JP3884482B2 - 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

Description

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４９９４６６０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。末広フラップは改変である。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、排気ノズルシート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（Ａ９／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、不慮のベクトル力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、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１４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５４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次または末広シール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ンジンケーシング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９０Ｂ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、配向リング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５４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ＶＥＣ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２Ｂ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１６Ａ１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９０Ａ２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、１８Ｂを有し、供給管路１９Ａ、１９Ｂはそれぞれ油圧パワー源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１６Ａ１〜１６Ａ３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２４Ａ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１６Ｂ１〜１６Ｂ３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２０Ｂ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、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業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９０Ｂ２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。
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１０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１５０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、１９Ｂ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２１０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２２０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。

Claims (10)

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、９０Ａ２、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、９０Ａ２）（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（２６Ａ、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）。

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