(57)【要約】【課題】ガスタービン航空機エンジン（１０）用のノズル組立体（１１）を提供する。【解決手段】本ノズル組立体は、ナセル（２４）と、ナセルと共に互いにほぼ同心に整列しかつ該ナセルとの間に環状バイパスダクトファンダクト（２６）を形成するように少なくとも部分的に該ナセルの内部に配置されたコアカウル（２２）とを含む。コアカウルは、ナセルの内部に配置された第１のカウル部分（２１）と、第１のカウル部分から下流方向に延びる分割カウル組立体（２３）とを含み、分割カウル組立体は、その各々がバイパスファンダクトの面積を変化させるように該バイパスファンダクトの内部で再配置可能になった一対のアーチ形部分（６８、７０）を含む。【選択図】      図５
2008121676.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン航空機エンジン（１０）用のノズル組立体（１１）であって、
ナセル（２４）と、
前記ナセルと共に互いにほぼ同心に整列しかつ該ナセルとの間に環状バイパスダクトファンダクト（２６）を形成するように少なくとも部分的に該ナセルの内部に配置されたコアカウル（２２）と、
を含み、前記コアカウルが、
前記ナセルの内部に配置された第１のカウル部分（２１）と、
前記第１のカウル部分から下流方向に延びる分割カウル組立体（２３）と、を含み、
前記分割カウル組立体が、その各々が前記バイパスファンダクトの面積を変化させるように該バイパスファンダクトの内部で再配置可能になった一対のアーチ形部分（６８、７０）を含む、
ノズル組立体（１１）。
【請求項２】
前記バイパスファンダクト（２６）の内部に配置されかつ前記ナセル（２４）に結合され、また対向する側壁（５６、５８）を含む第１の部材（５０）と、
前記バイパスファンダクトの内部に配置されかつ前記ナセルに結合され、また前記第１の部材と向かい合って位置しかつ対向する側壁（６０、６２）を含む第２の部材（５４）と、
をさらに含む、請求項１記載のノズル組立体（１１）。
【請求項３】
前記第１の部材（５０）が、該第１の部材の側壁（５６、５８）間で測定した第１の幅を有し、前記第２の部材（５４）が、該第２の部材の側壁（６０、６２）間で測定した第２の幅を有し、前記第２の部材の幅が、前記第１の部材の幅よりも狭い、請求項２記載のノズル組立体（１１）。
【請求項４】
前記第２の部材の側壁（６０、６２）が、該第２の部材（５４）の後方端部を形成し、前記第２の部材の後方端部（５７）が三角形状を有する、請求項２記載のノズル組立体（１１）。
【請求項５】
該ノズル組立体が、前記アーチ形部分（６８、７０）を再配置して角度θを形成するように構成される、請求項１記載のノズル組立体（１１）。
【請求項６】
１つのアーチ形部分（６８、７０）によって形成された前記角度θが、０°〜６°である、請求項５記載のノズル組立体（１１）。
【請求項７】
前記分割カウル組立体（２３）を再配置するように構成された複数のアクチュエータ（１０１）をさらに含み、前記複数のアクチュエータの各々が、前記アーチ形部分（６８、７０）のそれぞれの１つと前記コアカウル（２２）の固定部分との間で延びる、請求項１記載のノズル組立体（１１）。
【請求項８】
前記複数のアクチュエータ（１０１）の各々が、半径方向外向き方向及び半径方向内向き方向の１つの方向に前記それぞれのアーチ形部分（６８、７０）を可変に位置決めするように構成された伸長ロッド（１０６）を含む、請求項７記載のノズル組立体（１１）。
【請求項９】
コアガスタービンエンジン（２０）と、
ナセル（２４）と、
前記ナセルと共に互いにほぼ同心に整列しかつ該ナセルとの間に環状バイパスダクトファンダクト（２６）を形成するように少なくとも部分的に該ナセルの内部に配置されたコアカウル（２２）と、
を含み、前記コアカウルが、
前記ナセルの内部に配置された第１のカウル部分（２１）と、
前記第１のカウル部分から下流方向に延びる分割カウル組立体（２３）と、を含み、
前記分割カウル組立体が、その各々が前記バイパスファンダクトの面積を変化させるように該バイパスファンダクトの内部で再配置可能になった一対のアーチ形部分（６８、７０）を含む、
ターボファンエンジン組立体（１０）。
【請求項１０】
前記バイパスファンダクト（２６）の内部に配置されかつ前記ナセル（２４）に結合され、また対向する側壁（５６、５８）を含む第１の部材（５０）と、
前記バイパスファンダクトの内部に配置されかつ前記ナセルに結合され、また前記第１の部材と向かい合って位置しかつ対向する側壁（６０、６２）を含む第２の部材（５４）と、
をさらに含む、請求項９記載のターボファンエンジン組立体（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはターボファンエンジンにおける空気流量に関し、より具体的には、ファンダクト面積を通って流れる空気流の調整に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも１つの公知のターボファンエンジン組立体は、ファン組立体と環状コアカウル内に収納されたコアガスタービンエンジンとを含む。さらに、ファンナセルが、コアガスタービンエンジンの一部分を囲む。ノズル組立体は、コアカウル及びファンナセルの一部分を含みかつ一般にファンノズルダクト面積（Ａ１８）を形成する。ターボファンエンジン組立体を運転している間には、ファン組立体から流れる空気の一部分は、コアガスタービンエンジンを通って流れ、またその空気の他の部分は、ノズル組立体を通って流れる。
【０００３】
幾つかのターボファンエンジンノズル組立体では、ファンノズルダクト面積を操作して、エンジン性能を変更することができる。例えば、幾つかのターボファンエンジンは、ブロッカドアがない状態で本質的にファンノズルダクト面積を減少させることによって、平行移動式コアカウルを逆推力装置として利用している。
【特許文献１】米国特許第５，２２１，０４８号公報
【特許文献２】米国特許第５，２５１，４３５号公報
【特許文献３】米国特許第５，８３３，１４０号公報
【特許文献４】米国特許第５，８５３，１４８号公報
【特許文献５】米国特許第６，５４６，７１６号公報
【特許文献６】米国特許第６，８２０，４１０号公報
【特許文献７】米国特許第６，９３８，４０８号公報
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
１つの態様では、ガスタービン航空機エンジン用のノズル組立体を提供する。本ノズル組立体は、ナセルと、ナセルとの間に環状バイパスダクトファンダクトを形成するように少なくとも部分的に該ナセルの内部に配置されたコアカウルとを含む。コアカウル及びナセルは、互いにほぼ同心に整列する。コアカウルは、ナセルの内部に配置された第１のカウル部分と、第１のカウル部分から下流方向に延びる分割カウル組立体とを含む。分割カウル組立体は、その各々がバイパスファンダクトの面積を変化させるように該バイパスファンダクトの内部で再配置可能になった一対のアーチ形部分を含む。
【０００５】
別の態様では、ターボファンエンジン組立体を提供する。本ターボファンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンと、ナセルと、ナセルとの間に環状バイパスダクトファンダクトを形成するように少なくとも部分的に該ナセルの内部に配置されたコアカウルとを含む。コアカウル及びナセルは、互いにほぼ同心に整列する。コアカウルは、ナセルの内部に配置された第１のカウル部分と、第１のカウル部分から下流方向に延びる分割カウル組立体とを含む。分割カウル組立体は、その各々がバイパスファンダクトの面積を変化させるように該バイパスファンダクトの内部で再配置可能になった一対のアーチ形部分を含む。
【０００６】
またここでは、コアガスタービンエンジンを含むターボファンエンジン組立体を運転する方法を提供する。本方法は、ターボファンエンジン組立体の運転速度を第１の運転速度から第２の運転速度に変更する段階を含む。本方法はまた、分割カウル組立体の第１のアーチ形部分及び第２のアーチ形部分を選択的に位置決めしてコアガスタービンエンジンの下流側に形成されたファンノズルダクトのスロート面積を変化させて、第２の運転速度でのエンジン効率を向上させるのを可能にする段階を含む。分割カウル組立体は、コアガスタービンエンジンの下流にかつファンノズルダクトの内部に位置する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明は、ターボファンエンジン及びノズル組立体に関する。本明細書で使用する場合、「ノズル組立体」というのは、少なくとも後方部分を含み、さらにナセル、コアカウル並びにファン及び排出ダクトの一部分／セクションも含むターボファンエンジンの一部分を差している。
【０００８】
図１は、長手方向軸線／中心線４４を有する例示的な航空機ターボファンエンジン組立体１０の概略側面図である。ターボファンエンジン組立体１０は、パイロン１４を使用して航空機の主翼１２に取り付けられる。この例示的な実施形態では、ターボファンエンジン組立体１０は、コアガスタービンエンジン２０を含み、コアガスタービンエンジン２０は、高圧圧縮機、燃焼器及び高圧タービン（全て図示せず）を含む。ターボファンエンジン組立体１０はまた、コアガスタービンエンジン２０の軸方向下流に配置された低圧タービンと、コアガスタービンエンジン２０の軸方向上流に配置されたファン組立体１６とを含む。
【０００９】
この例示的な実施形態では、コアガスタービンエンジン２０は、環状コアカウル２２内に収納される。ナセル２４は、ファン組立体１６及びコアカウル２２の一部分を囲む。ファンノズルダクト又は環状バイパスダクト２６は、コアカウル２２とナセル２４の内面２５との間に形成される。コアカウル２２は、前方カウル部分２１（又は、第１のカウル部分）と前方カウル部分２１に対して下流に結合された分割カウル組立体２３（第２のカウル部分とも呼ぶ）とを含む。分割カウル組立体２３は、線１００（図２及び図４に示す）によって定まる垂直面に沿ってほぼ対称なセクションに分割される。コアガスタービンエンジン２０はさらに、該タービンエンジン２０の後方端部部分に配置されたコアノズル３６を含む。コアノズル３６の外面は、ノズル組立体（後で説明する）が格納位置（図１及び図２に示す）にある時に分割カウル組立体２３に隣接して位置しかつ該分割カウル組立体２３によって囲まれる。
【００１０】
運転時に、周囲空気２８は、ターボファンエンジン組立体１０の入口に流入し、ファン組立体１６を通過して流れる。空気２８の燃焼部分３２は、コアガスタービンエンジン２０内に導かれ、加圧され、燃料と混合されかつ点火されて燃焼ガス３４を発生する。燃焼ガス３４は、コアノズル３６と該コアノズル３６内で長手方向軸線／中心線４４の周りに同軸に又は同心に配置されたオプション中心プラグ４２（図２にも示している）との間に形成された環状コアダクト４１の出口４０（図２にも示している）から吐出される。空気２８のバイパス部分であるバイパス空気流３８は、環状バイパスダクト２６を通して下流方向に導かれ、該バイパスダクト２６から出口４６において吐出される。幾つかの実施形態では、ターボファンエンジン組立体１０は、逆推力装置組立体（図示せず）を含む。
【００１１】
図２は、中心線４４（図１に示す）の視野方向からのノズル組立体１１の端面図を示す。１つの実施形態では、ノズル組立体１１は分岐型ノズル組立体である。ノズル組立体１１は、ナセル２４と、分割カウル組立体２３を含むコアカウル２２（図２には図示せず）と、バイパスダクト２６の出口４６とを含む。この例示的な実施形態では、ナセル２４及びコアカウル２２は、パイロン１４によって主翼１２（図１に示す）に結合される。ノズル組立体１１は、第１の部材５０とそれと向かい合って位置した第２の部材５４とを含む。部材５０は、パイロン１４とほぼ同一平面でありかつナセル２４、バイパスダクト２６、コアカウル２２及びコアノズル３６の上方部分を貫通して延びる。導管（図示せず）が、パイロン１４及び部材５０の内部に形成されかつそれらを貫通して延びる。導管は、航空機のエンジン組立体１０と制御システムとの間の電気的通信を可能にする。図２には２つの部材５０、５４を示しているが、分割カウル組立体２３が好適な使用のために再構成されるという条件であらゆる数の部材をノズル組立体１１で使用することができる。
【００１２】
部材５４は、ナセル２４、コアノズル３６及びコアカウル２２の下方部分を貫通して延びかつパイロン１４とほぼ同一平面である。幾つかの実施形態では、部材５４は、ストラット又は支持部材を含む。図２に示すように、部材５０、５４は、線１００によって定まる垂直面とほぼ整列している。線１００によって定まる垂直面は中心線４４を含み、また１つの実施形態では主翼１２に対してほぼ垂直である。エンジン組立体１０の一般的な据付は、図２に示す垂直面から変わらないが、本発明の他の実施形態が存在する。例えば、エンジン組立体１０は、水平パイロンを使用して胴体上に取り付けることができる。分割カウル組立体２３は、部材５０及び５４、ナセル２４、バイパスダクト２６、コアカウル２２及びコアノズル３６の少なくとも後方部分によって形成される（図２参照）。
【００１３】
部材５０は、対向する側壁５６、５８を含み、また部材５４は、対向する側壁６０、６２を含む。側壁５６、５８、６０、６２は、バイパスダクト２６を貫通してエンジン組立体１０の前方端部に向かって延びる。各部材５０、５４はさらに、それぞれ対向する側壁５６、５８及び６０、６２間に幅（図示せず）を形成する。１つの実施形態では、部材５４の幅は部材５０の幅よりも小さい。部材５０、５４の導管は、それぞれナセル２４及びコアカウル２２の分割カウル組立体２３をほぼ対称なアーチ形ナセル部分６４、６６及びアーチ形カウル部分６８、７０に少なくとも部分的に分離する。幾つかの実施形態では、ナセル２４のアーチ形ナセル部分６４、６６は、部材５０にヒンジ結合される。部材５０、５４はさらに、バイパスダクト２６を分割して、それぞれほぼ対称なダクト部分７２及び７４を形成する。対照なダクト部分７２、７４は、あらゆる従来型の構成を有することができる。１つの実施形態では、ダクト部分７２は、アーチ形ナセル部分６４の半径方向内面と、アーチ形カウル部分６８の半径方向外面と、部材５０の側壁５８と、部材５４の側壁６２とによって形成される。同様に、１つの実施形態では、ダクト部分７４は、アーチ形ナセル部分６６の半径方向内面と、アーチ形カウル部分７０の半径方向外面と、部材５０の側壁５６と、部材５４の側壁６０とによって形成される。
【００１４】
図３は、この例示的なノズル組立体１１の側面図である。図４は、配備位置にあるノズル組立体１１及び分割カウル組立体２３の端面図である。図３に示すように、コアカウル２２は、バイパスダクト２６の輪郭に影響を与えるバルジ部分７９を形成する。バルジ部分７９は、高圧タービン及び低圧タービン（図示せず）を囲む。１つの実施形態では、部材５０の各側壁５６及び５８（図示せず）は、線１００によって定まる垂直面とほぼ平行である。各側壁５６及び５８は、部材５０の端縁部５１まで延びる。部材５４の各側壁６０及び６２（図示せず）は、線１００によって定まる垂直面とほぼ平行であり、また各側壁６０及び６２は、部材５４の端縁部５５まで延びる。１つの実施形態では、端縁部５１は、端縁部５５よりもさらに下流方向に延びる。さらに、１つの実施形態（図２に示すような）では、側壁６０及び６２の端縁部５５は、端部部分５７で収束する。同様に、側壁５６及び５８の端縁部５１は、端部部分５９で収束する。この例示的な実施形態では、端部部分５７、５９は、三角形状を有する。別の実施形態では、端部部分５７、５９は、あらゆる好適な形状を有する。
【００１５】
本発明の実施形態では、バイパス空気流３８（図１に示す）用のバイパスダクト２６のスロート面積が変化する。離陸又は下降のような特定の運転条件時においてファンノズルダクト面積を減少させることにより、ファン作動ラインを最高効率ラインにより近くなるように高めることによって燃料燃焼を向上させることができる。さらに、ファンウエーク／出口案内ベーン（ＯＧＶ）相互作用の減少の結果として、騒音の減少が達成される。さらに、低高度のような特定の運転条件時においてファンノズルを開くことにより、噴射速度の低下の結果として騒音を軽減することもできる。ファンノズルを可変にすること（ＶＦＮ）の騒音減少の利点はまた、ファン直径をさらに減少させかつそれに対応した燃料燃焼をさらに低下させることに利用することもできる。
【００１６】
分割カウル組立体２３のアーチ形カウル部分６８及び７０は、前方カウル部分２１にヒンジ結合される（図７及び図８に示す）。図４に示すように、ノズル組立体１１が作動状態にある時に、アーチ形カウル部分６８、７０は、格納位置又は第１の作動位置１３０（図２、図５及び図８）から配備位置又は第２の作動位置１３２（図４、図６及び図７）に再配置される。カウル部分６８、７０は、線１００によって定まる垂直面に対して再配置され、オプション中心プラグに対して半径方向外向き方向に開かれる（すなわち、線２００によって定まる水平面に沿って移動する）。ダクト部分７４、７２の面積は、カウル部分６８、７０を再配置することによって減少させられる。従って、エンジンが離陸又は下降時のような空気力学的損失を受ける時には、アーチ形カウル部分６８、７０は、ファン作動ラインを最高効率ラインにより近くなるように高めることによって燃料燃焼を向上させるように再配置することができる。さらに、カウル部分６８、７０を再配置することにより、ファンウエーク／ＯＧＶ相互作用を減少させることによって騒音を低下させることができる。
【００１７】
図２〜図４は、コアカウルを２つのアーチ形部分に分割した２つの部材５０、５４を示しているが、本発明の他の実施形態が存在する。例えば、エンジン組立体１０は、コアカウルを４つのアーチ形部分に分割した４つの部材、すなわち垂直面内の２つと水平面内の２つとを含むことができる。
【００１８】
幾つかの実施形態では、アーチ形カウル部分６８、７０が再配置されている間に、各カウル部分の外面は、該アーチ形カウル部分が摺動可能であるが大量の空気流が導管（図示せず）のボリュームに流入することはできないほど十分に各部材の内側側壁端縁部に近接する。
【００１９】
図４に示すように、各ダクト部分７２、７４の出口４６における面積は、アーチ形カウル部分６８、７０が再配置された時に減少する。１つの実施形態では、カウル部分６８及び７０が再配置された後に、出口４６の面積は、３０%ほど減少する。カウル部分６８、７０が再配置される時に、コアノズル３６は、固定状態のままである。全角度θは、再配置された時にアーチ形カウル部分６８、７０によって形成される（線１００によって定まる垂直面が角度θを二分した状態で）。幾つかの実施形態では、角度θは、１２°よりも小さいか又は１２°にほぼ等しい。図４は、説明の目的のために、角度θを誇張して示している。幾つかの実施形態では、アーチ形カウル部分６８、７０によって形成された角度θは、約８°である。
【００２０】
図５及び図６は、図３におけるＣ−Ｃの視野方向からのノズル組立体１１の概要を示している。図５は、第１の作動位置１３０にあるノズル組立体１１を示している。第１の作動位置１３０にある時、分割カウル組立体２３は、コアノズル３６に隣接するように完全に後退した位置にある。バルジ部分（或いは隆起部分）７９の形状は、第１の面積Ａ１、第２の面積Ａ２及び第３の面積Ａ３で示している。第１の面積Ａ１は、ノズル組立体１１の上流に定位し、第２の面積Ａ２は、第１の面積Ａ１の下流に位置決めし、第３の面積Ａ３は、第２の面積Ａ２の下流に位置決めする。この例示的な実施形態では、第１の面積Ａ１及び第３の面積Ａ３は、第２の面積Ａ２よりも小さい。
【００２１】
図６は、第２の作動位置１３２にあるノズル組立体１１を示しており、この第２の作動位置において、カウル部分６８、７０は、コアノズル３６から半径方向外向き方向に拡大している。図６に示すように、バルジ部分７９は、第１の面積ａ１、第２の面積ａ２及び第３の面積ａ３で示している。面積ａ１、ａ２、ａ３は、面積Ａ１、Ａ２及びＡ３がそれぞれ測定されたのとほぼ同じ位置でコアカウル２２に沿って測定される。ノズル組立体１１が配備されかつカウル部分６８、７０が第２の作動位置１３２に移動した時に、ダクト部分７２、７４の面積は減少する。図５及び図６を比較することによって理解することができるように、面積ａ１、ａ２、ａ３は、対応する面積Ａ１、Ａ２及びＡ３よりも大きい。
【００２２】
アーチ形カウル部分６８、７０の配備は一般に、リンク、アクチュエータ又は他の機構を使用することによって達成される。図７は、第２の作動位置１３２にある分割カウル組立体２３を示している。図８は、第１の作動位置１３０にある分割カウル組立体２３を示している。１つの実施形態では、各カウル部分６８、７０は、ヒンジ１０２によって前方カウル部分２１に結合される。説明の目的のために、図７及び図８にはカウル部分６８のみを示しているが、以下のことはまた、カウル部分７０にも適用される。コアガスタービンエンジン２０の各側面部は、アクチュエータ１０１を含み、アクチュエータ１０１は、少なくとも１つのモータ１０４を含みかつアーチ形カウル部分６８、７０を線２００によって定まる水平面に対して半径方向外向きに移動させるために使用される。アクチュエータ１０１は、アーチ形部分を前方カウル部分２１に対してある角度に選択的に移動させるのを可能にする。アクチュエータ１０１は、モータ１０４と、モータ及びリンク１１０にも結合された伸長ロッド１０６とを含む。リンク１１０は、対応するカウル部分をスロット１０８に接続して、モータに通電することにより、カウル部分を水平面に沿った外向き方向又は内向き方向のいずれかに移動させることが可能になるようになる。１つの実施形態では、アクチュエータ１０１は、電気的に、空気圧で又は油圧で駆動させて、対応するアーチ形部分を第１の作動位置と第２の作動位置と（例えば、格納位置と完全配備位置と）の間で移動させるのを可能にすることができる。
【００２３】
本発明はまた、コアガスタービンエンジンを含むターボファンエンジン組立体を運転する方法を含む。本方法は、ターボファンエンジン組立体の運転速度を第１の運転速度から第２の運転速度に変化させる段階を含む。本方法はまた、分割カウル組立体の第１のアーチ形部分及び第２のアーチ形部分をコアガスタービンエンジンの下流に形成されたファンノズルダクトのスロート面積を変化させるように選択的に位置決めして、第２の運転速度でエンジン効率を向上させるのを可能にする段階を含む。分割カウル組立体は、コアガスタービンエンジンの下流にかつファンノズルダクトの内部に位置する。
【００２４】
本明細書に記載しているのは、航空機に結合された多様なターボファンガスタービンエンジンで利用することができるノズル組立体である。具体的には、本明細書に記載した分割カウル組立体は、バイパスダクト寸法（すなわち、出口面積及びダクトボリューム）を減少させることによって特定の飛行条件時における燃料燃焼及びエンジン騒音を低減する。より具体的には、第２の作動位置にある間のアーチ形部分は、空気流が利用可能な空間を減少させる。このノズル組立体は、ターボファンエンジンに対する比較的低コスト及び低重量の変更である。ノズル組立体を用いて離陸及び下降時におけるエンジン効率を向上させることによって、本エンジンは、コアカウル及びナセル間に形成された寸法が一定である場合での他の公知のエンジンよりも燃料燃焼が約１．０％良好になる。
【００２５】
上記には、ガスタービンエンジン用のノズル組立体の例示的な実施形態を詳細に説明している。図示した組立体は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各組立体の構成部品は、本明細書に記載した他の構成部品とは独立してかつ別個に利用することができる。
【００２６】
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】例示的な航空機ターボファンエンジン組立体の概略側面図。
【図２】図１のタービンエンジンで使用される例示的なノズル組立体の端面図。
【図３】図２の例示的なノズル組立体の側面図。
【図４】分割カウル組立体が第２の作動位置に位置している状態における例示的なノズル組立体の別の端面図。
【図５】図３に示すノズル組立体の概要図。
【図６】図３に示すノズル組立体の概要図。
【図７】第２の作動位置における、図３に示すノズル組立体の部分概要図。
【図８】第１の作動位置における、図３に示すノズル組立体の部分概要図。
【符号の説明】
【００２８】
１０  航空機ターボファンエンジン組立体
１１  ノズル組立体
１２  主翼
１４  航空機で使用のパイロン
１６  ファン組立体
２０  コアガスタービンエンジン
２１  前方カウル部分
２２  コアカウル
２３  分割カウル組立体又は第２のカウル部分
２４  ナセル
２５  内面
２６  ファンノズルダクト又は環状バイパスダクト
２８  周囲空気
３０  入口
３２  燃焼部分
３４  燃焼ガス
３６  コアノズル
３８  バイパス空気流
４０  出口
４１  環状コアダクト
４２  オプション中心プラグ
４４  長手方向軸線／中心線
４６  出口
５０  第１の部材
５１  端縁部
５４  第２の部材
５５  端縁部
５６  第１の部材の側壁
５７  端部部分
５８  第１の部材の側壁
５９  端部部分
６０  第２の部材の側壁
６２  第２の部材の側壁
６４  アーチ形ナセル部分
６６  アーチ形ナセル部分
６８  アーチ形カウル部分
７０  アーチ形カウル部分
７２  ダクト部分
７４  ダクト部分
７９  バルジ部分
１００  線によって定まる面
１０１  アクチュエータ
１０２  ヒンジ
１０４  モータ
１０６  伸長ロッド
１０８  スロット
１１０  リンク
１３０  第１の作動位置
１３２  第２の作動位置
２００  線によって定まる面
Ａ１  ノズル組立体の上流の第１の面積
Ａ２  第１の面積の下流の第２の面積
Ａ３  第２の面積の下流の第３の面積
θ    全角度
【図１】
2008121676.tif 000003
【図２】
2008121676.tif 000004
【図３】
2008121676.tif 000005
【図４】
2008121676.tif 000006
【図５】
2008121676.tif 000007
【図６】
2008121676.tif 000008
【図７】
2008121676.tif 000009
【図８】
2008121676.tif 000010