図2は、本発明の実施例1に係る低騒音航空� �100を示す説明図である。
 この低騒音航空機100は、推力偏向手段とし� ��、推力偏向式排気ノズルを備えている。こ� ��推力偏向式排気ノズルは、エンジン構造の� ��端部を構成する排気ノズルに取り付けられ� ��また、例えば特開平7-4312号公報の図3に見ら れるオフセット回転機構または特開2003-307156� ��公報の図6および図7に見られる延伸機構を� �し、排気ジェットの方向を偏向する。従っ� �、低騒音航空機100は、この公知の機構で構� �された推力偏向式排気ノズルにより、容易� �排気ジェットの方向を飛行方向に関して上� �に偏向させることができ、その結果、地上� �おけるエンジン排気騒音を大幅に低減する� �とが出来るようになる。

 図3は、本発明の実施例2に係る低騒音航空� �200を示す説明図である。
 この低騒音航空機200は、推力偏向手段とし� ��、実施例1と同様に排気ジェットの方向を変 えることが可能な推力偏向式排気ノズル20を� ��えている。この推力偏向式排気ノズル20は� �図4に示すように、ほぼ対称な上部偏向ノズ� ��21と下部偏向ノズル22とから成り、後述する 駆動機構によって排気ジェットの噴射方向を 各モードに応じて適切に偏向させる。なお、 上部偏向ノズル21と下部偏向ノズル22の構造� �特徴については、図5を参照しながら後述す� ��。また、巡航モードとは推力偏向式排気ノ� ��ル20が排気ジェットの噴射方向を偏向させ� �い状態をいい(主として、航空機が一定高度� ��一定の速度で飛行する時に採用する形態で� ��る。)、推力偏向モードとは推力偏向式排気 ノズル20が排気ジェットの噴射方向を飛行方� ��に関して上側に偏向させる状態をいい(主と して、航空機が離着陸時に採用する形態であ る。)、逆推力モードとは上部偏向ノズル21と 下部偏向ノズル22が各々のV切断部(後方開口� �)を接合し、排気ジェットを逆方向に排気す� ��状態をいう(主として、航空機が着陸滑走時 に採用する形態である。これにより、航空機 の減速能力を高める。)。

 図5は、本発明に係る推力偏向式排気ノズル 20を示す要部断面説明図である。なお、図5(a) は正面図である。また、図5(b)は、そのB-B断� �図である。
 この推力偏向式排気ノズル20は、上述した� �り上部偏向ノズル21と下部偏向ノズル22とか� ��成り、上部偏向ノズル21および下部偏向ノ� �ル22は、円筒をその中心軸を含む仮想中心面 CPによって切断し、更に該仮想中心面CPに関� �対称な2つの仮想平面UP,LPによって該仮想中� �面CPから角度±θ(0<θ<90°)でV切断した時� �上流側(図5(b)の実線部分、すなわち仮想平面 UP,LPの左側部分)の半分に各々相当する。また 、V切断した側とは反対の端面(前方開口部)は テーパー形状を成している。なお、テーパー の方向については、下部偏向ノズル22の最外� ��長L2が上部偏向ノズル21の最外軸長L1よりも� ��くなる(すなわち、L2>L1となる)方向である 。推力偏向式排気ノズル20をこのような上部� ��向ノズル21と下部偏向ノズル22によって構成 することにより、排気ジェットの噴射方向を 好適に偏向させることが可能となる。その結 果、航空機が離着陸する際に排気ジェットの 噴射方向を飛行方向に関し上側に偏向させる ことにより地上におけるエンジン排気騒音を 大幅に低減することが可能となる。また、上 部偏向ノズル21と下部偏向ノズル22の互いのV� ��断部を接合させ後方開口を閉じることによ� ��、排気ジェットの噴射方向を逆方向に偏向� ��せることが可能となる。これにより、航空� ��の着陸滑走時に、エンジンに逆推力を発生� ��せ航空機の制動機能(減速能力)を高めるこ� �が可能となる。

 図6から10は、実施例2に係る推力偏向式排気 ノズル20を駆動する機構を示す説明図である� ��なお、上部偏向ノズル21と下部偏向ノズル22 はほぼ対称な関係にあるため、ここでは主と して上部偏向ノズル21の駆動機構について説� ��する。
 上部偏向ノズル21の駆動機構は、上部偏向� �ズル21を偏向させるアクチュエータ23と、そ� ��アクチュエータ23と上部偏向ノズル21との結 合部となるアクチュエータ取付部24と、その� ��クチュエータ取付部24が移動するための上� �方ガイドレール25と上後方ガイドレール26と� ��ら成る。アクチュエータ23は、例えば回転� �構付き油圧シリンダで構成されている。ま� �、アクチュエータ取付部24の詳細については 、図7を参照しながら後述するが、前後にロ� �ラ対(従って、1つのアクチュエータ取付部24� ��対しローラの数は全部で4個備える。)を有� �、その中で、前方ローラは上前方ガイドレ� �ル25上を移動し、一方、後方ローラは上後方 ガイドレール26上を移動する。また、上前方� ��イドレール25、上後方ガイドレール26及びア クチュエータ23の前方取付部はナセル構造ま� ��はエンジン排気管に固定されている。本実� ��例では、これらのガイドレール25,26は一端� �エンジン排気管に固定されていることとし� �。

 ところで、上前方ガイドレール25および� �後方ガイドレール26は、互いに異なる軌跡(� �ール特性)を有している。つまり、上部偏向� ��ズル21がこれらのガイドレール25,26を滑走す ると、回転移動(平行+回転)し、「巡航モード 」→「推力偏向モード」→「逆推力モード」 の各モードにおいて求められる各ノズル形態 を成すようにこれらのガイドレール25,26は作� ��れている。また、このことは、下前方ガイ� ��レール27および下後方ガイドレール28に対し ても同様に当てはまる。

 図6は、推力偏向式排気ノズル20の巡航モー� ��での動作を示す説明図である。
 この巡航モードでは、推力偏向式排気ノズ� ��20は排気ジェットの噴射方向を偏向させな� �ため、アクチュエータ23は、縮んだ状態にあ り、同時に、アクチュエータ取付部24,24は、� ��下前方ガイドレール25,27と上下後方ガイド� �ール26,28の各始点に位置している。

 図7は、図6のA矢視を示す説明図である。
 アクチュエータ取付部24は上部偏向ノズル21 に固定され、アクチュエータ取付部24には、� ��後に各2個から成る前方ローラ対24a,24aと後� �ローラ対24b,24bとが各々取り付けられている� ��前方ローラ対24a,24aは上前方ガイドレール25, 25上にあり、一方後方ローラ対24b,24bは上後方 ガイドレール26,26上にある。

 また、これらのガイドレール25,26は、図8� ��示すように、断面形状が略C形状のガイドレ ールであっても良い。

 図9は、推力偏向式排気ノズル20の推力偏向� ��ードでの動作を示す説明図である。
 アクチュエータ23のロッドが伸びてアクチ� �エータ取付部24を押し、前方ローラ対24a,24a� �上前方ガイドレール25,25に沿って移動し、一 方後方ローラ対24b,24bは上後方ガイドレール26 ,26に沿って移動し、上部偏向ノズル21を上方� ��偏向させ、排気ジェットの噴射方向を上方� ��偏向させる。下部偏向ノズル22についても� �様に、アクチュエータ23のロッドが伸びてア クチュエータ取付部24を押し、前方ローラ対2 4a,24aおよび後方ローラ対24b,24bが下前方ガイ� �レール27,27および下後方ガイドレール28,28に� ��って各々移動し、下部偏向ノズル22を上方� �偏向させ、排気ジェットの噴射方向を上方� �偏向させる。

 図10は、推力偏向式排気ノズル20の逆推力モ ードでの動作を示す説明図である。
 アクチュエータ23が更にアクチュエータ取� �部24を押すと、アクチュエータ取付部24は、� ��前方ガイドレール25と上後方ガイドレール26 の各終点に到達し、上部偏向ノズル21は、V切 断した側の端面(後方開口)が下向きになるよ� ��に回転する。一方、下部偏向ノズル22につ� �ても、アクチュエータ取付部24が下前方ガイ ドレール27と下後方ガイドレール28の各終点� �到達し、下部偏向ノズル22はV切断した側の� �面(後方開口)が上向きになるように回転し上 部偏向ノズル21のV切断した端面に接合する。 そして、排気ジェットは上部偏向ノズル21の� ��央開口へ流入し内周面で反射して前方開口� ��ら外部に流出する。同様に、下部偏向ノズ� ��22の中央開口へ流入した排気ジェットは、� �周面で反射して前方開口から外部へ流出す� �。このように、排気ジェットは逆方向に偏� �しエンジンは逆推力を発生する。

 図11は、本発明の実施例3に係る低騒音航空� ��300を示す説明図である。
 この低騒音航空機300は、推力偏向手段とし� ��、回転式エンジンを備えている。この回転� ��エンジンは、エンジンを航空機の主翼や胴� ��に取り付ける構造において、エンジンが回� ��自由になるようにエンジンに対して公知の� ��転機構を取り付けたものである。従って、� ��騒音航空機300は、この公知の機構で構成さ� ��た回転式エンジンにより、容易に排気ジェ� ��トの方向を飛行方向に関して上側に偏向さ� ��ることができ、その結果、地上におけるエ� ��ジン排気騒音を大幅に低減することが出来� ��ようになる。

 図12は、本発明の実施例4に係る低騒音航空� ��400を示す説明図である。
 この低騒音航空機400は、推力偏向手段とし� ��、推力偏向板を備えている。この推力偏向� ��は、搭載されたエンジン後方の機体構造、� ��えば主翼や胴体の上面にエンジンの排気を� ��方に偏向できる偏向板を可動式に搭載した� ��のである。従って、低騒音航空機400は、こ� ��簡素な機構で構成された推力偏向板により� ��容易に排気ジェットの方向を飛行方向に関� ��て上側に偏向させることができ、その結果� ��地上におけるエンジン排気騒音を大幅に低� ��することが出来るようになる。

 上記推力偏向装置により推力を飛行経路の� ��方に変更して騒音低減を図る場合に以下の2 点について配慮が必要である。
 一つは、航空機の耐空性に関する安全基準( 「耐空性審査要領」、以下「文献2」という� �)により、離陸滑走を開始し、離陸が完了す� ��までは脚上げ操作以外の飛行形態の変更は� ��されないこと、二つ目は、推力偏向により� ��陸性能が低下するため、離陸が完了するま� ��は推力偏向を行わないか、または、一般的� ��推力偏向である飛行経路下方への偏向が必� ��である事である。この結果、騒音低減のた� ��の上方への推力偏向は、離陸が完了した時� ��において、実施されることが必要となる。� ��陸完了は、上記文献2の安全基準によれば、 通常の離陸操作において、航空機が滑走路か ら浮揚した後、脚上げ操作が完了し高度400フ ィートに達する時点までを言うとされている 。文献2に定められている離陸騒音計測点は� �通常は、この離陸完了時点よりさらに飛行� �継続し滑走開始点から6.5km前方の飛行場の領 域から出た時点であるので、離陸完了後、速 やかに推力偏向を行うことにより、騒音計測 点付近、及びそれ以降の空港周辺への騒音を 低減させることができる。

 以下に、離陸及び、その後の上昇過程に� ��ける飛行状態と騒音基準計測点における騒� ��値の時間経過を、推力偏向をしない場合と� ��推力偏向をした場合との計算例を示す。計� ��を単純化するために、離陸滑走中は推力偏� ��を行わず、航空機が滑走路から空中に浮揚( Lift Off)するまでの離陸滑走距離は同じとし� �浮揚した時点で瞬時に推力偏向を行った場� �を計算する。この結果、浮揚後の上昇経路� �は推力偏向を行った方が小さくなり、騒音� �準計測点上空を通過するときの高度が下が� �、計測点との距離が近くなる結果、騒音は� �きくなる。実際の推力偏向を行う点は文献2� ��規定されている通り、脚上げ操作が完了し� ��高度400フィート以上の点であり、推力偏向� ��よる上昇経路の低下はより少なくなるので� ��この単純化は推力偏向効果を推算する上で� ��安全側の計算をすることになる。

 この上昇経路の計算をする計算式は以下に� ��すように、経路にそった質点の運動方程式� ��用いた。
Wcosγ=L+Tsin(α+δ)  W:重量 L:揚力 D:抵抗 T:推� ��
Tcos(α+δ)-D=Wsinγ  α:迎え角 γ:経路角 δ:推� �偏向角

 推力偏向角δを横軸にとって上昇経路角γ の変化を計算した結果を図16に示す。上昇経� ��角γは推力偏向角δを上下どちらにとっても 低下する。これは前述の計算式の推力Tのコ� �イン成分が減少し、それに釣り合う上昇経� �角γのサイン成分が減少する結果である。

 図17は、横軸を、浮揚時の時間を基準と� �て、その後の時間経過における航空機の飛� �高度を示したものである。推力偏向をした� �合は騒音基準計測点、及び騒音最大となる� �点での高度が低下し、騒音が増大する可能� �を示している。

 図18は、騒音基準計測点から見た排気ジ� �ットの方向(図15の騒音伝播方向:AZに相当)を� ��したものであるが、推力偏向をした方がこ� ��角度が大きくなり、騒音の指向性(図13)から 予測されるように騒音が低下する可能性を示 している。

 図19は、これら二つの効果、即ち、推力� �向により高度が下がることによる騒音増大� �果と、排気ジェットの方向が変わることに� �る騒音低減効果を総合して騒音計算を行っ� �結果を示す。計算例は超音速ビジネスジェ� �ト機を想定したものである。この結果から� �力偏向を行った方が、騒音が低下している� �がわかる。

 図20は、騒音基準計測点において騒音最� �となる離陸開始から約100秒後におけるこれ� �二つの効果の割合を棒グラフで示したもの� �ある。高度が下がることによる騒音増大は� �0.9dB、排気ジェットの方向が変わる事による 騒音低下は約-7.6dB、合計値としての騒音低下 は約-6.7dBであり、推力偏向が騒音低下に効果 的であることを示している。すなわち、図20� ��、環境基準に定められている三つの測定条� ��である、離陸上昇(図14の(1))、離陸側方(図14 の(2))、及び着陸進入(図14の(3))のうちの離陸� ��昇における推力偏向の効果を示したもので� ��る。

 他方、離陸側方(図14の(2))においては、推 力偏向の方向が航空機の上下方向であるため 推力偏向角の側方への成分のみが騒音低減に 効くことになり、その効果は小さい。図21は� ��の条件での騒音低減効果を示す棒グラフで� ��るが、約-3.4dBの効果が得られる。

 また、着陸進入(図14の(3))においては、一般 的に電波着陸進入管制が行われている空港で は、航空機は降下角3°の統一された飛行経路 で着陸進入を行っている。この場合、航空機 はその降下角を維持するために、航空機の種 類によって幅はあるが、離陸出力のおよそ50% 程度のエンジン出力を保って降下してくる。 従って音源としてのエンジン騒音は離陸より 小さいが、文献1の環境基準に定められてい� �騒音基準計測点が空港に近いところに設定� �れており、この基準点上空を通過する航空� �の高度は離陸時より低くなり、従って地上� �計測される騒音は離陸時より大きくなるこ� �が多い。
 このような状況で、推力を上方に偏向する� ��、降下角3°を維持するためのエンジン出力� ��増大してしまうが、前述の離陸の場合と同� ��に騒音の指向性により地上での騒音低減が� ��られる。この状況を棒グラフで図22に示す� �、推力偏向を行うことで約-8.7dBの騒音低減� �得られる。

 環境基準は年々強化されており、2006年1� �から新しく製造される航空機は、文献1に示� ��れる騒音基準値に対して、前述の3つの計測 条件での騒音値の合計がさらに-10dB強化され� ��いる。本発明による騒音低減効果は前述の� ��算で合計約-19dBであり、その効果は大きい� �

 上述した通り、推力偏向を行うためには、� ��下の3つの方法がある。
 エンジン本体に推力偏向機構を組み込ませ� ��方法(実施例1および2)は、エンジン構造の後 端部を構成する排気ノズルに排気方向を偏向 できる機構を持たせる方法である。

 エンジン本体を回転させる方法(実施例3)� ��、エンジンを航空機の主翼や胴体に取り付� ��る構造において、エンジンが回転自由にな� ��取付方法とその操作機構を持たせる方法で� ��る。

 エンジン後方に偏向装置を取り付ける方� ��(実施例4)は、搭載されたエンジン後方の機� ��構造、例えば主翼や胴体の上面にエンジン� ��排気を上方に偏向できる偏向板を可動式に� ��載する方法である。