JPS6361724A - ガスタ−ビンエンジン用面積可変型ノズル - Google Patents
ガスタ−ビンエンジン用面積可変型ノズルInfo
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- JPS6361724A JPS6361724A JP62210375A JP21037587A JPS6361724A JP S6361724 A JPS6361724 A JP S6361724A JP 62210375 A JP62210375 A JP 62210375A JP 21037587 A JP21037587 A JP 21037587A JP S6361724 A JPS6361724 A JP S6361724A
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- gas turbine
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- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 5
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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- F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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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。
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〕
本発明はガスタービンエンジン用面積可変型ノズルに係
り、より詳細には複合型ヘリコプタ用動力装置として使
用されるエンジンに装着するノズルに関する。
り、より詳細には複合型ヘリコプタ用動力装置として使
用されるエンジンに装着するノズルに関する。
英国特許第２，２３０，９８４号は、いわゆる複合型エ
ンジンを開示し、この開示された複合型エンジンでは、
２基のバイパス型ガスタービンエンジンがオーグメンタ
翼を備えたヘリコプタに装着され、そのバイパス気流は
、上記エンジンからダクトを経由して各オーグメンタ翼
に流れる。このオーグメンタ翼は上記ヘリコプタのロー
タブレードの推力と揚力を補助的に増大さぜるために取
り付けられる。このようなオーグメンタ翼は米国特許第
３，３３２，６４４号に、より詳細に記載されている。
ンジンを開示し、この開示された複合型エンジンでは、
２基のバイパス型ガスタービンエンジンがオーグメンタ
翼を備えたヘリコプタに装着され、そのバイパス気流は
、上記エンジンからダクトを経由して各オーグメンタ翼
に流れる。このオーグメンタ翼は上記ヘリコプタのロー
タブレードの推力と揚力を補助的に増大さぜるために取
り付けられる。このようなオーグメンタ翼は米国特許第
３，３３２，６４４号に、より詳細に記載されている。
」−２複合型ヘリコプタのガスタービンエンジンはフリ
ータービン型である。上記ヘリコプタのロータに低圧パ
ワータービンか結合され、」１記エンジンのコンプレッ
サは高圧タービンによって駆動される。面積可変型のノ
ズルは、上記パワータービンを横断する圧力の低下を変
化させるため、及び、上記ロータブレードの出力を制御
するために取り付けられる。ホバリング又は離陸のため
に出力を最大にする必要がある場合には、上記排気ノズ
ルは、上記パワータービンを横断する圧力の低下を大き
くするために設けられた面積を最大にするように設定さ
れる。機体の速度を最大にするためには、上記排気ノズ
ルは、その排気ガスのモーメントの増加を最少にし、前
進のための推力を最大にするように設定される。
ータービン型である。上記ヘリコプタのロータに低圧パ
ワータービンか結合され、」１記エンジンのコンプレッ
サは高圧タービンによって駆動される。面積可変型のノ
ズルは、上記パワータービンを横断する圧力の低下を変
化させるため、及び、上記ロータブレードの出力を制御
するために取り付けられる。ホバリング又は離陸のため
に出力を最大にする必要がある場合には、上記排気ノズ
ルは、上記パワータービンを横断する圧力の低下を大き
くするために設けられた面積を最大にするように設定さ
れる。機体の速度を最大にするためには、上記排気ノズ
ルは、その排気ガスのモーメントの増加を最少にし、前
進のための推力を最大にするように設定される。
本発明の目的は、上述のような応用を行う場合に適当に
使用をすることができ、構造が簡単で、苛酷な使用に耐
え、軽惜であり、しかも、上記ヘリコプタを安全に操縦
するために上記フリータービンの速度を充分に制御出来
るガスタービンエンジンの排気ノズルを提供することに
ある。
使用をすることができ、構造が簡単で、苛酷な使用に耐
え、軽惜であり、しかも、上記ヘリコプタを安全に操縦
するために上記フリータービンの速度を充分に制御出来
るガスタービンエンジンの排気ノズルを提供することに
ある。
上記目的は、ガスタービンエンジン（１２）のための、
面積を変化させることができるタイプのノズルであり、
後縁（５０）を有する排気ダクト（５２）と、」１記ノ
ズルの第１の側部（Ｃ）にある第１の固定部分（４４）
と、上記ノズルの第２の側部（Ｄ）にある第２の可動部
分（４６）とを有し、上記第１の固定部分（４４）は後
縁（４４ｂ）を有し、上記第２の可動部分（４６）は前
縁（４６ａ）及び後縁（４６ｂ）を有するガスタービン
エンジン用面積可変型ノズルにおいて、上記第２の可動
部分（４８）は軸線を中心として回転し、上記軸線は第
１の位置と第２の位置との間で上記排気ダク１−（５２
）に対して固定され、上記第１の位置では、上記ノズル
の排気部分（３６）が上記第１の固定部分（４４ｂ）の
後縁と上記第２の可動部分（４６ｂ）の後縁との間の部
分により形成され、上記第２の位置では、上記ノズルの
排気部分が、上記第１の固定部分の後縁（４４ｂ）と、
上記排気ノズルの第２の部分（Ｄ）にある上記排気ダク
トの後縁（５０）との間の部分によって形成されること
を特徴とするガスタービンエンジン用面積ｉｉＪ変型ノ
ズルによって達成される。
面積を変化させることができるタイプのノズルであり、
後縁（５０）を有する排気ダクト（５２）と、」１記ノ
ズルの第１の側部（Ｃ）にある第１の固定部分（４４）
と、上記ノズルの第２の側部（Ｄ）にある第２の可動部
分（４６）とを有し、上記第１の固定部分（４４）は後
縁（４４ｂ）を有し、上記第２の可動部分（４６）は前
縁（４６ａ）及び後縁（４６ｂ）を有するガスタービン
エンジン用面積可変型ノズルにおいて、上記第２の可動
部分（４８）は軸線を中心として回転し、上記軸線は第
１の位置と第２の位置との間で上記排気ダク１−（５２
）に対して固定され、上記第１の位置では、上記ノズル
の排気部分（３６）が上記第１の固定部分（４４ｂ）の
後縁と上記第２の可動部分（４６ｂ）の後縁との間の部
分により形成され、上記第２の位置では、上記ノズルの
排気部分が、上記第１の固定部分の後縁（４４ｂ）と、
上記排気ノズルの第２の部分（Ｄ）にある上記排気ダク
トの後縁（５０）との間の部分によって形成されること
を特徴とするガスタービンエンジン用面積ｉｉＪ変型ノ
ズルによって達成される。
以下、図を用いて本発明の実施例を例示的に詳細に説明
する。
する。
第１図及び第２図において、ヘリコプタ１０は２基のバ
イパス型ガスタービンエンジン１２を備えている。ダク
Ｉ・１４はバイパスの気流をホイットニー型オーグメン
タ翼］６に導き、このオーグメンタ翼］６は主ロータ］
８の揚力及び推力を補助的に増大させ、この主ロータ１
８は主ギアボックス２０を介して上記各エンジン１２の
パワータービンにより駆動される。
イパス型ガスタービンエンジン１２を備えている。ダク
Ｉ・１４はバイパスの気流をホイットニー型オーグメン
タ翼］６に導き、このオーグメンタ翼］６は主ロータ］
８の揚力及び推力を補助的に増大させ、この主ロータ１
８は主ギアボックス２０を介して上記各エンジン１２の
パワータービンにより駆動される。
第３図において、各エンジン１２はファン２２を有し、
このファン２２は上記エンジン１２の上流側端部に取り
付けられて、取り入れた空気の圧力を上げる作用をする
。
このファン２２は上記エンジン１２の上流側端部に取り
付けられて、取り入れた空気の圧力を上げる作用をする
。
上記空気流は、上記ファン２２の下流側で、バイパス気
流とコア気流とに分割される。上記コア気流は多段コア
コンプレッサ２４によってさらに圧縮され、その後に、
環状の燃焼室２６の中で加熱される。上記コア気流は上
記燃焼室２６から出て上記高圧タービン２８に至り、こ
の高圧タービン２８を駆動する。上記コアコンプレッサ
２４、燃焼室２６、及び、高圧タービン２８は集合した
形でコアガス発生機として公知である。上記ファン２２
、コアコンプレッサ２４、及び、高圧タービン２８は全
て共通のシャフト３０に取り付けられる。これは、上記
高圧タービン２８を用いて上記ファン２２とコアコンプ
レッサ２４を駆動するためである。
流とコア気流とに分割される。上記コア気流は多段コア
コンプレッサ２４によってさらに圧縮され、その後に、
環状の燃焼室２６の中で加熱される。上記コア気流は上
記燃焼室２６から出て上記高圧タービン２８に至り、こ
の高圧タービン２８を駆動する。上記コアコンプレッサ
２４、燃焼室２６、及び、高圧タービン２８は集合した
形でコアガス発生機として公知である。上記ファン２２
、コアコンプレッサ２４、及び、高圧タービン２８は全
て共通のシャフト３０に取り付けられる。これは、上記
高圧タービン２８を用いて上記ファン２２とコアコンプ
レッサ２４を駆動するためである。
フリーパワータービン３２は上記高圧タービン２８の下
流に配設され、上記コア気流によって駆動され、このコ
ア気流は上記フリーパワータービンを通過する時に膨張
する。上記フリーパワータービン３２は出力シャフト３
４に取り付けられ、この出力シャフト３４は上記ヘリコ
プタの主ギアボックス２０にリンク結合される。最後に
、上記コアガスは面積可変型ノズル３６（第４図及び第
５図に示す）を通って大気中に出る。
流に配設され、上記コア気流によって駆動され、このコ
ア気流は上記フリーパワータービンを通過する時に膨張
する。上記フリーパワータービン３２は出力シャフト３
４に取り付けられ、この出力シャフト３４は上記ヘリコ
プタの主ギアボックス２０にリンク結合される。最後に
、上記コアガスは面積可変型ノズル３６（第４図及び第
５図に示す）を通って大気中に出る。
上記バイパス気流は上記ファン２２から出て環状のバイ
パスダクト３８の中を流れる。このバイパスダクト３８
の中にはチェンジオーバーバルブ４０が取り付けられる
。このような弁は従来周知であるから、ここで細部説明
をする必要はなく、次の説明を行うたけて充分である。
パスダクト３８の中を流れる。このバイパスダクト３８
の中にはチェンジオーバーバルブ４０が取り付けられる
。このような弁は従来周知であるから、ここで細部説明
をする必要はなく、次の説明を行うたけて充分である。
すなわち、上記チェンジオーバーバルブが第１の位置に
ある時に、上記バイパス気流が環状のスクロールチャン
バ４２の中に偏向流入し、上記チェンジオーバーバルブ
４０は、このチェンジオーバーバルブ４０か回転して第
２の位置にある時に、上記バイパス気流を上記バイパス
ダクト３２に沿って連続的に流すことができる。
ある時に、上記バイパス気流が環状のスクロールチャン
バ４２の中に偏向流入し、上記チェンジオーバーバルブ
４０は、このチェンジオーバーバルブ４０か回転して第
２の位置にある時に、上記バイパス気流を上記バイパス
ダクト３２に沿って連続的に流すことができる。
上記エンジンが上記第１モードにあり、上記チェンジオ
ーバーバルブ４０か上記バイパス気流を上記オーグメン
タ翼に達するように変える場合には、上記ヘリコプタの
ロータブレード１８は上記フリーパワータービン３２に
よって駆動される。
ーバーバルブ４０か上記バイパス気流を上記オーグメン
タ翼に達するように変える場合には、上記ヘリコプタの
ロータブレード１８は上記フリーパワータービン３２に
よって駆動される。
上記面積可変のノズル３６は、任意所定のエンジン速度
における上記フリーパワータービン３２の横断方向の圧
力の比率を変化させるために使用する。圧力差か比較的
大きい時には上記ロータブレード］８を駆動するための
出力を増大させ、上記ヘリコプタの速度が小さい時には
、上記出力が上記オーグメンタ翼１６の揚力の減少分を
補う。へリコプタの速度か大きい時には、記ノズルは面
積が減少する。これは、上記ノズルの横断方向の圧力の
低下を減少させ、その時点における上記コア気流の速度
を増大させ、それによって、噴流速度の大きい推力を大
きくするためてあり、また、上記オーグメンタ翼の揚力
が小さい時には、上記１＜ヮータービンの横断方向の圧
力の低下があっても差し支えない。
における上記フリーパワータービン３２の横断方向の圧
力の比率を変化させるために使用する。圧力差か比較的
大きい時には上記ロータブレード］８を駆動するための
出力を増大させ、上記ヘリコプタの速度が小さい時には
、上記出力が上記オーグメンタ翼１６の揚力の減少分を
補う。へリコプタの速度か大きい時には、記ノズルは面
積が減少する。これは、上記ノズルの横断方向の圧力の
低下を減少させ、その時点における上記コア気流の速度
を増大させ、それによって、噴流速度の大きい推力を大
きくするためてあり、また、上記オーグメンタ翼の揚力
が小さい時には、上記１＜ヮータービンの横断方向の圧
力の低下があっても差し支えない。
上記第２のモードでは、上記チェンジオーバーバルブ４
０はバイパス気流を上記バイパスダクト３８に沿って連
続的に流し、上記コア気流に合流させることができる。
０はバイパス気流を上記バイパスダクト３８に沿って連
続的に流し、上記コア気流に合流させることができる。
このモードでは、上記オーグメンタ翼１６はバイパス気
流を全く受けない。
流を全く受けない。
」１記ヘリコプタの速度が非常に小さい時、すなわぢ、
ホバリング時又は離陸時には、上記フリーパワータービ
ンによって駆動されるロータブレード１８のみが唯一の
揚力発生装置となる。このモードでは、上記面積可変型
ノズル３６は面積が最大になり、従って、噴流による推
力は殆ど発生しない。
ホバリング時又は離陸時には、上記フリーパワータービ
ンによって駆動されるロータブレード１８のみが唯一の
揚力発生装置となる。このモードでは、上記面積可変型
ノズル３６は面積が最大になり、従って、噴流による推
力は殆ど発生しない。
フリーパワータービン３２の速度を以上説明したと同じ
ような要領で制御し得るノズル３６を第４図及び第５図
に示す。このノズルは第１の花弁状部材４４と第２の花
弁状部材４６とを有し、上記第１の花弁状部材４４は第
１の側部Ｃに固定され、上記第２の花弁状部材４６は第
２の側部りに支持される。この第２の花弁状部材４６は
可動であり、その前縁４６ａと後縁４６ｂとの中間の点
が、上記ノズル３６の側壁５８に回転できるように取り
付けられ、この第２の花弁状部材４６は、その第１の位
置と第２の位置との間で移動できるように、アクチュエ
ータ装置４８に取り付けられる。このアクチュエータ装
置は周知であるからここで説明する必要はない。上記可
動の花弁状部材４６の第１の位置（第４図に実線で示す
）では、この花弁状部材の前縁４６ａは、上記排気ダク
ト５２の後縁５０の前の半径方向の若干内側の位置にあ
る。これは、上記上記排気ダクト５２の後縁５０との間
に、エジェクタの作用をする小さい間隙、すなわち、エ
ジェクタギャップ５４を形成するためである。また、こ
の可動の花弁状部材４６が上記第１の位置にある時に、
」１記可動の花弁状部材の後縁４６ （ｂ）か上記固定
の花弁状部Ｈの後縁４４ （ｂ）に接近する。これは、
」１記可動の花弁状部材の後縁４６（ｂ）と上記固定の
花弁状部材の後縁４４ （ｂ）との間の間隙に上記ノズ
ルが入る部分を形成させるためである。また、上記可動
の花弁状部材４６が第２の位置（第４図に破線で示す）
にある時には、この花弁状部材の前縁４６ａがその後縁
４６ （ｂ）の半径方向内側に移動する。これは、上記
ノズルの第２の側部りにある上記排気ダクト５２の後縁
と、上記第１の花弁状部＋４’４４Ｃｂ）にある上記第
１ノズルの後縁との間に、上記ノズルの排気口の部分を
形成するためである。
ような要領で制御し得るノズル３６を第４図及び第５図
に示す。このノズルは第１の花弁状部材４４と第２の花
弁状部材４６とを有し、上記第１の花弁状部材４４は第
１の側部Ｃに固定され、上記第２の花弁状部材４６は第
２の側部りに支持される。この第２の花弁状部材４６は
可動であり、その前縁４６ａと後縁４６ｂとの中間の点
が、上記ノズル３６の側壁５８に回転できるように取り
付けられ、この第２の花弁状部材４６は、その第１の位
置と第２の位置との間で移動できるように、アクチュエ
ータ装置４８に取り付けられる。このアクチュエータ装
置は周知であるからここで説明する必要はない。上記可
動の花弁状部材４６の第１の位置（第４図に実線で示す
）では、この花弁状部材の前縁４６ａは、上記排気ダク
ト５２の後縁５０の前の半径方向の若干内側の位置にあ
る。これは、上記上記排気ダクト５２の後縁５０との間
に、エジェクタの作用をする小さい間隙、すなわち、エ
ジェクタギャップ５４を形成するためである。また、こ
の可動の花弁状部材４６が上記第１の位置にある時に、
」１記可動の花弁状部材の後縁４６ （ｂ）か上記固定
の花弁状部Ｈの後縁４４ （ｂ）に接近する。これは、
」１記可動の花弁状部材の後縁４６（ｂ）と上記固定の
花弁状部材の後縁４４ （ｂ）との間の間隙に上記ノズ
ルが入る部分を形成させるためである。また、上記可動
の花弁状部材４６が第２の位置（第４図に破線で示す）
にある時には、この花弁状部材の前縁４６ａがその後縁
４６ （ｂ）の半径方向内側に移動する。これは、上記
ノズルの第２の側部りにある上記排気ダクト５２の後縁
と、上記第１の花弁状部＋４’４４Ｃｂ）にある上記第
１ノズルの後縁との間に、上記ノズルの排気口の部分を
形成するためである。
また、」−記固定花弁状部利の上流側端部４４（ａ）に
は、上記エジェクタギャップ５６も形成される。上記い
ずれか一方のエジェクタギャップは、上記排気の少量の
一部分を、上記花弁状部材４４．４６の半径方向外側を
通過させる作用を行う。これは、上記空気流の上記ノズ
ルの外側における前向き方向の大きい速度を維持できる
ようにするためである。
は、上記エジェクタギャップ５６も形成される。上記い
ずれか一方のエジェクタギャップは、上記排気の少量の
一部分を、上記花弁状部材４４．４６の半径方向外側を
通過させる作用を行う。これは、上記空気流の上記ノズ
ルの外側における前向き方向の大きい速度を維持できる
ようにするためである。
第５図から読み取れるように、上記第１の固定の花弁状
部材４４は上記側壁５８に一体になるように結合される
が、上記可動の花弁状部材４６はシャフト６０とベアリ
ング６２から成る装置によって回転される。
部材４４は上記側壁５８に一体になるように結合される
が、上記可動の花弁状部材４６はシャフト６０とベアリ
ング６２から成る装置によって回転される。
以上の説明によって明らかなように、上記フリーパワー
タービン３２を既に説明したと同じ要領で有効に制御す
るためには、エジェクタギャップ５４．５６にノズル３
６を設ける必要はないが、上記エジェクタギャップ５４
．５６を形成しない場合には、上記第２の可動の花弁状
部材４６かその第１の位置にある時に、上記花弁状部材
４４゜４５の前縁４４ （ａ）、４６ （ａ）と上記排
気ダクト５０の後縁とが接合する部分をシールする必要
がある。
タービン３２を既に説明したと同じ要領で有効に制御す
るためには、エジェクタギャップ５４．５６にノズル３
６を設ける必要はないが、上記エジェクタギャップ５４
．５６を形成しない場合には、上記第２の可動の花弁状
部材４６かその第１の位置にある時に、上記花弁状部材
４４゜４５の前縁４４ （ａ）、４６ （ａ）と上記排
気ダクト５０の後縁とが接合する部分をシールする必要
がある。
第１図は複合型ヘリコプタの側面図、第２図は第１図の
複合型ヘリコプタの立面図、第３図は」１記ヘリコプタ
に使用するのに適当なガスタービンエンジンの略図、第
４図は第１図ないし第３図に示す排気ノズルの細部断面
図、第５図は上記ノズルの、第４図の矢視Ａ−Ａの方向
に見た図面である。 １２・・・ガスタービンエンジン、１６・・・オーグメ
ンタ翼、１８；・・主ロータ、３２・・・フリーパワー
タービン、３６・・・排気ノズルの排気口部分、４４・
・・第１の固定の花弁状部材、４４ａ・・・第１の固定
の花弁状部材の前縁、４４ｂ・・第１の固定の花弁状部
材の後縁、４６・・・第２の可動の花弁状部材、４６ａ
・・・第２のｎＪ動の花弁状部材の前縁、４６ｂ・・・
第２の可動の花弁状部材の後縁、４８・・・アクチュエ
ータ、５０・・・排気ダクトの後縁、５２・・・排気ダ
クト、５４・・・間隙、Ｃ・・・ノズルの第１の側部、
Ｄ・・・ノズルの第２の側部。 出願人代理人 佐 藤 −雄 Ｆｉｇ、５゜ 尤
複合型ヘリコプタの立面図、第３図は」１記ヘリコプタ
に使用するのに適当なガスタービンエンジンの略図、第
４図は第１図ないし第３図に示す排気ノズルの細部断面
図、第５図は上記ノズルの、第４図の矢視Ａ−Ａの方向
に見た図面である。 １２・・・ガスタービンエンジン、１６・・・オーグメ
ンタ翼、１８；・・主ロータ、３２・・・フリーパワー
タービン、３６・・・排気ノズルの排気口部分、４４・
・・第１の固定の花弁状部材、４４ａ・・・第１の固定
の花弁状部材の前縁、４４ｂ・・第１の固定の花弁状部
材の後縁、４６・・・第２の可動の花弁状部材、４６ａ
・・・第２のｎＪ動の花弁状部材の前縁、４６ｂ・・・
第２の可動の花弁状部材の後縁、４８・・・アクチュエ
ータ、５０・・・排気ダクトの後縁、５２・・・排気ダ
クト、５４・・・間隙、Ｃ・・・ノズルの第１の側部、
Ｄ・・・ノズルの第２の側部。 出願人代理人 佐 藤 −雄 Ｆｉｇ、５゜ 尤
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、ガスタービンエンジン（１２）に使用され、面積を
変化させ得るタイプのノズルであり、後縁（５０）を有
する排気ダクト（５２）と、上記ノズルの第１の側部（
Ｃ）にある第１の固定部分（４４）と、上記ノズルの第
２の側部（Ｄ）にある第２の可動部分（４６）とを有し
、上記第１の固定部分（４４）は後縁（４４ｂ）を有し
、上記第２の可動部分（４６）は前縁（４６ａ）及び後
縁（４６ｂ）を有するガスタービンエンジン用面積可変
型ノズルにおいて、上記第２の可動部分（４８）は軸線
を中心として回転し、上記軸線は第１の位置と第２の位
置との間で上記排気ダクト（５２）に対して固定され、
上記第１の位置では、上記ノズルの排気部分（３６）が
上記第１の固定部分（４４ｂ）の後縁と上記第２の可動
部分（４６ｂ）の後縁との間の部分によって形成され、
上記第２の位置では、上記ノズルの排気部分が、上記第
１の固定部分の後縁（４４ｂ）と、上記排気ノズルの第
２の部分（Ｄ）にある上記排気ダクトの後縁（５０）と
の間の部分によって形成されることを特徴とするガスタ
ービンエンジン用面積可変型ノズル。 ２、上記第２の可動部分（４６）はその第１の位置にあ
り、その前縁（４６ａ）は上記ノズルの第２側部（Ｄ）
で上記排気ダクト（５２）の後縁（５０）の前及び半径
方向内側にあり、上記第２の可動部分（４６）の後縁（
４６ｂ）は上記部分（４６）の前縁（４６ａ）の半径方
向内側にあることを特徴とする特許請求の範囲第１項に
記載のガスタービンエンジン用面積可変型ノズル。 ３、上記第２の可動部分（４６）が上記第２の可動部分
の第２の位置にある時に、上記部分（４６ａ）の前縁が
上記第２の可動部分の後縁の半径方向内側にあることを
特徴とする特許請求の範囲第１項に記載のガスタービン
エンジン用面積可変型ノズル。 ４、上記第２の可動部分（４６）が上記第２の可動部分
の第２の位置にある時に、間隙（５４）が形成され、上
記間隙（５４）が形成されるのは、上記可動部分（４６
）の前縁（４６ａ）と、上記ノズルの第２の側部（Ｄ）
にある上記排気ダクト（５２）の後縁（５０）との間で
あることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載のガ
スタービンエンジン用面積可変型ノズル。 ５、上記第１の固定部分（４４）は前縁 （４４ａ）を有し、上記前縁（４４ａ）は、上記排気ダ
クトの後縁（５０）との間に間隙（５６）を形成するよ
うに上記排気ダクトの後縁（５０）から離間されること
を特徴とする特許請求の範囲第１項に記載のガスタービ
ンエンジン用面積可変型ノズル。 ６、上記排気の少量の一部分は上記可動部分（４６）の
前縁（４６ａ）と上記排気ダクト（５２）の後縁（５０
）との間に形成された上記間隙（５４）を貫流し、上記
間隙（５４）は上記可動部分（４６）の半径方向の外側
部に空気を連続的に流し得るように形成されることを特
徴とする特許請求の範囲第４項に記載のガスタービンエ
ンジン用面積可変型ノズル。 ７、上記排気の少量の一部分は上記固定部分（４４）の
前縁（４４ａ）と上記排気ダクト（５２）の後縁（５０
）との間に形成された上記間隙（５６）を貫流し、上記
間隙（５６）は上記部分（４４）の半径方向の外側部に
空気を連続的に流し得るように形成されることを特徴と
する特許請求の範囲第４項に記載のガスタービンエンジ
ン用面積可変型ノズル。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8620879 | 1986-08-29 | ||
| GB8620879A GB2194597B (en) | 1986-08-29 | 1986-08-29 | A variable area exhaust nozzle for a gas turbine engine |
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| JPS6361724A true JPS6361724A (ja) | 1988-03-17 |
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ID=10603367
Family Applications (1)
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Country Status (6)
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| JP (1) | JPS6361724A (ja) |
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