JP2000145475A - ガスタ―ビンエンジンのジェット騒音サプレッサ - Google Patents

ガスタ―ビンエンジンのジェット騒音サプレッサ

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JP2000145475A
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jet noise
noise suppressor
turbine engine
tab
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Steven H Zysman
エイチ．ジスマン ステヴェン
Wesley K Lord
ケイ．ロード ウェズレイ
Gregory A Kohlenberg
エイ．コーレンバーグ グレゴリー
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
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    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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Abstract

(57)【要約】 【課題】高パワーレベルのエンジン動作中の抑制効果を
高めたジェット騒音抑制システムを提供する。 【解決手段】本発明は、エンジンの推力と性能に不利な
影響を及ぼさないガスタービンエンジンジェット騒音サ
プレッサに関する。ジェット騒音サプレッサは、ノズル
２０，３０を含み、ノズルの下流端に配置されたタブ４
０の配列を有する。タブ４０は、長さと、エンジン流に
対する角張ったオフセットを有し、エンジン流と周囲空
気の境界面に混合が起こる。さらに、種々な構造の詳細
は、テーパ側面５５を備える台形であるタブになってお
り、エンジン性能への不利な影響を小さくする。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンノズルに係り、特にジェット騒音抑制用のノズル構
造に関する。
【０００２】
【従来の技術】ジェット騒音は、近年のガスタービンエ
ンジンの下流端から出る高速エンジンガスの乱れ混合に
よって、生成される。乱れ混合は、高速ガスの間、およ
び高速ガスと周囲の流れの間で起こる。高速排出ガス
は、典型的には、２つの根源の混合物であり、その一つ
はエンジンコア流内の燃焼によって生じる熱いガス（主
根源）であり、他の一つはファンバイパスダクトから排
出される冷たいガス（２次根源）である。コア流の速度
は１６００ｆｔ／ｓｅｃのオーダであり、一方ファンバ
イパス流の速度は１０００ｆｔ／ｓｅｃのオーダであ
る。異なるインタフェイスまたは刈り込み領域−すなは
ち、コア流とファン排出流との間、ファン排出流と周囲
との間、およびコア流と周囲との間に出る速度勾配によ
って、乱流になる。これらの乱流または撹流はジェット
騒音になる。高速ガスと周囲の空気との間の刈り込み領
域における乱流は、高レベルの騒音の重大な要素を生
じ、事業用空港からの航空機運行に対して好ましくない
ものである。
【０００３】有害な衝撃騒音が周囲におよぶために、多
くの国と空港は、かなり厳しい空港に関する騒音低減基
準を空港に課している。米国においては、連邦航空機産
業当局は（ＦＡＡ）は現在使用されている航空機に関す
る厳しい騒音低減限界を空港に課している。加えて、空
港によって課されている制限は、経済的な罰則と計画規
制から即座の航空機使用禁止にまで及ぶ。これらの規制
は事業用の航空ラインが現在使用しているあるタイプの
航空機に対する有用寿命を非常に短くするので、効果的
で効率的な騒音低減解決策が必要である。
【０００４】ターボファンエンジンは、コア流に対する
バイパス流の比率に基づいて、低バイパス比率または高
バイパス比率のどちらかとして分類される。ジェット騒
音は、低バイパス比率エンジンによるもので、良く知ら
れている問題である。低バイパス比率ジェットエンジン
においては、コアとファンバイパスダクトから出る排出
ガスは、通常は、それらがエンジンの排出ノズルを出る
前に混合し、それらは高速プルームを形成する。プルー
ムは、流れの撹乱とジェット騒音を生じることによって
突進するので、遅い周囲の空気を破りまたは遅い周囲の
空気をか刈り込む。
【０００５】典型的に、最新のジェットエンジンは、低
バイパス比率エンジンよりも低いレベルのジェット騒音
（しかしまだ重要）を持つ高バイパス比率エンジンであ
る。高バイパス比率エンジンは、通常は、分流−排出シ
ステムを持つている。高バイパス比率エンジンは低バイ
パス比率エンジンよりも非常に大きなファン流と全部に
わたる大きな合計のエンジン流率を持つている。推進は
全部にわたる質量流比によって得られ、低バイパス比率
エンジンよりも低い噴出速度である。低い噴出速度のた
めに、ジェット騒音のレベルは、低バイパス比率エンジ
ンに比べて、これらの高バイパス比率エンジンでは減少
する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、ジェッ
ト騒音は、特に高エンジンパワーレベル運転中の最近の
高バイパス比率エンジンに対して、問題を残している。
高エンジンパワーは、典型的に、エンジンが高推力を発
生し高速度排出空気になる時の航空機離陸に関連する。
ＦＡＡは高速での厳格な騒音仕様を課している。最近の
高バイパス比率エンジンは、増加している離陸総重量を
備える航空機の新しい発展を促進するために、最も高い
推力得るための厳格な仕様に適合している。結果とし
て、最近の高バイパス比率エンジンは、高バイパス比率
エンジンの前のモデルのものよりも高噴出温度と圧力比
率で動作すると共に、高噴出速度と高ジェット騒音レベ
ルを発生する。
【０００７】従来技術のジェット騒音抑制においては、
騒音を減らすために異なる構造が考案されている。例え
ば、混合機の概念は、過去において、プラットとイット
ニーのＪＴ８Ｄエンジンファミリーで使用されているよ
うな、長いダクトと共通の流れ排出システムを有する低
バイパス比率エンジンに使用されている。
【０００８】そのような騒音抑制構造の例はエイラーに
よる米国特許４，４０１，２６９と、ジスマンによる米
国特許５,６３８,６７５に見られ、これらの特許は、本
出願の譲受人によって譲り受けられており、ガスタービ
ンエンジンの混合機について開示している。混合機は軸
方向にかつ放射状に伸びるシュートを含んでいる。シュ
ートはガス管として機能し、相対的に冷たい低速度ファ
ン空気はシュート内に向けられ、熱い高速度エアガス流
になる。混合機はコアのガスとファンのガスの混合を促
進させる。
【０００９】一方、長いダクトと従来の共通の流れ排出
システムは、ＪＴ８Ｄエンジンファミリーの排出ノズル
と米国特許４，４０１，２６９及び米国特許５，６３
８，６７５によって代表されるように、航空機産業にお
ける大きな商業的な受け入れに適合しており、本発明の
譲り受人は、特に高パワーレベルでのエンジン動作中の
ガスタービンエンジンの排出ノズルシステムを改良する
ことに、常に、努めている。タブの概念を含む研究とノ
ズル構造は混合を達成するために提案されている。接続
された混合装置は一般に知られているけれども、これら
の装置はジェットエンジンの適用には好ましくないもの
である。典型的に、タブが全体の流れ内の広い流域にわ
たって交差する流れの混合を呈するので、流体の流れに
配置されたタブは騒音を増すものとして知られている。
タブは対をなす反対位置に向かい合って回転する渦を発
生し、騒音を発生する。
【００１０】さらに、接続された混合装置は、有害な衝
撃ジェット騒音を発生するばかりでなく、エンジン推力
または性能に有害な影響を与える。タブの角張った方向
は、タブが流体流を貫通しているので、受け入れがたい
推力損失を発生する。タブは流れから有用なエネルギー
を抽出し、エンジンに大きな推力損失を起こさせる。
【００１１】本発明の主たる目的は、高パワーレベルの
エンジン動作中の抑制効果を高めたジェット騒音抑制シ
ステムを提供することである。
【００１２】本発明のさらなる目的は、多少の推力損失
の追加なくして、抑制効果を高めたジェット騒音抑制シ
ステムを提供することである。
【００１３】本発明の他の目的は、高周波騒音を増加さ
せることなく、抑制効果を高めたジェット騒音抑制シス
テムを提供することである。
【００１４】本発明の他の目的は、重量の増加を小さく
するジェット騒音抑制システムを提供することである。
【００１５】
【課題を解決するための手段】上記目的達成するため
に、本発明のガスタービンエンジンのジェット騒音サプ
レッサは、エンジンが縦方向に伸びる中心軸を有し、ノ
ズルが関連する直径とエンジン流を周囲の空気に放出す
るための下流端を有する、ガスタービンエンジンのジェ
ット騒音サプレッサであって、ノズルの下流端に配置さ
れ、エンジン流の方向に向けられ放射状内方向に伸びる
と共に、ノズルの周りに円周状に配置されタブの配列に
よって構成され、各タブは、どちらの側の隣り合うタブ
からも離間されおり、タブの各々が台形状である主表面
を有し、前記タブは、エンジン放出流と周囲空気との境
界面との混合を制限するために充分な長さと、エンジン
の放出流に関して角張ったオフセットを有する、ことを
特徴とする。
【００１６】また、本発明のガスタービンエンジンのジ
ェット騒音サプレッサは、エンジンが縦方向に伸びる中
心軸と、内部および外部流体流をエンジンを介して運ぶ
ための同心状の内部および外部流路を有し、内部および
外部ノズルが内部および外部流を周囲に放出するための
関連する直径を有する、ガスタービンエンジンのジェッ
ト騒音サプレッサであって、ノズルの少なくとも一つ
が、ノズル流に向けられ、かつノズル流に向かって放射
状内方向に伸びるタブの配列によって構成され、タブは
ノズルの周りに円周方向に配置され、各タブはどちらの
側の隣り合うタブからも離間され、タブの各々は台形状
の主表面を有し、前記タブは、流れの境界面と周囲空気
との混合を制限するのに充分な、長さと、関連する放出
流に関して角張ったオフセット、を有することを特徴と
する。
【００１７】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、典型的なター
ボファンエンジン１０は縦方向に伸びる中心軸を有し、
空気はエンジンの上流端から入る。技術分野において知
られているように、ここには示されていないが、空気が
ジェットエンジンの前から入り、ファンを通過し、主ま
たはコア流と２次またはバイパス流は分離される。主流
は、まず低圧力コンプレッサに入り、それから高圧力コ
ンプレッサに入る。空気、はそれから、燃焼室において
燃料と混合され、混合物は点火されかつ燃焼され、温度
が上昇する。結果として生じる燃焼生成物は、高圧力タ
ービンと、燃焼ガスからエネルギーを抽出する低圧力タ
ービン内に流れ、ファンコンプレッサを回転させる。ガ
スは、内部（コア）排出ノズルを通して広がり、有用な
推力を生じる。バイパス流は、ファンによって圧縮さ
れ、コアエンジンと同心である環状のダクトを通してエ
ンジンの外部に流れ、さらなる有用な推力として、外部
（ファン）排出ノズル３０を通して排出される。２つの
同心状の流れは、エンジンの排出領域の下流と結合す
る。２つの流れは共に混ざり合い、かつ後述するよう
に、周囲の流れと混ざり合う。
【００１８】本発明のジェット騒音サプレッサは、ノズ
ルタブ４０の配列を含み、各コア流に対して放射状内方
向にに突出し、コア排出ノズルから出る。タブはコアノ
ズルの下流端の全周に沿って配置されている。
【００１９】図２と図３を参照すると、タブ４０の主表
面は、ノズルと一体のベースを有する台形状であり、下
流の縁は切り取られている。台形状のタブの側面は、軸
方向から５°ないし１５°までの範囲である角度αのテ
ーパになっている。好ましい実施例においては、この角
度は１０°である。
【００２０】本発明のジェット騒音サプレッサのタブは
エンジンの推力損失を少なくする。前述したように、タ
ブはテーパになっており、さらにタブは流れに対して角
度的にオフセットされている。タブは所定の角度でコア
流に突出する。本発明のノズルタブの角張った方向は排
出流れに対するエンジン推力への有害な衝撃を小さくす
る。本発明の模範的な実施例においては、タブと、ノズ
ル面の下流端の伸長部との間の突起の角度（β）は、０
°から２０°までの範囲である。好ましい実施例におい
ては、タブとノズル面の下流端の伸長部との間に鋭角と
して規定される排出流内の突起の角度（β）は３０°で
ある。タブのテーパ付けと角度付にり、流れにおけるタ
ブの存在によって引き起こされる増加した圧力すなはち
有害な衝撃が小さくなる。
【００２１】タブの長さと、流れ内の突起の角度は、推
力損失を減らす重要な役割を演じる。推力への影響を小
さくするために、これらの２つの考えの組み合わせは幾
つかあるが、突起の長さと角度の両方は、本発明におい
ては、小さくされる。
【００２２】図４を参照すると、流れ内のタブの突起を
示す値（Ｈ）は、ノズルの直径（Ｄ）のほぼ０．００６
に等しいかそれ以下である。タブの長さ（Ｌ）はノズル
の直径（Ｄ）の０．０４倍に等しい。従って、本発明の
タブの配列はエンジンの性能に与える影響を小さくして
いる。排出流の比較的に小さい部分のみが、本発明のタ
ブによって影響される。逆に、従来の混合装置では、流
れを通して交差する混合を行っていた広い流域にわたる
この混合が推力に悪影響を及ぼす。
【００２３】前述したように、本発明におけるノズルタ
ブの目的は、エンジンコア流とファン流との間の境界面
の混合を向上させることである。この境界面の混合はジ
ェットプルームの有効長さを短くし、ノズルの騒音発生
を減らす。各タブは、反対方向に回転する一対の流れの
渦（図２に示す）を発生する。これらの渦はタブのテー
パ側面５５に形成される。タブは２つの流れの境界面で
渦巻き運動を起こさせる。タブが２つの流れの境界面に
配置されると、流れは内方向（高圧力）側から外方向に
向かって縁に沿ってこぼれる。タブの縁の周りの流れの
この運動は２つの逆方向回転渦を形成させる。これらの
渦は、混合結合の運動量または引っ張りと、異なる渦の
２つの流れで起こる流れの交換を良くする。従って、本
発明のタブのテーパ側面の渦は、コア流とファン流との
間の境界面流を混合結合させる。渦はファン流をコア流
に貫通させるか又は引き込む。
【００２４】さらに、台形状のタブを使用することによ
って、従来技術において知られているような三角形のタ
ブとは逆に大きな渦が発生する。この形状は、流体の流
れへの２つの効果を生じるので有利である。第１に、各
々反対方向に回転する渦は、本発明のタブの台形状の下
流端による同じ貫通で、従来技術の三角形タブに生じる
ものよりも非常に高い強さである。この先端が切り取ら
れた縁によって内部面と外部面との間の圧力差が生じ、
渦の強さが増加する。第２に、本発明の台形状のタブ
は、一点で合うことはなく、切り取られた端の幅によっ
て離されているので、発生した２つの反対方向に回転す
る渦は、充分に離されており、長い軸方向の強さに対す
る流体境界面に独立に作用する。加えて、各タブは、ノ
ズルの周囲に沿って隣り合うタブから、各タブのベース
幅の０．５−１．５倍だけ離されている。間隔をとるこ
とによって、もちろん、充分な間隔だけ離されるべき渦
を生じ、渦は、２つの流れの間の混合の割合を増すと
共、に騒音を減らす大きな容量の境界面流と独立に係合
することが出来る。
【００２５】従って、コア流の間の大きな容量の大きく
て強い渦は、テーパ側面を有する台形状のタブに生じ
る。２つの流れの境界面の間の効果的な混合によって、
混合の下流のコア流とファンとの境界面とジェット騒音
を低減させる下流との間の乱流が減少する。
【００２６】本発明のジェット騒音サプレッサのタブ
は、従来技術のほかの流体流混合装置に比べて、流体流
から比較的に小さいエネルギーを抽出する。２つのエン
ジン流の間の境界面が非常に小さい放射状の領域を占有
するので、タブは、前述したように、少ない量だけ内側
方向に角度付されることのみを必要とされる。高速の２
つの流れは流れ内の小さな貫通によっても分離した流れ
の境界面で充分な混合が行われる。従って、本発明によ
れば、エンジンの推力損失が小さくされる。
【００２７】これまでに述べたように、渦の形成はエン
ジン流の境界面層に充分な混合を与えるために重要であ
るけれども、渦は高周波成分に不利な影響を与える。前
述したように、各タブは、各タブのベース幅の０．５か
ら１．５倍の範囲で間隔を取ることによって、どちらの
側の隣り合うタブからも離されている。この間隔を取る
ことによって、ノズル出口の全周に沿う渦の形成が妨げ
られる。従って、コアの不利な流れとファン流との間の
境界面での混合は、タブの間の空間に対応する領域に沿
って妨げられる。現象は完全には理解されていないけれ
ども、本発明のジェット騒音サプレッサが高周波ジェッ
ト騒音成分には本質的に貢献しないので、コアとファン
流との間の境界面流の混合において間隔を取ることによ
る妨害は、重要であると信じられている。
【００２８】開示された好ましい実施例においては、タ
ブはコアノズルの出口のみに配置されている。本発明の
ジェット騒音サプレッサは、主コア排出ノズルのみを有
するエンジンの場合と同様に、主コアノズルと２次ファ
ンノズルの双方を有するエンジンに配置されれば、均等
な有用性を持つていることは、当業者にとって理解でき
る。バイパスエンジンに対して、本発明のタブは、両方
の主および２次ノズル出口のどちらか又は２つのノズル
のどちらかの出口に配置できる。ファンノズルのみに配
置されると、タブはファン流の境界面と周囲での混合を
容易にする。
【００２９】タブは、ある形状の寸法を有する台形状の
形状であるとして開示されている。タブの上記の数とサ
イズは特殊な排出ノズルサイズと形状に対して導き出せ
ることは当業者にとって理解されるべきである。
【００３０】発明は詳細な実施例について開示されてい
るけれども、発明の精神と範囲から逸脱することなく、
種々の変形および詳細ができることは、当業者によって
理解されるべきである。
【００３１】
【発明の効果】本発明によれば、ガスタービンエンジン
ジェット騒音サプレッサは、エンジン推力と性能に多少
の不利な影響を与えることはなく、関連する流れとノズ
ルの少なくとも一つに配置されたノズルタブの配列を有
する２つの同心状のノズルを含んでおり、タブは、排出
ガス流と周囲空気との間の境界面での混合工程の効果を
増すために放射状内方向に向けられかつ伸びる。ノズル
タブは、形状が台形状であり、排出ノズルの出口に円周
方向に配置されている。本発明の好ましい実施例におい
ては、各タブは、隣り合うタブから離間されており、流
れに対して所定の角度関係をもって放射状内方向に向け
られている。
【００３２】本発明は、エンジン推力への小さな衝撃で
ジェット騒音を抑制する。本発明のタブのエンジン流内
の突起の角度は比較的に小さい。タブは５°から１５°
の範囲の小さな角度で角度付されており、この角度はコ
ア流とファン流との間の境界面の角度と同量である。本
発明は、排出ノズルの区別できる流れと周囲の空気との
間の境界面に、渦又は渦巻き運動を生じさせる。これら
の渦はコア流とファン流の境界面で流れを混合させる。
しかしながら、渦は、小さいので、エンジン推力と性能
に多少の不利な影響を与えるこはなく、主にエンジン流
の間の狭い境界面流領域に作用する。本発明によって得
られた境界面混合はジェットプレームの有効な長さを短
くし、これによりノズルにおける騒音発生を減らす。
【００３３】さらに、本発明は、タブがノズルの直径に
比べて比較的に小さいので、ガスタービンエンジンの重
量に小さな影響を及ぼすのみである。好ましい実施例に
おいては、ノズルの直径に対するタブの長さの比率はほ
ぼ０．０４である。さらに、ノズルの直径に対する、流
れに突出するタブの高さの比率はほぼ０．００６であ
る。タブの高さと数はノズルの形状の関数である。
【００３４】本発明の、前述および他の目的、特徴およ
び利点は、本発明を実施するための最良な形態の詳細な
説明と、発明の実施例を示す添付図面からより明白にな
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンの下流端の透視図であっ
て、本発明の接続された排出ノズルシステムを示す。
【図２】本発明のノズルタブの拡大図。
【図３】図１の３−３線に沿って取られた断面図。
【図４】本発明ぼノズルシステムにおいて接続されたコ
アノズルの輪郭図。
【符号の説明】
１０…ターボファンエンジン ２０…内部（コア）排出ノズル ３０…外部（ファン）排出ノズル ４０…ノズルタブ ５５…テーパ側面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ウェズレイ ケイ．ロード アメリカ合衆国，コネチカット，サウス グラストンベリー，ブルーベリー レーン 62 (72)発明者 グレゴリー エイ．コーレンバーグ アメリカ合衆国，コネチカット，ヴァーノ ン，ナンバー267，サウス ストリート 125

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 エンジンが縦方向に伸びる中心軸を有
    し、ノズルが関連する直径とエンジン流を周囲の空気に
    放出するための下流端を有する、ガスタービンエンジン
    のジェット騒音サプレッサであって、 ノズルの下流端に配置され、エンジン流の方向に向けら
    れ放射状内方向に伸びると共に、ノズルの周りに円周状
    に配置されタブの配列によって構成され、 各タブは、どちらの側の隣り合うタブからも離間されお
    り、タブの各々が台形状である主表面を有し、 前記タブは、エンジン放出流と周囲空気との境界面との
    混合を制限するために充分な長さと、エンジンの放出流
    に関して角張ったオフセットを有する、ことを特徴とす
    る、ガスタービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  2. 【請求項２】 タブが、２０°までの角度で、エンジン
    流に突出することを特徴とする、請求項１に記載のガス
    タービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  3. 【請求項３】 エンジン流内の突起の好ましい角度が、
    １３°であることを特徴とする、請求項２に記載のガス
    タービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  4. 【請求項４】 タブが、テーパ付けされた側面を有する
    ことを特徴とする、請求項２に記載のガスタービンエン
    ジンのジェット騒音サプレッサ。
  5. 【請求項５】 台形状のタブの側面の角度が５°ないし
    １０°の範囲出あることを特徴とする、請求項４に記載
    のガスタービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  6. 【請求項６】 台形状のタブの側面の好ましい角度が１
    ０°であることを特徴とする、請求項５に記載のガスタ
    ービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  7. 【請求項７】 タブがノズルの直径のほぼ０．０４倍に
    等しい長さを有することを特徴とする、請求項５に記載
    のガスタービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  8. 【請求項８】 放射状内方に向けられているタブの突出
    量が、前記ノズル直径のほぼ０．００６倍に等しいかま
    たは以下であることを特徴とする、請求項２に記載のガ
    スタービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  9. 【請求項９】 エンジンが縦方向に伸びる中心軸と、内
    部および外部流体流をエンジンを介して運ぶための同心
    状の内部および外部流路を有し、内部および外部ノズル
    が内部および外部流を周囲に放出するための関連する直
    径を有する、ガスタービンエンジンのジェット騒音サプ
    レッサであって、ノズルの少なくとも一つが、ノズル流
    に向けられ、かつノズル流に向かって放射状内方向に伸
    びるタブの配列によって構成され、 タブはノズルの周りに円周方向に配置され、各タブはど
    ちらの側の隣り合うタブからも離間され、タブの各々は
    台形状の主表面を有し、 前記タブは、流れの境界面と周囲空気との混合を制限す
    るのに充分な、長さと、関連する放出流に関して角張っ
    たオフセット、を有することを特徴とする、ガスタービ
    ンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  10. 【請求項１０】 タブが、２０°までの角度で、エンジ
    ン流内に直接放射方向内方向に突出することを特徴とす
    る、請求項９に記載のガスタービンエンジンのジェット
    騒音サプレッサ。
  11. 【請求項１１】 エンジン流内の突起の好ましい角度
    が、１３°であることを特徴とする、請求項１０に記載
    のガスタービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  12. 【請求項１２】 タブがテーパ付けされた側面を有する
    ことを特徴とする、請求項９に記載のガスタービンエン
    ジンのジェット騒音サプレッサ。
  13. 【請求項１３】 台形状のタブの側面の角度が５°ない
    し１０°の範囲であることを特徴とする、請求項１２に
    記載のガスタービンエンジンのジェット騒音サプレッ
    サ。
  14. 【請求項１４】 台形状のタブの側面の好ましい角度が
    １０°であることを特徴とする、請求項１２に記載のガ
    スタービンエンジンのジェット騒音サプレッサ。
  15. 【請求項１５】 タブがノズルの直径のほぼ０．０４倍
    に等しい長さを有することを特徴とする、請求項１２に
    記載のガスタービンエンジンのジェット騒音サプレッ
    サ。
  16. 【請求項１６】 放射状内方向に向けられているタブの
    突出量が、前記内部および外部ノズルの直径のほぼ０．
    ００６倍に等しいかまたは以下であることを特徴とす
    る、請求項１０に記載のガスタービンエンジンのジェッ
    ト騒音サプレッサ。
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