(57)【要約】【課題】ヘリコプター用の消音装置を提供すること。【解決手段】ヘリコプター用ガスタービンエンジンにおいて、放射状の空気取り入れ口（３４）を画定するリップ（３０、３２）が、エンジン圧縮機空気供給通路（１２）の開口（１２ａ）に沿って接続されている。これらの空気取り入れリップが、圧縮機の回転によって生み出される音響周波数を減衰させるように計算された音響減衰器（４０、４２）によって少なくとも部分的に形成されている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機（１０）とエンジンの金属ケーシング（１４）によって画定される外側開口（１２ａ）によって上流端が開放している圧縮機空気供給通路（１２）とを有するヘリコプター用ガスタービンエンジンの消音のための装置であって、
圧縮機空気供給通路のための空気取り入れ口（３４）を画定する空気取り入れリップ（３０、３２）を備え、空気取り入れリップ（３０、３２）が、通路の外側開口（１２ａ）に沿って金属ケーシングへとつながるための内側端（３０ｂ、３２ｂ）を有するとともに、圧縮機の回転によって生み出される音響周波数を減衰させるように計算された音響減衰器（４０、４２）によって少なくとも部分的に形成されている、消音装置。
【請求項２】
リップ（３０、３２）が、樹脂によって緻密化された繊維補強を有する複合材料で作られている、請求項１に記載の消音装置。
【請求項３】
放射状の空気取り入れ口（３４）に、リップ（３０、３２）の外側端に取り付けられたアイスガード（３６）が設けられている、請求項１または２に記載の消音装置。
【請求項４】
圧縮機空気供給通路（１２）の外側開口（１２ａ）から出発する圧縮機空気供給通路（１２）の長さの一部において圧縮機空気供給通路（１２）の壁を形成する音響減衰器（２６、２８）をさらに備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の消音装置。
【請求項５】
請求項１から４のいずれか一項に記載の消音装置が備えられているヘリコプター用ガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン付きのヘリコプターの音響レベルの低減に関する。
【背景技術】
【０００２】
ヘリコプターの主ロータブレードによって引き起こされる雑音を減らすべく努力が行われた結果、ブレードを駆動するエンジンによって生成される雑音が、今やガスタービンエンジン付きのヘリコプターの音響レベルのかなりの部分を形成する可能性がある。
【特許文献１】米国特許第４４２１４５５号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ＵＳ４４２１４５５が、特にはＡＰＵ（補助動力ユニット）のためのガスタービンエンジンであって、音響減衰器を形成するコーティングが、エンジンの圧縮機のための空気供給通路を画定している金属製のケーシング壁の特定の位置に一体化されているガスタービンエンジンを開示している。コーティングの厚さが、かなりの体積が必要となって、エンジンの寸法に影響を及ぼすことを意味している。さらに、エンジン、特には金属ケーシングを、音響減衰器の収容を可能にすべく一から設計しなければならない。
【０００４】
本発明の目的は、このような欠点のないヘリコプター用の消音装置を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この目的は、圧縮機とエンジンの金属ケーシングによって画定される外側開口によって上流端が開放している圧縮機空気供給通路とを有するヘリコプター用ガスタービンエンジンの消音のための装置であって、圧縮機空気供給通路のための空気取り入れ口を画定する空気取り入れリップを備え、空気取り入れリップが、通路の外側開口に沿って金属ケーシングへとつながるための内側端を有するとともに、圧縮機の回転によって生み出される音響周波数を減衰させるように計算された音響減衰器によって少なくとも部分的に形成されている消音装置によって達成される。
【０００６】
本発明による消音処理は、いくつかの利点を有する。その位置が、エンジンの主たる騒音源である圧縮機から遠くないため、良好な効率がもたらされる。また、空気取り入れリップは、金属ケーシングへと取り付けられることでエンジンの外側に位置しているため、音響減衰器を設けてもかさばりの問題が生じることがなく、エンジンの設計を見直す必要がなく、消音処理、または消音装置を、既存のエンジンへと容易に適用することができる。さらに、音響減衰器を有するリップを、繊維樹脂形式の複合材料など、軽量な材料で製作することができ、音響減衰器の追加が質量の大きな増加を引き起こすことがない。さらに、この構成によれば、依然として放射状の空気取り入れ口をアイスガードで覆うことが可能である。
【０００７】
また、ブレードの回転によって引き起こされる雑音が効果的に減衰されることで、音響に関する結果に対処する必要なく、ブレードを空気力学的挙動の最適化という目的をもって設計することができる。
【０００８】
特定の実施形態によれば、消音装置が、圧縮機空気供給通路の外側開口から出発する圧縮機空気供給通路の長さの一部において圧縮機空気供給通路の壁を形成している音響減衰器をさらに備える。
【０００９】
音響の減衰は、例えばヘルムホルツ共振器式または他の任意の知られている形式の壁カバーであってよい。
【００１０】
本発明を、以下に提示される説明（本発明の手引きとして提示され、本発明を限定するものではない）を添付の図面を参照しつつ検討することによって、よりよく理解できるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
図１は、空気供給用の環状の通路１２を通して外部の空気を受け取る圧縮機段１０（例えば、遠心式の圧縮機）を備えるヘリコプター用ガスタービンエンジンを概略的に示している。通路１２は、上流端において、エンジンの金属ケーシング１４によって画定される環状の外側開口１２ａによって開放している。さらに、ケーシング１４は、通路１２の壁も画定している。例えば逆流システムを備える環状の燃焼室１６に、燃料および圧縮機１０からの一次空気流が供給されるインジェクタ（図示せず）が取り付けられている。燃焼室１６からの燃焼ガスが、軸２０によって圧縮機１０へと接続されている圧縮機駆動用タービン１８、ならびに出力軸２４へと機械的な力を供給する歯車機構に軸２０と同軸である軸２３によって接続されている動力タービン２２（例えば、ただ１つの段を有する）を駆動する。
【００１２】
図２に示されているように、２つのリップ３０、３２（図１には示されていない）が、通路１２の空気取り入れ口３４を画定している。リップは、２つのそれぞれの環状部品によって形成されており、その内側端が、開口１２ａの各側において、開口１２ａの各側に沿って通路１２の上流端につながっており、他方の端部（すなわち、外側端）が、外向きにＵ字形に曲げられたリム３０ａ、３２ａを有する。リップ３０、３２が、ケース１４への固定に使用できるリングまたは脚３０ｂ、３２ｂを内側端に有してもよい。
【００１３】
リム３０ａ、３２ａによって画定される空気取り入れ口３４の端部３４ａは、湾曲したリムを備えるアイスガード３６によって覆われており、湾曲リムの端部がリム３０ａ、３２ａの凹所に係合し、リム３０ａ、３２ａの凹所に固定されている。ガード３６は、あらゆる氷結をガード３６の外表面に生じさせ、空気取り入れ口３４および供給通路１２での霜の形成を防止するように意図されている。したがって、ガード３６の氷結にもかかわらず充分な空気を通路１２へと供給するために、環状のバイパスチャネル３８が設けられている。チャネル３８の片側は、補強リブ３９ａが設けられてケース１４へと固定されている曲げられた環状の案内壁３９またはプレナム部材によって画定される。壁３９は、空気取り入れリップ（例えば、リップ３２）に面して位置しており、このリップが、チャネル３８の他方の側を画定し、チャネル３８から来る空気を通すための開口またはポート３２ｃを有する。上述のような空気取り入れ口の構造は、それ自身はよく知られている。
【００１４】
リップ３０、３２の壁が、エンジンの直近の音源（すなわち、圧縮機）によって生成される雑音を減衰させるために、供給通路１２への接続部から空気取り入れ口３４を画定しているリップの半径方向の寸法の少なくとも一部、好ましくは空気取り入れ口３４の半径方向の寸法の全体にわたって、音響減衰器４０、４２を形成している。それぞれの音響減衰器を、製造を大いに好都合にするために、所望であれば互いに隣接するいくつかの部分から形成することが可能である。
【００１５】
図２の詳細図によって示されているように、それぞれの音響減衰器（例えば、４０）を、壁４０ｂによって隔てられて例えばハニカム構造を形成している一式の隣接する空洞またはセル４０ａによって形成することができる。壁４０ｂは、気密にされた（音波が横断できない）剛体プレートまたはシートによって形成された背面４０ｃと、音波の通過を許すプレートまたはシートによって形成された前面４０ｄとの間を、リップの表面に対して直角に延びている。前部プレートまたはシート４０ｄには、例えば孔が空けられている。減衰対象となる音波を通すことができる多孔プレートまたはシートも、使用可能である。
【００１６】
空洞４０ａの深さ（背面と前面との間の距離）は、減衰の対象とする音波の波長に応じて選択される。減衰対象の音波は、本質的には圧縮機１０によって生成され、現行のヘリコプター用ガスタービンエンジンにおいては約５ｋＨｚ〜１４ｋＨｚ程度の周波数を有し、したがって約０．６ｃｍ〜１．６ｃｍの空洞深さ（波長の４分の１）が必要である。音響減衰器を収容しても、空気取り入れリップにかさばりの問題は生じない。好都合には、空気取り入れ口３４を画定するリップ３０、３２の壁が、音響減衰器によって形成される。
【００１７】
空気取り入れ口３４は、エンジンの「低温」領域に位置し、エンジンの構造部品を構成してはいないため、音響減衰器４０、４２が取り付けられ、あるいは音響減衰器４０、４２を形成するリップ３０、３２の材料は、幅広い範囲の材料から選択可能である。特には、リップ３０、３２および音響減衰器４０、４２を、繊維補強の複合材料、例えばガラス繊維または炭素繊維および樹脂母材で製作することができる。そのような材料は軽量であるため、音響減衰器が存在しても質量の点で不利になることがない。
【００１８】
プレナム部材３９を形成している壁を、リップ３０、３２と同じ材料で製作でき、やはり減衰器３０、３２と同様の音響減衰器を取り付けることができ、あるいはそのような音響減衰器を形成することができる。
【００１９】
このように、圧縮機によって生成される雑音の効果的な減衰を、簡単に、かさばりによる問題を生じさせることなく、空気供給通路などエンジンに変更を加える必要なく達成することができ、したがって本発明を既存のエンジンへと容易に適用することができる。
【００２０】
しかしながら、図３に示されているように、音響減衰器２６、２８を、空気取り入れ口３４との接続部からの空気供給通路１２の長さの一部において、空気供給通路１２の壁にも設けることができる。音響減衰器２６、２８は、音響減衰器４０、４２と同じ構造を有することができ、ケース１４と同じ金属材料または異なる材料から製作することができ、例えばセラミック製の減衰器を金属製のケースに一体化させることができる。
【００２１】
以上、音響減衰器をヘルムホルツ減衰器の形態で製作することを検討した。しかしながら、例えば発泡体またはセラミックあるいは金属多孔材料など、他の音響減衰器構造も使用可能である。
【００２２】
上述の詳細な説明においては、空気取り入れリップ３０、３２が、エンジンの全周にわたって空気供給通路１２の環状の外側開口１２ａに沿って延びている。本発明は、空気供給通路の外側開口がエンジンの外周の一部分だけにしか広がっていない場合にも適用可能であり、音響減衰器を備える空気取り入れリップが、外側開口に沿って配置されて両端において接続される。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】ヘリコプター用ガスタービンエンジンのきわめて概略的な図である。
【図２】図１のエンジンの一部分の拡大半断面図であり、圧縮機のための放射状の空気取り入れ口のリップに一体化させた音響減衰器を示す。
【図３】図１の一部分の拡大半断面図であり、圧縮機の放射状の空気取り入れ口のリップおよび空気供給通路のケースに一体化させた音響減衰器を示す。
【符号の説明】
【００２４】
１０  圧縮機段
１２  空気供給通路
１２ａ  外側開口
１４  ケーシング
１６  燃焼室
１８  圧縮機駆動用タービン
２０、２３  軸
２２  出力タービン
２４  出力軸
２６、２８、４０、４２  音響減衰器
３０、３２  リップ
３０ａ、３２ａ  リム
３０ｂ、３２ｂ  リング
３２ｃ  開口
３４  空気取り入れ口
３４ａ  空気取り入れ口の端部
３６  アイスガード
３８  チャネル
３９、４０ｂ  壁
３９ａ  補強リブ
４０ａ  空洞
４０ｃ  背面
４０ｄ  前面
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【外国語明細書】
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