JP3340389B2 - タービンエンジンの後方混合排気装置 - Google Patents
タービンエンジンの後方混合排気装置Info
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/38—Introducing air inside the jet
- F02K1/383—Introducing air inside the jet with retractable elements
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、民間の超音速機に
装備するタービンエンジンの後方混合排気装置（rear m
ixer ejector）に関する。
装備するタービンエンジンの後方混合排気装置（rear m
ixer ejector）に関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボジェットエンジンの排気ノズルか
ら出るガスによる騒音レベルは、これらのガスの排出速
度が高速であればあるほど大きい。「ジェット騒音」と
呼ばれるこうした騒音は、単一流ターボジェットエンジ
ンの場合、特に大きい。
ら出るガスによる騒音レベルは、これらのガスの排出速
度が高速であればあるほど大きい。「ジェット騒音」と
呼ばれるこうした騒音は、単一流ターボジェットエンジ
ンの場合、特に大きい。
【０００３】空港周辺ならびに低中空飛行をしている飛
行機の騒音レベルを下げる必要性から、排気ガスの騒音
緩和装置をタービンエンジンに備えることが求められて
いる。
行機の騒音レベルを下げる必要性から、排気ガスの騒音
緩和装置をタービンエンジンに備えることが求められて
いる。
【０００４】ジェット騒音を低減するための有効な技術
は、タービンエンジンのガス発生器から高速で放出され
る高温の一次ガス流を、第一の流路の外側にある第二の
流路内で採取された低速の冷気と混合することにより、
排気ノズルの出口で比較的均質な中間速度の混合気を得
ることからなる。
は、タービンエンジンのガス発生器から高速で放出され
る高温の一次ガス流を、第一の流路の外側にある第二の
流路内で採取された低速の冷気と混合することにより、
排気ノズルの出口で比較的均質な中間速度の混合気を得
ることからなる。
【０００５】このような混合を行うことができる一定の
各種の装置が知られている。これらの装置は、「オルガ
ン管（organ pipe）」、「デイジー管（daisy pipe）」
あるいはローブ（lobed device）と呼ばれる。ガス発生
器から出る高温ガスの流路内に恒常的にこうした装置が
存在すると、一定の飛行状態で燃料の過剰消費が起こる
ので、性能面では不利である。
各種の装置が知られている。これらの装置は、「オルガ
ン管（organ pipe）」、「デイジー管（daisy pipe）」
あるいはローブ（lobed device）と呼ばれる。ガス発生
器から出る高温ガスの流路内に恒常的にこうした装置が
存在すると、一定の飛行状態で燃料の過剰消費が起こる
ので、性能面では不利である。
【０００６】超音速機において排気ノズルは、飛行条件
および飛行機の速度条件に合わせられる可変構造を有す
る。ジェットエンジンの騒音低減は、特に飛行機の離陸
および上昇段階で必要である。超音速による巡航、下
降、アプローチおよび着陸といった他の飛行段階の間
は、騒音緩和装置がなくても機能することができるが、
これは超音速巡航段階では高度が極めて高く、また他の
飛行段階ではエンジンの回転速度が遅いからである。
および飛行機の速度条件に合わせられる可変構造を有す
る。ジェットエンジンの騒音低減は、特に飛行機の離陸
および上昇段階で必要である。超音速による巡航、下
降、アプローチおよび着陸といった他の飛行段階の間
は、騒音緩和装置がなくても機能することができるが、
これは超音速巡航段階では高度が極めて高く、また他の
飛行段階ではエンジンの回転速度が遅いからである。
【０００７】従って、飛行機の離陸段階および上昇段階
の間は、一時的に冷気を供給してガス発生器から送られ
る高温ガスに混合することにより、これらの高温ガスの
温度を下げるとともに、それによって排気ノズルから放
出されるガスのスピードならびにジェットエンジンの騒
音を下げなければならない。
の間は、一時的に冷気を供給してガス発生器から送られ
る高温ガスに混合することにより、これらの高温ガスの
温度を下げるとともに、それによって排気ノズルから放
出されるガスのスピードならびにジェットエンジンの騒
音を下げなければならない。
【０００８】米国特許第５１５４０５２号および第５２
９１６７２号が開示している超音速機用の後方混合排気
装置は、断面が矩形のナセルを含み、その二個の水平壁
は、可変構造の収束−発散フラップ（convergent-diver
gent flaps）と、外部から採取した冷気を高温ガスの流
路に導く展開位置および作動しない格納位置をとること
ができる、互いに間隔をあけた複数のシュートを有する
回転式の混合装置とを備える。これらのシュートは、間
隔をあけた三角形の二個の側壁をそれぞれ含み、側壁
は、シュートを展開位置で流路の内側および下流に向か
って径方向に配向される、シュートの底をなす横壁によ
って、それらの縁の一つで結合される。これらのシュー
トは、格納位置でナセルの厚み内に収容され、シュート
の底は、ナセルの内壁内のシュートに対応して備えられ
る開口部を塞ぐ。このような構成は、ナセルの壁を厚く
しなければならないので有害な空気力学的抵抗を増大
し、燃料の過剰消費をもたらす。
９１６７２号が開示している超音速機用の後方混合排気
装置は、断面が矩形のナセルを含み、その二個の水平壁
は、可変構造の収束−発散フラップ（convergent-diver
gent flaps）と、外部から採取した冷気を高温ガスの流
路に導く展開位置および作動しない格納位置をとること
ができる、互いに間隔をあけた複数のシュートを有する
回転式の混合装置とを備える。これらのシュートは、間
隔をあけた三角形の二個の側壁をそれぞれ含み、側壁
は、シュートを展開位置で流路の内側および下流に向か
って径方向に配向される、シュートの底をなす横壁によ
って、それらの縁の一つで結合される。これらのシュー
トは、格納位置でナセルの厚み内に収容され、シュート
の底は、ナセルの内壁内のシュートに対応して備えられ
る開口部を塞ぐ。このような構成は、ナセルの壁を厚く
しなければならないので有害な空気力学的抵抗を増大
し、燃料の過剰消費をもたらす。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】上記の先行技術から、
本発明は、回転式の混合装置が格納位置でタービンエン
ジンのガスの流路内に留まり、しかしながらそれによっ
て受容しがたい損失を発生しない、超音速機用のタービ
ンエンジンの後方混合排気装置を提案することを目的と
する。
本発明は、回転式の混合装置が格納位置でタービンエン
ジンのガスの流路内に留まり、しかしながらそれによっ
て受容しがたい損失を発生しない、超音速機用のタービ
ンエンジンの後方混合排気装置を提案することを目的と
する。
【００１０】
【課題を解決するための手段】従って、本発明は、ガス
発生器から送られるガスの流路を画定する、断面が矩形
のナセルを含む、超音速機用のタービンエンジンの後方
混合排気装置であって、該ナセルは、ガスを排気するた
めの可変構造の排気ノズルと、外部で採取した冷気を流
路内に導く展開位置および作動しない格納位置をとるこ
とができる、互いに間隔をあけた複数のシュートをそれ
ぞれが有する回転式の二個の混合装置とを備え、各シュ
ートは、間隔をあけた三角形の二個の側壁と、展開位置
で内側および下流に向かって径方向に配向され、対応し
てナセルの内壁に備えられた開口部の縁を中心に回転可
能である、「シュートの底」をなす横壁とを含む。
発生器から送られるガスの流路を画定する、断面が矩形
のナセルを含む、超音速機用のタービンエンジンの後方
混合排気装置であって、該ナセルは、ガスを排気するた
めの可変構造の排気ノズルと、外部で採取した冷気を流
路内に導く展開位置および作動しない格納位置をとるこ
とができる、互いに間隔をあけた複数のシュートをそれ
ぞれが有する回転式の二個の混合装置とを備え、各シュ
ートは、間隔をあけた三角形の二個の側壁と、展開位置
で内側および下流に向かって径方向に配向され、対応し
てナセルの内壁に備えられた開口部の縁を中心に回転可
能である、「シュートの底」をなす横壁とを含む。
【００１１】本発明によれば、この後方混合排気装置
は、格納位置でシュートの側壁が流路内に留まり、シュ
ートの底をなす横壁がナセルの軸に平行であること、シ
ュートの格納位置で対応する開口部を塞ぐための手段が
備えられること、を特徴とする。
は、格納位置でシュートの側壁が流路内に留まり、シュ
ートの底をなす横壁がナセルの軸に平行であること、シ
ュートの格納位置で対応する開口部を塞ぐための手段が
備えられること、を特徴とする。
【００１２】好ましくは、排気ノズルは、ナセルの水平
壁内に可変構造の可動フラップを含み、二個の混合装置
が排気ノズルの上流でナセルの側面に取り付けられる。
壁内に可変構造の可動フラップを含み、二個の混合装置
が排気ノズルの上流でナセルの側面に取り付けられる。
【００１３】第一の実施の形態によれば、混合装置のシ
ュートは一体成形され、シュートの底をなす横壁から離
れた、対応する開口部の下流縁に位置する軸を中心に回
転するように取り付けられる。この場合、混合装置のシ
ュートに対応する開口部を塞ぐための手段は、該シュー
トの軸を中心に回転するように取り付けられて流路の外
側に位置するドアを含む。
ュートは一体成形され、シュートの底をなす横壁から離
れた、対応する開口部の下流縁に位置する軸を中心に回
転するように取り付けられる。この場合、混合装置のシ
ュートに対応する開口部を塞ぐための手段は、該シュー
トの軸を中心に回転するように取り付けられて流路の外
側に位置するドアを含む。
【００１４】第二の実施の形態によれば、シュートの側
壁は、開口部の両側でナセルの内壁に固定されており、
シュートの底をなす横壁は、開口部の上流縁に連結され
る複数のフラップからなり、該フラップは、シュートの
格納位置で開口部を塞ぐことができる。
壁は、開口部の両側でナセルの内壁に固定されており、
シュートの底をなす横壁は、開口部の上流縁に連結され
る複数のフラップからなり、該フラップは、シュートの
格納位置で開口部を塞ぐことができる。
【００１５】このような構成により、混合装置は、ター
ビンエンジンの高温ガスの流路内に留まる。シュートを
格納する位置において、シュートを構成する壁はナセル
の軸に平行であり、放出されるガスの流れを過剰に妨害
しないように流路内に設けられる。
ビンエンジンの高温ガスの流路内に留まる。シュートを
格納する位置において、シュートを構成する壁はナセル
の軸に平行であり、放出されるガスの流れを過剰に妨害
しないように流路内に設けられる。
【００１６】本発明の他の長所ならびに特徴は、添付図
に関して例としてなされた下記の説明を読めば明らかに
なろう。
に関して例としてなされた下記の説明を読めば明らかに
なろう。
【００１７】
【発明の実施の形態】図示された超音速機用のターボエ
ンジンの後方混合排気装置は、上壁３と、下壁４と、二
個の側面５，６とによって内側が画定される、断面が矩
形のナセル２を含む。またターボエンジンのガス発生器
から送られる高温のガス流の入り口オリフィス７、およ
び排気ノズル１１の出口８が示されている。上壁３と下
壁４は可動フラップ９，１０を備え、これらのフラップ
によって排気ノズル１１に可変構造、特に超音速作動に
おける収束−発散構成を与えることができる（図２，
４）。
ンジンの後方混合排気装置は、上壁３と、下壁４と、二
個の側面５，６とによって内側が画定される、断面が矩
形のナセル２を含む。またターボエンジンのガス発生器
から送られる高温のガス流の入り口オリフィス７、およ
び排気ノズル１１の出口８が示されている。上壁３と下
壁４は可動フラップ９，１０を備え、これらのフラップ
によって排気ノズル１１に可変構造、特に超音速作動に
おける収束−発散構成を与えることができる（図２，
４）。
【００１８】側面５，６は、入側オリフィス７の下流お
よび排気ノズル１１の上流にそれぞれ混合装置１２ａ，
１２ｂを備え、これらの混合装置は、飛行機の離陸また
は上昇段階で、ナセル２の外部で採取した冷気Ｆの流れ
を、ガス発生器から送られる高温ガスＧの流路内に導く
ことができる。
よび排気ノズル１１の上流にそれぞれ混合装置１２ａ，
１２ｂを備え、これらの混合装置は、飛行機の離陸また
は上昇段階で、ナセル２の外部で採取した冷気Ｆの流れ
を、ガス発生器から送られる高温ガスＧの流路内に導く
ことができる。
【００１９】各混合装置１２ａ、１２ｂが含む複数のシ
ュート１３は、互いに間隔をあけられており、ナセル２
の対応する側面に形成した横長の開口部１４に面してそ
れぞれ配置される。かくして側面５，６は、垂直に間隔
をあけた複数の開口部を含む。
ュート１３は、互いに間隔をあけられており、ナセル２
の対応する側面に形成した横長の開口部１４に面してそ
れぞれ配置される。かくして側面５，６は、垂直に間隔
をあけた複数の開口部を含む。
【００２０】各シュート１３は、間隔をあけたほぼ三角
形の二個の側壁１５ａ、１５ｂと、シュートの底をなす
横壁１６とを含む。
形の二個の側壁１５ａ、１５ｂと、シュートの底をなす
横壁１６とを含む。
【００２１】図１および２に示された第一の実施変更例
によれば、各シュート１３は一体成形され、横壁１６
が、対応する側面５または６のシュート１３の垂直連結
軸１７ａ、１７ｂから離れた側壁１４，１５の縁を結合
しており、この連結軸１７ａ、１７ｂは、開口部１４の
下流縁の近傍に備えられている。採取された空気は、連
結軸１７ａ、１７ｂにそれぞれ連結される二個のドア１
８ａ、１８ｂによって流路の外側で集められる。これら
のドア１８ａ、１８ｂはシュート１３と結合することが
でき、制御装置によるドアの回転移動により、連結軸１
７ａ、１７ｂを中心にシュート１３が同時に回転する。
によれば、各シュート１３は一体成形され、横壁１６
が、対応する側面５または６のシュート１３の垂直連結
軸１７ａ、１７ｂから離れた側壁１４，１５の縁を結合
しており、この連結軸１７ａ、１７ｂは、開口部１４の
下流縁の近傍に備えられている。採取された空気は、連
結軸１７ａ、１７ｂにそれぞれ連結される二個のドア１
８ａ、１８ｂによって流路の外側で集められる。これら
のドア１８ａ、１８ｂはシュート１３と結合することが
でき、制御装置によるドアの回転移動により、連結軸１
７ａ、１７ｂを中心にシュート１３が同時に回転する。
【００２２】シュート１３およびドア１８ａ、１８ｂ
は、飛行条件に応じて二つの最終位置をとることができ
る。図１に示されたような展開位置では、ドア１８ａ、
１８ｂは側面５，６から離れ、ターボエンジンの内側お
よび上流に径方向に配向されているが、シュート１３は
側面５，６に向かって回転され、シュートの底をなすそ
れらの横壁１６は、開口部１４の上流縁から流路の内側
および排気ノズル１１に向かって径方向に配向されてい
る。このような展開位置は、飛行機の離陸および上昇段
階で用いられる。これらの冷気の流れは、タービンエン
ジンのガス発生器から送られる高温ガス流Ｇと混合する
ことによりガス流の温度を下げ、それによって排気装置
から放出されるジェットエンジンの騒音レベルを下げ
る。
は、飛行条件に応じて二つの最終位置をとることができ
る。図１に示されたような展開位置では、ドア１８ａ、
１８ｂは側面５，６から離れ、ターボエンジンの内側お
よび上流に径方向に配向されているが、シュート１３は
側面５，６に向かって回転され、シュートの底をなすそ
れらの横壁１６は、開口部１４の上流縁から流路の内側
および排気ノズル１１に向かって径方向に配向されてい
る。このような展開位置は、飛行機の離陸および上昇段
階で用いられる。これらの冷気の流れは、タービンエン
ジンのガス発生器から送られる高温ガス流Ｇと混合する
ことによりガス流の温度を下げ、それによって排気装置
から放出されるジェットエンジンの騒音レベルを下げ
る。
【００２３】図２は、その他の飛行段階で用いられる、
第二の位置いわゆる格納位置におけるシュート１３およ
びドア１８ａ、１８ｂの位置を示す。こうした格納位置
で、ドア１８ａ、１８ｂは、側面５，６の外壁に対して
閉じられ、軸１７ａ、１７ｂを中心にした回転により開
口部１４を塞ぐ。ドア１８ａ、１８ｂが回転する間、シ
ュート１３も同様に軸１７ａ、１７ｂを中心に回転す
る。このような格納位置（図２）で、シュートの底をな
す横壁１６は、ナセル２の中央軸１９に平行に配置さ
れ、すなわち側面５，６の内壁に対して平行にされる。
側壁１５ａ、１５ｂは流路内に留まり、中心軸１９に平
行な面にある。側壁１５ａ、１５ｂおよび横壁１６は、
高温ガスの流れにおける抗力を最小化するように十分に
薄く成形されている。
第二の位置いわゆる格納位置におけるシュート１３およ
びドア１８ａ、１８ｂの位置を示す。こうした格納位置
で、ドア１８ａ、１８ｂは、側面５，６の外壁に対して
閉じられ、軸１７ａ、１７ｂを中心にした回転により開
口部１４を塞ぐ。ドア１８ａ、１８ｂが回転する間、シ
ュート１３も同様に軸１７ａ、１７ｂを中心に回転す
る。このような格納位置（図２）で、シュートの底をな
す横壁１６は、ナセル２の中央軸１９に平行に配置さ
れ、すなわち側面５，６の内壁に対して平行にされる。
側壁１５ａ、１５ｂは流路内に留まり、中心軸１９に平
行な面にある。側壁１５ａ、１５ｂおよび横壁１６は、
高温ガスの流れにおける抗力を最小化するように十分に
薄く成形されている。
【００２４】上記の第一の実施形態において、ドア１８
ａ、１８ｂは、シュート１３の回転軸１７ａ、１７ｂを
中心に回転する。またナセル２の側面５，６に対して、
あるいはこの側面内を摺動するようにドアを設計するこ
とも可能である。この場合、混合装置１２ａ、１２ｂ
は、軸１７ａ、１７ｂを中心に回転するように固有の制
御装置を備えてもよい。
ａ、１８ｂは、シュート１３の回転軸１７ａ、１７ｂを
中心に回転する。またナセル２の側面５，６に対して、
あるいはこの側面内を摺動するようにドアを設計するこ
とも可能である。この場合、混合装置１２ａ、１２ｂ
は、軸１７ａ、１７ｂを中心に回転するように固有の制
御装置を備えてもよい。
【００２５】図３および４に示した本発明の第二の実施
形態によれば、各シュート１３の側壁１５ａ、１５ｂ
は、開口部１４の縦縁に沿って側面５または６の内壁に
固定されている。第一の実施形態のドア１８ａ、１８ｂ
および横壁１６は、ここでは、二個の端位置の間で垂直
軸２１ａ，２１ｂを中心に回転可能にするように開口部
１４の上流縁に連結されるフラップ２０に代わってい
る。展開位置では、フラップ２０が径方向に内部および
下流に向けて配向され、側壁１５ａ、１５ｂの内縁に沿
っており、格納位置ではフラップ２０が開口部１４を塞
ぐ。また展開位置（図３）では、フラップ２０が高温ガ
ス流内に配置されるので、ナセル２の側面５，６におけ
る開口部１４は開く。冷気Ｆは、シュート１３内に入
り、流れることができる。高温ガスＧは、シュート間の
空間を流れ、シュート１３の下流で冷気と混合し、それ
によって排気ノズル１１内の流れが減速される。
形態によれば、各シュート１３の側壁１５ａ、１５ｂ
は、開口部１４の縦縁に沿って側面５または６の内壁に
固定されている。第一の実施形態のドア１８ａ、１８ｂ
および横壁１６は、ここでは、二個の端位置の間で垂直
軸２１ａ，２１ｂを中心に回転可能にするように開口部
１４の上流縁に連結されるフラップ２０に代わってい
る。展開位置では、フラップ２０が径方向に内部および
下流に向けて配向され、側壁１５ａ、１５ｂの内縁に沿
っており、格納位置ではフラップ２０が開口部１４を塞
ぐ。また展開位置（図３）では、フラップ２０が高温ガ
ス流内に配置されるので、ナセル２の側面５，６におけ
る開口部１４は開く。冷気Ｆは、シュート１３内に入
り、流れることができる。高温ガスＧは、シュート間の
空間を流れ、シュート１３の下流で冷気と混合し、それ
によって排気ノズル１１内の流れが減速される。
【００２６】飛行機が超音速作動状態にある場合は、も
はや混合装置１２ａ、１２ｂの作動は不要であり、フラ
ップ２０は、垂直軸２１ａ、２１ｂを中心に回転しなが
ら格納され、行程の終わりに開口部１４を塞ぎ、ナセル
２の側面５，６の厚みの中に収容される。高温ガス流Ｇ
内にはシュート１３の上壁１５ａおよび下壁１５ｂだけ
が残る。このような構成は、高温ガス流の流れに影響を
与えるものではない。
はや混合装置１２ａ、１２ｂの作動は不要であり、フラ
ップ２０は、垂直軸２１ａ、２１ｂを中心に回転しなが
ら格納され、行程の終わりに開口部１４を塞ぎ、ナセル
２の側面５，６の厚みの中に収容される。高温ガス流Ｇ
内にはシュート１３の上壁１５ａおよび下壁１５ｂだけ
が残る。このような構成は、高温ガス流の流れに影響を
与えるものではない。
【００２７】本発明の構成によって、離陸および上昇時
のエンジンの音響レベルを下げることができ、またナセ
ル２の横方向の寸法をできる限り小さくすることができ
る。
のエンジンの音響レベルを下げることができ、またナセ
ル２の横方向の寸法をできる限り小さくすることができ
る。
【図１】本発明の第一の実施の形態による、離陸および
上昇作動時のターボエンジンの後方混合排気装置の分解
斜視図である。
上昇作動時のターボエンジンの後方混合排気装置の分解
斜視図である。
【図２】超音速作動における図１の後方混合排気装置の
分解斜視図である。
分解斜視図である。
【図３】本発明の第二の実施の形態による、離陸および
上昇作動時のターボエンジンの後方混合排気装置の分解
斜視図である。
上昇作動時のターボエンジンの後方混合排気装置の分解
斜視図である。
【図４】超音速作動における図３の後方混合排気装置の
分解斜視図である。
分解斜視図である。
２ ナセル ３，４ 水平壁 ５，６ 側面 ７ オリフィス ８ 排気ノズル１１の出口 ９，１０，２０ フラップ １１ 排気ノズル １２ａ，１２ｂ 混合装置 １３ シュート １４ 開口部 １５ａ，１５ｂ 側壁 １６ 横壁 １７ａ、１７ｂ 軸 １８ａ，１８ｂ ドア Ｇ 高温ガス Ｆ 冷気
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 パスカル・クロード・ウルニエスキー フランス国、77176・サビニー・ル・タ ンプル、クロ・ドウ・ロルムト、21 (56)参考文献 特開 平４−83911（ＪＰ，Ａ) 米国特許5157916（ＵＳ，Ａ) 米国特許5291672（ＵＳ，Ａ) 米国特許5154052（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 1/46 F02K 1/38
Claims (2)
- 【請求項１】 ガス発生器から送られるガスＧの流路を
画定する、断面が矩形のナセル（２）を含む、超音速機
用のタービンエンジンの後方混合排気装置であって、該
ナセル（２）は、ガスを排気するための可変構造の排気
ノズル（１１）と、外部で採取した冷気Ｆを流路内に導
く展開位置および作動しない格納位置をとることができ
る、互いに間隔をあけた複数のシュート（１３）をそれ
ぞれが有する回転式の二個の混合装置（１２ａ、１２
ｂ）とを備え、各シュート（１３）は、間隔をあけた三
角形の二個の側壁（１５ａ、１５ｂ）と、展開位置で内
側および下流に向かって径方向に配向され、ナセル
（２）の内壁に備えられた対応する開口部（１４）の縁
を中心に回転可能である、シュートの底をなす横壁（１
６）とを含み、格納位置でシュート（１３）の側壁（１
５ａ、１５ｂ）は流路内に留まり、シュートの底をなす
横壁（１６）はナセル（２）の軸（１９）に平行であ
り、シュート（１３）の格納位置で対応する開口部（１
４）を塞ぐための手段が備えられ、排気ノズル（１１）
は、ナセル（２）の水平壁（３，４）内に可変構造の可
動フラップ（９，１０）を含み、二個の混合装置（１２
ａ、１２ｂ）が排気ノズル（１１）の上流でナセル
（２）の側面（５，６）に取り付けられている、後方混
合排気装置において、混合装置（１２ａ、１２ｂ）のシ
ュート（１３）は一体成形され、シュートの底をなす横
壁（１６）から離れた、対応する開口部（１４）の下流
縁に位置する軸（１７ａ、１７ｂ）を中心に回転するよ
うに取り付けられることを特徴とする後方混合排気装
置。 - 【請求項２】 混合装置（１２ａ、１２ｂ）のシュート
に対応する開口部（１４）を塞ぐための手段は、該シュ
ート（１３）の軸（１７ａ、１７ｂ）を中心に回転する
ように取り付けられて流路の外側に位置するドア（１８
ａ、１８ｂ）を含むことを特徴とする、請求項１に記載
の後方混合排気装置。
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