(57)【要約】  一体エンジン排気システム、ならびに抗力および熱負荷を減少させるための方法が開示される。１つの実施例では、推進システムは、航空機の翼アセンブリ上に搭載されるように構成されるエンジン設備を含む。エンジン設備は、エンジンおよびエンジンに動作可能に結合される排気システムを含む。排気システムは、エンジンからの排気流を排気するように構成される少なくとも１つのノズルを含む。ノズルは、翼アセンブリに近接したノズル流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えることによって翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を減少させるために、ノズルの出口開口を第１の形状から第２の形状に変化させるように構成される可変部を含む。さらなる実施例では、排気システムは、コア排気流を排気する内側ノズル、および二次的排気流を排気する外側ノズルを含み、外側ノズルは、外側ノズルの出口開口を変化させるように構成される可変部を有する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のエンジン排気システムを動作させる方法であって、
航空機の翼アセンブリ上にエンジン設備を設けるステップを備え、前記エンジン設備は、排気流を排気するように構成される少なくとも１つのノズルを有する排気システムを含み、前記方法はさらに
前記少なくとも１つのノズルから発出する前記排気流を含むノズル流れ場を設けるために、前記エンジン設備のエンジンを動作させるステップと、
前記翼アセンブリに近接した前記ノズル流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えて前記翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を減少させるために、前記少なくとも１つのノズルの出口開口形状を第１の形状から第２の形状に制御可能に変化させるステップとを備える、方法。
【請求項２】
前記少なくとも１つのノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップは、平坦な上部および平坦な下部の少なくとも一方を有する非円形の出口開口を設けるために前記少なくとも１つのノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記少なくとも１つのノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップは、ほぼ楕円の出口開口を設けるために前記少なくとも１つのノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
少なくとも１つのノズルを有する排気システムを含むエンジン設備を設けるステップは、コア排気流を排気するように構成される内側ノズル、および前記内側ノズルの周りに配置され、二次的排気流を排気するように構成される外側ノズルを有する排気システムを含むエンジン設備を設けるステップを備え、
前記エンジン設備のエンジンを動作させるステップは、前記内側ノズルから発出する前記コア排気流および前記外側ノズルから発出する前記二次的排気流を含むノズル流れ場を設けるために前記エンジン設備のエンジンを動作させるステップを含み、
出口開口形状を制御可能に変化させるステップは、前記翼アセンブリに近接した前記ノズル流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えるために前記外側ノズルの出口開口形状を第１の形状から第２の形状に制御可能に変化させるステップを備える、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記外側ノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップは、平坦な上部および平坦な下部の少なくとも一方を有する非円形の出口開口を設けるために前記外側ノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップを含む、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
前記エンジン設備のエンジンを動作させるステップは、前記内側ノズルから発出する前記コア排気流および前記外側ノズルから発出するファン排気流を含むノズル流れ場を設けるためにターボファンエンジンを動作させるステップを含む、請求項４に記載の方法。
【請求項７】
翼アセンブリ上にエンジン設備を設けるステップは、軸対称の内側ノズルを有する排気システムを含むエンジン設備を設けるステップを含む、請求項４に記載の方法。
【請求項８】
前記外側ノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップは、前記内側ノズルを軸対称の内側ノズルとして維持するステップと、
平坦な上部を有する非円形の出口開口を設けるステップ、
平坦な上部および平坦な下部を有する非円形の出口開口を設けるステップ、ならびに
ほぼ楕円の出口開口を設けるステップのうち少なくとも１つとを含み、
前記外側ノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップはさらに、前記翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を減少させるステップを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
航空機のための推進システムであって、
航空機の翼アセンブリ上に搭載されるように構成されるエンジン設備を備え、前記エンジン設備は
エンジンと、
前記エンジンに動作可能に結合される排気システムとを含み、前記排気システムは、前記エンジンからの排気流を排気するように構成される少なくとも１つのノズルを有し、前記少なくとも１つのノズルは、前記少なくとも１つのノズルの出口開口を第１の形状から第２の形状に変化させるように構成される可変部を含み、前記翼アセンブリに近接したノズル流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えて前記翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を前記第１の形状で動作する前記可変部と比較して減少させる、システム。
【請求項１０】
前記少なくとも１つのノズルの前記可変部は、平坦な上部、平坦な下部、およびほぼ楕円の出口開口の少なくとも１つを有する非円形の出口開口を設けるように構成される、請求項９に記載のシステム。
【請求項１１】
前記排気システムは、前記エンジンからのコア排気流を排気するように構成される内側ノズル、および前記内側ノズルの周りに配置され、前記エンジンからの二次的排気流を排気するように構成される外側ノズルを有し、
前記外側ノズルは、前記外側ノズルの外側出口開口を変化させるように構成される前記可変部を含む、請求項９に記載のシステム。
【請求項１２】
前記内側ノズルは軸対称の内側ノズルを備える、請求項１１に記載のシステム。
【請求項１３】
前記第２の形状は、平坦な上部、平坦な下部、およびほぼ楕円の出口開口の少なくとも１つを含む、請求項１２に記載のシステム。
【請求項１４】
前記エンジンはターボファンエンジンを備える、請求項１１に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
発明の分野
この開示は航空機推進システムに関し、より具体的には、航空機のための一体エンジン排気システム、ならびに抗力減少および／または熱応力減少を提供するための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
発明の背景
輸送機を含む多くの種類の航空機には、翼に搭載されたターボファンエンジンが装備されている。この構成では、翼搭載エンジンからの排気流が翼面に衝突し得る。従来の航空機の中には、この排気流を利用して低速動作中に翼揚力を増強し、そのような航空機のための短距離離着陸能力を可能にするものもある。
【０００３】
既存の翼搭載ターボファンエンジンを用いて望ましい結果が達成されてきたが、改善の余地がある。たとえば、抗力減少により、さらに短い離着陸場からの航空機動作が可能となる。また、いくつかの航空機構成のフラップおよび翼面に高温排気が衝突するため、これらの表面は極度の熱負荷に耐えるように設計される必要がある。厳しい熱環境に耐えるため、アルミニウムフラップではなくチタンフラップが必要とされ得る。一般に、これらの設計考慮事項は航空機に重量を追加し、製造コストを増加させる。したがって、翼搭載エンジンに関連付けられる重量およびコストの不利な面を軽減する新規なシステムが便利であろう。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
発明の要約
この発明は、航空機のための一体エンジン排気システム、ならびにより低い抗力および熱応力減少を提供するための方法に向けられる。この発明の実施例は有利には、先行技術と比較して離着陸距離を縮め、航空機重量を減少させ、燃料消費を減らし、生産および維持費を削減し、ノイズレベルを下げることができる。
【０００５】
１つの実施例では、航空機のための推進システムは、航空機の翼アセンブリ上に搭載されるように構成されるエンジン設備を含む。エンジン設備は、エンジンおよびエンジンに動作可能に結合される排気システムを含む。排気システムは、エンジンからの排気流を排気するように構成される少なくとも１つのノズルを含む。ノズルは、翼アセンブリに近接した排気流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えて翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を減少させるために、ノズルの出口開口を第１の形状から第２の形状に変化させるように構成される可変部を含む。さらなる実施例では、排気システムは、コア排気流を排気する内側ノズル、および二次的排気流を排気する外側ノズルを含み、外側ノズルは、外側ノズルの出口開口を変化させるように構成される可変部を有する。
【０００６】
この発明の実施例が以下の図面を参照して以下に詳細に説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
詳細な説明
この発明は、航空機のための一体エンジン排気システム、ならびにより低い抗力および熱応力減少を提供するための方法に関する。本発明のある実施例の多くの具体的な詳細は以下の説明および図１〜図１２に記載されて、そのような実施例の完全な理解を与える。
しかし、この発明は付加的な実施例を有し得るか、または以下に説明される１つ以上の詳細がなくても実行され得る。
【０００８】
本発明に従った一体エンジン排気システムおよび方法は、結合された推進および高揚力（または動力揚力）システムを有する航空機の空力抗力、重量、ならびに生産および維持費を減少させることができる。一般に、この発明の実施例は、可変形状ファン排気ノズルを用いて、動作中に排気流れ場形状を制御する。結果として生じる排気流れ場（外側流れ場および内側流れ場の一方または両方を含む）が翼幅荷重に影響を及ぼすことにより、先行技術システムと比較して翼アセンブリ上の誘導抗力が小さくなり、熱応力が減少する。
【０００９】
図１は、本発明の実施例に従った航空機１００の部分等角図である。航空機１００は、胴体１０２、および主翼部１０６を含む翼アセンブリ１０４を含む。スラット部１０８が主翼部１０６の前縁に沿って延在し、フラップ部１１０が主翼部１０６の後縁に沿って延在する。
【００１０】
航空機１００はさらに、パイロン１１２によって翼アセンブリ１０４に結合されるエンジン設備１２０を含む。エンジン設備１２０は、エンジンナセル１２２、およびエンジン設備１２０の下流（または機尾）端部に位置する排気システム１２４を含む。たとえば、コネチカット州フェアフィールド（Fairfield, Connecticut）のゼネラル・エレクトリック社（General Electric）、コネチカット州イーストハートフォード（East Hartford, Connecticut）のプラット・アンド・ホイットニー社（Pratt & Whitney）、および英国ロンドンのロールス・ロイス社（Rolls-Royce）によって製造されるエンジンを含む、いずれかの好適なターボファンエンジンが使用され得る。
【００１１】
図２は、図１の排気システム１２４の拡大等角図である。排気システム１２４は、エンジン設備１２０の燃焼室部からのコア排気流を排気するように構成される伸びた内側ノズル１２６、および内側ノズル１２６の周りに配置され、エンジンナセル１２２の後縁部に近接して設置される相対的に短い外側ノズル１２８を含む。外側ノズル１２８は、エンジン設備１２０を通過する相対的に冷たいファン流を排気するように構成される。この種類のノズルは分離フローノズルと称される。混合流ノズル（図示せず）はこれと反対に構成され、内側コアノズルが短く、ファンノズルが長い。コアノズルは外側ファンノズルの内部に埋込まれる。この発明の実施例は混合流ノズルにも適用可能であろう。
【００１２】
外側ノズル１２８はさらに、自身の出口開口の形状を変えるために制御可能に調整されるよう構成される。たとえば、図２に示されるように、従来の動作モード１３０では、外側ノズル１２８は円形の出口開口を有する。内側ノズル１２６の外面と協働して、外側ノズル１２８は、従来の動作モード１３０でファン流を排気するための環状形状のノズル出口１３２を形成する。
【００１３】
この発明の実施例に従って、外側ノズル１２８の出口開口の形状は非円形の形状に調整され得る。図３は、非従来の動作モード１３４における排気システム１２０を示す。この実施例では、外側ノズル１２８の出口開口は平坦な上部１３６を含む一方で、出口開口の残りの部分は、出口面積が従来のノズルの出口面積と同一であるように修正される。非従来ノズルの出口開口の面積を従来エンジンのそれと同一に保つことにより、同様のエンジン推力レベルが保証され、エンジンサイクル適合性が維持される。このように、内側および外側ノズル１２６、１２８は協働して、非従来の動作モード１３４でファン流を排気するための非環状のノズル出口１３８を形成する。１つの特定的な実施例では、たとえば、非従来の動作モード１３４において、内側ノズル１２６と外側ノズル１２８の平坦な上部１３６との間の分離距離が、従来の動作モード１３０における内側ノズル１２６と外側ノズル１２８との間の対応する分離距離の半分（５０％）にまで減少している。
【００１４】
外側ノズル１２８は、さまざまな機構を使用して出口開口の形状の所望の変化を達成することができる。たとえば１つの実施例では、外側ノズル１２８は、出口開口を集合的に形成する複数のフラップを含む。フラップは、外側ノズル１２８の出口開口が非円形の形状に調整されるのを可能にするアクチュエータのセットによって制御可能に調整され得る。複数のフラップは、水力、電気、または形状記憶合金（ＳＭＡ）作動を含むいずれかの公知の手段によって制御可能に作動され得る。より具体的には、外側ノズル１２８の複数のフラップおよび関連の作動システムは、たとえば、レイ等（Rey et al.）に対して発行された米国特許第７，００４，０４７号  Ｂ２、ブルッシェズ等（Bruchez et al.）に対して発行された米国特許第５，８９３，５１８号、バーツァ（Barcza）に対して発行された米国特許第５，２４５，８２３号、ハウアー（Hauer）に対して発行された米国特許第４，９９４，６６０号、フレイド（Freid）に対して発行された米国特許第４，２４５，７８７号、ナッシュ等（Nash et al.）に対して発行された米国特許第４，０００，６１０号、ならびにウェブスター（Webster）による公開された米国特許出願番号１１／０１４，２３２、およびレイ等（Rey et al.）による米国特許出願番号１１／０４９，９２０に一般に開示されているシステムおよび方法のいずれかを含み得る。
【００１５】
図４は、排気流れ場４００の破断図を含む，従来の動作モード１３０で動作する排気システム１２４（図２）の等角図である。従来の動作モード１３０では、外側ノズル１２８の出口開口は円形であり、排気流れ場４００は全体的に軸対称である。環状の形状のファン流４０２が外側ノズル１２８から発出し、中央の、内側ノズル１２６から発出するほぼ軸対称のコア流４０４の周りに配置される。
【００１６】
比較のため、図５は、排気流れ場５００の破断図を含む、非従来の動作モード１３４で動作する排気システム１２４（図３）の等角図である。非従来の動作モード１３４では、外側ノズル１２８の出口開口は非円形であり、平坦な上部１３６を含む。その結果、排気流れ場５００は、非環状のファン流５０２が外側ノズル１２８から発出し、内側ノズル１２６から発出するほぼ軸対称のコア流５０４の周りに配置されて、非軸対称である。図５に示されるように、非従来の排気流れ場５００の上部５０６は形状が変化しており、図４に示される軸対称の従来の排気流れ場４００の相当する上部４０６ほど集中していない。
【００１７】
図６は、従来の動作モード１３０で動作する排気システム１２４（図２）についての、図４の排気流れ場（マッハ数で示される）４００および翼アセンブリ１０４上の圧力分布６００の等角図である。同様に、図７は、非従来の動作モード１３４で動作する排気システム１２４（図３）についての、排気流れ場（マッハ数で示される）５００（図５）および圧力分布７００の等角図である。図６および図７に示される圧力分布６００、７００を比較すると、非従来の動作モード１３４では、排気流れ場５００により、従来の排気流れ場４００と比較して翼アセンブリ１０４の翼フラップ１１０上の圧力分布がより均一になっていることが分かる。より具体的には、この実施例では、従来の動作モード１３０についての圧力分布６００（図６）は、中央の、相対的に高いピーク圧力値（中央の暗い領域として示される）を有する相対的に集中した圧力パターンによって表示される。一方、非従来の動作モード１３４についての圧力分布７００は、相対的に低いピーク圧力値（中央の、相対的に明るい領域として示される）を有する相対的に集中していない圧力パターンを示す。その結果、非従来の動作モード１３４では、翼アセンブリ１０４上の翼幅荷重分布がよりスムーズとなり、誘導抗力が減少する。
【００１８】
図８は、本発明の実施例に従った、エンジン排気の形状変化の翼幅荷重分布に対する影響を示す。より具体的には、図８は、部分揚力対翼に沿った翼幅位置のグラフ１２００を示す。第１の揚力分布１２０２は、従来の動作モード１３０で動作する排気システム１２４（図２）について予想される抗力データ（オズワルド効率因子「ｅ」で表わす）を示し
、第２の荷重分布１２０４は、非従来の動作モード１３４で動作する排気システム１２４（図３）について予想される抗力データを示す。図８に示されるように、非従来の動作モード１３４は、その相対的に低いピーク圧力値を有する相対的に集中していない圧力パターンにより、従来の動作モード１３０よりも好ましい荷重分布を提供する。双発航空機については、可変ファン排気による予想される空力効率は、従来の軸対称の構成に対して約１０％増加する。この効率は、抗力の誘導成分と比例関係にある。したがって、誘導抗力は高揚力状態を含む飛行機抗力の最大成分であるため、全抗力の大幅な減少が実現され得る。比例したより大きな空力効率の利得が、四発航空機から実現され得る。全抗力が減少すると必要なエンジン出力が減少することになり、したがって離陸距離がより短くなる。
【００１９】
図９および図１０は、それぞれ従来および非従来の動作モード１３０、１３４で動作する排気システム１２４についての翼温度分布８００、９００を示す。図９および図１０に示される翼温度分布８００、９００を比較すると、非従来の動作モード１３４では、排気流れ場５００により、従来の排気流れ場４００と比較して翼フラップ１１０上の温度がより低くなっていることが分かる。より具体的には、この実施例では、従来の動作モード１３０についての温度分布８００（図９）は、中央の、相対的に高いピーク温度値（中央の暗い領域として示される）を有する相対的に集中した温度パターンを示す。一方、非従来の動作モード１３４についての温度分布９００は、相対的に低いピーク温度値（中央の、相対的に明るい領域として示される）を有する相対的に集中していない温度パターンを示す。その結果、非従来の動作モード１３４では、翼アセンブリ１０４上の熱負荷がより小さい。
【００２０】
本発明の実施例は、先行技術に対する大幅な利点を与えることができる。非円形のファン排気とエンジンナセル上を通る周囲流、およびエンジンコア排気との相互作用を活用することによって、本発明の実施例は、翼およびフラップ面とのノズル流れ場相互作用により、従来の流れ場衝突と比較して圧力増分がよりスムーズとなり温度が低下するように、排気流の乱流混合を変化させる。したがって、本発明の実施例を用いて翼幅荷重分布を微調整し、誘導抗力を減少させ、噴流混合を向上させ、温度減衰を加速することができる。
【００２１】
この発明によって与えられる抗力減少の経済的および操作上の影響は多大であり、より小さなエンジンまたはより短い滑走路の使用が可能となり得る。エンジンサイズ減少は、ひいては航空機重量減少、燃料消費減少、維持費削減、およびノイズレベル低下に繋がり得る。同様に、構造温度制限の減少により、チタンフラップではなくアルミニウムフラップの使用が可能となり得、これは生産コスト削減および航空機重量減少に繋がる。
【００２２】
本発明のさまざまな代替的な実施例が考えられ得、また本発明は上で説明された特定的な実施例に限定されないことが認識されるであろう。代替的な実施例の以下の説明では、先に説明された実施例から変わっていない構成要素には同様の参照番号が付される。簡潔化のため、先に説明された実施例からの重要な構造的および操作上の相違点のみが説明される。
【００２３】
図１１は、本発明の代替的な実施例に従った航空機排気システム１０２４の等角図を示す。この実施例では、非従来の動作モード１０３４において、排気システム１０２４の外側ノズル１０２８が平坦な上部１０３６および平坦な下部１０３８の両方を含む。結果として生じる外側ノズル１０２８の出口開口は、軸対称の内側ノズル１２６の周りに配置される非円形の形状である。その結果、結果として生じる非従来の排気流れ場（図示せず）は翼アセンブリに近接した形状が変化しており、図４に示される軸対称の従来の排気流れ場４００の相当する上部４０６ほど集中していない（たとえば、翼アセンブリ１０４の表面におけるピーク圧力および温度値が相対的に低い）。
【００２４】
同様に、図１２は、本発明の別の代替的な実施例に従った航空機排気システム１１２４の等角図を示す。非従来の動作モード１１３４では、排気システム１１２４の外側ノズル１１２８が、垂直な短軸を有するほぼ楕円形状に制御可能に位置決めされる。ここでまた、結果として生じる非従来の排気流れ場（図示せず）は形状が変化しており、図４に示される軸対称の従来の排気流れ場４００の相当する上部４０６ほど集中していない（たとえば、翼アセンブリ１０４の表面におけるピーク圧力および温度値が相対的に低い）。したがって、上でより十分に説明されたような抗力減少および熱負荷減少の利点は、さまざまな代替的な排気システム実施例を用いて達成され得る。
【００２５】
上述のように本発明の好ましい代替的な実施例が図示および説明されたが、本発明の思想および範囲から逸脱することなく多くの変更がなされ得る。したがって、本発明の範囲は好ましい実施例の開示によって制限されない。その代わりに、本発明は以下の請求項を参照することによってのみ判断されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明の実施例に従った航空機の部分等角図である。
【図２】従来の動作モードで動作する図１の航空機の排気システムの拡大等角図である。
【図３】本発明の実施例に従った、代表的な非従来の動作モードで動作する図１の航空機の排気システムの拡大等角図である。
【図４】排気流れ場の破断図を含む、図２に示されるような従来の動作モードで動作する排気システムの等角図である。
【図５】排気流れ場の破断図を含む、図３に示されるような非従来の動作モードで動作する排気システムの等角図である。
【図６】従来の動作モードで動作する排気システムについての、図４の排気流れ場および翼アセンブリ上の衝突パターンの等角図である。
【図７】代表的な非従来の動作モードで動作する排気システムについての、図５の排気流れ場および翼アセンブリ上の衝突パターンの等角図である。
【図８】本発明の実施例に従ったエンジン排気の翼幅荷重分布に対する影響を示す図である。
【図９】図２に示されるような従来の動作モードで動作する排気システムの翼温度分布の下側正面図である。
【図１０】図３に示されるような非従来の動作モードで動作する排気システムの翼温度分布の下側正面図である。
【図１１】本発明の代替的な実施例に従った航空機排気システムの等角図である。
【図１２】本発明の代替的な実施例に従った航空機排気システムの等角図である。
【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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【手続補正書】
【提出日】平成20年8月25日(2008.8.25)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のエンジン排気システムを動作させる方法であって、
航空機の翼アセンブリ上にエンジン設備を設けるステップを備え、前記エンジン設備は、コア排気流を排気するように構成される内側ノズル、および前記内側ノズルの周りに配置され、二次的排気流を排気するように構成される外側ノズルを有する排気システムを含み、前記方法はさらに
前記内側ノズルから発出する前記コア排気流および前記外側ノズルから発出する前記二次的排気流を含むノズル流れ場を設けるために、前記エンジン設備のエンジンを動作させるステップと、
前記翼アセンブリに近接した前記ノズル流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えて前記翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を減少させるために、前記外側ノズルの出口開口形状を第１の形状から第２の形状に制御可能に変化させるステップとを備え、前記外側ノズルの出口開口形状を制御可能に変化させるステップは、平坦な上部および平坦な下部の少なくとも一方を有する非円形の出口開口を設けるステップを含む、方法。
【請求項２】
前記エンジン設備のエンジンを動作させるステップは、前記内側ノズルから発出する前記コア排気流および前記外側ノズルから発出するファン排気流を含むノズル流れ場を設けるためにターボファンエンジンを動作させるステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
翼アセンブリ上にエンジン設備を設けるステップは、軸対称の内側ノズルを有する排気システムを含むエンジン設備を設けるステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
航空機のための推進システムであって、
航空機の翼アセンブリ上に搭載されるように構成されるエンジン設備を備え、前記エンジン設備は
エンジンと、
前記エンジンに動作可能に結合される排気システムとを含み、前記排気システムは、
前記エンジンからの排気流を排気するように構成される少なくとも１つのノズルを有し、前記少なくとも１つのノズルは、前記少なくとも１つのノズルの出口開口を第１の形状から第２の形状に変化させるように構成される可変部を含み、前記翼アセンブリに近接したノズル流れ場の少なくとも一部の流れ場形状を変えて前記翼アセンブリ上の抗力および熱負荷の少なくとも一方を前記第１の形状で動作する前記可変部と比較して減少させ、
前記少なくとも１つのノズルは、前記エンジンからのコア排気流を排気するように構成される内側ノズル、および前記内側ノズルの周りに配置され、前記エンジンからの二次的排気流を排気するように構成される外側ノズルを含み、前記外側ノズルは、前記外側ノズルの外側出口開口を変化させるように構成される前記可変部を含み、
前記内側ノズルは軸対称の内側ノズルを備え、
前記第２の形状は、平坦な上部、平坦な下部、およびほぼ楕円の出口開口の少なくとも１つを含む、システム。
【請求項５】
前記エンジンはターボファンエンジンを備える、請求項４に記載のシステム。
【手続補正書】
【提出日】平成20年10月28日(2008.10.28)
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】図１２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【図１２】
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【国際調査報告】
2009534255.tif 000016
2009534255.tif 000017
2009534255.tif 000018