JPS5854247B2 - イリグチダクト - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 環境問題に対する意識が高まっている現在、ガスタービ
ン機関、特に航空機推進用機関の設計者は、機関の性能
の犠牲を最小限に抑えながら、機関の公害を少なくする
と云う難問に直面している。

最近かなりの関心を集めている１種類の公害は騒音であ
る。

ガスタービン機関の騒音は主に２つの源から発生される
。

１つは、高速で移動するガスが比較的静止状態にある周
囲の大気中に排出されることによる粘性剪断に伴うもの
である。

航空機用ターボファン・エンジンでは、エンジンの後部
にあるファン・ノズル及びコア・ノズルからこう云うガ
スが放出される。

この剪断形騒音を少なくする為に種々の方式が用いられ
ており、大抵の方式は混合器を用いてファン・ガス及び
排ガスを互いに且つ周囲の環境と混合している。

２番目の騒音源は、これがこの発明で取上げるものであ
るが、回転するターボ流体機械自体によって発生される
ものである。

これは、高速で回転する何列かの動翼とその間を流れる
ガス流との相対運動によって生ずる。

出口案内翼装置の場合、この騒音は、動翼の回転速度、
翼間間隔、翼の形状並び（こ不動の部品が何列かの回転
する動翼に接近している程度と云うようなパラメータの
影響を受ける。

後の場合の別の例は、何列かの静翼と何列かの回転する
動翼とが交互になっている典型的な多段軸流圧縮機であ
る。

このようにして発生される騒音の一部分は、回転ターボ
流体機械を封入したナセルの周囲（こ配置した音響パネ
ル又は吸音パネルによって、吸収し、抑圧することが出
来る。

こう云う吸音材料は周知である。

然し、ファン又は圧縮機が入口の前側平面に非常に接近
（−でいて、前向きには音響遮蔽を行なうものがない為
、かなりの割合の騒音がガスタービンの入口ダクトから
前方に伝播する。

この問題を解決しようとした従来の試みは、入口ダクト
の内壁に吸音材料を適用することに集中していた。

これは、軸方向前向き（こ伝播する無反射の騒音を減衰
させるのには殆んど役立たない。

入口の内部に吸音材料の同軸の円周方向のリングを設け
ることにより、更（こ効果が上がる。

然し、このリングは入口の全圧の低下を招き、その為性
能が低下するが、これは機関の動作の全段階にわたって
生じ、騒音の伝播が下方の住民に公害とならない場合に
も起る。

別の考えは、入口ダクトの底部に軸方向に並進するくさ
び形スクープ（５ｃｏｏｐ ）を用い、入口から騒音が
下方（こ伝達されるのを選択的に減少するものである。

然し、この形式は２つの理由で不適当である。

第１０こ、このようなスクープを用いた入口は圧力回復
特性がよくない（即ち、本質的に損失の大きい装置にな
る）。

第２に、前述の問題に幾分関係するが、例えばガスター
ビンの内、ダクト内に配置されるファン段の平面内で、
全圧模様が著しく歪む。

前者の特性の為、機関の性能が劣化し、後者の原因で、
成る状態では、ファンの動翼（こ過大な応力が生じ、回
転ターボ流体機械の破壊が起る惧れがある。

更Ｏこ別の方式は、入口ダクトの円筒形の下半分を軸方
向前方に伸ばすことである。

側面断面で見ると、この結果、ダクト壁の輪郭が階段形
になる。

この形式は騒音レベルを低下する傾向があるが、前に述
べた入口の回復並びに歪みの面から見ると、空気力学的
には望ましくない。

従って、ガスタービンの設計者が当面する問題は、全体
的な性能を犠牲にせずに、ダクトから出る騒音を減衰さ
せる手段を提供することである。

従って、この発明の主な目的は、全体的な性能を犠牲に
せずに、ダクトの内部から出る騒音を減少することであ
る。

上記並びにその他の目的及び利点は、この発明を限定す
る意味ではなく、例示する為に挙げた以下の詳しい説明
、図面並びｔこ具体例から更に明瞭に理解されよう。

簡単（こ云うと、入口ダクトの入口端部の予定の円弧部
分を軸方向上流側に突出してそらせ装置とするにより、
前述の目的が達成される。

延長したそらせ装置と、このそらせ装置に向い合った入
口ダクトの上流側の円弧部分との間の遷移部の断面形は
側面より見ると弓形であって、即ち入口端部に尖った角
を持たない。

更に、こうして入口端につけた曲率には反曲点があり、
この為、遷移部の途中で曲率半径の向きが変わる。

この発明は入口の騒音を抑圧するのに役立つが、最も大
事なことは、入口の平面が入口の長軸に対して略垂直で
ある理想的な入口の場合と較べて、性能が殆んど劣化せ
ずに、この抑圧が達成されることである。

更に、その限界内では騒音の減衰が最大となり、その限
界をこえると、騒音の減衰の改善度がダクトの長さ並び
に重量が増加することによって帳消しになるような、そ
らせ装置の長さ並びに遷移部の曲率半径に対する限界が
設定される。

この発明の要旨は特許請求の範囲に具体的に且つ明確に
記載しであるが、この発明は以下図面について好ましい
実施例を説明する所から、更によく理解されよう。

図面全体にわたり、同様な部分には同じ参照数字を用い
ている。

第１図（こは、この発明を実施した機関１０が概略的に
示されている。

この機関は全体的（こコア・エンジン１１と、ファン集
成体１２と、ファン・タービン１４とで構成されている
と考えてよく、ファン・タービンが軸１６によってファ
ン集成体１２と相互接続されている。

コア・エンジン１１が軸流圧縮機１８を持ち、これが回
転子２０を有する。

空気が入口集成体２２に入り、最初はファン集成体１２
によって圧縮される。

この圧縮空気の第１の部分がファン側路ダクト２４に入
り、その後ファン・ノズル２５から吐出される。

圧縮空気の第２の部分が入口２６に入り、軸流圧縮機１
８によって更に圧縮され、その後燃焼器２８に吐出され
る。

この燃焼器で、燃料を燃焼させてタービン３０を駆動す
る高エネルギの燃焼ガスを作る。

タービン３０が軸３２を介して回転子２０を駆動するこ
とは普通のガスタービン機関と同じである。

高温の燃焼ガスがファンタービン１４に送られてそれを
駆動し、これがファン集成体１２を駆動する。

この為、ファン側路ダクト２４からファン・ノズル２５
を介して空気を吐出するファン集成体１２の作用と、一
部分がプラグ３８によって構成されたコア・エンジン・
ノズル３６から燃焼ガスが吐出されること＼により、推
進力が得られる。

上に説明したのは今日の多くの機関にとって典型的なも
のであるが、以下の説明から直ぐ判るように、この発明
はその内部から騒音が出て来るあらゆるダクトに適用す
ることが出来るので、この発明が上の説明（こ制約され
るものではない。

またこの発明はカスタービン機関に使う場合にのみσこ
制限されない。

従って、第１図（こ示す機関について上Ｑこ述べたこと
は、単に１種類の用途を例示するものにすきない。

第２図について説明すると、第１図の入口集成体が、端
部４１を持つ略円筒形のダクト壁３９を持つことが示さ
れている。

そらせ部材４０がダクト壁の入口端部の予定の円弧部分
に沿って配置されており、端部４１の軸方向上流向きの
延長部として構成されている。

入口端部の一番後側の部分が４２に示されており、これ
が第２図ではそらせ部材４０の一番前側の延長部と直径
上で向い合っているように示されているが、円弧部分４
２及びそらせ部材４０は互い（こ種々の円周方向の関係
に配置することが出来る。

そらせ部材４０の端部が、４４に示すように軸方向には
全体的に２重の弓形の断面を持ち（即ち反曲点４６を持
つ滑らかな曲線）であることが示されている。

入口ダクト２２の直径をＤで表わし、そらせ部材４０の
長さをＬで表わす。

ガスタービン・ファンの回転する１段の翼４８がダクト
内（こ配置され、その中を通る空気の流れを加圧する。

公知のハネカム形音響パネル４９を壁Ｏこ配置し、音響
の抑圧を高めることが出来る。

第３Ａ図、第３Ｂ図及び第３Ｃ図はガスタービン用に改
造した従来の入口を示す。

第３Ａ図は入口の前側平面がダクトの長軸に対して略垂
直である典型的な理想的な軸対称の固定の端部を持つ入
口（以下従来の入口と呼ぶ）を示す。

第３Ｂ図及び第３Ｃ図は、下向きの騒音を遮蔽する為に
、下側の端部を軸方向前方に伸ばそうとしている。

第３Ａ図の入口を前方Ｉこ伸ばして音の抑圧を改善する
ことが出来るが、３６０°延長した構造は重量の増加が
相当になり、航空機の用途では望ましくない。

このような用途では、航空機の接近又は着陸の際、下向
きの略１８０°の扇形部分に於ける騒音を遮蔽するのが
最も望ましい。

観ている人間は地上にいるから、入口の下側象限の遮蔽
区域を最大にし、その方向の騒音の減衰を最大にするこ
とが望ましい。

従来、略円筒形の入口ダクト５０の下半分の軸方向前方
の延長部りが定まっている場合、第３Ｂ図の形にすると
、遮蔽区域が最大になるので、これが騒音を減衰させる
のに最適であると考えられていた。

第３Ｂ図の形はくさび形そらせ部材５２を持つ第３Ｃ図
の形より本質的に一層よい。

これは、下側象限に於ける遮蔽区域が実質的に増加する
からであり、第３Ｃ図の陰影を施した区域５４は、重ね
合せた時、入口３Ｂの方が入口３Ｃより遮蔽区域が増加
することを示している。

然し、従来の第３図の各々の形式は入口の全圧の回復（
ファン翼４Ｂの平面（こ於ける全圧とファンより前方の
自由な流れの全圧との比）が不良であるか、或いはこの
発明より音の減衰が少ないか、或いはその両方であるこ
とが判った。

意外なことに、第２図の入口ダクトは、音響用にこれ迄
最適のそらせ装置を構成するものと考えられていた第３
Ｂ図の入口より、一層よく音を減衰させる。

第４図は入口からの角度位置の関数として、この発明の
入口並びに第３Ｂ図の入口の知覚騒音レベルが従来の入
口こ較べて減少することを示すグラフである。

第３Ｂ図のそらせ装置の特性が曲線Ａで示されており、
この発明の場合が曲線Ｂで示されている。

角度θは、第３Ｂ図に示すよう（こ、入口ダクトの長軸
並びにそらせ装置の中心線をこよって限定された平面内
で、観察者から入口ダクトの騒音源まで引いた線との間
で測った角度である。

このグラフから直ぐ判るように、関心が持たれる角度範
囲全体Ｑこわたり、この発明では、従来の入口よりも音
の抑圧がすぐれている。

これは、そらせ装置５０（第３Ｂ図）の隅５６がなくな
ったことに帰因する。

この従来の隅は旋回する空気の渦を生じさせ、これがフ
ァンに当り、それ自身の騒音源（こなる疑いがある。

本質的には、この発明のそらせ装置は従来のそらせ装置
より突出面積が小さいが、渦をなくしたことにより、音
の抑圧が改善される。

この結果入口が軽量になり、これは航空機用ガスタービ
ンの用途では非常（こ重要なことである。

更に、尖った隅をなくしたことにより、この発明の入口
圧力の回復は従来の装置よりすぐれていることが判った
。

試験（こ用いたこの発明の構造では、軸方向前方のそら
せ装置４０の弓形遷移部４４が、曲率半径Ｒ１及びＲ２
（第２図）を持つ反対向きの互いに接線方向に接する２
つの実質的な円弧で構成される。

比Ｒ１／Ｄ及びＲ２／Ｄの値は大体夫々０．４及び０．
６であったが、Ｒ１／Ｄの値が大体０．３乃至０．５で
、Ｒ２／Ｄ値が０．５乃至０．７であっても、許容し得
る性能が得られると考えられる。

同様に、正弦状の彎曲も用いることが出来る。

更にパラメータの検討により、Ｌ／Ｄの比が０．４より
大きい場合、そらせ装置の長さを大幅に長くしても、騒
音の低下は起らないことが判った。

これを第５図（こ示しである。

この図には、知覚騒音レベルの低下を比Ｌ／Ｄの関数と
して描いである。

改善度がＬ／Ｄが０．３と０．４の間で急速に減衰し始
め、０．５の値をこえると、曲線が略平坦であることは
明らかである。

従って、入口の設計者は、重量を気にする場合、ダクト
の長さ及び重量を最小限にして、最適の騒音の減少を得
る為には、比Ｌ／Ｄを大体０．３と０．６の間に選ぶこ
とになろつ０ 当業者であれば、この発明の範囲内で、上に述べた実施
例に種々の変更を加えることが出来ることは明らかであ
ろう。

例えば、前に述べたように、このそらせ装置は、必ずし
もガスタービン機関の用途に限られず、その内部から騒
音が出て来る任意のダクトに用いることが出来る。

更（こ、このそらせ装置は入口ダクトの底部以外の場所
（こ配置してもよく、軸方向並びに円周方向（こ並進可
能（こすることも出来る。

特許請求の範囲の記載は、この発明のこのような全ての
変形を包括するものと承知されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明を実施したガスタービン機関の略図、
第２図はこの発明を実施した第１図の入口部分の拡大図
、第３図は従来の複数個のガスタービンの入口の略図、
第４図は入口からの角度位置の関数として、従来の入口
に較べたこの発明の知覚騒音レベルの低下を示すグラフ
、第５図はそらせ装置の長さの関数としてこの発明の知
覚騒音レベルの低下を示すグラフであり、そらせ装置の
最適の長さを示している。 主な符号の説明、３９・・・・・・ダクト壁、４０・・
・・・・そらせ部材、４１・・・・・・端部、４６・・
・・・・反曲点。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ガスタービン機関の管状入口ダクト２２から前向き
   Ｏこ出る騒音の伝播を減少するために、該入口ダクトの
   入口周辺を示す端部４１の第１の円弧部分が第２の円弧
   部分より空気流と反対向きの軸方向前側（こあって、該
   端部が一番前側部分と一番後側部分を含み、該端部の円
   弧状先端を表わす接続線４４が反曲点４６を持つ二重的
   り線であって前記画部分を結んでいる入口ダクト。 ２、特許請求の範囲１に記載した入口ダクトに於て、入
   口ダクトが略円筒形である入口ダクト。 ３ 特許請求の範囲２に記載した入口ダクトに於て、前
   記の接続線が略正弦状である入口ダクト。 ４ 特許請求の範囲２に記載した入口ダクトに於て、前
   記接続線が主に２つの実質的な円弧で構成され、前記円
   弧は互いに接線方向（こ反対向き０こ接し、第１の円弧
   の曲率の中心は端部の一番前側の突出部より軸方向下流
   側にあり、第２の円弧の曲率の中心は端部の一番後側の
   突出部より軸方向前方にある入口ダクト。 ５ 特許請求の範囲４に記載した入口ダクトに於て、前
   記１の円弧が端部の一番前側の突出部に接線方向に接し
   、第２の円弧が端部の一番後側の突出部に接線方向に接
   する入口ダクト。 ６ 特許請求の範囲４＆こ記載した入口ダクトに於て、
   第１及び第２の２つの円弧が夫々端部の一番前側及び一
   番後側の突出部と合流する接続線を持っている入口ダク
   ト。 ７ 特許請求の範囲２に記載した入口ダクトに於て、Ｄ
   を入口ダクトの直径、Ｌを端部の一番後側の突出部より
   軸方向にあるそらせ手段の突出長として、Ｌ／Ｄの比が
   大体０．３乃至０．６の間にある入口ダクト。 ８ 特許請求の範囲４に記載した入口ダクトに於て、Ｄ
   を入口ダクトの直径、Ｌを端部の一番後側の突出部より
   軸方向前方のそらせ手段の突出長、Ｒ１を第１の円弧の
   曲率半径として、Ｌ／Ｄの比が大体０．３と０．６の間
   であり、Ｒ１／Ｄの比が大体０．３と０．５の間である
   入口ダクト。 ９ 特許請求の範囲８＆こ記載した入口ダクトに於て、
   Ｒ２を第２の円弧の曲率半径として、Ｒ２／Ｄの比が大
   体０．５と０．７の間にある入口ダクト。 １０特許請求の範囲１に記載した入口ダクトに於て、前
   記そらせ部材が入口ダクトの大体底部にある入口ダクト
   。