JPH04504604A - 推進ノズル - 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】 推　進　ノ　ズ　ル 本発明は、亜音速、超音速、並びに極音速範囲で使用可能な航空機のための可変 のノズル輪郭経過を有する推進ノズルに関する。

近年、特にコンビネーションされたターボ・ラムジェットエンジンは再び、それ も始動から高い飛行高さくほぼ３０ｋｍまでの高さ）での高い超音速までの極端 に高い使用スペクトルを持つ″極音速・飛行構想”の分野で重要性を増している 。この場合、“極音速・飛行構想”は特に宇宙空間・航空機・構想（“Ｓａｅｎ ｇｅｒ”プロジェクト）を含んでおり、宇宙空間・航空機・構想は次のような２ 段階構想になっている。第１段はもっばら大気圏内で運転する航空機によって構 成され、第２段は前記航空機によりて背負われて運ばれる積載航空機をベースに しており、この積載航空機は大気圏の上側の範囲での宇宙空間での任務を目的と して適当なロケット推進機構の方法で、与えられた飛行軌道を自刃で飛行する。

これに従って、第１段階に所属の航空機は帰還可能及び再使用可能であって、従 来の航空機のように離陸及び着陸を行う。

例えば、前述の航空機のために使用しようとするコンビネーションされたターボ ・ラムジェットエンジンにおいては、一般にほぼマツハ３の飛行速度の達成に際 しタービンジェット推進機構が持続的に遮断され、かつ当該のラムジェット推進 機構が持続的に接続されて、マツハ４．５　若しくはそれを越える所望の最終的 な高い超音速若しくは極音速が達成される。この場合、はぼマツハ２若しくはそ れを越える飛行速度はコンビネーションされた運転“接続された後燃焼装置を備 えるジェット推進機構“で達成でき：この場合有利にはジェット推進機構部分に 後接続されかつ場合によっては圧縮空気若しくは送風空気と推進機構排ガスとの 混合物で負荷される後燃焼装置が、火炎安定化機構並びに別の燃料噴射手段の接 続によってラムジェット運転のための推進機構をタービンジェット推進機構部分 の遮断状態での相応に規定された周囲空気供給の条件下で構成する。

前述の極端に異なる飛行条件、出力条件、及び周囲条件を考慮して、推進ノズル 形状を規定して、この推進ノズル形状と次に述べる基準とを経済的にかつ出力最 大に互いに調和させることは困難である。

−ノズル頚部横断面（最小の横断面）を所定の場合によっては極端に可変の質量 流過量に、ノズル頚部横断面内での調節可能な流動マツハ数（Ｍ、）＝１で適合 させること。このような処置は質量流過量の変化に際し、推進ノズルの膨張部分 で常に超音速流の形成を保証するために必要である。

−ノズル調節の結果として、保持しようとする流動エネルギ若しくは空気力学的 な損失がわずかであり：ノズル輪郭経過の必要な可変性は超音速流内で圧縮衝撃 を生ぜしめないように具体化されねばならない。

−特に極端に異なる飛行高さを考慮して、ノズル流の経過、ひいてはノズル出口 圧力が推進に最適にそれぞれ瞬間の周囲状況（周囲圧力）に適合させられたい。

−推進ノズルの必要な輪郭経過変化のためのできるだけわずかな調節手段費用並 びにエネルギ費用。

すでに提案されている推進ノズル構想は、特に周囲圧力の極端に異なるスペクト ルに対して流動エネルギ損失の少ない状態で適合させるという要求を、極端に強 いノズル頚部横断面変化（１：５若しくはそれを越える値までの最小横断面変化 ）との組み合わせでは満たせず、若しくは著しくわずかにしか満たせない。

このために推進ノズル構想は、後燃焼及び付加燃焼装置に軸線方向で軸線対称的 に後置されて軸線方向に移動可能なきのこ形の中央部材から構成されており；こ の場合、中央部材はノズルの収斂／拡散して延びる円筒形の不変の外側輪郭に対 して移動可能であって、極端に熱負荷され燃え尽きるおそれのある空気力学的な じゃま部材を成している。特に後燃焼及び付加燃焼（ラムジェット運転）を考慮 して要求される“自由な”熱ガス質量流通は保証されない。

比較的複雑なフラップ状のダブル推進ノズル構想も、後燃焼装置を備えた遮断可 能なジェット推進機構ユニットの上側に、固有の推進ノズルを備えたそれ自体調 節可能なラムジェット燃焼室を配置する推進機構構想に関連して提案されている 。この場合、唯一のノズルにおける特に亜音速推進、超音速推進、及び極音速推 進のための推進ノズル調節に対する複合的な要求は満たされない。このことは、 推進機構隔室側から軸線方向に突出して側方上及び下に向かって開いた壁間にそ れぞれ横軸を中心として旋回可能な相対して位置する二次フラップを設けて、こ の−次フラップの外側の端部に別の回転軸を中心として旋回可能に片持ち式に保 持された二次フラップによってノズルのそれぞれ拡散する端部部分を形成する推 進ノズル（ドイツ連邦共和国特許出願公開第３１２１６５３号公報）に関連して も当てはまる。この場合互いに相対する二次フラップは一緒にほぼそれぞれ最も 狭い箇所（頚部断面）を含む収斂するノズル輪郭経過を形成している。この場合 には特に外側でそれぞれ二次フラップ及び二次フラップ組を越えて延びるカバー プレートが、できるだけ空気力学的に面の合致する周囲空気案内のために必要で ある。さらに、ノズルフラップの旋回可能の方法で二次フラップのほぼ軸線対称 的な面の合致した接触による排ガス遮断（スラストリパーサー運転＋　５ｃｈｕ ｂ−ｕｓｋｅｈｒｂｅｔｒｉｅｂ）若しくは垂直な面内でのスラストジェット流 方向転換が所定範囲内で可能である。さらに−次フラップ及び二次フラップが一 ノズル側壁を通して案内されたートーション軸を介して調節されるようになって おり、このことは側方へ突き出して空気力学的に不都合な調節手段係合点及び調 節手段配置を必要とする。

さらに、公知の場合には推進ノズルの各−次フラップ及び二次フラップが固有の 調節駆動装置を必要とする。公知の場合に選ばれた調節運動機構においては、− 次フラップ及び二次フラップに作用するガス力を、特に外側の周囲圧力条件に関 連して運転確実に生ぜしめることに対する困難がある。

本発明の課題は、提起された欠点を取り除き、前述の要求を最適に満たす推進ノ ズルを提供して、このような推進ノズルが超音速膨張ノズルとして特にノズル頚 部横断面の広い運転範囲にわたる調節を圧縮衝撃の発生なしに可能にし、さらに ノズル流が推進に最適に広い周囲圧力範囲（極端に異なる飛行高さ）に適合され るようにしたい。

冒頭に述べた形式（請求項１の上位概念）の推進ノズルにおいて、設定された課 題は本発明に基づき請求項１の特徴部分に記載の構成によって解決された。

本発明の有利な構成が特許請求の範囲第２項から第２５項に記載されている。

図面を用いて本発明の実施例を詳細に説明する。

第１図には、駆動エンジン、特にコンビネーションされたターボ・ラムジェット エンジンに接続された推進ノズルが後バーナ運転のない始動例のノズル位置で示 しである。この場合、特に異なる極度な周囲圧力条件下での変動する熱ガス質量 流過量のための推進ノズル、特に超音速膨張ノズルに関係しており、このような 超音速膨張ノズルは航空機の亜音速範囲、超音速範囲、並びに極超音速範囲のよ うな変化する使用状態に、冒頭に例として述べた基準に基づき良好に適している 。

このような推進ノズルにおいては、ノズル輪郭経過がそれぞれ上側及び下側の二 次フラップ１．１′並びに上側及び下側の二次フラップ２，２′の間で変化可能 に構成され、−次フラップ及び二次フラップは４角形のノズルケーシング３の平 行な壁面に運動可能に気密に案内されている。このような推進ノズルは一般的に いわえる方形推進ノズルとも呼ばれている。本発明に基づく推進ノズルにおいて は、−次フラップ１．１′がそれぞれ上流側でかつ二次フラップ２．２′がそれ ぞれ下流側でノズルケーシング３の上側若しくは下側側に旋回可能に枢着されて いる。正確に表現すると、−次フラップ１，１′は定置の旋回点を介してノズル ケーシング３に旋回可能に懸架されており、二次フラップ２．２′はそれぞれ下 流側の端部で以て、後で詳細に述べるように角度調節可能及び移動運動可能にノ ズルケーシング３に懸架若しくは枢着されている。第１図から明らかなように、 二次フラップ２．２′は一次フラップ１．１′の、ノズル通過流と逆の側に配置 された旋回点４，４′に旋回可能に支承されていて、旋回点４，４′に対してほ ぼ同心的な面区分５，５′で以て空気力学的に面を合致させて一次フラップ１゜ １′内に進入可能若しくは一次フラップから走出可能に配置されている。

さらに、前述の推進ノズルにおいては旋回点４，４′が、−次フラップ１．１′ の後方の端部をトグルレバー状に曲げられた内側部分６．６′に配置されており 、内側部分６．６′が旋回点４．４′に対して同心的に切り欠かれている。

さらに第１図から明らかなように、二次フラップ２．２′がそれぞれ上流側の端 部で以て、程度の差こそあれ湾曲したノズル面狭窄部を形成する丸められた面区 分５．５′から突出する壁区分７．７′若しくはリンクプレートによって一次フ ラップ１．１′に、この−次フラップと一緒に旋回可能に懸架されている。

第１図からさらに明らかなように、推進ノズルはコンビネーションされたターボ ・ラムジェットエンジンの後燃焼装置及び場合によっては付加燃焼装置（ラムジ ェット駆動装置）に含まれる管成形体１０と航空機側に組み込まれた外側の膨張 ランプ１１（尾部側）との間に配置されている。

第１図に示しであるように推進ノズルは入口区分１２を有しており、この入口区 分がエンジンの円筒形の管成形体１０をノズルに接゛続するために正方形若しく は長方形の断面に構成された移行部を形成している。

入口区分１２は流れ方向で有利には上方及び下方へ収斂する熱シールド状の挿入 体１３を有しており、この挿入体は上側及び下側の一次フラップ１．１′の上流 側の懸架部材１４．１４’を部分的に遮蔽して一次フラップの端面縁部若しくは 入口縁部の方向へ延びている。

有利には本発明に基づき、上側及び下側の一次フラップ１，１′並びに上側及び 下側の二次フラップ２゜２′がそれぞれ固有の調節機構８，８′によつて互いに 個別に旋回させられるようになっている。

第１図に示しであるように、各調節機構８，８′は一次フラップ１．１′に旋回 可能に係合しているが、当該の調節機構８．８′を二次フラップ２，２′に係合 させることも考えられる。

第１図から明らかなように、調節機構８，８′はノズルケーシング３の上側若し くは下側の区分と上側若しくは下側の一次フラップ１．１′及び二次フラップ２ ．２′　との間に配置されている。

前述の各調節機構８．８′は液力操作可能若しくは空気力操作可能な調節シリン ダ機構によって構成されており、この調節シリンダ機構はノズルケーシング３の 上側若しくは下側の区分に横方向に配置されており、調節シリンダ機構のピスト ンロッド若しくは行程連接棒９，９′が端部側で以てそれぞれの一次フラップ１ ．１′の下流側の区分に例えば図１に示すように旋回点（Ｐ、Ｐ’　）を成して 係合している。

さらに本発明に基づき、ノズルケーシング３の上側の範囲はノズル入口側からノ ズル出口側へ向かりて既に述べた膨張ランプ１１への移行部に適合するように傾 斜して延びており、ノズルケーシングの下側の範囲はノズル入口側からまずほぼ 直線的に若しくはノズル軸線に対して平行に、次いで上方内側にノズル出口側の 方向へ湾曲させられており、これによってノズルケーシング３は航空機尾部の下 側の構成部分を形成している。

本発明に基づき、下側及び又は上側の二次フラップ２′、２が下流側の端部を角 度調節可能及び移動運動可能にノズルケーシング３に配置しである。

第１図の縦中心部分断面図として第２図及び第３図は、下側の二次フラップ２′ をノズルケーシングに対するここでは下側の二次フラップ２′の角度調節可能性 及び移動運動可能性に関する本発明の既に述べた特徴を示している。第２図及び 第３図から明らかなように、下側の二次フラップ２′が下流側の端部に配置され たローラ１５を用いてノズルケーシング３の溝付きリンク状の案内路１６内に角 度調節可能及び移動運動可能に配置されている。

さらに第２図及び第３図から明らかなように、例として示された下側の二次フラ ップ２′に、前述の溝付きリンク状の案内路１６の前にシールプレート１７を運 動可能に配置してあり、シールプレートが外側の自由端部で以てケーシングに定 置のシール被覆体１８に対して旋回可能並びにシール被覆体内を移動運動可能に 案内されている。

第４図及び第５図は、第１図の別の推進ノズル区分及び、関連してここでは例え ば角度調節可能並びに軸線方向移動運動の補償可能な案内ケーシング装！１２０ をそれぞれ中央縦断面として示している。第４図及び第５図の場合には、上側の 二次フラップ２が下流側の端部で以て、固有の調節機構１９によって作動可能で ノズルケーシングに旋回可能に支承された前述の案内ケーシング２０に軸線方向 移動可能並びに角度調節可能に懸架されている。

この場合、当該上側の二次フラップ２は熱ガス側と逆の側から突出する壁状の保 持手段２１で以てローラ２２を介して案内ケーシング２０の溝付きリンク状の案 内路２３内に係合していて、それも角度調節可能並びに軸線方向運動補償的に移 動可能である。従って、案内ケーシングは移動若しくは長さ変化補償のための装 置を形成している。このためにさらに上側の二次フラップ２が下流側の端部に後 方に向かって開いた切欠き２４を備えており；この切欠き２４内には、案内ケー シング２０の案内路２３の下側で軸２５を中心として旋回可能で自由なフラップ 端部を橋絡する補助フラップ２６が推進ノズルの膨張角度の減少に伴って次第に 深（進入するようになっている。切欠き内への補助フラップの進入は第５図と第 ４図とを比較することによって明らかである。

第４図及び第５図の装置においては、さらに補助フラップ２６は熱ガスと逆の側 で少なくとも１つの案内路２７で以て開いた縦切欠き２４の後方の端部に保持さ れたローラ２８に沿って運動可能に配置されている第４図及び第５図からさらに 明らかなように、上側の二次フラップ２が保持手段２１の上流側に保持手段内に 旋回可能に取り付けられたシールプレート２９を有しており：有利にはこのシー ルプレート２９は外側の端部で以て、案内ケーシング２０に配置されたシールプ レート状の被覆材３０と、局所的に組み込まれた強制案内下で常にシールして接 触している。

第４図及び第５図に示しであるようにさらに、ケーシング側で、従ってここでは 例えば推進ノズルのケーシング３の上側の区分内に組み込まれた調節機構１９を 設けてあり、この調節機構は引張・押し込みロッド状の少なくとも１つの調節部 材３１で以て運動可能に案内ケーシング２０に、それも点Ｐ１で係合している第 １図若しくは第４図及び第５図にさらに概略的に示しであるように、本発明に基 づき調節機構、例えば８若しくは１９は少なくとも部分的に、ノズルケーシング ３から整備しやすいように接近可能であってかつノズルケーシングに取り外し可 能に配置されたスリーブ状の外側の部材３２．３３内に支承されている。

第６図は第１図に関連して別の補助フラップ変化例を当該ノズルケーシング３の 中央縦断面で示している。この場合二こでは、上側の二次フラップ２の端部に当 該補助フラップ３４が横軸Ａを中心として旋回可能に配置されており；補助フラ ップ３４は下流側で開いた案内路３５として構成されており、この案内路で以て 補助フラップ３４がノズルケーシング３の端部の折り曲げられた端部部分のロー ラ３６に沿って膨張角度調節に際して移動−若しくは長さ変化補償的に走行可能 である。第６図の実施例に関連して特別な調節機構を設けてあってよく、このよ うな調節機構は補助フラップ３４に旋回運動可能に、それも場合によっては当該 外側の二次フラップ２に旋回可能に係合するフラップ調節機構の代わりとして係 合している。

さらに本発明に基づきノズルケーシング３の上側の外側端部と膨張ランプ１１と の間に、例えば入口側で吸い込まれる境界層空気の供給のための吹き込み装置３ ９が設けられている。後に詳細に示して述べるように、前記形式の空気吹き込み は、有利には例えば、始動段階若しくは始動・上昇飛行中の後燃焼装置の接続を 含む運転状態に行われる。これにより、推力シェツト流を外側輪郭経過に関連し て膨張ランプの経過の方向に対して限定し、その結果前記運転状態で膨張ランプ １１による著しい推力損失を生せしめないようにすることが可能である。さらに 前述の境界層空気吹き込みにより、場合によってはノズルにおける局所的な上側 の熱ガス流剥離に基づき生じる航空力学的な損失が減少させられる。境界層空気 吹き込みは特に第１図並びに図２ａに矢印Ｕで示しである。

さらに特に第１図に示しであるように、そこの吹き込み装置３９はそれぞれ中央 で横軸に旋回可能に配置されたフラップ４０から成っており、この場合しかしな がら例えば端部側で旋回可能に配置された他の形式のフラップ構造を設けること も可能である。前記フラップ４０は図示してない形式でそれぞれ特別な１つの駆 動機構を介して調節可能であってよく、しかも単数若しくは複数の一次フラップ 及び又は二次フラップと同期的に調節されてよい。さらに前記フラップ４０はば ね負荷されていて、ノズル流のスタティックな圧力に対して自動的に開かれる若 しくは閉じられるように配置及び構成されていてよい。

本発明に基づき、図面に詳細に示されていないものの、境界層空気のための当該 の吹き込み装置は例えばジャルージ状（ｊａｌｏｕｓｉｅａｒｔｉｇ　）に構成 されていてもよい。

さらに、図面に詳細に示されていないものの、膨張ランプ１１の長手方向に任意 の数の吹き込み装置若しくは吹き込み手段を任意の段階的な間隔で配置すること も可能である。

本発明に基づきさらに、吹き込み装置を介して境界層空気から得られた空気流が 少な（とも部分的にノズル冷却、特にフラップ冷却のために用いられる。

さらに本発明に基づく有利なノズル構想が考えられ、この場合上側並びに下側の 二次フラップ２，２′がそれぞれ下流側の端部で以て、それぞれ固有の調節機構 によって操作可能にノズルケーシング３の上側及び下側に旋回可能に支承された 案内ケーシング２０に軸線方向移動可能及び角度調節可能に懸架され、すなわち 第１図並びに第４図及び第５図でもっばら二次フラップ２の後方の上方の懸架に 関連して示されているように案内ケーシングに懸架されている。

本発明に基づくノズル構想においてはさらに有利には、−次フラップ１．１′が 二次フラップ２．２′のもっばら一緒の、若しくは互いに無関係の旋回可能の場 合に不動に配置され、若しくは定置に調節されてよい。

これまで述べた推進ノズルにおいて、有利には上側及び下側の一次フラップ１． １′並びに二次フラップ２．２′で以て、若しくは例えば上側の一次フラップ及 び二次フラップから成るユニットで以て、もっばら二次フラップのための１つの 調節機構によって、例えば−次フラップ及び二次フラップから成る定置に設定さ れ若しくは配置された下側のユニットの場合に、ノズル出口にノズル最小狭窄箇 所を備え収斂して／収斂して構成されたノズル輪郭経過がノズル頚部断面及び拡 散比の小さい収斂／拡散されたノズルまで調節される。

第７図には、第１図に基づく推進ノズルがほぼ３０ｋｍの比較的大きな飛行高さ での運転（極超音速飛行運転）のためのノズル位置で示しである。この場合には 二次フラップ２．２′の互いに相対する丸められた面区分５．５′間の最小のノ ズル頚部断面が形成されている。

第７図からさらに明らかなように、上側及び下側の一次フラップ１．１′並びに 二次フラップ２．２′がノズルケーシング３の当該の区分と一緒にノズル内の熱 ガス流に対してシールされた圧力補償室４１若しくは４２．４３．４４を形成し ており、該圧力補償室内にノズル熱ガス流内のスタティックな圧力に対する背圧 が形成され、できるだけわずかな駆動エネルギしか消責しない容易なフラップ調 節が実現される。この場合、ノズルケーシング３は圧力ケーシングと呼ばれても よく、この圧力ケーシング内では相応に負荷軽減された一次フラップ及び二次フ ラップが運動可能に配置若しくは構成されている。

例えば第７図の下側のノズル半部に関連して示しであるように、本発明に基づき 、熱ガス流のそれぞれ一次フラップ及び二次フラップ例えば１’　、２’　に沿 って増大するスタティックな圧力に適合させられ互いにシールされた多室式圧力 補償機構が形成されていてよい。従って第７図の例で下側に示しであるように、 第１の室４２が一次フラップの区分と、この区分内に旋回可能に配置されたシー ルプレート４５とケーシング側に固定されたスタティックな対向面４６との間に 形成されており、第２の室４３が前記部分４６，４５、並びに−次フラップ１′ の区分（部分４′）と一方でノズルケーシング３にかつ他方で一次フラップに旋 回可能に取り付けられたトグルレバー・旋回シール４７との間に形成されており 、第３の室４４がトグルレバーシール４７、二次フラップ２′の区分（保持壁７ ′）並びにノズルケーシング３の区分と二次フラップ端部の第２図及び第３図で 述べたシールフラップ１７との間に形成されていてよい。前述の多室式機構は同 じ目的で、−次フラップ及び二次フラップから成る対応する上側の構造に応用で きる。

さらに第７図に従って、円で囲んだ当該の箇所Ｓ１、Ｓ２．Ｓ３．Ｓ４で熱ガス 流に対する適したシール処置が講じられる。

第８図には第１図の推進ノズルが同じフラップ位置で、それも後燃焼運転なしの 始動の場合のノズル位置で特に図１とコンビネーションして示してあり、図１に は第１図及び第８図の推進ノズルが同じ位置で、調節された所属のノズル頚部横 断面Ａ８及びノズル出口面Ａ９の暗示の下に縮小して示しである。ＳＴは推進ジ ェット流経過を表し、この推進ジェット流経過は自由なジェット流限界のマツハ 線によって示しである。

この運転段階では吸い込まれる周囲空気から航空機側の膨張ランプ１１と推進ジ ェット流ＳＴの土性側の経過線との間に再循環流が生じる。この段階ではフラッ プ４０が閉鎖位置にある。この場合、飛行マツハ数ハＭ、二〇、ノズル圧力比は π＝３；値ＣＦＧ　Ｉ　＝０゜９８が、得られた推進力と生じているノズル圧力 比によって得られる最大の推進力との間の比を表している。すなわち： π；ノズル圧力比　生じている：π＝　Ｐ　ｔ８／　Ｐ　−得られた　：π＝　 Ｐ　ｔ８／　Ｐ　９この場合、Ｐｔ８がノズル頚部全圧力を、Ｐ−がスタティッ クな周囲圧力を、Ｐ９が得られたスタティックなノズル圧力を表している。

第９図は第１図及び第８図の推進ノズルを航空機始動段階若しくは始動・上昇飛 行段階中の後燃焼装置の接続のために重要であるフラップ位置で示している。

第９図から明らかなように、下側の一次フラップ１′及び二次フラップ２′が直 線的に面の合致する伸長位置に旋回させられており、この場合軽く収斂／拡散さ れたノズル輪郭経過が上側の一次フラップエ及び二次フラップ２の相応の配属で 得られ、熱ガス質量・流通面（後燃焼）は所属の図２ａ（Ａ８）に示すように極 端に大きい。この場合、Ｍ−は＝０で、πは＝４，４で、かつＣＦＧＩは＝０． ９７　で仮定されている。冒頭に述べたように、この段階ではフラップ４０の相 応の開きによって境界層空気の膨張ランプ１１に沿った吹き込み（矢印Ｕ）に基 づき推進ジェット流ＳＴの外側の制限が行われ、下側のジェット流境界は自由で ある。Ａ９は図２ａではこの運転例で第９図のノズル位置と一致する比較的大き なノズル出口面を表している図２ｂを含む第１０図は、図２ａを含む第９図の運 転例のための選択的なノズル位置を示している。この場合第１０図及び図２ｂに 示しであるように比較的小さなノズル圧力比πにおいて境界層空気の前述の吹き 込みＵが、特に図２ｂで明らかなように本発明に基づき当該のフラップ輪郭傾斜 をノズル頬部範囲（Ａ８−図２ｂ）からノズルケーシングの所属の輪郭形成の方 法で互いに著しく適合可能である場合に省略される。

さらに図２ｂに示しであるように、図２８に対して場所的にずらされたノズル出 口面Ａ９は膨張ランプ１１に沿った場所的に外側の固定的なジェット流境界に関 連しており、推進ジェット流ＳＴの下側のジェット流境界は自由である。第１０ 図及び図２ｂの運転例にとってはＭ＝０、π＝４．４　、及びＣＦＧＩ＝０．９ ８の値が基礎になっている。

第１１図は図３と関連してほぼ１５ｋｍの高さでの飛行運転を表す位置を示して いる。この場合、上側の一次フラップ１及び二次フラップ２の輪郭経過は第９図 若しくは場合によっては第１０図の輪郭経過に相応しており、第１１図及び図３ の運転段階にとって例えばもっばら下側の一次フラップ１′及び二次フラップ２ ′がノズル軸線に対して平行な押し込み（二次フラップ２′）を含む著しい収斂 （−次フラップ１′）の下に調節されねばならない。ＳＴはこの運転段階に相応 して著しく広げられたジェット流を表しており、このジェット流は航空機の膨張 ランプ１１（尾部側）に沿った固定的なジェット流境界を有していて、すなわち 航空機の尾部面が推進に最適に完全に覆われている。Ａ８はこの運転段階で重要 なノズル頚部横断面位置（Ａ８ここでは＜Ａ８第１０図及び図２ｂで、若しくは ＜Ａ８第９図及び図２ａで）を表している。第１１図及び図３の運転段階ではほ かに飛行マツハ数Ｍ−＝３、ノズル圧力比π＝３０、及びＣＦＧＩ＝０．９４が 想定されている。

第１２図は第７図の位置での、すなわち高い飛行高さくほぼ３０ｋｍ）の運転の ための推進ノズルを示しており、このために下側の一次フラップ１′及び二次フ ラップ２′の位置を維持した状態でノズル軸線に向けての上側の一次フラップ１ 及び二次フラップ２の相応の調節及び移動によって、湾曲させられた区分５゜５ ′間に最小のノズル頚部横断面（Ａ８−図４）が形成され、膨張角度が同時に相 応に適合されている。図４のジェット流経過ＳＴは、図３のジェット流と原則的 に著しく類似していて、図３ですでに述べた推進に最適な特性を有しており、こ のことは特に空気力学的に良好でかつ推進に最適な場所的に固定的なジェット流 境界及び膨張ランプ１１に沿った充填に関する。図４の運転段階にとっては飛行 マツノ１数Ｍ−＝６．８　、ノズル圧力比π＝７００、及びＣＦＧＩ＝０．９５ 　が基礎になっている。

本発明に基づく推進ノズルにおいては一次フラ・ツブ１．１′若しくは二次フラ ップ２．２′が面５，５′を除いて直線的な経過を有しているが、ノズルフラッ プ間は本発明に基づきそれぞれ長手方向に少なくとも軽く湾曲させられた経過を 有していてよい。

本発明は空気吸い込み式のコンビネーションされたターボ・ラムジェット推進機 構においてのみではなく、コンビネーションされたターボ・ロケット推進機構に も有利に用いられる。

さらに、本発明はそれぞれ推進ノズルを備えた複数の推進機構の空間的にコンパ クトな並列配置を可能にし、それというのは特にフラップのための側方へ空間的 に張り出すような調節機構は必要でないからである。この場合、本発明に基づき それぞれ、１つの推進ノズル及びこれに続く別の推進ノズルの横方向で隣接する ノズルフラップ間に配置された垂直な唯一のケージング壁が必要とされるだけで ある。

ロ虫 国際調査報告 ｍ、１〜−一、ａａａ−ＰＣＴ／ＤＥ　９０１０００２０

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．亜音速、超音速、並び的極音速範囲で使用可能な航空機のための可変のノズ ル輪郭経過を有する推進ノズルにおいて、可変のノズル輪郭経過がそれぞれ相対 して配置された一次フラップ（１，１′）と二次フラップ（２，２′）との間に 形成され、一次フラップ及び二次フラップがノズルケーシング（３）の壁面にシ ール状態で運動可能に案内されており、ノズルケーシング（３）に一次フラップ （１，１′）がそれぞれ上流側で、二次フラップ（２，２′）がそれぞれ下流側 で旋回可能に枢着されており、二次フラップ（２，２′）がそれぞれ、一次フラ ップ（１，１′）のノズル流と逆の側の旋回点（４，４′）に旋回可能に枢着さ れていて、かつ湾曲せしめられた区分（５，５′）で以て空気力学的に常に一次 フラップ（１，１′）に接続していることを特徴とする推進ノズル。 ２．旋回点（４，４′）がそれぞれ、一次フラップ（１，１′）の後方の端部を トグルレバー状に曲げられた内側部分（６，６′）に配置されており、内側部分 （６，６′）が当該旋回点（４，４′）に対して同心的に切り欠かれている請求 項１記載の推進ノズル。 ３．二次フラップ（２，２′）がそれぞれ、湾曲せしめられたノズル面狭窄部を 形成する面区分（５，５′）の上流側の端部から突出する壁区分（７，７′）若 しくはリンクプレートによって一次フラップ（１，１′）にこの一次フラップと 一緒に旋回可能に懸架されている請求項１又は２記載の推進ノズル。 ４．上側及び下側の一次フラップ（１，１′）並びに二次フラップ（２，２′） がそれぞれ固有の調節機構（８，８′）によって互いに無関係に旋回可能である 請求項１から３のいずれか１項記載の推進ノズル。 ５．各調節機構（８，８′）が当該一次フラップ（１，１′）若しくは二次フラ ップに係合している請求項４記載の推進ノズル。 ６．当該調節機構（８，８′）がノズルケーシング（３）の上側若しくは下側の 区分と当該上側及び又は下側の一次フラップ（１，１′）及び二次フラップ（２ ，２′）との間に配置されている請求項１から５のいずれか１項記載の推進ノズ ル。７．当該調節機構（８，８′）が液力式若しくは空気力式に操作可能な調節 シリンダによって構成されており、調節シリンダが横方向にノズルケーシング（ ３）の上側若しくは下側の区分に配置されており、調節シリンダのピストンロッ ド若しくは行程引張棒（９，９′）が端部側で旋回点（Ｐ，Ｐ′）を成して一次 フラップ（１，１′）若しくは二次フラップ（２，２′）に係合している請求項 ４から６のいずれか１項記載の推進ノズル。 ８．推進ノズルがコンビネーションされたターボ・ラムジェット推進機構の後燃 焼装置及び付加燃焼装置（ラムジェット駆動）を含む管成形体（１０）と航空機 側に組み込まれた外側の膨張ランプ（１１）との間に配置されている請求項１か ら７のいずれか１項記載の推進ノズル。 ９．ノズルケーシング（３）が上側の範囲で、入口側からノズル出口側へ膨張ラ ンプ（１１）に対する移行部に正確に適合させて傾斜して延びていて、かつ下側 の範囲で入口側からまずほぼ直線的に、次いで下側外側から上側内側へノズル出 口の方向に湾曲して延びている請求項１から８のいずれか１項記載の推進ノズル 。 １０．下側及び又は上側の二次フラップ（２′，２）が下流側の端部で以て角度 調節可能及び移動運動可能的ノズルケーシング（３）に配置されている請求項１ から９のいずれか１項記載の推進ノズル。 １１．ノズルケーシング（３）に配置された溝付きリンク状の案内路（１６）の 前に二次フラップ（２′）のローラ（１５）のために、シールプレート（１７） が外側の自由端部で以て、ケーシングに定置のシール被覆体（１８）に対して旋 回可能並びにシール被覆体内を移動運動可能に配置されている請求項１０記載の 推進ノズル。 １２．二次フラップ、特に上側の二次フラップ（２）が下流側の端部で以て、ノ ズルケーシング（３）に旋回可能に支承されていて固有の調節機構（１９）によ って操作可能な案内ケーシング（２０）に軸線方向移動可能及び角度調節可能に 懸架されている請求項１から１１のいずれか１項記載の推進ノズル。 １３．特に上側の二次フラップ（２）が保持手段（２１）に配置されたローラ（ ２２）で以て案内ケーシング（２０）の少なくとも１つの溝付きリンク状の案内 路（２３）内に角度調節可能並びに移動運動可能に係合していて、下流側の端部 に後方に開いた縦切欠き（２４）を有しており、この縦切欠き内に、案内路（２ ３）の下側で自由なフラップ端部を覆っていて案内ケーシング（２０）に軸（２ ５）を中心として旋回可能に配置された補助フラップ（２６）が案内（２７）で 以てローラ（２８）に沿って推進ノズルの特に外側の膨張角度の減少に際して次 第に深く進入するようになっている請求項１２記載の推進ノズル。 １４．特に上側の二次フラップ（２）が保持手段（２１）の上流側で二次フラッ プに旋回可能に取り付けられたシールプレート（２９）を有しており、シールプ レートが外側の端部で以て常に、案内ケーシング（２０）的配置されたプレート 状のシール被覆体（３０）に、局所的に組み込まれた強制案内の下で接している 請求項３記載の推進ノズル。 １５．ケーシング側で特に推進ノズルのケーシング（３）の上側の区分内に組み 込まれた調節機構（１９）が少なくとも１つの引張押し込み棒状の調節部材（３ １）で以て運動可能に案内ケーシング（２０）的係合している請求項１２から１ ４のいずれか１項記載の推進ノズル。 １６．調節機構（８，１９）が少なくとも部分的に、ノズルケーシング（３）か ら接近可能であってノズルケーシングの外側に取り外し可能に配置されたスリー ブ状の部材（３２，３３）内に支承されている請求項１から１５のいずれか１項 記載の推進ノズル。 １７．ノズルケーシング（３）の上方外側の端部と膨張ランプ（１１）との間に 、例えば駆動装置入口側で吸い込まれる境界層空気の供給のための吹き込み装置 （３９）が設けられている請求項１から１６のいずれか１項記載の推進ノズル。 １８．吹き込み装置が中央で若しくは外側の端部で旋回可能に配置されたフラッ プ（４０）から成っている請求項１７記載の推進ノズル。 １９．フラップ（４０）が特別な駆動機構を介して若しくは単数若しくは複数の 一次フラップ及び二次フラップの調節と同期させて調節可能である請求項１８記 載の推進ノズル。 ２０．膨張ランプ（１１）の長手方向に任意の数の吹き込み装置若しくは吹き込 み手段が任意に段階的な間隔で配置されている請求項１７から１９のいずれか１ 項記載の推進ノズル。 ２１．一次フラップ（１，１′）が不動に配置され若しくは調節されており、も っぱら二次フラップ（２，２′）が一緒に若しくは互いに無関係的旋回可能であ る請求項５又は１２記載の推進ノズル。 ２２．上側及び下側の一次フラップ（１，１′）並びに二次フラップ（２，２′ ）、若しくは例えば一次フラップ（１）及び二次フラップ（２）から成る上側の ユニットで以て一もっぱら１つの調節機構によって一例えば一次フラップ（１′ ）及び二次フラップ（２′）から成る定置に設定され若しくは配置された下側の ユニットの場合に、ノズル出口にノズル最小狭窄箇所を備え収斂して／収斂して 構成されたノズル輪郭経過がノズル頸部断面及び拡散比の小さい収斂／拡散され たノズルまで調節されるようになっている請求項１から２１のいずれか１項記載 の推進ノズル。 ２３．上側及び下働の一次フラップ（１，１′）並びに二次フラップ（２，２′ ）がノズルケーシング（３）の当該の区分と一緒に、ノズルの内側で熱ガス流に 対してシールされた圧力補償室（４１，４２，４３，４４）を形成しており、圧 力補償室内にノズル熱ガス流のスタティックな圧力に対する背圧が形成されてお り、ノズルケーシング（３）が一次フラップ及び二次フラップの負荷軽減されて 運動可能な場合の圧力ケーシングを形成している請求項１から２２のいずれか１ 項記載の推進ノズル。 ２４．熱ガスノズル流のそれぞれの一次フラップ（１，１′）及び二次フラップ （２，２′）に沿って減少する圧力に関連して適合させられ互いにシールされた 多室式圧力補償機構が設けられている請求項２３記載の推進ノズル。 ２５．第１の室（４２）が一次フラップ区分と、この一次フラップ区分に対して 旋回可能なシールプレート（４５）と、ケーシング側で固定されたスタティック な対向面（４６）との間に形成されており、第２の室（４３）が前記対向面並び に一次フラップ（１′）の区分と、一方でノズルケーシング（３）並び的他方で 一次フラップ側及びケーシング側で旋回可能に固定されたトグルレバー旋回・シ ール（４７）との間に形成されており、かつ第３の室（４４）が前記トグルレバ ー旋回・シール（４７）と、二次フラップ（２′）及びノズルケーシング（３） の区分と、二次フラップ端部のシールフラップ（１７）との間に形成されている 請求項２４記載の推進ノズル。