卒業論文要旨
小型ジェットエンジンの推力及び騒音評価
Thrust and Noise Evaluation of the Small Jet Engine

システム工学群
航空エンジン超音速流研究室
1. 緒言
近年，航空機輸送量の増加に伴い，航空機の騒音規制が厳しくなる傾向にある．航空機が発生させる騒音は，機体騒音とエンジン騒音に大きく分類される．エンジン騒音の割合の大部分を占めるものとしては，ファン騒音などのターボ機械騒音と排気ジェットと周囲空気の速度差によるせん断から発生するジェット騒音が挙げられる．本研究では主に離陸時に支配的となるジェット騒音(1)に着目した．
ジェット騒音を低減させる取り組みの一つとして排気ノズルの形状を利用した方法がある．その方法の中でも実機へ採用されているものとしてシェブロンノズルがあり，これはノズル吹き出し口を周方向へ鋸状の凹凸形状にすることで縦渦を誘起し，排気ジェットと周囲空気の混合を促進させ，低騒音化を実現させている．しかし，問題点として推力低下が挙げられる．
以上のことを踏まえ，本研究では推力低下を防ぎ，且つジェット騒音を低減させる新しいノズル形状の提案を最終目標とし，小型ジェットエンジンを用いた実験からノズル形状の違いによる推力及び騒音評価を行っている．今回はその成果について報告する．

ン P160SX を使用した．図 1 に試験機を，表 1 に試験機の仕様を示す．燃料はジェットエンジン用燃料 JET A-1 とタービ
ンオイル AeroShell Turbine Engine Oil 500（容積比 5%）の混合油を使用した．
試験機は図 1 の左が吸気側、右が排気側である．吸気側はベルマウス形状になっており，さらにその上流に設置されている球状装置は、エンジン内への異物混入防止と流入空気の整流を目的とした流入空気整流装置（Inflow Control Device，ICD）である．本研究においては，テイルパイプに各種のノズルを取り付けて実験を行う．図 1 に見られるチューブ類は燃料供給用と，インテークパイプとテイルパイプの総圧及び壁面静圧を測定するためのものである．
次に実験に使用したノズルを図 2 に示す．各ノズルの寸法は表 2 のようである．実験においては，楕円ノズルの長軸が地面に対して垂直な縦長の場合と平行な横長の場合を含め，5パターンの計測を行った．

Fig. 2

Base nozzle and Elliptical nozzles.
Table 2

Fig. 1

Table 1

1.59[kg]

Size

φ112×320[mm]

Maximum rotational speed
Maximum exhaust temperature

Base

EL2
46.0

EL3

55.0
43.6

60.0
40.0

49.0

Engine specification.

Mass

Maximum thrust

Nozzle dimensions.

Nozzle typeNozzle length [mm]Nozzle outlet diameter [mm]Nozzle outlet major axis [mm]Nozzle outlet minor axis [mm]Testing equipment (JetCat P160SX).

1210040 荻野 晃一

160[N]

125,000[rpm]750[℃]

2. 試験機と実験方法
2.1 試験機
試験機には JetCat 社製の模型飛行機用小型ジェットエンジ

2.2 実験方法
本研究では，反射音の影響が少ない場所として本学香美キャンパスグラウンドで実験を実施した．各ノズルを試験機に取り付けて運転を行い，エンジンの修正回転数が最高回転数に対して約 50，60，70，80，90[%]を示す点で推力をはじめとするエンジン性能を示すパラメータを 20 秒間計測，騒音を5 秒間計測した．また，誤差範囲の確認のため，ノズル毎に計測の一連の流れを連続で 3 回繰り返し行い，データの取得を行った．推力測定のサンプリング周波数は 5Hz とした．推力の測定には KYOWA 製ビーム型ロードセル LUB-30KB，騒音の測定にはアコー製のプリアンプ一体型マイクロホン

TYPE 4156N(TYPE2)を用いた．このマイクロホンの測定可能周波数範囲は 20Hz～80kHz であり，人間の可聴域を超える高周波の音も捉えることが可能となっている．試験機は模型飛行機用のジェットエンジンであるため，実機のエンジンと比較して小型であることから，実際のジェットエンジンよりも周波数の高い音が出る可能性を考慮して，このマイクロホンを使用した．騒音の録音にはズーム製のフィールドレコーダ
ーZOOM F6 を用い，ビット数は 24bit，サンプリング周波数は 192kHz で録音を行った．図 3 に騒音計測位置を示す．騒音計測位置はジェット軸に対して，α=30，45，60[deg]の場合の 3 箇所である．

Fig. 3において騒音が増加した．また，Base が α=30deg で最大であるのに対し，楕円ノズルは形状，向きによらず おおよそα=45deg で最大となっていることから，楕円ノズルによってジェット騒音の指向性にある程度の変化が見られた．続いて
図 5 と図 6 の比較を行う．図 6 では図 5 に比べ，Base と楕円ノズルの騒音差が α=30deg ではより開く傾向，α=45deg，60deg
ではより縮まる傾向が見られた．このことから楕円ノズルはBase に比べ，バンドパスフィルタによりカットされる騒音値が大きいので，2880Hz より大きい周波数の騒音が増加する傾向にあることがわかった．この結果は楕円ノズルにより排気ジェットの周径が大きくなったことから，ノズル出口直後の速度分布が一様な部分であるポテンシャルコアの外縁と周囲空気の混合領域が増加し，高周波騒音成分の原因となる小規模な渦が多く発生したためと考えられる．

Noise measurement.

3. 実験結果と考察
図 4 に推力測定結果を示す．今回の実験では修正回転数90%の測定において回転数が安定しなかったため，一部の誤差範囲が大きい結果となっている．修正回転数 90%の結果を除く修正推力の誤差は最大で約 1.4N であり，各測定値の差のほとんどが誤差範囲内に含まれるため，推力は同様な値の傾向を示し，ノズル形状による有意な差は確認されなかった．

Fig. 5

Fig. 6

Fig. 4

Corrected thrust.

次に騒音については計測時間 5 秒間の音圧レベルの時間平均である等価音圧レベル Leq[dB]により評価を行った．修正回
転数 90%の騒音測定結果は各ノズルの修正回転数の値が不揃いであるため，修正回転数 80%における騒音測定結果の比較を行う．図 5 に修正回転数 80%で overall の騒音測定結果を示す．また，本実験におけるジェット騒音のピーク周波数 (2)が修正回転数 90%において 2000Hz 付近であることから，使用した音声エディタソフトのバンドパスフィルタで選択できるジェット騒音のピーク周波数を含む最低周波数である2880Hz 以下に注目した．図 6 に 2880Hz 以下の騒音測定結果を示す．Base と楕円ノズルを比較すると，いずれの図も楕円
ノズルは α=30deg で騒音が減少したのに対し，α=45deg，60deg

Directivity of overall jet noise.

Directivity of jet noise less than 2880Hz.

4. 結言
本研究では小型ジェットエンジンを用いてノズル形状の違いによる推力及び騒音の計測を行った．そして，使用したすべてのノズルの推力が同様な値の傾向を示している条件下で騒音評価を行い，各ノズル形状によるジェット騒音の指向性を評価することができた．今後はより詳細な各ノズル形状によるジェット騒音の評価を行うために騒音計測点を増やし，データ取得することを検討している．
文献(1) 大石勉，“航空機騒音の低減対策について”，日本音響学会誌，73 巻 11 号 (2017), pp. 725-730.
(2) 公益社団法人日本ガスタービン学会，“ガスタービン工学”，2013, pp. 72-76．