JPH02286862A - インテグレーティッド・ターボ・ラムジェットエンジン - Google Patents
インテグレーティッド・ターボ・ラムジェットエンジンInfo
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- JPH02286862A JPH02286862A JP2099143A JP9914390A JPH02286862A JP H02286862 A JPH02286862 A JP H02286862A JP 2099143 A JP2099143 A JP 2099143A JP 9914390 A JP9914390 A JP 9914390A JP H02286862 A JPH02286862 A JP H02286862A
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- Japan
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- turbo
- ring
- cone
- air inlet
- engine
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Links
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 claims description 7
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、ターボ循環とラム循環用の共通の空気入口
と、環状のターボ空気入口管路と、これを同心的に取り
巻き、外側がエンジンケーシングと境をなしているラム
空気入口管路と、入口円錐形物と、共通の空気入口の気
流を２つの入口管路の１つに方向転換させるための可動
手段を持つ、極超音速飛行機用のインチグレーティラド
・ターボ・ラムジエ”）トエンジンに関する。
と、環状のターボ空気入口管路と、これを同心的に取り
巻き、外側がエンジンケーシングと境をなしているラム
空気入口管路と、入口円錐形物と、共通の空気入口の気
流を２つの入口管路の１つに方向転換させるための可動
手段を持つ、極超音速飛行機用のインチグレーティラド
・ターボ・ラムジエ”）トエンジンに関する。
普通の飛行場で離陸と着陸が可能で、数マツハの飛行速
度が出せる極超音速飛行機の開発が進められている。こ
の種の極超音速飛行機は高速長距離輸送機あるいは普通
に離陸する宇宙輸送機として使用することができるもの
で、達成可能のマツへ数は、高度的３０ｋｍで、４から
８マツへの間である。
度が出せる極超音速飛行機の開発が進められている。こ
の種の極超音速飛行機は高速長距離輸送機あるいは普通
に離陸する宇宙輸送機として使用することができるもの
で、達成可能のマツへ数は、高度的３０ｋｍで、４から
８マツへの間である。
この種の飛行機を駆動するためのエンジンは従来のエン
ジンコンセプトでは達成できない様々な要求を満たすも
のでなければならない。例えばマツハ１以下の低飛行速
度から最高速度まで十分な出力が出せるものである。こ
のためターボとラムエンジンを組み合わせる方法が提案
されている。
ジンコンセプトでは達成できない様々な要求を満たすも
のでなければならない。例えばマツハ１以下の低飛行速
度から最高速度まで十分な出力が出せるものである。こ
のためターボとラムエンジンを組み合わせる方法が提案
されている。
このエンジンは低飛行速度では再燃焼装置を装備したあ
るいは装備しないガスタービンジェット推進エンジンと
して作動し、一定の飛行速度を上回るとラムジェットエ
ンジン（ＲＡＭ運転）として作動するものである。
るいは装備しないガスタービンジェット推進エンジンと
して作動し、一定の飛行速度を上回るとラムジェットエ
ンジン（ＲＡＭ運転）として作動するものである。
この種のエンジンはガスタービンの両側に閉鎖可能のバ
ルブが装備され、再燃焼装置がガスタービンの下流で同
時にラムジェット燃焼室として使われるものである。こ
のため、ガスタービンの外側に環状のラム空気入口管路
を同心的に取り付け、ラムジェット運転の場合にはこの
管路を通してガスタービンを迂回して流入空気を直接燃
焼室に導く。これを行うために流入管路の部分とタービ
ンのうしろに可動ガイドプレートが装備されており、こ
れが気流を、内側に同心的に取り付けられたターボ空気
入口管路に、すなわちガスタービンコアエンジンを通し
て導くか、又は外側に同心的に取り付けられたラムジェ
ット入口管路に選択的に導く。
ルブが装備され、再燃焼装置がガスタービンの下流で同
時にラムジェット燃焼室として使われるものである。こ
のため、ガスタービンの外側に環状のラム空気入口管路
を同心的に取り付け、ラムジェット運転の場合にはこの
管路を通してガスタービンを迂回して流入空気を直接燃
焼室に導く。これを行うために流入管路の部分とタービ
ンのうしろに可動ガイドプレートが装備されており、こ
れが気流を、内側に同心的に取り付けられたターボ空気
入口管路に、すなわちガスタービンコアエンジンを通し
て導くか、又は外側に同心的に取り付けられたラムジェ
ット入口管路に選択的に導く。
この種の切り替え可能エンジンの大きな問題点は、エン
ジンの外寸をできるかぎり小さくしなければならないこ
とである。その最小寸法は両空気入口管路と、コアエン
ジンの中心部分に必要な内寸の横断面によって決まる。
ジンの外寸をできるかぎり小さくしなければならないこ
とである。その最小寸法は両空気入口管路と、コアエン
ジンの中心部分に必要な内寸の横断面によって決まる。
考えられつる構造的に非常な単純な入口管路への給気方
法は、第１の場所ではラム空気入口管路を閉鎖し、第２
の場所ではターボ入口管路を閉鎖する、軸方向にスライ
ド可能のガイドブレートリングを取り付けることである
。しかしこのような解決方法には、入口管路の経路が複
雑なものとなり、最小直径を超える外寸のエンジンが必
要になるという欠点がある。この場合、直径の増大は数
デシ、メートルの範囲であるが、横断面が大きくなるた
め、高速時には空力抵抗が高まる。
法は、第１の場所ではラム空気入口管路を閉鎖し、第２
の場所ではターボ入口管路を閉鎖する、軸方向にスライ
ド可能のガイドブレートリングを取り付けることである
。しかしこのような解決方法には、入口管路の経路が複
雑なものとなり、最小直径を超える外寸のエンジンが必
要になるという欠点がある。この場合、直径の増大は数
デシ、メートルの範囲であるが、横断面が大きくなるた
め、高速時には空力抵抗が高まる。
したがって、この発明の目的は、エンジンの外寸を大き
くすることなしに、気流を両入口管路に方向転換させる
ことができる、上記タイプのターボ・ラムジェットエン
ジンを形成することにある。
くすることなしに、気流を両入口管路に方向転換させる
ことができる、上記タイプのターボ・ラムジェットエン
ジンを形成することにある。
発明に基づき、この目的は請求項第１項の特徴部分の記
載によって解決することができる。
載によって解決することができる。
すなわち、本発明によるインテグレーティッド・ターボ
・ラムジェットエンジンは、ターボ循環とラム循環用の
共通の空気入口と、環状のターボ空気入口管路と、これ
を同、心的に取り巻き、外側がエンジンケーシングによ
って限定されているラム空気入口管路と、入口円錐形物
と、共通の空気入口の気流を２つの入口管路の１つに方
向転換させるための可動手段を持つ、極超音速飛行機用
のインテグレーティッド・ターボ・ラムジェットエンジ
ンにおいて、前記可動手段が、エンジンケーシング１０
によって軸方向にスライドすることができる、ラム空気
入口管路１６を閉鎖するためのガイドリング１４と、ガ
イドリング１４に対して半径方向に内在し、逆方向にス
ライドすることができる、ターボ空気入口管路１２を閉
鎖するためのリング円錐形物１５を包含し、管路の壁面
を形成するガイドリング１４の輪郭２４ 、２９とリン
グ円錐形物１５が流入に好都合な状態に形成されている
ことを特徴とする。
・ラムジェットエンジンは、ターボ循環とラム循環用の
共通の空気入口と、環状のターボ空気入口管路と、これ
を同、心的に取り巻き、外側がエンジンケーシングによ
って限定されているラム空気入口管路と、入口円錐形物
と、共通の空気入口の気流を２つの入口管路の１つに方
向転換させるための可動手段を持つ、極超音速飛行機用
のインテグレーティッド・ターボ・ラムジェットエンジ
ンにおいて、前記可動手段が、エンジンケーシング１０
によって軸方向にスライドすることができる、ラム空気
入口管路１６を閉鎖するためのガイドリング１４と、ガ
イドリング１４に対して半径方向に内在し、逆方向にス
ライドすることができる、ターボ空気入口管路１２を閉
鎖するためのリング円錐形物１５を包含し、管路の壁面
を形成するガイドリング１４の輪郭２４ 、２９とリン
グ円錐形物１５が流入に好都合な状態に形成されている
ことを特徴とする。
この発明の本質的な長所は、入口管路によって決まった
最小直径を保持しても、両入口管路への気流の方向転換
が可能で、同時に低損失の流入管路のケーシングの輪郭
を得ることができることである。さらにこのような設計
によって、ターボ運転からラムジェット運転に切り替え
た瞬間の臨界状態においても、タービンのうしろのバル
ブを使い、特定の目的に合った流入空気を、連続的に、
一方の入口管路から他方の入口管路に方向転換させるこ
とよって、エンジンの出力を保持することができること
である。
最小直径を保持しても、両入口管路への気流の方向転換
が可能で、同時に低損失の流入管路のケーシングの輪郭
を得ることができることである。さらにこのような設計
によって、ターボ運転からラムジェット運転に切り替え
た瞬間の臨界状態においても、タービンのうしろのバル
ブを使い、特定の目的に合った流入空気を、連続的に、
一方の入口管路から他方の入口管路に方向転換させるこ
とよって、エンジンの出力を保持することができること
である。
この発明のその他の長所としては、閉鎖部材の構造長さ
が短いことと、調節装置の行程が短いことが挙げられる
。またラムジェット運転の場合、加熱した入口円錐形物
やリング円錐形物を、冷却空気の吹き込みによる薄膜冷
却によって、効果的に冷却することができることである
。
が短いことと、調節装置の行程が短いことが挙げられる
。またラムジェット運転の場合、加熱した入口円錐形物
やリング円錐形物を、冷却空気の吹き込みによる薄膜冷
却によって、効果的に冷却することができることである
。
この発明のさらに有利な改良においては、ガイドリツプ
にはほぼ円錐形に先細りとなっている正面と、それに接
続し、はぼ円錐形に広がっている裏面を有していること
である。したがってガイドリングはほぼＶ字形の構造で
ある。この場合、正面はターボ運転においてターボ入口
管路の流入輪郭が空気力学的に好ましいものとなるよう
に形成されている。この運転状態ではガイドリングはそ
の軸方向の後方位置にあり、その正面は、外部ケーシン
グからターボ入口管路の外部境界ともなっている中間ケ
ーシングまでの壁面の輪郭において流入損失ができるだ
け少なくなるように形成されている。ガイドリングの裏
面は、ラムジェット運転の場合、リング円錐形物と一緒
に作用して、ラム空気入口管路と接続したリング管路と
なるように形成されている。このため裏面は主として円
錐形に形成されている方が好ましい。
にはほぼ円錐形に先細りとなっている正面と、それに接
続し、はぼ円錐形に広がっている裏面を有していること
である。したがってガイドリングはほぼＶ字形の構造で
ある。この場合、正面はターボ運転においてターボ入口
管路の流入輪郭が空気力学的に好ましいものとなるよう
に形成されている。この運転状態ではガイドリングはそ
の軸方向の後方位置にあり、その正面は、外部ケーシン
グからターボ入口管路の外部境界ともなっている中間ケ
ーシングまでの壁面の輪郭において流入損失ができるだ
け少なくなるように形成されている。ガイドリングの裏
面は、ラムジェット運転の場合、リング円錐形物と一緒
に作用して、ラム空気入口管路と接続したリング管路と
なるように形成されている。このため裏面は主として円
錐形に形成されている方が好ましい。
ラムジェット運転の場合、ガイドリングはその軸方向の
前方位置にある。この場合、リング円錐形物もガイドリ
ング内の少し後方にかつ半径方向の内側に配置されてい
る。またガイドリングの裏面はラム空気入口管路の外壁
の前部となる。同時にリング円錐形物は入口円錐形物か
ら中間ケーシングまでの流入が安定して行われるように
形成されている。
前方位置にある。この場合、リング円錐形物もガイドリ
ング内の少し後方にかつ半径方向の内側に配置されてい
る。またガイドリングの裏面はラム空気入口管路の外壁
の前部となる。同時にリング円錐形物は入口円錐形物か
ら中間ケーシングまでの流入が安定して行われるように
形成されている。
ガイドリングの正面と裏面間のリングエツジ部分は、ラ
ムジェット運転の場合に、この部分での流入損失ができ
るだけ少なくなるように形成されている。
ムジェット運転の場合に、この部分での流入損失ができ
るだけ少なくなるように形成されている。
この発明のその他の有利な改良としては、リング円錐形
物と入口円錐彫物間に形成されたリング管路が、少なく
ともラム空気入口管路の横断面を持つように、リング円
錐形物の軸方向の前方位置が決められていることである
。このような設計の長所は、ターボ運転からラムジェッ
ト運転に切り替えた場合に、ラム空気入口管路が開放後
、ガイドリングが前方にスライドされることにより、ラ
ム空気入口管路への十分な給気が行なえることである。
物と入口円錐彫物間に形成されたリング管路が、少なく
ともラム空気入口管路の横断面を持つように、リング円
錐形物の軸方向の前方位置が決められていることである
。このような設計の長所は、ターボ運転からラムジェッ
ト運転に切り替えた場合に、ラム空気入口管路が開放後
、ガイドリングが前方にスライドされることにより、ラ
ム空気入口管路への十分な給気が行なえることである。
リング円錐形物の形状は入口円錐形物の輪郭の延長とす
ることが好ましく、必要に応じて湾曲を持たせることも
できる。この場合、入口円錐形物が外部湾曲（凸形）の
場合には、流入方向から見て同じ形状の彎曲となること
が望ましい。
ることが好ましく、必要に応じて湾曲を持たせることも
できる。この場合、入口円錐形物が外部湾曲（凸形）の
場合には、流入方向から見て同じ形状の彎曲となること
が望ましい。
リング円錐形物は調節装置を使って軸方向に可動させる
ことができる。この場合、軸方向の案内とロックが一定
の場所で同時に行われる。
ことができる。この場合、軸方向の案内とロックが一定
の場所で同時に行われる。
この発明に基づいた形成では、ターボ運転からラムジェ
ット運転に切り替えるために、ガイドリングを軸方向の
後方位置から前方位置にスライドさせることができるよ
うになっている。そして引き続きリング円錐形物が軸方
・向の前方位置から後方位置にスライドされる。それと
ほぼ同時にガイドリングが前方に移動することにより、
コアエンジンの下流に配置された閉鎖バルブが閉じ、空
気がターボ入口管路に吸い込まれないようになっている
。つまりガイドリングが前方に移動するとラム空気入口
管路が開放され、流入空気はこの管路に導かれる。引き
続きリング円錐形物が前方位置から後方位置にスライド
され、この終端位置でターボ入口管路を完全に閉鎖する
。
ット運転に切り替えるために、ガイドリングを軸方向の
後方位置から前方位置にスライドさせることができるよ
うになっている。そして引き続きリング円錐形物が軸方
・向の前方位置から後方位置にスライドされる。それと
ほぼ同時にガイドリングが前方に移動することにより、
コアエンジンの下流に配置された閉鎖バルブが閉じ、空
気がターボ入口管路に吸い込まれないようになっている
。つまりガイドリングが前方に移動するとラム空気入口
管路が開放され、流入空気はこの管路に導かれる。引き
続きリング円錐形物が前方位置から後方位置にスライド
され、この終端位置でターボ入口管路を完全に閉鎖する
。
ガイドリングとリング円錐形物の対立した運動を連続的
に行うのではな（、部分的にあるいは完全に同時に行う
ことも可能である。これによりターボ運転からラムジェ
ット運転への、あるいはその逆の切り替え時間が短縮さ
れ、有利なものとなる。
に行うのではな（、部分的にあるいは完全に同時に行う
ことも可能である。これによりターボ運転からラムジェ
ット運転への、あるいはその逆の切り替え時間が短縮さ
れ、有利なものとなる。
以下に添付図面に基づいてこの発明の説明を行う。
第１図はインチグレーティラド・ターボ・ラムシェツト
エンジンの軸方向断面図、第２図はこのエンジンのラム
ジェット運転での断面図、第３図はこのエンジンのター
ボ運転での同一断面図である。
エンジンの軸方向断面図、第２図はこのエンジンのラム
ジェット運転での断面図、第３図はこのエンジンのター
ボ運転での同一断面図である。
第１図は、ターボ運転からラムジェット運転に切り替え
ることができる、インテグレーティッド・ターボ・ラム
ジェットエンジン１の軸方向断面図である。このエンジ
ンは、ターボ運転では再燃焼装置の噴射装置として働き
、ラムジェット運転ではラムジェット噴射装置として働
く噴射装置３を持つガスタービン２で構成されている。
ることができる、インテグレーティッド・ターボ・ラム
ジェットエンジン１の軸方向断面図である。このエンジ
ンは、ターボ運転では再燃焼装置の噴射装置として働き
、ラムジェット運転ではラムジェット噴射装置として働
く噴射装置３を持つガスタービン２で構成されている。
この場合、ラム空気はガスタービン２を迂回して環状の
管路４を介して、噴射装置３のうしろに配置された再燃
焼装置管３３に直接供給される。
管路４を介して、噴射装置３のうしろに配置された再燃
焼装置管３３に直接供給される。
ガスタービン２は６段のコンプレッサー５と燃焼室６で
構成されており、１段のタービン７が接続されている。
構成されており、１段のタービン７が接続されている。
コンプレッサー５とタービン７は共通のシャフト８を介
して互いに接続されている。
して互いに接続されている。
こノ発明の枠内で、必要に応じ、このエンジンを２シヤ
フトあるいは３シヤフトエンジンとすることも可能であ
る。重力と、ガスタービン２に発生するガス力は、周囲
に配分された複数の支持リブ９ａ 、 ９ｂを介して、
飛行機に固定されているエンジンケーシングｌＯに導か
れる。
フトあるいは３シヤフトエンジンとすることも可能であ
る。重力と、ガスタービン２に発生するガス力は、周囲
に配分された複数の支持リブ９ａ 、 ９ｂを介して、
飛行機に固定されているエンジンケーシングｌＯに導か
れる。
第１図に示した位置ではターボ・ラムジェットエンジン
１はターボ運転状態にある。つまり共通の空気入口１１
に流入する空気はターボ空気入口管路１２に導かれ、ガ
スタービン出口１３でガスタービン２を離れ、噴射装置
３の周囲を流れ、再燃焼装置管３３に流入する。
１はターボ運転状態にある。つまり共通の空気入口１１
に流入する空気はターボ空気入口管路１２に導かれ、ガ
スタービン出口１３でガスタービン２を離れ、噴射装置
３の周囲を流れ、再燃焼装置管３３に流入する。
図示したターボ運転からラムジェット運転に切り替える
ためには、空気入口１１０部分でガイドリング１４とリ
ング円錐形物１５を互いに反対方向に軸方向にスライド
させる。その結果、ターボ空気入口管路１２が閉鎮され
、この外部に同心的に配置されたラム空気入口管路１６
を開放する。これにより、空気入口１１に到達した気流
は、ガスタービン２を迂回してラム空気入口管路１６と
管路４を経て、直接、再燃焼装置管３３に供給される。
ためには、空気入口１１０部分でガイドリング１４とリ
ング円錐形物１５を互いに反対方向に軸方向にスライド
させる。その結果、ターボ空気入口管路１２が閉鎮され
、この外部に同心的に配置されたラム空気入口管路１６
を開放する。これにより、空気入口１１に到達した気流
は、ガスタービン２を迂回してラム空気入口管路１６と
管路４を経て、直接、再燃焼装置管３３に供給される。
ラムジェット運転の場合、同時に閉鎖リング１７が、第
１図に示した位置とは逆に、軸方向の後方にスライドし
、これによってガスタービン出口１３を閉鎖する。
１図に示した位置とは逆に、軸方向の後方にスライドし
、これによってガスタービン出口１３を閉鎖する。
本発明に基づくガイドリング１４とリング円錐形物１５
の、ラムジェット運転とターボ運転における作用が第２
図と第３図に拡大して描かれている。
の、ラムジェット運転とターボ運転における作用が第２
図と第３図に拡大して描かれている。
第２図に示した位置ではターボ・ラムジェットエンジン
１はラムジェット運転状態にある。したがってターボ空
気入口管路１２はリング円錐形物１５によって閉鎖され
ている。同時にラム空気入口管路１６は共通の空気入口
１１と接続している。そのためガイドリング１４はその
軸方向の前方終端位置にある。リング円錐形物１５は、
空気力学的に見て、空気入口１１０部分でエアジェツト
を導く入口円錐形物１Ｂの延長をなす形状となっている
。この場合、リング円錐形物１５は、内側が入口円錐形
物１８に、外側が中間ケーシング１９に密閉状態で付着
した形となっている。中間ケーシング１９は、ターボ空
気入口管路１２と、これを放射状に取り巻くラム空気入
口管路１６を分離している。リング円錐形物１５は必要
に応じ、調節装置２０を使って軸方向の後方終端位置か
ら前方にスライドすることができる。またこれによって
停止および案内も行われる。この調節装置２０は入口内
錐形物１８で支持されている。
１はラムジェット運転状態にある。したがってターボ空
気入口管路１２はリング円錐形物１５によって閉鎖され
ている。同時にラム空気入口管路１６は共通の空気入口
１１と接続している。そのためガイドリング１４はその
軸方向の前方終端位置にある。リング円錐形物１５は、
空気力学的に見て、空気入口１１０部分でエアジェツト
を導く入口円錐形物１Ｂの延長をなす形状となっている
。この場合、リング円錐形物１５は、内側が入口円錐形
物１８に、外側が中間ケーシング１９に密閉状態で付着
した形となっている。中間ケーシング１９は、ターボ空
気入口管路１２と、これを放射状に取り巻くラム空気入
口管路１６を分離している。リング円錐形物１５は必要
に応じ、調節装置２０を使って軸方向の後方終端位置か
ら前方にスライドすることができる。またこれによって
停止および案内も行われる。この調節装置２０は入口内
錐形物１８で支持されている。
しかしこの調節装置を中間ケーシング１９に取り付け、
棒状物を介してリング円錐形物１５の下部エツジと接続
することも可能である。このような配置は中間ケーシン
グ１９に十分な厚みがある場合には目的に合致したもの
となる。
棒状物を介してリング円錐形物１５の下部エツジと接続
することも可能である。このような配置は中間ケーシン
グ１９に十分な厚みがある場合には目的に合致したもの
となる。
図示した位置では前部エツジ２１がエンジンケーシング
ｌＯと密着している。後部エツジ２２は環状の形状体２
３と密閉状態で付着した形となっている。
ｌＯと密着している。後部エツジ２２は環状の形状体２
３と密閉状態で付着した形となっている。
ガイドリング１４の裏面２４は、形状体２３と共に空気
入口１１にある気流を損失なくラム空気入口管路１６に
導くことができる形状となっている。ガイドリング１４
はガイドリング調節装置２５を使ってリング円錐形物１
５とは逆の軸方向に移動させることができる。この場合
、ガイドリング１４は形状体２３に沿って案内される。
入口１１にある気流を損失なくラム空気入口管路１６に
導くことができる形状となっている。ガイドリング１４
はガイドリング調節装置２５を使ってリング円錐形物１
５とは逆の軸方向に移動させることができる。この場合
、ガイドリング１４は形状体２３に沿って案内される。
両調節装置２（１２）と２５はそれぞれ別個に駆動する
ことができる。
ことができる。
さらに形状体２３を使わずに、その分だけガイドリング
１４を長くすることも可能である。しかしこのような配
置を行うためには放射状の外部支持リブ列９ｂを軸方向
の後方に移動しなければならないため、ガスタービン２
からエンジンケーシング１０に好ましくないガス力ふよ
び重力が導かれるという短所がある。ともかくラムジェ
ット運転では、すべての可動部分、特にガイドリング１
４とリング円錐形１５が固く張り支えられ、密閉効果を
持つ。
１４を長くすることも可能である。しかしこのような配
置を行うためには放射状の外部支持リブ列９ｂを軸方向
の後方に移動しなければならないため、ガスタービン２
からエンジンケーシング１０に好ましくないガス力ふよ
び重力が導かれるという短所がある。ともかくラムジェ
ット運転では、すべての可動部分、特にガイドリング１
４とリング円錐形１５が固く張り支えられ、密閉効果を
持つ。
そしてすべての駆動エレメントと案内エレメント、特に
調節装置２０．２５、連接棒２７フよび支持棒２６が密
閉状態で、熱に対する保護を行って取り付けられており
、約２２（１６）にの熱い空気の流入を防いでいる。軸
方向への案内と固定を行っているガイドリング調節装置
は形状体２３の中に格納され熱気から隔離される。
調節装置２０．２５、連接棒２７フよび支持棒２６が密
閉状態で、熱に対する保護を行って取り付けられており
、約２２（１６）にの熱い空気の流入を防いでいる。軸
方向への案内と固定を行っているガイドリング調節装置
は形状体２３の中に格納され熱気から隔離される。
第３図はターボ運転状態にある本発明に基づく装置であ
る。つまりターボ空気入口管路１２と共通の空気入口１
１が連接されており、ラム空気入口管路１６が閉鎖され
ている。このためリング円錐形物１５は、第２図とは反
対に、軸方向の前方にスライドした位置にある。この移
動は調節装置２０を使って行われる。リング円錐形物１
５は放射状に整列させた支持棒２６を介して調節装置２
（１２）と接続している。
る。つまりターボ空気入口管路１２と共通の空気入口１
１が連接されており、ラム空気入口管路１６が閉鎖され
ている。このためリング円錐形物１５は、第２図とは反
対に、軸方向の前方にスライドした位置にある。この移
動は調節装置２０を使って行われる。リング円錐形物１
５は放射状に整列させた支持棒２６を介して調節装置２
（１２）と接続している。
支持棒２６は軸方向に可動する連接・案内棒２７とも連
接している。連接・案内棒２７と支持棒２Ｇの横断面は
流入に好都合な形状となっている。この場合、流線形の
横断面とすることによって流入に好ましい輪郭以外に大
きな曲げ強さを得ることができる。
接している。連接・案内棒２７と支持棒２Ｇの横断面は
流入に好都合な形状となっている。この場合、流線形の
横断面とすることによって流入に好ましい輪郭以外に大
きな曲げ強さを得ることができる。
入口円錐形物１８には軸方向に若干の溝２８があり、ラ
ムジェット運転の場合には支持棒２６がこの中に入るの
で、入口円錐形物１８の流入に好都合な輪郭の妨げとは
ならない。ターボ運転の場合、ガイドリング１４はその
軸方向の後方終端位置にある。この場合、形状体２３は
気流に対して完全に隔離されている。またガイドリング
１４の正面２９はエンジンケーシング１０の内側から中
間ケーシング１９までの流入輪郭ができるだけ好ましい
状態となるように形成されている。
ムジェット運転の場合には支持棒２６がこの中に入るの
で、入口円錐形物１８の流入に好都合な輪郭の妨げとは
ならない。ターボ運転の場合、ガイドリング１４はその
軸方向の後方終端位置にある。この場合、形状体２３は
気流に対して完全に隔離されている。またガイドリング
１４の正面２９はエンジンケーシング１０の内側から中
間ケーシング１９までの流入輪郭ができるだけ好ましい
状態となるように形成されている。
またその上流の前部断片は凹状で、その後部断片は凸状
に形成されている。そしてその輪郭は、正面２９の横断
面において、入口円錐形物１８の裏面と一緒に、空気入
口１１からターボ空気入口管路１２までが狭くなるよう
に形成されている。これにより、流入を加速し、流入が
スムーズに行われるようになっている。
に形成されている。そしてその輪郭は、正面２９の横断
面において、入口円錐形物１８の裏面と一緒に、空気入
口１１からターボ空気入口管路１２までが狭くなるよう
に形成されている。これにより、流入を加速し、流入が
スムーズに行われるようになっている。
ガイドリング１４の内側は中間ケーシング１９と、外側
はエンジンケーシング１（１２）と密着しており、これ
によってガスタービン出口１３から出る排気ガスが、管
路４を経てターボ入口管路１２に逆流することを防いで
いる。ガイドリング１４の外部密閉は密閉力を低減する
ために形状体２３に対して行うようにしてもよい。
はエンジンケーシング１（１２）と密着しており、これ
によってガスタービン出口１３から出る排気ガスが、管
路４を経てターボ入口管路１２に逆流することを防いで
いる。ガイドリング１４の外部密閉は密閉力を低減する
ために形状体２３に対して行うようにしてもよい。
ガイドリング１４と形状体２３の長さは、ガイドリング
１４の後部エツジ２２が支持リブ９ｂの少し手前で終わ
るように調整されている。しかしこの支持リブ９ｂは力
の伝達ができるだけ好ましいものとなるように支持リブ
９ａと放射状に同列にすべきである。
１４の後部エツジ２２が支持リブ９ｂの少し手前で終わ
るように調整されている。しかしこの支持リブ９ｂは力
の伝達ができるだけ好ましいものとなるように支持リブ
９ａと放射状に同列にすべきである。
エンジンケーシング１０は、ラムジェット運転の場合に
高温が発生するため、絶縁ケーシングとして形成されて
いる。厚みが大きいのはそのためである。しかしターボ
運転の場合にはこのような厚みが不必要であるため、エ
ンジンケーシング１０の外寸を大きくしないで、３（１
６）部分の内側を凹状に湾曲させ、ガイドリング１４の
正面２９への移行を改善し、流入横断面を保持しながら
入口円錐形物１８の直径を大きくすることが可能である
。
高温が発生するため、絶縁ケーシングとして形成されて
いる。厚みが大きいのはそのためである。しかしターボ
運転の場合にはこのような厚みが不必要であるため、エ
ンジンケーシング１０の外寸を大きくしないで、３（１
６）部分の内側を凹状に湾曲させ、ガイドリング１４の
正面２９への移行を改善し、流入横断面を保持しながら
入口円錐形物１８の直径を大きくすることが可能である
。
リング円錐形物１５の軸方向の前方部分では、リング円
錐形物１５と入口円錐形物１８とで形成されるリング管
路３１の横断面が、少なくともラム空気入口管路１６の
横断面となるようにすることが望ましい。この場合、エ
ンジンケーシング１０、リング円錐形物１５および入口
円錐形物１８は、エンジンケーシング１（１２）とリン
グ円錐形物１５間のリング管路３２からリング管路３１
までの流入横断面の割合が入口と出口で同じとなるよう
に調整されている。
錐形物１５と入口円錐形物１８とで形成されるリング管
路３１の横断面が、少なくともラム空気入口管路１６の
横断面となるようにすることが望ましい。この場合、エ
ンジンケーシング１０、リング円錐形物１５および入口
円錐形物１８は、エンジンケーシング１（１２）とリン
グ円錐形物１５間のリング管路３２からリング管路３１
までの流入横断面の割合が入口と出口で同じとなるよう
に調整されている。
これはターボ運転からラムジェット運転に切り替えた場
合に、リング管路３１にある気流をラム空気入口管路１
６に方向転換するためである。切り替えを行うためには
、まずガイドリング１４を前方にスライドする。これに
よってリング円錐形物１５とエンジンケーシングｌＯの
間の外部リング管路３２が徐々に閉鎖される。同時にラ
ム空気入口管路１６が開放し、その結果、内部リング管
路３１にある気流が徐々にターボ空気入口管路１２から
ラム空気入口管路１６に方向転換する。そしてガイドリ
ング１４が前方に移動し、同時にガスタービン出口１３
の閉鎖リング１７（第１図）が後方にスライドされ、ガ
スタービン２を介しての流入が停止したあと、気流も強
制的にラム空気入口管路１６に導かれる。引き続きリン
グ円錐形物１５が後方に移動することにより、入口円錐
形物１８から中間ケーシング１９の外壁までの流入に好
都合な輪郭が形成される。
合に、リング管路３１にある気流をラム空気入口管路１
６に方向転換するためである。切り替えを行うためには
、まずガイドリング１４を前方にスライドする。これに
よってリング円錐形物１５とエンジンケーシングｌＯの
間の外部リング管路３２が徐々に閉鎖される。同時にラ
ム空気入口管路１６が開放し、その結果、内部リング管
路３１にある気流が徐々にターボ空気入口管路１２から
ラム空気入口管路１６に方向転換する。そしてガイドリ
ング１４が前方に移動し、同時にガスタービン出口１３
の閉鎖リング１７（第１図）が後方にスライドされ、ガ
スタービン２を介しての流入が停止したあと、気流も強
制的にラム空気入口管路１６に導かれる。引き続きリン
グ円錐形物１５が後方に移動することにより、入口円錐
形物１８から中間ケーシング１９の外壁までの流入に好
都合な輪郭が形成される。
以上のように本発明によれば、入口管路によって決まっ
た最小直径を保持しても、両入口管路への気流の方向転
換が可能で、同時に低損失の流入管路のケーシングの輪
郭を得ることができるものである。さらにこのような設
計によって、ターボ運転からラムジェット運転に切り替
えた瞬間の臨界状態においても、タービンのうしろのバ
ルブを使い、特定の目的に合った流入空気を、連続的に
、一方の入口管路から他方の入口管路に方向転換させる
ことよって、エンジンの出力を保持することができるも
のである。
た最小直径を保持しても、両入口管路への気流の方向転
換が可能で、同時に低損失の流入管路のケーシングの輪
郭を得ることができるものである。さらにこのような設
計によって、ターボ運転からラムジェット運転に切り替
えた瞬間の臨界状態においても、タービンのうしろのバ
ルブを使い、特定の目的に合った流入空気を、連続的に
、一方の入口管路から他方の入口管路に方向転換させる
ことよって、エンジンの出力を保持することができるも
のである。
この発明のその他の長所としては、閉鎖部材の構造長さ
が短いことと、調節装置の行程が短いことが挙げられる
。またラムジェット運転の場合、加熱した入口円錐形物
やリング円錐形物を、冷却空気の吹き込みによる薄膜冷
却によって、効果的に冷却することができることである
。
が短いことと、調節装置の行程が短いことが挙げられる
。またラムジェット運転の場合、加熱した入口円錐形物
やリング円錐形物を、冷却空気の吹き込みによる薄膜冷
却によって、効果的に冷却することができることである
。
第１図はインテグレーティッド・ターボ・ラムジェット
エンジンの軸方向断面図、第２図はこのエンジンのラム
ジェット運転での断面図、第３図はこのエンジンのター
ボ運転での同一断面図である。 １０・・・・・・エンジンケーシング、１６・・・・・
・ラム空気入口管路、１４・・・・・・ガイドリング、
１２・・・・・・ターボ空気入口管路、１５・・・・・
・リング円錐形物、２４ 、２９・・・・・・輪郭。
エンジンの軸方向断面図、第２図はこのエンジンのラム
ジェット運転での断面図、第３図はこのエンジンのター
ボ運転での同一断面図である。 １０・・・・・・エンジンケーシング、１６・・・・・
・ラム空気入口管路、１４・・・・・・ガイドリング、
１２・・・・・・ターボ空気入口管路、１５・・・・・
・リング円錐形物、２４ 、２９・・・・・・輪郭。
Claims (14)
- （１）ターボ循環とラム循環用の共通の空気入口と、環
状のターボ空気入口管路と、これを同心的に取り巻き、
外側がエンジンケーシングによって限定されているラム
空気入口管路と、入口円錐形物と、共通の空気入口の気
流を２つの入口管路の１つに方向転換させるための可動
手段を持つ、極超音速飛行機用のインテグレーティッド
・ターボ・ラムジェットエンジンにおいて、前記可動手
段が、エンジンケーシング（１０）によって軸方向にス
ライドすることができる、ラム空気入口管路（１６）を
閉鎖するためのガイドリング（１４）と、ガイドリング
（１４）に対して半径方向に内在し、逆方向にスライド
することができる、ターボ空気入口管路（１２）を閉鎖
するためのリング円錐形物（１５）を包含し、管路の壁
面を形成するガイドリング（１４）の輪郭（２４、２９
）とリング円錐形物（１５）が流入に好都合な状態に形
成されていることを特徴とするインテグレーティッド・
ターボ・ラムジェットエンジン。 - （２）前記ガイドリング（１４）の輪郭が流入側（２９
）では円錐形に細くなっており、流出側（２４）では円
錐形に広くなっていることを特徴とする請求項１記載の
ターボ・ラムジェットエンジン。 - （３）ガイドリング（１４）の流入側（２９）において
も、エンジンケーシング（１０）からターボ空気入口管
路（１２）とラム空気入口管路（１６）間の中間ケーシ
ング（１９）までの流入輪郭が空気力学的に見て好都合
な状態に形成されていることを特徴とする請求項２記載
のターボ・ラムジェットエンジン。 - （４）ガイドリング（１４）の流出側（２４）が、ラム
ジェット運転時において、リング円錐形物（１５）と共
に、ラム空気入口管路（１６）の入口を形成しているこ
とを特徴とする請求項２記載のターボ・ラムジェットエ
ンジン。 - （５）ガイドリング（１４）の流入側（２９）の前部は
内部湾曲（凹状）であり、後部は外部湾曲（凸状）であ
ることを特徴とする請求項２記載のターボ・ラムジェッ
トエンジン。 - （６）ガイドリング（１４）はラムジェット運転時にエ
ンジンケーシング（１０）に取り付けられた環状の形状
体（２３）に差し込むことができ、この形状体がガイド
リング（１４）の流出側の輪郭（２４）を形成すること
を特徴とする請求項２記載のターボ・ラムジェットエン
ジン。 - （７）ガイドリング（１４）はその後部終端位置におい
て、外側は形状体（２３）に沿って、内側は中間ケーシ
ング（１９）に沿って密閉されていることを特徴とする
請求項２記載のターボ・ラムジェットエンジン。 - （８）リング円錐形物（１５）はその後部位置において
外側は中間ケーシング（１９）の前部エッジ部によって
密閉され、内側が入口円錐形物（１８）と密閉状態で密
着することを特徴とする請求項１記載のターボ・ラムジ
ェットエンジン。 - （９）リング円錐形物（１５）の軸方向の前方向位置は
、リング円錐形物（１５）と入口円錐形物（１８）間に
形成されたリング管路（３１）の横断面が、少なくとも
ラム空気入口管路（１６）の横断面となるように決めら
れていることを特徴とする請求項８記載のターボ・ラム
ジェットエンジン。 - （１０）エンジンケーシング（１０）、リング円錐形物
（１５）および入口円錐形物（１８）において、エンジ
ン円錐形物（１５）の軸方向に延びた範囲で、エンジン
ケーシング（１０）とリング円錐形物（１５）間のリン
グ管路（３２）からリング管路（３１）までの流入横断
面の割合が入口と出口で同じとなるように調整されてい
ることを特徴とする請求項２記載のターボ・ラムジェッ
トエンジン。 - （１１）リング円錐形物（１５）には、内周に沿って、
内側に放射状に整列させた複数の支持棒（２６）が取り
付けられており、この支持棒が、軸方向に整列させた連
接・案内棒（２７）を介して、入口円錐形物（１８）に
取り付けられた調節装置（２０）と接続されていること
を特徴とする請求項１記載のターボ・ラムジェットエン
ジン。 - （１２）ターボ運転からラムジェット運転に切り替える
ため、ガイドリング（１４）をその軸方向の後方位置か
ら前方にスライドさせることができ、リング円錐形物（
１５）をその軸方向の前方位置から後方にスライドさせ
ることができることを特徴とする請求項１記載のターボ
・ラムジェットエンジン。 - （１３）入口円錐形物（１８）に支持棒（２６）を収容
するための放射状の溝（２８）が設けられていることを
特徴とする請求項１１記載のターボ・ラムジェットエン
ジン。 - （１４）リング円錐形物（１５）には、その外側に沿っ
て、軸方向に整列させた複数の連接・案内棒が取り付け
られており、この連接・案内棒が中間ケーシングに取り
付けられた調節装置と結合されていることを特徴とする
請求項１記載のターボ・ラムジェットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3912330.8 | 1989-04-14 | ||
| DE3912330A DE3912330A1 (de) | 1989-04-14 | 1989-04-14 | Integriertes turbo-staustrahltriebwerk |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02286862A true JPH02286862A (ja) | 1990-11-27 |
Family
ID=6378703
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2099143A Pending JPH02286862A (ja) | 1989-04-14 | 1990-04-12 | インテグレーティッド・ターボ・ラムジェットエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5058378A (ja) |
| EP (1) | EP0392527B1 (ja) |
| JP (1) | JPH02286862A (ja) |
| DE (2) | DE3912330A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112780442A (zh) * | 2019-11-05 | 2021-05-11 | 北京动力机械研究所 | 一种可调流道冲压发动机及设计、调节方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3934268A1 (de) * | 1989-10-13 | 1991-04-25 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbinen-staustrahltriebwerk |
| DE3935313C1 (ja) * | 1989-10-24 | 1991-06-06 | Mtu Muenchen Gmbh | |
| DE4004416C2 (de) * | 1990-02-13 | 1993-10-14 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbo-Staustrahltriebwerk mit Absperreinrichtung für variablen Umschaltbetrieb |
| DE4012212A1 (de) * | 1990-04-14 | 1991-10-24 | Mtu Muenchen Gmbh | Duese fuer ein hyperschalltriebwerk |
| FR2692939B1 (fr) * | 1992-06-24 | 1994-09-02 | Snecma | Réacteur combiné en statoréacteur et turboréacteur. |
| FR2692938B1 (fr) * | 1992-06-24 | 1994-09-02 | Snecma | Réacteur combiné et muni de moyens de commutation entre deux états de fonctionnement. |
| US7216474B2 (en) * | 2004-02-19 | 2007-05-15 | Aerojet-General Corporation | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines |
| US8429893B2 (en) | 2009-08-11 | 2013-04-30 | Northrop Grumman Corporation | Airflow modulation for dual mode combined cycle propulsion systems |
| CN104196631B (zh) * | 2014-08-25 | 2016-02-17 | 西北工业大学 | 一种嵌入式涡轮增压进气道 |
| US10794281B2 (en) * | 2016-02-02 | 2020-10-06 | General Electric Company | Gas turbine engine having instrumented airflow path components |
| CN106837549B (zh) * | 2017-02-06 | 2018-07-17 | 厦门大学 | 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法 |
| CN107061011B (zh) * | 2017-06-02 | 2019-01-04 | 南京航空航天大学 | 低外阻高超声速进气道 |
| CN110159434A (zh) * | 2018-11-15 | 2019-08-23 | 北京机电工程研究所 | 一种进气道可调装置和方法 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB799504A (en) * | 1955-03-11 | 1958-08-13 | Power Jets Res & Dev Ltd | An improved air intake duct for a jet propulsion plant |
| US2955414A (en) * | 1957-09-03 | 1960-10-11 | United Aircraft Corp | Combined power plant |
| US2970431A (en) * | 1959-01-02 | 1961-02-07 | Curtiss Wright Corp | Rotating inlet for jet engines |
| FR79090E (fr) * | 1960-07-11 | 1962-10-19 | Nord Aviation | Combiné turboréacteur-statoréacteur |
| FR1271544A (fr) * | 1960-07-11 | 1961-09-15 | Nord Aviation | Combiné turboréacteur-statoréacteur |
| GB2192941B (en) * | 1986-07-25 | 1990-10-03 | Rolls Royce Plc | A variable area aircraft air intake |
| DE3738703A1 (de) * | 1987-05-27 | 1988-12-08 | Mtu Muenchen Gmbh | Kombiniertes, umschaltbares strahltriebwerk zum antrieb von flugzeugen und raumfahrzeugen |
-
1989
- 1989-04-14 DE DE3912330A patent/DE3912330A1/de not_active Withdrawn
-
1990
- 1990-04-05 US US07/505,043 patent/US5058378A/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-04-11 DE DE9090107011T patent/DE59000866D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-04-11 EP EP90107011A patent/EP0392527B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1990-04-12 JP JP2099143A patent/JPH02286862A/ja active Pending
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112780442A (zh) * | 2019-11-05 | 2021-05-11 | 北京动力机械研究所 | 一种可调流道冲压发动机及设计、调节方法 |
| CN112780442B (zh) * | 2019-11-05 | 2022-05-20 | 北京动力机械研究所 | 一种可调流道冲压发动机及设计、调节方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0392527B1 (de) | 1993-02-10 |
| US5058378A (en) | 1991-10-22 |
| DE59000866D1 (de) | 1993-03-25 |
| EP0392527A1 (de) | 1990-10-17 |
| DE3912330A1 (de) | 1990-10-18 |
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