特許
J-GLOBAL ID：200903094335013204
噴射ノイズを軽減するターボジェット・エンジン
発明者：
出願人/特許権者：
代理人 (1件)：
鈴江 正二
公報種別：公表公報
出願番号（国際出願番号）：特願2008-536079
公開番号（公開出願番号）：特表2009-512807
出願日： 2006年10月17日
公開日（公表日）： 2009年03月26日
要約：
本発明によれば、複数個のハッチ(21)がエンジン・カウル(15)の後部(15R)に設けられており、この後部(15R)の周囲に配分され、ターボジェットのエンジン・パワーが巡航パワーより大きい、高いパワーである時のみ開かれる。開いた状態では、ハッチ(21)は中間室(16)を通過する個々の熱気噴射流(9d)を熱気流から引き出し、その後これを、長手方向軸(L-L)を中心として配分されている連通手段(18)を通って排出する。【選択図】 図3
請求項（抜粋）：
航空機のターボファン・タービン・エンジンは、
- 長手方向軸(L-L)を有し、前方に空気入口(2)と後方に空気出口(4)とを備える中空ナセル(1)と、
- 上記の空気入口(2)に対向してナセル(1)内に軸方向に配置され、上記のタービン・エンジンの冷気流(7)を生じさせることのできるファン(6)と、
- このファン(6)の後方で、上記のナセル(1)内に軸方向に配置された発生器(8)であって、上記の冷気流(7)によって囲まれた、上記タービン・エンジンの軸方向の熱気流(9)を発生でき、エンジン・カウル(15)に包まれているものと、
- 上記の熱気流発生器(8)を同軸方向に取り囲むファン通路内部カウル(14)であって、
・ ナセル(1)と共に、上記の冷気流(7)用の断面環状であって、ナセル(1)の上記空気出口(4)で終了する通路(13)を形成し、
・ 上記のエンジン・カウル(15)と共に断面環状の中間室(16)を形成し、
・ その後部(14R)を介して上記のエンジン・カウル(15)の後部(15R)に集中し、これらの後部の各後縁(14r、15r)が、上記の中間室(16)の後部(16R)で上記の熱気流(9)の出口オリフィス(11)の縁部を形成するものとからなり、
- 上記の中間室(16)の後部(16R)には、上記の長手方向軸(L-L)を中心に置かれ、上記の中間室(16)を、上記の冷気流(7)と熱気流(9)との間の境界(19)近辺で、外側と連通させる連通手段(18、29、30、31)が設けられており、
- 上記のエンジン・カウル(15)の後部(15R)に配置され、この後部(15R)の周囲に配分されている複数個のハッチ(21)が設けられており、
- 上記のハッチ(21)は上記のタービン・エンジンの速度が航空機の少なくとも巡航速度に相当する閾値より大きい時のみ開かれ、
- 開いた位置では、上記のハッチ(21)は、上記の長手方向軸(L-L)を中心に配分されていて、この中間室(16)に流入した後、上記の連通手段(18、29、30、31)を通って中間室(16)を出て行く個々の熱気噴射流(9d)を、上記の熱気流(9)から引き出すことを特徴とする航空機のターボファン・タービン・エンジン。
IPC (3件)：
F02K 1/46
, F02K 3/06
, F01D 25/30
F02K1/46
, F02K3/06
, F01D25/30 D
