JPH08284752A - 航空機エンジン用の超音速排気ノズル - Google Patents
航空機エンジン用の超音速排気ノズルInfo
- Publication number
- JPH08284752A JPH08284752A JP8538795A JP8538795A JPH08284752A JP H08284752 A JPH08284752 A JP H08284752A JP 8538795 A JP8538795 A JP 8538795A JP 8538795 A JP8538795 A JP 8538795A JP H08284752 A JPH08284752 A JP H08284752A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- cooling
- flow path
- throat portion
- aircraft engine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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- Exhaust Silencers (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 航空機エンジン用の超音速ノズルにおいて、
熱負荷が大きいノズルのスロート部位を効果的に冷却
し、スロート部位でのノズル壁の壁面温度の上昇を抑制
する。 【構成】 途中に流路断面が狭いスロート部位５を備え
断面が長方形のノズル主流路１と同ノズル主流路１の外
側に設けられた冷却流路３を備えた航空機エンジン用の
超音速ノズルにおいて、熱負荷が大きいスロート部位５
における冷却流路３を狭くしてこの部分で冷却流体のマ
ッハ数を上げて冷却側の局所熱伝達率を上げるようにし
た。
熱負荷が大きいノズルのスロート部位を効果的に冷却
し、スロート部位でのノズル壁の壁面温度の上昇を抑制
する。 【構成】 途中に流路断面が狭いスロート部位５を備え
断面が長方形のノズル主流路１と同ノズル主流路１の外
側に設けられた冷却流路３を備えた航空機エンジン用の
超音速ノズルにおいて、熱負荷が大きいスロート部位５
における冷却流路３を狭くしてこの部分で冷却流体のマ
ッハ数を上げて冷却側の局所熱伝達率を上げるようにし
た。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、超音速機用等の航空機
エンジン用の超音速排気ノズルに関する。
エンジン用の超音速排気ノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の超音速機用エンジンの排気ノズル
に用いられる超音速排気ノズルには、図３及び図４に示
す冷却方式を用いている。図３及び図４において、１
は、ノズル壁２によって形成され主流（エンジン排気）
が流れると共に主流に垂直な断面積が長方形であり、か
つ、スロート部位５を途中に有するノズル主流路であ
り、同ノズル主流路１のまわりには冷却流路３が形成さ
れている。前記ノズル主流路１は幅が変化しない二次元
ノズルを構成しており、前記スロート部位５は、ノズル
主流路１の高さが絞られることによって形成されてい
る。冷却流路３は冷却流路壁４とノズル壁２によって形
成され、図４に示すように、長方形断面のノズル主流路
１のまわりに４個の断面長方形の冷却流路３が配置され
ており、その内部に矢印Ｂに示すように亜音速の冷却空
気が流れ、かつ、冷却流路３の流路断面積は一定で変化
しないように構成されている。なお、Ａはノズル主流路
１内の主流の流れの方向を示す。
に用いられる超音速排気ノズルには、図３及び図４に示
す冷却方式を用いている。図３及び図４において、１
は、ノズル壁２によって形成され主流（エンジン排気）
が流れると共に主流に垂直な断面積が長方形であり、か
つ、スロート部位５を途中に有するノズル主流路であ
り、同ノズル主流路１のまわりには冷却流路３が形成さ
れている。前記ノズル主流路１は幅が変化しない二次元
ノズルを構成しており、前記スロート部位５は、ノズル
主流路１の高さが絞られることによって形成されてい
る。冷却流路３は冷却流路壁４とノズル壁２によって形
成され、図４に示すように、長方形断面のノズル主流路
１のまわりに４個の断面長方形の冷却流路３が配置され
ており、その内部に矢印Ｂに示すように亜音速の冷却空
気が流れ、かつ、冷却流路３の流路断面積は一定で変化
しないように構成されている。なお、Ａはノズル主流路
１内の主流の流れの方向を示す。
【０００３】この装置では、ノズル主流路１を流れる高
温のエンジン排気である主流によって加熱されたノズル
壁２は、冷却流路２内の冷却空気によって冷却される。
温のエンジン排気である主流によって加熱されたノズル
壁２は、冷却流路２内の冷却空気によって冷却される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前記の超音速機用エン
ジンの超音速排気ノズルでは、ノズル内を流れる主流の
温度が高くなるためにノズル壁の強度を保つため冷却を
行う必要があり、前記のように冷却流路面積一定の強制
対流冷却方式を採用している。しかし、超音速排気ノズ
ルの主流路においては、スロート部位において主流側の
熱伝達率がピークとなりスロート部位のノズル壁が他の
部位のノズル壁のより高い熱負荷を受けることになる。
従って、流路面積が一定の冷却流路内の冷却空気によっ
て主流路のノズル壁を冷却している前記従来の方式で
は、図５に示すように、スロート部位のノズル壁の壁面
温度が他の部位のノズル壁の壁面温度より高くなり、ス
ロート部位でのノズル壁の壁面温度を目標値にするよう
に冷却する場合には、他の部位のノズル壁の壁面温度は
目標温度よりも低くなり、無駄が多い。また、ノズル壁
における温度分布が顕著となり、スロート部位付近での
局所的な熱伸びによる弊害が発生するおそれもある。
ジンの超音速排気ノズルでは、ノズル内を流れる主流の
温度が高くなるためにノズル壁の強度を保つため冷却を
行う必要があり、前記のように冷却流路面積一定の強制
対流冷却方式を採用している。しかし、超音速排気ノズ
ルの主流路においては、スロート部位において主流側の
熱伝達率がピークとなりスロート部位のノズル壁が他の
部位のノズル壁のより高い熱負荷を受けることになる。
従って、流路面積が一定の冷却流路内の冷却空気によっ
て主流路のノズル壁を冷却している前記従来の方式で
は、図５に示すように、スロート部位のノズル壁の壁面
温度が他の部位のノズル壁の壁面温度より高くなり、ス
ロート部位でのノズル壁の壁面温度を目標値にするよう
に冷却する場合には、他の部位のノズル壁の壁面温度は
目標温度よりも低くなり、無駄が多い。また、ノズル壁
における温度分布が顕著となり、スロート部位付近での
局所的な熱伸びによる弊害が発生するおそれもある。
【０００５】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる航空機エンジン用の超音速ノズルを提供しようと
するものである。
できる航空機エンジン用の超音速ノズルを提供しようと
するものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、途中に流路断
面が、狭いスロート部位を備えた断面が長方形のノズル
主流路と同ノズル主流路の外側に設けられた冷却流路を
備えた航空機エンジン用の超音速ノズルにおいて、前記
スロート部位における前記冷却流路を狭くしたことを特
徴とする。
面が、狭いスロート部位を備えた断面が長方形のノズル
主流路と同ノズル主流路の外側に設けられた冷却流路を
備えた航空機エンジン用の超音速ノズルにおいて、前記
スロート部位における前記冷却流路を狭くしたことを特
徴とする。
【０００７】
【作用】冷却流路断面積をスロート部位で狭くすること
により、冷却流路内での冷却流体のマッハ数が局所的に
スロート部位で上昇して冷却側の局所熱伝達率が上昇す
る。これにより、冷却流路が狭くなったスロート部位で
のノズル壁の壁面温度分布のピーク値を抑制することが
可能である。
により、冷却流路内での冷却流体のマッハ数が局所的に
スロート部位で上昇して冷却側の局所熱伝達率が上昇す
る。これにより、冷却流路が狭くなったスロート部位で
のノズル壁の壁面温度分布のピーク値を抑制することが
可能である。
【０００８】
【実施例】本発明の一実施例を、図１に示す。本実施例
は、図３及び図４に示される従来の超音速航空機用の排
気ノズルに用いられる超音速排気ノズルの冷却流路を次
のように改良したもので、図１において図３及び図４に
おけると同一の部分には同一の符号を付しその説明を省
略する。
は、図３及び図４に示される従来の超音速航空機用の排
気ノズルに用いられる超音速排気ノズルの冷却流路を次
のように改良したもので、図１において図３及び図４に
おけると同一の部分には同一の符号を付しその説明を省
略する。
【０００９】即ち、本実施例では、スロート部位５にお
いて上下に対向する冷却流路３，３の高さが絞られてい
て、スロート部位５において冷却流路の断面積を減小さ
せて冷却流路３を狭くしている。
いて上下に対向する冷却流路３，３の高さが絞られてい
て、スロート部位５において冷却流路の断面積を減小さ
せて冷却流路３を狭くしている。
【００１０】本実施例では、ノズル主流路１において主
流側の熱伝達率がピークになるスロート部位５において
前記のように冷却流路３が狭くなっているので、冷却流
路３内での冷却空気のマッハ数はスロート部位５で局所
的に上昇する。
流側の熱伝達率がピークになるスロート部位５において
前記のように冷却流路３が狭くなっているので、冷却流
路３内での冷却空気のマッハ数はスロート部位５で局所
的に上昇する。
【００１１】従って、冷却側の局所的熱伝達率がスロー
ト部位５において上昇することとなり、図２に示すよう
にスロート部位５におけるノズル壁の壁面温度が他の部
位のノズル壁の壁面温度より高くなることがない。
ト部位５において上昇することとなり、図２に示すよう
にスロート部位５におけるノズル壁の壁面温度が他の部
位のノズル壁の壁面温度より高くなることがない。
【００１２】
【発明の効果】本発明は、以上説明したように、ノズル
壁の壁面温度がスロート部位においてピーク値となるこ
とを抑制し、ノズル壁の壁面温度分布を一様にすること
ができる。これにより、局部的な熱伸びによる弊害を無
くし、また、冷却に必要な冷却流体の流量を節減するこ
とができる。
壁の壁面温度がスロート部位においてピーク値となるこ
とを抑制し、ノズル壁の壁面温度分布を一様にすること
ができる。これにより、局部的な熱伸びによる弊害を無
くし、また、冷却に必要な冷却流体の流量を節減するこ
とができる。
【図１】本発明の一実施例の縦断面図である。
【図２】同実施例におけるノズル壁の壁面温度の分布図
である。
である。
【図３】従来の超音速航空機用エンジンの超音速排気ノ
ズルの縦断面図である。
ズルの縦断面図である。
【図４】前記従来の超音速排気ノズルの側断面図であ
り、図４（ａ）はノズル入口の部分の側断面図、図４
（ｂ）はノズルのスロート部位の部分の側断面図であ
る。
り、図４（ａ）はノズル入口の部分の側断面図、図４
（ｂ）はノズルのスロート部位の部分の側断面図であ
る。
【図５】前記従来の超音速排気ノズルにおけるノズル壁
の壁面温度の分布図である。
の壁面温度の分布図である。
【符号の説明】 １ ノズル主流路 ２ ノズル壁 ３ 冷却流路 ４ 冷却流路壁 ５ スロート部位 Ａ 主流の流れ方向 Ｂ 冷却空気の流れ方向
Claims (1)
- 【請求項１】 途中に流路断面が狭いスロート部位を備
えた断面が長方形のノズル主流路と同ノズル主流路の外
側に設けられた冷却流路を備えた航空機エンジン用の超
音速排気ノズルにおいて、前記スロート部における前記
冷却流路を狭くしたことを特徴とする航空機エンジン用
の超音速排気ノズル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8538795A JPH08284752A (ja) | 1995-04-11 | 1995-04-11 | 航空機エンジン用の超音速排気ノズル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8538795A JPH08284752A (ja) | 1995-04-11 | 1995-04-11 | 航空機エンジン用の超音速排気ノズル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08284752A true JPH08284752A (ja) | 1996-10-29 |
Family
ID=13857343
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8538795A Pending JPH08284752A (ja) | 1995-04-11 | 1995-04-11 | 航空機エンジン用の超音速排気ノズル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08284752A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010138910A (ja) * | 2008-12-15 | 2010-06-24 | Astrium Gmbh | 高温ガスチャンバ |
| CN109578165A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-04-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种低性能损失转接机匣 |
| CN112727860A (zh) * | 2020-12-22 | 2021-04-30 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于高超声速风洞高马赫数型面喷管水冷喉道的结构 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3798902A (en) * | 1968-08-21 | 1974-03-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Arrangement of cooling channels for rocket engine combustion chambers |
-
1995
- 1995-04-11 JP JP8538795A patent/JPH08284752A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3798902A (en) * | 1968-08-21 | 1974-03-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Arrangement of cooling channels for rocket engine combustion chambers |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010138910A (ja) * | 2008-12-15 | 2010-06-24 | Astrium Gmbh | 高温ガスチャンバ |
| CN109578165A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-04-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种低性能损失转接机匣 |
| CN112727860A (zh) * | 2020-12-22 | 2021-04-30 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于高超声速风洞高马赫数型面喷管水冷喉道的结构 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19980303 |