JP5084844B2 - ジェットエンジンの排気騒音を削減するシステム及び方法 - Google Patents

Description

本発明は概して、近接の噴射流及び／又は他の混合強化装置の配設によって補強されるシェブロン構造又は他の突起部を有するノズルを介するものを含む、ジェットエンジンからの騒音（例えば、広帯域騒音）を削減するシステム及び方法に関するものである。

航空機メーカーは、ますます厳しくなる騒音認定基準を満たすために航空機から発生する騒音を削減しなければならないプレッシャーを常に抱えている。航空機のエンジンは航空機の騒音全体の主な発生源である。したがって、メーカーによる騒音削減の取り組みは特に航空機のエンジンを対象にしてきた。航空機のエンジンは、進歩した高いバイパス比を持つエンジンを用いた結果、大幅に静音化されつつある。これらのエンジンにより、総推進力のかなりの割合をジェット排気から直接得るのではなく、前方に取り付けられたエンジン駆動のファンによってエンジンコア周囲を推進するバイパス空気から得る。この方法によって、航空機の騒音はピュアターボジェットエンジン及び低バイパス比エンジンと比較してかなり削減されるが、それにも関わらずエンジン及び航空機の連邦規定では、依然更なるエンジン騒音削減が求められている。

エンジン排気の騒音を削減するために幾つかの技術が利用されてきた。エンジン騒音を削減する一つの方法は、エンジンから出る高速の気体と、周囲の自由流の空気との混合量を調整することである。具体的な手法は、ノズル出口において「シェブロン（Ｖ字形突起部）」を形成することを含む。シェブロンはおおむね、ノズルのへりにおいて鋸歯形状、通常三角形状となっており縦方向に多少の湾曲を含むため、隣接する流れにわずかながらさらされる。シェブロンは、内面又は外面それぞれのほぼ上流境界層の厚さの分だけ、内側方向又は外側方向に突出することができる。シェブロンは、ノズル中心部のフローダクト（このフローダクトを通ってエンジン中心部の流れが方向付けされる）の後縁、及び／又はファンのフローダクトの後縁に配置することができ、ファンのフローダクトは、中心部のフローダクトの周囲に環状に配置されており、これを通ってファンのバイパス空気が流れる。シェブロンは通常、ノズル流がノズルの直径の長さスケールにおいて周囲空気の自由流と混合する割合を調整することによって、低周波数騒音を低減する。同様の騒音削減が実現可能である別の手法では、ノズル出口で、又はノズル出口近辺において高圧の流体噴流（例：マイクロジェット）を発生させる。上述した手法では、シェブロン又は流体噴射を含まないノズルに比べて、かなりの騒音削減が得られるが、環境騒音基準を満たし、機内の騒音を削減するためには、更なる騒音削減が望ましい。

下記の概要は読者に役立つように提供されているものであり、請求項に記載される本発明を決して限定するものではない。本開示の具体的な態様は、後縁の突起部（例えば、シェブロン）、及び近接して位置する噴射口の両方を備えるジェットエンジンノズル、及び関連するシステムと方法に関する。航空機のエンジンノズル流を制御する一方法は、ジェットエンジンによって気体の第１流を発生させ、後部方向に延びる複数の突起部（シェブロン）を含む後縁周長を有するノズルを通して第１流を送達させるステップを含む。本方法はさらに、加圧された気体の第２流を、突起部に少なくとも近接する第１流に噴射するステップを含むことができる。この方法の具体的な態様では、突起部はおおむね三角形であり、三角形の先端領域がベース領域の後部に位置している。第２流は流れ方向に、先端領域と軸方向に並んだ位置において噴射される。さらに別の特定の態様においては、第２流は少なくとも部分的にエンジン操作パラメータ、航空機の飛行状態、またはこの両方に基づいて変更又は停止することが可能である。例えば、航空機が巡航状態にあるときは第２流を縮小又は停止させることができる。別の態様では、第２流を変動させることが可能である（例えばパルス状）。

別の態様は、航空機のノズルシステムを作製する方法に関する。上記の一方法は、周方向に変化する出口外周形状を有する出口があるノズルに適用され、ノズル出口におけるジェット流の乱流運動エネルギーの発生レベルが、周囲の乱流運動エネルギー発生レベルの平均よりも高いことが予想される、ノズル出口外周の目標位置を特定するステップを含む。本方法はさらに、混合強化装置（例えば、ボーテックスジェネレータ、細長い延長部、及び／又は流体噴射口）を配置するステップを含むことができる。特定の態様では、ノズルは出口外周の突起部を含み、突起部はベースの後部に位置する先端部を有するおおむね三角形状を有している。混合強化装置の位置決めは、個別の噴射口が対応する突起部の先端部の軸に沿って流れ方向に並び、噴射口が対応する先端部の後部に位置し、対応する先端部に対して鋭角に内向きに角度をなすように位置決めするステップを含むことができる。

別の態様による方法は、ジェットエンジンによって気体の流れを発生させ、後部方向に延びる複数の突起部を含む後縁周長を有するノズルを通して流れを送達させるステップを含む。本方法はさらに、突起部に近接する位置において、流れの渦度を上げる、せん断応力を弱める、あるいは渦度を上げてせん断応力を弱める、両方のステップを含む。さらに別の態様では、混合強化装置を介して突起部の先端領域の流れの渦度を上げる、及び／又はせん断応力を弱める。混合強化装置はボーテックスジェネレータ、細長い延長部、及び／又は流体噴射ポートを含むことができる。

さらに別の態様は、後部方向に延びる複数の突起部を含む周長を有する出射口を有するジェットエンジンの排気ノズルを含む航空機システムに関する。本システムはさらに、突起部に少なくとも近接して位置する開口部を有する複数の噴射路を含むことができ、この噴射路は加圧気体の供給源に接続される。

さらに特定の態様では、本システムは一以上の噴射路を通る流れを制御するための、一以上の噴射路に接続された一以上の弁も含むことができる。本システムはさらに、一以上の弁に操作可能に接続されたコントローラも備えることができ、このコントローラはエンジンの操作状態、飛行状態、又はこの両方に対応する入力値を受信するようにプログラミングされている。このコントローラはまた、入力値に少なくとも部分的に基づいて弁を誘導するようにプログラミングされている。

さらに別の態様は、後部方向に延びる複数の突起部を含む周長を有する出射口を有するジェットエンジンノズルを備える航空機システムに関する。本システムはさらに、突起部に配設された混合強化装置を備えており、この混合強化装置は突起部に近接する位置において渦度を上げる、せん断応力を弱める、あるいは渦度を上げてせん断応力を弱める、両方の作用をもたらすように配置されている。例えば混合強化装置は、突起部に少なくとも近接して位置する開口部を有し、加圧気体の供給源に接続された噴射路を備えることができる。別の構成では、突起部の形状はベースの後部に位置する先端部を有するおおむね三角形であり、混合強化装置は突起部の先端部から後部方向に延びる細長い延長部を備えている。

図１は本発明の実施形態により構成されたノズルを有する航空機を示す図である。 図２は本発明の実施形態により構成された突起部と噴射路を有するノズルを示す図である。 図３は本発明の実施形態による突起部と噴射路を有するノズルの一部を示す拡大平面図である。 図４は本発明の実施形態により構成されたコントロール装置とともに、ノズル突起部と付随の噴射路を示す部分的概略の断面側面図である。 図５は本発明の実施形態による突起部と噴射流がある場合とない場合のノズルを比較する試験データを示すグラフである。 図６は本発明の別の実施形態による航空機の機体に近接して配置されたノズルを示す部分概略図である。 図７Ａ〜Ｂは本発明の別の実施形態により強化された騒音減衰性能を有するノズル突起部を示す図である。 図８Ａ〜Ｂは本発明の別の実施形態により強化された騒音減衰性能を有するノズル突起部を示す図である。 図９Ａ〜Ｂは本発明の別の実施形態により強化された騒音減衰性能を有するノズル突起部を示す図である。 図１０Ａ〜Ｂは本発明の別の実施形態により強化された騒音減衰性能を有するノズル突起部を示す図である。

本開示の態様は、シェブロン又は他の突起部を有するジェットエンジンノズルと、混合強化装置、及びこれに付随するシステムと方法に関するものである。特定の実施形態の詳細情報を、図１〜１０Ｂを参照しながら下に説明する。公知であり、上記システム及びプロセスにしばしば関連する構造又はプロセスの幾つかの詳細は、簡潔にするために下記の説明には記載されていない。さらに、下記の開示では、本発明の異なる態様の幾つかの実施形態を説明しているが、本発明の幾つかの他の実施形態は、この項で説明するものとは異なる構成又は異なる要素を有する可能性がある。したがって、本発明は、追加の要素を使用する、及び／又は図１〜１０Ｂを参照しながら下に説明するさまざまな要素を使用しない他の実施形態も実施可能である。

図１は翼１０２、機体１０１、及び推進システム１０３を有する民間のジェット輸送機１００を示す図である。図示した推進システム１０３は、翼１０２に配設された２つのエンジン１０６を備える。各エンジン１０６は、流入口１０５及びノズル１２０を備えるナセル１０４に格納されている。ノズル１２０は、下により詳細な情報が記載され、エンジン１０６から発生する騒音を削減する、後部に延在する突起部と、噴射流又は他の混合強化配置の両方を備える。これらの機構によって達成される騒音削減は、図１に示す構成に配設されるエンジンに適用することができる、あるいは、図６を参照しながら後述する構成を含む他の構成によって配設されるエンジンに適用することができる。

図２は本発明の実施形態によって構成された図１に示すノズル１２０の拡大した側面の正面図である。ノズル１２０は、エンジンの排気生成物を運ぶコア流路１２２と、ファンのバイパス空気流を運ぶ、コア流路１２２周囲に環状に配置されたファン流路１２１を備えることができる。コア流路１２２はコア流出口１２４が終端であり、ファン流路１２１はファン流出口１２３が終端である。出口１２３、１２４のいずれか、あるいは両方は、対応する出口で合流する気体流の混合を強化するように配置された「シェブロン」形状又は別の形状を有する突起部１２５を備えることができる。図解するために、ノズル１２０はファン流突起部１２５ａ及びコア流突起部１２５ｂの両方を有するノズルとして示したが、特定の架設形態では、突起部１２５ａ、１２５ｂの設置のいずれか一方をなくすことができる。これらの実施形態のいずれにおいても、幾つかあるいは全ての突起部１２５は対応する混合強化装置１５０を備えることができる。特定の配置構成では、混合強化装置１５０は流路口１２７を有する噴射路１２６（図２において点線で示す部分）を備えている。噴射路１２６は、高圧流体（例えば、空気等の気体、又は液体）を運び、突起部１２５に近接するおおむね後部方向に方向付けされている。後により詳細を記載するように、突起部１２５と噴射路１２６（又他の混合強化装置）から導入される高圧流の組み合わせにより、突起部又は噴射のみのいずれかによって達成可能な騒音削減量よりも大きいエンジン騒音削減が実現できると予想される。噴射流を含む混合強化装置は図３〜８Ｂを参照してさらに下に説明し、他の混合強化装置は図９Ａ〜１０Ｂを参照しながら後述する。

図３は、本発明の一実施形態によって構成された代表的な突起部１２５を示す、ノズル１２０の一部の拡大平面図である。この特定の実施形態では、突起部１２５がおおむねシェブロン又は三角形状を有しており、その先端領域１２８がベース領域１２９の後部に位置している。各突起部１２５の先端領域１２８は一番後部の先端部１３０が終端である。この実施形態のある特定の態様においては、噴射路１２６とこれに付随の流路口１２７は、先端領域１２８と（流れ方向に向かって）軸に沿って並んでいる。流路口１２７のこの配置により、他の位置に流路口１２７を設置するのと比べてノズルの騒音削減能力が向上すると考えられている。具体的には、突起部１２５に隣接するノズル流によって発生する乱流運動エネルギーは、ベース領域１２９近辺よりも先端部１３０近辺のほうが高いと考えられている。さらに乱流運動エネルギーの発生レベルは、高圧のマイクロジェット噴射流の導入によって削減されると考えられている。したがって、流路口１２７を先端部１３０に、又は先端部１３０の近くに意図的に配置して、この位置において予想される比較的高い乱流運動エネルギーの発生レベルを相殺することができる。さらにこの配置構成により、騒音レベルが削減されて突起部１２５のみで達成可能なレベルを下回ると予想される。

また図３に示すように、個々の流路口１２７を、対応する先端部１３０の後部に配置することができる。ある特定の実施形態では、流路口１２７は先端部１３０のすぐ後部に位置している。例えば各流路口１２７を、対応する先端部１３０の下流の、突起部１２５の軸方向の長さの約２０％の長さのところに、配置することができる。少なくとも幾つかの実施形態においては下流位置の方がより良い騒音削減が得られると予想されるが、他の実施形態では、流路口１２７は先端部１３０に、又は先端部１３０のちょうど上流に当たる場所に配置することができる。したがって、さらに別の実施形態では、流路口１２７をノズル約１個分の直径（たとえば、突起部１２５が延びている外周位置におけるノズル１２０の直径）を最大限とした距離だけ、対応する先端部１３０の下流に配置することができる。図示目的で、個々の突起部１２５用に単一の流路口１２７を示す。他の実施形態では、個々の突起部は先端部１３０近辺の隣り合った複数の流路口１２７を備えている。この配置構成により、噴射される質量流量を減らすことなく、各流路口１２７とこれに付随する噴射路１２６のサイズを縮小することができる。流路口１２７は、方位角Ｚがゼロとなるように（図３に示すように）、又は他の実施形態では非ゼロの方位角をなすように、方向付けすることができる。突起部１２５が単一の流路口１２７を備えるとき、及び／又は突起部１２５が複数の流路口１２７を備えるとき、方位角Ｚは非ゼロであってよい。後者の場合、ある突起部１２５の流路口１２７は、互いの方向に向いている、又は互いから離れる方向に向いていることが可能である。

噴射口１２６の格納に加えて、突起部１２５は少なくとも幾つかの実施形態において、ノズル１２０の残り部分に対して可動であってよい。例えば、突起部１２５は蝶番線１３１に沿ってノズル１２０の残り部分に相対的に回転し、各突起部１２５が上流のノズル流に（対して傾いて）浸漬する程度を変更することができる。別の配置構成では、突起部１２５は弾力性のある柔軟な材料からできていてよく、稼動中に、蝶番線１３１における不連続性を有する面の代わりに、連続的に湾曲した浸漬面を形成する。図４を参照して下に説明するように、ノズル１２０の騒音削減及び全体的な効率性を、突起部１２５の向きの調節と任意に組み合わせて、噴射路１２６を通る流れを調節することにより調節可能である。

図４は、ノズル１２０の一部、突起部１２５のうちの一つ、そしてこれに付随する噴射路１２６の部分概略の断面側面図である。噴射路１２６は加圧気体の供給源１４０に接続されている。供給源１４０は噴射路１２６に加圧空気又は別の気体（例えば排気ガス）を供給することができる。ある特定の実施形態では、供給源１４０はエンジンコンプレッサーを備えることができ、このエンジンコンプレッサーはブリード空気ポートを介して噴射路１２６に圧縮空気を供給する。別の実施形態では、高圧空気は別の供給源、例えば航空機の補助電源装置（ＡＰＵ）によって供給可能である。

上述したように、流路口１２７を軸に沿って流れ方向に突起部１２５の先端部１３０と並べて配置することができる。図４に示すように、流路口１２７における噴射路１２６の流れ軸を、ノズル１２０の内面１３２に沿って通る気体の隣接する流れ方向に対して角度Ａだけ傾かせることができる（矢印Ｇで示す）。傾斜角Ａは、０°〜±９０°から選択される値の鋭角であってよい。ある特定の実施形態では、傾斜角Ａは内部気体の流れ方向Ｇに対して約６０°である。流路口１２７用に選択された特定の傾斜角Ａは、他の実施形態では別の値であってよく、他の因子の中でもとりわけ、ノズルの圧力比、特定のノズル形状特性、そして突起部１２５の形状を含むことができる因子に基づいた特定の設置条件に対して選択することが可能である。例えば、（図４に示すように）突起部１２５が内向きに浸漬している場合、角度Ａはプラスの値を有することができる。複数の流れがある設置条件では（例えば、中心部の流れから外向きに環状に位置するバイパス流を有する等）、突起部１２５を２つの流れの間に配置し、外向きの方向にバイパス流の中に浸漬させることができる。上記の場合、角度Ａはマイナスの値を有することができる。ある特定の実施形態では、流路口１２７は円形である。他の実施形態では、流路口１２７の形状及び／又はサイズは異なっていてよく、例えばエンジンとノズルのサイズ、及び／又は設置の詳細事項によって変わる。

突起部１２５の態様及び／又は噴射路１２６は、稼働中に選択的に変更及び／又はそうでなければ制御することが可能である。例えば、突起部１２５がノズル１２０の残り部分に対して可動である場合、ノズル１２０が突起部１２５に接続された一以上のアクチュエータ１３４を備え、各突起部１２５の浸漬の度合いを変更するように突起部１２５を（矢印Ｉで示すように）回転させることができる。突起部１２５を、互いに対して個別に、又は全部一緒に動くように制御することができる。

突起部１２５の相対運動に順応するために、またノズル１２０のほかの可動機能（逆推進機能を含むがこれに限定されない）にも順応するために、噴射路１２６の少なくとも幾つかの部分に柔軟な管類又は他の調整可能で適合可能、及び／又は弾力性のある構造を備えることができる。噴射路１２６は一以上の弁１３５に接続して、各噴射路１２６及びこれに付随する流路口１２７を通る流れを制御することも可能である。

コントローラ１３６を弁１３５とアクチュエータ１３４に操作可能に接続して、飛行中にこれらの要素の稼動を管理することも可能である。コントローラ１３６はエンジンの入力値１３７（例えばエンジンの推力レベル）、飛行状態入力値１３８（例えば、離陸、着陸、巡航、又は他の現在の及び／又は未来の飛行状態の表示）、及び／又は他の入力値１３９（例えばパイロットの入力値）を受信することができる。入力値１３７〜１３９に基づいて、コントローラ１３６は突起部１２５の動き及び／又は噴射路１２６を通る流量を管理することが可能である。例えば、騒音削減が比較的高い重要性を持つ状況においては、コントローラ１３６は噴射路１２６を通る最大（又は比較的高い）流量を管理することができ、任意に、突起部１２５を最大限の騒音削減が予想される浸漬角に動かすことができる。上記の状況は、エンジンが最大推力レベルに設定される又は最大推力レベルに近づく離陸中に起きる可能性がある。巡航状況を含むがこれに限定されない別の状況では、エンジンを効率的に稼動させる必要が、閾値レベルを超えるエンジン騒音を削減する必要を上回ることもあり得る。したがって、コントローラ１３６により噴射路１２６を通る圧縮空気の流れを削減又は停止させることができ、突起部１２５の浸漬角度Ｉをゼロに又はゼロ近くに調節することができる。ある特定の実施形態では、コントローラ１３６は排気騒音を制御するためのフィードバックループを備えることができる。例えば、他の入力値１３９はエンジンの排気騒音レベルを直接又は間接的に検出するマイクロホン、圧力センサ又は他のセンサからの入力値を含むことができる。コントローラ１３６は次に突起部１２５及び／又は噴射路１２６の操作パラメータを調節して望ましい（例えば、最適な）レベルの騒音削減を得る。上述した全ての状況において、流れは、例えばパルス状等の、又はそうでなければ時間によって変動が管理される手法で変化させることができる。上述したパラメータは受信した入力値に基づいて自動的に調節することができ、及び／又はパイロットによって無効にする、調節する、又はそうでなければ操作することが可能である。コントローラ１３６はしたがって、プロセッサ、メモリ、入力／出力性能を有するコンピュータ、及びコンピュータによって実行可能な命令を有するコンピュータ可読の媒体を備えることができる。コンピュータの機能は既存の航空機コンピュータに一体化することができ、又はコンピュータは他の航空機システムと通信する独立型ユニットを備えることができる。

エンジンからの流れの除去に関連するエンジン効率への影響を減らすために、所望の騒音削減を得るのに必要とされる最小流量を噴射することが通常望ましい。一般に、噴射流量はエンジン全体の質量流量の５％よりも少ない、又は５％に等しくなり得ると予想されている。例えば、ある特定の実施形態では、離陸状態において噴射流量はエンジン全体の質量流量の約１％以下（例えば０．５％）となり得ると予想される。上述したように、噴射流量は他のエンジン設定及び／又は飛行状態において削減する又は除去することができる。

少なくとも幾つかの上述した実施形態の１つの特徴は、噴射路１２６を通る流体（例えば、気体又は液体）の流れは、騒音削減に対する相対的な必要性及び効率的なエンジン稼動に対する相対的な必要性によって変化するように調節することができることである。この構成は可動の突起部１２５によって補完することができるが、可動の突起部よりも実行が容易である可能性があり、したがって可動の突起部１２５の代わりに使用することができる。この構成の利点は、オペレータが比較的単純な弁の配置（例えば弁１３５等）によってエンジンの騒音削減及び効率性を制御することが可能になり得ることである。

少なくとも幾つかの上述した実施形態の別の特徴は、噴射路１２６によって送られた流れによって、突起部１２５のみを使用した場合に達成可能な騒音削減と比較して、騒音の大幅な削減が得られることが予想されることである。したがって、噴射流を突起部１２５と組み合わせて使用して、全体的に低い騒音レベルを達成することが可能である。騒音削減は、広帯域騒音、ショックセル騒音、地上で聞こえる騒音（例えば特に離陸中の環境騒音）、及び／又は航空機内で聞こえる騒音（例えば特に巡航中の客室内の騒音）にわたって、達成することができる。あるいは、噴射流を使用して突起部１２５の形状の数を減らす又は変更する（例えば、浸漬の度合いを減らす）ことができ、これにより、より多数の又は異なる形状の突起部のみで行うのと同等の騒音レベル削減が得られる。この結果、噴射流はある場合には、突起部１２５の数を減らすことによって航空機の全重量を低減することができ、及び／又は航空機の性能を改善することができる。

少なくとも幾つかの上述した実施形態のさらに別の特徴は、突起部のみで実施したときに付随する限界を補完する位置に噴射流を供給できることである。例えば、試験データは突起部だけでは先端領域において高せん断及び／又は低い（又はゼロの）軸方向の渦度が得られることを示している。先端領域に噴射流を流すことによって、せん断応力が低減され、及び／又は軸方向の渦度が上がって全体の騒音削減が向上することが予想される。

図５は、ノズル直径１００の半径におけるノズルに対する角度位置の関数としての、３つの異なるノズルの騒音レベルの測定値を示すグラフである。したがって、Ｘ軸上の９０°は、ノズルに長手方向に整列し、ノズル直径１００だけノズルから横方向にずれた位置に相当し、１８０°は、ノズル出口に横方向に整列し、ノズル出口の下流でノズル直径１００だけ軸方向（長手方向）にずれた位置に相当する。線１４０ａは標準の円形ノズルに対応するデータを示し、線１４０ｂは比較的緩い浸漬角度をなす従来のシェブロン１８を有するノズルに対応するデータを示し、ノズル１４０ｃは均質円形の出口外周部と、外周部から流出する後部方向の噴射流を有する円形ノズルと一致する。線１４０ｄは、図３及び４を参照して上述したものとおおむね同様のやり方で噴射される流れと組み合わせるシェブロン１８形状の突起部を有するノズルに対応する。これらの音響試験データから、突起部と噴射流の両方を有するノズルによる騒音削減の利点は、突起部のみ、又は噴射流のみを有するノズルによって達成される騒音削減よりも大幅に大きいことが分かる。例えば、図５に示す多くの角度位置において、騒音削減が約１ｄＢから約２ｄＢに増加する。

図６は、本発明の別の実施形態による航空機の機体１０１に近接して取り付けられたエンジンナセル６０４とこれに付随するノズル６２０を示す部分概略の後部正面図である。この実施形態では、ノズル６２０が突起部６２５（ファン流突起部６２５ａ及びコア流突起部６２５ｂとして示す）を含むことができ、突起部６２５の幾つか又は全てが上述した噴射路とおおむね同様の噴射路６２７を含んでいる。この実施形態では、突起部６２５及び噴射路６２７は、地上における観測者だけでなく、機体１０１の内部の乗客に対しても騒音削減が得られるようなサイズ及び形状を有することができる。他の実施形態では、ナセル６０４は機体１０１及び／又は航空機の翼に対して別の位置に配置することができ、突起部とこれに付随する噴射路は好適なやり方で必要に応じて調整される。

上述したシステムでは、突起部から発生する軸方向の渦度を加えることによって、及び／又は突起部の先端近くのせん断応力を弱めることによって、ノズルの騒音レベルを削減することができる。他の実施形態では、このシステムは上述した機構の１つ又は両方によって騒音削減を達成する異なる配置構成を含むことができる。代表的な実施形態を図７Ａ〜１０Ｂを参照しながら下に説明する。

図７Ａは、本発明の別の実施形態による噴射路７２６が配設された突起部７２５の部分概略の平面図である。図７Ｂは、図７Ａに示す突起部７２５の部分概略の断面図である。ここで図７Ａ及び７Ｂを参照すると、突起部７２５は突起部７２５の内面７３２から外向きに離れるようにずれている流路口７２７を有する噴射路７２６を備えている。空気力学的流線形（図７Ａ〜７Ｂには図示せず）は噴射路７２６の外面を突起部７２５の外面と一体化させる。ある特定の実施形態では、流路口７２７は内面７３２から外向けにある距離Ｏだけずれており、距離Ｏに選択される値は突起部７２５と流路口７２７のサイズだけでなく、これに付随するノズルの予想される稼動状態によって変化する。流路口７２７を突起部７２５におけるノズルから出現するせん断層から離れるように外向きにずらすことで、突起部７２５の先端近くのせん断応力を弱める、及び／又は突起部７２５から後部方向の流れの軸方向の渦度を増すことが容易になると予想される。

図８Ａ〜８Ｂに、本発明の別の実施形態による、流れを噴射する突起部８２５それぞれの平面図及び断面図である。この特定の配置構成では、突起部８２５は流路口８２７と通流する噴射チャンバ８２６を備えている。この噴射チャンバ８２６はさらに、流路口８２７を通して流れを内向きに及び外向きに送り出す薄膜８４１又は他の駆動可能な装置（例えばピストン等）を備えている。したがって、流体の連続的な流れを供給する代わりに、この配置構成により流路口８２７において流体のパルス流が発生する。この配置構成は軸方向の渦度を増加させ、及び／又は突起部８２５の先端近くのせん断応力を弱めることにより騒音削減に有益な効果をもたらすことが予想される。この配置構成による更に予想される追加の利点は、実施するのに単純である、及び／又はエネルギー効率が優れていることである。

前述の実施形態では、軸方向の渦度及び／又はせん断応力レベルは、ノズル出口に配置された導入流及び突起部の組み合わせに有益な影響を受ける。他の実施形態では、突起部によって付与される有益な影響は、噴射流を含む必要がない装置によって強化可能である。代表的な装置を図９Ａ〜１０Ｂを参照して下にさらに詳しく説明する。

図９Ａ及び９Ｂは、本発明の一実施形態による先端部９３０に向けて配置された混合強化装置９５０を備える突起部９２５をそれぞれ示す平面図及び断面図である。この特定の配置構成では、混合強化装置９５０は先端から後部へ延びる細長いピン状の形態を取る。混合強化装置９５０はまた、突起部９２５の内面９３２に対して内向きに方向付けされている。混合強化装置により、突起部９２５のみから得られる軸方向の渦度が増す、及び／又は突起部９２５の先端部９３０近くのせん断応力が弱まることが予想される。

図１０Ａ及び１０Ｂに、本発明の別の実施形態によって構成された混合強化装置１０５０を備える突起部１０２５のそれぞれ平面図及び断面図を示す。この配置構成では、混合強化装置１０５０はまた、先端部１０３０の後部に突出し、突起部１０２５の内面１０３２に対して内向きに傾斜している。混合強化装置１０５０は突起部１０２５の外側の輪郭と一体化している、又は少なくとも部分的に一体化している。

上の記載から、本発明の特定の実施形態を説明目的で本明細書に記載したが、本発明から逸脱せずにさまざまな変更を行うことが可能である。例えば、突起部は三角形以外の形状を有することができる。各突起部は、一を上回る数の流路を備えることができ、及び／又は各流路は一を上回る数の流路口を備えることができる。特定の実施形態では、流路口は突起部の先端の下流に延びる代わりに、対応する突起部の先端と同一平面上に位置させることができる。特定の実施形態において説明した本発明の態様は、他の実施形態と組み合わせて、又は他の実施形態では除去することができる。例えば、混合強化装置及び突起部を、コア流出口とファン流出口のうちの一つ又は両方に配設することができる。混合強化装置及び／又は突起部は、ノズル周囲の外周方向に変化する特徴を有することができる。さらに、本発明の特定の実施形態に関する利点をこれらの実施形態において説明したが、他の実施形態も上記利点を呈することが可能であり、そして全ての実施形態が本発明の範囲内に含まれるために必ずしも上記利点を呈する必要がない。したがって、本発明は添付の請求項によって限定される以外は、限定されるものではない。

Claims (7)

1. ジェットエンジンによって気体の第１流を発生させるステップと、
   後部方向に延びる複数の突起部を備える後縁周長を有するノズルを通して第１流を送達するステップと、
   流体の第２流を突起部に少なくとも近接する第１流に向けて噴射するステップと、
   を含み、
   突起部がおおむね三角形であり、三角形の先端領域がベース領域の後部に位置しており、第２流を噴射するステップが、第２流を、軸に沿って先端領域と並んだ位置において流れ方向に噴射するステップを含み、
   第２流を噴射するステップが、先端領域の先端部の下流の位置で第２流を噴射するステップを含む、航空機エンジンのノズル流を制御する方法。
2. 第２流を噴射するステップが、第１流の流れ方向に対して非ゼロの方位角に第２流を方向付けするステップを含む、請求項１に記載の方法。
3. 少なくとも部分的にエンジン操作パラメータ、航空機の飛行状態、またはこれらの両方に基づいて、第２流の噴射を変更するか、パルス状にするか又は停止するステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
4. 少なくとも部分的にエンジン操作パラメータ、航空機の飛行状態、またはこれらの両方
   に基づいて、突起部をエンジンに対して移動させるステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
5. 第１流によって、後縁周長において、平均値に対して周方向に変化するジェット流の乱流運動エネルギーの発生レベルが発生し、第２流を噴射するステップが、乱流運動エネルギー発生レベルが平均値よりも高い外周位置で、第２流を噴射するステップを含む、請求項１に記載の方法。
6. 第２流を噴射するステップが、エンジンのコア流の中へ第２流を噴射するステップを含む、請求項１に記載の方法。
7. 第２流を噴射するステップが、エンジンのバイパス流の中へ第２流を噴射するステップを含む、請求項１に記載の方法。

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