JPH09195853A - 可変面積ファンエキゾーストノズル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 可変面積ファンエキゾーストノズルを提供す
る。 【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）は、変位
スリーブ（３８）を有しており、この変位スリーブ（３
８）は、外側ナセル（２０）下流側に位置している。可
変面積ファンエキゾーストノズル（３０）は、上記変位
スリーブ（３８）の後縁（３２）と円錐形のコアカウル
（２６）の間に配設されており、このコアカウル（２
６）は、上記外側ナセル（２０）の径方向内側、かつ、
それから離間して配設されている。上記変位スリーブ
（３８）は、下流側へと変位して、径が減少する上記コ
アカウル（２６）と協働して、上記ファンエキゾースト
ノズル（３０）の上記面積を増加させている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、可変サイクルガス
タービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービン
エンジン用の可変面積ファンエキゾーストノズルに関す
る。なお、本出願は、１９９４年１０月２０日に出願し
た米国特許出願番号第０８／３２６，６２１号の一部係
属出願である。

【０００２】

【従来の技術】現代のガスタービンエンジン性能の重要
な基準としては、より大きな推力と、重量最低化と、ノ
イズレベル低減と、燃費の低減と、を挙げることができ
る。当業界では良く知られているように、ファン圧力比
を低減させることがガスタービンエンジンの推進力を改
善することが知られている。上記ファン圧力比を下げる
と、上記ファンを通過して流れる質量基準における流速
は、上記推力を同一に保つために増加させてやる必要が
ある。ファンブレードを長くすると、上記質量基準の流
速は増加する。しかしながら、上記ファン圧力比を下げ
て、上記ファンブレードの長さを増加させることは、フ
ァンの安定性に悪影響を与えることになる。低速度で回
転している、より長いファンブレードは、上記ファンを
通過させてより多くの空気を流すことができる。巡航状
態において上記したように低いファン圧力比で上記空気
流を増加させれば、上記ファンの下流側に配設されたフ
ァンエキゾーストノズルを通して上記空気空気が排出さ
れ、上記エンジンの推力を向上させることができる。し
かしながら、離陸時、上昇時、及び下降時では、上記フ
ァンエキゾーストノズルを通るこのように増加した空気
量が制限されてしまい、かつ、この結果として発生する
上記ファンへの高い背圧は、上記ファンの空力的安定性
に悪影響を与える。従って、ファン安定性は、低ファン
圧力比エンジンに対する制約となっていた。

【０００３】上記ファンブレードのピッチを可変にする
ことは、ファン安定性を制御するための一つの方法であ
る。複数の上記ファンブレードのピッチは、上記ガスタ
ービンエンジンの異なった複数のモードにおける運転中
に、上記ファンを通して流れる空気量を最適化させるこ
とができる。離陸中、上昇中、下降中には、上記複数の
ファンブレードによって送られる上記空気量は低減さ
れ、このことにより背圧が低減されるとともに、不安定
条件となることを避けることができる。

【０００４】上記ガスタービンエンジンの性能を向上さ
せるための別のアプローチとしては、レア（Ｌａｉｒ）
等による米国特許第５，１８１，６７６号、題名“推力
リバーサ一体型可変面積エキゾーストノズル”に記載の
ものを挙げることができる。この特許は、上記ノズルの
エキゾースト面積を増加させるように駆動された際にピ
ボット点を中心として互いに回転する２つの貝殻状部分
を開示している。この開示されたファンノズルにおける
制約は、外側及び内側における空力特性に悪影響を与え
ずに上記ノズル面積を増加させることが、僅かしかでき
ないことを挙げることができる。さらには、上記ノズル
は、空気流の好ましくないリークを生じさせ、上記ガス
タービンエンジンの性能が低下してしまうことになって
いた。加えて、上記ファンエキゾーストノズルは、圧力
ベッセルとして機能するので、上記貝殻状部分がそれぞ
れ離散した位置で支持されていることにより、上記それ
ぞれの貝殻状部分を変形させてしまいがちな著しい背部
圧に晒されることになる。上記特許に開示された上記貝
殻状部分は、上記したような上記ファンエキゾーストノ
ズルの変形を抑制するためには、重量を増加させなけれ
ばならないという著しい不利益を伴っていた。

【０００５】バーバリン等（Ｂａｒｂａｒｉｎ）による
米国特許第４，９２２，７１３号では、可変断面積エキ
ゾーストを有する推力リバーサが開示されている。上記
特許は、補助ノズルを開かせるような下流側へと移動す
る変位カウルを開示しており、これによって上記エキゾ
ーストノズル断面積が増加されている。しかしながら、
上記開示の発明は、低ファン圧力比エンジンには不向き
である。この理由としては、上記に開示された構成の起
動システムが、低圧力比エンジン設計においては、運転
シーケンスを制限してしまうことにある。すなわち、推
力をリバースさせるために変位している際に、上記ファ
ンが不安定となってしまうこととなるためである。上記
構成では、上記変位カウルを、上記推力リバーサの起動
前に収容しておく必要がある。低圧力比ファンについて
は、上記ファンノズル面積の低減は、安定性に対しては
不都合であり、この結果上記ファンが失速してしまうこ
とになる。

【０００６】さらには、上記開示の構成には、著しい空
力的及び音響的な制限がある。上記開示の構成は、上記
航空機システム及び上記推進システムの双方に対して空
力的効率の面で悪影響を与える。従って、上記航空機へ
の悪影響が２重に発生することになる。高速運転中に
は、上記補助ノズルフローによる径方向速度成分は、流
れが翼に接近するにつれ、その悪影響のため安全性に対
する危険性を生じる。低速運転では、上記径方向速度成
分は、上記翼周辺部の空気流を乱し、低速における揚力
を低下させ、上記航空機の性能を劣化させてしまうこと
になる。

【０００７】上記開示の構成の上記補助空気流経路は、
以下に述べる３つの空力特性損失機構によって上記推進
システムに悪影響を与える。すなわち、これらの機構と
しては、超音速での変向による衝撃波損失と、圧力抵抗
の増加と、摩擦損失の増加と、である。

【０００８】さらには、上記開示の配置は、上記補助空
気流経路の幅にわたって複数のストルートを配設するこ
とにより、内側空力特性に対して悪影響を与える。上記
複数のストルートは、上記内側流れ経路の上記空力特性
を低減するとともに、上記内側流への障壁となることに
よる抵抗と、圧力抵抗とを、増加させることになる。

【０００９】加えて、上記開示の構成では、上記航空機
の音響特性を著しく低下させてしまうことになるが、こ
れは、上記補助ノズルが、多重のノイズ源となってしま
うためである。

【００１０】上記米国特許第４，９２２，７１３号のこ
れらとは別の主要な欠点は、上記開示の構成の一体型起
動システムが、安全性を害してしまうということを挙げ
ることができる。まず、上記変位カウルは、この推力リ
バーサの直接後部に配設されるので、上記推力リバーサ
を遮蔽してしまい、上位変位カウルがどのように故障し
ても、上記推力リバーサが使用できなくなってしまうと
いった故障を生じさせる可能性をはらんでいる。第２
に、上記起動システムのいかなる故障でも、飛行中に上
記類力リバーサが使用されてしまうと言う不測の事態を
引き起こす可能性を有している。

【００１１】

【発明の解決しようとする課題】従って依然として、上
記エンジンのその他の性能を損なわせることなく、重量
の最低化された、低騒音、かつ、低燃費の高性能ガスタ
ービンエンジンを提供することが必要とされていた。

【００１２】

【課題を解決するための手段】すなわち、本発明は、円
錐形カウルと外側ナセル内に配設されたコアエンジンを
有しており、上記外側ナセルは、上記コアカウルの径方
向外側に配設され、かつ、上記コアカウルから離間して
それらの間にダクトが形成されているガスタービンエン
ジンであって、このガスタービンエンジンは、さらに、
上記外側ナセルの下流側に配設され、軸方向下流側へと
変位するに従い、下流側径が減少している円錐形の上記
コアカウルと協動して、上記ファンエキゾーストノズル
の有効面積を増加させるための変位スリーブを有してい
ることを特徴とするガスタービンエンジンを提供するこ
とによって上記課題を解決しようとするものである。上
記ファンエキゾーストノズルは、上記変位スリーブの後
縁と上記コアカウルの間に画成される。上記変位スリー
ブは、空力的形状のボディと、上記変位スリーブを駆動
するための複数の駆動手段と、を有しており、これらの
駆動手段により、上記変位スリーブが、軸方向下流側に
おいて完全に使用されない位置、すなわち完全に引き込
まれた位置から、上昇、離陸、下降時等に完全に使用さ
れる位置、すなわち、完全に引き出された位置へと下流
側へと変位するように駆動させることができるようにさ
れている。上記変位スリーブにはまた、複数の中間的な
使用位置を設けておくこともできる。

【００１３】上記可変面積ファンエキゾーストノズルに
よれば、上記ガスタービンエンジンに、巡航時に高い効
率を与えつつ、これ以外のモードにおいては上記ファン
の安定性に不都合な影響を与えないようにすることがで
きる。上記変位スリーブは、巡航時に完全に使用されな
い位置とされているので、ファン空気流をさらに増加さ
せることができ、このことによっ上記ファンエキゾース
トノズルを通して排出される空気による推進力が増加で
きる。離陸、上昇、下降時には、上記変位スリーブは、
使用位置へと軸方向下流側に変位されていて、軸方向に
延びた変位スリーブの上記前縁と減少して行く径のコア
カウルの間に画成される上記ファンエキゾーストノズル
の有効面積が増加できる。従って、離陸、上昇、下降に
際して低ファン圧力比と大きな質量基準の流速と、を与
える上記ファンブレードによって発生する増加した空気
流は、面積の拡大した上記ファンエキゾーストノズルを
通して排出され、かつ、上記ファンを失速させてしまう
ような高い背圧を生じさせることがない。加えて、本発
明は、巡航時の燃費を改善することもでき、さらには、
離陸、上昇及び着陸時の騒音を低減させることができ
る。さらには、複数の中間的な上記変位スリーブの使用
位置を設けることにより、徐々に、かつ、連続して上記
ファンエキゾーストノズルの面積を変化させることが可
能となり、これによって上記エンジンの総重量を低減さ
せ、かつ、燃費を低減させることにより上記ガスタービ
ンエンジンの性能を最適化させることができる。

【００１４】本発明の特徴の一つは、上記変位スリーブ
が、２つの半円筒部を有しており、これらが互いに対向
して上記ノズルの連続した内側面を形成していて、内側
からの圧に抵抗しているとともに、空気流のリークを最
低限としている。本発明の別の特徴は、略減少して行く
ようなダクト断面積が、上記変位スリーブの全ての位置
決めにおいても保持されていて、上記変位スリーブの前
縁と上記コアカウルの間の断面積を最低化させている。
さらに本発明の特徴は、上記変位スリーブが下流側に運
動するにつれて、上記ノズル排出面積が、上記変位スリ
ーブの変位長さに応じて単調増加することにある。

【００１５】本発明の主要な効果は、上記変位スリーブ
の構造を比較的簡単にすることができ、かつ、比較的軽
量の構造で“フープ”負荷、すなわち“拡張”負荷に耐
えるようにすることができることを挙げることができ
る。本発明の別の効果は、従来の空力的不都合、音響的
不都合及び安全性に対する不都合を克服できることにあ
る。

【００１６】本発明の上記特徴及び効果については、本
発明の最良の実施例の記載と添付の図面とを持ってより
詳細に説明する。

【００１７】

【発明の実施の形態】図１には、長さ方向中心軸１６を
中心として配設されたファン１４を備えたコアエンジン
１２を有するガスタービンエンジン１０が、さらに上記
コアエンジン１２を収容している環状ナセル１８を有し
ているのが示されている。上記環状ナセル１８は、上流
位置２２と、下流位置２４と、を有する外側ナセル２０
と、この外側ナセル２０から径方向内側に互いに離間し
て配設された円錐形状のコアカウル２６と、を有してい
る。上記外側ナセル２０と、上記コアカウル２６とは、
環状流路、すなわちダクト２８を形成している。ファン
エキゾーストノズル３０は、上記外側ナセル２０の前縁
３２と上記コアカウル２６の間に画成されている。

【００１８】図２から図４に示されているように、上記
外側ナセル２０の下流側位置２４は、推力リバーサ機構
３６と、可変面積ファンエキゾーストノズル変位スリー
ブ３８と、を有している。上記推力リバーサ機構３６
は、通常型のものであり、推力リバーサブロッカドア５
０と、推力リバーサ可動ボディ５２と、を有しており、
上記推力リバーサ可動ボディ５２には、複数のターニン
グベーン５６と、複数の推力リバーサアクチュエータ５
８（図２に示す）と、を収容するための溝５４を有して
いる。複数の上記ターニングベーン５６は、複数のガイ
ドベーン６０を有しており、かつ、その上流側端におい
てトルクボックス６２へと取り付けられているととも
に、その下流側端には支持リング６４が取り付けられて
いる。複数の上記推力リバーサアクチュエータ５８は、
通常型の油圧式アクチュエータとなっており、シリンダ
６６と、可動ロッド６８と、を有している。上記シリン
ダ６６は、上記トルクボックス６２に取り付けられてお
り、上記ロッド６８は、上記溝５４の内側面に取り付け
られている。複数の上記アクチュエータへと導かれる油
圧は、配管７０を通して与えられるようになっている。
上記推力ブロッカドア５０は、上記推力リバーサボディ
５２の径方向内側に配設されていて、図１と、図２と、
に示すように、使用されない位置では実質的に上記長手
方向軸１６に平行な関係にされている。図４は、上記推
力リバーサブロッカドア５０は、ピボット点７１を中心
としてピボットして、使用位置とされているのが示され
ている。

【００１９】上記ファンエキゾーストノズル変位スリー
ブ３８は、空力的形状の外側面７２と、内側面７４と、
を有しているとともに、上記推力リバーサ３６の径方向
内側、かつ、上記ブロッカドア５０の径方向外側に配設
されていて、さらに、上記推力リバーサ３６の下流側に
まで延びている。複数の変位スリーブアクチュエータ７
６は、上記変位スリーブ３８の軸方向変位を行わせるよ
うになっている。それぞれのアクチュエータ７６は、油
圧式とされており、これらのアクチュエータはさらにシ
リンダ７８と、可動ロッド８０と、を備えており、ま
た、上記シリンダ７８は、上記トルクボックス６２に取
り付けられ、かつ、上記ロッド８０は、上記変位スリー
ブ３８に取り付けられている。空力的フラップシール８
２は、上記推力リバーサ３６の最も下流側に取り付けら
れており、上記推力リバーサ３６と上記変位スリーブ３
８との間のギャップを橋渡しして、上記外側ナセル２０
の外側面を空力的に確実に連続となるようにさせてい
る。膨脹可能シール８４は、上記変位スリーブ３８と上
記推力リバーサ３６の間に配設されていて、変位の間に
それらの間からの空気のリークを防止している。これと
は別に、リップシール又はこれとは別のいかなる型のシ
ールを、空気のリークを防ぐために用いることができ
る。変位スリーブバンパシール８５は、上記変位スリー
ブ３８の前縁に配設されており、上記変位スリーブ３８
が完全に使用されない位置とされた場合に、上記ピボッ
トポイント７１を覆うようになっている。推力リバーサ
バンパシール８６は、上記推力リバーサボディ５２の上
記内側壁の前縁に配設されており、上記推力リバーサ３
６が完全に使用されない位置にされた場合に上記トルク
ボックスを被覆して、空気のリークを低減させている。

【００２０】図５には、上記推力リバーサボディ５２
と、上記変位スリーブ３８とが、それぞれ２つの半円筒
状部分８８，８９，９０，９１を有しているのが示され
ている。上記変位スリーブ３８の上記それぞれの半円筒
状シリンダ９０，９１は、長手方向エッジ９２〜９３
と、９４〜９５と、を有している。それぞれの長手方向
エッジ９２〜９５は、これらに取り付けられたＴ−スラ
イダ９６を有している。上記長手方向エッジ９２，９４
のこのＴ−スライダ９６は、ヒンジ機構９８の溝９７に
スライドするように係合している。このヒンジ機構９８
は、マウンティングヒンジ９９を有しており、このヒン
ジ９９は、上記ヒンジ機構９８をパイロン（図示せず）
へと取り付けている。また、このパイロンは、航空機の
翼に取り付けられている。上記変位スリーブ３８の上記
長手方向エッジ９２〜９５の複数の上記Ｔ−スライダ９
６は、スライド可能にラッチ機構１００の溝に係合して
おり、このラッチ機構１００は、上記ヒンジ機構９８か
ら実質的に径方向反対側に配設されている。上記変位ス
リーブ３８の上記半円筒状部分９０，９１と、上記ラッ
チと、上記ヒンジ機構１００，９８とは、実質的に連続
になっている面７４を有する実質的に連続の環状体を形
成している。上記推力リバーサ３６は、上記変位スリー
ブ３８の取り付け構造体に似た取り付け構造体を有して
いる。上記推力リバーサボディ５２の上記半円筒状部分
８８，８９の上記長手方向エッジ１０１〜１０４にある
複数のＴ−スライダ９６は、上記ヒンジと上記ラッチ機
構９８，１００の溝９７にスライドするようにして係合
している。上記ラッチ機構１００は、開くようになって
いて、上記推力リバーサ３６の上記半円筒状部分８８〜
８９と、上記変位スリーブ３８の上記半円筒状部分９０
〜９１と、の２つのセットを、上記ヒンジ機構９８を中
心としてピボットするようにしており、この様にするこ
とで、内部に配設された上記コアエンジン１２に近づく
ことが可能となっている。複数のＯ−リングシール（図
示せず）は、上記溝９７の複数の端部に配設されてい
て、上記溝９７と上記Ｔ−スライダの間の空気のリーク
を防止している。

【００２１】上記変位スリーブ３８の上記内側面７４と
上記コアカウル２６の間の上記ダクト２８の断面部分
は、上記変位スリーブ３８のすべての部分について収束
して行くようになっている。上記ダクトがほぼ狭まって
行くような断面形状を取っていることによって、上記変
位スリーブ３８のすべての部分の上記ノズル排出部３
０，３０’において、上記ダクトが最低断面積となって
いる。

【００２２】加えて、上記ノズルの上記排出断面積は、
上記変位スリーブ３８の変位長さの関数として単調に増
加する。上記ノズルの上記排出断面積の単調増加挙動
は、上記変位スリーブ３８の制御が簡単で、かつ、より
精度良く行えれば使用することができ、上記変位スリー
ブ３８の位置に応じて上記断面積が一次関数的に変化す
るようになっていることが好ましい。

【００２３】図１と、図２と、に示す巡航モードにおい
ては、上記推力リバーサ３６と上記ファンエキゾースト
ノズル変位スリーブ３８の双方が、複数の上記推力リバ
ーサアクチュエータ５８と、引き込まれた状態にある上
記変位スリーブアクチュエータ７６の複数の可動ロッド
６８，８０と、によって完全に使用されない位置とされ
ている。図５に示されるように、６個の推力リバーサア
クチュエータ７６と、６個の変位スリーブアクチュエー
タ５８と、が配設されている。

【００２４】図３に示すように、離陸、上昇及び下降時
には、上記変位スリーブ３８は、完全に使用位置とされ
ている。油圧により、上記複数の変位スリーブアクチュ
エータ７６が起動され、複数の上記可動ロッド８０は、
軸方向下流側に延び、軸方向下流側へと上記変位スリー
ブ３８を動かす。上記した下流側へのスライド運動は、
上記変位スリーブ３８の上記半円筒状部分９０，９１の
長手方向エッジ９２〜９５に沿って複数の上記Ｔ−スラ
イダ９６が、スライドしつつ、上記ヒンジと上記ラッチ
９８，１００機構の複数の溝９７に係合することによっ
て行われる。上記変位スリーブ３８が下流側へと変位す
るにつれ、上記変位スリーブ３８の後縁３２と上記コア
カウル２６の間で画成される上記有効ファンエキゾース
トノズル３０’の環状部面積は増加する。上記ファンノ
ズルの上記有効環状部面積は、上記円錐形のコアカウル
２６の下流側径が減少することによって増加することに
なる。上記ファンノズル３０’の面積が大きくなると、
離陸、上昇及び下降時に排出される空気流２８を制御で
きることとなる。上記変位スリーブ３８の空力的形状を
した内側面７４は、上記ファンエキゾーストノズル３
０’の上流側では上記空気流を阻害しないようにしてい
る。上記変位スリーブの上記した完全に使用されない、
すなわち引き込まれた位置と完全に使用される位置の間
に多数の中間的な位置とすることが、アクチュエータを
徐々に駆動することによって可能とされている。

【００２５】着陸後は、上記推力リバーサ３６が起動さ
れ、上記ガスタービンエンジン１０の推力を逆転させ
る。上記推力リザーバ３６が駆動され、その効果を発揮
させるため、上記変位スリーブ３８が駆動されて、上記
ターニングベーン５６を上記空気流２８へと露出させ
る。上記変位スリーブ３８が、駆動されて、上述した方
法と同様にして変位する。上記推力リバーサ３６は、上
記上記油圧が、複数の上記推力リバーサシリンダ６６を
引き起こして、複数の上記可動ロッド６８を軸方向下流
側へと延ばすことにより軸方向下流側へと動かされる。
上記推力リバーサ３６は、その後、複数の上記推力リバ
ーサＴ−スライダ９６が上記溝９７内を下流側にスライ
ドするにつれて下流側へと運動する。上記リバーサドア
５０は、径方向内側へとピボットして、上記空気流経路
２８をブロックし、上記ファンエキゾーストノズル３
０’を通して排出されてしまうのを防止しており、複数
の上記ガイドベーン６０を通過する空気流を変向させる
ようになっている。

【００２６】本発明を用いた上記ガスタービンエンジン
は、低いファン圧力比において、かつ、ファンに対する
安定性の問題が無く、またエンジン推力を犠牲にするこ
となくより高い空気流量とすることで高い推進効率を得
ることができる。巡航時には、上記変位スリーブは、完
全に使用されない位置とされ、この様に低いファン圧力
比の上記ガスタービンエンジンは、良好に高い推力を発
生でき、低騒音で、かつ、燃費も向上させることができ
る。離陸、上昇及び着陸に際しては、上記変位スリーブ
は、複数の上記使用位置のうちの一つへと変位され、上
記ファンエキゾーストノズル３０’の増加した面積によ
り、上記エンジン１０から、上記ファンブレードへと過
剰な背圧を発生させず、かつ、上記ファン１４を失速さ
せずに上記ファンによって発生した増加した空気流を排
出させることができる。さらに、上記ファンエキゾース
トノズルの面積が徐々に可変となっていることにより、
上記ガスタービンエンジンの総重量が低減できることに
よるさらなる最適化が図れるとともに、燃費も向上す
る。

【００２７】さらに、上記した低ファン圧力比と、質量
基準での高いファン流量と、を組み合わせることによっ
て、着陸時、離陸時及び上昇時のノイズレベルを低減さ
せることができる。上記したようなノイズレベルの低減
は、２つの要因に起因している。第一には、上記ファン
が低速で回転するので、ノイズが低いことを挙げること
ができる。第２に、上記したように下流側に延びた変位
スリーブ３８は、ノイズを低減させるような補助的な減
衰部を提供することになることを挙げることができる。
さらには、上記低ファン圧力比と、質量基準での高いフ
ァン流量と、を組み合わせることによって、巡航時の燃
費も改善できることになる。

【００２８】本発明の上記変位スリーブ３８を有する上
記可変面積ファンエキゾーストノズルは、上記ノズル３
０’の上記面積を４０％以上増大させることができる。
上記変位スリーブ３８は、上記ガスタービンエンジン１
０の重量を著しく増大させることなく、上記ノズル３
０’の面積を、著しく増大させることができる。さら
に、上記変位スリーブ３８の上記２つの半円筒状部９
０，９１は、上記ファンエキゾーストノズルの連続的な
内側面７４を形成する。この様な連続面７４は、上記ノ
ズルが、余分な重量増加を伴わずに、上記空気のリーク
を避けるように、上記空気流の内側圧に耐えさせること
ができる。

【００２９】本発明の上記可変面積ファンノズルは、従
来の主要な欠点を克服することができるものである。ノ
ズル面積の上記したような増加は、上記変位スリーブの
下流側への変位だけで行われている。従って、本発明に
よれば、上記ノズル排出部への径方向速度成分を与える
ための補助ノズルを加える必要がない。上記エンジン
が、翼の下に取り付けられる場合には、この様な径方向
の速度成分は、すべての速度において、翼への揚力効果
を低減させ、かつ、低速飛行における翼前縁にある揚力
デバイスの効果を低減させてしまうことになる。本発明
はまた、補助ノズルが上記推進システムに与える逆影響
を避けることができるとともに、上記エンジンの上記内
側空力特性に逆影響を与えることを避けることができ
る。

【００３０】本発明は、また、通常の従来技術及び特に
米国特許第４，９２２，７１３号に記載の従来のものに
比べて騒音的に優れている。上記ノズルを通過する上記
空気流のすべては、音響的に処理されており、かつ、弱
められている。さらには、上記推力リバーサの駆動シス
テムと、上記変位スリーブ駆動システムが互いに独立と
されていることによって、米国特許第４，９２２，７１
３号のような安全性に対する考慮を払わずともすむこと
になる。

【００３１】本発明は、代表的な実施例をもって開示し
説明を行ってきたが、当業者によれば、本発明の趣旨及
び範囲内において種々の変更、除外、付加を行うことが
可能であることが理解されよう。例えば、本発明は、好
適な実施例で説明したように、複数の固定されたターニ
ングベーン５６ではなく、複数の変位ターニングベーン
を有する推力リバーサとともに使用することもできる。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は、本発明の推力リバーサと、変位スリー
ブと、を有するガスタービンエンジンとナセルの簡略化
した断面立面図である。

【図２】図２は、図１の推力リバーサと、上記変位スリ
ーブとが、使用されない位置、すなわち引き込み位置と
されているところを示した拡大断面立面図である。

【図３】図３は、離陸、上昇及び下降時に変位スリーブ
が使用位置にされているところを示した、図２に示す上
記推力リバーサと、上記変位スリーブと、を示した断面
立面図である。

【図４】図４は、図３の推力リバーサと、上記変位スリ
ーブとが、使用位置へと反転されているところを示した
側面立面図である。

【図５】図５は、図４のライン５−５に沿った上記推力
リバーサと、上記変位スリーブとを、概略的に示した断
面立面図である。

【符号の説明】

１０…ガスタービンエンジン １２…コアエンジン １４…ファン １６…中心軸 １８…環状ナセル ２０…外側ナセル ２２…上流部分 ２４…下流部分 ２６…コアカウル ２８…ダクト ３０…エキゾーストノズル ３２…外側ナセル後縁

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 コンスタンティーノ ヴイ．ロフレド アメリカ合衆国，コネチカット，ニューイ ントン，フォレスト ドライブ 169 (72)発明者 ハロルド ティー．プロッサー ジュニア アメリカ合衆国，コネチカット，ヴァーノ ン，タルカットヴィル ロード 631 (72)発明者 クリストファー ダブリュー．ジョーンズ アメリカ合衆国，コネチカット，マンチェ スター，キャーレン ドライブ ９

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 コアカウルと、外側ナセルと、に収容さ
   れたコアエンジンを有するガスタービンエンジンであっ
   て、前記外側ナセルは、前記コアカウルの径方向外側に
   配設され、かつ、このコアカウルから離間されていると
   ともに、上流側部分と、下流側部分とを、有しており、 前記コアカウルは、下流側に向かって径の減少して行く
   略円錐形を有しており、 前記外側ナセルは、その前記下流側部分に配設され、か
   つ、使用されない位置、すなわち引き込まれた位置が設
   けられている推力リバーサを有し、かつ、 前記推力リバーサが、使用位置へと向けて軸方向下流側
   へと運動するようにされているガスタービンエンジンで
   あって、前記ガスタービンエンジンは、さらに、 前記推力リバーサの下流側にスライド可能に取り付けら
   れ、かつ、完全に引き込まれた位置と、完全に引き出さ
   れた位置と、複数の中間的に引き出された位置と、を有
   した変位スリーブと、 前記変位スリーブの後縁と前記コアカウルの間に画成さ
   れたファンエキゾーストノズルと、 前記変位スリーブと前記コアカウルの間に画成されたダ
   クトと、 前記完全に引き込まれた位置と前記完全に引き出された
   位置の間で前記変位スリーブを変位運動させるための複
   数の駆動手段と、を有し、 前記変位スリーブは、前記推力リバーサと完全に独立し
   て軸方向下流側へと変位して、前記コアカウルの減少し
   た下流側径と協働し、前記ファンエキゾーストノズルの
   面積を可変とし、かつ、前記ファンエキゾーストノズル
   を通る空気流量を可変としていることを特徴とするガス
   タービンエンジン。
2. 【請求項２】 前記変位スリーブは、互いに長手方向の
   エッジが係合した複数の半円筒状部分を有していて、前
   記ファンエキゾーストノズルの連続面を形成するように
   なっていることを特徴とする請求項１に記載のガスター
   ビンエンジン。
3. 【請求項３】 前記変位スリーブの前記半円筒状部分
   は、それらの前記長手方向エッジに配設されたスライド
   手段を有していて、このスライド手段は、ラッチ機構
   と、ヒンジ機構と、に配設された対向した複数の溝にス
   ライド可能に係合して、前記変位スリーブをスライド運
   動させるようになっていることを特徴とする請求項２に
   記載のガスタービンエンジン。
4. 【請求項４】 前記複数の駆動手段は、油圧駆動されて
   いることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエ
   ンジン。
5. 【請求項５】 それぞれの前記駆動手段は、前記ガスタ
   ービンエンジンに取り付けられたシリンダと、前記変位
   スリーブに取り付けられた可動ロッドと、を有してお
   り、前記ロッドは、前記完全に引き込まれた位置では前
   記シリンダ内へと引き込まれており、前記完全に引き出
   された位置では延ばされていることを特徴とする請求項
   ４に記載のガスタービンエンジン。
6. 【請求項６】 前記ダクトは、前記変位スリーブのすべ
   ての位置において断面積が略減少して行くことを特徴と
   する請求項１に記載の方法。
7. 【請求項７】 前記ノズルの排出断面積は、前記変位ス
   リーブの変位長さに応じて単調に増加するようにされて
   いることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエ
   ンジン。
8. 【請求項８】 前記ノズルの前記排出断面積は、前記変
   位スリーブの変位長さの１次関数として増加するように
   されていることを特徴とする請求項７に記載のガスター
   ビンエンジン。