WO2007138802A1 - 軸流流体装置 - Google Patents

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Naoki Tsuchiya
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Ihi Corporation
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    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Definitions

  • the present invention relates to an axial flow fluid device in which a fluid flows in an axial direction.
  • Some axial flow fluid devices in which fluid flows in the axial direction include a moving blade row and a stationary blade row arranged in the axial direction, and examples include a jet engine, a compressor, a turbine, and the like. (For example, US Patent No. 6004095).
  • the moving blade row and the stationary blade row are installed in a fluid flow path, the moving blade row is constituted by a plurality of moving blades, and the stationary blade row is constituted by a plurality of stationary blades. And the fluid is
  • Patent Document 1 US Patent No. 6004095
  • the sound absorbing liner absorbs a specific frequency among the generated noise.
  • the noise generated by the fluid interfering with the blades includes strong noise and tone noise that protrudes at a specific frequency, and broadband noise that is included on average over a wide frequency range. Although it was able to absorb tone noise, it was unable to absorb wideband noise.
  • Patent Document 1 also describes an invention for reducing the noise of the axial fluid device, which also reduces the tone noise. For this reason, in the prior art, tone noise can be reduced, but broadband noise cannot be reduced.
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and an object thereof is to reduce broadband noise among noises generated by interference between a fluid and a blade.
  • the present invention provides an axial fluid device in which a blade row in which a plurality of blades are arranged around an axis is installed in a flow path of the fluid, Turbulent flow removing means for removing turbulent flow components in the supplied fluid is provided.
  • the turbulent flow component in the fluid supplied to the blade row is removed by the turbulent flow removing means.
  • the turbulent flow removing means connects the introduction port for introducing the turbulent flow component, the discharge port for discharging the turbulent flow component, and the introduction port and the discharge port. If it is provided with a passage portion, it is possible to adopt a lay configuration.
  • the turbulent flow component in the fluid supplied to the cascade is removed.
  • Broadband noise is generated when the turbulent flow component in the fluid supplied to the blade row interferes with the blades that make up the blade row. For this reason, as in the present invention, by removing the turbulence component in the fluid supplied to the blade row, it is possible to reduce broadband noise among noise generated by interference between the fluid and the blade. It becomes.
  • FIG. 1 is a partial cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line AA in FIG.
  • FIG. 1 and FIG. 2 are sectional views schematically showing a schematic configuration of the jet engine 1 of the present embodiment.
  • FIG. 1 is a partial cross-section of the jet engine 1 cut along the axial direction L.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line ⁇ _ ⁇ of FIG.
  • the jet engine 1 of the present embodiment includes a casing 2, a moving blade row 3 (blade row), a stationary blade row 4 (blade row), a combustion chamber 5, a turbine blade row 6, a shaft 7, and A compressor 9 is provided.
  • the casing 2 forms the outer shape of the jet engine 1 and houses the moving blade row 3, the stationary blade row 4, the combustion chamber 5, the turbine blade row 6 and the shaft 7 therein. Both end portions in the axial direction L of the casing 2 are opened, the opening on one end side is an intake port 21 for taking outside air into the jet engine 1, and the opening on the other end side is a jet port. It is an injection port 22 for injecting combustion gas soot from engine 1.
  • a flow path 23 that connects the intake port 21 and the injection port 22 is formed in the casing 2.
  • the flow path 23 is branched into a core duct 23a and a bypass duct 23b on the downstream side of the rotor blade row 3.
  • the core duct 23a is connected to the injection port 22, but the discharge side end of the bypass duct 23b is configured as a fan nose 23c.
  • the casing 2 is located upstream of the rotor blade row 3. Includes nacelle.
  • the moving blade row 3 is composed of a plurality of moving blades 31 (blades) arranged around the axis.
  • Each rotor blade 31 is installed in a flow path 23 formed inside the casing 2 with the suction surface facing the suction port 21 side and the pressure surface facing the injection port 22 side, and extends in the axial direction L. It is fixed with respect to the shaft 7 that is installed.
  • the stationary blade row 4 is installed on the downstream side of the moving blade row 3 and is installed at a predetermined distance from the moving blade row 3.
  • the stationary blade row 4 is composed of a plurality of stationary blades 41 arranged around the axis.
  • Each stationary blade 41 is installed in the bypass duct 23b and rectifies the air Y supplied from the moving blade row 3 side, and is fixed to the casing 2 at an angle so that the air Y does not flow backward from the downstream side. Has been.
  • the compressor 9 has a configuration in which a plurality of compressor blades 91 and compressor vanes 92 are alternately arranged in the core duct 23a.
  • the compressor moving blade 91 is fixed to the shaft 7.
  • the compressor vane 92 is fixed to the casing 2.
  • the combustion chamber 5 is installed on the downstream side of the compressor 9, and is formed by widening the core duct 23a.
  • fuel can be supplied from the outside, and an ignition device (not shown) is installed.
  • an ignition device (not shown) is installed in such a combustion chamber 5.
  • the air Y supplied from the compressor 9 side is burned after being mixed with fuel.
  • the combustion gas Z generated by the combustion is discharged from the combustion chamber 5 into the flow path 23.
  • the turbine blade row 6 is installed on the downstream side of the combustion chamber 5, and includes a plurality of turbine blades 61 arranged around an axis.
  • Each turbine blade 61 is installed in a flow path 23 formed inside the casing 2, and gives a predetermined one-way rotational power to the shaft 7 by receiving the combustion gas Z supplied from the combustion chamber 5 side. It is fixed to the shaft 7 at such an angle.
  • the shaft 7 extends in the axial direction L, and the rotor blades 31 and the turbine blades 61 are fixed.
  • the shaft 7 is fixed to the casing 2 via a bearing (not shown).
  • a spinner 72 is connected to the tip 71 of the shaft 7.
  • the jet engine 1 of the present embodiment includes a plurality of turbulent flow removing units 8 (L flow removing means).
  • the turbulent flow removing unit 8 includes a first turbulent flow removing unit 81 to a fourth turbulent flow removing unit 84.
  • the first turbulent flow removing unit 81 is configured by an inlet 811, an outlet 812, and a passage 813.
  • the inlet 811 is formed on the upstream side of the rotor blade row 3, and as shown in FIG. 2, the inner wall portion 231 (the inner wall portion 24 of the casing 2) away from the shaft among the inner wall portions of the flow path 23 passes through the shaft. It is formed over the entire circumference. Further, as shown in FIGS. 1 and 2, the inlet 811 is formed in the direction of the flow of air Y (in the axial direction U).
  • the discharge port 812 is formed to be exposed on the outer wall portion 25 of the casing 2.
  • the passage portion 813 is formed by connecting the introduction port 811 and the discharge port 812.
  • the discharge port 812 and the passage portion 813 are discretely formed around the axis. As a result, the casing 2 is formed physically without the casing 2 being completely separated.
  • the second turbulent flow removing unit 82 includes an inlet 821, an outlet 822, and a passage 823.
  • the inlet 821 is formed on the upstream side of the rotor blade row 3, and as shown in FIG. 2, it passes along the inner wall 232 (surface portion of the spinner 72) near the axis among the inner walls of the flow path 23 and rotates around the axis. It is formed over the entire circumference. Further, as shown in FIGS. 1 and 2, the introduction port 821 is formed in the direction of the flow of air Y (axial direction L).
  • the discharge port 822 is exposed and formed on the outer wall portion 25 of the casing 2.
  • the passage 823 is formed by connecting the inlet 821 and the outlet 822.
  • the discharge port 822 and the passage portion 823 are formed discretely around the axis.
  • the casing 2 is formed physically without the casing 2 being completely separated.
  • the passage portion 823 is formed so as to straddle portions in the core duct 23a.
  • a part of the passage portion 823 has a through hole 8231 formed in the fan disk 27 and a through hole 8232 formed in the inner wall portion of the flow path 23.
  • the through hole 8231 and the through hole 8232 are connected via a space K surrounded by the inner wall portion of the flow path 23.
  • the third turbulent flow removing unit 83 includes an inlet 831, a passage 832, and an outlet of the second turbulent flow removing unit 82. 822 and a passage portion 823.
  • the inlet 831 is formed between the moving blade row 3 and the stationary blade row 4, and is formed over the entire circumference around the axis through the inner wall portion 231 spaced from the shaft among the inner wall portions of the flow path 23. ing.
  • the inlet 831 is formed in the direction of the air Y flow (axial direction L).
  • the passage portion 832 is connected to the passage portion 823 of the second turbulent flow removal portion 82.
  • the fourth turbulent flow removing section 84 includes an inlet 841, a passage section 842, an outlet 822 and a passage section 823 of the second turbulent flow removing section 82, and a passage section 832 of the third turbulent flow removing section 83.
  • the inlet 841 is formed between the moving blade row 3 and the stationary blade row 4 and travels along the inner wall portion 232 (inner wall portion 24) of the bypass duct 23b over the entire circumference around the axis. Is formed.
  • the inlet 841 is formed in the direction of the air Y flow (axial direction L).
  • the passage portion 842 is connected to the passage portion 832 of the third turbulent flow removal portion 83.
  • the air Y flowing into the bypass duct 23b passes through the stationary blade 41, it is discharged to the outside from the fan nozzle 23c.
  • the air Y flowing into the core duct 23 a is compressed by the compressor 9 and then supplied to the combustion chamber 5.
  • the air Y supplied to the combustion chamber 5 is mixed with fuel in the combustion chamber 5 and burned. As a result, combustion gas Z is generated.
  • the jet engine 1 obtains thrust by the combustion gas Z being injected from the injection port 22.
  • the combustion gas Z passes through the turbine blades 61 from the combustion chamber 5 to the injection port 22.
  • the turbine blade 61 gives rotational power to the shaft 7 in one direction.
  • the moving blade 31 fixed to the shaft 7 can be continuously rotated.
  • the moving blade 31 is rotated and the air Y Flows into the flow path 23 from the air inlet 21, a turbulent flow component is generated at the boundary between the air Y and the inner wall 24 of the flow path 23.
  • the inlet 811 of the first turbulent flow removing unit 81 is formed on the upstream side of the moving blade row 3, and is separated from the shaft among the inner wall portions of the flow path 23. It is formed over the entire circumference around the axis along the inner wall 231.
  • an inlet 821 of the second turbulent flow removing portion 82 is formed on the upstream side of the rotor blade row 3 and travels along the inner wall portion 232 near the shaft among the inner wall portions of the flow path 23 to the entire circumference around the shaft. It is formed across.
  • the turbulent flow component Y 1 generated at the boundary between the air Y and the inner wall portion 231 enters the inlet 811 of the first turbulent flow removing portion 81 and is discharged through the passage portion 813. It is discharged from exit 812. Also, the turbulent flow component Y2 generated at the boundary between the air Y and the inner wall part 232 (inner wall part 24) enters the inlet 821 of the second turbulent flow removing part 82 and passes through the passage part 823 to the outlet 822. Discharged from.
  • the turbulent flow components Yl and Y2 in the flow of the air Y are removed by the first turbulent flow removing unit 81 and the second turbulent flow removing unit 82.
  • air Y from which turbulence components that cause broadband noise have been removed is supplied to the rotor blade row 3, so that the wideband of the noise generated by the interference between the air Y and the rotor blade 31 is wideband. Noise can be reduced.
  • the inlet 83 1 of the third turbulent flow removing unit 83 is formed between the moving blade row 3 and the stationary blade row 4, and is included in the inner wall portion of the flow path 23. It is formed over the entire circumference around the axis along the inner wall 231 away from the axis.
  • the inlet 841 of the fourth turbulent flow removing section 84 is formed between the moving blade row 3 and the stationary blade row 4, and passes through the inner wall portion 232 (inner wall portion 24) of the bypass duct 23b so that the entire circumference around the axis is reached. It is formed over the circumference.
  • the turbulent flow component Y3 generated at the boundary between the air Y and the inner wall 231 (inner wall 24) between the moving blade row 3 and the stationary blade row 4 is It enters the inlet 831 and is discharged from the outlet 822 through the passage parts 832 and 823.
  • the turbulent flow component Y4 generated at the boundary between the air Y and the inner wall 232 (inner wall 24) between the moving blade row 3 and the stationary blade row 4 becomes the fourth turbulent flow removal portion 84. It enters the inlet 841 and is discharged from the outlet 822 through the passage portions 842, 832, and 823.
  • the third turbulent flow removing unit 83 and the fourth turbulent flow removing unit 84 perform the moving blade row 3 and the stationary blade row 4.
  • the turbulent components Y3 and ⁇ 4 of the air Y flow between and are removed.
  • the air soot from which the turbulent flow components that cause the broadband noise are removed is supplied to the stationary blade row 4, so that the broadband noise of the noise generated by the interference between the air soot and the stationary blade 41 is reduced. It becomes possible.
  • the inlets 811, 8 21, 831, 841 of the turbulent flow removal unit 8 travel along the inner wall portion 24 of the flow path 23 over the entire circumference around the axis. Are formed. For this reason, it becomes possible to remove the turbulent component around the entire circumference of the inner wall 24 of the flow path 23, and it is possible to reliably remove the turbulent component.
  • the inlets 811, 821, 831, and 841 are formed in the direction of the air flow (axial direction L). For this reason, the force S is used to smoothly introduce the turbulent flow components ⁇ 1 to ⁇ 4 in the flow of air ⁇ into the inlets 811, 821, 831 and 841. Therefore, it is possible to remove the turbulent flow components ⁇ 1 to ⁇ 4 without lingering the flow of the air ⁇ .
  • the jet engine has been described as an example of the axial flow fluid device of the present invention.
  • the present invention is not limited to this, and the present invention can also be applied to an axial fluid device such as a compressor or a turbine.
  • forced flow means such as a pump is installed in the middle of the passage portions 813, 823, 832, and 842 of the turbulent flow removing portion 8 provided in the jet engine 1 of the above embodiment, and the turbulent flow component of the air ⁇ 1 ⁇ It is good even if you remove ⁇ 4 forcibly.
  • an opening / closing means for opening / closing the inlets 811, 821, 831, 841 of the turbulent flow removing unit 8 provided in the jet engine 1 of the above embodiment may be installed.
  • the inlets 811, 821, 831, 841 can be opened / closed according to the situation of the jet engine 1. For example, in an environment where broadband noise is not a problem, the inlets 811, 821, 831, 841 are closed by opening / closing means, and Engine efficiency can be improved.
  • an opening / closing means for example, a mechanism that opens and closes a substantially circular opening like a shutter mechanism of a camera can be used.
  • the turbulent flow components Y1 to Y4 of the air Y are only discharged through the discharge ports 812 and 822.
  • the turbulent flow components ⁇ 1 to ⁇ 4 of the air soot may be used as flow field control air such as cooling air of the jet engine 1.
  • the turbulent flow component 2 is discharged to the rear stage through the through hole 8231 formed in the fan disk 27.
  • the present invention is not limited to this.
  • a through hole may be formed in the platform of the moving blade 31 and the turbulent flow component 2 may be discharged to the subsequent stage through the through hole. .
  • the axial flow fluid device of the present invention it is possible to reduce broadband noise among noises generated by interference between fluid and blades.

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Abstract

　複数の翼３１，４１が軸回りに配列された翼列３，４が流体Ｙの流路２３内に設置される軸流流体装置であって、上記翼列３，４に供給される流体Ｙ中の乱流成分Ｙ１～Ｙ４を除去する乱流除去手段８を備える軸流流体装置。本軸流流体装置により、流体と翼とが干渉することによって発生する騒音のうち広帯域騒音を低減する。

Description

明 細 書
軸流流体装置
技術分野
[0001] 本発明は、軸方向に流体が流れる軸流流体装置に関する。
本願は、 2006年 5月 31曰に曰本国に出願された特願 2006— 151514号に基づ き優先権を主張し、その内容をここに援用する。
背景技術
[0002] 軸方向に流体が流れる軸流流体装置のなかには、動翼列と静翼列とが軸方向に 配列されているものがあり、例えば、ジェットエンジン、圧縮機、タービン等が挙げられ る（例えば、米国特許第 6004095号公報)。
動翼列及び静翼列は、流体の流路内に設置されており、動翼列が複数の動翼によ つて構成されており、静翼列が複数の静翼によって構成されている。そして、流体は
、流路内を動翼列及び静翼列を介して各翼列の下流側に流れる。
[0003] このような軸流流体装置においては、流体が流路内を流れることによって、流体と 動翼とが、あるいは流体と静翼とが干渉して騒音が生じる。
そこで、流路内に吸音ライナを設置し、流体と翼とが干渉することによって発生する 騒音の一部を吸音ライナによって吸音する技術が提案されている。
特許文献 1：米国特許第 6004095号公報
発明の開示
発明が解決しょうとする課題
[0004] し力、しながら、吸音ライナは、発生する騒音のうち特定の周波数を吸音するもので ある。
流体が翼と干渉することによって発生する騒音には、特定の周波数において突出し て強レ、トーン騒音と、広い周波数において平均的に含まれる広帯域騒音と、が含ま れており、吸音ライナでは、いわゆるトーン騒音を吸音することはできるものの、広帯 域騒音を吸音することができなかった。なお、特許文献 1にも、軸流流体装置の騒音 を低減させる発明が記載されているが、これもトーン騒音を低減するものである。 このため、従来の技術においては、トーン騒音を低減することができもの、広帯域騒 音を低減させることができなかった。
[0005] 本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、流体と翼とが干渉することに よって発生する騒音のうち広帯域騒音を低減することを目的とする。
課題を解決するための手段
[0006] 上記目的を達成するために、本発明は、複数の翼が軸回りに配列された翼列が流 体の流路内に設置される軸流流体装置であって、上記翼列に供給される流体中の 乱流成分を除去する乱流除去手段を備える。
このような特徴を有する本発明によれば、乱流除去手段によって、翼列に供給され る流体中の乱流成分が除去される。
[0007] また、本発明においては、上記乱流除去手段は、上記乱流成分を導入する導入口 と、上記乱流成分を排出する排出口と、上記導入口と上記排出口とを接続する通路 部とを備えるとレ、う構成を採用することができる。
[0008] また、本発明においては、上記導入口は、上記上記流路の内壁部を伝って上記軸 回りの全周に亘つて形成されているという構成を採用することができる。
[0009] また、本発明においては、上記導入口は、上記流路内の上記流体の流れ方向に向 いて形成されているという構成を採用することができる。
[0010] また、本発明においては、上記導入口を開閉する開閉手段を備えるという構成を採 用すること力 sできる。
発明の効果
[0011] 本発明によれば、翼列に供給される流体中の乱流成分が除去される。
翼列に供給される流体中の乱流成分が翼列を構成する翼と干渉することによって、 広帯域騒音が発生する。このため、本発明のように、翼列に供給される流体中の乱 流成分が除去されることによって、流体と翼とが干渉することによって発生する騒音の うち広帯域騒音を低減することが可能となる。
図面の簡単な説明
[0012] [図 1]本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を示す一部断面図 である。 [図 2]図 1の A— A線断面図である。
符号の説明
[0013] 1……ジェットエンジン（軸流流体装置）、 2……ケーシング、 23……流路、 24…… 内壁部、 8……乱流除去部ほ L流除去手段）、 811， 821 , 831 , 841……導入口、 8 12, 822……非出口、 813， 823, 832, 842……通路咅 ^ 3……動翼歹 IJ (翼歹 IJ)、 3 1……動翼、 4……静翼列、 41……静翼、 L……軸方向、 Υ……空気（流体）、 Yl〜 Υ4……乱流成分
発明を実施するための最良の形態
[0014] 以下、図面を参照して、本発明に係る軸流流体装置の一実施形態について説明 する。なお、以下の実施形態においては、本発明の軸流流体装置の一例としてジェ ットエンジンを挙げて説明する。また、以下の図面では、各部材を認識可能な大きさ とするために、各部材の縮尺を適宜変更している。
[0015] 図 1及び図 2は、本実施形態のジェットエンジン 1の概略構成を模式的に示した断 面図であり、図 1がジェットエンジン 1を軸方向 Lに沿って切断した一部断面図であり 、図 2が図 1の Α_Α線断面図（軸方向 Lに直交する面における断面図）である。 これらの図に示すように、本実施形態のジェットエンジン 1は、ケーシング 2、動翼列 3 (翼列）、静翼列 4 (翼列）、燃焼室 5、タービン翼列 6、シャフト 7及び圧縮機 9を備え ている。
[0016] ケーシング 2は、ジェットエンジン 1の外形を形作るとともに、その内部に動翼列 3、 静翼列 4、燃焼室 5、タービン翼列 6及びシャフト 7を収納している。このケーシング 2 の軸方向 Lの両側端部は開口されており、一方の端部側の開口がジェットエンジン 1 内に外気を取り込むための吸気口 21とされ、他方の端部側の開口がジェットェンジ ン 1から燃焼ガス Ζを噴射する噴射口 22とされている。また、ケーシング 2の内部には 、吸気口 21と噴射口 22とを接続する流路 23が形成されている。この流路 23は、動 翼列 3の下流側にてコアダクト 23aとバイパスダクト 23bとに分岐されている。なお、コ ァダクト 23aは噴射口 22と接続されているが、バイパスダクト 23bの排出側端部はファ ンノズノレ 23cとして構成されている。
なお、本実施形態においては、ケーシング 2は、動翼列 3よりも上流側に位置する ナセルを含むものとする。
[0017] 動翼列 3は、図 2に示すように、軸回りに配列された複数の動翼 31 (翼）によって構 成されている。各動翼 31は、ケーシング 2の内部に形成された流路 23に、負圧面を 吸気口 21側に向けるとともに正圧面を噴射口 22側に向けて設置されており、軸方向 Lに延在して設置されるシャフト 7に対して固定されている。
[0018] 静翼列 4は、動翼列 3の下流側に設置されており、動翼列 3から所定距離離間して 設置されている。静翼列 4は、軸回りに配列された複数の静翼 41によって構成されて いる。
各静翼 41は、バイパスダクト 23bに設置されており、動翼列 3側から供給される空気 Yを整流するとともに下流側から空気 Yが逆流しないような角度で、ケーシング 2に対 して固定されている。
[0019] 圧縮機 9は、圧縮機用動翼 91と圧縮機用静翼 92とがコアダクト 23a内において交 互に複数配列された構成を有している。圧縮機用動翼 91は、シャフト 7に対して固定 されている。また、圧縮機用静翼 92は、ケーシング 2に対して固定されている。
[0020] 燃焼室 5は、圧縮機 9の下流側に設置されており、コアダクト 23aがー部広くされるこ とによって形成されている。この燃焼室 5には、外部から燃料が供給可能とされるとと もに不図示の着火装置が設置されている。このような燃焼室 5では、圧縮機 9側から 供給される空気 Yが燃料と混合された後に燃焼される。そして、燃焼室 5からは、燃 焼によって発生した燃焼ガス Zが流路 23に排出される。
[0021] タービン翼列 6は、燃焼室 5の下流側に設置されており、軸回りに配列された複数 のタービン翼 61によって構成されている。各タービン翼 61は、ケーシング 2の内部に 形成された流路 23に設置されており、燃焼室 5側から供給される燃焼ガス Zを受ける ことによってシャフト 7に所定の一方向の回転動力を与えるような角度で、シャフト 7に 対して固定されている。
[0022] シャフト 7は、上述のように、軸方向 Lに延在して設置されるとともに、各動翼 31及び 各タービン翼 61が固定されている。このシャフト 7は、不図示の軸受を介してケーシン グ 2に対して固定されている。また、シャフト 7の先端部 71には、スピナ一 72が接続さ れている。 [0023] そして、本実施形態のジェットエンジン 1では、複数の乱流除去部 8ほ L流除去手段 )を備えている。なお、乱流除去部 8は、第 1乱流除去部 81〜第 4乱流除去部 84によ つて構成されている。
[0024] 第 1乱流除去部 81は、導入口 811と、排出口 812と、通路部 813とによって構成さ れている。
導入口 811は、動翼列 3の上流側に形成され、図 2に示すように、流路 23の内壁部 のうち軸から離れた内壁部 231 (ケーシング 2の内壁部 24)を伝って軸回りの全周に 亘つて形成されている。また、導入口 811は、図 1及び図 2に示すように、空気 Yの流 れ方向（軸方向 Uに向いて形成されている。
排出口 812は、図 1に示すように、ケーシング 2の外壁部 25に露出して形成されて いる。また、通路部 813は、導入口 811と排出口 812とを接続して形成されている。な お、排出口 812及び通路部 813は、軸回りに離散的に形成されている。これによつて 、ケーシング 2が完全に分離されることなぐケーシング 2がー体的に形成される。
[0025] 第 2乱流除去部 82は、導入口 821と、排出口 822と、通路部 823とによって構成さ れている。
導入口 821は、動翼列 3の上流側に形成され、図 2に示すように、流路 23の内壁部 のうち軸に近い内壁部 232 (スピナ一 72の表面部）を伝って軸回りの全周に亘つて 形成されている。また、導入口 821は、図 1及び図 2に示すように、空気 Yの流れ方向 (軸方向 L)に向いて形成されている。
排出口 822は、図 1に示すように、ケーシング 2の外壁部 25に露出して形成されて レヽる。また、通路咅 823は、導入口 821とお出口 822とを接続して形成されてレヽる。な お、排出口 822及び通路部 823は、軸回りに離散的に形成されている。これによつて 、ケーシング 2が完全に分離されることなぐケーシング 2がー体的に形成される。 また、通路部 823は、コアダクト 23a内の所々を跨いで形成されている。なお、この 通路部 823の一部は、ファンディスク 27に形成された貫通孔 8231と流路 23の内壁 部に形成された貫通孔 8232とを有している。そして、貫通孔 8231と貫通孔 8232と は流路 23の内壁部によって囲まれた空間 Kを介して接続されている。
[0026] 第 3乱流除去部 83は、導入口 831と、通路部 832と、第 2乱流除去部 82の排出口 822及び通路部 823とによって構成されている。
導入口 831は、動翼列 3と静翼列 4との間に形成され、流路 23の内壁部のうち軸か ら離間した内壁部 231を伝って軸回りの全周に亘つて形成されている。また、導入口 831は、空気 Yの流れ方向（軸方向 L)に向いて形成されている。
通路部 832は、第 2乱流除去部 82の通路部 823と接続されてレ、る。
[0027] 第 4乱流除去部 84は、導入口 841と、通路部 842と、第 2乱流除去部 82の排出口 822及び通路部 823と、第 3乱流除去部 83の通路部 832とによって構成されている 導入口 841は、動翼列 3と静翼列 4との間に形成され、バイパスダクト 23bの内壁部 232 (内壁部 24)を伝って軸回りの全周に亘つて形成されている。また、導入口 841 は、空気 Yの流れ方向（軸方向 L)に向いて形成されている。
通路部 842は、第 3乱流除去部 83の通路部 832と接続されてレ、る。
[0028] このように構成された本実施形態のジェットエンジン 1では、まず、シャフト 7が回転 されることによってシャフト 7に固定された動翼 31が軸回りに回転される。これによつ て、外気（空気 Y)が吸気口 21からジェットエンジン 1内に取り込まれる。これによつて 、ケーシング 2の流路 23に軸方向 Lに沿う空気 Yの流れが形成される。
[0029] ジェットエンジン 1内に取り込まれた空気 Yは、動翼 31を介した後、一部がコアダクト 23aに流入し、一部がバイパスダクト 23bに流入する。
バイパスダクト 23bに流入した空気 Yは、静翼 41を介した後、ファンノズル 23cから 外部に排出される。また、コアダクト 23aに流入した空気 Yは、圧縮機 9によって圧縮 され、その後燃焼室 5に供給される。燃焼室 5に供給された空気 Yは、燃焼室 5にお いて燃料と混合され燃焼される。この結果、燃焼ガス Zが生成される。そして、ジェット エンジン 1は、燃焼ガス Zが噴射口 22から噴射されることによって、推力を得る。
なお、燃焼ガス Zは、燃焼室 5から噴射口 22に到るまでにタービン翼 61を介する。 タービン翼 61は、燃焼ガス Zを受けることによって、シャフト 7に一方向に回転動力を 与える。この結果、シャフト 7が回転されるため、シャフト 7に固定された動翼 31を回転 させ続けることが可能となる。
[0030] このような本実施形態のジェットエンジン 1においては、動翼 31が回転され、空気 Y が吸気口 21から流路 23内に流れ込むと、空気 Yと流路 23の内壁部 24との境界部 分に乱流成分が発生する。
ここで、本実施形態のジェットエンジン 1においては、第 1乱流除去部 81の導入口 8 11が、動翼列 3の上流側に形成され、流路 23の内壁部のうち軸から離れた内壁部 2 31を伝って軸回りの全周に亘つて形成されている。また、第 2乱流除去部 82の導入 口 821が、動翼列 3の上流側に形成され、流路 23の内壁部のうち軸に近い内壁部 2 32を伝って軸回りの全周に亘つて形成されている。
このため、空気 Yと内壁部 231 (内壁部 24)との境界部分にて発生した乱流成分 Y 1が、第 1乱流除去部 81の導入口 811に入り込み、通路部 813を介して排出口 812 から排出される。また、空気 Yと内壁部 232 (内壁部 24)との境界部分にて発生した 乱流成分 Y2が、第 2乱流除去部 82の導入口 821に入り込み、通路部 823を介して 排出口 822から排出される。
すなわち、第 1乱流除去部 81及び第 2乱流除去部 82によって空気 Yの流れ中の 乱流成分 Yl , Y2が除去される。この結果、広帯域騒音の原因となる乱流成分の除 去された空気 Yが動翼列 3に供給されるため、空気 Yと動翼 31とが干渉することによ つて発生する騒音のうち広帯域騒音を低減することが可能となる。
また、本実施形態のジェットエンジン 1においては、第 3乱流除去部 83の導入口 83 1が、動翼列 3と静翼列 4との間に形成され、流路 23の内壁部のうち軸から離れた内 壁部 231を伝って軸回りの全周に亘つて形成されている。また、第 4乱流除去部 84 の導入口 841が、動翼列 3と静翼列 4との間に形成され、バイパスダクト 23bの内壁部 232 (内壁部 24)を伝って軸回りの全周に亘つて形成されている。
このため、動翼列 3と静翼列 4との間において、空気 Yと内壁部 231 (内壁部 24)と の境界部分にて発生した乱流成分 Y3が、第 3乱流除去部 83の導入口 831に入り込 み、通路部 832, 823を介して排出口 822から排出される。また、動翼列 3と静翼列 4 との間において、空気 Yと内壁部 232 (内壁部 24)との境界部分にて発生した乱流成 分 Y4が、第 4乱流除去部 84の導入口 841に入り込み、通路部 842, 832, 823を介 して排出口 822から排出される。
すなわち、第 3乱流除去部 83及び第 4乱流除去部 84によって、動翼列 3と静翼列 4 との間の空気 Yの流れの乱流成分 Y3, Υ4が除去される。この結果、広帯域騒音の 原因となる乱流成分の除去された空気 Υが静翼列 4に供給されるため、空気 Υと静翼 41が干渉することによって発生する騒音のうち広帯域騒音を低減することが可能とな る。
[0032] また、本実施形態のジェットエンジン 1においては、乱流除去部 8の導入口 811， 8 21 , 831， 841が、流路 23の内壁部 24を伝って軸回りの全周に亘つて形成されてい る。このため、流路 23の内壁部 24の軸回り全周にて乱流成分を除去することが可能 となり、乱流成分の除去を確実に行うことが可能となる。
また、導入口 811 , 821 , 831， 841は、空気 Υの流れ方向（軸方向 L)に向いて形 成されている。このため、空気 Υの流れ中の乱流成分 Υ1〜Υ4をスムーズに導入口 8 11 , 821, 831， 841に取り込むこと力 Sでさる。よって、空気 Υの流れを舌しすことなく、 乱流成分 Υ1〜Υ4を除去することが可能となる。
[0033] 以上、添付図面を参照しながら本発明に係る軸流流体装置の好適な実施形態に ついて説明したが、本発明は上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上 述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であつ て、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能 である。
[0034] 例えば、上記実施形態においては、本発明の軸流流体装置の一例としてジェットェ ンジンを挙げて説明した。し力 ながら、本発明はこれに限定されるものではなぐ圧 縮機やタービン等の軸流流体装置に本発明を適用することもできる。
[0035] また、上記実施形態のジェットエンジン 1が備える乱流除去部 8の通路部 813, 823 , 832, 842の途中部位にポンプ等の強制流動手段を設置し、空気 Υの乱流成分 Υ 1〜 Υ4を強制的に除去しても良レ、。
[0036] また、上記実施形態のジェットエンジン 1が備える乱流除去部 8の導入口 811， 821 , 831 , 841を開閉する開閉手段を設置しても良い。
このような開閉手段を設置することによって、ジェットエンジン 1の状況に合わせて導 入口 811 , 821, 831， 841を開閉することができる。例えば、広帯域騒音が問題とな らないような環境では、開閉手段によって導入口 811， 821, 831 , 841を閉じて、ェ ンジン効率を向上させることができる。
このような開閉手段としては、例えば、カメラのシャッター機構のように略円形の開 口部を開け閉めする機構を用いることができる。
[0037] また、上記実施形態においては、空気 Yの乱流成分 Y1〜Y4を排出口 812， 822 力 排出するのみの構成とした。し力、しながら、例えば、空気 Υの乱流成分 Υ1〜Υ4 をジェットエンジン 1の冷却空気等流れ場制御用空気として用いても良い。
[0038] また、上記実施形態においては、図 1に示すように、ファンディスク 27に形成された 貫通孔 8231を介して乱流成分 Υ2を後段に排出した。し力、しながら、本発明はこれ に限定されるものではなぐ例えば、動翼 31のプラットフォームに貫通孔を形成し、こ の貫通孔を介して乱流成分 Υ2を後段に排出しても良い。
産業上の利用可能性
[0039] 本発明の軸流流体装置によれば、流体と翼とが干渉することによって発生する騒音 のうち広帯域騒音を低減することが可能である。

Claims

請求の範囲
[1] 複数の翼が軸回りに配列された翼列が流体の流路内に設置される軸流流体装置 であって、
前記翼列に供給される流体中の乱流成分を除去する乱流除去手段を備える軸流 流体装置。
[2] 前記乱流除去手段は、前記乱流成分を導入する導入口と、前記乱流成分を排出 する排出口と、前記導入口と前記排出口とを接続する通路部とを備える請求項 1記 載の軸流流体装置。
[3] 前記導入口は、前記流路の内壁部を伝って前記軸回りの全周に亘つて形成されて レ、る請求項 2記載の軸流流体装置。
[4] 前記導入口は、前記流路内の前記流体の流れ方向に向いて形成されている請求 項 2または 3記載の軸流流体装置。
[5] 前記導入口を開閉する開閉手段を備える請求項 2または 3記載の軸流流体装置。
[6] 前記導入口を開閉する開閉手段を備える請求項 4記載の軸流流体装置。
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