(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流経路を有する貫通気流を定めている音響ライナ（２０）であって、
開放面を有する一式の仕切られた空洞を含んでいる支持層（２２）と、
前記開放面の上に重なり、前記開放面を閉じるように、前記支持層（２２）に作動可能に結合した表面シート（２４）と、
前記表面シート（２４）に位置し、前記空洞のうちの該当の１つに流体連通して一式の音響共振器を形成する一式の穿孔（３０）と
を備えており、
前記穿孔（３０）のうちの少なくとも一部は、前記軸流経路に対して軸方向に向けられて前記軸流経路の方向に細長い断面を有している入り口（３２、１３２、２３２、３３２）を有し、前記入り口（３２、１３２、２３２、３３２）の上流の前記表面シート（２４）内の少なくとも１つの不連続部をさらに備える、音響ライナ（２０）。
【請求項２】
前記入り口（３２、１３２、２３２、３３２）は、以下の形状、涙滴形、三角形、またはＮＡＣＡスクープの入り口のうちの少なくとも１つを有する断面を含む、請求項１に記載の音響ライナ（２０）。
【請求項３】
前記穿孔（３０）は、前記空洞のうちの該当の１つに流体連通した出口と、前記入り口（３２、１３２、２３２、３３２）と前記出口との間を延びる導管とを含む、請求項２に記載の音響ライナ（２０）。
【請求項４】
前記入り口（３２、１３２、２３２、３３２）は、前記表面シート（２４）の上面から前記表面シート（２４）の前記上面よりも下方の前記表面シート（２４）の一部分へと延びている、請求項３に記載の音響ライナ（２０）。
【請求項５】
前記入り口（３２、１３２、２３２、３３２）と前記導管とは、同じ断面を有する、請求項３に記載の音響ライナ（２０）。
【請求項６】
前記少なくとも１つの不連続部は、少なくとも１つのリブレット（４００、４０４）を含む、請求項１に記載の音響ライナ（２０）。
【請求項７】
前記少なくとも１つのリブレット（４００）は、前記表面シート（２４）の上面の凹部を含む、請求項６に記載の音響ライナ（２０）。
【請求項８】
前記支持層（２２）の前記表面シート（２４）とは反対の側に支持された無孔裏打ちシート（２６）をさらに備える、請求項１乃至７のいずれかに記載の音響ライナ（２０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジンにおける使用のための音響ライナに関する。
【背景技術】
【０００２】
現代の航空機用エンジンは、航空機用エンジンからの騒音の放出を低減するために、航空機のエンジンナセルに音響減衰パネルを含むことができる。これらの音響減衰パネルは、一般に、セル状ハニカム型内部構造を囲むライナを含むサンドイッチ構造を有する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】欧州特許出願公開第２  ２５３  ５３９号明細書
【発明の概要】
【０００４】
一態様において、本発明の実施形態は、タービンエンジン用の音響ライナであって、開放面を有する一式の仕切られた空洞を含んでいる支持層と、前記開放面の上に重なり、前記開放面を閉じるように、前記支持層に作動可能に結合した表面シートと、前記表面シートに位置し、前記空洞のうちの該当の１つに流体連通して一式の音響共振器を形成する一式の穿孔とを含んでおり、前記穿孔のうちの少なくとも一部は、前記タービンエンジンによって定められる軸流経路に対して軸方向に向けられて前記軸流経路の方向に細長い断面を有している入り口を有している、音響ライナに関する。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】航空機用エンジンアセンブリの概略図であり、分かり易くするために外側ナセルの一部分が切除されている。
【図２】図１の音響パネルの部位Ａの詳細図であり、表面シートと裏打ちシートとを有する支持層を示している。
【図３】図１の音響パネルの斜視図であり、分かり易くするために表面シートおよび支持層の一部分が除去されており、本発明の一実施形態に従って表面シートに穿孔が形成されている。
【図４Ａ】本発明の別の実施形態に従って形成された入り口を有する別の有孔シートの上面図である。
【図４Ｂ】本発明の別の実施形態に従って形成された入り口を有する別の有孔シートの上面図である。
【図５Ａ】本発明の一実施形態に従って形成された入り口を有する別の有孔シートの上面図である。
【図５Ｂ】図５Ａの有孔シートの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
図１は、タービンエンジン１２と、ファンアセンブリ１３と、ナセル１４とを有する航空機用エンジンアセンブリ１０を示す。ナセル１４の一部分は、分かり易くするために切除されている。ナセル１４は、タービンエンジン１２を囲んでおり、外気へと開いた吸気口１９を定める入り口部１７と、航空機用エンジンアセンブリ１０を通って矢印１８によって概略的に示されるとおりのおおむね前方から後方へのバイパス気流経路を定める環状の気流経路または環状のバイパスダクト１６とを有する。タービンエンジン１２は、環状のファンケース２３と、逆推力装置（図示せず）の後部ダクト２５とを含むファン部分２１を有することができる。ファン部分を、ナセル内に設けることができ、ファン部分２１は、吸気口１９に流体連通する。環状の音響パネル２０が、吸気口１９またはファン部分２１の少なくとも一部分において、ナセル内に設けられる。音響パネル２０は、航空機用エンジンアセンブリ１０において騒音を減衰させるためのライナを形成し、貫通気流を定める。
【０００７】
図２は、図１の環状の音響パネルの詳細図を示す。環状の音響パネル２０は、無孔裏打ちシート２６と、表面シートまたは有孔シート２４との間に配置された開放フレーム２２を含む。開放フレーム２２は、開放面を有する一式の仕切られた空洞またはセル２８を有する支持層を形成する。さらに、開放フレーム２２は、開放フレーム２２の反対向きの前側および後ろ側に開放面を有する。このようにして、開放フレーム２２は、開放フレーム２２と、裏打ちシート２６と、有孔シート２４との間の開放空間に一式のセル２８を形成する。
【０００８】
図３により明確に示されているように、裏打ちシート２６と有孔シート２４との間に配置された開放フレーム２２によって形成されたセル２８の各々は、開放フレーム２２の形状および裏打ちシート２６と有孔シート２４との間の間隔によって定められる所定の容積を有する。開放フレーム２２は、セルが開放フレーム２２によって形成された６つの壁と、裏打ちシート２６によって形成された上壁と、有孔シート２４によって形成された底壁とを有するハニカム構造を含むことができる。裏打ちシート２６は、空気に関して不浸透性であってよい。より具体的には、裏打ちシートは、開放フレーム２２の有孔シート２４とは反対側において支持層または開放フレーム２２に作動可能に結合した無孔シートであってよい。このようにして、無孔シートは、開放フレーム２２の裏側に位置し、裏側において開放面を閉じている。
【０００９】
有孔シート２４を、入り口を形成する所定のパターンの一式の穿孔３０が選択されたセル２８への空気を可能にすべく有孔シート２４に形成されるように、穿孔することができる。有孔シート２４を、穿孔３０が音響共振器セル２８を定める穿孔３０と空洞とのペアを形成すべく開放フレーム２２の開放面と重なる関係になるように、開放フレーム２２に作動可能に結合させることができる。有孔シートを、開放フレーム２２上に直接支持することができる。あるいは、介在の層を利用することも可能である。有孔シート２４は、これに限られるわけではないが複合材料など、任意の適切な材料から形成することができる。穿孔は、面積が同一であっても、あるいは有孔シートの異なる領域において面積が異なっていてもよい。裏打ちシート２６および有孔シート２４ならびに開放フレーム２２を、裏打ちシート２６および有孔シート２４ならびに開放フレーム２２に継ぎ目が存在しないように形成することができる。
【００１０】
セル２８は、音響共振器の一部分を形成することができる。例えば、穿孔３０の面積および有孔シート２４の厚さが、ヘルムホルツ共鳴器のネック部分を定めることができ、セル２８の容積が、空洞容積を定めることができる。さらに、音響共振器を、エンジン音を減衰させるように調整することができる。例えば、音響共振器を、音響共振器に入るエンジン音に関連する所定の周波数を減衰させるように調整することができる。ハニカムセル２８は、六角形状の単一の層であってよく、あるいは典型的には隔壁として識別される多孔質層によって分離された同一または異なる形状の複数の層であってよい。さらに、連続気泡（ｏｐｅｎ  ｃｅｌｌ）の発泡体または同様の材料によって形成されたランダムなサイズのセルなど、六角形以外の他の形状も想定され得る。
【００１１】
図３に示されるとおり、穿孔３０は、軸方向に向けられた入り口３２を有する。この説明において使用されるとき、軸方向に向けられた入り口は、軸流経路方向（矢印１８によって示されている）に細長い断面を有する入り口を含む。あるいは、本明細書において使用されるとき、軸方向に向けられた入り口は、同じ断面積の円形の入り口を有する穿孔よりも摩擦抗力（ｆｒｉｃｔｉｏｎａｌ  ｄｒａｇ）が小さい任意の形状、外形、または輪郭を含むことができる。全ての穿孔３０が細長い断面を持つ入り口３２を有するものとして図示されているが、任意の数の穿孔３０をこのやり方で形作ることができることを、理解できるであろう。入り口３２が長円形として形作られているが、穿孔の入り口を、入り口が軸流経路方向に細長い断面を有する限りにおいて任意の適切なやり方で形作ることができることを、理解できるであろう。あるいは、さらなる例（ただし、これらに限られるわけではない）として、入り口の形状は、テーパ形状または涙滴形状１３２（図４Ａ）、三角形形状２３２（図４Ｂ）、などを含むこともできる。
【００１２】
断面形状は、幾何学的形状である必要はなく、入り口がＮＡＣＡスクープ形状の入り口３３２（図５Ａ）を含むことができるなど、空気力学的な形状も利用可能であることを、理解できるであろう。このやり方で、円形の入り口と比べて抗力が小さい任意の適切な軸方向に向けられた入り口を利用できることを、理解できるであろう。
【００１３】
図５Ｂに示されるとおり、ＮＡＣＡスクープ形状の入り口３３２は、有孔シート２４の上面３４０から、有孔シート２４の上面３４０よりも下方の有孔シート２４の一部分へと延びる。ＮＡＣＡスクープ形状の入り口および他の軸方向に細長い穿孔は、有孔シート２４の表面に対して垂直であってよく、あるいはパネルの音響特性を改善すべくセル２８への音波の進入を強化するために、図５Ｂに示されるとおりの斜めのエッジまたは斜面を備えることができる。
【００１４】
さらに別の例では、抗力が最小限であるそのような入り口を、入り口の上流の表面シートに含まれてよい少なくとも１つの不連続部とともに利用することができる。一例（ただし、これに限られるわけではない）として、少なくとも１つの不連続部は、表面シートに含まれる少なくとも１つのリブレットを含むことができる。いくつかのリブレット４００は、有孔シート２４の上面３４０の凹部として図示されているが、他のリブレット４０４は、有孔シート２４の上面３４０から延びる突出部として図示されている。これらに限られるわけではないが、任意の数のリブレットを備えることができ、リブレットは任意の適切な断面を有することができるなど、リブレットを任意の適切なやり方で形作ることができると考えられる。さらに、リブレットは、連続的なリブレットまたは穿孔によって点在させられてよい不連続なリブレットであってよい。リブレットを、例えばこれに限られるわけではないがグリットブラスト処理によるなど、任意の適切なやり方で形成できると考えられる。層流の継続を促進し、穿孔からの渦の周状の流れに起因する表面摩擦を低減するために、任意の数のリブレットを穿孔の間に配置することができると考えられる。
【００１５】
上述の実施形態は、音響ライナを含む航空機用エンジンアセンブリが従来からの音響パネルと比べて改善された空気力学的性能を提供することができるなど、さまざまな利益をもたらす。軸方向に向けられた穿孔を有する上述の実施形態は、従来からの穿孔または微小穿孔による円形の穿孔と比べ、表面摩擦の低減をもたらし、したがって抗力の低減をもたらす。このような改善された空気力学的性能は、エンジンの燃料消費を改善しつつ、音響減衰の利点を依然として提供することができる。さらに、上述した実施形態は、微小穿孔によるライナ（直径０．００５〜０．００８の穿孔サイズ範囲）またはリニアライナ（直径０．０４０以上であり、シートがワイヤまたは布地メッシュと組み合わせられ、業界におけるいわゆるリニアライナ（ｌｉｎｅａｒ  ｌｉｎｅｒ）が生み出される）と比べ、製造の複雑さおよびコストを減らすことができる。
【００１６】
既に説明していない限りにおいて、種々の実施形態の異なる特徴および構造を、所望に応じて互いに組み合わせて使用することができる。或る特徴が、必ずしも全ての実施形態には示されないかもしれないが、それは説明を簡潔にするためであり、存在しなくてもよいとの解釈を意味しない。したがって、異なる実施形態の種々の特徴を所望のとおりに混合または結合して新たな実施形態を形成することが、そのような新たな実施形態が明示的に説明されているか否かにかかわらず可能である。本明細書に記載された特徴のあらゆる組み合わせまたは置換が、本開示の範囲に含まれる。
【００１７】
ここに記載された説明は、最良の態様を含む本発明を開示するため、また、任意の装置またはシステムの作成および使用、ならびに任意の組み合わせられた方法の実行を含み、当業者が本発明を実施できるようにするために例を用いる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることを意図している。
［実施態様１］
開放面を有する一式の仕切られた空洞を含んでいる支持層（２２）と、
前記開放面の上に重なり、前記開放面を閉じるように、前記支持層（２２）に作動可能に結合した表面シート（２４）と、
前記表面シート（２４）に含まれ、前記一式の空洞に含まれる空洞に流体連通して一式の音響共振器を形成する一式の穿孔（３０）と
を備える音響ライナ（２０）であって、
当該音響ライナ（２０）は、軸流経路を有する貫通気流を定めているタービンエンジン（１２）において利用され、前記穿孔（３０）のうちの少なくとも一部は、前記軸流経路に対して軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）を有している、音響ライナ（２０）。
［実施態様２］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）は、前記軸流経路の方向に細長い断面を有する、実施態様１に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様３］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２）の形状は、長円形、涙滴形、または三角形のうちの少なくとも１つを含む、実施態様２に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様４］
前記軸方向に向けられた入り口（３３２）は、ＮＡＣＡスクープ形状の入り口を含む、実施態様１に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様５］
前記穿孔（３０）は、前記空洞のうちの該当の１つに流体連通した出口と、前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）と前記出口との間を延びる導管とを含む、実施態様１に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様６］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）と前記導管とは、同じ断面を有する、実施態様５に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様７］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）は、前記表面シート（２４）の上面から前記表面シート（２４）の前記上面よりも下方の部分へと延びている、実施態様５に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様８］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）の上流の前記表面シート（２４）内の少なくとも１つの不連続部をさらに備える、実施態様１に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様９］
前記少なくとも１つの不連続部は、少なくとも１つのリブレット（４００、４０４）を含む、実施態様８に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１０］
前記少なくとも１つのリブレット（４００）は、前記表面シート（２４）の上面の凹部を含む、実施態様９に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１１］
前記支持層（２２）の前記表面シート（２４）とは反対の側に支持された無孔裏打ちシート（２６）をさらに備える、実施態様１に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１２］
タービンエンジン（１２）用の音響ライナ（２０）であって、
開放面を有する一式の仕切られた空洞を含んでいる支持層（２２）と、
前記開放面の上に重なり、前記開放面を閉じるように、前記支持層（２２）に作動可能に結合した表面シート（２４）と、
前記表面シート（２４）に含まれ、前記一式の空洞に含まれる空洞に流体連通して一式の音響共振器を形成する一式の穿孔（３０）と
を備えており、
前記穿孔（３０）のうちの少なくとも一部は、前記タービンエンジン（１２）によって定められる軸流経路に対して軸方向に向けられて前記軸流経路の方向に細長い断面を有している入り口（３２、１３２、２３２、３３２）を有している、音響ライナ（２０）。
［実施態様１３］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）の形状は、長円形、涙滴形、三角形、またはＮＡＣＡスクープの入り口のうちの少なくとも１つを含む、実施態様１２に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１４］
前記穿孔（３０）は、前記空洞のうちの該当の１つに流体連通した出口と、前記入り口（３２、１３２、２３２、３３２）と前記出口との間を延びる導管とを含む、実施態様１３に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１５］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）は、前記表面シート（２４）の上面から前記表面シート（２４）の前記上面よりも下方の前記表面シート（２４）の一部分へと延びている、実施態様１４に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１６］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）と前記導管とは、同じ断面を有する、実施態様１４に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１７］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）の上流の前記表面シート（２４）内の少なくとも１つの不連続部をさらに備える、実施態様１４に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１８］
前記少なくとも１つの不連続部は、少なくとも１つのリブレット（４００、４０４）を含む、実施態様１７に記載の音響ライナ（２０）。
［実施態様１９］
タービンエンジン（１２）用の音響ライナ（２０）であって、
開放面を有する一式の仕切られた空洞を含んでいる支持層（２２）と、
前記開放面の上に重なり、前記開放面を閉じるように、前記支持層（２２）に作動可能に結合した表面シート（２４）と、
前記表面シート（２４）に含まれ、前記空洞のうちの該当の１つに流体連通して一式の音響共振器を形成する一式の穿孔（３０）と
を備えており、
前記タービンエンジン（１２）は、軸流経路を有する貫通気流を定め、前記穿孔（３０）のうちの少なくとも一部は、前記軸流経路に対して軸方向に向けられて前記軸流経路の方向に細長い断面を有している入り口（３２、１３２、２３２、３３２）を有し、前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）において生じる摩擦抗力は、同じ断面積の円形の入り口と比べて小さい、音響ライナ（２０）。
［実施態様２０］
前記軸方向に向けられた入り口（３２、１３２、２３２、３３２）の形状は、長円形、涙滴形、三角形、またはＮＡＣＡスクープの入り口のうちの少なくとも１つを含む、実施態様１９に記載の音響ライナ（２０）。
【符号の説明】
【００１８】
１０  航空機用エンジンアセンブリ
１２  タービンエンジン
１３  ファンアセンブリ
１４  ナセル
１６  環状のバイパスダクト
１７  入り口部
１８  矢印
１９  吸気口
２０  環状の音響パネル
２１  ファン部分
２２  開放フレーム
２３  環状のファンケース
２４  前面有孔シート
２５  後部ダクト
２６  無孔裏打ちシート
２８  セル、ハニカムセル、音響共振器セル
３０  穿孔
３２  入り口
１３２  涙滴形状
２３２  三角形形状
３３２  ＮＡＣＡスクープ形状の入り口
３３４  出口
３３６  導管
３４０  上面
４００  リブレット
４０４  リブレット
【図１】
0006634454.tif 000002
【図２】
0006634454.tif 000003
【図３】
0006634454.tif 000004
【図４Ａ】
0006634454.tif 000005
【図４Ｂ】
0006634454.tif 000006
【図５Ａ】
0006634454.tif 000007
【図５Ｂ】
0006634454.tif 000008