JP3246153B2 - 超音速航空機用排気ノズル - Google Patents
超音速航空機用排気ノズルInfo
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- JP3246153B2 JP3246153B2 JP00492294A JP492294A JP3246153B2 JP 3246153 B2 JP3246153 B2 JP 3246153B2 JP 00492294 A JP00492294 A JP 00492294A JP 492294 A JP492294 A JP 492294A JP 3246153 B2 JP3246153 B2 JP 3246153B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、超音速航空機用エンジ
ンに係わり、更に詳しくは、超音速航空機用排気ノズル
に関する。
ンに係わり、更に詳しくは、超音速航空機用排気ノズル
に関する。
【０００２】
【従来の技術】飛行速度がマッハ１を越える超音速旅客
機( ＳＳＴ:Super Sonic Transporter) では、ジェット
噴流による騒音が従来から問題になっていた。図７
（Ａ）は、フランスで開発されたコンコルド機のエンジ
ン排気ノズルであり、上半分は超音速時、下半分は騒音
低減時を示している。この排気ノズルは、ジェットエン
ジンのアフターバーナ５１からの高速ガス流を制御する
１次可変ノズル５２と、その高速ガス流に空気を混入し
て後方に噴出する２次可変ノズル５３とを備えており、
騒音低減時（離着陸時や亜音速時）には２次可変ノズル
に外気を導入してミキサ５４により１次可変ノズルから
の高速ガス流と低速空気とを混合してジェット噴流の速
度を落とし、超音速時には外気の導入を止め、ミキサを
収納してジェット噴流をそのまま噴出するようになって
いた。
機( ＳＳＴ:Super Sonic Transporter) では、ジェット
噴流による騒音が従来から問題になっていた。図７
（Ａ）は、フランスで開発されたコンコルド機のエンジ
ン排気ノズルであり、上半分は超音速時、下半分は騒音
低減時を示している。この排気ノズルは、ジェットエン
ジンのアフターバーナ５１からの高速ガス流を制御する
１次可変ノズル５２と、その高速ガス流に空気を混入し
て後方に噴出する２次可変ノズル５３とを備えており、
騒音低減時（離着陸時や亜音速時）には２次可変ノズル
に外気を導入してミキサ５４により１次可変ノズルから
の高速ガス流と低速空気とを混合してジェット噴流の速
度を落とし、超音速時には外気の導入を止め、ミキサを
収納してジェット噴流をそのまま噴出するようになって
いた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかし、かかる従来の
排気ノズルでは、ミキサ５４の性能が低く、騒音を十分
低減できない問題点があった。すなわち、従来の排気ノ
ズルでは、簡単なリンク機構でミキサを格納する必要が
あるため、ミキサの形状及び大きさの制約が厳しく、平
板のような性能の低いミキサしか格納できなかった。
排気ノズルでは、ミキサ５４の性能が低く、騒音を十分
低減できない問題点があった。すなわち、従来の排気ノ
ズルでは、簡単なリンク機構でミキサを格納する必要が
あるため、ミキサの形状及び大きさの制約が厳しく、平
板のような性能の低いミキサしか格納できなかった。
【０００４】一方、亜音速機用ジェットエンジンでは、
図７（Ｂ）に示すローブ形ミキサ５５を備えた排気ノズ
ルが、従来から知られている。このローブ形ミキサは、
コア流とバイパス流の隔壁５６が合流部５７で円周方向
に交互に入り込んでおり（この部分をペネトレーション
と呼ぶ）、合流部５７で円周方向に交互に位置するコア
流とバイパス流が合流するので、ミキシング効率が高い
特徴がある。しかし、かかるローブ形ミキサ５５は、全
体が円環状の固定形態であり、かつ大型のため、超音速
時に格納が不可欠なＳＳＴには適用できなかった。
図７（Ｂ）に示すローブ形ミキサ５５を備えた排気ノズ
ルが、従来から知られている。このローブ形ミキサは、
コア流とバイパス流の隔壁５６が合流部５７で円周方向
に交互に入り込んでおり（この部分をペネトレーション
と呼ぶ）、合流部５７で円周方向に交互に位置するコア
流とバイパス流が合流するので、ミキシング効率が高い
特徴がある。しかし、かかるローブ形ミキサ５５は、全
体が円環状の固定形態であり、かつ大型のため、超音速
時に格納が不可欠なＳＳＴには適用できなかった。
【０００５】本発明は上述した問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、ミ
キシング効率が高いローブ形ミキサを格納可能に備えた
超音速航空機用排気ノズルを提供することにある。ま
た、本発明の別の目的は、離陸時の騒音低減形態から亜
音速時を経て超音速巡航形態まで円滑に移行できる超音
速航空機用排気ノズルを提供することにある。更に、本
発明の別の目的は、着陸時に騒音低減形態から逆噴射
（リバース）形態に短時間に円滑に移行できる超音速航
空機用排気ノズルを提供することにある。
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、ミ
キシング効率が高いローブ形ミキサを格納可能に備えた
超音速航空機用排気ノズルを提供することにある。ま
た、本発明の別の目的は、離陸時の騒音低減形態から亜
音速時を経て超音速巡航形態まで円滑に移行できる超音
速航空機用排気ノズルを提供することにある。更に、本
発明の別の目的は、着陸時に騒音低減形態から逆噴射
（リバース）形態に短時間に円滑に移行できる超音速航
空機用排気ノズルを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、直線状
に展開したローブ形ミキサを備えた断面形状が一定の２
次元排気ノズルであり、騒音低減時に外気を導入し、ミ
キサによりコアエンジンの高速ガス流と外気を混合して
ジェット噴流の速度を低減し、かつ超音速巡航時に外気
の導入を止め、ミキサを高速ガス流の外側に格納するこ
とを特徴とする超音速航空機用排気ノズルが提供され
る。
に展開したローブ形ミキサを備えた断面形状が一定の２
次元排気ノズルであり、騒音低減時に外気を導入し、ミ
キサによりコアエンジンの高速ガス流と外気を混合して
ジェット噴流の速度を低減し、かつ超音速巡航時に外気
の導入を止め、ミキサを高速ガス流の外側に格納するこ
とを特徴とする超音速航空機用排気ノズルが提供され
る。
【０００７】更に、コアエンジンの後方に連結され、円
形から矩形に変化する断面形状を有するトランジション
ダクトと、コアエンジンの後方両側に垂直に延びた側壁
と、コアエンジンの上下部に位置し、超音速巡航時に外
部フラップとして機能し、騒音低減時に外気を導入する
エジェクタインテークランプとして機能する一対の第１
フラップＡと、コアエンジンの後方に位置し、超音速巡
行時にコアエンジンからの高速ガス流を制御するコンバ
ージェントフラップとして機能する一対の第２フラップ
Ｂと、第２フラップＢの下流側に位置するミキサＭと、
を備える。
形から矩形に変化する断面形状を有するトランジション
ダクトと、コアエンジンの後方両側に垂直に延びた側壁
と、コアエンジンの上下部に位置し、超音速巡航時に外
部フラップとして機能し、騒音低減時に外気を導入する
エジェクタインテークランプとして機能する一対の第１
フラップＡと、コアエンジンの後方に位置し、超音速巡
行時にコアエンジンからの高速ガス流を制御するコンバ
ージェントフラップとして機能する一対の第２フラップ
Ｂと、第２フラップＢの下流側に位置するミキサＭと、
を備える。
【０００８】更に、超音速巡航時にジェット噴流を制御
するダイバージェントフラップとして機能し、騒音低減
時に外気を導入するミキシングダクトとして機能する一
対の第３フラップＣと、下流側の外部フラップとして機
能する一対の第４フラップＤとを、コアエンジンの後方
に備える。また本発明の実施例によれば、騒音低減形態
において、補助フラップＡ１とＡ２が重なって第１フラ
ップＡが最も短くなり、かつエンジン軸Ｚに対して最も
大きい角度をなし、補助フラップＡ１の下流端が第２フ
ラップＢの外側上流端と接して、２つのフラップＡ１及
びＢにより、外気を導入するエジェクタインテークラン
プを形成し、第３フラップＣが上死点に位置して、その
内側にミキシングダクトを形成し、ノズルスロートを、
ミキサＭのノズル出口部分で形成し、ノズルスロートの
微調整を、第２フラップＢの角度調整により行う。更
に、騒音低減形態から亜音速飛行形態へ変化するため、
まず第３フラップＣを上死点から下死点側へ移動して、
エンジン軸Ｚに対する角度を変化させて第３フラップＣ
をミキサＭから遠ざけ、次いでミキサＭをトランジショ
ンダクトからの高速ガス流より外側に格納し、更に第１
フラップＡを展開してエジェクタインテーク入口を塞
ぐ。
するダイバージェントフラップとして機能し、騒音低減
時に外気を導入するミキシングダクトとして機能する一
対の第３フラップＣと、下流側の外部フラップとして機
能する一対の第４フラップＤとを、コアエンジンの後方
に備える。また本発明の実施例によれば、騒音低減形態
において、補助フラップＡ１とＡ２が重なって第１フラ
ップＡが最も短くなり、かつエンジン軸Ｚに対して最も
大きい角度をなし、補助フラップＡ１の下流端が第２フ
ラップＢの外側上流端と接して、２つのフラップＡ１及
びＢにより、外気を導入するエジェクタインテークラン
プを形成し、第３フラップＣが上死点に位置して、その
内側にミキシングダクトを形成し、ノズルスロートを、
ミキサＭのノズル出口部分で形成し、ノズルスロートの
微調整を、第２フラップＢの角度調整により行う。更
に、騒音低減形態から亜音速飛行形態へ変化するため、
まず第３フラップＣを上死点から下死点側へ移動して、
エンジン軸Ｚに対する角度を変化させて第３フラップＣ
をミキサＭから遠ざけ、次いでミキサＭをトランジショ
ンダクトからの高速ガス流より外側に格納し、更に第１
フラップＡを展開してエジェクタインテーク入口を塞
ぐ。
【０００９】また、亜音速飛行形態において、第１フラ
ップＡによりエジェクタインテーク入口を閉鎖し、ミキ
サＭを第２フラップＢと第１フラップＡの間に格納し、
ノズルスロートを第２フラップＢの下流端で形成し、第
３フラップＣを第２回転板２２の下死点へ移動してダイ
バージェントフラップを形成し、第４フラップＤと第１
フラップＡとにより外部フラップを形成する。
ップＡによりエジェクタインテーク入口を閉鎖し、ミキ
サＭを第２フラップＢと第１フラップＡの間に格納し、
ノズルスロートを第２フラップＢの下流端で形成し、第
３フラップＣを第２回転板２２の下死点へ移動してダイ
バージェントフラップを形成し、第４フラップＤと第１
フラップＡとにより外部フラップを形成する。
【００１０】更に、超音速飛行形態において、機速が亜
音速から超音速へと加速され、ノズル圧力比の上昇とと
もにノズル開口比を高くするために、第３フラップＣに
よるダイバージェントフラップ角度を大きくし、コアエ
ンジンの運転状態にあわせて第２フラップＢによりスロ
ート面積を変化させ、かつノズル圧力比にあわせて第３
フラップＣの角度を変化させる。
音速から超音速へと加速され、ノズル圧力比の上昇とと
もにノズル開口比を高くするために、第３フラップＣに
よるダイバージェントフラップ角度を大きくし、コアエ
ンジンの運転状態にあわせて第２フラップＢによりスロ
ート面積を変化させ、かつノズル圧力比にあわせて第３
フラップＣの角度を変化させる。
【００１１】また、着陸直前に、逆噴射用のガス通路を
確保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぎ、これによ
り騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流
を前方に噴射して逆噴射する。
確保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぎ、これによ
り騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流
を前方に噴射して逆噴射する。
【００１２】
【作用】上記本発明の構成によれば、超音速航空機用排
気ノズルを、直線状に展開したローブ形ミキサを備えた
断面形状が一定の２次元排気ノズルとすることにより、
ミキシング効率が高いローブ形ミキサを格納可能に備え
ることができ、騒音低減時に外気を導入し、ミキサによ
りコアエンジンの高速ガス流と外気を効率よく混合して
ジェット噴流の速度を低減し、ジェット噴流の排気速度
の８乗に比例する騒音を低減することができる。また、
超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高速ガス流
の外側に格納することにより、各フラップを超音速飛行
に最適な配置とすることができる。
気ノズルを、直線状に展開したローブ形ミキサを備えた
断面形状が一定の２次元排気ノズルとすることにより、
ミキシング効率が高いローブ形ミキサを格納可能に備え
ることができ、騒音低減時に外気を導入し、ミキサによ
りコアエンジンの高速ガス流と外気を効率よく混合して
ジェット噴流の速度を低減し、ジェット噴流の排気速度
の８乗に比例する騒音を低減することができる。また、
超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高速ガス流
の外側に格納することにより、各フラップを超音速飛行
に最適な配置とすることができる。
【００１３】また、騒音低減形態において、第３フラッ
プＣを上死点から下死点側へ移動して、エンジン軸Ｚに
対する角度を変化させて第３フラップＣをミキサＭから
遠ざけ、次いでミキサＭをトランジションダクトからの
高速ガス流より外側に格納し、更に第１フラップＡを展
開してエジェクタインテーク入口を塞ぐことにより、亜
音速飛行形態へ移行し、更に機速が亜音速から超音速へ
と加速され、ノズル圧力比の上昇とともにノズル開口比
を高くするために、第３フラップＣによるダイバージェ
ントフラップ角度を大きくし、コアエンジンの運転状態
にあわせて第２フラップＢによりスロート面積を変化さ
せ、かつノズル圧力比にあわせて第３フラップＣの角度
を変化させて超音速巡航形態に移行することができる。
これにより、離陸時の騒音低減形態から亜音速時を経て
超音速巡航形態まで円滑に移行できる。
プＣを上死点から下死点側へ移動して、エンジン軸Ｚに
対する角度を変化させて第３フラップＣをミキサＭから
遠ざけ、次いでミキサＭをトランジションダクトからの
高速ガス流より外側に格納し、更に第１フラップＡを展
開してエジェクタインテーク入口を塞ぐことにより、亜
音速飛行形態へ移行し、更に機速が亜音速から超音速へ
と加速され、ノズル圧力比の上昇とともにノズル開口比
を高くするために、第３フラップＣによるダイバージェ
ントフラップ角度を大きくし、コアエンジンの運転状態
にあわせて第２フラップＢによりスロート面積を変化さ
せ、かつノズル圧力比にあわせて第３フラップＣの角度
を変化させて超音速巡航形態に移行することができる。
これにより、離陸時の騒音低減形態から亜音速時を経て
超音速巡航形態まで円滑に移行できる。
【００１４】更に、着陸直前に、逆噴射用のガス通路を
確保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぐことにより
騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流を
前方に噴射して逆噴射することができ、着陸時に騒音低
減形態から逆噴射（リバース）形態に短時間に円滑に移
行できる。
確保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぐことにより
騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流を
前方に噴射して逆噴射することができ、着陸時に騒音低
減形態から逆噴射（リバース）形態に短時間に円滑に移
行できる。
【００１５】
【実施例】以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照
して説明する。なお、各図において、共通する部分には
同一の符号を付して使用する。図１は本発明による超音
速航空機用排気ノズルの全体断面図である。この図にお
いて上半分は離陸時の騒音低減形態を、下半分は超音速
巡航形態を示している。騒音低減形態では、外気を導入
して高速ガス流に混合しジェット噴流の速度を低減する
ようになっており、超音速巡航形態では、外気の導入が
なく、ミキサは格納され、各フラップが超音速飛行に最
適の配置となっている。以下、騒音低減形態における排
気ノズルをミキサエジェクタノズルと呼ぶ。
して説明する。なお、各図において、共通する部分には
同一の符号を付して使用する。図１は本発明による超音
速航空機用排気ノズルの全体断面図である。この図にお
いて上半分は離陸時の騒音低減形態を、下半分は超音速
巡航形態を示している。騒音低減形態では、外気を導入
して高速ガス流に混合しジェット噴流の速度を低減する
ようになっており、超音速巡航形態では、外気の導入が
なく、ミキサは格納され、各フラップが超音速飛行に最
適の配置となっている。以下、騒音低減形態における排
気ノズルをミキサエジェクタノズルと呼ぶ。
【００１６】図１において、本発明の装置は断面形状が
一定の２次元ノズルであり、コアエンジン１６の後方に
連結されたダクト（トランジションダクト１８）と、コ
アエンジン１６の後方両側に垂直に延びた側壁２０と、
コアエンジン１６の後方に位置したそれぞれ一対の第１
フラップＡ、第２フラップＢ、第３フラップＣ、第４フ
ラップＤと、第２フラップＢの下流側に位置するミキサ
Ｍと、を備えている。コアエンジン１６の最後端は円形
であるが、トランジションダクト１８の最後端は矩形に
なっている。すなわち、トランジションダクト１８は、
円形から矩形に断面形状が変化している。
一定の２次元ノズルであり、コアエンジン１６の後方に
連結されたダクト（トランジションダクト１８）と、コ
アエンジン１６の後方両側に垂直に延びた側壁２０と、
コアエンジン１６の後方に位置したそれぞれ一対の第１
フラップＡ、第２フラップＢ、第３フラップＣ、第４フ
ラップＤと、第２フラップＢの下流側に位置するミキサ
Ｍと、を備えている。コアエンジン１６の最後端は円形
であるが、トランジションダクト１８の最後端は矩形に
なっている。すなわち、トランジションダクト１８は、
円形から矩形に断面形状が変化している。
【００１７】第１フラップＡは、超音速巡航時（図１の
下半分）に外部フラップの一部（上流側）として機能
し、騒音低減時（図１の上半分）に外気を導入するエジ
ェクタインテークランプとして機能する。第１フラップ
Ａは補助フラップＡ１，Ａ２からなり、補助フラップＡ
１とＡ２はその境界部に設けられた第３ガイド１３によ
り互いにスライド可能に連結されている。補助フラップ
Ａ２は第２回転軸２に回転可能に取り付けられ、この第
２回転軸２は側壁２０に設けられた第１ガイド１１に沿
って移動可能に設けられている。第１フラップＡの全体
（Ａ１及びＡ２）の駆動は、側壁２０内に設けられたア
クチュエータにより第２回転軸２を第１ガイド１１に沿
って移動させることによる。かかる機構により、補助フ
ラップＡ１は、側壁２０に設けられた第１回転軸１まわ
りにエンジン軸Ｚに対して約５°〜２３°の角度範囲で
回転することができる。また、エジェクタインテークラ
ンプの角度はこの場合約２３°となる。
下半分）に外部フラップの一部（上流側）として機能
し、騒音低減時（図１の上半分）に外気を導入するエジ
ェクタインテークランプとして機能する。第１フラップ
Ａは補助フラップＡ１，Ａ２からなり、補助フラップＡ
１とＡ２はその境界部に設けられた第３ガイド１３によ
り互いにスライド可能に連結されている。補助フラップ
Ａ２は第２回転軸２に回転可能に取り付けられ、この第
２回転軸２は側壁２０に設けられた第１ガイド１１に沿
って移動可能に設けられている。第１フラップＡの全体
（Ａ１及びＡ２）の駆動は、側壁２０内に設けられたア
クチュエータにより第２回転軸２を第１ガイド１１に沿
って移動させることによる。かかる機構により、補助フ
ラップＡ１は、側壁２０に設けられた第１回転軸１まわ
りにエンジン軸Ｚに対して約５°〜２３°の角度範囲で
回転することができる。また、エジェクタインテークラ
ンプの角度はこの場合約２３°となる。
【００１８】第２フラップＢは超音速巡行時にコアエン
ジン１６からの高速ガス流を制御するコンバージェント
フラップとして機能する。第２フラップＢは側壁２０の
通路面と面一の第１回転板２１に固定されており、第１
回転板２１は側壁２０内のアクチュエータにより第３回
転軸３まわりに回転することができる。これにより、第
２フラップＢをエンジン軸Ｚに対して１２°〜４５°の
角度範囲で変化させることができる。
ジン１６からの高速ガス流を制御するコンバージェント
フラップとして機能する。第２フラップＢは側壁２０の
通路面と面一の第１回転板２１に固定されており、第１
回転板２１は側壁２０内のアクチュエータにより第３回
転軸３まわりに回転することができる。これにより、第
２フラップＢをエンジン軸Ｚに対して１２°〜４５°の
角度範囲で変化させることができる。
【００１９】ミキサＭは、図７（Ｂ）に示したローブ形
ミキサ５５を直線状に展開したものであり、図１で上下
方向に交互に入り込んだペネトレーションを有する。こ
れにより、騒音低減時（図１の上半分）に外気を導入し
てトランジションダクト１８からの高速ガス流に効率よ
く混合しジェット噴流の速度を低減することができる。
このミキサＭはその上流端が第２フラップＢの下流端と
第４回転軸４により連結されている。また、ミキサＭに
設けられた第６回転軸６とリンク２４を介して回転リン
グ２３上の第５回転軸５と連結されている。回転リング
２３は第１回転板２１と同一の第３回転軸３まわりに側
壁２０内のアクチュエータにより独立して回転できるよ
うになっている。
ミキサ５５を直線状に展開したものであり、図１で上下
方向に交互に入り込んだペネトレーションを有する。こ
れにより、騒音低減時（図１の上半分）に外気を導入し
てトランジションダクト１８からの高速ガス流に効率よ
く混合しジェット噴流の速度を低減することができる。
このミキサＭはその上流端が第２フラップＢの下流端と
第４回転軸４により連結されている。また、ミキサＭに
設けられた第６回転軸６とリンク２４を介して回転リン
グ２３上の第５回転軸５と連結されている。回転リング
２３は第１回転板２１と同一の第３回転軸３まわりに側
壁２０内のアクチュエータにより独立して回転できるよ
うになっている。
【００２０】第３フラップＣは超音速巡航時にジェット
噴流を制御するダイバージェントフラップとして機能
し、騒音低減時に外気を導入するミキシングダクトとし
て機能する。第３フラップＣは第２回転板２２の第７回
転軸７まわりに側壁２０内のアクチュエータによりエン
ジン軸に対して０°〜１７°の角度範囲で回転できる。
第３フラップＣの上流端はエジェクタインテークオーバ
ーハング部の前縁部を構成する。第２回転板２２は側壁
２０の通路面と面一で、側壁２０の第８回転軸８まわり
に側壁２０内のアクチュエータにより３６０°回転可能
である。この第２回転板２２が回転することにより、第
７回転軸７が移動する。以下、第２回転板２２が回転し
て、第７回転軸７がエンジン軸Ｚに最も近い位置（図１
の下側）を下始点、最も遠い位置（図１の上側）を上始
点と呼ぶ。
噴流を制御するダイバージェントフラップとして機能
し、騒音低減時に外気を導入するミキシングダクトとし
て機能する。第３フラップＣは第２回転板２２の第７回
転軸７まわりに側壁２０内のアクチュエータによりエン
ジン軸に対して０°〜１７°の角度範囲で回転できる。
第３フラップＣの上流端はエジェクタインテークオーバ
ーハング部の前縁部を構成する。第２回転板２２は側壁
２０の通路面と面一で、側壁２０の第８回転軸８まわり
に側壁２０内のアクチュエータにより３６０°回転可能
である。この第２回転板２２が回転することにより、第
７回転軸７が移動する。以下、第２回転板２２が回転し
て、第７回転軸７がエンジン軸Ｚに最も近い位置（図１
の下側）を下始点、最も遠い位置（図１の上側）を上始
点と呼ぶ。
【００２１】第４フラップＤは下流側の外部フラップで
あり、騒音低減時（図１で上半分）にエンジン軸Ｚと約
７°の比較的小さいボートテール角を形成する。第４フ
ラップＤはその下流端に設けられた第９回転軸９によ
り、第３フラップＣの下流部と連結されている。また、
第４フラップＤの上流端の第１０回転軸１０は、側壁２
０に設けられた第２ガイド１２に沿って移動する。第４
フラップＤのみ直接を動かすアクチュエータはなく、第
２回転板２２の回転により第３フラップＣが移動する
と、これに連動して第４フラップＤが移動するようにな
っている。
あり、騒音低減時（図１で上半分）にエンジン軸Ｚと約
７°の比較的小さいボートテール角を形成する。第４フ
ラップＤはその下流端に設けられた第９回転軸９によ
り、第３フラップＣの下流部と連結されている。また、
第４フラップＤの上流端の第１０回転軸１０は、側壁２
０に設けられた第２ガイド１２に沿って移動する。第４
フラップＤのみ直接を動かすアクチュエータはなく、第
２回転板２２の回転により第３フラップＣが移動する
と、これに連動して第４フラップＤが移動するようにな
っている。
【００２２】上述した各フラップＡ，Ｂ，Ｃ，Ｄ、ミキ
サＭ、第１回転板２１，第２回転板２２、及び回転リン
グ２３は、上下が互いに連動し、常にエンジン軸Ｚに対
して対称に位置するようになっている。更に、第３フラ
ップＣの通路側と側壁２０の通路側には吸音ライナ２５
が張り付けられ、反射音を低減するようになっている。
また、各フラップＡ，Ｂ，Ｃ，Ｄ、及びミキサＭと側壁
２０との間、補助フラップＡ１とナセルの間、第２フラ
ップＢとトランジションダクト、第２フラップＢとミキ
サＭの間にはそれぞれ適当なシール機構が設けられ、ガ
スのリークを最小限に抑えている。
サＭ、第１回転板２１，第２回転板２２、及び回転リン
グ２３は、上下が互いに連動し、常にエンジン軸Ｚに対
して対称に位置するようになっている。更に、第３フラ
ップＣの通路側と側壁２０の通路側には吸音ライナ２５
が張り付けられ、反射音を低減するようになっている。
また、各フラップＡ，Ｂ，Ｃ，Ｄ、及びミキサＭと側壁
２０との間、補助フラップＡ１とナセルの間、第２フラ
ップＢとトランジションダクト、第２フラップＢとミキ
サＭの間にはそれぞれ適当なシール機構が設けられ、ガ
スのリークを最小限に抑えている。
【００２３】次に離陸から着陸までの、超音速航空機用
排気ノズルの作動を説明する。図２は離陸から亜音速飛
行までの過程を示す図である。この図において、（Ａ）
は離陸時の騒音低減形態（ミキサエジェクタノズル）、
（Ｂ）及び（Ｃ）は亜音速飛行形態までの中間形態を示
している。図２（Ａ）の騒音低減形態では、第１フラッ
プＡは補助フラップＡ１とＡ２が重なって最も短くな
り、かつエンジン軸Ｚに対して最も大きい角度をなして
いる。この時、補助フラップＡ１の下流端が第２フラッ
プＢの外側上流端と接しており、この２つのフラップＡ
１及びＢにより、外気を導入するエジェクタインテーク
ランプを形成している。一方、第３フラップＣは上死点
に位置し、その内側にミキシングダクトを形成してい
る。この形態におけるノズルスロートは、ミキサＭのノ
ズル出口部分である。またこの形態でのノズルスロート
の微調整は、第２フラップＢの角度調整により行われ
る。
排気ノズルの作動を説明する。図２は離陸から亜音速飛
行までの過程を示す図である。この図において、（Ａ）
は離陸時の騒音低減形態（ミキサエジェクタノズル）、
（Ｂ）及び（Ｃ）は亜音速飛行形態までの中間形態を示
している。図２（Ａ）の騒音低減形態では、第１フラッ
プＡは補助フラップＡ１とＡ２が重なって最も短くな
り、かつエンジン軸Ｚに対して最も大きい角度をなして
いる。この時、補助フラップＡ１の下流端が第２フラッ
プＢの外側上流端と接しており、この２つのフラップＡ
１及びＢにより、外気を導入するエジェクタインテーク
ランプを形成している。一方、第３フラップＣは上死点
に位置し、その内側にミキシングダクトを形成してい
る。この形態におけるノズルスロートは、ミキサＭのノ
ズル出口部分である。またこの形態でのノズルスロート
の微調整は、第２フラップＢの角度調整により行われ
る。
【００２４】図２（Ｂ）では、騒音低減形態から亜音速
飛行形態へ移行するため、まず第３フラップＣが上死点
から下死点側へ移動して、エンジン軸Ｚに対する角度を
変化させる。この移動により第３フラップＣがミキサＭ
から遠ざかり、ミキサＭを第３フラップＣと干渉せずに
外方に回転させることができる。図２（Ｃ）では、ミキ
サＭがトランジションダクト１８からの高速ガス流より
外側、すなわち第２フラップＢの外側に格納されてい
る。この図から更に第１フラップＡを展開してエジェク
タインテーク入口を塞ぐことにより、図３（Ａ）に示す
亜音速飛行形態となる。
飛行形態へ移行するため、まず第３フラップＣが上死点
から下死点側へ移動して、エンジン軸Ｚに対する角度を
変化させる。この移動により第３フラップＣがミキサＭ
から遠ざかり、ミキサＭを第３フラップＣと干渉せずに
外方に回転させることができる。図２（Ｃ）では、ミキ
サＭがトランジションダクト１８からの高速ガス流より
外側、すなわち第２フラップＢの外側に格納されてい
る。この図から更に第１フラップＡを展開してエジェク
タインテーク入口を塞ぐことにより、図３（Ａ）に示す
亜音速飛行形態となる。
【００２５】図３は亜音速飛行から超音速飛行までの過
程を示す図である。この図において、（Ａ）は亜音速飛
行形態、（Ｂ）は超音速飛行形態を示している。図３
（Ａ）の亜音速飛行形態では、第１フラップＡが完全に
エジェクタインテーク入口を閉鎖し、ミキサＭは第２フ
ラップＢと第１フラップＡの間に格納されている。ノズ
ルスロートは、第２フラップＢの下流端（第４回転軸
４）で形成される。第３フラップＣは第２回転板２２の
下死点へ移動し、ダイバージェントフラップを形成する
が、亜音速飛行のためダイバージェント角はほぼ０°で
ある。第３フラップＣが下死点に移動したため、第４フ
ラップＤが展開され、第１フラップＡとともに外部フラ
ップを形成している。
程を示す図である。この図において、（Ａ）は亜音速飛
行形態、（Ｂ）は超音速飛行形態を示している。図３
（Ａ）の亜音速飛行形態では、第１フラップＡが完全に
エジェクタインテーク入口を閉鎖し、ミキサＭは第２フ
ラップＢと第１フラップＡの間に格納されている。ノズ
ルスロートは、第２フラップＢの下流端（第４回転軸
４）で形成される。第３フラップＣは第２回転板２２の
下死点へ移動し、ダイバージェントフラップを形成する
が、亜音速飛行のためダイバージェント角はほぼ０°で
ある。第３フラップＣが下死点に移動したため、第４フ
ラップＤが展開され、第１フラップＡとともに外部フラ
ップを形成している。
【００２６】図３（Ｂ）の超音速飛行形態では、機速が
亜音速から超音速へと加速されるにつれ、ノズル圧力比
の上昇とともにノズル開口比を高くするために、第３フ
ラップＣによるダイバージェントフラップ角度が大きく
なる。超音速飛行時には、コアエンジン１６の運転状態
にあわせて第２フラップＢによりスロート面積を変化さ
せ、ノズル圧力比にあわせて第３フラップＣの角度を変
化させる。また、第３フラップＣの角度変化に伴い、第
４フラップＤの角度も変化する。かかる作動により、２
次元ノズルである超音速航空機用排気ノズルを超音速飛
行に最適の配置とすることができる。なお、この図の超
音速飛行形態はマッハ３以上にも適用することができ、
この超音速巡航形態では、第３フラップＣが最も開き、
第４フラップＤによるボートテール角は約７°程度の小
さい角度をとることができる。
亜音速から超音速へと加速されるにつれ、ノズル圧力比
の上昇とともにノズル開口比を高くするために、第３フ
ラップＣによるダイバージェントフラップ角度が大きく
なる。超音速飛行時には、コアエンジン１６の運転状態
にあわせて第２フラップＢによりスロート面積を変化さ
せ、ノズル圧力比にあわせて第３フラップＣの角度を変
化させる。また、第３フラップＣの角度変化に伴い、第
４フラップＤの角度も変化する。かかる作動により、２
次元ノズルである超音速航空機用排気ノズルを超音速飛
行に最適の配置とすることができる。なお、この図の超
音速飛行形態はマッハ３以上にも適用することができ、
この超音速巡航形態では、第３フラップＣが最も開き、
第４フラップＤによるボートテール角は約７°程度の小
さい角度をとることができる。
【００２７】図４は超音速飛行から着陸までの過程を示
す図である。この図において、（Ａ）は超音速及び亜音
速の飛行形態、（Ｂ）は亜音速飛行から着陸直前の形
態、（Ｃ）は逆噴射（リバース）形態を示している。図
４（Ａ）において、機速を超音速から亜音速までの減速
時には、加速上昇時と逆の過程をたどる。ただし、着陸
のためのアプローチ時は可能な限り減速するため、エン
ジンレーティングを下げるので、ファンのサージを防止
するためにノズルスロートは上昇時より開きぎみとな
る。
す図である。この図において、（Ａ）は超音速及び亜音
速の飛行形態、（Ｂ）は亜音速飛行から着陸直前の形
態、（Ｃ）は逆噴射（リバース）形態を示している。図
４（Ａ）において、機速を超音速から亜音速までの減速
時には、加速上昇時と逆の過程をたどる。ただし、着陸
のためのアプローチ時は可能な限り減速するため、エン
ジンレーティングを下げるので、ファンのサージを防止
するためにノズルスロートは上昇時より開きぎみとな
る。
【００２８】図４（Ｂ）に示すように、着陸直前には、
逆噴射用のガス通路を確保するため、第１フラップＡを
全開にする。図４（Ｃ）に示すように、着陸時には、第
３フラップＣによりノズル出口を塞ぎ、騒音低減時のエ
ジェクタインテークからジェット噴流を前方に噴射して
逆噴射することができる。
逆噴射用のガス通路を確保するため、第１フラップＡを
全開にする。図４（Ｃ）に示すように、着陸時には、第
３フラップＣによりノズル出口を塞ぎ、騒音低減時のエ
ジェクタインテークからジェット噴流を前方に噴射して
逆噴射することができる。
【００２９】次に各フラップＡ，Ｂ，Ｃ，Ｄ、及びミキ
サＭを駆動する側壁２０内部の駆動機構を説明する。図
５は、側壁２０内部の駆動機構全体図である。この図に
おいて、本発明の超音速航空機用排気ノズルの駆動機構
は、側壁２０の内壁と外壁の間に設置された複数の歯車
３１〜４６と、２つのリニアアクチュエータａ，ｂと、
４つの回転アクチュエータｃ〜ｆとからなる。リニアア
クチュエータａ，ｂは例えば液圧シリンダ，電動シリン
ダであり、回転アクチュエータｃ〜ｆは例えば液圧モー
タ，電動モータである。
サＭを駆動する側壁２０内部の駆動機構を説明する。図
５は、側壁２０内部の駆動機構全体図である。この図に
おいて、本発明の超音速航空機用排気ノズルの駆動機構
は、側壁２０の内壁と外壁の間に設置された複数の歯車
３１〜４６と、２つのリニアアクチュエータａ，ｂと、
４つの回転アクチュエータｃ〜ｆとからなる。リニアア
クチュエータａ，ｂは例えば液圧シリンダ，電動シリン
ダであり、回転アクチュエータｃ〜ｆは例えば液圧モー
タ，電動モータである。
【００３０】リニアアクチュエータａ，ｂは、第１ガイ
ド１１に沿って第２回転軸２を移動させ、第１フラップ
Ａの角度を制御し、かつエジェクタインテークの開閉を
制御する。この時リニアアクチュエータａとｂは電気的
に同期して作動する。
ド１１に沿って第２回転軸２を移動させ、第１フラップ
Ａの角度を制御し、かつエジェクタインテークの開閉を
制御する。この時リニアアクチュエータａとｂは電気的
に同期して作動する。
【００３１】歯車列３６、３２、３４、３８は順次噛み
合い、歯車３２に回転アクチュエータｃが噛み合ってい
る。歯車３６、３８には図１の第３回転軸３が同軸に固
定されている。かかる構成により、回転アクチュエータ
ｃにより歯車３２を回転駆動することにより、歯車３６
と歯車３８が同期して逆方向に回転し、上下の第２フラ
ップＢの角度を同期して変化させることができる。
合い、歯車３２に回転アクチュエータｃが噛み合ってい
る。歯車３６、３８には図１の第３回転軸３が同軸に固
定されている。かかる構成により、回転アクチュエータ
ｃにより歯車３２を回転駆動することにより、歯車３６
と歯車３８が同期して逆方向に回転し、上下の第２フラ
ップＢの角度を同期して変化させることができる。
【００３２】歯車列３５、３１、３３、３７は歯車列３
６、３２、３４、３８と異なる軸方向位置で順次噛み合
い、歯車３３に回転アクチュエータｄが噛み合ってい
る。歯車３５、３７は、歯車３６、３８とそれぞれ同軸
であるが、独立して回転し、この歯車３５、３７によ
り、前述の第５回転軸５が第３回転軸３を中心に回転す
るようになっている。かかる構成により、回転アクチュ
エータｄで歯車３３を駆動することにより歯車３５、３
７を同期して逆方向に回転し、図１の回転リング２３の
第５回転軸５を第３回転軸３まわりに回転する。これに
より、リンク２４と第６回転軸６を介してミキサＭを第
４回転軸４まわりに回転し、ミキサＭの展開・格納を行
うことができる。歯車３３は歯車３１と連動し歯車３５
を駆動するため、上下のミキサＭは連動して角度が変化
する。
６、３２、３４、３８と異なる軸方向位置で順次噛み合
い、歯車３３に回転アクチュエータｄが噛み合ってい
る。歯車３５、３７は、歯車３６、３８とそれぞれ同軸
であるが、独立して回転し、この歯車３５、３７によ
り、前述の第５回転軸５が第３回転軸３を中心に回転す
るようになっている。かかる構成により、回転アクチュ
エータｄで歯車３３を駆動することにより歯車３５、３
７を同期して逆方向に回転し、図１の回転リング２３の
第５回転軸５を第３回転軸３まわりに回転する。これに
より、リンク２４と第６回転軸６を介してミキサＭを第
４回転軸４まわりに回転し、ミキサＭの展開・格納を行
うことができる。歯車３３は歯車３１と連動し歯車３５
を駆動するため、上下のミキサＭは連動して角度が変化
する。
【００３３】歯車列３５、３１、３３、３７と歯車列３
６、３２、３４、３８は独立して駆動され、歯車３５と
３６及び歯車３７と３８は同軸であるが独立して回転駆
動されるため、ミキサＭの角度を変化させても、第２フ
ラップＢの角度は変化せず、同様に第２フラップＢの角
度を変化させても、ミキサＭの角度は変化しない。
６、３２、３４、３８は独立して駆動され、歯車３５と
３６及び歯車３７と３８は同軸であるが独立して回転駆
動されるため、ミキサＭの角度を変化させても、第２フ
ラップＢの角度は変化せず、同様に第２フラップＢの角
度を変化させても、ミキサＭの角度は変化しない。
【００３４】図６は、図５のＸ−Ｘ断面図であり、側壁
２０の内壁２０ｂと外壁２０ａの間に設置された駆動機
構、すなわち第３フラップＣと第４フラップＤを駆動す
る第２回転板２２、第７回転軸７及び第８回転軸８の駆
動機構を示している。図５及び図６において、歯車列４
３、３９、４１、４５は順次噛み合い、歯車３９に回転
アクチュエータｅが噛み合っている。また、歯車列４
４、４０、４２、４６は、歯車列４３、３９、４１、４
５と異なる軸方向位置で順次噛み合い、歯車４２に回転
アクチュエータｆが噛み合っている。歯車４４、４６
は、歯車４３、４５とそれぞれ同軸であるが、独立して
回転する。
２０の内壁２０ｂと外壁２０ａの間に設置された駆動機
構、すなわち第３フラップＣと第４フラップＤを駆動す
る第２回転板２２、第７回転軸７及び第８回転軸８の駆
動機構を示している。図５及び図６において、歯車列４
３、３９、４１、４５は順次噛み合い、歯車３９に回転
アクチュエータｅが噛み合っている。また、歯車列４
４、４０、４２、４６は、歯車列４３、３９、４１、４
５と異なる軸方向位置で順次噛み合い、歯車４２に回転
アクチュエータｆが噛み合っている。歯車４４、４６
は、歯車４３、４５とそれぞれ同軸であるが、独立して
回転する。
【００３５】回転アクチュエータｅにより歯車３９を駆
動することにより歯車４３が回転し、第２回転板２２が
第８回転軸８まわりに回転する。これにより、第７回転
軸７に固定された第３フラップＣの上下方向位置を変化
させ、ダイバージェントフラップの位置を変えることが
できる。このとき、回転アクチュエータｆが停止し歯車
４４が固定されているので歯車４７，４８の働きにより
歯車４９のエンジン軸Ｚに対する角度は変化しない。す
なわち、第３フラップＣの上下方向位置を変化させて
も、ダイバージェントフラップとして機能する第３フラ
ップＣのエンジン軸Ｚに対する角度は変化しない。一
方、歯車３９は歯車４１と連動し歯車４５を駆動するた
め、上下の第３フラップＣを連動して上下方向位置を変
化させることができる。
動することにより歯車４３が回転し、第２回転板２２が
第８回転軸８まわりに回転する。これにより、第７回転
軸７に固定された第３フラップＣの上下方向位置を変化
させ、ダイバージェントフラップの位置を変えることが
できる。このとき、回転アクチュエータｆが停止し歯車
４４が固定されているので歯車４７，４８の働きにより
歯車４９のエンジン軸Ｚに対する角度は変化しない。す
なわち、第３フラップＣの上下方向位置を変化させて
も、ダイバージェントフラップとして機能する第３フラ
ップＣのエンジン軸Ｚに対する角度は変化しない。一
方、歯車３９は歯車４１と連動し歯車４５を駆動するた
め、上下の第３フラップＣを連動して上下方向位置を変
化させることができる。
【００３６】回転アクチュエータｆにより歯車４２を介
して歯車４０を駆動することにより歯車４４が回転し、
歯車４７，４８を介して歯車４９の角度が変化する。こ
れにより、第３フラップＣすなわちダイバージェントフ
ラップのエンジン軸Ｚに対する角度を調整することがで
きる。歯車４０は歯車４２と連動し歯車４６を駆動する
ため、上下の第３フラップＤを連動して変化させること
ができる。
して歯車４０を駆動することにより歯車４４が回転し、
歯車４７，４８を介して歯車４９の角度が変化する。こ
れにより、第３フラップＣすなわちダイバージェントフ
ラップのエンジン軸Ｚに対する角度を調整することがで
きる。歯車４０は歯車４２と連動し歯車４６を駆動する
ため、上下の第３フラップＤを連動して変化させること
ができる。
【００３７】上述したように本発明の構成によれば、超
音速航空機用排気ノズルを、直線状に展開したローブ形
ミキサを備えた断面形状が一定の２次元排気ノズルとす
ることにより、ミキシング効率が高いローブ形ミキサを
格納可能に備えることができ、騒音低減時に外気を導入
し、ミキサによりコアエンジンの高速ガス流と外気を効
率よく混合してジェット噴流の速度を低減してジェット
噴流の排気速度の８乗に比例する騒音を低減することが
できる。また、超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキ
サを高速ガス流の外側に格納することにより、各フラッ
プを超音速飛行に最適の配置とすることができる。
音速航空機用排気ノズルを、直線状に展開したローブ形
ミキサを備えた断面形状が一定の２次元排気ノズルとす
ることにより、ミキシング効率が高いローブ形ミキサを
格納可能に備えることができ、騒音低減時に外気を導入
し、ミキサによりコアエンジンの高速ガス流と外気を効
率よく混合してジェット噴流の速度を低減してジェット
噴流の排気速度の８乗に比例する騒音を低減することが
できる。また、超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキ
サを高速ガス流の外側に格納することにより、各フラッ
プを超音速飛行に最適の配置とすることができる。
【００３８】また、騒音低減形態において、第３フラッ
プＣを上死点から下死点側へ移動して、エンジン軸Ｚに
対する角度を変化させて第３フラップＣをミキサＭから
遠ざけ、次いでミキサＭをトランジションダクトからの
高速ガス流より外側に格納し、更に第１フラップＡを展
開してエジェクタインテーク入口を塞ぐことにより、亜
音速飛行形態へ移行し、更に機速が亜音速から超音速へ
と加速され、ノズル圧力比の上昇とともにノズル開口比
を高くするために、第３フラップＣによるダイバージェ
ントフラップ角度を大きくし、コアエンジンの運転状態
にあわせて第２フラップＢによりスロート面積を変化さ
せ、かつノズル圧力比にあわせて第３フラップＣの角度
を変化させて超音速巡航形態に移行することができる。
これにより、離陸時の騒音低減形態から亜音速時を経て
超音速巡航形態まで円滑に移行できる。
プＣを上死点から下死点側へ移動して、エンジン軸Ｚに
対する角度を変化させて第３フラップＣをミキサＭから
遠ざけ、次いでミキサＭをトランジションダクトからの
高速ガス流より外側に格納し、更に第１フラップＡを展
開してエジェクタインテーク入口を塞ぐことにより、亜
音速飛行形態へ移行し、更に機速が亜音速から超音速へ
と加速され、ノズル圧力比の上昇とともにノズル開口比
を高くするために、第３フラップＣによるダイバージェ
ントフラップ角度を大きくし、コアエンジンの運転状態
にあわせて第２フラップＢによりスロート面積を変化さ
せ、かつノズル圧力比にあわせて第３フラップＣの角度
を変化させて超音速巡航形態に移行することができる。
これにより、離陸時の騒音低減形態から亜音速時を経て
超音速巡航形態まで円滑に移行できる。
【００３９】更に、着陸直前に、逆噴射用のガス通路を
確保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぐことにより
騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流を
前方に噴射して逆噴射することができ、着陸時に騒音低
減形態から逆噴射（リバース）形態に短時間に円滑に移
行できる。
確保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぐことにより
騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流を
前方に噴射して逆噴射することができ、着陸時に騒音低
減形態から逆噴射（リバース）形態に短時間に円滑に移
行できる。
【００４０】なお、本発明は上述した実施例に限定され
るものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で自由
に変更できることは勿論である。
るものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で自由
に変更できることは勿論である。
【００４１】
【発明の効果】上述したように、本発明の超音速航空機
用排気ノズルは、ミキシング効率が高いローブ形ミキサ
を格納可能に備え、離陸時の騒音低減形態から亜音速時
を経て超音速巡航形態まで円滑に移行でき、かつ着陸時
に騒音低減形態から逆噴射（リバース）形態に短時間に
円滑に移行できる、優れた効果を有する。
用排気ノズルは、ミキシング効率が高いローブ形ミキサ
を格納可能に備え、離陸時の騒音低減形態から亜音速時
を経て超音速巡航形態まで円滑に移行でき、かつ着陸時
に騒音低減形態から逆噴射（リバース）形態に短時間に
円滑に移行できる、優れた効果を有する。
【図１】本発明による超音速航空機用排気ノズルの全体
断面図である。
断面図である。
【図２】離陸から亜音速飛行までの過程を示す図であ
る。
る。
【図３】亜音速飛行から超音速飛行までの過程を示す図
である。
である。
【図４】超音速飛行から着陸までの過程を示す図であ
る。
る。
【図５】側壁内部の駆動機構全体図である。
【図６】図５のＸ−Ｘ断面図である。
【図７】従来の排気ノズルの模式的構成図である。
Ａ 第１フラップ Ａ１、Ａ２ 補助フラップ Ｂ 第２フラップ Ｃ 第３フラップ Ｄ 第４フラップ Ｍ ミキサ Ｚ エンジン軸 ａ、ｂ リニアアクチュエータ ｃ〜ｆ 回転アクチュエータ １〜１０ 回転軸 １１〜１３ ガイド １６ コアエンジン １８ トランジションダクト ２０ 側壁 ２１、２２ 回転板 ２３ 回転リング ２４ リンク ３１〜４９ 歯車 ５１ アフターバーナ ５２ １次可変ノズル ５３ ２次可変ノズル ５４ ミキサ ５５ ローブ形ミキサ ５６ 隔壁 ５７ 合流部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 柏木 武 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229 石川 島播磨重工業株式会社 瑞穂工場内 (56)参考文献 特開 昭57−20539（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−235651（ＪＰ，Ａ) 米国特許5154052（ＵＳ，Ａ) 米国特許3614037（ＵＳ，Ａ) 米国特許3587973（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 1/46 F02K 1/08 F02K 1/62 F02K 1/12
Claims (14)
- 【請求項１】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 前記第１フラップＡは、２つの補助フラップＡ１、Ａ２
からなり、該補助フラップＡ１、Ａ２はその境界部に設
けられた第３ガイドにより互いにスライド可能に連結さ
れ、補助フラップＡ２は第２回転軸に回転可能に取り付
けられ、該第２回転軸は側壁に設けられた第１ガイドに
沿って移動可能に設けられ、これにより、第２回転軸を
第１ガイドに沿って移動させて、補助フラップＡ１を第
１回転軸まわりにエンジン軸Ｚに対して所定の角度範囲
で回転させる、 ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項２】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラッ プＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 前記第２フラップＢは側壁の通路面と面一の第１回転板
に固定されており、該第１回転板を第３回転軸まわりに
回転させることにより、第２フラップＢをエンジン軸Ｚ
に対して所定の角度範囲で変化させる、 ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項３】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 前記ミキサＭはその上流端が第２フラップＢの下流端と
第４回転軸により連結され、かつミキサＭに設けられた
第６回転軸とリンクを介して回転リング上の第５回転軸
と連結されている、ことを特徴とする超音速航空機用排
気ノズル。 - 【請求項４】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエン ジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 更に、超音速巡航時にジェット噴流を制御するダイバー
ジェントフラップとして機能し、騒音低減時に外気を導
入するミキシングダクトとして機能する一対の第３フラ
ップＣと、下流側の外部フラップとして機能する一対の
第４フラップＤとを、コアエンジンの後方に備え、 前記第３フラップＣは第２回転板の中心から間隔を隔て
た第７回転軸まわりにエンジン軸に対して所定の角度範
囲で回転でき、 該第２回転板はその中心に位置する第８回転軸まわりに
３６０°回転可能であり、第２回転板の回転により、第
７回転軸をエンジン軸Ｚに最も近い下始点から最も遠い
位置上始点まで移動する、ことを特徴とする超音速航空
機用排気ノズル。 - 【請求項５】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 更に、超音速巡航時にジェット噴流を制御するダイバー
ジェントフラップとして機能し、騒音低減時に外気を導
入するミキシングダクトとして機能する一対の第３フラ
ップＣと、下流側の外部フラップとして機能する一対の
第４フラップＤと を、コアエンジンの後方に備え、 前記第４フラップＤはその下流端に設けられた第９回転
軸により、第３フラップＣの下流部と連結され、かつ第
４フラップＤの上流端の第１０回転軸が、側壁に設けら
れた第２ガイドに沿って移動し、これにより、第２回転
板の回転により第３フラップＣが移動すると、これに連
動して第４フラップＤが移動し、該第２回転板はその中心に位置する第８回転軸まわりに
３６０°回転可能であり、第２回転板の回転により、第
７回転軸をエンジン軸Ｚに最も近い下始点から最も遠い
位置上始点まで移動する、 ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項６】直線状に展開したローブ形ミキサＭを備え
た断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低減
時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高速
ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減し、
かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高速ガ
ス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルであっ
て、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 更に、超音速巡航時にジェット噴流を制御するダイバー
ジェントフラップとして機能し、騒音低減時に外気を導
入するミキシングダクトとして機能する一対の第３フラ
ップＣと、下流側の外部フラップとして機能する一対の
第４フラップＤとを、コアエンジンの後方に備え、 騒音低減形態において、補助フラップＡ１とＡ２が重な
って第１フラップＡが最も短くなり、かつエンジン軸Ｚ
に対して最も大きい角度をなし、補助フラップＡ１の下
流端が第２フラップＢの外側上流端と接して、２つのフ
ラップＡ１及びＢにより、外気を導入するエジェクタイ
ンテークランプを形成し、第３フラップＣが上死点に位
置して、その内側にミキシングダクトを形成し、ノズル
スロートを、ミキサＭのノズル出口部分で形成し、ノズ
ルスロートの微調整を、第２フラップＢの角度調整によ
り行う、ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項７】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 更に、超音速巡航時にジェット噴流を制御するダイバー
ジェントフラップとして機能し、騒音低減時に外気を導
入するミキシングダクトとして機能する一対の第３フラ
ップＣと、下流側の外部フラップとして機能する一対の
第４フラップＤとを、コアエンジンの後方に備え、 騒音低減形態から亜音速飛行形態へ移行するため、まず
第３フラップＣを上死点から下死点側へ移動して、エン
ジン軸Ｚに対する角度を変化させて第３フラップＣをミ
キサＭから遠ざけ、次いでミキサＭをトランジションダ
クトからの高速ガス流より外側に格納し、更に第１フラ
ップＡを展開してエジェクタインテーク入口を塞ぐ、こ
とを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項８】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 騒音低減形態において、補助フラップＡ１とＡ２が重な
って第１フラップＡが最も短くなり、かつエンジン軸Ｚ
に対して最も大きい角度をなし、補助フラップＡ１の下
流端が第２フラップＢの外側上流端と接して、２つのフ
ラップＡ１及びＢにより、外気を導入するエジェクタイ
ンテークランプを形成し、第３フラップＣが上死点に位
置して、その内側にミキシングダクトを形成し、ノズル
スロートを、ミキサＭのノズル出口部分で形成し、ノズ
ルスロートの微調整を、第２フラップＢの角度調整によ
り行う、ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項９】 直線状に展開したローブ形ミキサＭを備
えた断面形状が一定の２次元排気ノズルであり、騒音低
減時に外気を導入し、ミキサＭによりコアエンジンの高
速ガス流と外気を混合してジェット噴流の速度を低減
し、かつ超音速巡航時に外気の導入を止め、ミキサを高
速ガス流の外側に格納する超音速航空機用排気ノズルで
あって、 コアエンジンの後方に連結され、円形から矩形に変化す
る断面形状を有するトランジションダクトと、コアエン
ジンの後方両側に垂直に延びた側壁と、コアエンジンの
上下部に位置し、超音速巡航時に外部フラップとして機
能し、騒音低減時に外気を導入するエジェクタインテー
クランプとして機能する一対の第１フラップＡと、コア
エンジンの後方に位置し、コアエンジンからの高速ガス
流を制御するコンバージェントフラップとして機能する
一対の第２フラップＢと、第２フラップＢの下流側に位
置するミキサＭと、を備え、 騒音低減形態から亜音速飛行形態へ移行するため、まず
第３フラップＣを上死点から下死点側へ移動して、エン
ジン軸Ｚに対する角度を変化させて第３フラップＣをミ
キサＭから遠ざけ、次いでミキサＭをトランジションダ
クトからの高速ガス流より外側に格納し、更に第１フラ
ップＡを展開してエジェクタインテーク入口を塞ぐ、こ
とを特徴とする超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項１０】 騒音低減形態において、補助フラップ
Ａ１とＡ２が重なって第１フラップＡが最も短くなり、
かつエンジン軸Ｚに対して最も大きい角度をなし、補助
フラップＡ１の下流端が第２フラップＢの外側上流端と
接して、２つのフラップＡ１及びＢにより、外気を導入
するエジェクタインテークランプを形成し、第３フラッ
プＣが上死点に位置して、その内側にミキシングダクト
を形成し、ノズルスロートを、ミキサＭのノズル出口部
分で形成し、ノズルスロートの微調整を、第２フラップ
Ｂの角度調整により行う、ことを特徴とする請求項１〜
５に記載の超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項１１】 騒音低減形態から亜音速飛行形態へ移
行するため、まず第３フラップＣを上死点から下死点側
へ移動して、エンジン軸Ｚに対する角度を変化させて第
３フラップＣをミキサＭから遠ざけ、次いでミキサＭを
トランジションダクトからの高速ガス流より外側に格納
し、更に第１フラップＡを展開してエジェクタインテー
ク入口を塞ぐ、ことを特徴とする請求項１〜５に記載の
超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項１２】 亜音速飛行形態において、第１フラッ
プＡによりエジェクタインテーク入口を閉鎖し、ミキサ
Ｍを第２フラップＢと第１フラップＡの間に格納し、ノ
ズルスロートを第２フラップＢの下流端で形成し、第３
フラップＣを第２回転板の下死点へ移動してダイバージ
ェントフラップを形成し、第４フラップＤと第１フラッ
プＡとにより外部フラップを形成し、該第２回転板はその中心に位置する第８回転軸まわりに
３６０°回転可能であり、第２回転板の回転により、第
７回転軸をエンジン軸Ｚに最も近い下始点から最も遠い
位置上始点まで移動する、 ことを特徴とする請求項１〜５に記載の超音速航空機用
排気ノズル。 - 【請求項１３】 超音速飛行形態において、機速が亜音
速から超音速へと加速され、ノズル圧力比の上昇ととも
にノズル開口比を高くするために、第３フラップＣによ
るダイバージェントフラップ角度を大きくし、コアエン
ジンの運転状態にあわせて第２フラップＢによりスロー
ト面積を変化させ、かつノズル圧力比にあわせて第３フ
ラップＣの角度を変化させる、ことを特徴とする請求項
１〜５に記載の超音速航空機用排気ノズル。 - 【請求項１４】 着陸直前に、逆噴射用のガス通路を確
保するため、第１フラップＡを全開にし、かつ着陸時
に、第３フラップＣによりノズル出口を塞ぎ、これによ
り騒音低減時のエジェクタインテークからジェット噴流
を前方に噴射して逆噴射する、ことを特徴とする請求項
１〜５に記載の超音速航空機用排気ノズル。
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| JP00492294A JP3246153B2 (ja) | 1994-01-21 | 1994-01-21 | 超音速航空機用排気ノズル |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP00492294A JP3246153B2 (ja) | 1994-01-21 | 1994-01-21 | 超音速航空機用排気ノズル |
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| JP00492294A Expired - Fee Related JP3246153B2 (ja) | 1994-01-21 | 1994-01-21 | 超音速航空機用排気ノズル |
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| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3246153B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109764357A (zh) * | 2018-11-28 | 2019-05-17 | 西北工业大学 | 一种用于亚-超剪切流动的增强掺混装置 |
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| JP6066040B2 (ja) * | 2012-06-29 | 2017-01-25 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 超音速航空機用排気ノズルの低騒音化方法およびその機能を備えた装置 |
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| CN114872907B (zh) * | 2022-05-25 | 2024-07-02 | 南京航空航天大学 | 超声速飞行状态下促使气溶胶颗粒弥散的喷射方法和装置 |
-
1994
- 1994-01-21 JP JP00492294A patent/JP3246153B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109764357A (zh) * | 2018-11-28 | 2019-05-17 | 西北工业大学 | 一种用于亚-超剪切流动的增强掺混装置 |
| CN109764357B (zh) * | 2018-11-28 | 2020-08-04 | 西北工业大学 | 一种用于亚-超剪切流动的增强掺混装置 |
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| Publication number | Publication date |
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| JPH07208263A (ja) | 1995-08-08 |
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