JP5446783B2 - エンジン排気ノズル及び航空機エンジン - Google Patents

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。

航空機エンジンの主要な構成要素であ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。

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、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）。

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。

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）。

特開２００８−１５１０３３号公報 特開平５−２０２７６８号公報 米国特許第５０９２４２５号明細書

ＡＩＡＡ−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。

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。

本発明の第１の特徴は、航空機エンジンの主要な構成要素であって、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、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、前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に設けられ、エンジン軸方向へ延びたパイロンと、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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の壁面に設けられ、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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部から前記コアカウルの外壁面の内側にかけて区画して設けられ、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、前記導入口から導入した圧縮空気を下流方向へ案内するガイド通路と、前記コアカウルの下流側周縁に設けられ、前記ガイド通路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、前記ガイド通路、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。

本発明の第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）。

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、前記ガイド通路内を下流方向へ流れると、連絡通路を経由して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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部から前記コアカウルの外壁面の内側にかけて圧縮空気を下流方向へ案内する前記ガイド通路が区画して設けられ、前記コアカウルの下流側周縁に前記ガイド通路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設けられているため、前記ファン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）。

本発明の第２の特徴は、航空機エンジンの主要な構成要素であって、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、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、前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に設けられ、エンジン軸方向へ延びたパイロンと、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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の壁面に設けられ、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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部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、前記導入口から導入した圧縮空気を下流方向へ案内するガイド通路と、前記ナセルの下流側周縁に設けられ、前記ガイド通路と複数の前記マイクロジェットを連絡（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、前記ガイド通路、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。

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）。

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、前記ガイド通路内を下流方向へ流れると、前記連絡通路を経由して、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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の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、前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部に圧縮空気を下流方向へ案内する前記ガイド通路が区画して設けられ、前記ナセルの下流側周縁に前記ガイド通路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設けられているため、前記ファン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）。

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。

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。

本発明の第１の特徴又は第３の特徴よれば、前記ファン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。

本発明の第２の特徴又は第３の特徴よれば、前記ファン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。

本発明の第１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。 本発明の第１実施形態に係るエンジン排気ノズルの部分拡大図である。 図２におけるIII-III線に沿った図である。 図２におけるIV-IV線に沿った図である。 図１における矢視部Vの拡大図である。 本発明の第１実施形態に係るエンジン排気ノズルの開閉機構による動作を示す図であって、パイロンの一部を断面している。 本発明の第２実施形態に係るエンジン排気ノズルの部分拡大図である。 本発明の第２実施形態に係るエンジン排気ノズルの開閉機構による動作を示す図であって、パイロンの一部を断面している。

［第１実施形態］
本発明の第１実施形態について図１から図６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。

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、本発明の第１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。

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を主要な構成要素として具備しており、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を後方向（下流方向）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を後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。更に、コアカウル５からナセル９にかけて、エンジン軸方向（前後方向）へ延びたパイロン１７が一体的に設けられており、このパイロン１７は、航空機エンジン１を飛行機の翼（図示省略）に取付けるために用いられるものである。ここで、パイロン１７の一部分１７ａは、バイパス流路１５内に位置してあって、バイパス流路１５内に配設された介在部材に相当する。

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１９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１９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２１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２１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２３が設けられている。

コアカウル５の内部における高圧圧縮機２３の下流側には、圧縮空気中で燃料を燃焼させる燃焼器２５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２５の下流側には、高圧タービン２７が設けられており、この高圧タービン２７は、燃焼器２５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２３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２７の下流側には、低圧タービン２９が設けられており、この低圧タービン２９は、燃焼ガスの膨張によって駆動する共に低圧圧縮機２１及びファン１９を連動して駆動させるものである。

なお、図中において、ファン１９、低圧圧縮機２１、高圧圧縮機２３、高圧タービン２７、及び低圧タービン２９における動翼部分は、ハンチングを施してある。

続いて、本発明の第１実施形態に係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。

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３１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３１は、コアカウル５の外壁面の内側に位置している。また、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側両壁面には、第１導入口３３がコアカウル５の外壁面に近接してそれぞれ設けられており、各第１導入口３３は、ファン１９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。

パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの内部からコアカウル５の外壁面の内側にかけて、一対の第１導入口３３から導入した圧縮空気を下流方向へ案内する第１ガイド通路３５が区画して設けられており、この第１ガイド通路３５は、コアカウル５の外壁面に沿ってエンジン軸方向へ延びている。また、コアカウル５の下流側周縁には、第１ガイド通路３５と複数の第１マイクロジェットノズル３１を連絡する環状の第１連絡通路３７が設けられており、この第１連絡通路３７は、コアカウル５の外壁面の内側に位置している。

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３９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３９は、ナセル９の空洞部１３に位置している。また、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側両壁面には、第２導入口４１がナセル９の内壁面に近接してそれぞれ設けられており、各第２導入口４１は、ファン１９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。

パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの内部には、一対の第２導入口４１から導入した圧縮空気を下流方向へ案内する第２ガイド通路４３が区画して設けられており、この第２ガイド通路４３は、ナセル９の内壁面に沿ってエンジン軸方向へ延びている。また、ナセル９の下流側周縁には、第２ガイド通路４３と複数の第２マイクロジェットノズル３９を連絡する環状の第２連絡通路４５が設けられており、この第２連絡通路４５は、ナセル９の空洞部１３に位置している。

図５及び図６（ａ）（ｂ）に示すように、パイロン１７の適宜位置には、一対の第１導入口３３及び一対の第２導入口４１を開閉する開閉機構４７が設けられている。また、開閉機構４７は、第１導入口３３及び第２導入口４１を開閉する方向へ揺動可能な一対の蓋部材４９、及び一対の蓋部材４９をリンク部材５１を介して揺動させる油圧シリンダ等のアクチュエータ５３を備えている。ここで、開閉機構４７は、第１マイクロジェットノズル３１とバイパス流路１５を第１導入口３３、第１ガイド通路３５、及び第１連絡通路３７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。同様に、開閉機構４７は、第２マイクロジェットノズル３９とバイパス流路１５を第２導入口４１、第２ガイド通路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、一対の蓋部材４９は、第１導入口３３及び第２導入口４１を開閉する方向へ揺動可能に構成される代わりに、第１導入口３３及び第２導入口４１を開閉する方向へ移動可能（スライド可能）に構成されるようにしても構わなく、第１切替機構又は第２切替機構として開閉機構４７と異なる構成を採用しても構わない。また、開閉機構４７の代わりに、一対の第１導入口３３を開閉する第１開閉機構、及び一対の第２導入口４１を開閉する第２開閉機構が別個に設けられるようにしても構わない。

続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。

（第１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２３を駆動して、燃焼器２５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２７及び低圧タービン２９を駆動させると共に、高圧タービン２７によって高圧圧縮機２３を連動して駆動させて、低圧タービン２９によって低圧圧縮機２１及びファン１９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１９の駆動、低圧圧縮機２１の駆動、高圧圧縮機２３の駆動、燃焼器２５による燃焼、高圧タービン２７の駆動、低圧タービン２９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。

（第１実施形態の特有の作用）
離陸時においては、アクチュエータ５３によって一対の蓋部材４９を第１導入口３３及び第２導入口４１を開く方向へ揺動させることにより（図６（ｂ）参照）、開閉機構４７によって一対の第１導入口３３及び一対の第２導入口４１を開いて、第１遮断状態から第１連通状態に、第２遮断状態から第２連通状態にそれぞれ切り替える。これにより、ファン１９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一対の第１導入口３３から導入され、第１ガイド通路３５内を下流方向へ流れ、第１連絡通路３７を経由して、複数の第１マイクロジェットノズル３１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。同様に、ファン１９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一対の第２導入口４１から導入され、第２ガイド通路４３内を下流方向へ流れ、第２連絡通路４５を経由して、複数の第２マイクロジェットノズル３９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、パイロン１７におけるバイパス流路１５に位置する部分１７ａの上流側両壁面にファン１９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一対の第１導入口３３が設けられ、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの内部からコアカウル５の外壁面の内側にかけて圧縮空気を下流方向へ案内する第１ガイド通路３５が区画して設けられ、コアカウル５の下流側周縁に第１ガイド通路３５と複数の第１マイクロジェットノズル３１を連絡する環状の第１連絡通路３７が設けられているため、ファン１９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３１からコアジェットＣＪに向かって噴射することができる。

同様に、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側両壁面にファン１９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一対の第２導入口４１が設けられ、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの内部に圧縮空気を下流方向へ案内する第２ガイド通路４３が区画して設けられ、ナセル９の下流側周縁に第２ガイド通路４３と複数の第２マイクロジェットノズル３９を連絡する環状の第２連絡通路が設けられているため、ファン１９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３９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。

なお、離陸後に、アクチュエータ５３によって一対の蓋部材４９を第１導入口３３及び第２導入口４１を閉じる方向へ揺動させることにより（図６（ａ）参照）、開閉機構４７によって一対の第１導入口３３及び一対の第２導入口４１を閉じて、第１連通状態から第１遮断状態に、第２連通状態から第２遮断状態にそれぞれ復帰させる。

（第１実施形態の効果）
従って、本発明の第１実施形態によれば、ファン１９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３１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３９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２１又は高圧圧縮機２３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。

特に、離陸時において、開閉機構４７によって第１遮断状態から第１連通状態に、第２遮断状態から第２連通状態にそれぞれ切り替え、離陸後において、開閉機構４７によって第１連通状態から第１遮断状態に、第２連通状態から第２遮断状態にそれぞれ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１９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。

［第２実施形態］
本発明の第２実施形態について図７及び図８を参照して説明する。

図７及び図８（ａ）（ｂ）に示すよように、第２実施形態に係るエンジン排気ノズル５５は、航空機エンジン１の主要な構成要素であって、コアジェットＣＪ及びバイパスジェットＢＪを排気するものであり、第１実施形態に係るエンジン排気ノズル３と同様の構成要素を有している。以下、第２実施形態に係るエンジン排気ノズル５５の構成のうち、第１実施形態に係るエンジン排気ノズル３の構成と異なる部分について簡単に説明する。なお、第２実施形態に係るエンジン排気ノズル５５における複数の構成要素のうち、第１実施形態に係るエンジン排気ノズル３における構成要素と対応するものについては、図中に同一番号を付する。

即ち、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側両壁面に第１導入口３３がコアカウル５の外壁面に近接してそれぞれ設けられる代わりに、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側端壁面には、第１導入口５７がコアカウル５の外壁面に近接して設けられており、第１導入口５７は、ファン１９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。また、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側両壁面に第２導入口４１がナセル９の内壁面に近接してそれぞれ設けられる代わりに、パイロン１７におけるバイパス流路１５内に位置する部分１７ａの上流側端面には、第２導入口５９がナセル９の内壁面に近接して設けられており、第２導入口５９は、ファン１９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。

パイロン１７の適宜位置に一対の第１導入口３３及び一対の第２導入口４１を開閉する開閉機構４７が設けられる代わりに、パイロン１７の適宜位置には、第１導入口５７及び第２導入口５９を開閉する開閉機構６１が設けられている。また、開閉機構６１は、第１導入口３３及び第２導入口４１を開閉する前後方向へ移動可能なスライダ６３、及びスライダ６３を前後方向へ移動させる油圧シリンダ等のアクチュエータ６５を備えている。ここで、開閉機構６１は、第１マイクロジェットノズル３１とバイパス流路１５を第１導入口５７、第１ガイド通路３５、及び第１連絡通路３７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。同様に、開閉機構６１は、第２マイクロジェットノズル３９とバイパス流路１５を第２導入口５９、第２ガイド通路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１実施形態と同様に、開閉機構６１の代わりに、一対の第１導入口３３を開閉する第１開閉機構、及び一対の第２導入口４１を開閉する第２開閉機構が別個に設けられるようにしても構わない。また、スライダ６３の下流側にシール機構が設けられるようにしても構わない。

そして、第２実施形態においても、第１実施形態の作用及び効果と同様の作用及び効果を奏するものである。

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３９、第２導入口４１（５９）、第２ガイド通路４３、及び第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３１、第１導入口３３（５７）、第１ガイド通路３５、及び第１連絡通路３７を省略したり、マイクロジェットをパイロン１７の下流側に形成される二次的な騒音源に向かって噴射したりする等、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。

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 パイロン
１７ａ バイパス流路内に位置する部分
１９ ファン
２１ 低圧圧縮機
２３ 高圧圧縮機
２５ 燃焼器
２７ 高圧タービン
２９ 低圧タービン
３１ 第１マイクロジェットノズル
３３ 第１導入口
３５ 第１ガイド通路
３７ 第１連絡通路
３９ 第２マイクロジェットノズル
４１ 第２導入口
４３ 第２ガイド通路
４５ 第２連絡通路
４７ 開閉機構
４９ 蓋部材
５１ リンク部材
５３ アクチュエータ
５５ エンジン排気ノズル
５７ 第１導入口
５９ 第２導入口
６１ 開閉機構
６３ スライダ
６５ アクチュエータ

Claims (4)

1. 航空機エンジンの主要な構成要素であって、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、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、
   前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に設けられ、エンジン軸方向へ延びたパイロンと、
   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、
   前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の壁面に設けられ、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、
   前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部から前記コアカウルの外壁面の内側にかけて区画して設けられ、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、前記導入口から導入した圧縮空気を下流方向へ案内するガイド通路と、
   前記コアカウルの下流側周縁に設けられ、前記ガイド通路と複数の前記マイクロジェットノズルを連絡する連絡通路と、
   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、前記ガイド通路、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、を備えたことを特徴とするエンジン排気ノズル。
2. 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サブマイクロジェットノズルと、
   前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の壁面に設けられ、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サブ導入口と、
   前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部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、前記サブ導入口から導入した圧縮空気を下流方向へ案内するサブガイド通路と、
   前記ナセルの下流側周縁に設けられ、前記サブガイド通路と複数の前記サブマイクロジェットノズルを連絡するサブ連絡通路と、
   複数の前記サブ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、前記サブガイド通路、及び前記サブ連絡通路を介して連通したサブ連通状態と、該サブ連通状態を遮断したサブ遮断状態に切り替えるサブ切替機構と、を備えたことを特徴とする請求項１に記載のエンジン排気ノズル。
3. 航空機エンジンの主要な構成要素であって、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、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、
   前記コアカウルから前記ナセルにかけて一体的に設けられ、エンジン軸方向へ延びたパイロンと、
   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、
   前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の壁面に設けられ、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、
   前記パイロンにおける前記バイパス流路内に位置する部分の内部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、前記導入口から導入した圧縮空気を下流方向へ案内するガイド通路と、
   前記ナセルの下流側周縁に設けられ、前記ガイド通路と複数の前記マイクロジェットを連絡する連絡通路と、
   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、前記ガイド通路、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、を備えたことを特徴とするエンジン排気ノズル。
4. 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、
   請求項１から請求項３のうちのいずれか１項に記載のエンジン排気ノズルを備えたことを特徴とする航空機エンジン。

Images