WO2018037462A1 - 吸音ライナ - Google Patents

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WO2018037462A1
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hole
absorbing liner
gas flow
plate
sound
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French (fr)
Inventor
大石　勉
大庭　芳則
諒 加賀谷
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株式会社Ihi
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/34—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for attenuating noise

Definitions

  • the present disclosure relates to a sound absorbing liner that forms a flow path of a gas flow of a jet engine and attenuates noise.
  • Patent Document 1 As a sound absorbing liner that constitutes a flow path of a gas flow of a jet engine and attenuates noise, for example, one described in Patent Document 1 is known.
  • a sound wave having a natural frequency determined from the shape of the honeycomb layer resonates the air in the through-hole, causing a flow to enter and exit the hole, and the air flow and the tube wall of the hole The energy of sound waves is converted into heat by the interaction, and sound waves are absorbed.
  • the present disclosure has been made to solve the above-described problems, and describes a sound absorbing liner that can improve the performance of a jet engine.
  • a sound-absorbing liner is a sound-absorbing liner that forms a gas flow path of a jet engine and attenuates noise. And a honeycomb layer formed between the perforated plate and the back plate, and the through hole is inclined downstream from the surface of the perforated plate toward the back surface.
  • the performance of the jet engine can be improved.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine provided with a sound absorbing liner according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic sectional view of the sound absorbing liner.
  • Fig. 3 (a) is a view of the sound absorbing liner as viewed from the thickness direction of the porous plate, and
  • Fig. 3 (b) is an enlarged view of the honeycomb.
  • FIG. 4A is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the through hole
  • FIG. 4B is a schematic view of the through hole viewed from the plate thickness direction.
  • FIG.5 (a) is a schematic diagram which shows the mode of increase of a boundary layer
  • FIG.5 (b) is a schematic sectional drawing of the conventional sound-absorption liner.
  • FIG. 6A is a diagram showing a velocity distribution near the through hole of the conventional sound absorbing liner
  • FIG. 6B is a diagram showing a pressure distribution near the through hole of the conventional sound absorbing liner.
  • FIG. 6C is a diagram showing a velocity distribution in the vicinity of the through hole of the sound absorbing liner according to this embodiment
  • FIG. 6D is a diagram showing a pressure distribution in the vicinity of the through hole of the sound absorbing liner according to this embodiment. .
  • the through hole is inclined downstream from the surface of the perforated plate to the back surface.
  • the gas flow smoothly flows into the through hole, so that the region where the static pressure increases near the entrance of the through hole is reduced.
  • inflow and outflow occur in a wide area near the entrance of the through hole, the flow from the through hole becomes gentle, and the influence of the gas flow on the boundary layer is reduced.
  • an increase in the thickness of the boundary layer can be suppressed, so that pressure loss can be reduced and the performance of the jet engine can be improved.
  • the angle at which the central axis of the through hole is inclined downstream with respect to the surface of the porous plate is ⁇
  • a relationship of 110 ° ⁇ ⁇ ⁇ 150 ° may be established.
  • the gas flow can be made to flow more smoothly into the through hole, and the performance of the jet engine can be further improved.
  • the through hole may extend along the direction in which the gas flow flows when the back side is viewed from the front side of the perforated plate.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a schematic configuration of a jet engine provided with a sound absorbing liner according to the present embodiment.
  • the jet engine 1 according to the present embodiment includes a fan 2, a compressor 3, a combustor 4, and a turbine 5.
  • the fan 2 is for taking outside air into the jet engine 1 and is provided around the rotation axis L1 of the shaft portion 21 that is rotationally driven.
  • the fan 2 is provided on the upstream side of the compressor 3.
  • the compressor 3 compresses the air taken in by the fan 2 and has a configuration in which a plurality of rotating blades and fixed stationary blades are alternately arranged in the air flow direction.
  • the combustor 4 burns the air compressed by the compressor 3 together with fuel, and includes a fuel supply mechanism and an ignition device.
  • the turbine 5 converts a part of velocity energy of combustion gas generated by the combustion of air and fuel in the combustor 4 into rotational energy.
  • the turbine 5 drives the fan 2 and the compressor 3 with the rotational energy.
  • the compressor 3, the combustor 4, and the turbine 5 are provided between the inner case 22 and the shaft portion 21. Further, an outer case 24 is provided on the outer peripheral side of the fan 2 so as to surround the fan 2, the shaft portion 21, and the inner case 22. The outer case 24 is connected to the inner case 22 via a stationary blade 25.
  • air is taken into the jet engine 1 by the fan 2.
  • a gas flow G is defined as a mainstream MS.
  • a part of the air flows between the inner case 22 and the shaft portion 21 and is supplied to the compressor 3.
  • the gas flow G is defined as a core flow CS.
  • another part of the air taken in by the fan 2 flows between the outer case 24 and the inner case 22.
  • the gas flow G is defined as a bypass flow BS.
  • the air supplied to the compressor 3 as the core flow CS is compressed by the compressor 3 and then combusted with fuel in the combustor 4.
  • a part of the velocity energy of the combustion gas generated by the combustion is converted into rotational energy by the turbine 5 and used for driving the fan 2 and the compressor 3.
  • the remaining velocity energy of the combustion gas is used to give propulsion to the jet engine 1 when the combustion gas is exhausted from the rear part of the jet engine 1. As a result, the jet engine 1 is propelled.
  • upstream and downstream are used with reference to the flow of air taken into the jet engine 1.
  • outer peripheral side and inner peripheral side are used with reference to the rotation axis L1.
  • the sound absorbing liner 100 is provided in the duct of the fan of the jet engine 1 having such a configuration.
  • the inner peripheral surface of the outer case 24 is illustrated as a part of the portion where the sound absorbing liner 100 is provided.
  • the location where the sound absorbing liner 100 is provided is not limited to the location, and may be provided on a portion of the outer peripheral surface of the inner case 22 facing the outer case 24 or the like.
  • the sound absorbing liner 100 constitutes a gas flow path of the jet engine 1 and attenuates noise.
  • FIG. 1 illustrates a high bypass ratio engine, for example, the present invention may be applied to a low bypass ratio engine.
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view showing the structure of the sound absorbing liner 100.
  • the sound absorbing liner 100 includes a porous plate 33, a back plate 36, and a honeycomb layer 34.
  • the plate in contact with the gas flow G corresponds to the porous plate 33, and the opposite plate corresponds to the back plate 36.
  • the outer peripheral plate corresponds to the perforated plate 33
  • the inner peripheral plate corresponds to the back plate 36.
  • the gas flow G here may be the main flow MS, or may be the bypass flow BS and the core flow CS.
  • the perforated plate 33 is a plate-like member having a plurality of through holes 31 penetrating in the plate thickness direction.
  • the back plate 36 is a plate-like member disposed so as to face the porous plate 33 in the radial direction.
  • the perforated plate 33 and the back plate 36 are disposed so as to be separated from each other in the radial direction. Therefore, a gap is provided between the porous plate 33 and the back plate 36.
  • a metal, a composite material, or the like may be adopted.
  • As the material of the back plate 36 a metal, a composite material, or the like may be adopted.
  • the honeycomb layer 34 is a layer formed between the porous plate 33 and the back plate 36.
  • the honeycomb layer 34 has a plurality of honeycombs 37 as shown in FIG. When viewed from the thickness direction of the porous plate 33, the honeycomb 37 has a cylindrical shape having a hexagonal shape.
  • the honeycomb 37 has a wall portion extending between the perforated plate 33 and the back plate 36 in a hexagonal shape.
  • the honeycomb layer 34 is configured by arranging a plurality of honeycombs 37 in the plane direction of the porous plate 33 and the back plate 36. As shown in FIG. 3B, a plurality of through holes 31 are formed for each honeycomb 37. The arrangement and quantity of the through holes 31 are not particularly limited.
  • the position of the through hole 31 with respect to the honeycomb 37 is not limited to the arrangement shown in FIG. In FIG. 2, one through hole 31 is formed for one honeycomb 37 for easy understanding.
  • the shape of the honeycomb 37 is not limited to the hexagonal shape, and may be another polygonal shape.
  • FIG. 4A is an enlarged view of the through hole 31 shown in FIG.
  • the through hole 31 is inclined downstream from the surface 33a of the porous plate 33 toward the back surface 33b.
  • the gas flow cannot smoothly flow into the through hole, and therefore it is preferably 110 ° ⁇ ⁇ , and more preferably 120 ° ⁇ ⁇ .
  • the upper limit value is preferably ⁇ ⁇ 150 °, more preferably ⁇ ⁇ 140 °, in order to maintain the manufacturing restrictions for forming the through hole 31 and to maintain the sound absorption performance.
  • the inner peripheral surface of the through hole 31 extends substantially parallel to the central axis CL.
  • the gas flow G flows through the through hole 31. It extends along the direction.
  • the solid circle represents the shape of the opening formed in the surface 33a.
  • a broken-line circle indicates the shape of the opening formed in the back surface 33b.
  • the shape of the end face of the through hole 31 is not limited to a circle, and may be an ellipse or the like for easier manufacture.
  • the direction of the flow of the gas flow G varies depending on the position where the through hole 31 is formed. Therefore, the through-hole 31 should just extend along the direction of the flow of the gas flow G which concerns on a formation position.
  • the direction in which the gas flow G flows coincides with the direction D1 in which the rotation axis L1 of the jet engine 1 extends.
  • the extending direction of the through hole 31 at the position is parallel to the direction D1. That is, the central axis CL of the through hole 31 extends in a direction parallel to the direction D1.
  • the flow direction of the gas flow G is different from the direction in which the rotation axis L1 of the jet engine 1 extends.
  • the extending direction of the through hole 31 at the position intersects the direction D1. That is, the central axis CL of the through hole 31 extends in a direction intersecting the direction D1.
  • the angle when the through hole 31 is viewed from the direction in which the reference line SL extends. Is equivalent to the angle ⁇ described above.
  • FIG. 6A is a diagram showing the velocity distribution near the through hole of the conventional sound absorbing liner
  • FIG. 6B is a diagram showing the pressure distribution near the through hole of the conventional sound absorbing liner
  • (C) is a figure which shows the velocity distribution near the through-hole of the sound absorption liner which concerns on this embodiment
  • FIG.6 (d) is a figure which shows the pressure distribution near the through-hole of the sound absorption liner which concerns on this embodiment. is there.
  • a conventional sound absorbing liner 50 will be described with reference to FIG.
  • the gas flow G flows from the through hole 51, but the gas flow G hits the hole wall surface 51a of the through hole 51 (see A1 in FIG. 6A), and the speed decreases. (See A2 in FIG. 6A), the flow is disturbed. Accordingly, the range in which the static pressure increases is increased (see B in FIG. 6B).
  • the through hole 31 is inclined toward the downstream side from the surface 33a of the porous plate 33 toward the back surface 33b.
  • the gas flow is prevented from colliding with the wall surface of the hole, and smoothly flows into the through hole (see C in FIG. 6C), thereby increasing the static pressure near the inlet of the through hole 31.
  • the region becomes smaller (see D in FIG. 6D).
  • outflow / inflow occurs in a wide area near the inlet of the through hole 31, so that the flow of the gas flow G to the through hole 31 becomes gentle and the influence of the gas flow G on the boundary layer is reduced. Is done.
  • an increase in the thickness of the boundary layer can be suppressed, so that pressure loss can be reduced and the performance of the jet engine 1 can be improved.
  • the sound absorbing liner 100 when the angle at which the central axis CL of the through hole 31 is inclined downstream with respect to the surface 33a of the porous plate 33 is ⁇ , a relationship of 110 ° ⁇ ⁇ ⁇ 150 ° is established. May hold. In this case, the gas flow G can be made to flow through the through hole 31 more smoothly, and the performance of the jet engine 1 can be further improved.
  • the through hole 31 extends along the direction in which the gas flow G flows.
  • the gas flow G can flow more smoothly through the through holes 31, and the performance of the jet engine 1 can be further improved.
  • the present invention is not limited to the embodiment described above.
  • the sound absorbing liner is not limited to the jet engine as shown in FIG. 1, and can be applied to all types of jet engines.
  • all the through holes of the sound absorbing liner provided in the jet engine may be inclined as described above, only the through holes of the sound absorbing liner provided in a part of the region may be inclined.

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Abstract

吸音ライナ１００においては、貫通孔３１は、多孔板３３の表面３３ａから背面３３ｂへ向かって下流側へ傾斜する。このような構成によって、ガス流が孔部壁面にぶつかることを抑制し、貫通孔に滑らかに流れ込むことによって、貫通孔３１の入口付近において静圧が上昇する領域が小さくなる。当該領域が小さくなることによって、貫通孔３１の入口付近の広い面積で流入出が生じるため、貫通孔３１からの流れが緩やかになり、ガス流Ｇの境界層への影響が低減される。これによって、境界層の厚さが増加することを抑制できるため、圧力損失を低減し、ジェットエンジン１の性能を向上することができる。

Description

吸音ライナ
　本開示は、ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナに関する。
　ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナとして、例えば特許文献１に記載されているものが知られている。特許文献１に係る吸音ライナでは、ハニカム層の形状から定まる固有周波数を有する音波が貫通孔内の空気を共振させ、孔部を出入りする流れを起こし、その空気の流れと孔部の管壁との相互作用により音波のエネルギを熱に変換し、音波を吸収する。
特開平０９－１７０４９４号公報
　ここで、上述の吸音ライナにおいては、吸音ライナの貫通孔へのガス流の出入口によって当該出入口付近でガス流の変位が生じる。これによって、多孔板の表面における境界層厚さが厚くなる場合がある。従って、境界層厚さの増加を抑制することで、圧力損失を低減し、ジェットエンジンの性能を向上することが求められていた。
　本開示は、上記した課題を解決するためになされたものであり、ジェットエンジンの性能を向上できる吸音ライナを説明する。
　本開示の一態様に係る吸音ライナは、ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナであって、複数の貫通孔を有する多孔板と、多孔板と対向して配置される背面板と、多孔板と背面板との間に形成されるハニカム層と、を備え、貫通孔は、多孔板の表面から背面へ向かって下流側へ傾斜する。
　本開示によれば、ジェットエンジンの性能を向上できる。
図１は、本実施形態に係る吸音ライナが設けられるジェットエンジンの概略構成を示す模式的な断面図である。 図２は、吸音ライナの概略断面図である。 図３（ａ）は、吸音ライナを多孔板の板厚方向から見た図であり、図３（ｂ）は、ハニカムの拡大図である。 図４（ａ）は、貫通孔付近の拡大断面図であり、図４（ｂ）は、貫通孔を板厚方向から見た概略図である。 図５（ａ）は、境界層の増加の様子を示す模式図であり、図５（ｂ）は、従来の吸音ライナの概略断面図である。 図６（ａ）は、従来の吸音ライナの貫通孔付近の速度分布を示す図であり、図６（ｂ）は、従来の吸音ライナの貫通孔付近の圧力分布を示す図あり、図６（ｃ）は、本実施形態に係る吸音ライナの貫通孔付近の速度分布を示す図であり、図６（ｄ）は、本実施形態に係る吸音ライナの貫通孔付近の圧力分布を示す図である。
　この吸音ライナにおいては、貫通孔は、多孔板の表面から背面へ向かって下流側へ傾斜する。このような構成により、ガス流が貫通孔に滑らかに流れ込むことによって、貫通孔の入口付近において静圧が上昇する領域が小さくなる。当該領域が小さくなることによって、貫通孔の入口付近の広い面積で流入出が生じるため、貫通孔からの流れが緩やかになり、ガス流の境界層への影響が低減される。これによって、境界層の厚さが増加することを抑制できるため、圧力損失を低減し、ジェットエンジンの性能を向上することができる。
　また、いくつかの態様において、貫通孔の中心軸線が多孔板の表面に対して下流側へ傾斜する角度をθとする場合、１１０°≦θ≦１５０°の関係が成り立ってよい。この場合、ガス流を貫通孔に一層スムーズに流すことができ、ジェットエンジンの性能を更に向上できる。
　また、いくつかの態様において、多孔板の表面側から背面側を見た時に、貫通孔は、ガス流の流れる向きに沿って延びてよい。このように、ガスの流れる向きに沿って貫通孔を形成することで、ガス流を貫通孔に一層スムーズに流すことができ、ジェットエンジンの性能を更に向上できる。
　以下、本開示に係る吸音ライナの一実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。なお、図面の説明において、同一の要素同士、或いは相当する要素同士には、互いに同一の符号を付し、重複する説明を省略する場合がある。
　図１は、本実施形態に係る吸音ライナが設けられるジェットエンジンの概略構成を示す模式的な断面図である。本実施形態のジェットエンジン１は、ファン２と、圧縮機３と、燃焼器４と、タービン５とを備えている。
　ファン２は、ジェットエンジン１の内部に外気を取り込むためのものであり、回転駆動される軸部２１の回転軸Ｌ１周りに設けられている。ファン２は、圧縮機３の上流側に設けられている。圧縮機３は、ファン２によって取り込まれた空気を圧縮するものであり、回転駆動される動翼と固定された静翼とが空気の流れ方向に交互に複数段配列された構成を有する。燃焼器４は、圧縮機３によって圧縮された空気を燃料と共に燃焼するものであり、燃料供給機構と着火装置とを備えている。タービン５は、燃焼器４にて空気及び燃料が燃焼されることによって生じた燃焼ガスが有する速度エネルギの一部を回転エネルギに変換するものである。タービン５は、当該回転エネルギによってファン２及び圧縮機３を駆動するものである。圧縮機３、燃焼器４、及びタービン５は、内ケース２２と軸部２１との間に設けられている。また、ファン２の外周側には、当該ファン２、軸部２１及び内ケース２２を取り囲むように外ケース２４が設けられる。外ケース２４は、静翼２５を介して内ケース２２と接続されている。
　このような構成を有するジェットエンジン１において、空気は、ファン２によってジェットエンジン１の内部に取り込まれる。当該このようなガス流Ｇを主流ＭＳとする。そして、一部の空気は内ケース２２と軸部２１との間に流れこみ、圧縮機３へ供給される。当該ガス流Ｇをコア流ＣＳとする。また、ファン２によって取り込まれた空気の他の一部は、外ケース２４と内ケース２２との間に流れ込む。当該ガス流Ｇをバイパス流ＢＳとする。コア流ＣＳとして、圧縮機３に供給された空気は、圧縮機３にて圧縮された後、燃焼器４にて燃料と共に燃焼される。そして、燃焼によって発生した燃焼ガスの速度エネルギの一部は、タービン５にて回転エネルギに変換されてファン２及び圧縮機３の駆動に用いられる。一方、燃焼ガスの残りの速度エネルギは、燃焼ガスがジェットエンジン１の後部から排気される際にジェットエンジン１に推進力を付与するのに用いられる。この結果、ジェットエンジン１が推進する。なお、本明細書においては、ジェットエンジン１に取り込まれる空気の流れを基準として「上流側」「下流側」の語を用いる。また、回転軸Ｌ１を基準として「外周側」「内周側」の語を用いる。
　このような構成を有するジェットエンジン１のファンのダクト等には吸音ライナ１００が設けられる。図１では、吸音ライナ１００が設けられる部分の一部として、外ケース２４の内周面が例示されている。ただし、吸音ライナ１００が設けられる場所は当該箇所に限らず、内ケース２２の外周面のうち、外ケース２４と対向する部分等に設けられてもよい。吸音ライナ１００は、ジェットエンジン１のガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる。図１では高バイパス比エンジンを例示しているが、例えば、低バイパス比エンジンに本発明を適用してもよい。
　図２は、吸音ライナ１００の構造を示す概略断面図である。図２に示すように、吸音ライナ１００は、多孔板３３と、背面板３６と、ハニカム層３４と、を備えている。なお、ガス流Ｇと接する方の板が多孔板３３に該当し、反対側の板が背面板３６に該当する。ここでは、外周側の板が多孔板３３に該当し、内周側の板が背面板３６に該当する。なお、ここでのガス流Ｇは、主流ＭＳであってもよく、バイパス流ＢＳ及びコア流ＣＳであってもよい。
　多孔板３３は、板厚方向に貫通する複数の貫通孔３１を有する板状部材である。背面板３６は、多孔板３３と径方向に対向して配置される板状部材である。多孔板３３と背面板３６とは、径方向に互いに離間するように配置されている。従って、多孔板３３と背面板３６との間には隙間が設けられている。多孔板３３の材質として、金属、複合材等を採用してよい。背面板３６の材質として、金属、複合材等を採用してよい。
　ハニカム層３４は、多孔板３３と背面板３６との間に形成される層である。また、ハニカム層３４は、図３（ａ）に示すように、複数のハニカム３７を有している。多孔板３３の板厚方向から見て、ハニカム３７は、六角径形状を有する筒形状をなしている。ハニカム３７は、当該六角形状を描いて多孔板３３と背面板３６との間で延びる壁部を有している。ハニカム層３４は、複数のハニカム３７が多孔板３３及び背面板３６の面方向に複数並べられることによって構成されている。図３（ｂ）に示すように、ハニカム３７一つあたりに対して、複数の貫通孔３１が形成されている。当該貫通孔３１の並べ方及び数量は特に限定されない。すなわち、貫通孔３１のハニカム３７に対する位置は図３（ｂ）に示す配置に限定されず、適宜変更可能である。なお、図２では理解を容易とするためにハニカム３７一つに対して一つの貫通孔３１が形成されている。ハニカム３７の形状は六角形状に限定されず、他の多角形状であってもよい。なお、ハニカム３７を構成する壁部の材質として、金属、複合材等を採用してよい。
　次に、多孔板３３の貫通孔３１の具体的な構成について図４を参照して説明する。図４（ａ）は、図２に示す貫通孔３１の拡大図である。なお、図４（ａ）では、紙面左側から右側へ向かってガス流Ｇが流れているため、紙面左側が上流側に該当し、紙面右側が下流側に該当する。貫通孔３１は、多孔板３３の表面３３ａから背面３３ｂへ向かって下流側へ傾斜する。貫通孔３１の中心軸線ＣＬが多孔板３３の表面３３ａに対して下流側へ傾斜する角度をθとする場合、９０°＜θ＜１８０°の関係が成り立つ。θの下限値については、θが小さく９０°に近い場合にはガス流が貫通孔へ滑らかに流れ込むことができないため１１０°≦θとすることが好ましく、１２０°≦θとすることが更に好ましい。上限値については、貫通孔３１を形成するための製造上の制約、及び吸音性能の維持のため、θ≦１５０°とすることが好ましく、θ≦１４０°することが更に好ましい。なお、貫通孔３１の内周面は、中心軸線ＣＬと略平行に延びている。
　また、図４（ｂ）に示すように、多孔板３３の表面３３ａ側から背面３３ｂ側を見た時（すなわち、板厚方向から見た時）に、貫通孔３１は、ガス流Ｇの流れる向きに沿って延びている。なお、図４（ｂ）では、実線の円形は、表面３３ａに形成される開口部の形状を示している。破線の円形は、背面３３ｂに形成される開口部の形状を示している。ただし、貫通孔３１の端面の形状は円形に限定されず、より製造し易くするために楕円などの形状であってもよい。ガス流Ｇの流れの向きは、貫通孔３１が形成される位置によって異なる。従って、貫通孔３１は、形成位置に係るガス流Ｇの流れの向きに沿って延びればよい。
　例えば、図４（ｂ）の左側領域に示す図では、ガス流Ｇの流れる向きがジェットエンジン１の回転軸Ｌ１が延びる方向Ｄ１と一致している。この場合、当該位置における貫通孔３１の延びる方向は、方向Ｄ１と平行となる。すなわち貫通孔３１の中心軸線ＣＬが、方向Ｄ１と平行な方向へ延びる。また、図４（ｂ）の右側領域に示す図では、ガス流Ｇの流れる向きがジェットエンジン１の回転軸Ｌ１が延びる方向と異なっている。この場合、当該位置における貫通孔３１の延びる方向は、方向Ｄ１と交差する。すなわち貫通孔３１の中心軸線ＣＬが、方向Ｄ１と交差する方向へ延びる。なお、図４（ｂ）に示すように、板厚方向から見たときにおいて中心軸線ＣＬと垂直な基準線ＳＬを設定した場合、基準線ＳＬが延びる方向から貫通孔３１を見たときの角度が、上述の角度θに該当するものとする。
　次に、本実施形態に係る吸音ライナ１００の作用・効果について説明する。
　まず、作用・効果を説明するための図６のシミュレーション結果について説明する。図６（ａ）は、従来の吸音ライナの貫通孔付近の速度分布を示す図であり、図６（ｂ）は、従来の吸音ライナの貫通孔付近の圧力分布を示す図であり、図６（ｃ）は、本実施形態に係る吸音ライナの貫通孔付近の速度分布を示す図であり、図６（ｄ）は、本実施形態に係る吸音ライナの貫通孔付近の圧力分布を示す図である。図６（ａ），（ｂ）に示す従来の吸音ライナの貫通孔５１は、板厚方向へ向かって真っ直ぐに（すなわちθ＝９０°）形成されている。図６（ａ），（ｂ）のシミュレーションのモデルでは、実機相当の設計を想定した条件が設定される。図６（ａ）のＡ１に示す部分では、ガス流が貫通孔５１へ入り込もうとしたときに孔部壁面５１ａと衝突し、速度に乱れが生じていることが示されている。また、図６（ａ）のＡ２に示す部分では、それによって流体の速度が低下する部分が発生していることが示されている。図６（ｂ）のＢに示す部分では、孔部壁面５１ａと多孔板の表面との間の角部において、静圧が上昇している領域が形成されていることが示されている。図６（ｃ），（ｄ）に示す実施形態に係る吸音ライナの貫通孔３１は、θ＝１３５°に設定されている。図６（ｃ），（ｄ）のシミュレーションのモデルでは、実機相当の設計を想定した条件が設定される。図６（ｃ）のＣに示す部分では、図６（ａ）と比較して色の変化が緩やかであることから、孔部壁面３１ａとの衝突が抑制された状態でガス流が貫通孔３１にスムーズに入り込むことで、速度の乱れが抑制されていることが示されている。図６（ｄ）のＤに示す部分では、孔部壁面３１ａと多孔板の表面との間の角部において、図６（ｂ）のＢに比して、静圧が上昇している領域が小さくなっていることが示されている。
　まず、図５を参照して、従来の吸音ライナ５０について説明する。吸音ライナ５０では、多孔板３３の貫通孔５１は板厚方向へ向かって真っ直ぐに（すなわちθ＝９０°）形成されている。このような吸音ライナ５０では、ガス流Ｇが貫通孔５１から流れ込むが、ガス流Ｇが貫通孔５１の孔部壁面５１ａにぶつかると共に（図６（ａ）のＡ１参照）、速度が低下する部分（図６（ａ）のＡ２参照）が発生することで流れが乱れる。従って、静圧が上昇する範囲が大きくなる（図６（ｂ）のＢ参照）。このように、貫通孔５１の入口付近において静圧の大きい領域が大きくなることにより、貫通孔５１の入口付近におけるガス流Ｇの流出流入が抑え込まれ易くなる。これによって、図５（ｂ）に示すように、貫通孔５１の位置に存在する流体（図ではＡＢで示す）の変位が大きくなる。従って、図５（ａ）に示すように、貫通孔５１付近での流体の変位によって、吸音ライナ５０の多孔板３３の表面付近の境界層厚さが増加すると共に圧力損失が増加する。
　一方、本実施形態に係る吸音ライナ１００においては、貫通孔３１は、多孔板３３の表面３３ａから背面３３ｂへ向かって下流側へ傾斜する。このような構成によって、ガス流が孔部壁面にぶつかることを抑制し、貫通孔に滑らかに流れ込むことによって（図６（ｃ）のＣ参照）、貫通孔３１の入口付近において静圧が上昇する領域が小さくなる（図６（ｄ）のＤ参照）。当該領域が小さくなることによって、貫通孔３１の入口付近の広い面積で流出流入が生じるため、貫通孔３１へのガス流Ｇの流れが緩やかになり、ガス流Ｇの境界層への影響が低減される。これによって、境界層の厚さが増加することを抑制できるため、圧力損失を低減し、ジェットエンジン１の性能を向上することができる。
　また、本実施形態に係る吸音ライナ１００において、貫通孔３１の中心軸線ＣＬが多孔板３３の表面３３ａに対して下流側へ傾斜する角度をθとする場合、１１０°≦θ≦１５０°の関係が成り立ってよい。この場合、ガス流Ｇを貫通孔３１に一層スムーズに流すことができ、ジェットエンジン１の性能を更に向上できる。
　また、本実施形態に係る吸音ライナ１００において、多孔板３３の表面３３ａ側から背面３３ｂ側を見た時に、貫通孔３１は、ガス流Ｇの流れる向きに沿って延びている。このように、ガス流Ｇの流れる向きに沿って貫通孔３１を形成することで、ガス流Ｇを貫通孔３１に一層スムーズに流すことができ、ジェットエンジン１の性能を更に向上できる。
　本発明は、上述の実施形態に限定されるものではない。
　例えば、吸音ライナは、図１に示すようなジェットエンジンに限らず、あらゆるタイプのジェットエンジンに適用することができる。
　なお、ジェットエンジンに設けられる吸音ライナの全ての貫通孔が上述のように傾斜してよいが、一部の領域に設けられた吸音ライナの貫通孔だけが傾斜していてもよい。
１　ジェットエンジン
３１　貫通孔
３３　多孔板
３３ａ　表面
３３ｂ　背面
３４　ハニカム層
３６　背面板
１００　吸音ライナ

Claims (4)

  1. 　ジェットエンジンのガス流の流路を構成し、騒音を減衰させる吸音ライナであって、
    　複数の貫通孔を有する多孔板と、
    　前記多孔板と対向して配置される背面板と、
    　前記多孔板と前記背面板との間に形成されるハニカム層と、を備え、
    　前記貫通孔は、前記多孔板の表面から背面へ向かって下流側へ傾斜する、吸音ライナ。
  2. 　前記貫通孔の中心軸線が前記多孔板の前記表面に対して下流側へ傾斜する角度をθとする場合、１１０°≦θ≦１５０°の関係が成り立つ、請求項１に記載の吸音ライナ。
  3. 　前記多孔板の前記表面側から前記背面側を見た時に、前記貫通孔は、前記ガス流の流れる向きに沿って延びている、請求項１に記載の吸音ライナ。
  4. 　前記多孔板の前記表面側から前記背面側を見た時に、前記貫通孔は、前記ガス流の流れる向きに沿って延びている、請求項２に記載の吸音ライナ。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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JPH10115253A (ja) * 1996-08-14 1998-05-06 Hispano Suiza 通気ハニカムセルサンドイッチパネル及びそのパネルの通気方法
US20130112497A1 (en) * 2010-06-14 2013-05-09 Aircelle Turbojet engine nacelle

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