(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
プラグノズルを備えたジェットエンジンにおいて、
ノズルカウル部の外周側のボートテール部の後端までにシュラウドが配設されて両者の間に二次流通路が形成されると共に、ジェット機関本体とナセルの間にインテークと前記二次流通路をつなぐ余剰空気供給通路が形成され、前記インテークからの余剰空気を前記余剰空気供給通路を介して前記二次流通路に導いてボートテール部の外周後端に噴出させるように構成されていることを特徴とするプラグノズルジェットエンジン。
【請求項２】
上記ナセルは断面形状矩形であって、上記余剰空気供給通路はその四隅に設けられていることを特徴とする請求項１に記載のプラグノズルジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、プラグノズルを備えたジェットエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ジェットエンジンでは、その飛行速度と、排気ノズル部のスロート面積とその下流のノズル出口開口面積との比（開口比）の最適値との間に、図６に示すような相関関係がある。即ち、飛行速度の増大に伴って最適開口比は大きくなる。
【０００３】
このため、亜音速や音速を越えて飛行する航空機に用いられるジェットエンジンでは、そのノズル部にノズル開口部を機構的に変化させることのできるコンバージェントダイバージェントノズル（以下ＣＤノズル）が用いられることが多い。
【０００４】
ＣＤノズルは、二次元のＣＤノズルの概念図である図７に示すように、コンバージェントフラップＣＦがジェットエンジン本体Ｅに第一の枢着軸Ｓ１で揺動可能に設けられると共に、このコンバージェントフラップＣＦの後端に第一の枢着軸Ｓ１と平行な第二の枢着軸Ｓ２でダイバージェントフラップＤＦが揺動可能に設けられ、両フラップＣＦ，ＤＦが図示しないリンク機構を介して駆動手段によって揺動駆動されるように構成されている。これにより、コンバージェントフラップＣＦで噴射ガスを絞ってスロートを形成すると共にダイバージェントフラップＤＦでジェットの噴出角度を規定し、それぞれのフラップＣＦ，ＤＦを揺動操作することで、開口比を（Ａ）に示す小さい状態から（Ｂ）に示す大きな状態に変化させることができるようになっているものである。このようなＣＤノズルによって、飛行速度に応じた最適開口比となるようにノズル開口部を変化させることで、各速度域で高い効率を得ることができる。
【０００５】
ところが、上記のごときＣＤノズルは構成が複雑であって重量も大きく、可変機構に故障の虞も有する。
【０００６】
一方、このような問題のないジェットエンジンのノズル部構成として、プラグノズルがある。
【０００７】
プラグノズルは、図８に概念図を示すように、排気ノズル部のノズルカウル３１′の内部中央にプラグ３２′がストラット３３′を介して配設されて構成され、スロートＳはこのノズルカウル３１′とプラグ３２′の間に円環状に形成される。このようなプラグノズルでは、図示のごとく、プラグ３２′のスロートＳの下流部分でジェットが超音速膨張を行い、外気との圧力バランスによって排気流の境界が自動的に調整されるため、固定形状であっても幅広い圧力比で高いノズル効率を得ることができる。ＣＤノズルのような可変機構が必要ないために排気ノズルシステム全体を軽量に構成でき、また、プラグによってジェットを小さく分割すると共にプラグの内部に吸音材を配置できるために低騒化が容易であるという利点がある。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、プラグノズルでは、カウルの後端部はスロートを形成するために必然的に外部流に対して内向きの角度（ボートテール角：θ）を有するボートテール形状となり、この形状に起因して抵抗（ボートテール抵抗）を生ずる。つまり、ボートテール部には図９に示すように大気圧より低い部分が形成され、この低圧部分がエンジン全体を下流側に引っ張って外部抵抗となるものである。
【０００９】
このボートテール抵抗の大小は、カウルの後端部（ボートテール）と外部流の成す角度であるボートテール角：θ（=カウル角）に依存し、このボートテール角：θが小さければボートテール部の壁面制圧分布が全体的に高くなり、外部抵抗は低くなる。
【００１０】
一方、プラグノズルボートテール角：θは、図１０にマッハ数とカウル角（ボートテール角）の関係のグラフを示すように、設計速度（マッハ数）の増大に伴って増大する。従って、設計マッハ数が大きいほどボートテール角が大きくなり、その結果、外部抵抗も大きくなる。
【００１１】
即ち、図１１に設計飛行マッハ数を２．２としたプラグノズル（ボートテール角４５゜）のマッハ数に対する抵抗係数のグラフを示すように、図中破線で示す二次元ＣＤノズルと比較して、遷音速時では外部抵抗が低いものの超音速時において高い外部抵抗を生ずるものである。ＣＤノズルの外部抵抗が超音速時に低くなる理由は、図７中に示すように、、超音速域において出口面積を大きくすることに伴ってボートテール角が小さくなってボートテール抵抗を減少させることによる。
【００１２】
上記のごとき理由により、プラグノズルは、可変機構が必要ないために排気ノズルシステム全体を軽量に構成でき故障の虞もないという利点を有するにもかかわらず、超音速時にボートテール抵抗が極めて大きくなるために亜音速の旅客機等に用いられているのみで、超音速巡航機には用いられていないものであった。
【００１３】
本発明は、上記問題に鑑みてなされたものであって、超音速時のボートテール抵抗を軽減化することができ、音速を超える超音速巡航機にも使用可能なプラグノズルを使用したジェットエンジンを提供することを目的とする。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する本発明のプラグノズルジェットエンジンは、ノズルカウル部の外周側のボートテール部の後端までにシュラウドが配設されて両者の間に二次流通路が形成されると共に、当該ジェット機関本体とナセルの間にインテークと前記二次流通路をつなぐ余剰空気供給通路が形成され、前記インテークからの余剰空気を前記余剰空気供給通路を介して前記二次流通路に導いてボートテール部の外周後端に噴出させるように構成されていることを特徴とする。
【００１５】
また、上記ナセルは断面形状矩形であって、上記余剰空気供給通路はその四隅に設けられていることを特徴とする。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本願発明の実施の形態について説明する。
【００１７】
図１は、本願発明に係るプラグノズルジェットエンジンの一構成例を示す概念的な縦断面図，図２はその背面図，図３はＡ−Ａ断面に相当する横断面図である。
【００１８】
図示プラグノズルジェットエンジン１０は、断面形状矩形のナセル１１の内部にジェット機関２０が収容されると共に、ジェット機関２０とナセル１１の間に余剰空気供給通路１２が配設されて構成されている。
【００１９】
ジェット機関２０は、バイパスジェット機関であって、前置ファン２１，圧縮機２２，燃焼器２３，前置ファン２１及び圧縮機２２を駆動するタービン２４及びジェットノズル３０が直列に配設されて構成され、前方の吸気口から吸入した空気を前置ファン２１及び圧縮機２２で圧縮し、これに燃料を加えて燃焼器２３で燃焼させて高温の燃焼ガスを形成し、このガスでタービン２４を駆動した後、ジェットノズル３０から噴射するようになっている。また、前置ファン２１による圧縮空気の一部が機関外周部に配設されたバイパス通路２５を介してタービン２４からの排気部に導かれ、排気流に合流してジェットノズル３０から噴出するようになっている。
【００２０】
ジェットノズル３０は、ノズルカウル部としての円筒状のノズルカウル３１の内部中央に、略紡錘形のプラグ３２がストラット３３によって支持されると共に、ノズルカウル３１の外周側にシュラウド３４が配設されて構成されている。
【００２１】
ノズルカウル３１は、その下流側開口端が所定角度（カウル角度）で小径化するコーン状で、プラグ３２との間に円環状のスロート３０Ｓを形成するようになっており、この後端部がボートテール部となっている。
【００２２】
シュラウド３４は、ノズルカウル３１より一回り大きい円筒状で、ノズルカウル３１との間に円環状の二次流通路３５を形成するように配設され、その後端はノズルカウル３１のボートテール部の前端近傍に設定されている。このシュラウド３４とノズルカウル３１の間の二次流通路３５には余剰流ダクト１２が接続されている。
【００２３】
余剰流ダクト１２は、ナセル１１の四隅のジェット機関２０との間に、インテーク部と二次流通路３５の間を連結して配設されている。このように、断面形状矩形のナセル１１の四隅に余剰流ダクト１２を配設することにより、当該余剰流ダクト１２の有無によって前面投影面積が増大することはない。
【００２４】
而して、上記のごとく構成されたプラグノズルジェットエンジン１０では、余剰流ダクト１２を介した空気を二次流通路３５からノズルカウル３１の外周部に噴射することにより、ボートテール抵抗を減少させると共にその推力増強によって高い効率を得ることができる。
【００２５】
ここで、余剰流ダクト１２の入口条件を、インテーク余剰流の圧力損失を１０％とすると共にそのダクト面積をエンジンとナセルの間の６０％を利用するものとした場合、図４に各飛行マッハ数における二次流と一次流の全圧比及び流量比計算結果のグラフを示すように、二次流の全圧は飛行領域全域でほぼ一次流の５０％程度、流量はバイパス流が増大する遷音速飛行時に極大値を示して一次流の約２０％に達する。つまり、最も外部抵抗の大きくなる遷音速時に大きな二次流量を得られる。尚、二次流の流量は、二次流全圧と大気圧及び二次流出口面積によって決まるが、前述の条件で遷音速時から超音速巡航状態まで略一定のスロート面積で対応可能である。
【００２６】
このような条件で、設計飛行マッハ数を２．２としたプラグノズルジェットエンジンの飛行マッハ数に対する抵抗係数を数値計算による予測及び風洞試験によって得られた結果のグラフを図５に示す。これにより、図中破線で示す従来型の二次元ＣＤノズルに比較して、外部抵抗が最も大きくなる遷音速時において約６０％外部抵抗を削減できることが解る。
【００２７】
つまり、インテーク余剰流を余剰流ダクト１２を介して二次流通路３５からノズルカウル３１の外周後端に噴射することで、ノズルカウル３１の外気に曝されるボートテール部は存在しなくなって外部抵抗を削減できるものであり、インテーク余剰流は最も外部抵抗の大きくなる遷音速時に大きな流量が得られるため、その抵抗削減効果が大きく、超音速巡航機にも使用可能となるものである。
【００２８】
【発明の効果】
以上述べたように、本願発明に係るプラグノズルジェットエンジンでは、ノズルカウル部の外周側のボートテール部の後端までにシュラウドが配設されて両者の間に二次流通路が形成されると共に、当該ジェット機関本体とナセルの間にインテークと二次流通路をつなぐ余剰空気供給通路が形成され、インテークからの余剰空気を余剰空気供給通路を介して二次流通路に導いてボートテール部の外周後端に噴出させるように構成されていることにより、ノズルカウルの外気に曝されるボートテール部は存在しなくなってボートテール抵抗を減少させることができると共にこの二次流噴射による推力増強によって高い効率を得ることができる。インテーク余剰流は最も外部抵抗の大きくなる遷音速時に大きな流量が得られるため、その抵抗削減効果が大きく、超音速巡航機にも使用し得るものである。
【００２９】
また、ナセルは断面形状矩形であって、余剰空気供給通路はその四隅に設けられていることにより、エンジン全体の大型化を防ぐことができるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本願発明に係るプラグノズルジェットエンジンの一構成例を示す概念的な縦断面図である。
【図２】図１の背面図である。
【図３】図１のＡ−Ａ断面に相当する横断面図である。
【図４】飛行マッハ数における二次流と一次流の全圧比及び流量比計算結果のグラフである。
【図５】飛行マッハ数に対する抵抗係数を数値計算による予測及び風洞試験によって得られた結果のグラフである。
【図６】排気ノズル部の開口比の最適値を示すグラフである。
【図７】二次元のＣＤノズルの概念図である。
【図８】プラグノズルの概念図である。
【図９】ボートテール部の外部抵抗形成の説明図である。
【図１０】マッハ数とカウル角（ボートテール角）の関係を示すグラフである。
【図１１】プラグノズルのマッハ数に対する抵抗係数を示すグラフである。
【符号の説明】
１０  プラグノズルジェットエンジン
１１  ナセル
１２  余剰空気供給通路
２０  ジェット機関（ジェット機関本体）
３０  ノズル部
３１  ノズルカウル（ノズルカウル部）
３２  プラグ
３４  シュラウド
３５  二次流通路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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