(57)【要約】  本発明によれば、複数個のハッチ(２１)がエンジン・カウル(１５)の後部(１５Ｒ)に設けられており、この後部(１５Ｒ)の周囲に配分され、ターボジェットのエンジン・パワーが巡航パワーより大きい、高いパワーである時のみ開かれる。開いた状態では、ハッチ(２１)は中間室(１６)を通過する個々の熱気噴射流(９ｄ)を熱気流から引き出し、その後これを、長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心として配分されている連通手段(１８)を通って排出する。【選択図】    図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のターボファン・タービン・エンジンは、
−  長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を有し、前方に空気入口(２)と後方に空気出口(４)とを備える中空ナセル(１)と、
−  上記の空気入口(２)に対向してナセル(１)内に軸方向に配置され、上記のタービン・エンジンの冷気流(７)を生じさせることのできるファン(６)と、
−  このファン(６)の後方で、上記のナセル(１)内に軸方向に配置された発生器(８)であって、上記の冷気流(７)によって囲まれた、上記タービン・エンジンの軸方向の熱気流(９)を発生でき、エンジン・カウル(１５)に包まれているものと、
−  上記の熱気流発生器(８)を同軸方向に取り囲むファン通路内部カウル(１４)であって、
・  ナセル(１)と共に、上記の冷気流(７)用の断面環状であって、ナセル(１)の上記空気出口(４)で終了する通路(１３)を形成し、
・  上記のエンジン・カウル(１５)と共に断面環状の中間室(１６)を形成し、
・  その後部(１４Ｒ)を介して上記のエンジン・カウル(１５)の後部(１５Ｒ)に集中し、これらの後部の各後縁(１４ｒ、１５ｒ)が、上記の中間室(１６)の後部(１６Ｒ)で上記の熱気流(９)の出口オリフィス(１１)の縁部を形成するものとからなり、
−  上記の中間室(１６)の後部(１６Ｒ)には、上記の長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心に置かれ、上記の中間室(１６)を、上記の冷気流(７)と熱気流(９)との間の境界(１９)近辺で、外側と連通させる連通手段(１８、２９、３０、３１)が設けられており、
−  上記のエンジン・カウル(１５)の後部(１５Ｒ)に配置され、この後部(１５Ｒ)の周囲に配分されている複数個のハッチ(２１)が設けられており、
−  上記のハッチ(２１)は上記のタービン・エンジンの速度が航空機の少なくとも巡航速度に相当する閾値より大きい時のみ開かれ、
−  開いた位置では、上記のハッチ(２１)は、上記の長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心に配分されていて、この中間室(１６)に流入した後、上記の連通手段(１８、２９、３０、３１)を通って中間室(１６)を出て行く個々の熱気噴射流(９ｄ)を、上記の熱気流(９)から引き出すことを特徴とする航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項２】
上記の連通手段(１８、２９、３０、３１)が、上記の中間室(１６)の後部(１６Ｒ)の周囲に配分された複数の別個の連通開口部(２９、３０、３１)からなることを特徴とする請求項１に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項３】
熱気流(９)の出口オリフィス(１１)の周囲に、上記のファン通路内部カウル(１４)あるいは上記のエンジン・カウル(１５)の上記の後縁(１４ｒ、１５ｒ)の１つだけが、上記のタービン・エンジンの噴射ノイズを軽減できる凹所 (２９、３０)により切欠かれており、上記の凹所(２９、３０)が上記の連通手段の一部を形成することを特徴とする請求項１又は２に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項４】
各凹所(２９、３０)が少なくともほぼ三角形を有し、個々の熱気噴射流(９ｄ)が、上記の凹所の側縁を通って対応する凹所(２９、３０)に流出することを特徴とする請求項３に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項５】
上記のファン通路内側カウル(１４)と上記のエンジン・カウル(１５)の後縁(１４ｒ、１５ｒ)がそれらの間にスロット(１８)を配置し、このスロット(１８)の少なくとも一部が上記の連通手段の一部を形成することを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項６】
上記の閾値とは、上記のハッチ(２１)を航空機の離陸時開けるものであることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項７】
上記のようなタービン・エンジンを複数個備えた航空機に対し、上記の閾値が、これらのタービン・エンジンの少なくとも１つが故障した際、上記のハッチ(２１)を、正常に作動している上記のタービン・エンジンのその他のものにより採られなければならない速度のため開けるものであることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項８】
各ハッチ(２１)が、上記の熱気流(９)の状態を特徴付ける物理的マグニチュードの値に敏感な開閉システム(２６)と連携していることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項９】
ハッチ(２１)の開閉システム(２６)がバイメタル片からなることを特徴とする請求項８に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項１０】
各ハッチ(２１)がエンジン・カウル(１５)の後部(１５Ｒ)に作成された開口部(２５)と相互作用することができる弾性細長片(２４)からなり、この細長片(２４)が上記の開口部(２５)の縁部に沿って上記の後部(１５Ｒ)に固着されていて、上記のバイメタル片システム(２６)が、一方では、上記の後部(１５Ｒ)に、他方では、上記の弾性細長片(２４)に固着されていることを特徴とする請求項９に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項１１】
上記ハッチ(２１)が上記の中間室(１６)の方向に開かれていることを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項１２】
各ハッチ(２１)を開閉させるシステム(２６)が上記の中間室(１６)側にあることを特徴とする請求項８から１１のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項１３】
上記の中間室(１６)側では、各ハッチ(２１)が、後方に開くケーシング(２２)により保護されていることを特徴とする請求項１から１２のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項１４】
上記のハッチ(２１)の後方には、上記の熱気噴射流(９ｄ)用の案内手段(２２、２７、２８)が設けられていることを特徴とする請求項１から１３のいずれか１項に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【請求項１５】
上記の案内手段が上記の保護ケーシング(２２)からなることを特徴とする請求項１３あるいは１４に記載した航空機のターボファン・タービン・エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機に装着されるように設計された、噴射ノイズを軽減するタービン・エンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファン・タービン・エンジンの後部では、冷気流と熱気流とが上記のタービン・エンジンの下流に向けて同じ方向に流れ、相互に接触することは既知である。上記の両流れの速度は相互に異なっているので、この結果、上記の両流れの間に流体剪断力が侵入し、この流体剪断力が、航空技術では“噴射ノイズ”と称されているノイズを発生する。
【０００３】
そのような噴射ノイズを軽減するため、上記の熱気流と上記の冷気流との間の境界に乱気流を生じさせることが既に考えられている。よって、熱気流の出口縁に凹所を作成することが既に提案されており、この凹所は上記の出口縁の周囲に配分されていて、その凹所の各々は一般に少なくともほぼ三角形をしている。この三角形のベース(底部)は上記の出口縁とは区別できなく、その頂点はこの出口縁の前方にある。これらの凹所は、航空技術では、通常“シェブロン”と称されている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
これらの既知のシェブロンは噴射ノイズを軽減するのには効果的であるが、かなりのドラグ(抗力)を生じる欠点を有する。
【０００５】
加えて、この噴射ノイズの減少は、上記のタービン・エンジンを備えた航空機がこのタービン・エンジンの高速で、空港にいる人あるいは空港の近辺に住んでいる人を悩ませないように、地上に近づく際のみ確かに有用である。他方、高い高度で飛行巡航段階では、噴射ノイズの軽減はさほど重要ではない。
【０００６】
よって、巡航飛行速度では、抗力を増加させる上記のシェブロンによって航空機の飛行性能が不必要に害されることはない。
【０００７】
本発明の目的は噴射ノイズの軽減が本当に有用である場合のみ熱気流と冷気流との間の境界で乱気流を生じさせることによりこの欠点を解消することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
従って、航空機のターボファン・タービン・エンジンは、
−  長手方向軸を有し、前方に空気入口と後方に空気出口とを備える中空ナセルと、
−  上記の空気入口に対向してナセル内に軸方向に配置され、上記のタービン・エンジンの冷気流を生じさせることのできるファンと、
−  このファンの後方で、上記のナセル内に軸方向に配置された発生器(ジェネレータ)であって、上記の冷気流によって囲まれた、タービン・エンジンの軸方向の熱気流を発生でき、エンジン・カウルに包まれているものと、
−  上記の熱気流発生器を同軸方向に取り囲むファン通路の内部カウルであって、
・  ナセルと共に、上記の冷気流用の断面環状であって、ナセルの上記空気出口で終了する通路を形成し、
・  上記のエンジン・カウルと共に断面環状の中間室を形成し、
・  その後部を介して上記のエンジン・カウルの後部に集中し、これらの後部の各後縁が、上記の中間室の後部で上記の熱気流の出口オリフィスの縁部を形成するものとからなり、
−  上記の中間室の後部には、上記の長手方向軸を中心に置かれ、上記の中間室を、上記の冷気流と熱気流との間の境界近辺で、外側と連通させる連通手段が設けられており、
−  上記のエンジン・カウルの後部に配置され、この後部の周囲に配分されている複数個のハッチが設けられており、
−  上記のハッチは、上記のタービン・エンジンが航空機の少なくとも巡航速度に相当する閾値より大きい時のみ開かれ、
−  開いた位置では、上記のハッチは上記の熱気流から、上記の長手方向軸を中心に配分されていて、この中間室に流入した後、上記の連通手段を通って中間室を出て行く、個々の熱気噴射流を引き出すことを特徴とする。
【０００９】
故に、エンジン速度が上記の閾値未満である飛行段階では、ハッチは閉じられており、本発明のタービン・エンジンはシェブロンの無いタービン・エンジンのように作用し、噴射ノイズの軽減も無く、抗力の増加も無い。
【００１０】
他方、離陸時には、タービン・エンジンの速度が高く、上記の閾値より大きいので、ハッチは開いており、個々の熱気噴射流を引き出す。(上記のハッチの分布に従って)上記のエンジン・カウルの後部の周囲に配分されているこれらの個々の噴射流は上記の室に入り、上記の連通手段を介して出て行き、シェブロン式に熱気流と冷気流との間の境界で乱気流を生じさせる。よって、噴射ノイズが減少し、これに伴って抗力が増加する。
【００１１】
航空機が(エンジンが低速にある)着陸のための接近段階にある際には、上記の着陸が瞬間的には不可能なので、パイロットはスロットルを再適合させなければならず、スロットルが再適合させられるとエンジン速度は高く、離陸の速度に匹敵する。従って、スロットルの再適合の際には、ハッチは開かれ、噴射ノイズは軽減され、その時航空機は地上近くにあるので、好ましい。
【００１２】
また、航空機が複数のタービン・エンジンを備え、そのうちの少なくとも１つが故障すると、作動しているタービン・エンジンの速度は、その故障を償うためその通常の速度より早くなり、この場合、上記のハッチは開かれ、生じるノイズを軽減するのが望ましい。
【００１３】
上記の連通手段は上記の中間室の後部の周囲に配分された複数の個々の連通開口部を備える。
【００１４】
上記の個々の開口部は特に本発明の要求に応じて作製されている。然し、出願人の名前で２００５年９月１２日出願されたフランス特願第０５  ０９２６０号に記載されているように、上記の熱気流の出口オリフィスの周囲に、上記のファン通路の内部カウルあるいは上記のエンジン・カウルの上記の後縁の１つだけが、過剰な抗力を生じることなくタービン・エンジンの噴射ノイズを軽減できる凹所により切り欠く場合は、この凹所が上記の連通手段の少なくとも一部を形成することが望ましい。加えて、上記の凹所の吹き抜けを最適化し、よって噴射ノイズの軽減を増加させるため、各凹所が上記のように少なくともほぼ三角形の形を有すれば、熱気流の個別の噴流が上記の凹所の側縁を通って対応する凹所に流出するので、好ましい。
【特許文献１】フランス特願第０５／０９２６０号
【００１５】
更に、ある種のタービン・エンジンでは普通のように、ファン通路の内部カウルおよびエンジン・カウルの後縁がそれらの間にスロットを配置すれば、そのスロットの少なくとも一部もまた上記の連通手段の少なくとも一部を形成する。
【００１６】
上記の熱気流の状態を特徴付ける物理的マグニチュードの値に敏感な開閉システムを各ハッチと連携させるのが好ましい。よって、上記のハッチの開閉はエンジン速度に従って自動的である。
【００１７】
例えば、そのような開閉システムは、閉鎖方向で、対応するハッチに作用する目盛り付けされているバネからなる。よって、このバネ用に適切な目盛り付けを選択することにより、ハッチは、上記の熱気流の圧力値が、その圧力が高エンジン速度で有する高い値未満では閉じたままであり、その反対の場合は開いている。
【００１８】
然し、各ハッチの開閉システムは、離陸速度に対応する熱気流温度に対応して起動されるバイメタル片からなるのが好ましい。
【００１９】
望ましい実施例では、各ハッチはエンジン・カウルの上記の後部に作成された開口部と相互作用できる弾性細長片からなり、この弾性細長片は上記の開口部の縁に沿って上記の後部に固着されており、上記のバイメタル片は一方では、上記の後部に、他方では、上記の弾性細長片に固着されている。
【００２０】
熱気流の通路に(上記のタービン・エンジンの性能の悪化という危険を起こす)障害物を生じさせないように、ハッチは上記の中間室の方向に開いているのが望ましい。
【００２１】
上記と同様の理由で、各ハッチを開閉するシステムは上記の中間室側にあるのが望ましい。
【００２２】
中間室側では、各ハッチは、上記の熱気噴射流を上記の連通手段に到達させる、後方が開いたケーシングにより保護される。
【００２３】
熱気流の出口オリフィスの縁に対して熱気噴射流の傾きを調節することができるように、熱気噴射流の案内手段をハッチの後方に設けることが望ましい。そのような案内手段は壁、障害物等からなる。それは又ハッチを保護するケーシングからなっていもよい。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
添付図面の図により本発明がどのように実施されるかが明確に説明される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に示されている、航空機用の既知のタイプのターボファン・タービン・エンジンは長手方向軸Ｌ−Ｌを備えた中空ナセル１からなり、このナセル１の前部には先縁３を備えた空気入口２とその後部１Ｒには後縁５を備えた環状空気出口４とを有する。
【００２５】
上記の中空ナセル１の内側軸方向には、
−  上記の空気入口２に向けられており、タービン・エンジン用に冷気流７を発生させることのできるファン６と、
−  既知の方法で、低圧・高圧圧縮器と、燃焼室と、低圧・高圧タービンとからなる中央発生器８(図示略)であって、上記の冷気流７により囲まれている、上記のタービン・エンジンの軸方向熱気流９を発生し、エンジン・カウル１５に包まれているものと、
−  上記の熱気流発生器８を囲むファン通路内側カウル１４と、
−  ファン６と熱気流発生器８とに生じる内部ノイズを吸収するようになされた音軽減カバー(覆い)１２とが配置されている。
【００２６】
ファン通路の内側カウル１４は、ナセル１と共に、環状出口４に達する断面環状のファン通路１３を形成する。冷気流７はこのファン通路１３を通過し、上記の環状出口４を通ってタービン・エンジンを出てゆく。
【００２７】
加えて、上記のカウル１４は、エンジン・カウル１５と共に、断面環状の中間室１６を形成し、この中間室１６は上記の中央発生器８を囲み、上記の中央発生器８の換気用の空気流１７により長手方向に横断され、この空気流１７は冷気流７からその前部で引き出される。
【００２８】
上記のカウル１４および１５の各後部１４Ｒと１５Ｒとは相互に集中し、それらの各後縁１４ｒと１５ｒとは上記の中間室１６の後部１６Ｒで熱気流９の出口オリフィス１１の縁部を形成し、それらの間にスロット１８を配置する。このスロット１８の少なくとも一部を通って上記の換気用空気流１７が逃げて行く。
【００２９】
よって、図に示されている既知のタービン・エンジンの出口では、中央熱気流９が環状冷気流７によって囲まれている。明らかに、これら２つの流れの間の境界で接触している流体は異なる速度を有し、これにより、上記のように少なくとも部分的に噴射ノイズを生じる。
【００３０】
この噴射ノイズを軽減するため、熱気流９の出口オリフィス１１の縁部には、その周囲に配分された凹所２０が既知の方法で設けられている。これらの凹所２０は上記の２つの後縁１４ｒと１５ｒの肉厚を真っ直ぐ通り、かなりの抗力を生じる。
【００３１】
上記のように、本発明の目的は上記の貫通凹所を取除くことであり、このためには、図２から図７により略示されている方法で中間室１６の後部１６ｒを変形することである。
【００３２】
これらの図が示すように、エンジン・カウル１５の後部１５Ｒの周囲で中間室１６側には、複数のハッチ２１が配分されている。図７では、各ハッチ２１は中間室１６側では、タービン・エンジンの後ろに向けられている開口部２３を備えたケーシング２２により保護されている。
【００３３】
各ハッチ２１はエンジン・カウル１５の後部１５Ｒ(図６参照)に作成された開口部２５を閉じることのできる弾性細長片(ストリップ)２４からなる。上記の開口部２５の縁に沿って、上記の弾性細長片２４の１端２４Ｅは、例えば溶接で、上記の後部１５Ｒに固着されている。加えて、バイメタル片システム２６はその端部の一方２６Ｅ１で、上記の後部１５Ｒに、その他方端２６Ｅ２で上記の弾性細長片２４に固着されている。上記のバイメタル片システム２６は、熱気流９が達する温度が、少なくとも巡航速度に等しい閾値より大きいタービン・エンジンの速度に対応する場合のみ変形するようになされており、上記の閾値は、離陸速度、あるいは航空機の少なくとも１つのその他のタービン・エンジンの故障を償うことのできる高速に対応する。
【００３４】
よって、上記の閾値以下のどのタービン・エンジン速度に対しても、上記のバイメタル片システム２６は変形せず、上記の細長片２４が開口部２５を閉じる(図２を参照)．
【００３５】
他方、上記の閾値より大きいタービン・エンジン速度に対しては、バイメタル片システム２６は変形し、上記の細長片２４は後部１５Ｒから離れる。よって、ハッチ２１は開く(図３、５および６参照)。よって、この結果、上記のハッチ２１は熱気流９から熱気噴射流９ｄを引き出し、この噴射流９ｄはケーシング２２の開口部２３を通過し、中間室１６に入った後上記のスロット１８の少なくとも一部を通って外側に排出される。
【００３６】
図２と図３との実施例では、熱気噴射流９ｄは上記のスロット１８を通って、換気用空気１７と一体化して中間室１６を出てゆく。他方、図４と図５との実施例では、一方では、中間室１６の内側の隔壁１０Ａと、他方では、ファンの内側カウル１４の開口部１０Ｂがハッチ２１の前方に設けられている。よって、換気用空気１７は開口部１０Ｂを通って逃げることができ、熱気噴射流９ｄだけがスロット１８の少なくとも一部を通って逃げてゆく。
【００３７】
図２から図５に示されているように、熱気流９の出口オリフィス１１の縁部は滑らかであれば(即ち、図１の貫通凹所２０が設けられていなければ)、本発明のタービン・エンジンは、噴射ノイズの観点からと上記の速度閾値より以下で、シェブロンを備えた既知のタービン・エンジンのような動きをする。他方、上記の閾値より上では、本発明のタービン・エンジンは、各ハッチ２１により引き出された各熱気噴射流９ｄはタービン・エンジンの後部で、上記の凹所２０により生じるのと類似の乱気流を発生するので、シェブロンを有していなくてもシェブロンを備えたタービン・エンジンのように噴射ノイズを軽減する。
【００３８】
図７は熱気噴射流９ｄが軸方向Ｌ−Ｌに平行であるように示しているが、当然、その噴流の傾きは異なっていてもよく、図示されているように直交せず、出口オリフィス１１の縁部に対し傾斜していてもよい。
【００３９】
加えて、図８および図９に示されているように、ハッチ２１の後方では、案内手段２７、２８を、熱い気体９の出口オリフィス１１の縁部に対し熱気噴射流９ｄを方向づけるため設けることができる。これらの案内手段は、ファン・カウル１４の後部１４Ｒ(図示略)と共に方向通路を形成する、壁２７、溝付き障害物２８あるいは類似の部材でもよい。
【００４０】
図１０、１１、１２、１３の実施例では、熱気噴射流９ｄを案内する手段は、このために形成されたケーシング２２からなる。
【００４１】
更に、上記の実施例では、後部１５Ｒの後縁１５ｒは滑らかであるが、後部１４Ｒの後縁１４ｒは三角形の凹所により切欠かれていて、各ケーシング２２の開口部２３は、凹所２９の側縁を通って凹所２９に開口する。よって、この場合、熱気噴射流９ｄは、主として、スロット１８に開口する凹所２９を通って中間室１６の後部１６Ｒを出てゆく。
【００４２】
図１４の変形例では、後縁１４ｒは滑らかである反面、後部１５Ｒの後縁１５ｒは凹所３０により切欠かれており、この凹所に上記のケーシング２２が、上記に示されているのと同様の方法で開口する。また、この実施例では、熱気噴射流９ｄは、主として、スロット１８に開口する凹所３０を通って中間室１６の後部１６Ｒから出てゆく。
【００４３】
図１５は、中間室１６の後部１６Ｒに対するもであることを除いて、図１のタービン・エンジンと同様の既知のタービン・エンジンを示す。この場合、後縁１４ｒと１５ｒとは結合されていて、その間にスロット１８を配置していない。
【００４４】
上記のタービン・エンジンの噴射ノイズを軽減できる乱気流を形成する目的で熱気噴射流９ｄを外側に逃がすため、
−  図１６および図１７に示されているように、熱気流９の出口オリフィス１１近辺でファンの内側カウル１４に開口部３１を作成することができ、
−  図１８、１９および２０に示されているように、後縁１５ｒは滑らかなままにして、後縁１４ｒにのみ凹所を作成することができ、
−  図２１、２２、２３に示されているように、後縁１４ｒは滑らかなままにして、後縁１５ｒにのみ凹所を作成できる。
【００４５】
従って、図１６から図２３までの実施例では、開口部３１と凹所２９、３０は特に熱気噴射流９ｄが通過するように使用される。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】本発明により改良されるのを意図した既知のタービン・エンジンの略軸方向断面図である。
【図２】図１のタービン・エンジンに応用された本発明の原理を示す略図である。
【図３】図１のタービン・エンジンに応用された本発明の原理を示す略図である。
【図４】図１のタービン・エンジンに本発明を応用した変形例の図２に類似の略図である。
【図５】図１のタービン・エンジンに本発明を応用した変形例の図３に類似の略図である。
【図６】本発明の実施に用いられたハッチの実施例の斜視図である。
【図７】図２から図５に対応するタービン・エンジンのエンジン・カウルの後部の略斜視図で、その後部の周囲には複数のハッチが配分せられており、保護ケーシングにより保護されている。
【図８】保護ケーシングにより保護された、熱気噴射流を案内する手段を備えたハッチの後部から見た拡大斜視図である。
【図９】ハッチと組み合わせられた案内手段の変形例の後部から見た拡大斜視図である。
【図１０】図７に類似する本発明の変形例を示す図である。
【図１１】図１０の変形例を示し、ファン通路の内部カウルの後部はエンジン・カウルの後部に重ね合わされていて、シェブロンを備える。
【図１２】図１０に匹敵するもう１つの変形例を示す斜視図である。
【図１３】図１１に匹敵するもう１つの変形例を示す斜視図である。
【図１４】図１０から図１３の変形例である。
【図１５】本発明により改良するように意図され、図１のものとは異なるもう１つの既知のタービン・エンジンの略軸方向断面図である。
【図１６】図１５のタービン・エンジンに応用された本発明の原理を示す、図２に類似の略図である。
【図１７】図１５のタービン・エンジンに応用された本発明の原理を示す、図３に類似の略図である。
【図１８】図１５のタービン・エンジンに本発明を応用した第１変形例の図１６に類似の略図である。
【図１９】図１５のタービン・エンジンに本発明を応用した第１変形例の図１７に類似の略図である。
【図２０】図１８および図１９の第１変形例に用いられる図１５のタービン・エンジンの熱気流発生器の後部の実施例を示す、図１１に類似する図である。
【図２１】図１５のタービン・エンジンに本発明を応用した第２変形例の図１６に類似の略図である。
【図２２】図１５のタービン・エンジンに本発明を応用した第２変形例の図１７に類似の略図である。
【図２３】図２１および図２２の第２変形例に用いられる図１５のタービン・エンジンの熱気流発生器の後部の実施例を示す、図１１に類似する図である。
【符号の説明】
【００４７】
Ｌ−Ｌ…長手方向軸、１…中空ナセル、２…空気入口、４…空気出口、６…ファン、７…冷気流、８…発生器、９…熱気流(９ｄ…熱気噴射流)、１１…出口オリフィス、１３…通路、１４…ファン通路内側カウル(１４Ｒ…ファン通路内側カウルの後部、１４ｒ…後縁)、１５…エンジン・カウル(１５Ｒ…エンジン・カウルの後部、１５ｒ…後縁)、１６…断面環状の中間室(１６Ｒ…中間室の後部)、１８・２９・３０・３１…連通手段(１８…スロット、、２９・３０…凹所)、１９…冷気流と熱気流との間の境界、２１…ハッチ、２２・２７・２８…案内手段(２２…ケーシング)、２４…弾性細長片、２５…開口部、２６…開閉システム(バイメタル片システム)。
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【国際調査報告】
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