(57)【要約】  本発明は、ターボシャフトエンジンの後部で、騒音排出を軽減する方法と、そのように改良されたターボシャフトエンジンに関する。本発明によると、外部ファン・カウル(１０)によって内側が支えられている音響弱化コーティングの後部(９Ｒ)の厚さは、その前部(９Ａ)に向かって増加し、その厚さの増加した領域(１８)は、湾曲したプロフィール(２０)のある表面によって、ジェットノズルの臨界域(１５)に位置するコーティング部に連結している。【選択図】    図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のバイパス・ターボエンジン後部での音の放出を軽減する方法であって、前記ターボエンジンが、前部で、空気吸入口(２)を形成し、冷気流ファン(３)と、熱気流中央ジェネレータ(４)と、冷気流のためのノズル(１１)を備えた環状部分のあるファン・チャネル(５)とを収容するナセル(１)を備え、前記ファン・チャネル(５)が、前記熱気流中央ジェネレータ(４)を囲む内部カウル(７)と、前記ナセル(１)後部を形成する外部ファン・カウル(１０)によって内側が支えられた環状部分のある、音響弱化コーティング(９)の内部管状面(８)との間に形成され、前記コーティング(９)が、前記ノズル(１１)の上流に配置されていて、前記ファンにより発生し前記冷気流により伝達される騒音の音響弱化ための最適な厚さ(Ｅ)を呈する前部(９Ａ)と、前記前部(９Ａ)に隣接し、前記ノズル(１１)の狭隘部(１２)の両側に配置された後部(９Ｒ)とからなり、前記後部コーティング部(９Ｒ)が、前記冷気流のための環状ノズルを形成する前記外部ファン・カウル(１０)の後端(６)に向かって減少する厚さを呈し、前記前コーティング部(９Ａ)が、後部コーティング部(９Ｒ)との分岐合流点の近くで、その内部管状面(８Ａ)がノズル(１１)に向かって収束し始める収束域(１７Ｄ)を有し、
−  前記ノズルの狭隘部(１２)で始まり、前方へ延びるファン・チャネルの臨界域(１５)が決定され、そこでは、前記ファン・チャネル(５)と、従って後コーティング部(９Ｒ)の内部管状面(８Ｒ)のいかなる可能な幾何学的修正も、ノズル(１１)のパラメータ修正を要求することなしには不可能であることと、
−  前コーティング部(９Ａ)の前記収束域(１７Ｄ)では、内部管状面(８Ａ)が、後コーティング部に向け前記コーティングの厚さが漸進的に増加するという意味で修正され、隣接する後コーティング部の内部管状面でのこの漸進的修正は、厚さが増加し、その厚さが少なくともおよそ、前記最適な厚さに等しくなる収束域(１８)が得られまで継続することと、
−  厚さの増加した前記領域(１８)の後端(１９)は、屈折プロフィールを有する内部管状面(２０)によって前記臨界域(１５)の前端(１６)に連結していること、
とを特徴とする方法。
【請求項２】
前記臨界域(１５)の前方境界線(１６)は、そこでの冷気流のマッハ数は、少なくともおよそ０.８に等しいという事実によって決定されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
コーティングの前部(９Ａ)の前記収束域(１７Ｄ)では、冷気流のマッハ数が約０.４から約０.５５までの間である時に、前記漸進的形状修正が始まることを特徴とする、請求項１又は請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記内部管状面(２０)の屈折プロフィールは、境界層のいかなる分離も発生させないように設計されていることを特徴とする、請求項１から請求項３までのいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
前記内部管状面(２０)の屈折プロフィールの形状パラメータＨiは、最大で１.６に等しいということを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
前記外部ファン・カウル(１０)によって内側が支えられた管状部分のある、音響弱化コーティングが、前記コーティングの厚さが少なくともおよそ最適な厚さＥに等しい上流域(９Ａ＋１８)と、ノズル(１１)の前記臨界域(１５)との間に内部管状面(２０)の屈折プロフィールを備えることを特徴とする、請求項１から請求項５までのいずれか１項に記載の方法に従って改良された、バイパス・ターボエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のバイパス・ターボエンジン後部での音の放出を軽減する方法と、この方法の実施により改良されたターボエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
バイパス・ターボエンジンが、前部で空気吸入口を形成し、冷気流ファンと、熱気流中央ジェネレータと、冷気流のためのノズル(噴出し口)を備えた環状部分のあるファン・チャネルとを収容するナセルを備え、前記ファン・チャネルが、前記熱気流中央ジェネレータを囲む内部カウルと、前記ナセル後部を形成する外部ファン・カウルによって内側が支えられた環状部分のある、音響弱化コーティングの内部管状面との間に形成され、前記コーティングが、前記ノズルの上流に配置されていて、前記ファンにより発生し前記冷気流により伝達される騒音の音響弱化のための最適な厚さを呈する前部と、前記前部に隣接し、ノズルの狭隘部の両側に配置された後部とからなり、前記後コーティング部が、前記冷気流のための環状放出口を形成する前記外部ファン・カウルの後縁に向かって減少する厚さを呈し、前記前コーティング部が上記後コーティング部との分岐合流点の近くで、その内部管状面がノズルに向かって収束し始める収束域を有することはよく知られている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
前記音響弱化コーティングの後部は、場合により、−前部との分岐合流点を除いて−前記の最適な厚さよりも薄い、減少する厚さを呈するので、この後部は、最適な弱化の特性を呈しないかもしれない。
【０００４】
更に、音響弱化コーティングの内部管状面の形状は、特に、前記ノズルの反対側、−すなわち前記後部の高さで−、熱気流中央ジェネレータの前記内部カウルの形状と組み合わさって、前記ノズルの性能(performance)と、−従って前記ターボエンジンの性能と−が最適であるように決定される。従って、ターボエンジンの性能を低下することなく、音響弱化コーティングの前記内部管状面の形状を修正することは不可能である。
【０００５】
しかし、出願人は、前記コーティング後部の形状を修正することによって、ある条件の下で、許容し得る方法でターボエンジンの性能はごくわずかに低下するが、前記コーティング後部の音響弱化を大幅に増加させることが可能であることを発見した。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この目的のために、本発明によると、下記に述べられたタイプのバイパス・ターボエンジン後部で音排出を軽減する方法は、
−  前記ノズルの狭隘部で始まり、前方へ延びるファン・チャネルの臨界域が決定され、そこでは、前記ファン・チャネルと、従って後コーティング部の内部管状面とのいかなる可能な幾何学的修正も、ノズルのパラメータ修正を要求することなしには不可能であり、
−  前コーティング部の前記収束域では、内部管状面が、後コーティング部に向けて前記コーティングの厚さが漸進的に増加するという意味で修正され、隣接する後コーティング部の内部管状面でのこの漸進的修正は、厚さの増加した領域が得られるまで継続し、この領域ではその厚さが少なくともおよそ、前記最適な厚さに等しくなり、
−  厚さの増加した前記領域の後端は、屈折プロフィール(輪郭)を有する内部管状面によって前記臨界域の前端に連結していること、
とを特徴とする。
【０００７】
よって、本発明により、前記後コーティング部の音響弱化特性は、コーティング部の前域  −ある場合には、前記後コーティング部の軸の全長の約１／４の軸の長さを呈することのできる前域−  に、前コーティング部の前記最適な厚さに等しい厚さを与えることによって増す。
【０００８】
前記臨界域の範囲は、そこでの冷気流のマッハ数は、(前部での)およそ０.８から(ノズルの狭隘部での)１までであるという事実によって決定されるのが好ましい。この臨界域内での、前記音響弱化コーティングの内部管状面の幾何学的修正は、ノズルのパラメータを、無視できない方法で修正する可能性があるので、避けなければならない。
【０００９】
更に、音響弱化コーティングの漸進的な形状修正については、前記修正は例えば０.４から０.５５までの間の比較的低いマッハ数で始まるので、冷気流の流れが速くなる収束域で始まることが望ましい。このことから、前コーティング部の前記収束域から臨界域の前端まで、(屈折プロフィールを有する前記内部管状面を含む)形状修正は、およそ０.４５から０.８の間のマッハ数で起こることになる。
【００１０】
もちろん、屈折プロフィールを有する前記内部管状面は、境界層が分離する原因となる即時効果を持つ気圧勾配の反転を決して発生させてはならない。この目的のために、前記屈折プロフィールの形状パラメータＨiは、１.６未満でなくてはならない。
【００１１】
上述より、本発明の方法に従って改良されたバイパス・ターボエンジンは、前記外部ファン・カウルによって内側が支えられた環状部分のある音響弱化コーティングが、前記コーティングの厚さが少なくともおよそ最適な厚さＥに等しい上流域と、ノズルの前記臨界域との間に屈折プロフィールを備えることを特徴とする。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
添付図面の図は、本発明が実施される方法を明瞭に説明する。これらの図では、同一符号は同一要素を指定する。
図１で、長手方向軸Ｌ−Ｌを貫く横断面で図式的に示された、航空機のための既知のバイパス・エンジンは、前部で、空気吸入口２を形成するナセル１を備える。ナセル１は、ファン３と、熱気流中央ジェネレータ４と、冷気流によって横断される環状ファン・チャネル５を含む。
【００１３】
ファン・チャネル５は、ナセル１の後縁に対応する環状放出オリィフィス６を備える。このファン・チャネル５は、前記熱気流中央ジェネレータ４を囲むカウル７と、ナセル１の後部を形成する外部ファン・カウル１０によって内側が支えられた音響弱化管状コーティング９の内面８(図２参照)との間に形成されている。
【００１４】
ファン・チャネル５では、カウル７と内面８がノズル１１を形成し、そのノズル１１は環状放出口６を通って現れ、その狭隘部１２は、長手方向軸Ｌ−Ｌに関して横断している面１３に位置する。
【００１５】
例えば吸収セルを持つ既知のタイプの、音響弱化管状コーティング９は、前記内面８を形成する内面８Ａと８Ｒを各々有し、ライン１４に沿って隣り合いその面が前記軸L-Lに対し直交する、２つの隣接する部分９Ａと９Ｒからなる。ノズル１１の上流に適切に配置された前部９Ａは、少なくともおよそ一定であって、ファン３によって発生し、ファン・チャネル５内で循環している冷気流によって伝達された騒音の最適な弱化に対応する厚さＥを呈する。他方で、ノズル１１の狭隘部１２の両側に配置され、軸の長さＤに亘って延びる後部９Ｒは、−厚さが、最適な厚さＥに等しい−前記ライン１４から環状放出口６まで一様に減少する厚さを呈する。もちろん、(ライン１４上以外での)最適値Ｅ未満の厚さが減少していくことによって、後部９Ｒは、最適な音響弱化を提供することはできない。
【００１６】
上述の配置において、ファン・チャネル内の冷気流は亜音速で、
−  音響弱化コーティング９の後部９Ｒの反対側で、マッハ数は、ライン１４のレベルでのおよそ０．５５から、環状放出口６のレベルでのおよそ１．０までであり、
−  前記コーティング９の前部９Ａの反対側で、
・  前記冷気流の流れが遅くなり、そこでのマッハ数がおよそ０.５からおよそ０.４である、分岐上流域１７Ｕと、
・  前記冷気流の流れが速くなり、そこでのマッハ数がおよそ０.４からおよそ０.５５である、収束下流域１７Ｕと、
が存在する。
【００１７】
上述の通り、本発明の目的は、ターボエンジンの性能をほんのわずかに落とすが、減少した長さＤ−ｄ(図３参照)の領域９Ｒ’へ厚さを減少しながら、後部９Ｒを小さくするために、後部に向かって、長さｄの領域９Ａ’の最適な厚さＥの前部９Ａを大きくすることである。
【００１８】
従って、図４で、より大きな縮尺で図示されているように、
−  まず、ノズルの狭隘部１２の面１３から始め、前記ノズルの狭隘部１２のパラメータ修正を要求することなしには、後コーティング部９Ｒの内部管状面８Ｒのいかなる幾何学的修正も不可能である臨界域である、前方境界線１６まで前方に向かって延ばしてファン・チャネル５の臨界域１５を決定する。上記臨界域１５は、例えば、前記前方境界線１６で、冷気流のマッハ数は、ノズルの狭隘部１２でおよそ１の値に到達するために、既に、少なくともおよそ０.８に等しい値に到達する、という事実によって決定され、
−  前コーティング部９Ａがノズルの狭隘部１２に向かって収束し始め、冷気流のマッハ数が、およそ０.４とおよそ０.５５の間である、前コーティング部９Ａの反対側の下流域１７Ｄでは、後コーティング部９に向かって、前記コーティングの厚さ(ライン８Ａ’参照)の漸進的な増加の意味で、内部管状面８Ａが修正され、隣接する後コーティング部の内部管状面でのこの漸進的な増加は、厚さが増加した、長さｄである、そこでの厚さが少なくとも前記最適な厚さＥに等しい後コーティング部の領域１８が得られるまで継続し、
−  前記領域１８の後端１９は、屈折プロフィール２０を有する内部管状面によって臨界域１５の前端１６に連結し、屈折プロフィール２０の形状パラメータＨiは最大限で１.６に等しい。
【００１９】
よって、領域１８の長さｄは、ノズルの狭隘部１２の位置と、臨界域１５の軸範囲と、屈折プロフィール２０を有する内部管状面の軸範囲とによって決定される。この長さｄは、ある場合には、後コーティング部９Ｒの長さＤの１／４に近くなる可能性があり、その結果、過度にターボエンジンの稼動を低下させることなく、音響弱化の顕著な増加が得られる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】バイパス・ターボエンジンを貫く軸方向横断面の略図である。
【図２】図１のターボエンジンのファン・チャネルで考察された、既知の音響弱化管状コーティングを示す、拡大横断面の略図である。
【図３】図２と同様の図で、本発明に従って改良された音響弱化管状コーティングを示す。
【図４】本発明に従って音響弱化管状コーティングを改良した段階での、図３の一部を前記ターボエンジンの軸に対して直角に拡張した拡大図である。
【符号の説明】
【００２１】
１…ナセル、２…空気吸入口、３…冷気流ファン、４…熱気流中央ジェネレータ、５…ファン・チャネル、６…外部ファン・カウルの後端、７…内部カウル、８・８Ａ・８Ｒ…音響弱化コーティングの内部管状面、９…音響弱化コーティング、９Ａ…音響弱化コーティングの前部、９Ｒ…音響弱化コーティングの後部、１０…外部ファン・カウル、１１…ノズル、１２…ノズルの狭隘部、１５…ファン・チャネルの臨界域、１６…臨界域の前端境界線、１７Ｄ…コーティング前部の収束域、１８…収束領域、１９…収束領域の後端、２０…内部管状面、Ｅ…厚さ。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【国際調査報告】
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