(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内側表皮（５０）および外側表皮（５２）と、
底面から頂点まで且つ前方の端部と後方の端部との間で径方向及び周方向の複合した後部傾斜を有し、タブ間に周方向に拡がる共通の中心スロット（６２）を有し、内側表皮（５０）および外側表皮（５２）のうちの一方の表皮の一部により形成され、他方の表皮から径方向に延びる前記双対タブ（５８、６０）の列と、
を含む、環状出口（４６、５６）で終端する円錐形ダクト（３８、４８）を備える、
排気ノズル（２４、２８）。
【請求項２】
前記双対タブ（５８、６０）は周方向に離隔して配置される、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記ダクト（３８、４８）は、前記出口（４６、５６）を囲む環状の後縁部（４４、５４）で終端し、前記双対タブ（５８、６０）は、径方向と周方向の両方で前記後縁部（４４、５４）の方向に傾斜する、請求項２に記載のノズル。
【請求項４】
各双対タブ（５８、６０）は、前記出口（４６、５６）に沿って周方向に傾斜した底面（６４）を含み、前記底面（６４）から径方向後方に前記タブ（５８、６０）の前記頂点（６６）へと傾斜する、請求項３に記載のノズル。
【請求項５】
前記双対タブ（５８、６０）は前記共通のスロット（６２）に対して対称である、請求項４に記載のノズル。
【請求項６】
前記双対タブ（６０）は、前記共通のスロット（６２）から前記後縁部（５４）に向かって周方向に散開する、請求項４に記載のノズル。
【請求項７】
前記双対タブ（５８）は、前記後縁部（４４）で前記共通のスロット（６２）に向かって周方向に収束する、請求項４に記載のノズル。
【請求項８】
前記双対タブ（５８、６０）は前記出口（４６、５６）内に径方向に延びる、請求項４に記載のノズル。
【請求項９】
前記双対タブ（５８、６０）は前記出口（４６、５６）の外側に径方向に延びる、請求項４に記載のノズル。
【請求項１０】
前記双対タブ（５８、６０）及びその共通のスロット（６２）は三角形である、請求項４に記載のノズル。
【請求項１１】
排気流（３４、３６）を排出するために出口（４６、５６）を囲む後縁部（４４、５４）で終端する径方向内側及び外側の表皮（４０、４２、５０、５２）を有する円錐形の排気ダクト（３８、４８）と、
列間に共通のスロット（６２）を有する隣接する双対タブ（５８、６０）の列であって、
各タブが、前記後縁部（４４、５４）の周囲の前記出口（４６、５６）で、前記ダクトから鋭角の径方向傾斜角で、径方向に傾斜し、
前記スロット（６２）は、前記ダクトから径方向に拡がる、
内側表皮（５０）および外側表皮（５２）のうちの一方の表皮の一部により形成され、他方の表皮から径方向に延びる、
双対タブ（５８、６０）の列と、
を備え、
前記双対タブ（５８、６０）は対で配置され、各対は集合的なタブ幅を有し、前記タブ対は前記タブ幅よりも広い間隔で互いに周方向に離隔され、
前記双対タブ（５８、６０）は前記出口（４６、５６）に向かって径方向後方と、前記後縁部（４４、５４）から周方向前方の両方に傾斜する、
排気ノズル（２４、２８）。
【請求項１２】
各双対タブ（５８、６０）は前記後縁部（４４、５４）から前方に周方向に傾斜する底面（６４）と、前記底面（６４）から径方向に離隔した頂点（６６）とを含む、請求項１１に記載のノズル。
【請求項１３】
前記各双対タブ（５８、６０）は三角形であり、これを越えて流れる渦流を発生する傾斜三角翼を画定し、間にある前記共通のスロット（６２）も三角形であり、前記タブ底面（６４）の共通の接合部から外側に延びる、請求項１２に記載のノズル。
【請求項１４】
前記双対タブ（５８、６０）は、間にある前記共通のスロット（６２）に対して対称である、請求項１２に記載のノズル。
【請求項１５】
前記双対タブ（６０）は前記共通のスロット（６２）から前記後縁部（５４）に向かって周方向に散開する、請求項１２に記載のノズル。
【請求項１６】
前記双対タブ（５８）は前記後縁部（４４）で前記共通のスロット（６２）に向かって周方向に収束する、請求項１２に記載のノズル。
【請求項１７】
前記双対タブ（６０）は前記底面（６４）で互いに直角である、請求項１２に記載のノズル。
【請求項１８】
前記双対タブ（６０）は前記底面（６４）で互いに鋭角をなす、請求項１２に記載のノズル。
【請求項１９】
前記傾斜底面（６４）は各対のタブ（５８、６０）内の共通ポイントで互いに交差する、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２０】
前記傾斜底面（６４）は各対のタブ（５８、６０）内で互いの方向に収束し、前記共通のスロット（６２）で離隔状態に留まる、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２１】
前記双対タブ（５８、６０）は共通の軸長を有し、その集合的な幅は前記長さの２倍である、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２２】
前記双対タブ（５８、６０）は前記後縁部（４４、５４）で終端する、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２３】
前記双対タブ（７０、７２）は前記後縁部（４４、５４）の軸方向前方で終端する、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２４】
前記双対タブ（７４）は前記後縁部（４４）の軸方向後方で終端する、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２５】
前記双対タブ（５８、６０）は前記ノズル出口（４６、５６）の周囲で対応する対ごとに等角度離隔される、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２６】
前記双対タブ（５８、６０）は前記底面（６４）から前記頂点（６６）へと収束する、請求項１４に記載のノズル。
【請求項２７】
前記双対タブ（７０）は前記頂点（６６）で頭部が切り取られる、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２８】
前記双対タブ（５８、６０）は、前記排気出口（４６、５６）の内側で前記内側表皮（４０、５０）から径方向内側に延びる、請求項１２に記載のノズル。
【請求項２９】
前記双対タブ（７０、７２）は、前記排気出口（４６、５６）の外側で前記外側表皮（４２、５２）から径方向外側に延びる、請求項１２に記載のノズル。
【請求項３０】
前記排気ダクト（３８、４８）は、その内部に同心に配置され、前記排気出口（４６、５６）を径方向内側に界接する中心体（７６、２２）を含み、前記双対タブ（７４）は前記出口（４６、５６）の内側で前記中心体（７６、２２）から径方向外側に延びる、請求項１２に記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
ＮＡＳＡにより認められた契約番号ＮＡＳ３−０１１３５に基づき、米国政府は本発明に一定の権利を有することができる。
【０００２】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細にはそのノイズ減衰に関する。
【背景技術】
【０００３】
航行中の航空機に動力を与えるターボファンガスタービンエンジンでは、空気は圧縮機内で加圧され、高温燃焼ガスを生成するために燃料器内で燃料と混合される。１つの駆動軸を介して圧縮機に動力を与える高圧タービン（ＨＰＴ）内でガスからエネルギが取り出される。
【０００４】
低圧タービン（ＬＰＴ）内でガスから追加のエネルギが取り出され、これが別の駆動軸を介して動力を与える。消費された燃焼ガスは次いでコアノズルを経て排出され、加圧されたファン流は、動作中に推進力を生成するために周囲にあるファンノズルを経て排出される。
【０００５】
コア排気流とファン排気流とは、航空機が航行中に推進されるとエンジンの外部に流れる周囲空気内で互いに同心にある。
【０００６】
高速のコア排気系やファン排気系は動作中にノイズを発生し、高い動力での航空機の離陸中に特に問題となる。これは、ノイズがさほど問題ではなく、最大のエンジン効率が望まれる相応に低い動力出力で高い高度での航空機の飛行とは対照的である。
【０００７】
この数十年にわたってノイズ減衰メカニズムが研究されてきたが、あらゆることに航空機の重量が対応して追加されることや、エンジン効率又は性能の低下などの関連する問題が伴っていた。特に、ジェットノイズの減衰は、概して人口密集地域の滑走路からの離陸時に必要とされるだけであり、飛行中の航行動作のほとんどにおいてノイズ減衰メカニズムは必要ではない。飛行動作には燃料消費を抑えるために最大のエンジン効率が必要とされる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第４２９８０８９Ａ号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従って、エンジン性能と効率の損失を最小限にしつつ、有効なノイズ減衰を行うことが求められている。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
排気ノズルは排気口で終端するダクトを含む。排気口には渦流を発生する双対タブの列が取り付けられる。タブは、性能損失を低減しつつ排気ノイズを減衰するための渦流を発生するために、排気口内に径方向と周方向の複合した後部傾斜を有する。
【００１１】
好ましい例示的実施形態による本発明について、その更に別の目的及び利点と共に、添付図面を参照した以下の詳細な記述でより詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本明細書に記載の双対タブ渦流発生器を有する、例示的ターボファン型航空機ガスタービンエンジンの部分断面の軸方向立面図である。
【図２】図１に示すエンジンのファン排気口及びコア排気ノズルの２−２線に沿った背面図である。
【図３】図１に示すファンノズルに取り付けた、例示的ファン双対タブの３−３線に沿った背面図である。
【図４】図１に示すファン双対タブの４−４線に沿った前面図である。
【図５】図１に示すコアノズル内の例示的コア双対タブの５−５線に沿った背面図である。
【図６】図１に示すコア双対タブの６−６線に沿った前面図である。
【図７】本明細書に記載の双対タブの追加の実施形態を有する、図１に示すターボファンエンジンの部分断面の軸方向立面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１に、長手軸又は軸方向の中心軸に対して非対称である例示的ターボファン型航空機ガスタービンエンジン１０を概略的に示す。エンジンは、直列流体連通するファン１２、圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン（ＨＰＴ）１８、及び低圧タービン（ＬＰＴ）２０を含む。
【００１４】
環状のコアカウル２２は、ファンの後部のコアエンジンを囲み、環状のコア排気ノズル２４内で終端する。環状のファンナセル２６は、ファンとコアカウルの前部とを囲み、環状のファン排気ノズル２８内で終端する。
【００１５】
エンジンは、例えばウイング３２の下に一般的なパイロン３０によって、航空機に適切に搭載される。
【００１６】
動作中、空気３４はナセル入口に流入し、回転ファン１２によって加圧される。加圧空気の内側部分は、更に加圧又は圧縮されるためにコアエンジンの圧縮機１４に入り、ファン空気の外側部分はコアエンジンを迂回し、推進力の大半を発生するためにファン排気ノズル２８を通って排出される。
【００１７】
圧縮された空気は、１つの駆動軸を介して圧縮機１４に動力を付与するＨＰＴ１８を通って流れる高温燃焼ガス３６を生成するために、燃焼室１６内で燃料と混合される。燃焼ガスは次いでＬＰＴ２０を通って流れ、これは燃焼ガス３６を消費しつつ別の駆動軸を介してファン１２に動力を付与し、次いでコア排気ノズル２４を経て排出される。
【００１８】
上記のようなエンジン１０は形状構成と動作は従来型のものであり、高速度のファン及びコア排気流３４、３６を発生し、これらは同心流又は合流する流れとして、対応するファン及びコア排気ノズル２４、２８から排出される。
【００１９】
高速度のファン及びコア排気流３４、３６は動作中のノイズを発生し、これは特に航空機が滑走路から離陸する動作中に最小限にされるべきである。従って、例示的実施形態で以下に詳細に開示するように、ノイズ減衰機能を含むようにコアノズル２４又はファンノズル２８、又はその両方を修正する。
【００２０】
２つの排気ノズル２４、２８は、最初は動作中の航空力学的性能を最大限にするために共通の機能を共有する。
【００２１】
例えば、図２に示すコアノズル２４は、軸方向後部で収束し、環状コア出口４６を囲む比較的薄い、又は先鋭な後縁部４４で終端する径方向内側と外側の環状表皮４０、４２を有する円錐形の排気ダクト３８を含む。これらの表皮４０、４２は一般的に、共に後縁部４４へと収束する平滑な金属板である。更に、排気ダクト３８は一般的に、内側表皮４０に沿って、単一の又は共通の軸面で後縁部４４の内側に画定されたコア出口４６へと収束する。
【００２２】
コア出口４６は、後縁部４４で取り囲む環状又は円形の内側表皮４０と、内側の中心体又は出口から軸方向後方に突起するプラグの対応部分とによって、画定される。
【００２３】
コアノズル２４はいずれかの従来の形状を有するもので良く、一般的には後縁部出口４６、又は必要に応じてそのやや上流側で最小流れ領域の頸部に収束する。平滑な環状の内側及び外側の表皮４４、４２は、従来の態様でエンジン効率を最大限にするために、単一の軸面コア出口４６で終端する。
【００２４】
これに対応して、ファンノズル２８は、ファン排気流３４を排出するために環状の出口５６を囲む比較的先鋭な後縁部５４で収束し、終端する径方向内側と外側の環状表皮５０、５２を有する同様の円錐形の排気ダクト４８を含む。内側及び外側の表皮５０、５２は一般的に平滑な金属板であり、外側は円形の内側表皮５０で界接され、内側はコアカウル２２の対応部分で界接された単一の軸面ファン出口５６で終端する。
【００２５】
コアノズル２４と同様に、ファンノズル２８も一般的には単一面の後縁部出口５６で最小流れ領域の頸部へと収束するが、頸部は必要に応じて出口の上流に位置しても良い。
【００２６】
高速度のコア排気３６とそれを囲むファン排気３４との間の、又は高速度のファン排気３４とそれを囲む周囲気流との間の、対応するせん断層でのファンナセルを介した混合を促進するための渦流を発生するために、コアノズル２４又はファンノズル２８、又はその両方は、対応する双対タブ５８、６０の形態の対応するノイズ減衰機構を含むように修正されても良い。
【００２７】
対応する双対タブ５８、６０は、対応するコアダクト及びファンダクト３８、４８の内部に適切に取り付けられ、さもなければエンジン効率と性能が低下する圧力損失を最小限に抑えつつ、ノイズを減衰するための混流を促進し、流速を低下させるための一対の渦流を発生するために、径方向と周方向の複合した後部傾斜を有する。
【００２８】
対応するコアノズルとファンノズル２４、２８の双対タブ５８、６０の２つの例示的実施形態が示され、これらは以下に別個に記載するように同様の特徴を有する。
【００２９】
例えば、双対タブ５８、６０は、対応する後縁部４４、５４で、又はその近傍で終端する単一面に対応するコア出口及びファン出口４６、５６内に対応する列で配列される。図５及び６に示すコアノズルの実施形態では、コア双対タブ５８は互いにほぼ同一で、周方向に離隔した対で配置され、各々の対はそれらの間の周方向に共通の中心スロット６２を有する。各対の２つのタブ５８は内側表皮４０で互いに周方向に隣接し、共通の中心スロット６２が共通の接合部から径方向内側に延設される。
【００３０】
同様に、図３及び４に示すファンノズルの実施形態のファン双対タブ６０も互いに同一であり、周方向に離隔した対として配置され、各々の対も共通の中心スロット６２を有する。各対の２つのタブ６０は、内側表皮５０に沿って互いに周方向に隣接しており、共通の中心スロット６２が共通の接合部から径方向内側に延設される。
【００３１】
図４及び６に示すように、各対のタブ５８、６０は周方向の全体的なタブ幅Ａを有し、図２に示すように、対応するタブ対は、周方向の間隔Ｂを隔てて互いに周方向に離隔しており、この間隔Ｂは、性能損失を最小限にするために対応するタブ幅Ａよりもかなり広い。タブ対は、対応する角間隔Ｃを隔てて互いに周方向に離隔しており、この間隔Ｃは対応する中心スロット６２で規定される通り、中心から中心まで好適に測定されたもので良い。
【００３２】
双対タブ５８、６０は、対応する後縁部４４、５４に向かって径方向及び周方向の後方に傾斜する径方向と周方向の複合した傾斜を有する。図３及び５に示すように、対応するタブ５８、６０は、鋭角の径方向傾斜、又は侵入角Ｄをなしてそれぞれの後縁部出口４６、５６に向かって径方向内側に傾斜して下流側の斜面を形成する。２つのタブ５８、６０は対応する後縁部４４、５４から前方に鋭角の斜行角Ｅをなして周方向にも傾斜する。
【００３３】
径方向の侵入角Ｄは、圧力損失又は性能損失を最小限に抑えつつノイズ減衰を最大にするために適切なテストによって選択される。更に、図３及び５に示す双対タブ５８、６０の別の実施形態では、侵入角Ｄは９０°未満で良く、約３０°まで小さくしても良いが、テストされた一実施形態では５０°の侵入角が好ましく、又は最適である。
【００３４】
例えば、特にジェットノイズの高周波成分を最小限にするため、スロット６２の幅を最小限にすることが望ましいことがある。更に、侵入角Ｄを対応して減らすことによってスロット６２の幅を減らすことができる。
【００３５】
圧力損失又は性能損失を最小限に抑えつつノイズ減衰を最大にするように斜行角Ｅを選択することもでき、図３及び５に示した両方の実施形態では、Ｅの例示的な値は４５°である。
【００３６】
図３〜６に示した双対タブ５８、６０は更に、２つのダクト３８、４８の対応する内側表皮４０、５０に沿って配置された同じ底面６４を共有しており、好ましくは底面と同延である。双対タブ５８、６０はその対応する底面６４からそれぞれの頂点６６に向かって径方向内側及び軸方向後方に傾斜する。
【００３７】
図３及び５に示すように、タブの底面６４は対応する後縁部４４、５４から始まり、対応する斜行角Ｅをなしてそこから周方向前方に傾斜しても良い。従って、底面は軸方向後方に延び、個々のタブ５８、６０の最大軸長Ｆを画定する。
【００３８】
これに対応して、個々のタブ５８、６０は、侵入角Ｄをなして径方向内側に傾斜して個々のタブの最大径方向高さ及び侵入深さＧを画定する。
【００３９】
従って、性能損失を最小限に抑えつつノイズ減衰を最大にするため、エンジン開発の段階で周方向幅Ａ、侵入角Ｄ、斜行角Ｅ、軸方向長さＦ、及び対応する侵入深さＧを選択する。ノイズ減衰は図３〜６の対応するタブ対に概略的に示す渦流の発生によって行われ、これは流れの間のせん断層に沿った異なる速度の空気流の混合を促進するものである。
【００４０】
双対タブ５８、６０は、性能損失を最小限に抑えつつ効果的なノイズ減衰を行うという目標を満たす様々な利点を得るために、様々な実施形態のものがある。
【００４１】
例えば、各双対タブ５８、６０は、一実施形態では好ましくは三角形であり、対応するコアノズル及びファンノズル２４、２８内での動作中に航空力学的な圧力負荷に耐える十分な強度を有する比較的薄く、厚さが一定の金属板から形成される。
【００４２】
従って、各々の三角形タブ５８、６０は傾斜三角翼に作用し、動作中にそれを越えて流れる高速度流体の流れに対応する渦流を発生する。更に、隣接する双対タブ５８、６０の間の共通のスロット６２も三角形であり、対応するタブ底面６４の共通の接合部から外側に延びている。従って、排気流は個々のタブ５８、６０自体によって妨げられ、一方ではタブの三角形の周辺を共通のスロット６２を通って自由に流れる。
【００４３】
図３〜６に示す好ましい実施形態では、双対タブ５８、６０はサイズと形状が各列で同一であり、各対のタブの間の共通の中心スロット６２に対して対称であり、そこからの対称の渦流を促進する。
【００４４】
これらの２つの異なる実施形態においてその他の点は同一である双対タブ５８、６０は、相応に異なる性能を得るために配向又は斜行は異なる。
【００４５】
例えば、図５及び６に示すコアノズルの実施形態のコア双対タブ５８は、それらの共通の中心スロット６２に向かって軸方向下流方向で互いに収束し、後縁部４４で終端する。コア双対タブ５８はそれらが交差する底面６４で互いに垂直又は直角であり、従って９０°の挟角を有する。従って、対応する斜行角Ｅは２つの底面６４の共通の中心接合部からの後縁部４４から後方に４５°である。
【００４６】
このコア形状では、コアの双対タブ５８は個々の三角形の三角翼を画定し、後方に面した、又は後方を向き、後方収束翼を有する山形又は二重三角形の輪郭で集合的に配列される。
【００４７】
これに対して、図３及び４に示すファンノズルの実施形態のファン双対タブ６０は、各タブ内で共通の中心スロット６２から軸方向後方に後縁部５４の方向に散開する。この実施形態でも、双対タブ６０は交差する底面６４で９０°の挟角をなして互いに垂直又は直角である。これに対応して、斜行角Ｅはこの場合も後縁部５４から軸方向後方に４５°である。
【００４８】
このファン形状でも、ファン双対タブ６０はここに三角形の三角翼を画定するが、前方を向き、又は前方を指す、後方散開翼を有する山形又は二重三角形の輪郭で集合的に配列される。
【００４９】
図３では、２つのタブ６０の間の９０°の挟角は、軸方向後方を向いて前方向きの底面三角形を形成し、タブ６０の前縁部は図４に示す前方に位置する中心スロット６２と界接する。
【００５０】
図６では、２つのタブ５８の９０°の挟角は軸方向前方を向いて軸方向後方に突起する底面三角形を画定し、中心スロット６２はタブ５８の後縁部で界接される。
【００５１】
従って、コア双対タブ５８は集合的に後方を指す山形を形成し、２つの翼状タブ５８は後方の頂点に向かってきのこの様に横向きに拡がっている。これに対して、ファン双対タブ６０は集合的に前方を指す山形翼を形成し、２つの翼状タブ６０は前方の頂点に向かって矢じり又は三角翼のように先細になっている。
【００５２】
双対タブのきのこ形及び三角形の形状は、対応する空気の流れを混合することによるノイズ減衰を促進する共通の特徴と能力を共有しているが、これらの２つの形状の性能は異なってもいる。
【００５３】
例えば、これらの異なる形状によって発生する一対の渦流は互いに反対方向に回転する。これらの異なる渦は三角タブ６０でファン排気３４をファンノズル２８から径方向内側に偏倚させ、きのこ形タブ５８でコア排気３６をコアノズル２４から径方向内側に偏倚させ、この偏倚は対応するタブ対同士で周方向逆向きになる。
【００５４】
図３〜６に示す２つの実施形態では、双対タブ５８、６０は共通の軸長Ｆを有し、その集合幅Ａは長さＦの２倍である。この形状構成には付加的な利点がある。
【００５５】
例えば、図５及び６のタブ対５８と、図３及び４のタブ対６０とを最初は共通の金属板のスリット片から形成し、これを曲げて成形する。図５及び６では、軸長Ｆの２つの端部スリット６８を間にある周方向のスペースＡで後縁部から切断して長方形の周辺を形成しても良い。次いで２つのタブ５８を対応する底面６４から外側に曲げて、所望の侵入角Ｄを達成しても良い。
【００５６】
同様に、軸長Ｆの単一の中間スリット６８を最初は平坦な金属板の後縁部から形成し、次いで界接する長方形の周辺内の対応する底面６４から２つのタブ６０を所望の侵入角Ｄになるまで外側に曲げても良い。
【００５７】
個々のタブ５８、６０を所望の複合傾斜へと展開するこの簡単な製造方法によって、その作動の更なる開発も可能になる。その後の開発では、双対タブ５８、６０を内側表皮４０、５０内に同延になるように平坦に完全に引き込み、一方、タブ５８、６０を離陸動作中にのみ展開することが有利である。
【００５８】
対応するヒンジを形成するように底面６４を変更しても良く、その場合、タブ５８、６０は引き込み位置と展開位置との間で適切に作動する。タブを対応する排気ノズルの内側表皮内に平らに引き込むことで、特に航空機の航行動作中のエンジン効率と性能とを最大にするためにタブが展開されるので、性能損失がなくなる。
【００５９】
しかし、航空機の航行動作中の双対タブを展開状態に保つことも有利に成り得る。例えば、ファン排気は航行中に、双対タブにより減衰可能な広帯域の衝撃ノイズを発生する超音波速度になることがある。
【００６０】
それにも関らず、双対タブ５８、６０の形状構成が比較的小型であるため、展開時も所望のノイズ減衰を達成しつつ性能損失は最小限である。径方向の侵入深さＧによって規定される個々のタブの縦横比は、タブ底面６４の全長にわたって比較的小さく、例えば約０．６である。
【００６１】
これに対応して、双対タブ５８、６０には対応する排気口４６、５６内に対応する径方向内側のコア流が侵入する。このコア流の侵入は、排気口の径方向の高さにわたって侵入深さＧの比率によって規定される。更に、この侵入はタブ５８、６０のサイズ及びその侵入角Ｄによって制御される。テストされた例示的実施形態では、侵入比は出口の円環の高さの約２５％に至ることがある。
【００６２】
小型の双対タブ５８、６０の特別な利点は、さもなければ従来のように航空力学的に効果がある収束するコアノズル２４又はファンノズル２８などのような排気ノズルにこれらを当初から、又は後付けで導入することである。これらのノズルは、単一面の円形後縁部４４、５４で界接されるほぼ環状の、又は丸い出口４６、５６を有する。
【００６３】
更に双対タブは、ノズル出口で、又はノズル出口近くで収束／散開する可変領域排気ノズルなどの従来の排気ノズルの他のタイプで使用することもできる。
【００６４】
双対タブ５８、６０の全体を対応するノズル２４、２８内に適切に取り付け、対応する後縁部４４、５４で終端させるか、必要に応じてそのやや上流側又は下流側で終端させても良い。更に、必要に応じてどの種類のタブ５８、６０をどのノズル２４、２８で使用しても良い。
【００６５】
図２に示した両方の実施形態では、双対タブ５８、６０は、好ましくはそれぞれのノズル出口４６、５６の周囲の対応する対で、中心から中心の間隔角Ｃで等角に離隔される。前述のように、隣接する双対タブの対の間の周方向の間隔Ｂは各対のタブの集合的な周方向幅Ａよりもかなり広く、約２倍から３倍の広さでも良い。
【００６６】
更に、双対タブの様々な実施形態のテストでは、対応するノズル出口の周囲にタブを８対から１６対の偶数の対で、又は複数の対で適切に配置すれば、ノイズ減衰が強化されることが示されており、８対、１２対、１４対、及び１６対（８対〜１６対）がテストされた。
【００６７】
前述のように、双対タブは可能な様々な形状構成のもので良く、更に、航空力学的な性能損失を最小限に抑えつつノイズ減衰を最大にするために、必要に応じて奇数並びに偶数のタブ、不均等な又は均等な周方向間隔、及び不均等な又は均等なサイズ、形状、及び排気ノズルの周囲の位置を含んでも良い。
【００６８】
図７は、対応するノズル２４、２８で径方向内側に延びる図１〜６に示す双対タブ５８、６０とは反対方向に、径方向外側に延びるという共通の特徴を共有する双対タブ７０、７２、７４の３つの追加の実施形態を示す。
【００６９】
図２では、双対タブ５８、６０は、対応する排気口４６、５６内で内側表皮５２から径方向内側に延びている。
【００７０】
図７では、双対ファンタブ７０はファン出口の外側のファンナセル２６の外側表皮から径方向内側に延びている。コア双対タブ７２はコア出口の外部のコアカウル２２の外側表皮から径方向外側に延びている。
【００７１】
更に、コア双対タブ７４の追加の集合体は、コアノズル２４の出口の内側に同心に配置された中心体７６の外側表皮から径方向外側に延びている。中心体７６は、コアカウル２２がファン出口を径方向内側に界接して、排気流が排出される対応する円環を形成すると同様に、コア出口を径方向内側に界接する。
【００７２】
従って、ノイズ減衰のために同心の空気流の混合を促進する一対の渦流を発生するために、双対タブは、内側又は外側の境界からそれぞれの排気口の径方向内側に又は外側に延びていても良い。
【００７３】
双対タブの単一の列又は集合体をいずれかの１つ又は複数の排気口で使用しても良く、径方向内側と外側に両方に延びる、圧力損失がノイズ減衰の利点を超えない各排気口に２組の双対タブを取り付けることも可能である。
【００７４】
図７は更に、特定のエンジンのサイズ及び動作サイクルに基づいて、異なる出口で代替として使用し得る異なる種類の双対タブも示す。図１は、ファンノズル２８の三角タブ６０を示すが、図７ではその代わりにファンノズル２８のきのこ形タブ７０が使用され、ファンナセル２６から外側に延びている。
【００７５】
図１は、コアノズル２４のきのこ形タブ５８を示すが、図７はその代わりに三角タブ７２を示し、コアカウル２２から外側に延びている。
【００７６】
更に、図７ではコアノズル２４に第２組の三角タブ７４も使用され、中心体７６から外側に延びている。
【００７７】
これらの様々な形状構成は提示するためにのみ便宜上図示したものであり、様々な双対タブの実際の使用は実際のエンジン設計及び航空力学的なサイクルに左右される。
【００７８】
変更できる双対タブの別の特徴は、対応する後縁部４４、５４に対するタブの軸方向位置である。
【００７９】
図１に示す双対タブ５８、６０は、ノズルのそれぞれの後縁部４４、５４で終端するが、双対タブは代替として、図７に示すようにこれらの後縁部の軸方向前方又は後方で終端しても良い。
【００８０】
例えば、双対タブ７０は後縁部５４の軸方向前方で終端し、そこからの軸方向間隔は混合性能を保つためにタブの軸長の約２倍（２Ｆ）までに及ぶ。
【００８１】
これに対して、双対タブ７２、７４は混合性能を保つためにタブの軸長（Ｆ）分まで後縁部４４から軸方向後方で終端しても良い。この実施形態では、外側のコアタブ７２は部分的に外側表皮４２から後方で片持ちされるのに対して、内側のコアタブ７４は中心体７６の頂部で完全に支持される。
【００８２】
図３及び５に関して前述したように、径方向の侵入角Ｄと周方向の傾行角Ｅは性能を最大限にするために変更可能であり、図７に示す斜行角Ｅは約６０度の大きな値を有し、それに対応してタブの周方向幅は狭まり、流れ妨害を軽減する。
【００８３】
この形状構成では、双対タブ７０、７２、７４はこれまでの実施形態の直角とは異なり、その底面６４で互いに鋭角をなす。各対の２つのタブは、上流側の表面積を最小限にし、しかも渦流の対を効果的に発生するために、図７に示す対称の実施形態ではより浅い、又は鋭角のこれも６０°の挟角を有する。
【００８４】
図１では、双対タブ５８、６０は各対のタブ内の共通ポイント又は接合部で互いに交差し、その接合部から中心スロット６２が始まる。
【００８５】
図７では、双対タブ７０、７２の傾斜底面６４は、各対の双対タブ内で互いの方向に収束するが交差はしない。タブは、互いに最も近傍にあり、タブ７０にとっては後縁部であり、タブ７２にとっては前縁部である共通のスロットで周方向に離隔されたままである。
【００８６】
各対のタブの基部又は底面６４でのタブ間のこのような最小の周方向間隔は、タブ対から発生される一対の逆回転渦流の航空力学的な連携を保つため、各タブの周方向幅に約２倍までで良い。
【００８７】
図１に示す双対タブ５８、６０は軸対称であり、底面６４から頂点６６へと収束し、この頂点は径が小さいブルノーズ形で比較的先鋭である。
【００８８】
これに対して、図７に示す双対タブ７０の頂点６６は径方向に侵入して頭部が切り取られ、この頂点は対応する切頭三角形又は台形の形状の平坦な弦を形成する。更に、タブ７２、７４の頂点６６は径がより大きいブルノーズ形でも良い。
【００８９】
様々な双対タブは各々２つの横縁部を有し、一方は排気が最初に流れる前縁部を形成し、他方は排気流が間にある共通の中心スロットの周囲で連携する渦流へと流れる後縁部を形成する。
【００９０】
代替実施形態では、対応するノズルの周囲の排気流の航空力学的な変形と最良に連携するための必要性に応じて、前縁部と後縁部の長さを変更できる非対称の形状を含めるように双対タブの三角形の輪郭を更に変更しても良く、その場合、加圧されたファン空気３４と膨張する燃焼ガス流３６の航空力学的な性能が異なってくる。
【００９１】
従って、排気口４６、５６に比較的簡単で小型の双対タブを導入することによって、比較的少ない性能損失で大幅なノイズ減衰が得られる。双対タブは、例として前述した様々な特徴の様々な置き換えで示される様々な形状構成を有することができる。更に、この小型のタブ形状構成によって、タブを更に開発する際、タブの能動的な展開と引き込みが促進される。
【００９２】
本明細書には好ましいと考えられる本発明の例示的実施形態を記載してきたが、本明細書の教示から当業者にとって本発明のその他の変更も可能であることは明白であろう。従って、本発明の真の趣旨と範囲に含まれるこのような変更の全てが添付の特許請求の範囲で保護されることが望まれる。
【００９３】
従って、米国特許状により保護されることを望むのは、下記の特許請求の範囲に定義され、識別された本発明である。
【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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