JP2021037938A - 航空機用の推進システム及び航空機用の推進システムを製造する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機用の推進システム及び航空機用の推進システムを製造する方法を提供する。【解決手段】推進システムは、ガス噴出物を生み出すように構成されたエンジンを非限定的に含む。推進システム２０は、エンジン２２と結合され、及びガス噴出物を受け取るように配備されたノズル２４を更に含む。ノズルは、拡張及び収縮するように構成されたスロート４０を有する。推進システムは、スロートと動作可能に結合されたコントローラ２６を更に含む。コントローラは、スロートを拡張及び収縮するように、並びにスロートを拡張及び収縮するように制御することによってガス噴出物により与えられた推力の大きさを制御するように構成される。コントローラは、航空機１０が局所音速以上で飛行している場合にスロートを拡張及び収縮するように制御することによって推力の大きさを制御するように更に構成される。【選択図】図１

Description

本発明は、一般的に航空機に関し、より具体的には、航空機用の推進システム及び航空機用の推進システムを製造する方法に関する。

飛行中、１つ以上のジェットエンジンにより動力が与えられた航空機は、典型的には、所定速度（例えば、巡航速度、設計速度、設計巡航速度）で飛行する。所定速度に到達するために、ジェット機は、より低速から加速しなればならない。加速するために、ジェットエンジンにより生成された推力は、気流（freestream）により航空機上にもたらされる抗力を超えなければならない。一旦、航空機が所定速度に到達すると、エンジンの推力は、抗力に等しい大きさまで減少させられる。エンジンの推力が抗力に等しい場合、航空機は、更なる加速なしに一定速度で飛行するであろう。

加速するために、航空機のジェットエンジンは、航空機上に作用する抗力よりも大きな推力を生成可能でなければならない。ジェットエンジンにより生み出される推力は、インレットに流入する空気を圧縮し、注入により圧縮空気の温度が上昇し、その後、排気ノズル通じてエンジンの外へ燃焼生成物、すなわち、ガス状の噴出物を排出した結果である。このプロセスは、ジェットエンジン熱力学サイクルと称される。典型的なターボファン又はターボジェット熱力学サイクルに対しては、推力は、エンジン質量流量、インレット流に対する排気流の速度増加、及び気流に対するノズル出口における圧力の増加に比例する。

質量流量は、推進システムのインレットの捕捉領域とエンジンのポンピング特性とによって部分的に判定される。インレットがより大きい程、より多くの空気がインレットにより捕捉されるであろう。より多くの空気がインレットにより捕捉される程、（流入する空気を処理するエンジンの能力の限界まで）より多くの質量がエンジンに流入するであろう。質量流量がより大きい程、一定の速度上昇及びノズル出口圧力では、より大きな推力がエンジンにより生み出される。速度がより大きく上昇する程、一定の質量流量及び出口圧力では、より大きな推力がエンジンにより生み出される。気流に対する出口圧力がより大きい程、一定の質量流量及び速度上昇では、より大きな推力がエンジンにより生み出される。

しかしながら、インレットがより大きい程、エンジンにより処理可能な量を越えるより多くの空気を該インレットが捕捉する場合には推進システム上により大きな抗力がもたらされるであろうと相殺的に考察される。この場合、インレットは、エンジンに空気を通過させる代わりに空気を外側の周囲に流出し、流出は、抗力の増加からもたらされる性能ペナルティをもたらす。一般的に、航続距離を最大にするために、巡航において抗力を最小することが好ましい。したがって、流出抗力を最小にする程度の大きさではあるが、エンジンにより要求される最大質量流量を可能にするのに十分なインレットを製作することが望ましい。

推進システムを設計する場合に、設計者により選択される所望の推力は、航空機を所定速度まで加速するために必要な推力の量である。代わりに、所定速度を維持するために必要であろう推力の量（すなわち、抗力に匹敵する推力の量）を設計者が単に選択した場合には、インレットは、要求される気流をエンジンに流すことができず、航空機は、抗力を征服することができず、順次、所定速度まで加速できないであろう。したがって、推進システムを設計する場合、インレットは、航空機を加速するために必要な推力の大きさに対応する、エンジンを通過する質量流量をサポートするのに必要な空気の量を捕捉するようにサイズ化される。

航空機が所定速度に到達した場合、航空機のスロットルは引き戻される。このことは、エンジンへの燃料流量を減少させ、順次、要求される質量流量を減少させ、出口圧力と共にエンジンを通じた速度上昇を減らす。これらは、順次、ジェットエンジンの推力を減少させる。しかしながら、スロットルが引き戻され、要求される質量流量が減少した場合、インレットは、エンジンを通過するより高い質量流量（例えば、加速度に対応する質量流量）に相関する空気の量を捕捉しつづけるであろう。したがって、スロットルが加速度設定から巡航設定に引き戻された場合、インレットにより捕捉される空気の一部のみがエンジンにより実際にポンピングされ得、結果として、捕捉された空気の内の幾らかがインレットの周囲に流出する。

航空機が超音速で飛行している場合、過剰空気の流出は抗力を増加させるだけではなく、航空機のソニックブームの大きさをも増加させるであろう。このことは、望ましくないソニックブームの大きさを増加させる。

したがって、上で述べた懸念に対処する推進システムを提供することが望ましい。こうした推進システムを製造する方法を提供することも望ましい。更に、その他の望ましい機構及び特徴は、添付の図面並びに前述の技術分野及び背景技術と併用して、後続の発明の概要と詳細な説明と添付の請求項とから明らかになるであろう。

航空機推進システム及び航空機推進システムを製造する方法が本明細書に開示される。

第１の非限定的な実施形態では、航空機推進システムは、ガス噴出物を生み出すように構成されたエンジンを非限定的に含む。航空機推進システムは、エンジンと結合され、ガス噴出物を受け取るように配備されたノズルを非限定的に更に含む。ノズルは、拡張及び収縮するように構成されたスロートを有する。航空機推進システムは、スロートと動作可能に結合されたコントローラを非限定的に更に含む。コントローラは、スロートを拡張及び収縮するように制御するように、並びにスロートを拡張及び収縮するように制御することによってガス噴出物により与えられる推力の大きさを制御するように構成される。コントローラは、航空機が少なくとも局所音速で飛行している場合にスロートを拡張及び収縮するように制御することによって推力の大きさを制御するように更に構成される。

別の非限定的な実施形態では、方法は、エンジン、ノズル、及びコントローラを取得することを非限定的に含む。エンジンは、ガス噴出物を生成するように構成される。ノズルは、拡張及び収縮するように構成されたスロートを有する。コントローラは、スロートを拡張及び収縮するように制御するように構成され、スロートを拡張及び収縮するように制御することによって、ガス噴出物により生成される推力の大きさを制御するように更に構成される。コントローラは、航空機が少なくとも局所音速で飛行している場合にスロートを拡張及び収縮するように制御することによって、推力の大きさを制御するように更に構成される。方法は、ガス噴出物を受け取るための位置でノズルをエンジンと結合することを非限定的に更に含む。方法は、コントローラをノズルと動作可能に結合することを非限定的に更に含む。

本発明は、同様の数詞は同様の素子を意味する後続の添付の図面と併せて以下で説明されるであろう。

本明細書で開示される技術に従って製作される推進システムの非限定的な実施形態を用いて構成される航空機を説明するブロック図である。 本明細書で開示される技術に従って製作される推進システムの非限定的な別の実施形態を説明する概略図である。 図２に説明した推進システムの一部分を説明する拡大概略図である。 本明細書で開示される技術に従って製作される推進システムの非限定的な別の実施形態を説明する概略図である。 図４で説明した推進システムの一部分を説明する拡大概略図である。 軸方向から見た図４の推進システムの一部分の概略図である。 本明細書の技術に従った推進システムを製造するための方法の非限定的な実施形態を説明するブロック図である。

以下の詳細な説明は、本質的に例示に過ぎず、発明又は発明の用途及び使用を限定することを意図しない。更に、先行する背景技術又は後続の詳細な説明で提供された何れかの理論に発明は何ら縛られない。

航空機で使用するための改善された推進システムが本明細書に開示される。一実施形態では、推進システムは、エンジンと、ノズルと、ノズル及びエンジンの両方と動作可能に接続されたコントローラとを含む。他の実施形態では、推進システムは、ユーザ入力を受け取るように構成されたコンポーネントと、調節可能ノズル出口とを非限定的に含む、付加的コンポーネントを含み得る。本明細書で開示される技術から逸脱することなく、更に他のコンポーネントが推進システム内に含まれ得る。

エンジンは、ガス噴出物を生み出すように構成される。非限定的な実施形態では、エンジンはガスタービンを含み得るが、他の種類のエンジンもガス噴出物を生み出し得ること、及び本明細書に含まれる技術はそうした他の種類のエンジンと互換性があることは当業者には分かるであろう。したがって、本明細書の技術は、ガスタービンエンジンでの使用のみに限定されない。ガス噴出物は、エンジンに流入及び通過する空気を含み、エンジンバイパスを通過する何れかの空気を含む。ガス噴出物は、エンジンの燃焼室内での燃焼のためにエンジン中に注入される燃料を更に含む。ガス噴出物は、燃焼生成物を更に含む。ガス噴出物は、エンジンの機尾端の外へ放出される。ガス噴出物のこの機尾方向の移動は、推力に対する上昇を与える。ガス噴出物は、エンジン熱力学サイクルと、エンジンの動作設定により判定されたスロート領域とに基づいたレートで機尾方向に移動するであろう。エンジンの動作設定に何ら変更がなされない場合、エンジンを流動する質量流量は、実質的に一定に維持されるであろう。質量流量がより高くなる程、速度の所与の増加及び一定の出口圧力では、エンジンにより生成される推力は大きくなるであろう。本明細書で使用されるとき、句“実質的に一定”は、句“質量流量”と併せて使用される場合には、質量流量が１０パーセントよりも大きな量まで増加又は減少しないことを意味すると解釈されるであろう。

ノズルは、エンジンと結合され、ガス噴出物を受け取るようにエンジンの機尾に配備される。ノズルは、ガス噴出物がエンジンから下流に移動するようにガス噴出物をノズルが仕向けることを可能にする内部経路を含む。内部経路はスロートを含む。当業者に知られているように、ノズルのスロートは、流体流動の方向に垂直な断面積が最小であるノズルの部分（例えば、点、一部分、又は区域）である。本明細書で開示する推進システムでは、ノズルのスロートは、拡張及び収縮するように構成される。スロートが拡張又は収縮する場合、ガス噴出物が通過する断面積は、夫々増加又は減少するであろう。スロートの拡張及び収縮は、ガス噴出物により生成される推力に影響を及ぼす。スロートが収縮された場合、ガス噴出物は、より大きな推力を与えるであろう。これは、より小さな経路をガス噴出物がここでは通過しなければならないので、より小さなスロートがエンジン上の背圧を上昇させることからである。ノズル中に流れ込む、一定の回転速度でエンジンにより生み出される質量流量は、ほぼ一定であるので、庭のホースの一部分が圧縮された場合に該ホースに存在する水がその出口速度を増加させるのと同様に、経路の収縮は、ガス噴出物を必然的により高速で流動させるであろう。ガス噴出物のこのより高い速度は、スロートの収縮以前に生み出される推力よりも高い推力を順次もたらすであろう。逆に、スロートが拡張した場合、一定の回転速度では、ガス噴出物は、より少ない推力を与えるであろう。このことは、エンジン上の排圧を低下させるより大きな経路をガス噴出物が通過するからである。エンジンにより生み出され、ノズルに流れ込む質量流量は、一定の回転速度では一定であるので、経路の拡張は、ガス噴出物に対してより低い速度を必然的にもたらすであろう。このより低い速度は、拡張以前に与えられる推力よりも低い推力をガス噴出物に与えさせるであろう。

コントローラは、ノズルのスロートと動作可能に結合され、スロートを拡張及び／又は収縮するように制御するように構成される。コントローラは、ガス噴出物により生成される推力の大きさを制御するために、スロートを拡張及び収縮するように更に構成される。この方法では、コントローラは、エンジンを流動する質量流量を変更しないスロートの断面積を単に操作することによって、より多くの又はより少ない量の推力を生成するように推進システムを制御可能である。それ故、コントローラは、インレットにおける空気の著しい流出を何ら生じさせることなく、飛行条件の変更要求及び／又は航空機乗員の入力を満足するように推力を増加又は減少可能である。このことは、順次、推進システムの推力を変更するためにエンジンの設定が変えられた場合に、抗力と現在発生しているソニックブームとの負の影響を回避するであろう。句“インレットにおける空気の著しい流出”と併せて使用される場合、幾つかの実施形態では、用語“著しい”は、質量流量の２０．０パーセントを含むそれ以下を意味すると理解すべきである。更に他の実施形態では、“著しい”は、流動がゼロの流出であるインレットに対するグランドレベルにおいてソニックブームの２０．０デシベルの知覚ラウドネスの増加（２０．０ＰＬｄＢ）を含むそれ以上を生じさせる流出を意味すると理解すべきである。更に他の場合、著しい”は、４０カウントの抗力の増加を含むそれ以上の結果である流出を意味すると理解されるべきである。

上で論じた推進システム及び推進システムを製造する方法のより良い理解は、後続する詳細な説明の概観と共にこの出願に添付の図面の概観を通じて得られ得る。

図１は、推進システム２０の非限定的な実施形態を用いて構成された航空機１０を説明するブロック図である。説明する実施形態では、推進システム２０は、エンジン２２、ノズル２４、コントローラ２６、及びコンポーネント２８を含む。推進システム２０はこれらのコンポーネントに限定されないと理解すべきである。他の実施形態では、より多数の又はより少数のコンポーネントが含まれ得る。例えば、他の実施形態では、本明細書に開示される教示から逸脱することなく、コンポーネント２８は省かれ得、又はインレット、圧縮面、若しくはナセル等の付加的アイテムが含まれ得る。

図１に説明した実施形態では、エンジン２２は、動作中にガス噴出物を生み出すように構成されたガスタービンを含む。しかしながら、推進システム２０はガスタービンを用いた使用に限定されないと理解すべきである。他の実施形態では、エンジン２２は、ラムジェット又はスクラムジェットエンジンを非限定的に含む、ガス噴出物を生成するように構成された任意の他の種類のエンジンを含み得る。

動作する場合、エンジン２２は、気流からの流入空気を受け取るであろう。幾つかの実施形態では、この空気は、インレットによってエンジン２２の進入面３０に仕向けられるであろう。空気は、空気がその密度及び圧力を増加させるために圧縮されるであろう圧縮区域３２を通過するであろう。圧縮された空気は燃焼室３４中をその後通過するであろう。燃焼室３４では、圧縮された空気中に燃料が噴霧され、混合気を点火させるために電気火花が引き合わされる。燃焼生成物と空気とのこの混合は、タービン３６を通じて広がり、タービン３６は、順次、コンプレッサを駆動する。この急速に広がる加熱空気及び燃焼生成物は、ガス噴出物の形式でエンジン２２の機尾端３８からその後放出される。ガス噴出物は、非常に高いエネルギー流動流体である。ガス噴出物の機尾方向の移動は、ガス噴出物が流入する方向とは反対方向に推力をエンジン２２に与える。

図１に説明した実施形態では、ノズル２４は、収束／発散ノズルを含む。幾つかの実施形態では、ノズル２４は軸対称である一方、他の実施形態では、ノズル２４は非軸対称であり、両構成は、本明細書で提示する技術と互換性がある。

ノズル２４はスロート４０を含む。スロート４０は、その断面積が増加及び減少するように夫々拡張及び収縮するように構成される。スロート４０の拡張及び収縮を可能にするメカニズムの幾つかの例が以下で詳細に論じられるが、スロート４０の断面の寸法を拡張及び収縮するに効果的な任意の適切なメカニズム、構成、又は機械が本開示の技術から逸脱することなくノズル２４と共に用いられ得ることは理解すべきである。幾つかの非限定的な実施形態では、スロート及び／又は関連するメカニズムは、実質的に連続的に可変な方法でスロートの拡張及び収縮を可能にするように構成され得る。他の実施形態では、スロート及び関連するメカニズムは、スロートが有限のステップで拡張及び／又は収縮するであろうように、本質的に漸増及び漸減する方法でスロートの拡張及び収縮を可能にするように構成され得る。

ノズル２４は、進入面４２においてガス噴出物を受け取るように、スロート４０を通じて機尾方向にガス噴出物を仕向けるように、及びノズルの出口面４４に向かってガス噴出物をその後誘導するように構成され得る。出口面では、ノズルは、一貫した流れでガス噴出物を気流中に放出する。図１のノズル２４は収束／発散ノズルを含むが、本開示は、収束／発散ノズルの使用に限定されないと理解すべきである。むしろ、他の実施形態では、拡張及び収縮されるように構成されたスロートを含む任意の種類のノズルも、本開示の技術から逸脱することなく用いられ得る。

図１に説明した実施形態では、ノズル２４は、エンジン２２の機尾端と結合される。ガスタービンへの収束／発散ノズルの結合は、当該技術分野で周知である。幾つかの実施形態では、ノズル２４は、エンジン２２と流動的に結合される。説明する実施形態では、ノズル２４は、流体カップリング３１を介してエンジン２２と流動的に結合される。流体カップリング３１は、エンジン２２により放出されるガス噴出物をノズル２４中に仕向けるのに効果的な、ノズル２４をエンジン２２に取り付ける任意の導管、メカニズム、又は方法であり得る。幾つかの実施形態では、流動カップリング３１は、ナセル又はナセルの一部分を含み得る。幾つかの実施形態では、流動カップリング３１は、ガス噴出物をノズル２４中に流入させるように構成され得る一方、他の実施形態では、流動カップリング３１は、ガス噴出物の一部分のみをノズル２４中に流入するように仕向けるように構成され得る。

図１に説明した実施形態では、ノズル２４の出口面４４は、静止したままであるように構成される。言い換えれば、出口面４４は、拡張及び収縮するように構成されない。以下で論じる実施形態等の他の実施形態では、ノズルの出口面は、拡張及び収縮するように構成される。

コントローラ２６は、アルゴリズムを実施するように、ソフトウェアアプリケーションを実行するように、サブルーチンを実行するように及び／若しくは搭載されるように、並びに任意のその他の種類のコンピュータプログラム及び／若しくはソフトウェアを実行するように構成された何れかの種類の機内コンピュータ、コントローラ、マイクロコントローラ、回路、チップセット、コンピュータシステム、プロセッサ、又はマイクロプロセッサであり得る。コントローラ２６は、単一のプロセッサ又は一斉に作動する複数のプロセッサを含み得る。幾つかの実施形態では、コントローラ２６は、推進システム２０での独占的に使用するために専用である一方、他の実施形態では、コントローラ２６は、航空機１０内の他のシステムと共有され得る。

コンポーネント２８は、推進システム２０の推力出力を変更するためのリクエスト及び／又は命令をコントローラ２６と通信するように構成された任意の適切なコンポーネントであり得る。例示的な実施形態では、コンポーネント２８はスロットルを含み得る。別の例示的な実施形態では、コンポーネント２８は、航空機１０の自動操舵システムと関連付けられたプロセッサを含み得る。推力出力の変更のための適切なリクエスト／命令をコントローラ２６へ伝達するのに適切な任意のその他のコンポーネントも本開示の技術から逸脱することなく使用され得る。

図１に説明した実施形態では、コントローラ２６は、動的カップリング２３を介してエンジン２２と結合され、動的カップリング２５を介してスロート４０と動作可能に結合され、通信カップリング２９を介してコンポーネント２８と通信的に結合される。こうしたカップリングは、有線及び無線接続の両方を含む任意の適切な送信手段の使用を通じて成し遂げられる。例えば、各コンポーネントは、同軸ケーブルを介して、又は信号を伝えるのに効果的な任意のその他の種類の有線接続を介してコントローラ２６に物理的に結合され得る。幾つかの実施形態では、本開示の技術から逸脱することなく上で言及した動的及び通信カップリングを実現するために、光ファイバを非限定的に含む光通信が用いられ得る。説明する実施形態では、コントローラ２６は、他のコンポーネントの各々に直接結合される。他の実施形態では、各コンポーネントは、通信バスを越えてコントローラ２６に結合され得る。更に他の例では、各コンポーネントは、ブルートゥース接続、ＷｉＦｉ接続、専用狭域通信接続、又は光ケーブル等を介してコントローラ２６に無線で結合され得る。更なる例では、油圧システムを介して結合可能でもあり得る。

動的及び／又は通信的に結合されることは、コントローラ２６と他のコンポーネントの各々との間にコマンド、命令、問い合わせ、及びその他の信号の送信のための経路を提供する。この結合を通じて、コントローラ２６は、他のコンポーネントの各々を制御し得、及び／又は他のコンポーネントの各々と通信し得る。上で論じた他のコンポーネントの各々は、コントローラ２６と整合及び連動するように構成される。例えば、エンジン２２は、コントローラ２６からコマンドを受信するように、及びこうしたコマンドに従って様々なエンジン設定を変更又は維持するように構成される。スロート４０は、コントローラ２６から受信したコマンドに応答して、その断面の寸法を拡張、収縮、又は維持するように構成される。コンポーネント２８は、推進システム２０の推力出力を変更するためのリクエスト及び／又は命令をコントローラ２６へ送信するように構成される。

コントローラ２６は、エンジン２２を流動する質量流量のレートを変えることなく、推進システム２０により生成される推力を制御する目的のためにエンジン２２、スロート４０、及びコンポーネント２８の活動と相互作用、調和、及び組織化するように構成される。一実施形態では、従来の推進システムにおいてコントローラが行うように構成されるようにエンジン２２の設定を変えるのではなく、推進システム２０の推力出力を変更するためのリクエスト及び／又は命令をコントローラ２６が受信した場合に、コントローラ２６は、推力を調節するために従来では変更されるであろうエンジンの現在の設定を維持しながら、スロート４０の断面積を変える方法でスロート４０を制御するように構成される。推力の変更のためのリクエストが推力を増加させるためのリクエストを含む場合、コントローラ２６は、スロート４０をその断面積が減少するように制御するように構成される。逆に、推力の変更のためのリクエストが推力の減少させるためのリクエストを含む場合、コントローラ２６は、スロート４０をその断面積が増加するように制御するように構成される。幾つかの実施形態では、コントローラ２６は、推力の既知の漸進的変更を提供するために予め決定されていた所定の大きさの間で断面積が変化する（すなわち、漸増及び漸減ステップで変化する）ようにスロート４０を拡張及び収縮するように構成され得る。他の実施形態では、コントローラ２６は、その断面積が連続的に可変であり、それ故、リクエスト又は必要とされた具体的な量だけ推力を調節するように具体的に適合され得るように、スロート４０を拡張及び収縮するように構成され得る。

図１で説明した実施形態では、航空機１０は、飛行中に航空機１０の速度を測定するように構成されたシステムを含む。具体的には、航空機１０は、飛行動作中に航空機１０の較正大気速度及び／又は指示大気速度をコントローラ２６に提供するように構成され得る大気速度計４６を用いて構成される。大気速度計４６は、通信カップリング４７を介してコントローラ２６と通信的に結合され、コントローラ２６は、大気速度計４６から航空機１０の大気速度を取得するように構成される。幾つかの実施形態では、コントローラ２６は、航空機１０の対気速度を取得するために大気速度計４６に問い合わせるように構成され得、他の実施形態では、大気速度計４６は、航空機１０の対気速度をコントローラ２６に自動的に提供するように構成され得る。

コントローラ２６は、推進システム２０により生み出された推力をコントローラ２６が制御している場合に対気速度計４６により測定された大気速度を利用するように構成される。航空機１０の対気速度が局所音速以上である場合に、推力の変更のためのリクエストに応答して、コントローラ２６がエンジン２２を（エンジン２２を流動する質量流量をほぼ一定に保つであろう）その現在の設定と動作条件を維持するように制御し、スロート４０を（推進システム２０の推力出力を夫々増加又は減少させるであろう）その断面積が増加又は減少するように制御するように、コントローラ２６は構成される。航空機１０の対気速度が局所音速未満である場合に、推力の変更のためのリクエストに応答して、コントローラ２６が必要に応じて質量流量を増加又は減少させるようにエンジン２２を制御し、スロート４０をその現在の構成に維持するように制御するように、コントローラ２６は更に構成される。この方法では、コントローラ２６は、航空機１０が音速以上で進行している場合には背景技術の部分で説明した空気の流出を回避し得るが、航空機１０が局所音速未満で進行している場合には推進システムの推力を従来通りに依然として管理する。他の実施形態では、航空機１０が音速以上で飛行しており、コンポーネント２８によりリクエスト／命令された推力の変更量がスロートの断面積を拡張又は縮小することのみによって提供し得る変更量よりも大きい実例では、コントローラ２６は、同時に、スロート３０を収縮するように制御することによって、及びエンジン２２をその設定を変えるように制御することによって、推進システム２０の推力出力を制御するように構成され得る。

図２は、推進システム５０を説明する概略図である。図１を引き続き参照すると、推進システム５０は、推進システム２０の非限定的な実施形態である。推進システム２０と同様に、推進システム５０は、エンジン５２、ノズル５４、コントローラ５６、及びコンポーネント５８を含む。推進システム５０では、エンジンはガスタービン５４を含み、ノズル５４は、軸対称収束／発散ノズルを含み、コントローラ５６は中央制御装置（ＣＰＵ）を含み、コンポーネント５８はスロットルを含む。これらのコンポーネントは、図１に付随した推進システム２０の論考で上述した機能を実施する。簡潔目的のため、論考をここでは繰り返さないが、同じ効力で適用すると理解すべきである。

推進システム５０は、推進システム２０に関して上で論じなかった幾つかの付加的コンポーネントを更に含む。例えば、推進システム５０は、圧縮面６０、カウルリップ６１、インレット６２、ディフューザ６４、ノズルプラグ６６、及び調節可能ノズル出口７１を含む。

圧縮面６０は、接近超音速流の方向を完全な軸方向の移動から部分的に径外側方向の移動に変更するように輪郭形成及び構成され得る。部分的に径外側方向に超音波流を調整することは、幾つかの実施形態ではインレット６２に又はその付近に存するターミナルショックに到達する以前に超音速流を遅延させる。圧縮面６０を通過した後、気流は、一方の側が圧縮面６０に隣接し、反対側がカウルリップ６１に隣接する環状開口部であるインレット６２を通じて推進システム５０に流入するであろう。インレット６２を通過した後、捕捉された空気は、ディフューザ６４によって遅延させられる。ディフューザ６４は、下流方向で大きさが増加する断面積を有するチャンバーを含む。断面積が増加するにつれて、捕捉された空気は、エンジン５２のターボ機械とより互換性があるであろう速度まで遅延する。

推進システム５０の機尾端には、調節可能ノズル出口７１がある。幾つかの推進システムでは、推進システムを出て行く時にガス噴出物の寸法及び／又は静圧を調節するために、ノズルの出口面を拡張及び収縮するように制御することが望ましい。これは、少なくとも部分的に開放し得、少なくとも部分的に閉鎖し得る後縁（調節ノズル出口７１）を有するノズルを構成することによって達成される。ガス噴出物を調節するためにノズル出口を部分的に開放及び閉鎖するように構成することは、当該技術で周知である。説明する実施形態では、調節可能ノズル出口７１は、ノズル５４の機尾端を少なくとも部分的に開放し、少なくとも部分的に閉鎖するために拡張及び収縮するように夫々構成される。他の実施形態では、ノズル出口は、何れの方法でもその外周を拡張も収縮も変更もしないことを意味する静的であり得る。

推進システム５０は、ノズルプラグ６６を更に含む。説明する実施形態では、ノズルプラグ６６は、調節可能ノズル出口７１の内側に部分的に位置付けられた軸対称胴体を含む。ノズルプラグ６６は、軸対称である必要はなく、むしろ任意の適切な構成を有し得ることは理解すべきである。ノズルプラグ６６は、出口面６８を越えて拡張し、ノズル５４の機尾の下流方向に、及びノズル５４の機尾部分への上流方向に突出する。説明する実施形態では、ノズルスロート７２は、ノズルプラグ６６と内面７０との間に環状領域を含む。この領域は、最小の断面積を有するノズル５４を通過する気流の経路の一部分を含むからである。ノズル５４又はノズルプラグ６６の何れかが非軸対称である実施形態では、ノズルスロート７２は非環状の構成を有すると理解すべきである。ノズルスロートに対する非環状の構成も本明細書で開示される技術の範囲内にあるであろう。

図２に説明した実施形態では、ノズルプラグ６６は、矢印７４により指し示された方向の長手方向軸７３（すなわち、機首及び機尾）に沿って平行移動するように構成される。ノズルプラグ６６は、ノズルプラグ６６を機首及び機尾に平行移動するのに効果的な任意の適切なメカニズムを用い得る。以下で詳細に説明するように、ノズルプラグ６６の機首及び機尾の移動は、ノズルスロート７２を夫々拡張及び収縮させるであろう。幾つかの実施形態では、プラグ６６は、２つ以上の長手方向に配置されたデテント位置の間を平行移動するように構成される。こうした実施形態では、プラグ６６の２つ以上のデテント位置は、上で論じた所定の断面スロート面積に対応する。他の実施形態では、プラグ６６は、例えば、スクリュー駆動メカニズムの付勢の下で、連続的に可変な方法で長手方向に平行移動するように構成され得る。こうした実施形態では、プラグ６６の連続的に可変な長手方向の位置付けは、上で論じた連続的に可変な断面スロート面積に対応する。

推進システム５０において、コントローラ５６は、動的カップリング５３を介してエンジン５２と動作可能に結合され、通信カップリング５９を介してコンポーネント５８と通信的に結合される。これらの結合は、推進システム２０に関して上で論じた結合と実質的に同一であり、簡潔にするために、ここでは繰り返さないであろう。しかしながら、ノズル２４との単一の動的カップリングを有するコントローラ２６と比較して、図２に説明した実施形態では、コントローラ５６は、ノズル５４との２つの動的カップリング、（動的カップリング６７を介した）ノズルプラグ６６との第１の動的カップリングと（動的カップリング６９を介した）第２の動的カップリングとを有する。これは、ノズル２４が静的ノズル出口を有し、それ故、第２の動的カップリングが必要なかった一方で、ノズル５４は、第２の動的カップリングを適切になす調節可能出口（調節可能出口７１）を含むためである。上で論じたように、こうしたカップリングは、コンポーネント間の問い合わせ、コマンド、及び情報の送信を可能にするのに効果的な任意の適切な方法で実現され得る。これらの動的カップリングを通じて、コントローラ５６は、ノズルプラグ６６を機首及び機尾に移動するように制御するように、並びに調節可能ノズル出口７１を拡張及び収縮するように制御するように構成される。

コントローラ５６は、推力の変更のためのリクエスト／コマンドをコンポーネント５８から受信し、それに応答して、リクエスト／コマンドに適応する必要に応じてノズルスロート７２を拡張及び収縮するために、ノズルプラグ６６を機首及び機尾に移動するように夫々制御するように更に構成される。例えば、より多くの推力が必要とされる場合、コントローラ５６は、所望の推力が達せられるまで、ノズルプラグ６６を長手方向軸７３に沿ってエンジン５２に向かって前方に移動するように制御するように構成される。所望の推力が一旦達せられると、コントローラ５６は、推力の実質的な変更がリクエストされるまで、ノズルプラグ６６を長手方向軸７３に沿ってその長手方向の位置に維持するように制御するように構成される。逆に、より少ない推力が必要とされる場合、コントローラ５６は、所望の推力が達せられるまで、ノズルプラグ６６を長手方向軸７３に沿って調節可能ノズル出口７１に向かって機尾方向に移動するように制御するように構成される。所望の推力が一旦達せられると、コントローラ５６は、推力の実質的な変更がリクエストされるまで、ノズルプラグ６６を長手方向軸７３に沿ってその長手方向の位置に維持するように制御するように構成される。

幾つかの実施形態では、ノズルプラグ６６を長手方向軸７３に沿って移動するように制御しつつ、コントローラ５６は、ノズルプラグ６６が移動する間に調節可能ノズル出口７１を静止したままであるように同時制御するように更に構成される。幾つかの実施形態では、コントローラ５６は、ノズルプラグ６６の移動を介して推進システム５０の推力が制御される間の飛行の時間又はフェーズの全期間を通して静止したままであるように調節可能ノズル出口７１を制御するように更に構成される。例えば、コントローラ５６は、航空機１０が局所音速以上で飛行している間にフライトエンベロープの全期間を通して静止位置を維持するように調節可能ノズル出口７１を制御するように構成され得る。また、推進システム２０に関して上で論じたように、推進システム５０の幾つかの実施形態では、コントローラ５６は、ノズルスロート７２の拡張及び収縮を通じて推力の大きさをコントローラ５２が制御する飛行のフェーズ中に、エンジン５２をその現在の動作条件を維持するように制御するように更に構成され得る。これは、望ましい実質的に一定の質量流量を確保するであろう。

図１〜図２を引き続き参照しつつ、図３は、参照符号Ａを用いて識別される点線によって描写されたノズル５４とノズルプラグ６６との一部分の拡大図を説明する概略図である。図３は概略図であり、縮尺通りに描かれていないことは理解すべきである。

図３において、ノズルプラグ６６と共にノズル５４の一部分が説明されている。ノズルプラグ６６は、拡張及び縮小したノズルスロートを表すために、長手方向軸７３に沿って２つの異なる長手方向の場所で提示されている。ノズルプラグ６６Ａは、長手方向軸７３に沿って相対的に前方の位置で説明されている一方、ノズルプラグ６６Ｂは、長手方向軸７３に沿って相対的に機尾の位置で説明されている。ノズルプラグ６６がノズルプラグ６６Ａで占められる位置にある場合、ノズルスロート７２はノズルスロート７２Ａにより説明されるように相対的に小さくなる。ノズルプラグ６６がノズルプラグ６６Ｂで占められる位置にある場合、ノズルスロート７Ｂはノズルスロート７２Ａにより説明されるように相対的に大きくなる。ノズルスロート７２Ａは、ガス噴出物が進行するための相対的に狭い通路を提供し、それに応じて、ガス噴出物の速度は増加し、より高い推力をたらす。逆に、ノズルスロート７２Ｂは、ガス噴出物が進行するための相対的に広い通路を提供し、それに応じて、ガス噴出物の速度は減少する。図３は、長手方向軸７３に沿った２つの無作為の位置のみにおけるノズルプラグ６６を説明すること、並びにコントローラ５６は、必要とされる推力の変更を実現するために、ノズルプラグ６６を任意の適切な中間の長手方向の位置に、ノズルプラグ６６Ａの前方の任意の適切な長手方向の位置に、及びノズルプラグ６６Ｂの機尾の任意の適切な長手方向の位置に移動させるように構成され得ることは理解すべきである。

図４は、推進システム８０を説明する概略図である。図１〜図３を引き続き参照しつつ、推進システム８０は、推進システム２０の非限定的な実施形態である。推進システム２０と同様に、推進システム８０は、エンジン８２、ノズル８４、コントローラ８６、及びコンポーネント８８を含む。推進システム８０では、エンジン８２はガスタービンを含み、ノズル８４は軸対称収束／発散ノズルを含み、コントローラ８６は中央制御装置（ＣＰＵ）を含み、コンポーネント８８はスロットルを含む。これらのコンポーネントは、図１の論考で上述した機能を実施し、簡潔のために、その論考はここでは繰り返されないであろう。推進システム８０はまた、推進システム５０に関して上で論じたコンポーネントの多くを含む。推進システム５０と同様に、推進システム８０は、圧縮面９０、カウルリップ９１、インレット９２、ディフューザ９４、及び調節可能ノズル出口１０１を含む。これらのコンポーネントは、図３に付随した推進システム５０の論考で上述した機能を実施する。簡潔にするために、その論考はここでは繰り返されないであろう。

推進システム８０は、推進システム２０又は推進システム５０に関して上で論じなかった幾つかの付加的コンポーネントを更に含む。例えば、推進システム８０はノズルプラグ９６を更に含む。長手方向軸７３に沿って平行移動するように構成されたノズルプラグ６６とは異なり、ノズルプラグ９６は、ノズル８４に対して固定であり、それ故、静的である。ノズル８４はシュラウド９８をも含む。シュラウド９８は、円筒形の構成を有し、図６に最もよく見られるように、ノズル８４と同軸である。説明する実施形態では、シュラウド９８は、相対的に短い長手方向の長さを有し、構成において実質的に環状をなす。他の実施形態では、シュラウド９８は、より長い長手方向の長さを有し得る。シュラウド９８は、径内側に突出する表面１００を有する。説明する実施形態では、表面１００は、実質的に細長い半円形の構成を有する。他の実施形態では、表面１００は、ノズルプラグ６６上の表面に補完的な輪郭を非限定的に含む任意の適切な表面輪郭を有し得る。説明する実施形態では、表面１００及びノズルプラグ９６は、ノズルスロート１０２を画定するように協働する。表面１００の径内側の突出は、ガス噴出物をノズルスロート１０２に流入する以前に収束させる。シュラウド９８は、矢印１０４により指し示される前方方向に、及び矢印１０６により示される機尾方向にノズル８４に対して平行移動するように構成される。以下でより詳細に説明するように、シュラウド９８の前方の移動は、ノズルスロート１０２を拡張させ、シュラウド９８の機尾方向の移動は、ノズルスロート１０２を収縮させる。

推進システム８０では、コントローラ８６は、動作カップリング８３を介してエンジン８２と動作可能に結合し、通信カップリング８９を介してコンポーネント８８と通信的に結合される。これらの結合は、推進システム２０に関して上で論じた結合と実質的に同じであり、簡潔にするために、ここでは繰り返されないであろう。しかしながら、ノズルとの単一の動作カップリングを有したコントローラ２６と比較して、図４で説明する実施形態では、コントローラ５６は、ノズル８４との２つの動作カップリング、シュラウド９８との第１の動作カップリング（動作カップリング９９）と、調節可能ノズル出口１０１との第２の動作カップリング（動作カップリング１０３）とを有する。上で論じたように、こうしたカップリングは、これらのコンポーネント間の問い合わせ、コマンド、及び情報の送信を可能にするのに効果的である任意の適切な方法で実現され得る。これらの動作カップリングを通じて、コントローラ８６は、シュラウド９８を機首及び機尾に移動するように制御するように、並びに調節可能ノズル出口１０１を拡張及び収縮するように制御するように構成される。

コントローラ８６は、推力の変更のためのリクエスト／コマンドをコンポーネント８８から受信し、それに応答して、リクエスト／コマンドに適応する必要に応じてスロート１０２を拡張及び収縮するために、シュラウド９８を機首及び機尾に移動するように夫々制御するように更に構成される。例えば、より多くの推力が必要とされる場合、コントローラ８６は、所望の推力が達せられるまで、矢印１０６により指し示される方向の機尾に移動するようにシュラウド９８を制御するように構成される。所望の推力が一旦達せられると、コントローラ８６は、推力の実質的な変更がリクエストされるまで、シュラウド９８をその長手方向の位置に維持するように制御するように構成される。逆に、より少ない推力が必要とされる場合、コントローラ８６は、所望の推力が達せられるまで、矢印１０４により指し示される方向の前方に移動するようにシュラウド９８を制御するように構成される。所望の推力が一旦達せられると、コントローラ８６は、推力の実質的な変更がリクエストされるまで、シュラウド９８をその長手方向の位置に維持するように制御するように構成される。

幾つかの実施形態では、シュラウド９８を機首及び機尾に移動するように制御しつつ、コントローラ８６は、シュラウド９８が移動する間に調節可能ノズル出口１０１を静止したままであるように同時制御するように更に構成される。幾つかの実施形態では、コントローラ８６は、シュラウド９８の移動を介して推進システム８０の推力が制御される間の飛行の時間又はフェーズの全期間を通して静止したままであるように調節可能ノズル出口１０１を制御するように更に構成される。例えば、コントローラ８６は、航空機１０が局所音速以上で飛行している間にフライトエンベロープの全期間を通して静止位置を維持するように調節可能ノズル出口１０１を制御するように構成され得る。また、推進システム２０に関して上で論じたように、推進システム８０の幾つかの実施形態では、コントローラ８６は、ノズルスロート１０２の拡張及び収縮を通じて推力の大きさをコントローラ８２が制御する飛行のフェーズ中に、エンジン８２をその現在の動作条件を維持するように制御するように更に構成され得る。これは、望ましい実質的に一定の質量流量を確保するであろう。

図１〜図４を引き続き参照しつつ、図５は、参照符号Ｂを用いて識別される点線によって描写されたノズル８４とノズルプラグ９６との一部分の拡大図を提示する概略図である。図５は概略図であり、縮尺通りに描かれていないことは理解すべきである。

図５において、ノズルプラグ９６と共にノズル８４の一部分が説明されている。図５にはまた、ノズル８４内の２つの異なる長手方向の場所で提示されたシュラウド９８が説明されている。シュラウド９８Ａは、ノズル８４内の相対的に前方の位置で説明されている一方、シュラウド９８Ｂは、ノズル８４内の相対的に機尾の位置で説明されている。シュラウド９８がシュラウド９８Ａで占められる位置にある場合、表面１００Ａとノズルプラグ９６との間の距離は相対的に大きくなり、それに応じて、ノズルスロート１０２は、ノズルスロート１０２Ａにより説明されるように相対的に大きくなる。シュラウド９８がシュラウド９８Ｂで占められる位置にある場合、表面１００Ｂとノズルプラグ９６との間の距離は相対的に小さくなり、それに応じて、ノズルスロート１０２は、ノズルスロート１０２Ｂにより説明されるように相対的に小さくなる。ノズルスロート１０２Ｂは、ガス噴出物が進行するための相対的に狭い通路を提供し、それに応じて、ガス噴出物の速度は増加し、より高い推力をたらす。逆に、ノズルスロート１０２Ａは、ガス噴出物が進行するための相対的に広い通路を提供し、それに応じて、ガス噴出物の速度は減少する。図５は、ノズル８４内の２つの無作為の長手方向の位置のみにおけるシュラウド９８を説明すること、並びにコントローラ８６は、必要とされる推力の変更を実現するために、シュラウド９８を任意の適切な中間の長手方向位置に、シュラウド９８Ａの前方の任意の適切な長手方向の位置に、及びシュラウド９８Ｂの機尾の任意の適切な長手方向の位置に移動させるように構成され得ることは理解すべきである。

図６は、調節可能ノズル出口１０１中を覗き込んだ軸方向内を見た推進システム８０の一部分の概略図である。この図では、表面１００と共にシュラウド９８は、ノズル８４内に同軸配置で入れ子にされた円筒形コンポーネントを含む。

図７は、航空機用の推進システムを製造する方法１００の実施形態を説明するブロック図である。方法１１０は、合計５つの方法ステップを描写するが、他の実施形態では、方法１１０は、本開示の技術から逸脱することなくより少数の又は付加的なステップの何れかを使用して実践され得ると理解すべきである。

図１〜図６を引き続き参照しつつ、図７では、ステップ１１２において、エンジン、ノズル、及びコントローラが取得される。エンジンは、ガス噴出物を生成するように構成され、ノズルは、拡張及び収縮するように構成されたスロートを有し、コントローラは、スロートを拡張及び収縮するように制御するように構成される。コントローラは、スロートを拡張及び収縮するように制御することによって、ガス噴出物により生成される推力の大きさを制御するように更に構成される。幾つかの実施形態では、コントローラは、付加的な推力が必要とされる場合にはスロートを閉鎖するように制御するように、及び減少した推力が必要とされる場合にはスロートを開放するように制御するように構成される。方法１１０の幾つかの実施形態では、エンジンは、エンジン２２又はエンジン５２を含み得、ノズルは、ノズル２４、ノズル５４、又はノズル８４を含み得、コントローラは、コントローラ２６、コントローラ５６、又はコントローラ８６を含み得る。

ステップ１１４において、ノズルはジェットエンジンと結合される。そうした場合、ジェットエンジンにより生み出されたガス噴出物を受け取るようにエンジンの機尾にノズルを位置付ける。幾つかの実施形態では、ノズルは、ジェットエンジンと流動的に結合されるべきである。こうした実施形態では、流動的な結合は、ガス噴出物の質量流量の全てをノズルに流入させ得る一方、他の実施形態では、質量流量の一部分のみがノズル中に仕向けられ得る。

ステップ１１６において、コントローラは、コントローラがスロートを制御することを可能にする方法でノズルと結合される。幾つかの実施形態では、コントローラは、ノズルのスロートと直接結合され得る一方、他の実施形態では、コントローラは、ノズルのスロートと間接的に結合され得る。該結合は、有線又は無線の何れかの手段を通じて達成され得、コントローラからノズルへリクエスト、コマンド、及び命令を送信するのに効果的な任意のこうした手段が用いられ得る。

ステップ１１８において、コントローラは、コントローラがエンジンを制御することを可能にする方法でエンジンと結合される。上述したように、コントローラからエンジンへのコマンド及び命令の送信を可能にするに任意の適切な方法が用いられ得る。この方法ステップを含む方法１１０の実施形態では、推力のリクエストに合致する必要に応じて、コントローラがノズルスロートを開放又は閉鎖するように同時に制御する場合に、コントローラは、エンジンをその現在の動作条件を維持するように制御するように構成され得る。これは、エンジンが一定の質量流量を生成し、インレットの周囲の流出を回避することを可能にするであろう。

ステップ１２０において、プラグがノズルと結合される。プラグは、プラグがノズル内に少なくとも部分的に配備されるように、並びにプラグの表面及びノズルの内面がノズルスロートを形成するために協働するように位置付けられる。幾つかの実施形態では、ノズルプラグは、ノズルプラグが前方及び機尾方向の長手方向に平行移動することを可能にする方法でノズルと結合される。ノズル内で前方及び機尾方向に移動するように構成された、内部に搭載されたシュラウドをノズルが有する他の実施形態では、ノズルプラグは、ノズルプラグを静止したままにさせるであろうノズルに対する固定方法で搭載される。

前述の詳細な説明では少なくとも１つの例示的な実施形態が提示されているが、膨大な数の変形が存在すると分かるべきである。１つ以上の例示的な実施形態は単なる例示であり、開示の範囲、利用可能性、又は構成を限定すること何ら意図しないことも分かるべきである。むしろ、前述の詳細な説明は、開示の例示的な実施形態を実装するための好都合なロードマップを当業者に提供するであろう。添付の請求項に規定されるように、開示の範囲から逸脱することなく、例示的な実施形態で説明された要素の機能及び配置に様々な変更がなされ得ることを理解すべきである。

Claims (20)

1. 航空機用の推進システムであって、
   ガス噴出物を生み出すように構成されたエンジンと、
   前記エンジンと結合され、前記ガス噴出物を受け取るように配備されたノズルであって、拡張及び収縮するように構成されたスロートを有する前記ノズルと、
   前記ノズルと動作可能に結合されたコントローラであって、前記スロートを拡張及び収縮するように制御するように、並びに前記スロートを拡張及び収縮するように制御することによってガス噴出物により与えられた推力の大きさを制御するように構成された前記コントローラであって、前記航空機が少なくとも局所音速で飛行している場合に前記スロートを拡張及び収縮するように制御することによって前記推力の大きさを制御するように更に構成された前記コントローラと
   を含む、推進システム。
2. 前記ノズルは、拡張及び収縮するように構成された出口面を含み、前記コントローラは前記出口面と動作可能に結合され、前記コントローラは、前記出口面を拡張及び収縮するように制御するように構成され、前記コントローラは、前記スロートを拡張及び収縮するように制御することによって前記コントローラが前記推力の大きさを制御する間に、前記出口面を静止したままであるように制御するように更に構成される、請求項１に記載の推進システム。
3. 前記ノズルは、静的出口面を含む、請求項１に記載の推進システム。
4. 前記コントローラは、前記航空機上のコンポーネントと通信的に結合されるように、並びに、前記航空機の推力要件を指し示す情報を前記コンポーネントから受信するように、及び前記情報に基づいて前記スロートを拡張及び収縮するように制御するように更に構成される、請求項１に記載の推進システム。
5. 前記コントローラは、前記推力を減少させるために前記スロートを拡張するように、及び前記推力を増加させるために前記スロートを収縮するように構成される、請求項１に記載の推進システム。
6. 前記コントローラは、前記エンジンと動作可能に結合され、前記スロートを拡張及び収縮するように制御する間に実質的に一定の質量流量を維持する方法で前記エンジンを制御するように構成される、請求項１に記載の推進システム。
7. 前記コントローラは、前記エンジンと動作可能に結合され、前記航空機が局所音速未満で飛行していることを指し示す情報を前記コントローラが受信した場合に質量流量を変更するように前記エンジンを制御することによって、及び前記航空機が少なくとも前記局所音速で飛行していることを指し示す情報を前記コントローラが受信した場合に前記スロートの拡張及び収縮を制御することによって前記推力の前記大きさを制御するように構成される、請求項１に記載の推進システム。
8. 前記ノズル内に少なくとも部分的に配備されたプラグを更に含み、前記プラグの第１の表面及び前記ノズルの第１の内面は、前記スロートを画定するために協働する、請求項１に記載の推進システム。
9. 前記プラグは、前記ノズルに対して軸方向に平行移動するように構成され、機尾方向の前記プラグの平行移動は前記スロートを拡張させ、前方方向の前記プラグの平行移動は前記スロートを収縮させ、前記コントローラは、前記プラグと動作可能に結合され、前記スロートを拡張する及び前記スロートを収縮するために、前記機尾方向及び前記前方方向に平行移動するように前記プラグを夫々制御するように構成される、請求項８に記載の推進システム。
10. 前記第１の内面は、前記プラグに対して軸方向に平行移動するように構成され、機尾方向の前記第１の内面の平行移動は前記スロートを収縮させ、前方方向の前記第１の内面の平行移動は前記スロートを拡張させ、前記コントローラは、前記スロートを拡張する及び前記スロートを収縮するために、前記前方方向及び前記機尾方向に平行移動するように前記第１の内面を夫々制御するように構成される、請求項８に記載の推進システム。
11. 前記第１の内面は、前記ノズルの内面に移動可能に搭載された円筒形シュラウドを含む、請求項１０に記載の推進システム。
12. 航空機用の推進システムを製造する方法であって、
    エンジン、ノズル、及びコントローラを取得することであって、前記エンジンは、ガス噴出物を生成するように構成され、前記ノズルは、拡張及び収縮するように構成されたスロートを含み、前記コントローラは、前記スロートを拡張及び収縮するように制御するように構成され、前記スロートを拡張及び収縮するように制御することによって前記ガス噴出物により生成される推力の大きさを制御するように更に構成され、前記コントローラは、前記航空機が少なくとも局所音速で飛行している場合に前記スロートを拡張及び収縮するように制御することによって前記推力の前記大きさを制御するように更に構成されることと、
    前記ガス噴出物を受け取るための位置で前記ノズルを前記エンジンと結合することと、
    前記コントローラを前記ノズルと動作可能に結合することと
    を含む、方法。
13. 前記ノズルを前記エンジンと結合することは、前記ノズルを前記エンジンと流動的に結合することを含む、請求項１２に記載の方法。
14. 前記コントローラは、前記航空機の推力要件を指し示す情報を受信するように、及び前記情報に基づいて前記スロートを拡張及び収縮するように制御するように更に構成される、請求項１２に記載の方法。
15. 前記コントローラは、コンポーネントと通信的に結合されるように、及び前記情報を前記コンポーネントから受信するように構成される、請求項１４に記載の方法。
16. 前記コントローラは、前記推力を減少させるために前記スロートを拡張するように、及び前記推力を増加させるために前記スロートを収縮するように構成される、請求項１２に記載の方法。
17. 前記コントローラは、前記スロートを拡張及び収縮するように制御する間に実質的に一定の質量流量を維持する方法で前記エンジンを制御するように構成される、請求項１２に記載の方法。
18. 前記コントローラを前記エンジンと動作可能に結合することを更に含み、
    前記コントローラは、前記航空機が局所音速未満で飛行している場合に前記エンジンを制御することによって、及び前記航空機が少なくとも前記局所音速で飛行している場合に前記スロートの拡張及び収縮を制御することによって前記推力の前記大きさを制御するように構成される、
    請求項１２に記載の方法。
19. プラグが前記ノズル内に少なくとも部分的に配備されるように、並びに前記プラグの第１の表面及び前記ノズルの第１の内面が前記スロートを画定するために協働するように前記プラグを前記ノズルと結合すること
    を更に含む、請求項１２に記載の方法。
20. 前記プラグを前記ノズルと結合することは、前記ノズルに対して前記プラグを同軸上に配置することを含む、請求項１９に記載の方法。

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