JPH05209597A - ガスタービン機関のファン集成体 - Google Patents

ガスタービン機関のファン集成体

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JPH05209597A
JPH05209597A JP4237130A JP23713092A JPH05209597A JP H05209597 A JPH05209597 A JP H05209597A JP 4237130 A JP4237130 A JP 4237130A JP 23713092 A JP23713092 A JP 23713092A JP H05209597 A JPH05209597 A JP H05209597A
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vanes
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フィリップ・ロジャー・グリーブ
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パトリック・ユ−シン・ホ
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    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 基本動翼通過周波数より高い周波数での回転
モードの騒音レベルを減少することのできるファン集成
体を提供する。 【構成】 ファン又は圧縮機の様なガスタービン機関の
回転子集成体が、環状ダクトの内部で、複数個の静翼４
６から軸方向に隔たった複数個の動翼１４を有してい
る。静翼の数が動翼の所定の数に対して選択されて、少
なくとも２つの羽根通過周波数の高調波に対し、カット
オフ比の略同じ値が得られる様にし、ダクトからの回転
モードの騒音を減少する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】本発明は全般的にガスタービン機関、更に
特定していえば、騒音を減少した改良されたファン及び
圧縮機に関する。
【０００２】
【従来の技術】離陸から飛行、進入及び着陸まで、航空
機に動力を供給するターボジェット又はターボファン・
エンジンの様なガスタービン機関は、その内部で圧縮さ
れた空気、並びにそれが吐出する空気及び燃焼ガスか
ら、騒音を発生する。ファン及び圧縮機は、その中を通
る空気を圧縮する為の、円周方向に相隔たる複数個の動
翼で構成された少なくとも一列と、それに続いて円周方
向に相隔たる一列の静翼とを有している。動翼は、回転
速度Ｎで、機関の縦方向中心軸線の周りに回転して、動
翼通過周波数（ＢＰＦ）を有するが、これは回転速度Ｎ
と動翼の数Ｂとの積である。動翼及び静翼を取囲むダク
トの内部で、動翼及び静翼の間を通る空気は、ダクト内
に、普通知られている不連続周波数の回転モードの音又
は騒音を発生する。
【０００３】普通、回転モードの騒音は、動翼自体の回
転と、隣接する静翼と動翼との相互作用との両方によっ
て生ずる回転する圧力の場を含むことが知られている。
この機関を動力源とする航空機の離陸又は着陸の際、こ
のような回転モードの音が、ダクトの入口を介して上流
側に、又はダクトの出口を介して下流側に、或いはその
両方を通じて、機関から吐出され、地面に向って放射さ
れる。回転モードの音は、基本動翼通過周波数ＢＰＦ
（これは本明細書では第１高調波とも呼ぶ）及び第２、
第３並びに更に高次の高調波を含む不連続周波数で発生
される。
【０００４】例えば離陸又は進入の時、回転モードの騒
音を減少する為に、動翼の数に対して静翼の数を選択的
に決定し、静翼を動翼から選択的に隔て、動翼及び静翼
を取囲むダクトの内壁に沿って騒音抑圧ライナを設ける
ことが知られている。こういう解決策は、回転モードの
騒音が開始した時、又はそれが抑圧ライナの中に適当に
吸収されることによって発生された後、騒音の大きさを
減少する。騒音をその出所で減少する為、従来知られて
いるカットオフ・パラメータ又は比を使う。その値が
１．０未満であると、騒音が減衰し、１又は更に大きい
値であると、騒音がダクトの長さにわたって、実質的に
強度が低下せずに伝搬し、その為ダクトから周囲空気の
中に、並びに地上に向って放射され、共同社会の騒音と
なる。
【０００５】回転モードの騒音の減衰を確実にする為に
は、静翼の数Ｖを動翼の数Ｂと動翼通過周波数の高調波
次数（ｎ）の積の２倍より大きくするか又はそれに等し
く選ぶことが知られている。例えば、基本動翼通過周波
数ＢＰＦ、即ち高調波次数ｎ＝１に伴う回転モードの音
の減衰を確実にする為には、静翼の数Ｖは動翼の数Ｂの
２倍より大きくするか又はそれに等しくすべきである。
更に、基本及び第２高調波に対する回転モードの音の減
衰を確実にする為には、静翼の数Ｖは動翼の数Ｂの４倍
より大きくするか又はそれに等しくすべきである。
【０００６】しかし、比較的多数の動翼を必要とする今
日の側路比の高いターボファン・エンジンでは、この様
にして決まる静翼の数は実現性のない程高くなる。従っ
て、従来の方式は、基本動翼通過周波数ＢＰＦだけにお
いて、静翼の数を基本回転モードの騒音をカットオフす
る様に選ぶことであった。ＢＰＦの音のレベルは低下す
るが、それより高次高調波の音のレベルは比較的高く、
従来の音抑圧ライナは、そのエネルギが主に機関の縦軸
線に沿った向きである為、こういう音を減衰する効果が
より少ない。
【０００７】
【発明の目的】従って、本発明の目的は、基本動翼通過
周波数より高い高調波での回転モードの騒音レベルを減
少するのに有効な新規で改良されたファン集成体を提供
することである。本発明の他の目的は、動翼の数に比べ
て、静翼の数を目立って増加せずに、回転モードの騒音
を減少するのに有効な新規で改良されたファン集成体を
提供することである。
【０００８】本発明の他の目的は、回転モードの騒音を
減少する為に動翼の数に対する静翼の数が最適の比であ
る新規で改良されたファン集成体を提供することであ
る。
【０００９】
【発明の開示】ファン又は圧縮機の様なガスタービン機
関の回転子集成体が、環状ダクトの内側で、複数個の静
翼から軸方向に隔たった複数個の動翼を含む。静翼の数
は、ダクトからの回転モードの騒音を減少する為に、少
なくとも動翼通過周波数の２つの高調波で、カットオフ
比の略等しい値が得られる様に、動翼の所定数に対して
選ばれる。
【００１０】本発明に特有な新規な特徴は特許請求の範
囲に記載してあるが、本発明の好ましい実施例並びにそ
の他の目的及び利点は、以下図面について詳しく説明す
る所から明らかになろう。
【００１１】
【発明を実施する態様】図１には、離陸から巡航、進入
及び着陸までの飛行中に航空機（図に示してない）の動
力源として作用する側路比の高いターボファン・エンジ
ンの様な一例としてのガスタービン機関１０が示されて
いる。機関１０が縦方向中心軸線１２の周りに、直列に
流れが連通する様にした、円周方向に相隔たる複数個の
ファン羽根又は動翼１４を有するファン、普通の低圧圧
縮機（ＬＰＣ）１６、普通の高圧圧縮機（ＨＰＣ）１
８、普通の環状燃焼器２０、普通の高圧タービン（ＨＰ
Ｔ）２２及び普通の低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含
む。ＬＰＴ２４は第１の回転子軸２６によってＬＰＣ１
６及びファン羽根１４の両方に接続され、ＨＰＴ２２が
第２の回転子軸２８によってＨＰＣ１８に固着されてい
る。普通の燃料噴射手段３０を設けて、機関１０の動力
発生の為に、燃焼器２０に燃料を選択的に噴射する。
【００１２】普通の環状ケーシング３２がＬＰＣ１６か
らＬＰＴ２４までの機関１０を取囲んでおり、ＬＰＣ１
６と共に、羽根の根元３８に隣接して羽根１４から周囲
空気３６の一部分を受取る為のＬＰＣ入口３４を構成し
ている。ケーシング３２の下流側の端が普通の環状排気
栓４０と共に環状排気出口４２を構成している。普通の
環状ダクト又はナセル４４が羽根１４及びケーシング３
２の上流側部分を取囲んでおり、これはケーシング３２
から半径方向外側に普通の様に隔たって、羽根１４を通
り越した空気３６の半径方向外側部分がその中を流れる
ことが出来る様にしている。円周方向に相隔たる普通の
複数個の出口案内翼（ＯＧＶ）又は静翼４６がケーシン
グ３２とナセル４４の間を半径方向に伸びており、図２
に更に詳しく示す様に、羽根１４から軸方向の距離Ｓだ
け下流側に軸方向に隔たっている。ナセル４４が上流側
の端に周囲空気３６を受取る入口４８と、羽根１４を通
り越しＯＧＶ４６を通過した空気３６の一部即ち航空機
の動力として機関１０からの大部分の推力を発生する部
分を吐出する出口５０とを含んでいる。
【００１３】機関１０の運転中、ファン羽根１４及びＬ
ＰＣ１６の動翼（図に示してない）は、ＬＰＴ２４によ
り、中心軸線１２の周りに回転速度Ｎで回転させられ
る。空気３６の一部分が、ファン羽根１４を、その根元
３８の近くで通過して、ＬＰＣ入口３４に入り、ＬＰＣ
１６によって更に圧縮され、その後ＨＰＣ１８によって
更に圧縮されてから、燃焼器２０に送られる。燃料噴射
手段３０によって、燃焼器２０内で圧縮空気３６に燃料
が添加され、普通の方法で点火して、燃焼ガス５２を発
生する。燃焼ガス５２が燃焼器２０からＨＰＴ２２に送
られ、ＨＰＣ１８の動力になると共に、その後ＬＰＴ２
４に送られ、ファン羽根１４及びＬＰＣ１６の動力とな
る。この後、ガス５２は排気出口４２から吐出される。
空気３６の内、ＬＰＣ入口３４に入らない半径方向外側
部分が、ファン羽根１４によって圧縮され、ナセル４４
内でＯＧＶ４６を通り越して、出口５０から吐出され、
航空機の動力源としての推力を発生する。
【００１４】ガスタービン機関のファン又は圧縮機の回
転する動翼が、その上流側又は下流側又はその両方に拡
がる騒音を発生し、この騒音は、特に機関１０の離陸又
は進入動作の間、耳障りな程うるさいことがあることが
従来知られている。本発明では、ファン羽根１４又はＬ
ＰＣ１６の動翼から出る様な、機関１０から動翼によっ
て発生される騒音を減少する改良された方法と装置を提
供する。本発明を特にファン羽根１４の場合について説
明するが、当業者であれば、ここで説明することから、
ファン及び圧縮機の様に隣接した静翼を有する他の形式
の動翼の場合にも実施することが出来ることを承知され
たい。
【００１５】本発明で特に取上げるファン羽根１４によ
って発生される騒音は、普通は不連続周波数の回転モー
ドの騒音又は音として知られており、これは、回転する
ファン羽根１４自体により、並びに更に下流側に隣接す
るＯＧＶ４６とのその相互作用によって生ずる回転する
圧力の場又は伴流（ウェーク）である。普通、回転モー
ドの騒音は、基本波及びその高調波の両方を含む。更に
具体的にいえば、回転モードの騒音が、ファン羽根１４
により、基本ファン羽根通過周波数ＢＰＦ及びそれの高
次高調波で発生される。ガスタービン機関の設計の際、
ファン羽根１４の合計の数を表す数Ｂを最初に選び、そ
の後、回転モードの騒音を減少するという普通の判断基
準に基づいて、ＯＧＶ４６の合計の数を表す数Ｖを選ぶ
ことが従来知られている。ファン羽根１４の数Ｂが決ま
ると、羽根通過周波数ＢＰＦは、単に羽根の数Ｂと、中
心軸線１２の周りのファン羽根１４の回転速度Ｎとの
積、即ちＢ×Ｎである。その高調波は整数の高調波次数
ｎ＝１，２，３……によって表される。第１高調波（ｎ
＝１）は基本羽根通過周波数ＢＰＦと同じであり、第２
高調波（ｎ＝２）はその２倍の周波数を有するという様
に、高次高調波になる程周波数が高くなる。
【００１６】本発明の基本とする原理は、ナセル４４の
様な環状ダクト内で、回転モードの騒音の様な個別の音
又は騒音の伝搬及び放射を支配する原理である。ＯＧＶ
４６の数がＶでファン羽根１４の数がＢである場合、関
心のある個別の音の騒音は、回転モード数ｍによって表
される圧力パターンの重畳を含む。即ち ｍ＝ｎＢ−ｋＶ （１） ここでｎは整数の羽根通過周波数の高調波の次数であ
り、１，２，３……に等しく、ｋは全ての正及び負の整
数、例えば±１，２，３……の値を取り得る指数であ
る。
【００１７】図１に示す様に、ファン羽根１４は半径方
向外側の先端５４が、中心軸線１２から先端半径Ｒt の
所にあり、回転速度Ｎで回転する時、その先端速度マッ
ハ数Ｍt は次の様に表される。 Ｍt ＝２πＮＲt ／６０Ａ0 （２） ここでＡ0 はナセル４４内の空気３６の普通の方法で決
定した音速を表す定数である。
【００１８】入口４８から出口５０までナセル４４の中
を空気３６が流れる時、機関１０の離陸又は進入動力設
定値の様な関心のある所定の機関運転状態に於いてある
速度を有し、これはそのマッハ数Ｍa によって次の様に
表すことが出来る。 Ｍa ＝Ｖa ／Ａ0 （３） ここでＶa は、入口４８から出口５０までナセル４４の
中を流れる空気３６の所定の速度である。
【００１９】常法に従って、ＯＧＶ４６の数Ｖは、ファ
ン羽根１４の所定の数Ｂに対し、関心のある運転状態
で、ファン羽根１４によって発生される回転モードの騒
音の従来公知のカットオフが得られる様に選ばれる。カ
ットオフは、従来公知の概念であって、それより下で
は、不連続回転モードの音又は特定の周波数の騒音が減
衰するが、その値又はそれより上では、回転モードの音
がナセル４４の長さにわたって伝搬し、入口４８又は出
口５０から又はその両方から外向きに自由な空気の中に
放射し、航空機の離陸又は着陸の際、世間の人々にとっ
て耳障りなものになる点を表す。回転モードの騒音は、
幾つかの高調波で発生するから、各々の高調波には夫々
のカットオフ点が関連している。例えば、高調波ｎまで
の回転モードの音の高調波のカットオフを達成する為に
は、静翼の数Ｖは、動翼の数Ｂの２倍に高調波の次数ｎ
を乗じた値に等しいか又はそれより大きく選ぶべきであ
ることが従来知られている。基本動翼通過周波数ＢＰＦ
では、Ｖは２Ｂに等しいと選ばれる。第２高調波までの
カットオフを達成する為には、静翼の数Ｖは４Ｂに等し
いか又はそれ以上、というふうにしなければならない。
しかし、今日の側路比の高いターボファン・エンジンで
は、必要な静翼の数Ｖ、即ち、４Ｂは、静翼の数として
実現出来ない程大きな数であり、普通は機関の設計に使
うことが出来ない。
【００２０】この為、基本ＢＰＦ回転モードの音のカッ
トオフを達成する為に要求される静翼の数Ｖを単に選ん
でも、更に高次高調波の回転モードの音を処理すること
は出来ず、典型的には、こういう音はナセル４４を伝搬
して、比較的高いエネルギ及び大きさでナセルから放射
される。図１に示すナセル４４は、典型的には普通の音
抑圧ライナ５６を備えているが、こういうライナ５６は
典型的には特定の音に同調しており、普通知られている
平面波モードで、中心軸線１２と平行な軸方向にエネル
ギを伝搬する高次高調波の回転モードの音を減衰させる
のにはそれ程有効ではない。この様な高次高調波の回転
モードの音のレベルを減少して、それがダクト・ライナ
５６によって更によく抑圧される様にするにはどうする
かの研究から、本発明が生まれた。
【００２１】本発明の開発で用いられた原理は、カット
オフ・パラメータ又は比Ｋで表されるカットオフが、各
々の回転モードの音の伝搬及び放射特性を一意的に定め
るということである。この代わりに、カットオフ比Ｋ
は、丁度ダクト内を伝搬し始める周波数に対する、音源
周波数の比を表すと見なすことが出来る。カットオフ比
Ｋが１．０未満である特定の回転モードｍでは、回転モ
ードの音が減衰し、１．０に等しいか又はそれより大き
い値では、回転モードの音がナセル４４内を伝搬して、
それから外に放射される。Ｋの値が大きければ大きい
程、音の伝搬方向が中心線１２と一層よく整合し、ナセ
ル４４から放射される前に、ナセル４４内での音波の停
留時間が一層短くなる。更に、カットオフ比Ｋの値が大
きければ大きい程、抑圧ライナ５６による減衰量が一層
小さくなる。
【００２２】カットオフ比Ｋには種々の表式があり、下
記の表式が本発明を定義し、説明するのに特に役立つこ
とが判った。 ｋ＝（ｎＢ／｜ｍ｜）・｛Ｍt ／（１−Ｍa 2 ）1/2 ｝ （４） 式（４）は、カットオフ比Ｋが動翼通過周波数の高調波
次数ｎ、普通の設計方式に基づいて予め決定された動翼
の数Ｂ、回転モード次数ｍの絶対値、及び例えばＭt ／
（１−Ｍa 2 ）1/2 によって表されるような、ナセル４
４内の空気３６の流速に対するファン羽根の先端５４の
速度に比例することを示している。
【００２３】本発明の意義を見易くする為、図３には、
一例としての羽根の数Ｂを３４として、横軸に静翼の数
Ｖをとって、縦軸にカットオフ比Ｋをとったグラフを示
してある。夫々の回転モードの音に伴う最初の６つのＢ
ＰＦ高調波次数ｎの各々に対するカットオフ比Ｋを、第
１、第２、第３、第４、第５及び第６カットオフ比曲線
５８，６０，６２，６４，６６及び６８として示してあ
る。回転モード数ｍに使われる整数ｋの値は、ファン羽
根１４の後にＯＧＶ４６が続く実施例を数学的に表す
為、従来公知の様に、正の１である。本発明の他の実施
例では、整数ｋの値は普通の様に選ぶことが出来る。更
に図３に示す例では、Ｎ＝２３６０ｒｐｍ、Ｒt ＝３．
０５ｍ、Ａ0 ＝３４４ｍ／秒、Ｖa ＝１７２ｍ／秒の値
を用いて、例としてのカットオフ比Ｋのグラフを描い
た。
【００２４】動翼通過周波数ＢＰＦ（即ち、ｎ＝１）で
第１高調波の回転モードの音のカットオフを達成する為
には、このグラフは、静翼の数Ｖを、第１の曲線５８と
Ｋ＝１の線との交差を表す約７６より大きくすべきであ
ることを示している。しかし、Ｖ＝７６では、第２高調
波に対するカットオフ比Ｋの値、即ち第２の曲線６０の
値は１より大きく非常に大きくて、それに伴う回転モー
ドの音が実質的に伝搬することを示している。従来の１
つのやり方では、第２高調波の回転モードの音のカット
オフを達成する為には、静翼の数Ｖは２ｎＢ（即ち、２
×２×３４＝１３６）より大きくするか又はそれに等し
くすべきであるが、これは３４枚の動翼に使う静翼の数
Ｖとしては実用的にならない程大きい。
【００２５】本発明では、動翼の所定数Ｂに対し、静翼
の数Ｖは、例えば２つ又は更に多く、出来れば全ての高
調波ｎに対するカットオフ比を最小にする様に、例え
ば、図３に示す様なグラフから選ぶことが出来る。これ
は例えば、少なくとも２つの高調波次数ｎに対するカッ
トオフ比Ｋが実質的に等しくなる様に静翼の数Ｖを選ぶ
ことによって達成し得る。こういうことが起こるのは、
２つのカットオフ比曲線が交わる所である。言い換えれ
ば、静翼の数Ｖは、動翼の所定数Ｂに対し、少なくとも
２つの高調波次数ｎに対し、カットオフ比の略同じ値が
同時に得られる様にすることが出来る。
【００２６】例えば図３は、ｎ＝１の値を有する第１高
調波次数ｎに対するカットオフ比Ｋは基本回転モードの
音のカットオフを達成する様に、１．０未満の値に保ち
ながら、ファン羽根１４によって発生される全体的な回
転モードの騒音を減少する為に、高次の高調波に伴うカ
ットオフ比Ｋの値をも減少することが出来ることを示し
ている。静翼の数Ｖを７６の代わりに８２に選ぶことに
より、静翼の数を比較的少数だけ増やした結果、第２の
曲線６０によって表される、本来ならば７６個のＯＧＶ
４６を使った場合に生ずる第２高調波の回転モードの音
のカットオフ比Ｋが大幅に減少する。一般的な観察とし
て、ファン羽根１４及びＯＧＶ４６によって発生される
全体的な回転モードの騒音に対する相対的な寄与が、各
々の一層高次高調波の回転モードの音に対して減少す
る。従って、図３に曲線６２，６４，６６及び６８によ
って示される第３及び更に高次の高調波の回転モードの
音は、静翼の数Ｖが７６から増加するにつれて、大きさ
が増加するが、第２の曲線６０によって表される第２高
調波の回転モードの音に対するカットオフ比Ｋが減少す
る。図３に示す状態Ａで示す、２つの高調波次数ｎ＝２
及びｎ＝３に対する第２及び第３の曲線６０及び６２の
交点は、Ｖ＝８２個の静翼に対し、図３に示す全ての高
調波の回転モードの音（即ち、ｎ＝１，２，３，４，５
及び６）に対するカットオフ比Ｋの値の最大値を表す。
この例は、静翼の数をＶ＝８２に選ぶと、第２及び第３
高調波（即ち、ｎ＝２及びｎ＝３）の両方に対するカッ
トオフ比Ｋの値が等しくて最低になり、それより高次の
高調波（即ち、ｎ＞３）はカットオフ比Ｋの値がかなり
小さくなることを示している。
【００２７】従って、本発明の基本的な特徴は、前に述
べた様にｎ＝２及びｎ＝３という様に連続していても、
或いはこれから詳しく説明している様に連続していなく
てもよいが、少なくとも２つの高調波次数ｎに対し、カ
ットオフ比Ｋの同じ又は略同じ値を同時に求める為の静
翼の数Ｖを選ぶことにある。何れの場合も、この選択
は、少なくとも２つのカットオフ比曲線の交わりを表
し、この結果、必然的にカットオフ比Ｋの極小値にな
る。それは、静翼の数Ｖをこれより少なくしても多くし
ても、交わる２つの曲線によって表されるカットオフ比
Ｋの内の少なくとも一方が増加するからである。静翼総
数Ｖは、機関１０の設計の時に選ばなければならないか
ら、静翼の数Ｖは、例えば図３の状態Ａによって表され
る様に、２つの曲線の交点、又は可能な限り或いは望み
得る限りそれに近い所に選び、静翼の総数Ｖが、現在の
普通の設計慣行による製造し易さの点で、好ましくは静
翼の総数Ｖが偶数になる様にする。勿論、静翼の数Ｖが
奇数であっても、希望によっては差支えない。
【００２８】更に本発明では、第２及び第３高調波（ｎ
＝２及びｎ＝３）のカットオフ比Ｋの交点を表す図３の
状態Ａでは、静翼の数Ｖの最適のそして一時的な値が見
つかった。この値は状態Ａに対して最適である。それと
いうのも、ｎ＝１に対する第１高調波の回転モードの音
に対するカットオフ比Ｋの値が１．０未満であり、それ
と交わる第２及び第３の曲線６０及び６２に伴うカット
オフ比Ｋ（即ち、Ｋ＝６．４）は、選ばれた静翼の数Ｖ
＝８２で、図３に示す少なくとも６つの高調波の内の最
大値を表すからである。図面に示してない更に高次高調
波（ｎ＞６）に対するカットオフ比Ｋも典型的にはこの
最大値未満であることが了解されよう。
【００２９】状態Ａに対する静翼の数Ｖの値は一意的で
ある。それは、２つの高調波次数ｎ＝２及びｎ＝３に対
する式（４）で表されるカットオフ比Ｋを等しいと置い
て、次に示す様に静翼−動翼比Ｖ／Ｂを解くことによっ
て、解析的に設定することが出来るからである。 ２ＢＭt ／｛｜２Ｂ−ｋＶ｜・（１−Ｍa 2 ）1/2 ｝ ＝３ＢＭt ／｛｜３Ｂ−ｋＶ｜・（１−Ｍa 2 ）1/2 ｝ （５） ２｜３Ｂ−ｋＶ｜＝３｜２Ｂ−ｋＶ｜ （６） ４（９Ｂ2 −６ＢｋＶ＋Ｋ2 Ｖ2 ）＝９（４Ｂ2 −４ＢｋＶ＋Ｋ2 Ｖ2 ） （７） ３６Ｂ2 −２４ＢｋＶ＋４Ｋ2 Ｖ2 ＝３６Ｂ2 −３６ＢｋＶ＋９Ｋ2 Ｖ2 （８） Ｖ／Ｂ＝１２／５ｋ＝２．４ （９） 式（５）から式（９）を見れば、図３の第２及び第３の
曲線６０及び６２の交差は、所定の動翼の数Ｂに対し、
高調波次数ｎ及び回転モード数ｍのみの関数であり、カ
ットオフ比Ｋの絶対値に無関係であると共に、動翼先端
速度（Ｍt ）、流速（Ｍa ）、回転速度Ｎ、動翼先端半
径Ｒt 及びダクト音速Ａ0 にも無関係であることが理解
されよう。この結果得られる静翼−動翼比Ｖ／Ｂは、単
純に１２／５ｋになる。ここでｋは普通は、図１に示す
本発明のファン集成体の実施例では、正の１に等しく選
ばれる。この結果、一意的な静翼−動翼比Ｖ／Ｂの値は
２．４になる。図３で、第２及び第３の曲線６０及び６
２の交差が最も接近して起こるのは、大体静翼の数Ｖ＝
８２であることに注意されたい。これを図３のグラフを
作成するのに使われた動翼の数Ｂ＝３４で除すと、静翼
−動翼比Ｖ／Ｂは２．４１になる。従って、状態Ａに対
する静翼−動翼比Ｖ／Ｂは、図３に示す様なグラフを描
くことにより、又は式（５）から式（９）で表される様
に解析的に決定することが出来る。この解析的な決定か
ら、この値が一意的であることが示される。
【００３０】従って、上に述べた状態Ａでは、静翼の数
Ｖは、静翼−動翼比Ｖ／Ｂが２．４に等しいか又は略等
しくなる様に、所定の予定の動翼の数Ｂから選ぶことが
出来る。勿論、動翼の数に端数は実際にはないから、実
際の用途では、静翼の数Ｖとして最も近い整数を使わな
ければならない。好ましい実施例では、機関１０のＯＧ
Ｖ４６の様に、静翼を組立てる普通の製造技術に基づく
時の製造のし易さの点で、最も近い偶数の整数の動翼の
数Ｂが好ましい。勿論、希望によっては、静翼の数Ｖが
奇数の整数であってもよい。
【００３１】本発明の他の特徴として、基本ＢＰＦ回転
モードの音のカットオフを実現する為の条件、即ち、Ｋ
＜１．０（ｎ＝１に対し）がなければ、図３の状態Ｂに
示す様に、基本及び第２高調波（ｎ＝１及びｎ＝２）の
カットオフ比Ｋの両方に同じ又は略同じ値が得られる様
な、他の音響的に最適の、一意的な静翼−動翼比Ｖ／Ｂ
が得られる。この実施例では、２つの連続的な高調波次
数はｎ＝１及びｎ＝２であり、これらは夫々第１及び第
２の曲線５８及び６０に関連するものであり、この結
果、第１及び第２高調波の回転モードの音に対するカッ
トオフ比Ｋが同時に極小又は最小になるだけでなく、こ
の値はそれに関連した静翼の数Ｖで、例えば動翼の数Ｂ
＝３４に対して４５の時に、幾つかのカットオフ比Ｋの
最大値にもなる。対応する静翼−動翼比Ｖ／Ｂは一意的
であって、４／３に等しく、前に式（５）から式（９）
について述べたのと同様に、高調波次数ｎ＝１及びｎ＝
２に対する式（４）のカットオフ比Ｋを等しいと置い
て、やはり図１に示すファン集成体に対し、整数の定数
ｋに正の１の値を用いて、静翼−動翼比Ｖ／Ｂに解くこ
とによって求めることが出来る。この場合も、この一意
的な静翼−動翼比Ｖ／Ｂは、所定の整数ｋの１の値に対
し、高調波次数ｎ及び回転モード数ｍのみに関係する。
【００３２】第１の曲線５８によって表される基本高調
波の回転モードの音に対するカットオフ比Ｋはもはや
１．０未満ではないが、第１及び第２の曲線５８及び６
０の交点では約３．８に等しい比較的最小に近い値を有
し、それより高次高調波の回転モードの音に対するカッ
トオフ比Ｋは夫々曲線６２，６４，６６及び６８で示す
様に、それに比べてかなり低くなる。回転子と固定子の
軸方向の間隔Ｓが比較的大きくて、ライナ５６が回転モ
ードの騒音がその中を伝搬するのを有効に抑圧すること
が出来る位にナセル４４の内側に十分な軸方向の長さが
得られる場合、この別の設計を図１に示す機関１０に用
いることが出来る。例えば、図２で各々のファン羽根１
４は、根元３８の前縁及び後縁の間の根元の弦又は長さ
を有し、その軸方向の投影をＣで示してあり、羽根１４
の後縁とＯＧＶ４６の前縁との間の軸方向の距離Ｓを根
元の弦の軸方向の投影Ｃで除した比、即ち、Ｓ／Ｃは、
十分な伴流の減衰、並びにライナ５６による回転モード
の高調波の音の有効な抑圧を保証する為に、約１．５よ
り大きいことが好ましい。
【００３３】他の選択的な音響的に最適で一意的な静翼
−動翼比Ｖ／Ｂが図３の状態Ｃで示されており、これは
２つのカットオフ比曲線の交点を表す。２つの高調波次
数ｎは、例えばｎ＝１及びｎ＝３という様に不連続であ
る。例えば第１の曲線５８に対する第１高調波の回転モ
ードの音のカットオフを実現する条件、即ち、Ｋ＜１．
０を除き、第２高調波の回転モードの音が、解析により
又は試験により、機関１０によって発生される全体的な
ファン騒音スペクトルの強力な寄与因子でないことが判
った場合、この実施例を利用することが出来る。図３で
は、第１及び第３の曲線５８及び６２の交点のカットオ
フ比Ｋは、第２の曲線６０に伴う第２高調波の回転モー
ドの音に伴うカットオフ比より小さいことに注意された
い。状態Ｃは静翼の数Ｖが５１に等しい時に起こるが、
第２高調波の回転モードの音が全体的な騒音に対する強
力な寄与因子ではなく、音抑圧ライナ５６によって有効
に減衰することが出来れば、図１に示す機関１０に用い
ることが出来る。
【００３４】この場合も、静翼−動翼比Ｖ／Ｂの一意的
な値は、式（５）から式（９）について上に述べた様
に、高調波次数ｎ＝１及びｎ＝３を用いて式（４）のカ
ットオフ比Ｋを等しいと置き、整数ｋに正の１の値を選
ぶことによって得られる。一意的な静翼−動翼比Ｖ／Ｂ
が１．５になる結果、３４枚という所定の動翼に対する
静翼は５１枚になる。
【００３５】例として上に述べた状態Ａ、Ｂ又はＣの何
れかに基づいて、特定の設計の用途で特定の静翼−動翼
比Ｖ／Ｂを選ぶことは、ナセル４４から伝搬する全体的
なファン騒音スペクトルに対する基本、第２及び第３高
調波に伴う夫々の回転モードの音の相対的な大きさ又は
振幅に関係する。従って、任意の所定の設計の用途で、
本発明に従って、例として示した状態Ａ、Ｂ又はＣに従
って、或いはその他の状態で、適当な静翼−動翼比Ｖ／
Ｂを選ぶことが出来るが、これらの全ての状態は、少な
くとも２つの高調波次数ｎに対するカットオフ比Ｋの値
が同じ又は略同じになる様に、所定の動翼の数Ｂに対し
て静翼の数Ｖを選ぶという本発明の共通の特徴を持って
いる。
【００３６】図４には、図１に示す機関１０に２２枚の
ファン羽根１４を有する本発明の好ましい実施例によ
る、静翼の数Ｖに対するカットオフ比Ｋを示すグラフが
示されている。図４は、離陸時の機関１０の動作を表し
ており、機関１０が航空機（図に示してない）に動力を
供給する。離陸時回転速度Ｎは２３６０ｒｐｍであり、
羽根先端マッハ数Ｍt は、半径Ｒt が３．０５ｍに等し
いファン羽根１４に対して１．０９３であり、流れマッ
ハ数Ｍa は０．５であり、ファン空気流ダクト速度Ｖa
は１７２ｍ／秒に等しく、ダクト音速Ａ0 は３４４ｍ／
秒に等しい。この場合も、第１、第２、第３、第４、第
５及び第６の曲線７０，７２，７４，７６，７８及び８
０が図４に示されているが、これらは夫々第１、第２、
第３、第４、第５及び第６高調波の回転モードの音に伴
うカットオフ比Ｋを表す。第２及び第３の曲線７２及び
７４の交点を表す同じ様な状態Ａが示されているが、こ
れは動翼の数Ｂが２２に等しい場合、静翼の数Ｖが約５
２．８に等しい所で起こる。前に述べた様に、状態Ａの
一意的な静翼−動翼比Ｖ／Ｂは２．４に等しい。５２．
８は整数ではないから、５２又は５３の様なその次の整
数を選ぶことが出来る。しかし、第１の曲線７０に伴う
基本高調波の回転モードの音に対するカットオフ比Ｋ
が、はっきりと１．０未満になることを保証する様に５
４枚の静翼４６を選ぶことが好ましく、製造し易さの点
で、偶数の静翼、即ちＯＧＶ４６を選ぶ。図１及び図２
に示す好ましい実施例では、ＯＧＶ４６がファン羽根１
４から軸方向下流側に距離Ｓだけ隔たっていて、軸方向
の距離Ｓを根元弦の軸方向投影Ｃで除した値が約１．５
より大きく、例えば２．０であって、高次高調波の回転
モードの音が音抑圧ライナ５６の為に、ナセル４４内部
でかなり減衰し得る様にするのを助けている。
【００３７】従って、例えば第２及び第３高調波の回転
モードの音に対するカットオフ比Ｋを相対的に最小にす
る様な静翼−動翼比Ｖ／Ｂを選ぶことにより、少なくと
も一方の高調波カットオフ比Ｋは、状態Ａから離れた点
に静翼の数Ｖを選んだ場合に起こるよりも小さな値を有
する。これは、全体的な騒音スペクトル内でのその高調
波の回転モードの音の大きさを減少する。例えば、第１
の曲線７０によって表される基本高調波の回転モードの
音に対するカットオフ比Ｋを１．０未満に保証する為に
は、２２枚の動翼に対し、最小限約５０枚の静翼が必要
である。これに対応して、第２の曲線７２によって表さ
れる第２高調波のカットオフ比Ｋは約９．２の比較的高
い値を有し、第３高調波のカットオフ比Ｋは静翼５０枚
の場合、約５．２というそれより小さい値を有する。高
調波次数が増加するにつれて、全体的な騒音スペクトル
に対する寄与の程度が減少するから、第２の曲線７２に
関連する第２高調波に帰因する騒音は、第３の曲線７４
に伴う第３高調波の騒音の寄与よりかなり大きい。状態
Ａを、静翼５０枚のみという代わりに約５４枚の静翼を
持つ様に選ぶことにより、静翼の数の僅かな増加によ
り、第２高調波のカットオフ比Ｋが９．２から６．４に
大幅に減少し、その間第３高調波のカットオフ比Ｋは
５．２から６．４に僅か増加するだけである。これは、
運転中の機関１０から伝搬する騒音スペクトルを全体的
に減らすことに寄与する。
【００３８】更に、第２高調波のカットオフ比Ｋの大き
さを第３の高調波のカットオフ比Ｋのそれまで減少する
ことにより、音抑圧ライナ５６は、主にその一方又は他
方というのではなく、第２及び第３高調波の回転モード
の音の両方を同じ様によく抑圧する様に調整することが
出来る。更に、比較的低い（即ち、回転モード数ｍの値
で０に近い）回転モードの相互作用が避けられ、この
為、他の場合に起こる様な、ライナ５６によって有効に
抑圧されない長期的な音のレベルを防止する。第２及び
第３高調波曲線７２及び７４が交わる状態Ａでは、第２
及び第３高調波の回転モード数ｍが最大になる。
【００３９】更に、ファン集成体を２つの高調波のカッ
トオフ比Ｋ曲線の交点の近くで動作する様に設計するこ
とにより、少なくともこれら２つの曲線に対しては、フ
ァン速度Ｎの比較的広い動作範囲にわたってカットオフ
が保たれる。図４に戻って説明すると、２２枚のファン
羽根１４を有する本発明のこの実施例では、第１及び第
２高調波のカットオフ比曲線７０及び７２が交わる状態
Ｂは、静翼１００枚未満では起こらず、第１及び第３高
調波カットオフ比曲線７０及び７２が交わる状態Ｃでも
起こらないことに注意されたい。しかし、図４は、高調
波次数ｎ＝２及びｎ＝４に伴う第２及び第４の曲線７２
及び７６の交点、即ち状態Ｄの様な、高調波カットオフ
比曲線の他の６つの交点をも示している。状態Ｄは、状
態Ａの場合よりも、静翼の数Ｖが更に大きい次の交点で
あり、Ｖが約５９に等しい所で起こる。
【００４０】更に具体的にいうと、第２及び第４の曲線
７２及び７６の交点に関連する一意的な静翼−動翼比Ｖ
／Ｂも、高調波次数ｎ＝２及びｎ＝４に対する式（４）
のカットオフ比Ｋを等しいと置き、式（５）から式
（９）の場合にしたのと同じ様に解いて、整数ｋが正の
１の値である場合、比Ｖ／Ｂ＝８／３＝２．６６７にな
る。
【００４１】図４の２２枚の羽根に対して比Ｖ／Ｂのこ
の一意的な値を使うと、Ｖは５８．７になる。従って、
静翼、即ちＯＧＶ４６の数Ｖは次の整数の偶数５８にす
ることが出来る。これは、状態Ａの場合に選ばれた５４
枚より４枚多いだけである。状態Ｄでは、図４に示す全
ての高調波カットオフ比Ｋが、第３高調波のカットオフ
比Ｋを除いて、状態Ａに対する値よりも小さい。本発明
の好ましい実施例では、５４枚のＯＧＶ４６を有する状
態Ａ、又は５８枚のＯＧＶ４６を有する状態Ｄを、その
どちらが、関心のある状態で運転する間、ナセル４４か
らの騒音の伝搬の全体的な大きさが最も小さくなる結果
になるかに応じて、選ぶことが出来る。
【００４２】解析から、５４枚のＯＧＶ４６及び２２枚
のファン羽根１４を有する状態Ａの実施例では、３８枚
のファン羽根及び８０枚のＯＧＶを有する普通のファン
集成体（Ｖ／Ｂ＝２．１）の場合に比べて、運転中のナ
セル４４からの全体的な騒音の大きさが大幅に減少する
ことが予測される。この解析的な予測は、図１に示すフ
ァン集成体の１／５規模のモデルの風洞試験によって確
かめられた。この時、高調波次数ｎ＝６までの全ての回
転モードの高調波に対する騒音が測定された。
【００４３】ある条件のもとでは４／３の静翼−動翼比
を使うことが出来ることが従来知られているから、本発
明は上に具体的に述べた場合を除いて、４／３のＶ／Ｂ
比を除外することが好ましい。従って、夫々のカットオ
フ比の値を略等しくする為の２つの高調波次数ｎは、Ｖ
／Ｂ比が４／３に伴うｎ＝１及びｎ＝２を除いた高調波
次数の対に対する交差するカットオフ比曲線に伴うもの
にすることが好ましい。こういう高調波次数の対は、Ｖ
／Ｂ＝１．５に伴うｎ＝１及びｎ＝３、Ｖ／Ｂ＝２．４
に伴うｎ＝２及びｎ＝３、Ｖ／Ｂ＝８／３に伴うｎ＝２
及びｎ＝４、及びその高調波次数ｎの積が２より大き
い、即ちＶ／Ｂ＝４／３に伴うｎ＝１にｎ＝２を乗じた
（１×２）の値より大きい様なその他の高調波次数の対
を含む高調波次数の対の群から選ぶことが好ましい。例
えば、上に述べた高調波次数の対の積は夫々３、６及び
８である。
【００４４】従って、本発明は、運転中に発生される高
調波の回転モードの音の大きさを減少する為に所定の数
の動翼に対して使うべき静翼の数を選び、音の大きさを
更に減少する為に、音抑圧ライナ５６による抑圧に更に
適する様にする新しい方法を提供した。本発明を、ナセ
ル４４によって取囲まれるファン羽根１４及びＯＧＶ４
６を含む図１に示す例としてのファン集成体について説
明したが、当業者であれば、例えば動翼及び静翼を有す
る、圧縮機を含むその他のファン集成体を含めて、以上
の説明から本発明のこの他の実施例も考えられよう。
【００４５】本発明の好ましい実施例と考えられるもの
を説明したが、以上の説明から、当業者には本発明のこ
の他の変更も明らかであろう。従って、本発明の範囲内
に含まれるこの様な変更全ても特許請求の範囲に属する
ものと考える。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例によるファン集成体を有する
一例としての高側路比のターボファン・ガスタービン機
関の簡略縦断面図。
【図２】図１に示すファン集成体の一部分を線２−２で
切った半径方向断面図。
【図３】３４枚の動翼を用いる場合、６つの高調波の回
転モードに対し、静翼の数Ｖに対しカットオフ比Ｋを描
いたグラフ。
【図４】２２枚の動翼を用いる場合、６つの高調波の回
転モードに対し、静翼の数Ｖに対してカットオフ比Ｋを
描いたグラフ。
【符号の説明】 １４ ファン羽根 ４４ ナセル ４６ 静翼
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.5 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０４Ｄ 29/66 Ｎ 7314−3Ｈ

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 円周方向に相隔たっている多数（Ｂ個）
    の動翼と、該動翼から軸方向に隔たっており、円周方向
    に相隔たっている多数（Ｖ個）の静翼と、前記動翼及び
    前記静翼を取囲んでおり、空気を受取る入口及び前記動
    翼によって圧縮された時の該空気の少なくとも一部を吐
    出する出口を有している環状ダクトとを備えており、前
    記圧縮空気は、複数個の夫々の動翼通過周波数の高調波
    次数ｎにおいて、その各々が１．０のカットオフ比より
    上では伝搬し且つ１．０のカットオフ比より下では減衰
    する回転モードの音を発生し、前記動翼の数Ｂに対する
    前記静翼の数Ｖは、少なくとも２つの前記高調波次数ｎ
    に対して前記カットオフ比の略同じ値を得るのに有効で
    あり、該２つの高調波次数ｎは２より大きい積を有して
    いるガスタービン機関のファン集成体。
  2. 【請求項２】 前記２つの高調波次数ｎに於ける前記カ
    ットオフ比が最大値を有している請求項１に記載のファ
    ン集成体。
  3. 【請求項３】 前記２つの高調波次数ｎが連続している
    請求項１に記載のファン集成体。
  4. 【請求項４】 前記２つの連続した高調波次数がｎ＝２
    及びｎ＝３である請求項３に記載のファン集成体。
  5. 【請求項５】 前記静翼の数Ｖを前記動翼の数Ｂで除し
    た値が約２．４に等しい請求項４に記載のファン集成
    体。
  6. 【請求項６】 前記高調波次数ｎ＝１に於ける前記カッ
    トオフ比が１．０未満である請求項５に記載のファン集
    成体。
  7. 【請求項７】 前記動翼の数Ｂが２２であり、前記静翼
    の数Ｖが５４である請求項６に記載のファン集成体。
  8. 【請求項８】 前記カットオフ比が、ｍ＝ｎＢ−ｋＢ、
    ｋを正又は負の整数として、ｎＢ／｜ｍ｜、及び前記ダ
    クトを通る前記空気の流速マッハ数に対する前記ファン
    動翼の先端速度マッハ数に比例する請求項７に記載のフ
    ァン集成体。
  9. 【請求項９】 前記２つの高調波次数ｎが不連続である
    請求項１に記載のファン集成体。
  10. 【請求項１０】 前記２つの高調波次数がｎ＝１及びｎ
    ＝３である請求項９に記載のファン集成体。
  11. 【請求項１１】 前記静翼の数Ｖを前記動翼の数Ｂで除
    した値が約１．５に等しい請求項１０に記載のファン集
    成体。
  12. 【請求項１２】 前記２つの高調波次数がｎ＝２及びｎ
    ＝４である請求項９に記載のファン集成体。
  13. 【請求項１３】 前記静翼の数Ｖを前記動翼の数Ｂで除
    した値が約８／３に等しい請求項１２に記載のファン集
    成体。
  14. 【請求項１４】 円周方向に相隔たっている多数（Ｂ
    個）の動翼と、該動翼から軸方向に隔たっており、円周
    方向に相隔たっている多数（Ｖ個）の静翼とを備えてお
    り、前記静翼の数Ｖを前記動翼の数Ｂで除した比Ｖ／Ｂ
    が、２．４、１．５及び８／３を含む群から選ばれてい
    るガスタービン機関のファン集成体。
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