(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンからのガス噴流を排出するノズル（１０）であって、
前記噴流を導く排気ダクト（１６）と、前記ダクトの後端に配置されて排気出口（２０）を画成する複数の隣合うシェヴロン（１８）とを有し、
各シェヴロンは３角形であって、前記ダクト後端に固定された底辺（１８ａ）と、反対側の頂点（１８ｂ）と、前記底辺から前記頂点まで先細になっている１対の横方向に相対する後縁（１８ｃ）と、前記一対の後縁と前記底辺とによって境界が定められた半径方向に対向する第１および第２表面とを有し、
前記各シェヴロンの底辺（１８ａ）は、中心軸線（１４）から共通半径だけ離れ、且つ、前記シェヴロンの頂点（１８ｂ）から前方に離れた共通軸平面に共存し、
隣合う前記シェヴロンの前記後縁は横方向に相隔たってそれぞれの横方向に末広のスロット（２２）を画成し、これらのスロットは前記ダクトと連通して半径方向に流れを通すように配設されており、
前記シェヴロンは前記底辺と前記頂点との間に軸方向に凹形の形状を有し、
前記シェヴロンの頂点（１８ｂ）は、前記シェブロンの底辺（１８ａ）に対する軸方向接線から半径方向に、排出される前記ガス噴流（１２）のほぼ境界層（１２ａ）の厚さ（Ｄ）だけ変位していることを特徴とするノズル。
【請求項２】
前記シェヴロンはさらにそれぞれの両後縁間に横方向に凹形の形状を有する請求項１記載のノズル。
【請求項３】
前記シェヴロンと前記スロットは前記噴流内への突出が最少になるように、前記シェヴロンの底辺から頂点まで概して共通な半径を有している請求項２記載のノズル。
【請求項４】
前記シェヴロンの第１表面は凸形でありそして前記シェヴロンの第２表面は凹形である請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記シェヴロンの第１表面は前記シェヴロンの第２表面の半径方向外側に配置されている請求項４記載のノズル。
【請求項６】
前記シェヴロンの底辺から頂点までの軸方向形状は、放物線形であることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項７】
前記シェヴロンは三角形であり、
前記スロットは前記シェヴロンを補完する三角形であることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は一般的にはガスタービンエンジンに関し、特に、排気騒音と赤外線兆候の低減に関する。
【０００２】
【従来の技術】
代表的なガスタービンエンジンは空気を圧縮する圧縮機を含み、圧縮空気は燃焼器内で燃料と混ぜられて点火されて高温燃焼ガスを生じ、燃焼ガスは１段以上のタービンを通流し、タービンはコアエンジン部内の圧縮機を駆動する。通例、コアエンジンと協働するものとして、ファンのような低圧圧縮機がコアエンジンの高圧圧縮機の上流に配置され、コアエンジンの高圧タービンの下流に配置された低圧タービンに連結されて動作する。コアエンジンから排出された燃焼排気ガスは低圧タービンを通流し、このタービンはガスからエネルギーを抽出して低圧圧縮機またはファンを駆動し、例えば飛行中の航空機の駆動に役立てる。代替的に、低圧タービンを舶用または地上工業用の出力軸動力の発生に使用し得る。
【０００３】
飛行中の航空機を駆動するターボファン航空機ガスタービンエンジンの代表的な用途では、コアエンジン・ノズルが同心のファン排気ノズルの内側にコア排気を独立的に排出するために用いられ、ファン排気ノズルはファン空気を排出して推力を生じる。コアエンジン・ノズルとファン排気ノズルからの別々の排気は高速噴流であり、通例、エンジンを比較的高出力で運転する航空機離陸中最高速度を有する。これらの高速噴流は相互に作用すると共に周囲空気とも作用し合い、航空機の離陸路に沿ってかなりの騒音を発する。さらに、コア噴流は高温で、遠くから検出し得る赤外線兆候を生じる。
【０００４】
従来技術には噴流騒音と赤外線兆候を減らす様々な解決策が提案されている。これらの解決策は、高温コア噴流をファン噴流または周囲空気あるいはその両方と強烈に混合することにより噴流の速度と温度を下げるものである。こうすると、騒音と赤外線兆候を減らし得るが、通例エンジンの効率と性能が低下する。
例えば、ヒナギク（ｄａｉｓｙ）形ミキサとしても知られている回旋状またはローブ（ｌｏｂｅ）形ミキサを、コアエンジンの端で長いダクトの外側ナセル内に用いて、コア排気とファン排気との内部混合をなし得る。こうすると騒音と赤外線兆候を減らし得るが、ノズル重量と設備摩擦と船尾抗力が増加してしまう。また、噴流騒音の低減は比較的低い振動数では可能であるが、通例これに伴って中程度と高い振動数範囲で騒音が増大する。
【０００５】
ミキサ・ローブはコア排気およびファン排気の両方の中に突入しているので効果的であるが、突入に伴って性能損失を起こす。やはり噴流に対して突入位置にある他種の騒音抑制装置が知れており、これらは様々な程度の性能損失と騒音低減をもたらす。このような装置は、例えば、パドル、波形部材、小型ミキサ、タブ、渦発生装置である。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
従って、エンジン性能の低下を最少にし、機械的な複雑さを減らし、ノズル重量の増加を最少にするかあるいはノズル重量を減らしながら、噴流騒音と赤外線兆候を低減することが望まれる。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ガスタービンエンジン排気ノズルが、ガス噴流を導く排気ダクトを含み、このダクトの後端に複数の隣合うシェヴロン（chevron:山形部）が配置されて排気出口を画成する。各シェヴロンは３角形であり、底辺と、頂点と、底辺と頂点との間で先細になっている両側後縁と、これらにより境界が定められた半径方向に対向する第１および第２表面とを有する。隣合うシェヴロンの後縁は横方向に相隔たってそれぞれの末広スロットを画成し、これらのスロットは排気ダクトと連通するように配設される。シェヴロンは底辺と頂点との間に軸方向に凹形輪郭を有し、これはスロットによる噴流混合を促進する。
【０００８】
本発明の好適実施例を、他の目的および利点とともに、添付図面を参照して以下に詳しく説明する。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１には、従来のガスタービンエンジンからのガス噴流１２を排出する排気ノズルの一例１０を示す。ノズル１０は中心軸線１４について軸対称であり、中心軸線１４に沿って噴流１２を通す環状排気ダクト１６を含んでいる。ノズル１０はまた周方向または横方向に隣合う複数のシェヴロン１８を含み、これらのシェヴロンは排気ダクト１６の後端に一体に配置されて排気出口２０を画成する。図２に排気出口２０をさらに詳しく示す。
【００１０】
シェヴロン１８を図３にさらに詳しく例示する。各シェヴロン１８は３角形であって、底辺１８ａを有する。各シェヴロンの底辺１８ａは隣りのシェヴロンの底辺と周方向または横方向に同延状にダクト後端に固定または一体に接合されている。各シェヴロン１８はまた、軸方向において反対側の頂点１８ｂと、底辺１８ａから下流方向すなわち後方に対応する頂点１８ｂまで先細になっている１対の周方向または横方向に相対する後縁１８ｃを有する。各シェヴロン１８はまた、両後縁１８ｃと底辺１８ａとによって境界が定められた三角形の半径方向外側の第１表面（外面）１８ｄと、三角形の半径方向内側の第２表面（内面）１８ｅとを有する。
【００１１】
隣合うシェヴロン１８の後縁１８ｃは底辺１８ａから頂点１８ｂまで周方向または横方向に相隔たって、横方向かつ軸方向に末広のスロットまたは切欠き２２を画成しており、これらのスロットは排気ダクト１６の内側と連通するように配設されて流れを半径方向に通す。図３に示した実施例では、スロット２２も３角形で、３角形シェヴロン１８と補完的であり、シェヴロン底辺１８ａと周方向に同延状のスロット底部２２ａからシェヴロン頂点１８ｂまで軸方向に末広になっている。
【００１２】
本発明の重要な特徴によれば、各シェヴロン１８は、図３に示すように、そして図４にさらに詳細に示すように、それぞれの底辺１８ａと頂点１８ｂとの間に軸方向に凹形輪郭を有する。図４に示した軸方向輪郭は、中心軸線１４を含む例示的な垂直面内に存在する第１曲率半径Ａによって定められる。軸方向輪郭の半径Ａはシェヴロン底辺１８ａからシェヴロン頂点１８ｂまで大きさが可変であり、本実施例における軸方向輪郭は放物線形である。
【００１３】
個々のシェヴロン１８は好ましくはまた両後縁１８ｃ間に周方向または横方向に凹形輪郭を有し、この凹形輪郭は図３に示すように曲率半径Ｂによって定められる。横方向輪郭の半径Ｂも各シェヴロン１８の両後縁１８ｃ間の周方向円弧に沿って可変であり、そして好ましくは、最初に定められた軸方向輪郭とともに滑らかな表面をもたらす。こうすると、シェヴロンは、混合効果を高めるための浅い凹みを画成する複合的な３次元流れ表面輪郭を有する。複合曲率は簡単な円弧により、または放物曲線により、あるいは高位２次曲線により定められる。
【００１４】
図３と図４に示した実施例では、シェヴロン１８は実質的に均等な厚さＣを有し、厚さＣはまたシェヴロン１８が突出している排気ダクト１６の厚さに等しくてよく、そしてシェヴロン１８は一つ以上の薄肉部材または薄板で形成され得る。代替的に、シェヴロン１８の厚さは構造健全性と流れの表面混合とが得られるように変えることができる。また、本実施例では、シェヴロンの外面１８ｄはプラス記号（＋）で表されているように凸形であり、シェヴロンの内面１８ｅはマイナス記号（−）で表されているように凹形である。
【００１５】
図３に示した個々のシェヴロン１８は、例えば、先細または末広ノズルの画成に適するように傾斜した平らな構成部でよいが、シェヴロン１８はわずかな複合曲率を有し、この曲率は、ガス流と協働して混合効果を高めると同時に、空気力学的に滑らかで非分裂性の輪郭をもたらして空力効率と空力性能の損失を最少にするためのものである。
【００１６】
例えば、図３に示した実施例では、シェヴロンの第１表面（外面）１８ｄはシェヴロンの第２表面（内面）１８ｅの半径方向外側に配置され、外面１８ｄは凸形でありそして内面１８ｅは凹形である。シェヴロン１８とその協働するスロット２２とは、底辺１８ａから頂点１８ｂまで概して共通な半径で概して横方向または周方向に互いに同延状であって、シェヴロン１８の排気噴流１２内への突出を最少にするか減らし得る。図１〜図４に示した実施例では、ノズル１０は流れ面積が漸減する先細ノズルとして形成され、最小流れ面積の有効のどが底辺１８ａと頂点１８ｂとの間の適所に画成されている。従って、個々のシェヴロン１８は前側の底辺１８ａから後ろ側の頂点１８ｂまで半径方向内方に傾斜しており、こうしてそれぞれの半径方向下側に排気噴流１２を局限する。しかし、排気噴流１２はスロット２２を通って半径方向外方に膨張して強制混合を促進し得る。
【００１７】
図１に示すように、排気噴流１２は排気ダクト１６内を流れそしてその後部出口２０から軸方向に排出されるとともにシェヴロンのスロット２２を経て半径方向外方に排出される。従って、このように排出された排気噴流１２は半径方向外側の周囲外側気体流２４と混合し得る。この気体流となり得るものは、例えば、航空機の地上静止時または飛行中に排気ノズル１０の外面上を流れる周囲空気、あるいは代替的に、ガスタービンエンジン・ファンノズルから排出されるファン空気である。排気ノズル１０は様々な用途に使用され得るので、排気噴流１２と外側気体流２４は、ガスタービンエンジンにおいて、あるいはガス処理および（または）排出装置を含む工業用途において通例生じる任意の流体流でよい。
【００１８】
例えば、図５は部分的に例示した航空機２８の機翼に適当に連結された航空機ターボファン・ガスタービンエンジン２６を示す。ガスタービンエンジン２６は、直流連通をなすファン３０と低圧圧縮機３２と高圧圧縮機３４と燃焼器３６と高圧タービン（ＨＰＴ）３８と低圧タービン（ＬＰＴ）４０とを含み、これらは従来の形態をなすように合体されて作用する。エンジン２６はまたコアエンジンとＬＰＴ４０とを囲むコア・ナセルまたはカウル４２と、ファン３０とコア・カウル４２の前部とを囲みそしてその前部から半径方向外方に隔てられてバイパス・ダクト４６を画成しているファン・ナセルまたはカウル４４とを含んでいる。従来の中央体またはプラグ４８がＬＰＴ４０から後方に延在しそしてコア・カウル４２の後端から半径方向内方に隔てられてコア排気ダクト５０を画成している。
【００１９】
運転中、周囲空気５２はファン３０に流入するとともにファン・カウル４４の周囲を流れる。空気はファン３０により圧縮されそしてファン・ダクト４６を通ってファン噴流５４として排出され推力を生じる。ファン３０を通過した空気の一部分はコアエンジン内で圧縮され、そして燃料と適当に混ぜられて点火されて高温燃焼ガスとなり、コア・ダクト５０を通ってコア噴流５６として排出される。
【００２０】
改良排気ノズル１０は、図５に示したターボファン航空機エンジンのような様々な種類のガスタービンエンジン内の様々な箇所に用い得るものである。例えば、排気ノズルとして、コア・カウル４２の排出端にシェヴロン１８とスロット２２を備えるものが１０ａで表され、ノズル１０ａはコア噴流５６とファン噴流５４とを混合することにより噴流騒音と赤外線兆候を減らす。排気ノズルの他の実施例は１０ｂで表され、ファン・カウル４４の排出端に配置されファン噴流５４を周囲空気５２と混合してファン噴流５４の騒音を減らす。
【００２１】
コア・ノズル１０ａとファン・ノズル１０ｂは図１〜図４に開示したように形成し得るもので、ガス噴流１２と外側気体流２４との様々な組合せの混合、例えば、コア噴流５６またはファン噴流５４と、ファン噴流５４または周囲空気５２それぞれとの混合に好適な形状のシェヴロン１８とスロット２２を設け得る。シェヴロン１８とスロット２２の様々な寸法と形状は、各設計用途に対して適当に変えることができ、こうして、重量の大幅な増加と空力効率損失なしに、騒音低減を最大にするかまたは赤外線兆候を減らすかあるいはその両方をなし得る。
【００２２】
例えば、図４には排気噴流１２の境界層１２ａが図解されており、この境界層は排気ダクト１６とシェヴロン１８の半径方向内面に沿って流れる。好適実施例では、シェヴロン頂点１８ｂをシェヴロン底辺１８ａに対する軸方向接線から深さＤだけ半径方向内方に変位させ、その大きさは境界層１２ａの厚さの程度である。こうすると、シェヴロン１８の軸方向輪郭は、排気噴流１２をその境界層１２ａにおいて分裂させて混合を促進するのに十分なだけシェヴロン頂点１８ｂをシェヴロン底辺１８ａに対して変位させるような平らなシェヴロンに比べて比較的浅い。代替的に、深さＤは境界層の厚さより小さいかあるいはかなり大きくてもよい。
【００２３】
シェヴロン１８はスロット２２と協働してガス噴流１２を分裂させ、これにより、その噴流の一部分は、半径方向外向きに正の圧力差がある場合、半径方向外方にスロット２２を通って放出される。逆に半径方向内向きに正の圧力差がある場合、外側気体流２４が半径方向内方にスロット２２を通るように向けられて混合を促進する。シェヴロンはまた対をなす複数組の渦を導入し、これらの渦は軸方向に移動するにつれて成長し、噴流１２と外側気体流２４との混合を促進する。
【００２４】
シェヴロン１８の様々な寸法と複合曲率は、各設計用途に応じて、排気ノズルの位置と、ガス噴流１２と外側気体流２４の種類とに基づき、また両気体流１２、２４間の圧力差に基づいて最適化され得る。図１〜図４に示した排気ノズル１０が先細ノズルとして形成される実施例では、シェヴロン１８は好ましくは図示のように内向きに凹形であり、これはシェヴロンスロット２２において半径方向外方に膨張するガス噴流１２と協働する。
【００２５】
図６は排気ダクト１６の端のシェヴロン１８と協働スロット２２の様々な形状に関する設計パラメータを例示する概略図である。これらの様々なシェヴロンとスロットは明示のために共通排気ダクト１６に一緒に例示されているだけであり、図示のように一緒に用いられることはないであろうが、様々な組合せとして用い得るものである。排気ダクトは断面が従来の形状または先進設計形状に従って軸対称形、楕円形、長方形またはこれらの組合せの形を取り得る。ある数の個別シェヴロン１８とそれらの寸法を各設計用途に対して選定すれば効果を最大にし得る。
【００２６】
各シェヴロン１８はその底辺１８ａから垂直に頂点１８ｂまで測定した軸方向長さＥと、底辺１８ａでの最大値から頂点１８ｂでの最小値まで変わる横方向幅Ｆとを有する。シェヴロン幅Ｆは軸対称形または楕円形ノズルの場合弦長で表され、あるいはシェヴロンの周方向長さにより測定され得る。長方形ノズルの場合、シェヴロン幅Ｆは単にシェヴロンの横方向幅により測定され得る。個々のシェヴロン１８はそれらの底辺１８ａにおいて所望に応じ適当な間隔Ｇだけ横方向または周方向に離間し得る。図１〜図４に示した実施例では、隣合うシェヴロン１８はスロット底部２２ａにおいて相互間の周方向間隔Ｇがほとんど無いかわずかであるように隣合っている。
【００２７】
図１に示すように、シェヴロン１８は好ましくは底辺１８ａから頂点１８ｂまで等しい軸方向長さＥを有する。しかし、図６に示すように、シェヴロンの長さＥは等しくなくてもよく所望に応じて可変である。
また、図１に示した実施例では、シェヴロン頂点１８ｂは単一軸平面に共存しそして中心線１４から共通半径だけ離れている。同様に、シェヴロン底辺１８ａとスロット底部２２ａも、シェヴロン頂点１８ｂから前方に離れた他の共通軸平面に共存し、やはり他の共通半径の位置にある。しかし、図６に示すように、シェヴロン頂点１８ｂはシェヴロンによって異なる軸平面に存在し得る。同様にスロット底部２２ａも所望に応じスロットによって異なる軸平面に存在し得る。
【００２８】
また図６に概略的に示すように、シェヴロンの外面１８ｄと内面１８ｅの輪郭はそれぞれ凸形（＋）から凹形（−）へまたはその逆へ、あるいは任意の組合せに変え得る。また、図４に示すように、シェヴロンの頂点１８ｂの変位は半径方向内方に軸方向中心線１４に向かっても、または逆に半径方向外方に中心線１４から離れてもよく、あるいは所望に応じてゼロでもよい。
【００２９】
しかし、個々のシェヴロン１８の３次元幾何形状は特定設計に従って用いると有利であり、運転中混合を促進するとともに空力性能損失を最少または皆無にし得る。比較的低温の空気流を比較的高温のコア噴流５６と混合する時、かなりの噴流騒音低減とかなりの赤外線兆候低減が得られる。個々のシェヴロン１８は排気ダクト１６の後端と良好に合体し、好ましくは最初はそれに対して接線方向にあり、そして軸方向下流方向と周方向または横方向とに非線形輪郭を有する。この３次元輪郭は外側および内側流路におけるシェヴロン表面の不連続を無くして空力効率を高める。
【００３０】
シェヴロン頂点１８ｂの噴流内への突出は比較的少ないので、空力的に滑らかな導流を生じて噴流対噴流または噴流対周囲空気の混合過程を加速し、またかなりの流れ方向渦度を生じ、これも混合過程をさらに加速する。その結果、混合噴流帯の長さが比較的短くなりそして噴流帯の周辺長さが減るので、先行技術に比べて可聴噴流騒音の大きさが減るとともに赤外線兆候がかなり減少する。
【００３１】
上述のように、本改良シェヴロン排気ノズルは、図５に示したターボファンエンジンのようなガスタービンエンジンにおいて様々な形状で用い得るものである。図７はシェヴロン排気ノズルの代替実施例１０ｃを示し、このノズルは、それ以外の点では従来のものである長ダクト形ターボファンエンジン５８内に配置されている。このエンジン５８では、ファン・カウル４４がエンジン全長にわたって延在して中央体プラグ４８も包囲している。本シェヴロン・ノズルは、ファン・バイパスダクト４６とコア排気ダクト５０との間に同心的に配置されたミキサ１０ｃを画成し、このミキサは、従来の回旋状ヒナギク形ミキサと類似した態様でファン空気５４をコアガス５６と混合する。シェヴロン・ミキサ１０ｃの改善された効率を考慮して、ファン・カウル４４の後部を所望に応じて除去してもよい。こうすれば、重量を減らし得るとともに摩擦と船尾抗力の低減により性能をさらに高めることができる。
【００３２】
図８は、従来の２次元長方形ミキサ兼エジェクタ排気ノズルに本発明を適用したシェヴロン排気ノズルの他の実施例１０ｄを示す。シェヴロン・ノズル１０ｄは、シェヴロン１８とスロット２２とを後端に配設した複数の相対する可動排気フラップ６０により画成されている。シェヴロン・ノズル１０ｄはこの実施例では長方形であり、そして排気フラップ６０の横側境界をなす１対の相対する側壁６２によってさらに画成されている。側壁６２の後端には別のシェヴロン１８とスロット２２が配設され、フラップ・シェヴロンと協働して噴流騒音と赤外線兆候を減らす。この実施例では、シェヴロン・ノズル１０ｄに従来の可動エジェクタ・ドア６４が含まれ、図８に示すように開いて周囲空気５２の一部分をコア噴流５６との内部混合のために受入れる。周囲空気５２はまたノズルの外側と幾つかのシェヴロン１８上を流れて代替実施例で述べたようにコア噴流５６と混合する。
【００３３】
シェヴロン１８と協働シェヴロン・スロット２２は比較的簡単な構成部であるから、所望に応じて任意の２つの気体流の合流箇所に設けられて両流の混合を有利に促進し得る。シェヴロンとスロットのこの特定形状は、所望に応じて騒音低減と赤外線兆候低減とを最大にするように各設計用途に対して最適化し得るものである。
【００３４】
以上、本発明の好適実施例と考えられるものを説明したが、上述の教示から様々な改変が本発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例に従って複数の隣合うシェヴロンによって画成された排気出口を有する典型的なガスタービンエンジン排気ノズルの一部分の部分断面軸方向側面図である。
【図２】図１に示した排気ノズルの一部分を線２−２に沿って前方に見た端面図である。
【図３】図１と図２に示したシェヴロンの一つをさらに詳細に例示する拡大斜視図である。
【図４】図３に示したシェヴロンの一つの線４−４に沿って見た側面図である。
【図５】ファン排気とコア排気両用の本発明によるシェヴロン排気ノズルを含む典型的な航空機ターボファン・ガスタービンエンジンの側面図である。
【図６】様々な形状の代替シェヴロンを含む本発明の別の実施例によるシェヴロン排気ノズルの平面図である。
【図７】本発明の別の代替実施例によるシェヴロン・ミキサを含む長ダクト形混流ガスタービンエンジンの側面図である。
【図８】本発明の別の実施例によるシェヴロンを含む２次元ミキサ・エジェクタノズルの概略斜視図である。
【符号の説明】
１０、１０ａ、１０ｂ、１０ｃ、１０ｄ    排気ノズル
１６    排気ダクト
１８    シェヴロン
１８ａ    シェヴロン底辺
１８ｂ    シェヴロン頂点
１８ｃ    後縁
１８ｄ    外面
１８ｅ    内面
２０    排気出口
２２    スロット
【図１】
0004293573.tif 000002
【図２】
0004293573.tif 000003
【図３】
0004293573.tif 000004
【図４】
0004293573.tif 000005
【図５】
0004293573.tif 000006
【図６】
0004293573.tif 000007
【図７】
0004293573.tif 000008
【図８】
0004293573.tif 000009