JP2000506579A - コンバーチブル・エゼクタ冷却式ノズル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末広ノズル部（４８）内に高温排気ガス流路（４）を画成するために長手方向に延在し且つ円周方向に隣接した末広形排気流拘束要素（５４，５５）を選択的に冷却すると共に、軸対称ベクターリング・ノズル（１４）内の末広フラップ（５４）およびシール（５５）に旋回能力を与えるノズル冷却装置（２）が提供される。該装置は、末広形排気流拘束要素（典型的には、フラップおよびシールと呼ばれる）の内の少なくとも１つの要素の軸方向に隣接した前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）であって、それぞれ前側および後側内部高温面（４７Ｆ，４７Ａ）を持つ前側および後側部分、並びに後側部分を少なくとも２つの配置位置の内の１つにおいて前側部分に取り付ける取付け手段（５６）を含む。これらの２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前側および後側部分は両部分の間にギャップ（１０６）を形成するように離間され、このギャップは冷却空気（１０２）を後側内部高温面ヘ流れさせる。また、これらの２つの配置位置の内の第２の配置位置では、前側および後側部分は、冷却空気が後側内部高温面へ流れるのを実質的に防止するように密な接触関係に置かれる。

Description

【発明の詳細な説明】 コンバーチブル・エゼクタ冷却式ノズル 発明の分野 本発明は一般にガスタービン・エンジン排気ノズルの冷却に関するものであり 、更に詳しくはノズル・フラップおよび／またはシールに対するコンバーチブル ・エゼクタ冷却手段に関するものである。 発明の背景 高温のノズルは赤外線（ＩＲ）を放射し、これは戦闘機に取って非常に望まし くない。末細および末広フラップ並びにシールが高温排気流を拘束し、これらは 典型的にはのど面積および出口面積が可変のノズルを構成する為に使用される。 これらの排気流拘束要素は高温になり、末広ノイズおよびシールがエンジンおよ び航空機の表示となる不所望な赤外線（ＩＲ）サインを生じる。ガスタービン・ エンジンからの赤外線は通常、エンジンの高温の金属構造を遮蔽し冷却すること によって抑制される。ノズルはまた、構造上の理由から冷却を必要とする。冷却 空気が通常はガスタービン・エンジンのファン部分または圧縮機部分から引き入 れられるが、これは燃料およびパワー消費の面で費用を高くする。ゼネラル・エ レクトリック社のＪ７９型エンジンのような冷却空気射出を用いるノズルは、ス ロット型エゼクタを用いて、大気から周囲冷却空気を導入して、エンジン供給冷 却空気を補い、もってより高価なエンジン空気の使用量を低減している。このよ うな射出式ノズルは可変ノズルのど部に対して効率的な冷却を提供したが、２Ｄ ＯＦの旋回フラップおよびシールを持つ軸対称ベクターリング（ｖｅｃｔｏｒｉ ｎｇ）排気ノズルのようなスラスト・ベクターリング・ノズルを冷却するために 適応させることは容易でない。「軸対称ベクターリング排気ノズル熱遮蔽体」と 云う発明の名称の米国特許出願第０８／０７２，６７８号明細書には、軸対称ベ クターリング排気ノズルを効率的に冷却し且つ該ノズルを赤外線の放射から遮蔽 するための遮蔽手段及びノズル冷却手段が開示されている。 従来の１つの形式のガスタービン・エンジン排気ノズルは、中細排気ノズルを 画成するように配列された一次および二次排気フラップを含む。排気ノズルは一 般に軸対称すなわち環状であり、排気流はそれぞれ互いに周方向に隣接して配置 された複数の一次すなわち末細フラップと複数の二次すなわち末広フラップとに よって拘束される。 末広フラップは、例えば、最小流れ面積ののど部を画成する前端部、およびの ど部から下流へ延在する末広ノズルを画成するために一層大きい流れ面積を持つ 後端部を有する。末広フラップは可変である。これは、末広フラップが小さい半 径位置から大きい半径位置へ動くときに末広フラップ相互間の間隔が必然的に増 加しなければならないことを意味する。従って、排気流を拘束し且つ末広フラッ プ相互間からの排気流の漏洩を防止するために、従来の排気ノズルではシールが 隣り合う末広フラップ相互間に適切に固定されている。 改良型軸対称ベクターリング・ノズルすなわちＡＶＥＮ（登録商標）ノズルが 、発明者ハウア（Ｈａｕｅｒ）によって開発され、米国特許第４，９９４，６６ ０号として特許されている。軸対称ベクターリング・ノズルは、その末広フラッ プを非対称に例外なく旋回させることによって、言い換えると非ベクターリング ・ノズルの中心線に対して半径方向および接線方向に末広フラップを旋回させる ことによって軸対称末細／末広ノズルのスラストを変向する手段を提供する。 ベクターリング・ノズル、特に上記米国特許に開示された軸対称ベクターリン グ排気ノズルは位置決め可能な末広フラップを提供する。これらの末広フラップ は排気ノズルの長手方向中心線に対して非対称に位置決め可能であるばかりでな く、ピッチ・ベクターリング（ｐｉｔｃｈ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）およびヨー・ ベクターリング（ｙａｗ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）を得るためにそれに対して非対 称に位置決め可能である。典型的なスラスト・ベクターリング・ノズルは３つの ベクターリング・アクチュエータを使用し、これによりベクターリング・リング を平行移動および傾動させて、末広フラップを所定の位置に配置させる。ベクタ ーリング・リングの傾動角および傾動方向がノズルのベクトル角およびベクトル 方向をそれぞれ設定する。ベクターリング・リングの軸方向平行移動が、所与の のど部面積（しばしば、Ａ８と呼ばれる）に対する出口面積（しばしば、Ａ９と 呼ばれる）を設定する。 軸対称ノズルのためにフラップおよび隣接のシールを所定位置に保持すること は非常に困難である。というのは、スラスト変向のためにノズルを非対称操作す る際にフラップおよびシールの間のゆがみ（ｓｋｅｗｎｅｓｓ）の程度が変化す るからである。シールは、フラップ・シールが隣接のフラップから引き剥がされ ないように、ノズルの中心線に対して半径方向に且つ円周方向に保持しなければ ならない。シールおよびフラップの間の半径方向保持手段が、「ベクターリング 排気ノズルのシールおよびフラップ保持装置」と云う発明の名称の米国特許第５ ，２６９，４６７号明細書に開示されていて、これはシールおよびフラップの半 径方向外側の面の圧力が半径方向内側の面よりも高くなったときに生じる逆排気 圧力に対抗するように開発された。 現代の多任務航空機は、動作要件を満足させる為に末細／末広ノズルを持つエ ンジン、例えばＧＥ Ｆ１１０エンジンを用いている。末細／末広ノズルは、直 列の流れ関係で、末細ノズル部および末広ノズル部を有する。このようなノズル はノズルのど部およびノズル出口の両方において可変面積手段を用いていること を特徴とする。これは、所望の出口対のど部面積比を保つことにより、ノズルの 操作に対して効率的な制御を可能にする手段を提供する。ノズルの操作は、エン ジンの設計サイクルにとって最適化され且つ理想的には低い亜音速状態および高 い超音速状態の両方において効率的な制御を行うはずであるノズル出口／のど部 面積（Ａ９／Ａ８）計画を提供するように設計されている。このような形式のノ ズルは、典型的には可変操作を行うために空気圧または流体圧アクチュエータを 使用する。典型的には、出口およびのど部領域は、ノズルのど部面積（Ａ８）の 関数である面積比（Ａ９／Ａ８）計画を生じるように互いに機械的に結合される 。この面積比計画は典型的には広範なエンジン状態ににわたって効率的なエンジ ン運転を行うように予め決定されているが、特定のエンジン状態での最適な性能 はエンジン運転範囲全体にわたって適切な効率を達成する為に幾分犠牲にされる 。スラスト・ベクターリング・ノズルは、典型的には、出口面積およびのど部面 積を独立に制御する能力を有し、これによりエンジンが広範なエンジン運転状態 にわたって高レベルの性能を達成できるようにする。出口面積とのど部面積との 独立の制御による別の利点は、末広ノズル系をその最適な面積比を越えて過拡張 で きることであり、これにより、周囲の圧力よりも低い末広ノズル系静壁圧を生じ させて、より低い温度の周囲空気をノズル内に引き込んで、この空気を末広ノズ ル系構成部品の冷却に使用できる。全てに周囲状態と同様に、周囲圧力は航空機 の外側の自由流れ状態に関係する。周囲状態はまた一般に、加圧されていないノ ズル・ベイ（ｂａｙ）内にも見出され、すなわち外側のフラップの内部あるいは ノズル・フラップを囲むエンジンまたは他のケーシングの内部に位置する末細フ ラップおよび末広フラップを囲む領域内にも見出される。 戦闘機の性能の良否は、一部には、飛行中に地上または空中発射ミサイルのよ うな地上または機上兵器の赤外線センサによって検出されない能力に依存する。 高温のエンジン排気ガス並びに高温のガスに直接接触する高温の金属タービン部 品および高温の金属壁によって、エンジンから高レベルの赤外線が放射される。 戦闘に係わる軍用航空機は、高機能の赤外線センサを用いる対空ミサイルに攻撃 されやすい。 ガスタービン・エンジンからの赤外線放射を低減するために多数の装置が設計 されている。各種の設計では、空気力学、熱伝達および幾何形状を組み合わせて 、ガスタービン・エンジンに対する重量およびパワーの影響が最も少ない効果的 な赤外線抑制装置を得ようと努力されている。その内の１つの形式の幾何形状は 環状のダクト内に同心の中心体を利用することである。この抑制装置の幾何形状 はプラグまたは中心体抑制装置と呼ばれており、その例が米国特許第４，２１４ ，４４１号明細書、同第４，０４４，５５５号明細書、同第３，９７０，２５２ 号明細書等に示されている。フラップの高温排気路側に冷却空気を流すことによ るフラップ冷却が、米国特許第４，５４４，０９８号のような幾つかの特許にお いて提案されている。これらの中空の中心体プラグ抑制装置およびフラップ冷却 設計は、費用の高いファンおよび圧縮機空気ならびにエンジン・パワーを消費し 、その結果としてエンジン効率および戦闘操作半径が低減する。 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズルを、第１種の戦闘任務の際に赤外 線サインを抑制するための末広ノズル部の内部高温面のエゼクタ冷却モードと、 第２種の戦闘任務の際の最大エンジンおよび航空機性能を得るための非エゼクタ 冷却モードとの間で転換する装置に対する必要性が存在する。 発明の概要 本発明の一面によれば、航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズルの末広ノ ズル部内に高温排気ガス流路を画成するために長手方向に延在し且つ円周方向に 隣接した末広形排気流拘束要素を選択的に冷却すると共に、軸対称ベクターリン グ・ノズル内の末広フラップおよびシールに旋回能力を与える装置が提供される 。該装置は、末広形排気流拘束要素（典型的には、フラップおよびシールと呼ば れる）の内の少なくとも１つの要素の軸方向に隣接した前側および後側部分であ って、それぞれ前側および後側内部高温面を持つ前側および後側部分、並びに後 側部分を少なくとも２つの配置位置の内の１つにおいて前側部分に取り付ける取 付け手段を含む。これらの２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前側およ び後側部分は両部分の間にギャップを形成するように離間され、このギャップは 冷却空気を後側内部高温面へ流れさせる。また、これらの２つの配置位置の内の 第２の配置位置では、前側および後側部分は、冷却空気が後側内部高温面へ流れ るのを実質的に防止するように密な接触関係に置かれる。本発明の特定の態様で は、フラップ・ピン・ヒンジを備えた取付け手段が提供される。フラップ・ピン ・ヒンジは、後側部分に取り付けられていて、少なくとも２つの後側胴突起を持 つ第１の後側胴、および前側部分に取り付けられていて、少なくとも２つの前側 胴突起を持つ第１の前側胴を有する。前側および後側胴突起は、相互に入り組ん で配置されていて、整列し得る開口を持ち、該開口には着脱可能な第１のヒンジ ・ピンが配置されている。着脱可能な第１のヒンジ・ピンは後側内部高温面に対 して実質的に垂直である。旋回継手が前側部分をノズルののど部に接続し、この 旋回継手は第１のヒンジ・ピンに対して横方向である少なくとも１つの回転軸を 持ち、また第２のピン・ヒンジであってよい。第２のピン・ヒンジは、前側部分 に取り付けられた第２の後側胴、および航空機用ガスタービン・エンジン排気ノ ズルの末細ノズル部内に高温排気ガス流路を画成する末細形排気流拘束要素の後 端部にのど部において取り付けられた第２の前側胴を有する。第２のヒンジ・ピ ンが、第２の後側および前側胴に設けられた開口に配置される。 本発明の典型的な態様では、末細および末広要素が末細および末広フラップお よびシールであり且つ末細要素と末広要素との間にのど部が画成されている航空 機用ガスタービン・エンジン排気ノズルで末広ノズル部内に高温排気ガス流路を 画成するために長手方向に延在し且つ円周方向に交互に隣接した末広フラップお よびシールを選択的に冷却すると装置が提供される。別の態様では、末広フラッ プおよびシールの間を保持するための保持装置が提供される。この保持装置は、 末広フラップに取り付けられた横方向に延在するチャネル壁を持つチャネル、シ ールによって支持されてチャネル内に移動可能に配置された保持突起、および対 応するチャネル内で対応するフラップに対して２の自由度の動きを保持突起に与 える位置決め装置を含む。位置決め装置は、対向して配置された第１および第２ の旋回可能なアームならびに対応する第１および第２の突起末端部を持つ旋回可 能な棒を含むものでよい。各々の突起末端部は、１つのチャネル内に１つの保持 突起を支持する。旋回可能な棒は、両アームがシール上の柱体で合わさる箇所で 旋回可能に支持されている。 発明の利点 現在のノズル設計に対する本発明の利点は、航空機用ガスタービン・エンジン 排気ノズルの構成形状を素早く変更できる能力を提供し、これにより赤外線サイ ンの放射を戦闘性能が一層良好になる程度に低減して、航空機が２つの明確に異 なる種類の戦闘任務で飛行できるようにすることである。これは、ある種の航空 機が広範な任務で飛行できることによりコストの面で有利である。本発明の別の 利点は、既存のノズルに対する取付け装置の共通性であり、これにより本発明に 従って設計されたノズルを従来のＡＶＥＮノズル設計よりも容易に且つ安価にエ ンジンの改修に使用し得る。本発明はまた、末広フラップおよびシールの寿命を かなり延長させるノズル・エゼクタを設けるために使用される（軸対称ノズルで スラスト・ベクターリングを達成するために必要な）継手を提供する。本発明の ノズルは、流れの半径方向平面外の転向がのど部の後側で行われて、のど部の動 作にとって重要である流れの歪みやのど部の動作に対する影響を避けるので、従 来のＡＶＥＮノズルよりも一層効率的に動作する。これはまた、のど部の動作を 一層予測可能にして、航空機およびエンジン設計者にとってエンジンおよび航空 機により高い能力を設計する自由さが与えられるようにする。 本発明に固有のものと信じられる新規な特徴は、請求の範囲に記載してある。 本発明は、その他の目的および利点と共に、添付の図面を参照してより具体的に 説明される。 図面の簡単な説明 図１は、本発明の一実施態様によるエゼクタ冷却装置を例示する軸対称ベクタ ーリング排気ノズルの斜視図である。 図２は、図１中のベクターリング排気ノズル内のエゼクタ冷却装置の拡大図で ある。 図３は、図１に例示した本発明の一実施態様に従ってエゼクタ・モードに配置 されているフラップの一部分の側面図である。 図４は、図１に例示した本発明の一実施態様に従って非エゼクタ・モードに配 置されているフラップの一部分の側面図である。 図５は、図１に例示した本発明の一実施態様に従ってエゼクタ・モードに配置 されているシールの一部分の側面図である。 図６は、図１に例示した本発明の一実施態様に従って非エゼクタ・モードに配 置されているシールの一部分の側面図である。 詳しい説明 本発明の一実施態様が、図１に、航空機用ガスタービン・エンジン（その全体 は図示していない）の排気部分１０の軸対称スラスト・ベクターリング・ノズル １４用のノズル冷却システム２として示されている。ノズル冷却システム２は、 ノズル１４の末広ノズル部４８内に高温排気流４を拘束するための末広フラップ ５４およびシール５５の長手方向に延在する内部高温面Ｓに対して冷却空気を流 して、赤外線抑制のためにノズル１４の末広ノズル部４８を冷却するコンバーチ ブル手段を有する。冷却空気はエンジン・ノズル・ベイ６から引き込まれ、これ は内部高温面Ｓよりも遥かに低い温度のほぼ周囲状態にある。排気部分１０は、 直列流れ関係で、アフターバーナーのライナ１２の半径方向外側に隔たって配置 された固定面積のダクトまたはエンジン・ケーシング１１、並びに末細／末広型 の軸対称スラスト・ベクターリング・ノズル１４を有する。 図１を続けて参照すると、ノズル１４は、直列流れ関係で、末細ノズル部３４ 、可変面積ののど部４０および末広ノズル部４８を有する。末細ノズル部３４は 、 エンジン中心線８の周りに円周方向に配列された複数の一次すなわち末細フラッ プ５０を含むと共に、これらの円周方向に隣接する末細フラップ５０の半径方向 内向きの面の間に且つそれらと封止係合して配置されたオーバーラップする一次 すなわち末細シール５１を含む。各々の末細フラップ５０は、その前端部で第１ の旋回継手またはＵリンク継手５２によってケーシング１１に旋回可能に取り付 けられている。末広フラップ５４は、その前端部５３で、ノズル１４内ののど部 ４０と大体一致する軸方向位置にあるノズル・ピン・ヒンジ５６の形態の第１の 回転自由度（ＤＯＦ）継手手段によって末細フラップ５０の後端部１８８に旋回 可能に取り付けられている。末広フラップ５４はエンジン中心線８の周りに円周 方向に配列されており、オーバーラップする末広シール５５が円周方向に隣接す る末広フラップ５４の半径方向内向きの面の間に且つそれらと封止係合して配置 されている。末広シール５５は、ノズル圧力すなわちフラップおよびシールの半 径方向内側の圧力がノズルの外側の圧力、典型的には周囲空気またはノズル・ベ イ圧力よりも正常に大きくなっているノズル運転中に、末広フラップ５４に対し て封止するように設計されている。のど部４０の面積は通常はＡ８と表示され、 末広フラップ５４の端部おけるノズル出口４４の面積は通常はＡ９と表示される 。 選択的に軸対称スラスト変向を行えるように末広フラップ５４およびシール５ ５を末細フラップ５０およびシール５１に取り付けるために使用される装置が、 図２により詳しく示されている。ノズル・ピン・ヒンジ５６は、末広フラップ５ ４がヒンジ軸１８０を中心として、図１のエンジン中心線８に対して半径方向に 旋回できるようにする。ノズル・ピン・ヒンジ５６は、末広フラップ５４の前側 部分４９Ｆに取り付けられた多数の突起付き後側胴１８２、およびのど部４０の 所で末細フラップ５０の後側端部１８８に取り付けられた多数の突起付き前側胴 １８４を有する。多数の突起付き後側胴１８２および多数の突起付き前側胴１８ ４は、整列し得る開口１８７を持つ、相互に入り組んで配置された多数の突起１ ８９、および該開口に通された着脱可能な前側ヒンジ・ピン１８３を有する。こ れは、ノズル１４の比較的に固定されたのど部４０に対して末広フラップ５４の 前側部分４９Ｆを接続する旋回継手を構成する。 図２にはまた、末広フラップおよびシールのエゼクタ膜冷却を行うコンバーチ ブルまたは選択的手段も示されている。末広フラップ５４およびシール５５の各 々は、軸方向に隣接した前側部分４９Ｆおよび後側部分４９Ａに分割されており 、それぞれの前側部分４９Ｆは前側内部高温面４７Ｆを持ち、それぞれの後側部 分４９Ａは後側内部高温面４７Ａを持つ。後側部分４９Ａは、取付け手段によっ て前側部分４９Ｆに取り付けられている。取付け手段は、後側部分を少なくとも ２つの配置位置の内の１つにおいて前側部分に対して取り付けることが出来るよ うにする。これらの２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前側および後側 部分は両部分の間に環状の距離Ｄのギャップ１０６を形成するように離間され、 このギャップ１０６は冷却空気１０２を後側内部高温面４７Ａへ流れさせる。ま た、これらの２つの配置位置の内の第２の配置位置では、前側および後側部分は 、冷却空気１０２が後側内部高温面へ流れるのを実質的に防止するように密な接 触関係に置かれる。ギャップ１０６は、実質的に、前側部分４９Ｆおよび後側部 分４９Ａのオーバーラップする端部１０７の間にノズル１４の円周に沿った環状 のスロットを形成する。このスロットは後側内部高温面４７Ａ上に冷却空気１０ ２を保つのに役立ち、特に赤外線サインの低減のためのエゼクタ・モードの冷却 を更に向上させる。この構成により、ノズルは、ギャップ１０６が開いているエ ゼクタ冷却モードまたはギャップが実質的に閉じている非エゼクタ冷却モードの 何れかに置くことが出来る。 末細シール５１に対する末広シール５５の円周方向センタリングは、軸方向セ ンタリング手段１６０によって達成される。軸方向センタリング手段１６０は、 末細シール５１の後面１６１からそれに垂直に外向きに延在する細長のピン１６ ２を含む。このピン１６２は、末広シール５５の湾曲したリップ１７２に取り付 けられたセンタリング突起１６８の広く且つ大体軸方向に細長のスロット１６４ 内に配置される。リップ１７２は末細シール５１と重なり合って、末細シールと 接触封止を行うが、ノズル１４の変向に対処するために末細シールが半径方向に 旋回し且つ円周方向に幾分か摺動することを可能にする。前掲の米国特許第４， ９９４，６６０号明細書に記載されたノズルは、末細フラップ５０と末広フラッ プ５４との間に自在継手を有している。本発明では、ノズル１４内の２つの別々 の軸方向位置で同じ程度の半径方向および円周方向の旋回を行う。本発明では、 のど部の更に下流で末広フラップ５４を円周方向に動かすことによって、流れの 半径方向平面外の転向がのど部の後側で行われ、これにより流れの歪みやのど部 の動作に対する他の不所望な影響を避ける。これはまた、のど部の動作を予測可 能にして、航空機およびエンジン設計者にとって一層大きな飛行エンベロープな らびに／またはエンジンおよび航空機に一層積極的な能力を設計する自由さが与 えられるようにする。 図３は、第１の配置位置にある末広フラップ５４の前側部分４９Ｆおよび後側 部分４９Ａをそれぞれ示し、この場合、ノズル１４はエゼクタ冷却モードにある 。また図４は、第２の配置位置にある末広フラップ５４の前側部分４９Ｆおよび 後側部分４９Ａをそれぞれ示し、この場合、ノズルは非エゼクタ冷却モードにあ る。図５は、第１の配置位置にある末広シール５５の前側部分４９Ｆおよび後側 部分４９Ａをそれぞれ示し、この場合、ノズル１４はエゼクタ冷却モードにある 。また図６は、第２の配置位置にある末広シール５５の前側部分４９Ｆおよび後 側部分４９Ａをそれぞれ示し、この場合、ノズルは非エゼクタ冷却モードにある 。 図２乃至６に、フラップ・ピン・ヒンジ１１０の形態の取付け手段が示されて いる。フラップ・ピン・ヒンジ１１０は、後側部分４９Ａに取り付けられていて 、少なくとも２つの後側胴突起１１３Ａを持つ第１の後側胴１１１、および前側 部分４９Ｆに取り付けられていて、少なくとも２つの前側胴突起１１３Ｆを持つ 第１の前側胴１１２を有する。前側および後側胴突起は、相互に入り組んで配置 されていて、整列し得る開口１１６を持ち、該開口には着脱可能な第１のヒンジ ・ピン１１９が配置されている。着脱可能な第１のヒンジ・ピン１１９は後側内 部高温面４７Ａおよびヒンジ軸１８０に対して実質的に垂直である。ヒンジ軸１ ８０は第１のヒンジ・ピン１１９に対して横方向の回転軸である。第１のヒンジ ・ピン１１９は、末広フラップ５４の後側部分４９Ａをのど部およびエンジン中 心線８に対して大体円周方向に旋回可能にする。この旋回は、末広フラップ５４ の前側部分４９Ｆの旋回と組み合わさって、高温排気流４を変向または方向付け することによって、エンジンのスラストを変向する。後側部分４９Ａは前側部分 ４９Ｆに取付け手段によって取り付けられている。この取付け手段は、２つの後 側胴突起１１３Ａが対応する前側胴突起１１３Ｆより上側または下側にあるかど う かによって決定される少なくとも２つの配置位置の内の１つに後側部分が前側部 分に対して取り付けられるようにする。 隣接した末広フラップ５４およびシール５５は、エンジン中心線８と一致する 非ベクターリング・ノズルの中心線の周りに通常はオーバーラップ封止関係に配 置される。シール５５は、隣接のフラップの半径方向内側に配置されて、ノズル 圧力すなわち末広フラップ５４およびシール５５の半径方向内側の圧力がノズル ・ベイ６内の圧力よりも大きくなる正常なノズル運転時に、フラップに対して封 止を行うように設計されている。前側末広シール保持手段１２０および後側末広 シール保持手段１２４（図１にも示されている）が、スラスト・ベクターリング の際にベイ６内の圧力がノズル１４の末広ノズル部内の圧力より高くなったとき に、末広シールを末広フラップに押し付けるように保持する。ノズル１４は、末 広フラップ５４およびシール５５を中心線８に対して非対称に、従ってその半径 方向および円周方向位置並びに姿勢を非対称に位置決めすることによって、スラ ストを変向する。このために、前側および後側保持手段１２０および１２４がそ れぞれ、前に述べたような逆圧力勾配の際にシール５５をフラップ５４に押し付 けて保持するように設けられている。これらは、米国特許第５，２６９，４６７ 号明細書に開示されているシール・フラップ間保持手段と同様なものである。 複数のカムころ６２が一次リング６６内に配置されており、一次リングは複数 （好ましい実施態様では４つ）の一次アクチュエータ７０によって前後に平行移 動させられる。可変ののど部の面積Ａ８が、末細フラップ５０の背部に形成され ているカム面６０に対するカムころ６２の作用により制御される。運転中、ノズ ル内の排気ガスの高い圧力により、末細フラップ５０および末広フラップ５４は 半径方向外向きに押されて、カム面６０をカムころ６２と接触状態に保つ。環状 アクチュエータ支持体７６がエンジン・ケーシング１１に取り付けられ、一次ア クチュエータ７０が自在玉継手７４によってアクチュエータ支持体に旋回可能に 取り付けられている。一次アクチュエータ７０は、球面継手６８によって一次リ ング６６に接続されたアクチュエータ・ロッド７３を持つ。 複数（好ましい実施態様では３つ）のベクターリング・アクチュエータ９０が 、ケーシング１１の周りに円周方向に等間隔で配置されて、アクチュエータ７０ と 同様に自在玉継手９４によってアクチュエータ支持体７６に取り付けられている 。作動リング８６が、球面継手９６によってアクチュエータ・ロッド７３の後端 部でベクターリング・アクチュエータ９０に接続されている。これにより、作動 リング８６を、軸方向に平行移動させ且つその姿勢を制御するために中心線８の 周りに傾動させることが出来る。作動リング８６は、末広フラップ５４の位置決 めまたは旋回を制御する。 ノズル・ピン・ヒンジ５６およびフラップ・ピン・ヒンジ１１０は、末広フラ ップ５４の前側部分４９Ｆがエンジン中心線８に対して半径方向に旋回できるよ うにし、また末広フラップの後側部分４９Ａがのど部およびエンジン中心線８に 対して大体円周方向に旋回できるようにする。これは、実効的に、末広フラップ ５４の後側部分４９Ａが半径方向および円周方向の両方向に旋回して、高温排気 流４を変向または方向付けすることによりエンジンのスラストを変向できるよう にする。末広フラップ５４の前側部分４９Ｆおよび後側部分４９Ａの旋回は、複 数のそれぞれのＹフレーム５９によって複数の自由度で制御される。Ｙフレーム ５９は、作動リング８６を末広フラップ５４の前側部分４９Ｆに作動接続する制 御アーム５８ａおよび５８ｂを有する。外側フラップ６４がＹフレーム５９によ って少なくとも部分的に支持され、外側フラップはノズルの外面に沿ってきれい な滑らかな空気力学的形状を構成する。 制御アーム５８ａおよび５８ｂは３自由度の球面継手８２によって作動リング ８６に接続され、球面継手８２はＹフレーム５９のＵリンク型の旋回を行わせ、 Ｙフレームは球面継手８４によって末広フラップ５４の前端部に接続されている 。このリンク機構は、作動リング８６の姿勢変更を末広フラップ５４の複数の自 由度の旋回変更または軌道運動に変換させるように動作でき、これによって各々 の末広フラップは異なる角度に旋回し得る。制御アーム５８ａおよび５８ｂの取 り付けに球面継手８２を使用することにより、何れかの制御アーム５８ａまたは ５８ｂに加えられ得るねじり荷重が作動リング８６へ伝達されるのを防止しなが ら、Ｙフレーム５９のＵリンク型の旋回を行うことが出来る。バックボーン９２ が、末広フラップ５４に対する取付け部を構成すると共に、継手８４並びにその 対向する２つの端部にある第１の後側胴１１１および第１の前側胴１１２に対す る支 持体を構成する。 作動リング８６は、ケーシング１１の周りに円周方向に等角度で配置された３ つの軸方向に調節可能な作動リング支持手段１００によって支持されている。作 動リング支持手段１００は、ベクターリング・アクチュエータ９０によって作動 リング８６を軸方向に平行移動させ且つジンバル動作させることが出来るように する。軸方向に平行移動するＡフレーム２１０が、３自由度の球面継手２０６に よって作動リング８６を支持する。Ａフレーム２１０は、アーム２１１ａおよび ２１１ｂの端部にある球面継手の形態のＵリンク型ヒンジ手段２０８によって摺 動体２２０に旋回可能に取り付けられている。アーム２１１ａおよび２１１ｂの 端部に球面継手を使用することにより、Ａフレーム２１０がＵリンク型の旋回を 行うことができ、またこれらのアームへ加えられ得るねじり荷重の伝達を無くす ことが出来る。摺動体２２０は、前側ブラケット２３０および後側ブラケット２ ３６によってエンジン・ケーシング１１に取り付けられた中空の摺動棒２２６に 沿って摺動し得る。作動リング支持手段１００により、作動リング８６は軸方向 に平行移動し且つその姿勢を変えるように傾動することが可能になる。作動リン グ支持手段１００についてのより詳しい説明が、例えば、ここに引用するリップ メイヤー等による「平行移動ノズル・ベクターリング・リングに対する支持」と 云う発明の名称の米国特許第５，１７４，５０２号明細書に見出される。 スラスト・ベクターリング・ノズルは、末広フラップ５４およびシール５５を 中心線８に対して非対称に位置決めし、従って末広フラップおよびシールの半径 方向および円周方向位置並びに姿勢を非対称に位置決めすることによって、スラ ストを変向する。作動ベクターリング・リング８６は、少なくとも３つのベクタ ーリング・アクチュエータ９０によって軸方向に平行移動させられ且つ中心線８ の周りにジンバル動作させられる。ベクターリング・アクチュエータ９０はまた 、作動リングを平行移動させて可変出口面積Ａ９を調節および／または制御し且 つ出口面積対のど部面積比Ａ９／Ａ８を設定するために使用される。可変のど部 面積Ａ８は、一次アクチュエータ７０によって一次リング６６を平行移動させる ことにより独立に設定することが出来る。この代わりに、アクチュエータおよび リングの両方の設定を組み合わせて使用することにより、出口面積対のど部面積 比 Ａ９／Ａ８を設定することが出来る。 図２は前側保持手段１２０をより詳しく示しており、前側保持手段１２０はフ ラップ５４の背部に取り付けられた前側チャネル壁１２８を含む横方向に延在す る前側チャネル１２６を持つ。球形状の前側保持突起１３０が、前側アーム１３ ２の端部でシール５５から支持されて、前側チャネル１２６内に移動可能に配置 されている。 前側チャネル１２６の狭い幅により、前側保持突起１３０の移動が拘束されて 、前側保持突起１３０には軸方向に対して横方向に１の自由度（１ＤＯＦ）の移 動しか与えられないが、該突起は前側チャネル内で自由に回転し得る。旋回可能 な棒１４０が、その中心１４１において、前側柱体１４２の周りに旋回可能に取 り付けられている。前側柱体１４２は、好ましくシール５５と共に鋳造されて、 シール５５の背部の前側位置から半径方向外向きに延在する。旋回可能な棒１４ ０は、前側柱体１４２に固定される。前側柱体１４２の頂部にネジ山を設け、こ の前側柱体のネジ山付き頂部にナットで固定した旋回可能な棒１４０を旋回可能 に支持するために機械加工したフランジ・ブッシングを使用することが出来る。 球形状の前側保持突起１３０は、トレーラー係合ボールのような外観を有し且つ それと同じように作用する。保持突起は、排気ノズルのベクターリングを行うと きに末広フラップ前側チャネル内に接触を維持するために必要である。このこと が、米国特許第５，２６９，４６７号明細書に、バネ荷重をかけた球形状前側保 持突起１３０を持つ代わりの前側保持手段として明瞭に示されており、これらの 突起の各々はシャフト１３３に取り付けられ、シャフト１３３は旋回可能な棒１ ４０の前側アーム１３２の各々に設けた貫通する孔（図示せず）内に摺動可能に 配置されている。 後側保持手段１２４は、末広フラップ５４の背部に取り付けられた後側チャネ ル壁１４８を含む横方向に延在する後側チャネル１４６を持つ。後側保持突起１ ５０が、後側アーム１５２の端部で末広シール５５から支持されて、後側チャネ ル１４６内に移動可能に配置されている。隣接した末広フラップ５４および末広 シール５５の位置決めに役立つ後側位置決め手段が設けられ、この後側位置決め 手段は、隣接した末広フラップ５４および末広シール５５を動かすとき、特にス ラスト変向の際に互いに対してそれらの姿勢を変更するとき、後側保持突起１５ ０を後側チャネル１４６内に位置決めする。後側位置決め手段は、後側チャネル １４６に対して比較的広い幅を提供し、これにより後側保持突起１５０がフラッ プ５４に対して横方向および長手方向に２の自由度で移動できるようになる。シ ール５５とフラップ５４との間の離脱を防止するために、後側アーム１５２の突 起支持端部にフックを設け、また後側チャネルの端に円周方向保持手段を設けて もよい。これについての詳しい説明が米国特許第５，２６９，４６７号明細書に 記載されている。 本発明の原理を説明するために本発明の好ましい実施態様について詳述したが 、請求の範囲に記載された本発明の範囲から逸脱することなく好ましい実施態様 に対して種々の変更および置換をなし得ることが理解されよう。

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項 【提出日】１９９７年９月２日（１９９７．９．２） 【補正内容】 補正書の翻訳文 （１）明細書の第３頁（英文）の記載（明細書の翻訳文の第２頁第９行〜第３頁 第２行の記載「排気流を拘束し・・・・は非常に困難である。」に対応）を下記 の記載に置き換える。 記 『 排気流を拘束し且つ末広フラップ相互間からの排気流の漏洩を防止するため に、従来の排気ノズルではシールが隣り合う末広フラップ相互間に適切に固定さ れている。 改良型軸対称ベクターリング・ノズルすなわちＡＶＥＮ（登録商標）ノズルが 、発明者ハウア（Ｈａｕｅｒ）によって開発され、米国特許第４，９９４，６６ ０号として特許されている。軸対称ベクターリング・ノズルは、その末広フラッ プを非対称に例外なく旋回させることによって、言い換えると非ベクターリング ・ノズルの中心線に対して半径方向および接線方向に末広フラップを旋回させる ことによって軸対称末細／末広ノズルのスラストを変向する手段を提供する。 欧州特許出願第０５１８５９８Ａ１号明細書には、軸対称ベクターリング・ノ ズルに対する熱遮蔽装置が開示されており、該装置では予め位置決めされたエゼ クタ・スロットが排気流拘束要素内に形成されている。 ベクターリング・ノズル、特に上記米国特許に開示された軸対称ベクターリン グ排気ノズルは位置決め可能な末広フラップを提供する。これらの末広フラップ は排気ノズルの長手方向中心線に対して非対称に位置決め可能であるばかりでな く、ピッチ・ベクターリング（ｐｉｔｃｈ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）およびヨー・ ベクターリング（ｙａｗ ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）を得るためにそれに対して非対 称に位置決め可能である。典型的なスラスト・ベクターリング・ノズルは３つの ベクターリング・アクチュエータを使用し、これによりベクターリング・リング を平行移動および傾動させて、末広フラップを所定の位置に配置させる。ベクタ ーリング・リングの傾動角および傾動方向がノズルのベクトル角およびベクトル 方向をそれぞれ設定する。ベクターリング・リングの軸方向平行移動が、所与の のど部面積（しばしば、Ａ８と呼ばれる）に対する出口面積（しばしば、Ａ９と 呼ばれる）を設定する。 軸対称ノズルのためにフラップおよび隣接のシールを所定位置に保持すること は非常に困難である。 』 （２）請求の範囲の記載を下記の記載に置き換える。 記 『 請 求 の 範 囲 １． 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末広ノズル部（ ４８）内に高温排気ガス流路（４）を画成する、選択的に冷却可能な、長手方向 に延在し且つ円周方向に隣接した末広形排気流拘束要素（５４，５５）において 、 前記排気流拘束要素（５４，５５）の内の少なくとも１つの要素の軸方向に隣 接した前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）であって、それぞれ前側および後 側内部高温面（４７Ｆ，４７Ａ）を持つ前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ） 、並びに 前記後側部分（４９Ａ）を少なくとも２つの配置位置の内の１つにおいて前記 前側部分（４９Ｆ）に取り付ける取付け手段を含み、 前記２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前記前側および後側部分が、 冷却空気（１０２）を前記後側内部高温面（４７Ａ）へ流れさせることの出来る ギャッブ（１０６）を両部分の間に形成するように離間され、また 前記２つの配置位置の内の第２の配置位置では、冷却空気（１０２）が前記後 側内部高温面（４７Ａ）へ流れるのを実質的に防止するように前記前側および後 側部分が密な接触関係に置かれ、 前記取付け手段（５６）がフラップ・ピン・ヒンジ（１１０）であり、該フラ ップ・ピン・ヒンジが、前記後側部分（４９Ａ）に取り付けられた、少なくとも ２つの後側突起（１１３Ａ）を持つ第１の後側胴（１１１）、および前記前側部 分（４９Ｆ）に取り付けられた、少なくとも２つの前側突起（１１３Ｆ）を持つ 第１の前側胴（１１２）を有し、 前記後側および前側突起（１１３Ａ，１１３Ｆ）が、相互に入り組んで配置さ れていて、整列し得る開口（１１６）を持ち、該開口には着脱可能な第１のヒン ジ・ピン（１１９）が配置され、前記着脱可能な第１のヒンジ・ピン（１１９） は前記後側内部高温面（４７Ａ）に対して実質的に垂直であること、 を特徴とする排気流拘束要素。 ２． 更に、前記前側部分（４９Ｆ）と前記ノズル（１４）ののど部（４０） との間に旋回継手（５６）を有し、該旋回継手は前記フラップ・ヒンジ・ピン（ １１０）に対して横方向である少なくとも１つの回転軸（１８０）を持っている 、請求項１記載の排気流拘束要素。 ３． 前記旋回継手（５６）が、 前記前側部分（４９Ｆ）に取り付けられた第２の後側胴（１８２）を持つ第２ のピン・ヒンジ（１８３）、 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末細ノズル部（３４） 内に高温排気ガス流路（４）を画成する複数の末細形排気流拘束要素（５０，５ １）の内の１つの要素（５０）の後端部（１８８）に前記のど部（４０）におい て取り付けられた第２の前側胴（１８４）、および 前記第２の後側および前側胴（１１３Ａ，１１３Ｆ）に設けられた開口（１８ ７）に通された第２のヒンジ・ピン（１８３） を有している、請求項２記載の排気流拘束要素。 ４． 前記排気流拘束要素がフラップ（５４）およびシールを含んでおり、更 に、前記フラップ（５４）および前記シール（５５）の間を保持するための保持 装置（１２０）を有し、該保持装置（１２０）は、 前記フラップ（５４）に取り付けられた横方向に延在するチャネル壁（１２８ ）を持つチャネル（１２６）、 前記シール（５５）から支持されて前記チャネル（１２６）内に移動可能に配 置された保持突起（１３０）、および 前記チャネル（１２６）の内の対応する１つのチャネル内で対応するフラップ に対して２の自由度の動きを前記保持突起（１３０）に与える位置決め手段装置 を含んでいる、請求項３記載の排気流拘束要素。 ５． 前記位置決め装置は、対向して配置された第１および第２の旋回可能な アーム（１３２，１５２）ならびに対応する第１および第２の突起末端部（１３ ０，１５０）を持つ旋回可能な棒（１４０）を有し、 前記突起末端部の各々は前記チャネル（１２６）の１つの中に前記保持突起（ １３０）の１つを支持し、前記旋回可能な棒（１４０）は、前記アーム（２１１ ａ，２１１ｂ）が前記シール上の柱体で合わさる箇所（１４１）で旋回可能に支 持されている、請求項４記載の排気流拘束要素。』

───────────────────────────────────────────────────── 【要約の続き】 は、冷却空気が後側内部高温面へ流れるのを実質的に防 止するように密な接触関係に置かれる。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末広ノズル部 （４８）内に高温排気ガス流路（４）を画成している長手方向に延在し且つ円周 方向に隣接した末広形排気流拘束要素（５４，５５）を選択的に冷却する装置 （２）において、 前記排気流拘束要素（５４，５５）の内の少なくとも１つの要素の軸方向に隣 接した前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）であって、それぞれ前側および後 側内部高温面（４７Ｆ，４７Ａ）を持つ前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ） 、並びに 前記後側部分（４９Ａ）を少なくとも２つの配置位置の内の１つにおいて前記 前側部分（４９Ｆ）に取り付ける取付け手段（５６）を含み、 前記２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前記前側および後側部分が、 冷却空気（１０２）を前記後側内部高温面（４７Ａ）へ流れさせることの出来る ギャップ（１０６）を両部分の間に形成するように離間され、また 前記２つの配置位置の内の第２の配置位置では、前記前側および後側部分が密 な接触関係に置かれて、冷却空気（１０２）が前記後側内部高温面（４７Ａ）へ 流れるのを実質的に防止すること、 を特徴とする装置（２）。 ２． 前記取付け手段（５６）がフラップ・ピン・ヒンジ（１１０）であり、 該フラップ・ピン・ヒンジが、 前記後側部分（４９Ａ）に取り付けられた、少なくとも２つの後側突起（１１ ３Ａ）を持つ第１の後側胴（１１１）、および 前記前側部分（４９Ｆ）に取り付けられた、少なくとも２つの前側突起（１１ ３Ｆ）を持つ第１の前側胴（１１２）を有し、 前記前側および後側突起（１１３Ｆ，１１３Ａ）は、相互に入り組んで配置さ れていて、整列し得る開口（１１６）を持ち、該開口には着脱可能な第１のヒン ジ・ピン（１１９）が配置され、前記着脱可能な第１のヒンジ・ピン（１１９） は後側内部高温面（４７Ａ）に対して実質的に垂直である、請求項１記載の装置 （２）。 ３． 更に、前記ノズル（１４）の前記前側部分（４９Ｆ）とのど部（４０） との間に旋回継手（５６）を有し、該旋回継手は前記フラップ・ヒンジ・ピン（ １１０）に対して横方向である少なくとも１つの回転軸（１８０）を持っている 、請求項２記載の装置（２）。 ４． 前記旋回継手（５６）が、 前記前側部分（４９Ｆ）に取り付けられた第２の後側胴（１８２）を持つ第２ のピン・ヒンジ（１８３）、 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末細ノズル部（３４） 内に高温排気ガス流路（４）を画成する複数の末細形排気流拘束要素（５０，５ １）の内の１つの要素（５０）の後端部（１８８）に前記のど部（４０）におい て取り付けられた第２の前側胴（１８４）、および 前記第２の後側および前側胴（１１３Ａ，１１３Ｆ）に設けられた開口（１８ ７）に配置された第２のヒンジ・ピン（１８３） を有している請求項３記載の装置（２）。 ５． 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末広ノズル部 （４８）内に高温排気ガス流路（４）を画成している長手方向に延在し且つ円周 方向に交互に隣接した末広フラップ（５４）およびシール（５５）を選択的に冷 却する装置（２）において、 前記フラップ（５０）およびシール（５１）の各々の軸方向に隣接した前側お よび後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）であって、それぞれ前側および後側内部高温面 （４７Ｆ，４７Ａ）を持つ前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）、並びに 前記後側部分（４９Ａ）を少なくとも２つの配置位置の内の１つにおいて前記 前側部分（４９Ｆ）に取り付ける取付け手段（５６）を含み、 前記２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前記前側および後側部分（４ ９Ｆ，４９Ａ）が、冷却空気（１０２）を前記後側内部高温面（４７Ａ）へ流れ させることの出来るギャップ（１０６）を両部分の間に形成するように離間され 、また 前記２つの配置位置の内の第２の配置位置では、前記前側および後側部分（４ ９Ｆ，４９Ａ）が密な接触関係に置かれて、冷却空気（１０２）が前記後側内部 高温面（４７Ａ）へ流れるのを実質的に防止すること、 を特徴とする装置（２）。 ６． 前記取付け手段（５６）がフラップ・ピン・ヒンジ（１１０）であり、 該フラップ・ピン・ヒンジが、 前記後側部分（４９Ａ）に取り付けられた、少なくとも２つの後側突起（１１ ３Ａ）を持つ第１の後側胴（１１１）、および 前記前側部分（４９Ｆ）に取り付けられた、少なくとも２つの前側突起（１１ ３Ｆ）を持つ第１の前側胴（１１２）を有し、 前記前側および後側突起（１１３Ｆ，１１３Ａ）は、相互に入り組んで配置さ れていて、整列し得る開口（１１６）を持ち、該開口には着脱可能な第１のヒン ジ・ピン（１１９）が配置され、前記着脱可能な第１のヒンジ・ピン（１１９） は後側内部高温面（４７Ａ）に対して実質的に垂直であり、 更に、前記ノズル（１４）の前記前側部分（４９Ｆ）とのど部（４０）との間 に旋回継手（５６）を有し、該旋回継手は、前記フラップ・ヒンジ・ピン（１１ ０）に対して横方向である少なくとも１つの回転軸（１８０）を持ち、 前記前側部分に取り付けられた第２の後側胴を持つ第２のピン・ヒンジ（１８ ３）、 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズルの末細ノズル部（５１）内に高温 排気ガス流路（４）を画成する末細形排気流拘束要素（５０）の後端部（１８８ ）に前記のど部（４０）において取り付けられた第２の前側胴（１８４）、およ び 前記第２の後側および前側胴（１８２，１８４）に設けられた開口（１８７） に配置された第２のヒンジ・ピン（１８３）であって、前記回転軸と同じ線上に ある第２のヒンジ・ピン（１８３）を有している、請求項５記載の装置（２）。 ７． 更に、前記フラップ（５４）および前記シール（５５）の間を保持する ための保持装置（１２０）を有し、該保持装置（１２０）は、 前記フラップ（５４）に取り付けられた横方向に延在するチャネル壁（１２８ ）を持つチャネル（１２６）、 前記シール（５５）によって支持されて前記チャネル（１２６）内に移動可能 に配置された保持突起（１３０）、および 前記チャネル（１２６）の内の対応する１つのチャネル内で対応するフラップ に対して２の自由度の動きを前記保持突起（１３０）に与える位置決め手段装置 を含んでいる、請求項６記載の装置（２）。 ８． 前記位置決め装置は、対向して配置された第１および第２の旋回可能な アーム（１３２，１５２）ならびに対応する第１および第２の突起末端部（１３ ０，１５０）を持つ旋回可能な棒（１４０）を有し、 前記突起末端部の各々は、前記チャネル（１２６）の１つの中に前記保持突起 （１３０）の１つを支持し、 前記旋回可能な棒（１４０）は、前記アーム（２１１ａ，２１１ｂ）が前記シ ール上の柱体で合わさる箇所（１４１）で旋回可能に支持されている、請求項７ 記載の装置（２）。 ９． 航空機用ガスタービン・エンジン可変軸対称ベクターリング排気ノズル （１４）において、 該ノズル（１４）の末広ノズル部（４８）内に高温排気ガス流路（４）を画成 している長手方向に延在し且つ円周方向に交互に隣接した末広フラップ（５４） およびシール（５５）、 前記フラップ（５０）およびシール（５１）の各々の軸方向に隣接した前側お よび後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）であって、それぞれ前側および後側内部高温面 （４７Ｆ，４７Ａ）を持つ前側および後側部分（４９Ｆ，４９Ａ）、並びに 前記後側部分（４９Ａ）を少なくとも２つの配置位置の内の１つにおいて前記 前側部分（４９Ｆ）に取り付ける取付け手段（５６）を含み、 前記２つの配置位置の内の第１の配置位置では、前記前側および後側部分（４ ９Ｆ，４９Ａ）が、冷却空気（１０２）を前記後側内部高温面（４７Ａ）へ流れ させることの出来るギャップ（１０６）を両部分の間に形成するように離間され 、また 前記２つの配置位置の内の第２の配置位置では、前記前側および後側部分（４ ９Ｆ，４９Ａ）が密な接触関係に置かれて、冷却空気（１０２）が前記後側内部 高温面（４７Ａ）へ流れるのを実質的に防止すること、 を特徴とする航空機用ガスタービン・エンジン可変軸対称ベクターリング排気ノ ズル（１４）。 １０． 前記取付け手段（５６）がフラップ・ピン・ヒンジ（１１０）であり 、該フラップ・ピン・ヒンジが、 前記後側部分（４９Ａ）に取り付けられた、少なくとも２つの後側突起（１１ ３Ａ）を持つ第１の後側胴（１１１）、および 前記前側部分（４９Ｆ）に取り付けられた、少なくとも２つの前側突起（１１ ３Ｆ）を持つ第１の前側胴（１１２）を有し、 前記前側および後側突起（１１３Ｆ，１１３Ａ）は、相互に入り組んで配置さ れていて、整列し得る開口（１１６）を持ち、該開口には着脱可能な第１のヒン ジ・ピン（１１９）が配置され、前記着脱可能な第１のヒンジ・ピン（１１９） は後側内部高温面（４７Ａ）に対して実質的に垂直であり、 更に、前記ノズル（１４）の前記前側部分（４９Ｆ）とのど部（４０）との間 に旋回継手（５６）を有し、該旋回継手（５６）は、前記フラップ・ヒンジ・ピ ン（１１０）に対して横方向である少なくとも１つの回転軸（１８０）を持ち、 前記前側部分に取り付けられた第２の後側胴を持つ第２のピン・ヒンジ（１８ ３）、 航空機用ガスタービン・エンジン排気ノズル（１４）の末細ノズル部（３４） 内に高温排気ガス流路（４）を画成する末細形排気流拘束要素（５０）の後端部 （１８８）に前記のど部（４０）において取り付けられた第２の前側胴（１８４ ）、および 前記第２の後側および前側胴（１１３Ａ，１１３Ｆ）に設けられた開口（１８ ７）に配置された第２のヒンジ・ピン（１８３）であって、前記回転軸と同じ線 上にある第２のヒンジ・ピン（１８３）を有している、請求項９記載のノズル（ １４）。