JP2000356167A - ドルフィンカスケードベーン - Google Patents

ドルフィンカスケードベーン

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 航空機の性能を向上させるためのより効率的
なカスケードベーンを有する改良された二次排気ノズル
の提供。 【解決手段】 排気ノズル２０は、排気を排出するため
のダクト２２内に取付けられたカスケードベーン２４を
含んでいる。かかるベーンは、ベーンの前縁３２の近傍
において排気を亜音速で転向し、次いでそれの下流側に
おいて排気を超音速で拡散させるために有効なドルフィ
ン形輪郭を有している。それ故、かかるベーンの推力効
率は運転時に低圧力比側に移動し、それによってノズル
の性能が向上する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】本発明はガスタービンエンジンに関する
ものであって、更に詳しく言えば、かかるエンジン用の
排気ノズルに関する。
【０００２】典型的な軍用戦闘機は、所望に応じて追加
の推力を生み出すためのオーグメンタ又はアフターバー
ナを有するターボファン式ガスタービンエンジンを具備
している。かかるエンジンは高い比推力を有すると共
に、離陸時には極めて大きい加速度を得るために高い圧
力比の下で運転される。
【０００３】かかるエンジンは様々なスラスト出力にわ
たって運転されるから、それの排気ノズルは通例は中細
（ＣＤ）形の排気ノズルから成る可変式のものである。
飛行エンベロープの全体にわたってエンジンの性能を最
大限に発揮するため、ノズルスロートの流路面積は最大
値と最小値との間で変化する。エンジンから排出される
高圧力比の燃焼ガスはスロートにおいて音速でチョーク
させることができる結果、それは先細ノズル内では亜音
速となり、また末広ノズル内では超音速となる。
【０００４】典型的なＣＤ形排気ノズルは、飛行中に航
空機を前方に推進するため、中心軸に沿った下流方向に
排気を排出するものに過ぎない。航空機性能の改善は、
排気を様々な方向に転向することによって達成し得る。
例えば、短距離離着陸機（ＳＴＯＬ機）及び短距離離陸
／垂直着陸機（ＳＴＯＶＬ機）は、エンジンの中心軸に
対して斜めの方向に、そして最大ではそれに対して垂直
な方向に排気流の一部又は全部を転向するための補助又
は二次排気ノズルを使用することがある。
【０００５】二次排気ノズルは、エンジン出口ダクトと
共に、コンパクトで空力的に効率の良いパッケージを成
すようにして組込まなければならない。二次排気ノズル
はまた、軸方向に沿ってエンジンから排出されかつ半径
方向に沿って外方に転流される排気の転向効率を最大に
しながらできるだけ短くすることも必要である。
【０００６】一例を挙げれば、二次排気ノズルは排気ダ
クトの排出端部に配置された二次元（２Ｄ）的な翼列転
向ベーンを含んでいる。かかるカスケードベーンは単純
で対称的な涙滴形の輪郭を有していて、それらの間で航
空機からの排気が転向される場合がある。かかるカスケ
ードベーンはまた、排気流の転向方向に沿った単純な三
日月形の輪郭を有する場合もある。
【０００７】これらのタイプのカスケードベーンはま
た、着陸の際にエンジン排気を一時的に転向して航空機
の速度を低下させるための逆スラスト装置においても見
出される。典型的な事業用航空機の場合、カスケードベ
ーンを用いた逆スラスト装置の効率は重要な設計目標の
１つではない。なぜなら、それらは補助ブレーキを提供
するものに過ぎず、かつエンジンは低い圧力比の下で運
転されるからである。
【０００８】しかるに、軍用のＳＴＯＬ機及びＳＴＯＶ
Ｌ機の場合には、エンジンは離陸時に高い比推力及び高
い圧力比を有し、かつそれらのサイズは二次排気ノズル
の要求性能によって決定されることを考えると、カスケ
ードベーンの設計は運転にとって重要である。効率の悪
い二次排気ノズルは重くて高価な大形のエンジンを要求
し、それによって航空機の総合性能を低下させる。効率
の良い二次排気ノズルは対応するエンジンのサイズの縮
小を可能にし、それによって航空機の総合性能を向上さ
せる。
【０００９】従って、航空機の性能を向上させるための
より効率的なカスケードベーンを有する改良された二次
排気ノズルを提供することが望まれている。
【００１０】
【発明の概要】本発明の排気ノズルは、排気を排出する
ためのダクト内に取付けられたカスケードベーンを含ん
でいる。かかるベーンは、ベーンの前縁の近傍において
排気を亜音速で転向し、次いでそれの下流側において排
気を超音速で拡散させるために有効なドルフィン形の輪
郭を有している。それ故、かかるベーンの推力効率は運
転時に低圧力比側に移動し、それによってノズルの性能
が向上する。
【００１１】
【好ましい実施の形態】本発明の好適で典型的な実施形
態並びにそれの追加の目的及び利点は、添付の図面を参
照しながら以下の詳細な説明を考察することによって一
層明確に理解されよう。
【００１２】図１には、１基以上のターボファン式ガス
タービンエンジン１２を搭載した高性能の軍用機（戦闘
機又は攻撃機）１０が示されている。かかるエンジン
は、運転時に排気ガス１４を排出し、それにより推進力
を生み出して飛行中の航空機に動力を供給するローバイ
パスのターボファンエンジンのごとき任意公知の形態を
有し得る。
【００１３】航空機の内部においては、エンジンの下流
側に通常のオーグメンタ又はアフタバーナ１６が配置さ
れている。これは、湿式運転又は再熱運転のため排気１
４中に追加の燃料を導入することにより、所望に応じて
追加の推力を得るために使用することができる。また、
アフタバーナ１６の下流側には可変面積のＣＤ形主排気
ノズル１８が配置されていて、これは離陸時及び飛行中
に排気１４を軸方向に沿って後方又は下流方向に放出し
て航空機を前方に推進するために役立つ。
【００１４】ＳＴＯＬ及びＳＴＯＶＬ用途のためには、
航空機は更に複数の二次排気ノズル２０を含んでいる。
これらの排気ノズル２０はエンジン１２と流通関係を保
ちながら適宜に配置されていて、排気１４の少なくとも
一部分を選択的に受入れてそれを下方に転向する。図２
に一層詳しく示されるごとく、二次排気ノズル２０は短
い排気ダクト２２を含んでいる。この排気ダクト２２
は、例えば、最初はエンジンから軸方向に沿って排出さ
れた排気１４をエンジンの中心軸に対して斜めの横方向
（通例は下方）に転向するための管状エルボから成って
いる。
【００１５】排気ダクト２２は、保証された場合には、
例えば中心軸に沿った下流方向からそれに対して垂直な
方向にまで至る角度範囲にわたって排気を転向するた
め、エンジン又は航空機本体に対して適宜に旋回させる
ことができる。例えば、図１及び２は航空機を浮揚させ
るために下向きの推力を生み出すよう下方に向けられた
ノズル２０を示している。
【００１６】本発明の特徴を別にすれば、二次排気ノズ
ル２０は飛行中の航空機を推進する際に所望に応じて排
気１４を転向するために役立つ任意公知の形態を有して
いればよい。本発明に従えば、先ず図２に示されるごと
くに複数の排気ベーン２４を含んでいる。これらの排気
ベーン２４は横方向において互いに離隔することによ
り、ダクト２２の遠隔端部又は出口側端部にそれぞれの
ノズル通路２６を規定している。ノズル２２自体は、排
気１４を先ず最初に所望の方向に転向するために役立つ
最大約９０度までのエルボであり得る。カスケードベー
ン２４は高められた効率で排気の所要の転向を完成し、
それによって航空機の性能を向上させる。
【００１７】図３に一層良く示されるごとく、各々のベ
ーン２４は軸方向に沿って前縁３２と後縁３４との間に
広がる第１の表面又は上面２８及びそれの反対側に位置
する第２の表面又は下面３０を有している。
【００１８】本発明に従えば、各々のベーン２４は上面
２８に沿って前縁３２から後方に離隔しかつ精密に形成
された凸状のクラウン３６を有し、それにより概してド
ルフィン形の輪郭を有する翼列排気ベーンを規定してい
る。
【００１９】詳しく述べれば、クラウン３６は、各々の
ノズル通路２６が軸方向又は翼弦方向に沿ってベーンの
前縁３２から実効スロート４０にまで広がる前方部分又
は前部区域３８を含むように形成されている。なお、ス
ロート４０は１枚のベーンの後縁３４とそれに隣接する
ベーンのクラウン３６とを横方向に沿って橋絡するもの
である。各々のノズル通路２６はまた、スロート４０か
らベーンの後縁３４まで、特にベーンの上面２８に沿っ
て後方に広がる後方部分又は後部区域４２をも含んでい
る。
【００２０】図３に示されたドルフィンベーン２４は、
それらの間に規定されたノズル通路２６との協力下で、
二次排気ノズル２０を通して排気１４を転向することに
よってベーンの両端間における圧力比が低い場合の推力
効率を増大させるための改良方法を実行する。排気１４
はベーンの両端間における圧力比が比較的高い状態で供
給されるから、排気は先ず最初にノズルの前方部分３８
内のベーンの前縁３２の近傍において１より小さいマッ
ハ数の下で亜音速で転向され、そして実効スロート４０
においてマッハ１で音速でチョークされる。次いで、排
気１４はスロート４０より下流側の通路の後方部分４２
において１より大きいマッハ数の下で超音速で拡散させ
られる。
【００２１】ベーンの前縁３２の直ぐ後方に特異なクラ
ウン３６を導入することにより、排気流の転向の大部分
を前縁３２の近傍において実行すると同時に、それの下
流側におけるノズル通路２６の面積比を減少させること
によってベーンの両端間における圧力比が低い場合の推
力効率が増大する。
【００２２】図２には、ベーンの両端間における圧力比
（ＰＲ）に対して推力係数（ＣＦＧ）をプロットした関
連する性能グラフが含まれている。二次排気ノズル２０
の推力効率はプロットされた推力係数から評価すること
ができるが、これはノズル２０から得られる実際の推力
をそれから得られる最大理論推力と比較した値を表わし
ている。
【００２３】このグラフは、ノズルの推力効率がカスケ
ードベーン２４の両端間において測定した系の圧力比の
関数であることを表わしている。解析の結果、圧力比が
増加するのに伴い、推力効率は増大してピーク値に達す
ることがわかる。図２は、主として円弧から成る概して
三日月形の輪郭を有する典型的な亜音速カスケードベー
ンに基づく第１の曲線４４を含んでいる。かかるベーン
を超音速に暴露される高圧力比用途において使用した場
合、推力効率のピーク値は望ましくないほど高い圧力比
において見出される。
【００２４】図１に示された比推力の大きい航空機エン
ジンに関する典型的な系の圧力比は約１．９より高く
て、これは超音速の排気流を生じる。二次排気ノズル２
２は、排気流を特定量（例えば、約２２．５度）だけ転
向するように設計されている。図２のグラフによれば、
第１の曲線４４においては、２．０を実質的に越える高
い圧力比の下で推力効率の向上が達成されることがわか
る。しかるに、高い圧力比を得るためにはより複雑で通
例は大形のタービンエンジンを必要とするから、それに
伴って重量及び原価の増加を生じるので望ましくない。
【００２５】それ故、本発明の重要な目的は、所定の用
途に関して比較的低い圧力比の下で二次排気ノズル２０
の推力効率を最大にすることにある。とは言え、解析の
結果、単純な円弧から成る三日月形のベーンは圧力比が
比較的低い超音速排気ノズルにおける有用性に限界があ
ることがわかっている。
【００２６】例えば、図１に示されたエンジンのサイズ
を系の圧力比が約２．０６となるように決定すると同時
に、二次排気ノズル２０において排気流を約２２．５度
だけ転向しながら約９８．５％の所望の推力効率を達成
することが望まれている。図２に示されたグラフに従え
ば、第１の曲線４４に対応する単純なカスケードベーン
を用いてこれらの運転パラメータを達成することは不可
能である。
【００２７】本発明に従って改良されたドルフィン形ベ
ーン２４は、図２中にプロットされた第２の曲線４６の
性能を示す。すなわち、プロットされた低い圧力比の下
で推力効率の実質的な増大が得られるのである。
【００２８】更に詳しく述べれば、図４は二次排気ノズ
ルのダクト２２の出口側端部に取付けられたドルフィン
形ベーン２４の一実施例を一層詳細に示している。クラ
ウン３６は、前縁３２から後方に離隔したベーンの上面
２８の凸部を成している。かかるベーンはまた、前縁３
２とクラウン３６との間に延びる好ましくは平坦又は真
っ直ぐなノーズ４８をも有している。ノーズ４８は、進
入する排気１４の前縁３２における公称迎え角（又はゼ
ロ迎え角）に対して傾斜角Ａを有する傾斜面又は勾配を
規定している。
【００２９】各々のベーン２４はまた、翼弦に沿ってク
ラウン３６から後方に延びかつ後縁３４で終わる弓形の
テール５０をも有している。排気１４は、先ず（ノーズ
４８及びクラウン３６を含む）ベーンの頭部において各
々のベーンに当り、次いでベーンの上面２８側と下面３
０側とに分離し、そして比較的薄いテール５０に沿って
下流側に流れる。後縁３４におけるテール５０の上面２
８は、ノーズ４８の傾斜角Ａと反対方向の傾斜角Ｂを有
すると共に、排気流の所望の転向方向と同じ方向を向い
ている。一実施例について述べれば、ノーズ４８は約１
５度の傾斜角Ａを有し、かつテール５０は約−２６度の
傾斜角Ｂを有している。
【００３０】図４に示された好ましい実施例において
は、クラウン３６はベーンの弦長Ｃの前半分の範囲内に
配置され、また好ましくは前縁３２から測って弦長の約
２０％の位置に配置されている。このようにすれば、真
っ直ぐなノーズ４８及びそれに隣接する凸状のクラウン
３６はベーンの前縁３２の直近に配置され、それによっ
て排気流の転向の大部分をベーンの上面２８に沿ったノ
ズル通路２６内の十分前方において実行するための手段
を提供することになる。
【００３１】例えば、カスケードベーン２４の全体を横
切る間に全排気流を約２２．５度だけ転向することが要
求される場合、図３に示されるごとく、かかる転向の1/
2 より実質的に大きい部分がノズル通路の前方部分３８
において亜音速で達成される。排気流の転向が音速より
比較的小さいマッハ数において達成されているため、こ
れは二次排気ノズルの総合効率を高めることに寄与す
る。
【００３２】極めて重要なことには、このような構成は
また、ベーンのテール５０及び関連するノズル通路の後
方部分４２を調整することにより、末広ノズルの面積比
及び関連するＣＤノズル効果を低減させることができ
る。これは、ピーク推力効率を図２中の第２の曲線４６
によって示されたより低い設計圧力比の近くに移動させ
られる。
【００３３】例えば、ドルフィン形ベーン２４及び関連
するノズル通路２６は、前縁３２と後縁３４との間にお
いて排気を約２２．５度だけ転向すると共に、ベーンの
両端間における圧力比が約２．０６である場合に約９
８．５％の推力効率を得るために有効である。このよう
に顕著な性能上の利点は、ノズル内で排気流を所定量だ
け転向する場合、比較的低い圧力比の下で二次排気ノズ
ルに比較的高い推力効率を与える。二次排気ノズル２０
に関する推力効率の目標が９８．５％という高い値であ
る結果、図２中に示された第１の曲線４４に対応するカ
スケードベーンを使用しながらより高い系の圧力比の下
で同じ推力効率を達成するために必要とされる複雑で重
くかつ高価な大形のガスタービンエンジンの必要性が回
避されることになる。
【００３４】ＳＴＯＬ又はＳＴＯＶＬ機用途においては
離陸又は着陸条件に合わせて規定されたサイズを有する
エンジンが要求されるから、効率の向上した二次排気ノ
ズル２０は追加の利点を与える。さもなければ、翼列排
気ベーンにおいて失われる推力はより多くのエンジン気
流によって補われるが、これはより大きくてより重いエ
ンジンを必要とし、それに対応した大きい航空機エンジ
ンベイを必要とする。ドルフィンベーン２４を有する二
次排気ノズル２０の高い性能は所望の高い推力効率要求
条件を満たし、それによって所定用途のためのエンジン
サイズを最小にする。
【００３５】上記のごとく、図３に示された二次排気ノ
ズル２０中のカスケードベーンはノズル通路２６を通っ
て流れる排気を転向するばかりでなく、大気中への排出
に先立って排気を拡散させる。ベーンのクラウン３６を
ベーンの前縁の近傍に配置することにより、実効スロー
ト４０及び音速線の後方における拡散は実質的に低減す
る。
【００３６】個々のノズル通路２６の面積が互いに隣接
したベーンの前縁と後縁との間において変化することに
加え、約１．９より大きい比較的高い圧力比を考慮すれ
ば、ノズル通路は個別の中細（ＣＤ）形ノズルを実現す
る。前方部分３８内の排気流は亜音速であり、実効スロ
ート４０においてチョークされ、次いで拡散が起こる後
方部分４２において超音速となる。
【００３７】各々のベーンの頭部にクラウン３６を配置
することにより、各々のベーンの上面２８においては、
クラウンから後縁までの弦長部分がより大きくなり、そ
れに対応してノズル通路の後方部分４２内における拡散
速度が低下する。ノズル通路の前方部分３８内における
効率の良い排気転向及びそれに対応した後方部分４２内
における低速の拡散は、図２中の第１の曲線４６によっ
て示されるピーク推力効率を対応する低い圧力比側に移
動させ、それによって第１の曲線４４によって示される
典型的な円弧状のカスケードベーンに比べて実質的な改
善をもたらす。
【００３８】二次排気ノズルの推力効率を最大にするた
めには、排気が個々のカスケードベーン２４に沿って流
れる際における境界層はがれを排除若しくは低減させる
ことが必要とされる。図４に示された比較的薄い弓形の
テール５０は、それに沿った境界層はがれを低減若しく
は排除しながらノズル通路の後方部分４２における排気
流の拡散を確実に低減させる。
【００３９】好ましい実施形態に従えば、テール５０は
クラウン３６と後縁３４との間において上面２８に沿っ
て単一の外側曲率半径Ｄを有している。また、テール５
０は後縁３４から（好ましくは）前縁３２の直ぐ手前に
まで至るベーンの下面３０に沿って単一の内側曲率半径
Ｅを有している。内側曲率半径Ｅは外側曲率半径Ｄより
も大きいことが好ましく、また両者は比較的大きくて、
ほぼ対称的でありながら後方に向かって細くなるテール
５０を形成する。
【００４０】図４に示された実施形態においては、前縁
３２及び後縁３４は凸状であって、例えば約１．０ｍｍ
の比較的小さな曲率半径を有すると共に、上面２８及び
下面３０に対して滑らかに合体している。
【００４１】上記のごとく、前縁３２は平坦又は真っ直
ぐなノーズ４８において上面２８に合流している。同様
に、前縁３２は平坦又は真っ直ぐなランド又はあご５２
において下面３０に合流している。ランド５２の翼弦方
向の長さはノーズ４８よりも短い結果、それは単一の曲
率半径を持った下面３０により早く合流する。より長い
ノーズ４８はクラウン３６に到達する前における排気１
４の早期転向を抑制し、それによりクラウンに沿って転
向する効率の良い亜音速の排気流を生み出す。
【００４２】図２に示されるごとく、各々のカスケード
ベーン２４はスパンＳを有すると共に、好ましくはそれ
に沿って対称であることによって二次元的な一様性を与
える。図３に示された対応する上面２８及び下面３０
は、好ましい実施形態に従えば、ベーンのスパンに沿っ
て実質的に一定の輪郭又は断面を有している。このよう
にすれば、ノズル通路２６の断面形はベーンのスパンに
沿って一定となる結果、排気流の管理された亜音速転向
及びそれに続くそれの超音速拡散が保証されることにな
る。
【００４３】ソリディティとは、ベーン同士の間隔又は
ピッチを表わす慣用語である。ソリディティは、図３に
示された翼弦Ｃをベーン同士のピッチＰで割った比とし
て定義される。典型的なカスケードベーンのソリディテ
ィは１．０より大きく、そして図２中に示された第１の
曲線４４に関しては約１．２３の値を有している。
【００４４】単純な円弧状のカスケードベーンとは異な
るドルフィン形ベーン２４に対して１．２３の同じソリ
ディティ値を使用した場合、典型的な要求条件である２
２．５度の排気流転向及び２．０６の設計圧力比におけ
る９８．５％の推力効率をいずれも越える二次排気ノズ
ルが得られる。従って、例えば所望の排気流転向及び推
力効率要求条件をちょうど満足するためには、ドルフィ
ン形ベーン２４のソリディティを約３５％だけ実質的に
低下させることができる。
【００４５】例えば、ドルフィン形ベーン２４のソリデ
ィティを約０．８とした場合、二次排気ノズル２０にお
いてより少数のドルフィン形ベーン２４を使用すること
が可能となる。排気ダクト２２から１枚以上のベーンが
除去されれば、本来ならそのベーンによって塞がれてい
た流路面積が開放されるから、同じ量の排気流を流すた
めに同じ全流路面積を得ようとする場合、ソリディティ
のより大きいカスケードベーンに比べてダクト２２のサ
イズを小さくすることができる。かかるコンパクトな二
次排気ノズルはより軽量であるから、航空機系全体の更
なる改良を達成することができる。
【００４６】上記に開示されたごとくに改良されたドル
フィン形ベーンをいくつかの迎え角条件下で更にモデル
化することにより、推力係数の感度及びそれに対する推
力ベクトル角が求められた。解析の結果、迎え角が正方
向及び負方向に変化した場合にも、性能に悪影響を及ぼ
す顕著な境界層はがれを生じることなしにドルフィン形
ベーンは満足すべき高い性能を示すことがわかった。
【００４７】更にまた、単位面積当りの流量について見
れば、ドルフィン形ベーンを有する二次排気ノズル２０
はソリディティが小さいために顕著に高い割合の排気流
を流すことになる。その結果、追加の流量を有利に使用
することもできるし、あるいは所定の要求流量を得るた
めに二次排気ノズルのサイズを小さくすることもでき
る。
【００４８】上記に開示されたごとくにドルフィン形ベ
ーン２４を有する改良型の二次排気ノズル２０は、様々
な用途に応じて構成を変えることができる。ベーンの前
縁の近傍において排気流の転向の大部分を亜音速で実行
することにより、それの後方における超音速拡散速度が
低下する結果、排気流を所定の要求量だけ転向する場合
には、それに対応した低い圧力比の下でノズルの推力効
率の増大が達成されることになる。従って、対応した低
い圧力比の下での推力効率の増大が最大となるように、
個々のベーンの（クラウン３６を含めた）ドルフィン形
頭部を各々の用途に合わせて変化させればよい。上記の
設計例において使用された圧力比はノズル通路２６内に
超音速の流れをもたらすが、保証された場合には、亜音
速用途においてドルフィン形ベーンを有利に使用するこ
ともできる。
【００４９】以上、好適で典型的なものと考えられる本
発明の実施形態を記載したが、上記の説明に基づけばそ
の他の変更態様も可能であることは当業者にとって自明
であろう。それ故、本発明の真の精神及び範囲から逸脱
しない限り、前記特許請求の範囲はかかる変更態様の全
てを包括するものと理解すべきである。
【図面の簡単な説明】
【図１】主排気ノズルと、本発明の一実施形態に係る二
次排気ノズルとを具備したターボファン式ガスタービン
エンジンを含む典型的な高性能軍用機の部分断面側面図
である。
【図２】図１に示された二次排気ノズルの一実施例を線
２−２に沿って見た等角図であって、推力効率と圧力比
の関係を示すグラフも含んでいる。
【図３】図２に示された排気ノズルの一部分の線３−３
に関する断面図であって、改良された動作方法を有する
ドルフィン形排気ベーンの一実施例を示している。
【図４】図３に示された排気ベーンの１枚の拡大断面図
であって、それの典型的な特徴を示している。
【符号の説明】
１０ 軍用機 １２ ターボファン式ガスタービンエンジン １４ 排気 １６ アフターバーナ １８ 主排気ノズル ２０ 二次排気ノズル ２２ ダクト ２４ 排気ベーン ２６ ノズル通路 ２８ 上面 ３０ 下面 ３２ 前縁 ３４ 後縁 ３６ クラウン ３８ 前方部分 ４０ 実効スロート ４２ 後方部分 ４８ ノーズ ５０ テール

Claims (21)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ドルフィン排気ベーン２４。
  2. 【請求項２】 前縁３２と後縁３４との間に広がる上面
    ２８及び下面３０を有すると共に、前記上面に沿って前
    記前縁３２の後方に離隔した凸状のクラウン３６を有す
    る請求項１記載のベーン。
  3. 【請求項３】 前記前縁３２と前記クラウン３６との間
    に延びる平坦なノーズ４８を有する請求項２記載のベー
    ン。
  4. 【請求項４】 前記クラウン３６から前記後縁３４にま
    で延びる弓形のテール５０を有する請求項３記載のベー
    ン。
  5. 【請求項５】 前記テール５０が前記クラウン３６と前
    記後縁３４との間において前記上面２８に沿って単一の
    外側曲率半径を有すると共に、前記下面３４に沿って単
    一の内側曲率半径を有する請求項４記載のベーン。
  6. 【請求項６】 前記内側曲率半径が前記外側曲率半径よ
    り小さい請求項５記載のベーン。
  7. 【請求項７】 前記前縁３２及び前記後縁３４が凸状で
    ある請求項５記載のベーン。
  8. 【請求項８】 前記前縁３２が平坦なランド５２におい
    て前記下面４８に合流している請求項５記載のベーン。
  9. 【請求項９】 前記ベーンが所定のスパンを有してい
    て、前記上面２８及び前記下面３０がそれに沿って実質
    的に一定の輪郭を有する請求項５記載のベーン。
  10. 【請求項１０】 前記クラウン３６が前記前縁３２から
    測って弦長の約２０％の位置に設けられている請求項５
    記載のベーン。
  11. 【請求項１１】 互いに離隔して配置されることによっ
    て排気を排出するために役立つそれぞれのノズル通路２
    ６を規定する複数のベーン２４を有するダクト２２と、
    前記ベーンの前縁３２の近傍において前記排気を亜音速
    で転向するための手段３８と、それの下流側において転
    向された前記排気を超音速で拡散させるための手段４２
    とから成ることを特徴とする翼列排気ノズル２０。
  12. 【請求項１２】 前記排気の転向の大部分が前記ベーン
    の前縁３２の近傍において実行されることにより、それ
    の下流側において前記通路の面積比が減少し、従って前
    記ベーンの両端間における圧力比が低い場合の推力効率
    が増大する請求項１１記載のノズル。
  13. 【請求項１３】 前記ベーン２４の各々が前縁３２と後
    縁３４との間に広がる上面２８及び下面３０並びに前記
    上面に沿って前記前縁の後方に離隔したクラウン３６を
    有し、前記ノズル通路２６の各々が前記前縁３２から互
    いに隣接したベーンの後縁３４とクラウン３６とを橋絡
    する実効スロート４０にまで広がる前方部分３８並びに
    前記スロート４０から前記後縁３４にまで広がる後方部
    分４２を含み、そして前記排気が前記前方部分３８にお
    いて亜音速で転向され、前記スロートにおいて音速でチ
    ョークされ、かつ前記後方部分４２において超音速で拡
    散させられる請求項１２記載のノズル。
  14. 【請求項１４】 前記排気が前記前縁３２と前記後縁３
    ４との間において約２２．５度だけ転向されると共に、
    前記ベーンの両端間における圧力比が約２．０６である
    場合に約９８．５％の推力効率が得られる請求項１３記
    載のノズル。
  15. 【請求項１５】 前記クラウン３６が前記前縁から測っ
    て弦長の約２０％の位置に設けられている請求項１３記
    載のノズル。
  16. 【請求項１６】 前記ベーン２４が約１．０より小さい
    ソリディティを有する請求項１３記載のノズル。
  17. 【請求項１７】 対応するカスケードベーン２４の間に
    規定された複数のノズル通路２６を通して排気を転向す
    るための方法において、前記ベーン２４の前縁３２の近
    傍において前記排気を亜音速で転向する工程と、それの
    下流側において転向された前記排気を超音速で拡散させ
    る工程とを含むことを特徴とする方法。
  18. 【請求項１８】 前記排気の転向の大部分を前記前縁の
    近傍において亜音速で実行することにより、それの下流
    側において前記通路２６の面積比が減少し、従って前記
    ベーンの両端間における圧力比が低い場合の推力効率が
    増大する請求項１７記載の方法。
  19. 【請求項１９】 前記ベーン２４の各々が前縁３２と後
    縁３４との間に広がる上面２８及び下面３０並びに前記
    上面に沿って前記前縁の後方に離隔したクラウン３６を
    有し、前記ノズル通路２６の各々が前記前縁３２から互
    いに隣接したベーンの後縁３４とクラウン３６とを橋絡
    する実効スロート４０にまで広がる前方部分３８並びに
    前記スロート４０から前記後縁３４にまで広がる後方部
    分４２を含み、そして前記排気が前記前方部分３８にお
    いて亜音速で転向され、前記スロートにおいて音速でチ
    ョークされ、かつ前記後方部分４２において超音速で拡
    散させられる請求項１８記載の方法。
  20. 【請求項２０】 前記排気が前記前縁３２と前記後縁３
    ４との間において約２２．５度だけ転向されると共に、
    前記ベーンの両端間における圧力比が約２．０６である
    場合に約９８．５％の推力効率が得られる請求項１９記
    載の方法。
  21. 【請求項２１】 前記クラウン３６が前記前縁から測っ
    て弦長の約２０％の位置に設けられている請求項１９記
    載の方法。
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