-14 | Liquid ram rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04214953A true JPH04214953A (en) | 1992-08-05 |
| JP2954361B2 JP2954361B2 (en) | 1999-09-27 |
Family
ID=18512227
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP40240790A Expired - Lifetime JP2954361B2 (en) | 1990-12-14 | 1990-12-14 | Liquid ram rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2954361B2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2921119A1 (en) * | 2007-09-19 | 2009-03-20 | Novac Modoran | Ramjet engine rocket e.g. flight rocket, for e.g. air force, has ramjet engine comprising elongated diverging nozzle and truncated shaped air inlet device, and body, tail units and tanks separately assembled one after other |
| JP4847588B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-12-28 | アエロジェット ジェネラル コーポレイション | Method for operating a combined cycle missile engine system |
| CN112983675A (en) * | 2021-03-04 | 2021-06-18 | 中国人民解放军国防科技大学 | Rocket-based combined cycle engine with expandable air inlet |
-
1990
- 1990-12-14 JP JP40240790A patent/JP2954361B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4847588B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-12-28 | アエロジェット ジェネラル コーポレイション | Method for operating a combined cycle missile engine system |
| FR2921119A1 (en) * | 2007-09-19 | 2009-03-20 | Novac Modoran | Ramjet engine rocket e.g. flight rocket, for e.g. air force, has ramjet engine comprising elongated diverging nozzle and truncated shaped air inlet device, and body, tail units and tanks separately assembled one after other |
| CN112983675A (en) * | 2021-03-04 | 2021-06-18 | 中国人民解放军国防科技大学 | Rocket-based combined cycle engine with expandable air inlet |
| CN112983675B (en) * | 2021-03-04 | 2022-04-05 | 中国人民解放军国防科技大学 | Rocket-based combined cycle engine with expandable air inlet |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2954361B2 (en) | 1999-09-27 |
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