JPH03501402A - ジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構 - Google Patents

Abstract

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Description

【発明の詳細な説明】 ジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構本発明は騒音減衰分野、特にジェット 飛行機エンジンによって生じた音の抑制の為に用いられ得る騒音減衰機構に関す る。

発明の背景 商業上用いられるジェット飛行機エンジンによりて発生した騒音を減衰する為に 現在用いられている方法は、かかる飛行機の製造者によって１９６０年代の後半 と１９７０年代の前半において最初に開発された。

この技術は入口及びファンの出口ダクト内のエンジンの空気の流れの通路に対面 する焼結金属メツシュよりなるサンドインチ形の構造を有するエンジン用の音響 的な裏打ち機構である。このメツシュは静められた限界の操作モードでエンジン 部分に発生した一次ノイズ周波数に調整された正確に寸法づけられて離間してい る孔を有するダクトライナー外板に接着される。金属のメツシーと孔のあいたダ クトライナー外板とは中実の外板に裏打ちされたハニカム構造物に接着される。

この機構が開発された時、この工莱の目的は連邦航空規則の第３６章、第２節の 要求を満たした。この機構はジェットエンジンのその独特な操作かん境における サービスに適した唯一の機構として理解されているから、狭い形体のジェットに よっで発生するノイズを減衰する為の初期の工業的開発のままである。例えば７ ０７及び、ＤＣ８形の飛行機に搭載されたＪＴ３Ｄの商業的に用いられているシ ェフ）エンジンが用いられ、この機構を続けて使用している。

この機構をもった騒音減衰は、ヘルムホルツ共鳴器の効果によってなしとげられ 、ハニカム内の孔は金属メツシュ及びハニカムとエンジンの騒音発生要素との間 に位置している孔のあいた外板を経て入った後の音のエネルギーを消散する。ノ 〜ニカムに裏打ちされている中実の外板は音のエネルギーの放散に鈍感であり。

音の伝達を阻止する。ある構、造が有する音の伝達はサンドイッチ構造によりて 伝えられるが、これは二次的性質である。然しなから、エンジン性能における損 失はハニカムの裏打ちを通る空気の漏洩と想定された。

ジェットエンジンのファン作用によって生じたノイズは、エンジンモデル、ファ ン速度及びダクトに沿う位置に応じて変化する関連のない一次周波数で生じる。

前述した方法を用いているかかるノイズの減衰は。

連邦航空規則の第３６軍、第２節の初期の目標を達成する可能性を有し、且同章 、同節に従っている。従って、工業的研究は、多孔性の金属対面シート、ノ・ニ カムコア及び固体の裏打ちシートの異なる寸法的及び材料的特性の音のパラメー ターに重点をおいて、裏打ち設計をエンジンノイズ源の特徴に正しく調整させる 事に集中した。その結果、異なる度合の経済的且操作的な被ナルティにかろうじ て耐えた。

前述した機構は６乃至１１ＤＢの減衰を生じるものと評価され、外板の孔の寸法 、金属メツシーの格子及び厚さ、ハニカム材料の構造、孔の寸法及び厚さのよう な限界ノソラメーターの超微細な調整を必要とする。

この機構は限界／ＩＰラメーターの与えられた組み合せに対し准一つの初期の周 波数を減衰する為に設計されている。その結果、連邦航空規則第３６章の第２節 の要求をやっと満足した。更に、第３節の要求は、現在の機構ではノイズ問題、 破滅的なエンジンの事故にさらされる重大なエンジン性能のペナルティ及び連続 する維持問題に対し高価で且大きな危険性のある解決となる手段に頼らなければ 、尚満足し得なかった。かかる手段を有する別の問題は機体及びエンジンの製造 業者が附随する入口の空気の流れの変化に対して認可を得る事を必要とする事で ある。

発明の概略 従って、音のエネルギーを更に十分に減衰し得る種々なジェット飛行機エンジン に対する簡単で且適切な構造のノイズ減衰機構を設ける事が本発明の目的である 。

本発明の別の目的は、最小の経済的且操作的ペナルティで連邦航空規則第３６章 、第３節を満足するジェット飛行機エンジンの為の騒音減衰機構を設ける事であ る。

本発明の又別の目的は如何なる細かい調整要求の必要なしに騒音周波数の巾広い 範囲に亘って非直線的な音の減衰が得られる騒音減衰機構を提供する事である。

本発明の更に他の目的は空気漏洩を伴うエンジン性能の損失を防止する騒音減衰 機構を提供する事である。

本発明の尚他の目的は、改良された着氷防止機構によりニンジンの推力を増加し 且燃料効率を成長し得るジェット飛行機エンジンにとりつけられた騒音減衰機構 の新規な設備を提供する事である。

本発明の目的は、複数の層よりなる騒音減衰積層部を設ける事によって達成され る。第１の層はファン入口ダクトと中心部のライナーであり、又ファン排気ダク トとの内側及び外側のライナーであり、更に大きなエンジンの出入ドア用のライ ナーである。これ等のライナーは音のエネルギーの入口となる為に孔があけられ ている。第２め層は孔明きライナーの次に設けられている湿気の防壁部でおる。

第３の層は湿気防壁部に接着された耐火セラミックファブリックで作られている 。第４の層は耐火ファブリックに接着された音の減衰材料よりなる。第５のそし て最後の層は音の減衰更に、中空のリベットが、ジェットエンジンの成る場所、 特に入口ダクトにおける中実のリベットにおきかえて用いられる。これ等の中空 のリベットは、孔のあいた着氷防止の空気の流れのチャンネルであって。

改良された着氷防止機構となり、又その原点からダクトライナーを経て音の減衰 材料えの音のエネルギーの放散の通路となる。

図面の簡単な説明 第１図は本発明に述べられた騒音減衰機構の実施例である５つの層を示す概略図 、第２図は本発明に述べられた騒音減衰積層部がジェットエンジン室に設けられ る場所を示すジェットエンジン室の概略図で、第３図は音のエネルギーの通路と なる中空のリベットの使用を示す概略図である。

好ましい実施例の詳細な説明 図面、特に第１図には本発明の一実施例ＪＯを示す。本発明によると、騒音減衰 積層部は第１図に見られるように５個の特別な層を有する。第１の層１２はファ ン入口ダクト、中心部、ファン排気ダクト及び出入ドアのライナーである。この ライナーは音のエネルギーの入口となる孔１３を有する。かかるｐｅｒｆｏｒａ ｔｉｃｎｓる事が判った。原音減衰積層部の第３の層Ｊ６は火災防壁部である。

この火災防壁部は前記の湿気防壁部に隣接し、火災の危険から騒音減衰材料と外 部の飛行機の構造物を保護している。適当な火災防壁部はビルディング２２５− ４Ｎ−０７，３Ｍセンター、セント・ポール、ミネンタ５５１４４−１０００の ３Ｍコーポレーションのセラミック材料部門によりて作られたネックステル３１ ２ウオープンフアプリツクである事が判った。

騒音減衰機構の第４の層１６は音の減衰材料で作られている。この材料は好まし くは２インチの厚さを有する毛布のような構造物で作られ、前記の火災防壁部に 隣接している。かかる材料のブランケットは、飛行機ノジェットエンジンによっ て生じた騒音を減衰する。一つの適した騒音減衰材料は、マクメーモット社のパ ブコックアンドウィルコックスの絶縁製品部によって作られたカオクールセラミ ックファイバーの毛布地である事が判った。他の適した音の減衰材料はクン−カ ーライルランチ、ピー・オー・がグラス５１０８゜シリーズスピングラスファイ バーグラスインシェレイシヲン（１０００５ｅｒｉｅｓ　５ｐｉｎ−Ｇｌａｓｓ 　Ｆｉｂｅｒ　Ｉｕｓｕｌａｔｉｏｎ　）である事が判った。以下に述べる如く 、かかる材料はエンジンの異なる部分に使用しても適している。

この騒音減衰機構の第５の層２０は中実の裏打ちシートである。この裏打ちシー トは前記の音の減衰材料に接着される。適当な裏打ち材料はアルミニューム或は ファイバーグラスである事が判りた。

の部分に沿って並べられる。第４図は商業上用いられるモデルＪＴ３Ｄジェット エンジンを包囲するのに用いられるような代表的なジェットエンジン室３０を示 す。陰をつけた領域３１〜３６は本発明の積層部の適用部を示す。適用の最初の 領域はファン入口ダクト４４、ノーズドーム４２．ファン排気ダクト４６及びフ ァン排気推力逆転器４８から後方に延びる機関室光の出入ドアを含む。エンジン の更に前一方の領域（例えば領域３１，３；））においては、音を吸収する層１ ８としてファイバーグラス材料を用いる事が好ましく、又領域３４．３５及び３ ６のような後方の領域においては、セラミックファイバー材料を用いる事が好領 域に隣接して用いられる。

本発明の音の積層部は出入ドアを除く総ての領域において現在の空気の流れのラ イナーと中実の裏打ちシートとの間に組み込まれる。固体の裏打ちシートは隣接 する構造物にリベット又はねじ固定具によりて機械的に固定される。出入ドアの 外板の内面はその位置における裏打ちシートとして作用する。アルミニューム或 はステンレススチールの孔のあいたシートは、減衰積層部が孔のあいたシートと 外板の内面との間に位置するようにエンジンに面している。孔のあいたシートは ドアの隣接する構造物に機械的に固定される。

ファンの入口ダクト領域は着氷防止機構を備えて居り、この機構は各かかる構造 物の下側においてチャンネルを有し、このチャンネルを通して着氷防止機構の操 作中熱い空気を流す。かかるチャンネルはファンダクトの入口の内壁に内側のラ イナーをリベットする事によって形成されたしわ部からなっている。この内側の ライナーは入口ライナーの背面上にしわのよったチャンネルを形成するように取 りつけられた。本発明の積層部を取りつける時、第３図に示すように中実のリベ ットは中空のリベットにおきかえられる。図から通常リベットはしわのよったシ ートが壁に接触する位置に５８のように設けられる。然し乍ら１本発明において は、中空のリベットによっておきかえられたリベット５８だけでなく、又別の中 空のリベット５９がチャンネルを貫通して挿入される。これ等のリベットはダク トライナーと外側のカウル外板との間に位置する積層部内の騒音吸収層に対する 音のエネルギーの通路としてダクトライナー内にコンジットを形成する為の手段 として作用する。

かくして、中空のリベットは、ファンダクトの壁或はノーズドームを経てジェッ トエンジンによって発生した音のエネルギーを騒音減衰積層部に伝える為の新規 な手段として作用する。これ等の中空のリベットは、構造の支持部を経て着氷防 止ダクトの機関室を強めるだけでなく、有効且容易に組み込み得る音のエネルギ ーに対するコンジットとしても作用する音のホーンの役目をしている。

ダクトライナーと内側のライナーとは一体にリベットされて、構造物に丈夫なし わのよった構造を形成する。この構造は又入口ダクトの長手方向に沿うカウリン グ入口リップから熱い着氷防止の空気の流れに対防止する為にスリーブを設けて いる。中空のリベット（スリーブを有しても又有さなくても）は先づ音のエネル ギ゛−の放散の通路として作用する。リベットは又空気の流れの通路と流れに対 し直角に交叉し、かくして熱交換バッフルとして作用し、入口ダクトの着氷防止 機構の効率を改良する。

ジェットエンジンの着氷防止機構の効率は２つの方法で改良される。第１は、中 空のリベットの外側のスリーブに当る熱い空気は熱を容易に外板上のダクトライ ナーの外板に伝える。第２は５着氷防止の空気の通路を貫ぬいている中空のリベ ットは通路を通る空気の流れをゆるくし、かくして熱い空気のより多くの熱容量 を金属の表面に伝える。着氷防止機構の効率の改良は１着氷防止機構を熱い着氷 防止空気の少ない量の流れで操作し、かくしてこの目的の為に放出するエンジン 用の空気の量を少なくする。従って、エンジンの推力は増加し１着氷防止機構の 操作中の燃料効率を改良する。

エンジンのノーズドーム４２は１着氷防止の空気の流れのチャンネルを形成する ドームの内表面に取りつけられたインサートを有する。これ等のチャンネル中間 部の中心に設けられた騒音減衰材料に対する音のエネルギーの通路となっている 。

この設計の騒音減衰機構は、特別な細かい調整なしでノイズ周波数の巾広い範囲 を減衰する事を証明した。従来の実験作業にもとづいて２３ＤＢ迄の減衰が可能 であった。更に、この機構は連邦航空管理局によって指示された耐火、耐熱に対 する初期の要求に合致する。この積層機構は湿気防止積層を用いてエンジンの空 気の流れからシールされ、古いサンドイッチ形の構造に組み込まれたエンジンの 性能における２％の損失を防止する。シールされた機構は湿気、液体及び古いサ ンドインチ形の構造物固有の他の重大な問題からシールされる。

１、国際出願番号 ＰＣＴ／ＵＳ８８１０３４３’８ ３、特許出願人 住所　アメリカ合衆国　カリフォルニア州９１１１１　≠ヤツツワース。

イタスカ・ストリート２１０２９ 氏名　スニイダー、ステイフエンφジエイ国籍　アメリカ合衆国 ４、代理人 東京都千代田区霞が関３丁目７番２号 〒１００　電話　０３　ｃｉｓｏ、２＞　３１８１　＜大代表）（５８４７）　 弁理士　鈴　江　武　彦（ばか３名） ５、　？ｉｔｉ正書の提出年月日 １９８９年女月≧２日 ６、添付書類の目録 （１）補正書の翻訳文　１適 切　細　書 ジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構及ジンによりて生じた音の抑制の為に 用いられ得る騒音減衰機構に関する。

発明の背景 商業上用いられるジェット飛行機エンジンによって発生した騒音を減衰する為に 現在用いられている方この技術は入口及びファンの出口ダクト内のエンジンの空 気の流れの通路に対面する焼結金属メツシュよシなるサンドイッチ形の構造を有 するエンジン用の音響的な裏打ち機構である。このメツシュは静められた限界の 操作モードでエンジン部分に発生した一次ノイズ周波数に調整された正確に寸法 づけられて離間している孔を有するダクトライナー外板に接着される。金属のメ ツシュと孔のあいたダクトライナー外板とは中実の外板に裏打ちされたハニカム 構造物に接着される。

この機構が開発された時、この工業の―的は連邦航空規則の第３６章、第２節の 要求を満たした。この機構はジェットエンジンのその独特な操作かん境における サービスに適した唯一のｉｔ！、ｓとして理解されているから、狭い形体のジェ ットによりて発生するノイズを減衰する為の初期の工業的開発のままでちる。例 えば７０７及びＤＣ８形の飛行機に搭載されたＪＴ３Ｄの商業的に用いられてい るジェットエンジンが用いられ、この機構を続けて使用している。

この機構をもりた騒音減衰は、ヘルムホルツ共鳴器の効果によりてなしとげられ 、ハニカム内の孔は金属メツシュ及びハニカムとエンジンの騒音発生要素との間 に位置している孔のあいた外板を経て入りた後の音のエネルギーを消散する。ハ ニカムに裏打ちされている中実の外板は音のエネルギーの放散に鈍感であシ、音 の伝達を阻止する。ある構造が有する音の伝達はす゛ンドイッチ構造によりて伝 えられるが、これは二次的性質である。然しながら、エンジン性能における損失 はハニカムの裏打ちを通る空気の漏洩と想定された。

ジェットエンジンのファン作用によって生じたノイズは、エンジンモデル、ファ ン速度及びダクトに沿う位置に応じて変化する関連のない一次周波数で生じる。

前述した方法を用いているかかるノイズの減衰は。

連邦航空規則の第３６章、第２節の初期の目標を達成する可能性を有し、且同章 、同節に従りて伝る。従って、工業的研究は、多孔性の金属対面シート、ハニカ ムコア及び固体の裏打ちシートの異なる寸法的及び材料的特性の音のノやラメ− ターに重点をおいて、裏打ち設ｉ＋をエンジンノイズ源の特徴に正しく調整させ る事に集中した。その結果、異なる度合の経済的且操作的なペナルティにかろう じて耐えた。

前述した機構は６乃至１１ＤＢの減衰を生じるものと評価され、外板の孔の寸法 、金属メツシュの格子及び厚さ、ハニカム材料の構造、孔の寸法及び厚さのよう な限界パラメーターの超微細な調整を必要とする。

この機構は限界パラメーターの与えられた組み合せに対し唯一りの初期の周波数 を減衰する為に設計されている。その結果、連邦航空規則第３６章の第２節の要 求をやっと満足した。更に、第３節の要求は、現在の機構ではノイズ問題、破滅 的なエンジンの事故にさらされる重大なエンジン性能のペナルティ及び連続する 維持問題に対し高価で且大きな危険性のある解決となる手段に頼らなければ、尚 満足し得なかった。１かかる手段を有する別の問題は機体及びエンジンの製造業 者が附随する入口の空気の流れの変化に対して認可を得る事を必要とする事であ る。

発明の概略 従って、音のエネルギーを更に十分に減衰し得る種々なジェット飛行機エンジン に対する部域で且適切な構造のノイズ減衰機構を設ける事が本発明の目的である 。

本発明の別の目的は、最小の経済的且操作的ペナ〃ティで連邦航空規則第３６章 、第３節を満足するジェット飛行機エンジンの為の騒音減衰機構を設ける事であ る。

本発明の又別の目的は如何なる細かいｖ４整要求の必要なしに騒音周波数の巾広 い範囲に亘って非直線的な音の減衰が得られる騒音減衰機構を提供する事でちる 。

本発明の更に他の目的は空気漏洩を伴うエンジン性能の損失を防止する騒音減衰 機構を提供する事である。

本発明の尚他の目的は、改良された着氷防止機構によジエンジンの推力を増加し 且燃料効率を成長し得るジェット飛行機エンジンにとシつけられた騒音減衰機構 の新規な設備を提供する事である。

本発明の目的は、複数の層よシなる騒音減衰積層部を設ける事によって達成され る。第１の層はファン入口ダクトと中心部のライナーてあシ、又ファン排気ダク トとの内側及び外側のライナーでアシ、更に大きなエンジンの出入ドア用のライ ナーである。これ等のライナーは音のエネルギーの入口となる為に孔があけられ ている。第２の層は孔明きライナーの茨に設けられている湿気の防壁部でちる。

第３の層は湿気防壁部に接着された耐火セラミック７アプリツクで作られている 。第４の層は耐火ファブリックに接着された音の減衰材料よシなる。第５のそし て最後の層は音の減衰材料に接着された中実の裏打ちシートでおる。このような 積層部はジェットエンジンの入口とファン排気の構成要素の中心部に裏打ちして 用いられる。

更に、中空のリベットが、ジェットエンジンの成る場所、特に入口ダクトにおけ る中実のリベットにおきかえて用いられる。これ等の中空のリベットは、孔のち いた着氷防止の空気の流れのチャンネルであって、改良された着氷防止機構とな シ、又その原点からダクトライナーを経て音の減衰材料えの音のエネルギーの放 散の通路となる。

図面の簡単な説明 第１図は本発明に述べられた騒音減衰機構の実施例である５つの層を示す概略図 、＠２図は本発明に述べられた騒音減衰積層部がジェットエンジン室に設は使用 を示す概略図である。

好ましい実施例の詳細な説明 図面、特に第１図には本発明の一実施例１０を示す。本発明によると、騒音減衰 積層部は第１図に見られるように５個の特別な層を有する。第１の層１２はゾ ファ窒入ロダクト、中心部、ファン排気ダクト及び出入ドアのライナーである。

このライナーは音のエネルギーの入口となる孔１３を有する。かかる孔は直径が 隔で離間している事が好ましい。騒音減衰積層部の第２の層１４は湿気の防壁部 である。この湿気の防壁部イ・７′エポン・ドク・ヌムール・アンド・カンパニ ーの登録商標であるＭＹＬＡＰのポリエチレンテレフタレートで作られたシート 或はシリコーンラバーである事が判った。騒音減衰積層部の第３の層１６は火災 防壁部である。この火災防壁部は前記の湿気防壁部に隣接し。

火災の危険から騒音減衰材料と外部の飛行機の構造物を保護している。適当な火 災防壁部はビルディング２２５−４Ｎ−０７，３Ｍセンター、セント・ポー／Ｌ ／。

ミネンタ５５１４４−１０００の３Ｍコーポレーシ璽ンのセラミック材料部門に よって作られたネックステル３１２ウオープン７丁ブリックである事が判った。

騒音減衰機構の第４０層１８は音の減衰材料で作られている。この材料は好まし くは２インチの厚さを有する毛布のような構造物で作られ、前記の火災防壁ブ 部に隣接している。かかる材料のバ之／ケットは、飛行機のジェットエンジンに よって生じた騒音を減衰する。一つの適した騒音減衰材料は、マクダーモット社 のバブコックアンドウィルコックスの絶縁製品部によヮて作られたカオウールセ ラミックファイバーの毛布地である事が判った。他の適した音の減衰材料はケン −カーライルランチ、ピー・オー・？グラス５１０８゜デンバー、コロラｐｓｏ ２１７のマｙビｐｚ−ポレーシ冒ンの関連会社であるマンビ〃ビルディングマテ ィーリアルスコーポレーシ諺ンによりて作られた１０００シリーズスピングラス フアイバーグラスインシエレイシ１ン（１０００５ｅｒｉｅｓ　Ｓｐｉｎ−Ｇｌ ｍｓＳＦｉｂｅｒ　Ｉｕｉｕｌａｔｉｏｎ）である事が判りた。以下に述べる如 く、かかる材料はエンジンの異々る部分に使用しても適している。

この騒音減衰機ａＯ第５０層２０は中実の裏打ちシートでおる。この裏打ちシー トは前記の音の減衰材料に接着される。適当な裏打ち材料はアルミニニー、ム或 はファイバーグラスである事が判った。

この積層部はジェットエンジンの仕切シ部の種々の部分に沿って並べられる。第 ２図は商業上用いられるモア″＃ＪＴ３Ｄジェットエンジンを包囲するのに用い られるような代表的なジェットエンジン室３０を示す。陰をつけた領域３１〜３ ６は本発明の積層部の適用部を示す。適用の最初の領域はファン入口ダクト４４ 、ノーズドーム４２．ファン排気ダクト４６及びファン排気推力逆転器４８から 後方に延びる機関室光の出入ドアを含む。エンジンの更に前方の領域（例えば領 域３７、．９．？　）においては、音を吸収する層１８としてファイバーグラス 材料を用いる事が好ましく、又領域３４．３６及び３６のような後方の領域にお いては、セラミックファイバー材料を用いる事が好ましい。ファイ、パーグラス 材料は実質的に軽い上質の騒音減衰材料である。セラミックファイバー材料は２ ０００７以上の温度に耐えるよう表エンジンの熱い領域に隣接して用いられる。

本発明の音の積層部は出入ドアを除く総ての領域において現在の空気の流れのラ イナーと中実の裏打ちシートとの間に組み込まれる。固体の裏打ちシートは隣接 する構造物にリベット又はねじ固定具によりて機械的に固定される。出入ドアの 外板の内面はその位置における裏打ちシートとして作用する。アルミニューム或 はステンレススチールの孔のあいたシートは、減衰積層部が孔のあいたシートと 外板の内面との間に位置するようにエンジンに面している。孔のあいたシートは ドアの隣接する構造物に機械的に固定される。

ファンの入口ダクト領域は着氷防止機構を備えて居シ、この機構は各かかる構造 物の下側においてチャンネルを有し、このチャンネルを通して着氷防止機構の操 作中熱い空気を流す。かかるチャンネルはファンダクトの入口の内壁に内側のラ イナーをリベットする事によって形成されたしわ部からなっている。この内側の ライナーは入口ライナーの背面上にしわのよりたチャンネルを形成するように取 シつけられた。本発明判るように、着氷防止チャンネル５６はファン入口ダクト の壁となシ得る壁５４に当接しているしわのよったシート５２によって形成され る。

通常リベットはしわのよりたシートが壁に接触する位置に５８のように設けられ る。然し乍ら、本発明においては、中空のリベットによっておきかえられたリベ ット５８だけでなく、又別の中空のリベット５９がチャンネルを貫通して挿入さ れる。これ等のリベットはダクトライナーと外側のカクル外板との間に位置する 積層部内の騒音吸収層に対する音のエネルギーの通路としてダクトライナー内に コンジットを形成する為の手段として作用する。

かくして、中空のリベットは、ファンダクトの壁或はノーズドームを紐てジェッ トエンジンによっテ発生した音のエネルギーを騒音減衰積層部に伝える為の新規 な手段として作用する。これ等の中空のリベットは、構造の支持部を経て着氷防 止ダクトの機関室を強めるだけでなく、有効且容易に組み込み得る音のエネルギ ーに対するコンジットとしても作用する音のホーンの役目をしている。

ダクトライナーと内側のライナーとは一体にリベットされて、構造物に丈夫なし わのよりた構造を形成する。この構造は又入口〆り）１２）長手方向に沿うカウ リング入口リップから熱い着氷防止の空気の流れに対する空気の流れの通路を形 成する。

着氷防止の空気の通路をつらぬ〈中空のリベットはリベット設置力によって空気 の通路がつぶれるのを防止する為にスリーブを設けている。中空のリベット（ス リーブを有しても又有さなくても）は先づ音のエネルギーの放散の通路として作 用する。リベットは又空気の流れの通路と流れに対し直角に交叉し、かくして熱 交換バッフルとして作用し、入口ダクトの着氷防止機構の効率を改良する。

ジェットエンジンの着氷防止機構の効率は２つの方法で改良される。第１は、中 空のリベットの外側のスリーブに当る熱い空気は熱を容易に外板上のダクトライ ナーの外板に伝える。第２は、着氷防止の空気の通路を頁ぬいている中空のリベ ットは通路を通る空気の流れをゆるくし、かくして熱い空気のよシ多くの熱容量 を金属の表面に伝える。着氷防止機構の効率の改良は、着氷防止機構を熱い着氷 防止空気の少ない量の流れで操作し、かくしてこの目的の為に放′出するエンジ ン用の空気の量を少なくする。従りて、エンジンの推力は増加し、着氷防止機構 の操作中の燃料効率を改良する。

エンジンのノーズドーム４２は、着氷防止の空気ノ流れのチャンネルを形成する ドームの内表面に取シはノーズドームの満足すべき着氷防止にとりて余計々もの と信じられて居シ、現在の設計から除去される。

ノーズドームの中空部３２は孔があけられ、ドームの中間部の中心に設けられた 騒音減衰材料に対する音のエネルギーの通路となっている。

た。従来の実験作業にもとづいて２ＢＤＢ迄の減衰が可能であった。更に、この 機構は連邦航空管理局によって指示された耐火、耐熱に対する初期の要求に合致 する。この積層機構は湿気防止積層を用いてエンジンの空気の流れからシールさ れ、古いサンドイッチ形の構造に組み込まれたエンジンの性能における２チの損 失を防止する。シールされた機構は湿気、液体及び古いサンドイッチ形の構造物 固有の他の重大な問題からシールされる。

請　請求　の　範　囲 この騒音減衰材料に隣接する固体の裏打ちシートとよシなるジェット飛行機エン ジン用の騒音減衰機構。

（２）　前記湿気防止層はネオプレーンラバーよシなる請求の範囲第１項記載の ジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。

（３）　前記湿気防止層はシリコーンラバーよシなる請求の範囲第１項記載のジ ェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。

（４）　前記湿気防止層はポリエチレンテレ　レーのシートよシなる請求の範囲 第１項記載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。

（５）　前記耐火層はウオープンセラミックファプリツクよシなる請求の範囲第 １項記載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。

（６）　前記音の減衰材料はセラミック７アイパーの毛布地よシなる請求の範囲 第１項記載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰＠樽。

（７）　前記音の減衰材料はファイバーグラスの毛布地よりなる請求の範囲第１ 項記載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。

（８）　前記固体の裏打ちシートはア〃ミニュームよシなる請求の範囲第１項記 載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。

（９）　前記固体の裏打ちシートはファイバーグラスよシなる請求の範囲に１項 記載のジェット飛行機エンジン用の５音減衰ｆｉ！構。

α１　前記積層された材料を前記ジェットエンジンのカバーの内面に適合させる 工程と、音のエネルギーの通路用として複数の中空のリベットを前記ジェットエ ンジンのカバーの内面を通し、又前記積層された材料を通して配置する工程とよ シなるジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構を取シつける為の方法。

手続補正書（方式） ％式％ １、事件の表示 ＰＣＴ／ＵＳ８８１０３４３８ ２、発明の名称 ジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構３、補正をする者 事件との関係　特許出願人 住所　東京都千代田区霞が関３丁目７番２号〒１００　電話　０３（３５０２） ３１８１　（大代表）平成２年１２月１１日 ６、補正の対象 明細書及び請求の範囲の翻訳文の内容に変更なし。

国際調を報告 ｍｌ中ＩＭｂｅＭｌム””−””ＰＣＴ／ＵＳ８Ｓ１０３４３８

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 孔のあいたアルミニューム対面層と； このアルミニューム対面層に隣接する湿気防止層と； この湿気防止層に隣接するｒｅｓｉｓｔｅｎｔ火層と；この防止層に隣接する音 の減衰材料層と；この騒音減衰材料に隣接する固体の裏打ちシートとよりなるジ ェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （２）前記湿気防止層はネオプレーンラバーよりなる請求の範囲第１項記載のジ ェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （３）前記湿気防止層はシリコーンラバーよりなる請求の範囲第１項記載のジェ ット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （４）前記湿気防止層はｍｙｌａｒのシートよりなる請求の範囲第１項記載のジ ェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （５）前記防止はウオープンセラミックフアプリックよりなる請求の範囲第１項 記載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （６）前記音の減衰材料はセラミックファイバーの毛布地よりなる請求の範囲第 １項記載のジェット飛行機ニエンジン用の騒音減衰機構。 （７）前記音のａｔｔｅｎｔｕａｔｉｎｇ材料はファイバーグラスの毛布地より なる請求の範囲第１項記載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （８）前記固体の裹打ちシートはアルミニュームよりなる請求の範囲第１項記載 のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （９）前記固体の裏打ちシートはファイバーグラスよりなる請求の範囲第１項記 載のジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構。 （１０）前記積層された材料を前記ジェットエンジンのカバーの内面に適合させ る工程と、音のエネルギーの通路用として複数の中空のリベットを前記ジェット エンジンのカバーの内面を通し、又前記積層された材料を通して配置する工程と よりなるジェット飛行機エンジン用の騒音減衰機構を取りつける為の方法。