JP5023213B2 - 噴射騒音が軽減される航空機用ターボシャフト・エンジン - Google Patents

Description

本発明は、噴射騒音が軽減される航空機用ターボジェット・エンジンに関する。

航空機に取り付けられたバイパス・ターボジェット・エンジンの後部には、このターボジェット・エンジンの下流方向に流れる超音速冷流が、上記のターボジェット・エンジンの外側空気力学的気流と接触することは既知である。上記の冷流と気流との速度は相互に異なっているので、この結果相互に侵入し合って流体剪断を生じ、これが航空機学的用語で「ジェット騒音」”として知られている騒音を生じる。

加えて、外側圧力と噴射管の出口圧力と間の静的圧力の不連続の結果、この超音速冷流は一連の圧縮−膨張(速度変調)・セルを生じ、このセルは騒音増幅器として作用し、航空機学的用語で「shock cell noise (衝撃セル騒音)」として知られている騒音を生じる。この英語の用語「shock cell noise (衝撃セル騒音)」は広く認識されている。

バイパス・ターボジェット・エンジンの後部で噴射される騒音を軽減するため、冷流ノズルの後部を変形するという考えが既に実施されている。例えば、「シェブロン」を用いて上記のノズルを後方に延ばす(例えば、米国特許第４,２８４,１７０号および米国特許第６,３６０,５２８号を参照)あるいは上記のノズルを「undulating lobes (波状突出物)」の形に形成する(例えば、英国特許第２,１６０,２６５号、米国特許第４,７８６,０１６号および米国特許第６,０８２,６３５号参照)が既に提案されている。

これらの既知のノズルは、一般に費用、質量および抗力を増加させる最も確実な特別の形を要求するという事実はさておき、これらは冷流と外側空力学的気流との混合を増進する乱流を生じさせることにより噴射騒音を軽減するのに効果的であるが、「shock cell noise (衝撃セル騒音)」には極僅かな効果しかないことは指摘すべきものである。

もう１つの資料である、ＥＰ特許第１,７０３,１１４号は騒音が軽減されるターボジェット・エンジンを記載する。このエンジンでは、複数のボスが冷流の出口オリフィスの周囲にこれに突出して配分されており、各ボスは収束部の後に拡散部が続く形態を形成し、この拡散部が上記の冷流出口オリフィスの縁部に連結されている。

米国特許第４,２８４,１７０号 米国特許第６,３６０,５２８号 英国特許第２,１６０,２６５号 米国特許第４,７８６,０１６号 米国特許第６,０８２,６３５号 ヨーロッパ特許第１,７０３,１１４号

本発明の目的は上記のボスを改良して、噴射騒音だけでなく「shock cell noise (衝撃セル騒音)」も軽減させることである。

この目的で、本発明によれば、航空機用のバイパス・ターボジェット・エンジンは、その長手方向軸を中心に、
− ナセルの外側カウルを備え、冷流発生用ファンと熱流発生用中央ジェネレータとを含むナセルと、
− 上記の中央熱流発生器の周囲に創られた環状冷流用ダクトと、
− 上記のナセルの外側カウル側に上記の環状冷流用ダクトを形成するファン外側カウルと、
− 冷流出口オリフィスであって、上記のナセルの後縁を形成するその縁部が、上記のナセルの外側カウルと、合致するまで相互に向けて収束する上記ファン外側カウルとにより形成されるものと、
− 上記の冷流出口オリフィス近辺で、上記のファン外側カウルの周囲に上記の環状冷流用ダクトに突出して配分されている複数のボスであって、これらのボスは上記冷流に対しては、収束部に続いて拡散部を形成し、上記の冷流出口オリフィスの縁部に連結されているものとからなり、
各ボスは上記の収束部と拡散部とを形成する凸面と、上記のターボジェット・エンジンに対して長手方向に延びる２つの平らな側面とを有し、上記の凸面と側面とにより、このボスに、上記の長手方向軸に平行方向に伸びる少なくともほぼ矩形の横断面を設けることを特徴とする。

本発明によれば、上記の冷流の周辺は、上記の噴流がボス上あるいはボス同士間の長手方向ダクトを通って通過するかにどうかによって、異なる方向で異なる構造の異なる噴流に、対応するノズルの出口で分割される。特に、上記の長手方向ダクトに沿って通過する冷流噴流は上記の外側ファン・カウルを延ばす方向を有し、上記の冷流出口オリフィスの縁部ではノズルに対する名目上の度合いと等しい度合いの加速度を有する。その反対に、ボス上を通る冷流噴流は上記の拡散部を延ばしながら外側に向けられ、ターボジェット・エンジンの周囲の空力学的気流に侵入する。加えて、上記の冷流出口オリフィスの縁部では、上記のボスにより生じるより大きな膨張により上記の名目上の加速度よりもはるかに大きい加速度を有する。

更に又、上記の平らな側面の存在により、多量の剪断がボス上を通る冷流噴流と上記の長手方向ダクトに沿って通過するものとの間に生じ、よって、外側空力学的気流と上記の冷流との混合を促進する渦巻きを形成させる。上記の平らな側面の向きは、例えば、上記のターボジェット・エンジンに対して半径方向である。

よって、本発明による上記のボスは
− ファン・ノズルの出口で、冷流の圧力フィールドに半径方向の異性分を導入、即ち、上記の冷流の組織を局部的に破壊し、ターボジェット・エンジンの後部でshock cellの強度、よって速度変調の振幅を減少させ、同時に、
− 冷流とターボジェット・エンジンの周囲の空力学的気流との混合を促進し、噴射騒音を軽減させる。

本発明によるボスは、従って、乱流(騒音の源)と(この騒音を増幅させる) shock cellとの両方に同時に影響を与えることができる。

上記のボスは上記のファン外側カウルの周囲に均一に配分されるのが好ましく、又、上記の長手方向ダクトと等しい周方向の幅を有する。

上記のボスは上記の外側ファン・カウルと共に一体部分を形成するように形成してもよい。然し、上記のボスは上記の外側ファン・カウルに追加されて、装着される構成要素であるのが望ましい。よって、本発明によれば、製造中のターボジェット・エンジンだけでなく先に建造されたものも改良することができる。

本発明にかかる改良ターボジェット・エンジンの略軸方向断面図である。 図１に示すターボジェット・エンジンの冷流用ノズルの後部の拡大部分略図である。 図１および図２の矢印IIIの方向で、図２に示すノズルの後ろから見た略部分図である。 本発明に係るボスが冷流用ノズル出口での流れの混合を改良する過程(プロセス)を示す略図である。 本発明に係るボスが冷流の組織を破壊する過程(プロセス)を示す略図である。 既知のエンジンおよびこの既知のエンジンを本発明により改良したものに対する、上記エンジンの後部における、このエンジンの軸に沿う距離(ｄ)を関数としての圧力(Ｐ)の変化を示す図表である。

添付図面の図により本発明がどのように実施されるかが容易に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
長手方向軸Ｌ−Ｌを有し、図１に示されているバイパス・ターボジェット・エンジン１は外側を、外側ナセル・カウル３により制限されているナセル２からなる。

ナセル２はその前部に先縁部５を設けた空気入口４を、後部に、後縁７を設けた空気出口オリフィス６とを備える。

上記のナセル２の内側には、
− 空気入口４に向けられて、ターボジェット・エンジン用冷流を発生できるファン８と、
− 既知のように、低圧および高圧コンプレッサと、燃焼室と、冷圧および高圧タービンとからなり、上記ターボジェット・エンジン１の熱流１１を発生する中央発生器１０と、
− 内側ファン・カウル１３と外側ファン・カウル１４との間で、上記の中央発生器１０の周囲に創られた環状冷流用ダクト１２とが位置する。

上記の外側ファン・カウル１４は冷流用ノズルを形成し、ターボジェット・エンジンの後方、上記の外側ナセル・カウル３に向けて収束し、このカウル３と共に上記オリフィス６の後縁７を形成し、よって、オリフィス６は冷流出口オリフィスを構成する。

上記冷流９の出口オリフィス６の近辺では、ターボジェット・エンジン１は、外側ファン・カウル１４の周囲に均一に配分された複数のボス２０ (図２および図３参照)を備える。これらのボス２０は環状冷流用ダクト１２に突出し、それらの間に長手方向ダクト２１を形成する。上記ボス２０は、溶接、ボルト等の既知の手段(図示略)により上記の外側ファン・カウル１４に追加され装着される構成要素であるのが好ましい。

各ボス２０は凸面２２Ｃを有し、この凸面２２Ｃは、冷流９用に、前向きの収束部２２Ｃを形成し、この後に後向きの拡散２２Ｄ部が続く。加えて、各拡散部２２Ｄの後部はオリフィス６の後縁７に連続する。

図２および図３に見られるように、各ボス２０はターボジェット・エンジン１に対し長手方向に伸びる２つ平らな側面２０Ｌを備え、上記の凸面22Cとこれらの側面20Ｌとにより、各ボス２０は、上記の長手方向軸Ｌ−Ｌに平行方向に伸びる少なくともほぼ矩形の横断面を有する。

上記の平らな側面２０Ｌは半径方向、即ちそれらの面は上記の長手方向軸Ｌ−Ｌを通過する。加えて、ボス２０の周方向の幅ｌ２０は長手方向ダクト２１の周方向幅ｌ２１と等しい。

ターボジェット・エンジン１を保有する航空機(図示略)が移動すると、空力学的気流(Ｖ)はナセル２の周囲を外側ナセル・カウルに接触して流れる(図１および図４参照)。更に又、図４に示されているように、冷流９の周囲ではこの冷流の噴流９.２０がボス２０上を通り、その他方の噴流９.２１はボス同士間を、長手方向ダクト２１に沿って通る。

勿論、後縁のオリフィス６の出口では、噴流９.２１は外側ファン・カウル１４に連続して向けられており、噴流９.２０はボス２０の拡散部２２Ｄの連続部として向けられている。よって、噴流９.２０は９.２１より、より急速に空力学的気流Ｖと交差する。この結果冷流９は空力学的気流(Ｖ)に、より良く侵入し、よってこれと上記の冷流９がより良く混合する。従って、ジェット騒音は軽減される。

更に又、図５に示されているように、収束部‐拡散部２２Ｃ‐２２Ｄ上を通る冷流９の噴流９.２０は、後縁７では、ボス２０同士間を、長手方向軸２１に沿って通過する噴流９.２１よりはるかに大きな加速度を有する。図５は外側ファン・カウル１４部が取り囲んでいて、ハッチングを施した、冷流９の同種加速度の領域を有するボス２０の平面図であり、(これら同種加速度領域は試験の結果であり、加速度が高ければ高いほど、領域は暗くなっている。)

オリフィス６の出口での噴流９.２０と９.２１との加速度の相違は、少なくとも周辺では、冷流９の組織は破壊されることを意味し、これはうるさいshock cell が軽減することを意味する。

この結果を図６に示す。

この図６は長距離飛行機に装着されたターボジェット・エンジンに対するテストの結果を示す。この図６はターボジェット・エンジンの後部における、そこからの距離(ｄ)を関数としての圧力(Ｐ)の変化を示す図表である。

図６中実線で示されている曲線23は外側ファン・カウルの出口オリフィスの周囲に均一に配分されたボス２０を装着して、同数の長手方向ダクトにボスと同じ周方向幅を設けた、本発明に従って改良されたターボジェット・エンジンに対応し、各ボスは約２００ｍｍの長さを有する。

他方、図６中破線で示された曲線２４は本発明により改良されていない同じターボジェット・エンジンに対応する。

曲線２３と２４とを比べると、本発明は圧力変調の振幅を約２０％減少させることが分かる。

Ｌ−Ｌ…長手方向軸、２…ナセル、３…ナセルの外側カウル、６…冷流出口オリフィス、７…ナセル後縁部、８…冷流発生用ファン、９…冷流、１０…熱流発生用中央ジェネレータ、１１…熱流、１２…環状冷流用ダクト、１４…ファン外側カウル、２０…ボス(２０Ｌ…ボスの側面、ｌ２０…ボスの周方向の幅)、２２…凸面(２２Ｃ…収束部、２２Ｄ…拡散部)、２１…長手方向ダクト(ｌ２１…長手方向ダクトの周方向の幅)。

Claims (4)

1. その長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心に、
   − ナセルの外側カウル(３)を備え、冷流(９)発生用ファン(８)と熱流(１１)発生用中央ジェネレータ(１０)とを含むナセル(２)と、
   − 上記の中央熱流発生器(１０)の周囲に創られた環状冷流用ダクト(１２)と、
   − 上記のナセルの外側カウル側(３)に上記の環状冷流用ダクト(１２)を形成するファン外側カウル(１４)と、
   − 冷流出口オリフィス(６)であって、上記のナセル(２)の後縁を形成するその縁部(７)が、上記のナセルの外側カウル(３)と、合致するまで相互に向けて収束するファン外側カウル(１４)とにより形成されるものと、
   − 上記の冷流出口オリフィス(６)近辺で、上記のファン外側カウル(１４)の周囲に上記の環状冷流用ダクト(１２)に突出して配分されている複数のボス(２０)で、これらのボス(２０)は上記冷流(９)に対して、収束部に続いて拡散部を形成し、この拡散部が上記の冷流出口オリフィス(６)の縁部(７)に連結されているものとからなる航空機用のバイパス・ターボジェット・エンジンにおいて、
   各ボス(２０)は上記の収束部(２２Ｃ)と拡散部(２２Ｄ)とを形成する凸面(２２)と、上記のターボジェット・エンジンに対して長手方向に延びる２つの平らな側面(２０Ｌ)とを有し、上記の凸面(２２)と側面(２０Ｌ)とにより、このボス(２０)は、上記の長手方向軸(Ｌ−Ｌ)に平行方向に伸びる少なくともほぼ矩形の横断面を有することを特徴とするバイパス・ターボジェット・エンジン。
2. 上記のボス(２０)は上記のファン外側カウル(１４)の周囲に均一に配分されることを特徴とする請求項１に記載のバイパス・ターボジェット・エンジン。
3. 上記ボス(２０)の周方向の幅(ｌ２０)が上記の長手方向ダクト(２１)の周方向の幅(ｌ２１)と等しいことを特徴とする請求項１あるいは２に記載のバイパス・ターボジェット・エンジン。
4. 上記のボス(２０)が上記の外側ファン・カウル(１４)に追加されて、装着される構成要素であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載のバイパス・ターボジェット・エンジン。

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