JPH063146B2

JPH063146B2 - ガスタ−ビンエンジン

Info

Publication number: JPH063146B2
Application number: JP62083982A
Authority: JP
Inventors: ゲーリー、フランク、スザミンスキー; ダグラス、ジョン、ナイチンゲール
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1986-04-08
Filing date: 1987-04-07
Publication date: 1994-01-12
Anticipated expiration: 2009-01-12
Also published as: DE3711197A1; GB8706450D0; JPS62240434A; US4713935A; GB2188885B; FR2596809A1; FR2596809B1; GB2188885A; DE3711197C2; JPS62243949A

Description

【発明の詳細な説明】〔産業上の利用分野〕本発明は垂直離着陸機（VTOL）に使用される型の変向ノ
ズルに関するものである。そのような航空機の一つは、
例えば、ブリィティッシュ・エアロスペース社のPLC Ha
rrierである。本発明はとくにエンジンおよび機体構造
に使用するノズルであって、そのノズルは必要のないと
き気流から航空機外面の内側に格納されるものに関す
る。

〔従来の技術〕

公知の亜音速Harrier VTOL機は胴体の両側に直列に二つ
の変向ノズルを設けられている。前方の二つのノズルは
航空機エンジンの圧縮機からの空気流の一部を大気に排
出することによりスラストを発生し、後方の二つのノズ
ルは全空気流を航空機の主エンジンから大気に排出す
る。

運転中、垂直上昇は航空機エンジンが発生したスラスト
を航空機の重量を支持するため使用するように四つのす
べてのノズルを下方に向けることによって達成される。
前方飛行の際四つのすべてのノズルはスラストが航空機
を前方に推進するように後方に向けられる。

〔発明が解決しようとする問題点〕

超音速において、上記ノズルは航空機の性能をいちじる
しく損なう。ノズルの位置はそれらをエアブレーキとし
て作用されるものであり、そこで航空機の前進速度およ
び飛行性能に重大な影響を生ずる。

公知のように、VTOLの後方のノズルは、例えばノズルを
それらが側方からよりも後方から突出するように航空機
胴体の形状に組込むことによって、高速におけるドラグ
効果を解消するように設計することができる。しかしな
がら、前方ノズルに対してドラグの問題を解消すること
はきわめて困難であり、その理由は運転中ノズルが航空
機胴体の滑らかな形状の外側にかつ空気流内にあるため
である。

従来の世代のVTOL機は超音速で飛行することが必要であ
る。そのような航空機は、主エンジンの前方圧縮機また
はファンが前方の変向ノズルまたは後方の圧縮機または
ファンに空気を供給するのに使用される２台の圧縮機
（ファン）を使用するものと思われる。

VTOLまたは低速（亜音速）飛行中、エンジンを平行流モ
ードで運転しそれにより、RR Pegasusエンジンと同様
に、エンジンの前方ファンの空気流が前方変向ノズルを
通して排出することが望ましい。そうすると、ＶＴＯＬ
機運転中前方ノズルのスラストを介して航空機を具合よ
く平衡する利点が得られる。また低飛行速度における平
行モード運転は、大流量の前方ファンの空気が主エンジ
ンをバイパスして前方変向ノズルを通って排出されるた
め、エンジン推進効率を一層高くする。

高速または超音速飛行中、エンジンを直列流モードで運
転しエンジンの前方ファンの空気流を、弁により、前方
ノズルから後方または主エンジン圧縮機に転向すること
が望ましい。このことは主エンジンに過給効果を生じ、
その主エンジンは後方ノズルのスラストを増加して前方
ノズルスラストの損失を補償する。これらの高航空機速
度における直列モード運転は、主エンジンをバイパスす
る前方ファン流量を減らすことにより（低バイパス比）
エンジン推進効率を増大する。直列モード運転中、前方
ノズルにはもはや空気が流れないため不必要になる。し
たがってこれらのノズルを航空機の外径内に引込めまた
は格納してもしそれらが空気流中に突出している場合に
うけるドラグを減少することが望ましい。

本発明の目的は、ノズルがエンジンの中心線およびエン
ジン中心線を通る水平面（Ｒ−Ｒ線、第１図）に垂直な
水直平面に対して角度をなす軸線の周りに回転するよう
にエンジンに取り付けられ、その回転軸線に対してまた
エンジンに対して弁装置によって不作動にされるときそ
れが室内にある格納位置に回転しまた弁装置により作動
しうるようになるときそれが室外にある展開位置に回転
されるように構成配置される。格納可能なノズルを得る
ことがある。

〔問題点を解決するための手段および作用〕

本発明の特徴は、上記形式のエンジンにおいて、第１変
向ノズルがエンジンの縦中心線に垂直な第１平面に対し
て角度をなす軸線の周りに回転するようにエンジンに回
転可能に取付けられかつその出口をノズルの回転軸線か
ら偏倚してノズルが弁装置によって不作動状態にされる
とき第１変向ノズルを室内の格納位置に回転することが
できまたノズルが弁装置によって作動状態にされるとき
ノズルは室外の展開位置に回転されることにある。

本発明のエンジンにおいては、第１ノズルは不作動にさ
れるとき、その軸線の周りに回転されて胴体内部の室に
格納され、低速推進の場合、室から展開位置に回転され
るようになっている。

上記のエンジンは本質的に“タンデム−フアン”エンジ
ンすなわち圧縮機装置が上記のように直列流モードまた
は平行流モードのいずれかで運転する二つの圧縮機を備
えている。しかしながら、本発明のノズルは、ノズルを
格納するためノズルへの流れを阻止して不作動にするこ
とのできる弁装置を備えた、どのうよな配置のエンジン
にも使用することができる。弁装置は上記のような流れ
切換型弁装置である必要はない。

〔実施例〕

以下、本発明を単に例示として図面に基づいて詳細に説
明する。

第１図において、航空機１０はその胴体１４の両側に変
向ノズル１２（ａまたはｂ）を備えている。

ノズル１２(a)はその展開された前方飛行位置で示さ
れ、一方ノズル(b)はその垂直上昇モードで示されてい
る。下記に詳細に説明するフェアリングドア１６は、各
ノズルの付近に設けられノズル排出空気から胴体を保護
するように作用する。主空気取入口１８および補助取入
口２０は、第２図に略示した第１および第２の軸流圧縮
機（ファン）に空気を供給するためのものである。

第２図に示すエンジンは流れ方向に、第１軸流圧縮機２
２（ファン）、流れ切換弁２４、第二軸流圧縮機２６、
燃焼装置２８、圧縮機２２、２６を駆動するタービン装
置３０、ジェットパイプ３２および変向ノズル３４を備
えている。

エンジンは二つの運転モード、すなわち直列および並列
モードを有する。直列モードにおいて、空気は第１軸流
圧縮機２２から第２軸流圧縮機２６に向けられ第２軸流
圧縮機を過給する。並列モードにおいて、切換弁２４が
空気を第１軸流圧縮機２２から可変前方ノズル１２(a,
b)に向けるため使用される。空気は補助空気取入口２０
を通って第２軸流圧縮機２６に供給される。

図面全部、しかしとくに第３図において、ノズルは軸受
３６に軸線ｘ−ｘの周りに回転可能に取付けられ、その
軸受３６は前室３８の端部に取付けらけている。符号４
０で略示したアクチュエータはノズルの外径４４上に作
用して所望の際ノズルを回転する。前室３８は、エンジ
ンが並列モードで運転しているとき空気を切換弁２４を
通して第１軸流圧縮機２２から受取るようにされてい
る。

ノズル回転軸線ｘ−ｘはエンジン中心線に垂直な垂直平
面（ｚ−ｚ線）およびエンジンの中心線を通る水平面
（第１図のＲ−Ｒ線）に対して傾斜してトレイルおよび
ドループを生じ、垂直スラストモードならびに水平スラ
ストモードの双方に流れを有効に流れを切換える。ノズ
ルのトレイル角度およびドレープ角度は特殊なエンジン
および航空機設備に達するように変更可能である。

白鳥の頸状をなす、ノズルの内部流路は軸受面４６から
外方に伸びる想像的截頭シリンダまたはダクトの範囲内
にある。ノズル１２が完全に展開した水平スラスト位置
（第５図）から１８０°回転するとき、ノズル出口平面
４５を軸受中心線の一側に移動して、截頭円錐形をノズ
ル１２が胴体の形状（第３図）内にきちんと格納するこ
とができる。さもなくば、軸受軸線ｘ−ｘの周りのノズ
ルの回転は（第５図）は完全に展開した水平スラスト位
置から垂直スラスト位置への連続的スラスト変向を生ず
る。水平スラストから垂直スラストへの移行するためノ
ズルが回転しなければならない実際の角度はノズルのド
ループ角度、トレイル角度および噴射角度の関数であ
る。これらの角度は選択した角度に応じて９０°より大
きい。回転中ノズル１２が通過するのに要するのに胴体
内の楕円形の室(48)は、ノズルの展開した水平スラスト
位置と格納位置の間で整形される。ノズル１２が展開さ
れるとき、ノズルカバーに取外けられた楕円形カフフェ
アリング５０は胴体凹部４８を整形し、また室４８の後
部はカフフェアリング５０に点５２で枢着された整形ド
ア１６によって整形される。

ノズルが格納位置にあるとき、胴体の室４８の前方部分
はカフフェアリング５０と一体部分である胴体室フェア
リング５４によって整形される。一方室４８の後部は再
び整形ドアによって整形される。ノズルの格納位置から
展開位置への移行中、ノズルとともに回転するフェアリ
ングドア１６はノズル出口平面４５をカバーする。ノズ
ルが完全展開位置に到達して切換弁２４が空気を第１軸
流圧縮機２２から前室３８に入れるようにするとき、圧
縮空気の圧力をドア１６を後方に回転して胴体室４８の
後部をカバーし整形する。同様の作用がノズルの展開モ
ードから格納モードへの移行の間にも起こる。ノズルが
その格納位置に到達したとき、整形ドア１６は自由気流
中に突出する。航空機の速度が十分であると、自由気流
圧力はドア１６を後方に回転して再び胴体室４８の後部
をカバーし整形する。ノズルが展開または格納状態にあ
るとき、一体の緩衝装置を備えた二つのオーバーセンタ
ばねを負荷されたトグル支柱５６が停止限界兼拘束部材
として作用し、ノズルの流出およびエンジン室圧力の変
動の双方または一方が起った場合、ドア１６を位置決め
するとともに安定化する。支柱５６は、軸受中心線ｘ−
ｘ上の点５８においてノズル１２に、また点６０におい
てドア１６に取付けられている。

ノズルランプフェアリング６２は、ノズル１２が展開し
たときノズル１２の周りの外側空気流を整流するように
なっている。この部材はその前端６６で枢着された側壁
６４を備える簡単なランプである。ノズルを展開する間
ランプ６２はまず、第５図に示す、完全展開位置に移行
されノズルおよびフェアリング１６，５０，５４の回転
中これらの構造物を回避する。ノズルの格納中ランプフ
ェアリング６２はノズル１２およびフェアリング１６，
５０，５４が完全に格納されるまで展開したままであ
る。それらが一旦格納されると、ランプフェアリング６
２は引込みフェアリング５４をノズル室の切欠部分６８
に収容して胴体外側面１４に接触させる。ボールねじア
クチュエータ７０，または他の同様の装置がランプ６２
を格納位置と展開位置との間で移動するようになってい
る。

フェアリング１６は、例えばスリーブ弁または所望のと
きノズルを開閉する摺動板のような、他の適当なフェア
リング装置と交換可能である。そのような弁または板は
ノズル１２の下流に設けられ、ノズル１２を塞ぐため軸
方向に移動可能であるか、またはノズル１２の上または
下に位置しノズル１２を塞ぐため航空機の胴体の周りに
周方向に移動可能である。

また、前方ノズル１２はそれらの格納位置にある間にも
作動して航空機のロールアウト操作の間または高速前方
飛行中でさえもいくらかの逆スラストまたはスラスト抑
制を行う。

つぎに第１０図において、符号９８で示すノズルの入口
区域はそれがノズル回転軸線ｘ−ｘの一側にあるように
変更することができる。この装置は板弁を使用すること
ができ、その板弁は格納位置においてノズルを塞ぎその
展開位置でノズルを開くもので、そのような板弁は第１
２図に示されかつ下記に詳細に説明される。

第１１図には、エンジンの別の配列が示されており、そ
のエンジンは第１圧縮機２２および第２圧縮機２４、燃
焼室２８、タービン３０、ジェットパイプ３２、変向可
能な後方ノズル３４およびバイパス導管１００を備えて
いる。前方変向ノズルを塞ぐ三つの別の方法が符号１０
２，１０４および１０６で示されている。第１装置１０
２は、空気が第１軸流圧縮機２２からノズル１２に入る
のを阻止しようとするときアクチュエータ１０８によっ
てノズル１２の入口を横切って移動し、また空気がノズ
ル１２に入るのを望むときノズル１２の入口から除去さ
れる、スリーブまたは板を含んでいる。第２の装置はノ
ズル１２の出口平面４５に設けられ、所望のようにそし
て所望のときノズル出口区域を塞ぎあるいは開くためア
クチュエータによって作動されるフラップ（または他の
同様な装置）を備えている。第３の装置は第１０図に示
すノズルに対して使用される遮蔽板１０６である。板１
０６は支持板４６の横方向に設けられ、回転軸線ｘ−ｘ
の上流側に設けられた（第１２図にもっともよく示す）
孔１１２を有し、その孔１１２は展開位置において圧縮
空気をノズルに供給するためノズル１２に連通するが、
ノズル格納位置においては圧縮空気がノズル１２に入ら
ないように（第１２図に点線で示した）ノズル格納位置
におけるノズル１１４の無孔部分によって遮蔽される。

エンジンはさらにフラップ１２０として略示されたバイ
パス導管１００を遮蔽する装置を備えている。フラップ
１２０はアクチュエータ１２２によって作動され、フラ
ップ１２０をそれらがバイパス導管１００の出口１２４
を開く第１の位置に対して前後に、また導管１００を遮
蔽するように作用する第２の位置１０２(a)に対して前
後に移動する。

エンジン運転は二つのモードが可能である。第１のモー
ドでは、ノズル１２はは装置１０２，１０４または１０
６によって遮蔽され、バイパス導管は第１軸流圧縮機か
ら空気の一部がバイパス導管１００から大気に排出して
エンジンがバイパスエンジンとして作用するように、遮
蔽装置１２０によって開かれたままである。第２のモー
ドでは、バイパス導管１００は遮蔽されノズルは、第１
軸流圧縮機からの空気がノズル１２を通って大気に排出
されるように、装置１０２，１０４および１０６によっ
ては遮蔽されない。

〔発明の効果〕

本発明によれば、ノズルがエンジンの中心線およびエン
ジン中心線を通る水平面（Ｒ−Ｒ線、第１図）に垂直な
垂直平面に対して角度をなす軸線の周りに回転するよう
にエンジンに取り付けられその回転軸線に対してまたエ
ンジンに対して弁装置によって不作動にされるときそれ
が室内にある格納位置に回転しまた弁装置により作動し
うるようになるときそれが室内にある展開位置に回転さ
れるように構成配置されているため、本発明による航空
機は、高速の前方飛行中ノズル空気流から移動すること
により、ドラグ効果を減少することができていちじるし
く有利である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明によって構成、配置された前方変向ノズ
ルを備えた航空機の正面図。第２図は本発明に使用する
のに適したツイン−ファンエンジンの略図的平面図。第
３図は、第１図に示す型の格納された前方変向ノズルの
矢印Ａ−Ａの方向に見た断面図。第４図は矢印Ｂの方向
に見た、第３図に示す格納されたノズルの側面図。第５
図は第１図に示す型の水平スラスト位置における展開さ
れた前方変向ノズルの、矢印Ａ−Ａ方向に見た断面図。
第６図は第５図に示す垂直スラスト位置における展開さ
れたノズルおよび偏向弁の、矢印Ｅ−Ｅ方向に見た断面
図。第７図は第５図に示された水平スラスト位置におけ
る展開されたノズルの、矢印Ｃの方向に見た側面図。第
８図は第５図に示す垂直スラスト位置におけるノズルお
よびフェアリングドアの、矢印Ｄ−Ｄの方向に見た断面
図。第９図は第５図に示す水平スラスト位置における展
開されたノズルの、矢印Ｆの方向に見た図。第１０図は
第５図に示すものとは少し異った入口面積を有する水平
スラスト位置における展開されたノズルの断面図。第１
１図は本発明に対応する別のエンジンの配置の線図、第
１２図は第１０図に示す弁装置の、矢印Ｓ−Ｓ方向に見
た断面図。１２…第１変向ノズル、２２…圧縮機装置、２３…圧縮
機装置、２４…弁装置、２８…燃焼装置、３０…タービ
ン装置、３４…第２変向ノズル、４５…ノズル出口、４
８…室。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】設備室(48)を備えた航空機胴体内に設置す
るガスタービンエンジンであって、前記エンジンが、圧
縮機装置(22)；出口区域(45)を有し圧縮機装置(22)によ
って圧縮された空気をうけ入れるようにされた第１変向
ノズル(12)；第１位置において圧縮機装置(22)からの圧
縮空気の流れを阻止してノズル(12)を不作動にし、第２
位置において圧縮機装置(22)からの空気がノズル(12)に
流れるのを可能にしてノズル(12)を作動させる弁装置(2
4)；圧縮機装置(22)から空気を受け入れるように連結さ
れた燃焼装置(28)；燃焼装置(28)からガスを受け入れる
ようにされかつ圧縮機装置(23)を駆動するように連結さ
れたタービン装置(30)；およびタービン装置(30)からガ
スを受け入れかつそれを導くようにされた第２変向ノズ
ル(34)を備えたものにおいて、第１変向ノズル(12)がエ
ンジンの縦中心線(H)に垂直な第１平面に対して角度を
なす軸線(X)の周りに回転するようにエンジンに回転可
能に取付けられかつその出口(45)をノズルの回転軸線か
ら偏倚してノズルが弁装置(24)によって不作動状態にさ
れるとき第１変向ノズルを室(48)内の格納位置に回転す
ることができまたノズルが弁装置(24)によって作動状態
にされるときノズルは室(48)外の展開位置に回転される
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項２】第１ノズル(12)の回転軸線(X)がエンジン
の中心線(H)を通る第２の平面(R)に対しても角度をなす
特許請求の範囲第１項記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】圧縮機装置が直列の第１圧縮機(22)および
第２圧縮機(26)を有し、弁装置(24)が第１および第２圧
縮機(24,26)の間に設けられ、第１ノズル(12)が第１お
よび第２圧縮機装置(24,26)の間の区域に連通し、前記
弁装置(24)がその第１位置において第１圧縮機(22)から
の空気を第２圧縮機(26)に導き第２位置において第１圧
縮機(24)からの空気を第１ノズル(12)に供給する特許請
求の範囲第１項または第２項に記載のガスタービンエン
ジン。
【請求項４】補助空気取入口(20)は弁装置(24)がその第
２位置にあるとき第２圧縮機(26)に空気を供給するよう
にされた特許請求の範囲第３項記載のガスタービンエン
ジン。
【請求項５】圧縮機装置が直列の第１圧縮機(22)および
第２圧縮機(26)を有し、第１ノズル(12)が第１および第
２圧縮機装置(24,26)の間の区域に連通し、弁装置(106)
が第１ノズル(12)の入口に設けられノズル(22)が格納位
置にあるとき第１ノズルを通る流れを阻止するように作
用し、ノズル(12)が展開位置にあるとき空気が第１ノズ
ル(12)を通って流れることができるように作動する特許
請求の範囲第１項記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】弁装置(106)が第１ノズル(12)が回転可能
に取付けられる軸受(36)の面内に、またはその面の近く
に設けられる特許請求の範囲第５項記載のガスタービン
エンジン。
【請求項７】圧縮機装置が直列の第１圧縮機(22)および
第２圧縮機(26)を有し、第１ノズル(12)が第１および第
２圧縮機の間の区域に連通し弁装置(104)が第１ノズル
(12)の出口に設けられてノズル(12)が格納位置にあると
き第１ノズルを通る流れを阻止するように作動しまたノ
ズル(12)が展開位置にあるとき空気が第１ノズル(12)を
通って流れることができるように作動しうる特許請求の
範囲第１項記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】圧縮機装置が直列の第１圧縮機(22)および
第２圧縮機(26)を有し、第１圧縮機が空気を第二圧縮機
(26)にまたバイパス導管(100)に供給し、第１ノズル(1
2)がバイパス導管(100)の壁の開口と連通し、弁装置(10
6)がバイパス導管(100)の壁の開口(98)に設けられ、密
閉装置(120)が第１ノズル(12)が弁装置(106)によって作
動状態にされるときバイパス導管(100)を閉鎖するよう
にされた特許請求の範囲第１項記載のガスタービンエン
ジン。
【請求項９】フェアリング装置(16,54)が第１ノズルの
展開ならびに格納位置において胴体室(48)をカバーする
ようにされている特許請求の範囲第１項記載のガスター
ビンエンジン。
【請求項１０】フェアリング装置(16,54)がノズル(12)
に対して固定されノズル(12)が完全な展開または格納位
置にあるとき設備室(48)の前端を整形するように作用す
る第１部分(54)、および第１ノズル(12)が展開ならびに
格納位置において室(48)の後部を整形する可動の第２部
分(16)を備えた特許請求の範囲第９項記載のガスタービ
ンエンジン。
【請求項１１】フェアリング装置(16,54)がさらにノズ
ルの前方に設けられノズルが展開位置にあるときノズル
(12)の前端を整形するように作用する可動ランプ(62)を
備えた特許請求の範囲第１０項記載のガスタービンエン
ジン。
【請求項１２】可動の第２部分(16)が回転軸線(X)にも
っとも近くにノズルの下流端に枢着されたドアを備え、
前記ドアがその運動角度を調節する手段を備えている特
許請求の範囲第１０項記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】可動の第２部分(16)が室(48)の後部の近
くに設けられた摺動板を備える特許請求の範囲第１項記
載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】回転軸線がエンジンの前記水平ならびに
垂直に対してなす角度は実質的に同じである特許請求の
範囲第１項記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】第１ノズル(12)はその格納位置にあると
き作動して逆スラストまたはスラスト停止を生ずる特許
請求の範囲第１項記載のガスタービンエンジン。