JP2002098002A - 流体式ノズル制御装置 - Google Patents

流体式ノズル制御装置

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JP2002098002A JP2001156216A JP2001156216A JP2002098002A JP 2002098002 A JP2002098002 A JP 2002098002A JP 2001156216 A JP2001156216 A JP 2001156216A JP 2001156216 A JP2001156216 A JP 2001156216A JP 2002098002 A JP2002098002 A JP 2002098002A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 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ための
制御装置。 【解決手段】 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、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。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的に航空機ガ
スタービンエンジン用の排出装置に関し、具体的には、
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
に関する。
【０００２】
【従来の技術】高性能の最新の航空機は、優れた燃料効
率及び高い操縦性を維持しながら広い範囲にわたる飛行
条件で運行しなければならない。一般に、これらの航空
機は、排出ガス流路面積を変化させることができる各エ
ンジン用の排出ノズルを含む。ノズルは、先細ダクト、
喉状部として知られている最小流路面積の平面、及びノ
ズル出口で終わる末広ダクトを有する。喉状部及び出口
は、全てのエンジン出力設定、飛行速度、及び高度で効
率の良いエンジン運転ができるように大きさを変化させ
ることが可能である。可変面積ノズルの中には、航空機
操縦性を高めるために推力方向制御として知られる排出
ガス流の方向の偏向を制御できるものがある。推力方向
制御は、実質的な性能上の長所を備えており、尾翼面の
ような従来の空力制御装置が大きさを縮小されるかまた
は全く排除されることを可能にする。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】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。
【０００４】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。
【０００５】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。
【０００６】
【課題を解決するための手段】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。
【０００７】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。
【０００８】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。
【０００９】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。
【００１０】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。
【００１１】
【発明の実施の形態】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。
【００１２】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。
【００１３】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。
【００１４】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。
【００１５】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１
７は噴流のターゲットを構成する。噴流は、チャンバ１
５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。
【００１６】出口通路１７は、チャンバ１５の下流端２
５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。
【００１７】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。
【００１８】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１
５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。
【００１９】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。
【００２０】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１
５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。
【００２１】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３
５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。
【００２２】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。
【００２３】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(図１)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。
【００２４】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。
【００２５】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４
３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。
【００２６】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。
【００２７】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。
【００２８】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。
【００２９】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。
【００３０】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。
【００３１】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。
【００３２】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。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明に従った制御装置の概略正面図。
【図２】 図１の線２−２による断面図。
【図３】 空出力でベクタリングされていない状態にお
ける流体式排出ノズルの概略正面図。
【図４】 再熱出力でベクタリングされていない状態に
おける排出ノズルの概略正面図。
【図５】 空出力で推力ベクタリングされた状態におけ
る排出ノズルの概略正面図。
【図６】 再熱出力で推力ベクタリングされた状態にお
ける排出ノズルの概略正面図。
【図７】 制御装置を通る空気流れを操向するために装
置中に操向空気を噴射するための経路の概略正面図。
【図８】 装置を通る流れを操向するための制御装置の
第２実施形態の概略正面図。
【図９】 装置を通る流れを操向するための制御装置の
第３実施形態の概略正面図。
【符号の説明】
１１ 制御装置 １３ 導入口 １５ チャンバ １７ 出口通路 １９ 加圧空気源 ２１ バルブ ２３ Ｔ字形ハンドル ２５ チャンバの下流端 ３８ 中心軸線 ３９ 制御平面

Claims (19)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 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（１
    ７）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（１
    ５）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）。
  2. 【請求項２】 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）。
  3. 【請求項３】 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）。
  4. 【請求項４】 前記経路（４３）は、前記導入口（１
    ３）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）。
  5. 【請求項５】 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）。
  6. 【請求項６】 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）。
  7. 【請求項７】 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）。
  8. 【請求項８】 前記導入口（１３）は、前記導入口（１
    ３）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）。
  9. 【請求項９】 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）。
  10. 【請求項１０】 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）。
  11. 【請求項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）。
  12. 【請求項１２】 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（１
    ７）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。
  13. 【請求項１３】 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、を含む特徴とする方法。
  14. 【請求項１４】 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。
  15. 【請求項１５】 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。
  16. 【請求項１６】 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。
  17. 【請求項１７】 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。
  18. 【請求項１８】 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（１
    １）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。
  19. 【請求項１９】 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。
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ES (1) ES2284593T3 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008038905A (ja) * 2006-08-01 2008-02-21 Snecma スロート部を擬似的に変化させるバイパスターボ機械
JP2012127349A (ja) * 2010-12-14 2012-07-05 Boeing Co:The 排気ノズルの可変出口面積のための方法と装置

Families Citing this family (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2090769A1 (en) * 2000-10-02 2009-08-19 Rohr, Inc. Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction
US6758032B2 (en) 2002-02-07 2004-07-06 Lockheed Martin Corporation System of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans
US7296411B2 (en) * 2002-06-21 2007-11-20 Darko Segota Method and system for regulating internal fluid flow within an enclosed or semi-enclosed environment
US6655632B1 (en) 2002-08-27 2003-12-02 General Electric Company System and method for actively changing an effective flow-through area of an inlet region of an aircraft engine
AU2003256434A1 (en) * 2002-12-18 2004-07-29 Lockheed Martin Corporation Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection
US7308966B2 (en) * 2003-12-30 2007-12-18 General Electric Company Device for reducing jet engine exhaust noise using oscillating jets
US7412832B2 (en) * 2004-03-26 2008-08-19 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US7481038B2 (en) * 2004-10-28 2009-01-27 United Technologies Corporation Yaw vectoring for exhaust nozzle
SE527829C2 (sv) * 2004-11-05 2006-06-13 Volvo Aero Corp Utloppsmunstycke till en jetmotor och förfarande för styrning av ett gasflöde från jetmotorn
EP1696116B1 (en) 2005-02-24 2018-04-11 Rolls-Royce plc Thrust vectoring using fluid jets
US7448199B2 (en) * 2005-04-29 2008-11-11 General Electric Company Self powdered missile turbojet
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
US7509797B2 (en) * 2005-04-29 2009-03-31 General Electric Company Thrust vectoring missile turbojet
US7424805B2 (en) * 2005-04-29 2008-09-16 General Electric Company Supersonic missile turbojet engine
FR2887929B1 (fr) 2005-06-30 2010-12-03 Soc Nat Detude Et De Construction De Moteurs Daviation Snecma Tuyere a orientation de poussee
DE102006013595B4 (de) * 2006-03-22 2016-03-31 Danger Möricke Turbojet-Nachbrenner-und assoziierte Regelungssysteme
US7793504B2 (en) * 2006-05-04 2010-09-14 Rolls-Royce Corporation Nozzle with an adjustable throat
US8015819B2 (en) * 2006-09-29 2011-09-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Wet active chevron nozzle for controllable jet noise reduction
US7775460B2 (en) * 2006-10-24 2010-08-17 United Technologies Corporation Combustion nozzle fluidic injection assembly
US8096104B2 (en) * 2007-05-31 2012-01-17 United Technologies Corporation Fluidic vectoring for exhaust nozzle
EP2163754A1 (en) * 2008-09-16 2010-03-17 BAE Systems PLC Thrust vectoring apparatus for a jet engine, corresponding jet engine, thrust vectoring method and upgrading method for a jet engine
ES2374545T3 (es) * 2008-07-04 2012-02-17 Bae Systems Plc Aparato de empuje vectorial para un motor de reacción, motor de reacción correspondiente, método de empuje vectorial y método de mejora para un motor de reacción.
US8800259B2 (en) 2008-09-22 2014-08-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Thrust vector system
US8371104B2 (en) * 2008-10-10 2013-02-12 Lockheed Martin Corporation System and apparatus for vectoring nozzle exhaust plume from a nozzle
US9551296B2 (en) 2010-03-18 2017-01-24 The Boeing Company Method and apparatus for nozzle thrust vectoring
US8316631B2 (en) * 2010-09-30 2012-11-27 Lockheed Martin Corporation Exhaust plume heat effect reducing method and apparatus
US10060389B2 (en) 2010-12-14 2018-08-28 The Boeing Company Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area
US20130305731A1 (en) * 2012-05-17 2013-11-21 Philip John MORRIS Methods and apparatus for providing fluidic inserts into an exhaust stream to reduce jet noise from a nozzle
CN103644043A (zh) * 2012-12-22 2014-03-19 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 质量增益喷管
CN203441604U (zh) * 2013-02-15 2014-02-19 通用电气公司 用于降低燃气涡轮系统中的背压的系统
CN103899433A (zh) * 2014-03-31 2014-07-02 西北工业大学 一种新型激波控制推力矢量喷管结构
US10563613B2 (en) 2015-08-31 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Coanda device for a round exhaust nozzle
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
USD868627S1 (en) 2018-04-27 2019-12-03 Jetoptera, Inc. Flying car
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
AU2016338382B2 (en) 2015-09-02 2021-04-01 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
WO2017218841A1 (en) 2016-06-15 2017-12-21 The Regents Of The University Of California Two-dimensional supersonic nozzle thrust vectoring using staggered ramps
US10739002B2 (en) 2016-12-19 2020-08-11 General Electric Company Fluidic nozzle assembly for a turbine engine
CA3068569A1 (en) 2017-06-27 2019-01-03 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US10807703B2 (en) * 2018-07-19 2020-10-20 General Electric Company Control system for an aircraft
CN117227987B (zh) * 2023-11-14 2024-03-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种与操纵面一体化设计的单边膨胀尾喷槽

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3204405A (en) * 1964-02-20 1965-09-07 Raymond W Warren Three dimensional jet vectoring system
US3425431A (en) * 1965-03-29 1969-02-04 American Standard Inc Control apparatus and methods
US3740003A (en) * 1972-03-13 1973-06-19 Us Army Secondary injection/jet reaction control
US6112513A (en) * 1997-08-05 2000-09-05 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus of asymmetric injection at the subsonic portion of a nozzle flow

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA618830A (en) 1961-04-25 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Device for varying the effective area of a jet propulsion nozzle
US2699906A (en) 1949-10-25 1955-01-18 Northrop Aircraft Inc Air inlet for airplane gaseous combustion turbine engines
DE1043723B (de) * 1952-05-21 1958-11-13 Snecma Verfahren und Vorrichtung zum Beeinflussen des Querschnittes und/oder der Richtung des durch das Strahlrohr eines Rueckstossantriebes hindurchgehenden Gasstromkernes
FR1117244A (fr) 1954-12-20 1956-05-18 Snecma Soufflerie supersonique à nombre de mach variable
FR1182810A (fr) 1957-09-16 1959-06-30 Snecma Perfectionnements aux tuyères d'éjection à section réglable
DE1240747C2 (de) * 1962-02-08 1975-07-10 Societe Bertin & Cie., Paris Strahlschubduese fuer heisse gase mit strahlablenkung durch einfuehren eines hilfsstroemungsmittels
FR1332003A (ja) * 1962-02-12 1963-12-16
FR1351404A (fr) * 1962-08-07 1964-02-07 Snecma Servo-valve aérodynamique ou hydrodynamique utilisable notamment pour la gouverne et la stabilisation des fusées
US3289410A (en) 1964-06-17 1966-12-06 William W Balwanz Method and apparatus for weeding the flame plasma of a rocket exhaust
GB1019203A (en) 1964-06-18 1966-02-02 Rolls Royce Jet nozzle
US3325103A (en) 1964-08-05 1967-06-13 Aerospace Corp Thrust vector control for reaction engines
FR1456926A (fr) * 1965-09-17 1966-07-08 Bertin & Cie Perfectionnements apportés aux dispositifs de déviation de fluides et à leur application à la dilution
US3370794A (en) 1965-11-08 1968-02-27 Navy Usa Annular plenum nozzle for controlling trajectory of rockets
US3374954A (en) * 1966-03-03 1968-03-26 Thiokol Chemical Corp Nozzle cooling and thrust vector control apparatus
US3420060A (en) * 1966-04-22 1969-01-07 Mc Donnell Douglas Corp Pressure induced jet vectoring augmentation apparatus
US3421324A (en) * 1966-05-03 1969-01-14 Philco Ford Corp Fluid flow control apparatus
US3698642A (en) * 1966-11-04 1972-10-17 Thiokol Chemical Corp Thrust vector control system
US4077572A (en) * 1976-03-25 1978-03-07 Chandler Evans Inc. Reduced size altitude insensitive thrust vector control nozzle
JPS59728B2 (ja) * 1976-08-10 1984-01-09 晴海 浅尾 副噴流による流体の流動方向制御装置
US5664415A (en) 1994-06-01 1997-09-09 Lockheed Fort Worth Company After-burning turbo-fan engine with a fixed geometry exhaust nozzle having a variable flow coefficient
US5996936A (en) * 1997-09-29 1999-12-07 General Electric Company Fluidic throat exhaust nozzle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3204405A (en) * 1964-02-20 1965-09-07 Raymond W Warren Three dimensional jet vectoring system
US3425431A (en) * 1965-03-29 1969-02-04 American Standard Inc Control apparatus and methods
US3740003A (en) * 1972-03-13 1973-06-19 Us Army Secondary injection/jet reaction control
US6112513A (en) * 1997-08-05 2000-09-05 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus of asymmetric injection at the subsonic portion of a nozzle flow

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008038905A (ja) * 2006-08-01 2008-02-21 Snecma スロート部を擬似的に変化させるバイパスターボ機械
JP2012127349A (ja) * 2010-12-14 2012-07-05 Boeing Co:The 排気ノズルの可変出口面積のための方法と装置

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DE60127756T2 (de) 2007-12-27
DE60127756D1 (de) 2007-05-24
ES2284593T3 (es) 2007-11-16
US6336319B1 (en) 2002-01-08
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