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WO2016203540A1 - エンジン後部構造 - Google Patents

エンジン後部構造 Download PDF

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WO2016203540A1
WO2016203540A1 PCT/JP2015/067280 JP2015067280W WO2016203540A1 WO 2016203540 A1 WO2016203540 A1 WO 2016203540A1 JP 2015067280 W JP2015067280 W JP 2015067280W WO 2016203540 A1 WO2016203540 A1 WO 2016203540A1
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WO
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axis
duct
cone
angle
rear structure
Prior art date
Application number
PCT/JP2015/067280
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
辰治 田中
克昌 高橋
細井　潤
Original Assignee
株式会社Ihi
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 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Priority to EP15895561.7A priority Critical patent/EP3244054B1/en
Priority to JP2017524175A priority patent/JP6465208B2/ja
Priority to CA2988555A priority patent/CA2988555C/en
Priority to PCT/JP2015/067280 priority patent/WO2016203540A1/ja
Publication of WO2016203540A1 publication Critical patent/WO2016203540A1/ja
Priority to US15/671,788 priority patent/US10830180B2/en

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines

Definitions

  • the present invention relates to a rear structure of a jet engine, and more particularly to a rear structure that suppresses reflection of radar waves.
  • Aircraft bodies are usually good reflectors for radar waves such as microwaves.
  • the engine always emits infrared light. These are frequently used to locate aircraft.
  • special purpose aircraft need to avoid being located by them, that is, so-called stealth is required.
  • Patent Documents 1 to 3 disclose so-called stealth technology.
  • a rear structure of a jet engine has a shaft, and the rear structure surrounds a duct around the shaft and opens forward and rearward in the axial direction, and with respect to the shaft.
  • a cone having a first angle and tapering rearwardly and having a pointed rear end, and a pressure surface extending radially from the cone to the casing and forming a second angle with respect to the plane including the axis
  • One or more flames comprising one or more spray bars and one or more inner surfaces each extending radially in the duct and facing rearward at a fourth angle with respect to the plane containing the axis.
  • a holder comprising one or more spray bars and one or more inner surfaces each extending radially in the duct and facing rearward at a fourth angle with respect to the plane containing the axis.
  • FIG. 1 is a side sectional view of a jet engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a partial side sectional view of the jet engine, particularly showing the rear structure in an enlarged manner.
  • FIG. 3 is an elevational view of the rear structure viewed from the rear.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of the guide vane, spray bar, and frame holder taken from the peripheral surface indicated by line IV-IV in FIG.
  • FIG. 5A is a schematic side view schematically showing a state in which a radar wave arriving from behind is reflected, and shows a case where the rear structure includes a cone.
  • FIG. 1 is a side sectional view of a jet engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a partial side sectional view of the jet engine, particularly showing the rear structure in an enlarged manner.
  • FIG. 3 is an elevational view of the rear structure viewed from the rear.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of the guide vane, spray bar
  • FIG. 5B is a schematic side view schematically showing a state in which a radar wave arriving from behind is reflected, and is a case where the rear structure does not include a cone.
  • FIG. 6 is a graph showing the relationship between the reflection angle and the intensity of the reflected radar wave.
  • the jet engine 1 is used for the purpose of giving thrust to the aircraft, for example, being installed in the fuselage of the aircraft or being fixed to the outside of the main wing or the fuselage.
  • the jet engine 1 is a so-called low bypass ratio turbofan engine
  • the present invention is not necessarily limited thereto.
  • the jet engine 1 generally comprises a fan or low pressure compressor 11, a high pressure compressor 15, a combustor 17, a high pressure turbine 19, a low pressure turbine 21, and a rear structure 23, along an axis X, which is an aircraft Line up in this order from nose F to nose R. All of these are stored in the engine casing 7, and the high-pressure compressor 15, the combustor 17, and the turbines 19 and 21 are further stored in the inner core casing 3.
  • a bypass duct 9 is defined between the engine casing 7 and the core casing 3, its inlet opening immediately after the fan or low-pressure compressor 11, and its outlet communicating with the exhaust nozzle.
  • the core casing 3 also defines a series of ducts including a compressor duct 5 and a hot gas duct 29 inside the core casing 3, and the series of ducts communicates with the exhaust nozzle.
  • the fan or low-pressure compressor 11 is composed of moving blades and stationary blades arranged around the inlet cone 13, respectively, and a plurality of stages of moving blades and a plurality of stages of stationary blades are alternately arranged in the axial direction. These rotor blades are coupled to the low-pressure turbine 21 and are rotatably supported together.
  • the high-pressure turbine 19 is also composed of moving blades and stationary blades, and the moving blades are coupled to the high-pressure compressor 15 and are both rotatably supported.
  • the turbines 21 and 19 partially extract energy from the high-temperature gas generated by the combustor 17 and drive the fans or compressors 11 and 15.
  • the fan or the low-pressure compressor 11 sucks the outside air Aa, and the bypass air Ab that is a part of the air passes through the bypass duct 9 and reaches the exhaust nozzle behind the engine core.
  • the compressed air Ac which is the other part, is sent to the compressor duct 5, further compressed in the high-pressure turbine 19, sent to the combustor 17, and used for combustion to generate a hot gas Gh.
  • the hot gas Gh passes through the rear structure 23 as it is, and in other cases, the hot gas Gh undergoes reheating in the rear structure 23 and is ejected toward the exhaust nozzle.
  • the bypass gas Ab merges with the high temperature gas Gh or the reheat gas Gr, or a part or all of the bypass gas Ab merges with the high temperature gas Gh upstream of the rear structure 23, and both are ejected rearward from the exhaust nozzle. To generate thrust.
  • the rear structure 23 is in communication with the low-pressure turbine 21, and a hot gas duct 29 includes a cone 25 around the axis X and a plurality extending radially from the cone 25.
  • the cone 25 is tapered toward the tail R and can have a sharp rear end 25P.
  • the outer surface of the cone 25 may be a substantially conical surface at least in the vicinity of the rear end 25P.
  • the guide vane 27 is disposed immediately downstream of the low-pressure turbine 21 and generally has a so-called airfoil shape so as to rectify the high-temperature gas Gh.
  • the guide vane 27 extends from the outer surface of the cone 25 to reach the inner surface of the core casing 3 and straddles the entire high temperature gas duct 29 in the radial direction.
  • the guide vane 27 can have an appropriate angle with respect to the direction in which the high temperature gas Gh flows. That is, the blade surface can be composed of a pressure surface 27p slightly facing the tail R and a suction surface slightly facing the nose F.
  • the guide vane 27 may be solid, but may have a hollow structure.
  • the spray bar 33 is a structure for additionally supplying fuel into the hot gas Gh, and can be arranged downstream of the guide vane 27 with respect to the flow of the hot gas Gh.
  • the spray bar 33 extends into the hot gas duct 29, for example, from the core casing 3 or from the engine casing 7 inward in the radial direction.
  • the spray bar 33 may have a shape that does not easily resist the flow of the high-temperature gas Gh. For example, a droplet shape can be applied to the cross section.
  • the flame holder 35 is a structure for igniting additionally supplied fuel and holding a combustion flame downstream thereof, and is usually arranged downstream of the spray bar 33 with respect to the flow of the high temperature gas Gh. Is done.
  • the flame holder 35 also extends into the hot gas duct 29, for example, radially inward from the core casing 3 or the engine casing 7.
  • the frame holder 35 is usually applied with a shape that locally reduces the flow rate of the high-temperature gas Gh. For example, a V-shaped gutta shape that forms a V-shape that spreads toward the tail R in the cross section may be applied. it can.
  • the high-temperature gas Gh is reheated, and the reheated gas Gr having a higher speed is ejected from the exhaust nozzle. To do. This is used to temporarily increase the thrust of the jet engine 1.
  • the exhaust nozzle usually has a considerable degree of opening, so it does not prevent radar waves (microwaves) from entering the interior.
  • the cone 25, the guide vane 27, the spray bar 33, and the flame holder 35 are located behind the jet engine 1 when viewed in one section in the hot gas duct 29. It is exposed towards.
  • Microwave MW that enters from the exhaust nozzle and arrives from behind along axis X can be reflected by these components. If these have a plane perpendicular to the axis X, such a surface will intensify the reflected wave in the direction in which the microwave MW arrives, and if the plane is tilted appropriately, the reflected wave will travel in a different direction. The reflected wave toward the incoming direction is weakened. According to this embodiment, as will be described below, each surface is inclined to weaken the reflected wave.
  • the cone 25 is a cone or a shape approximating a cone, and its outer surface forms a first angle ⁇ 1 with respect to the axis X.
  • the first angle ⁇ 1 is naturally greater than 0 degrees (parallel to the axis X) and less than 90 degrees (perpendicular to the axis X).
  • the rear end 25P is preferably sharpened, and its radius of curvature is sufficiently smaller than the wavelength of the microwave MW (for example, 1 to 10 cm in the SHF band), and can be, for example, 5 mm or less.
  • the pressure surface 27p of the guide vane 27 faces slightly toward the tail R as described above, and in particular, the surface 55 near the trailing edge 27t is exposed rearward as is apparent from FIG. is doing.
  • the surface 55 may form a second angle ⁇ 2 with respect to the surface Px including the axis X.
  • the second angle ⁇ 2 is also greater than 0 degree and less than 90 degrees.
  • the trailing edge 27t is also preferably sharpened, and its radius of curvature can be, for example, 5 mm or less.
  • a pair of back surfaces 57 and 59 sandwiching the trailing edge 33t are exposed rearward. Further, only the back surfaces 57 and 59 may be exposed rearward. These back surfaces 57 and 59 may form a third angle ⁇ 3 with respect to the surface Px including the axis X.
  • the third angle ⁇ 3 is also greater than 0 degrees and less than 90 degrees.
  • the trailing edge 33t is also preferably sharpened, and its radius of curvature can be, for example, 5 mm or less.
  • the frame holder 35 When the frame holder 35 has a V-shaped gutta shape, a pair of inner surfaces 61 and 63 sandwiching the bottom 35c of the inner surface are exposed rearward. Further, only the inner surfaces 61 and 63 may be exposed rearward. The inner surfaces 61 and 63 may form a fourth angle ⁇ 4 with respect to the surface Px including the axis X. The fourth angle ⁇ 4 is also greater than 0 degrees and less than 90 degrees.
  • the bottom edge 35c and the rear edge of the frame holder 35 are also preferably sharpened, and the radius of curvature thereof can be, for example, 5 mm or less.
  • angles ⁇ 1, ⁇ 2, ⁇ 3, and ⁇ 4 can be arbitrarily selected from the range of more than 0 degrees and less than 90 degrees, but preferably from 5 degrees to 45 degrees from the viewpoint of reflecting microwaves in sufficiently different directions. It is below, More preferably, it is 10 degree or more and 30 degrees or less. Further, these angles may be substantially the same or different, and furthermore, the angles ⁇ 2, ⁇ 3, and ⁇ 4 may be in a range of ⁇ 5 degrees with respect to the angle ⁇ 1.
  • the ratio of the exposed area of the cone 25, the guide vane 27, the spray bar 33, and the flame holder 35 to the cross-sectional area of the hot gas duct 29 can be adjusted as appropriate, for example, 50% or more, Or it can be made 70% or more. It is inevitable that a resonance effect due to the duct acts on a part of the microwave that has entered, and the microwave is also reflected by this effect. However, if these exposure areas are large, the ratio of the reflected wave directly becomes larger than the reflected wave due to the resonance effect, and according to the present embodiment, the ratio of the reflected wave deviating in a certain direction increases. The proportion of microwaves reflected toward the direction of arrival is relatively reduced.
  • the microwave reflection intensity was calculated by numerical analysis.
  • 5A and 5B are schematic diagrams of the models 100 and 200 used for the analysis.
  • 5A includes a cylinder simulating a high-temperature gas duct, a plane inside the cylinder simulating guide vanes arranged in the circumferential direction, and a cone having a sharp rear end extending rearward from the plane.
  • the trailing edge of the guide vane is usually aligned on a plane perpendicular to the engine axis. If the distance between them is sufficiently narrow, it behaves like a plane with respect to microwaves, so it is reasonable to simulate guide vanes with a plane.
  • the model 200 shown in FIG. 5B has a similar structure but lacks a cone.
  • the intensity of the microwave MW that was irradiated with the microwave MW from the point P toward the inside of the cylinder, reflected, and returned to the original point P was calculated on the assumption that there was no absorption. The calculation was performed by changing the angle ⁇ with respect to the plane in the cylinder.
  • the calculation results are shown in FIG.
  • the present embodiment reduces the microwave reflection intensity.
  • a rear structure is provided that can reduce the reflection of radar waves behind the jet engine, in particular directly behind.

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Abstract

ジェットエンジンの後部構造は軸を有し、かかる後部構造は、前記軸の周りにダクトを囲み、軸方向に前方および後方に開口したケーシングと、前記軸に対して第１の角度を成して後方に先細り、尖った後端を有するコーンと、それぞれ前記コーンから前記ケーシングへ径方向に延び、前記軸を含む面に対して第２の角度を成す正圧面を備えた、一以上のガイドベーンと、それぞれ前記ダクト内において径方向に延び、それぞれ前記軸を含む面に対して第３の角度を成して後方に向いた一以上の背面を備えた、一以上のスプレイバーと、それぞれ前記ダクト内において径方向に延び、それぞれ前記軸を含む面に対して第４の角度を成して後方に向いた一以上の内面を備えた、一以上のフレイムホルダと、を備える。

Description

エンジン後部構造
　本発明は、ジェットエンジンの後部構造に関し、特にレーダー波の反射を抑制する後部構造に関する。
　航空機の機体は、通常、マイクロ波のごときレーダー波に対する良好な反射体である。またそのエンジンは常時赤外線を発している。これらは航空機の位置を特定するのに頻繁に利用される。ところが特別な用途の航空機は、これらによりその位置を特定されることを避ける必要があり、すなわち所謂ステルス性を必要とする。特許文献１ないし３は、いわゆるステルス技術を開示している。
特開２０１０－１１２２９８号公報 特開２０１０－１８０７５６号公報 特開２００４－１３７９５０号公報
　これまでのステルス技術によれば、専ら機体の前方や側方から到来するレーダー波に対する対策が施されてきたが、後方から到来してエンジンの後部ないし内部において反射されるレーダー波に対し、対策は十分とは言えない。特に、レーダー波が真後ろから到来するのは、他の航空機によって追尾されている時であり、この時、ステルス性を要する航空機は差し迫った脅威にさらされている。本発明者らはここに技術課題を見出し、特に、ジェットエンジンの後方、特に真後ろから到来して、同方向に反射されるレーダー波を低減することに鑑みて、本発明に至った。
　本発明の一局面によれば、ジェットエンジンの後部構造は軸を有し、かかる後部構造は、前記軸の周りにダクトを囲み、軸方向に前方および後方に開口したケーシングと、前記軸に対して第１の角度を成して後方に先細り、尖った後端を有するコーンと、それぞれ前記コーンから前記ケーシングへ径方向に延び、前記軸を含む面に対して第２の角度を成す正圧面を備えた、一以上のガイドベーンと、それぞれ前記ダクト内において径方向に延び、それぞれ前記軸を含む面に対して第３の角度を成して後方に向いた一以上の背面を備えた、一以上のスプレイバーと、それぞれ前記ダクト内において径方向に延び、それぞれ前記軸を含む面に対して第４の角度を成して後方に向いた一以上の内面を備えた、一以上のフレイムホルダと、を備える。
　ジェットエンジンの後方、特に真後ろへのレーダー波の反射が低減される。
図１は、本発明の一実施形態によるジェットエンジンの側面断面図である。 図２は、特に後部構造を拡大して見せるジェットエンジンの部分側面断面図である。 図３は、後方から見た後部構造の立面図である。 図４は、図３のＩＶ－ＩＶ線で示される周面から取られた、ガイドベーン、スプレイバーおよびフレイムホルダの断面図である。 図５Ａは、後方から到来したレーダー波が反射される様子を模式的に示した模式的側面図であって、後部構造がコーンを備える場合である。 図５Ｂは、後方から到来したレーダー波が反射される様子を模式的に示した模式的側面図であって、後部構造がコーンを備えない場合である。 図６は、反射角と反射されるレーダー波の強度との関係を表すグラフである。
　本発明の幾つかの実施形態を添付の図面を参照して以下に説明する。図面は必ずしも正確な縮尺により示されておらず、従って相互の寸法関係は図示されたものに限られないことに注意を要する。
　図１を参照するに、本実施形態によるジェットエンジン１は、例えば航空機の胴体に内装され、あるいは主翼や胴体の外部に固定され、かかる航空機に推力を与える目的で利用される。以下において、説明の便宜のために、ジェットエンジン１が所謂低バイパス比ターボファンエンジンである例を説明するが、必ずしもこれに限られない。
　ジェットエンジン１は、概して、ファンないし低圧コンプレッサ１１と、高圧コンプレッサ１５と、燃焼器１７と、高圧タービン１９と、低圧タービン２１と、後部構造２３と、を備え、これらは軸Ｘに沿い、航空機の機首Ｆから機尾Ｒに向けてこの順に並ぶ。これらの全てがエンジンケーシング７に格納されており、さらに高圧コンプレッサ１５、燃焼器１７、タービン１９，２１は、さらに内部のコアケーシング３に格納されている。
　エンジンケーシング７とコアケーシング３との間にはバイパスダクト９が画定され、その入口はファンないし低圧コンプレッサ１１の直後に開口し、その出口は排気ノズルに連通している。コアケーシング３もその内側に、コンプレッサダクト５及び高温ガスダクト２９を含む一連のダクトを画定しており、かかる一連のダクトも排気ノズルに連通している。
　ファンないし低圧コンプレッサ１１は、インレットコーン１３の周りにそれぞれ並ぶ動翼および静翼よりなり、複数段の動翼と複数段の静翼とが軸方向に交互に並ぶ。これらの動翼は低圧タービン２１に結合しており、共に回転可能に支持されている。同様に、高圧タービン１９も動翼および静翼よりなり、その動翼は高圧コンプレッサ１５に結合しており、共に回転可能に支持されている。タービン２１，１９は、燃焼器１７が発生する高温ガスからエネルギをそれぞれ部分的に取り出し、ファンないしコンプレッサ１１，１５を駆動する。
　ファンないし低圧コンプレッサ１１は外気Ａａを吸い込み、その一部であるバイパス気Ａｂは、エンジンコアを迂回してバイパスダクト９を通り、後方の排気ノズルに達する。他の一部である圧縮気Ａｃはコンプレッサダクト５に送り込まれ、高圧タービン１９においてさらに圧縮され、燃焼器１７に送り込まれて燃焼に利用され、高温ガスＧｈを生ずる。高温ガスＧｈは、或る場合にはそのまま後部構造２３を通過し、また或る場合には後部構造２３において再加熱を受け、排気ノズルに向けて噴出する。排気ノズルにおいてバイパス気Ａｂが高温ガスＧｈないし再加熱ガスＧｒに合流し、あるいはバイパス気Ａｂの一部または全部が後部構造２３よりも上流において高温ガスＧｈに合流し、共に排気ノズルから後方に噴出して推力を発生する。
　図１に組み合わせて図２を参照するに、後部構造２３は、低圧タービン２１に連通しており、高温ガスダクト２９内に、軸Ｘ周りのコーン２５と、コーン２５からそれぞれ径方向に延びた複数のガイドベーン２７と、それぞれ径方向に延びた複数のスプレイバー３３と、それぞれ径方向に延びた複数のフレイムホルダ３５とを備える。
　コーン２５は、機尾Ｒに向けて先細りになっており、尖った後端２５Ｐを備えることができる。コーン２５の外面は、少なくとも後端２５Ｐの付近において、実質的に円錐面であってもよい。
　ガイドベーン２７は、低圧タービン２１の直下流に配置されており、高温ガスＧｈを整流するべく、概して所謂エアフォイル形状を有する。ガイドベーン２７は、コーン２５の外面から延びてコアケーシング３の内面に達し、高温ガスダクト２９の全体を径方向にまたいでいる。詳しくは後述するが、ガイドベーン２７は高温ガスＧｈの流れる方向に対して適宜の角度を有することができる。すなわちその翼面は、僅かに機尾Ｒに向いた正圧面２７ｐと、僅かに機首Ｆに向いた負圧面と、よりなることができる。またガイドベーン２７は、中実でもよいが、中空な構造を有してもよい。
　スプレイバー３３は、高温ガスＧｈ中に追加的に燃料を供給するための構造であって、高温ガスＧｈの流れに対してガイドベーン２７よりも下流に配置することができる。スプレイバー３３は、例えばコアケーシング３から、あるいはエンジンケーシング７から径方向内方に、高温ガスダクト２９内に延びている。スプレイバー３３には、高温ガスＧｈの流れに抵抗となりにくい形状が適用されていてもよく、例えば断面において液滴形状を適用することができる。
　フレイムホルダ３５は、追加的に供給された燃料に点火してその下流側に燃焼炎を保持するための構造であって、通常、高温ガスＧｈの流れに対してスプレイバー３３よりも下流に配置される。フレイムホルダ３５も、例えばコアケーシング３あるいはエンジンケーシング７から径方向内方に、高温ガスダクト２９内に延びている。フレイムホルダ３５には、通常、局所的に高温ガスＧｈの流速を低下させるような形状が適用され、例えば断面において機尾Ｒに向けて広がるＶ字形状を成すＶ字ガッタ形状を適用することができる。
　上述の説明より理解されるように、スプレイバー３３により供給された燃料がフレイムホルダ３５により燃焼することにより、高温ガスＧｈが再加熱され、より高速となった再加熱ガスＧｒが排気ノズルより噴出する。これはジェットエンジン１の推力を一時的に増強するのに利用される。
　排気ノズルは、通常、相当程度の開口を有するので、レーダー波（マイクロ波）が内部に侵入することを妨げない。一方、図１，２に組み合わせて図３を参照するに、高温ガスダクト２９内の一断面において見たとき、コーン２５、ガイドベーン２７、スプレイバー３３およびフレイムホルダ３５は、ジェットエンジン１の後方に向かって露出している。排気ノズルから侵入して軸Ｘに沿って後方から到来するマイクロ波ＭＷは、これらの構成要素によって反射されうる。もしこれらが軸Ｘに垂直な面を有すれば、かかる面はマイクロ波ＭＷが到来する方向に向かう反射波を強めるし、面が適宜に傾いていれば、反射波はそれと異なる方向に進むので、到来する方向に向かう反射波は弱められる。本実施形態によれば、以下に説明するごとく、各面は反射波を弱めるべく傾けられている。
　コーン２５は円錐あるいは円錐に近似した形状であり、その外面は軸Ｘに対して第１の角度θ１を成す。第１の角度θ１は、当然に０度（軸Ｘに平行）を越え、９０度（軸Ｘに垂直）未満である。後端２５Ｐは、好ましくは尖らせ、その曲率半径はマイクロ波ＭＷの波長（例えばＳＨＦ帯ならば１～１０ｃｍ）に比較して十分に小さく、例えば５ｍｍ以下にすることができる。
　図４を参照するに、ガイドベーン２７の正圧面２７ｐは、既に述べた通り僅かに機尾Ｒに向いており、特にその後縁２７ｔの付近の面５５は、図３より明らかな通り後方に露出している。かかる面５５は、軸Ｘを含む面Ｐｘに対して第２の角度θ２を成していてもよい。第２の角度θ２も、０度を越え、９０度未満である。後縁２７ｔも、好ましくは尖らせ、その曲率半径は例えば５ｍｍ以下にすることができる。
　再び図４を参照するに、スプレイバー３３は、その断面が液滴形状のとき、後縁３３ｔを挟む一対の背面５７，５９が後方に露出する。また背面５７，５９のみが後方に露出していてもよい。これらの背面５７，５９は、軸Ｘを含む面Ｐｘに対して第３の角度θ３を成していてもよい。第３の角度θ３も、０度を越え、９０度未満である。後縁３３ｔも、好ましくは尖らせ、その曲率半径は例えば５ｍｍ以下にすることができる。
　フレイムホルダ３５は、Ｖ字ガッタ形状のとき、その内面の底３５ｃを挟む一対の内面６１，６３が後方に露出する。また内面６１，６３のみが後方に露出していてもよい。これらの内面６１，６３は、軸Ｘを含む面Ｐｘに対して第４の角度θ４を成していてもよい。第４の角度θ４も、０度を越え、９０度未満である。底３５ｃやフレイムホルダ３５の後縁も、好ましくは尖らせ、その曲率半径は例えば５ｍｍ以下にすることができる。
　これらの構造は、何れも、マイクロ波ＭＷが、その到来する方向に向かって反射することを妨げ、一定の角度を以ってこれと異なる方向に反射波を逸らせる。角度θ１，θ２，θ３，θ４は、０度を越えて９０度未満の範囲から任意に選択することができるが、マイクロ波を十分に異なる方向に反射する観点から、好ましくは５度以上４５度以下であり、さらに好ましくは１０度以上３０度以下である。またこれらの角は実質的に同一であってもよく、あるいは異なっていてもよく、さらにあるいは、角度θ２，θ３，θ４は角度θ１に対して±５度の範囲であってもよい。
　再び図３を参照するに、コーン２５、ガイドベーン２７、スプレイバー３３およびフレイムホルダ３５の曝露面積が高温ガスダクト２９の断面積に占める割合は、適宜に調整することができ、例えば５０％以上、あるいは７０％以上にすることができる。侵入したマイクロ波の一部には、ダクトによる共振効果が作用することは避けられず、かかる効果によってもマイクロ波は反射する。ところがこれらの曝露面積が大きければ、共振効果による反射波よりも直接的な反射波の割合が大きくなり、かつ本実施形態によれば反射波は一定の方向に逸れる割合が大きくなるので、結果として到来する方向に向かって反射するマイクロ波の割合は相対的に低下する。
　本実施形態によるマイクロ波の反射低減効果を見積もるべく、数値解析によるマイクロ波反射強度の計算を行った。図５Ａ，５Ｂは解析に利用したモデル１００，２００の模式図である。
　図５Ａに示すモデル１００は、高温ガスダクトを模擬した円筒と、周方向に並ぶガイドベーンを模擬した円筒内の平面と、平面から後方に延びて尖った後端を有するコーンとを備える。ガイドベーンの後縁は、通常、エンジンの軸に垂直な平面上に並ぶ。それらの間隔が十分に狭ければ、マイクロ波に対しては平面のように振る舞うので、ガイドベーンを平面により模擬するのは妥当である。
　図５Ｂに示すモデル２００は同様な構造を有するが、コーンを欠いた構造である。
　それぞれ、点Ｐから円筒内に向けてマイクロ波ＭＷを照射し、反射して元の点Ｐに戻るマイクロ波ＭＷの強度を、吸収がないことを仮定して計算した。円筒内の平面に対する角度θを変えて、それぞれ計算した。
　計算結果を図６に示す。縦軸は反射強度であって、単位はｄＢである。ガイドベーンを模擬した平面に対する角度をθと定義しているので、θ＝９０度のときがエンジンの真後ろに相当する。角度によってはモデル１００のほうが反射強度が大きいことがあるが、θ＝９０度およびその周辺において、モデル１００のほうが反射強度が小さい。
　既に述べた通り、ステルス性を要する航空機において、マイクロ波が真後ろから到来する場合が最も重要である。かかる特定の場合において、本実施形態はマイクロ波の反射強度を低減している。
　好適な実施形態により本発明を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上記開示内容に基づき、当該技術分野の通常の技術を有する者が、実施形態の修正ないし変形により本発明を実施することが可能である。
　ジェットエンジンの後方、特に真後ろへのレーダー波の反射を低減しうる後部構造が提供される。
　

Claims (5)

  1. 　軸を有するジェットエンジンの後部構造であって、
    　前記軸の周りにダクトを囲み、軸方向に前方および後方に開口したケーシングと、
    　前記軸に対して第１の角度を成して後方に先細り、尖った後端を有するコーンと、
    　それぞれ前記コーンから前記ケーシングへ径方向に延び、前記軸を含む面に対して第２の角度を成す正圧面を備えた、一以上のガイドベーンと、
    　それぞれ前記ダクト内において径方向に延び、それぞれ前記軸を含む面に対して第３の角度を成して後方に向いた一以上の背面を備えた、一以上のスプレイバーと、
    　それぞれ前記ダクト内において径方向に延び、それぞれ前記軸を含む面に対して第４の角度を成して後方に向いた一以上の内面を備えた、一以上のフレイムホルダと、
    　を備えた後部構造。
  2. 　請求項１の後部構造であって、前記第１ないし第４の角度は、いずれも０度を超えて４５度未満である、後部構造。
  3. 　請求項２の後部構造であって、前記第１ないし第４の角度は同一である、後部構造。
  4. 　請求項１の後部構造であって、前記軸方向に後方から見て、前記スプレイバーは前記背面のみが露出しており、前記フレイムホルダは前記内面のみが露出している、後部構造。
  5. 　請求項１の後部構造であって、前記軸方向に後方から見て、前記コーン、前記ガイドベーン、前記スプレイバー、および前記フレイムホルダが露出する面積は、前記ダクトの断面積の５０％を超えている、後部構造。
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