JPH07208265A - エアターボラムエンジン - Google Patents
エアターボラムエンジンInfo
- Publication number
- JPH07208265A JPH07208265A JP2330794A JP2330794A JPH07208265A JP H07208265 A JPH07208265 A JP H07208265A JP 2330794 A JP2330794 A JP 2330794A JP 2330794 A JP2330794 A JP 2330794A JP H07208265 A JPH07208265 A JP H07208265A
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- JP
- Japan
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- air
- gas generator
- turbines
- ram
- compression
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 単一のガス発生器で発生した高温高圧ガスに
より２台の圧縮用ファンを駆動させて、全体を構成簡単
で軽量にしつつ、空気を有効利用して推進力の増大を図
れるようにする。 【構成】 ラム燃焼器１の前方斜め上方位置に開口する
空気取入口５からラム燃焼器１に至る傾斜状の導気通路
７内に、機体１の横幅方向に並べて２つの圧縮用ファン
８，８とこれと同軸１０，１０に直結されたタービン
９，９とを設け、その２つのタービン９，９を単一のガ
ス発生器１１で発生させた高温高圧ガスで駆動するよう
にしている。
より２台の圧縮用ファンを駆動させて、全体を構成簡単
で軽量にしつつ、空気を有効利用して推進力の増大を図
れるようにする。 【構成】 ラム燃焼器１の前方斜め上方位置に開口する
空気取入口５からラム燃焼器１に至る傾斜状の導気通路
７内に、機体１の横幅方向に並べて２つの圧縮用ファン
８，８とこれと同軸１０，１０に直結されたタービン
９，９とを設け、その２つのタービン９，９を単一のガ
ス発生器１１で発生させた高温高圧ガスで駆動するよう
にしている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えば宇宙ロケット
や超音速航空機等の航空用推進機関などに適用されるエ
アターボラムエンジンに関するものである。
や超音速航空機等の航空用推進機関などに適用されるエ
アターボラムエンジンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】この種のエアターボラムエンジンにおい
て、従来、図５の概要構成で示すように、機体３０に装
着した単一のガス発生器３１で発生した高温高圧ガスＧ
でタービン３２を駆動して、該タービン３２と同軸３３
に直結された単一の圧縮用ファン３４を駆動回転させる
ことにより、機体３０の前面に開口された空気取入口３
５から取り入れた空気Ａを圧縮しつつ機体３０に搭載し
たラム燃焼器３６に向けて導入させるようにしたものが
知られている（例えば、特開平２−１０８８３８号公報
など）。
て、従来、図５の概要構成で示すように、機体３０に装
着した単一のガス発生器３１で発生した高温高圧ガスＧ
でタービン３２を駆動して、該タービン３２と同軸３３
に直結された単一の圧縮用ファン３４を駆動回転させる
ことにより、機体３０の前面に開口された空気取入口３
５から取り入れた空気Ａを圧縮しつつ機体３０に搭載し
たラム燃焼器３６に向けて導入させるようにしたものが
知られている（例えば、特開平２−１０８８３８号公報
など）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記した従来技術によ
れば、上記各構成要素を機体３０に搭載する場合、それ
らの配置関係がインスタレーション上、種々の制約をう
けやすい。特に、点検頻度が多いガス発生器３１が圧縮
用ファン３４とタービン３２との間に配置されるので、
そのガス発生器３１に対する整備性がよくない。また、
単一の圧縮用ファン３４を用いるだけであるから、幅広
い投影面積の大きな機体に搭載するような場合は、前面
の空気取入口３５から入ってくる空気のうち、図６の斜
線を挿入した部分の空気は有効に利用することができ
ず、推進力を十分に増大しにくい。
れば、上記各構成要素を機体３０に搭載する場合、それ
らの配置関係がインスタレーション上、種々の制約をう
けやすい。特に、点検頻度が多いガス発生器３１が圧縮
用ファン３４とタービン３２との間に配置されるので、
そのガス発生器３１に対する整備性がよくない。また、
単一の圧縮用ファン３４を用いるだけであるから、幅広
い投影面積の大きな機体に搭載するような場合は、前面
の空気取入口３５から入ってくる空気のうち、図６の斜
線を挿入した部分の空気は有効に利用することができ
ず、推進力を十分に増大しにくい。
【０００４】また、取り入れられる空気の有効利用によ
って推進力の増大を図るように、上記ガス発生器３１、
圧縮用ファン３４およびタービン３２などからなるエン
ジンを機体の横幅方向に２台並設することも考えられる
が、この場合は、機体重量が大きくなるばかりでなく、
構成要素数及び部品点数が著しく増加し、故障率の上
昇、整備性の悪化を招きやすいとともに、燃料供給系の
構成も複雑になるという難点がある。
って推進力の増大を図るように、上記ガス発生器３１、
圧縮用ファン３４およびタービン３２などからなるエン
ジンを機体の横幅方向に２台並設することも考えられる
が、この場合は、機体重量が大きくなるばかりでなく、
構成要素数及び部品点数が著しく増加し、故障率の上
昇、整備性の悪化を招きやすいとともに、燃料供給系の
構成も複雑になるという難点がある。
【０００５】この発明は上記のような実情に鑑みてなさ
れたもので、単一のガス発生器を用いて、軽量化、構成
の簡素化を図りながら、空気の有効利用によって推進力
の増大を達成することができ、また、整備性にも優れた
エアターボラムエンジンを提供することを目的としてい
る。
れたもので、単一のガス発生器を用いて、軽量化、構成
の簡素化を図りながら、空気の有効利用によって推進力
の増大を達成することができ、また、整備性にも優れた
エアターボラムエンジンを提供することを目的としてい
る。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、この発明に係るエアターボラムエンジンは、機体に
搭載したラム燃焼器の前方斜め上方位置に空気取入口を
開口させ、この空気取入口から取り入れられた空気を上
記ラム燃焼器に向けて導入させる傾斜状の導気通路内
に、２つの圧縮用ファンおよびこれら圧縮用ファンにそ
れぞれ同軸に直結されて該圧縮用ファンをそれぞれ駆動
する２つのタービンを機体の横幅方向に並設するととも
に、上記２つのタービンを駆動する高温高圧ガスを発生
する単一のガス発生器を備えているものである。
め、この発明に係るエアターボラムエンジンは、機体に
搭載したラム燃焼器の前方斜め上方位置に空気取入口を
開口させ、この空気取入口から取り入れられた空気を上
記ラム燃焼器に向けて導入させる傾斜状の導気通路内
に、２つの圧縮用ファンおよびこれら圧縮用ファンにそ
れぞれ同軸に直結されて該圧縮用ファンをそれぞれ駆動
する２つのタービンを機体の横幅方向に並設するととも
に、上記２つのタービンを駆動する高温高圧ガスを発生
する単一のガス発生器を備えているものである。
【０００７】上記構成のエアターボラムエンジンにおい
て、単一のガス発生器を上記傾斜状導気通路の前方の機
体に形成されるデッドスペース部に配置した構成とする
ことが好ましい。
て、単一のガス発生器を上記傾斜状導気通路の前方の機
体に形成されるデッドスペース部に配置した構成とする
ことが好ましい。
【０００８】
【作用】この発明によれば、単一のガス発生器で発生さ
れた高温高圧ガスによって機体の横幅方向に並設された
２つのタービンが駆動されるとともに、これら各タービ
ンに同軸に直結された２つの圧縮用ファンが駆動回転さ
れることになる。これによって、機体の前方斜め上方位
置に開口した空気取入口から取り入れられた大量の空気
を２つの圧縮用ファンで有効に圧縮して、その大量の圧
縮空気をラム燃焼器内に向けて導入させることが可能と
なる。即ち、機体の全体重量の増加割合に比べて、空気
の有効利用量を大きくして推進力の増大が図れる。ま
た、ガス発生器が単一でよいから、燃料供給系の構成が
簡素化され、構成要素数および部品点数の削減が図れ
る。さらに、ガス発生器がエンジン外部に配置されるた
めに、点検などのメンテナンス頻度の多いガス発生器に
対する整備も容易になる。
れた高温高圧ガスによって機体の横幅方向に並設された
２つのタービンが駆動されるとともに、これら各タービ
ンに同軸に直結された２つの圧縮用ファンが駆動回転さ
れることになる。これによって、機体の前方斜め上方位
置に開口した空気取入口から取り入れられた大量の空気
を２つの圧縮用ファンで有効に圧縮して、その大量の圧
縮空気をラム燃焼器内に向けて導入させることが可能と
なる。即ち、機体の全体重量の増加割合に比べて、空気
の有効利用量を大きくして推進力の増大が図れる。ま
た、ガス発生器が単一でよいから、燃料供給系の構成が
簡素化され、構成要素数および部品点数の削減が図れ
る。さらに、ガス発生器がエンジン外部に配置されるた
めに、点検などのメンテナンス頻度の多いガス発生器に
対する整備も容易になる。
【０００９】特に、上記構成において、請求項２の構成
を採用することにより、デッドスペースの有効利用が図
れて、機体を小型化しやすい。
を採用することにより、デッドスペースの有効利用が図
れて、機体を小型化しやすい。
【００１０】
【実施例】以下、この発明の実施例を図面にもとづいて
説明する。図１は、この発明の一実施例によるエアター
ボラムエンジンを搭載した航空用推進体の要部の概略縦
断側面図であり、同図において、１は機体２の後部に搭
載したラム燃焼器であり、後述する圧縮空気ＣＡと保炎
器３の背部から噴射される燃料Ｆを接触燃焼させて、そ
の燃焼排気を後部の排気ノズル４から後方へ向けて排出
することにより必要な推力を得るように構成されてい
る。
説明する。図１は、この発明の一実施例によるエアター
ボラムエンジンを搭載した航空用推進体の要部の概略縦
断側面図であり、同図において、１は機体２の後部に搭
載したラム燃焼器であり、後述する圧縮空気ＣＡと保炎
器３の背部から噴射される燃料Ｆを接触燃焼させて、そ
の燃焼排気を後部の排気ノズル４から後方へ向けて排出
することにより必要な推力を得るように構成されてい
る。
【００１１】５は空気取入口で、上記ラム燃焼器１の前
端部から前方斜め上方へ向けて延設された略角筒状のイ
ンテーク６の前端に開口されており、この空気取入口５
から取り入れられた空気（大気）Ａを上記ラム燃焼器１
に向けて導入させる傾斜状の導気通路７が形成されてい
る。８，８は上記導気通路７内において機体２の横幅方
向に並設した２つの圧縮用ファン、９，９はこれら圧縮
用ファン８，８にそれぞれ同軸１０，１０に直結されて
各圧縮用ファン８，８をそれぞれ駆動するように、機体
２の横幅方向に並設した２つのタービンである。
端部から前方斜め上方へ向けて延設された略角筒状のイ
ンテーク６の前端に開口されており、この空気取入口５
から取り入れられた空気（大気）Ａを上記ラム燃焼器１
に向けて導入させる傾斜状の導気通路７が形成されてい
る。８，８は上記導気通路７内において機体２の横幅方
向に並設した２つの圧縮用ファン、９，９はこれら圧縮
用ファン８，８にそれぞれ同軸１０，１０に直結されて
各圧縮用ファン８，８をそれぞれ駆動するように、機体
２の横幅方向に並設した２つのタービンである。
【００１２】１１は単一のガス発生器であり、上記機体
２の横幅方向においては図２および図３に示すように、
上記２つの圧縮用ファン８，８およびタービン９，９の
中間部で、かつ、上記傾斜状導気通路７の前方の機体２
に形成されるデッドスペース部Ｄに配置されている。こ
のガス発生器１１には燃料および酸化剤Ｆ．Ｏが供給さ
れ、その反応により生成された高温高圧ガスＧを、図１
および図３に示す左右一対のガス導管１２，１２を経て
上記２つのタービン９，９に導くことにより、これらタ
ービン９，９が駆動されるように構成している。
２の横幅方向においては図２および図３に示すように、
上記２つの圧縮用ファン８，８およびタービン９，９の
中間部で、かつ、上記傾斜状導気通路７の前方の機体２
に形成されるデッドスペース部Ｄに配置されている。こ
のガス発生器１１には燃料および酸化剤Ｆ．Ｏが供給さ
れ、その反応により生成された高温高圧ガスＧを、図１
および図３に示す左右一対のガス導管１２，１２を経て
上記２つのタービン９，９に導くことにより、これらタ
ービン９，９が駆動されるように構成している。
【００１３】このように構成されたエアターボラムエン
ジンにおいては、燃料および酸化剤Ｆ．Ｏを単一のガス
発生器１１に供給して両者を反応させることにより、高
温高圧ガスＧが発生され、その高温高圧ガスＧが左右一
対のガス導管１２，１２を経て機体２の横幅方向に並設
された２つのタービン９，９に導かれて、これらタービ
ン９，９が駆動されるとともに、これら各タービン９，
９に同軸１０，１０に直結された２つの圧縮用ファン
８，８が駆動回転されることになる。これによって、機
体２の前方斜め上方位置に開口した空気取入口５から取
り入れられた空気Ａが２つの圧縮用ファン８，８で有効
に圧縮され、その圧縮空気ＣＡがラム燃焼器１内に向け
て導入される一方、保炎器３の背部から燃料Ｆが噴射さ
れて燃焼し、その燃焼排気が後部の排気ノズル４から後
方へ向けて排出されることにより必要な推力が付与され
ることになる。
ジンにおいては、燃料および酸化剤Ｆ．Ｏを単一のガス
発生器１１に供給して両者を反応させることにより、高
温高圧ガスＧが発生され、その高温高圧ガスＧが左右一
対のガス導管１２，１２を経て機体２の横幅方向に並設
された２つのタービン９，９に導かれて、これらタービ
ン９，９が駆動されるとともに、これら各タービン９，
９に同軸１０，１０に直結された２つの圧縮用ファン
８，８が駆動回転されることになる。これによって、機
体２の前方斜め上方位置に開口した空気取入口５から取
り入れられた空気Ａが２つの圧縮用ファン８，８で有効
に圧縮され、その圧縮空気ＣＡがラム燃焼器１内に向け
て導入される一方、保炎器３の背部から燃料Ｆが噴射さ
れて燃焼し、その燃焼排気が後部の排気ノズル４から後
方へ向けて排出されることにより必要な推力が付与され
ることになる。
【００１４】上記のように、単一のガス発生器１１を使
用して、機体２の横幅方向に並設された２つのタービン
９，９および圧縮用ファン１０，１０を駆動するように
したので、ガス発生器１１への燃料供給系の構成を簡素
化できるとともに、全体重量の増加を抑えながら、２つ
の圧縮用ファン１０，１０の駆動によって前面から取り
入れられる空気を有効利用して、推進力の増大が図れ
る。また、ガス発生器がエンジン外部に配置されるため
に、点検などのメンテナンス頻度の多いガス発生器に対
する整備が容易になる。特に、単一のガス発生器１１を
傾斜状導気通路７の前方の機体２に形成されるデッドス
ペース部Ｄに配置することにより、機体２の小型化を図
りやすい。
用して、機体２の横幅方向に並設された２つのタービン
９，９および圧縮用ファン１０，１０を駆動するように
したので、ガス発生器１１への燃料供給系の構成を簡素
化できるとともに、全体重量の増加を抑えながら、２つ
の圧縮用ファン１０，１０の駆動によって前面から取り
入れられる空気を有効利用して、推進力の増大が図れ
る。また、ガス発生器がエンジン外部に配置されるため
に、点検などのメンテナンス頻度の多いガス発生器に対
する整備が容易になる。特に、単一のガス発生器１１を
傾斜状導気通路７の前方の機体２に形成されるデッドス
ペース部Ｄに配置することにより、機体２の小型化を図
りやすい。
【００１５】図４はこの発明の他の実施例によるエアタ
ーボラムエンジンを搭載した航空用推進体の概略縦断面
図であり、この実施例では、上記単一のガス発生器１１
よりも前部の機体２の上面に上向きに開口する空気取入
口１４を形成するとともに、この空気取入口１４の直下
位置に相当する機体２の下部に下方へ向かって垂直に燃
焼排気を排出する排気ノズル１５を有するラム燃焼器１
６を搭載し、上記空気取入口１４からラム燃焼器１６に
至る垂直方向の導気通路１７内に垂直軸１８を介して一
体回転可能に直結された圧縮用ファン１９およびタービ
ン２０を配置して、上記実施例に示した水平姿勢のエン
ジンのほかに、その水平エンジンに対して垂直姿勢のエ
ンジンも搭載し、上記単一のガス発生器１１により発生
した高温高圧ガスＧをバルブ２１，２２の開閉制御によ
って、水平エンジンのタービン９および垂直エンジンの
タービン２０に選択的に供給可能に構成したものであ
る。
ーボラムエンジンを搭載した航空用推進体の概略縦断面
図であり、この実施例では、上記単一のガス発生器１１
よりも前部の機体２の上面に上向きに開口する空気取入
口１４を形成するとともに、この空気取入口１４の直下
位置に相当する機体２の下部に下方へ向かって垂直に燃
焼排気を排出する排気ノズル１５を有するラム燃焼器１
６を搭載し、上記空気取入口１４からラム燃焼器１６に
至る垂直方向の導気通路１７内に垂直軸１８を介して一
体回転可能に直結された圧縮用ファン１９およびタービ
ン２０を配置して、上記実施例に示した水平姿勢のエン
ジンのほかに、その水平エンジンに対して垂直姿勢のエ
ンジンも搭載し、上記単一のガス発生器１１により発生
した高温高圧ガスＧをバルブ２１，２２の開閉制御によ
って、水平エンジンのタービン９および垂直エンジンの
タービン２０に選択的に供給可能に構成したものであ
る。
【００１６】上記のように構成された航空用推進体にお
いては、バルブ２１，２２の開閉制御により単一のガス
発生器１１により発生した高温高圧ガスＧを水平エンジ
ンのタービン９および垂直エンジンのタービン２０に選
択的に供給することにより、機体２の推進方向を水平方
向と垂直方向とに任意に変更することができ、特に、ガ
ス発生器１１を共用することで、複数の推進方向をもつ
航空用推進体をできるだけ構造簡単で小型に、かつ軽く
構成することができるという利点を有する。
いては、バルブ２１，２２の開閉制御により単一のガス
発生器１１により発生した高温高圧ガスＧを水平エンジ
ンのタービン９および垂直エンジンのタービン２０に選
択的に供給することにより、機体２の推進方向を水平方
向と垂直方向とに任意に変更することができ、特に、ガ
ス発生器１１を共用することで、複数の推進方向をもつ
航空用推進体をできるだけ構造簡単で小型に、かつ軽く
構成することができるという利点を有する。
【００１７】
【発明の効果】以上のように、この発明によれば、傾斜
状の導気通路内に圧縮用ファンおよびファン駆動用ター
ビンを置くことで、機体全体の短縮化が図れる。また、
単一のガス発生器を用いて２つの圧縮用ファンを駆動す
ることができるようにしたので、機体全体の軽量化、構
成の簡素化を図りつつ、２つの圧縮用ファンの駆動にと
もない前面の空気取入口から入ってくる空気を有効に利
用して推進力の増大を達成することができる。また、ガ
ス発生器が単一でよいことから、燃料供給系の構成も簡
素化され、構成要素数および部品点数の削減を図ること
ができる。さらに、ガス発生器がエンジン外部に配置さ
れるために、点検などのメンテナンス頻度の多いガス発
生器に対する整備性もよくなるといった効果を奏する。
状の導気通路内に圧縮用ファンおよびファン駆動用ター
ビンを置くことで、機体全体の短縮化が図れる。また、
単一のガス発生器を用いて２つの圧縮用ファンを駆動す
ることができるようにしたので、機体全体の軽量化、構
成の簡素化を図りつつ、２つの圧縮用ファンの駆動にと
もない前面の空気取入口から入ってくる空気を有効に利
用して推進力の増大を達成することができる。また、ガ
ス発生器が単一でよいことから、燃料供給系の構成も簡
素化され、構成要素数および部品点数の削減を図ること
ができる。さらに、ガス発生器がエンジン外部に配置さ
れるために、点検などのメンテナンス頻度の多いガス発
生器に対する整備性もよくなるといった効果を奏する。
【００１８】特に、上記構成において、請求項２の構成
を採用することにより、デッドスペースの有効利用が図
れて、機体を小型化しやすくなる。
を採用することにより、デッドスペースの有効利用が図
れて、機体を小型化しやすくなる。
【図１】この発明の一実施例によるエアターボラムエン
ジンを搭載した航空用推進体の要部の概略縦断側面図で
ある。
ジンを搭載した航空用推進体の要部の概略縦断側面図で
ある。
【図２】同上実施例の概略平面図である。
【図３】図２のＸ−Ｘ線に沿った概略縦断正面図であ
る。
る。
【図４】この発明の他の実施例によるエアターボラムエ
ンジンを搭載した航空用推進体の概略縦断面図である。
ンジンを搭載した航空用推進体の概略縦断面図である。
【図５】従来のエアターボラムエンジンを搭載した航空
用推進体の概略平面図である。
用推進体の概略平面図である。
【図６】図５のＹ−Ｙ線に沿った概略縦断正面図であ
る。
る。
１ ラム燃焼器 ２ 機体 ５ 空気取入口 ７ 導気通路 ８ 圧縮用ファン ９ タービン １０ 同軸 １１ ガス発生器 Ｄ デッドスペース部
Claims (2)
- 【請求項１】 機体に搭載したラム燃焼器の前方斜め上
方位置に空気取入口を開口させ、この空気取入口から取
り入れられた空気を上記ラム燃焼器に向けて導入させる
傾斜状の導気通路内に、２つの圧縮用ファンおよびこれ
ら圧縮用ファンにそれぞれ同軸に直結されて該圧縮用フ
ァンをそれぞれ駆動する２つのタービンを機体の横幅方
向に並設するとともに、上記２つのタービンを駆動する
高温高圧ガスを発生する単一のガス発生器を備えている
ことを特徴とするエアターボラムエンジン。 - 【請求項２】 請求項１において、単一のガス発生器が
上記傾斜状導気通路の前方の機体に形成されるデッドス
ペース部に配置されているエアターボラムエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2330794A JP2652510B2 (ja) | 1994-01-24 | 1994-01-24 | エアターボラムエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2330794A JP2652510B2 (ja) | 1994-01-24 | 1994-01-24 | エアターボラムエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07208265A true JPH07208265A (ja) | 1995-08-08 |
| JP2652510B2 JP2652510B2 (ja) | 1997-09-10 |
Family
ID=12106949
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2330794A Expired - Lifetime JP2652510B2 (ja) | 1994-01-24 | 1994-01-24 | エアターボラムエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2652510B2 (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 |
-
1994
- 1994-01-24 JP JP2330794A patent/JP2652510B2/ja not_active Expired - Lifetime
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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2652510B2 (ja) | 1997-09-10 |
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| US3123322A (en) | Aircraft power plant |
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