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推進ノズルは、作動ガスの内部エネルギーを推進力に変換するノズルであり、ジェットエンジンからガスタービンまたはガスジェネレーターを分離するジェットを形成するノズルです。
推進ノズルは、エンジンの出力設定、ノズルの内部形状、ノズルの入口と出口の圧力に応じて、利用可能なガスを亜音速、遷音速、または超音速まで加速します。内部形状は、収束型または収束発散型(CD) です。CD ノズルは、発散部内でジェットを超音速まで加速できますが、収束ノズルではジェットを音速を超えて加速することはできません。[1]
推進ノズルの形状は固定されている場合もあれば、アフターバーナーや再加熱システムを装備している場合は、エンジンの動作を制御するために異なる出口面積を与える可変形状の場合もあります。アフターバーナーエンジンにCDノズルが装備されている場合、スロート面積は可変です。高いノズル圧力比が生成される超音速飛行速度用のノズル[2]にも、可変面積の発散セクションがあります。[3] ターボファンエンジンには、バイパス空気をさらに加速する追加の独立した推進ノズルが付いている場合があります。
推進ノズルは下流制限器としても機能し、その結果はエンジン設計の重要な側面を構成します。[4]
動作原理
- ノズルはベンチュリ効果に従って動作し、排気ガスを大気圧まで下げながら推進ジェットを形成します。ノズルの上流の圧力が十分に高ければ、流れは音速（チョーク）に達します。エンジンの背圧におけるノズルの役割については、以下で説明します。
- 流れを加速するエネルギーは、ガスの温度と圧力から得られます。ガスは断熱膨張するため損失が少なく、効率が高くなります。ガスは最終出口速度まで加速しますが、その速度はノズル入口の圧力と温度、排気時の周囲圧力（流れが詰まっていない限り）、膨張効率に依存します。[5]効率は、摩擦、非軸方向の発散、CDノズルの漏れによる損失の尺度です。[6]
- エアブリージング エンジンは、排気ガスに後方への正味の運動量を与えることで、機体に前方への推力を生み出します。推力が、航空機が空気中を移動する際に発生する抵抗を超えると、航空機は加速します。ジェットは完全に膨張する場合と膨張しない場合があります。
- アフターバーナーを装備したエンジンの中には、アフターバーナーが作動していないときやドライスラスト状態でノズル面積が変化するものがあります。通常、ノズルは始動時とアイドリング時には完全に開いています。その後、推力レバーが前進してミリタリーまたは最大ドライスラスト設定時またはその前で最小面積に達するとノズルが閉じることがあります。この制御の例として、ゼネラルエレクトリックJ-79 [7]とMIG-29のKlimov RD-33 が挙げられます。[8]ノズル面積を変える理由については、「ドライ運転時のノズル面積制御」のセクションで説明しています。
主な形状
収束ノズル
収束ノズルは多くのジェット エンジンで使用されています。ノズルの圧力比が臨界値 (約 1.8:1) を超えると、収束ノズルが詰まり、スロートの下流 (つまり、最小の流れ面積) のジェット後流で大気圧への膨張が起こります。ジェットの運動量は依然として総推力の大部分を生み出しますが、スロートの静圧と大気圧の不均衡によって、いくらかの (圧力) 推力が発生します。
ダイバージェントノズル
スクラムジェットに流入する空気の超音速により、単純な発散ノズルの使用が可能になる。
収束拡散（CD）ノズル
超音速飛行が可能なエンジンには、超音速流を生成するための収束・発散排気ダクト機能が備わっています。極端な例であるロケット エンジンは、ノズルの面積比が非常に高いため、独特の形状をしています。
収束ノズルの圧力比が臨界値を超えると、流れが詰まり、エンジンから出る排気の圧力が周囲の空気の圧力を超え、従来のベンチュリー効果によって低下できなくなります。これにより、ノズル自体の下流で多くの膨張が起こるため、ノズルの推力生成効率が低下します。そのため、超音速飛行用のロケットエンジンとジェットエンジンには、ノズルの内側に対してさらに膨張できる CD ノズルが組み込まれています。ただし、従来のロケットモーターで使用される固定の収束発散ノズルとは異なり、ターボジェットエンジンのノズルは、亜音速からマッハ 3 を超える速度で発生するノズル圧力比の大きな変化に対処するために、重くて高価な可変ジオメトリを備える必要があります 。
それにもかかわらず、低面積比ノズルは亜音速用途に使用されます。
ノズルの種類
固定面積ノズル
アフターバーナーのない亜音速エンジンのノズルは固定サイズになっています。これは、高度や亜音速飛行速度によるエンジン性能の変化が固定ノズルで許容されるためです。これは、下記のコンコルドで説明する超音速では当てはまりません。
面積比が低い
その反対に、バイパス比の高い民間用ターボファンの中には、バイパス（または混合排気）流の面積比が極めて低い（1.01 未満）コンバージェント・ダイバージェントノズルを使用してファン動作ラインを制御するものもあります。低速では、このような設定により、ノズルは可変形状であるかのように動作し、詰まりを防ぎ、スロートとダイバージェントセクションに近づく排気ガスをそれぞれ加速または減速させることができます。その結果、ノズルの出口面積がファンマッチを制御します。スロートよりも大きいため、ファン動作ラインはサージからわずかに離れます。飛行速度が速いと、吸気口のラム上昇によってスロートが詰まり、ノズルの面積によってファンマッチが左右されます。ノズルは出口よりも小さいため、スロートによってファン動作ラインがサージの方向にわずかに押しやられます。ただし、これは問題ではありません。ファンのサージマージンが高速飛行で大幅に大きくなるためです。
ロケット（面積比が高い）
ロケット モーターにも収束拡散ノズルが採用されていますが、重量を最小限に抑えるために、通常は固定形状になっています。ロケット飛行に伴う圧力比が高いため、ロケット モーターの収束拡散ノズルの面積比 (出口/スロート) は、ジェット エンジンに取り付けられているものよりはるかに大きくなります。
可変面積アフターバーニング
戦闘機のアフターバーナーは、エンジンの作動に悪影響を与えないように、より大きなノズルを必要とする。可変面積アイリス[9]ノズルは、ほぼ円形のノズル断面を持つ一連の可動式の重なり合う花びらで構成されており、エンジンの作動を制御するために収束している。航空機が超音速で飛行する場合、アフターバーナーノズルの後に、以下のようにエジェクターノズル構成で別の発散ノズルが続くか、または以下のように可変形状の収束発散ノズル構成で発散形状がアフターバーナーノズルに組み込まれる。
初期のアフターバーナーはオンとオフのどちらか一方のみで、アフターバーナーとして使用できる領域が1つしかない2位置のクラムシェルまたはアイリッドノズルを使用していました。[10]
エジェクター
エジェクターとは、非常に高温で高速のエンジン排気ガスが周囲の気流を巻き込む（排出する）ポンプ作用のことで、二次ノズルまたは発散ノズルの内部形状と相まって、エンジン排気ガスの膨張を制御します。亜音速では、気流によって排気ガスが収束形状に収縮します。アフターバーニングが選択され、航空機が加速すると、2 つのノズルが膨張し、排気ガスが収束発散形状を形成し、排気ガスの速度がマッハ 1 を超えます。より複雑なエンジン設備では、低速時に出口面積を減らすために三次気流を使用します。エジェクター ノズルの利点は、二次ノズル フラップが圧力によって配置される場合の、比較的単純で信頼性が高いことです。エジェクター ノズルは、吸気口で取り込まれたがエンジンには必要ない空気も使用できます。この空気の量は飛行範囲全体で大きく変化するため、エジェクター ノズルは吸気システムとエンジン間の気流を一致させるのに適しています。ノズル内のこの空気を効率的に使用することは、長時間にわたって超音速で効率的に巡航しなければならない航空機にとって最も重要な要件であり、そのためSR-71、コンコルド、XB-70 ヴァルキリーで使用されています。
エジェクターノズルの簡単な例としては、 T-38タロンのJ85装置のアフターバーニングノズルを囲む固定形状の円筒形シュラウドが挙げられる。[11]より複雑なのは、 J58（SR-71）とTF-30（F-111 ）装置に使用された配置である。これらは両方とも、最終ノズルに三次ブローインドア（低速時に開く）とフリーフローティングオーバーラップフラップを使用していた。ブローインドアと最終ノズルフラップは両方とも、エンジン排気による内部圧力と航空機の流れ場による外部圧力のバランスによって位置決めされる。
初期のJ79搭載機（F-104、F-4、A-5ヴィジランテ）では、二次ノズルの作動はアフターバーナーノズルと機械的に連動していた。後期の搭載機では、最終ノズルがアフターバーナーノズルとは別に機械的に作動するようになった。これによりマッハ 2（B-58ハスラー）およびマッハ 3（XB-70）での効率が向上した（高マッハ数要件と一次/二次出口面積のより良い一致）。[12]
可変形状収束発散
エンジン排気によって二次気流を汲み上げる必要がないターボファン装置では、可変形状CDノズルが使用される。[13]これらのエンジンは、ターボジェットに必要な外部冷却空気（高温のアフターバーナーケーシング）を必要としない。
ダイバージェントノズルはアフターバーナーノズルペタルの不可欠な部分であり、スロート後の角度付き延長部である。ペタルは湾曲した軌道に沿って移動し、軸方向の移動と同時回転によりアフターバーナーのスロート面積が拡大し、後端部分はより大きな出口面積を持つダイバージェンスとなり、高速でより完全に膨張する。例としてはTF-30（F-14）がある。[14]
主翼と副翼はヒンジで連結され、同じ機構で作動してアフターバーナーの制御と高ノズル圧力比膨張を実現する（ EJ200（ユーロファイター）と同様）。[15]他の例としては、 F-15、F-16、B-1Bがある。
追加機能
推力偏向
推力ベクトル制御用のノズルには、固定ジオメトリのブリストル・シドレー・ペガサスと可変ジオメトリのF119（F-22）があります。
逆推力
一部のエンジンの逆推力装置はノズル自体に組み込まれており、ターゲット逆推力装置として知られています。ノズルは2つの半分に開き、それらが一緒になって排気の一部を前方に向けます。ノズルの面積はエンジンの動作に影響を与えるため（下記参照）、展開された逆推力装置は、エンジンの動作限界の変化を防ぐためにジェットパイプから適切な距離を空ける必要があります。[16]ターゲット逆推力装置の例としては、フォッカー100、ガルフストリームIV、ダッソーF7Xなどがあります。
ノイズ低減
ノズルの出口に円筒形ジェットの表面積を増やす機能を追加することで、ジェット騒音を軽減できます。市販のターボジェットと初期のバイパス エンジンでは、通常、ジェットを複数のローブに分割します。現代の高バイパス ターボファンには、推進ジェットにわずかに突き出た、シェブロンと呼ばれる三角形の鋸歯があります。
その他のトピック
推進ノズルのもう一つの目的
ノズルは、背圧を設定することにより、コンプレッサーの下流絞りとして機能し、エンジンの前部に何を入れるかを決定します。この機能は、もう 1 つの下流絞りであるタービン ノズルと共有されます。[17]推進ノズルとタービン ノズルの両方の面積によって、エンジンを通る質量流量と最大圧力が決まります。多くのエンジン (つまり、単純な固定推進ノズルを備えたエンジン) では、これらの面積は両方とも固定されていますが、その他のエンジン、特にアフターバーニングを備えたエンジンでは、可変面積の推進ノズルを備えています。この面積の変化は、ジェット パイプ内の高燃焼温度がエンジンに及ぼす悪影響を抑えるために必要ですが、アフターバーニングのない操作中に面積を変化させて、低推力設定でのコンプレッサーのポンピング性能を変えることもできます。[4]
例えば、ターボジェットをターボシャフトに改造するために推進ノズルを取り除いた場合、ノズル面積の役割はパワータービンノズルのガイドベーンまたはステータの面積に取って代わられる。[18]
CDノズルの過膨張の原因と例
過膨張は、アフターバーナーまたはプライマリーノズルのサイズに比べて出口面積が大きすぎる場合に発生します。[19]これは、T-38 の J85 搭載時に特定の条件下で発生しました。セカンダリーまたはファイナルノズルは、アフターバーナーが最大の場合のサイズに固定された形状でした。アフターバーナーを使用しない推力設定では、出口面積が閉じたエンジンノズルに対して大きすぎて、過膨張が発生しました。エジェクターにフリーフローティングドアが追加され、セカンダリーエアーがプライマリージェットの膨張を制御できるようになりました。[11]
CDノズルの膨張不足の原因と例
周囲圧力まで完全に膨張し、したがってノズルの推力または効率を最大にするには、飛行マッハ数とともに必要な面積比が増加します。発散が短すぎて出口面積が小さすぎると、排気はノズル内で周囲圧力まで膨張せず、推力のポテンシャルが失われます。[20]マッハ数が増加すると、ノズルの出口面積がエンジンナセル直径または航空機後部胴体直径と同じ大きさになる点が来ることがあります。この点を超えると、ノズル直径が最大直径になり、抗力が増加し始めます。したがって、ノズルは設置サイズに制限され、発生する推力の損失は、抗力の低減、重量の軽減など他の考慮事項とのトレードオフになります。
例としてはマッハ2.0のF-16 [21]やマッハ3.0のXB-70 [22]が挙げられる。
もう一つの考慮すべき点は、ノズルの冷却流に関するものである。拡散フラップまたはペタルは、冷却空気の層によってアフターバーナーの炎の温度（3,600 °F（1,980 °C）程度になることもある）から隔離されなければならない。拡散が長いほど、冷却すべき面積が大きくなる。不完全な膨張による推力損失は、冷却流が少ないことによる利点と引き換えられる。これは、マッハ 2.4での理想的な面積比が低い値に制限されていたF-14AのTF-30ノズルに当てはまった。[23]
分岐セクションを追加すると、実際のところどれくらいの価値があるのでしょうか?
発散部により排気速度が増加し、超音速飛行時の推力も増加する。[24]
拡大ノズルの追加の効果は、プラット・アンド・ホイットニーの最初のCDノズルで実証された。同じ航空機F-101の同じエンジンJ57で、コンバージェントノズルがCDノズルに置き換えられた。このエンジンのCDノズルからの推力増加（海面離陸時に2,000ポンド、910キログラム）により、速度がマッハ1.6からほぼ2.0に上昇し、空軍は当時の気温でマッハ2をわずかに下回る1,207.6 mph（1,943.4 km/h）の世界速度記録を樹立することができた。F-101では吸気口がより高い速度を達成できるように改造されなかったため、CDノズルの真の価値は実現されなかった。[25]
もう一つの例は、YF-106/P&W J75がマッハ2に届かなかったため、コンバージェントノズルをCDノズルに交換したことだ。CDノズルの導入とともに、インレットも再設計された。その後、米空軍はF-106で時速1526マイル（マッハ2.43） の世界速度記録を樹立した。 [25]
乾燥運転時のノズル面積制御
アフターバーナーを装備していなかったごく初期のジェットエンジンの中には、BMW 003やユモ004（設計は ）などがあり、[26]その形状からツヴィーベル（野生のタマネギ）と呼ばれる平行移動プラグで形成された可変面積ノズルを備えていた。 [27]ユモ004は、タービンの過熱を防ぐために始動時に広い面積を持ち、より高い排気速度と推力を得るために離陸時と飛行時に小さな面積を持っていた。004のツヴィーベルは、タービンのすぐ後ろのボディの発散領域内にある電動モーター駆動機構によって駆動され、排気ノズル面積を変えるために40cm（16インチ）の前進/後進移動範囲を持っていた。
アフターバーナーを装備したエンジンは、始動時とアイドリング時にノズルを開くこともできる。アイドル推力が低下するため、地上走行速度が低下し、ブレーキの摩耗が軽減される。F -106のJ75エンジンのこの機能は「アイドル推力制御」と呼ばれ、アイドル推力を40%削減した。[28]航空母艦では、アイドル推力の低下によりジェット噴射による危険が軽減される。
様々な航空機に搭載されているJ79などのアプリケーションでは、スロットルを高速で前進させる際に、ノズル領域が一定のポイントを超えて閉じるのを防ぎ、RPMの急速な増加を可能にして[29]、最大推力までの時間を短縮することができます。
コンコルドのオリンパス593のような2スプールターボジェットの場合、ノズル面積を変えることで、マッハ2までの飛行速度で発生するエンジン入口温度の広い範囲にわたって、最大低圧コンプレッサー速度と最大タービン入口温度を同時に達成することができる。[ 30]
一部の増強ターボファンでは、過剰なサージマージンをより大きな推力と交換するために、乾式および湿式動作の両方でファン動作ラインをノズル面積で制御します。
ウェット運転時のノズル面積制御
アフターバーナー作動中はノズル面積が拡大し、エンジンへの上流の影響が制限される。ターボファンを最大の空気流量（推力）で作動させるには、ファン作動ラインを最適な位置に保つようにノズル面積を制御する必要がある。ターボジェットを最大推力で作動させるには、タービン排気温度を限界に保つように面積を制御する必要がある。[31]
アフターバーナーを選択したときにノズルが開かない場合はどうなりますか?
初期のアフターバーナー装備では、パイロットはアフターバーナーを選択した後、ノズル位置インジケータを確認する必要がありました。ノズルが何らかの理由で開かず、パイロットがアフターバーナーの選択を解除して反応しなかった場合、当時の典型的な制御装置[32]（例： F-86LのJ47）によりタービンブレードが過熱して故障する可能性がありました。[33]
その他のアプリケーション
ドイツの Bf 109 や Macchi C.202/205 などの一部の航空機には、「エジェクター型排気装置」が装備されていました。これらの排気装置は、高温のガスを航空機の速度よりも速い速度で後方に加速することにより、(内燃) エンジンの排気流の無駄なエネルギーの一部をわずかな前方への推力に変換しました。排気ガスが後方に排出される場合、すべての排気装置構成で、ある程度この効果が得られます。
ロールス・ロイス社は1937年に特別な推力発生排気装置の特許を取得しました。[34] 1944年型デ・ハビランド・ホーネットのロールス・ロイス・マーリン130/131エンジンでは、マルチエジェクター排気からの推力は、フルスロットルの高さでエンジン1基あたり70bhpの追加出力に相当しました。
参照
参考文献
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