JP2018178970A - Fluid-type thrust direction control device - Google Patents

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祐一 丸山
Yuichi Maruyama
祐一 丸山
政士 坂田
Masashi Sakata
政士 坂田
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a fluid-type thrust direction control device which is made compatible in both thrust deflection performance and high thrust.SOLUTION: A nozzle 10 of a fluid-type thrust direction control device has: a first throttle part 12 which is arranged at a downstream side of a nozzle inlet 11, and in which a cross section area of its downstream-side end part is formed narrower than a cross section area of an upstream-side end part, and the downstream-side end part is made to serve as a first throat 13; a first expansion part 14 which is arranged at a downstream side of the first throttle part 12, and in which a cross section area of its downstream-side end part is formed wider than a cross section area of an upstream-side end part; a second throttle part 15 which is arranged at a downstream side of the first expansion part 14, an in which a cross section area of its downstream-side end part is formed narrower than a cross section area of an upstream-side end part, and the downstream-side end part is made to serve as a second throat 16; and a second expansion part 17 which is arranged at a downstream side of the second throttle part 15, and formed so as to be expanded in a cross section area toward a nozzle outlet 18.SELECTED DRAWING: Figure 2

Description

本発明は、ロケットエンジンやジェットエンジン等の推力の方向を制御するための流体式推力方向制御装置に関する。   The present invention relates to a fluid thrust direction control device for controlling the direction of thrust of a rocket engine, jet engine or the like.

航空機や各種の飛翔体の多くは、空力操舵により運動の制御を行うが、動圧が低い状況下では、空力操舵が有効に働かない場合がある。例えば、宇宙空間や高高度において運用される宇宙ロケットのように、機体の周りが真空若しくは低密度の場合、又は、地上から発射された各種飛翔体の発射直後のように機体速度が非常に遅い場合に、空気力を用いた運動制御が著しく困難となる。このような条件下で機体を制御するために、推力方向制御（ＴＶＣ： Ｔｈｒｕｓｔ Ｖｅｃｔｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ）が用いられる。推力方向制御とは、ロケットエンジンあるいはジェットエンジンから排出される噴流の向きを何らかの方法で変えることにより、推力の向きを制御する技術である。これにより、空力操舵が有効でない状況でも、機体の姿勢や進行方向の制御が可能となる。また、近年では、航空機における高機動性を確保するための手段として、空力操舵とＴＶＣとが併用されるケースもある。   Although many aircraft and various types of aircraft control the motion by aerodynamic steering, aerodynamic steering may not work effectively in situations where dynamic pressure is low. For example, as with space rockets operating in space and at high altitudes, the speed of the aircraft is very slow, such as when the environment is vacuum or low density around the aircraft, or immediately after the launch of various aircraft launched from the ground In this case, motion control using aerodynamics becomes extremely difficult. Thrust vector control (TVC) is used to control the vehicle under such conditions. Thrust direction control is a technology for controlling the direction of thrust by changing the direction of a jet discharged from a rocket engine or jet engine in some way. This enables control of the attitude and the traveling direction of the vehicle even in a situation where aerodynamic steering is not effective. Also, in recent years, there are cases where aerodynamic steering and TVC are used in combination as a means for securing high maneuverability in aircraft.

推力方向制御装置の方式は、機械式と流体式の２つに大別できる。機械式の推力方向制御装置（機械式推力方向制御装置）は、噴流の流路の形状を機械的に変化させるものとなっており、機械式推力方向制御装置としては、エンジンノズル内に傾斜板を設けるものや、ノズル形状を変化させるものや、エンジン自体の向きを変えるもの等がある。一方、流体式の推力方向制御装置（流体式推力方向制御装置）は、流れ自体の作用を用いるものであり、その代表例として、ノズル内を流れる主流に対して二次噴流を注入することにより、主流の流れに変化を起こさせ、全体としての噴流の向きを偏向させるものが挙げられる。流体式推力方向制御は、軽量化を図りやすく、応答性能を高くしやすいという点等で、機械式推力方向制御よりも優れている。   The types of thrust direction control devices can be roughly classified into mechanical types and hydraulic types. A mechanical thrust direction control device (mechanical thrust direction control device) mechanically changes the shape of the flow path of the jet flow, and as the mechanical thrust direction control device, an inclined plate is provided in the engine nozzle. In addition, there are those in which the nozzle shape is provided, those in which the shape of the nozzle is changed, and those in which the direction of the engine itself is changed. On the other hand, a fluid-type thrust direction control device (fluid-type thrust direction control device) uses the action of the flow itself, and as a representative example, by injecting a secondary jet to the main flow flowing in the nozzle One that changes the mainstream flow and deflects the direction of the jet as a whole. The fluid-type thrust direction control is superior to the mechanical-type thrust direction control in that it is easy to reduce the weight and to improve the response performance.

二次噴流を用いる流体式推力方向制御装置としては、デュアルスロートノズルを用いたものが提案されている（例えば、非特許文献１及び２を参照。）。ここで、「デュアルスロートノズル」とは、ロケットエンジン等のノズルとして通常用いられるラバールノズルの出口を絞って、第二スロートを設けた形状のノズルである。図１に、従来から提案されているデュアルスロートノズル１０’’の概念図を示す。同図において、符号「１０’’」はデュアルスロートノズルを、符号「１０ａ」はノズルの中心線を、符号「１１」はノズル入口を、符号「１２」は第一絞り部を、符号「１３」は第一スロートを、符号「１４」は第一広がり部を、符号「１５」は第二絞り部を、符号「１６」は第二スロートを、符号「１８」はノズル出口を、符号「１９」は二次噴流注入口を、符号「ＦＩＮ１」はエンジン燃焼室からノズル入口に流入する主流を、符号「ＦＩＮ２」は二次噴流注入口から注入する二次噴流を、符号「ＦＯＵＴ」はノズル出口から噴出する噴流を、符号「Ｆａ」、「Ｆｂ」、「Ｆｃ」及び「Ｆｄ」は代表的な流線を、符号「α１」は剥離領域（同図において網掛けハッチングで示した領域）をそれぞれ示している。 As a fluid type thrust direction control device using a secondary jet, one using a dual throat nozzle has been proposed (see, for example, Non-Patent Documents 1 and 2). Here, the "dual throat nozzle" is a nozzle having a second throat provided by squeezing the outlet of a Laval nozzle generally used as a rocket engine or the like nozzle. FIG. 1 shows a conceptual view of a conventionally proposed dual throat nozzle 10 ''. In the figure, the code "10" is the dual throat nozzle, the code "10a" is the center line of the nozzle, the code "11" is the nozzle inlet, the code "12" is the first iris, and the code "13". "First throat", code "14" first spread part, code "15" second contraction part, code "16" second throat, code "18" nozzle exit, code " 19 is the secondary jet inlet, the code "F IN1 " is the main stream flowing from the engine combustion chamber to the nozzle inlet, and the code "F IN2 " is the secondary jet injected from the secondary jet inlet, code "F “ OUT ” represents a jet ejected from the nozzle outlet, and symbols “F a ”, “F b ”, “F c ” and “F d ” represent representative streamlines, and symbol “α 1 ” represents a separation region (FIG. The regions shown by hatching in FIG.

図１に示すように、二次噴流ＦＩＮ２により流線Ｆｄの近傍の流れは、デュアルスロートノズル１０’’における下側の内壁面から剥離し、二次噴流注入口１９と当該下側の内壁面における第二スロート１６との間に剥離領域α１を生じる。剥離領域α１の広がりは、デュアルスロートノズル１０’’の下側の内壁面における第二絞り部１５の存在により、第二絞り部１５が存在しないラバールノズルの場合よりも広範囲にわたり、その結果、主流ＦＩＮ１は上側に大きく押しやられる。しかし、デュアルスロートノズル１０’’の上側の内壁面付近においては、ノズル出口１８の直前の第二絞り部１５で逆方向に押し戻される。このため、ノズル出口１８から噴出する噴流ＦＯＵＴは、二次噴流ＦＩＮ２がない場合における右向きから、右下を向くように偏向し、その反作用として生じる推力が、二次噴流ＦＩＮ２のない場合における左向きから、左上を向くように偏向する。このようなメカニズムにより、ラバールノズルを用いた場合よりも、大きな推力偏向角を得ることが可能となっている。 As shown in FIG. 1, the flow near the streamline F d is separated from the lower inner wall surface of the dual throat nozzle 10 ′ ′ by the secondary jet F IN2 , and the secondary jet injection port 19 and the lower side are separated. resulting in peeling area alpha 1 between the second throat 16 of the inner wall surface. Spread of peeled area alpha 1 by the presence of the second throttle portion 15 in the lower side of the inner wall surface of the dual throat nozzle 10 '', over a wider range than the case of the Laval nozzle of the second throttle portion 15 is not present, as a result, the main flow F IN1 is greatly pushed upward. However, in the vicinity of the upper inner wall surface of the dual throat nozzle 10 ′ ′, the second throttle portion 15 immediately before the nozzle outlet 18 pushes back in the reverse direction. Therefore, the jet F OUT ejected from nozzle outlet 18, when the right in the case where there is no secondary jet F IN2, deflected so as to face the lower right, thrust generated as a reaction is, no secondary jets F IN2 From left facing at, it is deflected to point to the upper left. Such a mechanism makes it possible to obtain a larger thrust deflection angle than in the case of using a Laval nozzle.

Ｆｌａｍｍ，Ｊ．Ｄ．，Ｄｅｅｒｅ,，Ｋ．Ａ．，Ｍａｓｏｎ，Ｍ．Ｌ．，Ｂｅｒｒｉｅｒ，Ｂ．Ｌ．，ａｎｄ Ｊｏｈｎｓｏｎ，Ｓ． Ｋ．，“Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ Ｓｔｕｄｙ ｏｆ ａｎ Ａｘｉｓｙｍｍｅｔｒｉｃ Ｄｕａｌ Ｔｈｒｏａｔ Ｆｌｕｉｄｉｃ Ｔｈｒｕｓｔ Ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ Ｎｏｚｚｌｅ ｆｏｒ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ”，ＡＩＡＡ Ｐａｐｅｒ，２００７−５０８４，２００７．Flamm, J.J. D. , Deere ,, K .; A. , Mason, M .; L. , Berrier, B .; L. , And Johnson, S .; K. “Experimental Study of an Axisymmetric Dual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle for Supersonic Aircraft Application”, AIAA Paper, 2007-5084, 2007. Ｓｈｉｎ，Ｃ．Ｓ．，Ｓｕｒｙａｎ，Ａ．，Ｋｉｍ，Ｈ．Ｄ．，ａｎｄ Ｓｅｔｏｇｕｃｈｉ，Ｔ．，“Ａ Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｔｈｅ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｆｌｏｗ ｉｎ ａ Ｄｕａｌ Ｔｈｒｏａｔ Ｎｏｚｚｌｅ”，Ｐｒｏｃ． １３ｔｈ Ａｓｉａｎ Ｃｏｎｇｒｅｓｓ ｏｆ Ｆｌｕｉｄ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ，ｐｐ．３２９−３３３，２０１０．Shin, C.I. S. , Suryan, A., et al. , Kim, H., et al. D. , And Setoguchi, T .; “A Computational Study on the Supersonic Flow in a Dual Throat Nozzle”, Proc. 13th Asian Congress of Fluid Mechanics, pp. 329-333, 2010.

上記のデュアルスロートノズルは、推力方向の偏向を効果的に行うよう工夫されたものであるが、その一方で、ノズル出口の断面積が絞られているため、推力自体は低下するという欠点を有している。というのも、超音速流においては、流体の圧縮性の影響により、断面積がより広い所で流速がより大きくなるため、ラバールノズルでは、この効果を利用してノズル出口から高速で流体を噴出させ高推力を得ているところ、デュアルスロートノズルの出口に設けた第二スロートが、この効果を一部打ち消してしまうからである。一方、ラバールノズルに二次噴流を注入した場合、推力偏向効果は、デュアルスロートノズルよりも著しく劣ることが判明している。したがって、これらのノズル形状を用いる限り、推力偏向性能と高推力とを両立させることはできず、一方を重視すれば他方の性能を犠牲にせざるを得なかった。   The above dual throat nozzle is devised to effectively deflect in the thrust direction, but on the other hand, it has the disadvantage that the thrust itself is reduced because the cross-sectional area of the nozzle outlet is narrowed. doing. Because, in supersonic flow, the flow velocity is higher at a wider cross section due to the influence of the compressibility of the fluid, so the Laval nozzle uses this effect to eject the fluid at high speed from the nozzle outlet. While high thrust is obtained, the second throat provided at the outlet of the dual throat nozzle partially cancels this effect. On the other hand, when the secondary jet is injected into the Laval nozzle, it is known that the thrust deflection effect is significantly inferior to the dual throat nozzle. Therefore, as long as these nozzle shapes are used, thrust deflection performance and high thrust can not be compatible, and if one is emphasized, the other performance has to be sacrificed.

本発明は、上記課題を解決するために為されたものであり、推力偏向性能と高推力とを両立させた流体式推力方向制御装置を提供するものである。   The present invention has been made to solve the above-described problems, and provides a fluid-type thrust direction control device that achieves both thrust deflection performance and high thrust.

上記課題は、
ノズル内をノズル入口からノズル出口に向かって流れる主流に対し、ノズルの中途部分に設けた二次噴流注入口から二次噴流を注入することによって、主流の流れに変化を起こさせ、全体としての噴流の向きを変更させる流体式推力方向制御装置であって、
ノズルが、
前記ノズル入口の下流側に設けられ、その下流側端部の断面積がその上流側端部の断面積よりも狭く形成され、その下流側端部が第一スロートとされた第一絞り部と、
第一絞り部の下流側に設けられ、その下流側端部の断面積がその上流側端部の断面積よりも広く形成された第一広がり部と、
第一広がり部の下流側に設けられ、その下流側端部の断面積がその上流側端部の断面積よりも狭く形成され、その下流側端部が第二スロートとされた第二絞り部と、
第二絞り部の下流側に設けられ、前記ノズル出口に向かって断面積が広がるように形成された第二広がり部と
を有することを特徴とする流体式推力方向制御装置
を提供することによって解決される。 The above task is
The main flow is changed by injecting a secondary jet from the secondary jet injection port provided at the middle part of the nozzle against the main flow flowing from inside the nozzle toward the nozzle exit from the nozzle inlet, as a whole. A fluid thrust direction control device for changing the direction of a jet, comprising:
The nozzle is
A first throttle portion provided on the downstream side of the nozzle inlet, the cross-sectional area of the downstream end being narrower than the cross-sectional area of the upstream end, and the downstream end being a first throat ,
A first widening portion provided on the downstream side of the first constriction portion, the cross-sectional area of the downstream end being formed wider than the cross-sectional area of the upstream end;
A second throttle portion provided downstream of the first spread portion, the cross-sectional area of the downstream end portion being narrower than the cross-sectional area of the upstream end portion, and the downstream end portion being a second throat When,
A solution is provided by providing a fluid type thrust direction control device characterized by having a second spread portion provided downstream of a second throttle portion and formed so that a cross-sectional area spreads toward the nozzle outlet. Be done.

このように、ノズル（デュアルスロートノズル）の出口直前に、第二広がり部を付加することにより、第二スロートで速度が低下した噴流を第二広がり部で再加速させることができる。このため、本発明の流体式推力方向制御装置は、第二広がり部を有さない従来から提案されているデュアルスロートノズルを用いた場合と比較して、推力を増加させることが可能なものとなっている。また、本発明の流体式推力方向制御装置におけるノズルには、従来から提案されているデュアルスロートノズルと同様、ノズル出口付近に第二スロートが存在している。このため、本発明の流体式推力方向制御装置は、第二スロートを有さない従来のラバールノズルを用いた場合と比較して、優れた推力偏向性能を得ることができるものとなっている。   As described above, by adding the second spreading portion just before the outlet of the nozzle (dual throat nozzle), it is possible to re-accelerate the jet whose speed has been reduced by the second throat in the second spreading portion. For this reason, the fluid type thrust direction control device of the present invention can increase the thrust as compared with the case where a conventionally proposed dual throat nozzle having no second spread portion is used. It has become. Further, in the nozzle of the fluid type thrust direction control device of the present invention, a second throat is present in the vicinity of the nozzle outlet, similarly to the dual throat nozzle which has been proposed conventionally. For this reason, the fluid type thrust direction control device of the present invention can obtain superior thrust deflection performance as compared with the case where the conventional Laval nozzle having no second throat is used.

本発明の流体式推力方向制御装置において、ノズルの中心線に対する第二広がり部の内壁の傾斜角度（図２における傾斜角度θ１を参照。傾斜角度θ１が場所によって異なる場合にはその平均値。）は、０°よりも大きく、９０°よりも小さければ、特に限定されない。しかし、この傾斜角度θ１を小さくしすぎる（第二広がり部の広がりが弱い）と、推力偏向角度を大きくしにくくなる虞がある。このため、傾斜角度θ１は、３０°以上とすると好ましい。後述するように、傾斜角度θ１が３０°以上であれば、従来のラバールノズルよりも推力偏向角度を大きくできることが確認できている。一方、この傾斜角度θ１を大きくしすぎると、推力を大きくしにくくなる虞がある。このため、傾斜角度θ１は、７０°以下とすると好ましい。後述するように、傾斜角度θ１が７０°以下であれば、従来から提案されているデュアルスロートノズルよりも推力を大きくできることが確認できている。 In hydraulic thrust direction control device of the present invention, when the inclination angle of the inner wall of the second spread portion with respect to the center line of the nozzle (see inclination angle theta 1 in FIG. 2. Inclination angle theta 1 is different depending on the location in the average value ) Is not particularly limited as long as it is larger than 0 ° and smaller than 90 °. However, too small the inclination angle theta 1 (spread of the second expanded portion is weak), there may become difficult to increase the thrust deflection angle. Therefore, the inclination angle theta 1 is preferable to set 30 ° or more. As described below, if the inclination angle theta 1 is 30 ° or more, can be increased thrust deflection angle than conventional Laval nozzle are confirmed. On the other hand, if too large angle of inclination theta 1, there is a possibility that it is difficult to increase the thrust. Therefore, the inclination angle theta 1 is preferable to set 70 ° or less. As described below, if the inclination angle theta 1 is at 70 ° or less, to be able to increase the thrust than dual throat nozzle it has been proposed has been confirmed.

また、本発明の流体式推力方向制御装置において、ノズルの前記ノズル入口の開口径（図２における開口径Ｄ１を参照。前記ノズル入口が非円形である場合には、等価円直径で定義する。）に対する、第二広がり部のノズルの中心線に沿った方向の長さ（図２における長さＬ１を参照。）の比Ｌ１／Ｄ１は、特に限定されないが、比Ｌ１／Ｄ１を小さくしすぎると、第二広がり部による高推力化が限定的になる虞がある。このため、比Ｌ１／Ｄ１は、０．２以上とすると好ましく、０．３以上とするとより好ましく、０．４以上とするとさらに好ましい。一方、比Ｌ１／Ｄ１を大きくしすぎると、偏向性能が低下する虞がある。このため、比Ｌ１／Ｄ１は、２以下とすると好ましい。 Further, in the hydraulic thrust direction control device of the present invention, when the opening diameter D 1 in the opening diameter (Fig. 2 of the nozzle inlet of the nozzle reference. The nozzle inlet is non-circular, defined by an equivalent circle diameter The ratio L 1 / D 1 of the length in the direction along the center line of the nozzle of the second spread portion (see length L 1 in FIG. 2) to the) is not particularly limited, but the ratio L 1 / If too small a D 1, there is a possibility that the high thrust of by the second expanded portion is limited. Therefore, the ratio L 1 / D 1 is preferably 0.2 or more, more preferably 0.3 or more, and still more preferably 0.4 or more. On the other hand, if the ratio L 1 / D 1 is too large, the deflection performance may be degraded. For this reason, the ratio L 1 / D 1 is preferably 2 or less.

さらに、本発明の流体式推力方向制御装置において、ノズルは、ノズル入口からノズル出口に向かって、第一絞り部、第一スロート、第一広がり部、第二絞り部、第二スロート、第二広がり部の順で各部が設けられたものであれば特に限定されない。ノズルとしては、その中心線を含む一の平面に平行な断面の形状が同一のもの（いわゆる二次元ノズル）や、その中心線を軸とした回転体形状を為すもの等が挙げられる。   Furthermore, in the fluid type thrust direction control device according to the present invention, the nozzle has a first throttle portion, a first throat, a first spread portion, a second throttle portion, a second throat, a second head, from the nozzle inlet toward the nozzle outlet. The components are not particularly limited as long as the components are provided in the order of the spread parts. Examples of the nozzle include one having the same cross-sectional shape in a plane parallel to one plane including the center line (a so-called two-dimensional nozzle), and a nozzle having a rotary body shape centered on the center line.

以上のように、本発明によって、推力偏向性能と高推力とを両立させた流体式推力方向制御装置を提供することが可能になる。本発明の流体式推力方向制御装置を用いると、従来から提案されているデュアルスロートノズルを用いたエンジンよりも推進性能を高めるとともに、従来のラバールノズルを用いたエンジンよりも推力方向の制御性能を改善することも可能である。したがって、航空機や飛翔体の飛行性能や機動性を向上させることも可能となる。   As described above, according to the present invention, it is possible to provide a fluid-type thrust direction control device in which thrust deflection performance and high thrust are compatible. The use of the fluid thrust direction control device of the present invention improves propulsion performance over a conventionally proposed dual throat nozzle engine and improves thrust direction control performance over an engine using a conventional Laval nozzle. It is also possible. Therefore, it is also possible to improve the flight performance and maneuverability of the aircraft or flight vehicle.

従来から提案されているデュアルスロートノズルの概念図である。It is a conceptual diagram of the dual throat nozzle currently proposed conventionally. 本発明の流体式推力方向制御装置で用いるノズルの概念図である。It is a conceptual diagram of the nozzle used with the fluid type thrust direction control device of the present invention. 本発明の流体式推力方向制御装置で用いるノズルの形態例を示した斜視図である。It is the perspective view which showed the example of a form of the nozzle used with the fluid type thrust direction control apparatus of this invention. 本発明に係るノズルの計算モデルを示した図である。It is a figure showing a calculation model of a nozzle concerning the present invention. 従来のラバールノズルの計算モデルを示した図である。It is the figure which showed the calculation model of the conventional Laval nozzle. 従来から提案されているデュアルスロートノズルの計算モデルを示した図である。It is the figure which showed the calculation model of the dual throat nozzle currently proposed conventionally. テストシミュレーションにより得られたラバールノズルの中心線上のマッハ数Ｍの分布を示したグラフである。It is the graph which showed distribution of the Mach number M on the central line of the Laval nozzle obtained by test simulation. テストシミュレーションにより得られたラバールノズルの中心線上の流体密度ρの分布を示したグラフである。It is the graph which showed distribution of fluid density rho on the central line of the Laval nozzle obtained by test simulation. テストシミュレーションにより得られたラバールノズルの中心線上の絶対温度Ｔの分布を示したグラフである。It is the graph which showed distribution of absolute temperature T on the central line of the Laval nozzle obtained by test simulation. 本シミュレーションにより得られた結果を示したグラフである。It is the graph which showed the result obtained by this simulation.

１．本発明の流体式推力方向制御装置の概要
本発明の流体式推力方向制御装置の好適な実施態様について、図面を用いてより具体的に説明する。図２は、本発明の流体式推力方向制御装置で用いるノズル１０の概念図である。同図において、符号「１０」はノズルを、符号「１０ａ」はノズルの中心線を、符号「１１」はノズル入口を、符号「１２」は第一絞り部を、符号「１３」は第一スロートを、符号「１４」は第一広がり部を、符号「１５」は第二絞り部を、符号「１６」は第二スロートを、符号「１７」は第二広がり部を、符号「１８」はノズル出口を、符号「１９」は二次噴流注入口を、符号「Ｄ１」はノズル入口の開口径を、符号「Ｌ１」は第二広がり部のノズルの中心線に沿った方向の長さを、符号「θ１」はノズルの中心線に対する第二広がり部の内壁の傾斜角度を、符号「ＦＩＮ１」はエンジン燃焼室からノズル入口に流入する主流を、符号「ＦＩＮ２」は二次噴流注入口から注入する二次噴流を、符号「ＦＯＵＴ」はノズル出口から噴出する噴流をそれぞれ示している。 1. Outline of Fluid Type Thrust Direction Control Device of the Present Invention A preferred embodiment of the fluid type thrust direction control device of the present invention will be more specifically described with reference to the drawings. FIG. 2 is a conceptual view of the nozzle 10 used in the fluid type thrust direction control device of the present invention. In the figure, the code "10" is the nozzle, the code "10a" is the center line of the nozzle, the code "11" is the nozzle inlet, the code "12" is the first aperture, and the code "13" is the first A throat "14" is a first spreading part, a code "15" is a second drawing part, a code "16" is a second throat, a code "17" is a second spreading part, a code "18". the nozzle outlet is the code "19" is a secondary jet inlet, reference numeral "D 1" is the opening diameter of the nozzle inlet, the code "L 1" is the direction of along the center line of the nozzle of the second expanded portion The code “θ 1 ” represents the inclination angle of the inner wall of the second spread portion with respect to the center line of the nozzle, the code “F IN1 ” represents the main flow flowing from the engine combustion chamber to the nozzle inlet, and the code “F IN2 ” the secondary jets injected from the secondary jet inlet, reference numeral "F OUT" is injection from the nozzle exit Jet the respectively show.

上記の図２は、ノズル１０を、その中心線１０ａを含む平面（ｘｚ平面に平行な平面）で切断した断面図として描いている。ノズル１０の立体的形状としては、図３（ａ）に示すように、その中心線１０ａを含む一の平面（図中のｘｚ平面）に平行な断面の形状が同一のもの（いわゆる二次元ノズル）や、図３（ｂ）に示すように、その中心線１０ａを軸とした回転体形状を為すもの等が挙げられる。図３は、本発明の流体式推力方向制御装置で用いるノズル１０の形態例を示した斜視図である。   FIG. 2 described above depicts the nozzle 10 as a cross-sectional view cut along a plane (a plane parallel to the xz plane) including the center line 10a. As the three-dimensional shape of the nozzle 10, as shown in FIG. 3 (a), one having the same cross-sectional shape parallel to one plane (xz plane in the figure) including the center line 10a (so-called two-dimensional nozzle) And as shown in FIG. 3 (b), those having a shape of a rotary body centered on the center line 10a can be mentioned. FIG. 3 is a perspective view showing an example of the nozzle 10 used in the fluid thrust direction control device of the present invention.

本発明の流体式推力方向制御装置は、図２に示すように、ノズル１０内をノズル入口１１からノズル出口１８に向かって流れる主流ＦＩＮ１に対し、ノズル１０の中途部分に設けた二次噴流注入口１９から二次噴流ＦＩＮ２を注入することによって、主流ＦＩＮ１の流れに変化を起こさせ、全体としての噴流ＦＯＵＴの向きを変更することが可能なものとなっている。 In the fluid type thrust direction control device according to the present invention, as shown in FIG. 2, a secondary jet is provided in the middle of the nozzle 10 with respect to the main flow FIN1 flowing from the nozzle inlet 11 to the nozzle outlet 18 inside the nozzle 10 By injecting the secondary jet F IN2 from the inlet 19, it is possible to change the flow of the main flow F IN1 and change the direction of the jet F OUT as a whole.

ノズル１０において、ノズル入口１１の下流側には、第一絞り部１２が形成されている。この第一絞り部１２は、上流側（ｘ軸方向負側）から下流側（ｘ軸方向正側）に向かって絞られて形成された部分となっており、第一絞り部１２の下流側端部の断面積（開口面積）は、第一絞り部１２の上流側端部の断面積（開口面積）よりも狭くなっている。第一絞り部１２の下流側端部は、第一スロート１３となっている。   In the nozzle 10, a first narrowed portion 12 is formed on the downstream side of the nozzle inlet 11. The first narrowed portion 12 is a portion narrowed from the upstream side (the negative side in the x-axis direction) to the downstream side (the positive side in the x-axis direction). The cross-sectional area (opening area) of the end is narrower than the cross-sectional area (opening area) of the upstream end of the first narrowed portion 12. The downstream end of the first narrowed portion 12 is a first throat 13.

また、ノズル１０における第一絞り部１２の下流側には、第一広がり部１４が形成されている。この第一広がり部１４は、上流側から下流側に向かって広げられて形成された部分となっており、第一広がり部１４の下流側端部の断面積（開口面積）は、第一広がり部１４の上流側端部の断面積（開口面積）よりも広くなっている。   Further, on the downstream side of the first narrowed portion 12 in the nozzle 10, a first spread portion 14 is formed. The first spread portion 14 is a portion formed by being spread from the upstream side toward the downstream side, and the cross-sectional area (opening area) of the downstream end of the first spread portion 14 is the first spread. The cross-sectional area (opening area) of the upstream end of the portion 14 is wider.

さらに、ノズル１０における第一広がり部１４の下流側には、第二絞り部１５が形成されている。この第二絞り部１５は、上記の第一絞り部１２と同様、上流側から下流側に向かって絞られて形成された部分となっており、第二絞り部１５の下流側端部の断面積（開口面積）は、第二絞り部１５の上流側端部の断面積（開口面積）よりも狭くなっている。第二絞り部１５の下流側端部は、第二スロート１６となっている。   Furthermore, a second narrowed portion 15 is formed on the downstream side of the first spread portion 14 in the nozzle 10. The second narrowed portion 15 is a portion formed by being narrowed from the upstream side to the downstream side as in the first narrowed portion 12 described above, and the second end portion of the second narrowed portion 15 is disconnected. The area (opening area) is narrower than the cross-sectional area (opening area) of the upstream end of the second throttle portion 15. The downstream end of the second throttle portion 15 is a second throat 16.

ここまでは、図１に示したデュアルスロートノズル１０’’と同様である。しかし、本発明の流体式推力方向制御装置に係るノズル１０では、図２に示すように、第二絞り部１５のさらに下流側に、第二広がり部１７が形成されている。この第二広がり部１７は、上流側から下流側のノズル出口１８に向かって広げられて形成された部分となっており、第二広がり部１７の下流側端部の断面積（開口面積）は、第二広がり部１７の上流側端部の断面積（開口面積）よりも広くなっている。   Up to here, it is the same as the dual throat nozzle 10 ′ ′ shown in FIG. 1. However, in the nozzle 10 according to the fluid type thrust direction control device of the present invention, as shown in FIG. 2, the second spread portion 17 is formed on the further downstream side of the second throttle portion 15. The second spread portion 17 is a portion formed by being spread from the upstream side toward the downstream nozzle outlet 18, and the cross-sectional area (opening area) of the downstream end portion of the second spread portion 17 is The cross-sectional area (opening area) of the upstream end of the second spread portion 17 is larger.

また、ノズル１０の周壁部には、ノズル１０内に二次噴流ＦＩＮ２を注入するための二次噴流注入口１９が設けられている。この二次噴流注入口１９は、通常、第二広がり部１７よりも上流側に設けられ、好ましくは、第二絞り部１５よりも上流側に設けられる。本実施態様のノズル１０において、二次噴流注入口１９は、第一スロート１３付近に設けている。 Further, in the peripheral wall portion of the nozzle 10, a secondary jet injection port 19 for injecting the secondary jet FI 2 into the nozzle 10 is provided. The secondary jet injection port 19 is usually provided on the upstream side of the second diverging portion 17, and preferably on the upstream side of the second throttle portion 15. In the nozzle 10 of the present embodiment, the secondary jet injection port 19 is provided in the vicinity of the first throat 13.

二次噴流注入口１９は、図示省略のガス移送手段に接続され、当該ガス移送手段と二次噴流注入口１９とを接続するガス移送路には、当該ガス移送路の開閉を行うための開閉弁が設けられる。二次噴流注入口１９に接続するガス移送手段は、主流ＦＩＮ１を供給するエンジン燃焼室として、このエンジン燃焼室からのガス移送路を、主流ＦＩＮ１を移送する主流移送用のものと、二次噴流ＦＩＮ２を移送する二次噴流移送用のものとに分岐させてもよい。 The secondary jet injection port 19 is connected to a gas transfer means (not shown), and the gas transfer path connecting the gas transfer means and the secondary jet injection port 19 is opened and closed for opening and closing the gas transfer path. A valve is provided. Gas transfer means connected to the secondary jet inlet 19, the engine combustion chamber for supplying mainstream F IN1, a gas transfer path from the engine combustion chamber, and one for the main transport to transport the mainstream F IN1, two The secondary jet F IN2 may be branched into one for secondary jet transfer.

二次噴流注入口１９を設ける個数は、特に限定されないが、１つしか設けていないと、推力を同じ側にしか偏向させることができない。このため、二次噴流注入口１９を複数箇所に設け、それらのうちの一部の二次噴流注入口１９に接続されたガス移送路の開閉弁のみを開くことにより、目的とする方向に推力を偏向させることが可能となる。例えば、図３（ａ）に示した二次元ノズルの場合には、二次噴流注入口１９は図２における下側の二次噴流注入口１９ａと上側の二次噴流注入口１９ｂとの二つを設け、推力を偏向させようとする向きに応じて、いずれか一方のみの二次噴流注入口１９から二次噴流ＦＩＮ２を注入させる。これにより、推力の向きを図３（ａ）におけるｙ軸に垂直な面内で、左上または左下の方向に向けることが可能となる。推力を偏向させる角度の調節は、ガス移送路の開閉弁の開度を調節して二次噴流ＦＩＮ２の流量を調節することにより、行うことが可能である。一方、図３（ｂ）に示した回転体形状のノズルの場合は、二次噴流注入口１９を、ノズル１０の中心線１０ａ回りの１８０°を超える範囲に少なくとも３箇所に設け、そのうち一部の二次噴流注入口１９のみから二次噴流ＦＩＮ２を注入させ、それぞれの二次噴流注入口１９からの二次噴流ＦＩＮ２の流量を調節することにより、推力を、中心線１０ａ回りの３６０°の範囲のいずれの向きとすることも可能となる。 The number of secondary jet injection ports 19 is not particularly limited, but if only one secondary jet injection port 19 is provided, the thrust can be deflected only on the same side. For this reason, the secondary jet injection ports 19 are provided at a plurality of locations, and by opening only the on-off valve of the gas transfer path connected to the secondary jet injection port 19 of a part of them, the thrust in the target direction Can be deflected. For example, in the case of the two-dimensional nozzle shown in FIG. 3A, the secondary jet injection ports 19 are two in number: the lower secondary jet injection port 19a in FIG. 2 and the upper secondary jet injection port 19b. In accordance with the direction in which the thrust is to be deflected, the secondary jet F IN2 is injected from only one of the secondary jet inlets 19. This makes it possible to turn the direction of thrust in the direction of the upper left or lower left in a plane perpendicular to the y axis in FIG. 3 (a). Adjustment of the angle for deflecting the thrust can be performed by adjusting the opening degree of the on-off valve of the gas transfer path to adjust the flow rate of the secondary jet F IN2 . On the other hand, in the case of the nozzle of the rotary body shape shown in FIG. 3B, the secondary jet injection port 19 is provided at at least three locations in a range exceeding 180 ° around the center line 10a of the nozzle 10 By injecting the secondary jet F IN2 only from the secondary jet inlet 19 and adjusting the flow rate of the secondary jet F IN2 from the respective secondary jet inlets Any orientation in the range of degrees is possible.

上記のノズル１０を備えた流体式推力方向制御装置による、推力の偏向原理は、以下の通りである。   The principle of deflection of thrust by the fluid thrust direction control device provided with the above-mentioned nozzle 10 is as follows.

図示省略のエンジン燃焼室（ロケットエンジンやジェットエンジン等の燃焼室）から送出された燃焼ガスが主流ＦＩＮ１として、ノズル入口１１からノズル１０内に流入し、噴流ＦＯＵＴとしてノズル出口１８から噴出するようになる。この噴流ＦＯＵＴの反作用によって、噴流ＦＯＵＴの持つ総運動量と逆向きの力をエンジンが受けるようになり、推力が発生する。 Combustion gas delivered from an engine combustion chamber (not shown) (combustion chamber such as rocket engine or jet engine) flows into the nozzle 10 from the nozzle inlet 11 as the main flow F IN1 and spouts from the nozzle outlet 18 as the jet F OUT. It will be. By the reaction of the jets F OUT, will force the total momentum and opposite with the jet flow F OUT to the engine is subjected, thrust is generated.

ノズル１０は、その内部に主流ＦＩＮ１のみが流入している場合（二次噴流ＦＩＮ２が注入されていない場合）において、噴流ＦＯＵＴ全体が持つ運動量がノズル１０の中心線１０ａに平行な方向の一側（ｘ軸方向正側）を向き、その他側（ｘ軸方向負側）を向く推力が生じるように設計されている。 Nozzle 10, in the case (when the secondary jet F IN2 is not injected), only the main flow F IN1 therein is flowing, the direction parallel momentum to the center line 10a of the nozzle 10 with the entire jet flow F OUT It is designed to generate a thrust that is directed to one side (x-axis direction positive side) and the other side (x-axis direction negative side).

ここで、例えば推力の向きを、ｚ軸方向正側に傾けたい場合（図２の紙面における左上方向に偏向させようとする場合）には、同図中の下側の二次噴流注入口１９ａから、ノズル１０内に二次噴流ＦＩＮ２を注入する。すると、主流ＦＩＮ１は、図１に示したデュアルスロートノズル１０’’の場合と同様に、ノズル１０内で上側（ｚ軸方向正側）に押しやられるが、第二絞り部１５によって右下方向を向くように下側（ｚ軸方向負側）に曲げられるので、第二スロート１６を通過する噴流全体の運動量は、下向きの成分を持つようになる。その結果、エンジンの推力は、図２の紙面における左上方向に偏向する。このとき、第二広がり部１７によって、ノズル出口１８の断面積（開口面積）は、第二スロート１６の断面積（開口面積）よりも広がるため、第二広がり部１７内を通過するガスが加速され、第二広がり部１７を設けていない場合よりも、噴流ＦＯＵＴの総運動量の絶対値が大きくなり、推力が増大する。 Here, for example, when it is desired to incline the direction of thrust to the positive side in the z-axis direction (when trying to deflect in the upper left direction in the sheet of FIG. 2), the secondary jet injection port 19a on the lower side in FIG. Then, the secondary jet F IN2 is injected into the nozzle 10. Then, the main flow F IN1, as in the case of dual throat nozzle 10 '' shown in FIG. 1, but is forced upward (z-axis positive direction side) in the nozzle 10, the lower right direction by the second throttle portion 15 The momentum of the entire jet passing through the second throat 16 has a downward component because it is bent downward (the z-axis direction negative side) so as to face. As a result, the thrust of the engine is deflected in the upper left direction on the sheet of FIG. At this time, since the cross-sectional area (opening area) of the nozzle outlet 18 is wider than the cross-sectional area (opening area) of the second throat 16 by the second spread portion 17, the gas passing through the second spread portion 17 accelerates. The absolute value of the total momentum of the jet F OUT is larger than in the case where the second spread portion 17 is not provided, and the thrust is increased.

一方、推力の向きを、ｚ軸方向負側に傾けたい場合（図２における左下方向に偏向させようとする場合）には、図中の上側の二次噴流注入口１９ｂより、ノズル１０内に二次噴流ＦＩＮ２（図示省略）を注入する。これにより、下側の二次噴流注入口１９ａから二次噴流ＦＩＮ２を注入した場合と同様の原理によって、推力は、図２の紙面における左下方向に偏向する。 On the other hand, when it is desired to incline the direction of the thrust to the z-axis direction negative side (when trying to deflect in the lower left direction in FIG. 2), the upper secondary jet injection port 19b in the figure The secondary jet F IN2 (not shown) is injected. Thereby, the thrust is deflected in the lower left direction in the paper surface of FIG. 2 by the same principle as the case where the secondary jet F IN2 is injected from the lower secondary jet injection port 19a.

２．シミュレーション（本シミュレーション及びテストシミュレーション）
本発明の流体式推力方向制御装置に係るノズルが、推力偏向性能と高推力性とに関し、どの程度の効果を発揮できるものであるかを確認するため、ノズル内の流れのシミュレーションを行った。 2. Simulation (this simulation and test simulation)
In order to confirm what kind of effect the nozzle related to the fluid type thrust direction control device of the present invention can exhibit with respect to the thrust deflection performance and the high thrustability, the flow in the nozzle was simulated.

２．１ シミュレーション方法
２．１．１ 本シミュレーションの方法
このシミュレーションにおいて、本発明のノズル１０は、図３（ａ）に示したものと同様に、ｙ軸方向に垂直な任意断面の形状が同一となる二次元ノズルとして定義した。本発明のノズル１０の断面（ｙ軸方向に垂直な断面）における各部の寸法（ノズル入口１１の開口径Ｄ１に対する各部の寸法）は、図４に示す値に設定した。図４は、本発明に係るノズル１０の計算モデルを示した図である。 2.1 Simulation method 2.1.1 Method of this simulation In this simulation, the nozzle 10 of the present invention has the same shape in the arbitrary cross section perpendicular to the y-axis direction, as in the case shown in FIG. It is defined as a two-dimensional nozzle which becomes Each part of the dimension of the cross section of the nozzle 10 (y-axis direction perpendicular cross-section) of the present invention (the size of each part with respect to the opening diameter D 1 of the nozzle inlet 11) were set to the values shown in FIG. FIG. 4 is a view showing a calculation model of the nozzle 10 according to the present invention.

このシミュレーションでは、ノズル入口１１からノズル１０内に主流ＦＩＮ１（図２を参照）を流入させるとともに、二次噴流注入口１９ａから二次噴流ＦＩＮ２（図２を参照）も注入した。二次噴流ＦＩＮ２の流量は、主流ＦＩＮ１の流量（「ＱＩＮ１」とする。）と二次噴流ＦＩＮ２の流量（「ＱＩＮ２」とする。）との比（ＱＩＮ１：ＱＩＮ２）が９５：５となるように設定した。また、ノズル１０の中心線１０ａに対する二次噴流ＦＩＮ２の注入角度は、３０°（デュアルスロートノズルでの予備計算において最大の推力偏向角度が得られた値）に設定した。 In this simulation, the main flow F IN1 (see FIG. 2) was made to flow into the nozzle 10 from the nozzle inlet 11, and the secondary jet F IN2 (see FIG. 2) was also injected from the secondary jet injection port 19a. The ratio of the flow rate of the secondary jet F IN2 is, and (referred to as "Q IN1".) Of the main stream F IN1 flow rate and the flow rate of the secondary jet F IN2 (referred to as "Q IN2".) (Q IN1: Q IN2 ) Was set to be 95: 5. The injection angle of the secondary jet F IN2 with respect to the center line 10 a of the nozzle 10 was set to 30 ° (a value at which the maximum thrust deflection angle was obtained in the preliminary calculation with the dual throat nozzle).

また、このシミュレーションにおいて、本発明に係るノズル１０は、第二広がり部１７の長さＬ１及び傾斜角度θ１の異なる計１４パターン（実施例１．１〜１．７及び実施例２．１〜２．７）についてシミュレーションを行った。実施例１．１〜１．７及び実施例２．１〜２．７における第二広がり部１７の長さＬ１及び傾斜角度θ１の値は、下記表１に示す通りである。 Moreover, in this simulation, the nozzle 10 according to the present invention has a total of 14 patterns different in the length L 1 of the second spread portion 17 and the inclination angle θ 1 (Examples 1.1 to 1.7 and Example 2.1. The simulation was carried out for ~ 2.7). The values of the length L 1 and the inclination angle θ 1 of the second spread portion 17 in Examples 1.1 to 1.7 and Examples 2.1 to 2.7 are as shown in Table 1 below.

Figure 2018178970
Figure 2018178970

また、このシミュレーションでは、上記の本発明に係るノズルの範疇に属するもの（実施例１．１〜１．７及び２．１〜２．７）のほか、従来から提案されているラバールノズルに属するもの（比較例１）と、従来から提案されているデュアルスロートノズルに属するもの（比較例２）とについても行った。図５は、比較例１として採用した、従来のラバールノズル１０’’の計算モデルを示した図である。図６は、比較例２として採用した、従来から提案されているデュアルスロートノズル１０’の計算モデルを示した図である。   Moreover, in this simulation, in addition to those belonging to the category of the nozzle according to the present invention described above (Examples 1.1 to 1.7 and 2.1 to 2.7), those belonging to the conventionally proposed Laval nozzle The comparative example 1 was also performed, and the one belonging to the conventionally proposed dual throat nozzle (comparative example 2). FIG. 5 is a view showing a calculation model of a conventional Laval nozzle 10 ′ ′ adopted as Comparative Example 1. FIG. 6 is a view showing a calculation model of a conventionally proposed dual throat nozzle 10 'adopted as Comparative Example 2. As shown in FIG.

比較例１，２のノズル１０’，１０’’も、本発明のノズル１０と同様、ｙ軸方向に垂直な任意断面の形状が同一となる二次元ノズルとして定義した。比較例１，２のノズル１０’，１０’’の断面（ｙ軸方向に垂直な断面）における各部の寸法（ノズル入口１１の開口径Ｄ１に対する各部の寸法）は、それぞれ図５，６に示す値に設定した。図６のデュアルスロートノズル１０’’は、図４の本発明に係るノズル１０から第二広がり部１７を取り除いたこと以外は、図４の本発明に係るノズル１０と同じ寸法形状を有している。また、図５のラバールノズル１０’は、図６のデュアルスロートノズル１０’’から第二絞り部１５を取り除いたこと以外は、図６のデュアルスロートノズル１０’’と同じ寸法形状を有している（図４の本発明に係るノズル１０から第二広がり部１７と第二絞り部１５を取り除いたこと以外は、図４の本発明に係るノズル１０と同じ寸法形状を有している）。 The nozzles 10 ′ and 10 ′ ′ of Comparative Examples 1 and 2 are also defined as two-dimensional nozzles in which the shapes of arbitrary cross sections perpendicular to the y-axis direction are the same as in the nozzle 10 of the present invention. The dimensions (the dimensions of each portion with respect to the opening diameter D 1 of the nozzle inlet 11) of the cross sections (cross sections perpendicular to the y-axis direction) of the nozzles 10 ′ and 10 ′ ′ of Comparative Examples 1 and 2 are shown in FIGS. Set to the indicated value. The dual throat nozzle 10 ′ ′ of FIG. 6 has the same size and shape as the nozzle 10 according to the invention of FIG. 4 except that the second spread portion 17 is removed from the nozzle 10 according to the invention of FIG. There is. Further, the Laval nozzle 10 'of FIG. 5 has the same size and shape as the dual throat nozzle 10''of FIG. 6 except that the second throttle portion 15 is removed from the dual throat nozzle 10''of FIG. (It has the same size and shape as the nozzle 10 according to the present invention of FIG. 4 except that the second spread portion 17 and the second narrowed portion 15 are removed from the nozzle 10 according to the present invention of FIG.

比較例１，２におけるシミュレーションでも、上記の実施例１．１〜１．７及び２．１〜２．７と同様、ノズル入口１１からノズル１０’，１０’’内に主流ＦＩＮ１（図２を参照）を流入させるとともに、二次噴流注入口１９ａから二次噴流ＦＩＮ２（図２を参照）も注入した。主流ＦＩＮ１の流量ＱＩＮ１と二次噴流ＦＩＮ２の流量ＱＩＮ２との比ＱＩＮ１：ＱＩＮ２や、ノズルの中心線に対する二次噴流ＦＩＮ２の注入角度も、上記の実施例１．１〜１．７及び２．１〜２．７と同一に設定した。 Also in the simulations in Comparative Examples 1 and 2, the main flow F IN1 from the nozzle inlet 11 into the nozzles 10 ′ and 10 ′ ′ is the same as in Examples 1.1 to 1.7 and 2.1 to 2.7 above. And the secondary jet F IN2 (see FIG. 2) from the secondary jet inlet 19a. Mainstream F IN1 flow Q IN1 and secondary jet F IN2 flow Q IN2 and the ratio Q IN1: Q IN2 and injection angle of the secondary jet F IN2 respect to the center line of the nozzle is also above examples 1.1 It was set identical to 1.7 and 2.1 to 2.7.

上記のシミュレーションにおける計算は、モンテカルロ直接シミュレーション（ＤＳＭＣ: Ｄｉｒｅｃｔ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ Ｍｏｎｔｅ Ｃａｒｌｏ）法において、分子モデルを剛体球とし、ノズルの内周壁での反射条件を鏡面反射として行った。推力（ベクトル量「ｆ」とする。）は、微小時間（「Δｔ」とする。）の間にノズル出口から噴出した分子の総運動量（ベクトル量「Δｐ」とする。）の値から、下記式１を用いて求めた。また、推力偏向角度（「δ」とする。）は、下記式２を用いて求めた。   The calculation in the above simulation was performed using the molecular model as a rigid sphere and the reflection condition at the inner peripheral wall of the nozzle as specular reflection in the Monte Carlo direct simulation (DSMC: Direct Simulation Monte Carlo) method. The thrust (referred to as vector amount "f") is the value of the total momentum (referred to as vector amount "Δp") of the molecules ejected from the nozzle outlet during a minute time (referred to as "Δt"). It calculated | required using Formula 1. Further, the thrust deflection angle (referred to as “δ”) was determined using the following equation 2.

Figure 2018178970
Figure 2018178970
Figure 2018178970
Figure 2018178970

２．１．２ テストシミュレーションの方法
また、上記のシミュレーションで得られた結果の妥当性を確認するため、上記のシミュレーション（以下、「本シミュレーション」と呼ぶ。）に先立って、モンテカルロ直接シミュレーション（ＤＳＭＣ法）によるテストシミュレーションも行った。このテストシミュレーションでは、上記の比較例１のラバールノズル１０’（図５）において、二次噴流注入口１９から二次噴流を注入しない状態で、ノズル入口１１から主流のみを流入させて行った。このテストシミュレーションでは、ノズル１０’の中心線上におけるマッハ数Ｍ、流体密度ρ及び絶対温度Ｔの値の分布を算出し、これらの算出されたそれぞれの値を、ノズル入口１１、第一スロート１３及びノズル出口１８における、等エントロピー流理論による予測値と比較した。 2.1.2 Test simulation method In addition, in order to confirm the validity of the result obtained by the above simulation, Monte Carlo direct simulation (DSMC) is performed prior to the above simulation (hereinafter, referred to as "this simulation"). Test simulation was also conducted. In this test simulation, only the main stream was made to flow from the nozzle inlet 11 in a state where the secondary jet was not injected from the secondary jet injection port 19 in the Laval nozzle 10 ′ (FIG. 5) of the above-mentioned Comparative Example 1. In this test simulation, the distribution of the values of the Mach number M, the fluid density 及 び and the absolute temperature T on the center line of the nozzle 10 ′ is calculated, and the calculated values are calculated as the nozzle inlet 11, the first throat 13 and It was compared with the predicted value by the isentropic flow theory at the nozzle outlet 18.

２．２ シミュレーションの結果
２．２．１ テストシミュレーションの結果
まず、テストシミュレーションの結果について説明する。 2.2 Results of simulation 2.2.1 Results of test simulation First, the results of test simulation will be described.

図７は、テストシミュレーションにより得られたラバールノズル１０’の中心線上のマッハ数Ｍの分布を示したグラフである。図７における「Ｍａ」、「Ｍｂ」及び「Ｍｃ」は、それぞれ、ノズル入口１１、第一スロート１３及びノズル出口１８における、等エントロピー流理論によるマッハ数Ｍの予測値である。図８は、テストシミュレーションにより得られたラバールノズル１０’の中心線上の流体密度ρの分布を示したグラフである。図８における「ρａ」、「ρｂ」及び「ρｃ」は、それぞれ、ノズル入口１１、第一スロート１３及びノズル出口１８における、等エントロピー流理論による流体密度ρの予測値である。図９は、テストシミュレーションにより得られたラバールノズル１０’の中心線上の絶対温度Ｔの分布を示したグラフである。図９における「Ｔａ」、「Ｔｂ」及び「Ｔｃ」は、それぞれ、ノズル入口１１、第一スロート１３及びノズル出口１８における、等エントロピー流理論による絶対温度Ｔの予測値である。図７〜９において、横軸（ｘ軸）は、ノズル１０’の中心線に沿う座標である。図８における流体密度ρ及び図９における絶対温度Ｔは、それぞれ、ノズル入口１１の流体密度ρ及び絶対温度Ｔを「１」として規格化した値で示している。 FIG. 7 is a graph showing the distribution of the Mach number M on the center line of the Laval nozzle 10 'obtained by the test simulation. “M a ”, “M b ” and “M c ” in FIG. 7 are predicted values of the Mach number M according to the isentropic flow theory at the nozzle inlet 11, the first throat 13 and the nozzle outlet 18, respectively. FIG. 8 is a graph showing the distribution of fluid density ρ on the center line of the Laval nozzle 10 ′ obtained by the test simulation. “Ρ a ”, “ρ b ” and “ρ c ” in FIG. 8 are predicted values of the fluid density ρ by the isentropic flow theory at the nozzle inlet 11, the first throat 13 and the nozzle outlet 18, respectively. FIG. 9 is a graph showing the distribution of the absolute temperature T on the center line of the Laval nozzle 10 ′ obtained by the test simulation. “T a ”, “T b ” and “T c ” in FIG. 9 are predicted values of the absolute temperature T according to the isentropic flow theory at the nozzle inlet 11, the first throat 13 and the nozzle outlet 18, respectively. In FIGS. 7-9, a horizontal axis (x-axis) is a coordinate in alignment with the central line of nozzle 10 '. The fluid density ρ in FIG. 8 and the absolute temperature T in FIG. 9 are shown by values normalized with the fluid density 及 び and the absolute temperature T of the nozzle inlet 11 as “1”, respectively.

図７〜９を見ると、テストシミュレーションによる結果（グラフ曲線）は、揺らぎ（上記のＤＳＭＣ法に伴って必然的に現れる揺らぎ）を含んでいるものの、マッハ数Ｍ、流体密度ρ及び絶対温度Ｔのいずれの物理量においても、理論値（等エントロピー流理論による予測値）とよく一致していることが分かる。このことから、モンテカルロ直接シミュレーション（ＤＳＭＣ法）は、本発明のノズル１０の有用性を検証するシミュレーション方法として、適切なものであることが確認された。   7 to 9, the test simulation results (graph curves) include fluctuations (fluctuations that inevitably occur with the DSMC method described above), but the Mach number M, the fluid density 及 び, and the absolute temperature T Also in any physical quantity of, it turns out that it corresponds well with a theoretical value (predicted value by the isentropic flow theory). From this, it is confirmed that the Monte Carlo direct simulation (DSMC method) is appropriate as a simulation method for verifying the usefulness of the nozzle 10 of the present invention.

２．２．２ 本シミュレーションの結果
続いて、本シミュレーションの結果について説明する。 2.2.2 Results of this simulation Next, the results of this simulation will be described.

図１０は、本シミュレーションにより得られた結果を示したグラフである。図１０における、マーカー「Ｅ１．１」、「Ｅ１．２」、「Ｅ１．３」、「Ｅ１．４」、「Ｅ１．５」、「Ｅ１．６」及び「Ｅ１．７」、並びに、「Ｅ２．１」、「Ｅ２．２」、「Ｅ２．３」、「Ｅ２．４」、「Ｅ２．５」、「Ｅ２．６」及び「Ｅ２．７」は、それぞれ、本発明に係る、実施例１．１、実施例１．２、実施例１．３、実施例１．４、実施例１．５、実施例１．６及び実施例１．７、並びに、実施例２．１、実施例２．２、実施例２．３、実施例２．４、実施例２．５、実施例２．６及び実施例２．７の結果を示したものであり、マーカー「Ｃ１」は、ラバールノズルに係る比較例１の結果を示したものであり、マーカー「Ｃ２」は、デュアルスロートノズルに係る比較例２の結果を示したものである。 FIG. 10 is a graph showing the results obtained by this simulation. In FIG. 10, markers "E 1.1 ", "E 1.2 ", "E 1.3 ", "E 1.4 ", "E 1.5 ", "E 1.6 " and "E 1 " .7 ", and" E 2.1 "," E 2.2 "," E 2.3 "," E 2.4 "," E 2.5 "," E 2.6 "and" E 2.7 ′ ′ according to the present invention, respectively, according to Example 1.1, Example 1.2, Example 1.3, Example 1.4, Example 1.5, Example 1.6 and Example Example 1.7, and the results of Example 2.1, Example 2.2, Example 2.3, Example 2.4, Example 2.5, Example 2.6 and Example 2.7. The marker “C 1 ” indicates the result of Comparative Example 1 related to the Laval nozzle, and the marker “C 2 ” indicates the result of Comparative Example 2 related to the dual throat nozzle Is

また、図１０における横軸は、実施例１．１〜１．７及び実施例２．１〜２．７、並びに、比較例１及び比較例２のノズルにおける推力偏向角度δを、デュアルスロートノズルである比較例２（同図中の「Ｃ２」）の値を「１」として規格化して示したものである。さらに、図１０における縦軸は、実施例１．１〜１．７及び実施例２．１〜２．７、並びに、比較例１及び比較例２のノズルにおける推力の絶対値を、ラバールノズルである比較例１（同図中の「Ｃ１」）の値を「１」として規格化して示したものである。 Further, in FIG. 10, the horizontal axis represents the thrust deflection angle δ at the nozzles of Examples 1.1 to 1.7 and Examples 2.1 to 2.7, and Comparative Examples 1 and 2. The value of Comparative Example 2 (“C 2 ” in the same figure) is normalized and shown as “1”. Furthermore, in FIG. 10, the vertical axis represents the absolute value of the thrust of the nozzles of Examples 1.1 to 1.7 and Examples 2.1 to 2.7, and Comparative Examples 1 and 2 as a Laval nozzle. The value of Comparative Example 1 (“C 1 ” in the same figure) is normalized and shown as “1”.

図１０を見ると、本発明に係る実施例１．１〜１．７及び実施例２．１〜２．７の全てのノズルにおいて、推力ｆの絶対値は、１よりも大きくなっており、デュアルスロートノズルに係る比較例２（マーカーＣ２）の推力ｆの絶対値を上回っている。このことから、本発明の流体式推力方向制御装置のノズルのように、第二広がり部１７を設けることによって、従来から提案されているデュアルスロートノズルよりも、推力ｆを増大させることが可能であることが確認できた。 Referring to FIG. 10, in all the nozzles of Examples 1.1 to 1.7 and Examples 2.1 to 2.7 according to the present invention, the absolute value of the thrust f is larger than 1; The absolute value of the thrust f of Comparative Example 2 (marker C 2 ) according to the dual throat nozzle is exceeded. From this, it is possible to increase the thrust f more than conventionally proposed dual throat nozzles by providing the second spread portion 17 as in the nozzle of the fluid thrust direction control device of the present invention. It has been confirmed that there is.

また、図１０を見ると、本発明に係る実施例１．１〜１．７及び実施例２．１〜２．７の多くのノズルにおいて、推力偏向角度δは、１よりも大きくなっており、ラバールノズルに係る比較例１（マーカーＣ１）の推力偏向角度δを上回っている。具体的には、第二広がり部１７の傾斜角度θ１が３０°未満の実施例（実施例１．１、実施例１．２、実施例２．１及び実施例２．２）を除いた全ての実施例（傾斜角度θ１が３０°以上の実施例１．３〜１．７及び実施例２．３〜２．７）において、推力偏向角度δが、比較例１（マーカーＣ１）の推力偏向角度δを上回っている。このことから、本発明の流体式推力方向制御装置のノズルのように、第二広がり部１７を設け、その傾斜角度θ１を適切な範囲（例えば、３０〜７０°の範囲）に設定することにより、従来のラバールノズルよりも、推力偏向角度δを増大させることが可能であることが確認できた。 Further, referring to FIG. 10, in many nozzles of Examples 1.1 to 1.7 and Examples 2.1 to 2.7 according to the present invention, the thrust deflection angle δ is larger than 1 The thrust deflection angle δ of Comparative Example 1 (marker C 1 ) according to the Laval nozzle is exceeded. Specifically, the inclination angle theta 1 of the second expanded portion 17 is an embodiment of less than 30 ° (Example 1.1, Example 1.2, Example 2.1 and Example 2.2) except for the all examples in (inclination angle theta 1 is 30 ° or more embodiments 1.3 to 1.7 and example 2.3 to 2.7), thrust deflection angle δ is, Comparative example 1 (marker C 1) Exceeds the thrust deflection angle δ. Therefore, as in the nozzles of the hydraulic thrust direction control device of the present invention, the second expanded portion 17 provided, to set the inclination angle theta 1 to the appropriate range (e.g., range of 30 to 70 °) Thus, it has been confirmed that it is possible to increase the thrust deflection angle δ more than the conventional Laval nozzle.

ところで、図１０の結果からは、第二広がり部１７の長さＬ１が０．５９×Ｄ１と比較的短い実施例１．１〜１．７よりも、第二広がり部１７の長さＬ１が１．１８×Ｄ１と比較的長い実施例２．１〜２．７の方が、推力ｆの増大効果が高くなる傾向にあることも読み取れる。また、図１０の結果からは、第二広がり部１７の傾斜角度θ１が２０°を超える場合には、第二広がり部１７の傾斜角度θ１が小さいほど、推力ｆの増大効果が大きくなる傾向があることも読み取れる。さらに、図１０の結果からは、第二広がり部１７の傾斜角度θ１が大きいほど、推力偏向角度δが大きくなり、殆どのケースでは、第二広がり部１７の長さＬ１が短い場合に、推力偏向角度δがやや大きくなることも読み取れる。 By the way, from the result of FIG. 10, the length L 1 of the second spread portion 17 is 0.59 × D 1 and the length of the second spread portion 17 is shorter than those of Examples 1.1 to 1.7 which are relatively short. It can also be read that the increase effect of the thrust f tends to be higher in Examples 2.1 to 2.7 where L 1 is relatively long as 1.18 × D 1 . Further, from the results of FIG. 10, when the inclination angle theta 1 of the second expanded portion 17 exceeds 20 °, the more the inclination angle theta 1 of the second expanded portion 17 is small, the effect of increasing the thrust f increases It can also be read that there is a tendency. Furthermore, from the results of FIG. 10, as the inclination angle theta 1 of the second expanded portion 17 is large, the thrust deflection angle δ increases, in most cases, if the length L 1 of the second expanded portion 17 is short It can also be read that the thrust deflection angle δ slightly increases.

１０ ノズル
１０ａ ノズルの中心線
１０’ 従来から提案されているラバールノズル
１０’’ 従来から提案されているデュアルスロートノズル
１１ ノズル入口
１２ 第一絞り部
１３ 第一スロート
１４ 第一広がり部
１５ 第二絞り部
１６ 第二スロート
１７ 第二広がり部
１８ ノズル出口
１９ 二次噴流注入口
１９ａ 下側の二次噴流注入口
１９ｂ 上側の二次噴流注入口
Ｄ１ ノズル入口の開口径
Ｌ１ 第二広がり部のノズルの中心線に沿った方向の長さ
Ｆａ 代表的な流線
Ｆｂ 代表的な流線
Ｆｃ 代表的な流線
Ｆｄ 代表的な流線
ＦＩＮ１ エンジン燃焼室からノズル入口に流入する主流
ＦＩＮ２ 二次噴流
ＦＯＵＴ ノズル出口から噴出する噴流
α１ 剥離領域
θ１ ノズルの中心線に対する第二広がり部の内壁の傾斜角度 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 nozzle 10a centerline 10 'of nozzle 10' conventionally proposed Laval nozzle 10 '' dual throat nozzle conventionally proposed 11 nozzle inlet 12 first throttle portion 13 first throat 14 first spread portion 15 second throttle portion 16 second throat 17 second spread portion 18 nozzle outlet 19 secondary jet injection port 19a lower secondary jet injection port 19b upper secondary jet injection port D 1 nozzle inlet opening diameter L 1 second spread portion nozzle Length along the center line of the center F a representative stream F b representative stream F c representative stream F d representative stream F IN1 Main stream flowing into the nozzle inlet from the engine combustion chamber F IN 2 secondary jet F jet jetted from the outlet of the nozzle OUT 1 α separation area θ 1 inclination angle of the inner wall of the second spread relative to the center line of the nozzle

Claims (5)

ノズル内をノズル入口からノズル出口に向かって流れる主流に対し、ノズルの中途部分に設けた二次噴流注入口から二次噴流を注入することによって、主流の流れに変化を起こさせ、全体としての噴流の向きを変更させる流体式推力方向制御装置であって、
ノズルが、
前記ノズル入口の下流側に設けられ、その下流側端部の断面積がその上流側端部の断面積よりも狭く形成され、その下流側端部が第一スロートとされた第一絞り部と、
第一絞り部の下流側に設けられ、その下流側端部の断面積がその上流側端部の断面積よりも広く形成された第一広がり部と、
第一広がり部の下流側に設けられ、その下流側端部の断面積がその上流側端部の断面積よりも狭く形成され、その下流側端部が第二スロートとされた第二絞り部と、
第二絞り部の下流側に設けられ、前記ノズル出口に向かって断面積が広がるように形成された第二広がり部と
を有することを特徴とする流体式推力方向制御装置。
The main flow is changed by injecting a secondary jet from the secondary jet injection port provided at the middle part of the nozzle against the main flow flowing from inside the nozzle toward the nozzle exit from the nozzle inlet, as a whole. A fluid thrust direction control device for changing the direction of a jet, comprising:
The nozzle is
A first throttle portion provided on the downstream side of the nozzle inlet, the cross-sectional area of the downstream end being narrower than the cross-sectional area of the upstream end, and the downstream end being a first throat ,
A first widening portion provided on the downstream side of the first constriction portion, the cross-sectional area of the downstream end being formed wider than the cross-sectional area of the upstream end;
A second throttle portion provided downstream of the first spread portion, the cross-sectional area of the downstream end portion being narrower than the cross-sectional area of the upstream end portion, and the downstream end portion being a second throat When,
A fluid type thrust direction control device comprising: a second spread portion provided downstream of a second throttle portion and formed so that a cross-sectional area spreads toward the nozzle outlet.
ノズルの中心線に対する第二広がり部の内壁の傾斜角度が３０〜７０°とされた請求項１記載の流体式推力方向制御装置。
The fluid type thrust direction control device according to claim 1, wherein the inclination angle of the inner wall of the second spread portion with respect to the center line of the nozzle is set to 30 to 70 °.
ノズルの前記ノズル入口の開口径（Ｄ１とする。）に対する、第二広がり部のノズルの中心線に沿った方向の長さ（Ｌ１とする。）の比Ｌ１／Ｄ１が、０．２〜２とされた請求項１又は２記載の流体式推力方向制御装置。
The ratio L 1 / D 1 of the length (L 1 ) of the second spread portion along the center line of the nozzle to the opening diameter (D 1 ) of the nozzle inlet of the nozzle is 0 The fluid type thrust direction control device according to claim 1 or 2, wherein the number is 2 or 2.
ノズルとして、その中心線を含む一の平面に平行な断面の形状が同一のものを用いた請求項１〜３いずれか記載の流体式推力方向制御装置。
The fluid type thrust direction control device according to any one of claims 1 to 3, wherein a nozzle having the same shape in cross section parallel to one plane including the center line is used as the nozzle.
ノズルとして、その中心線を軸とした回転体形状を為すものを用いた請求項１〜３いずれか記載の流体式推力方向制御装置。
The fluid type thrust direction control device according to any one of claims 1 to 3, wherein the nozzle has a shape of a rotary body whose axis is a center line.
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