JP2750402B2 - Air turbo ram jet engine - Google Patents
Air turbo ram jet engineInfo
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Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はエアターボラムジェット
エンジンに関する。さらに詳しくは、固体燃料および液
体燃料のいずれもが適用可能であるにもかかわらず構造
が簡素化されてなるエアターボラムジェットエンジンに
関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an air turbo ramjet engine. More specifically, the present invention relates to an air turbo ramjet engine having a simplified structure despite being applicable to both solid fuel and liquid fuel.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来より、低速からマッハ数６程度の高
速域まで使用できる推力源の一つとしてエアターボラム
ジェットエンジンが提案されている（航空宇宙工学便
覧、丸善刊、９４４頁参照）。図２および図３にその概
略構造を示す。2. Description of the Related Art Conventionally, an air turbo ram jet engine has been proposed as one of the thrust sources that can be used from a low speed to a high speed range of about Mach number 6 (see Aerospace Engineering Handbook, Maruzen, p. 944). 2 and 3 show the schematic structure.
【０００３】図２に示すエアターボラムジェットエンジ
ンは、上流側にファンａを配設し、その下流側にタービ
ンｂを配設して、その中間部においてファン駆動軸ｃの
周りに環状に燃焼器ｄ，ｄ，ｄ，・・・を設けてなるも
のである。そのため、燃焼器ｄの構造が複雑になり、製
造コストが高くなっているという問題がある。The air turbo ramjet engine shown in FIG. 2 has a fan a disposed upstream, a turbine b disposed downstream thereof, and a ring-shaped combustion section around a fan drive shaft c at an intermediate portion. , D, d, d,... Are provided. Therefore, there is a problem that the structure of the combustor d is complicated and the manufacturing cost is high.
【０００４】また、ファン駆動軸ｃと燃焼器ｄ，ｄ，
ｄ，・・・との間に固体燃料を配置しようとすれば、固
体燃料の形状を環状にしなければならないが、固体燃料
を環状に成形し均一に燃焼させることは、技術的に不可
能ではないが、製造コストの著しい上昇を招来する。そ
のため、このエアターボラムジェットエンジンにおいて
は固体燃料の使用が事実上できないという問題もある。
その結果、燃料として液体燃料を使用せざるを得ない。
しかしながら、液体燃料を使用した場合には、燃料タン
ク、燃料ポンプおよび付属配管設備が必要となるばかり
でなく、環状に配置されている各々の燃焼器ｄに燃料を
供給する必要があるので、燃料系統の構造が複雑となる
とともに、飛翔体の無用の重量増加を招来し、製造コス
トの無用の上昇をも招来する。使い捨てを目的としてい
るミサイル等の無人飛翔体おいては、コストの無用の上
昇は是非とも避けたいところである。Further, a fan drive shaft c and combustors d, d,
If the solid fuel is to be placed between d,..., the shape of the solid fuel must be annular, but it is not technically possible to form the solid fuel annularly and burn it uniformly. No, but leads to a significant increase in manufacturing costs. Therefore, there is a problem that solid fuel cannot be used in this air turbo ramjet engine.
As a result, liquid fuel must be used as fuel.
However, when a liquid fuel is used, not only is a fuel tank, a fuel pump, and an auxiliary piping facility necessary, but also it is necessary to supply fuel to each of the combustors d arranged in a ring shape. The structure of the system becomes complicated, and the useless weight of the flying object is increased, and the manufacturing cost is also uselessly increased. For unmanned missiles and other unmanned flying vehicles intended for disposable use, we want to avoid unnecessary increases in cost.
【０００５】さらに、図２に示すように、タービンｂの
外側に空気流路ｅを形成しているので、タービンｂの外
径を大きくできない。タービン一段当りの仕事は、よく
知られているようにタービンｂの周速で規定されるの
で、タービンｂの外径を大きくできないということは、
一段当りの仕事が大きく取れないことを意味する。その
ため、タービンｂを多段にしなければならないという問
題もある。これも飛翔体の無用の重量増およびコスト増
を招来するという問題もある。Further, as shown in FIG. 2, since the air passage e is formed outside the turbine b, the outer diameter of the turbine b cannot be increased. Since the work per turbine stage is defined by the peripheral speed of the turbine b as is well known, the fact that the outer diameter of the turbine b cannot be increased means that:
It means that you cannot get much work per step. Therefore, there is a problem that the turbine b must be multistage. This also has the problem of causing unnecessary weight increase and cost increase of the flying object.
【０００６】図３に示すエアターボラムジェットエンジ
ンは、上流側にファンａを配設し、その下流側にタービ
ンｂを配設して、さらにその下流側に燃焼器ｄを配設し
てなるものである。そのため、前記諸問題に加え、燃焼
ガスがファンａからの気流に合流する際に、流れ方向を
１８０度転換しなければならず、圧力損失が大きくなる
という問題もある。その上、かかる流路を形成するため
にダクト形状が複雑となるととともに、それにより、よ
り一層のコスト上昇を招来するという問題もある。The air turbo ramjet engine shown in FIG. 3 is provided with a fan a on the upstream side, a turbine b on the downstream side, and a combustor d on the downstream side. Things. Therefore, in addition to the above-mentioned problems, when the combustion gas joins the airflow from the fan a, the flow direction must be changed by 180 degrees, and there is a problem that the pressure loss increases. In addition, there is a problem that the shape of the duct is complicated to form such a flow path, and the cost is further increased.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の問題点に鑑みなされたものであって、構造が簡素化
されるとともに、固体燃料も使用可能なエアターボラム
ジェットエンジンを提供することを目的としている。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above-mentioned problems of the prior art, and has an object to provide an air turbo ram jet engine having a simplified structure and capable of using a solid fuel. It is an object.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明は、ファンと燃焼
器とタービンとを備えるエアターボラムジェットエンジ
ンにおいて、燃焼器を最上流側に配設し、その下流にタ
ービンを配設し、さらにその下流にファンを配設してな
ることを特徴とする。According to the present invention, there is provided an air turbo ramjet engine including a fan, a combustor, and a turbine, wherein a combustor is disposed on the most upstream side, and a turbine is disposed downstream of the combustor. A fan is provided downstream of the fan.
【０００９】本発明においては、前記タービン外径が、
それが装着されている飛翔体の内径にできるかぎり近付
けられているのが好ましい。In the present invention, the outer diameter of the turbine is:
It is preferred that it be as close as possible to the inside diameter of the flying object on which it is mounted.
【００１０】また、本発明においては、前記タービンの
下流側に第２タービンが、前記ファンと一体的に配設さ
れてなるのが好ましい。[0010] In the present invention, it is preferable that a second turbine is provided integrally with the fan downstream of the turbine.
【００１１】ここで、前記ファンおよび第２タービン
は、例えば、第２タービン用ディスクと、該第２タービ
ン用ディスクの外周部に設けられている多数のタービン
ブレードと、該タービンブレードの外周部に配設されて
いるファンブレード用ディスクと、該ファンブレード用
ディスクの外周部に設けられている多数のファンブレー
ドとからなるものとされる。Here, the fan and the second turbine are, for example, a second turbine disk, a number of turbine blades provided on an outer peripheral portion of the second turbine disk, and an outer peripheral portion of the turbine blade. It comprises a fan blade disk provided and a number of fan blades provided on the outer periphery of the fan blade disk.
【００１２】また、用いられる燃料としては、固体燃料
とされてもよく、あるいは液体燃料とされてもよい。[0012] The fuel used may be a solid fuel or a liquid fuel.
【００１３】[0013]
【作用】本発明のエアターボラムジェットエンジンおい
ては、燃焼器が最上流側に配設されているので、何等の
障害物のない箇所に燃焼器を配置できるため、従来のよ
うに燃焼器を環状に配置する必要がなく１ヶ所に集約で
きる。したがって、固体燃料の適用も容易となるととも
に、従来と同様に液体燃料を採用した場合においても、
燃焼器が１ヶ所に集約されているので、燃料系統が簡素
化される。In the air turbo ramjet engine according to the present invention, the combustor is arranged on the most upstream side, so that the combustor can be arranged in a place without any obstacles. Need not be arranged in a ring, and can be collected in one place. Therefore, the application of the solid fuel becomes easy, and even when the liquid fuel is adopted as in the related art,
Since the combustor is integrated in one place, the fuel system is simplified.
【００１４】また、本発明のエアターボラムジェットエ
ンジンおいては、ファンの上流側にタービンを配設して
いるので、タービンの外径をファン気流の制約を受ける
ことなくして選定できる。そのため、タービン外径を大
きくしてタービン一段当りの仕事を大きく取ることがで
きるので、タービンの段数を減少させることができる。
したがって、小型化でき重量の軽減を図れる。Further, in the air turbo ramjet engine of the present invention, since the turbine is disposed upstream of the fan, the outer diameter of the turbine can be selected without being restricted by the fan airflow. For this reason, it is possible to increase the outer diameter of the turbine and take a large amount of work per one stage of the turbine, so that the number of stages of the turbine can be reduced.
Therefore, the size can be reduced and the weight can be reduced.
【００１５】[0015]
【実施例】以下、添付図面を参照しながら本発明を実施
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the present invention will be described based on embodiments with reference to the attached drawings, but the present invention is not limited to only such embodiments.
【００１６】本発明の一実施例のエアターボラムジェッ
トエンジンを図１に示し、同実施例のエアターボラムジ
ェットエンジンは、最上流側に配設された燃焼器１と、
この燃焼器１の下流側に配設されたタービン（第１ター
ビン）２と、このタービン２の下流側に配設されたファ
ン３とを主要部としてなる。FIG. 1 shows an air turbo ramjet engine according to an embodiment of the present invention. The air turbo ramjet engine according to the embodiment includes a combustor 1 disposed on the most upstream side,
A turbine (first turbine) 2 disposed downstream of the combustor 1 and a fan 3 disposed downstream of the turbine 2 are main components.
【００１７】燃焼器１は、図１に示すように、キャン型
燃焼器１とされている。このため、固体燃料の適用が容
易となる。そして、固体燃料を適用した場合には、液体
燃料における燃料タンクや配管設備が不要となるので、
重量およびコストが著しく削減される。従来と同様に、
液体燃料を使用した場合においても、燃料ノズルを１個
のキャンに集約することができるので、燃料配管が簡素
化される。そのため、配管設備の重量を従来よりも軽減
できる。なお、液体燃料としては、従来と同様に、１液
式のもや２液式のものを用いることができ、特に限定は
ない。The combustor 1 is a can type combustor 1 as shown in FIG. Therefore, application of the solid fuel becomes easy. When a solid fuel is applied, a fuel tank and piping facilities for the liquid fuel become unnecessary,
Weight and cost are significantly reduced. As before,
Even when a liquid fuel is used, the fuel nozzles can be integrated into one can, so that the fuel piping is simplified. Therefore, the weight of piping equipment can be reduced more than before. As the liquid fuel, a one-liquid type or a two-liquid type can be used as in the prior art, and there is no particular limitation.
【００１８】この燃焼器１の下流側に配設されているタ
ービン（第１タービン）２は基本的に従来のエアターボ
ラムジェットエンジンに用いられているものと同様とさ
れているが、従来のようなファン気流による制約がない
ので、その外径ｄはできるかぎり飛翔体Ｍの内径Ｄiに
近付けられている。これにより、タービン２の周速を速
くできるので、タービン２の一段当りの仕事を大きく取
ることができる。その結果、使用するタービン２の段数
を低減できる。A turbine (first turbine) 2 disposed downstream of the combustor 1 is basically the same as that used in a conventional air turbo ramjet engine, since there is no restriction by the fan air flow as have been brought close to the inner diameter D i of the projectile M as long as the outer diameter d is possible. As a result, the peripheral speed of the turbine 2 can be increased, so that the work per stage of the turbine 2 can be increased. As a result, the number of stages of the turbine 2 to be used can be reduced.
【００１９】しかして、このタービン２には、燃焼器１
の後部に設けられているガスダクト４により燃焼器１で
発生した燃焼ガスが、ガスダクト４内に所定ピッチで設
けられている多数の静翼４１，４１，４１，・・・によ
り形成されるタービンノズルを通って導かれ、それによ
り回転力が付与されている。The turbine 2 has a combustor 1
The combustion gas generated in the combustor 1 by the gas duct 4 provided at the rear of the turbine nozzle is formed by a large number of stationary blades 41, 41, 41,. Through which the torque is applied.
【００２０】タービン２に回転力を付与した後の燃焼ガ
スは、連絡ダクト５によりこのタービン２と駆動軸６に
より接続されて下流側に配設されている第２タービン３
１に導かれる。この第２タービン３１の外径は、その外
方に配設されるファン部３２の外径が必要以上大きくな
るのを避けるために、できるだけ小さくされている。な
お、当然のことながら、流路における無用の圧力損失を
避けるために、タービン２から下流の第２タービン３２
への連絡ダクト５は、ゆるやかな流路変更がなし得る形
状とされている。この連絡ダクト５内部には、ストラッ
トを兼ねる多数の静翼５１，５１，５１，・・・が所定
ピッチで配設されてタービンノズルが形成されている。The combustion gas after the rotational force is applied to the turbine 2 is connected to the turbine 2 by the communication duct 5 by the drive shaft 6 and is disposed on the downstream side of the second turbine 3.
It is led to 1. The outer diameter of the second turbine 31 is made as small as possible in order to prevent the outer diameter of the fan portion 32 disposed outside thereof from becoming unnecessarily large. Of course, in order to avoid unnecessary pressure loss in the flow path, the second turbine 32 downstream from the turbine 2
The communication duct 5 is formed in such a shape that a gradual change of the flow path can be performed. Inside the communication duct 5, a number of stationary blades 51, 51, 51,... Also serving as struts are disposed at a predetermined pitch to form a turbine nozzle.
【００２１】この第２タービン３１は、前記駆動軸６に
軸心を一致させて接続されている第２タービンディスク
３１１と、この第２タービンディスク３１１の外周に設
けられている多数のタービンブレード３１２，３１２，
３１２，・・・とからなる。この第２タービンディスク
３１１およびタービンブレード３１２の材質は、第２タ
ービン入口ガス温度が６５０℃程度であり、かつファン
圧力比を１．４〜１．６程度と小さくしてファン周速を
低速としているところから、例えば通常のニッケル基超
耐熱合金とされている。この第２タービンディスク３１
１およびタービンブレード３１２は、後述するこの第２
タービン３１の外周に配設されるファン部３２による遠
心力に耐え得る強度を有するようその構造設計がなされ
ている。The second turbine 31 has a second turbine disk 311 connected to the drive shaft 6 so as to have the same axial center, and a plurality of turbine blades 312 provided on the outer periphery of the second turbine disk 311. , 312
312... The material of the second turbine disk 311 and the turbine blade 312 is such that the second turbine inlet gas temperature is about 650 ° C., the fan pressure ratio is reduced to about 1.4 to 1.6, and the fan peripheral speed is reduced. For example, it is a normal nickel-base super heat-resistant alloy. This second turbine disk 31
1 and the turbine blade 312
The structure of the turbine 31 is designed so as to have a strength that can withstand the centrifugal force generated by the fan 32 disposed on the outer periphery of the turbine 31.
【００２２】しかして、前記連絡ダクト５によりこの第
２タービン３１に導かれた燃焼ガスは、この第２タービ
ン３１に回転力を付与した後、後部に設けられているラ
ム燃焼器７に導入され、後述するファンから供給される
空気によりさらに燃焼されて、飛翔体Ｍに推力Ｆを付与
する。The combustion gas guided to the second turbine 31 by the communication duct 5 applies a rotational force to the second turbine 31 and then is introduced into the ram combustor 7 provided at the rear. Further, it is further combusted by air supplied from a fan described later, and gives a thrust F to the flying object M.
【００２３】この第２タービン３１の外方には、前述し
たように、ファン部３２が配設されている。すなわち、
第２タービンブレード３１２の外周には、ファンブレー
ド用ディスク３２１が配設され、そして、このファンブ
レード用ディスク３２１には多数のファンブレード３２
２，３２２，３２２，・・・が所定ピッチで設けられて
いる。このファン部３２には、前方に設けられた空気取
り入れ口８１からの空気が空気ダクト８により導かれて
いる。このファン部３２に導かれた空気は、ファン部３
２により昇圧された後、ファン３の下流側に所定ピッチ
で設けられている多数のベーン９，９，９，・・・を通
りラム燃焼器７に導入される。Outside the second turbine 31, the fan section 32 is provided as described above. That is,
A fan blade disk 321 is disposed around the outer periphery of the second turbine blade 312, and a large number of fan blades 32 are mounted on the fan blade disk 321.
Are provided at a predetermined pitch. The air from the air intake 81 provided in the front is guided to the fan part 32 by the air duct 8. The air guided to the fan unit 32 is supplied to the fan unit 3.
After the pressure is increased by 2, it is introduced into the ram combustor 7 through a number of vanes 9, 9, 9,... Provided at a predetermined pitch on the downstream side of the fan 3.
【００２４】なお、第２タービンディスク３１１、ター
ビンブレード３１２、ファンブレード用ディスク３２
１、ファンブレード３２２は、削り出しあるいは鋳造に
より一体的に作製される。The second turbine disk 311, the turbine blade 312, the fan blade disk 32
1. The fan blade 322 is integrally manufactured by cutting or casting.
【００２５】前記タービン２と第２タービン３２とを接
続している駆動軸６には、ベアリング６１，６２が装着
されていてその円滑な回転が確保されている。なお、こ
のベアリング６１，６２は、連絡ダクト５の内側に設け
られているベアリングハウジング６３により保持されて
いる。The drive shaft 6 connecting the turbine 2 and the second turbine 32 is provided with bearings 61 and 62 to ensure smooth rotation. The bearings 61 and 62 are held by a bearing housing 63 provided inside the communication duct 5.
【００２６】このように、本実施例においては、燃焼器
を最上流側に配設しているので、燃焼器の構造が簡素化
されるとともに、固体燃料の適用も容易となる。また、
ファンの上流側にタービンを配設しているので、タービ
ン外径をファンからの気流の制約を受けずに決定できる
ために、タービン外径を可能最大とでき、単段当りの仕
事を大きく取れ、それによりタービン段数を減少させる
ことができる。As described above, in this embodiment, since the combustor is arranged on the most upstream side, the structure of the combustor is simplified, and the application of solid fuel becomes easy. Also,
Since the turbine is located upstream of the fan, the outer diameter of the turbine can be determined without restriction of the airflow from the fan. , Thereby reducing the number of turbine stages.
【００２７】[0027]
【発明の効果】以上説明してきたように、本発明によれ
ば、 エアターボラムジェットエンジンにおける燃焼器の構
造が簡素化できるとともに、固体の燃料の適用も容易と
なる。また、液体燃料を使用した場合においても、配管
設備を簡素化できる。 タービンの外径を飛翔体の内径と同程度まで大きくで
きるので、単段当りの仕事を大きく取れる。そのため、
タービン段数を減少させることができる。 固体燃料の適用が可能なことおよびタービン段数が低
減できることより、飛翔体を小型化できるとともに、そ
の重量の軽減および製造コストの著しい低減を図ること
ができる。という優れた効果が得られる。As described above, according to the present invention, the structure of the combustor in the air turbo ramjet engine can be simplified, and the application of solid fuel becomes easy. Further, even when a liquid fuel is used, piping equipment can be simplified. Since the outer diameter of the turbine can be made as large as the inner diameter of the flying object, a large amount of work can be taken per single stage. for that reason,
The number of turbine stages can be reduced. Since the solid fuel can be applied and the number of turbine stages can be reduced, the size of the flying object can be reduced, and the weight and the manufacturing cost can be significantly reduced. An excellent effect is obtained.
【図１】本発明の一実施例のエアターボラムジェットエ
ンジンの対称な下半分を省略して示している軸方向断面
図である。FIG. 1 is an axial cross-sectional view of an air turbo ramjet engine according to one embodiment of the present invention, with a symmetrical lower half omitted.
【図２】従来のエアターボラムジェットエンジンの概略
図である。FIG. 2 is a schematic view of a conventional air turbo ramjet engine.
【図３】従来のエアターボラムジェットエンジンの他の
例の概略図である。FIG. 3 is a schematic view of another example of a conventional air turbo ramjet engine.
１ 燃焼器 ２ タービン（第１タービン） ３ ファン ３１ 第２タービン ３２ ファン部 ４ ガスダクト ４１ 静翼 ５ 連絡ダクト ５１ 静翼 ６ 駆動軸 ６１，６２ ベアリング ６３ ベアリングハウジング ７ ラム燃焼器 ８ 空気ダクト ８１ 空気取り入れ口 ９ ベーン ｄ タービン外径 Ｄi 飛翔体内径 Ｆ 推力 Ｍ 飛翔体DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Combustor 2 Turbine (1st turbine) 3 Fan 31 2nd turbine 32 Fan part 4 Gas duct 41 Stator blade 5 Communication duct 51 Stator blade 6 Drive shaft 61, 62 Bearing 63 Bearing housing 7 Ram combustor 8 Air duct 81 Air intake Mouth 9 Vane d Turbine outer diameter Di Projectile inner diameter F Thrust M Projectile
Claims (5)
アターボラムジェットエンジンにおいて、 燃焼器を最上流側に配設し、その下流にタービンを配設
し、さらにその下流にファンを配設してなることを特徴
とするエアターボラムジェットエンジン。1. An air turbo ramjet engine comprising a fan, a combustor, and a turbine, wherein the combustor is disposed on the most upstream side, a turbine is disposed downstream of the combustor, and a fan is disposed downstream of the combustor. An air turbo ramjet engine characterized by:
が、前記ファンと一体的に配設されてなることを特徴と
する請求項１記載のエアターボラムジェットエンジン。2. The air turbo ram jet engine according to claim 1, wherein a second turbine is provided downstream of the turbine and integrated with the fan.
タービン用ディスクと、該タービン用ディスクの外周部
に設けられている多数のタービンブレードと、該タービ
ンブレードの外周部に配設されているファンブレード用
ディスクと、該ファンブレード用ディスクの外周部に設
けられている多数のファンブレードとからなることを特
徴とする請求項２記載のエアターボラムジェットエンジ
ン。3. The system according to claim 2, wherein the fan and the second turbine are connected to a second turbine.
A turbine disk, a number of turbine blades provided on the outer peripheral portion of the turbine disk, a fan blade disk disposed on the outer peripheral portion of the turbine blade, and an outer peripheral portion of the fan blade disk. The air turbo ram jet engine according to claim 2, comprising a plurality of fan blades provided.
とする請求項１、２または３記載のエアターボラムジェ
ットエンジン。4. The air turbo ram jet engine according to claim 1, wherein the fuel is characterized in that it is a solid fuel.
とする請求項１、２または３記載のエアターボラムジェ
ットエンジン。5. The air turbo ram jet engine according to claim 1, 2 or 3, wherein the fuel is a liquid fuel.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11409294A JP2750402B2 (en) | 1994-04-28 | 1994-04-28 | Air turbo ram jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11409294A JP2750402B2 (en) | 1994-04-28 | 1994-04-28 | Air turbo ram jet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07293335A JPH07293335A (en) | 1995-11-07 |
| JP2750402B2 true JP2750402B2 (en) | 1998-05-13 |
Family
ID=14628906
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11409294A Expired - Fee Related JP2750402B2 (en) | 1994-04-28 | 1994-04-28 | Air turbo ram jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2750402B2 (en) |
-
1994
- 1994-04-28 JP JP11409294A patent/JP2750402B2/en not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07293335A (en) | 1995-11-07 |
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