(57)【要約】【課題】混合を促進してジェット騒音を抑制する基本方針は貫きつつ、混合装置を簡便なものとし、整備性を向上させるために着脱が容易で、エンジンの経年変化に応じて特性を調整でき、可能であれば適応性を有し、圧力損失や重量増加の弊害の少ない騒音抑制装置を提供する。【解決手段】エンジンの排気ノズルから噴出されるコア流が流れる内管１の外側に環状流路２ａが形成されるように外管２を配設する。なお、内管１の下流端部が外管２の下流端部よりも上流側に位置するように外管２を配置する。更に、先端を突起状に形成され且つ軸方向に対し内側に傾斜した突起フィン１１を有するコアノズル１０を内管１の下流端部に着脱可能に装着する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンの排気ノズルの下流側に配設される騒音抑制装置であって、前記騒音抑制装置は前記ガスタービンから排気されるコア流が流れるコア流路を有する内管と、該コア流路の外側に位置しコア流より低速な二次流が流れる環状流路を有する外管とから成る二重管を構成し、且つ該内管の出口端部は該外管の出口端部より上流側に位置し、且つ該内管の端部において軸方向に対し突起状に形成された複数のフィンを有するコアノズルが着脱可能に装着され、且つ該フィンの根元部の切り欠き部は前記外管の端部に覆われていることを特徴とする騒音抑制装置。
【請求項２】
前記フィンは、前記内管の出口端部の周方向に沿って離隔し又は隣接して形成され、且つ該フィンは軸方向に対し内側に傾斜するように構成されている請求項１に記載の騒音抑制装置。
【請求項３】
前記フィンは、先端に行くに従い傾きが急になるように傾斜角度を段階的に変化させて構成されている請求項１又は２に記載の騒音抑制装置。
【請求項４】
前記二次流は前記コア流路を流れるコア流のエジェクター効果によって発生するように構成されている請求項１から３の何れかに記載の騒音抑制装置。
【請求項５】
前記二次流の流量および流出方向ならびに前記フィンの傾斜角度は調整可能に構成されている請求項１から４の何れかに記載の騒音抑制装置。
【請求項６】
前記二次流の流体は、前記コア流とは異なる請求項１から５の何れかに記載の騒音抑制装置。
【請求項７】
前記フィンは突起先端部に付加質量を設け、該突起先端部を片持ち梁とした時に所定の固有振動数で振動するように構成されている請求項１から６の何れかに記載の騒音抑制装置。
【請求項８】
前記コアノズルは、内管との緩い摩擦力でのみ固定され容易に着脱できるものであり、所定のエンジン推力による後方へ押される力又は前記固有振動数の振動が加わった時に、自動的に前記内管から外れるように構成されている請求項１から７の何れかに記載の騒音抑制装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、騒音抑制装置に関し、特にエンジン性能に与える影響を最小限に抑制しながらジェット騒音の抑制と冷却促進を両立した騒音抑制装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
高圧の流体をノズル端又はパイプ端から放出するとこれら端部に高速流体が形成される。高速流体は周囲の流体との間の速度勾配から混合を起しながら拡散し、混合過程で騒音が発生する。ガスタービンエンジンの排気部分で典型的なこのジェット騒音は広い周波数帯域にわたり高いエネルギーを有しており、模型飛行機用ジェットエンジンの場合には周辺住民が、航空機用ジェットエンジンの場合には空港周辺環境や航空機利用者が、騒音暴露による受容し難い影響を被る。
かかる騒音を抑制するために、航空機用ジェットエンジンでは早くからバイパスエンジンの概念が導入され、大幅な騒音低減を果たしてきた。これは、ジェット騒音のエネルギーレベルが排気流速の６乗〜８乗に概ね比例する経験則を考慮し、エンジンが吸入する空気の一部を迂回(バイパス)させて、高速流の周囲に強制的に低速流として導入することで、低速流を含めた排気流の平均速度を低下させることを狙った技術である。バイパスエンジンの構成は、通常のジェットエンジン(ターボジェットエンジン)をコアエンジンとし、コアエンジンの外側に低圧系を有している。そして、低圧タービン等の生み出す軸動力でコアエンジン前方部の低圧系及び大口径ファンを駆動する仕組みとなっている。エンジン前方部で流入する空気の一部は大口径ファンを通過した後、コアエンジンに流入せずに低速流としてエンジン後部から排出される。コアエンジンヘ流入する空気流量とバイパスして低速流として導入される空気流量の比(バイパス比)を大きくすることで、より一層のジェット騒音低減効果を得ることができることから、現在の亜音速商用航空機においては、エンジン形態の主流はバイパスエンジンであり、高バイパス比化へ向かう傾向にある。
バイパスエンジンの概念はエンジンシステムから騒音低減を達成しようとする視点に立ったものである。その一方、局部に着目した視点からは、高速流と周囲空気との混合を促進する装置に関する技術が存在する。例えば、ローブ状の混合装置(ローブミキサー)は、低速流をコアエンジンからの排気(高速流)に導入する流路と高速流を低速流側に導入する流路を交互に備え、装置がない場合に比べて、高速流と低速流の混合を短距離で促進する構造となっている。混合が促進される結果、平均速度の低下によって騒音のエネルギーレベルが低下するのみならず、大規模渦の分散によって騒音が高周波数帯域へ移行する効果が期待される。高周波数音ほど空気減衰の影響を受けやすく、長距離を伝播する騒音問題の対処には有効だからである。
ところで、ローブミキサーの構造強度、混合促進等の改善を狙ったガスタービン用のローブミキサーが知られている（例えば、特許文献１を参照。）。このローブミキサーは、ローブミキサーの流路部分が流体力による変形や共振を回避するために、流れに影響を及ぼさぬよう流線形状の構造補強材を付加したものである。また、ジェットエンジンの推力の低下を抑えつつガス流を混合し、ジェット騒音を低減するローブミキサーも知られている（例えば、特許文献２を参照。）。このローブミキサーは隣接する拡径部の勾配を変更して、混合促進と騒音抑制増大を狙ったものである。
他方、混合装置としてタブを使用する技術も存在する。タブはノズル口径に比べて十分小さい突起物であるため、高速流を遮る割合(ブロッケージファクター)が小さく、圧力損失、推力損失を十分低く抑えることができる点で有利である。タブは、その両縁に対称渦を形成する。この対称渦が高速流を周囲へ運び、低速流を高速流側に引き込むことで高速流と低速流の境界面での運動量交換を活発化して、巨視的には混合を促進する働きをする。このようなタブミキサーとしては、ノズル端に形成された三角錐状のものが知られている（例えば、特許文献３を参照。）。三角錐はノズルの内側と外側に突き出しており、ノズル内外の流れの混合を促進しつつ、圧力損失による推力損失の抑制を狙っている。その他には、ローブ部分に小さなタブを複数設けて混合促進を狙ったローブミキサーが知られている（例えば、特許文献４を参照。）。
また、流路後端ではなく、流路内部に大小の捻り撹拝体を備え、主流を旋回させつつ分割することで、大規模渦を分割し且つ隣接する流路からの流れと混合させることで、騒音の抑制等を狙った低騒音化システムが知られている（例えば、特許文献５を参照。）。
【０００３】
【特許文献１】特開２００３−３１４３６８号公報
【特許文献２】特開２００２−３１７６９８号公報
【特許文献３】特開２００３−１７２２０５号公報
【特許文献４】特開２００４−７６５９６号公報
【特許文献５】特許第３６７３８０４号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
バイパスエンジンについては、バイパス比を増やせば一定の騒音抑制効果が見込まれるものの、エンジン自体が大型化する弊害は避けられない。その結果、エンジン重量が増大する上、正面面積増加による抵抗増大の問題が発生する。騒音の観点からは、低速空気を導入するためのファンが大型化するために、低周波数騒音が相対的に増加する。以上は航空機用ジェットエンジンの場合であるが、模型飛行機用ジェットエンジンの場合には、依然ターボジェットエンジンが支配的な事情もあり、必ずしもバイパスエンジンによる恩恵を受ける状態には至っていない。また、ジェットエンジン以外にも高圧流体を噴出する装置についてみれば、バィパスエンジンの概念を一般原理として導入するのは困難であり、可能であるとしても既存装置の大幅な改造が必要となり、元来の性能への影響は避けられないし、経済的に不都合である。
ローブミキサーやタブといった混合装置の課題は、圧力損失とのバランス調整にある。これは最適設計の問題に帰着するが、エンジンの使用環境や個体差による影響に機動的に対応し難いという問題がある。ローブミキサーのように複雑形状でかつ振動回避などに配慮が必要な装置であれば、尚更であり、保守、改造にも時間、費用がかさむことが予想される。
以上より、混合を促進してジェット騒音を抑制する基本方針は貫きつつ、混合装置を簡便なものとし、整備性を向上させるために着脱が容易で、エンジンの経年変化に応じて特性を調整でき、可能であれば適応性を有し、圧力損失や重量増加の弊害の少ない騒音抑制装置が解決すべき課題である。
また、模型飛行機又はジェット無人機においては、エンジン排気を長時間排気パイプに暴露し続けると、隣接する部品の劣化を早めるおそれもある。エンジン排気と周囲空気との中間温度にある二次流を活用して、効率よく冷却を行うことで、局所的な熱負荷を軽減でき、部品を含めた模型機又はジェット無人機の長寿命化に有益である。従って、騒音抑制と両立する冷却促進も解決すべき課題である。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
前記目的を達成するために請求項１に記載の騒音抑制装置は、ガスタービンの排気ノズルの下流側に配設される騒音抑制装置であって、前記騒音抑制装置は前記ガスタービンから排気されるコア流が流れるコア流路を有する内管と、該コア流路の外側に位置しコア流より低速な二次流が流れる環状流路を有する外管とから成る二重管を構成し、且つ該内管の出口端部は該外管の出口端部より上流側に位置し、且つ該内管の端部において軸方向に対し突起状に形成された複数のフィンを有するコアノズルが着脱可能に装着され、且つ該フィンの根元部の切り欠き部は前記外管の端部に覆われていることを特徴とする。
上記騒音抑制装置では、騒音抑制装置が内管および外管から成る二重管を構成し、且つ内管の出口端部が外管の出口端部より上流側に位置してしているため、コア流のエジェクター効果により、或いは圧縮機等からの高圧流体を抽気することにより外管の環状流路を周囲空気（低速流）よりは速い二次流（中速流）を発生または導入させ、しかも、外管の環状流路の開口面積を狭くすることにより、コア流とのせん断を著しく増加させない少量の二次流体を導入することが出来るようになる。これにより、この少量の二次流体が環状流路から排出され、高速の一次流体と接触することとなるが、低速の周囲空気が一次流体と接する場合に比べて少ないせん断力をもって混合を開始するようになる。そのため、最終的な両流体の混合による平均速度は、一次流体と周囲空気との混合の場合に比べて大きいものの、両流体は比較的早く所定の速度に一致し、早期に混合が完了する。混合した平均流は周囲空気とも混合して更に平均速度を落とすようになる。このような、いわゆる二段混合では二次流体が存在しない場合に比べて、個々の混合は大きなせん断を伴わずに進行するため、大規模渦とそれに伴う低周波数音の形成を抑制するようになる。
それに加えて、内管の端部には上記コアノズルが根元部の切り欠き部を外管の端部に覆われるようにして着脱可能に装着されているため、フィン近傍を流れるコア流とフィンとの干渉によってフィンの突起方向に対し左右回りの渦流が励起され、この渦流によりコア流と二次流との混合が促進されるようになる。このように、一次流体に二次流体を導入する機構ならびに一次流体と二次流体との混合を促進する機構を組み合わせることにより、ジェット流の圧力損失や重量増加等のエンジン性能に与える影響を最小限に抑制した上でジェット騒音を好適に抑制することが可能となる。
また、コアノズルを着脱可能にすることにより、使用状況に応じて混合特性や騒音特性を調整することが可能となる。更に、上記二次流体は、高温高圧の燃焼ガスに曝される内管等の排気ノズル近傍にある部品を好適に冷却することになるため、本発明の冷却促進の向上ひいては長寿命化に寄与するようになる。
【０００６】
請求項２に記載の騒音抑制装置では、前記フィンは、前記内管の出口端部の周方向に沿って離隔し又は隣接して形成され、且つ該フィンは軸方向に対し内側に傾斜するように構成されていることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、フィン近傍を流れるコア流から渦が好適に励起され、この渦は対称渦となって一次流体と二次流体の境界面で運動量の交換、即ち両流体の混合を好適に促進するようになる。
【０００７】
請求項３に記載の騒音抑制装置では、前記フィンは、先端に行くに従い傾きが急になるように傾斜角度を段階的に変化させて構成されていることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、フィン近傍を流れるコア流から渦が好適に励起され、この渦は対称渦となって一次流体と二次流体の境界面で運動量の交換、即ち両流体の混合を好適に促進するようになる。
【０００８】
請求項４に記載の騒音抑制装置では、前記二次流は前記コア流路を流れるコア流のエジェクター効果によって発生するように構成されていることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、ジェット速度が増える場合に、エジェクター効果がより増進されて、二次流の速度および流量も相対的に増え、その結果、高速流の速度に応じて自律的に混合促進効果が得られ、結果的に騒音低減効果も自律的に得られるようになる。
【０００９】
請求項５に記載の騒音抑制装置では、前記二次流の流量および流出方向ならびに前記フィンの傾斜角度は調整可能に構成されていることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、巡航時などジェット騒音低減よりも性能劣化改善を優先する場合には、二次流の流量を減らし且つ突起を水平に戻して推力損失を抑制するよう、使用状況に応じて騒音低減と性能劣化のバランスを適応制御することが可能となる。
【００１０】
請求項６に記載の騒音抑制装置では、前記二次流の流体は、前記コア流とは異なることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、高温高圧のコア流に対し、その周囲を覆う高密度の流体層を形成することが可能となる。高速流の周囲に高密度の流体層を形成することで、高速流の減速を早めると共に、高速流から発生する高周波音の伝播を遮蔽することが可能となる。他方、二次流体としてスモークを使用する場合は、航空機の所在に関し視覚的情報を観測者に対し与えることが出来るようになる。
【００１１】
請求項７に記載の騒音抑制装置では、前記フィンは突起先端部に付加質量を設け、該突起先端部を片持ち梁とした時に所定の固有振動数で振動するように構成されていることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、一次流と二次流に挟まれた突起部分が所定の固有振動数で振動することで、振動がない場合に比べ、一次流と二次流との混合を促進するようになる。
【００１２】
請求項８に記載の騒音抑制装置では、前記コアノズルは、内管との緩い摩擦力でのみ固定され容易に着脱できるものであり、所定のエンジン推力による後方へ押される力又は前記固有振動数の振動が加わった時に、自動的に前記内管から外れるように構成されていることとした。
上記騒音抑制装置では、上記構成とすることにより、巡航飛行中にかかるコアノズルによる推力損失を好適に防止することが出来るようになる。
【発明の効果】
【００１３】
本発明の騒音抑制装置によれば、二次流体を導入する機構ならびに一次流体と二次流体との混合を促進する機構を組み合わせることによって、個別の効果を越えた以下の効果があると考えられる。
（１）突起部分の切欠き両面から励起される対称渦の状態を制御することが可能になる。例えば、渦寸法、渦の発生位置を調整することで、一次流と二次流の混合程度、二次流と周囲空気の混合程度、騒音周波数帯域、部分的混合具合、周波数帯域に影響を及ぼすことができる。
（２）二次流の外側には、一般にはさらに低速の流れが存在する。例えば、エンジンナセル周囲気流、機体周囲気流、静止場では周囲空気などである。高速流と低速流とを直接混合させずに、中速流との混合を介することで、急激なせん断力の発生を緩和し、段階的にかつ大規模渦の発生を極力抑制しながら平均速度を低下させることが期待される。
（３）高空を巡航中には空港周辺環境へのジェット騒音の影響はさほどなく、むしろエンジン性能を良好に保つことが必要とされる。このとき、二次流や混合装置の存在は抽気流量を消費したり、推力損失を発生させたりする点でエンジン性能を劣化させる方向に働く。適度な制御機構と組み合わせることで、例えば、抽気量や混合装置に係る突起部分の傾斜をＯＮ-ＯＦＦすることでかかる問題の解消をはかることができる。
（４）一次流と二次流によって励起される流体力は突起部分に弾性変形をもたらす。突起全体が片持構造として固有振動数を有し、所定の流体力が働いたときに共振するよう調整しておけば、混合促進効果の欲しいときに、突起物の振動によってプラスアルファの混合が促進される。
（５）二次流(中速中温)が効率よく一次流(高速高温)と混合すれば、排気パイプやこれに連結する模型機やジェット無人機の機体構造の熱負荷を軽減することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。なお、これにより本発明が限定されるものではない。
【００１５】
図１は、本発明の騒音抑制装置１００を示す説明図である。
この騒音抑制装置１００は、ジェットエンジンの排気ノズルＥＮから噴出されるコア流（一次流体）が流れるコア流路１ａを有する内管１と、内管１の外側に配置されコア流より低速な中速流（二次流体）が流れる環状流路２ａを有する外管２と、内管１の端部に取り付けられ複数の突起フィン１１を有する着脱可能なコアノズル１０とを具備して構成されている。
【００１６】
内管１の内出口端部１ｂは、外管２の外出口端部２ｂよりも上流側（エンジン側）に位置するように配設されている。模型飛行機用ジェットエンジンではあるが、寸法例を挙げると、コア流路１ａの内径ｄ＝７０[mm]、環状流路２ａの隙間ｔ＝５[mm]の時、上流側へのシフト量Ｌ＝１０[mm]である。なお、詳細については図２〜図３−３を参照しながら後述するが、このように配設することにより、周囲空気より流速の早い少量の二次流体を、コア流を取り囲むようにして導入することが出来るようになり、その結果、両流体は少ないせん断力をもって混合を開始するようになる。そのため、最終的な両流体の混合による平均速度は、一次流体と周囲空気との混合の場合に比べて大きいものの、両流体は比較的早く所定の速度に一致し、早期に混合が完了するようになる。
【００１７】
突起フィン１１は、本実施形態では鋭角三角形であるが、一般的には先端部が突起状に形成された凸多角形であれば良い。また、切り欠き部１１ａ、即ち突起フィン１１の谷部が外管２の端部近傍によって覆われ、更に軸方向に対し内側に傾斜して内管１の周方向に均等に配設されている。なお、詳細については図４を参照しながら後述するが、このように配設することにより、突起フィン１１を両側から挟むような形態でコア流から渦が励起され、その結果、コア流と二次流との混合が促進されるようになる。
【００１８】
また、突起フィン１１は、先端部分に僅かな付加質量を設けて、突起フィン１１を片持ち梁としたときに所定の固有振動数を有する。なお、詳細については、図６を参照しながら後述するが、このように構成することにより、突起フィン１１が振動して一次流体と二次流体との混合を促進するようになる。
【００１９】
コアノズル１０は、例えば、ジェットエンジンが所定の推力を発生する時に共振するように所定の固有振動数を有するように設計されている。また、コアノズル１０の内管１への装着については、例えば内管１との摩擦力による固定であり、従って、その摩擦力よりも大きな力がコアノズル１０に作用する場合、例えば、コア流によるせん断力、また共振時の振動等が作用すると、コアノズル１０は内管１から分離することになる。これにより、例えば、航空機が巡航速度で飛行し、コアノズル１０が不要となる時に、摩擦力の大きさを巡航時にコア流から受ける力よりも小さくなるように嵌合具合を適切に設定することにより、コアノズル１０を自動的に内管１から分離することが可能となり、これにより、推力の低下を防止することが出来るようになる。
【００２０】
環状流路２ａを流れる二次流は、内管１を冷却することになるため、これらの部品のコア流による熱負荷を軽減する。
【００２１】
図２は、本発明の基本的構成の一つである二次流体を導入する機構を示す説明図である。
バイパスエンジンの概念よりも遥かに少量の二次流体を導入することに一つの特徴がある。本発明に係る機構では、バイパスさせる流体を発生させるファンなどが不要となるため、装置寸法を抑えつつ且つ装置性能への影響を最小限にすることができる。具体的には、排気ノズル或いは排気パイプの外周に薄い環状流路を設けて当該環状流路（図１の２ａ）に低速の周囲流体よりも早く且つ一次流体よりも遅い(中速と称する)少量の流体を導通させる構造を採用する。
【００２２】
図３−１は、本発明に係る二次流体を導入する機構を模型飛行機用のジェットエンジン排気パイプに適用した一例を示す説明図である。
二次流体は、一次流体排出部分における高速流による引き込み効果(所謂エジェクター効果)を利用して或いは圧縮機抽気の一部を利用することによって駆動される。排気パイプの外側に薄い間隙を有するよう環状パイプを設ける。環状パイプの後端は排気パイプの後端よりも後方になるように調整される。排気パイプ前端は、エンジンノズルより後方に設置され、外側の環状パイプはエンジン全体を覆う閉空間に直結されている。エンジン運転時には排気パイプ後端から放出される高速流のエジェクター効果によって、排気パイプ後端を覆う環状パイプに接合された間隙の空気が引っ張られて排出される。
【００２３】
この少量の二次流体が環状流路から排出される場合には、高速の一次流体と接触することとなるが、低速の周囲流体が一次流体と接する場合に比べて少ないせん断力をもって混合を開始する。そのため、最終的な平均速度は周囲空気との混合の場合に比べて大きいものの、両流体は比較的早く所定の速度に一致し、早期に混合が完了する。混合した平均流は周囲空気とも混合して更に平均速度を落とす。かかる見かけの二段混合は二次流体が存在しない場合に比べて、個々の混合は大きなせん断を伴わずに進行するため、大規模渦とそれに伴う低周波数音の形成を抑制しうる。
【００２４】
二次流体を導通させる環状流路は排気ノズル或いは排気パイプ等の冷却効果を兼ねている。特に模型飛行機では、エンジンを機体胴体に内包する形態において、後方の排気パイプが高温となることは構造安全上支障があるため、排気パイプの冷却は必須である。排気パイプ端のエジェクター効果によって、排気パイプと環状パイプの隙間にある空気が吸い出され、これに直結する排気パイプ外面とエンジンが冷却される状態を生み出す（図３−１〜図３−３）。
【００２５】
図４は、本発明の基本的構成の一つである混合を促進する着脱装置を示す説明図である。
混合の段階で、大規模流れをより小さな構造に分割できれば対応する周波数を高い側に移行でき、空気減衰や吸音材などその後の処置がより容易となる。その一方で、前記ローブミキサーやタブなどの機械的混合装置を用いる場合に、異なる速度を有する流体を混合する代償として圧力損失の問題とバランスを取る必要が生ずる。しかし、これは速度差の大きな流体同士を混合させることを前提としているのであって、前記中速の二次流と高速流を混合させる場合には、より緩やかな混合装置で一定の効果を上げることが期待できる。本発明では、ノズル或いは排気パイプの端部にて、周方向に任意形状の切欠（図１の突起フィン１１）を複数有しつつ、この切欠の根元を前記環状パイプ端部よりも前方になるよう構成する着脱可能な装置を採用する。
【００２６】
前記排気パイプ端部の切欠が僅かに高速流側に傾斜すると、切欠の高速流に対して垂直の両方の端部から中速流側へ渦が励起される。この渦は対称渦となって中速流と高速流の境界面で運動量の交換、即ち混合を促進する働きがある。切欠を排気ノズル或いは排気パイプの後端の周に沿って複数箇所設けることによって、多数の渦を励起して高速流と低速流の混合を促進する。
前記二次流れの駆動源として排気パイプのエジェクター効果を必要とする場合には、切欠の根元部分を傾斜させてしまうと二次流の駆動が抑制されてしまうため、傾斜部分はエジェクター効果により二次流を排出した後、概ね環状パイプ後端を過ぎた後に設ける工夫も考えられる。例えば、切欠の傾斜を任意の曲率をもってするものや、切欠きの先端部分のみ傾斜を設けるものなどが考えられる。
切欠を有する部分を着脱構造にしておけば、同一の排気ノズル或いは排気パイプでも使用状況に応じて混合特性や騒音特性を調節したい場合に有効である。切欠きの形態に応じて、混合具合、損失特性が異なると見込まれるからである。
【実施例１】
【００２７】
図５は、実施例１に係る模型飛行機用又はジェット無人機の排気騒音低減装置を示す説明図である。
エンジンを覆う空間に繋がる二重管構造と内管に着脱可能で突起形状を有する混合促進装置からなり、二重管端のエジェクター効果による二次流排出と突起形状効果による混合促進の結果、騒音の抑制が可能となる。
模型飛行機又はジェット無人機では、地上待機時間も長いため、飛行時のみならず地上走行時の騒音暴露量も多い事情を考慮すると、飛行中の低速流(機体周りの流れ)による混合効果が期待できないため、当該実施例に基づく二次流と突起状混合装置による騒音抑制が重要となる。
また、混合促進装置を摩擦による保持のみを利用する着脱構造とすることで、例えば離陸時の推力による押し出し力で当該混合促進装置を離陸とともに離脱するように調整しておけば、模型機や無人機が飛行中にかかる混合促進装置によって推力損失を被ることを回避できる。
【実施例２】
【００２８】
図６は、実施例２に係る模型飛行機用スモーク生成装置を示す説明図である。
緩やかに混合させるため、スモークが十分後方まで延びる効果がある。スモークがコアを覆うように流れるので、スモーク流量を抑えることができ、長時間のスモークや搭載重量軽減が可能となる。
また、ジェット無人機が緊急時着陸時に視覚的に所在を識別させる手段として、スモークを使用する場合には、一定量のスモークを長時間放出でき、かつスモークが飛行経路に沿ってできるだけ長く伸びるよう放出されることが望ましい。かかる要請に対して、当該実施例を適用することによって、識別力を発揮するスモーク等を広い範囲に放出することができ、無人機等の早期発見に貢献しうる。
【実施例３】
【００２９】
図７は、実施例３に係る航空機用ジェットエンジン騒音抑制装置を示す説明図である。
実施例１と同じ考えであるが、二重管構造はノズル部分にのみ設置してもよい。二次流は圧縮機などの抽気を使用してもよく、抽気流量を流量調整バルブなどで制御することで混合装置に係る突起形状にて形成される渦の態様を制御し、混合の度合いや騒音発生量を適応制御することも考えられる。
【００３０】
また、抽気流量を流量調整バルブ等で制御することで、二次流の流量が変わるようにすることが可能となる。更に電動・油圧・空気圧機構により又は形状記憶合金の作用により、突起フィン１１の傾斜角度だけでなく二次流の流出方向が変わるようにすることも可能である。
【００３１】
なお、二次流は空気に限らない。例えば、特定の液体を高圧にして若しくは蒸気にして環状に噴出してもよい。高速高温のガス流に対して、流れの周囲を覆う高密度の流体層を形成することで、高速流の減速を早めるとともに、高速流から発生する高周波音の伝播を遮蔽する効果を見込む。一般に液体は気体に比べて熱伝達率が高いので、突起部分の冷却効果も兼ねる。
【産業上の利用可能性】
【００３２】
本発明の騒音抑制装置は、航空機用ジェットエンジンの騒音抑制ならびにジェット無人機若しくは模型飛行機の騒音抑制、その他、エンジンの長寿命化、視認用スモークに適用することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】本発明の騒音抑制装置を示す構成説明図である。
【図２】本発明の基本的構成の一つである二次流体を導入する機構を示す説明図である。
【図３−１】本発明に係る二次流体を導入する機構を模型飛行機用のジェットエンジン排気パイプに適用した一例を示す説明図である。
【図３−２】図３−１の排気後部の拡大を示す説明図である。
【図３−３】図３−２の混合過程を示す説明図である。
【図４】本発明の基本的構成の一つである混合を促進する着脱装置を示す説明図である。
【図５】実施例１に係る模型飛行機用又はジェット無人機の排気騒音低減装置を示す説明図である。
【図６】実施例２に係る模型飛行機用スモーク生成装置を示す説明図である。
【図７】実施例３に係る航空機用ジェットエンジン騒音抑制装置を示す説明図である。
【符号の説明】
【００３４】
１      内管
１ａ    コア流路
２      外管
２ａ    環状流路
１０    コアノズル
１１    突起フィン
１００  騒音抑制装置
【図１】
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【図２】
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【図３−１】
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【図３−２】
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【図３−３】
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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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