JPS62240434A - ガスタ−ビンエンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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、プリイティッシュ・エアロスペース社のＰ
ＬＣ１ｌａｒｒｉｅｒ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１１ａｒｒｉｅｒ　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間ｍ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機の後方のノズルは、例えばノ
ズルをそれらが側方からよりも後方がら突出するように
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。

将来の世代の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、ＲＲＰｅｇａｓｕｓ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
、ＶＴＯＬＩＩ！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う
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
水石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
ることにある。

〔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−ファン”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、ジェットバイブ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の端部に取付けられている。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（２−２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ル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。

白鳥の顆状をなす、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
（ｆｆｉ５図）がら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、ノズルカバーに取付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によって整形され墨。

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。

−刃室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４
５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５
６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６２
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
。

フェアリングドア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、ジェットバイブ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に連通ずるが、
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として量水されたバイ
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は装置１０２゜１０−４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、配置された前方嚢内ノズ
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１１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−８方向に見た断
面図。 １２・・・第１変向ノズル、２２・・・圧縮機装置、２
３・・・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、４８・・・室。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 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（２
   ２）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（２４）；圧縮機装置
   （２２）から空気をうけ入れるように連結された燃焼装
   置（２８）；燃焼装置（２８）からガスをうけ入れるよ
   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（３
   ０）からガスをう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。 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
   。 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（２
   ６）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。 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。 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。 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。 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。 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（１２）がバイパス導管（１００）の壁の開口と
   連通し、弁装置（１０６）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。 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。 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（１
   ２）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１０項記載のガスタービンエンジン。 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（６
   ２）を備えた特許請求の範囲第１１項記載のガスタービ
   ンエンジン。 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。 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。 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。 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。