WO2011052642A1 - チャンバ付騒音低減装置 - Google Patents

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田中　望
真也 楠田
大石　勉
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • the present invention relates to a noise reduction device used for an aircraft jet engine.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2009-247780 filed in Japan on October 28, 2009, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • An aircraft jet engine includes a fan that takes in air, a compressor that takes in and compresses a portion of the air taken in by the fan, and a combustor that mixes and burns compressed air and fuel generated by the compressor.
  • the fan and the turbine that drives the compressor are sequentially arranged by the combustion gas of the combustor.
  • the compressor, the combustor, and the turbine are installed in a main nozzle that is a cylindrical partition wall, and the fan is installed on the upstream side of the main nozzle.
  • Most of the air taken in by the fan passes through a bypass passage provided between the casing (engine nacelle) covering the outer periphery of the main nozzle.
  • the air (bypass flow) that has passed through the bypass channel is discharged so as to surround the outer periphery of the turbine core flow (jet flow), and merges with the jet flow.
  • a region where the jet flow and the bypass flow merge serves as a noise generation source to generate noise.
  • Various techniques have been disclosed for reducing this noise. For example, a technique is disclosed in which a micro jet nozzle is provided at the ejection side periphery of the main nozzle, and the micro jet is ejected from the micro jet nozzle toward the junction of the jet flow and the bypass flow (for example, see Non-Patent Document 1). ).
  • the micro jet nozzle communicates with the fan section or the compressor in the jet engine through a pipe laid around the main nozzle. And a part of compressed air produced
  • Patent Document 1 discloses a system and method for reducing exhaust noise of a jet engine nozzle having a protrusion (chevron).
  • a first flow of gas is generated by a jet engine, and the first flow is delivered through a nozzle having a trailing edge circumference including a plurality of protrusions extending in the rear direction, and is pressurized.
  • Patent Document 2 discloses an apparatus for reducing jet engine exhaust noise using a vibrating jet.
  • the piping that guides the compressed air may expand due to the heat of the jet engine, and may be damaged or the injection position may be shifted. Further, a cavity flow is generated around the pipe, and fluid noise is generated, or additional noise accompanying vibration of the pipe is generated. And the operation
  • Patent Document 2 a channel that guides an oscillating flow toward the engine exhaust gas is constituted by a small-diameter pipe. For this reason, the pressure loss in the small-diameter channel increases, and it is practically difficult to supply a vibration flow that can effectively reduce engine exhaust noise. In addition, it is necessary to attach an additional device such as a flow control valve or a flow stabilizer to the channel for guiding the oscillating flow. For this reason, the number of parts constituting the apparatus increases, the structure of the apparatus becomes complicated, and the assembly workability decreases.
  • an additional device such as a flow control valve or a flow stabilizer
  • the present invention has been made in view of the above-described circumstances, and is a noise reduction device that can perform microjet injection efficiently, prevent damage to piping, and prevent displacement of the arrangement position. I will provide a. Further, it is possible to provide a noise reduction device that can prevent additional noise accompanying vibration of piping and can improve assembly workability.
  • a noise reduction apparatus with a chamber includes a flow path upstream from a combustor in a jet engine, and a plurality of micro jet nozzles provided on a jet side periphery of a main nozzle of the jet engine. Provide a chamber in the middle of the supply path connecting A part of the compressed air in the flow path is temporarily supplied into the chamber through the supply path, and the compressed air is jetted from the main nozzle into the jet flow from the chamber through the plurality of micro jet nozzles. It is made to inject toward.
  • the space space between the flow path upstream from a combustor and a micro jet nozzle can be ensured large. For this reason, pressure loss due to piping can be reduced as in the past, and uniform micro jets can be injected in the circumferential direction by applying uniform pressure to the chamber, enabling efficient noise reduction. become.
  • the chamber is provided in place of the pipe, the pipe can be reduced, and accordingly, damage to the pipe due to the heat of the jet engine can be prevented, and displacement of the arrangement position can be prevented.
  • the structure of the chamber is simple, it can be easily assembled as compared with pipe laying work. For this reason, assembly workability
  • the noise reducing apparatus with a chamber according to the second aspect of the present invention is characterized in that the chamber is provided on the outer peripheral surface of the main nozzle and in the vicinity of the micro jet nozzle.
  • the exposure of piping in the outer peripheral surface of a main nozzle can be decreased. For this reason, the cavity flow can be suppressed as much as the number of pipes is reduced, and additional noise accompanying the vibration of the pipes can be prevented, the nacelle resistance can be reduced, and the aerodynamic performance of the jet engine can be improved.
  • the distance from the chamber to the tip of the micro jet nozzle can be set short, the pressure loss of the compressed air can be more reliably reduced by this amount. For this reason, it becomes possible to perform microjet injection more efficiently.
  • the chamber comprises an inner peripheral wall part constituting a part of an inner peripheral part of the main nozzle and a part of an outer peripheral part of the main nozzle. And an outer peripheral wall part formed so as to cover the inner peripheral wall part, and the compressed air is configured to be taken into a space formed between the inner peripheral wall part and the outer peripheral wall part. It is characterized by that.
  • the outer surface of the main nozzle can be formed smoothly, the cavity flow can be more reliably prevented, and the nacelle resistance can be further reliably reduced. For this reason, generation
  • the chamber structure can be further simplified, and the main nozzle can be prevented from being enlarged. In addition to this, the assembly workability can be further improved.
  • a large space can be secured between the flow path upstream of the combustor and the micro jet nozzle. For this reason, pressure loss due to piping can be reduced as in the past, and uniform micro jets can be injected in the circumferential direction by applying uniform pressure to the chamber, enabling efficient noise reduction. become.
  • the chamber is provided instead of the piping, the piping can be reduced and the damage of the piping due to the heat of the jet engine can be prevented, and the displacement of the arrangement position can be prevented.
  • the structure of the chamber is simple, it can be easily assembled as compared with pipe laying work. For this reason, assembly workability
  • the exposure of piping on the outer peripheral surface of the main nozzle can be reduced. For this reason, the cavity flow can be suppressed as much as the number of pipes is reduced, and additional noise accompanying the vibration of the pipes can be prevented, the nacelle resistance can be reduced, and the aerodynamic performance of the jet engine can be improved. Further, since the distance from the chamber to the tip of the micro jet nozzle can be set short, the pressure loss of the compressed air can be more reliably reduced by this amount. For this reason, it becomes possible to perform microjet injection more efficiently.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine in an embodiment of the present invention. It is a perspective view of the noise reduction apparatus in the embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line AA in FIG. 2. It is the B section enlarged view of FIG. It is explanatory drawing which shows the jet flow in embodiment of this invention, and the flow of air. It is a figure which shows the result of having verified the effect of the pressure loss reduction by the chamber with which the noise reduction apparatus of this invention is equipped.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine 100 to which a noise reduction device 1 according to the present invention is applied.
  • the jet engine 100 includes a cylindrical casing 2, a cylindrical partition wall 3 that is partly protruded from the ejection side peripheral edge (rear edge) 2 a of the casing 2, and upstream of the casing 2.
  • the fan 11a, the compressor 4, the combustor 12, and the turbine 13 are sequentially arranged along the central axis C1 from the side to the downstream side.
  • the noise reduction device 1 is provided on the jet side (the right side in FIG. 1) of the cylindrical partition wall 3 of the jet engine 100.
  • Inside the cylindrical partition wall 3 is a flow path 5 through which a high-speed jet stream X flows.
  • a space 6 between the cylindrical partition wall 3 and the casing 2 is a flow path 6 through which a low-speed bypass flow Y flows.
  • the casing 2 and the cylindrical partition wall 3 of the jet engine 100 have a function as an engine nacelle that forms the outer shape of the jet engine 100.
  • the casing 2 partially covers the outer periphery of the cylindrical partition wall 3.
  • the opening on the upstream side of the casing 2 functions as an air intake port 2A for taking in air A, while the opening on the downstream side of the casing 2 functions as a bypass flow discharge port 2B for discharging the bypass flow Y.
  • the bypass flow Y is the low-speed fluid that flows between the cylindrical partition wall 3 and the casing 2 and is the air A that is not taken into the compressor 4 out of the air A that is taken in from the air intake port 2A.
  • the jet flow X is a fluid that is exhausted from the turbine 13 and flows in the cylindrical partition wall 3, and is a fluid that is faster than the bypass flow Y.
  • An external airflow Z flows along the outer peripheral surface of the casing 2. That is, the external airflow Z is a low-speed fluid that flows outside the bypass flow Y.
  • the cylindrical partition wall 3 is arranged slightly downstream along the central axis C1 direction with respect to the casing 2, and partitions the flow path 5 through which the jet flow X flows and the flow path 6 through which the bypass flow Y flows.
  • a fan 11 a is installed near the upstream end in the casing 2 and upstream of the cylindrical partition wall 3.
  • the fan 11a takes in air A from the outside.
  • a compressor 4 is installed in the cylindrical partition wall 3 on the downstream side of the fan 11a. The compressor 4 takes in a part of the air A taken in by the fan 11a and compresses it.
  • a combustor 12 is installed in the cylindrical partition wall 3 on the downstream side of the compressor 4.
  • the combustor 12 mixes fuel with the air A compressed by the compressor 4 and burns it, and discharges combustion gas.
  • a turbine 13 is disposed in the cylindrical partition wall 3 on the downstream side of the combustor 12. The turbine 13 drives the fan 11 a and the compressor 4 with the combustion gas discharged from the combustor 12.
  • the casing 2 and the cylindrical partition wall 3 of the jet engine 100 configured as described above are suspended from a wing of an aircraft (not shown) via a pylon 8 extending downstream of the jet flow X and the bypass flow Y.
  • the pylon 8 is a member that extends in a direction orthogonal to the casing 2 and the central axis C ⁇ b> 1 of the cylindrical partition wall, and has a protruding portion 8 ⁇ / b> A that extends downstream from the casing 2.
  • the cylindrical partition wall 3 functions as a main nozzle that discharges the jet stream X, and the noise reduction device 1 is provided on the outer peripheral portion of the cylindrical partition wall 3.
  • the noise reduction device 1 includes a chamber 17 provided on the outer peripheral portion of the cylindrical partition wall 3, and a downstream side (right side in FIGS. 1 and 2) of the chamber 17, A plurality of microjet nozzles 63 are provided along the ejection side periphery 3A of the cylindrical partition wall 3. Since the plurality of micro jet nozzles 63 have the same shape, only one micro jet nozzle 63 is shown in FIG. 2, and the other micro jet nozzles 63 are not shown.
  • the chamber 17 is formed of stainless steel (for example, SUS321), Inconel, or the like, and has a cylindrical inner peripheral wall portion 18 that constitutes a part of the inner peripheral portion of the cylindrical partition wall 3. That is, the inner peripheral wall portion 18 is formed in a substantially truncated cone shape in a side view reduced in diameter toward the ejection side (downstream side), and the inner diameter of the downstream end portion is the inner peripheral surface of the cylindrical partition wall 3. It is equal to the outer diameter of the upstream end.
  • An outer flange portion 18 a is integrally formed on the upstream peripheral edge of the inner peripheral wall portion 18.
  • the outer flange portion 18a is a member for fixing the inner peripheral wall portion 18 to the cylindrical partition wall 3, and a plurality of bolt holes (not shown) are formed at equal intervals in the circumferential direction.
  • a female screw portion is formed at a position corresponding to the bolt hole of the cylindrical partition wall 3, and a bolt (not shown) is screwed into the inner peripheral wall portion 18 from the inner peripheral wall portion 18 side. It can be fastened and fixed to the cylindrical partition wall 3.
  • a plurality of air intake ports 19 are formed at equal intervals in the circumferential direction so as to avoid unillustrated bolt holes.
  • the air intake 19 is connected to the flow path 5 on the upstream side of the combustor 12 via a supply path 20 provided in the cylindrical partition wall 3.
  • One end of the supply path 20 is connected to the air intake port 19 of the outer flange portion 18a through a joint (not shown). Thereby, a part of the air A compressed by the fan unit 11 or the compressor 4 is taken into the chamber 17.
  • a valve 21 is provided in the supply path 20.
  • a Teflon (registered trademark) tube or the like is used as the supply path 20.
  • the outer flange 62 is integrally formed on the downstream peripheral edge of the inner peripheral wall 18.
  • a plurality of through holes 65 are formed in the outer flange portion 62 at equal intervals in the circumferential direction, and the micro jet nozzle 63 is inserted into each of the through holes 65.
  • a cylindrical outer peripheral wall portion 22 is provided on the outer peripheral side of the inner peripheral wall portion 18 so as to cover the inner peripheral wall portion 18 across the two outer flange portions 18 a and 62.
  • the outer peripheral wall portion 22 is formed in a substantially truncated cone shape in a side view along the extending direction of the inner peripheral wall portion 18, and constitutes a part of the outer peripheral portion of the cylindrical partition wall 3. That is, the outer diameter of the upstream end portion of the outer peripheral surface of the outer peripheral wall portion 22 is equal to the outer diameter of the downstream end portion of the outer peripheral surface of the cylindrical partition wall 3 (see FIG. 1).
  • the upstream peripheral portion of the outer peripheral wall portion 22 is fixed to the outer flange portion 18 a of the inner peripheral wall portion 18 by welding or the like, and the downstream peripheral portion of the outer peripheral wall portion 22 is the outer flange portion 62 of the inner peripheral wall portion 18. It is fixed by welding or the like. A part of the air A compressed by the fan 11a or the compressor 4 is taken into the space K surrounded by the outer peripheral wall portion 22 and the inner peripheral wall portion 18 thus fixed.
  • the micro jet nozzle 63 attached to the outer flange portion 62 of the inner peripheral wall portion 18 is formed by piping.
  • the micro jet nozzle 63 includes a first piping part 63a extending along the outer peripheral surface of the cylindrical partition wall 3 and along the axial direction, and an ejection side of the cylindrical partition wall 3 from the tip of the first piping part 63a. It is comprised by the 2nd piping part 63b extended diagonally toward the central axis C1 along the periphery 3A.
  • the connecting portion between the first piping portion 63a and the outer flange portion 62 of the chamber 17 is secured by welding or the like. Further, the inclination angle ⁇ of the second piping part 63b is set to 30 to 45 degrees with respect to the central axis C1, and the air A taken into the chamber 17 is changed into the jet stream X discharged from the jet stream outlet 16A. It can be reliably injected.
  • the ejection side periphery 3A of the cylindrical partition wall 3 is formed so as to become thinner toward the downstream side so that the second piping portion 63b can be arranged at a desired angle.
  • the cylindrical partition wall 3 is gradually reduced in diameter toward the downstream.
  • the micro jet nozzle 63 is provided so that the tip, that is, the tip of the second piping part 63b, extends along the ejection side periphery 3A of the cylindrical partition wall 3. Therefore, the injection port of the micro jet nozzle 63 is arranged at the throat SP of the cylindrical partition wall 3.
  • a jet flow flows through the flow path 5 in the cylindrical partition wall 3 and is discharged from the jet flow discharge port 16A.
  • the bypass flow Y flows through the flow path 6 between the cylindrical partition wall 3 and the casing 2 and is discharged from the bypass flow outlet 2B.
  • the valve 21 is opened and a part of the air A compressed by the fan 11 a or the compressor 4 is taken into the chamber 17.
  • the air A in the chamber 17 increases to a predetermined pressure, the air A is jetted toward the jet stream X through the micro jet nozzle 63.
  • FIG. 5 is an explanatory diagram showing the flow of the jet stream X and the air A during microjet injection.
  • the jet stream X is a region where the pressure is higher on the upstream side than the throat SP of the cylindrical partition wall 3.
  • the downstream side of the throat SP is a lower pressure region than the upstream side. Therefore, since the micro jet injection is performed toward a low pressure region, a sufficient flow rate can be secured without increasing the pressure in the chamber 17 more than necessary. Then, immediately after the throat SP, that is, from the throat SP toward the downstream, the injection is performed so as to form an acute angle with respect to the axial direction.
  • the Mach number in the pipe does not increase, and the pressure loss of the air A in the supply path 20 can be reduced. Furthermore, the path in which the pressure loss occurs can be substantially limited to the micro jet nozzle 63 only.
  • the micro jet nozzle 63 can be formed so that the length in the axial direction is as short as possible. For this reason, the length of the micro jet nozzle 63 in which pressure loss occurs can be set as short as possible, and the pressure loss can be minimized.
  • FIG. 6 shows the result of verifying the effect of reducing the pressure loss by providing the chamber 17 on the upstream side of the micro jet nozzle 63 in the noise reduction device 1 according to the present embodiment.
  • the verification results shown in FIG. 6 show the total pressure loss coefficient (%) at the axial position of the flow path 5 upstream from the combustor 12 through the chamber 17 to the micro jet nozzle 63. ing.
  • the horizontal axis represents the axial position
  • the vertical axis represents the total pressure loss coefficient (%).
  • the verification shown in FIG. 6 was performed by numerically analyzing the total pressure loss coefficient at each axial position under the following conditions.
  • the total pressure loss coefficient increases rapidly at the connection position of the chamber 17 and the micro jet nozzle 63, that is, at a position where the axial position is 0.1 (m). This is thought to be because the total pressure loss increased because the microjet nozzle 63 had a smaller cross-sectional area than the chamber 17 having a larger cross-sectional area. However, since the cross-sectional area of the micro jet nozzle 63 is small, even if the total pressure loss rapidly increases as shown in FIG. 6, the increase in the total pressure loss in the micro jet nozzle 63 is only about 10% to 20%.
  • the chamber 17 is not provided as shown by a broken line in FIG.
  • the flow path 5 and the chamber are similar to the increase in the total pressure loss at the axial position 0.1 (m) shown in FIG.
  • the total pressure loss suddenly increases from the position of the axial connection position ⁇ 0.18 (m) which is the connection position of 17.
  • the total pressure loss at the outlet of the micro jet nozzle 63 is 50 (%).
  • the presence of the chamber 17 is a mechanism that is indispensable for actually performing microjet injection in an aircraft engine. This is because the presence of the chamber 17 can suppress the total pressure loss according to the chamber part volume.
  • the noise reduction device according to the present embodiment since the chamber 17 is provided, the loss of the extraction pressure from the engine for injecting the microjet is greatly reduced, and a large amount of extraction from the compressor is performed. Do not need.
  • the chamber 17 is a space formed by the inner peripheral wall portion 18 and the outer peripheral wall portion 22 as compared with the conventional piping, and thus the heat is stretched. Will not cause damage to the piping. Therefore, stable micro jet injection is performed.
  • the microjet-injected air A reaches the region where the discharged jet stream X and the bypass stream Y merge and mixes them appropriately. Thereby, the noise produced by the merge of the jet flow X and the bypass flow Y is reduced.
  • the chamber 17 is provided between the micro jet nozzle 63 and the compressor 4, and the air A compressed by the fan 11 a or the compressor 4, that is, the flow path upstream of the combustor 12. 5 compressed air is once supplied into the chamber 17, and microjet injection is performed from the chamber 17 through the microjet nozzle 63. For this reason, the pressure loss by piping which has been a problem in the past can be reduced. Thereby, it becomes possible to perform microjet injection efficiently.
  • the chamber 17 is provided instead of the pipe, a part of the pipe used between the fan unit 11 or the compressor 4 and the micro jet nozzle 63 can be reduced.
  • micro jet nozzle 63 and the chamber 17 can suppress the risk of damage to thermal expansion as compared with the conventional piping, pressure leakage due to piping failure can be prevented. In addition, since there is no possibility that the flow path position of the air A is shifted by using the chamber 17, stable microjet injection can be performed.
  • the chamber 17 is constituted by a cylindrical inner peripheral wall portion 18 constituting a part of the inner peripheral portion of the cylindrical partition wall 3 and an outer peripheral wall portion 22 formed so as to cover the inner peripheral wall portion 18.
  • Part of the air A compressed by the fan 11a or the compressor 4 is taken into a space K surrounded by the peripheral wall 18 and the outer peripheral wall 22.
  • the assembling operation can be completed only by fastening the outer flange portion 18a of the inner peripheral wall portion 18 to the cylindrical partition wall 3 with a bolt (not shown). For this reason, assembly workability
  • the outer peripheral wall portion 22 of the chamber 17 constitutes the periphery of the cylindrical partition wall 3, the pipe flow or the like is not exposed to the outside, so that the cavity flow can be prevented and the additional noise accompanying this can be prevented. Furthermore, the nacelle resistance of the jet engine 100 can be reduced, and aerodynamic performance can be improved.
  • the noise reduction apparatus with a chamber according to the present invention can efficiently perform microjet injection, prevent damage to piping, and prevent displacement of the arrangement position. Moreover, the noise reduction apparatus with a chamber according to the present invention can prevent the additional noise accompanying the vibration of the pipe and improve the assembly workability.

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Abstract

　このチャンバ付騒音低減装置は、ジェットエンジン内の燃焼器より上流側の流路と、ジェットエンジンの主ノズルの噴出側周縁に設けられた複数のマイクロジェットノズルとを接続する供給路の途中にチャンバ（１７）を設け、流路の圧縮空気の一部を供給路を介して一旦チャンバ（１７）内に供給し、このチャンバ（１７）から複数のマイクロジェットノズル（６３）を介し、圧縮空気をジェット流に向けて噴射させる。

Description

チャンバ付騒音低減装置
　この発明は、航空機のジェットエンジンに用いられる騒音低減装置に関するものである。
　本願は、２００９年１０月２８日に、日本に出願された特願２００９－２４７７８０号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　航空機のジェットエンジンは、空気を取り入れるファンと、このファンが取り入れた空気の一部を取り込んで圧縮する圧縮機と、この圧縮機により生成された圧縮空気と燃料とを混合させて燃焼させる燃焼器と、この燃焼器の燃焼ガスによりファン、および圧縮機を駆動するタービンとが順次配列されている。
　圧縮機、燃焼器、およびタービンは、筒状隔壁である主ノズル内に設置され、ファンは、主ノズルの上流側に設置されている。ファンが取り入れた空気の大部分は、主ノズルの外周を覆うケーシング（エンジンナセル）との間に設けられたバイパス流路を通る。このバイパス流路を通った空気（バイパス流）は、タービンのコア流（ジェット流）の外周を囲むように排出されて、ジェット流と合流する。
　このジェット流とバイパス流とが合流する領域が騒音発生源となって騒音が発生する。
この騒音を低減させるために、さまざまな技術が開示されている。
　例えば、主ノズルの噴出側周縁にマイクロジェットノズルを設け、このマイクロジェットノズルからジェット流とバイパス流との合流部に向けてマイクロジェット噴射させる技術が開示されている（例えば、非特許文献１参照）。
　マイクロジェットノズルは、主ノズルの周囲に敷設された配管を介してジェットエンジン内のファン部又は圧縮機と連通している。そして、ファン又は圧縮機により生成された圧縮空気の一部が配管を介してマイクロジェットノズルに導かれ、この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噴射される。これによれば、マイクロジェットによって、ジェット流とバイパス流とが好適に混合され、騒音を低減することができる。
　特許文献１には、突起部（シェブロン）を有するジェットエンジンノズルの排気騒音を削減するシステム及び方法が開示されている。特許文献１に開示の方法は、ジェットエンジンによって気体の第１流を発生させ、後部方向に延びる複数の突起部を含む後縁周長を有するノズルを通して第１流を送達させ、加圧された流体の第２流を突起部に近接する第１流に噴射するステップを含む。
　特許文献２には、振動ジェットを使用してジェットエンジン排気騒音を低減するための装置が開示されている。
特表２０１０－５１８３２３号公報 特開２００５－１９５０１９号公報
Ｂｒｅｎｔｏｎ　Ｇｒｅｓｋａ　他４名，Ｔｈｅ　Ｅｆｆｅｃｔｓ　ｏｆ　Ｍｉｃｒｏｊｅｔ　Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　Ｏｎ　ａｎ　Ｆ４０４　Ｊｅｔ　Ｅｎｇｉｎｅ，ＡＩＡＡ２００５－３０４７，１１ｔｈ　ＡＩＡＡ／ＣＥＡＳ　Ａｅｒｏａｃｏｕｓｔｉｃｓ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　（２６ｔｈＡＩＡＡ　Ａｅｒｏａｃｏｕｓｔｉｃｓ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ），２３－２５　Ｍａｙ　２００５
　しかしながら、上述の従来技術にあっては、ファン部又は圧縮機から配管を用いて圧縮空気をマイクロジェットノズルに導くので、配管内の圧力損失により、効率よくマイクロジェット噴射を行うことが困難となる。例えば、上述の特許文献１にあっては、シェブロンノズルによって速度差が生ずるので圧力損失を生じ、効率よくマイクロジェット噴射を行うことが困難となる。
　また、圧縮空気を導く配管がジェットエンジンの熱によって膨張し、損傷したり噴射位置がずれたりする可能性がある。
　さらに、配管の周囲にキャビティ流れが生じ流体騒音が発生、もしくは配管の振動に伴う付加騒音が発生する。
　そして、配管を敷設する作業が煩わしく、組み立て工数が増大する。
　これに加えて、配管を敷設した際のばらつきによってマイクロジェット本来の騒音低減効果が得られない可能性もある。
　特許文献２にあっては、振動流をエンジン排気ガスに向けて流出するために導いてくるチャネルが細径の管で構成されている。このため、細径のチャネル内での圧力損失が大きくなり、効果的にエンジン排気騒音を低減できるだけの振動流を供給することは実際上困難である。また、振動流を導くチャネルには、流れ制御弁や流れ安定装置など、付加的な装置を取り付ける必要がある。このため、装置を構成する部品点数が多くなり、装置の構造が複雑化し、組立作業性が低下する。
　そこで、この発明は、上述した事情に鑑みてなされたものであって、効率よくマイクロジェット噴射させることができると共に、配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止したりできる騒音低減装置を提供する。
　また、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、組み立て作業性を向上させることが可能な騒音低減装置を提供する。
　本発明の第１の態様に係るチャンバ付騒音低減装置は、ジェットエンジン内の燃焼器より上流側の流路と、前記ジェットエンジンの主ノズルの噴出側周縁に設けられた複数のマイクロジェットノズルとを接続する供給路の途中にチャンバを設け、
　前記流路の圧縮空気の一部を前記供給路を介して一旦前記チャンバ内に供給し、このチャンバから前記複数のマイクロジェットノズルを介し、前記圧縮空気を前記主ノズルから噴出されるジェット流に向けて噴射させることを特徴とする。
　このように構成することで、燃焼器より上流側の流路からマイクロジェットノズルに至る間の空間スペースを大きく確保することができる。このため、従来のように配管による圧力損失を低減することができ、チャンバに一様に圧力が加えられることで周方向に一様なマイクロジェットを噴射し，効率よく騒音を低減することが可能になる。
　また、配管に代わってチャンバを設けるので、配管を削減できる分、ジェットエンジンの熱による配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止したりできる。
　さらに、チャンバの構造は簡素なものであるので、配管の敷設作業と比較して容易に組み付けることができる。このため、組み立て作業性を向上させることができる。
　本発明の第２の態様に係るチャンバ付騒音低減装置は、前記主ノズルの外周面であって、かつ前記マイクロジェットノズルの近傍に、前記チャンバを設けたことを特徴とする。
　このように構成することで、主ノズルの外周面における配管の露出を減少させることができる。このため、配管が減少する分、キャビティ流れを抑制でき、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、ナセル抵抗を低減することができ、ジェットエンジンの空力性能を高めることが可能になる。
　また、チャンバからマイクロジェットノズル先端に至る間の距離を短く設定することができるので、この分、より確実に圧縮空気の圧力損失を低減できる。このため、さらに効率よくマイクロジェット噴射させることが可能になる。
　本発明の第３の態様に係るチャンバ付騒音低減装置は、前記チャンバは、前記主ノズルの内周部の一部を構成する内周壁部と、前記主ノズルの外周部の一部を構成し、かつ前記内周壁部を覆うように形成された外周壁部とを有し、これら内周壁部と外周壁部との間に形成された空間に、前記圧縮空気を取り込むように構成されていることを特徴とする。
　このように構成することで、主ノズルの外表面を滑らかに形成することができ、キャビティ流れをより確実に防止できると共に、ナセル抵抗をさらに確実に低減することが可能になる。このため、より確実に付加騒音の発生を抑制できる。
　また、チャンバの構造をさらに簡素化でき、主ノズルの大型化を防止することができる。これに加え、さらに組み立て作業性を向上させることができる。
　本発明によれば、燃焼器より上流側の流路からマイクロジェットノズルに至る間の空間スペースを大きく確保することができる。このため、従来のように配管による圧力損失を低減することができ、チャンバに一様に圧力が加えられることで周方向に一様なマイクロジェットを噴射し，効率よく騒音を低減することが可能になる。
　また、配管に代わってチャンバを設けるので、配管を削減できる分、ジェットエンジンの熱による配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止できる。
　さらに、チャンバの構造は簡素なものであるので、配管の敷設作業と比較して容易に組み付けることができる。このため、組み立て作業性を向上させることができる。
　また、主ノズルの外周面における配管の露出を減少させることができる。このため、配管が減少する分、キャビティ流れを抑制でき、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、ナセル抵抗を低減することができ、ジェットエンジンの空力性能を高めることが可能になる。
　さらに、チャンバからマイクロジェットノズル先端に至る間の距離を短く設定することができるので、この分、より確実に圧縮空気の圧力損失を低減できる。このため、さらに効率よくマイクロジェット噴射させることが可能になる。
本発明の実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を示す、模式断面図である。 本発明の実施形態における騒音低減装置の斜視図である。 図２のＡ－Ａ線に沿う断面図である。 図３のＢ部拡大図である。 本発明の実施形態におけるジェット流、および空気の流れを示す説明図である。 本発明の騒音低減装置が備えるチャンバによる圧力損失低減の効果を検証した結果を示す図である。
（ジェットエンジン）
　次に、この発明の実施形態を図１～図５に基づいて説明する。
　図１は、本発明に係る騒音低減装置１が適用されたジェットエンジン１００の概略構成を示す、模式断面図である。
　図１に示すように、ジェットエンジン１００は、筒状のケーシング２と、ケーシング２の噴出側周縁（後縁）２ａから一部が突出して内挿される筒状隔壁３と、ケーシング２内に上流側から下流側へ中心軸線Ｃ１に沿って順次配列された、ファン１１ａ、圧縮機４、燃焼器１２、およびタービン１３とを備える。また、ジェットエンジン１００の、筒状隔壁３の噴出側（図１における右側）には、騒音低減装置１が設けられている。
　筒状隔壁３内は、高速のジェット流Ｘが流れる流路５とされる。筒状隔壁３とケーシング２との間は、低速のバイパス流Ｙが流れる流路６とされる。
　ジェットエンジン１００のケーシング２、および筒状隔壁３は、ジェットエンジン１００の外形を形作るエンジンナセルとしての機能を有している。ケーシング２は、筒状隔壁３の外周を一部覆っている。
　ケーシング２の上流側の開口は、空気Ａを取り入れる空気取入口２Ａとして機能する一方、ケーシング２の下流側の開口は、バイパス流Ｙを排出するバイパス流排出口２Ｂとして機能している。
　バイパス流Ｙは、空気取入口２Ａから取り入れられた空気Ａのうち、圧縮機４に取り込まれなかった空気Ａであって、筒状隔壁３とケーシング２との間に流れる低速の流体である。ジェット流Ｘは、タービン１３から排気されて筒状隔壁３内を流れる流体であって、バイパス流Ｙよりも高速の流体である。ケーシング２の外側には、この外周面に沿って外気流Ｚが流れる。すなわち、外気流Ｚは、バイパス流Ｙの外側を流れる低速の流体である。
　筒状隔壁３は、ケーシング２に対して中心軸線Ｃ１方向に沿ってやや下流側にずれて配されており、ジェット流Ｘが流れる流路５とバイパス流Ｙが流れる流路６とを仕切っている。
　ケーシング２内の上流側端部近傍であって筒状隔壁３の上流には、ファン１１ａが設置されている。ファン１１ａは、外部から空気Ａを取り入れる。
　ファン１１ａよりも下流側であって筒状隔壁３内には、圧縮機４が設置されている。圧縮機４は、ファン１１ａが取り入れた空気Ａの一部を取り込んで圧縮する。
　圧縮機４よりも下流側であって筒状隔壁３内には、燃焼器１２が設置されている。燃焼器１２は、圧縮機４が圧縮した空気Ａに燃料を混合して燃焼させ、燃焼ガスを排出する。
　燃焼器１２よりも下流側であって筒状隔壁３内には、タービン１３が配置されている。
タービン１３は、燃焼器１２が排出する燃焼ガスによって、ファン１１ａ、および圧縮機４を駆動する。
　このように構成されたジェットエンジン１００のケーシング２、および筒状隔壁３は、ジェット流Ｘ、およびバイパス流Ｙの下流側に延びるパイロン８を介して図示しない航空機の翼に吊設されている。
　パイロン８は、ケーシング２、および筒状隔壁の中心軸線Ｃ１と直交する方向に延在する部材であって、ケーシング２よりも下流側に延びる突出部８Ａを有している。
　筒状隔壁３はジェット流Ｘを排出する主ノズルとして機能しており、この筒状隔壁３の外周部に騒音低減装置１が設けられている。
（騒音低減装置）
　図２は、騒音低減装置１の斜視図、図３は、図２のＡ－Ａ線に沿う断面図、図４は、図３のＢ部拡大図である。
　図１～図４に示すように、騒音低減装置１は、筒状隔壁３の外周部に設けられたチャンバ１７と、このチャンバ１７の下流側（図１、図２における右側）であって、かつ筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａに沿って複数設けられているマイクロジェットノズル６３とを有している。なお、複数のマイクロジェットノズル６３は何れも同一形状であるので、図２において、マイクロジェットノズル６３を１つのみ図示し、他のマイクロジェットノズル６３の図示を省略する。
　チャンバ１７は、ステンレス（例えば、ＳＵＳ３２１）やインコネル等で形成され、筒状隔壁３の内周部の一部を構成する円筒状の内周壁部１８を有している。
すなわち、内周壁部１８は、噴出側（下流側）に向かうにしたがって縮径された側面視略円錐台状に形成されており、下流側端部の内径が筒状隔壁３の内周面の上流側端部の外径と等しくなっている。
　内周壁部１８の上流側周縁には、外フランジ部１８ａが一体成形されている。この外フランジ部１８ａは、内周壁部１８を筒状隔壁３に固定するための部材で、複数のボルト孔（不図示）が周方向に等間隔に形成されている。一方、筒状隔壁３のボルト孔に対応する位置には、雌ネジ部が刻設されており、ここに内周壁部１８側から不図示のボルトを螺入することによって、内周壁部１８を筒状隔壁３に締結固定できる。
　外フランジ部１８ａには、不図示のボルト孔を避ける位置に空気取入口１９が周方向に等間隔で複数形成されている。
　この空気取入口１９は、筒状隔壁３に設けられている供給路２０を介して燃焼器１２よりも上流側の流路５に接続されている。供給路２０は、この一端が不図示の継手を介して外フランジ部１８ａの空気取入口１９に接続されている。これにより、ファン部１１又は圧縮機４が圧縮した空気Ａの一部がチャンバ１７に取り込まれる。また、供給路２０の途中には、バルブ２１が設けられている。
　なお、供給路２０としては、例えば、テフロン（登録商標）チューブ等が用いられる。
　テフロン（登録商標）チューブを用いることにより、エンジンの熱伸びによる管の破損を防げるほか、管摩擦損失を低減し、効率よく噴射することが可能になる。
　内周壁部１８の下流側周縁には、外フランジ部６２が一体成形されている。外フランジ部６２には、周方向に等間隔で複数の貫通孔６５が形成されており、これら貫通孔６５にそれぞれマイクロジェットノズル６３が挿入される。
　内周壁部１８の外周側には、２つの外フランジ部１８ａ，６２に跨って内周壁部１８を覆うように形成された円筒状の外周壁部２２が設けられている。外周壁部２２は、内周壁部１８の延在方向に沿うように側面視略円錐台状に形成されたものであって、筒状隔壁３の外周部の一部を構成している。すなわち、外周壁部２２の外周面の上流側端部の外径は、筒状隔壁３の外周面の下流側端部の外径と等しくなっている（図１参照）。
　外周壁部２２の上流側周縁部は、内周壁部１８の外フランジ部１８ａに溶接等により固定されていると共に、外周壁部２２の下流側周縁部は、内周壁部１８の外フランジ部６２に溶接等により固定されている。このように固定された外周壁部２２と内周壁部１８とで取り囲まれる空間Ｋに、ファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮した空気Ａの一部が取り込まれる。
　内周壁部１８の外フランジ部６２に取り付けられているマイクロジェットノズル６３は、配管により形成される。マイクロジェットノズル６３は、筒状隔壁３の外周面に沿うように、かつ軸方向に沿うように延在する第一配管部６３ａと、第一配管部６３ａの先端から筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａの沿うように、かつ中心軸線Ｃ１に向かって斜めに延出する第二配管部６３ｂとで構成されている。
　第一配管部６３ａとチャンバ１７の外フランジ部６２との接続部は、溶接等によってシール性が確保される。
　また、第二配管部６３ｂの傾斜角度θは中心軸線Ｃ１に対し、３０～４５度に設定されており、チャンバ１７に取り込まれた空気Ａをジェット流排出口１６Ａから排出されるジェット流Ｘに確実に噴射させることができる。ここで、筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａは、第二配管部６３ｂを所望の角度に配置可能に、下流に向かうに従って薄肉となるように形成されている。
　ここで、図４に詳示するように、筒状隔壁３は、下流に向かうに従って徐々に縮径している。そして、マイクロジェットノズル６３は、この先端部、つまり、第二配管部６３ｂの先端部が筒状隔壁３の噴出側周縁３Ａに沿うように設けられている。したがって、筒状隔壁３のスロートＳＰにマイクロジェットノズル６３の噴射口が配置された状態になる。
（作用）
　次に、ジェットエンジン１００、および騒音低減装置１の作用について説明する。
　図１に示すように、航空機の離陸時には、まず、ファン１１ａを回転させて空気取入口２Ａから空気Ａを取り入れる。この空気Ａの一部は、圧縮機４により圧縮され、燃焼器１２にて燃料と混合されて燃焼される。
　タービン１３では、燃焼器１２から排出された燃焼ガスによってファン１１ａ、および圧縮機４の駆動力が発生する。以降は、タービン１３によって発生した駆動力によって、ファン１１ａが回転して空気Ａが取り込まれていく。
　このような動作によって、筒状隔壁３内の流路５にジェット流が流れ、ジェット流排出口１６Ａから排出される。また、筒状隔壁３とケーシング２との間の流路６にバイパス流Ｙが流れ、バイパス流排出口２Ｂから排出される。その結果、推進力が得られて航空機が離陸する。
　このとき、バルブ２１を開いてファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮された空気Ａの一部をチャンバ１７内に取り込む。そして、チャンバ１７内の空気Ａが所定の圧力まで高まると、この空気Ａがマイクロジェットノズル６３を介してジェット流Ｘに向かって噴射される。
　図５は、マイクロジェット噴射を行っている際のジェット流Ｘ、および空気Ａの流れを示す説明図である。
　図５において、ジェット流Ｘは、筒状隔壁３のスロートＳＰよりも上流側が圧力の高い領域となる。一方、スロートＳＰよりも下流側が上流側と比較して圧力の低い領域となる。したがって、マイクロジェット噴射は、圧力の低い領域に向けて噴射される事になるので、チャンバ１７内の圧力を必要以上に高めることなく、十分な流量を確保できる。そして、スロートＳＰの直後、つまり、スロートＳＰから下流に向かって、軸方向に対して鋭角をなすように噴射が行われる。
　ここで、チャンバ内の圧力を必要以上に高めることがないため，配管内のマッハ数は高くならず、供給路２０内での空気Ａの圧力損失を低減できる。更には、圧力損失が生じる経路をマイクロジェットノズル６３のみにほぼ限定することができる。
　また、チャンバ１７は、マイクロジェットノズル６３の上流側に隣接して配置されていることから、マイクロジェットノズル６３をこの軸方向の長さができる限り短くなるように形成することができる。このため、圧力損失が生じるマイクロジェットノズル６３の長さをできる限り短く設定することができ、圧力損失を最小限に抑えることが可能になる。　
　本実施の形態に係る騒音低減装置１について、マイクロジェットノズル６３の上流側にチャンバ１７を設けたことによる圧力損失低減の効果を検証した結果を図６に示す。図６に示す検証結果は、燃焼器１２よりも上流側の流路５から、チャンバ１７を経てマイクロジェットノズル６３に至る個所を抜き出し、その軸方向位置における全圧損失係数（％）を図示している。図６において、横軸は軸方向位置を表わし、縦軸は全圧損失係数（％）を表わす。
　図６に示す検証は、以下の条件を用い、各々の軸方向位置における全圧損失係数を数値解析することで行なった。
　流路５の内径：Φ５ｍｍ、３２本
　マイクロジェット出口面積：噴射管内径Φ３．１５（ｍｍ）×ｓｑｒｔ（３２本／２０本）＝Φ３．５２ｍｍ
　図６に示すように、全圧損失係数は、チャンバ１７とマイクロジェットノズル６３の接続位置、すなわち軸方向位置が０．１（ｍ）である個所において急激に増加している。これは、断面積が大きいチャンバ１７に比して、マイクロジェットノズル６３は断面積が小さいため、全圧損失が増加したためであると考えられる。しかし、マイクロジェットノズル６３は断面積が小さいため、図６に示すように全圧損失が急激に増加したとしても、マイクロジェットノズル６３における全圧損失の増加は１０％から２０％程度に留まる。
　ここで、図６に破線で示すようにチャンバ１７が設けられていない場合、図６に示す軸方向位置０．１（ｍ）の位置における全圧損失の増加と同様に、流路５とチャンバ１７の接続位置である軸方向位置―０．１８（ｍ）の位置から全圧損失が急激に増加する。軸方向位置―０．１８（ｍ）の位置から、軸方向位置０．１（ｍ）の位置と同様に全圧損失が増加すると、マイクロジェットノズル６３の出口における全圧損失は５０（％）を超えることが明らかである。
　図６に示す結果から明らかなように、チャンバ１７が存在することは、航空機用エンジンにおいて、現実的にマイクロジェット噴射を行なうために無くてはならない機構である。これは、チャンバ１７が存在することにより、全圧損失をチャンバ部体積に応じて抑制することができるためである。
　このように、本実施の形態に係る騒音低減装置においては、チャンバ１７が備えられているため、マイクロジェットを噴射するためのエンジンからの抽気圧力の損失を大きく低減させ、コンプレッサからの多大な抽気を必要としない。
　さらに、ジェットエンジン１００を駆動させると各部品の温度が上昇するが、従来の配管と比較してチャンバ１７は内周壁部１８と外周壁部２２とにより形成される空間のため、熱伸びしても配管の破損には至らない。よって、安定したマイクロジェット噴射が行われる。
　マイクロジェット噴射された空気Ａは、排出されたジェット流Ｘとバイパス流Ｙとが合流する領域に到達して両者を好適に混合させる。これにより、ジェット流Ｘとバイパス流Ｙとの合流によって生じる騒音が低減される。
（効果）
　上述の実施形態によれば、マイクロジェットノズル６３と圧縮機４との間にチャンバ１７を設け、ファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮された空気Ａ、つまり、燃焼器１２よりも上流側の流路５の圧縮空気を一旦チャンバ１７内に供給し、このチャンバ１７からマイクロジェットノズル６３を介してマイクロジェット噴射を行っている。このため、従来問題となっていた配管による圧力損失を低減することができる。これにより、効率よくマイクロジェット噴射させることが可能になる。
　また、配管に代わってチャンバ１７を設けるので、ファン部１１又は圧縮機４からマイクロジェットノズル６３に至る間に用いられる配管の一部を削減できる。マイクロジェットノズル６３やチャンバ１７は、従来の配管と比較して熱膨張に対する破損リスクを小さく抑えることができるので、配管破損による圧力漏れを防止することができる。これに加え、チャンバ１７を用いることで空気Ａの流路位置がずれる可能性がないので、安定したマイクロジェット噴射を行うことができる。
　さらに、チャンバ１７を筒状隔壁３の内周部の一部を構成する円筒状の内周壁部１８と、内周壁部１８を覆うように形成された外周壁部２２とにより構成し、これら内周壁部１８と外周壁部２２とで取り囲まれる空間Ｋに、ファン１１ａ又は圧縮機４で圧縮した空気Ａの一部を取り込んでいる。このため、チャンバ１７の構造を簡素化できると共に、筒状隔壁３の大型化を防止できる。
　これに加え、内周壁部１８の外フランジ部１８ａを筒状隔壁３に不図示のボルトにより締結固定するだけで組み付け作業を完了させることができる。このため、従来のような配管の敷設作業と比較して組み立て作業性を向上させることができる。
　また、チャンバ１７の外周壁部２２が筒状隔壁３の周囲を構成することになるので、配管等が外部に露出することなく、キャビティ流れを防止でき、これに伴う付加騒音を防止できる。さらに、ジェットエンジン１００のナセル抵抗を低減することができ、空力性能を高めることが可能になる。
　本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、効率よくマイクロジェット噴射させることができると共に、配管の損傷を防止したり、配置位置のズレを防止できる。
　また、本発明に係るチャンバ付騒音低減装置は、配管の振動に伴う付加騒音を防止できると共に、組み立て作業性を向上させることが可能である。
　１　　　　　　　騒音低減装置
　２　　　　　　　ケーシング
　３　　　　　　　筒状隔壁（主ノズル）
　４　　　　　　　圧縮機
　５　　　　　　　流路
　１２　　　　　　燃焼器
　１７　　　　　　チャンバ
　１８　　　　　　内周壁部
　１８ａ，６２　　外フランジ部
　２０　　　　　　供給路
　２２　　　　　　外周壁部
　６３　　　　　　マイクロジェットノズル
　６３ａ　　　　　第一配管部
　６３ｂ　　　　　第二配管部
　１００　　　　　ジェットエンジン
　Ａ　　　　　　　空気
　Ｋ　　　　　　　空間
　Ｘ　　　　　　　ジェット流

Claims (3)

  1. 　ジェットエンジン内の燃焼器より上流側の流路と、前記ジェットエンジンの主ノズルの噴出側周縁に設けられた複数のマイクロジェットノズルとを接続する供給路の途中にチャンバを設け、
    　前記流路の圧縮空気の一部を前記供給路を介して一旦前記チャンバ内に供給し、このチャンバから前記複数のマイクロジェットノズルを介し、前記圧縮空気を前記主ノズルから噴出されるジェット流に向けて噴射させるチャンバ付騒音低減装置。
  2. 　前記主ノズルの外周面であって、かつ前記マイクロジェットノズルの近傍に、前記チャンバを設けた請求項１に記載のチャンバ付騒音低減装置。
  3. 　前記チャンバは、
    　前記主ノズルの内周部の一部を構成する内周壁部と、
    　前記主ノズルの外周部の一部を構成し、かつ前記内周壁部を覆うように形成された外周壁部とを有し、
    　これら内周壁部と外周壁部との間に形成された空間に、前記圧縮空気を取り込むように構成されている請求項２に記載のチャンバ付騒音低減装置。
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