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FLUIDIC THRUST DEFLECTION NOZZLE INCLUDING TWO STAGE EXPANSION NOZZLE

Patent code P08A014153
Posted date Dec 19, 2008
Application number P2005-146851
Publication number P2006-322395A
Patent number P4081550
Date of filing May 19, 2005
Date of publication of application Nov 30, 2006
Date of registration Feb 22, 2008
Inventor
  • (In Japanese)熊谷 義貴
Applicant
  • (In Japanese)防衛装備庁長官
Title FLUIDIC THRUST DEFLECTION NOZZLE INCLUDING TWO STAGE EXPANSION NOZZLE
Abstract PROBLEM TO BE SOLVED: To solve the problem that a system using impulse wave conventionally selected as a fluidic thrust deflection nozzle means is a system generating inclined impulse wave by injecting secondary flow from a divergent part and deflecting main flow passing through the impulse wave, in which over expansion flow of large thrust loss is generated at the time of no deflection since large divergent expansion angles need to be kept for deflection.
SOLUTION: A secondary flow blowout hole 5 is arranged at an engine nozzle outlet part and a second stage expansion part 6 of the same angle as target deflection angle is provided further outside thereof. Consequently, exhaust gas flow deflected by blow out of secondary flow can be deflected further by Coanda effect. Thrust loss can be reduced by surrounding air drawn-in by ejector effect by opening secondary flow blowout hole 5 provided on the whole circumference to atmospheric air at a time of no deflection.
Outline of related art and contending technology (In Japanese)


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

Field of industrial application (In Japanese)


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。

Scope of claims (In Japanese)
【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。
IPC(International Patent Classification)
Drawing

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JP2005146851thum.jpg
State of application right Registered
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