JPH074311A - 面積可変型先細／末広ノズル - Google Patents
面積可変型先細／末広ノズルInfo
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- JPH074311A JPH074311A JP6093469A JP9346994A JPH074311A JP H074311 A JPH074311 A JP H074311A JP 6093469 A JP6093469 A JP 6093469A JP 9346994 A JP9346994 A JP 9346994A JP H074311 A JPH074311 A JP H074311A
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- B64C15/14—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being other than main propulsion jets
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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
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
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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
- F02K3/025—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 by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
- F05D2250/324—Arrangement of components according to their shape divergent
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 従来技術の問題を少なくとも一部解消する面
積可変型先細／末広ノズルを提供することを目的とす
る。 【構成】 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機に姿勢制御ス
ラスタとして使用する面積可変型先細／末広ノズルは、
室、先細部分、のど部分および末広部分を構成する湾曲
壁部と、一対の平行な側板とにより構成されており、側
板のうちの一方はノズルの面積を変えるために移動可能
である。
積可変型先細／末広ノズルを提供することを目的とす
る。 【構成】 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機に姿勢制御ス
ラスタとして使用する面積可変型先細／末広ノズルは、
室、先細部分、のど部分および末広部分を構成する湾曲
壁部と、一対の平行な側板とにより構成されており、側
板のうちの一方はノズルの面積を変えるために移動可能
である。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は面積可変型先細／末広ノ
ズルに関し、詳細には、垂直離陸または着陸航空機用の
姿勢制御装置の一部として働く面積可変型先細／末広ノ
ズルに関する。
ズルに関し、詳細には、垂直離陸または着陸航空機用の
姿勢制御装置の一部として働く面積可変型先細／末広ノ
ズルに関する。
【０００２】
【従来技術および発明が解決しようとする課題】一般
に、このような姿勢制御装置は、航空機の機首、機尾お
よび翼端の末端部のところで下方に作用する複数のスラ
スタにより構成されている。垂直離着陸（以下、「ＶＴ
ＯＬ」という。）航空機では、在来の飛行制御面上に空
気の移動がないことにより、該制御面が浮動中に働かな
いので、浮動中、航空機を操縦し、かつ、安定した状態
に保持するべく、或る形態の反動姿勢制御装置を使用し
なければならないことは周知である。知られた形式の反
動姿勢制御スラスタを図１に示す。このスラスタには、
矢印２で示すように、高圧空気が航空機ガスタービンエ
ンジンからダクト１に沿って供給される。ダクト１は、
ノズル３の出口またはのど部を通る空気を加速する先細
ノズル３で終端している。矢印８で示すようにノズル３
を出る空気は、矢印８と平行な上向きスラストをノズル
３に生じさせ、このスラストは出口速度、ノズル３を通
過する空気の質量およびのど部４を出る空気圧により決
まる。この発生スラストを制御して航空機を操縦するた
めに、ゲート５を使用し、このゲート５はサーボ機構の
制御下に枢軸点６を中心に回動し、先細ノズル３ののど
部４を横切って、フラップ５の端板７を摺動させること
により、のど部４を開閉する。先細ノズル３は比較的非
効率であり、従って、効果的な姿勢制御のために十分に
大きな偶力を航空機に発生させるために、フラップ５の
端板７は湾曲部分７ａを有しており、この湾曲部分７ａ
は、湾曲部分７ａが先細ノズル３ののど部４を覆うよう
にフラップ５を移動させるとき、ノズル３１を出る空気
がその通常の流れと反対の方向、すなわち、図１におい
て上方に変向され、下向きのスラストを発生させるよう
な形状を有する。一方のスラストが上方に、他方のスラ
ストが下方に同時に生じるように、一対の姿勢制御スラ
スタを航空機の重心の両側に配置することによって、航
空機に作用する高い偶力が生起される。しかしながら、
これは上向きの空気が航空機に下向きのスラストを発生
させ、高度の喪失の原因となるので、問題が生じる。こ
の種のスラスタについての主な問題は、第１に以下の点
である。すなわち、ノズル３を通る空気が比較的高温で
あり、その結果、板７が先細ノズル３ののど部４を完全
に離れるようにフラップ５を移動させた状態で、ノズル
が最大のスラストで作動しているとき、先細ノズル３
は、フラップ５が冷たいままであるにの対し、高温のコ
ンプレッサ空気により加熱され、その結果、異なる示差
熱膨張が起こる。従って、先細ノズル３がコンプレッサ
空気の最高温度であり、且つフラップ５が航空機を飛行
させる最低の大気温度であるとき、フラップ５の端板７
がそれでもなお、空気の流れを遮断すべく、先細ノズル
３ののど部４を横切って通ることができるように、フラ
ップ５を寸法決めしなければならない。フラップ５をこ
の極端な条件のために寸法決めしなければならない結
果、フラップ５および先細ノズル３が同一温度であると
き、フラップ５の端板７と先細ノズル３ののど部４との
間に大きいギャップが存在し、その結果、流れを遮断す
るようにフラップ５を配置したときにも、空気の漏れが
生じてしまう。かかる漏れは望ましくはない。何故な
ら、姿勢制御スラスタを通る空気が、航空機を飛行させ
るのに必要なスラストをもたらすガスタービエンジンの
コンプレッサ段から取り出され、従って、スラスタを通
る空気の量が多くなればなるほど、主ガスタービンの効
率が低下し、飛行のために利用可能なスラスト、すなわ
ちパワーが低減してしまうからである。
に、このような姿勢制御装置は、航空機の機首、機尾お
よび翼端の末端部のところで下方に作用する複数のスラ
スタにより構成されている。垂直離着陸（以下、「ＶＴ
ＯＬ」という。）航空機では、在来の飛行制御面上に空
気の移動がないことにより、該制御面が浮動中に働かな
いので、浮動中、航空機を操縦し、かつ、安定した状態
に保持するべく、或る形態の反動姿勢制御装置を使用し
なければならないことは周知である。知られた形式の反
動姿勢制御スラスタを図１に示す。このスラスタには、
矢印２で示すように、高圧空気が航空機ガスタービンエ
ンジンからダクト１に沿って供給される。ダクト１は、
ノズル３の出口またはのど部を通る空気を加速する先細
ノズル３で終端している。矢印８で示すようにノズル３
を出る空気は、矢印８と平行な上向きスラストをノズル
３に生じさせ、このスラストは出口速度、ノズル３を通
過する空気の質量およびのど部４を出る空気圧により決
まる。この発生スラストを制御して航空機を操縦するた
めに、ゲート５を使用し、このゲート５はサーボ機構の
制御下に枢軸点６を中心に回動し、先細ノズル３ののど
部４を横切って、フラップ５の端板７を摺動させること
により、のど部４を開閉する。先細ノズル３は比較的非
効率であり、従って、効果的な姿勢制御のために十分に
大きな偶力を航空機に発生させるために、フラップ５の
端板７は湾曲部分７ａを有しており、この湾曲部分７ａ
は、湾曲部分７ａが先細ノズル３ののど部４を覆うよう
にフラップ５を移動させるとき、ノズル３１を出る空気
がその通常の流れと反対の方向、すなわち、図１におい
て上方に変向され、下向きのスラストを発生させるよう
な形状を有する。一方のスラストが上方に、他方のスラ
ストが下方に同時に生じるように、一対の姿勢制御スラ
スタを航空機の重心の両側に配置することによって、航
空機に作用する高い偶力が生起される。しかしながら、
これは上向きの空気が航空機に下向きのスラストを発生
させ、高度の喪失の原因となるので、問題が生じる。こ
の種のスラスタについての主な問題は、第１に以下の点
である。すなわち、ノズル３を通る空気が比較的高温で
あり、その結果、板７が先細ノズル３ののど部４を完全
に離れるようにフラップ５を移動させた状態で、ノズル
が最大のスラストで作動しているとき、先細ノズル３
は、フラップ５が冷たいままであるにの対し、高温のコ
ンプレッサ空気により加熱され、その結果、異なる示差
熱膨張が起こる。従って、先細ノズル３がコンプレッサ
空気の最高温度であり、且つフラップ５が航空機を飛行
させる最低の大気温度であるとき、フラップ５の端板７
がそれでもなお、空気の流れを遮断すべく、先細ノズル
３ののど部４を横切って通ることができるように、フラ
ップ５を寸法決めしなければならない。フラップ５をこ
の極端な条件のために寸法決めしなければならない結
果、フラップ５および先細ノズル３が同一温度であると
き、フラップ５の端板７と先細ノズル３ののど部４との
間に大きいギャップが存在し、その結果、流れを遮断す
るようにフラップ５を配置したときにも、空気の漏れが
生じてしまう。かかる漏れは望ましくはない。何故な
ら、姿勢制御スラスタを通る空気が、航空機を飛行させ
るのに必要なスラストをもたらすガスタービエンジンの
コンプレッサ段から取り出され、従って、スラスタを通
る空気の量が多くなればなるほど、主ガスタービンの効
率が低下し、飛行のために利用可能なスラスト、すなわ
ちパワーが低減してしまうからである。
【０００３】第２の問題は以下の点である。すなわち、
板７がノズル３ののど部４を一部横切り、中間レベルの
スラストを生じるとき、空気は、もはや、矢印８で示す
ようにノズルの軸線と一直線状にはノズルから流出しな
いが、ノズルのど部４およびフラップ端板７の非対称性
に因り、矢印８Ａで示すごとく、ノズルの軸線と角度を
なして流出する。これにより、側方スラストならびに回
転偶力が航空機に与えられ、航空機を浮動中に制御し難
くする。通過ガスを超音波速度に加速する先細／末広ノ
ズルが本来、単純な先細ノズルよりも効率的であること
が知られているが、ＶＴＯＬ航空機用の姿勢制御スラス
タとして使用するのに適した先細／末広ノズルを設計す
ることはできなかった。これは、通過空気流を制御する
弁とともに固定式先細／末広ノズルを使用すると、先細
／末広ノズルの面積がスラスタの或るスラストレベルの
空気流に対してのみ最適であるにすぎず、その結果、ノ
ズルは他のあらゆるスラストレベルでは非効率的であ
り、圧縮空気を無駄にするとともに、空気流または弁の
位置に対する非線形の応答をもたらすことになる。一般
に、航空機制御装置に非線形的要素を含めるのは望まし
くない。
板７がノズル３ののど部４を一部横切り、中間レベルの
スラストを生じるとき、空気は、もはや、矢印８で示す
ようにノズルの軸線と一直線状にはノズルから流出しな
いが、ノズルのど部４およびフラップ端板７の非対称性
に因り、矢印８Ａで示すごとく、ノズルの軸線と角度を
なして流出する。これにより、側方スラストならびに回
転偶力が航空機に与えられ、航空機を浮動中に制御し難
くする。通過ガスを超音波速度に加速する先細／末広ノ
ズルが本来、単純な先細ノズルよりも効率的であること
が知られているが、ＶＴＯＬ航空機用の姿勢制御スラス
タとして使用するのに適した先細／末広ノズルを設計す
ることはできなかった。これは、通過空気流を制御する
弁とともに固定式先細／末広ノズルを使用すると、先細
／末広ノズルの面積がスラスタの或るスラストレベルの
空気流に対してのみ最適であるにすぎず、その結果、ノ
ズルは他のあらゆるスラストレベルでは非効率的であ
り、圧縮空気を無駄にするとともに、空気流または弁の
位置に対する非線形の応答をもたらすことになる。一般
に、航空機制御装置に非線形的要素を含めるのは望まし
くない。
【０００４】知られた面積可変型先細／末広ノズル設計
の使用は試みられていない。何故なら、このようなノズ
ルの重量および費用は、これらノズルをＶＴＯＬ航空機
の各姿勢制御スラスタの位置に装着する重量およびコス
ト上の不利(penalties) を許容できない程のもの(prohi
bitive) にしてしまうからである。本発明は、これらの
問題を少なくとも部分的に一部解消する面積可変型先細
／末広ノズルを提供することを目的とする。
の使用は試みられていない。何故なら、このようなノズ
ルの重量および費用は、これらノズルをＶＴＯＬ航空機
の各姿勢制御スラスタの位置に装着する重量およびコス
ト上の不利(penalties) を許容できない程のもの(prohi
bitive) にしてしまうからである。本発明は、これらの
問題を少なくとも部分的に一部解消する面積可変型先細
／末広ノズルを提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決する手段】本発明は、先細領域および末広
領域を構成する一対の固定された対向壁と、先細／末広
ノズルを形成するように上記壁の間に延びる一対の平行
な側板とを備え、これらの側板がノズルの面積を変化さ
せるように相対運動可能に配置されていることを特徴と
する面積可変型先細／末広ノズルを提供する。このよう
な設計は、ＶＴＯＬ航空機に姿勢制御スラスタとして使
用するのに適した軽量で安価な先細／末広ノズルを提供
する。先細／末広ノズルであり、従来技術と比較して効
率の高い本ノズルは、上方に差し向けられた空気流が、
その付随的欠点により下向きのスラストを発生させる必
要性を無くし、しかも、スラストを発生させる必要がな
いときに、この種のノズルを十分にシールすることを可
能にし、従って、主航空機エンジンからの圧縮空気の使
用量を低減することができる。側板が常に平行のままで
あるので、ノズルを出る空気の流れは側板と常に平行で
あり、その結果、望ましくない横スラストの問題は回避
される。
領域を構成する一対の固定された対向壁と、先細／末広
ノズルを形成するように上記壁の間に延びる一対の平行
な側板とを備え、これらの側板がノズルの面積を変化さ
せるように相対運動可能に配置されていることを特徴と
する面積可変型先細／末広ノズルを提供する。このよう
な設計は、ＶＴＯＬ航空機に姿勢制御スラスタとして使
用するのに適した軽量で安価な先細／末広ノズルを提供
する。先細／末広ノズルであり、従来技術と比較して効
率の高い本ノズルは、上方に差し向けられた空気流が、
その付随的欠点により下向きのスラストを発生させる必
要性を無くし、しかも、スラストを発生させる必要がな
いときに、この種のノズルを十分にシールすることを可
能にし、従って、主航空機エンジンからの圧縮空気の使
用量を低減することができる。側板が常に平行のままで
あるので、ノズルを出る空気の流れは側板と常に平行で
あり、その結果、望ましくない横スラストの問題は回避
される。
【０００６】
【実施例】以下、添付図面を参照して、本発明を具体化
する姿勢制御スラスタの実施例を説明する。図２を参照
すると、ＶＴＯＬ航空機における姿勢制御スラスタとし
て使用される面積可変型先細／末広ノズル１０が示され
ている。高圧空気が、矢印１１で示すように、ノズル１
０の入口部分３４に連接されたダクト（図示せず）に沿
ってノズル１０に入り、次いで、この圧縮空気は角度９
０°転向して、矢印１２で示すように、ノズル１０を出
る。ノズル１０は、第１の固定された平坦な側板１３と
第２の平坦な可動側板１４との間に形成され、これらの
板１３、１４は平行であり、ノズル１０の側壁を形成す
る。ノズル１０は実質的に「鍵穴」形であり、ガスの流
れ系に配列された、一対の対向した湾曲壁３５、３６
と、のど部分１６と、末広部分１７と、出口１８とによ
って板１３、１４間に形成されており、これらの湾曲壁
３５、３６は、先細ノズルとしても機能する実質的に円
筒形の室部分１５を形成する。一対の対向壁３５、３６
は室１５の頂部で接合され、単一の連続表面を構成し、
また、対抗壁３５、３６は、一次元的に湾曲されている
だけであり、板１３、１４と直角な方向には平らであ
る。
する姿勢制御スラスタの実施例を説明する。図２を参照
すると、ＶＴＯＬ航空機における姿勢制御スラスタとし
て使用される面積可変型先細／末広ノズル１０が示され
ている。高圧空気が、矢印１１で示すように、ノズル１
０の入口部分３４に連接されたダクト（図示せず）に沿
ってノズル１０に入り、次いで、この圧縮空気は角度９
０°転向して、矢印１２で示すように、ノズル１０を出
る。ノズル１０は、第１の固定された平坦な側板１３と
第２の平坦な可動側板１４との間に形成され、これらの
板１３、１４は平行であり、ノズル１０の側壁を形成す
る。ノズル１０は実質的に「鍵穴」形であり、ガスの流
れ系に配列された、一対の対向した湾曲壁３５、３６
と、のど部分１６と、末広部分１７と、出口１８とによ
って板１３、１４間に形成されており、これらの湾曲壁
３５、３６は、先細ノズルとしても機能する実質的に円
筒形の室部分１５を形成する。一対の対向壁３５、３６
は室１５の頂部で接合され、単一の連続表面を構成し、
また、対抗壁３５、３６は、一次元的に湾曲されている
だけであり、板１３、１４と直角な方向には平らであ
る。
【０００７】ノズル１０の面積を変化させるために、連
結ロッド２０によって板１４に連結された線形アクチュ
エータ（図示せず）が、可動板１４を板１３、１４と直
交角する線１９に沿って移動させる。ノズル１０の面積
が変化すると、ノズルを通ることができる空気量、すな
わち、発生するスラストが線形に変化する。連結ロッド
２０は、第２板１４の貫通孔２２と連通する内部ボア２
１を有し、孔２２は、矢印２４で示すように、空気を円
筒形室１５からボア２１に流入させるように穿孔された
端キャップ２３により覆われている。ロッド２０には、
ノズル１０の固定部分に固定されたシリンダ２６内を摺
動するピストン２５が、しっかりと取付けられている。
ロッド２０の穴２７は、ボア２１内の空気を矢印２８で
示すようにシリンダ２６の中へ流れさせる。かくして、
シリンダ２６内の圧力と室１５内の圧力とが等しくなる
ように、円筒形室１５からの空気がシリンダ２６内に流
れることができる。ノズル１０の移動部分が圧力均衡化
されるように、シリンダ２６内の空気の圧力によりピス
トン１５に作用する力が、室１５およびノズル１０の残
部内の空気圧により板１４に及ぼされる力と等しく、か
つ反対方向となるように、ピストン２５の面積は、室１
５の横断面積より大きくなっている。その結果、アクチ
ュエータは、ノズル１０内の空気圧により板１４に課せ
られる圧力荷重に打ち勝つことを要しない。何故なら、
これらの圧力荷重はピストン２５に作用する力により均
衡化されるからである。端キャップ２３はボア２１に流
入する圧縮空気の塵埃を防ぐ。
結ロッド２０によって板１４に連結された線形アクチュ
エータ（図示せず）が、可動板１４を板１３、１４と直
交角する線１９に沿って移動させる。ノズル１０の面積
が変化すると、ノズルを通ることができる空気量、すな
わち、発生するスラストが線形に変化する。連結ロッド
２０は、第２板１４の貫通孔２２と連通する内部ボア２
１を有し、孔２２は、矢印２４で示すように、空気を円
筒形室１５からボア２１に流入させるように穿孔された
端キャップ２３により覆われている。ロッド２０には、
ノズル１０の固定部分に固定されたシリンダ２６内を摺
動するピストン２５が、しっかりと取付けられている。
ロッド２０の穴２７は、ボア２１内の空気を矢印２８で
示すようにシリンダ２６の中へ流れさせる。かくして、
シリンダ２６内の圧力と室１５内の圧力とが等しくなる
ように、円筒形室１５からの空気がシリンダ２６内に流
れることができる。ノズル１０の移動部分が圧力均衡化
されるように、シリンダ２６内の空気の圧力によりピス
トン１５に作用する力が、室１５およびノズル１０の残
部内の空気圧により板１４に及ぼされる力と等しく、か
つ反対方向となるように、ピストン２５の面積は、室１
５の横断面積より大きくなっている。その結果、アクチ
ュエータは、ノズル１０内の空気圧により板１４に課せ
られる圧力荷重に打ち勝つことを要しない。何故なら、
これらの圧力荷重はピストン２５に作用する力により均
衡化されるからである。端キャップ２３はボア２１に流
入する圧縮空気の塵埃を防ぐ。
【０００８】また、シリンダ２６内には、ばね２９が収
容されて、このばね２９は板１４を板１３に向けて付勢
するようにピストン２５とシリンダ２６の端壁部３０と
の間に作用するので、ノズル１０を開放状態に保つに
は、板１３、１４をアクチュエータにより引き離さなけ
ればならない。これは、連結ロッド２０またはアクチュ
エータの故障に場合、ノズル１０がそれ自身を閉じ、航
空機を不均衡化するいかなるスラストも発生しないよう
にするフェイルセイフ装置である。板１４を移動させて
板１３と接触させることにより、ノズル１０を閉じるこ
とができる。ノズル１０を閉じたときにノズル１０を通
る空気のいかなる漏れをも防ぐために、室１５の縁部廻
りに小さい段部３１が設けられており、板１４は、ノズ
ル１０を閉じると、段部３１に接触して良好なシールを
形成する。板１４をアクチュエータにより板１３に向け
て、または遠ざけるように移動させると、ノズル１０の
のど領域１６、すなわち、ノズル１０を通る空気量が、
線形に増減する。何故なら、図３の断面図に示すよう
に、のど部１６の幅３２は一定のままであるが、板１４
が移動すると、のど部１６の深さが変化するからであ
る。
容されて、このばね２９は板１４を板１３に向けて付勢
するようにピストン２５とシリンダ２６の端壁部３０と
の間に作用するので、ノズル１０を開放状態に保つに
は、板１３、１４をアクチュエータにより引き離さなけ
ればならない。これは、連結ロッド２０またはアクチュ
エータの故障に場合、ノズル１０がそれ自身を閉じ、航
空機を不均衡化するいかなるスラストも発生しないよう
にするフェイルセイフ装置である。板１４を移動させて
板１３と接触させることにより、ノズル１０を閉じるこ
とができる。ノズル１０を閉じたときにノズル１０を通
る空気のいかなる漏れをも防ぐために、室１５の縁部廻
りに小さい段部３１が設けられており、板１４は、ノズ
ル１０を閉じると、段部３１に接触して良好なシールを
形成する。板１４をアクチュエータにより板１３に向け
て、または遠ざけるように移動させると、ノズル１０の
のど領域１６、すなわち、ノズル１０を通る空気量が、
線形に増減する。何故なら、図３の断面図に示すよう
に、のど部１６の幅３２は一定のままであるが、板１４
が移動すると、のど部１６の深さが変化するからであ
る。
【０００９】板１３、１４は板１４の移動全体にわたっ
て平行のままであるので、ノズル１０ののど部１６と出
口１８との間の面積比（ノズルの拡張比として知られて
いる）は、一定のままである。なぜなら、これらの面積
は、のど部１６および出口１８におけるノズル１０の幅
により定められ、この幅は板１３、１４の分離に関わら
ず、湾曲壁３５、３６の一定の輪郭によって設定される
からである。その結果、ノズル１０ののど部の面積が、
空気の流れを制御するように変化せしめられることか
ら、のど部の面積は空気の流れのために常に最適である
が、ノズルの拡張比は一定であり、ある特定の圧力比に
とって最適であるにすぎない。圧力比は、ノズルの外側
の大気圧と円筒形室１５内の供給圧縮空気の圧力との圧
力比であり、圧縮空気を供給するガスタービンエンジン
から要求されるエンジンパワーに従って変化するが、ノ
ズルの拡張比と空気圧比との不整合による効率の低下
は、ノズルののど部の面積と空気の流れとの不整合によ
る効率の低下は、比較して相対的に小さく、また、実際
には、広範囲の可能な圧力比であっても、一定のノズル
拡張比を選択することができ、このノズルが圧力比の全
範囲にわたって、単純な先細ノズルまたは面積一定型先
細／末広ノズルよりも効率的であることが判明した。
て平行のままであるので、ノズル１０ののど部１６と出
口１８との間の面積比（ノズルの拡張比として知られて
いる）は、一定のままである。なぜなら、これらの面積
は、のど部１６および出口１８におけるノズル１０の幅
により定められ、この幅は板１３、１４の分離に関わら
ず、湾曲壁３５、３６の一定の輪郭によって設定される
からである。その結果、ノズル１０ののど部の面積が、
空気の流れを制御するように変化せしめられることか
ら、のど部の面積は空気の流れのために常に最適である
が、ノズルの拡張比は一定であり、ある特定の圧力比に
とって最適であるにすぎない。圧力比は、ノズルの外側
の大気圧と円筒形室１５内の供給圧縮空気の圧力との圧
力比であり、圧縮空気を供給するガスタービンエンジン
から要求されるエンジンパワーに従って変化するが、ノ
ズルの拡張比と空気圧比との不整合による効率の低下
は、ノズルののど部の面積と空気の流れとの不整合によ
る効率の低下は、比較して相対的に小さく、また、実際
には、広範囲の可能な圧力比であっても、一定のノズル
拡張比を選択することができ、このノズルが圧力比の全
範囲にわたって、単純な先細ノズルまたは面積一定型先
細／末広ノズルよりも効率的であることが判明した。
【００１０】エネルギ損失、すなわち、ノズル１０の効
率低下のある原因は、空気が矢印１１、１２で示すよう
に、流入方向と直交する方向にノズルから流出すること
であるが、ＶＴＯＬ航空機用の姿勢制御スラスタでは、
スラスタユニットおよび空気ダクトの寸法上の制限のた
めに、通常は、これを回避できない。しかしながら、損
失量は、空気を比較的大きい半径で転向させる内部角部
３３を設けることにより減少される。また、空気の速度
を最小にすることによって、空気の転向による損失を低
減することができ、従って、室１５と同様に、ノズル１
０の入口部分３４の横断面積をできるだけ大きくすべき
であり、また、このようにするためには、高圧空気を供
給するダクトとノズル１０との間にディフーザ（拡散
体）部分を挿入するのがよいが、これは、図を見易くす
るために図示していない。板１４が室１５の円筒形側部
と摺動接触している場合、室１５の壁３５、３６と板１
４との間の空気の漏れを防ぐために、従来のピストンリ
ングと同様なリングシール３７を設け、ピストン２５と
シリンダ２６との間に、同様なリングシールを使用す
る。しかしながら、ノズル１０ののど部１６および末広
部分１７における壁３５、３６と板１４の縁部との間に
は、シールを設けていない。何故なら、この領域におけ
る空気の漏れは問題になるほどには大きくないと分かっ
ているからである。しかしながら、所望ならば、従来の
摺動シールをその部分に設けることもできる。
率低下のある原因は、空気が矢印１１、１２で示すよう
に、流入方向と直交する方向にノズルから流出すること
であるが、ＶＴＯＬ航空機用の姿勢制御スラスタでは、
スラスタユニットおよび空気ダクトの寸法上の制限のた
めに、通常は、これを回避できない。しかしながら、損
失量は、空気を比較的大きい半径で転向させる内部角部
３３を設けることにより減少される。また、空気の速度
を最小にすることによって、空気の転向による損失を低
減することができ、従って、室１５と同様に、ノズル１
０の入口部分３４の横断面積をできるだけ大きくすべき
であり、また、このようにするためには、高圧空気を供
給するダクトとノズル１０との間にディフーザ（拡散
体）部分を挿入するのがよいが、これは、図を見易くす
るために図示していない。板１４が室１５の円筒形側部
と摺動接触している場合、室１５の壁３５、３６と板１
４との間の空気の漏れを防ぐために、従来のピストンリ
ングと同様なリングシール３７を設け、ピストン２５と
シリンダ２６との間に、同様なリングシールを使用す
る。しかしながら、ノズル１０ののど部１６および末広
部分１７における壁３５、３６と板１４の縁部との間に
は、シールを設けていない。何故なら、この領域におけ
る空気の漏れは問題になるほどには大きくないと分かっ
ているからである。しかしながら、所望ならば、従来の
摺動シールをその部分に設けることもできる。
【００１１】２つの対向壁３５、３６の使用は必ずしも
必要ではなく、適切な形状で作られか、或いは適切な形
状に曲げられた単一の部材により、これらの壁を形成す
ることができる。簡素化するために、一方の側壁１３を
固定し、他方の側壁を移動させるのが好ましいが、所望
ならば、両側壁が移動するようにしてもよい。
必要ではなく、適切な形状で作られか、或いは適切な形
状に曲げられた単一の部材により、これらの壁を形成す
ることができる。簡素化するために、一方の側壁１３を
固定し、他方の側壁を移動させるのが好ましいが、所望
ならば、両側壁が移動するようにしてもよい。
【図１】知られた形式の反動姿勢制御スラスタを示す図
である。
である。
【図２】本発明による姿勢制御スラスタの断面図であ
る。
る。
【図３】図２の線Ｂ−Ｂにおける断面図である。
１０ 面積可変型先細／末広ノズル １３、１４ 側板 １５ 円筒形室部分 １６ のど部 １７ 末広部分 １８ 出口 ２０ 連結ロッド ２１ 内部ボア ２２ 孔 ２３ 端キャップ ２５ ピストン ２６ シリンダ ３０ 端壁 ３１ 段部 ３３ 角部 ３４ 入口部分 ３５、３６ 壁 ３７ リングシール
Claims (6)
- 【請求項１】 先細領域および末広領域を構成する一対
の固定された対向壁と、先細／末広ノズルを形成するよ
うに上記壁の間に延びる一対の平行な側板とを備え、こ
れらの側板がノズルの面積を変化させるように相対運動
可能に配設されていることを特徴とする面積可変型先細
／末広ノズル。 - 【請求項２】 側板のうちの第１の側板は前記壁に対し
て固定されており、第２の側板は前記壁に対して移動可
能であることを特徴とする請求項１に記載の面積可変型
先細／末広ノズル。 - 【請求項３】 側板は平坦であることを特徴とする請求
項１または２に記載の面積可変型先細／末広ノズル。 - 【請求項４】 ガスが固定側板の平面を通してノズルに
流入することを特徴とする請求項２または３に記載の面
積可変型先細／末広ノズル。 - 【請求項５】 ガスが、ノズルを出る前に実質的に角度
９０°転向することを特徴とする請求項４に記載の面積
可変型先細／末広ノズル。 - 【請求項６】 移動可能な側板が、ノズルを通るガスの
流れを遮断するために、固定側板と接触するように移動
可能であることを特徴とする請求項４または５に記載の
面積可変型先細／末広ノズル。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9308982A GB2277559A (en) | 1993-04-30 | 1993-04-30 | Variable area convergent-divergent nozzle. |
| GB9308982:9 | 1993-04-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH074311A true JPH074311A (ja) | 1995-01-10 |
Family
ID=10734760
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6093469A Pending JPH074311A (ja) | 1993-04-30 | 1994-05-02 | 面積可変型先細／末広ノズル |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5481868A (ja) |
| EP (1) | EP0622294A1 (ja) |
| JP (1) | JPH074311A (ja) |
| CA (1) | CA2118989A1 (ja) |
| GB (1) | GB2277559A (ja) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6886776B2 (en) | 2001-10-02 | 2005-05-03 | Karl F. Milde, Jr. | VTOL personal aircraft |
| WO2005004490A2 (en) * | 2003-06-13 | 2005-01-13 | Lumexis Corporation | Remote interface optical network |
| US7493914B2 (en) * | 2005-07-20 | 2009-02-24 | Welker, Inc. | Newtonian thrust cowl array |
| EP1938484A2 (en) * | 2005-09-19 | 2008-07-02 | Lumexis, Inc. | Fiber-to-the-seat in-flight entertainment system |
| US8184974B2 (en) * | 2006-09-11 | 2012-05-22 | Lumexis Corporation | Fiber-to-the-seat (FTTS) fiber distribution system |
| ES2715850T3 (es) | 2009-08-06 | 2019-06-06 | Global Eagle Entertainment Inc | Sistema de entretenimiento en vuelo de interconexión en red en serie de fibra hasta el asiento |
| WO2011020071A1 (en) * | 2009-08-14 | 2011-02-17 | Lumexis Corp. | Video display unit docking assembly for fiber-to-the-screen inflight entertainment system |
| WO2011022708A1 (en) | 2009-08-20 | 2011-02-24 | Lumexis Corp. | Serial networking fiber optic inflight entertainment system network configuration |
| EP2486728A4 (en) * | 2009-10-05 | 2015-10-21 | Lumexis Corp | IN-CAR RADIO COMMUNICATION SYSTEM |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB580995A (en) * | 1944-01-21 | 1946-09-26 | British Thomson Houston Co Ltd | Improvements in and relating to aircraft employing jet propulsion |
| US3194014A (en) * | 1962-12-19 | 1965-07-13 | Jr Walter B Wilson | Variable thrust and variable direction nozzle |
| US3154917A (en) * | 1963-04-15 | 1964-11-03 | Ryan Aeronautical Co | Diverter for ducted fan aircraft |
| FR1457676A (fr) * | 1965-09-23 | 1966-01-24 | Conservatoire Nat Arts | Tuyère à section de passage réglable |
| DE2051076A1 (de) * | 1970-10-17 | 1972-04-20 | Dornier Ag, 7990 Friedrichshafen | Strahlsteuereinrichtung, insbesondere für die Steuerung von Fluggeräten |
| DE2256438C2 (de) * | 1972-11-17 | 1982-08-26 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | Steuerdüse mit variabler Austrittsfläche |
| US3973731A (en) * | 1975-12-12 | 1976-08-10 | United Technologies Corporation | Flap-type two-dimensional nozzle |
| DE3379874D1 (en) * | 1983-01-19 | 1989-06-22 | Ford Aerospace & Communication | Ram air steering system for a guided missile |
| US4690329A (en) * | 1984-11-02 | 1987-09-01 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle coupled with reverser exhaust door |
| WO1989012741A1 (en) * | 1989-08-21 | 1989-12-28 | Moog Inc. | Vane-type thrust vectoring nozzle |
| US5098022A (en) * | 1991-01-07 | 1992-03-24 | United Technologies Corporation | Flow diverting nozzle for a gas turbine engine |
-
1993
- 1993-04-30 GB GB9308982A patent/GB2277559A/en not_active Withdrawn
-
1994
- 1994-03-07 EP EP94301593A patent/EP0622294A1/en not_active Withdrawn
- 1994-03-14 CA CA002118989A patent/CA2118989A1/en not_active Abandoned
- 1994-04-11 US US08/225,943 patent/US5481868A/en not_active Expired - Fee Related
- 1994-05-02 JP JP6093469A patent/JPH074311A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2118989A1 (en) | 1994-10-31 |
| US5481868A (en) | 1996-01-09 |
| EP0622294A1 (en) | 1994-11-02 |
| GB2277559A (en) | 1994-11-02 |
| GB9308982D0 (en) | 1993-06-23 |
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