航空機エンジン排出ノズル31の有効流路面積を選択的に調節し、該ノズル31の作動特性を変化させるための制御装置11であって、中空内部を有するチャンバ15と、前記チャンバ15の前記中空内部から前記排出ノズル31の内側の個所まで延びる複数の出口通路17と、加圧空気源19から前記チャンバ15の前記中空内部まで延び、加圧空気の噴流を前記チャンバ15に送給する調節可能な導入口13と、を含み、前記導入口13は、加圧空気を前記複数の出口通路17のうちの選択された1つ又はそれ以上の出口通路17に指向させ、前記1つ又はそれ以上の出口通路を介して空気を前記排出ノズル31の内側の対応する1つ又はそれ以上の個所まで送給し、それによって前記ノズル31の作動特性を変化させるように調節可能である、ことを特徴とする制御装置11。前記調節可能な導入口13は、流体式に制御されることを特徴とする請求項1に記載の制御装置11。前記調節可能な導入口13は、加圧された操向空気を噴射して前記導入口13を通過する空気に相互作用させ、前記チャンバ15に入る空気を流体式に指向させるための少なくとも1つの流体噴射経路43を含むことを特徴とする請求項2に記載の制御装置11。前記経路43は、前記導入口13のほぼ周辺部に設置されることを特徴とする請求項3に記載の制御装置11。前記調節可能な導入口13は、前記導入口13の周辺部に真空源に接続する少なくとも1つの多孔性の表面45を含み、前記表面に沿って負圧を発生させ、前記チャンバ15に入る空気を指向させることを特徴とする請求項2に記載の制御装置11。前記調節可能な導入口13は、枢動可能なノズル49を含むことを特徴とする請求項1に記載の制御装置11。前記導入口13は、加圧空気を受入れる前記出口通路17の数を変化させるように調節可能であることを特徴とする請求項1に記載の制御装置11。前記導入口13は、前記導入口13を通る流量を変化させるように調節可能であることを特徴とする請求項1に記載の制御装置11。前記流量を選択的に制御するために前記導入口13中にバルブ21をさらに含むことを特徴とする請求項8に記載の制御装置11。前記導入口13は、前記ノズル31を通る流れの方向を変化させ、それによって前記ノズル31により生じる推力の傾き方向を変化させるように調節可能であることを特徴とする請求項1に記載の制御装置11。前記チャンバ15は、前記導入口13から送給される前記加圧空気にとっては過大寸法であり、その結果、前記空気がチャンバ15を通って流れるとき、前記チャンバ15を満たすほど十分には膨張せず、前記空気は前記チャンバ15の少なくとも1つの周辺部壁面から剥離することを特徴とする請求項1に記載の制御装置11。流体式制御装置11を有する、航空機に推進力を供給するためのガスタービンエンジンであって、前記エンジンは、前記エンジンの作動特性を制御するための少なくとも1つの可変流路面積を持ち、前記エンジンからガスを排出するためのダクトを有するノズル31と、加圧空気源19と、前記ダクトの前記少なくとも1つの流路面積を選択的に調節するための流体式制御装置11と、を含み、前記制御装置11は、中空内部を有するチャンバ15と、前記チャンバ15の前記中空内部から前記ノズル31の内側の個所まで延びる複数の出口通路17と、前記加圧空気源19から前記チャンバ15の前記中空内部まで延び、加圧空気の噴流を前記チャンバ15に送給する調節可能な導入口13と、を含み、前記導入口13は、加圧空気を前記複数の出口通路17のうちの選択された1つ又はそれ以上の出口通路17に指向させ、前記1つ又はそれ以上の出口通路を介して空気を前記ノズル31の内側の対応する1つ又はそれ以上の個所まで送給し、それによって前記エンジンの作動特性を変化させるように調節可能である、ことを特徴とするガスタービンエンジン。航空機エンジン排出ノズル31の有効流路面積を選択的に調節し、該ノズル31の作動特性を変化させる方法であって、中空内部を有するチャンバ15及び前記チャンバ15の前記中空内部から前記排出ノズル31の内側の個所まで延びる複数の出口通路17に加圧空気を供給する段階と、前記加圧空気の少なくとも1部分を前記複数の出口通路17のうちの少なくとも1つの出口通路に向けて選択的に指向させ、空気の前記部分を前記ノズル31の内側の対応する個所に送給し、前記ノズル31の作動特性を変化させる段階と、を含むことを特徴とする方法。前記加圧空気の少なくとも1部分を少なくとも1つの出口通路に向けて選択的に指向させる前記段階は、空気の前記部分を流体式に操向する段階を含む特徴とする請求項13に記載の方法。流体式に操向する段階は、前記加圧空気に相互作用する操向空気を噴射し、前記加圧空気の移動方向を選択的に変化させる段階を含むこと特徴とする請求項14に記載の方法。前記操向空気は、前記加圧空気の周りの周辺部位置で噴射されることを特徴とする請求項15に記載の方法。流体式に操向する段階は、前記加圧空気の周りに負圧を作用させる段階を含むことを特徴とする請求項14に記載の方法。流体式噴射能力を有し、それによって加圧されたガスの第1流れがノズル31に送給され、排出流中に噴射され、該ノズル31の作動特性を流体式に変化させる形式の航空機エンジン排出ノズル31を制御する方法であって、流体式制御装置11を用いて、前記排出流中への前記第1流れの前記噴射を選択的に制御する段階を含むことを特徴とする方法。前記第1流れの前記噴射を制御する前記段階は、前記第1流れ中に加圧ガスの第2流れを選択的に噴射し、前記ノズル31へ送給される前記第1流れの分配を調節する段階を含み、それによって前記排出流は前記第1流れの噴射によって流体式に制御され、また前記第1流れは前記第2流れの噴射によって流体式に制御されることを特徴とする請求項18に記載の方法。残念ながら、可変面積ノズルは、重く費用が掛かる複雑な機構を必要とする。それは、関連のリンク機構及び液圧式アクチュエータを備える幾つかの可動フラップを有する。その機構は、重量及び構造上の複雑性を増し、しかも定期的なメンテナンスを必要とする。かけ離れたアスペクト比、楕円形またはひし形のような通常とは異なる形状を有するノズル中に可変面積機構を備えるためには、さらに大きい構造的重量面での不利益を招く。その上に、可変面積ノズルの各可動フラップは、隣接する構造間に端縁及び表面間の間隙を有し、これがノズルをレーダで一層識別できるようにする可能性があり、軍用航空機には望ましくない。喉状部及び出口の物理的な境界を機械的に変化させる代わりに、流路面積を流体式に変化させ、それによって幾つかの利点を得ることができる。流体式ノズルにおける有効流路面積は、喉状部または末広ダクトの周囲に沿って選択された位置で加圧空気を噴射して、流路面積の1部分を空力的に閉塞し、排出ガスに利用できる面積を狭くすることによって変化させられる。結果として、ノズルは可動フラップの必要は全くなく、機械的に形状寸法を固定することが可能になる。アクチュエータも可動部分も全くないので、ノズル重量は少なく、そのうえ構造はより効率的である。ノズルは、どのような所望の形状にすることも可能であるので、従って、航空機の構造上の設計により容易に組み入れられる。ノズルの表面は間隙が全くなく平滑であるので、改善されたレーダ識別特性が可能になる。流体式ノズルの欠点は、加圧空気を所望の位置に分配するのに複雑な系統の管、マニホルド、及びバルブが必要であるということであった。例えば、1つの形式の流体式ノズルは、圧縮機吐出空気を様々な位置に送給するための相互接続管に加えて、3つのマニホルド及び9つのバルブを必要とする。これらの部品は、重量及び費用を増大させ、また信頼性を低下させる。さらに、部品はノズルの周りに分散配置されなければならず、兵器に対する被攻撃性を減少させるための設計に必要とされる、1つの位置にまとめた実装をすることができず、従って、残存性を低下させる。概して、本発明の制御装置は、航空機エンジン排出ノズルの有効流路面積を選択的に調節し、ノズルの作動特性を変化させる。制御装置は、中空内部を有するチャンバと、チャンバの中空内部から排出ノズルの内側の個所まで延びる複数の出口通路と、調節可能な導入口とを含む。導入口は、加圧空気源からチャンバの中空内部まで延び、加圧空気の噴流をチャンバに送給する。導入口は、加圧空気を複数の出口通路のうちの選択された1つ又はそれ以上の出口通路に指向させ、1つ又はそれ以上の出口通路を介して空気を排出ノズルの内側の対応する1つ又はそれ以上の個所まで送給し、それによってノズルの作動特性を変化させるように調節可能である。別の形態において、航空機に推進力を供給する本発明のガスタービンエンジンは、流体式制御装置を有する。エンジンは、エンジンの作動特性を制御するための少なくとも1つの可変流路面積を持ち、エンジンからガスを排出するためのダクトを有するノズルを含む。加圧空気源及び流体式制御装置が含まれ、ダクトの少なくとも1つの流路面積を選択的に調節する。制御装置は、中空内部を有するチャンバと、チャンバの中空内部からノズルの内側の個所まで延びる複数の出口通路と、加圧空気源からチャンバの中空内部まで延び、加圧空気の噴流を前記チャンバに送給する調節可能な導入口とを含む。導入口は、加圧空気を複数の出口通路のうちの選択された1つ又はそれ以上の出口通路に指向させ、1つ又はそれ以上の出口通路を介して空気をノズルの内側の対応する1つ又はそれ以上の個所まで送給し、それによってエンジンの作動特性を変化させるように調節可能である。さらに別の形態において、航空機エンジン排出ノズルの有効流路面積を選択的に調節する本発明の方法は、ノズルの作動特性を変化させる。その方法は、中空内部を有するチャンバ及びチャンバの中空内部から排出ノズルの内側の個所まで延びる複数の出口通路に加圧空気を供給する段階を含む。加圧空気の少なくとも1部分は、複数の出口通路のうちの少なくとも1つの出口通路に向けて選択的に指向させられ、空気の1部分はノズルの内側の対応する個所に送給され、ノズルの作動特性を変化させる。さらに別の形態において、本発明の方法は、流体式噴射能力を有し、それによって加圧されたガスの第1流れがノズルに送給され、排出流中に噴射され、ノズルの作動特性を流体式に変化させる形式の航空機エンジン排出ノズルを制御する。この方法は、流体式である制御装置を用いて、排出流中への第1流れの噴射を選択的に制御する段階を含む。本発明の他の特徴は、一部は明らかであり、また一部は以下に明らかにされるであろう。対応する参照符号が、図面の幾つかの図を通して相当する部品を示す。ここで図面、特に図1を参照すると、航空機のガスタービンエンジン排出ノズルの有効流路面積を選択的に調節し、ノズルの作動特性を変化させるための制御装置が、全体として11で示される。制御装置11は、調節可能な導入口13、中空内部を有するチャンバ15及び複数の出口通路17を含む。加圧空気の流れが、導入口13からチャンバ15中に、次いで1つ又はそれ以上の出口通路17に順次に流れる。導入口13は、空気のようなガスの流れを加圧空気源19から制御装置に供給する流路を含む。源19は、ガスタービンエンジンあるいは圧縮機抽気吐出ポート図示せずのようなエンジンの適当な空気出口であることが好ましい。圧縮機吐出空気は、エンジン圧縮機の少なくとも1部分を通過して、正圧勾配でもって排出ノズル中のいかなる位置にもその空気を送給することができるほど十分に圧力を高められる。しかしながら、中間圧縮機段の抽気あるいは取出し、エンジンのファン吐出ポート、入口バイパスダクト、または独立した空気回路のような加圧空気のいかなる適当な1つのまたは複数の源でも、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、用いることが可能である。導入口13には、導入口を通る流量を選択的に変化させるための制御バルブ21を備えるのが好ましい。バルブ21は、図1にT字形のハンドル23により概略的に示される適当な制御装置により選択的に調節することができる。選択された流量は、ゼロから導入口の大きさ及び空気圧力により制限される最大流量までの範囲とすることができる。バルブ21は、空気源19及びチャンバ15の間の導入口13に沿ういかなる位置にも設置可能である。しかしながら、調節バルブを備えない導入口も、本発明の技術的範囲に含まれる。チャンバ15は、導入口13より大きい断面寸法を有するプレナムであり、導入口から供給される空気流にとっては実質的に過大である。従って、空気流は、チャンバ15を満たすほど十分には膨張しない。逆に、空気は、チャンバ中に流れ込みチャンバ中を流れるとき、チャンバの周辺部壁面から剥離する。従って、空気流は、チャンバ15中に流れ込むときに空気の自由噴流を形成する。噴流は、下記のように、チャンバの下流端25上の1つ又はそれ以上の出口通路17に向けて指向または操向されることができる。従って、出口通路17は噴流のターゲットを構成する。噴流は、チャンバ15の1つの側面に沿って操向されることができ、あるいはより中央寄りの位置へ操向されることができる。チャンバ15は、図1及び図2の好ましい実施形態に示されるように、円筒形の形状にすることができ、あるいは本発明の技術的範囲から逸脱することなく別の適当な形状にすることができる。出口通路17は、チャンバ15の下流端25の周りに配置されて、空気の噴流が1つ又はそれ以上の出口通路に向けて操向されることを可能にする。図1に見られるように、好ましい実施形態では、8つの出口通路17を有する。図2に見られるように、通路は、チャンバの下流端25を全体的に覆う、円形の隣接するセクタ27及び環帯のセクタ29を形成するように形づくられる。下流端25は、球状、凹状、凸状、平面状または他の適当な形状にすることができる。本発明の技術的範囲から逸脱することなく、チャンバ15の周りの出口通路17の数、出口通路の形状、構成及び位置はどのようにすることも可能である。ここで図3から図6までを参照して、流体式に制御される排出ノズルが、全体を31で示される。ノズル31は、円形、矩形、楕円形またはひし形のようないかなる適当な断面の形状にすることもできる。ノズル31は、先細ダクト33、最小面積セクション又は喉状部35、及び末広ダクト37を含む。各出口通路17は、排出ノズル31の内側表面に沿った個所または領域に接続されて、チャンバ15及びノズルの間に流体連通をもたらす。チャンバ15を通過して出口通路17のうちの1つの中に流れ込む空気は、排出ノズル31の対応する個所に導かれる。その個所は、空気が必要とされる排出ノズルのいかなる領域をも含むことができる。例えば、好ましい実施形態の8つの個所は、喉状部35の上部側面、下部側面、左側面、及び右側面並びにその喉状部から出口までの距離の約80の位置の末広ダクト37の上部側面、下部側面、左側面、及び右側面を含む。空気は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、別の位置の個所及び/または異なる数の個所に導かれることができる。各出口通路17は、流れガイド、出口プレート、または分配マニホルドのような適当な流れディスペンサーを有する流出端36図3から図6までを有する。流出端36は、空気を、望み通りにその個所全体に給配し、ノズル表面を貫通して主排出流中に噴射する。流出端は、ノズルダクトライナ図示せずに沿って供給される冷却空気とは干渉しないように形成されるので、冷却空気は実質的に影響を受けない。流体噴射がなければ、喉状部35は、喉状部におけるダクト壁面の物理的境界により定めれる。当業者には知られているように、流体噴射は、噴射された空気で物理的な流路面積の1部分を閉塞をすることによって、有効流路面積を縮小する。喉状部35の面積は、上部個所及び下部個所の間に対称的に分割された空気を噴射することにより、図4の再熱非ベクタード形態にまで縮小されることができる。この形態を達成するために、空気の噴流は、チャンバ15中の中心軸線38に平行に操向される。噴流は、図2に示すようにチャンバ15の下流端25の中心に向けられ、そこで、噴流は、円形の隣接するセクタ27の間でほぼ同等の部分に分割されることになる。それらの出口セクタ27は、ノズルの喉状部35をほぼ囲繞する個所に通じる。喉状部面積は、より大量の空気を噴射することによって図3のドライパワー非ベクタード形態にまでさらに減少させることができる。この形態を達成するために、噴流は中心軸線38に平行に操向され続けるが、同時に、導入口13中のバルブ21が調節されて、増量された加圧空気を供給し、それによって喉状部35の有効寸法を縮小させる。推力ベクタリングは、図5及び図6のベクタード形態に示されるように、非対称パターンで空気を噴射することによって達成することができる。空気は、上部表面上よりもさらに下流の位置で末広ダクト37の下部表面上の個所で噴射される。噴射された空気は、主排出流を偏向させ、喉状部平面は斜めにゆがめられ、排出流を変向させる傾向になり、推力の対応する傾斜角を生じる。推力の大きさは、このベクタリング方法によっては実質的には減少されない。図6の状態を達成するには、噴流がチャンバ中で上方に操向されて、その場合、噴流は、図2に示すように上部セクタ27、29の間で分割されることになる。環帯の上部セクタ29は、ノズルの下部側面に沿う末広ダクト37上の個所に通じ、一方、円形の上部セクタ27は、上部側面に沿う喉状部35の個所に通じる。図5の形態は、図6の場合と同じ操向軌道で達成されるが、バルブ21が調節されて増量された加圧空気を供給し、喉状部35をドライパワー運転に適した有効寸法に減少させる。垂直方向またはピッチ平面の推力ベクタリングが、図5及び図6に示されているが、水平方向またはヨー平面の推力ベクタリングが、空気をノズル31の横側面上の適当な個所または個所の組み合わせに送給することによって容易に達成されることができる。同様に、ピッチ及びヨーの組合わせ平面の推力ベクタリングが容易に達成され、また喉状部面積の変更及び推力ベクタリングの種々の組み合わせが容易に達成される。上述のように、チャンバ15中の空気流は、出口通路17のうちの1つ又はそれ以上の出口通路に向けて操向または指向されることができる。操向は、流れが導入口13を離れチャンバ15に入るところに位置するほぼ制御平面39において起こることが好ましいが、チャンバ内の他の位置も本発明の技術的範囲から逸脱するわけではない。操向が達成された後に、噴流は、チャンバ15を通って一定の軌道に沿って概ね持続する。例えば、空気が上部環帯セクタ29で必要とされる場合、チャンバ15に入る空気流は、そのセクタの方向へ操向されて、空気をその出口通路及びノズル31の対応する個所に送給する。操向は、機械式流れ反らせ板のない流体式方法で達成されることが好ましい。図7に示す好ましい実施形態においては、幾つかのタブ41またはプレートが、ほぼ制御平面39において導入口13及びチャンバ15への入口の周辺部周りに取り付けられる。タブ41は、壁面にほぼ平行で、各タブ及び壁面の間に1つの経路43または連続する経路を形成する。操向空気として知られる加圧空気は、従来の流れインゼクタ44により経路43に導入されるので、空気は経路から高速で流れる。操向空気は、導入口の周辺のいかなる選択された円周上の部分に沿ってでも導入することが可能である。操向空気は、エンジン19の圧縮機吐出口に源を発するのが好ましいが、他の源も考えられる。経路43に導入される操向空気量は、導入口13を通って流れる量よりもかなり少ない。ダクト及び作動されるバルブ図示せずの系統が、操向空気を円周の周りの選択されたインゼクタ44に分配するのに必要とされるが、必要とされる操向空気は少量であるためにこの系統の重量及び複雑性はわずかである。導入口13を通る流れは、導入口の周辺部の選択された円周上の位置で操向空気を噴射することにより操向される。導入口流れは、当業者にコアンダ効果変向として知られているメカニズムにより部分的に変向させられる。コアンダ効果は、流路に対してほぼ接線方向の表面に付着してこの表面により偏向される流体の本来的傾向である。経路43からの操向空気は、チャンバ15の壁面にほぼ平行に高速で流れ、低い静圧を生じ、これが導入口13から流れでる噴流をチャンバの壁面に向けて引き寄せる。操向空気は、噴流と混ざり、導入口流れを操向流れの移動方向に平行に変向させる。例えば、噴流を上向きに操向するためには、操向空気は、導入口13の円周の上方部分に沿う経路43中に導入される。それに代えて、噴流を下向きに操向するためには、操向空気は、導入口13の円周の下方部分に沿う経路43中に導入される。こうして、噴流は、例えば最も上部または左側の表面のようなチャンバ15の1つの壁面に付着するように指向されることができる。導入口13の円周の周りの経路43の間で操向空気を適切に分配することにより、噴流は、チャンバ15の内部のいかなるところでも壁面の間のいかなる傾斜角にも適度な精度で選択的に指向させることができることが予期される。図8に示す本発明の第2実施形態もまた、流れを流体式に操向する。それは、ほぼ制御平面39において導入口13及びチャンバ15への入口の周辺部周りに多孔性の表面45または多孔性の壁面を含む。真空または負圧を、その多孔性の表面45を通して作用させ、導入口空気流れを選択された軌道に対してほぼ横方向に引き寄せる。操向の制御性を向上させる必要がある場合には、矢印47により表わされるように、操向空気流を噴射して、流れをさらに押圧することができる。噴射流47は、作用させる負圧に対してほぼ直径方向に反対側に位置し、また導入口空気流に対してほぼ垂直である。負圧及び反対側の噴射の組合せを、作用させるか、あるいは負圧または噴射のどちらかを別々に作用させることができる。負圧及び/または反対側の噴射を適当な強度及び位置で作用させることで、噴流をチャンバ15の内部で適度な精度でいかなる傾斜角にも操向することができることが予期される。図9に示す流れを操向するための第3実施形態は、操向空気を全く必要としない枢動可能なノズル49を用いる。操向可能なノズル49は、チャンバ15へのほぼ入口において導入口13に沿って位置する。操向可能なノズル49は、ジンバルド式になっており、噴流をチャンバ15中の所望の軌道に沿って指向させる。従来の駆動機構を、ノズル49を移動させるために用いることができる。旋回翼及びフラップのような流れを操向するための他の機械式の実施形態もまた、本発明の技術的範囲内であるとして考えられる。運転中、制御装置11は、排出ノズル31の内側表面に沿って加圧空気を選択的に分配することを可能にする。航空機飛行条件は変化しまたエンジンは幾つかの出力設定で作動されるので、ノズル31は様々な喉状部面積が得られなければならない。導入口13中の制御バルブ21は、物理的な流路面積を閉塞するために流体式に噴射される流れの量を変化させるように調節される。噴流が、チャンバ15中でノズルの喉状部35における個所に通じる出口通路17に操向され、流れが喉状部の周りに対称的に分配される。操縦中または航空機の制御を増大させるために、推力ベクタリングが必要とされる場合には、流れがチャンバ内部の出口通路17の新しい組合せに対して操向される。それらの出口通路は、流れをノズル31の周りの対称的でない個所に分配し、それによって排出流の方向を変化させる。チャンバ15中の噴流は、ノズル31中の1個所に全てが行くように操向されるかまたは所望の割合で2つまたはそれ以上の個所の間に分割されることが可能である。操向は、幾つかの方法のうちの1つで達成されるが、操向空気の少量の分配を変化させることで行なわれるのが好ましい。重要なことは、本発明の流体式制御の実施形態は、純流体素子を用いて流体式排出ノズルの制御を達成することである。装置は、複流増幅器のように機能する。操向空気流の少量が、導入口空気流のより多くの量を制御し、これが主排出流のさらに多くの量を制御することになる。こうして、本発明は、航空機エンジンの排出ノズルの有効流路面積を選択的に調節し、ノズルの作動特性を変化させるための制御装置を実現する。調節可能な導入口13及びチャンバ15は、従来技術の流体式ノズルに比して、結果としてより少ない重量、より少ない部品、及び削減された費用をもたらすことになる。本発明の部品は、その大部分がチャンバ15にあるが、航空機中の1つの位置に容易にまとめて実装されるのでバルナラビリティの低下を改善する。本発明又はその好ましい実施形態の構成要素を説明するとき、1つ又はそれ以上の要素があることを意味し、挙げられている要素以外に他の要素を含むことができることを意味する。本発明の技術的範囲から離れることなく、上記の構成において様々な変更を行なうことができるので、上記説明に含まれ、あるいは添付図面に示される全ての事項は、例示として解釈されべきものであって、限定的意味をもたない。