(57)【要約】  公知の機構を利用することにより航空機の離着陸時の地上におけるエンジン騒音を大幅に低減することが可能な低騒音航空機を提供する。  公知の機構で構成された推力の方向を可変にする推力偏向手段を利用して、エンジンのジェット排気騒音の最大伝播方向を地上から遠ざけるようにエンジンの排気方向を航空機の経路方向（飛行方向）に関して上側（上方）になるように偏向することにより、航空機の離着陸時の地上におけるエンジン騒音レベルを低減する。特に、推力偏向式排気ノズル２０が上部偏向ノズル２１および下部偏向ノズル２２によって構成されている場合は、着陸滑走時において、エンジンに逆推力を発生させることが出来るようになる。
2008093447.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
推力の方向を可変にする推力偏向手段を備えた航空機であって、エンジンのジェット排気騒音の最大伝播方向を地上から遠ざけるように該エンジンの排気方向を該航空機の経路方向（飛行方向）に関して上側（上方）に前記推力偏向手段によって推力を偏向することにより離着陸時の地上におけるエンジン騒音レベルを低減することを特徴とする低騒音航空機。
【請求項２】
前記推力偏向手段は、前記エンジンの出口部に取り付けられたノズルであって該ノズルの開口面の法線ベクトルの方向を変えることにより排気の噴射方向を任意の方向に変えることが可能な推力偏向式排気ノズルである請求項１に記載の低騒音航空機。
【請求項３】
前記推力偏向式排気ノズルは略対称な上部偏向ノズルと下部偏向ノズルとから成り、且つ該２つの偏向ノズルは円筒を、その中心軸を含む中心面で切断し、更に該中心面に関し対称な２つの平面によって該中心面からの角度±θ（０＜θ＜９０°）でＶ切断した時の上流側半部分（＋(１８０°−θ),-(１８０°−θ)）に各々相当する請求項２に記載の低騒音航空機。
【請求項４】
前記下部偏向ノズルの最外軸長が前記上部偏向ノズルの最外軸長よりも長くなるように、排気ジェットが流入する前記推力偏向式排気ノズルの前方開口部がテーパー形状を成している請求項３に記載の低騒音航空機。
【請求項５】
前記推力偏向手段は、回転機構を備え前記エンジンの取り付け角度を変えることにより排気の噴射方向を任意の方向に変えることが可能な回転式エンジンである請求項１に記載の低騒音航空機。
【請求項６】
前記推力偏向手段は、前記エンジンの出口部後方の位置にあり且つ該エンジン排気と交差する角度を変えることにより排気の噴射方向を任意の方向に変えることが可能な推力偏向板である請求項１に記載の低騒音航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、低騒音航空機に関し、特に公知の機構で構成された推力偏向手段を利用することにより航空機の離着陸時の地上におけるエンジン騒音を大幅に低減することが可能な低騒音航空機に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
一般に、航空機は環境適合性の基準を満たすために、離着陸時のエンジン騒音を抑制することが求められる。
ところで、エンジン騒音の発生源は、インテーク側から前方に向けて発生するファンノイズと排気ノズル側から後方に向けて発生するジェットミキシングノイズが主要な発生源である。航空機の後方へのエンジン騒音を低減する基本的な考え方としては、先ずジェット排気速度を下げることが効果的である。そのためにはエンジンのバイパス比を大きくすることや、吸音ダクトや低騒音化ノズルをエンジン後部に装着することが研究あるいは実用化されている（例えば、特許文献１および特許文献２を参照。）。しかし、それぞれの技術には機体の空気抵抗の増大やエンジン重量の増大などの課題があり、ペナルティを負うとともに、騒音低減の効果も充分とは言えない。特に、超音速航空機においてエンジンのバイパス比を大きくすることは超音速飛行性能と相反する設計上の妥協が大きい。また、上述の吸音ダクトや低騒音化ノズルも現在の技術では重量増加が大きく、その結果、超音速航空機に有効なエンジン騒音低減装置の開発は遅れている。例えば、約３０年前に欧州で開発された超音速輸送機コンコルドが大きくは成功しなかった理由の一つには、この離着陸騒音が極めて大きかった事が挙げられている。また、超音速航空機に限らず、亜音速航空機でも離着陸騒音の低減は大きな課題であり、騒音基準値は年々強化されていく傾向にある。【０００３】
【特許文献１】特開平８−１３５５０５号公報
【特許文献２】特開平７−２０８２６３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
上述した通り、航空機の離着陸時のエンジン騒音を低減することは重要な技術課題であり、従来はエンジンの排気ノズル部分に吸音ダクトやエジェクターを追加することにより航空機の離着陸時のエンジン騒音を低減することに対応していた。
しかしながら、これら従来の騒音低減装置では、機体の空気抵抗の増大やエンジン重量の増大等の問題点を有し、騒音低減の効果も十分なものではなかった。
そこで、本発明は、上記実情に鑑み創案されたものであって、公知の機構で構成された推力偏向手段を利用することにより航空機の離着陸時の地上におけるエンジン騒音を大幅に低減することが可能な低騒音航空機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
前記目的を達成するために請求項１に記載の低騒音航空機では、推力の方向を可変にする推力偏向手段を備えた航空機であって、エンジンのジェット排気騒音の最大伝播方向を地上から遠ざけるように該エンジンの排気方向を該航空機の経路方向（飛行方向）に関して上側（上方）に前記推力偏向手段によって推力を偏向することにより離着陸時の地上におけるエンジン騒音レベルを低減することを特徴とする。
上記低騒音航空機では、航空機のエンジンの排気方向を可変にする推力偏向手段を具備し、なお且つエンジン排気の方向を飛行方向に関して上側になるように偏向することにより、騒音の強い成分を上空に発散させ、騒音の弱い成分を地上に向けて放射させるようにした。ところで、エンジンの排気方向を飛行方向に関して上側に偏向することにより、逆に航空機の地上との距離が近づき、これによる騒音レベルの増大効果が発生するが、後述するように、本発明による騒音低減のレベルは、この距離近接による騒音レベルの増大効果を差し引いてもなお余りある大きなレベルとなる。また、推力偏向手段は公知の機構を採用するため、従来の騒音低減装置に見られた機体の空気抵抗の増大やエンジン重量の増大等の問題は発生せず、また、これらと組み合わせる事も可能である。【０００６】
請求項２に記載の低騒音航空機では、前記推力偏向手段は、前記エンジンの出口部に取り付けられたノズルであって該ノズルの開口面の法線ベクトルの方向を変えることにより排気の噴射方向を任意の方向に変えることが可能な推力偏向式排気ノズルであることとした。
上記低騒音航空機では、上記構成とすることにより、公知の機構でエンジンの排気方向を変えることができ、その結果、好適に騒音の強い成分を上空に発散させ、騒音の弱い成分を地上に向けて放射させることが出来るようになる。【０００７】
請求項３に記載の低騒音航空機では、前記推力偏向式排気ノズルは略対称な上部偏向ノズルと下部偏向ノズルとから成り、且つ該２つの偏向ノズルは円筒を、その中心軸を含む中心面で切断し、更に該中心面に関し対称な２つの平面によって該中心面からの角度±θ（０＜θ＜９０°）でＶ切断した時の上流側半部分（＋(１８０°−θ),-(１８０°−θ)）に各々相当することとした。
上記低騒音航空機では、推力偏向式排気ノズルを上部偏向ノズルおよび下部偏向ノズルによって上記構成とすることにより、公知の機構で上部偏向ノズルと下部偏向ノズルの各々の出口端面を接合させることが出来るようになる。その結果、エンジンの排気方向を逆方向に（±９０°以上に）偏向させることができ、その結果、着陸滑走時において、エンジンに逆推力を発生させることが出来るようになる。従ってこの推力偏向式排気ノズルをエンジン後方部に取り付けることによって、航空機の離着陸時のエンジンの排気騒音を大幅に低減すると共に着陸滑走時における航空機の制動機能（減速能力）を高めることが出来るようになる。【０００８】
請求項４に記載の低騒音航空機では、前記下部偏向ノズルの最外軸長が前記上部偏向ノズルの最外軸長よりも長くなるように、排気ジェットが流入する前記推力偏向式排気ノズルの前方開口部がテーパー形状を成していることとした。
上記低騒音航空機では、推力偏向式排気ノズルの排気ジェットが流入する前方開口部を上記テーパー形状とすることにより、特に航空機の離着陸時における推力偏向モードにおいて、エンジンの排気管から噴出する排気ジェットを剥離させることなく好適に偏向することが出来るようになる。【０００９】
請求項５に記載の低騒音航空機では、前記推力偏向手段は、回転機構を備え前記エンジンの取り付け角度を変えることにより排気の噴射方向を任意の方向に変えることが可能な回転式エンジンであることとした。
上記低騒音航空機では、上記構成とすることにより、公知の機構でエンジンの排気方向を変えることができ、その結果、好適に騒音の強い成分を上空に発散させ、騒音の弱い成分を地上に向けて放射させることが出来るようになる。【００１０】
請求項６に記載の低騒音航空機では、前記推力偏向手段は、前記エンジンの出口部後方の位置にあり且つ該エンジン排気と交差する角度を変えることにより排気の噴射方向を任意の方向に変えることが可能な推力偏向板であることとした。
上記低騒音航空機では、上記構成とすることにより、公知の機構でエンジンの排気方向を変えることができ、その結果、好適に騒音の強い成分を上空に発散させ、騒音の弱い成分を地上に向けて放射させることが出来るようになる。
【発明の効果】
【００１１】
本発明の低騒音航空機によれば、離着陸時にエンジンの排気方向を飛行方向に関して上側に偏向することにより、騒音レベルの最大伝播方向を地上から遠ざけ騒音低減をはかることが出来る。一般的に、離着陸時の推力偏向は、飛行方向に関して下側にエンジンの排気方向を偏向することにより揚力を高め離着陸性能を向上することが目的である。しかし、本発明の低騒音航空機は、これとは逆方向となる飛行方向に関して上側にエンジンの排気方向を偏向することにより、騒音低減を図る。その際、離陸時の上昇性能が若干低下し、従って飛行経路が低くなり地上との距離が近づき、従って騒音の距離減衰効果が小さくなり、結果として騒音が高くなるマイナス要因がある。しかしながら、エンジン排気の方向を飛行方向に関し上方に変えることによる騒音低減効果は、その騒音が高くなるマイナス要因を差し引いてもなお大きく、全体として地上における離着陸時のエンジン排気の騒音を大きく減少させることが出来る。
また、エンジンの排気方向を偏向させる推力偏向式排気ノズルが、円筒を、その中心軸を含む中心面で切断し、更に該中心面に関し対称な２つの平面によって該中心面からの角度±θ（０＜θ＜９０°）でＶ切断した時の上流側半部分（+(１８０°−θ),-(１８０°−θ)）に各々相当する上部偏向ノズルと下部偏向ノズルによって構成されている場合は、排気ジェット方向を逆方向に偏向させることが可能となり、着陸滑走時において、エンジンに逆推力を発生させることが出来るようになる。従ってこの推力偏向式排気ノズルをエンジン後方部に取り付けることによって、航空機の離着陸時のエンジンの排気騒音を大幅に低減すると共に着陸滑走時における航空機の制動機能（減速能力）を高めることが出来るようになる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の低騒音航空機の騒音低減のメカニズムを示す説明図である。
【図２】本発明の実施例１に係る低騒音航空機を示す説明図である。
【図３】本発明の実施例２に係る低騒音航空機を示す説明図である。
【図４】本発明に係る推力偏向式排気ノズルを示す説明図である。
【図５】本発明に係る推力偏向式排気ノズルを示す要部断面説明図である。
【図６】推力偏向式排気ノズルの巡航モードでの動作を示す説明図である。
【図７】図６のＡ矢視を示す説明図である。
【図８】ガイドレールの他の例を示す説明図である。
【図９】推力偏向式排気ノズルの推力偏向モードでの動作を示す説明図である。
【図１０】推力偏向式排気ノズルの逆推力モードでの動作を示す説明図である。
【図１１】本発明の実施例３に係る低騒音航空機を示す説明図である。
【図１２】本発明の実施例４に係る低騒音航空機を示す説明図である。
【図１３】航空機のジェット排気騒音の指向性を示すグラフである。本図はいくつかの例に基づき作成した騒音指向性の概念図である。
【図１４】航空法施行規則付属書第２「航空機の騒音の基準」に規定されている騒音基準計測点を示す説明図である。
【図１５】離陸上昇における騒音基準計測点を通過する機体の相対的位置と騒音の指向性を示す説明図である。
【図１６】推力偏向角と上昇経路角との関係を示すグラフである。
【図１７】推力偏向による飛行高度の低下を示すグラフである。
【図１８】離陸上昇後の騒音基準計測点における騒音伝播方向の計算結果を示すグラフである。
【図１９】航空機が滑走路から浮揚した時点を時間の基準として、騒音基準計測点における騒音の変化を推算した結果を示すグラフである。
【図２０】離陸上昇における騒音低減の内訳を示す棒グラフである。
【図２１】離陸側方における騒音低減の内訳を示す棒グラフである。
【図２２】着陸進入における騒音低減の内訳を示す棒グラフである。
【符号の説明】
【００１３】
１００,２００,３００,４００   低騒音航空機
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。【００１５】
図１は、本発明の低騒音航空機の騒音低減のメカニズムを示す説明図である。なお、図１の（ａ）は、本発明の低騒音航空機の離陸時のジェット排気騒音分布等を示し、同（ｂ）は通常の航空機のジェット排気騒音分布等を示している。
航空機のジェットミキシングノイズは騒音の強さに対し指向性を有しており、図１の（ｂ）に示すように、通常は排気ジェットの方向から１０〜３０度外側（飛行方向に関して下側（下方））に最も騒音の大きな分布を有している（詳細については、図１３を参照。）。例えば、離陸上昇時には航空機が環境基準（文献１）に定められた騒音計測点（図１４の（１）の場合)を通過する時の計測点と機体の相対的位置は、ちょうどこの指向性による騒音の最大伝播方向を計測点に向けながら機体が通り過ぎていく時期（位置）に相当する(図１５の破線矢印ＡＺ）。【００１６】
しかし、図１の（ａ）に示すように、何らかの推力偏向手段（装置）によって、排気ジェットの噴射方向を飛行方向に関して上側（上方）に推力偏向を行うことが可能ならば、騒音の強い成分を上空に発散させ、騒音の弱い成分を地上に向けて放射させるようになり、その結果、地上におけるエンジンのジェット排気騒音を大きく減少させることが出来る。
【実施例１】
【００１７】
図２は、本発明の実施例１に係る低騒音航空機１００を示す説明図である。
この低騒音航空機１００は、推力偏向手段として、推力偏向式排気ノズルを備えている。この推力偏向式排気ノズルは、エンジン構造の後端部を構成する排気ノズルに取り付けられ、また、例えば特開平７−４３１２号公報の図３に見られるオフセット回転機構または特開２００３−３０７１５６号公報の図６および図７に見られる延伸機構を有し、排気ジェットの方向を偏向する。従って、低騒音航空機１００は、この公知の機構で構成された推力偏向式排気ノズルにより、容易に排気ジェットの方向を飛行方向に関して上側に偏向させることができ、その結果、地上におけるエンジン排気騒音を大幅に低減することが出来るようになる。
【実施例２】
【００１８】
図３は、本発明の実施例２に係る低騒音航空機２００を示す説明図である。
この低騒音航空機２００は、推力偏向手段として、実施例１と同様に排気ジェットの方向を変えることが可能な推力偏向式排気ノズル２０を備えている。この推力偏向式排気ノズル２０は、図４に示すように、ほぼ対称な上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２とから成り、後述する駆動機構によって排気ジェットの噴射方向を各モードに応じて適切に偏向させる。なお、上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２の構造的特徴については、図５を参照しながら後述する。また、巡航モードとは推力偏向式排気ノズル２０が排気ジェットの噴射方向を偏向させない状態をいい（主として、航空機が一定高度を一定の速度で飛行する時に採用する形態である。）、推力偏向モードとは推力偏向式排気ノズル２０が排気ジェットの噴射方向を飛行方向に関して上側に偏向させる状態をいい（主として、航空機が離着陸時に採用する形態である。）、逆推力モードとは上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２が各々のＶ切断部（後方開口部）を接合し、排気ジェットを逆方向に排気する状態をいう（主として、航空機が着陸滑走時に採用する形態である。これにより、航空機の減速能力を高める。）。【００１９】
図５は、本発明に係る推力偏向式排気ノズル２０を示す要部断面説明図である。なお、図５(a)は正面図である。また、図５(b)は、そのＢ−Ｂ断面図である。
この推力偏向式排気ノズル２０は、上述した通り上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２とから成り、上部偏向ノズル２１および下部偏向ノズル２２は、円筒をその中心軸を含む仮想中心面CPによって切断し、更に該仮想中心面CPに関し対称な２つの仮想平面UP,LPによって該仮想中心面CPから角度±θ（０＜θ＜９０°）でＶ切断した時の上流側(図５(b)の実線部分、すなわち仮想平面UP,LPの左側部分）の半分に各々相当する。また、Ｖ切断した側とは反対の端面（前方開口部）はテーパー形状を成している。なお、テーパーの方向については、下部偏向ノズル２２の最外軸長L2が上部偏向ノズル２１の最外軸長L1よりも長くなる（すなわち、L2＞L1となる）方向である。推力偏向式排気ノズル２０をこのような上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２によって構成することにより、排気ジェットの噴射方向を好適に偏向させることが可能となる。その結果、航空機が離着陸する際に排気ジェットの噴射方向を飛行方向に関し上側に偏向させることにより地上におけるエンジン排気騒音を大幅に低減することが可能となる。また、上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２の互いのＶ切断部を接合させ後方開口を閉じることにより、排気ジェットの噴射方向を逆方向に偏向させることが可能となる。これにより、航空機の着陸滑走時に、エンジンに逆推力を発生させ航空機の制動機能（減速能力）を高めることが可能となる。【００２０】
図６から１０は、実施例２に係る推力偏向式排気ノズル２０を駆動する機構を示す説明図である。なお、上部偏向ノズル２１と下部偏向ノズル２２はほぼ対称な関係にあるため、ここでは主として上部偏向ノズル２１の駆動機構について説明する。
上部偏向ノズル２１の駆動機構は、上部偏向ノズル２１を偏向させるアクチュエータ２３と、そのアクチュエータ２３と上部偏向ノズル２１との結合部となるアクチュエータ取付部２４と、そのアクチュエータ取付部２４が移動するための上前方ガイドレール２５と上後方ガイドレール２６とから成る。アクチュエータ２３は、例えば回転機構付き油圧シリンダで構成されている。また、アクチュエータ取付部２４の詳細については、図７を参照しながら後述するが、前後にローラ対（従って、１つのアクチュエータ取付部２４に対しローラの数は全部で４個備える。）を有し、その中で、前方ローラは上前方ガイドレール２５上を移動し、一方、後方ローラは上後方ガイドレール２６上を移動する。また、上前方ガイドレール２５、上後方ガイドレール２６及びアクチュエータ２３の前方取付部はナセル構造またはエンジン排気管に固定されている。本実施例では、これらのガイドレール２５,２６は一端をエンジン排気管に固定されていることとした。【００２１】
ところで、上前方ガイドレール２５および上後方ガイドレール２６は、互いに異なる軌跡（レール特性）を有している。つまり、上部偏向ノズル２１がこれらのガイドレール２５,２６を滑走すると、回転移動（平行＋回転）し、「巡航モード」→「推力偏向モード」→「逆推力モード」の各モードにおいて求められる各ノズル形態を成すようにこれらのガイドレール２５,２６は作られている。また、このことは、下前方ガイドレール２７および下後方ガイドレール２８に対しても同様に当てはまる。【００２２】
図６は、推力偏向式排気ノズル２０の巡航モードでの動作を示す説明図である。
この巡航モードでは、推力偏向式排気ノズル２０は排気ジェットの噴射方向を偏向させないため、アクチュエータ２３は、縮んだ状態にあり、同時に、アクチュエータ取付部２４,２４は、上下前方ガイドレール２５,２７と上下後方ガイドレール２６,２８の各始点に位置している。【００２３】
図７は、図６のＡ矢視を示す説明図である。
アクチュエータ取付部２４は上部偏向ノズル２１に固定され、アクチュエータ取付部２４には、前後に各２個から成る前方ローラ対24a,24aと後方ローラ対24b,24bとが各々取り付けられている。前方ローラ対24a,24aは上前方ガイドレール２５,２５上にあり、一方後方ローラ対24b,24bは上後方ガイドレール２６,２６上にある。【００２４】
また、これらのガイドレール２５,２６は、図８に示すように、断面形状が略Ｃ形状のガイドレールであっても良い。【００２５】
図９は、推力偏向式排気ノズル２０の推力偏向モードでの動作を示す説明図である。
アクチュエータ２３のロッドが伸びてアクチュエータ取付部２４を押し、前方ローラ対24a,24aは上前方ガイドレール２５,２５に沿って移動し、一方後方ローラ対24b,24bは上後方ガイドレール２６,２６に沿って移動し、上部偏向ノズル２１を上方に偏向させ、排気ジェットの噴射方向を上方に偏向させる。下部偏向ノズル２２についても同様に、アクチュエータ２３のロッドが伸びてアクチュエータ取付部２４を押し、前方ローラ対24a,24aおよび後方ローラ対24b,24bが下前方ガイドレール２７,２７および下後方ガイドレール２８,２８に沿って各々移動し、下部偏向ノズル２２を上方に偏向させ、排気ジェットの噴射方向を上方に偏向させる。【００２６】
図１０は、推力偏向式排気ノズル２０の逆推力モードでの動作を示す説明図である。
アクチュエータ２３が更にアクチュエータ取付部２４を押すと、アクチュエータ取付部２４は、上前方ガイドレール２５と上後方ガイドレール２６の各終点に到達し、上部偏向ノズル２１は、Ｖ切断した側の端面（後方開口）が下向きになるように回転する。一方、下部偏向ノズル２２についても、アクチュエータ取付部２４が下前方ガイドレール２７と下後方ガイドレール２８の各終点に到達し、下部偏向ノズル２２はＶ切断した側の端面（後方開口）が上向きになるように回転し上部偏向ノズル２１のＶ切断した端面に接合する。そして、排気ジェットは上部偏向ノズル２１の中央開口へ流入し内周面で反射して前方開口から外部に流出する。同様に、下部偏向ノズル２２の中央開口へ流入した排気ジェットは、内周面で反射して前方開口から外部へ流出する。このように、排気ジェットは逆方向に偏向しエンジンは逆推力を発生する。
【実施例３】
【００２７】
図１１は、本発明の実施例３に係る低騒音航空機３００を示す説明図である。
この低騒音航空機３００は、推力偏向手段として、回転式エンジンを備えている。この回転式エンジンは、エンジンを航空機の主翼や胴体に取り付ける構造において、エンジンが回転自由になるようにエンジンに対して公知の回転機構を取り付けたものである。従って、低騒音航空機３００は、この公知の機構で構成された回転式エンジンにより、容易に排気ジェットの方向を飛行方向に関して上側に偏向させることができ、その結果、地上におけるエンジン排気騒音を大幅に低減することが出来るようになる。
【実施例４】
【００２８】
図１２は、本発明の実施例４に係る低騒音航空機４００を示す説明図である。
この低騒音航空機４００は、推力偏向手段として、推力偏向板を備えている。この推力偏向板は、搭載されたエンジン後方の機体構造、例えば主翼や胴体の上面にエンジンの排気を上方に偏向できる偏向板を可動式に搭載したものである。従って、低騒音航空機４００は、この簡素な機構で構成された推力偏向板により、容易に排気ジェットの方向を飛行方向に関して上側に偏向させることができ、その結果、地上におけるエンジン排気騒音を大幅に低減することが出来るようになる。【００２９】
上記推力偏向装置により推力を飛行経路の上方に変更して騒音低減を図る場合に以下の２点について配慮が必要である。
一つは、航空機の耐空性に関する安全基準（「耐空性審査要領」、以下「文献２」という。）により、離陸滑走を開始し、離陸が完了するまでは脚上げ操作以外の飛行形態の変更は許されないこと、二つ目は、推力偏向により離陸性能が低下するため、離陸が完了するまでは推力偏向を行わないか、または、一般的な推力偏向である飛行経路下方への偏向が必要である事である。この結果、騒音低減のための上方への推力偏向は、離陸が完了した時点において、実施されることが必要となる。離陸完了は、上記文献２の安全基準によれば、通常の離陸操作において、航空機が滑走路から浮揚した後、脚上げ操作が完了し高度４００フィートに達する時点までを言うとされている。文献２に定められている離陸騒音計測点は、通常は、この離陸完了時点よりさらに飛行を継続し滑走開始点から６.５km前方の飛行場の領域から出た時点であるので、離陸完了後、速やかに推力偏向を行うことにより、騒音計測点付近、及びそれ以降の空港周辺への騒音を低減させることができる。【００３０】
以下に、離陸及び、その後の上昇過程における飛行状態と騒音基準計測点における騒音値の時間経過を、推力偏向をしない場合と、推力偏向をした場合との計算例を示す。計算を単純化するために、離陸滑走中は推力偏向を行わず、航空機が滑走路から空中に浮揚（Lift Off）するまでの離陸滑走距離は同じとし、浮揚した時点で瞬時に推力偏向を行った場合を計算する。この結果、浮揚後の上昇経路角は推力偏向を行った方が小さくなり、騒音基準計測点上空を通過するときの高度が下がり、計測点との距離が近くなる結果、騒音は大きくなる。実際の推力偏向を行う点は文献２に規定されている通り、脚上げ操作が完了した高度４００フィート以上の点であり、推力偏向による上昇経路の低下はより少なくなるので、この単純化は推力偏向効果を推算する上では安全側の計算をすることになる。【００３１】
この上昇経路の計算をする計算式は以下に示すように、経路にそった質点の運動方程式を用いた。
Ｗcosγ＝Ｌ+Ｔsin(α+δ)    Ｗ：重量  Ｌ：揚力  Ｄ：抵抗  Ｔ：推力
Ｔcos(α+δ)−Ｄ＝Ｗsinγ   α：迎え角  γ：経路角  δ：推力偏向角【００３２】
推力偏向角δを横軸にとって上昇経路角γの変化を計算した結果を図１６に示す。上昇経路角γは推力偏向角δを上下どちらにとっても低下する。これは前述の計算式の推力Ｔのコサイン成分が減少し、それに釣り合う上昇経路角γのサイン成分が減少する結果である。【００３３】
図１７は、横軸を、浮揚時の時間を基準として、その後の時間経過における航空機の飛行高度を示したものである。推力偏向をした場合は騒音基準計測点、及び騒音最大となる時点での高度が低下し、騒音が増大する可能性を示している。【００３４】
図１８は、騒音基準計測点から見た排気ジェットの方向（図１５の騒音伝播方向：ＡＺに相当）を示したものであるが、推力偏向をした方がこの角度が大きくなり、騒音の指向性（図１３）から予測されるように騒音が低下する可能性を示している。【００３５】
図１９は、これら二つの効果、即ち、推力偏向により高度が下がることによる騒音増大効果と、排気ジェットの方向が変わることによる騒音低減効果を総合して騒音計算を行った結果を示す。計算例は超音速ビジネスジェット機を想定したものである。この結果から推力偏向を行った方が、騒音が低下しているのがわかる。【００３６】
図２０は、騒音基準計測点において騒音最大となる離陸開始から約１００秒後におけるこれら二つの効果の割合を棒グラフで示したものである。高度が下がることによる騒音増大は約０.９ｄＢ、排気ジェットの方向が変わる事による騒音低下は約−７.６ｄＢ、合計値としての騒音低下は約−６.７ｄＢであり、推力偏向が騒音低下に効果的であることを示している。すなわち、図２０は、環境基準に定められている三つの測定条件である、離陸上昇（図１４の（１））、離陸側方（図１４の（２））、及び着陸進入（図１４の（３））のうちの離陸上昇における推力偏向の効果を示したものである。【００３７】
他方、離陸側方（図１４の（２））においては、推力偏向の方向が航空機の上下方向であるため推力偏向角の側方への成分のみが騒音低減に効くことになり、その効果は小さい。図２１はこの条件での騒音低減効果を示す棒グラフであるが、約−３.４ｄＢの効果が得られる。【００３８】
また、着陸進入（図１４の（３））においては、一般的に電波着陸進入管制が行われている空港では、航空機は降下角３°の統一された飛行経路で着陸進入を行っている。この場合、航空機はその降下角を維持するために、航空機の種類によって幅はあるが、離陸出力のおよそ５０％程度のエンジン出力を保って降下してくる。従って音源としてのエンジン騒音は離陸より小さいが、文献１の環境基準に定められている騒音基準計測点が空港に近いところに設定されており、この基準点上空を通過する航空機の高度は離陸時より低くなり、従って地上で計測される騒音は離陸時より大きくなることが多い。
このような状況で、推力を上方に偏向すると、降下角３°を維持するためのエンジン出力は増大してしまうが、前述の離陸の場合と同様に騒音の指向性により地上での騒音低減が図られる。この状況を棒グラフで図２２に示すが、推力偏向を行うことで約−８.７ｄＢの騒音低減が得られる。【００３９】
環境基準は年々強化されており、２００６年１月から新しく製造される航空機は、文献１に示される騒音基準値に対して、前述の３つの計測条件での騒音値の合計がさらに−１０ｄＢ強化されている。本発明による騒音低減効果は前述の試算で合計約−１９ｄＢであり、その効果は大きい。【００４０】
上述した通り、推力偏向を行うためには、以下の３つの方法がある。
エンジン本体に推力偏向機構を組み込ませる方法（実施例１および２）は、エンジン構造の後端部を構成する排気ノズルに排気方向を偏向できる機構を持たせる方法である。【００４１】
エンジン本体を回転させる方法（実施例３）は、エンジンを航空機の主翼や胴体に取り付ける構造において、エンジンが回転自由になる取付方法とその操作機構を持たせる方法である。【００４２】
エンジン後方に偏向装置を取り付ける方法（実施例４）は、搭載されたエンジン後方の機体構造、例えば主翼や胴体の上面にエンジンの排気を上方に偏向できる偏向板を可動式に搭載する方法である。
【産業上の利用可能性】
【００４３】
唯一の実用ＳＳＴであるコンコルドが平成１５年１０月に退役し民間航空輸送機としての超音速機は存在しない。コンコルドの後継となる２５０〜３００席の本格的な次世代超音速輸送機は開発の見通しが立っていないが、その前段階として８〜１０席程度の超音速ビジネスジェット機（ＳＳＢＪ）や２０〜３０席程度の小型ＳＳＴの研究が米国のＮＡＳＡやビジネス機メーカーの間で進められており、超音速時の巡航性能と離着陸時の騒音低減を両立させうる機体の研究が盛んである。この両立の目処が得られればＳＳＢＪあるいはＳＳＴの開発が現実のものとなってくる可能性が高い。また、通常の亜音速機の場合でも一般的な騒音低減機構の他に、本発明を適用することによりさらなる騒音低減が期待され、年々強化される騒音基準に適合できることが可能となる。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【国際調査報告】
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