(57)【要約】【課題】  本発明は、ジェット騒音を低減するための方法及びシステムを提供する。【解決手段】  排気ノズル（４４）から流出してジェット軸線（３０）に沿って流れる主ジェット（３２）気流を有するジェットエンジンのジェットエンジン騒音制御のためのシステムは、ジェット軸線（３０）に対して非ゼロの角度で配向された熱音響シールド（４２）を含む。熱音響シールド（４２）は、主ジェット（３２）気流の周りで構成可能とすることができる。本システムは、主ジェット（３２）気流内の混合を高めかつ非円形ジェット気流を形成するような、ノズル出口（４４）に対する位置で噴射された少なくとも1つの流体シェブロン（４０）をさらに含むことができる。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ノズル出口（４４）から流出してジェット軸線（３０）に沿って流れる主ジェット（３２）気流を有するジェットエンジンのジェットエンジン騒音制御のためのシステムであって、
非円形ジェット気流を形成するような、前記ノズル出口（４４）に対する位置で噴射された流体シェブロン（４０）と、
選択的に騒音を低減するような、前記ジェット軸線に対する非ゼロ角度で配向された熱音響シールド（４２）と、
を含むシステム。
【請求項２】
複数の流体シェブロン（４０）をさらに含む、請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記流体シェブロン（４０）が、前記ジェット軸線（３０）に対して０〜６０度の角度で噴射される、請求項１記載のシステム。
【請求項４】
前記ノズル出口（４４）がリップ部を有し、前記流体シェブロン（４０）が、前記ノズルリップ部の内部に噴射される、請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記ノズル出口（４４）がリップ部を有し、前記流体シェブロン（４０）が、前記ノズルリップ部の外部に噴射される、請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記流体シェブロン（４０）が、前記ノズル出口（４４）の上流に噴射される、請求項１記載のシステム。
【請求項７】
前記流体シェブロン（４０）が、前記ジェット軸線（３０）に対して非平行な角度で噴射される、請求項１記載のシステム。
【請求項８】
側方騒音低減のための１対の熱音響シールド（４２）をさらに含む、請求項１記載のシステム。
【請求項９】
上空飛行騒音低減のための単一の熱音響シールド（４２）をさらに含む、請求項１記載のシステム。
【請求項１０】
前記流体シェブロン（４０）及び熱音響シールド（４２）が、フライトモジュールの離陸及び着陸の間に作動され、フライトの他の全ての部分の間に停止される、請求項１記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的には、ジェット騒音を低減するための方法及びシステムに関し、より具体的には、本発明は、フライトの騒音敏感部分の間に選択的に使用することができるジェット騒音低減のための方法及びシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
排気ジェット騒音は、地域騒音レベルを低減するための航空機エンジンに対する要求の高まりにより重要な関心事となっている。ジェットエンジンは、エンジンの排気ノズル又はテールパイプからガスの高速気流を後方に噴出することによって反動推力を生成する。ジェットエンジンを装備した航空機の問題の１つは、排気流が広範な周波数の非常に高レベルの音響エネルギー、すなわち「騒音」を発生し、この騒音の一部が、離陸及び上昇の間のような低空飛行している航空機から一般市民にとっては受容できないエネルギーレベルで地面に到達することである。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
商業用エンジンでは機械式シェブロンを用いて、排気ジェットシヤー層内の混合を高め、ジェット騒音を低減している。しかしながら、機械式シェブロンは、着陸及び離陸のようなフライトの騒音敏感部分の域を超えてフライトの全期間にわたってエンジンサイクル内に損失を発生するという欠点を有する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
上述の及び他の欠点及び欠陥は、ノズル出口から流出してジェット軸線に沿って流れる主ジェット気流を有するジェットエンジンのジェットエンジン騒音制御のためためのシステムによって克服又は軽減される。本システムは、ジェット軸線に対する非ゼロ角度で配向された熱音響シールドを含む。
【０００５】
別の実施形態では、本システムは、主ジェット気流の周りで構成可能な（配置変更可能な）熱音響シールドを含む。
【０００６】
別の実施形態では、本システムは、主ジェット気流内での混合と非円形ジェット気流の形成とを促進するような、ノズル出口に対する位置で噴射された流体シェブロンと、選択的に騒音を低減するような、ジェット軸線に対する適当な角度で配向された熱音響シールドとを含む。
【０００７】
本発明の上述の及び他の特徴及び利点は、以下の詳細な説明及び図面から当業者には評価されかつ理解されるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
ジェット騒音低減のためのシステムは、排気ジェット騒音を低減するために流体渦発生器（流体（ｆｌｕｉｄｉｃ）シェブロン）と構成可能な熱シールドとの相乗作用的な使用を含む。流体シェブロンは、ジェットシヤー層内での混合を高め、かつ知覚騒音レベルの大きな原因となっている大規模構造を破壊するために用いられる。熱シールドは、一定の周波数閾値以上の騒音を減衰しかつ反射するために用いられる。シールドは、フライト任務の異なる段階での特定の方向の騒音を低減するように構成可能であるのが好ましい。
【０００９】
ここで図１に移ると、方向１２に沿って流れるジェット１０は、例えばジェット１０の方向１２に対してほぼ垂直であるように示した符号１６の方向に移動する直交流内に噴射される。ジェット１０と直交流１４との間の相互作用の結果により、ジェットシヤー層渦１８、馬蹄形渦２０及び伴流渦２２を含む幾つかの渦構造が生じることになり、ここで、渦は、主流に対して旋回運動又は円運動する流体要素として定義される。また、ジェット１０と直交流１４との間の相互作用により、直交流方向１６に近い方向の直交流によって導かれた逆回転渦の対２４が発生する。逆回転渦の対２４は、ジェット１０と直交流１４との間の混合を高めるのに役立つことになる。
【００１０】
ジェット１０は、定常式又はパルス式渦発生器のジェット（「ＰＶＧＪ」）とすることができる。ジェット１０又は複数のジェット１０が、後でさらに説明するように、排気主流内での混合促進及びジェット騒音低減強化ために航空機エンジン排気ノズルの周りに噴射される。説明したようなジェット１０は、機械的にではなく流体的にシェブロン効果を生じる。ジェットエンジンノズル４４に隣接して噴射されたこれらのジェットは、主排気流内の混合を高める流れ方向の渦を発生する。図２は、ジェット１０の噴射によって発生した主排気流内の流れ方向の渦を示す。後流渦３４は、図１の逆回転渦の対２４に対応する。
【００１１】
また、図３に図式的に示す流体シェブロン４０（ジェット１０から成る）は、排気ジェット軸線に対する適当な角で主ジェットシヤー層内に噴射された小さな定常式／パルス式の渦発生器ジェットを含むことができる。噴射角度は、０〜６０度の間で変化させることができる。多数のジェット、好ましくは１６〜３２個のジェットを、ジェット出口外径の周りに等間隔で配置することができる。また、図４Ａ〜図４Ｃに示すように、渦発生器ジェット（「ＶＧＪ」）の噴射ポートは、排気ノズルリップ部（内部及び／又は外部で）に及び／又はノズル出口の上流の排気ノズル内壁に設置することができる。流体シェブロン４０は、流れ方向に渦巻運動状態を導入することによってジェット３２のシヤー層全体にわたって混合を高めることができる。
【００１２】
さらに、流体シェブロン４０を用いて、最大の全体的騒音低減効果を得るためにフライト任務の異なる段階において多数の異なるジェットエンジン構成を形成することができる。例えば、ジェットエンジンノズルの周りで流体シェブロンを不均一な状態に展開することにより、離陸及び急上昇ロール音の間に最大の副次的効果を得るような非円形排気ジェット構成が得られる。
【００１３】
また図３には、ジェットエンジンノズル４４に隣接して形成された構成可能な熱シールド４２が示されている。熱音響シールド４２は、主ジェット３２を部分的に囲みかつ速度及び音速の適当な組み合わせに特徴がある流れの薄い層である。シールド流のマッハ数は、主ジェットマッハ数以下であり、０．２〜１．１の間、好ましくは０．４〜０．９の範囲とすることができ、またシールド流内の音速は、周囲大気内の音速の１．０〜２．５倍の範囲、好ましくは周囲大気内の音速の１．２５〜２倍の範囲とすることができる。好ましい範囲を示したが、所望の結果を得るために他の関連要因を操作する場合には、この範囲外の別の値が許容可能となる場合がある。シールド４２は、一定の周波数閾値を超えた騒音を減衰しかつ反射する。
【００１４】
図５及び図６に示すように、シールド４２は、軸対称ではなくジェットノズル出口周囲の部分的セクションに沿って動作されて、最小のシールド質量流量の展開及び最小のエンジン性能に対する影響で、放射音を特定方向で減衰しかつ反射することができるようになる。熱シールド４２は、図５に示すように地面に向かって放射された騒音を反らせるように展開することができ、或いは図６に示すようにエンジンサイドラインに向かって放射された騒音を最小にするように展開することができる（構成可能な熱シールド）。適当なシールド構成は、フライト任務の段階に応じて決まる。周方向の範囲及び配向の変更は、流体的に達成される。シールドの角度の変更は、純流体工学（ｆｌｕｉｄｉｃｓ）を用いて流れを操作する技術によって実現することができる。別の実施形態では、主ジェット軸線に対して鋭角を成す固定配向を使用することができる。
【００１５】
次ぎに図７に移ると、１８０度の円弧を有する例示的な熱音響シールド４２が示されている。
【００１６】
図８、図９及び図１０は共に、流体シェブロンと協働する熱音響シールドが、騒音を低減しかつ騒音低減指向性を拡大するのにいかに有効であるかを示している。
【００１７】
図８は、ジェット軸線に平行な熱音響シールドを使用した場合における増大周波数の騒音の指向性及びデシベルでの減衰の実験的に測定した変化を示す。この好ましい実施形態は、大きい角度（１８０度でジェット軸線に接近する）でより大きい減衰を示している。ジェット軸線に平行でない角度でシールドを使用することにより、大きい減衰の領域は、ジェット軸線に対するシールドの角度に比例する大きさだけ、より小さい角度にシフトすることになる。ジェットエンジンが静止した観察者を通過するとき、騒音抑制は、その時より早く感知されることになる。さらに、減衰は、より高い周波数騒音ほどより大きくなる。従って、シェブロンを用いる場合に自然に現れる高い周波数へのシフトは、熱音響シールドを非常に有効なものにする。
【００１８】
次ぎに図９に移ると、デシベルでの動作減衰量（ｔｒａｎｓｍｉｓｓｉｏｎ  ｌｏｓｓ）５２対角度５０での入口に対する角度のグラフを示す。このグラフは、熱音響シールドを通り抜ける騒音に対する自然減衰は、波動方向に対するシールド軸線の角度の強い関数であることを示している。シールドに対して垂直に放射される騒音は減衰されないが、シールドに対して３０〜６０度の角度で放射される騒音は、著しく減衰される。次にジェット軸線からおよそ５〜６０度、より具体的には１５〜４５度の間（又は入口軸線に対して１３５〜１６５度）で傾斜した熱音響シールドを用いることは、騒音の減衰を向上させることを示している。
【００１９】
図１０及び図１１は、短縮サイクルにおける非抑制環状プラグ及び３２シュート抑制ノズルの知覚騒音レベル（Ｐｅｒｃｅｉｖｅｄ  Ｎｏｉｓｅ  Ｌｅｖｅｌ）指向性に対する熱音響シールド４２の影響を示す。結果は、熱音響シールドを単独で使用した場合（図１０）に、知覚騒音が低減することを示している。ジェット騒音を流体シェブロンがそうであるのと同様により高い周波数にシフトする３２シュートミキサを使用した場合に、平行な熱音響シールドは、ジェット軸線からの全ての角度（ゼロはフライト方向である）に対して著しく良好に機能する（図１１）。エンジンの直ぐ背後のジェットのコアにおいてのみ、ＴＡＳは騒音を低減するのに効果がない。このグラフは、騒音が入口に対する１２０〜１３０度の間の角度でピークを持つことを示している。
【００２０】
機械的シェブロンのような機械的システムに対して、提案した流体的方法は、ジェット騒音を低減する要求に応じて起動させることができ、かつ最大の全体的騒音低減の利点を得るようにフライト任務の異なる段階で多数の異なる排気ジェット構成を生じるように用いることができるという利点を有する。シールド４２の再構成は、航空機が空港境界を横切るときに、離陸ロール音の間はサイドライン騒音を低減（図６）するように使用し、次いで下向きの騒音を低減（図５）するように配向し直すことができる。機械的システムとは違って、本発明の流体的システムは、フライトの残りの部分におけるエンジン性能に影響を与えずに離陸及び着陸のようなフライトの騒音敏感部分への付加的エンジンサイクルの影響を制限する。
【００２１】
流体シェブロン４０及び構成可能な熱音響シールド４２は、離陸、急上昇、着陸準備及び着陸により航空機が騒音敏感区域の上方に位置するターミナル動作のような飛行の騒音敏感部分の間要求に応じて起動され、その後フライトの残りの部分においては停止されることができる。この特徴は、騒音低減法のエンジンサイクルへの影響を最小にし、離陸及び着陸動作に対するあらゆる不利な性能への影響を制限する。
【００２２】
従って、ジェット騒音低減のために要求に応じて流体シェブロン４０及び熱音響シールド４２を相乗効果的に使用することについてこれまで説明してきた。流体シェブロンは、騒音レベルを低下させかつ残りの騒音エネルギーをより高い周波数にシフトする。熱音響シールドは、ジェット軸線に対して傾斜させて配向したとき、騒音低減の指向性を改善しかつ高周波騒音を効果的に減衰する。従って、この組み合わせは、各要素を独立して用いる場合に比べて全体的な騒音レベルを著しく向上させる。さらに、流体工学的技術を用いることで、フライト任務の異なる段階及び異なる環境において騒音低減を最大にしかつエンジンサイクルへの不利益を最小にする多数の最適なジェットエンジン構成を可能にする。
【００２３】
本発明を好ましい実施形態に関して説明してきたが、本発明の技術的範囲から逸脱することなく様々な変更を加えまた均等物を本発明の要素と置き換えることができることは当業者には明らかであろう。加えて、特許請求の範囲に示す参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めることを目的とするのではなく、それらを容易に理解するためのものである。さらに、第１の、第２の等の用語を用いることは、何らの順序又は重要性を意味するものではなく、第１の、第２の等は、互いの要素を区別するために用いている。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】直交流のジェットの斜視図。
【図２】流体シェブロンによって形成された主ジェット気流内の後流渦の斜視図。
【図３】ジェットエンジンノズルに隣接して用いられる流体シェブロン及び構成可能な熱シールドの側面線図。
【図４Ａ】噴射ポート位置を備えたエンジン排気ノズルの側面線図。
【図４Ｂ】噴射ポート位置を備えたエンジン排気ノズルの側面線図。
【図４Ｃ】噴射ポート位置を有するエンジン排気ノズルの側面線図。
【図５】上空飛行騒音低減のための構成にされた主ジェット気流の周りの熱音響シールドの正面線図。
【図６】側方騒音低減のための構成にされた主ジェット気流の周りの熱音響シールドの正面線図。
【図７】熱音響シールドを示す図。
【図８】平行な熱音響シールド（ＴＡＳ）を２５０〜４０００Ｈｚの周波数においてエンジン入口に対して４０〜１６０度の角度で用いることによって得られた騒音低減（ジェット騒音の）指向性に関する実験データを示す図。
【図９】約１０００°Ｆの温度であり、１２５〜５００Ｈｚの周波数で０．５５のマッハ数及び９０〜１２５度の入口軸線に対する角度になっている６”熱音響シールド（ＴＡＳ）による動作減衰量を評価する理論計算値を示す図。
【図１０】ＴＡＳを入口からの角度の関数として用いることによって環状プラグノズルジェットにおいて得られた知覚騒音レベル（ＰＮＬ）抑制を示すグラフ。
【図１１】ＴＡＳを入口からの角度の関数として用いることによって、機械的抑制器を装備したノズルにおいて得られた知覚騒音レベル（ＰＮＬ）抑制を示すグラフ。
【符号の説明】
【００２５】
１０  ジェット
１２  ジェットの方向
１４  直交流
１６  直交流方向
１８  ジェットシヤー層渦
２０  馬蹄形渦
２２  伴流渦
２４  逆回転渦の対
２６、２８  渦
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図４Ｃ】
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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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【外国語明細書】
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