JPH02163447A - 面積可変二次元ノズル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 技術分野 この発明は、面積可変二次元排気ノズルに関し、特に、
ノズルの側壁の熱変形、並びにその結果としてのノズル
からの排気ガス漏れ損失を制御する装置に関する。

間引すｎ濶棲構奔ａＥ紛 現代の高性能航空機の運動性は、ジェットエンジン排気
ノズルの役割を通常のジェット加速機能を越えて押し広
げることにより大幅に向上されている。ジェット偏向能
力を有する排気ノズルは、通常の制御面で達成できるの
と比べて、より低い飛行速度では一層迅速な航空機運動
を可能にしている。その上、排気ノズルに組込まれたス
ラスト反転能力によって、運動性の目的で、また短距離
離着陸できるよう着陸滑走距離を短くするために、飛行
中の飛行機が極めて迅速に減速出来る様になる。

その様な追加機能を備える排気ノズルは、一般に多機能
排気ノズルとして知られている。このような多機能排気
ノズルの代表例を第１図に示す。

この多機能排気ノズル１０は、可動上フラツプ１２と可
動下フラツプ１４とを静止側壁１６及び１８の間に配置
することにより矩形の断面を画定している。この様な矩
形断面排気ノズルは通常二次元ノズルと称され、多機能
用途に好適である。その理由は、軸対称な円形断面ノズ
ルと違って、上下の可動フラップ１２及び１４を第２〜
４図に示すように別個に付勢して、ノズルから出てゆく
高熱燃焼ガスを偏向出来るからである。第２図では、上
下の可動フラップ１２及び１４を完全に偏向させて、航
空機の巡航または加速のため、最大スラストを生成する
。第３図では、上下可動フラップ１２及び１４が、ノズ
ルを流れる排気ガス流をベクタリング＜ｖａｃｔｏｒ＞
　して航空機の運動性を高める位置にある。第４図では
、上下可動フラップ１２及び１４が、ノズルを通る排気
流をスライド・レバーサ２０に向けて送り、着陸時に航
空機を迅速に減速する完全チョーク位置にある。

第１図についてさらに説明すると、上下可動フラップ１
２及び１４の両端と側壁１６および１８の内面との間の
クリアランスを絶対的最小値に維持して排気ガスの漏れ
を防止することが重要である。運転中には、側壁１６お
よび１８各々の内面２２は、ノズルを通過して排出され
る高熱燃焼ガスで加熱される。これらの側壁の内面２２
は、側壁の外面２４より著しく高い温度で働く。側壁１
６および１８の内面２２と外面２４との間のこの温度差
が原因で、２つの表面は異なった膨張を呈する。より高
温の内面２２はより低温の外面２４より大きく膨張し、
その結果第５図に示すように側壁が変形する。第５図で
は、高温の運転状態の側壁１６および１８の変形を破線
で示し、低温状態の側壁を実線で示す。第５図に示す変
形量は、図示の便宜上誇張しであるが、この変形はかな
り大きい。たとえば、代表的な設計例では、内面２２と
外面２４との間の温度差５３０″Ｆで、側壁先端２６が
１．８インチまでそる。側壁のそりのばらつきは、その
分の大きさのフラップクリアランスを生じ、それが大き
な漏れ制御問題につながる。

二次元ノズルの側壁と上下フラップとの間の漏れ量を制
御又は限定する従来の試みは、側壁および可動フラップ
に可撓性シールまたは膜を取付けて、高熱運転条件下で
の熱変形を吸収しようとすることに集中している。この
ような可撓性シールの例が米国特許第４．５７５，０９
９号、同第４゜０９３．１５７号及び同第４，５７５，
００６号に記載されている。排気ノズルの可動フラップ
と静止側壁との間の当接部にこのような可撓性シールを
用いることから生れる問題は、シールがジェットエンジ
ン排気ノズル内に存在する極端な運転条件下で劣化しが
ちなこと、そして上下可動フラップが多機能目的に調節
されているので、静止側壁に対してシールが摺動する結
果、側壁および可動フラップの表面が劣化することであ
る。このような劣化によりノズルのメインテナンスが余
計に必要となり、またシール効果が低下する。さらに、
多機能ノズル向けに採用されたこの種のシールは、排気
漏れ問題をなくすのに十分な程密なシールを形成しない
。

したがって、この発明の目的は、多機能二次元排気ノズ
ルの側壁の熱変形を制限し、こうして側壁と上下可動フ
ラップとの当接部での排気漏れを著しく低減することに
より、ノズルの効率を高める手段を提供する。

この発明の別の目的は、排気ノズルの表面の物理的劣化
につながる惧れのある機械的構造を用いることなく、多
機能二次元排気ノズルの側壁の熱変形を制御してノズル
からの排気の漏れを制御することにある。

この発明の他の目的および効果は、以下の詳細な説明で
述べてゆくが、一部は後続の説明から自明であり、また
この発明を実施することで確かめられるものもあろう。

この発明の目的および効果は、特許請求の範囲に記載し
た手段と組合わせによって達成される。

発明の概要 −Ｉ−記１−’Ｉ的を達成するため、この発明によれば
、広義には、ジェットエンジンからの高熱燃焼ガスの流
れを排出する面積可変二次元先細−末広ノズルが、可動
の上下排気フラップが２つの静止側壁間に配置されてノ
ズルの排気通路の少なくとも一部を画定する。各々の側
壁は内面と外面を有する。

各側壁の外面を加熱し、側壁の内面と外面との間の温度
差を小さくするための熱交換手段が、各側壁の外面に配
置されている。更に、高熱ガス源及び高熱ガスを熱交換
手段に送る手段が備えられている。

好ましくはこの発明の熱交換手段が、熱交換バッフルを
備え、バッフルは一端が高圧室で終端する複数個の隣接
通路を有する。さらに好ましくは、案内手段は側壁を貫
通する複数個のポートを含み、これらのポートは側壁の
外面で隣接通路のうち所定のものと連通ずる。

好適な例では、この熱交換手段のバッフルの複数個の隣
接通路は各々、ノズルを通る燃焼ガスの流路に関連して
、上流端および下流端を有する。

通路はそれぞれ直径が上記側壁の外面に接した略半円筒
形の断面を有する。さらに好ましくは、バッフルの高圧
室が通路の上流端の近くに位置し、案内手段のポートが
ひとつおきの通路とその下流端で連通している。こうす
れば、高熱ガス源からの高熱ガスが案内手段のポートを
通って、ひとつおきの通路を第１方向に流れ、高圧室に
達する。

高圧室から高熱ガスは残りの通路を第１方向とは反対の
第２方向に流れ、その通路の下流端に位置する出口オリ
フィスから外に出る。

好適な例では、熱交換手段の高熱ガス源はノズルを介し
て排出されている高熱燃焼ガスを含み、この高熱ガスを
側壁に配置された案内手段のポートを通るノズル内の位
置から、熱交換手段に直接導く。別の例では、ノズルが
、側壁の内面から間隔をあけて配置されたライナ板を含
み、側壁とライナ板の間に空気流通路を画定し、この空
気流通路を通して、ジェットエンジンからのファン空気
を導かれ側壁の内面を冷却し、高熱ガス源がライナと側
壁の内面とにより画定された空気流通路に流れるファン
空気の一部を含む。熱くなったファン空気を、ノズルの
側壁に配置した案内手段のポートを通して熱交換手段に
導入する。

添付の図面は、この発明の好ましい実施例を示し、上述
した一般的記載および後述する好ましい実施例の詳細な
説明ともどもこの発明の詳細な説明するものである。

ス３Ｉｇ４冴ζ俵 以下に添付の図面を参照しながら、この発明の好適な実
施例について説明する。図面中、同じ部品は同じ符号で
示す。

第６図に示すこの発明の、ジェットエンジンからの高熱
燃焼ガスの流れを排気する面積可変二次元先細−末広ノ
ズルを１０で示す。この実施例の様に、排気ノズル１０
は可動の上下の排気フラップ１２及び１４を夫々含み、
これらフラップが静止側壁１６及び１８間に配置されて
ノズルの排気通路の少なくとも一部を画定する。各側壁
１６及び１８はハニカム形コアと、第８図に示す様な内
面２２及び外面２４を有する。

この発明によれば、ノズルが熱交換手段を含む。

すなわち、ノズルの作動中各側壁の外面を加熱して側壁
の内面と外面との間の温度差を小さくする熱交換手段が
、各側壁の外面に配置されている。

この実施例の様に、熱交換手段は、各々が側壁１６及び
１８夫々の外面２４に装着された熱交換バッフル２８を
含む。各バッフル２８には複数個の隣接する通路３０が
設けられている。各通路３０は、ノズル１０を通る燃焼
ガスの排気流路に対して上流端３２と下流端３４とを有
する。バッフル２８は更に、複数個の通路３０の上流端
３２に隣接配置された高圧室３６を含む。抗力を最小に
し、ノズル１０の空気力学的効率を維持するために、カ
バー・プレート３７をバッフル２８の上にかぶせてもよ
い。

この発明による排気ノズルは更に、高熱ガス源および高
熱ガスを熱交換手段に送る案内手段を含む。第７図およ
び第８図に示す様に、案内手段は、側壁１６及び１８を
その内面２２から外面２４まで延在するポート３８を含
む。入口ポート３８は各側壁の外面２４で通路３０にひ
とつおきに連通ずる。残りの通路３０には、その下流端
３４付近に出口オリフィス４０が設けられている。

第９図および第１０図に示す様に、各通路３０は、直径
りが各側壁１６．１８の外面２４に合致した略半円筒形
の断面を有つのが好ましい。バッフル２８の通路３０の
断面は図面に示す半円筒形に限定されないが、バッフル
は排気ノズルの高い運転温度とエンジンの低温の停止状
態との間の熱サイクルをうけるので、このような形状と
することにより、通路３０を構成する材料の変形に耐え
得る効率よい、張力のかかった軽量のバッフル設計が達
成される。更に、通路３０の幅と長さはノズルの幾何形
状に応じて変えることができる。

第７図に示すように、高熱ガスは案内手段のポート３８
を通ってひとつおきの通路３０に進入し、ひとつおきの
通路３０を第１方向４４に高圧室３６に向かって流れる
。高圧室３６から高熱ガスは第１方向４４とは反対の第
２方向４６に向けられて残りの通路３０を流れ、通路３
０の下流端３４付近の出口オリフィス４０を通って外に
出る。即ち、この発明の好ましい実施例の熱交換手段を
構成するバッフルは、三路蛇行式熱交換バッフルを構成
し、高熱空気がひとつおきの通路３０を方向４４に前方
に流れて側壁１６の外面２４を加熱し、その後高圧室３
６で方向転換し、後方に方向４６に流れて側壁１６の外
面２４を再び加熱する。外面２４を加熱した高熱ガスは
最後に、出口オリフィス４０を通って外気に排出される
。この様にして、外面２４を加熱して側壁の内面２２と
外面２４との温度差を小さくすれば、熱変形は側壁両面
間の温度勾配に比例するので、側壁の熱変形が最小にな
る。

この発明によれば、熱交換手段への高熱ガスの供給源は
、内面２２が高熱燃焼ガスに直接さらされている例では
ノズル１０を通って排出される高熱燃焼ガスを含んでよ
い。この場合高熱燃焼ガスを案内手段のポート３８を通
してバッフル２８に直接導く。

第８図に示すように、ノズル１０が側壁１６及び１８の
内面２２から間隔をあけたライン６０を有して側壁とラ
イナ間に空気流通路６１を画定した他の例では、高熱燃
焼ガスより低温のジェット・エンジンからのファン空気
を内面２２とライナ６０とで画定された空気流通路を介
して矢印６２の方向に導く。この比較的低温のファン空
気は、排気ノズルに流れる高熱燃焼ガスからライナロ０
を通して加熱された後、矢印６３で示すようにポート３
８を通って熱交換バッフル２８に導かれる。

ノズル１０がライナ６０を含み、高熱ガス源がライナ６
０と内面２２の間の空気流通路６１に流れるファン空気
である例では、案内手段のポート３８を側壁１６および
１８の下流端近くに配置するのが好ましい。こうすれば
、空気流通路６１に流れるファン空気が排気ノズルの高
熱燃焼ガスからライナ６０を介して十分な熱をとりこみ
、熱くなったファン空気が熱交換バッフル２８に流れる
ときには、側壁の外面２４を有意に加熱する。

高熱ガス源が空気流通路６１を介して流れるファン空気
である場合、空気流通路６１内の内面２２にポート３８
の直ぐ下流に限流部材６４を取付けて、側壁の内面２２
上のポート３８の入口でのファンの空気の圧力を上げ、
これにより空気を熱交換バッフル２８の通路３０に押し
入れる様にしてもよい。このような限流部材が必要なの
は、入口ポート３８が側壁の下流端の近くに位置し、ポ
ート３８への人口のファン空気の圧力が高熱ガスを熱交
換バッフル２８に押し入れるのに十分でない場合である
。

第１０図に示すように、熱交換バッフル２８は側壁の外
面２４に任意適宜な手段で取付けることが出来る。例え
ば、隣接する半円筒形通路３０を外面２４に、バッフル
２８の隣接する通路３０同士を連結する部分６６でろう
付けすることができる。この発明の要旨から逸脱しない
範囲内で、バッフル２８を外面２４に取付ける他の多数
の手段が当業者に自明である。

なお、バッフル２８を三路蛇行式熱交換器として説明し
たが、熱交換手段はこれに限定されず、側壁１６．１８
の外面２４を加熱するのに十分な熱が得られる形状であ
れば、バッフル２８の形状は任意所望のものが採用出来
る。

その他の変形や変更も当業者に想起できるであろう。こ
の発明は、上述した個々の構成、代表的な装置、図示の
具体例に限定されない。この発明の要旨を逸脱しない範
囲内で−Ｌ述した構成を適宜変更することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、従来の多機能二次元排気ノズルの斜視図、 第２〜４図は、航空機の飛行エンベロープの種の 々の部分に対応する、第１図１多機能二次元排気第５図
は、第１図の多機能二次元排気ノズルの平面図で、ノズ
ルの側壁の熱変形を説明し、第６図は、この発明の多機
能二次元排気ノズルの側面図、 第７図は、第６図のノズルの側壁の外面に配置された熱
交換バッフルの一部を示す図、第８図は、この発明のノ
ズル側壁の断面図、第９図は、第８図の９−９線方向に
みた側壁の図、そして 第１０図は、この発明の熱交換手段の半円筒形通路の拡
大図で、熱交換手段を側壁の外面に取付ける１手段を示
す。 主な符号の説明 １０・・・ノズル、１２．１４・・・フラップ、１６゜
１８・・・側壁、２２・・・内面、２４・・・外面、３
０・・・通路、３２・・・上流端、３４・・・下流端、
３６・・・高圧室、３８・・・入口ポート、４０・・・
出口オリフィス、６０・・・ライナ、６１・・・空気流
通路、６４・・・限流部材。 Ｆ／に、　／。 ＦＩＧ、　５゜ ＦＩＧ　６゜

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、ジェット・エンジンからの高熱燃焼ガスの流れを排
   出する面積可変二次元ノズルにおいて、可動の上下の排
   気フラップが静止側壁の間に配置されて、ノズルの排気
   通路の少なくとも一部を画定し、各々の前記側壁は内面
   と外面とを有し、各側壁の外面を加熱し、前記内面と外
   面との間の温度差を小さくする為の熱交換手段が各側壁
   の外面に配置され、更に高熱ガス源および高熱ガスを上
   記熱交換手段に送る案内手段を備えるノズル。 ２、上記熱交換手段は１対の熱交換バッフルを備え、各
   バッフルは一端が高圧室で終端する複数個の隣接通路を
   有し、上記案内手段は各々の側壁を貫通する複数個のポ
   ートを含み、これらのポートは各側壁の外面で対応する
   バッフルの隣接通路のうち所定のものと連通する請求項
   １に記載のノズル。 ３、カバー・プレートが上記側壁の外面から間隔をあけ
   て配置され、上記熱交換バッフルをおおう請求項２に記
   載のノズル。 ４、上記通路は直々直径が上記側壁の外面と一致した略
   半円筒形の断面を有する請求項２に記載のノズル。 ５、各々の上記バッフル隣接通路はノズルに対して配向
   され、ノズルを通る燃焼ガスの流路に関連して上流端及
   び下流端を有する請求項２に記載のノズル。 ６、上記案内手段のポートがひとつおきの各上記バッフ
   ルの通路に連通している請求項５に記載のノズル。 ７、各々の上記バッフルが複数個の出口オリフィスを含
   み、上記案内手段のポートと連通していない隣接通路に
   配置されて外気と連通している請求項５に記載のノズル
   。 ８、各々の上記バッフルの高圧室は上記通路の上流端の
   近くに位置し、上記出口オリフィスおよび上記ポートは
   夫々の上記通路の下流端の近くに位置し、上記高熱ガス
   源からの高熱ガスが上記ポートを通過し、上記ひとつお
   きの通路を第１方向に上記高圧室まで流れ、上記高圧室
   から残りの通路を上記第１方向とは反対の第２方向に流
   れ、上記出口オリフィスを通って外に出る請求項７に記
   載のノズル。 ９、上記案内手段のポートは上記側壁の内面でノズルの
   排気通路と連通し、上記高熱ガス源はジェット、エンジ
   ンからノズルを介して排出されている高熱燃焼ガスであ
   る請求項２に記載のノズル。 １０、ライナが上記側壁の内面から間隔をあけて配置さ
   れ、側壁とライナ間に上記ジェット・エンジンからのフ
   ァン空気を上記側壁の内面に沿って導くための空気流通
   路を画定し、上記案内手段のポートが上記側壁の内面で
   上記空気流通路と連通し、上記空気流通路に流れるファ
   ン空気が高熱ガス源を構成する請求項２に記載のノズル
   。 １１、ファン空気を上記空気流通路から上記側壁のポー
   トに導くチャンネル手段を含む請求項１０に記載のノズ
   ル。 １２、上記チャンネル手段として、上記空気流通路内に
   上記ポートより下流に限流部材を配置して上記ポートへ
   の入口でのファン空気圧力を高める請求項１０に記載の
   ノズル。 １３、上記バッフルの各通路とその隣接する通路との間
   に上記側壁の外面と連続した平坦部分が介在し、この平
   坦部分を側壁外面にろう付けすることにより上記バッフ
   ルが側壁外面に取付けられた請求項２に記載のノズル。