JP7417632B2 - 音響処理を含む逆推力装置カスケード - Google Patents

Description

本発明は、航空機のターボ機械によって放出される音波の音響処理、より具体的には、ターボ機械の逆推力装置での音波の処理に関する。

ターボ機械が動作しているとき、流れとターボ機械の固体部分との間の相互作用は、ターボ機械を通して伝播する騒音の発生の原因となる。

この音響放射を減衰させる方法の１つは、音波と接触する表面に音響処理手段を統合することである。

従来、ターボジェットエンジンの音響処理、より具体的にはロータとその周囲環境との相互作用によって放射される騒音の音響処理は、音波が伝播するダクトの濡れ面に配置された吸音パネルを使用して行われていた。濡れ面とは、流体の流れと接触している表面を意味する。これらのパネルは一般に、吸音セルを形成するハニカムを閉じ込めるサンドイッチタイプの複合材料である。

一つの自由度を有する音響パネル、すなわちＳＤＯＦは、たとえば最先端技術で知られており、ターボ機械のナセルの壁を覆う音響処理パネルの、従来のハニカム構造を有する。

共振空洞を使用する音響処理パネル技術の動作原理により、音響処理パネルの半径方向のスペース要件、すなわち半径方向の厚さは、音響減衰に関して最大の効率を得るために目標とする処理周波数に依存する。

しかしながら、エンジンアーキテクチャでは、ブレードホイールの回転速度はますます遅くなり、ブレードホイールのブレード数はますます少なくなるため、ファンおよび整流器ステージまたはファンＯＧＶ（出口ガイドベーンモジュール）を含むモジュールに関連する騒音の支配的な周波数が低下する。その結果、音響パネルの最適な厚さとナセルで利用可能なスペース要件との一致は現在達成されていない。

航空機の速度を落とすために、ターボ機械は一般に逆推力装置を備える。カスケードの作用に基づく逆推力装置には、主に２つの技術がある。カスケード型逆推力装置には、固定カスケード逆推力装置と、スライド式逆推力装置の２種類がある。

図１ａおよび図１ｂは、それぞれ、非作動時の逆推力位置および作動時の逆推力位置における、当技術分野で知られている第１の実施形態によるターボ機械１の長手方向平面における概略断面図を表す。

ターボ機械１は、軸線方向Ｄ_Ａ、半径方向Ｄ_Ｒおよび円周方向Ｄ_Ｃを定義する軸線Ｘを中心とする回転対称性を有するナセル２と、ファン３と、一次流路４と、二次流路と、一次整流器ステージ５と、二次整流器ステージ６と、カスケード８を含むカスケード逆推力装置７と、を備える。

固定カスケード逆推力装置を備えたターボ機械を表す図１Ａおよび図１Ｂに示されるように、固定カスケード逆推力装置では、カスケード８は、ナセル２の上流部分２１に埋め込まれ、すなわち固定され、ナセル２の下流部分２２とスライド可能に係合し、上流および下流は、ターボ機械１内のガス流の流れＦの方向に対して定義される。下流に移動することにより、ナセル２の下流部分２２は、ナセル２内の流れとターボ機械１が動作する周囲環境との間の唯一の界面となるカスケード８を露出させる。

図２ａおよび図２ｂは、それぞれ、非作動時の逆推力位置および作動時の逆推力位置における、当技術分野で知られている第２の実施形態によるターボ機械１の長手方向平面における概略断面図を表す。

スライド可能に係合するカスケード逆推力装置を備えたターボ機械１を表す図２Ａおよび図２Ｂに示すように、固定カスケード逆推力装置では、カスケード８は、ナセル２の上流部分２１に対してスライド可能に、およびナセル２の下流部分２２に対して埋込接続で係合する。下流に並進移動することにより、ナセル２の下流部分２２は、カスケード８をナセル２から外に出し、ナセル２内の流れと周囲環境との間の界面にそれを配置する。

逆推力装置は、同時に、推進ユニットの性能に非常に有害なコスト、質量、およびスペースの要件を表すが、着陸段階の終わりにのみ使用されるものである。特に、それらがナセルで使用する容積は、最先端技術では、ターボ機械によって放出される音波の音響処理に使用することはできない。

二次ストリームの内側に展開してナセルの外側の上流に流れをそらすドアタイプの逆推力装置を使用する推進ユニットアーキテクチャでは、従来の音響処理を統合する既知の慣行は、音響パネルをリバーサドアの空洞に統合することからなる。この慣行は、ファンケーシングで行われているように、従来の吸音パネルを利用可能な容積に統合することだけで構成されている。

本発明は、カスケードがターボ機械の逆推力装置に取り付けられたときに、同時に、空気流をターボ機械の上流に向けてナセルの外側に向け直し、カスケードによる圧力低下を最小限に抑え、吸音効率を最大限に高めることを可能にする、カスケード型逆推力装置のカスケードを提供することを目的とする。

本発明の１つの目的は、航空機のターボ機械に取り付けられることを意図した逆推力装置用のカスケードを提案するものであり、カスケードは、第１の方向に延びる第１の仕切と、第１の方向に直交する第２の方向に延びる第２の仕切と、を含み、第２の仕切は、第１および第２の方向に直交する第３の方向に第１および第２の端部の間に延び、各第２の仕切の少なくとも一部は、第１および第２の方向を備える平面内の２つの第１の仕切の間に延びる。

本発明の一般的な特徴によれば、各第２の仕切は、第２の方向および第３の方向に平行な基準面と共に、第１の端部を第２の仕切の第２の端部から分離する第２の仕切の高さとは異なる位置に複数の異なる角度を形成し、各角度は、対応する第２の仕切の高さの位置で、基準面と、前記対応する基準面と第２の仕切との間の交点で取られる第２の仕切の接線との間に形成される。

第２の仕切は、そのようなカスケードを備えた逆推力装置を含むターボ機械内のガス流の流れの方向に直交する方向に沿って配向されることが意図されている。カスケードがターボ機械の逆推力装置に取り付けられている場合、逆推力機能を確保するには、ターボ機械の方位角方向または半径方向に沿って配向された第２の仕切が不可欠である。実際、これらの第２の仕切のおかげで、逆推力装置が取り付けられているナセル内の流路内を循環する空気流は捕捉されて、ナセルの内側、ナセルの外側の流れの方向に対して、ターボ機械の上流に向けて再配向されることができる。

第１の仕切は、そのようなカスケードを備えた逆推力装置を含むターボ機械内のガス流の方向に沿って配向されることが意図されている。カスケードがターボ機械の逆推力装置に取り付けられている場合、ターボ機械の軸線方向に沿って配向された第１の仕切は、逆推力機能に必須ではない。他方、それらは、ターボ機械によって生成される音波を減衰させることを可能にする空洞を得ることを可能にする。

第２の仕切の形態は、リバーサ仕切での波の反射現象を回避することにより、共振空洞への入口で平面波の音響伝播を促進することと、カスケードがターボ機械に取り付けられている場合、逆推力装置が作動するときに空気力学的流れを捕捉して上流とナセルの外側に再配向することを可能にする。

カスケードの第１の態様では、第２の方向に沿った２つの第１の仕切間の距離は、第１の方向に沿った２つの第２の仕切間の距離に対応することができる。

そのような配置は、実質的に正方形のメッシュを得ることを可能にし、したがって、空洞内の平面波における音響伝播を促進する。

カスケードの第２の態様では、第２の仕切は第１の角度を有してもよく、第１の角度は、０°～４０°の間に含まれ、かつ第２の仕切の前記高さの第１の位置に形成され、第１の位置は、第１の端部から第２の端部まで測定された前記高さの０％～２０％の間に含まれる。

この第１の角度は、カスケードがターボ機械に配置された逆推力装置に取り付けられ、そこを通って空気流がターボ機械の上流からターボ機械の下流に向かって通過するときに、第２の仕切の第１の部分を下流に配向することが意図されている。

この第１の角度は、共振空洞への入口、すなわち、カスケードがターボ機械に取り付けられている場合にナセル内のガス流の流れに最も近い第２の仕切の高さの位置で形成される。この第１の角度は、リバーサ仕切での波の反射現象を回避することにより、共振空洞への入口における平面波の音響伝播を促進することを可能にする。

カスケードの第３の態様では、第２の仕切は第２の角度を有しても良く、第２の角度は、２０°～６０°の間に含まれ、かつ第１の位置と、第１の端部から測定された前記高さの５％～６０％の間に含まれる第２の仕切の前記高さの第２の位置の第２の端部との間に形成される。

この第２の角度は、空気流が通過する、ターボ機械に配置された逆推力装置にカスケードが取り付けられている場合、第２の仕切の第２の部分を下流に配向することが意図されている。

第１の角度よりもナセル内を循環するガス流から離れた第２の仕切の高さの第２の位置に形成されるこの第２の角度は、逆推力装置が作動するときに、空気力学的流れを適切に捕捉することを可能にする。

カスケードの第４の態様では、第２の仕切は第３の角度を有してもよく、第３の角度は、２０°～７０°の間に含まれ、かつ第２の位置と、第１の端部から測定された前記高さの４５％～９５％の間に含まれる、第２の仕切の前記高さの第３の位置の第２の端部との間に形成される。

この第３の角度は、空気流が通過する、ターボ機械に配置された逆推力装置にカスケードが取り付けられている場合、第２の仕切の第３の部分を上流に配向することが意図されている。

第２の角度よりもナセル内を循環するガス流から離れた第２の仕切の高さの第３の位置に形成されるこの第３の角度は、逆推力装置が開位置にあるときに、ターボ機械の上流に向かってナセルの外側に空気力学的流れを再配向することができる。

カスケードの第５の態様では、第２の仕切は第４の角度を有してもよく、第４の角度は、４５°～０°の間に含まれ、かつ第３の角度の第３の位置と、第１の端部から測定された前記高さの１０％～１００％の間に含まれる、第２の仕切の前記高さの第４の位置の第２の端部との間に形成される。

この第４の角度は、空気流が通過する、ターボ機械に配置された逆推力装置にカスケードが取り付けられている場合、第２の仕切の第４の部分を上流に配向することが意図されている。

第３の角度よりもナセル内を循環するガス流から離れた第２の仕切の高さの第４の位置に形成されるこの第４の角度は、逆推力装置が非作動の場合、カスケードがナセルに入ったとき、内側のガス流と接触している孔空き壁と、孔空き壁に対して半径方向外側にある反射壁との間のハウジング内で共振空洞の底部での音波の反射を最適化することを可能にする。

カスケードの第６の態様では、第２の仕切は、各端部と第２の仕切の高さの隣接する位置との間、および第２の仕切の高さの２つの連続する位置との間に延びる高さ部分を備えることができ、２つの隣接する部分は、曲率半径が１ｍｍを超える遷移部によって接続されている。

曲率半径が１ｍｍを超える第２の仕切のさまざまな部分を接続すると、音波の効率的な誘導を促進する発展的な遷移部を取得できる。

カスケードの第７の態様では、第２の仕切の高さは１０ｍｍ～３００ｍｍの間に含まれることができ、第２の仕切の厚さは、それらがさらされる荷重ケースを保持するのに十分な厚さであると同時に、カスケード内の質量および圧力降下を最小限に抑えるために可能な限り薄くなるように、０．５ｍｍ～５ｍｍの間に含まれることができる。第２の仕切の厚さは第２の仕切の所与の点であって、第２の仕切のその点において表面の接線に垂直である点で測定される。

本発明の別の目的において、航空機のターボ機械用のカスケード逆推力装置が提案され、それは、上で定義された少なくとも１つのカスケードを含むことを特徴とする。

本発明のさらに別の目的では、航空機に取り付けられることが意図されたターボ機械が提案され、ターボ機械は、軸線方向および半径方向を定義する回転対称性を有するナセルを備え、ナセルは、半径方向に沿った厚さと、カスケード逆推力装置のカスケードを受け入れるためにその厚さで軸線方向に沿って延びるハウジングとを含む。

本発明の本目的の一般的特徴によれば、ターボ機械は、上で定義されたカスケード逆推力装置を備えてもよく、逆推力が必要とされない場合、カスケードは、ターボ機械のナセルの対応するハウジング内に配置され、第１の仕切は、軸線方向および半径方向に沿って延び、第２の仕切は、半径方向に沿って、ならびに軸線方向および半径方向に直交する方向に沿って延び、第１の方向は、軸線方向に対応する。

ターボ機械の一実施形態では、ナセルは、ハウジングの半径方向内壁を形成する孔空き壁と、ハウジングの半径方向外壁を形成する反射壁とを備えてもよい。

本発明の別の目的では、上で定義された少なくとも１つのターボ機械を備える航空機が提案される。

本発明は、添付の図面を参照して、限定はされないが指示として以下を読むことにより、よりよく理解されるであろう。

すでに説明した図１Ａは、それぞれ、非作動時の逆推力位置および作動時の逆推力位置における、当技術分野で知られている第１の実施形態によるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示す。 すでに説明した図１Ｂは、それぞれ、非作動時の逆推力位置および作動時の逆推力位置における、当技術分野で知られている第１の実施形態によるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示す。 すでに説明した図２Ａは、それぞれ、非作動時の逆推力位置および作動時の逆推力位置における、当技術分野で知られている第２の実施形態によるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示す。 すでに説明した図２Ｂは、それぞれ、非作動時の逆推力位置および作動時の逆推力位置における、当技術分野で知られている第２の実施形態によるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示す。 図３は、本発明の一実施形態によるターボ機械用の逆推力装置のカスケードの軸線方向を含み、かつ半径方向に直交する平面に沿った概略断面図を示す。 図４は、本発明の一実施形態によるターボ機械用の逆推力装置のカスケードの軸線方向および半径方向を含む平面に沿った概略断面図を示す。

図３および図４は、本発明の一実施形態による、航空機のターボ機械用の逆推力装置のカスケードの第１の概略断面図および第２の概略断面図をそれぞれ表す。

ターボ機械は、図１Ａおよび図１Ｂに記載の動作に従って、または図２Ａおよび図２Ｂに記載の動作に従って動作することができる逆推力装置を備える。

逆推力装置は、メッシュクラウンを形成するように組み立てられた複数のカスケード８０を備える。各カスケード８０はフレーム８１を備え、フレーム８１は、その内部で第１の仕切８２が第１の方向に延び、第２の仕切８３が第１の方向に直交する第２の方向に延びる。フレーム８１ならびに第１の仕切８２および第２の仕切８３は、１０ｍｍ～３００ｍｍの間に含まれる第１および第２の方向に直交する第３の方向の高さＨを有する。

第２の仕切８３の厚さは、それらがさらされる荷重ケースに耐えるのに十分な厚さであると同時に、カスケード内の質量および圧力降下を最小限に抑えるために可能な限り薄くなるように、０．５ｍｍ～５ｍｍの間に含まれる。

図３は、前記第１および第２の方向を含む第１の断面における概略断面図である。

図４は、前記第１および第３の方向を含む第２の断面における概略断面図である。

逆推力装置が図１ａ、図１ｂ、図２ａ、図２ｂに示すようなターボ機械に取り付けられている場合、第１の方向はターボ機械１の軸線方向Ｄ_Ａに対応し、第２の方向はターボ機械１の円周方向Ｄ_Ｃに対応し、第３の方向は、ターボ機械１の半径方向Ｄ_Ｒに対応する。

第２の仕切８３は、逆推力装置が作動したときの逆推力のために、ガス流Ｆをナセル２の外側およびターボ機械の上流に向けることを目的とした方位角仕切りである。第１の仕切８２は、逆推力装置が非非作動のときにターボ機械によって生成される音波を吸収するための共振空洞８４を、第２の仕切８３と共に画定することが意図された軸線方向仕切である。

２つの隣接する第１の仕切８２を互いに分離する第２の方向、すなわち円周方向Ｄ_Ｃの距離は、第１の方向、すなわち２つの第２の仕切８３を分離する軸線方向Ｄ_Ａの距離に等しいので、空洞内の平面波の音響伝播を促進する。

図４に示されるように、第２の仕切８３は、第３の方向に沿って、すなわち半径方向Ｄ_Ｒにおいて平面ではない。第２の仕切８３は、図４に示される実施形態では、半径方向Ｄ_Ｒおよび円周方向Ｄ_Ｃ方向に平行な基準面Ｐｒ、すなわち軸線方向Ｄ_Ａに直交する平面を有する、４つの非ゼロ角度を有する複雑な形状を有する。各角度は、基準面Ｐｒと、対応する第２の仕切の高さの位置における対応する基準面Ｐｒと第２の仕切８２との間の交点で取られる第２の仕切８３への接線との間で測定される。角度は、対応する基準面Ｐｒの両側で－１８０°～＋１８０°の角度の間で測定される。接線に対応するゼロ角度は基準面Ｐｒに延びる。負の角度は、逆推力装置が取り付けられているターボ機械１の上流に向けられた接線に対応し、正の角度は、下流に向けられた接線に対応する。

図４は、ターボ機械１の回転軸線Ｘを表している。第２の仕切８３は、回転軸線Ｘに面する第１の端部８５と、第１の端部８５と反対の第２の端部８６との間に延び、ナセル２の外側に向けられることが意図されている。

図４は、逆推力装置の作動位置、すなわち、逆推力装置が非作動であるときにカスケード８０がカスケード８０を受け入れるためにナセル２の厚さで提供されるハウジング２５を離れた位置にあるカスケードを示す。ハウジング２５は、軸線方向Ｄ_Ａに沿ってハウジング２５にカスケード８０を挿入することを可能にする開口部２５０、開口部２５０の反対側の半径方向Ｄ_Ｒに延びる底壁２５２、互いに平行であり軸線方向Ｄ_Ａおよび円周方向Ｄ_Ｃに延びる孔空き壁２５４および反射壁２５６を備え、孔空き壁２５４は、反射壁２５６の半径方向内側にある。したがって、孔空き壁２５４および反射壁２５６は、カスケードがハウジングに挿入されると、孔空き壁２５４の各開口部によって形成される容積およびネックを備えたヘルムホルツ共鳴器タイプの共鳴空洞を形成することを可能にする。

ナセルの高さＨは、第１の端部８５から第２の端部８６まで測定される。以下では、異なる高さＨレベルは、第２の仕切８３の高さのパーセンテージとして区別される。高さのパーセンテージが低い位置が与えられるほど、位置は第１の端部８５に近くなる。パーセンテージが高いほど、位置は第２の端部に近くなる。

図４に示されるように、各第２の仕切は第１の角度α１を有し、第１の角度α１は、下流に向けられた０°～４０°の間に含まれ、たとえば図４では４０°であり、そして０％～２０％の間に含まれ、たとえば図４では０％である高さＨの第１の位置Ｈ１、すなわち第１の端部８５に形成される。共振空洞への入口で形成されるこの第１の角度α１は、共振空洞８４への入口で平面波の音響伝播を促進し、第２のリバーサ仕切８３での波の反射現象を回避する。

各第２の仕切８３は第２の角度α２を有し、第２の角度α２は、同じく下流に向けられた２０°～６０°の間に含まれ、たとえば図４では２０°であり、そして第１の位置Ｈ１と、５％～６０％の間に含まれ、たとえば図４では３５％である、高さＨの第２の位置Ｈ２にある第２の端部８６との間に形成される。第２の位置Ｈ２に形成されるこの第２の角度α２は、逆推力装置が作動するときに空気力学的流れを適切に捕捉することを可能にする。

各第２の仕切８３は第３の角度α３を有し、第３の角度α３は、上流に向けられた－２０°～－７０°の間に含まれ、たとえば図４では－５０°であり、そして第２の位置Ｈ２と、４５％～９５％の間に含まれ、たとえば図４では６０％である、高さＨの第３の位置Ｈ３にある第２の端部８６との間に形成される。第３の位置Ｈ３に形成されたこの第３の角度α３は、逆推力装置が開位置にあるとき、空気力学的流れＦをナセル２の外側のターボ機械１の上流に向けて再配向する。

各仕切８３は第４の角度α４を有し、第４の角度α４は、上流に向けられた－４５°～－０°の間に含まれ、たとえば図４では－２０°であり、そして第３の角度α３の第３の位置Ｈ３と、１０％～１００％の間に含まれ、たとえば図４では９０％である、高さＨの第４の位置Ｈ４にある第２の端部８６との間に形成される。高さＨの第４の位置Ｈ４で形成されるこの第４の角度α４は、逆推力装置が非作動の場合、およびカスケード８０がナセル２に入った場合、内側のガス流Ｆと接触している孔空き壁２５４と、孔空き壁２５４に対して半径方向外側にある反射壁２５６との間のハウジング２５内で、共振空洞８４の底部での音波の反射を最適化することを可能にする。

したがって、各第２の仕切８３は、端部８５または８６との間、端部８５または８６と一致しない高さＨ１からＨ４の位置との間、および高さＨ１からＨ４の２つの隣接する位置との間に延びる、高さ部分８３１から８３４を備える。第１の部分８３１は、第１の端部８５と第２の位置Ｈ２との間に延びる。第２の部分８３２は、第２の位置Ｈ２と第３の位置Ｈ３との間に延びる。第３の部分８３３は、第３の位置Ｈ３と第４の位置Ｈ４との間に延びる。第４の部分８３４は、第４の高さＨ４と第２の端部８６との間に延びる。２つの隣接する部分は、曲率半径が１ｍｍを超える遷移部によって接続され、音波の効率的な誘導を促進する進行遷移部を取得する。

したがって、本発明は、カスケードがターボ機械の逆推力装置に取り付けられたときに、同時に、空気流をターボ機械の上流に向けてナセルの外側に向け直し、カスケードによる圧力低下を最小限に抑え、吸音効率を最大限に高めることを可能にするカスケード型逆推力装置のカスケードを提供する。

Claims (9)

1. 航空機に取り付けられることを目的としたターボ機械（１）であって、ターボ機械（１）は、カスケード逆推力装置と、軸線方向（Ｄ_Ａ）および半径方向（Ｄ_Ｒ）を定義する回転対称性を備えたナセル（２）とを備え、ナセル（２）は、半径方向（Ｄ_Ｒ）に沿った厚さと、カスケード逆推力装置のカスケード（８０）を受け入れるためにその厚さで軸線方向（Ｄ_Ａ）に沿って延びるハウジング（２５）とを含み、
   逆推力装置は、第１の方向（Ｄ_Ａ）に延びる第１の仕切（８２）と、第１の方向（Ｄ_Ｃ）に直交する第２の方向（Ｄ_Ｃ）に延びる第２の仕切（８３）と、を含むカスケード（８０）を備え、第２の仕切（８３）は、第１および第２の方向（Ｄ_ＡおよびＤ_Ｃ）を具備する平面に割線する第３の方向（Ｄ_Ｒ）で第１および第２の端部（８５および８６）の間に延び、各第２の仕切（８３）の少なくとも一部は、２つの第１の仕切（８２）の間に延び、
   各第２の仕切（８３）は、第２の方向（Ｄ_Ｃ）および第３の方向（Ｄ_Ｒ）に平行な基準面（Ｐｒ）と共に、第１の端部（８５）を第２の仕切（８３）の第２の端部（８６）から分離する第２の仕切（８３）の高さ（Ｈ）とは異なる位置（Ｈ１～Ｈ４）に複数の異なる角度（α１～α４）を形成し、各角度（α１～α４）は、対応する第２の仕切（８３）の高さ（Ｈ）の位置（Ｈ１～Ｈ４）で、基準面（Ｐｒ）と、前記対応する基準面（Ｐｒ）と第２の仕切（８３）との間の交点で取られる第２の仕切（８３）の接線との間に形成されることと、
   ナセル（１）は、ハウジング（２５）の半径方向内壁を形成する孔空き壁（２５４）と、ハウジング（２５）の半径方向外壁を形成する反射壁（２５６）とを備え、カスケード（８０）は、逆推力が必要とされない場合、ターボ機械（１）のナセル（２）の対応するハウジング（２５）内に配置され、第１の仕切（８２）は軸線方向（Ｄ_Ａ）および半径方向（Ｄ_Ｒ）に沿って延び、第２の仕切（８３）は、半径方向（Ｄ_Ｒ）に沿って、ならびに軸線方向（Ｄ_Ａ）および半径方向（Ｄ_Ｒ）に直交する方向に沿って延び、第１の方向は軸線方向（Ｄ_Ａ）に対応することと、
   を特徴とする、ターボ機械（１）。
2. 第２の方向（ＤＣ）に沿った２つの第１の仕切（８２）間の距離は、少なくとも、第１の方向（ＤＡ）に沿った２つの第２の仕切（８３）間の距離の半分に対応し、最大で、第１の方向（ＤＡ）に沿った２つの第２の仕切（８３）間の距離の２倍に対応する、請求項１に記載のターボ機械（１）。
3. 第２の仕切（８３）は第１の角度（α１）を有し、第１の角度（α１）は、０°～４０°の間に含まれ、かつ第１の端部（８５）から第２の端部（８６）まで測定された前記高さ（Ｈ）の０％～２０％の間に含まれる、第２の仕切（８３）の前記高さの第１の位置（Ｈ１）に形成され、第１の角度（α１）は、カスケード（８０）がターボ機械（１）に配置された逆推力装置に取り付けられ、そこを通って空気流（Ｆ）がターボ機械（１）の上流からターボ機械（１）の下流に向かって通過するときに、第２の仕切（８３）の第１の部分（８３１）を下流に配向することが意図されている、請求項１または２に記載のターボ機械（１）。
4. 第２の仕切（８３）は第２の角度（α２）を有し、第２の角度（α２）は、２０°～６０°の間に含まれ、かつ第１の位置（Ｈ１）と、第１の端部（８５）から測定された、前記高さ（Ｈ）の５％～６０％の間に含まれる第２の仕切（８３）の前記高さ（Ｈ）の第２の位置（Ｈ２）の第２の端部（８６）との間に形成され、第２の角度（α２）は、カスケード（８０）がターボ機械（１）に配置された逆推力装置に取り付けられ、そこを通って空気流（Ｆ）がターボ機械（１）の上流からターボ機械（１）の下流に向かって通過するときに、第２の仕切（８３）の第２の部分（８３２）を下流に配向することが意図されている、請求項３に記載のターボ機械（１）。
5. 第２の仕切り（８３）は第３の角度（α３）を有し、第３の角度（α３）は、－２０°～－７０°の間に含まれ、かつ第２の位置（Ｈ２）と、第１の端部（８５）から測定された、前記高さ（Ｈ）の４５％～９５％の間に含まれる第２の仕切（８３）の前記高さ（Ｈ）の第３の位置（Ｈ３）の第２の端部（８６）との間に形成され、第３の角度（α３）は、カスケード（８０）がターボ機械（１）に配置された逆推力装置に取り付けられ、そこを通って空気流（Ｆ）がターボ機械（１）の上流からターボ機械（１）の下流に向かって通過するときに、第２の仕切（８３）の第３の部分（８３３）を上流に配向することが意図されている、請求項４に記載のターボ機械（１）。
6. 第２の仕切（８３）は第４の角度（α４）を有し、第４の角度（α４）は、－４５°～０°の間に含まれ、かつ第３の位置（Ｈ３）と、第１の端部（８５）から測定された、前記高さ（Ｈ）の１０％～１００％の間に含まれる第２の仕切（８３）の前記高さ（Ｈ）の第４の位置（Ｈ４）の第２の端部（８６）との間に形成され、第４の角度（α４）は、カスケード（８０）がターボ機械（１）に配置された逆推力装置に取り付けられ、そこを通って空気流（Ｆ）がターボ機械（１）の上流からターボ機械（１）の下流に向かって通過するときに、第２の仕切（８３）の第４の部分（８３４）を上流に配向することが意図されている、請求項１～５のいずれか一項に記載のターボ機械（１）。
7. 第２の仕切（８３）は、各端部（８５および８６）と第２の仕切（８３）の高さ（Ｈ）の隣接する位置（Ｈ２、Ｈ４）との間、および第２の仕切（８３）の高さ（Ｈ）の２つの連続する位置（Ｈ１とＨ２、Ｈ２とＨ３、Ｈ３とＨ４）との間に延びる高さ部分（８３１から８３４）を含み、２つの隣接する部分（８３１と８３２、８３２と８３３、８３３と８３４）は、曲率半径が１ｍｍを超える遷移部によって接続されている、請求項１～６のいずれか一項に記載のターボ機械（１）。
8. 第２の仕切（８３）の高さ（Ｈ）は１０ｍｍ～３００ｍｍの間に含まれ、第２の仕切（８３）の厚さは０．５ｍｍ～５ｍｍの間に含まれる、請求項１～７のいずれか一項に記載のターボ機械（１）。
9. 請求項１～８のいずれか一項に記載の少なくとも１つのターボ機械（１）を含む航空機。

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