(57)【要約】【課題】航空エンジン１のエンジン重量の軽量化を図りつつ、ファン騒音の音源強度を弱めて、ファン騒音を十分に低減する。【解決手段】エンジン本体３に回転可能に設けられかつ複数のファン動翼５５を周方向に備えたファンロータ１５と、エンジン本体３におけるファンロータ１５の後側に設けられかつ翼面に圧電素子５９，６１がそれぞれ装着された複数のファン静翼５７を周方向に備えたファンステータ１７と、ファン動翼５５の動翼伴流Ｗとの干渉による複数のファン静翼５７の圧力変動を相殺するように圧電素子５９▲１▼〜５９▲４▼，６１▲１▼〜６１▲４▼の変位を制御する圧電素子制御部６３とを具備したこと。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空エンジンにおけるエンジン本体内に形成された流路に空気を送り込む航空エンジン用ファンにおいて、
前記エンジン本体に回転可能に設けられ、複数のファン動翼を周方向に備えたファンロータと、
前記エンジン本体における前記ファンロータの後側に設けられ、翼面における設置部位に電圧の印可によって変位する圧電素子がそれぞれ装着された複数のファン静翼を周方向に備えてあって、前記流路に送り込まれた空気を非旋回流に整流するファンステータと、
複数の前記ファン静翼における前記圧電素子に電気的に接続され、前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による複数のファン静翼の設置部位の圧力変動を相殺するように、複数の前記ファン静翼における前記圧電素子の変位を制御する圧電素子制御部と、
を具備してなることを特徴とする航空エンジン用ファン。
【請求項２】
前記設置部位は、シミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であることを特徴とする請求項１に記載の航空エンジン用ファン。
【請求項３】
航空機に搭載される航空エンジンにおいて、
請求項１又は請求項２に記載の航空エンジン用ファンを具備してなることを特徴とする航空エンジン。
【請求項４】
航空エンジン用ファンに用いられるファン静翼において、
翼面における設置部位に電圧の印可によって変位する圧電素子が装着されていることを特徴とするファン静翼。
【請求項５】
前記設置部位は、シミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であることを特徴とする請求項４に記載のファン静翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空エンジン用ファン、航空エンジン、及び前記航空エンジン用ファンに用いられるファン静翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空エンジン用ファンは航空エンジンにおけるエンジン本体内に同軸状に形成された環状の主流路と環状のバイパス流路に空気を送り込むものであって、一般的な航空エンジン用ファンについて簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
即ち、前記エンジン本体にはファンロータが回転可能に設けられており、このファンロータは複数のファン動翼を周方向に等間隔に備えている。また、前記エンジン本体における前記ファンロータの後側には前記バイパス流路に送り込まれた空気を非旋回流に整流するファンステータが設けられており、このファンステータは複数のファン静翼を周方向に等間隔に備えている。
【０００４】
従って、前記航空エンジン用ファンの駆動を開始して、前記ファンロータを回転させて、複数の前記ファン動翼を旋回させると、前記主流路と前記バイパス流路に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、排気ガスとして前記主流路から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路に送り込まれた空気は、前記ファンステータによって非旋回流に整流されて、前記排気ガスを覆うように前記バイパス流路から後方向へ噴出される。
【０００５】
ところで、前記ファン動翼を旋回させると、前記ファン動翼の後端部にはエンジン軸方向へ異なる速度成分を持った動翼伴流が尾を引くように生じる。そして、前記ファン動翼の動翼伴流（ウェーク）と前記ファン静翼の翼面との干渉によって、ファン騒音の主音源である、前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を引き起こすことになる。そのため、一般的な航空エンジン用ファンにあっては、動翼伴流が前記ファン静翼の翼面に到達するまでに減衰する程度に、前記ファン動翼と前記ファン静翼とのエンジン軸方向における間隔を拡げることによって、前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を抑制して、ファン騒音を低減している。
【０００６】
なお、本発明に関連する先行技術として、特許文献１に示すものがある。
【０００７】
【特許文献１】
特開２００２−３４９４９８号公報
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、前述のように、ファン騒音を十分に低減するには前記動翼と前記ファン静翼とのエンジン軸方向における間隔を十分に拡げる必要がある一方、前記ファン動翼と前記ファン静翼とのエンジン軸方向における間隔を拡げると、前記航空エンジンのエンジン軸方向の長さが長くなって、前記航空エンジンのエンジン重量の増加を招いて、軽量化を重要な課題としている前記航空エンジンとしては好ましくないことになる。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、航空エンジンにおけるエンジン本体内に形成された流路に空気を送り込む航空エンジン用ファンにおいて、
前記エンジン本体に回転可能に設けられ、複数のファン動翼を周方向に備えたファンロータと、
前記エンジン本体における前記ファンロータの後側に設けられ、翼面における設置部位に電圧の印可によって変位する圧電素子がそれぞれ装着された複数のファン静翼を周方向に備えてあって、前記流路に送り込まれた空気を非旋回流に整流するファンステータと、
複数の前記ファン静翼における前記圧電素子に電気的に接続され、前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による複数のファン静翼の設置部位の圧力変動を相殺するように、複数の前記ファン静翼における前記圧電素子の変位を制御する圧電素子制御部と、
を具備してなることを特徴とする。
【００１０】
請求項１に記載の発明特定事項によると、前記航空エンジン用ファンの駆動を開始して、前記ファンロータを回転させて、複数の前記ファン動翼を旋回させると、前記主流路と前記バイパス流路に空気を送り込むことができる。そして、前記流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、排気ガスとして前記流路の後部から後方向へ噴出される。
【００１１】
一方、前記ファン動翼の動翼伴流と前記ファン静翼の翼面との干渉によって、前記ファン静翼の翼面全体に圧力変動が生じるが、複数のファン静翼の設置部位の圧力変動を相殺するように、前記圧電素子制御部により複数の前記ファン静翼における前記圧電素子の変位を制御する。これによって、前記ファン動翼の動翼伴流が前記ファン静翼の翼面に到達するまでに減衰する程度に、前記ファン動翼と前記ファン静翼とのエンジン軸方向における間隔を拡げなくても、前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を十分に抑制することができる。
【００１２】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記設置部位は、シミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であることを特徴とする。
【００１３】
請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記設置部位はシミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であるため、少数の前記圧電素子の変位によって前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を効率的に抑制することができる。
【００１４】
請求項３に記載の発明にあっては、航空機に搭載される航空エンジンにおいて、請求項１又は請求項２に記載の航空エンジン用ファンを具備してなることを特徴とする。
【００１５】
請求項３に記載の発明にあっては、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項による作用と同様の作用を奏する。
【００１６】
請求項４に記載の発明にあっては、航空エンジン用ファンに用いられるファン静翼において、
翼面における設置部位に電圧の印可によって変位する圧電素子が装着されていることを特徴とする。
【００１７】
請求項４に記載の発明特定事項によると、航空エンジンにおけるエンジン本体内に形成された流路内に送り込まれた空気は、複数の前記ファン静翼を備えたファンステータによって非旋回流に整流される。
【００１８】
一方、ファン動翼の動翼伴流と前記ファン静翼の翼面との干渉によって、前記ファン静翼の翼面全体に圧力変動が生じるが、前記ファン静翼の設置部位の圧力変動を相殺するように、前記圧電素子を変位させる。これによって、前記ファン動翼の動翼伴流が前記ファン静翼の翼面に到達するまでに減衰する程度に、前記ファン動翼と前記ファン静翼とのエンジン軸方向における間隔を拡げることなく、前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を十分に抑制することができる。
【００１９】
請求項５に記載の発明にあっては、請求項４に記載の発明特定事項の他に、前記設置部位は、シミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であることを特徴とする。
【００２０】
請求項５に記載の発明特定事項によると、請求項４に記載の発明特定事項の他に、前記設置部位はシミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であるため、少数の前記圧電素子の変位によって、前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を効率的に抑制することができる。
【００２１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図１から図３を参照して説明する。
【００２２】
図１は、本発明の実施の形態の形態の要部を説明する図であって、図２は、ファン動翼の動翼伴流とファン静翼の関係を説明する模式図であって、図３は、本発明の実施の形態に係わる航空エンジンの側面図であって、一部を断面している。ここで、「前後」とは、図２及び図３において左右のことをいう。「エンジン軸方向」とは、本発明の実施の形態にあっては前後方向のことをいう。
【００２３】
図３に示すように、本発明の実施の形態に係わる航空エンジン１は、航空機に搭載されるエンジンであって、エンジン本体３をベースとしている。このエンジン本体３は、外筒フレーム５と、この外筒フレーム５の内側に一体的に設けられた内筒フレーム７とを備えている。また、内筒フレーム７の内側には環状の主流路（コア流路）９が形成されており、外筒フレーム５の内側と内筒フレーム７の外側には環状のバイパス流路１１が形成されている。
【００２４】
エンジン本体３にはファン（航空エンジン用ファン）１３が設けられており、このファン１３は、主流路９及びバイパス流路１１に空気を送り込むものである。また、ファン１３は、内筒フレーム５の前端部に回転可能に設けられたファンロータ１５と、外筒フレーム５と内筒フレーム７の間におけるファンロータ１５の後側に設けられたファンステータ１７とを備えている。ここで、ファンステータ１７は、バイパス流路１１に送り込まれた空気を非旋回流に整流するものである。
【００２５】
なお、ファンステータ１７の中央部には空気を案内するインレットコーン１９が設けられている。
【００２６】
内筒フレーム５におけるファンロータ１５の後側には低圧圧縮機２１が設けられており、この低圧圧縮機２１は、主流路９内に取り入れた空気を低圧圧縮するものである。また、この低圧圧縮機２１は、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧圧縮機ロータ２３と、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って設けられた複数段の低圧圧縮機ステータ２５とを備えている。ここで、複数段の低圧圧縮機ロータ２３と複数段の低圧圧縮機ステータ２５は交互に配置されてあって、複数の低圧圧縮機ロータ２３はファンロータ１５に一体的に連結されている。
【００２７】
内筒フレーム７における低圧圧縮機２１の後方側には高圧圧縮機２７が設けられており、この高圧圧縮機２７は、低圧圧縮された圧縮空気を更に高圧圧縮するものである。また、高圧圧縮機２７は、内筒フレーム５にエンジン軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の高圧圧縮機ロータ２９と、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って設けられた複数段の高圧圧縮機ステータ３１とを備えている。ここで、複数段の高圧圧縮機ロータ２９と複数段の高圧圧縮機ステータ３１は交互に配置されている。
【００２８】
内筒フレーム７における高圧圧縮機２７の後側には燃焼器３３が設けられており、この燃焼器３３は、高圧圧縮された圧縮空気の中で燃料を燃焼させるものである。また、燃焼器３３は燃料を噴射する複数の噴射ノズル３５を備えている。
【００２９】
内筒フレーム７における燃焼器２７の後側には高圧タービン３７が設けられており、この高圧タービン３７は、燃焼器３３からの燃焼ガスの膨張によって駆動されると共に高圧圧縮機２７を連動して駆動するものである。また、高圧タービン３７は、内筒フレーム７に回転可能に設けられた高圧タービンロータ３９と、内筒フレーム７に設けられた高圧タービンステータ４１とを備えている。ここで、高圧タービン３５が駆動されると高圧圧縮機２１を連動して駆動することができるように、内筒フレーム７には高圧タービンロータ３９と高圧圧縮機ロータ２９に一体的に連結する高圧タービン軸４３が回転可能に設けられてあって、高圧タービン軸４３はエンジン軸方向へ延びるように構成されている。
【００３０】
内筒フレーム７における高圧タービン３７の後方側には低圧タービン４５が設けられており、この低圧タービン４５は、燃焼ガスの膨張によって駆動される共に低圧圧縮機２１及びファン１３を連動して駆動するものである。また、低圧タービン４５は、内筒フレーム７にエンジン軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧タービンロータ４７と、内筒フレーム７に設けられた複数段の低圧タービンステータ４９とを備えている。ここで、複数段の低圧タービンロータ４７と複数段の低圧タービンステータ４９は交互に配置されてあって、低圧タービン４５が駆動されると低圧圧縮機２１及びファン１３を連動して駆動することができるように、内筒フレーム７には低圧タービンロータ４７と低圧圧縮機ロータ２３に一体的に連結する低圧タービン軸５１が回転可能に設けられてあって、この低圧タービン軸５１は高圧タービン軸４３と同軸状でかつエンジン軸方向へ延びるように構成されている。
【００３１】
なお、内筒フレーム５の後端部には主流路９から噴出された燃焼ガスを案内するテールコーン５３が設けられている。
【００３２】
航空エンジン１の動作について説明すると、次のようになる。
【００３３】
即ち、適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機２７を駆動させて、複数段の高圧圧縮機ロータ２９を回転させる。これにより、航空エンジン１の稼働が開始される。なお、高圧タービンロータ３９の回転数が所定の回転数に達したら、前記スタータ装置の作動を停止しておく。
【００３４】
そして、燃焼器３３によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン３７及び低圧タービン４５を駆動させて、高圧タービンロータ３９及び複数段の低圧タービンロータ４７を回転させる。また、高圧タービン３７によって高圧圧縮機２７を連動して駆動して高圧圧縮機ロータ２９を回転させると共に、低圧タービン４５によって低圧圧縮機２１及びファン１３を連動して駆動して複数段の低圧圧縮機ロータ２３及びファン１３を一体的に回転させる。これにより、ファン１３の駆動によって空気を主流路９及びバイパス流路１１送り込んで、低圧圧縮機２１によって主流路９に送り込んだ空気を低圧圧縮し、更に、高圧圧縮機２７によって低圧圧縮された圧縮空気を高圧圧縮することができる。
【００３５】
上述のような一連の動作（ファン１３の駆動、低圧圧縮機２１の駆動、高圧圧縮機２７の駆動、燃焼器３３による燃焼、高圧タービン３７の駆動、低圧タービン４５の駆動）が連続して行われることにより、航空エンジン１を適切に稼働させることができ、高圧タービン３５の駆動によって回転力を得たり、主流路９から噴射される燃焼ガス及びバイパス流路１１から噴射される空気によって推進力を得ることができる。
【００３６】
次に、本発明の実施の形態に係わる航空エンジン用ファン１３について詳細に説明する。
【００３７】
図１及び図２に示すように、航空エンジン用ファン１３は、前述のようにファンロータ１５とファンステータ１７とを具備してあって、ファンロータ１５は複数のファン動翼５５を周方向に等間隔に備えてあって、ファンステータ１７は複数のファン静翼５７を周方向に等間隔に備えている。更に、各ファン静翼５７の正圧翼面５７ａにおける複数の正圧翼面側設置部位には電圧の印可によって変位する正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼がそれぞれ装着されてあって、各ファン静翼５７の負圧翼面５７ｂにおける複数の負圧翼面側設置部位には電圧の印可によって変位する負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼がそれぞれ装着されている。ここで、正圧翼面５７ａにおける複数の正圧翼面側設置部位及び負圧翼面５７ｂにおける負圧翼面側設置部位は、それぞれ、シミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位のことである。
【００３８】
更に、エンジン本体３の適宜位置には圧電素子制御部（コントローラ）６３が設けられており、この圧電素子制御部６３は複数のファン静翼５７における各正圧翼面用圧電素子５９及び各負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼に電気的に接続されている。そして、圧電素子制御部６３は、ファン動翼５５の動翼伴流（ウェーク）Ｗとの干渉による複数のファン静翼５７の正圧翼面５７ａにおける各正圧翼面側設置部位及び複数のファン静翼５７の負圧翼面５７ｂにおける各負圧翼面側設置部位の圧力変動を相殺するように、複数のファン静翼５７における各正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼の変位及び各負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼の変位を独立して制御するものであって、具体的には次のように制御する。
【００３９】
即ち、正圧翼面５７ａにおける各正圧翼面側設置部位の圧力変動の大きさ・位相、及び負圧翼面５７ｂにおける各負圧翼面側設置部位の圧力変動の大きさ・位相は、騒音シミュレーション（騒音計算を含む）結果によって予め想定されている。そして、圧電素子制御部６３は、動翼伴流Ｗとの干渉による複数のファン静翼５７の正圧翼面５７ａにおける各正圧翼面側設置部位の圧力変動を相殺するように、対応する正圧翼面側設置部位の想定された圧力変動の大きさ・位相に基づいて、複数のファン静翼５７における各正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼に印可する電圧の周波数・大きさ・位相を独立して制御するものである。また、圧電素子制御部６３は、対応する負圧翼面側設置部位の想定された圧力変動の大きさ・位相に基づいて、動翼伴流Ｗとの干渉による複数のファン静翼５７の負圧翼面５７ｂにおける各負圧翼面側設置部位の圧力変動を相殺するように、複数のファン静翼５７における各負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼に印可する電圧の周波数・大きさ・位相を独立して制御するものである。ここで、各正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼に印可する電圧の大きさ及び位相は、対応する正圧翼面側設置部位の圧力変動の大きさに応じた大きさ及び圧力変動の逆位相であって、各負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼に印可する電圧の大きさ及び位相は、対応する負圧翼面側設置部位の圧力変動の大きさに応じた大きさ及び圧力変動の逆位相である。
【００４０】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００４１】
航空エンジン用ファン１３の駆動を開始して、ファンロータ１５を回転させて、複数のファン動翼５５を旋回させると、主流路９とバイパス流路１１に空気を送り込むことができる。そして、主流路９に送り込まれた空気は、前述のように圧縮工程，燃焼工程等を経て、排気ガスとして主流路９から後方向へ噴出される。また、バイパス流路１１に送り込まれた空気は、ファンステータ１７によって非旋回流に整流されて、前記排気ガスを覆うようにバイパス流路１１から後方向へ噴出される。
【００４２】
一方、ファン動翼５５の動翼伴流Ｗとファン静翼５７の翼面（正圧翼面５７ａと負圧翼面５７ｂ）との干渉によって、ファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂ全体に圧力変動が生じるが、動翼伴流Ｗとの干渉による、複数のファン静翼５７の正圧翼面５７ａにおける各正圧翼面側設置部位の圧力変動及び複数のファン静翼５７の負圧静翼面５７ｂにおける各負圧翼面側設置部位の圧力変動を相殺するように、圧電素子制御部６１により複数のファン静翼５７における各正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼及び各負圧翼面用圧電素子６１に印可する電圧の周波数・大きさ・位相、換言すれば複数のファン動翼５７における各正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼の変位及び各負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼の変位をそれぞれ独立して制御する。これによって、ファン動翼５５の動翼伴流Ｗがファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂに到達するまでに減衰する程度に、ファン動翼５５とファン静翼５７とのエンジン軸方向における間隔を拡げなくても、ファン動翼５５の動翼伴流Ｗとの干渉によるファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂ全体の圧力変動を十分に抑制することができる。
【００４３】
特に、正圧翼面５７ａにおける複数の正圧翼面側設置部位及び負圧翼面５７ｂにおける負圧翼面側設置部位は、それぞれ、シミュレーション又は試験等により大きな圧力変動が生じることが確認された部位であるため、少数の正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼の変位及び少数の負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼の変位によってファン動翼５５の動翼伴流Ｗとの干渉によるファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂ全体の圧力変動を効率的に抑制することができる。
【００４４】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、ファン動翼５５の動翼伴流Ｗがファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂに到達するまでに減衰する程度に、ファン動翼５５とファン静翼５７とのエンジン軸方向における間隔を拡げなくても、ファン動翼５５の動翼伴流Ｗとの干渉によるファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂ全体の圧力変動を十分に抑制できるため、航空エンジン１のエンジン重量の軽量化を図りつつ、ファン騒音の音源強度を弱めて、ファン騒音を十分に低減することができる。特に、少数の正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼の変位及び少数の負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼の変位によってファン動翼５５の動翼伴流Ｗとの干渉によるファン静翼５７の翼面５７ａ，５７ｂ全体の圧力変動を効率的に抑制できるため、前記効果をより一層向上させることができる。
【００４５】
更に、検知センサを用いることなく、シミュレーション又は試験等により想定された各正圧翼面側設置部位の圧力変動の大きさ・位相及び各負圧翼面側設置部位の圧力変動の大きさ・位相に基づいて複数のファン静翼５７における各正圧翼面用圧電素子５９▲１▼，５９▲２▼，５９▲３▼，５９▲４▼の変位及び各負圧翼面用圧電素子６１▲１▼，６１▲２▼，６１▲３▼，６１▲４▼の変位を制御しているため、航空エンジン用ファン１３の構成の簡略化を図ることができる。
【００４６】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【００４７】
【発明の効果】
請求項１から請求項５のうちのいずれかの請求項に記載の発明よれば、前記ファン動翼の動翼伴流が前記ファン静翼の翼面に到達するまでに減衰する程度に、前記ファン動翼と前記ファン静翼とのエンジン軸方向における間隔を拡げなくても、前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を十分に抑制できるため、前記航空エンジンのエンジン重量の軽量化を図りつつ、ファン騒音の音源強度を弱めて、ファン騒音を十分に低減することができる。
【００４８】
特に、請求項２、請求項３、請求項５のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、少数の前記圧電素子の変位によって前記ファン動翼の動翼伴流との干渉による前記ファン静翼の翼面全体の圧力変動を効率的に抑制できるため、前記効果をより一層向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態の形態の要部を説明する図である。
【図２】ファン動翼の動翼伴流とファン静翼の関係を説明する模式図である。
【図３】本発明の実施の形態に係わる航空エンジンの側面図であって、一部を断面している。
【符号の説明】
１              航空エンジン
３              エンジン本体
７              主流路
９              バイパス流路
１３              ファン（航空エンジン用ファン）
１５              ファンロータ
１７              ファンステータ
５５              ファン動翼
５７              ファン静翼
５７ａ            正圧翼面
５７ｂ            負圧翼面
５９▲１▼〜５９▲４▼    正圧翼面用圧電素子
６１▲１▼〜６１▲４▼    負圧翼面用圧電素子
６３              圧電素子制御部
【図１】
2004257311.tif 000003
【図２】
2004257311.tif 000004
【図３】
2004257311.tif 000005