JP3947518B2 - ジェット騒音低減用の排気流ガイド - Google Patents

Description

本発明はガスタービンエンジンの騒音抑制に関する。特に、航空エンジンにかかる排気ジェット騒音低減用の排気流ガイドに関する。

航空用ガスタービンエンジンの導入以来、騒音は民間用の航空機産業にとってゆゆしき懸念材料である。そして航空エンジンの静粛化に向けて並々ならぬ努力が現在までになされている。

航空用エンジンの排気ジェット騒音は、例えば、フライト離陸運転のような高出力設定時に航空用ガスタービンエンジンの支配的な騒音源となる。ジェット騒音はガスタービンエンジン内においては発生しないが、排気ガスと外気との境界おいて相対的に静止状態の外気周辺中に、急速に移動しているガスが排出されるときに、上記ガスの粘性剪断作用により生ずる大きな速度勾配によって生ずる乱流に起因して発生する。このガス音響パワーは排気ガスの速度と指数関数的に相関があるため、つまり、Ｖ⁸（速度の８乗）に比例するため、排気ガスの速度を減速させてから外気へ排出させると、この排気ガスジェットの音響パワーを大幅に抑えられる。

初期のタービンエンジンに比べると、現行のガスタービンエンジンは大幅にジェット騒音を低減している。現行ガスタービンの型式は多くの種類があり、そのため、混合流も多様である。上記混合流は、一般的なスラスト発生混合流として、例えば、排気ガスが外気中に排出する前に一次流体流れが二次流体流れと混合するものである。通常、第１の流体流れはコアエンジンのタービンステージ部を経た高温、高速の排気ガスからなり、そして第２の流体流れは、例えばエンジンのファンステージ部を経て上記コアエンジン周囲の環状バイパスダクトを通過した低温、低速の空気もしくはガスからなる。技術的によく知られるように、かかる混合流には二つの有利な効果がある。第一に、上記混合ガスは、タービン排気ガスのみの場合に比べてより大きな質量−速度の積（質量と速度との積）を有するため、エンジンスラスト（推力）が改善する。第二に、上記混合ガスは上記タービン排気ガスのみが有する速度よりも低い速度を有するため、騒音レベルも低減する。

コアエンジンの排気ガスをバイパス流と混合させる構成は技術的によく知られている。従来技術のミキサー（混合器）は全体的なジェット騒音を低減させる点では効果的であるが、それにも拘わらず、従来技術のミキサーは、コアエンジン排気部の下流方向に延びたロングカウル形ナセルを備えたガスタービンエンジンとともに通常用いられるため、混合作用は通常、ナセルダクト内の下流後端部において生じる。これに対し、ショートカウル形ナセルを備えたガスタービンエンジンとともに従来技術のミキサーを使用することは普及していない。これは、コアエンジンがナセル出口の下流にまで延び、その結果バイパスダクトから排出された空気流はコアエンジンの排気部後端に達する前に開放空気と混合してしまうからである。

急速に移動する排気ガスの粘性せん断は、ミキサーによりバイパスダクト空気流と混合しなおかつ相対的に静止状態の周囲開放空気中に排出された後であっても、ガスタービンエンジンの排気部後端からすぐ下流方向に、乱流域を形成する。上記乱流域は、実質的にガスタービンエンジン排気部後端における直径の２０倍に相当する長手方向の奥行きにまで達する。この乱流域において、排気ジェット騒音の大部分が発生するのであり、ジェット騒音寄与ボリュームと呼ばれる。エンジン排気ガスによりよい混合作用をさせることでジェット騒音寄与ボリュームを減少させ、ひいては、排気ジェット騒音を低減させるように、努力がなされてきている。

１９８８年１１月２２日付け発行のＰｒｅｓｚ，Ｊｒ．らによる米国特許第４，７８６，０１６号は、流体の流れを取り囲むケーシングを開示している。上記ケーシングの外側には開放空気が下流方向に向かって流れる。上記ケーシングは、下流方向にケーシング後縁の薄い部分にまで延在しかつ外側表面に交互に隣接する複数の山部と谷部とを備えた波形形状を有する。Ｐｒｅｓｚ，Ｊｒ．らによれば、この種のケーシング構造は、ロングカウル形ナセルガスタービンエンジンとショートカウル形ナセルガスタービンエンジンとの双方に適用可能であり、かつ、ナセル出口やコアのエンジン排気ノズルにも適用可能であるとのことである。この構造により、ケーシング外側表面上における流れ方向２次元的な境界層の剥離領域を抑制もしくは低減させ、ひいては、表面抗力を低減させるために用いられる。それにも拘わらず、波形形状のケーシング構造は従来技術のミキサーと類似しており、ケーシングから排出された流体流れを周囲の開放空気内で混合するように促すものである。したがって、波形形状のケーシング構造は、ガスタービンエンジンの空気流後端部やコアエンジン排気部後端に設けられることにより、排気ジェット騒音も低減することとなろう。

出願人はガスタービンエンジン用のガスタービン排気ジェット騒音低減アセンブリを開発しており、該アセンブリは、本出願人により２０００年１２月１８日付で出願された同時に係属する米国特許出願第０９／７３７，５９９号に説明されている。該アセンブリは、前方端と後方端との間に延在した環状壁を備えかつガスタービン排気部に取り付けられるように適合したものでありかつ実質的に閉塞させることなくエンジン排気ガスを排出させるための、排気シュラウドを備える。該アセンブリは、シュラウド壁両側の領域間に流れを連通させる穿孔をシュラウド壁内に有しており、その結果、シュラウド壁を通過する流体の流れが生じ、エンジン排気ガスと周囲の流体流れとの混合が促進する。

エンジンのジェット騒音低減への試みの他の例示は、１９９６年２月１３日付に発行されたＷｌｅｚｉｅｎによる米国特許第５，４９１，３０７号に記載されている。Ｗｌｅｚｉｅｎによれば、流体ノズルの排気口から延びた一つの拡張傾斜板は、騒音を発生する定常の衝撃波を構成する超音速流体の流れを消耗させることが可能であるとのことである。該傾斜板は、超音速流体の流れに隣接する側面と該側面を通過しかつ完全に該傾斜板を貫通する孔とを有する。該傾斜板は少なくとも４％の空隙率を有するため、該超音速の流体流れ中に圧縮波が生じ、騒音の大きさも減少する。しかしながら、該拡張傾斜板は、ジェット排気流と外気流との間のせん断層により発生するジェットせん断騒音を低減しない。

航空エンジンの排気ジェット騒音の低減、特にジェット排気流と外気流との間のせん断層により発生するジェットせん断騒音の低減を目的とした、さらに効率的で新しい代替装置を開発することが望まれている。また、製造および保持が容易でかつ種々な型式のガスタービンエンジンに適用可能な、航空エンジン排気ジェット騒音低減用の新しい代替装置の実現も望まれている。

本発明の一つの目的は、航空エンジン排気ジェットせん断騒音を効果的に抑制するための装置を提供することである。

また、本発明の一つの目的は、容易に製造・保持できるガスエンジン排気ジェット騒音低減装置を提供することである。

また、本発明の一つの目的は、ショートカウル形ナセルもしくはロングカウル形ナセルを備えるガスタービンエンジンのどちらにも適用可能なガスエンジン排気ジェット騒音低減装置を提供することである。

また、本発明の一つの目的は、ジェット騒音の指向性を変化させかつ音圧レベルを低減するための装置を提供することである。

さらに、本発明の一つの目的は、エンジン排気ガスと周囲の流体流れとの混合を促進させ、ひいてはジェット騒音寄与ボリュームを減少させる装置を提供することである。

加えて、本発明の一つの目的は、騒音の指向性を変えかつその音圧レベルを低減させるように、非対称的にエンジンの排気流を配向することにより排気ジェットせん断騒音を低減する方法を提供することである。

概略として、排気流ガイドを用いた手段によりガスタービンエンジンのジェット騒音の指向性を変え、ジェット騒音の音圧レベルを抑えることができる。上記手段は、湾曲した板金からなり、エンジン排気部後端に取り付けられることで、ノズルの一部分を構成し、排気ガスと周囲流体流れとの間の境界において急速に移動する排気ガスが相対的に静止状態の周囲流体流れに流入することにより生じる粘性せん断に非対称的に作用する。

本発明の他の態様に従えば、排気部後端を有したガスタービンエンジンに設けられたガスエンジン排気ジェット騒音低減装置がある。上記手段は、上記排気部後端に取り付けられるように適合した排気流ガイドを含む。この排気流ガイドは、湾曲した前縁および後縁と側縁とを備えたノズルの一部分をなすように湾曲した板金を有する。湾曲した前縁は、湾曲した後縁の外周長さより大きな外周長さを有する。この湾曲した前縁上の中心点から、湾曲した前縁における外周上に向かい合った２つの端点間を結ぶ直線状の想像線までの距離は、排気部後端における内周側の直径の１／４よりも大きい。このようにして、該排気流ガイドは、ジェット騒音の指向性を変化させかつジェット騒音の音圧レベルを低減するように、排気流を非対称的に配向する。

排気流ガイドの湾曲した前縁上の上記中心点から該排気流ガイドの湾曲した後縁上の中心点までの距離は、排気部後端における内周側の直径の０．３倍未満とならないことが望ましい。板金の部材は、台形もしくは三角形の形状をなしていることが望ましい。後者の場合、後縁の長さは、実質的に一点に集約される。

本発明の態様において、排気流ガイドを構成する板金部材はエンジン排気部から後方に延びるように該排気部に取り付けられ、ノズルの一部分を構成するようにエンジン長手方向の中心軸の回りに湾曲している。ガスタービンエンジンを備えた航空機が地上にあるときは、排気流ガイドの湾曲した前縁上の中心点が、排気部後端の内周側の直径最下点に隣接するように、周方向に位置決めされる。排気流ガイドはガスタービンエンジンのナセル排気ノズルから滑らかに続くように所定の形状をなして排気部後端に設けられるのが望ましい。従って、排気流ガイドが取り付けられるナセル排気ノズルの形状に応じて、排気流ガイドは、ほぼ円筒状ノズルの一部分もしくは切頭形円錐ノズルの一部分となるように構成されていることが望ましい。

本発明のその他の態様において、排気流ガイドはエンジン排気部後端とファンバイパスナセル出口との双方に取り付けられることが可能であり、エンジン排気ガスとファンバイパスナセル出口から排出されたファンバイパス空気流との双方に非対称的に作用しうる。

本発明にかかるその他の利点や特徴は、以下に記載された本発明の好適な実施例を参照することより、さらによく把握できるだろう。

添付の図面、特に図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０は、例えば、長手方向の中心軸１２を中心として連続的な流れの伝達が行われる。すなわち、円周方向に間隔をあけた複数のファンもしくはロータブレード１４を備えたファンアセンブリ部から、一般的な低圧圧縮機１６、一般的な高圧圧縮機１８、一般的な環状燃焼器２０、一般的な高圧タービン２２、一般的な低圧タービン２４へと流れる。低圧タービン２４は、第１のローターシャフト２６によって低圧圧縮機１６とファンブレード１４の両方に確実に接続されており、また、高圧タービン２２は、第２のローターシャフト２８によって高圧圧縮機１８に確実に接続されている。燃焼器２０内に選択的に燃料を噴射させ、エンジン１０の出力が得られるように一般的な燃料噴射手段３０が設けられる。

一般的な環状のケーシング３２は、エンジン１０の低圧圧縮機１６から低圧タービン２４までを取り囲み、かつ、低圧圧縮機１６と協働して、周囲空気３６の一部分を取り込む低圧圧縮機入口３４を区画する。ケーシング３２の下流部後端は、環状排気部プラグ４０と協働して、環状排気部出口４２を、区画する。ブレード根元３８付近のファンブレード１４により圧縮された空気３６の一部分が、さらに低圧圧縮機１６と高圧圧縮機１８とによって圧縮され、燃焼器２０に送り込まれる。この圧縮空気３６と燃料噴射手段３０により噴射された燃料とが混合することにより燃焼ガス５２が発生する。この燃焼ガス５２は、高圧タービン２２と低圧タービン２４とをそれぞれ回転させることによって、高圧圧縮機１８、低圧圧縮機１６、およびファンブレード１４に動力を与える。ケーシング３２から半径方向外側に間隔をあけたショートカウル形ナセル４４が、ブレード１４およびケーシング３２の上流部分を取り囲み、上記ケーシング３２と協働して、上記空気３６の半径方向外側の部分がエンジン１０をバイパスするように環状ダクト５５を区画する。円周方向に間隔をあけた複数のステータベーン４６は、半径方向にケーシング３２とナセル４４との間を延び、ファンブレード１４の軸方向下流に配置される。ナセル４４は、上流側始点に周囲空気３６を取り込む入口４８を備えるとともに、ファンブレード１４により圧縮された後、ステータベーン４６を通過してスラストの一部となる上記周囲空気３６を排出する出口５０を備える。

バイパスダクト５５の出口５０から排出された空気流３６は、エンジン１０の排気部出口４２から排出され排気ジェットをなす燃焼ガス５２と混合するように配向される。この場合には、燃焼ガス５２のみが用いられる場合に比べて質量−速度の積が大きくなるため、エンジンスラストが向上する結果となり、さらに上記燃焼ガス５２のみの場合の速度に比べて上記排気ジェットの流速は低下するために、その結果、ジェットエンジンの騒音レベルを低減させることになる。

排気ジェット騒音をさらに低減させるために、排気流ガイド６０がエンジン１０の排気部出口４２に設けられる。この排気流ガイド６０は、エンジン排気部出口４２から後方に延在しかつエンジン１０長手方向の中心軸１２を中心に湾曲する一枚の板金からなり、ノズルの一部分をなす。図６ａにより詳細に示されるように、排気流ガイド６０の実施例は、湾曲した、前縁および後縁６４，６６、と側縁６８とを含む。

運転時には、バイパスダクト５５の出口５０から排出された圧縮空気３６は、エンジン１０の排気部出口４２に到達する前に周囲の開放した空気と混合する。しかしながら、バイパスダクト５５の出口５０からエンジン１０の排気部出口４２までの長手方向の距離は限られておりかつバイパスダクト５５の直径は比較的に大きいために、結果として、環状のバイパス空気流３６うち少量の外側部分のみが周囲の開放空気と混合するだけとなる。環状のバイパス空気流３６の大部分を占める内側部分は、エンジン１０の排気部出口４２に到達しても混合されないままである。エンジン１０の排気部出口４２から排出された燃焼ガス５２は、周囲のバイパス空気流３６と直接接触し、その境界付近で２つの流体流れの層に粘性せん断が生ずる結果、ジェット騒音の主要な騒音源でありかつエンジン１０の外側においてジェット騒音を生じさせる、エンジン排気ガスのジェット騒音寄与ボリュームが生じることになる。

排気流ガイド６０は、非対称的に、エンジン排気ガスのジェット騒音寄与ボリュームの形成において影響を及ぼし、それゆえ、騒音の指向性と音圧レベルとを変化させる。これについては、図２〜５を参照する際に言及する。

図２は従来技術の対称ノズル７０から排出されたエンジン排気ガスのジェット騒音寄与ボリュームの形成を模式的に示す。上記エンジンノズル７０から排出されたジェット排気ガスは周囲の空気流と混合し、上記混合は、通常、混合領域と呼ばれた三角領域ＡＢＨ，ＥＨＦ内で起こる。三角領域ＡＨＥによって定義されるコアジェット領域内のジェット排気ガスは、混合されないままとなる。この混合作用により乱流が生じ、この乱流は切頭形の三角領域ＢＣＧＦにより定義される乱流調整領域においてかなり大きなエネルギを保持する。この乱流は、上記乱流調整領域より下流に位置する乱流減衰領域において急激に減少する。線ＢＦは通常、ジェットノズル７０から下流に距離ｘ≒４Ｄに位置している。但し、ｘはジェットノズル７０の後端を原点にした軸の座標、Ｄはジェットノズル７０の内径である。線ＣＧの位置は、様々な基準によって、例えば、１０Ｄもしくは２０Ｄの離れたところに定められる。図２においては、線ＣＧはＸ≒１０Ｄの位置にある。全ての切頭形三角領域ＡＣＧＥは、排気ジェット騒音の主要な騒音源となる主要なジェット騒音寄与ボリュームを定義する。

図３は、非対称なエンジンノズル８０から排出されたエンジン排気ガスのジェット騒音寄与ボリュームの形成を示す。この非対称なエンジンノズル８０は、図１において本発明を示すように、排気流ガイド６０を備え、上記排気部出口４２と等価なものとなる。図２の場合と対照的に、混合領域Ａ’Ｂ’Ｈ’，Ｅ’Ｈ’Ｆ’と、ジェットコア領域Ａ’Ｈ’Ｅ’と、乱流調整領域Ｂ’Ｃ’Ｇ’Ｆ’とは、座標軸ｘに示すようなジェットノズル８０の軸を中心とする対称な形状から変形しかつ小さくなる。上記コア領域Ａ’Ｈ’Ｅ’の終点Ｈ’を通過する軸ｘ’は、変形角度を示す。図２、図３に示される乱流調整領域と乱流減衰領域との間を区画する境界線ＣＧ、Ｃ’Ｇ’をそれぞれ決定するために同様な基準を採用すれば、通常、線Ｂ’Ｆ’はｘ＜４Ｄの位置に、線Ｃ’Ｇ’はｘ＜１０Ｄの位置になる。これは、２つの流れの層による粘性せん断が起こるノズル８０の後縁が、（図２に示されるノズル７０の後縁のように）対称な円形の形状から本発明にかかる非対称な後縁に変更されたためである。そのうえ、ノズル８０の後縁の全長は、図６ａに示されるように排気流ガイド６０の側縁６８や後縁６６を備えることにより、図２のノズル７０における従来技術の対称な円形後縁の場合に比べて大きなものとなり、それ故、２つの流体流れの層の混合が促進する。最終的な結果として、ジェット騒音の寄与ボリュームＡ’Ｃ’Ｇ’Ｅ’は、それに応じて減少する。

図４は、図２で示すような、排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームにおける典型的な従来技術のジェット騒音スペクトルを示す。半円状の線７２は、この対称な排気ノズル７０の出口中心点０から一定距離Ｒだけ離れた角度位置を示す。曲線状の破線７４は、半円状の線７２上の角度位置θの関数となる音圧レベル（ｄＢ）を示し、上記関数は指向性の影響と呼ばれる。例えば、半円状の線７２と縦方向の中心線１２との交点Ｍ、すなわち、θ＝０の位置において、この角座標系から音圧レベル（ｄＢ）は値ｍと計量される。この曲線状の破線７４は、ほぼ、θ＝＋４５°とθ＝−４５°との角度位置において２つのピーク音圧レベルＰ１，Ｐ２を示す。

図５は、図３で示すような本発明による排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームに関連した下流ジェット騒音スペクトルを示す。音圧レベルを示す曲線状の破線８２からなる形状が、図４において示した曲線７４からなる対称的な形状から変形していることが明らかである。それぞれ、曲線状の破線８２の右手部分と左手部分とにある、ピーク音圧レベルＰ１’とＰ２’とは、角度位置＋４５°と−４５°の角度位置から、それぞれ反対時計方向にずれている。曲線状の破線８２の右手部分におけるピーク音圧レベルＰ１’の音量は、図４において示された曲線状の破線７４の右手部分におけるピーク音圧レベルＰ１の音量に比べて低くなる。これは、図２に示された上記ジェット騒音寄与ボリュームに比べて、図３に示されたジェット騒音寄与ボリュームがさらに減少かつ変形した直接的な結果である。

結論として、図１と図６ａに示されるような排気流ガイド６０が、騒音の指向性を変えかつ騒音の圧力レベルを好ましい方向に下げるために、エンジン排気部後端に取り付けられる。通常は、騒音の音圧レベルを地表の音圧レベルに近づけるように低減することが望ましい。したがって、ガスタービンエンジン１０が航空機に取り付けられるときに、排気流ガイド６０が、エンジン排気部出口４２の内側外周部下側の周囲に亘って位置決めされるのが望ましい。しかしながら、上記排気流ガイド６０は、航空機の騒音保証レベルを最小限にするように最適な位置に回すことができる。

排気流ガイド６０を形成する板金部材は、台形もしくは三角形の形状を成し得る。後者の場合には、図６ａに示すような、排気流ガイド６０の後縁６６の長さは、図７に示すような、１点に集約する。それにも拘わらず、エンジン排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームに効率的にかつ非対称に作用するように、排気流ガイド６０は、エンジン排気部出口４２に対して所定の寸法を確保することが必要とされる。図６ａに示すように、湾曲した前縁６４の中心点から、湾曲した前縁６４外周上に向かい合った先端９２，９４間を結ぶ仮想の直線９０までの距離ｄは、エンジン１０の排気部出口４２にかかる内側周囲の直径Ｄ（図７参照）の１／４より大きく、つまり、０．２５≦ｄ／Ｄ≦１となる。同様に、図７に示すように、排気流ガイド６０における、湾曲した前縁と湾曲した後縁との間の距離Ｌは、エンジン１１の排気部出口４２にかかる内側周囲の直径Ｄの０．３未満とはならず、つまり、Ｌ／Ｄ≧０．３となる。

図８に示す本発明の実施例は、効率的にかつ非対称的に環状のバイパス空気流３６を配向するために、上記エンジン排気部出口４２に取り付けられた排気流ガイド６０の取付と同様な方法で、ナセル４４の出口５０に取り付けられた第２の排気流ガイド６０を備える。図５に示した図例と同様に、ジェット騒音にかかる指向性の変更と音圧レベルの低減についての原理が、この実施例についても適用される。

図７に示す本発明の実施例で用いられた排気流ガイド６０は、エンジン１１のエンジン排気部出口４２に格納可能に取り付けられる。排気流ガイド６０は、図９に示すように、エンジン排気部出口４２から、実線で示された運転時位置まで後方外側に延在するように適合したものであり、かつ、破線で示されるように、公知の駆動手段を用いてエンジン１１の内側に格納しうるように適合したものである。排気流ガイド６０は、長手方向の中心軸１２（図１参照）回りに回転しうるようにエンジン排気部出口４２に取り付けられてもよく、そのため、排気部出口４２を基準とした排気流ガイド６０の円周方向の位置を、必要に応じて調整することができる。

全体的なジェット騒音の低減を最も効率よくするために、本発明の様々な態様に基づいた排気流ガイド６０に付加的な特徴を設けてもよい。

図６ｂに示された排気流ガイド６０の態様には、湾曲した板金に形成された穿孔が備えられており、上記穿孔は千鳥配列で配設されていることが望ましい。また、図１において示したように、エンジン１０の上記出口４２から排出された燃焼ガス５２とバイパスダクト５５の出口５０から排出されたバイパス空気流３６とは、異なる、速度、温度および圧力を有していることに留意されたい。この有孔の排気流ガイド６０（図６ｂ参照）側面の一方と他方との間に圧力差が生じることにより、流体の流れが上記穿孔６１を介して湾曲した板金を貫通することが可能となり、これによりエンジン１０の上記出口４２から排出された燃焼ガス５２と、バイパスダクト５５の出口５０から排出されたバイパス空気流流３６との混合が促進する。

さらに、図６ｂに示された排気流ガイド６０は、様々な形状と大きさをした複数の歯のような要素が後縁に沿って偏在した、不規則な歯付きの後縁６３を備える。上記の歯のような部位は、通常、後方に向かって延びる。図６ａで示された排気流ガイド６０の平坦な後縁６６と対照的に、上記歯付きの後縁６３は、効果的に混合がなされる境界の周囲長さを増大させるため、混合されるべき上記２つの流体の流れを、さらによく混合できる。全体的な効果として、歯付きの後縁６３を備えた多孔排気流ガイド６０は、エンジン排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームを効率的に減少させるように燃焼ガス５２とバイパス空気流３６とを混合させ、ひいては、航空エンジン排気ジェット騒音の低減を促進している。

図６ｃに示された排気流ガイド６０の態様は、長手方向に山６５と谷６７とを形成する波形に湾曲した板金から構成されている。上記の山６５と谷６７とにより生ずる局所的な流れ領域の変動により、圧力勾配の局所的な制御がなされ、反対の圧力勾配領域に達する境界層を、板金表面から分離させずに側面にそって移動させることを可能にする。境界層が下流方向に流れ、山６５に直面すると、この境界層は山６５の頂上に沿って薄くなり、山６５の峰の両側において谷６７に向かう横方向の運動量を得るようになる。それに対応するように、谷６７に流入する境界層は、横方向の運動量を得て、両側の谷６７の表面上を横方向に移動しうる。境界層が後縁６６と側縁６８とを含む上記後縁に向かって移動するときに、境界層は圧力上昇を避けて流れうるため、最終的には、２次元的な境界層の剥離をなくすことができる。また、これにより２つ流体層の混合がさらに促進し、その結果、ジェット騒音の低減をさらに抑えることとなる。加えて、この波形構造は排気流ガイド６０の機械的強度を向上させる。

図６ｄに示す排気流ガイド６０の態様は、板金の内側表面上を湾曲した前縁６４から放射状に延びた複数の補強ストリップ６９を備える。上記ストリップ６９は、排気流ガイド６０の機械的強度を向上させ、かつ図６ｃの排気流ガイド６０の山６５と同様な効果を生む。加えて、この放射状のストリップ６９は、板金の内側表面上の局所的な流れを軸方向からそらすことにより、局所的な流れの変動をさらに作り出すため、上記２つの流体の流れにおける混合も促し、それゆえジェット騒音を低減させる。

本発明の様々な態様に基づいて、図１の排気流ガイド６０に加えられる付加的な特徴が、最適なジェット騒音の低減が図られるように様々な組合せで使用されうる。

さらに、排気流ガイド６０は、エンジン排気部後端から排出されたエンジン排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームによって生じたジェット騒音を低減させるだけではなく、その他のエンジン騒音の低減にも影響を及ぼす。排気ジェット騒音に加えて、エンジンによって生ずる幾つかの騒音要因は、通常、エンジンの排気部出口４２から排出された燃焼ガス５２に内在する。例えば、翼通過周波数音や衝撃波による騒音が生じうるが、上記多孔の排気流ガイドの存在によって低減しうる。

特に図７に示すようなロングカウル形ナセルを備えたエンジン１１において、その他の騒音要因には、後方に伝播しかつエンジン排気部後端から後方に放射するファン騒音がある。上記エンジン排気部後端から排出された、この燃焼ガス５２に内在したコア騒音やファン騒音は、騒音遮蔽板として作用する排気流ガイド６０により、地表への伝播が抑制され、また、排気流ガイド６０内の穿孔により部分的に減衰する。

当業者であれば、上述の本発明の態様に対する改良や改善が容易になされよう。前述の説明は、例示的なものであって限定的なものでない。それ故、本発明の内容は、もっぱら添付の特許請求の範囲に基づいて定められるといえよう。

本発明を取り入れたショートカウル形ナセルを備えたガスタービンエンジンを長手方向に切断した概略図 エンジン排気部後端から排出された排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームを示す模式図 本発明の排気流ガイドを備えたエンジン排気部後端から排出された排気ガスの下流ジェット騒音寄与ボリュームを示す模式図 エンジン排気部後端に排気流ガイドが取り付けられていない場合の航空エンジン排気ジェット騒音の音圧レベルを示す模式図 エンジン排気部後端に本発明の排気流ガイドが取り付けられている場合の航空エンジン排気ジェット騒音の音圧レベルを示す模式図 本発明の種々な態様における排気流ガイド装置の斜視図 本発明の種々な態様における排気流ガイド装置の斜視図 本発明の種々な態様における排気流ガイド装置の斜視図 本発明の種々な態様における排気流ガイド装置の斜視図 本発明を取り入れたロングカウル形ナセルを備えたガスタービンエンジン側面の概略図 本発明の他の態様を取り入れたショートカウル形ナセルを備えたガスタービンエンジン側面の概略図 エンジンの排気部後端に対して格納可能な排気流ガイド装置を示し、図７のエンジンと類似したガスタービンエンジン側面の概略図

Claims (17)

1. 排気部後端を備えたガスタービンエンジン用のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置であって、
   上記排気部後端に取り付けられるように適合した排気流ガイドを備え、上記排気流ガイドは、湾曲した前縁および後縁と側縁とを備えたノズルの一部分をなすように湾曲した板金の部材を備え、上記湾曲した前縁は、湾曲した後縁の周方向長さよりも大きい周方向長さを有し、上記湾曲した前縁の中心点から上記湾曲した前縁の周方向に向かい合った２つの端点間を結ぶ仮想直線までの距離が、排気部後端の内周直径の１／４よりも大きく、これにより、ジェット騒音の指向性を変化させかつジェット騒音の音圧レベルを低減させるように非対称的に排気流を案内することを特徴とする、
   ガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
2. 上記排気流ガイドの湾曲した前縁と上記排気流ガイドの湾曲した後縁との間の距離が上記排気部後端における内周直径の０．３倍未満とはならないことを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
3. 上記板金の部材が台形をなしていることを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
4. 上記板金の部材が三角形をなし、上記後縁の長さが一点に集約していることを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
5. 上記湾曲した板金が円筒状のノズルの一部分を構成することを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
6. 上記湾曲した板金が切頭形円錐状のノズルの一部分を構成することを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
7. 上記排気流ガイドが、ノズルの一部分の円周方向に引いた直線からそれた後縁を備えることを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
8. 上記後縁が不規則に配列した歯付きの縁であることを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
9. 上記湾曲した板金が上記板金両側の領域間に流体の連通をなす穿孔を備え、これにより、流体流れを板金に貫通させることによりエンジン排気ガスと周囲流体流れとの混合を促すことを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
10. 上記湾曲した板金が、長手方向に延びた山と谷とを交互に構成するように波形をなすことを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
11. 上記湾曲した板金が、その内側表面上に、上記湾曲した前縁から放射状に延びた複数の補強ストリップを備えることを特徴とする請求項１に記載のガスエンジン排気ジェット騒音低減装置。
12. エンジン排気部後端を備えた航空機用ガスタービンエンジンであって、
    板金の部材から構成されるとともに上記エンジン排気部後端に取り付けられかつ該排気部後端から後方に延びた排気流ガイドを備え、上記板金は、湾曲した前縁および後縁と側縁とを備えたノズルの一部分をなすようにエンジン長手方向の中心軸回りに湾曲しており、上記湾曲した前縁は、上記湾曲した後縁の周方向長さよりも大きい周方向長さを有し、上記湾曲した前縁の中心点から上記湾曲した前縁の周方向に向かい合った２つの端点間を結ぶ仮想直線までの距離が、排気部後端の内周直径の１／４よりも大きく、これにより、ジェット騒音の指向性を変化させかつジェット騒音の音圧レベルを低減させるように非対称的に排気流を案内することを特徴とする、
    航空機用ガスタービンエンジン。
13. 上記ガスタービンエンジンが航空機に設置された状態において、上記排気流ガイドが上記排気部後端の内周下側となるように周方向に位置決めされることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用ガスタービンエンジン。
14. 上記排気流ガイドが、上記ガスタービンエンジンのナセル排気ノズルから滑らかに続くように所定の形状をなして排気部後端に取り付けられることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用ガスタービンエンジン。
15. 上記排気流ガイドが、上記ガスタービンエンジンのナセル排気ノズルの内側に格納可能であることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用ガスタービンエンジン。
16. 上記排気流ガイドが、上記排気部後端に対し、長手方向の中心軸回りに回転可能であることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用ガスタービンエンジン。
17. 上記エンジン排気部後端に取り付けられた排気流ガイドと類似した排気流ガイドが、ファンバイパスナセル出口から排出されたバイパス空気流に対して非対称的に作用するように、上記ファンバイパスナセル出口に取り付けられていることを特徴とする請求項１２に記載の航空機用ガスタービンエンジン。

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