WO2002103206A1 - Aube fixe de soufflante à faible bruit - Google Patents

Description

明 細 書 低騒音ファン静翼 発明の背景

発明の技術分野

本発明は、 空力性能が高く かつ低騒音化が可能な低騒音ファン静 翼に関する。 関連技術の説明

超音速旅客機用のエンジンは、 低バイパス比ターボフ ァ ンェン ジンであり、 ファン騒音はジエツ ト騒音に次ぐ騒音源である。 ま た、 亜音速旅客機用のエンジンでは、 高バイパス比化が進んでお り、相対的にフ ァ ン騒音の占める割合が増加している。そのため、 フ ァ ン騒音を現行の規制値よ り も更に低減するこ とが今後の環 境適合性を高めるために要望されている。

フ ァ ン騒音の主音源は、 動翼後流と静翼との干渉による トーン 騒音である。 従来、 かかる トーン騒音の低減手段と して、 （ 1 ) 吸音ライナの取付け、 （ 2 ) 動静翼枚数の最適化、 （ 3 ) 動静翼間 隔の拡大、 等の手段が採用されてきた。

( 1 ) の吸音ライナの取付けは、 一旦発生した発生音を吸音ラ イナで吸収するものである。 しかし、 この手段では、 現状よ り 3 d B騒音を下げるために例えば約 7 0 k gの吸音材を必要と し、 エンジン重量が増大する問題がある。

( 2 ) の動静翼枚数の最適化は、 ダク ト内を伝搬する特定周波 数の音響モ ドが指数関数的に減衰するカ ツ トオフ現象を利用 するもので、 通常、 翼通過周波数 （B 】 a d e p a s s i n g f r e q u e n c y ) の一次の周方向音響モー ドをカツ トオフす るよ うに動静翼枚数が選定される。

しかし、 この手段は、設計上動静翼枚数の取り方に制約を受け、 カツ トオフできるモー ドも特定モー ドに限定される問題がある。

( 3 ) の動静翼間隔の拡大は、 動翼後縁から放出された後流が 静翼に達するまでの距離を拡大し、 後流の減衰を促進し、 騒音源 となる静翼面上の非定常空気力を弱める手段である。

しかし、 この手段では、 エンジン全体の軸方向長さが長く なつ てしまい重量増加を招く ことになる。'

また、 上述した低騒音化技術は、 従来からターボフ ァ ンェンジ ンに適用されており、 現行の騒音規制値を達成することはできて いる ものの、 それ以上の大きな騒音低減効果は望めなかった。

一方、 低バイパス比ターボフ ァ ンエンジンの従来以上の低騒音 化を達成するために、 フ ァ ン静翼のスタ ツキングラインを、 図 1 A, 図 1 Bに例示するよ うに、 軸方向及び周方向に傾斜させたス ィープ . リ ーン静翼が、 以下の文献で報告されている。

( 1 ) D e s i g n S e l e c t i o n a n d. A n a l y s l s o I a S w e t a n d し e a n e d S t a t o r C o n c e t ", N A S A/ TM— 1 9 9 8 — 2

0 8 6 6 2 , D e c e m b e r 1 9 9 8.

( 2 ) " B e n e f i t s o f S w e p t a n d L e a n e d S t a t o r s f o r F a n o i s e R e d u e t i o n ", 3 7 t h A e r o s p a c e S c i e n c e s M e e t i n g & E x h i b i t , J a n u a r y

1 9 9 9. これら従来のスイープ ' リーン静翼では、 フ ァ ン騒音が約 3 E P N d B程度低減することが報告されている。 これは静翼を傾け 音源となる動翼後流との干渉の位相を半径方向に多様化し、 結果 と して半径方向の音響モー ドが高次化され力 ッ トオフされるた めと考えらる。 しかし、かかる従来のスイープ' リーン静翼では、 騒音低減に伴いシステムロ スも約 3 %前後増加する問題点があ つ†こ。

すなわち、 従来のスイープ · リ ーン静翼は、 騒音低減効果と同 時に空力性能が低下してしま う問題点があった。 発明の要約 本発明はかかる問題点を解決するために創案されたものである。 すなわち、 本発明の目的は、 ハブ側及びチップ側の両方の全圧損 失を低減し、 かつハブ側及びチップ側の両方で騒音を低減するこ とができ、 これによ り、 空力性能を低下させることなく、 低騒音 化が達成可能な低騒音ファン静翼を提供することにある。

本発明の発明者等は、 従来のスイープ - リーン静翼の性能解析 を種々行った結果、 フ ァ ン静翼のリ一ン角を回転方向の逆方向に する とハブ付近の高損失領域が改善されるこ とを解析によ り 見 いだした。 そこで、 ハブ付近の高損失領域のみを回転方向逆向き のリーン角と し、 それ以外で回転方向のリーン角とすることで、 空力損失を抑えた低騒音フ ァ ン静翼を実現するこ とができ るこ とを解析によ り確認した。 本発明はかかる新規の知見に基づく も のである。

すなわち、 本発明によれば、 ハブ近傍で回転方向逆向きの負の リ ーン角 Θ _Lを有し、 それ以外のチップ側で回転方向の正のリー ン角 を有する、 ことを特徴とする低騒音フ ァ ン静翼が提供さ れる。

この構成によ り、 ハプ側及びチップ側の両方の全圧損失を低減 し、 かつハブ側及びチップ側の両方で騒音を低減することができ る。

本発明の好ま しい実施形態によれば、前記負のリーン角 Θ Lは、 ハブ近傍の高損失領域において、 約一 2 0 ° 以上、 0 ° 未満であ り 、前記正のリーン角 0 _Lは、 チップ側において、約 1 0 ° 以上、 4 0 ° 未満である。

後述する空力性能の検討結果から、 ハブ側のリ ーン角は、 約一 2 0 ° 以上、 0 ° 未満の範囲で、チップ側のリ ーン角は、約 1 0 ° 以上、 4 0 ° 未満の範囲で全圧損失が改善されかつ騒音低減効果 も得られることが確認された。 ·

前記負のリーン角 0 _Lは、 ハブ近傍の高損失領域において、 一

1 0 ° ± 3 ° であり、 前記正のリーン角 e _Lは、 チップ側におい て、 3 0 ° ± 3 ° である、 ことが好ましい。

空力性能の検討結果から、ハブ側のリ ーン角は、一 1 0 ° ± 3 ° で、 チップ側のリーン角は、 3 0 ° ± 3 ° で全圧損失が最小とな り、 かつ騒音低減効果も得られることが確認された。

更に正のスイープ角 0 _Sを有する低騒音フ ァ ン静翼が提供され る。 かかる正のスイープ角 Θ _sを有することによ り、 ハブ側及び チップ側の両方で騒音を更に低減することができる。

前記正のスイープ角 0 _sは、 ハブ側において、 約 1 5 ° 以上、 4 0 ° 未満であり、 チップ側において、 約 0 ° 以上、 2 0 ° 以下 である。 後述する空力性能の検討結果から、 正のスイープ角は、 ハブ側 で約 1 5 ° 以上、 4 0 ° 未満、 チップ側で約 0 ° 以上、 2 0 ° 以 下の範囲で、 全圧損失が改善されかつ騒音低減効果も得られるこ とが確認された。

前記正のスイープ角 0 _sは、 ハプ側において、 2 0 ° 土 3 ° で あり、 チップ側においても、 2 0 ° ± 3 ° である、 こ とが好まし レゝ

空力性能の検討結果から、 スイープ角 6 _sが、 ハブ側において 2 0 ° ± 3 ° で騒音低減効果が最大となりかつ全圧損失を低減で き、 チップ側において 2 0 ° ± 3 ° で全圧損失を低減しながら騒 音低減効果も得られることが確認された。

本発明のその他の目的及び有利な特徴は、 添付図面を参照した 以下の説明から明らかになろう。 図面の簡単な説明 図 1 Aと図 1 Bは、 従来のスイープ ' リーン静翼の模式図であ る。

図 2 Aと図 2 Bは、 本発明による低騒音フ了ン静翼の模式図で ある。

図 3 Aと図 3 Bは、 本発明の低騒音フ ァ ン静翼の翼形状図であ る。

図 4は、 スイープ角及びリーン角と騒音低減量との関係図であ る。

図 5は、 低騒音ファ ン静翼の特性図である。

図 6 A， B， Cは、 ファ ン静翼の出口流れ場の比較図である。 好ま しい実施例の説明 以下、 本発明の好ま しい実施形態を図面を参照して説明する。 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 2 Aと図 2 Bは、 本発明による低騒音フ ァ ン静翼の模式図で あり、 図 3 Aと図 3 Bは、 その翼形状図である。 なおこれらの図 において、 図 2 Aと図 3 Aは側面図、 図 2 B と図 3 Bは背面図で ある。

図 2 A、 図 2 B、 図 3 A及び図 3 Bに示すよ うに、 本発明の低 騒音ファ ン静翼 1 0は、 ハプ近傍で回転方向逆向きの負のリーン 角 Θ を有し、 それ以外のチップ側で回転方向の正の リ ーン角 Θ _Lを有する。 また、 正のスイープ角 0 _Sを有している。

図 4は、 スイープ角及ぴリ ーン角と騒音低減量との関係図であ る。 この図において、 横軸はスイープ角及びリーン角、 縦軸は騒 音低減量である。 また図中の横軸は騒音低減量 3 P N L d Bの目 標ライ ン、 3本の曲線は、 スイープ角のみ （♦)、 リーン角のみ (■) 及び両方 （A) の場合の解析結果である。

この表から、 スイープ角と リ ーン角のどちらも場合でも、 角度 を増すほど騒音低減効果が増大することがわかる。 また、 目標の 騒音低減効果を得るためには、 リ ーン角のみでは不十分だが、 ス ィープ角のみを約 2 3 ° 以上にする力 、 スイープ角 と リーン角の 両方を約 1 5 ° 以上にする必要があることがわかる。

図 5 は、 低騷音フ ァ ン静翼の特性図である。 この図において、 左半分はスイープ角を変化させたときの騒音低減量 （上図） と全 圧損失 （下図） の特性、 右半分はリーン角を変化させたと きの同 様の特性を示している。

図 5の右側の特性図から、 ハブ側のリーン角は、 約一 2 0 ° 以 上、 0 ° 未満の範囲で、 チップ側のリーン角は、 約 1 0 ° 以上、 4 0 ° 未満の範囲で全圧損失が改善されかつ騒音低減効果も得 られるこ とが確認できる。 また、 特に、 ハブ側のリーン角が、 約 一 1 0 ° で、 全圧損失がほぼ最小となり、 かっこの角度で騒音低 減効果も得られるこ とがわかる。 更に、 チップ側のリーン角が、 約 3 0 ° で最小の全圧損失となり、 かっこの角度で非常に大きな 騒音低減効果も得られることがわかる。

—方、 図 5の左側の特性図から、 正のスイープ角は、 ハブ側で 約 1 5 ° 以上、 4 0 ° 未満、 チップ側で約 0 ° 以上、 2 0 ° 以下 の範囲で、 全庄損失が改善されかつ騒音低減効果も得られるこ と が確認できる。 また、 特に、 このスイープ角 e _sは、 ハブ側にお いて約 2 0 ° で騒音低減効果が最大となり かつ全圧損失も低減 できる。 更に、 チップ側において約 2 0 ° で全圧損失をわずかに 低減しかつ騒音低減効果も得られることがわかる。

図 5の特性図から、 本発明による低騒音ファ ン静翼の最適形態 例と して、 表 1 に示す低騷音ファン静翼を設定した。 なお、 この 表に示すよ う に、 負のリーン角一 1 0 ° は、 ハブから 3 0 %スパ ンまでと し、 正のリーン角 3 0 ° は、 それからチップ側と した。

[¾ 1 ]

表 2は、 本発明の低騒音ファ ン静翼の騒音低減量の予測値であ る。 この表において、 （ 1 ) は、 表 1 に示した低騒音フ ァ ン静翼 (R e d e s i g n l )、 （ 2 ) は参考と してリーン角が 0の場合 (R e d e s i g n 2 ) を示している。

この表から、 リーン角が 0の場合には、 目標騷音低減量の 3 P N L d Bにわずかに達し得ないが、 本発明の低騒音フ了ン静翼で は、 これを十分に達成していることがわかる。

[表 2 ]

スイープ リーン角

角 (de_E.) 騒音低減量

静翼 ハブ側 チップ側 APNLdE ASPし dB

Total 交差回钕 トレース速度

(1 ) 20 -10 30 3.13dB 5.64dB 3.96dB 1.68dB

(2) 20 0 0 2.78dB 4.89dB 3.21 dB 1.68dB 表 3は、 表 1 に示した本発明の低騒音ファ ン静翼 （R e d e s i g n 1 ) と、 参考用のリ ーン角が 0の静翼 （R e d e s i g n 2 ) を、従来の静翼（B a s e 1 i n e ) と比較したものである。 この表から、本発明の低騒音フ ァ ン静翼（R e d e s i g n 1 ) は、 従来の静翼 （B a s e 1 i n e ) に対して全圧損失が流量平 均で約 3 0 %、面積平均で約 5 0 %、改善されているのがわかる。 〔表 3 ]

Baselineと Redesignの比較

流量 fkg/sl 全圧損失 (流量平均） 全圧損失 (面積平均）

Baseline 12.62 0.05873 0.09735

Redesignl 12.58 0.03960 0.04732

Redesign2 12.58 0.04016 0.05102

表 4は、 流入角 を ± 3 ° ずら したときの計算結果の比較である この表から、 流入角をプラス側にずら した場合に、 屈曲部の影響 がでているが、 損失増加はハブ、 チップ側の剥離領域の増大によ るものがほとんどで、屈曲部による影響は小さいといえる。また、 この表から、 上述したリーン角及ぴスイープ角は、 ± 3 ° の範囲 ではほぼ同一の性能特性があるといえる。

4 ]

流入角を ±3° ずらしたときの確認計算結果 (Redesignl)

流量 P¾/s】 全圧損失 (流量平均） 全圧損失 (面積平均）

設計 12.40 0.04004 0.04900

一 3。 12.70 0.03928 0.04815

+3° 12.33 0.04385 0.05607

図 6 A， B， Cは、 ファン静翼の出口流れ場の比較図であり 、 等マッハ線図を比較したものである。 この図において、 図 6 Aは リーン角のない従来の静翼、 図 6 Bは正のリーン角のみを持つ従 来のリーン静翼、 図 6 Cは本発明の低騒音ファン静翼である。

この図から、図 6 Cにおいてハブ側でリーン角を正圧面側（負） にとることによ り、 従来のリーン静翼 （図 6 B ) で見られるハブ 側剥離領域が大幅に低減されていることがわかる。 従って、 この ハブ側剥離領域の低減によ り、 上述した表 3に示したよ うに、 全 圧損失が大幅に低減され、 かつ表 2に示したよ う に、 騒音低減効 果も十分に達成できることがわかる。

また、 翼の入口 と出口でのマッハ数及び出口流れ角の半径方向 分布を比較した結果 （図示せず） から、 標準静翼の機能が本発明 の低騒音フ ァ ン静翼でも良好に再現されているこ とが確認され た。

更に、複数の半径位置での等マッパ線図と流速べク トルを解析 した結果 （図示せず） から、 本発明の低騒音フ ァ ン静翼の流れ場 に、 大きな剥離及び逆流が存在しないことが確認された。

また、 構造解析のための有限要素モデルと固有振動解析結果で あるキャ ンベル線図から、 設計回転速度及ぴ定格 7 0〜 8 0 %回 転近傍で共振点が存在しないことも確認できた。

上述したよ うに、 本発明の低騒音ファン静翼は、 ハブ側及びチ ップ側の両方の全圧損失を低減し、 かつハブ側及ぴチップ側の両 方で騒音を低減するこ とができ、 これによ り、 空力性能を低下さ せることなく 、 低騒音化が達成可能であり、 かつ剥離や逆流がほ とんどなく 、 設計回転速度及び定格 7 0〜 8 0 %回転近傍で共振 点が存在しない、 等の優れた効果を有する。

なお、 本発明をいく つかの好ま しい実施例によ り説明したが、 本発明に包含される権利範囲は、 これらの実施例に限定されない ことが理解されよ う。 反対に、 本発明の権利範囲は、 添付の請求 の範囲に含まれるすべての改良、 修正及び均等物を含むものであ る。

Claims

請求の範囲

1 . ハブ近傍で回転方向逆向きの負のリ ーン角 0 _Lを有し、 それ 以外のチップ側で回転方向の正のリーン角 0 Lを有する、 ことを 特徴とする低騒音ファン静翼。

2 . 前記負のリーン角 Θ ま、 ハブ近傍の高損失領域において、 約— 2 0 ° 以上、 0 ° 未満であり、 前記正のリ ーン角 0 _Lは、 チ ップ側において、 約 1 0 ° 以上、 4 0 ° 未満である、 ことを特徴 とする請求項 1 に記載の低騒音ファン静翼。

3. 前記負のリーン角 0 _IJま、 ハブ近傍の高損失領域において、 — 1 0 ° ± 3 ° であり 、 前記正のリーン角 Θ _Lは、 チップ側にお いて、 3 0 ° ± 3 ° である、 ことを特徴とする請求項 1 に記載の 低騒音ファン静翼。

4. 正のスイープ角 0 _Sを有する、 ことを特徴とする請求項 1乃 至 3のいずれかに記載の低騒音ファ ン静翼。

5. 前記正のスイープ角 0 _sは、ハブ側において、 約 1 5 ° 以上、 4 0 ° 未満であり、 チップ側において、 約 0 ° 以上、 2 0 ° 以下 である、 ことを特徴とする請求項 4に記載の低騒音フ ァ ン静翼。

6. 前記正のスイープ角 Θ _sは、 ハブ側において、 2 0 ° 土 3 ° であり、 チップ側においても、 2 0 ° ± 3 ° である、 ことを特徴 とする請求項 4に記載の低騒音ファン静翼。