航空機エンジンの構成要素であって、空気を取入れてコアジェット及びバイパスジェットを排気するエンジン排気ノズルにおいて、内部に空気を取入れてコアジェットを排気する環状のコア流路が形成された筒状のコアカウルと、前記コアカウルの外側に前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に空気を取入れてバイパスジェットを排気する環状のバイパス流路が形成された筒状のナセルと、前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に連結され、エンジン軸方向へ延びてあって、前記バイパス流路内を縦断する縦断壁を備えたパイロンと、を具備し、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分は、上流方向に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部、及び前記テーパ部の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部を有していることを特徴とするエンジン排気ノズル。前記縦断壁の軸心が前記航空機エンジンにおけるファン静翼の後縁の周方向位置に一致するようになっていることを特徴とする請求項1に記載のエンジン排気ノズル。前記縦断壁の前記ストレート部の径方向外側部分が径方向に対して前記前記航空機エンジンにおけるファン動翼の回転方向側に傾斜するようになっていることを特徴とする請求項2に記載のエンジン排気ノズル。コアジェットとバイパスジェットを排気することにより、エンジン推力を発生させる航空機エンジンにおいて、請求項1から請求項3のうちのいずれか請求項に記載のエンジン排気ノズルを具備したことを特徴とする航空機エンジン。ところで、航空機エンジンの稼働中に、パイロンの縦断壁の前縁先端が淀み点になって、パイロンの縦断壁の前縁付近に静圧上昇が生じると、この静圧上昇は上流方向上流側に伝播する。また、航空機エンジンの軽量化の要請により、コアカウル及びナセルの軸長が短縮化する傾向にある。そのため、コアカウル及びナセルの軸長の短縮化に伴って、パイロンの縦断壁の前縁からファンまでの距離間隔が短くなると、パイロンの縦断壁の上流側であるファン周辺において、周方向の一部に静圧の非常に大きな領域が形成されて、不均一な周方向静圧分布を生成することになり、ファンの空力性能の低下及びファン騒音干渉騒音の増大を招くことになる。つまり、航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、ファンの空力性能の向上及びファン騒音の低減を図ることは困難であるという問題がある。そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のエンジン排気ノズル及び航空機エンジンを提供することを目的とする。本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、パイロンの縦断壁の前縁側部分が図6aに示すような断面漏斗形状を呈するように改良することにより、パイロンの縦断壁の前縁側部分が図6bに示すような断面前方半円形状を呈する場合従来例に係るパイロンの場合に比較して、図7及び図8に示すように、パイロンの縦断壁の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、パイロンの上流側であるファン静翼の後縁位置における周方向静圧分布を一様な状態に近づけることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。これは、パイロンの縦断壁の前縁における空気と接触する部位の面積接触面積を小さくして、淀み点を通過した空気の流れを十分に整流できたことによるものと考えられる。なお、パイロンの縦断壁の前縁側部分が断面漏斗形状を呈するとは、換言すれば、パイロンの縦断壁の前縁側部分が上流方向に向かって幅を漸次小さくなるテーパ部、及びテーパ部の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部を有することである。ここで、図6aは、発明例に係るパイロンの縦断壁の前縁側部分を示す模式的な平断面図、図6bは、従来例に係るパイロンの縦断壁の前縁側部分を示す模式的な平断面図、図7は、発明例及び比較例の場合におけるパイロンの縦断壁の前縁位置での周方向静圧分布を示す図、図8は、発明例及び比較例の場合におけるファン静翼の後縁位置での周方向静圧分布を示す図であって、図7及び図8に示す静圧分布は、3次元定常粘性CFDComputationalFluidDynamics解析により求めたものである。なお、図7及び図8における周方向角度は、パイロンの縦断壁の前縁側部分の中心位置を基準に周方向角度0として規定されている。本発明の第1の特徴は、航空機エンジンの構成要素であって、空気を取入れてコアジェット及びバイパスジェットを排気するエンジン排気ノズルにおいて、内部内側に空気を取入れてコアジェットを排気する環状のコア流路が形成された筒状のコアカウルと、前記コアカウルの外側に前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に空気を取入れてバイパスジェットを排気する環状のバイパス流路が形成された筒状のナセルファンダクトと、前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に連結され、エンジン軸方向へ延びてあって、前記バイパス流路内を縦断する縦断壁を備えたパイロンと、を具備し、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分先端側部分は、上流方向に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部、及び前記テーパ部の前縁側先端側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部を有していることを要旨とする。第1の特徴によると、前記航空機エンジンを稼動させて、前記コア流路に取入れた空気をコアジェットとして、前記バイパス流路に取入れた空気をバイパスジェットとしてそれぞれ排気することにより、前記航空機エンジンのエンジン推力を発生させることができる。また、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分が上流方向に向かって幅を漸次小さくした前記テーパ部、及び前記テーパ部の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びた前記ストレート部を有しているため、換言すれば、前記パイロンの前記縦断壁の前縁側部分が断面漏斗形状を呈しているため、前述の新規な知見を適用すると、前記パイロンの前記縦断壁の前縁から前記航空機エンジンにおけるファンまでの距離を短くしても、前記パイロンの前記縦断壁の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、前記パイロンの上流側である前記ファン周辺における周方向静圧分布周方向静圧分布状態を一様な状態分布状態に近づけることができる。本発明の第2の特徴は、コアジェットとバイパスジェットを排気することにより、エンジン推力を発生させる航空機エンジンにおいて、第1の特徴からなるエンジン排気ノズルを備えたことを要旨とする。第2の特徴によると、第1の特徴による作用と同様の作用を奏する。本発明によれば、前記パイロンの前記縦断壁の前縁から前記航空機エンジンにおけるファンまでの距離を短くしても、前記パイロンの前記縦断壁の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、前記ファン周辺における周方向静圧分布を一様な状態に近づけることができるため、前記航空機エンジンの軽量化を促進しつつ、前記ファンの空力性能の向上及びファン騒音の低減を十分に図ることができる。実施形態本発明の実施形態の内容について図1から図3を参照して説明する。なお、図面中、Fは、前方向上流方向、Rは、後方向下流方向を指してある。図1に示すように、第1実施形態に係る航空機エンジン1は、コアジェットCJとバイパスジェットBJを排気することにより、エンジン推力を発生させるものであって、航空機の翼図示省略に取付けられるものである。そして、本発明の第1実施形態に係る航空機エンジン1の全体的な構成は、次のようになる。航空機エンジン1は、空気を取入れてコアジェットCJ及びバイパスジェットBJを排気するエンジン排気ノズル3を主要な構成要素として具備しており、このエンジン排気ノズル3は、筒状のコアカウル5を具備しており、このコアカウル5の内部内側には、空気を取入れてコアジェットCJを後方向下流方向へ排気する環状のコア流路7が形成されている。また、コアカウル5の外側外壁面には、筒状のナセル9が複数図中には1つのみ図示のストラット11を介してコアカウル5を囲むように設けられており、ナセル9の内壁面とコアカウル5の外壁面との間には、空気を取入れてバイパスジェットBJを後方向へ排気する環状のバイパス流路13が形成されている。そして、コアカウル5からナセル9にかけて、エンジン軸方向前後方向へ延びたパイロン15が一体的に連結されており、このパイロン15は、航空機航空機の翼に対する取付及びエンジン推力の伝達のために用いられるものであって、バイパス流路13内を縦断する縦断壁17を備えている。コアカウル5の前部には、コア流路7及びバイパス流路13に空気を圧縮して取入れるファン19が設けられている。また、ファン19は、周方向に等間隔に配設されかつエンジン軸心コアカウル5の軸心側周りに回転可能な複数のファン動翼21と、ファン動翼21の下流側に周方向に等間隔に配設された複数のファン静翼23とを備えている。コアカウル5の内部におけるファン19の下流側後側には、コア流路7内に圧縮して取入れた圧縮空気空気を低圧圧縮する低圧圧縮機25が設けられている。また、コアカウル5の内部における低圧圧縮機25の下流側には、低圧圧縮された圧縮空気を高圧圧縮する高圧圧縮機27が設けられている。そして、コアカウル5の内部における高圧圧縮機27の下流側には、圧縮空気中で燃料を燃焼させる燃焼器29が設けられている。コアカウル5の内部における燃焼器29の下流側には、高圧タービン31が設けられており、この高圧タービン31は、燃焼器29からの燃焼ガスの膨張によって駆動すると共に高圧圧縮機27を連動して駆動させるものである。また、コアカウル5の内部における高圧タービン31の下流側には、低圧タービン33が設けられており、この低圧タービン33は、燃焼ガスの膨張によって駆動する共にファン19及び低圧圧縮機25を連動して駆動させるものである。なお、低圧圧縮機25、高圧圧縮機27、高圧タービン31、及び低圧タービン33は、ファン19と同様に、複数の動翼低圧圧縮機動翼、高圧圧縮機動翼、高圧タービン動翼、及び低圧タービン動翼及び複数の静翼低圧圧縮機静翼、高圧圧縮機静翼、高圧タービン静翼、及び低圧タービン静翼を備えており、図中において、ファン19、低圧圧縮機25、高圧圧縮機27、高圧タービン31、及び低圧タービン33における動翼は、ハンチングを施してある。続いて、本発明の実施形態に係るパイロン15の特徴部分について説明する。図2及び図3に示すように、パイロン15の縦断壁17は、前縁側に位置する前縁側部分先端側部分35と、後縁側に位置しかつ下流方向に向かって幅を漸次小さくした後縁側部分37と、前縁側部分35と後縁側部分37を繋ぐように形成された中間部分39とからなっている。また、パイロン15の縦断壁17の中間部分39内には、燃料供給用配管41、潤滑油供給用配管43、客室抽気用配管45、冷却空気抽気用配管47、及び着火用配線49が配設されており、パイロン15の縦断壁17の前縁側部分35内には、アンチアイス用配管51が配設されている。更に、パイロン15の縦断壁17の前縁側部分35内から中間部分39内にかけて、航空機に対してエンジン推力を伝達するスラストリンク機構53が配設されている。パイロン15の縦断壁17の前縁側部分39は、上流方向上流側に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部55を有しており、このテーパ部55の前縁側先端側には、上流方向に向かって直線状に延びたストレート部57が連続して形成されている。また、ストレート部57の前縁側先端側は、半円状に湾曲してあって、ストレート部57の幅は、アンチアイス用配管51の径よりも大きくてかつアンチアイス用配管51の径の2倍よりも小さくなっている。続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。適宜のスタータ装置図示省略の作動によって高圧圧縮機27を駆動して、燃焼器29によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン31及び低圧タービン33を駆動させると共に、高圧タービン31によって高圧圧縮機27を連動して駆動させて、低圧タービン33によってファン19及び低圧圧縮機25を連動して駆動させる。そして、前述のような一連の動作ファン19の駆動、低圧圧縮機25の駆動、高圧圧縮機27の駆動、燃焼器29による燃焼、高圧タービン31の駆動、低圧タービン33の駆動が連続して行われることにより、航空機エンジン1を適切に稼働させて、コア流路7及びバイパス流路13からコアジェットCJ及びバイパスジェットBJをそれぞれ排気することができ、航空機エンジン1のエンジン推力を発生させることができる航空機エンジン1の一般的な作用。前述の航空機エンジン1の一般的な作用の他に、パイロン15の縦断壁17の前縁側部分35が上流方向に向かって幅を漸次小さくしたテーパ部55、及びテーパ部55の前縁側に連続して形成されかつ前縁側を湾曲しかつ上流方向に向かって直線状に延びたストレート部57を有しているため、換言すれば、パイロン15の縦断壁17の前縁側部分35が断面漏斗形状を呈しているため、前述の新規な知見を適用すると、パイロン15の縦断壁17の前縁からファン19までの距離を短くしても、パイロン15の縦断壁17の前縁位置における静圧上昇を十分に低減して、パイロン15の上流側であるファン19周辺における周方向静圧分布周方向静圧分布状態を一様な状態分布状態に近づけることができる。従って、本発明の実施形態によれば、航空機エンジン1の軽量化を促進しつつ、ファン19の空力性能の向上及びファン騒音の低減を十分に図ることができる。別の実施形態本発明の別の実施形態の内容のうち前述の実施形態と異なる点についてみ図4及び図5を参照して説明する。なお、図面中、Fは、前方向上流方向、Rは、後方向下流方向を指してある。続いて、本発明の別の実施形態について図4及び図5に示すように、本発明の別の実施形態の内容は、ナセル9の内壁面側の二次流れ二次渦の影響によって、ファン静翼23の静翼後流ウェークWがファン動翼21の回転方向D側に湾曲する湾曲成分を持っていることに着目して創作されたものである。即ち、パイロン15の縦断壁17の軸心中心線17cは、ファン静翼23の後縁の周方向位置に一致するようになっている。換言すれば、パイロン15の縦断壁17のストレート部57は、ファン静翼23の後縁の真後に位置するようになっている。また、パイロン15の縦断壁17のストレート部57の径方向外側部分は、径方向ナセル9の径方向に対してファン動翼21の回転方向D側に傾斜するようになっている。ここで、パイロン15の縦断壁17のストレート部57の最大シフト量Eは、ファン静翼23の周方向の配設ピッチと同じ大きさに設定されている。なお、図4において、燃料供給用配管41、潤滑油供給用配管43、客室抽気用配管45、冷却空気抽気用配管47、着火用配線49、アンチアイス用配管51、及びスラストリンク機構53は、図示を省略してある。本発明の別の実施形態の作用及び効果について説明する。パイロン15の縦断壁17の軸心17cがファン静翼23の後縁の周方向位置に一致してあって、パイロン15の縦断壁17のストレート部57の径方向外側部分が径方向に対してファン動翼21の回転方向D側に傾斜しているため、パイロン15の縦断壁17の前縁の淀み点圧力を十分に低減することができ、パイロン15の上流側であるファン19周辺における周方向静圧分布をより一様な状態に近づけることができる。従って、本発明の別の実施形態によれば、前述の実施形態の効果をより高めることができる。なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。