(57)【要約】  本発明によれば、各シェブロンの形は、その前端(２１Ａ、２２Ａ)が上記のノズル(４、１０)に固定されている２つの横側部(２１ 、２２)であって、徐々に距離をおくにつれて、合致することなく相互に収斂し、その横側部(２１ 、２２)の後端(２１Ｒ 、２２Ｒ)が相互から離間するものと、上記の横側部(２１ 、２２)の後端(２１Ｒ 、２２Ｒ)を連結して、中間凹部(２６.１)により離間されている２つの丸い横並び突起(２４.１、２５.１)を形成する曲線状ジグザグ線(２３.１)とから形成されている。【選択図】    図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン・エンジン・ノズル(４、１０)からの噴流(７、９)の出口オリフィス(５、１１)の周囲に、上記噴流の騒音を軽減するため位置し、その形が
−  その前端(２１Ａ、２２Ａ)が上記のノズル(４、１０)に固定されている、２つの少なくともほぼ直線状の横側部(２１、２２)であって、徐々に距離をおくにつれて、合致することなく相互に収斂して、その横側部(２１ 、２２)の後端(２１Ｒ、２２Ｒ)が相互から離間するものと、
−  上記の横側部(２１、２２)の後端(２１Ｒ、２２Ｒ)を連結して、中間凹部(２６.１、２６.２、２６.３)により分離されている２つの横並び突起(２４.１・２５.１、２４.２・２５.２、２４.３・２５.３)を形成するジグザグ線(２３.１、２３.２、２３.３)と
から形成されてシェブロン(２０.１、２０.２、２０.３)であって、
−  上記のジグザグ線(２３.１、２３.２、２３.３)が曲線であり、上記の横並び突起(２４.１・２５.１、２４.２・２５.２ 、２４.３、２５.３)と上記の中間凹部(２６.１、２６.２、２６.３)とが丸くなっていることを特徴とするシェブロン。
【請求項２】
上記シェブロンの形は、その全体方向が上記の噴流(７、９)の方向である中央長手方向軸(ｌ−ｌ)に対し対称であることを特徴とする請求項１に記載のシェブロン。
【請求項３】
上記のシェブロンの横側部(２１、２２)が、その全体方向が上記の噴流(７、９)の方向である上記の中央長手方向軸(ｌ−ｌ)に対して相互に対称に傾斜し、上記の丸くなった横並び突起(２４.２・２５.２、 ２４.３・２５.３)は上記シェブロン(２０.２、２０.３)の上記中央長手方向軸に沿って相互に偏位していることを特徴とする請求項１あるいは２に記載のシェブロン。
【請求項４】
ターボジェット・エンジン・ノズルの噴流出口オリフィス(５、１１)の周囲に、上記噴流の騒音を軽減するため複数のシェブロンが配分されており、これらシェブロンが請求項１から３のいずれか１項に記載されたものであることを特徴とするターボジェット・エンジン・ノズル。
【請求項５】
上記のシェブロンが全て同一であることを特徴とする請求項４に記載のターボジェット・エンジン・ノズル。
【請求項６】
２つの連続するシェブロンが上記の噴流(７、９)の全体方向に対し相互に相違していていて相互に対称であることを特徴とする請求項３に記載されたシェブロンを備えた請求項４に記載のターボジェット・エンジン・ノズル。
【請求項７】
冷気流に対し１つのノズル、熱気流に対し１つのノズルを備えるバイパス・ターボジェット・エンジンであって、これらのノズルの少なくとも１つが請求項４から６のいずれか１項に記載されたものであることを特徴とするバイパス・ターボジェット・エンジン。
【請求項８】
上記冷流のノズルと上記熱流のノズルとが請求項４から６のいずれか１項に記載されたものであることを特徴とする請求項７に記載のバイパス・ターボジェット・エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のターボジェット・エンジンのノズルの騒音軽減用シェブロンと、このシェブロンを備えたノズルならびに少なくともこのノズル１つを備えたターボジェット・エンジンとに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボジェット・エンジン・ノズルの後部にはこのノズルにより出された噴流が少なくとも１つの他のガス流と接触して、直線流ターボジェット・エンジンの場合は、周囲の空気と接触し、バイパス・ターボジェット・エンジンの場合は冷流と熱流とが相互だけでなく周囲の空気とも接触することは知られている。
【０００３】
上記ノズルにより出される噴流の速度がその他のガス流あるいは上記のジェットが出会う流れの速度と異なっているので、上記の流れが相互に侵入し合い、この結果流体剪断となり、この剪断が、航空学的用語で「ジェット騒音」として一般に知られている騒音を生じる。
【０００４】
そのようなジェット騒音を軽減するため、上記の異なる速度の流れの間の境界に乱流を生じさせるという考えが既に提案されている。
【０００５】
例えば、英国特許第７６６,９８５号は、出口オリフィスの周囲に、後方に延びる多数の突起が設けられているノズルを記載しており、このノズルの全体方向は、これから出される噴流と少なくともほぼ同じである。そのような突起は多数の異なる形を呈する「歯」からなる。
【０００６】
あるいは又、英国特許第２,２８９,９２１号はノズルの出口オリフィスの縁に切欠きノッチを作ることを提案している。そのようなノッチは上記の出口オリフィスの周囲に配分され、各々一般に少なくともほぼ三角形の形状を有し、その三角形の底部は上記の出口オリフィスの縁と一致し、その頂部はこの出口縁の前方に位置する。この結果、２つの連続する切欠きの間には、少なくともほぼ三角形あるいは台形の形状の歯が形成される。
【０００７】
それらの正確な形はなんであれ、そのような歯は一般に航空学的用語では「シェブロン」として知られている。
【０００８】
その既知のシェブロンはジェット騒音を軽減するのには有効であるが、特に、巡航飛行では、かなりの量の抗力を生じるという短所を有する。
【０００９】
上記の短所を解消するため、シェブロンの長さを短くする手段がよく知られてる(ＥＰ特許第１５８０４１９号参照)。このためには、各シェブロンの形は、
−  その前端が上記のノズルに固定されている２つの横側部であって、徐々に距離をおくにつれ、合致することなく相互に収斂してその横側部の後端が相互から離間しているものと、
−  上記の横側部の後端を連結して、中間凹部により離間されている２つの横並び突起を形成するジグザグ線と
から形成されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】ヨーロッパ特許第１５８０４１９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
然し、そのような既知のシェブロンでは、上記の横並び突起と中間凹所とが鋭い点を形成し、これらの点は追加の寄生的騒音源となる。よって、抗力の面でどれ程の節約があっても騒音の面では損である。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明の目的は、そのような既知のシェブロンの騒音発生を軽減することと同時にその抗力の軽減も享有することである。
【００１３】
このため、本発明によるシェブロンは、タービン・エンジン・ノズルからの噴流の出口オリフィスの周囲に、上記の噴流の騒音を軽減するため位置し、その形が
−  その前端が上記のノズルに固定されている、２つの少なくともほぼ直線状の横側部であって、徐々に距離をおくにつれ、合致することなく相互に収斂してその横側部の後端が相互から離間するものと、
−  上記の横側部を連結して、中間凹部により離間されている２つの横並び突起を形成するジグザグ線と
から形成され、
上記のジグザグ線が曲線であり、上記の横並び突起と上記の中間凹部が丸くなっていることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１４】
よって、追加の寄生的騒音を出すことなく、そのようなシェブロンの丸くなった各横並び突起は渦巻きを生じ、１つのシェブロンの２つの渦巻きが入れ子式になって逆回転する。この組になったシェブロン全体は、それ故、ノズルの後部のガス流を急速に均一にする渦流式渦巻きシステムを生じる。そこで、この結果急速にジェット騒音が軽減する。
【００１５】
更に、合致するまで収斂する上記の横側部により形成される既知の三角形のシェブロンと比べると、本発明によるシェブロンはより短い(よって、上記の三角形のシェブロンより質量が低く、抗力も少ない)。特に、上記の本発明のシェブロンは既知のシェブロンを上記のジグザグ線で載頭した形状を採るが、騒音軽減効率はより良い。
【００１６】
従って、本発明により、そのノズルに上記のシェブロンが装着されている航空機は離着陸段階では静かであり、巡航飛行中は抗力を減少することができる。本発明は、又、巡航飛行および上昇段階での騒音を改善でき、その最終結果、航空機の客室はより静かになる。
【００１７】
本発明のシェブロンの形は、その全体方向が上記の噴流の方向である中央長手方向軸に対し対称である。
【００１８】
あるいは又、上記のシェブロンの横側部が上記の中央長手方向軸に対して相互に対称に傾斜し、上記の丸くなった横並び突起は上記の軸に沿って相互に偏位してもよい。
【００１９】
よって、本発明のよるターボジェット・エンジン・ノズルは、上記の噴流の出口オリフィスの周囲に配分された複数の上記シェブロンを備える。上記のオリフィスが保持する全てのシェブロンは同一、あるいは又、２つの連続するシェブロンは上記の噴流の全体方向に対し相互から相違していて相互に対称であってもよい。
【００２０】
ターボジェットが、冷流に対し１つのノズル、熱流に対し１つのノズルを備えるバイパスタイプのものであれば、これらのノズルの少なくとも１つが上記のタイプのものである。冷気流のノズルと熱き流のノズルとに本発明のシェブロンを設けるのが望ましい。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】そのノズルに本発明によるシェブロンを備えたバイパス・ターボジェット・エンジンの略部分断面図である。
【図２】図１に示すターボジェット・エンジンのノズルの後部の拡大部分略側面図である。
【図３】本発明に係るシェブロンの拡大平面図である。
【図４】本発明に係るシェブロンの実施例の代替形状の平面図である。
【図５】本発明に係るシェブロンの実施例の異なる代替形状の平面図である。
【図６】ノズルの後部に位置する本発明のシェブロンがどのように配置されているかの例を示す(部分)平面図である。
【図７】ノズルの後部に位置する本発明のシェブロンがどのように配置されているかの例を示す異なる形態の(部分)平面図である。
【図８】ノズルの後部に位置する本発明のシェブロンがどのように配置されているかの例を示すさらに異なる形態の(部分)平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
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容易に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に示されている既知のタイプのバイパス・ターボジェット・エンジンは長手方向軸Ｌ−Ｌを有する中空ナセルからなり、その前部に先縁３を備えた空気入口２と、その後部には後縁部５を設けた環状空気出口ノズル４とを備える。
【００２３】
上記の中空ナセル１の内側には、
−  上記の空気入口２に向けられており、ノズル４を介して出てゆく、上記のターボジェット・エンジンの冷気流７を生じることができるファン６と、
−  既知のように、低圧および高圧コンプレッサと、燃焼室と、低圧および高圧タービンとからなり、上記のタービン・エンジンの熱気流９を生じ、その後部にこの熱気流９用の、後縁部１１を設けたノズル１０を備える中央ジェネレータ８とが位置する。
【００２４】
上記の中央ジェネレータ８は、ナセル１と共に、ノズル４を終端とする断面環状の内部ダクト１２を形成する。冷流は内部ダクト１２とノズル４とに沿って通過し、上記の後縁部５を介して出てゆく。
【００２５】
よって、この既知のターボジェット・エンジンの出口では、中央熱流９は周囲の空気に侵入する環状冷流により囲まれている。図１は熱気流９と冷気流７との間の境界１３と、冷気流７と周囲の空気との境界１４とを略示する。勿論、境界１３および１４では、相互に接触する流体は異なる速度を有し、上記のジェット騒音を生じる。
【００２６】
このジェット騒音を軽減するため、熱気流９の出口縁１１および／または冷気流７の後縁部５との周囲には、図２に示されているようにシェブロンが分布している。
【００２７】
図２および図３に示されている本発明によるシェブロン２０.１の１例はその前部２１Ａと２２Ａとが上記のノズル４に固定されている２つの横側部２１および２２とを備える。これらの横側部２１および２２とは、後方に距離を置くにつれて相互に収斂するが合致はしない。この意味するところは上記の収斂する横側部２１及び２２との後端２１Ｒと２２Ｒとは相互に離間しているということである。これらは曲線からなるジグザグ線２３.１を介して相互に連結されており、曲った横軸２３.１は、中央凹部２６.１により離間している２つの横並び突起２４.１と２５.１とを形成する。
【００２８】
シェブロン２０.１では、ジグザグ線２３.１は曲線であり、突起２４.１と２５.１とは中央凹部２６.１と共に丸くなっており、横側部２１および２２とは少なくともほぼ直線で、シェブロン２０.１全体は中央長手方向軸ｌ−ｌに対し対称であり、この長手方向軸の全体方向は噴流７、９の方向である。
【００２９】
図３に示されているように、中間凹部２６.１は上記の突起２４.１、２５.１を通る接線方向の軸ａ‐ａに対し、頂部２８で交差する２つの横側部２１、２２により形成される三角形のシェブロンの鋭い点２７と対称である。
【００３０】
ノズル４、１０が作動中、２つの丸い横並び突起２４.１、２５.１は、このノズルの後部ににおいて、対になった逆回転する渦巻きを含む渦流式渦巻きシステムを生じる。この渦流式渦巻きシステムの振幅はシェブロン２０.１の長さだけでなく、突起２４.１と２５.１との長さおよび凹部２６.１の深さとに依存することは容易に理解されるところである。計算と実験とを用いて各特別のノズル４、１０に適合する上記シェブロン２０.１の正確な形状(およびオリフィス２、１１の周囲のシェブロンの分布を)を整えて仕上げることができる。
【００３１】
図２と図３とは、２つの連続するシェブロン２０.１が連続しており、丸い部分２９により連結されていると仮定するものである。
【００３２】
図４と図５とは本発明によるシェブロンの実施例の代替形状２０.２と２０.３とを示す。これらのシェブロン２０.２と２０.３とは、ジグザグ線２３.２と２３.３とが、ジグザグ線２３.１とは違って、軸ｌ−ｌに対して対称ではないという点でシェブロン２0.１と異なっている。これが意味するところはシェブロン２０.２では、丸い突起２４.２は丸い突起２５.２ほど後方にセットされておらず、シェブロン２０.３では、丸い突起２４.３は丸い突起２５.３より後方にセットされているということである。一方では、丸い突起２４.２、２５.２、他方では２４.３、２５.３は、よって、非対称である。シェブロン２０.２の２つの丸い突起２４.２、２５.２と、シェブロン２０.３の突起２４.３、２５.３との非対称は追加のパラメータであり、これは本発明のシェブロンにより生じる渦流式渦巻きシステムに影響を与えるのに用いられる。
【００３３】
図６、７および８は、一連のシェブロン２０.２と、一連のシェブロン２０.３と、シェブロン２０.２と２０.３との混合とにより形成されるノズル縁部５、１１とを、展開例として描写する。
【００３４】
図8の混合例の場合には、２つの連続シェブロン２０.２と２０.３とは、その全体方向が上記の噴流７、９の方向である長手方向軸ｂ−ｂに対し相互に対称である。
【符号の説明】
【００３５】
４・１０…タービン・エンジン・ノズル、７・９…噴流(７…冷気流、９…熱気流)、５・１１…出口オリフィス、２０.１・２０.２・２０.３…シェブロン、２１Ａ・２２Ａ…ノズルの前端、２１・２２…ノズルの横側部、２１Ｒ・２２Ｒ…横側部の後端、２６.１・２６.２・２６.３…中間凹部、２４.１・２５.１、２４.２・２５.２、２４.３・２５.３…横並び突起、２３.１・２３.２・２３.３…ジグザグ線、。
【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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【国際調査報告】
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