【課題】航空機のターボファンエンジンと共に利用できるローブ−シェブロンミキサを提供すること。
【解決手段】ターボファンエンジン（１０）において流れを混合するためのミキサ（１００）が提供される。ミキサは、複数のシェブロンローブ（１０２）を備え、該複数のシェブロンローブの各々が、クラウン（１０８）と、キール（１０６）と、第１の後縁（１１０）と、第２の後縁（１１２）と、第１の後縁及び第２の後縁間に延びる第１の横方向縁部（１１６）とを含み、ミキサは、２つの別個の流入排気流れを受け取り、該２つの流れを混合して、第１の後縁及び第２の後縁のうちの少なくとも１つから排出される少なくとも１つの回転排気流にするように構成されている。 （もっと読む）

【課題】ジェットエンジンの騒音および燃料消費を低減するファンノズルを提供する。
【解決手段】ジェットエンジンのトランスカウルは、リニアアクチュエータに結合されたシェブロン２２２を含む。シェブロンは、コアカウルおよび逆推力トランスレートカウル２１８によって形成されたガス流路を変化させるように、リニアアクチュエータによって前方または後方へ移動可能である。第１の位置において、シェブロンが、ガス流路に対して実質的に平行に配置され、抗力および／またはエンジン推力の損失を軽減する。第２の位置において、シェブロンが、後方へ動かされて、ガス流路内に突出する、またはさらに突出する。一実施形態では、リニアアクチュエータは、外側カウル２１８に結合された第１の構成部品を含む。リニアアクチュエータの第２の構成部品は、シェブロンに結合される。リニアアクチュエータは、設置されると、制御装置および電源に結合され得る。 （もっと読む）

【課題】ジェット噴流ノズルの開口周りに騒音低減構造を備えるジェットエンジンにおいて、騒音を低減させつつ燃費の向上を図る。
【解決手段】騒音低減構造１の設置位置に配置されると共に当該騒音低減構造１がおこすジェット噴流の流れ場の変化を助長する体積力を発生するプラズマアクチュエータ７０を備える。 （もっと読む）

【課題】航空機のエンジンの更なる騒音削減手段を提供する。
【解決手段】突起部（例：シェブロン）を有するジェットエンジンノズル、噴射流、及び付随のシステムと方法が開示されている。一実施形態による方法は、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。他の実施形態では、別の混合強化装置（例：ボーテックス・ジェネレーター）が突起部に配設されている。突起部と混合強化装置の組み合わせにより、エンジン排気の騒音レベルが、突起部又は噴射流いずれか１つによって個別に達成可能なレベルよりも削減されることが予想される。 （もっと読む）

【課題】簡単かつ精巧堅牢な構造を使用してスロート面積及び拡張比率の独立した制御を行うことができる排気ノズルを提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン用のノズル３０は、その残余部分に比較して大きい直径のスロートセクションを含むセンタボデー３２と、前記センタボデーを囲み、外面とその残余部分に比較して小さい直径の中間セクションを含む内面とを有し、前方及び後方方向に選択的に移動可能である内側シュラウド３４と、内側シュラウド３４を囲み、センタボデー３２に対して前方及び後方方向に移動可能である外側シュラウド３６と、センタボデー３２に対して前方及び後方方向に前記内側及び外側シュラウド３４、３６を独立して選択的に移動させるための手段と、を含み、前記センタボデー３２、前記内側シュラウド３４の内面及び前記外側シュラウド３６の内面が、共同して該ノズル３０を通る流体流路を形成している。 （もっと読む）

本発明は、ターボ機械ノズル（１０）用の環状カウル（１４）であって、カウルの後縁（１４ａ）に延在し互いに円周方向に離隔するように設計された複数のパターン（２６）を含むカウルに関する。各パターンは、略多角形の輪郭を有し、カウルの後縁の一部によって形成される底辺（２６ａ）と、底辺から下流側に離隔し側辺（２６ｃ）によって底辺に接続される少なくとも１つの頂点（２６ｂ）とを有し、その側辺のそれぞれに、各パターンは少なくとも１つのフィン（２８）を含み、各フィンは半径方向に対して０°〜４５°の角度で傾斜した平面内でパターンに対して半径方向に傾斜する。
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材料は、コアによって互いに接合された内側及び外側スキンを含む。コアは、それによって熱伝導の平衡をとるために内側スキンと異なる熱伝導率を有する。前記材料は航空機構造に形成されることができる。内側スキン、外側スキン、及びコアは、前記内側スキンから前記コアを通って前記外側スキンまで熱を熱伝導するように互いに接合された金属薄板からなることができる。前記コアは、前記内側及び外側スキンを橋渡しする中空セルを有するハニカムからなることができる。
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航空機構造は、コアによって互いに接合された内側及び外側スキンを含む。コアは、それによって熱伝導の平衡をとるために内側スキンと異なる熱伝導率を有する。排気ノズルは、環状排気ダクトに固定接合されたシェブロンの列からなり、前記シェブロンの各々は、前方基部と後方頂部の間において後縁に沿って収束する半径方向内側スキン及び外側スキンを含み、前記スキンは各シェブロンにおいて対応するコアに積層されており、前記コアは前記内側スキンよりも大きな熱伝導率を有し、前記外側スキンは前記内側スキンよりも大きな熱膨張係数を有する、
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【課題】高いエジェクタ性能を得ることができるとともに、短い流路構造で十分な吸音性能を得ることができる流路構造体を提供する。
【解決手段】ジェットを収容体３内部から外部に放出する流路構造体１０であって、ジェットを通す流路５が形成されており、流路５の一端は収容体３の内部にて前記ジェット及びエジェクタによる周囲空気を受け入れるように開口し、流路５の他端は収容体３の外部に開口し、流路５の断面中心に対し放射状に延びるとともに、断面中心を回る周方向に間隔を置いて配置される複数の吸音材７を備える。 （もっと読む）

【課題】セパレートストリームノズル用のカウルを提供することによって、ノズルからの出口におけるジェット雑音を低減する。
【解決手段】本発明は、ターボ機械ノズル用のカウル（１４）に関し、このカウルは、上記のカウルの後縁（１４ａ）から延在するように配置され、互いから円周方向に離隔された複数の反復パターン（２６）を含む。各パターンは、カウルの後縁の一部によって形成される底辺（２８）と、底辺から下流に離隔され、２つの側面（３２ａ、３２ｂ）を介して底辺に接続される２つの頂点（３０ａ、３０ｂ）とを有する四辺形の形態にあり、各側面が、放物線の形状を有する。各パターンは、上記のカウルの長手軸（Ｘ−Ｘ）を含むパターンの中央平面（Ｐ）に対して非対称であり、カウルの内側に向かって半径方向に傾斜される第１の部分（３４ａ）と、カウルの外側に向かって半径方向に傾斜される第２の部分（３４ｂ）とを備える。 （もっと読む）