(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）ジェットエンジンの後端部に適合するほぼ円柱形状をなす前方の取り入れ開口部と、ほぼ四辺形状をなす後方の出口開口部とを備えるノズル部と、
ｂ）出口開放部の後方に位置する開放可能な騒音抑制室と、この室が２つの互いに対峙する封じ込め構造により区画されていることと、各々の構造が主表面を有し、貝殻方式でノズル部に蝶着されて閉鎖状態と開放状態との間で移動が可能であり、その結果閉鎖された時は一般に四辺形の断面をもつ室が出口開口部の後ろに位置されることと、
ｃ）各々の主表面１平方フィート当たり約１５％から約２５％が空間であり、かつ１平方フィート当たり約４５個から約６５個の孔が設けられるように、各々の封じ込め構造の主表面を貫通して配置された複数の孔とを備えるジェットエンジン用騒音抑制器排気構造。
【請求項２】
孔が主表面を貫通してほぼ均一に配置される請求項１に記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項３】
封じ込め構造が閉鎖状態にある時、各々の後端部が互いに近接するように、各々の対峙する封じ込め構造の主表面が、後方に向けて高さがほぼ一定して低くなる２つの平行する側壁を備える請求項１に記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項４】
ノズル部の後方出口開口部が長方形である請求項３に記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項５】
ノズル部の後方出口開口部が長方形である請求項１に記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項６】
閉鎖された室の断面が長方形である請求項４に記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項７】
孔がほぼ細長楕円形状をなす請求項１記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項８】
各々の孔が約幅０．２５インチ（０．６４センチメートル）×長さ２インチ（５．０８センチメートル）である請求項７に記載の騒音抑制器排気構造。
【請求項９】
各々の孔が約幅０．２５インチ（０．６センチメートル）×長さ２インチ（５．０８センチメートル）である請求項２に記載の騒音抑制器排気構造。
【発明の詳細な説明】
発明の背景
発明の属する技術分野
本発明はジェットエンジンの後端部に適合する騒音抑制器排気構造に関する。排気構造は四辺形の断面を有するとともに、対峙する封じ込め構造により区画される開放可能な騒音抑制室を含む。各々の封じ込め構造物は主表面を備え、その主表面を貫通して複数の密接した小さい孔が配置されている。
従来技術の説明
ジェットエンジンからの高温の排気ガスによって生成される乱気流がエンジン騒音の主要因である。特に、ガス爆風がエンジンを去る時、爆風の外周縁が冷却し、爆風の中心部に比べてその速度が急速に遅くなる。周縁と中心部との間の速度の差が乱気流を起こし、この発生した乱気流が騒音の原因となる。
種々の騒音抑制装置が従来技術で教示されている。これらの装置の多くは比較的広い間隔をもって設置された複数の開口を有する器械を備える。これら開口は飛行機の離陸中は騒音抑制のためのジェット排気パイプの後ろに位置し、飛行機の巡航中は他の場所にしまい込まれるか、さもなければ移動される。従来技術の騒音抑制装置は、飛行機の巡航モード中可変スロート及び出口区域が用意されていないので、亜音速での運行にのみ適用できる。加えて、先行技術の騒音抑制器開口部は比較的広い間隔で設置されていたり比較的大きいので、騒音抑制の達成度は要求レベル又は希望レベルを満たさないこともある。
以上に鑑み、簡単で高能率の騒音抑制器排気構造が必要性とされている。それに従い、本発明の第１の目的は積極的に騒音を抑制する騒音抑制器排気構造を提供することである。
本発明の他の目的は、２つの対峙する封じ込め構造により形成される騒音抑制室を備える騒音抑制器排気構造を提供することにある。各々の封じ込め構造物は排気ガスが放散されるために通る多数の密接した孔を備えている。
本発明の更なる目的は可変スロートと出口区域を有することにより超音速の飛行機運行中でも使用可能な騒音抑制排気構造を提供することである。
本発明のこれら及び他の目的は以下の記載により明らかである。
発明の概要
本発明はジェットエンジン用騒音抑制器排気構造である。まず、排気構造は、ジェットエンジンの後端部に適合するほぼ円柱形をなす前方の取り入れ開口部と、ほぼ四辺形をなす後方の出口開口部とを有するノズル部を備えている。開放可能な騒音抑制室は出口開口部の後ろに位置するとともに、各々主表面を有する２つの互いに対峙する封じ込め構造により形成されており、各々の構造は貝殻方式でノズル部に蝶着されている。対峙する封じ込め構造は開放配置と閉鎖配置との間で動作するものである。封じ込め構造が閉鎖配置にある時は、一般に四辺形をなす断面を有する室が区画されて出口開口部の後ろに位置されている。各々の封じ込め構造は主表面を有し、その表面を貫通して複数の小さい孔が、各々の主表面１平方フィート当たり約１５％から約２５％が空間であるように、又１平方フィート当たり約４５個から６５個の孔が設けられるように、ほぼ均一に配置されている。封じ込め構造が閉鎖配置にあり、それにより室を区画している時は、エンジンからの排気ガスは室に入り、その後複数の孔を通って室から出ていく。本発明で規定される孔は従来技術の概念よりも数が多く、より小さく、かつより密接して配置されており、それにより構造が軽量になるとともに、騒音がより積極的に抑制されるという有益な結果が得られる。
封じ込め構造の閉鎖配置は、騒音抑制が通常要求される離陸時に一般に指示される配置である。逆に、通常の巡航モードなどのように騒音減少が要求されない所では、封じ込め構造は、エンジンからのガスが直接排出されるように、開放モードに移動される。封じ込め構造は完全に開放された配置と完全に閉鎖された配置との間で位置をとることが可能である。これにより巡航モード中可変スロートと出口区域が可能になり、本発明の排気構造は亜音速及び超音速での飛行機の運行に使用可能である。従来の円錐形の排気構造による円形の断面にすることなく、四辺形、好ましくは長方形の断面にすることにより、構成部品及びそれら部品を作動させる機構の数はいずれも円錐形の騒音抑制構造に比較して最小限のものとなり、複雑でなくなる。
【図面の簡単な説明】
図１は飛行機の離陸モードにおける騒音抑制器排気構造を示す斜視図である。
図２は飛行機の巡航モードにおける図１の騒音抑制器排気構造を示す斜視図である。
発明の実施するための最良の形態
図１及び２では、騒音抑制器排気構造１０が示されている。排気構造１０はジェットエンジンの後端部に適合すべくほぼ円柱形をなす前方取り入れ開口部１４と、ノズル部１２とよりなる。ノズル部１２はその後端部にほぼ長方形１６をなす後方出口開口部を有する。出口開口部の後には、２つの対峙する封じ込め構造１８，２０がそれぞれ位置し、主表面２２，２４を有するとともに、対峙する蝶番２６によりノズル部１２に対して蝶着されている。（蝶番２６はノズル部１２の一面においてのみ示されているが、同様な蝶番がノズル部１２の反対側にも対峙して設けられている。）対峙する封じ込め構造１８，２０は図２に示す開放配置から図１に示す閉鎖配置に至まで移動し得る。それぞれの構造１８，２０は、それぞれの蝶番２６からそれぞれの後端部３２、３４へかけて高さがほぼ一定して徐々に低くなる２つの平行する側壁２８，３０を備えている。構造１８，２０が閉鎖配置にある時（図１）、後端部３２，３４は互いに近接し、側壁２８，３０も図示されるように互いに近接し、これによりノズル部１２の出口開口部が通じる騒音抑制室３６を形成する。それぞれの対峙する封じ込め構造１８，２０のそれぞれの主表面２２，２４を貫通して、複数の孔３８が形成されている。本実施形態において、孔３８はそれぞれの主表面の平方フィート当たり約１５％から約２５％が空間であり、平方フィート当たり約４５個から約６５個の孔が設けられるように、互いに対称をなす円柱状に配設されている。図１及び２に示すように、各孔３８のサイズは約幅０．２５インチ（０．６４センチメートル）×長さ２インチ（５．０８センチメートル）であり、各孔３８の形状はほぼ細長楕円である。排気構造１０は、ジェット排気雰囲気に耐え、適合可能と当事者が了解するいかなる材料によってでも構成され得る。
図１は騒音抑制が指示される際にとられる閉鎖状態にある排気構造１０を示す。密接して配置された孔３８は、排気ガスがノズル部１２に入り、次いで騒音抑制室３６に移動され、孔３８を通って分散される時に、積極的に騒音を抑制する。逆に、図２は一般的に飛行機の巡航中に使用される開放状態にある排気構造１０を示す。このように、単一排気構造１０は音響上の抑制装置であるとともに巡航モードでのノズル装置として機能する。加えて、対峙する封じ込め構造１８，２０は完全に開放された状態と完全に閉鎖された状態との間で位置が変化するので、その結果として生じる可変スロートと出口区域の潜在能力により、従来の亜音速での飛行機運行とともに超音速での飛行機運行にも使用可能となる。
本発明の好ましい具体例が詳述されているが、本発明の概念はその他に種々に具体化され使用され得るものであり、かつ請求の範囲は、従来技術の範囲内にあるものを除き、そのような変更を含むものと解釈されるものとする。
【図１】
0003887023.tif 000002
【図２】
0003887023.tif 000003