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2段階拡大ノズルを有するフルイディック推力偏向ノズル

国内特許コード P08A014153
掲載日 2008年12月19日
出願番号 特願2005-146851
公開番号 特開2006-322395
登録番号 特許第4081550号
出願日 平成17年5月19日(2005.5.19)
公開日 平成18年11月30日(2006.11.30)
登録日 平成20年2月22日(2008.2.22)
発明者
  • 熊谷 義貴
出願人
  • 防衛装備庁長官
発明の名称 2段階拡大ノズルを有するフルイディック推力偏向ノズル
発明の概要 【課題】 従来、フルイディック推力偏向ノズルの手段として挙げられている衝撃波を利用した方式は、ダイバージェント部から2次流を噴出させることで斜め衝撃波を発生させ、その衝撃波を通過する主流を偏向させる方式であるが、偏向させるためにダイバージェントの広がり角を大きくとらなければならないため、無偏向時は推力損失の大きい過膨張流となってしまう問題点がある。
【解決手段】 エンジンノズル出口部に2次流噴出孔5を配置し、更にその外部に目標偏向角と同じ角度の2段階拡大部6を設けるものである。これにより、2次流噴き出しにより偏向した排気流を更にコアンダ効果により偏向させることができる。また、無偏向時は全周に設けた2次流噴出孔5を大気開放にすることで、エジェクタ効果によって引き込まれた周囲空気により推力損失を低減することができる。
【選択図】図2
従来技術、競合技術の概要


一般にコンバージェント・ダイバージェントノズルを有するジェットエンジンの排気ノズルは、図5に示すように燃焼室1を通過するガスをコンバージェント部2及びのダイバージェント部4を通して膨張、高速化させノズル排気部から噴出させ、その反作用により推力を発生させるものである。排気速度が音速を超える条件下ではスロート部3を通過するガス速度は音速であり、ダイバージェント部4で音速を超える速度に増速され排気される。



推力の偏向は、この排気流の噴出角度を変えることにより行われる。



現在、航空機で実現されている推力偏向は、可動式ノズルやフラップ等によって機械的に主流方向を変えることにより達成されている。



しかしながら、この方式は機械的可動機構の付加を必要とするため、可動部の複雑性と重量の増加が航空機の性能低下に繋がっている。



フルイディック推力偏向方式(下記非特許文献参照)は、固定ノズルで推力の偏向が実現できるため、複雑な機械的機構を必要としない。そのため機械的推力偏向機構に比べ信頼性の向上、重量・コストの低減が図れることから次世代の推力偏向機構として期待されている。
【非特許文献1】
Karen A.Deere 著、「Summary of Fluidic Thrust Vectoring Research Conducted at NASA Langley Research Center」、AIAA Paper 2003-3800

産業上の利用分野


本発明は、コンバージェント・ダイバージェントノズルを有するジェットエンジン及びロケットエンジン等に関し、低流量の2次流での推力偏向と、無偏向時の推力損失の低減が実現できる2段階拡大ノズルを有するフルイディック推力偏向ノズルに関する。

特許請求の範囲 【請求項1】
コンバージェント・ダイバージェントノズルを有するジェットエンジン及びロケットエンジンにおいて、ダイバージェント出口部の略全周に2次流噴出孔を設け、偏向する方向と逆側の2次流噴出孔から2次流を噴き出し、推力を偏向させるとともに排気部に目標偏向角と同じ角度の2段階拡大部を設けることで、コアンダ効果により低流量の2次流での推力の偏向が行えることを特徴とする2段階拡大ノズルを有するフルイディック推力偏向ノズル。

【請求項2】
前記2次流噴出孔は、前記ダイバージェント出口部の内壁及び外壁に開口し、2次流噴出孔に供給される2次流を、開閉弁の操作により、遮断もしくは前記内壁側の任意の開口から噴出自在とした請求項1記載の2段階拡大ノズルを有するフルイディック推力偏向ノズル。

【請求項3】
前記2段階拡大部は、無偏向時は、前記2次流噴出孔への2次流の供給を遮断するとともに、全周に設けた前記2次流噴出孔を大気開放にすることで、過膨張流による推力損失を低減できる請求項1又は2記載の2段階拡大ノズルを有するフルイディック推力偏向ノズル。
国際特許分類(IPC)
画像

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JP2005146851thum.jpg
出願権利状態 登録
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