JP2001140697A - プラグノズルジェットエンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】超音速時のボートテール抵抗を軽減化すること
ができ、音速を超える超音速巡航機にも使用可能なプラ
グノズルを使用したジェットエンジンを提供する。 【解決手段】プラグノズルジェットエンジン１０は、断
面形状矩形のナセル１１の内部にジェット機関２０が収
容されると共に、ジェット機関２０とナセル１１の間に
余剰空気供給通路１２が配設され、インテークからの余
剰空気を余剰空気供給通路１２を介してシュラウド３４
とノズルカウル３１の間に導いて、ボートテール部に噴
出させるように構成されているて構成されている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、プラグノズルを備
えたジェットエンジンに関する。

【０００２】

【従来の技術】ジェットエンジンでは、その飛行速度
と、排気ノズル部のスロート面積とその下流のノズル出
口開口面積との比（開口比）の最適値との間に、図６に
示すような相関関係がある。即ち、飛行速度の増大に伴
って最適開口比は大きくなる。

【０００３】このため、亜音速や音速を越えて飛行する
航空機に用いられるジェットエンジンでは、そのノズル
部にノズル開口部を機構的に変化させることのできるコ
ンバージェントダイバージェントノズル（以下ＣＤノズ
ル）が用いられることが多い。

【０００４】ＣＤノズルは、二次元のＣＤノズルの概念
図である図７に示すように、コンバージェントフラップ
ＣＦがジェットエンジン本体Ｅに第一の枢着軸Ｓ１で揺
動可能に設けられると共に、このコンバージェントフラ
ップＣＦの後端に第一の枢着軸Ｓ１と平行な第二の枢着
軸Ｓ２でダイバージェントフラップＤＦが揺動可能に設
けられ、両フラップＣＦ，ＤＦが図示しないリンク機構
を介して駆動手段によって揺動駆動されるように構成さ
れている。これにより、コンバージェントフラップＣＦ
で噴射ガスを絞ってスロートを形成すると共にダイバー
ジェントフラップＤＦでジェットの噴出角度を規定し、
それぞれのフラップＣＦ，ＤＦを揺動操作することで、
開口比を（Ａ）に示す小さい状態から（Ｂ）に示す大き
な状態に変化させることができるようになっているもの
である。このようなＣＤノズルによって、飛行速度に応
じた最適開口比となるようにノズル開口部を変化させる
ことで、各速度域で高い効率を得ることができる。

【０００５】ところが、上記のごときＣＤノズルは構成
が複雑であって重量も大きく、可変機構に故障の虞も有
する。

【０００６】一方、このような問題のないジェットエン
ジンのノズル部構成として、プラグノズルがある。

【０００７】プラグノズルは、図８に概念図を示すよう
に、排気ノズル部のノズルカウル３１′の内部中央にプ
ラグ３２′がストラット３３′を介して配設されて構成
され、スロートＳはこのノズルカウル３１′とプラグ３
２′の間に円環状に形成される。このようなプラグノズ
ルでは、図示のごとく、プラグ３２′のスロートＳの下
流部分でジェットが超音速膨張を行い、外気との圧力バ
ランスによって排気流の境界が自動的に調整されるた
め、固定形状であっても幅広い圧力比で高いノズル効率
を得ることができる。ＣＤノズルのような可変機構が必
要ないために排気ノズルシステム全体を軽量に構成で
き、また、プラグによってジェットを小さく分割すると
共にプラグの内部に吸音材を配置できるために低騒化が
容易であるという利点がある。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、プラグ
ノズルでは、カウルの後端部はスロートを形成するため
に必然的に外部流に対して内向きの角度（ボートテール
角：θ）を有するボートテール形状となり、この形状に
起因して抵抗（ボートテール抵抗）を生ずる。つまり、
ボートテール部には図９に示すように大気圧より低い部
分が形成され、この低圧部分がエンジン全体を下流側に
引っ張って外部抵抗となるものである。

【０００９】このボートテール抵抗の大小は、カウルの
後端部（ボートテール）と外部流の成す角度であるボー
トテール角：θ（=カウル角）に依存し、このボートテ
ール角：θが小さければボートテール部の壁面制圧分布
が全体的に高くなり、外部抵抗は低くなる。

【００１０】一方、プラグノズルボートテール角：θ
は、図１０にマッハ数とカウル角（ボートテール角）の
関係のグラフを示すように、設計速度（マッハ数）の増
大に伴って増大する。従って、設計マッハ数が大きいほ
どボートテール角が大きくなり、その結果、外部抵抗も
大きくなる。

【００１１】即ち、図１１に設計飛行マッハ数を２．２
としたプラグノズル（ボートテール角４５゜）のマッハ
数に対する抵抗係数のグラフを示すように、図中破線で
示す二次元ＣＤノズルと比較して、遷音速時では外部抵
抗が低いものの超音速時において高い外部抵抗を生ずる
ものである。ＣＤノズルの外部抵抗が超音速時に低くな
る理由は、図７中に示すように、、超音速域において出
口面積を大きくすることに伴ってボートテール角が小さ
くなってボートテール抵抗を減少させることによる。

【００１２】上記のごとき理由により、プラグノズル
は、可変機構が必要ないために排気ノズルシステム全体
を軽量に構成でき故障の虞もないという利点を有するに
もかかわらず、超音速時にボートテール抵抗が極めて大
きくなるために亜音速の旅客機等に用いられているのみ
で、超音速巡航機には用いられていないものであった。

【００１３】本発明は、上記問題に鑑みてなされたもの
であって、超音速時のボートテール抵抗を軽減化するこ
とができ、音速を超える超音速巡航機にも使用可能なプ
ラグノズルを使用したジェットエンジンを提供すること
を目的とする。

【００１４】

【課題を解決する為の手段】上記目的を達成する本発明
のプラグノズルジェットエンジンは、ノズルカウル部の
外周側にシュラウドが配設されて両者の間に二次流通路
が形成されると共に、当該ジェット機関本体とナセルの
間にインテークと前記二次流通路をつなぐ余剰空気供給
通路が形成され、前記インテークからの余剰空気を前記
余剰空気供給通路を介して前記二次流通路に導いてボー
トテール部の外周に噴出させるように構成されているこ
とを特徴とする。

【００１５】また、上記ナセルは断面形状矩形であっ
て、上記余剰空気供給通路はその四隅に設けられている
ことを特徴とする。

【００１６】

【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照して本願発
明の実施の形態について説明する。

【００１７】図１は、本願発明に係るプラグノズルジェ
ットエンジンの一構成例を示す概念的な縦断面図，図２
はその背面図，図３はＡ−Ａ断面に相当する横断面図で
ある。

【００１８】図示プラグノズルジェットエンジン１０
は、断面形状矩形のナセル１１の内部にジェット機関２
０が収容されると共に、ジェット機関２０とナセル１１
の間に余剰空気供給通路１２が配設されて構成されてい
る。

【００１９】ジェット機関２０は、バイパスジェット機
関であって、前置ファン２１，圧縮機２２，燃焼器２
３，前置ファン２１及び圧縮機２２を駆動するタービン
２４及びジェットノズル３０が直列に配設されて構成さ
れ、前方の吸気口から吸入した空気を前置ファン２１及
び圧縮機２２で圧縮し、これに燃料を加えて燃焼器２３
で燃焼させて高温の燃焼ガスを形成し、このガスでター
ビン２４を駆動した後、ジェットノズル３０から噴射す
るようになっている。また、前置ファン２１による圧縮
空気の一部が機関外周部に配設されたバイパス通路２５
を介してタービン２４からの排気部に導かれ、排気流に
合流してジェットノズル３０から噴出するようになって
いる。

【００２０】ジェットノズル３０は、ノズルカウル部と
しての円筒状のノズルカウル３１の内部中央に、略紡錘
形のプラグ３２がストラット３３によって支持されると
共に、ノズルカウル３１の外周側にシュラウド３４が配
設されて構成されている。

【００２１】ノズルカウル３１は、その下流側開口端が
所定角度（カウル角度）で小径化するコーン状で、プラ
グ３２との間に円環状のスロート３０Ｓを形成するよう
になっており、この後端部がボートテール部となってい
る。

【００２２】シュラウド３４は、ノズルカウル３１より
一回り大きい円筒状で、ノズルカウル３１との間に円環
状の二次流通路３５を形成するように配設され、その後
端はノズルカウル３１のボートテール部の前端近傍に設
定されている。このシュラウド３４とノズルカウル３１
の間の二次流通路３５には余剰流ダクト１２が接続され
ている。

【００２３】余剰流ダクト１２は、ナセル１１の四隅の
ジェット機関２０との間に、インテーク部と二次流通路
３５の間を連結して配設されている。このように、断面
形状矩形のナセル１１の四隅に余剰流ダクト１２を配設
することにより、当該余剰流ダクト１２の有無によって
前面投影面積が増大することはない。

【００２４】而して、上記のごとく構成されたプラグノ
ズルジェットエンジン１０では、余剰流ダクト１２を介
した空気を二次流通路３５からノズルカウル３１の外周
部に噴射することにより、ボートテール抵抗を減少させ
ると共にその推力増強によって高い効率を得ることがで
きる。

【００２５】ここで、余剰流ダクト１２の入口条件を、
インテーク余剰流の圧力損失を１０％とすると共にその
ダクト面積をエンジンとナセルの間の６０％を利用する
ものとした場合、図４に各飛行マッハ数における二次流
と一次流の全圧比及び流量比計算結果のグラフを示すよ
うに、二次流の全圧は飛行領域全域でほぼ一次流の５０
％程度、流量はバイパス流が増大する遷音速飛行時に極
大値を示して一次流の約２０％に達する。つまり、最も
外部抵抗の大きくなる遷音速時に大きな二次流量を得ら
れる。尚、二次流の流量は、二次流全圧と大気圧及び二
次流出口面積によって決まるが、前述の条件で遷音速時
から超音速巡航状態まで略一定のスロート面積で対応可
能である。

【００２６】このような条件で、設計飛行マッハ数を
２．２としたプラグノズルジェットエンジンの飛行マッ
ハ数に対する抵抗係数を数値計算による予測及び風洞試
験によって得られた結果のグラフを図５に示す。これに
より、図中破線で示す従来型の二次元ＣＤノズルに比較
して、外部抵抗が最も大きくなる遷音速時において約６
０％外部抵抗を削減できることが解る。

【００２７】つまり、インテーク余剰流を余剰流ダクト
１２を介して二次流通路３５からノズルカウル３１の外
周後端に噴射することで、ノズルカウル３１の外気に曝
されるボートテール部は存在しなくなって外部抵抗を削
減できるものであり、インテーク余剰流は最も外部抵抗
の大きくなる遷音速時に大きな流量が得られるため、そ
の抵抗削減効果が大きく、超音速巡航機にも使用可能と
なるものである。

【００２８】

【発明の効果】以上述べたように、本願発明に係るプラ
グノズルジェットエンジンでは、ノズルカウル部の外周
側にシュラウドが配設されて両者の間に二次流通路が形
成されると共に、当該ジェット機関本体とナセルの間に
インテークと二次流通路をつなぐ余剰空気供給通路が形
成され、インテークからの余剰空気を余剰空気供給通路
を介して二次流通路に導いてボートテール部の外周に噴
出させるように構成されていることにより、ノズルカウ
ルの外気に曝されるボートテール部は存在しなくなって
ボートテール抵抗を減少させることができると共にこの
二次流噴射による推力増強によって高い効率を得ること
ができる。インテーク余剰流は最も外部抵抗の大きくな
る遷音速時に大きな流量が得られるため、その抵抗削減
効果が大きく、超音速巡航機にも使用し得るものであ
る。

【００２９】また、ナセルは断面形状矩形であって、余
剰空気供給通路はその四隅に設けられていることによ
り、エンジン全体の大型化を防ぐことができるものであ
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本願発明に係るプラグノズルジェットエンジン
の一構成例を示す概念的な縦断面図である。

【図２】図１の背面図である。

【図３】図１のＡ−Ａ断面に相当する横断面図である。

【図４】飛行マッハ数における二次流と一次流の全圧比
及び流量比計算結果のグラフである。

【図５】飛行マッハ数に対する抵抗係数を数値計算によ
る予測及び風洞試験によって得られた結果のグラフであ
る。

【図６】排気ノズル部の開口比の最適値を示すグラフで
ある。

【図７】二次元のＣＤノズルの概念図である。

【図８】プラグノズルの概念図である。

【図９】ボートテール部の外部抵抗形成の説明図であ
る。

【図１０】マッハ数とカウル角（ボートテール角）の関
係を示すグラフである。

【図１１】プラグノズルのマッハ数に対する抵抗係数を
示すグラフである。

【符号の説明】

１０ プラグノズルジェットエンジン １１ ナセル １２ 余剰空気供給通路 ２０ ジェット機関（ジェット機関本体） ３０ ノズル部 ３１ ノズルカウル（ノズルカウル部） ３２ プラグ ３４ シュラウド ３５ 二次流通路

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】プラグノズルを備えたジェットエンジンに
   おいて、 ノズルカウル部の外周側にシュラウドが配設されて両者
   の間に二次流通路が形成されると共に、ジェット機関本
   体とナセルの間にインテークと前記二次流通路をつなぐ
   余剰空気供給通路が形成され、前記インテークからの余
   剰空気を前記余剰空気供給通路を介して前記二次流通路
   に導いてボートテール部の外周に噴出させるように構成
   されていることを特徴とするプラグノズルジェットエン
   ジン。
2. 【請求項２】上記ナセルは断面形状矩形であって、上記
   余剰空気供給通路はその四隅に設けられていることを特
   徴とする請求項１に記載のプラグノズルジェットエンジ
   ン。