ジェット騒音の音源モデル化方法、ジェット騒音の解析方法および航空機の設計方法
【課題】 ジェット騒音の音源モデル化方法、これを利用するジェット騒音の解析方法および航空機の設計方法を提供する。
【解決手段】 ジェット流を定常ＲＡＮＳ解析して強度分布を求め、これを離散化して複数の点音源を設定して各音源強度を求める。さらに既存のデータベースを利用して遠方音場の観測点の騒音レベルに基づいて、各点音源の位相を最適化して決定する。このようにして、音源強度と位相とで規定される複数の点音源を有する音源モデルを生成することができる。この音源モデルを用いて、ジェット流の周囲の音場を解析することによって、ジェット騒音の解析することができ、この解析結果に基づいて、騒音を遮蔽できる機体を備える航空機を設計する。
【解決手段】 ジェット流を定常ＲＡＮＳ解析して強度分布を求め、これを離散化して複数の点音源を設定して各音源強度を求める。さらに既存のデータベースを利用して遠方音場の観測点の騒音レベルに基づいて、各点音源の位相を最適化して決定する。このようにして、音源強度と位相とで規定される複数の点音源を有する音源モデルを生成することができる。この音源モデルを用いて、ジェット流の周囲の音場を解析することによって、ジェット騒音の解析することができ、この解析結果に基づいて、騒音を遮蔽できる機体を備える航空機を設計する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェット流によって発生するジェット騒音をモデル化する方法およびジェット騒音を解析する方法に関し、さらにこれらの方法を利用して航空機を設計する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機を設計するにあたって、エンジンから噴出されるジェット流によるジェット騒音を低減することが要求され、このジェット騒音の機体による遮蔽効果を利用することが考えられている。機体による遮蔽効果を確認するためには、ジェット騒音の音場を解析する必要があり、ジェット流に対して、Large Eddy Simulation（ＬＥＳ）またはDirect
Navie-Stokes（ＤＮＳ）といった、非定常Navier-Stokes（ＮＳ）解析を行い、その結果得られた圧力変動から、周囲の音場の状態を求めている。非定常ＮＳ解析には、膨大な計算時間がかかるので、現存する計算機の能力では、実機大の解析は、極めて困難であり、実質的に不可能である。
【０００３】
他の従来の技術として、特許文献１には、流れ場に位置する物体の周りに発生する空力音の音源分布を求める空力音源探査システムとして、所定の有限な計算領域内の速度ベクトルの分布を算出し、この速度ベクトルの分布から計算領域外の渦の影響も考慮して物体周りの音源分布を算出する空力音源探査システムが、開示されている。この空力音源探査システムでは、流れ場における速度ベクトルを算出する範囲として、所定の有限な計算領域を設定し、この計算領域外の渦の影響を領域内の渦の影響に置き換えたうえで、Ｈｏｗｅの渦音の式と物体形状に適したコンパクトグリーン関数を組み合わせた式を用い、二重極音源の分布を求めるように構成されている。この特許文献１のシステムは、流れ場に音源分布がある場合の音源の部分状態を求めることはできるが、ジェット騒音の音場解析に用いることはできない。
【０００４】
また他の従来の技術として、特許文献２には、複数の騒音源による騒音の程度や分布状態を解析する騒音環境評価システムとして、建物や障壁等の建造物の配置と騒音源とを入力し、入力された建造物の配置と騒音源から音の伝播経路を音線でモデル化し、距離減衰式を使って各伝播経路により観測点の音圧レベルを求めて合成する騒音環境評価システムが、開示されている。この特許文献２のシステムは、建造物の配置と騒音源を入力することによって、簡便に現状の騒音の程度や分布状態を評価することができ、計画条件の変更等による騒音環境の変化を自在にシミュレーションすることができるが、ジェット騒音の音場解析に用いることはできない。
【０００５】
さらに他の従来の技術として、特許文献３には、被予測対象となる音源の音響パワーレベルと、音源からの距離とに基づいて騒音レベルを予測する方法であって、音源を中心とする半球空間面を円周方向に複数の要素面に等分割したときの各要素面での音響パワーと、この音響パワーを平均した平均音響パワーとを演算し、この平均音響パワーに対する前記各要素面での音響パワーの比率を騒音指向性として騒音レベルの補正を行う騒音レベルの予測方法が、開示されている。この特許文献３の方法であっても、ジェット騒音の音場解析に用いることはできない。
【０００６】
【特許文献１】特開２００５−３３６８号公報
【特許文献２】特開平６−４５１２号公報
【特許文献３】特開平１−２２７０２３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の目的は、ジェット騒音の解析を可能にするジェット騒音の音源モデル化方法を提供することであり、そのジェット騒音の音源モデル化方法を利用するジェット騒音の解析方法および航空機の設計方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、ジェット流を解析して求められるジェット音源の強度分布を離散化し、複数の点音源を設定して各点音源の音源強度を求め、
予め把握されているジェット流に関する遠方自由音場での騒音レベルに基づいて、各点音源の位相を求めることを特徴とするジェット騒音の音源モデル化方法である。
【０００９】
また本発明は、ジェット流のジェット軸線に沿って、各点音源を設定することを特徴とする。
【００１０】
さらに本発明は、前記ジェット騒音の音源モデル化方法によって生成される音源モデルを用いて、ジェット騒音による周辺の音場を解析することを特徴とするジェット騒音の解析方法である。
【００１１】
さらに本発明は、前記ジェット騒音の解析方法によって、機体によるジェット騒音への影響を考慮して航空機を設計することを特徴とする航空機の設計方法である。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、ジェット流が解析されてジェット音源の強度分布が求められる。この強度分布が離散化されて、複数の点音源が設定され、各点音源の音源強度が求められる。さらにジェット流に関して予め把握されている遠方自由音場での騒音レベルに基づいて、各点音源の位相が求められる。このようにジェット流の解析によって、複数の点音源を設定して各点音源の音源強度を求め、その後既知の騒音レベルのデータを利用して、各点音源の騒音の位相を求めることによって、ジェット流による騒音を短期間でモデル化して、実用的にジェット騒音の音源モデルを得ることができる。さらに複数の点音源に分割され、かつ各点音源の位相が既知の騒音レベルに合致するように決定されることによって、実際のジェット騒音を高精度にモデル化することができ、たとえば物体による騒音の遮蔽効果の解析など、ジェット流の周辺の音場の解析に好適に用いることが可能な音源モデルを得ることができる。
【００１３】
また本発明によれば、各点音源は、ジェット流のジェット軸線に沿って設定される。ジェット流の騒音は、ジェット軸線に関して軸対称の分布を有しており、無駄の少ない音源モデルが得られる。またジェット軸線に沿う位置には、物体が設けられることが少なく、この位置に各点音源を設定することによって、たとえば物体による騒音の遮蔽効果の解析など、ジェット流の周辺の音場の解析に好適な音源モデルを実現することができる。
【００１４】
また本発明によれば、前述の音源モデル化方法によって得られる好適な音源モデルを用いて、ジェット騒音による周辺の音場を解析することができる。これによってたとえば物体による騒音の遮蔽効果など、ジェット流の周辺の音場を好適に解析することができる。
【００１５】
また本発明によれば、前述の解析方法によって、機体によるジェット騒音への影響を好適に解析することができ、この解析結果に基づいて航空機を設計することができる。これによってジェット騒音を低減可能な好適な航空機を設計することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
図１は、本発明の実施の一形態のジェット騒音の解析方法（以下「騒音解析方法」という）を示すフローチャートである。図２は、図１の騒音解析方法を実行する騒音解析装置２０を示すブロック図である。図３は、ジェットエンジン２６によって発生するノイズを説明するためにノズル３０を示す断面図である。本実施の形態の騒音解析方法は、ジェット騒音の音源モデル化方法を含み、音源モデル化方法でモデル化される音源モデルを用いてジェット流の周辺の音場を解析する方法である。したがって騒音解析装置２０は、音源モデルを生成するモデル化装置でもある。
【００１７】
航空機は、搭載されるジェットエンジン２６のノズル３０からジェット流３１を噴出して推進力を得ている。ジェットエンジン２６に起因して発生する騒音は、図３に実線２７で示すような指向性を持って拡がる圧縮機に起因する騒音と、図３に破線２８で示すような指向性を持って拡がるタービンおよび燃焼室に起因する騒音と、図３に二点鎖線２９で示すような指向性を持って拡がるジェット流３１に起因するジェット騒音とがある。ジェット流３１に起因するジェット騒音は、騒音レベルが高く、広範囲に拡がるので、ジェット流３１を噴出して推進力を得る航空機、特に、たとえばマッハ数Ｍ＝１．６で巡航する超高速輸送機では、その開発および設計にあたって、ジェット騒音を低減することが求められる。超高速輸送機で用いられるターボファンエンジンなどと呼ばれるジェットエンジン２６は、低バイパス比のエンジンであり、前述のようにジェット（ミキシング）騒音が主音源となる。このジェット騒音を低減するために、エジェクターノズル、ローブミキサーなどを用いることが考えられるが、重量が増加し、飛行性能を低下させてしまうという問題がある。したがって超高速輸送機などの航空機では、ジェット騒音を如何に低減するかが重要な問題である。
【００１８】
ジェット騒音を、機体による遮蔽することができれば、機体に関してジェット流と反対側の領域に到達するジェット騒音を低減することが可能であり、しかも騒音低減のためだけの部材を設けることないので、重量増加を招くことがない。たとえばこのような観点から、機体による遮蔽効果を評価するために、本発明の騒音解析方法が用いられる。機体には、たとえば主翼、胴体、垂直尾翼、水平尾翼などが含まれる。機体による遮蔽効果の評価は、あくまでも用途の一例であり、本発明の騒音解析方法は、他の目的でジェット騒音を解析するために用いられてもよい。
【００１９】
図２に示す騒音解析装置２０は、入力手段２１と、記憶手段２２と、外部記録手段２３と、演算手段２４と、出力手段２５とを備える。この騒音解析装置２０は、たとえばスーパーコンピュータなどのコンピュータと呼ばれる計算装置を用いて実現される。入力手段２１は、ジェット流３１に関するジェット情報、ジェット騒音の音源モデル化および解析を指令する指令情報を含む情報を入力するための手段、たとえばキーボードなどである。ジェット流３１に関する情報は、たとえばジェット条件であり、このジェット条件には、ノズル３０の内径、ノズル３０の出口におけるジェット流３１の速度（以下「ジェット出口速度」という）、ノズル３０の出口におけるジェット流３１の温度（以下「ジェット出口温度」という）、ノズル３０の出口におけるジェット流３１の圧力（以下「ジェット出口圧力」という）が含まれる。
【００２０】
記憶手段２２は、コンピュータ内部に設けられる媒体に情報を記憶するための手段、たとえばハードディスクドライブおよび半導体メモリなどである。外部記録手段２３は、たとえばコンパクトディスク（略称ＣＤ）およびデジタルバーサタイルディスク（略称ＤＶＤ）などの着脱可能な記録媒体に、情報を記録し、記録媒体に記録される情報を再生する手段である。記憶手段２２および外部記録手段２３を含んで、情報を保持する情報保持手段が構成され、たとえば本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法を実行するための演算プログラム、および演算プログラムによる演算に必要なデータなどが記憶される。情報保持手段には、入力手段２１によって入力される情報が、一時的に保持されてもよい。
【００２１】
演算手段２４は、たとえば中央演算処理ユニット（略称ＣＰＵ）によって実現され、入力手段２１によって入力される指令情報に基づいて、記憶手段２２および外部記録手段２３のいずれかから、最適演算プログラム、解析演算プログラムなどを含む演算プログラムおよびデータを読込み、ジェット条件を用いて、ジェット騒音の音源モデル化および騒音解析のための演算を実行する。出力手段２５は、演算手段２４による演算結果を含む情報を出力する手段である。出力手段２５は、たとえば表示装置であり、または印刷手段である。
【００２２】
またジェット条件などの情報を、外部記録手段２３で読取可能な記録媒体に記録しておき、外部記録手段２３に読込ませて入力することも可能である。また演算手段２４による演算結果は、外部記録手段２３によって記録媒体に記録するようにして出力してもよい。したがって外部記録手段２３は、情報を入力する手段としても機能し、また演算結果を含む情報を出力する手段としても機能する。
【００２３】
このような騒音解析装置２０によって、具体的には、演算手段２４によって、騒音解析方法が実行される。演算手段２４は、入力手段２１によって、ジェット条件が入力され、騒音解析を指令する指令情報が与えられると、図１に示すように、ステップｓ０で騒音解析を開始し、ステップｓ１に進む。ステップｓ１の条件設定工程では、演算手段２４は、入力されるジェット条件を取得して、演算に用いる条件として設定する。ステップｓ１での条件設定が終了すると、ステップｓ２に進む。
【００２４】
ステップｓ２の諸元算出工程では、計算格子を生成し、ＲＡＮＳ（Raynolds-Averaged
Navier Stokes）解析によって、ジェット流３１の定常流れ場の諸元（以下「定常流諸元」という）を解いて求める。ジェット流３１の定常流諸元には、速度、温度、圧力、乱流強度、乱流減衰率などが含まれている。ステップｓ２での諸元算出が終了すると、ステップｓ３に進む。
【００２５】
ステップｓ３の伝播係数算出工程では、定常流諸元を用いて、音波の伝播係数を算出する。ステップｓ３の伝播係数の算出が終了すると、ステップｓ４に進む。ステップｓ４の音源強度算出工程では、ジェット流３１をそのジェット流の軸線（以下「ジェット軸線」という）Ｌに沿って分割し、各区分中心点に点音源を設定し、各点音源の音源強度を算出する。ステップｓ４での音源強度算出が終了すると、ステップｓ５に進む。
【００２６】
ステップｓ５の騒音レベル取得工程では、既存のデータベースを用い、ステップｓ１で設定したジェット条件と同一のジェット条件のジェット流３１における遠方の観測点での騒音レベルを、指向角φ毎に、既存のデータベースから抽出して求める。指向角φは、図３に示すように、ノズル３０の出口におけるジェット軸線Ｌ上の点Ｐ０を中心としてジェット軸線Ｌに対する角度を意味し、アジマス角とも呼ばれる。データベースは、たとえば予め実験により測定されたデータが蓄積されるデータベースである。ステップｓ５での騒音レベル取得が終了すると、ステップｓ６に進む。
【００２７】
ステップｓ６の位相決定工程では、ステップｓ５で騒音レベルを求めた各観測点での騒音レベルを、各点音源に位相を仮定して算出し、この算出した騒音レベルと、データベースから抽出した騒音レベルとを比較し、これらが合致するように位相を最適化して決定する。このように位相を決定することによって、ジェット流によるジェット騒音を、音源強度および位相が規定される複数の点音源によってモデルリングする音源モデルを得る。ステップｓ６での位相決定が終了すると、ステップｓ７に進む。
【００２８】
ステップｓ１〜ｓ６の工程によって、音源モデル化方法が構成され、音源モデルが生成される。ステップｓ７の音場解析工程では、生成される音源モデルを用いて、ジェット流の周辺の音場を解析する。このとき、その音場に機体が配置されるように想定して解析することによって、機体による遮蔽効果を評価することが可能である。このステップｓ７の音場解析が終了すると、ステップｓ８に進み、騒音解析方法を終了する。
【００２９】
本実施の形態では、空間的な音源強度分布を得るために定常ＲＡＮＳ解析結果を用いて得られる音源強度分布を離散化して点音源の分布に置き換え、各点音源に対してたとえばCold Jetなどのデータベースから得られる指向性に合致するように、各点音源の位相角を合わせこむようにしている。こうして生成した音源モデルは、指向性を再現するのに有効であり、本発明は、好適なジェット騒音のモデル化方法である。このモデル化方法で生成される音源モデルを用い、ジェット騒音を解析する。
【００３０】
本実施の形態では、機体によるジェット騒音の遮蔽効果などを確認するために、機体形状を模擬した簡易形状モデルを生成し、音源モデルおよび簡易形状モデルを用いて、音波の伝播を解析するソフトを利用して、ジェット流の周辺の音場を解析し、機体によるジェット騒音の遮蔽による低減効果を評価する。そして遮蔽効果の高い機体を選定し、その形状の機体を設計するようにすれば、好適な機体を設計することができる。本発明に従う設計方法では、このように音源モデルを用いた、機体による遮蔽効果の高い機体を求めるようにして、航空機の機体を設計することができる。音源モデルを用いた音場の解析に用いる方法は、特に限定されるものではなく、たとえば有限要素法、境界要素法などを用いることができ、本実施の形態では、たとえば高速多重極境界要素法（Fast Multipole
Boundary Element Method；略称ＦＭＢＥＭ）を用いる。
【００３１】
本発明に従うモデル化方法の大きな特徴点は、定常ＲＡＮＳ解析などの解析結果を用いて離散化して複数の点音源を設定し、各点音源を、音源強度と位相特性とで規定することによって、ジェット騒音の特性を高精度に好適に表すことが出来る点である。ジェット騒音には、ジェットが亜音速ジェットであるか超音速ジェットであるかによって、また機体の飛行速度に基づく周囲の速度の違いによる影響を受けているか否か、またコールドジェット（Cold Jet）であるかホットジェット（Hot Jet）であるかなど、様々な条件での騒音特性が存在する。本発明に従うモデル化方法および解析方法は、これらの様々な条件の騒音に適用することが可能である。
【００３２】
図４は、ジェット流の非定常流の解析結果の一例を示す図である。コンピュータの計算能力の向上に伴い、ＬＥＳ（Large Eddy Simulation）およびＤＮＳ（Direct Numerical
Simulation）などによって、図４に示すようにジェット流３１の非定常流の解析を行い、ジェット流３１から発生するジェット騒音を直接計算する方法が盛んに研究されている。しかし実際問題として、現存のコンピュータの能力では、実機相当の範囲にわたって、高レイノルズ数条件に対応した十分な格子数を取って計算すると、計算時間が膨大になるなどの問題があり、実用化することができない。
【００３３】
これに対して、本発明のようにジェット流３１の定常ＲＡＮＳ（Reynolds Averaged
Navier-Stokes）解析の結果から得られる定常流諸元を用いて、ジェット騒音を推算する。定常ＲＡＮＳ解析は、計算流体力学（Computational Fluid Dynamics；略称ＣＦＤ）に基づく解析（以下「ＣＦＤ解析」という）である。本発明では、ＣＦＤ解析は、定常解析で済み、さらに今回の場合は軸対称の２次元流を対象として解析すればよく、大幅に数値計算を軽減することができる。
【００３４】
図５は、定常ＲＡＮＳ解析に基づくジェット騒音の推算のイメージを説明するためにジェット流３１を示す断面図である。定常ＲＡＮＳ解析で求められる、時間平均した速度、時間平均した密度および時間平均した圧力によって、ジェット流３１内の音波の伝播がモデル化して表される。特徴的な現象としては、図５の仮想音源４０に関して例に挙げて説明すると、音波がジェット流３１の外縁の強い速度剪断層を横切るとき、ジェット流３１の内部の方が外部よりも流速が大きく、波面は内部の方が外部より速く進み、結果として、音波の進行方向は、矢符４４で示すように外部に向かうように曲げられる現象がある。
【００３５】
また定常ＲＡＮＳ解析で求められる、乱流統計量によって、音源強度の分布と時間的おび空間的な位相関係がモデル化して表される。乱流統計量には、時間平均した乱流強度および時間平均した乱流減衰率が含まれる。特徴的な現象としては、図５に示す２つの仮想音源４１，４２と仮想観測点４３とを例に挙げて説明すると、ジェット流３１内の異なる２点の仮想音源４１，４２から発生した音波は、仮想観測点４３に到達し干渉が起こるが、各仮想音源４１，４２の時間的および空間的な位相関係によって、仮想観測点４３で強めあったり、打ち消しあったりする。
【００３６】
上述の音波の伝播と、音源強度の分布と時間的および空間的な位相関係との２つのモデルを統合することによって、遠方場における騒音に対するジェット流３１内の各音源の寄与を算出することができる。
【００３７】
ジェット流３１に対して遠方の点ｘにおける音源の音源強度Ｓ（ｘ，ｆ）［Ｐａ２／Ｈｚ］は、次の式（１）で表され、式（１）中の変数の一部は、式（２）〜（４）で表される。
【００３８】
【数１】
【００３９】
各変数は、次のとおりである。
【００４０】
【数２】
【００４１】
各変数ｃｌ、ｃτ、Ａは、乱流モデルによって代わる調整定数であり、実験などによる既知の騒音のデータと良く合致するように決定される。以下、式中に用いられる「＾」および「￣」付の変数記号は、文章中では、「＾」および「￣」を文字の次に記載して示す。たとえば運動エネルギーの基準変動量の変数記号は、文章中では、「ｑ＾ｓ」と記し、時間平均密度の変数記号は、文章中では、「ρ￣」と記す。
【００４２】
なお、前述の座標ｘは、ノズル出口中心からの距離Ｒ、ジェット軸線Ｌとなす角Θ、基準面からの回転角Φからなる球面座標（Ｒ，Θ，Φ）によって表せる。
【００４３】
音源強度Ｓ（ｘ，ｆ）は、座標位置ｘにおける位置の周波数ｆの音の強度を表す。伝播係数ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）は、座標位置ｘと座標位置ｘ２との間の周波数ｆの音波の伝播係数を表す。座標は、ノズル３０の出口からの距離を表すジェット軸線Ｌと一致するｙ軸を取り、ｙ軸からの距離ｒと、ｙ軸まわりの角度位置αとで表される円筒座標（ｙ，ｒ，α）の座標であり、座標位置は、各座標値ｙ，ｒ，αで表される。
【００４４】
音波の伝播係数ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）は、変数ｕａ（ｘ２，ｘ，ｆ）、ｖａ（ｘ２，ｘ，ｆ）、ｗａ（ｘ２，ｘ，ｆ）とともに、以下の方程式（５）を数値的に解くことによって得られる。
【００４５】
【数３】
【００４６】
各変数または記号は、次のとおりである。
γ：比熱比
δ：ディラックのδ関数
ｙ２：座標位置ｘ２のｙ座標値
ｒ２：座標位置ｘ２のｒ座標値
α２：座標位置ｘ２のα座標値
ｉ：虚数単位
ｐａ：音波の伝播係数
【００４７】
音源強度が前記式（１）〜式（４）で表され、伝播係数が前記式（５）で表されることを踏まえ、本発明の解析方法について、以下に、ステップｓ１から振り返って説明する。ステップｓ１では、前述のようにジェット条件を取得し、設定する。表１に、ジェット条件の一例を示す。
【００４８】
【表１】
【００４９】
表１には、ケース１とケース２の２つのジェット条件の例を示す。ここではジェット出口温度は、省略して示し、ジェット出口圧力は、周囲大気の静圧に対するジェット流３１の静圧の比である静圧比で示す。マッハ数は、周囲大気に対するノズル３０の移動速度である。密度比は、周囲大気の密度に対するジェット流３１の密度の比である。たとえばこのようなジェット条件が、入力手段２１などがから入力され、演算手段２４に取得される。
【００５０】
図６は、ＲＡＮＳ解析結果のマッハ数分布を示すグラフである。図６には、ケース１の場合の結果であって、ジェット軸線Ｌを含む断面のジェット軸線Ｌの一方側の分布を示し、横軸に前記円筒座標のｙ座標値を示し、縦軸にｒ座標値を示す。図６において、比較的白に近い色の領域は、マッハ数Ｍ＝０．３程度の領域であり、混合層３４に相当し、この混合層３４よりもｙ軸寄りの比較的黒い色の領域は、マッハ数Ｍ＝０．６程度の領域であり、コア３３に相当し、混合層３４よりもｙ軸と反対側の比較的黒い色の領域は、マッハ数Ｍ＝０程度の領域であり、ジェット流３１の外部の領域に相当する。
【００５１】
図７は、ＲＡＮＳ解析結果の乱流エネルギーを示すグラフである。図７には、ジェット軸線Ｌ上の位置となるｙ軸上の位置における乱流エネルギーについて、ケース１の結果を実線で示し、ケース２の結果を破線で示す。横軸は、ｙ座標値を示し、ｙ座標値の値は、ノズル３０の内径Ｄを１とする値である。縦軸は、乱流エネルギーｑ／ａ０を示す。ａ０は、周囲大気の音速である。図７に示すように、乱流エネルギーは、ノズル３０の出口から間隔をあけた位置から急激に大きくなり、ピークを向かえた後、ノズル３０から遠ざかるにつれて徐々に小さくなっていく。
【００５２】
図８は、ＲＡＮＳ解析結果のエネルギー散逸状態を示すグラフである。図８には、ジェット軸線Ｌ上の位置となるｙ軸上の位置における乱流エネルギーの散逸状態について、ケース１の結果を実線で示し、ケース２の結果を破線で示す。横軸は、ｙ座標値を示し、ｙ座標値の値は、ノズル３０の内径Ｄを１とする値である。縦軸は、乱流エネルギーの散逸状態を表す状態量ωＤ／ａ０を示す。図８に示すように、乱流エネルギーの散逸は、ノズル３０の出口から間隔をあけた位置から急激に早くなり、ピークを向かえた後、ノズル３０から遠ざかるにつれて徐々に遅くなっていく。
【００５３】
図９は、ＲＡＮＳ解析結果の速度の変動の２乗平均値ｑと、平均乱流減衰率ωとを示すグラフである。横軸は、ｙ座標値を示し、縦軸は、速度の変動の２乗平均値ｑおよび平均乱流減衰率ωを示す。速度の変動の２乗平均値ｑは、実線で示し、平均乱流減衰率ωは、二点鎖線で示す。図９は、たとえばケース１の場合の結果を示す。ステップｓ２では、設定されるジェット条件に基づいて、ＲＡＮＳ解析を行い、たとえば図６〜図９に示すように基礎データとなる定常流諸元を求める。
【００５４】
次にステップｓ３では、定常流諸元を用いて、ジェット流３１内部の任意の座標位置ｘ２の点から、ジェット流３１外部の任意の座標位置ｘの点への音波の伝播特性ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）を求める。この伝播特性ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）は、前記式（５）を数値的に解くことによって取得する。
【００５５】
そして次のステップｓ４では、ジェット流３１をジェット軸線Ｌに沿う方向に、したがってｙ軸方向に、たとえば図９に示すように間隔Δｙで分割し、分割した各領域のｙ軸上の中点に、音源をそれぞれ設定する。このようにジェット軸線Ｌ上に、等間隔に、複数の点音源Ｏｎを設定する。ｎは、点音源を識別するための番号であり、自然数であって、ノズル３０寄りの点音源から順に、１，２，３，…ｎ−１，ｎ，ｎ＋１，…と割り当てられる。
【００５６】
図１０は、各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎの求め方を説明するための図である。さらにステップｓ４では、各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎは、前記式（１）を基にした次の式（６）と、前記式（２）〜式（４）を用いて、算出される。
【００５７】
【数４】
【００５８】
各変数は、次のとおりである。
Ｄ：ノズル３０の出口の内径
uj：ジェット出口速度
ｘ２：ジェット流３１内部の任意の点の座標
ｘ：ジェット流３１から遠方の任意の点の座標
【００５９】
図１１は、各点音源Ｏｎの位相ψの求め方を説明するための図である。図１２は、既存のデータベースの騒音レベル（ＳＰＬ）の一例を示すグラフである。データベースは、たとえばＥＳＤＵ（Engineering and Sciences Data Unit）を用いることができる。ステップｓ５では、図１１に示すように、ジェット流３１の遠方における、互いに指向角φが異なる複数の観測点Ｍｍを設定する。ｍは、各観測点に識別のために割り振られる自然数の番号であり、指向角φが小さい方から順に１，２，３，…，ｍ−１，ｍ，ｍ＋１，…と割り当てられる。各観測点の指向角は、φｍで表し、各観測点の既存のデータベースから抽出した騒音レベルをＬｍで表す。図１１に示す例では、たとえば３つの観測点Ｍ１〜Ｍ３が設定される。たとえば観測点Ｍ１は、指向角φが３０度の観測点であり、観測点Ｍ２は、指向角φが４０度の観測点であり、観測点Ｍ３は、指向角φが６０度の観測点である。そしてたとえば図１２に示すような既存のデータベースから、各観測点Ｍｍにおける騒音レベルＬｍを抽出して取得する。このようにステップｓ５では、既存のデータベースから、遠方の騒音レベルＬｍを、指向角φｍ毎に求める。
【００６０】
次にステップｓ６では、各点音源Ｏｎの位相ψｎを決定する。各観測点Ｍｍの騒音レベルは、各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎを用いて、式（７）で求めることができる。この式（７）で求められる騒音レベルは、既存のデータベースから抽出される騒音レベルＬｍと区別するために、「＾」を付けてＬ＾ｍで表す。さらに理解を容易にするために、既存データベースから抽出した騒音レベルを、既知騒音レベルＬｍといい、式（７）で算出される騒音レベルを、算出騒音レベルＬ＾ｍという。
【００６１】
【数５】
【００６２】
ここでprefは、基準音圧（＝２×１０−５［Pa］）であり、ｉは虚数単位である。
そしてステップｓ６では、式（７）で求まる算出騒音レベルＬ＾ｍから既知騒音レベルＬｍを減算した差の２乗和が最小となるように、たとえば最適化アルゴリズムを用いて、各点音源Ｏｎの位相ψｎを決定する。この位相決定のための最適化アルゴリズムは、特に限定されるものではなく、勾配法、遺伝的アルゴリズムなどを用いることができる。このように、音源強度Ｓｎと位相ψｎとで規定される、複数の点音源Ｏｎで表され音源モデルが生成される。
【００６３】
生成される音源モデルを用い、さらに機体モデルを用い、ステップｓ７で、ジェット流３１の周囲の音場を解析し、機体によるジェット騒音の遮蔽効果を評価する。このような解析方法の解析結果に基づき、遮蔽効果の高い機体の形状を選定し、この機体形状を採用することによって、ジェット騒音を低減可能な機体を設計することができる。
【００６４】
図１３は、生成される音源モデルの一例の音源強度分布を示すグラフである。図１４は、生成される音源モデルの一例の位相分布を示すグラフである。図１３には、横軸にｙ座標を示し、縦軸に音源強度Ｓｎを示す。図１４には、横軸にｙ座標を示し、縦軸に位相角φｎを示す。図１３および図１４の横軸は、各点音源Ｏｎのジェット軸線Ｌに沿う位置をｙ座標で示しており、ｙ座標の値は、ノズル３０の出口の内径Ｄを１としている。また図１３および図１４には、表１のケース２の場合の結果であって、周波数ｆが４ｋＨｚの騒音に関する結果を実線で示し、周波数ｆが１ｋＨｚの騒音に関する結果を破線で示し、周波数ｆが２５０Ｈｚの騒音に関する結果を二点鎖線で示す。このように本発明の方法によれば、音源強度Ｓｎと位相ψｎとで各点音源Ｏｎを規定する音源モデルを生成することができる。
【００６５】
図１５は、表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。図１６は、表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。図１５および図１６は、微細渦による音響放射に着目し、ステップｓ６で、指向角が９０度の観測点に関して、既知騒音レベルＬｍと算出騒音レベルＬ＾ｍとが最も一致するように、各位相角ψｎを決定した音源モデルを用いた場合の推算結果を示す。
【００６６】
図１５および図１６には、横軸に周波数を示し、縦軸に騒音レベルを示す。また図１５および図１６には、○、■、◆、△で、既存のデータベースであるＥＳＤＵから抽出した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。また図１５および図１６には、実線、破線、二点鎖線、一点鎖線で、生成した音源モデルを用いて周辺音場解析して推算した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。図１５および図１６に示すように、指向角φが３０度の方向の観測点に関して、既存のデータベースの騒音レベルと推算した騒音レベルとの間に多少のずれが見られるが、比較的、既存のデータベースの騒音レベルと近い推算結果が得られている。
【００６７】
図１７は、表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。図１８は、表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。図１７および図１８は、大規模乱流構造による音響放射に着目し、ステップｓ６で、指向角が３０度の観測点に関して、既知騒音レベルＬｍと算出騒音レベルＬ＾ｍとが最も一致するように、各位相角ψｎを決定した音源モデルを用いた場合の推算結果を示す。
【００６８】
図１７および図１８には、横軸に周波数を示し、縦軸に騒音レベルを示す。また図１７および図１８には、○、■、◆、△で、既存のデータベースであるＥＳＤＵから抽出した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。また図１７および図１８には、実線、破線、二点鎖線、一点鎖線で、生成した音源モデルを用いて周辺音場解析して推算した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。図１７および図１８に示すように、指向角φに拘わらず、既存のデータベースの騒音レベルと近い推算結果が得られている。図３に示すように、ジェット騒音は、巨視的に見ると、指向角３０度の方向に放射される指向特性を有しており、図１７および図１８の推算に用いた音源モデルは、このジェット騒音の放射方向の観測点に着目して位相決定したモデルである。ジェット騒音の放射方向とは、ジェット騒音の放射強度が強い方向である。このようにジェット騒音の指向特性を考慮し、ジェット騒音の放射方向に着目してモデル化した音源モデルは、指向角が３０度から１２０度までの範囲を含む広範囲の騒音を模擬可能な精度の高い音源モデルであることがわかる。
【００６９】
このような本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、たとえばソニックブーム強度を半減する、翼胴一体の低ソニックブームおよび低抵抗機体の騒音解析、設計に用いることができる。また本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、エンジンを機体の上方に配置することによって機体で騒音を遮蔽する、騒音遮蔽機体の騒音解析、設計に用いることができる。さらに本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、離着陸および超音速飛行を可能にする無人機などの高度システム統合技術のための、騒音解析、設計に用いることができる。さらにまた本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、ロケットの打ち上げ発射台付近の音場解析のために用いることができる。
【００７０】
前述の実施の形態は、本発明の例示に過ぎず、本発明の構成を変更することができる。たとえば解析に用いる計算法、アルゴリズムなどは変更可能であるし、点音源の設定位置もジェット軸線上の等間隔に限定されるものではなく、変更可能である。
【図面の簡単な説明】
【００７１】
【図１】本発明の実施の一形態のジェット騒音の解析方法を示すフローチャートである。
【図２】図１の騒音解析方法を実行する騒音解析装置２０を示すブロック図である。
【図３】ジェットエンジン２６によって発生するノイズを説明するためにノズル３０を示す断面図である。
【図４】ジェット流の非定常流の解析結果の一例を示すグラフである。
【図５】定常ＲＡＮＳ解析に基づくジェット騒音の推算のイメージを説明するためにジェット流３１を示す断面図である。
【図６】ＲＡＮＳ解析結果のマッハ数分布を示すグラフである。
【図７】ＲＡＮＳ解析結果の乱流エネルギーを示すグラフである。
【図８】ＲＡＮＳ解析結果のエネルギー散逸状態を示すグラフである。
【図９】ＲＡＮＳ解析結果の速度の変動の２乗平均値ｑと、平均乱流減衰率ωとを示すグラフである。
【図１０】各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎの求め方を説明するための図である。
【図１１】各点音源Ｏｎの位相ψの求め方を説明するための図である。
【図１２】既存のデータベースの騒音レベル（ＳＰＬ）の一例を示すグラフである。
【図１３】生成される音源モデルの一例の音源強度分布を示すグラフである。
【図１４】生成される音源モデルの一例の位相分布を示すグラフである。
【図１５】表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。
【図１６】表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。
【図１７】表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。
【図１８】表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。
【符号の説明】
【００７２】
２０ 騒音解析装置
２１ 入力手段
２２ 記憶手段
２３ 外部記録手段
２４ 演算手段
２５ 出力手段
３０ ノズル
３１ ジェット流
５０ 遮蔽板
Ｌ ジェット軸線
Ｏ１，Ｏ２，…，Ｏｎ 点音源
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェット流によって発生するジェット騒音をモデル化する方法およびジェット騒音を解析する方法に関し、さらにこれらの方法を利用して航空機を設計する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機を設計するにあたって、エンジンから噴出されるジェット流によるジェット騒音を低減することが要求され、このジェット騒音の機体による遮蔽効果を利用することが考えられている。機体による遮蔽効果を確認するためには、ジェット騒音の音場を解析する必要があり、ジェット流に対して、Large Eddy Simulation（ＬＥＳ）またはDirect
Navie-Stokes（ＤＮＳ）といった、非定常Navier-Stokes（ＮＳ）解析を行い、その結果得られた圧力変動から、周囲の音場の状態を求めている。非定常ＮＳ解析には、膨大な計算時間がかかるので、現存する計算機の能力では、実機大の解析は、極めて困難であり、実質的に不可能である。
【０００３】
他の従来の技術として、特許文献１には、流れ場に位置する物体の周りに発生する空力音の音源分布を求める空力音源探査システムとして、所定の有限な計算領域内の速度ベクトルの分布を算出し、この速度ベクトルの分布から計算領域外の渦の影響も考慮して物体周りの音源分布を算出する空力音源探査システムが、開示されている。この空力音源探査システムでは、流れ場における速度ベクトルを算出する範囲として、所定の有限な計算領域を設定し、この計算領域外の渦の影響を領域内の渦の影響に置き換えたうえで、Ｈｏｗｅの渦音の式と物体形状に適したコンパクトグリーン関数を組み合わせた式を用い、二重極音源の分布を求めるように構成されている。この特許文献１のシステムは、流れ場に音源分布がある場合の音源の部分状態を求めることはできるが、ジェット騒音の音場解析に用いることはできない。
【０００４】
また他の従来の技術として、特許文献２には、複数の騒音源による騒音の程度や分布状態を解析する騒音環境評価システムとして、建物や障壁等の建造物の配置と騒音源とを入力し、入力された建造物の配置と騒音源から音の伝播経路を音線でモデル化し、距離減衰式を使って各伝播経路により観測点の音圧レベルを求めて合成する騒音環境評価システムが、開示されている。この特許文献２のシステムは、建造物の配置と騒音源を入力することによって、簡便に現状の騒音の程度や分布状態を評価することができ、計画条件の変更等による騒音環境の変化を自在にシミュレーションすることができるが、ジェット騒音の音場解析に用いることはできない。
【０００５】
さらに他の従来の技術として、特許文献３には、被予測対象となる音源の音響パワーレベルと、音源からの距離とに基づいて騒音レベルを予測する方法であって、音源を中心とする半球空間面を円周方向に複数の要素面に等分割したときの各要素面での音響パワーと、この音響パワーを平均した平均音響パワーとを演算し、この平均音響パワーに対する前記各要素面での音響パワーの比率を騒音指向性として騒音レベルの補正を行う騒音レベルの予測方法が、開示されている。この特許文献３の方法であっても、ジェット騒音の音場解析に用いることはできない。
【０００６】
【特許文献１】特開２００５−３３６８号公報
【特許文献２】特開平６−４５１２号公報
【特許文献３】特開平１−２２７０２３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の目的は、ジェット騒音の解析を可能にするジェット騒音の音源モデル化方法を提供することであり、そのジェット騒音の音源モデル化方法を利用するジェット騒音の解析方法および航空機の設計方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、ジェット流を解析して求められるジェット音源の強度分布を離散化し、複数の点音源を設定して各点音源の音源強度を求め、
予め把握されているジェット流に関する遠方自由音場での騒音レベルに基づいて、各点音源の位相を求めることを特徴とするジェット騒音の音源モデル化方法である。
【０００９】
また本発明は、ジェット流のジェット軸線に沿って、各点音源を設定することを特徴とする。
【００１０】
さらに本発明は、前記ジェット騒音の音源モデル化方法によって生成される音源モデルを用いて、ジェット騒音による周辺の音場を解析することを特徴とするジェット騒音の解析方法である。
【００１１】
さらに本発明は、前記ジェット騒音の解析方法によって、機体によるジェット騒音への影響を考慮して航空機を設計することを特徴とする航空機の設計方法である。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、ジェット流が解析されてジェット音源の強度分布が求められる。この強度分布が離散化されて、複数の点音源が設定され、各点音源の音源強度が求められる。さらにジェット流に関して予め把握されている遠方自由音場での騒音レベルに基づいて、各点音源の位相が求められる。このようにジェット流の解析によって、複数の点音源を設定して各点音源の音源強度を求め、その後既知の騒音レベルのデータを利用して、各点音源の騒音の位相を求めることによって、ジェット流による騒音を短期間でモデル化して、実用的にジェット騒音の音源モデルを得ることができる。さらに複数の点音源に分割され、かつ各点音源の位相が既知の騒音レベルに合致するように決定されることによって、実際のジェット騒音を高精度にモデル化することができ、たとえば物体による騒音の遮蔽効果の解析など、ジェット流の周辺の音場の解析に好適に用いることが可能な音源モデルを得ることができる。
【００１３】
また本発明によれば、各点音源は、ジェット流のジェット軸線に沿って設定される。ジェット流の騒音は、ジェット軸線に関して軸対称の分布を有しており、無駄の少ない音源モデルが得られる。またジェット軸線に沿う位置には、物体が設けられることが少なく、この位置に各点音源を設定することによって、たとえば物体による騒音の遮蔽効果の解析など、ジェット流の周辺の音場の解析に好適な音源モデルを実現することができる。
【００１４】
また本発明によれば、前述の音源モデル化方法によって得られる好適な音源モデルを用いて、ジェット騒音による周辺の音場を解析することができる。これによってたとえば物体による騒音の遮蔽効果など、ジェット流の周辺の音場を好適に解析することができる。
【００１５】
また本発明によれば、前述の解析方法によって、機体によるジェット騒音への影響を好適に解析することができ、この解析結果に基づいて航空機を設計することができる。これによってジェット騒音を低減可能な好適な航空機を設計することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
図１は、本発明の実施の一形態のジェット騒音の解析方法（以下「騒音解析方法」という）を示すフローチャートである。図２は、図１の騒音解析方法を実行する騒音解析装置２０を示すブロック図である。図３は、ジェットエンジン２６によって発生するノイズを説明するためにノズル３０を示す断面図である。本実施の形態の騒音解析方法は、ジェット騒音の音源モデル化方法を含み、音源モデル化方法でモデル化される音源モデルを用いてジェット流の周辺の音場を解析する方法である。したがって騒音解析装置２０は、音源モデルを生成するモデル化装置でもある。
【００１７】
航空機は、搭載されるジェットエンジン２６のノズル３０からジェット流３１を噴出して推進力を得ている。ジェットエンジン２６に起因して発生する騒音は、図３に実線２７で示すような指向性を持って拡がる圧縮機に起因する騒音と、図３に破線２８で示すような指向性を持って拡がるタービンおよび燃焼室に起因する騒音と、図３に二点鎖線２９で示すような指向性を持って拡がるジェット流３１に起因するジェット騒音とがある。ジェット流３１に起因するジェット騒音は、騒音レベルが高く、広範囲に拡がるので、ジェット流３１を噴出して推進力を得る航空機、特に、たとえばマッハ数Ｍ＝１．６で巡航する超高速輸送機では、その開発および設計にあたって、ジェット騒音を低減することが求められる。超高速輸送機で用いられるターボファンエンジンなどと呼ばれるジェットエンジン２６は、低バイパス比のエンジンであり、前述のようにジェット（ミキシング）騒音が主音源となる。このジェット騒音を低減するために、エジェクターノズル、ローブミキサーなどを用いることが考えられるが、重量が増加し、飛行性能を低下させてしまうという問題がある。したがって超高速輸送機などの航空機では、ジェット騒音を如何に低減するかが重要な問題である。
【００１８】
ジェット騒音を、機体による遮蔽することができれば、機体に関してジェット流と反対側の領域に到達するジェット騒音を低減することが可能であり、しかも騒音低減のためだけの部材を設けることないので、重量増加を招くことがない。たとえばこのような観点から、機体による遮蔽効果を評価するために、本発明の騒音解析方法が用いられる。機体には、たとえば主翼、胴体、垂直尾翼、水平尾翼などが含まれる。機体による遮蔽効果の評価は、あくまでも用途の一例であり、本発明の騒音解析方法は、他の目的でジェット騒音を解析するために用いられてもよい。
【００１９】
図２に示す騒音解析装置２０は、入力手段２１と、記憶手段２２と、外部記録手段２３と、演算手段２４と、出力手段２５とを備える。この騒音解析装置２０は、たとえばスーパーコンピュータなどのコンピュータと呼ばれる計算装置を用いて実現される。入力手段２１は、ジェット流３１に関するジェット情報、ジェット騒音の音源モデル化および解析を指令する指令情報を含む情報を入力するための手段、たとえばキーボードなどである。ジェット流３１に関する情報は、たとえばジェット条件であり、このジェット条件には、ノズル３０の内径、ノズル３０の出口におけるジェット流３１の速度（以下「ジェット出口速度」という）、ノズル３０の出口におけるジェット流３１の温度（以下「ジェット出口温度」という）、ノズル３０の出口におけるジェット流３１の圧力（以下「ジェット出口圧力」という）が含まれる。
【００２０】
記憶手段２２は、コンピュータ内部に設けられる媒体に情報を記憶するための手段、たとえばハードディスクドライブおよび半導体メモリなどである。外部記録手段２３は、たとえばコンパクトディスク（略称ＣＤ）およびデジタルバーサタイルディスク（略称ＤＶＤ）などの着脱可能な記録媒体に、情報を記録し、記録媒体に記録される情報を再生する手段である。記憶手段２２および外部記録手段２３を含んで、情報を保持する情報保持手段が構成され、たとえば本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法を実行するための演算プログラム、および演算プログラムによる演算に必要なデータなどが記憶される。情報保持手段には、入力手段２１によって入力される情報が、一時的に保持されてもよい。
【００２１】
演算手段２４は、たとえば中央演算処理ユニット（略称ＣＰＵ）によって実現され、入力手段２１によって入力される指令情報に基づいて、記憶手段２２および外部記録手段２３のいずれかから、最適演算プログラム、解析演算プログラムなどを含む演算プログラムおよびデータを読込み、ジェット条件を用いて、ジェット騒音の音源モデル化および騒音解析のための演算を実行する。出力手段２５は、演算手段２４による演算結果を含む情報を出力する手段である。出力手段２５は、たとえば表示装置であり、または印刷手段である。
【００２２】
またジェット条件などの情報を、外部記録手段２３で読取可能な記録媒体に記録しておき、外部記録手段２３に読込ませて入力することも可能である。また演算手段２４による演算結果は、外部記録手段２３によって記録媒体に記録するようにして出力してもよい。したがって外部記録手段２３は、情報を入力する手段としても機能し、また演算結果を含む情報を出力する手段としても機能する。
【００２３】
このような騒音解析装置２０によって、具体的には、演算手段２４によって、騒音解析方法が実行される。演算手段２４は、入力手段２１によって、ジェット条件が入力され、騒音解析を指令する指令情報が与えられると、図１に示すように、ステップｓ０で騒音解析を開始し、ステップｓ１に進む。ステップｓ１の条件設定工程では、演算手段２４は、入力されるジェット条件を取得して、演算に用いる条件として設定する。ステップｓ１での条件設定が終了すると、ステップｓ２に進む。
【００２４】
ステップｓ２の諸元算出工程では、計算格子を生成し、ＲＡＮＳ（Raynolds-Averaged
Navier Stokes）解析によって、ジェット流３１の定常流れ場の諸元（以下「定常流諸元」という）を解いて求める。ジェット流３１の定常流諸元には、速度、温度、圧力、乱流強度、乱流減衰率などが含まれている。ステップｓ２での諸元算出が終了すると、ステップｓ３に進む。
【００２５】
ステップｓ３の伝播係数算出工程では、定常流諸元を用いて、音波の伝播係数を算出する。ステップｓ３の伝播係数の算出が終了すると、ステップｓ４に進む。ステップｓ４の音源強度算出工程では、ジェット流３１をそのジェット流の軸線（以下「ジェット軸線」という）Ｌに沿って分割し、各区分中心点に点音源を設定し、各点音源の音源強度を算出する。ステップｓ４での音源強度算出が終了すると、ステップｓ５に進む。
【００２６】
ステップｓ５の騒音レベル取得工程では、既存のデータベースを用い、ステップｓ１で設定したジェット条件と同一のジェット条件のジェット流３１における遠方の観測点での騒音レベルを、指向角φ毎に、既存のデータベースから抽出して求める。指向角φは、図３に示すように、ノズル３０の出口におけるジェット軸線Ｌ上の点Ｐ０を中心としてジェット軸線Ｌに対する角度を意味し、アジマス角とも呼ばれる。データベースは、たとえば予め実験により測定されたデータが蓄積されるデータベースである。ステップｓ５での騒音レベル取得が終了すると、ステップｓ６に進む。
【００２７】
ステップｓ６の位相決定工程では、ステップｓ５で騒音レベルを求めた各観測点での騒音レベルを、各点音源に位相を仮定して算出し、この算出した騒音レベルと、データベースから抽出した騒音レベルとを比較し、これらが合致するように位相を最適化して決定する。このように位相を決定することによって、ジェット流によるジェット騒音を、音源強度および位相が規定される複数の点音源によってモデルリングする音源モデルを得る。ステップｓ６での位相決定が終了すると、ステップｓ７に進む。
【００２８】
ステップｓ１〜ｓ６の工程によって、音源モデル化方法が構成され、音源モデルが生成される。ステップｓ７の音場解析工程では、生成される音源モデルを用いて、ジェット流の周辺の音場を解析する。このとき、その音場に機体が配置されるように想定して解析することによって、機体による遮蔽効果を評価することが可能である。このステップｓ７の音場解析が終了すると、ステップｓ８に進み、騒音解析方法を終了する。
【００２９】
本実施の形態では、空間的な音源強度分布を得るために定常ＲＡＮＳ解析結果を用いて得られる音源強度分布を離散化して点音源の分布に置き換え、各点音源に対してたとえばCold Jetなどのデータベースから得られる指向性に合致するように、各点音源の位相角を合わせこむようにしている。こうして生成した音源モデルは、指向性を再現するのに有効であり、本発明は、好適なジェット騒音のモデル化方法である。このモデル化方法で生成される音源モデルを用い、ジェット騒音を解析する。
【００３０】
本実施の形態では、機体によるジェット騒音の遮蔽効果などを確認するために、機体形状を模擬した簡易形状モデルを生成し、音源モデルおよび簡易形状モデルを用いて、音波の伝播を解析するソフトを利用して、ジェット流の周辺の音場を解析し、機体によるジェット騒音の遮蔽による低減効果を評価する。そして遮蔽効果の高い機体を選定し、その形状の機体を設計するようにすれば、好適な機体を設計することができる。本発明に従う設計方法では、このように音源モデルを用いた、機体による遮蔽効果の高い機体を求めるようにして、航空機の機体を設計することができる。音源モデルを用いた音場の解析に用いる方法は、特に限定されるものではなく、たとえば有限要素法、境界要素法などを用いることができ、本実施の形態では、たとえば高速多重極境界要素法（Fast Multipole
Boundary Element Method；略称ＦＭＢＥＭ）を用いる。
【００３１】
本発明に従うモデル化方法の大きな特徴点は、定常ＲＡＮＳ解析などの解析結果を用いて離散化して複数の点音源を設定し、各点音源を、音源強度と位相特性とで規定することによって、ジェット騒音の特性を高精度に好適に表すことが出来る点である。ジェット騒音には、ジェットが亜音速ジェットであるか超音速ジェットであるかによって、また機体の飛行速度に基づく周囲の速度の違いによる影響を受けているか否か、またコールドジェット（Cold Jet）であるかホットジェット（Hot Jet）であるかなど、様々な条件での騒音特性が存在する。本発明に従うモデル化方法および解析方法は、これらの様々な条件の騒音に適用することが可能である。
【００３２】
図４は、ジェット流の非定常流の解析結果の一例を示す図である。コンピュータの計算能力の向上に伴い、ＬＥＳ（Large Eddy Simulation）およびＤＮＳ（Direct Numerical
Simulation）などによって、図４に示すようにジェット流３１の非定常流の解析を行い、ジェット流３１から発生するジェット騒音を直接計算する方法が盛んに研究されている。しかし実際問題として、現存のコンピュータの能力では、実機相当の範囲にわたって、高レイノルズ数条件に対応した十分な格子数を取って計算すると、計算時間が膨大になるなどの問題があり、実用化することができない。
【００３３】
これに対して、本発明のようにジェット流３１の定常ＲＡＮＳ（Reynolds Averaged
Navier-Stokes）解析の結果から得られる定常流諸元を用いて、ジェット騒音を推算する。定常ＲＡＮＳ解析は、計算流体力学（Computational Fluid Dynamics；略称ＣＦＤ）に基づく解析（以下「ＣＦＤ解析」という）である。本発明では、ＣＦＤ解析は、定常解析で済み、さらに今回の場合は軸対称の２次元流を対象として解析すればよく、大幅に数値計算を軽減することができる。
【００３４】
図５は、定常ＲＡＮＳ解析に基づくジェット騒音の推算のイメージを説明するためにジェット流３１を示す断面図である。定常ＲＡＮＳ解析で求められる、時間平均した速度、時間平均した密度および時間平均した圧力によって、ジェット流３１内の音波の伝播がモデル化して表される。特徴的な現象としては、図５の仮想音源４０に関して例に挙げて説明すると、音波がジェット流３１の外縁の強い速度剪断層を横切るとき、ジェット流３１の内部の方が外部よりも流速が大きく、波面は内部の方が外部より速く進み、結果として、音波の進行方向は、矢符４４で示すように外部に向かうように曲げられる現象がある。
【００３５】
また定常ＲＡＮＳ解析で求められる、乱流統計量によって、音源強度の分布と時間的おび空間的な位相関係がモデル化して表される。乱流統計量には、時間平均した乱流強度および時間平均した乱流減衰率が含まれる。特徴的な現象としては、図５に示す２つの仮想音源４１，４２と仮想観測点４３とを例に挙げて説明すると、ジェット流３１内の異なる２点の仮想音源４１，４２から発生した音波は、仮想観測点４３に到達し干渉が起こるが、各仮想音源４１，４２の時間的および空間的な位相関係によって、仮想観測点４３で強めあったり、打ち消しあったりする。
【００３６】
上述の音波の伝播と、音源強度の分布と時間的および空間的な位相関係との２つのモデルを統合することによって、遠方場における騒音に対するジェット流３１内の各音源の寄与を算出することができる。
【００３７】
ジェット流３１に対して遠方の点ｘにおける音源の音源強度Ｓ（ｘ，ｆ）［Ｐａ２／Ｈｚ］は、次の式（１）で表され、式（１）中の変数の一部は、式（２）〜（４）で表される。
【００３８】
【数１】
【００３９】
各変数は、次のとおりである。
【００４０】
【数２】
【００４１】
各変数ｃｌ、ｃτ、Ａは、乱流モデルによって代わる調整定数であり、実験などによる既知の騒音のデータと良く合致するように決定される。以下、式中に用いられる「＾」および「￣」付の変数記号は、文章中では、「＾」および「￣」を文字の次に記載して示す。たとえば運動エネルギーの基準変動量の変数記号は、文章中では、「ｑ＾ｓ」と記し、時間平均密度の変数記号は、文章中では、「ρ￣」と記す。
【００４２】
なお、前述の座標ｘは、ノズル出口中心からの距離Ｒ、ジェット軸線Ｌとなす角Θ、基準面からの回転角Φからなる球面座標（Ｒ，Θ，Φ）によって表せる。
【００４３】
音源強度Ｓ（ｘ，ｆ）は、座標位置ｘにおける位置の周波数ｆの音の強度を表す。伝播係数ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）は、座標位置ｘと座標位置ｘ２との間の周波数ｆの音波の伝播係数を表す。座標は、ノズル３０の出口からの距離を表すジェット軸線Ｌと一致するｙ軸を取り、ｙ軸からの距離ｒと、ｙ軸まわりの角度位置αとで表される円筒座標（ｙ，ｒ，α）の座標であり、座標位置は、各座標値ｙ，ｒ，αで表される。
【００４４】
音波の伝播係数ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）は、変数ｕａ（ｘ２，ｘ，ｆ）、ｖａ（ｘ２，ｘ，ｆ）、ｗａ（ｘ２，ｘ，ｆ）とともに、以下の方程式（５）を数値的に解くことによって得られる。
【００４５】
【数３】
【００４６】
各変数または記号は、次のとおりである。
γ：比熱比
δ：ディラックのδ関数
ｙ２：座標位置ｘ２のｙ座標値
ｒ２：座標位置ｘ２のｒ座標値
α２：座標位置ｘ２のα座標値
ｉ：虚数単位
ｐａ：音波の伝播係数
【００４７】
音源強度が前記式（１）〜式（４）で表され、伝播係数が前記式（５）で表されることを踏まえ、本発明の解析方法について、以下に、ステップｓ１から振り返って説明する。ステップｓ１では、前述のようにジェット条件を取得し、設定する。表１に、ジェット条件の一例を示す。
【００４８】
【表１】
【００４９】
表１には、ケース１とケース２の２つのジェット条件の例を示す。ここではジェット出口温度は、省略して示し、ジェット出口圧力は、周囲大気の静圧に対するジェット流３１の静圧の比である静圧比で示す。マッハ数は、周囲大気に対するノズル３０の移動速度である。密度比は、周囲大気の密度に対するジェット流３１の密度の比である。たとえばこのようなジェット条件が、入力手段２１などがから入力され、演算手段２４に取得される。
【００５０】
図６は、ＲＡＮＳ解析結果のマッハ数分布を示すグラフである。図６には、ケース１の場合の結果であって、ジェット軸線Ｌを含む断面のジェット軸線Ｌの一方側の分布を示し、横軸に前記円筒座標のｙ座標値を示し、縦軸にｒ座標値を示す。図６において、比較的白に近い色の領域は、マッハ数Ｍ＝０．３程度の領域であり、混合層３４に相当し、この混合層３４よりもｙ軸寄りの比較的黒い色の領域は、マッハ数Ｍ＝０．６程度の領域であり、コア３３に相当し、混合層３４よりもｙ軸と反対側の比較的黒い色の領域は、マッハ数Ｍ＝０程度の領域であり、ジェット流３１の外部の領域に相当する。
【００５１】
図７は、ＲＡＮＳ解析結果の乱流エネルギーを示すグラフである。図７には、ジェット軸線Ｌ上の位置となるｙ軸上の位置における乱流エネルギーについて、ケース１の結果を実線で示し、ケース２の結果を破線で示す。横軸は、ｙ座標値を示し、ｙ座標値の値は、ノズル３０の内径Ｄを１とする値である。縦軸は、乱流エネルギーｑ／ａ０を示す。ａ０は、周囲大気の音速である。図７に示すように、乱流エネルギーは、ノズル３０の出口から間隔をあけた位置から急激に大きくなり、ピークを向かえた後、ノズル３０から遠ざかるにつれて徐々に小さくなっていく。
【００５２】
図８は、ＲＡＮＳ解析結果のエネルギー散逸状態を示すグラフである。図８には、ジェット軸線Ｌ上の位置となるｙ軸上の位置における乱流エネルギーの散逸状態について、ケース１の結果を実線で示し、ケース２の結果を破線で示す。横軸は、ｙ座標値を示し、ｙ座標値の値は、ノズル３０の内径Ｄを１とする値である。縦軸は、乱流エネルギーの散逸状態を表す状態量ωＤ／ａ０を示す。図８に示すように、乱流エネルギーの散逸は、ノズル３０の出口から間隔をあけた位置から急激に早くなり、ピークを向かえた後、ノズル３０から遠ざかるにつれて徐々に遅くなっていく。
【００５３】
図９は、ＲＡＮＳ解析結果の速度の変動の２乗平均値ｑと、平均乱流減衰率ωとを示すグラフである。横軸は、ｙ座標値を示し、縦軸は、速度の変動の２乗平均値ｑおよび平均乱流減衰率ωを示す。速度の変動の２乗平均値ｑは、実線で示し、平均乱流減衰率ωは、二点鎖線で示す。図９は、たとえばケース１の場合の結果を示す。ステップｓ２では、設定されるジェット条件に基づいて、ＲＡＮＳ解析を行い、たとえば図６〜図９に示すように基礎データとなる定常流諸元を求める。
【００５４】
次にステップｓ３では、定常流諸元を用いて、ジェット流３１内部の任意の座標位置ｘ２の点から、ジェット流３１外部の任意の座標位置ｘの点への音波の伝播特性ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）を求める。この伝播特性ｐａ（ｘ２，ｘ，ｆ）は、前記式（５）を数値的に解くことによって取得する。
【００５５】
そして次のステップｓ４では、ジェット流３１をジェット軸線Ｌに沿う方向に、したがってｙ軸方向に、たとえば図９に示すように間隔Δｙで分割し、分割した各領域のｙ軸上の中点に、音源をそれぞれ設定する。このようにジェット軸線Ｌ上に、等間隔に、複数の点音源Ｏｎを設定する。ｎは、点音源を識別するための番号であり、自然数であって、ノズル３０寄りの点音源から順に、１，２，３，…ｎ−１，ｎ，ｎ＋１，…と割り当てられる。
【００５６】
図１０は、各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎの求め方を説明するための図である。さらにステップｓ４では、各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎは、前記式（１）を基にした次の式（６）と、前記式（２）〜式（４）を用いて、算出される。
【００５７】
【数４】
【００５８】
各変数は、次のとおりである。
Ｄ：ノズル３０の出口の内径
uj：ジェット出口速度
ｘ２：ジェット流３１内部の任意の点の座標
ｘ：ジェット流３１から遠方の任意の点の座標
【００５９】
図１１は、各点音源Ｏｎの位相ψの求め方を説明するための図である。図１２は、既存のデータベースの騒音レベル（ＳＰＬ）の一例を示すグラフである。データベースは、たとえばＥＳＤＵ（Engineering and Sciences Data Unit）を用いることができる。ステップｓ５では、図１１に示すように、ジェット流３１の遠方における、互いに指向角φが異なる複数の観測点Ｍｍを設定する。ｍは、各観測点に識別のために割り振られる自然数の番号であり、指向角φが小さい方から順に１，２，３，…，ｍ−１，ｍ，ｍ＋１，…と割り当てられる。各観測点の指向角は、φｍで表し、各観測点の既存のデータベースから抽出した騒音レベルをＬｍで表す。図１１に示す例では、たとえば３つの観測点Ｍ１〜Ｍ３が設定される。たとえば観測点Ｍ１は、指向角φが３０度の観測点であり、観測点Ｍ２は、指向角φが４０度の観測点であり、観測点Ｍ３は、指向角φが６０度の観測点である。そしてたとえば図１２に示すような既存のデータベースから、各観測点Ｍｍにおける騒音レベルＬｍを抽出して取得する。このようにステップｓ５では、既存のデータベースから、遠方の騒音レベルＬｍを、指向角φｍ毎に求める。
【００６０】
次にステップｓ６では、各点音源Ｏｎの位相ψｎを決定する。各観測点Ｍｍの騒音レベルは、各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎを用いて、式（７）で求めることができる。この式（７）で求められる騒音レベルは、既存のデータベースから抽出される騒音レベルＬｍと区別するために、「＾」を付けてＬ＾ｍで表す。さらに理解を容易にするために、既存データベースから抽出した騒音レベルを、既知騒音レベルＬｍといい、式（７）で算出される騒音レベルを、算出騒音レベルＬ＾ｍという。
【００６１】
【数５】
【００６２】
ここでprefは、基準音圧（＝２×１０−５［Pa］）であり、ｉは虚数単位である。
そしてステップｓ６では、式（７）で求まる算出騒音レベルＬ＾ｍから既知騒音レベルＬｍを減算した差の２乗和が最小となるように、たとえば最適化アルゴリズムを用いて、各点音源Ｏｎの位相ψｎを決定する。この位相決定のための最適化アルゴリズムは、特に限定されるものではなく、勾配法、遺伝的アルゴリズムなどを用いることができる。このように、音源強度Ｓｎと位相ψｎとで規定される、複数の点音源Ｏｎで表され音源モデルが生成される。
【００６３】
生成される音源モデルを用い、さらに機体モデルを用い、ステップｓ７で、ジェット流３１の周囲の音場を解析し、機体によるジェット騒音の遮蔽効果を評価する。このような解析方法の解析結果に基づき、遮蔽効果の高い機体の形状を選定し、この機体形状を採用することによって、ジェット騒音を低減可能な機体を設計することができる。
【００６４】
図１３は、生成される音源モデルの一例の音源強度分布を示すグラフである。図１４は、生成される音源モデルの一例の位相分布を示すグラフである。図１３には、横軸にｙ座標を示し、縦軸に音源強度Ｓｎを示す。図１４には、横軸にｙ座標を示し、縦軸に位相角φｎを示す。図１３および図１４の横軸は、各点音源Ｏｎのジェット軸線Ｌに沿う位置をｙ座標で示しており、ｙ座標の値は、ノズル３０の出口の内径Ｄを１としている。また図１３および図１４には、表１のケース２の場合の結果であって、周波数ｆが４ｋＨｚの騒音に関する結果を実線で示し、周波数ｆが１ｋＨｚの騒音に関する結果を破線で示し、周波数ｆが２５０Ｈｚの騒音に関する結果を二点鎖線で示す。このように本発明の方法によれば、音源強度Ｓｎと位相ψｎとで各点音源Ｏｎを規定する音源モデルを生成することができる。
【００６５】
図１５は、表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。図１６は、表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。図１５および図１６は、微細渦による音響放射に着目し、ステップｓ６で、指向角が９０度の観測点に関して、既知騒音レベルＬｍと算出騒音レベルＬ＾ｍとが最も一致するように、各位相角ψｎを決定した音源モデルを用いた場合の推算結果を示す。
【００６６】
図１５および図１６には、横軸に周波数を示し、縦軸に騒音レベルを示す。また図１５および図１６には、○、■、◆、△で、既存のデータベースであるＥＳＤＵから抽出した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。また図１５および図１６には、実線、破線、二点鎖線、一点鎖線で、生成した音源モデルを用いて周辺音場解析して推算した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。図１５および図１６に示すように、指向角φが３０度の方向の観測点に関して、既存のデータベースの騒音レベルと推算した騒音レベルとの間に多少のずれが見られるが、比較的、既存のデータベースの騒音レベルと近い推算結果が得られている。
【００６７】
図１７は、表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。図１８は、表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。図１７および図１８は、大規模乱流構造による音響放射に着目し、ステップｓ６で、指向角が３０度の観測点に関して、既知騒音レベルＬｍと算出騒音レベルＬ＾ｍとが最も一致するように、各位相角ψｎを決定した音源モデルを用いた場合の推算結果を示す。
【００６８】
図１７および図１８には、横軸に周波数を示し、縦軸に騒音レベルを示す。また図１７および図１８には、○、■、◆、△で、既存のデータベースであるＥＳＤＵから抽出した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。また図１７および図１８には、実線、破線、二点鎖線、一点鎖線で、生成した音源モデルを用いて周辺音場解析して推算した、指向角φが３０度、６０度、９０度、１２０度の騒音レベルを示す。図１７および図１８に示すように、指向角φに拘わらず、既存のデータベースの騒音レベルと近い推算結果が得られている。図３に示すように、ジェット騒音は、巨視的に見ると、指向角３０度の方向に放射される指向特性を有しており、図１７および図１８の推算に用いた音源モデルは、このジェット騒音の放射方向の観測点に着目して位相決定したモデルである。ジェット騒音の放射方向とは、ジェット騒音の放射強度が強い方向である。このようにジェット騒音の指向特性を考慮し、ジェット騒音の放射方向に着目してモデル化した音源モデルは、指向角が３０度から１２０度までの範囲を含む広範囲の騒音を模擬可能な精度の高い音源モデルであることがわかる。
【００６９】
このような本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、たとえばソニックブーム強度を半減する、翼胴一体の低ソニックブームおよび低抵抗機体の騒音解析、設計に用いることができる。また本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、エンジンを機体の上方に配置することによって機体で騒音を遮蔽する、騒音遮蔽機体の騒音解析、設計に用いることができる。さらに本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、離着陸および超音速飛行を可能にする無人機などの高度システム統合技術のための、騒音解析、設計に用いることができる。さらにまた本発明の音源モデル化方法および騒音解析方法は、ロケットの打ち上げ発射台付近の音場解析のために用いることができる。
【００７０】
前述の実施の形態は、本発明の例示に過ぎず、本発明の構成を変更することができる。たとえば解析に用いる計算法、アルゴリズムなどは変更可能であるし、点音源の設定位置もジェット軸線上の等間隔に限定されるものではなく、変更可能である。
【図面の簡単な説明】
【００７１】
【図１】本発明の実施の一形態のジェット騒音の解析方法を示すフローチャートである。
【図２】図１の騒音解析方法を実行する騒音解析装置２０を示すブロック図である。
【図３】ジェットエンジン２６によって発生するノイズを説明するためにノズル３０を示す断面図である。
【図４】ジェット流の非定常流の解析結果の一例を示すグラフである。
【図５】定常ＲＡＮＳ解析に基づくジェット騒音の推算のイメージを説明するためにジェット流３１を示す断面図である。
【図６】ＲＡＮＳ解析結果のマッハ数分布を示すグラフである。
【図７】ＲＡＮＳ解析結果の乱流エネルギーを示すグラフである。
【図８】ＲＡＮＳ解析結果のエネルギー散逸状態を示すグラフである。
【図９】ＲＡＮＳ解析結果の速度の変動の２乗平均値ｑと、平均乱流減衰率ωとを示すグラフである。
【図１０】各点音源Ｏｎの音源強度Ｓｎの求め方を説明するための図である。
【図１１】各点音源Ｏｎの位相ψの求め方を説明するための図である。
【図１２】既存のデータベースの騒音レベル（ＳＰＬ）の一例を示すグラフである。
【図１３】生成される音源モデルの一例の音源強度分布を示すグラフである。
【図１４】生成される音源モデルの一例の位相分布を示すグラフである。
【図１５】表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。
【図１６】表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの一例を示すグラフである。
【図１７】表１のケース１の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。
【図１８】表１のケース２の場合について生成した音源モデルを用いて推算した騒音レベルの他の例を示すグラフである。
【符号の説明】
【００７２】
２０ 騒音解析装置
２１ 入力手段
２２ 記憶手段
２３ 外部記録手段
２４ 演算手段
２５ 出力手段
３０ ノズル
３１ ジェット流
５０ 遮蔽板
Ｌ ジェット軸線
Ｏ１，Ｏ２，…，Ｏｎ 点音源
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェット流を解析して求められるジェット音源の強度分布を離散化し、複数の点音源を設定して各点音源の音源強度を求め、
予め把握されているジェット流に関する遠方自由音場での騒音レベルに基づいて、各点音源の位相を求めることを特徴とするジェット騒音の音源モデル化方法。
【請求項２】
ジェット流のジェット軸線に沿って、各点音源を設定することを特徴とする請求項１に記載のジェット騒音の音源モデル化方法。
【請求項３】
請求項１または２に記載のジェット騒音の音源モデル化方法によって生成される音源モデルを用いて、ジェット騒音による周辺の音場を解析することを特徴とするジェット騒音の解析方法。
【請求項４】
請求項３に記載のジェット騒音の解析方法によって、機体によるジェット騒音への影響を考慮して航空機を設計することを特徴とする航空機の設計方法。
【請求項１】
ジェット流を解析して求められるジェット音源の強度分布を離散化し、複数の点音源を設定して各点音源の音源強度を求め、
予め把握されているジェット流に関する遠方自由音場での騒音レベルに基づいて、各点音源の位相を求めることを特徴とするジェット騒音の音源モデル化方法。
【請求項２】
ジェット流のジェット軸線に沿って、各点音源を設定することを特徴とする請求項１に記載のジェット騒音の音源モデル化方法。
【請求項３】
請求項１または２に記載のジェット騒音の音源モデル化方法によって生成される音源モデルを用いて、ジェット騒音による周辺の音場を解析することを特徴とするジェット騒音の解析方法。
【請求項４】
請求項３に記載のジェット騒音の解析方法によって、機体によるジェット騒音への影響を考慮して航空機を設計することを特徴とする航空機の設計方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【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６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【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６】
【公開番号】特開２００８−１０２０９５（Ｐ２００８−１０２０９５Ａ）
【公開日】平成２０年５月１日（２００８．５．１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００６−２８６８１９（Ｐ２００６−２８６８１９）
【出願日】平成１８年１０月２０日（２００６．１０．２０）
【国等の委託研究の成果に係る記載事項】（出願人による申告）国等の委託研究の成果に係る特許出願（平成１７年度 超高速輸送機実用化開発調査「超高速輸送機の機体形状最適化設計」契約、産業活力再生特別措置法３０条の適用を受けるもの）
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２０年５月１日（２００８．５．１）
【国際特許分類】
【出願日】平成１８年１０月２０日（２００６．１０．２０）
【国等の委託研究の成果に係る記載事項】（出願人による申告）国等の委託研究の成果に係る特許出願（平成１７年度 超高速輸送機実用化開発調査「超高速輸送機の機体形状最適化設計」契約、産業活力再生特別措置法３０条の適用を受けるもの）
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【Ｆターム（参考）】
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