JPS5912852B2 - ラムジエツト用空気取入口 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、外部圧縮型のラムジェットエンジンに関し、
特にその空気取入口に関するものである。

ラムジェットは空気吸入推進装置の中で最も簡単な装置
であり、高飛行速度では高推力が得られるが、低飛行速
度では低推力であるなどの理由から特殊な飛翔体に用い
られており、その飛翔体の特色ある要求により、簡単、
軽量、安価な固定構造となっている。

すなわち、ジェットノズル、空気取入口のランプ、カウ
ルリツ・ブ＋マすべて固定されており、可動部分がない
構造とされている。

また、空気圧縮の方式としては外部圧縮型空気取入口が
、始動容易で作動が安定し易いので適用されている。

ここで従来の外部圧縮型空気取入口を第３図について説
明する。

図中１が傾斜面１ａ、１ｂを有するランプで、２はカウ
ルリップであり、このカウルリップ２とランプ１との間
が空気取入口３とされている。

上記カウルリップ２の先端２ａとランプ１との位置関係
は、設計時において飛行速度に合わせて設定されており
、その設計点すなわち設計マツハ数で設計エンジン作動
の場合には、第３図Ａに示すように、ランプ１の斜面１
ａ及び１ｂの各先端から発生する斜め衝撃波Ｏ８０，Ｏ
８２は、カウルリップ２の先端’２ ａ付近を通り、垂
直衝撃波ＮＳは、空気取入口３の最も流路が狭くなった
スロート部４に発生する。

このように空気取入口のスロート部４に垂直衝撃波ＮＳ
を発生保持される状態をクリティカル作動と言い、空気
取入口の総圧回復率は最高となりエンジンも安定した高
い出力作動が得られる。

また、設計マツハ数よりも飛行マツハ数が小さい場合に
は、第３図Ｂのように、斜め衝撃波Ｏ８１，Ｏ８２は流
れの方向に対する角度が大きくなる。

すなわち斜め衝撃波Ｏ８１，Ｏ８２は斜面１ａ。１ｂか
ら立って来て、カウルリップ２の先端２ ａから離れる
ため、空気取入口３に流入し得る流入面積は設計マツハ
数時の第３図ＡのＨｏから、第３図ＢのＨｏ’にまで減
少する。

ラムジェットエンジン固有の特性により、設計マツハ数
よりも飛行マツハ数が低下すると、エンジンのガス温度
が一定でもジェットノズルから後方にガスを排出する能
力は大きく低下し、Ｈｏ’の面積から流入する空気もす
べては排出できな（なる。

こうして垂直衝撃波ＮＳは前方に押し出され、過剰分Ｈ
２の面積の空気はカウルリップ２から外に溢れ、ジェッ
トノズルの排出能力に見合った面積Ｈ１の部分の空気だ
けが流入する。

このように垂直衝撃波ＮＳが、空気取入口のスロート部
４よりも前方に押し出される作動状態をサブクリティカ
ル作動と言う。

飛行マツハ数の低下と共にＨ１／Ｈｏ’の面積比も低下
し、垂直衝撃波ＮＳの押し出され方も強くなる。

それがある限界を超えると、垂直衝撃波ＮＳは前後に激
しく振動を始めエンジン出力も強い振動を起こして使用
不能になる。

このような空気取入口のサブクリティカル作動での不安
定現象をバズと呼び、最も避けなげればならない危険な
ものとされている。

一方、設計マツハ数よりも飛行マツハ数が大きい場合に
は、第３図Ｃに示すように斜め衝撃波Ｏ８１，Ｏ８２は
流れの方向に対する角度が小さくなる。

すなわち斜め衝撃波Ｏ８１，Ｏ８２は斜面１ａ。

１ｂ方向に寝てきて、カウルリップの内側に入り、流入
面積は設計時の一定値Ｈｏとなる。

またエンジンが、ジェットノズルからガスを排出する能
力は、マツハ数の増加と共に増大するので、一定値Ｈｏ
の面積から流入する空気と適合するには、空気取入口背
後の内部圧力が低下しなければならない。

そのような状態では、垂直衝撃波ＮＳがスロート部４よ
り下流に吸込まれ、強い垂直衝撃波ＮＳとなる。

このように垂直衝撃波ＮＳが、空気取入口のスロート部
４を越えて下流に吸込まれる作動状態をスーパークリテ
ィカル作動と言う。

飛行マツハ数が設計マツハ数より大きくなる程、垂直衝
撃波ＮＳは、深く吸込まれ、総圧回復率は空気取入口の
機能とは無関係に、ジェットノズルの排出能力のみに支
配されて低下する。

しかし、このスーパークリティカル作動は安定している
ため、発生する推力さえ要求を満たせば、この作動状態
でエンジンを使用することはできる。

従来のラムジェットには使用されていないが、超音速航
空機に適用されているようにラムジェットエンジンの空
気取入口とジェットノズルとに可変機構を使用する場合
について述べる。

上記可変機構では、第４図に示すように、ジェットノズ
ルスロート面積ＡＮとジェットノズル面積ＡＥとにより
決定される膨張比ＡＥ／ＡＮ、空気取入口の面積Ｈｏ、
スロート面積Ｈ１１ランプ角δ１．δ２、ランプ位置Ｌ
ｏｌ ＞ Ｌ２を各々独自に、任意に変化させることが
できる構成とされている。

しかして、ジェットノズルスロー） 面ｓＡＮは、空気
取入口のノズルスロート４位置に垂直衝撃波ＮＳが常に
安定保持されるよう、変化設定され、ランプの角度δ１
．δ２は、そのマツハ数で総圧回復力最高となる値に選
定される。

また、ランプ位置Ｌｏ１ 、Ｌ２は、斜め衝撃波Ｏ８１
，Ｏ８２がカウルリップの先端近くを過ぎるように飛し
よう条件に応じて選定され、空気取入口の面積Ｈｏは、
機体の推力要求に合うように選定される。

このようにすれば、同一のエンジンで非常に広範囲、即
ち高亜音速から５マツハ前後の飛行マツハ数の全域にわ
たり、安定してしかも効率のよい作動を行わせることが
可能である。

然しなから、上述した可変機構は構成が複雑であるため
、このままラムジェットに適用することにはラムジェッ
トの有する簡単、軽量、安価という特長が半減されると
いう問題点がある。

また、先に述べたように、従来のラムジェットは固定構
造を採っている。

従って低速運用時の空気取入口のバズを避けるために、
運用マツハ数範囲の中でも低いマツハ数のところを設定
点とするので、主運用域はスーパークリティカル作動と
なり、安定ではあるが低い総圧回復率で作動させる方式
を選定せざるを得ないという問題点がある。

また、この方式によれば、同一エンジンでカバーできる
運用マツハ数範囲は、第５図の推力係数−マツバ数特性
図に示すように１〜２マツハ程度の極めて狭い範囲Ｅ１
に限られるという問題点がある。

この第５図のＰ１′〜Ｐ３′線が上記従来の方式による
マツハ数に対する推力係数であり、Ｄは抗力係数である
。

Ｐ１′、Ｐ２′、Ｐ３′の差は、空気に対する燃料の混
合比を変えた場合の差であり、Ｐ１′→Ｐ２′→Ｐ３′
の順に空気に対する燃料の混合比が小さくなっている。

また、Ａ点が設計マツハ数であり、この設計マツハ数が
低い値に設定されているのは、上述したようにサブクリ
ティカル作動でのバズを防止するためである。

本発明は以上のような点に鑑みて、成されたものであり
、本発明は、従来の固定構造ラムジェットエンジンと同
様に、固：定式のジェットノズルと、固定式の空気取入
口カウルリップと、斜面の各角度がそれぞれ固定されて
一体構造を持つランプとで構成されており、従来の空気
取入口と異る点は、ランプがカウルリップに対し前後に
直線的に移動できることで、そのための駆動装置と移動
量を制御する制御装置とを備えた点にある。

これにより本発明は、簡単な構造でありながら、運用マ
ツハ数範囲が広（、然もバズな起こす虞のないラムジェ
ット用空気取入口を提供することを目的とするものであ
る。

次に、本発明に係るラムジェット用空気取入口の一実施
例を図面について説明する。

第１図は本発明に係る空気取入口を有するラムジェット
飛翔体を示す一部切欠側面図であり、第２図は同空気取
入口の要部を示す断面図である。

図中１０がラムジェット飛翔体の機体で、該機体１０の
後方にラムジェットエンジン１４が搭載されており、こ
のエンジン１４の空気取入口１３は機体１０の側部に複
数個設けられている。

この空気取入口１３の夫々は燃料噴射部１５、そして燃
焼室１６へと連通されており、この燃焼室１６の後方に
は固定されたノズルスロート１７及びジェットノズル１
８が形成されている。

前記空気取入口１３は固定構造のカウルリップ１２と、
機体１０に沿って直線的に移動自在とされるランプ１１
とで大略構成されており、上記ランプ１１は斜面１１ａ
、１１ｂを有し、斜面１１ｂには圧力検出器１９が複数
個形成され、また、ランプ１１の機体１０と接する側に
はガイドローラ２０．２０が形成されている。

一方、機体１０側（ては上記ガイドローラ２０，２０が
移動自在に保持されるガイドレール２１と、ランプ１１
を移動操作する駆動装置２２、及びその駆動を制御する
制御装置２３が設けられており、上記駆動装置２２とし
てこの実施例では、螺子スリーブ２４と、該スリーブ２
４と噛合される螺子杆２５、及ヒ、この螺子杆２５を回
動せしめるモータ２６とで構成される電動操作装置が用
いられている。

すなわち、前記ガイドローラ２０．２０は、機体１０の
ガイドレール２１に沿ってランプ１１を正しく、かつ少
い抵抗で前後に移動させる案内であり、上記駆動装置２
２は、その螺子スリーブ２４がランプ１１の一部と固定
されてモータ２６の回動に応じてランプ１１を前後に移
動させるものである。

また、制御装置２３は二ヶ又はそれ以上の圧力検出器１
９の信号を受け、垂直衝撃波ＮＳが空気取入口１３のス
ロート部に位置するよう、モータ２６を正転又は逆転さ
せるように電流を送る構成とされている。

上記圧力検出器１９は垂直衝撃波ＮＳの適正位置範囲め
両端に少な（とも１個ずつ設けられるものであり、この
実施例では、圧力の基準となる圧力検出器を含めて３個
の圧力検出器１９が用いられている。

次に、以上の構成による空気取入口の作用を説明する。

まず、設計マツハ数と飛行マツハ数が一致している場合
には、ランプ位置は第３図Ａと同等になり、斜め衝撃波
Ｏ８１，Ｏ８２はカウルリップ１２の先端近くを通り、
垂直衝撃波ＮＳはスロート部４０付近に落着き、流入面
積Ｈｏから流入する空気はジェットノズル１８から排出
されるガス量と適合して、空気取入口１３は、高い総圧
回復率を得てしかも安定作動する。

一方、設計マツハ数よりも飛行マツハ数が小さい場合に
は、第３図Ｂに示すように垂直衝撃波ＮＳが前方に押し
出された状態となり、この場合には第３図Ｂに示す垂直
衝撃波ＮＳの直前の流入面積Ｈ１′にスロート部面積Ｈ
ｉが等しくなるようランプ１１を第２図に示すように、
ΔＬだけ前進させる。

これは圧力検出器１９の信号がすべて垂直衝撃波ＮＳ後
の高い圧力を示すことから、制御装置２３の作動でモー
タ２６が回転せしめられて、螺子スリーブ２４の前進に
よりランプ１１を前進させる。

こうしてランプ１１がΔしたけ前進して垂直衝撃波ＮＳ
がスロート部４０に達すると、検出器１９の信号が垂直
衝撃波ＮＳ前の低い圧力と、垂直衝撃波ＮＳ後の高い圧
力とを示すので、制御装置２３はモータ２６を停止させ
、そのクリティカル作動状態を保持する。

他方、飛行マツハ数が少し増加して第３図Ｃに示すよう
に垂直衝撃波ＮＳがスロート部４０より後退すると、検
出器１９は垂直衝撃波ＮＳ前の低い圧力ばかりを検出す
ることになる。

これにより制御装置２３はランプ１１を後退させ、垂直
衝撃波ＮＳをスロート部４０に保持させてクリティカル
作動を持続する。

このように飛行マツハ数が設計マツハ数より低い範囲内
でも、常にランプ１１は適正位置に制御され、空気取入
口１３の流入空気量が、固定式のジェットノズル１８か
らのガス排気量に適合されるので、常にクリティカル作
動の状態に保持され、従来の固定式空気取入口に見られ
たようなサブクリティカル作動時に発生する危険なバズ
を伴うことなく常に安定作動させることができるもので
ある。

しかもスーパークリティカル作動時と異り比較的高い圧
力回復率を得て、エンジンを効果的に作動させることが
できるものである。

また、上述した本発明による空気取入口を持ったエンジ
ンは、その設計にあたり運用飛行マツバ数範囲の中心が
、むしろ高いマツバ数域に設計点を設定するのが望まし
い。

そうすれば第５図の２１〜２３曲線に示した様に設計点
以下のマツバ数域でも常にバズの発生の制約を受けるこ
となく、推力係数が抗力係数りに一致するところまで十
分広い範囲Ｅ２にわたり使用範囲が拡大され、その分だ
け設計点より高いマツ・（域も拡大されることになる。

この第５図においてＢ点が本発明における実施例の設計
マツバ数であり、Ｐｌ、Ｐ２゜Ｐ３の差は空気に対する
燃料の混合比を変えた場合の差で、Ｐ１→Ｐ２→Ｐ３の
順に空気に対する燃料の混合比が小さくなっている。

また従来スーパークリティカル状態で低い圧力回復率に
より低い推力係数で使用せざるを得なかった主要な運用
域も、クリティカル作動か軽度のスーパークリティカル
作動による比較的大きい推力係数域で高性能なエンジン
運転により、より効果的な飛翔体運用を可能にするもの
である。

本発明は上述した実施例に限定されるものではなく、要
旨を変更しない範囲で種々の変形を行うことができる。

例えば、駆動装置はランプを必要量だけ確実に移動保持
できる簡単な装置であれば、電気式、液圧式、ガス圧式
その他いずれの方式でもよ（、飛翔体の他の機器とも関
連して最も適合したものを選べばよい。

また、上記実施例におけるランプ１１は、二つの斜面１
１ ａ 、１ ｌ ｂを有しているが、これは一つの斜
面で構成することができ、また、多段に折曲された斜面
としても良く、曲面とすることもできる。

このように斜面を多段あるいは曲面とすれば、総圧回復
率はより向上するものであ゛る。

以上説明したように、本発明によれば、固定された斜面
を有するランプを機軸方向に沿って直線的に移動させ、
垂直衝撃波を常に空気取入口のスロート部に発生される
構成としたので、簡単な構造でありながら、運用マツバ
数範囲が拡大される効果がある。

すなわち、本発明によれば、設計点以下のマツバ数域で
もバズが発生する虞がな（、推力係数が抗力係数に一致
するところまで十分広い範囲にわたって使用範囲が拡大
される効果があり、その分だけ設計点より高いマツバ数
域も拡大される効果がある。

また、スーパークリティカル作動の場合でも、これを軽
減させることができるので、効率が太き（向上される効
果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係る空気取入口が用いられているラム
ジェット飛翔体を示す一部切欠側面図、第２図は本発明
に係る空気取入口の一実施例を示す断面図、第°３図Ａ
、Ｂ、Ｃは従来の空気取入口及びその作用を示す断面説
明図、第４図Ａ、Ｂは可変機構を想定した取入口及びジ
ェットノズルの概要を示す説明図、第５図は従来及び本
発明の空気取入口による推力係数−マツバ数特性を示す
グラフ図である。 １０・・・・・・機体、１１・・・・・・ランプ、１１
ａ。 １１ｂ・・・・・・斜面、１２・・・・・・カウルリッ
プ、１９・・・・・・圧力検出器、２２・・・・・・駆
動装置、２３・・・・・・制御装置、４０・・・・・・
スロート部、ＮＳ・・・・・・垂直衝撃波。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 少な（とも、固定式のカウルリップと、斜面の角度
   が固定されているランプと、該ランプを機体の軸方向に
   沿って前後に直線的に移動せしめる駆動装置と、垂直衝
   撃波の位置を検出する圧力検出器と、該圧力検出器から
   の信号に応じて上記ランプを、設計マツハ数よりも飛行
   マツハ数が小さいときには相対的に前進させて空気取入
   量を縮小させ同マツハ数が大きいときには相対的に後退
   させて空気取入量を拡大させるようにその移動量を制御
   する制御装置と、を具備しており、垂直衝撃波を常に空
   気取入口のスロート部に発生させる構成とされたことを
   特徴とするラムジェット用空気取入口。