JPH05272411A - スクラムジェットエンジン - Google Patents
スクラムジェットエンジンInfo
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- JPH05272411A JPH05272411A JP6608192A JP6608192A JPH05272411A JP H05272411 A JPH05272411 A JP H05272411A JP 6608192 A JP6608192 A JP 6608192A JP 6608192 A JP6608192 A JP 6608192A JP H05272411 A JPH05272411 A JP H05272411A
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Abstract
トエンジンにおいて、導入空気と燃料の混合効率を高め
る。 【構成】 燃料器前方の空気流入路内に複数の燃料供給
用ストラット7を設けて、ストラット7同士の間の中間
部流路8と、ストラット7と流路内壁との間の側部流路
9を形成し、中間部流路8の流路入口と流路出口との断
面積比を、側部流路9の同断面積比よりも大きくし、両
流路8,9内の空気流の静圧差により生じる空気流を利
用して燃料を拡散させる。
Description
ンなどの極超音速飛翔体に用いられるスクラムジェット
エンジンに関するものである。
は、ターボジェットエンジンが用いられているが、マッ
ハ3以上で長時間飛行を行う場合には、ラムジェットエ
ンジンが必要とされている。
なマッハ5を超える極超音速飛翔体が提案され、このよ
うな極超音速飛翔体に用いるエンジンとして、エンジン
内部においても空気を超音速で流す方式のスクラムジェ
ット(SCRAM JET:Supersonic C
ombustion RAM JET)エンジンが研究
されている。
ように、一対の側板101,101の間において、エア
インレット102、スロート部103、燃焼器104、
および図示しないノズルを連続的に備えており、前記ス
ロート部103に単一または並列に置かれた複数の燃料
供給用ストラット105,105を並列に備えている。
前記ストラット105は、図7にも示すように、その両
面側に保炎用のステップ106,106を有すると共
に、各ステップ106の下流側に、空気流に対して交差
する方向の燃料噴射口107を備え、さらに、後端部
に、空気流に対してほぼ平行な方向の燃料噴射口108
を備えている。
する空気をエアインレット102で減速・圧縮させると
共に、この空気に燃料噴射口107,108より燃料を
噴射して連続的に燃焼させ、その燃焼ガスをノズルから
噴出させることによって推力を得る。
ば、米国のPasha Publications I
nc.が発行した「Hypersonic Thech
nologies And The National
AeroSpace Plane」の第21A頁に示
されている。
うなスクラムジェットエンジンでは、とくにストラット
105の後端部の燃料噴射口108から空気流と平行に
噴射された燃料の横方向への拡散が遅く、混合効率が低
下する恐れがある。また、ストラット105の側部にお
いて、燃料噴射口107から空気流に対してほぼ直角に
燃料を噴射している部分では、比較的多量の燃料が速や
かに燃焼した場合、局所的に燃焼圧が上昇して空気の流
入を妨げる恐れがあり、これらの不具合に対する改善が
必要であった。
鑑みて成されたもので、導入空気と燃料との混合効率を
高めることができると共に、常に良好な作動を実現し得
るスクラムジェットエンジンを提供することを目的とし
ている。
ジェットエンジンは、請求項1において、燃料器前方の
空気流入路内に複数の燃料供給用ストラットを設けて、
ストラット同士の間の中間部流路と、ストラットと流路
内壁との間の側部流路を形成し、前記中間部流路の流路
入口と流路出口との断面積比を、前記側部流路の同断面
積比よりも大きくしたことを特徴とする構成とし、また
請求項2において、前記ストラットの後端部、および前
記ストラットの側部流路側だけに燃料噴射口を設けた構
成としており、これらの構成を課題を解決するための手
段としている。
出口との断面積比と、中間部流路における流路入口と流
路出口との断面積比の違いから生じる静圧差を利用して
平行噴射燃料の混合を促進する本発明においては、以下
の前提をおいている。
である場合、機軸方向における流路高さの変化は、側部
流路と中間部流路とで同一である。ただし、ストラット
近傍の流路高さの変化は、減少方向だけに限られること
はない。
は、側部流路における入口断面積および出口断面席をA
1およびA1´、中間部流路における入口断面積および
出口断面積をA2およびA2´、側部流路における入口
の静圧および出口の静圧をP1およびP1´、中間部流
路における入口の静圧および出口の静圧をP2およびP
2´、総圧をP0、比熱比をγ(一定と仮定)とする
と、 で表わされる。なお、各流路における入口の静圧P1,
P2は等しい。
流路における断面積比との関係は、側部流路における入
口の幅および出口の幅をW1およびW1´、中間部流路
における入口の幅および出口の幅をW2およびW2´と
し、各流路において互いに等しい入口の高さをh、同じ
く互いに等しい出口の高さをh´とすると、 で表わされる。
間部流路とで流路高さの変化が同じであることから、各
流路の入口の幅と出口の幅との比によって出口静圧差が
決定されることとなり、本発明のスクラムジェットエン
ジンでは、各流路の寸法ならびにストラットの位置を機
体の幅方向に調整すれば良いことになる。
熱比によって決定され、このほか衝撃波の発生による影
響も考慮する必要があるため、設計点の採り方によって
最適な断面積比は変化するが、いずれにしても側部流路
と中間部流路の出口静圧に数割の差を生じさせることは
容易である。
ンでは、ストラット同士の間の中間部流路における流路
入口と流路出口との断面積比を、ストラットと流路内壁
との間の側部流路における同断面積比よりも大きくした
ことにより、前記中間部流路の空気流の方がマッハ数が
小さくなると共に、静圧が大きくなる。
り、中間部流路を通過した空気が側方に拡がる状態とな
り、ストラットから噴射された燃料が上記空気流により
拡散されて、空気との混合が充分なものとなる。
内だけに燃料を噴射することにより、側部流路内から燃
焼器内に至る範囲で燃焼が行われるようにし、局所的に
燃焼圧が上昇した場合でも、中間部流路からの空気流入
は常に確保される。
わる一実施例を図1〜図5に基づいて説明する。
って、この極超音速飛翔体Fは、機体の後部下面に6基
のスクラムジェットエンジンJを一体的に備えている。
および図5に示すように、一対の側板1,1と下側のエ
ンジンカウル2によって全体の流路が形成されており、
前記両側板1,1の間において、流路面積が漸次減少す
るエアインレット3、スロート部4、流路面積が漸次拡
大される燃焼器5、およびノズル6を連続的に備えてい
る。
ットエンジンJは、図1にも示すように、燃焼器前方の
空気流入路であるスロート部4内に、二つの燃料供給用
ストラット7,7を並列状態で備えており、両ストラッ
ト7,7間に中間部流路8を形成し、各ストラット7,
7と流路内壁との間に側部流路9,9を形成している。
に、翼形に類似した水平断面形状を成すものであって、
曲率半径の小さい先端部を有すると共に、互いの対向面
が滑らかな湾曲面になっており、互いの反対側となる流
路内壁側の面には、略中間部の上下方向にわたって保炎
用のステップ10を有している。また、前記ストラット
7は、ステップ10の下流側に、空気流に対して直角な
方向の燃料噴射口11を上下方向に所定間隔で複数備え
ていると共に、後端部に、空気流に対して平行な方向の
燃料噴射口12を上下方向に所定間隔で複数備えてお
り、このほか、内部には、燃料供給路(一部を点線で示
す)13や、冷却用流体の流路などが設けられる。
では、各流路8,9,9の入り口の開口面積がほぼ等し
いのに対して、中間部流路8の出口の開口面積が側部流
路9の出口の開口面積よりも小さくなっている。つま
り、中間部流路8の流路入口と流路出口との断面積比
が、側部流路9の同断面積比よりも大である構成になっ
ている。
ンJは、流入する空気をエアインレット3で減速させ且
つ圧縮すると共に、スロート部(各流路8,9)4を通
過した空気流に燃料を噴射して燃焼器5で連続燃焼さ
せ、その燃焼ガスをノズル6から噴出させることによっ
て推力を得る。なお、図3に示すような極超音速飛翔体
Fでは、機体先端から生じた衝撃波による圧力上昇を利
用し、機体下面で圧縮した空気をエンジンに流入させる
ことも行われる。
は、中間部流路8の流路入口と流路出口との断面積比が
側部流路9,9の同断面積比よりも大きいことから、前
記中間部流路8の空気流の方がマッハ数が小さくなると
共に、静圧が大きくなる。
ンJでは、中間部流路8内の空気流と側部流路9,9内
の空気流との静圧差により、図1中に破線の矢印で示す
ように、中間部流路8を通過した空気が側方に拡がる状
態となり、ストラット7の後端部から噴射された燃料が
上記空気流によって拡散され、空気と充分に混合される
こととなる。
では、各ストラット7,7の後方および各側部流路9,
9内だけに燃料を噴射し、中間部流路8内には燃料噴射
を行わなわないことから、側部流路9,9内から燃焼器
5内に至る範囲で燃焼が行われ、とくに中間部流路8に
対してはその後方で燃焼が行われることとなる。したが
って、比較的多量の燃料が燃焼して圧力の上昇が生じた
としても、中間部流路8では局所的な燃焼圧の上昇によ
って空気の流入が妨げられるような事態が生じることも
なく、円滑な空気の流入が常に確保され、さらには先述
した良好な混合効率を維持し得ることとなる。
設けた場合を示したが、ストラットの数はそれ以上であ
っても良く、例えば、後端部のみに燃料噴射口を有する
ストラットを一対のストラット間に設けたり、二本一組
のストラットを複数組設けて各流路を形成したりするこ
ともできる。
ラムジェットエンジンによれば、中間部流路を通過する
空気流と側部流路を通過する空気流との静圧差により生
じる空気流を利用して、ストラット後方で燃料を充分に
拡散させ、導入空気と燃料との混合効率を大幅に高める
ことができ、ひいては燃焼効率の向上をも実現し得る。
また、ストラット後方および側部流路内だけに燃料を噴
射する構成とすることによって、燃焼圧の上昇が中間部
流路内に及ぶことがなく、中間部流路から常に空気を円
滑に流入させることができ、安定した作動を持続させる
ことができる。
ンジンの要部を説明する断面図である。
ットを説明する斜視図である。
翔体を示す斜視図である。
面図である。
面図である。
ジンを示す要部の断面図である。
ットを示す斜視図である。
Claims (2)
- 【請求項1】 燃料器前方の空気流入路内に複数の燃料
供給用ストラットを設けて、ストラット同士の間の中間
部流路と、ストラットと流路内壁との間の側部流路を形
成し、前記中間部流路の流路入口と流路出口との断面積
比を、前記側部流路の同断面積比よりも大きくしたこと
を特徴とするスクラムジェットエンジン。 - 【請求項2】 請求項1記載のスクラムジェットエンジ
ンにおいて、前記ストラットの後端部、および前記スト
ラットの側部流路側だけに燃料噴射口を設けたことを特
徴とするスクラムジェットエンジン。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP6608192A JP2998405B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | スクラムジェットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP6608192A JP2998405B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | スクラムジェットエンジン |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH05272411A true JPH05272411A (ja) | 1993-10-19 |
JP2998405B2 JP2998405B2 (ja) | 2000-01-11 |
Family
ID=13305549
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6608192A Expired - Fee Related JP2998405B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | スクラムジェットエンジン |
Country Status (1)
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JP (1) | JP2998405B2 (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2013060891A (ja) * | 2011-09-13 | 2013-04-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 超音速燃焼器 |
WO2018154908A1 (ja) * | 2017-02-24 | 2018-08-30 | 三菱重工業株式会社 | スクラムジェットエンジン |
CN109184957A (zh) * | 2018-10-17 | 2019-01-11 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种超声速来流掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
CN109209679A (zh) * | 2018-10-17 | 2019-01-15 | 中国人民解放军国防科技大学 | 具有频率特性的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机 |
US11421628B2 (en) * | 2018-09-12 | 2022-08-23 | University Of Florida Research Foundation, Incorporated | Fuel injector for hypersonic jet engine operation |
-
1992
- 1992-03-24 JP JP6608192A patent/JP2998405B2/ja not_active Expired - Fee Related
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JP2013060891A (ja) * | 2011-09-13 | 2013-04-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 超音速燃焼器 |
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US11215144B2 (en) | 2017-02-24 | 2022-01-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Scramjet engine |
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