(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
主流に対し流れ特性の異なる副流を混合させ該主流と該副流のせん断に起因する空力騒音を低減させる空力騒音低減装置であって、
前記空力騒音低減装置は、長手中心軸に直交する断面形状が主流に面する側が突形状であり且つ該断面形状が長手中心軸に沿って連続的に減少する先鋭ミキサ部材を複数備え、
前記主流と前記副流の合流位置を含む下流の位置において前記突形状が該主流の中心側に向かう形態で該主流に斜めから侵入し、該主流の表層を部分的に分断することを特徴とする空力騒音低減装置。
【請求項２】
前記先鋭ミキサ部材は、前記主流の表層を部分的に分断する面上に、該部材断面の代表寸法の１／１０以下の代表寸法を有する一又は複数の溝、窪みまたは突起を備える請求項１に記載の空力騒音低減装置。
【請求項３】
前記先鋭ミキサ部材は、該部材の長手中心軸と前記主流の中心方向との成す角度が該主流の下流に沿って減少または増加する形状である請求項１又は２に記載の空力騒音低減装置。
【請求項４】
前記先鋭ミキサ部材は、前記主流と前記副流の合流位置において複数配設され、その配設位置ならびに前記主流に対する侵入角度および／または侵入量の何れかは可変である請求項１から３の何れかに記載の空力騒音低減装置。
【請求項５】
前記先鋭ミキサ部材は、内部に閉流路または前記主流の中心とは反対側の面に開流路が設けられ、該流路の上流は空気供給手段または前記副流に連通し、下流は前記主流に連通する請求項１から４の何れかに記載の空力騒音低減装置。
【請求項６】
前記先鋭ミキサ部材は、前記部材の先端以外に前記流路と前記主流を連通する連通孔を備える請求項１から５の何れかに記載の空力騒音低減装置。
【請求項７】
前記流路に前記主流および前記副流とは物性の異なる二次流体を流す請求項５又は６に記載の空力騒音低減装置。
【請求項８】
前記二次流体の圧力または流量を変える圧力または流量調整機構を備える請求項７に記載の空力騒音低減装置。
【請求項９】
前記先鋭ミキサ部材を収納する収納機構を備える請求項１から８の何れかに記載の空力騒音低減装置。 
【請求項１０】
前記先鋭ミキサ部材は、航空エンジンのコアノズル、ファンダクト又はパイロンの何れかに対して適用される請求項１から９の何れかに記載の空力騒音低減装置。
【請求項１１】
前記先鋭ミキサ部材は、航空機の翼前縁、翼後縁もしくは翼面上または胴体の脚収納部もしくは脚柱、或いは車両の車体表面における凹凸面に対して適用される請求項１から９の何れかに記載の空力騒音低減装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機および高速車両用の空力騒音低減装置、特に簡易構造の部材を付加することで、推力損失増大と高周波数騒音発生のデメリットを抑制しつつ、ジェットと周囲空気の混合を適度に制御して混合騒音を低減する空力騒音低減装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
速度差のある流体が合流するところでは、流体せん断によって渦が発生する。初期の渦は小さいが流体の流れとともに下流へ移動しながら渦の規模を大きくしうる。渦は遠方場では音の伝播となって影響するため、流れを伴う機械装置が騒音を発生する。以下に、旅客機用ジェットエンジンの排気騒音を例に説明する。
旅客機用ジェットエンジンでは、コアノズルから排出される高速ジェットは、周囲のファン流れ又は周囲空気との間で大きなせん断を生じる結果、ノズル下流で大規模構造渦を生成して、ジェット騒音源となる。また、航空機下部には降着用の脚を収納するボックスがあるが、このボックスを開けた状態では機体表面に凹凸が生じ、機体表面側とボックス側とでは速度差に基づく渦放出が起こる。渦はボックスの下流端と干渉して音波を発生して上流端の渦放出に帰還するため、遠方場では騒音発生源となる。
こういった空気の運動に起因する騒音に対して、従来、幾つかの対策が取られてきた。例えば、ジェットエンジンについては、通称ローブミキサ（Lobed Mixer）とよばれる装置があげられる（例えば、特許文献１および本願図１６を参照。）。この装置は、流れの混合を促進することで大規模構造渦の生成を妨げて、大きなジェット騒音の発生を妨げる。具体的には、ノズル端部を内側に変形させて、外部空気を内側に導入させて高速流の平均速度を低下させることを狙う。混合騒音の全音響パワーを相似則で表現すると、排気流の平均速度の約８乗に比例することが理論的に知られていることから、ローブミキサによる平均速度低下はジェット騒音の低減に直結する。
しかしながら、ローブミキサのような変形量の大きな混合促進装置は、幾つかの副次的な問題を発生させることが知られている。一つは巡航中のエンジンの推力損失である。平均速度の低下は、運動量保存から導かれるように推力損失に繋がる。離陸上昇時の推力損失のみならず、巡航中のエンジンの推力損失は運航コスト増加を招く。
もうひとつの問題は、高周波数騒音の増大である。ローブミキサがその形状によって強制的に混合を促進することは、別の見方をするとせん断を強め、高周波数音源を形成することを意味する。ノズル直後の高周波数音源はノズル側面方向に寄与する。
図１７及び図１８は、模型試験によるローブミキサの騒音低減効果を例示する。図１７及び図１８は、ノズル直径を22mmとし、噴出する空気のマッハ数（流体の噴出速度を音速で割ったもの）を０.９とした時の排気軸方向から３０°方向と６０°方向におけるローブミキサの騒音低減結果をそれぞれ示す。また、比較用として、ノズル断面形状が円形のノズル（コニカル：Conical）の騒音低減効果も併せて示した。図の横軸は周波数を、縦軸は音圧レベル（SPL：Sound Pressure Level、単位はdB）をそれぞれ表す。
図から明らかな通り、排気軸方向から３０°方向では、ローブミキサによって広帯域の騒音が低減されているが、高周波数帯域での騒音レベルが増大されている。特に、側面方向に近づく排気軸方向から６０°方向では高周波数域での騒音増加が顕著である。
ところで、航空エンジンの推力損失の問題を解消するために、タブと呼ばれるノズル端部での流れの遮蔽量を抑制する技術（例えば特許文献２を参照。）やセレーションと呼ばれる三角状の切り込みを入れる技術（例えば特許文献３を参照。）が提案されている。前者はタブに代表されるように、ノズル端部に流れの遮蔽率（ノズル断面積に対するタブの遮蔽面積の割合）が数％程度の突起を設けている。突起の下流では、突起が無い場合に比べ混合が促進される一方、ローブミキサ程の推力損失を被らない。突起の断面積としては、長方形、三角形などがある。後者は、例えば通称シェブロン（Chevron）と呼ばれる、谷部で切り込みを有しつつ、その山部を主流側にわずかに傾けた端部形状を有しており、山と谷を結ぶ線上で縦渦を励起して、せん断層の発達を制御する。
タブについては、推力性能に影響する遮蔽率の節約のために、二次元的な投影面積が限定される。その結果、混合促進はローブミキサ程見込めない。混合促進効果が不足する一因として、タブによる排除効果がノズル端部に限定される点があげられる。これに対して、シェブロンはその谷部を出発点に少なくとも山部に至るまでの辺に沿って渦励起を起こすことができる。しかし、山部の侵入量に応じて高周波数騒音を発生するデメリットは大きく、推力損失も含めた調整余地が残る。巡航時の推力損失軽減のためにシェブロンの侵入量を調整する機構も検討されているが、駆動装置付加による寸法や重力増加、所要パワー、故障リスクなどの克服課題はある。また、シェブロンの複雑形状ゆえの加工精度の問題もさることながら、切り込みを入れることによるスロート位置、更には推力性能の安定化といった課題もある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００２−３１７６９８号公報
【特許文献２】特開２０００−１４５４７５号公報
【特許文献３】特開２００３−９０３００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、ローブミキサは、高速ジェット流と周囲空気流との混合促進効果の点では優れているが、エンジンの推力損失をもたらすと同時に高周波数騒音を増大させるという問題点を有している。
また、タブについては、ローブミキサ程の推力損失をもたらすことはないが、高速ジェット流と周囲空気流との混合促進効果が不足し、高周波数域を含む高速ジェットの騒音低減効果が比較的小さいという問題点を有している。
そこで、本発明は、かかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、その目的は、ジェット騒音については、簡易構造の部材を付加することで、推力損失増大と高周波数騒音発生のデメリットを抑制しつつ、ジェットと周囲空気の混合を適度に制御して混合騒音を低減する空力騒音低減装置を提供することである。
また、脚騒音を始めとする空力騒音については、簡易構造の部材を付加することで、境界層の剥離制御や異種流体の混合を促進する空力騒音低減装置を提供することにある。
【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に記載の空力騒音低減装置では、主流に対し流れ特性の異なる副流を混合させ該主流と該副流のせん断に起因する空力騒音を低減させる空力騒音低減装置であって、
前記空力騒音低減装置は、長手中心軸に直交する断面形状が主流に面する側が突形状であり且つ該断面形状が長手中心軸に沿って連続的に減少する先鋭ミキサ部材を複数備え、前記主流と前記副流の合流位置を含む下流の位置において前記突形状が該主流の中心側に向かう形態で該主流に斜めから侵入し、該主流の表層を部分的に分断することを特徴とする。
上述した通り、ローブミキサ、タブ等はジェット流と周囲空気流との混合を強制的に促進することによって大規模構造渦の生成を妨げる機構であるが、その一方でエンジンの推力低下、高周波数騒音の増大という副次的が問題を引き起こすことになる。
詳細については後述するが、本願発明者は、ローブミキサを備えたノズルとそれを備えない円形ノズルにおいて各ノズルがジェット流を噴出する時のノズル後方の排気圧力場（全圧）を鋭意詳細に解析した結果、ローブミキサを備えたノズルでは、主流（ジェット流）表層における流れが、主流から完全に分断された幾つかの（ローブ数に対応した）小流れに分割され、そして、主流の流れ場の規模が縮小することにより、主流の排気圧（全圧）が低下し、これによりエンジンの推力損失を引き起こし、更に主流から小流れが分割することが高周波数騒音の発生源となることを見出した。
この解析結果から、本願発明者は、主流と周囲空気流との混合を促進するミキサ部材を、主流表層を部分的に分断する（主流表層に切り込みを形成する）形状とすることにより、主流から小流れが分割しなくなり、これによりエンジンの推力損失を抑制するのと同時に高周波数騒音の発生を抑制することが可能となるのではと考え、本発明を考案するに至った。なお、本願発明者は、後述する通り、ミキサ部材の上記形状がエンジンの推力損失の抑制ならびに高周波数騒音発生の抑制に有効であることを模型を使用した実証試験によって確認した。また、ここで言う副流とは、主流に隣接する流れ特性の異なる流れ場のことを意味し、例えば主流がジェット流、ファン流の場合は、副流とはそれぞれファン流、周囲空気のことを意味する。
【０００６】
請求項２に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、前記主流の表層を部分的に分断する面上に、該部材断面の代表寸法の１／１０以下の代表寸法を有する一又は複数の溝、窪みまたは突起を備えることとした。
上記空力騒音低減装置では、先鋭ミキサ部材の主流に接する面上（主流中心に向かう面上）に上記溝等を設けることにより、主流と周囲空気流とのせん断層において上記溝等を含む突起形状が主流表層を好適に分断し、これにより主流と周囲空気流との混合を促進するように作用する。
【０００７】
請求項３に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、該部材の長手中心軸と前記主流の中心方向との成す角度が該主流の下流に沿って減少または増加する形状であることとした。
上記空力騒音低減装置では、先鋭ミキサ部材の長手中心軸を上記構成とすることにより、主流に侵入した先鋭ミキサ部材が主流に対し抵抗とならずに主流と周囲空気流との混合を促進するように作用する。
【０００８】
請求項４に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、前記主流と前記副流の合流位置において複数配設され、その配設位置ならびに前記主流に対する侵入角度および／または侵入量の何れかは可変であることとした。
上記空力騒音低減装置では、上記ミキサ部材の個数、配設位置、主流に対する侵入角度または侵入量を可変とすることにより、様々な流れ特性の主流に対しても、主流と周囲空気流とのせん断層において部材突起形状が主流表層を好適に分断し、これにより主流と周囲空気流との混合を促進し、これにより、エンジンの場合は、推力損失を好適に低減し、なお且つ高周波数騒音の発生を好適に抑制することができるようになる。また、このことは上記ミキサ部材の主流に対する侵入形態（部材の個数、配設位置、主流に対する侵入角度または侵入量）を制御量（操作量または調整量）として、エンジンの推力損失および騒音の音響特性を能動的に制御可能であることを示唆している。
【０００９】
請求項５に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、内部に閉流路または前記主流の中心とは反対側の面に開流路が設けられ、該流路の上流は空気供給手段または前記副流に連通し、下流は前記主流に連通することとした。
上記空力騒音低減装置では、上記ミキサ部材の内部または主流の中心とは反対側の面に閉流路または開流路をそれぞれ設けることにより、主流と周囲空気流とのせん断層において主流と周囲空気流との混合状態（混合度合い）を変えることができるようになる。
【００１０】
請求項６に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、前記部材の先端以外に前記流路と前記主流を連通する連通孔を備えることとした。
上記空力騒音低減装置では、上記ミキサ部材の先端以外に流路と主流を連通する連通孔を設けることにより、主流と周囲空気流とのせん断層において主流と周囲空気流との混合度合いをより広い範囲にわたり好適に変えることができるようになる。
【００１１】
請求項７に記載の空力騒音低減装置では、前記流路に前記主流および前記副流とは物性の異なる二次流体を流すこととした。
上記空力騒音低減装置では、上記ミキサ部材の内部流路に物性の異なる二次流体（例えば、水、水蒸気等）を流すことにより、主流と周囲空気流とのせん断層に二次流体が混合されることにより、主流と周囲空気流との混合度合いをより広い範囲にわたり好適に変えることができるようになる。
【００１２】
請求項８に記載の空力騒音低減装置では、前記二次流体の圧力または流量を変える圧力または流量調整機構を備えることとした。
上記空力騒音低減装置では、二次流体の圧力または流量を例えば定常的または周期的に変える圧力または流量調整機構（例えば、調圧弁または流量調整弁、上記弁のコントローラ並びに圧力または流量センサから成る圧力または流量調整機構）等を備えることにより、主流と周囲空気流との混合度合いを好適に変えることができるようになる。また、このことは二次流体の流量を制御量（操作量または調整量）として主流と周囲空気流との混合度合いを能動的に制御可能であることを示唆し、ひいては、二次流体の流量を制御量（操作量または調整量）としてエンジンの推力損失の抑制ならびに騒音の音響特性を能動的に制御可能であることを示唆している。
【００１３】
請求項９に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材を収納する収納機構を備えることとした。
上記空力騒音低減装置では、上記ミキサ部材を収納する収納機構を設けることにより、例えば巡航時において上記ミキサ部材が空気抵抗とならなくなる。
【００１４】
請求項１０に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、航空エンジンのコアノズル、ファンダクト又はパイロンの何れかに対して適用されることとした。
上記空力騒音低減装置では、航空エンジンの上記部位に対し、上記ミキサ部材を上記形態で設けることにより、例えば（主流としての）ジェット流と（副流としての）ファン流とのせん断層において部材突起形状がジェット流の表層を好適に分断し、ジェット流とファン流との混合を促進し、エンジンの推力損失を好適に抑制しながらジェット流とファン流とのせん断に起因する高周波数騒音の発生を好適に抑制することが可能となる。
【００１５】
請求項１１に記載の空力騒音低減装置では、前記先鋭ミキサ部材は、航空機の翼前縁、翼後縁もしくは翼面上または胴体の脚収納部もしくは脚柱、或いは車両の車体表面における凹凸面の何れかに対して適用されることとした。
上記空力騒音低減装置では、航空機の翼および胴体または車両の上記各部位に対し、上記先鋭ミキサ部材を上記形態で設けることにより、例えば（主流としての）翼表面流と（副流としての）翼前縁とスラットとの間の隙間流とのせん断層において、翼表面流の表層を好適に分断し、翼表面流と隙間流との混合を促進し、翼表面流と隙間流とのせん断に起因する高周波数騒音の発生を好適に抑制することが可能となる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明の空力騒音低減装置によれば、ローブミキサ等の従来技術に見られるような、ミキサ部材が主流から複数の小さな流れ場を分割し、複数の小さな流れ場とその周囲副流との混合を促進し、これにより主流と副流とのせん断に係る騒音レベルを低減するのではなく、ミキサ部材が主流と周囲副流とのせん断層において  主流表層をＶ形状に分断する（主流表層に切り込みを形成する）ことにより、その分断部位を基に主流と周囲副流との混合を促進し、主流と副流とのせん断に係る騒音レベルを低減することに特徴がある。すなわち、従来技術では、ミキサ部材が主流から複数の小さな流れ場を分割させるため主流の流れ場の規模が縮小し、主流がジェット流の場合、エンジンの推力損失を引き起こすと共に、流れ場の分割に起因して高周波数騒音を増大させることになる。それに対し、本発明では、ミキサ部材が主流表層をＶ形状に分断するだけであり、主流の流れ場の規模はほとんど縮小しなくなり、その結果、エンジンの推力損失は従来技術に比べると格段に小さくなると共に、高周波数騒音についても従来技術に比べると格段に抑制することができる。
また、本発明に係るミキサ部材は、長手中心軸に直交する断面形状が突形状であり且つ断面形状が長手中心軸に沿って連続的に減少する簡素な機構である。従って、航空機および高速車両の様々な主流と副流とのせん断層において、上記ミキサ部材を副流側から主流に対し斜めから所定の形態で侵入させることによって、主流と副流との混合を促進し、主流と副流とのせん断に起因する騒音を好適に抑制することが可能となる。
更に、本発明に係るミキサ部材は、上流において流体供給源に連通し且つ下流において主流に連通する内部流路を備える場合、その流路を流れる流体の流量を変えることにより主流と副流との混合度合いを制御することが可能となる。これにより、本発明の空力騒音低減装置は、主流と副流とのせん断層における音響特性（周波数特性、指向性）を所望の特性に変えることができるようになる。
また、ジェット騒音低減について従来技術に比べ以下の効果を期待することができる。
（１）タブ等のノズル端部で数％の流れを遮蔽する構造に比べて、流体の混合促進効果および騒音低減効果が大きい。
（２）シェブロン等のノズルに切り込みを設ける構造に比べて、エンジンの推力損失が小さく、エンジンの重量増加が小さい。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】本発明の流体混合促進装置を示す説明図である。
【図２】図１のＡ−Ａ断面図およびＢ−Ｂ断面図である。
【図３】本発明に係る流体混合部材の断面形状の変形例を示す説明図である。
【図４】本発明に係る流体混合部材の断面形状の変形例を示す説明図である。
【図５】本発明に係る流体混合部材の断面形状の変形例を示す説明図である。
【図６】本発明の騒音低減効果を確認する実証試験用に試作された実証試験用ノズルを示す説明図である。
【図７】実証試験に用いた試験設備を示す説明図である。
【図８】ジェット流中心から３０°方向における本発明の騒音低減効果（騒音周波数特性）を示す各説明図である。
【図９】ジェット流中心から６０°方向における本発明の騒音低減効果（騒音周波数特性）を示す各説明図である。
【図１０】ジェット流中心から２０°〜９０°方向における本発明の騒音低減効果（騒音の指向特性）を示す説明図である。
【図１１】各ノズルから噴出されるジェット流の排気圧力場の計測結果を示す説明図である。
【図１２】本発明に係るネイルミキサを航空機のファンノズル及びパイロンに適用した実施例を示す説明図である。
【図１３】本発明に係るネイルミキサを航空機用脚に適用した実施例を示す説明図である。
【図１４】本発明に係るネイルミキサを航空機胴体の脚格納部に適用した実施例を示す説明図である。
【図１５】本発明に係るネイルミキサを航空機の翼前縁および翼後縁に適用した実施例を示す説明図である。
【図１６】従来技術のローブミキサを示す説明図である。
【図１７】ジェット流中心から３０°方向における従来技術の騒音低減効果（騒音周波数特性）を示す各説明図である。
【図１８】ジェット流中心から６０°方向における従来技術の騒音低減効果（騒音周波数特性）を示す各説明図である。
【図１９】ジェット流中心から２０°〜９０°方向における従来技術の騒音低減効果（騒音の指向特性）を示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
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。
【実施例１】
【００１９】
図１−２は、本発明の流体混合促進装置１００を示す説明図である。なお、図２(a)は図１のＡ−Ａ断面図であり、図２(b)は図１のＢ−Ｂ断面図である。
この流体混合促進装置１００は、速度、温度、圧力、方向等の流れ場特性が互いに異なる主流（ジェット流）と副流（周囲空気流）との混合を促進することにより、高速高温のジェット流と低速低温の周囲空気流とのせん断に起因する空力騒音を低減する空力騒音低減装置である。その構成は、本発明に係る流体混合部材１０（先鋭ミキサ部材）が、高速高温のジェット流を噴出するコアノズル開口部に沿って所定の侵入形態で複数個設けられている。
【００２０】
流体混合部材１０は、ジェット流と周囲空気流との合流地点から下流へ一定距離ｄ隔てた地点においてジェット流に対し侵入角度δおよび侵入量Ｌで斜めから侵入する。なお、流体混合部材１０は、公知の伸縮機構、回転機構、リンク機構ならびに油圧機構等（図示せず）によって、その配設位置、侵入位置（距離ｄ）、侵入角度δおよび／または侵入量Ｌが、主流と副流の各流れ特性に応じて、好適に変えることができるように構成されている。
【００２１】
流体混合部材１０は、高速高温のジェット流と低速低温の周囲空気流を混合する所謂ミキサ部材であるが、従来技術のローブミキサのようなジェット流の流れをコア主流とコア主流から完全に分断された幾つかの小流れに分割するミキサ部材ではなく、ジェット流の表層のみを部分的に分断する（ジェット流の表層に切り込みを形成する）ミキサ部材である。その詳細については図１１を参照しながら後述する。従って、流体混合部材１０を備えた流体混合促進装置１００は、ローブミキサのようなエンジンの推力損失、並びに高周波数騒音の発生を引き起こさないという大きな利点を有している。
【００２２】
図２に示すように、流体混合部材１０は、ジェット流の表層のみを部分的に分断するために、部材中心軸に直交した断面形状が以下の特徴を有している。
イ）主流に面する側（ジェット流中心に面する側）の断面形状が、突形状を成し、それが挿入されるジェット流の表層部分を二つ以上に分断する形状となっており、
ロ）断面積が、部材の先端、つまりジェット流の下流に向かって漸減（減少）する。
図２の実施例では、ジェット流中心に面する側および面しない側の断面形状がともにＶ形状をなしており、ジェット流中心に面しない側の外周面は、周囲空気流が流れる開流路を成している。なお、この開流路はジェット流の侵入地点で終了していてもよい。また、ジェット流に侵入した部分の断面積が部材中心軸またはジェット流の下流に向かって開き角度φを一定に保持した状態で漸減する。流体混合部材１０は、図２(b)に示すように、最終的には完全にジェット流に侵入する。
【００２３】
また、図３に示すように、流体混合部材１０の断面形状は、部材中心軸またはジェット流の下流に向かって、断面積と共に開き角度φが減少するような形状とすることも可能である。
【００２４】
図４は、本発明に係る流体混合部材の断面形状の変形例を示す説明図である。
図４(a)の流体混合部材の断面形状は、開き角度φを一定に保持した状態で部材中心軸（長手中心軸）に沿ってＶ形状の部材断面の高さｈが線形的（リニア）に減少する。なお、ジェット流に対する侵入角度δは一定値をとる。図２の流体混合部材に相当する。
【００２５】
図４(b)の流体混合部材の断面形状は、開き角度φが部材中心軸に沿って減少するために、Ｖ形状の部材断面の高さｈが部材中心軸に沿って非線形的（ノンリニア）に減少する。なお、ジェット流に対する侵入角度δは一定値をとる。図３の流体混合部材に相当する。
【００２６】
図４(c)の流体混合部材の断面形状は、部材中心軸が直線ではなく、部材中心軸とジェット流中心とのなす角がジェット流の下流に沿って減少する、いわゆる湾曲した曲線である。従って、この場合、部材末端におけるジェット流中心に対する侵入角度δ2は、部材のジェット流との最初の侵入地点におけるジェット流中心に対する侵入角度δ1よりも小さくなる。また、開き角度φは、部材中心軸に沿って一定する形態あるいは部材中心軸に沿って減少する形態をとることが可能である。
【００２７】
図４(ｄ)の流体混合部材の断面形状は、図４(c)とは逆に、部材中心軸とジェット流中心とのなす角がジェット流の下流に沿って増加する、部材中心軸が湾曲した曲線である。従って、この場合、部材末端におけるジェット流中心に対する侵入角度δ2は、部材のジェット流との最初の侵入地点におけるジェット流中心に対する侵入角度δ1よりも大きくなる。
【００２８】
なお、ジェット流の表層のみを部分的に分断する流体混合部材の断面形状としては、本実施例であるＶ形状以外に、図５に示す断面形状が考えられる。特に、図５(c)に示す断面形状の流体混合部材は、ジェット流の表層部分を好適に分断するために、ジェット流中心に面する側に溝（窪み、凹部）が形成されている。溝の大きさは、断面形状C1-C2-C3-C4-C5の代表寸法をＤとする時に、溝の断面形状C1-C2-C3の代表寸法Ｄ’は1/10×Ｄ以下となるように設定する。なお、ここでの代表寸法は、各断面積を対応する円で近似した時のその円の直径とする。その他の代表寸法として、断面の高さ或いは幅とすることも可能である。
【００２９】
また、図５(d)に示す断面形状の流体混合部材は、部材内部に空気または他の流体（二次流体）を流す流路が形成されている。これは、二次流体を流すことによってジェット流と周囲空気流との混合度合いを調整するためである。なお、部材先端以外、例えば側面にジェット流に連通する連通孔を設ける場合は、混合度合いの調整範囲がより広くなる。いずれの断面形状も主流であるジェット流に対し突出した形状（Ｖ、Ｙ、Ｕ、Ｔ）であることが分かる。
【００３０】
また、本発明に係る流体混合部材１０は、コアノズルの外側かつジェット流の上流側で公知の固定装置（図示せず）によって支持される。更に、巡航飛行時などジェット流と周囲空気流との積極的な混合促進が必要とされない場合には、流体混合部材１０は公知のリンク機構および油圧機構等（図示せず）によってジェット流から引き抜かれ格納室（図示せず）に収納されるように構成することも可能である。この場合、流体混合部材１０は、航空機の空気抵抗とならなくなる。
【００３１】
図６は、本発明の騒音低減効果を確認する実証試験用に試作された実証試験用ノズルを示す説明図である。なお、本発明に係る流体混合部材１０は、その先端に至る断面積が漸減し、主流に接する側の断面形状が主流の表層のみを分断する形状であり、場合によっては主流と反対側に溝若しくは凹みを有する。そのため、曲率の小さい長い爪を想起させることも可能なことから、以下では、便宜上、本発明に係る流体混合部材をネイルミキサ（Nail-shaped Mixer）と表記することとする。
【００３２】
図６(b)に示すように、ネイルミキサ１０は、直径４０mmのノズルの開口外周に沿って等間隔に８個設けられている。なお、ネイルミキサ１０の断面形状は、図５(b)のＶ形状とし、ジェット流中心に対する侵入角度δは３５°とした。また、ジェット流に対する侵入量Ｌを、ノズル直径の０.１９倍と０.４０倍に設定し、各侵入量Ｌに対応するネイルミキサを各々ネイルミキサ１１、ネイルミキサ１２と表記することとする。
【００３３】
図７は、実証試験に用いた試験設備を示す説明図である。
ノズルから噴出される空気は、空気圧縮機から供給され貯気槽を経由して垂直上方へ噴射される。ジェット速度は高亜音速のマッハ数Ｍ＝０.９とした。なお、空気加熱はしておらず、ノズルから噴出される空気は、所謂コールドジェット（Cold Jet）である。
【００３４】
騒音計測はノズル中心から半径１.５m（ノズル直径４０mmの３７.５倍）の円弧上にノズル排気軸（ジェット流中心）から反時計方向の２０°方向を基準方向として１０°おきに９０°方向までの８点にて1/4インチコンデンサマイクロフォンを使って行った。各マイクロフォンで受信した時系列騒音信号について1/3オクターブバンド解析を実施した。
【００３５】
図８及び図９は、ジェット流中心から３０°及び６０°方向における本発明の騒音低減効果（騒音周波数特性）を示す各説明図である。
比較例として、本発明のベース形状である円形ノズルの騒音周波数特性を併記した。
【００３６】
図８に示すように、ジェット流中心から反時計方向に３０°方向では、ネイルミキサ１１を備えたノズルは、低周波数から高周波数に及ぶ広帯域の騒音の発生を好適に抑制することがわかる。一方、ネイルミキサ１２を備えたノズルは、ネイルミキサ１１を備えたノズルに比べ低周波数騒音の発生を好適に抑制するが、高周波数騒音の発生をあまり抑制していないことがわかる。
しかし、この結果は、別の見方をすれば、ネイルミキサのジェット流中心に対する侵入角度δ＝３５°の時、ジェット流に対する侵入量をＬ＝０.４０×Ｄに設定することにより、本発明の流体混合促進装置１００は、低周波数域に特化して騒音の発生を好適に抑制するようになり、一方、ジェット流に対する侵入量をＬ＝０.１９×Ｄに設定することにより、本発明の流体混合促進装置１００は、低周波数から高周波数の広帯域の騒音の発生を好適に抑制するようになる。つまり、ネイルミキサのジェット流に対する侵入量Ｌを制御量（操作量または調整量）として、ジェット流と周囲空気流とのせん断に起因する騒音の音響特性（周波数特性）を制御できることを示している。
【００３７】
また、図９に示すように、ジェット流中心から反時計方向に６０°方向でも同様に、ネイルミキサ１１を備えたノズルは、低周波数から高周波数に及ぶ広帯域の騒音の発生を好適に抑制することがわかる。一方、ネイルミキサ１２を備えたノズルは、ネイルミキサ１１を備えたノズルに比べ低周波数騒音の発生を好適に抑制するが、高周波数数騒音の発生をあまり抑制していないことがわかる。
【００３８】
図１０は、ジェット流中心から２０°〜９０°方向における本発明の騒音低減効果（騒音の指向特性）を示す説明図である。
この図は、２０°から９０°の各方向について、全ての周波数の音圧レベルを積分したオーバーオールの音圧レベルを示している。
ネイルミキサ１１及びネイルミキサ１２を備えた各ノズルはともに各方向の騒音を好適に低減することが分かる。なお、約５０°方向を境にネイルミキサ１１を備えたノズルとネイルミキサ１２を備えたノズルの各騒音低減効果が逆転している。つまり、２０°〜５０°の範囲ではネイルミキサ１２を備えたノズルがネイルミキサ１１を備えたノズルより騒音を好適に低減しているが、５０°〜９０°の範囲ではネイルミキサ１１を備えたノズルがネイルミキサ１２を備えたノズルより騒音を好適に低減している。なお、参考として、ローブミキサを備えたノズルでは、２０°〜４０°の範囲では顕著に騒音を低減する反面、４０°〜９０°の範囲ではあまり低減していない（図１９を参照。）。
【００３９】
上記の結果について、別の見方をすれば、ネイルミキサのジェット流に対する侵入量Ｌを制御量（操作量または調整量）として、ジェット流と周囲空気流とのせん断に起因する騒音の指向特性を制御できることを示している。
【００４０】
図１１は、各ノズルから噴出されるジェット流の排気圧力場の計測結果を示す説明図である。計測では、ノズル下流に複数の圧力孔からなる圧力計測レークを配置して、各孔位置における時系列の圧力信号を時間平均することで、ノズル下流の流れ場の圧力分布を求めた。なお、各ノズルから噴出されるジェット流はいずれもマッハ数０.９の高亜音速流とし、円形ノズルに対する各ノズル下流の流れ場の圧力分布（ジェット流と周囲空気流との混合状態）を比較した。また、本発明に係るネイルミキサとしてネイルミキサ１２を使用した。
【００４１】
図はマトリックス形式で表され、第１列に代表直径２２mmの円形ノズルと、第２列に代表直径が２２mmのローブミキサを備えたノズルの各々の排気圧場の計測結果を示し、第３列に代表直径４０mmの円形ノズルと、第４列に代表直径４０mmのネイルミキサ１２を備えたノズルの各々の排気圧力場の計測結果を示している。なお、図の各行は、各ノズル出口端からの各距離を各代表直径によって無次元化して示している。
【００４２】
排気圧力場の計測結果から、本発明に係るネイルミキサ１２は従来のローブミキサと異なり、コアの流れ場を完全に分割するものでないことがわかる。例えば、ノズル下流x/D＝１.０の地点で比較すると、そのローブミキサは、８個のローブによってコア流れを中心の１個と周囲の８個の流れに分割する傾向が明らかである。周囲の８個の流れはコア流れの外側に展開し、周囲空気との混合の結果、急速に減衰する。つまり、コア流れの運動量が減少し、エンジンの推力損失に繋がる。他方、個々の小さな流れに完全分割されることは、大きなせん断を伴うことを意味し、図１７及び図１８に示される高周波数音源の発生原因になるものと推定される。
【００４３】
対する本発明に係るネイルミキサ１２は、コア流れに切り込みを入れるだけで、流れを分割するに至らず、コア流れと周囲空気とのせん断層に変形を生じさせるに止まる傾向が、例えばx/D＝１.０からその下流の全圧分布から明らかである。切り込みを入れられた部分は本来のコア流れの範囲内に止まっている点もローブミキサと決定的に異なる点である。
以上の通り、本発明に係るネイルミキサ１２がもたらす流れ場は、騒音発生に起因するせん断に関して、ローブミキサがもたらす流れ場とは決定的な相違点を有しており、このことが両者の騒音低減効果の差異にも表れているものと推定される。
【実施例２】
【００４４】
図１２は、本発明に係るネイルミキサ１０を航空機のファンノズル及びパイロンに適用した実施例を示す説明図である。
本発明のネイルミキサ１０をエンジンを包むナセルと呼ばれる装置の下流端であるファンノズル、並びにエンジン全体を主翼又は胴体と連結するパイロンにそれぞれ適用した。
ファン流（主流）は、ファンダクトを経由して下流端にあるファンノズルから排出されて、ナセル周囲の空気（副流）と混合する。従って、本発明のネイルミキサ１０をファンノズル出口端部から内側に傾斜させつつ（ファン流に侵入する形態で）下流方向に突出させる。これにより、本発明のネイルミキサ１０は、ノズル下流の一定範囲でファン流れの表層を分断しつつ、低速の周囲空気を取り込んでファン流れと周囲空気との大きな局所的なせん断を抑制しながら両流れを混合し、ファン流と周囲空気流とのせん断に起因する高周波数騒音の発生を抑制する。なお、ネイルミキサ１０をファンノズル又はナセルの外側に設置した状態で巡航すると、ネイルミキサ１０自体が空気抵抗となりうるため、エンジンには巡航時にネイルミキサ１０をナセル内部に収納する収納機構を備えていることが好ましい。
【００４５】
また、本発明のネイルミキサ１０を、パイロンの後流側にファン流側に傾斜して侵入するように設置することで、ファン流れの表層を分断しつつ、低速のパイロン後流を取り込んでファン流れとパイロン後流との局所的なせん断を抑制しながら両流れを混合・促進し、高周波数騒音の発生を抑制することも可能である。なお、機体には不使用時にネイルミキサ１０をパイロンに沿って折り畳む又はパイロン内部に差し込むなどの収納機構を備えていることが好ましい。
【実施例３】
【００４６】
図１３は、本発明に係るネイルミキサ１０を航空機用脚に適用した実施例を示す説明図である。なお、図１３(a)は正面図であり、同(b)はＡ−Ａ断面図である。
航空機降着時には、脚柱（断面形状は円柱、楕円柱など）が主流中に展開する。また、脚を支えるサイドブレースと呼ばれる棒状の構造物も主流中に置かれる。これらの構造物は、その側面から後方にかけて渦発生源となり、空力騒音を発生する。そこで、本発明のネイルミキサ１０を、脚柱であればその側面から後縁にかけて、サイドブレースであればその後縁において、その先端が主流側に傾斜して侵入するように一つ又は複数設置する。これにより、周囲空気流（主流）の表層を分断しつつ、低速の渦流（副流）を取り込んで周囲空気流と渦流との局所的なせん断を抑制しながら両流れを混合・促進し、高周波数騒音の発生を抑制するようになる。
【実施例４】
【００４７】
図１４は、本発明に係るネイルミキサ１０を航空機胴体の脚格納部に適用した実施例を示す説明図である。
図１４(b)に示されるように、脚扉が開いて脚が出た状態では、脚格納室前縁にせん断が生じて渦が励起されうる。そこで、図１４(c),(d)に示されるように、本発明のネイルミキサ１０を脚格納室前縁に一つ又は複数箇所、その先端が主流側に傾斜して侵入するように取り付ける。これにより、主流との速度差によるせん断を弱めることが期待される。その結果、脚格納室前縁での渦励起を抑制又は遅延させて、渦と脚格納室後縁または他の構造物との干渉を弱めて騒音発生を抑制することができる。本発明のネイルミキサ１０の収納については、例えば、脚扉の開閉と連動して展開し、巡航中は脚格納室の内部に収納される機構を備えるのが好ましい。
【００４８】
また、降着時に脚が展開した脚格納室は主流中に置かれるのでその後縁が渦発生源となる。そこで、脚格納室後縁にも本発明のネイルミキサ１０を一つ又は複数取り付けておけば、渦発生を抑制または遅延することが期待される。
脚格納部への適用は、胴体や車体の凹凸部への適用も含む。高速車両の車体表面に凹凸があると先の脚収納部と同様に空力騒音発生源となる。これを抑制するために図１４と同じ発想で、窪みの前縁に本発明のミキサを設置して渦放出を抑制または遅延させることも可能である。
【実施例５】
【００４９】
図１５は、本発明に係るネイルミキサ１０を航空機の翼前縁および翼後縁に適用した実施例を示す説明図である。
航空機の着陸侵入時には翼前縁でスラットと呼ばれる高揚力発生装置が作動するが、図１５(a)に示すように、スラットは主翼との間に隙間流を生じる。この隙間流と主流とのせん断は、高周波数騒音の発生源となり得る。従って、図１５(b)に示すように、本発明のネイルミキサ１０を主流に対し斜めから侵入する形態で翼前縁に配設することにより、この隙間流と主流との混合を促進し、スラット近傍に発生する高周波数騒音を好適に抑制することができるようになる。
【００５０】
また、翼後縁についても、フラップと呼ばれる高揚力発生装置が作動すると、翼後縁において渦が励起される。従って、図１５(b),(c)に示すように、本発明のネイルミキサ１０を主流に対し斜めから侵入する形態で後縁フラップ近傍に配設することにより、この隙間流と主流との混合を促進し、翼後縁近傍に発生する渦の励起を好適に抑制し、その結果、高周波数騒音を好適に抑制することができるようになる。
【実施例６】
【００５１】
また、本発明のネイルミキサ１０の内部に導管（流路）を設け、当該導管に外部から二次流体を供給し、ミキサの先端部または先端以外の他の部位から主流に放出するようにしてもよい。供給方式については、二次流体が空気ならば、エンジン（圧縮機）抽気または高圧貯気槽から調圧弁を介して上記導管に二次流体を供給する。なお、調圧弁にはコントローラが備わり、コントローラは圧力センサからの検知信号を取り込んで、供給圧力が目標値となるように調圧弁を制御する。供給圧力の目標値としては、例えば、本発明のネイルミキサ１０の主流に対する侵入角δ、侵入量Ｌ、主流速度、主流せん断層、又はこれらの組み合わせに基づいて、主流のポテンシャルエネルギーと同じ或いはそれ以上の圧力に設定する。
【００５２】
一方、二次流体が水の場合は、供給方式については、貯留タンクからポンプ等の外部動力装置または高圧ガス等のポテンシャルエネルギーの何れかの圧送手段によって流量調整弁を介して上記導管に二次流体を供給する。なお、流量調整弁にはコントローラが備わり、コントローラは流量センサからの検知信号を取り込んで、流量が目標値となるように流量調整弁を制御する。流量の目標値としては、例えば、本発明のネイルミキサ１０の主流に対する侵入角δ、侵入量Ｌ、主流速度、主流せん断層、又はこれらの組み合わせに基づいて、主流の質量流量の５％以下に設定する。
【００５３】
なお、何れの場合も、二次流体を内部流路に流すのは、騒音低減が必要となる時（航空機の場合は、離陸の一定時間）のみである。また、上記以外の二次流体としては、例えば、水蒸気、二酸化炭素、窒素、油等の主流及び副流とは物性の異なる気体、混合気体、液体、或いは気液混合流体が考えられる。
【産業上の利用可能性】
【００５４】
本発明の空力騒音低減装置は、航空エンジンのコアノズル、ファンダクト又はパイロン、或いは航空機の翼前縁、翼後縁もしくは翼面上または胴体の脚収納部もしくは脚柱、或いは高速車両の車体表面における凹凸面に対し、好適に適用することが可能である。
【符号の説明】
【００５５】
１０        流体混合部材（ネイルミキサ）
１１        Ｌ＝７.６mmのネイルミキサ
１２        Ｌ＝１６mmのネイルミキサ
１００        流体混合促進装置
【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８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図６】
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【図７】
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【図１１】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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