JP2008075647A - エジェクタ消音装置によって音響レベルを低減させてなるヘリコプター用ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ノズルの音響処理（消音装置）は、エジェクタの機能との両立を果たせていない。
【解決手段】本発明は、燃焼室と、燃焼室によって放出される燃焼ガスを受け取るべく燃焼室の下流に配置された少なくとも１つのタービン（２０）と、ノズルとを有するヘリコプター用ガスタービンエンジンに関する。ノズルが、タービンの下流に接続されてディフューザ（２６）を形成する一部分、およびエジェクタ（３０）を有し、エジェクタが、ディフューザの下流端を囲んでディフューザの下流端と協働してエンジン室冷却用二次空気流のための出口通路（３２）を画定する上流部を有するとともに、ディフューザの下流端を過ぎて下流方向に広がっている。エジェクタ（３０）は、少なくとも部分的に音響減衰器（３４）によって形成された壁を有し、音響減衰器（３４）が、各タービンの回転および／または燃焼室によって生成される音響周波数を減衰させるように計算されている。
【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービン式のヘリコプター用エンジンに関する。

ヘリコプターのロータブレードの回転によって生成される雑音を低減すべく努力がなされた結果として、本出願人は、実際にガスタービンエンジンからの雑音が、ヘリコプターの全体の音響レベルの大きな成分となってきていることに気が付いた。

したがって、この音響レベルをさらに知覚できるほどに下げることは、ガスタービンエンジン自体の消音によって達成することが可能である。
欧州特許第１０１０８８４号明細書

この目的のため、タービンから発せられるガスを受け取る多チャネルのノズルの壁に、音響エネルギを吸収できるコーティングを設けることが、ＥＰ１０１０８８４において提案されている。減衰させるべき音響周波数に鑑み、コーティングは比較的厚く、かなりの質量を呈しており、さらにコーティングは、タービンから出る一次の流れの温度に耐えることができる材料でなければならない。さらに、コーティングが厚いため、タービンから出るガス流によって、エンジン室の冷却に使用される存在し得る二次の流れをノズルの周囲の通路を通って効果的に吸い出すことを、確実には保証できなくなり、すなわちこのノズルの音響処理（消音装置）は、エジェクタの機能との両立を果たせていない。

本発明は、このような欠点を回避することを目的とし、燃焼室と、燃焼室によって放出される燃焼ガスを受け取るべく燃焼室の下流に配置された少なくとも１つのタービンと、ノズルとを有するヘリコプター用ガスタービンエンジンであって、上記ノズルが、タービンの下流に接続されてディフューザを形成する部分およびエジェクタを有し、上記エジェクタが、ディフューザの下流端を囲んでディフューザの下流端と協働してエンジン室冷却用二次空気流のための出口通路を画定する上流部を有し、ディフューザの下流端を過ぎて下流方向に広がっており、さらに少なくとも部分的に音響減衰器によって形成された壁を有し、上記音響減衰器が、各タービンまたは燃焼室によって生成される音響周波数を減衰させるように計算されているヘリコプター用エンジンを提案する。

ヘリコプター用ガスタービンエンジンにおいては、タービンから出るガスの排出の速度は、ガスのエネルギの機械的なエネルギへの変換を最適にするため、可能な限り低くされる。したがって、ノズル出口における音響レベルは、本質的にはエンジンの回転部品に起因し、特には最も近い回転部品である各タービン、および燃焼室に起因する。したがって、エジェクタの壁を、各タービンの回転および／または燃焼室によって生成される音響周波数の範囲において有効な音響減衰器を形成するように製作することで、雑音の効果的な低減を達成できる一方で、エジェクタの壁をタービンから来る高温ガスから保護するという利益を、二次の流れから得ることができる。

したがって、音響減衰器を、例えばチタニウム系の軽量な金属材料で製作することができ、すなわちチタニウムまたはチタニウム合金で製作することができ、減衰器が存在しても質量の点で不利になることがない。さらに、エジェクタにおいて、音響減衰器を、エジェクタの機能に悪影響を及ぼすことなく、例えば数ｃｍの厚さ（各タービンの回転および燃焼室によって生成される数百Ｈｚ〜数ｋＨｚに周波数を減衰させるように計算される）のヘルムホルツ共振器の形態で製作するために利用できる空間が存在している。

ここで、ヘリコプター用エンジンのガスタービンの出口における消音の問題が、航空機用エンジンのガスタービンの出口における消音の問題と全く異なっていることに注目できる。実際、航空機用のガスタービンエンジンにおいては、目的が推力を生み出すことにあり、すなわち大量のガスを高速で排出することにある。生成される雑音は、本質的にガスのジェットの雑音であり、これに対しては、流通チャネル壁内の音響減衰器は何ら効果を有さないと考えられる。

本発明を、以下に提示される説明（本発明の手引きとして提示され、本発明を限定するものではない）を添付の図面を参照しつつ検討することによって、よりよく理解できるであろう。

図１は、環状の吸気チャネル１２を通して外部の空気を受け取る圧縮機段１０（例えば、遠心圧縮機）と、燃料および圧縮機からの一次空気流が供給されるインジェクタ（図示せず）が取り付けられている環状の燃焼室１４（例えば、逆流システムを備えている）と、軸１８によって圧縮機１０へと接続されている圧縮機駆動用タービン１６と、出力軸２４へと機械的な力を供給する歯車機構に軸１８と同軸である軸２２によって接続されている出力タービン２０（例えば、ただ１つの段を有する）と、を備えるヘリコプター用ガスタービンエンジンを概略的に示している。

図２に示されているように、下流方向、すなわち燃焼室から来るガスの流れの方向（矢印Ｆ）において、出力タービン２０は、ディフューザ２６およびエジェクタ３０を備えるノズルによって延長されている。

ディフューザ２６は、出力タービン２０から来る高温の一次ガスの流れを受け取り、エジェクタ３０とともに、この流れを低速にして、タービン１６を通って流れるガスのエネルギを最大限に出力軸へと伝達される機械的なエネルギへと変換することに貢献する。知られているやり方で、エジェクタは、出て行くガス流がエンジンの中心線に沿ってヘリコプターの後部に向かって導かれることがないよう、少なくとも下流端において曲げられている。

エジェクタ３０は、その上流端部分において、エンジンケース（図示せず）へと取り付けられ、ディフューザ２６の下流端を囲んでおり、ディフューザ２６の下流端と協働して環状のすき間３２をもたらしている。特にはエンジン室内に位置する設備を冷却するために使用される「低温」の二次空気流が、燃焼室、タービン１６、２０、およびディフューザ２６のアセンブリの周囲を通過する。ディフューザは、一次および二次のガス流の混合を促進するために使用される放射状のローブまたは「花弁」の形態と対照的に、「真っ直ぐ」な形態を有する。したがって、二次ガス流は、すき間３２を通って逃げ出し、エジェクタ３０の内面に沿って流れる。二次ガス流の引き出しは、ディフューザの出口において一次ガス流によって引き起こされる吸引の効果によって促進される。

内側において、エジェクタは、エジェクタの軸方向長さの少なくとも一部において、音響減衰器３４によって形成された壁を有する。減衰器３４は、製造を大いに好都合にするために、いくつかの連続する隣接部分から形成することが可能である。

図２の詳細図によって示されているように、音響減衰器を、壁３４ｂによって隔てられて例えばハニカム構造を形成している一式の隣接する空洞またはセル３４ａによって形成することができる。壁３４ｂは、気密な剛体プレートまたはシート（音波が通らない）によって形成された背中３４ｃと、音波の通過を許すプレートまたはシートによって形成された前面３４ｄとの間を、エジェクタ表面に対して直角に延びている。前部プレートまたはシート３４ｄには、例えば孔が空けられている。減衰対象となる音波を通すことができる多孔プレートまたはシートも、使用可能である。

空洞３４ａの深さ（背中と前面との間の距離）は、減衰の対象とする音波の波長に応じて選択される。減衰対象の音波は、本質的にはタービン１６、２０、または燃焼室１４によって生成され、数百Ｈｚ〜数ｋＨｚの周波数を有し、したがって数センチメートルの空洞深さ（波長の４分の１）が必要である。

エジェクタの内面が「低温」の二次流によって吹き払われるため、音響減衰器を形成する材料を、かなり幅広い範囲の材料から選択することができ、特には軽量な材料から選択することができる。使用可能な材料の例は、チタニウムである。他の金属または非金属材料も、当然ながら選択可能である。

可能な限り最も効果的な減衰を得るために、減衰器が、エジェクタの全長にわたって広がることが望ましく、この長さにディフューザの長さに対する優先度が与えられる。エジェクタ長さとディフューザ長さとの間に少なくとも１：１の比を選択することができる。

ヘルムホルツ減衰器という呼び名で知られている形式の減衰器構造を上述したが、例えば発泡体またはセラミックあるいは金属多孔材料など、他の種類の音響減衰器も使用可能である。

ヘリコプター用ガスタービンエンジンの概略図である。 本発明の一実施形態によるヘリコプター用エンジンのディフューザエジェクタアセンブリを示す部分図である。

符号の説明

１０ 圧縮機段
１２ 吸気チャネル
１４ 燃焼室
１６ 圧縮機駆動用タービン
１８、２２ 軸
２０ 出力タービン
２４ 出力軸
２６ ディフューザ
３０ エジェクタ
３２ すき間
３４ 音響減衰器
３４ａ 空洞
３４ｂ 壁
３４ｃ 背中
３４ｄ 前面

Claims (4)

1. ヘリコプター用ガスタービンエンジンであって、
   燃焼室（１４）と、燃焼室によって放出される燃焼ガスを受け取るべく燃焼室の下流に配置された少なくとも１つのタービン（１６、２０）と、ノズルとを有し、
   ノズルが、タービンの下流に接続されたディフューザ（２６）を形成する部分と、ディフューザの下流端を囲んでディフューザの下流端と協働してエンジン室冷却用二次空気流のための出口通路（３２）を画定する上流部を有するエジェクタ（３０）とを有し、
   前記エジェクタが、ディフューザの下流端を過ぎて下流方向に広がるとともに、少なくとも部分的に音響減衰器（３４）によって形成された壁を有し、
   音響減衰器（３４）が、各タービン（１６、２０）の回転および／または燃焼室（１４）によって生成される音響周波数を減衰させるように計算されている、ヘリコプター用ガスタービンエンジン。
2. 音響減衰器（３４）が、ヘルムホルツ共振器構造によって形成されている、請求項１に記載のヘリコプター用エンジン。
3. 音響減衰器（３４）が、チタニウム系の金属材料で作られた構造である、請求項１または２に記載のヘリコプター用エンジン。
4. エジェクタ（３０）およびディフューザ（２６）の軸方向長さの間の比が、少なくとも１：１である、請求項１から３のいずれか一項に記載のヘリコプター用エンジン。

Images