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特開2022-129373超音速航空機、並びにソニックブーム及びジェット騒音の低減方法
(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】公開特許公報(A)
(11)【公開番号】P2022129373
(43)【公開日】2022-09-05
(54)【発明の名称】超音速航空機、並びにソニックブーム及びジェット騒音の低減方法
(51)【国際特許分類】
B64D 33/00 20060101AFI20220829BHJP
B64D 27/20 20060101ALI20220829BHJP
B64D 29/04 20060101ALI20220829BHJP
B64C 30/00 20060101ALI20220829BHJP
B64C 5/00 20060101ALI20220829BHJP
B64D 33/04 20060101ALI20220829BHJP
F02K 1/44 20060101ALI20220829BHJP
【ＦＩ】
B64D33/00 B
B64D27/20
B64D29/04
B64C30/00
B64C5/00
B64D33/04
F02K1/44
【審査請求】未請求
【請求項の数】20
【出願形態】ＯＬ
(21)【出願番号】P 2022015476
(22)【出願日】2022-02-03
(31)【優先権主張番号】P 2021027126
(32)【優先日】2021-02-24
(33)【優先権主張国・地域又は機関】JP
(71)【出願人】
【識別番号】503361400
【氏名又は名称】国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
(74)【代理人】
【識別番号】110003339
【氏名又は名称】特許業務法人南青山国際特許事務所
(72)【発明者】
【氏名】赤塚 純一
(57)【要約】
【課題】超音速航空機の環境適合性における主要課題であるソニックブーム低減と空港離着陸時のジェット騒音低減の両方を解決する。
【解決手段】超音速航空機は、機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する遮蔽体と、前記エンジンナセルの排気口に設けられ、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルとを具備する。
【選択図】図９
【解決手段】超音速航空機は、機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する遮蔽体と、前記エンジンナセルの排気口に設けられ、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルとを具備する。
【選択図】図９
【特許請求の範囲】
【請求項1】
機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する遮蔽体と、
前記エンジンナセルの排気口に設けられ、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルと、
を具備する超音速航空機。
前記エンジンナセルの排気口に設けられ、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルと、
を具備する超音速航空機。
【請求項2】
請求項１に記載の超音速航空機であって、
前記排気ノズルは、前記エンジン排気流と外気流の混合を前記排気口付近で促進することにより、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に前記高周波数成分の音源を発生させる
超音速航空機。
前記排気ノズルは、前記エンジン排気流と外気流の混合を前記排気口付近で促進することにより、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に前記高周波数成分の音源を発生させる
超音速航空機。
【請求項3】
請求項１又は２に記載の超音速航空機であって、
前記機体の機首を０°、前記排気ノズルの排気口を９０°及び前記機体の機尾を１８０°とするポーラ角の範囲において、
１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量より大きい
超音速航空機。
前記機体の機首を０°、前記排気ノズルの排気口を９０°及び前記機体の機尾を１８０°とするポーラ角の範囲において、
１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量より大きい
超音速航空機。
【請求項4】
請求項１乃至３の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記機体の機首を０°、前記排気ノズルの排気口を９０°及び前記機体の機尾を１８０°とするポーラ角の範囲において、
１４０°のポーラ角で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量と、前記排気ノズルを用いず前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量との合計値より大きい
超音速航空機。
前記機体の機首を０°、前記排気ノズルの排気口を９０°及び前記機体の機尾を１８０°とするポーラ角の範囲において、
１４０°のポーラ角で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量と、前記排気ノズルを用いず前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量との合計値より大きい
超音速航空機。
【請求項5】
請求項１乃至４の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記排気ノズルは、内周に設けられた複数の突出部を有する
超音速航空機。
前記排気ノズルは、内周に設けられた複数の突出部を有する
超音速航空機。
【請求項6】
請求項５に記載の超音速航空機であって、
前記複数の突出部は、同一形状及び同一サイズであり、前記排気ノズルの周方向に等間隔に設けられる
超音速航空機。
前記複数の突出部は、同一形状及び同一サイズであり、前記排気ノズルの周方向に等間隔に設けられる
超音速航空機。
【請求項7】
請求項５又は６に記載の超音速航空機であって、
前記複数の突出部の数Ｎは、Ｎ＞４である
超音速航空機。
前記複数の突出部の数Ｎは、Ｎ＞４である
超音速航空機。
【請求項8】
請求項５乃至７の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記複数の突出部は、それぞれ、前記排気ノズルを軸方向に見たときに前記排気ノズルの内周方向に突出する２辺を含み、前記２辺の長さは同じであり、
前記複数の突出部の数をＮとし、正Ｎ角形の１辺の長さを１としたとき、
前記突出部の１辺の長さＲｆは、Ｒｆ＞０．５である
超音速航空機。
前記複数の突出部は、それぞれ、前記排気ノズルを軸方向に見たときに前記排気ノズルの内周方向に突出する２辺を含み、前記２辺の長さは同じであり、
前記複数の突出部の数をＮとし、正Ｎ角形の１辺の長さを１としたとき、
前記突出部の１辺の長さＲｆは、Ｒｆ＞０．５である
超音速航空機。
【請求項9】
請求項８に記載の超音速航空機であって、
前記複数の突出部の数Ｎ及び前記突出部の１辺の長さＲｆによらず、前記排気ノズルの排気口の面積は等しい
超音速航空機。
前記複数の突出部の数Ｎ及び前記突出部の１辺の長さＲｆによらず、前記排気ノズルの排気口の面積は等しい
超音速航空機。
【請求項10】
請求項５乃至９の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルより高く、
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルより低い
超音速航空機。
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルより高く、
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルより低い
超音速航空機。
【請求項11】
請求項１乃至１０の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記遮蔽体は、前記エンジン排気流の前記機体の下方への回り込みを抑制することにより、前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する
超音速航空機。
前記遮蔽体は、前記エンジン排気流の前記機体の下方への回り込みを抑制することにより、前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する
超音速航空機。
【請求項12】
請求項１乃至１１の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記遮蔽体は、前記エンジン排気流を挟むように前記機体に配置される一対の遮蔽体を含む
超音速航空機。
前記遮蔽体は、前記エンジン排気流を挟むように前記機体に配置される一対の遮蔽体を含む
超音速航空機。
【請求項13】
請求項１２に記載の超音速航空機であって、
前記エンジンナセルより後方に配置された水平尾翼を有し、
前記一対の遮蔽体は、前記水平尾翼に配置されている
超音速航空機。
前記エンジンナセルより後方に配置された水平尾翼を有し、
前記一対の遮蔽体は、前記水平尾翼に配置されている
超音速航空機。
【請求項14】
請求項１３に記載の超音速航空機であって、
前記遮蔽体は、前記水平尾翼をさらに含む
超音速航空機。
前記遮蔽体は、前記水平尾翼をさらに含む
超音速航空機。
【請求項15】
請求項１２乃至１４の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
各前記一対の遮蔽体は、前記機体の外側に傾斜する
超音速航空機。
各前記一対の遮蔽体は、前記機体の外側に傾斜する
超音速航空機。
【請求項16】
請求項１２に記載の超音速航空機であって、
前記エンジンナセルより後方に設けられた後胴揚力面を有し、
前記一対の遮蔽体は、前記後胴揚力面に配置され、Ｖ尾翼としての機能を有する
超音速航空機。
前記エンジンナセルより後方に設けられた後胴揚力面を有し、
前記一対の遮蔽体は、前記後胴揚力面に配置され、Ｖ尾翼としての機能を有する
超音速航空機。
【請求項17】
請求項１乃至１６の何れか一項に記載の超音速航空機であって、
前記排気ノズルは、エンジンの後方に延び排気流路を構成し、
前記排気ノズルは、複数の主ノズル片と１つ以上の連結ノズル片とを有し、
前記主ノズル片は、前記エンジンの後方の絞り部の後端に形成された開閉屈曲部を中心に、後端部側が前記排気流路の内外方向に揺動可能に設けられ、
前記連結ノズル片は、隣接する前記主ノズル片の間に配置され、かつ、両側の主ノズル片とそれぞれ屈曲可能に連結され、前記連結ノズル片は、側部屈曲部で前記主ノズル片と屈曲可能に連結され、各前記主ノズル片の動きに連動して前記排気流路の内方に前記複数の突出部を形成することが可能な中央屈曲部を有し、
前記主ノズル片が排気流路の外方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に突出部を持たない平面を形成し、前記排気流路の断面積は前記開閉屈曲部の位置より前記排気流路の後端部側に向けて広くなり、
前記排気流路を狭くするために、前記主ノズル片が排気流路の内方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に当該排気流路に沿った突出部を形成する
超音速航空機。
前記排気ノズルは、エンジンの後方に延び排気流路を構成し、
前記排気ノズルは、複数の主ノズル片と１つ以上の連結ノズル片とを有し、
前記主ノズル片は、前記エンジンの後方の絞り部の後端に形成された開閉屈曲部を中心に、後端部側が前記排気流路の内外方向に揺動可能に設けられ、
前記連結ノズル片は、隣接する前記主ノズル片の間に配置され、かつ、両側の主ノズル片とそれぞれ屈曲可能に連結され、前記連結ノズル片は、側部屈曲部で前記主ノズル片と屈曲可能に連結され、各前記主ノズル片の動きに連動して前記排気流路の内方に前記複数の突出部を形成することが可能な中央屈曲部を有し、
前記主ノズル片が排気流路の外方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に突出部を持たない平面を形成し、前記排気流路の断面積は前記開閉屈曲部の位置より前記排気流路の後端部側に向けて広くなり、
前記排気流路を狭くするために、前記主ノズル片が排気流路の内方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に当該排気流路に沿った突出部を形成する
超音速航空機。
【請求項18】
請求項１７に記載の超音速航空機であって、
前記複数の主ノズル片および連結ノズル片が、前記エンジンの後方の排気流路の全周を構成している
超音速航空機。
前記複数の主ノズル片および連結ノズル片が、前記エンジンの後方の排気流路の全周を構成している
超音速航空機。
【請求項19】
請求項１７又は１８に記載の超音速航空機であって、
前記超音速航空機の超音速での巡航時に、前記主ノズル片が前記排気流路の外方に揺動し、
前記超音速航空機の離着陸時に、前記主ノズル片が前記排気流路の内方に揺動する
超音速航空機。
前記超音速航空機の超音速での巡航時に、前記主ノズル片が前記排気流路の外方に揺動し、
前記超音速航空機の離着陸時に、前記主ノズル片が前記排気流路の内方に揺動する
超音速航空機。
【請求項20】
遮蔽体が、超音速航空機の機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減し、
前記エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズルが、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する
ソニックブーム及びジェット騒音の低減方法。
前記エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズルが、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する
ソニックブーム及びジェット騒音の低減方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、超音速旅客機等の超音速航空機と、その超音速航空機のソニックブーム及びジェット騒音の低減方法と、に関する。
【背景技術】
【0002】
超音速航空機が上空を超音速で飛行するとき、機体各部から発生する衝撃波が大気中を長い距離伝播するに従い統合し、地上では、２つの急激な圧力変動を引き起こすＮ型の圧力波形として観測され、人には瞬間的な爆音として聞こえる。これが一般に「ソニックブーム」と呼ばれているものである。西暦２００３年に退役したコンコルドは、ソニックブームにより地上を超音速で飛行することができず、海上のみに制限されていたため、ソニックブームは将来の超音速旅客機実現のための大きな技術課題になっている。
【0003】
ソニックブームに加えて、空港離着陸時のジェット騒音も、超音速航空機の環境適合性において主要な課題である。いずれも国際民間航空機関（ＩＣＡＯ：International Civil Aviation Organization）で基準制定の議論が進められており、低離着陸騒音かつ低ソニックブームであることは民間超音速航空機の市場へ新規参入を果たすために不可欠な要素となっている。超音速航空機の空港離着陸時のジェット騒音についてはエンジンの排気により生じるジェット騒音が主たる要因である。この対策には音源の抑制か遮蔽が有効であることが知られている。
【0004】
空港離着陸時のジェット騒音を抑制する技術として排気ノズル出口形状を工夫した低騒音ノズルが、特許文献１及び非特許文献２として提案されている。またエンジンのファン騒音を遮蔽する技術として、特許文献２のように、エンジン配置の工夫により機体を遮蔽体として利用する技術が知られている。一方、ジェット騒音についてはエンジン排気口より下流に音源があるため、機体や尾翼による遮蔽効果がほとんど得られないことが分かっている。このジェット騒音の遮蔽性を高める技術として、非特許文献１のように、ノズル出口形状の変更により音源分布を変え、機体後端板（アフトデッキ）を設けて騒音を遮蔽する方法が研究されている。またソニックブームの低減方法として、特許文献３及び非特許文献３のように、胴体後端に配置した遮蔽フィンによる方法が提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0005】
【特許文献1】特許第６１８３８３７号公報
【特許文献2】特開２０１２－１０６７２６号公報
【特許文献3】特開２０１９－１８２１２５号公報
【非特許文献】
【0006】
【非特許文献1】James Bridges, "Noise Measurements of a Low-Noise Top-Mounted Propulsion Installation for a supersonic airliner", [online], AIAA paper 2019-0253, AIAA SciTech 2019 Conference 7-11 January 2019, ［２０２１年１月２６日検索］、インターネット<https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/6.2019-0253>
【非特許文献2】Junichi Akatsuka and Tatsuya Ishii, " Experimental and Numerical Study of Jet Noise Reduction for Supersonic Aircraft Using Variable Folding Nozzle Concept", [online], AIAA paper 2018-3612, AIAA AVIATION Forum 25-29 June 2018, ［２０２１年１月２６日検索］、インターネット<https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2018-3612>
【非特許文献3】宇宙航空研究開発機構、「補足資料 静粛超音速航空機統合設計技術の研究開発に係る事後評価」、[online]、２０２０年７月２８日、文部科学省、航空科学技術委員会（第６６回）配付資料［２０２１年１月２６日検索］、インターネット<https://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/004/shiryo/1422978_00003.htm>
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0007】
特許文献１及び非特許文献２の低騒音ノズルは、ジェット騒音のうちエンジンから離れた位置に音源があり下流方向に伝播する低周波数成分を下げるためには効果的であるが、エンジンに近い位置に音源があり側方に伝播する高周波数成分に対しては効果が弱い、もしくは逆に騒音を増加させる場合がある。特許文献２の機体による騒音遮蔽設計は、エンジン付近に音源を持つファン騒音に有効だが、エンジンから離れた位置に分散して音源を生じるジェット騒音には効果がない。このため、非特許文献１の方法によりジェット騒音を遮蔽する方法が研究されているが、低ソニックブーム化とトレードオフを生じる。一方、ソニックブームを低減させる特許文献３及び非特許文献３の遮蔽フィンは、ジェット騒音を遮る効果は持たない。このため、空港離着陸時のジェット騒音を低減させる技術と巡航中のソニックブームを下げる技術が個別に要求される。
【0008】
以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、超音速航空機の環境適合性における主要課題であるソニックブーム低減と空港離着陸時のジェット騒音低減の両方を解決することにある。
【課題を解決するための手段】
【0009】
本発明の一形態に係る超音速航空機は、
機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する遮蔽体と、
前記エンジンナセルの排気口に設けられ、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルと、
を具備する。
機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する遮蔽体と、
前記エンジンナセルの排気口に設けられ、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルと、
を具備する。
【0010】
本実施形態によれば、ソニックブームを低減する遮蔽体と、低周波数成分のジェット騒音を低減する排気ノズルとを併用することで、高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより高周波数成分のジェット騒音を低減することができる。超音速航空機の環境適合性における主要課題であるソニックブーム低減と空港騒音低減の両方を解決することができる。
【0011】
前記排気ノズルは、前記エンジン排気流と外気流の混合を前記排気口付近で促進することにより、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に前記高周波数成分の音源を発生させる。
【0012】
排気ノズルは、排気口付近の気流の乱れにより、エンジン排気流と外気流の混合を、早くから（即ち、上流で）促進する。このため、上流では、高周波数成分の音源となる相対的に小さなスケールの擾乱を強め、その結果、高周波数音源の位置を上流側に生じさせることができる。
【0013】
前記機体の機首を０°、前記排気ノズルの排気口を９０°及び前記機体の機尾を１８０°とするポーラ角の範囲において、
１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量より大きくてもよい。
１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量より大きくてもよい。
【0014】
本実施形態によれば、遮蔽体と、本実施形態に係る排気ノズルとは異なる排気ノズルとの組み合わせでは得られない高い空港騒音低減効果を得ることができる。
【0015】
前記機体の機首を０°、前記排気ノズルの排気口を９０°及び前記機体の機尾を１８０°とするポーラ角の範囲において、
１４０°のポーラ角で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量と、前記排気ノズルを用いず前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量との合計値より大きくてもよい。
１４０°のポーラ角で、前記排気ノズル及び前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量は、前記排気ノズルを用いて前記遮蔽体を用いない場合のジェット騒音の低減量と、前記排気ノズルを用いず前記遮蔽体を用いた場合のジェット騒音の低減量との合計値より大きくてもよい。
【0016】
本実施形態によれば、遮蔽体と、本実施形態に係る排気ノズルとは異なる排気ノズルとの組み合わせから単純に予期される効果よりも高い効果を得ることができる。
【0017】
前記排気ノズルは、内周に設けられた複数の突出部を有してもよい。
【0018】
本実施形態に係る排気ノズルによれば、排気流路の内方の一部を突出させることで、離着陸時等のジェット騒音を防止することができる。
【0019】
前記複数の突出部は、同一形状及び同一サイズであり、前記排気ノズルの周方向に等間隔に設けられてもよい。
【0020】
本実施形態によれば、排気流路の断面形状を全周にわたって偏りなく変化させることができる。
【0021】
前記複数の突出部の数Ｎは、Ｎ＞４でもよい。
【0022】
突出部の数Ｎ≦４の場合、機体後部の側方（上流側）で排気ノズル自体が発生する騒音増加量が大きいため、遮蔽体を併用しても騒音増加量が依然として大きい。このため、排気ノズル及び遮蔽体を併用しても、適切な騒音低減効果が得られず、実用的とはいえない。これに対して、Ｎ＞４の場合、機体後部の側方（上流側）から下流側に亘って、排気ノズルがジェット騒音を低減するため、遮蔽体を併用することで、より適切な騒音低減効果を得ることを図れる。
【0023】
前記複数の突出部は、それぞれ、前記排気ノズルを軸方向に見たときに前記排気ノズルの内周方向に突出する２辺を含み、前記２辺の長さは同じであり、
前記複数の突出部の数をＮとし、正Ｎ角形の１辺の長さを１としたとき、
前記突出部の１辺の長さＲｆは、Ｒｆ＞０．５でもよい。
前記複数の突出部の数をＮとし、正Ｎ角形の１辺の長さを１としたとき、
前記突出部の１辺の長さＲｆは、Ｒｆ＞０．５でもよい。
【0024】
Ｒｆ≦０．５は、突出部の排気流路への貫入量が小さい（円形に近い）ことを意味する。突出部の排気流路への貫入量が小さいと、所望の音響的な変化が得られない。このため、Ｒｆ≦０．５は、円形出口との明確な差を生じない。言い換えれば、Ｒｆ＞０．５である場合の騒音低減量は相対的に（即ち、Ｒｆ≦０．５の場合と比べて）高いので、Ｒｆ＞０．５とするのが好ましい。
【0025】
前記複数の突出部の数Ｎ及び前記突出部の１辺の長さＲｆによらず、前記排気ノズルの排気口の面積は等しい。
【0026】
排気ノズルの排気口の面積を等しくすることで、Ｎ及びＲｆの値を適切に選定することができる。
【0027】
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルより高く、
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルより低くてもよい。
前記複数の突出部を有する前記排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルは、前記複数の突出部を有しない排気ノズルによるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルより低くてもよい。
【0028】
排気ノズルの形状によっては、低周波数成分のジェット騒音を低減する効果が高いが、高周波数成分のジェット騒音はむしろ増加する。しかしながら、本実施形態では、排気ノズルを用いて、遮蔽体がエンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に、高周波数成分の音源を発生させる。これにより、遮蔽体は、エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽するので、高周波数成分のジェット騒音を低減する。このため、排気ノズルが、高周波数成分のジェット騒音を増加させるにも拘らず、遮蔽体は高周波数成分のジェット騒音を遮蔽することができる。このため、特定形状の排気ノズル（即ち、低周波数成分のジェット騒音を低減する効果が高いが、高周波数成分のジェット騒音はむしろ増加する排気ノズル）及び遮蔽体を併用することで、ジェット騒音を低減することが可能になる。
【0029】
前記遮蔽体は、前記エンジン排気流の前記機体の下方への回り込みを抑制することにより、前記エンジン排気流によるソニックブームを低減する。
【0030】
本発明によれば、遮蔽体によりエンジン排気流の機体下方への回り込みが抑制され、エンジン排気流によるソニックブームを低減することができる。
【0031】
前記遮蔽体は、前記エンジン排気流を挟むように前記機体に配置される一対の遮蔽体を含んでもよい。
【0032】
本発明によれば、一対の遮蔽体によりエンジン排気流の機体下方への回り込みが抑制され、エンジン排気流によるソニックブームを低減することができる。
【0033】
前記エンジンナセルより後方に配置された水平尾翼を有し、
前記一対の遮蔽体は、前記水平尾翼に配置されてもよい。
前記一対の遮蔽体は、前記水平尾翼に配置されてもよい。
【0034】
これにより、遮蔽体による圧力遮蔽を効果的に行い、ソニックブームを低減することができる。
【0035】
前記遮蔽体は、前記水平尾翼をさらに含んでもよい。
【0036】
平面上形状の水平尾翼により、遮蔽体による圧力遮蔽を効果的に行い、ソニックブームを低減することができる。
【0037】
各前記一対の遮蔽体は、前記機体の外側に傾斜してもよい。
【0038】
これにより、遮蔽体による圧力遮蔽を効果的に行い、ソニックブームを低減することができる。
【0039】
前記エンジンナセルより後方に設けられた後胴揚力面を有し、
前記一対の遮蔽体は、前記後胴揚力面に配置され、Ｖ尾翼としての機能を有してもよい。
前記一対の遮蔽体は、前記後胴揚力面に配置され、Ｖ尾翼としての機能を有してもよい。
【0040】
この実施形態に係る超音速航空機も、一対の遮蔽体を有することで、ソニックブームを低減することができる。
【0041】
前記排気ノズルは、エンジンの後方に延び排気流路を構成し、
前記排気ノズルは、複数の主ノズル片と１つ以上の連結ノズル片とを有し、
前記主ノズル片は、前記エンジンの後方の絞り部の後端に形成された開閉屈曲部を中心に、後端部側が前記排気流路の内外方向に揺動可能に設けられ、
前記連結ノズル片は、隣接する前記主ノズル片の間に配置され、かつ、両側の主ノズル片とそれぞれ屈曲可能に連結され、前記連結ノズル片は、側部屈曲部で前記主ノズル片と屈曲可能に連結され、各前記主ノズル片の動きに連動して前記排気流路の内方に前記複数の突出部を形成することが可能な中央屈曲部を有し、
前記主ノズル片が排気流路の外方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に突出部を持たない平面を形成し、前記排気流路の断面積は前記開閉屈曲部の位置より前記排気流路の後端部側に向けて広くなり、
前記排気流路を狭くするために、前記主ノズル片が排気流路の内方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に当該排気流路に沿った突出部を形成してもよい。
前記排気ノズルは、複数の主ノズル片と１つ以上の連結ノズル片とを有し、
前記主ノズル片は、前記エンジンの後方の絞り部の後端に形成された開閉屈曲部を中心に、後端部側が前記排気流路の内外方向に揺動可能に設けられ、
前記連結ノズル片は、隣接する前記主ノズル片の間に配置され、かつ、両側の主ノズル片とそれぞれ屈曲可能に連結され、前記連結ノズル片は、側部屈曲部で前記主ノズル片と屈曲可能に連結され、各前記主ノズル片の動きに連動して前記排気流路の内方に前記複数の突出部を形成することが可能な中央屈曲部を有し、
前記主ノズル片が排気流路の外方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に突出部を持たない平面を形成し、前記排気流路の断面積は前記開閉屈曲部の位置より前記排気流路の後端部側に向けて広くなり、
前記排気流路を狭くするために、前記主ノズル片が排気流路の内方に揺動した際には、前記連結ノズル片が前記排気流路内に当該排気流路に沿った突出部を形成してもよい。
【0042】
本実施形態によれば、排気流路の内方の一部を突出させ、内面側に襞状の突起が出現する第１状態と、排気流路の内方を突出させることなく、かつ、前記排気流路の断面積を後端部ほど広くする第２状態との間で変化させることで、第１状態での離着陸時等の騒音防止効果と、第２状態での超音速巡航時の効率の向上を両立することが可能となる。また、第１状態と第２状態との間で、排気流路の断面形状の変化のみで流路の変更等はなく、排気ノズルの構造を複雑化、大型化することなく、騒音を低減するとともに、さらに超音速巡航時の効率を向上させることができる。さらに、本実施形態に係る排気ノズルによれば、アクティブに可動とする部分は主ノズル片の開閉屈曲部のみでよく、主ノズル片と連結ノズル片との屈曲部が主ノズル片の揺動によって自動的に屈曲し、排気流路の断面形状を変化させることができ、排気ノズルの構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構とすることができる。
【0043】
前記複数の主ノズル片および連結ノズル片が、前記エンジンの後方の排気流路の全周を構成してもよい。
【0044】
本実施形態によれば、複数の主ノズル片および連結ノズル片が、エンジンの後方の排気流路の全周を構成していることにより、排気流路の断面形状を全周にわたって偏りなく変化させることができる。
【0045】
前記超音速航空機の超音速での巡航時に、前記主ノズル片が前記排気流路の外方に揺動し、
前記超音速航空機の離着陸時に、前記主ノズル片が前記排気流路の内方に揺動してもよい。
前記超音速航空機の離着陸時に、前記主ノズル片が前記排気流路の内方に揺動してもよい。
【0046】
本実施形態によれば、主ノズル片が排気流路の内方に揺動した際には、排気流路の後端部の断面積が、排気流路の開閉屈曲部の位置の断面積以下となることにより、第１状態の時に連結ノズル片による内面側の襞状の突起で騒音を防止しつつ、後端側ほど先細りとなる形状として離着陸時等の音速以下での推進効率が向上することができる。
【0047】
本発明の一形態に係るソニックブーム及びジェット騒音の低減方法は、
遮蔽体が、超音速航空機の機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減し、
前記エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズルが、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する。
遮蔽体が、超音速航空機の機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することにより前記エンジン排気流によるソニックブームを低減し、
前記エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズルが、前記遮蔽体が前記エンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより前記高周波数成分のジェット騒音を低減し、前記エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する。
【発明の効果】
【0048】
本発明によれば、超音速航空機のソニックブーム低減と空港離着陸時のジェット騒音低減の両方を解決することを図れる。
【0049】
なお、ここに記載された効果は必ずしも限定されるものではなく、本開示中に記載されたいずれかの効果であってもよい。
【図面の簡単な説明】
【0050】
【図1】本発明の一実施形態に係る超音速航空機の外観を示す斜視図である。
【図2】本発明の別の一実施形態に係る超音速航空機の外観を示す平面図である。
【図5】本発明の一実施形態に係るフィンの効果を確認するためのフィンがある場合及びない場合の機体直下地上のソニックブーム波形を示すグラフである。
【図6】本発明の他の実施形態に係る超音速航空機の外観を示す平面図である。
【図9】本実施形態のコンセプトを説明するための図である。
【図10】本発明の一実施形態に係る排気流路の断面形状の変化の説明図である。
【図11】本発明の一実施形態に係る排気ノズルの第１状態における概略斜視図である。
【図13】本発明の一実施形態に係る排気ノズルの第１状態と第２状態との中間状態の概略斜視図である。
【図15】本発明の一実施形態に係る排気ノズルの第２状態における概略斜視図である。
【図17】排気ノズルの突出部の形状のバリエーションを示す。
【図18】複数の異なるタイプの排気ノズルの、無次元周波数に対する音圧レベルの分布を示す。
【図19】排気ノズルの突出部の形状に依存する騒音低減量を示すコンタマップである。
【図20】確認試験の方法を説明するための図である。
【図21】排気ノズル＃４の確認試験の結果を示す。
【図22】排気ノズル＃７の確認試験の結果を示す。
【図23】排気ノズル＃１の確認試験の結果を示す。
【図24】異なる排気ノズルを使用したときの排気流方向の乱流運動エネルギー（ＴＫＥ）のコンタ図である。
【図25】異なる排気ノズルを使用したときの排気ノズルの排気口付近のＴＫＥのコンタ図である。
【図26】ポーラ角９０°の音圧レベルを基準としたときの、異なるポーラ角に対する音圧レベルの変化量を示す。
【図27】第２の確認試験において、円形出口の排気ノズル（Baseline）が使用された場合（比較例）の側面図である。
【図28】第２の確認試験において、花弁形の排気ノズルが使用された場合（本実施形態）の側面図である。
【図29】第２の確認試験を示す側方断面図である。
【図30】第２の確認試験を示す上面図である。
【図31】第２の確認試験を排気ノズルの排気口側から見た図である。
【図32】第２の確認試験を示す斜視図である。
【図33】排気ノズル＃４の第２の確認試験の結果を示す。
【図34】排気ノズル＃７の第２の確認試験の結果を示す。
【図35】排気ノズル＃１の第２の確認試験の結果を示す。
【図36】排気ノズル＃５の第２の確認試験の結果を示す。
【発明を実施するための形態】
【0051】
以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
【0052】
１．超音速航空機の構成
【0053】
図１は本発明の一実施形態に係る超音速航空機の外観を示す斜視図である。
【0054】
図１に示すように、本発明の一実施形態に係る超音速航空機は、機体３１０の胴体３１１に取り付けられた一対のエンジンナセル３１２Ｒ、３１２Ｌと、一対のフィン３１３Ｒ、３１３Ｌと、エンジンナセル３１２Ｒ、３１２Ｌより後方に配置された一対の水平尾翼３１４Ｒ、３１４Ｌとを有する。
【0055】
一対のフィン３１３Ｒ、３１３Ｌは、エンジンナセル３１２Ｒ、３１２Ｌの後方側かつ下側に配置される。この一対のフィン３１３Ｒ、３１３Ｌは、遮蔽体として機能する。遮蔽体（即ち、一対のフィン３１３Ｒ、３１３Ｌ）は、エンジンナセル３１２Ｒ、３１２Ｌに収容されたジェットエンジン（図示を省略）から噴出されるエンジン排気流を遮蔽することによりエンジン排気流の機体３１０下方への回り込みを抑制し、これによりソニックブームを低減する。
【0056】
右側のフィン３１３Ｒは、水平尾翼３１４Ｒと同様の形状の水平フィン３１３'Ｒと、水平フィン３１３'Ｒの右側の端部に立設された翼端フィン３１３"Ｒとを含む。翼端フィン３１３"Ｒは、機体３１０の外側に傾斜（機軸方向の前方側から見て反時計回り）するように水平フィン３１３'Ｒに設けられている。左側のフィン３１３Ｌは、水平尾翼３１４Ｌと同様の形状の水平フィン３１３'Ｌと、水平フィン３１３'Ｌの左側の端部に立設された翼端フィン３１３"Ｌとを含む。翼端フィン３１３"Ｌは、機体３１０の外側に傾斜（機軸方向の前方側から見て時計回り）するように水平フィン３１３'Ｌに設けられている。なお、翼端フィン３１３"Ｒ、３１３"Ｌを適切に傾斜させることで、ソニックブームを低減することができる。
【0057】
一対の水平フィン３１３'Ｒ、３１３'Ｌは、エンジン排気流の下側に配置され、一対の翼端フィン３１３"Ｒ、３１３"Ｌは、エンジン排気流を挟みこむ位置に配置される。より詳細には、一対の水平フィン３１３'Ｒ、３１３'Ｌ及び一対の翼端フィン３１３"Ｒ、３１３"Ｌは、それぞれ、機体３１０の機軸を垂直に横切る対称面に対して面対称に構成される。
【0058】
この実施形態に係る超音速航空機は、フィン３１３Ｒ、３１３Ｌを有することで、エンジン排気流がソニックブームに及ぼす影響を低減することができる。
【0059】
【0060】
図２乃至図４に示すように、この実施形態に係る超音速航空機は、機体１０の胴体１１に取り付けられた一対のエンジンナセル１２Ｒ、１２Ｌと、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌと、エンジンナセル１２Ｒ、１２Ｌより後方に配置された一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌとを有する。
【0061】
一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌは、遮蔽体として機能する。あるいは、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌ及び一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌは、遮蔽体として機能する。言い換えれば、遮蔽体は、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌを含み、一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌをさらに含んでもよい。遮蔽体（即ち、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌ、あるいは、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌ及び一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌ）は、エンジンナセル１２Ｒ、１２Ｌに収容されたジェットエンジン（図示を省略）から噴出されるエンジン排気流１５を遮蔽することによりエンジン排気流１５の機体１０下方への回り込みを抑制し、これによりソニックブームを低減する。
【0062】
フィン１３Ｒ、１３Ｌは、エンジン排気流１５を挟むように機体１０のうち典型的には水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌにそれぞれ配置される。より詳細には、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌ及び一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌは、それぞれ、機体１０の機軸を垂直に横切る対称面に対して面対称に配置され、フィン１３Ｒは、水平尾翼１４Ｒ上に取り付けられ、フィン１３Ｌは、水平尾翼１４Ｌ上に取り付けられる。
【0063】
図４に示すように、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌは、それぞれ、機体１０の外側に傾斜している。このようにフィン１３Ｒ、１３Ｌを適切に傾斜させることで、ソニックブームを低減することができる。
【0064】
この実施形態に係る超音速航空機は、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有することで、エンジン排気流１５がソニックブームに及ぼす影響を低減することができる。
【0065】
図５は、フィン１３Ｒ、１３Ｌがある場合（７０ｄ）及びない場合（７０ｅ）の機体直下地上のソニックブーム波形を示すグラフである。
【0066】
計算条件は、
高度：１４．４ｋｍ
マッハ数：１．６
迎角：２．７６度
１００％推力
とした。
高度：１４．４ｋｍ
マッハ数：１．６
迎角：２．７６度
１００％推力
とした。
【0067】
図５から、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有する方が、圧力が上がっている。これから、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有することで、エンジン排気流１５のソニックブームに及ぼす影響を低減していることが分かる。
【0068】
【0069】
図６乃至図８に示すように、本発明の別の一実施形態に係る超音速航空機は、機体２１０の胴体２１１に取り付けられた一対のエンジンナセル２１２Ｒ、２１２Ｌと、エンジンナセル２１２Ｒ、２１２Ｌの後方に配置された一対の遮蔽体２１３Ｒ、２１３Ｌとを有する。
【0070】
一対の遮蔽体２１３Ｒ、２１３Ｌは、エンジンナセル２１２Ｒ、２１２Ｌより後方に設けられた後胴揚力面２１４に機体外側に傾斜するように取り付けられている。
【0071】
一対の遮蔽体２１３Ｒ、２１３Ｌは、エンジンナセル２１２Ｒ、２１２Ｌに収容されたジェットエンジン（図示を省略）から噴出されるエンジン排気流を遮蔽することによりエンジン排気流の胴体２１１への回り込みを抑制し、これによりソニックブームを低減する。また、一対の遮蔽体２１３Ｒ、２１３Ｌは、Ｖ尾翼としての機能を有する。
【0072】
この実施形態に係る超音速航空機も、一対の遮蔽体２１３Ｒ、２１３Ｌを有することで、ソニックブームを低減することができる。
【0073】
２．本実施形態のコンセプト
【0074】
図９は、本実施形態のコンセプトを説明するための図である。
【0075】
上記各実施形態の遮蔽体（図９の遮蔽体１３）は、上記のように、超音速巡行中のソニックブームを低減する。しかしながら、遮蔽体１３は、空港離着陸時のジェット騒音を低減する効果は低い。その原理を、図９の（Ａ）を参照して説明する。
【0076】
図９の（Ａ）は、比較例を模式的に示す。図９の（Ａ）は、超音速航空機の機体に設けられた、遮蔽体１３と、エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズル２００と、排気ノズル２００から噴出されるエンジン排気流１５と、を模式的に示す。比較例の排気ノズル２００は、低騒音を目的として設計されたノズルではなく、突出部を有さず円形出口を有するノズルである。
【0077】
排気ノズル２００から噴出されるエンジン排気流１５が発生するジェット騒音の音源は、機体後部から離れた位置に分散する。一方、遮蔽体１３は、典型的には水平尾翼に取り付けられたフィンである。遮蔽体１３が水平尾翼に設けられ、ジェット騒音の音源が機体後部から離れた位置（即ち、水平尾翼の後方）に存在する位置関係においては、遮蔽体１３はジェット騒音の大半を遮蔽出来ない。
【0078】
エンジン排気流１５が発生するジェット騒音の音源分布は、エンジン排気流１５の上流側（即ち、機体後部に近い側）に高周波数成分の音源があり、下流側に低周波数成分の音源がある。遮蔽体１３は、低周波数成分を遮蔽することはできず、機体に近い高周波数成分の一部を遮蔽するにとどまる。その寄与はジェット騒音全体に対して小さく、有効な騒音低減効果をもたらさない。
【0079】
以上のように、水平尾翼に設けられた遮蔽体１３は、空港離着陸時のジェット騒音を低減することは出来ない。
【0080】
これに対して、本実施形態では、超音速航空機の機体に遮蔽体１３を設けることで超音速巡行中のソニックブームを低減しつつ、さらに、この遮蔽体１３を利用して、空港離着陸時のジェット騒音の低減を図る。そこで、本実施形態では、図９の（Ｂ）に示す様に、低騒音を目的として設計された排気ノズル１００を用いる。排気ノズル１００は、例えば、シェブロンノズルや、花弁形の折込式ノズル等の混合の促進を図る低騒音ノズルである。本実施形態では、排気ノズル１００として、花弁形の折込式ノズルを採用する。
【0081】
図９の（Ｂ）は、本実施形態を模式的に示す。図９の（Ｂ）は、超音速航空機の機体に設けられた、遮蔽体１３と、エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズル１００と、排気ノズル１００から噴出されるエンジン排気流１５と、を模式的に示す。
【0082】
花弁形の折込式ノズル等の混合の促進を図る排気ノズル１００は、機体後部から離れた下流側の位置に音源があり下流方向に伝播する低周波数成分のジェット騒音を低減するのに効果的である。具体的には、排気ノズル１００は、機体後部から離れた下流側の位置にあるエンジン排気流１５の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する（下向きの矢印でイメージを示す）。
【0083】
一方、花弁形の折込式ノズル等の混合の促進を図る排気ノズル１００は、高周波数成分の騒音を低減する効果は低く、設計によっては高周波成分の騒音が増加することもある（上向きの矢印でイメージを示す）。そこで、本実施形態では、超音速巡行中のソニックブームを低減するための遮蔽体１３を利用して、高周波数成分のジェット騒音を低減する。言い換えれば、低周波数成分のジェット騒音は排気ノズル１００の混合促進により低減し、一方、高低周波数成分のジェット騒音は遮蔽体１３を利用して低減する。これが本実施形態のコンセプトである。
【0084】
遮蔽体１３の目的はソニックブームの低減であるから、遮蔽体１３の位置は、ソニックブームの低減に効果的な位置として予め決まっている。典型的には、遮蔽体１３の位置は、水平尾翼の位置である。そこで、本実施形態では、排気ノズル１００を用いて、この所定位置にある遮蔽体１３がエンジン排気流１５の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に、高周波数成分の音源を発生させる。
【0085】
図２４は、異なる排気ノズルを使用したときの排気流方向のＴＫＥ（乱流運動エネルギー：Turbulent Kinetic Energy）のコンタ図である。図２５は、異なる排気ノズルを使用したときの排気ノズルの排気口付近のＴＫＥのコンタ図である。
【0086】
花弁形の折込式ノズル等の混合の促進を図る排気ノズル１００は、高周波成分の騒音を増加させることもあるが、高周波数成分の音源を移動させもする。図２４及び図２５に示す様に、花弁形の排気ノズル♯４及び♯７（後で構成をより詳細に説明する）、とりわけ排気ノズル♯４の排気口（ｘ／Ｄ＝０）付近のＴＫＥの強さは、円形の排気ノズル（Baseline）の排気口付近のＴＫＥの強さより大きい。これは、花弁形の排気ノズル♯４及び♯７、とりわけ排気ノズル♯４が、高周波数成分の音源をより排気口付近に（より上流に）移動させることを意味する。この様な現象が生じる理由を説明する。
【0087】
花弁形の折込式ノズル等の混合の促進を図る排気ノズル１００は、排気口付近に、排気流路へ貫入する突出部を有する。突出部の排気流路への貫入量が大きいと、突出部付近(即ち、排気口付近)の気流の乱れ（ＴＫＥ）が大きくなる。突出部付近(即ち、排気口付近)の気流の乱れ（ＴＫＥ）により、エンジン排気流と外気流の混合が、早くから（即ち、上流で）促進される。このため、下流では、低周波数成分の音源となる相対的に大きなスケールの擾乱が弱まる。一方、上流では、高周波数成分の音源となる相対的に小さなスケールの擾乱が強まり、その結果、高周波数音源の位置は上流側に生じる。
【0088】
本実施形態では、この様な排気ノズル１００を用いることで、高周波数成分の音源の位置を、遮蔽体１３が遮蔽不可能な位置（図９の（Ａ）参照）から、遮蔽体１３が遮蔽可能な位置（図９の（Ｂ）参照）に移動させる。具体的には、高周波数成分の音源を、機体後部からより離れた位置（図９の（Ａ）参照）から、機体後部により近い位置（図９の（Ｂ）参照）に移動させる。これにより、遮蔽体１３は、エンジン排気流１５の高周波数成分を遮蔽することができるため、高周波数成分のジェット騒音を低減することができる。
【0089】
図２６は、ポーラ角９０°の音圧レベルを基準としたときの、異なるポーラ角に対する音圧レベル（ＯＡＳＰＬ）の変化量ΔＯＡＳＰＬを示す。具体的には、図２６は、（Ａ）ジェット騒音の音圧レベル（ＯＡＳＰＬ）の変化量、（Ｂ）伝播距離（拡散減衰）による音圧レベル（ＯＡＳＰＬ）の変化量及び（Ａ＋Ｂ）観測者に到達する音の音圧レベル（ＯＡＳＰＬ）の変化量を示す。縦軸は、負側（即ち、０未満側）の値が大きいほど、ポーラ角９０°の音圧レベルに比して騒音が小さいことを示す。この逆に、正側（即ち、０より大きい側）の値が大きいほど、ポーラ角９０°の音圧レベルに比して騒音が大きいことを示す。
【0090】
ポーラ角は、機体の機首を０°、排気ノズルの排気口を９０°及び機体の機尾を１８０°とする角度範囲である。図２６に示す様に、頭上を水平飛行する航空機のジェット騒音を低減する場合、ポーラ角の影響は均等ではない。今後就航が見込まれる民間超音速機のジェット騒音はポーラ角１４０°～１６０°付近で最大となる分布を持つ。また、騒音は拡散減衰により伝播距離の２乗に反比例して小さくなり、観測者との距離が長くなる下流（１６０°等の）方向は伝播する際に大きく減衰する。このため、ポーラ角１４０°～１５０°付近で観測者が感じる騒音が最大となる（図２６参照）。本実施形態では、排気ノズル１００と遮蔽体１３とを併用することで、特にポーラ角１４０°付近の騒音低減効果を高めることを図る。
【0091】
３．排気ノズルの構成
【0092】
図１０は、本発明の一実施形態に係る排気流路の断面形状の変化の説明図である。図１１は、本発明の一実施形態に係る排気ノズルの第１状態における概略斜視図である。図１２は、図１１の排気側からの正面図である。図１３は、本発明の一実施形態に係る排気ノズルの第１状態と第２状態との中間状態の概略斜視図である。図１４は、図１３の排気側からの正面図である。図１５は、本発明の一実施形態に係る排気ノズルの第２状態における概略斜視図である。図１６は、図１５の排気側からの正面図である。
【0093】
上記各実施形態のエンジンナセル３１２Ｒ、３１２Ｌ、１２Ｒ、１２Ｌ、２１２Ｒ、２１２Ｌの排気口には、それぞれ、排気ノズル１００が設けられる。本発明の一実施形態に係る排気ノズル１００は、花弁形の第１状態と円形の第２状態との間で形状が可変となる折込式の排気ノズルであり、混合の促進を図る低騒音ノズルである。以下、排気ノズル１００の構成の代表例を説明する。
【0094】
本発明の一実施形態に係る排気ノズル１００は、図１０乃至図１６に示すように、ジェットエンジンの後方の開閉屈曲部１１１を中心に後端部側が排気流路１０１の内外方向に揺動可能に設けられた複数の主ノズル片１１０と、隣接する主ノズル片１１０の間に配置された複数の連結ノズル片１２０とを有しており、複数の主ノズル片１１０及び連結ノズル片１２０が、ジェットエンジンの後方の排気流路１０１の全周を構成している。
【0095】
主ノズル片１１０は、絞り部１０３の後端の開閉屈曲部１１１を中心に図示しないアクチュエータによって揺動可能に構成されており、主ノズル片１１０の揺動によって、図１０の左側に示す排気流路１０１の後端部の断面積が最も狭くなる花弁形の第１状態と、図１０の右側に示す排気流路１０１の後端部の断面積が最も広くなる円形の第２状態との間で変化し、花弁形の第１状態では、連結ノズル片１２０が排気流路１０１の内方に屈曲して突出し、円形の第２状態では、連結ノズル片１２０が排気流路１０１の内方を突出することなく排気流路１０１の断面積が後端部ほど広い形状となる。
【0096】
本発明の一実施形態に係る排気ノズル１００について、花弁形の第１状態を示す図１１、図１２、花弁形の第１状態と円形の第２状態との中間状態を示す図１３、図１４、及び、円形の第２状態を示す図１５、図１６に基づいて説明する。
【0097】
【0098】
本実施形態では、絞り部１０３は、後端の断面積が最も小さくなる円錐台形状に形成され、絞り部１０３の後端を開閉屈曲部１１１として、８枚の主ノズル片１１０が全周にわたって設けられており、開閉屈曲部１１１は、絞り部１０３と主ノズル片１１０とがヒンジ結合されることで構成されている。
【0099】
主ノズル片１１０は、開閉屈曲部１１１から後端ほど円周方向の幅が小さくなるように形成されており、それぞれの隣接する主ノズル片１１０の間には、排気流路の内方に屈曲可能な連結ノズル片１２０が設けられている。
【0100】
連結ノズル片１２０は、両側の主ノズル片１１０と、側部屈曲部１２１により屈曲可能に連結されているとともに、中央に突出部を形成する中央屈曲部１２２を有している。
【0101】
本実施形態では、連結ノズル片１２０は、中央屈曲部１２２でヒンジ結合された２つの部材で構成されるとともに、側部屈曲部１２１もヒンジ結合されることで構成されている。
【0102】
主ノズル片１１０が排気流路１０１の内方に最も揺動した位置にあり、排気流路１０１の後端部の断面積が最も狭くなる花弁形の第１状態では、図１１、図１２に示すように、主ノズル片１１０の後端部が開閉屈曲部１１１よりも僅かに排気流路１０１内方に位置するとともに、連結ノズル片１２０は、排気ノズル１００の外周から見て、側部屈曲部１２１が大きく山折り状態、中央屈曲部１２２が大きく谷折り状態となり、中央屈曲部１２２の部分が排気流路１０１の内方に突出する突出部１０２を形成する。
【0103】
上記状態から、図示しないアクチュエータによって、主ノズル片１１０を排気流路１０１の外方に揺動させると、図１３、図１４に示すように、主ノズル片１１０の後端部が外方に広がる動きに連動して、連結ノズル片１２０の、側部屈曲部１２１の山折り状態、中央屈曲部１２２の谷折り状態が徐々に小さくなり、中央屈曲部１２２の部分が排気流路１０１の内方に突出する突出部１０２も小さくなる。
【0104】
主ノズル片１１０が排気流路１０１の外方に最も揺動した位置にあり、排気流路１０１の後端部の断面積が最も広くなる円形の第２状態では、図１５、図１６に示すように、連結ノズル片１２０の中央屈曲部１２２の屈曲がなくなり、排気流路１０１の内方に突出する突出部１０２もなく、開閉屈曲部１１１より後方は、主ノズル片１１０の後端部と連結ノズル片１２０とによって、後端の断面積が最も大きくなる円錐台形状に近似した形状となる。
【0105】
【0106】
なお、絞り部１０３、主ノズル片１１０及び連結ノズル片１２０の外周側の形状や厚みは、飛行時の空力特性等を考慮して適宜設計すればよい。
【0107】
また、図１０に示すように、連結ノズル片１２０の外周側の形状を三角錐形状とすることで、中央屈曲部１２２や側部屈曲部１２１の屈曲限界を規定することが可能となり、上記花弁形の第１状態、円形の第２状態を確実に確保することができる。
【0108】
上記の排気ノズル１００によって変化する排気流路１０１の断面積を説明する。花弁形の第１状態では、開閉屈曲部１１１位置より後方が離着陸時等に適した先細の断面積となる。円形の第２状態では、開閉屈曲部１１１位置より後方が超音速巡航に適した先細末広の断面積となる。また、図１０乃至図１２に示すように、花弁形の第１状態では、連結ノズル片１２０が排気流路１０１の内方に屈曲して突出部１０２を形成することにより、排気流の形状がひだ状に湾曲する。排気ジェットのマッハ数分布は、ひだ状の分布となる。このことで、排気流と外気流との混合が促進し、空港離着陸時のジェット騒音の低減を図ることができる。
【0109】
排気ノズル１００は、特に、エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する。
【0110】
４．排気ノズルの突出部の形状のバリエーション
【0111】
図１７は、排気ノズルの突出部の形状のバリエーションを示す。
【0112】
排気ノズル１００が花弁形の第１状態（図１２に相当）であるときの、突出部１０２の形状のバリエーションを説明する。排気ノズル１００は、排気ノズル１００の内周に設けられた複数の（即ち、Ｎ個の）突出部１０２を有する。複数の突出部１０２は、同一形状及び同一サイズであり、排気ノズル１００の周方向に等間隔に設けられる。複数の突出部１０２は、それぞれ、排気ノズル１００を軸方向に見たときに排気ノズル１００の内周方向に突出する２辺を含み、２辺の長さＲｆ、Ｒｆは同じである。Ｎ個の突出部１０２の１辺の長さＲｆは、排気ノズル１００の排気口が構成する正Ｎ角形の１辺の長さを１としたとき、正Ｎ角形の１辺に対して排気口の内側に折り込まれる辺の長さを意味する。
【0113】
複数の突出部１０２の数Ｎ及び突出部の１辺の長さＲｆによらず、排気ノズル１００の排気口の面積は等しい。言い換えれば、５タイプの排気ノズル♯１、♯４、♯５、♯７、♯８の排気口の出口断面積は、全て等しい。
【0114】
排気ノズル♯１は、Ｎ＝４個の突出部を有する。排気ノズル♯１の排気口が構成する正４角形の１辺の長さを１としたとき、突出部の１辺の長さＲｆ＝０．５９である。言い換えれば、排気ノズル♯１の排気口が構成する正４角形の１辺の長さに対して、突出部の１辺の長さＲｆは５９％である。
【0115】
排気ノズル♯４は、図１２と同様に、Ｎ＝８個の突出部を有する。排気ノズル♯４の排気口が構成する正８角形の１辺の長さを１としたとき、突出部の１辺の長さＲｆ＝０．７５である。言い換えれば、排気ノズル♯４の排気口が構成する正８角形の１辺の長さに対して、突出部の１辺の長さＲｆは７５％である。
【0116】
排気ノズル♯５は、Ｎ＝１２個の突出部を有する。排気ノズル♯５の排気口が構成する正１２角形の１辺の長さを１としたとき、突出部の１辺の長さＲｆ＝０．６２である。言い換えれば、排気ノズル♯５の排気口が構成する正１２角形の１辺の長さに対して、突出部の１辺の長さＲｆは６２％である。
【0117】
排気ノズル♯７は、Ｎ＝１６個の突出部を有する。排気ノズル♯７の排気口が構成する正１６角形の１辺の長さを１としたとき、突出部の１辺の長さＲｆ＝０．７７である。言い換えれば、排気ノズル♯７の排気口が構成する正１６角形の１辺の長さに対して、突出部の１辺の長さＲｆは７７％である。
【0118】
排気ノズル♯８は、Ｎ＝１６個の突出部を有する。排気ノズル♯８の排気口が構成する正１６角形の１辺の長さを１としたとき、突出部の１辺の長さＲｆ＝０．４２である。言い換えれば、排気ノズル♯８の排気口が構成する正１６角形の１辺の長さに対して、突出部の１辺の長さＲｆは４２％である。
【0119】
５．遮蔽体を設けない場合の、排気ノズルのジェット騒音の低減効果
【0120】
図１８は、複数の異なるタイプの排気ノズルの、無次元周波数に対する音圧レベルの分布を示す。
【0121】
図１８は、遮蔽体１３を設けない場合の、３タイプの排気ノズル♯４、♯７、♯８及び突出部を有しない排気ノズル（基準値：Baseline）の無次元周波数Ｓｔに対する音圧レベルＳＰＬ（Sound Pressure Level）の分布を示す。（ａ）はポーラ角９０°、（ｂ）はポーラ角１６０°の位置での音圧レベルＳＰＬの分布を示す。ポーラ角は、機体の機首を０°、排気ノズルの排気口を９０°及び機体の機尾を１８０°とする角度範囲である。即ち、（ａ）は機体後部の側方（上流側）の音圧レベルＳＰＬの分布、（ｂ）は下流側の音圧レベルＳＰＬの分布を示す。
【0122】
（ａ）の機体後部の側方及び（ｂ）の下流側の両方において、排気ノズル＃４によるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルは、突出部を有しない排気ノズル（Baseline）によるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルより低い。さらに、排気ノズル♯４の低周波数成分の音圧レベルは、（ａ）の機体後部の側方及び（ｂ）の下流側の両方において、排気ノズル♯７、♯８よりも低い。特に、排気ノズル＃４によるジェット騒音の低周波数成分の音圧レベルのBaselineに対する低減量は、（ａ）の機体後部の側方が、（ｂ）の下流側よりも大きい。
【0123】
しかしながら、（ａ）の機体後部の側方及び（ｂ）の下流側の両方において、排気ノズル＃４によるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルは、突出部を有しない排気ノズル（Baseline）によるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルより高い。特に、排気ノズル＃４によるジェット騒音の高周波数成分の音圧レベルのBaselineに対する増加は、（ａ）の機体後部の側方が、（ｂ）の下流側よりも大きい。
【0124】
言い換えれば、排気ノズル♯４は、低周波数成分のジェット騒音を低減する効果が最も高いが、高周波数成分のジェット騒音はむしろ増加する。
【0125】
排気ノズル♯７の全ての周波数成分の音圧レベルは、（ａ）の機体後部の側方及び（ｂ）の下流側の両方において、Baselineより低い。即ち、排気ノズル♯７は、バランスよくジェット騒音を低減する。しかしながら、機体後部の側方及び下流側の両方において、排気ノズル♯７の低周波数成分の音圧レベルは、排気ノズル♯４より高い。言い換えれば、低周波数成分のジェット騒音を低減する効果は、排気ノズル♯７よりも、排気ノズル♯４が高い。
【0126】
排気ノズル♯８は、（ａ）の機体後部の側方において、全ての周波数成分の音圧レベルがBaselineより低いものの、排気ノズル♯７より低くなることは無い。一方、排気ノズル♯８は、（ｂ）の下流側において、全ての周波数成分の音圧レベルがBaselineとほぼ等しい。言い換えれば、排気ノズル♯８は、機体後部の側方においてジェット騒音を低減する効果は相対的に低く、下流側においてジェット騒音を低減する効果はほぼ無い。
【0127】
図１９は、排気ノズルの突出部の形状に依存する騒音低減量を示すコンタマップである。
【0128】
図１９は、遮蔽体１３を設けない場合の、突出部を有しない排気ノズル（基準値：Baseline）の騒音レベル（ＯＡＳＰＬ Baseline）に対する騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（＝ＯＡＳＰＬ－ＯＡＳＰＬ Baseline）（ｄＢ）を示す。図１９は、排気ノズル＃１、＃４、＃７、＃８及びさらに別のバリエーションの形状を有する排気ノズル＃２、＃３、＃５、＃６、＃９、＃１０の騒音低減量ΔＯＡＳＰＬを示す。排気ノズル＃１～＃１０の排気口の出口断面積は全て等しく、突出部の数Ｎ及び突出部の１辺の長さＲｆがそれぞれ異なる。図１９の（ａ）はポーラ角９０°、（ｂ）はポーラ角１２０°、（ｃ）はポーラ角１６０°の、排気ノズル＃１～＃１０の騒音低減量ΔＯＡＳＰＬを示す。下図のスケールは、ΔＯＡＳＰＬ＝－２．２ｄＢ（負側）に近づくほど騒音低減量が大きく（スケールの左側）、この逆に、ΔＯＡＳＰＬ＝２．２ｄＢ（正側）に近づくほど騒音増加量が大きい（スケールの右側）ことを意味する。
【0129】
コンタマップのＸＹ座標系は、排気ノズル＃１～＃１０の形状を示す。Ｘ軸は、排気ノズル＃１～＃１０の突出部の数Ｎを示す。Ｙ軸は、突出部の１辺の長さＲｆ（即ち、排気ノズルの排気口が構成する正Ｎ角形の１辺の長さを１としたとき、正Ｎ角形の１辺に対して排気口の内側に折り込まれる辺の長さ）を示す。例えば、排気ノズル＃４のＸＹ座標は、排気ノズル＃４の突出部の数Ｎが８個であり、突出部の１辺の長さＲｆ＝０．７５であることを意味する。
【0130】
（ａ）のポーラ角９０°及び（ｂ）のポーラ角１２０°の位置で、Ｎ≦４（具体的には、Ｎ＝４）である排気ノズル＃１、＃２の騒音低減量は正の値であり、これは、騒音増加量が大きいことを意味する。一方、排気ノズル＃３～＃１０（Ｎ＞４）の騒音低減量は負の値であり、騒音が低減する。従って、Ｎ＞４（言い換えると、Ｎ≧５）が好ましい。
【0131】
そこで、Ｎ＞４に着目すると、全てのポーラ角（９０°、１２０°、１６０°）の位置で、Ｒｆ≦０．５である場合の騒音低減量が相対的に（即ち、Ｒｆ＞０．５の場合と比べて）低い。特に、（ｃ）のポーラ角１６０°の位置で、Ｒｆ≦０．５である場合は、騒音減少量が小さくなるＮの範囲が広い。Ｒｆ≦０．５は、突出部の排気流路への貫入量が小さい（円形に近い）ことを意味する。突出部の排気流路への貫入量が小さいと、所望の音響的な変化が得られない。このため、Ｒｆ≦０．５は、円形出口との明確な差を生じない。言い換えれば、Ｒｆ＞０．５である場合の騒音低減量は相対的に（即ち、Ｒｆ≦０．５の場合と比べて）高いので、Ｒｆ＞０．５とするのが好ましい。
【0132】
６．排気ノズルと遮蔽体を併用する場合の騒音低減効果の確認試験：第１の確認試験
【0133】
排気ノズル１００と遮蔽体１３とを併用した場合の、ジェット騒音の低減を確認するため、確認試験を行った。
【0134】
図２０は、確認試験の方法を説明するための図である。
【0135】
３タイプの排気ノズル＃１、＃４、＃７それぞれについて、（ａ）排気ノズル＃１、＃４、＃７を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合、（ｃ）排気ノズル＃１、＃４、＃７及び遮蔽体１３を併用する場合、のモデルを作成した。（ｃ）排気ノズル＃１、＃４、＃７及び遮蔽体１３の併用は、本実施形態の実施例である。一方、（ａ）及び（ｂ）は比較例である。左舷ノズルのモデルを作成し、ジェットエンジンをオンにした。マイクロフォンを、左舷ノズルのモデルの、排気方向の後方に設置し、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲で騒音低減量（ｄＢ）を測定した。ポーラ角は、機体の機首を０°、排気ノズルの排気口を９０°及び機体の機尾を１８０°とする角度範囲である。
【0136】
図２１は、排気ノズル＃４の確認試験の結果を示す。
【0137】
図２１は、（ａ）排気ノズル＃４を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。負側（即ち、０未満側）の値が大きいほど、騒音低減量が大きいことを示す。この逆に、正側（即ち、０より大きい側）の値が大きいほど、騒音増加量が大きいことを示す。
【0138】
１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃４を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。
【0139】
一方、１４０°より大きく１６０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、ほぼ変化していない。言い換えれば、１４０°より大きく１６０°以下のポーラ角の範囲でも、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、十分大きいと言える。
【0140】
さらに、１２０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃４を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値より大きい（ｃ＞ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、１２０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0141】
図１８を参照して説明したように、排気ノズル♯４は、低周波数成分のジェット騒音を低減する効果が最も高いが、高周波数成分のジェット騒音はむしろ増加する。しかしながら、本実施形態では、図９の（Ｂ）を参照して説明したように、排気ノズル１００を用いて、遮蔽体１３がエンジン排気流１５の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に、高周波数成分の音源を発生させる。これにより、遮蔽体１３は、エンジン排気流１５の高周波数成分を遮蔽するので、高周波数成分のジェット騒音を低減する。このため、排気ノズル♯４が、高周波数成分のジェット騒音を増加させるにも拘らず（図１８を参照）、遮蔽体１３は高周波数成分のジェット騒音を遮蔽することができる。このため、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）は、（ａ）排気ノズル＃４を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）に比べて、大幅にジェット騒音を低減することが可能になる。
【0142】
図２２は、排気ノズル＃７の確認試験の結果を示す。
【0143】
図２２は、（ａ）排気ノズル＃７を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での、騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。
【0144】
１１０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃７を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。図２１に示したように、排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合は、１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、比較例（ａ）のジェット騒音の低減量より大きい。従って、排気ノズル＃７と遮蔽体１３とを併用することで、より広い範囲でバランスよくジェット騒音を低減することができる。
【0145】
さらに、１４０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃７を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値より大きい（ｃ＞ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、１４０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲で、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0146】
以上のように、（ｃ）排気ノズル＃４又は＃７及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、１１０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル１００及び遮蔽体１３を用いた場合のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル１００を用いて遮蔽体１３を用いない場合のジェット騒音の低減量より大きく、さらに、１４０°のポーラ角で、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0147】
頭上を水平飛行する航空機のジェット騒音を低減する場合、ポーラ角の影響は均等ではない。今後就航が見込まれる民間超音速機のジェット騒音はポーラ角１４０°～１６０°付近で最大となる分布を持つ。また、騒音は拡散減衰により伝播距離の２乗に反比例して小さくなり、観測者との距離が長くなる下流（１６０°等の）方向は伝播する際に大きく減衰する。このため、ポーラ角１４０°～１５０°付近で観測者が感じる騒音が最大となる（図２６参照）。本実施形態では、排気ノズル１００と遮蔽体１３とを併用することで、特にポーラ角１４０°付近の騒音低減効果を高めることができる。
【0148】
図２３は、排気ノズル＃１の確認試験の結果を示す。
【0149】
図２３は、（ａ）排気ノズル＃１を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での、騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。
【0150】
９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃１を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。
【0151】
さらに、９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃１を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値より大きい（ｃ＞ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0152】
しかしながら、比較例（ａ）のΔＯＡＳＰＬの正側（即ち、０より大きい側）の値がそもそも高すぎる、即ち、そもそも騒音増加量が大きすぎる。これは、図１９の（ａ）及び（ｂ）を参照して、ポーラ角９０°及び１２０°の位置で排気ノズル＃１の騒音増加量が大きい（正の値）と説明した通りである。排気ノズル＃１自体が発生する騒音増加量がそもそも大きすぎるため、遮蔽体１３を併用しても騒音増加量が依然として大きい。即ち、排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用しても、適切な騒音低減効果が得られず、実用的とはいえない。
【0153】
７．排気ノズルと遮蔽体を併用する場合の騒音低減効果の確認試験：第２の確認試験
【0154】
次に、排気ノズル１００と遮蔽体１３とを併用した場合の、ジェット騒音の低減を確認するための、さらに別の確認試験について説明する。
【0155】
図２７～図３２は、第２の確認試験の様子を示す図である。図２７は、第２の確認試験において、円形出口の排気ノズル２００（Baseline）が使用された場合（比較例）の側面図である。図２８は、第２の確認試験において、花弁形の排気ノズル１００が使用された場合（本実施形態）の側面図である。
【0156】
【0157】
図３２は、第２の確認試験を示す斜視図である。図３２（ａ）は、本実施形態に係る排気ノズル１００を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合を示している（比較例）。図３２（ｂ）は、比較例に係る円形出口の排気ノズル２００を使用し、遮蔽体１３を使用する場合を示している（比較例）。また、図３２（ｃ）は、本実施形態に係る排気ノズル１００と、遮蔽体１３とを併用する場合を示している（本実施形態）。
【0158】
図２７及び図２８に示すように、第２の確認試験においては、エンジンナセル１（ジェットエンジン）（モデル）の後端側（排気口）に、比較例に係る円形出口の排気ノズル２００（モデル）、または、本実施形態に係る花弁形の排気ノズル１００（モデル）が取り付けられる。
【0159】
第２の確認試験においては、花弁形の排気ノズル１００として、４タイプの排気ノズル＃１、＃４、♯５、＃７が用いられた（図１７参照）。なお、上述の第１の確認試験においては、３タイプの排気ノズル＃１、＃４、＃７が用いられており、従って、第２の確認試験においては、排気ノズル♯５が追加されている。
【0160】
また、第２の確認試験においては、遮蔽体１３（モデル）が用いられた。遮蔽体１３は、平板状の部材であり、エンジンナセル１及び排気ノズル１００、２００の中心軸方向に対して平行に配置される。
【0161】
図２９に示すように、遮蔽体１３は、エンジンナセル１及び排気ノズル１００、２００の中心軸（一点鎖線参照）から、２Ｄの距離を開けて配置された。なお、Ｄの値は、排気ノズル１００、２００における排気口の直径を意味している。ここでの例では、Ｄの値は、２８．８ｍｍとされた。
【0162】
また、図３０に示すように、遮蔽体１３の幅は、３Ｄとされ、遮蔽体１３の幅方向の中心位置はエンジンナセル１及び排気ノズル１００、２００の中心軸の位置に一致するように配置された。また、図３０に示すように、遮蔽体１３において排気ノズル１００、２００の排気口よりも後方側に突出する長さは、３Ｄとされた。
【0163】
マイクロフォンは、遮蔽体１３の背面側に配置され（図３１参照）、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲で騒音低減量（ｄＢ）が測定された（図２９参照）。なお、ジェットエンジンによるマッハ数Ｍｊは、０．９８とされた。
【0164】
また、騒音の収録のサンプリングは、２０４．８ｋＨｚで行われた。また、騒音の評価は、１／３オクターブバンド中心周波数で、４００Ｈｚ（確認試験が行われた無響室の下限周波数）～８０ｋＨｚ（収録の上限周波数）の範囲で行われた。なお、後述の図３３～図３６におけるＯＡＳＰＬは、この周波数範囲での積算値であり、騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）は、それぞれ、各ＯＡＳＰＬ－ＯＡＳＰＬ（Baseline）である。
【0165】
図３３は、排気ノズル＃４の第２の確認試験の結果を示す。
【0166】
図３３は、（ａ）排気ノズル＃４を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。負側（即ち、０未満側）の値が大きいほど、騒音低減量が大きいことを示す。この逆に、正側（即ち、０より大きい側）の値が大きいほど、騒音増加量が大きいことを示す。
【0167】
９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲（全範囲）で、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃４を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。
【0168】
さらに、９０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃４を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値より大きい（ｃ＞ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃４及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、９０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0169】
一方、１５０以上１６０°以下のポーラ角の範囲では、ｃ＞ａ＋ｂとはならないが、これは、第２の確認試験に用いた遮蔽体１３の大きさでは、この方向への遮蔽効果が弱く、排気ノズル♯４の単体での騒音低減効果が支配的であるためである。このとき、遮蔽体１３による遮蔽効果は弱くとも、排気ノズル♯４単体の効果によって有意な騒音低減効果が得られ、その程度は十分に大きい。
【0170】
図３４は、排気ノズル＃７の第２の確認試験の結果を示す。
【0171】
図３４は、（ａ）排気ノズル＃７を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での、騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。
【0172】
９０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃７を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。
【0173】
また、９０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃７を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値と略等しい（ｃ≒ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃７及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）場合、９０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲で、予期される効果（ａ＋ｂの合計値）と同等の効果を得ることができる。
【0174】
一方、１５０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲では、ｃは、ａ＋ｂよりも小さくなるが、これは、第２の確認試験に用いた遮蔽体１３の大きさでは、この方向への遮蔽効果が弱く、排気ノズル♯７の単体での騒音低減効果が支配的であるためである。このとき、遮蔽体１３による遮蔽効果は弱くとも、排気ノズル♯７単体の効果によって有意な騒音低減効果が得られるが、排気ノズル♯４に比べてその程度は小さい。
【0175】
図３５は、排気ノズル＃１の第２の確認試験の結果を示す。
【0176】
図３５は、（ａ）排気ノズル＃１を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での、騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。
【0177】
９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲（全範囲）で、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃１を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。
【0178】
また、９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲（全範囲）で、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃１を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値より大きい（ｃ＞ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃１及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲で、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0179】
しかしながら、図３５では、排気ノズル♯１単体での騒音低減の効果が、ポーラ角１６０°の方向に寄りすぎているため、９０°以上１４０°以下のポーラ角の範囲では、遮蔽体１３の騒音低減効果を含めても、騒音増加（正側）となる。
【0180】
図３６は、排気ノズル＃５の第２の確認試験の結果を示す。
【0181】
図３６は、（ａ）排気ノズル＃５を使用し、遮蔽体１３を使用しない場合（比較例）、（ｂ）遮蔽体１３を使用し、円形出口の排気ノズルを使用する場合（比較例）、（ｃ）排気ノズル＃５及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）の、ポーラ角＝９０°～１６０°の範囲での騒音低減量ΔＯＡＳＰＬ（ｄＢ）を示す。負側（即ち、０未満側）の値が大きいほど、騒音低減量が大きいことを示す。この逆に、正側（即ち、０より大きい側）の値が大きいほど、騒音増加量が大きいことを示す。
【0182】
９０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲（全範囲）で、（ｃ）排気ノズル＃５及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃５を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量より大きい（ｃ＞ａ）。
【0183】
さらに、９０°以上１３０°以下のポーラ角の範囲で、（ｃ）排気ノズル＃５及び遮蔽体１３を併用する場合（本実施形態）のジェット騒音の低減量は、（ａ）排気ノズル＃５を用いて遮蔽体１３を用いない場合（比較例）のジェット騒音の低減量と、（ｂ）遮蔽体１３のみを使用する場合（比較例）のジェット騒音の低減量との合計値より大きい（ｃ＞ａ＋ｂ）。言い換えれば、（ｃ）排気ノズル＃５及び遮蔽体１３を併用する（本実施形態）ことで、９０°以上１３０°以下のポーラ角の範囲で、単純に予期される効果（ａ＋ｂの合計値）よりも高い効果を得ることができる。
【0184】
一方、１４０°以上１６０°以下のポーラ角の範囲では、ｃ＞ａ＋ｂとはならないが、これは、第２の確認試験に用いた遮蔽体１３の大きさでは、この方向への遮蔽効果が弱く、排気ノズル♯５の単体での騒音低減効果が支配的であるためである。このとき、遮蔽体１３による遮蔽効果は弱くとも、排気ノズル♯５単体の効果によって有意な騒音低減効果が得られ、その程度は、排気ノズル♯４よりは小さく、排気ノズル♯７よりは大きい。
【0185】
排気ノズル♯５及び遮蔽体１３が併用される場合、排気ノズル♯４及び遮蔽体１３の併用と、排気ノズル♯７及び遮蔽体１３の併用との間の中間的な特徴が表れている。
【0186】
つまり、排気ノズルと遮蔽体１３との併用により単純に予期される効果よりも高い効果（ｃ＞ａ＋ｂ）が得られるポーラ角の範囲は、排気ノズル＃４、排気ノズル＃５、排気ノズル＃７の順に広く、ノズル形状の工夫により騒音低減効果の制御が可能であると見込まれる。このことはソニックブームの低減を目的として設置される遮蔽体１３にあわせて空港騒音低減効果を高めるノズル形状が設計可能であることを示唆している。
【0187】
８．結語
【0188】
以上のように、本実施形態に係る超音速機と、ソニックブーム及びジェット騒音の低減方法とによれば、遮蔽体１３が、超音速航空機の機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気流を遮蔽することによりエンジン排気流によるソニックブームを低減する。エンジンナセルの排気口に設けられた排気ノズル１００が、遮蔽体１３がエンジン排気流の高周波数成分を遮蔽することが可能な位置に高周波数成分の音源を発生させることにより高周波数成分のジェット騒音を低減し、エンジン排気流の低周波数成分と外気流との混合を促進することにより低周波数成分のジェット騒音を低減する。
【0189】
この様に、本実施形態によれば、超音速巡行中のソニックブーム低減と離陸時の空港騒音低減という別々の課題を、低ソニックブーム用に設計された遮蔽体１３と、花弁形の排気ノズル１００とを併用することで、遮蔽体１３と円形ノズルとの単純な組み合わせでは得られない高い空港騒音低減効果を得ることができ、超音速航空機の環境適合性における主要課題であるソニックブーム低減と空港騒音低減の両方を解決することができる。
【0190】
超音速航空機は国際基準の制定と市場の開拓が進められているところであり、今後の当該分野の低騒音化技術は新型航空機の製造において利用が見込まれる。
【0191】
本技術の各実施形態及び各変形例について上に説明したが、本技術は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく、本技術の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【0192】
１０ 機体
１００ 排気ノズル
１０１ 排気流路
１０２ 突出部
１３ 遮蔽体
１５ エンジン排気流
１００ 排気ノズル
１０１ 排気流路
１０２ 突出部
１３ 遮蔽体
１５ エンジン排気流
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【図5】
【図6】
【図7】
【図8】
【図9】
【図10】
【図11】
【図12】
【図13】
【図14】
【図15】
【図16】
【図17】
【図18】
【図19】
【図20】
【図21】
【図22】
【図23】
【図24】
【図25】
【図26】
【図27】
【図28】
【図29】
【図30】
【図31】
【図32】
【図33】
【図34】
【図35】
【図36】