JPH073209B2 - 騒音抑制排気装置、及び可変サイクルエンジンにより発生する推力及び騒音を低減する方法 - Google Patents
騒音抑制排気装置、及び可変サイクルエンジンにより発生する推力及び騒音を低減する方法Info
- Publication number
- JPH073209B2 JPH073209B2 JP8662993A JP8662993A JPH073209B2 JP H073209 B2 JPH073209 B2 JP H073209B2 JP 8662993 A JP8662993 A JP 8662993A JP 8662993 A JP8662993 A JP 8662993A JP H073209 B2 JPH073209 B2 JP H073209B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flade
- duct
- bypass
- air
- nozzle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般には高速民間輸送
機用エンジンの騒音低減に関し、特に、離陸の際に高圧
のファンバイパス空気をファンバイパス空気より低圧の
フレード空気と混合し得る弁に関する。
機用エンジンの騒音低減に関し、特に、離陸の際に高圧
のファンバイパス空気をファンバイパス空気より低圧の
フレード空気と混合し得る弁に関する。
【０００２】
【従来の技術】現用の高速民間輸送機エンジンの騒音低
減は、エンジンをその最大空気流量で運転すること（hi
gh-flowing）と、機械的な騒音抑制装置の使用とにより
達成されている。図１、図２及び図３に概略的に示すよ
うな混流ターボファン又は可変サイクルエンジン１０の
ための従来の騒音抑制方式は、一定面積の騒音抑制器１
２を１次排気流１４内に設けると共に、低温バイパス空
気１６を排気流の中央に導入し、こうして同軸環状排気
ノズル装置を設けることを含んでいる。図１、図２及び
図３のエンジン１０は、標準可変サイクルエンジンとし
て示してあるが、図４、図５及び図６に示すような翼上
ファン型、即ち「フレード（flade ）」型エンジンに改
変してもよいものである。
減は、エンジンをその最大空気流量で運転すること（hi
gh-flowing）と、機械的な騒音抑制装置の使用とにより
達成されている。図１、図２及び図３に概略的に示すよ
うな混流ターボファン又は可変サイクルエンジン１０の
ための従来の騒音抑制方式は、一定面積の騒音抑制器１
２を１次排気流１４内に設けると共に、低温バイパス空
気１６を排気流の中央に導入し、こうして同軸環状排気
ノズル装置を設けることを含んでいる。図１、図２及び
図３のエンジン１０は、標準可変サイクルエンジンとし
て示してあるが、図４、図５及び図６に示すような翼上
ファン型、即ち「フレード（flade ）」型エンジンに改
変してもよいものである。
【０００３】図１、図２及び図３に示す従来の同軸環状
排気構造では、騒音低減の全体は２つの部分に分けられ
る。一方の部分は機械的騒音抑制器１２による騒音低減
である。他方の部分は、バイパス空気１６の比較的遅い
低温中央流が空気１４の１次流とせん断作用をなしてコ
ア空気を減速することによる騒音低減である。機械的騒
音抑制器１２は１次ノズル２６の排気ノズル面積２０を
一定にするので、可変面積を有している逆速度分布（Ｉ
ＶＰ）ノズル２２が用いられて、一定空気流量でのノズ
ル圧力比調整、従って、推力変化をもたらす。図１、図
２及び図３の排気の速度分布は、低速空気が高速空気を
囲んでいる従来の排気装置の速度分布の反対である。
（逆速度分布（ＩＶＰ）は、低速空気が高速空気の半径
方向内側に位置していることを意味する。）従って、図
１、図２及び図３の可変サイクルエンジンでは、排気装
置の速度分布は従来の排気装置に対して反対になってい
る。
排気構造では、騒音低減の全体は２つの部分に分けられ
る。一方の部分は機械的騒音抑制器１２による騒音低減
である。他方の部分は、バイパス空気１６の比較的遅い
低温中央流が空気１４の１次流とせん断作用をなしてコ
ア空気を減速することによる騒音低減である。機械的騒
音抑制器１２は１次ノズル２６の排気ノズル面積２０を
一定にするので、可変面積を有している逆速度分布（Ｉ
ＶＰ）ノズル２２が用いられて、一定空気流量でのノズ
ル圧力比調整、従って、推力変化をもたらす。図１、図
２及び図３の排気の速度分布は、低速空気が高速空気を
囲んでいる従来の排気装置の速度分布の反対である。
（逆速度分布（ＩＶＰ）は、低速空気が高速空気の半径
方向内側に位置していることを意味する。）従って、図
１、図２及び図３の可変サイクルエンジンでは、排気装
置の速度分布は従来の排気装置に対して反対になってい
る。
【０００４】ＩＶＰノズル２２の使用は、高速民間輸送
機用エンジンの従来の騒音低減装置の本質的な特徴であ
った。ＩＶＰノズル２２は、図１、図２及び図３の従来
の排気装置では、低温の１次ファン空気１６を１次排気
流１４の内側に向けるために必要である。低温１次ファ
ン空気１６は、１次ノズル２６を出る高温の１次排気流
１４の速度より低い速度でＩＶＰノズル２２を通って流
出するので、これらの両同軸環状排気流がエンジン１０
を出て混合したとき、１次排気流１４はファン空気１６
によって減速され、これにより、全体的な排気騒音レベ
ルが低下する。
機用エンジンの従来の騒音低減装置の本質的な特徴であ
った。ＩＶＰノズル２２は、図１、図２及び図３の従来
の排気装置では、低温の１次ファン空気１６を１次排気
流１４の内側に向けるために必要である。低温１次ファ
ン空気１６は、１次ノズル２６を出る高温の１次排気流
１４の速度より低い速度でＩＶＰノズル２２を通って流
出するので、これらの両同軸環状排気流がエンジン１０
を出て混合したとき、１次排気流１４はファン空気１６
によって減速され、これにより、全体的な排気騒音レベ
ルが低下する。
【０００５】ＩＶＰノズル２２は又、エンジン１０のノ
ズル圧力比の変化を可能にする。この圧力比変化は、排
気噴流騒音を最小にするために必要である。エンジン
は、できるだけ広い範囲の推力に対して最大空気流量で
動作しなければならない。このためには、エンジンは最
大ファン速度で動作しながら推力を変えなければならな
い。通常、これは排気ノズル面積２０を変えることによ
りなされる。機械的騒音抑制器１２が１次ノズル２６内
に固定されているので、面積２０も一定である。従っ
て、ＩＶＰノズル２２を開くことにより、ファンバイパ
ス空気１６は１次ノズル２６からそらされる。このよう
にして全ノズル面積を変えて、エンジン推力を調整でき
る。
ズル圧力比の変化を可能にする。この圧力比変化は、排
気噴流騒音を最小にするために必要である。エンジン
は、できるだけ広い範囲の推力に対して最大空気流量で
動作しなければならない。このためには、エンジンは最
大ファン速度で動作しながら推力を変えなければならな
い。通常、これは排気ノズル面積２０を変えることによ
りなされる。機械的騒音抑制器１２が１次ノズル２６内
に固定されているので、面積２０も一定である。従っ
て、ＩＶＰノズル２２を開くことにより、ファンバイパ
ス空気１６は１次ノズル２６からそらされる。このよう
にして全ノズル面積を変えて、エンジン推力を調整でき
る。
【０００６】図１を参照すると、離陸の際、機械的騒音
抑制器１２は排気ノズル面積２０を横切って配置されて
おり、その際、バイパス空気１６は半径方向内方且つ軸
方向後方に導かれ、可変面積ＩＶＰノズル２２を通って
噴出する。この構成は、航空機の離陸の際に噴出する１
次空気１４の騒音抑制を可能にする。離陸後、エンジン
１０は通例、図２に示すように動作することにより航空
機を加速する。機械的騒音抑制器１２は排気ノズル面積
２０の外に動かされ、可変面積ＩＶＰノズル２２はその
排出面積を減らす。超音速巡航中は、図３に示すよう
に、可変面積ＩＶＰノズル２２はノズル２２を通るバイ
パス空気１６の流れを阻止するので、実質的にすべての
バイパス空気が１次排気流１４に混入し、そして排気ノ
ズル面積２０を通って１次排気ノズル２６から流出す
る。
抑制器１２は排気ノズル面積２０を横切って配置されて
おり、その際、バイパス空気１６は半径方向内方且つ軸
方向後方に導かれ、可変面積ＩＶＰノズル２２を通って
噴出する。この構成は、航空機の離陸の際に噴出する１
次空気１４の騒音抑制を可能にする。離陸後、エンジン
１０は通例、図２に示すように動作することにより航空
機を加速する。機械的騒音抑制器１２は排気ノズル面積
２０の外に動かされ、可変面積ＩＶＰノズル２２はその
排出面積を減らす。超音速巡航中は、図３に示すよう
に、可変面積ＩＶＰノズル２２はノズル２２を通るバイ
パス空気１６の流れを阻止するので、実質的にすべての
バイパス空気が１次排気流１４に混入し、そして排気ノ
ズル面積２０を通って１次排気ノズル２６から流出す
る。
【０００７】先進技術による騒音抑制装置の出現、及び
可変サイクルフレードエンジンの概念の出現と共に、図
１、図２及び図３の内側プラグ又はＩＶＰノズル２２
は、もはや騒音抑制のために必要でなくなっている。図
４に示す従来のフレード設計の場合、エンジンの最大空
気流量運転が図１、図２及び図３に示すような同軸環状
排気装置の欠如を補う。
可変サイクルフレードエンジンの概念の出現と共に、図
１、図２及び図３の内側プラグ又はＩＶＰノズル２２
は、もはや騒音抑制のために必要でなくなっている。図
４に示す従来のフレード設計の場合、エンジンの最大空
気流量運転が図１、図２及び図３に示すような同軸環状
排気装置の欠如を補う。
【０００８】図５のフレードエンジンの構成は、２つの
排気ノズル、即ちフレードファン用の可変面積フレード
ノズル２４と、可変サイクルエンジン用の１次ノズル２
６とを含んでいる。可変サイクルエンジンは本質的には
フレードファンを駆動するものであり、フレードファン
は、フレード空気２８をフレード排気ノズル２４を介し
て排出する。コア空気１８はバイパス空気１６と共に、
１次排気ダクト２５を通って流出する。
排気ノズル、即ちフレードファン用の可変面積フレード
ノズル２４と、可変サイクルエンジン用の１次ノズル２
６とを含んでいる。可変サイクルエンジンは本質的には
フレードファンを駆動するものであり、フレードファン
は、フレード空気２８をフレード排気ノズル２４を介し
て排出する。コア空気１８はバイパス空気１６と共に、
１次排気ダクト２５を通って流出する。
【０００９】離陸の際、可変サイクルエンジンノズル２
６のみが騒音抑制器１２を必要とする。ノズル２６に騒
音抑制器１２が設けられていると、エンジン推力を２つ
の方法で調整できる。第１の方法は、フレードファン作
用線の調整であり、第２の方法は、可変サイクルエンジ
ン推力増強装置の温度上昇と、可変サイクルエンジンノ
ズル圧力比との同時調整である。機械的騒音抑制器１２
の寸法により一定にされた可変サイクルエンジンノズル
面積２０を保つためには、可変サイクルエンジン排気の
温度及び圧力が同時に変わる必要がある。
６のみが騒音抑制器１２を必要とする。ノズル２６に騒
音抑制器１２が設けられていると、エンジン推力を２つ
の方法で調整できる。第１の方法は、フレードファン作
用線の調整であり、第２の方法は、可変サイクルエンジ
ン推力増強装置の温度上昇と、可変サイクルエンジンノ
ズル圧力比との同時調整である。機械的騒音抑制器１２
の寸法により一定にされた可変サイクルエンジンノズル
面積２０を保つためには、可変サイクルエンジン排気の
温度及び圧力が同時に変わる必要がある。
【００１０】離陸推力設定値は比較的低く、最大推力の
約７０％である。これは、排気速度を下げてエンジン騒
音を減らすためである。従って、推力調整のためのアフ
タバーナの使用は厳しく制限される。なぜなら、アフタ
バーナは一般に、最大推力の約７０％以上の出力設定値
で用いられるからである。騒音を少なくしながら補充推
力を発するために、フレードファン圧力比は最初低くし
てあり、又、フレードファン空気流は可変サイクルエン
ジンの空気流の約半分に過ぎないので、フレードファン
圧力比がその設計圧力比に対して大きく変化しても、そ
の結果生ずる推力変化はわずかである。ファン圧力比は
一般に、ファンに入る空気の全圧に対するファンを出る
空気の全圧の比として定義されている。
約７０％である。これは、排気速度を下げてエンジン騒
音を減らすためである。従って、推力調整のためのアフ
タバーナの使用は厳しく制限される。なぜなら、アフタ
バーナは一般に、最大推力の約７０％以上の出力設定値
で用いられるからである。騒音を少なくしながら補充推
力を発するために、フレードファン圧力比は最初低くし
てあり、又、フレードファン空気流は可変サイクルエン
ジンの空気流の約半分に過ぎないので、フレードファン
圧力比がその設計圧力比に対して大きく変化しても、そ
の結果生ずる推力変化はわずかである。ファン圧力比は
一般に、ファンに入る空気の全圧に対するファンを出る
空気の全圧の比として定義されている。
【００１１】従って、図４に示す一般型の可変サイクル
エンジンが一定の最大空気流量で効率良く動作している
間に、可変サイクルエンジンの絞りを行う方法と装置と
が必要である。このような絞りは、離陸の際のエンジン
騒音を低減するために望ましい。
エンジンが一定の最大空気流量で効率良く動作している
間に、可変サイクルエンジンの絞りを行う方法と装置と
が必要である。このような絞りは、離陸の際のエンジン
騒音を低減するために望ましい。
【００１２】
【発明の目的】本発明は、上述の必要に応じて開発され
たものであり、従って、その目的は、推力を調整すると
共に、機械的騒音抑制器を用いて現在達成し得る範囲を
超える騒音抑制をなし得る航空機用可変サイクルエンジ
ンを提供することである。本発明の他の目的は、可変サ
イクルエンジンを通る空気流を一定最大流量に保ちなが
ら可変サイクルエンジンの推力調整範囲を拡大すること
である。なぜなら、コアエンジンは最大空気流量で最大
騒音抑制を達成するように設計されているからである。
たものであり、従って、その目的は、推力を調整すると
共に、機械的騒音抑制器を用いて現在達成し得る範囲を
超える騒音抑制をなし得る航空機用可変サイクルエンジ
ンを提供することである。本発明の他の目的は、可変サ
イクルエンジンを通る空気流を一定最大流量に保ちなが
ら可変サイクルエンジンの推力調整範囲を拡大すること
である。なぜなら、コアエンジンは最大空気流量で最大
騒音抑制を達成するように設計されているからである。
【００１３】本発明の他の目的は、一定の排気ノズルス
ロート（のど）面積を有している最大空気流量（high-f
lowing）運転中の可変サイクルエンジンの推力を調整す
ることである。本発明の更に他の目的は、可変サイクル
エンジンノズルプラグの後部に位置している質量を減ら
すことにより、内部排気ノズル支持構造体と、エンジン
後部支持構造体、特にこのような支持構造体の支柱とに
生ずる曲げ荷重及びせん断荷重を減らすことである。こ
のような荷重を減らすことにより、ノズルプラグを支持
している支柱の断面積を減らすことができ、従って、１
次流路を通る流れに対する障害が減少する。その結果、
加速飛行及び巡航中の１次流路における圧力損失が減少
する。
ロート（のど）面積を有している最大空気流量（high-f
lowing）運転中の可変サイクルエンジンの推力を調整す
ることである。本発明の更に他の目的は、可変サイクル
エンジンノズルプラグの後部に位置している質量を減ら
すことにより、内部排気ノズル支持構造体と、エンジン
後部支持構造体、特にこのような支持構造体の支柱とに
生ずる曲げ荷重及びせん断荷重を減らすことである。こ
のような荷重を減らすことにより、ノズルプラグを支持
している支柱の断面積を減らすことができ、従って、１
次流路を通る流れに対する障害が減少する。その結果、
加速飛行及び巡航中の１次流路における圧力損失が減少
する。
【００１４】
【発明の概要】簡単に述べると、本発明は、比較的高圧
のファンバイパス空気を排出する１次ダクトと比較的低
圧のフレード空気流を通すフレードダクトとの間に設け
られている可変面積弁又は可変面積噴射器を有している
可変サイクルエンジンを提供するものである。この構成
は、一定の排気ノズルスロート面積を有している最大空
気流量運転中のエンジンに有効な推力調整の量を増大す
る。
のファンバイパス空気を排出する１次ダクトと比較的低
圧のフレード空気流を通すフレードダクトとの間に設け
られている可変面積弁又は可変面積噴射器を有している
可変サイクルエンジンを提供するものである。この構成
は、一定の排気ノズルスロート面積を有している最大空
気流量運転中のエンジンに有効な推力調整の量を増大す
る。
【００１５】本発明の上述の目的、特徴及び利点は、図
面と関連する以下の詳述から更に明らかとなろう。
面と関連する以下の詳述から更に明らかとなろう。
【００１６】
【実施例】図面の全図において、同じ参照番号は同じ構
成要素を表す。本発明を図５及び図６により説明する。
両図はフレード型の可変サイクルエンジン１０を示す。
エンジン１０の全体的な構造は、バイパス弁又はバイパ
ス噴射器３０の設置を除けば、図４のものと同じであ
る。バイパス弁３０は半径方向において、可変サイクル
エンジンバイパスダクト３２を通流する比較的高圧高速
のファンバイパス空気１６と、フレードダクト３４を通
流する比較的低圧低速のフレード空気２８との間に介在
している。
成要素を表す。本発明を図５及び図６により説明する。
両図はフレード型の可変サイクルエンジン１０を示す。
エンジン１０の全体的な構造は、バイパス弁又はバイパ
ス噴射器３０の設置を除けば、図４のものと同じであ
る。バイパス弁３０は半径方向において、可変サイクル
エンジンバイパスダクト３２を通流する比較的高圧高速
のファンバイパス空気１６と、フレードダクト３４を通
流する比較的低圧低速のフレード空気２８との間に介在
している。
【００１７】図６に見られるように、フレードエンジン
１０は本質的に標準可変サイクルエンジンであって、１
次ファン１３に取り付けられているフレードファン１１
を有している。フレード空気流２８は、フレードロータ
入口１７における可変入口静翼１５を開閉することによ
り制御されている。次いで、フレード排出空気２８は、
１次コアエンジンから隔離されているフレードダクト３
４を通流する。
１０は本質的に標準可変サイクルエンジンであって、１
次ファン１３に取り付けられているフレードファン１１
を有している。フレード空気流２８は、フレードロータ
入口１７における可変入口静翼１５を開閉することによ
り制御されている。次いで、フレード排出空気２８は、
１次コアエンジンから隔離されているフレードダクト３
４を通流する。
【００１８】図５に示すような一般的な排気流のパター
ンは、１次排気ダクト２５を通って可変サイクルエンジ
ン１０のコアエンジン部を出るコア空気１８の１次流を
含んでいる。コア空気１８は、１次弁２７を経て１次排
気ダクト２５に入る高圧のファンバイパス空気１６の少
なくとも一部と混合する。この混合流は１次排気流１４
として、可変サイクルエンジンノズル２６の排気ノズル
面積２０と機械的騒音抑制器１２とを経て流出する。
ンは、１次排気ダクト２５を通って可変サイクルエンジ
ン１０のコアエンジン部を出るコア空気１８の１次流を
含んでいる。コア空気１８は、１次弁２７を経て１次排
気ダクト２５に入る高圧のファンバイパス空気１６の少
なくとも一部と混合する。この混合流は１次排気流１４
として、可変サイクルエンジンノズル２６の排気ノズル
面積２０と機械的騒音抑制器１２とを経て流出する。
【００１９】離陸の際にバイパス弁３０が開かれたと
き、バイパス空気１６の一部はフレード空気２８と混合
し、可変面積ノズル２４を通って流出する。バイパス弁
３０が閉じられると、図５のエンジン１０は、後述のよ
うなノズルプラグ４８における幾らかの違いを除けば、
図４のエンジンとほぼ同様に機能する。バイパス弁３０
に関して多くの構成が可能であるが、図５にはヒンジ付
きドア３６が示されている。ヒンジ付きドア３６は、駆
動されるヒンジ３８によってドアの前端部を中心として
選択的に枢動可能であり、ヒンジ３８は、モータ４０に
よって制御又は操作され得る。このような一般的な弁の
構成は周知であるが、ここで述べるようなその特定の機
能及び配置は周知ではない。ヒンジ付きドア３６を半径
方向外方に回動することによりバイパス弁３０が選択的
に開かれると、ファンバイパス空気１６はフレードダク
ト３４に流入し、フレード空気２８と混合する。
き、バイパス空気１６の一部はフレード空気２８と混合
し、可変面積ノズル２４を通って流出する。バイパス弁
３０が閉じられると、図５のエンジン１０は、後述のよ
うなノズルプラグ４８における幾らかの違いを除けば、
図４のエンジンとほぼ同様に機能する。バイパス弁３０
に関して多くの構成が可能であるが、図５にはヒンジ付
きドア３６が示されている。ヒンジ付きドア３６は、駆
動されるヒンジ３８によってドアの前端部を中心として
選択的に枢動可能であり、ヒンジ３８は、モータ４０に
よって制御又は操作され得る。このような一般的な弁の
構成は周知であるが、ここで述べるようなその特定の機
能及び配置は周知ではない。ヒンジ付きドア３６を半径
方向外方に回動することによりバイパス弁３０が選択的
に開かれると、ファンバイパス空気１６はフレードダク
ト３４に流入し、フレード空気２８と混合する。
【００２０】可変面積バイパス弁３０の主目的は、一定
のスロート面積２０を有している排気ノズルによって生
ずるエンジンファンからの一定最大空気流量を保ちなが
ら、推力調整の範囲を他の手段によって可能な範囲より
広くすることである。これは、ヒンジ付きドア３６のよ
うなポートを開くことにより、可変サイクルバイパスダ
クト３２からの可変サイクルエンジンバイパス空気１６
をフレードダクト３４内に導くことによって達成され
る。
のスロート面積２０を有している排気ノズルによって生
ずるエンジンファンからの一定最大空気流量を保ちなが
ら、推力調整の範囲を他の手段によって可能な範囲より
広くすることである。これは、ヒンジ付きドア３６のよ
うなポートを開くことにより、可変サイクルバイパスダ
クト３２からの可変サイクルエンジンバイパス空気１６
をフレードダクト３４内に導くことによって達成され
る。
【００２１】開口４２の前端にドア３６の前端をヒンジ
止めすることにより、ドア３６の自由後端又は後縁５２
がフレードダクト３４内に安定した態様で回動し得る。
その結果、両流１６及び２８の一定の面積混合が生ず
る。アフタバーナが動作していないと仮定すれば、可変
サイクルエンジンバイパス流１６が可変サイクルエンジ
ンから取り除かれると、可変サイクルエンジンを出る混
流１４はより多くの膨張を許容される。なぜなら、バイ
パス弁３０によって１次排気ノズル流１４からファンバ
イパス空気１６を除去することにより、混流が少なくな
るからである。その結果、１次可変サイクルノズル圧力
比が低くなり、推力が低下すると共に排気騒音が減少す
る。
止めすることにより、ドア３６の自由後端又は後縁５２
がフレードダクト３４内に安定した態様で回動し得る。
その結果、両流１６及び２８の一定の面積混合が生ず
る。アフタバーナが動作していないと仮定すれば、可変
サイクルエンジンバイパス流１６が可変サイクルエンジ
ンから取り除かれると、可変サイクルエンジンを出る混
流１４はより多くの膨張を許容される。なぜなら、バイ
パス弁３０によって１次排気ノズル流１４からファンバ
イパス空気１６を除去することにより、混流が少なくな
るからである。その結果、１次可変サイクルノズル圧力
比が低くなり、推力が低下すると共に排気騒音が減少す
る。
【００２２】フレードダクト３４に入る可変サイクルエ
ンジンバイパス空気１６は、フレードダクト空気２８よ
り圧力が高い。なぜなら、可変サイクルエンジンはフレ
ードより高いファン圧力比を有しているからである。両
流１６及び２８の混合の結果、混合圧力が生じ、この圧
力は非理想混合により、質量平均圧力値よりも低い。こ
の現象は、ダンプ損失（dump loss ）として知られてい
る。
ンジンバイパス空気１６は、フレードダクト空気２８よ
り圧力が高い。なぜなら、可変サイクルエンジンはフレ
ードより高いファン圧力比を有しているからである。両
流１６及び２８の混合の結果、混合圧力が生じ、この圧
力は非理想混合により、質量平均圧力値よりも低い。こ
の現象は、ダンプ損失（dump loss ）として知られてい
る。
【００２３】このダンプ損失はエンジン推力を、もしバ
イパス空気１６がフレード空気２８と混合せずにノズル
を通って膨張すれば生ずるはずの推力よりも小さくす
る。従って、推力調整範囲の拡大は、可変サイクルエン
ジンノズル圧力比の範囲の変化と、圧力が等しくない２
つの空気流の混合によるダンプ損失とから生ずる。図６
に見られるように、この推力調整又は推力低減の方法
は、内部排気ノズル支持構造体４４とエンジン後部支持
構造体４６とにかかる曲げ荷重及びせん断荷重を減らす
ことにより他の利点をもたらす。これは、ＩＶＰノズル
２２（図４）を通過する質量流量の減少により可能にな
る。この減少が起こるのは、バイパス弁３０によって流
れがＩＶＰノズル域からそらされるからである。このこ
とは、比較的小さなＩＶＰノズルの設計を可能にする
か、又は図５及び図６に示すようにＩＶＰノズル２２の
完全な除去を可能にする。
イパス空気１６がフレード空気２８と混合せずにノズル
を通って膨張すれば生ずるはずの推力よりも小さくす
る。従って、推力調整範囲の拡大は、可変サイクルエン
ジンノズル圧力比の範囲の変化と、圧力が等しくない２
つの空気流の混合によるダンプ損失とから生ずる。図６
に見られるように、この推力調整又は推力低減の方法
は、内部排気ノズル支持構造体４４とエンジン後部支持
構造体４６とにかかる曲げ荷重及びせん断荷重を減らす
ことにより他の利点をもたらす。これは、ＩＶＰノズル
２２（図４）を通過する質量流量の減少により可能にな
る。この減少が起こるのは、バイパス弁３０によって流
れがＩＶＰノズル域からそらされるからである。このこ
とは、比較的小さなＩＶＰノズルの設計を可能にする
か、又は図５及び図６に示すようにＩＶＰノズル２２の
完全な除去を可能にする。
【００２４】ＩＶＰノズル２２のこのような寸法縮小又
は除去は、ノズルプラグ４８の後部に配置されている質
量を減少させる。一実施例において、ＩＶＰノズル２２
の除去の結果生じた重量減少は約１４８ポンドであり、
そしてノズル支柱にかかるモーメントの減少は、約１７
７６０ポンドインチであった。ＩＶＰノズルを除去し得
るのは、フレード排出空気２８が多量の低速空気として
１次排気流１８を部分的に囲んでいるからである。フレ
ードファン圧力比が１次ファン圧力比より低いので、フ
レード排出空気は又、フレード排出空気と１次コア流１
８とがエンジン１０を出て混合する際に、１次コア流１
８を減速する。フレード空気の量がＩＶＰノズル２２に
導かれる空気量よりはるかに多いので、騒音抑制用ＩＶ
Ｐノズルを通る追加的な空気は、あまり騒音低減をもた
らさない。
は除去は、ノズルプラグ４８の後部に配置されている質
量を減少させる。一実施例において、ＩＶＰノズル２２
の除去の結果生じた重量減少は約１４８ポンドであり、
そしてノズル支柱にかかるモーメントの減少は、約１７
７６０ポンドインチであった。ＩＶＰノズルを除去し得
るのは、フレード排出空気２８が多量の低速空気として
１次排気流１８を部分的に囲んでいるからである。フレ
ードファン圧力比が１次ファン圧力比より低いので、フ
レード排出空気は又、フレード排出空気と１次コア流１
８とがエンジン１０を出て混合する際に、１次コア流１
８を減速する。フレード空気の量がＩＶＰノズル２２に
導かれる空気量よりはるかに多いので、騒音抑制用ＩＶ
Ｐノズルを通る追加的な空気は、あまり騒音低減をもた
らさない。
【００２５】バイパス弁３０は、ＩＶＰノズル２２が従
来の設計でなしたように、ファンバイパス空気１６をフ
レードダクト３４内に導いて１次ノズル２６から除去し
得るので、バイパス弁３０によって推力調整が達成され
る。従って、図４のＩＶＰノズル２２はもはや必要でな
い。このような理由で、ＩＶＰノズル２２を除去して排
気装置の全体的な複雑さを低減することが有利である。
来の設計でなしたように、ファンバイパス空気１６をフ
レードダクト３４内に導いて１次ノズル２６から除去し
得るので、バイパス弁３０によって推力調整が達成され
る。従って、図４のＩＶＰノズル２２はもはや必要でな
い。このような理由で、ＩＶＰノズル２２を除去して排
気装置の全体的な複雑さを低減することが有利である。
【００２６】更に、本発明は従来ほど多くのファンバイ
パス空気１６をノズルプラグ４８に導入することを必要
としないので、ノズルプラグ４８を支持している中空支
柱５０の寸法を縮小できる。特に、図５の支柱５０の内
部開断面は、ノズルプラグ４８の与圧に十分な空気流を
導くだけである。従って、支柱５０の断面を減らすこと
ができるので、支柱の流れに対する阻止又は障害による
１次排気ノズル流１４の圧力損失を減らし得る。
パス空気１６をノズルプラグ４８に導入することを必要
としないので、ノズルプラグ４８を支持している中空支
柱５０の寸法を縮小できる。特に、図５の支柱５０の内
部開断面は、ノズルプラグ４８の与圧に十分な空気流を
導くだけである。従って、支柱５０の断面を減らすこと
ができるので、支柱の流れに対する阻止又は障害による
１次排気ノズル流１４の圧力損失を減らし得る。
【００２７】バイパス弁３０の操作は、可変サイクルエ
ンジン１０が一定の最大空気流量を保つ間、排気速度の
低下をもたらすことを認識されたい。これは、フレード
の離陸時の流れ保持性能を高める。ファンバイパス空気
１６の高圧流は、ファンが全速力で効率良く動作し続け
る間、消失するので、排気速度及びノズル圧力比が低下
すると共に、排気騒音が減る。
ンジン１０が一定の最大空気流量を保つ間、排気速度の
低下をもたらすことを認識されたい。これは、フレード
の離陸時の流れ保持性能を高める。ファンバイパス空気
１６の高圧流は、ファンが全速力で効率良く動作し続け
る間、消失するので、排気速度及びノズル圧力比が低下
すると共に、排気騒音が減る。
【００２８】図５のドア３６は、開かれたときに、ドア
３６の後縁５２の近辺でフレードダクトを通る流れのマ
ッハ数を高める。これはこの区域における静圧を減少さ
せると共に、比較的大きな圧力ダンプ損失をもたらし
て、ノズル圧力比を更に減少させる。前述のように、バ
イパス弁３０は通常、離陸の際に開かれてエンジン推力
及び排気騒音を減少させ、又、通常、巡航運転時に閉ざ
されて最大エンジン推力をもたらす。
３６の後縁５２の近辺でフレードダクトを通る流れのマ
ッハ数を高める。これはこの区域における静圧を減少さ
せると共に、比較的大きな圧力ダンプ損失をもたらし
て、ノズル圧力比を更に減少させる。前述のように、バ
イパス弁３０は通常、離陸の際に開かれてエンジン推力
及び排気騒音を減少させ、又、通常、巡航運転時に閉ざ
されて最大エンジン推力をもたらす。
【００２９】以上、本発明の最善の実施例と考えられる
ものを開示したが、これに対して、本発明の範囲内で様
々な変更及び改変が可能であることを理解されたい。例
えば、回動ドア３６を図５及び図６に示したが、バイパ
ス弁３０は、図７、図８及び図９に示すような直線的に
軸方向に摺動するドア５４、又は図１０に示すような周
方向に回動する滑りドアの形態を採り得る。
ものを開示したが、これに対して、本発明の範囲内で様
々な変更及び改変が可能であることを理解されたい。例
えば、回動ドア３６を図５及び図６に示したが、バイパ
ス弁３０は、図７、図８及び図９に示すような直線的に
軸方向に摺動するドア５４、又は図１０に示すような周
方向に回動する滑りドアの形態を採り得る。
【００３０】図７、図８及び図９におけるドア５４は、
各ドアを連結している連結リング５６によって、協調態
様で同時に操作され得る。線形アクチュエータ５８が、
各ドア５４を１次エンジンバイパスダクトケーシング６
０上で選択的に軸方向に往復運動させるようにリング５
６に連結されている。ケーシング６０に貫通開口６２が
形成されており、貫通開口６２は、バイパス空気１６を
フレードダクト３４内に通して、フレード空気２８と混
ぜるように構成されている。図９では、ドア５４が約８
０％閉じた状態を実線で示し、又、１００％開いた状態
を仮想線で示してある。方向矢印６４がドア５４の移動
方向を示す。
各ドアを連結している連結リング５６によって、協調態
様で同時に操作され得る。線形アクチュエータ５８が、
各ドア５４を１次エンジンバイパスダクトケーシング６
０上で選択的に軸方向に往復運動させるようにリング５
６に連結されている。ケーシング６０に貫通開口６２が
形成されており、貫通開口６２は、バイパス空気１６を
フレードダクト３４内に通して、フレード空気２８と混
ぜるように構成されている。図９では、ドア５４が約８
０％閉じた状態を実線で示し、又、１００％開いた状態
を仮想線で示してある。方向矢印６４がドア５４の移動
方向を示す。
【００３１】バイパス弁３０の他の構成を図１０に示
す。この場合、周方向に回転する摺動環状軌道６６が線
形アクチュエータ５８によって接線方向に動かされる。
アクチュエータ５８は連結アーム６８を介して、軌道６
６に連結されている。軌道６６には、周方向に相隔たっ
ている複数の開口７０が形成されており、複数の開口７
０は、ケーシング６０に形成されている開口６２と部分
的若しくは完全に重なるか、又は全く重ならないように
周方向に回動可能である。このように、バイパス空気１
６をダクト３２からフレードダクト３４に入れるため
に、アクチュエータ５８を選択的に操作することによ
り、可変面積開口が選択的に形成される。
す。この場合、周方向に回転する摺動環状軌道６６が線
形アクチュエータ５８によって接線方向に動かされる。
アクチュエータ５８は連結アーム６８を介して、軌道６
６に連結されている。軌道６６には、周方向に相隔たっ
ている複数の開口７０が形成されており、複数の開口７
０は、ケーシング６０に形成されている開口６２と部分
的若しくは完全に重なるか、又は全く重ならないように
周方向に回動可能である。このように、バイパス空気１
６をダクト３２からフレードダクト３４に入れるため
に、アクチュエータ５８を選択的に操作することによ
り、可変面積開口が選択的に形成される。
【図１】従来の可変サイクルエンジンの排気装置の離陸
中の形態を示す概略的且つ部分的な軸方向断面半分図で
ある。
中の形態を示す概略的且つ部分的な軸方向断面半分図で
ある。
【図２】加速中の形態を示す図１と同様の図である。
【図３】超音速巡航中の形態を示す図１と同様の図であ
る。
る。
【図４】翼上ファン型、即ちフレード型の従来の可変サ
イクルエンジンの排気装置の概略的且つ部分的な軸方向
断面図である。
イクルエンジンの排気装置の概略的且つ部分的な軸方向
断面図である。
【図５】本発明によるバイパス弁が設けられているフレ
ード型可変サイクルエンジンの排気装置の概略的且つ部
分的な軸方向断面半分図である。
ード型可変サイクルエンジンの排気装置の概略的且つ部
分的な軸方向断面半分図である。
【図６】図５のフレードエンジンと同様のエンジン全体
の概略的な軸方向断面全体図である。
の概略的な軸方向断面全体図である。
【図７】本発明によるバイパス噴射ドア装置の特定実施
例の断片斜視図である。
例の断片斜視図である。
【図８】図７の平面図である。
【図９】図７及び図８の噴射ドアの１つの断片概略図で
あって、ドアの軸方向往復運動を示す図である。
あって、ドアの軸方向往復運動を示す図である。
【図１０】本発明によるバイパス噴射ドア装置の他の実
施例の概略断片図である。
施例の概略断片図である。
１０ 可変サイクルエンジン １１ フレードファン ２４ フレード排気ノズル ２５ １次排気ダクト ２７ １次弁 ３０ バイパス弁 ３２ バイパスダクト ３４ フレードダクト ３６ ヒンジ付きドア ３８ ヒンジ ５２ ドア後縁 ５４ 軸方向摺動ドア ６６ 周方向摺動環状軌道
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭51−29613（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−160143（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−228838（ＪＰ，Ａ)
Claims (10)
- 【請求項１】 フレードファンを有している可変サイク
ルエンジン用の騒音抑制排気装置であって、 前記可変サイクルエンジンから高圧空気を排出するバイ
パスダクト手段と、 前記フレードファンから低圧空気を排出するフレードダ
クト手段と、 前記バイパスダクト手段と前記フレードダクト手段とを
選択的に接続しており、前記高圧空気を前記低圧空気と
混合するバイパス弁手段とを備えた騒音抑制排気装置。 - 【請求項２】 前記バイパス弁手段は、前記バイパスダ
クト手段と前記フレードダクト手段との間に設けられて
いる可動ドアを含んでいる請求項１に記載の騒音抑制排
気装置。 - 【請求項３】 ヒンジ手段を更に含んでおり、前記可動
ドアは、前記ヒンジ手段により前記バイパスダクト手段
と前記フレードダクト手段との間に枢着されている請求
項２に記載の騒音抑制排気装置。 - 【請求項４】 前記可動ドアは、前記ヒンジ手段に連結
されている前部と、前記フレードダクト手段内で可動な
後部とを含んでいる請求項３に記載の騒音抑制排気装
置。 - 【請求項５】 前記可変サイクルエンジンからコア空気
を排出する１次排気ダクト手段と、前記高圧空気の少な
くとも一部を前記バイパスダクト手段から前記１次排気
ダクトに通す１次弁手段とを更に含んでいる請求項１に
記載の騒音抑制排気装置。 - 【請求項６】 前記バイパス弁手段は、周方向に回動す
る滑りドアを含んでいる請求項１に記載の騒音抑制排気
装置。 - 【請求項７】 前記バイパス弁手段は、直線的に操作さ
れるドアを含んでいる請求項１に記載の騒音抑制排気装
置。 - 【請求項８】 前記バイパス弁手段の下流において前記
フレードダクト手段に配設されているフレードノズル手
段を更に含んでいる請求項１に記載の騒音抑制排気装
置。 - 【請求項９】 航空機用の可変サイクルエンジンにより
発生する推力及び騒音を低減する方法であって、 前記エンジンは、フレードファンと、該フレードファン
からのフレード空気を排出するフレードダクトと、該エ
ンジンからのバイパス空気を排出するバイパスダクト
と、ノズル手段と、前記フレードダクトと前記バイパス
ダクトとの間に配置されているバイパス弁とを含んでお
り、 前記バイパス空気を前記フレード空気と混合して混流を
形成すべく、前記フレードダクトと前記バイパスダクト
との間の連通をもたらすために前記バイパス弁を開き、 前記混流を前記ノズル手段から排出する工程を含んでい
る、可変サイクルエンジンにより発生する推力及び騒音
を低減する方法。 - 【請求項１０】 前記混流を形成しながら前記エンジン
を最大空気流量で運転する工程を更に含んでいる請求項
９に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US870847 | 1986-06-05 | ||
| US87084792A | 1992-04-20 | 1992-04-20 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0610764A JPH0610764A (ja) | 1994-01-18 |
| JPH073209B2 true JPH073209B2 (ja) | 1995-01-18 |
Family
ID=25356184
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8662993A Expired - Lifetime JPH073209B2 (ja) | 1992-04-20 | 1993-04-14 | 騒音抑制排気装置、及び可変サイクルエンジンにより発生する推力及び騒音を低減する方法 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0567277A1 (ja) |
| JP (1) | JPH073209B2 (ja) |
| CA (1) | CA2091473A1 (ja) |
Families Citing this family (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3311493B2 (ja) * | 1994-06-01 | 2002-08-05 | 株式会社不二工機 | レシーバドライヤ |
| US6694723B2 (en) * | 2002-03-27 | 2004-02-24 | United Technologies Corporation | Valve assembly for gas turbine engine |
| RU2253745C2 (ru) * | 2003-08-12 | 2005-06-10 | Письменный Владимир Леонидович | Трехконтурный газотурбинный двигатель |
| US7246484B2 (en) | 2003-08-25 | 2007-07-24 | General Electric Company | FLADE gas turbine engine with counter-rotatable fans |
| US6901739B2 (en) | 2003-10-07 | 2005-06-07 | General Electric Company | Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system |
| US7395657B2 (en) | 2003-10-20 | 2008-07-08 | General Electric Company | Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet |
| US6948317B2 (en) * | 2003-10-31 | 2005-09-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for flade engine nozzle |
| US7216475B2 (en) | 2003-11-21 | 2007-05-15 | General Electric Company | Aft FLADE engine |
| US7134271B2 (en) | 2004-11-05 | 2006-11-14 | General Electric Company | Thrust vectoring aft FLADE engine |
| US7464536B2 (en) * | 2005-07-07 | 2008-12-16 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US7758303B1 (en) * | 2006-07-31 | 2010-07-20 | General Electric Company | FLADE fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween |
| US7877980B2 (en) * | 2006-12-28 | 2011-02-01 | General Electric Company | Convertible gas turbine engine |
| US8141366B2 (en) | 2008-08-19 | 2012-03-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with variable area fan nozzle |
| US8443586B2 (en) | 2009-11-24 | 2013-05-21 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle bearing track |
| US8961114B2 (en) * | 2010-11-22 | 2015-02-24 | General Electric Company | Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger |
| US8984891B2 (en) | 2010-12-30 | 2015-03-24 | General Electric Company | Flade discharge in 2-D exhaust nozzle |
| US8789376B2 (en) | 2011-05-27 | 2014-07-29 | General Electric Company | Flade duct turbine cooling and power and thermal management |
| JP6066040B2 (ja) * | 2012-06-29 | 2017-01-25 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 超音速航空機用排気ノズルの低騒音化方法およびその機能を備えた装置 |
| US10240561B2 (en) | 2013-03-15 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle |
| US9920710B2 (en) * | 2013-05-07 | 2018-03-20 | General Electric Company | Multi-nozzle flow diverter for jet engine |
| US9145801B2 (en) | 2013-07-01 | 2015-09-29 | The Boeing Company | Systems and methods for acoustic resonance mitigation |
| US10352248B2 (en) | 2014-10-01 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Synchronized air modulating system |
| CN109854410B (zh) * | 2018-12-18 | 2021-08-17 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种变循环发动机的核心机驱动风扇与压气机转子系统 |
| CN114876665A (zh) * | 2022-05-13 | 2022-08-09 | 中国航空发动机研究院 | 一种变循环发动机压缩系统 |
| CN116792207B (zh) * | 2023-06-13 | 2026-01-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种基于飞机使用场景的变循环发动机模式转换方法 |
| CN117738814B (zh) * | 2024-02-21 | 2024-05-17 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 带叶尖风扇及串联压气机的变流路宽速域发动机 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3153904A (en) * | 1961-12-29 | 1964-10-27 | Stanley H Ellis | Turbo-ramjet configuration |
| US3879941A (en) * | 1973-05-21 | 1975-04-29 | Gen Electric | Variable cycle gas turbine engine |
| GB1535765A (en) * | 1975-01-02 | 1978-12-13 | Gen Electric | Variable cycle turbofan engines |
| US4290262A (en) * | 1978-12-11 | 1981-09-22 | United Technologies Corporation | Two-dimensional plug nozzle |
| US4409788A (en) * | 1979-04-23 | 1983-10-18 | General Electric Company | Actuation system for use on a gas turbine engine |
| US4791783A (en) * | 1981-11-27 | 1988-12-20 | General Electric Company | Convertible aircraft engine |
-
1993
- 1993-03-11 CA CA 2091473 patent/CA2091473A1/en not_active Abandoned
- 1993-04-14 JP JP8662993A patent/JPH073209B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1993-04-19 EP EP93302992A patent/EP0567277A1/en not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2091473A1 (en) | 1993-10-21 |
| EP0567277A1 (en) | 1993-10-27 |
| JPH0610764A (ja) | 1994-01-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH073209B2 (ja) | 騒音抑制排気装置、及び可変サイクルエンジンにより発生する推力及び騒音を低減する方法 | |
| US3841091A (en) | Multi-mission tandem propulsion system | |
| US9745918B2 (en) | Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle | |
| EP1430212B1 (en) | Converging nozzle thrust reverser | |
| US8127532B2 (en) | Pivoting fan nozzle nacelle | |
| US6820410B2 (en) | Bifurcated turbofan nozzle | |
| US8869507B2 (en) | Translatable cascade thrust reverser | |
| AU2016208300B2 (en) | Folding door thrust reversers for aircraft engines | |
| EP1438494B1 (en) | Confluent variable exhaust nozzle | |
| US8959889B2 (en) | Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine | |
| US5884843A (en) | Engine noise suppression ejector nozzle | |
| US4147027A (en) | Thrust reverser nozzle | |
| JPS6157461B2 (ja) | ||
| JPS6119820B2 (ja) | ||
| JP2007146832A (ja) | 可変ファン出口案内静翼を備えるターボファンガスタービンエンジン | |
| US5157916A (en) | Apparatus and method for suppressing sound in a gas turbine engine powerplant | |
| US5261229A (en) | Noise-suppressed exhaust nozzles for jet engines | |
| EP0426500A1 (en) | Tandem fan engine | |
| JPS6053176B2 (ja) | 推進用ノズル | |
| US5120005A (en) | Exhaust flap speedbrake | |
| US5255510A (en) | Thrust reverser for a high-bypass ratio turbofan engine | |
| US5713537A (en) | Blockerless thrust reverser | |
| JPS5924260B2 (ja) | 可変サイクル・ガスタ−ボファン機関 | |
| JP3340389B2 (ja) | タービンエンジンの後方混合排気装置 | |
| JPH08312462A (ja) | 超音速航空機用バイパス流路可変ノズル |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19950718 |