Aircraft equipped with a ramjet and its ramjet including deflagration chamber

本発明は爆燃（爆轟）チャンバを含んだラムジェット、並びにそのようなラムジェットによって推進されるミサイル等の飛行体に関する。

ラムジェットの稼動は、爆轟混合物に膨張する時間を与えないように、爆轟による燃焼が爆轟混合物の非常に薄い厚みにおいて非常に急速に実現する熱力学爆轟サイクルの利用に基づくことができることは知られている。 よって圧力の増加は制限されている。

このようなラムジェットはパルス式（間欠）爆轟エンジン（ＰＤＥとも呼称）の形態とすることができ、その稼動は、爆燃チャンバを新（新鮮）爆発性燃料／オキシダント（酸化剤）混合物（このオキシダントは一般的に空気）で充填し、続いてエネルギーを供給してその爆発性混合物の爆轟を発生（開始）させることを特徴とする。 爆轟波の変位の過程で、爆燃チャンバに沿ってスラスト壁の領域内に現れる過圧状態が維持され、瞬間的に推進力（スラスト）が創出される。 その後に、爆燃チャンバ内の燃焼反応による高温ガスが空になり、新スラスト推力を発生させる新爆轟波を開始する前に爆燃チャンバが新たな爆発性混合物によって充填されまで待つ必要がある。

しかし、そのようなラムジェット（その周波数は一般的に５０Ｈｚから２００Ｈｚ）で得られるスラストのパルス特性は、ラムジェットを搭載する飛行体の残り部分に非常に厳しい振動環境を創出し、さほど爆発性ではない燃料／オキシダント混合物が使用されるときには、爆轟を発生させるために各サイクルに大きなパワーの供給を必要とする。

本発明の目的は、これら弱点を矯正することであり、特にラムジェットに改善された性能を提供することである。

この目的を達成するため、本発明によれば、爆発性燃料／空気混合物で稼動するラムジェットは、
上流端に空気噴射基部が装備されており、下流端には排気ノズルを備えた少なくとも１つの爆燃チャンバと、
空気を供給できるように爆燃チャンバに接続された少なくとも１つの吸気口と、
爆燃チャンバ内に燃料を噴射する手段と、
を含んでおり、
この爆燃チャンバは環状の連続爆轟波タイプであり、
燃料噴射手段は、空気噴射基部の直下流の爆燃チャンバ内に燃料を連続的および直接的に噴射するように設計されており、
爆燃チャンバ内への燃料の噴射および空気の噴射は、ラムジェットの稼動の過程で互いに別々に連続的に実行される。

従って、本発明によって連続爆轟波タイプの爆燃チャンバを含んだラムジェット（ＣＤＷＥ（連続爆轟波エンジン）とも呼称）が、爆燃チャンバ内に自己維持爆轟波による高温ガスを連続的に生成することを可能にする。

事実、爆燃チャンバ内ではその上流端で新たな爆発性混合物が連続的に形成される。 爆轟波は従来の手段（起爆ブリッジワイヤ、予爆轟管、等々）によって発生される。 この爆轟波は新たな爆発性混合物内で周囲に伝播し、それが発生させる高温ガスは爆燃チャンバの残りの部分で膨張する。 爆燃チャンバ内への新燃料／空気混合物の噴射は連続的であるため、爆轟波が発生点にまで戻ると、爆轟波は新爆発性燃料／空気混合物と再遭遇し、その周辺運動を継続することで連続的となる。 さらに詳細に解説すれば、高温ガスの当初の膨張後に爆轟波の下流で、新混合物の層は高温ガスと接触しているため、所定の条件下で新たに自動的に発生する爆轟波を出現させる。 よって、複数のｋＨｚ周波数（３０ｋＨｚまで）で内部を移動する一連の周囲爆轟波が、スラストを得るために排気ノズルによって加速される前に爆燃チャンバの開いた端部の方向に膨張する高温ガスを生成する環状爆燃チャンバが得られる。

さらに、熱力学サイクルの観点から、本発明のラムジェットの爆轟は、特に、同等な性能発揮のための燃料消費を特に低減させ、飛行シーリングを増加させることができるパルス式爆轟エンジンで利用される定圧での燃焼の効率よりも５％から２５％高い燃焼効率を有する（熱力学効率の改善は、燃焼効率の非常に大きな増大を伴う）。

加えて、そのようなラムジェットの稼動原理は、パルス式爆轟エンジンによって創出される非常に過酷な振動環境の問題を解消する。

本発明のラムジェットは、最小稼働マッハ（Ｍａｃｈ）を減少させるか（例えばマッハ１．２）、あるいは、まず運搬体上で運搬されるオキシダントを消費することによって嫌気性モードで機能させ（ロケットモードの初期加速に対応）、続いて好気性モードに可能な限り素早く切り替えることで集積加速装置の必要性を排除し、燃料と空気を別々に爆燃チャンバ内に噴射して爆燃チャンバ上流でのタイミングが外れた点火を防止する。

好適には、燃料が少なくとも部分的に前もって揮発した後に、燃料を爆燃チャンバ内に噴射できる。

好適には、このラムジェットは、空気入口と爆燃チャンバとの間に設置され、少なくとも１つの導路を、例えば環状スロットの形態で含み、空気を供給するために爆燃チャンバ内に向かって開いている空気噴射システムを含む。

この空気噴射システムは、１以上の環状スロットによって爆燃チャンバの入口で、音速以下の速度に到達させるために前もってスローダウンさせた新たな空気の配給を可能にし、空気取入口と爆燃チャンバとの間の脱連結を確実にする。 もちろん、環状スロットに代わる他の形状を導路に提供することも可能である。

また、本発明のラムジェットは爆燃チャンバに入る新たな空気の流れを局所的に制御する手段を含む。

よって、例えば爆燃チャンバの周囲に沿って入ってくる空気流の局所的制御によって、爆燃チャンバ内の所望位置で新たな空気の割合を増加または減少させて、チャンバ内で爆発性燃料／空気混合物の濃度の変動を局所的に調節することが可能である。 爆発性混合物の濃度のこのような局所的調節によって、排気ノズルの出口におけるスラストの方向性が、複雑な流方向調節システムを利用せずに制御できる。

さらに、有利には、このラムジェットは噴射前に内部で燃料が循環できるようになった爆燃チャンバを冷却するための少なくとも１つの回路を含む。 この冷却回路（および再生回路としても設計されている）は、爆燃チャンバ内へ燃料を噴射する前に燃料を予め揮発させることが可能であるため、予め混合することなく十分な混合と爆轟条件が得られる。

好適には、この冷却回路は爆燃チャンバの少なくとも１つの側壁に沿って、少なくともその一部を延出する。

よって、爆燃チャンバは、爆燃チャンバ内に燃料が噴射される前に燃料の一部または全部の利用によって冷却できる。 これで、この回路での循環の過程で噴射される燃料の少なくとも一部を揮発させることで爆燃チャンバの熱抵抗を確実に提供する。 予め揮発された燃料の直接噴射は、特にこの燃料が当初には液状で保存されているときには、爆発性燃料／空気混合物の爆轟の発生（開始）および安定性を保証する。 従って、燃料の液滴の揮発時間および化学反応に関する諸問題が解消される。

このような回路はラムジェットの外壁の冷却にも関与できることは重要である。

さらに、この排気ノズルはソニックスロート（sonic throat：音速の流れ、音速の気流）を有しておらず、好適には短いものである。 気体流は爆燃チャンバの下流で既に超音速であるため、ソニックスロートを有さない排気ノズルは所望のスラストを得ることを可能にする。

さらに、この燃料噴射手段は、爆燃チャンバの周囲に沿って規則的に配分された少なくとも４つの供給装置（例えば、有角供給セグメントおよび対応バルブによってそれぞれ形成されているもの）を含むことができる。 それらに関係する燃料流は同一であっても異なっていても構わず、あるいは互いに独立して継時的に変更が可能である。

よって、入ってくる燃料流の局所的制御によって、供給装置の領域で燃料の割合を増加または減少させて爆発性燃料／空気混合物の濃度の変動を爆燃チャンバ内で局所的に調節することが可能である。 爆発性混合物の濃度のこのような局所的調節は、複雑な流方向性調節システムを利用することなく排気ノズルの出口でスラストの方向性を制御させる。

好適には、対向する供給装置は２つ同士で連結され、この連結された供給装置の燃料供給流は、有利には可変流分配装置の手段によって制御される。

よって、この可変流分配装置は、第１の供給装置に関わる燃料流量を増加させ、連結先の第１の装置に対向する第２の供給装置に関わる燃料流量を減少させることができる。 このようにして、爆発性燃料／空気混合物の濃度の局所的変動が得られ、排気ノズルの出口のスラストの方向性を制御させる。

別例としては、それぞれの供給装置の燃料流の独立的な制御も可能である。

さらに、発明の特殊実施形態では、本発明のラムジェットは、連続的に空気を供給できる連続爆轟波タイプの少なくとも２つの同心爆燃チャンバを含み、燃料噴射手段は、連続的に燃料を同心爆燃チャンバの少なくとも一方に直接的に噴射するように形成できる。

従って、爆発性燃料／空気混合物の全体濃度の幅広い範囲で十分な性能を得ることが可能である。 すなわち、燃料は、高い全体濃度でラムジェットの稼動のために２つの爆燃チャンバ内に噴射できる。 この場合、点火の衝撃を和らげるために同心爆燃チャンバの連続点火が実行できる。 あるいは、低い全体濃度でラムジェットを稼動させるように２つの爆燃チャンバの一方に噴射できる。 燃量が供給される爆燃チャンバからの超音速流の高温ガスは、他方の爆燃チャンバから来る音速以下の冷却ガス流になる。 例えば、ラムジェットがミサイルの本体に搭載されると、好適には、外側爆燃チャンバではなくて内側爆燃チャンバに燃料が供給され、ドラッグ（引き込み）を制限し、そのシグナチャ（痕跡）を低減させるためにミサイルの中心本体の基部領域にさらに良好に燃料が供給される。

本発明は２つの同心爆燃チャンバのものには限定されず、３以上の同心爆燃チャンバのものであってもよい。

空気取込口は軸対称的でも、二次元的なものでも、または三次元的なものでもよい。

さらに、本発明は上述の少なくとも１つのラムジェットを含んだ飛行体にも関する。

添付図面は本発明の実施形態を例示する。 同一番号は同一要素を表す。

本発明の第１実施例のラムジェットの一部の概略軸方向断面図である。

図１のラムジェットの空気流の調節のための手段の実施例の拡大概略断面図である。

本発明の第２実施例のラムジェットの一部の概略軸方向断面図である。

本発明の第３実施例のラムジェットの一部の概略軸方向断面図である。

図１では、本発明による爆燃チャンバを備えたラムジェットＳ１の第１実施例が飛行体１に搭載された状態で図示されている。 このラムジェットは対称軸Ｌ−Ｌを有する。 上流と下流は空気流方向に対して以下にて定義されている。

爆発性燃料／空気混合物で稼動するラムジェットＳ１は、上流端に空気噴射基部３を装備し、下流端にソニックスロートを含まない排気ノズル４を備えた円形環状爆燃チャンバ２を含む。 この爆燃チャンバ２は連続爆轟波タイプである。 さらに、空気（矢印Ｆ１で表す）を供給できるように爆燃チャンバ３に連結された環状空気取込口５と、空気噴射基部３の直下流で爆燃チャンバ２内に連続的に燃料（矢印Ｆ２で表す）を、例えば図１で示す空気噴射基部を通して噴射する手段６を含んでいる。

ラムジェットＳ１の稼動中に、爆燃チャンバ２への燃料Ｆ２の噴射と空気Ｆ１の噴射が別々に連続的に実行される。 言い換えると、新鮮な爆発性燃料／空気混合物が爆燃チャンバ２内で形成される。 本発明によれば、前もった混合は実行されない。

さらに、ラムジェットＳ１は、環状で円形であり、空気取込口５と爆燃チャンバ２との間で挟まれた噴射システム７を含む。 空気噴射システム７は、例えば、爆燃チャンバ２内に向かって開いている環状空気供給導路を形成する環状スロット８を含む。 もちろん、変形例として、複数の同心環状スロットまたは任意の他の所望の供給導路形状も利用できる。

図１の実施例では、燃料噴射手段は爆燃チャンバ２の周囲に沿って規則的に配置された４つの供給装置６を含む。 それぞれの供給装置６は有角供給セグメント９（例えば、空気噴射基部３のマルチパーフォレーション形態）と、導路１１によってそこに接続されているバルブ１０とによって形成される。

対向的に配置された供給装置６は２つ同士で連結され、連結された供給装置の燃料供給流は、対応するバルブ１０（１つのバルブが図１で図示されている）に接続された可変流分配装置１２によって有利に制御される。 言い換えると、この実施例では、２つの可変流分配装置１２が使用され、それぞれの分配装置１２は２つの連結された供給装置６を制御する。

よって、可変流分配装置１２は、第１の供給装置６に関わる燃料流量を増加させ、連結相手の第１の装置とは対向的に配置されている第２の供給装置６に関わる燃料流量を減少させることができる。 従って、爆発性燃料／空気混合物の濃度の局所的変更が得られ、排気ノズル４の出口でスラストの方向性が制御できる。

また、図２で示すように、ラムジェットＳ１は、環状スロット８の手段によって爆燃チャンバ４に入る新たな空気流の局所的制御のための手段１３（図１では非図示）も含む。

特に、この制御手段は、有角部分でスロット８の横断環状部の厚みを減少させることができる１以上の動力式スライドバルブ１３の形態でよい。

図２は、関連するスロット８の横断環状部の有角部分が最大厚ｅ１を有するスライドバルブ１３の第１の端位置を実線で示し、上流へのその変位後（変位は矢印Ｄで表示）に、関連するスロット８の横断環状部の有角部分が最小厚ｅ２（ｅ２＜ｅ１）を有するスライドバルブ１３の第２の端位置を破線で示している。

よって、入ってくる空気流の局所的制御によって、新鮮な空気の割合を増加または減少させることで、チャンバ内で局所的に爆発性燃料／空気混合物の濃度の変動を調節することが可能である。 爆発性混合物の濃度のこのような局所的調節は排気ノズルの出口のスラストの方向性を制御させる。

さらに、図１の実施例とは異なり、図３で図示するラムジェットＳ２は、空気取込口５からの空気Ｆ１が連続的に供給される連続爆轟波タイプの２つの同心環状チャンバ２Ａと２Ｂを含む。 これら爆燃チャンバ２Ａと２Ｂ（外側チャンバ２Ｂは内側チャンバ２Ａを包囲）は図１で解説する爆燃チャンバ２に類似する。

また、図３で示すように、燃料Ｆが噴射される前に燃料を循環させることができる爆燃チャンバ２Ａと２Ｂの冷却回路１４はラムジェットＳ２と一体化されている。 冷却回路１４は互いに独立した複数の環状導管１５の形態である。

それぞれの環状導管１５は、爆轟区域に向かって方向付けられた面上で爆燃チャンバ２Ａと２Ｂの一方の側壁に沿って延出する。

それぞれの環状導管１５は、図３で示すように、空気噴射基部３の上流から下流に向けて燃料を循環させるために、対応する爆燃チャンバ２Ａ、２Ｂの側壁に沿い、続いて、噴射基部３の近隣で予め揮発している形態で燃料Ｆ２を噴射するために下流から上流に向けて折り返されている。

この実施例では、燃料を爆燃チャンバ２Ａと２Ｂ内へ噴射する手段６は環状導管１５を含んでいる。 これら導管は対応する導路１１によってバルブ１０に接続されている。

燃料噴射手段６は、対応する導管１５の手段によって少なくとも一方の同心爆燃チャンバ２Ａまたは２Ｂ内に連続的に燃料を噴射するように形成されている。

燃料はラムジェットＳ２の稼動のために高い全体濃度で２つの爆燃チャンバ２Ａと２Ｂのいずれか一方内に噴射されるか、ラムジェットＳ２の稼動のために低い全体濃度で２つの爆燃チャンバ２Ａと２Ｂのいずれか一方内に噴射される。

図３のラムジェットＳ２の冷却回路１４が図１のラムジェットＳ１にも同様に利用できることは自明である。

図４で示す第３の実施例では、ラムジェットＳ３は図３のラムジェットＳ２に類似する（冷却回路１４は明確性の向上のために非図示）。 但し、空気取込口５の上流で飛行体１の胴体に広がった境界層（boundary layer）を回収させる外側トラップ１６も含んでいる。 従って、延出部が排出ノズル４を直接的に構成する非常に短い空気取込口５が存在する。

環状通路の形態である外側トラップ（外側開口部）１６は、空気取込口５と飛行体１の本体との間に挟まれ、飛行体に沿って延出し、排気ノズル４に向かって開いている。

ラムジェットＳ３は、外側トラップ１６の側壁の上流部分に設けられた内側トラップ１７も含むことができる。 これは、外側トラップ１６の環状通路内に再噴射するために、空気取込口５によって受領される空気流の一部を回収させる（集める）。

爆燃チャンバの出口では、爆燃チャンバ２Ａと２Ｂの出口の高温ガスのジェットが外側トラップ１６と内側トラップ１７で捕らえられた空気流を移動させる。 この駆動効果の程度（高低）には関係なく、飛行体１の中央本体の基部領域に供給するためにトラップ１６と１７に関係するドラッグ作用（drag：抵抗）は、それら空気流を利用することで実質的に制限される。

さらに、空気取込口５または噴射システム７を介して通過する空気流内への純粋な酸素の補助的噴射は、空気流Ｆ１を供給し、減少したマッハで十分な稼動を提供するように実行できる。

よって、本発明によれば、爆燃チャンバを有した従来のラムジェットと較べて、非常に短い爆燃チャンバを有するラムジェットが得られる。 このラムジェットは、飛行体１の前部全体を開放（自由）状態とし（しばしば複雑な機構の設計を必要とする長い腹部または側部の空気取込が不要）、濃度１で稼動でき（従来の炭化水素ラムジェットを燃焼濃度０．７５以上で稼動させることは困難）、均等なスラストを発生させるため、向上した熱力学性能に加えて、回収される空気流を大きく減少させ、空気取込口の寸法を減少させることを可能にし、爆燃チャンバの圧力を増加させる熱力学サイクルのおかげでマッハ１．２から機能できる。