JP2001505636A - 多数のパワー制御回路を有する軸対称形転向ノズル作動装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機ガスタービンエンジン軸対称形転向排気ノズル（１４）用のフェイルセイフノズル作動装置（２）が転向リング（８６）を有し、このリングは、ノズル中心線（８）の周りに周方向に配設されそしてノズル（１４）において排気流路の境界をなす複数の枢動フラップ（５０）に連結されて作用し得る。フェイルセイフ作動装置（２）は少なくとも２つの独立的に作用し得る第１および第２転向作動装置（２Ａ、２Ｂ）を有し、両転向作動装置はそれぞれ、転向リング（８６）に連結されて作用し得る第１および第２群の作動器（９０Ａ、９０Ｂ）と、第１および第２フェイルセイフ制御手段とを有して第１および第２群の作動器（９０Ａ、９０Ｂ）へのパワーを制御する。第１群の転向作動器はノズル（１４）の周囲で第２群の転向作動器と交互に配置される。両作動器群のどちらかが、他群がフェイルセイフされた時、ノズル（１４）を操作するように作用し得る。

Description

【発明の詳細な説明】 多数のパワー制御回路を有する軸対称形転向ノズル作動装置 発明の背景 発明の分野 本発明は一般的にはガスタービンエンジンの軸対称形転向排気ノズルに関し、 特に、転向リングを制御する多数のパワー回路を有するこのようなエンジンの作 動装置に関する。 背景技術の説明 軍用航空機の設計者と技術者は、空対空戦闘用と複雑な地上攻撃用の航空機の 運動性を高めるように常に努力している。彼等は、フラップと補助翼のような通 常の空力面に代わるものあるいはそれを増強するものとして、航空機を駆動する ガスタービンエンジンの排気流と推力を転向させる推力転向ノズルを開発した。 一つの新しく開発された推力転向ノズルは、ハウア(Hauer)による米国特許第４ ９９４６６０号に開示されている軸対称形転向排気ノズルであり、この米国特許 をここに参照する。この軸対称形転向排気ノズルは、ノズルの末広フラップを非 対称的に自在に枢動することにより、換言すれば、末広フラップを、転向しない 場合のノズルの中心線に対して半径方向と接線方向に枢動することにより軸対称 中細ノズルの推力を転向させる手段として働く。フラップは転向リングにより枢 動され、転向リングは軸方向に直動されかつその水平および垂直軸線に対して限 られた範囲にわたってジンバルされる、すなわち、傾けられる（実質的にその姿 勢が調整される）ことが可能である。 軸対称形転向排気ノズルは、より旧式なガスタービンエンジン排気ノズルと同 様に、可変面積中細排気ノズルを形成するように配置された１次および２次排気 フラップを含んでいる。排気ノズルは概して軸対称形または環状であり、そして 排気流はノズルののどに至るまで１次または先細フラップにより包囲され次いで ２次または末広フラップにより包囲される。例えば、末広フラップは最小流れ面 積ののどを画成する前端と比較的大きな流れ出口面積を有する後端とを有し、の どから下流に延在する末広ノズルを画成する。末広フラップは可変である。これ は、末広フラップが比較的小さな半径の位置から比較的大きな半径の位置まで動 かされるにつれ末広フラップ相互間の間隔が必然的に増加することを意味する。 従って、排気ノズルシールが隣合う末広フラップ間に適当に固定されて排気流を 包囲しそして末広フラップ間の排気流の漏れを防止する。 転向ノズル、特に、ハウアの前記引例に開示された型の軸対称形転向排気ノズ ルは、一般に、位置可変末広フラップを有する。これらの末広フラップは、排気 ノズルの長手方向中心線に対して対称的に位置づけ得るだけでなく、同中心線に 対して非対称的に位置づけ得るので、縦揺れと片揺れの転向が得られる。ハウア (Hauer)による米国特許第４９９４６６０号に開示されている軸対称形転向排気 ノズルは３つの転向作動器を用いて転向リングを直動かつ傾斜させ、転向リング は末広フラップを所定位置につかせる。転向リングの傾斜角と傾斜方向はそれぞ れノズルのベクトル角とベクトル方向を定める。転向リングの軸方向直動は、所 与ののど面積（しばしばＡ８と呼ばれる）に対して出口面積（しばしばＡ９と呼 ばれる）を定める。 最新の多用途航空機は、運用要件に適合するために中細ノズル付きのエンジン 、例えばＧＥ Ｆ１１０エンジンを用いる。中細ノズルは、直流関係にある先細 部とのどと末広部を有する。特性上、これらのノズルは、ノズルのどとノズル出 口とにおいて可変面積手段を用いる。これは所望の出口対のど面積比を保つ手段 として役立ち、この比によりノズルの作用を効率良く制御できる。ノズルの作用 は、エンジンの設計サイクルに対して最適化されかつ理想的には低亜音速および 高超音速飛行状態で効率的な制御をもたらすべきノズル出口面積対のど面積（Ａ ９／Ａ８）スケジュールをもたらすように設計される。これらの型のノズルは通 例空気圧または液圧作動器を用いて可変作用をなす。通例、出口面積とのど面積 は、ノズルのど面積の関数である面積比（Ａ９／Ａ８）スケジュールを生成する ように互いに機械的に関連づけられる。推力転向ノズルは通例ノズルの出口面積 とのど面積を独立的に制御する能力を有し、これによりエンジンは広範なエンジ ン運転状態にわたって比較的高いレベルの性能を達成し得る。 エンジンと航空機の使用中、ノズル用の液圧作動装置は、例えば戦闘による構 成部品の不良作用または損傷により幾つかのモードの一つ以上で故障する可能性 がある。この故障は、通例飛行制御計算機および（または）推力転向ノズル用の ベクトル電子制御手段により検出される機械系または制御系の不良作用により生 じ得る。このようなノズル作動装置には液圧フェイルセイフ位置が設けられてお り、転向リング作動器を完全に後退するように用いそして一つの転向リングの場 合ノズルを固定不転向位置につかせてエンジンの推力が転向しないようにする。 これらの転向作動器はまたＡ９の制御に用いられる。しかし、その結果生じるノ ズル形状は非常に大きな面積比（Ａ９／Ａ８）を有し、これはＡ８の拡開、従っ て、増強装置の作用を妨げそして空力的に最適ではない。このようなフェイルセ イフ装置は戦闘時には良好でない。大きな面積比はまたノズルの末広部内の排気 噴流の流れ剥離を引起こすおそれがある。流れの間欠的な剥離と再付着は、特に エンジン中心線に対して非対称的に生じた場合、不慮のベクトルカを発生させる おそれがある。ノズルの末広部の全開は非常に異なるノズル運動論をもたらし、 そしてこの高い面積比でノズルののどを開くとノズルの過酷な破損が生じるおそ れがある。ノズルののどを開くことができないことは、地上アイドリング状態と アフタバーナモードでのエンジンの公称運転を妨げ、その結果航空機の動作が基 準から逸脱するおそれがある。 これらの欠点は１９９４年９月２９日付米国特許出願第０８／３１４１２４号 によって処理されている。これはある種の液圧系故障の場合ノズルを急速に安全 作用モードの形態にし得るフェイルセイフ機構を開示しており、従って、そのフ ェイルセイフ装置は、特に戦闘中、航空機とそのエンジンの総合運動性に対する 悪影響を最少にするように作用し得る。しかし、ノズルはもはや推力を転向させ ず、これは戦闘動作中かなり不利なことである。 ３個作動器構成の固有のかつ重大な欠点は、所与の２次リング寸法に対して任 意の２個の作動器間に大きなスパンが存在することである。ビーム理論工学によ れば、単純支持ビームのたわみは荷重の１乗とスパンの３乗に比例しそして剛性 に反比例する。換言すると、所与の荷重と剛性に対して、スパンが２倍になれば たわみは８（２の３乗）倍になる。転向ノズル用の３個作動器構成では２個の作 動器間に可能な最長スパンが存在し、従って、転向モード中のたわみを所与の最 少許容量にするためには、可能な最高剛性とその結果としての重い２次作動リン グが必要になる。 作動リングのたわみは望ましくない。なぜなら、そのたわみにより転向ノズル の末広部が無荷重になって不転向状態になりやすくなり、従って転向性能が低下 するからである。たわみを減らすには、米国特許出願第０８／２４３０１５号に 記載されているように断面を最大にしそして末広荷重路を内部リブで調整すれば よい。転向ノズル装置用の３個作動器構成の他の固有の欠点は、作動装置の不良 作用が航空機運用に及ぼす悪影響である。３つの作動器は、２次リングを固定位 置と固定傾斜角に保持するのに必要な最小限度のものである。もし一つの作動器 が（例えば液圧故障により）誤作動を起こせば、リングの傾斜はもはや抑制され ずそして指令によらない排気転向が発生するおそれがある。このような発生は極 めて望ましくない。 転向リング作動装置の不良作用の発生は、冗長構成部を含む防止手段を追加す ることにより実用レベルまで減らすことができ、これらの冗長構成部は、どれか 一つの構成部が故障しても作動装置全体が故障する結果にはならないような構成 で装備される。これらの防止手段は費用と複雑さと重量を装置に追加するもので ある。転向リング作動装置の不良作用の代替対策は、構成部を追加して不良作用 を検知し次いでリングを積極的にフェイルセイフ位置につかせることを包含し得 る反応手段を用いることにより不良作用の影響を制御することである。これらの 方策は全て装置の費用と複雑さと重量を増加させるものであり、また、多分等し く重要なこととして、それらは２次リングの傾斜を中立位置に集中させることに より転向排気ノズル装置の全転向能力を排除してしまう。転向能力の排除は、航 空機装置が、戦闘により破損した滑走路でまたは航空母艦離着にあるいは戦闘状 態で必要とされるかもしれないような短距離離着用に推力転向を用いようとする 場合、特に有害である。従って、液圧フェイルセイフ装置を有し、転向リングに かかる荷重を最小にし、そしてノズルが、作動装置の一構成部に故障が生じた時 、推力を転向させそして作動装置全体の故障が発生しないようにし得る軸対称形 転向排気ノズルを設けることが大いに望ましい。 発明の概要 本発明は、複数の枢動フラップに連結されて作用し得る転向リングを有する航 空機ガスタービンエンジン軸対称形転向排気ノズル用のフェイルセイフノズル作 動装置であり、枢動フラップはノズル中心線の周りに周方向に配設されそしてノ ズルにおいて排気流路の境界をなす。本フェイルセイフノズル作動装置は、転向 リングに連結されて作用し得る第１群の作動器と、第１フェイルセイフ制御手段 とを有して第１群の作動器へのパワーを制御する第１転向作動装置を有する。転 向リングに連結されて作用し得る第２群の作動器と、第２フェイルセイフ制御手 段とを有する第２転向作動装置が、第２群の作動器へのパワーを制御するように 設けられる。第１群の作動器はノズルの周囲で第２群の作動器と交互に配置され る。 好適実施例では２群の作動器と２つの対応転向作動装置を設け、各作動装置は １群をなす３つのフェイルセイフ作動器を有する。しかし、本発明は２つ以上の 作動器を用いることと２つ以上の対応転向作動装置を備えることを包含する。フ ェイルセイフノズル作動装置の好適実施例は液圧パワーを供給される。 さらに特定の実施例では、第１および第２群の作動器と対応フェイルセイフ制 御手段の各群と液圧パワー供給連通をなすように作用し得る、エンジンに装着さ れかつ駆動される液圧ポンプの形態の単一液圧パワー源を設ける。代替的に、エ ンジンに装着されかつ駆動される２つの液圧ポンプが第１および第２液圧パワー 源として用いられ、各源は第１および第２群の作動器と対応フェイルセイフ制御 手段の１群とだけ対応液圧パワー供給連通をなす。両ポンプの一方は、航空機液 圧系へのパワー供給にも使用される航空機液圧ポンプでもよい。代替的に、２つ の航空機液圧ポンプが第１および第２液圧パワー源として用いられ、各源は第１ および第２群の作動器と対応フェイルセイフ制御手段の１群とだけ対応液圧パワ ー供給連通をなす。 本発明の代替実施例では２群の作動器と２つの対応転向作動装置を設け、各作 動装置は１群をなす２つのフェイルセイフ作動器を有する。しかし、この実施例 はフェイルセイフモードでノズル推力転向をもたらさず、フェイルセイフモード でノズル出口／のど面積比（Ａ９／Ａ８）の制御をなす。 さらに特定の実施例では制御装置が設けられ、制御装置を含む作動装置におけ る様々な構成部の液圧信号を監視し、またフェイルセイフモード作動手段を含み 、制御装置がこれらの構成部からの信号の消失（かなりの所定液圧降下）を検出 し た時、フェイルセイフモードを引起こす。信号発生手段は次のもの、すなわち、 飛行制御計算機と、ベクトル電子制御装置と、パイロットにより操作されるスイ ッチの一つ以上でよい。 本発明の利点 本発明は、推力転向ノズルの液圧作動装置における故障または不良作用信号に 応じて推力転向ノズルをフェイルセイフモードにし、これを推力転向能力を完全 に失うことなく行う能力をもたらすことにより、従来のノズル設計に比べて幾つ かの利点を有する。この能力は特に戦闘状態において重要であり、また転向リン グにかかる荷重を最小にする。本発明はまた、推力転向ノズルがフェイルセイフ モードに置かれた時、ノズル出口面積／のど面積（Ａ９／Ａ８）の制御をもたら す。 図面の簡単な説明 本発明に特有のものと信じられる新しい諸特徴は、請求の範囲に記載されかつ 区別されている。本発明は、他の目的および利点とともに、添付図面と関連して さらに詳しく説明されている。 図１は本発明の一実施例によるフェイルセイフノズル作動装置を有する軸対称 形転向排気ノズルの斜視図である。 図２は図１におけるフェイルセイフノズル作動装置の作動器と転向リングの位 置を示す概略斜視図である。 図３は本発明の一実施例による作動装置の概略図である。 図４は本発明の代替実施例による作動装置の概略図である。 図５は本発明の一実施例によるフェイルセイフ作動装置を備えたエンジンおよ び転向ノズルを有する航空機の断面図である。 詳細な説明 図１に本発明の一実施例が、航空機ガスタービンエンジン（全部は図示せず） の排気部１０における軸対称形推力転向ノズル１４用の総体的に２で示したフェ イルセイフノズル作動装置として例示されている。排気部１０は排気流路内の高 温排気流４を包囲し、エンジン中心線８の周りに概して周方向に配置され、そし てアフタバーナライナ１２を含む定面積ダクトまたはエンジンケーシング１１と 、 ハウア(Hauer)の前記米国特許に記載されているものと同様の中細型の軸対称形 推力転向ノズル１４の可変面積下流部１３とを含み、定面積ダクトまたはケーシ ング１１と可変面積下流部１３は直流関係にある。図１を参照するに、ノズル１ ４は直流関係にある先細部３４とのど部４０と末広部４８からなる。先細部３４ は、エンジン中心線８の周りに周方向に配置された複数の先細または１次フラッ プ５０およびそれらと重なり合う１次シール５１を含み、１次シール５１は、周 方向に隣り合う１次フラップ５０の半径方向内向き表面間に同表面と密封係合を なすように配置されている。各１次フラップ５０は前端が第１ピボット継手また はクレビス継手５２によりケーシング１１に枢着されている。各末広フラップ５ ４は前端５３が、２自由度（２ＤＯＦ）自在継手装置５６により、下流側で隣接 する１次フラップ５０の後端に枢着されており、この枢着は、ノズル１４内のの ど４０とほぼ合致する軸方向位置でなされている。末広フラップ５４はエンジン 中心線８の周りにほぼ周方向に配置され、また、それらと重なり合う２次または 未広シール５５が、周方向に隣り合う末広フラップ５４の半径方向内向き表面間 に同表面と密封係合をなすように配置されている。末広シール５５は、ノズル圧 力、すなわち、フラップとシールの半径方向内側の圧力がノズルの外側の圧力、 通例、周囲空気圧力またはノズルベイ圧力より正常に高い時、ノズル作用中に末 広フラップ５４に対して密封をなすように設計されている。のど４０はそれと関 連する面積として通常Ａ８で表されるのど面積を有し、そしてノズル出口４４は ほぼ末広フラップ５４の端部に存在し、それと関連する面積として通常Ａ９で表 される出口面積を有する。 複数のカムローラ６２が１次リング６６内に配置され、このリングは複数の第 １ノズル作動器７０により前後に直動する。好適実施例では４個の作動器７０が 存在する。可変のど面積Ａ８は、１次フラップ５０の背面に形成したカム面６０ 上のカムローラ６２の作用により制御される。運転中、ノズル内の排気の高圧が １次フラップ５０と末広フラップ５４を半径方向外方に押圧してカム面６０をカ ムローラ６２の一つと接触した状態に保つ。円錐形環状作動器支持体７６がその 狭い前端においてエジンンケーシング１１に装着されており、そして第１ノズル 作動器７０は作動器支持体７６の広い後端に球面継手７４により枢着されている 。 第１ノズル作動器７０は作動棒７３を有し、この棒は球面継手６８により１次リ ング６６に連結されている。 第１群の第１転向作動器９０Ａ、好適実施例では３個の第１転向作動器９０Ａ が、ケーシング１１の周りに周方向に等角度で配置されそして第１ノズル作動器 ７０と同様に球面継手９４により作動器支持体７６に装着されている。第２群の 第２転向作動器９０Ｂ、好適実施例では３個の第２転向作動器９０Ｂが、ケーシ ング１１の周りに周方向に等角度で配置され、第１群の第１転向作動器９０Ａと 交互に配置され、そして第１ノズル作動器７０と同様に球面継手９４により作動 器支持体７６に装着されている。第１および第２群の転向作動器９０Ａ、９０Ｂ は交互に配置されているので、全ての隣合う第１転向作動器９０Ａと第２転向作 動器９０Ｂとの間にそれぞれ角度Ａの間隔がある。図示の本発明の実施例では、 ３個の第１転向作動器９０Ａと３個の第２転向作動器９０Ｂが存在しそして角度 Ａは６０度である。転向リング８６が第１転向作動器９０Ａと第２転向作動器９ ０Ｂに各作動器の転向作動棒９３の後端において球面継手９６により連結されて いる。これにより、転向リング８６を軸方向に直動しそして中心線８に対して傾 けてその姿勢とエンジン中心線８に沿うその軸方向変位とを制御し得る。転向リ ング８６は末広フラップ５４の位置づけまたは枢動を制御する。末広フラップ５ ４は、自由度２の自在継手装置５６により１次フラップ５０に枢着され、そして 制御アーム５８ａ、５８ｂを有する複数のそれぞれのＹフレーム５９により多自 由度の態様で制御されて枢動する。制御アーム５８ａ、５８ｂは転向リング８６ を末広フラップ５４に作動自在に連結している。外側フラップ６４がＹフレーム ５９により少なくとも部分的に支持されそしてノズルの外部に沿ってきれいで円 滑な空力形状をもたらす。 制御アーム５８ａ、５８ｂは自由度３の球面継手８２により転向リング８６に 連結され、また、球面継手８４により末広フラップ５４の後端に連結されている 。このリンク機構は転向リング８６の姿勢変化を末広フラップ５４の多自由度の 枢動変化または軌道運動に変換するように作用し得るもので、これにより各末広 フラップは異なる角度だけ枢動し得る。球面継手８２を用いて制御アーム５８ａ 、５８ｂを取付けることは、Ｙフレーム５９のクレビス型枢動をもたらすととも に、 どちらかの制御アーム５８ａまたは５８ｂにかかるかもしれないねじり荷重が転 向リング８６に逆伝達されることを防ぐ。バックボーン９２が末広フラップ５４ の保持に役立ち、またその両端において継手８４、５６を支持する。 推力転向ノズルは、末広フラップ５４と末広シール５５を中心線８に対して軸 対称的に位置づけることにより、従って、末広フラップと末広シールの半径方向 および周方向位置と姿勢により推力を転向させる。転向リング８６は３個の第１ 転向作動器９０Ａと３個の第２転向作動器９０Ｂにより直動しかつノズル中心線 ８を中心としてジンバルされる。これらの転向作動器は、推力を転向させそして 転向リングを直動して可変出口面積Ａ９を調節および（または）制御しそして出 口面積対のど面積比Ａ９／Ａ８を設定するように協働する。可変のど面積Ａ８は 、１次リング６６を第１作動器７０により直動して出口面積対のど面積比Ａ９／ Ａ８を設定することにより、独立的に設定され得る。代替的に、両組の作動器と リングを併用して出口面積対のど面積比Ａ９／Ａ８を設定し得る。作動装置２が フェイルセイフモードに置かれ、第１群の第１転向作動器９０Ａまたは第２群の 第２転向作動器９０Ｂだけが作用しそして他群がフェイルセイフされるような非 常時には、いづれかの組が、リング８６を直動しかつ中心線８を中心としてジン バルすることによりリング８６を作動させるように使用され得る。作動装置２は 電子制御装置を含み、この制御装置は別の装置、またはベクトル電子制御装置Ｖ ＥＣの一部分でよい。本発明は２つの別々に制御される第１転向作動装置２Ａと 第２転向作動装置２Ｂを備えたフェイルセイフノズル作動装置２を提供する。第 １転向作動装置２Ａは第１群の第１転向作動器９０Ａだけを制御しそして第２転 向作動装置２Ｂは第２群の第２転向作動器９０Ｂだけを制御する。 図２にはノズルの周囲に第２群の第２転向作動器９０Ｂと交互に配置された第 １転向作動器９０Ａの構成が例示され、どちらかの群を他群がフェイルセイフさ れた時働かせて、リング８６を中心線８に沿って直動しかつ中心線８を中心とし てジンバルすることによりリング８６を作動させ得ることを示す。また、転向リ ング８６に対する第１転向作動器９０Ａと第２群の第２転向作動器９０Ｂの装着 点Ｐ間にリング８６に沿って比較的短い円形スパンＳを設ける利点が例示されて いる。これにより比較的頑丈でないリング８６そして比較的軽量の転向リングを 設け得る。６個の作動器は、もし３個だけを用いたとすれば必要になる寸法より 小さな寸法のものであり、従って転向ノズル装置の全重量は最小に保たれる。６ 個作動器系は全重量が３個作動器系の全重量より少なくさえなり得るものであり 、また、もし１群をなす３個の作動器が戦闘中故障すれば少なくとも部分的な推 力転向を許容するフェイルセイフ装置の一部分である。 本発明は２つの別々に制御される第１転向作動装置２Ａと第２転向作動装置２ Ｂを備えたフェイルセイフノズル作動装置２を提供し、両転向作動装置は図３に さらに詳細に例示されている。第１転向作動装置２Ａは、第１作動器サーボ弁１ ６Ａ１と第２作動器サーボ弁１６Ａ２と第３作動器サーボ弁１６Ａ３とを含む第 １作動器サーボ弁セットを用いて第１転向作動器９０Ａ１と第２転向作動器９０ Ａ２と第３転向作動器９０Ａ３の作動を制御し、各作動器サーボ弁は転向作動器 ９０Ａ１〜９０Ａ３の対応する一つだけを制御する。同様に、第２転向作動装置 ２Ｂは、第４作動器サーボ弁１６Ｂ１と第５作動器サーボ弁１６Ｂ２と第６作動 器サーボ弁１６Ｂ３とを含む第２作動器サーボ弁セットを用いて第２組の第４転 向作動器９０Ｂ１と第５転向作動器９０Ｂ２と第６転向作動器９０Ｂ３の作動を 制御し、作動器サーボ弁１６Ｂ１〜１６Ｂ３はそれぞれ第４、第５および第６転 向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３の対応する一つだけを制御する。各セットと各セッ ト内の３個のサーボ弁のおのおのは独立的に制御可能である。両作動装置内のサ ーボ弁を一つの制御弁３にまとめて追加構成部品の数を最少にすることが好まし い。代替的に、各セットの３個のサーボ弁を別々の制御弁にまとめるかあるいは それぞれの作動器に組込んでもよい。 第１および第２転向作動装置２Ａ、２Ｂは、それぞれ、第１および第２供給管 路１９Ａ、１９Ｂに配置されて作用し得る第１および第２供給遮断弁１８Ａ、１ ８Ｂを有し、供給管路１９Ａ、１９Ｂはそれぞれ液圧パワー源Ｈから第１および 第２供給管路ヘッダ２０Ａ、２０Ｂに通じている。第１および第２転向作動装置 ２Ａ、２Ｂは、それぞれ、第１および第２戻り管路２３Ａ、２３Ｂに配置されて 作用し得る第１および第２戻り遮断弁２２Ａ、２２Ｂを有し、戻り管路２３Ａ、 ２３Ｂはそれぞれ第１および第２戻り管路ヘッダ２４Ａ、２４Ｂから液圧パワー 源Ｈに通じている。これによりフェイルセイフノズル作動装置２は、もしフェイ ルセイフされた装置において漏れまたは不良作用が検知されれば、作用し得る転 向作動装置２Ａまたは２Ｂを装置の残部から隔離し得る。第１再循環弁２６Ａが 第１供給管路ヘッダ２０Ａと第１戻り管路ヘッダ２４Ａとの間に作動自在に配置 され、そしてフェイルセイフされた群の作動器のヘッド室２８とロッド室３０と の間に作動流体液を直接流し得る手段として役立つ。 第１転向作動装置２Ａをフェイルセイフすることは、フェイルセイフノズル作 動装置２が第１供給遮断弁１８Ａと第１戻り遮断弁２２Ａとを閉ざすことにより 達成される。第１転向作動装置２Ａは第１組の３個のサーボ弁１６Ａ１〜１６Ａ ３を次のような位置、すなわち、作動液が第１供給管路ヘッダ２０Ａから第１群 のヘッド管路１０２Ｈを経て３個の第１転向作動器９０Ａ１〜９０Ａ３のヘッド 室２８に流れそして第１戻り管路ヘッダ２４Ａからロッド管路１０２Ｒを経て転 向作動器９０Ａ１〜９０Ａ３のロッド室３０に流れ得るような位置につかせ、そ してフェイルセイフされた群の作動器のヘッド室２８とロッド室３０との間に作 動液を直接流し得る手段として働く。第１転向作動装置２Ａはまた第１再循環弁 ２６Ａを開いて、作動液が第１供給管路ヘッダ２０Ａと第１戻り管路ヘッダ２４ Ａとの間を通ることを可能にする。 同様に、３個の第２転向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３を代わりにフェイルセイフ すべき場合、フェイルセイフノズル作動装置２が第２供給遮断弁１８Ｂと第２戻 り遮断弁２２Ｂとを閉ざす。第２転向作動装置２Ａは第２組の３個のサーボ弁１ ６Ｂ１〜１６Ｂ３を次のような位置、すなわち、作動液が第２供給管路ヘッダ２ ０Ｂと３個の第２転向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３のヘッド室２８と間を流れそし て第２戻り管ヘッダ２４Ｂと転向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３のロッド室３０と間 を流れ得るような位置につかせる。第２転向作動装置２Ｂはまた第２再循環弁２ ６Ｂを開いて、作動液が第２供給管路ヘッダ２０Ｂと第２戻り管路ヘッダ２４Ｂ との間を通ることを可能にする。 全部で４個の作動器を備えた本発明の代替実施例が図４に例示されており、２ 個の第１転向作動器９０Ａ１と２個の第２転向作動器９０Ａ２だけを備えた２つ の別々に制御される第１転向作動装置２Ａと第２転向作動装置２Ｂだけを有する フェイルセイフノズル作動装置２を設けてある。第１転向作動装置２Ａは、第１ 作動器サーボ弁１６Ａ１と第２作動器サーボ弁１６Ａ２とを含む第１作動器サー ボ弁セットを用いて第１転向作動器９０Ａ１と第２転向作動器９０Ａ２の作動を 制御し、各作動器サーボ弁は転向作動器９０Ａｌ、９０Ａ２の対応する一つだけ を制御する。同様に、第２転向作動装置２Ｂは、第４作動器サーボ弁１６Ｂ１と 第５作動器サーボ弁１６Ｂ２とを含む第２作動器サーボ弁セットを用いて第２組 の第４転向作動器９０Ｂ１と第５転向作動器９０Ｂ２の作動を制御し、作動器サ ーボ弁１６Ｂ１、１６Ｂ２はそれぞれ第４および第５転向作動器９０Ｂ１、９０ Ｂ２の対応する一つだけを制御する。各セットと各セット内の３個のサーボ弁の おのおのは独立的に制御可能である。両作動装置内のサーボ弁を一つの制御弁３ にまとめて追加構成部品の数を最少にすることが好ましい。代替的に、各セット の２個のサーボ弁を別々の制御弁にまとめるかあるいはそれぞれの作動器に組込 んでもよい。この実施例はフェイルセイフモードでノズル推力転向をもたらさな いが、フェイルセイフモードでノズル出口／のど面積比（Ａ９／Ａ８）の制御を 可能にしそして軸対称形転向排気ノズル１４用の軽量フェイルセイフノズル作動 装置の設計と製造を可能にする。 図５には、液圧パワーを第１および第２供給管路ヘッダ２０Ａ、２０Ｂと第１ および第２戻り管路ヘッダ２４Ａ、２４Ｂとを通して第１および第２転向作動装 置２Ａ、２Ｂそれぞれに供給するように用い得る液圧ポンプの様々な構成と位置 が例示されている。エンジン１３０が軍用型航空機１３２に装着された排気部１ ０と転向ノズル１４を有するものとして例示されている。第１および第２転向作 動器９０Ａ、９０Ｂも排気部１０と転向ノズル１４の例示を補助するために図示 されている。エンジンロータ１３８により駆動される動力軸１３４がロータから エンジン歯車箱１４０まで下方に延在し、この歯車箱は直角歯車を有し、エンジ ン１３０の前部に向かって前方に延在する動力取出し軸１４２（ＰＴＯ）を駆動 する。エンジン１３０の下側に第１エンジン装着液圧ポンプ１４６と第２エンジ ン装着液圧ポンプ１４８が装着され、エンジン歯車箱１４０から後方に延在しそ して同歯車箱により駆動される。エンジンに装着された第１および第２液圧ポン プ１４６、１４８はエンジンとエンジン補機用の液圧パワーの供給に用いられる 。軸１３４は前方に延在して補機駆動歯車箱１５０を駆動し、この歯車箱は適当 な 伝動装置を有して航空機１３２用の様々な補機を駆動する。補機駆動歯車箱１５ ０は適当なフレーム台座１５２により航空機１３２に装着されそして心狂いアダ プタ１５４により動力取出し軸に連結されている。 第５図は第１および第２転向作動装置２Ａ、２Ｂ用の相異なる液圧パワー源Ｈ を例示する案内図として役立つ。本発明の一実施例は第１および第２エンジン装 着液圧ポンプ１４６、１４８それぞれを第１および第２転向作動装置２Ａ、２Ｂ 用の液圧パワー源Ｈとして用いる。代替的に、エンジン装着液圧ポンプの一つだ けを液圧パワー源Ｈとして用いてもよく、第１および第２供給管路１９Ａ、１９ Ｂを、図３において遮断弁１８Ａ、１８Ｂとパワー源Ｈとの間の１点において一 つの液圧ポンプに通じる一つの管路となるように合わせる。同様に、補機駆動歯 車箱１５０に装着されかつ駆動される第１航空機装着液圧ポンプ１５６と第２航 空機装着液圧ポンプ１５８のどちらか一方または両方を第１および第２転向作動 装置２Ａ、２Ｂへのパワー供給に用い得る。代替的に、エンジン装着液圧ポンプ の一つと航空機装着液圧ポンプの一つをそれぞれ転向作動装置２Ａ、２Ｂの片方 だけへのパワー供給に用いてもよい。液圧パワーが転向ノズルにパワーを供給し 駆動するためのこれらの代替位置の利点は明白である。航空機の一部分に生じた 損傷によりポンプの一つが破損するおそれがあり、そうなれば、航空機の他部に おけるポンプが転向ノズルにパワーを供給するように働き続けることができる。 図１に戻って説明すると、転向リング８６は、ケーシング１１の周囲に周方向 に等角度で配置された３つの軸方向に調節し得る転向リング支持手段１００によ り支持され、この支持手段により、転向リング８６は転向作動器９０Ａ、９０Ｂ によって軸方向に直動しかつジンバルされ得る。軸方向直動Ａフレーム２１０が 、自由度３の球面継手２０６により転向リング８６を支持する。Ａフレーム２１ ０はアーム２１１ａ、２１１ｂの端における球面継手の形態のクレビス型ヒンジ 手段２０８でスライダ２２０に枢着されている。アーム２１１ａ、２１１ｂの端 で球面継手を用いることは、Ａフレーム２１０のクレビス型枢動をもたらすとと もに、両アームにかかるかもしれないねじり荷重の伝達を無くする。スライダ２ ２０は中空スライダバー２２６に沿って滑動自在であり、このバーは前側ブラケ ット２３６と後ろ側ブラケット２３０によりエンジンケーシング１１に取付けら れ ている。転向リング支持手段１００により転向リング８６は軸方向前後に直動す るとともにその姿勢を変えるように傾斜し得る。転向リング支持手段１００のさ らに詳細な説明は、リップマイア(Lippmeier)等による「直動ノズル転向リング 用の支持装置」と題した米国特許第５１７４５０２号に見られ、この米国特許は 参照によりここに包含される。 本発明の原理を説明するために本発明の好適実施例を十分説明したが、請求の 範囲に記載した本発明の範囲から逸脱することなく好適実施例に対して様々な改 変または変更をなし得ることはもちろんである。

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項 【提出日】平成１０年６月２５日（１９９８．６．２５） 【補正内容】 作動リングのたわみは望ましくない。なぜなら、そのたわみにより転向ノズル の末広部が無荷重になって不転向状態になりやすくなり、従って転向性能が低下 するからである。たわみを減らすには、国際公開ＰＣＴ ＷＯ９８／２０２４５ 、１９９８年５月１４日発行、に記載されているように断面を最大にしそして末 広荷重路を内部リブで調整すればよい。転向ノズル装置用の３個作動器構成の他 の固有の欠点は、作動装置の不良作用が航空機運用に及ぼす悪影響である。３つ の作動器は、２次リングを固定位置と固定傾斜角に保持するのに必要な最小限度 のものである。もし一つの作動器が（例えば液圧故障により）誤作動を起こせば 、リングの傾斜はもはや抑制されずそして指令によらない排気転向が発生するお それがある。このような発生は極めて望ましくない。 転向リング作動装置の不良作用の発生は、冗長構成部を含む防止手段を追加す ることにより実用レベルまで減らすことができ、これらの冗長構成部は、どれか 一つの構成部が故障しても作動装置全体が故障する結果にはならないような構成 で装備される。これらの防止手段は費用と複雑さと重量を装置に追加するもので ある。転向リング作動装置の不良作用の代替対策は、構成部を追加して不良作用 を検知し次いでリングを積極的にフェイルセイフ位置につかせることを包含し得 る反応手段を用いることにより不良作用の影響を制御することである。これらの 方策は全て装置の費用と複雑さと重量を増加させるものであり、また、多分等し く重要なこととして、それらは２次リングの傾斜を中立位置に集中させることに より転向排気ノズル装置の全転向能力を排除してしまう。転向能力の排除は、航 空機装置が、戦闘により破損した滑走路でまたは航空母艦離着にあるいは戦闘状 態で必要とされるかもしれないような短距離離着用に推力転向を用いようとする 場合、特に有害である。従って、液圧フェイルセイフ装置を有し、転向リングに かかる荷重を最小にし、フェイルセイフモードでノズル出口／のど面積比（Ａ９ ／Ａ８）の制御をし、そしてノズルが、一態様に於いて、作動装置の一構成部に 故障が生じた時、推力を転向させそして作動装置全体の故障が発生しないように し得る軸対称形転向排気ノズルを設けることが大いに望ましい。 発明の概要 本発明は、複数の枢動フラップに連結されて作用し得る転向リングを有する航 空機ガスタービンエンジン軸対称形転向排気ノズル用のフェイルセイフノズル作 同様に、３個の第２転向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３を代わりにフェイルセイフ すべき場合、フェイルセイフノズル作動装置２が第２供給遮断弁１８Ｂと第２戻 り遮断弁２２Ｂとを閉ざす。第２転向作動装置２Ａは第２組の３個のサーボ弁１ ６Ｂ１〜１６Ｂ３を次のような位置、すなわち、作動液が第２供給管路ヘッダ２ ０Ｂと３個の第２転向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３のヘッド室２８と間を流れそし て第２戻り管路ヘッダ２４Ｂと転向作動器９０Ｂ１〜９０Ｂ３のロッド室３０と 間を流れ得るような位置につかせる。第２転向作動装置２Ｂはまた第２再循環弁 ２６Ｂを開いて、作動液が第２供給管路ヘッダ２０Ｂと第２戻り管路ヘッダ２４ Ｂとの間を通ることを可能にする。 全部で４個の作動器を備えた本発明の代替実施例が図４に例示されており、各 々が、２個の転向作動器だけを備えた２つの別々に制御される第１転向作動装置 ２Ａと第２転向作動装置２Ｂだけを有するフェイルセイフノズル作動装置２を設 けてある。第１転向作動装置２Ａは、第１作動器サーボ弁１６Ａ１と第２作動器 サーボ弁１６Ａ２とを含む第１作動器サーボ弁セットを用いて第１転向作動器９ ０Ａ１と第２転向作動器９０Ａ２の作動を制御し、各作動器サーボ弁は転向作動 器９０Ａ１、９０Ａ２の対応する一つだけを制御する。同様に、第２転向作動装 置２Ｂは、第３作動器サーボ弁１６Ｂ１と第４作動器サーボ弁１６Ｂ２とを含む 第２作動器サーボ弁セットを用いて第３転向作動器９０Ｂ１と第４転向作動器９ ０Ｂ２の作動を制御し、作動器サーボ弁１６Ｂ１、１６Ｂ２はそれぞれ第３およ び第４転向作動器９０Ｂ１、９０Ｂ２の対応する一つだけを制御する。各セット と各セット内の２個のサーボ弁のおのおのは独立的に制御可能である。両作動装 置内のサーボ弁を一つの制御弁３にまとめて追加構成部品の数を最少にすること が好ましい。代替的に、各セットの２個のサーボ弁を別々の制御弁にまとめるか あるいはそれぞれの作動器に組込んでもよい。この実施例はフェイルセイフモー ドでノズル推力転向をもたらさないが、フェイルセイフモードでノズル出口／の ど面積比（Ａ９／Ａ８）の制御を可能にしそして軸対称形転向排気ノズル１４用 の軽量フェイルセイフノズル作動装置の設計と製造を可能にする。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．ノズル中心線（８）の周りに周方向に配設されそして当該ノズル（１４）に おいて排気流路の境界をなす複数の枢動フラップ（５０）に連結されて作用し得 る転向リング（８６）を有する航空機ガスタービンエンジン軸対称形転向排気ノ ズル（１４）用のフェイルセイフノズル作動装置（２）であって、 前記転向リング（８６）に連結されて作用し得る第１群の作動器（９０Ａ）と、 第１フェイルセイフ制御手段とを有して前記第１群の作動器へのパワーを制御す る第１転向作動装置（２Ａ）と、 前記転向リング（８６）に連結されて作用し得る第２群の作動器（９０Ｂ）と、 第２フェイルセイフ制御手段とを有して前記第２群の作動器へのパワーを制御す る第２転向作動装置（２Ｂ）とからなり、 前記第１群の前記作動器は前記ノズル（１４）の周囲で前記第２群の前記作動器 と交互に配置されている、フェイルセイフノズル作動装置（２）。 ２．前記フェイルセイフノズル作動装置（２）は液圧パワーを供給される請求項 １記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 ３．前記第１および第２フェイルセイフ制御手段それぞれと液圧パワー供給連通 をなす単一液圧パワー源（Ｈ）をさらに含む請求項２記載のフェイルセイフノズ ル作動装置（２）。 ４．それぞれが前記第１および第２フェイルセイフ制御手段の一つだけと対応液 圧パワー供給連通をなす第１および第２液圧パワー源（Ｈ）をさらに含む請求項 ２記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 ５．前記第１および第２フェイルセイフ制御手段は前記第１および第２群の作動 器（９０Ａ）の対応する１群をフェイルセイフするように作用可能であり、こう して、フェイルセイフされた１群の作動器が、前記第１および第２群の作動器（ ９０Ａと９０Ｂ）のフェイルセイフされない他の１群により設定された前記転向 リング（８６）の位置と姿勢に対応する位置まで延びることができるようにする ことをさらに包含する請求項４記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 ６．２群だけの作動器を有し、前記第１および第２群の作動器（９０Ａ１、９０ Ａ２、９０Ａ３）（９０Ｂ１、９０Ｂ２、９０Ｂ３）は各群が前記作動器の３つ だけを有する請求項５記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 ７．２群だけの作動器を有し、前記第１および第２群の作動器（９０Ａ１、９０ Ａ２）（９０Ｂ１、９０Ｂ２）は各群が前記作動器の２つだけを有する請求項５ 記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 ８．前記第１および第２フェイルセイフ制御手段はそれぞれ、前記作動器のヘッ ド室（２８）とロッド室（３０）との間に配置されて作用し得る再循環弁（２６ Ａ、２６Ｂ）を含み、 前記第１および第２フェイルセイフ制御手段と前記再循環弁は、前記作動器群の １群がフェイルセイフされた時、フェイルセイフされた群の作動器の前記ヘッド 室（２８）と前記ロッド室（３０）との間に作動液を直接流し得るように作用し 得る、請求項５記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 ９．前記第１および第２液圧パワー源（Ｈ）は、エンジンに装着されかつ駆動さ れる２つの液圧ポンプ（１４６、１４８）であり、各液圧ポンプは液圧パワー（ Ｈ）を前記作動器群の１群と対応フェイルセイフ制御手段だけに供給するように 作用し得る、請求項８記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。 １０．前記第１および第２液圧パワー源（Ｈ）は液圧ポンプであり、前記ポンプ の少なくとも一つが航空機液圧系へのパワー供給にも使用される航空機液圧ポン プ（１５６）である請求項８記載のフェイルセイフノズル作動装置（２）。