JP2011099420A - エンジン排気ノズル及び航空機エンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ジェット騒音の低減を図りつつ、航空機エンジン１のエネルギー効率を十分に向上させること。
【解決手段】コアカウル５の下流側周縁部にマイクロジェットＭＪをコアジェットＣＪに向かって噴射する複数の第１マイクロジェットノズル２９が周方向に間隔を置いて設けられ、コアカウル５の外壁面に複数の第１導入口３１が周方向に間隔を置いて形成され、コアカウル５の外壁面の内側に対応関係にある第１導入口３１と第１マイクロジェットノズル２９を連絡する複数の第１連絡通路３３が周方向に沿って設けられたこと。
【選択図】 図１

Description

本発明は、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、及び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関する。

航空機エンジンにおける一般的なエンジン排気ノズルの構成は、次のようになる。

一般的なエンジン排気ノズルは、筒状のカウルを備えており、このカウルの内部（内側）には、コアジェットを排気する環状のコア流路が形成されている。また、カウルの外壁面には、筒状のナセルがコアカウルを囲むように一体的に設けられており、カウルは、外壁面と内壁面との間に空洞部を有してあって、ナセルの内壁面とコアカウルの外壁面の間には、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ている（特許文献１及び特許文献２等参照）。

従って、コア流路及びバイパス流路からコアジェット及びバイパスジェットをそれぞれ排気することにより、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。

ところで、近年、ジェット騒音を低減を図るために種々の研究開発がなされており、マイクロジェットをコアジェットに向かって噴射することによってジェット騒音を低減できることが知見として得られている（非特許文献１参照）。また、マイクロジェットをコアジェットに向かって噴射するマイクロジェットノズルを備えたエンジン排気ノズルについても開発されている（特許文献３）。

特開２００８−１５１０３３号公報 特開平５−２０２７６８号公報 米国特許第５０９２４２５号明細書

ＡＩＡＡ−２００４−２９６９

しかしながら、特許文献３に記載された先行技術に係るエンジン排気ノズルにあっては、圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用しており、航空機エンジンのエネルギー効率の低下を招くことになる。つまり、ジェット騒音の低減を図りつつ、航空機エンジンのエネルギー効率を向上させ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。

本発明の第１の特徴は、航空機エンジンの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壁面に、前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、外壁面と内壁面との間に空洞部を有してあって、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に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、前記コアカウルの下流側周縁に周方向に間隔を置いて設けられ、マイクロジェットをコアジェットに向かって噴射する複数のマイクロジェットノズルと、前記コアカウルの外壁面に設けられ、前記航空機エンジンにおけるファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な導入口と、前記コアカウルの外壁面の内側に設けられ、前記導入口と複数の前記マイクロジェットノズルを連絡（連通）する連絡通路と、を備えたことを要旨とする。

第１の特徴によると、前記コア流路及び前記バイパス流路からコアジェット及びバイパスジェットを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（通常の作用）。

前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部が前記導入口から導入され、前記連絡通路内を下流方向へ流れると、複数の前記マイクロジェットノズルから圧縮空気がマイクロジェットとしてコアジェットに向かって噴射される。つまり、前記コアカウルの外壁面に前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な前記導入口が設けられ、前記コアカウルの外壁面の内側に前記導入口と複数の前記マイクロジェットノズルを連絡する前記連絡通路が設けられているため、前記ファンによって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用して、複数の前記マイクロジェットノズルからコアジェットに向かって噴射することができる（特有の作用）。

本発明の第２の特徴は、航空機エンジンの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壁面に、前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、外壁面と内壁面との間に空洞部を有してあって、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に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、前記ナセルの下流側周縁に周方向に間隔を置いて設けられ、マイクロジェットをバイパスジェットに向かって噴射する複数のマイクロジェットノズルと、前記ナセルの内壁面におけるファンの下流側に設けられ、前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な導入口と、前記ナセルの前記空洞部に設けられ、前記導入口と複数の前記マイクロジェットノズルを連絡（連通）する連絡通路と、を備えたことを要旨とする。

第２の特徴によると、前記コア流路及び前記バイパス流路からコアジェット及びバイパスジェットを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（通常の作用）。

前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部が前記導入口から導入され、前記連絡通路内を下流方向へ流れると、複数の前記マイクロジェットノズルから圧縮空気がマイクロジェットとしてバイパスジェットに向かって噴射される。つまり、前記ナセルの内壁面における前記ファンの下流側に前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な前記導入口が設けられ、前記ナセルの前記空洞部に前記導入口と複数の前記マイクロジェットノズルを連絡する前記連絡通路が設けられているため、前記ファンによって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用して、複数の前記マイクロジェットノズルからバイパスジェットに向かって噴射することができる（特有の作用）。

本発明の第３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の特徴又は第２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３の特徴によると、第１の特徴又は第２の特徴による作用と同様の作用を奏する。

本発明の第１の特徴又は第３の特徴によれば、前記ファンによって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用して、複数の前記マイクロジェットノズルからコアジェットに向かって噴射できるため、コアジェットによるジェット騒音の低減を図りつつ、圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用する場合に比較して、前記航空機エンジンのエネルギー効率を十分に向上させることができる。

本発明の第２の特徴又は第３の特徴によれば、前記ファンによって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用して、複数の前記マイクロジェットノズルからバイパスジェットに向かって噴射できるため、バイパスジェットによるジェット騒音の低減を図りつつ、圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用する場合に比較して、前記航空機エンジンのエネルギー効率を十分に向上させることができる。

本発明の実施形態に係る航空機エンジンを示す側面図であって、上側半分を断面している。 図１における矢視部IIの拡大図である。 図２におけるIII-III線に沿った図である。 図２におけるIV-IV線に沿った図である。 図１における矢視部Vの拡大図である。

本発明の実施形態について図１から図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。

図１に示すように、本発明の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、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を備えており、このコアカウル５の内部には、コアジェットＣＪを下流方向（後方向）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、このナセル９は、外壁面と内壁面との間に空洞部１３を有してあって、ナセル９の内壁面とコアカウル５の外壁面との間には、バイパスジェットＢＪを下流方向へ排気する環状のバイパス流路１５が形成されている。

コアカウル５の上流側（前側）には、コア流路７及びバイパス流路１５に空気を圧縮して取入れるファン１７が設けられている。また、コアカウル５の内部におけるファン１７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１９が設けられており、コアカウル５の内部における低圧圧縮機１９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２１が設けられている。

コアカウル５の内部における高圧圧縮機２１の下流側には、圧縮空気中で燃料を燃焼させる燃焼器２３が設けられている。また、コアカウル５の内部における燃焼器２３の下流側には、高圧タービン２５が設けられており、この高圧タービン２５は、燃焼器２３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２１を連動して駆動させるものである。更に、コアカウル５の内部における高圧タービン２５の下流側には、低圧タービン２７が設けられており、この低圧タービン２７は、燃焼ガスの膨張によって駆動する共に低圧圧縮機１９及びファン１７を連動して駆動させるものである。

なお、図中において、ファン１７、低圧圧縮機１９、高圧圧縮機２１、高圧タービン２５、及び低圧タービン２７における動翼部分は、ハッチングを施してある。

続いて、本発明の実施形態の要部であるエンジン排気ノズル３の構成について詳細に説明する。

図１〜図３、及び図５に示すように、エンジン排気ノズル３は、前述のように、コアカウル５及びナセル９を備えており、コアカウル５の下流側周縁部（後側周縁部）には、マイクロジェットＭＪをコアジェットＣＪに向かって噴射する複数の第１マイクロジェットノズル２９が周方向に間隔を置いて設けられており、各第１マイクロジェットノズル２９は、コアカウル５の外壁面の内側に位置している。また、コアカウル５の外壁面には、複数（１つのみ図示）の第１導入口３１が周方向に間隔を置いて形成されており、各第１導入口３１は、ファン１７によってバイパス流路１５内に圧縮して取入れた圧縮空気を導入可能である。

コアカウル５の外壁面の内側には、円弧状の複数の第１連絡通路３３が周方向に沿って設けられており、各第１連絡通路３３は、対応関係にある第１導入口３１と第１マイクロジェットノズル２９を連絡（連通）するものであって、エンジン軸方向（前後方向）へ延びている。なお、第１連絡通路３３は、円弧状を呈しかつ周方向に沿って複数設けられる代わりに、環状を呈してあっても構わない。

コアカウル５の外壁面の内側には、第１導入口３１を開閉する複数（１つのみ図示）の第１開閉機構３５が周方向に沿って設けられている。また、各第１開閉機構３５は、第１導入口３１を開閉する前後方向へ移動可能（スライド可能）な第１蓋部材３７、及び第１蓋部材３７を前後方向へ移動させる第１油圧シリンダ等の第１アクチュエータ３９を備えている。ここで、各第１開閉機構３５は、第１マイクロジェットノズル２９とバイパス流路１５を第１導入口３１及び第１連絡通路３３を介して連通した第１連通状態と、該第１連通状態を遮断した第１遮断状態に切り替える第１切替機構として捉えることもできる。なお、第１蓋部材３７は、前後方向へ移動可能に構成される代わりに、第１導入口３１を開閉する方向へ揺動可能に構成されるようにしても構わなく、第１切替機構として第１開閉機構３５と異なる構成を採用しても構わない。

図１、図２、図４、及び図５に示すように、ナセル９の下流側周縁部には、マイクロジェットＭＪをバイパスジェットＢＪに向かって噴射する複数の第２マイクロジェットノズル（サブマイクロジェットノズル）４１が周方向に間隔を置いて設けられており、各第２マイクロジェットノズル４１は、ナセル９の空洞部１３に位置している。また、ナセル９の内壁面におけるファン１７の下流側には、複数（１つのみ図示）の第２導入口（サブ導入口）４３が周方向に間隔を置いて形成されており、各第２導入口４３は、ファン１７によってバイパス流路１５内に圧縮して取入れた圧縮空気を導入可能である。

ナセル９の空洞部１３には、円弧状の複数の第２連絡通路４５が周方向に沿って設けられており、各第２連絡通路４５は、第２導入口４３と第２マイクロジェットノズル４１を連絡するものであって、エンジン軸方向へ延びている。なお、第２連絡通路４５は、円弧状を呈しかつ周方向に沿って複数設けられる代わりに、環状を呈してあっても構わない。

ナセル９の空洞部１３には、第２導入口４３を開閉する複数（１つのみ図示）の第２開閉機構（サブ開閉機構）４７が周方向に沿って設けられている。また、各第２開閉機構４７は、第２導入口４３を開閉する前後方向へ移動可能な第２蓋部材４９、及び第２蓋部材４９を前後方向へ移動させる第２油圧シリンダ等の第２アクチュエータ５１を備えている。ここで、各第２開閉機構４７は、第２マイクロジェットノズル４１とバイパス流路１５を第２導入口４３及び第２連絡通路４５を介して連通した第２連通状態（サブ連通状態）と、該第２連通状態を遮断した第２遮断状態（サブ遮断状態）に切り替える第２切替機構（サブ切替機構）として捉えることもできる。なお、第２蓋部材４９は、前後方向へ移動可能に構成される代わりに、第２導入口４３を開閉する方向へ揺動可能に構成されるようにしても構わなく、第２切替機構として第２開閉機構４７と異なる構成を採用しても構わない。

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。

（実施形態の通常の作用）
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２１を駆動して、燃焼器２３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２５及び低圧タービン２７を駆動させると共に、高圧タービン２５によって高圧圧縮機２１を連動して駆動させて、低圧タービン２７によって低圧圧縮機１９及びファン１７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１７の駆動、低圧圧縮機１９の駆動、高圧圧縮機２１の駆動、燃焼器２３による燃焼、高圧タービン２５の駆動、低圧タービン２７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１５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。

（実施形態の特有の作用）
離陸時においては、各第１アクチュエータ３９によって各第１蓋部材３７を前方向へ移動させることにより、各第１開閉機構３５によって各第１導入口３１を開いて、第１遮断状態から第１連通状態に切り替える。これにより、ファン１７によってバイパス流路１５内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部が複数の第１導入口３１から導入され、複数の第１連絡通路３３内を下流方向へ流れ、複数の第１マイクロジェットノズル２９から圧縮空気がマイクロジェットＭＪとしてコアジェットＣＪに向かって噴射される。つまり、コアカウル５の外壁面にファン１７によってバイパス流路１５内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な複数の第１導入口３１が周方向に間隔を置いて設けられ、コアカウル５の外壁面の内側に対応関係にある第１導入口３１と第１マイクロジェットノズル２９を連絡する複数の第１連絡通路３３が周方向に沿って設けられているため、ファン１７によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットＭＪとして利用して、複数の第１マイクロジェットノズル２９からコアジェットＣＪに向かって噴射することができる。

同様に、各第２アクチュエータ５１によって各第２蓋部材４９を前方向へ移動させることにより、各第２開閉機構４７によって各第２導入口４３を開いて、第２遮断状態から第２連通状態に切り替える。これにより、ファン１７によってバイパス流路１５内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部が複数の第２導入口４３から導入され、複数の第２連絡通路４５内を下流方向へ流れ、複数の第２マイクロジェットノズル４１から圧縮空気がマイクロジェットＭＪとしてバイパスジェットＢＪに向かって噴射される。つまり、ナセル９の内壁面におけるファン１７の下流側にファン１７によってバイパス流路１５内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な複数の第２導入口４３が周方向に間隔を置いて設けられ、ナセル９の空洞部１３に対応関係にある第２導入口４３と第２マイクロジェットノズル４１を連絡する複数の第２連絡通路４５が周方向に沿って設けられているため、ファン１７によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットＭＪとして利用して、複数の第２マイクロジェットノズル４１からバイパスジェットＢＪに向かって噴射することができる。

なお、離陸後に、各第１アクチュエータ３９によって各第１蓋部材３７を後方向へ移動させることにより、各第１開閉機構３５によって各第１導入口３１を閉じて、第１連通状態から第１遮断状態に復帰させる。同様に、各第２アクチュエータ５１によって各第２蓋部材４９を後方向へ移動させることにより、各第２開閉機構４７によって各第２導入口４３を閉じて、第２連通状態から第２遮断状態に復帰させる。

（実施形態の効果）
従って、本発明の実施形態によれば、ファン１７によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用して、複数の第１マイクロジェットノズル２９からコアジェットＣＪに向かって噴射でき、かつ複数の第２マイクロジェットノズル４１からバイパスジェットＢＪに向かって噴射できるため、コアジェットＣＪ及びバイパスジェットＢＪによるジェット騒音の低減を図りつつ、低圧圧縮機１９又は高圧圧縮機２１によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットとして利用する場合に比較して、航空機エンジン１のエネルギー効率を十分に向上させることができる。

特に、離陸時において、各第１開閉機構３５によって第１遮断状態から第１連通状態に切り替え、各第２開閉機構４７によって第２遮断状態から第２連通状態に切り替え、離陸後において、各第１開閉機構３５によって第１連通状態から第１遮断状態に復帰させ、各第２開閉機構４７によって第２連通状態から第２遮断状態に復帰させているため、換言すれば、離陸時においてのみ、ファン１７によって圧縮された圧縮空気の一部をマイクロジェットＭＪとして利用しているため、航空機エンジン１のエネルギー効率をより十分に向上させることができる。

また、コアカウル５の外壁面に複数の第１導入口３１が周方向に間隔を置いて設けられ、ナセル９の内壁面に複数の第２導入口４３が周方向に間隔を置いて設けられているため、コアカウル５の外壁面近傍及びナセル９の内壁面近傍、換言すれば、バイパス流路１５の壁面近傍の乱れた空気を複数の第１導入口３１及び複数の第２導入口４３から抽気することができ、航空機エンジン１のエネルギー効率をより一層向上させることができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えば、複数の第２マイクロジェットノズル４１、複数の第２導入口４３、及び複数の第２連絡通路４５を省略したり、複数の第１マイクロジェットノズル２９、複数の第１導入口３１、及び複数の第１連絡通路３３を省略したりする等、その他、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。

ＢＪ バイパスジェット
ＣＪ コアジェット
ＭＪ マイクロジェット
１ 航空機エンジン
３ エンジン排気ノズル
５ コアカウル
７ コア流路
９ ナセル
１３ 空洞部
１５ バイパス流路
１７ ファン
１９ 低圧圧縮機
２１ 高圧圧縮機
２３ 燃焼器
２５ 高圧タービン
２７ 低圧タービン
２９ 第１マイクロジェットノズル
３１ 第１導入口
３３ 第１連絡通路
３５ 第１開閉機構
３７ 第１蓋部材
３９ 第１アクチュエータ
４１ 第２マイクロジェットノズル
４３ 第２導入口
４５ 第２連絡通路
４７ 第２開閉機構
４９ 第２蓋部材
５１ 第２アクチュエータ

Claims (8)

1. 航空機エンジンの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壁面に、前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、外壁面と内壁面との間に空洞部を有してあって、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に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、
   前記コアカウルの下流側周縁に周方向に間隔を置いて設けられ、マイクロジェットをコアジェットに向かって噴射する複数のマイクロジェットノズルと、
   前記コアカウルの外壁面に設けられ、前記航空機エンジンにおけるファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な導入口と、
   前記コアカウルの外壁面の内側に設けられ、前記導入口と複数の前記マイクロジェットノズルを連絡する連絡通路と、を備えたことを特徴とするエンジン排気ノズル。
2. 前記ナセルの下流側周縁に周方向に間隔を置いて設けられ、マイクロジェットをバイパスジェットに向かって噴射する複数のサブマイクロジェットノズルと、
   前記ナセルの内壁面における前記ファンの下流側に設けられ、前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能なサブ導入口と、
   前記ナセルの前記空洞部に設けられ、前記サブ導入口と複数の前記サブマイクロジェットノズルを連絡するサブ連絡通路と、を備えた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。
3. 複数の前記マイクロジェットノズルと前記バイパス流路を前記導入口及び前記連絡通路を介して連通した連通状態と、該連通状態を遮断した遮断状態に切り替える切替機構と、を備えた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。
4. 複数の前記マイクロジェットノズルと前記バイパス流路を前記導入口及び前記連絡通路を介して連通した連通状態と、該連通状態を遮断した遮断状態に切り替える切替機構と、
   複数の前記サブマイクロジェットノズルと前記バイパス流路を前記サブ導入口及び前記サブ連絡通路を介して連通したサブ連通状態と、該サブ連通状態を遮断したサブ遮断状態に切り替えるサブ切替機構と、を備えた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。
5. 前記導入口は、周方向に間隔を置いて複数設けられ、前記連絡通路は、円弧状を呈しかつ周方向に沿って複数設けられる、又は環状を呈していることを特徴とする請求項１又は請求項３に記載のエンジン排気ノズル。
6. 前記導入口は、周方向に間隔を置いて複数設けられ、前記連絡通路は、円弧状を呈しかつ周方向に沿って複数設けられる、又は環状を呈していて、
   前記サブ導入口は、周方向に間隔を置いて複数設けられ、前記サブ連絡通路は、円弧状を呈しかつ周方向に沿って複数設けられる、又は環状を呈していることを特徴とする請求項２又は請求項４に記載のエンジン排気ノズル。
7. 航空機エンジンの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壁面に、前記コアカウルを囲むように一体的に設けられ、外壁面と内壁面との間に空洞部を有してあって、内壁面と前記コアカウルの外壁面との間に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、
   前記ナセルの下流側周縁に周方向に間隔を置いて設けられ、マイクロジェットをバイパスジェットに向かって噴射する複数のマイクロジェットノズルと、
   前記ナセルの内壁面におけるファンの下流側に設けられ、前記ファンによって前記バイパス流路内に圧縮して取入れた圧縮空気の一部を導入可能な導入口と、
   前記ナセルの前記空洞部に設けられ、前記導入口と複数の前記サブマイクロジェットノズルを連絡する連絡通路と、を備えたことを特徴とするエンジン排気ノズル。
8. 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７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備えたことを特徴とする航空機エンジン。

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