(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン排出ノズル（１８、２０、５２、５４）であって、
前記排気ノズルの波形後端縁（３０）を形成するシェブロン（２８）の列で後端が終端する環状のシェル（２４、２６）を備え、
前記波形後端縁（３０）は、互いに隣接する前記シェブロン間の根元ノッチ部（３８）から軸方向後方に前記シェブロンの対応する頂部（３６）まで延び、
前記シェブロン（２８）の各々は、前記根元ノッチ部（３８）を含む波形後端縁（３０）に向けて半径方向厚さ（Ｔ）及び円周方向幅（Ｗ）が減少し、該根元ノッチ部（３８）から軸方向前方に延びる対応する溝（４２）を有し、
前記シェブロン（２８）の各々が、前記スロット（３２）から軸方向前方に延びる対応する前記溝（４２）間で軸方向前方及び円周方向に延びる中心尾根部（４０）を含み、
前記溝（４２）が、前記尾根部（４０）に沿って軸方向後方に前記スロット（３２）まで一定の深さを有する
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン排出ノズル（１８、２０、５２、５４）。
【請求項２】
前記シェル（２４、２６）は、
円周方向波形後端縁（３０）に沿ったそれぞれの発散形スロット（３２）によって円周方向に間隔を置いて配置された前記シェブロン（２８）の列に向かって後方に収束する同軸の外側シェル（２４）又は内側シェル（２６）である、
請求項１に記載のガスタービンエンジン排出ノズル（１８、２０、５２、５４）。
【請求項３】
前記シェブロン（２８）の列が、前記シェル（２４、２６）の円周方向周りで円周方向及び半径方向の両方向に波形であり、
各シェブロン（２８）が、前記発散形スロット（３２）の周りで前記尾根部（４０）から円周方向及び軸方向の両方向に前記波形後端縁（３０）までその半径方向厚さが収束する、
請求項２記載のノズル。
【請求項４】
前記内側シェル（２６）が、前記シェブロンにおける出口（４６）で終端する排出ダクト（４４）を形成した滑らかな円形内面を含み、
前記外側シェル（２４）が、該外側シェル（２４）の外面に沿って軸方向後方に延びる前記尾根部（４０）を含み、
前記溝（４２）が、前記尾根部（４０）間で軸方向後方に前記スロット（３２）まで延びる、
請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記外側シェル（２４）が、滑らかな円形外面を含み、
前記内側シェル（２６）が、該内側シェル（２６）の内面に沿って軸方向後方に延びる前記尾根部（４０）を含み、
前記溝（４２）が、前記尾根部（４０）間で軸方向後方に前記スロット（３２）まで延びて、前記シェブロン（２８）における出口（５０）で終端する排出ダクト（４８）を形成する
請求項３記載のノズル。
【請求項６】
前記シェブロン（２８）の各々が、前記シェル（２４、２６）の一方において該シェブロン（２８）の前記尾根部（４０）と前記後端縁（３０）との間で平坦であり、
前記他方のシェル（２６、２４）が、円周方向にアーチ形であって、前記一方のシェルと共に半径方向突出三角形状部を形成する、
請求項３記載のノズル。
【請求項７】
前記内側シェル（２６）から半径方向内側に間隔を置いて配置されて、該内側シェル（２６）と共に前記シェブロン（２８）における出口（４６、５０）で終端する環状排出ダクト（４４、４８）を形成した内側カウル（２０、２２）をさらに含み、
前記環状排出ダクト（４４、４８）が、後方にその流れ面積が収束して前記シェブロン（２８）における最小流れ面積のスロート部を形成し、かつ前記スロート部から後方にその流れ面積が発散する、
請求項３記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン内における排出ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧されかつ燃焼器内で燃料と混合されて、高温の燃焼ガスを発生させる。高圧タービン（ＨＰＴ）内で燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機を駆動するようにし、また低圧タービン（ＬＰＴ）においてさらにエネルギーを抽出してターボファン航空機エンジン構成におけるファンを駆動する。
【０００３】
ターボファンエンジンでは、ファンによって加圧された空気の殆どの部分が、飛行中の航空機を駆動する推進スラストを得るために使用される。ファン空気の一部分は、圧縮機内でさらに加圧されて燃焼ガスを発生させるようにし、この燃焼ガスもまた、エンジンから吐出されて付加的スラストをもたらす。
【０００４】
エンジンは、２つの別個の排出ノズルすなわちファン空気用のもの及びコア排出ガス用のものを含むことができ、その両方は、その排出流を共に周囲外部空気ストリーム中に吐出して飛行中の航空機を推進する。
【０００５】
高速度エンジン排出流は、周囲空気流と混合し、飛行場からの航空機の離陸及び上昇時に大きな騒音を発生する。政府規制は、騒音レベルを制限するものであり、特により高性能な航空機エンジンにおける重要な設計目標である。
【０００６】
最新の航空機エンジンの歴史において様々な騒音減衰機構が開発されてきたが、一般的にエンジンに対して重量及び費用を付加し、全体的エンジン性能及び運転効率に悪影響を及ぼす可能性がある。
【０００７】
最新の騒音減衰排出ノズルが、本出願と同一出願人の米国特許第６、３６０、５２８号に開示されている。この特許におけるシェブロンノズルは、波形三角形状後端縁を有し、内部及び外部流れストリームを分離する。シェブロンノズルは、比較的薄肉の単プライシート状金属シェルであり、このシェルは、比較的遅い速度の外部流をより早い速度の内部コア流と混合してその速度を大幅に減少させかつそれに対応して騒音を低減するのを可能にする。
【０００８】
シェブロンノズルは、特に最大の運転効率を必要とする亜音速民間航空機エンジンにおいて騒音を低減するために開発されているが、そのような騒音低減は依然として、簡単かつ軽量なシェブロンノズルによりエンジン効率を大きく損なうことはない。
【０００９】
しかしながら、現在、民間航空機の超音速巡航運転を達成するために超音速商用ジェット（ＳＳＢＪ）エンジンが開発されている。航空機の超音速運転は、大幅に一層強力な航空機エンジンを必要とし、騒音減衰の困難さを増大させている。
【００１０】
ＳＳＢＪエンジンは、亜音速及び超音速の両方で運転しなければならないので、エンジンは、大きな速度範囲にわたって効率を最大にするような可変サイクルで運転させなければならない。一般的には可変式である発散―収束形（ＣＤ）排出ノズルは、アフタバーナ又は燃焼オーグメンタを備えた状態及び備えない状態での超音速エンジン用として通常使用される。
【００１１】
亜音速民間航空機は一般的に、最大約４のノズル圧力比までで作動する収束形排出ノズルを備えたターボファンエンジンを有する。超音速ターボファンエンジンは一般的に、４を越えたより高いノズル圧力比を有する状態で設計され、ＣＤノズルを利用して性能を最適化するようにする。
【００１２】
ＣＤノズルは本来的に、より簡単な収束形亜音速ノズルよりも複雑であり、また排出流の高速度のためにより大きな騒音減衰の必要性を有する。
【特許文献１】米国特許第６，３６０，５２８  Ｂ１号公報
【特許文献２】米国特許第３，０８４，５０７号公報
【特許文献３】米国特許第３，０９２，２０５号公報
【特許文献４】米国特許第３，１５３，３１９号公報
【特許文献５】米国特許第３，５６８，７９２号公報
【特許文献６】米国特許第４，４０１，２６９号公報
【特許文献７】米国特許第４，５０１，３９３号公報
【特許文献８】米国特許第４，５４３，７８４号公報
【特許文献９】米国特許第４，５９２，２０１号公報
【特許文献１０】米国特許第４，７５４，９２４号公報
【特許文献１１】米国特許第４，８３０，３１５号公報
【特許文献１２】米国特許第５，４０２，９６３号公報
【特許文献１３】米国特許第５，９０８，１５９号公報
【特許文献１４】米国特許第６，３１４，７２１  Ｂ１号公報
【特許文献１５】米国特許第６，５３２，７２９  Ｂ２号公報
【特許文献１６】米国特許第６，７８６，０３８  Ｂ２号公報
【特許文献１７】米国特許第６，６１２，１０６  Ｂ２号公報
【特許文献１８】米国特許出願公開第２００５／００８１５０９  Ａ１号公報
【特許文献１９】米国特許出願公開第２００５／０１７２６１１  Ａ１号公報
【特許文献２０】英国特許第２１４６７０２  Ａ号公報
【特許文献２１】英国特許第２２８９９２１  Ａ号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
従って、超音速航空機エンジンの様々に構成した排出ノズルにおいて騒音を減衰するための改良型の排出ノズルを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
ガスタービンエンジン排出ノズルは、シェブロンの列で終端する溝付きシェルを含む。本ノズルは、シェルの円周方向周りで半径方向に波形であり、かつ円周方向波形後端縁を有する。
【００１５】
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をその更なる目的及び利点と共に、添付図面と関連して行った以下の詳細な記述においてより具体的に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
図１に概略的に示すのは、飛行中の航空機（図示せず）を超音速飛行速度に駆動するように構成された例示的なターボファンガスタービン航空機エンジン１０である。このエンジンは、長手方向つまり軸方向中心軸線１２周りで軸対称である。
【００１７】
エンジン１０は、空気１４を加圧するための多段軸流圧縮機を含み、加圧された空気が燃焼器内で燃料と混合されかつ点火されて高温の燃焼ガス１６を発生させるあらゆる従来型の構成を有することができる。ＨＰＴは、燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機を駆動し、またＬＰＴは、燃焼ガスからエネルギーを抽出して上流ファンを駆動する。
【００１８】
エンジンは、それを通して加圧空気及びコアガスを別個に送るための内部流路及びバイパスダクトを形成した様々な内部及び外部ケーシングを有する。エンジンはまた、共通のファンブレードの列からの空気を２つの別個の環状流路内で加圧するファンオンブレード（ＦＬＡＤＥ）構成を含むことができる。加圧空気及びコアガスは一般的に、エンジンの特定の設計を逆転させた状態又はエンジンの特定の設計に依存しない状態のいずれかでの同心ストリームとしてエンジンの後方端部から吐出される。
【００１９】
前述のように、エンジン１０からの排出流１４，１６は、航空機推進時に大気中に吐出されると、騒音を発生させる。従って、エンジンは、その後方端部に、共通中心軸線１２周りで中心本体つまりプラグ２２を同軸に囲む外側及び内側環状音響排出ノズル１８、２０を含む。
【００２０】
図１に示す例示的な逆流れ構成では、コア燃焼ガス１６は、外側ノズル１８を通して吐出されるのに対して、加圧ファン空気１４は、内側ノズル２０を通して吐出される。非逆流れ構成では、ファン空気は、外側ノズル１８を通して吐出され、またコアガス１６は、内側ノズル２０を通して吐出されることになる。また、自由ストリーム空気流１４は、エンジンが飛行運転時に航空機を推進する時にはノズルの外側を流れる。
【００２１】
図１に最初に示したこの２つのノズル１８、２０は、特に内部及び外部流れストリーム間での混合を向上させて最大流れ速度を低下させ、それによって運転時における騒音を減衰又は低減するように構成されている。図２〜図４における第１の例示的な実施形態では、外側排出ノズル１８を示している。
【００２２】
排出ノズル１８は、その前方及び後方端部間で、図１に示す共通中心軸線１２周りで同軸に延びる同心外側及び内側シェル又は環状壁２４、２６を含む。ノズルの前方端部は、従来型の方式でエンジンの後方フレームに対して好適に取付けられる。
【００２３】
２つのシェル２４、２６は、薄肉のシート状金属で形成することができ、互いに半径方向に間隔を置いて配置され、かつ必要に応じて空気力学的流れ制御用の内部リブつまりガセットによって支持される。それらの軸方向後方部分上で、２つのシェルは、互いに半径方向に三角形状シェブロン２８の列に収束し、三角形状シェブロン２８の列は、ノズルの円周方向波形後端縁３０を形成する。
【００２４】
図１は、ノズル円周部の周りで均一な反復形態になった同一のシェブロン２８の外側列を示しており、シェブロン２８の後端縁３０は、該シェブロンの軸方向長さＬに沿ってその軸方向位置が変化して該シェブロンの円周方向波形構成を形成している。
【００２５】
図１及び図４に示すように、シェブロン２８は、その均一な列の形態の収束形シェブロンと相補関係になったそれぞれの軸方向発散形スロット３２によって円周方向に間隔を置いて配置される。
【００２６】
図４に示すように、各シェブロン２８は、後方方向に三角形状であり、かつ各シェブロンの両側部つまり端縁における波形後端縁３０に沿ってその前方つまり上流基部３４とその後方つまり下流頂部３６との間で側方つまり円周方向幅Ｗが軸方向に収束する。
【００２７】
これに対応して、スロット３２の各々もまた、２つの隣接するシェブロン２８間で三角形状であり、かつシェブロン基部３４と同じ軸方向平面内の根元ノッチ部３８からその幅が軸方向後方に発散する。スロットは、後方方向に発散し、かつシェブロン頂部３６の共通後方平面で終端する。
【００２８】
２つのシェル２４、２６は、シェブロン頂部３６から上流方向にノズルの全体半径方向厚さＴを実質的に増大させるので、シェブロンは、該シェブロンの共通後端縁に沿って円周方向に波形であることに加えて、シェルの円周方向周りでさらに半径方向波形となる。従って、各シェブロン２８は、図４に示すように各シェブロンを側方に境界付ける薄い後端縁３０までその半径方向厚さＴが軸方向及び円周方向の両方向に減少する。
【００２９】
具体的には、各シェブロンは、該シェブロンの２つの側端縁３０間で対称につまり等距離に頂部３６から上流方向つまり前方に延びる中心クラウン部つまり尾根部４０を含む。中心尾根部４０は、２つのシェルに沿ってシェブロン基部３４を通過して前方にその前方部分まで続く。
【００３０】
シェブロン２８に対応する中心尾根部４０は、その最前方ノッチ部３８におけるスロット３２から軸方向前方に延びる円周方向に隣接する対応する谷部つまり溝４２と交互する。尾根部４０は、対応するシェブロン頂部３６から軸方向前方に延び、また協働する溝４２は、尾根部と平行に対応するスロットノッチ部３８から軸方向前方に延びてシェルの周りで円周方向に半径方向波形構成を形成する。
【００３１】
図２は、排出ノズル１８の二重壁構成を示し、また後方後端縁から前方にその厚さが増大すること及び次に必要に応じてその前方部分上での厚さが減少することを示している。シェブロン２８を二重壁ノズルに導入した場合には、スロットノッチ部３８における該シェブロン２８の基部端部は、背景技術の項で開示した従来型の単プライ亜音速シェブロンノズルの均一厚さよりも厚い大きな半径方向厚さを有する。
【００３２】
均一な厚さの二重シェルの形態の発散形スロット３２を導入することにより、半径方向厚肉根元ノッチ部が形成されることになり、このノッチ部は、それによる関連する抗力損失を有する空気力学的なブラフ体として作用することになる。
【００３３】
これと対照的に、図１〜図４における第１の実施形態で示す二重壁ノズルの円周部の周りに波形尾根部４０及び溝４２を導入することによって、２つのシェル２４、２６は互いに、対応する発散形スロット３２の周りでの波形シェブロン後端縁３０まで軸方向及び円周方向の両方向にその半径方向厚さが収束するようにすることができる。
【００３４】
このようにして、各シェブロン２８は、後方頂部３６から根元ノッチ部３８までの両側端縁に沿って最小厚さの薄い後端縁を有し、次に各シェブロンは、２つのシェルは後方方向にその半径方向間隔が増大するので、中心尾根部４０に向かっての円周方向への並びに該尾根部間の溝４２に沿っての軸方向後方への両方向において空気力学的に滑らかに連続する。
【００３５】
従って、二重壁シェブロンノズルは、各シェブロン及び介在発散形スロットの周辺部に沿ってノズルの流れ面を空気力学的に滑らかに連続させる高い尾根部４０及び介在陥凹溝４２によって導入された半径方向波形構成に加えて、周辺部の周りに最初からの円周方向波形後端縁３０を含む。
【００３６】
従って、空気力学的効率における大きな向上が、後方向きブラフ体の導入及びそれによる関連する空気力学的損失の持込みがない状態で外部及び内部流れストリームの両方を滑らかに連続させる複式又は二重波形シェブロンノズルによってもたらされる。
【００３７】
図１は、通常の航空機エンジン用途における排出ノズル１８、２０の２つの実施形態を示している。シェブロンノズルは、従来型の円錐形排出ノズルに置き換わり、必要に応じて他のノズルはシェブロンない状態で従来型の円錐形ノズルを保持した状態で、外側ノズル又は内側ノズルのいずれかにおいて個別に使用することができる。
【００３８】
図１〜図４に示す第１の実施形態では、内側シェル２６は、その断面が各軸方向断面における中心軸線から一定の半径Ｒを有する円形であり、また外側シェル２４は、半径方向に波形でありかつその半径方向位置が軸方向尾根部４０及び介在軸方向溝４２を含むように変化する。
【００３９】
具体的には、内側シェル２６は、必要に応じて円筒形又は円錐形であり、かつシェブロン２８における環状出口４６で終端する内部排出ダクト４４を形成した滑らかな円形内面を含む。
【００４０】
それに対応して、外側シェル２４は、該外側シェル２４の外面に沿って軸方向後方に延びる外部尾根部４０を含む。また、外部溝４２は、シェブロン間のそれぞれの発散形スロット３２まで外部尾根部４０間で軸方向後方に延びる。
【００４１】
図２では、内側シェル２６は、その後方部分全体にわたって円筒形構成を有し、外側シェル２４がその上で後方に収束する。従って、外部溝４２は、ノズルの前方端部で始まり、次にその半径方向深さが尾根部４０に沿ってスロット３２まで軸方向後方に増大するのが好ましい。
【００４２】
このようにして、溝４２は、該溝４２の前方端部において、外側シェルの前方端部における該外側シェルの均一な円錐形表面に向けてテーパしかつ滑らかに連続し、また該溝４２の後方端部において発散形スロット３２に向けて滑らかに連続しかつテーパする。
【００４３】
図５〜図７は、同じ参照符号が同様の部分を表しているが、異なった状態で設置されている第２の実施形態における内側ノズル２０を示している。具体的には、この実施形態における外側シェル２４は、滑らかな円錐形でありかつ円形断面を有しており、一方、内側シェル２６は、シェブロン２８の列の円周方向波形後端縁３０と協働するように半径方向に波形である。
【００４４】
この実施形態における外側シェル２４は、その上で外部流れが滑らかに移動することができる滑らかな円形外面を有する。この実施形態における内側シェル２６は、該内側シェル２６の内面に沿って軸方向後方に延びる内部尾根部４０を含むようにその半径方向位置が円周方向に変化する。協働する内部溝４２が、内部尾根部４０間で対応する発散形スロット３２まで軸方向後方に延びてシェブロン２８における別の出口５０で終端する別の排出ダクト４８を形成する。
【００４５】
図１〜図７に示す２つの排出ノズル１８、２０は、組合せて使用されて、内側排出ダクト４８及び内側排出出口５０を囲む外側排出ダクト４４及び外側ノズル出口４６を形成する。
【００４６】
図２では、外側ダクト４４は、逆転コアガス１６を搬送し、周囲空気流１４は、外側ダクトの外側に送られる。
【００４７】
図６では、内側ダクト４８は、逆転ファン空気を搬送し、コアガス流１６は、内側ノズル２０の外側に吐出される。
【００４８】
別の実施形態では、外部波形ノズル１８は、単独で使用することができ、内部波形ノズル２０もまた、単独で使用することができ、それによって空気力学的性能を高めることができるようになる。
【００４９】
図６の実施形態では、内部溝４２は、排出ノズルの後方部分の大部分にわたる対応する尾根部４０に沿って軸方向後方に後方スロット３２までほぼ一定の半径方向深さを有する。
【００５０】
外側及び内側シェル２４、２６は、前方端部における大きな厚さから後方端部における最小の厚さまで互いに半径方向に収束するので、尾根部４０及び溝４２は、対照的になった図２及び図６に示す２つの実施形態を含む様々な実施形態において外側シェル又は内側シェルのいずれか内に導入することができる。
【００５１】
二重壁排出ノズルにおける尾根部及び溝のさらに別の実施形態つまり置換もまた、実施可能である。
【００５２】
図８及び図９は、符号５２で表わした排出ノズルのさらに別の実施形態を示しており、このノズルは、図５〜図７に示す内部波形ノズル２０にほぼ同様である。同じ参照符号は、同様の特徴形状部を表している。
【００５３】
２つのノズル５２及び２０は、図８における内部溝４２が、対応する尾根部４０に沿って対応する発散形スロット３２まで軸方向後方にその半径方向深さが増大することを除けば、その構成が互いにほぼ同様である。このことにより、例えばガスタービンエンジンの特定の要件に従った排出ダクト４４の様々な流れ面積制御が可能になる。
【００５４】
図８に示す内側シェル２６は、該内側シェル２６に沿って対応する内部尾根部４０が軸方向に延びた状態のほぼ円筒形輪郭を有する。内部溝４２は、ノズルの比較的厚肉前方端部で始まり、かつそれら溝が発散形スロットと交わる後方でその深さ及び半径が増大する。
【００５５】
図１０及び図１１は、符号５４で表わした排出ノズルのさらに別の実施形態を示しており、このノズルは、図１〜図４に示す外部波形ノズル１８の変形形態である。同じ参照符号は、同様の特徴形状部を表している。
【００５６】
ノズル５４のこの実施形態では、外部溝４２は、尾根部４０に沿って軸方向後方にノズルの軸方向長さの大部分にわたって発散形スロット３２までほぼ一定の半径方向深さを有する。尾根部及び溝は、ノズルの収束形部分の十分上流で始まり、かつノズルの収束形後方部分にわたってシェブロン２８まで均一な高さ及び深さで連続させることができる。
【００５７】
この構成は、ノズル５４の外側の外部流れ場が排出ダクト４４から吐出された内部流れストリームと滑らかに連続しかつ混合するので、その外部流れ場の空気力学的性能を制御するように使用することができる利点がある。
【００５８】
上に提示したのは、溝付きシェブロン排出ノズルの２つの基本的な構成であり、これらのノズルでは、内側シェル又は外側シェルのいずれかは、軸方向尾根部及び溝と協働するように半径方向波形にすると同時に、他方のシェルは、滑らかな円周方向円形周辺部を有する状態の円筒形又は円錐形をその輪郭が維持するようにすることができる。
【００５９】
また、これら２つの基本的な実施形態における対応する溝は、それらの軸方向範囲の大部分に沿って一定の半径方向深さを備えた２つのさらに別の構成を有することができ、或いは必要に応じてその半径方向深さが滑らかに変化するか又はテーパするようにして、局所的厚肉シェブロン間での対応する発散形スロットとの滑らかな空気力学的移動及び連続が得られるようにすることができる。
【００６０】
図４、図７、図９及び図１１において上記に開示したこれら４つの基本的な実施形態では、シェブロン２８の各々は、基部と頂部との間で該シェブロン２８の中間尾根部４０及び収束形側端縁３０間でほぼ平坦である。シェブロンは、その基部と頂部との間でその厚さが減少するので、該シェブロンの外面及び内面は、軸方向に直線状とすることができる。
【００６１】
これは、背景技術の項で開示した元のシェブロンノズルにおいて見られる複合湾曲形つまりボウル構成とは対照的である。前述の特許では、シェブロンノズルは基本的に、単プライであり、均一の厚さを有するシェブロンは、円周方向及び軸方向の両方向においてアーチ形になっていた。
【００６２】
シェブロンの二重壁構造では、該シェブロンの軸方向直線状外面及び内面は、大幅な騒音抑制及び空気力学的効率の両方をもたらす。必要に応じて、シェブロンは、それから付加的な利点を得ることができる場合には、既存の特許の方法で軸方向アーチ形内面又は外面、或いはその両方を備えた状態で構成することができる。
【００６３】
図４及び図１１に示す２つの実施形態では、シェブロン尾根部４０は、外側シェル２４内に形成され、また内側シェル２６は、円周方向にアーチ形つまり内向きに凹面形でありかつその断面が外側シェルと共に半径方向外向き突出三角形状部を形成する。従って、各シェブロンは、軸方向及び半径方向の両方向でその外部輪郭が三角形状である。
【００６４】
図７及び図９に示す２つの実施形態では、シェブロン尾根部４０は、内側シェル２６内に形成され、また外側シェル２４は、円周方向にアーチ形つまり外向きに凸面形でありかつその断面が内側シェルと共に半径方向内向き突出三角形状部を形成する。さらにここでも、各シェブロンは、軸方向及び半径方向の両方向でその輪郭が三角形状である。
【００６５】
上記に開示したシェブロンノズルの様々な形態は、それらが望ましくない空気力学的性能の低下がない状態で騒音減衰をもたらすことができるようなガスタービン航空機エンジンの様々な構成で使用することができる。シェブロンは、最新のジェットエンジンに見られる一般的な円錐形ノズルのようなその他の従来型の排出ノズル内に導入することができる。
【００６６】
図２では、一般的基準ノズル５６の円錐形輪郭を点線で示している。この基準ノズルは、特定の流れ面積を備えた円形出口を有する。
【００６７】
ノズルの出口端部の周りにシェブロンを導入することによって、有効な出口面積は、ノズルの円周部の周りで軸方向位置が変化する該ノズルの円周方向波形後端縁によって変更される。
【００６８】
従って、シェブロンノズルは、その幾何学的形状が基準ノズルの必要な吐出流れ面積と一致するように好適に設計され、その幾何学的形状では一般的に、根元ノッチ部３８は、基準ノズル５６の後方端部から上流にその軸方向位置が配置される。
【００６９】
様々なノズルの流れ面積要件は、それを通して排出流が吐出される特定の排出ダクトの空気力学的要件によって決まる。これらの流れ面積要件は、高温コアガス又は低温ファン空気のような排出流の熱力学及び空気力学的性能に応じて決まる。
【００７０】
それにもかかわらず、所定の用途におけるノズルの必要な流れ面積構成は、その二重壁構成を有するシェブロンノズルの様々な形態内に容易に導入することができる。
【００７１】
図１に最初に示すように、各ノズル１８、２０は一般的に、内側中心本体つまりカウルと協働してその排出ダクトを形成しかつ該ダクトの面積分布を制御する。図２に示すように、外側ノズル１８は、内側ノズル２０の前方部分と協働して該内側ノズル２０との間に環状排出ダクト４４を形成する。
【００７２】
図６に示すように、内側ノズル２０は、内部プラグ２２の前方部分と協働して該内部プラグ２２との間に排出ダクト４８の流れ面積分布を形成する。
【００７３】
図２、図６、図８及び図１０に示すように、様々な形態のシェブロンノズルは、様々な形態の内側カウル２０、２２のと協働して、それぞれ対応するノズル出口４６、５０で終端する対応する排出ダクト４４、４８を形成することができる。
【００７４】
民間航空機エンジン用の一般的亜音速排出ノズルは、該ノズルの後方端部における最小流れ面積のスロート部まで収束するが、図１に示す超音速ターボファンエンジン１０は、エンジンの超音速運転用として特別に構成された収束―発散形（ＣＤ）排出ノズルを備えた状態で高い性能が生じることになる。
【００７５】
図２、図６、図８及び図１０は、様々なエンジン設計で使用して排出ダクト流れ面積を制御しかつ様々な構成としてＣＤノズルを形成することができるシェブロンノズル及び協働する内側カウルの様々な構成を示している。
【００７６】
幾つかの実施形態では、内側シェル２６によって形成された排出ダクトは、後方にその流れ面積が収束して、シェブロン２８の基部における最小流れ面積の符号Ａ８で表わしたスロート部を形成する。内側シェル２６の内面は、後方方向にその直径が増大して収束形流れ面積を形成した内側カウルの外面と協働する。
【００７７】
最小流れ面積のスロート部Ａ８から、排出ダクト４４は次に、シェブロンに沿って後方にその流れ面積が発散するつまり増大して通常符号Ａ９で表わされる大きな出口流れ面積を形成するようになる。
【００７８】
様々な実施形態で上記に開示した二重壁排出ノズルを導入することにより、該ノズルに沿って送られる様々な流れストリームと様々に協働するように、内側シェル及び内部排出ダクトの両方並びに外側シェルを空気力学的に調整することが可能になる。
【００７９】
ノズル内側シェルは、内部排出ダクトの所望の収束―発散形面積輪郭を形成して、特にエンジンの超音速運転時においてエンジンの空気力学的性能を最大にするようにその構成を特別に調整することができる。
【００８０】
ノズル外側シェルは、外側流れストリームについて最大ノズル効率を得るように様々に調整することができる。
【００８１】
また、溝付きシェブロンノズルは、それらがシェブロン間の発散形スロット内で混合さて空気力学的効率を最大にすると同時に排出騒音の所望の音響減衰を付加的にもたらすように、内部及び外部流れストリームを空気力学的に混合するのを可能にする。
【００８２】
従って、上記に開示したシェブロンノズルの二重壁構成は、今や亜音速エンジンに加えて超音速エンジンを含む航空機ターボファンガスタービンエンジンの様々な形態において良好な空気力学的性能を維持しながら騒音減衰を強化するように好適に変更することができる付加的設計機構を導入する。
【００８３】
本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明のその他の変更が本明細書の教示から当業者には明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更は本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。
【００８４】
従って、本特許によって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００８５】
【図１】超音速ターボファン航空機エンジン用の例示的な排出ノズルの斜視図。
【図２】１つの実施形態による、図１に示す外側排出ノズルの一部分の軸方向断面図。
【図３】線３−３に沿って取った、図２に示す排出ノズルの一部分の半径方向断面図。
【図４】線４−４に沿って取った、図２に示す排出ノズルの一部分の半径方向断面図。
【図５】図１に示す内側排出ノズルの分離した状態での斜視図。
【図６】線６−６に沿って取った、図１に示す内側ノズルの軸方向断面図。
【図７】線７−７に沿って取った、図６に示す排出ノズルの一部分の半径方向断面図。
【図８】別の実施形態による排出ノズルの図６と同様の軸方向断面図。
【図９】線９−９に沿って取った、図８に示す排出ノズルの一部分の半径方向断面図。
【図１０】別の実施形態による排出ノズルの図２と同様の軸方向断面図。
【図１１】線１１−１１に沿って取った、図１０に示す排出ノズルの半径方向断面図。
【符号の説明】
【００８６】
１０  ターボファンガスタービン航空機エンジン
１２  軸方向中心軸線
１４  加圧空気
１６  高温燃焼ガス
１８、２０、５２、５４  排出ノズル
２２  内側カウル
２４  外側シェル
２６  内側シェル
２８  三角形状シェブロン
３０  円周方向波形後端縁
３２  軸方向発散形スロット
３４  シェブロン基部
３６  シェブロン頂部
３８  根元ノッチ部
４０  尾根部
４２  溝
４４、４８  排出ダクト
４６、５０  ノズル出口
５６  基準ノズル
【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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