JP4128714B2 - 可逆一体型のターボファンエンジンの排気ノズル - Google Patents

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、逆スラスト装置を含むターボファンエンジンの排気ノズルに関する。
【０００２】
より詳しくは、本発明は、外側カウリング内に配置されて動作時にガス流が流れる排気管と、前記排気管の下流端に回転可能に取り付けられる一連の高温フラップと、カウリングの下流端に回転可能に取り付けられる一連の低温フラップと、排気管の下流で軸方向の対称面の両側に回転可能に取り付けられる２個の同じシャッタを含み、前記２個のシャッタが下流のガスジェット内に横方向に突出してこのジェットを前方に偏向する作動または逆スラスト位置か、もしくは低温フラップの延長線上にある非作動または直接（正方向）ジェット位置を占有可能な逆スラスト装置と、飛行形態あるいは配置(configuration)に応じて高温フラップおよび低温フラップを制御する手段と、非作動位置から作動位置またはその逆に作動位置から非作動位置にシャッタを制御する手段とを含む、超音速機に装備するターボファンエンジンの排気ノズルに関する。
【０００３】
【従来の技術】
このような排気ノズルでは、飛行段階に応じてエンジンの排気ガスの出力断面を調整可能にするために、各シャッタが、軸方向の対称面に隣接する横軸を中心として回転できるように固定構造体に取り付けられる。しかしながら、この断面はわずかな割合でしか変わらない。ところで、民間空港の近隣における騒音規準は、特に離陸段階の時点でガスの排出速度を落とさなければならないとしている。
【０００４】
従って、離陸段階時のガスの流量は、この段階ではエンジンが全開運転するために著しく多く、この規準はそのために特別な適応を必要とする。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、排気ガスの断面を大きくして離陸時の騒音を低減可能な上記のタイプの排気ノズルを提案することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明は、離陸配置において軸方向の対称面から前記２個のシャッタを離隔するための手段を排気ノズルが含むことによって目的を達せられる。
【０００７】
さらに、以下のような多くの構成が取り入れられる。
【０００８】
− 低温フラップは、離陸配置および巡航配置で前記２個のシャッタと障害物なしに空気力学的な輪郭を確保するように作動され、
− 低温フラップは、小型リンクにより高温フラップに従属しており、
− ２個のシャッタは、二対の側面支持アームの端および少なくとも一対のジャッキの端に連結され、各支持アーム対のアームおよび各ジャッキ対のジャッキが、軸方向の対称面に対して対称に配置され、２個のシャッタがまた、その他端で固定構造体に連結されており、前記ジャッキが、シャッタの制御手段を形成し、
− 離陸配置でシャッタを離隔するための手段が、アーム対のアームの間に介在するジャッキを含み、
− 支持アーム対の２個のアームは、前記アームへのシャッタの連結軸が、軸方向の対称面に対して対称移動するように、歯付きセクタにより結合され、
− シャッタの制御手段をなすジャッキが、排出ガス流をわずかに偏向するために離陸配置で対立すなわち異なるように作動可能である。
【０００９】
本発明の他の長所および特徴は、添付図に関して例としてなされた以下の説明を読めば明らかになるだろう。
【００１０】
【発明の実施の形態】
図は、民間の超音速機に装備する二軸ターボファンエンジンから出るガスの噴気コーンあるいは排気ノズル１を示している。
【００１１】
このターボファンエンジンのタービン２は、タービン２のコーン４を囲む環状のスペース３に高温流(flux chaud)Ｆｃを送る。低温流(flux froid)Ｆｆは、タービン２の外部ケーシング６を囲む環状の管路５から送られる。環状の管路５は、外側が内壁７により画定され、内壁７は、ガスが流れる方向にコーン４の端を越えて下流に向かって延長されている。内壁７は、空気力学的な輪郭を備えたカウリング９により外側が画定される固定環状構造体８の一部をなす。
【００１２】
固定構造体８の内壁７は、ターボファンエンジンの軸と一致する回転軸１２を持つ円筒形の内部チャンバ１１を画定し、このチャンバ内で、タービンから送られる高温流Ｆｃと環状の管路５から送られる低温流Ｆｆとが、特に図３に示したようなローブ(lobes)混合装置１３により混合される。図１では、ローブが引っ込んだ位置にある。得られた混合ガスは、噴射装置により燃料の濃度が高められ、内部チャンバ１１内で補完的に燃焼されて、特に離陸段階でターボファンエンジンの推力（スラスト）を増加することができる。
【００１３】
高温フラップあるいはドア(volets)１４は、内壁７の下流端１５に連結され、低温フラップ１６は、カウリング９の下流端１７に連結され、下流端１５および１７は、軸１２に垂直な横方向のほぼ同じ面上にある。
【００１４】
低温フラップ１６は、小型リンク１８により高温フラップ１４に結合される。高温フラップ１４は、小型リンク２０により制御リング１９に結合される。制御リング１９は、内壁７とカウリング９との間に設けられた環状スペース内に配置され、固定構造体８に固定された複数個の同期制御ジャッキ２１によって軸１２に平行に移動する。
【００１５】
低温フラップ１６の移動は、小型リンク１８により高温フラップ１４の移動に従属あるいは連動し、高温フラップ１４は、図１および２に示された巡航配置における最大集中位置と、図３から７に示された離陸および着陸配置におけるほぼ円筒形の位置との間で、飛行段階に応じて一定の法則に従ってジャッキ２１により作動される。
【００１６】
図１および２に示されるように、巡航配置では、低温フラップ１６が、やや収束し、カウリング９の末端部分の延長線上に配置される。この配置では、低温フラップ１６が、回転軸１２と最大でも６゜の角度をなす。他の配置では、低温フラップ１６が外側に発散する。
【００１７】
高温フラップ１４および低温フラップ１６の下流には、逆スラスト装置３０が設けられている。逆スラスト装置３０は、図１から７の面に垂直な、回転軸１２を通る水平面に対して対称に配置される２個の同じシャッタあるいはふた(paupieres)３１、３２を含む。
【００１８】
このシャッタ３１、３２は、一方で二対のアーム３３、３４および二対の制御ジャッキ３５、３６を用いて固定構造体８により支持され、各アーム対および各ジャッキ対が、シャッタ３１、３２の外側および固定構造体８の側面延長部の内部に、横方向に配置されている。
【００１９】
より詳しくは、上部シャッタ３１が、２個の上部アーム３３の下流端３７に連結して取り付けられており、上部アーム３３の上流端３８が固定構造体８に連結されている。上部シャッタ３１はまた、上部制御ジャッキ３５のロッド４０の自由端３９に連結されている。上部制御ジャッキのロッド自体も４１で固定構造体８に連結されている。下部シャッタ３２は、２個の下部制御アーム３４と２個の下部ジャッキ３６とに同様に取り付けられる。
【００２０】
アーム対のアーム３３、３４は、３８を中心とし、歯付きセクタ４３、４４を含む。このセクタは相互に係合し、軸方向の対称面に対して２個のシャッタ３１、３２の回転軸３７の移動の対称性を確保するものである。
【００２１】
ジャッキ５０は、アーム対の２個のアーム３３、３４の間に介在する。このジャッキ５０の円筒部５１は、点５２で下部アーム３４に連結され、ジャッキのロッド５３は、点５４で上部アーム３３に連結される。点５２と５４は、シャッタ３１、３２の軸方向の対称面に対して対称である。
【００２２】
各シャッタ３１、３２は、内壁６１、外壁６２および前壁６３により画定される断面が三角形の湾曲体を呈する。
【００２３】
図１と２に示した巡航配置では、外壁６２が、低温フラップ１６の延長線上に配置されて、回転軸１２と６゜の角度をなす。低温フラップ１６は、高温フラップ１４の長さの二倍にほぼ等しい距離に渡って後方に延びている。内壁６１および前壁６３の接合により画定されるシャッタ３１、３２の入口断面は、高温フラップ１４の出口断面よりも大きい。内壁６１は、巡航配置で収束ノズルを構成する。この配置では、ジャッキ５０および制御ジャッキ３５、３６が引っ込み位置にある。
【００２４】
図３と４に示された離陸配置では、ジャッキ５０が伸張位置にあり、制御ジャッキ３５、３６が引っ込み位置にある。さらに高温フラップ１４が、内壁７と一直線上にある。アーム３３、３４の連結軸３７と、シャッタ３１、３２に制御ジャッキ３５、３６を連結する軸３９は、こうした離陸配置で、シャッタ３１、３２の内壁６１が固定構造体８の内壁７の同じく延長線上にくるように配置される。低温フラップ１６は発散（末広）位置にあり、カウリング９とシャッタ３１、３２の外壁６２との空気力学的な連続性が障害物なしに確保される。
【００２５】
図３および４に示された離陸配置から、内部制御ジャッキ３６をさらに引っ込めて、上部制御ジャッキ３５のロッドをわずかに出し、図７に示したように、回転軸１２に対して約５゜だけシャッタ３１、３２の内壁６１を傾斜させることができる。この構成により、ガスジェットは、離陸時に地面に向かって５゜傾斜される。こうした配置により主に、離陸段階で翼のエンジンが故障した場合に、寸法決めされた飛行機の垂直安定板および機外動翼部の面を減らすことが可能である。
【００２６】
シャッタ３１、３２の目的は、離陸時の逆スラスト動作を行うことにある。このために、２個のシャッタ３１、３２は、制御ジャッキ３５、３６のロッドを延長することにより連結軸３７を中心として揺動され、その場合、垂直ジャッキ５０が引っ込められる。図５および６に示したこのような逆スラスト配置では、２個のシャッタ３１、３２の内壁６１が、軸方向の対称面で継ぎ合わされ、内部チャンバ１１を通って前方かつ外側に解放されるガス流になるので、低温フラップ１６およびシャッタ３１、３２の間で開く側面開口部７０、７１により、飛行機の制動が確保される。この構成では、高温フラップ１４が固定構造体８の内壁７の延長線上にあり、低温フラップ１６が外側に発散している。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による超音速機に装備するターボファンエンジンの、巡航配置におけるガス排出ノズルの垂直対称面による断面図である。
【図２】図１の排気ノズルの後部本体と、巡航配置におけるフラップ位置との拡大図である。
【図３】離陸配置における図１の排気ノズルの、垂直対称面による断面図である。
【図４】排気ノズルの後部本体と、離陸配置におけるフラップ位置との拡大図である。
【図５】逆スラスト配置における図１の排気ノズルの垂直対称面による断面図である。
【図６】逆スラスト配置における排気ノズルの後部本体の拡大図である。
【図７】離陸配置におけるフラップ位置および制御ジャッキを排出ガスの偏向を伴って示す図４と同様の図である。
【符号の説明】
２ タービン
４ コーン
７ 排気管
８ 固定構造
９ カウリング
１１ 内部チャンバ
１３ ローブ混合装置
１４ 高温フラップ
１６ 低温フラップ
１８、２０ 小型リンク
１９ 制御リング
２１ 同期制御ジャッキ
３０ 逆スラスト装置
３１、３２ シャッタ
３３、３４ 支持アーム
３５、３６ 制御ジャッキ
４３、４４ 歯付きセクタ
５０ 垂直ジャッキ

Claims (5)

1. 超音速機に装備するターボファンエンジンの排気ノズルであって、外側カウリング（９）内に配置されて動作時にガス流が流れる排気管（７）と、前記排気管（７）の下流端（１５）に回転可能に取り付けられる一連の高温フラップ（１４）と、カウリング（９）の下流端（１７）に回転可能に取り付けられる一連の低温フラップ（１６）と、排気管（７）の下流で軸方向の対称面の両側に回転可能に取り付けられる２個の同じシャッタ（３１、３２）を含み、前記２個のシャッタ（３１、３２）が、下流のガスジェット内に横方向に突出してこのジェットを前方に偏向する作動または逆スラスト位置か、もしくは低温フラップ（１６）の延長線上にある非作動または直接ジェット位置を占有可能な逆スラスト装置（３０）と、飛行配置に応じて高温フラップおよび低温フラップを制御する手段と、非作動位置から作動位置またはその逆に作動位置から非作動位置にシャッタ（３１、３２）を制御する手段（３５、３６）とを含み、
   離陸配置時に軸方向の対称面から前記２個のシャッタ（３１、３２）を互いに離隔するための手段（５０）をさらに含み、
   ２個のシャッタ（３１、３２）は、二対の側面支持アーム（３３、３４）の端および少なくとも一対のジャッキ（３５、３６）の端に連結され、各支持アーム対のアーム（３３、３４）および各ジャッキ対のジャッキ（３５、３６）が、軸方向の対称面に対して対称に配置され、２個のシャッタがまた、その他端（３８）で固定構造体（８）に連結されており、前記ジャッキ（３５、３６）が、シャッタ（３１、３２）の制御手段を形成し、
   支持アーム対の２個のアーム（３３、３４）は、前記アーム（３３、３４）へのシャッタ（３１、３２）の連結軸（３８）が、軸方向の対称面に対して対称移動するように、歯付きセクタ（４３、４４）により結合されることを特徴とする排気ノズル。
2. 低温フラップ（１６）は、離陸配置および巡航配置で前記２個のシャッタ（３１、３２）と障害物のない空気力学的な輪郭を確保するように作動されることを特徴とする請求項１に記載の排気ノズル。
3. 低温フラップ（１６）は、小型リンク（１８）により高温フラップ（１４）に従属していることを特徴とする請求項２に記載の排気ノズル。
4. 離陸配置でシャッタ（３１、３２）を離隔するための手段が、アーム対のアーム（３３、３４）の間に介在するジャッキ（５０）を含むことを特徴とする請求項１に記載の排気ノズル。
5. シャッタ（３１、３２）の制御手段をなすジャッキ（３５、３６）が、排出ガス流をわずかに偏向するために離陸配置で対立するように作動可能であることを特徴とする請求項１または４に記載の排気ノズル。

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