(57)【要約】【課題】ジェットエンジン１を搭載した航空機の生存性を十分に確保しつつ、ジェットエンジン１の設置スペース及びエンジン重量の低減を図ると共に、ジェットエンジン１の効率を維持すること。【解決手段】排気ダクト４７の外周面には、排気ダクト４７の外周面の熱を大気の窓から外れた波長域の赤外線（特に、光電変換素子５５による光電変換に適した波長域の赤外線）に変換して放射する環状の選択エミッタ４９が設けられ、選択エミッタ４９の外側には、選択エミッタ４９から放射される赤外線の光エネルギーを電力に変換する光電変換素子５５が設けられたこと。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェットエンジンの後部から燃焼ガスを排気する排気構造において、
前記ジェットエンジンにおけるエンジンケースの下流側に設けられ、燃焼ガスを後方向へ流通可能な排気ダクトと、
前記排気ダクトの外周面に設けられ、前記排気ダクトの外周面の熱を大気の窓から外れた波長域の赤外線に変換して放射する選択エミッタと、を備えたことを特徴とする排気構造。
【請求項２】
前記選択エミッタの外側に設けられ、前記選択エミッタから放射される赤外線の光エネルギーを電力に変換する光電変換素子と、を備えたことを特徴とする請求項１に記載の排気構造。
【請求項３】
前記選択エミッタは、前記排気ダクトの外周面の熱を大気の窓から外れた波長域であってかつ前記光電変換素子による光電変換に適した波長域の赤外線に変換して放射するようになっていることを特徴とする請求項２に記載の排気構造。
【請求項４】
燃焼ガスの膨張によって回転力又は推進力を発生させるジェットエンジンにおいて、
請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の排気構造を備えたことを特徴とするジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジンの後部から燃焼ガス（高温ガス）を排気する排気構造等に関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンにおける排気ダクトの外周面の温度、及び排気ダクトから排気される燃焼ガスの温度等、ジェットエンジンの後部周辺の温度は高く、ジェットエンジンの後部周辺から多量の赤外線が放射（輻射）されており、ジェットエンジンを搭載した航空機（例えば軍用ヘリコプタ）は赤外線誘導ミサイル等の標的にされるおそれがある。そのため、次のような手法により、ジェットエンジンの後部周辺から放射される赤外線の放射量を低減して、航空機の生存性を十分に確保している。
【０００３】
第１の手法は、排気ダクトの出口径よりも大きい入口径を有した外筒を排気ダクトの下流側に設けることにより、排気ダクト内から外筒内に流入する燃焼ガスのエジェクタ効果によって、二次空気を外筒内に吸い込んで燃焼ガスと混合させ、ジェットエンジンの後部周辺の温度を下げて、ジェットエンジンの後部周辺から放射させる赤外線の放射量を低減するものである。
【０００４】
第２の手法は、断面形状が丸形から矩形に可変する筒状の可変ノズルを排気ダクトの下流側に設けることにより、赤外線放射の少ない高アスペクト比の排気形状にすることで、ジェットエンジンの後部周辺の温度を下げて、ジェットエンジンの後部周辺から放射させる赤外線の放射量を低減するものである。
【０００５】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１から特許文献３に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開２００５−２８０６９７号公報
【特許文献２】特開平９−２５６９０６号公報
【特許文献３】特開平５−１７１９１７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
しかしながら、外筒及び可変ノズルは十分な強度及び剛性を有しており、外筒又は可変ノズルを排気ダクトの下流側に設けることによってジェットエンジンの軸長が長くなって、ジェットエンジンの設置スペース及びエンジン重量が増大するという問題がある。また、可変ノズルの断面形状が丸形から矩形に可変するため、可変ノズル自体が排気の抵抗になり、ジェットエンジンの効率低下を招くことになる。つまり、航空機の生存性を十分に確保しつつ、ジェットエンジンの設置スペース及びエンジン重量の低減を図ると共に、ジェットエンジンの効率を維持することは容易でないという問題がある。
【０００８】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成の排気構造等を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の第１の特徴は、ジェットエンジンの後部から燃焼ガス（高温ガス）を排気する排気構造において、前記ジェットエンジンにおけるエンジンケースの下流側（後部）に設けられ、燃焼ガスを後方向へ流通可能な排気ダクトと、前記排気ダクトの外周面に設けられ、前記排気ダクトの外周面（外表面）の熱を大気の窓から外れた波長域の赤外線に変換して放射する選択エミッタと、を備えたことを要旨とする。
【００１０】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「下流」とは、燃焼ガス又は空気の流れ方向から見て下流のことであって、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられた及び一体形成されたことを含む意である。
【００１１】
第１の特徴によると、前記ジェットエンジンの運転中に、前記排気ダクトの外周面に設けられた前記選択エミッタによって、前記排気ダクトの外周面の熱を前記大気の窓から外れた波長域の赤外線に変換して放射することにより、前記排気ダクトの外周面から前記選択エミッタを介して放射される赤外線を確認不能（感知不能）することができる。これにより、前記排気ダクトの下流側に前述の外筒又は可変ノズル（段落［０００３］［０００４］参照）等を設けることなく、前記ジェットエンジンの後部周辺から放射される確認可能（感知可能）な赤外線の放射量を低減することができる。
【００１２】
本発明の第２の特徴は、燃焼ガスの膨張によって回転力又は推進力を発生させるジェットエンジンにおいて、第１の特徴からなる排気構造を備えたことを要旨とする。
【００１３】
第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、前記排気ダクトの下流側に前記外筒又は前記可変ノズル等を設けることなく、前記ジェットエンジンの後部周辺から放射される確認可能な赤外線の放射量を低減できるため、前記ジェットエンジンを搭載した航空機の生存性を十分に確保しつつ、前記ジェットエンジンの軸長が長くなることを抑えて、前記ジェットエンジンの設置スペース及びエンジン重量の低減を図ると共に、前記ジェットエンジンの効率を維持することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１（ａ）は、図２における矢視部ＩＡの拡大図であって、本発明の第１実施形態に係る排気構造を示しており、図１（ｂ）は、図１（ａ）における矢視部ＩＢの拡大図である。
【図２】図２は、本発明の第１実施形態に係るジェットエンジンの側断面図である。
【図３】図３は、赤外線の波長と大気中における赤外線の透過率との関係を示す図である。
【図４】図４（ａ）は、本発明の第２実施形態に係る排気構造を示す断面図であって、図１（ａ）に相当する図であり、図４（ｂ）は、図４（ａ）における矢視部ＩＶＢの拡大図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
（第１実施形態）
本発明の第１実施形態について図１（ａ）（ｂ）から図３を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（燃焼ガスＧ又は空気Ａの流れ方向から見て上流方向）、「Ｒ」は、後方向（燃焼ガスＧ又は空気Ａの流れ方向から見て下流方向）を指している。
【００１７】
図２に示すように、本発明の実施形態に係るジェットエンジン１は、軍用ヘリコプタ（航空機の一例）に搭載され、燃焼ガスＧの膨張によって回転力を発生させる装置である。また、ジェットエンジン１は、筒状のエンジンケース３をベースとして備えており、このエンジンケース３内には、燃焼ガスＧ及び空気Ａを後方向へ流通可能な環状のエンジン流路５が区画形成されている。
【００１８】
エンジンケース３内には、低圧圧縮機７が設けられており、この低圧圧縮機７は、エンジン流路５（エンジンケース３内）に取入れた空気Ａを低圧圧縮するものである。また、低圧圧縮機７は、エンジンケース３内の軸心周りに回転可能に設けられた複数段の低圧圧縮機ロータ９と、エンジンケース３内に複数段の低圧圧縮機ロータ９と交互に設けられた複数段の低圧圧縮機ステータ１１とを備えている。なお、各段の低圧圧縮機ロータ９は、円周方向に沿って等間隔に複数の低圧圧縮機動翼を有しており、各段の低圧圧縮機ステータ１１は、円周方向に沿って等間隔に複数の低圧圧縮機静翼を有している。
【００１９】
エンジンケース３内における低圧圧縮機７の下流側には、遠心圧縮機（高圧圧縮機）１３が設けられており、この遠心圧縮機１３は、低圧圧縮機７により低圧圧縮された空気（圧縮空気）Ａを高圧圧縮するものである。また、遠心圧縮機１３は、エンジンケース３内に軸心周りに回転可能に設けられかつ外周面がエンジンケース３の軸方向（前後方向）から径方向へ延びたホイール１５と、このホイール１５の外周面に等間隔に設けられた複数のブレード１７とを備えている。
【００２０】
エンジンケース３内における遠心圧縮機１３の下流側には、燃焼器１９が設けられており、この燃焼器１９は、遠心圧縮機１３により高圧圧縮された圧縮空気Ａ中で燃料を燃焼させるものである。また、燃焼器１９は、燃料を噴射する複数の燃料ノズル（図示省略）と、燃料に着火（点火）する複数の点火栓（図示省略）とを備えている。
【００２１】
エンジンケース３内における燃焼器１９の下流側には、高圧タービン２１が設けられており、この高圧タービン２１は、燃焼器１９により生成された燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共に遠心圧縮機１３を連動して駆動させるものである。また、高圧タービン２１は、エンジンケース３内に軸心周りに回転可能に設けられた高圧タービンロータ２３と、エンジンケース３内における高圧タービンロータ２３の前側（上流側）に設けられた高圧タービンステータ２５とを備えている。更に、エンジンケース３内には、高圧タービンロータ２３とホイール１５を一体的に連結する中空の高圧タービン軸２７が回転可能に設けられている。なお、高圧タービンロータ２３は、円周方向に沿って等間隔に複数の高圧タービン動翼を備えており、高圧タービンステータ２５は、円周方向に沿って等間隔に複数の高圧タービン静翼を備えている。
【００２２】
エンジンケース３内における高圧タービン２１の下流側には、低圧タービン２９が設けられており、この低圧タービン２９は、燃焼ガスＧの膨張によって駆動すると共に低圧圧縮機７を連動して駆動させるものである。また、低圧タービン２９は、エンジンケース３内に軸心周りに回転可能に設けられた低圧タービンロータ３１と、エンジンケース３内における低圧タービンロータ３１の前側に設けられた低圧タービンステータ３３とを備えている。更に、エンジンケース３内は、低圧タービンロータ３１と複数段の低圧圧縮機ロータ９を一体的に連結する中空の低圧タービン軸３５が回転可能に設けられており、この低圧タービン軸３５は、高圧タービン軸２７を同心状に貫通してある。なお、低圧タービンロータ３１は、円周方向に沿って等間隔に複数の低圧タービン動翼を備えており、低圧タービンステータ３３は、円周方向に沿って等間隔に複数の低圧タービン静翼を備えている。
【００２３】
エンジンケース３内における低圧タービン２９の下流側には、出力タービン３７が設けられており、この出力タービン３７は、燃焼ガスＧの膨張によって駆動するものである。また、出力タービン３７は、エンジンケース３内に軸心周りに回転可能に設けられた複数段の出力タービンロータ３９と、エンジンケース３内に複数段の出力タービンロータ３９と交互に設けられた複数段の出力タービンステータ４１とを備えている。なお、各段の出力タービンロータ３９は、円周方向に沿って等間隔に複数の出力タービン動翼を有しており、各段の出力タービンステータ４１は、円周方向に沿って等間隔に複数の出力タービン静翼を有している。
【００２４】
エンジンケース３内には、出力タービン軸４３が回転可能に設けられており、この出力タービン軸４３は、低圧タービン軸３５を同心状に貫通してある。また、出力タービン軸４３の後端部（一端部）は、複数段の出力タービンロータ３９に一体的に連結してあって、出力タービン軸４３の前端部（他端部）は、軍用ヘリコプタの主ロータ（図示省略）及びテイルロータ（図示省略）に減速機構（図示省略）を介して連動連結してある。
【００２５】
なお、ジェットエンジン１において、前述のように、圧縮機（低圧圧縮機７と遠心圧縮機１３）及びタービン（低圧タービン２９高圧タービン２１）を低圧用と高圧用に区分してあるが、低圧用と高圧用に区分しなくても構わない。
【００２６】
ジェットエンジン１は、ジェットエンジン１の後部から燃焼ガスＧを排気する排気構造４５を備えており、この排気構造４５の具体的な構成は、次のようになる。
【００２７】
図１（ａ）に示すように、エンジンケース３の下流側（後部）には、排気ダクト４７が設けられており、この排気ダクト４７は、燃焼ガスＧを後方向へ流通可能である。
【００２８】
排気ダクト４７の外周面（外表面）には、環状の選択エミッタ４９が貼り付けによって設けられており、この選択エミッタ４９は、排気ダクト４７の外周面の熱を大気の窓から外れた波長域の赤外線に変換して放射するものである。また、選択エミッタ４９は、タングステン等の金属により構成されており、選択エミッタ４９の外周面には、断面正方形の複数のキャビティ５１がエンジンケース３の軸方向及び円周方向に沿って等間隔に形成されている。
【００２９】
ここで、大気の窓とは、図３に示すように、大気中の影響が少なく、赤外線の透過率の高い波長域のことをいい、大気の窓から外れた波長域とは、本発明の第１実施形態にあっては、１．５μｍ付近（１．５μｍを含む）、１．８μｍ付近（１．８μｍを含む）、２．５〜３．０μｍ、４．４μｍ付近（４．４μｍを含む）、５．５〜７．５μｍの波長域のことである。また、図１（ｂ）に示すように、キャビティ５１の長さＬは、放射する赤外線の波長を変換するために、大気の窓から外れた波長域の所望の波長の半分の長さに設定されている。
【００３０】
続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。
【００３１】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって遠心圧縮機１３を駆動して、燃焼器１９によって圧縮空気Ａの中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスＧの膨張によって高圧タービン２１、低圧タービン２９、及び出力タービン３７を駆動させると共に、高圧タービン２１によって遠心圧縮機１３を連動して駆動させて、低圧タービン２９によって低圧圧縮機７を連動して駆動させる。そして、前述のような一連の動作（低圧圧縮機７の駆動、遠心圧縮機１３の駆動、燃焼器１９による燃焼、高圧タービン２１の駆動、低圧タービン２９の駆動、出力タービン３７の駆動）が連続して行われることにより、ジェットエンジン１によって回転力を発生させて、出力タービン軸４３を回転させることができる。これにより、ヘリコプタの主ロータ及びテイルロータを回転させることができる（ジェットエンジン１の通常の作用）。
【００３２】
前述のジェットエンジン１の通常の作用の他に、ジェットエンジン１の運転中に、排気ダクト４７の外周面に設けられた環状の選択エミッタ４９によって、排気ダクト４７の外周面の熱を大気の窓から外れた波長域の赤外線に変換して放射することにより、排気ダクト４７の外周面から選択エミッタ４９を介して放射される赤外線を確認不能（感知不能）にすることができる。これにより、排気ダクト４７の下流側に前述の外筒又は可変ノズル（段落［０００３］［０００４］参照）等を設けることなく、ジェットエンジン１の後部周辺から放射される確認可能（感知可能）な赤外線の放射量を低減することができる。
【００３３】
従って、本発明の第１実施形態によれば、ジェットエンジン１を搭載した軍用ヘリコプタの生存性を十分に確保しつつ、ジェットエンジン１の軸長が長くなることを抑えて、ジェットエンジン１の設置スペース及びエンジン重量の低減を図ると共に、ジェットエンジンの効率を維持することができる。
【００３４】
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図４（ａ）（ｂ）を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（燃焼ガスＧ又は空気Ａの流れ方向から見て上流方向）、「Ｒ」は、後方向（燃焼ガスＧ又は空気Ａの流れ方向から見て下流方向）を指している。
【００３５】
図４（ａ）（ｂ）に示すように、本発明の第２実施形態に係る排気構造５３は、ジェットエンジン１（図２参照）の後部から燃焼ガスＧを排気するものであって、本発明の第１実施形態に係る排気構造４５と同様の構成を有しており、排気構造５３の構成のうち、排気構造４５の構成と異なる部分についてのみ説明する。なお、排気構造５３における複数の構成要素のうち、排気構造４５における構成要素と対応するものについては、図面中に同一番号を付する。
【００３６】
選択エミッタ４９の外側には、環状の光電変換素子（光電変換セル）５５がブラケット５７を介して設けられており、換言すれば、排気ダクト４７の外周面には、環状の光電変換素子５５が選択エミッタ４９を囲むようにブラケット５７を介して設けられており、この光電変換素子５５は、選択エミッタ４９から放射される赤外線の光エネルギーを電力（電気エネルギー）に変換するものである。また、光電変換素子５５は、選択エミッタ４９に対向する側に配置されたｐ型半導体部５９と、選択エミッタ４９に対向する側の反対側に配置されたｎ型半導体部６１とを備えている。更に、光電変換素子５５は、ジェットエンジン１に用いられる防氷用ヒータ，エンジン制御用コンピュータ，アクチュエータ等の負荷６３に接続されており、負荷６３に電力を供給可能である。
【００３７】
ここで、本発明の第２実施形態にあっては、選択エミッタ４９は、大気の窓から外れた波長域であってかつ光電変換素子５５による光電変換に適した波長域の赤外線に変換して放射するようになっている。また、大気の窓から外れた波長域であってかつ光電変換素子５５による光電変換に適した波長域とは、本発明の第２実施形態にあっては、１．５μｍ付近（１．５μｍを含む）の波長域のことである。
【００３８】
続いて、本発明の第２実施形態の作用及び効果について説明する。
【００３９】
本発明の第１実施形態の作用と同様の作用を奏する他に、ジェットエンジン１の運転中に、選択エミッタ４９の外側に設けられた環状の光電変換素子５５によって、選択エミッタ４９から放射される赤外線の光エネルギーを電力に変換して、負荷６３に電力を供給する。これにより、防氷用空気として燃焼器１９（図２参照）の上流側から抽気する圧縮空気Ａの抽気量、及び発電等のために低圧圧縮機（図２参照）から抽出する軸出力を低減することができる。
【００４０】
従って、本発明の第２実施形態によれば、本発明の第１実施形態の効果を奏する他に、ジェットエンジン１のエンジン性能（エンジン効率）を向上させることができる。
【００４１】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、軍用ヘリコプタに搭載されかつ回転力を発生させるジェットエンジン１に適用した技術的思想を、ヘリコプタ以外の航空機に搭載されかつ推進力を発生させるジェットエンジン（図示省略）に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００４２】
Ａ    空気（圧縮空気）
Ｇ    燃焼ガス
１    ジェットエンジン
３    エンジンケース
５    エンジン流路
７    低圧圧縮機
１３    遠心圧縮機（高圧圧縮機）
１９    燃焼器
２１    高圧タービン
２７    高圧タービン軸
２９    低圧タービン
３５    低圧タービン軸
３７    出力タービン
４３    出力タービン軸
４５    排気構造
４７    排気ダクト
４９    選択エミッタ
５１    キャビティ
５３    排気構造
５５    光電変換素子（光電変換セル）
５９    ｐ型半導体部
６１    ｎ型半導体部
６３    負荷
【図１】
2013113286.tif 000003
【図２】
2013113286.tif 000004
【図３】
2013113286.tif 000005
【図４】
2013113286.tif 000006