JPH06173771A - ガスタービンエンジンに発生する排気ガスに空気流を混合するミキサ - Google Patents
ガスタービンエンジンに発生する排気ガスに空気流を混合するミキサInfo
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- JPH06173771A JPH06173771A JP5195693A JP19569393A JPH06173771A JP H06173771 A JPH06173771 A JP H06173771A JP 5195693 A JP5195693 A JP 5195693A JP 19569393 A JP19569393 A JP 19569393A JP H06173771 A JPH06173771 A JP H06173771A
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- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 簡単な構造的配置にて、抗力損失及び性能上
の不利を最小にして、騒音を効果的に抑制することので
きる、排気ガスに空気流を混合するミキサを提供する。 【構成】 本発明に係るガスタービンエンジンの排気ミ
キサは、前縁（４８）で連接されている互いに離間した
第１及び第２の側壁（４４、４６）を有している少なく
とも１つのシュート（３８）を含んでおり、第１及び第
２の側壁（４４、４６）は、シュート出口（５６）を両
者間に画定している第１及び第２の後縁（５２、５４）
を有している。第１の後縁（５２）は、第２の後縁（５
４）から下流に延在している第１の側壁（４４）に隔壁
（７０）を画定するように、第２の後縁（５４）から長
手方向下流に隔設されている。隔壁（７０）は、複数の
騒音減衰用開口（７２）を含んでいる。
の不利を最小にして、騒音を効果的に抑制することので
きる、排気ガスに空気流を混合するミキサを提供する。 【構成】 本発明に係るガスタービンエンジンの排気ミ
キサは、前縁（４８）で連接されている互いに離間した
第１及び第２の側壁（４４、４６）を有している少なく
とも１つのシュート（３８）を含んでおり、第１及び第
２の側壁（４４、４６）は、シュート出口（５６）を両
者間に画定している第１及び第２の後縁（５２、５４）
を有している。第１の後縁（５２）は、第２の後縁（５
４）から下流に延在している第１の側壁（４４）に隔壁
（７０）を画定するように、第２の後縁（５４）から長
手方向下流に隔設されている。隔壁（７０）は、複数の
騒音減衰用開口（７２）を含んでいる。
Description
【０００１】本発明は、一般的にはガスタービンエンジ
ンに関し、特に、ガスタービンエンジンからの排気ガス
の騒音抑制に関する。尚、合衆国政府は、ＮＡＳＡ契約
番号ＮＡＳ３−２５４１５に従って、本発明における権
利を有する。
ンに関し、特に、ガスタービンエンジンからの排気ガス
の騒音抑制に関する。尚、合衆国政府は、ＮＡＳＡ契約
番号ＮＡＳ３−２５４１５に従って、本発明における権
利を有する。
【０００２】
【従来の技術】航空機のガスタービンエンジンは、航空
機を飛行状態に推進するために、排気ガスを高速のジェ
ットとして排出する。排気ガスはエンジンから排出され
ると外気中に膨張し、かなり大きなジェット騒音を発生
する。ジェット騒音を低減するための種々の技術が知ら
れており、これらの技術には、衝撃波による騒音を低減
する特別設計の排気ノズル、衝撃波による騒音を低減す
る収束−発散（コンバージェント−ダイバージェント
（ＣＤ））ノズル、発生した騒音を、雰囲気又は音響ラ
イナによって吸収され易い周波数に変換する消音ノズ
ル、平均ジェット速度を、従って、騒音を低減させるべ
く、排気ガスを外気流と混合するエジェクタ、及び膨張
波と圧縮波との相殺を促進する多孔性プラグノズル等が
ある。
機を飛行状態に推進するために、排気ガスを高速のジェ
ットとして排出する。排気ガスはエンジンから排出され
ると外気中に膨張し、かなり大きなジェット騒音を発生
する。ジェット騒音を低減するための種々の技術が知ら
れており、これらの技術には、衝撃波による騒音を低減
する特別設計の排気ノズル、衝撃波による騒音を低減す
る収束−発散（コンバージェント−ダイバージェント
（ＣＤ））ノズル、発生した騒音を、雰囲気又は音響ラ
イナによって吸収され易い周波数に変換する消音ノズ
ル、平均ジェット速度を、従って、騒音を低減させるべ
く、排気ガスを外気流と混合するエジェクタ、及び膨張
波と圧縮波との相殺を促進する多孔性プラグノズル等が
ある。
【０００３】これらの種々の騒音抑制（消音）技術を実
施する場合、その効果にはばらつきがあり、又、推進系
統の、例えば寸法、重量、効率、性能及びコスト等に関
して種々の不利もある。従って、簡単な構造的配置に
て、抗力損失及び性能上の不利を最小にして、騒音を効
果的に抑制することができ、しかも製造の簡単な騒音抑
制装置が望まれている。
施する場合、その効果にはばらつきがあり、又、推進系
統の、例えば寸法、重量、効率、性能及びコスト等に関
して種々の不利もある。従って、簡単な構造的配置に
て、抗力損失及び性能上の不利を最小にして、騒音を効
果的に抑制することができ、しかも製造の簡単な騒音抑
制装置が望まれている。
【０００４】
【発明の概要】ガスタービンエンジンの排気ミキサは、
前縁で連接されている互いに離間した第１及び第２の側
壁を有している少なくとも１つのシュートを含んでお
り、第１及び第２の側壁は、シュート出口を両者間に画
定している第１及び第２の後縁を有している。第１の後
縁は、第２の後縁から下流に延在している第１の側壁の
部分に隔壁を画定するように、第２の後縁から長手方向
下流に離れている。隔壁は、複数の騒音減衰用開口を含
んでいる。
前縁で連接されている互いに離間した第１及び第２の側
壁を有している少なくとも１つのシュートを含んでお
り、第１及び第２の側壁は、シュート出口を両者間に画
定している第１及び第２の後縁を有している。第１の後
縁は、第２の後縁から下流に延在している第１の側壁の
部分に隔壁を画定するように、第２の後縁から長手方向
下流に離れている。隔壁は、複数の騒音減衰用開口を含
んでいる。
【０００５】本発明の構成をその目的及び効果と共に一
層明瞭にするために、以下に好適な実施例について図面
を参照しながら、詳しく説明する。
層明瞭にするために、以下に好適な実施例について図面
を参照しながら、詳しく説明する。
【０００６】
【実施例】図１に、航空機を亜音速及び超音速で推進す
る動力を発生する代表的なターボファンガスタービンエ
ンジン１０を線図的に示す。エンジン１０は、長手方向
中心軸線１２の周りに直流連通関係で設けられている通
常の構成要素、即ちファン１４と、圧縮機１６と、燃焼
器１８と、高圧タービン（ＨＰＴ）２０と、低圧タービ
ン（ＬＰＴ）２２と、アフタバーナ又はオーグメンタ２
４とを含んでいる。ファン１４はＬＰＴ２２によって、
ファン１４とＬＰＴ２２との間に延在しているシャフト
を介して駆動され、圧縮機１６はＨＰＴ２０によって、
圧縮機１６とＨＰＴ２０との間に延在している他のシャ
フトを介して駆動される。
る動力を発生する代表的なターボファンガスタービンエ
ンジン１０を線図的に示す。エンジン１０は、長手方向
中心軸線１２の周りに直流連通関係で設けられている通
常の構成要素、即ちファン１４と、圧縮機１６と、燃焼
器１８と、高圧タービン（ＨＰＴ）２０と、低圧タービ
ン（ＬＰＴ）２２と、アフタバーナ又はオーグメンタ２
４とを含んでいる。ファン１４はＬＰＴ２２によって、
ファン１４とＬＰＴ２２との間に延在しているシャフト
を介して駆動され、圧縮機１６はＨＰＴ２０によって、
圧縮機１６とＨＰＴ２０との間に延在している他のシャ
フトを介して駆動される。
【０００７】運転中、外気流２６がファン１４に入り、
その外側部分は圧縮機１６をバイパスして環状バイパス
ダクト２８に流れ、内側部分は圧縮機１６で圧縮され
る。圧縮された空気流はその後、燃焼器１８に案内され
て、燃料と混合され、点火されて、燃焼又は排気ガス３
０を発生する。排気ガス３０はＨＰＴ２０及びＬＰＴ２
２に流れ、ＨＰＴ２０及びＬＰＴ２２は、圧縮機１６及
びファン１４に動力をそれぞれ与えるためのエネルギを
排気ガス３０から抽出する。
その外側部分は圧縮機１６をバイパスして環状バイパス
ダクト２８に流れ、内側部分は圧縮機１６で圧縮され
る。圧縮された空気流はその後、燃焼器１８に案内され
て、燃料と混合され、点火されて、燃焼又は排気ガス３
０を発生する。排気ガス３０はＨＰＴ２０及びＬＰＴ２
２に流れ、ＨＰＴ２０及びＬＰＴ２２は、圧縮機１６及
びファン１４に動力をそれぞれ与えるためのエネルギを
排気ガス３０から抽出する。
【０００８】エンジン１０の乾式運転中、排気ガス３０
はアフタバーナ２４から普通の収束−発散（コンバージ
ェント−ダイバージェント（ＣＤ））ノズル３２を介し
て排出されるのみである。排気ノズル３２はこの実施例
では、二次元（２−Ｄ）ノズルであるが、他の実施例で
は軸対称であってもよく、排気ノズル３２は、排気ノズ
ル３２に連結されており、ノズル３２のスロート面積及
び排気流面積の両方を変化させるために選択的に位置決
め可能な一次フラップ３４と二次フラップ３６とを含ん
でいる。湿式運転では、アフタバーナ２４で追加の燃料
が排気ガス３０に添加され、点火されて、エンジン１０
によって動力供給される航空機を最高速度で推進するた
めの追加のスラストを発生する。
はアフタバーナ２４から普通の収束−発散（コンバージ
ェント−ダイバージェント（ＣＤ））ノズル３２を介し
て排出されるのみである。排気ノズル３２はこの実施例
では、二次元（２−Ｄ）ノズルであるが、他の実施例で
は軸対称であってもよく、排気ノズル３２は、排気ノズ
ル３２に連結されており、ノズル３２のスロート面積及
び排気流面積の両方を変化させるために選択的に位置決
め可能な一次フラップ３４と二次フラップ３６とを含ん
でいる。湿式運転では、アフタバーナ２４で追加の燃料
が排気ガス３０に添加され、点火されて、エンジン１０
によって動力供給される航空機を最高速度で推進するた
めの追加のスラストを発生する。
【０００９】航空機の離陸に適当なスラストを発生する
エンジン１０の離陸運転中は、排気ノズル３２から排出
される排気ガス３０によって、相当な騒音が発生する。
排気ガス３０からの騒音を減衰又は抑制するために、横
方向に離間している複数のシュート３８が、外気流２６
をノズル３２内部の排気ガス３０と混合するように、Ｃ
Ｄノズル３２と組み合わせて用いられている。図１に示
すように、排気ノズル３２は又、普通のエジェクタ４０
を含んでおり、エジェクタ４０は、エンジン１０の外側
から外気流２６を受け入れる入口４２を有している。エ
ジェクタ入口４２は、適当なダクトを介してシュート３
８と流れ連通関係に配置されており、空気流２６を、排
気ガス３０と混合するためにシュート３８に案内してい
る。
エンジン１０の離陸運転中は、排気ノズル３２から排出
される排気ガス３０によって、相当な騒音が発生する。
排気ガス３０からの騒音を減衰又は抑制するために、横
方向に離間している複数のシュート３８が、外気流２６
をノズル３２内部の排気ガス３０と混合するように、Ｃ
Ｄノズル３２と組み合わせて用いられている。図１に示
すように、排気ノズル３２は又、普通のエジェクタ４０
を含んでおり、エジェクタ４０は、エンジン１０の外側
から外気流２６を受け入れる入口４２を有している。エ
ジェクタ入口４２は、適当なダクトを介してシュート３
８と流れ連通関係に配置されており、空気流２６を、排
気ガス３０と混合するためにシュート３８に案内してい
る。
【００１０】図２及び図３に示すように、シュート３８
の各々は、ほぼＵ形状であり、長手方向に延在している
と共に横方向に離間している第１及び第２の側壁４４及
び４６を有している。第１及び第２の側壁４４及び４６
は、円弧状の前縁４８の所で互いに連接されており、排
気ガス３０は前縁４８に対して流れてくる。第１及び第
２の側壁４４及び４６は、この実施例では互いにほぼ平
行であって、横方向に第１の幅Ｗ１離れており、第１及
び第２の側壁４４及び４６の間に空気流２６を案内する
第１のチャンネル５０を画定している。第１及び第２の
側壁４４及び４６は更に、第１及び第２の後縁５２及び
５４をそれぞれ含んでいる。第１及び第２の後縁５２及
び５４は、両者間に細長いシュート出口５６を画定して
おり、空気流２６をシュート３８の内側から排出して、
シュート３８の外側を案内される排気ガス３０と混合す
る。
の各々は、ほぼＵ形状であり、長手方向に延在している
と共に横方向に離間している第１及び第２の側壁４４及
び４６を有している。第１及び第２の側壁４４及び４６
は、円弧状の前縁４８の所で互いに連接されており、排
気ガス３０は前縁４８に対して流れてくる。第１及び第
２の側壁４４及び４６は、この実施例では互いにほぼ平
行であって、横方向に第１の幅Ｗ１離れており、第１及
び第２の側壁４４及び４６の間に空気流２６を案内する
第１のチャンネル５０を画定している。第１及び第２の
側壁４４及び４６は更に、第１及び第２の後縁５２及び
５４をそれぞれ含んでいる。第１及び第２の後縁５２及
び５４は、両者間に細長いシュート出口５６を画定して
おり、空気流２６をシュート３８の内側から排出して、
シュート３８の外側を案内される排気ガス３０と混合す
る。
【００１１】図３に示すように、シュートの第１及び第
２の側壁４４及び４６は、この実施例ではほぼ三角形で
ある。シュートの前縁４８は、シュート３８が完全拡開
位置にあるときに、シュートの第１及び第２の後縁５２
及び５４に対して、シュート３８の底部からシュート３
８の頂部に向けて上流方向に傾斜しており、エンジン長
手方向軸線１２に対して測定して、例えば約３０°の傾
斜角Ａにて傾斜している。第１及び第２の側壁４４及び
４６は、第１及び第２の頂縁５８及び６０をそれぞれ有
しており、第１及び第２の頂縁５８及び６０は、前縁４
８から第１及び第２の後縁５２及び５４までそれぞれ延
在していると共に、エジェクタ入口４２（図１及び図
２）と流れ連通関係に配置されているシュート入口６２
を画定するように、横方向に互いに離間しており、必要
なときに、エジェクタ入口４２から外気流２６を受け取
る。
２の側壁４４及び４６は、この実施例ではほぼ三角形で
ある。シュートの前縁４８は、シュート３８が完全拡開
位置にあるときに、シュートの第１及び第２の後縁５２
及び５４に対して、シュート３８の底部からシュート３
８の頂部に向けて上流方向に傾斜しており、エンジン長
手方向軸線１２に対して測定して、例えば約３０°の傾
斜角Ａにて傾斜している。第１及び第２の側壁４４及び
４６は、第１及び第２の頂縁５８及び６０をそれぞれ有
しており、第１及び第２の頂縁５８及び６０は、前縁４
８から第１及び第２の後縁５２及び５４までそれぞれ延
在していると共に、エジェクタ入口４２（図１及び図
２）と流れ連通関係に配置されているシュート入口６２
を画定するように、横方向に互いに離間しており、必要
なときに、エジェクタ入口４２から外気流２６を受け取
る。
【００１２】図１及び図２に示すように、シュート３８
を２−Ｄ排気ノズル３２と組み合わせた実施例では、シ
ュート３８は鉛直面内で互いに横方向又は水平方向に離
間しており、シュート入口６２は共通な水平面内に整列
している。シュート３８は、排気ノズル３２の上流端に
配設されていることが好ましく、通常通り、排気ノズル
３２に流れる排気ガス３０に対して内方へ選択的に伸長
可能であると共に、排気ガス３０から引っ込めることが
可能、即ち伸縮可能である。図１に実線で示す状態で
は、一次及び二次フラップ３４及び３６は普通のアクチ
ュエータによって、排気流れ面積を最大にするように選
択的に配置されており、そしてシュート３８は、一次フ
ラップ３４から内方へ排気ガス３０内に延在するように
選択的に配置されている。図１に仮想線で示す状態で
は、シュート３８は一次フラップ３４を通して上方へ後
退しており、そして一次及び二次フラップ３４及び３６
は、排気ノズル３２の排気流れ面積を減少させるように
配置し直されている。一次及び二次フラップ３４及び３
６は通常の形状であって、通常よく知られているような
すべての必要な輪郭を得るように付勢（アクチュエイ
ト）される。そしてシュート３８は、図２に示すよう
に、一次フラップ３４のそれぞれの拡開開口６４に貫通
しており、一次フラップ３４に対して通常通り選択的に
後退可能であると共に伸長可能である。例えば図３に示
すように、シュート３８の上流端に枢軸開口６６が設け
られており、ここでシュート３８を一次フラップ３４に
回転自在に装着すれば、シュート３８を一次フラップ３
４に対して上下させる通常のアクチュエータによって、
シュート３８は一次フラップ３４に対して適当に枢動す
ることができる。
を２−Ｄ排気ノズル３２と組み合わせた実施例では、シ
ュート３８は鉛直面内で互いに横方向又は水平方向に離
間しており、シュート入口６２は共通な水平面内に整列
している。シュート３８は、排気ノズル３２の上流端に
配設されていることが好ましく、通常通り、排気ノズル
３２に流れる排気ガス３０に対して内方へ選択的に伸長
可能であると共に、排気ガス３０から引っ込めることが
可能、即ち伸縮可能である。図１に実線で示す状態で
は、一次及び二次フラップ３４及び３６は普通のアクチ
ュエータによって、排気流れ面積を最大にするように選
択的に配置されており、そしてシュート３８は、一次フ
ラップ３４から内方へ排気ガス３０内に延在するように
選択的に配置されている。図１に仮想線で示す状態で
は、シュート３８は一次フラップ３４を通して上方へ後
退しており、そして一次及び二次フラップ３４及び３６
は、排気ノズル３２の排気流れ面積を減少させるように
配置し直されている。一次及び二次フラップ３４及び３
６は通常の形状であって、通常よく知られているような
すべての必要な輪郭を得るように付勢（アクチュエイ
ト）される。そしてシュート３８は、図２に示すよう
に、一次フラップ３４のそれぞれの拡開開口６４に貫通
しており、一次フラップ３４に対して通常通り選択的に
後退可能であると共に伸長可能である。例えば図３に示
すように、シュート３８の上流端に枢軸開口６６が設け
られており、ここでシュート３８を一次フラップ３４に
回転自在に装着すれば、シュート３８を一次フラップ３
４に対して上下させる通常のアクチュエータによって、
シュート３８は一次フラップ３４に対して適当に枢動す
ることができる。
【００１３】再び図３を図４と共に参照すると、シュー
トの第１の後縁５２は、第１及び第２の側壁４４及び４
６の間に等距離に位置している長手方向軸線６８に対し
て、第２の後縁５４から長手方向下流に離れており、第
１の側壁４４の穴開き延長部又は隔壁７０を画定してい
る。隔壁７０は、第２の後縁５４から下流に長手方向長
さＬだけ延在している。隔壁７０は、排気ガス３０と空
気流２６との混合時に発生する衝撃騒音を減衰するため
の複数の隔設された開口７２を有している。隔壁７０
と、第１の側壁４４の残りの部分とは、断絶することな
く共通厚さＴで互いに接合していることが好ましく、こ
のような構造は、１枚の金属シート材から又は鋳造によ
り、シュート３８全体を製造することによって実現する
ことができる。開口７２は隔壁７０を完全に貫通してい
ることが好ましく、一方、シュート３８は、隔壁７０の
開口７２以外は無孔であることが好ましい。
トの第１の後縁５２は、第１及び第２の側壁４４及び４
６の間に等距離に位置している長手方向軸線６８に対し
て、第２の後縁５４から長手方向下流に離れており、第
１の側壁４４の穴開き延長部又は隔壁７０を画定してい
る。隔壁７０は、第２の後縁５４から下流に長手方向長
さＬだけ延在している。隔壁７０は、排気ガス３０と空
気流２６との混合時に発生する衝撃騒音を減衰するため
の複数の隔設された開口７２を有している。隔壁７０
と、第１の側壁４４の残りの部分とは、断絶することな
く共通厚さＴで互いに接合していることが好ましく、こ
のような構造は、１枚の金属シート材から又は鋳造によ
り、シュート３８全体を製造することによって実現する
ことができる。開口７２は隔壁７０を完全に貫通してい
ることが好ましく、一方、シュート３８は、隔壁７０の
開口７２以外は無孔であることが好ましい。
【００１４】再び図４を参照すると、隣接しているシュ
ート３８の第１及び第２の側壁４４及び４６は、両者間
に第２のチャンネル７４を画定するように、即ち排気ガ
ス３０をシュート間に導く第２のチャンネル７４を一対
のシュート３８の間に画定するように、互いに向かい合
っていることが好ましい。第２のチャンネル７４は、下
流方向に一定の流れ面積を有しているか、若しくは流れ
面積の減少する収束チャンネルであるか、又は好適な実
施例では、図４に示すように、隣接しているシュート３
８の側壁４４及び４６の間に画定されたシュートスロー
ト７４ａを有している収束−発散チャンネル７４を形成
している。シュート３８は横方向に互いに整列してお
り、シュート３８の最後部の第１の後縁５２が第１の共
通軸線方向平面内で横方向に整列しており、シュート３
８の第２の後縁５４が第１の共通平面の上流に位置して
いる第２の共通軸線方向平面内で横方向に整列してお
り、そしてシュート３８の前縁４８が第２の共通軸線方
向平面の上流に位置している第３の共通軸線方向平面内
で横方向に整列している。隣接しているシュート３８の
隔壁７０は、シュートの第２の後縁５４からの妨害なし
に、互いに向かい合っており、この実施例では互いに平
行である。
ート３８の第１及び第２の側壁４４及び４６は、両者間
に第２のチャンネル７４を画定するように、即ち排気ガ
ス３０をシュート間に導く第２のチャンネル７４を一対
のシュート３８の間に画定するように、互いに向かい合
っていることが好ましい。第２のチャンネル７４は、下
流方向に一定の流れ面積を有しているか、若しくは流れ
面積の減少する収束チャンネルであるか、又は好適な実
施例では、図４に示すように、隣接しているシュート３
８の側壁４４及び４６の間に画定されたシュートスロー
ト７４ａを有している収束−発散チャンネル７４を形成
している。シュート３８は横方向に互いに整列してお
り、シュート３８の最後部の第１の後縁５２が第１の共
通軸線方向平面内で横方向に整列しており、シュート３
８の第２の後縁５４が第１の共通平面の上流に位置して
いる第２の共通軸線方向平面内で横方向に整列してお
り、そしてシュート３８の前縁４８が第２の共通軸線方
向平面の上流に位置している第３の共通軸線方向平面内
で横方向に整列している。隣接しているシュート３８の
隔壁７０は、シュートの第２の後縁５４からの妨害なし
に、互いに向かい合っており、この実施例では互いに平
行である。
【００１５】図１及び図２に示すように、消音が望まし
いときには、シュート３８は内向きに排気ガス３０内に
展開されて、外気流２６はそれぞれの第１のチャンネル
５０を流れるように、エジェクタ入口４２及びシュート
入口６２を通して導かれる。こうして、図３及び図４に
示すように、シュート出口５６から排出される速度の遅
い外気流２６と、第２のチャンネル７４に流れている速
度の速い排気ガス３０との混合作用により、排気ガス３
０からの騒音は部分的に減衰される。排気ガス３０が第
２のチャンネル７４に流れる際、排気ガス３０は、その
圧力が低下するので膨張する。これは、排気ガスの圧力
が最終的には、その排気ガス３０が排出される排気ノズ
ル３２の外側の外気流の圧力と合致しなければならない
からである。第２のチャンネル７４内の排気ガス３０
が、第１のチャンネル５０から排出されるエジェクタ空
気流２６と出会うシュートの第２の後縁５４に到着した
ところで、膨張過多又は膨張不足状態にあると、参照番
号７６で示す圧力波又は衝撃波が生じる。これらの圧力
波７６は通常、排気ガス３０の騒音を増加させるが、本
発明によれば隔壁７０によって減衰される。流れ方向の
隔壁７０の長さＬは、シュートの第２の後縁５４から発
生する圧力波が隔壁７０に当たるように、所定通りに選
択されている。隔壁開口７２の気孔率は、開口７２を含
めた隔壁７０の全面積に対する開口７２の全面積として
定義され、圧力波７６からの騒音の減衰を最大にするよ
うに選択されている。例えば、開口７２の気孔率は約１
０％以下であり、個々の開口７２は、騒音を打ち消す反
射波を発生するような寸法及び間隔を有している。
いときには、シュート３８は内向きに排気ガス３０内に
展開されて、外気流２６はそれぞれの第１のチャンネル
５０を流れるように、エジェクタ入口４２及びシュート
入口６２を通して導かれる。こうして、図３及び図４に
示すように、シュート出口５６から排出される速度の遅
い外気流２６と、第２のチャンネル７４に流れている速
度の速い排気ガス３０との混合作用により、排気ガス３
０からの騒音は部分的に減衰される。排気ガス３０が第
２のチャンネル７４に流れる際、排気ガス３０は、その
圧力が低下するので膨張する。これは、排気ガスの圧力
が最終的には、その排気ガス３０が排出される排気ノズ
ル３２の外側の外気流の圧力と合致しなければならない
からである。第２のチャンネル７４内の排気ガス３０
が、第１のチャンネル５０から排出されるエジェクタ空
気流２６と出会うシュートの第２の後縁５４に到着した
ところで、膨張過多又は膨張不足状態にあると、参照番
号７６で示す圧力波又は衝撃波が生じる。これらの圧力
波７６は通常、排気ガス３０の騒音を増加させるが、本
発明によれば隔壁７０によって減衰される。流れ方向の
隔壁７０の長さＬは、シュートの第２の後縁５４から発
生する圧力波が隔壁７０に当たるように、所定通りに選
択されている。隔壁開口７２の気孔率は、開口７２を含
めた隔壁７０の全面積に対する開口７２の全面積として
定義され、圧力波７６からの騒音の減衰を最大にするよ
うに選択されている。例えば、開口７２の気孔率は約１
０％以下であり、個々の開口７２は、騒音を打ち消す反
射波を発生するような寸法及び間隔を有している。
【００１６】具体的には、第２のチャンネル７４に流れ
る排気ガス３０が、第１のチャンネル５０に導かれた空
気流２６に対して膨張過多であれば、圧力波７６は圧縮
波となり、その圧縮波は、隔壁開口７２に到達すると、
膨張波として反射し、騒音を打ち消す。第２のチャンネ
ル７４に流れる排気ガス３０が、第１のチャンネル５０
に流れる空気流２６に対して膨張不足であれば、圧力波
７６は膨張波となり、その膨張波は、隔壁開口７２に到
達すると、圧縮波として反射し、やはり騒音を打ち消
す。もちろん、開口７２と開口７２との間の隔壁７０の
平坦部から反射する圧力波７６はそこから反射し、反対
向きの騒音打ち消し波に変化しない。
る排気ガス３０が、第１のチャンネル５０に導かれた空
気流２６に対して膨張過多であれば、圧力波７６は圧縮
波となり、その圧縮波は、隔壁開口７２に到達すると、
膨張波として反射し、騒音を打ち消す。第２のチャンネ
ル７４に流れる排気ガス３０が、第１のチャンネル５０
に流れる空気流２６に対して膨張不足であれば、圧力波
７６は膨張波となり、その膨張波は、隔壁開口７２に到
達すると、圧縮波として反射し、やはり騒音を打ち消
す。もちろん、開口７２と開口７２との間の隔壁７０の
平坦部から反射する圧力波７６はそこから反射し、反対
向きの騒音打ち消し波に変化しない。
【００１７】第２のチャンネル７４の各々は、シュート
スロート７４ａの所で隣接シュート３８の隣接している
第１及び第２の側壁４４及び４６の間の横方向幅Ｗ２を
有しており、隔壁流れ方向長さＬ対第２のチャンネル幅
Ｗ２の比（Ｌ／Ｗ２）は、設計用途に応じて、空気流２
６と排気ガス３０との混合時にシュートの第２の後縁５
４で発生する圧力波７６が隔壁７０で反射して騒音を減
衰することが可能になるように、予め定められている。
図３に示すように、隔壁７０の各々は、第１の側壁４４
の全鉛直方向範囲にわたって内方へ延在していることが
好ましく、高さＨを有している。このようにして、エジ
ェクタ空気流２６が排気ガス３０と混合するシュート３
８の各々の全鉛直方向範囲にわたって、騒音抑制が行わ
れる。好適な実施例では、隔壁長さＬ対第２のチャンネ
ル幅Ｗ２の比を約２以上として、圧力波７６が隔壁７０
から反射するのを可能にする。もちろん、穴開き隔壁７
０自身は、隔壁の両側に流れる空気流２６及び排気ガス
３０に抗力を加えており、従って、長さＬは、騒音を抑
制する圧力波７６の有効な反射を得るために必要なだけ
の長さとする必要があり、このような長さは、特定の各
設計用途について、解析的又は実験的に決定することが
できる。
スロート７４ａの所で隣接シュート３８の隣接している
第１及び第２の側壁４４及び４６の間の横方向幅Ｗ２を
有しており、隔壁流れ方向長さＬ対第２のチャンネル幅
Ｗ２の比（Ｌ／Ｗ２）は、設計用途に応じて、空気流２
６と排気ガス３０との混合時にシュートの第２の後縁５
４で発生する圧力波７６が隔壁７０で反射して騒音を減
衰することが可能になるように、予め定められている。
図３に示すように、隔壁７０の各々は、第１の側壁４４
の全鉛直方向範囲にわたって内方へ延在していることが
好ましく、高さＨを有している。このようにして、エジ
ェクタ空気流２６が排気ガス３０と混合するシュート３
８の各々の全鉛直方向範囲にわたって、騒音抑制が行わ
れる。好適な実施例では、隔壁長さＬ対第２のチャンネ
ル幅Ｗ２の比を約２以上として、圧力波７６が隔壁７０
から反射するのを可能にする。もちろん、穴開き隔壁７
０自身は、隔壁の両側に流れる空気流２６及び排気ガス
３０に抗力を加えており、従って、長さＬは、騒音を抑
制する圧力波７６の有効な反射を得るために必要なだけ
の長さとする必要があり、このような長さは、特定の各
設計用途について、解析的又は実験的に決定することが
できる。
【００１８】従って、上述したような穴開き隔壁７０を
有しているシュート３８は、第２のチャンネル７４内で
の排気ガス３０の膨張が不完全なときに、増大した騒音
抑制をもたらす。シュートは、構造が比較的簡単である
と共に比較的薄く、騒音抑制のために必要でないときに
は、シュート３８を簡単に後退、収納することができ、
排気ガス３０内に伸長されたときには、シュートが比較
的薄いため、抗力ペナルティを減少することができる。
薄い隔壁７０は又、第２の後縁５４から発生する圧力波
又は衝撃波の源に対してより近接した配置とすることが
でき、複数のシュート３８と関連して複数の隔壁７０を
設けることは、騒音減衰を必要なところに局所化するた
めに有効である。
有しているシュート３８は、第２のチャンネル７４内で
の排気ガス３０の膨張が不完全なときに、増大した騒音
抑制をもたらす。シュートは、構造が比較的簡単である
と共に比較的薄く、騒音抑制のために必要でないときに
は、シュート３８を簡単に後退、収納することができ、
排気ガス３０内に伸長されたときには、シュートが比較
的薄いため、抗力ペナルティを減少することができる。
薄い隔壁７０は又、第２の後縁５４から発生する圧力波
又は衝撃波の源に対してより近接した配置とすることが
でき、複数のシュート３８と関連して複数の隔壁７０を
設けることは、騒音減衰を必要なところに局所化するた
めに有効である。
【００１９】前述した好適な実施例では、シュート３８
は排気ノズル３２及びエジェクタ４０と協動するが、シ
ュートを他の形態で用いることもできるし、空気流２６
の異なる供給源と共に用いることもできる。例えば、バ
イパスダクト２８を通して案内されるバイパス空気流を
シュート３８に適当に案内して、排気ガス３０と混合
し、騒音を減衰することも可能である。又、通常のデイ
ジー（ひなぎく）形環状ミキサアセンブリに隔壁７０を
付加することにより、バイパスダクト２８を通るバイパ
ス空気とＬＰＴ２２から排出される排気ガス３０との合
流点で発生する騒音を抑制することもできる。
は排気ノズル３２及びエジェクタ４０と協動するが、シ
ュートを他の形態で用いることもできるし、空気流２６
の異なる供給源と共に用いることもできる。例えば、バ
イパスダクト２８を通して案内されるバイパス空気流を
シュート３８に適当に案内して、排気ガス３０と混合
し、騒音を減衰することも可能である。又、通常のデイ
ジー（ひなぎく）形環状ミキサアセンブリに隔壁７０を
付加することにより、バイパスダクト２８を通るバイパ
ス空気とＬＰＴ２２から排出される排気ガス３０との合
流点で発生する騒音を抑制することもできる。
【００２０】以上、本発明の好適な実施例と考えられる
ものを説明したが、当業者には以上の説明から本発明の
他の変更例が明らかであり、従って、このような変更例
もすべて、本発明の要旨の範囲内に入る。
ものを説明したが、当業者には以上の説明から本発明の
他の変更例が明らかであり、従って、このような変更例
もすべて、本発明の要旨の範囲内に入る。
【図１】本発明の一実施例による消音ミキサを含んでい
る航空機推進用ターボファンガスタービンエンジンの概
略線図である。
る航空機推進用ターボファンガスタービンエンジンの概
略線図である。
【図２】図１の２−２線方向に見たエンジンの排気ノズ
ルの横方向部分断面図であって、複数の離間したミキサ
シュートを具体的に示す図である。
ルの横方向部分断面図であって、複数の離間したミキサ
シュートを具体的に示す図である。
【図３】図１及び図２に示すシュートの一例を示す斜視
図である。
図である。
【図４】図１の４−４線方向に見た隣接しているシュー
トの横方向断面図である。
トの横方向断面図である。
１０ ガスタービンエンジン ２６ 外気流 ３０ 排気ガス ３２ 排気ノズル ３８ シュート ４０ エジェクタ ４４、４６ 側壁 ４８ 前縁 ５０ 第１のチャンネル ５２、５４ 後縁 ５６ シュート出口 ６２ シュート入口 ７０ 隔壁 ７２ 開口 ７４ 第２のチャンネル
Claims (10)
- 【請求項１】 ガスタービンエンジン（１０）に発生す
る排気ガスに空気流を混合するミキサであって、 長手方向に延在していると共に横方向に離間している第
１及び第２の側壁（４４、４６）を有している少なくと
も１つのほぼＵ形状のシュート（３８）であって、前記
第１及び第２の側壁（４４、４６）が、前記排気ガスが
流れてくる前縁（４８）で連接されていると共に相互間
に前記空気流を案内する第１のチャンネル（５０）を画
定している、少なくとも１つのほぼＵ形状のシュート
（３８）を備えており、 前記第１及び第２の側壁（４４、４６）は更に、第１及
び第２の後縁（５２、５４）を有しており、該第１及び
第２の後縁（５２、５４）は相互間に、前記排気ガスと
混合すべく前記シュート（３８）から前記空気流を排出
するシュート出口（５６）を画定しており、 前記第１の後縁（５２）は、前記第２の後縁（５４）か
ら下流に延在している前記第１の側壁（４４）に隔壁
（７０）を画定するように、前記第２の後縁（５４）か
ら長手方向下流に隔設されており、前記隔壁（７０）
は、前記排気ガスと前記空気流とを混合する際に発生す
る騒音を減衰する複数の離間した開口（７２）を有して
いるガスタービンエンジン（１０）に発生する排気ガス
に空気流を混合するミキサ。 - 【請求項２】 前記開口（７２）は、前記隔壁を貫通し
ている請求項１に記載のミキサ。 - 【請求項３】 横方向に互いに離間している複数の前記
シュート（３８）を更に含んでおり、該シュート（３
８）のうちの隣接しているシュートの前記第１及び第２
の側壁（４４、４６）は、相互間に前記排気ガスを案内
する第２のチャンネル（７４）を画定するように、互い
に対向しており、 前記シュート（３８）の前記第１の後縁（５２）は、第
１の共通平面内で横方向に整列されており、 前記シュート（３８）の前記第２の後縁（５４）は、前
記第１の共通平面の上流に位置している第２の共通平面
内で横方向に整列されており、 前記隣接しているシュート（３８）の前記隔壁（７０）
は、前記シュートの第２の後縁（５４）からの妨害なし
に互いに対向している請求項２に記載のミキサ。 - 【請求項４】 前記隔壁（７０）の各々は、長手方向の
長さを有しており、前記第２のチャンネル（７４）の各
々は、前記隣接している第１及び第２の側壁（４４、４
６）の間に横方向の幅を有しており、前記隔壁の長さの
前記第２のチャンネルの幅に対する比が、前記シュート
の第２の後縁で発生する圧力波が騒音を減衰すべく前記
隔壁（７０）から反射するように予め定められている請
求項３に記載のミキサ。 - 【請求項５】 前記隔壁の長さの前記第２のチャンネル
の幅に対する前記比は、約２以上である請求項４に記載
のミキサ。 - 【請求項６】 前記隔壁の開口（７２）は、約１０％以
下の面積気孔率を有している請求項４に記載のミキサ。 - 【請求項７】 前記シュートの第１及び第２の側壁（４
４、４６）は、ほぼ三角形であり、前記シュートの前縁
（４８）は、前記シュートの第１及び第２の後縁（５
２、５４）に対して傾斜している請求項４に記載のミキ
サ。 - 【請求項８】 前記シュートの第１及び第２の側壁（４
４、４６）は、頂縁（５８、６０）を有しており、該頂
縁（５８、６０）は、前記前縁（４８）から前記第１及
び第２の後縁（５２、５４）までそれぞれ延在している
と共に、前記空気流を受け取るシュート入口（６２）を
画定するように互いに離間している請求項７に記載のミ
キサ。 - 【請求項９】 二次元排気ノズルと組み合わせられてお
り、 前記シュート（３８）は、前記シュート入口（６２）が
共通平面内に整列されている状態で、横方向に離間して
おり、 前記シュート（３８）は、前記排気ノズル（３２）の上
流端に設けられていると共に、前記排気ノズル（３２）
に流れる前記排気ガス内に内方へ選択的に伸長可能であ
る請求項８に記載のミキサ。 - 【請求項１０】 前記排気ノズル（３２）は、前記エン
ジン（１０）の外側からの外気流を受け取る入口（４
２）を有しているエジェクタ（４０）を含んでおり、前
記エジェクタ入口（４２）は、前記外気流を前記シュー
ト入口（６２）に案内するように、前記シュート入口
（６２）と流通関係に設けられている請求項９に記載の
ミキサ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US987833 | 1992-12-09 | ||
| US07/987,833 US5291672A (en) | 1992-12-09 | 1992-12-09 | Sound suppression mixer |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06173771A true JPH06173771A (ja) | 1994-06-21 |
| JPH076452B2 JPH076452B2 (ja) | 1995-01-30 |
Family
ID=25533609
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5195693A Expired - Fee Related JPH076452B2 (ja) | 1992-12-09 | 1993-08-06 | ガスタービンエンジンに発生する排気ガスに空気流を混合するミキサ |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5291672A (ja) |
| EP (1) | EP0601688B1 (ja) |
| JP (1) | JPH076452B2 (ja) |
| DE (1) | DE69317098T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007187161A (ja) * | 2006-01-13 | 2007-07-26 | Snecma | 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5613649A (en) * | 1994-07-21 | 1997-03-25 | United Technologies Corporation | Airfoil noise control |
| US5884472A (en) * | 1995-10-11 | 1999-03-23 | Stage Iii Technologies, L.C. | Alternating lobed mixer/ejector concept suppressor |
| US5761900A (en) * | 1995-10-11 | 1998-06-09 | Stage Iii Technologies, L.C. | Two-stage mixer ejector suppressor |
| US5910094A (en) * | 1996-09-10 | 1999-06-08 | The Boeing Company | Aircraft labyrinth fire seal |
| US5771681A (en) * | 1996-09-17 | 1998-06-30 | The Boeing Company | Aircraft turbofan engine mixing apparatus |
| US5794434A (en) * | 1996-10-09 | 1998-08-18 | The Boeing Company | Aircraft thrust reverser system with linearly translating inner and outer doors |
| US5717172A (en) * | 1996-10-18 | 1998-02-10 | Northrop Grumman Corporation | Sound suppressor exhaust structure |
| US5884843A (en) * | 1996-11-04 | 1999-03-23 | The Boeing Company | Engine noise suppression ejector nozzle |
| US5941065A (en) * | 1996-11-04 | 1999-08-24 | The Boeing Company | Stowable mixer ejection nozzle |
| US5908159A (en) * | 1997-02-24 | 1999-06-01 | The Boeing Company | Aircraft chute ejector nozzle |
| US5826794A (en) * | 1997-02-28 | 1998-10-27 | The Boeing Company | Aircraft scoop ejector nozzle |
| FR2765272B1 (fr) * | 1997-06-26 | 1999-08-20 | Snecma | Arriere-corps ejecteur et melangeur de turbomachine |
| US6012281A (en) * | 1997-08-18 | 2000-01-11 | United Technologies Corporation | Noise suppressing fluid mixing system for a turbine engine |
| US6050527A (en) * | 1997-12-19 | 2000-04-18 | The Boeing Company | Flow control device to eliminate cavity resonance |
| US6112850A (en) * | 1999-09-07 | 2000-09-05 | Met Pro Corporation | Acoustic silencer nozzle |
| US7055329B2 (en) * | 2003-03-31 | 2006-06-06 | General Electric Company | Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air |
| US7246481B2 (en) * | 2004-03-26 | 2007-07-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US7412832B2 (en) * | 2004-03-26 | 2008-08-19 | General Electric Company | Method and apparatus for operating gas turbine engines |
| US7334409B2 (en) * | 2004-05-19 | 2008-02-26 | Alltech, Inc. | Retractable afterburner for jet engine |
| FR2904663B1 (fr) * | 2006-08-01 | 2012-02-03 | Snecma | Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col |
| FR2911922B1 (fr) * | 2007-01-26 | 2009-04-24 | Snecma Sa | Melangeur de flux a section variable pour turboreacteur a double flux d'avion supersonique |
| US7578369B2 (en) * | 2007-09-25 | 2009-08-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
| US20090139823A1 (en) * | 2007-11-29 | 2009-06-04 | Alden Joseph Dyer | Handlebar clutch-lever assist |
| US8635875B2 (en) | 2010-04-29 | 2014-01-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine exhaust mixer including circumferentially spaced-apart radial rows of tabs extending downstream on the radial walls, crests and troughs |
| US8556027B2 (en) | 2011-06-28 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Eductor exhaust silencer assembly with bypass gasflow |
| US9896970B2 (en) * | 2014-11-14 | 2018-02-20 | General Electric Company | Method and system for sealing an annulus |
| US10544755B2 (en) * | 2016-09-20 | 2020-01-28 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Variable infrared suppression system in a gas turbine engine |
| US10968760B2 (en) | 2018-04-12 | 2021-04-06 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component for acoustic attenuation |
| US11346282B2 (en) | 2019-01-18 | 2022-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component for acoustic attenuation |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA659621A (en) * | 1963-03-19 | A. Grotz Charles | Retractable noise suppressor for jet engines | |
| GB849502A (en) * | 1957-03-01 | 1960-09-28 | Rolls Royce | Improvements in or relating to jet propulsion nozzles |
| GB859994A (en) * | 1958-06-20 | 1961-01-25 | Boeing Co | Noise suppressor for jet propulsion engines |
| US3053340A (en) * | 1958-07-21 | 1962-09-11 | Gen Electric | Noise suppression nozzle |
| US3061038A (en) * | 1959-10-30 | 1962-10-30 | Boeing Co | Jet engine noise suppression nozzle with multiple settings |
| US3543877A (en) * | 1967-07-07 | 1970-12-01 | Nationale D Etude De Construct | Silencer device for an ejector-type jet propulsion nozzle |
| BE755612A (fr) * | 1969-06-18 | 1971-02-15 | Gen Electric | Tuyeres de propulsion a systeme suppresseur de bruit ameliore |
| US3534831A (en) * | 1969-07-31 | 1970-10-20 | Gen Electric | Jet engine exhaust noise suppression |
| US3579993A (en) * | 1969-08-04 | 1971-05-25 | Rohr Corp | Sound suppression system |
| US3815360A (en) * | 1971-04-16 | 1974-06-11 | Rohr Industries Inc | Combined infrared and sound suppressor for aircraft jet engine |
| GB1409887A (en) * | 1972-12-18 | 1975-10-15 | Secr Defence | Aircraft gas turbine engine noise suppression |
| US4199936A (en) * | 1975-12-24 | 1980-04-29 | The Boeing Company | Gas turbine engine combustion noise suppressor |
| GB1535598A (en) * | 1976-05-27 | 1978-12-13 | Rolls Royce | Turbofan aero engines and propulsion nozzles therefor |
| US4106587A (en) * | 1976-07-02 | 1978-08-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Sound-suppressing structure with thermal relief |
| US4240252A (en) * | 1978-01-19 | 1980-12-23 | General Electric Company | Acoustically-treated mixer for a mixed flow gas turbine engine |
| US4293053A (en) * | 1979-12-18 | 1981-10-06 | United Technologies Corporation | Sound absorbing structure |
| US4422524A (en) * | 1982-03-22 | 1983-12-27 | Lockheed Corporation | Variable shape, fluid flow nozzle for sound suppression |
| US5154052A (en) * | 1990-05-07 | 1992-10-13 | General Electric Company | Exhaust assembly for a high speed civil transport aircraft engine |
-
1992
- 1992-12-09 US US07/987,833 patent/US5291672A/en not_active Expired - Fee Related
-
1993
- 1993-08-02 EP EP93306083A patent/EP0601688B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-08-02 DE DE69317098T patent/DE69317098T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1993-08-06 JP JP5195693A patent/JPH076452B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007187161A (ja) * | 2006-01-13 | 2007-07-26 | Snecma | 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0601688A1 (en) | 1994-06-15 |
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