JPS63162955A - ナセル格納式エジエクタ - Google Patents
ナセル格納式エジエクタInfo
- Publication number
- JPS63162955A JPS63162955A JP31375086A JP31375086A JPS63162955A JP S63162955 A JPS63162955 A JP S63162955A JP 31375086 A JP31375086 A JP 31375086A JP 31375086 A JP31375086 A JP 31375086A JP S63162955 A JPS63162955 A JP S63162955A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ejector
- nacelle
- engine
- engine nacelle
- shifted
- 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.)
- Pending
Links
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims 2
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 abstract description 7
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
本発明は航空機に搭載されたタービンエンジンのエジェ
クタに係り、特にジェット推進力の増大および偏向を可
能にし、かつ高速巡航時での空気抵抗を抑制し得るよう
にしたナセル格納式エジェクタに関する。
クタに係り、特にジェット推進力の増大および偏向を可
能にし、かつ高速巡航時での空気抵抗を抑制し得るよう
にしたナセル格納式エジェクタに関する。
（従来の技術）
一般に、タービンエンジンのジェット推進力を増大させ
るため、エンジンナセルの後方にエジェクタを設けたも
のは知られている（例えば特開昭５２−５２０１６号公
報参照）。この種のエジェクタはエンジンナセルの後方
に軸方向に移動自在に設けられており、推力を増大させ
る際にはナセル後方にエジェクタを押出すようになって
いる。
るため、エンジンナセルの後方にエジェクタを設けたも
のは知られている（例えば特開昭５２−５２０１６号公
報参照）。この種のエジェクタはエンジンナセルの後方
に軸方向に移動自在に設けられており、推力を増大させ
る際にはナセル後方にエジェクタを押出すようになって
いる。
一方、タービンエンジンにはジェット推進力を偏向させ
るため排気ノズルの排気口にデフレクタを設けたものも
知られている（例えば実開昭５６−４１４３６号公報参
照）。この種のものでは、デフレクタが排気口に揺動自
在に設けられており、このデフレクタに排気ガスを直に
衝突させてジェット推進力を偏向させるようになってい
る。
るため排気ノズルの排気口にデフレクタを設けたものも
知られている（例えば実開昭５６−４１４３６号公報参
照）。この種のものでは、デフレクタが排気口に揺動自
在に設けられており、このデフレクタに排気ガスを直に
衝突させてジェット推進力を偏向させるようになってい
る。
（発明が解決しようとする問題点）
従来、両者の機能を兼ね備えたものは提案されていない
。また、前者はエジェクタをエンジンナセル側に格納さ
せて航空機を高速巡航させるとき、空気抵抗が増大する
という欠点がある。後者はエンジンの排気がデフレクタ
に直接衝突するため、振動が大きくなり、また、デフレ
クタを耐熱、耐強度的に強くなければならないので重量
が増すという欠点がある。
。また、前者はエジェクタをエンジンナセル側に格納さ
せて航空機を高速巡航させるとき、空気抵抗が増大する
という欠点がある。後者はエンジンの排気がデフレクタ
に直接衝突するため、振動が大きくなり、また、デフレ
クタを耐熱、耐強度的に強くなければならないので重量
が増すという欠点がある。
本発明の目的とするところは、上述した従来の技術が有
する問題点を解消し、ジェット推進力の増大およびジェ
ット推進力の偏向を同時に可能にし、かつ、高速巡航時
での空気抵抗を抑えることができるようにしたナセル格
納式エジェクタを提供することにある。
する問題点を解消し、ジェット推進力の増大およびジェ
ット推進力の偏向を同時に可能にし、かつ、高速巡航時
での空気抵抗を抑えることができるようにしたナセル格
納式エジェクタを提供することにある。
（問題点を解決するための手段）
上記目的を達成するために、本発明は、エンジンナセル
と、このナセルと同一軸上に配置されて軸、方向に移動
可能な、かつその移動軌跡の終端で首振り自在なエジェ
クタとから成り、前記エンジンナセルの外周縁と前記エ
ジェクタの外周縁とが前記移動軌跡の始端で一致し得る
ように形成されていることを特徴とするものである。
と、このナセルと同一軸上に配置されて軸、方向に移動
可能な、かつその移動軌跡の終端で首振り自在なエジェ
クタとから成り、前記エンジンナセルの外周縁と前記エ
ジェクタの外周縁とが前記移動軌跡の始端で一致し得る
ように形成されていることを特徴とするものである。
（作 用）
本発明によれば、エジェクタを移動軌路の終端に移動さ
せればジェット推進力は増大し、この状態でエジェクタ
を首振りさせれば推進力の偏向が可能になる。さらに移
動軌路の始端にエジェクタを移動させればエンジンナセ
ルとエジェクタとの外周縁が一致し空気抵抗が減少する
。
せればジェット推進力は増大し、この状態でエジェクタ
を首振りさせれば推進力の偏向が可能になる。さらに移
動軌路の始端にエジェクタを移動させればエンジンナセ
ルとエジェクタとの外周縁が一致し空気抵抗が減少する
。
（実施例）
以下、本発明によるナセル格納式エジェクタの一実施例
をエンジンの縦断面を示す添附図面に基づき説明する。
をエンジンの縦断面を示す添附図面に基づき説明する。
図中、符号１は後部にノズル部１ａが形成されたエンジ
ンナセルを示しており、このエンジンナセル１の後方に
は同一軸上にエジェクタ２が配設されている。エジェク
タ２は軸方向に移動自在であり、後方に引込められた状
態では、エジェクタ２は第１図に示すように移動軌跡の
始端にノズル部１ａを覆うように変位され、エジェクタ
２の外周縁はエンジンナセル１のそれと一致し両者の外
周には滑かな曲線が形成される。
ンナセルを示しており、このエンジンナセル１の後方に
は同一軸上にエジェクタ２が配設されている。エジェク
タ２は軸方向に移動自在であり、後方に引込められた状
態では、エジェクタ２は第１図に示すように移動軌跡の
始端にノズル部１ａを覆うように変位され、エジェクタ
２の外周縁はエンジンナセル１のそれと一致し両者の外
周には滑かな曲線が形成される。
エンジンのジェット推進力を増大させる際にはエジェク
タ２は第２図に示すように移動軌跡の終端に変位される
。この状態では、エンジンの排気３がエジェクタ２内部
で加速され、エジェクタ２内部の静圧は外気４のそれよ
りも低くなり、二次空気５がエジェクタ２内部に吸入さ
れる。この二次空気５と排気３とは混合されて混合排気
６となり、エジェクタ２の後方へ噴出される。したがっ
て、排気３のみ（第１図）の場合に比べてそのジェット
推進力は増大される。
タ２は第２図に示すように移動軌跡の終端に変位される
。この状態では、エンジンの排気３がエジェクタ２内部
で加速され、エジェクタ２内部の静圧は外気４のそれよ
りも低くなり、二次空気５がエジェクタ２内部に吸入さ
れる。この二次空気５と排気３とは混合されて混合排気
６となり、エジェクタ２の後方へ噴出される。したがっ
て、排気３のみ（第１図）の場合に比べてそのジェット
推進力は増大される。
一方、航空機を高速で巡航させる際などには、エジェク
タ２を第１図に示すように始端に変位させエンジンナセ
ル１側に格納する。この状態では、エンジンの排気３の
みがエジェクタ２の後方へ噴出される。従来のものでは
、エンジンナセル１とエジェクタ２とを重ね合わせた場
合に両者の外周が滑かな曲線を形成することがなく、こ
れによって空気抵抗が増大されていた。
タ２を第１図に示すように始端に変位させエンジンナセ
ル１側に格納する。この状態では、エンジンの排気３の
みがエジェクタ２の後方へ噴出される。従来のものでは
、エンジンナセル１とエジェクタ２とを重ね合わせた場
合に両者の外周が滑かな曲線を形成することがなく、こ
れによって空気抵抗が増大されていた。
しかして、本発明によれば、エジェクタ２を第１図に示
すように変位させた場合、エンジンナセル１とエジェク
タ２との外周縁は一致し滑かな曲線が形成されるので、
空気抵抗を大幅に減少させることができる。
すように変位させた場合、エンジンナセル１とエジェク
タ２との外周縁は一致し滑かな曲線が形成されるので、
空気抵抗を大幅に減少させることができる。
また、本発明によるエジェクタ２は終端に変位された後
、第３図に示すようには撮り自在にもなっている。この
状態では、エンジンの排気３と二次空気５との混合排気
６は、エジェクタ２内部で図示のように偏向されて後方
に噴出される。これによって、ジェット推進力が増大さ
れると同時に、航空機には上向きの揚力Ｆが付与される
。なお、エジェクタ２の首振りの向きによっては航空機
に下向きの力が付与されることは言うまでもない。
、第３図に示すようには撮り自在にもなっている。この
状態では、エンジンの排気３と二次空気５との混合排気
６は、エジェクタ２内部で図示のように偏向されて後方
に噴出される。これによって、ジェット推進力が増大さ
れると同時に、航空機には上向きの揚力Ｆが付与される
。なお、エジェクタ２の首振りの向きによっては航空機
に下向きの力が付与されることは言うまでもない。
次に、本発明によるナセル格納式エジェクタの他の実施
例を第４図乃至第６図を参照して説明する。
例を第４図乃至第６図を参照して説明する。
この実施例によれば、エジェクタ２の内側にセグメント
状の腹数の偏流板７，７．・・・７が放射状に配設され
ている。第４図は高速巡航時でのもの、第５図はエジェ
クタ押出しの途中の状態を示すもの、第６図はそのジェ
ット推進力を変更させる際のものを示している。
状の腹数の偏流板７，７．・・・７が放射状に配設され
ている。第４図は高速巡航時でのもの、第５図はエジェ
クタ押出しの途中の状態を示すもの、第６図はそのジェ
ット推進力を変更させる際のものを示している。
このように構成すれば、ジェット推進力を変更させる際
に第６図に示すようにエンジンの排気３は偏流板７，７
．・・・７に衝突することになり、エジェクタ２に直接
接触する現象を防止することができる。もし直接衝突さ
せればジェット推進力は減少するし、振動は増大するし
、また、その衝突に耐えうるだけの耐熱、耐強度性を考
慮してエジェクタを設計しなければならなくなり、エジ
ェクタ２の重量が増すことになるわけであるが、本実施
例によれば、上記の不都合を回避することが可能になる
。なお、ジェット推進力の方向および大きさは偏流板７
，７．・・・７、エジェクタ２、可変開口比機構（図示
せず）などにより調整可能になっていることは言うまで
もない。
に第６図に示すようにエンジンの排気３は偏流板７，７
．・・・７に衝突することになり、エジェクタ２に直接
接触する現象を防止することができる。もし直接衝突さ
せればジェット推進力は減少するし、振動は増大するし
、また、その衝突に耐えうるだけの耐熱、耐強度性を考
慮してエジェクタを設計しなければならなくなり、エジ
ェクタ２の重量が増すことになるわけであるが、本実施
例によれば、上記の不都合を回避することが可能になる
。なお、ジェット推進力の方向および大きさは偏流板７
，７．・・・７、エジェクタ２、可変開口比機構（図示
せず）などにより調整可能になっていることは言うまで
もない。
本発明によれば、上記構成により、ジェット推進力の増
大および偏向を同時に可能にし、かつ、高速巡航時での
空気抵抗を減少させることができる。
大および偏向を同時に可能にし、かつ、高速巡航時での
空気抵抗を減少させることができる。
第１図乃至第３図は本発明によるナセル格納式エジェク
タの一実施例を示す縦断面図、第４図乃至第６図は同他
の実施例を示す縦断面図である。 １・・・エンジンナセル、２・・・エジェクタ、３・・
・排気、５・・・二次空気、６・・・混合排気。 出願人代理人 佐 藤 −雄 第１図 莞２図 第３図 第４図 第５図 第６図
タの一実施例を示す縦断面図、第４図乃至第６図は同他
の実施例を示す縦断面図である。 １・・・エンジンナセル、２・・・エジェクタ、３・・
・排気、５・・・二次空気、６・・・混合排気。 出願人代理人 佐 藤 −雄 第１図 莞２図 第３図 第４図 第５図 第６図
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、エンジンナセルと、このナセルと同一軸上に配置さ
れて軸方向に移動可能な、かつその移動軌跡の終端で首
振り自在なエジェクタとから成り、前記エンジンナセル
の外周縁と前記エジェクタの外周縁とが前記移動軌跡の
始端で一致し得るように形成されていることを特徴とす
るナセル格納式エジェクタ。 ２、前記エジェクタの内側に、エンジン排気を前記移動
軌跡の終端で偏向させ得る偏流板を設けたことを特徴と
する特許請求の範囲第１項記載のナセル格納式エジェク
タ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31375086A JPS63162955A (ja) | 1986-12-26 | 1986-12-26 | ナセル格納式エジエクタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31375086A JPS63162955A (ja) | 1986-12-26 | 1986-12-26 | ナセル格納式エジエクタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63162955A true JPS63162955A (ja) | 1988-07-06 |
Family
ID=18045080
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31375086A Pending JPS63162955A (ja) | 1986-12-26 | 1986-12-26 | ナセル格納式エジエクタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63162955A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011517432A (ja) * | 2008-03-20 | 2011-06-09 | エアバス オペレーションズ （エスアーエス） | ターボプロップの赤外線放射減少装置 |
| JP2016185740A (ja) * | 2015-03-27 | 2016-10-27 | 富士重工業株式会社 | 航空機の推力偏向装置及び航空機の推力偏向方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59554A (ja) * | 1982-04-07 | 1984-01-05 | ロ−ルス−ロイス、パブリック、リミテッド、カンパニ− | タ−ボマシ−ンの可変形エジエクタ−ノズル |
| JPS59141753A (ja) * | 1983-01-31 | 1984-08-14 | Fuji Heavy Ind Ltd | Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置 |
-
1986
- 1986-12-26 JP JP31375086A patent/JPS63162955A/ja active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59554A (ja) * | 1982-04-07 | 1984-01-05 | ロ−ルス−ロイス、パブリック、リミテッド、カンパニ− | タ−ボマシ−ンの可変形エジエクタ−ノズル |
| JPS59141753A (ja) * | 1983-01-31 | 1984-08-14 | Fuji Heavy Ind Ltd | Ｖ／ｓｔｏｌ機用推力増大偏向装置 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011517432A (ja) * | 2008-03-20 | 2011-06-09 | エアバス オペレーションズ （エスアーエス） | ターボプロップの赤外線放射減少装置 |
| JP2016185740A (ja) * | 2015-03-27 | 2016-10-27 | 富士重工業株式会社 | 航空機の推力偏向装置及び航空機の推力偏向方法 |
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