JPH0544577A - 飛行体推進装置の可変ノズル - Google Patents
飛行体推進装置の可変ノズルInfo
- Publication number
- JPH0544577A JPH0544577A JP19653391A JP19653391A JPH0544577A JP H0544577 A JPH0544577 A JP H0544577A JP 19653391 A JP19653391 A JP 19653391A JP 19653391 A JP19653391 A JP 19653391A JP H0544577 A JPH0544577 A JP H0544577A
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- JP
- Japan
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- booster
- nozzle
- combustor
- hinge
- fuel
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- Pending
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- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 29
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 13
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 4
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 飛翔体等のラムジェットエンジン燃焼器内に
ブースタ推進薬を充填した推進装置において、ブースタ
推進からラムジェット推進に変えるときのノズルの放出
をなくし、また、ラムジェット推進時にノズルのスロー
ト面積を適切にしてエンジン性能を向上させる。 【構成】 空気取入ダクトを有するラムジェットエンジ
ンの燃焼器３内にブースタ推進薬２を充填した飛行体推
進装置において、そのノズルはヒンジ２１で互いに連結
された前後の２枚の板１８、１９からなる可動板を備え
可動板を２個を対にして燃焼器３の出口部に向い合わせ
に配置し、各可動板の前方の板１８をヒンジ２０によっ
て燃焼器３のケーシング３′に取付けた。
ブースタ推進薬を充填した推進装置において、ブースタ
推進からラムジェット推進に変えるときのノズルの放出
をなくし、また、ラムジェット推進時にノズルのスロー
ト面積を適切にしてエンジン性能を向上させる。 【構成】 空気取入ダクトを有するラムジェットエンジ
ンの燃焼器３内にブースタ推進薬２を充填した飛行体推
進装置において、そのノズルはヒンジ２１で互いに連結
された前後の２枚の板１８、１９からなる可動板を備え
可動板を２個を対にして燃焼器３の出口部に向い合わせ
に配置し、各可動板の前方の板１８をヒンジ２０によっ
て燃焼器３のケーシング３′に取付けた。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本考案は、超音速で飛行する飛翔
体等の飛行体の推進装置の可変ノズルに関する。
体等の飛行体の推進装置の可変ノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】図３に、飛翔体用のブースタ内装式液体
ラムジェットエンジンの従来の例を示す。ブースタ内装
式液体ラムジェットエンジンは、燃焼器３、同燃焼器３
内に充填されたブースタ推進薬２、燃焼器３の出口部に
設けられたラムジェット用排気ノズル４、燃料ポンプ
５、同燃料ポンプ５に接続された燃料制御装置６、同燃
料制御装置８に接続され先端に燃料ノズル８をもつ燃料
配管７、ラムジェット点火装置９、ポートカバー１０、
前記ラムジェット用排気ノズル４の内側に設けられたブ
ースタ用排気ノズル１１、及びブースタ点火装置１２か
ら構成される。これらに、燃焼器３にその後端が接続さ
れた空気取入ダクト１３、及び燃料タンク１４を組み合
わせて推進装置とし、飛翔体１の後部に配置される。前
記燃料ポンプ５は燃料タンク１４に接続され、前記燃料
ノズル８は空気取入ダクト１３内に配置され、また、前
記ポートカバー１０は空気取入ダクト１３と燃焼器３と
接続部に配置されている。
ラムジェットエンジンの従来の例を示す。ブースタ内装
式液体ラムジェットエンジンは、燃焼器３、同燃焼器３
内に充填されたブースタ推進薬２、燃焼器３の出口部に
設けられたラムジェット用排気ノズル４、燃料ポンプ
５、同燃料ポンプ５に接続された燃料制御装置６、同燃
料制御装置８に接続され先端に燃料ノズル８をもつ燃料
配管７、ラムジェット点火装置９、ポートカバー１０、
前記ラムジェット用排気ノズル４の内側に設けられたブ
ースタ用排気ノズル１１、及びブースタ点火装置１２か
ら構成される。これらに、燃焼器３にその後端が接続さ
れた空気取入ダクト１３、及び燃料タンク１４を組み合
わせて推進装置とし、飛翔体１の後部に配置される。前
記燃料ポンプ５は燃料タンク１４に接続され、前記燃料
ノズル８は空気取入ダクト１３内に配置され、また、前
記ポートカバー１０は空気取入ダクト１３と燃焼器３と
接続部に配置されている。
【０００３】ブースタ点火装置１２によりブースタ推進
薬２が点火されると、飛翔体１はブースタによって超音
速に加速される。ブースタ推進薬２が全て燃えつきると
ポートカバー１０が外れ、空気が空気取入ダクト１３を
経て燃焼器３内に勢いよく流入し、ブースタ用排気ノズ
ル１１と共に、ラムジェット用排気ノズル４から放出さ
れる。
薬２が点火されると、飛翔体１はブースタによって超音
速に加速される。ブースタ推進薬２が全て燃えつきると
ポートカバー１０が外れ、空気が空気取入ダクト１３を
経て燃焼器３内に勢いよく流入し、ブースタ用排気ノズ
ル１１と共に、ラムジェット用排気ノズル４から放出さ
れる。
【０００４】ポートカバー１０とブースタ用排気ノズル
１１の放出後、燃料ポンプ５が燃料タンク１４から液体
燃料を吸い込み、燃料制御装置６、燃料配管７を通し
て、空気取入ダクト１３内に配設された燃料ノズル８に
液体燃料を送って気流中に噴霧し、ラムジェット点火装
置９によって液体燃料が着火されると、燃焼器３内で発
生した高温ガスを排気ノズル４を通って高速で後方へ噴
出させることによって、前方方向への推力が発生し、以
降ラムジェット点火装置９を停止していてもラムジェッ
トエンジンとして作動する。
１１の放出後、燃料ポンプ５が燃料タンク１４から液体
燃料を吸い込み、燃料制御装置６、燃料配管７を通し
て、空気取入ダクト１３内に配設された燃料ノズル８に
液体燃料を送って気流中に噴霧し、ラムジェット点火装
置９によって液体燃料が着火されると、燃焼器３内で発
生した高温ガスを排気ノズル４を通って高速で後方へ噴
出させることによって、前方方向への推力が発生し、以
降ラムジェット点火装置９を停止していてもラムジェッ
トエンジンとして作動する。
【０００５】図４に、従来の排気ノズル部の拡大図を示
す。排気ノズル部には、ブースタ用排気ノズル１１とラ
ムジェット用排気ノズル４の２種類の排気ノズルが設け
られ、ブースタ用排気ノズル１１はラムジェット用排気
ノズル４の中に収納され、クランプ１５で固定されてい
る。ブースタからラムジェットに遷移するときは、クラ
ンプ１５のボルト１６を爆破してクランプ１５を外すこ
とにより、ブースタ用排気ノズル１１が放出され、ラム
ジェット用排気ノズル４が現れる。
す。排気ノズル部には、ブースタ用排気ノズル１１とラ
ムジェット用排気ノズル４の２種類の排気ノズルが設け
られ、ブースタ用排気ノズル１１はラムジェット用排気
ノズル４の中に収納され、クランプ１５で固定されてい
る。ブースタからラムジェットに遷移するときは、クラ
ンプ１５のボルト１６を爆破してクランプ１５を外すこ
とにより、ブースタ用排気ノズル１１が放出され、ラム
ジェット用排気ノズル４が現れる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】前記従来のブースタ内
装式ラムジェットエンジンを装備した飛翔体が航空機か
ら発射される場合、発射数秒後にブースタ推進薬が燃え
尽き、ブースタ用排気ノズル１１が放出されるため、発
射母機と衝突する可能性が高く非常に危険である。
装式ラムジェットエンジンを装備した飛翔体が航空機か
ら発射される場合、発射数秒後にブースタ推進薬が燃え
尽き、ブースタ用排気ノズル１１が放出されるため、発
射母機と衝突する可能性が高く非常に危険である。
【０００７】また、従来のラムジェット用排気ノズル４
のスロート面積は固定であるため、設計点以外では、空
気取入口から取り込んだ空気流量及び燃料流量に対し
て、最適のスロート面積がとれず、エンジン性能が悪
い。
のスロート面積は固定であるため、設計点以外では、空
気取入口から取り込んだ空気流量及び燃料流量に対し
て、最適のスロート面積がとれず、エンジン性能が悪
い。
【０００８】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる飛行体推進装置の可変ノズルを提供しようとする
ものである。
できる飛行体推進装置の可変ノズルを提供しようとする
ものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の飛行体推進装置
の可変ノズルは、空気取入ダクトを有するラムジェット
エンジンの燃焼器内にブースタ推進薬を充填している飛
行体推進装置において、ヒンジで互いに連結された前後
の２枚の板からなる可動板の２個を対として燃焼器の出
口部に向い合わせに配置し、前記可動板の前方の板をヒ
ンジを介して燃焼器のケーシングに取付けた。
の可変ノズルは、空気取入ダクトを有するラムジェット
エンジンの燃焼器内にブースタ推進薬を充填している飛
行体推進装置において、ヒンジで互いに連結された前後
の２枚の板からなる可動板の２個を対として燃焼器の出
口部に向い合わせに配置し、前記可動板の前方の板をヒ
ンジを介して燃焼器のケーシングに取付けた。
【００１０】
【作用】本発明の可動板からなる可変ノズルでは、ブー
スタ推進薬の燃焼時にも、ラムジェット燃料の燃焼時に
も共通の可変ノズルが使用され、排気ノズルの放出が行
なわれない。
スタ推進薬の燃焼時にも、ラムジェット燃料の燃焼時に
も共通の可変ノズルが使用され、排気ノズルの放出が行
なわれない。
【００１１】また、ラムジェット作動時に、空気取入口
から取り込んだ空気流量と燃料流量が増大すると、２枚
の板からなる可動板はヒンジまわりに回動し、空気流量
と燃料流量に応じて排気ノズルのスロート面積が最適に
調整される。
から取り込んだ空気流量と燃料流量が増大すると、２枚
の板からなる可動板はヒンジまわりに回動し、空気流量
と燃料流量に応じて排気ノズルのスロート面積が最適に
調整される。
【００１２】また、更に機構が簡単で、軽量、信頼性が
高いと共に、可変ノズルのスロートの面積比を大きく取
れるので、その可変範囲が広い。
高いと共に、可変ノズルのスロートの面積比を大きく取
れるので、その可変範囲が広い。
【００１３】
【実施例】本発明の一実施例を、図１及び図２によって
説明する。本実施例は、図３に示されると同様な飛翔体
用のブースタ内装式液体ラムジェットエンジンに係るも
ので、同一の部分には同一の符号を付してその説明を省
略し、以下相違する点について説明する。
説明する。本実施例は、図３に示されると同様な飛翔体
用のブースタ内装式液体ラムジェットエンジンに係るも
ので、同一の部分には同一の符号を付してその説明を省
略し、以下相違する点について説明する。
【００１４】ブースタ推進薬２が充填された円筒状の燃
焼器３の後端の出口部に可変ノズル１７が形成されてい
る。同可変ノズル１７は、４個の可動板で構成される。
同可動板の各々は、図２に示すように丸みをついたへ字
状に湾曲するように互いにヒンジ２１で連結された前方
の板１８と後方の板１９から成る。この４組の可動板
が、燃焼器３のケーシング３′内に十字型に、かつケー
シング３′の内方へ突出するように向い合わせに配置さ
れ各可動板の前方の板１８の前端がケーシング３′にヒ
ンジ２０によって取付けられ、後方の板１９の後端はケ
ーシング３′上をスライドできるようになっている。
焼器３の後端の出口部に可変ノズル１７が形成されてい
る。同可変ノズル１７は、４個の可動板で構成される。
同可動板の各々は、図２に示すように丸みをついたへ字
状に湾曲するように互いにヒンジ２１で連結された前方
の板１８と後方の板１９から成る。この４組の可動板
が、燃焼器３のケーシング３′内に十字型に、かつケー
シング３′の内方へ突出するように向い合わせに配置さ
れ各可動板の前方の板１８の前端がケーシング３′にヒ
ンジ２０によって取付けられ、後方の板１９の後端はケ
ーシング３′上をスライドできるようになっている。
【００１５】本実施例では、燃焼器３内に充填されたブ
ースタ推進薬２が燃焼する時には、燃焼ガスは４組の可
動板で構成される可変ノズル１７から後方へ向かって噴
出される。
ースタ推進薬２が燃焼する時には、燃焼ガスは４組の可
動板で構成される可変ノズル１７から後方へ向かって噴
出される。
【００１６】また、ブースタ推進薬２が燃えつきた後の
液体燃料の燃焼時にも、燃焼ガスは可変ノズル１７から
後方へ向かって噴出されるが、空気取入ダクト１３かち
燃焼器３へ導入される空気流量と液体燃料の流量が増加
すると、各可動板の板１８、１９は、ヒンジ２０、２１
まわりに回動して、図２に実線で示す位置から鎖線で示
すようにケーシング３′に接近した１８ａ、１９ａの位
置へ移動する。
液体燃料の燃焼時にも、燃焼ガスは可変ノズル１７から
後方へ向かって噴出されるが、空気取入ダクト１３かち
燃焼器３へ導入される空気流量と液体燃料の流量が増加
すると、各可動板の板１８、１９は、ヒンジ２０、２１
まわりに回動して、図２に実線で示す位置から鎖線で示
すようにケーシング３′に接近した１８ａ、１９ａの位
置へ移動する。
【００１７】従って４組の可動板で形成される可変ノズ
ル１７のスロート面積は、燃焼器３内へ導入される空気
と液体燃料の流量によって変化し、適正なスロート面積
を得ることができ、エンジンの性能を向上させることが
できる。
ル１７のスロート面積は、燃焼器３内へ導入される空気
と液体燃料の流量によって変化し、適正なスロート面積
を得ることができ、エンジンの性能を向上させることが
できる。
【００１８】また、可動板は、２枚の板１８、１９をヒ
ンジ２１によって互いに連結され、前方の板１８の前端
を燃焼器３のケーシング３′にヒンジ２０を介して取付
けた簡単な構造であり、しかも、空気と液体燃料の流量
に応じて滑らかに作動することができる。
ンジ２１によって互いに連結され、前方の板１８の前端
を燃焼器３のケーシング３′にヒンジ２０を介して取付
けた簡単な構造であり、しかも、空気と液体燃料の流量
に応じて滑らかに作動することができる。
【００１９】更に、前記のように、ブースタ推進薬の燃
焼時も、液体燃料の燃焼時も共通の可変ノズル１７が使
用され、従来のようにブースタ用排気ノズルの放出がな
く母機の安全性が向上する。
焼時も、液体燃料の燃焼時も共通の可変ノズル１７が使
用され、従来のようにブースタ用排気ノズルの放出がな
く母機の安全性が向上する。
【００２０】前記実施例では、可動板を４個十字型に向
い合わせに配置しているが、２個の可動板を向い合わせ
に設けてもよく、また６個以上の偶数個の可動板を設け
て２個づつ対にして、この対をなす２個の可動板を互い
に向い合わせに配置するようにしてもよい。
い合わせに配置しているが、２個の可動板を向い合わせ
に設けてもよく、また６個以上の偶数個の可動板を設け
て２個づつ対にして、この対をなす２個の可動板を互い
に向い合わせに配置するようにしてもよい。
【００２１】
【発明の効果】以上説明したように、本発明は、互いに
連結された前後の２枚の板からなる可動板の２個を対と
して燃焼器の出口部に向い合わせに配置し、各可動板の
前方の板をヒンジを介して燃焼器ケーシングに取付けた
ことによって、非放出型のノズルとすることができて母
機の安全性を向上させることができると共に、空気流量
と燃料流量に応じた最適のスロート面積を設定してエン
ジンの性能を向上させることができる。
連結された前後の２枚の板からなる可動板の２個を対と
して燃焼器の出口部に向い合わせに配置し、各可動板の
前方の板をヒンジを介して燃焼器ケーシングに取付けた
ことによって、非放出型のノズルとすることができて母
機の安全性を向上させることができると共に、空気流量
と燃料流量に応じた最適のスロート面積を設定してエン
ジンの性能を向上させることができる。
【図１】本発明の一実施例の側面図である。
【図２】同実施例の要部を拡大して示し、図２（ａ）は
縦断正面図、図２（ｂ）は縦断側面図である。
縦断正面図、図２（ｂ）は縦断側面図である。
【図３】従来のブースタ内装式液体ラムジェットエンジ
ンの側面図である。
ンの側面図である。
【図４】同従来のブースタ内装置液体ラムジェットエン
ジンの排気ノズルを拡大して示し、図４（ａ）は縦断側
面図、図４（ｂ）は正面図である。
ジンの排気ノズルを拡大して示し、図４（ａ）は縦断側
面図、図４（ｂ）は正面図である。
１ 飛翔体 ２ ブースタ推進薬 ３ 燃焼器 ３′ 燃焼器のケーシング ４ ラムジェット用排気ノズル ５ 燃料ポンプ ６ 燃料制御装置 ７ 燃料配管 ８ 燃料ノズル ９ ラムジェット点火装置 １０ ポートカバー １１ ブースタ用排気ノズル １２ ブースタ点火装置 １３ 空気取入ダクト １４ 燃料タンク １５ クランプ １６ ボルト １７ 可変ノズル １８，１９ 可動板の板 ２０，２１ ヒンジ
Claims (1)
- 【請求項１】 空気取入ダクトを有するラムジェットエ
ンジンの燃焼器内にブースタ推進薬を充填している飛行
体推進装置において、ヒンジで互いに連結された前後の
２枚の板からなる可動板の２個を対として燃焼器の出口
部に向い合わせに配置し、前記各可動板の前方の板をヒ
ンジを介して燃焼器のケーシングに取付けたことを特徴
とする飛行体推進装置の可変ノズル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19653391A JPH0544577A (ja) | 1991-08-06 | 1991-08-06 | 飛行体推進装置の可変ノズル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19653391A JPH0544577A (ja) | 1991-08-06 | 1991-08-06 | 飛行体推進装置の可変ノズル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0544577A true JPH0544577A (ja) | 1993-02-23 |
Family
ID=16359324
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19653391A Pending JPH0544577A (ja) | 1991-08-06 | 1991-08-06 | 飛行体推進装置の可変ノズル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0544577A (ja) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61112769A (ja) * | 1984-11-02 | 1986-05-30 | ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン | ガスタ−ビンエンジン用の二次元可変面積排気ノズル |
-
1991
- 1991-08-06 JP JP19653391A patent/JPH0544577A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61112769A (ja) * | 1984-11-02 | 1986-05-30 | ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン | ガスタ−ビンエンジン用の二次元可変面積排気ノズル |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19980707 |