JP4678406B2 - ターボ形流体機械の静翼列 - Google Patents
ターボ形流体機械の静翼列 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4678406B2 JP4678406B2 JP2007522333A JP2007522333A JP4678406B2 JP 4678406 B2 JP4678406 B2 JP 4678406B2 JP 2007522333 A JP2007522333 A JP 2007522333A JP 2007522333 A JP2007522333 A JP 2007522333A JP 4678406 B2 JP4678406 B2 JP 4678406B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- stationary
- interval
- stationary blade
- blades
- blade row
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 title claims description 35
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 10
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 22
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 17
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000011358 absorbing material Substances 0.000 description 3
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 3
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 2
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/666—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by means of rotor construction or layout, e.g. unequal distribution of blades or vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
- F04D29/544—Blade shapes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
- F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
発明の技術分野
本発明は、ファン、圧縮機、タービンなどのターボ形流体機械の静翼列に関するものである。
本発明は、ファン、圧縮機、タービンなどのターボ形流体機械の静翼列に関するものである。
関連技術の説明
図１は、例えばジェットエンジンのファン、圧縮機、タービンなどのターボ形流体機械における従来の動翼列２と静翼列４の配置状態を模式的に示す図である。
この図において、縦方向が軸方向であり、横方向が周方向である。この図に示すように、動翼列２は周方向に等間隔に配列された複数の動翼ＲＢ１〜ＲＢ５から構成されており、図の矢印で示す方向に旋回し、空気などの流体を下流側へ送り込むものである。静翼列４は、動翼列２の下流側に配置され、周方向に等間隔に配列された複数の静翼列ＳＶ１〜ＳＶ７から構成されており、動翼列２からの流体を整流してさらに下流へ流すものである。
図１は、例えばジェットエンジンのファン、圧縮機、タービンなどのターボ形流体機械における従来の動翼列２と静翼列４の配置状態を模式的に示す図である。
この図において、縦方向が軸方向であり、横方向が周方向である。この図に示すように、動翼列２は周方向に等間隔に配列された複数の動翼ＲＢ１〜ＲＢ５から構成されており、図の矢印で示す方向に旋回し、空気などの流体を下流側へ送り込むものである。静翼列４は、動翼列２の下流側に配置され、周方向に等間隔に配列された複数の静翼列ＳＶ１〜ＳＶ７から構成されており、動翼列２からの流体を整流してさらに下流へ流すものである。
ところで、上記の動翼列２を旋回させると、各動翼ＲＢ１〜ＲＢ５の後端部には軸方向へ異なる速度成分をもった伴流（ウェークともいう。以下、「ウェーク」という。）が尾を引くように生じる。そして、このウェークは動翼とともに周方向に移動するため、各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７との間で、周期的な干渉を繰り返し、この干渉により、静翼表面に大きな圧力変動が生じる。この圧力変動は、動翼列２を構成する動翼枚数に回転速度（ｒｐｍ）を乗じて得た周波数（以下、これを「動翼通過周波数」という。）をもつ変動であり、この圧力変動によって、上記の動翼通過周波数をもつ騒音が発生する。このようにして発生する騒音を「干渉騒音」という。
ジェットエンジンでは、高バイパス比ターボファンエンジンの出現により、ジェット騒音が大幅に低減された結果、エンジン騒音の主体はジェット騒音からファン騒音に移ってきており、このファン騒音の主音源が、上記の干渉騒音である。したがって、環境適合性の観点から、特にターボファンエンジンにおいては、ファンにおいて発生する干渉騒音を低減することが重要な課題となっている。
この干渉騒音を低減するための従来技術の一つとして、動静翼枚数比を最適に選定する手法が知られている。これは、伝播する騒音の周波数成分（一次成分、二次成分、三次成分、・・・ｎ次成分からなる）のうち特定成分が指数関数的に減衰するように、動静翼枚数比を選定する手法である。この特定成分が減衰することを「カットオフ」といい、そのときの条件を「カットオフ条件」という。
干渉騒音では、上記の動翼通過周波数による干渉騒音の周波数成分のうち一次成分の音響レベルが最も高いため、通常、一次成分をカットオフするように、動静翼枚数比が選定される。このようにして干渉騒音の一次成分を減衰させることにより、干渉騒音を低減していた。
干渉騒音では、上記の動翼通過周波数による干渉騒音の周波数成分のうち一次成分の音響レベルが最も高いため、通常、一次成分をカットオフするように、動静翼枚数比が選定される。このようにして干渉騒音の一次成分を減衰させることにより、干渉騒音を低減していた。
なお、その他、干渉騒音の低減に関しては、下記特許文献１、２等において種々の提案がなされている。
また、ジェットエンジンのファンにおける干渉騒音の発生メカニズムについては、下記非特許文献１において説明がなされている。
また、ジェットエンジンのファンにおける干渉騒音の発生メカニズムについては、下記非特許文献１において説明がなされている。
上記の動静翼枚数比の最適選定によれば、ある程度の騒音低減効果が得られる。しかしながら、この手法では、騒音の一次成分をカットオフするのみであり、二次以上の高次成分はカットオフできない。このため、二次以上の高次成分による干渉騒音の強度を抑制するためには、吸音板を取り付けたり、動翼と静翼の軸方向の間隔を拡大したりする対策が必要となる。
しかしながら、これらの対策では以下のような問題がある。
しかしながら、これらの対策では以下のような問題がある。
吸音板の取り付けは、一旦発生した騒音を吸音板で吸収するものであるが、例えばジェットエンジンの場合、騒音を現状より３ｄＢ下げるために約７０ｋｇの吸音材を必要とするため、コスト及びエンジン重量の増大を招くという問題がある。
動静翼間隔の拡大は、動翼後端部に随伴するウェークの減衰を促進し、騒音源となる静翼面上の非定常空気力を弱める手法であるが、例えばジェットエンジンのファンの場合、ファン動翼とファン静翼のエンジン軸方向の間隔を拡大すると、エンジン軸方向の長さが長くなるため、エンジン重量の増大を招くという問題がある。
動静翼間隔の拡大は、動翼後端部に随伴するウェークの減衰を促進し、騒音源となる静翼面上の非定常空気力を弱める手法であるが、例えばジェットエンジンのファンの場合、ファン動翼とファン静翼のエンジン軸方向の間隔を拡大すると、エンジン軸方向の長さが長くなるため、エンジン重量の増大を招くという問題がある。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、吸音材の使用量を低減できるとともに、動静翼間隔を拡大することなく干渉騒音を低減できるターボ形流体機械の静翼列を提供することを目的とする。
上記課題を解決するため、本発明は、ターボ形流体機械において動翼列の下流側に配置され、周方向に間隔を置いて配列された複数の静翼から構成される静翼列であって、前記複数の静翼は、隣接する前記各静翼同士の各間隔が少なくとも一部において不等となるように配列されている、ことを特徴とするターボ形流体機械の静翼列である。
従来のように静翼が等間隔に配列されている場合、等間隔のウェークが一定周期で静翼と干渉するため、この干渉によって各静翼において発生した圧力変動に起因する円形波の波面と、その波源との距離は、周方向に一定の比をもつ関係となる。
ここで、隣接する波源からの円形波同士で接線を引いたときの接点間の線分を「ウェーブフロント」と定義すると、静翼が等間隔に配列されている場合の各ウェーブフロントは、一直線上に並ぶ状態が形成される。
この一直線上に並んだウェーブフロントにおいては、各波源からの音波の位相は同一であるため、互いに干渉することなく（すなわち振幅を減衰させることなく）、自らと直交する方向に伝播していく。これが干渉騒音の発生メカニズムである。なお、干渉騒音の発生原理についてのより詳細な説明は、後に詳述する。
ここで、隣接する波源からの円形波同士で接線を引いたときの接点間の線分を「ウェーブフロント」と定義すると、静翼が等間隔に配列されている場合の各ウェーブフロントは、一直線上に並ぶ状態が形成される。
この一直線上に並んだウェーブフロントにおいては、各波源からの音波の位相は同一であるため、互いに干渉することなく（すなわち振幅を減衰させることなく）、自らと直交する方向に伝播していく。これが干渉騒音の発生メカニズムである。なお、干渉騒音の発生原理についてのより詳細な説明は、後に詳述する。
一方、本発明においては、隣接する各静翼同士の各間隔が少なくとも一部において不等となるように配列されているので、ウェークとの干渉によって静翼から発生する円形波の波面と、その波源との距離は、周方向に一定の比をもつ関係とならない部分が形成される。これにより、少なくとも一部において、他の部分とは異なる進行方向及び位相をもつウェーブフロントが形成されるため、これらが互いに干渉し合って減衰していく。
また、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰は、発生する音波の一次成分のみならず、二次以上の高次成分についても同様に妥当する。このため、一次成分のみをカットオフするような従来の動静翼枚数比に選定した場合でも、二次以上の高次成分による騒音も低減できる。
また、発生する音波の一次成分が本来カットオフされない動翼枚数比の選定であっても、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰によって、干渉騒音が低減される。
このように、干渉騒音が低減されるので、吸音板の使用量を低減することができる。また、動静翼間隔を拡大することなく干渉騒音を低減することができる。
またこれにより、コストを低減できるとともに、重量の増大を防止できる。
また、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰は、発生する音波の一次成分のみならず、二次以上の高次成分についても同様に妥当する。このため、一次成分のみをカットオフするような従来の動静翼枚数比に選定した場合でも、二次以上の高次成分による騒音も低減できる。
また、発生する音波の一次成分が本来カットオフされない動翼枚数比の選定であっても、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰によって、干渉騒音が低減される。
このように、干渉騒音が低減されるので、吸音板の使用量を低減することができる。また、動静翼間隔を拡大することなく干渉騒音を低減することができる。
またこれにより、コストを低減できるとともに、重量の増大を防止できる。
また、本発明は、ターボ形流体機械において動翼列の下流側に配置され、周方向に間隔を置いて配列された複数の静翼から構成される静翼列であって、前記複数の静翼は、隣接する前記各静翼同士の各間隔が全て不等となるように配列されている、ことを特徴とするターボ形流体機械の静翼列である。
このように、隣接する各静翼同士の各間隔が全て不等となるように配列すれば、隣接する静翼から発生する音波同士によって形成される各ウェーブフロントは、その進行方向及び位相において全て異なるものとなる。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果が高く、干渉騒音を効果的に低減することができる。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果が高く、干渉騒音を効果的に低減することができる。
また、上記の本発明のターボ形流体機械の静翼列では、隣接する前記各静翼同士の各間隔が、該間隔毎に不規則に増減を繰り返すことを特徴とする。
このように、隣接する各静翼同士の各間隔が、この間隔毎に不規則に増減を繰り返すように配列すれば、隣接する静翼から発生する音波同士によって形成される各ウェーブフロントの進行方向及び位相の無秩序度が増大する。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果をより高くすることができ、干渉騒音の低減効果をより高めることができる。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果をより高くすることができ、干渉騒音の低減効果をより高めることができる。
また、隣接する前記各静翼同士の各間隔のうち少なくとも一部の間隔は、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して、少なくとも２０％以上増加しているか、又は少なくとも２０％以上減少していることを特徴とする。
また、隣接する前記各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることを特徴とする。
また、隣接する前記各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることを特徴とする。
上記の条件を満たすように静翼の配列を設定することにより、ウェーブフロントが互いに干渉し合って減衰する効果が得られ、干渉騒音の低減効果が得られる。
また、本発明にかかるターボ形流体機械の静翼列では、前記ターボ形流体機械はジェットエンジンのファンであり、前記静翼は該ファンの静翼である、ことを特徴とする。
このように、本発明の静翼列を、ジェットエンジンに適用することにより、エンジン騒音の主体となっているファン騒音の低減に大きく寄与できる。
本発明の具体的な実施形態を説明する前に、本発明の理解を容易にするため、まず、干渉騒音の発生メカニズムについて、図２及び図３を参照して説明する。
図２は、ある瞬間における動翼と静翼の位置関係を示す図である。図２において、縦方向は軸方向であり、横方向は周方向である。この図に示す動翼列２は、周方向に等間隔に配列された複数（この例では５枚）の動翼ＲＢ１〜ＲＢ５から構成されており、図の矢印で示す方向に旋回し、各動翼の後端部ではウェークが随伴して旋回しているものとする。
また、動翼列２の下流側に配置された静翼列４は、周方向に等間隔に配列された複数（この例では７枚）の静翼ＳＶ１〜ＳＶ７から構成されている。この静翼列４は従来技術において説明したものと同様のものである。
図２は、ある瞬間における動翼と静翼の位置関係を示す図である。図２において、縦方向は軸方向であり、横方向は周方向である。この図に示す動翼列２は、周方向に等間隔に配列された複数（この例では５枚）の動翼ＲＢ１〜ＲＢ５から構成されており、図の矢印で示す方向に旋回し、各動翼の後端部ではウェークが随伴して旋回しているものとする。
また、動翼列２の下流側に配置された静翼列４は、周方向に等間隔に配列された複数（この例では７枚）の静翼ＳＶ１〜ＳＶ７から構成されている。この静翼列４は従来技術において説明したものと同様のものである。
上記のウェークは動翼ＲＢ１〜ＲＢ５とともに周方向に移動するため、各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７との間で、周期的な干渉を繰り返し、この干渉により静翼表面に大きな圧力変動を生じ、その部位において音波が発生する。各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７からの音波の波源の位置ｓ１〜ｓ７を「●」で示す。
また、動翼ＲＢ１〜ＲＢ５の各々に対応するウェークの周方向の位置ｂ１〜ｂ５を「×」で示す。但し、説明の便宜上、ｂ１〜ｂ５をウェークそのものとして説明する場合もある。
また、動翼ＲＢ１〜ＲＢ５の各々に対応するウェークの周方向の位置ｂ１〜ｂ５を「×」で示す。但し、説明の便宜上、ｂ１〜ｂ５をウェークそのものとして説明する場合もある。
図３は、図２と同じ瞬間における静翼、ウェーク、および静翼から発生した音波の位置関係を示す図である。この図では、動翼列の図示を省略しているが、動翼列及び静翼列の配列条件は、図２と同じである。
この図では、ウェークｂ１が波源ｓ１において静翼ＳＶ１と干渉し、音波を発生させた瞬間を示している。
この瞬間、ｓ２を中心とする円形波ｈ２がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ２は、短時間前に位置ｓ２の静翼ＳＶ２と干渉したウェークｂ２によって発生した音波である。
なお、図３では、音波の波源と、その音波の発生原因となったウェークとの対応関係の理解を容易にするため、［ｍ、ｎ］のように符号と括弧書きで表示している。ただし、ｍ＝ｂ１〜ｂ５、ｎ＝ｓ１〜ｓ７である。
この図では、ウェークｂ１が波源ｓ１において静翼ＳＶ１と干渉し、音波を発生させた瞬間を示している。
この瞬間、ｓ２を中心とする円形波ｈ２がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ２は、短時間前に位置ｓ２の静翼ＳＶ２と干渉したウェークｂ２によって発生した音波である。
なお、図３では、音波の波源と、その音波の発生原因となったウェークとの対応関係の理解を容易にするため、［ｍ、ｎ］のように符号と括弧書きで表示している。ただし、ｍ＝ｂ１〜ｂ５、ｎ＝ｓ１〜ｓ７である。
また、この瞬間、波源ｓ３を中心とする円形波ｈ３がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ３は、円形波ｈ２が発生する前のさらに短時間前に、波源ｓ３において静翼ＳＶ３と干渉したウェークｂ３によって発生した音波である。
また、この瞬間、ｓ４を中心とする円形波ｈ４がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ４は、円形波ｈ３が発生する前のさらに短時間前に、波源ｓ４において静翼ＳＶ４と干渉したウェークｂ４によって発生した音波である。
また、この瞬間、ｓ４を中心とする円形波ｈ４がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ４は、円形波ｈ３が発生する前のさらに短時間前に、波源ｓ４において静翼ＳＶ４と干渉したウェークｂ４によって発生した音波である。
円形波ｈ５〜ｈ１２についても、波源位置（ｓ５〜ｓ７）とウェーク位置（ｂ１〜ｂ５）を示す符号及び括弧書きによって、それぞれの対応関係を示している。
また、円形波ｈ２〜ｈ８の波源と波面との距離（すなわち円形波の半径）をｒ２〜ｒ８で示す。
ここで、隣接する波源からの円形波同士で接線を引いたときの接点間の線分を「ウェーブフロント」と定義する。
すると、このように静翼が等間隔に配列されている場合、等間隔に並んだウェークが一定周期で静翼と干渉するため、距離ｒ２〜８は、周方向に一定の比をもつ関係となり、これによって円形波ｈ２〜ｈ８のうち隣接するもの同士によって形成される上記のウェーブフロントは、一直線上に並ぶ状態が形成される。
この一直線上に並んだウェーブフロントにおいては、各波源ｓ１〜ｓ７からの音波の位相は同一であるため、互いに干渉することなく（すなわち振幅を減衰させることなく）、自らと直行する方向に伝播していく。これが干渉騒音の発生メカニズムである。
ここで、隣接する波源からの円形波同士で接線を引いたときの接点間の線分を「ウェーブフロント」と定義する。
すると、このように静翼が等間隔に配列されている場合、等間隔に並んだウェークが一定周期で静翼と干渉するため、距離ｒ２〜８は、周方向に一定の比をもつ関係となり、これによって円形波ｈ２〜ｈ８のうち隣接するもの同士によって形成される上記のウェーブフロントは、一直線上に並ぶ状態が形成される。
この一直線上に並んだウェーブフロントにおいては、各波源ｓ１〜ｓ７からの音波の位相は同一であるため、互いに干渉することなく（すなわち振幅を減衰させることなく）、自らと直行する方向に伝播していく。これが干渉騒音の発生メカニズムである。
以上の点を踏まえ、以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図４は、本発明のターボ形流体機械の静翼列を適用することができるジェットエンジンの一例を示す模式図である。まず、このジェットエンジンの基本的な構成を説明する。
このジェットエンジンは、ターボ形流体機械としてのファン１１、圧縮機１２及びタービン１３と、燃焼器１４を備えている。
このジェットエンジンは、ターボ形流体機械としてのファン１１、圧縮機１２及びタービン１３と、燃焼器１４を備えている。
ファン１１は、ファン動翼列１１ａとファン静翼列１１ｂを備えている。
ファン動翼列１１ａは、エンジン本体に軸心ｘを中心に回転可能に設けられ、周方向に等間隔で配列された複数のファン動翼から構成されており、エンジン本体内部に同軸状に形成された環状の主流路１６と環状のバイパス流路１７に空気を送り込むものである。
ファン静翼列１１ｂは、ファン動翼列１１ａの下流側に配置されており、周方向に間隔を置いて配列された複数のファン静翼から構成されており、バイパス流路１７に送り込まれた空気を非旋回流に整流するものである。
ファン動翼列１１ａは、エンジン本体に軸心ｘを中心に回転可能に設けられ、周方向に等間隔で配列された複数のファン動翼から構成されており、エンジン本体内部に同軸状に形成された環状の主流路１６と環状のバイパス流路１７に空気を送り込むものである。
ファン静翼列１１ｂは、ファン動翼列１１ａの下流側に配置されており、周方向に間隔を置いて配列された複数のファン静翼から構成されており、バイパス流路１７に送り込まれた空気を非旋回流に整流するものである。
圧縮機１２は、ファン１１の後側に設けられており、主流路１６内に取り入れられた空気を圧縮するものであり、軸心ｘを中心に回転可能に且つ軸方向に複数段に渡って設けられた圧縮機動翼列１２ａと、軸方向に複数段に渡って圧縮機動翼列１２ｂと交互に配置された圧縮機静翼列１２ｂとを備えている。
燃焼器１４は、圧縮機１２の下流側に設けられており、内部に設けられた噴射ノズル１４ａにより、圧縮空気の中に燃料を噴射して、空気と共に燃料を燃焼させるものである。
タービン１３は、燃焼器１４の下流側に設けられており、燃焼器１４からの燃焼ガスによって駆動されるものであり、軸心ｘを中心に回転可能に且つ軸方向に複数段に渡って設けられたタービン動翼列１３ａと、軸方向に複数段に渡ってタービン動翼列１３ａと交互に設けられたタービン静翼列１３ｂとを備えている。このタービン１３と圧縮機１２とは回転軸が一体的に連結されていて、タービン１３の駆動により、圧縮機１２が駆動されるようになっている。
また、タービン１３の下流側には、ファン１１の回転軸と一体的に連結された追加タービン１５が設けられており、この追加タービン１５の駆動により、ファン１１が駆動されるようになっている。
また、タービン１３の下流側には、ファン１１の回転軸と一体的に連結された追加タービン１５が設けられており、この追加タービン１５の駆動により、ファン１１が駆動されるようになっている。
このように、ジェットエンジンは、静翼列が設けられたターボ形流体機械として、ファン１１、圧縮機１２およびタービン１３を備えているが、本発明のターボ形流体機械の静翼列は、これらのいずれにも適用することができる。
また、上記のジェットエンジンの形態は一例であり、本発明の静翼列は、他形態のジェットエンジンその他のガスタービンエンジンにも適用可能である。
また、上記のジェットエンジンの形態は一例であり、本発明の静翼列は、他形態のジェットエンジンその他のガスタービンエンジンにも適用可能である。
以下では、ファン、圧縮機およびタービンのうちいずれの動翼列、静翼列であるかを特に限定せずに説明する。
図５は、本発明の実施形態にかかるターボ形流体機械の静翼列１を示す図である。また図５では、ある瞬間における静翼、ウェークおよび静翼から発生した音波の位置関係を示している。
図５において、縦方向は軸方向であり、横方向は周方向である。図には示されていないが、周方向に等間隔に配列された複数（この例では５枚とする。）の動翼から構成される動翼列が配置され、この動翼列が図の矢印で示す方向に旋回するものとし、上記の各動翼の後端部ではウェークが周方向に等間隔で並び各動翼に随伴して周方向に移動しているものとする。そのウェークの周方向位置をｂ１〜ｂ５を付記した「×」で示す。但し、説明の便宜上、ｂ１〜ｂ５をウェークそのものとして説明する場合もある。
また、上記の図示されていない動翼列の下流側には、周方向に間隔を置いて配列された複数（この例では７枚とする。）の静翼ＳＶ１〜ＳＶ７から構成される静翼列１が配置されている。
図５は、本発明の実施形態にかかるターボ形流体機械の静翼列１を示す図である。また図５では、ある瞬間における静翼、ウェークおよび静翼から発生した音波の位置関係を示している。
図５において、縦方向は軸方向であり、横方向は周方向である。図には示されていないが、周方向に等間隔に配列された複数（この例では５枚とする。）の動翼から構成される動翼列が配置され、この動翼列が図の矢印で示す方向に旋回するものとし、上記の各動翼の後端部ではウェークが周方向に等間隔で並び各動翼に随伴して周方向に移動しているものとする。そのウェークの周方向位置をｂ１〜ｂ５を付記した「×」で示す。但し、説明の便宜上、ｂ１〜ｂ５をウェークそのものとして説明する場合もある。
また、上記の図示されていない動翼列の下流側には、周方向に間隔を置いて配列された複数（この例では７枚とする。）の静翼ＳＶ１〜ＳＶ７から構成される静翼列１が配置されている。
上記のウェークｂ１〜ｂ５は動翼とともに周方向に移動するため、各動翼との間で、周期的な干渉を繰り返し、この干渉により静翼表面に大きな圧力変動を生じ、その部位において音波が発生する。各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７からの音波の波源位置を、ｓ１〜ｓ７を付記した「○」で示す。なお、この波源位置は、各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７の上流側先端部に相当する位置である。
また、この図の「●」は、各静翼が等間隔で配列された場合の波源位置を示している。すなわち、「●」は、図３に示した従来の波源位置を示している。
また、この図の「●」は、各静翼が等間隔で配列された場合の波源位置を示している。すなわち、「●」は、図３に示した従来の波源位置を示している。
この図に示すように、本発明の静翼列１においては、各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７の周方向位置は、各静翼が等間隔で配列された場合からずれた位置に配置されている。すなわち、各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７の周方向の間隔が不等となるように、静翼が配列されている。
このように配列された各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７から発せられる音波の様子を、ある瞬間において観察した場合、以下のようになる。
このように配列された各静翼ＳＶ１〜ＳＶ７から発せられる音波の様子を、ある瞬間において観察した場合、以下のようになる。
上記のある瞬間において、ウェークｂ１が波源ｓ１において静翼ＳＶ１と干渉し、音波を発生させる。
また、上記の瞬間において、ｓ２を中心とする円形波ｈ２がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ２は、上記の瞬間の短時間前に位置ｓ２の静翼ＳＶ２と干渉したウェークｂ２によって発生した音波である。
なお、図５では、図３と同様に、音波の波源と、その音波の発生原因となったウェークとの対応関係の理解を容易にするため、［ｍ、ｎ］のように符号と括弧書きで表示している。ただし、ｍ＝ｂ１〜ｂ５、ｎ＝ｓ１〜ｓ７である。
また、上記の瞬間において、ｓ２を中心とする円形波ｈ２がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ２は、上記の瞬間の短時間前に位置ｓ２の静翼ＳＶ２と干渉したウェークｂ２によって発生した音波である。
なお、図５では、図３と同様に、音波の波源と、その音波の発生原因となったウェークとの対応関係の理解を容易にするため、［ｍ、ｎ］のように符号と括弧書きで表示している。ただし、ｍ＝ｂ１〜ｂ５、ｎ＝ｓ１〜ｓ７である。
また、上記の瞬間において、波源ｓ３を中心とする円形波ｈ３がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ３は、円形波ｈ２が発生する前のさらに短時間前に、波源ｓ３において静翼ＳＶ３と干渉したウェークｂ３によって発生した音波である。
さらに、上記の瞬間において、波源ｓ４を中心とする円形波ｈ４がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ４は、円形波ｈ３が発生する前のさらに短時間前に、波源ｓ４において静翼ＳＶ４と干渉したウェークｂ４によって発生した音波である。
さらに、上記の瞬間において、波源ｓ４を中心とする円形波ｈ４がすでに発生し、図示された位置まで進行している。この円形波ｈ４は、円形波ｈ３が発生する前のさらに短時間前に、波源ｓ４において静翼ＳＶ４と干渉したウェークｂ４によって発生した音波である。
同様に、円形波ｈ５〜ｈ７についても、音源位置（ｓ５〜ｓ７）とウェーク位置（ｂ１〜ｂ５）を示す符号及び括弧書きによって、それぞれの対応関係を示している。
また、円形波ｈ２〜ｈ８の波源と波面との距離（すなわち円形波の半径）をｒ２〜ｒ８で示す。
ここで、図３と同様に、隣接する波源からの円形波同士で接線を引いたときの接点間の線分を「ウェーブフロント」と定義する。すると、図５に示すように、ウェーブフロントＷＦ１−２、ＷＦ２−３、ＷＦ３−４、ＷＦ５−６、ＷＦ６−７を描くことができる。
ここで、図３と同様に、隣接する波源からの円形波同士で接線を引いたときの接点間の線分を「ウェーブフロント」と定義する。すると、図５に示すように、ウェーブフロントＷＦ１−２、ＷＦ２−３、ＷＦ３−４、ＷＦ５−６、ＷＦ６−７を描くことができる。
図３において説明したように、静翼が等間隔に配列されている場合、等間隔に並んだウェークが一定周期で等間隔に並んだ静翼と干渉するため、ウェークとの干渉によって静翼から発生する音波の波面と、その波源との距離が、周方向に一定の比をもつ関係となり、各ウェーブフロントは、一直線上に並んだ状態で形成される。
これに対して、本発明の静翼列１では、各ウェーブフロントは、一直線上に並ぶ状態で形成されない。これは、各静翼の周方向の間隔が不等となるように静翼が配列されていることにより、ウェークとの干渉によって静翼から発生する音波の波面と、その波源との距離ｒ１〜ｒ８が、周方向に一定の比をもつ関係とならないからである。
これに対して、本発明の静翼列１では、各ウェーブフロントは、一直線上に並ぶ状態で形成されない。これは、各静翼の周方向の間隔が不等となるように静翼が配列されていることにより、ウェークとの干渉によって静翼から発生する音波の波面と、その波源との距離ｒ１〜ｒ８が、周方向に一定の比をもつ関係とならないからである。
このように、本発明の静翼列１によれば、異なる進行方向及び位相をもつウェーブフロントが形成され、これらが互いに干渉し合って減衰していくので、干渉騒音が低減される。
また、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰は、発生する音波の一次成分のみならず、二次以上の高次成分についても同様に妥当する。このため、一次成分のみをカットオフするような従来の動静翼枚数比に選定した場合でも、二次以上の高次成分による騒音も低減できる。
また、発生する音波の一次成分が本来カットオフされない動翼枚数比の選定であっても、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰によって、干渉騒音が低減される。
このように、干渉騒音が低減されるので、吸音板の使用量を低減することができる。また、動静翼間隔を拡大することなく干渉騒音を低減することができる。
また、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰は、発生する音波の一次成分のみならず、二次以上の高次成分についても同様に妥当する。このため、一次成分のみをカットオフするような従来の動静翼枚数比に選定した場合でも、二次以上の高次成分による騒音も低減できる。
また、発生する音波の一次成分が本来カットオフされない動翼枚数比の選定であっても、上記のウェーブフロントの相互干渉による減衰によって、干渉騒音が低減される。
このように、干渉騒音が低減されるので、吸音板の使用量を低減することができる。また、動静翼間隔を拡大することなく干渉騒音を低減することができる。
また、本発明の静翼列１を、ジェットエンジンのファンに適用することにより、エンジン騒音の主体となっているファン騒音の低減に大きく寄与できる。
また、上述したウェーブフロントの相互干渉による減衰は、隣接する各静翼同士の各間隔が少なくとも一部（例えば一箇所）において不等となるように配列されていれば、少なくとも一部において、他の部分とは異なる進行方向及び位相をもつウェーブフロントが形成されるため、これらが互いに干渉し合って減衰していく。したがって、各静翼は、隣接する各静翼同士の各間隔が一部において不等となるように配列されている場合でも、干渉騒音の低減効果が発揮される。
以下に、本発明による静翼の不等間隔配列について、いくつかの実施形態を図６及び図７を参照して説明する。
図６は、１２枚の静翼ＳＶ１〜ＳＶ１２により静翼列１を構成し、これを周方向に不等間隔に配列した状態を示す図である。図６に示すように、各静翼間隔をＰ１、Ｐ２、・・・Ｐ１２で示す。
図７Ａ及び図７Ｂは、それぞれ、図６に示した１２枚の各静翼ＳＶ１〜ＳＶ１２の間隔分布を示す図であり、横軸が間隔番号、縦軸が間隔角度［ｄｅｇ］である。
従来のように１２枚の静翼により静翼列を構成した場合、各静翼の間隔は３０度に設定されるが、本発明の静翼列１では、３０度を中心に数度範囲で各静翼間隔が不等となるように設定されている。
なお、静翼列１を構成する静翼の枚数は、上記枚数に限定されない。
図７Ａ及び図７Ｂは、それぞれ、図６に示した１２枚の各静翼ＳＶ１〜ＳＶ１２の間隔分布を示す図であり、横軸が間隔番号、縦軸が間隔角度［ｄｅｇ］である。
従来のように１２枚の静翼により静翼列を構成した場合、各静翼の間隔は３０度に設定されるが、本発明の静翼列１では、３０度を中心に数度範囲で各静翼間隔が不等となるように設定されている。
なお、静翼列１を構成する静翼の枚数は、上記枚数に限定されない。
図７Ａの例では、周方向に向かって各間隔Ｐ１〜Ｐ１２が連続的に増大し、その後連続的に減少する分布である。すなわち、一周する間に山と谷が一回ずつ出現する分布である。
図７Ｂの例では、図７Ａの例とは異なり、周方向に向かって各間隔Ｐ１〜Ｐ１２が不規則に増減を繰り返す分布である。
また、図７Ａ及び図７Ｂの例では、いずれも、各静翼同士の各間隔が全て不等となるように配列されている。
図７Ｂの例では、図７Ａの例とは異なり、周方向に向かって各間隔Ｐ１〜Ｐ１２が不規則に増減を繰り返す分布である。
また、図７Ａ及び図７Ｂの例では、いずれも、各静翼同士の各間隔が全て不等となるように配列されている。
このように、隣接する各静翼同士の各間隔が全て不等となるように配列すれば、隣接する静翼から発生する音波同士によって形成される各ウェーブフロントは、その進行方向及び位相において全て異なるものとなる。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果が高く、干渉騒音を効果的に低減することができる。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果が高く、干渉騒音を効果的に低減することができる。
また、図７Ｂの例のように、隣接する各静翼同士の各間隔が、この間隔毎に不規則に増減を繰り返すように配列すれば、隣接する静翼から発生する音波同士によって形成される各ウェーブフロントの進行方向及び位相の無秩序度が増大する。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果をより高くすることができ、干渉騒音の低減効果をより高めることができる。
このため、互いに干渉し合って減衰する効果をより高くすることができ、干渉騒音の低減効果をより高めることができる。
［実施例］
本発明のターボ形流体機械の静翼列について、その効果を把握するための解析を行なった。この解析では、図８に示すような、ファンダクトを模擬した二重円管ダクトの一端を静翼前縁位置と設定し、この静翼前縁位置に、図９に示すような、音源となる３０枚の静翼を模擬した音源分布を与え、このダクトの他端でのモード分布がどれだけ多くのモードにばらついているかを調査した。なお、ダクト内の音波の進行方向とは逆方向に、軸流マッハ数一定の流れを与えた。
この解析において、ダクト他端でのモード分布が多くのモードの振り分けられていて、その大きさが一端側で与えられた音源に比べて小さいほど、各モードの音波同士が重なり、弱め合う効果が大きくなる、すなわち騒音低減効果が大きくなることが期待できる。
本発明のターボ形流体機械の静翼列について、その効果を把握するための解析を行なった。この解析では、図８に示すような、ファンダクトを模擬した二重円管ダクトの一端を静翼前縁位置と設定し、この静翼前縁位置に、図９に示すような、音源となる３０枚の静翼を模擬した音源分布を与え、このダクトの他端でのモード分布がどれだけ多くのモードにばらついているかを調査した。なお、ダクト内の音波の進行方向とは逆方向に、軸流マッハ数一定の流れを与えた。
この解析において、ダクト他端でのモード分布が多くのモードの振り分けられていて、その大きさが一端側で与えられた音源に比べて小さいほど、各モードの音波同士が重なり、弱め合う効果が大きくなる、すなわち騒音低減効果が大きくなることが期待できる。
実施した解析は、以下のＣＡＳＥ１〜５である。
ＣＡＳＥ１は各静翼の間隔が等しいものであり、これを比較例とする。
ＣＡＳＥ２〜５は、各静翼の間隔の全部又は一部が不等となっているもの（本発明）である。ＣＡＳＥ２〜５において、音源分布によって模擬された各静翼の配列（周方向位置：θ［ｄｅｇ］）は、表１に示す通りである。
ＣＡＳＥ１は各静翼の間隔が等しいものであり、これを比較例とする。
ＣＡＳＥ２〜５は、各静翼の間隔の全部又は一部が不等となっているもの（本発明）である。ＣＡＳＥ２〜５において、音源分布によって模擬された各静翼の配列（周方向位置：θ［ｄｅｇ］）は、表１に示す通りである。
ＣＡＳＥ２のより詳細な配列条件は、以下の通りである。
静翼間隔を全て異なるものとした。すなわち静翼間隔の種類を３０種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔（ＣＡＳＥ１の場合）に対して最大で４７％増大し、最小で２８％減少する範囲で変化させている。
隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔（平均ピッチ間隔）で除した値は０．２２６であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．２７７である。
静翼間隔を全て異なるものとした。すなわち静翼間隔の種類を３０種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔（ＣＡＳＥ１の場合）に対して最大で４７％増大し、最小で２８％減少する範囲で変化させている。
隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔（平均ピッチ間隔）で除した値は０．２２６であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．２７７である。
ＣＡＳＥ３のより詳細な配列条件は、以下の通りである。
静翼間隔を２つずつ同じとした。すなわち静翼間隔の種類を１５種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して最大で４７％増大し、最小で２８％減少する範囲で変化させている。また、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は０．２２６であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．２７４である。
静翼間隔を２つずつ同じとした。すなわち静翼間隔の種類を１５種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して最大で４７％増大し、最小で２８％減少する範囲で変化させている。また、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は０．２２６であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．２７４である。
ＣＡＳＥ４のより詳細な配列条件は、以下の通りである。
静翼間隔を３つずつ同じとした。すなわち静翼間隔の種類を１０種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して最大で４７％増大し、最小で２８％減少する範囲で変化させている。また、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は０．２２５であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．２９０である。
静翼間隔を３つずつ同じとした。すなわち静翼間隔の種類を１０種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して最大で４７％増大し、最小で２８％減少する範囲で変化させている。また、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は０．２２５であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．２９０である。
ＣＡＳＥ５のより詳細な配列条件は、以下の通りである。
静翼間隔を全て異なるものとした。すなわち静翼間隔の種類を３０種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して最大で１３％増大し、最小で１１％減少する範囲で変化させている。また、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は０．０７１であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．０８１である。
静翼間隔を全て異なるものとした。すなわち静翼間隔の種類を３０種とした。
各静翼間隔を、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して最大で１３％増大し、最小で１１％減少する範囲で変化させている。また、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は０．０７１であり、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値は、０．０８１である。
図１０Ａ〜図１０Ｅは、ＣＡＳＥ１〜５の解析結果を示している。
図１０Ｂから、ＣＡＳＥ２の場合、図１０Ａに示したＣＡＳＥ１と比較して最大値が５ｄＢ程度低減していることが分かる（１２１．１ｄＢから１１５．７ｄＢに低減）。また、静翼間隔が等しいＣＡＳＥ１では特定のモードが卓越しているのに対して、静翼間隔を不等としたＣＡＳＥ２では多くのモードに分散しており、レベルも低い。したがって、ＣＡＳＥ２では高い騒音低減効果が得られることが分かる。
図１０Ｂから、ＣＡＳＥ２の場合、図１０Ａに示したＣＡＳＥ１と比較して最大値が５ｄＢ程度低減していることが分かる（１２１．１ｄＢから１１５．７ｄＢに低減）。また、静翼間隔が等しいＣＡＳＥ１では特定のモードが卓越しているのに対して、静翼間隔を不等としたＣＡＳＥ２では多くのモードに分散しており、レベルも低い。したがって、ＣＡＳＥ２では高い騒音低減効果が得られることが分かる。
また、図１０Ｃ及び図１０Ｄから、ＣＡＳＥ２に対して静翼間隔の種類数を減少させたＣＡＳＥ３、ＣＡＳＥ４の場合でも、各静翼の周方向の配列（並び順）を工夫することで、静翼間隔を全て異なるものとしたＣＡＳＥ２と同等程度の高い騒音低減効果が得られることが分かる。すなわち、ＣＡＳＥ３及びＣＡＳＥ４では、隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値と、隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が、ＣＡＳＥ２のそれらの値と同等かそれ以上の値となっていることにより、ＣＡＳＥ１と同等程度の高い騒音低減効果が得られている。
また、図１０Ｅから、ＣＡＳＥ５では、各周モードがＣＡＳＥ１（等間隔静翼の場合）の周モード１０付近を中心に分布しており、ＣＡＳＥ２の場合と比較して他の周モード成分への分散範囲が縮小していることが分かる。これは、静翼間隔の不等度合を小さくすると、騒音低減効果が低くなることを示している。
以上の結果を踏まえ、本発明における静翼の配列は、隣接する各静翼同士の各間隔が全て不等又は少なくとも一部において不等という前提の下、以下の条件を満たすことが好ましい。
（１）隣接する各静翼同士の各間隔のうち少なくとも一部の間隔は、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して、少なくとも２０％以上増加しているか、又は少なくとも２０％以上減少していることが好ましい。
（１）隣接する各静翼同士の各間隔のうち少なくとも一部の間隔は、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して、少なくとも２０％以上増加しているか、又は少なくとも２０％以上減少していることが好ましい。
（２）隣接する各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることが好ましい。
（３）隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることが好ましい。
（３）隣接する各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることが好ましい。
（４）上記（１）の条件と、上記（２）（３）の条件を組み合わせることがより好ましい。
以上説明したように、本発明によれば、吸音材の使用量を低減できるとともに、動静翼間隔を拡大することなく干渉騒音を低減できる、という優れた効果が得られる。
なお、上記の実施形態では、ジェットエンジンにおける静翼列を対象にして本発明を説明したが、本発明の適用範囲はこれに限定されるものではなく、静翼列を有する全てのターボ形流体機械に適用できる。したがって、例えば、遠心圧縮機の静翼列にも適用することができる。
その他、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
その他、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
Claims (10)
- ターボ形流体機械において動翼列の下流側に配置され、周方向に間隔を置いて配列された複数の静翼から構成される静翼列であって、
前記複数の静翼は、隣接する前記各静翼同士の各間隔が少なくとも一部において不等となるように配列されており、
隣接する前記各静翼同士の各間隔のうち少なくとも一部の間隔は、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して、少なくとも２０％以上増加しているか、又は少なくとも２０％以上減少している、ことを特徴とするターボ形流体機械の静翼列。 - 隣接する前記各静翼同士の各間隔が、該間隔毎に不規則に増減を繰り返すことを特徴とする請求項１に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- 隣接する前記各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることを特徴とする請求項１に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- 隣接する前記各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることを特徴とする請求項１に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- 前記ターボ形流体機械はジェットエンジンのファンであり、前記静翼は該ファンの静翼である、ことを特徴とする請求項１に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- ターボ形流体機械において動翼列の下流側に配置され、周方向に間隔を置いて配列された複数の静翼から構成される静翼列であって、
前記複数の静翼は、隣接する前記各静翼同士の各間隔が全て不等となるように配列されており、
隣接する前記各静翼同士の各間隔のうち少なくとも一部の間隔は、全て等間隔に配列された場合の静翼間隔に対して、少なくとも２０％以上増加しているか、又は少なくとも２０％以上減少している、ことを特徴とするターボ形流体機械の静翼列。 - 隣接する前記各静翼同士の各間隔が、該間隔毎に不規則に増減を繰り返すことを特徴とする請求項６に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- 隣接する前記各静翼同士の各間隔の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることを特徴とする請求項６に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- 隣接する前記各静翼同士の各間隔差の周方向のばらつきの標準偏差を平均静翼間隔で除した値が０．１以上であることを特徴とする請求項６に記載のターボ形流体機械の静翼列。
- 前記ターボ形流体機械はジェットエンジンのファンであり、前記静翼は該ファンの静翼である、ことを特徴とする請求項６に記載のターボ形流体機械の静翼列。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2005343701 | 2005-11-29 | ||
| JP2005343701 | 2005-11-29 | ||
| PCT/JP2006/323415 WO2007063768A1 (ja) | 2005-11-29 | 2006-11-24 | ターボ形流体機械の静翼列 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPWO2007063768A1 JPWO2007063768A1 (ja) | 2009-05-07 |
| JP4678406B2 true JP4678406B2 (ja) | 2011-04-27 |
Family
ID=38092103
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2007522333A Active JP4678406B2 (ja) | 2005-11-29 | 2006-11-24 | ターボ形流体機械の静翼列 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7891943B2 (ja) |
| EP (1) | EP1956247A4 (ja) |
| JP (1) | JP4678406B2 (ja) |
| WO (1) | WO2007063768A1 (ja) |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101846100B (zh) * | 2009-03-24 | 2012-05-30 | 西北工业大学 | 一种改善压气机气动稳定性的叶栅 |
| US8534991B2 (en) * | 2009-11-20 | 2013-09-17 | United Technologies Corporation | Compressor with asymmetric stator and acoustic cutoff |
| GB201011854D0 (en) | 2010-07-14 | 2010-09-01 | Isis Innovation | Vane assembly for an axial flow turbine |
| DE102010027588A1 (de) | 2010-07-19 | 2012-01-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fan-Nachleitradschaufel eines Turbofantriebwerks |
| US10287987B2 (en) * | 2010-07-19 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Noise reducing vane |
| US20130205795A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-15 | General Electric Company | Turbomachine flow improvement system |
| EP2653658A1 (de) | 2012-04-16 | 2013-10-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufelkranz für eine Axialströmungsmaschine und Verfahren zum Auslegen des Leitschaufelkranzes |
| EP2685050B1 (en) * | 2012-07-11 | 2017-02-01 | General Electric Technology GmbH | Stationary vane assembly for an axial flow turbine |
| EP2971658B1 (en) | 2013-03-13 | 2022-11-30 | Raytheon Technologies Corporation | Low noise compressor for geared turbofan gas turbine engine |
| US11719161B2 (en) | 2013-03-14 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
| US9581034B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-02-28 | Elliott Company | Turbomachinery stationary vane arrangement for disk and blade excitation reduction and phase cancellation |
| US10605172B2 (en) | 2013-03-14 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
| FR3005120A1 (fr) * | 2013-04-24 | 2014-10-31 | Aircelle Sa | Structure de redressement de flux pour nacelle |
| DE102013224081B4 (de) * | 2013-11-26 | 2015-11-05 | Man Diesel & Turbo Se | Verdichter |
| EP2881548B1 (de) * | 2013-12-09 | 2018-08-15 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbinenverdichter |
| US10378554B2 (en) | 2014-09-23 | 2019-08-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with partial inlet vane |
| US10145301B2 (en) | 2014-09-23 | 2018-12-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine inlet |
| JP6428128B2 (ja) * | 2014-10-08 | 2018-11-28 | 株式会社Ihi | 静翼構造、及びターボファンエンジン |
| US20160146040A1 (en) * | 2014-11-25 | 2016-05-26 | United Technologies Corporation | Alternating Vane Asymmetry |
| US10371168B2 (en) | 2015-04-07 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Modal noise reduction for gas turbine engine |
| US9938848B2 (en) | 2015-04-23 | 2018-04-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly with wear member |
| US9957807B2 (en) | 2015-04-23 | 2018-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor assembly with scoop |
| US10724540B2 (en) | 2016-12-06 | 2020-07-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Stator for a gas turbine engine fan |
| US10690146B2 (en) | 2017-01-05 | 2020-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan nacelle assembly with flow disruptor |
| US20190063464A1 (en) * | 2017-08-31 | 2019-02-28 | Ford Global Technologies, Llc | Engine cooling fans with uneven blade spacing |
| FR3099518B1 (fr) * | 2019-07-31 | 2021-08-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble redresseur pour un compresseur de turbomachine |
| JP7503461B2 (ja) | 2020-09-10 | 2024-06-20 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | タービンホイール、タービン及びターボチャージャ |
| CN113312705A (zh) * | 2021-06-14 | 2021-08-27 | 西北工业大学 | 一种航空发动机低压风扇转子叶片排序方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5525555A (en) * | 1978-08-12 | 1980-02-23 | Hitachi Ltd | Impeller |
| JPH08200283A (ja) * | 1995-01-30 | 1996-08-06 | Hitachi Ltd | 貫流ファンおよびこれを備えた空気調和機 |
| JP2001214705A (ja) * | 1999-12-18 | 2001-08-10 | General Electric Co <Ge> | 周期的なステータ翼形部 |
| JP2004525303A (ja) * | 2001-05-11 | 2004-08-19 | スネクマ・モトウール | ロータと固定擾乱源とを備えた構造物、および該構造物の振動を低減する方法 |
| JP2004332562A (ja) * | 2003-04-30 | 2004-11-25 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 軸流圧縮機の静翼列 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3006603A (en) * | 1954-08-25 | 1961-10-31 | Gen Electric | Turbo-machine blade spacing with modulated pitch |
| US3169747A (en) * | 1961-01-06 | 1965-02-16 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Rotary bladed power conversion machines |
| US4068471A (en) * | 1975-06-16 | 1978-01-17 | General Electric Company | Variable cycle engine with split fan section |
| SE500471C2 (sv) * | 1991-07-09 | 1994-07-04 | Flaekt Ab | Ledskeneanordning i en axialfläkt |
| US5342167A (en) * | 1992-10-09 | 1994-08-30 | Airflow Research And Manufacturing Corporation | Low noise fan |
| JP2002349498A (ja) | 2001-05-24 | 2002-12-04 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 低騒音ファン静翼 |
| JP2003227302A (ja) | 2002-02-04 | 2003-08-15 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 伴流混合促進翼 |
| US6789998B2 (en) * | 2002-09-06 | 2004-09-14 | Honeywell International Inc. | Aperiodic struts for enhanced blade responses |
| GB2401654B (en) * | 2003-05-14 | 2006-04-19 | Rolls Royce Plc | A stator vane assembly for a turbomachine |
| US6905303B2 (en) * | 2003-06-30 | 2005-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
-
2006
- 2006-11-24 EP EP06833219.6A patent/EP1956247A4/en not_active Withdrawn
- 2006-11-24 WO PCT/JP2006/323415 patent/WO2007063768A1/ja active Application Filing
- 2006-11-24 US US11/720,545 patent/US7891943B2/en active Active
- 2006-11-24 JP JP2007522333A patent/JP4678406B2/ja active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5525555A (en) * | 1978-08-12 | 1980-02-23 | Hitachi Ltd | Impeller |
| JPH08200283A (ja) * | 1995-01-30 | 1996-08-06 | Hitachi Ltd | 貫流ファンおよびこれを備えた空気調和機 |
| JP2001214705A (ja) * | 1999-12-18 | 2001-08-10 | General Electric Co <Ge> | 周期的なステータ翼形部 |
| JP2004525303A (ja) * | 2001-05-11 | 2004-08-19 | スネクマ・モトウール | ロータと固定擾乱源とを備えた構造物、および該構造物の振動を低減する方法 |
| JP2004332562A (ja) * | 2003-04-30 | 2004-11-25 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 軸流圧縮機の静翼列 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1956247A4 (en) | 2014-05-14 |
| US7891943B2 (en) | 2011-02-22 |
| JPWO2007063768A1 (ja) | 2009-05-07 |
| WO2007063768A1 (ja) | 2007-06-07 |
| EP1956247A1 (en) | 2008-08-13 |
| US20090169371A1 (en) | 2009-07-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4678406B2 (ja) | ターボ形流体機械の静翼列 | |
| JP5883610B2 (ja) | 不均一な動翼及び静翼間隔を有する回転機械 | |
| US10247018B2 (en) | Pylon matched fan exit guide vane for noise reduction in a geared turbofan engine | |
| JP4841857B2 (ja) | ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置 | |
| JP6758293B2 (ja) | 複数の直径プロペラを備えたターボ機械 | |
| AU2014228703B2 (en) | Vane arrangement having alternating vanes with different trailing edge profile | |
| CN102116317B (zh) | 关于涡轮发动机中压缩机操作的系统及设备 | |
| JP2011033020A (ja) | タービンエンジン用のロータブレード | |
| US11131205B2 (en) | Inter-turbine ducts with flow control mechanisms | |
| JPS5854247B2 (ja) | イリグチダクト | |
| KR19990067539A (ko) | 터보장치 고조파의 최적화 장치 | |
| EP2960432B1 (en) | Rotor and gas turbine engine including a rotor | |
| EP3222811A1 (en) | Damping vibrations in a gas turbine | |
| EP3354848A1 (en) | Inter-turbine ducts with multiple splitter blades | |
| JP2003227302A (ja) | 伴流混合促進翼 | |
| EP3555429B1 (en) | Exhaust system for a gas turbine engine | |
| US12092034B2 (en) | Circumferentially varying fan casing treatments for reducing fan noise effects | |
| US12085023B2 (en) | Circumferentially varying fan casing treatments for reducing fan noise effects |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20101119 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20101213 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20110105 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20110118 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 4678406 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140210 Year of fee payment: 3 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |