JPH07306120A - 可変マッハ数ノズル及び可変マッハ数ノズルを用いたラムジェットエンジンの試験装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 衝撃波をほとんど発生させることなく、ラム
ジェットエンジンの燃焼特性やエンジン推力等について
の試験を正確に行う。 【構成】 可変マッハ数ノズル２０において、そのハウ
ジング２４の内部に回動ブロック３０を収容し、この回
動ブロック３０と、ハウジング２４の天壁２６内面との
間に、スロート部３２をもつ気体流路を形成し、上記回
動ブロック３０を出口側のピン３４を中心に回動させて
スロート部面積を変化させることにより、マッハ数を調
節できるようにする。上記ハウジング天壁２６の内面は
一様な平面とする。このハウジング天壁２６を試験用飛
行体１０の前部底面に対向させた状態で、この試験用飛
行体１０に突設されたラムジェットエンジン１２のイン
レット１４に可変マッハ数ノズル２０の出口を向ける。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空宇宙用地上試験設
備等に用いられる可変マッハ数ノズル、及びこの可変マ
ッハ数ノズルを用いたラムジェットエンジンの試験装置
に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】従来、航空機等の飛行用エンジンとし
て、ラムジェットエンジンが知られている。このラムジ
ェットエンジンは、ターボジェットエンジンと違って圧
縮機を用いず、前方から吸い込んだ大気を減速させるだ
けで十分な高圧を発生させ、燃料を吹き込んで燃焼させ
るものであり、特にスクラムジェットエンジン（超音速
燃焼ラムエンジン）は、上記大気の流入速度が極めて高
い超音速機等に好適であるとされている。

【０００３】このようなラムジェットエンジンを備えた
飛行体は、まずロケットエンジンもしくはターボジェッ
トエンジンにより初期作動速度まで加速され、この初期
作動速度に至った時点から上記ラムジェットエンジンの
作動開始によりさらに加速されることになる。その後、
飛行高度及び速度が上昇して適当な値に達した時点でこ
れらの値が保たれる。そして、最終着陸地点に接近する
と、上記飛行高度及び速度が下げられ、これに伴ってラ
ムジェットエンジンが自動的に停止する。

【０００４】ところで、このようなラムジェットエンジ
ンの開発にあたっては、飛行高度及び飛行速度に対応す
るエンジンの燃焼性能及び推力の測定が重要となる。こ
の測定は、超音速気流を発生させてエンジン入口（空気
取り入れ口；インレット）に導入する、いわゆる地上試
験設備（超音速風洞）によって行うことが可能である。

【０００５】この超音速風洞では、エンジン作動開始か
ら停止までの高度及び速度を模擬的に実現する手段が必
須となるが、この手段として注目を集めているのが可変
マッハ数ノズルである。この可変マッハ数ノズルは、気
体の流れを亜音速から超音速に加速する超音速ノズル
（いわゆるラバルノズル）において、そのスロート部と
ノズル出口との面積比を変化させることによりスロート
部出口側のマッハ数を調節できるようにしたものであ
り、この可変マッハ数ノズルを用いることにより、所望
の飛行高度（すなわち所望の気圧）及び所望の飛行速度
（すなわち所望のマッハ数）に対応した気流を作り出す
ことが可能になる。

【０００６】この可変マッハ数ノズルを用いた試験設備
では、図４（ａ）（ｂ）に示すように、試験用飛行体
（模擬飛行体）１０の後部下面に突設されたラムジェッ
トエンジン１２のインレット（空気取り入れ口）１４に
上記可変マッハ数ノズルで発生させた超音速気流を導入
することにより行われるが、その方式としては、主とし
て図５（ａ）〜（ｃ）に示すような３種類のものが知ら
れている。

【０００７】同図（ａ）に示すフルフリージェット試験
では、試験用飛行体１０及びラムジェットエンジン１２
の全体が、ノズル１６内に形成された超音速気流Ａの中
に入れられる。これに対し、同図（ｂ）に示すセミフリ
ージェット試験では、ラムジェットエンジン１２のイン
レット１４にのみノズル１６からの気流が当てられ、同
図（ｃ）に示すダイレクトコネクト試験では、上記イン
レット１４に直接ノズル１６の出口を接続することによ
り、エンジン内に気流が導入される。

【０００８】ここで、上記フルフリージェット試験で
は、試験用飛行体１０全体を超音速気流の中に入れるた
め、空気供給設備、排気設備など、各種設備が大規模に
なり、膨大な建設費が必要になる。一方、ダイレクトコ
ネクト試験では、必要空気供給量は少なくて済むもの
の、上記ラムジェットエンジン１２がノズル１６に直結
されてこの部分でラムジェットエンジン１２及び試験用
飛行体１０が拘束されるので、試験中に発生するエンジ
ン推力を正確に測定することが極めて困難であり、ま
た、試験用飛行体１０の傾斜角度を変えることができな
いために、インレット１４に対する超音速気流の導入角
度がエンジンの燃焼状態にどのような影響を与えるのか
を把握できないといった不都合がある。このような背景
から、地上試験方式としては、図５（ｂ）のセミフリー
ジェット試験が主流となりつつある。

【０００９】一方、このような試験に用いられる可変マ
ッハ数ノズルとしては、従来、図６（ａ）〜（ｃ）に示
されるようなものが知られている。

【００１０】Ａ）フレキシブルプレート方式（図６
（ａ）） このノズルでは、耐圧容器７０の入口部分に一対のアジ
ャスタ７１が設けられ、各アジャスタ７１は、アーム７
５を介してピン７６を中心に回動可能に耐圧容器７０に
装着されており、上下にそれぞれ設けられたジャッキ７
３の作動で回動駆動されるようになっている。各アジャ
スタ７１は、可撓性を有する可撓壁７２を介して耐圧容
器７０の出口端に連結されており、アジャスタ７１同士
の間及び可撓壁７２同士の間に気体流路７４が形成され
ている。このノズルでは、上記ジャッキ７３の作動によ
り流路形状を変化させて出口マッハ数を調節することが
可能である。

【００１１】Ｂ）スライディング・ブロック方式（図６
（ｂ）） このノズルでは、耐圧容器８０内に固定ブロック８１と
スライドブロック８２とが設けられ、両ブロック８１，
８２の間に気体流路８４が形成されている。スライドブ
ロック８２はボールねじ機構及びモータをもつスライド
駆動手段８３で前後方向に駆動され、この駆動で両ブロ
ック８１，８２壁面の相対位置を変えることによりスロ
ート部と計測部の流路面積比を変えてマッハ数を調節す
ることが可能となっている。

【００１２】Ｃ）センタボディ方式（図６（ｃ）；特開
平４−１７５６２８号公報参照） このノズルでは、気体流路９０の形状は固定されている
が、そのスロート部９１の中央に流線型のセンタボディ
９２が挿脱されることにより、流路面積比が変化してマ
ッハ数が調節される。

【００１３】

【発明が解決しようとする課題】上記各可変マッハ数ノ
ズルには、次のような欠点がある。

【００１４】Ａ）のフレキシブルプレート方式では、上
下対称の位置にマッハ数調節用のジャッキ７３が配設さ
れるため、耐圧容器７０の上部及び下部はノズル出口Ａ
ｄからそれぞれ上下に大きく突出することになる。これ
に対し、ラムジェットエンジン１２は一般に試験用飛行
体１０の後部に突設されるため、前記セミフリージェッ
ト試験を行うべく上記ノズル出口Ａｄをラムジェットエ
ンジン１２のインレット１４に向けようとすると、図７
に示すように上記耐圧容器７０の上部を試験用飛行体１
０側に食い込ませなければならず、レイアウトが非常に
難しいという欠点がある。

【００１５】Ｂ）のスライディングブロック方式の場
合、スライドブロック８２をスライドさせるべく、この
スライドブロック８２の出口側端部と耐圧容器８０との
間に段差８５がどうしても生じるため、この段差８５で
の急激な流路変化に起因して衝撃波が発生し、ノズル出
口でのマッハ数分布（すなわち気流の精度）に悪影響を
及ぼすおそれがある。また、スロート部近傍での気流の
流れ方向が水平でないため、この流れ方向をノズル出口
部分で水平にするためにはノズル全長を非常に大きくし
なければならず、小型化及び軽量化の大きな妨げとな
る。

【００１６】Ｃ）のセンターボディ方式においても、急
激な流路変化に起因してセンターボディ９２の先端から
尾をひくような衝撃波が発生しやすく、上記と同様にノ
ズル出口でのマッハ数分布に悪影響を及ぼすおそれがあ
る。

【００１７】本発明は、このような事情に鑑み、小型か
つ簡単な構造でありながら、試験用飛行体に設けられた
ラムジェットエンジンの燃焼性能等についての試験を精
度良く行うことができる可変マッハ数ノズルおよびこれ
を用いたラムジェットエンジンの試験装置を提供するこ
とを目的とする。

【００１８】

【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の手段として、本発明は、ハウジング内において第１流
路形成部材と第２流路形成部材との間にスロート部をも
つ気体流路が形成される可変マッハ数ノズルにおいて、
上記ハウジングと上記第１流路形成部材とを一体に構成
し、この第１流路形成部材が上記第２流路形成部材に対
向する面を一様な平面とするとともに、上記第２流路形
成部材において少なくとも上記スロート部を形成する部
分が上記第１流路形成部材に対して接離する方向に移動
可能となるように上記第２流路形成部材を上記ハウジン
グに取付けたものである（請求項１）。

【００１９】このノズルでは、上記上記ハウジングの壁
部に上記第２流路形成部材を直接対向させてこのハウジ
ング壁部を上記第１流路形成部材として兼用すること
が、より好ましい（請求項２）。

【００２０】また、上記第２流路形成部材のノズル出口
側端部を両流路形成部材の並び方向と気体の流れ方向と
の双方に略直交する向きの軸を中心に回動可能に上記ハ
ウジングに取付けたもの等が好適である（請求項３）。

【００２１】また本発明は、上記いずれかの可変マッハ
数ノズルと、ラムジェットエンジン（スクラムジェット
エンジンを含む。）が突設された試験用飛行体とを備
え、上記可変マッハ数ノズルにおいて上記第１流路形成
部材が設けられている側を上記試験用飛行体において上
記ラムジェットエンジンが突設されている面に対向させ
た状態で上記可変マッハ数ノズルの出口を上記ラムジェ
ットエンジンの空気取り入れ口に向けた試験装置である
（請求項４）。

【００２２】

【作用】請求項１記載のノズルによれば、上記第２流路
形成部材を第１流路形成部材に対して接離させることに
より、スロート部の面積を変化させ、これにより出口マ
ッハ数の調節を行うことができる。しかも、この第２流
路形成部材に対向する第１流路形成部材の面は一様な平
面とされているため、少なくとも第１流路形成部材の近
傍では良好な平行流が一様に形成される。また、気体流
路の途中に急激な形状変化がなく、よって、測定精度の
妨げとなる衝撃波の発生はほとんど生じない。また、上
記第１流路形成部材はハウジングと一体化されており、
この第１流路形成部材側を移動させる必要がないため、
この第１流路形成部材側ではノズル出口からこれと直交
する方向へのハウジングの突出量が非常に小さく、よっ
て、請求項４記載のように、上記可変マッハ数ノズルに
おいて第１流路形成部材が設けられている側を上記試験
用飛行体において上記ラムジェットエンジンが突設され
ている面に対向させることにより、この試験用飛行体側
に可変マッハ数ノズルを食い込ませることなく、このノ
ズルの出口を上記ラムジェットエンジンの空気取り入れ
口に向けることが可能である。

【００２３】ここで請求項２記載のノズルでは、上記ハ
ウジングの壁部がそのまま上記第１流路形成部材として
用いられているため、この第１流路形成部材側へのハウ
ジングの突出はなくなる。

【００２４】さらに、請求項３記載のノズルでは、上記
第２流路形成部材を回動させるだけで、この第２流路形
成部材と第１流路形成部材との間に形成されるスロート
部の面積を変化させることが可能である。

【００２５】

【実施例】本発明の一実施例を図１及び図２に基づいて
説明する。なお、この実施例で用いられる試験用飛行体
及びラムジェットエンジンは前記図４（ａ）（ｂ）に示
したものと同等であり、ここではその説明を省略する。

【００２６】図１に示す可変マッハ数ノズル２０の入口
は、気体導入部２２の出口に接続されている。この可変
マッハ数ノズル２０は、角筒状のハウジング（耐圧容
器）２４を備え、このハウジング２４は、天壁２６と左
右の側壁２７と底壁２８とで構成されている。

【００２７】このハウジング２４内には、回動ブロック
（第２流路形成部材）３０が収容されている。この回動
ブロック３０は、ハウジング天壁２６との間に気体流路
を形成するものであり、この気体流路の途中に最小流路
面積をもつスロート部３２が形成されるように、この回
動ブロック３０の上面に適当な隆起が形成されている。
これに対し、上記ハウジング天壁２６の内面（第２流路
形成部材に対向する面）は、気体の導入方向と平行な
（この実施例では水平な）平面とされている。

【００２８】上記回動ブロック３０の出口側端部（図１
では右側端部）は、気流の流れ方向及び上下方向の双方
に略直交するピン３４を中心として回動可能にハウジン
グ２４に枢支されており、この出口側端部とハウジング
底壁２８との間には、気体リーク防止用のシール部材３
６が設けられている。これに対し、回動ブロック３０の
自由回動端部（図１では左側端部）は油圧シリンダ３８
のロッド３９の端部にピン４０を介して回動可能に連結
され、この油圧シリンダ３８の基端部がハウジング２４
側に連結されており、よって上記回動ブロック３０は、
上記油圧シリンダ３８のロッド３９の伸縮に伴って上記
ピン３４回りに回動するようになっている。

【００２９】そして、この可変マッハ数ノズル２０のハ
ウジング天壁２６が試験用飛行体１０の前部底面と対向
する状態で、同ノズル２０の出口が上記ラムジェットエ
ンジン１２のインレット１４に向けられている。また、
試験用飛行体１０自体は、ワイヤ等を介して固定側に支
持されており、この試験用飛行体１０に作用する力（エ
ンジン推力）等がロードセル等で測定されるようになっ
ている。

【００３０】このような試験装置によれば、油圧シリン
ダ３８を伸縮させて回動ブロック３０を回動させ、この
回動ブロック３０とハウジング天壁２６との間に形成さ
れる気体流路のスロート部３２の面積を変化させること
により、この可変マッハ数ノズル２０からラムジェット
エンジン１２に導入される気流のマッハ数を自由に調節
することができ、これにより、所望の飛行高度及び所望
の飛行速度におけるラムジェットエンジン１２の燃焼特
性やエンジン推力を測定することができる。

【００３１】しかも、可変マッハ数ノズル２０において
気体流路を形成するハウジング天壁２６の内面は一様な
平面とされているため、途中に気体流路の急激な変化が
なく、よってこれに起因する衝撃波の発生はほとんどな
い。また、可変マッハ数ノズル２０からラムジェットエ
ンジン１２に導入される気流は、少なくともハウジング
天壁２６の近傍では一様に良好な平行流とすることがで
きる。

【００３２】さらに、第１流路形成部材であるハウジン
グ天壁２６よりも上方には突出部分がないため、図２
（ａ）に示すように、可変マッハ数ノズル２０の上部を
試験用飛行体１０側に食い込ませることなくそのノズル
出口をラムジェットエンジン１２のインレット１４に向
けることができ、前記図７に示す従来ノズルよりも簡単
に可変マッハ数ノズルと試験用飛行体とをレイアウトす
ることができる。

【００３３】なお、本発明は以上の実施例に限定される
ものではなく、例として次のような態様を採ることも可
能である。

【００３４】(1) 上記実施例では、ラムジェットエンジ
ン１２が単一の場合を示したが、このラムジェットエン
ジン１２が複数に分割されて試験用飛行体１０に突設さ
れている場合には、図２（ｂ）に示すように各ラムジェ
ットエンジン１２に可変マッハ数ノズル２０を向けるよ
うにすればよい。

【００３５】(2) 本発明における第２流路形成部材は、
前記回動ブロック３０に限らず、例えば従来のフレキシ
ブルプレート方式（図６（ａ））の構造をそのまま第２
流路形成部材の作動に用いるようにしてもよい。すなわ
ち、同図に示す片側の可撓壁７２を第２流路形成部材と
して用いるようにしてもよい。また、前記実施例におけ
る回動ブロック３０と同等の移動ブロック３０´の出口
端部に図３に示すような油圧シリンダ３８´のロッド３
９´をピン４０´を介して連結し、油圧シリンダ３８，
３８´の双方を同時に作動させて移動ブロック３０´全
体を昇降させることによっても、マッハ数の調節を行う
ことが可能である。この場合、ハウジング底壁２８と移
動ブロック３０´との間のシールについては、例えば同
図に示すように、上記移動ブロック３０´から下方に突
設したシール用板材３０ａと、上記ハウジング底壁２８
から上方に突設したシール用板材２８ａとを摺接させ、
その摺接部分にシール部材２９を設けるようにすればよ
い。

【００３６】(3) 本発明では、可変マッハ数ノズルにお
けるハウジングの壁部とは別に平板状の第１流路形成部
材をハウジング２４と一体に設けるようにしてもよい。
ただし、上記実施例のように、第２流路形成部材である
回動ブロック３０と対向するハウジング天壁２６を第１
流路形成部材として兼用するようにすれば、ノズル全体
をより小型化及び軽量化することができるとともに、ハ
ウジング天壁２６よりも上側へのハウジング２４の突出
部分をなくすことができ、この可変マッハ数ノズル２０
と試験用飛行体１０とのレイアウトをより容易にするこ
とができる利点がある。

【００３７】(4) 本発明の試験装置における試験用飛行
体及びラムジェットエンジンは、実物よりも小さい模型
であってもよいし、実物が小さい場合にはその実物をそ
のまま用いてこれに可変マッハ数ノズルを向けるように
してもよい。また、試験用飛行体の形状も特に問わず、
旅客機やロケット等種々の航空・宇宙機器について用い
ることが可能である。

【００３８】

【発明の効果】以上のように本発明は、スロート部を有
する気体流路を挾む第１流路形成部材及び第２流路形成
部材のうちの上記第１流路形成部材をハウジングと一体
化してこの第１流路形成部材が上記第２流路形成部材に
対向する面を一様な平面とし、上記第２流路形成部材に
おいて少なくとも上記スロート部を形成する部分を上記
第１流路形成部材に対して接離する方向に移動可能に構
成したものであるので、このような移動によってスロー
ト部の面積を変化させることにより出口マッハ数を調節
できるとともに、両流路形成部材に挟まれた気体流路の
途中での急激な形状変化をなくすことにより、測定精度
の妨げとなる衝撃波の発生を防ぎ、また第１流路形成部
材の近傍では一様な平行流を確保することができる効果
がある。さらに、上記第１流路形成部材側は移動させな
いので、この第１流路形成部材側へのハウジング突出量
をほとんどなくすことができ、よって、請求項４記載の
ように、上記可変マッハ数ノズルにおいて第１流路形成
部材が設けられている側を上記試験用飛行体において上
記ラムジェットエンジンが突設されている面に対向させ
ることにより、この試験用飛行体側に可変マッハ数ノズ
ルを食い込ませることなく、このノズルの出口を上記ラ
ムジェットエンジンの空気取り入れ口に容易に対向させ
ることができる効果が得られる。

【００３９】ここで請求項２記載のノズルでは、上記ハ
ウジングの壁部をそのまま上記第１流路形成部材として
用いているので、その分ノズル全体をさらに小型化及び
軽量化するとともに、この第１流路形成部材側へのハウ
ジングの突出をなくし、可変マッハ数ノズルとラムジェ
ットエンジン及び試験用飛行体とのレイアウトをよりコ
ンパクトにすることができる効果がある。

【００４０】さらに、請求項３記載のノズルでは、上記
第２流路形成部材を回動させるだけの簡単な構造で、こ
の第２流路形成部材と第１流路形成部材との間に形成さ
れるスロート部の面積を容易に変化させることができる
効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例における試験装置の断面側面
図である。

【図２】（ａ）は上記試験装置の正面図、（ｂ）はその
変形例を示す正面図である。

【図３】上記試験装置における可変マッハ数ノズルの変
形例を示す断面側面図である。

【図４】（ａ）は試験用飛行体の斜視図、（ｂ）は
（ａ）の要部拡大図である。

【図５】（ａ）はフルフリージェット試験のレイアウト
を示す説明図、（ｂ）はセミフリージェット試験のレイ
アウトを示す説明図、（ｃ）はダイレクトコネクト試験
のレイアウトを示す説明図である。

【図６】（ａ）（ｂ）（ｃ）は従来の可変マッハ数ノズ
ルの例を示す断面側面図である。

【図７】従来のフレキシブルプレート方式のノズルを試
験用飛行体のラムジェットエンジンに向けた状態を示す
正面図である。

【符号の説明】

１０ 試験用飛行体 １２ ラムジェットエンジン １４ インレット（空気取り入れ口） ２０ 可変マッハ数ノズル ２４ ハウジング ２７ ハウジング天壁（第２流路形成部材に対向する壁
部） ３０ 回動ブロック（第２流路形成部材） ３２ スロート部 ３４ ピン（回動中心軸）

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ハウジング内において第１流路形成部材
   と第２流路形成部材との間にスロート部をもつ気体流路
   が形成される可変マッハ数ノズルにおいて、上記ハウジ
   ングと上記第１流路形成部材とを一体に構成し、この第
   １流路形成部材が上記第２流路形成部材に対向する面を
   一様な平面とするとともに、上記第２流路形成部材にお
   いて少なくとも上記スロート部を形成する部分が上記第
   １流路形成部材に対して接離する方向に移動可能となる
   ように上記第２流路形成部材を上記ハウジングに取付け
   たことを特徴とする可変マッハ数ノズル。
2. 【請求項２】 請求項１記載の可変マッハ数ノズルにお
   いて、上記ハウジングの壁部に上記第２流路形成部材を
   直接対向させてこのハウジング壁部を上記第１流路形成
   部材として兼用したことを特徴とする可変マッハ数ノズ
   ル。
3. 【請求項３】 請求項１または２記載の可変マッハ数ノ
   ズルにおいて、上記第２流路形成部材のノズル出口側端
   部を両流路形成部材の並び方向と気体の流れ方向との双
   方に略直交する向きの軸を中心に回動可能に上記ハウジ
   ングに取付けたことを特徴とする可変マッハ数ノズル。
4. 【請求項４】 請求項１〜３のいずれかに記載の可変マ
   ッハ数ノズルと、ラムジェットエンジンが突設された試
   験用飛行体とを備え、上記可変マッハ数ノズルにおいて
   上記第１流路形成部材が設けられている側を上記試験用
   飛行体において上記ラムジェットエンジンが突設されて
   いる面に対向させた状態で上記可変マッハ数ノズルの出
   口を上記ラムジェットエンジンの空気取り入れ口に向け
   たことを特徴とする可変マッハ数ノズルを用いたラムジ
   ェットエンジンの試験装置。