ジェットノイズを制限する第１流れに乱流を生成するための装置を備えた航空機ターボジェットのためのガス排出コーン

专利摘要:
本発明は、航空機ターボジェットのためのガス排出コーン（８）に関し、コーンは中空本体（３０）を有し、外側が、ターボジェットの環状第１フロー（１４）チャネル（１２）の放射状内側スキン（３６）を定める。本発明によれば、前記第１フロー（１４）の乱流を生成するための装置（３４）をも含み、引き出された位置及び退避した位置から移動することができるように前記本体で移動するために搭載され、引き出された位置は、前記中空本体の下流端に対して下流に向かって突き出しており、退避した位置は、前記中空本体（３０）中に退避され、その逆も同じである。前記乱流を生成するための装置（３４）は、排出コーンの軸（３２）に平行な軸を有する円柱状の支持体（４２）を含み、同様に少なくとも１つのフィン（４６）が前記円柱状支持体（４２）により支持されることを特徴とする。
公开号:JP2011511195A
申请号:JP2010521425
申请日:2008-08-21
公开日:2011-04-07
发明作者:ジェローム・ジュルナード；ジェローム・ユーベル；フレデリック・ジュルナード
申请人:エアバス・オペレーションズ；
IPC主号:F02K1-46

专利说明:

[0001] 本発明は、一般的には、クランクケースを有するターボジェットを備えた航空機のためのエンジンアセンブリに関し、このアセンブリはまた、半径方向に、環状主要フローチャネルの内側スキンを定めるガス排出コーンを備え、この排出コーンは、クランクケースの後端部に固定的に搭載される。本発明は、そのような排出コーンにも関する。]
[0002] 本発明によるエンジンアセンブリは、航空機の翼システムの下にターボジェットを吊るすこと、又はこの同じ翼アセンブリ上にこのターボジェットを搭載すること、又は、航空機の後胴体部上のこのエンジンを組み立てることさえも、全体的に可能にするアタッチメントマストをも備える。]
背景技術

[0003] 航空機ターボジェットのジェットは、相対的に顕著なノイズ源を構成し、空港近くの居住者が被る迷惑なノイズを最大限制限するために、航空機の離陸及び着陸段階時に特に減少させることが必要である。]
[0004] 周知の方法において、二重フローターボジェットは、ノズルとガス排出コーンとの間に位置する環状の空間から逃げる熱第１フロー、及びこの同じノズルにより、半径方向に、その内側に向かって定められる環状の空間から逃げる冷却第２フローから作られる。]
[0005] ジェットノイズを減らすために、従来技術では、ノズルの下流端にシェブロンを配置することが提案されており、第１及び第２フローの良好な混合ができ、これは、ジェットノイズを減少させることと同義である。シェブロンを使用するそのような構成は、例えば、特許文献１及び特許文献２で知られている。]
先行技術

[0006] 欧州特許第１５８０４１９号明細書
米国特許出願公開第２００６／０５３７６９号明細書]
発明が解決しようとする課題

[0007] 通常、シェブロンの実装は、観測されるノイズ減少の観点からは十分であるが、第１、第２及び外側フロー上で作り出される空気力学的擾乱によって、ターボジェットの性能にとってはかなり不利である。]
[0008] 第２フロー上の有害な空気力学的影響は、さらになお制限的であり、高い希釈率が意味しているのは、現在のターボジェットにおいて、このフローが８０％以上の推進力を生むことを想定しているからである。]
[0009] さらに、シェブロンは、特に非常に薄い厚さのノズル後縁によって、設置するのが非常に困難であることが多い。
従って、本発明は、少なくとも部分的に、従来技術の実施について上述の欠点を解決することを目的としている。]
課題を解決するための手段

[0010] このため、本発明の対象は、空気ターボジェットのためのガス排出コーンであり、前記コーンは、外側で、ターボジェットの環状第１フローチャネルの放射状内側スキンを定める中空の本体を有する。本発明によれば、コーンはさらに前記第１フローに攪乱を生成するための装置を含み、その装置は、前記本体上で移動するために搭載されて、引き出された位置及び退避した位置から移動することができるようにし、引き出された位置は、前記中空本体の下流端に対して下流に向かって突き出しており、退避した位置は、前記中空本体中に退避され、その逆も同じである。加えて、前記乱流を生成するための装置は、円柱状支持体を含み、円柱状支持体は、排出コーンの軸と平行な軸を有し、好ましくは、それらと結合し、同様に前記円柱状支持体により支持される少なくとも１つのフィンと結合する。]
[0011] 結果として、本発明は、新規な方法で、ターボジェットからのジェットノイズが減少することに繋がり、コーンから上流に位置するノズルの後縁ではなく、このコーンの下流端に手段を設置することを提案している。]
[0012] 有利に、排出コーンにフィットしていない第２フローは、従って、ジェットノイズを減少させることが可能な手段によって、空気力学的な影響がないので、ターボジェットの性能全般を増加させることが可能になる。実際に、装置は、コーンの中空本体の下流の第１フローに攪乱を生成するために、提供される。当該フローは通常ターボジェットの全推進力の２０％以下のみを示す。]
[0013] 乱流を生成するためのこの装置の設置は、非常に容易である。それは、例えば、その混合を改善するために第１フロー上に１又は数個の渦を形成することが想定されており、ターボジェットのこの領域では、装備が存在しておらず、特に、この装置のハウジングにとって非常に望ましい本体の中空性質による。]
[0014] この観点から、装置は、退避位置を占めることができるように、効果的に備えられることを指摘できる。退避位置では、装置は、ある特定の条件下で、第１フロー上に生成される空気力学的攪乱を良好に制限するために、中空本体に退避される。航空機が十分な高度でノイズの迷惑の心配がないように飛んでいる場合、この位置は、巡航段階に好ましく適合し、ジェットノイズ減少機能が動作しないようにすることに役立つ。]
[0015] 性能にとって有害な影響を作り出さないために、乱流を生成するための装置の存在によって、第１フローチャネルの幾何的形状の修正を必要としないということから、本発明についての別の利益が存在する。]
[0016] 以前に言及したように、排出コーンの中空本体の下流端に、１又は数個の渦が生成されることを模索することが好ましく、これらの渦は次いで第１フロー中の下流側に向けて広がる。それらの力学によると、これらの渦は、特に１つのフィン又は複数のフィンの存在により生成され、局所的に又は全体的に、選ばれた配置に依存するさらに下流の混合を修正し、第１及び第２フローの混合の音響的影響を改善する。このようにして、当業者は、好ましくは、混合ゾーンの力学に影響をもたらすことが理解できる。ここで混合は第１フロー、第２フロー及び外側フローに関し、このゾーンは音響的に修正され、改善される。]
[0017] 好ましくは、当業者は、装置が、本質的に水平に配向され且つ前記円柱状支持体の側にそれぞれ配置される２つのフィンを含むこととすることができる。]
[0018] さらに好ましくは、前記中空本体は、その退避位置で乱流を生成する装置のいずれかのフィンを収容するスロットを含む。コーンは次に、好ましくは、後ろ側の位置で、第１フローの空気力学的乱流を避けるために、フィンが、中空本体の外側に向けて、全く突出しないように設計される。]
[0019] さらに一般的には、前記乱流を生成するための装置は、好ましくは、その退避位置において、前記中空本体、本質的に連続的な円錐形の外側表面と結合的に形成される。例として、スロットを規定する中空本体の外側スキンの空気力学的延長部に存在する一方、この同じ退避位置で、装置のフィンの端部が、この円錐形の外側表面の不可欠な一部であることを、提供する。]
[0020] さらに同じ目的で、前記乱流を生成するための装置は、形状が円柱状である下流端を有し、前記乱流を生成するための装置がその退避位置にある場合に、下流端は中空本体の空気力学的延長部に配置される。]
[0021] 本発明の別の対象は、上述したガス排出コーンを備える航空機のためのターボジェットである。]
[0022] 最後に、本発明の１つの対象は、航空機のためのエンジンアセンブリであって、例えば、ターボジェット、ターボジェットのアタッチメントマスト、及び、マストに不可欠で前記ターボジェットを囲むエンジン室を含む。]
[0023] 本発明の他の利点及び特性は、以下の非限定的な詳細な説明で示される。この記載は、添付した図面に関してなされる。]
図面の簡単な説明

[0024] 本発明の好ましい一実施例による航空機のためのエンジンアセンブリを示す側面図である。
図１に示されたエンジンアセンブリに属するガス排出コーンの後ろ部分の分解斜視図であり、これも本発明の対象である。
図２に示されたガス排出コーンの後ろ部分の頂面図であり、引き出された位置の第１フローに攪乱を生成するための装置を備える。
図２及び図３で示されるガス排出コーンの後ろ部分の頂面図であり、退避した位置の第１フローに乱流を生成するための装置を備える。
図４で示される図の斜視図である。
図３の線ＶＩ−ＶＩに沿った断面図である。
図６の断面図に類似する図であり、第１フローにある攪乱を生成するための装置が、別の実施例が実現されている。] 図１ 図２ 図３ 図４ 図６
実施例

[0025] 図１を最初に参照して、この航空機の翼（示されていない）の下に固定されるように設計された航空機のためのエンジンアセンブリによれば、このアセンブリ１は、全体的に、アタッチメント装置４、例えばこの装置４の下に取り付けられた高希釈率の二重フローターボジェットのようなターボジェット６、及びターボジェットを囲むエンジン室３を備える。さらに、クランクケース１０が延在するガス排出コーン８（英語では「プラグ」）、このコーン８は環状の第１フロー１４チャネル１２の半径方向の内側スキンを定め、ターボジェット６の長手方向軸５に中心を置いている。] 図１
[0026] 続く全記述中で、慣例により、Ｘは、装置４の長手方向を指し、同様に、ターボジェット６及びその排出コーン８の長手方向にも用いられ、この方向Ｘは、このターボジェット６の長手方向軸５に平行である。さらに、Ｙは、装置４に対して横向きの方向を指し、ターボジェット６及びその排出コーン８の横方向にも用いられ、そして、Ｚは垂直方向又は高さに用いられ、これらの３つの方向Ｘ，Ｙ及びＺは互いに直交している。]
[0027] さらに、「前」／「上流」及び「後ろ」／「下流」という用語は、ターボジェット６により与えられる推進方向に関して、考慮されるべきであり、この方向は矢７により図式的に示されている。]
[0028] さらに図１を参照して、伝統的な固定手段を通じて、排出コーン８がクランクケース１０の後端部に固定的に搭載されることを、図式的に、線１６により見ることができる。コーン８を囲んで、クランクケース１０の後端部上で搭載される環状構造１８を、アセンブリ１が、含むことも注記される。] 図１
[0029] 当業者に知られているように、ノズルとも呼ばれる、この環状構造１８は、環状第１フロー１４チャネル１２の放射状外側スキンを定め、第２環状チャネル２２から出る第２フロー２０により、外側も浸されている。このように、第１フロー１４は、コーン８とこの同じコーン８に続くすぐ前の構造／ノズル１８との間を通り、エンジンアセンブリ１から排出される。]
[0030] 最後に、図１において示される、アタッチメント装置は、それらの主要構造物に単に対応し、この装置４の他のコンポーネント部材、エンジンファスナーとして当業者に知られているような空気力学的整流型の補助的構造物、などは示されていない。] 図１
[0031] ここで図２〜図６を参照すると、本発明の対象でもある全体的に中空で環状の本体３０からなるガス排出コーンは、より詳細には、ターボジェットの軸５と結合した長手方向軸３２を有する頂部が切りとられた形状からなり、及び第１フローの攪乱を生成する装置３４からなることが理解できる。] 図２ 図３ 図４ 図５ 図６
[0032] 中空の本体３０は、その頂部が切り取られた外側表面を備え、環状の第１フロー１４チャネル１２の放射状内側スキン３６を規定する部材である。その頂部が切り取られた形状により、開放した後縁又は下流端部で終わり、軸３２に中心がある円周上の開口３８の形状とされている。]
[0033] この出口開口３８から取りされられることにより、本質的に中空本体上の長手方向、すなわち、方向Ｘに平行で、前向きに形成された２つのスロット４０ができる。それらは、好ましくは、図２に示されているように、ターボジェットの対称の垂直平面（示されていない）に対して、対称的に、実現されている。] 図２
[0034] さらに、分解図が描かれているこの同じ図面で、攪乱を生成するための装置３４は、軸３２に沿って配置される円柱状の支持体４２を含み、例えばこの支持体は、実質的に、本体３０の出口開口３８のそれと同一の直径の円形断面を有することが理解できる。さらに、支持体４２は、円錐形状の下流端部４４を有し、さらに軸３２を備え、円錐により定義されるその立体角は、本体３０の頂点が切り取られた外側表面３６の立体角と一致する。]
[0035] 円柱状部分上で、本体３０は２つのフィン４６（斜視角度によりそのうち１つのみが図面２で見ることができる）を支持し、各フィンは本質的に、水平に向いて、すなわち、ＸＹ平面にあり、上述の垂直平面の対称性に関して、本体３０のそれぞれの側部上で対称的に配置される。]
[0036] 各フィン４６は、好ましくリフティング（ｌｉｆｔｉｎｇ）し、「デルタウィング」の一般形状が好ましく想定され、そのベースは前部に向かって備えられている。]
[0037] 本発明の特徴部の一つは、装置３４が、中空本体３０で移動するために、搭載されるという事実に存在する。本体３０の下流端部に対して下流側に突出した引き出された位置及び同じ本体で退避される退避位置から移動するためであり、また逆も同じである。]
[0038] 図３を参照してより詳しくは、その引き出された位置において装置３４は、特に、フィン４６により、出口開口３８から下流の第１フローで、乱流を生成して、ディフレクターの役割を果たすことが可能であり、ジェットノイズが減少することにつながることが可能であることが理解できる。この位置で、開口３８を通じて、方向Ｘに沿ってスライドするために、自動的に搭載された円柱状支持体４２は、下流に向けて幾分か引き出されることで、フィンを、開口３８に対してこの同じ方向に、特にオフセットすることを可能にする。このようにして、中空本体３０の後縁端から脱出する第１フローは、予期された乱流／渦を生成するフィン４６に接触する前に、後ろに向けて広がり、外側に向けて放射状に整えられた第２環状フローに作用しないか、又はほんの僅かだけ作用する。] 図３
[0039] これらの渦は、このようにして、作られ、次いで、第１フローに広がり、下流に向かう。それらの力学によって、このように、渦はもっと下流で混合するように修正し、好ましくは第１ジェットの潜在コーンの端部の近くで混合するように修正して、第１及び第２フローの混合の音響的影響を改善する。]
[0040] さらに、ターボジェットのジェットノイズを減少することが必要な場合、すなわち、特に、航空機の離陸及び着陸段階中に、空港居住者にとって迷惑なノイズと同義であり、同じ位置を採用して、すならわ、円錐状の下流端部４４が、出口開口３８を定める本体３０の後縁に対して後ろに向かって、非常に距離をとって位置している。]
[0041] 航空機が巡航段階にいる場合、ジェットノイズを減少させる必要が全然なく、さらに、装置３４で第１フローの空気力学的攪乱を生成することにより推進力を無意味に減少させることが望ましくない場合には、後者は伝統的な図４及び図５で示されている退避位置に到達するように前側に向けて、軸３２に沿って平行に制御される。] 図４ 図５
[0042] 装置３４の前向きの移動の最中に、フィン４６は徐々に、それらと反対側に置かれたスロット４０をそれぞれ突き抜けるので、支持体４２に対してフィン４６の横方向に突き出した位置のために起こる機械的な障害特性がないことが確実になる。]
[0043] 装置３４が十分に中空本体３０に退避して、コーン８のアセンブリに適している第１フローの空気力学的攪乱が最も少なくなることができる場合には、動きが止まる。これは一方でフィン４６がスロット４０を通して中空本体の外側に向かって突き出すことがないようにし、そして他方で、円錐下流端４４のみが本体３０の後方に向けて突き出すようにすることにより特に得られる。]
[0044] もっと正確には、乱流を生成するための装置３４は、その退避位置を占めることにより、中空本体３０に結合されて、実質的に、連続的な円錐形の外側表面５２を形成する。これを行うために、実質的に連続円錐形外側表面５２は、部分的に、環状の第１フローチャネルの放射状内側スキンを形成する頂部が切り取られた外側表面３６により、実現され、この表面３６の空気力学的延長部に位置する２つのフィンの横側端部５０によって、完成され、これらの２つの横側端部５０は２つのスロット４０に、それぞれ、収容され、そしてスキン３６で満たされる。このようにして、フィン４６は、そこから外側に突き出すことなく、スロット４０を満たし、所望の空気力学的延長部を得る。]
[0045] さらに、円錐形の外側表面５２はまた、装置３４の下流端部４４の円錐形の外側表面によって後ろ側に向かって完成し、この表面から、頂部が切り取られた表面３６を平らにすることによって、それらの空気力学的延長部を構成する。これを行うために、上述したように、支持体４２の不可欠な一部である、装置３４の下流端部４４のベース５５は、実質的に、出口開口３８のそれと一致する直径を有し、装置がその退避位置にある場合に、ベースとともに、実質的に結合される。]
[0046] 図６において、２つのフィン４６は、軸５と結合した軸３５を通る垂直平面に対して効果的に対称的に配置され、フィンはこの同じ軸３２を通る実質的に同じ水平面に配置される。] 図６
[0047] 図６ａは、装置３４の代替的な実施形態を示す。水平面について、円柱状の支持体４２の非対称形状は、水平フィン４６のためにリフティングすることを確実にする。] 図６ａ
[0048] もちろん、当業者であれば、単に非限定的な例として、ここに記載した発明に、様々な修正を施すことができる。この観点から、特に、エンジンアセンブリ１は、適した構成で表わされており、それは航空機の翼システムの下に吊るされており、このアセンブリ１は、異なる構成とすることができ、この同じ翼アセンブリの上に搭載することができ、さらにはこの航空機の胴体の後ろ部分上に搭載することができる。]
[0049] １エンジンアセンブリ
３エンジン室
４アタッチメント装置
５長手方向軸
６ターボジェット
８ガス排出コーン
１０クランクケース
１２チャネル
１４ 第１フロー
１６ 線
１８環状構造
３２ 長手方向軸
３４ 第１フローの乱流を生成する装置
３６内側スキン
３８出口開口
４０スロット
４２支持体
４４下流端部
４６フィン
５０横側端部
５２ 外側表面
５５ ベース]

权利要求:

請求項1
航空機ターボジェットのためのガス排出コーン（８）であって、前記コーンは中空本体（３０）を有し、その外側で、ターボジェットの環状第１フロー（１４）チャネル（１２）の放射状内側スキン（３６）を定め、前記第１フロー（１４）の乱流を生成するための装置（３４）をも含み、前記本体（３０）で移動するために搭載され、引き出された位置及び退避した位置から移動することができるようにし、引き出された位置は、前記中空本体の下流端に対して下流に向かって突き出しており、退避した位置は、前記中空本体（３０）中に退避され、その逆も同じであり、前記乱流を生成するための装置（３４）は、排出コーンの軸（３２）に平行な軸を有する円柱状支持体（４２）を含み、同様に少なくとも１つのフィン（４６）が前記円柱状支持体（４２）により支持されることを特徴とする航空機ターボジェットのためのガス排出コーン（８）。
請求項2
装置（３４）が、実質的に水平に向き且つ前記円柱状支持体（４２）の各横側に配置される２つのフィン（４６）を含むことを特徴とする請求項１に記載のガス排出コーン（８）。
請求項3
前記中空本体（３０）が、乱流を生成するための装置（３４）の各フィン（４６）のハウジングのためのスロット（４０）を備えることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のガス排出コーン（８）。
請求項4
乱流を生成するための前記装置（３４）は、その退避位置で、前記中空本体（３０）に結合され、実質的に連続的な円錐形外側表面（５２）を形成することを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載のガス排出コーン（８）。
請求項5
前記乱流を生成するための装置（３４）は、前記乱流を生成するための装置がその退避位置にある場合に、中空本体（３０）の空気力学的延長部に位置する、円錐形下流端部（４４）を有することを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載のガス排出コーン（８）。
請求項6
請求項１〜５のいずれか１項に記載のガス排出コーン（８）を含む航空機のためのターボジェット（６）。
請求項7
請求項６によるターボジェット（６）、ターボジェットのアタッチメントマスト（４）、同様にマスト（４）に不可欠で且つ前記ターボジェット（６）を囲むエンジン室（３）を備える航空機のためのエンジンアセンブリ（１）。