本发明根据（美国）空军部授予合同，由政府出资而取得。因此（美国）政府对发明享有一定权利。 本发明与燃气涡轮机排气喷管装置的气流转向片总成有关。
用调节片将飞机推进燃气轮机的一般为轴向流动的排气转向，本属已知技术。这种调节片典型用枢轴或其它方法定位，可按选择至少将一部分排气转向，提供推力转向，以改进机动性能和/或升力性能。
在任何与飞机相关的元件中，这种转向排气喷管和调节片的设计，和承受相似压力或应力负荷的非航空结构比较，最好有相对轻的重量。
对于用简单支承的有排气流横向上展向的调节片，调节片表面上的气体静压力，在中展上造成大弯矩，因此成为调节片最大挠曲的地方。
现代高性能喷管和已有技术领域中的喷管设计比较，气体静压负荷和机械复杂性增高，所以常设有转向调节片，虽然有足够的材料强度，在喷管工作时抵抗空气的动力和静力，但由这些力将其作弹性挠曲到某一程度，产生活动调节片和周围喷管元件之间的干涉。这种调节片的设计必须改进：将横过的展向惯力力矩增大，以减小中展的挠曲，因此调节片的重量和/或截面厚度也增大。这类型的修改造成应力更加不足的调节片设计，比理想的最佳性能有较大地重量和体积。
因此本发明的目的，是提出一种燃气轮机排气的推力转向喷管用的轻质活动调节片组合件。
本发明的另一目的，是提出一种调节片组合件，可在排气静压负荷下，抵抗过度的挠曲。
本发明的又一目的，是提出一种调节片组合件，其各分别元件互相配合连接，抵抗上述的静压负荷。
本发明还有一个目的，是提出一种调节片设计，可使其最佳化，适应各种调节片展幅和燃气压力的排气静压负荷。
在本发明中，燃气轮机的转向排气喷管至少设有一个调节片组合件，将排气气流转向。调节片组合件有第一调节片，在一个枢轴轴线上旋转，枢轴轴线在发动机中心线横向上伸展，与中心线有一距离。第一调节片还有一对相对的侧壁圆盘，在第一调节片展向的两端上固定，调节片按悬臂关系在圆盘之间支持。
将第一调节片从枢轴轴线偏置，本发明的组合件便可在第一调节片的展向端，由于圆盘向内表面上排气内压力，产生通过相应侧壁圆盘的合力矩。合力矩和在第一调节片上作用的排气压力造成的中展弯矩的方向相反，比用简单支承的调节片减少第一调节片中展的挠曲。
如果喷管有一个第二个半圆筒形调节片放在第一调节片的外侧，与之在一共旋转轴线上旋转，挠曲的减少更受限制。这安排特别适用于第一调节片可旋转到轴向流动排气阻挡方向的喷管，这安排通过放在两调节片之间，而在第一调节片端部附近的两个推力轴承，将第一调节片支承。叠套的两个调节片组合件形成一个结构，受在各个元件上造成的应力的限制，而不受可允许的最大相对挠曲的限制。
因此，这设计比先有技术中的用简单支承的调节片组合件的重量轻，过去的组合件要求过高的增强，以防元件有过度的弹性挠曲。本发明的调节片组合件的上述和其他的目的和优点，凡熟悉本技艺领域的人，阅读下文说明和文后的权利要求书及附图，便可清晰了解。
图1 为燃气轮机排气喷管沿发动机中线平面的剖视，图示其调节片的布置。
图2 示本发明调节片组合件的展向剖视。
图3a-d示用简单支承的调节片一个自由体的示意，表示剪力矩和调节片挠曲造成的展向变化。
图4a-d示本发明调节片组合件转向片的自由体示意，以及调节片剪力，力矩和挠曲造成的展向变化。
图1示虚线表示的燃气轮机14的排气喷管10，通过其中线12的剖视。喷管10属2-D型，其典型的发动机圆形排气管，通过放在喷管10前端的一个过渡段16，通入矩形流体通道。
喷管10还有一对互相离开的侧壁，其一在图1中用18表示，有上下调节片组合件20，22，形成上下喷管气流路径的分别部分。
在图1的喷管安排中，调节片组合件20，22有第一调节片24，26，在展向上伸展，从而横过轴向的燃气流8。第一调节片24，26各在相应的枢轴轴线28，30上旋转，从而调节片24，26可按选择定位，转向排气8，以调节推力转向，或排气速度。
下文将详细叙述，第一调节片24，26的端部，和相应的侧壁圆盘32，34固定，圆盘基本和相应的喷管侧壁18平齐放置，与之形成一部分排气流的侧向边缘。
图1中示一对向后的扩散式的调节片36，38，目的是充分揭示本发明所采用的调节片装置的环境。扩散式调节片36，38和第一调节片24，26分离，作用为按照当时的发动机和飞机运转状态的要求，将出口的排气引导并使之膨胀。
排气喷管10有一对第二调节片40，42，各为半圆形，都布置在相应第一调节片24，26外侧附近。图1中的特定喷管安排中，第二调节片40，42控制排气8进入相应的逆行气流通道44，46。在需要反向推力时，将第一调节片24，26向排气流8内旋转，直至两调节片的方向都几乎和发动机中线12垂直，这时第二调节片40，42向后旋转，使排气8进入逆行导管44，46，这时排气由可调叶片48，50的相应叶栅引导。
对超声高性能燃气轮机转向喷管技术领域熟悉的人可理解，在不同的运转构型中，内压差不同，可以达到50磅/英寸2（345千帕）以上。燃气路线限制结构包括侧壁18，侧壁圆盘32，34，和调节片24，26，40，42，必须能抵抗这压力负荷而不对材料或结构加过应力，并不使之过多挠曲，否则便会造成活动部件互相干涉，或其他不利效果。图3a-d示高压负荷对先有技艺的简单支承调节片26′的影响。
图3a为自由体示意，示在先有技艺领域的调节片26′展向分布的均匀静负荷52，在调节片26′展向两端部上，由两个相等的反作用力54，55平衡。图3b示在调节片26′展向长度L上的剪力曲线。这曲线所示是有不均匀负荷的用简单支承的梁等的典型。
图3c示调节片26′展向长度L上的力矩变化。调节片26′展向端点上的力矩为零，这和有简单支承的梁结构一致，在中展L/2处力矩升到最高，和最大挠曲点60重合。从上可见，这性能是诸如先有技术调节片26′之类的用简单支承的结构的典型。
必须注意在这点上，这种调节片26′的结构可能会因静气压负荷，而在调节片26′结构的其他一切部分上没有同时承受过应力，因此中展上有不利的大挠曲。这种称为“挠曲限制”的设计，要求对这种简单支承调节片加强，抵抗这种挠曲，典型为在调节片结构中增加较重或较硬的材料，或增加调节片横向惯性矩，或同时采用这两措施。这种办法虽然对减小简单支承的调节片的最大挠曲幅度有利，但增加了调节片元件的尺寸和/或重量，因而在高性能飞机的设计中吸引力减小。
图2示第一调节片26沿枢轴轴线30平面剖示。应理解到：在排气喷管10中安装第一调节片26时，可作单个安装，或作为一对对称调节片20，22中的一个安装，如图1所示。图示调节片26在有间距的相对侧壁圆盘34，35之间，作悬臂式的安装，圆盘34，35在枢轴轴线30上旋转，轴线30和发动机轴线12垂直，但与之离开。喷管中压力增高的排气造成的静压负荷62作用，将侧壁圆盘34，35侧向外推，并将调节片26向下压，如图2所示。侧壁圆盘34，35由支承结构64，66支承，支承结构64，66又用喷管静力结构（未示）简单地支承68。
第一调节片26又和枢轴轴线30偏置70，由于在整体侧壁圆盘34，35上作用的向外的压力，在调节片26的展向端点上提供反作用力矩。这偏置距离70可由喷管设计人增减，在展向端部形成理想幅度的反作用力矩，如下文所讨论，减小调节片中展的最大挠曲。
反作用力矩72，73的效果，如图4a-d所示，4a表示本发明的第一调节片26自由体的简图。调节片26在展向两端，按悬臂关系安装，在图4a中，分解成为成对的相等的反作用力74，75和力矩72，73。图中还示出调节片的均匀压力负荷62。
图4b示调节片展向长度L上的剪力变化，如图3b所示，和先有的简单支承的调节片相似。
但是图4c所示，是在本发明的整体圆盘/调节片/圆盘布局中，在调节片26展向端部上施加的合力矩72，73的作用。在展向端部上施加的负力矩直接减小调节片中展上的最大力矩76。本发明调节片26上的修改后的力矩分布，可以改变调节片的挠曲形式，如图4d所示，将调节片上的最大挠曲减小很多，如图中78所示。应注意到为在本讨论中作比较，先有的调节片26′和本发明的调节片26的横向惯性矩相等。
于是明显可见，本发明的第一调节片组合件，和先有的有简单支承的调节片比较，在静气压负荷下，可降低最大挠曲度。在实践条件下，在作有限挠曲调节片设计时，本发明的安排可以用相对轻的结构，取得理想的最大挠曲度。
本发明的调节片组合件的另一个特点，特别适用于图1所示的叠套放置的两个调节片组合件20，22，特点如图2所示，第二半圆筒调节片结构42和第一调节片26相邻放置，二者绕共同枢轴轴线30旋转。本发明的安排中，有一对推力轴承80，81，放在第一调节片26展向两端的附近，防止第一及第二调节片26，42的相应展向端相对移动。
熟悉结构设计技艺的人可清楚了解，第一及第二调节片26，42的这种方式的连接，造成的结构有较大的展向刚度和横向惯性力矩。于是叠套连接的调节片26，42配合，使组合的结构增加强度，使每个调节片组合件在排气的静压负荷下，有较大的抗挠曲的能力。这种静压负荷有助于使垂直于各调节片展幅的各个调节片向外弯曲，造成推力轴承80，81在第一调节片26上加压缩力，而在第二调节片42上加拉张力。由于第二调节片42一般设计为薄截面并有相当小的横过展幅的惯性力矩，它能抵抗弯应力和拉应力的结合，而不同于轴承80，81允许第二调节片端作自由展向移动时造成仅仅的弯应力。
整体形成的圆盘和偏置的第一调节片元件的协同作用，和推力轴承80，81支承的同心半圆筒第二调节片42，和先有技术的用简单支承的设计不同，可使调节片组合件22质轻而坚固。事实上综合结构比其分别的部件坚固，比仅修改各个独立的元件，可较多减小喷管结构的总重量。总之，应注意到上文的说明，目的仅在于解说调节片组合件一个实施方案，对本发明可以提出各种等同的构形而不脱离本发明精神和范围。