JPH1068355A - エアターボラムジェットエンジン - Google Patents
エアターボラムジェットエンジンInfo
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- JPH1068355A JPH1068355A JP22642896A JP22642896A JPH1068355A JP H1068355 A JPH1068355 A JP H1068355A JP 22642896 A JP22642896 A JP 22642896A JP 22642896 A JP22642896 A JP 22642896A JP H1068355 A JPH1068355 A JP H1068355A
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- Japan
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- plug
- combustor
- ram
- nozzle
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 複雑な機構を備えることなく、離陸時（Ｍ
０）から超音速（Ｍ６）までの広い速度範囲で高い推進
効率を有し、少量の燃料と空気との混合を効率良く行う
ことができ、全長が短く、軽量であり、各部を適切に冷
却でき、かつ高いエネルギー効率を有するエアターボラ
ムジェットエンジンを提供する。 【解決手段】 タービン２及びファン４を回転支持する
回転支持部材１３と、回転支持部材の後方に連結されか
つ圧縮空気と燃料ガスを混合するミキサ３を有する中空
環状のアニュラ型ラム燃焼器１４と、ラム燃焼器の後方
に連結されたプラグノズル１６とを備える。ラム燃焼器
は、後方が拡径した切頭円錐型の燃焼器内筒１５ａと燃
焼器外筒１５ｂからなり、燃焼器内筒の前縁が回転支持
部材に連結され、燃焼器内筒の後縁がプラグノズルの内
部プラグに連結されている。また、液体燃料を蒸発させ
る熱交換器１９を備え、熱交換器の液体燃料を通す冷却
管の少なくとも一部が、内部プラグ１７の表面に沿って
配設されている。
０）から超音速（Ｍ６）までの広い速度範囲で高い推進
効率を有し、少量の燃料と空気との混合を効率良く行う
ことができ、全長が短く、軽量であり、各部を適切に冷
却でき、かつ高いエネルギー効率を有するエアターボラ
ムジェットエンジンを提供する。 【解決手段】 タービン２及びファン４を回転支持する
回転支持部材１３と、回転支持部材の後方に連結されか
つ圧縮空気と燃料ガスを混合するミキサ３を有する中空
環状のアニュラ型ラム燃焼器１４と、ラム燃焼器の後方
に連結されたプラグノズル１６とを備える。ラム燃焼器
は、後方が拡径した切頭円錐型の燃焼器内筒１５ａと燃
焼器外筒１５ｂからなり、燃焼器内筒の前縁が回転支持
部材に連結され、燃焼器内筒の後縁がプラグノズルの内
部プラグに連結されている。また、液体燃料を蒸発させ
る熱交換器１９を備え、熱交換器の液体燃料を通す冷却
管の少なくとも一部が、内部プラグ１７の表面に沿って
配設されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、エアターボラムジ
ェットエンジンに関する。
ェットエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】エアターボラムジェットエンジン（以
下、ＡＴＲエンジンという）は、ターボジェットとラム
ジェットのコンバインドサイクルエンジンであり、ガス
ジェネレータタイプとエキスパンダタイプとに大別する
ことができる。
下、ＡＴＲエンジンという）は、ターボジェットとラム
ジェットのコンバインドサイクルエンジンであり、ガス
ジェネレータタイプとエキスパンダタイプとに大別する
ことができる。
【０００３】図５は、エキスパンダタイプのＡＴＲエン
ジンであり、タービン２、ミキサ３、ファン４、ラム燃
焼器５、排気ノズル６、等の他に、ガス発生器の代わり
に熱交換器７を備え、熱交換器７で液体燃料（例えば液
体水素）を蒸発膨張させて高温高圧の燃料ガスを発生さ
せ、発生した燃料ガスでタービン２を駆動し、このター
ビン２でファン４を駆動して空気を圧縮して導入し、導
入した空気と燃料ガスをミキサ３で混合し、混合ガスを
燃焼器５で燃焼させ、燃焼排ガスを排気ノズル６で膨張
させて後方に噴出し、推力を発生するようになってい
る。また、この図において、タービン２はファン４の外
周部に直結されており、全長を短縮すると共に伝達効率
を高めるようになっている。
ジンであり、タービン２、ミキサ３、ファン４、ラム燃
焼器５、排気ノズル６、等の他に、ガス発生器の代わり
に熱交換器７を備え、熱交換器７で液体燃料（例えば液
体水素）を蒸発膨張させて高温高圧の燃料ガスを発生さ
せ、発生した燃料ガスでタービン２を駆動し、このター
ビン２でファン４を駆動して空気を圧縮して導入し、導
入した空気と燃料ガスをミキサ３で混合し、混合ガスを
燃焼器５で燃焼させ、燃焼排ガスを排気ノズル６で膨張
させて後方に噴出し、推力を発生するようになってい
る。また、この図において、タービン２はファン４の外
周部に直結されており、全長を短縮すると共に伝達効率
を高めるようになっている。
【０００４】上述した従来のＡＴＲエンジンは、ラムジ
ェットに比べ、マッハ１（Ｍ１）以下の低速時にも高い
推力を発生し、自力で離陸でき、かつラムジェットと同
様にマッハ６（Ｍ６）以上の超音速飛行もできる特徴が
ある。
ェットに比べ、マッハ１（Ｍ１）以下の低速時にも高い
推力を発生し、自力で離陸でき、かつラムジェットと同
様にマッハ６（Ｍ６）以上の超音速飛行もできる特徴が
ある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】ＡＴＲエンジンの排気
ノズルとしては、図５に例示したコンバージェントダイ
バージェントノズル６（以下、ＣＤノズル）が用いられ
る。しかし、ＣＤノズルの場合、膨張比の可変幅は４倍
程度が限度であり、Ｍ０〜Ｍ２までしかＣＤフラップが
対応できない。これに対して、ＡＴＲエンジンは、Ｍ０
〜Ｍ６の範囲での飛行に適用されるため、排気ノズルの
必要な可変幅は約２５倍前後に達する。このため、従来
のＣＤノズルでは、Ｍ２以上での推進効率が大幅に低下
してしまう問題点がある。
ノズルとしては、図５に例示したコンバージェントダイ
バージェントノズル６（以下、ＣＤノズル）が用いられ
る。しかし、ＣＤノズルの場合、膨張比の可変幅は４倍
程度が限度であり、Ｍ０〜Ｍ２までしかＣＤフラップが
対応できない。これに対して、ＡＴＲエンジンは、Ｍ０
〜Ｍ６の範囲での飛行に適用されるため、排気ノズルの
必要な可変幅は約２５倍前後に達する。このため、従来
のＣＤノズルでは、Ｍ２以上での推進効率が大幅に低下
してしまう問題点がある。
【０００６】また、従来のＣＤノズルでは、飛行マッハ
数に応じたノズル膨張比（出口面積／スロート面積）を
得るため、ダイバージェントフラップの角度可変機構及
びアクチュエータが必要であり、この機構とアクチュエ
ータにより重量が大きくなる問題点があった。
数に応じたノズル膨張比（出口面積／スロート面積）を
得るため、ダイバージェントフラップの角度可変機構及
びアクチュエータが必要であり、この機構とアクチュエ
ータにより重量が大きくなる問題点があった。
【０００７】また、図５に示すように、従来のＡＴＲエ
ンジンでは、円筒型燃焼室内にラム燃焼器５が配置され
ており、空気と燃料ガスとの混合を促進するためにロブ
ミキサ３を使用するが、燃料ガス（例えば水素ガス）の
体積が空気と比較して小さいため、大断面積の円筒型燃
焼室（ラム燃焼器）では混合効率が低く、このため燃焼
器全長が長くなり重量が増大する問題点があった。
ンジンでは、円筒型燃焼室内にラム燃焼器５が配置され
ており、空気と燃料ガスとの混合を促進するためにロブ
ミキサ３を使用するが、燃料ガス（例えば水素ガス）の
体積が空気と比較して小さいため、大断面積の円筒型燃
焼室（ラム燃焼器）では混合効率が低く、このため燃焼
器全長が長くなり重量が増大する問題点があった。
【０００８】本発明は、上述した種々の問題点を解決す
るために創案されたものである。すなわち本発明の第１
の目的は、複雑な機構を備えることなく、離陸時（Ｍ
０）から超音速（Ｍ６）までの広い速度範囲で高い推進
効率を有するエアターボラムジェットエンジンを提供す
ることにある。また、第２の目的は、少量の燃料と空気
との混合を効率良く行うことができるエアターボラムジ
ェットエンジンを提供することにある。更に、第３の目
的は、全長が短く、軽量であり、各部を適切に冷却で
き、かつエネルギー効率の高いエアターボラムジェット
エンジンを提供することにある。
るために創案されたものである。すなわち本発明の第１
の目的は、複雑な機構を備えることなく、離陸時（Ｍ
０）から超音速（Ｍ６）までの広い速度範囲で高い推進
効率を有するエアターボラムジェットエンジンを提供す
ることにある。また、第２の目的は、少量の燃料と空気
との混合を効率良く行うことができるエアターボラムジ
ェットエンジンを提供することにある。更に、第３の目
的は、全長が短く、軽量であり、各部を適切に冷却で
き、かつエネルギー効率の高いエアターボラムジェット
エンジンを提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、タービ
ン及びファンを回転支持する回転支持部材と、該回転支
持部材の後方に連結されかつ圧縮空気と燃料ガスを混合
するミキサを有する中空環状のアニュラ型ラム燃焼器
と、該ラム燃焼器の後方に連結されたプラグノズルと、
を備えたことを特徴とするエアターボラムジェットエン
ジンが提供される。本発明の好ましい実施形態によれ
ば、前記プラグノズルは、球面部の後方に円錐面が同軸
に連続して形成された内部プラグと、該内部プラグの球
面部を間隔を隔てて囲むアウターダクトと、からなり、
内部プラグとアウターダクトの間からジェットを噴射す
る。
ン及びファンを回転支持する回転支持部材と、該回転支
持部材の後方に連結されかつ圧縮空気と燃料ガスを混合
するミキサを有する中空環状のアニュラ型ラム燃焼器
と、該ラム燃焼器の後方に連結されたプラグノズルと、
を備えたことを特徴とするエアターボラムジェットエン
ジンが提供される。本発明の好ましい実施形態によれ
ば、前記プラグノズルは、球面部の後方に円錐面が同軸
に連続して形成された内部プラグと、該内部プラグの球
面部を間隔を隔てて囲むアウターダクトと、からなり、
内部プラグとアウターダクトの間からジェットを噴射す
る。
【００１０】上記本発明の構成によれば、プラグノズル
を備えているので、膨張比調整機構なしで広い飛行マッ
ハ数に対応可能となる。すなわち、プラグノズルは、外
気と排気流がその静圧差によって自動的にバランスする
ため、Ｍ０〜Ｍ６の広いマッハ数において高い効率が達
成でき、かつＣＤノズルのようにフラップ可変機構を必
要としないためノズルの軽量化が可能となる。また、圧
縮空気と燃料ガスを混合するミキサを有するアニュラ型
ラム燃焼器を備えており、アニュラ形状の中空環状空間
において、水素の空気中への貫通力を相対的に増加さ
せ、少量の燃料と空気とを効率良く混合させることがで
きる。
を備えているので、膨張比調整機構なしで広い飛行マッ
ハ数に対応可能となる。すなわち、プラグノズルは、外
気と排気流がその静圧差によって自動的にバランスする
ため、Ｍ０〜Ｍ６の広いマッハ数において高い効率が達
成でき、かつＣＤノズルのようにフラップ可変機構を必
要としないためノズルの軽量化が可能となる。また、圧
縮空気と燃料ガスを混合するミキサを有するアニュラ型
ラム燃焼器を備えており、アニュラ形状の中空環状空間
において、水素の空気中への貫通力を相対的に増加さ
せ、少量の燃料と空気とを効率良く混合させることがで
きる。
【００１１】また、前記アニュラ型ラム燃焼器は、後方
が拡径した切頭円錐型の燃焼器内筒と燃焼器外筒からな
り、燃焼器内筒の前縁が回転支持部材に連結され、燃焼
器内筒の後縁がプラグノズルの内部プラグに連結されて
いる。この構成により、プラグノズルに作用する前向き
のジェット反力を、燃焼器内筒を介して回転支持部材に
伝達することができ、高温ガスに曝される内部プラグと
アウターダクト間の連結部材に作用する力を低減し、全
長を短くかつ小型軽量化することができる。
が拡径した切頭円錐型の燃焼器内筒と燃焼器外筒からな
り、燃焼器内筒の前縁が回転支持部材に連結され、燃焼
器内筒の後縁がプラグノズルの内部プラグに連結されて
いる。この構成により、プラグノズルに作用する前向き
のジェット反力を、燃焼器内筒を介して回転支持部材に
伝達することができ、高温ガスに曝される内部プラグと
アウターダクト間の連結部材に作用する力を低減し、全
長を短くかつ小型軽量化することができる。
【００１２】更に、液体燃料を蒸発させる熱交換器を備
え、該熱交換器の液体燃料を通す冷却管の少なくとも一
部が、前記内部プラグの表面に沿って配設されている。
この構成により、タービン駆動用ガス水素の発生と高温
ガスに曝される内部プラグの冷却を同時に実施すること
ができ、各部を適切に冷却しかつ高いエネルギー効率を
得ることができる。
え、該熱交換器の液体燃料を通す冷却管の少なくとも一
部が、前記内部プラグの表面に沿って配設されている。
この構成により、タービン駆動用ガス水素の発生と高温
ガスに曝される内部プラグの冷却を同時に実施すること
ができ、各部を適切に冷却しかつ高いエネルギー効率を
得ることができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】以下に本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通
する部分には同一の符号を付し重複した説明を省略す
る。図１は、プラグノズルの原理図である。プラグノズ
ル１１におけるスロート面積Ｓｔは、アウターダクト１
２の末端部からプラグ１１ｐの表面に降ろした垂線を母
線とする円錐台の側面積であり、出口面積Ｓｅは、プラ
グ１１ｐの末端部においてプラグ１１ｐの中心線を垂線
とする仮想面に表出する。すなわち、燃焼排ガスは大気
圧とのバランスによって自由に膨張収縮して噴出し、仮
想面における燃焼排ガスの流路面積を出口面積Ｓｅとし
て計算する。例えば、マッハ１程度の低速のときには、
燃焼排ガスはプラグ１１ｐの表面に沿って噴出し、仮想
面における直径Ｄｓの縁の面積が出口面積Ｓｅとなる。
一方、マッハ５のような超音速になると、燃焼排ガスは
プラグ１１ｐの表面から離れ、アウターダクト１２の末
端部から膨張して噴出し、仮想面における直径Ｄｆの円
の面積が出口面積Ｓｅとなる。したがって、開口比（出
口面積Ｓｅ／スロート面積Ｓｔ）は飛行速度に合うよう
に自由に変化するため、積極的に開口比を変化させる可
変機構を設ける必要がなく、広い範囲の開口比に適応す
る。
を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通
する部分には同一の符号を付し重複した説明を省略す
る。図１は、プラグノズルの原理図である。プラグノズ
ル１１におけるスロート面積Ｓｔは、アウターダクト１
２の末端部からプラグ１１ｐの表面に降ろした垂線を母
線とする円錐台の側面積であり、出口面積Ｓｅは、プラ
グ１１ｐの末端部においてプラグ１１ｐの中心線を垂線
とする仮想面に表出する。すなわち、燃焼排ガスは大気
圧とのバランスによって自由に膨張収縮して噴出し、仮
想面における燃焼排ガスの流路面積を出口面積Ｓｅとし
て計算する。例えば、マッハ１程度の低速のときには、
燃焼排ガスはプラグ１１ｐの表面に沿って噴出し、仮想
面における直径Ｄｓの縁の面積が出口面積Ｓｅとなる。
一方、マッハ５のような超音速になると、燃焼排ガスは
プラグ１１ｐの表面から離れ、アウターダクト１２の末
端部から膨張して噴出し、仮想面における直径Ｄｆの円
の面積が出口面積Ｓｅとなる。したがって、開口比（出
口面積Ｓｅ／スロート面積Ｓｔ）は飛行速度に合うよう
に自由に変化するため、積極的に開口比を変化させる可
変機構を設ける必要がなく、広い範囲の開口比に適応す
る。
【００１４】図２は、上述したプラグノズルの試験結果
の一例であり、米国において１９５４年に発表されたも
のである（"EFFECT OF PLUG DESIGN ON PERFORMANCE CH
ARACTERISTICS OF CONVERGENT-PLUG EXHAUST NOZZLES",
NATIONAL ADVISTORY COMMITTEE FOR AERONAUTICS, Oct
ober 25, 1954 ）。この図において、横軸は排気ノズル
における圧力比(Nozzle pressure ratio) であり、縦軸
はスラスト効率(Thrust coefficient)である。また、図
中、■は、従来のＣＤノズルの参考データであり、○と
□がプラグノズルのデータである。この図から、上述し
たプラグノズルは、ＣＤノズルと比較して、広範囲の圧
力比において、高い効率を得ることができることがわか
る。
の一例であり、米国において１９５４年に発表されたも
のである（"EFFECT OF PLUG DESIGN ON PERFORMANCE CH
ARACTERISTICS OF CONVERGENT-PLUG EXHAUST NOZZLES",
NATIONAL ADVISTORY COMMITTEE FOR AERONAUTICS, Oct
ober 25, 1954 ）。この図において、横軸は排気ノズル
における圧力比(Nozzle pressure ratio) であり、縦軸
はスラスト効率(Thrust coefficient)である。また、図
中、■は、従来のＣＤノズルの参考データであり、○と
□がプラグノズルのデータである。この図から、上述し
たプラグノズルは、ＣＤノズルと比較して、広範囲の圧
力比において、高い効率を得ることができることがわか
る。
【００１５】上述したプラグノズルは、広範囲の飛行速
度で高い効率を有する利点を有するが、プラグに作用す
るジェット反力が大きく、かつこの反力を受ける部材
（内部プラグとアウターダクト間の連結部材）が高温ガ
スに曝されるため、部材強度が極端に小さくなり、更
に、プラグノズルの内部に位置するプラグ自体も高温ガ
スに曝されて寿命が短い、等の問題点があり、実用化が
困難視されていた。
度で高い効率を有する利点を有するが、プラグに作用す
るジェット反力が大きく、かつこの反力を受ける部材
（内部プラグとアウターダクト間の連結部材）が高温ガ
スに曝されるため、部材強度が極端に小さくなり、更
に、プラグノズルの内部に位置するプラグ自体も高温ガ
スに曝されて寿命が短い、等の問題点があり、実用化が
困難視されていた。
【００１６】図３は、本発明のエアターボラムジェット
エンジンの全体構成図であり、図４は、図３の模式図で
ある。図３及び図４において、本発明のエアターボラム
ジェットエンジン１０は、タービン２及びファン４を回
転支持する回転支持部材１３と、回転支持部材１３の後
方に連結されかつ圧縮空気と燃料ガスを混合するミキサ
３を有する中空環状のアニュラ型ラム燃焼器１４と、ラ
ム燃焼器１４の後方に連結されたプラグノズル１６と、
を備えている。
エンジンの全体構成図であり、図４は、図３の模式図で
ある。図３及び図４において、本発明のエアターボラム
ジェットエンジン１０は、タービン２及びファン４を回
転支持する回転支持部材１３と、回転支持部材１３の後
方に連結されかつ圧縮空気と燃料ガスを混合するミキサ
３を有する中空環状のアニュラ型ラム燃焼器１４と、ラ
ム燃焼器１４の後方に連結されたプラグノズル１６と、
を備えている。
【００１７】プラグノズル１６は、球面部１７ａの後方
に円錐面１７ｂが同軸に連続して形成された内部プラグ
１７と、内部プラグ１７の球面部１７ａを間隔を隔てて
囲むアウターダクト１８とからなり、内部プラグ１７と
アウターダクト１８の間からジェットを噴射する。この
構成により、プラグノズル１６を備えているので、膨張
比調整機構なしで広い飛行マッハ数に対応可能となる。
すなわち、プラグノズル１６は、上述したように外気と
排気流がその静圧差によって自動的にバランスするた
め、Ｍ０〜Ｍ６の広いマッハ数において高い効率が達成
でき、かつＣＤノズルのようにフラップ可変機構を必要
としないためノズルの軽量化が可能となる。
に円錐面１７ｂが同軸に連続して形成された内部プラグ
１７と、内部プラグ１７の球面部１７ａを間隔を隔てて
囲むアウターダクト１８とからなり、内部プラグ１７と
アウターダクト１８の間からジェットを噴射する。この
構成により、プラグノズル１６を備えているので、膨張
比調整機構なしで広い飛行マッハ数に対応可能となる。
すなわち、プラグノズル１６は、上述したように外気と
排気流がその静圧差によって自動的にバランスするた
め、Ｍ０〜Ｍ６の広いマッハ数において高い効率が達成
でき、かつＣＤノズルのようにフラップ可変機構を必要
としないためノズルの軽量化が可能となる。
【００１８】また、図３及び図４に示すように、本発明
のエアターボラムジェットエンジン１０は、液体燃料
（例えば液体水素）を蒸発させる熱交換器１９を更に備
えている。この熱交換器１９は、内部プラグ１７の表面
に沿って配設された蒸発部１９ａと、内部プラグ１７と
アウターダクト１８の間に位置する膨張部１９ｂと、か
らなる。蒸発部１９ａの冷却管を流れる液体燃料（例え
ば液体水素）は、内部プラグ１７の表面に沿って流れな
がら蒸発し、この蒸発熱により内部プラグ１７を冷却す
るようになっている。また、膨張部１９ｂでは、ラム燃
焼器１４から供給される高温の燃焼ガスとの熱交換によ
り、蒸発した燃料ガスを更に加熱膨張して高温高圧の燃
料ガスにし、タービン２に供給するようになっている。
この構成により、タービン駆動用ガスの発生と高温ガス
に曝される内部プラグ１７の冷却を同時に実施すること
ができ、各部を適切に冷却しかつ高いエネルギー効率を
得ることができる。
のエアターボラムジェットエンジン１０は、液体燃料
（例えば液体水素）を蒸発させる熱交換器１９を更に備
えている。この熱交換器１９は、内部プラグ１７の表面
に沿って配設された蒸発部１９ａと、内部プラグ１７と
アウターダクト１８の間に位置する膨張部１９ｂと、か
らなる。蒸発部１９ａの冷却管を流れる液体燃料（例え
ば液体水素）は、内部プラグ１７の表面に沿って流れな
がら蒸発し、この蒸発熱により内部プラグ１７を冷却す
るようになっている。また、膨張部１９ｂでは、ラム燃
焼器１４から供給される高温の燃焼ガスとの熱交換によ
り、蒸発した燃料ガスを更に加熱膨張して高温高圧の燃
料ガスにし、タービン２に供給するようになっている。
この構成により、タービン駆動用ガスの発生と高温ガス
に曝される内部プラグ１７の冷却を同時に実施すること
ができ、各部を適切に冷却しかつ高いエネルギー効率を
得ることができる。
【００１９】アニュラ型ラム燃焼器１４は、後方が拡径
した切頭円錐型の燃焼器内筒１５ａと燃焼器外筒１５ｂ
からなる。また、この燃焼器内筒１５ａの前縁が回転支
持部材１３に連結され、燃焼器内筒１５ａの後縁がプラ
グノズル１６の内部プラグ１７に連結されている。この
構成により、プラグノズル１６に作用する前向きのジェ
ット反力を、燃焼器内筒１５ａを介して回転支持部材１
３に伝達することができ、高温ガスに曝される内部プラ
グ１７とアウターダクト１８間の連結部材に作用する力
を低減し、全長を短くかつ小型軽量化することができ
る。
した切頭円錐型の燃焼器内筒１５ａと燃焼器外筒１５ｂ
からなる。また、この燃焼器内筒１５ａの前縁が回転支
持部材１３に連結され、燃焼器内筒１５ａの後縁がプラ
グノズル１６の内部プラグ１７に連結されている。この
構成により、プラグノズル１６に作用する前向きのジェ
ット反力を、燃焼器内筒１５ａを介して回転支持部材１
３に伝達することができ、高温ガスに曝される内部プラ
グ１７とアウターダクト１８間の連結部材に作用する力
を低減し、全長を短くかつ小型軽量化することができ
る。
【００２０】なお、本発明は上述した実施形態に限定さ
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。
【００２１】
【発明の効果】上述したように、本発明のエアターボラ
ムジェットエンジンは、複雑な機構を備えることなく、
離陸時（Ｍ０）から超音速（Ｍ６）までの広い速度範囲
で高い推進効率を有し、少量の燃料と空気との混合を効
率良く行うことができ、全長が短く、軽量であり、各部
を適切に冷却でき、かつ高いエネルギー効率を有する、
等の優れた効果を有する。
ムジェットエンジンは、複雑な機構を備えることなく、
離陸時（Ｍ０）から超音速（Ｍ６）までの広い速度範囲
で高い推進効率を有し、少量の燃料と空気との混合を効
率良く行うことができ、全長が短く、軽量であり、各部
を適切に冷却でき、かつ高いエネルギー効率を有する、
等の優れた効果を有する。
【図１】プラグノズルの原理図である。
【図２】プラグノズルの試験結果の一例である。
【図３】本発明のエアターボラムジェットエンジンの全
体構成図である。
体構成図である。
【図４】図３の模式図である。
【図５】従来のエアターボラムジェットエンジンの模式
図である。
図である。
２ タービン ３ ミキサ（ロブミキサ） ４ ファン（圧縮機） ５ 燃焼器 ６ 排気ノズル（ＣＤノズル） ７ 熱交換器 １０ エアターボラムジェットエンジン １１ プラグノズル １１ｐ プラグ １２ アウターダクト １３ 回転支持部材 １４ アニュラ型ラム燃焼器 １５ａ 燃焼器内筒 １５ｂ 燃焼器外筒 １６ プラグノズル １７ 内部プラグ １８ アウターダクト １９ 熱交換器 １９ａ 蒸発部 １９ｂ 膨張部
Claims (4)
- 【請求項１】 タービン及びファンを回転支持する回転
支持部材と、該回転支持部材の後方に連結されかつ圧縮
空気と燃料ガスを混合するミキサを有する中空環状のア
ニュラ型ラム燃焼器と、該ラム燃焼器の後方に連結され
たプラグノズルと、を備えたことを特徴とするエアター
ボラムジェットエンジン。 - 【請求項２】 前記プラグノズルは、球面部の後方に円
錐面が同軸に連続して形成された内部プラグと、該内部
プラグの球面部を間隔を隔てて囲むアウターダクトと、
からなり、内部プラグとアウターダクトの間からジェッ
トを噴射する、ことを特徴とする請求項１に記載のエア
ターボラムジェットエンジン。 - 【請求項３】 前記アニュラ型ラム燃焼器は、後方が拡
径した切頭円錐型の燃焼器内筒と燃焼器外筒からなり、
燃焼器内筒の前縁が回転支持部材に連結され、燃焼器内
筒の後縁がプラグノズルの内部プラグに連結されてい
る、ことを特徴とする請求項２に記載のエアターボラム
ジェットエンジン。 - 【請求項４】 液体燃料を蒸発させる熱交換器を更に備
え、該熱交換器の液体燃料を通す冷却管の少なくとも一
部が、前記内部プラグの表面に沿って配設されている、
ことを特徴とする請求項２に記載のエアターボラムジェ
ットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22642896A JPH1068355A (ja) | 1996-08-28 | 1996-08-28 | エアターボラムジェットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22642896A JPH1068355A (ja) | 1996-08-28 | 1996-08-28 | エアターボラムジェットエンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1068355A true JPH1068355A (ja) | 1998-03-10 |
Family
ID=16844970
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22642896A Pending JPH1068355A (ja) | 1996-08-28 | 1996-08-28 | エアターボラムジェットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1068355A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7784267B2 (en) | 2004-06-29 | 2010-08-31 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Detonation engine and flying object provided therewith |
| JP2011515625A (ja) * | 2008-03-25 | 2011-05-19 | アミカブル・インベンションズ・エルエルシー | 亜音速および定常ラムジェット・エンジン |
| CN104110325A (zh) * | 2014-07-30 | 2014-10-22 | 清华大学 | 组合循环发动机 |
| CN105221295A (zh) * | 2015-11-06 | 2016-01-06 | 西南科技大学 | 一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机 |
-
1996
- 1996-08-28 JP JP22642896A patent/JPH1068355A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7784267B2 (en) | 2004-06-29 | 2010-08-31 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Detonation engine and flying object provided therewith |
| JP2011515625A (ja) * | 2008-03-25 | 2011-05-19 | アミカブル・インベンションズ・エルエルシー | 亜音速および定常ラムジェット・エンジン |
| CN104110325A (zh) * | 2014-07-30 | 2014-10-22 | 清华大学 | 组合循环发动机 |
| CN105221295A (zh) * | 2015-11-06 | 2016-01-06 | 西南科技大学 | 一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20060607 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20060609 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Effective date: 20061201 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 |