(57)【要約】  本発明は、ガスが上流側から下流側に流れるガスタービンエンジンで、燃焼室、前記燃焼室からの燃焼ガスを受け入れるように設計された燃焼室から下流側に配置される高圧タービン、フリータービン、下流側の前記フリータービンに取り受けられる排気ガスガイドコーン（７）を含み、動作時に音波を発するガスタービンエンジンに関する。タービンエンジンは、ガイドコーン（７）が、タービンエンジンによって発せられる音波を抑制するように設計された共鳴キャビティ（７１）および開口部（７６）と連通する共鳴ネック（７５）を備えた、特に、ヘルムホルツ共鳴器構造の減音器を含むことを特徴とする。
2012528266.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスが上流側から下流側に流れるガスタービンエンジン（１）にして、燃焼室（３）、前記燃焼室（３）から放出される燃焼ガスを受け入れるように設計された燃焼室（３）の下流側に位置決めされた高圧タービン（４）、フリータービン、下流側の前記フリータービン（４）に固定された排気ガスを案内するためのコーン（７、８、９、１０）を備え、動作時に音波を発するタービンエンジン（１）であって、ガイドコーン（７、８、９、１０）が、タービンエンジンによって発せられた音波を減衰させるように設計されたヘルムホルツ共鳴器構造を有する騒音減衰器（７、８、９、１０）を形成するように、ガイドコーン（７、８、９、１０）の共鳴キャビティ（７１、８１、８１’、９１、９１’、１０１、１０１’、１０１’’）をガイドコーン（７、８、９、１０）の外側と連通して配置するように設計されたネック（７５、８５、８５’、９５、９５’、１０５、１０５’、１０５’’）が伸びる内部共鳴キャビティ（７１、８１、８１’、９１、９１’、１０１、１０１’、１０１’’）を備えることを特徴とするタービンエンジン。
【請求項２】
ネック（７５、８５、８５’、９５、９５’、１０５、１０５’、１０５’’）の長さ、共鳴キャビティ（７１、８１、８１’、９１、９１’、１０１、１０１’、１０１’’）の容積、ネック（７５、８５、８５’、９５、９５’、１０５、１０５’、１０５’’）の断面積が、ガイドコーン（７、８、９、１０）の共鳴キャビティ（７１、８１、８１’、９１、９１’、１０１、１０１’、１０１’’）が所定の共鳴周波数ｆで共鳴するように合わされる、請求項１に記載のタービンエンジン。
【請求項３】
共鳴周波数ｆが、４００Ｈｚ未満である、請求項２に記載のタービンエンジン。
【請求項４】
ガイドコーン（７、８、９、１０）が、共鳴キャビティ（７１、８１、８１’、９１、９１’、１０１、１０１’、１０１’’）の容積を制限するように設計された内部隔壁（８７、９７、１０７、１０７’、１０７’’）を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載のいずれか一項に記載のタービンエンジン。
【請求項５】
ガイドコーン（７、８、９）が、ガイドコーン（７、８、９）の総内部容積を少なくとも第１の共鳴周波数ｆ１を有する第１の共鳴キャビティ（８１、９１）と第２の共鳴周波数ｆ２を有する第２の共鳴キャビティ（８１’、９１’）とに区分するように設計された内部隔壁（８７、９７）を備える、請求項１から４に記載のタービンエンジン。
【請求項６】
第１の共鳴周波数ｆ１と第２の共鳴周波数ｆ２とは異なる周波数で、４００Ｈｚ未満である、請求項５に記載のタービンエンジン。
【請求項７】
ガイドコーンが３つ以上の隔壁を備える、請求項５に記載のタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、フリータービンのガスタービンエンジンの分野に関し、特に、ヘリコプタエンジンにより生じる騒音の減衰に関する。
【背景技術】
【０００２】
以下では、「上流側」および「下流側」という用語は、ガスがヘリコプタエンジン内を循環する方向に対して定義されており、ガスは前記エンジン内を上流側から下流側へと循環する。
【０００３】
ヘリコプタエンジン、特に、図１に示されているタービンエンジンは、従来、上流側から下流側に向かって、圧縮機２、環状燃焼室３、高圧タービン、燃焼エネルギーを回収してヘリコプタの翼構造体を駆動する軸流フリータービン４を備え、燃焼により生じた排気ガスはフリータービン４の下流側に形成された排気ノズル５を介してエンジンから排出される。
【０００４】
フリータービン４は、その下流側端部は軸方向円錐台形状部品６およびノズルで終端し、このアセンブリは、排気ガスのストリームを案内してストリームがフリータービン４を出る時に空気力学的に流れるようにする機能を果たす。
【０００５】
ヘリコプタエンジンは、動作時に、エンジン騒音となる音波を発する。エンジン騒音は、ヘリコプタのアコースティックエミッション全体の大きな成分である。ヘリコプタの騒音を低減するために、内部のエンジン騒音の低減が試みられている。
【０００６】
下流側でエンジンによって発せられる音波は、主に、燃焼時およびタービンの回転時に生じる。音波は、可聴帯域の２０Ｈｚ〜２０ｋＨｚ内の異なる周波数を有する。低周波音波、すなわち、４００Ｈｚ未満の周波数の音波は、ヘリコプタエンジン騒音に大きく関わる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２８９８９４０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
エンジンによって発せられる音波を減衰させる「騒音抑制」システムは、既に知られている。先行技術の騒音抑制システムは、通常、エンジンの下流側に取り付けられる外部モジュールの形態である。このような騒音抑制システムは、非常にかさが大きいだけでなく、騒音源から離れているという欠点がある。
【０００９】
騒音抑制システムを直接エンジンに組み込んで、騒音の点でエンジンの競争力を高めるようにすることが望ましい。しかしながら、このように組み込むには、エンジン部品がかなりの機械的応力と熱応力との両方を受ける場合、多くの技術的な問題がある。騒音抑制システムをヘリコプタエンジンに組み込むのは、大きな技術的な課題となる。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上述の目的を達成するために、本発明は、ガスが上流側から下流側に流れるガスタービンエンジンで、燃焼室、高圧タービン、前記燃焼室から放出される燃焼ガスを受け入れるように設計された高圧タービンの下流側に位置決めされたフリータービン、下流側の前記フリータービンに固定された排気ガスを案内するためのコーンを備え、動作時に音波を発するタービンエンジンであって、ガイドコーンはタービンエンジンによって発せられる音波を減衰させるように設計された音減衰器を備えることを特徴とするタービンエンジンに関する。
【００１１】
ガイドコーンは、排気ガスを案内する機能と、エンジンによって発せられた音波を減衰させる機能とを同時に果たし、それにより、性能がよく、騒音がより少なく、それと同時にかさが小さく、許容可能な質量であるエンジンを実現することができる。
【００１２】
本発明の好適な形態によれば、騒音減衰器は、ヘルムホルツ共鳴器構造を有する。
【００１３】
このような共鳴器は、複雑な変更なしに、また排気ガス流案内性能を損なわずに、ガイドコーンの構造を使用して実現され得る。
【００１４】
また、ヘルムホルツ共鳴器は、特に、低周波を減衰させるのに適しており、このことは、この場合、低周波音波が騒音の形成に大きく関わっているので、非常に有利である。また、ヘルムホルツ共鳴器は、騒音源近くに位置決めされるので、音波を「発生源で」減衰させることができ、音波が拡散するのを防ぐことができる。
【００１５】
好ましくは、ガイドコーンは、ネックが伸びる内部共鳴キャビティを備え、ネックは、ガイドコーンの共鳴キャビティをガイドコーンの外側と連通して配置するように設計される。
【００１６】
また、好ましくは、ネックの長さ、共鳴キャビティの容積、ネックの断面積は、ガイドコーンの共鳴キャビティが所定の共鳴周波数ｆ、好ましくは、４００Ｈｚ未満で共鳴するように合わされる。
【００１７】
共鳴器は、その共鳴周波数が、完全に、減衰される音波の周波数に一致するように同調されることができる。
【００１８】
本発明の特定の実施形態によれば、ガイドコーンは内部隔壁を備え、隔壁は、共鳴キャビティの容積を制限し、この周波数マッチングを促進するように設計される。
【００１９】
本発明の別の実施形態によれば、ガイドコーンは、ガイドコーンの総内部容積を少なくとも第１の共鳴周波数ｆ１を有する第１の共鳴キャビティと第２の共鳴周波数ｆ２を有する第２の共鳴キャビティとに区分するように設計された少なくとも１つの内部隔壁を備える。
【００２０】
好ましくは、第１の共鳴周波数ｆ１と第２の共鳴周波数ｆ２とは異なる周波数で、４００Ｈｚ未満である。
【００２１】
この処理は、ＳＮＥＣＭＡ社の仏国特許出願公開第２８９８９４０号明細書に記載されているタービンエンジンノズルの中心体内部の吸音処理とは異なる。上記特許出願に記載されている処理によれば、中心体は、ノズルを通って案内されるガスの環状ストリームと壁に沿って配置された複数のオリフィスを介して連通する１つの共鳴キャビティを備える。
【００２２】
本発明は、添付図面を参照することでよりよく理解される。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】先行技術のヘリコプタタービンエンジンの軸方向断面図である。
【図２Ａ】本発明のガイドコーンの第１の実施形態の軸方向断面図である。
【図２Ｂ】本発明のガイドコーンの第２の実施形態の軸方向断面図である。
【図２Ｃ】本発明のガイドコーンの第３の実施形態の軸方向断面図である。
【図２Ｄ】本発明のガイドコーンの別の実施形態の横断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
ヘリコプタタービンエンジン１は、上流側から下流側に向かって、圧縮機２、環状燃焼室３、燃焼エネルギーを回収してヘリコプタの翼構造体、特に、ロータのブレードを駆動する軸流フリータービン４を備える。燃焼により生じた排気ガスは、フリータービン４の下流側に形成された円周方向排気ノズル５によってエンジンから排出される。
【００２５】
フリータービン４は、その下流側端部は中空の軸方向円錐台形状部品で終端する。この部品は、ノズルと一体になって、排気ガスのストリームを案内してストリームがフリータービンから出る時に乱流を形成せずに空気力学的に健全に流れるようにする機能を果たす。
【００２６】
本発明の第１の実施形態では、図２Ａを参照すると、中空軸方向円錐台形状部品またはガイドコーン７は、ディスクの形の上流側横壁７２と、上流側横壁７２に円錐台形の側面７３によって接続される、この場合、凹面状であるが、凸面または平面も可能である部分の形の下流側横壁７４とを備える回転シェルの形である。
【００２７】
この第１の実施形態の中空の軸方向円錐台形状部品７は、共鳴キャビティ７１として知られる１つの内部キャビティ７１を画定し、そのキャビティへと共鳴ネック７５が伸び、ネックの一端は共鳴キャビティ７１内へ開口し、ネックの他端はオリフィス７６を介してコーン７の側面７３に開口する。この実施形態では、共鳴ネック７５は、円形断面の直円柱の形である（言うまでもなく、長方形または楕円形の断面でも可能である）が、その断面積は、軸方向円錐台形状部品７がエンジンから放出された音波を減衰させるように設計されたヘルムホルツ共鳴器を形成するように合わされる。
【００２８】
この実施形態では、軸方向円錐台形状部品７がばね−質量系の騒音抑制システムを構成し、所与の共鳴周波数の音波を大きく減衰させることができる。軸方向円錐台形状部品７によって形成される共鳴器の共鳴周波数は、キャビティの容積、キャビティ内のネックの長さ、ネックの断面積に応じて同調されることができる。したがって、有利には、エンジンによって発せられた音波で共鳴器の周波数に近い周波数の音波は、軸方向円錐台形状部品７によって減衰され、ひいては、エンジン騒音を低減することができる。
【００２９】
好ましくは、軸方向円錐台形状部品７は、特に、低周波、つまり、４００Ｈｚ未満の周波数の音波を減衰させるのに適している。このことは、エンジン騒音の主要因が低周波であるので、非常に有利である。
【００３０】
共鳴器がエンジンに組み込まれている場合、音波はその音波を発する発生源で減衰され、ひいては、音波が拡散するのを防ぐことができる。
【００３１】
本発明の第２の実施形態では、図２Ｂを参照すると、軸方向円錐台形状部品またはガイドコーン８は区分され、内部隔壁８７が第１の共鳴キャビティ８１と第２の共鳴キャビティ８１’とを画定し、この実施形態では、隔壁８７は横断面に対して略垂直である。
【００３２】
この分割は、２つの長手方向のキャビティを形成するように行われるが、図２Ｂに示されるように、軸に平行に位置決められる隔壁を使用して行われてもよい。実際は、このように形成されたそれぞれのキャビティの容積のみが同調される音響周波数の制御に影響を与え、つまり、分割による形に影響を与えるのは機械的拘束であり、音響対象がそれぞれのキャビティの容積を決定する。
【００３３】
さらに図２Ｂを参照すると、一端が第１の共鳴キャビティ８１の内部に向かって開口し、他端がオリフィス８６を介してコーン８の側面８３に向かって開口する第１の共鳴ネック８５は、第１の共鳴キャビティ８１へと伸びる。同様にして、一端が第２の共鳴キャビティ８１の内部に向かって開口し、他端がオリフィス８６’を介してコーン９の側面８３に向かって開口する第２の共鳴ネック８５’は、第２の共鳴キャビティ８１’へと伸びる。
【００３４】
図２Ｂに示されるように、共鳴キャビティ８１、８１’の容積、ネック８５、８５’の長さおよび断面積は、この場合、異なるので、コーン８のそれぞれの区画が固有の共鳴周波数を有するヘルムホルツ共鳴器を形成する。
【００３５】
この例では、軸方向円錐台形状部品８は、似た値の２つの共鳴周波数ｆ１およびｆ２を有するので、ｆ１とｆ２との間の帯域幅の通過帯域にわたって音波を減衰させることができる。例えば、ガイドコーンは、２５０Ｈｚと３５０Ｈｚとの間の周波数を減衰させることができる。
【００３６】
言うまでもないが、共鳴周波数ｆ１およびｆ２はまた、エンジン騒音周波数スペクトルで最も重要な周波数に相当するように選択される。したがって、エンジン騒音に大きく関わる音波が、軸方向円錐台形状部品８によって直接減衰される。
【００３７】
中空の軸方向円錐台形状部品８の共鳴周波数ｆ１およびｆ２は、有利には、隔壁８７の位置を変えることによって、ならびに／または、共鳴キャビティ８１、８１’それぞれのネック８５、８５’の長さおよび断面積を変えることによって同調されることができる。
【００３８】
中空軸方向円錐台形状部品８は、フリータービンを出る排気ガスのストリームを案内する一方でそれと同時に、複数の同調可能な周波数を有するヘルムホルツ共鳴器を形成することができる。このような共鳴器は、サイズを大きくせずにエンジンに完全に組み込むことができるという利点がある。
【００３９】
本発明の第３の実施形態を示す図２Ｃを参照すると、中空軸方向円錐台形状部品またはガイドコーン９は、ガイドコーン９の総容積を増大するように変更されている。そのことにより、共鳴器の共鳴周波数を下げることができる一方でそれと同時に、正確な減衰性を維持することができる。これは、ガイドコーン９の共鳴周波数が内部隔壁９７によって画定される共鳴キャビティの容積に関連した共鳴周波数に反比例するために生じる。
【００４０】
より大きな容積の円錐台形状部品９は、共鳴器の共鳴周波数（複数可）の同調範囲を広げる。
【００４１】
コーンの容積の変更には、コーンは単に排気ガスのストリームを案内するので欠点はない。
【００４２】
１〜２つの区画を備える軸方向円錐台形状部品については説明したが、言うまでもなく、本発明の軸方向円錐台形状部品またはコーンは、共鳴器が３つ以上の共鳴周波数を有するように３つ以上の区画を備えることも可能である。
【００４３】
図２Ｃに示されるように、軸方向円錐台形状部品９の下流側横壁は凸面にしてもよく、コーンの形状は、その質量、案内性能、騒音減衰性能の折衷によって決定される。
【００４４】
別の実施形態は、代替の実施形態の軸方向の図である図２Ｄに示されている。ガイドコーン１９の内部容積は、Ｙ字形に半径方向に配置された長手方向隔壁１０７、１０７’、１０７’’によって３つの区画に分割されている。共鳴ネック１０５、１０５’、１０５’’は、区画に関連した共鳴キャビティ１０１、１０１’、１０１’’を形成するように設計されている。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【国際調査報告】
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