JPH0658202A - ラムジェット及びターボジェットの複合ジェットエンジン - Google Patents
ラムジェット及びターボジェットの複合ジェットエンジンInfo
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- JPH0658202A JPH0658202A JP5153816A JP15381693A JPH0658202A JP H0658202 A JPH0658202 A JP H0658202A JP 5153816 A JP5153816 A JP 5153816A JP 15381693 A JP15381693 A JP 15381693A JP H0658202 A JPH0658202 A JP H0658202A
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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
- 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
-
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- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ターボジェットの流れの揚力を改良する。
【構成】 本発明の複合ジェットエンジンは、ターボジ
ェット流路（３）、ラムジェットチャネル（４、
４’）、及び排気チャネル（２、２’）とを含む。回転
するリング（６）は、幾つかのチャネルを順番に閉鎖す
ることにより、スラストロスなしで、ターボジェット方
式からラムジェットへの良好な移行を確実にするために
提供される。飛行機のジェットエンジンに適用される。
ェット流路（３）、ラムジェットチャネル（４、
４’）、及び排気チャネル（２、２’）とを含む。回転
するリング（６）は、幾つかのチャネルを順番に閉鎖す
ることにより、スラストロスなしで、ターボジェット方
式からラムジェットへの良好な移行を確実にするために
提供される。飛行機のジェットエンジンに適用される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ラムジェットエンジン
及びターボジェットエンジンを有する複合エンジンに関
しており、更に特定的には、二つの運転モードの間を都
合よく移行する手段に関する。
及びターボジェットエンジンを有する複合エンジンに関
しており、更に特定的には、二つの運転モードの間を都
合よく移行する手段に関する。
【０００２】ターボジェット推進は、音速の約４倍（マ
ッハ４）までの超音速飛行する航空機に現在使用されて
いるが、ラムジェットは、更に速いスピード（マッハ７
又はマッハ８）を得るために使用される。
ッハ４）までの超音速飛行する航空機に現在使用されて
いるが、ラムジェットは、更に速いスピード（マッハ７
又はマッハ８）を得るために使用される。
【０００３】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】ラムジ
ェットの使用中は、空気は温度が非常に高いため、ター
ボジェットのタービンを通過することができず、従っ
て、ラムジェットチャネルを通過しながら、タービンが
設けられた流路を迂回しなければならない。
ェットの使用中は、空気は温度が非常に高いため、ター
ボジェットのタービンを通過することができず、従っ
て、ラムジェットチャネルを通過しながら、タービンが
設けられた流路を迂回しなければならない。
【０００４】しばしば、タービン及びラムジェットバー
ナを迂回する排気チャネルが加えられ、該排気チャネル
は、空気を部分的に分離し、該空気は、流れの揚力とジ
ェットエンジンの効率を改善するためにジェットエンジ
ンの排気管においてのみ残りの空気と再び混合する。タ
ーボジェットモードに排他的に用いられる排気チャネル
は、一つの運転モードから他の運転モードへの移行過程
をより困難にし、所望の運転を開始するためにほとんど
同時に開閉する従来技術のフラップシステムは、完全に
は満足できるものではなく、切り替え時のジェットエン
ジンのスラストロスの原因にしばしばなる。
ナを迂回する排気チャネルが加えられ、該排気チャネル
は、空気を部分的に分離し、該空気は、流れの揚力とジ
ェットエンジンの効率を改善するためにジェットエンジ
ンの排気管においてのみ残りの空気と再び混合する。タ
ーボジェットモードに排他的に用いられる排気チャネル
は、一つの運転モードから他の運転モードへの移行過程
をより困難にし、所望の運転を開始するためにほとんど
同時に開閉する従来技術のフラップシステムは、完全に
は満足できるものではなく、切り替え時のジェットエン
ジンのスラストロスの原因にしばしばなる。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、ガスタービン
を含むターボジェット中央流路と、バーナを含む周辺ラ
ムジェットチャネルと、タービンの下流でガス循環流路
部分に流出することで終了する周辺排気チャネルとにそ
の長さの部分に亘って分割されたガス循環流路と、中央
流路を開閉するためのフラップとを有するジェットエン
ジンであって、リングが、中央流路を囲むと共に周辺排
気チャネル及び周辺ラムチャネル部分の前面に延長し、
モータ装置の作動により回転し得、スロットを備えてお
り、前記チャネルは、一定方向におけるリングの回転中
に、スロットが排気チャネルのみの前面、次にいかなる
チャネルの前面でもなく、次にラムジェットチャネルの
みの前面を連続的に通過するように配置されたジェット
エンジンに関する。
を含むターボジェット中央流路と、バーナを含む周辺ラ
ムジェットチャネルと、タービンの下流でガス循環流路
部分に流出することで終了する周辺排気チャネルとにそ
の長さの部分に亘って分割されたガス循環流路と、中央
流路を開閉するためのフラップとを有するジェットエン
ジンであって、リングが、中央流路を囲むと共に周辺排
気チャネル及び周辺ラムチャネル部分の前面に延長し、
モータ装置の作動により回転し得、スロットを備えてお
り、前記チャネルは、一定方向におけるリングの回転中
に、スロットが排気チャネルのみの前面、次にいかなる
チャネルの前面でもなく、次にラムジェットチャネルの
みの前面を連続的に通過するように配置されたジェット
エンジンに関する。
【０００６】
【実施例】添付の図を参照しながら、本発明の非制限的
実施例が記載される。
実施例が記載される。
【０００７】ジェットエンジンは、実質的に循環流路を
規定し、空気流の上流にある吸気ダクト１を含む。循環
流路は、ターボジェットモードのガスが導通されると共
にガスタービン５を含む中央流路３と、中央流路３の回
りに設けられた排気チャネル２、２と、ラムジェットチ
ャネル４、４’とを含む。これらのチャネルの数は四つ
である。本発明の主要な目的を構成するリング６の前面
で、各チャネルは、各々の場合、周囲が約４０度の角度
的延長を有しており、対で配置され、排気チャネル２、
２’は夫々のラムジェットチャネル４、４’に隣接して
いる。
規定し、空気流の上流にある吸気ダクト１を含む。循環
流路は、ターボジェットモードのガスが導通されると共
にガスタービン５を含む中央流路３と、中央流路３の回
りに設けられた排気チャネル２、２と、ラムジェットチ
ャネル４、４’とを含む。これらのチャネルの数は四つ
である。本発明の主要な目的を構成するリング６の前面
で、各チャネルは、各々の場合、周囲が約４０度の角度
的延長を有しており、対で配置され、排気チャネル２、
２’は夫々のラムジェットチャネル４、４’に隣接して
いる。
【０００８】ラムジェットチャネル４、４’は、バーナ
７が設けられているガスタービン５の下流の中央流路３
に出る。排気チャネル２、２’は、ターボジェット排気
管８で中央流路３と一緒になる。
７が設けられているガスタービン５の下流の中央流路３
に出る。排気チャネル２、２’は、ターボジェット排気
管８で中央流路３と一緒になる。
【０００９】リング６は、モータ装置１１により動かさ
れる小歯車１０に噛み合う歯付きリム９を含む。この実
施例においては、リング６は、ラムジェットチャネル
４、４’の半分の長さに、排気チャネル２、２’の１／
３の長さに実質的に延長する。リング６は、チャネルか
ら中央流路３を分離する円筒状隔壁１２上でローラ手段
により回転する。各チャネル部分は、リング６と擦れる
円形パッキングに囲まれており、チャネル間の空気漏れ
を防ぐ。これらの手段は、従来技術であり、図示されな
い。
れる小歯車１０に噛み合う歯付きリム９を含む。この実
施例においては、リング６は、ラムジェットチャネル
４、４’の半分の長さに、排気チャネル２、２’の１／
３の長さに実質的に延長する。リング６は、チャネルか
ら中央流路３を分離する円筒状隔壁１２上でローラ手段
により回転する。各チャネル部分は、リング６と擦れる
円形パッキングに囲まれており、チャネル間の空気漏れ
を防ぐ。これらの手段は、従来技術であり、図示されな
い。
【００１０】リング６は、リング６の幅に事実上亘り且
つ、約１／４ターンの周辺に延長する直径方向に正反対
の二つの穴１３、１３’を設ける。チャネルが、異なる
周辺位置で、又は異なる直径で、異なって位置付けられ
る場合は、他の配置が簡単に見つかるであろう。図１の
状態、すなわちターボジェット運転モードに対応する図
３では、空気流は、中央流路３と、穴１３、１３’の一
部がその前面で延長する排気チャネル２、２’を自由に
貫通する。しかし、チャネル４、４’はリング６の中実
部分により塞がれる。
つ、約１／４ターンの周辺に延長する直径方向に正反対
の二つの穴１３、１３’を設ける。チャネルが、異なる
周辺位置で、又は異なる直径で、異なって位置付けられ
る場合は、他の配置が簡単に見つかるであろう。図１の
状態、すなわちターボジェット運転モードに対応する図
３では、空気流は、中央流路３と、穴１３、１３’の一
部がその前面で延長する排気チャネル２、２’を自由に
貫通する。しかし、チャネル４、４’はリング６の中実
部分により塞がれる。
【００１１】切り替えは、一定方向のリング６の連続回
転からなり、まずリング６の中実部分により排気チャネ
ル２、２’の閉鎖移行（図４）と、次に穴１３、１３’
の一部分が夫々前面に来る、ラムジェットチャネル４、
４’の開放（図５）とを含む。ラムジェットチャネル
４、４’が開かれると、中央流路３が、タービン５の吸
気に置かれると共に、連続壁を形成するために、図示さ
れない枢軸上を回転する放射状フラップ１４の回転のた
めに即座に塞がれる。その様なフラップ１４及びそれら
の制御システムは、あらゆる運転条件で、その効率を最
適化するために、多数の圧縮機固定子上で使用される可
変取付角度静止翼のフラップと同一である。チャネル
４、４’が開かれるやいなや、リングが接触するスイッ
チ又はその他のサーボ制御手段により制御が行われる。
従って、二つの運転モードが共存するが、あまりにも短
い時間なのでターボジェット部品を傷つけない。排気チ
ャネル２、２’の予備的閉鎖は、適当な流量及び圧力を
ラムジェットチャネル４、４’に供給し、二つのモード
を通過する際に、ターボジェットが即座に受ける増大さ
れた圧力がターボジェットを傷つけることなく、あらゆ
るスラストロスを防ぐ。
転からなり、まずリング６の中実部分により排気チャネ
ル２、２’の閉鎖移行（図４）と、次に穴１３、１３’
の一部分が夫々前面に来る、ラムジェットチャネル４、
４’の開放（図５）とを含む。ラムジェットチャネル
４、４’が開かれると、中央流路３が、タービン５の吸
気に置かれると共に、連続壁を形成するために、図示さ
れない枢軸上を回転する放射状フラップ１４の回転のた
めに即座に塞がれる。その様なフラップ１４及びそれら
の制御システムは、あらゆる運転条件で、その効率を最
適化するために、多数の圧縮機固定子上で使用される可
変取付角度静止翼のフラップと同一である。チャネル
４、４’が開かれるやいなや、リングが接触するスイッ
チ又はその他のサーボ制御手段により制御が行われる。
従って、二つの運転モードが共存するが、あまりにも短
い時間なのでターボジェット部品を傷つけない。排気チ
ャネル２、２’の予備的閉鎖は、適当な流量及び圧力を
ラムジェットチャネル４、４’に供給し、二つのモード
を通過する際に、ターボジェットが即座に受ける増大さ
れた圧力がターボジェットを傷つけることなく、あらゆ
るスラストロスを防ぐ。
【図１】ターボジェットモードの複合ジェットエンジン
の状態を示す図である。
の状態を示す図である。
【図２】ラムジェットモードの複合ジェットエンジンの
状態を示す図である。
状態を示す図である。
【図３】実質的にリングの移動を示すことによって、移
行段階を表すジェットエンジンの断面図である。
行段階を表すジェットエンジンの断面図である。
【図４】実質的にリングの移動を示すことによって、移
行段階を表すジェットエンジンの断面図である。
行段階を表すジェットエンジンの断面図である。
【図５】実質的にリングの移動を示すことによって、移
行段階を表すジェットエンジンの断面図である。
行段階を表すジェットエンジンの断面図である。
２、２’ 排気チャネル ３ 中央流路 ５ ガスタービン ６ リング ７ バーナ １０ 小歯車 １１ モータ装置 １３ 穴 １４ フラップ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジヨルジユ・マゾー フランス国、91330・イエール、レ・リ ブ・ドウ・リエール−バテイマン・ベー・ ４ (72)発明者 パスカル・クロード・ウルニスキー フランス国、77176・サビニー・ル・タン プル、クロ・ドウ・ロルムトー・21
Claims (2)
- 【請求項１】 ガスタービンを含むターボジェット中央
流路と、バーナを含む周辺ラムジェットチャネルと、タ
ービンの下流でガス循環流路部分に流出することで終了
する周辺排気チャネルとにその長さの部分に亘って分割
されたガス循環流路と、中央流路を開閉するためのフラ
ップとを有するジェットエンジンであって、リングが、
中央流路を囲むと共に周辺排気チャネル及び周辺ラムチ
ャネル部分の前面に延長し、モータ装置の作動により回
転し得、スロットを備えており、前記チャネルは、一定
方向におけるリングの回転中に、スロットが排気チャネ
ルのみの前面、次にいかなるチャネルの前面でもなく、
次にラムジェットチャネルのみの前面を連続的に通過す
るように配置されたジェットエンジン。 - 【請求項２】 前記リングが、モータ装置により駆動さ
れる小歯車に噛み合う歯付きリムを有する請求項１に記
載のジェットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR929207713A FR2692939B1 (fr) | 1992-06-24 | 1992-06-24 | Réacteur combiné en statoréacteur et turboréacteur. |
| FR9207713 | 1992-06-24 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0658202A true JPH0658202A (ja) | 1994-03-01 |
| JP2624614B2 JP2624614B2 (ja) | 1997-06-25 |
Family
ID=9431111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5153816A Expired - Fee Related JP2624614B2 (ja) | 1992-06-24 | 1993-06-24 | ラムジェット及びターボジェットの複合ジェットエンジン |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5347807A (ja) |
| EP (1) | EP0576354B1 (ja) |
| JP (1) | JP2624614B2 (ja) |
| DE (1) | DE69301008T2 (ja) |
| FR (1) | FR2692939B1 (ja) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5784877A (en) * | 1996-11-08 | 1998-07-28 | Atlantic Research Corporation | Rocket-ramjet engine casing port closure |
| US5831155A (en) * | 1996-12-02 | 1998-11-03 | Atlantic Research Corporation | Apparatus and method for simulating rocket-to-ramjet transition in a propulsion system |
| US6793175B1 (en) * | 1999-08-25 | 2004-09-21 | The Boeing Company | Supersonic external-compression diffuser and method for designing same |
| US6457305B1 (en) | 2001-02-07 | 2002-10-01 | James R. Schierbaum | Turbo shaft engine with acoustical compression flow amplifying ramjet |
| US9032737B2 (en) | 2009-12-30 | 2015-05-19 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Combustor added to a gas turbine engine to increase thrust |
| US9109539B2 (en) | 2010-12-27 | 2015-08-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Turbine based combined cycle engine |
| US9856824B2 (en) * | 2013-03-07 | 2018-01-02 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Aircraft nozzle system |
| WO2015030858A2 (en) * | 2013-04-08 | 2015-03-05 | United Technologies Corporation | Geared annular airflow actuation system for variable cycle gas turbine engines |
| EP3017169B1 (en) * | 2013-07-05 | 2019-11-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine system for modulating flow of fan by-pass air and core engine air and corresponding method |
| US10352248B2 (en) * | 2014-10-01 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Synchronized air modulating system |
| US9803557B2 (en) * | 2015-01-20 | 2017-10-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine and blocker door assembly |
| DE102015001615B4 (de) | 2015-02-07 | 2019-02-14 | Ronny Ulrich Reese | Vorrichtung zur Erzeugung kinetischer Energie, Einrichtung zur Komprimierung und Verfahren zur Gewinnung elektrischer Energie |
| US10927708B2 (en) * | 2018-10-29 | 2021-02-23 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Isolated turbine engine cooling |
| US11261791B2 (en) | 2019-02-25 | 2022-03-01 | Rolls-Royce Corporation | Hybrid propulsion cooling system |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB871016A (en) * | 1957-06-12 | 1961-06-21 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine jet propulsion engines |
| DE1121414B (de) * | 1958-07-24 | 1962-01-04 | Ernst Heinkel Flugzeugbau G M | Vorrichtung zur Steuerung von Zusatzluft bei einem Strahltriebwerk |
| FR1306025A (fr) * | 1961-08-08 | 1962-10-13 | Snecma | Mélangeur à coefficient de blocage variable dans les réacteurs à double flux à flux mélangés |
| US3153904A (en) * | 1961-12-29 | 1964-10-27 | Stanley H Ellis | Turbo-ramjet configuration |
| US3938328A (en) * | 1971-11-08 | 1976-02-17 | The Boeing Company | Multicycle engine |
| DE3738703A1 (de) * | 1987-05-27 | 1988-12-08 | Mtu Muenchen Gmbh | Kombiniertes, umschaltbares strahltriebwerk zum antrieb von flugzeugen und raumfahrzeugen |
| DE3811614C1 (ja) * | 1988-04-07 | 1989-05-18 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
| US5105615A (en) * | 1989-02-03 | 1992-04-21 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Turbojet engine with at least one axially movable arranged sliding valve |
| DE3912330A1 (de) * | 1989-04-14 | 1990-10-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Integriertes turbo-staustrahltriebwerk |
| DE3935313C1 (ja) * | 1989-10-24 | 1991-06-06 | Mtu Muenchen Gmbh |
-
1992
- 1992-06-24 FR FR929207713A patent/FR2692939B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1993
- 1993-06-14 US US08/075,882 patent/US5347807A/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-06-23 EP EP93401610A patent/EP0576354B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1993-06-23 DE DE69301008T patent/DE69301008T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1993-06-24 JP JP5153816A patent/JP2624614B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2692939A1 (fr) | 1993-12-31 |
| FR2692939B1 (fr) | 1994-09-02 |
| US5347807A (en) | 1994-09-20 |
| DE69301008D1 (de) | 1996-01-25 |
| EP0576354A1 (fr) | 1993-12-29 |
| EP0576354B1 (fr) | 1995-12-13 |
| JP2624614B2 (ja) | 1997-06-25 |
| DE69301008T2 (de) | 1996-05-02 |
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