(57)【要約】【課題】タービン排出ノズルを提供する。【解決手段】本タービン排出ノズル（３６）は、外側シェル（３２）の内側に同軸に配置されて、該外側シェル（３２）の後端縁部（４０）における出口（３８）で終端する流れダクト（３４）を形成した内側シェル（３０）を含む。内側シェル（３０）は、非軸対称であり、かつダクト（３４）の円周方向周りでその軸方向傾斜角度が変化する。円錐角度は、ノズル（３６）の横方向に対向する側面上で円周方向に増大することができる。【選択図】      図１
2010053866.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファン排出ノズル（３６）であって、
周囲の外側シェル（３２）の内側に同軸に配置されて、該外側シェル（３２）の後端縁部（４０）における出口（３８）で終端する環状流れダクト（３４）を該外側シェル（３２）との間に形成した円錐形内側シェル（３０）を含み、
前記内側シェル（３０）が、前記出口（３８）の後方において後端縁部（４４）で終端し、
前記内側シェル（３０）が、前記出口（３８）の前方及び後方の両方において円周方向周りにその軸方向円錐角度が変化する、
ノズル。
【請求項２】
前記円錐角度（Ｂ）が、該ノズル（３６）の横方向に対向する側面上で円周方向に増大する、請求項１記載のノズル。
【請求項３】
前記円錐角度が、該ノズル（３６）の横方向に対向する側面上で局所的最大値（Ｂ）を有し、また前記横方向に対向する側面から円周方向に対向する方向に局所的最小値（Ａ）まで減少する、請求項２記載のノズル。
【請求項４】
前記内側シェル（３０）が、前記ダクト（３４）の内側でハンプ（５０）まで後方に発散しかつ次に該内側シェル（３０）の後端縁部（４４）まで後方に収束し、
前記円錐角度（Ｂ）が、前記内側シェル（３０）の発散及び収束部分の両方にわたって円周方向に変化する、
請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記外側シェル（３２）が、前記円錐角度（Ｂ）が前記ダクト（３４）の円周方向周りでその値が増大するにつれて、その半径（Ｆ）が増大する、請求項４記載のノズル。
【請求項６】
前記内側及び外側シェル（３０、３２）の両方が、前記ダクト（３４）の出口（３８）の前方において該ダクト（３４）の円周方向周りでその直径が変化し、
前記内側シェル（３０）が、前記出口（３８）の後方においてその直径が変化し続ける、
請求項５記載のノズル。
【請求項７】
前記内側及び外側シェル（３０、３２）が、前記ダクト（３４）の前方端部において一定の直径で始まり、
前記外側シェル（３２）が、該外側シェルの後端縁部（４０）において円周方向に可変の直径で終端し、
前記内側シェル（３０）が、該内側シェルの後端縁部（４４）において円周方向に一定の直径で終端する、
請求項５記載のノズル。
【請求項８】
前記内側及び外側シェル（３０、３２）並びにそれらの間に形成された流れダクト（３４）が、該ノズル（３６）の共通中心軸線周りで非軸対称であるが、該共通中心軸線からの整合半径を有する前記対向する側面上で横方向に対称である、請求項５記載のノズル。
【請求項９】
前記ダクト（３４）が、最小流れ面積のスロート（５４）を含み、
前記外側シェル（３２）が、前記傾斜角度が前記スロート（５４）の内側で増大するにつれて、該スロート（５４）の円周方向周りでその半径が増大して、それによる面積増大を前記内側シェル（３０）の半径を増大させることによる面積減少と整合させる、
請求項５記載のノズル。
【請求項１０】
前記ダクト（３４）を円周方向に中断させるパイロン（１４）及び直径対向するビーム（４８）をさらに含み、
前記局所的最小円錐角度（Ａ）が、前記パイロン及びビームの位置において配置され、また前記局所的最大円錐角度（Ｂ）が、該パイロン及びビームの円周方向間に配置される、
請求項５記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ターボファン航空機エンジンにおける排出ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧されかつ燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生し、タービン段において、この高温燃焼ガスからエネルギーが取出される。高圧タービン（ＨＰＴ）が、燃焼器の後方に位置しかつ燃焼ガスからエネルギーを取出して圧縮機に動力供給する。低圧タービン（ＬＰＴ）が、ＨＰＴの後方に位置しかつ燃焼ガスから付加的エネルギーを取出して、例示的なターボファン航空機エンジン用途において上流ファンに動力供給する。
【０００３】
現在のターボファン航空機エンジンでは、その重量を最少にしながら空気力学的効率を最大にすると共にさらに長期有効寿命を達成するように数十年にわたる絶え間ない開発が行われてきた。エンジン効率は、単に燃料消費率（ＳＦＣ）のみによって評価することができ、このＳＦＣでは、飛行中の航空機に動力供給する時にエンジンの燃料消費量を減少させる上で、該ＳＦＣの僅かながらも少しずつの改善が重要となる。
【０００４】
一般的なターボファンエンジンは、加圧ファン空気を吐出して推進スラストの大部分を発生するようになった環状ファンノズルを含む。コアノズルが、ファンノズルの後方に位置しかつ使用済み燃焼ガスを吐出し、それにより推進スラストを増強する。
【０００５】
ファン及びコアノズルの空気力学的設計ではまた、対応するスラスト効率を含むそれらの空気力学的効率をさらに高めるための絶え間ない開発が行われている。
【０００６】
一般的な排出ノズルは、最小流れ面積のスロートまで収束する環状出口ダクトを含み、このスロートは上流側構成部品の性能に影響を与える。排出ノズルは一般的に、エンジンの長手方向つまり軸方向中心軸線周りで軸対称であって、従来の設計実施法の下で性能及び効率を最大にするようになっている。
【０００７】
しかしながら、航空機エンジンは、航空機内に好適に取付ける必要があり、このことは一般的に、それに対してエンジンが剛的に取付けられるフレームを形成した支持パイロンによって達成される。
【０００８】
一般的なウィングパイロンは、該パイロンがエンジンの１２時円周方向位置を占めた状態で航空機ウィングの下にエンジンを垂直に支持する。
【０００９】
ファンナセルは一般的に、通常Ｃ字形ダクトと呼ばれる２つの円周方向半体の形態で形成され、この形態により、保守整備停止時にコアエンジンにアクセスするためにナセルがクラムシェル方式で開くのを可能にする。このようなターボファンエンジンの構成では、エンジンの底部つまり６時位置に、下部分岐又は長手方向ビームが設置される。
【００１０】
従って、上部パイロン及び下部ビームは一般的に、環状ファンダクト及びファンノズルの円周方向連続状態（連続性）を中断させる。従って、ファン排出空気は、ファンノズルから２つの個別Ｃ字形ダクト部分内に吐出されて、まとまって推進スラストを形成するようになる。
【００１１】
しかしながら、上部及び下部分岐の導入はそれに対応して、加圧ファン空気の速度及び圧力分布の円周方向連続性に悪影響を与え、そのことはそれに対応して、ノズルの空気力学的性能及び効率を低下させる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１２】
【特許文献１】米国特許第３，８０６，０６７号公報
【特許文献２】米国特許第４，４６６，５８７号公報
【特許文献３】米国特許第５，０５８，３７９号公報
【特許文献４】米国特許第５，０５８，６１７号公報
【特許文献５】米国特許第５，２５１，４３５号公報
【特許文献６】米国特許第５，３６９，９５４号公報
【特許文献７】米国特許第５，８３３，１４０号公報
【特許文献８】米国特許第５，８６３，０１４号公報
【特許文献９】米国特許第５，９３０，９９１号公報
【特許文献１０】米国特許第６，５１６，６０６  Ｂ２号公報
【特許文献１１】米国特許第６，８２０，４１０  Ｂ２号公報
【特許文献１２】米国特許第６，９６９，０２８  Ｂ２号公報
【特許文献１３】米国特許第７，１６５，７４４  Ｂ２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
従って、その円周方向中断にも拘らず高い効率を有する排出ノズルを提供するのが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
タービン排出ノズルは、外側シェルの内側に同軸に配置されて、該外側シェルの後端縁部における出口で終端する流れダクトを形成した内側シェルを含む。内側シェルは、非軸対称であり、かつダクトの円周方向周りでその軸方向傾斜角度が変化する。
【００１５】
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をそのさらに別の目的及び利点と共に、添付図面と関連させて行なった以下の詳細な記述においてより具体的に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】航空機のウィングに取付けられるようになったパイロンを有する航空機ターボファンガスタービンエンジンの概略軸方向部分断面図。
【図２】線２−２に沿って取った、図１に示すファン及びコア排出ノズルの後方から前方を見た半径方向正面図。
【図３】線３−３に沿って取った、図１に示すエンジンのファン及びコア排出ノズルの軸方向断面平面図。
【図４】線４−４に沿って取った、図１に示すファンノズルの例示的な断面の部分断面半径方向正面図。
【図５】パイロンとの垂直接合部における線５−５に沿って取った、図４に示すファン及びコア排出ノズルの一部分の拡大軸方向断面図。
【図６】線６−６に沿って取った、図４に示す水平平面におけるファン及びコア排出ノズルの一部分の拡大軸方向断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
図１に概略的に示すのは、ターボファン航空機ガスタービンエンジン１０であり、このエンジン１０は一般的に、長手方向つまり軸方向中心軸線１２周りで軸対称である。具体的には、エンジンは、航空機のウィングに対してパイロン１４によって垂直に吊り下げられて飛行中の航空機に動力供給するように構成されている。
【００１８】
エンジンは、直列流れ連通状態で、ファン１６、圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２、及び低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含む。ＨＰＴ２２のロータは、１つのシャフトによって圧縮機１８のロータに結合され、またＬＰＴ２４のロータは、第２のシャフトによってファン１６内のファンブレードを支持したロータに結合される。
【００１９】
運転時に、周囲空気２６は、エンジンの入口に流入しかつその一部がファン１６によって加圧され、その加圧空気の内側部分は次に、該空気をさらに加圧する圧縮機１８を通して送られ、加圧空気は次に、燃焼器２０内において燃料と混合されて高温の燃焼ガス２８を発生させるようになる。ＨＰＴ２２において燃焼ガスからエネルギーが取出されて圧縮機に動力供給するようになっており、またＬＰＴ２４において燃焼ガスから付加的エネルギーが取出されて上流ファン１６に動力供給するようになっている。
【００２０】
環状コアカウル３０が、ファン１６の後方においてコアエンジンの構成部品を囲み、周囲のファンナセル３２の内面から半径方向内向きに間隔を置いて配置されかつそれを通して加圧ファン空気がコアエンジンをバイパスする環状ファン流れダクト３４を形成して、推進スラストの大部分を発生させるようになる。
【００２１】
コアカウルの外面は、ファンダクト３４の半径方向内側境界を構成した参照符号３０でも表した内側シェルを形成し、またファンダクト３４の半径方向外側境界は、符号３２でも表した対応する外側シェルを形成した周囲のナセルの内面によって構成される。
【００２２】
ファンダクト３４は、ファン１６の背後においてコアカウルの前方端部で始まり、かつコアカウルの後方端部を囲む環状排出ノズル３６で終端する。ファンノズル３６は、ファンナセルの後方後端縁部４０において環状出口３８を有する。図１に示すこの例示的な実施形態では、ファン出口３８は、従来通りの実施法により共通軸方向位置における単一垂直平面として同一平面上にある。
【００２３】
コアエンジンは、コアカウルの後端縁部４４における環状排出ノズル４２で終端する。
【００２４】
環状中心本体又はプラグ４６は、コアノズル４２の内側に同軸に配置されかつ該コアノズル４２の内側流れ境界を形成し、また外側流れ境界は、コアカウルの内面によって形成されるようになる。
【００２５】
運転時に、ファン１６によって加圧された空気は、ファンダクト３４を通ってコアエンジンをバイパスしかつファンノズル３６を通して吐出されて、推進スラストの大部分を発生させる。それに対応して、使用済み燃焼ガス２８は、ファンノズル３６の後方においてコアノズル４２を通してかつ該コアノズル４２から半径方向内向きにコアエンジンから吐出される。
【００２６】
しかしながら、背景技術の項で上述したように、パイロン１４は、ファンダクト３４の上部に設置された一部分を含み、この部分が、ファンダクト３４の円周方向連続性をナセル後端縁部４０まで中断させる。
【００２７】
それに対応して、下部分岐又は長手方向ビーム４８は、ナセル後端縁部４０の直ぐ手前で終端した状態で、ファンダクト３４の下部部分の円周方向連続性を中断させる。
【００２８】
図２は、エンジンの後方端部を垂直正面図で示しており、ここでは、パイロン１４がエンジンの１２時位置に設置され、また下部ビーム４８が該エンジンの対角線６時位置に設置された状態になっている。このようにして、ファンダクト３４は、２つのＣ字形ダクトの半部分で構成して、従来通りの方法でそれをクラムシェル開口させることが可能になるようにすることができる。
【００２９】
従って、パイロン１４及びビーム４８は、１２時及び６時位置においてファンダクト３４を遮断又は中断し、それゆえ、そうでなければ完全な環状ファンダクト３４を横方向又は水平方向に対向するＣ字形ダクト部分に分岐させ、そのことはそれに対応して、運転時にファンダクトを通して吐出される加圧ファン空気２６の速度及び圧力分布に影響を与えることになる。
【００３０】
図３は、ダクトの３時及び９時位置を通って延びる水平平面内におけるファンノズル３６の断面平面図であり、上部パイロンと下部ビームとの間の円周方向中ほどにおけるファンダクト３４の遮るもののない部分を示している。
【００３１】
図１及び図３は、周囲のナセルの内側に同軸に配置されたコアカウルの一般的な軸方向外形又はプロフィールを示す。具体的には、コアカウル３０の外面によって形成された内側シェルは一般的に、その回転表面がほぼ円錐形であり、かつこれもまた円錐回転面である外側シェルを形成した周囲のナセル３２の内面の内側に同軸に配置される。
【００３２】
内側シェル３０は、ファン出口３８のかなり上流で、すなわちファン１６自体の直ぐ後方で始まり、かつファン出口３８のかなり後方で、すなわちコアノズル４２の対応する出口を形成したその後端縁部４４で終端する。
【００３３】
従って、内側シェル３０は、ファン出口３８の軸方向前方及び後方の両方においてエンジンの中心軸線１２に対するその直径が変化し、円錐プロフィールは、ファン出口の後方においてコアノズル４２までその直径が減少し、また中心本体４６もまた、円錐形でありかつ従来通りの実施法でその後端縁部までその直径が減少する。
【００３４】
図１及び図２に最初に示しているように、ファンとコアノズルとの間の内側シェル３０の後方部分は一般的に、対応する軸方向傾斜又は円錐角度Ａ、Ｂを有する軸方向直線円錐体である。従来通りの実施法では、内側シェル３０は、中心軸線周りでの回転面として形成されて、各半径方向平面内における一定の直径及び円形の円周部を有するようになることになり、また円錐角度は、周辺部の円周方向周りで一定となることになる。
【００３５】
それに対応して、従来型のファンノズルもまた、エンジンの中心軸線１２周りで軸対称であって、該ファンノズルの後端縁部が同様に円形周辺部を形成しかつファン出口もまたナセルの後端縁部とコアカウルの外面との間に一定の半径差を有するような円形となるようになっている。
【００３６】
しかしながら、上述のように、図２に示す上部パイロン１４及び下部ビーム４８は、ファンノズル３６の円周方向連続状態を二つに分岐させ、それに対応して該ファンノズル３６から吐出される加圧空気の圧力及び速度分布の均一性に悪影響を与える。
【００３７】
従って、コアカウル３０は、ファンダクト３４自体の周りを含むその周辺部の円周方向周りで内側シェル３０の軸方向傾斜又は円錐角度Ａ、Ｂを選択的に変化させて、ノズルスラスト効率並びにそれによりノズル効率及び性能を高め、それに対応してＳＦＣを向上させるように吐出ファン空気の圧力及び速度分布を選択的に変更することができるように、その従来の形状から局所的に改良される。
【００３８】
内側シェル３０の傾斜角度における選択的変化は、内側シェル３０自体の三次元（３Ｄ）円錐構成だけでなく、それによってその一部が形成されたファンダクト３４の３Ｄ構成も局所的に変化させる。
【００３９】
例えば、図１に示す垂直軸方向平面内において、上部パイロン及び下部ビームに直ぐ隣接する又はそれら上部パイロン及び下部ビームにおけるコアカウルの円錐角度Ａは、従来通りの実施法に基づいて、例えば１３度のような局所的最小値を有することができる。
【００４０】
パイロン及び下部ビームの位置からみると、参照符号Ｂで表す円錐角度は、パイロン１４及びビーム４８の両方から円周方向に離れる方向で、好ましくはファンノズル３６の横方向に対向する側面上で対称にその大きさ又は値が増大する。
【００４１】
図１〜図３に最初に示しているように、円錐角度Ｂは、ファンノズル３６の横方向又は水平方向に対向する側面上つまり該ファンノズル３６の３時及び９時位置において約１６．５度の局所的最大（極大）値を有する。円錐角度Ｂはその後、３時及び９時における最大値から、１２時位置での上部パイロン及び６時位置での下部ビームとの間のファンノズルの対向する接合部における局所的最小（極小）値Ａまで円周方向に対向する方向にその大きさが減少する。
【００４２】
言い換えれば、ファンノズル３６の各Ｃ字形ダクト半部は、パイロン及びビームとの間の接合部における円錐角度Ａの２つの局所的最小値間のほぼ円周方向中ほどに位置した円錐角度Ｂの局所的最大値を有する。
【００４３】
内側シェル３０は３Ｄ構成部品であるので、その円周方向周りでの軸方向円錐角度Ａ、Ｂにおける変化は、ファンノズル出口３８の軸方向前方及び後方の両方に広がる。従って、この円錐角度の変化は、加圧ファン空気２６がファンノズル３６自体を通して吐出されている時における該加圧ファン空気２６の空気力学的性能に影響を与えると同時に、加圧ファン空気２６がコアカウルの後方端部を越えて軸方向後方に流れ続けながら該加圧ファン空気２６がファンノズルの外側で膨張する時における該加圧ファン空気に影響を与える。
【００４４】
しかし、コアカウル３０の円錐角度の変更を別にすれば、図１及び図３は、一般的な実施法によるコアカウル３０の一般的な構成を示している。具体的には、内側シェル３０は、ファン１６の直ぐ後方において始まり、かつ軸方向後方方向に直径を増大させながら、出口３８の通常は前方においてファンダクト３４の内側に配置された最大直径ハンプ５０まで最初に後方に発散する。ハンプ５０から、内側シェル３０は、直径を減少させながら、好ましくはそれらの間の軸方向長さの大部分にわたって一定の円錐角度になった直線軸方向セクションの状態でコアカウルの後端縁部４４まで後方に収束する。
【００４５】
図３に示すように、傾斜角度Ｂは、内側シェル３０の好適な軸方向長さ又は範囲Ｌにわたって最大直径ハンプ５０の軸方向前方及び軸方向後方の両方において内側シェル３０の円周方向周りで変化するのが好ましい。
【００４６】
図３に示す水平平面のような各軸方向平面内において、円錐角度Ｂは、単一の又は一定の値を有するが、図２に示すように内側シェル３０の円周方向周りにおいてその局所的最小及び局所的最大値間で変化するのが好ましい。
【００４７】
さらに、可変傾斜角度Ｂは、ハンプ５０の軸方向前方及び後方において内側シェルの円周方向周りに、コアカウルの可変傾斜変更の軸方向範囲Ｌの前方及び後方端部での対応する一定半径における一定傾斜角度Ａに対して滑らかに連続するか又はテーパするのが好ましい。
【００４８】
例えば、図３に示す可変傾斜範囲Ｌは、ファン１６のかなり後方かつハンプ５０の適度な上流において始まって、ファンダクト３４自体の全軸方向長さにわたる空気力学的性能を最大にするようにすることができる。
【００４９】
それに対応して、可変傾斜範囲Ｌは、内側シェル自体の後端縁部４４においてか又は例えば該後端縁部４４の僅かに上流に設置されかつ運転時にそれを通してコアカウルの内部からパージ空気を放出するのに好都合である環状ベント５２におけるような該後端縁部４４の適度な上流においてかのいずれかにおいて終端することができる。
【００５０】
変化する傾斜角度Ｂの１つの作用は、ファンノズルの円周方向周りでの内側シェル３０の局所的半径又は直径における対応する変化である。図２は、ターボファンエンジンの吐出端部の半径方向正面図であり、上記に開示した傾斜角度Ｂにおける好ましい変化による内側シェル３０の水平方向卵形又は楕円形構成を示している。
【００５１】
内側シェル３０は、外側シェル３２の対応する最小半径Ｄよりも適度に小さい、中心軸線１２からの局所的最小半径Ｃを有し、それら半径の差が、中心軸線１２に沿ったあらゆる特定の軸方向位置におけるファンノズル３６の局所的半径方向高さを定める。
【００５２】
内側シェルにおける局所的最小半径Ｃ又は対応する直径２Ｃは、図２におけるエンジンの出口図及び図４に示す軸方向上流典型図に示すように、下部ビーム４８とのその２つの接合部並びに上部パイロン１４とのその２つの接合部において見られる。
【００５３】
図２及び図４に示すように、内側シェル３０の半径Ｅ又は直径２Ｅは、傾斜角度Ｂがパイロン１４及びビーム４８から円周方向に対向する方向にその大きさが増大するにつれて、最小値（Ｃ）から増大する。内側シェル３０の半径Ｅは、上部パイロン及び下部ビーム間の円周方向ほぼ中ほどにおいてノズルの対向する３時及び９時位置で発生する傾斜角度Ｂの最大値を有する位置において対応して局所的最大値を有する。
【００５４】
図２及び図４において、あらゆる軸方向セクションにおける内側シェルの最小半径Ｃは、パイロン及びビームとの接合部で発生し、参照目的のために一定半径円として付加的に破線で示している。
【００５５】
内側シェル３０の横方向に増大する半径Ｅは、基準円形半径Ｃに対してその僅かにより大きい水平卵形構成を生じる。
【００５６】
内側シェル３０の水平卵形構成は、コアカウルの可変円錐角度の軸方向範囲Ｌにわたって連続しかつ範囲Ｌの対向する端部におけるコアカウルの一定半径の円形セクションまで滑らかに連続している。
【００５７】
図２及び図４は、内側シェル３０が横方向にその直径が大きくすなるにつれて、該内側シェル３０の変更を補完してファンノズル３６の構成を調整するようになった外側シェル３２の好ましい変更を示している。例えば、外側シェル３２は、可変円錐角度の全軸方向範囲Ｌにわたって図４で示す共通半径方向平面内において内側シェルの傾斜角度Ｂがファンダクト３４の円周方向周りでその大きさが増大するにつれて、その局所的半径Ｆが増大するのが好ましい。
【００５８】
図２及び図４において、外側シェル３２の最小半径Ｄは、下部ビーム４８との２つの接合部及びパイロン１４との対応する２つの接合部において発生する。また、外側シェルの最小半径Ｄは、参照目的にために一定半径の破線円形線で連続させている。
【００５９】
内側シェル３０の傾斜角度Ｂ及び半径Ｅは、パイロン及びビームから円周方向に離れる方向において増大するので、ファンダクト３４内において流れ面積の一部分が失われる。従って、ファンダクト３４の境界となる外側シェル３２の半径Ｆは、ファンダクトの流れ面積をそれに対応して局所的に増大させて、局所的により大きい内側シェル３０によって流れ面積の局所的な減少を相殺するように好適に増大させることができる。
【００６０】
図５は、パイロン１４との間のその１つの接合部におけるファンノズル３６の典型的軸方向断面を示し、この図はまた、パイロン１４との間の対向する接合部も示しており、同時に下部ビーム４８との間の２つの接合部を有するファンノズル３６の軸方向断面を示している。この断面図において、内側シェル３０は、最小円錐角度Ａを有し、またその半径Ｃは、その軸方向範囲にわたって最小値を有し、ファンダクト３４の境界となる外側シェル３２の半径Ｄの最小値と協働している。図５に破線で示しているのは、内側シェルの傾斜角度Ｂの大きい値と対応したファンノズルの局所的により大きな構成である。
【００６１】
図６は、ファンダクト３４の半径方向の境界となる内側及び外側シェル３０、３２についての円錐角度Ｂ及びそれに対応するより大きい半径Ｅ、Ｆの最大値におけるファンノズル３６の典型的軸方向セクションを実線で示している。図６において点線で示しているのは、図５と一致する内側及び外側シェルの最小傾斜角度Ａ及びそれに対応する構成である。
【００６２】
図６に示すファンダクト３４は一般的に、出口３８自体において又は該出口３８の適度に上流において、内側シェルの最大直径ハンプ５０の位置で発生する可能性がある最小流れ面積のスロート５４を含む。従って、ファンダクト３４は、従来通りの実施法で、最小流れ面積のスロート５４まで下流方向後方方向に収束し、次にスロート５４からファン出口３８まで発散する。
【００６３】
内側シェル３０の可変円錐角度Ｂは、ダクト３４の流れ面積を局所的に減少させるので、外側シェル３２はダクト３４の流れ面積を増大させるようにその半径が局所的に増大して、局所的により大きい内側シェルによる損失を相殺している。
【００６４】
好ましい実施形態では、外側シェル３２は、スロート５４の円周方向周りでその半径Ｆが増大して、そのことによる局所的面積増大（＋Ｇ）が、傾斜角度Ｂがそれに対応してスロート５４の内側で増大するような、スロート５４の半径方向平面内における内側シェル３０の半径Ｅの増大による面積減少（−Ｇ）とその値が一致するか又は等しくなるようになる。
【００６５】
図６は、内側及び外側シェル３０、３２の対応する軸方向セクションを概略的に示している。スロート５４の半径方向平面内において、傾斜角度Ｂ及び局所的半径Ｅの増大による面積減少−Ｇは、スロート５４における外側シェルの半径Ｆの局所的増大による面積増大＋Ｇによって全く同様に相殺される。このようにして、スロート５４の半径方向平面内におけるファンダクト３４の全流れ面積は、基準軸対称ファンノズルにおける所望の流れ面積に対してその非軸対称の変更においても不変の状態に維持することができる。
【００６６】
スロート５４の半径方向平面における以外の軸方向軸線に沿ったファンノズルの半径方向セクションは、局所的により大きい内側シェルによる流れ面積減少（−Ｈ１）を外側シェルを局所的に拡大することによる流れ面積増大（＋Ｈ２）で相殺するように別の状態で変更することができる。従って、外側シェル３２は、内側シェル３０がファンダクト３４の円周方向周りでその半径Ｅが増大した時に、それによる流れ面積変化を単に部分的に相殺するようにその半径Ｆを増大させることができる。言い換えれば、面積増大＋Ｈ２は、スロートにおける以外では面積減少−Ｈ１と等しくする必要はない。
【００６７】
コアカウルの円錐角度における変化は、ファンノズル３６の内側境界の構成に直接影響を与えるので、外側シェル３２によって定まるファンノズルの外側境界は、可変傾斜角度がコアカウルの前方軸対称部分並びに該コアカウルの軸対称後方端部における一定角度まで滑らかに連続する時にスロート５４においてのみならず該スロート５４の上流においてもまたファンノズルの空気力学的性能を最大にするように、対応して変化させることができる。
【００６８】
例えば、図６に示すベント５２と後端縁部４４との間におけるコアカウル３０の後方部分は、例えば元の３０度の一定円錐角度Ａを有し、かつその全軸方向長さにわたって軸対称であるのが好ましい。このようにして、それによって制約されるコアノズル４２の最大性能は、低下がない状態に維持することができる。
【００６９】
この構成において、内側及び外側シェル３０、３２の両方は、それらの半径方向間に形成されたファンダクト３４の円周方向周りにおいてかつファン出口３８の軸方向前方において、その外形又は直径２Ｅ、２Ｆが変化する。内側シェル３０は、ファン出口３８の後方においてベント５２までまた可変スロープが終端するコアカウルの後端縁部４４の直ぐ手前まで、その直径２Ｅが変化し続ける。
【００７０】
図３は、コアカウル３０の収束部分の最大傾斜角度Ｂを実線で示し、また範囲Ｌにおけるその最小傾斜角度構成を点線で示している。従って、内側及び外側シェル３０、３２は、軸方向範囲Ｌの前方でファンダクト３４の前方端部における軸対称構成の一定直径で始まり、また外側シェル３２は、その後端縁部４０における円周方向可変直径で終端している。
【００７１】
これと対照的に、内側シェル３０は、その収束円錐形状を連続させかつその後端縁部４４における円周方向一定直径で終端して、軸対称コアノズル４２を形成するようになる。
【００７２】
図２及び図４の半径方向正面図に示す得られたファンノズル３６は、該ノズル３６の共通中心軸線１２周りで非軸対称である外側及び内側シェル３０、３２並びのそれらの間に形成された流れダクト３４を含む。しかしながら、外側及び内側シェル３０、３２並びにそれらの間の流れダクト３４は、パイロン１４及びビーム４８間の垂直線周りにおいて該パイロン１４及びビーム４８の対向する側面上で横方向つまり水平方向に対称であり、共通軸線１２からの半径が一致するか又は等しくなるようになっている。
【００７３】
言い換えると、図２に示すファンノズル３６は、このファンノズルの１つの実施形態では水平方向及び垂直方向の両方において対称であり、かつ共通又は単一中心軸線１２を共用する卵形又は楕円形プロフィールの形態として水平方向に細長くなっている。
【００７４】
従って、ファンノズル３６は、その対向する側面上において共通直径２Ｅ、２Ｆに沿って直径対称として、各半径Ｅ、Ｆが等しい値になるようにすることができる。最大直径２Ｅ、２Ｆが、パイロン及びビームの垂直平面に直交する水平平面内で発生し、また最少直径２Ｃ、２Ｄが、ファンノズルのパイロン及びビームとの間の接合部における垂直平面内で発生するようになるのが好ましい。
【００７５】
図２及び図４は、上部及び下部分岐部１４、４８との間の垂直接合部における局所的最小円錐角度Ａからの円錐角度Ｂの円周方向増大による特徴的水平卵形ファンノズル３６を例示している。
【００７６】
ファンノズル３６は、その内側及び外側シェル３０、３２によって形成され、この内側及び外側シェル３０、３２は、所望の軸方向範囲にわたる円錐角度の局所的増大により、対向する横方向側面上でその直径が局所的により大きくなっている。
【００７７】
また、内側シェル３０の円錐角度における局所的増大が、該内側シェル３０の前方及び後方端部の両方における一定直径断面まで好適に滑らかに連続し、外側シェル３２の直径における局所的増大が、ファン出口から上流方向に離れる方向で滑らかに連続するようにすることができる。
【００７８】
上記に開示した可変傾斜角度排出ノズルは、パイロン１４及び下部ビーム４８によって生じた円周方向分岐によるファンノズルにおける滑らかな排出流れに対する妨害に対応するように選択的に調整される。コアカウルの上流部分は、従来通りの方式で軸対称の状態を維持し、またカウルは、それが周囲のファンノズルの空気力学性能に影響を与えるように局所的に変更することができる。
【００７９】
コアカウルの収束後方部分の傾斜角度は、空気力学的損失を減少させるように対応する速度及び圧力分布を調整し、それに応じてエンジン性能を向上させるようにした状態で、ファン排気をノズルの周りに再分布させるように円周方向に好適に変更させる。
【００８０】
円錐角度を局所的に増大させ、従ってパイロン及び下部ビームの垂直平面に対して垂直な水平平面内においてノズルを横方向に広げてファン出口におけるコアカウルの後方収束を局所的に増大させことによって、空気力学的圧力損失を減少させることができる。ファンノズルの変更は、最大傾斜角度の横方向平面内において排出流れ速度を局所的に増大させ、またその流れ速度から上部パイロン１４及び下部ビーム４８の両方に沿った局所的最小値まで流れ速度を低下させるようにする。
【００８１】
このようにして、パイロン及びビーム近くでの圧力損失を減少させて、ノズルのスラスト効率を高める。
【００８２】
内側シェルは、その後端縁部４０で終端するファンノズルの後方において収束し続けるので、内側シェル３０の可変傾斜角度Ｂもまた、吐出ファン排出空気のより急速な膨張を可能にして、ファン出口の後方において局所的により高い静圧を生じさせる。この高い静圧は、エンジンのスラスト及び性能を向上させる。
【００８３】
上記に開示した改良型の可変傾斜角度ファンノズルは、最新の航空機エンジンの設計における最重要目的であるエンジンの燃料消費率を大幅に高めることができる。
【００８４】
本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明のその他の改良が、本明細書における教示から当業者には明らかになる筈であり、従って、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するような全てのそのような改良は特許請求の範囲において保護されるのが望ましい。
【００８５】
従って、本特許によって保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した本発明である。
【符号の説明】
【００８６】
１０  エンジン
１２  中心軸線
１４  パイロン
１６  ファン
１８  圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン（ＨＰＴ）
２４  低圧タービン（ＬＰＴ）
２６  空気
２８  燃焼ガス
３０  コアカウル
３２  ファンナセル
３４  流れダクト
３６  ファンノズル
３８  出口
４０  後端縁部
４２  コア排出ノズル
４４  後端縁部
４６  中心本体
４８  ビーム
５０  ハンプ
５２  ベント
５４  スロート
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【外国語明細書】
2010053866000001.pdf