KR100417205B1 - 항공기가스터빈엔진배기노즐의선택적으로냉각가능한발산배기유동한정요소 - Google Patents

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Abstract

항공기 가스 터빈 엔진 배출 노즐(14)의 발산 부분(48)내의 고온 배출 가스 흐름(4)을 한정하는 종방향으로 연장하고 그리고 원주방향으로 인접한 발산 배출 흐름 형성 요소(54, 55)를 선택적으로 냉각시키며, 선대칭 방향전환 노즐(14)내의 발산 플랩(54) 및 시일(55)을 위한 피봇운동을 제공하기 위한 노즐 냉각 시스템(2)이다. 이 장치는 적어도 하나의 배출 유동 형성 요소(일반적으로, 플랩 및 시일이라 불리움)의 축방향으로 인접한 전방 및 후방 부분(49F, 49A), 각기 전방 및 후방 내부 고온 표면(47F, 47A)을 갖는 인접한 전방 및 후방 부분, 후방 부분을 적어도 2개의 위치중 하나인 전방 부분에 장착하기 위한 장착 장치(56)를 포함한다. 이러한 2개의 위치중 제 1 위치는 섹션사이에 갭(106)을 형성하도록 섹션을 이격시켜 냉각 공기(102)가 후방 내부 고온 표면상으로 유동하도록 하며, 이러한 2개 위치중 제 2 위치는 냉각 공기가 후방 내부 고온 표면상으로 유동하는 것을 근본적으로 차단하도록 폐쇄 근접 관계로 섹션을 위치시킨다.

Description

항공기 가스 터빈 엔진 배기 노즐의 선택적으로 냉각가능한 발산 배기 유동 한정 요소{CONVERTIBLE EJECTOR COOLED NOZZLE}
고온 노즐은 적외선 복사(infrared radiation : IR)를 방출하며, 상기 적외선 복사는 전투기에 대해서는 매우 바람직하지 않다. 수렴(convergent) 및 발산(divergent) 플랩 및 시일은 고온 배기 유동을 한정하며, 특히 다양한 스로트(throat) 면적 및 출구 면적 노즐을 제공하도록 사용된다. 그러한 유동 한정 요소는 뜨거워지며 발산 플랩 및 시일은 엔진 및 항공기에 있어서 원하지 않는 적외선 복사(IR) 징후를 제공한다. 가스 터빈 엔진으로부터의 적외선 복사는 종래에는 엔진의 고온 금속 구조체를 차폐 및 냉각시킴으로써 억제되었다. 또한, 노즐은 구조적인 이유로 인해 냉각을 필요로 하거나 또는 사용한다. 종래에 있어서, 냉각 공기는 가스 터빈 엔진의 팬 부분 또는 압축기 부분으로부터 유입되며, 이는연료 및 파워 소비의 견지에서 비싸다. 제네랄 일렉트릭 J79(등록 상표) 엔진 모델에서 사용되는 형태와 같은 냉각 공기 분사를 사용하는 노즐은 보다 비싼 엔진 공기의 사용을 줄이기 위해 엔진에 공급된 냉각 공기를 보충하기 위해 대기로부터 주위 냉각 공기를 유입시키는 슬롯형 이젝터를 사용한다. 그러한 배기 노즐은 가변 노즐 스로트에 대해서는 효과적인 냉각을 제공하지만 2 자유도 피봇팅 플랩 및 시일을 갖는 축대칭 방향전환 배기 노즐과 같은 냉각 스러스트 방향전환 노즐에 쉽게 적용될 수 없었다. "축대칭 방향전환 배기 노즐 열 차폐(Axisymmetric Vectoring Exhaust Nozzle Thermal Shield)"란 명칭의 미국 특허 출원 제 08/072,678 호에 적외선 복사를 제거하도록 노즐 및 차폐체를 효과적으로 냉각시키기 위한 축대칭 방향전환 노즐용 차폐 수단 및 노즐 냉각 수단이 개시되어 있다.
종래의 가스 터빈 엔진 배기 노즐중 일 형태는 수렴-발산 배기 노즐의 가변 면적을 규정하기 위해 배열된 제 1 및 제 2 배기 플랩을 포함한다. 배기 노즐은 일반적으로 축대칭, 또는 환형이며, 배기 유동은 각기 서로에 인접해 원주방향으로 위치설정되는 제 1 또는 수렴 플랩 및 제 2 또는 발산 플랩에 의해 한정된다.
예를 들면, 발산 플랩은 최소 유동 면적의 스로트를 규정하는 전방 단부 및 스로트로부터 하류로 연장하는 발산 노즐을 규정하기 위한 보다 큰 유동 면적을 갖는 후방 단부를 갖는다. 발산 플랩은 변형가능하며, 이것은 작은 반경 위치에서 큰 반경 위치로 이동함에 따라 발산 플랩사이의 공간이 필연적으로 증가하여야만 한다는 것을 의미한다. 따라서, 통상의 배기 노즐 시일이 배기 유동을 한정하고 발산 플랩사이의 배기 유동의 누출을 방지하기 위해 인접한 발산 플랩사이에 적합하게 고정된다.
향상된 축대칭 방향전환 노즐, 즉 AVEN(등록 상표) 노즐은 "축대칭 방향전환 배기 노즐(Axisymmetric Vectoring Exhaust Nozzle)"이라는 명칭의 본 양수인에게 양도된 하우어(Hauer)의 미국 특허 제 4,994,660 호에 개시되어 있으며, 본 명세서에서 참조로 인용된다. 축대칭 방향전환 노즐은, 비대칭 형태로 노즐의 발산 또는 발산 플랩을 자유롭게 피봇운동시킴으로써, 또는 다른 말로 방향전환되지 않은 노즐 중심선에 대해 반경방향 및 접선방향으로 발산 플랩을 피봇운동시킴으로써 축대칭 수렴/발산 노즐의 스러스트를 방향전환하기 위한 수단을 제공한다.
유럽 특허 공개공보 제 0 518 598 A1 호는 사전 위치된 이젝터 슬롯이 배기 유동 한정 요소내에 형성된 축대칭 방향전환 노즐용 열 차폐체를 개시한다.
방향전환 노즐, 특히 미국 특허 제 4,994,660 호에 개시된 형태의 축대칭 방향전환 배기 노즐은 위치설정가능한 발산 플랩을 제공한다. 그러한 발산 플랩은 배기 노즐의 종방향 중심선에 대해 대칭적으로 위치설정가능할 뿐만 아니라 피치(pitch)방향과 요우(yaw)방향을 얻기 위해 그에 대해 비대칭적으로 위치설정가능하다. 예시적인 스러스트 방향전환 노즐은 방향전환 링을 이동시키고 경사지게 하도록 3개의 방향전환 작동기를 사용하며, 상기 방향전환 링은 소정의 위치로 발산 플랩에 외력을 가한다. 방향전환 링 경사각 및 경사방향은 각기 노즐의 벡터각 및 벡터 방향을 설정한다. 방향전환 링의 축방향 이동은 주어진 스로트 면적(종종, A8이라 불리움)에 대해 출구 면적(종종, A9라 불리움)을 설정한다.
축대칭 노즐에 대해 플랩 및 인접한 시일을 제 위치에 보유하는 것은 스러스트 방향전환용 노즐의 비대칭 작동시 마주치는 플랩과 시일사이의 사행각(degree of skewness)의 변동으로 인해 매우 어렵다. 플랩 시일이 인접한 플랩으로부터 언패더링되는(unfeathered) 것을 방지하기 위해, 시일은 노즐의 중심선에 대해 반경방향 및 원주방향으로 보유되어야 한다. 시일 및 플랩사이의 반경방향 보유 수단은 "방향전환 배기 노즐 시일 및 플랩 보유 장치(Vectoring Exhaust Nozzle Seal and Flap Retaining Apparatus)"라는 명칭으로 미국 특허 제 5,269,467 호에 개시되어 있으며, 시일의 반경방향 외측 표면상의 압력이 반경방향 내측 표면의 압력보다 높을 때 발생하는 역배출 압력에 저항하도록 개발되었다.
현재의 여러 임무(multi-mission) 항공기 응용은 작동 요구치를 만족시키는 수렴/발산 노즐을 구비한 GE F110 엔진과 같은 엔진을 사용한다. 일련의 유동 관계에 있어서, 수렴/발산 노즐은 수렴 섹션, 스로트 및 발산 섹션을 갖는다. 특징적으로, 그러한 노즐은 양 노즐 스로트 및 노즐 출구에 변형가능한 면적 수단을 사용한다. 그러한 것은 바람직한 출구 대 스로트의 면적비를 유지하는 수단을 제공하며, 이는 노즐의 작동에 걸쳐 효율적인 제어를 가능하게 한다. 노즐의 작동은, 엔진의 설계 사이클에 대해 최적화되며 낮은 아음속 및 높은 초음속 비행 조건에서 모두 효과적인 제어를 이상적으로 제공하는 노즐 출구/스로트 면적(A9/A8) 스케줄(schedule)을 제공하도록 설계된다. 노즐의 이러한 형태는 가변 작동을 제공하도록 일반적으로 공기식 또는 유압식 작동기를 사용한다. 전형적으로, 출구 면적 및 스로트 면적은 노즐 스로트 면적(A8)의 함수인 면적비(A9/A8) 스케줄을 생성하도록 서로 기계적으로 연결된다. 면적비 스케줄은 엔진 조건의 넓은 범위에걸쳐 효과적인 엔진 작동을 하도록 일반적으로 사전결정되지만, 특별한 엔진 조건에서의 일반적인 최적의 성능은 엔진 작동의 범위에 걸쳐 적당한 효율을 제공하도록 다소 절충된다. 스러스트 방향전환 노즐은 일반적으로 노즐 출구 면적 및 스로트 면적을 독립적으로 제어할 수 있는 능력을 가지며, 이는 엔진이 엔진 작동 조건의 넓은 범위에 걸쳐 높은 레벨의 성능을 갖도록 한다. 독립적인 스로트 및 출구 면적 제어의 추가적인 이점은 그것의 최적 성능 면적비 이상으로 노즐 발산 시스템을 과팽창할 수 있는 능력을 가져서 주위압보다 낮은 발산 시스템 정적 벽 압력을 발생시켜 그에 따라 저온의 주위 공기를 노즐내로 보내며, 여기서 저온의 주위 공기는 발산 시스템 부품을 냉각하는데 사용될 수 있다. 모든 주위 조건과 함께 주위 압력은 항공기 외측의 자유스트림 조건(freestream conditions)이라 불리운다. 또한, 주위 조건은 가압되지 않은 노즐실, 즉 노즐 플랩을 둘러싸는 외부 플랩 또는 엔진 또는 다른 케이싱내측에 있는 수렴 및 발산 플랩을 둘러싸는 면적내에서 일반적으로 발견된다.
전투기의 성공적인 작동은 부분적으로, 비행시 지상 및 공중에서 발사되는 미사일과 같은 각종 지상 및 공중에 근거를 둔 무기 시스템의 적외선 센서에 의해 감지되지 않은 상태를 유지하는 항공기의 능력에 의존한다. 고온의 엔진 배출 가스 및 고온의 금속 터빈 부품 및 고온의 금속 벽은 고온의 가스와 직접적으로 접촉하여 엔진이 높은 레벨의 적외선 에너지를 방출하도록 한다. 전장에 사용되는 군사용 항공기는 상당히 정밀한 적외선 센서를 사용하는 대공 미사일에 공격당하기 쉽다.
가스 터빈 엔진으로부터의 적외선 방출을 감소시키기 위한 다수의 장치가 설계되었다. 각 형태의 설계는 터빈 엔진에 최소한의 중량 및 파워 효과를 미치는 효과적인 IR 억제 장치를 초래하는 공기역학, 열 전달 및 기하학적인 형상의 조합을 제공하도록 노력하고 있다. 그러한 기하학적 형상 중 하나는 환형 덕트내에 동심원 중심체(centerbody)를 사용하는 것이다. 그러한 억제 형상은 플러그(plug) 또는 중심체 억제 장치로 불리우며, 미국 특허 제 4,214,441 호, 제 4,044,555 호 및 제 3,970,252 호 등에 개시되어있다. 또한, 냉각 공기를 플랩의 고온 배출 경로측에 걸쳐 유동시키는 것에 의한 플랩 냉각은 미국 특허 제 4,544,098 호와 같은 여러 특허에 개시되었다. 그러한 중공 중심체 플러그 억제 장치 및 플랩 냉각 설계는 고가의 팬, 압축기 공기 엔진 및 파워를 소비하며 결과적으로 엔진 효율 및 전투 반경을 감소시킨다.
제 1 형태의 전투 임무시 엔진의 IR 징후를 억제시키기 위해 노즐의 발산 섹션의 내측 고온 표면을 냉각하는 이젝터 모드와 제 2 형태의 전투 임무시 최대의 엔진 및 항공기 성능을 제공하기 위한 비이젝터(non ejector) 모드사이에서 항공기 가스 터빈 엔진 배출 가스 노즐을 전환하는 장치가 요구된다.
발명의 요약
간단히, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 장치는 항공기 가스 터빈 엔진 배기 노즐의 발산 섹션내의 고온 배기 가스 유동을 한정하는 종방향으로 연장하고 그리고 원주방향으로 인접한 발산 배기 유동 한정 요소를 선택적으로 냉각시키며, 축대칭 방향전환 노즐내의 발산 플랩 및 시일을 위한 피봇운동을 제공하기 위한 노즐 냉각 시스템이다. 이 장치는 적어도 하나의 배기 유동 한정 요소(일반적으로, 플랩 및 시일이라 불리움)의 축방향으로 인접한 전방 및 후방 섹션, 각기 전방 및 후방 내부 고온 표면을 갖는 인접한 전방 및 후방 섹션, 후방 섹션을 적어도 2개의 위치중 하나인 전방 섹션에 장착하기 위한 장착 장치를 포함한다. 이러한 2개의 위치중 제 1 위치는 섹션사이에 갭을 형성하도록 섹션을 이격시켜 냉각 공기가 후방 내부 고온 표면상으로 유동하도록 하며, 이러한 2개 위치중 제 2 위치는 냉각 공기가 후방 내부 고온 표면상으로 유동하는 것을 근본적으로 차단하도록 밀접 관계로 섹션을 위치시킨다. 본 발명의 보다 특정한 실시예는 플랩 핀 힌지를 구비한 설치 장치를 제공하는 것으로, 상기 플랩 핀 힌지는 후방 섹션에 장착되며 적어도 2개의 후방 배럴 러그를 갖는 제 1 후방 배럴과, 전방 섹션에 장착되며 적어도 2개의 전방 배럴 러그를 갖는 제 1 전방 배럴을 포함하며, 상기 후방 및 전방 배럴 러그는 서로 맞물리며 정렬가능한 구멍을 통해 배치되는 제거가능한 제 1 힌지 핀을 구비한 정렬 가능한 구멍을 가지며, 상기 제거가능한 힌지 핀은 후방 내부 고온 표면에 본질적으로 수직이다. 피봇가능한 조인트는 전방 섹션을 노즐의 스로트에 연결시키며 적어도 하나의 회전축을 가지며, 상기 회전축은 제 1 힌지 핀에 횡방향으로 이동하며 전방 섹션에 장착된 제 2 후방 배럴과 스로트에서 수렴 요소를 한정하는 배기 유동의 후단부에 장착된 제 2 전방 배럴을 갖는 제 2 핀 힌지일 수 있으며, 여기서 수렴 요소는 항공기 가스 터빈 엔진 배기 노즐의 수렴 섹션내에 고온 배기 가스 유동 경로의 경계를 정한다. 제 2 핀 힌지는 제 2 후방 및 전방 배럴내의 구멍을 통해 배치된다.
본 발명의 예시적인 실시예는 종방향으로 연장하고 원주방향으로 인접한 발산 가변형 플랩 및 시일을 선택적으로 냉각하며 항공기 가스 터빈 엔진 배기 노즐의 발산 섹션내의 고온 배기 가스 유동 경로의 경계를 정하기 위한 장치를 제공하며, 여기서 수렴 및 발산 요소는 수렴 및 발산 요소사이의 스로트를 규정하는 수렴 및 발산 플랩 및 시일이다. 다른 실시예는 발산 플랩 및 시일사이의 보유력을 제공하기 위한 보유 장치를 제공하며 플랩상에 설치된 횡방향으로 연장하는 채널 벽을 갖는 채널과, 시일로부터 지지되며 채널내에 이동가능하게 배치되는 보유 러그와, 대응하는 채널중 하나내의 대응하는 플랩에 대해 2 자유도 운동을 갖는 보유 러그를 제공하기 위한 위치설정 장치를 포함한다. 위치설정 장치는 대향적으로 배치된 제 1 및 제 2 피봇가능한 아암 및 대응하는 말단 제 1 및 제 2 돌출 단부를 갖는 피봇가능한 바아를 가지며, 각각의 상기 돌출 단부는 일 채널내의 보유 러그중 하나를 지지하며, 상기 피봇가능한 바아는 아암이 시일상의 기둥상에서 교차하는 점에서 피봇가능하게 지지된다.
발명의 장점
본 발명은 적외선 징후 방출을 감소시키는 항공기 엔진 배기 노즐의 구성을 보다 나은 전투 수행을 하는 구성으로 신속하게 변경하는 능력을 제공하여 한 대의 항공기가 두 개의 상이한 전투 비행임무로 비행하도록 함으로써, 종래의 노즐 형상에 비해 장점을 제공한다. 이러한 것은 일 형태의 항공기가 보다 넓은 범위의 비행임무로 비행할 수 있다는 사실에 기인한 비용적인 장점을 제공한다. 본 발명의 다른 장점은 현존하는 노즐에 대한 장착 하드웨어의 평범성으로, 이는 본 발명에 따라 설계된 노즐이 종래의 AVEN 노즐 설계보다 엔진을 개장(retrofit)하는데 쉽고 저렴하게 한다. 또한 본 발명은 조인트(축대칭 노즐을 갖는 스러스트 방향전환에 필요함)를 제공하는데, 이러한 조인트는 노즐 이젝터를 조정하는데 사용되는 것으로, 발산 플랩 및 시일의 수명을 상당히 증가시킨다. 본 발명의 노즐은 종래의 AVEN 노즐보다 효율적으로 작동하는데, 이는 반경방향 평면을 벗어난 회전이 스로트의 후방에서 일어나서 스로트 작동에 중요한 유동 뒤틀림 또는 스로트의 작동에 대한 영향을 회피하기 때문이다. 이것은 또한, 스로트 작동을 보다 예측가능하게 하며 항공기 및 엔진 설계자로 하여금 엔진 및 항공기에 보다 공격적인 능력을 부여하도록 설계하는데 보다 큰 허용 범위를 가질 수 있도록 한다.
본 발명은 일반적으로 냉각 가스 터빈 엔진 배기 노즐에 관한 것으로서, 특히 노즐 플랩(flaps) 및/또는 시일(seals)용 가변형 이젝터 냉각 수단에 관한 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 이젝터 냉각 장치를 도시하는 것으로, 축대칭 방향전환(vectoring) 배기 노즐의 사시도,
도 2는 도 1의 방향전환 배기 노즐에서 이젝터 냉각 장치의 확대도,
도 3은 도 1에 도시된 본 발명의 실시예에 따라 이젝터 모드로 구성된 플랩의 일부의 정면도,
도 4는 도 1에 도시된 본 발명의 실시예에 따라 비이젝터 모드(non-ejector mode)로 구성된 플랩의 일부의 정면도,
도 5는 도 1에 도시된 본 발명의 실시예에 따라 이젝터 모드로 구성된 시일의 일부분의 정면도,
도 6은 도 1에 도시된 본 발명의 실시예에 따라 비이젝터 모드로 구성된 시일의 일부분의 정면도.
본 발명의 특징이라 신뢰되는 신규한 형태는 청구의 범위에 구별되게 기재되어 있다. 본 발명은 이의 다른 목적 및 장점과 함께 첨부된 도면과 관련지어 보다 자세히 상술된다.
도 1에 본 발명의 실시예인 항공기 가스 터빈 엔진(전부가 도시되진 않음)의 배기 섹션(10)내의 축대칭 스러스트 방향전환 노즐(thrust vectoring nozzle)(14)용 노즐 냉각 시스템(2)을 도시한다. 노즐 냉각 시스템(2)은 냉각 공기를 발산 플랩(divergent flaps)(54) 및 시일(55)의 종방향으로 연장하는 내부 고온 표면(S)상으로 유동시키기 위한 가변형 수단을 가지며, 상기 발산 플랩 및 시일은 노즐(14)의 발산 섹션(48)내의 고온 배기 유동(4)을 제한하여 한정하고, IR 억제를 위해 노즐(14)의 발산 섹션을 냉각시킨다. 냉각 공기는 고온 표면(S)보다 훨씬 차가운 대략 주변 조건에 있는 엔진 노즐실(engine nozzle bay)(6)로부터 유입된다. 배출부(10)는, 일련의 유동 관계로 후방 연소기(afterburner) 라이너(12)의 외주연 방향에 놓인 고정된 면적 덕트 또는 엔진 케이싱(11)과, 수렴/발산형(convergent/divergent type)의 축대칭 스러스트 방향전환 노즐(14)을포함한다.
도 1을 참조하면, 노즐(14)은, 일련의 흐름 관계로 수렴 섹션(34), 가변형 면적의 스로트(throat)(40) 및 발산 섹션(48)을 포함한다. 발산 섹션(34)은 제 1 또는 수렴 시일(51)과 겹치는 엔진 중심선(8)을 중심으로 원주방향으로 배치된 다수의 제 1 또는 수렴 플랩(50)을 포함하며, 상기 제 1 또는 수렴 시일(51)은 원주방향으로 인접한 수렴 플랩(50)의 반경방향 내측으로 향하는 표면사이에 실링 결합 관계로 배치된다. 수렴 플랩(50) 각각은 제 1 피봇가능한 또는 클레비스 조인트(clevis joint)(52)에 의해 그의 전방 단부에서 케이싱(11)에 피봇가능하게 부착된다. 발산 플랩(54)은 그의 전방 단부(53)에서 스로트(40)와 일치하는 노즐(14)내의 일반적인 축방향 위치에 노즐 핀 힌지(56)의 형태인 제 1 회전 자유도(degree of freedom) 조인트 수단에 의해 수렴 플랩(50)의 수렴 플랩 후방 단부(188)에 피봇식으로 부착된다. 발산 플랩(54)은 수렴 또는 수렴 시일(55)과 겹친채로 엔진 중심선(8)을 중심으로 대체로 원주방향으로 배치되며, 상기 발산 또는 발산 시일(55)은 원주방향으로 인접한 발산 플랩(54)의 반경방향 내측 표면사이에 실링 결합 관계로 배치된다. 발산 시일(55)은 플랩 및 시일의 반경방향 내측의 압력인 노즐 압력이 일반적으로 주위 공기 또는 노즐실 압력인 노즐 외측의 압력보다 일반적으로 클때에 노즐을 작동하는 동안 발산 플랩(54)에 대해 시일하도록 설계된다. 스로트(40)는 통상적으로 A8로 표시되는 스로트 면적과 연관되며, 노즐 출구(44)는 일반적으로 발산 플랩(54)의 단부에 있으며, 통상적으로 A9로 표시되는 출구 면적을 갖는다.
도 2에 선택적으로 축대칭 스러스트 방향전환을 제공하도록 발산 플랩(54) 및 시일(55)을 수렴 플랩(50) 및 시일(51)에 각각 장착하는데 사용된 구성이 보다 자세히 도시되어 있다. 노즐 핀 힌지(56)는 발산 플랩(54)이 도 1의 엔진 중심축(8)에 대해 반경방향으로 힌지 축(180)을 중심으로 피봇가능하도록 한다. 노즐 핀 힌지(56)는 스로트(40)에 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F)에 설치된 다수 러그 후방 배럴(182)과 수렴 플랩(50)의 후방 단부(188)에 설치된 다수 러그 전방 배럴(184)을 포함한다. 다수 러그 후방 배럴(182) 및 다수 러그 전방 배럴(184)은 정렬가능한 구멍(187)과 상기 구멍을 관통해 배치된 제거가능한 전방 힌지 핀(183)을 갖는 서로 맞물림된 다수의 러그(189)를 갖는다. 그러한 것은 피봇식 조인트를 제공하는데, 이 피봇식 조인트는 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F)을 노즐(14)의 상대적으로 고정된 스로트(40)에 연결시킨다.
또한, 도 2에는 발산 플랩 및 시일의 이젝터 필름 냉각을 제공하기 위한 가변형 또는 선택적인 수단이 도시되어 있다. 발산 플랩(54) 및 시일(55)은 각기 축방향으로 인접한 전방 및 후방 섹션(49F, 49A)으로 나뉘어지는데, 이들은 각각 전방 및 후방 내부 고온 표면(47F, 47A)을 갖는다. 후방 섹션(49A)은 후방 섹션이 적어도 2개의 위치중 일 위치에서 전방 섹션에 대해 장착되도록 하는 장착 수단에 의해 전방 섹션(49F)에 장착된다. 그러한 2개의 위치중 제 1 위치는 섹션사이에 환형 직경(D)을 갖는 갭(106)을 형성하도록 섹션을 이격시키며, 이러한 갭은 냉각 공기(102)가 후방 내부 고온 표면(47A)상으로 유동하도록 하며, 그러한 2개의 위치중 제 2 위치는 냉각 공기(102)가 후방 내부 고온 표면상으로 유동하는 것을 근본적으로 차단하도록 밀접한 관계로 섹션을 배치한다. 갭(106)은 본질적으로 각기 전방 및 후방 섹션(49F, 49A)의 겹침 단부(107)사이의 노즐(14)주위에 환형 슬롯을 기본적으로 형성한다. 이 슬롯은 후방 내부 고온 표면(47A)상에 냉각 공기(102)를 유지시키는 것을 도우며, 특히 IR 징후 감소를 위한 이젝터 모드 냉각을 더 향상시킨다. 이러한 것은 노즐이 갭(106)이 개방된 상태인 이젝터 냉각 모드에 위치되거나 또는 갭이 본질적으로 폐쇄된 상태인 비이젝터(non-ejector) 냉각 모드에 위치되도록 한다. 2개 모드 사이의 변경은 비교적 간단하며 전투 상황하의 전장에서 이루어질 수 있다.
수렴 시일(51)에 대한 발산 시일(55)의 원주방향의 센터링은 축방향 센터링 수단(160)에 의해 이루어지며, 상기 축방향 센터링 수단(160)은 수렴 시일(51)의 배면(161)으로부터 그에 수직하게 외측으로 연장하는 기다란 핀(162)을 포함하며, 이 기다란 핀(162)은 발산 시일(55)의 만곡된 립(172)에 부착된 센터링 러그(168)내의 보다 넓고 대체로 축방향으로 기다란 슬롯(164)내에 배치된다. 립(172)은 수렴 시일(51)과 겹치며 수렴 시일과 접촉 실링을 제공하는 반면, 노즐(14)의 방향전환을 조절하기 위해 수렴 시일이 여전히 반경방향으로 피봇가능하고 원주방향으로 다소 활주가능하도록 한다. 미국 특허 제 4,994,660 호의 하우어 노즐은 수렴 플랩(50)과 발산 프랩(54)사이에 유니버설 조인트(universal joint)를 갖는다. 본 발명은 노즐(14)내의 2개의 분리된 축방향 위치에서의 동일한 정도의 반경방향 및 원주방향 피봇운동을 제공한다. 본 발명은 발산 플랩(54)의 원주방향 운동이 스로트의 보다 하류에서 일어나게 함으로써, 반경방향 평면 외측에서의 유동의터닝(turning)이 스로트의 후방에서 이루어지며, 따라서 유동 뒤틀림(flow distortion) 또는 스로트의 작동에 대한 다른 원치않는 영향을 회피할 수 있다. 또한, 이것은 스로트의 작동을 보다 예측가능하게 하여 항공기 및 엔진 설계자로 하여금 보다 대형의 비행 기낭 및/또는 엔진 및 항공기에 보다 공격적인 능력을 부여하는 설계시 보다 큰 허용 범위를 갖게 한다.
도 3은 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F) 및 후방 섹션(49A) 각각의 제 1 위치를 도시하는 것으로, 노즐(14)은 냉각 이젝터 모드로 되어있으며, 도 4는 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F) 및 후방 섹션(49A)의 각각의 제 2 위치를 도시하는 것으로, 노즐은 비이젝터 모드로 되어있다. 도 5는 발산 시일(55)의 전방 섹션(49F) 및 후방 섹션(49A)의 각각의 제 1 위치를 도시하는 것으로, 노즐(14)은 냉각 이젝터 모드로 되어있으며, 도 6은 각기 발산 시일(55)의 전방 섹션(49F) 및 후방 섹션(49A)의 각기 제 2 위치를 도시하는 것으로, 노즐은 비이젝터 모드로 되어있다.
도 2 내지 도 6에는 플랩 핀 힌지(110)의 예시적인 형태로 장착 수단이 도시되어 있으며, 상기 플랩 핀 힌지(110)는 후방 섹션(49A)에 장착되며 적어도 2개의 후방 배럴 러그(113A)를 갖는 제 1 후방 배럴(111)과, 전방 섹션(49F)에 장착되며 적어도 2개의 전방 배럴 러그(113F)를 갖는 제 1 전방 배럴(112)을 포함하며, 여기서 후방 및 전방 배럴 러그는 서로 맞물리며 제거가능한 제 1 힌지 핀(119)이 관통해 배치되는 정렬가능한 구멍(116)을 갖는다. 제거가능한 힌지 핀(119)은 후방 내부 고온 표면(47A) 및 힌지 축(180)에 본질적으로 수직이며, 상기 힌지 축(180)은제 1 힌지 핀(119)을 가로지르는 회전 축이다. 제 1 힌지 핀(119)은 발산 플랩(54)의 후방 섹션(49A)이 스로트 및 엔진 중심선(8)에 대해 대체로 원주방향으로 피봇가능하게 하며, 이는 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F)의 피봇운동과 결합되었을 때, 고온 배기 유동(4)을 방향전환 또는 배향함으로써 엔진의 스러스트를 방향전환한다. 후방 섹션(49A)은 장착 수단에 의해 전방 섹션(49F)에 장착되며, 이는 후방 섹션이 2개의 후방 배럴 러그(113A)가 대응하는 2개의 전방 배럴 러그(113F)의 위에 또는 아래에 있는 지에 의해 결정되는 적어도 2개의 위치중 일 위치에서 전방 섹션에 대해 장착되도록 한다.
인접한 발산 플랩(54) 및 시일(55)은, 엔진 중심선(8)과 일치하는 방향전환되지 않은 노즐 중심선을 중심으로 겹침 실링 관계로 일반적으로 배치된다. 시일(55)은 인접한 플랩의 반경방향 내측으로 배치되며 플랩(54) 및 시일(55)의 반경방향 내측의 압력인 노즐 압력이 노즐실(6)내의 압력보다 일반적으로 높을 때에 일반적인 노즐 작동동안 플랩에 대해 실링하도록 설계된다. 전방 발산 시일 유지 수단(120) 및 후방 발산 시일 유지 수단(일반적으로 도 1에 도시됨)은 스러스트 방향전환 및 노즐실(6)내의 압력이 노즐(14)의 발산 섹션내의 압력 이상으로 증가할 때 발산 플랩에 대해 발산 시일을 유지한다. 노즐(14)은 중심선(8)에 대해 비대칭적으로 나팔 발산(54) 및 시일(55)을 위치시킴으로써 스러스트를 방향전환하며, 따라서 반경방향 및 원주방향 위치 및 자세 그리고 이러한 목적을 달성하기 위해 전방 및 후방 보유 수단(120, 124) 각각은 전술한 바와 같은 역압력 구배시 플랩(54)에 대해 시일(55)을 유지하도록 제공된다. 그러한 것은 미국 특허 제 5,269,467호에 개시된 플랩에 대한 시일 보유 수단과 유사하다.
다수의 캠 롤러(62)는 제 1 링(66)에 배치되어 있으며, 상기 제 1 링(66)은 바람직한 실시예에서는 4개인 다수의 제 1 작동기(70)에 의해 전방 및 후방으로 이동된다. 가변형 스로트 면적(A8)은 수렴 플랩(50)의 배면상에 형성된 캠 표면(60)에 대한 캠 롤러(62)의 작동에 의해 제어된다. 작동시, 노즐내의 고압의 배기 가스가 수렴 플랩(50) 및 발산 플랩(54)을 반경방향 외측으로 가압하여, 캠 표면(60)이 캠 롤러(62)중 하나와 접촉하도록 유지한다. 환형 작동기 지지체(76)는 엔진 케이싱(11)에 장착되며 제 1 작동기(70)는 유니버셜 볼 조인트(74)에 의해 작동기 지지체에 피봇식으로 연결된다. 제 1 작동기(70)는 작동기 로드(73)를 가지며, 이 작동기 로드(73)는 구형 조인트(68)에 의해 제 1 링(66)에 연결된다.
바람직한 실시예에서는 3개인 다수의 방향전환 작동기(90)는 케이싱(11) 주위에 원주방향으로 동일 각도로 배치되며 작동기(70)에서와 유사한 방법으로 유니버셜 볼 조인트(94)에 의해 작동기 지지체(76)에 설치된다. 작동 링(86)은 구형 조인트(96)에 의해 방향전환 작동기 로드(93)의 후방 단부에서 방향전환 작동기(90)와 연결된다. 이것은 작동 링(86)이 그의 자세를 제어하도록 축방향으로 이동되고 중심선(8)을 중심으로 경사지도록 한다. 작동 링(86)은 발산 플랩(54)의 위치설정 및 피봇운동을 제어한다.
노즐 핀 힌지(56) 및 플랩 핀 힌지(110)는 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F)이 엔진 중심선(8)에 대해 반경방향으로 피봇운동하도록 하며, 발산 플랩의 후방 섹션(49A)이 스로트 및 엔진 중심선(8)에 대해 일반적으로 원주방향으로 피봇운동하도록 한다. 이러한 것은 고온 배기 유동(4)을 방향전환 또는 지향함으로써 엔진의 스러스트를 방향전환하도록 반경방향 및 원주방향으로의 피봇운동을 효과적으로 가능하게 한다. 발산 플랩(54)의 전방 섹션(49F) 및 후방 섹션(49A)의 피봇운동은 제어 아암(58a, 58b)을 갖는 다수의 개별 Y-프레임(59)에 의해 다 자유도(multi-degree of freedom) 방식으로 제어되며, 상기 제어 아암(58a, 58b)은 제 2 작동 링(86)을 발산 플랩(54)의 후방 섹션(49A)에 연결한다. 외측 플랩(64)은 적어도 부분적으로 Y-프레임(59)에 의해 지지되며 노즐의 외부를 따라 균형잡히고 매끈한 공기역학적 형태를 제공한다.
제어 아암(58a, 58b)은 Y-프레임(59)의 클래비스형 피봇운동을 제공하는 3 자유도 구형 조인트(82)에 의해 작동 링(86)에 연결되며, Y-프레임은 구형 조인트(84)에 의해 발산 플랩(54)의 후방 단부에 연결된다. 그러한 연결은 작동 링(86)의 자세 변화를 발산 플랩(54)의 다 자유도 피봇운동 변화 또는 궤도 운동으로 옮기도록 작동가능하며, 여기서 각각의 발산 플랩은 상이한 각도로 피봇될 수 있다. 제어 아암(58a, 58b)을 부착하기 위해 구형 조인트(82)의 사용은 Y-프레임(59)의 클래비스형 피봇운동을 제공하며, 반면에 제어 아암(58a, 58b)중 하나에 전달될 수 있는 비틀림 하중이 작동 링(86)으로 다시 전달되는 것을 방지한다. 백본(backbone)(92)은 발산 플랩(54)용 설비를 제공하며 조인트(84) 및 이의 대향된 2개의 단부에서 제 1 후방 배럴(111) 및 제 1 전방 배럴(112)을 지지한다.
작동 링(86)은 3개의 축방향으로 조절가능한 작동 링 지지 수단(100)에 의해 지지되며, 케이싱(11)을 중심으로 동일 각도로 원주방향으로 배치되며, 이는 작동링(86)이 방향전환 작동기(90)에 의해 축방향으로 이동되고 짐벌되도록(gimballed) 한다. 축방향 이동 A-프레임(210)은 3 자유도 구형 조인트(206)에 의해 작동 링(86)을 지지한다. A-프레임(210)은 아암(211a, 211b)의 단부에서 구형 조인트의 형상인 클래비스형 힌지 수단(208)으로 슬라이더(220)에 피봇식으로 부착된다. 아암(211a, 211b)의 단부에 구형 조인트의 사용은 A-프레임(210)을 위한 클레비스형 피봇운동을 제공하며, 또한 아암에 전달될 수 있는 비틀림 하중의 전달을 제거할 수 있다. 슬라이더(220)는 전방 브래킷(230) 및 후방 브래킷(236)에 의해 엔진 케이싱(11)에 부착되는 중공 슬라이더 바아(226)를 따라 활주가능하다. 작동 링 지지 수단(100)은 그의 자세를 바꾸도록 작동 링(86)이 축방향 전방 및 후방으로 이동하도록 및 경사지도록 한다. 작동 링 지지 수단(100)의 보다 자세한 설명은 리프마이어(Lippmeier) 등에 허여된 "이동 노즐 방향전환 링용 지지체(Support for a Translating Nozzle Vectoring Ring)"라는 명칭의 미국 특허 제 5,174,502 호에 개시되었으며, 본 명세서에서 참조로 인용된다.
스러스트 방향전환 노즐은 중심선(8)에 대해 비대칭적으로 발산 플랩(54) 및 시일(55)을 위치설정함으로써 스러스트를 방향전환하며, 그에 따라 발산 플랩 및 시일의 반경방향 및 원주방향 위치 및 자세를 방향전한한다. 작동 방향전환 링(86)은 적어도 3개의 방향전환 작동기(90)에 의해 이동되고 중심선(8)을 중심으로 짐벌되며, 또한 상기 방향전환 작동기는 변형가능한 출구 면적(A9)을 조정 및/또는 제어하도록 방향전환 링을 이동시키고 출구 면적 대 스로트 면적의 비(A9/A8)를 설정하도록 사용된다. 변형가능한 스로트 면적(A8)은 제 1 작동기(70)에 의한제 1 링의 이동에 의해 독립적으로 설정될 수 있다. 변형 실시예에 있어서, 양 작동기 및 링의 세트는 출구 면적 대 스로트 면적의 비(A9/A8)를 설정하기 위해 조합해 사용될 수 있다.
도 2는 플랩(54)의 배면에 설치된 전방 채널 벽(128)을 포함하는 횡방향으로 연장하는 전방 채널(126)을 갖는 전방 보유 수단(120)을 보다 자세히 도시한다. 구형의 전방 보유 러그(130)는 전방 아암(132)의 단부에서 시일(55)로부터 지지되며 전방 채널(126)내에 이동가능하도록 배치된다.
전방 채널(126)의 좁은 폭은 전방 보유 러그(130)의 운동을 제한하며 축방향에 대해 횡방향으로 1 자유도 운동을 제공하며 러그가 전방 채널내에서 여전히 회전하도록 한다. 피봇가능한 바아(bar)(140)는 바람직하게는 시일(55)의 배면과 함께 주조되며 시일 배면의 전방 위치로부터 반경방향 외측으로 연장하는 전방 기둥(142)에 대해 그 중심(141)이 피봇식으로 장착된다. 피봇가능한 바아(140)는 전방 기둥(142)상에 고정된다. 전방 기둥(142)은 그의 상부가 나사가공될 수 있으며 피봇가능한 바아(140)를 피봇가능하도록 지지하는데 사용되는 기계가공된 플랜지 부싱이 전방 기둥의 나사가공된 상부상에 너트에 의해 고정된다. 구형 전방 보유 러그(130)는 트레일러 히치 볼(trailer hitch ball)과 같이 보이며 작동한다. 러그는 배기 노즐이 방향전환되었을 때 발산 플랩 전방 채널과 접촉을 유지하는데 필요하다. 이러한 것은 스프링 하중형 구형 전방 보유 러그(130)를 갖는 대안적 전방 보유 수단으로서 미국 특허 제 5,269,467 호에 보다 자세히 개시되어 있으며, 각각의 러그는 전방 아암을 통해 피봇가능한 바아(140)의 각각의 전방 아암(132)의구멍(도시되지 않음)내에 활주가능하도록 배치된 샤프트(133)상에 장착된다.
후방 채널 벽(148)을 포함하는 횡방향으로 연장하는 후방 채널(146)을 갖는 후방 보유 수단(124)은 발산 플랩(54)의 배면상에 설치된다. 후방 보유 러그(150)는 후방 아암(152)의 단부에서 발산 시일(55)로부터 지지되며 후방 채널(146)내에 이동가능하게 배치된다. 후방 위치설정 수단은 인접한 발산 시일(55) 및 발산 플랩(54)이 이동하였을 때, 특히 스러스트 방향전환중 그들의 자세가 서로에 대해 변할 때, 후방 채널내에 후방 보유 러그(150)를 위치설정함으로써 인접한 발산 플랩(54) 및 발산 시일(55)을 위치설정하는데 도움을 주도록 제공된다. 후방 위치설정 수단은 후방 채널(146)에 대해 비교적 넓은 폭을 제공하는데, 이러한 넓은 폭은 후방 보유 러그(150)가 플랩(54)에 대해 횡방향 및 종방향으로 2 자유도 운동을 하도록 한다. 후크는 후방 아암(152)의 돌출 지지 단부에 제공될 수 있으며, 후방 채널(146)의 단부는 시일(55)과 플랩(54)사이의 언패더링(unfeathering)을 방지하도록 원주방향의 보유 수단을 가질 수 있다. 그러한 것은 미국 특허 제 5,269,467 호에 보다 자세히 개시되어 있다.
본 발명의 바람직한 실시예가 본 발명의 원리를 설명하기 위해 충분히 기재되었지만, 첨부된 청구의 범위에 기재된 본 발명의 범위를 벗어남이 없이 바람직한 실시예에 각종 변형 및 변경이 행해질 수 있음을 알 수 있다.

Claims (5)

  1. 항공기 가스 터빈 엔진 배기 노즐(14)의 발산 섹션(48)내의 고온 배기 가스 유동 경로(4)을 한정하는, 종방향으로 연장하고 원주방향으로 인접한 선택적으로 냉각가능한 발산 배기 유동 한정 요소(54, 55)에 있어서,
    상기 배기 유동 한정 요소(54, 55)중 적어도 하나의 축방향으로 인접한 전방 및 후방 섹션(49F, 49A)으로서, 상기 축방향으로 인접한 전방 및 후방 섹션(49F, 49A)은 각기 전방 및 후방 내부 고온 표면(47F, 47A)을 갖는 축방향으로 인접한 전방 및 후방 섹션(49F, 49A)과,
    상기 후방 섹션(49A)을 적어도 2개의 위치중 하나에서 상기 전방 섹션(49F)에 장착하기 위한 장착 수단(56)을 포함하며,
    상기 2개의 위치중 제 1 위치는 상기 섹션들을 이격시켜 상기 섹션사이에 갭(106)을 형성함으로써 냉각 공기(102)가 상기 후방 내부 고온 표면(47A)상으로 유동할 수 있게 하며,
    상기 2개의 위치중 제 2 위치는 상기 섹션들을 밀접하게 접촉하는 관계로 위치시켜, 냉각 공기(102)가 상기 후방 내부 고온 표면(47A)상으로 유동하는 것을 방지하며,
    상기 장착 수단(56)은 플랩 핀 힌지(110)이며,
    상기 플랩 핀 힌지(110)는, 상기 후방 섹션(49A)에 장착되고 적어도 2개의 후방 러그(113A)를 갖는 제 1 후방 배럴(111)과, 상기 전방 섹션(49F)에 장착되고적어도 2개의 전방 러그(113F)를 갖는 제 1 전방 배럴(112)을 포함하며,
    상기 후방 및 전방 러그(113A, 113F)는 서로 맞물려 있고, 제거가능한 제 1 힌지 핀(119)이 관통 배치되는 정렬가능한 구멍(116)을 구비하며, 상기 제거가능한 힌지 핀(119)은 본질적으로 상기 후방 내부 고온 표면(47A)에 수직한 것을 특징으로 하는 배기 유동 한정 요소.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 노즐(14)의 전방 섹션(49F)과 스로트(40)사이에 있는 피봇가능한 조인트(56)를 더 포함하며, 상기 피봇가능한 조인트는 상기 플랩 핀(110)에 교차하는 적어도 하나의 회전축(180)을 갖는 배기 유동 한정 요소.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 피봇가능한 조인트(56)는, 상기 전방 섹션(49F)에 장착된 후방 배럴(182)을 갖는 제 2 핀 힌지(183)와, 상기 스로트(40)에서 배기 유동 한정 수렴 요소(50)의 후방 단부(188)에 장착된 제 2 전방 배럴(184)을 포함하며,
    상기 수렴 요소(50)는 항공기 가스 터빈 엔진 배기 노즐(14)의 수렴 섹션(34)내의 고온 배기 가스 유동(4)을 한정하는 다수의 수렴 요소(50, 51)중 하나이며,
    상기 제 2 힌지 핀(183)은 상기 제 2 후방 및 전방 배럴(113A, 113F)내의 구멍(187)을 통해 배치되는 배기 유동 한정 요소.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 배기 유동 한정 요소는 플랩(54) 및 시일을 구비하며,
    상기 플랩(54)과 시일(55)사이에 보유력을 제공하기 위한 보유 장치(120)를 더 포함하며,
    상기 보유 장치(120)는, 플랩(54)상에 장착된 횡방향으로 연장하는 채널 벽(128)을 가진 채널(126)과, 상기 시일(55)로부터 지지되고 상기 채널(126)내에 이동가능하게 장착된 보유 러그(130)와, 상기 보유 러그(130)가 상기 채널(126)중 대응하는 하나내에서 그 대응하는 플랩에 대해 가 2 자유도 운동을 할 수 있도록 하는 위치설정 수단을 포함하는 배기 유동 한정 요소.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 위치설정 수단은, 반대로 배치된 제 1 및 제 2 피봇가능한 아암(132, 152)과 그리고 대응하는 말단의 제 1 및 제 2 러그 단부(130, 150)를 갖는 피봇가능한 바아(140)를 포함하며,
    상기 러그 단부는 각각 상기 채널(126)중 하나내에 상기 보유 러그(130)중하나를 지지하며,
    상기 피봇가능한 바아(140)는 상기 아암(211, 211b)이 시일상의 기둥상에서 만나는 지점(141)에서 피봇가능하게 지지되는 배기 유동 한정 요소.
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