JP2005280697A - ガスタービンエンジンからガスを排出するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジンからガスを排出するための方法及び装置に関する。
【解決手段】 タービンリアフレーム（７５）含むガスタービンエンジン（４０）用の排出ガス組立体（５２）。この排出ガス組立体は、タービンリアフレームから下流側に延びるエンジン排出ノズル（７６）と、エンジン排出ノズルと流体連通で結合されて、排出ノズルから排出される排出ガスを流すための赤外線抑制システム（７２）とを含む。この抑制システムは、アクセスドア（１２）に結合されて該アクセスドアと共に閉じた位置から開いた位置まで移動可能な流路（９０）とを含み、該アクセスドアは作業プラットフォームを形成する。この抑制システムは、ガスタービンエンジンの排出ガス赤外線シグネチャを抑制するのを可能にする。
【選択図】 図１

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジンからガスを排出するための方法及び装置に関する。

ガスタービンエンジンからの排出ノズル及びプルームは、標的及び／又は追跡用として用いることができる高赤外線エネルギの可能性のある発生源である。より具体的には、赤外線エネルギは、熱追跡ミサイル及び／又は様々な形式の赤外線イメージングシステムによって標的及び／又は追跡に使用することができる。ヘリコプタの軍事任務は、他の軍用機と比較して低空且つ低速度飛行を必要とする可能性があるので、ヘリコプタは、地対空の赤外線誘導ミサイルを受けやすい。例えば、少なくとも一部の公知のヘリコプタでは、ガスタービンエンジン排出装置の露出した金属表面は、８００°Ｆを越えて動作する場合があり、従って、高温の排出ガスが露出面を通って流れるときに事実上全波長で赤外線電磁波を放射する。更に、ホバリング又は飛行時に胴体を含む航空機表面を連続して加熱することは、構造上の問題をも発生させる恐れがある。

従って、少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンでは、赤外線シグネチャ低減方法を採用して、ガスタービンエンジンの赤外線シグネチャを低減することが可能にされてきた。より具体的には、少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、直接視認できる表面を冷却することが可能であり、且つ高温排出ガスを希薄化するために冷却空気を供給する複雑な冷却方式を利用している。他の公知のガスタービンエンジンは、赤外線抑制システムを利用しており、これは、エンジンから排出される排出ガス流の方向を変えて、表面をより冷却することで高温の露出面を隠すことを可能にしている。

しかしながら、一般的には、このようなシステムによって得られるどのような利点も、低減された赤外線シグネチャを獲得する際にもたらされる損失によって相殺される可能性がある。より具体的には、排出ガスが冷却空気によって冷却されるときに、かなりのエンジン動力損失又は重量上の犠牲の上で該空気が得られることになる。更に、別の公知のシステムでは、このシステムによって取得される利点は、比較的大きい設置スペース条件、複雑な配管、及び／又は相当な重量犠牲によって相殺される可能性がある。更に、このような抑制システムの重量及び物理的大きさにより、日常の保守及び検査におけるガスタービンエンジンへのアクセスが制約される可能性がある。
特表２００２−５１１１２８号公報

１つの態様においては、ガスタービンエンジンを組み立てるための方法が提供される。本方法は、コアエンジンを乗物に搭載する段階と、胴体を半径方向外方に向けてコアエンジンの周りに結合する段階と、コアエンジンから排出された排出ガスを流すように排出ノズルをコアエンジンに結合する段階とを含む。更に、本方法はまた、排出ノズルから排出された排出ガスを流して運転中にコアエンジンの排出ガス赤外線シグネチャを抑制するのを可能にするために、エンジン排出ノズルと流体連通で赤外線抑制システムを結合する段階を含み、赤外線抑制システムは、アクセスドアと、該アクセスドアと共に閉じた位置から開いた位置まで移動可能なように該アクセスドアに結合された流路とを含む。

別の態様において、タービンリアフレームを含むガスタービンエンジン用の排出ガス組立体が提供される。この排出ガス組立体は、タービンリアフレームから下流側に延びたエンジン排出ノズルと、排出ノズルから排出された排出ガスを流すために、エンジン排出ノズルと流体連通で結合された赤外線抑制システムとを含む。この抑制システムは、アクセスドアに結合された流路を含み、この流路がアクセスドアと共に閉じた位置から開いた位置まで移動できるようになっており、アクセスドアは、ユーザを支持するように構成された作業プラットフォームを形成する。この抑制システムは、ガスタービンエンジンの排出ガス赤外線シグネチャを抑制するのを可能にする。

更に別の態様において、胴体に結合するように構成されたガスタービンエンジンが提供される。このガスタービンエンジンは、コアエンジンと、該コアエンジンから排出ガスを排出するために該コアエンジンから下流側に延びた排出ガス組立体とを含む。この排出ガス組立体は、コアエンジンに結合された排出ノズルと該排出ノズルから排出された排出ガスを流すために、エンジン排出ノズルから下流側に流体連通で結合された赤外線抑制システムとを含む。この赤外線抑制システムは、流路及びアクセスドアを含む。この流路は、アクセスドアに結合されて、該流路が、アクセスドアと共に閉じた位置から開いた位置まで移動可能になっている。流路及びアクセスドアの両方は胴体に結合される。

図１は、２つのガスタービンエンジン組立体４２とアクセスドア１２とを含むヘリコプタ１０の平面図である。図２は、コアエンジン４０及びガスタービンエンジン組立体４２に使用できる排出ノズル７６の透視図である。図３は、閉じた位置１６で示したアクセスドア１２を含む例示的なヘリコプタ１４の部分正面図である。図４は、開いた位置２２で示したアクセスドア１２を含むヘリコプタ１４の部分正面図である。図５、図６、及び図７は、ガスタービンエンジン組立体４２に使用できるタービン排出ノズル７６の別の実施形態である。

例示的な実施形態では、ヘリコプタ１４は、各々が入口端部４４と排出端部４６とを含む一対のガスタービンエンジン４０を含む。エンジン４０は、該エンジン４０間を延びる対称軸線４７に対して対称である。コアエンジン４０は、ヘリコプタ胴体５０によって形成されたエンジンルーム４８内に取り付けられる。具体的には、例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体４２は、コアエンジン４０と、該エンジン４０から下流側に延びて該エンジン４０から排出ガスを排出するための排出ガス組立体５２とを含む。１つの実施形態では、各コアエンジン４０は、マサチューセッツ州リン市所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから入手可能なＴ５８エンジンである。リアドライブシャフト６０が、エンジン４０からメイントランスミッション６２まで延びる。

排出ガス組立体５２は、一対の排出ノズル組立体７０と抑制システム７２とを含む。抑制システム７２は、以下に更に詳細に説明するように、エンジン作動中のガスタービンエンジン組立体４２における排出ガスの赤外線シグネチャの抑制を可能にする。本明細書で使用される用語「抑制」は、ガスタービンエンジン組立体１０から発する赤外線シグネチャを所定の閾値未満に低減し得ることを意味し、該閾値は特定の赤外線脅威の捕捉、追跡、及び／又は標的性能を表す。

各排出ガスノズル組立体７０は、ドライブシャフトトンネル７４を含むタービンリアフレームハウジング７５と、一次ノズル７６とを含む。具体的には、各エンジン４０から排出された排出ガスは、最初にリアフレームハウジング７５を通ってドライブシャフトトンネル７４の周りに流れ、その後一次ノズル７６に流入する。例示的な実施形態では、各ドライブシャフトトンネル７４は、エルボ７８と一体形に形成されて、各リアフレーム７５に入る排出ガスが対称軸線４７に対して測定された傾斜角度θで外方に排出されるようになる。より具体的には、例示的な実施形態では、角度θは、およそ６０度である。

エンジン４０から排出された排出ガスは、各々がタービンリアフレームハウジング７５に結合された一対の一次ノズル７６に流される。例示的な実施形態では、各一次ノズルは、エルボ８２を含む単一壁ノズルである。該エルボ８２により、ノズル７６を通って流れる排出ガスの方向が対称中心軸線４７に対してほぼ平行な方向に排出されるようになる。従って、入口端部８４と該入口端部８４から下流側に位置した排出端部８６との間で測定される一次ノズル７６の長さＬ_Ｎは、流れをそれからほぼ軸方向に排出することができるように可変的に選択される。更に、ノズル長さＬ_Ｎは、ノズル排出端部８６に形成された出口開口が該開口を通って排出される排出ガス流の方向に対してほぼ直角に配向されることを確実にする。加えて、エルボ８２とノズル長さＬ_Ｎとを組み合わせることにより、ノズル７６が胴体５０を通って延びて、ノズル７６から排出された排出ガスが加速された後、胴体５０の外面９８に隣接して排出されるようになる。別の実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０の用途に応じて、リアフレーム７５及び／又は一次ノズル７６のいずれもがそれぞれのエルボ７８及び８２を含まないときには、リアフレーム７５及び一次ノズル７６を通る流れは、ほぼ軸方向のままである。

排出端部８６に形成されたノズル出口開口の確定された断面積は、ノズル７６が本明細書で説明するように機能することができる任意の断面形状とすることができる。より具体的には、ノズル出口開口は、そこから排出される排出ガスの外方伝播を高めることなく、そこから排出される排出ガス流の混合を誘起することができる。例えば、図５及び図６に示すように、ノズル出口開口の断面積は、限定ではないが、円形、楕円形、矩形、又はデイジー形とすることができる。更に、排出端部８６はまた、例えば限定ではないが、ローブ、湾曲端部、タービュレータ、及び又はシェブロンなどの別の混合強化特徴部を含むことができる。更に、別の代替的な実施形態では、排出端部８６は収束ローブ設計を含み、該ローブは、以下により詳細に説明するように、該ローブを通って排出される排出ガスをガスタービンエンジン組立体１０に導入される周囲冷却空気と混合することを可能する。

一次ノズル７６から流出される排出ガスは、抑制システム７２に流れる。抑制システム７２は、各々がアクセスドア１２に結合された一対の流路９０を含む。より具体的には、例示的な実施形態では、流路９０は、ドアと一体的に形成される。各流路９０は、一次ノズル７６と流体連通で結合され、ノズル７６から出る流れが流路９０を通って送られた後で大気中に排出されるようになる。より具体的には、各流路の断面積は、各それぞれの一次ノズル７６と共に環状体を形成するように選択され、ノズル７６から出た流れが各ノズル排出端部８６のすぐ下流側で局部的な低圧を生じるベンチュリ効果を形成するようになる。従って、１つの実施形態では、各流路９０は、一次ノズル７６に結合された入口端部１２から出口開口すなわち排出端部９４まで先細となっている。より具体的には、例示的な実施形態では、流路９０は、該流路９０の内面９６によって該流路９０内に形成される断面積が、入口端部１２から排出端部９４まで漸次的に減少するように先細にされる。従って、この先細形状は、一定の排出ガス流路速度が流路９０内で確実に維持されることを可能にする。

流路９０で形成された断面積は、例えば、限定ではないが、ほぼ円形、楕円形又は正方形などの、該流路９０が本明細書で説明されるように機能することができる任意の断面形状とすることができる。更に、例示的な実施形態では、排出端部９４は、ほぼ矩形の断面プロフィールで形成され、このため、例示的な実施形態では、流路９０の断面形状は、入口端部１２から排出端部９４まで緩やかな移行を可能にするように該流路９０の長さＬｃに沿って変化している。更に、流路９０の可変の断面積はまた、以下により詳細に説明するように、所望の冷却流を得ることができるように冷却用スロット出口側で低い静圧を与えながら、ガスタービンエンジン組立体４２内のエンジン背圧の最適化を容易にする。従って、システムの背圧を最適化することによって、流路９０は更に、所望のエンジン作動効率を維持することが可能になる。

各流路Ｌｃは、それぞれ入口端部１２と出口端部９４との間で計測される。流路長Ｌｃは、コアエンジン４０から排出される排出ガスがトランスミッション６２から下流側で排出され、トランスミッション６２に確実に衝突しないようにする。流路長Ｌｃは更に、以下により詳細に説明するように、コアエンジン４０から排出された排出ガスと各流路９０に導入された周囲冷却空気との混合を可能にし、該流路を通って流れる排出ガスの作動温度を低減可能にする。正確な流路長Ｌｃは、限定ではないが、特定の設置、有効パワーの犠牲、並びに要求された赤外線及びレーダ断面削減目標を含めた複数のパラメータの関数である。

例示的な実施形態では、各流路９０はまた、複数の冷却用バッフル１００、冷却用スロット１０４、及び後方エルボ１０２を含む。エルボ１０２は、流路９０を通って流れる排出ガスの方向を変えて、各流路９０に流入した排出ガスが対称軸線４７に対して外方に排出されて、排出ガスが胴体５０に衝突又は接触することを防止するのを可能にする。冷却用スロット１０４は、流路内面９６と流路９０の外面１０６との間に延びて冷却用空気を流路９０内に入ることを可能にする。

スロット１０４は、流路９０に流入する排出ガスがスロット１００を通って流路９０から流出するのが防止されるよう後方向きである。より具体的には、スロット１０４に流入する空気は、冷却境界層を形成して、流路出口開口９４を介して直接視認可能な流路内面９６のこうしたスロットの部分を冷却するのを可能にする。従って、出口開口９４、流路長さＬｃ、及びエルボ１０２を組み合わせることにより、出口開口９４を通って流路内面９６の未冷却部分の直接の見通し線視野を遮るか又は妨げることを可能にする。更に、例示的な実施形態では、流路内面９６の少なくとも一部は、高高放射率被膜で被覆され、より高温の「隠れた」表面から放射又は発生する可能性のある、出口開口９４を通過する赤外線反射を実質的に防止する。別の実施形態では、流路内面９６は、より高温の「隠れた」表面から放射又は発生する可能性のある、出口開口９４を通過する赤外線反射を実質的に防止する表面特性を含む。

一次ノズル７６及び流路９０は、絶縁カウル１２０によって囲まれて、該ノズル７６及び流路９０の直接視認から外面的に遮られるようになる。より具体的には、カウル１２０は、一次ノズル７６及び流路９０の周りに結合されて、少なくとも１つの冷却通路１２６がカウル１２０の内面１２８とノズル及び流路７６及び９０とのそれぞれの間に形成されるようになる。より具体的には、冷却通路１２６は、流路スロット１００と流体連通で結合される。更に、カウル１２０は、ノズル７６及び流路９０にわたって延びる高温表面が赤外線信号を半径方向外方に放射するのを防止することが可能になる。カウル１２０は、フェアリング又はボートテール部１２２及び入口混合部１２４を含む。ボートテール部１２２は、胴体５０と流路エルボ１０２との間に延びて、流路９０に対する構造上の支持を与える。例示的な実施形態では、該ボートテール部１２２は、細長い後縁１２６まで先細にされてフライト運転時の抗力を低減することを可能にする。

カウル混合部１２４は、カウル１２０の上流側１３２に沿って形成された複数の開口１３０を含む。別の実施形態では、カウル混合部１２４は、１つの開口１３０のみを含む。具体的には、開口１３０は、該開口を通って排出ガスが排出されるのを防ぐように一般に前向きであるので、開口１３０は、周囲空気がラム作用により、すなわち自然の流れにより一次ノズル７６及び流路９０に入れることができるようにラムエアスクープとして機能するようになっている。

開口１３０を通して流れた周囲空気は、環状混合及び流路による冷却を可能にする。より具体的には、矢印１４０によって表した、開口１３０に流入する周囲空気の一部は、一次ノズル７６を囲んだ環状体に流れ、矢印１４２によって表した、開口１３０に流入する残りの周囲空気は、冷却通路１２６内に流れて、更に冷却スロット１００に流れる。空気１４０は、一次ノズル７６を囲む環状体内に配向されて、一次ノズル７６から排出される排出ガスとの混合を可能にする。

絶縁ブロッキングパネル１５０が、胴体５０から開口１３０に隣接するカウル内面１２８に向かって延びて、開口１３０を通って一次ノズル７６又は流路９０の直接の見通し線視野を妨げることが可能になる。更に、例示的な実施形態では、カウル内面１２８は、高高放射率被膜で被覆されて、より高い温度表面から放射されるか又は発生する可能性のある出口開口を通る赤外反射を実質的に防止する。別の実施形態では、カウル内面１２８は、より高い温度表面から放射されるか又は発生する可能性のある開口１３０を通過する赤外反射を実質的に防止する表面特性を含む。

流路９０は、各々がアクセスドア１２に結合され、このため、開いた位置２２と閉じた位置１６との間でアクセスドア１２と共に移動可能である。より具体的には、アクセスドア１２が閉じた位置にあるときには、流路９０は、上述のように一次ノズル７６から排出された排出ガス流を捕捉する位置に結合される。しかしながら、ヘリコプタが非フライト運転時には、アクセスドア１２は、胴体５０にヒンジ結合されているので、アクセスドア１２は、閉じた位置１６から開いた位置２２まで回転してガスタービンエンジン組立体１０内の構成部品にアクセスすることができる。更に、ドア１２が、閉じた位置１６から開いた位置２２まで回転されるので、流路１２０及びカウル１２０は各々、ドア１２でと共に移動されるが、一次ノズル７６は、エンジンリアハウジング７５の位置に結合されたままである。従って、一次ノズル７６、流路９０、ブロッキングパネル１５０、及びカウル１２０は、ドア１２を開くことができ、更にドア１２が閉じたときには抑制器の流動機能性を保持できるようなクリアランスに設計される。

代替的な実施形態では、流路９０は、内部冷却される複数の中空バッフルを含む。このバッフルは、流路９０内に形成された流路を横切って位置付けられ、該バッフルが事実上流路９０中に複数の流路通路を形成するようになる。運転時には、このバッフルは、内部冷却されるのでバッフルを通り過ぎて流れる排出ガスは、対流冷却される。

例示的な実施形態では、アクセスドア１２は、ほぼ矩形で且つほぼ平坦な内面１６０を含む。従って、開いた位置まで回転したときに、平面１６０は、胴体５０からほぼ垂直に延びてヘリコプタの下の地面とほぼ平行となる。更に、アクセスドア１２が開いた状態２２にあるときには、アクセスドア１２は、ユーザを内面１６０上で支持するのに充分な強度で組み立てられて、このため作業プラットフォームとしても用いることができる。

運転中、冷却空気は、カウル開口１３０を通ってガスタービンエンジン組立体１０に供給される。こうした周囲空気の一部１４０は、一次ノズル７６を囲む環状体内に流れて、一次ノズル７６の外面の作動温度を低下させることを可能にする。より具体的には、排出ガス流が一次ノズル７６から出るときに発生するベンチュリ効果によって生成された低圧領域は、付加的に周囲空気１４０を一次ノズル７６から下流側に延びる流路内に引き込むことができる。排出端部８６に形成されたノズル出口開口は、周囲冷却空気１４０とコアエンジン４０から排出された排出ガスとの混合を誘起することができ、一次ノズル排出端部８６における高温排出ガスを抑制することが可能になる。更に、ノズル排出端部８６に含まれる混合強化特徴部により、排出ガスと周囲空気流との間の剪断及び混合を強化することを可能にする。

更に、この周囲空気の一部１４２は、運転時には、通路１２６を通ってスロット１００まで流れ、ここで流路９０に流入する残りの空気は、冷却空気層を形成し、出口開口９４を介して視認できる流路内面９６の後方部分を冷却することが可能になる。従って、スロット１００は、排出ガス流路面の作動温度を低下させることができる。出口開口９４、流路長さＬｃ、及びエルボ１０２の組み合わせによって付加的な抑制が達成され、これにより、出口開口９４を通って流路内面９６の未冷却部分の直接の見通し線視野を遮るか又は妨げることが可能になる。従って、抑制システム７２は、ガスタービンエンジン組立体１０を通過するエンジン排出ガスの作動温度を好都合のものにし、このようにしてコアエンジン４０によって発生される赤外線シグネチャを抑制する。

例示的な実施形態では、一次ノズル７６の流れ出口開口８６は、ほぼ円形の断面プロフィールか、又はほぼ楕円形の断面プロフィールのいずれかを有している。或いは、出口開口８６は、一次ノズル７６が本明細書で説明したように機能することができる任意の断面プロフィールであってもよい。

更に、一次ノズル排出ガス流と周囲空気流１４０との間の剪断及び混合の強化を可能にするような、本発明に含まれる幾つかの混合強化特徴部が存在する。例えば図５を参照すると、ノズル出口開口８６は、一次ノズル７６のシェブロン形延長部を使用して、周囲冷却空気１４０とコアエンジン４０から排出される排出ガスとの混合を強化することができる。この実施形態では、各シェブロン形延長部は、カップ形又はスプーン形であり、高温の一次ノズル排出ガス流に向かって内向きに面した凹形面を含む。

図６を参照すると、ノズル出口開口８６は、断面がほぼ矩形であり、一次ノズル７６の波形表面により、周囲冷却空気１４０とコアエンジン４０から排出される排出ガスとの混合を強化することができる。この実施形態では、各波形部は、この波形部の軸線が高温の一次ノズル排出ガス流の軸線と同じ方向にほぼ延びるように整列される。しかしながら、この強化された混合は、波形の使用の有無にかかわらず、また開口８６に隣接するノズル７６の断面形状に関係なく達成することができる。例えば、図７に示した例示的な実施形態では、ノズル７６は、出口開口８６に隣接するほぼ円形の断面プロフィールを有しており、複数の波形を含む。

上述のガスタービンエンジン組立体は、コスト効果があり、非常に信頼できるものである。各組立体は、コアエンジンによって発生した赤外線シグネチャを抑制することを容易にする排出ガス組立体を含む。更に、例示的な実施形態では、該排出ガス組立体は、最初に排出ガスの向きを変えて加速させ、その後、排出ガスを周囲空気流と混合させる。付加的な冷却空気は、排出ガス組立体の排出を通して視認できる流路面を冷却することを可能にする。その結果、排出ガス組立体システムは、コスト効果があり且つ信頼性のある方法でエンジンの赤外線シグネチャを抑制するのを可能にする。

ガスタービン組立体の例示的な実施形態が詳細に説明されている。本組立体は、本明細書で説明した特定の実施形態に限定されるものでなく、むしろ各組立体の構成部品は、本明細書で説明した他の構成部品から独立して個別に利用することができる。各ガスタービンエンジン組立体の構成部品は、他のガスタービンエンジン組立体の構成部品と組み合わせて使用することもできる。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術的思想及び技術的範囲内で修正を実施できることは当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

ヘリコプタに使用することができるアクセスドア含むガスタービンエンジンの平面図。 図１に示したガスタービンエンジン組立体に使用することができるコアエンジンと例示的な排出ノズルの透視図。 閉じた位置で図１に示したアクセスドアを含む例示的なヘリコプタの部分正面図。 開いた位置で図１に示したアクセスドアを含む図３に示すヘリコプタの部分正面図。 図１に示したガスタービンエンジン組立体に使用することができるタービン排出ノズルの別の実施形態。 図１に示したガスタービンエンジン組立体に使用することができる例示的なタービン排出ノズルの別の実施形態。 図１に示したガスタービンエンジン組立体に使用することができる例示的なタービン排出ノズルの更に別の実施形態。

符号の説明

１２ アクセスドア
４０ コアエンジン
４２ ガスタービンエンジン組立体
４４ 入口端部
４６ 排出端部
５０ 胴体
５３ 排出ガス組立体
７０ 排出ノズル組立体
７２ 抑制システム
７５ タービンリアフレームハウジング
７６ 一次ノズル
９０ 流路

Claims (10)

1. タービンリアフレーム（７５）を含むガスタービンエンジン（４０）用の排出ガス組立体（５２）であって、
   前記タービンフレームから下流側に延びたエンジン排出ノズル（７６）と、
   前記排出ノズルから排出される排出ガスを流すために前記エンジン排出ノズルと流体連通で結合され、アクセスドア（１２）に結合されて該アクセスドアと共に閉じた位置から開いた位置まで移動可能にされるようになる流路（９０）を含む赤外線抑制システム（７２）と、
   を備え、
   前記アクセスドアが作業プラットフォームを形成し、前記抑制システムが、ガスタービンエンジンの排出赤外線シグネチャを抑制するのを可能にする排出ガス組立体。
2. 前記エンジン排出ノズル（７６）が、入口開口と排出開口（８６）とを含み、前記排出開口が、該開口を通って流れる排出ガスの方向に対してほぼ垂直である請求項１記載の排出ガス組立体（５２）。
3. 前記アクセスドア（１２）に結合されて、前記アクセスドアの閉じた位置と開いた位置との間で該アクセスドアと共に移動可能にされるカウル（１２０）を更に備え、前記カウルが、内面（１２８）と、外面と、これらの間で延びる少なくとも１つの開口（１３０）とを含み、前記少なくとも１つの開口が前記ノズル排出開口（８６）と流体連通で結合されている請求項２記載の排出ガス組立体（５２）。
4. 前記カウル内面（１２８）の少なくとも一部が、前記流路（９０）から半径方向に間隔を置いて配置されて、少なくとも１つの冷却通路（１２６）が前記流路と前記カウルとの間で形成されるようになり、前記少なくとも１つの冷却通路が前記カウルの少なくとも１つの開口（１３０）と流体連通で結合される請求項３記載の排出ガス組立体（５２）
5. 前記エンジン排出ノズルの排出開口（８６）が、排出ガスと周囲空気との混合を誘起することが可能になるように構成されて、前記排出ガス組立体を通って流れる排出ガスの作動温度を低下させることを可能にする請求項２記載の排出ガス組立体（５２）。
6. 前記流路（９０）が、内面（９６）と、外面と、これらの間で延びる複数の開口（１０４）とを含み、前記開口は周囲冷却空気を流して前記流路の作動温度を低下させるのを可能にする請求項２記載の排出ガス組立体（５２）。
7. 前記ガスタービンエンジン（４０）が、貫通して延びる中心線（４７）を有し、前記流路（９０）が、該流路から排出される排出ガスを前記エンジン中心軸線に対して外方に流すためのエルボ（８２）を含む請求項２記載の排出ガス組立体（５２）。
8. 胴体に結合するように構成されたガスタービンエンジン（４２）であって、
   コアエンジン（４０）と、
   該コアエンジンから排出ガスを排出するため前記コアエンジンから下流側に延びる排出ガス組立体（５２）と、
   を備え、
   前記排出ガス組立体が、前記コアエンジンに結合された排出ノズル（７０）と、前記エンジン排出ノズルから下流側に流体連通で結合されて前記排出ノズルから排出される排出ガスを流すための赤外線抑制システム（７２）とを含み、前記抑制システムが、流路（９０）とアクセスドア（１２）とを含み、前記流路は、該流路が前記アクセスドアを閉じた位置から開いた位置まで共に移動できるように前記アクセスドアに結合されているガスタービンエンジン。
9. 前記エンジン排出ノズル（７０）が、入口開口と排出開口（８６）とを含み、前記排出開口が、該開口を通って流れる排出ガスの方向にほぼ垂直になっており、前記アクセスドア（１２）が、開いた位置まで回転したときにその上でユーザを支持するように構成された作業プラットフォームを形成する請求項８記載のガスタービンエンジン（４２）。
10. 前記アクセスドア（１２）に結合されて、該アクセスドアと共に前記閉じた位置と開いた位置との間で移動可能なようにされたカウル（１２０）を更に備え、前記カウルが、内面（１２８）と、外面と、これらの間で延びる少なくとも１つの開口（１３０）とを含み、前記カウル内面の少なくとも一部が、前記流路（９０）から半径方向に間隔を置いて配置されて、少なくとも１つの冷却通路（１２６）が前記流路と前記カウルとの間で形成されるようになっており、前記少なくとも１つの冷却通路が、前記カウルの少なくとも１つの開口と流体連通で結合されている請求項９記載のガスタービンエンジン。

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