JPS6056255B2 - ガスタ−ビンエンジン推進装置並びに飛行操縦性排気装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジン推進装置に関し、特に飛
行操縦性をもつ型の推進装置に関する。

排気ノズルによつてガスタービンエ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１つ。

この推力はノズルから噴出する排気ガスの流れの方向と
実質的に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、それに従つ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エンジンは軸方向
に固定されたノズルを備え、そして航空機の操縦は機体
の操縦面によつてのみ達成される。最新の航空機の構造
では、航空機の性能を高め且つ従来実際的でないと思わ
れていた特性を航空機に与えるため、ガスタービンエン
ジン推力の選択的なベクタリング（ＶｅｃｔＯｒｉｎｇ
）つまり転向が意図され、またその転向が必要な場合さ
えある。例えば、もし従来のように塔載されたガスター
ビンエンジンの排気が、後方ではなく下方に、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
結果生ずる上向きの推力は航空機に直接揚力を与え、そ
して、もし適当に制御されれぱ、垂直離着陸を可能にす
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得る
からである。このような推力転向を達成するため、ガス
タービンエ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。推力転向は基本的
に２種の用途を持つ。

第１に、それは垂直離着陸（ＶＴＯＬ）に用い得る。こ
の場合、航空機は低速で昇降し、そして実質的に９００
までの連続的なベクトル角可変性が航空機揚力の発生に
必要である。第２に、推力転向は、戦闘操縦性を得るた
めに機速が比較的高い時に用いられ、転向範囲は約３０
速または４０いに制限される。これらの２種の概念の根
本的な相異は、ＶＴＯＬ用の推力転向がエンジンの排気
流を単にそらすことによつて推進系揚力を発生するのに
対し、超循環の原理を利用する飛行時の推力転向は、■
ＴＯＬの楊合の垂直推力成分より数倍も大きな揚力増強
をもたらすことてある。当業者に周知のように超循環は
、翼の空気力学的な形を効果的に変えるように空気流を
翼外に出すかまたは翼面上に導くことによる追加的な翼
揚力の発生を意味．する。これは高亜音速操縦状態にお
ける所要迎え角を少なくし、従つて航空機はより少ない
抗力で高加速度Ｇ旋回をすることができる。エンジン排
気流が超循環による追加揚力を発生するように翼内から
放出されるような揚力増強用・飛行操縦性推進装置を備
えた航空機の場合、典型的な戦闘状態において４０％を
超える抗力低下が得られると言われている。

この抗力低下によつて、エンジンの寸法を他の場合に可
能であるよりかなり小さくし得る。しかし、このような
推進装置の開発に関連して従来次のような条件が存在し
た。

排気系転向損失を最少にしなければならないこと、ほと
んどの戦用機はアフタバーナによる増強を必要とし、そ
してアフタバーナは制限された軸方向長さ以内で所要燃
焼率をもたらすのに最適でなければならないこと、全飛
行範囲にわたつて装備抗力を最小にするためガスタービ
ンエンジン排１気流を翼後縁に整合しなければならない
こと、アフタバーナを翼内に設けるので、正常な構造を
維持するために冷却を施す必要があること、作動器は簡
単なもので、その個数は最少であるべきこと。

それゆえガスタービンエンジンと航空機の設計者が直面
する問題は、前述の利点を能率的かつ効果的に取り入れ
しかも上記の主要条件を満たすことのできる飛行操縦性
推進装置を提供することである。

従つて、本発明の主目的は、航空機翼内の設置に適する
空気力学的輪部を有する比較的簡単な飛行操縦性推進装
置を提供することである。

本発明の他の目的は、超循環によつて揚力を高めるよう
に翼と協働する推進装置を提供することである。

本発明の他の目的は、航空機の操縦性を高めるため飛行
中に効率良く推力転向をもたらす排気ノズルを提供する
ことである。

本発明の上記および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、一実施例において、上記の目的は、双エン
ジン航空機において航空機胴体の両側内にガスタービン
エンジンを設置することによつて達成される。

各エンジンにおいて、遷移ダクトがエンジンの排気ガス
を機翼内に導出する。そこで、排気ガスは翼形状に合つ
た輪部を有する高縦横比ダクトバーナ組立体内で再熱さ
れる。機翼後縁における翼幅の重要な部分にわたつて形
成された飛行操縦性排気ノズルから排気ガスを放出する
ことによつて排気ガスを空気力学的に最も有利に用い得
る。排気ノズルは排気流路と翼上面とを部分的に形成す
る関節状そらせ装置を含む。

このそらせ装置を構成する２枚のフラツプを同時に動か
すことによつて、排気ガスの転向の前に内側流路面積を
調整し得る。ノズルのど部は、関節状そらせ装置と概し
て対向する下側フラツプによつて変えられる。下側フラ
ツプは排気流路をさらに部分的に形成しそして翼下面の
一部分を構成する。下側フラツプと関節状そらせ装置を
それぞれ変位させることによつてのど面積を変えそして
適当な推力ベクトル角をもたらすために作動器手段を設
ける。次に本発明の実施例を添付の図面によつて説明す
る。全図を通じて同符号は同要素を表す。

第１図は本発明による推進装置１１の概略図である。推
進装置１１は、２台のガスタービンエンジン１２が航空
機胴体１４内に対称的に配置された双エンジン航空機用
として例示されているが、本発明の推進装置はこの用例
に限定されるものではない。推進装置１１は対称性を持
つので、一台のエンジン１２だけを図示してある。この
エンジンは航空機を上から見た平面図を考えた時の左側
のエンジンであり、第１図においてエンジンの前部は左
側にある。航空機の右側には同様の推進装置が鏡像的に
存在すると考えればよい。簡単に述べると、エンジン１
２は軸流圧縮機１６を含み、この圧縮機によつて、入口
１８に入つた空気が圧縮されて、燃焼室２０内で燃料の
燃焼に役立つ。

燃焼室２０で発生した熱ガス流はタービン２２を通つて
膨張し、それを駆動する。タービン２２は、ガスタービ
ンエンジンに採用する普通の仕方で軸２６によつて圧縮
機１６のロータ部２４に連結されてそれを駆動する。熱
ガスは、タービン２２を通つて膨張した後、符号２８で
総括的に示す排気系に入る。排気系２８はケーシング２
９を含む。このケーシングは、直流関係にあるディフュ
ーザ３０と遷移ダクト３２とアフタバーナ３４と飛行操
縦性排気装置３６を画成する。以下、。排気装置ョとい
う用語は、コアエンジン排気ノズル、または燃焼器が直
列に先行するか否かにかかわらず他の任意のガスタービ
ンエンジン排気ノズルを包含するものとする。第２図に
超循環の概念を示す。

第２Ａ図は、流線４０によつて表される流れの場に１６
はの迎え角αで置かれた従来の航空機翼３８を示す。第
２Ｂ図は翼３８と同じ揚力係数を有しそしてジエツトフ
ラツプ原理を用いた航空機翼４２を示す。この場合、高
速ガス流４４が翼の後縁から、この例では自由気流に対
して３０翼の角度で噴出する。後縁における翼の空力的
な形の有効変化によつて追加的な循環と揚力を誘起する
超循環効果により、同一の揚力係数が、はるかに低い迎
え角（α＝９０）で得られる。例示の目的で選んだ一つ
の代表的な翼形部の場合、迎え角の減少は４１％の抗力
低下をもたらした。従つて、戦闘機に循環の概念を適用
すれば、設計者は高亜音速操縦状態における所要迎え角
を減らすことができ、その結果航空機は比較的少ない抗
力を受けながら高性能旋回をすることが可能となる。以
下に述べるジエツトフラツプ構造は循環の原理を取入れ
たもので、飛行中に効率の良い推力転向を可能にして航
空機の操縦性を高める。第１図と第３〜５図に本発明の
詳細な説明。図示のように、ケーシング２９はエンジン
１２から翼４６の後縁４５まで延びる排気流路４２を形
成する。ケーシング２９の前端部と、中心体４８からな
るエンジン１２の後端部は円形断面を有しそしてエンジ
ン１２の縦軸線５０を中心として同心関係にある。（以
下に用いる１円形ョという用語は長円形や卵形のような
類形を含むものとする。）従つて、排気流路４２は排気
系の前端において実質的に環状でありそして第４図に明
示のように軸線５０について同心的てある。第４図は第
１図の線４−４にそう断面図てある。排気流が航空機翼
内に導出される時大きな転向損失が生じないように、排
気流を転向前に比較的”低いマツハ数まで拡散させるこ
とが望ましいということがわかつている。

これはまた、利用し得る短い燃焼距離内で一層効果的な
アフタバーニングを許容する。従つてケーシング２９の
前端は拡散部またはディフューザ３０を形成する。図示
のように、拡散は中心体４８の漸減断面積とケーシング
２９のゆるやかに増加する外径との協働の結果として起
こる。用途によつてはケーシング外径の増加または中心
体直径の減少だけによつて拡散をもたらすことが可能で
あろう。そして図示の形状鯵はこのような構成の一例に
過ぎない。遷移ダクト３２はディフューザ３０の下流に
あり、ディフューザの円形断面から実質的に長方形また
は台形の断面へ遷移し、その間実質的に一定の流面積を
維持する。

この遷移ダクト内において、排気流はエンジン縦軸線５
０の方向からＳ形転向をして、コアエンジン軸線から横
方向にずれた軸方向中心線５１を持つアフタバーナ３４
に達する。排気流の転向は、ある場合には利用し得るダ
クトの長さが短いので容易ではない。この転向を促進す
るため、転向方向に対してほぼ垂直にダクト２９を横切
つて延在する複数の転向羽根５２を設ける。このことは
ダクト外壁５４からの流れの分離と流路４２内の流れの
不良分布の防止に役立つ。すなわち、排気流は角度の大
きい転向をして、流れ分布のゆがみが極めて少ない状態
でアフタバーナ部に入ることができる。転向羽根５２は
ディフューザ３０の中をその長さの一部分だけに沿つて
延在するように図示されているが、アフタバーナ部へ分
布のゆがみの無い流れを送り込むために、遷移ダクト部
のほぼ全長にわたつて延在する多数の全長転向羽根を用
いる必要もあろう。転向羽根は構造体における引張り部
材として効率的に使用されるので、転向羽根を加えるこ
とは重量の点で不利とはならない。また転向羽根は極め
てわすかの表面摩擦抗力を発生するが、この抗力は装置
性能の向上によつて補われて余りあるものである。一般
に、航空機の胴体と翼を構成する部分に排気系を組込む
ことは、排気噴流の幅対高さの比（Ｓｌｈ、第５図参照
）の増加と共にますます好適となる。

なぜなら、長い偏平なダクトは、排気系を収納するため
に機翼内に要求されるふくらみを最少にするからである
。（本明細書において比Ｓｌｈをｒ縦横比ョと呼ふ。）
しかし、縦横比の増加と共に、υ卜気系の重量と内流損
失と冷却の困難さも増加する。これらの矛盾する傾向は
、航空機全体の設計上の考慮からのみ決定し得る最適縦
横比が存在することを示唆する。第５図の縦横比は５を
うわまわる程度であるが、用途によつては、３０．に達
する縦横比は現実的でない。排気系にアフタバーナを加
えると、航空機の性能が向上する。

しかし、予想される代表的なジエツトフラツプ装置にお
いて利用し得る燃焼長さは極めて短い。従つて短いアフ
タバーナ３４が必要・である。しかし、一般にアフタバ
ーナの長さが減ると、全燃焼効率を維持するためにより
多くの保炎器が必要になり、その結果保炎器前後間の圧
力損失（効率の一目安）か増加するおそれがある。次に
、第１図と第５図に示す実際的な推力増強装置（アフタ
バーナ）について詳述する。遷移ダクト３２によつて排
気流は円形ディフューザ３０から分裂台形のアフタバー
ナ３４に移行する。遷移ダクト３２の後端には羽根５２
と似た構造の２枚の転向羽根５５があり、同様の働きを
する。すなわち、羽根５５はダクトの分裂部分内の圧力
荷重に抗して排気流を軸方向に向け直す。ダクトの台形
部は３枚の放物線形パネル５６（第５図）によ゛つて、
曲げを除去しそしてパネル５６内に十分な皮膜荷重を発
達させるように、分けられていることに注意されたい。
第１図と第５図に示すように、アフタバーナ３４は複数
の分割型バーナ５８を形成するライナ５７を含む。

各バーナは複数の別々の点火器またはそれらの代わりに
横点火装置（どちらも第１図に示していない）を必要と
する。各バーナと関連して１個のパイロットバーナ６０
と、それから突出する１個以上のＶ形保炎器６２が存す
る。燃料噴射器６４が、燃料の自己点火を避けるため保
炎器の列に近接して配設される。なお、自己点火は間隔
が大き過ぎる場合に発生し得るものである。燃料噴射器
６４は、噴射管にドリルで形成した簡単な噴射オリフィ
スを利用する典型的なアフタバーナ型のものでよい。排
気流の最終転向が完了するのは、それが保炎器の端部に
達した時であり、隣り合うバーナ分割部分の隔壁６６が
その転向を完了させる。こうして利用可能な長さが最大
限に利用され、そして危険が極めて少なく、圧力損失の
少ない転向が達成される。第７図〜第１０図は第１図の
隔室状アフタバーナの代替物を示す。

第７図に示すように、排気流の転向は、無分割全幅型の
改良アフタバーナ組立体２０２に流入する前に遷移ダク
ト部３２内で実質的に達成される。第８〜第１０にアフ
タバーナ組立体２０２を詳細に示す。

この構造体は翼４６の外形に適合するものてあり、従つ
て概して台形の断面を有する。その前縁には複数の横方
向延在スロット２０６を有するＶ形断面の全幅パイロッ
トバーナ２０４が設置される。スロット２０６は排気ガ
スト燃料の可燃混合気を受入れ、この混合気は■形パイ
ロットバーナ２０４内で燃焼して燃焼系の残部の点火に
役立つ。パイロットバーナ２０４から複数の垂直Ｖ形保
炎器２０８が突出しており、噴射棒２１０からの燃料と
排気ガスの混合気をアフタバーナの通常の仕方で燃焼さ
せるのに役立つ。保炎器２０８は軸方向に傾けてある。
なぜなら、アフタバーナを用いない状態において、保炎
器前後間の圧力損失（効率の一目安）はそれらの障害の
関数であるからである。従つて、保炎器を傾ければ、前
記障害は軸方向長さにわたつて大きく広がつてしまい、
その結果圧力降下は最少となる。第９図に示すように、
予想される流れの状態によつて保炎器の幾つかを様々な
角度に傾ける得るので、それらは相異なる軸方向長さを
もつて突起する。横火Ｖ形カッタ２１２によつて垂直保
炎器２０８の火炎は均一に広がり、またダクト壁近くで
連続的な拡炎が生ずる。第８図と第９図に示すように単
一の横火カッタをすべてまたは一部の保炎器にわたるよ
うに設け得る。保炎器２１４からはカッタを除いてある
が、場合によつては、このようにすべてのカッタを除去
し得る。このような代替的なアフタバーナの設計は、火
−炎が多数の点火装置や複雑な火炎連結網（ＣｒＯｓｓ
ＯｖｅｒｎｅｔｗＯｒｋ）に依存することなく均一に伝
わるので、簡単でしかも信頼性が高い。

アフタパーナの冷却はダクト２９内に設けた冷却ライナ
５７によつて行われる。このライナはそれとダクト２９
との間に冷却流路７０を形成するようにダクトから離れ
ている（第６図）。エンジン１２の圧縮機１６またはタ
ービン２２から抽出した冷却流体か（例えば）遷移ダク
ト３２内のライナを経て流路７０に導かれ、そして従来
の対流および膜冷却手段によつてライナ５７を冷却する
。アフタバーナを排気ノズル３６に軸方向に近接した位
置に設置することは冷却要件を極めて少なくする。なぜ
なら、それはアフタバーナ下流の冷却すべき構造体を極
めて少量にするからである。第６図は超循環の効果を前
述の高縦横比排気ダクトと共に利用するように構成され
た飛行操縦性排気ノズル３６の一実施例の概略断面図で
ある。

従つて、このノズルは実質的に２次元的である。すなわ
ち、その断面形状は高縦横比の全幅にわたつて実質的に
一定である。ダクト２９の一部分から成る内面７４を有
する第１壁７２が排気流路４２を部分的に形成しそして
翼上面７６の一部分をさらに部分的に形成する。内面７
４は軸方向後方に先細になつて、位置が固定された内側
傾斜面７８を形成する。この傾斜面は固定外殻構造体と
一体の面部であつて、ノズル面積の全設定値に対してノ
ズル内部性能の向上に役立つ。その後方には、図示のよ
うに、壁７２の内面７４が、協働する第１フラツプ８２
と第２フラツプ８４から成る関節状そらせ装置８０によ
つてさらに部分的に形成されている。

第１フラツプ８２は固定ダクト２９に符号８６の個所に
おいて枢着された可変位置型のもので、もし後述の作動
的連結手段が無いとすれば前記個所を中心として自由に
回転し得る。第２フラツプ８４は比較的大きな噴流そら
せフラツプである。

これもまた可変位置型のもので、翼後縁４５の一部分を
形成する。このフラツプは事実上、流路４２と翼表面７
６とを部分的に形成する翼形部と、符号９２の個所で台
形また長方形ダクト２９の固定側面に枢着された１対の
下方に延在する側板９０から成る。すなわち、フラツプ
８４は実質的に逆Ｕ字形の輪部を有しそして連結ピボッ
ト９２を中心として回転し得る。フラツプ８４の展開に
必要な作動力は第１壁７２内に設置された１個の作動器
（または複数の作動器）９４によつて得られる。

この作動器は、例えは符号９６の個所でフラツプ８４に
作動的に連結されている。このような作動器は、排気系
の環境に対して耐久性がありそして必要な作動力を供給
するものであればどのような型のものでもよい。フラツ
プ８４の展開は、作動器９４がフラツプ８４をピボット
９２を中心として回転させることによつて生ずる。フラ
ツプ８４の外面はローラ９８と軌道組立体１００によつ
て支持される。整形板１０１がこの機構用の流線形ハウ
ジングとなる。側板９０には、フラツプ８２のカム延長
体１０４を受入れるための細長いスロット１０２が形成
されている。

両フラツプ８２，８４間のこの作動的連結手段によつて
、フラツプ８２は、フラツプＪ８４が第６図に仮想線で
示す展開位置に向かつて回転するにつれて、所定の相互
関係に従つてフラツプ８４に追従するよう回転する。作
動力による両フラツプ８２，８４の回転の方向はそれぞ
れの枢着点を中心として逆向きであるということに注意
されたい。展関しない状態において、フラツプ８２は最
小流路面積点（のど）１０６に達する固定傾斜面７８の
延長体となる。その後の流路はフラツプ８４の内面にそ
つて末広となり、排気ガスの膨張制御に役立つ。第６図
に仮想線で示す展開位置では、フラツプ８２はそらせフ
ラツプ８４の前方の内側流路面積を増加し、これによつ
て転向損失が最小となるようにマツハ数を減らす。

排気流路を形成する内面１１０と翼下面を部分的に形成
する外面１１２を有する第２壁１０８が、その下流端に
、ノズルのど面積制御用の第３フラツプ１１４を有する
。

この第３フラツプはヒンジ１１６によつてダクトに連結
され、作動器１１８の力を受けると連結点を中心として
回動する。作動器１１８は符号１２２の個所においてフ
ラツプ１１４のＵリンク１２０に作動的に連結されてい
る。フラツプ作動器の寸法が正常な翼形内に収まらない
時に作動器を包囲するため、局所整形板１２４が設けら
れている。排気ガスをそらせない無転向運転様式では、
前述のように、ノズルのど部１０６がフラツプ１１４と
関節状そらせ装置８０との間に形成される。

排気ガスを転向させる運転様式では、フラツプ１１４は
反時計方向にフラツプ８４は時計方向に夫々回転するよ
うに制御されて、両フラツプ間ののど部１０６″の位置
を変える。明らかに、転向運転様式ては、のど部すなわ
ち最大排気速度個所が転向の下流側に存し、これによつ
て高いマツハ数による転向損失が最少になる。第６図の
排気ノズルは第１図の排気系に組込まれるように図示さ
れているが、このノズルの原理は、アフタバーナの使用
の有無を問わす、幾多の用途に適用し得る。

さらに、その原理は、フラップ８４，１１４がナセル構
造体の構成部である縦．横比の低い実施例（ポットまた
はナセル内）において採用し得るものてある。当業者に
は明らかなように、本発明の実施例に対し、本発明の広
範な概念を逸脱することなく多様な改変を施し得る。

例えば、本発明の推進装置ではガスタービンエンジン全
体を機翼内に装備でき、これによつて、高縦横比断面へ
の移行に要する転向以外の流れの転向の必要を無くし得
る。さらに、１台以上のエンジンが単一の排気ノズルと
連通し得る。逆に、単一のエンジンが多数の排気ノズル
に排気ガスを供給し得る。）図面の簡単な説明 第１図は本発明の推進装置を航空機に装備した場合を概
略的に例示する平面図、第２図は航空機翼の性能に対す
る超循環の効果を示す図、第３図は第１図の線３−３に
そう本発明の推進装置の側面図、第４図は第１図の線４
−４にそう本発明の推進装置の断面図、第５図は第１図
の線５−５にそう第４図に類似の断面図、第６図は第１
図の推進装置の飛行操縦性排気ノズル部の概略を示す切
取拡大図、第７図は第１図の推進装置の一部分にアフタ
バーナの代替実施例を組込んだ場合を概略的に例示する
平面図、第８図は第７図のアフタバーナの拡大端面図、
第９図は第８図の線９−９にそうアフタバーナの断面図
、第１０図は第８図の像１０−１０にそうアフタバーナ
の断面図てある。

１２・・・ガスタービンエンジン、３０・・・ディフュ
ーザ、３２・・・遷移ダクト、３４・・・アフタバーナ
、３６・・・排気装置（排気ノズル）、５７・・・冷却
ライナ、６０・・・パイロットバーナ、６２・・・保炎
器、６４・・・燃料噴射器、６６・・・隔壁、７２・・
・第１壁、８０・・・関節状そらせ装置、８２・・・第
１フラツプ、８４・・・第２フラツプ、９４・・・作動
器、１０２・・・スロット、１０４・・・カム、１０８
・・・第２壁、１１４・・第３フラツプ、１１８・・・
作動器、２０２・・・アフタバーナ組立体、２０４・・
・パイロットバーナ、２０８・・・保炎器、２１２・・
・■形カッタ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 排気流路を部分的に形成する第１壁と、この第１壁
   の一部分を形成し、そして（イ）上流側固定ダクト部分
   に連結されそして内側流路面積を変えるのに役立つ可変
   位置型の第１フラツプ手段、（ロ）少なくとも一作動様
   式において当該排気装置に排出される排気流をエンジン
   軸方向に対して選択された角度にそらせ且つ転向させる
   可変位置型の第２フラツプ手段、および（ハ）前記第１
   および第２フラツプ手段に所定の同期運動を与えるため
   に両フラツプ手段を作動的に連結する手段から成る関節
   状排気流そらせ装置と、前記第１壁に実質的に対向し且
   つ前記排気流路をさらに形成する第２壁であつて、前記
   固定ダクト部分に作動的に連結されそして前記そらせ装
   置との間に可変位置のど部を形成する可変位置型の第３
   フラツプ手段を含む第２壁と、前記第２および第３フラ
   ツプ手段を夫々動かすために各々のフラツプ手段に作動
   的に連結された１対の作動手段とを含むガスタービンエ
   ンジン用飛行操縦性排気装置。 ２ 前記作動的に連結する手段が、前記第１フラツプ手
   段に装着されたカム手段と、前記第２フラツプ手段に形
   成されそして前記カム手段を受入れる協働スロットとを
   含む、特許請求の範囲第１項の排気装置。３ 前記第２
   フラツプ手段が航空機翼フラツプから成り、このフラツ
   プの一面が前記排気流路を部分的に形成しそして前記フ
   ラツプの他面が上側翼面を部分的に形成する特許請求の
   範囲第１項の排気装置。 ４ 前記第３フラツプ手段が他の航空機翼フラツプから
   成り、このフラツプの一面が前記排気流路をさらに部分
   的に形成しそして前記フラツプの他面が下側翼面を部分
   的に形成する特許請求の範囲第３項の排気装置。 ５ 前記第３フラツプ手段が前記第１フラツプ手段の上
   流側で前記固定ダクト部分に枢着される特許請求の範囲
   第４項の排気装置。 ６ 前記作動的に連結する手段と前記作動手段が共に前
   記第１および第２フラツプ手段を反対の方向に回転する
   特許請求の範囲第１項の排気装置。 ７ 前記第２フラツプ手段が排気流をそらせ位置に展開
   する時、前記作動的に連結する手段が、前記第２フラツ
   プの上流に局所的な流路末広部を形成するように前記第
   １フラツプ手段を位置づける特許請求の範囲第１項の排
   気装置。 ８ 前記第２フラツプ手段が、航空機翼フラツプと、前
   記固定ダクト部分に枢着された二つのアームで構成され
   て逆Ｕ字型輪郭を有する、特許請求の範囲第１項の排気
   装置。 ９ 前記一作動様式がそらせ作動様式にある時に、前記
   のど部が転向する排気ガスの下流に存する、特許請求の
   範囲第１項の排気装置。 １０ 推力を発生するエンジンと、 排気流路を部分的に形成し、そして相互に直流関係に配
   置された実質的に筒形のディフューザ部分と、該ディフ
   ューザ部分から高さより長い幅を持つ偏平なダクト形状
   へ遷移している遷移ダクト部分とを含むケーシングと、
   排気流を選択的に再熱するために前記偏平なダクト部分
   内に配設されたバーナ手段と、前記バーナ手段の下流に
   ある飛行操縦性排気装置とを含み、前記飛行操縦性排気
   装置が更に（イ）排気流路を形成する概して対向する複
   数の壁と、（ロ）前記複数の壁の第１壁に連結され可変
   位置型の第１及び第２フラツプ手段を含むそらせ装置と
   、（ハ）前記複数の壁の第２壁に連結され前記そらせ装
   置と概して対向する可変位置型の第３フラツプ手段と、
   （ニ）各々の前記フラツプ手段を選択的に位置決めして
   一作動様式において推力をエンジン軸方向に対してある
   角度に転向させる手段とを含み、前記第１フラツプ手段
   は前記第２フラツプ手段の上流の前記第１壁に接近して
   排気流路を局部的に拡げ、前記第３フラツプ手段は前記
   第１フラツプ手段との間で、転向の下流側にのど部を位
   置決めする航空機装備用ガスタービンエンジン推進装置
   。 １１ 前記偏平なダクト形状の軸方向中心線がコアエン
   ジン軸線から横方向にずれている特許請求の範囲第１０
   項の推進装置。 １２ 前記ケーシングが実質的にＳ形である特許請求の
   範囲第１１項の推進装置。 １３ 前記ケーシング内には流れ転向手段が配置されて
   いる特許請求の範囲第１０項の推進装置。 １４ 前記ガスタービンエンジンが実質的に航空機胴体
   内に存する特許請求の範囲第１０項の推進装置。 １５ 前記ガスタービンエンジンが実質的に航空機翼内
   に存する特許請求の範囲第１０項の推進装置。 １６ 前記バーナ手段がダクトバーナ型のものでありそ
   して該ダクトバーナを複数の横方向に隣り合う隔室部に
   分割する分割手段を含み、各隔室部が、［１］排気ガス
   の一部分を受入れる入口と、［２］燃料噴射手段と、［
   ３］燃料と排気ガスの混合気に点火するパイロットバー
   ナと、［４］前記パイロットバーナに連結された保炎装
   置と、［５］燃焼冷却ライナとから成る特許請求の範囲
   第１０項の推進装置。 １７ 前記対向する複数の壁が第１の壁と第２の壁を含
   み、該第１の壁が前記排気流路を形成し、該第２の壁が
   前記第１壁に実質的に対向し且つ前記排気流路をさらに
   形成し、そして可変位置型の第３フラツプ手段が該第２
   壁に作動的に連結されて前記そらせ装置との間に可変位
   置のど部を形成し、前記推力をエンジン軸方向に対して
   ある角度に転向させる手段が前記第２及び第３フラツプ
   手段を動かすために両フラツプ手段に夫々作動的に連結
   された１対の作動手段を含む特許請求の範囲第１０項の
   推進装置。 １８ 前記飛行操縦性排気装置が実質的に台形断面のも
   のである特許請求の範囲第１０項の推進装置。 １９ 前記バーナ手段が、（イ）前記偏平なダクト形状
   の部分を実質的に横切つて横方向に延在するパイロット
   バーナ手段と、（ロ）前記パイロットバーナ手段に作動
   的に連結された複数の直立保炎器と、（ハ）前記パイロ
   ットバーナと実質的に平行に存しそして前記保炎器の所
   定のものを作動的に連結する拡炎装置とからなる特許請
   求の範囲第１０項の推進装置。 ２０ 前記保炎器の所定のものが軸方向に傾いている特
   許請求の範囲第１９項の推進装置。