(57)【要約】本発明の対象は、ダクト（３６）がほぼ同心の内壁（４０）と外壁（４２）の２の壁面で画定されている、ガス束が中を流動するダクト（３６）を含む航空機の推進集合体内の音響処理効果を改善するための装置であり、同内壁（４０）と外壁（４２）の間で、ダクト（３６）の全長の少なくとも一部に伸びている少なくとも一つの仕切り（３８、３８'）を含んでおり、および少なくとも一つの仕切り（３８、３８'）の少なくとも一つの壁面（４４、４６）の形態が、同ダクトの内側および／または外側の内の少なくとも一つの壁面からの、および／または一つの同仕切り（３８、３８'）の少なくとも一つの壁面（４４、４６）からの、音響ビームの反射数を増加させるように決定されることを特徴とする。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガス束が中を流動するダクト（２２、３６）を含み、同ダクト（２２、３６）がほぼ同心の内壁（４０）と外壁（４２）の２の壁面で画定されており、少なくとも部分的に、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材で被覆されており、同内壁と外壁（４０、４２）間のダクト（２２、３６）の全長の少なくとも一部に伸びている少なくとも一つの仕切り（３８、３８’）を含むことを特徴としており、および少なくとも一つの同仕切り（３８、３８’）の壁面（４４、４６）が、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材上に音波の反射数を増加させるように決定されている航空機のナセル。
【請求項２】
一方では、ガス束が中を流動する、二次と言われているダクト（３６）を含んでおり、同ダクト（３６）が、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材で少なくとも部分的に被覆されていて、ほぼ同心の内壁（４０）と外壁（４２）の２の壁面で画定されており、他方では、同ダクト（３６）の全長の少なくとも一部上に、少なくとも一つの分岐板（３８、３８'）が 半径方向面に伸びており、少なくとも一つの同分岐板（３８、３８'）の少なくとも一つの壁面（４４、４６）の形態が、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材上に、音波の反射数が増加するように決定されている航空機のナセル。
【請求項３】
少なくとも一つの壁面（４４、４６）の形態が、少なくとも凹面部分を含むことを特徴とする、請求項１または２による航空機のナセル。
【請求項４】
少なくとも一つの壁面（４４、４６）の形態が、少なくとも一つの凸状部分を含むことを特徴とする、前記のいずれか一つの請求項による航空機のナセル。
【請求項５】
仕切りの壁面（４４、４６）または分岐板（３８、３８’）が、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材を含むことを特徴とする、前記のいずれか一つの請求項による航空機のナセル。
【請求項６】
前記のいずれか一つの請求項によるナセルを含むことを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の動力機構のダクト内における音響処理効果を改善することを可能にする装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
図１に、ターボジェットエンジンとも呼ばれている航空機の推進用集合体を１０で示した。同集合体は、とりわけ翼面１４の下の支柱１２である連結用手段で航空機に連結されている。この集合体は、一方では、羽根を備えた回転子１８と、羽根を備えたスタータ２０、そして他方では、一次ダクト２２を備えており、空気の流動方向２４順に、コンプレッサ段２６、燃焼室２８およびタービン段３０が配置されているエンジン１６を含む。エンジン１６は、ナセル３２内に配置されており、同ナセルは、送風機の前方に空気取入口３４、そして空気取入口のスタータの後方に、二次ダクト３６を含む。
【０００３】
分岐板とも呼ばれている、少なくとも一つのスペーサ３８が、通常、エンジンとナセルを連結しており、二次ダクトの内壁４０と外壁４２との間に伸びているスペーサは、二次ダクト内で、空気流出の方向２４と軸方向に応じて配置されている仕切りを形作っている。
【０００４】
一つの実施態様によれば、動力機構は、一方が１２時以上、他方が６時以内の角位置で垂直面に配置されている２の半径方向スペーサを含んでおり、同スペーサは、２の分岐板を形成して、エンジンの横断面によれば、二次ダクト３６をＣの字状の平行な２のダクトに分割している。通常、上方分岐板３８は、動力機構が翼面下にある場合、エンジンおよび航空機の残りの部分との間の連結を強化するために、支柱１２の中に延長されている。
【０００５】
分岐板は、それぞれ、左面４４と呼ばれている第１面と、右面４６と呼ばれている第２面を含む。
【０００６】
従来の技術では、同分岐板３８は、ほぼ平らな平面４４と４６を呈し、推進機構全体の性能を妨げないために、機械的および空気力学的な制約の関係で、大きさが決定される。
【０００７】
推進機構全体１０から生じた騒音は、一方では、空気と燃焼ガスの種々の流れの混合の結果、ダクトの外側で生じた騒音、そして他方では、内部騒音と呼ばれている、送風機、コンプレッサ、タービンおよびダクトの内部に伝播する、燃焼で生じた内部における騒音からなる。
【０００８】
騒音の発生源がどこであれ、音響の場は、モードと呼ばれている「基本騒音」の組合せの形で構成され、各モードは、妨げられることなく、ダクトに沿って傳播する。諸モードの殆ど全部は、関係ダクトの中の内壁と外壁および分岐板の壁面に反射して、回転しながらダクト内で傳播する。例として、任意のモードと結合した音波４８を図２と図３に表した。同音波は、二次ダクト内で伝播して、内壁４０と外壁４２で２の反射５０．１と５０．２を行い、上方分岐板で、左方分岐板の左方表面４４で反射５０．３を行い、ついで内壁４０と外壁４２で２の反射５０．４と５０．５をダクトから出る前に行う。
【０００９】
空港の近辺で騒音による公害の影響を制限すべく、国際規定は、騒音の発生に対してますます厳しくなっている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
内部騒音を軽減させるための技術、とりわけヘルムホルツの共鳴の原理を利用して、ダクトと分岐板の壁面の段階で騒音のエネルギーの一部を吸収する被覆材を配設することによる技術が開発された。
【００１１】
しかしながら、主として送風機の騒音からなって、その大部分が二次ダクト内で伝播し、ダクトから出るとき響く内部騒音は、防音被覆材を利用しても、同被覆材における音波の反射数が限られているので、騒音の主要源であり続けている。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
それで、本発明は、航空機の動力機構のダクト内における騒音処理の効果を改善できる装置を提案することによって、従来の技術の欠点の排除を狙いとしている。
【００１３】
本発明は、そのために、ガス束が通過するダクトを備えている航空機の推進用集合体内の騒音処理の効果を改善する装置を目的としており、同ダクトは、ほぼ同心の内部と外部の２の平面で画定されており、同内壁と外壁間の全長の少なくとも一部に伸びている隔壁を備えており、少なくとも一つの仕切りの一つの壁面の外形が、同ダクトの内部および／または外部の少なくとも一つの壁面において、および／または少なくとも一つの仕切りの少なくともいずれか一つの壁面における音波の反射数を増加させるために、少なくとも一つの仕切りを備えることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１４】
この構成は、騒音処理の効果を改善し、ダクトの全長に亙って、雑音をより良く減少させることを可能にする。
【００１５】
その他の特徴と利点は、添付図に照らしながら、単に例として示した記述である、本発明のこの後の記述で明らかになるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】推進機構の垂直面における縦断面である。
【図２】従来の技術による分岐板および一つの音波の軌跡を図示した推進用集合体の後方の投影図である。
【図３】従来の技術による、分岐板と一つの音波の軌跡を図示した推進用集合体の後部の図である。
【図４】図２は、本発明による分岐板と一つの音波の軌跡を図示した推進用集合体の後方の投影図である。
【図５】本発明による、分岐板と一つの音波の軌跡を図示した推進用集合体の後部の図である。
【図６Ａ】本発明の変形による分岐板を図示した後方図である。
【図６Ｂ】本発明の別の変形による分岐板を図示した後方図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
図１に、航空機との連結用手段、とりわけ航空機の翼面１４の下において支柱１２で連結されている、ターボジェットエンジンとも呼ばれている、航空機の推進用集合体を１０で示した。
【００１８】
しかしながら、本発明は、この配置に限定されているのではなく、推進用集合体は、別の連結用手段によって、航空機の別の部分に連結されることが可能である。
【００１９】
一つの実施態様によれば、推進用集合体１０は、一方では、羽根を備えた回転子１８を具有する送風機および羽根を備えたスタータ２０、そして他方では、もっと一般的にガス束と呼ばれている、空気の流動の方向２４順に配設された、コンプレッサ段２６、燃焼室２８およびタービン段３０が配設されている一次ダクト２２を備えた送風機を有するエンジン１６を含む。エンジン１６は、送風機の前方に空気取入口３４を含み、送風機のスタータ２０の後方に二次ダクト３６を含むナセル３２内に配設されている。
【００２０】
分岐板とも呼ばれている少なくとも一つのペーサ３８は、エンジンとナセルを連結するために用意されており、内壁４０と外壁４２との間に広がっており、同スペーサは、二次ダクトの中で、半径方向に、空気の流れの方向２４に配置されている仕切りを形作っている。
【００２１】
一つの実施態様によれば、動力機構は、垂直面において一方が１２時以上、他方が６時以内の角位置に配置されている２の半径方向スペーサ３８と３８'を含んでおり、同スペーサは、２の分岐板を形成して、エンジンの横断方向の横断面によれば、二次ダクト３６をＣ字状の平行する２のダクトに分割している。
通常、上の分岐板３８は、動力機構が翼面の下についている場合、エンジンと航空機の他の部分との連結を強化するために、支柱１２の中に伸びている。
【００２２】
各分岐板は、左面４４と呼ばれている、第１面および右面４６と呼ばれている第２面を含んでいる。
【００２３】
分岐板３８の配置は、異なることがあり得る。したがって、推進用集合体は、１２０°に配置されている３の分岐板またはそれ以外に配置された分岐板を含むことができる。
【００２４】
送風機と空気の流れの相互作用は、送風機音と呼ばれている騒音を生じ、同送風機音は、排出用二次ダクト内で傳播するが、空気取入口の中にも傳播し、そして次に同ダクトから出るとき、方々に放射される。本発明は、送風機音の処理を改善することを狙いとしている。しかしながら、本発明は、他の騒音、例えば燃焼によって生じる騒音またはタービン段またはコンプレッサ段から生じる騒音にも適用できるだろう。
【００２５】
騒音の発生源がどこであれ、音響の場は、モードと呼ばれる「基本騒音」の組合せの形で構成され、各モードは、妨げられることなく、ダクトに沿って傳播する。諸モードの殆ど全部は、対象ダクトの中で、対象ダクトの内壁と外壁および分岐板の壁面で反射して、ほぼらせん形の軌跡を描きながら、回転しながら傳播する。
【００２６】
本発明は、地上で聞こえるエンジンの騒音、とりわけ少なくとも一つの噴射ダクトを含む推進用集合体から発生する送風機音を減少させることを狙いとしている。燃焼による騒音またはタービン段３０とタービンの騒音もまた、少なくとも一つのスペーサが関係ダクト内に挿入されていれば、同じく狙いとすることができる。
【００２７】
通常、内壁４０および／または外壁４２は、とりわけヘルムホルツの共鳴の原理を利用して、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材で、少なくとも部分的に被覆されている。同被覆材は、当業者に知られているので、詳細に述べないことにする。
【００２８】
本発明によれば、少なくとも一つの分岐板３８の少なくとも一つの壁面は、二次ダクト３６の内壁４０または外壁４２の少なくとも一つの壁面および／または少なくとも一つの分岐板が処理されていれば、壁面自体における反射数を増加させることのできる形態を有することになり、とりわけ、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材を含んでいれば、騒音処理の効果を改善できる。
【００２９】
通常、同一分岐板では、左壁面と右壁面は、ほぼ左右相称である。しかしながら、左壁面と右壁面が別々の形態を有し、および／または流動方向２４に、分岐板の全長に亙って伸びている形態を有することがあり得る。
【００３０】
一つの変形態様によれば、少なくとも一つの分岐板の少なくとも一つの壁面、とりわけ少なくとも音波が反射される壁面が、二次ダクトの内壁と外壁のように騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材を含む。しかしながら、分岐板の壁面が騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材を全然含んでいないこともあり得る。
【００３１】
記述を簡単にするために、今後、分岐板の左壁面と右壁面がほぼ左右相称である、とする。
【００３２】
図４、図５および／図６Ａに示した第一つの変形態様によれば、壁面の形態は、二次ダクトの壁面４０および／または４２上で、とりわけ防音被覆材を含んでいる区域上で、同分岐板で少なくとも一つの反射の後、反射数を増加させるようにに決定されている。騒音処理の穀果が反射数と共に増加する限り、本発明の装置は、騒音処理の効果を改善し、ダクトの全長に亙って騒音をより良く減少させることが可能になる。
【００３３】
この配置によれば、壁面の形態は凹面であり、または少なくとも部分的に凹面を含むことが好ましい。
【００３４】
例として、図４と図５に、任意のモードに配置されている一つの音波５２を表した。同音波は、二次ダク３６内で、内壁４０と外壁４２における２の反射５４．１と５４．２で傳播し、上方分岐板の左面４４で２における反射５４．３、次いで、ダクトから出る前に内壁４０と外壁４２における多数の反射５４．４、５４．５、５４．６および５４．７をする。
【００３５】
図６Ａでは、別の形態を示した。同形態では、音波５６は、分岐板３８で２回反射する。したがって、音波５６は、二次ダクト３６内で、分岐板で第１回の反射５８．１をし、次いで二次ダクトの一つの壁面で反射５８．２および分岐板で第２回の反射５８．３、それからダクトから出る前に内壁４０と外壁４２で多数の反射５４．４、５８．５をする。
【００３６】
図６Ｂに示した別の変形態様によれば、壁面の形態は、分岐板と、二次ダクトの内壁と外壁のいずれか一方との間の多数の反射で、騒音エネルギーを捕捉するように決定されている。この形態は、二次ダクトおよび／または分岐板の壁面が反射区域と直角に、騒音エネルギーの一部を吸収することを狙いとする被覆材を含んでいるだけに一層効果的である。
【００３７】
この形状によると、壁面の形態は凸状、または少なくとも部分的に凸状部分を含んでいることが好ましい。
【００３８】
例として、図６Ｂでは、任意のモードと結合した音波６０を示した。同音波は、分岐板および二次ダクトのいずれか一つの壁面で反射を繰り返しながら傳播する。
【００３９】
分岐板の形態は、少なくとも一つの凹面部分および／または少なくとも一つの凸状部分を含むことができるだろう。
【００４０】
どの場合にも、本発明は、従来の技術では、航空機の重量を増加させる装置と違って、既存の要素を利用する限り、嵩に関して、マイナス面が殆ど無く、むしろ無い、と言える。
【００４１】
代案として、二次ダクトの全長に亙って、同ダクトの少なくともいずれか一つの壁面で反射を増加させることを可能にする、少なくとも部分的に半径方向またはそうではない面で伸びる仕切りを、同仕切りが分岐板３８のように構造的機能を確立しないままであっても、騒音をより良く弱めるために追加できるだろう。
【００４２】
変形態様として、本発明は、一次ダクト内に適用できるだろう。
【００４３】
なお、分岐板の最適形態がダクト内の音響の場における伝播の方向で決まる限り、そしてモードがこの音響の場を形作る限り、分岐板の形状は、とりわけ特定のモード、特に顕著なモードである、線の、と呼ばれている騒音を構成するモードを、回転する部分における通過時の周波数とその倍音にしたがって処理するために決定することが可能である。
【符号の説明】
【００４４】
１０、推進集合体
１２、支柱
１４、翼面
１６、エンジン
１８、回転子
２０、スタータ
２２、一次ダクト
２４、空気流出口
２６、コンプレッサ段
２８、燃焼室
３０、タービン段
３２、ナセル
３４、空気取入口
３６、二次ダクト
３８、スペーサ
４０、内壁
４２、外壁
４４、左分岐板
４６、右分岐板
４８、音波
５０、反射
５２、５４、５６、５８、６０、音波
【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６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【国際調査報告】
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