JPH0874660A - 極超音速機用エンジン排気ノズル - Google Patents
極超音速機用エンジン排気ノズルInfo
- Publication number
- JPH0874660A JPH0874660A JP20641694A JP20641694A JPH0874660A JP H0874660 A JPH0874660 A JP H0874660A JP 20641694 A JP20641694 A JP 20641694A JP 20641694 A JP20641694 A JP 20641694A JP H0874660 A JPH0874660 A JP H0874660A
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- Japan
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- nozzle
- flaps
- engine
- flap
- hypersonic
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ノズルを大型にすることなく、離着陸時から
亜音速及び超音速を経て飛行マッハ数が５を越える極超
音速時まで高いノズル効率を維持することができる極超
音速機用エンジン排気ノズルを提供する。 【構成】 極超音速機用エンジン６の後方に設置され、
コンバージェント部を構成する複数のＣフラップ１２
と、Ｃフラップに主ヒンジ１３で揺動可能に連結され全
体としてダイバージェント部を構成する複数のＤフラッ
プ１４とを備える。各Ｄフラップ１４は、少なくとも１
つの補助ヒンジ１７で連結された複数の部分フラップ１
４ａ、１４ｂからなる。また各ヒンジ部には前後に位置
するフラップの相対角度を変化させる駆動機構１８が設
けられている。
亜音速及び超音速を経て飛行マッハ数が５を越える極超
音速時まで高いノズル効率を維持することができる極超
音速機用エンジン排気ノズルを提供する。 【構成】 極超音速機用エンジン６の後方に設置され、
コンバージェント部を構成する複数のＣフラップ１２
と、Ｃフラップに主ヒンジ１３で揺動可能に連結され全
体としてダイバージェント部を構成する複数のＤフラッ
プ１４とを備える。各Ｄフラップ１４は、少なくとも１
つの補助ヒンジ１７で連結された複数の部分フラップ１
４ａ、１４ｂからなる。また各ヒンジ部には前後に位置
するフラップの相対角度を変化させる駆動機構１８が設
けられている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、飛行マッハ数が５を越
える極超音速航空機用のエンジン排気ノズルに関する。
える極超音速航空機用のエンジン排気ノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】飛行マッハ数が５を越える極超音速航空
機が、現在研究開発されており、そのエンジン用排気ノ
ズルとして、従来のジェットエンジンノズルとロケット
ノズルの適用が検討されている。マッハ２程度の超音速
機用の従来のジェットエンジンノズルには、一例として
図４に例示する直線フラップノズル（ＣＤノズル）が用
いられている。このノズルは、直線フラップで構成され
たコンバージェント部（Ｃフラップ１）と、ダイバージ
ェント部（Ｄフラップ２）とがスロート部のヒンジ３で
連結されたものであり、Ｄフラップ２がヒンジ３を中心
に揺動することにより、ノズルの開口比ＡＲ（出口面積
Ｓout ／スロート面積Ｓ0 ）を変化させて、図４（Ａ）
の亜音速飛行状態から図４（Ｂ）の超音速飛行状態まで
対応できるようになっている。
機が、現在研究開発されており、そのエンジン用排気ノ
ズルとして、従来のジェットエンジンノズルとロケット
ノズルの適用が検討されている。マッハ２程度の超音速
機用の従来のジェットエンジンノズルには、一例として
図４に例示する直線フラップノズル（ＣＤノズル）が用
いられている。このノズルは、直線フラップで構成され
たコンバージェント部（Ｃフラップ１）と、ダイバージ
ェント部（Ｄフラップ２）とがスロート部のヒンジ３で
連結されたものであり、Ｄフラップ２がヒンジ３を中心
に揺動することにより、ノズルの開口比ＡＲ（出口面積
Ｓout ／スロート面積Ｓ0 ）を変化させて、図４（Ａ）
の亜音速飛行状態から図４（Ｂ）の超音速飛行状態まで
対応できるようになっている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかし、かかるＣＤノ
ズルを飛行マッハ数が５を越える極超音速航空機に適用
すると、極極超音速飛行時の圧力比（入口全圧／大気
圧）が高いために、開口比ＡＲを大きくとる必要があ
り、Ｄフラップの開き角度が必然的に大きくなるため、
出口での排気流の方向が広がって推進軸とずれてしま
い、このため高い効率が得られない問題点があった。す
なわち、ノズル出口マッハ数（飛行マッハ数にほぼ等し
い）をＭｅ、比熱比をｋとすると、ノズルの開口比ＡＲ
は、図５に示す関係となり、ノズル出口マッハ数５（Ｍ
ｅ＝５）では、ＡＲは２０以上となり、Ｄフラップ２の
全長を従来より相当長くし、かつ出口面積Ｓout を大き
くする必要があり、ノズルが大型化し、かつ出口での排
気流の方向が広がることによる開角損失（或いは角度損
失）が大きくなる問題点があった。
ズルを飛行マッハ数が５を越える極超音速航空機に適用
すると、極極超音速飛行時の圧力比（入口全圧／大気
圧）が高いために、開口比ＡＲを大きくとる必要があ
り、Ｄフラップの開き角度が必然的に大きくなるため、
出口での排気流の方向が広がって推進軸とずれてしま
い、このため高い効率が得られない問題点があった。す
なわち、ノズル出口マッハ数（飛行マッハ数にほぼ等し
い）をＭｅ、比熱比をｋとすると、ノズルの開口比ＡＲ
は、図５に示す関係となり、ノズル出口マッハ数５（Ｍ
ｅ＝５）では、ＡＲは２０以上となり、Ｄフラップ２の
全長を従来より相当長くし、かつ出口面積Ｓout を大き
くする必要があり、ノズルが大型化し、かつ出口での排
気流の方向が広がることによる開角損失（或いは角度損
失）が大きくなる問題点があった。
【０００４】一方、従来のロケットノズルとして、例え
ば図６に例示する（Ａ）円錐ノズル、（Ｂ）ベルノズ
ル、（Ｃ）プラグノズル、及び（Ｄ）ＥＤ（Expantion-
Deflection) ノズルが知られている。しかし、プラグノ
ズル（Ｃ）とＥＤノズル（Ｄ）は、地上付近での推力係
数の低下が小さく、寸法も小さくできるが、高温のジェ
ット噴流内に位置する部分の冷却が困難であり、ロケッ
トノズル用としてもいまだ実用化されていない。また、
円錐ノズル（Ａ）とベルノズル（Ｂ）は、ロケットノズ
ルとしては広く用いられているが、マッハ３程度以下の
超音速飛行時のノズル効率が大幅に悪化するため、離着
陸時やマッハ３以下の超音速飛行時に適用できない問題
点があった。更に、円錐ノズル（Ａ）とベルノズル
（Ｂ）をＣＤノズル（図４）のように、可変構造として
も、図７に示すように超音速巡行時（図７Ｂ）の効率は
高いものの、亜音速時（図７Ａ）には適正な開口比が得
られないため効率が低下する問題点があった。
ば図６に例示する（Ａ）円錐ノズル、（Ｂ）ベルノズ
ル、（Ｃ）プラグノズル、及び（Ｄ）ＥＤ（Expantion-
Deflection) ノズルが知られている。しかし、プラグノ
ズル（Ｃ）とＥＤノズル（Ｄ）は、地上付近での推力係
数の低下が小さく、寸法も小さくできるが、高温のジェ
ット噴流内に位置する部分の冷却が困難であり、ロケッ
トノズル用としてもいまだ実用化されていない。また、
円錐ノズル（Ａ）とベルノズル（Ｂ）は、ロケットノズ
ルとしては広く用いられているが、マッハ３程度以下の
超音速飛行時のノズル効率が大幅に悪化するため、離着
陸時やマッハ３以下の超音速飛行時に適用できない問題
点があった。更に、円錐ノズル（Ａ）とベルノズル
（Ｂ）をＣＤノズル（図４）のように、可変構造として
も、図７に示すように超音速巡行時（図７Ｂ）の効率は
高いものの、亜音速時（図７Ａ）には適正な開口比が得
られないため効率が低下する問題点があった。
【０００５】本発明は上述した問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、ノ
ズルを大型にすることなく、離着陸時から亜音速及び超
音速を経て飛行マッハ数が５を越える極超音速時まで高
いノズル効率を維持することができる極超音速機用エン
ジン排気ノズルを提供することにある。
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、ノ
ズルを大型にすることなく、離着陸時から亜音速及び超
音速を経て飛行マッハ数が５を越える極超音速時まで高
いノズル効率を維持することができる極超音速機用エン
ジン排気ノズルを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、極超音
速機用エンジンの後方に設置され、コンバージェント部
を構成する複数のＣフラップと、該Ｃフラップに主ヒン
ジで揺動可能に連結され全体としてダイバージェント部
を構成する複数のＤフラップと、を備え、各Ｄフラップ
は、少なくとも１つの補助ヒンジで連結された複数の部
分フラップからなり、更に各ヒンジ部には前後に位置す
るフラップの相対角度を変化させる駆動機構が設けられ
ている、ことを特徴とする極超音速機用エンジン排気ノ
ズルが提供される。
速機用エンジンの後方に設置され、コンバージェント部
を構成する複数のＣフラップと、該Ｃフラップに主ヒン
ジで揺動可能に連結され全体としてダイバージェント部
を構成する複数のＤフラップと、を備え、各Ｄフラップ
は、少なくとも１つの補助ヒンジで連結された複数の部
分フラップからなり、更に各ヒンジ部には前後に位置す
るフラップの相対角度を変化させる駆動機構が設けられ
ている、ことを特徴とする極超音速機用エンジン排気ノ
ズルが提供される。
【０００７】本発明の好ましい実施例によれば、前記複
数の部分フラップのうち最下流側に位置する部分フラッ
プが、エンジンの推進軸に対してほぼ平行に位置する。
数の部分フラップのうち最下流側に位置する部分フラッ
プが、エンジンの推進軸に対してほぼ平行に位置する。
【０００８】
【作用】上記本発明の構成によれば、Ｄフラップが、少
なくとも１つの補助ヒンジで連結された複数の部分フラ
ップからなるので、ヒンジ部に設けられた駆動機構によ
り部分フラップの相対角度を変化させることにより、ノ
ズルを飛行時に必要な開口比に合わせ、かつ出口での排
気流の方向をエンジンの推進軸と一致させることができ
る。従って、飛行マッハ数が上昇するにつれて、部分フ
ラップの相対角度を変化させてノズル開口比を大きく
し、また、出口での排気流の方向が可能な限り小さくな
るように最下流側に位置する部分フラップをエンジンの
推進軸に対してほぼ平行に位置決めすることにより、ノ
ズルを大型にすることなく、離着陸時から亜音速及び超
音速を経て飛行マッハ数が５を越える極超音速時まで、
高いノズル効率を維持することができる。
なくとも１つの補助ヒンジで連結された複数の部分フラ
ップからなるので、ヒンジ部に設けられた駆動機構によ
り部分フラップの相対角度を変化させることにより、ノ
ズルを飛行時に必要な開口比に合わせ、かつ出口での排
気流の方向をエンジンの推進軸と一致させることができ
る。従って、飛行マッハ数が上昇するにつれて、部分フ
ラップの相対角度を変化させてノズル開口比を大きく
し、また、出口での排気流の方向が可能な限り小さくな
るように最下流側に位置する部分フラップをエンジンの
推進軸に対してほぼ平行に位置決めすることにより、ノ
ズルを大型にすることなく、離着陸時から亜音速及び超
音速を経て飛行マッハ数が５を越える極超音速時まで、
高いノズル効率を維持することができる。
【０００９】
【実施例】以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照
して説明する。なお、各図において、共通する部分には
同一の符号を付して使用する。図１は、本発明による極
超音速機用エンジン排気ノズルの全体構成図であり、
（Ａ）は亜音速飛行時、（Ｂ）は超音速飛行時を示して
いる。図１において、本発明の排気ノズル１０は、極超
音速機用エンジン６の後方に設置された２次元ノズルで
あり、コンバージェント部を構成する複数のＣフラップ
１２と、Ｃフラップ１２に主ヒンジ１３で揺動可能に連
結され全体としてダイバージェント部を構成する複数の
Ｄフラップ１４とを備えている。これらのＣフラップ１
２及びＤフラップ１４は、図で紙面に垂直な方向に互い
に間隔を隔てた２枚の側壁１６の間を摺動し、これらの
間にエンジン６の排ガスを流し、排ガスを後方（図で右
方）に噴射するようになっている。
して説明する。なお、各図において、共通する部分には
同一の符号を付して使用する。図１は、本発明による極
超音速機用エンジン排気ノズルの全体構成図であり、
（Ａ）は亜音速飛行時、（Ｂ）は超音速飛行時を示して
いる。図１において、本発明の排気ノズル１０は、極超
音速機用エンジン６の後方に設置された２次元ノズルで
あり、コンバージェント部を構成する複数のＣフラップ
１２と、Ｃフラップ１２に主ヒンジ１３で揺動可能に連
結され全体としてダイバージェント部を構成する複数の
Ｄフラップ１４とを備えている。これらのＣフラップ１
２及びＤフラップ１４は、図で紙面に垂直な方向に互い
に間隔を隔てた２枚の側壁１６の間を摺動し、これらの
間にエンジン６の排ガスを流し、排ガスを後方（図で右
方）に噴射するようになっている。
【００１０】各Ｄフラップ１４は、少なくとも１つの補
助ヒンジ１７で連結された複数の部分フラップ１４ａ、
１４ｂからなる。なお、この図では、各Ｄフラップ１４
は、１つの補助ヒンジ１７で連結された２つの部分フラ
ップ１４ａ、１４ｂからなるが、２つ以上の補助ヒンジ
１７で連結された３つ以上の部分フラップで構成されて
もよい。また、図１に示すように、前記複数の部分フラ
ップ１４ａ、１４ｂのうち最下流側に位置する部分フラ
ップ１４ｂが、エンジンの推進軸に対してほぼ平行に位
置決めされるのがよい。
助ヒンジ１７で連結された複数の部分フラップ１４ａ、
１４ｂからなる。なお、この図では、各Ｄフラップ１４
は、１つの補助ヒンジ１７で連結された２つの部分フラ
ップ１４ａ、１４ｂからなるが、２つ以上の補助ヒンジ
１７で連結された３つ以上の部分フラップで構成されて
もよい。また、図１に示すように、前記複数の部分フラ
ップ１４ａ、１４ｂのうち最下流側に位置する部分フラ
ップ１４ｂが、エンジンの推進軸に対してほぼ平行に位
置決めされるのがよい。
【００１１】更に、各ヒンジ部１３、１７には前後に位
置するフラップの相対角度を変化させる駆動機構１８が
設けられている。この駆動機構１８は、例えばリンク機
構と直動シリンダ又は回転モータとからなる。
置するフラップの相対角度を変化させる駆動機構１８が
設けられている。この駆動機構１８は、例えばリンク機
構と直動シリンダ又は回転モータとからなる。
【００１２】上述した構成により、Ｄフラップ１４が、
少なくとも１つの補助ヒンジ１７で連結された複数の部
分フラップ１４ａ、１４ｂからなるので、ヒンジ部に設
けられた駆動機構１８により部分フラップの相対角度を
変化させることにより、ノズルを飛行時に必要な開口比
に合わせ、かつ出口での排気流の方向をエンジンの推進
軸と一致させることができる。従って、飛行マッハ数が
上昇するにつれて、部分フラップ１４ａ、１４ｂの相対
角度を変化させてノズル開口比を大きくし、また、出口
での排気流の方向が可能な限り小さくなるように最下流
側に位置する部分フラップをエンジンの推進軸に対して
ほぼ平行に位置決めすることにより、ノズルを大型にす
ることなく、離着陸時から亜音速（図１Ａ）及び超音速
を経て飛行マッハ数が５を越える極超音速時（図１Ｂ）
まで、高いノズル効率を維持することができる。
少なくとも１つの補助ヒンジ１７で連結された複数の部
分フラップ１４ａ、１４ｂからなるので、ヒンジ部に設
けられた駆動機構１８により部分フラップの相対角度を
変化させることにより、ノズルを飛行時に必要な開口比
に合わせ、かつ出口での排気流の方向をエンジンの推進
軸と一致させることができる。従って、飛行マッハ数が
上昇するにつれて、部分フラップ１４ａ、１４ｂの相対
角度を変化させてノズル開口比を大きくし、また、出口
での排気流の方向が可能な限り小さくなるように最下流
側に位置する部分フラップをエンジンの推進軸に対して
ほぼ平行に位置決めすることにより、ノズルを大型にす
ることなく、離着陸時から亜音速（図１Ａ）及び超音速
を経て飛行マッハ数が５を越える極超音速時（図１Ｂ）
まで、高いノズル効率を維持することができる。
【００１３】図２は、本発明のノズル内部の排ガス流れ
のイメージ図である。関節部（補助ヒンジ１７）で発生
する衝撃波７の角度は、発生部での局所マッハ数をＭ３
程度とすると、図示のようになり、排ガスの流線（破線
で示す）は衝撃波により推進方向に曲げられる。従っ
て、最下流側に位置する部分フラップ１４ｂを例えばエ
ンジンの推進軸に対してほぼ平行に位置決めすることに
より、出口での排気流の方向をエンジンの推進軸と一致
させることができる。
のイメージ図である。関節部（補助ヒンジ１７）で発生
する衝撃波７の角度は、発生部での局所マッハ数をＭ３
程度とすると、図示のようになり、排ガスの流線（破線
で示す）は衝撃波により推進方向に曲げられる。従っ
て、最下流側に位置する部分フラップ１４ｂを例えばエ
ンジンの推進軸に対してほぼ平行に位置決めすることに
より、出口での排気流の方向をエンジンの推進軸と一致
させることができる。
【００１４】図３は、飛行マッハ数とノズル効率との関
係図である。この図に示すように、従来のＣＤノズルが
飛行マッハ数３以上でノズル効率が低下し、逆に従来の
ロケットノズルが飛行マッハ数３以下でノズル効率が低
下するのに対して、本発明によるノズルでは、図に実線
で模式的に示すように飛行マッハ数の広い範囲にわたっ
て高いノズル効率を維持することができる。
係図である。この図に示すように、従来のＣＤノズルが
飛行マッハ数３以上でノズル効率が低下し、逆に従来の
ロケットノズルが飛行マッハ数３以下でノズル効率が低
下するのに対して、本発明によるノズルでは、図に実線
で模式的に示すように飛行マッハ数の広い範囲にわたっ
て高いノズル効率を維持することができる。
【００１５】なお、本発明は、上述した実施例に限定さ
れるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で自
由に変更できることは勿論である。
れるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で自
由に変更できることは勿論である。
【００１６】
【発明の効果】上述したように、本発明の極超音速機用
エンジン排気ノズルは、ノズルを大型にすることなく、
離着陸時から亜音速及び超音速を経て飛行マッハ数が５
を越える極超音速時まで高いノズル効率を維持すること
ができる、等の優れた効果を有する。
エンジン排気ノズルは、ノズルを大型にすることなく、
離着陸時から亜音速及び超音速を経て飛行マッハ数が５
を越える極超音速時まで高いノズル効率を維持すること
ができる、等の優れた効果を有する。
【図１】本発明による極超音速機用エンジン排気ノズル
の全体構成図である。
の全体構成図である。
【図２】本発明のノズル内部の排ガス流れのイメージ図
である。
である。
【図３】飛行マッハ数とノズル効率との関係図である。
【図４】従来のＣＤノズルの作動図である。
【図５】ノズル出口マッハ数Ｍｅとノズル開口比ＡＲと
の関係図である。
の関係図である。
【図６】従来のロケットノズルの模式図である。
【図７】従来のロケットノズルの作動図である。
１ Ｃフラップ ２ Ｄフラップ ３ ヒンジ ６ 極超音速機用エンジン ７ 衝撃波 １０ 排気ノズル １２ Ｃフラップ １３ 主ヒンジ １４ Ｄフラップ １４ａ、１４ｂ 部分フラップ １６ 側壁 １７ 補助ヒンジ １８ 駆動機構
Claims (2)
- 【請求項１】 極超音速機用エンジンの後方に設置さ
れ、コンバージェント部を構成する複数のＣフラップ
と、該Ｃフラップに主ヒンジで揺動可能に連結され全体
としてダイバージェント部を構成する複数のＤフラップ
と、を備え、 各Ｄフラップは、少なくとも１つの補助ヒンジで連結さ
れた複数の部分フラップからなり、更に各ヒンジ部には
前後に位置するフラップの相対角度を変化させる駆動機
構が設けられている、ことを特徴とする極超音速機用エ
ンジン排気ノズル。 - 【請求項２】 前記複数の部分フラップのうち最下流側
に位置する部分フラップが、エンジンの推進軸に対して
ほぼ平行に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載
の極超音速機用エンジン排気ノズル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20641694A JPH0874660A (ja) | 1994-08-31 | 1994-08-31 | 極超音速機用エンジン排気ノズル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20641694A JPH0874660A (ja) | 1994-08-31 | 1994-08-31 | 極超音速機用エンジン排気ノズル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0874660A true JPH0874660A (ja) | 1996-03-19 |
Family
ID=16523015
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20641694A Pending JPH0874660A (ja) | 1994-08-31 | 1994-08-31 | 極超音速機用エンジン排気ノズル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0874660A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9739164B2 (en) | 2013-05-15 | 2017-08-22 | Ihi Corporation | Variable nozzle for aeronautic gas turbine engine |
-
1994
- 1994-08-31 JP JP20641694A patent/JPH0874660A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9739164B2 (en) | 2013-05-15 | 2017-08-22 | Ihi Corporation | Variable nozzle for aeronautic gas turbine engine |
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