JPH0337363A - ジェットエンジン騒音抑制システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分身 本発明は飛行機のジェットエンジンの騒音抑制システム
に関する。

従来の技術及び発明が解決しようとする課題飛行機の騒
音は世界中のほとんどの主部−にある空港運行者にとっ
ての関心事である。米国だけでも、飛行場の近くに住み
あるいは働らいている約５００万人の人々が飛行機の騒
音にひどく悩まされている。これらの人々は６５デシベ
ルかそれ以上の平均昼夜音レベルにさらされる地域に住
んでおり、その最大レベルは宅地向は開発には向かない
ものとＦＡＡにより認められている。米国中の地方自治
体は空港の騒音を減らす行動を採ってきた。

同様の行動が他のＴ業化された多くの国でも採られ、あ
るいは研究中である。

他にはジェットエンジンにより発生されるノイズを減ら
すための概念が提案され、ジェットエンジンのための騒
音減少システムに関する背景情報を得るには米国特許第
３．７１０，８９０　、４，０７７．２０６　；４．１
１７，６７１　：４．５０１．３９３が参照されねばな
らないであろう。これらの４件の米国特許は、騒音の強
さを減らすための飛行機ジェットエンジンの修正の一般
概念に関する先行技術の例である。

ｙＡ題を解決するための手段 本発明は、飛行機の離陸、着陸の間エンジンのノイズレ
ベルを減少させ、同時にエンジンの運転の経済性を維持
している、ジェット航空エンジンと共に使用するための
改良されより効果的なシステムを提供する。本発門の騒
音抑制システムは、ジェット航空エンジンと組合せて使
用され、そのエンジンの機尾端部に同軸状に取付けられ
る前方端部を有するプラグ支持シリンダを備えている。

筒状のエジェクタシュラウドがエンジンの機尾端部に取
付けられる。そのシュラウドはエンジンと同軸であり、
機尾端部付近で小さくなった内径部分を有する。

シュラウドにはその前方端近くでその筒状軸心に垂直な
面内で内周方向に隔てられた複数の吹込孔が形成されて
いる。各吹込孔はシュラウドの外から中へ周囲の空気が
入るための通路を与える。

吹込孔ドアが各吹込孔毎にシュラウドに取付けられ、開
位置と閉位置をとり得る。

略涙滴状の外形形状をした並進プラグがプラグ支持シリ
ンダ上にそしてそれにより支持されている。並進プラグ
はプラグ支持シリンダの軸心回りに対称であり、シュラ
ウドの内径より小さい外径を有する。並進プラグはプラ
グ支持シリンダ上で前方位置と後方位置との間で選択的
に位置付は可能である。

環状の排気ノズルがプラグの外側とシュラウドの内側と
の間に形成される。プラグが前方位置にあると、比較的
大きい横断面積の環状ノズルがｂえられ、後方位置にあ
ると小さい横断面積の環状ノズルとなる。

ヒナギク型混合ノズルがシュラウド内にその前ｈ゛端部
くで、しかし吹込孔の後で収受される。

混合ノズルは、筒状シュラウドの軸心に垂直にとられた
横断面において、なだらかに起伏する内側及び外側表面
を提供する複数の葉片の形をしている。

離陸と着陸の間に使用されるのであるが、並進プラグが
前方位置にあると、吹込孔ドアが開き、環状ノズルはか
なり増大した横断面積となる。これにより周囲の空気は
シュラウド内へ入ることができ、ジェットエンジンから
の排気ガスと混合される。その混合は混合ノズルにより
強められる。

プラグが前方すなわち抑制モードにあるので、外側の空
気のジェットエンジンファン及び主空気流れとの混合が
得られる。その複葉ノズルは混合領域を石かくし、平均
速度傾配を減少させ、結果としてジェットノイズが減少
する。

冷たい外側の空気は推力強化のための追加分を与え、エ
ジェクタシュラウドの機尾の外へ通過するジェット流の
より低い速度に関連付けられた推力低下を補う。

そのプラグは、クルーズモードすなわち離陸後と着陸前
において機尾位置へ並進され、最良のノズル効率を与え
る。システムがクルーズモードにあると、プラグとシュ
ラウドの内側部分の後縁部との間に形成される環状ノズ
ルは横断面積が小さくなる。吹込孔ドアは閉じられ、シ
ュラウドをエンジン排気を環状ノズルへ向ける圧縮容器
に変える。

好適実施例では、そのエジェクタシュラウドは孔を門け
られたインコネル（Ｉｎｃｏｎｃｌ）の多孔パネルなど
により裏付されて音響抑制を行ない、葉片ノズルにより
生ずる高い周波数ノイズと高いレベルのタービンの音色
を弱くする。

さらに好適実施例では、そのジェットエンジンはエンジ
ン前端部に同軸状に取付けられたノーズカウルを備え、
その中に防音ライニングが位置付けられている。さらに
ノーズブリット（機首弾）が好ましくはノーズカウル内
でエンジン前端に取付けられ、そのノーズブリットは少
くとも実質的に防音ライナーで覆われている。

ジェットエンジン後端部におけるエジェクタ抑制器の、
前端部における音響抑制するよう裏打ちされたノーズカ
ウルとノーズブリットとの組合せは、離陸と着陸時にか
なり減少したレベルのノイズを発生する一方巡航運行時
の高い経済性レベルを維持したジェットエンジンをもた
らす。

実施例 最初に第１図を参照すると、本発明の騒音抑制システム
の主要エレメントが示されている。

ジェット飛行機エンジンが概括的に示され番号ｌＯで特
定されている。ジェットエンジンｌＯは前側端部１２と
機尾端部１４とを有する。エンジン１０は現在の一般的
商用に使用されているタイプのものであり、回転タービ
ン構成要素（図示せず）を備え、それにより、前端部を
通ってエンジン内に吸入された空気が圧縮され、燃料と
混合され、他のタービン構成要素を介して膨張させられ
、その機尾端部１４においてそれにより推力が発生させ
られる排出燃焼ガスを生ずる。エンジン１０はかなりの
騒音を、特に高い推力が要求される間、発生させ、その
騒音は、そのエンジン１０が使用されている飛行機が地
上に一番近い時、すなわち離陸したり着陸したりする時
、最大の関心事である。

本発明のシステムは基本的に２つの部分からなり、１６
で示される前方部分と１８で示される機尾あるいは排気
システムから構成される。

前方部分の装置は前端部２２と機尾端部２４とを有する
機首帽すなわちノーズカウル（ｎｏｓｅ　ｃｏｗｌ）　
２０を備えている。その機尾端部はエンジン１０の前方
端部に取付けられ、そのカウル２０はエンジン１０の長
手軸の周りに同軸に支持されている。エンジンのロータ
リタービン構成要素（図示せず）が回転するのは数字２
６で示されたこの長手軸の回りにである。

ノーズカウル２０は騒音抑制器裏張りすなわちライニン
グ２８を備えている。そのライニングとノーズカウルの
形状は、特に飛行機が着陸接近をする間に一般に生ずる
エンジンのタービン機械装置の騒音すなわちサイレンタ
イプのノイズを吸収するように選択され指向されている
。

その騒音抑制器ライニング２８は、音吸収特性を有しそ
れがさらされる環境に耐える物理的要件を備えたハチの
集状の材料からなっている。

その騒音抑制システムの前側部分１６のもう１つの要素
は、ジェットエンジンｌＯの前側端部に同軸状に取付け
られた機首弾すなわちノーズブリット（ｎｏｓｅ　ｂｕ
ｌｌｅｔ）　３０を含んでいる。そのノーズブリットは
少くとも実質的にその外表面を騒音抑制ライニング３２
により覆われている。ノーズカウル２０の内側の騒音抑
制ライニング２８とノーズブリット３０の外側のライニ
ング３２との組合せはエンジン１０により発生させられ
るタービン装置のサイレンタイプの騒音を減少させる。

排気騒音抑制システム１８を構成する構成要素は、プラ
グ支持シリンダ３４と、十字形プラグ支持要素３６と、
複葉ヒナギク型混合ノズル３８と、十字形ノズル取付ブ
ラケット４０と、排出器覆いすなわちエジェクタシュラ
ウド（ｅｊｃｃｔｏｒ　５ｈｒｏｕｄ）　４２と、４（
ε進プラグ４４とを含む。

第２図には排気システム１８の横断面図が示されている
。並進プラグ４４がプラグ支持シリンダ３４に摺動自在
に装着され、第２図に示される前方位置と後に示され説
明される機尾位置との間で位置し得る。プラグ支持シリ
ンダ３４上での並進プラグ４４の位置付けは油圧作動あ
るいは電気機械的に成すことができ、そのような並進機
構は飛行機技術者の間では良く知られており、したがっ
てここでは詳細には図示しない。

エジェクタシュラウド４２は筒状であり、エンジンの機
尾端部１４に取付けられる前側端部４６を有する。シュ
ラウド４２は機尾端部４８を有し、それは開口していて
それを通ってエンジンからの排気ガスが流出してエンジ
ン推力を生ずる。

エジェクタシュラウド４２の回り円周方向にそしてその
前方端部に近く、複数の吹込孔５０が形成されている。

各社はドア５２を備えていて、各社はドア５２の位置に
よって開かれたり閉じられたりする。

図示された、そして奸ましい構成においては、そのドア
はバネにより付勢され、ドアは閉位置へ付勢されている
。

エジェクタシュラウド４２の中にヒナギク型混合ノズル
３８が収受されている。その混合ノズル３８は筒状をな
し、複数の葉片の形に作られた比較的薄い壁を備えてい
る。第３図を参照するとその混合ノズルは横断面図で示
され、ゆるやかに起伏する外側表面５６と内側表面５８
とを備えている。そのヒナギク型混合ノズルの機能は、
ジェットエンジンｌＯからのＵ「気ガスの吹込孔５０を
通って吸い込まれた空気との混合を強めることである。

Ｗ”？抑制ライニング６２がエジェクタシュラウド４０
の内側、その後方端部４８近くに形成されている。

この防音ライニングは好ましくはそれが受ける高温に耐
え得る多孔性材料で形成され、多孔性のインコネル（ｌ
ｎｃｏｎｃｌ　（商標）〉や他の耐高温合金などでつく
られる。

環状のノズル領域６４がプラグ４４の外側とエジェクタ
シュラウド４２の内側との間、シュラウドの後方端部４
８の近くに形成される。この環状ノズル８４の横断面積
は、エンジン推力を生ずるガスを噴出するエジェクタシ
ュラウドの後方端部の外へと通るタービンにより発生さ
れたガスの速度を制御する。

第４図と第５図を参照すると、そのシステムの作用の原
理が模式図的に示されている。第４図において、エンジ
ンは抑制されたあるいは離陸と着陸モード、すなわちエ
ンジンが最小のノイズを生ずるモードで示されている。

空気がノーズカウル２０の開いた前方端部２２の中へ吸
い込まれ、圧縮され、エンジンで燃料と混合される。燃
料から膨張したガスはエンジンタービン部分を通ってエ
ンジンの後方端部を通って通過する。圧縮されたエンジ
ンファン空気は数字６６で示されエンジンを空気は数字
６８で示される。エンジンファン空気６６とエンジン主
空気６８との混合はエンジン推力から後方へ通過し、エ
ンジンにより得られた推力を生ずる。第４図の抑制モー
ドでは、プラグ４４は前方あるいは抑制位置にある。吹
込孔５０は開いて周囲の空気７０がその開口を通ってエ
ジェクタシュラウド４２の中へと流れ込むようにする。

したがってエジェクタシュラウドの中へ入る空気には３
つの源、すなわちエンジンファン空気６６、エンジン主
空気６８そして周囲の空気７０である。これらのガスは
混合され、その混合は混合ノズル３８により強められる
。混合されたガスは７２で示されている。混合されたガ
スはエジェクタシュラウド４２の機尾端部４８を出てエ
ンジン推力を生ずる。第４図においては環状ノズル領域
４４が比較的に大きく、それはシュラウドの出目端部４
８でのガスの速度が減少し、それによりエンジンのノイ
ズをかなり減少させていることに注目すべきである。

第５図は巡航速度すなわちクルーズモードでのエンジン
を示している。このモードでは、プラグ４４は機尾ある
いはクルーズ位置にある。吹込孔５０は閉じられ、周囲
の空気はエジェクタシュラウド４２の中へ導入されない
。環状ノズル６４はその面積がかなり減少し、エンジン
から出て通過するガスの速度を増加し、単信ガス０当り
最大スラストを得ている。

本発明の穎要な観点は、最高騒音抑制モード、すなわち
離陸と着陸の間の飛行機ジェットエンジン騒音抑制のた
めの、プラグ４４と複葉ヒナギク型混合ノズル３８との
間に形成される環状の隙間すなわちスロット３９のり法
と形状に基づく手段を提供する。環状スペース３９の形
状と変化はジェット騒音の最高振動数及びそれに伴なう
音圧レベルにおけるかなりの偏移を生じ、エジェクタシ
ュラウド内の音響抑制面ライニングの必要な厚みを減少
させることが見出された。スペース３９の変更はプラグ
４４の設計とそれのノズル３８に対する運動によって、
モして／またはノズル３８の寸法によってもなし得る。

低周波騒音抑制は環状スロット３９の大きさに基づいて
クルーズモード（第５図）においても続けられ、それに
よりキャビン内部の騒音、会話を妨げるレベルを減少し
、−殻間な乗客の不快感を減少させる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の騒音抑制システムを作る基本的要素と
ジェットエンジンとの分解斜視図、第２図は並進プラグ
が前方あるいは抑制位置にある状態のエジェクタ抑制器
を示す拡大断面図、第３図は第２図の３−３線による断
面図でヒナギク型混合ノズルの横断面を示し、 第４図は本発明の騒音抑制システムを６するジェットエ
ンジンの横断面図で、離陸、着陸時にノイズレベルを低
下させるために使用される抑制モードにシステムがある
時の構成要素とガスの流れの関係を示し、 第５図は第４図と同様の図であるが、システムが最大ス
ラスト効率が得られる巡航モードにある時の構成要素と
ガスの流れの関係を示している。 １０・・・ジェットエンジン　２０・・・ノーズカウル
２８・・・ライニング　　　　３０・・・ノーズブリッ
ト３２・・・ライニング ３４・・・プラグ支持シリンダ ３８・・・混合ノズル ４２・・・エジェクタシュラウド ５０・・・吹込孔　　　　　　５２・・・吹込孔ドア６
２・・・ライニング （外４名）

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、空気吸入端部と機尾排気ガス排出端部とを有し、そ
   の回りにタービン構成要素が回転する長手軸線を有する
   ジェット飛行機エンジンに組合わされる騒音抑制システ
   ムにおいて、 前記ジェットエンジンの機尾端部に同軸状に取付けられ
   る前方端部と、後方端部とを有するプラグ支持シリンダ
   と、 前記エンジンの機尾端部に取付けられる前方端部と、開
   口した機尾端部とを有する筒状エジェクタシュラウドで
   あって、前記エンジンと同軸で、機尾端部近くで減少し
   た内径を有し、その軸心に垂直な面でその前方端部近く
   に、シュラウドの外から内への周囲の空気の流入のため
   の通路を与える、周方向で隔てられた複数の吹込孔を有
   するエジェクタシュラウドと、 前記吹込孔の各々について前記シュラウドに取付けられ
   た、閉位置と開位置とをとり得る吹込み孔ドアと、 前記プラグ支持シリンダ上にそしてそれにより支持され
   た、略涙滴状の外形形状の並進プラグであって、前記プ
   ラグ支持シリンダの回りで対称であり、前記シュラウド
   の内径より小さい外径を有し、前記プラグ支持シリンダ
   上において前方位置と後方位置との間で選択的に位置付
   けが可能で、該プラグの外側と前記シュラウドの内側と
   の間に環状の排気ノズルを形成し、該プラグが前記前方
   位置にある時には比較的大きい横断面積の環状ノズルを
   、該プラグが後方位置にある時には比較的小さい横断面
   積の環状ノズルを提供することとなる、並進プラグと、 前記シュラウド内にその前方端部近くに収受されたヒナ
   ギク型混合ノズルであって、なだらかに起伏する内側と
   外側表面とを提供する複数の葉片で形作られた筒状部材
   の形をなし、前記吹込孔の後にあり、それにより前記プ
   ラグが前方位置にある時前記吹込孔ドアは開いて周囲空
   気が前記ジェットエンジンからの排気ガスと混合するよ
   うにし、そして前記ノズルの面積は拡げられてシュラウ
   ド機尾端部でのガス速度と音の強さを低下させ、前記プ
   ラグが後方位置にある時に前記吹込孔ドアは閉じて、前
   記ノズルの面積は減少してより高いガス速度を生じて増
   加した推力を生ずるようになっている、混合ノズル、 とを含んでなる騒音抑制システム。 ２、前記吹込孔ドアの各々はバネによる負荷を受け、閉
   位置へと付勢されている、請求項１記載のシステム。 ３、前記エジェクタシュラウドの内側に、前記機尾端部
   の近くで少くとも一部分において取付けられた音響抑制
   ライニングを含んでいる、請求項１記載のシステム。 ４、開口した前方端部と、後方端部とを含んだ筒状のノ
   ーズカウルを備え、前記後方端部が前記ジェットエンジ
   ンの前方空気吸入端部に同軸状に取付けられ、該ノーズ
   カウルの内側に音響抑制ライニングが取付けられている
   、請求項１記載のシステム。 ５、前記ジェットエンジンにその前端部において同軸状
   にそして前記ノーズカウル内で同軸状に取付けられたノ
   ーズブリットと、前記ノーズブリットの外側表面の少な
   くとも相当な部分に取付けられた音響抑制ライニングと
   を備えている、請求項４記載のシステム。 ６、前記並進プラグと前記ヒナギク型混合ノズルとの間
   の選択された環状スペースを与え、それによりそれを通
   過するガスの最高振動数を増加しより低い音圧レベルを
   もたらす手段を備えている、請求項１記載のシステム。