(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジンの構成要素であって、空気を取入れてコアジェット及びバイパスジェットを排気するエンジン排気ノズルにおいて、
内部に空気を取入れてコアジェットを排気する環状のコア流路が形成された筒状のコアカウルと、
前記コアカウルの外側に前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に空気を取入れてバイパスジェットを排気する環状のバイパス流路が形成された筒状のナセルと、
前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に連結され、エンジン軸方向へ延びており、前記バイパス流路内を縦断する縦断壁を備えたパイロンと、を具備し、
前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分は、上流方向に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部、及び前記テーパ部の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部を有していることを特徴とするエンジン排気ノズル。
【請求項２】
前記ストレート部の幅は、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分内に配設されるアンチアイス用配管の径よりも大きくかつ前記アンチアイス用配管の径の２倍よりも小さくなっていることを特徴とする請求項１に記載のエンジン排気ノズル。
【請求項３】
前記縦断壁の軸心が前記航空機エンジンにおけるファン静翼の後縁の周方向位置に一致するようになっていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のエンジン排気ノズル。
【請求項４】
前記縦断壁の前記ストレート部の径方向外側部分が径方向に対して航空機エンジンにおけるファン動翼の回転方向側に傾斜するようになっていることを特徴とする請求項３に記載のエンジン排気ノズル。
【請求項５】
コアジェットとバイパスジェットを排気することにより、エンジン推力を発生させる航空機エンジンにおいて、
請求項１から請求項４のうちのいずれか１項に記載のエンジン排気ノズルを具備したことを特徴とする航空機エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、空気を取入れてコアジェット及びバイパスジェットを排気するエンジン排気ノズル、及びコアジェットとバイパスジェットを排気することによりエンジン推力を発生させる航空機エンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、航空機エンジンの主要な構成要素であるエンジン排気ノズルについて種々の開発がなされており、エンジン排気ノズルの一般的な構成について簡単に説明すると、次のようになる（特許文献１及び特許文献２参照）。
【０００３】
一般的なエンジン排気ノズルは、筒状のカウルを具備しており、このカウルの内部（内側）には、空気を取入れてコアジェットを排気する環状のコア流路が形成されている。また、カウルの外側（外壁面）には、筒状のナセル（ファンダクト）がコアカウルを囲むように一体的に設けられており、ナセルの内壁面とコアカウルの外壁面の間には、空気を取入れてバイパスジェットを排気する環状のバイパス流路が形成されている。そして、コアカウルからナセルにかけて、エンジン軸方向へ延びたパイロンが一体的に連結されており、このパイロンは、航空機（航空機の翼）に対する航空機エンジンの取付け及びエンジン推力の伝達に用いられるものであって、バイパス流路内を縦断する縦断壁を備えている。
【０００４】
従って、航空機エンジンを稼動させて、コア流路に取入れた空気をコアジェットとして、バイパス流路に取入れた空気をバイパスジェットとしてそれぞれ排気することにより、航空機エンジンのエンジン推力を発生させることができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００８−１５１０３３公報
【特許文献２】特開平５−２０２７６８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、航空機エンジンの稼働中に、パイロンの縦断壁の前縁（先端）が淀み点になって、パイロンの縦断壁の前縁付近に静圧上昇が生じると、この静圧上昇は上流方向（上流側）に伝播する。また、航空機エンジンの軽量化の要請により、コアカウル及びナセルの軸長が短縮化する傾向にある。そのため、コアカウル及びナセルの軸長の短縮化に伴って、パイロンの縦断壁の前縁からファンまでの距離（間隔）が短くなると、パイロンの縦断壁の上流側であるファン周辺において、周方向の一部に静圧の非常に大きな領域が形成されて、不均一な周方向静圧分布を生成することになり、ファンの空力性能の低下及びファン騒音（干渉騒音）の増大を招くことになる。
【０００７】
つまり、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、ファンの空力性能の向上及びファン騒音の低減を図ることは困難であるという問題がある。
【０００８】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のエンジン排気ノズル及び航空機エンジンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、パイロンの縦断壁の前縁側部分が図６（ａ）に示すような断面漏斗形状を呈するように改良することにより、パイロンの縦断壁の前縁側部分が図６（ｂ）に示すような断面前方半円形状を呈する場合（従来例に係るパイロンの場合）に比較して、図７及び図８に示すように、パイロンの縦断壁の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、パイロンの上流側であるファン静翼の後縁位置における周方向静圧分布を一様な状態に近づけることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。これは、パイロンの縦断壁の前縁における空気と接触する部位の面積（接触面積）を小さくして、淀み点を通過した空気の流れを十分に整流できたことによるものと考えられる。なお、パイロンの縦断壁の前縁側部分が断面漏斗形状を呈するとは、換言すれば、パイロンの縦断壁の前縁側部分が上流方向に向かって幅を漸次小さくなるテーパ部、及びテーパ部の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部を有することである。
【００１０】
ここで、図６（ａ）は、発明例に係るパイロンの縦断壁の前縁側部分を示す模式的な平断面図、図６（ｂ）は、従来例に係るパイロンの縦断壁の前縁側部分を示す模式的な平断面図、図７は、発明例及び比較例の場合におけるパイロンの縦断壁の前縁位置での周方向静圧分布を示す図、図８は、発明例及び比較例の場合におけるファン静翼の後縁位置での周方向静圧分布を示す図であって、図７及び図８に示す静圧分布は、３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析により求めたものである。なお、図７及び図８における周方向角度は、パイロンの縦断壁の前縁側部分の中心位置を基準に（周方向角度０として）規定されている。
【００１１】
本発明の第１の特徴は、航空機エンジンの構成要素であって、空気を取入れてコアジェット及びバイパスジェットを排気するエンジン排気ノズルにおいて、内部（内側）に空気を取入れてコアジェットを排気する環状のコア流路が形成された筒状のコアカウルと、前記コアカウルの外側に前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に空気を取入れてバイパスジェットを排気する環状のバイパス流路が形成された筒状のナセル（ファンダクト）と、前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に連結され、エンジン軸方向へ延びており、前記バイパス流路内を縦断する縦断壁を備えたパイロンと、を具備し、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分（先端側部分）は、上流方向に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部、及び前記テーパ部の前縁側（先端側）に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部を有していることを要旨とする。
【００１２】
第１の特徴によると、前記航空機エンジンを稼動させて、前記コア流路に取入れた空気をコアジェットとして、前記バイパス流路に取入れた空気をバイパスジェットとしてそれぞれ排気することにより、前記航空機エンジンのエンジン推力を発生させることができる。
【００１３】
また、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分が上流方向に向かって幅を漸次小さくした前記テーパ部、及び前記テーパ部の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びた前記ストレート部を有しているため、換言すれば、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分が断面漏斗形状を呈しているため、前述の新規な知見を適用すると、前記パイロンの前記縦断壁の前縁から前記航空機エンジンにおけるファンまでの距離を短くしても、前記パイロンの前記縦断壁の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、前記パイロンの上流側である前記ファン周辺における周方向静圧分布（周方向静圧分布状態）を一様な状態（分布状態）に近づけることができる。
【００１４】
本発明の第２の特徴は、コアジェットとバイパスジェットを排気することにより、エンジン推力を発生させる航空機エンジンにおいて、第１の特徴からなるエンジン排気ノズルを備えたことを要旨とする。
【００１５】
第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、前記パイロンの前記縦断壁の前縁から前記航空機エンジンにおけるファンまでの距離を短くしても、前記パイロンの前記縦断壁の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、前記ファン周辺における周方向静圧分布を一様な状態に近づけることができるため、前記航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、前記ファンの空力性能の向上及びファン騒音の低減を十分に図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、本発明の実施形態に係る航空機エンジンの側断面図である。
【図２】図２は、本発明の実施形態に係るパイロンの縦断壁の模式的な平断面図である。
【図３】図３は、図１におけるIII-III線に沿った断面図である。
【図４】図４は、本発明の別の実施形態に係るパイロンの縦断壁の模式的な平面図である。
【図５】図５は、本発明の別の実施形態を説明する断面図であって、図３に相当する図である。
【図６】図６（ａ）は、発明例に係るパイロンの縦断壁の前縁側部分を示す模式的な平断面図、図６（ｂ）は、従来例に係るパイロンの縦断壁の前縁側部分を示す模式的な平断面図である。
【図７】図７は、発明例及び比較例の場合におけるパイロンの縦断壁の前縁位置での周方向静圧分布を示す図である。
【図８】図８は、発明例及び比較例の場合におけるファン静翼の後縁位置での周方向静圧分布を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
（実施形態）
本発明の実施形態の内容について図１から図３を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指してある。
【００１９】
図１に示すように、第１実施形態に係る航空機エンジン１は、コアジェットＣＪとバイパスジェットＢＪを排気することにより、エンジン推力を発生させるものであって、航空機の翼（図示省略）に取付けられるものである。そして、本発明の第１実施形態に係る航空機エンジン１の全体的な構成は、次のようになる。
【００２０】
航空機エンジン１は、空気を取入れてコアジェットＣＪ及びバイパスジェットＢＪを排気するエンジン排気ノズル３を主要な構成要素として具備しており、このエンジン排気ノズル３は、筒状のコアカウル５を具備しており、このコアカウル５の内部（内側）には、空気を取入れてコアジェットＣＪを後方向（下流方向）へ排気する環状のコア流路７が形成されている。また、コアカウル５の外側（外壁面）には、筒状のナセル９が複数（図中には１つのみ図示）のストラット１１を介してコアカウル５を囲むように設けられており、ナセル９の内壁面とコアカウル５の外壁面との間には、空気を取入れてバイパスジェットＢＪを後方向へ排気する環状のバイパス流路１３が形成されている。そして、コアカウル５からナセル９にかけて、エンジン軸方向（前後方向）へ延びたパイロン１５が一体的に連結されており、このパイロン１５は、航空機（航空機の翼）に対する取付及びエンジン推力の伝達のために用いられるものであって、バイパス流路１３内を縦断する縦断壁１７を備えている。
【００２１】
コアカウル５の前部には、コア流路７及びバイパス流路１３に空気を圧縮して取入れるファン１９が設けられている。また、ファン１９は、周方向に等間隔に配設されかつエンジン軸心（コアカウル５の軸心）側周りに回転可能な複数のファン動翼２１と、ファン動翼２１の下流側に周方向に等間隔に配設された複数のファン静翼２３とを備えている。
【００２２】
コアカウル５の内部におけるファン１９の下流側（後側）には、コア流路７内に圧縮して取入れた圧縮空気（空気）を低圧圧縮する低圧圧縮機２５が設けられている。また、コアカウル５の内部における低圧圧縮機２５の下流側には、低圧圧縮された圧縮空気を高圧圧縮する高圧圧縮機２７が設けられている。そして、コアカウル５の内部における高圧圧縮機２７の下流側には、圧縮空気中で燃料を燃焼させる燃焼器２９が設けられている。
【００２３】
コアカウル５の内部における燃焼器２９の下流側には、高圧タービン３１が設けられており、この高圧タービン３１は、燃焼器２９からの燃焼ガスの膨張によって駆動すると共に高圧圧縮機２７を連動して駆動させるものである。また、コアカウル５の内部における高圧タービン３１の下流側には、低圧タービン３３が設けられており、この低圧タービン３３は、燃焼ガスの膨張によって駆動する共にファン１９及び低圧圧縮機２５を連動して駆動させるものである。
【００２４】
なお、低圧圧縮機２５、高圧圧縮機２７、高圧タービン３１、及び低圧タービン３３は、ファン１９と同様に、複数の動翼（低圧圧縮機動翼、高圧圧縮機動翼、高圧タービン動翼、及び低圧タービン動翼）及び複数の静翼（低圧圧縮機静翼、高圧圧縮機静翼、高圧タービン静翼、及び低圧タービン静翼）を備えており、図中において、ファン１９、低圧圧縮機２５、高圧圧縮機２７、高圧タービン３１、及び低圧タービン３３における動翼は、ハンチングを施してある。
【００２５】
続いて、本発明の実施形態に係るパイロン１５の特徴部分について説明する。
【００２６】
図２及び図３に示すように、パイロン１５の縦断壁１７は、前縁側に位置する前縁側部分（先端側部分）３５と、後縁側に位置しかつ下流方向に向かって幅を漸次小さくした後縁側部分３７と、前縁側部分３５と後縁側部分３７を繋ぐように形成された中間部分３９とからなっている。また、パイロン１５の縦断壁１７の中間部分３９内には、燃料供給用配管４１、潤滑油供給用配管４３、客室抽気用配管４５、冷却空気抽気用配管４７、及び着火用配線４９が配設されており、パイロン１５の縦断壁１７の前縁側部分３５内には、アンチアイス用配管５１が配設されている。更に、パイロン１５の縦断壁１７の前縁側部分３５内から中間部分３９内にかけて、航空機に対してエンジン推力を伝達するスラストリンク機構５３が配設されている。
【００２７】
パイロン１５の縦断壁１７の前縁側部分３９は、上流方向（上流側）に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部５５を有しており、このテーパ部５５の前縁側（先端側）には、上流方向に向かって直線状に延びたストレート部５７が連続して形成されている。また、ストレート部５７の前縁側（先端側）は、半円状に湾曲してあって、ストレート部５７の幅は、アンチアイス用配管５１の径よりも大きくてかつアンチアイス用配管５１の径の２倍よりも小さくなっている。
【００２８】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２９】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機２７を駆動して、燃焼器２９によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン３１及び低圧タービン３３を駆動させると共に、高圧タービン３１によって高圧圧縮機２７を連動して駆動させて、低圧タービン３３によってファン１９及び低圧圧縮機２５を連動して駆動させる。そして、前述のような一連の動作（ファン１９の駆動、低圧圧縮機２５の駆動、高圧圧縮機２７の駆動、燃焼器２９による燃焼、高圧タービン３１の駆動、低圧タービン３３の駆動）が連続して行われることにより、航空機エンジン１を適切に稼働させて、コア流路７及びバイパス流路１３からコアジェットＣＪ及びバイパスジェットＢＪをそれぞれ排気することができ、航空機エンジン１のエンジン推力を発生させることができる（航空機エンジン１の一般的な作用）。
【００３０】
前述の航空機エンジン１の一般的な作用の他に、パイロン１５の縦断壁１７の前縁側部分３５が上流方向に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部５５、及びテーパ部５５の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部５７を有しているため、換言すれば、パイロン１５の縦断壁１７の前縁側部分３５が断面漏斗形状を呈しているため、前述の新規な知見を適用すると、パイロン１５の縦断壁１７の前縁からファン１９までの距離を短くしても、パイロン１５の縦断壁１７の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、パイロン１５の上流側であるファン１９周辺における周方向静圧分布（周方向静圧分布状態）を一様な状態（分布状態）に近づけることができる。
【００３１】
従って、本発明の実施形態によれば、航空機エンジン１の軽量化を促進しつつ、ファン１９の空力性能の向上及びファン騒音の低減を十分に図ることができる。
【００３２】
（別の実施形態）
本発明の別の実施形態の内容のうち前述の実施形態と異なる点についてみ図４及び図５を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指してある。続いて、本発明の別の実施形態について
図４及び図５に示すように、本発明の別の実施形態の内容は、ナセル９の内壁面側の二次流れ（二次渦）の影響によって、ファン静翼２３の静翼後流（ウェーク）Ｗがファン動翼２１の回転方向Ｄ側に湾曲する湾曲成分を持っていることに着目して創作されたものである。
【００３３】
即ち、パイロン１５の縦断壁１７の軸心（中心線）１７ｃは、ファン静翼２３の後縁の周方向位置に一致するようになっている。換言すれば、パイロン１５の縦断壁１７のストレート部５７は、ファン静翼２３の後縁の真後に位置するようになっている。また、パイロン１５の縦断壁１７のストレート部５７の径方向外側部分は、径方向（ナセル９の径方向）に対してファン動翼２１の回転方向Ｄ側に傾斜するようになっている。ここで、パイロン１５の縦断壁１７のストレート部５７の最大シフト量Eは、ファン静翼２３の周方向の配設ピッチと同じ大きさに設定されている。
【００３４】
なお、図４において、燃料供給用配管４１、潤滑油供給用配管４３、客室抽気用配管４５、冷却空気抽気用配管４７、着火用配線４９、アンチアイス用配管５１、及びスラストリンク機構５３は、図示を省略してある。
【００３５】
本発明の別の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００３６】
パイロン１５の縦断壁１７の軸心１７ｃがファン静翼２３の後縁の周方向位置に一致してあって、パイロン１５の縦断壁１７のストレート部５７の径方向外側部分が径方向に対してファン動翼２１の回転方向Ｄ側に傾斜しているため、パイロン１５の縦断壁１７の前縁の淀み点圧力を十分に低減することができ、パイロン１５の上流側であるファン１９周辺における周方向静圧分布をより一様な状態に近づけることができる。
【００３７】
従って、本発明の別の実施形態によれば、前述の実施形態の効果をより高めることができる。
【００３８】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００３９】
ＢＪ      バイパスジェット
ＣＪ      コアジェット
Ｄ      ファン動翼の回転方向
１      航空機エンジン
３      エンジン排気ノズル
５      コアカウル
７      コア流路
９      ナセル（ファンダクト）
１１      ストラット
１３      バイパス流路
１５      パイロン
１７      縦断壁
１７ｃ    縦断壁の軸心
１９      ファン
２１      ファン動翼
２３      ファン静翼
３５      縦断壁の前縁側部分
３７      縦断壁の後縁側部分
３９      縦断壁の中間部分
４１      燃料供給用配管
４３      潤滑油供給用配管
４５      客室抽気用配管
４７      冷却空気抽気用配管
４９      着火用配線
５１      アンチアイス用配管
５３      スラストリンク機構
５５      テーパ部
５７      ストレート部
【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６】
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【図７】
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【図８】
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