(57)【要約】本発明は、低騒音排出の航空機用複流タービンエンジンに関するものであり、タービンエンジンの冷気流(９)用の開口部(６)は、一定間隔を置いて短く狭い山形部(１５)を備えており、上記山形部は、深く鉤爪状に上記冷気流(９)に入り込む。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用複流タービンエンジンで、
その縦軸（Ｌ−Ｌ線）周りに、
−  外側のナセルフード(３)を設け、冷気流(９)を発生させるファン(８)と、熱気流(１１)を発生させる中央発生器(１０)とを収納するナセル(２)と、
−  上記中央熱気流発生器(１０)の周りに設けられる冷気流環状路(１２)と、
−  上記外側ナセルフード(３)側の上記冷気流環状路(１２)との境界をなす外側ファンフード(１４)と、
−  上記外側ナセルフード(３)および上記外側ファンフード(１４)によって決定される端部(７)を有し、一方から他方へ収束する冷気流放出孔(６)と、
−  冷気流放出孔(６)の上記端部(７)の周りに分散配置され、上記タービンエンジンの後部へ突出している複数の山形部(１５)と、
を備えるエンジンであって、
−  上記山形部(１５)は、空間(Ｅ)を設けた対として互いに間隔があけられると共に、通路(１６)がその間に設けられ、
−  各山形部(１５)は、上記外側ファンフード(１４)から測定された、少なくともほぼ３０°に等しい入り込み角度(ａ)で上記冷気流(９)に入り込むよう上記縦軸（Ｌ−Ｌ線）の方向に傾けられ、
−  冷気流放出孔(６)の上記端部(７)からの各山形部(１５)の上記入り込み角度(ａ)および長さ(ｌ)は、上記冷気流(９)へ山形部(１５)が入り込む高さ(ｈ)が、上記冷気流放出孔(６)の径(Φ)の０.０１倍から０.０３倍の範囲内にあるように選択されることを特徴とする航空機用複流タービンエンジン。
【請求項２】
各山形部(１５)の長さ長さ(ｌ)は、１５０ｍｍ以下に等しいことを特徴とする請求項１に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【請求項３】
各山形部(１５)は、左右側面(１７，１８)を設けた少なくともほぼ台形形状を有し、上記冷気流放出孔(６)の上記端部(７)から離れながら、一方から他方へ収束する航空機用複流タービンエンジンであって、
上記山形部(１５)の各左右側面(１７，１８)は、１２５°〜１５５°の範囲にある角度(ｂ)を上記端部(７)と共に形成することを特徴とする
請求項１または２のいずれか１項に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【請求項４】
２つの連続した山形部(１５)の間の上記空間(Ｅ)は、冷気流放出孔(６)の上記端部(７)に沿って、１つの山形部(１５)の幅（L）の１.５倍より大きいことを特徴とする
請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【請求項５】
上記空間(Ｅ)は、１つの山形部の上記幅(Ｌ)の２倍にほぼ等しいことを特徴とする
請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【請求項６】
各山形部(１５)は、左右側面(１７，１８)を設けた少なくともほぼ台形形状を有し、上記冷気流放出孔(６)の上記端部(７)から離れながら、一方から他方へ収束する航空機用複流タービンエンジンであって、
上記端部(７)から間隔を置かれた、上記台形の小さい底辺が中央凹部(１９)を備えることを特徴とする
請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【請求項７】
上記台形の小さな底辺が波状であると同時に、丸みが付けられた上記中央凹部(１９)によって分離された２つの鈍頭の側面隆起部(２０，２１)を形成することを特徴とする
請求項６に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【請求項８】
山形部(１５)の上記左右側面(１７，１８)はそれぞれ丸みが付けられた凹線部(２２，２３)によって、それぞれ冷気流放出孔(６)の上記端部(７)に接続されることを特徴とする
請求項３から７のいずれか１項に記載の航空機用複流タービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、低騒音排出の航空機用複流タービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ノズルによって排出されたジェットは、ノズルの後部で、少なくとも別の気流と接することは周知である。単一流のタービンエンジンの場合、上記ジェットは、大気と接するが、複流タービンエンジンの場合、冷気流と熱気流とが互いに接するだけでなく、さらに、大気とも接する。
【０００３】
上記ノズルによって排出されるジェットの速度は、上記ジェットによって合流される上記別の気流の速度と異なっているので、その結果、入り込み流体は両者間で引き剥がしが生じ、上記流体剪断は騒音を発生する、一般的に航空学分野において、「ジェットノイズ」と呼ばれる。
【０００４】
このようなジェットノイズを減少させるために、異なった速度を有する上記気流の間の境界では、それらを迅速に混合するために、乱流を発生することが既に考えられてきた。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】ＧＢ−Ａ−７６６,９８５
【特許文献２】ＧＢ−Ａ−２,２８９,９２１
【０００６】
たとえば、文献ＧＢ−Ａ−７６６,９８５は、その周辺で、後方に延びる複数の突出部を設けた放出孔を有しているノズルを記載しており、上記ノズル噴流の概ねの方向は、少なくともほぼ上記ノズルによって排出されたジェットの方向であるノズルである。上記突出部は、複数の異なる形状を有することが可能な「歯」からなる。
【０００７】
あるいは、文献ＧＢ−Ａ−２,２８９,９２１は、ノズルの放出孔端部に凹部を設けることを示唆している。上記凹部は、上記放出孔の周辺で分散配置され、上記凹部は、それぞれ、大体、少なくともほぼ三角形であり、その底辺は、放出孔の端部と交わりあって、その頂点は、放出孔端部の前部に位置する。その結果、２つの連続した凹部の間に、少なくともほぼ三角形または台形の形状を有する歯が形成される。
【０００８】
上記突出歯は、その精密な形状がどうであれ、一般的に、航空学分野において「山形部」と呼ばれる。
【０００９】
複流タービンエンジンにおいて、上記山形部は熱気流ノズルの後部と冷気流ノズルの後部とに共通に設けられる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
しかし、一般的に、周知の山形部が、熱気流ノズルからのジェットノイズを減少させるために効率的である場合、他方で、それらは冷気流ノズルによって排出される騒音に関してはあまり効果がないことは、簡単に証明されることができる。
【００１１】
この原因は、おそらく、外的圧力と冷気流ノズルの放出口での圧力との間にある静圧の断続性の結果として、超音速冷気流が一連の圧縮−真空リリーフセル(relief cell)（速度振動）を発生し、これは、騒音増幅器として作用し、航空学分野において「ショックセルノイズ」と呼ばれる騒音を作るものであるという事実にある。現在、冷気流ノズルは、山形部を設けており、冷気流と外部空力流との混合を促進する乱流を作りながら、ジェット騒音を低減するのに効率的であるように思われるが、ショックセルノイズの低減においては、ほとんど効果がない。
【００１２】
本発明は、上記問題点を解決することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
この目的のために、本発明により、航空機用複流タービンエンジンは、
その縦軸（Ｌ−Ｌ線）周りに、
−  冷気流を発生させるファンと、熱気流を発生させる中央発生器とを収納する外側のナセルフードを有するナセルと、
−  上記中央熱気流発生器の周りに設けられる冷気流環状路と、
−  上記外側ナセルフード側の上記冷気流環状路との境界をなす外側ファンフードと、
−  上記外側ナセルフードおよび上記外側ファンフードによって決定される端部を有し、一方から他方へ収束する冷気流放出孔と、
−  冷気流放出孔の上記端部の周りに分散配置され、上記タービンエンジンの後部へ突出している複数の山形部と、
を備えるエンジンであって、
−  上記山形部は、対として互いに間隔があけられると共に、通路がその間に設けられ、
−  各山形部は、上記外側ファンフードから測定された、少なくともほぼ３０°に等しい入り込み角度で上記冷気流に入り込むよう上記縦軸の方向に傾けられ、
−  冷気流放出孔の上記端部からの各山形部の上記入り込み角度および長さは選択され、上記冷気流へ山形部が入り込む高さは、上記冷気流放出孔の径の０.０１倍から０.０３倍の範囲内にあることを特徴とする航空機用複流タービンエンジン。  
【発明の効果】
【００１４】
本発明のおかげで、上記ジェットが、相対的に長さは短いがしっかりと入り込む山形部を通り過ぎるか、または、上記山形部の間に位置する通路の中を通るかどうか次第で、上記冷気流の周辺は、対応するノズルの放出口で、異なった方向付けおよび構造を持つジェットに分けられる。実際に、上記通路を通る冷気流のジェットは、その方向が上記外側ファンフードの延長方向であり、上記冷気流放出孔の端部で、ノズルの公称値に等しい加速値を有する。一方、上記山形部を通過する冷気流ジェットは、上記タービンエンジンの軸へしっかりと進路変更され、上記冷気流の中へ深く入り込む。
【００１５】
上述のように、本発明の上記入り込む山形部は、：
−  ファンノズルの放出孔で、上記冷気流の圧力分野において径方向の不均質を引き起こす、即ち、それらは上記冷気流の構造を局所的に混乱させることにより、上記タービンエンジンの後部では、ショックセルの強度の減少につながり、その結果、速度振動の振幅の減少につながる。そして、同時に、
−  上記冷気流とタービンエンジンの周りの大気流との混合を改良することにより、ジェット騒音を低減させる。
【００１６】
本発明の山形部は、このように、乱流（騒音源）およびショックセル（上記騒音の増幅）の両方に影響することができる。
【００１７】
各山形部の長さは、１５０ｍｍ以下に等しいことが望ましい。
【００１８】
周知のように、各山形部は、左右側面を設けた少なくともほぼ台形形状を有し、上記冷気流放出孔の上記端部から間隔を置きながら、一方から他方へ収束するとき、上記山形部の左右側面のそれぞれは、端部と共に、１２５°から１５５°の範囲内にある角度を形成することが好都合である。
【００１９】
上述の内容から、本発明の上記山形部は短く狭いもので、冷気流へしっかりと爪状に入り込むことを理解することは容易である。従って、空気力学上の損失を制限するため、２つの連続した山形部の間の空間が上記冷気流放出孔の端部に沿って１つの山形部の幅の１.５倍より大きいことは、好都合である。上記空間は、１つの山形部の幅とほぼ等しいか、あるいは２倍であることが望ましい。
【００２０】
各山形部が、上述のように、少なくともほぼ台形形状を有する場合、さらにジェット騒音を低減するために、上記冷気流放出孔の端部から間隔を置かれた、上記台形の小さい底辺が中央凹部を備えることは好都合である。その結果、上記台形の小さな底辺は、上記中央凹部によって分離された２つの側面隆起部を形成する。これにより、渦が形成され、上記外側の空力流と上記冷気流との混合を改良する。
【００２１】
実際に、上記山形部の上記左右側面はそれぞれ渦巻きを発生し、一つの山形部の両方の渦巻きが絡み合うことで、逆回転になる。従って、上記山形部のセットは、ノズルの後方で（２つの）気流を迅速に均質化する渦巻きシステムを発生する。この結果、ジェット騒音の迅速に減少する。
【００２２】
さらに、端部効果および干渉音響源の形成を避けるために、各山形部は、丸みが付けられることが好都合である。この目的のために、
−  上記台形の小さな底辺が波状であり、丸みが付けられた上記中央凹部によって分離された２つの鈍頭の側面隆起部（突出部）を形成する。
−  山形部の上記左右側面は、それぞれ丸みが付けられた凹線部によって、それぞれ冷気流放出孔の上記端部に接続される。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明による改善されたタービンエンジンの概略的な軸方向断面を示す。
【図２】図１の矢印IIに沿って見た、後部からの図１のタービンエンジンの冷気流ノズルの概略的および部分的な図である。
【図３】図２のIII−III線概略断面図である。
【図４】本発明による山形部に設けられた冷気流ノズルの放出孔端部の部分的な概略平面図である。
【図５】周知のエンジンに対して、および本発明によって改善された同一の周知のエンジンに対して、上記エンジンの軸に沿った距離ｄと、上記エンジンの後部での圧力Ｐの変化との関係を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
添付図面の図により、本発明がどのように実施されるかが明確に理解される。これらの図中、同一符号は、同一要素を示す。
【００２５】
複流タービンエンジン(１)は、縦軸Ｌ−Ｌがあり、図１に示されるように、外側のナセルフード(３)と境を接するナセル(２)を備える。
【００２６】
上記ナセル(２)は、前部に、前縁(５)を設けた空気取り入れ口(４)を、また、後部に、上記ナセルの後端として機能する端部と境を接する直径(Φ)を有する空気放出孔(６)を備える。
【００２７】
上記ナセル(２)の内側には、
−  空気取り入れ口(４)に向けられ、タービンエンジン(１)のための冷気流(９)を発生することができるファン(８)と、
−  周知のように、高圧及び低圧圧縮機と、燃焼室と、高圧及び低圧力タービンとを有し、上記タービンエンジン(１)の熱気流(１１)を発生する中央発生器(１０)と、
−  上記中央発生器(１０)の周りで、内側ファンフード(１３)と外側ファンフード(１４)との間に設けられる冷気流環状路(１２)と
を設ける。
【００２８】
外側ファンフード(１４)は、冷気流用ノズルを形成し、上記外側ナセルフード(３)の方向に、タービンエンジン１の後部へ収束し、上記孔(６)の端部(７)を上記外側ナセルフード(３)と共に形成し、これによって、冷気流放出孔を作る。
【００２９】
複数の山形部(１５)は、軸線Ｌ−Ｌ周りで、上記孔(６)の端部(７)に分散配置され、上記タービンエンジン(１)の後部へ突出する。
【００３０】
図２に示されるように、山形部(１５)は、対として互いに間隔があけられながら、通路(１６)がその間に設けられる。さらに、各山形部(１５)は、上記縦軸Ｌ−Ｌの方向に傾けられ、これにより、上記冷気流(９)を、入り込み角度(ａ)で上記冷気流(９)へ入り込む(図３参照)。外側ファンフード(１４)から測定されたように、入り込み角度(ａ)は、少なくとも２０°、好ましくは、約３０°に等しいものである。
【００３１】
入り込み角度(ａ)は、端部(７)付近における外側ファンフード(１４)に対する正接(タンジェント)(Ｔ)および山形部(１５)の外側表面の大体の方向(Ｄ)によって画定された角度を意味する。
【００３２】
放出孔(６)の端部(７)からの各山形部(１５)の長さ(ｌ)は、その径(Φ)の０.０３から０.０６倍の範囲にある。上記長さ(ｌ)は、例えば、１５０ｍｍ以下に等しい。
【００３３】
−  山形部１５の長さ(ｌ)という用語は、山形部(１５)の大体の方向(Ｄ)において、放出孔(６)の端部(７)に対して、上記放出孔(６)の端部(７)と山形部(１５)の遠位端部(１５A)との距離を意味し(図３参照)、
−  放出孔(６)の直径(Φ)という用語は、山形部(１５)の上流に、放出孔(６)の端部によって画定される内径を意味する(図１参照)。
【００３４】
さらに、入り込み角度(ａ)と長さ(ｌ)は、冷気流(９)に入り込む山形部(１５)の径方向に入り込む高さ(ｈ)が、上記冷気流放出孔(６)の上記直径(Φ)の０.０１から０.０３の間の範囲にあるものである。
【００３５】
図４に示されたように、各山形部(１５)は、左右側面（１７，１８）を設けた少なくともほぼ台形形状を有し、上記冷気流放出孔(６)の上記端部(７)から離れながら、一方から他方へ収束する。各左右側面(１７，１８)は、１２５°〜１５５°の範囲にある角度(ｂ)を上記端部(７)と共に形成する。
【００３６】
さらに、２つの連続した山形部(１５)の間の上記空間(Ｅ)は、上記端部(７)の水準で、山形部(１５)の幅(Ｌ)の１.５倍より大きい。上記空間(Ｅ)は、幅(Ｌ)の約２倍であることができる。
【００３７】
図４の山形部(１５)に設けられた放出孔(６)の端部(７)の一部概略平面図によると、
−  角度(ｂ)という用語は、端部(７)と上記山形部(１５)の左右側面(１７，１８)に延びる直線(Ｍ，Ｎ)の正接(タンジェント)Ｓによって画定された角度を意味し；  
−  山形部(１５)の幅(Ｌ)は、山形部(１５)の一方の側面(１７)の延長線上にある直線(Ｍ)と端部(７)の正接(タンジェント)(Ｓ)との交点(Ｉ１)と、山形部(１５)の他方の側面(１８)の延長線上にある直線(Ｎ)と端部(７)の正接(タンジェント)(Ｓ)との交点(Ｉ２)との離間距離を意味し；
−  空間(Ｅ)は、山形部(１５)の一方の側面(１７)の延長線上にある直線(Ｍ)と端部(７)の正接(タンジェント)(Ｓ)との交点(Ｉ１)と、隣接する山形部(１５)の側面(１８)の延長線上にある直線(Ｎ)と端部(７)の正接(タンジェント)(Ｓ)との交点(Ｉ２)との離間距離を意味する。
【００３８】
上記山形部(１５)の小さい底辺は、上記端部(７)から間隔を置いて、中央凹部(１９)  を備える。その結果、上記小さな底辺は、上記中央凹部(１９)によって分離された２つの側面突出部(隆起部)(２０，２１)を有する。図示されたように、上記中央凹部(１９)と側面突出部(隆起部)(２０、２１)は丸みが付けられているので、上記小さな底部は、上記中央凹部(１９)によって分離された２つの側面隆起部(突出部２０および２１)を設けた波状である。
【００３９】
さらに、上記山形部(１５)の左右側面(１７，１８)はそれぞれ、丸みが付けられた凹線部(２２または２３)によって、それぞれ冷気流放出孔(６)の上記端部(７)に接続される。
【００４０】
タービンエンジン(１)を搭載する航空機(図示せず)が移動するとき、外側のナセルフード(３)と接触する時点で、空力流(Ｖ)は、ナセル(２)の周りに発生する。さらに、図３に示されたように、冷気流(９)の周辺で、そのジェット(９.１５)は、上記タービンエンジン(１)の軸線Ｌ−Ｌ方向に上記山形部(１５)によって進路変更されるが、上記冷気流の他のジェット(９.１６)は、上記外側ファンフード(１４)の延長線上で、通路(１６)を介して、山形部(１５)の間を通り、上記ジェット(９.１５)の加速は、ジェット(９.１６)の加速よりずっと大きい。
【００４１】
山形部(１５)の隆起部(２０)および(２１)によって発生される渦巻きのおかげで、優れた混合が、冷気流(９)と空力流(Ｖ)との間でなされる。従って、ジェット騒音は低減される。さらに、放出孔６でのジェット(９.１５)と(９.１６)の加速の違いにより、冷気流(９)は、少なくとも周辺において、破壊されるので、ノイズショックセルは低減される。
【００４２】
この結果は、図５に示される。
【００４３】
この図５は、長距離用飛行機に搭載するタービンエンジンの実験結果である。この図５は、タービンエンジンからの距離(ｄ)に対するタービンエンジンの後部での圧力変動(Ｐ)を示すグラフである。
【００４４】
図５の実線で示される曲線(２４)は、上記タービンエンジンに該当し、上記タービンエンジンは、通路(１６)の数と同じ数を設けるように、その外側ファンフード(１４)の放出孔の周辺で規則的に分散配置された山形部(１５)を設けることによって、本発明に従って改良されたものである。
【００４５】
一方、図５の破線で示された曲線(２５)は、本発明による改良がなされていないタービンエンジンに該当する。
【００４６】
曲線(２４)と(２５)を比べると、本発明は上記圧力変動の振幅を約２０％まで減らすことができることが分かる。
【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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【国際調査報告】
2011520064.tif 000008
2011520064.tif 000009
2011520064.tif 000010
2011520064.tif 000011
2011520064.tif 000012
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