(57)【要約】【課題】構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能な可変ノズル機構及びノズル面積変更方法を提供すること。【解決手段】ターボファンエンジン１００のバイパスジェット１０１の排気流路に設けられた可変ノズル機構であって、カウリング１１０の後端縁１１１が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリング１１０の後端縁１１１を含む後部の外周には、後端縁１２１がカウリング１１０の後端縁１１１と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成された回転自在なリング部材１２０を有していること。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構であって、
前記カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、
前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、
前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成されていることを特徴とする可変ノズル機構。
【請求項２】
前記カウリングの後端縁及びリング部材の後端縁の波型が、後端縁側の凸部が矩形であることを特徴とする請求項１に記載の可変ノズル機構。
【請求項３】
前記リング部材が、前記カウリングの後部の外周に設けられたベアリングにより回転可能に支持され、
前記リング部材の外周と前記カウリングの後部以外の外周とが、連続する面を形成するよう構成されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の可変ノズル機構。
【請求項４】
前記コアエンジンは、外周面にバイパスジェット排気流路側に突出する複数のバンプを有し、
前記複数のバンプが、前記カウリングの後端縁の波型の凹部分に対向する位置に配置されていることを特徴とする請求項１乃至請求項３のいずれかに記載の可変ノズル機構。
【請求項５】
前記複数のバンプが、前後方向及び周方向に連続する曲面でなだらかに形成されていることを特徴とする請求項４に記載の可変ノズル機構。
【請求項６】
ターボファンエンジンのノズル面積変更方法であって、
ターボファンエンジンのカウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、
前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、
前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、
前記リング部材の回転角度を、離陸時には前記リング部材の後端縁の波型の凹部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とし、
巡航時には前記リング部材の後端縁の波型の凸部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることを特徴とするノズル面積変更方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構及びノズル面積変更方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
現在の航空機開発において環境適応性、特に騒音とエミッションの低減が求められている。
ジェットエンジンは、バイパス比の向上によりエンジン騒音が減少したが、依然として航空機機の騒音、特にジェットエンジンの騒音の低減が強く求められている。
特に、住宅地に近い空港では騒音に対する制限が厳しく、例えば、伊丹空港では３発以上のエンジンを持つ航空機の離着陸が禁止されている。
また、着陸時に大きな騒音源となるスラストリバーサの使用も極力避けるよう求められている。
逆に騒音の小さな航空機は利用可能な空港が制限されにくく、運行会社にとっては大きな魅力となっている。
初期の航空機の動力はターボジェットであったが、ターボファンジェットへの移行、さらには高バイパス化によって排気ジェットの騒音が大きく減少した。
ファンからの騒音はファンカウリング内面に吸音ライナーを用いることで大きく低減することができる。
また、排気側においても初期のジェット機以来、騒音を低減する様々な機構が考案されてきた。
【０００３】
例えば、特許文献１では、ローブにより高速ジェットと外気の混合を促進して騒音を低減する方法が提案されている。
また、特許文献２では、ノズル後縁を矩形波状とすることでジェット排気に縦渦を励起し、ジェットと外気との混合を促進させることにより騒音を減少させている。
非特許文献１では、Ｃｈｅｖｒｏｎ（以下シェブロン）と呼ばれるエンジンカウリングを採用し、離着陸時の騒音を減少させている。
このシェブロンはエンジンカウリングの後縁を波形とすることで、前述の特許文献２と同様に縦渦を励起し、バイパスジェットと外気との混合を促進させることにより騒音を減少させている。
しかしながら、巡航時にはこのシェブロンが抵抗源となり、推力ロスを生じているため、シェブロンの採用を燃料消費と騒音対策とのトレードオフにより見送る動きもある。
これに対して、非特許文献２では、可変シェブロンが提案されている。
【０００４】
非特許文献３では、ノッチを用いた騒音低減方法が提案されている。
これは、離陸時に要求されるバイパスジェットの排気面積と巡航時に要求される排気面積は異なっており、後者は前者の約９０％であることが望ましいことから、着陸時に用いられるスラストリバーサによってエンジンカウリングを後方に慴動させ、この際に作られる環状の間隙からルーバーによって偏向させられたバイパスジェットを斜前方に噴出するものである。
このスラストリバーサの一部であるエンジンカウリングを後方に慴動させる機構を利用することにより、バイパスジェットの排気面積を増減させることができる。
特許文献３には、前述のシェブロンと同様な原理でエンジン騒音を抑えつつ、多数のベーンを可動とし、排気面積を可変とするものが提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第６７１８７５２号明細書
【特許文献２】米国特許第３１５３３１９号明細書
【特許文献３】米国特許第４４２２５２４号明細書
【非特許文献】
【０００６】
【非特許文献１】Ｂ．Ｈｅｒｋｅｓ，  ‘Ｔｈｅ  Ｑｕｉｅｔ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ  Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ  ２  Ｆｌｉｇｈｔ  Ｔｅｓｔ’，  Ａｖｉａｔｉｏｎ  Ｎｏｉｓｅ  ＆  Ａｉｒ  Ｑｕａｌｉｔｙ  Ｓｙｍｐｏｓｉｕｍ，  Ｍａｒｃｈ  ７，  ２００６．
【非特許文献２】Ｆ．Ｃａｌｋｉｎｓ，  Ｊ．Ｍａｂｅ，  ‘Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ｇｅｏｍｅｔｒｙ  Ｊｅｔ  Ｎｏｚｚｌｅ  Ｕｓｉｎｇ  Ｓｈａｐｅ  Ｍｅｍｏｒｙ  Ａｌｌｏｙ  Ａｃｔｕａｔｏｒｓ’，  Ｂｏｅｉｎｇ，  ２００７．
【非特許文献３】大石勉（外３），「シンプル低騒音化技術」，ＩＨＩ技報  Ｖｏｌ．４７  Ｎｏ．３（２００７−９），Ｐ．１２７−１３３
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
特許文献１、２等に記載された機構は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路の消音を考慮したものではない。
ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路の消音を考慮したものとして、バイパスジェットのエンジンカウリングの末端を波形にし、バイパスジェットに縦渦を励起させ、外気との混合を促進させる前述の非特許文献１のようなシェブロンは単純でありながら効果的であり、優れた方法である。
しかしながら、非特許文献１のようシェブロンは離陸時の騒音低減を目的として設計されているため、巡航時には抵抗源となり推力ロスを招いている。
非特許文献２のような可変シェブロンは、温度によって形状が変わるバイメタルを駆動装置として用いているため、高緯度の寒冷地、乾燥した高温地域において正確な作動を期待することができない。
【０００８】
非特許文献３のような機構では、エンジンカウリングが軸方向の大きな力を受けるため、この方法による排気面積の可変機構には大きな力を発生するアクチュエータが必要であり、重量が増加する。
また、前述のように、スラストリバーサの使用も制限される方向にあるため、航空機用エンジンにスラストリバーサを備えることを要求しないよう、航空機のレギュレーションが変更される可能性もある。
特許文献３のような機構では、多数のベーンを多数のアクチュエータで駆動するため、複雑な機構となり、また、ベーンを動かす方向が半径方向であるため、この駆動に大きな力を必要とし、重量も増加する。
【０００９】
一般にターボファンエンジンのバイパスジェットの排気面積は固定であるが、これを可変とすることで、燃料消費率を向上させることができる。
一般に巡航時に要求される排気面積は離陸時の９０％である。
そこで、本発明は、構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能な可変ノズル機構及びノズル面積変更方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明に係る可変ノズル機構は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構であって、前記カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成されていることにより、前記課題を解決するものである。
【００１１】
本発明に係るノズル面積変更方法は、ターボファンエンジンのノズル面積変更方法であって、ターボファンエンジンのカウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、前記リング部材の回転角度を、離陸時には前記カウリングの後端縁の波型の凹部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とし、巡航時には前記カウリングの後端縁の波型の凸部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることにより、前記課題を解決するものである。
【発明の効果】
【００１２】
請求項１に係る可変ノズル機構、及び、請求項６に係るノズル面積変更方法によれば、カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、リング部材は、後端縁がカウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成されていることにより、リング部材を周方向に回転させることで、前述のシェブロンと同様の状態を含んで排気面積を可変とすることが可能となる。
リング部材の回転は小さな駆動力で行うことが可能であるため、構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能となる。
そして、離陸時には、カウリングの後端縁の波型の凹部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることで、前述のシェブロンと同様の状態となり離着陸時の騒音を低減することができる。
また、巡航時には、カウリングの後端縁の波型の凸部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることで、離着陸時より排気面積を小さくし、巡航時の推力ロスを小さくすることができる。
【００１３】
本請求項２に記載の構成によれば、カウリングの後端縁及びリング部材の後端縁の波型が、後端縁側の凸部が矩形であることにより、リング部材の後端縁の波型の凸部とカウリングの後端縁の波型の凹部が一致した際に、後端縁を連続した円周状とすることが可能となり、さらに推力ロスを小さくすることができる。
本請求項３に記載の構成によれば、リング部材が、カウリングの後部の外周に設けられたベアリングにより回転可能に支持され、リング部材の外周とカウリングの後部以外の外周とが、連続する面を形成するよう構成されていることにより、カウリングの外周部に空気の乱れが発生しにくく、騒音がより低下するとともに、推力ロスも小さくすることが可能となる。
本請求項４に記載の構成によれば、コアエンジンは、外周面にバイパスジェット排気流路側に突出する複数のバンプを有し、複数のバンプが、カウリングの後端縁の波型の凹部分に対向する位置に配置されていることにより、離着陸時は、カウリングの後端縁の波型の凹部から半径方向外側に向かう空気の流れを助長し、より縦渦の形成を助長することができる。
この縦渦によって、低速の外気と高速のバイパスジェットの混合を促進し騒音をさらに低減することができる。
また、巡航時は、バイパスジェットの流路がより狭められ、排気面積を離陸時の９０％程度に減少させ、巡航時に適した状態としてより推力ロスを小さくすることが可能となる。
本請求項５に記載の構成によれば、複数のバンプが、前後方向及び周方向に連続する曲面でなだらかに形成されていることにより、高速のバイパスジェットが複数のバンプに当たることによる騒音の発生を抑制し、全体として騒音をさらに低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】一般的なターボファンエンジンの半断面側面図及び背面図。
【図２】本発明の一実施形態に係る可変ノズル機構を有するターボファンエンジンのリング部材の半断面側面図。
【図３】本発明の一実施形態に係る可変ノズル機構を有するターボファンエンジンのコアエンジンの側面図。
【図４】本発明の一実施形態に係る可変ノズル機構を有するターボファンエンジンのカウリング及びコアエンジンの半断面側面図。
【図５】本発明の一実施形態に係る可変ノズル機構を有するターボファンエンジンの離陸時の状態におけるカウリングの後端縁の波型の凸部の半断面側面図及び背面図。
【図６】本発明の一実施形態に係る可変ノズル機構を有するターボファンエンジンの離陸時の状態におけるカウリングの後端縁の波型の凹部の半断面側面図及び背面図。
【図７】本発明の一実施形態に係る可変ノズル機構を有するターボファンエンジンの巡航時の状態におけるカウリングの後端縁の波型の凸部の半断面側面図及び背面図。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
本発明の可変ノズル機構は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構であって、カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、リング部材は、後端縁がカウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、また、本発明のノズル面積変更方法は、ターボファンエンジンのカウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、リング部材は、後端縁がカウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、リング部材の回転角度を、離陸時にはリング部材の後端縁の波型の凹部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とし、巡航時にはリング部材の後端縁の波型の凸部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とするものであり、構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能なものであれば、その具体的な実施態様はいかなるものであっても良い。
【００１６】
従来の一般的なターボファンエンジン５００は、図１に示すように、コアエンジン５３０と、コアエンジン５３０の前方に設けられたフロントファン５３２と、コアエンジンの外周を覆うカウリング５１０とを有している。
ターボファンエンジン５００の前方から取入れられた空気はフロントファン５３２により加速され、一部はコアエンジン５３０に流入しノズル５３１から後方にメインジェット５０２として排気され、多くはバイパスジェット５０１としてカウリング５１０とコアエンジン５３０のノズル５３１の間隙から後方にバイパスジェット５０１として排気される。
この、メインジェット５０２とバイパスジェット５０１によって推進力が得られる。
なお、カウリング５１０には、スラストリバーサを持つものが多いが、ここでは省略する。
【００１７】
本発明の一実施形態に係る消音機構を有するターボファンエンジン１００は、図２乃至図７に示すように、前述の一般的なターボファンエンジン５００と同様に、コアエンジン１３０と、コアエンジン１３０の前方に設けられたフロントファン１３２と、コアエンジンの外周を覆うカウリング１１０とを有している。
カウリング１１０は、その後端縁１１１が、複数の前後方向の凹部１１３及び凸部１１２を有する波型に形成されている。
カウリング１１０の後端縁１１１を含む後部の外周には、２列のベアリング１１４によって回転自在に支持されたリング部材１２０を有しており、リング部材１２０の外周とカウリング１１０の後部以外の外周とが、連続する面を形成するよう構成されている。
【００１８】
リング部材１２０は、その後端縁１２１がカウリング１１０の後端縁１１１と同型の複数の前後方向の凹部１２３及び凸部１２２を有する波型に形成されている。
カウリング１１０及びリング部材１２０の後端縁１１１、１２１に設けられた凹凸を有する波型は、凸部１１２、１２２及び凹部１１３、１２３がともに矩形状に形成された折、凸部１１２、１２２及び凹部１１３、１２３の周方向の長さは同一となるように形成されている。
リング部材１２０は、電動又は油圧アクチュエータ（図示せず）により回転角度を調整可能に回転駆動される。
【００１９】
リング部材１２０は、構造的に軸方向に荷重を受けるものの回転方向には大きな力を受けず、ベアリング１１４により回転抵抗も小さく、かつ、回転量は凸部１１２、１２２及び凹部１１３、１２３の幅分のみでよいことから、アクチュエータに要求される駆動力やストロークは小さく、小型で軽量のものでよい。
コアエンジン１３０は、外周面にバイパスジェットの排気流路側に突出する複数のバンプ１３３を有している。
複数のバンプ１３３は、カウリング１１０の後端縁１１１の波型の凹部１１３に対向する位置に配置されている。
また、複数のバンプ１３３は、バイパスジェットの流れの中で衝撃波を生じないよう、前後方向及び周方向に連続する曲面でなだらかに形成され、適正な容積を持つ。
【００２０】
以上のように構成された、本発明の一実施形態に係る消音機構を有するターボファンエンジン１００の動作、すなわち、本発明の一実施形態に係る消音方法について、図５乃至図７に基づいて説明する。
まず、離陸時には、図５、図６に示すように、アクチュエータにより、カウリング１１０及びリング部材１２０の後端縁１１１、１２１に設けられた凸部１１２、１２２及び凹部１１３、１２３が重なる位置に、リング部材１２０の回転角度が調整される。
カウリング１１０及びリング部材１２０の後端縁１１１、１２１に設けられた凸部１１２、１２２部分では、図５に示すように、バイパスジェット１０１はコアエンジン１３０の外周に沿って滑らかに流れる。
【００２１】
カウリング１１０及びリング部材１２０の後端縁１１１、１２１に設けられた凹部１１３、１２３部分では、図６に示すように、バイパスジェット１０１は、内側にバンプ１３３があり、外側に凹部１１３、１２３があるため、縦渦形成流１０３を含み、半径方向外側の速度成分を持って排気される。
そして、バイパスジェット１０１の凸部１１２、１２２部分からの排気と、凹部１１３、１２３部分からの排気の間に半径方向の速度差を持たせることで縦渦を励起し、外気との混合を促進することによってターボファンエンジンの騒音を低減することができる。
【００２２】
巡航時には、図７に示すように、アクチュエータにより、カウリング１１０の後端縁１１１に設けられた凸部１１２と、リング部材１２０の後端縁１２１に設けられた凹部１２３が重なり連続した円周状となる位置に、リング部材１２０の回転角度が調整される。
このことで、内側にバンプ１３３があっても、外側に開放した凹部１１３が存在しないため縦渦形成流１０３は形成されず、推力のロスが低減される。
また、外側に開放した凹部１１３が存在せずバンプ１３３により流路が狭められることで、バイパスジェット１０１の排気面積は減少し、巡航時に要求される離陸時よりも小さな排気面積となる。
好ましくは、この減少量が１０％となるようにバンプの容積が決定される。
【産業上の利用可能性】
【００２３】
以上のように、本発明の可変ノズル機構及びノズル面積変更方法によれば構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能となる。
なお、上記実施形態では、図示では、カウリング１１０及びリング部材１２０の後端縁１１１、１２１に設けられた凸部１１２、１２２、凹部１１３、１２３及びコアエンジン１３０の外周面に設けられたバンプ１３３が、それぞれ全周で２０ずつ設けられているが、これに限定されるものではない。
また、凸部１１２、１２２及び凹部１１３、１２３の前後方向の長さや形状、バンプ１３３の前後方向の長さや形状は、前記実施形態のものに限定されず、最適に設計すればよい。
【符号の説明】
【００２４】
１００、５００  ・・・  ターボファンエンジン
１０１、５０１  ・・・  バイパスジェット
１０２、５０２  ・・・  メインジェット
１０３          ・・・  縦渦形成流
１１０、５１０  ・・・  カウリング
１１１          ・・・  後端縁
１１２          ・・・  凸部
１１３          ・・・  凹部
１１４          ・・・  ベアリング
１２０          ・・・  リング部材
１２１          ・・・  後端縁
１２２          ・・・  凸部
１２３          ・・・  凹部
１３０、５３０  ・・・  コアエンジン
１３１、５３１  ・・・  コアエンジンノズル
１３２、５３２  ・・・  フロントファン
１３３          ・・・  バンプ
【図１】
2015209839.tif 000003
【図２】
2015209839.tif 000004
【図３】
2015209839.tif 000005
【図４】
2015209839.tif 000006
【図５】
2015209839.tif 000007
【図６】
2015209839.tif 000008
【図７】
2015209839.tif 000009
【手続補正書】
【提出日】平成26年8月11日(2014.8.11)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００４
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００４】
また、離陸時に要求されるバイパスジェットの排気面積と巡航時に要求される排気面積は異なっており、後者は前者の約９０％であることが望ましいことから、着陸時に用いられるスラストリバーサによってエンジンカウリングを後方に慴動させ、この際に作られる環状の間隙からルーバーによって偏向させられたバイパスジェットを斜前方に噴出するものが公知である。
このスラストリバーサの一部であるエンジンカウリングを後方に慴動させる機構を利用することにより、バイパスジェットの排気面積を増減させることができる。
特許文献３には、前述のシェブロンと同様な原理でエンジン騒音を抑えつつ、多数のベーンを可動とし、排気面積を可変とするものが提案されている。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００６
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００６】
【非特許文献１】Ｂ．Ｈｅｒｋｅｓ，  ‘Ｔｈｅ  Ｑｕｉｅｔ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ  Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ  ２  Ｆｌｉｇｈｔ  Ｔｅｓｔ’，  Ａｖｉａｔｉｏｎ  Ｎｏｉｓｅ  ＆  Ａｉｒ  Ｑｕａｌｉｔｙ  Ｓｙｍｐｏｓｉｕｍ，  Ｍａｒｃｈ  ７，  ２００６．
【非特許文献２】Ｆ．Ｃａｌｋｉｎｓ，  Ｊ．Ｍａｂｅ，  ‘Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ｇｅｏｍｅｔｒｙ  Ｊｅｔ  Ｎｏｚｚｌｅ  Ｕｓｉｎｇ  Ｓｈａｐｅ  Ｍｅｍｏｒｙ  Ａｌｌｏｙ  Ａｃｔｕａｔｏｒｓ’，  Ｂｏｅｉｎｇ，  ２００７．
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００８
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００８】
公知のスラストリバーサによるものでは、エンジンカウリングが軸方向の大きな力を受けるため、この方法による排気面積の可変機構には大きな力を発生するアクチュエータが必要であり、重量が増加する。
また、スラストリバーサの使用も制限される方向にあるため、航空機用エンジンにスラストリバーサを備えることを要求しないよう、航空機のレギュレーションが変更される可能性もある。
特許文献３のような機構では、多数のベーンを多数のアクチュエータで駆動するため、複雑な機構となり、また、ベーンを動かす方向が半径方向であるため、この駆動に大きな力を必要とし、重量も増加する。