JPS602511B2 - ガスタ−ビンエンジン排気ノズル - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本願発明はガスタービンヱンジンの飛行操縦性排気／ズ
ルに関し、特にそのノズルに用いる作動装置に関する。

排気ノズルによってガスタービンェンジンの排気ガスに
与えられる高速度は推力の発生に役立つ。この推力はノ
ズルから噴出する排気ガスの方向と実質的に平行かつ反
対の方向を有する。その結果、もし排気ガスの方向を変
えれば、それに従って推力の方向も変わる。典型的な場
合、航空機用ガスタービンェンジンは軸方向に固定され
たノズルを備え、そして航空機の操縦は機体の操縦面（
ｃｏｎｔｒｏｌｓｕｍａｃｅ）によってのみ達成される
。進んだ航空機の構造では、航空機の性能を高め且つ従
来実際的でないと思われていた運転特性を航空機に与え
るため、ガスタービンェンジン推力の選択的なべクタリ
ング（ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）つまり転向（ｒｅｄｉｒｅ
ｃｔｉｏｎ）が意図され、またその転向が畢要な場合さ
えある。例えば、もし従来のように塔戦されたガスター
ビンェンジンの排気が後方ではなくて下方に、エンジン
の縦軸線に対して実質的に垂直な方向に向かえば、その
結果生じる上向きの推力は航空機に直接揚力を与え、そ
れゆえ垂直離着陸が可能となる。同様に、飛行中の推力
転向は航空機の操縦性を大いに高めうる。なぜなら、そ
の推力は昇降舵、補助翼および方向舵のような航空機操
縦面の操縦力を増大させうるからである。このような推
力転向を達成するため、ガスタービンェンジン排気ノズ
ルのガスの方向を効率よくかつ実用的に変える装置が必
要となる。推力転向の概念それ自体は新規ではない。と
いうのは、推力転向能力をもつ排気ノズルは何年間も考
えられてきたからである。そして多様な推力転向ノズル
が発達した。しかし、これらのノズルは、典型的な場合
、下記の制限の一つ以上を含むものであった。巡航運転
様式と揚力運転様式間の推力転向が不連続的であるこ−
と、少なくも一つの運転様式において排気そらせ装置を
収納する機体ドアが必要であること、基本的な巡航エン
ジンの所要付加重量に比較して利用可能な上昇推力が少
ないこと、多数の作動器等によって過大な複雑さが生じ
ること、揚力運転における装置の極端な下方突出の結果
最低地上高さの問題が生じること、および推力ベクトル
角度とノズル面積の変化が遅いこと。

それゆえ、ガスタービンェンジンの設計者が直面する問
題は、上記の制限のすべてを無くする飛行操縦性排気ノ
ズルを提供することである。従って、本願発明の主目的
は、比較的少ない数の作動器を有し、そして垂直離陸運
転（揚力運転）、空中操縦運転および従来の巡航運転の
各運転様式間の変換のために連続的な推力転向をもたら
す改良された推力転向用作動機構を提供することである
。本願発明の他の目的は、複雑さを少なくした、そして
数種の作用を同時になすよう設計された推力転向ノズル
作動機構を提供することである。

本願発明の他の目的は、推力転向ノズルを働かせる改良
方向を提供することである。上記およびその他の目的と
利点は以下の例示的な詳述から一層良く理解されよう。

要約すれば、以上の諸目的を達成するに用いる本願発明
の排気装置は、その一態様において、脇働の先細および
末広可変フラップによって内側面積を変える二次元的（
実質的に長方形の）外側膨張型巡航用ノズルからなる。

前記の先細および末広フラップの下流かつその反対側に
配置された面積可変の下側フラップが、揚力運転様式で
はノズルののど面積を調整し、巡航運転様式では排気流
膨張面積制御に役立つ。垂直離着陸または短距離離着陸
運転（Ｖ／ＳＴＯＬ）のため、回転ボンネット形そらせ
装置を用いて排気流を下に向ける。

このそらせ装置は、巡航運転中円滑な内側流路に対して
外側に引込められるので、性能を低下させず、またアフ
タバーナ使用運転中（又は、推力増加運転中）の冷却を
簡便化しうる。前記そらせ装置の回転と同様にノズルの
のど部を回転させるため、改良作動装置を設ける。

この同時回転により排気流の効果的な転向が生じる。こ
れを達成するため、前記ボンネット形そらせ装置をカム
およびリンク機構を介して前記下側フラップに作動的に
連結することによって、揚力運転様式において前記のそ
らせ装置と下側フラップの相対位置を所定の相互関係に
応じて同様に制御する。また、巡航運転様式において前
記の先細および末広フラップ（従ってノズル面積）と下
側フラップを制御するため他のカムおよびリンク機構を
設ける。次に添付の図面を参照して本願発明の好適な実
施例について説明する。

全図を通じて同符号は同要素に対応する。第１図は本願
発明によるガスタービンェンジン１０の略図である。高
温燃焼ガスは当業者に周知のようにタービン（図示せず
）を遜って膨張し、ベクトル１４で示すように左から排
気装置１２に流入する。（以下、「排気装置」という用
語は、ファンダクト排気ノズル、または燃焼器が直列に
先行するか杏かにかかわらず他の印意のガスタービンェ
ンジン排気ノズルを包含するものとする。）第１図の実
施例において、ガスタービンェンジンは推力増強のため
に周知の種類のアフタバーナ１６を用いる。排気流は、
排気装魔１２を通った後、その装置から適当な方向へ噴
出する。第１，２，３図からわかるように、図示の排気
装置は、ノズル面積変化が内側で生じる外側膨張型のも
のである。

このような形状は、例えば航空機翼１８に組み込むのに
適し、空気力学的に流線形の包囲体にもたらし、そして
同時に可変形状排気装置と航行機翼フラップ装置とに一
体性を与え、かくて構造上のむだを無くする。図示の排
気装置は実質的に対向する２つの壁体２２，２４を含み
、両聖それぞれの内面２６，２８は排気流路３０を部分
的に画成する。

壁体２２はさらにノズル面積可変手段によって画成され
る。この手段は協働するノズルフラツプ３２，３４から
なり、両フラツプはそれぞれの一端３６，３８が壁体２
２にヒンジ止めされている。両フラツプの他端は、協働
するローラ４０とカム４２からなる機構（第４図参照）
によって連結される。こうして排気流路３０の面積はノ
ズルフラツプ３２，３４を位置決めすることによって部
分的に調整される。ノズルフラップ３２，３４の下流に
設けた可変翼フラップ４４は飛行榛縦べクタリングと排
気流膨張制御に役立つ。

図示のごとく、フラツプ４４は翼１８の後縁の一部分を
なし、翼１８は航空機構造体の一部をなす。しかし、他
の実施例において、フラップをエンジンまたは航空機の
胴体に装着してもよい。フラップ４４は公知の作動手段
４８によって操作されうる。壁体２４の下流端部を形成
する面積可変の下側フラツプ４６が、ノズルフラップ３
２，３４と協働して排気流路３０の面積の調整と排気流
膨張制御に役立つ。さらに、後述のごとく、下側フラッ
プ４６は垂直離着陸運転様式と短距離離着陸運転様式に
おいてノズル面積の調整に役立つ。垂直離着陸と短距離
離着陸運転のために、回転ボンネット型そらせ装置５２
を用いて排気流を下方に向ける。

そらせ装置５２は、第３図に明示のごとく、実質的にＵ
形の断面形状を有し、弧状そらせ部分５４とその両側に
設けた２個のパイ形アーム部村５６，５８からなる。巡
航運転中（第１，２図）、そらせ装置５２は側壁２２内
に引込められ、従ってそれは流路３０の空力的に円滑な
輪郭をそこねない。すなわち、そらせ装置５２は高い巡
航ノズル効率に影響を与えず、またアフタバーナを用い
た推力増強運転中の冷却を簡便化する。垂直離着陸と短
距離離着陸運転において、そらせ装置５２はその連結ピ
ボツト（１本を６０で示す）を中心として回転して流路
３０内にはし、り、これにより排気流を下方に向ける。
第４〜７図は、先細フラップ３２と末広フラップ３４と
下側フラツプ４６とそらせ装置５２の働きを制御する改
良作動機構６２の図解である。

まず第４図において、ノズルと本発明の作動機構の一態
様が、推力転向なしの巡航運転様式の場合について示さ
れている。ノズル面積調整（内側流路３０の面積の調整
）は先細フラップ３２と末広フラップ３４の変位によっ
て行われ、両フラップは前述のようにローラ４０とカム
４２の機構によって連結される。従って、巡航運転時の
ノズルのど部（図解的に６３ａで示す）は末広フラップ
３４の弧状部分６４によって部分的に画成される。なぜ
ならこれは最小断面積区域だからである。先細フラップ
３２の前端は駆動軸６６に取付けられる。駆動軸６６は
液圧作動器６８（排気ノズル１２の各側に同じものを用
いる）と駆動クランク７０によって位置づけられる。駆
動クランク７川ま駆動軸６６の各端に固定されそしてピ
ストンロッド７２にピン７４で連結されている。液体作
動器６８を図示したが、他種の作動器も本発明の範囲を
逸脱せずに用いうる。下側フラップ４６は巡航運転中に
ノズルガス流の良効率の外側膨張をもたらすためにノズ
ル圧力比の変化と共に変位する必要がある。

この変位はカム駆動機構によってフラップ３２，３４の
変位と同時に行われる。カム７６はノズル面積用駆動ク
ランク７０‘こ形成または装着され、表面７８｛本例で
は弧状）を有する。この表面は下側フラップ４６を予定
関係に従って制御するに必要な点群の軌跡をもたらすも
のである。クランク７０とカム７６が作動器６８によっ
て回転するにつれ、カム従節８０と押榛８２が協働して
レバー８６によって下側フラップ４６の位置を決める。
レバー８６は下側フラップ４６の延長部を形成し、８８
において押棒８２に連結されている。カム従節８０と押
棒８２はそれぞれ８３，８４においてベルクランク９０
に連結される（押綾８２とベルクランク９０としバー８
６はリンク機構を構成する）。従って、この作動系は、
ノズル１２の静止部に固定された連結ピン９２のまわり
を実質的に回動できる。このように、内側流路３０の面
積と下側フラップ４６の位置を同時に制御する上記の機
構は先行技術による推力転向ノズルに比べてかなり少な
い数の作動器を有する一体的な制御機構であると考えて
よい。第５図は第４図と異なる運転様式におけるノズル
と本発明の作動機構を示す。

特に〜第５図は巡航運転様式に要する形状の典型的なも
のであり、この場合、第１図に１６で図解的に示すよう
に、ノズルの上流でアフタバーニングが生じる。このよ
うな運転様式では、ノズルのど面積６３ｂと外側排気膨
張率を増す必要がある。従って、ピストンロッド７２が
突き出るように作動器６８を働かすことによって、先細
フラツプ３２およびそれと協働する末広フラップ３４は
駆動クランク７０と駆動軸６６の動きによって上方に回
動する。それと同時に、カム７６が回転し、この回転に
よってカム従節８０と押榛８２は上方に移動可能となる
。その結果、下側フラツプ４６が肇体２４との枢着点９
４を中心として時計方向に回転し、かくて排気膨張が増
加する。ピストンロッド７２が引込む場合は以上の順序
が逆になる。従って、任意の所要ノズル面積に対して適
当な下側フラツプ位置が決定され且つ自動的に予定に従
って制御されることは明白である。第６，７図は２つの
推力転向運転様式を示す概略図である。

第６図は垂直離陸運転様式におけるノズルを示し、第７
図は短距離離着陸運転（ＳＴＯＬ）様式の場合を示す。

両方の場合共、そらせ装置５２は展開されているが、第
７図では展開の程度が比較的少ない。すなわち、第６図
における推力ベクトルは実質的に垂直上方に向いて純粋
な揚力の発生に役立ち、第７図の推力ベクトルはいくら
かの前方成分をもつ。そらせ装置５２が推力転向範囲内
を回転する時一定ののど面積を維持するようそらせ装置
５２の回転と共に下側フラップ４６の位置を変えること
が望ましいとわかった。第２のカム機構がこの変位に役
立つ。のど面積用カム９６はそらせ装置５２の側部材５
６に取付けてある。ノズルの片側だけに関して述べると
、カム９６の輪郭は、後述のリンク機構を介して下側フ
ラップ４６を転向運転様式の位置にするのに必要な点の
軌跡をもたらすような輪郭であることが必要である。カ
ム９６は、そらせ装置５２が液圧作動器１０２とピスト
ンロッド１０４の作用の下に下方に回動する間カム従節
９８と係合する。

このカム従節はカム従節ベルクランク１００に固定され
る。ピストンロッド１０４はそらせ装置５２の側部材５
６の突起１０６のごときものに作動的に連結される。カ
ム従節９８がカム９６に追従するにつれ、ベルクランク
１００はノズル１２の静止部との枢着点１０８を中心と
して回転する。ベルクランク１００には１１０で示す個
所にリンク部材１１２を取付けてある。リンク部材１１
２はしバー８６の１１４で示す個所に作動的に連結され
ている。ベルクランク１００と、リンク部材１１２とし
バー８６は別のりンク機構を構成する。このリンク機構
の作用によって、下側フラップ４６は、ノズルののど面
積６３ｃ（下側フラップ４６とそらせ装置５２の間に形
成される）を制御することと推力転向範囲全域にわたっ
て推力を最大にすることに必要な位置を与えられる。第
４図に示すように、巡航運転様式中、のど面積カム９６
はカム従節９８から離脱するので、作動器６８の作用に
よる下側フラップ４６の働きを妨げない。

同様に、第６図に示すように、そらせ装置５２を揚力運
転様式の位置まで展開する間、先細フラップ３２と末広
フラップ３４は最大限の位置まで開いている。そらせ装
置５２の回転の間、カム７６は空間に固定されたままで
あり、従って下側フラップ４６の一次的な制御はカム９
６を介してなされる。事実上、そらせ装置５２が部分的
にのみ展開している第７図の短距離離着陸運転様式では
、カム７６はカム従節８０から離れている。短距離離着
陸運転様式は第６図の揚力運転様式と第４図の巡航運転
様式の中間の運転様式であり、のど部６３ｄは部分的に
回転した位置にある。注意すべきことは、第６図に示す
ように、ピストンロッド７２が完全に突出して、ノズル
内に最大断面積をもたらすことである。のど部はそらせ
装置５２の回転と共に回転するので、ガス流は音速より
実質的に低い速度でのどの上流において転向し、かくて
その転向に伴う重大な圧力損失を無くする。本願発明は
少数の作動器を用いる場合に要求される円滑な形状遷移
に役立つ。すなわち、本発明の作動機構はその一態様に
おいて、次のような制御機構、すなわち、そらせ装置５
２を回転させ、それと同時に下側フラップ４６とそらせ
装置５２との間にのどを形成するように下側フラツプ４
６を位置づけることを可能にし、またそらせ装置５２の
回転と共にのどを回転させることを可能にする制御機構
（実質的に作動器１０２、カム９６、カム従節９８、ベ
ルクランク１００「リンク１１２およびレバー８６から
なる）を有する。本発明の作動機構はまた、巡航運転（
アフタバーナによる推力増強の有無を問わない）様式に
おいてノズル面積および排気膨張を制御するための他の
制御機構（実質的に作動器６８、駆動クランク７０、カ
ム７６、ベルクランク９０、カム従節８０、押棒８２お
よびレバー８６からなる）を有する。

当業者に明らかなように、本発明に対して多様な改造が
、本発明の概念を逸脱することなく可能である。

例えば、前述のように、液圧作動器以外の種類の作動器
を設けうる。さらに、わずかに改造した作動器機横を用
いて、揚力運転様式では第１制御機構によりそらせ装置
とのどの位置と動きを制御し、巡航運転様式では第２制
御機構によってノズル面積と排気膨張を同時に制御する
ことが可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本願発明を取入れた、航空機翼に装着したガス
タービンヱンジンの概略図、第２図は巡航運転様式にお
ける本願発明による排気装置の斜視図、第３図は第２図
に類似の斜視図で、垂直離陸運転様式における本発明の
翼装着排気装置を示す。 第４図は巡航運転様式における本願発明の作動機構の概
略図、第５図は第４図に類似の概略図で、アフタバーナ
による推力増強運転様式における本願発明の作動機構を
示す。第６図は第４図に類似の概略図で、垂直離陸運転
様式における本願発明の作動機構を示す。第７図は第４
図に類似の概略図で、短距離離着陸運転様式における本
発明の作動機構を示す。３２，３４・・・・・・それぞ
れ先細フラップと末広フラツブ（ノズル面積可変フラッ
ブ）、４６・・・…下側フラップ（可変位置フラップ）
、５２・・・・・・そらせ装置、６８・・…・第１作動
器、７０・・・・・・駆動クランク、７６……第１カム
手段、８０・・・・・・第１カム従節手段、８２・・・
・・・押棒、８６……レバー、９０．・・．・・ベルク
ランク、９６…・・・第２カム手段、９８…・・・第２
カム従節手段、１００……ベルクランク、１０２・・・
・・・第２作動器、１１２・・・・・・リンク部材。 モ主亘！ 千…亘２ 玉国３ 口直４ 五百己 モ主亘日 ｔ；亘７

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ のど部を有する排気流体流路３０を部分的に画成す
   る複数の対向する壁体と、前記壁体の一部２２を画成す
   る可変位置先細−末広装置３２，３４と、前記排気流体
   流路の外側の引込み位置と展開との間に位置決め可能で
   あって前記排気流体流路を画成するそらせ装置５２と、
   前記壁体の一部２２に対向する他の一部２４を画成する
   可変位置フラツプ手段４６とを有するガスタービンエン
   ジン用飛行操縦性排気ノズルにおいて、前記可変位置先
   細−末広装置を位置決めする第１作動器６８と、前記可
   変位置先細−末広装置に接合していて、前記そらせ装置
   が引込み位置にある時前記可変位置フラツプ手段に連結
   された第１カム従節手段８０に係合し、前記可変位置フ
   ラツプ手段が前記可変位置先細−末広装置と協働して十
   分な排気流膨張をもたらす輪郭の第１カム手段７６と、
   前記そらせ装置を位置決めする第２作動器１０２と、前
   記そらせ装置と接合した第２カム手段９６及び前記可変
   位置フラツプ手段に作動的に連結された第２カム従節手
   段９８とを包含し、前記そらせ装置が引込み位置にある
   時該第２カム手段は該第２カム従節手段と係合してなく
   、次に前記そらせ装置が展開位置にある時該第２カム手
   段は、該第２カム従節手段と係合して前記第１カム手段
   から前記第１カム従節手段を離し且つ前記可変位置フラ
   ツプ手段を再位置決めし、前記そらせ装置の展開すると
   共に十分なのど部の回転をもたらす排気ノズル。