(57)【要約】  本発明は、バイパス比が大きな航空機のジェットエンジンのナセル（１２）として、長手方向の軸線（Ｘ）を有するジェットエンジン（１６）が中に設置されていて、そのジェットエンジンを中心としてその少なくとも一部のまわりを同心円状に取り囲む壁部（２４）を備えており、そのジェットエンジンとで流体の内部流の環状ダクト（２６）を規定し、ナセル壁部の下流端（２６ａ）にはある断面の排出用通路を有する構成のナセルにおいて、このナセルが、命令によって前記ナセル壁部の一部（２４ｂ）を移動させることで、流れの大部分（Ｆ’ｉ）が排出される排出用通路の断面を変化させる手段（４２）を備えていて、この移動により、流れのうちの流出流（Ｆ”ｉ）と呼ぶわずかな割合が自然に排出される少なくとも１つの開口部（２８；５３）をナセル壁部に作り出すことと、このナセルが、流体を作用させることで流出流がナセル壁部のうちで前記少なくとも１つの開口部の下流に位置する部分の外面（２４ｅ）に沿って流れるように仕向ける流れ制御装置（３０；５４）を備えることを特徴とするナセルに関する。
2010505063.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
バイパス比が大きな航空機のジェットエンジンのナセル（１２）であって、長手方向の軸線（Ｘ）を有するジェットエンジン（１６）が中に設置されているものであって、
ジェットエンジンを中心としてその少なくとも一部のまわりを同心円状に取り囲む壁部（２４）を具備し、それによってジェットエンジンと協働して流体の内部流の環状ダクト（２６）を規定し、前記ナセル壁部の下流端（２６ａ）にはある断面の排出用通路を有しているものにおいて、
該ナセルが、命令によって前記ナセル壁部の一部（２４ｂ）を移動させることで、流れの大部分（Ｆ’ｉ）が排出される排出用通路の断面を変化させる手段（４２）を具備し、前記移動により、流れのうちの流出流（Ｆ”ｉ）と呼ぶわずかな割合が自然に排出される少なくとも１つの開口部（２８；５３）を前記ナセル壁部に作り出し、
該ナセルが、流体を作用させることで流出流が前記ナセル壁部のうちで前記少なくとも１つの開口部の下流に位置する部分の外面（２４ｅ）に沿って流れるように仕向ける流れ制御装置（３０；５４）を備える、
ことを特徴とするナセル。
【請求項２】
前記流れ制御装置が、高エネルギーの流体を前記流出流の中に注入する手段（３４；５６）を備える、ことを特徴とする請求項１に記載のナセル。
【請求項３】
前記注入手段が、高エネルギーの流体を前記流出流の中に注入する少なくとも１つのジェットノズル（３４；５６）を備える、ことを特徴とする請求項２に記載のナセル。
【請求項４】
前記少なくとも１つの注入用ジェットノズルが環状または半環状である、ことを特徴とする請求項３に記載のナセル。
【請求項５】
前記少なくとも１つの注入用ジェットノズルが、前記ナセル壁部の少なくとも一部に設けられた流体の誘導路（３２）に通じている、ことを特徴とする請求項３または４に記載のナセル。
【請求項６】
流出流の中に高エネルギー流体を注入する前記操作が、連続的に、またはパルス式に実施される、ことを特徴とする請求項２から５のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項７】
前記流れ制御装置が、前記注入手段の出口端部の接線方向に設けられた湾曲面（３５）を有しており、前記流出流が前記ナセル壁部の下流部の外面（２４ｅ）に沿って進む、ことを特徴とする請求項２から６のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項８】
前記注入手段が、前記ナセル壁部の外面に設けられている、ことを特徴とする請求項２から７のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項９】
前記流れ制御装置（５４）が、前記少なくとも１つの開口部（５３）の上流に配置されている、ことを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項１０】
前記流れ制御装置（３０）が、前記少なくとも１つの開口部（２８）の下流に配置されている、ことを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項１１】
前記少なくとも１つの開口部の下流に位置するナセル壁部が、特別な形状の前縁（２９ａ）を有する、ことを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項１２】
前記環状ダクトの内部において、前記ジェットエンジンが外面（１６ａ；１６ｂ）を有し、
前記ナセル壁部の可動部（２４ｂ）が内面（２５）を有し、
該可動部が移動したときにその２つの面が互いに協働して排出用通路の断面を変化させる、
ことを特徴とする請求項１から１１のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項１３】
前記ナセル壁部の可動部（２４ｂ）がこのナセル壁部の下流部であり、
該下流部が、可動部の後端（２９ｂ）を含んでいて、いかなる開口部も作り出されない第１の位置と、前記開口部が作り出される第２の位置との間を、環状ダクトに沿って長手方向下流に向かって並進移動できる、
ことを特徴とする請求項１から１２のいずれか１項に記載のナセル。
【請求項１４】
少なくとも２つのジェットエンジン用ナセルを備えていて、それぞれのナセルが請求項１から１３のいずれか１項に記載のナセルであることを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、可変ジェットノズルを有するシステムを備える航空機のジェットエンジン用ナセルに関する。
【背景技術】
【０００２】
可変ジェットノズルを有するシステムは、軍用航空機の用途で開発された。
このシステムにより、タービンエンジンの熱力学的性能を著しく改善することができる。
これまで、定期航空機に取り付けられたタービンエンジンには可変ジェットノズルを有するシステムが取り付けられていない。
というのも、可変ジェットノズルを備える従来のシステムは、断面を変化させねばならないジェットノズルの周辺部に直接関係するサイズ上の制約が非常に厳しいからである。
【０００３】
ところで定期航空機に取り付けられたタービンエンジンは、バイパス比がほぼ４〜８と大きく、ジェットノズルの直径が比較的大きくなることを特徴とする。
このような理由で、定期航空機に可変ジェットノズルを有する従来のシステムを統合すると、ジェットエンジンのナセルの複雑さと重量が著しく増大し、しかも推力システムの空気力学的品質が低下する危険性がある。これは受け入れられない。
【発明の概要】
【０００４】
本発明は、バイパス比が大きな航空機のジェットエンジンのナセルとして、長手方向の軸線を有するジェットエンジンが中に設置されていて、そのジェットエンジンを中心としてその少なくとも一部のまわりを同心円状に取り囲む壁部を備えており、そのジェットエンジンとで流体の内部流の環状ダクトを規定し、前記ナセル壁部の下流端にはある断面の排出用通路を有する構成のナセルにおいて、このナセルが、命令によってナセル壁部の一部を移動させることで、流れの大部分が排出される排出用通路の断面を変化させる手段を備えていて、この移動により、流れのうちの流出流と呼ぶわずかな割合が自然に排出される少なくとも１つの開口部をナセル壁部に作り出すことと、このナセルが、流体を作用させることで流出流がナセル壁部のうちで前記少なくとも１つの開口部の下流に位置する部分の外面に沿って流れるように仕向ける流れ制御装置を備えることを特徴とするナセルを目的とする。
【０００５】
ナセルの壁部の一部を移動させて排出用通路の断面を変化させることにより、バイパス比の大きな、それどころか非常に大きな、タービンエンジンにおいて可変断面を有するジェットノズルが簡単かつ容易に実現される。
さらに、流れ制御装置により、流出流の全体または一部を、別の流体流を利用してナセル壁部の外面に沿って導くことができるため、この流出流を壁部に再び張り付かせることができる。
したがってこの流出流を別の流体流によって導くのに、ナセル壁部の下流部を移動させることのできる機械装置以外の追加の機械装置が不要である。
【０００６】
このようにして推力ベクトルと同じ方向でこの推力ベクトルにほぼ平行な方向に向きを変えた流れはジェットエンジンの推力に寄与するため、可変ジェットノズルを有するシステムを備えたジェットエンジンの効率が大きくなる。
本発明の目的は、壁部に開口部を設けるときに発生する流出流を阻止することではなく、この流れを制御してジェットエンジンの推力に寄与させることであることに注意されたい。
この流れを導くことにより、空気力学的な損失が著しく少なくなる。乱流現象が著しく減少し、場合によってはなくなりさえし、そのことによって抗力が小さくなる。したがって推力システムの空気力学的性能が改善される。
【０００７】
バイパス比が大きなタービンエンジンでは、ファンの直径が非常に大きいため、排出用通路で生じる可能性のある断面変化が十分に大きくなってファンの挙動に大きな影響を与える。したがって各飛行段階における推力システムの効率が大きくなる。
さらに、可変ジェットノズルを有するシステムを定期航空機に取り付けられるタービンエンジンに合わせると、低速での飛行段階（離陸、着陸進入、着陸）において、タービンエンジンの下流で空気を排出する速度を小さくすることができる。するとそれに付随する音波の発生が同様に少なくなる。これは、騒音に関する制約が定期航空機に関してますます厳しくなっている現在の航空機製造技術の文脈において決定的な１つの利点である。
したがって可変ジェットノズルを有するシステムは、バイパス比が大きな、それどころが非常に大きなタービンエンジンに統合されたとき、空気力学的性能と熱力学的性能に関して純粋な利点となる。
【０００８】
１つの特徴によれば、流れ制御装置は、高エネルギーの流体を流出流の中に注入する手段を備えている。
この流れ制御装置は単純かつ効果的である。なぜなら可動式の機械手段ではなく、流体を注入する固定手段の助けを借りていて、利用されるエネルギーはナセルそのものに由来する（例えばジェットエンジンからの加圧空気）からである。
注入される流体の熱力学的パラメータと空気力学的パラメータのうちの少なくとも１つにより、流出流を向かわせる方向と、この方向変更の影響を受ける流量を制御することができる。
同じ１つまたは複数の熱力学的パラメータと空気力学的パラメータを用いて流出流の方向を制御するとともに、そのようにして方向を制御される流出流の割合を制御できることに注意されたい。
【０００９】
１つの特徴によれば、注入手段は、高エネルギーの流体を流出流の中に注入する少なくとも１つのジェットノズルを備えている。
１つの特徴によれば、その少なくとも１つの注入用ジェットノズルは環状または半環状である。
１つの特徴によれば、その少なくとも１つの注入用ジェットノズルは、ナセル壁部の少なくとも一部に設けられた流体の誘導路に通じている。
１つの特徴によれば、流体の注入は、連続的に、またはパルス式に実施される。
１つの特徴によれば、流れ制御装置は、注入手段の出口端部の接線方向に設けられた湾曲面を有するため、流出流はナセル壁部の下流部の外面に沿って進む。
湾曲面（凸面）により、この面の接線方向に注入される高エネルギーの流体ジェットの方向を変えることができる。
【００１０】
１つの特徴によれば、注入手段は、ナセル壁部の外面に設けられている。
１つの特徴によれば、流れ制御装置は、前記の開口部または複数の開口部の上流に配置されている。
１つの特徴によれば、流れ制御装置は、前記の開口部または複数の開口部の下流に配置されている。
１つの特徴によれば、前記少なくとも１つの開口部の下流に位置するナセル壁部は、特別な形状の前縁を有する。
【００１１】
１つの特徴によれば、環状ダクトの内部において、ジェットエンジンが外面を持ち、ナセル壁部の可動部が内面を持ち、その可動部が移動したときにその２つの面が互いに協働して排出用通路の断面を変化させる。
１つの特徴によれば、ナセル壁部の可動部はこの壁部の下流部であり、その下流部は、可動部の後端を含んでいて、いかなる開口部も作り出されない第１の位置と、前記開口部が作り出される第２の位置との間を、環状ダクトに沿って長手方向下流に向かって並進移動できる。
【００１２】
並進移動するジェットノズル・システムは、バイパス比が大きいジェットエンジンに統合するとき、複雑さ、重量、空気力学的抗力に関して最も不利でないシステムである。というのも、このシステムを利用すると、ジェットノズルの移動は、ジェットエンジンの軸線に沿ったナセルの後部の単なる並進移動になるからである。さらに、ナセルの内部と外部の空気力学的な流れは、引っ込んだ状態でほとんど乱されない。
【００１３】
本発明は、少なくとも２つのジェットエンジン用ナセルを備えていて、それぞれのナセルが、ナセルに関して上に簡単に説明した特徴のうちの少なくとも１つに従う航空機も目的とする。
【００１４】
他の特徴と利点は、単なる例示としての添付の図面を参照した以下の説明に現われるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明による航空機の全体図である。
【図２】本発明の第１の実施態様による航空機のナセルの縦断図である。
【図３】図２の流れ制御装置３０の部分拡大図である。
【図４】ナセルの壁部の下流部を移動させる機構が引っ込んだ状態の図である。
【図５】ナセルの壁部の下流部を移動させる機構が引き出された状態の図である。
【図６】本発明の第２の実施態様による航空機のジェットエンジン用ナセルの縦断図である。
【図７】図６の一部を拡大した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図１に参照番号１０で全体を示してある商用航空機（定期航空機）は、その航空機の主翼の下に固定された複数のナセル１２を備えている。
例えば航空機１０では、２つのジェットエンジン用ナセルがあってそれぞれ１つの翼に固定されているが、航空機のいろいろなモデルでは複数のナセルを同じ１つの翼に固定することができる。
さらに、エンジン用ナセルを胴体に直接固定することも考えられる。その場合、エンジン用ナセルは胴体の両側に、または胴体後方の上部に固定される。
【００１７】
図２には、本発明によるナセル１２の１つを縦断図として示してある。
ナセルの内部に設置されていて縦軸Ｘを持つジェットエンジン１４は、上流側（図の左側）にある入口にシャフト１８を有するタービンエンジン１６を備えていて、そのシャフトにはファン２２の羽根２０が取り付けられている。タービンエンジンは、ターボファンエンジンでバイパス比が大きい（比が５以上）タイプである。
本発明は、非常に大きな（１０に近い）バイパス比を持つタービンエンジンにも適用されることに注意されたい。
【００１８】
ナセル１２はジェットエンジン１４をそのジェットエンジンの上流部において取り囲んでいるのに対し、ジェットエンジンの下流部は、ナセルの下流部から突起している。その様子を図２に部分的に示してある。
より詳細には、ナセル１２は、ジェットエンジンを中心としてそのまわりを同心円状に取り囲む壁部２４を有する。その結果として壁部とジェットエンジンで環状ダクト２６が形成され、そのダクトを流体（ここでは空気）が流れる。
【００１９】
図２からわかるように、ナセルの入口に到着する空気（矢印Ｆで表示）はナセルの内部に侵入する。すると第１の流束（一次流と呼ぶ）がタービンエンジン１６の中に侵入して燃焼に関与し、シャフト１８を駆動し、したがってファン２２を回転させる。この一次流はその後エンジンのジェットノズル１７によって排出され、タービンエンジンの推進力の一部となる。
羽根によって推力を与えられた空気の第２の流束（二次流と呼ぶ）は環状ダクト２６を通過し、ナセルの下流部２６ａから排出される。したがってこの二次流が推進システムの推進力の大部分を構成する。
【００２０】
ナセルの壁部２４は２つの部分からなることに注意することが重要である。すなわち、タービンエンジンの前部の空気力学的カウリングを実現している上流部２４ａと、ナセルの壁部の後縁を含んでいて、固定された第１の部分に対して長手方向に（Ｘ方向に沿って）並進移動できる下流部２４ｂである。
図２からわかるように、下流部２４ｂは、引っ込んだ第１の状態がこの図の上部に示してある。この状態では環状ダクト２６への内部流Ｆｉがこのダクトを通過し、開放された下流端２６ａに到達する。この状態は、本発明が実施されない飛行段階で利用される。
【００２１】
タービンエンジン１６は、ダクト２６に沿って下流端２６ａに近づくにつれて直径が大きくなる外面１６ａを有することに注意されたい（図２の上部）。タービンエンジンの外面１６ａの形状は、頂部が上流を向いた円錐の一部に似ている（円錐台形）。
下流部２４ｂの内面のほうは、下流端２６ａに近い部分ではダクトに沿ってその下流端まで直径が小さくなっていく。内面のこの部分２５の形状は、頂部が下流を向いた円錐の一部に似ている。
ナセルの壁部の下流部２４ｂは、（例えば操縦席から送られる信号に基づく）命令によって移動する。引っ込んだ第１の状態から図２の下部に示した引き出された第２の状態へと、（例えば壁部２４ａに軸線Ｘに平行に取り付けた油圧ジャッキの作用によって）連続的に、または不連続に並進移動する。
【００２２】
引き出された第２の状態では、径方向または環状の開口部２８が壁部２４に作り出される。この開口部は、上流部２４ａと下流部２４ｂの間の位置で環状ダクト２６の外周部に設けられる。
ナセルの壁部の下流部２４ｂは、それぞれ独立に移動可能な複数の半環状部分で構成できることに注意されたい。その半環状部分はリングの一部の形状になっていて、これらの部分が集まって完全なリングが形成される。
【００２３】
したがってそれぞれの半環状部分が下流に向かって移動すると、ナセルの壁部にさまざまな半環状開口部が形成される。
この移動は、ジェットノズルの内部において、下流部２４ｂの内面と、そのの内面と向かい合うタービンエンジン１６の外面とによって規定される排出用通路の断面を変えることを目的としている。
【００２４】
したがって下流部２４ｂが後方に移動すると、流体流を排出する通路の断面が下流端２６ａにおいて大きくなる。しなわち、下流部２４ｂの壁部の内面の部分２５と、タービンエンジンの外面のうちで直径が最大の領域の下流に位置する領域１６ｂの間に、末広ノズルが形成される。その結果、流れＦ’ｉの膨張率が変化し、最大推力Ｐが誘起される。
【００２５】
ナセルの壁部の上流部２４ａと下流部２４ｂは、互いに接触することになる端部領域が相補的な形状になっているため、これら２つの部分で構成されるシステムは、互いに接触しているときにはつながっていることに注意されたい（図２の上部）。
したがって上流部２４ａと下流部２４ｂは、互いに向かい合った端部領域に、それぞれがほぼ斜めの形状の２つの傾斜面を有する。すなわち上流部２４ａの端面２４ｃは環状ダクトの内側に向かって傾いているのに対し、下流部２４ｂの端面２４ｄはナセルの外側に向かって傾いている（図２と図３）。
【００２６】
図２の下部と図３に示してあるように、端面２４ｃと端面２４ｄが離れたとき、その２つの端面によって開口部２８が形成される。
端面２４ｄは、上流部２４ａと下流部２４ｂの接続部において下流部２４ｂの端面２４ｅにつながる。
下流部２４ｂは、空気力学的に特殊な形状の鋭角部２９ａを持ち、この鋭角部が、開口部２８の下流に位置する前縁を形成していることに注意されたい。
【００２７】
下流部２４ｂは、この前縁から下流に向かって広がり、その後、鋭角部２９ａとは反対側にある尖った鋭角部２９ｂに近づくにつれて狭くなっていき、この鋭角部２９ｂが後縁を形成する。
さらに、ダクト２６の中を循環する内部流体流のわずかな部分が、当然、この開口部から径方向に逃げ出すことができる。
流れのこの部分を流出流と名づけ、Ｆ”ｉと表記する。
【００２８】
この流出流Ｆ”ｉを制御するため、流れ制御装置３０がナセルの壁部に設けられている。
図２からわかるように（そして図３により詳細に示してあるように）、流れ制御装置３０は、例えばナセルの壁部の移動可能な下流部２４ｂにおいて、上流部２４ａと下流部２４ｂの接続領域の位置に設けられる。
【００２９】
流れ制御装置３０は、ナセルの下流部２４ｂの外面２４ｅに、より詳細には端面２４ｄに配置されている。
流れ制御装置３０は、ナセルの可動要素を移動させて可変断面ジェットノズルの断面を変化させるとき、流出流Ｆ”ｉの中に高エネルギー流体を注入することのできる手段を備えている。
【００３０】
この流体の注入は、下流部２４ｂの外面２４ｅのほぼ接線方向になされる。
より詳細には、流れ制御装置３０は、下流部２４ｂの最も厚い部分に、高エネルギー流体の誘導路を備えている。その流体は、例えば、ジェットエンジンから来る加圧された空気である。
【００３１】
流体のためのその誘導路は、タービンエンジン１６の加圧空気源または空気エネルギー発生補助装置（例えば圧縮機）に通じる部分（図示せず）を備えている。
誘導路は環状部３２も備えており、その一部を図２に断面図として示してある。環状部３２は開口部２８の周辺部へと延びており、ナセルの下流部の外面２４ｅに設けられたトーラスの１つまたは複数の弧状部分の形態、または完全な１つのトーラスの形態にされている。
【００３２】
流れ制御装置３０はさらに、環状部３２に通じていて外面２４ｅに出口がある１つまたは複数の注入用ジェットノズル３４を備えている。そのため流出流Ｆ”ｉの中に高エネルギー流体を注入することができる（図３）。
湾曲面３５が、注入用ジェットノズル３４の出口に、このジェットノズルの接線方向に設けられている。
【００３３】
環状部がトーラス状区画（トーラスの弧状部分）または完全な１つのトーラスの形態にされていると、ジェットノズルは、そのトーラス状区画（半環状ジェットノズル）または完全な１つのトーラス（環状ジェットノズル）の全長にわたって延びるスリットの形態を取ることができる。
同じトーラス状区画または完全な１つのトーラスに関し、対象とするそのトーラス状区画または完全な１つのトーラスに分離した複数の注入用ジェットノズルが分布しているようにすることもできる。
【００３４】
図２と図３からわかるように、環状部３２からの加圧流体は、注入用ジェットノズル３４により、ジェットの形態で、流出流Ｆ”ｉの中に、外面２４ｅの接線方向に導入される。したがってこの流出流の一部が、それどころか全部が、制御された状態で変化する。
このようにして注入されたジェットは、湾曲面３５から離そうとする遠心力が壁部とジェットの間に現われる圧力低下と釣り合っている限り、ジェットノズルから湾曲面３５に接する所定の方向に出ていき、この面の形状に沿って進む（図３）。
【００３５】
図３からわかるように、流出流Ｆ”ｉの大部分は、注入用ジェットノズル３４を通じて注入されるジェットの作用を受けて軌跡が変化する。このジェット自体も湾曲面３５によって方向が変化する。
注入用ジェットノズル３４から注入される流体のエネルギーの寄与により、注入される流体ジェットの方向を制御することができる。
ジェットの向きは、流体の熱力学的パラメータと空気力学的パラメータ（すなわち、圧力および／または温度および／または流量および／または速度および／または乱流の割合など）のうちの少なくとも１つの関数として変化する。
【００３６】
流れ制御装置によって注入される流体ジェットを利用すると、図３に示したように流出流Ｆ”ｉが空気力学的誘導力によって外面２４ｅに沿って導かれるため、抗力を発生させる可能性のある剥離現象を避けることができる。
このようにしてタービンエンジンの推力ベクトルＰにほぼ平行になるように方向が変化した流出流Ｆ”ｉは、下流部２４ｂの外面２４ｅに沿って進み、後端２９ｂの下流で、推力ベクトルを構成する流れＦ’ｉと合流する。
【００３７】
本発明がなければ通常は失われるであろう流出流の全体または一部を本発明ではこのように再利用することで、ジェットの推力を直接的に増大させることができる。その結果、望ましくない流れが、特に簡単かつ効果的なやり方で大きく制限される。
ジェットエンジンの全推力に対する流出流のこの好ましい寄与により、並進移動する可変ジェットノズルの推力の全体的効率を大きくすることができる。
例えば誘導用流体の流量と圧力を大きくすると、流体ジェットが湾曲面３５に張り付くとともに、一般に外面２４ｅの全体またはほぼ全体にも張り付くため、流出流Ｆ”ｉは方向が変化してナセルの下流に向かう。
【００３８】
熱力学的パラメータと空気力学的パラメータのうちの１つだけ（例えば流量）を変化させて流出流に影響を与えることで、この流れの方向と変化させる流量を制御できることに注意されたい。
例えば隔膜タイプの構成を利用して注入用ジェットノズルの出口にある注入用オリフィスのサイズを変化させることで、注入速度を変化させ、したがって注入する流体の流量を変化させることができる。
さらに、流れ制御装置が作動しているとき、流体の注入は、連続流で実現してもよいし、注入される流体の消費を制限するためにパルス流で実現してもよい。
【００３９】
本発明の装置の機能と関係する空気力学的な力は、主として、ナセルの壁部に環状に配置された流れ制御装置３０に集中することに注意する必要がある。その結果、伝わる力をナセル構造の中によりうまく分布させ、その結果としてナセル構造の形状と重量を最適化することができる。
さらに、流れ制御装置をナセルの壁部と一体化しても、ナセルの内部と外部の音響処理にほとんど影響しない。
なぜなら、図２の上部に示した引っ込んだ状態では、本発明の装置により、ナセルの壁部の内面と外面のほぼ全体に側壁音響コーティングを統合することが可能になるからである。
さらに、流れ制御装置３０のサイズは比較的小さいため、ナセルの中に統合することが容易である。
【００４０】
図４に、ナセルの壁部の下流部２４ｂを並進移動によって移動させる手段の一実施態様を示してある。
上流部２４ａに設けられた内側収容部には、例えば空気圧または油圧タイプの二方向ジャッキ４０が収容されている。
ジャッキの固定部４２または本体は収容部の奥に固定されているのに対し、ジャッキの可動部４４またはシャフトは、下流部２４ｂの流れ制御装置３０が存在しない領域に固定されている。
【００４１】
しかし流れ制御装置３０が下流部２４ｂの周辺部全体に延びている場合でさえ、固定することが考えられる。
この図では、下流部２４ｂは並進移動しておらず、引っ込んだ状態の上流部２４ａに接している（引っ込んだジャッキ）。
【００４２】
図５では、ジャッキのシャフト４４を外に出す命令を受けて下流部２４ｂが引き出されているため、ナセルの壁部に、上流部２４ａと下流部２４ｂの接続部から始まる開口部２８が作り出される。
このタイプのジャッキを例えば上流部２４ａの周囲に複数個設けると下流部が効果的に並進移動することに注意されたい。
【００４３】
本発明は、並進移動タイプではない可変断面のジェットノズルを有する、バイパス比が大きな、または非常に大きなタービンエンジンにも適用される。
このようなタービンエンジンに取り付けられた可変断面のジェットノズルは、航空機のさまざまな動作段階（巡航飛行、低速）に適合させうることに注意されたい。
【００４４】
図６と図７のナセル５０は本発明の別の一実施態様を示しており、ここでは、図２のナセル１２と比べて変化していない要素は同じ参照番号にしてある。
ナセル５０がナセル１２と異なっているのは、流れ制御装置が、ナセルの壁部の上流部と下流部の接続領域の上流に位置することと、これらの部分の互いに向かい合った端面の形状である。
【００４５】
図６と図７からわかるように、ナセル５２の壁部は、凸状でナセルの外側を向いた端面５２ｃを有する上流部５２ａと、凹状で環状ダクト２６を向いた端面５２ｄを有する下流部５２ｂを備えている。
これら２つの部分が互いに離れると、１つまたは複数の径方向の開口部５３が両者の間に形成される。
【００４６】
流れ制御装置５４は、（開口部の上流にある）上流部５２ａの中に収容され、注入手段５６（注入用ジェットノズル）は、ナセルの壁部の上流部の外面に配置されている。より詳細には、注入手段５６は、上流部５２ａと下流部５２ｂの接続領域の位置で上流部５２ａの外面につながる端面５２ｃに設けられている。
【００４７】
ジェットノズル５６によって注入される高エネルギーの流体ジェットは、どのような空気力学的誘導効果を望むかに応じ、ある程度長い距離にわたってそのジェットノズルの開放端部に接する湾曲面５８に沿って進む。
注入される流体のエネルギー（このエネルギーは、流体の熱力学的パラメータと空気力学的パラメータのうちの少なくとも１つの値を選択することによって調節される）に応じてこの距離を制御し、したがって湾曲面５８からジェットが離れる点の位置を制御する。
【００４８】
そのため流体ジェットの方向が制御される。
図６と図７の構成では、この距離は短く、ジェットは湾曲面から非常に早く離れて流出流Ｆ”ｉと合流し、その軌跡を変化させる。
したがって、方向を制御された流体ジェットは、やはり方向を制御された流出流Ｆ”ｉの方向を変化させ、この流出流がナセルの壁部の下流部５２ｂの外面５２ｅに沿って流れるように仕向ける。
したがって流出流は、この面に沿ってタービンエンジンの推力ベクトルと平行な方向に導かれ、下流部２６ａの端部の下流において、推力を構成する流れＦ’ｉの中に再び注入される。
【００４９】
可変ジェットノズルを有するシステムをバイパス比が大きいタービンエンジンに統合すると、熱力学的性能が著しく改善される。
なぜなら、定期航空機に取り付けられていてバイパス比が非常に大きい（１０に近い）タービンエンジンでは、タービンエンジンの全推力に主として寄与するファンの圧縮比は小さいからである（約１．４）。その結果、航空機の飛行速度（音速）に対するこのファンの空気力学的性能の感度が向上する。
【００５０】
可変ジェットノズルを有するシステムが取り付けられていないバイパス比が非常に大きいタービンエンジンの場合には、ファンに関して選択される空気力学的動作線は、巡航飛行中の空気力学的効率と、低速飛行でのエンジンの不規則運動（エンジンが完全である上で有害な非定常現象）の間の妥協の産物である。
それに対して可変ジェットノズルを有するシステムが取り付けられたバイパス比が非常に大きいタービンエンジンの場合には、ジェットノズルの出口の断面がファンの機能領域に合っているため、このような妥協は不要である。したがって飛行中の各段階におけるタービンエンジンの効率は大きくなる。
【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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【国際調査報告】
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