JPH02286860A - タービン・ラム・ジェット複合エンジンを装備した航空機用の推進ノズル及びその調節法 - Google Patents
タービン・ラム・ジェット複合エンジンを装備した航空機用の推進ノズル及びその調節法Info
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- JPH02286860A JPH02286860A JP2099144A JP9914490A JPH02286860A JP H02286860 A JPH02286860 A JP H02286860A JP 2099144 A JP2099144 A JP 2099144A JP 9914490 A JP9914490 A JP 9914490A JP H02286860 A JPH02286860 A JP H02286860A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
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-
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- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/56—Reversing jet main flow
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、タービン・ラム・ジェット複合エンジンを装
備した航空機用の推進ノズルに関するもので、その推進
ノズルおよび各種飛行速度に応じた推進ノズルの調節法
に関連する。
備した航空機用の推進ノズルに関するもので、その推進
ノズルおよび各種飛行速度に応じた推進ノズルの調節法
に関連する。
本願は特許出願Ｐ ３９０１４８７の追加出願である。
この主特許の基本的な課題は、特に超音速膨張ノズルと
して圧縮衝撃を発生させることなく、ノズル・スロート
横断面を広い駆動範囲にわたって調整する推進ノズルを
製造することである。更に、ノズル流を推進にもっとも
適応するように広い大気圧力範囲（極端に異なる飛行高
度）に適合させなければならない。
して圧縮衝撃を発生させることなく、ノズル・スロート
横断面を広い駆動範囲にわたって調整する推進ノズルを
製造することである。更に、ノズル流を推進にもっとも
適応するように広い大気圧力範囲（極端に異なる飛行高
度）に適合させなければならない。
この課題は、特許請求の範囲第１項に記載された特徴に
よって解決された。
よって解決された。
その結果、分離した排気導管によって二つの駆動装置が
仕切られた複合タービン・ラム・ジェットエンジンにこ
の種のノズルを装着することが前記発明の課題である。
仕切られた複合タービン・ラム・ジェットエンジンにこ
の種のノズルを装着することが前記発明の課題である。
この課題は、ガスタービンジェットエンジン２とラムジ
ェットエンジン３を軸上に上下に配置し、両エンジンの
排気導管８．１０の末端縁２０を方形断面にし、下流方
向に推進ノズル１１の断面がもっとも狭くなる部分１８
まで延びている隔壁１４を２本の排気導管８．１０の間
に取り付け、その隔壁の末端には、第１フラップ１２ａ
−１３ａから第２フラップ１２ｂ 、 １３ｂまでの
移行過程の両側に空気流が流れやすいように推進ノズル
１１を取り付けられるようにすれば、発明通り解決され
る。
ェットエンジン３を軸上に上下に配置し、両エンジンの
排気導管８．１０の末端縁２０を方形断面にし、下流方
向に推進ノズル１１の断面がもっとも狭くなる部分１８
まで延びている隔壁１４を２本の排気導管８．１０の間
に取り付け、その隔壁の末端には、第１フラップ１２ａ
−１３ａから第２フラップ１２ｂ 、 １３ｂまでの
移行過程の両側に空気流が流れやすいように推進ノズル
１１を取り付けられるようにすれば、発明通り解決され
る。
この発明の主要な特長は、ターボ推進の場合、ターボ・
ラム・ジェット同時駆動の場合、ラムジェット単独推進
の場合、ノズルのもっとも狭い最適断面も、ノズル発散
も、最適調節や無損失調節が容易にできる点にある。主
要な特長は、更に、同じノズル配置が、効率で妥協する
ことなく３種のジェットエンジンのすべてに使えること
である。
ラム・ジェット同時駆動の場合、ラムジェット単独推進
の場合、ノズルのもっとも狭い最適断面も、ノズル発散
も、最適調節や無損失調節が容易にできる点にある。主
要な特長は、更に、同じノズル配置が、効率で妥協する
ことなく３種のジェットエンジンのすべてに使えること
である。
ターボジェットエンジンとラムジェットエンジンは別々
に並べて取り付け、駆動させられる利点があるが、どち
らの配置でも同じ推進ノズルが使用できる。これは、こ
れまでラムジェット燃焼室が同時にターボアフターバー
ナー室でもある、即ち、ガスタービンエンジンとラムジ
ェットエンジンがいわば同中心で並列している一体型タ
ービン・ラム・ジェットエンジンにしか行えないとされ
てきた。また、隔壁が筋交いの働きをする特長もある。
に並べて取り付け、駆動させられる利点があるが、どち
らの配置でも同じ推進ノズルが使用できる。これは、こ
れまでラムジェット燃焼室が同時にターボアフターバー
ナー室でもある、即ち、ガスタービンエンジンとラムジ
ェットエンジンがいわば同中心で並列している一体型タ
ービン・ラム・ジェットエンジンにしか行えないとされ
てきた。また、隔壁が筋交いの働きをする特長もある。
発明に準する構造の改良では、隔壁の末端縁が隔壁上側
に上がっているので、上の一対のノズル・フラップが突
き合わされる（ターボ駆動）際に隔壁下部から上の第２
フラップにかけて流れ易い輪郭線が得られる。本発明の
利点となる構造の改良は、隔壁が可動になることを意図
している。これは、発明中たまたま隔壁が軸上流方向に
引き込めるようになったことによる。しかし、壁面が壁
面にある横軸を中心に旋回する、つまり、壁面が第一の
上流方向の固定部分と流れやすくそれに接続する第二の
旋回隔壁部分で構成されるのも利点である。この配置に
は、絞り断面とノズルの発散を調節するために、運動学
的適応の一部を可動隔壁、つまり、可動隔壁部分が引き
受けるので、二対のノズルフラップの調節範囲を極めて
限定できる特長がある。また、固定隔壁に比べると、二
対のノズルフラップの旋回範囲が狭いために極端な位置
においても固定隔壁より流れやすい過程を実現できる。
に上がっているので、上の一対のノズル・フラップが突
き合わされる（ターボ駆動）際に隔壁下部から上の第２
フラップにかけて流れ易い輪郭線が得られる。本発明の
利点となる構造の改良は、隔壁が可動になることを意図
している。これは、発明中たまたま隔壁が軸上流方向に
引き込めるようになったことによる。しかし、壁面が壁
面にある横軸を中心に旋回する、つまり、壁面が第一の
上流方向の固定部分と流れやすくそれに接続する第二の
旋回隔壁部分で構成されるのも利点である。この配置に
は、絞り断面とノズルの発散を調節するために、運動学
的適応の一部を可動隔壁、つまり、可動隔壁部分が引き
受けるので、二対のノズルフラップの調節範囲を極めて
限定できる特長がある。また、固定隔壁に比べると、二
対のノズルフラップの旋回範囲が狭いために極端な位置
においても固定隔壁より流れやすい過程を実現できる。
発明の優先的に行われる構造の改良では、方形ノズルの
ノズル側壁の両側に非連続位置で隔壁を止める道具が使
われている。この道具は、例えば、末端縁の部分で隔壁
を一斉に外すときに引っ込められる引き出しボルトが開
発されている。これによって非常に大きな圧力゛（約４
０ｔ）が吸収され、旋回装置が解除される。先ず、三つ
の異なる、間隔の開いた位置を決めなければならない。
ノズル側壁の両側に非連続位置で隔壁を止める道具が使
われている。この道具は、例えば、末端縁の部分で隔壁
を一斉に外すときに引っ込められる引き出しボルトが開
発されている。これによって非常に大きな圧力゛（約４
０ｔ）が吸収され、旋回装置が解除される。先ず、三つ
の異なる、間隔の開いた位置を決めなければならない。
即ち、第一の位置はターボ駆動用の最大プラス勾配、第
二の位置はターボ・ラム・ジェット同時駆動用のほぼ水
平位置、第三の位置はラムジェット単独駆動用の最大下
り勾配である。しかし、必要があれば、中間位置の調節
もできるし、可動隔壁部分を無段階的に調節することも
できる。切り替えられる。
二の位置はターボ・ラム・ジェット同時駆動用のほぼ水
平位置、第三の位置はラムジェット単独駆動用の最大下
り勾配である。しかし、必要があれば、中間位置の調節
もできるし、可動隔壁部分を無段階的に調節することも
できる。切り替えられる。
二つだけの間隔の開いた位置を決めることは全く同じよ
うにできる。ある位置から別の位置への切り替えは、特
に可動隔壁の両側でほぼ同じ圧力が調節され、寸法が記
入された小型旋回装置によって切、り替えられるターボ
とラムジェットの同時駆動で行われる。
うにできる。ある位置から別の位置への切り替えは、特
に可動隔壁の両側でほぼ同じ圧力が調節され、寸法が記
入された小型旋回装置によって切、り替えられるターボ
とラムジェットの同時駆動で行われる。
発明の更に有利な開発は、特にターボエンジンの排気導
管に開閉可能な逆推進口を付けることを意図している。
管に開閉可能な逆推進口を付けることを意図している。
これで二対のノズルフラップを同時に隔壁に密着させ、
両方の排気導管を閉じることができる。これによってタ
ーボの排気ガスは、逆推進口から推進装置に向かって吐
き出すことができ、着陸後の航空機のブレーキの働きを
する。
両方の排気導管を閉じることができる。これによってタ
ーボの排気ガスは、逆推進口から推進装置に向かって吐
き出すことができ、着陸後の航空機のブレーキの働きを
する。
ターボ駆動の場合、上の一対のノズルフラップ１２ａ
＝ ｂが隔壁１４に密着し、上の第２フラップ１２ｂと
下の一対のノズルフラップ１３ａ 、 ｂを調節するこ
とによって推進ノズル１１の絞り横断面１８とノズル発
散が行われ、ターボとラムジェット同時駆動の場合、上
の一対のノズルフラップ１２ａ 、 ｂが隔壁１４から
上がり、二対のノズルフラップ１２ａ 、 ｂ 、 １
３ａ、ｂによって必要な絞り横断面と発散が調節され、
ラムジェット駆動の場合、下の一対のノズルフラップ１
３ａ、 、ｂが隔壁に密着し、上の一対のノズルフラッ
プ１２ａ、 、 ｂによって推進ノズル１１の絞り横断
面と発散が調節され、逆推進駆動の場合、二対のノズル
フラップ１２ａ、ｂ、１３ａ−ｂが両側で隔壁１４に密
着し、ノズルフラップ１３ａの上流にある逆推進口が開
放される。
＝ ｂが隔壁１４に密着し、上の第２フラップ１２ｂと
下の一対のノズルフラップ１３ａ 、 ｂを調節するこ
とによって推進ノズル１１の絞り横断面１８とノズル発
散が行われ、ターボとラムジェット同時駆動の場合、上
の一対のノズルフラップ１２ａ 、 ｂが隔壁１４から
上がり、二対のノズルフラップ１２ａ 、 ｂ 、 １
３ａ、ｂによって必要な絞り横断面と発散が調節され、
ラムジェット駆動の場合、下の一対のノズルフラップ１
３ａ、 、ｂが隔壁に密着し、上の一対のノズルフラッ
プ１２ａ、 、 ｂによって推進ノズル１１の絞り横断
面と発散が調節され、逆推進駆動の場合、二対のノズル
フラップ１２ａ、ｂ、１３ａ−ｂが両側で隔壁１４に密
着し、ノズルフラップ１３ａの上流にある逆推進口が開
放される。
この発明の実施例を、添付しである図面によって詳しく
説明する。
説明する。
第１図は本発明の一実施例の調節可能な推進ノズルを備
えた一体型ターボ・ラム・ジェットエンジンの縦断面図
、第２図はそのターボ駆動の場合の拡大ランプ付き推進
ノズルの断面図、第３図はそのターボとラムジェットの
同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第４図はそのラ
ムジェッ）［動の場合の推進ノズルの断面図、第５図は
その逆推進駆動の場合の推進ノズルの断面図、第６図は
本発明のターボ駆動の場合の旋回可能隔壁を備えた別の
実施例の推進ノズルの断面図、第７図はそのターボとラ
ムジェットの同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第
８図はそのラムジェット駆動の場合の推進ノズルの断面
図である。
えた一体型ターボ・ラム・ジェットエンジンの縦断面図
、第２図はそのターボ駆動の場合の拡大ランプ付き推進
ノズルの断面図、第３図はそのターボとラムジェットの
同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第４図はそのラ
ムジェッ）［動の場合の推進ノズルの断面図、第５図は
その逆推進駆動の場合の推進ノズルの断面図、第６図は
本発明のターボ駆動の場合の旋回可能隔壁を備えた別の
実施例の推進ノズルの断面図、第７図はそのターボとラ
ムジェットの同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第
８図はそのラムジェット駆動の場合の推進ノズルの断面
図である。
第１図は、主として圧縮器、燃焼室、タービンを備えた
ガスタニピンエンジン２とこれと平行に配置されるラム
ジェットエンジン３で構成される一体型ターボ・ラム・
ジェットエンジン１の縦断面図である。２台のエンジン
２．３はフラップ４ａｂ−１こよって交互に開閉できる
ので、吸気口５から流れ込む空気はガスタービンエンジ
ン２かラムジェットエンジン３に送られるか、あるいは
その両方に送られ、ガスタービンエンジン２の排流部に
はアフターバーナー室６と噴射装置７があるが、アフタ
ーバーナー室６はガスタービンエンジン２の後端部分の
円形断面からターボ排気導管８の後縁部分で方形断面に
変わる。ラムエアエンジン３は大部分が噴射装置９であ
り、ラムエア排気導管ＩＯは、ラムエアエンジン３の排
流部からラムエア排気導管の後＆ｉ部分まで方形になっ
ている。
ガスタニピンエンジン２とこれと平行に配置されるラム
ジェットエンジン３で構成される一体型ターボ・ラム・
ジェットエンジン１の縦断面図である。２台のエンジン
２．３はフラップ４ａｂ−１こよって交互に開閉できる
ので、吸気口５から流れ込む空気はガスタービンエンジ
ン２かラムジェットエンジン３に送られるか、あるいは
その両方に送られ、ガスタービンエンジン２の排流部に
はアフターバーナー室６と噴射装置７があるが、アフタ
ーバーナー室６はガスタービンエンジン２の後端部分の
円形断面からターボ排気導管８の後縁部分で方形断面に
変わる。ラムエアエンジン３は大部分が噴射装置９であ
り、ラムエア排気導管ＩＯは、ラムエアエンジン３の排
流部からラムエア排気導管の後＆ｉ部分まで方形になっ
ている。
本来の推進ノズル１１は二対のノズルフラップからなり
、上の一対のノズルフラップ１２ａ 、 ｂは機体に枢
支された第１フラップ１２ａとそれにピン連結された第
２フラップ１２ｂで構成され、下のノズルフラップ１３
ａ 、ｂは機体に枢支された第１フラップ１３ａとそれ
にビン連結された第２フラップ１３ｂで構成されている
。
、上の一対のノズルフラップ１２ａ 、 ｂは機体に枢
支された第１フラップ１２ａとそれにピン連結された第
２フラップ１２ｂで構成され、下のノズルフラップ１３
ａ 、ｂは機体に枢支された第１フラップ１３ａとそれ
にビン連結された第２フラップ１３ｂで構成されている
。
２本の排気導管８．１０は、その間を横切って配置され
た隔壁１４によって分離され、隔壁１４は、対ないし二
対のノズルフラップが隔壁１４に密着するように上の対
のノズルフラップ１２ａ −ｂまたは下の対のノズルフ
ラップ１３ａ ＝ ｂまで延びている。
た隔壁１４によって分離され、隔壁１４は、対ないし二
対のノズルフラップが隔壁１４に密着するように上の対
のノズルフラップ１２ａ −ｂまたは下の対のノズルフ
ラップ１３ａ ＝ ｂまで延びている。
′１ｌｉＪ１図に示した位置にターボ駆動中のエンジン
１がある。すなわち、フラップ４ａは閉じており、これ
でラムジェットエンジン３には空気が供給されない。同
時にガスタービンジｚ”／トエンジン２のフラップ４ｂ
が開く。更に、上の一対のノズルフラップ１２ａ 、ｂ
は、隔壁１４に接触するように下方へ動いているので、
ラム・エア排気導管ｌＯは閉じている。同時に下の一対
のノズルフラップ１３ａ 、ｂは、実飛行マツへ数に最
適な位置にある。この場合重要なことは、推進ノズル１
１の絞り横断面１８内の高圧高温ターボ・ガスが後ろか
らラムジェットエンジン３に入り吸気口に超過圧力が掛
かつてガスタービンジェットエンジン２が再び吸い込ま
ないように上の一対のノズルフラップ１２ａ 、ｂと隔
壁１４が密着することである。
１がある。すなわち、フラップ４ａは閉じており、これ
でラムジェットエンジン３には空気が供給されない。同
時にガスタービンジｚ”／トエンジン２のフラップ４ｂ
が開く。更に、上の一対のノズルフラップ１２ａ 、ｂ
は、隔壁１４に接触するように下方へ動いているので、
ラム・エア排気導管ｌＯは閉じている。同時に下の一対
のノズルフラップ１３ａ 、ｂは、実飛行マツへ数に最
適な位置にある。この場合重要なことは、推進ノズル１
１の絞り横断面１８内の高圧高温ターボ・ガスが後ろか
らラムジェットエンジン３に入り吸気口に超過圧力が掛
かつてガスタービンジェットエンジン２が再び吸い込ま
ないように上の一対のノズルフラップ１２ａ 、ｂと隔
壁１４が密着することである。
第２図には同じ位置の推進ノズル１１が示しであるが、
この図を見ると、本来の推進ノズル末端の面積１５が拡
大ランプ１７の末端部１６、例えば、航空機の下壁や下
の第２フラップ１３ｂによって制限されることもわかる
。推進ノズル１１の絞り横断面１Ｂは上または下のノズ
ルフラップ１２ａ ＝ ｂ Ｒび１３ａ。
この図を見ると、本来の推進ノズル末端の面積１５が拡
大ランプ１７の末端部１６、例えば、航空機の下壁や下
の第２フラップ１３ｂによって制限されることもわかる
。推進ノズル１１の絞り横断面１Ｂは上または下のノズ
ルフラップ１２ａ ＝ ｂ Ｒび１３ａ。
ｂを調節することによって効果を発揮するが、排気横断
面とノズル発散、つまり、絞り横断面１８に対するノズ
ル末端の面積１５の比は主に下の第２フラップ１３ｂの
位置によって決まる。
面とノズル発散、つまり、絞り横断面１８に対するノズ
ル末端の面積１５の比は主に下の第２フラップ１３ｂの
位置によって決まる。
上の第１フラップ１２ａの調節は第一調節装置１９ａに
よって行われ、上の第２フラップ１２ｂは第二調節装置
１９ｂによって調節される。下の一対のノズルフラップ
１３ａ 、 ｂは第三調節装置１９ｃによって共に調節
される。
よって行われ、上の第２フラップ１２ｂは第二調節装置
１９ｂによって調節される。下の一対のノズルフラップ
１３ａ 、 ｂは第三調節装置１９ｃによって共に調節
される。
隔壁１４の末端縁２０は隔壁上側２１ａに上がっている
ので、示した位置には隔壁下側２１ｂから第２フラップ
１２ｂを経て拡大ランプ１７に至るまで流れ易い輪郭線
ができる。同時に、末端縁２０の部分に入る隔壁下側２
１ｂは、空気流の横断面を限定する下の一対のノズルフ
ラップ１３ａ 、 ｂとの共同作用で、もっとも絞り横
断面１８になるまで絶えず横断面が縮小し、その結果空
気流が加速されるように成型しなければならない。
ので、示した位置には隔壁下側２１ｂから第２フラップ
１２ｂを経て拡大ランプ１７に至るまで流れ易い輪郭線
ができる。同時に、末端縁２０の部分に入る隔壁下側２
１ｂは、空気流の横断面を限定する下の一対のノズルフ
ラップ１３ａ 、 ｂとの共同作用で、もっとも絞り横
断面１８になるまで絶えず横断面が縮小し、その結果空
気流が加速されるように成型しなければならない。
隔壁上側２１ａは、全体的に下方に延長する部分を形成
するために下の第２フラップ１３ｂの輪郭に合わせて成
型されている。同時に、上の一対のノズルフラップ１２
ａ −ｂとの共同作用で発散するノズルは絞り横断面１
８の前で限定されていなければならない。末端縁２０の
部分は、横断面がくちばし状の輪郭をしている。
するために下の第２フラップ１３ｂの輪郭に合わせて成
型されている。同時に、上の一対のノズルフラップ１２
ａ −ｂとの共同作用で発散するノズルは絞り横断面１
８の前で限定されていなければならない。末端縁２０の
部分は、横断面がくちばし状の輪郭をしている。
排気導管８．ｌＯから第１フラップ１２ａ 、１３ａま
でを流れやすくするために推進ノズル１１に案内板２２
ａ 、ｂが取り付けられているが、逆推進駆動用の方向
転換板２３を露出するために下の案内板２２ｂを手前に
引き戻すことができる。
でを流れやすくするために推進ノズル１１に案内板２２
ａ 、ｂが取り付けられているが、逆推進駆動用の方向
転換板２３を露出するために下の案内板２２ｂを手前に
引き戻すことができる。
航空機を後燃え（再燃焼）なしに発進させるには、推進
ノズル１１はほぼ第２図に示しである位置に動かされ、
その場合、上の第２フラップ１２ｂは、第２調節装置１
９ｂによって下方に動かされる。上の第２フラップ１２
ｂから拡大ランプ１７までの流れやすい移行過程に続く
この（図示されていない）位置は、この駆動範囲では必
要とする推進ノズル１１の発散が少ないので、必要であ
る。これは、この位置にある排気横断面１５が拡大ラン
プ１７によらず、上の第２フラップ１２ｂの延長を想定
して決めることによって得られる。飛行マツハ数を上げ
る場合、発散を増やす必要があるので、上の第２フラッ
プ１２ｂは第２図に示した位置に戻される。ターボ駆動
のマツハ数が大きい場合、例えば、およそマツハ２の範
囲では第２図に示したノズル位置は後燃えの時に存在す
る。
ノズル１１はほぼ第２図に示しである位置に動かされ、
その場合、上の第２フラップ１２ｂは、第２調節装置１
９ｂによって下方に動かされる。上の第２フラップ１２
ｂから拡大ランプ１７までの流れやすい移行過程に続く
この（図示されていない）位置は、この駆動範囲では必
要とする推進ノズル１１の発散が少ないので、必要であ
る。これは、この位置にある排気横断面１５が拡大ラン
プ１７によらず、上の第２フラップ１２ｂの延長を想定
して決めることによって得られる。飛行マツハ数を上げ
る場合、発散を増やす必要があるので、上の第２フラッ
プ１２ｂは第２図に示した位置に戻される。ターボ駆動
のマツハ数が大きい場合、例えば、およそマツハ２の範
囲では第２図に示したノズル位置は後燃えの時に存在す
る。
飛行マツハ数が上がると、ラムジェットエンジン３が起
動するが、これは、片方の吸気フラップ４ａ （第１図
）が開くと同時に一第３図に示しであるように１１調節
装置１９ａによって上の一対のノズルフラップ１２ａ
、ｂが上がった結果、ラムエア排気導管１０が解除され
ることによって起こる。
動するが、これは、片方の吸気フラップ４ａ （第１図
）が開くと同時に一第３図に示しであるように１１調節
装置１９ａによって上の一対のノズルフラップ１２ａ
、ｂが上がった結果、ラムエア排気導管１０が解除され
ることによって起こる。
更に加速する場合には、第３′調節装置１９ｃによって
ターボの絞り横断面１８を絞りながら下のノズルフラッ
プ１３ａ 、ｂを作動する。両方のノズルに圧力差が生
ずれば、膨張は自由に調節できる。
ターボの絞り横断面１８を絞りながら下のノズルフラッ
プ１３ａ 、ｂを作動する。両方のノズルに圧力差が生
ずれば、膨張は自由に調節できる。
第４図に示しであるように、飛行マツハ数が更に上がる
と、下の一対のノズルフラップ１３ａ −ｂが隔壁１４
に密着し、それによってターボ排気導管８が完全に閉じ
てしまう。しかし、続いて上の一対のノズルフラップ１
２ａ ＝ １２ｂが更に上に上がり、次に絞り横断面１
８が第４図に示した位置に対応する位置を拡大する。は
ぼ最高速度に達すると、推進ノズル１１の極めて多量な
発散が必要になるので、上の一対のノズルフラップ１２
ａ 、１２ｂが第１１１節装置１９ａによって第４図に
示しである最高速度の位置へ動く。
と、下の一対のノズルフラップ１３ａ −ｂが隔壁１４
に密着し、それによってターボ排気導管８が完全に閉じ
てしまう。しかし、続いて上の一対のノズルフラップ１
２ａ ＝ １２ｂが更に上に上がり、次に絞り横断面１
８が第４図に示した位置に対応する位置を拡大する。は
ぼ最高速度に達すると、推進ノズル１１の極めて多量な
発散が必要になるので、上の一対のノズルフラップ１２
ａ 、１２ｂが第１１１節装置１９ａによって第４図に
示しである最高速度の位置へ動く。
第５図は、航空機が着陸後、逆推進駆動中の推進ノズル
１１の状態を示しており、上の一対のノズルフラップ１
２ａ −１２ｂも下の一対のノズルフラップ１３ａ ＝
１３ｂも隔壁１４に密着してラムエア排気導管ｌＯは
閉じられている。案内板２２ｈと当て板２４をずらして
どけると、ターボ排気導管８が出てくる。
１１の状態を示しており、上の一対のノズルフラップ１
２ａ −１２ｂも下の一対のノズルフラップ１３ａ ＝
１３ｂも隔壁１４に密着してラムエア排気導管ｌＯは
閉じられている。案内板２２ｈと当て板２４をずらして
どけると、ターボ排気導管８が出てくる。
この駆動状態で方向転換板２３によりガスタービンエン
ジン２の排気ガスが推進装置に対して逆に働き、航空機
にブレーキを掛ける逆推力を生み出す。
ジン２の排気ガスが推進装置に対して逆に働き、航空機
にブレーキを掛ける逆推力を生み出す。
この構造図を見ると、下の第２フラップ１３ｂには調節
装置１９ｄが付いており、これにより下の第２フラップ
１３ｂは下の第１フラップ１３ａとは別個に調節できる
。同時に、上の第２フラップ１２ｂの調節装置１９ｂは
使用しないで済む。
装置１９ｄが付いており、これにより下の第２フラップ
１３ｂは下の第１フラップ１３ａとは別個に調節できる
。同時に、上の第２フラップ１２ｂの調節装置１９ｂは
使用しないで済む。
発明の別の実施例の構造図は第６図から第８図までにあ
り、様々な駆動状態を示している。この構造図形を見る
と、隔壁１４ａが隔壁固定部分２５ａと隔壁固定部分２
５ａにある横軸を中心に旋回できる旋回隔壁部分２５ｂ
で構成されていることがわかる。旋回隔壁部分２５ｂの
調節は旋回調節装置２６によって行われる。第６図に示
した状態ではエンジンはターボ駆動しているが、この場
合、ラムエア排気導管１０の閉鎖が上の一対のノズルフ
ラップ１２ａ。
り、様々な駆動状態を示している。この構造図形を見る
と、隔壁１４ａが隔壁固定部分２５ａと隔壁固定部分２
５ａにある横軸を中心に旋回できる旋回隔壁部分２５ｂ
で構成されていることがわかる。旋回隔壁部分２５ｂの
調節は旋回調節装置２６によって行われる。第６図に示
した状態ではエンジンはターボ駆動しているが、この場
合、ラムエア排気導管１０の閉鎖が上の一対のノズルフ
ラップ１２ａ。
１２ｂを下げることによって行われるだけではなく、同
時に可動隔壁部分２５ｂが上に向かって旋回する。
時に可動隔壁部分２５ｂが上に向かって旋回する。
そうすれば、ノズルフラップ１２ａ 、１２ｂによって
ラムエア排気導管１０を閉鎖するために必要な旋回範囲
が小さくなる利点がある。
ラムエア排気導管１０を閉鎖するために必要な旋回範囲
が小さくなる利点がある。
第６図にはまた、空気流が流れる方向に対するターボ排
気導管８とラムエア排気導管１０の横断面が円形断面か
ら方形断面に変化することも示されている。また、二対
のノズルフラップ１２ａ 、 ｂ 。
気導管８とラムエア排気導管１０の横断面が円形断面か
ら方形断面に変化することも示されている。また、二対
のノズルフラップ１２ａ 、 ｂ 。
１３ａ 、 ｂの最大必要運動範囲についても触れてい
る。
る。
第７図は、ターボとラムジェット同時駆動における第６
図に基づく配置が示されて詣り、可動隔壁部分２５ｂが
ほぼ中央の位置にあって、二つの排気導管８と１０が開
いている。最後の第８図によれば、このエンジンの構造
図形はラムジェット駆動中である、即ち、ターボ排気導
管８は図示されていないガスタービンエンジン２の同時
停止で閉じているが、推進ノズル１１はラムエア排気導
管１０とだけ連動している。このほか、この状態では、
可動隔壁部分２５ｂが旋回装置２６によってその最終位
置まで動き、下の一対のノズルフラップ１３ａ 、ｂは
、可動隔壁部分２５ｂに密着するまで持ち上がる。
図に基づく配置が示されて詣り、可動隔壁部分２５ｂが
ほぼ中央の位置にあって、二つの排気導管８と１０が開
いている。最後の第８図によれば、このエンジンの構造
図形はラムジェット駆動中である、即ち、ターボ排気導
管８は図示されていないガスタービンエンジン２の同時
停止で閉じているが、推進ノズル１１はラムエア排気導
管１０とだけ連動している。このほか、この状態では、
可動隔壁部分２５ｂが旋回装置２６によってその最終位
置まで動き、下の一対のノズルフラップ１３ａ 、ｂは
、可動隔壁部分２５ｂに密着するまで持ち上がる。
この発明の主要な特長は、ターボ推進の場合、ターボ・
ラム・ジェット同時駆動の場合、ラムジェッー斗単独推
進の場合、ノズルのもっとも狭い最連断面も、ノズル発
散も、最適調節や無損失調節が容易にできる点にある。
ラム・ジェット同時駆動の場合、ラムジェッー斗単独推
進の場合、ノズルのもっとも狭い最連断面も、ノズル発
散も、最適調節や無損失調節が容易にできる点にある。
主要な特長は、更に、同じノズル配置が、効率で妥協す
ることなく３種のジェットエンジンのすべてに使えるこ
とである。
ることなく３種のジェットエンジンのすべてに使えるこ
とである。
ターボジェットエンジンとラムジェットエンジンは別々
に並べて取り付け、駆動させられる利点があるが、どち
らの配置でも同じ推進ノズルが使用できる。また、隔壁
が筋交いの働きをする特長もある。
に並べて取り付け、駆動させられる利点があるが、どち
らの配置でも同じ推進ノズルが使用できる。また、隔壁
が筋交いの働きをする特長もある。
第１図は本発明の一実施例の調節可能な推進ノズルを備
えた一体型ターボ・ラム・ジェットエンジンの縦断面図
、第２図はそのターボ駆動の場合の拡大ランプ付き推進
ノズルの断面図、第３図はそのターボとラムジェットの
同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第４図はそのラ
ムジェット駆動の場合の推進ノズルの断面図、第５図は
その逆推進駆動の場合の推進ノズルの断面図、第６図は
本発明のターボ駆動の場合の旋回可能隔壁を備えた別の
実施例の推進ノズルの断面図、第７図はそのターボとラ
ムジェットの同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第
８図はそのラムジェット駆動の場合の推進ノズルの断面
図である。 ２・・・・・・ガスタービンジェットエンジン、３・・
・・・・ラムジェットエンジン、８．１０・・・・・・
排気導管、１１・・・・・・推進ノズル、１８・・・・
・・絞り横断面、１４・・・・・・隔壁、２０・・・・
・・末端縁、１２ａ ＝ １３ａ・・・・・・第１フラ
ップ、１２ｂ、１３ｂ 、、、、、、第２フラップ、１
２．１３（１２ａ、 ｂ、 １３ａ、 ｂ）・・・・・
・ノズルフラップ。
えた一体型ターボ・ラム・ジェットエンジンの縦断面図
、第２図はそのターボ駆動の場合の拡大ランプ付き推進
ノズルの断面図、第３図はそのターボとラムジェットの
同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第４図はそのラ
ムジェット駆動の場合の推進ノズルの断面図、第５図は
その逆推進駆動の場合の推進ノズルの断面図、第６図は
本発明のターボ駆動の場合の旋回可能隔壁を備えた別の
実施例の推進ノズルの断面図、第７図はそのターボとラ
ムジェットの同時駆動の場合の推進ノズルの断面図、第
８図はそのラムジェット駆動の場合の推進ノズルの断面
図である。 ２・・・・・・ガスタービンジェットエンジン、３・・
・・・・ラムジェットエンジン、８．１０・・・・・・
排気導管、１１・・・・・・推進ノズル、１８・・・・
・・絞り横断面、１４・・・・・・隔壁、２０・・・・
・・末端縁、１２ａ ＝ １３ａ・・・・・・第１フラ
ップ、１２ｂ、１３ｂ 、、、、、、第２フラップ、１
２．１３（１２ａ、 ｂ、 １３ａ、 ｂ）・・・・・
・ノズルフラップ。
Claims (10)
- （１）方形のノズルケーシングの平行した壁面を密着し
ながら動く上下の第１フラップと第２フラップの間にそ
のつど可変的なノズル輪郭線が描かれ、第１フラップは
そのつどノズルケーシングで上流方向に旋回できるよう
に制御され、第２フラップはそのつどノズル流の反対側
にある第１フラップの回転中心で旋回できるように制御
され、この回転中心とともに主に同中心の部分を第１フ
ラップに入れたり出したりできる推進ノズルにおいて、
ガスタービンジェットエンジン（２）とラムジェットエ
ンジン（３）が軸上に上下に配置され、各エンジンの排
気導管（８、１０）は末端が方形断面になり、２つの排
気導管（８、１０）の間には下流方向に推進ノズル（１
１）のもっとも絞り断面（１８）まで延びている隔壁（
１４）が付いており、その末端縁（２０）の第１フラッ
プ（１２ａ、１３ａ）から第２フラップ（１２ｂ、１３
ｂ）までの移行範囲において両側に流れやすいようなノ
ズルフラップ（１２、１３）を取付けたことを特徴とす
るタービン・ラム・ジェット複合エンジンを装備した航
空機用の推進ノズル。 - （２）隔壁（１４）の末端縁（２０）を隔壁上側（２１
ａ）に上げることを特徴とする請求項第１項に記載の推
進ノズル。 - （３）隔壁（１４）が動くことを特徴とする請求項第１
項に記載の推進ノズル。 - （４）隔壁（１４）を軸方向に移せることを特徴とする
請求項第３項に記載の推進ノズル。 - （５）隔壁（１４ａ）が壁面にある横軸を中心に旋回で
きることを特徴とする請求項第３項に記載の推進ノズル
。 - （６）隔壁は固定隔壁部分（２５ａ）と旋回可能隔壁部
分（２５ｂ）で構成されることを特徴とする請求項第５
項に記載の推進ノズル。 - （７）ノズルの側壁には間隔を開けて隔壁（１４ａ）を
止める処置が両側に施されていることを特徴とする請求
項第５項に記載の推進ノズル。 - （８）可動隔壁（１４ａ）の位置が間隔を開けて２箇所
または３箇所決まっていることを特徴とする請求項第５
項に記載の推進ノズル。 - （９）ターボ排気導管（８）に開閉可能な逆推進口が付
いていることを特徴とする請求項第１項に記載の推進ノ
ズル。 - （１０）ターボ駆動の場合、上の一対のノズルフラップ
（１２ａ、ｂ）が隔壁（１４）に密着し、上の第２フラ
ップ（１２ｂ）と下の一対のノズルフラップ（１３ａ、
ｂ）を調節することによって推進ノズル（１１）の絞り
横断面（１８）とノズル発散が行われ、 ターボとラムジェット同時駆動の場合、上の一対のノズ
ルフラップ（１２ａ、ｂ）が隔壁（１４）から上がり、
二対のノズルフラップ（１２ａ、ｂ、１３ａ、ｂ）によ
って必要な絞り横断面と発散が調節され、ラムジェット
駆動の場合、下の一対のノズルフラップ（１３ａ、ｂ）
が隔壁に密着し、上の一対のノズルフラップ（１２ａ、
ｂ）によって推進ノズル（１１）の絞り横断面と発散が
調節され、 逆推進駆動の場合、二対のノズルフラップ （１２ａ、ｂ、１３ａ、ｂ）が両側で隔壁（１４）に密
着し、ノズルフラップ（１３ａ）の上流にある逆推進口
が開放されることを特徴とする請求項第１〜９項のいず
れか１項に記載の装置による推進ノズル調節法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19893912331 DE3912331A1 (de) | 1989-01-19 | 1989-04-14 | Schubduese |
| DE3912331.6 | 1989-04-14 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02286860A true JPH02286860A (ja) | 1990-11-27 |
Family
ID=6378704
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2099144A Pending JPH02286860A (ja) | 1989-04-14 | 1990-04-12 | タービン・ラム・ジェット複合エンジンを装備した航空機用の推進ノズル及びその調節法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5094070A (ja) |
| EP (1) | EP0392526B1 (ja) |
| JP (1) | JPH02286860A (ja) |
| DE (1) | DE59000244D1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09209833A (ja) * | 1996-02-02 | 1997-08-12 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 飛翔体 |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3901487A1 (de) * | 1989-01-19 | 1990-07-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Schubduese |
| DE4012212A1 (de) * | 1990-04-14 | 1991-10-24 | Mtu Muenchen Gmbh | Duese fuer ein hyperschalltriebwerk |
| FR2701293B1 (fr) * | 1993-02-05 | 1995-04-28 | Europ Propulsion | Moteur combiné intégrant les modes éjecteur à air turbocomprimé refroidi ou liquéfié statoréacteur et super-statoréacteur. |
| FR2710693B1 (fr) * | 1993-09-30 | 1995-12-22 | Europ Propulsion | Tuyère bidimensionnelle à détente-déflexion adaptable à différentes conditions de vol. |
| FR2710692B1 (fr) * | 1993-09-30 | 1995-12-22 | Europ Propulsion | Dispositif de pilotage en lacet ou tangage d'un véhicule aérospatial équipé d'au moins une tuyère bidimensionnelle à détente-déflexion. |
| US6857600B1 (en) * | 2002-04-26 | 2005-02-22 | General Electric Company | Infrared suppressing two dimensional vectorable single expansion ramp nozzle |
| US6883330B2 (en) * | 2002-10-02 | 2005-04-26 | United Technologies Corporation | Variable geometry inlet design for scram jet engine |
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| US9371800B2 (en) * | 2011-03-01 | 2016-06-21 | Grollo Aerospace | Engine for use in an aerial vehicle |
| US9856824B2 (en) | 2013-03-07 | 2018-01-02 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Aircraft nozzle system |
| CN110450964B (zh) * | 2018-05-07 | 2020-11-24 | 南京普国科技有限公司 | 类轴对称倾斜出口收扩喷管及其设计方法 |
| US11512667B2 (en) * | 2019-02-25 | 2022-11-29 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Anti-unstart for combined cycle high mach vehicles |
| US11261791B2 (en) | 2019-02-25 | 2022-03-01 | Rolls-Royce Corporation | Hybrid propulsion cooling system |
| US11339744B1 (en) * | 2020-02-07 | 2022-05-24 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Pressure equalization in a dual flow path exhaust of a hypersonic propulsion system |
| US20220389884A1 (en) * | 2021-06-04 | 2022-12-08 | Raytheon Technologies Corporation | Variable cycle jet engine |
| GB202213335D0 (en) | 2022-09-13 | 2022-10-26 | Rolls Royce Plc | An exhaust nozzle and a method of operating an exhaust nozzle |
| GB202213334D0 (en) * | 2022-09-13 | 2022-10-26 | Rolls Royce Plc | A variable-geometry convergent-divergent exhaust nozzle |
| CN119749862B (zh) * | 2024-12-28 | 2025-09-09 | 西北工业大学 | 一种基于旋转火箭的高速跨介质组合动力系统 |
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| US2909894A (en) * | 1953-09-23 | 1959-10-27 | Republic Aviat Corp | Composite power plant |
| FR1225736A (fr) * | 1959-02-16 | 1960-07-04 | Snecma | Tuyère réglable pour propulseur à réaction |
| GB1102571A (en) * | 1963-12-12 | 1968-02-07 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in jet propulsion power plants |
| DE2711936C2 (de) * | 1977-03-18 | 1986-02-06 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Schubdüse für Gasturbinenstrahltriebwerke mit variablem Kreisprozeß |
| US4375276A (en) * | 1980-06-02 | 1983-03-01 | General Electric Company | Variable geometry exhaust nozzle |
| GB2156004A (en) * | 1984-03-15 | 1985-10-02 | Gen Electric | Thrust modulation device for a gas turbine engine |
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-
1990
- 1990-04-05 US US07/505,044 patent/US5094070A/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-04-11 DE DE9090107010T patent/DE59000244D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1990-04-11 EP EP90107010A patent/EP0392526B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1990-04-12 JP JP2099144A patent/JPH02286860A/ja active Pending
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|---|---|---|---|---|
| JPH09209833A (ja) * | 1996-02-02 | 1997-08-12 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 飛翔体 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE59000244D1 (de) | 1992-09-17 |
| EP0392526A1 (de) | 1990-10-17 |
| EP0392526B1 (de) | 1992-08-12 |
| US5094070A (en) | 1992-03-10 |
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