JPH10103153A - 航空機に動力を供給するガスタービンエンジン動力装置用の先細／末広排気ノズル - Google Patents
航空機に動力を供給するガスタービンエンジン動力装置用の先細／末広排気ノズルInfo
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- JPH10103153A JPH10103153A JP9276680A JP27668097A JPH10103153A JP H10103153 A JPH10103153 A JP H10103153A JP 9276680 A JP9276680 A JP 9276680A JP 27668097 A JP27668097 A JP 27668097A JP H10103153 A JPH10103153 A JP H10103153A
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- divergent
- flap
- exhaust nozzle
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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
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
- F02K1/1223—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series
-
- 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
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/08—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone
-
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- F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
- F02K1/004—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector by using one or more swivable nozzles rotating about their own axis
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- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/15—Control or regulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/15—Load balancing
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機、特に短距離離陸・垂直着陸機に動力
を供給するガスタービンエンジン動力装置用の軸対称型
先細／末広排気ノズルの長さを短くすると共に、構成部
品の数を少なくすること。 【解決手段】 排気ノズルは、先細フラップ３４及び末
広フラップ３６を位置決めする同期リング３０と、この
同期リングを駆動して排気ノズルの先細／末広形状を変
化させるアクチュエータ４６とを包含する。同期リング
３０は、エンジンファンの排出空気Ｂが導入される作動
室５６を包含し、これにより先細及び末広フラップ３
４，３６により生じる荷重をバランスするピストンを形
成している。
を供給するガスタービンエンジン動力装置用の軸対称型
先細／末広排気ノズルの長さを短くすると共に、構成部
品の数を少なくすること。 【解決手段】 排気ノズルは、先細フラップ３４及び末
広フラップ３６を位置決めする同期リング３０と、この
同期リングを駆動して排気ノズルの先細／末広形状を変
化させるアクチュエータ４６とを包含する。同期リング
３０は、エンジンファンの排出空気Ｂが導入される作動
室５６を包含し、これにより先細及び末広フラップ３
４，３６により生じる荷重をバランスするピストンを形
成している。
Description
【０００１】
【相互参照】本特許出願の主題は、エリック シー．ワ
ードの名義で出願された“同期リング連結サスペンショ
ンを備える先細／末広ノズル”と題する米国特許出願
（代理人の整理番号Ｆ−７７４９）、及びジョゼ エル
グティーレッズ，ジュニアの名義で出願された“取り
囲んだ圧力バランス同期リングを備える排気ノズル”と
題する米国特許出願（代理人の整理番号Ｆ−７７７３）
の主題と関連する。以上述べた米国特許出願のすべて
は、本件特許出願の優先権の主張の基礎となる米国特許
出願と同時に出願されかつ本特許出願と同じ譲受人に譲
渡されている。
ードの名義で出願された“同期リング連結サスペンショ
ンを備える先細／末広ノズル”と題する米国特許出願
（代理人の整理番号Ｆ−７７４９）、及びジョゼ エル
グティーレッズ，ジュニアの名義で出願された“取り
囲んだ圧力バランス同期リングを備える排気ノズル”と
題する米国特許出願（代理人の整理番号Ｆ−７７７３）
の主題と関連する。以上述べた米国特許出願のすべて
は、本件特許出願の優先権の主張の基礎となる米国特許
出願と同時に出願されかつ本特許出願と同じ譲受人に譲
渡されている。
【０００２】
【技術分野】本発明は、ガスタービンエンジンに用いら
れる小型の先細／末広排気ノズル、特に、短距離離陸・
垂直着陸（Short Take−Off and Vertical Landing：以
下“ＳＴＯＶＬ”と略称する）機に用いられる性能を有
する短い排気ノズルに関する。
れる小型の先細／末広排気ノズル、特に、短距離離陸・
垂直着陸（Short Take−Off and Vertical Landing：以
下“ＳＴＯＶＬ”と略称する）機に用いられる性能を有
する短い排気ノズルに関する。
【０００３】
【背景技術】種々様々のガスタービンエンジン用先細／
末広排気ノズルが、文献に開示され、作動の一定モード
の間エンジン性能を増進するためにノズルのスロート形
状を変えるためジェット及びターボジェットエンジンに
用いられている。これは、特に、オグメンタを備えるガ
スタービンエンジンでもって動力が供給される航空機の
場合に言える。排気ノズルは、排気ガスを誘導する性能
を持って又は持たないで２つ又は３つの寸法形状に形状
を変えることができる。明らかに、誘導ノズルの目的
は、航空機を制動するために推力の方向変化を行い又は
推力を逆にすることにある。従来の排気ノズルの幾つか
の例が、１９７４年２月１９日にスワブリー等に対して
特許が付与された“バランス式フラップ型先細／末広ノ
ズル”と題する米国特許第３，７９２，８１５号、１９
８４年６月２６日にジョーンズ等に対して特許が付与さ
れた“二重調和リング構体を備える排気ノズルアセンブ
リ”と題する米国特許第４，４５６，１７８号、１９８
４年５月８日にワイリー等に対して特許が付与された
“３次元軸方向移動可能な先細／末広ノズルアセンブ
リ”と題する米国特許第４，４５６，１７８号、１９８
４年４月３日にマデン等に対して特許が付与された“可
変面積式ノズルの荷重をバランスする簡略型装置”と題
する米国特許第４，４４０，３４７号、１９８４年４月
３日にワイリーに対して特許が付与された“軸方向に移
動可能な可変面積式先細／末広ノズル”と題する米国特
許第４，４４０，３４６号、１９９１年４月３０日にバ
ルザに対して特許が付与された“先細／末広ノズルの構
成”と題する米国特許第５，０１１，０８０号、及び１
９９３年６月１日にバルザに対して特許が付与された
“先細／末広ノズル用のフラップヒンジ装置”と題する
米国特許第５，２１５，２５６号の各明細書に開示され
ている。以上述べた米国特許のすべては、本特許出願及
び１９７５年８月１２日にカンボーライブスに対して特
許が付与された“可変断面を有するノズル”と題する米
国特許第３，８９９，１３３号の譲受人と同じ譲受人に
譲渡されている。
末広排気ノズルが、文献に開示され、作動の一定モード
の間エンジン性能を増進するためにノズルのスロート形
状を変えるためジェット及びターボジェットエンジンに
用いられている。これは、特に、オグメンタを備えるガ
スタービンエンジンでもって動力が供給される航空機の
場合に言える。排気ノズルは、排気ガスを誘導する性能
を持って又は持たないで２つ又は３つの寸法形状に形状
を変えることができる。明らかに、誘導ノズルの目的
は、航空機を制動するために推力の方向変化を行い又は
推力を逆にすることにある。従来の排気ノズルの幾つか
の例が、１９７４年２月１９日にスワブリー等に対して
特許が付与された“バランス式フラップ型先細／末広ノ
ズル”と題する米国特許第３，７９２，８１５号、１９
８４年６月２６日にジョーンズ等に対して特許が付与さ
れた“二重調和リング構体を備える排気ノズルアセンブ
リ”と題する米国特許第４，４５６，１７８号、１９８
４年５月８日にワイリー等に対して特許が付与された
“３次元軸方向移動可能な先細／末広ノズルアセンブ
リ”と題する米国特許第４，４５６，１７８号、１９８
４年４月３日にマデン等に対して特許が付与された“可
変面積式ノズルの荷重をバランスする簡略型装置”と題
する米国特許第４，４４０，３４７号、１９８４年４月
３日にワイリーに対して特許が付与された“軸方向に移
動可能な可変面積式先細／末広ノズル”と題する米国特
許第４，４４０，３４６号、１９９１年４月３０日にバ
ルザに対して特許が付与された“先細／末広ノズルの構
成”と題する米国特許第５，０１１，０８０号、及び１
９９３年６月１日にバルザに対して特許が付与された
“先細／末広ノズル用のフラップヒンジ装置”と題する
米国特許第５，２１５，２５６号の各明細書に開示され
ている。以上述べた米国特許のすべては、本特許出願及
び１９７５年８月１２日にカンボーライブスに対して特
許が付与された“可変断面を有するノズル”と題する米
国特許第３，８９９，１３３号の譲受人と同じ譲受人に
譲渡されている。
【０００４】また、当分野において、技術者及び科学者
達が単一エンジン式航空機にまた多エンジン式航空機の
ＳＴＯＶＬ作動にも使用することができるガスタービン
エンジンを設計し、製造することに努力していることも
よく知られている。更に、排気ノズルが互いに関節接続
されて誘導性能を提供する複数のポジションフラップを
包含し、又は排気ノズル全体が誘導性能を提供するため
に（ヤコブレブ エアクラフト カンパニーにより製造
された）ＹＡＫ−１４１ロシア製航空機に用いられてい
る回転可能な相互接続ダクトと同様なダクトを包含する
こともよく知られている。本発明は、主として、排気ノ
ズルの構成部品以外の手段により動かされる型式の可変
先細／末広排気ノズルに関するものである。換言すれ
ば、排気ノズルに接続されている複数の上流側ダクトが
これらダクト内を流れるエンジン媒体の流れ方向を変え
るために互いに関して回転できる機能を有し、これらダ
クトの回転が排気ノズル全体を水平飛行のための軸方向
位置から垂直飛行及びこれら水平飛行と垂直飛行との中
間の飛行姿勢のための半径方向位置に、及び航空機にか
た揺れを生じさせるための横方向位置に回転せしめる。
達が単一エンジン式航空機にまた多エンジン式航空機の
ＳＴＯＶＬ作動にも使用することができるガスタービン
エンジンを設計し、製造することに努力していることも
よく知られている。更に、排気ノズルが互いに関節接続
されて誘導性能を提供する複数のポジションフラップを
包含し、又は排気ノズル全体が誘導性能を提供するため
に（ヤコブレブ エアクラフト カンパニーにより製造
された）ＹＡＫ−１４１ロシア製航空機に用いられてい
る回転可能な相互接続ダクトと同様なダクトを包含する
こともよく知られている。本発明は、主として、排気ノ
ズルの構成部品以外の手段により動かされる型式の可変
先細／末広排気ノズルに関するものである。換言すれ
ば、排気ノズルに接続されている複数の上流側ダクトが
これらダクト内を流れるエンジン媒体の流れ方向を変え
るために互いに関して回転できる機能を有し、これらダ
クトの回転が排気ノズル全体を水平飛行のための軸方向
位置から垂直飛行及びこれら水平飛行と垂直飛行との中
間の飛行姿勢のための半径方向位置に、及び航空機にか
た揺れを生じさせるための横方向位置に回転せしめる。
【０００５】しかし、これらの型式のノズルに関連する
問題として、とりわけ、次のような問題がある。すなわ
ち、ＳＴＯＶＬ作動中に適当な地上クリアランスを提供
するために、ノズルを十分に短くしなければならない。
また、一定の型式のＳＴＯＶＬ推進システム、例えば軸
駆動式リフトファンを用いるＳＴＯＶＬ推進システム
は、作動のＳＴＯＶＬモード中に軸駆動式リフトファン
を駆動するのに必要とされる動力の抽出と一致してノズ
ルにより生じる推力の許容制御を提供するために、高応
答性で大きいターンダウン比のノズルを必要とする。
問題として、とりわけ、次のような問題がある。すなわ
ち、ＳＴＯＶＬ作動中に適当な地上クリアランスを提供
するために、ノズルを十分に短くしなければならない。
また、一定の型式のＳＴＯＶＬ推進システム、例えば軸
駆動式リフトファンを用いるＳＴＯＶＬ推進システム
は、作動のＳＴＯＶＬモード中に軸駆動式リフトファン
を駆動するのに必要とされる動力の抽出と一致してノズ
ルにより生じる推力の許容制御を提供するために、高応
答性で大きいターンダウン比のノズルを必要とする。
【０００６】許容できる高応答性のノズル駆動システム
を達成するためには、先細／末広排気ノズルのスロート
寸法を変化させるアクチュエータを用いることが必要で
ある。これらのアクチュエータは、典型的に、液圧媒体
としてエンジン燃料を用いる液圧型のアクチュエータで
ある。したがって、本発明も液圧媒体として燃料を用い
る液圧アクチュエータを用いるようにしている。更に、
燃料ポンプとアクチュエータとを相互接続する燃料ライ
ンは、排気ノズルを誘導位置に位置させるために用いら
れる逆回転ダクト機能に適応するために、フレキシブル
でなければならない。
を達成するためには、先細／末広排気ノズルのスロート
寸法を変化させるアクチュエータを用いることが必要で
ある。これらのアクチュエータは、典型的に、液圧媒体
としてエンジン燃料を用いる液圧型のアクチュエータで
ある。したがって、本発明も液圧媒体として燃料を用い
る液圧アクチュエータを用いるようにしている。更に、
燃料ポンプとアクチュエータとを相互接続する燃料ライ
ンは、排気ノズルを誘導位置に位置させるために用いら
れる逆回転ダクト機能に適応するために、フレキシブル
でなければならない。
【０００７】当分野の当業者には明らかなように、アク
チュエータの寸法は、かなり大きくそれ故重い先細／末
広ノズル駆動システムの動力要求にマッチすることが必
要とされ、それに相応する囲いが必要とされる。また、
この型式のアクチュエータに適応するのに必要な燃料の
量のために、かなり大きくてフレキシブルな燃料ライン
が必要とされる。したがって、ダクトの寸法が実際的で
ないばかりでなく、ダクトの重量が非常に重くなり、ダ
クトのフレキシビリティーが逆に損なわれるものであ
る。更に、エンジン燃料ポンプは、所望時間にフラップ
の位置を変える要求に適応するために過度に酷使される
か、又は不十分な寸法とされる。
チュエータの寸法は、かなり大きくそれ故重い先細／末
広ノズル駆動システムの動力要求にマッチすることが必
要とされ、それに相応する囲いが必要とされる。また、
この型式のアクチュエータに適応するのに必要な燃料の
量のために、かなり大きくてフレキシブルな燃料ライン
が必要とされる。したがって、ダクトの寸法が実際的で
ないばかりでなく、ダクトの重量が非常に重くなり、ダ
クトのフレキシビリティーが逆に損なわれるものであ
る。更に、エンジン燃料ポンプは、所望時間にフラップ
の位置を変える要求に適応するために過度に酷使される
か、又は不十分な寸法とされる。
【０００８】本発明は、上述した問題を解決するもので
ある。すなわち、本発明によれば、ノズル駆動のために
要求される液圧荷重は、同期（又は調和）リング兼荷重
バランスピストンとして働く２つの機能を有する同軸配
置型の加圧ピストンを用いることにより、その飛行エン
ベロープ全体にわたってバランスされる。これにより、
アクチュエータを小さくしまた燃料ラインの径を減少す
ることができ、これらアクチュエータ及び燃料ラインは
囲い寸法及び動力要求を満足させるばかりでなく、所望
するフレキシブルの柔順な燃料ラインの使用を許す。
ある。すなわち、本発明によれば、ノズル駆動のために
要求される液圧荷重は、同期（又は調和）リング兼荷重
バランスピストンとして働く２つの機能を有する同軸配
置型の加圧ピストンを用いることにより、その飛行エン
ベロープ全体にわたってバランスされる。これにより、
アクチュエータを小さくしまた燃料ラインの径を減少す
ることができ、これらアクチュエータ及び燃料ラインは
囲い寸法及び動力要求を満足させるばかりでなく、所望
するフレキシブルの柔順な燃料ラインの使用を許す。
【０００９】以上述べた同軸配置型の荷重バランスピス
トンの使用は、上述した米国特許第３，７９２，８１５
号明細書に記載されている従来公知のバランスフラップ
ノズルシステムと比較して、ノズル長さを実質的に５０
％減少せしめる。
トンの使用は、上述した米国特許第３，７９２，８１５
号明細書に記載されている従来公知のバランスフラップ
ノズルシステムと比較して、ノズル長さを実質的に５０
％減少せしめる。
【００１０】また、従来公知のノズル駆動システムより
優れている本発明の他の利点を列挙すれば、以下に述べ
るとおりである。 １）運動システムの構成部品の数が、相当減少される。 ２）一片型の荷重バランスピストンの設計は、従来公知
の多フラップ型の荷重バランスシステムで生じる冷却材
の漏洩を間違いなく減少せしめる。 ３）本発明は先細／末広ノズルの末広フラップを枢動支
点リンクに係留するので、広範囲の多様な面積比表を作
ることができる。これは、特定の排気ノズルを所定のエ
ンジンに合せる場合において設計技術者に対して多くの
融通性を提供するものである。例えば、従来公知の先細
／末広ノズルは末広フラップ用リンクをエンジンの静止
構体に係留しており、これは大きなターンダウン比のＳ
ＴＯＶＬノズルにおいて許容可能な面積比表を設計する
にあたっての融通性を固有的に制限するものである。 ４）本発明の支点リンク運動の設計は、従来公知の設計
と比較してアクチュエータの往復運動行程を実質的に５
０％減少せしめる。これは、ノズルの長さの減少に寄与
するものである。 ５）短い先細／末広排気ノズルを提供し、これは排気ノ
ズルの総長さを短くし、重量を少なくし、構成部品の数
を少なくし、及び設計を簡単にして総経済的利益を与え
る。
優れている本発明の他の利点を列挙すれば、以下に述べ
るとおりである。 １）運動システムの構成部品の数が、相当減少される。 ２）一片型の荷重バランスピストンの設計は、従来公知
の多フラップ型の荷重バランスシステムで生じる冷却材
の漏洩を間違いなく減少せしめる。 ３）本発明は先細／末広ノズルの末広フラップを枢動支
点リンクに係留するので、広範囲の多様な面積比表を作
ることができる。これは、特定の排気ノズルを所定のエ
ンジンに合せる場合において設計技術者に対して多くの
融通性を提供するものである。例えば、従来公知の先細
／末広ノズルは末広フラップ用リンクをエンジンの静止
構体に係留しており、これは大きなターンダウン比のＳ
ＴＯＶＬノズルにおいて許容可能な面積比表を設計する
にあたっての融通性を固有的に制限するものである。 ４）本発明の支点リンク運動の設計は、従来公知の設計
と比較してアクチュエータの往復運動行程を実質的に５
０％減少せしめる。これは、ノズルの長さの減少に寄与
するものである。 ５）短い先細／末広排気ノズルを提供し、これは排気ノ
ズルの総長さを短くし、重量を少なくし、構成部品の数
を少なくし、及び設計を簡単にして総経済的利益を与え
る。
【００１１】
【発明の概要】本発明の目的は、改良をした先細／末広
排気ノズルを提供することにある。
排気ノズルを提供することにある。
【００１２】本発明の他の目的は、ガスタービンエンジ
ン用の先細／末広排気ノズルであって、従来公知の先細
／末広排気ノズルよりも短い特徴を有すると共にＳＴＯ
ＶＬ機に使用することができる先細／末広排気ノズルを
提供することにある。
ン用の先細／末広排気ノズルであって、従来公知の先細
／末広排気ノズルよりも短い特徴を有すると共にＳＴＯ
ＶＬ機に使用することができる先細／末広排気ノズルを
提供することにある。
【００１３】そして、本発明の特徴は、排気ノズルのフ
ラップを関節接続するための、ピストンとリングとを結
合した構造の荷重バランスピストン兼同期リングを設置
したことにある。ピストンは、ターボジェットエンジン
に用いられたときにはファンの排出空気であるエンジン
空気によって駆動される。
ラップを関節接続するための、ピストンとリングとを結
合した構造の荷重バランスピストン兼同期リングを設置
したことにある。ピストンは、ターボジェットエンジン
に用いられたときにはファンの排出空気であるエンジン
空気によって駆動される。
【００１４】本発明の他の特徴は、本発明のピストンと
同様な働きをなす従来公知の圧力バランスフラップを除
去せしめることができる、ピストンとリングとを結合し
た構造のピストン／同期リングを使用することにある。
同様な働きをなす従来公知の圧力バランスフラップを除
去せしめることができる、ピストンとリングとを結合し
た構造のピストン／同期リングを使用することにある。
【００１５】本発明の更に他の特徴は、末広フラップ用
リンクを枢動支点リンクに係留することにある。
リンクを枢動支点リンクに係留することにある。
【００１６】本発明の更に他の特徴は、ピストン／同期
リングの位置をエンジンの中心線と同軸にしたことにあ
る。
リングの位置をエンジンの中心線と同軸にしたことにあ
る。
【００１７】本発明の更に他の特徴は、ピストン／同期
リングが設計能力を高めて従来公知の設計と比較して漏
洩を減少せしめることにある。
リングが設計能力を高めて従来公知の設計と比較して漏
洩を減少せしめることにある。
【００１８】本発明の更に他の特徴は、本発明で用いる
先細／末広ノズルの設計が従来公知の設計よりもノズル
の長さを短くすると共に、構成部品の数を少なくし、ま
た安価にすると共に複雑さを少なくし、更に重量を少な
くすることにある。
先細／末広ノズルの設計が従来公知の設計よりもノズル
の長さを短くすると共に、構成部品の数を少なくし、ま
た安価にすると共に複雑さを少なくし、更に重量を少な
くすることにある。
【００１９】本発明の以上述べた特徴は、添付図面を参
照して詳述する下記の説明から一層明らかになるであろ
う。
照して詳述する下記の説明から一層明らかになるであろ
う。
【００２０】
【好適な実施例の詳細な説明】図１及び図２に見られる
ように、参照符号１０により総括的に示されているエン
ジンは、参照符号１２により総括的に示されている航空
機に搭載される。そして、エンジン１０は参照符号１４
により総括的に示されている軸対称型排気ノズルと、参
照符号１５により総括的に示されている３つのベアリン
グダクトとを包含する。これらのベアリングダクト１５
は、逆回転することができ、図１に示されるような水平
飛行状態及び図２に示されるようなＳＴＯＶＬ状態に位
置され得る。排気ノズル１４を誘導機能を得るための位
置にすることは、所望する姿勢をとるように３つのベア
リングダクト１５を関節接続してそれらのベアリングま
わりに回転させることにより行われる。図２に見られる
ように、航空機が地面上であり、車輪１６が伸長されて
いると共に排気ノズル１４がＳＴＯＶＬ状態であるとき
には、排気ノズル１４の長さを十分に短くし、排気ノズ
ル１４が地面に接触しないようにすることが絶対必要な
条件である。
ように、参照符号１０により総括的に示されているエン
ジンは、参照符号１２により総括的に示されている航空
機に搭載される。そして、エンジン１０は参照符号１４
により総括的に示されている軸対称型排気ノズルと、参
照符号１５により総括的に示されている３つのベアリン
グダクトとを包含する。これらのベアリングダクト１５
は、逆回転することができ、図１に示されるような水平
飛行状態及び図２に示されるようなＳＴＯＶＬ状態に位
置され得る。排気ノズル１４を誘導機能を得るための位
置にすることは、所望する姿勢をとるように３つのベア
リングダクト１５を関節接続してそれらのベアリングま
わりに回転させることにより行われる。図２に見られる
ように、航空機が地面上であり、車輪１６が伸長されて
いると共に排気ノズル１４がＳＴＯＶＬ状態であるとき
には、排気ノズル１４の長さを十分に短くし、排気ノズ
ル１４が地面に接触しないようにすることが絶対必要な
条件である。
【００２１】図３は典型的な従来の排気ノズルを示し、
もしこのような従来の排気ノズルが図１及び図２に示さ
れているエンジンに用いられた場合には、上述した条件
に適合することができないものである。すなわち、この
例に示されるように、従来の排気ノズルは外側フラップ
１８と、末広フラップ２０と、先細フラップ２２とから
成る。そして、これらのフラップに加え、従来の排気ノ
ズルは、参照符号２４及び２６により示されているバラ
ンスフラップを必要とする。このような従来の排気ノズ
ルの一層詳細な説明には、従来例として上述されている
米国特許第３，７９２，８１５号明細書が参照される。
もしこのような従来の排気ノズルが図１及び図２に示さ
れているエンジンに用いられた場合には、上述した条件
に適合することができないものである。すなわち、この
例に示されるように、従来の排気ノズルは外側フラップ
１８と、末広フラップ２０と、先細フラップ２２とから
成る。そして、これらのフラップに加え、従来の排気ノ
ズルは、参照符号２４及び２６により示されているバラ
ンスフラップを必要とする。このような従来の排気ノズ
ルの一層詳細な説明には、従来例として上述されている
米国特許第３，７９２，８１５号明細書が参照される。
【００２２】しかして、本発明の概念は図４及び図５に
最も良く示されている。これらの図は、本発明にしたが
ってピストンとリングとを結合した構造の圧力バランス
ピストン兼アクチュエータ用同期リング（以下“ＰＢＳ
Ｒ”と略称する）３０と、支点リンク３２と、先細フラ
ップ３４と、末広フラップ３６と、後述する複数の付属
接続リンクとから成る小型で軸対称の排気ノズルを示す
部分断面図及び部分斜視図である。また、空気力学的に
滑らかな表面を提供する外側フラップ３９が設けられて
いる。そして、大略三角形の形状とされている支点リン
ク３２はリンク３８により液圧アクチュエータ４６に接
続され、該リンク３８は支点リンク３２及び接続リンク
４２にそれぞれピボット４０及び４４を介して枢動可能
に接続されている。本実施例においては、３つのアクチ
ュエータ４６がエンジンの中心軸線Ａのまわりに等しい
間隔を置いて設けられている。ＰＢＳＲ３０は、円環状
の形状とされているハウジング４８から成る。このハウ
ジング４８は、エンジンの中心軸線Ａに関して同軸に設
けられていると共に、室５２を画成するために静止環状
構体５０を完全に囲んでいる。室５２は、半径方向に延
びる環状部材５８により２つの分割室５４及び５６に分
割されている。
最も良く示されている。これらの図は、本発明にしたが
ってピストンとリングとを結合した構造の圧力バランス
ピストン兼アクチュエータ用同期リング（以下“ＰＢＳ
Ｒ”と略称する）３０と、支点リンク３２と、先細フラ
ップ３４と、末広フラップ３６と、後述する複数の付属
接続リンクとから成る小型で軸対称の排気ノズルを示す
部分断面図及び部分斜視図である。また、空気力学的に
滑らかな表面を提供する外側フラップ３９が設けられて
いる。そして、大略三角形の形状とされている支点リン
ク３２はリンク３８により液圧アクチュエータ４６に接
続され、該リンク３８は支点リンク３２及び接続リンク
４２にそれぞれピボット４０及び４４を介して枢動可能
に接続されている。本実施例においては、３つのアクチ
ュエータ４６がエンジンの中心軸線Ａのまわりに等しい
間隔を置いて設けられている。ＰＢＳＲ３０は、円環状
の形状とされているハウジング４８から成る。このハウ
ジング４８は、エンジンの中心軸線Ａに関して同軸に設
けられていると共に、室５２を画成するために静止環状
構体５０を完全に囲んでいる。室５２は、半径方向に延
びる環状部材５８により２つの分割室５４及び５６に分
割されている。
【００２３】後述する説明から明らかになるように、ハ
ウジング４８は静止構体５０に関して軸方向に動いて、
室５６が作動室として働き、その結果室５６内に導入さ
れた流体は典型的なピストンの作用と非常に似ているよ
うにハウジング４８の内方表面６０に対して作用する。
この圧力は、圧力が室５６内に確立されるにつれてハウ
ジング４８を右側に向って付勢し、それから接続リンク
４２及びリンク３８を付勢して支点リンク３２をそのピ
ボット接続部６２のまわりに回転せしめ、これによりフ
ラップの荷重をバランスせしめる働きをなす。リンク６
４及び６６が、それぞれ、枢動接続部６８及び７０を介
して先細フラップ３４にまた枢動接続部７２及び滑動接
続部７４を介して末広フラップ３６に接続されている。
また、滑動接続部７４が軌道７６内を滑動する。この軌
道７６は、末広フラップ３６の後面に一体的に形成され
ている。明らかであるように、フラップ３４と３６とは
ヒンジ接続部８０により互いにヒンジ接続され、また先
細フラップ３４は枢動接続部８２及び固定支持アーム８
４を介して静止構体５０に接続されている。ＰＢＳＲ３
０は、先細フラップ及び末広フラップからリンケージ及
び支点を介して伝達される荷重に反作用し、これにより
生じた荷重をバランスせしめる。本質的に、これは上述
の米国特許第３，７９２，８１５号明細書に開示されて
いるバランスフラップと同じ働きをなし、その結果本発
明によればこれらのバランスフラップが除去されて、先
細／末広ノズルの長さのかなりの減少が実現される。
ウジング４８は静止構体５０に関して軸方向に動いて、
室５６が作動室として働き、その結果室５６内に導入さ
れた流体は典型的なピストンの作用と非常に似ているよ
うにハウジング４８の内方表面６０に対して作用する。
この圧力は、圧力が室５６内に確立されるにつれてハウ
ジング４８を右側に向って付勢し、それから接続リンク
４２及びリンク３８を付勢して支点リンク３２をそのピ
ボット接続部６２のまわりに回転せしめ、これによりフ
ラップの荷重をバランスせしめる働きをなす。リンク６
４及び６６が、それぞれ、枢動接続部６８及び７０を介
して先細フラップ３４にまた枢動接続部７２及び滑動接
続部７４を介して末広フラップ３６に接続されている。
また、滑動接続部７４が軌道７６内を滑動する。この軌
道７６は、末広フラップ３６の後面に一体的に形成され
ている。明らかであるように、フラップ３４と３６とは
ヒンジ接続部８０により互いにヒンジ接続され、また先
細フラップ３４は枢動接続部８２及び固定支持アーム８
４を介して静止構体５０に接続されている。ＰＢＳＲ３
０は、先細フラップ及び末広フラップからリンケージ及
び支点を介して伝達される荷重に反作用し、これにより
生じた荷重をバランスせしめる。本質的に、これは上述
の米国特許第３，７９２，８１５号明細書に開示されて
いるバランスフラップと同じ働きをなし、その結果本発
明によればこれらのバランスフラップが除去されて、先
細／末広ノズルの長さのかなりの減少が実現される。
【００２４】更に、各部品の構造的一体性を保証するた
めに、冷却ライナ８７をフラップ３４に設けることがで
きる。この冷却ライナ８７は、フラップ３４から半径方
向に間隔を置いて設けられ、ファン空気Ｂが先細フラッ
プ３４を冷却するように流れるための軸方向通路を画成
する。また、図５に示されるように、エンジンの作動媒
体が隣接するフラップ間のガス通路から逃げるのを防止
するために、通常のシールフラップ９２が設けられてい
る。
めに、冷却ライナ８７をフラップ３４に設けることがで
きる。この冷却ライナ８７は、フラップ３４から半径方
向に間隔を置いて設けられ、ファン空気Ｂが先細フラッ
プ３４を冷却するように流れるための軸方向通路を画成
する。また、図５に示されるように、エンジンの作動媒
体が隣接するフラップ間のガス通路から逃げるのを防止
するために、通常のシールフラップ９２が設けられてい
る。
【００２５】次に作用について説明する。各フラップを
図４に示される位置から広げ、（末広フラップ３６と先
細フラップ３４との連結部における）排気ノズルのスロ
ート部の寸法を減少させて、先細／末広形状を変えるた
めに、アクチュエータ４６が周知の方法で燃料（図示せ
ず）により駆動され、アクチュエータ用接続ロッド８６
が右側に向って動かされる。同時に、円周まわりに間隔
を置いて設けられている複数の穴９０（そのひとつが図
４に示されている）を通して導入された、矢印Ｂにより
示されているファン排出空気の圧力がＰＢＳＲ３０に作
用してアクチュエータ４６により生じた力に加えられ
る。この力は、上述したように、リンケージを介して支
点リンク３２に伝達される。それから、支点リンク３２
がフラップを所望する先細／末広形状の位置に位置せし
める。したがって、圧力バランスはファン空気加圧式ピ
ストンによって成し遂げられる。そして、この場合、ピ
ストンは実際には先細及び末広フラップのすべてに取付
けられている同期リングであるので、従来技術に開示さ
れているバランスフラップの必要は除去される。これ
は、明らかに、より短い先細／末広排気ノズルを提供せ
しめ、より少数の部品が必要とされるだけである。ま
た、末広フラップ用リンク６６は枢動支点リンク３２に
接続されているので、エンジン設計者は面積比表を選定
するのにたくさんの融通性を有するものである。
図４に示される位置から広げ、（末広フラップ３６と先
細フラップ３４との連結部における）排気ノズルのスロ
ート部の寸法を減少させて、先細／末広形状を変えるた
めに、アクチュエータ４６が周知の方法で燃料（図示せ
ず）により駆動され、アクチュエータ用接続ロッド８６
が右側に向って動かされる。同時に、円周まわりに間隔
を置いて設けられている複数の穴９０（そのひとつが図
４に示されている）を通して導入された、矢印Ｂにより
示されているファン排出空気の圧力がＰＢＳＲ３０に作
用してアクチュエータ４６により生じた力に加えられ
る。この力は、上述したように、リンケージを介して支
点リンク３２に伝達される。それから、支点リンク３２
がフラップを所望する先細／末広形状の位置に位置せし
める。したがって、圧力バランスはファン空気加圧式ピ
ストンによって成し遂げられる。そして、この場合、ピ
ストンは実際には先細及び末広フラップのすべてに取付
けられている同期リングであるので、従来技術に開示さ
れているバランスフラップの必要は除去される。これ
は、明らかに、より短い先細／末広排気ノズルを提供せ
しめ、より少数の部品が必要とされるだけである。ま
た、末広フラップ用リンク６６は枢動支点リンク３２に
接続されているので、エンジン設計者は面積比表を選定
するのにたくさんの融通性を有するものである。
【００２６】本発明によれば、従来公知の先細／末広ノ
ズルよりも先細フラップの長さが実質的に１００％減少
されると算定される。また、本発明による運動システム
は従来公知のシステムよりも少ない部品を必要とするだ
けであり、したがってアクチュエータの往復運動行程を
実質的に５０％減少せしめ、それ故ノズルの総長さを減
少せしめるものである。
ズルよりも先細フラップの長さが実質的に１００％減少
されると算定される。また、本発明による運動システム
は従来公知のシステムよりも少ない部品を必要とするだ
けであり、したがってアクチュエータの往復運動行程を
実質的に５０％減少せしめ、それ故ノズルの総長さを減
少せしめるものである。
【００２７】図６は、本発明の他の実施例を示す。この
実施例においては、アクチュエータ４６（すべての図に
示されている同様な部品には同一の参照符号が付けられ
ている）が同期リングであるＰＢＳＲ３０の外周面内に
配列されている。すなわち、ＰＢＳＲ３０は、図４に示
されたＰＢＳＲ３０とは異なる形状とされ、断面が大略
Ｕ形であるハウジング１０２を包含する。そして、この
ハウジング１０２はそれぞれローラ１０５を支持する一
対の直径方向に間隔を置いたポケット１０４を担持して
いる。各ローラ１０５は、環状の静止構体１０７及び１
０９の表面上を転動する。これら静止構体１０７，１０
９の表面は、密封表面であり、適当な密封部材を必要と
する。作動室１０８は、図４の作動室５６と同様であっ
て、円周まわりに間隔を置いて設けられている複数の穴
１１０（そのひとつが示されている）を通して、矢印Ｂ
により示される加圧ファン排出空気を受け入れる。支点
リンク３２、アクチュエータ４６、先細フラップ３４及
び末広フラップ３６を接続するリンケージの配置は、図
４に示されるリンケージの配置とは多少変更されてい
る。しかしながら、図６から明らかなように、この多少
変更したリンケージシステム及びピストンとリングとを
結合した構造の圧力バランスピストン／同期リングを具
備する先細／末広ノズルの作用は、図４に示されている
先細／末広ノズルの作用と実質的に同一である。また、
この実施例（図６）においては、アクチュエータ４６を
支持する取付ブラケット１１２が多少変更され、静止構
体に形成したフランジに取付けられると共に複数のナッ
ト及びボルト１１４（そのひとつが示されている）によ
り固定されていることが、わかるであろう。以上述べた
変更は、強度を弱める切欠き部を除去すると共に組立て
を容易にして排気ノズルを以下に述べる利点１）〜５）
を有する完全環（フルフープ）構体に維持せしめるもの
である。 １）完全環の形状は、圧力及び構造的曲りに耐えて、接
触による確実な密封表面を維持せしめる。 ２）アクチュエータが同期リングの外周面内に配列され
ることにより、支点から外れているアクチュエータ荷重
により生じるねじりモーメントが減少される。 ３）空気フレーム取付け囲いが、アクチュエータの半径
方向内側への配置転換により減少される。 ４）同期リングが静止構体により囲繞され、圧力による
たわみの発生があり得ることから、積極的な密封がなさ
れる。 ５）密封表面の配置転換により、同期リングを４つの側
部を有する完全環構体にし、これにより先細フラップ又
は駆動荷重の変化に対する抵抗を増強せしめることがで
きる。
実施例においては、アクチュエータ４６（すべての図に
示されている同様な部品には同一の参照符号が付けられ
ている）が同期リングであるＰＢＳＲ３０の外周面内に
配列されている。すなわち、ＰＢＳＲ３０は、図４に示
されたＰＢＳＲ３０とは異なる形状とされ、断面が大略
Ｕ形であるハウジング１０２を包含する。そして、この
ハウジング１０２はそれぞれローラ１０５を支持する一
対の直径方向に間隔を置いたポケット１０４を担持して
いる。各ローラ１０５は、環状の静止構体１０７及び１
０９の表面上を転動する。これら静止構体１０７，１０
９の表面は、密封表面であり、適当な密封部材を必要と
する。作動室１０８は、図４の作動室５６と同様であっ
て、円周まわりに間隔を置いて設けられている複数の穴
１１０（そのひとつが示されている）を通して、矢印Ｂ
により示される加圧ファン排出空気を受け入れる。支点
リンク３２、アクチュエータ４６、先細フラップ３４及
び末広フラップ３６を接続するリンケージの配置は、図
４に示されるリンケージの配置とは多少変更されてい
る。しかしながら、図６から明らかなように、この多少
変更したリンケージシステム及びピストンとリングとを
結合した構造の圧力バランスピストン／同期リングを具
備する先細／末広ノズルの作用は、図４に示されている
先細／末広ノズルの作用と実質的に同一である。また、
この実施例（図６）においては、アクチュエータ４６を
支持する取付ブラケット１１２が多少変更され、静止構
体に形成したフランジに取付けられると共に複数のナッ
ト及びボルト１１４（そのひとつが示されている）によ
り固定されていることが、わかるであろう。以上述べた
変更は、強度を弱める切欠き部を除去すると共に組立て
を容易にして排気ノズルを以下に述べる利点１）〜５）
を有する完全環（フルフープ）構体に維持せしめるもの
である。 １）完全環の形状は、圧力及び構造的曲りに耐えて、接
触による確実な密封表面を維持せしめる。 ２）アクチュエータが同期リングの外周面内に配列され
ることにより、支点から外れているアクチュエータ荷重
により生じるねじりモーメントが減少される。 ３）空気フレーム取付け囲いが、アクチュエータの半径
方向内側への配置転換により減少される。 ４）同期リングが静止構体により囲繞され、圧力による
たわみの発生があり得ることから、積極的な密封がなさ
れる。 ５）密封表面の配置転換により、同期リングを４つの側
部を有する完全環構体にし、これにより先細フラップ又
は駆動荷重の変化に対する抵抗を増強せしめることがで
きる。
【００２８】以上本発明をその実施例に関して図示し詳
述してきたけれども、本発明の精神及び範囲を逸脱する
ことなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更が
できることは当業者にとって理解されるであろう。
述してきたけれども、本発明の精神及び範囲を逸脱する
ことなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更が
できることは当業者にとって理解されるであろう。
【図１】排気ノズルに接続されている関節ダクトを具備
する航空機に搭載されているタービン動力装置を幽霊画
法で略図的に示す斜視図である。
する航空機に搭載されているタービン動力装置を幽霊画
法で略図的に示す斜視図である。
【図２】ＳＴＯＶＬ作動のために図１の状態から折り曲
げられている関節ダクトを幽霊画法で示す部分図であ
る。
げられている関節ダクトを幽霊画法で示す部分図であ
る。
【図３】従来の排気ノズルを略図的に示す図である。
【図４】本発明の一実施例を示す部分側面断面図であ
る。
る。
【図５】図４の実施例を示す部分斜視図である。
【図６】本発明の他の実施例を示す部分側面断面図であ
る。
る。
１０ エンジン １２ 航空機 １４ 排気ノズル １５ ベアリングダクト １６ 車輪 ３０ 圧力バランスピストン兼同期リング ３２ 支点リンク ３４ 先細フラップ ３６ 末広フラップ ３８ リンク ３９ 外側フラップ ４０ ピボット ４２ 接続リンク ４４ ピボット ４６ アクチュエータ ４８ ハウジング ５０ 静止構体 ５２ 室 ５４ 分割室 ５６ 分割室（作動室） ５８ 環状部材 ６０ 内方表面 ６２ 枢動接続部 ６４，６６ リンク ６８，７０，７２ 枢動接続部 ７４ 滑動接続部 ７６ 軌道 ８０ ヒンジ接続部 ８２ 枢動接続部 ８４ 支持アーム ８６ 接続ロッド ８７ 冷却ライナ ９０ 穴 ９２ シールフラップ １０２ ハウジング １０４ ポケット １０５ ローラ １０７ 静止構体 １０８ 作動室 １０９ 静止構体 １１０ 穴 １１２ 取付けブラケット １１４ ナット及びボルト Ａ 中心軸線
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジェニファー・グロースマン アメリカ合衆国フロリダ州33467 レーク ワース市ウエスト パイン ツリー アベ ニュー 61
Claims (8)
- 【請求項１】航空機に動力を供給するガスタービンエン
ジン動力装置用の先細／末広排気ノズルにおいて、先細
フラップと、末広フラップと、これらの先細フラップ及
び末広フラップを位置決めする同期リング装置と、排気
ノズルを駆動してその先細／末広形状を変化させる駆動
装置とを包含し、更に前記駆動装置が前記同期リング装
置に接続されたアクチュエータを包含し、かつ前記同期
リング装置が前記先細フラップ及び前記末広フラップに
より生じる荷重をバランスして前記アクチュエータによ
り必要とされる駆動力を減少せしめるピストン装置を形
成することを特徴とする先細／末広排気ノズル。 - 【請求項２】請求項１記載の航空機に動力を供給するガ
スタービンエンジン動力装置用の先細／末広排気ノズル
において、前記ガスタービン動力装置がファン排出空気
を流す装置を包含し、このファン排出空気により前記ピ
ストン装置が作動されることを特徴とする先細／末広排
気ノズル。 - 【請求項３】請求項２記載の航空機に動力を供給するガ
スタービンエンジン動力装置用の先細／末広排気ノズル
において、支点リンクと、この支点リンクに前記アクチ
ュエータ、前記同期リング装置、前記先細フラップ及び
前記末広フラップを相互接続するリンケージとを包含す
ることを特徴とする先細／末広排気ノズル。 - 【請求項４】短距離離陸・垂直着陸機に動力を供給す
る、中心軸線を有するガスタービンエンジン動力装置用
の軸対称型先細／末広排気ノズルにおいて、先細フラッ
プと、末広フラップと、前記中心軸線に関して同軸に設
けられて前記先細フラップ及び前記末広フラップを位置
決めする同期リング装置と、排気ノズルを駆動してその
先細／末広形状を変化させる駆動装置とを包含し、更に
前記駆動装置がエンジン燃料を液圧媒体とする液圧アク
チュエータを包含して、この液圧アクチュエータが前記
同期リング装置に接続され、かつ前記同期リング装置が
前記先細フラップ及び前記末広フラップにより生じる荷
重をバランスして前記アクチュエータにより必要とされ
る駆動力を減少せしめるピストン装置を形成することを
特徴とする軸対称型先細／末広排気ノズル。 - 【請求項５】請求項４記載の短距離離陸・垂直着陸機に
動力を供給する、中心軸線を有するガスタービンエンジ
ン動力装置用の軸対称型先細／末広排気ノズルにおい
て、前記中心軸線に関して同軸に設けられた環状の静止
構体と、前記同期リング装置を構成する環状のハウジン
グであって、前記静止構体に関して同心的に取付けられ
て作動室を画成する前方囲い端を有するハウジングと、
前記静止構体に形成された穴を通してエンジン空気を前
記作動室に導く手段とを包含することを特徴とする軸対
称型先細／末広排気ノズル。 - 【請求項６】請求項５記載の短距離離陸・垂直着陸機に
動力を供給する、中心軸線を有するガスタービンエンジ
ン動力装置用の軸対称型先細／末広排気ノズルにおい
て、三角形状の支点リンクと、この支点リンクを前記静
止構体に枢動可能に取付ける手段とを包含することを特
徴とする軸対称型先細／末広排気ノズル。 - 【請求項７】請求項６記載の短距離離陸・垂直着陸機に
動力を供給する、中心軸線を有するガスタービンエンジ
ン動力装置用の軸対称型先細／末広排気ノズルにおい
て、前記末広フラップ及び前記先細フラップをそれぞれ
前記支点リンクに取付けるリンク手段を包含することを
特徴とする軸対称型先細／末広排気ノズル。 - 【請求項８】請求項７記載の短距離離陸・垂直着陸機に
動力を供給する、中心軸線を有するガスタービンエンジ
ン動力装置用の軸対称型先細／末広排気ノズルにおい
て、前記支点リンクの三角形の一角部が前記先細フラッ
プを取付けている前記リンク手段に取付けられていると
共に、前記支点リンクの三角形の他の角部が前記末広フ
ラップを取付けている前記リンク手段に取付けられてい
ることを特徴とする軸対称型先細／末広排気ノズル。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/721,890 | 1996-09-27 | ||
| US08/721,890 US5813611A (en) | 1996-09-27 | 1996-09-27 | Compact pressure balanced fulcrum-link nozzle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10103153A true JPH10103153A (ja) | 1998-04-21 |
Family
ID=24899736
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9276680A Ceased JPH10103153A (ja) | 1996-09-27 | 1997-09-25 | 航空機に動力を供給するガスタービンエンジン動力装置用の先細／末広排気ノズル |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5813611A (ja) |
| EP (1) | EP0833046B1 (ja) |
| JP (1) | JPH10103153A (ja) |
| KR (1) | KR100453669B1 (ja) |
| DE (1) | DE69720358T2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008111434A (ja) * | 2006-10-27 | 2008-05-15 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンエンジン用ノズルおよびガスタービンエンジンのノズルを作動させる方法 |
| JP2015500939A (ja) * | 2011-12-07 | 2015-01-08 | スネクマ | タービンエンジン用コンバージェントダイバージェントノズル |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6622472B2 (en) * | 2001-10-17 | 2003-09-23 | Gateway Space Transport, Inc. | Apparatus and method for thrust vector control |
| FR2857414B1 (fr) * | 2003-07-08 | 2007-06-08 | Snecma Moteurs | Volet souple de tuyere a section variable de turbomachine |
| US7032835B2 (en) * | 2004-01-28 | 2006-04-25 | United Technologies Corporation | Convergent/divergent nozzle with modulated cooling |
| US7624567B2 (en) | 2005-09-20 | 2009-12-01 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with interlocking divergent flaps |
| US8205454B2 (en) * | 2007-02-06 | 2012-06-26 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with edge cooled divergent seals |
| US7757477B2 (en) * | 2007-02-20 | 2010-07-20 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with slot cooled nozzle liner |
| US9719370B2 (en) * | 2007-03-30 | 2017-08-01 | United Technologies Corporation | Linkage system with wear reduction |
| US8020386B2 (en) * | 2007-08-21 | 2011-09-20 | United Technologies Corporation | Rollertrack pivoting axi-nozzle |
| US7874160B2 (en) * | 2007-08-21 | 2011-01-25 | United Technologies Corporation | Nozzle-area ratio float bias |
| US9689346B2 (en) | 2013-04-12 | 2017-06-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine convergent/divergent exhaust nozzle divergent seal with dovetail interface |
| CN104033275B (zh) * | 2014-06-09 | 2016-02-17 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种二元喷管收敛段控制机构 |
| CN104033276B (zh) * | 2014-06-09 | 2016-05-04 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种二元喷管的喉道面积控制机构 |
| FR3026774B1 (fr) * | 2014-10-07 | 2020-07-17 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comportant un dispositif de freinage du rotor de soufflante. |
| US9856956B2 (en) * | 2015-01-20 | 2018-01-02 | United Technologies Corporation | Rod-and-bracket connector system for securing a pivoting member to a guide anchor moveably secured within a guide track |
| US9951717B2 (en) | 2015-04-15 | 2018-04-24 | Hamilton Sundstrand Corporation | Asymmetric load compensation system |
| FR3062425B1 (fr) * | 2017-01-30 | 2021-01-08 | Safran Aircraft Engines | Circuit d'alimentation en carburant de turbomachine |
| FR3062422B1 (fr) * | 2017-01-30 | 2021-05-21 | Safran Aircraft Engines | Systeme d'alimentation en carburant d'une turbomachine |
| CN111828196B (zh) * | 2020-07-04 | 2022-11-01 | 峰特(浙江)新材料有限公司 | 一种航空发动机尾喷管 |
| CN112431694B (zh) * | 2020-11-20 | 2021-11-05 | 哈尔滨工程大学 | 一种使用柔性材料和外置桁架结构的可展开喷管 |
| CN114109645B (zh) * | 2021-11-12 | 2023-12-19 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种轴对称收扩喷管运动机构 |
| CN113864078B (zh) * | 2021-12-03 | 2022-02-22 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种高隐身二元矢量喷管 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB858579A (en) * | 1957-01-17 | 1961-01-11 | Havilland Engine Co Ltd | Adjustable propulsion nozzles |
| US3792815A (en) * | 1972-11-24 | 1974-02-19 | United Aircraft Corp | Balanced flap converging/diverging nozzle |
| FR2227433B1 (ja) * | 1973-04-27 | 1975-08-22 | Snecma | |
| GB1444391A (en) * | 1973-05-02 | 1976-07-28 | Rolls Royce | Exhaust nozzle structures |
| FR2244917B2 (ja) * | 1973-09-21 | 1978-01-13 | Snecma | |
| US4000854A (en) * | 1975-10-02 | 1977-01-04 | General Electric Company | Thrust vectorable exhaust nozzle |
| US4049198A (en) * | 1976-06-17 | 1977-09-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Duct pressure actuated nozzle |
| GB2254377B (en) * | 1981-02-28 | 1993-03-31 | Rolls Royce | Pressure balanced variable area nozzle |
| US4440347A (en) * | 1981-12-28 | 1984-04-03 | United Technologies Corporation | Simplified means for balancing the loads on a variable area nozzle |
| US4447009A (en) * | 1981-12-28 | 1984-05-08 | United Technologies Corporation | Three-dimensional axially translatable convergent/divergent nozzle assembly |
| US4440346A (en) * | 1981-12-28 | 1984-04-03 | United Technologies Corporation | Axially translatable variable area convergent/divergent nozzle |
| US4420932A (en) * | 1982-03-02 | 1983-12-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Pressure control system for convergent-divergent exhaust nozzle |
| US4456178A (en) * | 1982-12-27 | 1984-06-26 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle assembly with dual unison ring structure |
| US5011080A (en) * | 1990-04-18 | 1991-04-30 | United Technologies Corporation | Convergent/divergent nozzle construction |
| US5215256A (en) * | 1992-07-16 | 1993-06-01 | Barcza W Kevin | Flap hinge arrangement for a convergent/divergent nozzle |
-
1996
- 1996-09-27 US US08/721,890 patent/US5813611A/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-09-25 JP JP9276680A patent/JPH10103153A/ja not_active Ceased
- 1997-09-26 KR KR1019970049134A patent/KR100453669B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1997-09-29 EP EP97307620A patent/EP0833046B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-09-29 DE DE69720358T patent/DE69720358T2/de not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008111434A (ja) * | 2006-10-27 | 2008-05-15 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンエンジン用ノズルおよびガスタービンエンジンのノズルを作動させる方法 |
| US7854124B2 (en) | 2006-10-27 | 2010-12-21 | United Technologies Corporation | Combined control for supplying cooling air and support air in a turbine engine nozzle |
| JP2015500939A (ja) * | 2011-12-07 | 2015-01-08 | スネクマ | タービンエンジン用コンバージェントダイバージェントノズル |
Also Published As
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|---|---|
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