JP3246158B2 - Exhaust nozzle - Google Patents

Exhaust nozzle

Info

Publication number
JP3246158B2
JP3246158B2 JP01203294A JP1203294A JP3246158B2 JP 3246158 B2 JP3246158 B2 JP 3246158B2 JP 01203294 A JP01203294 A JP 01203294A JP 1203294 A JP1203294 A JP 1203294A JP 3246158 B2 JP3246158 B2 JP 3246158B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
air
nozzle
slit
exhaust nozzle
combustion chamber
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP01203294A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JPH07217498A (en
Inventor
武 柏木
政彦 山本
幸二 徳永
Original Assignee
石川島播磨重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 石川島播磨重工業株式会社 filed Critical 石川島播磨重工業株式会社
Priority to JP01203294A priority Critical patent/JP3246158B2/en
Publication of JPH07217498A publication Critical patent/JPH07217498A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP3246158B2 publication Critical patent/JP3246158B2/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Landscapes

  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

【0001】[0001]

【産業上の利用分野】本発明は超音速輸送機や宇宙往還
機に搭載されるラムジェットやスクラムジェットの排気
ノズルに関する。
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a ramjet or scramjet exhaust nozzle mounted on a supersonic transport or space shuttle.

【0002】[0002]

【従来の技術】超音速輸送機や宇宙往還機は高速に適し
たエンジンとしてラムジェットやスクラムジェットを用
いることが計画されている。ラムジエットは 図8に
ように空気取入L1、燃焼器L2、排気ノズルL3
および燃料噴射ノズル15で構成される単純な形式のジ
ェットエンジンで、飛行マッハ数が2.5あたりでラム
圧力比が十分上がり、比スラスト、燃料消費率などター
ボジェットに比肩できるようになる。ラムジェットは安
定した燃焼を行わせるため、空気流を亜音速までに減速
して燃焼させるため、マッハ数6ぐらいが限度で、6以
上となると動圧、温度が高くなり、材料上および性能上
の困難が伴うため、超音速流のまま燃焼させるスクラム
ジェットが開発されている。
2. Description of the Related Art It is planned to use a ramjet or a scramjet as an engine suitable for a high-speed supersonic transport or space shuttle. Ramujietto is shown in Figure 8
Air intake portion L1 as to combustor L2, exhaust nozzle L3
With a simple type jet engine constituted by the fuel injection nozzle 15 and the flight Mach number of about 2.5, the ram pressure ratio is sufficiently increased, and the specific thrust, fuel consumption rate, and the like can be made comparable to turbojet. In order to perform stable combustion, the ramjet decelerates the air flow to subsonic speed and burns it. Therefore, the Mach number is limited to about 6; Therefore, a scramjet that burns with supersonic flow has been developed.

【0003】超音速輸送機や宇宙往還機に搭載されるラ
ムジェットやスクラムジェットの排気ノズルは大きな膨
張をさせるため、機体の後部形状までも利用した非対称
固定ノズルが用いられる。非対称固定ノズルは図1に示
すように、ランプ6(Ramp)と呼ばれる機体後部形状を
構成する傾斜した頂板と、カウル7(Cowl) と呼ばれる
下板よりなる2次元的ノズルである。カウル7はランプ
6に比べて短い。
[0003] In order to greatly expand the exhaust nozzle of a ramjet or a scramjet mounted on a supersonic transport or space shuttle, an asymmetric fixed nozzle utilizing even the rear part of the fuselage is used. As shown in FIG. 1, the asymmetric fixed nozzle is a two-dimensional nozzle having a slanted top plate forming a rear part of the body called a ramp 6 and a lower plate called a cowl 7. The cowl 7 is shorter than the lamp 6.

【0004】排気ノズルは燃焼室の高圧の気体を膨張さ
せ速度エネルギーに代えて推力を発生させる。排気ノズ
ルの性能を表す係数として推力効率CF が用いられる。
Fは次のように定義される。 CF =実推力/理論的な推力
The exhaust nozzle expands the high-pressure gas in the combustion chamber to generate thrust instead of velocity energy. The thrust efficiency CF is used as a coefficient representing the performance of the exhaust nozzle.
C F is defined as follows. CF = actual thrust / theoretical thrust

【0005】図3はCF の圧力比NPR(Nozzle Press
ure Ratio)に対する変化を表したものでNPRはノズル
の入口全圧を周囲の大気圧で除した値である。曲線は
設計圧力比NPR1においてCF が最高となるように設
計されたノズルの性能曲線を示す。曲線、はNPR
が曲線より小さな値でCF が最高となるよう設計され
た性能曲線である。
[0005] Figure 3 C F pressure ratio NPR (Nozzle Press
NPR is a value obtained by dividing the total pressure at the inlet of the nozzle by the ambient atmospheric pressure. Curve shows the performance curve of the nozzles designed to C F is the highest in the design pressure ratio NPR1. Curve, NPR
Is a performance curve designed to maximize C F at a value smaller than the curve.

【0006】図5(a)は曲線の性能特性を有する排
気ノズルを示し、(b)は曲線の性能特性を有する排
気ノズルを示す。設計圧力比が小さくなるとランプ6の
長さも小さくなる。ランプ6の長さ内ではノズルを形成
し、ノズル内では燃焼ガスが膨張してゆく。圧力比NP
Rが大きいということは大気圧になるには大きな膨張が
必要であることを意味し、このためランプ6の長さは長
くなる。これに対し、圧力比が小さい場合は、大気圧に
なるまでに小さな膨張でよいのでランプ6の長さが短く
なり、小さなノズルでよいことになる。
FIG. 5A shows an exhaust nozzle having a curved performance characteristic, and FIG. 5B shows an exhaust nozzle having a curved performance characteristic. As the design pressure ratio decreases, the length of the lamp 6 also decreases. A nozzle is formed within the length of the lamp 6, and the combustion gas expands in the nozzle. Pressure ratio NP
A large R means that a large expansion is required to reach atmospheric pressure, and therefore the length of the lamp 6 is increased. On the other hand, when the pressure ratio is small, the expansion may be small before reaching the atmospheric pressure, so that the length of the lamp 6 is shortened, and a small nozzle is sufficient.

【0007】[0007]

【発明が解決しようとする課題】超音速輸送機などの非
対称固定ノズルは、巡航速度で効率が最もよくなるよう
設計されている。それ故離陸してから巡航速度に達する
まで、また巡航速度から着陸するまでの設計点以外の速
度範囲でノズルの効率は低下する。図3において、曲線
の性能を有するノズルを装備した場合、速度が巡航速
度より低下する、つまり設計圧力比より低下すると効率
が急激に低下してくる。これは0より設計圧力比の間で
は必要以上の膨張(過膨張)が発生し、これが損失とな
って推力効率CF が低下するためである。また、非対称
固定ノズルの場合、機体を構成要素としているため、ノ
ズルによる推力の向きを偏向させるということができな
かった。
Asymmetric fixed nozzles, such as supersonic transports, are designed to be most efficient at cruising speeds. Therefore, the efficiency of the nozzle decreases at speeds other than the design point from takeoff to reaching cruise speed and from cruise speed to landing. In FIG. 3, when a nozzle having a curved performance is provided, when the speed drops below the cruising speed, that is, when the nozzle drops below the design pressure ratio, the efficiency drops sharply. This is because the expansion of the more than necessary between 0 than the design pressure ratio (overexpansion) is generated, which thrust efficiency C F becomes loss is reduced. Further, in the case of the asymmetric fixed nozzle, since the body is a component, it was not possible to deflect the direction of thrust by the nozzle.

【0008】本発明は上述の問題点に鑑みてなされたも
ので、圧力比NPRが変化しても推力効率Gの低下が少
なく、また、推力の偏向が可能な排気ノズルを提供する
ことを目的とする。
The present invention has been made in view of the above-mentioned problems, and an object of the present invention is to provide an exhaust nozzle in which a reduction in thrust efficiency G is small even if the pressure ratio NPR changes and a thrust can be deflected. And

【0009】[0009]

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明の排気ノズルは、燃焼室(4)出口下面に流
れ方向に延長して設けられた下板(7)と、燃焼室
(4)出口上面に流れ方向に延長して設けられ、前記下
(7)またはその延長面との距離が下流に行くに従い
大きくなる頂板(6)とを有する排気ノズル(5)にお
いて、前記頂板(6)所定位置に空気の流れ方向と
交差する方向にスリット(9)を有しており、前記排気
ノズル(5)の前方に設けられた空気取入部(3)から
抽気した空気を前記スリット(9)に導入する外気導入
装置(10)が設けられ、前記下板(7)は、燃焼室
(4)出口下面と、空気の流れ方向と交差する方向を回
動軸として回動可能に接続されているものである。
In order to achieve the above object, an exhaust nozzle according to the present invention comprises a lower plate (7) provided in the flow direction on a lower surface of an outlet of a combustion chamber (4);
(4) The exhaust nozzle (5) , which is provided on the upper surface of the outlet so as to extend in the flow direction and has a top plate (6) whose distance from the lower plate (7) or the extension surface increases toward the downstream. top plate (6) has a slit (9) in a direction intersecting the flow direction of the air to a predetermined position, bled from join the club (3) intake air provided in front of the exhaust nozzle (5) air An outside air introducing device (10 ) for introducing air into the slit (9), and the lower plate (7) is provided in a combustion chamber.
(4) Rotate in the direction crossing the lower surface of the outlet and the air flow direction.
It is rotatably connected as a moving shaft .

【0010】また、前記頂板(6)に、スリット(9)
を空気の流れ方向に沿って複数設けることが好ましい。
Further , a slit (9) is formed in the top plate (6).
Is preferably provided in plurality along the direction of air flow.

【0011】[0011]

【作用】上記発明の構成では、燃焼室(4)出口の下面
に流れ方向に延長して設けられた下板(7)と燃焼室
(4)出口上面に流れ方向に延長され、下板(7)また
はその延長面との距離が下流に行くに従い大きくなる頂
(6)によって排気ノズル(5)が構成され、頂板
(6)には空気の流れ方向と交差方向にスリット(9)
が設けられている。排気ノズル(5)の前方に設けられ
た空気取入部(3)より取り入れた空気を抽気し、この
空気をスリット(9)から噴出する外気導入装置(1
0)を設けることにより、スリット(9)の位置でノズ
ル壁に沿って流れる燃焼排気ガスを剥離させることがで
きる。ガスの流れがノズル壁より剥離すればそれ以降
のガスの流れはノズルが存在しない場合と同じくなる。
これによりノズルの大きさをスリット(9)の位置まで
の大きさに変更したことと同じになる。特に、 図7
示すように、下板(7)を、その付け根を回動中心とし
て上下方向に回動させ、この回動角度に対応したスリッ
ト(9)より空気を噴出することにより、排出ガスの方
向を変えることができる。これにより超音速輸送機の頭
上げや頭下げが可能となる。
In the construction of the present invention, the lower plate (7) provided on the lower surface of the exit of the combustion chamber (4) in the flow direction and the combustion chamber (4) are provided.
(4) The exhaust nozzle (5) is constituted by a top plate (6) which extends in the flow direction on the upper surface of the outlet and whose distance from the lower plate (7) or the extension surface increases downstream.
(6) slit in the direction crossing the air flow (9)
Is provided. Outside air introducing device to bleed from the intake air air intake unit (3) provided on the front, ejecting the air from the slit (9) of the exhaust nozzle (5) (1
By providing 0) , the combustion exhaust gas flowing along the nozzle wall at the position of the slit (9) can be separated. When the gas flow separates from the nozzle wall , the gas flow thereafter becomes the same as when there is no nozzle.
This is the same as changing the size of the nozzle to the size of the slit (9) . In particular, FIG. 7
As shown, the lower plate (7) is pivoted about its base.
To rotate in the up and down direction.
G (9) to discharge air
You can change direction. The head of the supersonic transport aircraft
Raising and lowering are possible.

【0012】また、燃焼室(4)出口の下面に、スリッ
ト(9)を空気の流れ方向に沿って複数設けたので、圧
力比の変化に応じて最も適切な位置に設けたスリット
(9)から空気を噴出することにより推力効率C F の低
下を防止し、推力効率を高い値に保持することが可能と
なる。
A slit is provided on the lower surface of the outlet of the combustion chamber (4).
(9) are provided along the air flow direction,
Slit provided at the most appropriate position according to the change in force ratio
(9) low thrust efficiency C F by ejecting air from
Lowering and maintaining high thrust efficiency.
Become.

【0013】[0013]

【実施例】以下、本発明の実施例について図面を参照し
て説明する。図1はスクラムジェットを搭載した超音速
輸送機を示す。超音速輸送機1の下部にスクラムジェッ
ト2が取り付けられ、L1の範囲は空気取入部3を構成
し、L2の範囲が燃焼室4を構成し、L3の範囲が排気
ノズル5を構成する。排気ノズル5は機体後部下面を構
成するランプ6と燃焼室出口下面に接続し、流れ方向に
延びる平板のカウル7よりなる。なお、スクラムジェッ
ト2をラムジェットとしてもよく、いずれを採用するか
は超音速輸送機の設計速度により決まる。
Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 shows a supersonic transport equipped with a scramjet. A scramjet 2 is attached to a lower portion of the supersonic transport 1, and a range of L 1 forms an air intake 3, a range of L 2 forms a combustion chamber 4, and a range of L 3 forms an exhaust nozzle 5. The exhaust nozzle 5 is composed of a flat cowl 7 connected to a ramp 6 constituting the lower surface of the rear part of the fuselage and the lower surface of the combustion chamber outlet and extending in the flow direction. It should be noted that the scramjet 2 may be a ramjet, and which one is adopted depends on the design speed of the supersonic transport.

【0014】図2はスクラムジェットの構成図である。
空気取入部3の機体側には取り入れた空気を抽気する抽
気孔8が設けられ、取り入れた空気の流れの剥離を防止
する。抽気された空気のかなりの部分は燃焼室に戻さ
れ、一部は外気導入装置10によりランプ6に設けられ
たスリット9に供給され、境界層を剥離させて実質的に
ノズルの大きさを変化させる。外気導入装置10はラン
プ6に設けられた複数個のスリット9のうち、超音速輸
送機1の速度によってきまる圧力比NPRに応じたスリ
ット9に抽気した空気を供給する。カウル7の付け根部
にはヒンジ11が設けられ、上下方向に図示しないアク
チュエータにより回動できるよう構成されている。
FIG. 2 is a configuration diagram of the scramjet.
A bleed hole 8 for bleeding the taken-in air is provided on the body side of the air intake part 3 to prevent separation of the flow of the taken-in air. A significant portion of the bleed air is returned to the combustion chamber, and a portion is supplied by an outside air introduction device 10 to a slit 9 provided in the lamp 6 to separate the boundary layer and substantially change the size of the nozzle. Let it. The outside air introduction device 10 supplies the extracted air to the slit 9 corresponding to the pressure ratio NPR determined by the speed of the supersonic transport 1 among the plurality of slits 9 provided in the lamp 6. A hinge 11 is provided at the base of the cowl 7, and is configured to be rotatable vertically by an actuator (not shown).

【0015】図4は本実施例の推力効率CF と圧力比N
PRの関係を示す図である。曲線は非対称固定ノズル
を全て使用した状態を示し、設計圧力比NPR1でCF
が最大値となる。この設計圧力比の時、本非対称固定ノ
ズルを搭載した超音速輸送機1の巡航速度となるように
設計される。曲線,および曲線は設計圧力比より小
さな圧力比NPR2またはNPR3でCF が最高となる
ようスリット9を使用した場合を示す。各曲線の最高点
を結ぶ直線と各曲線とで囲まれる斜線で示す面積はノズ
ルの過膨張によるエネルギの損失を表す。
FIG. 4 shows the thrust efficiency CF and the pressure ratio N of this embodiment.
It is a figure which shows the relationship of PR. The curve shows a state in which all the asymmetric fixed nozzles are used, and C F at the design pressure ratio NPR1.
Is the maximum value. At this designed pressure ratio, the cruise speed of the supersonic transport 1 equipped with the asymmetric fixed nozzle is designed. The curve and the curve show the case where the slit 9 is used so that the CF becomes maximum at a pressure ratio NPR2 or NPR3 smaller than the design pressure ratio. The hatched area surrounded by a straight line connecting the highest points of the curves and each curve represents energy loss due to excessive expansion of the nozzle.

【0016】図6は図4に示した各推力効率特性曲線に
対応したノズルの使用状態を示す図である。(a)は曲
線の場合を表し、ノズルの全長にわたって燃焼室4か
らの排出ガスの膨張が行われる。(b)は曲線の場合
を表し、圧力比NPR2に対応したスリットより空気を
噴出して排出ガスをランプ6より剥離させ、過膨張を防
止する。(c)は曲線の場合を表し、圧力比NPR3
に対応したスリットより空気を噴出して排出ガスをラン
プ6より剥離させた状態を示す。
FIG. 6 is a diagram showing the use state of the nozzle corresponding to each thrust efficiency characteristic curve shown in FIG. (A) represents the case of a curve, in which the exhaust gas from the combustion chamber 4 expands over the entire length of the nozzle. (B) shows the case of a curve, in which air is blown out from a slit corresponding to the pressure ratio NPR2 to separate the exhaust gas from the lamp 6, thereby preventing overexpansion. (C) shows the case of a curve, and the pressure ratio NPR3
5 shows a state in which air is blown out from the slit corresponding to FIG.

【0017】図7はカウル7とスリット9を用いて排出
ガスの噴出方向を変える方法を説明する図である。
(a)はカウル7を下側に回動させると共にこの回動角
度に対応したスリット9から空気を噴出させ矢印で示す
方向に排出ガスを噴出する。(b)はカウルを上側に回
動した場合で、この回動角に対応したスリット9から空
気を噴出させ、矢印で示す方向に排出ガスを噴出する。
これにより推力偏向が可能となり、超音速輸送機1は
(a)の場合、頭下げのモーメントが働き、(b)の場
合頭上げのモーメントが働く。こにより離着時の姿勢制
御などを行うことができる。
FIG. 7 is a view for explaining a method of changing the jetting direction of the exhaust gas using the cowl 7 and the slit 9.
3A, the cowl 7 is turned downward, and air is jetted from the slit 9 corresponding to the angle of the jet, and the exhaust gas is jetted in the direction shown by the arrow. (B) shows a case in which the cowl is turned upward, in which air is blown out from the slit 9 corresponding to this turning angle, and exhaust gas is blown out in the direction shown by the arrow.
This enables thrust deflection, and in the supersonic transport 1, a head-down moment acts in the case of (a), and a head-up moment acts in the case of (b). In this way, posture control at the time of attachment / detachment can be performed.

【0018】[0018]

【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は排気ノズルの頂板を構成するランプにスリットを設
け、空気取入部より抽気した空気を噴出することにより
境界層制御を行って排ガスを適正膨張させ、過膨張によ
る損失を最小限に押さえることができる。また排気ノズ
ルの下板を構成するカウルの角度とスリットからの空気
噴射により排出ガスの排出方向を変え推力偏向を可能と
している。
As is apparent from the above description, according to the present invention, the slit constituting the top plate of the exhaust nozzle is provided with a slit, and the air extracted from the air intake section is blown out to control the boundary layer, thereby reducing the exhaust gas. Appropriate expansion can be achieved, and loss due to overexpansion can be minimized. Further, the direction of the exhaust gas is changed by the angle of the cowl constituting the lower plate of the exhaust nozzle and the air injection from the slit, thereby enabling thrust deflection.

【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]

【図1】本発明の排気ノズルを設けた超音速輸送機を示
す図である。
FIG. 1 is a diagram showing a supersonic transport provided with an exhaust nozzle of the present invention.

【図2】本実施例の排気ノズルを設けたスクラムジェッ
トの構成を示す図である。
FIG. 2 is a diagram illustrating a configuration of a scramjet provided with an exhaust nozzle according to the present embodiment.

【図3】圧力比NPRと推力効率CF との関係をノズル
の大きさ別に表した図である。
3 is a diagram showing the relationship between the pressure ratio NPR and thrust efficiency C F by the size of the nozzle.

【図4】本実施例の圧力比NPRと推力効率CF との関
係を示す図である。
Is a diagram showing the relationship between the pressure ratio NPR and thrust efficiency C F in FIG. 4 embodiment.

【図5】図3の各曲線に対応するノズルを示す図であ
る。
FIG. 5 is a diagram showing nozzles corresponding to each curve in FIG. 3;

【図6】図4の各曲線に対応するノズルの状態を示す図
である。
FIG. 6 is a diagram illustrating a state of a nozzle corresponding to each curve in FIG. 4;

【図7】カウルとスリットにより推力偏向を行う説明図
である。
FIG. 7 is an explanatory diagram for performing thrust deflection by a cowl and a slit.

【図8】ラムジェットの構成を説明する図である。FIG. 8 is a diagram illustrating a configuration of a ramjet.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

1 超音速輸送機 2 スクラムジェット 3 空気取入部 4 燃焼室 5 排気ノズル 6 ランプ(頂板) 7 カウル(下板) 8 抽気孔 9 スリット 10 外気導入装置 11 ヒンジ REFERENCE SIGNS LIST 1 supersonic transport 2 scramjet 3 air intake 4 combustion chamber 5 exhaust nozzle 6 ramp (top plate) 7 cowl (lower plate) 8 bleed hole 9 slit 10 outside air introduction device 11 hinge

フロントページの続き (56)参考文献 特開 平4−219452(JP,A) 特開 平5−99071(JP,A) 実公 昭31−13901(JP,Y1) (58)調査した分野(Int.Cl.7,DB名) F02K 1/28 F02K 7/10 F02K 7/14 F02K 9/90 Continuation of the front page (56) References JP-A-4-219452 (JP, A) JP-A-5-99071 (JP, A) Jiko 31-13901 (JP, Y1) (58) Fields investigated (Int) .Cl. 7 , DB name) F02K 1/28 F02K 7/10 F02K 7/14 F02K 9/90

Claims (2)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項1】 燃焼室(4)出口下面に流れ方向に延長
して設けられた下板(7)と、燃焼室(4)出口上面に
流れ方向に延長して設けられ、前記下板(7)またはそ
の延長面との距離が下流に行くに従い大きくなる頂板
(6)とを有する排気ノズル(5)において、 前記頂板(6)所定位置に空気の流れ方向と交差す
る方向にスリット(9)を有しており、前記排気ノズル
(5)の前方に設けられた空気取入部(3)から抽気し
た空気を前記スリット(9)に導入する外気導入装置
(10)が設けられ 前記下板(7)は、燃焼室(4)出口下面と、空気の流
れ方向と交差する方向を回動軸として回動可能に接続さ
れている ことを特徴とする排気ノズル。
1. A combustion chamber (4) lower plate provided to extend in the flow direction on the lower surface outlet (7), a combustion chamber (4) an outlet upper surface provided to extend in the flow direction, the lower plate ( 7) or the top plate whose distance from the extension surface increases downstream
(6) and the exhaust nozzle (5) having said top plate (6) has a slit (9) in a direction intersecting the flow direction of the air to a predetermined position, the exhaust nozzle
An outside air introduction device for introducing air extracted from an air intake section (3) provided in front of (5) into the slit (9).
(10) is provided, and the lower plate (7) is provided with a lower surface of an outlet of the combustion chamber (4) and a flow of air.
Rotatable about the direction that intersects the
Exhaust nozzle, characterized in that they are.
【請求項2】 前記頂板(6)に、スリット(9)を空
気の流れ方向に沿って複数設けたことを特徴とする請求
項1に記載の排気ノズル。
2. A slit (9) is formed in the top plate (6).
The exhaust nozzle according to claim 1, wherein a plurality of exhaust nozzles are provided along a flow direction of air .
JP01203294A 1994-02-04 1994-02-04 Exhaust nozzle Expired - Fee Related JP3246158B2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP01203294A JP3246158B2 (en) 1994-02-04 1994-02-04 Exhaust nozzle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP01203294A JP3246158B2 (en) 1994-02-04 1994-02-04 Exhaust nozzle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH07217498A JPH07217498A (en) 1995-08-15
JP3246158B2 true JP3246158B2 (en) 2002-01-15

Family

ID=11794275

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP01203294A Expired - Fee Related JP3246158B2 (en) 1994-02-04 1994-02-04 Exhaust nozzle

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP3246158B2 (en)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7549282B2 (en) * 2005-10-25 2009-06-23 General Electric Company Multi-slot inter-turbine duct assembly for use in a turbine engine
CN106762218A (en) * 2017-01-05 2017-05-31 南京工业职业技术学院 A kind of method and jet pipe for improving pulse detonation engine thrust coefficient

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5085048A (en) * 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
DE4012212A1 (en) * 1990-04-14 1991-10-24 Mtu Muenchen Gmbh Hypersonic aircraft jet engine

Also Published As

Publication number Publication date
JPH07217498A (en) 1995-08-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20240228053A1 (en) Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles
US6634595B2 (en) Method and apparatus for controlling aircraft inlet air flow
EP2350445B1 (en) Method and system for altering engine air intake geometry
EP1718857B1 (en) Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines
US4824048A (en) Induction lift flying saucer
US8746613B2 (en) Jet engine exhaust nozzle and associated system and method of use
US5214914A (en) Translating cowl inlet with retractable propellant injection struts
US4280660A (en) Vectorable nozzle
US20060283188A1 (en) Suppression of part of the noise from a gas turbine engine
US20050211824A1 (en) Turbine engine arrangements
US7150432B2 (en) Horizontal augmented thrust system and method for creating augmented thrust
US8240125B2 (en) Thrust vectoring system and method
US3756542A (en) Aircraft having an auxiliary lift device
JPH09324700A (en) Fuel injection device for ram jet
EP3112650B1 (en) Inlet flow restrictor
US4410150A (en) Drag-reducing nacelle
US4500052A (en) Liquid fuel prevaporization and back burning induction jet oval thrust transition tail pipe
US2961192A (en) Jet propelled aircraft
JP3246158B2 (en) Exhaust nozzle
US4651953A (en) Induction lift aircraft
US7828243B2 (en) SCRAMjet arrangement for hypersonic aircraft
US7849670B2 (en) Propulsion system with integrated rocket accelerator
US20160040624A1 (en) Nacelle jet pipe devices for regulating pressure
US7823826B1 (en) VSTOL aircraft
US3212734A (en) High speed aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
LAPS Cancellation because of no payment of annual fees