JP3343830B2 - 燃料効率が改良されたテールパイプ装置 - Google Patents
燃料効率が改良されたテールパイプ装置Info
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- tail pipe
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- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- 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
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- 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
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、騒音の減衰を改善すべ
く、航空機のターボエンジンの排気混合領域に変更を加
えたテールパイプの構造に関する。
く、航空機のターボエンジンの排気混合領域に変更を加
えたテールパイプの構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】離陸時に航空機のジェットエンジンによ
り発生される騒音は、世界の殆どの都市地域での重大な
問題である。米国だけでも、約５００万人の人々が空港
付近で生活し、又は働いており、航空機の騒音による重
大な影響を受けている。多くの都市では、航空機の騒音
を減衰することを要求する措置を採っている。
り発生される騒音は、世界の殆どの都市地域での重大な
問題である。米国だけでも、約５００万人の人々が空港
付近で生活し、又は働いており、航空機の騒音による重
大な影響を受けている。多くの都市では、航空機の騒音
を減衰することを要求する措置を採っている。
【０００３】騒音レベルを軽減するため、ターボファン
及びターボジェット航空機エンジンの設計に関して多く
の措置が為されている。ジェットエンジンの騒音を軽減
する装置に関する背景情報として、米国特許第３，７１
０，８９０号、同第４，０７７，２０６号、同第４，１
１７，６７１号、同第４，５０１，３９３号、同第４，
９０９，３４６号、同第５，０６０，４７１号、同第
５，１６７，１１８号を参照することが出来る。これら
の特許は、引用して、本明細書の一部に含める。
及びターボジェット航空機エンジンの設計に関して多く
の措置が為されている。ジェットエンジンの騒音を軽減
する装置に関する背景情報として、米国特許第３，７１
０，８９０号、同第４，０７７，２０６号、同第４，１
１７，６７１号、同第４，５０１，３９３号、同第４，
９０９，３４６号、同第５，０６０，４７１号、同第
５，１６７，１１８号を参照することが出来る。これら
の特許は、引用して、本明細書の一部に含める。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】一般に、ターボファン
航空機エンジンにおいては、エンジンの空気流は、エン
ジンを通って流れるときに、一次又はコア流れ及びファ
ン又はバイパス流れという二つの部分に分割される。一
次又はコア流れは、低圧コンプレッサ及び高圧コンプレ
ッサを通り、燃焼チャンバ内に入り、燃料は、この燃焼
チャンバ内にて高圧の空気と混合されて燃焼する。次
に、コア流れは、高圧タービン及び低圧タービンを通
り、排気ダクト内に入る。ファン又はバイパス流れは、
ファン（又は、低圧コンプレッサ）のみを通り、コアエ
ンジンの周りを進み、排気ダクトに入る。バイパス比の
小さいターボファンエンジンにおいて、二つの流れは、
略等しい圧力であるが、はるかに異なる温度にて（バイ
パス流れは、約１１０°Ｃ（約２３０°Ｆ）及びコア流
れは、約６１０°Ｃ（約１１００°Ｆ））排気ダクトに
入る。混合されなかったならば、その二つの流れは、ジ
ェットエンジンのテールパイプ（ｔａｉｌｐｉｐｅ）を
通って排出されるときに、略分離したままである。高温
のコア流れは、ファン気体の速度よりもはるかに高速度
にてエンジンから出る。この高温のコア気体がジェット
エンジンの騒音の大部分を発生させる。
航空機エンジンにおいては、エンジンの空気流は、エン
ジンを通って流れるときに、一次又はコア流れ及びファ
ン又はバイパス流れという二つの部分に分割される。一
次又はコア流れは、低圧コンプレッサ及び高圧コンプレ
ッサを通り、燃焼チャンバ内に入り、燃料は、この燃焼
チャンバ内にて高圧の空気と混合されて燃焼する。次
に、コア流れは、高圧タービン及び低圧タービンを通
り、排気ダクト内に入る。ファン又はバイパス流れは、
ファン（又は、低圧コンプレッサ）のみを通り、コアエ
ンジンの周りを進み、排気ダクトに入る。バイパス比の
小さいターボファンエンジンにおいて、二つの流れは、
略等しい圧力であるが、はるかに異なる温度にて（バイ
パス流れは、約１１０°Ｃ（約２３０°Ｆ）及びコア流
れは、約６１０°Ｃ（約１１００°Ｆ））排気ダクトに
入る。混合されなかったならば、その二つの流れは、ジ
ェットエンジンのテールパイプ（ｔａｉｌｐｉｐｅ）を
通って排出されるときに、略分離したままである。高温
のコア流れは、ファン気体の速度よりもはるかに高速度
にてエンジンから出る。この高温のコア気体がジェット
エンジンの騒音の大部分を発生させる。
【０００５】開発され且つターボファンエンジンの騒音
を減衰させるのに有益な結果を実現している一つの装置
は、多重通路、又は多重ローブの反転フロー型のフロー
ミキサーである。騒音の抑制のためにかかるミキサーを
使用する例は、上述の特許第４，１１７，６７１号及び
同第４，０７７，２０６号に記載されている。これらの
フローミキサーは、二つの気体流を混合させ、多少を問
わずにテールパイプを通って流れる全ての気体を等速度
で流動させる。これらのフローミキサーは、エンジンサ
イクル及びバイパス比に依存して、有効感知騒音レベル
（ＥＰＮＬ）にて３．５乃至４．５デシベル（ｄＢ）の
範囲の騒音減衰効果を実現する。排気ダクト中にこのミ
キサーを取り付けることは、ファン流れとコア流れとに
分割される流れを変更し、エンジンターボ機械を好適な
設計点以外で作動させて、エンジンの効率及び安定性を
低下させ、又はファンのフラッタ裕度を低下させる結果
となる。「分割された流れ」とは、エンジンの総流量の
うち、ファン及びコアを通って流動する比率を意味する
ものとする。
を減衰させるのに有益な結果を実現している一つの装置
は、多重通路、又は多重ローブの反転フロー型のフロー
ミキサーである。騒音の抑制のためにかかるミキサーを
使用する例は、上述の特許第４，１１７，６７１号及び
同第４，０７７，２０６号に記載されている。これらの
フローミキサーは、二つの気体流を混合させ、多少を問
わずにテールパイプを通って流れる全ての気体を等速度
で流動させる。これらのフローミキサーは、エンジンサ
イクル及びバイパス比に依存して、有効感知騒音レベル
（ＥＰＮＬ）にて３．５乃至４．５デシベル（ｄＢ）の
範囲の騒音減衰効果を実現する。排気ダクト中にこのミ
キサーを取り付けることは、ファン流れとコア流れとに
分割される流れを変更し、エンジンターボ機械を好適な
設計点以外で作動させて、エンジンの効率及び安定性を
低下させ、又はファンのフラッタ裕度を低下させる結果
となる。「分割された流れ」とは、エンジンの総流量の
うち、ファン及びコアを通って流動する比率を意味する
ものとする。
【０００６】排気ダクト内にフローミキサーを使用する
場合、典型的に、コアの流動領域がより高温となって、
ファンの流動面積が制限され、又は、縮小されて、ファ
ンの流れがエンジンについて設計されたよりも高圧で且
つ少ない流量となることにより、エンジンの作動効率が
低下し、ファン／低圧コンプレッサの作動ラインがより
望ましくなくなることが判明している。
場合、典型的に、コアの流動領域がより高温となって、
ファンの流動面積が制限され、又は、縮小されて、ファ
ンの流れがエンジンについて設計されたよりも高圧で且
つ少ない流量となることにより、エンジンの作動効率が
低下し、ファン／低圧コンプレッサの作動ラインがより
望ましくなくなることが判明している。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の一つの目的
は、変更された騒音減衰機能を備えるジェットエンジン
の燃料効率及びファン／低圧コンプレッサの作動ライン
を改善することである。
は、変更された騒音減衰機能を備えるジェットエンジン
の燃料効率及びファン／低圧コンプレッサの作動ライン
を改善することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明に従い、排気テー
ルパイプの輪郭を変更して、ファンの流動面積を増し、
ファン／コアの流れを分割する点がエンジンの最適な設
計点に近いように構成することにより、排気ファンの設
置に起因するエンジン効率の低下（所定の推力レベルに
て燃焼される燃料の増加）を軽減することが可能とな
る。これは、好適な実施例において、ジェットエンジン
の排気ダクトに取り付けられたテールパイプを変更する
ことにより実現される。説明の目的上、この変更したテ
ールパイプは、テールパイプの前方排気管及び後部ノズ
ルを備えるということが出来る。テールパイプの排気管
は、直径「ｄ3」の前端を有する第一の円筒状部分と、
該円筒状部分から伸長し、後端にて拡大して、「ｄ3」
よりも大きい最大直径「ｄ2」を有する「膨大部分」を
形成する第二の伸長部分と、を備えている。また、テー
ルパイプは、テールパイプの排気管に接続されたノズル
を備えており、このノズルは、直径「ｄ3」を有し、そ
の直径が漸進的に縮小する第一の端部を有する。テール
パイプ内には、前端及び後端を有し、少なくともその一
部分が前記テールパイプ内の排気管に支持されたミキサ
ー組立体が配置されており、その後端は、円筒状部分の
排気管の後端に終端があることが望ましい。構成し且つ
試験結果が良好であった一つの型式において、「ｄ3」
（テールパイプの排気管の前端の直径）は、直径、９１
４．４ｍｍ（３６インチ）（１０１８平方インチ）及び
「ｄ2」（膨大部分の最大直径）は、直径、９９０．６
ｍｍ（３９インチ）１１９４平方インチ））である。こ
のため、排気管の輪郭が増大して、ミキサーに隣接する
流動面積が増し、エンジンの最適な設計点に近くなるよ
うに分割されたファン／コアの流れを提供し得るように
なる。上述の変更を加えなかったならば、より高温のコ
ア流れによって制限されたファンの流動面積が増大し、
その結果、ファンは、この改良が実現されるよりも低圧
で且つ大きい流量にて作動させることが可能となる。
ルパイプの輪郭を変更して、ファンの流動面積を増し、
ファン／コアの流れを分割する点がエンジンの最適な設
計点に近いように構成することにより、排気ファンの設
置に起因するエンジン効率の低下（所定の推力レベルに
て燃焼される燃料の増加）を軽減することが可能とな
る。これは、好適な実施例において、ジェットエンジン
の排気ダクトに取り付けられたテールパイプを変更する
ことにより実現される。説明の目的上、この変更したテ
ールパイプは、テールパイプの前方排気管及び後部ノズ
ルを備えるということが出来る。テールパイプの排気管
は、直径「ｄ3」の前端を有する第一の円筒状部分と、
該円筒状部分から伸長し、後端にて拡大して、「ｄ3」
よりも大きい最大直径「ｄ2」を有する「膨大部分」を
形成する第二の伸長部分と、を備えている。また、テー
ルパイプは、テールパイプの排気管に接続されたノズル
を備えており、このノズルは、直径「ｄ3」を有し、そ
の直径が漸進的に縮小する第一の端部を有する。テール
パイプ内には、前端及び後端を有し、少なくともその一
部分が前記テールパイプ内の排気管に支持されたミキサ
ー組立体が配置されており、その後端は、円筒状部分の
排気管の後端に終端があることが望ましい。構成し且つ
試験結果が良好であった一つの型式において、「ｄ3」
（テールパイプの排気管の前端の直径）は、直径、９１
４．４ｍｍ（３６インチ）（１０１８平方インチ）及び
「ｄ2」（膨大部分の最大直径）は、直径、９９０．６
ｍｍ（３９インチ）１１９４平方インチ））である。こ
のため、排気管の輪郭が増大して、ミキサーに隣接する
流動面積が増し、エンジンの最適な設計点に近くなるよ
うに分割されたファン／コアの流れを提供し得るように
なる。上述の変更を加えなかったならば、より高温のコ
ア流れによって制限されたファンの流動面積が増大し、
その結果、ファンは、この改良が実現されるよりも低圧
で且つ大きい流量にて作動させることが可能となる。
【０００９】
【実施例】図１を参照すると、現在、ジェット航空機で
使用されている型式のような低バイパスのターボファン
ジェットエンジンが概略図で示してある。前端１２及び
後端１４を有するジェットエンジン部分１０が示してあ
る。テールパイプ２２は、後端１４に接続する。エンジ
ンのコア排気コーン１６は、テールパイプ２２まで伸長
した状態で示してあり、矢印１８は、コア気体の流動方
向を示す一方、矢印２０は、ファン気体の流動方向を示
す。また、エンジンの前端には、先端ビュレット２１も
示してある。
使用されている型式のような低バイパスのターボファン
ジェットエンジンが概略図で示してある。前端１２及び
後端１４を有するジェットエンジン部分１０が示してあ
る。テールパイプ２２は、後端１４に接続する。エンジ
ンのコア排気コーン１６は、テールパイプ２２まで伸長
した状態で示してあり、矢印１８は、コア気体の流動方
向を示す一方、矢印２０は、ファン気体の流動方向を示
す。また、エンジンの前端には、先端ビュレット２１も
示してある。
【００１０】図２は、図１と同様であるが、排気ミキサ
ー２４が加えられ、テールパイプ２２内まで伸長してい
る点が異なる。図示した排気ミキサーは、図示しない
が、米国特許第４，９０９，３４６号に記載された、取
り付けブラケットにより所定位置に保持することが出来
る１２個の葉状片（ローブ）から成るミキサーである。
図４を参照すると、排気ミキサー２４の一形態の端面図
が示してあり、これは、ファン流れ通路３４及びコア流
れ通路３６を形成する１２個のローブを備える形態で示
してある。かかる混合ノズルを使用して、エンジンの騒
音を抑制することは周知である。更に、再度、図２を参
照すると、テールパイプ２２は、円筒状であり、直径
「ｄ1」を有する。
ー２４が加えられ、テールパイプ２２内まで伸長してい
る点が異なる。図示した排気ミキサーは、図示しない
が、米国特許第４，９０９，３４６号に記載された、取
り付けブラケットにより所定位置に保持することが出来
る１２個の葉状片（ローブ）から成るミキサーである。
図４を参照すると、排気ミキサー２４の一形態の端面図
が示してあり、これは、ファン流れ通路３４及びコア流
れ通路３６を形成する１２個のローブを備える形態で示
してある。かかる混合ノズルを使用して、エンジンの騒
音を抑制することは周知である。更に、再度、図２を参
照すると、テールパイプ２２は、円筒状であり、直径
「ｄ1」を有する。
【００１１】図１の構成において、一次コア流れは、高
圧及び低圧コンプレッサ（図示せず）を通って流れ、燃
焼チャンバ（図示せず）内に入り、ここで、燃料は、高
圧空気と混合され、燃焼される。次に、コア流れは、高
圧及び低圧タービン（図示せず）を通って排気ダクトに
入る。ファン、又はバイパス空気は、ファン（図示せ
ず）のみを通って流れ、コアエンジン（図示せず）の周
囲を流れて、排気ダクト内に入る。高流量のコア流れ
は、エンジンから非常な高速度で出て、ジェットエンジ
ンの騒音及び推力の大部分を発生させる。テールパイプ
の断面を考えた場合、コア気体の流れは、中央のかなり
十分に形成された領域を占め、より低温のファン気体の
流れは、その外側の周囲の第二の環状領域を占める。
圧及び低圧コンプレッサ（図示せず）を通って流れ、燃
焼チャンバ（図示せず）内に入り、ここで、燃料は、高
圧空気と混合され、燃焼される。次に、コア流れは、高
圧及び低圧タービン（図示せず）を通って排気ダクトに
入る。ファン、又はバイパス空気は、ファン（図示せ
ず）のみを通って流れ、コアエンジン（図示せず）の周
囲を流れて、排気ダクト内に入る。高流量のコア流れ
は、エンジンから非常な高速度で出て、ジェットエンジ
ンの騒音及び推力の大部分を発生させる。テールパイプ
の断面を考えた場合、コア気体の流れは、中央のかなり
十分に形成された領域を占め、より低温のファン気体の
流れは、その外側の周囲の第二の環状領域を占める。
【００１２】図２の排気ミキサー２４を加えた場合、６
１０°Ｃ（１１００°Ｆ）という極めて高温のコア流れ
及び１１０°Ｃ（２３０°Ｆ）というより低温のバイパ
ス流れは、混合されて、エンジンの排気ノズル、又はテ
ールパイプ２２の出口における排気ガスの温度を一層均
一にする。その結果、ジェットの最高速度及びこれに伴
うジェット騒音が軽減される。また、テールパイプ２２
内にフローミキサーを設置することは、ファン及びコア
気流の間で分割される流れを変更し、エンジンのターボ
機械をその最適な設計点以外で作動させることにより、
エンジン効率を低下させ、また、ファン／低圧コンプレ
ッサの作動ラインの効率を低下させる。典型的に、コア
流れが高温であり、ファンがそのエンジンに設計された
よりもより高圧で且つより少ない流量で作動することに
より、より低温のファン流れに対してテールパイプ内で
利用可能な空気は、制限され、又は減少する。これは、
エンジンの効率及びファン／低圧コンプレッサの作動ラ
インの効率を低下させる。
１０°Ｃ（１１００°Ｆ）という極めて高温のコア流れ
及び１１０°Ｃ（２３０°Ｆ）というより低温のバイパ
ス流れは、混合されて、エンジンの排気ノズル、又はテ
ールパイプ２２の出口における排気ガスの温度を一層均
一にする。その結果、ジェットの最高速度及びこれに伴
うジェット騒音が軽減される。また、テールパイプ２２
内にフローミキサーを設置することは、ファン及びコア
気流の間で分割される流れを変更し、エンジンのターボ
機械をその最適な設計点以外で作動させることにより、
エンジン効率を低下させ、また、ファン／低圧コンプレ
ッサの作動ラインの効率を低下させる。典型的に、コア
流れが高温であり、ファンがそのエンジンに設計された
よりもより高圧で且つより少ない流量で作動することに
より、より低温のファン流れに対してテールパイプ内で
利用可能な空気は、制限され、又は減少する。これは、
エンジンの効率及びファン／低圧コンプレッサの作動ラ
インの効率を低下させる。
【００１３】混合ノズル２４のような排気ミキサーを設
置することに起因するエンジン効率の低下（所定の推力
レベルで燃焼される燃料の増加）は、図３に示したよう
な本発明を利用することによって軽減することが出来
る。換言すれば、本発明の使用は、フローミキサーと共
に作動させたとき、エンジン効率を増大させるものであ
る。
置することに起因するエンジン効率の低下（所定の推力
レベルで燃焼される燃料の増加）は、図３に示したよう
な本発明を利用することによって軽減することが出来
る。換言すれば、本発明の使用は、フローミキサーと共
に作動させたとき、エンジン効率を増大させるものであ
る。
【００１４】図３は、図２と同様であるが、テールパイ
プが著しく変更されており、その変更したテールパイプ
が符号２６で示してある点が異なる。図３に示すよう
に、該テールパイプ２６は、前方のテールパイプの排気
管部分２８と、後方のテールパイプノズル部分３０とを
備えている。これらの部分２８、３０は、一体に形成す
ることが出来る。排気管部分２８は、エンジンの後端１
４に取り付けられ、エンジンの後端１４の直径である、
図２の直径「ｄ1」と同一である直径「ｄ3」を有する。
これは、点２９にて終端となる短い円筒状部分であるこ
とが望ましい。排気管部分は、点２９から点３１までそ
の直径が漸進的に増大して、点３１に達し、ここで、直
径「ｄ2」となる。好適な実施例において、この点３１
は、混合ノズル２４の後端３３に対応する位置にあるこ
とが望ましい。次に、ノズル３０は、その後端の直径
「ｄ4」まで漸進的に縮径する。このように、変更を加
えたテールパイプ２６には、「膨大部分」が付与され
て、ファン気体の流動面積を増す。この改良点は、一定
の輪郭の変更によって得られ、プラグ等のような可動部
品に依存するものではない。
プが著しく変更されており、その変更したテールパイプ
が符号２６で示してある点が異なる。図３に示すよう
に、該テールパイプ２６は、前方のテールパイプの排気
管部分２８と、後方のテールパイプノズル部分３０とを
備えている。これらの部分２８、３０は、一体に形成す
ることが出来る。排気管部分２８は、エンジンの後端１
４に取り付けられ、エンジンの後端１４の直径である、
図２の直径「ｄ1」と同一である直径「ｄ3」を有する。
これは、点２９にて終端となる短い円筒状部分であるこ
とが望ましい。排気管部分は、点２９から点３１までそ
の直径が漸進的に増大して、点３１に達し、ここで、直
径「ｄ2」となる。好適な実施例において、この点３１
は、混合ノズル２４の後端３３に対応する位置にあるこ
とが望ましい。次に、ノズル３０は、その後端の直径
「ｄ4」まで漸進的に縮径する。このように、変更を加
えたテールパイプ２６には、「膨大部分」が付与され
て、ファン気体の流動面積を増す。この改良点は、一定
の輪郭の変更によって得られ、プラグ等のような可動部
品に依存するものではない。
【００１５】
【発明の効果】図３に示すような変更を加えたテールパ
イプを製造し且つその試験を行った。このテールパイプ
において、「ｄ2」は、９９０．６ｍｍ（３９インチ）
で、「ｄ3」は、９１４．４ｍｍ（３６インチ）とし
た。このため、「ｄ2」対「ｄ3」の比は、約１．１であ
った。試験をしたテールパイプにおいて、エンジンの後
端１４から点３１までの距離は、約４５７．２ｍｍ（約
１８インチ）であり、図３に示したように、後端から点
２９までの距離は、約１５２．４ｍｍ（約６インチ）で
あった。点３１から後端までのノズル３０は、約１１４
３ｍｍ（約４５インチ）であった。この変更を加えたテ
ールパイプは、エンジンの試験台で試験し、その結果
は、図５に示すように、エンジン効率が約１．０％、改
善された。このエンジン効率の改善は、排気管の輪郭を
変更して、低温のファン気体の流動面積を増し、ファン
の気体流れ及びコア気体の流れを分割する点をエンジン
の最適な設計点に近付けることによって実現された。
イプを製造し且つその試験を行った。このテールパイプ
において、「ｄ2」は、９９０．６ｍｍ（３９インチ）
で、「ｄ3」は、９１４．４ｍｍ（３６インチ）とし
た。このため、「ｄ2」対「ｄ3」の比は、約１．１であ
った。試験をしたテールパイプにおいて、エンジンの後
端１４から点３１までの距離は、約４５７．２ｍｍ（約
１８インチ）であり、図３に示したように、後端から点
２９までの距離は、約１５２．４ｍｍ（約６インチ）で
あった。点３１から後端までのノズル３０は、約１１４
３ｍｍ（約４５インチ）であった。この変更を加えたテ
ールパイプは、エンジンの試験台で試験し、その結果
は、図５に示すように、エンジン効率が約１．０％、改
善された。このエンジン効率の改善は、排気管の輪郭を
変更して、低温のファン気体の流動面積を増し、ファン
の気体流れ及びコア気体の流れを分割する点をエンジン
の最適な設計点に近付けることによって実現された。
【００１６】図３に示した変更にかかるテールパイプ
は、ボーイング７３７−２００航空機用に開発された騒
音減衰の改善パッケージ（ハッシュ（Ｈｕｓｈ）キット
と称する）内に組み込み、オクラホマ州、タルサの第４
通り６２４に所在するノーダム（ＮＯＲＤＡＮ）から納
入した。このボーイング７３７−２００航空機は、二基
エンジン型であり、典型的に、一日１０時間の作動、６
時間の巡航馬力に設定されている。この航空機の年間、
飛行日数が２５０日であるとした場合、エンジン飛行時
間は、６０００時間となる。典型的な燃料消費量が一時
間５２０ガロンののとき、この航空機は、年間、約３１
０万ガロンの燃料を消費する。このため、この変更を加
えたテールパイプにより、１％の燃料の節約が実現され
るならば、航空機一機当り、年間約３１，０００ガロン
のジェット燃料の節約になる。これは相当な量である。
は、ボーイング７３７−２００航空機用に開発された騒
音減衰の改善パッケージ（ハッシュ（Ｈｕｓｈ）キット
と称する）内に組み込み、オクラホマ州、タルサの第４
通り６２４に所在するノーダム（ＮＯＲＤＡＮ）から納
入した。このボーイング７３７−２００航空機は、二基
エンジン型であり、典型的に、一日１０時間の作動、６
時間の巡航馬力に設定されている。この航空機の年間、
飛行日数が２５０日であるとした場合、エンジン飛行時
間は、６０００時間となる。典型的な燃料消費量が一時
間５２０ガロンののとき、この航空機は、年間、約３１
０万ガロンの燃料を消費する。このため、この変更を加
えたテールパイプにより、１％の燃料の節約が実現され
るならば、航空機一機当り、年間約３１，０００ガロン
のジェット燃料の節約になる。これは相当な量である。
【００１７】次に、上述のように取り付けたノーダム消
音装置の性能試験を示す図５を参照する。横座標は、標
準的な大気状態に補正したｐｐｈ（時間当りのポンド）
単位による燃料の流量を示し、縦座標は、標準的な大気
状態に補正した、ポンド単位による全推力を示す。又、
混合ノズル２４を有する、図２に示したものと同様の特
徴を備える装置と共に、第一の曲線４０が示してある。
また、混合ノズル２４及び図３に示した改良にかかる排
気管の修正と共に、曲線４２が示してある。この試験デ
ータは、本明細書に記載した本発明を利用する、燃料効
率及びジェットエンジンの効率が明確に示してある。こ
の改良は、１％を僅かに上廻ると判断される。かかる改
良は、航空機業界において極めて有意義であると考えら
れる。
音装置の性能試験を示す図５を参照する。横座標は、標
準的な大気状態に補正したｐｐｈ（時間当りのポンド）
単位による燃料の流量を示し、縦座標は、標準的な大気
状態に補正した、ポンド単位による全推力を示す。又、
混合ノズル２４を有する、図２に示したものと同様の特
徴を備える装置と共に、第一の曲線４０が示してある。
また、混合ノズル２４及び図３に示した改良にかかる排
気管の修正と共に、曲線４２が示してある。この試験デ
ータは、本明細書に記載した本発明を利用する、燃料効
率及びジェットエンジンの効率が明確に示してある。こ
の改良は、１％を僅かに上廻ると判断される。かかる改
良は、航空機業界において極めて有意義であると考えら
れる。
【００１８】本明細書の記載は、本発明を説明するため
のものであり、特許請求の範囲に使用した語は、発明の
詳細な説明における語の意味に基づくものである。従来
技術で使用される語と同一の語は、本明細書で特定的に
使用するものよりも広い意味を有する。従来技術で使用
される語と本明細書におけるより広義に使用する語との
間に疑義がある場合、より具体的な意味を有するものと
する。
のものであり、特許請求の範囲に使用した語は、発明の
詳細な説明における語の意味に基づくものである。従来
技術で使用される語と同一の語は、本明細書で特定的に
使用するものよりも広い意味を有する。従来技術で使用
される語と本明細書におけるより広義に使用する語との
間に疑義がある場合、より具体的な意味を有するものと
する。
【００１９】本発明は、ある程度、具体的に説明した
が、この開示の精神及び範囲から逸脱せずに、構成要素
の構造の細部及び配置に多くの変更を加え得ることは明
らかである。本発明は、一例として本明細書に記載した
実施例にのみ限定されるものではなく、本発明は、その
各要素に妥当する完全な均等物の範囲を含み、特許請求
の範囲の記載によってのみ限定されるべきである。
が、この開示の精神及び範囲から逸脱せずに、構成要素
の構造の細部及び配置に多くの変更を加え得ることは明
らかである。本発明は、一例として本明細書に記載した
実施例にのみ限定されるものではなく、本発明は、その
各要素に妥当する完全な均等物の範囲を含み、特許請求
の範囲の記載によってのみ限定されるべきである。
【図１】先端ビュレット及びテールパイプを備えるター
ボファンジェットエンジンの図である。
ボファンジェットエンジンの図である。
【図２】排気ミキサーがテールパイプ内に取り付けられ
た状態を示す点を除いて図１と同様の図である。
た状態を示す点を除いて図１と同様の図である。
【図３】テールパイプが本発明に従って修正された、図
２の変形例の図である。
２の変形例の図である。
【図４】明確にすべくその他の内部部品を省略した排気
ミキサーの端面図である。
ミキサーの端面図である。
【図５】本発明により改善された性能及び本発明以外の
性能を示すノーダム消音装置の性能曲線図である。
性能を示すノーダム消音装置の性能曲線図である。
１０ ジェットエンジン １２ ジェット
エンジン前端 １４ ジェットエンジン後端 １６ コア排気
コーン ２１ 先端ビュレット ２２ テールパ
イプ ２４ 排気ミキサー ２６ 変更後の
テールパイプ ２８ 排気管 ２９ 点 ３０ テールパイプノズル ３１
点 ３３ 後端 ３４ ファン流
れ通路 ３６ コア流れ通路 ｄ２、ｄ３、ｄ４ 直径
エンジン前端 １４ ジェットエンジン後端 １６ コア排気
コーン ２１ 先端ビュレット ２２ テールパ
イプ ２４ 排気ミキサー ２６ 変更後の
テールパイプ ２８ 排気管 ２９ 点 ３０ テールパイプノズル ３１
点 ３３ 後端 ３４ ファン流
れ通路 ３６ コア流れ通路 ｄ２、ｄ３、ｄ４ 直径
フロントページの続き (73)特許権者 594112336 ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポ レーション Ｕｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅ ｓＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ アメリカ合衆国コネチカット州06108, イースト・ハートフォード，メイン・ス トリート 400 (72)発明者 ジョン・ピー・ニッカネン アメリカ合衆国コネチカット州06107, ウエスト・ハートフォード，セルドン・ ヒル・ドライブ 47 (72)発明者 トーマス・ジェイ・ジャネッタ アメリカ合衆国オクラホマ州74136，タ ルサ，イースト・セヴンティセカンド・ ストリート 5909，ナンバー 1720 (56)参考文献 特開 昭51−106814（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−37363（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 1/46 F02K 3/06
Claims (2)
- 【請求項１】 エンジンコアガス及びファンガスが噴射
されるエンジンの排気ダクトを備えたターボファンエン
ジンに使用される、燃料効率を改良しかつ騒音を抑制す
るテールパイプ装置において、 前端及び後端を有し、前記前端の内径がｄ３である流動
領域を有し、前記前端が前記エンジン排気ダクトに連結
され、前記後端に向かって内径ｄ２の直径まで拡大して
いる、テールパイプ排気部分と、 前記テールパイプ排気部分内に少なくとも部分的に配置
され、全てのエンジンコアガス全てのファンガスを混合
する固定された混合手段であって、前記混合手段の相当
部分が前記混合手段の後端の前方にあり、前記混合手段
の後端で全てのエンジンコアガス及びファンガスの混合
した排気流れをもたらす、混合手段と、 前端及び排気端を有するテールパイプノズル部分であっ
て、前記全ての混合した排気流れが通過する内部流路を
形成し、前記前端がｄ２の内径を有していて前記テール
パイプ排気部分の後端に連結し、前記テールパイプノズ
ル部分が前記排気端に向かって内径ｄ４の直径まで縮径
しており、内径ｄ２は内径ｄ３及びｄ４よりも大きく、
それにより、騒音を低減する内側の増大した流動領域の
膨大部分が前記テールパイプ排気部分と前記テールパイ
プノズル部分との連結部で形成され、内径ｄ２とｄ３と
の比が約１．１である、テールパイプノズル部分と、 前記混合手段の後端が、前記テールパイプ排気部分と前
記テールパイプノズル部分との連結部で、前記騒音を低
減する膨大部分に揃えて配置され、それにより、前記混
合手段は前記テールパイプノズル部分内に延在せず、前
記増大した流動領域の膨大部分が騒音を抑制しかつター
ボファンエンジンの効率を増加するように作動する、 ことを特徴とするテールパイプ装置 - 【請求項２】 請求項１に記載のテールパイプ装置にお
いて、前記テールパイプ排気部分とテールパイプノズル
部分とが一体となっている、テールパイプ装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/082,050 US5722233A (en) | 1993-06-23 | 1993-06-23 | Turbofan engine exhaust mixing area modification for improved engine efficiency and noise reduction |
| US082050 | 1993-06-23 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07139428A JPH07139428A (ja) | 1995-05-30 |
| JP3343830B2 true JP3343830B2 (ja) | 2002-11-11 |
Family
ID=22168728
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14191994A Expired - Lifetime JP3343830B2 (ja) | 1993-06-23 | 1994-06-23 | 燃料効率が改良されたテールパイプ装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5722233A (ja) |
| EP (1) | EP0631042B1 (ja) |
| JP (1) | JP3343830B2 (ja) |
| AT (1) | ATE183811T1 (ja) |
| CA (1) | CA2126539C (ja) |
| DE (1) | DE69420199D1 (ja) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5706651A (en) * | 1995-08-29 | 1998-01-13 | Burbank Aeronautical Corporation Ii | Turbofan engine with reduced noise |
| US5947412A (en) * | 1997-01-10 | 1999-09-07 | Titan Corporation | Jet engine noise suppressor assembly |
| US6178740B1 (en) | 1999-02-25 | 2001-01-30 | The Boeing Company | Turbo fan engine nacelle exhaust system with concave primary nozzle plug |
| WO2006059986A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow |
| US7506501B2 (en) * | 2004-12-01 | 2009-03-24 | Honeywell International Inc. | Compact mixer with trimmable open centerbody |
| US20080044273A1 (en) * | 2006-08-15 | 2008-02-21 | Syed Arif Khalid | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency |
| US20080046407A1 (en) * | 2006-08-16 | 2008-02-21 | Microsoft Corporation | Application search interface |
| US7882696B2 (en) * | 2007-06-28 | 2011-02-08 | Honeywell International Inc. | Integrated support and mixer for turbo machinery |
| US8371806B2 (en) * | 2007-10-03 | 2013-02-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having core auxiliary duct passage |
| US8776527B1 (en) | 2008-06-17 | 2014-07-15 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Techniques to reduce infrared detection of a gas turbine engine |
| FR2971015B1 (fr) * | 2011-02-01 | 2015-02-27 | Snecma | Tuyere d'ejection pour turboreacteur d'avion a double flux separes a capot secondaire deployable et corps central retractable |
| CN103696880B (zh) * | 2013-12-04 | 2016-02-24 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种薄壁旋流中心体结构 |
| CN104405530B (zh) * | 2014-10-16 | 2016-03-02 | 南京航空航天大学 | 分开排气式涡扇发动机排气降噪系统 |
| CN106246408B (zh) * | 2016-08-03 | 2017-10-03 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种超紧凑高掺混效率消旋波瓣混合排气系统结构 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4335573A (en) * | 1970-09-02 | 1982-06-22 | General Electric Company | Gas turbine engine mixer |
| US3710890A (en) * | 1971-09-27 | 1973-01-16 | Boeing Co | Aircraft engine noise suppression |
| GB1501876A (en) * | 1974-07-09 | 1978-02-22 | Secr Defence | Turbo fan exhausts |
| US4077206A (en) * | 1976-04-16 | 1978-03-07 | The Boeing Company | Gas turbine mixer apparatus for suppressing engine core noise and engine fan noise |
| US4117671A (en) * | 1976-12-30 | 1978-10-03 | The Boeing Company | Noise suppressing exhaust mixer assembly for ducted-fan, turbojet engine |
| US4214441A (en) * | 1978-09-12 | 1980-07-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Infrared suppressor device |
| US4302934A (en) * | 1979-11-01 | 1981-12-01 | United Technologies Corporation | Lobed mixer/inverter |
| EP0102953A4 (en) * | 1982-03-17 | 1984-08-10 | Boeing Co | INTERIOR VENTILATED NOISE ATTENUATOR WITH WIDE BUFFER DIFFUSER. |
| US4909346A (en) * | 1989-06-27 | 1990-03-20 | Nordam | Jet engine noise suppression system |
| US5060471A (en) * | 1989-11-06 | 1991-10-29 | 501 Nordam | Jet engine noise reduction system |
| US5167118A (en) * | 1989-11-06 | 1992-12-01 | Nordam | Jet engine fixed plug noise suppressor |
| US5127602B1 (en) * | 1989-11-21 | 1995-05-02 | Federal Express Corp | Noise reduction kit for jet turbine engines. |
-
1993
- 1993-06-23 US US08/082,050 patent/US5722233A/en not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-06-22 CA CA002126539A patent/CA2126539C/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-06-23 AT AT94304591T patent/ATE183811T1/de not_active IP Right Cessation
- 1994-06-23 JP JP14191994A patent/JP3343830B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1994-06-23 EP EP94304591A patent/EP0631042B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-06-23 DE DE69420199T patent/DE69420199D1/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0631042B1 (en) | 1999-08-25 |
| EP0631042A1 (en) | 1994-12-28 |
| US5722233A (en) | 1998-03-03 |
| JPH07139428A (ja) | 1995-05-30 |
| DE69420199D1 (de) | 1999-09-30 |
| CA2126539A1 (en) | 1994-12-24 |
| ATE183811T1 (de) | 1999-09-15 |
| CA2126539C (en) | 2004-05-11 |
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