(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェットエンジン内の燃焼器より上流側の流路と、前記ジェットエンジンの主ノズルの噴出側周縁に設けられた複数のマイクロジェットノズルとを接続する供給路の途中にチャンバを設け、
前記流路の圧縮空気の一部を前記供給路を介して一旦前記チャンバ内に供給し、このチャンバから前記複数のマイクロジェットノズルを介し、前記圧縮空気を前記主ノズルから噴出されるジェット流に向けて噴射させるチャンバ付騒音低減装置において、
前記主ノズルの外周面であって、かつ前記マイクロジェットノズルの近傍に、前記チャンバを設け、
前記チャンバは、
前記主ノズルの内周部の一部を構成する内周壁部と、
前記主ノズルの外周部の一部を構成し、かつ前記内周壁部を覆うように形成された外周壁部とを有し、
これら内周壁部と外周壁部との間に形成された空間に、前記圧縮空気を取り込むように構成されているチャンバ付騒音低減装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、航空機のジェットエンジンに用いられる騒音低減装置に関するものである。
本願は、２００９年１０月２８日に、日本に出願された特願２００９−２４７７８０号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のジェットエンジンは、空気を取り入れるファンと、このファンが取り入れた空気の一部を取り込んで圧縮する圧縮機と、この圧縮機により生成された圧縮空気と燃料とを混合させて燃焼させる燃焼器と、この燃焼器の燃焼ガスによりファン、および圧縮機を駆動するタービンとが順次配列されている。
圧縮機、燃焼器、およびタービンは、筒状隔壁である主ノズル内に設置され、ファンは、主ノズルの上流側に設置されている。ファンが取り入れた空気の大部分は、主ノズルの外周を覆うケーシング（エンジンナセル）との間に設けられたバイパス流路を通る。このバイパス流路を通った空気（バイパス流）は、タービンのコア流（ジェット流）の外周を囲むように排出されて、ジェット流と合流する。【０００３】
このジェット流とバイパス流とが合流する領域が騒音発生源となって騒音が発生する。
この騒音を低減させるために、さまざまな技術が開示されている。
例えば、主ノズルの噴出側周縁にマイクロジェットノズルを設け、このマイクロジェットノズルからジェット流とバイパス流との合流部に向けてマイクロジェット噴射させる技術が開示されている（例えば、非特許文献１参照）。【０００４】
マイクロジェットノズルは、主ノズルの周囲に敷設された配管を介してジェットエンジン内のファン部又は圧縮機と連通している。そして、ファン又は圧縮機により生成された圧縮空気の一部が配管を介してマイクロジェットノズルに導かれ、このマイクロジェットノズルから圧縮空気がマイクロジェット噴射される。これによれば、マイクロジェットによって、ジェット流とバイパス流とが好適に混合され、騒音を低減することができる。【０００５】
特許文献１には、突起部（シェブロン）を有するジェットエンジンノズルの排気騒音を削減するシステム及び方法が開示されている。特許文献１に開示の方法は、ジェットエンジンによって気体の第１流を発生させ、後部方向に延びる複数の突起部を含む後縁周長を有するノズルを通して第１流を送達させ、加圧された流体の第２流を突起部に近接する第１流に噴射するステップを含む。【０００６】
特許文献２には、振動ジェットを使用してジェットエンジン排気騒音を低減するための装置が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特表２０１０−５１８３２３号公報
【特許文献２】特開２００５−１９５０１９号公報
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】Ｂｒｅｎｔｏｎ  Ｇｒｅｓｋａ  他４名，Ｔｈｅ  Ｅｆｆｅｃｔｓ  ｏｆ  Ｍｉｃｒｏｊｅｔ  Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ  Ｏｎ  ａｎ  Ｆ４０４  Ｊｅｔ  Ｅｎｇｉｎｅ，ＡＩＡＡ２００５−３０４７，１１ｔｈ  ＡＩＡＡ／ＣＥＡＳ  Ａｅｒｏａｃｏｕｓｔｉｃｓ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ  （２６ｔｈＡＩＡＡ  Ａｅｒｏａｃｏｕｓｔｉｃｓ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ），２３−２５  Ｍａｙ  ２００５
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
しかしながら、上述の従来技術にあっては、ファン部又は圧縮機から配管を用いて圧縮空気をマイクロジェットノズルに導くので、配管内の圧力損失により、効率よくマイクロジェット噴射を行うことが困難となる。例えば、上述の特許文献１にあっては、シェブロンノズルによって速度差が生ずるので圧力損失を生じ、効率よくマイクロジェット噴射を行うことが困難となる。【００１０】
また、圧縮空気を導く配管がジェットエンジンの熱によって膨張し、損傷したり噴射位置がずれたりする可能性がある。
さらに、配管の周囲にキャビティ流れが生じ流体騒音が発生、もしくは配管の振動に伴う付加騒音が発生する。
そして、配管を敷設する作業が煩わしく、組み立て工数が増大する。
これに加えて、配管を敷設した際のばらつきによってマイクロジェット本来の騒音低減効果が得られない可能性もある。【００１１】
特許文献２にあっては、振動流をエンジン排気ガスに向けて流出するために導いてくるチャネルが細径の管で構成されている。このため、細径のチャネル内での圧力損失が大きくなり、効果的にエンジン排気騒音を低減できるだけの振動流を供給することは実際上困難である。また、振動流を導くチャネルには、流れ制御弁や流れ安定装置など、付加的な装置を取り付ける必要がある。このため、装置を構成する部品点数が多くなり、装置の構造が複雑化し、組立作業性が低下する。【００１２】
そこで、この発明は、上述した事情に鑑みてなされたものであって、効率よくマイクロジェット噴射させることができると共に、配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止したりできる騒音低減装置を提供する。
また、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、組み立て作業性を向上させることが可能な騒音低減装置を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、ジェットエンジン内の燃焼器より上流側の流路と、前記ジェットエンジンの主ノズルの噴出側周縁に設けられた複数のマイクロジェットノズルとを接続する供給路の途中にチャンバを設け、前記流路の圧縮空気の一部を前記供給路を介して一旦前記チャンバ内に供給し、このチャンバから前記複数のマイクロジェットノズルを介し、前記圧縮空気を前記主ノズルから噴出されるジェット流に向けて噴射させることを特徴とする。
【００１４】
このように構成することで、燃焼器より上流側の流路からマイクロジェットノズルに至る間の空間スペースを大きく確保することができる。このため、従来のように配管による圧力損失を低減することができ、チャンバに一様に圧力が加えられることで周方向に一様なマイクロジェットを噴射し，効率よく騒音を低減することが可能になる。
また、配管に代わってチャンバを設けるので、配管を削減できる分、ジェットエンジンの熱による配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止したりできる。
さらに、チャンバの構造は簡素なものであるので、配管の敷設作業と比較して容易に組み付けることができる。このため、組み立て作業性を向上させることができる。【００１５】
また、本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、前記主ノズルの外周面であって、かつ前記マイクロジェットノズルの近傍に、前記チャンバを設けたことを特徴とする。
【００１６】
このように構成することで、主ノズルの外周面における配管の露出を減少させることができる。このため、配管が減少する分、キャビティ流れを抑制でき、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、ナセル抵抗を低減することができ、ジェットエンジンの空力性能を高めることが可能になる。
また、チャンバからマイクロジェットノズル先端に至る間の距離を短く設定することができるので、この分、より確実に圧縮空気の圧力損失を低減できる。このため、さらに効率よくマイクロジェット噴射させることが可能になる。【００１７】
また、本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、前記チャンバは、前記主ノズルの内周部の一部を構成する内周壁部と、前記主ノズルの外周部の一部を構成し、かつ前記内周壁部を覆うように形成された外周壁部とを有し、これら内周壁部と外周壁部との間に形成された空間に、前記圧縮空気を取り込むように構成されていることを特徴とする。
【００１８】
このように構成することで、主ノズルの外表面を滑らかに形成することができ、キャビティ流れをより確実に防止できると共に、ナセル抵抗をさらに確実に低減することが可能になる。このため、より確実に付加騒音の発生を抑制できる。
また、チャンバの構造をさらに簡素化でき、主ノズルの大型化を防止することができる。これに加え、さらに組み立て作業性を向上させることができる。
【発明の効果】
【００１９】
本発明によれば、燃焼器より上流側の流路からマイクロジェットノズルに至る間の空間スペースを大きく確保することができる。このため、従来のように配管による圧力損失を低減することができ、チャンバに一様に圧力が加えられることで周方向に一様なマイクロジェットを噴射し，効率よく騒音を低減することが可能になる。
また、配管に代わってチャンバを設けるので、配管を削減できる分、ジェットエンジンの熱による配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止できる。
さらに、チャンバの構造は簡素なものであるので、配管の敷設作業と比較して容易に組み付けることができる。このため、組み立て作業性を向上させることができる。【００２０】
また、主ノズルの外周面における配管の露出を減少させることができる。このため、配管が減少する分、キャビティ流れを抑制でき、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、ナセル抵抗を低減することができ、ジェットエンジンの空力性能を高めることが可能になる。
さらに、チャンバからマイクロジェットノズル先端に至る間の距離を短く設定することができるので、この分、より確実に圧縮空気の圧力損失を低減できる。このため、さらに効率よくマイクロジェット噴射させることが可能になる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明の実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を示す、模式断面図である。
【図２】本発明の実施形態における騒音低減装置の斜視図である。
【図３】図２のＡ−Ａ線に沿う断面図である。
【図４】図３のＢ部拡大図である。
【図５】本発明の実施形態におけるジェット流、および空気の流れを示す説明図である。
【図６】本発明の騒音低減装置が備えるチャンバによる圧力損失低減の効果を検証した結果を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
（ジェットエンジン）
次に、この発明の実施形態を図１〜図５に基づいて説明する。
図１は、本発明に係る騒音低減装置１が適用されたジェットエンジン１００の概略構成を示す、模式断面図である。
図１に示すように、ジェットエンジン１００は、筒状のケーシング２と、ケーシング２の噴出側周縁（後縁）２ａから一部が突出して内挿される筒状隔壁３と、ケーシング２内に上流側から下流側へ中心軸線Ｃ１に沿って順次配列された、ファン１１ａ、圧縮機４、燃焼器１２、およびタービン１３とを備える。また、ジェットエンジン１００の、筒状隔壁３の噴出側（図１における右側）には、騒音低減装置１が設けられている。
筒状隔壁３内は、高速のジェット流Ｘが流れる流路５とされる。筒状隔壁３とケーシング２との間は、低速のバイパス流Ｙが流れる流路６とされる。
【００２３】
ジェットエンジン１００のケーシング２、および筒状隔壁３は、ジェットエンジン１００の外形を形作るエンジンナセルとしての機能を有している。ケーシング２は、筒状隔壁３の外周を一部覆っている。
ケーシング２の上流側の開口は、空気Ａを取り入れる空気取入口２Ａとして機能する一方、ケーシング２の下流側の開口は、バイパス流Ｙを排出するバイパス流排出口２Ｂとして機能している。
【００２４】
バイパス流Ｙは、空気取入口２Ａから取り入れられた空気Ａのうち、圧縮機４に取り込まれなかった空気Ａであって、筒状隔壁３とケーシング２との間に流れる低速の流体である。ジェット流Ｘは、タービン１３から排気されて筒状隔壁３内を流れる流体であって、バイパス流Ｙよりも高速の流体である。ケーシング２の外側には、この外周面に沿って外気流Ｚが流れる。すなわち、外気流Ｚは、バイパス流Ｙの外側を流れる低速の流体である。
【００２５】
筒状隔壁３は、ケーシング２に対して中心軸線Ｃ１方向に沿ってやや下流側にずれて配されており、ジェット流Ｘが流れる流路５とバイパス流Ｙが流れる流路６とを仕切っている。
ケーシング２内の上流側端部近傍であって筒状隔壁３の上流には、ファン１１ａが設置されている。ファン１１ａは、外部から空気Ａを取り入れる。
ファン１１ａよりも下流側であって筒状隔壁３内には、圧縮機４が設置されている。圧縮機４は、ファン１１ａが取り入れた空気Ａの一部を取り込んで圧縮する。
【００２６】
圧縮機４よりも下流側であって筒状隔壁３内には、燃焼器１２が設置されている。燃焼器１２は、圧縮機４が圧縮した空気Ａに燃料を混合して燃焼させ、燃焼ガスを排出する。
燃焼器１２よりも下流側であって筒状隔壁３内には、タービン１３が配置されている。
タービン１３は、燃焼器１２が排出する燃焼ガスによって、ファン１１ａ、および圧縮機４を駆動する。
【００２７】
このように構成されたジェットエンジン１００のケーシング２、および筒状隔壁３は、ジェット流Ｘ、およびバイパス流Ｙの下流側に延びるパイロン８を介して図示しない航空機の翼に吊設されている。
パイロン８は、ケーシング２、および筒状隔壁の中心軸線Ｃ１と直交する方向に延在する部材であって、ケーシング２よりも下流側に延びる突出部８Ａを有している。
筒状隔壁３はジェット流Ｘを排出する主ノズルとして機能しており、この筒状隔壁３の外周部に騒音低減装置１が設けられている。
【００２８】
（騒音低減装置）
図２は、騒音低減装置１の斜視図、図３は、図２のＡ−Ａ線に沿う断面図、図４は、図３のＢ部拡大図である。
図１〜図４に示すように、騒音低減装置１は、筒状隔壁３の外周部に設けられたチャンバ１７と、このチャンバ１７の下流側（図１、図２における右側）であって、かつ筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａに沿って複数設けられているマイクロジェットノズル６３とを有している。なお、複数のマイクロジェットノズル６３は何れも同一形状であるので、図２において、マイクロジェットノズル６３を１つのみ図示し、他のマイクロジェットノズル６３の図示を省略する。
【００２９】
チャンバ１７は、ステンレス（例えば、ＳＵＳ３２１）やインコネル等で形成され、筒状隔壁３の内周部の一部を構成する円筒状の内周壁部１８を有している。
すなわち、内周壁部１８は、噴出側（下流側）に向かうにしたがって縮径された側面視略円錐台状に形成されており、下流側端部の内径が筒状隔壁３の内周面の上流側端部の外径と等しくなっている。
内周壁部１８の上流側周縁には、外フランジ部１８ａが一体成形されている。この外フランジ部１８ａは、内周壁部１８を筒状隔壁３に固定するための部材で、複数のボルト孔（不図示）が周方向に等間隔に形成されている。一方、筒状隔壁３のボルト孔に対応する位置には、雌ネジ部が刻設されており、ここに内周壁部１８側から不図示のボルトを螺入することによって、内周壁部１８を筒状隔壁３に締結固定できる。
【００３０】
外フランジ部１８ａには、不図示のボルト孔を避ける位置に空気取入口１９が周方向に等間隔で複数形成されている。
この空気取入口１９は、筒状隔壁３に設けられている供給路２０を介して燃焼器１２よりも上流側の流路５に接続されている。供給路２０は、この一端が不図示の継手を介して外フランジ部１８ａの空気取入口１９に接続されている。これにより、ファン部１１又は圧縮機４が圧縮した空気Ａの一部がチャンバ１７に取り込まれる。また、供給路２０の途中には、バルブ２１が設けられている。
なお、供給路２０としては、例えば、テフロン（登録商標）チューブ等が用いられる。
テフロン（登録商標）チューブを用いることにより、エンジンの熱伸びによる管の破損を防げるほか、管摩擦損失を低減し、効率よく噴射することが可能になる。
【００３１】
内周壁部１８の下流側周縁には、外フランジ部６２が一体成形されている。外フランジ部６２には、周方向に等間隔で複数の貫通孔６５が形成されており、これら貫通孔６５にそれぞれマイクロジェットノズル６３が挿入される。
【００３２】
内周壁部１８の外周側には、２つの外フランジ部１８ａ，６２に跨って内周壁部１８を覆うように形成された円筒状の外周壁部２２が設けられている。外周壁部２２は、内周壁部１８の延在方向に沿うように側面視略円錐台状に形成されたものであって、筒状隔壁３の外周部の一部を構成している。すなわち、外周壁部２２の外周面の上流側端部の外径は、筒状隔壁３の外周面の下流側端部の外径と等しくなっている（図１参照）。
外周壁部２２の上流側周縁部は、内周壁部１８の外フランジ部１８ａに溶接等により固定されていると共に、外周壁部２２の下流側周縁部は、内周壁部１８の外フランジ部６２に溶接等により固定されている。このように固定された外周壁部２２と内周壁部１８とで取り囲まれる空間Ｋに、ファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮した空気Ａの一部が取り込まれる。
【００３３】
内周壁部１８の外フランジ部６２に取り付けられているマイクロジェットノズル６３は、配管により形成される。マイクロジェットノズル６３は、筒状隔壁３の外周面に沿うように、かつ軸方向に沿うように延在する第一配管部６３ａと、第一配管部６３ａの先端から筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａの沿うように、かつ中心軸線Ｃ１に向かって斜めに延出する第二配管部６３ｂとで構成されている。
【００３４】
第一配管部６３ａとチャンバ１７の外フランジ部６２との接続部は、溶接等によってシール性が確保される。
また、第二配管部６３ｂの傾斜角度θは中心軸線Ｃ１に対し、３０〜４５度に設定されており、チャンバ１７に取り込まれた空気Ａをジェット流排出口１６Ａから排出されるジェット流Ｘに確実に噴射させることができる。ここで、筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａは、第二配管部６３ｂを所望の角度に配置可能に、下流に向かうに従って薄肉となるように形成されている。
【００３５】
ここで、図４に詳示するように、筒状隔壁３は、下流に向かうに従って徐々に縮径している。そして、マイクロジェットノズル６３は、この先端部、つまり、第二配管部６３ｂの先端部が筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａに沿うように設けられている。したがって、筒状隔壁３のスロートＳＰにマイクロジェットノズル６３の噴射口が配置された状態になる。
【００３６】
（作用）
次に、ジェットエンジン１００、および騒音低減装置１の作用について説明する。
図１に示すように、航空機の離陸時には、まず、ファン１１ａを回転させて空気取入口２Ａから空気Ａを取り入れる。この空気Ａの一部は、圧縮機４により圧縮され、燃焼器１２にて燃料と混合されて燃焼される。
タービン１３では、燃焼器１２から排出された燃焼ガスによってファン１１ａ、および圧縮機４の駆動力が発生する。以降は、タービン１３によって発生した駆動力によって、ファン１１ａが回転して空気Ａが取り込まれていく。
【００３７】
このような動作によって、筒状隔壁３内の流路５にジェット流が流れ、ジェット流排出口１６Ａから排出される。また、筒状隔壁３とケーシング２との間の流路６にバイパス流Ｙが流れ、バイパス流排出口２Ｂから排出される。その結果、推進力が得られて航空機が離陸する。
このとき、バルブ２１を開いてファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮された空気Ａの一部をチャンバ１７内に取り込む。そして、チャンバ１７内の空気Ａが所定の圧力まで高まると、この空気Ａがマイクロジェットノズル６３を介してジェット流Ｘに向かって噴射される。
【００３８】
図５は、マイクロジェット噴射を行っている際のジェット流Ｘ、および空気Ａの流れを示す説明図である。
図５において、ジェット流Ｘは、筒状隔壁３のスロートＳＰよりも上流側が圧力の高い領域となる。一方、スロートＳＰよりも下流側が上流側と比較して圧力の低い領域となる。したがって、マイクロジェット噴射は、圧力の低い領域に向けて噴射される事になるので、チャンバ１７内の圧力を必要以上に高めることなく、十分な流量を確保できる。そして、スロートＳＰの直後、つまり、スロートＳＰから下流に向かって、軸方向に対して鋭角をなすように噴射が行われる。
【００３９】
ここで、チャンバ内の圧力を必要以上に高めることがないため，配管内のマッハ数は高くならず、供給路２０内での空気Ａの圧力損失を低減できる。更には、圧力損失が生じる経路をマイクロジェットノズル６３のみにほぼ限定することができる。
【００４０】
また、チャンバ１７は、マイクロジェットノズル６３の上流側に隣接して配置されていることから、マイクロジェットノズル６３をこの軸方向の長さができる限り短くなるように形成することができる。このため、圧力損失が生じるマイクロジェットノズル６３の長さをできる限り短く設定することができ、圧力損失を最小限に抑えることが可能になる。  
【００４１】
本実施の形態に係る騒音低減装置１について、マイクロジェットノズル６３の上流側にチャンバ１７を設けたことによる圧力損失低減の効果を検証した結果を図６に示す。図６に示す検証結果は、燃焼器１２よりも上流側の流路５から、チャンバ１７を経てマイクロジェットノズル６３に至る個所を抜き出し、その軸方向位置における全圧損失係数（％）を図示している。図６において、横軸は軸方向位置を表わし、縦軸は全圧損失係数（％）を表わす。
図６に示す検証は、以下の条件を用い、各々の軸方向位置における全圧損失係数を数値解析することで行なった。
流路５の内径：Φ５ｍｍ、３２本
マイクロジェット出口面積：噴射管内径Φ３．１５（ｍｍ）×ｓｑｒｔ（３２本／２０本）＝Φ３．５２ｍｍ
【００４２】
図６に示すように、全圧損失係数は、チャンバ１７とマイクロジェットノズル６３の接続位置、すなわち軸方向位置が０．１（ｍ）である個所において急激に増加している。これは、断面積が大きいチャンバ１７に比して、マイクロジェットノズル６３は断面積が小さいため、全圧損失が増加したためであると考えられる。しかし、マイクロジェットノズル６３は断面積が小さいため、図６に示すように全圧損失が急激に増加したとしても、マイクロジェットノズル６３における全圧損失の増加は１０％から２０％程度に留まる。
ここで、図６に破線で示すようにチャンバ１７が設けられていない場合、図６に示す軸方向位置０．１（ｍ）の位置における全圧損失の増加と同様に、流路５とチャンバ１７の接続位置である軸方向位置―０．１８（ｍ）の位置から全圧損失が急激に増加する。軸方向位置―０．１８（ｍ）の位置から、軸方向位置０．１（ｍ）の位置と同様に全圧損失が増加すると、マイクロジェットノズル６３の出口における全圧損失は５０（％）を超えることが明らかである。
【００４３】
図６に示す結果から明らかなように、チャンバ１７が存在することは、航空機用エンジンにおいて、現実的にマイクロジェット噴射を行なうために無くてはならない機構である。これは、チャンバ１７が存在することにより、全圧損失をチャンバ部体積に応じて抑制することができるためである。
このように、本実施の形態に係る騒音低減装置においては、チャンバ１７が備えられているため、マイクロジェットを噴射するためのエンジンからの抽気圧力の損失を大きく低減させ、コンプレッサからの多大な抽気を必要としない。
【００４４】
さらに、ジェットエンジン１００を駆動させると各部品の温度が上昇するが、従来の配管と比較してチャンバ１７は内周壁部１８と外周壁部２２とにより形成される空間のため、熱伸びしても配管の破損には至らない。よって、安定したマイクロジェット噴射が行われる。
マイクロジェット噴射された空気Ａは、排出されたジェット流Ｘとバイパス流Ｙとが合流する領域に到達して両者を好適に混合させる。これにより、ジェット流Ｘとバイパス流Ｙとの合流によって生じる騒音が低減される。
【００４５】
（効果）
上述の実施形態によれば、マイクロジェットノズル６３と圧縮機４との間にチャンバ１７を設け、ファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮された空気Ａ、つまり、燃焼器１２よりも上流側の流路５の圧縮空気を一旦チャンバ１７内に供給し、このチャンバ１７からマイクロジェットノズル６３を介してマイクロジェット噴射を行っている。このため、従来問題となっていた配管による圧力損失を低減することができる。これにより、効率よくマイクロジェット噴射させることが可能になる。
また、配管に代わってチャンバ１７を設けるので、ファン部１１又は圧縮機４からマイクロジェットノズル６３に至る間に用いられる配管の一部を削減できる。マイクロジェットノズル６３やチャンバ１７は、従来の配管と比較して熱膨張に対する破損リスクを小さく抑えることができるので、配管破損による圧力漏れを防止することができる。これに加え、チャンバ１７を用いることで空気Ａの流路位置がずれる可能性がないので、安定したマイクロジェット噴射を行うことができる。
【００４６】
さらに、チャンバ１７を筒状隔壁３の内周部の一部を構成する円筒状の内周壁部１８と、内周壁部１８を覆うように形成された外周壁部２２とにより構成し、これら内周壁部１８と外周壁部２２とで取り囲まれる空間Ｋに、ファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮した空気Ａの一部を取り込んでいる。このため、チャンバ１７の構造を簡素化できると共に、筒状隔壁３の大型化を防止できる。
これに加え、内周壁部１８の外フランジ部１８ａを筒状隔壁３に不図示のボルトにより締結固定するだけで組み付け作業を完了させることができる。このため、従来のような配管の敷設作業と比較して組み立て作業性を向上させることができる。
【００４７】
また、チャンバ１７の外周壁部２２が筒状隔壁３の周囲を構成することになるので、配管等が外部に露出することなく、キャビティ流れを防止でき、これに伴う付加騒音を防止できる。さらに、ジェットエンジン１００のナセル抵抗を低減することができ、空力性能を高めることが可能になる。
【産業上の利用可能性】
【００４８】
本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、効率よくマイクロジェット噴射させることができると共に、配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止できる。
また、本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、組み立て作業性を向上させることが可能である。
【符号の説明】
【００４９】
１              騒音低減装置
２              ケーシング
３              筒状隔壁（主ノズル）
４              圧縮機
５              流路
１２            燃焼器
１７            チャンバ
１８            内周壁部
１８ａ，６２    外フランジ部
２０            供給路
２２            外周壁部
６３            マイクロジェットノズル
６３ａ          第一配管部
６３ｂ          第二配管部
１００          ジェットエンジン
Ａ              空気
Ｋ              空間
Ｘ              ジェット流
【図１】
0005472313.tif 000002
【図２】
0005472313.tif 000003
【図３】
0005472313.tif 000004
【図４】
0005472313.tif 000005
【図５】
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【図６】
0005472313.tif 000007