(57)【要約】【課題】  本発明は、航空機用ガスタービンエンジンの二次元変向ノズルを提供する。【解決手段】  二次元ガスタービンエンジン排気ノズル（５０）は、上側及び下側発散フラップ（５８、６０）を含む。上側及び下側発散フラップは、側壁（７０、７２）と共にこれらの間に排気ストリーム流路（８０）を形成する内側に向いた上側及び下側フラップ面（７４、７６）を有する。上側及び下側フラップ面は、それぞれの上側及び下側頂点部（８４、８６）を有し、上側頂点部（８４）は下側頂点部（８６）から軸方向後方に間隔をおいて位置する。上側発散フラップ（５８）は、ノズル軸線（６８）から離れる方向に発散する拡大斜面（８８）を有する。この斜面は、上側頂点部（８４）から後向きに延びかつ下側発散フラップ（６０）の後縁（９２）よりも後方に延びる。上側及び下側発散フラップは、ノズル軸線に沿った通視線をエンジン作動中に遮断するように移動可能である。【選択図】      図１
2006002621.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
二次元ガスタービンエンジン排気ノズル（５０）であって、
ノズル軸線（６８）に沿って縦方向下流方向（６４）に延びかつ２つの幅方向に間隔をおいて配置された側壁（７０、７２）間に配置された、横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップ（５４、５６）と上側及び下側発散フラップ（５８、６０）とを含み、
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、前記側壁（７０、７２）と共にそれらの間に排気ストリーム流路（８０）の少なくとも一部を形成する内側に向いた上側及び下側フラップ面（７４、７６）を有し、
前記上側及び下側フラップ面（７４、７６）が、それぞれの上側及び下側頂点部（８４、８６）を有し、該上側頂点部（８４）が下側頂点部（８６）から軸方向後方に間隔をおいて位置しており、
前記上側発散フラップ（５８）が、ノズル軸線（６８）から離れる方向に発散した拡大斜面（８８）を有し、前記上側頂点部（８４）から後向きに延びかつ前記下側発散フラップ（６０）の後縁（９２）よりも後方に延びる前記上側フラップ面（７４）の傾斜セクション（９０）を含む、
ノズル（５０）。
【請求項２】
前記側壁（７０、７２）間で幅方向に延びる横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップ軸（９６、９８）と上側及び下側発散フラップ軸（１００、１０２）とをさらに含み、
前記上側収束及び発散フラップ（５４、５８）が、それぞれ前記上側収束及び発散フラップ軸（９６、１００）の周りで回転可能であり、
前記下側収束及び発散フラップ（５６、６０）が、それぞれ前記下側収束及び発散フラップ軸（９８、１０２）の周りで回転可能である、
請求項１記載のノズル（５０）。
【請求項３】
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、それぞれ前記上側及び下側発散フラップ軸（１００、１０２）に沿って前記上側及び下側収束フラップ（５４、５６）の下流端部（５２）に回転可能に取付けられている、請求項２記載のノズル（５０）。
【請求項４】
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、前記頂点部（８４、８６）から後方の排気流（１０４）をノズル軸線（６８）に対して上向き及び下向きに角度変向するように操作自在に回転可能である、請求項３記載のノズル（５０）。
【請求項５】
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、該ノズルの出口（１０８）を通るノズル軸線（６８）に沿った通視線をエンジン作動中に遮断するように操作自在に移動可能である、請求項１記載のノズル（５０）。
【請求項６】
前記側壁（７０、７２）間で幅方向に延びる横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップ軸（９６、９８）と上側及び下側発散フラップ軸（１００、１０２）とをさらに含み、
前記上側収束及び発散フラップ（５４、５８）が、それぞれ前記上側収束及び発散フラップ軸（９６、１００）の周りで回転可能であり、
前記下側収束及び発散フラップ（５６、６０）が、それぞれ前記下側収束及び発散フラップ軸（９８、１０２）の周りで回転可能である、
請求項５記載のノズル（５０）。
【請求項７】
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、それぞれ前記上側及び下側発散フラップ軸（１００、１０２）に沿って前記上側及び下側収束フラップ（５４、５６）の下流端部（５２）に回転可能に取付けられている、請求項６記載のノズル（５０）。
【請求項８】
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、前記頂点部から後方の排気流（１０４）をノズル軸線（６８）に対して上向き及び下向きに角度変向するように操作自在に回転可能である、請求項７記載のノズル（５０）。
【請求項９】
前記下側頂点部上の第１の位置（１１２）から前記上側フラップ軸の下流の前記上側発散フラップ（５８）上の第２の位置（１１４）までの間で前記排気ストリーム流路（８０）をほぼ直交する方向に横切って延びるスロート部（１１０）をさらに含む、請求項３記載のノズル（５０）。
【請求項１０】
前記フラップが、該ノズルの出口（１０８）を通るノズル軸線（６８）に沿った通視線をエンジン作動中に遮断するように操作自在に移動可能であり、また上側及び下側頂点部（８４、８６）間でそれぞれ、前記上側発散フラップ（５８）が全体として凸状であり、前記下側発散フラップ（６０）が全体として凹状である、請求項９記載のノズル（５０）。
【請求項１１】
前記排気ストリーム流路（８０）が、前記下側頂点部（８６）と上側頂点部（８４）との間で下流方向（６４）に発散している、請求項１０記載のノズル（５０）。
【請求項１２】
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）並びに側壁（７０、７２）のうちの少なくとも１つに設けられた空気噴射口（１２２）を通して空気を噴射するための空気流噴射手段（１２０）をさらに含む、請求項９記載のノズル（５０）。
【請求項１３】
前記空気流噴射手段（１２０）が、前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）並びに側壁（７０、７２）の各々内に前記空気噴射口（１２２）の少なくとも１つの列を含む、請求項１２記載のノズル（５０）。
【請求項１４】
前記空気噴射口（１２２）が、前記排気ストリーム流路（８０）内での前記上側頂点部（８４）に沿った排気流（１０４）に対して垂直な少なくとも１つの平面（１２８）内に配置されている、請求項１３記載のノズル（５０）。
【請求項１５】
二次元ガスタービンエンジン排気ノズル（５０）であって、
ノズル軸線（６８）に沿って縦方向下流方向（６４）にかつ下流方向に直列の流れ関係で延びる収束セクション（１４０）と発散セクション（１４２）とそれらの間のスロート部（１１０）とを含み、
前記収束セクション（１４０）が、下流方向に直列の流れ関係で、横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束回転不能壁（１４６、１４８）と回転可能な上側及び下側リバーサドア（１５０、１５２）と、ノズル軸線（６８）に沿って縦方向下流方向（６４）に延びかつ２つの幅方向に間隔をおいて配置された側壁（７０、７２）間に配置された上側及び下側収束フラップ（５４、５６）とを含み、
横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側リバーサドア軸（１５６、１５８）が前記側壁（７０、７２）間で幅方向に延びており、前記上側及び下側リバーサドア（１５０、１５２）が、それぞれ前記上側及び下側リバーサドア軸（１５６、１５８）の周りで回転可能であり、かつ前記排気ストリーム流路（８０）から該ノズル（５０）の外部までの上流方向（１６４）に傾斜した上側及び下側逆方向空気流通路（１６０、１６２）に対して開き、
前記発散セクション（１４２）が、ノズル軸線（６８）に沿って縦方向下流方向に延びかつ前記２つの幅方向に間隔をおいて配置された側壁（７０、７２）間に配置された上側及び下側発散フラップ（５８、６０）を含み、
前記上側及び下側発散フラップ（５８、６０）が、前記側壁（７０、７２）と共にそれらの間に排気ストリーム流路（８０）の少なくとも一部を形成する内側に向いた上側及び下側フラップ面（７４、７６）を有し、
前記上側及び下側フラップ面（７４、７６）が、それぞれの上側及び下側頂点部（８４、８６）を有し、該上側頂点部（８４）が下側頂点部（８６）から軸方向後方に間隔をおいて位置しており、
前記上側発散フラップ（５８）が、ノズル軸線（６８）から離れる方向に発散した拡大斜面（８８）を有し、前記上側頂点部（８４）から後向きに延びかつ前記下側発散フラップ（６０）の後縁（９２）よりも後方に延びる前記上側フラップ面の傾斜セクション（９０）を含む、
ノズル（５０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンの二次元変向ノズルに関し、具体的には、ノズルの出口を通る通視線を遮断するように設計された二次元変向ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
高性能の軍用航空機は、典型的には所望時に追加の推力を供給するためのアフタバーナ又はオーグメンタを有するターボファンガスタービンエンジンを含み、またこれらの中には、二次元変向可能ノズルを備えたものもある。ターボファンエンジンは、下流方向に直列に流れ連通した状態で、多段ファン、多段圧縮機、燃焼器、圧縮機を駆動する高圧タービン、ファンを駆動する低圧タービン、及びノズルを含む。作動時には、空気がファン及び圧縮機を通して順次加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて点火され、高温の燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスが、タービン段を通って下流方向に流れ、これらのタービン段が燃焼ガスからエネルギーを取り出す。高温のコアガスは、次にオーグメンタを含むエンジンの排気セクション内に吐出され、典型的には可変面積排気ノズルでもあるノズルを通してエンジンから排出される。
【０００３】
二次元ノズルの一つの形式には、ＳＥＲＮとも呼ばれる単一拡大斜面ノズルがある。ＳＥＲＮは、カウルが全く無いか又はより小さな低カウルしかないので、軽量かつ低摩擦抵抗の特有の取付け性能特性を備えた可変面積非軸対称ノズルとして開発された。低オブザーバブル（ＬＯ）排気ノズル技術が、現在及び未来の戦闘機／攻撃機のために開発されている。ＬＯノズルは、航空機の機体と滑らかに一体化されるべきであり、重量及び抵抗の増加により航空機の性能を低下させてはならない。作戦機用の排気システムは、高い内部性能、小さいレーダ断面（ＲＣＳ）、低い赤外線（ＩＲ）識別特性、軽い取付け重量、低い取付け抵抗、及び場合によっては推力変向能力を含む航空機生存能力を高めるような特性を持つべきである。
【０００４】
推力変向を達成する目的で、二次元ノズルが開発された。二次元変向可能排気ノズルには、排気ガスを上向き又は下向き方向に偏向させるために同時に傾けられる上側及び下側フラップが組み込まれる。フラップの傾き角度を増大させることにより、排気ガス流に与えられる方向転換の量が増大する。
【０００５】
オーグメンタは、排気ケーシングと、燃焼域を画成する排気ケーシング内のライナとを含む。オーグメンタ内で燃焼させて追加の推力を発生させる再熱作動中に必要に応じて追加の燃料を噴射するために、燃料噴霧バー及び保炎器が、タービンと排気ノズルとの間に取付けられる。バイパス式ターボファンエンジンにおいては、ファン空気の一部分をコアエンジンの周りを通してオーグメンタにバイパスさせるために、環状のバイパスダクトがファンからオーグメンタまで延びている。バイパス空気は、その一部が排気ライナを冷却するために使用され、また排気ノズルを通して放出される前にコアガスと混合される。バイパスダクトを備えていないターボジェットエンジンでも、オーグメンタと可変面積二次元ノズルとを使用することができる。
【０００６】
様々な形式の保炎器が知られており、それらは典型的には、半径方向及び円周方向のＶ字形溝を含み、このＶ字形溝が、再熱作動中に燃焼を維持するために、局所的な低速再循環領域及び該低速再循環領域の後方のよどみ領域をそうでなければ高速であるコアガス流内に形成する。コアガスはコアエンジン内での燃焼の生成物であるから、該コアガスは、タービンから離れる時に最初は高温であり、また再熱作動中にバイパス空気及び追加燃料で燃焼させた場合にはさらに温度が高くなっている。
【０００７】
排気ノズルを通る通視線に沿って目視可能なエンジン高温部品は、赤外線シグナルすなわち識別特性生じる。回転しているタービンは、レーダで探知可能な識別特性又はレーダ断面（ＲＣＳ）を有する。本発明は、エンジンのレーダ断面を減少させ、かつエンジン排気ダクト、特にタービン及びオーグメンタ部品による赤外線（ＩＲ）放出を抑制及び遮蔽するための装置に関する。作戦機の作戦飛行が成功するか否かは、飛行中にミサイルの赤外線センサ及びレーダにより探知されない状態を維持する航空機の能力に一部依存している。エンジンの排気ガス、高温の金属製タービン部品、及び高温ガスと直接接触する高温の金属壁の高い温度により、エンジンは高レベルの赤外線エネルギーを放出することになる。戦闘中の軍用機は、高性能の赤外線センサ及びレーダを使用している対空ミサイルに攻撃され易い。
【特許文献１】特開２００２−１４７２８３号公報
【特許文献２】米国特許６，０００，６２５号公報
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
二次元ガスタービンエンジン排気ノズルは、ノズル軸線に沿って縦方向下流方向に延びかつ２つの幅方向に間隔をおいて配置された側壁間に配置された、横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップと上側及び下側発散フラップとを含む。上側及び下側発散フラップは、側壁と共にそれらの間に排気ストリーム流路の少なくとも一部を形成する内側に向いた上側及び下側フラップ面を有する。上側及び下側フラップ面は、それぞれの上側及び下側頂点部を有し、上側頂点部が下側頂点部から軸方向後方に間隔をおいて位置している。上側発散フラップは、ノズル軸線から離れる方向に発散した拡大斜面を有し、上側頂点部から後向きに延びかつ下側発散フラップの後縁よりも後方に延びる上側フラップ面の傾斜セクションを含む。ノズルの例示的な実施形態はさらに、側壁間で幅方向に延びる横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップ軸と上側及び下側発散フラップ軸とを含み、上側収束及び発散フラップは、それぞれ上側収束及び発散フラップ軸の周りで回転可能であり、また下側収束及び発散フラップは、それぞれ下側収束及び発散フラップ軸の周りで回転可能である。
【０００９】
本発明のより具体的な実施形態では、上側及び下側発散フラップは、それぞれ上側及び下側発散フラップ軸に沿って上側及び下側収束フラップの下流端部に回転可能に取付けられる。上側及び下側発散フラップは、頂点部から後方の排気流をノズル軸線に対して上向き及び下向きに角度変向するように操作自在に回転可能である。発散フラップは、ノズルの出口を通るノズル軸線に沿った通視線をエンジン作動中に遮断するように操作自在に移動可能である。発散フラップは、ノズル軸線に対して鋭角でノズル出口を通る通視線の範囲を遮断するように配置することができる。スロート部が、下側頂点部上の第１の位置から上側フラップ軸の下流の上側発散フラップ上の第２の位置までの間で排気ストリーム流路をほぼ直交する方向に横切って延びる。上側及び下側頂点部間でそれぞれ、上側発散フラップは全体として凸状であり、下側発散フラップは全体として凹状である。排気ストリーム流路は、下側頂点部と上側頂点部との間で下流方向に発散している。本発明のより具体的な実施形態は、上側及び下側発散フラップ並びに側壁のうちの少なくとも１つに設けられた空気噴射口を通して空気を噴射するための空気流噴射手段を含む。空気流噴射手段は、上側及び下側発散フラップ並びに側壁の各々内に空気噴射口の少なくとも１つの列を含む。空気噴射口は、排気ストリーム流路内での上側頂点部に沿った排気流の方向に対して垂直な少なくとも１つの平面内に配置されることができる。
【００１０】
本発明の例示的な実施形態はさらに、ノズル軸線に沿って縦方向下流方向にかつ下流方向に直列の流れ関係で延びる収束セクションと発散セクションとこれらの間のスロート部とを含む。収束セクションは、下流方向に直列の流れ関係で、横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束回転不能壁と回転可能な上側及び下側リバーサドアと、ノズル軸線に沿って縦方向下流方向に延びかつ２つの幅方向に間隔をおいて配置された側壁間に配置された上側及び下側収束フラップとを含む。横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側リバーサドア軸が側壁間で幅方向に延びており、上側及び下側リバーサドアは、それぞれ上側及び下側リバーサドア軸の周りで回転可能である。上側及び下側リバーサドアは、排気ストリーム流路からノズルの外部までの上流方向に傾斜した上側及び下側逆方向空気流通路に対して回転可能に開く。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
本発明の上記の態様及びその他の特徴を、添付の図面に関してなされる以下の記載において説明する。
【００１２】
図１に示すのは、エンジンケーシング１３を有する、ファンバイパス空気型の例示的なガスターボファンエンジン１０であり、このガスターボファンエンジンは、本発明の二次元単一拡大斜面排気ノズル５０の例示的な実施形態を含む。エンジンケーシング１３内には、エンジン１０の縦方向中心軸線１２の周りにコアエンジン１７が同心に配置されている。コアエンジン１７は、直列に流れ連通した状態で、周囲空気１６を受け入れるための入口１４と、ファン１８と、環状のコアエンジンケーシング２２内に配置された高圧圧縮機（ＨＰＣ）２０とを含む。
【００１３】
コアエンジン１７はさらに、ＨＰＣ２０と下流方向に直列に流れ連通した状態で配置されたディフューザ２４と燃焼器２６とを含む。コアエンジン１７はさらに、燃焼器２６と下流方向に直列に流れ連通した状態で配置された高圧（ＨＰ）タービンノズル２８と、これに後続する高圧タービン（ＨＰＴ）３０とを含み、ＨＰＴ３０は、ＨＰＣ２０との間で延びるＨＰシャフト３２を介して該ＨＰＣ２０を駆動する。コアエンジン１７の下流には、ＨＰＴ３０と流れ連通した低圧タービン（ＬＰＴ）３４が配置され、ＬＰＴ３４は、ファン１８との間で延びるＬＰシャフト３６を介して該ファン１８を駆動する。
【００１４】
コアエンジンケーシング２２は、ＨＰＣ２０からＬＰＴ３４まで延び、従来型のバイパスダクト３８によって囲まれ、このバイパスダクト３８により、ファン１８内で加圧された周囲空気１６のバイパス部分がバイパス空気４０として導かれる。バイパスされない空気１６のコア部分２７は、ＨＰＣ２０内に導かれて加圧空気流４２を発生し、加圧空気流４２は、ＨＰＣ２０からディフューザ２４内に吐出される。加圧空気流４２は、燃焼器２６内で燃料と混合され燃焼されて燃焼ガス４４を発生し、この燃焼ガス４４は、ＨＰＴ３０及びＬＰＴ３４を通って導かれ、ＬＰＴ３４の下流に配置されたアフタバーナ又はオーグメンタ４６内に吐出される。
【００１５】
ドライモード作動時には、オーグメンタ４６は使用されず、燃焼ガス４４は、オーグメンタ４６を通り抜けて流れる。ウエットモード作動時には、燃料噴射器及び保炎器組立体４８内で追加の燃料が燃焼ガス４４及びバイパス空気４０に混合され点火されて、エンジン１０による追加の推力を発生させる。燃焼ガス４４は、排気ノズル５０を通してエンジン１０から排出される。ノズル５０により生成した推力をエンジン１０に伝えるために、ノズルはエンジンケーシング１３の下流端部５２に好適に取付けられる。
【００１６】
図２は、ノズル５０の例示的な実施形態を示し、このノズル５０は、収束発散型二次元ガスタービンエンジン排気ノズルである。ノズル５０は、それぞれ横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップ５４、５６と、横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側発散フラップ５８、６０とを含み、これらのフラップは、ノズル軸線６８に沿って縦方向下流方向６４に延び、かつ図３に示す２つの幅方向に間隔をおいて配置された第１及び第２の側壁７０、７２間に配置される。この例示的な実施形態におけるノズル軸線６８は、縦方向中心軸線１２と同一直線上にあるが、本発明の他の実施形態又は用途においては、必ずしも同一直線上にある必要はない。
【００１７】
本発明では、上側及び下側要素、並びに上向き及び下向き方向という用語を用いて説明している。これは、便宜上そのように表現したのであって、上側及び下側フラップ及び他の要素はその逆とすることもできる。ノズルの取付けが、図面に示した実施形態とは上下逆であるような本発明の実施形態も存在する。上側とするか下側とするかの選択は、説明を容易にするための選択の一例である。
【００１８】
上側及び下側発散フラップ５８、６０は、それぞれ内側に向いた上側及び下側フラップ面７４、７６を有し、これらのフラップ面は、側壁７０、７２と共にそれらの間に排気ストリーム流路８０の少なくとも一部を形成する。上側及び下側フラップ面７４、７６は、それぞれの上側及び下側頂点部８４、８６を有し、上側頂点部は下側頂点部から軸方向後方に間隔をおいて位置している。上側発散フラップ５８は、ノズル軸線６８から離れる方向に発散した拡大斜面８８を有し、上側頂点部８４から後向きに延びかつ下側発散フラップ６０の後縁９２よりも後方に延びる上側フラップ面７４の傾斜セクション９０を含む。
【００１９】
ノズル５０の例示的な実施形態はさらに、それぞれ側壁７０、７２間で幅方向に延びる横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束フラップ軸９６、９８と上側及び下側発散フラップ軸１００、１０２とを含む。上側及び下側収束フラップ５４、５６は、それぞれ上側及び下側収束フラップ軸９６、９８の周りで回転可能である。上側及び下側発散フラップ５８、６０は、それぞれ上側及び下側発散フラップ軸１００、１０２の周りで回転可能である。このことは、ノズル５０から出る排気流１０４を変向させることによってエンジンの推力を変向する能力をノズル５０に与える。
【００２０】
本発明の例示的な実施形態では、上側及び下側発散フラップ５８、６０は、それぞれ上側及び下側発散フラップ軸１００、１０２に沿って上側及び下側収束フラップ５４、５６の下流端部１０６に回転可能に取付けられる。上側及び下側発散フラップ５８、６０は、上側及び下側頂点部８４、８６から後方の排気流１０４をノズル軸線６８に対し上向き方向１３０及び下向き方向１３４に角度変向するように操作自在に回転可能である。上側及び下側発散フラップ５８、６０は、ノズル５０のノズル出口１０８を通るノズル軸線６８に沿った通視線をエンジン作動中に遮断するように移動可能である。発散フラップは、ノズル軸線に対して鋭角でノズル出口を通る通視線の範囲を遮断するように配置することができる。スロート部１１０は、下側頂点部８６上の第１の位置１１２から上側頂点部８４の上流の上側発散フラップ５８上の第２の位置１１４までの間で排気ストリーム流路８０をほぼ直交する方向に横切って延びる。上側及び下側頂点部８４、８６間でそれぞれ、上側発散フラップ５８は全体として凸状であり、下側発散フラップ６０は全体として凹状である。排気ストリーム流路８０は、下側頂点部８６と上側頂点部８４との間で下流方向６４に発散している。
【００２１】
ノズル５０は、図１及び図３に示すように上側及び下側発散フラップ５８、６０並びに側壁７０、７２のうちの少なくとも１つに設けられた空気噴射口１２２を通して空気を噴射するための空気流噴射手段１２０を含むことができる。この技術は流体ノズル噴射とも呼ばれ、ピッチ及びヨーの両方の推力変向のために流体ノズルを使用することが知られている。空気流噴射手段１２０は、上側及び下側発散フラップ５８、６０並びに側壁７０、７２の各々内に空気噴射口１２２の少なくとも１つの列を含むことができる。空気噴射口１２２は、本明細書で示すように、排気ストリーム流路８０内での上側頂点部８４に沿った排気流１０４に対して垂直な少なくとも１つの平面１２８内に配置することができる。空気噴射口１２２のその他の構成は、上側及び下側発散フラップ５８、６０並びに側壁７０、７２の１つ又は全てに縦方向及び横方向に間隔をおいて配置された空気噴射口の配列を含む。
【００２２】
図１、図２及び図６を参照すると、ノズル５０の例示的な実施形態はさらに、ノズル軸線６８に沿って縦方向下流方向６４にかつ下流方向に直列の流れ関係で延びる収束セクション１４０と発散セクション１４２とこれらの間のスロート部１１０とを含む。収束セクション１４０は、下流方向に直列の流れ関係で、それぞれ横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側収束回転不能壁１４６、１４８と、それぞれ上側及び下側回転可能リバーサ（ｒｅｖｅｒｓｅｒ）ドア１５０、１５２と、ノズル軸線６８に沿って縦方向下流方向６４に延びかつ２つの幅方向に間隔をおいて配置された側壁７０、７２間に配置された上側及び下側収束フラップ５４、５６とを含む。横方向に間隔をおいて配置された上側及び下側リバーサドア軸１５６、１５８が、それぞれ側壁７０、７２間で幅方向に延びており、上側及び下側リバーサドア１５０、１５２は、それぞれ上側及び下側リバーサドア軸の周りで回転可能である。上側及び下側リバーサドア１５０、１５２は、それぞれ排気ストリーム流路８０からノズル５０の外部までの上流方向１６４に傾斜した上側及び下側逆方向空気流通路１６０、１６２に対して回転可能に開く。本発明の例示的な実施形態では、上側及び下側リバーサドア軸１５６、１５８は、上側及び下側収束フラップ軸９６、９８と同一直線上にある。
【００２３】
図４は、超音速及び亜音速巡航のための構成になったノズル５０を示しており、上側及び下側収束フラップ５４、５６と上側及び下側発散フラップ５８、６０とは、上側及び下側頂点部８４、８６がノズル軸線６８上に位置して、上側及び下側発散フラップ５８、６０がノズル５０の出口１０８を通るノズル軸線６８に沿った通視線を遮断するような位置になっている。図５は、離陸時又は最大推力発生のための広く開いた構成になったノズル５０を示す。図７は、上向き方向のピッチ推力変向のための構成になったノズル５０を示し、図８は、下向き方向のピッチ推力変向のための構成になったノズル５０を示す。
【００２４】
図６は、逆推力のための構成になったノズル５０を示す。上側及び下側リバーサドア１５０、１５２は、図示するように回転した開放位置にあり、それぞれ上側及び下側逆方向空気流通路１６０、１６２は開かれている。上側及び下側収束フラップ５４、５６は、ノズル軸線６８に向かって回転した位置にあり、排気ストリーム流路８０を閉鎖して排気流１０４がノズル出口１０８から流出するのを阻止するようになる。これにより、実質的に全ての排気流１０４が上側及び下側逆方向空気流通路１６０、１６２から流出するようになり、従ってエンジン１０は逆推力を生じる。
【００２５】
本発明を例示的な方法で説明してきた。使用した用語は、限定するためではなく説明するための用語の性質としてのものであることを理解されたい。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たが、本明細書の教示から本発明のその他の変更形態が当業者には明らかであろう。特許請求の範囲に記載し参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めるためのものではなく、それらを容易に理解するためのものである。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】それぞれ上側及び下側ノズルフラップの軸方向にオフセットした上側及び下側頂点部を有する単一拡大斜面ノズルを備えた航空機用ガスタービンエンジンの例示的な実施形態の縦方向断面図。
【図２】図１のノズルの拡大縦方向断面図。
【図３】図２の線３−３に沿った流体ノズル噴射の拡大図。
【図４】巡航のための構成になった、図１のノズルの縦方向断面図。
【図５】広く開いた構成になった、図１のノズルの縦方向断面図。
【図６】逆推力のための構成になった、図１のノズルの縦方向断面図。
【図７】上向き方向の推力変向のための構成になった、図１のノズルの縦方向断面図。
【図８】下向き方向の推力変向のための構成になった、図１のノズルの縦方向断面図。
【符号の説明】
【００２７】
１０  ガスターボファンエンジン
１３  エンジンケーシング
１４  入口
１７  コアエンジン
１８  ファン
２０  高圧圧縮機
２６  燃焼器
２８  高圧タービンノズル
３０  高圧タービン
３４  低圧タービン
３８  バイパスダクト
４６  アフタバーナ又はオーグメンタ
５０  二次元単一拡大斜面排気ノズル
５４  上側収束フラップ
５６  下側収束フラップ
５８  上側発散フラップ
６０  下側発散フラップ
７０  第１の側壁
７２  第２の側壁
８０  排気ストリーム流路
８４  上側頂点部
８６  下側頂点部
８８  拡大斜面
１０８  ノズル出口
１１０  スロート部
１２０  空気流噴射手段
１２２  空気噴射口
１５０  上側回転可能リバーサドア
１５２  下側回転可能リバーサドア
１６０  上側逆方向空気流通路
１６２  下側逆方向空気流通路
【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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【外国語明細書】
2006002621000001.pdf