(57)【要約】【課題】推進に使用されるタービンエンジン用のノズルを提供すること。【解決手段】推力発生用推進システム２０はタービンエンジン３４を含む。このエンジン３４は、圧縮機３８、５２と、流路に沿って圧縮機３８、５２の下流にある燃焼器５４と、流路に沿って燃焼器５４の下流にあるタービン５６、５８とを有する。複数の燃焼管路１２０が、流体ノズルスロートを形成するために燃焼ガスを排出するように配置された出口１０４を有する。物理的ノズル３００はタービンエンジン３４の下流にあってよい。流体ノズルスロートは、この物理的ノズル３００の内部にあってもよい。エンジン３４はオグメンタ６２を含んでよい。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機、
流路に沿って前記圧縮機の下流にある燃焼器、および、
前記流路に沿って前記燃焼器の下流にあるタービン、
を有するタービンエンジンと、
流体ノズルスロートを形成するために燃焼ガスを排出するように配置された出口を有する複数の燃焼管路と、
を備えることを特徴とする推力発生用推進システム。
【請求項２】
前記システムが前記タービンエンジンの下流に物理的ノズルを有し、
前記出口が、前記物理的ノズル内に流体ノズルスロートを形成するために燃焼ガスを排出するように配置されることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項３】
第一の位置において、前記管路が前記流路の外周の大部分に沿って前記流路を取り囲むことを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項４】
前記エンジンがファンを備え、
前記管路が前記ファンから抽気を受け取るように配管されたことを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記出口の上流にオグメンタをさらに備えることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記オグメンタが隔離オグメンタであることを特徴とする請求項５記載のシステム。
【請求項７】
前記燃焼器、前記オグメンタ、および前記管路が、共通の供給源から燃料を供給されることを特徴とする請求項５記載のシステム。
【請求項８】
ハードウェアとソフトウェアのうち少なくとも１つによってプログラムされ、前記推力のベクトルに新しい方向付けを行うように前記管路を制御する制御システムをさらに備えることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項９】
胴体および翼と組み合わさって、機上操縦航空機、遠隔操縦航空機、および自律航空機のうち少なくとも１つを形成することを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１０】
圧縮機、
流路に沿って前記圧縮機の下流にある燃焼器、および、
前記流路に沿って前記燃焼器の下流にあるタービン、
を有するタービンエンジンと、
燃焼によって有効なノズル特性を変化させる手段と、
を備えることを特徴とする推力発生用推進システム。
【請求項１１】
物理的ノズルが前記タービンエンジンの下流にあることを特徴とする請求項１０記載のシステム。
【請求項１２】
前記有効なノズル特性が、有効面積および有効方向調節向きを共に含むことを特徴とする請求項１０記載のシステム。
【請求項１３】
前記燃焼がパルス燃焼によることを特徴とする請求項１０記載のシステム。
【請求項１４】
先細部分と、
末広部分と、
物理的スロートと、
複数の燃焼管路と、
を備えるノズルであって、前記燃焼管路のそれぞれが、
燃料および空気を受け入れるように配置された少なくとも１つの入口と、
前記燃料および空気の燃焼を開始する点火器と、
流体スロートを形成するために燃焼生成物を排出するように配置された少なくとも１つの出口と、
を有することを特徴とするノズル。
【請求項１５】
前記複数の燃焼生成物と連結され、前記燃焼管路の個々の管路または個々のサブグループに対する少なくとも部分的に独立した前記燃料の供給の制御を行う複数の弁をさらに備えることを特徴とする請求項１４記載のノズル。
【請求項１６】
前記物理的スロートが実質的に偏菱形の横断面形状を有することを特徴とする請求項１４記載のノズル。
【請求項１７】
前記燃焼管路が、前記物理的スロートの先細部分の長さの少なくとも大部分に沿って延在することを特徴とする請求項１４記載のノズル。
【請求項１８】
航空機推進システムを制御する方法であって、
航空機を推進する推力を発生させるために通路および排気管路を通り前記航空機か  ら排出するエンジン排気の流れを方向付けるように前記推進システムのタービンエンジンを作動させ、
複数の燃焼管路に空気を流し、
前記複数の燃焼管路に燃料を流し、
前記空気および燃料に点火し、
前記排気管路の有効ノズル特性を変化させるように前記空気および燃料の燃焼生成物を排出する、
ことを含むことを特徴とする方法。
【請求項１９】
前記推力を増大させるために前記通路内でオグメンタ燃料を燃焼するようにオグメンタを選択的に作動させることをさらに含むことを特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２０】
推力ベクトルを再方向付けするように前記排出することを実行することを特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２１】
効果的に推力を変化させるように前記排出することを実行することを特徴とする請求項１８記載の方法。
【請求項２２】
タービンエンジンを改修するまたはタービンエンジン構成を再設計する方法において、前記エンジンまたは構成は、複数の先細フラップと、複数の末広フラップと、複数の外部フラップと、前記先細フラップおよび／または前記末広フラップにより画定されたスロートと、前記スロートの大きさを制御するように連結された作動リンク機構とを備える第１のノズルアッセンブリを有し、または以前に有しており、
前記方法は、
複数の燃焼管路を備える第２のアッセンブリを据え付けるまたは設計する、
ことを含み、前記燃焼管路のそれぞれが、
燃料および空気を受け入れるように配置された少なくとも１つの入口と、
前記燃料および空気の燃焼を開始する点火器と、
流体スロートを形成するために燃焼生成物を排出するように配置された少なくとも１つの出口と、
を有することを特徴とする方法。
【請求項２３】
前記第２のアッセンブリが、
先細部分と、
末広部分と、
物理的スロートと、
を有することを特徴とする請求項２２記載の方法。
【請求項２４】
前記少なくとも１つの入口がファン抽気を受け入れるように連結されたことを特徴とする請求項２２記載の方法。
【請求項２５】
前記少なくとも１つの入口が、少なくとも１つの燃料入口と、この燃料入口から離れている少なくとも１つの空気入口とを含むことを特徴とする請求項２２記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービンエンジンに関する。詳細には、本発明は、推進に使用されるタービンエンジン用のノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
オグメンタを利用するエンジンは、排気ガスのガス膨張速度の増加を制御するために面積可変ノズルを必要とする。ノズルの一例は、先細および末広フラップの２つ以上の対を含む。これらの対は組み合わさってスロートを画定する。このスロートの面積は、上記フラップの対に作用するアクチュエータの使用により機械的に制御することができる。構成の一例では、１つまたは複数のアクチュエータが先細フラップの向き（ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎ）を実質的に制御してスロート面積を規定する。末広フラップは、力の均衡する流出角を（（もし外部フラップがあれば）外部フラップとの組合せで）もたらす限定された回転自由度を有する。
【０００３】
排気ガスを制御する別の手段は、流体制御機能を有する面積固定ノズルを使用することである。米国特許第５，７０６，６５０号には、高圧空気の噴射を用いて流体制御を行う方向調節（ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）ノズルを示している。
【特許文献１】米国特許第５，７０６，６５０号明細書
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
推力発生用推進システムはタービンエンジンを含む。このエンジンは、圧縮機と、流路に沿って上記圧縮機の下流にある燃焼器と、流路に沿って上記燃焼器の下流にあるタービンとを有する。複数の燃焼管路が、流体ノズルスロートを形成するために燃焼ガスを排出するように配置された出口を有する。
【０００５】
様々な実施態様において、物理的ノズルはタービンエンジンの下流にあってよい。流体ノズルスロートは、この物理的ノズルの内部にあってもよい。エンジンはオグメンタを含んでよい。
【０００６】
本発明の１つまたは複数の実施形態の詳細を、添付図面および以下の記述に示す。本発明の他の特徴、目的および利点は、この記述および図面から、ならびに特許請求の範囲から明らかであろう。
【０００７】
様々な図面における同じ参照番号および符号は同じ部材を示す。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
仮想的な空気力作動式（ａｉｒ−ｐｏｗｅｒｅｄ）の流体ノズルは、使用空気量に関する有効な量のスロート絞りを与える。ノズルスロート領域へ噴出する抽気（ｂｌｅｅｄ）は圧縮機排気または中段抽気から引き出されることになる。サイクル衝撃を制限するために、圧縮機中段からの抽気が好まれよう。ノズル出口面積を制御するのに必要な空気量は、「ノズルターンダウン比（ｔｕｒｎ  ｄｏｗｎ  ｒａｔｉｏ）（Ａ８ｍａｘ／Ａ８ｍｉｌ）」対「流量比（Ｗｂｌｅｅｄ／Ｗ８＊ｓｑｒｔ（Ｔｂｌｅｅｄ／Ｔ８））およびファン圧力比（ｆａｎ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｒａｔｉｏ）（ＦＰＲ）」に依存する。７．０ＦＰＲでは、ノズルは圧縮機から１０〜２５％の抽気を必要とすることが過去の研究で示されている。推力方向調節状況おいては、このことは、推力の増加が通常要求される場合の飛行点（操縦）においてコア流量の低下によりエンジン推力が低下するため不利であろう。こうして航空機のミッション性能が損なわれることとなる。
【０００９】
ノズルスロート制御に燃焼技術を使用すると、純抽気の流体ノズルの問題を部分的ないし全体的に回避できる可能性がある。パルスデトネーションエンジン（ｐｕｌｓｅｄ  ｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ  ｅｎｇｉｎｅ）（ＰＤＥ）技術で提案されているように、パルス燃焼はこのような解決策を提示できる。燃焼には酸化剤として抽気を使用してもよく、またエンジンの主燃焼器およびオグメンタと同じ供給源から燃料を使用してもよい。
【００１０】
ＰＤＥ技術を応用すると、実質上一定容積の燃焼プロセスを用いて８対１（ｅｉｇｈｔ−ｔｏ−ｏｎｅ）の圧力上昇が可能である。この圧力上昇によりいくつかの利点が得られる。１つの利点は、純抽気の流体ノズルに比べてはるかに低圧の抽気を使用できることである。このことは、高圧圧縮機の抽気ではなく低圧ファンの抽気の使用を可能にし、性能に及ぼす悪影響を最小限に抑えることができる。別の利点は、抽気の質量流量をより低くできることであり、これが他の利点も高めることである。
【００１１】
さらに、パルス燃焼に関連する温度上昇がある。この温度上昇は、ガス膨張を生じて所定の量（質量流量）の抽気の衝撃を増大させるのに有利である。
【００１２】
図１は、航空機２６の胴体２２および／または翼２４内部での推進システム２０を示す。この推進システムは、入口空気流５００を受け入れる空気入口３０と、排気流５０２を排出する排気出口３２と、を含む。ガスタービンエンジン３４はこの入口と出口との間に配置される。エンジンは中心長手軸線または中心線５０４を有する。例示のエンジンは上流側ファン３６を含む。
【００１３】
例示のエンジンでは、低圧圧縮機（ｌｏｗ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）（ＬＰＣ）部分３８はファンの直ぐ下流にある。ＬＰＣ３８の下流において隔壁２１０が流路を内側コア流路４２と外側ファン抽気流路４４に分断する。ファン抽気流路４４の外側端はファンダクト４６によって境界が定められる。流れ５０８および５１０はそれぞれ、コア流路４２およびファン抽気流路４４に沿って下流へ移動する。初めに、各流れ５０８および５１０は入口空気流５００の一部を受け入れる。流れ５０８の空気は下流に進むにつれて燃焼器内で燃料と混合され、燃焼生成物の流れになる。当業界で知られているように、流れ５０８と５１０との間に連通があってよく、あるいは展開することができる。流体ノズルを形成するある種の連通について以下でさらに詳細に論じる。
【００１４】
コア流路４２に沿ってファン３６およびＬＰＣ３８の下流側には、順番に、高速度／圧力圧縮機（ｈｉｇｈ  ｓｐｅｅｄ／ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）（ＨＰＣ）５２、燃焼器５４、高速度／圧力タービン（ｈｉｇｈ  ｓｐｅｅｄ／ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｔｕｒｂｉｎｅ）（ＨＰＴ）５６、および低速度／圧力タービン（ｌｏｗ  ｓｐｅｅｄ／ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｔｕｒｂｉｎｅ）（ＬＰＴ）５８がある。テールコーン６０がＬＰＴ５８の下流側に示されている。システム２０は、テールコーン６０と一体となり、あるいはこれから隔離されたオグメンタ６２を含んでもよい。
【００１５】
排気ダクト８０がエンジンから下流側に出口３２まで延在する。例示のダクト８０は、外壁８２と、内壁またはライナ８４と、を含み、これらの間に通路８６を有する。ライナ８４は内部８８を取り囲んでいる。ダクト通路８６は、ファン抽気流路４４と連通してファン抽気流５１０の、ある部分／流れ５１２を受け入れることができる。別の部分／流れ５１４は内部８８の中を流れることができる。
【００１６】
例示の排気ダクト８０は、垂直方向に平らにされ、横方向に拡張されている。このダクトは、エンジン部での円形断面から出口３２での偏菱形（ｒｈｏｍｂｏｉｄａｌ）断面（図３）へ移行する。このような移行は、空力および赤外線（ｉｎｆｒａｒｅｄ）（ＩＲ）シグナチャ（ｓｉｇｎａｔｕｒｅ）属性の組合せに有利となり得る。
【００１７】
閉鎖部（ｃｌｏｓｕｒｅ）９０が、出口３２において外壁８２とライナ８４の両下流端を接合する。例示の出口３２は、平坦であり、またエンジン中心線５０４に沿った下流方向から角度θの向きの法線５１６（図２）を有する。この上方の開放状態は、下方のＩＲシグナチャを制御するのに役立つ。
【００１８】
通路８６の内部に、複数のパルス燃焼装置１００が配置されている（図４）。各装置１００は、流れ５１２の一部を受け入れる上流入口端１０２、および下流出口端１０４を有する。例示の出口端１０４は、ライナ８４の上流部分１１４の下流端１１２とライナ８４の下流部分１１８の上流端１１６との間の隙間１１０を介してダクト内部８８の方へ内側に向いている。ライナ部分１１４および１１８は、穿孔されあるいは有孔であってもよく、したがって、流れ５１２の一部がこのライナ孔を通じて順次抽気されてフィルム冷却効果（たとえば、高温燃焼ガスに露出されたライナの内面に沿ったフィルム冷却効果）を与える。流れ５１２の追加部分は出口１０４を取り囲む隙間１１０を通過することができる。
【００１９】
図５は、左側サブグループ１２１および右側サブグループ１２３を有する上方グループと、左側サブグループ１２５および右側サブグループ１２７を有する下方グループとに配列された形の装置１００を示す。グループ１２１〜１２７のそれぞれは、通路８６の局部的な偏菱形断面の関連する各辺に沿って存在している。
【００２０】
図６は、上記複数の装置１００のうちの１つを示す。装置１００は、入口１０２から出口１０４に延在した管路を形成する略円形断面の管状本体部１２０を有する。この本体部は、直径の大きい入口端部分１２２の内部に、この本体部の外側外周から内側開口部１２６へ延在する一連のオリフィスプレート１２４を含む。このオリフィスプレートは、装置の中心線５２０の周りに環状となっており、上流側に向かって凸状、下流側に向かって凹状の長手方向断面を有する。成形された絞りプレート１３０がオリフィスプレート１２４と交互に配置されている。この絞りプレート１３０は、上流側に向かって凸状、下流側に向かって凹状の略椀状となっており、管状本体部の内側に配置されるがオリフィスプレート１２４の開口部１２６の僅かに外側に配置された外側外周部１３２を有する。
【００２１】
例示の絞りプレート１３２は、装置の共通燃料ライン１４０を緊密に収容する中央開口部を有する。このライン１４０は、装置の関連する上方または下方グループに共通の供給ライン１４４に（たとえば、自動制御弁１４３により）連結された基端部１４２を有する。この供給ラインは、燃焼器および／またはオグメンタと共用される燃料供給源（図示せず）に延在してもよい。
【００２２】
燃料ライン１４０の下流端１４６は、燃料噴霧１５０をそれぞれが排出するインジェクタまたはノズル開口部１４８を有する。空気流５２２（たとえば、流れ５１２の一部）が、オリフィスプレートと絞りプレートの組を通過して燃料噴霧１５０を受け取る。管路１２０は、点火器１６０（たとえば、スパークプラグ）を担持しており、燃料および空気の組合せに点火する。この点火によりデトーネーションが導かれ、デトーネーション波および燃焼生成物１７０が出口１０４から放出される。この放出の間、絞りプレートおよびオリフィスプレートの形状は、入口１０２への燃焼生成物の逆流を阻止する働きをする。代替の実施態様では、手動または自動で作動する空気入口弁を含んでもよい。
【００２３】
出口１０４の上流で、本体部１２０の内側領域の窪み１７２によって、ある制限がもたらされる。この制限により本体部１２０の中細ノズル部１７４の物理的スロートが形成される。
【００２４】
種々の装置１００から放出されるデトーネーション波および燃焼生成物１７０を組み合わせた効果は、エンジンからの燃焼生成物５０２の流れに対してダクト内部８８の内側に流体スロートを供することである。流体スロートの特性は、エンジンのノズル特性を効果的に制御するように変更できる。
【００２５】
装置の着火は、航空機アビオニクスなどのコントローラによって制御することができる。制御は、空気速度、高度、エンジンの内部温度および圧力、等を含む検出された状態に応答することができる。制御はまた、他の使用者／パイロットまたは自動制御による入力、たとえばスロットルまたは空力制御位置にも応答することができる。
【００２６】
運転中、装置を着火することは、推力方向調節（効果的に径方向に有効スロートの再位置決めおよび／または再方向付けをすること）を行い、かつ／または有効スロート面積（したがって、システムから排出される排気ガス速度）を制御するのに有効であり得る。
【００２７】
種々の実施態様において、いくつかのパラメータのうち１つまたは複数のパラメータを用いてスロート面積制御を行うことができる。これらのパラメータには以下のものが含まれる。（１）装置１００のサブグループを選択的に使用すること、より多くの装置に着火してスロートをより小さい大きさに狭窄する（燃料供給の中断、スパークの中断、または作動停止された装置を介する空気流の閉塞により実現可能である）。（２）装置への燃料導入を調整すること、より大きな燃料流量はスロートをより小さい大きさに狭窄する。（３）（とくに、散在するグループに着火する場合）装置のサイクルレート（ｃｙｃｌｉｃ  ｒａｔｅ）を制御すること、より大きなサイクルレートはスロートをより小さい大きさに狭窄する。
【００２８】
必要に応じてスロート制御を重ね合わせると、装置の着火は推力方向調節を行うのに有効であることがある。推力方向調節において、装置またはそのグループの間のバランスは、スロート制御に用いられる技法と類似の技法により制御できる。基本的なピッチ制御の例では、装置の上方および下方グループの相対的バランスは変化させることができる。これには、装置に供給される燃料の量を変化させること、装置の中のいくつかの異なる装置を選択的に作動停止／作動可能とすること、等を含むことができる。ヨー制御は、左側／右側を変化させることにより実現できる。ロール制御は、組合せにより実現できる。
【００２９】
種々のシステム構成部品については、適切な航空宇宙材料および製造技術を使用することができる。装置本体部の材料の例には、インコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ）６２５などの耐熱性ニッケル基超合金が含まれる。装置本体部の大きさの一例は、本体部全長１〜５（より限定的には、１．５〜３）フィートの大部分にわたって内径（ｉｎｓｉｄｅ  ｄｉａｍｅｔｅｒ）（ＩＤ）が０．５〜３（より限定的には、１〜１．５）インチとなる。非円形断面の管路では同様の長さおよび断面積を有してよい。管路の個数はノズルの形状寸法に基づき選択できる。これらを互いに可能な限り緊密に束ねると最も一様な流出場（ｅｆｆｌｕｅｎｔ  ｆｉｅｌｄ）および最も効果的な流体制御が可能となるであろう。個数の一例は、１０〜１５０（より限定的には、４０〜１００）である。
【００３０】
スロート制御に関連した性能向上は、装置が連続的に作動された場合、この制御を行うのに消費される燃料によって相殺されることがある。したがって、システムの一例は、設計巡航点（たとえば、航空機が通常、ミッション飛行時間の９０％を費やす点）に対して、最適化された固定ノズルの寸法形状を与えるように形成され寸法決めされたダクト内部８８を有する。このことは、亜音速および超音速両方の航空機および操作に当てはまる。システムの作動は、（全く自動的に、あるいはパイロットによるオフ状態からオン状態へのシステム切換えに応答して作動可能にされることで）極限の操作のために利用できよう。このことは典型的には、極端に高度な操縦状況にあたるが、極端に高度な操縦は多くの場合極端に高い推力を伴う（短期間の燃料消費についての心配はほとんどない）。したがって第一の用途は、極端な操縦状況での推力方向調節のためのものとできる。
【００３１】
図７は、物理的スロート３０６で継ぎ合わされた先細表面３０２および末広表面３０４を有する固定の先細／末広物理的ノズルを形成する代替のダクト３００を示す。装置１００の１つまたは複数の配列は、ダクト通路３１０内部に配置し、その出口１０４は物理的スロート３０６に、またはその近くに配置することができる。たとえば、物理的スロート３０６の先細および末広のパラメータおよび寸法（たとえば、円形ノズルの半径）は、極端な場合のシナリオについて選択することができる。たとえば、スロートの大きさは、予想される運用包囲線図について必要な最も大きいスロートの大きさを示すことができる。したがって、装置１００の作動は、この極端な場合から離れた状態について有利な流体ノズル効果を与えるように選択することができる。作動パラメータは上記で論じたものと同様であってもよい。
【００３２】
パルス燃焼の流体ノズルは、従来の機械式ノズルに比べて１つまたは複数の利点を有することができる。２つの利点は、軽量であること、およびコンパクトな実装ができることであり、これにより、実際のエンジン性能の向上がなくても航空機性能の向上が可能である。他の利点には、製造およびメインテナンスのコスト低減を挙げることができる。純抽気の流体ノズルに関しては、実際の性能向上（たとえば、推力の大きさ、および方向調節の度合い）がより期待できる。
【００３３】
本発明の１つまたは複数の実施形態を説明してきた。しかし、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく種々の改変を加えうることが理解されよう。たとえば、再設計または改修する場合に、既存のエンジンおよび／または航空機の特徴が任意の具体的な実施態様の詳細に影響を及ぼすことがある。したがって、他の実施形態については特許請求の範囲内にある。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】航空機推進システムの上面図である。
【図２】図１のシステムの垂直長手方向部分断面図である。
【図３】図１のシステムの後方／下流端面図である。
【図４】図２のシステムのパルス燃焼流体ノズル装置配列の拡大図である。
【図５】図４の配列の図である。
【図６】図２の配列の装置のうちの１つの長手方向断面図である。
【図７】代替の流体ノズルの長手方向断面図である。
【符号の説明】
【００３５】
２０…推進システム
３８…低圧圧縮機部分
５２…高速度／圧力圧縮機
５４…燃焼器
５６…高速度／圧力タービン
５８…低速度／圧力タービン
６２…オグメンタ
１００…パルス燃焼装置
１０２…上流入口端
１０４…下流出口端
１２０…管状本体部
１５０…燃料噴霧
１６０…点火器
１７０…デトネーション波および燃焼生成物
３００…ダクト
５０２…排気流
５２２…空気流
【図１】
2007170397.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
2007170397.tif 000007
【図６】
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【図７】
2007170397.tif 000009