JP5446749B2

JP5446749B2 - Engine exhaust nozzle and aircraft engine

Info

Publication number: JP5446749B2
Application number: JP2009256204A
Authority: JP
Inventors: 真也楠田; 勉大石; 芳則大庭
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2009-11-09
Filing date: 2009-11-09
Publication date: 2014-03-19
Anticipated expiration: 2029-11-09
Also published as: JP2011099420A

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。 The present invention relates to an engine exhaust nozzle that exhausts a core jet and a bypass jet, and an aircraft engine that generates engine thrust by exhausting the core jet and the bypass jet.

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。 The configuration of a general engine exhaust nozzle in an aircraft engine is as follows.

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）。 A general engine exhaust nozzle includes a cylindrical cowl, and an annular core passage for exhausting the core jet is formed inside (inside) the cowl. In addition, a cylindrical nacelle is integrally provided on the outer wall surface of the cowl so as to surround the core cowl, and the cowl has a hollow portion between the outer wall surface and the inner wall surface. An annular bypass passage for exhausting the bypass jet is formed between the inner wall surface and the outer wall surface of the core cowl (see Patent Document 1 and Patent Document 2).

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。 Accordingly, the engine thrust of the aircraft engine can be generated by exhausting the core jet and the bypass jet from the core passage and the bypass passage, respectively.

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）。 By the way, in recent years, various research and development have been made in order to reduce jet noise, and it has been found as knowledge that jet noise can be reduced by injecting a microjet toward a core jet (Non-patent Document 1). reference). An engine exhaust nozzle having a micro jet nozzle that injects a micro jet toward the core jet has also been developed (Patent Document 3).

特開２００８−１５１０３３号公報JP 2008-151033 A 特開平５−２０２７６８号公報JP-A-5-202768 米国特許第５０９２４２５号明細書US Pat. No. 5,092,425

ＡＩＡＡ−２００４−２９６９AIAA-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。 However, in the engine exhaust nozzle according to the prior art described in Patent Document 3, a part of the compressed air compressed by the compressor is used as a microjet, resulting in a decrease in energy efficiency of the aircraft engine. It will be. That is, there is a problem that it is difficult to improve the energy efficiency of an aircraft engine while reducing jet noise.

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。 Therefore, an object of the present invention is to provide an engine exhaust nozzle and an aircraft engine having a novel configuration that can solve the above-described problems.

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、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、前記コアカウルの内部における前記コアカウルの外壁面側に区画して設けられ、前記コアカウルの外壁面に沿ってエンジン軸方向へ延びており、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、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、を備えたことを要旨とする。 According to a first aspect of the present invention, in an engine exhaust nozzle that exhausts a core jet and a bypass jet of an aircraft engine, a cylindrical core cowl in which an annular core channel for exhausting the core jet is formed, and the core cowl An annular wall is integrally provided on the outer wall surface so as to surround the core cowl, has a hollow portion between the outer wall surface and the inner wall surface, and exhausts a bypass jet between the inner wall surface and the outer wall surface of the core cowl. A cylindrical nacelle in which a bypass channel is formed, a plurality of microjet nozzles that are circumferentially spaced around the downstream peripheral edge of the core cowl, and injects a microjet toward the core jet, and the core cowl A part of the compressed air that is provided on the outer wall and compressed and taken into the bypass passage by the fan in the aircraft engine is introduced. Noh introduction port provided by sectioning the outer wall surface side of the core cowl in the interior of the core cowl extends to the engine axis direction along the outer wall surface of said core cowl, said inlet and a plurality of the micro-jet nozzle A communication path for communicating (communication), a switching mechanism for switching a plurality of the microjet nozzles and the bypass flow path to a communication state through the introduction port and the communication passage, and a blocking state in which the communication state is blocked And the gist of the above.

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）。 According to the first feature, engine thrust of the aircraft engine can be generated by exhausting the core jet and the bypass jet from the core passage and the bypass passage, respectively (normal operation).

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、前記コアカウルの内部における前記コアカウルの外壁面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区画して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）。 When a part of the compressed air that is compressed and taken into the bypass flow path by the fan is introduced from the introduction port and flows in the downstream direction in the communication passage, the compressed air is discharged from the plurality of micro jet nozzles. Is injected toward the core jet. That is, the introduction port through which a part of the compressed air compressed and taken into the bypass flow path by the fan is introduced on the outer wall surface of the core cowl is provided on the outer wall surface side of the core cowl inside the core cowl. Since the communication passage that connects the introduction port and the plurality of microjet nozzles is partitioned and provided, a part of the compressed air compressed by the fan is used as a microjet, and the plurality of microjets It can be ejected from the nozzle toward the core jet (specific action).

本願の第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、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おける前記ナセルの内壁面側に区画して設けられ、前記ナセルの内壁面に沿ってエンジン軸方向へ延びており、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、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サブ導入口及び前記サブ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、を備えたことを要旨とする。 A second feature of the present application is that, in an engine exhaust nozzle that exhausts a core jet and a bypass jet of an aircraft engine, a cylindrical core cowl in which an annular core flow path for exhausting the core jet is formed, and an outside of the core cowl An annular bypass that is integrally provided on the wall surface so as to surround the core cowl, has a hollow portion between the outer wall surface and the inner wall surface, and exhausts a bypass jet between the inner wall surface and the outer wall surface of the core cowl. A cylindrical nacelle in which a flow path is formed, a plurality of microjet nozzles that are provided at circumferential intervals on the downstream peripheral edge of the nacelle and that injects the microjet toward the bypass jet, A part of the compressed air that is provided on the wall surface downstream of the fan and compressed and taken into the bypass flow path by the fan can be introduced. An inlet provided by sectioning the inner wall surface side of the nacelle in the cavity of the nacelle, extending to the engine axis direction along the inner wall surface of the nacelle, the inlet and the plurality of microjet nozzles A communication path for communication (communication), a switching state in which a plurality of the micro jet nozzles and the bypass channel are communicated with each other via the sub-introduction port and the sub-communication path, and a switching that switches the communication state to a shut-off state. And a mechanism .

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）。 According to the second feature, engine thrust of the aircraft engine can be generated by exhausting the core jet and the bypass jet from the core passage and the bypass passage, respectively (normal operation).

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おける前記ナセルの内壁面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区画して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）。 When a part of the compressed air that is compressed and taken into the bypass flow path by the fan is introduced from the introduction port and flows in the downstream direction in the communication passage, the compressed air is discharged from the plurality of micro jet nozzles. Is injected toward the bypass jet. That is, the introduction port through which a part of the compressed air compressed and taken into the bypass flow path by the fan can be introduced on the downstream side of the fan on the inner wall surface of the nacelle, and the hollow portion of the nacelle Since the communication passage that connects the introduction port and the plurality of microjet nozzles is partitioned and provided on the inner wall surface side of the nacelle, a part of the compressed air compressed by the fan is used as a microjet. And it can inject toward a bypass jet from a plurality of the above-mentioned micro jet nozzles (characteristic operation).

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。 A third feature of the present invention is an aircraft engine that generates engine thrust by exhausting a core jet and a bypass jet.
The gist is that the engine exhaust nozzle having the first feature or the second feature is provided.

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。 According to the 3rd characteristic, there exists an effect | action similar to the effect | action by the 1st characteristic or the 2nd characteristic.

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。 According to the first feature or the third feature of the present invention, since a part of the compressed air compressed by the fan can be used as a microjet, it can be injected from the plurality of microjet nozzles toward the core jet. The energy efficiency of the aircraft engine can be sufficiently improved as compared with the case where part of the compressed air compressed by the compressor is used as a microjet while reducing jet noise due to the core jet.

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。 According to the second feature or the third feature of the present invention, a part of the compressed air compressed by the fan can be used as a microjet to be injected from the plurality of microjet nozzles toward the bypass jet. The energy efficiency of the aircraft engine can be sufficiently improved as compared with the case where part of the compressed air compressed by the compressor is used as a microjet while reducing jet noise due to the bypass jet.

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。1 is a side view showing an aircraft engine according to an embodiment of the present invention, in which an upper half is cut. 図１における矢視部IIの拡大図である。It is an enlarged view of the arrow view part II in FIG. 図２におけるIII-III線に沿った図である。FIG. 3 is a view taken along line III-III in FIG. 2. 図２におけるIV-IV線に沿った図である。FIG. 4 is a view taken along line IV-IV in FIG. 2. 図１における矢視部Vの拡大図である。It is an enlarged view of the arrow V part in FIG.

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。 An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the drawings, “F” indicates the forward direction (upstream direction), and “R” indicates the backward direction (downstream direction).

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。 As shown in FIG. 1, an aircraft engine 1 according to an embodiment of the present invention generates engine thrust by exhausting a core jet CJ and a bypass jet BJ, and is applied to an aircraft wing (not shown). It can be attached. And the whole structure of the aircraft engine 1 which concerns on embodiment of this invention is as follows.

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。 The aircraft engine 1 includes an engine exhaust nozzle 3 that exhausts the core jet CJ and the bypass jet BJ. The engine exhaust nozzle 3 includes a cylindrical core cowl 5. An annular core flow path 7 for exhausting the core jet CJ in the downstream direction (rearward direction) is formed. A cylindrical nacelle 9 is provided on the outer wall surface of the core cowl 5 so as to surround the core cowl 5 via a plurality of struts 11 (only one is shown in the figure). An annular bypass flow path 15 for exhausting the bypass jet BJ in the downstream direction between the inner wall surface of the nacelle 9 and the outer wall surface of the core cowl 5 has a hollow portion 13 between the wall surface and the inner wall surface. Is formed.

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。 On the upstream side (front side) of the core cowl 5, a fan 17 that compresses and takes in air into the core flow path 7 and the bypass flow path 15 is provided. A low-pressure compressor 19 that compresses compressed air (air) compressed and taken into the core flow path 7 is provided on the downstream side (rear side) of the fan 17 inside the core cowl 5. 5 is provided on the downstream side of the low-pressure compressor 19 with a high-pressure compressor 21 that compresses the compressed air compressed at a low pressure.

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。 A combustor 23 that combusts fuel in compressed air is provided on the downstream side of the high-pressure compressor 21 inside the core cowl 5. Further, a high-pressure turbine 25 is provided on the downstream side of the combustor 23 inside the core cowl 5, and the high-pressure turbine 25 is driven by the expansion of the combustion gas from the combustor 23 and interlocks with the high-pressure compressor 21. To drive. Further, a low-pressure turbine 27 is provided on the downstream side of the high-pressure turbine 25 in the core cowl 5, and the low-pressure turbine 27 is driven by the expansion of the combustion gas and interlocks with the low-pressure compressor 19 and the fan 17. It is to be driven.

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。 In the figure, the rotor blade portions of the fan 17, the low-pressure compressor 19, the high-pressure compressor 21, the high-pressure turbine 25, and the low-pressure turbine 27 are hatched.

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。 Then, the structure of the engine exhaust nozzle 3 which is the principal part of embodiment of this invention is demonstrated in detail.

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。 As shown in FIGS. 1 to 3 and 5, the engine exhaust nozzle 3 includes the core cowl 5 and the nacelle 9 as described above, and a downstream peripheral portion (rear peripheral portion) of the core cowl 5 A plurality of first microjet nozzles 29 for injecting the microjet MJ toward the core jet CJ are provided at intervals in the circumferential direction. Is located. A plurality of (only one is shown) first introduction ports 31 are formed on the outer wall surface of the core cowl 5 at intervals in the circumferential direction, and each first introduction port 31 is bypassed by the fan 17. It is possible to introduce compressed air that has been compressed into 15.

コアカウル５の内部におけるコアカウル５の外壁面側には、円弧状の複数の第１連絡通路３３が周方向に沿ってかつ区画して設けられており、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。 The outer wall surface side of the core cowl 5 inside the core cowl 5, first communication passage 33 of the plurality arc-shaped are provided to and partitioned along the circumferential direction, each of the first communication passage 33, the correspondence relationship The first introduction port 31 and the first micro jet nozzle 29 are connected (communication) and extend in the engine axial direction (front-rear direction). Note that the first communication passage 33 may have an arc shape instead of being provided with a plurality of arcs in the circumferential direction.

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。 Inside the outer wall surface of the core cowl 5, a plurality of (only one shown) first opening / closing mechanisms 35 for opening / closing the first introduction port 31 are provided along the circumferential direction. Each first opening / closing mechanism 35 includes a first lid member 37 that is movable (slidable) in the front-rear direction for opening and closing the first introduction port 31, and a first hydraulic cylinder that moves the first lid member 37 in the front-rear direction. The first actuator 39 is provided. Here, each first opening / closing mechanism 35 includes a first communication state in which the first microjet nozzle 29 and the bypass channel 15 are communicated with each other via the first introduction port 31 and the first communication passage 33, and the first communication state. It can also be understood as a first switching mechanism that switches to the first shut-off state in which is shut off. Note that the first lid member 37 may be configured to be swingable in the direction of opening and closing the first introduction port 31 instead of being configured to be movable in the front-rear direction. A configuration different from that of the first opening / closing mechanism 35 may be adopted.

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。 As shown in FIGS. 1, 2, 4, and 5, a plurality of second microjet nozzles (sub-microjets) that inject the microjet MJ toward the bypass jet BJ at the downstream peripheral portion of the nacelle 9. Nozzles) 41 are provided at intervals in the circumferential direction, and each second microjet nozzle 41 is located in the cavity 13 of the nacelle 9. A plurality (only one is shown) of second introduction ports (sub-introduction ports) 43 are formed at intervals in the circumferential direction on the inner wall surface of the nacelle 9 on the downstream side of the fan 17. The inlet 43 can introduce compressed air that has been compressed and taken into the bypass flow path 15 by the fan 17.

ナセル９の空洞部１３におけるナセル９の内壁面側には、円弧状の複数の第２連絡通路４５が周方向に沿ってかつ区画して設けられており、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。 On the inner wall surface side of the nacelle 9 in the cavity 13 of the nacelle 9, a second communication passage 45 of the plurality arc-shaped are provided to and partitioned along the circumferential direction, each of the second communication passage 45 includes a first 2 Connects the inlet 43 and the second micro jet nozzle 41 and extends in the engine axial direction. The second communication passage 45 may have an arc shape instead of being provided with a plurality of arcuate shapes along the circumferential direction.

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。 A plurality of (only one shown) second opening / closing mechanisms (sub-opening / closing mechanisms) 47 that open and close the second introduction port 43 are provided in the cavity 13 of the nacelle 9 along the circumferential direction. Each of the second opening / closing mechanisms 47 includes a second lid member 49 that can move in the front-rear direction for opening and closing the second introduction port 43, and a second hydraulic cylinder that moves the second lid member 49 in the front-rear direction. An actuator 51 is provided. Here, each of the second opening / closing mechanisms 47 has a second communication state (sub-communication state) in which the second microjet nozzle 41 and the bypass channel 15 communicate with each other via the second introduction port 43 and the second communication passage 45; It can also be understood as a second switching mechanism (sub switching mechanism) that switches to the second blocking state (sub blocking state) in which the second communication state is blocked. The second lid member 49 may be configured to be swingable in the direction of opening and closing the second introduction port 43 instead of being configured to be movable in the front-rear direction. A configuration different from that of the second opening / closing mechanism 47 may be adopted.

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。 Then, the effect | action and effect of embodiment of this invention are demonstrated.

（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。 (Normal operation of the embodiment)
The high-pressure compressor 21 is driven by the operation of an appropriate starter device (not shown), and the high-pressure turbine 25 and the low-pressure turbine 27 are driven by the expansion of the combustion gas by burning the fuel in the compressed air by the combustor 23. In addition, the high-pressure turbine 25 drives the high-pressure compressor 21 in conjunction with each other, and the low-pressure turbine 27 drives the low-pressure compressor 19 and the fan 17 in conjunction with each other. A series of operations as described above (driving the fan 17, driving the low pressure compressor 19, driving the high pressure compressor 21, combustion by the combustor 23, driving the high pressure turbine 25, driving the low pressure turbine 27) are continuous. Thus, the aircraft engine 1 can be operated properly, and the core jet CJ and the bypass jet BJ can be exhausted from the core flow path 7 and the bypass flow path 15, respectively, and the engine thrust of the aircraft engine 1 is generated. be able to.

（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。 (Specific operation of the embodiment)
At the time of takeoff, each first lid member 37 is moved forward by each first actuator 39 to open each first introduction port 31 by each first opening / closing mechanism 35, so that the first cutoff state is changed to the first state. Switch to connected state. Thereby, a part of the compressed air compressed and taken into the bypass flow path 15 by the fan 17 is introduced from the plurality of first introduction ports 31 and flows in the downstream direction through the plurality of first communication passages 33. Compressed air is injected from the first microjet nozzle 29 toward the core jet CJ as a microjet MJ. In other words, a plurality of first introduction ports 31 capable of introducing a part of the compressed air compressed and taken into the bypass flow path 15 by the fan 17 are provided on the outer wall surface of the core cowl 5 at intervals in the circumferential direction. A plurality of first communication passages 33 that communicate with the first introduction port 31 and the first microjet nozzle 29 in a corresponding relationship inside the outer wall surface 5 are provided along the circumferential direction, and are compressed by the fan 17. A part of the compressed air can be used as the micro jet MJ to be ejected from the plurality of first micro jet nozzles 29 toward the core jet CJ.

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。 Similarly, by moving each second lid member 49 forward by each second actuator 51, each second opening / closing mechanism 47 opens each second introduction port 43 so that the second communication state is changed from the second blocking state to the second communication state. Switch to. As a result, a part of the compressed air compressed and taken into the bypass flow path 15 by the fan 17 is introduced from the plurality of second introduction ports 43, flows in the plurality of second communication passages 45 in the downstream direction, Compressed air is injected from the second microjet nozzle 41 toward the bypass jet BJ as a microjet MJ. That is, a plurality of second introduction ports 43 that can introduce a part of the compressed air that is compressed and taken into the bypass flow path 15 by the fan 17 on the downstream side of the fan 17 on the inner wall surface of the nacelle 9 are spaced apart in the circumferential direction. Since a plurality of second communication passages 45 are provided along the circumferential direction to connect the second introduction port 43 and the second microjet nozzle 41, which are provided and correspond to the cavity 13 of the nacelle 9, A part of the compressed air compressed by the fan 17 can be used as the micro jet MJ to be jetted from the plurality of second micro jet nozzles 41 toward the bypass jet BJ.

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。 After takeoff, the first lid members 37 are moved rearward by the first actuators 39 so that the first inlets 31 are closed by the first opening / closing mechanisms 35, and the first communication state is changed to the first state. Return to the shut-off state. Similarly, by moving each second lid member 49 backward by each second actuator 51, each second introduction port 43 is closed by each second opening / closing mechanism 47, and the second communication state is changed to the second cutoff state. Return to.

（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。 (Effect of embodiment)
Therefore, according to the embodiment of the present invention, a part of the compressed air compressed by the fan 17 can be used as a microjet, and can be injected from the plurality of first microjet nozzles 29 toward the core jet CJ. The second micro jet nozzle 41 can inject toward the bypass jet BJ, so that jet noise of the core jet CJ and the bypass jet BJ can be reduced, and the compressed air compressed by the low pressure compressor 19 or the high pressure compressor 21 can be reduced. The energy efficiency of the aircraft engine 1 can be sufficiently improved as compared with the case where a part is used as a microjet.

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。 In particular, at the time of takeoff, each first opening / closing mechanism 35 switches from the first cutoff state to the first communication state, and each second opening / closing mechanism 47 switches from the second cutoff state to the second communication state. Since the first open / close mechanism 35 returns from the first communication state to the first cut-off state, and the second open / close mechanisms 47 return from the second communication state to the second cut-off state, in other words, only during takeoff, Since a part of the compressed air compressed by the fan 17 is used as the micro jet MJ, the energy efficiency of the aircraft engine 1 can be more sufficiently improved.

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。 Further, a plurality of first introduction ports 31 are provided on the outer wall surface of the core cowl 5 at intervals in the circumferential direction, and a plurality of second introduction ports 43 are provided on the inner wall surface of the nacelle 9 at intervals in the circumferential direction. Therefore, turbulent air in the vicinity of the outer wall surface of the core cowl 5 and in the vicinity of the inner wall surface of the nacelle 9, in other words, in the vicinity of the wall surface of the bypass channel 15 is extracted from the plurality of first introduction ports 31 and the plurality of second introduction ports 43. The energy efficiency of the aircraft engine 1 can be further improved.

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。 The present invention is not limited to the description of the above-described embodiment. For example, the plurality of second microjet nozzles 41, the plurality of second introduction ports 43, and the plurality of second communication passages 45 may be omitted, The present invention can be implemented in various other modes, such as omitting the plurality of first microjet nozzles 29, the plurality of first introduction ports 31, and the plurality of first communication passages 33. Further, the scope of rights encompassed by the present invention is not limited to these embodiments.

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 BJ Bypass jet CJ Core jet MJ Micro jet 1 Aircraft engine 3 Engine exhaust nozzle 5 Core cowl 7 Core flow path 9 Nacelle 13 Cavity 15 Bypass flow path 17 Fan 19 Low pressure compressor 21 High pressure compressor 23 Combustor 25 High pressure turbine 27 Low pressure turbine 29 first micro jet nozzle 31 first introduction port 33 first communication passage 35 first opening / closing mechanism 37 first lid member 39 first actuator 41 second micro jet nozzle 43 second introduction port 45 second communication passage 47 second opening / closing Mechanism 49 Second lid member 51 Second actuator

Claims

In an engine exhaust nozzle that exhausts the core jet and bypass jet of an aircraft engine,
A cylindrical core cowl in which an annular core channel for exhausting the core jet is formed;
Provided integrally on the outer wall surface of the core cowl so as to surround the core cowl, has a hollow portion between the outer wall surface and the inner wall surface, and exhausts the bypass jet between the inner wall surface and the outer wall surface of the core cowl. A cylindrical nacelle in which an annular bypass channel is formed;
A plurality of micro jet nozzles that are provided at circumferential intervals on the downstream peripheral edge of the core cowl and inject the micro jet toward the core jet;
An inlet provided on the outer wall surface of the core cowl and capable of introducing a part of compressed air compressed and taken into the bypass flow path by a fan in the aircraft engine;
A connecting passage that is provided on the outer wall surface side of the core cowl inside the core cowl , extends in the engine axial direction along the outer wall surface of the core cowl , and connects the inlet and the plurality of microjet nozzles; ,
A switching mechanism for switching between a plurality of the microjet nozzles and the bypass flow path via the introduction port and the communication passage and a blocking state where the communication state is blocked is provided. Engine exhaust nozzle.

A plurality of sub-microjet nozzles that are provided at circumferential intervals on the downstream peripheral edge of the nacelle and that inject the microjet toward the bypass jet;
A sub-inlet port provided on a downstream side of the fan on the inner wall surface of the nacelle and capable of introducing a part of compressed air compressed and taken into the bypass flow path by the fan;
The nacelle is partitioned and provided on the inner wall surface side of the nacelle in the hollow portion of the nacelle , extends in the engine axial direction along the inner wall surface of the nacelle , and connects the sub introduction port and the plurality of sub micro jet nozzles. A sub-communication passage to
A sub-switching mechanism in which a plurality of the sub-microjet nozzles and the bypass channel are communicated with each other via the sub-inlet and the sub-communication passage, and a sub-switching mechanism that switches the sub-communication state to a sub-blocking state in which the sub-communication state is shut off. The engine exhaust nozzle according to claim 1, wherein the engine exhaust nozzle is provided.

In an engine exhaust nozzle that exhausts the core jet and bypass jet of an aircraft engine,
A cylindrical core cowl in which an annular core channel for exhausting the core jet is formed;
Provided integrally on the outer wall surface of the core cowl so as to surround the core cowl, has a hollow portion between the outer wall surface and the inner wall surface, and exhausts the bypass jet between the inner wall surface and the outer wall surface of the core cowl. A cylindrical nacelle in which an annular bypass channel is formed;
A plurality of microjet nozzles that are provided at circumferential intervals on the downstream peripheral edge of the nacelle and inject the microjet toward the bypass jet;
An inlet provided on the inner wall surface of the nacelle on the downstream side of the fan and capable of introducing a part of the compressed air that is compressed and taken into the bypass flow path by the fan;
It provided partitions the inner wall surface side of the nacelle in the cavity of the nacelle, extending to the engine axis direction along the inner wall surface of the nacelle, contact to contact the inlet and the plurality of microjet nozzles A passage,
A switching mechanism for switching between a plurality of the microjet nozzles and the bypass flow path via the introduction port and the communication passage and a blocking state where the communication state is blocked is provided. Engine exhaust nozzle.

2. The introduction port according to claim 1, wherein a plurality of the introduction ports are provided at intervals in the circumferential direction, and the communication passage has an arc shape and is provided in a plurality along the circumferential direction, or has an annular shape. The engine exhaust nozzle according to claim 3.

The inlet has a plurality spaced apart circumferentially, the communication passage is exhibited or is plurality, or a ring shape along the exhibit and circumferentially arcuate,
Wherein the sub-feed port, a plurality spaced apart circumferentially, the sub communication passage, characterized in that along the exhibit and circumferentially arcuate and is formed or is plurality, or cyclic Item 3. The engine exhaust nozzle according to Item 2 .

In aircraft engines that generate engine thrust by exhausting core jets and bypass jets,
Aircraft engine comprising the engine exhaust nozzle according to any one of claims 1 to 5.