JPH06159136A - ジェットエンジン - Google Patents

ジェットエンジン

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JPH06159136A
JPH06159136A JP5170339A JP17033993A JPH06159136A JP H06159136 A JPH06159136 A JP H06159136A JP 5170339 A JP5170339 A JP 5170339A JP 17033993 A JP17033993 A JP 17033993A JP H06159136 A JPH06159136 A JP H06159136A
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propulsion
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air
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    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
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    • 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
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 約マッハ７までの飛行速度でかつ４から約５
００までのノズル圧力比で作動する極超音速複合エンジ
ンにおいて、簡単な構造および大きな推進作用でもっ
て、推進ノズルによって画成された高温ガス流路横断面
形状を大きく変えることができるようにする。 【構成】 推進ノズルは高温ガス流路５６の出口側の拡
大部の方へ軸方向に移動可能な拡散した推進ノズル延長
部４８を備えている。この延長部は吐出位置でエンジン
固定のノズル外壁４２の拡散した出口端部に接続し、引
っ込み状態でこのノズル外壁と共に、固定のノズル壁端
部を環状に取り囲む空気出口通路を形成している。遅い
飛行速度範囲において、この空気出口通路を経て、固定
されたノズル端部の外周全部にわたって均一な二次空気
吹き込みが行われる。更に、推進ノズルの内部に、キノ
コ状に形成された軸方向に移動調節可能な中央本体４４
が設けられている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、少なくとも一つの燃焼
室と、この燃焼室の後に接続配置された推進ノズルとを
具備し、この推進ノズルがノズル出口端部の方へ拡がっ
ているエンジン固定のノズル外壁と、横断面を変えるこ
とができる高温ガス流路を画成するための、軸方向に移
動可能な推進ノズル調節部材またはキノコ状の中央本体
とを備えている空気吸込み式ジェットエンジン、特に極
超音速複合エンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】米国特許第４５２７３８８号明細書によ
り、拡散した推進ノズルと、ノズルのど部横断面積を変
更するためにノズル内部で軸方向に移動調節可能である
キノコ状の中央本体とを備えたバイパスエンジンが知ら
れている。このエンジンの場合、ベースエンジンの周り
を案内される外側の低温空気流が、空気出口通路によっ
て、推進ノズルを通過する高温ガス流に混合される。こ
の空気出口通路はノズル出口端部に設けられ、そして推
進ノズルを収斂して取り囲む外側の画成壁を備えてい
る。画成壁は中央本体とは無関係に、有効空気通路横断
面積、ひいては低温空気流／高温空気流比を調節するた
めに、軸方向に移動調節可能である。出口端部で収斂
し、二つの流れのいろいろな流量比に合わせるために調
節可能である、飛行高さおよび飛行速度を制限した使用
範囲のための推進ノズルを備えたこのようなバイパスエ
ンジンは本発明の対象ではない。
【０００３】更に、ドイツ連邦共和国特許出願公開第４
０１０４７１号明細書とドイツ連邦共和国特許出願公開
第４０１２２１２号明細書により、極超音速複合エンジ
ンが知られている。この複合エンジンは約マッハ３まで
の低い飛行速度の場合にはタービンジェットエンジンと
して作動し、マッハ３と約マッハ７の間の上側の速度範
囲ではラムジェットエンジンとして作動し、従って次の
ような推進ノズルを必要とする。すなわち、最小横断面
積についても、更に拡大比についても、非常に大きな変
化幅を提供し、そのために、ノズルのど部横断面積の変
更のために拡散するノズル外壁の入口横断面と出口横断
面の間で軸方向に移動調節可能であるキノコ状の中央本
体に加えて、ノズル出口端部に揺動可能な後部フラップ
を備えている推進ノズルを必要とする。上側の後部フラ
ップは、ラムジェット運転中外側へ完全に揺動した位置
で、エンジンに付設された飛行体の膨張ランプに接触
し、タービンジェット運転では、後部フラップが高温ガ
ス流路を狭める位置に揺動したときに、空気通路を開放
する。この空気通路を経て、境界層空気がエンジン入口
から、上側の後部フラップの下流の膨張ランプの範囲の
高温ガス噴流に吹き込まれる。このようなエンジンの場
合、一方では揺動可能な推進ノズルフラップのために機
械的構造コスト、特にシールコストがかかるという問題
があり、他方では臨界飛行状態で著しい推進損失が生じ
るという問題がある。従って、音速を超える運転では、
エンジン下面に非常に邪魔になる負圧範囲が生じ、後部
抵抗が増大する。この後部抵抗の原因は、周囲流れの剥
離に基づいてノズルフラップの揺動状態で推進ノズル外
壁の拡散端部に形成された死水領域にある。更に、スタ
ート相およびまたはターボジェット運転からラムジェッ
ト運転への切換え相において、大きな推進損失を生じ
る。なぜなら、高温ガス流路の達成可能な横断面積変化
が、急激に変化する高温ガス流れに最適に適合させるた
めに不十分であるからである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、推進
ノズルを画成する高温ガス流路の形状が、特に極超音速
複合エンジンの場合に発生するような非常に異なる運転
状態に適合し、しかも簡単な構造と高い推進効率を生じ
る、冒頭に述べた種類のジェットエンジンを形成するこ
とである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】この課題は本発明に従
い、推進ノズル調節部材の引っ込み状態で形成された、
ノズル外壁を環状に取り囲む空気出口通路を経て二次空
気を吹き込むための、推進ノズル調節部材の軸方向位置
に依存して選択的に接続可能な二次空気吹き込み部が、
エンジン固定のノズル外壁の出口端部に設けられ、調節
部材が引っ込み状態で空気出口通路の外周側を画成する
環状壁として、かつ吐出状態でほぼ同じように拡がって
ノズル外壁の出口端部に接続する推進ノズル延長部とし
て形成されていることによって、あるいは推進ノズルが
高温ガス流路を出口側で拡大するために軸方向に移動可
能である推進ノズル延長部を備え、この推進ノズル延長
部が吐出位置でほぼ同じように拡がってエンジン固定の
ノズル外壁の出口端部に接続し、ノズル延長部の吐出位
置で中央本体の最大横断面積部がノズル延長部の範囲ま
で軸方向に移動調節可能であることによって解決され
る。
【０００６】本発明では、出口面積およびノズルのど部
の面積に関して大きく変化する、ノズル輪郭によって画
成された高温ガス流路の横断面形状が、軸方向に移動可
能な拡散するつり鐘状の推進ノズル延長部によって、一
方では中央本体移動調節可能性と関連して、簡単な構造
でしかも漏れを生じないように得られる。それによっ
て、例えばターボジェット駆動からラムジェット駆動へ
の切換え時に、推進ノズルは高い推進効率で非常に異な
るノズル圧縮比に調節可能である。他方では、高温ガス
ジェット画成部から後退した推進ノズル延長部の位置に
接続された環状の二次空気吹き込み部に関連して、固定
されたノズル外壁の出口端部において、特に音速を超え
る範囲で顕著である死水作用が弱まり、それによって後
部抵抗と、エンジン下面の推進を弱める負圧領域が非常
に低減され、しかも構造が非常に簡単になり、軸方向に
移動可能なノズル延長部分は吐出位置においてノズル外
壁の拡大を行うだけでなく、引っ込み状態で空気通路を
外側から囲み、二次空気の吹き込みを制御する。
【０００７】推進作用の一層の改善のために、請求項２
による本発明の他の有利な構成では、空気の吹き込みに
よってできるだけ大きな付加的推進力を得るために、ノ
ズル延長部材が引っ込み状態で空気通路出口横断面積を
調節するために軸方向に移動調節可能である。更に、均
一な二次空気分配および所望のシールを得る目的で、請
求項３では、空気出口通路へ二次空気を供給するため
に、ノズル外壁を取り囲む、周方向において閉じたエン
ジン固定の分配リングが設けられ、この分配リングはノ
ズル出口端部の方へ開放した環状隙間を有し、この環状
隙間は調節可能なノズル延長部材の引っ込み状態でこの
ノズル延長部材によって密封状態で取り囲まれている。
この場合、分配リングとノズル延長部材の間のシール
は、空気通路横断面の良好な調節の観点から、請求項４
に従い、制限された軸方向ストロークの範囲内で調節部
材の引っ込み状態で作用するスライドシールによって達
成される。分配リングは請求項５に従って、最小ノズル
壁外径の範囲に設けられると、組み込みが有利である。
【０００８】ノズル延長部材の吐出位置において不要な
二次空気吹き込み部を遮断するために、請求項６では、
好ましくは空気出口通路または分配リングの上流に遮断
機構が設けられている。
【０００９】吐出可能な推進ノズル部分による高温ガス
通路延長部なしに、飛行状態でエンジン入口で境界層を
吸い出して作動するエンジンの場合、特に極超音速エン
ジンのターボジェット運転の場合に、請求項７に従い、
境界層空気がノズル外壁の拡散した端部で二次空気吹き
込みのために使用されると非常に有利である。
【００１０】達成可能なノズルのど部横断面積の変化幅
を一層大きくするために、請求項９に従い、拡散したノ
ズル延長部の吐出位置で、中央本体の最大横断面がエン
ジン固定のノズル外壁の最小横断面とノズル延長部の出
口平面との間に調節可能に設けられていると有利であ
る。
【００１１】推進噴流の制御される他の膨張は、請求項
１０に従って、吐出した推進ノズル延長部の下流側で、
推進噴流の片側を制限する飛行体固定の膨張ランプ（膨
張傾斜路）によって達成される。
【００１２】
【実施例】図に基づいて、本発明の実施例を詳しく説明
する。図１に示した極超音速複合エンジンは、詳しく示
していない極超音速機２の下側に固定されている。この
複合エンジンは実質的に、空気入口４、内側にあるター
ボジェットエンジン６、ラムジェットエンジン１４およ
び推進ノズル１６からなっている。このラムジェットエ
ンジンはラム空気通路８と、噴射装置１２を備えた燃焼
室１０からなっている。
【００１３】ターボジェットエンジン６は、低圧圧縮機
１８と高圧圧縮機２４を有する、切換え機構２０によっ
て閉鎖可能なターボ入口通路２２と、燃焼室２６と、タ
ービン２８と、環状スライド弁３０によって閉鎖可能な
ターボ出口通路３２とを含んでいる。
【００１４】スタートから約マッハ３の切換えマッハ数
まで約４〜４０のノズル圧力比で行われるターボジェッ
ト運転では、入口４を経て流入する空気は開放した切換
え機構２０を経てターボ入口通路２２に達する。このタ
ーボ入口通路において、空気は圧縮機１８，２４によっ
て圧縮され、続いて燃焼室２６において液状の貯蔵水素
と共に燃焼する。タービン２８内で部分膨張して仕事を
行った後、高温ガス流は同様に開放した環状スライド弁
３０を経てラム空気通路８に導かれ、そして噴射装置１
２と燃焼室１０を通過した後ノズル１６で膨張して推進
力を発生する。燃焼室１０は約マッハ0.9 以下のターボ
ジェット運転では推進薬としての水素によるアフターバ
ーナーとして運転される。ターボジェット運転において
空気入口４の上流側の胴体境界層を吸い出すために、図
１に閉鎖状態を示した閉鎖フラップ３４が設けられてい
る。この閉鎖フラップには境界層通路３６が接続してい
る。この境界層通路は飛行機の下面と極超音速エンジン
との間をエンジン後部の方へ延びている。
【００１５】切換えマッハ数からマッハ６以上の極超音
速飛行速度まで約３５〜５００のノズル圧力比で行われ
るラムジェット運転では、切換え機構２０と環状スライ
ド弁３０と閉鎖フラップが閉鎖されるので、ターボジェ
ットエンジン６と境界層通路３６は働かなくなる。そし
て、空気流全部が入口側で調節可能なランプ装置３８に
よって押し込み圧縮され、ラム空気通路８を経て燃焼室
１０に流れる。この燃焼室において、空気は噴射装置１
２を経て供給された水素と共に燃焼し、続いて推進ノズ
ル１６によって画成された高温ガス流路内で膨張して推
進力を発生する。
【００１６】次に、図２〜４に基づいて、推進ノズル１
６の形成と、いろいろな飛行状況における、推進ノズル
によって画成された高温ガス流路の異なる横断面形状を
詳しく説明する。推進ノズル１６は主構成部品として、
円筒状燃焼室壁４０に接続し、エンジンに固定され、収
斂−拡散している回転対称のノズル外壁４２と、エンジ
ンに固定された中央の支持体４６に軸方向に調節可能に
設けられているキノコ状の中央本体４４と、軸方向に移
動可能で拡散している同様に回転対称の推進ノズル延長
部分４８と、収斂する壁部分の範囲においてノズル外壁
４２を取り囲んでいる低温空気分配リング５０を備えて
いる。この分配リングは境界層通路３６の後端に接続さ
れた空気入口５２を備えている。
【００１７】後燃焼なしのターボジェット運転、すなわ
ち約マッハ0.9 までの飛行速度の場合、中央本体４４の
最大直径（横断面積）Ｄはノズル外壁４２の最も狭い個
所と出口端部５４の間にあり、このノズル外壁と共に収
縮−拡散する高温ガス流路５６を画成しているこの高温
ガス通路は円環のノズルのど部直径（横断面積）ｈ1を
有する。一方、この飛行状態で高温ガス流路５６の拡大
のために不要であるノズル延長部分４８は、引込み位置
へ引っ込められ、この位置で分配リング５０に接続する
空気出口通路５８の外側の環状壁を形成する。空気出口
通路はノズル外壁４２の拡散端部を環状に取り囲んでい
る。この場合、延長部分４８はこの位置でスライドシー
ル６０を介して、ノズル出口端部の方へ開放する分配リ
ング５０の環状隙間６２と協働する。これにより、この
状態で入口側で分離された境界層は、ノズル外壁４２と
延長部分４８の間に形成された空気出口通路５８を経
て、出口端部５４の外周全体にわたって吹き込まれる。
従って、付加的な推進作用が達成されるだけでなく、特
に死水領域６４が効果的に減少する。この死水領域はさ
もなくば、この飛行状態で、図に破線で示した、ノズル
外壁４２の上流の推進噴流と一点鎖線で示した周囲空気
流れとの間に形成される。
【００１８】図３は切換えマッハ数近くでターボジェッ
ト運転中の推進ノズル１６を示している。中央本体４４
はその最大直径Ｄ部分が固定されたノズル外壁４２の出
口まで支持体４６上を動かされる。それによって、ノズ
ルのど部横断面積がｈ2 まで大きくなる。ノズル延長部
分４８は引っ込み状態にあるが、その際スライドシール
作用によりシール損失なしに環状隙間６２と相対的に制
限された範囲で軸方向に移動可能であり、それによって
空気出口通路５８の有効流れ横断面積の調節を可能にす
る。図３に従って、この有効流れ横断面積を経て、勿論
非常に小さくなった流れ横断面積を経て、境界層空気が
死水領域６４に吹き出される。
【００１９】図４の上側の半分は、ラム空気駆動に切換
えた直後の推進ノズル１６を示している。ノズル延長部
分４８はスライドシール６０と協働する引っ込み状態か
ら吐出位置へ後方へ摺動する。この吐出位置において、
ノズル延長部分はノズル外壁４２の出口端部５４に接続
し拡散している。それによって、ノズル外側輪郭の拡大
比は、ノズル外壁４２の最小横断面積に対する延長部分
４８の出口平面Ａに相当する値まで大きくなる。この飛
行状態で、推進噴流が周囲流れまで達するので、高温ガ
ス流路の出口端部での死水領域の妨害作用が発生しなく
なり、空気出口通路５８が二次空気吹き込みのためにも
はや不要となる。同様に、境界層分離が不要であり、従
って閉鎖フラップ３４は図１に示す閉鎖位置へ揺動させ
られる。中央本体４４は後端位置にある。この後端位置
では、その最大横断面積Ｄが拡散した延長部分４８の出
口平面Ａ内にあり、従って高温ガス流路５６のノズルの
ど部横断面積ｈ3 がその最大値に達する。
【００２０】飛行速度をほぼマッハ７まで更に高める
と、中央本体４４はノズルのど部横断面を連続的に縮小
しながら（およびノズル延長部分４８の拡散端部におけ
る高温ガス出口面積を拡大しながら）前方へ移動させら
れる。この移動は、中央本体の最大横断面積Ｄが最小の
ノズル壁外径の平面Ｅ内に位置し、それによって推進ノ
ズルによって画成された高温ガス流路５６がその最小ノ
ズルのど部横断面積ｈ4に達し最大の膨張比が達成され
るまで行われる（図４の下側半分と図１参照）。突出す
る推進ノズル延長部４８の下流における制御された推進
噴流膨張に関連して、この推進ノズル延長部に接続する
膨張ランプ６６は推進噴流の片側を制限するために飛行
体２の後端部に配置されている。
【００２１】
【発明の効果】以上説明したように、本発明によるジェ
ットエンジンは、推進ノズルを画成する高温ガス流路の
形状が、特に極超音速複合エンジンの場合に発生するよ
うな非常に異なる運転状態に適合することができ、しか
も簡単な構造と高い推進効率が達成されるという利点が
ある。
【図面の簡単な説明】
【図１】推進ノズル延長部が突出し、中央本体が最小の
ノズルのど部横断面の位置にある、極超音速運転中の極
超音速複合エンジンの縦断面図である。
【図２】亜音速ターボジェット運転時の推進ノズルの拡
大図である。
【図３】超音速ターボジェット運転時に推進ノズル上側
半部の、図２と同様な図である。
【図４】図の上側半分は切換えマッハ数近くの推進ノズ
ルのラム空気運転状態を示し、図の下側半分は極超音速
飛行中の推進ノズルのラム空気運転状態を示している。
【符号の説明】
２ 飛行体 １０ 燃焼室 １６ 推進ノズル ３４ 遮断機構 ４２ ノズル外壁 ４４ 中央本体 ４８ 推進ノズル調節部材 ５０ 分配リング ５４ ノズル外壁の出口端部 ５８ 空気出口通路 ６０ スライドシール ６２ 環状隙間 ６６ 膨張ランプ

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 少なくとも一つの燃焼室と、この燃焼室
    の後に接続配置された推進ノズルとを具備し、この推進
    ノズルがノズル出口端部の方へ拡がっているエンジン固
    定のノズル外壁と、横断面を変えることができる高温ガ
    ス流路を画成するための、軸方向に移動可能な推進ノズ
    ル調節部材とを備えている空気吸込み式ジェットエンジ
    ン、特に極超音速複合エンジンにおいて、推進ノズル調
    節部材（４８）の引っ込み状態で形成された、ノズル外
    壁を環状に取り囲む空気出口通路（５８）を経て二次空
    気を吹き込むための、推進ノズル調節部材の軸方向位置
    に依存して選択的に接続可能な二次空気吹き込み部が、
    エンジン固定のノズル外壁（４２）の出口端部（５４）
    に設けられ、調節部材が引っ込み状態で空気出口通路の
    外周側を画成する環状壁として、かつ吐出状態でほぼ同
    じように拡がってノズル外壁の出口端部に接続する推進
    ノズル延長部として形成されていることを特徴とするジ
    ェットエンジン。
  2. 【請求項２】 調節部材（４８）が引っ込み状態で空気
    出口通路（５８）の有効流れ横断面積を変えるために制
    限された範囲内で軸方向に移動調節可能であることを特
    徴とする請求項１のジェットエンジン。
  3. 【請求項３】 空気出口通路（５８）へ二次空気を供給
    するために、ノズル外壁（４２）を取り囲む、エンジン
    固定の分配リング（５０）が設けられ、この分配リング
    がノズル出口端部の方へ開放した環状隙間（６２）を有
    し、この環状隙間が推進ノズル調節部材（４８）の引っ
    込み状態でこの調節部材によって密封状態で取り囲まれ
    ていることを特徴とする請求項１または２のジェットエ
    ンジン。
  4. 【請求項４】 軸方向調節範囲内で調節部材の引っ込み
    状態で作用するスライドシール（６０）が、分配リング
    （５０）と推進ノズル調節部材（４８）の間に設けられ
    ていることを特徴とする請求項２または３のジェットエ
    ンジン。
  5. 【請求項５】 分配リング（５０）が最小ノズル壁外径
    （Ｅ）の範囲に設けられていることを特徴とする請求項
    ３または４のジェットエンジン。
  6. 【請求項６】 推進ノズル調節部材（４８）の吐出位置
    で二次空気流を遮断するための遮断機構（３４）が、空
    気出口通路（５８）の上流に設けられていることを特徴
    とする請求項１から５までのいずれか一つのジェットエ
    ンジン。
  7. 【請求項７】 推進ノズル調節部材（４８）の引っ込み
    状態でエンジン入口で分離された境界層空気が二次空気
    吹き込みのために使用されることを特徴とする請求項１
    から６までのいずれか一つのジェットエンジン。
  8. 【請求項８】 少なくとも一つの燃焼室と、この燃焼室
    の後に接続配置された推進ノズルとを具備し、この推進
    ノズルがノズル出口端部の方へ拡がっているエンジン固
    定のノズル外壁と、横断面を変えることができる高温ガ
    ス流路を画成するための、キノコ状に形成された軸方向
    に移動可能な中央本体とを備えているジェットエンジ
    ン、特に空気吸込み式ジェットエンジンにおいて、推進
    ノズル（１６）が高温ガス流路（５６）を出口側で拡大
    するために軸方向に移動可能である推進ノズル延長部
    （４８）を備え、この推進ノズル延長部が吐出位置でほ
    ぼ同じように拡がってエンジン固定のノズル外壁（４
    ２）の出口端部（５４）に接続し、ノズル延長部の吐出
    位置で中央本体（４４）の最大横断面積部（Ｄ）がノズ
    ル延長部の範囲まで軸方向に移動調節可能であることを
    特徴とするジェットエンジン。
  9. 【請求項９】 中央本体（４４）の最大横断面積部
    （Ｄ）が吐出するノズル延長部（４８）の出口端部
    （Ａ）まで移動調節可能であることを特徴とする請求項
    ８のジェットエンジン。
  10. 【請求項１０】 拡散した推進ノズル延長部（４８）の
    吐出位置でこの推進ノズル延長部に接続する膨張ランプ
    （６６）が、推進噴流の片側を制限するために、推進ノ
    ズル（１６）の下流側で、エンジンに付設された飛行体
    （２）に設けられていることを特徴とする請求項１から
    ９までのいずれか一つのジェットエンジン。
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