JPH10176604A - タービンエンジンの可変排気ノズル - Google Patents

タービンエンジンの可変排気ノズル

Info

Publication number
JPH10176604A
JPH10176604A JP9341799A JP34179997A JPH10176604A JP H10176604 A JPH10176604 A JP H10176604A JP 9341799 A JP9341799 A JP 9341799A JP 34179997 A JP34179997 A JP 34179997A JP H10176604 A JPH10176604 A JP H10176604A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
cowl
semi
shell
exhaust nozzle
panel
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.)
Ceased
Application number
JP9341799A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH10176604A5 (ja
Inventor
Constantino V Loffredo
ヴィー．ロフレド コンスタンティノ
Charles J Szyszko
ジェイ．シスコ チャールズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH10176604A publication Critical patent/JPH10176604A/ja
Publication of JPH10176604A5 publication Critical patent/JPH10176604A5/ja
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/11—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted eyelids
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ノズルの外部形状および空力特性にほとんど
影響を及ぼすことなく大きな面積変化を行える可変排気
ノズルを提供する。 【解決手段】 タービンエンジンナセル(16）の可変排
気ノズル(26)は、長手方向に延在する中心軸(14)を中心
に設けられた一対のセミカウル(58、60)と、対応する一
対のシェル(36、38)とを含む。各シェルは、対応するセ
ミカウルから半径方向内側に離間し、ピボット軸(42、4
4)を中心として引出し位置と引込み位置との間を回動可
能である。セミカウルおよびシェルは、シェルとカウル
との間のギャップ(108)がシェルの角度位置に関係なく
均一となるように、湾曲した幾何学的に同じ内側表面(8
6)および外側表面(100)をそれぞれ有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンナセルの可変排気ノズルに関し、特にナセルの空力
特性もしくはエンジンの燃料効率に影響を及ぼすことな
く大きな面積変化を成し遂げるノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】商業用ガスタービン航空機用エンジン
は、エンジン使用の大部分を占める高高度クルーズ運行
の間、最高の効率を発揮するよう、また不快なノイズを
出来る限り小さくするよう最適化される。そのような最
適化は、部分的には、エンジン内に多量の空気を引き込
む大きなスパンと広幅翼弦のブレードを有するファンの
使用によって行われる。その空気のほとんどは、ファン
ダクトを流れ、引き続き最高の性能および効率が得れる
ように排気面積が寸法決めされたファン排気ノズルを通
って排気される。
【０００３】しかしながら、エンジンが低い高度で且つ
航空機の離陸に特に必要とされる高出力設定値で運行さ
れる場合は、エンジンに引き込まれた空気の量はファン
排気ノズルのフローキャパシティを超えることがありう
る。結果として、ノズルは、ファンに背圧をかけたり、
ファンの失速や、相当なエンジンの損傷を引き起こす可
能性があり、エンジンの出力を一時的ではあるがかなり
減少する乱れた空力の不安定を導いたりする。
【０００４】ファンの失速をなくすひとつの方法は、半
径方向に延在するピッチ軸を中心として回転できる可変
ピッチのファンブレードを使用することである。ブレー
ドは、エンジンに引き込まれる空気の量がファン排気ノ
ズルのフローキャパシティ内にとどまるようそれぞれの
ピッチ軸を中心として一斉に回動される。しかしなが
ら、可変ピッチのファンブレードは、関連する作動シス
テムの重量、嵩、コストおよび複雑性が予想されるため
商業用ガスタービンにおける広範な使用に適合しない。
【０００５】ファン失速を回避する別の方法は、ファン
を通して引き込まれた空気の量とノズルのフローキャパ
シティが一致するよう排気面積が調整可能な排気ノズル
を用いることである。従来の可変排気ノズルは、ノズル
の幾可学的形状を変更するために選択的に位置決め可能
な回動可能なシェルまたはヒンジドフラップのような可
動部品を用い、これにより排気面積を調整する。ノズル
の構成部品間のシールは、空気漏れを防ぐことによりエ
ンジン燃料の消費量を最小限に抑える助けをする。多く
の可変排気ノズルが改良されたが、それらは主として、
可動部品のわずかな調整のみでノズルの排気面積の必要
な変更が成し遂げられる小径のエンジンに適合可能であ
る。
【０００６】一般的に大きな径の近年のターボファンエ
ンジンにおいては、それに比例した相当面積の変更を実
行するために大きな調整が必要とされ、そしてこれらの
大きな調整は、ナセルの外部形状およびしたがってその
空力特性にも悪影響を及ぼしがちである。これらの大き
な調整を成しえるための作動システムはまた対応して重
くまた嵩張りがちであり、重量超過が許されずまたスペ
ースの貴重な航空機の設備においては明確な欠点であ
る。さらに、ノズルシールには、シンプルで、耐久性が
あり、かつ効果的であることが望まれる。これらの特性
は、従来の可変排気ノズルではあまり満足されていなか
った。つまり、従来の可変排気ノズルでは、広い面積の
可変性と、優れた空力性能と、機械的にシンプルなパッ
ケージにおける効果的部品間のシーリングという競合し
あう要求を満たすことができない。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】したがって、本発明の
目的は、ノズルの外部形状および空力特性にほとんど影
響を及ぼすことなく大きな面積変化を行える可変排気ノ
ズルを提供することである。
【０００８】本発明の他の目的は、部品間のシールを最
大限にシンプルに、効果的に、耐久性があるように構成
された可変排気ノズルを提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、可変排
気ノズルは、一対の固定されたセミカウルと、セミカウ
ルから半径方向内側に離間された一対のシェルとを含
み、シェルはセミカウルに対して回動可能であり、各セ
ミカウルの内側表面と各シェルの外側表面は、幾何学的
に同様の湾曲した表面であり、よってシェルとセミカウ
ルとの間隙は半径方向に均一であり、シェルの角度位置
に関係しない。
【００１０】本発明の一態様によれば、各シェルは長手
方向の延長部を有し、よってナセルの外側空力特性に影
響を及ぼさずにノズル排気面積の大きな変化が達成でき
る。
【００１１】本発明の一実施例では、シールは、各シェ
ルと対応するセミカウルの内側表面との間の間隙を横切
って延在し、よってその間隙を介した空気の漏れを防
ぎ、エンジン燃料の消費を最小限に抑える。
【００１２】本発明の主たる利点は、回動可能なシェル
がノズルの排気面積の大きな変化を可能にしながらも、
シールに対しては、その効率および耐久性が最大となる
ような幾何学的に均一の周囲情況を提供できる点であ
る。延長部を設けたことで、大きな面積変化を容易に達
成することができるようになっている。この延長部は、
シェルが大きな角度変位で回動される場合であっても、
ナセルの外部から空気流の分離をもたらす抗力を防ぐも
のである。
【００１３】本発明の前述した特徴および利点および作
用は、本発明を実施するための最良の形態の以下の記述
および添付の図面に照らして明らかとされる。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１および２を参照すると、ター
ボファンガスタービンエンジン１０は、長手方向に延在
する中心軸１４を中心に回転可能な整列されたファンブ
レード１２を含む。エンジンは、空力的に流線型のナセ
ル１６内に収容される。ナセルは、入口１８、前部のフ
ァンカウル２２、後部のファンカウル２４、符号２６で
概略的に示されたファン排気ノズル、コアカウル２８、
及びコア排気ノズル３２を含む。ファンカウルおよびフ
ァン排気ノズルは、コアカウルなどのセンターボディと
共働して、環状のファンダクト３４などの作動媒体通路
を半径方向に画定する。
【００１５】以下にさらに詳細に説明するように、ファ
ン排気ノズルは、左右のシェル３６、３８を含む。シェ
ル３６、３８はそれぞれ、引込み位置(図１)と引出し位
置(図２)との間でピボット軸４２、４４をそれぞれ中心
として回動可能である。左のシェル３６(図２)用のアク
チュエータ４６により示されるような作動システムは、
ピボット軸を中心としてシェルを回動して、コアカウル
とシェルの後縁部５０、５２によって画定された環状の
排気面積ＡDを変えるために設けられる。
【００１６】パイロン５４は、エンジンから半径方向外
側に延在し、エンジンを航空機の翼（図示せず）に接続
し、ファンダクト３４を半径方向に横切って延在する分
岐部５６を含み、これにより後部ファンカウル２４を左
右のシェル３６、３８に対応する左右のセミカウル５８
と６０とに分ける。フェアリング６４は、セミカウルの
周縁に沿って長手方向に延在する。各フェアリングのリ
セス６８は、各シェルの周縁７２（図３、５）を収納
し、エッジはシェルの角度位置に関係しないフェアリン
グによって囲われている。
【００１７】図３および４を参照すると、右セミカウル
６０などのセミカウルはそれぞれ、セミカウル後縁部８
４で結合される外側表面７８と内側表面８２とを有す
る。カウル後縁の直前のセミカウル内側表面の一部は、
第１の湾曲面８６である。以下にさらに詳しく説明する
ように、第１の湾曲面は、セミカウルのピボット軸４４
と一致する生成軸８８に関連して画定される。
【００１８】本発明の好ましい実施例では、ノズルシェ
ルはそれぞれ、パネル９２と、パネルの後方に延在する
物理的に一体ではあるが機能的には異なった延長部１１
０とから構成される。パネルは、前縁９４と、内側表面
９８と、生成軸８８に関連する第２の湾曲面である外側
表面１００とを有する。第２の湾曲面は、対応するセミ
カウルの第１の湾曲面と幾何学的に同様であり、第１の
湾曲面とは半径方向に内側に離間し、その間に半径方向
に均一なギャップ１０８を形成する。延長部１１０は、
後縁１１４と、内側表面１１６と、一般的に軸１４を対
称軸とした部分的に切頭円錐状の面など部分回転面であ
る外側表面１１８とを有する。パネル９２と延長部１１
０との境界１２０は、シェルが引込み位置に回動された
場合カウル後縁部よりも前方にならないように位置決め
される。この制約を守ることにより、セミカウルの内側
表面とシェルの外側表面（特に延長部外側表面）との機
械的干渉が起きないようにされる。理想的には、境界１
２０は、シェルが引込み位置にある場合にセミカウル後
縁８４と長手方向に一致するのが望ましい。
【００１９】パネルのピボット軸４２、４４はそれぞ
れ、中心軸から横にずれて中心軸と直角をなし、対応す
るセミカウル後縁よりも前方に位置される。実際は、ピ
ボット軸は、図５に図示されたトラニオン１２４とベア
リング１２６の構成のような適切なピボット機構に具現
化され、よってファンノズル排気面積ＡDを調整するた
めに各パネルの角度位置が引込み位置（図１）と引出し
位置（図２）との間で調整可能となる。
【００２０】図４および５を参照すると、各回動可能シ
ェルの前縁９４は、各セミカウルに半径方向外側に向か
って広がるリップ１０６を含む。これによりセミカウル
内側表面８２とパネル内側表面９８との間の変化が空気
力学的に流線型にされる。エアシール１２８は、シェル
の内側と外側それぞれに固定された長手方向に延在する
レッグ１２８ａ、１２８ｂと、円周方向に延在するレッ
グ１２８ｃとを含む。円周方向レッグ１２８ｃは、各シ
ェルとカウル内側表面との間に延在し、ギャップ１０８
への作動媒体ガスの漏れを防ぎ、これによりギャップを
介して長手方向に流れる空気により発生する摩擦フロー
ロスを防止する。長手レッグ１２８ａ、１２８ｂは、シ
ェル表面とリセス６８の内側周辺部との間隙をシール
し、よってピボット機構に隣接するレッグ１２８ｃの円
周先端部のまわりで矢印１２７で示されるように漏れる
空気がリセスに塞き止められる。あるいは、シーリング
の構成は、円周方向レッグ１２８ｃなしで長手シールレ
ッグのみを用いることにより簡素化されてもよい。この
場合、上述した摩擦フローロスが存在するが、パネル前
縁９４およびセミカウル後縁８４で引き起こされた流出
抗力およびベース抗力が最小にされる。円周方向レッグ
１２８ｃを取り除くと、シールレッグとセミカウル内側
表面８６との機械的摩擦を取り除くことによりアクチュ
エータ４６のサイズを減少することができる。
【００２１】表面８６および１００を画定する手段が図
６に概略的に示されている。例として右セミカウルを用
いると、セミカウルの後縁は、後縁に隣接するセミカウ
ル内側表面を画定するための母線であり、理想的には中
心軸１４を中心とした円弧１３６である。生成軸８８が
ピボット軸と一致しているので、生成軸は中心軸に対し
て直角であり、中心軸から距離Δｘだけ横にずれ、距離
Δｙだけ後縁の前方に位置される。セミカウル内側表面
８６は、生成軸８８を中心として孤１３６を回転するこ
とにより画定される面であり、孤は湾曲面８６を描く。
たとえば、孤上の点ａ、ｂ、ｃおよびｄは、それぞれ面
上のカーブＡ、Ｂ、ＣおよびＤを描く。各ノズルパネル
の対応する外側表面は、幾何学的カーブが所定の距離Δ
ｒ（図４、６）だけセミカウル後縁から半径方向にずれ
る以外は同様に画定される。非円状の母線カーブが面を
画定するために用いられてもよいが、その結果できるセ
ミカウルおよびノズルシェルが大きな構造上の補強材な
くして高いフープ応力に耐えることができるため円弧が
好ましい。
【００２２】エンジンの作動時に、アクチュエータ４６
は、コントロールシステム（図示せず）のコマンドに応
答して、それぞれのピボット軸を中心としてシェルを回
動させる。一般的に、シェルのすべての角度位置につい
て実質的に長手方向に向けられた推進力をエンジンが出
すことができるようにシェルは対称的に回動される。高
高度クルーズ運行の間、シェルは引出し位置（図２およ
び３）に回動される。シェルが引きだされた位置にある
と、シェル後縁（図３および４の実施例では、延長部後
縁１１４）は、一般的に、中心軸に平行に見た場合円弧
を描き、クルーズ状態で費やされる長い時間の間、最適
なエンジン効率を確実に得るためにノズル排気面積ＡD
は最小にされる。低高度での高出力運行の比較的短い時
間では、シェルはそれぞれの引込み位置（図１）に回動
されて、ノズル排気面積を最大にする。最小時の排気面
積よりも少なくとも２０パーセント大きい広げられた排
気面積は、十分なノズルフローキャパシティを確保して
ファン失速を防ぎ、作動媒体ガスの排気速度を減らして
ノイズを最小限にする。これら最大と最小の間のいずれ
の角度位置の操作は、クルーズや離陸以外の状態におい
てエンジン性能を最適化することが望まれ、シェルが中
間位置で展開可能なノズルは本発明の範囲内である。
【００２３】パネル９２と延長部１１０とを有する上述
した排気ノズルの利点は図７を参照することで明らかと
なる。湾曲パネル９２ａと延長部１１０ａとからなるノ
ズルシェル３８ａは、２つの位置で示されている。第１
の位置では、その排気面積ＡD1が半径ｒ1に対応し、第
２の位置では、その排気面積ＡD2が半径ｒ2に対応す
る。図面で重ねて示されたものは、パネル９２ｂのみを
有するノズルシェル３８ｂの対応する位置である。図面
から明らかなように、延長部なしのノズルは、中心軸１
４に向かって急激に収束してＡD1からＡD2への面積減少
を成し遂げる。この収束の急激さがシェルの外側表面か
らの空気流分離を引き起こし、ナセルの空力抗力に急激
な増加を生じる。逆に、延長部１１０ａを有するノズル
シェル３８ａは、同様の面積変更を成し遂げるために、
より緩やかに軸に向かって収束し、よって空気流分離を
引き起こすおそれはかなり少なくなる。
【００２４】従来のように、コアカウルが中心軸に向か
って収束する、即ち、すぼまった形状である場合は、延
長部を用いることによる効果がさらに大きくなる。この
ような形状のコアカウルにおいては、シェル３８ａまた
は３８ｂのピボット運動による排気面積の減少は、コア
カウル２８の限界径と同調して作用するシェル後縁（１
１４ａまたは９６ｂ）の付随する後方変位Δｄaまたは
Δｄbにより部分的にずらされる。このようにして、収
束するコアカウルの場合、所望の面積減少を達成するに
は、径が一定のコアカウルの場合よりもシェルのピボッ
ト移動量をより大きくる必要がなる。ピボット移動量が
このように大きくなると、中心軸へ向かうシェル外側表
面の収束が過大となる、即ち径が急激に小さくなるの
で、空気流分離を防止するためには、ますます上記のよ
うな延長部の必要性が高くなる。
【００２５】延長部を有するノズルの別の利点は、所望
の面積減少を達成するために必要とされる角度位置にお
ける変化σaが、延長部なしで同じ面積減少を達成する
ために必要な対応する角度変化σbよりも小さいことで
ある。これはさらに、ナセルの外部形状への影響を最小
とし、作動システム４６の寸法および重量を最小限にす
る。
【００２６】本発明のさらに別の利点は図４で明らかと
されている。シェル３８が回動すると、同様の回転面８
６、１００は、確実にギャップ１０８の寸法が均一とな
り、よってギャップが可変である場合のようにはシール
１２８は圧縮、解放が繰り返されない。この結果、作動
力は反復かつ予測可能である。さらに、シールは、高い
耐久性を有し、シンプルで安価な構成とされる。
【００２７】本発明の好ましい実施例は、パネル９２の
ようなパネルと延長部１１０のような延長部の両方を有
するシェルを含むものであるが、シェルがパネル９２は
含むが延長部１１０は含まないノズルも本発明に含まれ
る。この実施例では、パネルは、エッジ９６ｂ（図７）
のような後縁にむかって先細り、エッジ９６ｂは、シェ
ルの後縁になる。前述の説明から明らかなように、この
ような構成は、空気流分離に対して敏感であるが、それ
にもかかわらず、わずかな面積の変更のみが要求される
場合には利用価値がある。加えて、コアカウル２８また
は同様のセンターボディは一般的には最新のターボファ
ンエンジンであるが、センターボディのない構成も本発
明に包含される。最後に、ノズルシェルは対称的に回動
可能であるとして記述されたが、中心軸に平行しない方
向にエンジンの推進力が向けられることが望まれる場合
は、非対称的に回動可能であってもよい。
【００２８】要約すると、本発明は、ノズルの外部形状
および空力特性にほとんど影響を及ぼすことなく大きな
面積変化を行える可変排気ノズルを提供することを課題
とする。
【００２９】そのために、タービンエンジンナセル（１
６）の可変排気ノズル（２６）は、長手方向に延在する
中心軸（１４）を中心に設けられた一対のセミカウル
（５８、６０）と、対応する一対のシェル（３６、３
８）とを含む。各シェルは、対応するセミカウルから半
径方向内側に離間し、ピボット軸（４２、４４）を中心
として引出し位置と引込み位置との間を回動可能であ
る。セミカウルおよびシェルは、シェルとカウルとの間
のギャップ（１０８）がシェルの角度位置に関係なく均
一となるように、湾曲した幾何学的に同じ内側表面（８
６）および外側表面（１００）をそれぞれ有する。
【００３０】また、長手方向に延在するレッグ（１２８
ａ、１２８ｂ）と選択可能な円周方向レッグ（１２８
ｃ）とを含むシール（１２８）は、有害である空気の漏
れを防ぐ。シェルのピボット運動は、ナセルの外部空力
特性に影響を及ぼすことなくノズルの排気面積ＡDにお
ける大きな変化をもたらす。本発明の一実施例では、各
シェルは、大きな面積変化の達成を容易にする延長部
（１１０）を含む。ギャップ（１０８）の半径方向の均
一性により、ノズル作動中のシールの圧縮、解放の繰り
返しを確実になくし、シールの耐久性および簡素化が促
進される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の可変排気ノズルを有するターボファン
エンジンナセルの斜視図であり、最大排気面積位置にあ
るノズルを示す。
【図２】本発明の可変排気ノズルを有するターボファン
エンジンナセルの斜視図であり、最小排気面積位置にあ
るノズルを示す。
【図３】図２のナセルの一部の平面図であり、セミカウ
ルと、湾曲した幾何学的に同じ内側表面および外側表面
をそれぞれ長さにわたって有する回動可能なシェルとか
らなる排気ノズルの右側側面を示す。
【図４】図３と同様の平面図であり、さらに詳細に回動
可能なシェルの前縁領域およびセミカウルの後縁領域を
示す。
【図５】回動可能なシェルをナセル分岐に固定するため
のトラニオンとベアリングの構造を示す斜視図であり、
シェルと関連するセミカウルとの間のシールを概略的に
図示する。
【図６】セミカウルおよびノズルシェルの幾何学的に同
じ表面を画定するための手段を示す斜視図である。
【図７】最小および最大面積位置における排気ノズルの
別の実施例の外部形状を比較する平面図である。
【符号の説明】
１０…ターボファンガスタービンエンジン １２…ファンブレード １４…中心軸 １６…ナセル １８…入口 ２２…前部のファンカウル ２４…後部のファンカウル ２６…ファン排気ノズル ２８…コアカウル ３２…コア排気ノズル ３４…ファンダクト ３６…左シェル ３８…右シェル ４２…ピボット軸 ４４…ピボット軸 ４６…アクチュエータ ５０…シェルの後縁部 ５２…シェルの後縁部 ５４…パイロン ５６…分岐 ５８…左セミカウル ６０…右セミカウル ６４…フェアリング ６８…リセス
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 チャールズ ジェイ．シスコ アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，シダー リッジ テラス 136

Claims (11)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービンエンジンの排気ノズルであっ
    て、 長手方向に延在する中心軸を中心に配されて２つのセミ
    カウルを備えたカウルを有し、これらのセミカウルは、
    それぞれ前記カウル後縁で結合された外側表面と内側表
    面とを備え、各セミカウルの前記内側表面の一部は、前
    記中心軸と直角をなして前記カウル後縁の長手方向前方
    に位置された生成軸を有する第１の湾曲面であり、前記
    セミカウルそれぞれに対応する一対のシェルを有し、こ
    れらのシェルは、前縁、後縁、内側表面、及び外側表面
    をそれぞれ備えたパネルを有し、これらの各パネルは、
    対応する生成軸に実質的に一致するピボット軸を中心に
    して引出し位置と引込み位置との間で回動可能であり、
    各パネルの外側表面は、対応する前記セミカウルの内側
    表面より半径方向内側に離間した第２の湾曲面であり、
    これにより、各パネルの外側表面と、対応するセミカウ
    ルの内側表面と、の間に均一のギャップを画定すること
    を特徴とするタービンエンジンの可変排気ノズル。
  2. 【請求項２】 タービンエンジンの可変排気ノズルであ
    って、 長手方向に延在する中心軸を中心に配されて２つのセミ
    カウルを備えたカウルを有し、これらのセミカウルは、
    それぞれ前記カウル後縁で結合された外側表面と内側表
    面とを備え、各セミカウルの内側表面の一部は、前記中
    心軸と直角をなして前記カウル後縁の長手方向前方に位
    置された生成軸を有する第１の湾曲面であり、前記セミ
    カウルそれぞれに対応する一対のシェルを有し、これら
    のシェルは、前縁、内側表面、及び外側表面をそれぞれ
    備えたパネルを有し、これらの各パネルは、対応する生
    成軸に実質的に一致するピボット軸を中心にして引出し
    位置と引込み位置との間で回動可能であり、各パネルの
    外側表面は、対応するセミカウルの内側表面より半径方
    向内側に離間した第２の湾曲面であり、これにより、各
    パネルの外側表面と、対応するセミカウルの内側表面
    と、の間に均一のギャップを画定し、各シェルはまた、
    パネルから後方に延在する延長部を含み、この延長部
    は、回転面の一部をなすことを特徴とするタービンエン
    ジンの可変排気ノズル。
  3. 【請求項３】 タービンエンジンの可変排気ノズルであ
    って、 長手方向に延在する中心軸を中心に配されて２つのセミ
    カウルを備えたカウルを有し、これらのセミカウルは、
    それぞれ前記カウル後縁で結合された外側表面と内側表
    面とを備え、各セミカウルの内側表面の一部は、前記中
    心軸と直角をなして前記カウル後縁の長手方向前方に位
    置された生成軸を有する第１の湾曲面であり、 前記セミカウルそれぞれに対応する一対のシェルを有
    し、これらのシェルは、前縁、後縁、内側表面、及び外
    側表面をそれぞれ備えたパネルを有し、これらの各パネ
    ルは、対応する生成軸に実質的に一致するピボット軸を
    中心にして引出し位置と引込み位置との間で回動可能で
    あり、各パネルの外側表面は、対応する前記セミカウル
    の内側表面より半径方向内側に離間した第２の湾曲面で
    あり、これにより、各パネルの外側表面と、対応するセ
    ミカウルの内側表面と、の間に均一のギャップを画定
    し、 前記カウルおよび前記シェルと共働して作動媒体通路を
    半径方向に画定するセンターボディを有することを特徴
    とするタービンエンジンの可変排気ノズル。
  4. 【請求項４】 タービンエンジンの可変排気ノズルであ
    って、 長手方向に延在する中心軸を中心に配されて２つのセミ
    カウルを備えたカウルを有し、これらのセミカウルは、
    それぞれ前記カウル後縁で結合された外側表面と内側表
    面とを備え、各セミカウルの内側表面の一部は、前記中
    心軸と直角をなして前記カウル後縁の長手方向前方に位
    置された生成軸を有する第１の湾曲面であり、前記セミ
    カウルそれぞれに対応する一対のシェルを有し、これら
    のシェルは、前縁、内側表面、及び外側表面をそれぞれ
    備えたパネルを有し、これらの各パネルは、対応する生
    成軸に実質的に一致するピボット軸を中心にして引出し
    位置と引込み位置との間で回動可能であり、各パネルの
    外側表面は、対応するセミカウルの内側表面より半径方
    向内側に離間した第２の湾曲面であり、これにより、各
    パネルの外側表面と、対応するセミカウルの内側表面
    と、の間に均一のギャップを画定し、各シェルはまた、
    前記パネルから後方に延在する延長部を含み、この延長
    部の外側表面は回転面の一部をなし、 前記カウルおよび前記シェルと共働して作動媒体通路を
    半径方向に画定するセンターボディを有することを特徴
    とするタービンエンジンの可変排気ノズル。
  5. 【請求項５】 前記延長部の前記外側表面は円錐台状で
    あることを特徴とする請求項２または４記載の排気ノズ
    ル。
  6. 【請求項６】 前記生成軸は、前記中心軸から横方向に
    ずらされていることを特徴とする請求項１、２、３また
    は４記載の排気ノズル。
  7. 【請求項７】 前記シェル後縁および前記コアカウル
    は、ノズル排気面積を画定し、前記シェルが前記引込み
    位置にある場合の排気面積は、前記シェルが前記引出し
    位置にある場合の排気面積よりも少なくとも２０パーセ
    ント大きいことを特徴とする請求項１、２、３または４
    記載の排気ノズル。
  8. 【請求項８】 前記シェルは、それぞれに関連するピボ
    ット軸を中心として対称的に回動可能であり、これによ
    り、前記エンジンは、シェルの全角度位置において実質
    的に長手方向に向けられた推進力を生成することを特徴
    とする請求項１、２、３または４記載の排気ノズル。
  9. 【請求項９】 前記各パネルと前記延長部との間で画定
    された境界は、前記パネルが前記引込み位置にある場合
    に前記カウル後縁よりも前方には位置しないことを特徴
    とする請求項２または４記載の排気ノズル。
  10. 【請求項１０】 各パネルの前縁は、前記セミカウル内
    側表面と前記シェルの外側表面との間の遷移領域が空気
    力学的に流線型になるように広げられていることを特徴
    とする請求項１、２、３または４記載の排気ノズル。
  11. 【請求項１１】 各シェルは、フェアリング内のリセス
    によって収容される周縁を含み、各リセスは、内側周辺
    部を有し、前記排気ノズルは、シェルの周縁とリセスの
    内側周辺部との間の間隙をシールするための長手方向に
    延在するレッグを少なくとも備えることを特徴とする請
    求項１、２、３または４記載の排気ノズル。
JP9341799A 1996-12-12 1997-12-12 タービンエンジンの可変排気ノズル Ceased JPH10176604A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/764420 1996-12-12
US08/764,420 US5833140A (en) 1996-12-12 1996-12-12 Variable geometry exhaust nozzle for a turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH10176604A true JPH10176604A (ja) 1998-06-30
JPH10176604A5 JPH10176604A5 (ja) 2005-07-21

Family

ID=25070683

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP9341799A Ceased JPH10176604A (ja) 1996-12-12 1997-12-12 タービンエンジンの可変排気ノズル

Country Status (4)

Country Link
US (1) US5833140A (ja)
EP (1) EP0848152B1 (ja)
JP (1) JPH10176604A (ja)
DE (1) DE69728504T2 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000177691A (ja) * 1998-12-18 2000-06-27 Tetsuya Ogo 物体推進装置
US10975775B2 (en) 2015-05-27 2021-04-13 Ihi Corporation Jet engine

Families Citing this family (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6568692B2 (en) * 2001-03-02 2003-05-27 Honeywell International, Inc. Low stress seal
US6938408B2 (en) * 2001-04-26 2005-09-06 Propulsion Vectoring, L.P. Thrust vectoring and variable exhaust area for jet engine nozzle
US6546716B2 (en) * 2001-04-26 2003-04-15 Jean-Pierre Lair Jet engine nozzle with variable thrust vectoring and exhaust area
ATE358232T1 (de) * 2002-01-09 2007-04-15 Nordam Group Inc Turbofandüse und geräuschminderungsverfahren in einer solchen düse
WO2003099654A2 (en) * 2002-05-21 2003-12-04 The Nordam Group, Inc. Bifurcated turbofan exhaust nozzle
WO2008045082A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Reduced take-off field length using variable nozzle
US8720182B2 (en) * 2006-10-12 2014-05-13 United Technologies Corporation Integrated variable area nozzle and thrust reversing mechanism
EP2069629B1 (en) * 2006-10-12 2014-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan variable area nozzle with swivalable insert system
WO2008063152A2 (en) * 2006-10-12 2008-05-29 United Technologies Corporation Turbofan engine
WO2008045053A2 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Actuation of a turbofan engine bifurcation to change an effective nozzle exit area
US20100000220A1 (en) * 2006-10-12 2010-01-07 Zaffir Chaudhry Fan variable area nozzle with electromechanical actuator
US8365513B2 (en) 2006-10-12 2013-02-05 United Technologies Corporation Turbofan engine operation control
US7726116B2 (en) * 2006-11-14 2010-06-01 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method of operating same
US7673458B2 (en) * 2006-11-14 2010-03-09 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method for operating the same
US7721549B2 (en) * 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
EP2479414B1 (en) 2007-08-08 2015-06-10 Rohr, Inc. Variable area fan nozzle with bypass flow
US9759087B2 (en) 2007-08-08 2017-09-12 Rohr, Inc. Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit
US9701415B2 (en) 2007-08-23 2017-07-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US10167813B2 (en) 2007-08-23 2019-01-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability
US8074440B2 (en) * 2007-08-23 2011-12-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US9494084B2 (en) 2007-08-23 2016-11-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio
US8322127B2 (en) * 2007-11-01 2012-12-04 United Technologies Corporation Nozzle assembly with flow conduits
US9267463B2 (en) * 2008-03-25 2016-02-23 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving variable nozzles with flexible panels
US8356483B2 (en) * 2008-04-10 2013-01-22 United Technologies Corp Gas turbine engine systems involving variable nozzles with sliding doors
US9181899B2 (en) * 2008-08-27 2015-11-10 General Electric Company Variable slope exhaust nozzle
US8127531B2 (en) 2008-11-11 2012-03-06 The Boeing Company Radially translating fan nozzle nacelle
US8959889B2 (en) 2008-11-26 2015-02-24 The Boeing Company Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine
US8127532B2 (en) * 2008-11-26 2012-03-06 The Boeing Company Pivoting fan nozzle nacelle
US8572986B2 (en) * 2009-07-27 2013-11-05 United Technologies Corporation Retainer for suspended thermal protection elements in a gas turbine engine
US20110120079A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle stiffeners and placement
US8549834B2 (en) 2010-10-21 2013-10-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
FR2972224B1 (fr) * 2011-03-04 2018-04-20 Safran Aircraft Engines Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure
FR2978126B1 (fr) * 2011-07-22 2013-09-27 Airbus Operations Sas Nacelle pour ensemble propulsif a tuyere a section variable
US8567745B2 (en) 2011-12-15 2013-10-29 United Technologies Corporation Apparatuses and systems with vertically and longitudinally offset mounting flanges
US8869508B2 (en) 2012-01-31 2014-10-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine variable area fan nozzle control
US9217390B2 (en) 2012-06-28 2015-12-22 United Technologies Corporation Thrust reverser maintenance actuation system
US10240561B2 (en) 2013-03-15 2019-03-26 United Technologies Corporation Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle
US9650991B2 (en) 2013-06-27 2017-05-16 The Boeing Company Pivoting ring petal actuation for variable area fan nozzle
EP3036422B1 (en) 2013-08-23 2023-04-12 Raytheon Technologies Corporation High performance convergent divergent nozzle
US9856742B2 (en) * 2015-03-13 2018-01-02 Rohr, Inc. Sealing system for variable area fan nozzle
US9810178B2 (en) 2015-08-05 2017-11-07 General Electric Company Exhaust nozzle with non-coplanar and/or non-axisymmetric shape
US10197007B2 (en) 2016-01-14 2019-02-05 General Electric Company Method and system for controlling core cowl vent area
US10759541B2 (en) * 2016-10-14 2020-09-01 Rohr, Inc. Nacelle bifurcation with leading edge structure
CN114776466B (zh) * 2022-04-14 2024-01-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种复合材料外调节片结构

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB588501A (en) * 1945-02-19 1947-05-27 Edgar Phillips Peregrine Improvements in or relating to jet nozzles for jet propulsion and gas-turbine systems
US2481330A (en) * 1946-08-06 1949-09-06 Gen Electric Variable jet nozzle
BE488874A (ja) * 1948-05-05
GB722616A (en) * 1952-04-10 1955-01-26 Rolls Royce Improvements relating to jet nozzles for jet propulsion units
GB721558A (en) * 1952-04-10 1955-01-05 Rolls Royce Improvements relating to jet nozzles for jet propulsion units
GB868868A (en) * 1959-01-15 1961-05-25 Rolls Royce Improvements in or relating to jet propulsion nozzle arrangements
US3612399A (en) * 1969-12-05 1971-10-12 Rolls Royce Variable directionally silenced nozzle
US4068469A (en) * 1975-05-29 1978-01-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable thrust nozzle for quiet turbofan engine and method of operating same
US4000611A (en) * 1975-07-01 1977-01-04 General Electric Company Variable area, load balancing nozzle
GB2043786B (en) * 1979-03-10 1983-01-12 Rolls Royce Gas turbine engine power plant
NZ195791A (en) * 1980-12-09 1985-08-30 C W F Hamilton & Co Ltd Steering mechanism for marine jet propulsion unit
US4587806A (en) * 1981-05-11 1986-05-13 United Technologies Corporation Area two-dimensional converging/diverging nozzle
FR2506843B1 (fr) * 1981-05-29 1987-04-24 Hurel Dubois Avions Dispositif d'inversion de poussee pour turboreacteur d'avion
US4449678A (en) * 1981-09-29 1984-05-22 The Boeing Company Pressure balance nonaxisymmetric high aspect ratio afterburner convergent nozzle
US4440347A (en) * 1981-12-28 1984-04-03 United Technologies Corporation Simplified means for balancing the loads on a variable area nozzle
US4463902A (en) * 1982-04-07 1984-08-07 Rolls-Royce Inc. Variable geometry nozzle with thrust reverser for a turbomachine
US4763840A (en) * 1987-04-09 1988-08-16 United Technologies Corporation Thrust vectoring exhaust nozzle arrangement
FR2622928A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-12 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a portes,a section variable d'ejection
GB2224080B (en) * 1988-10-22 1993-04-07 Rolls Royce Plc Fluid outlet duct
CA1326767C (en) * 1988-10-27 1994-02-08 Etienne Fage Jet engine provided with a thrust reverser
US5016818A (en) * 1989-08-21 1991-05-21 General Electric Company Integral transition and convergent section exhaust nozzle
US5082181A (en) * 1989-12-18 1992-01-21 The Boeing Company Gas jet engine nozzle
US5102050A (en) * 1991-01-22 1992-04-07 General Electric Company Divergent flap actuation system for two-dimensional convergent - divergent turbojet exhaust nozzle
FR2676779B1 (fr) * 1991-05-21 1994-06-03 Lair Jean Pierre Tuyere a section variable.
US5181676A (en) * 1992-01-06 1993-01-26 Lair Jean Pierre Thrust reverser integrating a variable exhaust area nozzle

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000177691A (ja) * 1998-12-18 2000-06-27 Tetsuya Ogo 物体推進装置
US10975775B2 (en) 2015-05-27 2021-04-13 Ihi Corporation Jet engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP0848152B1 (en) 2004-04-07
EP0848152A2 (en) 1998-06-17
EP0848152A3 (en) 1999-12-08
DE69728504D1 (de) 2004-05-13
US5833140A (en) 1998-11-10
DE69728504T2 (de) 2004-08-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH10176604A (ja) タービンエンジンの可変排気ノズル
US8459035B2 (en) Gas turbine engine with low fan pressure ratio
JP4953924B2 (ja) 内側及び外側翼形部間のシュラウドの位置において異なる内側及び外側翼形部食違い角を有するｆｌａｄｅファン
JP4856366B2 (ja) 二重反転ファンを備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン
EP3165718B1 (en) Gas turbine engine and method of varying an effective fan nozzle exit area of a gas turbine engine
US6983588B2 (en) Turbofan variable fan nozzle
JP5177959B2 (ja) 低ソリディティターボファン
US8800261B2 (en) Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle
CN103608260B (zh) 叶片,特别是变螺距叶片,包括这种叶片的螺旋桨和相应的涡轮机
US20120124964A1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency
US20080010969A1 (en) Gas turbine engine and method of operating same
CA2853694C (en) Gas turbine engine with geared architecture
US8997497B2 (en) Gas turbine engine with variable area fan nozzle
JPH0713480B2 (ja) 航空機バイパス・ターボファンエンジンを運転する方法
CN104011358B (zh) 具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机
EP3421373B1 (en) Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet
US20120222398A1 (en) Gas turbine engine with geared architecture
CN112061404A (zh) 减轻机舱入口中的不利流条件
US20150132106A1 (en) Gas turbine engine with low fan pressure ratio
CN113677596A (zh) 使用包括具有活动部的进气管唇缘的涡轮喷射引擎短舱的进气管以增大反推力的方法

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20041203

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20041203

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070529

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20070828

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20070831

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20070928

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20071003

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20071026

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20071031

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20071127

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20080108

A045 Written measure of dismissal of application

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A045

Effective date: 20080527