(57)【要約】  本発明は、二重流または三重流のジェットエンジン（１）を取り付ける航空機のパイロンに関し、前記パイロンは、航空機に接続する上表面と、２つの側面と、パイロンの下方部位上のフランジとを備える。前記パイロンは、前記ジェットエンジンの低温流ノズル（５）の下流に延在する、低温流内に位置する少なくとも１つの部位を含む。前記パイロンは、前記ノズルを越えて低温流の中へと延在するその部位上に、前記パイロンの一方の側面上に位置決めされた、パイロンの両側面に沿って流れる気体の中へと空気ストリームが噴射されまたはそこから引き込まれる少なくとも１つの開口部（８）を備えることを特徴とする。
2013520360.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
二重流または三重流のターボジェットエンジン（１）を支持する航空機のパイロンにして、航空機に接続するための上面と、２つの横側面と、その下方部分の底面とを備え、前記ターボジェットエンジンの低温流（３）用の流出ノズル（５）の下流に延在する、低温流によって掃引される少なくとも１つの部分を備えるパイロンであって、
前記流出ノズルを越えて低温流の中へと延在するその部分上に、前記パイロンの一方の側面上に位置決めされた、パイロンの両側面に沿って流れる気体の流れの中へと空気のジェット噴流が噴射されまたはそこから引き込まれる少なくとも１つのオリフィス（８）を備えることを特徴とする、パイロン。
【請求項２】
オリフィス（８）には、ターボジェットエンジン（１）の低温流（３）から空気を抽気するスクープ（１０）に接続された管（９）によって送り込みがなされる、請求項１に記載のパイロン。
【請求項３】
オリフィス（８）には、ターボジェットエンジン（１）のコンプレッサの下流で空気を抽気するタッピングに接続された管（９）によって送り込みがなされる、請求項１に記載のパイロン。
【請求項４】
空気が、前記気体流の総圧力よりも少なくとも１５％高い圧力で噴射される、請求項１から３の一項に記載のパイロン。
【請求項５】
空気が、前記オリフィス（８）で、ターボジェットエンジンを取り囲む気体流の軸線に対して水平方向に３０°と９０°の間の角度を成す方向に噴射される、請求項１から４の一項に記載のパイロン。
【請求項６】
空気が、前記オリフィス（８）で、パイロンの側面に直角の方向に対して垂直方向に＋６０°と−６０°の間の角度を成す方向に噴射される、請求項１から５の一項に記載のパイロン。
【請求項７】
ターボジェットエンジン（１）の低温流（３）の外側に位置付けられたパイロンの側面のその部分上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）をさらに備える、請求項１から６の一項に記載のパイロン。
【請求項８】
パイロンの底面上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）を備える、請求項１から７の一項に記載のパイロン。
【請求項９】
パイロンの一方の横側面を高温流流出ノズル（４）に接続する接続用整形板（２０）をさらに備え、前記整形板上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）を備える、請求項１から８の一項に記載のパイロン。
【請求項１０】
請求項１から９の一項に記載のパイロンを少なくとも１つ備える航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、民間航空の分野、具体的には航空機によって発生される騒音の分野である。
【背景技術】
【０００２】
民間航空機によって発生される騒音、とりわけ離陸時の騒音は、広く知られている公害であり、これを低減するために多数の革新技術が考案されてきた。この騒音の主要原因の１つはエンジンのジェット噴流であり、これは離陸段階中に全出力で使用時に起こる。ターボジェットエンジンのジェット噴流の騒音を低減するために、明らかに多大な労力が払われてきた。例えば流出ノズルへの鋸歯状シェブロンの取り付けがあるが、これは、エンジンを通る一次流から生じる高温気体用の流出ノズル、あるいはエンジンの二次流またはバイパス流から生じる所謂低温気体用の流出ノズルのいずれにも行われる。
【０００３】
空港付近で生活または労働する人々に対する公害を制限するために、離陸滑走路からの様々な距離、いくつかの方向に位置する空港周辺の様々な地点で知覚され得る騒音を制限する厳格な基準が課せられている。
【０００４】
航空機が認可される場合の容認可能な最大限度の騒音に関して、航空機の設計者が遵守しなければならない、とりわけ重大な側面の１つは、航空機に対する横方向位置、離陸滑走路から４５０ｍの距離にある。パイロン、即ちエンジンを翼に取り付けることによってそれを支持する支柱部の存在は、気体が噴出される領域内で局部的に流れに高レベルの乱流を発生させ、これが結果的にエンジンの横方向の騒音を極めて大きく増大させる。この現象は、気体が噴出される面を越えてパイロンが突出する構成でとりわけ強く感じられるが、この構成は、最近の民間航空機で極めて多く使用されるものになっている。
【０００５】
数値計算あるいは風洞内モデルで得られる測定値の結果が、パイロン周囲に流れる流れとパイロン自体との間の相互作用の影響が、乱流のレベル、したがって騒音レベルの相当な上昇を生じさせることを明確に示す。パイロンの半径方向周囲のジェット噴流の角度的発生にも顕著な変化が観察される可能性があり、これは、ターボジェットエンジンからのパイロン周囲のジェット噴流を、翼に向けて送る傾向にある。
【０００６】
さらに、得られた経験によって、パイロンの導入が、それが従来式の噴出構成で騒音レベルの上昇に影響を及ぼすことに加え、流出ノズルに取り付けられたシェブロンまたはミキサなどの、排気ガスの騒音を低減するために設置された他の装置の効果を相当に低下させる可能性もあることが実証されている。空気力学的な見地からすると、パイロンの存在は、ジェット噴流の初期発生、したがってその混合およびその音響学的特性も変性させる。
【０００７】
したがって、音響に関して、パイロンの存在は横方向の証明点における噴出騒音の増大を引き起こし、この増大は、検討対象とされる、エンジンサイクルと、パイロンの寸法と、排出の幾何学的条件とに応じて、２ＥＰＮｄＢから３．５ＥＰＮｄＢ（実効知覚騒音、デシベル値）の間で変化する可能性がある。
【０００８】
ターボ機械を支持するパイロン周囲の空気循環を制御するために、仏国特許出願公開第２９１３４０１号明細書または英国特許出願公開第２１３８５０７号明細書で述べられているような装置が考案されている。しかしながら、それらは、二重流（バイパス）のターボジェットエンジンまたは三重流のターボジェットエンジンの高温流（複数可）と低温流との間の速度の剪断によって離陸時に発生される騒音には対処しておらず、これに関連付けられる技術的問題を解決することに全く影響を与えない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２９１３４０１号明細書
【特許文献２】英国特許出願公開第２１３８５０７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
ジェット噴流の騒音を低減する必要性は、常にエンジン製造業者の懸案事項である。騒音を発生源で低減すること、即ちパイロン周囲および下流の局所的な乱流に働きかけることで得られる利益は明白である。目標分析における騒音低減の潜在的可能性は、流出ノズルの周囲にシェブロンまたはマイクロジェット噴流を使用することによってもたらされるものよりもさらに大きいように思われる。
【００１１】
本発明の目的は、航空機のパイロン上に取り付けられたエンジンによって発生される騒音、とりわけエンジンのジェット噴流とパイロン周囲の空気流れとの相互作用に関連付けられる騒音を低減する装置を提供することによって、これらの従来技術の欠点を克服することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の目的のため、本発明の１つの主題は、二重流のターボジェットエンジンまたは三重流のターボジェットエンジンを支持する航空機のパイロンにして、航空機に接続する上面と、２つの横側面と、その下方部分上の底部とを備え、前記ターボジェットエンジンの低温流用の流出ノズルの下流に延在する、低温流によって掃引される少なくとも１つの部分を備えるパイロンであって、前記流出ノズルを越えて低温流の中へと延在するその部分上に、前記パイロンの一方の側面上に位置決めされた、その両側面に沿って流れる気体の流れの中へと空気のジェット噴流が噴射されまたはそこから引き込まれる少なくとも１つのオリフィスを備えることを特徴とする、パイロンとなる。
【００１３】
気体のジェット噴流を噴射すること、または気体の流れを取り込むことは、パイロン周囲の流れを変性させ、そのようにしてこのジェット噴流を適切な方向に送ることによってエンジンとパイロンの間の渦の形成を低減し、結果としてパイロンの存在、ならびに低温流とエンジンの外側の空気との間の速度の剪断に関連付けられる壁騒音を低減することを可能にする。これは、パイロンの両側面および下方部分に沿った流れを改良し、したがって全体の乱流強度を、したがって横方向の騒音を低減すると同時に、ジェット噴流の初期成長を、したがってその混合を制御する。
【００１４】
一実施形態では、オリフィスには、ターボジェットエンジンの低温流から空気を抽気するスクープに接続された管によって送り込みがなされる。
【００１５】
他の実施形態では、オリフィスには、ターボジェットエンジンのコンプレッサ下流の空気を抽気するタッピングに接続された管によって送り込みがなされる。上記に述べられた第１実施形態と第２実施形態のいずれにするかの選択は、パイロンの両側面のそれぞれで発生される反転し合う渦流の形成を低減するためにジェット噴流が有さなければならない強度に依存する。
【００１６】
有利には、空気は前記気体流の総圧力よりも少なくとも１５％高い圧力で噴射される。このように、主流よりも高速度で移動するマイクロジェット噴流が作り出される。このことは、この領域内の流れを著しく変性させて騒音を作り出さないように充分なエネルギーを供給することと同時に、噴射されなければならい流れの量を最小限にすることによって、装置が極めて有効となることを保証する。
【００１７】
選好によって、水平方向に前記オリフィスで、ターボジェットエンジンを取り囲む気体流の軸線に対して３０°と９０°の間の角度を成す方向に、空気が噴射される。この角度範囲の選択は、高コストの空気力学的損失を発生させずに、ターボジェットエンジンを取り囲む流れの中へとマイクロジェット噴流を充分に突き通すことについての調査によって、その正当性が認められる。
【００１８】
選好によって、垂直方向に前記オリフィスで、パイロンの側面に直角の方向に対して＋６０°と−６０°の間の角度を成す方向に、空気が噴射される。前述同様に、角度範囲の選択は、マイクロジェット噴流装置の最適な有効性を得るための調査によって決定される。
【００１９】
特定の実施形態では、パイロンは、ターボジェットエンジンの低温流の外側に位置付けられたパイロン側面のその部分上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）を備える。このオリフィスを通して流体を噴射させることも、エンジンからの流れの外側のこの領域内の流れの乱流強度を低減するためである。これはより滑らかな空気流をもたらし、したがってより小さな騒音しか発生させず、二次流またはバイパス流との混合に寄与する。
【００２０】
選好によって、パイロンはその底部に位置決めされた少なくとも１つのオリフィスを備える。このオリフィスから流体を噴射することは、乱流を軽減すると同時にこの感受性領域を冷却することによって、この領域内のパイロンの有害作用を低減することを可能にする。この領域内に流体を噴射することは、とりわけ騒音発生源の強度、それらの位置、および音響学的特性を変性することによって、ジェット噴流の初期発生を制御し、その混合を高めることをも可能にする。
【００２１】
特定の実施形態では、パイロンは、その一方の横側面を高温流流出ノズルに接続させる接続用整形板をさらに備え、前記整形板上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィスを備える。
【００２２】
本発明は、上記に述べられた少なくとも１つのパイロンを備える航空機にも関する。
【００２３】
純粋に例示的かつ非限定的な実施例としてここに掲げられた本発明の一実施形態に続く、添付の概略図面を参照した以下の詳細かつ説明的な記述の過程で、本発明はより充分に理解され、本発明のさらなる目的、詳細、特徴、および利点が明白となる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】従来技術によるパイロンによって翼に取り付けられたターボジェットエンジンの横断面図である。
【図２】本発明の一実施形態による装置が設けられたパイロンによって担持されたエンジンの後部機体の摸式図である。
【図３】本発明の一実施形態による装置が設けられたパイロンによって支持されたエンジンの後部機体のより詳細な摸式図である。
【図４】図２の後部機体の下から見た図である。
【図５】図２の後部機体の背後から見た、低温流流出ノズルの出口平面上横断面図である。
【図６】本発明による装置が設けられたパイロンに空気を送るシステムの第１実施形態の摸式図である。
【図７】本発明による装置が設けられたパイロンに空気を送るシステムの第２実施形態の摸式図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１を参照すると、この図は二重流ターボジェットエンジン形式またはバイパスターボジェットエンジン形式のエンジン１を示しており、そこから一次流または高温流２と、低温流３としても知られる二次流またはパイパス流とが排出される。高温流はエンジン１を一次流出ノズル４から退出し、低温流は二次流出ノズル５から退出する。エンジン１は支持パイロン７によって航空機（図示されず）の翼６に取り付けられる。パイロン７は実質的に平面形状であり、航空機に接続する上面と、ここでは実質的に垂直で互いに平行に表わされる２つの横側面と、下方面または底部とを備える。図５に見える整形板２０は、パイロン７の両側面と一次流出ノズル４の上部とを接続して、これら２つの要素の間の接合部に滑らかな空気力学的流れを保証する。パイロン７は縦方向に、即ち空気がエンジン周囲を流れる方向に、エンジン１の流出ノズル４および５の出口平面の下流に伸びる。パイロン７はまた、下向きに外部の空気流および低温流３を通って、高温流２によって形成される境界まで延在する。その目的は、この流れ内の気体が得る多量の熱によって引き起こされる損傷を回避することにある。しかしながらその底部は高温流によって掃引され、高温度に晒される。
【００２６】
図１は、１１から１５の参照番号が付された乱流領域を表わしている。乱流領域は、エンジンからの流れ内で様々な流れの間の速度の剪断で形成され、エンジンのジェット噴流の騒音を発生させる。領域１１および１２は、低温流がその下部分と上部分のそれぞれで、エンジンを取り囲む空気の流れと混合する領域に対応し、領域１３および１４は低温流と高温流が混合する領域に対応する。領域１５は、低温流の上部分内でパイロン７の存在によって作り出される特殊な乱流に対応する。この乱流は、それが作り出す速度同士の剪断によって、壁騒音として知られている騒音を作り出す。航空機に離陸が認証されるためには、この騒音が可能な限り低減されなければならない。本発明の主題を形成するのはまさにこれである。
【００２７】
次に図２および図３を参照すると、これらの図は、翼６に取り付けられた、一部が外部空気の流れ内に、一部が低温流３内に位置決めされたパイロン７を示している。このパイロンには開口部８が作られ、パイロンの横側面上に一定間隔に位置決めされる。ここでは８個のそのような開口部が表わされており、それらは３つの列、即ち上方列、中間列、および下方列に整列されて、おおよそパイロンの最も長い寸法の方向に伸び、パイロンの横表面の全てを覆う傾向にある。これらのオリフィス８の形状は、図では円筒状に表わされているが、それは必須ではない。これらはさらに、図２および図３ではパイロン７の見える面のみに存在するものとして表わされている。明らかに、同様のオリフィスがパイロンの他の側面上にも存在して、高温流２と低温流３内で他の側面によって作り出される乱流も考慮している。
【００２８】
図４は、流出ノズル４の下流に延在するパイロン７と、パイロンの下に位置付けられ、高温流２によって掃引されるその部分または底部とを下から見た図を示す。この底部にも同様に、パイロンの両側面に作られたものと同様のオリフィス８が穿孔されている。
【００２９】
図５は、パイロン７の両側面と一次流出ノズル４との間の接続部の、二次流出ノズルの出口における横断面図である。２つの接続用整形板２０は、これら２つの要素の間の滑らかな空気力学的流れを保証する。これらの要素にも同様に、パイロンの両側面または底部と同じようにオリフィス８が穿孔されている。
【００３０】
図６および図７は、これらのオリフィス８に加圧空気を送るシステムの２つのバージョンを示している。いずれの代替案でも、オリフィス８の直径と一致する直径を有する管９が、パイロン７の内側に沿って、空気収集器１０とオリフィス８との間を伸びる。図６に表わされている本発明の第１代替形態では、収集器１０は、二次流またはバイパス流から空気を抽気するスクープであるが、図７に表わされた第２代替形態では、収集器は、エンジンの高圧コンプレッサ上に作られた圧縮空気のタッピングから成る。これは、必要な場合には第１代替形態よりも高い圧力を供給することを可能にする。
【００３１】
一般的に、パイロンの両側面上で反転し合う２つの渦流が発生するのが発見される。前述のように、これらは、それらがパイロンとその下流との乱流を増大させることから、横方向で知覚される騒音に関して極めて大きな不利益をもたらす。この増大は、上述の２つの旋回流を発生させるパイロンの存在に関係付けられる。
【００３２】
剪断の層を削減し、この領域内の流れの混合を向上させることによって乱流を低減することを可能にするために、本発明は、この感受性領域内の乱流および流れ／パイロンの相互作用に対するより充分な制御を得るために、またそれを点検するために、パイロン７の両側面および／または基部を覆うようにジェット噴流を分配することを提案する。これらのジェット噴流は、低温流内とエンジンを取り囲む空気のストリーム内とにおいて、平均流と平行ないくつかの列で、様々な高さで、ジェット噴流の空気力学に依存する噴射の入射角をもって分配される。このように、この新規なアイデアは、連続ジェット噴流またはパルスジェット噴流によって乱流のレベルに影響を及ぼす能力のある流体噴射装置を設置することによって、パイロン周囲の流れに影響を及ぼすことによって、動力装置からの排気騒音の低減を得て、実際には空気力学的な損失を発生させずにこの乱流を散逸させるというアイデアである。
【００３３】
本発明によって提案される内蔵型流体装置は、空気噴射オリフィス８であることが好ましいが、代替案として、吸気オリフィスであってもよく、あるいはより一般的にはパイロン７の周囲の流れを変性する能力のある任意の装置であってもよい。これらのジェット噴流は管９によってパイロンを通して送られ、例えばパイロン７の上流部分の中に組み込まれた収集器１０から送り込みがなされる。管９は、ジェット噴流をパイロンの両側上へと噴射することによって、反転し合う渦流を低減することによって非定常性流に有益な変性を行えるようにして、この大きな乱流の領域内で流れ同士が混合するのを容易にし、したがって横方向で知覚されるエンジンジェット噴流騒音を著しく軽減する。
【００３４】
ジェット噴流を送る収集器１０に空気を供給するために、考えられる解決法が２つある。即ち、図６で表わされるように二次流またはバイパス流からスクープによって空気が拾い上げられるか、あるいは図７で表わされるように一次流のコンプレッサからタッピングで空気が抽気されて、抽気空気を例えば空洞の構造アームの一方から流すかのいずれかである。これら２つの代替案のいずれにするかは、ジェット噴流がオリフィス８を退出するのに必要な流量と圧力とに依存する。
【００３５】
オリフィス８は、パイロンの大きさに依存する寸法を有するが、これは最も一般的な用途では、それぞれが４ｃｍ２の大きさを超えない。この理由は、中間周波数で寄生騒音を発生させることを回避することにある。それとは対照的に、適切に有効であるためには、それらの大きさは少なくとも１ｃｍ２である。それらの形状が円形でない場合、これらの開口部の横寸法間の比率は３の値を超えないことが好ましい。
【００３６】
噴射ジェット噴流の好ましい技術的特徴が以下に述べられる：
ジェット噴流の噴射圧力に関しては、ジェット噴流の噴射先の流れの圧力より少なくとも１５％高い圧力を有することが好ましい。噴射領域が、エンジンノズルの下流に位置付けられたパイロン７のその部分に限定されるということに留意すると、噴射される総流量は、エンジンの流量と比較すれば比較的小さなままであり、一般的に二次流またはバイパス流の流量の０．２％よりも小さい。したがって、この空気を抽気することの離陸推力に対する影響は極めて限定されたものにとどまり、完全に許容可能である。
【００３７】
ジェット噴流の温度はあまり危険なものには思えないことから、この点において、エンジンから抽気される空気は、高圧コンプレッサから抽気されることが可能であるように、二次ストリームまたはバイパスストリーム内の低温領域からも同様に抽気されることが可能である。
【００３８】
ジェット噴流に送り込みをする管９は、パイロン７の内側を出口オリフィス８まで伸びるが、これはパイロン７の構成に依存して、水平方向には、エンジンを取り囲む空気のストリームの軸線に対して３０°から９０°まで、垂直方向には、パイロンの両側面の法線に対して＋６０°から−６０°まで変化する方向に向けられる。この角度範囲の選択は、マイクロジェット噴流が、過度の空気力学的損失を生じさせずに主流を貫通する必要があるということによって正当化され、これは、推進力を作り出す流れに対して噴射が反対方向となる９０°よりも大きな入射角度を除外する角度範囲である。
【００３９】
オリフィス８がパイロン７上で上方列、中間列、下方列に沿って設置される方式は、以下のようであることが好ましい。
【００４０】
パイロンの基部に位置付けられる下方列は、パイロン７の各側面上に少なくとも２つのオリフィス８を備える。噴射は、高温流２と低温流３の混合物の剪断層上に作用するように、パイロンの基部に配向される。
【００４１】
二次流またはバイパス流３によって掃引されるパイロンのその部分上でおおよそ中程に位置付けられる中間列は、パイロン７の各側面上に少なくとも３つのオリフィス８を備える。噴射は水平方向には平均流の方向に、垂直方向には上記規定された角度範囲内でなされる。
【００４２】
パイロン７の上部分上に位置付けられる上方列は、エンジンからの流れの外側ではあるが、二次流またはバイパス流３と外部空気との間の剪断の領域付近にある。上方列は、流出ノズルの下流に位置付けられたパイロンのその部分の長さに沿って一定間隔に分配される少なくとも３つのオリフィス８を備える。噴射は、上記規定された通りの水平方向の配向をもってジェット噴流の基部の方に配向される。
【００４３】
これらのオリフィスの目的は、流体の噴射によって、主流の非定常性構成要素、とりわけ境界層領域内の乱流に影響を及ぼすことを可能にすることである。より広汎的には、これらのオリフィスは、例えば、パイロンの領域内で発生された大型の渦流構造同士の相互関連性を解くことによって、渦流の発生に対して作用する。渦流構造はこの領域内で、横方向に放散する追加の騒音に著しく寄与してしまう。
【００４４】
図４に示されるように、パイロンの基部に、その底部上に位置付けられるオリフィス８もあり、それらは４つであることが好ましい。これらのオリフィスは底部上に直線状にまたは互い違いの構成で配置される。それらは軸方向には流れの方向に、横断方向には上記規定された角度範囲内に配向される。これらのオリフィスの利益は、騒音の低減に寄与することとは別に、比較的低温の空気を供給して高温流の気体によって掃引されるパイロンの底部を冷却することである。
【００４５】
図７で示されるように、ノズル整流板２０上にもオリフィス８があって、パイロンの両側面と主流出ノズルの上部との間の滑らかな空気力学的流れを保証する。
【００４６】
結論として、本発明は航空機の離陸時の騒音レベルを低下させることに単純な解決法を提供する。この解決法は、より効果的であり、ノズルの周辺に設置されるジェット噴流に基づいた解決法のような複雑な設備を必要としない。この装置は、能動装置と呼ばれる装置、即ち要望に応じて作動させることが可能な装置であるという利点をさらに有する。理論上は、この装置は、離陸局面中にのみ作動され、巡航中には非活動化され、そのようにして潜在的な性能低下と特定の燃料消費の増大とを回避する。
【００４７】
最後に、このような装置は、気体の流れとパイロンとの間の相互作用を低減するように作用することによって、ある種の追加騒音の根本原因にも作用する。これらの追加騒音は、ジェット噴流同士の剪断の結果として生じるのではなく、翼構造と高揚システムとの存在によって増幅される。したがって、これは航空機の全体的な航空音響学的性能を向上させるのに極めて効果的な役割を果たす。
【００４８】
本発明について、１つの具体的な実施形態と併せて記述がなされたが、本発明がここに述べられた手段の全ての技術的均等物とそれらの組み合わせとを包含することは極めて明白であり、それらは本発明の範囲内に入る。特に、バイパスターボジェットエンジンを参照して記述がなされたが、この場合パイロンは、ターボジェットエンジンの低温流によって掃引される一部分と、エンジンの外側の空気の流れによって掃引される別の部分とを備える。本発明は、三重流ターボジェットエンジンを担持するパイロンにも適用されることが可能である。その一部分はエンジンの低温流によって掃引され、このパイロンの底部の下に一次高温流および二次高温流が排出される。
【図１】
2013520360.tif 000003
【図２】
2013520360.tif 000004
【図３】
2013520360.tif 000005
【図４】
2013520360.tif 000006
【図５】
2013520360.tif 000007
【図６】
2013520360.tif 000008
【図７】
2013520360.tif 000009
【手続補正書】
【提出日】平成25年2月1日(2013.2.1)
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】全図
【補正方法】変更
【補正の内容】
【図１】
2013520360.tif 000010
【図２】
2013520360.tif 000011
【図３】
2013520360.tif 000012
【図４】
2013520360.tif 000013
【図５】
2013520360.tif 000014
【手続補正書】
【提出日】平成25年2月1日(2013.2.1)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、民間航空の分野、具体的には航空機によって発生される騒音の分野である。
【背景技術】
【０００２】
民間航空機によって発生される騒音、とりわけ離陸時の騒音は、広く知られている公害であり、これを低減するために多数の革新技術が考案されてきた。この騒音の主要原因の１つはエンジンのジェット噴流であり、これは離陸段階中に全出力で使用時に起こる。ターボジェットエンジンのジェット噴流の騒音を低減するために、明らかに多大な労力が払われてきた。例えば流出ノズルへの鋸歯状シェブロンの取り付けがあるが、これは、エンジンを通る一次流から生じる高温気体用の流出ノズル、あるいはエンジンの二次流またはバイパス流から生じる所謂低温気体用の流出ノズルのいずれにも行われる。
【０００３】
空港付近で生活または労働する人々に対する公害を制限するために、離陸滑走路からの様々な距離、いくつかの方向に位置する空港周辺の様々な地点で知覚され得る騒音を制限する厳格な基準が課せられている。
【０００４】
航空機が認可される場合の容認可能な最大限度の騒音に関して、航空機の設計者が遵守しなければならない、とりわけ重大な側面の１つは、航空機に対する横方向位置、離陸滑走路から４５０ｍの距離にある。パイロン、即ちエンジンを翼に取り付けることによってそれを支持する支柱部の存在は、気体が噴出される領域内で局部的に流れに高レベルの乱流を発生させ、これが結果的にエンジンの横方向の騒音を極めて大きく増大させる。この現象は、気体が噴出される面を越えてパイロンが突出する構成でとりわけ強く感じられるが、この構成は、最近の民間航空機で極めて多く使用されるものになっている。
【０００５】
数値計算あるいは風洞内モデルで得られる測定値の結果が、パイロン周囲に流れる流れとパイロン自体との間の相互作用の影響が、乱流のレベル、したがって騒音レベルの相当な上昇を生じさせることを明確に示す。パイロンの半径方向周囲のジェット噴流の角度的発生にも顕著な変化が観察される可能性があり、これは、ターボジェットエンジンからのパイロン周囲のジェット噴流を、翼に向けて送る傾向にある。
【０００６】
さらに、得られた経験によって、パイロンの導入が、それが従来式の噴出構成で騒音レベルの上昇に影響を及ぼすことに加え、流出ノズルに取り付けられたシェブロンまたはミキサなどの、排気ガスの騒音を低減するために設置された他の装置の効果を相当に低下させる可能性もあることが実証されている。空気力学的な見地からすると、パイロンの存在は、ジェット噴流の初期発生、したがってその混合およびその音響学的特性も変性させる。
【０００７】
したがって、音響に関して、パイロンの存在は横方向の証明点における噴出騒音の増大を引き起こし、この増大は、検討対象とされる、エンジンサイクルと、パイロンの寸法と、排出の幾何学的条件とに応じて、２ＥＰＮｄＢから３．５ＥＰＮｄＢ（実効知覚騒音、デシベル値）の間で変化する可能性がある。
【０００８】
ターボ機械を支持するパイロン周囲の空気循環を制御するために、仏国特許出願公開第２９１３４０１号明細書または英国特許出願公開第２１３８５０７号明細書で述べられているような装置が考案されている。しかしながら、それらは、二重流（バイパス）のターボジェットエンジンまたは三重流のターボジェットエンジンの高温流（複数可）と低温流との間の速度の剪断によって離陸時に発生される騒音には対処しておらず、これに関連付けられる技術的問題を解決することに全く影響を与えない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２９１３４０１号明細書
【特許文献２】英国特許出願公開第２１３８５０７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
ジェット噴流の騒音を低減する必要性は、常にエンジン製造業者の懸案事項である。騒音を発生源で低減すること、即ちパイロン周囲および下流の局所的な乱流に働きかけることで得られる利益は明白である。目標分析における騒音低減の潜在的可能性は、流出ノズルの周囲にシェブロンまたはマイクロジェット噴流を使用することによってもたらされるものよりもさらに大きいように思われる。
【００１１】
本発明の目的は、航空機のパイロン上に取り付けられたエンジンによって発生される騒音、とりわけエンジンのジェット噴流とパイロン周囲の空気流れとの相互作用に関連付けられる騒音を低減する装置を提供することによって、これらの従来技術の欠点を克服することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の目的のため、本発明の１つの主題は、二重流のターボジェットエンジンまたは三重流のターボジェットエンジンを支持する航空機のパイロンにして、航空機に接続する上面と、２つの横側面と、その下方部分上の底部とを備え、前記ターボジェットエンジンの低温流用の流出ノズルの下流に延在する、低温流によって掃引される少なくとも１つの部分を備えるパイロンであって、前記流出ノズルを越えて低温流の中へと延在するその部分上に、前記パイロンの一方の側面上に位置決めされた、その両側面に沿って流れる気体の流れの中へと空気のジェット噴流が噴射されまたはそこから引き込まれる少なくとも１つのオリフィスを備えることを特徴とする、パイロンとなる。
【００１３】
気体のジェット噴流を噴射すること、または気体の流れを取り込むことは、パイロン周囲の流れを変性させ、そのようにしてこのジェット噴流を適切な方向に送ることによってエンジンとパイロンの間の渦の形成を低減し、結果としてパイロンの存在、ならびに低温流とエンジンの外側の空気との間の速度の剪断に関連付けられる壁騒音を低減することを可能にする。これは、パイロンの両側面および下方部分に沿った流れを改良し、したがって全体の乱流強度を、したがって横方向の騒音を低減すると同時に、ジェット噴流の初期成長を、したがってその混合を制御する。
【００１４】
一実施形態では、オリフィスには、ターボジェットエンジンの低温流から空気を抽気するスクープに接続された管によって送り込みがなされる。
【００１５】
他の実施形態では、オリフィスには、ターボジェットエンジンのコンプレッサ下流の空気を抽気するタッピングに接続された管によって送り込みがなされる。上記に述べられた第１実施形態と第２実施形態のいずれにするかの選択は、パイロンの両側面のそれぞれで発生される反転し合う渦流の形成を低減するためにジェット噴流が有さなければならない強度に依存する。
【００１６】
有利には、空気は前記気体流の総圧力よりも少なくとも１５％高い圧力で噴射される。このように、主流よりも高速度で移動するマイクロジェット噴流が作り出される。このことは、この領域内の流れを著しく変性させて騒音を作り出さないように充分なエネルギーを供給することと同時に、噴射されなければならい流れの量を最小限にすることによって、装置が極めて有効となることを保証する。
【００１７】
選好によって、水平方向に前記オリフィスで、ターボジェットエンジンを取り囲む気体流の軸線に対して３０°と９０°の間の角度を成す方向に、空気が噴射される。この角度範囲の選択は、高コストの空気力学的損失を発生させずに、ターボジェットエンジンを取り囲む流れの中へとマイクロジェット噴流を充分に突き通すことについての調査によって、その正当性が認められる。
【００１８】
選好によって、垂直方向に前記オリフィスで、パイロンの側面に直角の方向に対して＋６０°と−６０°の間の角度を成す方向に、空気が噴射される。前述同様に、角度範囲の選択は、マイクロジェット噴流装置の最適な有効性を得るための調査によって決定される。
【００１９】
特定の実施形態では、パイロンは、ターボジェットエンジンの低温流の外側に位置付けられたパイロン側面のその部分上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）を備える。このオリフィスを通して流体を噴射させることも、エンジンからの流れの外側のこの領域内の流れの乱流強度を低減するためである。これはより滑らかな空気流をもたらし、したがってより小さな騒音しか発生させず、二次流またはバイパス流との混合に寄与する。
【００２０】
選好によって、パイロンはその底部に位置決めされた少なくとも１つのオリフィスを備える。このオリフィスから流体を噴射することは、乱流を軽減すると同時にこの感受性領域を冷却することによって、この領域内のパイロンの有害作用を低減することを可能にする。この領域内に流体を噴射することは、とりわけ騒音発生源の強度、それらの位置、および音響学的特性を変性することによって、ジェット噴流の初期発生を制御し、その混合を高めることをも可能にする。
【００２１】
特定の実施形態では、パイロンは、その一方の横側面を高温流流出ノズルに接続させる接続用整形板をさらに備え、前記整形板上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィスを備える。
【００２２】
本発明は、上記に述べられた少なくとも１つのパイロンを備える航空機にも関する。
【００２３】
純粋に例示的かつ非限定的な実施例としてここに掲げられた本発明の一実施形態に続く、添付の概略図面を参照した以下の詳細かつ説明的な記述の過程で、本発明はより充分に理解され、本発明のさらなる目的、詳細、特徴、および利点が明白となる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】従来技術によるパイロンによって翼に取り付けられたターボジェットエンジンの横断面図である。
【図２】本発明の一実施形態による装置が設けられたパイロンによって担持されたエンジンの後部機体の摸式図である。
【図３】本発明の一実施形態による装置が設けられたパイロンによって支持されたエンジンの後部機体のより詳細な摸式図である。
【図４】図２の後部機体の下から見た図である。
【図５】図２の後部機体の背後から見た、低温流流出ノズルの出口平面上横断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１を参照すると、この図は二重流ターボジェットエンジン形式またはバイパスターボジェットエンジン形式のエンジン１を示しており、そこから一次流または高温流２と、低温流３としても知られる二次流またはパイパス流とが排出される。高温流はエンジン１を一次流出ノズル４から退出し、低温流は二次流出ノズル５から退出する。エンジン１は支持パイロン７によって航空機（図示されず）の翼６に取り付けられる。パイロン７は実質的に平面形状であり、航空機に接続する上面と、ここでは実質的に垂直で互いに平行に表わされる２つの横側面と、下方面または底部とを備える。図５に見える整形板２０は、パイロン７の両側面と一次流出ノズル４の上部とを接続して、これら２つの要素の間の接合部に滑らかな空気力学的流れを保証する。パイロン７は縦方向に、即ち空気がエンジン周囲を流れる方向に、エンジン１の流出ノズル４および５の出口平面の下流に伸びる。パイロン７はまた、下向きに外部の空気流および低温流３を通って、高温流２によって形成される境界まで延在する。その目的は、この流れ内の気体が得る多量の熱によって引き起こされる損傷を回避することにある。しかしながらその底部は高温流によって掃引され、高温度に晒される。
【００２６】
図１は、１１から１５の参照番号が付された乱流領域を表わしている。乱流領域は、エンジンからの流れ内で様々な流れの間の速度の剪断で形成され、エンジンのジェット噴流の騒音を発生させる。領域１１および１２は、低温流がその下部分と上部分のそれぞれで、エンジンを取り囲む空気の流れと混合する領域に対応し、領域１３および１４は低温流と高温流が混合する領域に対応する。領域１５は、低温流の上部分内でパイロン７の存在によって作り出される特殊な乱流に対応する。この乱流は、それが作り出す速度同士の剪断によって、壁騒音として知られている騒音を作り出す。航空機に離陸が認証されるためには、この騒音が可能な限り低減されなければならない。本発明の主題を形成するのはまさにこれである。
【００２７】
次に図２および図３を参照すると、これらの図は、翼６に取り付けられた、一部が外部空気の流れ内に、一部が低温流３内に位置決めされたパイロン７を示している。このパイロンには開口部８が作られ、パイロンの横側面上に一定間隔に位置決めされる。ここでは８個のそのような開口部が表わされており、それらは３つの列、即ち上方列、中間列、および下方列に整列されて、おおよそパイロンの最も長い寸法の方向に伸び、パイロンの横表面の全てを覆う傾向にある。これらのオリフィス８の形状は、図では円筒状に表わされているが、それは必須ではない。これらはさらに、図２および図３ではパイロン７の見える面のみに存在するものとして表わされている。明らかに、同様のオリフィスがパイロンの他の側面上にも存在して、高温流２と低温流３内で他の側面によって作り出される乱流も考慮している。
【００２８】
図４は、流出ノズル４の下流に延在するパイロン７と、パイロンの下に位置付けられ、高温流２によって掃引されるその部分または底部とを下から見た図を示す。この底部にも同様に、パイロンの両側面に作られたものと同様のオリフィス８が穿孔されている。
【００２９】
図５は、パイロン７の両側面と一次流出ノズル４との間の接続部の、二次流出ノズルの出口における横断面図である。２つの接続用整形板２０は、これら２つの要素の間の滑らかな空気力学的流れを保証する。これらの要素にも同様に、パイロンの両側面または底部と同じようにオリフィス８が穿孔されている。
【００３０】
これらのオリフィス８に加圧空気を送るシステムの２つのバージョンがある。いずれの代替案でも、オリフィス８の直径と一致する直径を有する管が、パイロン７の内側に沿って、空気収集器とオリフィス８との間を伸びる。本発明の第１代替形態では、収集器は、二次流またはバイパス流から空気を抽気するスクープであるが、第２代替形態では、収集器は、エンジンの高圧コンプレッサ上に作られた圧縮空気のタッピングから成る。これは、必要な場合には第１代替形態よりも高い圧力を供給することを可能にする。
【００３１】
一般的に、パイロンの両側面上で反転し合う２つの渦流が発生するのが発見される。前述のように、これらは、それらがパイロンとその下流との乱流を増大させることから、横方向で知覚される騒音に関して極めて大きな不利益をもたらす。この増大は、上述の２つの旋回流を発生させるパイロンの存在に関係付けられる。
【００３２】
剪断の層を削減し、この領域内の流れの混合を向上させることによって乱流を低減することを可能にするために、本発明は、この感受性領域内の乱流および流れ／パイロンの相互作用に対するより充分な制御を得るために、またそれを点検するために、パイロン７の両側面および／または基部を覆うようにジェット噴流を分配することを提案する。これらのジェット噴流は、低温流内とエンジンを取り囲む空気のストリーム内とにおいて、平均流と平行ないくつかの列で、様々な高さで、ジェット噴流の空気力学に依存する噴射の入射角をもって分配される。このように、この新規なアイデアは、連続ジェット噴流またはパルスジェット噴流によって乱流のレベルに影響を及ぼす能力のある流体噴射装置を設置することによって、パイロン周囲の流れに影響を及ぼすことによって、動力装置からの排気騒音の低減を得て、実際には空気力学的な損失を発生させずにこの乱流を散逸させるというアイデアである。
【００３３】
本発明によって提案される内蔵型流体装置は、空気噴射オリフィス８であることが好ましいが、代替案として、吸気オリフィスであってもよく、あるいはより一般的にはパイロン７の周囲の流れを変性する能力のある任意の装置であってもよい。これらのジェット噴流は管によってパイロンを通して送られ、例えばパイロン７の上流部分の中に組み込まれた収集器から送り込みがなされる。管は、ジェット噴流をパイロンの両側上へと噴射することによって、反転し合う渦流を低減することによって非定常性流に有益な変性を行えるようにして、この大きな乱流の領域内で流れ同士が混合するのを容易にし、したがって横方向で知覚されるエンジンジェット噴流騒音を著しく軽減する。
【００３４】
ジェット噴流を送る収集器に空気を供給するために、考えられる解決法が２つある。即ち、二次流またはバイパス流からスクープによって空気が拾い上げられるか、あるいは、一次流のコンプレッサからタッピングで空気が抽気されて、抽気空気を例えば空洞の構造アームの一方から流すかのいずれかである。これら２つの代替案のいずれにするかは、ジェット噴流がオリフィス８を退出するのに必要な流量と圧力とに依存する。
【００３５】
オリフィス８は、パイロンの大きさに依存する寸法を有するが、これは最も一般的な用途では、それぞれが４ｃｍ２の大きさを超えない。この理由は、中間周波数で寄生騒音を発生させることを回避することにある。それとは対照的に、適切に有効であるためには、それらの大きさは少なくとも１ｃｍ２である。それらの形状が円形でない場合、これらの開口部の横寸法間の比率は３の値を超えないことが好ましい。
【００３６】
噴射ジェット噴流の好ましい技術的特徴が以下に述べられる：
ジェット噴流の噴射圧力に関しては、ジェット噴流の噴射先の流れの圧力より少なくとも１５％高い圧力を有することが好ましい。噴射領域が、エンジンノズルの下流に位置付けられたパイロン７のその部分に限定されるということに留意すると、噴射される総流量は、エンジンの流量と比較すれば比較的小さなままであり、一般的に二次流またはバイパス流の流量の０．２％よりも小さい。したがって、この空気を抽気することの離陸推力に対する影響は極めて限定されたものにとどまり、完全に許容可能である。
【００３７】
ジェット噴流の温度はあまり危険なものには思えないことから、この点において、エンジンから抽気される空気は、高圧コンプレッサから抽気されることが可能であるように、二次ストリームまたはバイパスストリーム内の低温領域からも同様に抽気されることが可能である。
【００３８】
ジェット噴流に送り込みをする管は、パイロン７の内側を出口オリフィス８まで伸びるが、これはパイロン７の構成に依存して、水平方向には、エンジンを取り囲む空気のストリームの軸線に対して３０°から９０°まで、垂直方向には、パイロンの両側面の法線に対して＋６０°から−６０°まで変化する方向に向けられる。この角度範囲の選択は、マイクロジェット噴流が、過度の空気力学的損失を生じさせずに主流を貫通する必要があるということによって正当化され、これは、推進力を作り出す流れに対して噴射が反対方向となる９０°よりも大きな入射角度を除外する角度範囲である。
【００３９】
オリフィス８がパイロン７上で上方列、中間列、下方列に沿って設置される方式は、以下のようであることが好ましい。
【００４０】
パイロンの基部に位置付けられる下方列は、パイロン７の各側面上に少なくとも２つのオリフィス８を備える。噴射は、高温流２と低温流３の混合物の剪断層上に作用するように、パイロンの基部に配向される。
【００４１】
二次流またはバイパス流３によって掃引されるパイロンのその部分上でおおよそ中程に位置付けられる中間列は、パイロン７の各側面上に少なくとも３つのオリフィス８を備える。噴射は水平方向には平均流の方向に、垂直方向には上記規定された角度範囲内でなされる。
【００４２】
パイロン７の上部分上に位置付けられる上方列は、エンジンからの流れの外側ではあるが、二次流またはバイパス流３と外部空気との間の剪断の領域付近にある。上方列は、流出ノズルの下流に位置付けられたパイロンのその部分の長さに沿って一定間隔に分配される少なくとも３つのオリフィス８を備える。噴射は、上記規定された通りの水平方向の配向をもってジェット噴流の基部の方に配向される。
【００４３】
これらのオリフィスの目的は、流体の噴射によって、主流の非定常性構成要素、とりわけ境界層領域内の乱流に影響を及ぼすことを可能にすることである。より広汎的には、これらのオリフィスは、例えば、パイロンの領域内で発生された大型の渦流構造同士の相互関連性を解くことによって、渦流の発生に対して作用する。渦流構造はこの領域内で、横方向に放散する追加の騒音に著しく寄与してしまう。
【００４４】
図４に示されるように、パイロンの基部に、その底部上に位置付けられるオリフィス８もあり、それらは４つであることが好ましい。これらのオリフィスは底部上に直線状にまたは互い違いの構成で配置される。それらは軸方向には流れの方向に、横断方向には上記規定された角度範囲内に配向される。これらのオリフィスの利益は、騒音の低減に寄与することとは別に、比較的低温の空気を供給して高温流の気体によって掃引されるパイロンの底部を冷却することである。
【００４５】
図５で示されるように、ノズル整流板２０上にもオリフィス８があって、パイロンの両側面と主流出ノズルの上部との間の滑らかな空気力学的流れを保証する。
【００４６】
結論として、本発明は航空機の離陸時の騒音レベルを低下させることに単純な解決法を提供する。この解決法は、より効果的であり、ノズルの周辺に設置されるジェット噴流に基づいた解決法のような複雑な設備を必要としない。この装置は、能動装置と呼ばれる装置、即ち要望に応じて作動させることが可能な装置であるという利点をさらに有する。理論上は、この装置は、離陸局面中にのみ作動され、巡航中には非活動化され、そのようにして潜在的な性能低下と特定の燃料消費の増大とを回避する。
【００４７】
最後に、このような装置は、気体の流れとパイロンとの間の相互作用を低減するように作用することによって、ある種の追加騒音の根本原因にも作用する。これらの追加騒音は、ジェット噴流同士の剪断の結果として生じるのではなく、翼構造と高揚システムとの存在によって増幅される。したがって、これは航空機の全体的な航空音響学的性能を向上させるのに極めて効果的な役割を果たす。
【００４８】
本発明について、１つの具体的な実施形態と併せて記述がなされたが、本発明がここに述べられた手段の全ての技術的均等物とそれらの組み合わせとを包含することは極めて明白であり、それらは本発明の範囲内に入る。特に、バイパスターボジェットエンジンを参照して記述がなされたが、この場合パイロンは、ターボジェットエンジンの低温流によって掃引される一部分と、エンジンの外側の空気の流れによって掃引される別の部分とを備える。本発明は、三重流ターボジェットエンジンを担持するパイロンにも適用されることが可能である。その一部分はエンジンの低温流によって掃引され、このパイロンの底部の下に一次高温流および二次高温流が排出される。
【手続補正２】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
二重流または三重流のターボジェットエンジン（１）を支持する航空機のパイロンにして、航空機に接続するための上面と、２つの横側面と、その下方部分の底面とを備え、前記ターボジェットエンジンの低温流（３）用の流出ノズル（５）の下流に延在する、低温流によって掃引される少なくとも１つの部分を備えるパイロンであって、
前記流出ノズルを越えて低温流の中へと延在するその部分上に、前記パイロンの一方の側面上に位置決めされた、パイロンの両側面に沿って流れる気体の流れの中へと空気のジェット噴流が噴射されまたはそこから引き込まれる少なくとも１つのオリフィス（８）を備えることを特徴とする、パイロン。
【請求項２】
オリフィス（８）には、ターボジェットエンジン（１）の低温流（３）から空気を抽気するスクープに接続された管によって送り込みがなされる、請求項１に記載のパイロン。
【請求項３】
オリフィス（８）には、ターボジェットエンジン（１）のコンプレッサの下流で空気を抽気するタッピングに接続された管によって送り込みがなされる、請求項１に記載のパイロン。
【請求項４】
空気が、前記気体流の総圧力よりも少なくとも１５％高い圧力で噴射される、請求項１から３の一項に記載のパイロン。
【請求項５】
空気が、前記オリフィス（８）で、ターボジェットエンジンを取り囲む気体流の軸線に対して水平方向に３０°と９０°の間の角度を成す方向に噴射される、請求項１から４の一項に記載のパイロン。
【請求項６】
空気が、前記オリフィス（８）で、パイロンの側面に直角の方向に対して垂直方向に＋６０°と−６０°の間の角度を成す方向に噴射される、請求項１から５の一項に記載のパイロン。
【請求項７】
ターボジェットエンジン（１）の低温流（３）の外側に位置付けられたパイロンの側面のその部分上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）をさらに備える、請求項１から６の一項に記載のパイロン。
【請求項８】
パイロンの底面上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）を備える、請求項１から７の一項に記載のパイロン。
【請求項９】
パイロンの一方の横側面を高温流流出ノズル（４）に接続する接続用整形板（２０）をさらに備え、前記整形板上に位置決めされた少なくとも１つのオリフィス（８）を備える、請求項１から８の一項に記載のパイロン。
【請求項１０】
請求項１から９の一項に記載のパイロンを少なくとも１つ備える航空機。
【国際調査報告】
2013520360.tif 000015
2013520360.tif 000016
2013520360.tif 000017
2013520360.tif 000018