KR100555819B1 - 가스터빈엔진입구로부터의소음방출을감소시키는장치및방법 - Google Patents

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Abstract

터보팬 엔진 입구용 소음 감쇠 라이닝은 상부 크라운 구역 및/또는 하부 립 둘레에 설치되다. 상부 크라운 구역의 음향 라이닝은 통상적으로 크라운 구역으로부터 지면을 향해 하방으로 반사되는 팬 소음 방출을 감쇠시킨다. 하부 입구 립의 음향 라이닝은 립의 내부면을 따라 이동하여 지면을 향해 하방으로 하부 립 둘레에서 회절된느 팬 소음 방출을 감쇠시킨다.

Description

가스 터빈 엔진 입구로부터의 소음 방출을 감소시키는 장치 및 방법{APPARATUS AND METHOD FOR REDUCING NOISE EMISSIONS FROM A GAS TURBINE ENGINE INLET}
본 발명은 가스 터빈 엔진을 위한 엔진실 입구(nacelle inlet)에 관한 것으로, 특히 항공기 터보팬 엔진의 입구로부터의 팬 소음 방출을 감소시키는 장치 및 방법에 관한 것이다.
대중의 비평에 응하여, 많은 국내 및 국제 기관뿐만 아니라 항공기 제조업자 및 엔진 제조업자들은 새로운 형태의 항공기에 대한 더욱 엄격한 소음 방출 표준을 제정하는 중에 있다. 런던 히스로 공항, 워싱턴 국제 존 웨인 공항 등의 몇몇 공항은 주변 사회에 대한 소음 방출을 근거로 항공기 교통량을 제한한다.
인증 요건 및 현재 공항 소음 규정은 이륙 동안 그리고 착륙에의 잡근 동안에 방출될 수 있는 소음량을 제한한다. 제트 운송 항공기에 의해 발생되는 소음은 기체(airframe) 소음 및 엔진 소음으로 분류되고, 엔진 소음은 다시 팬 소음, 연소기 소음, 터빈 소음, 저압 압축기 소음 및 제트 소음으로 분리될 수 있다. 이륙 중에 발생되는 엔진 소음은 통상적으로는 엔진이 최고 출력 설정 상태에 있기 때문에 가장 큰 영향을 미친다. 제트 소음은 3가지의 상이한 공기 유동의 전단(shearing), 즉 주변 공기 유동과의 엔진 팬 도관 배기구로부터의 공기 유동의 전단 그리고 엔진 팬 도관 배기와의 엔진 코어 배기구로부터의 공기 유동의 전단에 의해 야기된다.
역사적으로, 제트 소음의 억제는 2차 대 1차 질량 유동 바이패스 비율을 증가시킴으로써 가장 성공적으로 성취되었다. 제트 소음을 감소시키려는 다른 시도는 자유 혼합기(free mixer)(즉, 배출기(ejector)) 및 강제 혼합기(forced mixer)와 같은 여러 종류의 "소음 장치(hush kit)"에 관한 것이었다. 통상적으로, 소음 장치는 엔진의 기미 단부(aft end)에 연결되고, 엔진으로부터의 고속의 고온 기류를 주변 공기의 저온 저속의 자유 기류와 혼합하도록 다중의 로브(lobe) 또는 스포크(spoke)를 사용한다.
한편, 팬 소음은 엔진의 입구뿐만 아니라 팬 노즐로부터 방사된다. 이는 입구로 들어가는 공기와 충돌하는 회전 팬과, 팬 출구 안내 베인과 충돌하는 팬 블레이드 궤적(wake)으로부터 기인한다. 팬 소음의 상당 부분은 팬 블레이드의 팁으로부터 발생되는 것으로 여겨진다. 높은 바이패스 비율의 엔진을 갖는 보잉 747과 같은 대형 항공기에 대해서는, 항공기 아래의 지면에 있는 주민에 영향을 미치는 가장 중요한 소음원 중 하나는 입구로부터 방사되는 팬 소음이다.
통상적으로, 입구에서 방사되는 팬 소음은 엔진 입구의 내부면의 일부분에 음향 라이팅(acoustic lining)을 설치함으로써 감쇠된다. 종래의 저주파수 파형 분석 방법은 주요 설계 인자로서 음향 라이닝 구역을 사용하였다. 일단 입구 라이닝 구역이 한계량에 도달하면 더 많은 라이닝 재료를 추가하는 것은 팬 소음을 별로 감소시키지 못한다고 생각되어 왔다. 따라서, 제조업자는 입구 전체에 음향적으로 라이닝을 부가하는 것은 시도하지 않았다. 더욱이, 가장 통상적인 소음 감소 방법은 입구 내부에서의 소음 전파를 상세히 분석하지 않았다.
입구 도관 내부의 종래의 위치에 설치되었던 소음 감쇠 라이닝은 팬 소음을 감소시키는 데 있어서 부분적으로만 효과가 있었다. 이러한 것은 음향적으로 라이닝이 부가된 입구의 구역들 사이에 위치된 입구의 강성 벽 영역이 팬에 의해 발생된 음파를 엔진실로부터 아래의 지면으로 하방으로 반사시키기 때문이다.
엔진 소음을 감소시키기 위한 통상의 음향 라이닝이 많다. 예컨대, 립스타인(Lipstein)의 미국 특허 제3,890,060호는 최적의 소음 억제를 위해 엔진실 도관내에 음향 재료가 비대칭으로 인가되는, 엔진실 입구에 대한 음향적 처리를 기재하고 있다. 종래의 음향 라이닝의 다른 기재의 절두 원추형으로 형성된 흡음 재료를 갖는 팬 입구를 기재하고 있는 켈리(Kelley)의 미국 특허 제4,786,231호와, 엔진 흡기에서 발생된 소음을 최소화하기 위하여 천공된 내부 음향 외장(skin)을 갖는 입구 집풍기(cowl)를 기재하고 있는 (본 발명의 양수인에게 양도된) 치(Chee)의 미국 특허 제4,534,167호에 나타나 있다.
팬 소음 방출로 인한 지역적인 소음을 감소시키기 위한 다른 종래의 시도는 엔진실 입구의 바닥 모서리로부터 전방으로 돌출하는 립(lip)을 제공하는 것이었다. 때때로 "스카프(scarf)"로서 불리는 이러한 립은 하방으로 향한 소음 파(noise wave)를 상방으로 반사시키는 차폐체로서 작용하여 이러한 소음 파가 아래의 지면에 있는 주민에게 도달하지 않도록 한다. 이러한 시도는 쿠트니(Kutney) 등의 미국 특허 제3,946,830호 및 스톡맨(Stockman) 등의 미국 특허 제5,058,617호에 기재되어 있다.
본 발명은 터보팬 엔진을 위한 입구에 관한 것이다. 입구의 선단 모서리를 갖는 상부 입구부와, 선단 모서리를 갖는 하부 입구부를 포함하며, 하부 입구부의 선단 모서리는 상부 입구부의 선단 모서리의 전방으로 연장된다. 게다가, 소음 감쇠 재료는 하부 입구부의 선단 모서리를 따라 위치된다. 이러한 재료는 하부 입구부의 선단 모서리로부터 입구의 내부면을 따라 입구의 목부(throat portion)까지 후방으로 연장된다. 게다가, 소음 감쇠 재료는 하부 입구 부분의 선단 모서리로부터 입구의 외부면을 따라 입구의 목부 아래에 있는 위치까지 후방으로 연장된다.
다른 예시적인 실시예에서, 입구는 입구의 상부 선단 모서리에 위치된 소음 감쇠 재료도 포함한다. 이러한 재료는 상부 선단 모서리로부터 입구의 상부 내부면을 따라 입구의 목부까지 후방으로 연장된다.
본 발명의 목적은 팬 소음 방출이 감소된 입구를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 다른 목적은 입구의 하부 부분 주위에서 회절된 크리핑 파(creeping wave)로부터 기인하는 팬 소음을 감소시키는 입구를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 입구의 상부 크라운 부분으로부터 반사된 파에 기인하는 팬 소음을 감소시키는 입구를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 상기 및 다른 목적과 이점은 첨부 도면과 관련한 이하의 상세한 설명에서 더욱 상세히 논의하기로 한다.
본 발명을 상세히 설명하기 전에, 팬 소음 방출을 가소시키는 종래의 방법을 더 논의하기로 한다.
참조 부호 20으로 나타낸 종래의 항공기 제트 엔진을 도시하는 도1을 참조하여 통상적으로 위치된 음향 라이닝을 설명하기로 한다. 엔진은 입구(24), 코어부(26) 및 배기구(28)를 갖는 엔진실(22)을 포함한다. 입구(24)로부터 하류측에는, 팬 도관(34)을 통해 팬 도관 출구(36) 밖으로 바이패스 공기를 보내는 팬(32)이 위치된다. 도1에 도시된 바와 같이, 입구의 내부면이 선단 모서리(38)로부터 후방으로 진행함에 따라, 입구의 내부면은 목부(39)에 도달할 때까지 수렴하며, 목부(39)에서 입구는 팬(32)의 약간 상류측인 위치에 도달할 때까지 벌어진다.
입구(24)는 입구의 목부(39) 바로 뒤에 통상적으로 위치된 전방 음향 라이닝(40)을 포함한다. 목부(39)는 입구 내부면이 수렴하는 것이 정지되고 벌어지기 시작하는 위치로서 정의된다. 라이닝(40)은 입구의 내부벽(42) 둘레에서 원주 방향으로 연장된다. 게다가, 입구(24)는 팬(32)의 약간 상류측에 통상적으로 위치되고 내부벽(42) 둘레에 원주 방향으로 연장된 후방 음향 라이닝(44)을 포함한다.
도2를 참조하면, 상부 전방 선단 모서리(50)와, 상부 선단 모서리(50)의 전방으로 연장된 하부 립(52)을 갖는 입구(48)를 포함하는 다른 종래의 엔진실(46)이 도시되어 있다. "스카스" 로서도 공지된 립(52)은, 도2에서 화살표 54로 나타낸 것과 같이 하방으로 발생된 임의의 팬 소음 방출이 음향 재료에 의해 감소되거나 화살표 54a로 나타낸 바와 같이 상방으로 그리고 아래의 지면(주민)으로부터 멀리 반사되게 한다. 도2에서 화살표 56으로 나타낸 상방으로 발생된 것과 같은 다른 팬 소음 방출은 전방 음향 라이닝(58)에 의해 감쇠된다. 게다가, 팬에 의해 발생되고 입구의 표면으로부터 반사되는 그러나 입구의 상부 또는 바닥으로부터 항상 반사되는 것은 아닌 (도시되지 않은) 나선형 소음 파가 있다.
상이한 종류의 음향 라이닝이 많이 있다. 예컨대, 도3에 도시된 바와 같이, 참조 부호 66으로 나타낸 예시적인 종래의 음향 라이닝은 시트(70)를 덧씌우는 직조 와이어(woven wire, 68)를 포함한다. 시트(70)는 벌집형 코어(74)와 연통하게 하는 구멍(72)을 포함한다. 벌집형 코어(74)는 불침투성 시트(76)에 의해 배면이 보강된다.
통상적으로 위치된 음향 라이닝 및 팬 소음 전파의 논의를 완료하려면, 본 발명의 상세부로 관심을 돌려야 한다. 팬 소음은 많은 상이한 주파수(본질상 광대 역임)를 포함한다고 알려져 있지만, 이러한 팬 소음 방출의 대부분은 고주파수 스펙트럼 내에 있다. 이들의 고주파수 본질로 인해, 이러한 소음 파는 직선 경로로 전파되는 경향이 있다. 소음 파가 음향 라이닝을 갖지 않는 입구 표면의 부분들과 충돌할 때, 소음 파는 이러한 표면에 의해 감쇠됨이 없이 바사된다. 반사 방향은 반사된 표면으로부터의 파의 반사각이 그 표면에서의 입사각과 동일하다는 사실을 근거로 예측될 수 있다.
이러한 팬 소음 파의 일부는 도4에 도시된 바와 같이 전방 상부 모서리 부분(크라운)(80)과 충돌한다는 것을 알았다. 크라운(80)을 향하고 화살표 82로 나타낸 팬 소음 파는 화살표 82a로 나타낸 바와 같이 지면을 향해 반사된다. 도4에 도시된 라이닝(58)의 종래의 위치는 이러한 특별한 소음 파의 전파를 차단하지 못한다.
본 발명에서, 크라운(80) 구역과 충돌하는 소음 방출을 감쇠시키기 위하여, 음향 감쇠 라이닝은 도5 및 도6에 도시된 바와 같이 이러한 구역에 적용된다. 도5에는, 입구의 상부 부분의 선단 모서리에서 크라운(88) 구역을 포함하는 예시적인 엔진실 입구(86)가 도시되어 있으며, 이 경우 크라운 구역은 후방 단부면(93)으로 종료한다. 이러한 구역과 충돌하는 팬 소음 방출을 감소시키기 위하여, 소음 흡수 음향 라이닝(90)이 상기 구역에 설치된다. 라이닝(90)은 선단 모서리로부터 크라운의 내부면(91)을 따라 적어도 입구의 목부(92)까지 후방으로 멀리 연장된다. 게다가, 라이닝(90)은 크라운(88)의 표면과 충돌하는 임의의 팬 소음 방출이 음향 라이닝에 의해 감쇠되는 것을 보장하기에 충분한 거리만큼 크라운의 선단 모서리 둘레에서 상방으로 (도5를 바라볼 때) 시계 방향으로 연장된다. 이를 성취하기 위하여, 라이닝(90)은 전방 단부면(94)에서 종료하는데, 양호하게는 전방 단부면(94)은 크라운의 상부면의 최상부 지점과 크라운의 하부면의 최하부 지점 사이의 대략 중간에 위치되며, 바꿔 말하면 전방 단부면(94)은 크라운의 선단 모서리 상에서 (도5에 도시된 포트 측으로부터 엔진을 바라볼 때) 약 9시 위치에 있다.
도6에 도시된 바와 같이 크라운(88)과 충돌하는 팬 소음 방출의 최적 감쇠를 보장하기 위하여, 라이닝(90)은 (도6에 도시된 정면으로부터 엔진을 바라볼 때) 약 10시 위치와 약 2시 위치 사이에서 입구의 상부 원주 둘레에서, 또는 입구의 원주의 약 1/3만큼 연장된다. 이는 항공기의 비행 경로 아래의 관측자에 도달하게 되는 팬 소음 방출의 최적 감쇠를 보장한다.
그러나, (도시되지 않은) 다른 예시적인 실시예에서, 라이닝(90)은 엔진 측면으로도 전파하는 팬 소음 방출을 흡수하도록 약 9시 위치와 3시 위치 사이에서 입구(86)의 상부 원주 둘레에 연장된다.
라이닝(90)은 항공기 터보팬 엔진 입구에 사용된 종래의 음향 흡수 라이닝이다. 예시적인 실시예에서, 라이닝(90)은 고주파수 팬 소음 방출의 파장의 적어도 1/4 두께 또는 적어도 2.54 cm(1 in)의 두께를 갖는, 도3을 참조하여 설명되는 음향 흡수 재료(66)이다. 약 1.7 ρ·c의 임피던스 값을 갖는 라이닝(90)이 만족스럽다는 것을 알았는데, 여기서 ρ는 해수면 레벨에서의 공기의 밀도(1b/ft3)이고 c는 음속과 동일하다.
도7을 참조하면, 지면으로 전파되는 화살표 98로 나타낸 다른 팬 소음 방출원이 있다는 것을 알았다. 이러한 팬 소음 방출은 엔진실의 하부 립(102)의 선단 모서리(100) 둘레에서 회절되고 "크리핑 파(creeping wave)" 로서 불리는 팬 소음파의 결과이다. 크리핑 파는 입구 표면에 접선 방향으로 또는 거의 접선 방향으로 충돌하고 입구의 표면으로부터 바사되는 대신에 입구의 표면을 따라 전파하는 팬 소음 방출에 기인한다. 본 발명에서, 이러한 크리핑 파의 감쇠는 108로 나타낸 엔진실의 음향 라이닝(106)에 의해 도8 및 도9에 도시된 바와 같이 성취된다.
(엔진의 포트 측을 바라볼 때) 도8에 도시된 바와 같이, 엔진실 입구의 선단 모서리(110)에서 시작하여, 라이닝(106)은 입구의 하부 립(102)의 상부 내부면(111)을 따라 목부(112)까지 상방 및 하방으로 연장되며, 목부에서 라이닝은 후방 단부면(114)으로 종료한다. 팬에 의해 생성되어 목부(112)의 후방에 존재하는 소음 파는, 크리핑 파로서 입구의 표면을 따라 전파하는 대신에, 입구의 내부에서 반사되는 충분히 큰 각도로 입구의 표면으로부터 반사된다.
게다가, 라이닝(106)은 하부 립(102)의 선단 모서리(110)의 하부 부분 둘레에서 (도8을 바라볼 때) 반시계 방향으로 연장되고 나서, 하부 립의 외부면(116)을 따라 후방으로 연장되며, 하부 립의 외부면에서 라이닝은 사부 후방 단부면(114) 바로 아래에 있는 후방 단부면(118)으로 종료한다.
항공기의 비행 경로 아래의 지면으로 직접 전파되는 팬 소음 방출의 최적 감쇠를 보장하기 위하여, 라이닝(106)은 약 4시 위치와 8시 위치 사이에서 또는 입구의 원주의 약 1/3만큼 (엔진의 정면에서 바라볼 때) 도9에 도시된 바와 같이 입구(108)의 하부 원주 둘레에 연장된다.
(도시되지 않은) 다른 예시적인 실시예에서, 라이닝(106)은 엔진의 측면으로도 전파하는 팬 소음 방출을 흡수하도록 약 9시 위치와 3시 위치 사이에서 입구의 하부 원주 둘레에 연장된다.
라이닝(106)은 항공기 터보팬 엔진 입구에 사용되는 종래의 음향 흡수 라이닝이다. 종래의 소음 감쇠 라이닝은 크리핑 파뿐만 아니라 반사된 파를 감쇠시키기 위해 적용 라능하다는 것을 알았다. 예시적인 실시예에서, 라이닝(106)은 고주파수 팬 소음 방출의 파장의 적어도 1/4의 두께 또는 적어도 2.54 cm(1 in)을 갖는, 도3을 참조하여 설명되는 음향 흡수 재료(66)이다. 주요 입사각에서 낮은 반사 계수를 갖는 라이닝(106)이 양호하다는 것을 알았다. 더구나 약 1.4 ρ·c의 임피던스 값을 갖는 라이닝(106)이 만족스럽다.
예시적인 실시예에서, 팬 소음 방출의 최적 감소를 성취하기 위하여, 립 라이닝(106)(도8 및 도9)은 (i) 크라운 라이닝(90)(도5 및 도6)과, (ii) 통상적으로 위치된 라이닝(40, 44)(도1)과 조합하여 사용된다. 스카프 하부 립 라이닝(58)(도2)은, 스카프 구역(52)으로부터 반사되는 소음 방출(54)이 지면에 도달하지 않기 때문에 필요치 않다.
본 발명은 항공기용 터보팬 엔진의 입구에서 팬 소음 방출을 가소시키는 것에 관한 것으로, 터보팬 엔진 입구용 소음 감쇠 라이닝은 상부 크라운 구역 및/또는 하부 립 둘레에 설치되는데, 상부 크라운 구역의 음향 라이닝은 통상적으로 크라운 구역으로부터 지면을 향해 하방으로 반사되는 팬 소음 방출을 감쇠시키고, 하부 입구 립의 음향 라이닝은 립의 내부면을 따라 이동하여 지면을 향해 하방으로 하부 립 둘레에서 회절되는 팬 소음 방출을 감쇠시킨다.
도1은 입구에서 통상적으로 위치된 음향 라이닝을 갖는 종래의 터보팬 엔진의 측단면도.
도2는 팬 소음 전파를 도시하는 종래의 터보팬 엔진의 입구의 측단면도.
도3은 종래의 소음 감쇠 음향 라이닝의 부분 절결 사시도.
도4는 팬 소음 전파를 도시하는, 종래의 터보팬 엔진의 입구의 측단면도.
도5는 본 발명의 입구의 예시적인 제1 실시예의 측단면도.
도6은 도5의 선 6-6을 따라 취한 입구의 단면도.
도7은 크리핑 파로 인한 팬 소음 전파를 도시하는, 종래의 터보팬 엔진의 입구의 측단면도.
도8은 본 발명의 입구의 예시적인 제2 실시예의 측단면도.
도9는 도8의 선 9-9를 따라 취한 입구의 단면도.
＜도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명＞
20 : 항공기 제트 엔진
22, 46 : 엔진실
24, 48, 86, 108 : 입구
39, 92, 112 : 목부
40, 44, 58, 90, 106 : 라이닝
52, 102 : 립
80, 88 : 크라운

Claims (7)

  1. 터보팬 엔진용 입구이며,
    (가) 선단 모서리를 갖는 상부 입구부와,
    (나) 상부 입구부의 선단 모서리의 전방으로 연장되는 선단 모서리를 갖는 하부 입구부와,
    (다) 입구 내부면이 수렴하는 것이 정지되고 벌어지기 시작하는 목부와,
    (라) 하부 입구부의 선단 모서리로부터 하부 입구부의 내부면을 따라 상기 목부까지 후방으로 연장되는 방식으로 그리고 하부 입구부의 선단 모서리로부터 하부 입구부의 외부면을 따라 입구의 상기 목부 아래의 위치까지 후방으로 연장되는 방식으로 하부 입구부의 선단 모서리의 위치된 소음 감쇠 재료를 포함하는 것을 특징으로 하는 터보팬 엔진용 입구.
  2. 제1항에 있어서, 하부 입구부에 있는 소음 감쇠 재료는 입구의 정면을 바라볼 때 입구의 약 4시 위치와 8시 위치 사이에서 시계 방향으로 하부 입구부의 원주 둘레에서 연장되는 것을 특징으로 하는 터보팬 엔진용 입구.
  3. 제1항에 있어서, 입구의 포트 측으로부터 입구를 바라볼 때 반시계 방향으로 상부 입구부의 선단 모서리 둘레에서 연장되고 나서, 상부 입구부의 상부 내부면을 따라 목부까지 후방으로 연장되는 방식으로 상부 입구부에 위치되 소음 감쇠 재료를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 터보팬 엔진용 입구.
  4. 제3항에 있어서, 소음 감쇠 재료는 상부 입구부의 선단 모서리 상의 약 9시 위치에서 시작하는 것을 특징으로 하는 터보팬 엔진용 입구.
  5. 터보팬 엔진의 입구로부터의 소음 방출을 감소시키는 방법이며,
    (가) 하부 선단 모서리를 갖는 입구의 하부 부분에 소음 감쇠 재료를 설치하는 단계와,
    (나) 하부 선단 모서리로부터 후방으로 하부 입구 부분의 내부면을 따라, 입구 내부면이 수렴하는 것이 정지되고 벌어지기 시작하는 입구의 목부까지 연장되는 방식으로 소음 감쇠 재료를 설치하는 단계와,
    (다) 하부 선단 모서리로부터 후방으로 하부 입구 부분의 외부면을 따라 입구의 목부 아래의 위치까지 연장되는 방식으로 소음 감쇠 재료를 설치하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  6. 제5항에 있어서, 입구의 정면을 바라볼 때 입구의 약 4시 위치와 8시 위치 사이에서 시계 방향으로 입구의 하부 부분의 원주 둘레에서 연장되는 방식으로 하부 선단 모서리에 소음 감쇠 재료를 설치하는 단계를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 방법
  7. 제5항에 있어서, 입구의 포트 측으로부터 입구를 바라볼 때 상부 선단 모서리 둘레에서 반시계 방향으로 상부 선단 모서리 상의 약 9시 위치에서 시작하여서 입구 상부 부분의 상부 내부면을 따라 입구의 목부까지 후방으로 연장되는 방식으로, 상부 선단 모서리를 갖는 입구의 상부 부분에서 소음 감쇠 재료를 추가로 설치하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
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