JP2010507038A - スクラムジェットエンジン用コア燃焼 - Google Patents

Abstract

スクラムジェット用パイロットは、スクラムジェット燃焼器１８の壁への到着が遅延された火炎前面２８を形成し、これにより、燃焼器１８の熱負荷が低減される。燃料１９のインストリーム噴射を内側パイロットおよび希薄（燃料が乏しい）外側環状部と組み合わせることにより、燃焼の大部分はスクラムジェット燃焼器１８の中心に限定される。この概念（「コア燃焼」と呼ぶ）により、燃焼器１８の熱負荷がさらに低減される。このようなパイロットの１つは、輸送手段を推進させるのに有効である二次元スクラムジェット４０に用いられる。このパイロットは、ダクトによって分離された複数の離間した支柱４４と、各支柱４４内に含まれる支柱パイロット４３とを含む。第２のこのようなパイロットは、吸気口１６と、開放孔付きスクラムジェットアイソレータ５０と、スクラムジェット燃焼器１８とを順にかつ流体連通状態で有する軸対称スクラムジェットエンジン用である。この中央本体パイロットポッドは、吸気口１６とパイロットディフューザ５２との間に配置されたパイロットアイソレータ５０と、パイロットアイソレータ５０とパイロット５４との間に配置されたパイロットディフューザ５２とを含み、パイロット５４はパイロットディフューザ５２とパイロット燃焼器５６との間に配置されている。パイロッドポッドは、スクラムジェットアイソレータの中心軸に関して軸対称であり、開放孔の内壁から中央本体パイロットポッド外面に向かって延びる複数の支柱４４によって支持されている。
【選択図】図８

Description

本発明は、圧縮、燃焼および膨張のために超音速で移動する空気を利用するエンジンに関する。このようなエンジンは、スクラムジェットとして知られている。

より詳細には、スクラムジェットモジュールのアイソレータ内の中央にパイロッドポッドが配置されている。その結果、最も高温の燃焼ガスは、燃焼器の壁に沿ってではなくコア部内に位置し、これにより、燃焼器の熱負荷が低減される。スクラムジェットのもう１つの利点は、燃焼器の要求される長さを短縮し、さらに熱負荷を低減させるインストリーム（ｉｎｓｔｒｅａｍ）噴射である。

機械的な圧縮器の代わりにラム圧縮を用いて燃焼および膨張のために空気に圧力を加えるエンジンがラムジェットして知られている。エンジンを通る流路が、超音速燃焼が優勢な、典型的にはマッハ５または６を超えるスピードである高い速度用に特別に設計されている場合、当該エンジンは、スクラムジェットと呼ばれる。先行技術のスクラムジェットの簡略化されたものを図１に示す。二次元スクラムジェット１０は、軸１２に関して概して対称であり、スクラムジェットの吸気口１６を主燃焼器１８に接続する主アイソレータ１４を含む。主アイソレータ１４により、気圧をスクラムジェットの吸気口１６が所与の飛行速度および高度において発生させることが可能な気圧よりも高く上昇させることができる。スクラムジェットに必須というわけではないが、主アイソレータ１４は、亜音速および超音速燃焼の両方で動作が可能な二重モードラムジェットには非常に重要である。適切な燃料１９が燃料噴射器２０を通して気流中に導入される。燃料／空気混合体の燃焼により、非常に温度が高くかつ急速に膨張するガス状燃焼生成物が生成される。この燃焼生成物が、主燃焼器１８の下流２２のノズル（図示せず）を通じて放出されることにより、推力が発生する。

高速かつ低圧の空気・燃料流では、主燃焼器１８内で、燃焼の持続が困難となる。ほとんどのスクラムジェットエンジンにおいて、燃焼は、適切なパイロットゾーンが、流入する燃料／空気混合体を発火させ、次いで火炎前面が乱れた状態でダクト全体を伝播する場合にのみ起こる。この火炎は、平均空気速度の何分の１かの速度で空気に対して法線方向に進むので、火炎前面は大きい角度で後退するように見える。先行技術のラムジェットにおいては、パイロット２４は、主燃焼器１８の外壁を規定する、スクラムジェット１０の主燃焼器の壁２６に位置しているので、外壁２６が直ちに最高燃焼温度に曝される一方で、火炎は半径方向内側にゆっくりと移動して残りの空気を燃焼させる。点線の等温線２８は、最高温領域３０（例えば、３０００°Ｋまたは〜５４００°Ｒを超える典型的な全温度）と、中温領域３２（例えば、１０００°Ｋから３０００°Ｋまたは１８００°Ｒから５４００°Ｒの典型的な全温度）と、最低温領域３４（例えば、１０００°Ｋまたは１８００°Ｒ未満の典型的な温度）との間の分界を示している。最高温領域３０により、最も厳しい熱環境に曝される主燃焼器１８の外壁２６上に燃焼器の高い熱負荷が発生する。その結果、これらの壁は、タングステンなどの新型耐高温材料で構成されるか、あるいは乏しい燃料を用いて積極的に冷却されなければならず、コストが増加するとともに複雑さが増す。

ラディン（Ｒａｄｉｎ）に付与された米国特許第４，１７０，１１０号には、吸気が中心流と周辺境界層流とに分割されるスクラムジェットが開示されている。周辺境界層流は非常に狭く、厚さが０．０５インチ（〜１ｍｍ）程度である。軸非対称二次元（２−Ｄ）パイロットを有する典型的なスクラムジェットがコリアら（Ｃｏｒｒｅａ、ｅｔ ａｌ．）に付与された米国特許第５，２５３，４７４号において示されている。

先行技術に比べて燃焼器の壁にかかる熱負荷が低減されたスクラムジェットが依然として必要とされる。

本発明の１つ以上の実施形態の詳細が添付の図面および以下の説明に記載されている。本発明のその他の特徴、目的および利点はこれらの説明および図面ならびに請求項から明らかとなるであろう。

本発明の第１の実施形態によると、輸送手段を推進させるのに有効な２次元スクラムジェットが提供される。このスクラムジェットは、ダクトによって分離された複数の離間した支柱と、各支柱内に含まれる支柱パイロットとを含む。

本発明の第２の実施形態によると、スクラムジェットエンジン用の中央本体パイロットポッドが提供される。このスクラムジェットエンジンは、吸気口と、開放孔付きスクラムジェットアイソレータと、スクラムジェット燃焼器とを順にかつ流体連通状態で有する。パイロッドポッドは、吸気口とパイロットディフューザとの間に配置されたパイロットアイソレータと、パイロットアイソレータとパイロットとの間に配置されたパイロットディフューザとを含み、パイロットは、パイロットディフューザとパイロット燃焼器との間に配置されている。パイロッドポッドは、スクラムジェットアイソレータの中心軸に沿って軸対称であり、開放孔の内壁からパイロッドポッドの外面に向かって延びる複数の支柱によって支持されている。

本発明のいくつかの態様の利点は、スクラムジェットの燃焼器の壁への火炎前面の到達が遅れ、これにより、燃焼器の熱負荷が低減されることである。本発明のいくつかの態様のさらなる利点は、燃料のインストリーム噴射を希薄（燃料の乏しい）外側環状部と組み合わせることにより、燃焼の大部分がスクラムジェットの燃焼器の中心に限定されることである。「コア燃焼」と呼ぶこの概念により、燃焼器の熱負荷がさらに低減される。

本発明のコア燃焼の実施形態の利点の１つとして、インストリーム噴射が使用される場合にスクラムジェットの燃焼器の長さが縮小され得るということがある。さらに、燃料噴射器はゾーン式噴射のために間隔をあけて配置され得る。インストリーム噴射は、壁のみにおける噴射と比較して燃焼器の長さを短くするのに有効であり、その結果、燃焼器内の粘性損失および熱負荷が低減されると認識されている。燃焼器のホットスポットが最小限となるか、あるいは無くなり、冷却要件が簡略化されるとともに、吸熱ヒートシンクの必要性が低減され得るかあるいは無くなり得る。

図１は、先行技術から公知の２−Ｄスクラムジェットおよび当該スクラムジェットについての熱プロファイルを示す。 図２は、本発明の第１の実施形態に係るスクラムジェットモジュールに設置される支柱パイロットを示す。 図３は、図２の支柱パイロットを内蔵するために用いられる支柱の断面図である。 図４は、図２のスクラムジェットモジュールの前面図である。 図５は、図２のスクラムジェットモジュールの背面図である。 図６は、燃料の噴射を示す、図２のスクラムジェットモジュールの背面図である。 図７は、図２のスクラムジェットモジュールについての熱プロファイルを示す。 図８は、本発明の第２の実施形態に係るスクラムジェットモジュール内に設置される中央本体パイロットポッドを示す。 図９は、図８のスクラムジェットの正面図を示す。 図１０は、図８のスクラムジェットの背面図を示す。 図１１は、３つのミッションセグメントのための燃料の噴射を示す、図８のスクラムジェットモジュールの背面図である。 図１２は、図８のスクラムジェットモジュールについての熱プロファイルを示す。

各図面における同様の参照符号および名称は、同様の要素を示す。

図２は、本発明の第１の実施形態に係る、支柱パイロット４３を有する２−Ｄスクラムジェットモジュール４０を示す。支柱パイロット４３は、ミサイルなどの輸送手段の本体側４６とカウル側４８との間に延びる、主アイソレータ１４内の間隙を埋める支柱４４内に完全に含まれている。支柱４４に取り付けられた支柱パイロット４３は、パイロットアイソレータ５０と、パイロットディフューザ５２と、パイロットフレームホルダ５４と、パイロット燃焼器５６と、パイロットノズル８２とを含む。なお、支柱パイロット４３は、本質的に、支柱４４内に完全に含まれるラムジェットである。図３の断面図に示されるように、支柱４４は、半径の小さい前縁５８と、スクラムジェットモジュールの主アイソレータ中の空気抵抗を最小限とするように中心線軸６０に対して比較的小さい角度αを形成する楔形の風防６９とを有する。後縁６２は、中心線軸に対して同様の角度を有するテーパ状のボートテール形状によって形成され、強度を高めるために寸胴の基部を有し得る。支柱の壁によって中心空洞６４が規定される。中心空洞の機能には、支柱パイロットを収容すること、流体の流れのための経路を形成すること、および支持の形成に必要でない金属を除去するために軽減孔６５を形成することなどによって支柱の重量を低減することが含まれる。

図２を再び参照すると、動作時において、支柱パイロット４３は、流入するパイロット部空気６６を受け入れ、パイロット部空気６６は、パイロットアイソレータ５０において一連の衝撃波列６８によって減速され、パイロットディフューザ５２においてさらに減速される。パイロットアイソレータ５０に入った時点で、パイロット部空気６６は、第１の超音速（Ｍ１）および第１の圧力（Ｐ１）にある。パイロットアイソレータ５０内で、パイロット部空気６６は、超音速コア７０と亜音速境界層７２とに分割される。流出する７４パイロット部空気は、第２の亜音速（Ｍ２）および第２の圧力（Ｐ２）（ここで、Ｍ１＞Ｍ２かつＰ１＜Ｐ２である）でパイロットディフューザ５２に入る。パイロットアイソレータ５０の長さのその幅に対する比は、気圧の増加を最大にするように選択され、典型的には８：１である。

内側に向けられたパイロット燃料噴射器７６は、パイロット部空気６６に燃料１９を付加し、燃料１９は、パイロットフレームホルダ５４によって発火され、パイロット燃焼器５６において燃焼される。高温の排気８０は、ノズル８２を通じて支柱パイロット４３から排出され、支柱４４の周りを流動して主燃焼器１８に流入する燃料・空気混合体を発火させる。パイロット燃料噴射器７６と外側に向けられた主燃料噴射器７８との両方に適した燃料噴射器は、米国特許第５，２２０，７８７号に開示されるようなカスケード噴射器である。

スクラムジェットの吸気口１６からの超音速空気流は、パイロット部空気６６流と主空気８４流とに分割される。主空気８４は、支柱４４の外側の周りを、主アイソレータ１４を通って流れる。パイロット部空気６６は、上述のように、パイロットアイソレータ５０の中を流れる。典型的には、パイロット部空気６６は、スクラムジェットの吸気口１６によって取り込まれる空気の約３％〜１０％を（体積で）構成する。燃料噴射器７６、７８は、ＪＰ−７（ケロシン蒸留液、軍用規格ＭＩＬ−Ｔ−３８２１９Ｂ（米国空軍）によって定義される低揮発性航空タービン燃料）または水素などの適切な燃料１９をパイロット部空気６６および主空気８４に導入する。燃料噴射器７６、７８は、パイロットダクト内に配置されたパイロット回路と、図６にさらなる詳細を示す支柱４４の外面上の主噴射器とを有する。

図４は、３つの支柱４４と４つのダクト８６とを中に含む２−Ｄスクラムジェットモジュール４０の図２の視線Ａ−Ａに沿った前面図である。支柱４４は、本体側４６からカウル側４８に向かって延びている。主空気は、支柱４４間の最小間隙８８によって規定されるスクラムジェットアイソレータ１４を形成するダクト８６を通って流れる。支柱４４は、構造的機能も有しており、本体４６とカウル４８との間の荷重を支え、スクラムジェットモジュール４０の有効スパンを低減する。主アイソレータ１４とパイロットアイソレータ５０との組み合わせの正味流量面積は、一定であるか、あるいは、適した低いマッハ数でインレットが始動することを確実にするためにわずかに増加している。支柱での遮断は、パイロット機能、ならびに冷却要件および構造要件のための体積に合わせた上で最小限とされる。

図５は、スクラムジェットモジュール内部に位置する多数の支柱パイロット排気ノズル８２を示す、図２の視線Ｂ−Ｂに沿った背面図である。パイロットからの高温ガスは、支柱４４間を通過する新しい燃料／空気反応物質を連続的に発火させる。火炎の安定性は、まずパイロット燃焼器（図２の５６）内のパイロット空気および燃料を燃焼させ、次いでダクト８６において主空気／燃料混合体を発火させることによって大きく高められる。パイロットは、主フロー経路のための超音速通過フローを維持しつつ、主フローが確実に発火するために必要最低限の空気および燃料を燃焼させるために、全エンジン流量のごくわずか（体積で３％〜１０％）だけを利用する。

図６は、燃料１９を主空気８４流路中に噴射する主燃料噴射器７８を示す図５と同様の背面図である。支柱４４の外壁に形成された開口を通じて柱状燃料１９が噴射され得る。以下に説明されるようなゾーン式燃料噴射方法が採用されており、図６は、主燃焼器のほぼ最も外側２０％に燃料が供給されず、主燃焼器の壁２６に沿って希薄領域が形成される希薄燃料状態を示している。巡航速度において、主アイソレータの壁に隣接する主燃料噴射器は非フロー状態にあり、他方、残りの主燃料噴射器は供給燃料状態にある。燃料フローは、主空気８４流路の内部領域に燃料を供給するように設計された主燃料噴射器７８のみを用いる希薄状態に低減される。巡航時、外側領域９０には燃料が供給されず、その結果、希薄かつ低温の壁環境が生じる。

図７は、本発明の第１の実施形態の支柱パイロット４３の利点を示している。スクラムジェットが、希薄燃料供給を利用する高速巡航モードにある場合、等温線２８は、最高温領域３０が主燃焼器の壁２６から隔離されて、燃焼器の熱負荷が減少される様子を示している。主燃料噴射器は、支柱４４の周りを流れる主空気８４の流路中に燃料を噴射する。空気／燃料混合体は、パイロットを出る高温ガス状排気８０によってスクラムジェットの主燃焼器１８において発火される。コア燃焼により、パイロットゾーンおよび燃焼最高温領域３０の最初の部分は、主燃焼器の壁２６から遠く離れている。火炎前面が主燃焼器１８の中心から燃焼器の壁２６に向かって移動するにつれて、上記混合体の温度は、空気と混合される燃料の量に応じて急速に上昇する。火炎前面がすき間を越えて燃焼器の壁２６に近づくと、火炎前面は、内部に燃料をほとんど含まないかあるいは全く含まない希薄領域と遭遇する。この希薄空気は燃焼することができないので、燃焼器の壁は、先行技術によるスクラムジェットの最大熱流束を決して受けない。支柱４４からのインストリーム噴射のために主燃焼器１８の長さが短くなり、かつ熱流束が低くなるので、コア燃焼による熱負荷は、先行技術のスクラムジェットによって実現可能なものよりも著しく低い。

本発明の第２の実施形態によると、図８は、軸対称な断面プロファイルを有するスクラムジェット用の主アイソレータ１４を示している。中央本体パイロットポッド４２がスクラムジェットの中心線軸に沿って軸対称に取り付けられている。中央本体パイロットポッド４２は、パイロットアイソレータ５０と、パイロットディフューザ５２と、パイロットフレームホルダ５４と、パイロット燃焼器５６とを含み、本質的に、スクラムジェットの主アイソレータ１４内に対称に配置された二重モードラムジェット（ＤＭＲＪ）である。動作時において、パイロットは、スクラムジェットの吸気口１６からのパイロット部空気６６を受ける。パイロット部空気６６は、パイロットアイソレータ５０において一連の衝撃波列６８によって減速され、パイロットディフューザ５２においてさらに減速される。パイロット燃料噴射器７６は、パイロット部空気流に燃料を付加し、パイロット部空気流は、パイロットフレームホルダ５４によって発火され、パイロット燃焼器５６において燃焼される。高温排気８０は、パイロッドポッドを出て、中央本体パイロットポッド４２の周りを流れる燃料・空気混合体を発火させる。中央本体パイロットポッド４２は、スクラムジェットのアイソレータ１４の孔内壁から中央本体パイロットポッド４２に延びる複数の支柱４４によって支持されている。

スクラムジェットの吸気口１６によって取り込まれた超音速空気流は、パイロット部空気６６と主空気８４とに分割される。パイロット部空気６６は、上述のようにパイロットアイソレータ５０を通って進み、他方、主空気８４は、パイロッドポッド４２および支柱４４の周りを、主アイソレータの外側孔と中央本体パイロットポッド４２とによって規定される主アイソレータ１４のダクトの中を通って進む。典型的には、パイロット部空気６６は、体積で全気流の約３％〜１０％を構成することになる。パイロット燃料噴射器７６は、ＪＰ−７または水素などの適切な燃料をパイロット中に導入する。主燃料噴射器７８は、主空気８４流中に燃料を噴射する。燃料噴射器のアレイは、パイロットのダクト内に配置されたパイロット回路と、図１１により詳細に示される外側ダクトに配置された主噴射器とを有する。

図９は、スクラムジェットの吸気口から主燃焼器の入口に向かって後方を見たときの中央本体パイロットポッド４２の正面図である。多数の支柱４４（典型的には３つ以上）が、主アイソレータの孔外壁９２から中央本体パイロットポッド４２に向かって延びている。支柱と中央本体パイロットポッドとの組み合わせの断面積は、スクラムジェットのアイソレータの断面積と比較して小さく、パイロットの抵抗が最小限となり、インレットの始動が容易となる。主空気８４用の主要ダクトは、スクラムジェットの孔の吸気スロートに対して、面積で約９６％を占め、中心部は、さらに１０％の面積を占める。パイロット部空気６６用のダクトは、約４％の流量面積を有する。これにより、吸気スロート領域に対して少なくとも１００％の開放面積部が生じる。主アイソレータのダクトの孔外壁９２は、中央本体パイロットポッド４２および支柱４４の正味の遮断を考慮して広がっている。

図１０は、主燃焼器１８から中央本体パイロットポッド４２のスクラムジェット吸気口の方に向かって前方を見たときの背面図である。パイロットノズル８２から出る高温の排気は、その周りを通過する新鮮な反応物質を連続的に発火させる。火炎の安定性は、まずパイロット燃焼器５６（図７）内でパイロット空気および燃料を燃焼させた後、主フローを燃焼させることによって大きく高められる。これは、中央本体パイロットポッド４２内で発生する燃焼環境が、主空気８４の流路において実用されているものと比べてより有利であるためである。この理由は、高速システムにおける燃焼は、燃焼を亜音速へと減速させ、圧力を上昇させることによって高められるからである。主気流全体を強制的に亜音速にすることにより、許容できない損失が性能において生じることになる。本発明の中央本体パイロットポッド４２は、残りの９０％〜９７％のための超音速通過フローを維持しながら主フローが確実に発火するために必要最低限の空気および燃料を燃焼させるために、流量のごくわずか（体積で３％〜１０％）だけに対してこれを行う。

パイロットが主フロー内に位置していたならば、パイロットは有利さの劣る燃焼環境に置かれることになり、先行技術の環状パイロット（図１の２４）などのより大きく、高抵抗のパイロット構造が必要となる。

図１１は、主アイソレータ１４の背面図であり、主空気８４フロー中への燃料１９の噴射を示している。１つのミッションの異なるセグメントに対して有効である３つの動作状態が図１１に示されている。なお、実際には、１つのミッションセグメント中、１つの燃料噴射動作状態が主アイソレータ１４全体に適用される。燃料柱１９は、中央本体パイロットポッド４２の外壁と支柱４４の基部とに形成された開口、および孔外壁９２に形成されたカスケード噴射器９４（明確にするため、１つの典型的な噴射器が示されている）を通して噴射され得る。広範囲のスピードにわたる動作のためには、エンジン性能を最適化するために、流入および燃料状態が様々であるゾーン式噴射が好ましい。

セグメントＡは、ラムジェットテークオーバー（ｔａｋｅｏｖｅｒ）時の最低速度（ラムジェットのモードが輸送手段を加速することが可能な最低速度）のための燃料噴射を示す。パイロット燃料噴射器７６ａおよび７６ｂは、主燃焼の案内を維持するためにすべての速度で機能している。主燃料噴射器７８ｃは、中央本体パイロットポッド４２から半径方向内側に噴射を行い、主燃料噴射器７８ｄは、支柱４４基部から軸方向に噴射を行う。主空気／燃料混合体は、中心パイロット排気８０によって発火される。この構成は、燃焼背圧がインレットの許容度を超えず、インレットが始動を止めない程度に燃焼を遅延させる。

セグメントＢに示されるように、より高速では、低速噴射器７８ｄをオフにし、孔外壁９２から半径方向内側に燃料を噴射する主燃料噴射器７８ｅおよび７８ｆをオンにする。このゾーンにより、巡航状態に到達する前に最大限の加速が実現される。加速時の最大効率のために、エンジン燃料の流量は、典型的には、化学量論値を上回る、すなわち５％〜１０％多い。

セグメントＣに示されるように、所望の巡航速度が達成されると、この所望の速度を維持するようにエンジンの推力を減少させる。推力を減少させるためには、燃料流量は希薄状態に低減されるが、これは、主空気８４フローの外側領域９０だけに燃料を供給するように設計された噴射器７８ｆをオフにすることによって達成される。

図１２は、内部パイロット機能の変形例を示す図８と同様の図である。ラムジェットおよびスクラムジェット技術において、パイロット機能は、３つの主要な条件に依存する。これらは、パイロットゾーンにおける温度、圧力および滞留時間である。実際のシステムにおいては、パイロットゾーンのサイズが滞留時間を（その他の要因との組み合わせにおいて）決定する。異なるサイズの輸送手段またはミッションが選択された場合、比較的大きいパイロットゾーンが必要となり得る。図８においては、パイロットゾーンは、パイロットディフューザ５２の端部の環状空洞パイロット５４によって規定されていた。より大きいパイロットゾーンを説明するため、図１２において基部が円錐状であるパイロット５５を示す。この変形例は、より低いラムジェット引継速度、より小型の輸送手段またはより高い巡航高度に用いられうる。

図１２には、本発明の利点も示されている。スクラムジェットが、希薄燃料供給を利用する高速巡航モードにある場合、等温線２８は、最高温領域３０が主燃焼器の壁２６から隔離されて燃焼器の熱負荷が低減される様子を示している。主燃料噴射器７８は、中央本体パイロットポッド４２の外側の主空気８４フロー中に燃料を噴射する。空気／燃料混合体は、パイロット燃焼器５６を出る燃焼熱によって主燃焼器１８において発火される。コア燃焼により、パイロットゾーンおよび燃焼最高温領域３０の最初の部分は、主燃焼器の壁２６から遠く離れている。火炎前面が主燃焼器１８の中心から主燃焼器の壁２６に向かって移動すると、空気と混合される燃料の量に応じて混合体の温度は急速に上昇する。火炎前面がすき間を越えて主燃焼器の壁２６に近づくと、内部に燃料をほとんど含まないか全く含まない希薄外側環状領域９０に遭遇する。この希薄空気は燃焼することができないので、主燃焼器の壁２６は、先行技術のスクラムジェットにおけるもののような最大熱流束を決して受けることはない。熱負荷（１ポンドの燃料が吸収しなければならない熱）は、燃焼器の熱流束（単位面積当たりの伝熱に相当する）の積分である。燃焼器の長さがインストリーム噴射によって縮小され、熱流束が低減されたため、熱負荷は、先行技術スクラムジェットによって実現可能なものと比べて著しく低くなる。

本発明の１つ以上の実施形態について説明してきた。しかし、本発明の精神および範囲から逸脱することなく種々の変形が可能であることが理解される。したがって、以下の請求項の範囲には他の実施形態が含まれる。

Claims (33)

1. 支柱４４と、
   前記支柱４４内に含まれる支柱パイロット４３と、を含むスクラムジェット用モジュール４０。
2. 前記支柱４４は、内側に向けられたパイロット燃料噴射器７６と、外側に向けられた主燃料噴射器７８とをさらに含む、請求項１に記載のモジュール４０。
3. 前記支柱パイロット４３は、パイロットアイソレータ５０と、パイロットディフューザ５２と、パイロットフレームホルダ５４と、パイロット燃焼器５６と、パイロットノズル８２とを順に含む、請求項２に記載のモジュール４０。
4. 前記内側に向けられたパイロット燃料噴射器７６は、燃料１９を、前記パイロットアイソレータ５０と、前記パイロットフレームホルダ５４とに向けるのに有効である、請求項３に記載のモジュール４０。
5. 前記パイロットアイソレータ５０は、気流６６の速度を超音速から亜音速に減速するのに有効である、請求項３に記載のモジュール４０。
6. 輸送手段を推進させるのに有効な二次元スクラムジェットであって、
   ダクト８６によって分離された複数の離間した支柱４４と、
   各前記支柱４４内に含まれる支柱パイロット４３と、を含む二次元スクラムジェット。
7. 各支柱４４は、燃料１９を前記支柱パイロット４３に送出するのに有効である内側に向けられたパイロット燃料噴射器７６と、前記燃料１９を前記ダクト８６に送出するのに有効である外側に向けられた主燃料噴射器７８とを含む、請求項６に記載の二次元スクラムジェット。
8. 各前記支柱パイロット４３は、パイロットアイソレータ５０と、パイロットディフューザ５２と、パイロットフレームホルダ５４と、パイロット燃焼器５６と、パイロットノズル８２とを順に含む、請求項７に記載の二次元スクラムジェット。
9. 前記複数の支柱４４は、主アイソレータ１４内に含まれ、かつ前記輸送手段の本体側４６からカウル側４８に延びている、請求項８に記載の二次元スクラムジェット。
10. 前記パイロットノズル８２は、排気８０を前記支柱パイロット４３から主燃焼器１８中に向けるのに有効である、請求項９に記載の二次元スクラムジェット。
11. 前記支柱パイロット４３を横切るパイロット部空気６６流路と、前記ダクト８６を横切る主空気流路８４とを有する、請求項８に記載の二次元スクラムジェット。
12. 主燃料噴射器のうち前記主アイソレータ１４の壁９２に隣接するもの７８ｅ、７８ｆは非フロー状態にあり、他方、前記主燃料噴射器の残りのもの７８ａ、７８ｂはフロー提供状態にある、請求項１１に記載の二次元スクラムジェット。
13. 輸送手段を推進させるために二次元スクラムジェットを動作させるための方法であって、
    前記二次元スクラムジェットは、ダクト８６によって分離された複数の離間した支柱４４と、各前記支柱４４内に含まれる支柱パイロット４３とを有し、各前記支柱４４は、内側に向けられたパイロット燃料噴射器７６と、外側に向けられた主燃料噴射器７８とを含み、
    超音速空気流をパイロット空気６６部分と主空気８４部分とに分割し、前記パイロット空気６６部分を前記支柱パイロット４３内で流動させ、前記主空気８４部分を前記ダクト８６内で流動させる工程と、
    前記パイロット空気６６部分の速度を亜音速７４に減速し、前記亜音速空気７４を前記パイロット燃料噴射器７６によって送出される燃料１９と混合する工程と、
    前記亜音速空気７４と燃料１９との混合体を燃焼させる工程と、
    前記主空気８４部分を前記主燃料噴射器７８によって送出される燃料１９と組み合わせる工程と、
    前記主空気８４部分と燃料１９との混合体を前記亜音速空気７４と燃料１９との混合体の前記燃焼からの排気８０に案内４３する工程と、を含む方法。
14. 前記支柱パイロット４３に、パイロットアイソレータ５０と、パイロットディフューザ５２と、パイロットフレームホルダ５４と、パイロット燃焼器５６と、パイロットノズル８２とを順に設ける工程を含む、請求項１３に記載の方法。
15. 前記パイロットアイソレータ５０内で形成される一連の衝撃波列６８は、前記パイロット空気６６部分の速度を亜音速７４に減速するのに有効である、請求項１４に記載の方法。
16. 前記パイロット空気６６部分は、前記超音速空気流の体積比３％〜１０％を構成する、請求項１５に記載の方法。
17. 前記複数の離間した支柱４４は、前記輸送手段の本体側４６からカウル側４８に向かって延び、かつ主アイソレータ１９内に位置する、請求項１６に記載の方法。
18. 前記輸送手段が巡航速度にあるとき、前記主アイソレータ１４に隣接する主燃料噴射器７８ｅ、７８ｆはオフにされ、他方、前記主燃料噴射器の残りのもの７８ａ、７８ｂはオンのままにされる、請求項１７に記載の方法。
19. 前記主空気８４部分と燃料１９との混合体は、主燃焼器１８内で前記排気８０によって案内２４される、請求項１８に記載の方法。
20. 吸気口１６と、開放孔付き主アイソレータ１４と、主燃焼器１８とを順にかつ流体連通状態で有する軸対称スクラムジェットエンジン用の中央本体パイロットポッド４２であって、
    前記吸気口１６とパイロットディフューザ５２との間に配置されたパイロットアイソレータ５０と、
    前記パイロットアイソレータ５０とパイロット５４との間に配置された前記パイロットディフューザ５２と、
    前記パイロットディフューザ５２とパイロット燃焼器５６との間に配置された前記パイロット５４と、を備え、
    前記中央本体パイロットポッド４２は、前記主アイソレータ１４の中心軸１２に沿って軸対称に配置され、前記開放孔の内壁９２から前記パイロッドポッド４２の外面に向かって延びる複数の支柱４４によって支持されている、中央本体パイロッドポッド４２。
21. 前記複数の支柱４４は、前記パイロットアイソレータ５０と、前記環状パイロット５４とに燃料１９を送出するのに有効であるパイロット燃料噴射器７６を含む、請求項２０に記載の中央本体パイロットポッド４２。
22. 主燃料噴射器７８が、前記開放孔の前記内壁９２上と、前記パイロッドポッド４２の外面上とに位置する、請求項２１に記載の中央本体パイロットポッド４２。
23. 前記複数の支柱４４と前記パイロッドポッド４２との組み合わせが、前記開放孔の断面積の２０％未満である、請求項２１に記載の中央本体パイロットポッド４２。
24. 前記パイロット燃焼器５６に固定されたノズル８２が、前記パイロット燃焼器５６から前記主燃焼器１８へ排気８０を送出するのに有効である、請求項２２に記載の中央本体パイロットポッド４２。
25. 前記孔の前記内壁９２上に位置する主燃料噴射器７８ｅ、７８ｆは非フロー位置にあり、他方、前記主燃料噴射器の残り７８ａ、７８ｂ、７８ｃ、７８ｄはフロー提供位置にある、請求項２４に記載の中央本体パイロットポッド４２。
26. 前記支柱４４の基部にそって低速燃料噴射器７８ｄをさらに含む中央本体パイロットポッド４２。
27. 吸気口１６と、開放孔付き主アイソレータ１４と、開放孔付き主燃焼器１８とを順にかつ流体連通状態で有するスクラムジェットエンジンの火炎保持を行うための方法であって、
    前記吸気口１６に隣接するパイロット吸気口と、開放孔付きパイロットアイソレータ５０と、パイロットディフューザ５２と、環状パイロット５４と、パイロット燃焼器５６とを順にかつ流体連通状態で含む中央本体パイロットポッド４２を前記開放孔付き主アイソレータ１４の中心軸１２に沿って軸対称に支持する工程と、
    前記吸気口１６を介して超音速空気流を前記中央本体パイロットポッド４２に送出する工程であって、前記パイロットアイソレータ５０は、前記空気流を中心に配置された部分６６と周辺部分８４に分割し、前記中心部分６６は前記環状パイロット５４を通過し、前記周辺部分８４は前記パイロッドポッド４２の外壁と前記主アイソレータ１４の壁９２とによって規定されるダクト８６を通過して、前記主燃焼器１８の前記開放孔に進む、工程と、
    第１の燃料部分１９を前記環状パイロット５４内で前記空気流の前記中央に配置された部分６６と混合し、この第１の混合体を発火させて、持続可能なパイロット火炎を形成する工程と、
    第２の燃料部分１９を前記空気流の前記周辺部分８４と混合し、前記持続可能なパイロット火炎からの排気８０を利用して、前記主燃焼器１８内でこの第２の混合体の発火を維持する工程と、を含む方法。
28. 前記パイロットポッドの外壁から前記主アイソレータ１４の前記開放孔の壁９２に向かって延びる複数の支柱４４によって前記パイロッドポッド４２を支持する工程を含む、請求項２７に記載の方法。
29. 前記支柱４４内に形成された経路を通じて燃料１９を流動させる工程を含む、請求項２８に記載の方法。
30. 前記燃料１９は、前記パイロッドポッドの前記外面、前記主アイソレータの前記壁９２および前記支柱４４の基部のうちの１つ以上に形成された開口７８を介して前記空気流の前記周辺部分８４中に噴射される、請求項２９に記載の方法。
31. ラムジェットテークオーバー（ｔａｋｅｏｖｅｒ）時、前記パイロッドポッドの外面上および前記支柱４４の基部上の主燃料噴射器７６ａ、７６ｂ、７８ｃ、７８ｄは、前記主気流に燃料１９を提供する、請求項３０に記載の方法。
32. 加速時、前記中央本体パイロットポッド４２の外面上および前記主アイソレータ１４の前記壁９２上の主燃料噴射器７８ｃ、７８ｅ、７８ｆは、前記主気流に化学量論値を超える量の燃料１９を提供する、請求項３０に記載の方法。
33. 巡航時、前記中央本体パイロットポッド４２の外面上および前記主アイソレータ１４の前記壁９２上の主燃料噴射器７６ａ、７６ｂ、７８ｃが、前記主気流に燃料１９を提供し、前記壁９２に面する領域には希薄燃料状態が形成される、請求項３０に記載の方法。