(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ノズルの周囲に沿って分散されたシェブロン（４０）で形成された、いわゆるシェブロンタイプの後縁を備えた下流側部分を少なくとも備える、航空機推進のための排気ノズルにして、シェブロンの各々が、自由縁が２つの収束する下流側方向に配向され、前記後縁を画定する状態で、横断方向の上流側平面（４３）と横断方向の下流側平面との間を下流側に延び、シェブロンが、ノズルによって発せられたジェットにおいてシェブロンの自由縁の下流側に渦を発生させる、排気ノズルであって、
補助ガスジェット（Ａ１）を注入する手段（５０）を含み、前記補助ガスジェットが、シェブロンの自由縁の上流側で前記渦を発生させるためにシェブロンの前記上流側平面（４３）の上流側に排出するように、前記上流側平面の上流側に配置されるオリフィス（５１、５２）を通して主要ジェットでシェブロンの前記自由縁（４１、４２）の上流側に注入されることを特徴とする、排気ノズル。
【請求項２】
シェブロン（４０）が、軸方向の対称平面を有し、補助ガスジェット注入手段が、前記対称平面の両側に補助ジェットを注入するように配設される、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
補助ガスジェット注入手段が、補助ジェットをノズルの軸の方向において、前記軸に対して１０°から５０°の間の角度で注入するように配設される、請求項１または２に記載のノズル。
【請求項４】
ノズル軸に対して接線成分を有する補助ジェットを注入するように配設された補助ガスジェット注入手段を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項５】
シェブロンが、ほぼ三角形または台形の形状である、請求項１から４のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか一項に記載の排気ノズルを少なくとも１つ備える、複流ターボジェット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の推進の分野に関し、推進エンジン、特にこれらが装備されたターボジェットのジェットによる騒音を低減するための装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
騒音公害は、現在、推進エンジン、特にターボジェットの騒音からなる迷惑事象を低減することをその主な目的の１つとする自動車および航空機の製造者にとって重要な研究分野である。
【０００３】
ターボジェットは、一般に、ガス発生器を形成するエンジンの部分によって発せられた高温の中央の一次ガス流と、高温の中央の一次ガス流と同心であり、二次流と呼ばれる少なくとも１つの低温流とを備える複流装置である。ガス発生器は、ファンを駆動するガスタービンエンジンからなり、ファンによって空気は単純圧縮され、一次流チャネルと同心である、いわゆる二次チャネル内で誘導される。これらの流れは、ガス発生器のすぐ下流側で混合されてから、単一のノズルを介して大気中に発せられるか、または、同心のノズルを介して別々に発せられ得る。
【０００４】
騒音には、強い多数の発生源が存在するが、エンジンがその最大力で作動する間の航空機離陸段階では、ジェット騒音が主である。この騒音は、一次流と二次流の間、または二次流と周囲大気の間などの異なる物理的特性を有する流れ混合領域内で生み出される高い乱気流およびせん断層によって発生する。この騒音は、特にジェットの流れの速度に伴って増大する強度を有する広帯域騒音である。ジェット騒音は、現代のエンジンでは、たとえば低温流と高温流の間の比である希釈率を増大させることによって大幅に低減されている。それでもなお、この騒音は、さらに低減されなければならない。
【０００５】
騒音を低減するために現在使用されている手段の１つは、分離流エンジン内でエンジンの一次流のノズル上に取り付けられたシェブロンと称される装置を使用することである。この解決策は、離陸時および巡航時のエンジンパフォーマンスに悪影響を及ぼすが、ジェット騒音の減衰に有効であるので、適用されている。
【０００６】
本発明は、エンジンパフォーマンスを損なうことなく、シェブロンによって形成された騒音減衰手段の有効性を改善する手段を提供するという目的を有する。
【０００７】
さらに、高速のガスジェットによる騒音を、周囲媒体との混合を加速させることによって減衰させる別の手段も知られている。この手段は、主要ジェットとは別に、その周囲に沿って分散された補助ジェットを生じさせることにある。これらは、場合によっては接線成分を有する主要ジェットの長手方向軸に対して傾斜した下流方向に流れる。この原理は、仏国特許第１１９５８５９号明細書ですでに説明されており、通気型ノズルの場合の変形形態は、ＳＮＥＣＭＡの仏国特許第１５４２６６８号明細書で説明されている。
【０００８】
欧州特許第１５８０４１８号明細書は、下流側縁にシェブロンが設けられたガスタービンエンジンのノズル用の騒音減衰装置であって、複数の方位角状に配置されたチューブが接続されたマニフォールドを備える、騒音減衰装置を説明している。チューブは、シェブロンに結合され、次いで後縁の下流側に排出する。これらがマニフォールドから供給されるとき、空気またはその他の気体が、各シェブロンの下流側で発生した渦内に直接注入される。この空気は、渦のコアを励起させることによってその弱体化を遅らせることができる。２１章では、圧縮空気の小さいジェットが渦中に注入され、これらと相互作用して一方では渦のコアと二次流、他方では二次流と周囲空気との混合を改善することに言及される。したがって、渦の弱体化が遅れ、渦の結合が、ノズルの後縁の下流側でより大きな距離にわたって維持され、それによってジェット騒音が低減する。流体の補助注入を有する装置はＦＲ２９２９３３６、ＵＳ２００８／０７８１５９、ＦＲ２９２９３３４にも説明されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】仏国特許第１１９５８５９号明細書
【特許文献２】仏国特許第１５４２６６８号明細書
【特許文献３】欧州特許第１５８０４１８号明細書
【特許文献４】欧州特許第１５５０４１８号明細書
【特許文献５】仏国特許第２９２９３３６号明細書
【特許文献６】米国特許出願公開第２００８／０７８１５９号明細書
【特許文献７】仏国特許第２９２９３３４号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、ノズルの下流側縁の周囲に沿ってシェブロンが設けられた排気ノズル内のジェット騒音をさらに低減することを目的とし、下流側および上流側の表現は、ガスジェットの方向を参照する。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明は、特に航空機推進のための、ノズルの周囲に沿って分散されたシェブロンで形成された、いわゆるシェブロンタイプの後縁を有する下流側部分を少なくとも備える排気ノズルに関する。各シェブロンは、自由縁が２つの収束する下流側方向に配向され、前記後縁を画定している状態で、上流側の横断平面と下流側の横断平面の間を下流側に延び、シェブロンは、ノズルによって発せられたジェットの境界において渦を発生させる。本発明によれば、ノズルは、前記シェブロンの前記自由縁の上流側に配設されシェブロンの前記上流側平面の上流側で排出する、補助ガスジェットを注入する手段であって、自由縁の上流側で前記渦を発生させることができる補助ガスジェットを注入するように構成される手段を含むことを特徴とする。
【００１２】
したがって、欧州特許第１５５０４１８号明細書とは対照的に、対策は、渦形成の上流側でとられる。空気は、噴出平面の前方で渦を発生させるようにしてシェブロンの上流側に注入される。これがせん断層における混合を改善する。この解決策は、混合機構の改良および低周波の低減を可能にすると同時に、シェブロン単独よりも高周波における不利点がより小さい補助ジェットまたはマイクロジェットの利点を活用するという点で、２つの利益をもたらす。
【００１３】
さらに、欧州特許第１５５０４１８号の教示に関連して、補助ジェットを形成する空気供給チューブは、ノズルの厚さ内に収容されてよく、補助ジェットはシェブロンまでは延びず、シェブロンの全体サイズ、すなわち空力的損失の源は増大されない。
【００１４】
補助ジェット注入手段がシェブロンの前記上流側平面の上流側に排出するとき、渦はより効率的に発生し得る。より具体的には、シェブロンが軸方向の対称平面を有するとき、補助ジェット注入手段は、前記対称平面の両側に排出する。
【００１５】
補助ジェットの効果を最適化するために、補助ジェットは、次の特徴のうち１つまたは複数を有することができる。
【００１６】
補助ジェットは、ノズルの軸の方向に、前記軸に対して１０°から５０°の間の角度に向けられる。
【００１７】
補助ジェットの配向は、接線成分を有する。
【００１８】
ノズルの周囲に沿って分散された補助ジェットはすべて、同じ方向または異なる方向を有する。より具体的には、各シェブロンに結合された補助ジェットは異なる方向を有する。
【００１９】
シェブロンは、ほぼ三角形または台形の形状のものである。
【００２０】
本発明は特に、上記の特徴の少なくとも１つを有する少なくとも１つの排気ノズルを備える複流ターボジェットに関する。これは、一次流ノズル、二次流ノズルまたは両方のノズルでよい。本発明は、混合流ターボジェットの場合の流れ混合器にも適用される。
【００２１】
本発明の他の特徴および利点は、添付の図面を参照して以下の説明を読み取ることにより明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明が適用される二重流ターボジェットの軸方向断面図である。
【図２】本発明の装置を含む翼下に装着されたターボジェットの排気ノズルの斜め横からの後面図である。
【図３】補助ガスの噴出のための本発明に適合する結合手段であるシェブロンを詳細に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図１からのターボジェット１は、二重流であり、かつ別々の流れ噴出を有する、軸Ｘ−Ｘ’を中心に回転対称である二重本体タイプのものである。周知の方法では、このターボジェット１は、そのさまざまな構成要素のケーシングとしての役割を果たすナセル２内に空気入口３を含み、入来する空気流Ｆはこの空気入口３を貫流することができ、次いで入力ファン４を通過する。この空気流Ｆは次いで、別個の鼻部を形成する端部を有する中間ケーシング５によって一次流ＦＰと二次流ＦＳに分離される。
【００２４】
これ以後の説明において、用語「上流側」および「下流側」は、ターボジェット１内で空気流の流れの方向に長手方向軸Ｘ−Ｘ’に沿った軸方向位置を示す。
【００２５】
二次流ＦＳは、同期化段階を通過し、次いで低温または二次流ノズル２０を介してターボジェットの下流側で噴出される。一次流ＦＰは、低圧圧縮段階６、高圧圧縮段階７、燃焼室８、高圧タービン段階９および低圧タービン段階１０を順に通過し、最終的には一次流ノズル３０を介してターボジェットから噴出される。
【００２６】
このターボジェットのナセル２は、環状のものであり、長手方向軸Ｘ−Ｘ’を中心として同軸に配設される。ナセルは、ターボジェットによって発生したガス流を通すことができ、内部および外部の空力学的ガス流ラインを画定する。
【００２７】
ターボ機械１の回転軸Ｘ−Ｘ’と一致する軸を有する空気入口３は、空気入口ダクト１１および空気入口コーン１２を含む。空気入口コーン１２は、全流束Ｆの軸Ｘ−Ｘ’を中心とする空力学的誘導および分散を可能にする。
【００２８】
一次流ノズル３０は、排気コーン３１と共に、一次流ＦＰが通過して噴出される環状空間を画定する。
【００２９】
二次流ノズル２０は、一次流のフェアリングと共に、二次流ＦＳが通過して噴出される環状空間を画定する。
【００３０】
図２に示される例では、エンジンが懸架されるパイロンＰが、これらの環状空間を横切っている。
【００３１】
すでに周知であるように、ジェット騒音は、本明細書において図２の実施形態では両方のノゾルが示されているが、一方または両方のノズルの縁部の下流側に三角形または台形のパネルの形態の要素を配設することによって低減される。シェブロンと称されるこれらの要素４０は、その最大幅でノズルに取り付けられ、ノズルの噴出断面と一致する上流側平面と下流側平面との間を延び、好ましくはエンジンの軸ＸＸに対してゼロではない角度である。本明細書では、すべてが同じ形状および同じサイズであるが、これらは、ノズルの周囲に沿って異なっていてもよい。シェブロンの自由縁は、収束方向において、上流側平面と下流側平面の間に配向される。これらは、真っ直ぐであるか、または湾曲部分を含む。したがって、後縁の全体形状は、ノズルの周囲に沿って鋸歯状である。この構成により、一次流と二次流の間、および二次流と周囲空気の間のせん断層において渦の発生が促される。
【００３２】
本発明によれば、シェブロンの有効性は、シェブロンの自由縁４１および４２の上流側で渦を発生させることによって改善される。
【００３３】
この結果は、補助ガスジェットを、補助ガスジェットの注入のための装置５０内に含まれた手段によって、シェブロンの自由縁４１および４２の上流側、より具体的にはその上流側平面４３の上流側で主要一次ジェット内または二次ジェット内に注入することによって得られる。図３は、シェブロン４０を示している。これは、この実施形態では三角形状であり、上流側平面４３内に位置する縁によって二次ノズル２０にしっかりと接続される。ノズル２０の、軸ＸＸから見たときの内面は、２つのオリフィス５１および５２によって穿孔されており、排出チューブ５３および５４が、これらのオリフィス内に空気または燃焼ガスをマニフォールド５５から供給する。チューブの、二次流のフェアリングに沿って通る部分は、図２に示されている。マニフォールド５５からの供給は、弁５６によって制御される。２つのオリフィス５１および５２は、上流側平面４３の上流側に配設され、ジェット騒音減衰器が作動しているときに補助ジェットＡ１を送出する。図示される実施形態では、ジェットは、主要ジェットの軸上で、各々が縁の方向に配向される。これらは、好ましくは、エンジンの軸の方向に、これらが結合されるシェブロンの傾斜角度に等しくなり得る角度で傾斜する。別の実施形態では、ジェットは、異なる配向を有することもでき、たとえば発散型でもよい。その分離および直径は、考慮にいれるべきパラメータである。同じことが、圧力、温度、および流量などの補助ジェットの熱力学的パラメータにも適用される。
【００３４】
シェブロンの２つの補助ジェットの形成用に２つのオリフィスが図３に示されているが、異なる数の補助ジェットや図示されるものとは異なる構成を実現することもまた本発明の範囲内である。
【００３５】
ジェット騒音減衰器が、航空機が離陸するときに作動される場合、弁５６は、特にマニフォールドとガス発生器の高さの空気供給源との間の連通を確立するように作動される。
【００３６】
オリフィス５１および５２からの補助ジェットは渦を発生させ、この渦は、その位置により、シェブロンの自由縁４１および４２上を通過する際に強化される。
【００３７】
シェブロンの下流側でこのようにして生み出された二重反転の渦は、より大きいエネルギーのものであり、流れの混合を改善して、低周波における放射を低減することができる。
【図１】
0006005629.tif 000002
【図２】
0006005629.tif 000003
【図３】
0006005629.tif 000004