JP3332057B2 - 超音速航空機用排気ノズルのライナ構造 - Google Patents
超音速航空機用排気ノズルのライナ構造Info
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- JP3332057B2 JP3332057B2 JP04067794A JP4067794A JP3332057B2 JP 3332057 B2 JP3332057 B2 JP 3332057B2 JP 04067794 A JP04067794 A JP 04067794A JP 4067794 A JP4067794 A JP 4067794A JP 3332057 B2 JP3332057 B2 JP 3332057B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、超音速航空機用エンジ
ンに係わり、更に詳しくは、超音速航空機用排気ノズル
のライナ構造に関する。
ンに係わり、更に詳しくは、超音速航空機用排気ノズル
のライナ構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】飛行速度がマッハ１を越える超音速旅客
機( ＳＳＴ:Super Sonic Transporter) では、ジェット
噴流による騒音が従来から問題になっている。この騒音
レベルは噴流速度の８乗に比例し、従来のＳＳＴでは１
０００ｆｔの高さで１００〜１２０ｄＢの騒音に達し、
通常のジェット旅客機の８０〜９０ｄＢに較べ１０ｄＢ
以上大きい問題があった。
機( ＳＳＴ:Super Sonic Transporter) では、ジェット
噴流による騒音が従来から問題になっている。この騒音
レベルは噴流速度の８乗に比例し、従来のＳＳＴでは１
０００ｆｔの高さで１００〜１２０ｄＢの騒音に達し、
通常のジェット旅客機の８０〜９０ｄＢに較べ１０ｄＢ
以上大きい問題があった。
【０００３】図４（Ａ）は、フランスで開発されたコン
コルド機のエンジン排気ノズルであり、上半分は超音速
時、下半分は騒音低減時を示している。この排気ノズル
は、ジェットエンジンのアフターバーナ４１からの高速
ガス流を制御する１次可変ノズル４２と、その高速ガス
流に空気を混入して後方に噴出する２次可変ノズル４３
とを備えており、騒音低減時（離着陸時や亜音速時）に
は２次可変ノズルに外気を導入してミキサ４４により１
次可変ノズルからの高速ガス流と低速空気とを混合して
ジェット噴流の速度を落とし、超音速時には外気の導入
を止め、ミキサを収納してジェット噴流をそのまま噴出
するようになっていた。
コルド機のエンジン排気ノズルであり、上半分は超音速
時、下半分は騒音低減時を示している。この排気ノズル
は、ジェットエンジンのアフターバーナ４１からの高速
ガス流を制御する１次可変ノズル４２と、その高速ガス
流に空気を混入して後方に噴出する２次可変ノズル４３
とを備えており、騒音低減時（離着陸時や亜音速時）に
は２次可変ノズルに外気を導入してミキサ４４により１
次可変ノズルからの高速ガス流と低速空気とを混合して
ジェット噴流の速度を落とし、超音速時には外気の導入
を止め、ミキサを収納してジェット噴流をそのまま噴出
するようになっていた。
【０００４】しかし、かかる従来の排気ノズルでは、ミ
キサ４４の性能が低く、騒音を十分低減できない問題点
があった。すなわち、従来の排気ノズルでは、簡単なリ
ンク機構でミキサを格納する必要があるため、ミキサの
形状及び大きさの制約が厳しく、平板のような性能の低
いミキサしか格納できなかった。
キサ４４の性能が低く、騒音を十分低減できない問題点
があった。すなわち、従来の排気ノズルでは、簡単なリ
ンク機構でミキサを格納する必要があるため、ミキサの
形状及び大きさの制約が厳しく、平板のような性能の低
いミキサしか格納できなかった。
【０００５】一方、従来の亜音速機用ジェットエンジン
では、図４（Ｂ）に示す固定式のローブ形ミキサ４５を
備えた排気ノズルが知られている。このローブ形ミキサ
は、コア流とバイパス流の隔壁４６が合流部４７で円周
方向に交互に入り込んでおり（この部分をペネトレーシ
ョンと呼ぶ）、合流部４７で円周方向に交互に位置する
コア流とバイパス流が合流するので、ミキシング効率が
高い特徴がある。しかし、かかるローブ形ミキサ４５
は、全体が固定した円環状であり、かつ大型のため、超
音速時に格納が不可欠なＳＳＴには適用できなかった。
では、図４（Ｂ）に示す固定式のローブ形ミキサ４５を
備えた排気ノズルが知られている。このローブ形ミキサ
は、コア流とバイパス流の隔壁４６が合流部４７で円周
方向に交互に入り込んでおり（この部分をペネトレーシ
ョンと呼ぶ）、合流部４７で円周方向に交互に位置する
コア流とバイパス流が合流するので、ミキシング効率が
高い特徴がある。しかし、かかるローブ形ミキサ４５
は、全体が固定した円環状であり、かつ大型のため、超
音速時に格納が不可欠なＳＳＴには適用できなかった。
【０００６】かかる問題点を解決するため、本願出願人
は、図３に例示する、直線状に展開したローブ形ミキサ
Ｍを備えた２次元排気ノズルを創案し、出願した（特願
平６−４９２２号、平成６年１月２１日出願）。この図
において上半分は離陸時の騒音低減形態を、下半分は超
音速巡航形態を示しており、騒音低減形態では、外気２
を導入して高速ガス流１に混合しジェット噴流３の速度
を低減するようになっている。また、超音速巡航形態で
は、外気２の導入がなく、ミキサは格納され、各フラッ
プが超音速飛行に最適の配置となる。
は、図３に例示する、直線状に展開したローブ形ミキサ
Ｍを備えた２次元排気ノズルを創案し、出願した（特願
平６−４９２２号、平成６年１月２１日出願）。この図
において上半分は離陸時の騒音低減形態を、下半分は超
音速巡航形態を示しており、騒音低減形態では、外気２
を導入して高速ガス流１に混合しジェット噴流３の速度
を低減するようになっている。また、超音速巡航形態で
は、外気２の導入がなく、ミキサは格納され、各フラッ
プが超音速飛行に最適の配置となる。
【０００７】更に、この排気ノズルでは、フラップＣ
が、超音速巡航時にジェット噴流を制御するダイドージ
ェントフラップとして機能し、騒音低減時に外気を導入
するミキシングダクトとして機能する。このフラップＣ
の内面及び側壁４０の内面には吸音ライナ３５が設けら
れ、騒音レベルを更に下げて、通常のジェット旅客機の
騒音レベルと同等程度まで低減するようになっている。
なお、図３でＺはエンジン軸、３６はコアエンジン、３
８はトランジションダクトである。
が、超音速巡航時にジェット噴流を制御するダイドージ
ェントフラップとして機能し、騒音低減時に外気を導入
するミキシングダクトとして機能する。このフラップＣ
の内面及び側壁４０の内面には吸音ライナ３５が設けら
れ、騒音レベルを更に下げて、通常のジェット旅客機の
騒音レベルと同等程度まで低減するようになっている。
なお、図３でＺはエンジン軸、３６はコアエンジン、３
８はトランジションダクトである。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかし、かかる２次元
排気ノズルにおいて、対象とする周波数の騒音を低減す
る吸音ライナ３５が厚く（例えば７０〜８０ｍｍ）、そ
のため、吸音ライナ全体の重量が大きくかつ製作コスト
が高い問題点があった。また、この吸音ライナは混合後
の高温ジェット噴流（３００〜４００℃）に直接さらさ
れるため、その損傷が激しく寿命が短い問題点があっ
た。
排気ノズルにおいて、対象とする周波数の騒音を低減す
る吸音ライナ３５が厚く（例えば７０〜８０ｍｍ）、そ
のため、吸音ライナ全体の重量が大きくかつ製作コスト
が高い問題点があった。また、この吸音ライナは混合後
の高温ジェット噴流（３００〜４００℃）に直接さらさ
れるため、その損傷が激しく寿命が短い問題点があっ
た。
【０００９】本発明はかかる新規な問題点を解決するた
めに創案されたものである。すなわち、本発明の目的
は、対象とする周波数の騒音を効果的に低減することが
でき、高温にさらされても損傷しにくく寿命が長く、か
つ比較的薄く小型軽量である、超音速航空機用排気ノズ
ルのライナ構造を提供することにある。
めに創案されたものである。すなわち、本発明の目的
は、対象とする周波数の騒音を効果的に低減することが
でき、高温にさらされても損傷しにくく寿命が長く、か
つ比較的薄く小型軽量である、超音速航空機用排気ノズ
ルのライナ構造を提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明によれば、コアエンジン（３６）からの高温
ガス流の流路を構成する排気ノズルのライナ構造であっ
て、前記排気ノズルの内面を構成し、複数の貫通した消
音孔（１１）を有する内壁板（１２）と、該内壁板（１
２）を内側から支持し、かつ複数の独立した消音チャン
バー（１３）が該消音チャンバー（１３）内の空気温度
における騒音波のほぼ１／４波長の深さを有するハニカ
ム構造材（１４）と、該ハニカム構造材（１４）を支持
し、かつ複数の貫通した空気導入孔（１５）を有する反
射板（１６）と、該反射板（１６）の内側に設けられ、
前記コアエンジン（３６）から冷温空気が供給される空
気チャンバー（１８）と、を備えることにより、前記空
気導入孔（１８）、消音チャンバー（１３）及び消音孔
（１１）を介して排気ノズル内に冷温空気を供給する、
ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズルのライナ構
造が提供される。
め、本発明によれば、コアエンジン（３６）からの高温
ガス流の流路を構成する排気ノズルのライナ構造であっ
て、前記排気ノズルの内面を構成し、複数の貫通した消
音孔（１１）を有する内壁板（１２）と、該内壁板（１
２）を内側から支持し、かつ複数の独立した消音チャン
バー（１３）が該消音チャンバー（１３）内の空気温度
における騒音波のほぼ１／４波長の深さを有するハニカ
ム構造材（１４）と、該ハニカム構造材（１４）を支持
し、かつ複数の貫通した空気導入孔（１５）を有する反
射板（１６）と、該反射板（１６）の内側に設けられ、
前記コアエンジン（３６）から冷温空気が供給される空
気チャンバー（１８）と、を備えることにより、前記空
気導入孔（１８）、消音チャンバー（１３）及び消音孔
（１１）を介して排気ノズル内に冷温空気を供給する、
ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズルのライナ構
造が提供される。
【００１１】
【００１２】
【作用】上記発明の構成によれば、空気導入孔（１
５）、消音チャンバー（１３）及び消音孔（１１）を介
して排気ノズル内に冷温空気を供給することにより、消
音チャンバー（１３）内の温度を下げることができ、こ
れにより、音速が低下し、対象とする周波数の騒音の波
長を短くすることができる。特に、消音チャンバー（１
３）の深さを、消音チャンバー（１３）内の空気温度に
おける騒音波のほぼ１／４波長とすることにより、効果
的に騒音波を吸収することができ、かつその必要厚さを
低減することができる。また、かかる構成により、内壁
板（１２）やハニカム構造材（１４）の温度を下げるこ
とができ、高温にさらされても損傷が少なく長寿命化す
ることができる。更に、この構成によれば、内部にハニ
カム構造材（１４）を用いかつ全体が薄いため、全体を
小型軽量にすることができる。
５）、消音チャンバー（１３）及び消音孔（１１）を介
して排気ノズル内に冷温空気を供給することにより、消
音チャンバー（１３）内の温度を下げることができ、こ
れにより、音速が低下し、対象とする周波数の騒音の波
長を短くすることができる。特に、消音チャンバー（１
３）の深さを、消音チャンバー（１３）内の空気温度に
おける騒音波のほぼ１／４波長とすることにより、効果
的に騒音波を吸収することができ、かつその必要厚さを
低減することができる。また、かかる構成により、内壁
板（１２）やハニカム構造材（１４）の温度を下げるこ
とができ、高温にさらされても損傷が少なく長寿命化す
ることができる。更に、この構成によれば、内部にハニ
カム構造材（１４）を用いかつ全体が薄いため、全体を
小型軽量にすることができる。
【００１３】
【実施例】以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照
して説明する。なお、各図において、共通する部分には
同一の符号を付して使用する。図１は、本発明による超
音速航空機用排気ノズルのライナ構造を図３のフラップ
Ｃに適用した例であり、図２は図１のＡ部拡大図であ
る。上述したように、このフラップＣは、超音速巡航時
にジェット噴流を制御するダイバージェントフラップと
して機能し、騒音低減時に外気を導入するミキシングダ
クトとして機能する。なお、本発明のライナ構造は、フ
ラップＣのみに適用されるものではなく、図３における
側壁４０、その他、コアエンジン３６からの高温ガス流
の流路を構成する排気ノズルの内面のあらゆる部分に適
用することができる。
して説明する。なお、各図において、共通する部分には
同一の符号を付して使用する。図１は、本発明による超
音速航空機用排気ノズルのライナ構造を図３のフラップ
Ｃに適用した例であり、図２は図１のＡ部拡大図であ
る。上述したように、このフラップＣは、超音速巡航時
にジェット噴流を制御するダイバージェントフラップと
して機能し、騒音低減時に外気を導入するミキシングダ
クトとして機能する。なお、本発明のライナ構造は、フ
ラップＣのみに適用されるものではなく、図３における
側壁４０、その他、コアエンジン３６からの高温ガス流
の流路を構成する排気ノズルの内面のあらゆる部分に適
用することができる。
【００１４】図２において、下側が排気ノズルの内面、
上側が外部である。本発明のライナ構造は、排気ノズル
の内面を構成し複数の貫通した消音孔１１を有する内壁
板１２と、内壁板１２を内側から支持しかつ複数の独立
した消音チャンバー１３を有するハニカム構造材１４
と、ハニカム構造材１４を支持しかつ複数の貫通した空
気導入孔１５を有する反射板１６と、反射板１６の内側
に設けられコアエンジン３６（図３）から冷温空気が供
給される空気チャンバー１８と、を備えている。
上側が外部である。本発明のライナ構造は、排気ノズル
の内面を構成し複数の貫通した消音孔１１を有する内壁
板１２と、内壁板１２を内側から支持しかつ複数の独立
した消音チャンバー１３を有するハニカム構造材１４
と、ハニカム構造材１４を支持しかつ複数の貫通した空
気導入孔１５を有する反射板１６と、反射板１６の内側
に設けられコアエンジン３６（図３）から冷温空気が供
給される空気チャンバー１８と、を備えている。
【００１５】消音孔１１は、対象とする騒音に適した大
きさにする。内壁板１２は、混合後の高温ジェット噴流
（３００〜４００℃）に直接さらされるため、耐熱性の
高い材料で構成する。また、表面での反射音を低減する
ため、音を吸収しやすい材料とするのがよい。ハニカム
構造材１４は、薄い金属板で内部を六角形または矩形に
仕切ったものであり、その上面と下面は消音チャンバー
１３を介して連通している。更に、内部に熱を伝えない
ように、できるだけ薄い材料で構成するのがよい。消音
チャンバー１３の深さは、消音チャンバー内の空気温度
における騒音波（例えば周波数が１０００〜１５００Ｈ
ｚ）のほぼ１／４波長に設定する。消音チャンバー内の
空気温度Ｔ（Ｋ）は、空気導入孔１５、消音チャンバー
１３及び消音孔１１を介して排気ノズル内に冷温空気を
供給することによりジェット噴流（３００〜４００℃）
より低く、冷温空気よりも高い温度（例えば１００〜２
００℃）になる。この温度における音速ｗは、（ｋＲ
Ｔ）0.5 であらわされ、絶対温度の平方根に比例して遅
くなる。従って、騒音波の１／４波長も短くなってい
る。
きさにする。内壁板１２は、混合後の高温ジェット噴流
（３００〜４００℃）に直接さらされるため、耐熱性の
高い材料で構成する。また、表面での反射音を低減する
ため、音を吸収しやすい材料とするのがよい。ハニカム
構造材１４は、薄い金属板で内部を六角形または矩形に
仕切ったものであり、その上面と下面は消音チャンバー
１３を介して連通している。更に、内部に熱を伝えない
ように、できるだけ薄い材料で構成するのがよい。消音
チャンバー１３の深さは、消音チャンバー内の空気温度
における騒音波（例えば周波数が１０００〜１５００Ｈ
ｚ）のほぼ１／４波長に設定する。消音チャンバー内の
空気温度Ｔ（Ｋ）は、空気導入孔１５、消音チャンバー
１３及び消音孔１１を介して排気ノズル内に冷温空気を
供給することによりジェット噴流（３００〜４００℃）
より低く、冷温空気よりも高い温度（例えば１００〜２
００℃）になる。この温度における音速ｗは、（ｋＲ
Ｔ）0.5 であらわされ、絶対温度の平方根に比例して遅
くなる。従って、騒音波の１／４波長も短くなってい
る。
【００１６】上述した構成により、消音孔１１を通過し
て消音チャンバー１３内に入射した騒音波は、反射板１
６で位相が反転して戻るため、入射波と反射波が相互に
打ち消しあって消音することができる。すなわち上述し
た構成によれば、空気導入孔１５、消音チャンバー１３
及び消音孔１１を介して排気ノズル内に冷温空気を供給
することにより、消音チャンバー１３内の温度を下げる
ことができ、これにより、音速ｗが低下し、対象とする
周波数の騒音の波長を短くすることができる。従って、
消音チャンバー１３の深さを、消音チャンバー内の空気
温度における騒音波のほぼ１／４波長とすることによ
り、効果的に騒音波を吸収することができ、かつその必
要厚さを低減することができる。また、かかる構成によ
り、内壁板１２やハニカム構造材１４の温度を下げるこ
とができ、高温にさらされても損傷が少なく長寿命化す
ることができる。更に、この構成によれば、内部にハニ
カム構造材１４を用いかつ全体が薄いため、全体を小型
軽量にすることができる。
て消音チャンバー１３内に入射した騒音波は、反射板１
６で位相が反転して戻るため、入射波と反射波が相互に
打ち消しあって消音することができる。すなわち上述し
た構成によれば、空気導入孔１５、消音チャンバー１３
及び消音孔１１を介して排気ノズル内に冷温空気を供給
することにより、消音チャンバー１３内の温度を下げる
ことができ、これにより、音速ｗが低下し、対象とする
周波数の騒音の波長を短くすることができる。従って、
消音チャンバー１３の深さを、消音チャンバー内の空気
温度における騒音波のほぼ１／４波長とすることによ
り、効果的に騒音波を吸収することができ、かつその必
要厚さを低減することができる。また、かかる構成によ
り、内壁板１２やハニカム構造材１４の温度を下げるこ
とができ、高温にさらされても損傷が少なく長寿命化す
ることができる。更に、この構成によれば、内部にハニ
カム構造材１４を用いかつ全体が薄いため、全体を小型
軽量にすることができる。
【００１７】なお、本発明は上述した実施例に限定され
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。
【００１８】
【発明の効果】上述したように、本発明の超音速航空機
用排気ノズルのライナ構造は、対象とする周波数の騒音
を効果的に低減することができ、高温にさらされても損
傷しにくく寿命が長く、かつ比較的薄く小型軽量であ
る、等の優れた効果を有する。
用排気ノズルのライナ構造は、対象とする周波数の騒音
を効果的に低減することができ、高温にさらされても損
傷しにくく寿命が長く、かつ比較的薄く小型軽量であ
る、等の優れた効果を有する。
【図１】本発明による超音速航空機用排気ノズルのライ
ナ構造を図３のフラップＣに適用した例である。
ナ構造を図３のフラップＣに適用した例である。
【図２】図１のＡ部の拡大図である。
【図３】本願出願人によるローブ形ミキサＭを備えた断
面形状が一定の２次元排気ノズルの全体構成図である。
面形状が一定の２次元排気ノズルの全体構成図である。
【図４】従来の排気ノズルの模式的構成図である。
１ 高速ガス流 ２ 導入空気流 ３ ジェット噴流 １１ 消音孔 １２ 内壁板 １３ 消音チャンバー １４ ハニカム構造材 １５ 空気導入孔 １６ 反射板 １８ 空気チャンバー ３５ 吸音ライナ ３６ コアエンジン ３８ トランジションダクト ４０ 側壁 ４１ アフターバーナ ４２ １次可変ノズル ４３ ２次可変ノズル ４４ ミキサ ４５ ローブ形ミキサ ４６ 隔壁 ４７ 合流部 Ｃ フラップＣ Ｍ ミキサ Ｚ エンジン軸
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭50−73041（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−253555（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−340306（ＪＰ，Ａ) 実開 昭55−39347（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 1/00 F02C 7/18
Claims (1)
- 【請求項１】 コアエンジン（３６）からの高温ガス流
の流路を構成する排気ノズルのライナ構造であって、前記 排気ノズルの内面を構成し、複数の貫通した消音孔
（１１）を有する内壁板（１２）と、 該内壁板（１２）を内側から支持し、かつ複数の独立し
た消音チャンバー（１３）が該消音チャンバー（１３）
内の空気温度における騒音波のほぼ１／４波長の深さを
有するハニカム構造材（１４）と、 該ハニカム構造材（１４）を支持し、かつ複数の貫通し
た空気導入孔（１５）を有する反射板（１６）と、 該反射板（１６）の内側に設けられ、前記コアエンジン
（３６）から冷温空気が供給される空気チャンバー（１
８）と、を備えることにより、前記 空気導入孔（１８）、消音チャンバー（１３）及び
消音孔（１１）を介して排気ノズル内に冷温空気を供給
する、ことを特徴とする超音速航空機用排気ノズルのラ
イナ構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP04067794A JP3332057B2 (ja) | 1994-03-11 | 1994-03-11 | 超音速航空機用排気ノズルのライナ構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP04067794A JP3332057B2 (ja) | 1994-03-11 | 1994-03-11 | 超音速航空機用排気ノズルのライナ構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07247905A JPH07247905A (ja) | 1995-09-26 |
| JP3332057B2 true JP3332057B2 (ja) | 2002-10-07 |
Family
ID=12587168
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP04067794A Expired - Fee Related JP3332057B2 (ja) | 1994-03-11 | 1994-03-11 | 超音速航空機用排気ノズルのライナ構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3332057B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3599368A1 (en) * | 2018-07-19 | 2020-01-29 | Rolls-Royce plc | Exhaust nozzle assembly |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001271710A (ja) | 2000-03-24 | 2001-10-05 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジン用騒音低減装置及び排気ノズル |
| EP1553360B1 (en) | 2002-10-02 | 2019-05-22 | Mitsubishi Electric Corporation | Air conditioning equipment |
-
1994
- 1994-03-11 JP JP04067794A patent/JP3332057B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3599368A1 (en) * | 2018-07-19 | 2020-01-29 | Rolls-Royce plc | Exhaust nozzle assembly |
| US11313322B2 (en) | 2018-07-19 | 2022-04-26 | Rolls-Royce Plc | Exhaust nozzle assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07247905A (ja) | 1995-09-26 |
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