JP6471148B2 - ジェットエンジン用の複数ノズル分流器 - Google Patents

Description

本発明は、３ストリームターボファンエンジンに関し、具体的には、３ストリームターボファンエンジン用ダイバータ（分流器）バルブに関する。

空中戦闘、偵察及び監視などの軍事用途で使用されるほとんどの航空機エンジンは、増強ターボファンである。推力の増強は、要求時、すなわちオンデマンドで航空機に追加の推力を提供する。

全てのターボファンエンジンは、少なくとも２つの空気ストリームを含む。エンジンによって利用される全ての空気は、最初にファンを通過し、次いで、２つの空気ストリームに分けられる。内側空気ストリームは、コア空気と呼ばれ、エンジンの圧縮機部分に入り、ここで圧縮される。次に、この空気は、エンジンの燃焼器部分に送給され、ここで燃料と混合されて燃料が燃焼する。次いで、燃焼ガスは、エンジンのタービン部分を通って膨張し、該タービン部分は、高温の燃焼ガスからエネルギーを取り出し、取り出したエネルギーは、圧縮機及びファンを稼働するのに使用され、また、補機を作動させるための電力を生成するのに使用される。次に、残りの高温ガスは、エンジンの排気部分に流入して、航空機に前進航行をもたらす推力を生成する。

外側空気流体ストリームは、エンジンコアをバイパスし、ファンによって加圧される。外側空気流体ストリームに基づく他の仕事は行われず、外側空気流体ストリームは、コアの外部でエンジンを軸方向下流側に進む。また、バイパス空気流体ストリームを用いて、ファンストリームに熱交換器を導入することによる航空機冷却を行うことができる。タービンの下流側では、外側空気流体ストリームは、排気システムにおけるエンジンハードウェアを冷却するのに使用される。追加の推力が必要になる（要求される）と、ファンバイパス空気流体ストリームの一部は、推力増強装置に再配向され、ここでコア流及び燃料と混合されて、航空機を移動させる追加の推力を提供する。

排気口の後方では、収縮−拡大（Ｃ−Ｄ）ノズルが、コアが最適に稼働するように適正な背圧を設定する。Ｃ−Ｄノズルは、ノズルスロートＡ８を通るガス流をチョーキングし、所要質量流量を設定するのに必要に応じてＡ８を変化させることにより上記のことを達成している。

特定の可変サイクル航空機エンジンは、第３のダクトを利用してファンバイパス流の量を変化させることにより、推力の変化に対して比較的一定の空気流を達成している。これらの可変サイクルエンジンを利用する航空機は、より効率的に亜音速出力設定にて及び広範な飛行エンベロープにわたって入口空気流を維持することができる。可変サイクルエンジンの１つの特定のタイプは、ＦＬＡＤＥ（商標）エンジン（ＦＬＡＤＥ（商標）は「ブレードオンファン（ｂｌａｄｅ ｏｎ ｆａｎ）」の頭文字）と呼ばれ、第３の空気ダクト内に空気を流入させる外側ファンダクトによって特徴付けられ、該外側ファンダクトは、内側ファンダクトとほぼ同心環状で且つ該内側ファンダクトを囲み、内側ファンダクトはコアとほぼ同心環状で且つコアを囲む。この第３の空気ストリームは、従来技術のＦＬＡＤＥ（商標）開示物において記載されるようにブレードオンファン機構により加圧される。ＦＬＡＤＥ（商標）ブレードは、回転ファンブレードから半径方向外向きにあり、該回転ファンブレードに直接接続され、ファンブレードは、シャフト上に装着されたディスクに組み付けられる。ＦＬＡＤＥ（商標）の位置は設計考慮事項であり、本設計は、所望のＦＬＡＤＥ（商標）空気（第３のストリーム空気）の温度及び圧力に基づいて選択される。妥協点は、より高い圧力のＦＬＡＤＥ（商標）作動空気はより高温の状態でＦＬＡＤＥ（商標）作動空気をもたらすという事実に基づいている。１９９５年４月１１日にＪｏｈｎｓｏｎに付与され本出願人に譲受された米国特許第第５，４０４，７１３号明細書を参照されたい。本特許は引用により本明細書に組み込まれる。

これらの可変サイクル設計において、入口空気が分かれて、バイパス及びコアに加えて第３の空気ストリームを形成する。この第３の空気ストリームは、上述のコア空気ストリーム又はバイパス空気ストリームの何れよりも低い温度及び圧力で提供することができる。第３の空気ストリームの圧力は増大させることができるが、それでも尚、ブレードオンファンすなわちＦＬＡＤＥ（商標）翼形部及びダクトを用いてバイパス空気ストリームを下回る温度及び圧力に維持される。従来技術の第３のストリーム空気流は、Ｃ−Ｄノズルの直前又は直後の何れかでコア排気口内に排気されていた。しかしながら、第３のストリームダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトに流れる低温の空気を利用した最近の実施形態において、第３の空気ストリーム内での熱交換器の配置は、第３のストリームダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクト内での空気の圧力低下が生じた。熱交換器の導入による圧力の変化は、高出力運転時のような排気圧力が高い状態、及び低マッハポイントのような第３のストリームに対する入口圧力が低い状態で第３のストリーム空気をコア排気口に排出できない結果をもたらす。この結果として、これらの飛行条件下では第３のストリームダクトにおける空気流の中断又は不十分な流れとなり、第３のストリームダクトにおける空気流の滞留、及び更にはガスの逆流（流れの反転）を生じる可能性がある。第３のストリーム空気の滞留は、特定の状況下でブレードオンファン機構に対する失速状態につながり、起こり得るハードウェア損傷並びにファン入口スピル抗力に起因して航空機に作用する追加抗力をもたらす可能性がある。

不十分な空気流は、冷却を第３のストリーム空気に依存する熱交換器又は他のハードウェアの冷却に悪影響を及ぼす可能性があるので、必要とされているのは、あらゆる動作条件で第３のストリームダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトにおいて空気流の中断又は有意な低減が無いように第３のストリームダクト空気を連続的に排出できる装置である。理想的には、第３のストリームダクトの空気流は、航空機に推力及び作動性が付加されるように低圧領域に排出されるようにする。

米国特許第５，４０４，７１３号明細書 米国特許第４，０６４，６９２号明細書

本発明の航空機ターボファンエンジンは、該エンジンに３つの空気流ストリームを提供するファン部分を含む。エンジンは、３つの空気ストリーム、すなわち、従来のコア空気流、従来のバイパス空気ストリーム流れ、及び第３のストリームすなわちＦＬＡＤＥ（商標）ストリームを利用する。流れダイバータバルブは、第３のダクト内に載置されて、第３の空気ストリームすなわちＦＬＡＤＥ（商標）ストリームを制御する。流れダイバータバルブは、第３の空気ストリームすなわちＦＬＡＤＥ（商標）ストリームを１次ノズル又は２次ノズルに、或いは両方に配向して、第３の空気ストリームを排気できるようにする。ダイバータバルブにより、生じている状況にとって最も有効な排気位置に第３のストリームを配向することができる。従って、全てのＦＬＡＤＥ（商標）ストリーム空気は、２次ノズルに配向されて、巡航中の水力発生を最適にし、燃料消費率（ＳＦＣ）を改善することができる。２次ノズルの排気口は、ほとんどの場合、Ａ８又はＡ８の直ぐ後方での圧力よりも低い圧力であり、その結果、常に低い第３のストリーム圧力で流れが排出されるようになる。或いは、ダイバータバルブは、Ａ８又はＡ８の直ぐ後方での圧力が低下したときにＦＬＡＤＥ（商標）ストリーム空気を１次ノズルに配向して、推力増強及び高速巡航状態の間は推力を提供し、拡大フラップ＆シールの冷却を助け、これによりこれらの部品の寿命を延ばすようにする。ダイバータバルブはまた、必要に応じて、システム要件のバランスをとり、起こり得る流れ制限に対処するため、ＦＬＡＤＥ（商標）ストリーム空気を１次ノズル及び２次ノズルの両方に同時に配向することができる。

第３のストリーム又はＦＬＡＤＥ（商標）空気の排出により、より低温の第３のストリーム冷却空気の確実な供給がタービンの保護を可能にするので、コアがより高温で稼働できるようになる。第３のストリームにおいて熱交換器を用いて、タービン冷却空気の温度を下げて、タービンハードウェアが高温環境で耐え抜くことができるようにすることができる。

本発明の別の利点は、排気温度が最高であるとみなされたときに、推力増強並びに高速巡航下で拡大フラップ＆シールを冷却するため第３のダクトからの冷却空気が利用可能となることである。

最後に、第３のダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトは、低温低圧の第３のストリーム空気又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクト空気を連続的に排出することだけでなく、入口にて空気を吸入することにおいても依存することができる。第３のダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトは、入口壁の変形の大部分に対応し、ファン、コア、又はバイパス空気ストリームに対する入口変形を最小限にする。これにより、ファン及びコア／圧縮機が小さな失速マージンで作動できるようになる。ファン及びコアが小さな失速マージンで作動しているときには、エンジンは、高圧力比で作動することができ、これは、より高い推力及び効率につながる。また、ダイバータバルブが２次ノズルに流れを配向するときには、外側フラップにわたる第３のストリームダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトの流れは、ボートテールドラッグを更に低減しながら、外側フラップにわたるより安定した流れ場を生成する。

本発明の他の特徴及び利点は、例証として本発明の原理を示す添付図面を参照しながら、以下の好ましい実施形態のより詳細な説明から明らかになるであろう。

ダイバータバルブの位置並びにＦＬＡＤＥ（商標）又は第３のダクト空気流のための排気流路を示す、本発明の排気システムの断面図。 拡大スロットに沿った１次ノズル及び２次ノズルの両方に空気流を配向するＦＬＡＤＥ（商標）ダクトにおけるダイバータバルブを示す図。 アクティブダイバータバルブを示す図。 選択可能な排気流路を示す、図３のアクティブダイバータバルブを示す図。 パッシブダイバータバルブを示す図。 選択可能な排気流路を示す、図５のパッシブダイバータバルブを示す図。 コア空気ストリーム及びバイパス空気ストリームを有する従来技術のターボファンエンジンの断面図。 コア空気ストリーム、バイパス空気ストリーム及びＦＬＡＤＥ（商標）又は第３の空気ストリームを有する本発明のターボファンエンジンの断面図。

ＦＬＡＤＥ（商標）空気ストリームを有する本発明のターボファンと、２つの空気ストリームを有する従来のターボファンエンジンとの間の差違は、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクトを含むターボファンを描いた図８と、従来のターボファンエンジンを描いた図７とを参照すると理解することができる。ＦＬＡＤＥ（商標）ダクトと第３のストリーム空気ダクト、並びにＦＬＡＤＥ（商標）空気ストリームと第３の空気ストリームは、本明細書では同義的に用いることができ、これら２つの間の差違は、冷却空気がダクトに流入する経路である。しかしながら、本明細書で記載される構造及び方法は、ダクト中の空気の排出に関するものである。このため、これらの用語は同義的に使用される。

図７において、空気は、多段ファン部分１２を通ってエンジン１０に吸い込まれる。図７に示すように、ファン部分は、３つの段を有するが、ファン部分１２は、３つよりも多い又は少ない段を有することができることは理解されるであろう。ファン部分１２の下流側には圧縮機部分１４がある。第３の段１６の後、空気は、バイパスダクトと圧縮機部分１４との間で分割され、コア空気は圧縮機部分１４に送られ、バイパス空気はバイパスダクト１８に送られる。

コア空気は、当業者に周知の方式でエンジン内を進む。コア空気は、圧縮機部分１４から燃焼器部分２０に送給され、ここで燃料と混合されて燃焼する。次いで、高温の燃焼ガスは、タービン部分２２に流れ、ここで高温の燃焼ガスが膨張する。推力増強装置部分２４は、タービン部分２２の後方に存在し、必要に応じて、すなわち要求時に追加の出力を提供するのに利用できるが、通常は、巡航飛行モード中に作動可能ではない。推力増強装置部分２４は、高温燃焼ガスがタービン２２から流出するときに該燃焼ガスを受け取るエンジン１０の排気口部分２６の前面に位置付けられる。排気口部分２６の後方にはノズル２８があり、該ノズルは、収縮−拡大（Ｃ−Ｄ）ノズルである。ノズル２８を通過する高温ガスは、航空機を前方に移動させる推力を提供する。最小ノズル直径が、図７においてＡ８で示されている。

図７に示されるバイパスダクト１８を通過するバイパス空気ストリームは、熱交換器３０を通って排気口部分２６の外部に沿って通過し、ここで該空気ストリームは、排気口ハードウェアを冷却するのに用いることができる。バイパス空気ストリームは、第３のファン段１６の後方でバイパスダクト１８内に分流されるように図示されているが、所定の要因に応じてより前段又は後段にて分流することもできる。巡航モードにおいて、バイパス空気ストリームはノズル２８に流れ、ここで空気ストリームが流出してエンジン推力に寄与するようになる。推力増強された飛行モードでは、バイパス空気ストリームの一部は、推力増強装置部分２４に分流され、ここで燃料と混合されて推力増強飛行用に燃焼する。

推力増強ターボファンエンジンにおけるコア及びファン空気は更に分割されて、第３のダクトを流れる第３の空気ストリームを形成し、該第３のダクトは、ブレードオンファン推力増強を用いて第３のストリームに空気が供給される場合にＦＬＡＤＥ（商標）ダクトと呼ばれることがある。或いは、第３のストリームは、バイパス空気ストリームを提供する前方のファン段又はファン段より前でファンから抽気することができ、その結果、第３のストリームダクト及びその供給空気は、ＦＬＡＤＥ（商標）ストリームとは呼ばれなくなる。本発明は、第３のダクトから空気を排出することに関連しているので、第３のダクトにおける空気がブレードオンファン機構から供給されるか、又はバイパス空気ストリームの供給源の前方のファン段から空気流を分流することによるかどうかは全く重要ではない。エンジンのファン部分から空気を抽気する第３のダクト１３２を利用したあらゆる機構を本発明で用いることができる。第３のダクトに抽気された又は他の方法で第３のダクトに供給された空気は、バイパス空気ストリームとして利用される空気よりも低い圧力及び温度を有していなければならない。このことは、第３のダクトがバイパス空気ストリームよりも低く加圧されなければならないことを意味する。この課題を達成する従来の手法は、低い温度及び圧力の空気であるので、バイパス空気ストリームに使用されるファン段の前にあるファン段から空気又は加圧空気を抽気することである。例えば、図８に描かれるように、第３のダクト空気は、第２のファン段１３６に関連するブレードオンファン機構により加圧されるが、バイパス空気ストリームが第３のファン段１１６からの抽気空気により加圧される限りは、第２のファン段１３６から抽気される空気も効果的なものとなる。第３のダクト１３２に供給される空気がバイパス空気ストリーム用に供給される空気のファン段の前方にあるファン段から供給される他の何れの機構も効果的なものとなる。より高いファン段はより高温及び高圧の空気を提供するので、第３のダクト１３２用の空気が吸い込まれる段の選択は妥協の産物である。より高い温度は、第３のダクト１３２における空気の潜在的冷却能力に悪影響を及ぼし、より高い圧力は、第３のダクト空気を拡大スロットに提供できるエンジン作動範囲を拡張する。

図８は、エンジン１１０の断面図であり、第３のストリーム空気がエンジンのファン部分にて第３のダクトに流入するＦＬＡＤＥ（商標）機構を描いている。図７及び８のエンジンのコア及びバイパス部分は、実質的に同じ様態で作動する。両方のエンジンにおける同様の部品は、図７及び７において識別符号の最後の２桁が同じである。ＦＬＡＤＥ（商標）機構における第３のダクト及びこれを流れる空気は、コア空気及びバイパス空気ストリームからシールされている。この第３の空気ストリームの圧力は、第３のダクト１３２においてＦＬＡＤＥ（商標）翼形部のブレードオンファン機構１３４を用いて増大される。入口ガイドベーン（ＩＧＶ）は、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト１３２内への空気の流れを制御するのを助ける。エンジンが巡航及び偵察状態で作動しているときには、ＦＬＡＤＥ（商標）ＩＧＶは、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクトへの空気の流れを最大にする所定位置に回転する。高巡航状態及び推力増強下では、これらの物理的な設定は逆にされ、ＦＬＡＤＥ（商標）ＩＧＶは、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクトへの空気の流れを最小にする所定位置に回転する。

従来技術の第３のストリーム空気流れは、Ｃ−Ｄノズルの直前か又は後方でコア排気口に排出していた。しかしながら、第３のストリームダクト１３２又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトに流れる冷却空気の低い温度を利用した図８に示すような熱交換器の配置は、第３のストリームダクト１３２又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクト内での空気の圧力低下をもたらした。熱交換器の導入による圧力の変化は、一部の条件下で、すなわち他の典型的な第３のストリーム排気位置において、この位置のシンク圧力が高すぎる理由から、第３のストリーム空気をコア排気口内へ排出できない結果をもたらした。第３のストリーム空気がこの位置において排出されるときには、一部の飛行条件下で第３のストリームダクトにおいて空気流の許容できない中断があったことが判明した。

図８において、推力増強装置の前方の空気流が描かれており、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト１３２内に吸い込まれる空気は、第２のファン段１３６に配置されたブレードオンファン機構１３４の作動により圧力が増大される。ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト１３２における空気は、バイパスダクト１１８における空気よりも低い温度及び圧力である。上述のように、第３のストリーム空気はまた、バイパス空気ストリームのバイパスダクト１１８への分流の前に第３のストリームダクト１３２に分流することができる。この第３の空気ストリーム又はＦＬＡＤＥ（商標）ストリームは、冷却能力が増大しており、これを用いて広範な電気システムを冷却して、ハードウェアの耐久性を改善し、また、ファン又はエンジンコアからの入口変形を低減し、ファン／コアを小さな失速マージンで稼働できるようにすることができる。しかしながら、ＦＬＡＤＥ（商標）空気ストリームの圧力が低いことにより、コア／バイパス空気ストリームに導入されないようにし、また、推力をもたらすことになる方式で全ての飛行条件にてＣ−Ｄノズルを通じて加速されないようにする。このような構成において、低圧のＦＬＡＤＥ（商標）空気ストリームによりＣ−Ｄノズル内への流れが阻止され、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト１３２において空気が逆流し、これによりＦＬＡＤＥ（商標）空気流が阻止される。状況によっては、背圧は、第３のストリーム圧力よりも高く、第３のダクト１３２と連通した構成要素に対する損傷をもたらす恐れのある流れ反転を生じる。第３のストリーム空気を周囲圧力で大気に単に放出する代替の構成は、これは、性能及び効率の両方に関して深刻な欠点をもたらすので、望ましい解決策ではない。

図１に示すように、ダイバータバルブ１４０の使用により、第３のダクトからの空気流を２次ノズル１４２内に、又は拡大スロット１４４に沿って収束ノズルと外側フラップ及びシールとの間のアパーチャに排出することができる。ダイバータバルブ１４０を通って２次ノズル１４２内又は拡大スロット１４４内に入るＦＬＡＤＥ（商標）空気流の排気は図２に描かれており、ダイバータバルブの位置１４０が図１に示されている。ダイバータバルブ１４０は、好ましくは、Ａ７の軸方向位置又はその下流側の第３のダクト又はＦＬＡＤＥ（商標）ダクトに位置付けられ、ここでＡ７は、図１に示される収束フラップ及びシールの上流側端部にある断面領域である。ダイバータバルブの好ましい位置は、図１に描かれた位置１４０である。しかしながら、Ａ７の上流側又は下流側の他の何れかの位置におけるダイバータバルブの配置により、第３のダクト１３２における空気流を２次ノズル１４２、拡大フラップ＆シール１４６、又は必要に応じて流れ導管を含めてこれら２つの何らかの組み合わせに選択的に配向することができる。本明細書で使用される場合、拡大スロットを通る空気流とは、拡大フラップ＆シール１４６において拡大スロット１４６を通って排出される空気流を意味する。

図１に描かれた拡大スロット１４４は、高速コアストリームに実質的に平行に位置付けられることによって排出スロットとして機能する。コア内の高速ガスは低い静圧をもたらし、これは、拡大スロット１４４を通る第３のストリーム空気の流れを吸い込むのを助ける。しかしながら、一定の条件下では、第３のストリームの全圧は十分に低く、拡大スロットは、排出効果にもかかわらず所要の第３のストリーム流を通すことができないことになる。これは、例えば、入口でのラム圧力が低い一部の高出力低マッハ飛行条件において発生し、第３のストリームの低い全圧を生じる可能性がある。この場合、ダイバータバルブ１４０は、第３のストリームダクト１３２からの空気が２次ノズル１４２を通って流れるのを可能にする。２次ノズルの出口における空気圧力は、全ての飛行条件において周囲圧力以下であり、従って、第３のダクト１３２における空気の圧力よりも低くなる。その結果、第３のダクト１３２を通る確実な空気流を得ることができる。

ダイバータバルブ１４０は、２次ノズル１４２又は拡大スロット１４４の何れかに空気流を選択的に配向するあらゆる装置とすることができる。図３及び４は、第３のダクトからの空気流を２次ノズル１４２又は１次ノズル１２８における拡大スロット１４４の何れかに、或いは両方のノズルに配向するアクティブ制御バルブ２５０を描いている。図３及び図４の１つの実施形態において、ダイバータバルブは、第３のダクト１３２の空気が、拡大スロット１４４を通じて１次ノズル１２８と２次ノズル１４２の両方への流れを引き起こすように構成される。図４（ａ）はまた、第３のダクト１３２から２次ノズル１４２にのみ空気流を配向するよう構成されたアクティブ制御バルブ２５０を示し、図４（ｃ）は、第３のダクト１３２から拡大スロットを通じて１次ノズル１２８にのみ空気流を配向するよう構成されたアクティブ制御バルブ２５０を示している。

ダイバータバルブ１４０を通る空気の流れは、エンジン作動条件に依存する。ダイバータバルブ１４０の位置は、Ａ８にて、又はＡ８の直ぐ後方で第３のダクト１３２及び１次ノズルにおける空気圧力を測定するセンサによって決定することができる。航空機エンジン用の独立コントローラ又は全自動デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ（商標））といった複雑なコントローラは、測定値を分析して、ダイバータバルブ１４０がアクティブバルブであるときにダイバータバルブの適正な位置を決定することができる。

或いは、Ａ８又はＡ８の直ぐ後方で第３のダクト１３２を通る空気の圧力は、異なる作動条件での試験中に測定することができ、ダイバータバルブの適正な位置は、これらの測定値に基づいて決定することができる。これらの作動条件でのダイバータバルブ１４０の位置は、エンジンＦＡＤＥＣ（商標）にプログラムすることができ、エンジンＦＡＤＥＣ（商標）は、ダイバータバルブ１４０に対して、エンジンの作動条件に基づいて２次ノズル又は拡大スロット、もしくは両方に空気を配向するのに適正な位置に移動するよう命令することができる。

図５及び６は、２次ノズル１４２に、又は２次ノズルと拡大スロット１４４の両方に空気流を選択的に配向するパッシブ制御バルブ２６０としてダイバータバルブを示している。ダイバータバルブ１４０は、その位置が第３のダクト１３２における第３のストリーム空気の圧力によって決定されるのでパッシブである。高マッハ飛行ポイントなどのより高い第３のストリーム圧力条件では、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト又は第３のダクトの圧力は、ダイバータバルブ１４０を制御する機械的力よりも大きく、よってダイバータバルブ１４０が引き戻される。第３のストリームの低い圧力条件において、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト又は第３のダクト１３２の圧力は、ダイバータバルブ１４０に作用する機械的力よりも小さく、よって、ダイバータバルブは、拡大スロット１４４及びひいては１次ノズル１２８への空気通路を遮断する位置まで移動する。この位置は、空気を２次ノズル１４２に選択的に送るだけでなく、ＦＬＡＤＥ（商標）ダクト又は第３のダクト１３２へのコアガスの逆流を阻止する。

図５及び図６（ｂ）において、第３のダクト１３２における空気流は、ダイバータバルブ１４０における機械的力に打ち克って、第３のダクト１３２の空気を拡大スロット１４４を通じて１次ノズル１２８に及び２次ノズル１４２に流動させる位置にダイバータバルブ１４０を移動させるのに十分である。図６（ａ）は、空気流を第３のダクト１３２から２次ノズル１４２にのみ配向するよう構成されたパッシブ制御バルブ２６０を示す。上記で検討したように、Ａ８での静圧が第３のダクト１３２における全圧よりも大きい動作モード時には、拡大スロットを流れる空気は無く、全ての空気流は、ダイバータバルブを通って２次ノズル１４２に配向されることになる。しかしながら、Ａ８での圧力が第３のダクト１３２における全圧よりも小さいときには、図６（ｂ）に示すように、空気流は、パッシブバルブ２６０を通って拡大スロット１４４と２次ノズル１４２の両方に配向することができる。

ダイバータバルブは、第３のストリームダクト１３２における何れかの位置に配置することができる。ダイバータバルブ１４０のほとんどの好ましい位置は、１次ノズル断面Ａ７に隣接した第３のストリームダクト１３２内にあり、ここでは１次又は２次ノズルの何れかへの第３のストリーム空気の流れを配向するのに追加の配管を必要としない。ダイバータバルブ１４０は、第３のストリームダクト１３２内の他の位置に配置することができるが、この位置で効果的に作動するために追加の配管が必要となる場合がある。

好ましい実施形態を参照しながら本発明を説明してきたが、本発明の範囲から逸脱することなく種々の変更を行うことができ且つ本発明の要素を均等物で置き換えることができる点は理解されるであろう。加えて、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は物的事項を本発明の教示に適合するように多くの修正を行うことができる。従って、本発明は、本発明を実施するために企図される最良の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、また本発明は、提出した請求項の技術的範囲内に属する全ての実施形態を包含することになるものとする。

１２６
１２８ １次ノズル
１３２ 第３のダクト
１４０ ダイバータバルブ
１４２ ２次ノズル
１４４ 拡大スロット
１４６ 拡大フラップ＆シール
Ａ７ １次ノズル断面
Ａ８ ノズルスロート

Claims (13)

1. ３つの空気流ストリームを航空機ターボファンエンジンに提供するファン部分を有する航空機ターボファンエンジン（１０）であって、
   １次ノズル（１２８）を通じて排出されるコア空気流を受けるエンジンコアと、
   バイパス空気ストリーム流れを受け取るバイパスダクト（１８）と、
   第３のストリーム空気流を受け取る第３の空気ダクト（１３２）と、
   を備え、
   前記第３のストリーム空気流が、前記第３の空気ダクトを通って流れ、前記第３の空気ダクトが空気入口と空気出口とを有し、前記第３の空気ダクトの空気出口が更に、２次ノズル（１４２）と、前記１次ノズル（１２８）と、前記２次ノズル又は前記１次ノズルの少なくとも一方に前記第３の空気流を配向する流れダイバータバルブ（１４０）とを含み、
   前記２次ノズルは、前記１次ノズルの外側フラップにわたる前記第３のストリーム空気流を配向するように位置づけられる、航空機ターボファンエンジン（１０）。
2. ３つの空気流ストリームをエンジンに提供するファン部分を有する航空機ターボファンエンジン（１０）であって、
   １次ノズル（１２８）を通じて排出されるコア空気流を受けるエンジンコアと、
   バイパス空気ストリーム流れを受け取るバイパスダクト（１８）と、
   第３のストリーム空気流を受け取る第３の空気ダクト（１３２）と、
   を備え、
   前記第３のストリーム空気流が、前記第３の空気ダクトを通って流れ、前記第３の空気ダクトが空気入口と空気出口とを有し、前記第３の空気ダクトの空気出口が更に、２次ノズル（１４２）と、前記１次ノズル（１２８）と、前記２次ノズル又は前記１次ノズルの少なくとも一方に前記第３の空気流を配向する流れダイバータバルブ（１４０）とを含み、
   前記ダイバータバルブがパッシブバルブであり、
   前記パッシブダイバータバルブが、前記第３の空気ダクトにおける前記第３のストリーム空気の圧力に打ち克って、前記第３の空気ダクトと前記１次ノズルとの間の流体連通を遮断して前記第３のストリーム空気を前記２次ノズルにのみ配向する第２の位置に付勢される、航空機ターボファンエンジン（１０）。
3. 前記パッシブダイバータバルブが、前記１次ノズルから前記第３の空気ダクト内への高温ガスの逆流を遮断する第２の位置に付勢される、請求項２に記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
4. ３つの空気流ストリームをエンジンに提供するファン部分を有する航空機ターボファンエンジン（１０）であって、
   １次ノズル（１２８）を通じて排出されるコア空気流を受けるエンジンコアと、
   バイパス空気ストリーム流れを受け取るバイパスダクト（１８）と、
   第３のストリーム空気流を受け取る第３の空気ダクト（１３２）と、
   を備え、
   前記第３のストリーム空気流が、前記第３の空気ダクトを通って流れ、前記第３の空気ダクトが空気入口と空気出口とを有し、前記第３の空気ダクトの空気出口が更に、２次ノズル（１４２）と、前記１次ノズル（１２８）と、前記２次ノズル又は前記１次ノズルの少なくとも一方に前記第３の空気流を配向する流れダイバータバルブ（１４０）とを含み、
   前記ダイバータバルブがアクティブバルブであり、
   前記アクティブダイバータバルブが、該ダイバータバルブの位置を決定し制御するコントローラと通信状態にあり、
   前記第３の空気ダクトが更に、前記コントローラと通信状態で空気圧力を監視する圧力センサを含む、航空機ターボファンエンジン（１０）。
5. 前記１次ノズルを含む前記第３のストリーム空気流のための前記空気出口が更に、前記１次ノズルにおける拡大フラップ＆シール（１４６）内に形成された拡大スロットに沿って前記流れダイバータバルブの間に流体連通を含む、請求項２乃至４のいずれかに記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
6. 前記パッシブダイバータバルブが、前記第３の空気ダクトにおける前記第３のストリーム空気の圧力により、前記１次ノズル及び前記２次ノズルへの流体連通を提供する第１の位置に付勢される、請求項２または３に記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
7. 前記１次ノズルへの前記第３のストリーム空気の流れが更に、前記１次ノズルにおける拡大フラップ＆シールに対して冷却を提供する、請求項６に記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
8. 前記アクティブダイバータバルブが、エンジンＦＡＤＥＣと通信状態にある、請求項４に記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
9. 前記エンジンＦＡＤＥＣが、前記エンジンの作動条件に基づいて前記アクティブダイバータバルブの位置を決定する、請求項８に記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
10. 前記第３の空気ダクトにおける前記第３のストリーム空気流の圧力が、前記バイパス空気ストリーム流れの圧力よりも低い圧力である、請求項２乃至９のいずれかに記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
11. 前記第３の空気ダクトに提供される第３のストリーム空気が、前記バイパス空気ストリームの前方で前記エンジンのファン部分から抽気される、請求項２乃至１０のいずれかに記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
12. 前記第３のストリーム空気が、ブレードオンファンによって前記第３の空気ダクトに提供され、前記第３の空気ダクトにおける前記第３のストリーム空気が、前記コア空気流及びバイパス空気ストリーム流れからシールされている、請求項２乃至１１のいずれかに記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。
13. 前記流れダイバータバルブが、前記１次ノズルの断面にわたって前記１次ノズルに隣接した前記第３の空気ダクト内に配置される、請求項２乃至１２のいずれかに記載の航空機ターボファンエンジン（１０）。