JPS5854247B2 - イリグチダクト - Google Patents
イリグチダクトInfo
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- JPS5854247B2 JPS5854247B2 JP50107148A JP10714875A JPS5854247B2 JP S5854247 B2 JPS5854247 B2 JP S5854247B2 JP 50107148 A JP50107148 A JP 50107148A JP 10714875 A JP10714875 A JP 10714875A JP S5854247 B2 JPS5854247 B2 JP S5854247B2
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Classifications
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- 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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
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- Y10T137/0536—Highspeed fluid intake means [e.g., jet engine intake]
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
環境問題に対する意識が高まっている現在、ガスタービ
ン機関、特に航空機推進用機関の設計者は、機関の性能
の犠牲を最小限に抑えながら、機関の公害を少なくする
と云う難問に直面している。
ン機関、特に航空機推進用機関の設計者は、機関の性能
の犠牲を最小限に抑えながら、機関の公害を少なくする
と云う難問に直面している。
最近かなりの関心を集めている1種類の公害は騒音であ
る。
る。
ガスタービン機関の騒音は主に2つの源から発生される
。
。
1つは、高速で移動するガスが比較的静止状態にある周
囲の大気中に排出されることによる粘性剪断に伴うもの
である。
囲の大気中に排出されることによる粘性剪断に伴うもの
である。
航空機用ターボファン・エンジンでは、エンジンの後部
にあるファン・ノズル及びコア・ノズルからこう云うガ
スが放出される。
にあるファン・ノズル及びコア・ノズルからこう云うガ
スが放出される。
この剪断形騒音を少なくする為に種々の方式が用いられ
ており、大抵の方式は混合器を用いてファン・ガス及び
排ガスを互いに且つ周囲の環境と混合している。
ており、大抵の方式は混合器を用いてファン・ガス及び
排ガスを互いに且つ周囲の環境と混合している。
2番目の騒音源は、これがこの発明で取上げるものであ
るが、回転するターボ流体機械自体によって発生される
ものである。
るが、回転するターボ流体機械自体によって発生される
ものである。
これは、高速で回転する何列かの動翼とその間を流れる
ガス流との相対運動によって生ずる。
ガス流との相対運動によって生ずる。
出口案内翼装置の場合、この騒音は、動翼の回転速度、
翼間間隔、翼の形状並び(こ不動の部品が何列かの回転
する動翼に接近している程度と云うようなパラメータの
影響を受ける。
翼間間隔、翼の形状並び(こ不動の部品が何列かの回転
する動翼に接近している程度と云うようなパラメータの
影響を受ける。
後の場合の別の例は、何列かの静翼と何列かの回転する
動翼とが交互になっている典型的な多段軸流圧縮機であ
る。
動翼とが交互になっている典型的な多段軸流圧縮機であ
る。
このようにして発生される騒音の一部分は、回転ターボ
流体機械を封入したナセルの周囲(こ配置した音響パネ
ル又は吸音パネルによって、吸収し、抑圧することが出
来る。
流体機械を封入したナセルの周囲(こ配置した音響パネ
ル又は吸音パネルによって、吸収し、抑圧することが出
来る。
こう云う吸音材料は周知である。
然し、ファン又は圧縮機が入口の前側平面に非常に接近
(−でいて、前向きには音響遮蔽を行なうものがない為
、かなりの割合の騒音がガスタービンの入口ダクトから
前方に伝播する。
(−でいて、前向きには音響遮蔽を行なうものがない為
、かなりの割合の騒音がガスタービンの入口ダクトから
前方に伝播する。
この問題を解決しようとした従来の試みは、入口ダクト
の内壁に吸音材料を適用することに集中していた。
の内壁に吸音材料を適用することに集中していた。
これは、軸方向前向き(こ伝播する無反射の騒音を減衰
させるのには殆んど役立たない。
させるのには殆んど役立たない。
入口の内部に吸音材料の同軸の円周方向のリングを設け
ることにより、更(こ効果が上がる。
ることにより、更(こ効果が上がる。
然し、このリングは入口の全圧の低下を招き、その為性
能が低下するが、これは機関の動作の全段階にわたって
生じ、騒音の伝播が下方の住民に公害とならない場合に
も起る。
能が低下するが、これは機関の動作の全段階にわたって
生じ、騒音の伝播が下方の住民に公害とならない場合に
も起る。
別の考えは、入口ダクトの底部に軸方向に並進するくさ
び形スクープ(5coop )を用い、入口から騒音が
下方(こ伝達されるのを選択的に減少するものである。
び形スクープ(5coop )を用い、入口から騒音が
下方(こ伝達されるのを選択的に減少するものである。
然し、この形式は2つの理由で不適当である。
第10こ、このようなスクープを用いた入口は圧力回復
特性がよくない(即ち、本質的に損失の大きい装置にな
る)。
特性がよくない(即ち、本質的に損失の大きい装置にな
る)。
第2に、前述の問題に幾分関係するが、例えばガスター
ビンの内、ダクト内に配置されるファン段の平面内で、
全圧模様が著しく歪む。
ビンの内、ダクト内に配置されるファン段の平面内で、
全圧模様が著しく歪む。
前者の特性の為、機関の性能が劣化し、後者の原因で、
成る状態では、ファンの動翼(こ過大な応力が生じ、回
転ターボ流体機械の破壊が起る惧れがある。
成る状態では、ファンの動翼(こ過大な応力が生じ、回
転ターボ流体機械の破壊が起る惧れがある。
更Oこ別の方式は、入口ダクトの円筒形の下半分を軸方
向前方に伸ばすことである。
向前方に伸ばすことである。
側面断面で見ると、この結果、ダクト壁の輪郭が階段形
になる。
になる。
この形式は騒音レベルを低下する傾向があるが、前に述
べた入口の回復並びに歪みの面から見ると、空気力学的
には望ましくない。
べた入口の回復並びに歪みの面から見ると、空気力学的
には望ましくない。
従って、ガスタービンの設計者が当面する問題は、全体
的な性能を犠牲にせずに、ダクトから出る騒音を減衰さ
せる手段を提供することである。
的な性能を犠牲にせずに、ダクトから出る騒音を減衰さ
せる手段を提供することである。
従って、この発明の主な目的は、全体的な性能を犠牲に
せずに、ダクトの内部から出る騒音を減少することであ
る。
せずに、ダクトの内部から出る騒音を減少することであ
る。
上記並びにその他の目的及び利点は、この発明を限定す
る意味ではなく、例示する為に挙げた以下の詳しい説明
、図面並びtこ具体例から更に明瞭に理解されよう。
る意味ではなく、例示する為に挙げた以下の詳しい説明
、図面並びtこ具体例から更に明瞭に理解されよう。
簡単(こ云うと、入口ダクトの入口端部の予定の円弧部
分を軸方向上流側に突出してそらせ装置とするにより、
前述の目的が達成される。
分を軸方向上流側に突出してそらせ装置とするにより、
前述の目的が達成される。
延長したそらせ装置と、このそらせ装置に向い合った入
口ダクトの上流側の円弧部分との間の遷移部の断面形は
側面より見ると弓形であって、即ち入口端部に尖った角
を持たない。
口ダクトの上流側の円弧部分との間の遷移部の断面形は
側面より見ると弓形であって、即ち入口端部に尖った角
を持たない。
更に、こうして入口端につけた曲率には反曲点があり、
この為、遷移部の途中で曲率半径の向きが変わる。
この為、遷移部の途中で曲率半径の向きが変わる。
この発明は入口の騒音を抑圧するのに役立つが、最も大
事なことは、入口の平面が入口の長軸に対して略垂直で
ある理想的な入口の場合と較べて、性能が殆んど劣化せ
ずに、この抑圧が達成されることである。
事なことは、入口の平面が入口の長軸に対して略垂直で
ある理想的な入口の場合と較べて、性能が殆んど劣化せ
ずに、この抑圧が達成されることである。
更に、その限界内では騒音の減衰が最大となり、その限
界をこえると、騒音の減衰の改善度がダクトの長さ並び
に重量が増加することによって帳消しになるような、そ
らせ装置の長さ並びに遷移部の曲率半径に対する限界が
設定される。
界をこえると、騒音の減衰の改善度がダクトの長さ並び
に重量が増加することによって帳消しになるような、そ
らせ装置の長さ並びに遷移部の曲率半径に対する限界が
設定される。
この発明の要旨は特許請求の範囲に具体的に且つ明確に
記載しであるが、この発明は以下図面について好ましい
実施例を説明する所から、更によく理解されよう。
記載しであるが、この発明は以下図面について好ましい
実施例を説明する所から、更によく理解されよう。
図面全体にわたり、同様な部分には同じ参照数字を用い
ている。
ている。
第1図(こは、この発明を実施した機関10が概略的に
示されている。
示されている。
この機関は全体的(こコア・エンジン11と、ファン集
成体12と、ファン・タービン14とで構成されている
と考えてよく、ファン・タービンが軸16によってファ
ン集成体12と相互接続されている。
成体12と、ファン・タービン14とで構成されている
と考えてよく、ファン・タービンが軸16によってファ
ン集成体12と相互接続されている。
コア・エンジン11が軸流圧縮機18を持ち、これが回
転子20を有する。
転子20を有する。
空気が入口集成体22に入り、最初はファン集成体12
によって圧縮される。
によって圧縮される。
この圧縮空気の第1の部分がファン側路ダクト24に入
り、その後ファン・ノズル25から吐出される。
り、その後ファン・ノズル25から吐出される。
圧縮空気の第2の部分が入口26に入り、軸流圧縮機1
8によって更に圧縮され、その後燃焼器28に吐出され
る。
8によって更に圧縮され、その後燃焼器28に吐出され
る。
この燃焼器で、燃料を燃焼させてタービン30を駆動す
る高エネルギの燃焼ガスを作る。
る高エネルギの燃焼ガスを作る。
タービン30が軸32を介して回転子20を駆動するこ
とは普通のガスタービン機関と同じである。
とは普通のガスタービン機関と同じである。
高温の燃焼ガスがファンタービン14に送られてそれを
駆動し、これがファン集成体12を駆動する。
駆動し、これがファン集成体12を駆動する。
この為、ファン側路ダクト24からファン・ノズル25
を介して空気を吐出するファン集成体12の作用と、一
部分がプラグ38によって構成されたコア・エンジン・
ノズル36から燃焼ガスが吐出されること\により、推
進力が得られる。
を介して空気を吐出するファン集成体12の作用と、一
部分がプラグ38によって構成されたコア・エンジン・
ノズル36から燃焼ガスが吐出されること\により、推
進力が得られる。
上に説明したのは今日の多くの機関にとって典型的なも
のであるが、以下の説明から直ぐ判るように、この発明
はその内部から騒音が出て来るあらゆるダクトに適用す
ることが出来るので、この発明が上の説明(こ制約され
るものではない。
のであるが、以下の説明から直ぐ判るように、この発明
はその内部から騒音が出て来るあらゆるダクトに適用す
ることが出来るので、この発明が上の説明(こ制約され
るものではない。
またこの発明はカスタービン機関に使う場合にのみσこ
制限されない。
制限されない。
従って、第1図(こ示す機関について上Qこ述べたこと
は、単に1種類の用途を例示するものにすきない。
は、単に1種類の用途を例示するものにすきない。
第2図について説明すると、第1図の入口集成体が、端
部41を持つ略円筒形のダクト壁39を持つことが示さ
れている。
部41を持つ略円筒形のダクト壁39を持つことが示さ
れている。
そらせ部材40がダクト壁の入口端部の予定の円弧部分
に沿って配置されており、端部41の軸方向上流向きの
延長部として構成されている。
に沿って配置されており、端部41の軸方向上流向きの
延長部として構成されている。
入口端部の一番後側の部分が42に示されており、これ
が第2図ではそらせ部材40の一番前側の延長部と直径
上で向い合っているように示されているが、円弧部分4
2及びそらせ部材40は互い(こ種々の円周方向の関係
に配置することが出来る。
が第2図ではそらせ部材40の一番前側の延長部と直径
上で向い合っているように示されているが、円弧部分4
2及びそらせ部材40は互い(こ種々の円周方向の関係
に配置することが出来る。
そらせ部材40の端部が、44に示すように軸方向には
全体的に2重の弓形の断面を持ち(即ち反曲点46を持
つ滑らかな曲線)であることが示されている。
全体的に2重の弓形の断面を持ち(即ち反曲点46を持
つ滑らかな曲線)であることが示されている。
入口ダクト22の直径をDで表わし、そらせ部材40の
長さをLで表わす。
長さをLで表わす。
ガスタービン・ファンの回転する1段の翼48がダクト
内(こ配置され、その中を通る空気の流れを加圧する。
内(こ配置され、その中を通る空気の流れを加圧する。
公知のハネカム形音響パネル49を壁Oこ配置し、音響
の抑圧を高めることが出来る。
の抑圧を高めることが出来る。
第3A図、第3B図及び第3C図はガスタービン用に改
造した従来の入口を示す。
造した従来の入口を示す。
第3A図は入口の前側平面がダクトの長軸に対して略垂
直である典型的な理想的な軸対称の固定の端部を持つ入
口(以下従来の入口と呼ぶ)を示す。
直である典型的な理想的な軸対称の固定の端部を持つ入
口(以下従来の入口と呼ぶ)を示す。
第3B図及び第3C図は、下向きの騒音を遮蔽する為に
、下側の端部を軸方向前方に伸ばそうとしている。
、下側の端部を軸方向前方に伸ばそうとしている。
第3A図の入口を前方Iこ伸ばして音の抑圧を改善する
ことが出来るが、360°延長した構造は重量の増加が
相当になり、航空機の用途では望ましくない。
ことが出来るが、360°延長した構造は重量の増加が
相当になり、航空機の用途では望ましくない。
このような用途では、航空機の接近又は着陸の際、下向
きの略180°の扇形部分に於ける騒音を遮蔽するのが
最も望ましい。
きの略180°の扇形部分に於ける騒音を遮蔽するのが
最も望ましい。
観ている人間は地上にいるから、入口の下側象限の遮蔽
区域を最大にし、その方向の騒音の減衰を最大にするこ
とが望ましい。
区域を最大にし、その方向の騒音の減衰を最大にするこ
とが望ましい。
従来、略円筒形の入口ダクト50の下半分の軸方向前方
の延長部りが定まっている場合、第3B図の形にすると
、遮蔽区域が最大になるので、これが騒音を減衰させる
のに最適であると考えられていた。
の延長部りが定まっている場合、第3B図の形にすると
、遮蔽区域が最大になるので、これが騒音を減衰させる
のに最適であると考えられていた。
第3B図の形はくさび形そらせ部材52を持つ第3C図
の形より本質的に一層よい。
の形より本質的に一層よい。
これは、下側象限に於ける遮蔽区域が実質的に増加する
からであり、第3C図の陰影を施した区域54は、重ね
合せた時、入口3Bの方が入口3Cより遮蔽区域が増加
することを示している。
からであり、第3C図の陰影を施した区域54は、重ね
合せた時、入口3Bの方が入口3Cより遮蔽区域が増加
することを示している。
然し、従来の第3図の各々の形式は入口の全圧の回復(
ファン翼4Bの平面(こ於ける全圧とファンより前方の
自由な流れの全圧との比)が不良であるか、或いはこの
発明より音の減衰が少ないか、或いはその両方であるこ
とが判った。
ファン翼4Bの平面(こ於ける全圧とファンより前方の
自由な流れの全圧との比)が不良であるか、或いはこの
発明より音の減衰が少ないか、或いはその両方であるこ
とが判った。
意外なことに、第2図の入口ダクトは、音響用にこれ迄
最適のそらせ装置を構成するものと考えられていた第3
B図の入口より、一層よく音を減衰させる。
最適のそらせ装置を構成するものと考えられていた第3
B図の入口より、一層よく音を減衰させる。
第4図は入口からの角度位置の関数として、この発明の
入口並びに第3B図の入口の知覚騒音レベルが従来の入
口こ較べて減少することを示すグラフである。
入口並びに第3B図の入口の知覚騒音レベルが従来の入
口こ較べて減少することを示すグラフである。
第3B図のそらせ装置の特性が曲線Aで示されており、
この発明の場合が曲線Bで示されている。
この発明の場合が曲線Bで示されている。
角度θは、第3B図に示すよう(こ、入口ダクトの長軸
並びにそらせ装置の中心線をこよって限定された平面内
で、観察者から入口ダクトの騒音源まで引いた線との間
で測った角度である。
並びにそらせ装置の中心線をこよって限定された平面内
で、観察者から入口ダクトの騒音源まで引いた線との間
で測った角度である。
このグラフから直ぐ判るように、関心が持たれる角度範
囲全体Qこわたり、この発明では、従来の入口よりも音
の抑圧がすぐれている。
囲全体Qこわたり、この発明では、従来の入口よりも音
の抑圧がすぐれている。
これは、そらせ装置50(第3B図)の隅56がなくな
ったことに帰因する。
ったことに帰因する。
この従来の隅は旋回する空気の渦を生じさせ、これがフ
ァンに当り、それ自身の騒音源(こなる疑いがある。
ァンに当り、それ自身の騒音源(こなる疑いがある。
本質的には、この発明のそらせ装置は従来のそらせ装置
より突出面積が小さいが、渦をなくしたことにより、音
の抑圧が改善される。
より突出面積が小さいが、渦をなくしたことにより、音
の抑圧が改善される。
この結果入口が軽量になり、これは航空機用ガスタービ
ンの用途では非常(こ重要なことである。
ンの用途では非常(こ重要なことである。
更に、尖った隅をなくしたことにより、この発明の入口
圧力の回復は従来の装置よりすぐれていることが判った
。
圧力の回復は従来の装置よりすぐれていることが判った
。
試験(こ用いたこの発明の構造では、軸方向前方のそら
せ装置40の弓形遷移部44が、曲率半径R1及びR2
(第2図)を持つ反対向きの互いに接線方向に接する2
つの実質的な円弧で構成される。
せ装置40の弓形遷移部44が、曲率半径R1及びR2
(第2図)を持つ反対向きの互いに接線方向に接する2
つの実質的な円弧で構成される。
比R1/D及びR2/Dの値は大体夫々0.4及び0.
6であったが、R1/Dの値が大体0.3乃至0.5で
、R2/D値が0.5乃至0.7であっても、許容し得
る性能が得られると考えられる。
6であったが、R1/Dの値が大体0.3乃至0.5で
、R2/D値が0.5乃至0.7であっても、許容し得
る性能が得られると考えられる。
同様に、正弦状の彎曲も用いることが出来る。
更にパラメータの検討により、L/Dの比が0.4より
大きい場合、そらせ装置の長さを大幅に長くしても、騒
音の低下は起らないことが判った。
大きい場合、そらせ装置の長さを大幅に長くしても、騒
音の低下は起らないことが判った。
これを第5図(こ示しである。
この図には、知覚騒音レベルの低下を比L/Dの関数と
して描いである。
して描いである。
改善度がL/Dが0.3と0.4の間で急速に減衰し始
め、0.5の値をこえると、曲線が略平坦であることは
明らかである。
め、0.5の値をこえると、曲線が略平坦であることは
明らかである。
従って、入口の設計者は、重量を気にする場合、ダクト
の長さ及び重量を最小限にして、最適の騒音の減少を得
る為には、比L/Dを大体0.3と0.6の間に選ぶこ
とになろつ0 当業者であれば、この発明の範囲内で、上に述べた実施
例に種々の変更を加えることが出来ることは明らかであ
ろう。
の長さ及び重量を最小限にして、最適の騒音の減少を得
る為には、比L/Dを大体0.3と0.6の間に選ぶこ
とになろつ0 当業者であれば、この発明の範囲内で、上に述べた実施
例に種々の変更を加えることが出来ることは明らかであ
ろう。
例えば、前に述べたように、このそらせ装置は、必ずし
もガスタービン機関の用途に限られず、その内部から騒
音が出て来る任意のダクトに用いることが出来る。
もガスタービン機関の用途に限られず、その内部から騒
音が出て来る任意のダクトに用いることが出来る。
更(こ、このそらせ装置は入口ダクトの底部以外の場所
(こ配置してもよく、軸方向並びに円周方向(こ並進可
能(こすることも出来る。
(こ配置してもよく、軸方向並びに円周方向(こ並進可
能(こすることも出来る。
特許請求の範囲の記載は、この発明のこのような全ての
変形を包括するものと承知されたい。
変形を包括するものと承知されたい。
第1図はこの発明を実施したガスタービン機関の略図、
第2図はこの発明を実施した第1図の入口部分の拡大図
、第3図は従来の複数個のガスタービンの入口の略図、
第4図は入口からの角度位置の関数として、従来の入口
に較べたこの発明の知覚騒音レベルの低下を示すグラフ
、第5図はそらせ装置の長さの関数としてこの発明の知
覚騒音レベルの低下を示すグラフであり、そらせ装置の
最適の長さを示している。 主な符号の説明、39・・・・・・ダクト壁、40・・
・・・・そらせ部材、41・・・・・・端部、46・・
・・・・反曲点。
第2図はこの発明を実施した第1図の入口部分の拡大図
、第3図は従来の複数個のガスタービンの入口の略図、
第4図は入口からの角度位置の関数として、従来の入口
に較べたこの発明の知覚騒音レベルの低下を示すグラフ
、第5図はそらせ装置の長さの関数としてこの発明の知
覚騒音レベルの低下を示すグラフであり、そらせ装置の
最適の長さを示している。 主な符号の説明、39・・・・・・ダクト壁、40・・
・・・・そらせ部材、41・・・・・・端部、46・・
・・・・反曲点。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 ガスタービン機関の管状入口ダクト22から前向き
Oこ出る騒音の伝播を減少するために、該入口ダクトの
入口周辺を示す端部41の第1の円弧部分が第2の円弧
部分より空気流と反対向きの軸方向前側(こあって、該
端部が一番前側部分と一番後側部分を含み、該端部の円
弧状先端を表わす接続線44が反曲点46を持つ二重的
り線であって前記画部分を結んでいる入口ダクト。 2、特許請求の範囲1に記載した入口ダクトに於て、入
口ダクトが略円筒形である入口ダクト。 3 特許請求の範囲2に記載した入口ダクトに於て、前
記の接続線が略正弦状である入口ダクト。 4 特許請求の範囲2に記載した入口ダクトに於て、前
記接続線が主に2つの実質的な円弧で構成され、前記円
弧は互いに接線方向(こ反対向き0こ接し、第1の円弧
の曲率の中心は端部の一番前側の突出部より軸方向下流
側にあり、第2の円弧の曲率の中心は端部の一番後側の
突出部より軸方向前方にある入口ダクト。 5 特許請求の範囲4に記載した入口ダクトに於て、前
記1の円弧が端部の一番前側の突出部に接線方向に接し
、第2の円弧が端部の一番後側の突出部に接線方向に接
する入口ダクト。 6 特許請求の範囲4&こ記載した入口ダクトに於て、
第1及び第2の2つの円弧が夫々端部の一番前側及び一
番後側の突出部と合流する接続線を持っている入口ダク
ト。 7 特許請求の範囲2に記載した入口ダクトに於て、D
を入口ダクトの直径、Lを端部の一番後側の突出部より
軸方向にあるそらせ手段の突出長として、L/Dの比が
大体0.3乃至0.6の間にある入口ダクト。 8 特許請求の範囲4に記載した入口ダクトに於て、D
を入口ダクトの直径、Lを端部の一番後側の突出部より
軸方向前方のそらせ手段の突出長、R1を第1の円弧の
曲率半径として、L/Dの比が大体0.3と0.6の間
であり、R1/Dの比が大体0.3と0.5の間である
入口ダクト。 9 特許請求の範囲8&こ記載した入口ダクトに於て、
R2を第2の円弧の曲率半径として、R2/Dの比が大
体0.5と0.7の間にある入口ダクト。 10特許請求の範囲1に記載した入口ダクトに於て、前
記そらせ部材が入口ダクトの大体底部にある入口ダクト
。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/503,751 US3946830A (en) | 1974-09-06 | 1974-09-06 | Inlet noise deflector |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS5153111A JPS5153111A (ja) | 1976-05-11 |
JPS5854247B2 true JPS5854247B2 (ja) | 1983-12-03 |
Family
ID=24003360
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP50107148A Expired JPS5854247B2 (ja) | 1974-09-06 | 1975-09-05 | イリグチダクト |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3946830A (ja) |
JP (1) | JPS5854247B2 (ja) |
DE (1) | DE2539362C2 (ja) |
FR (1) | FR2284035A1 (ja) |
GB (1) | GB1499574A (ja) |
IT (1) | IT1042131B (ja) |
Families Citing this family (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2242236B (en) * | 1990-03-09 | 1994-10-26 | Sidney Patrick Taylor | Improvements in and relating to apparatus for use with aircraft jet engines |
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CA2072417A1 (en) * | 1991-08-28 | 1993-03-01 | David E. Yates | Aircraft engine nacelle having circular arc profile |
FR2680831A1 (fr) * | 1991-08-28 | 1993-03-05 | Gen Electric | Procede pour etablir le profil de l'entree de la nacelle d'un moteur a turbine a gaz d'avion et entree de nacelle ainsi que nacelle obtenues a l'aide de ce procede. |
DE4335872A1 (de) * | 1993-10-21 | 1995-04-27 | Rheinhold & Mahla Ag | Vorrichtung zur Abschwächung von Ansaugwirbeln an Turbinentriebwerken |
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KR100306339B1 (ko) * | 1999-02-05 | 2001-09-13 | 이옥노 | 내연기관용 소음기 |
FR2831922B1 (fr) | 2001-11-02 | 2004-04-30 | Airbus France | Entree d'air pour nacelle de moteur a reaction d'avion commercial |
FR2896771B1 (fr) | 2006-01-27 | 2008-04-25 | Snecma Sa | Entree d'air de turboreacteur a double flux |
DE102007019762A1 (de) | 2007-04-25 | 2008-10-30 | Eads Deutschland Gmbh | Schallschutzvorrichtung für ein Strahltriebwerk oder eine Turbine |
FR2938504B1 (fr) * | 2008-11-14 | 2010-12-10 | Snecma | Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees |
DE102011056826B4 (de) | 2011-12-21 | 2014-06-26 | Eads Deutschland Gmbh | Schallschutzvorrichtung und damit versehenes Triebwerk und Verfahren zur Bereitstellung |
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US9920653B2 (en) * | 2012-12-20 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US11480104B2 (en) | 2013-03-04 | 2022-10-25 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine inlet |
FR3004494B1 (fr) * | 2013-04-15 | 2018-01-19 | Safran Nacelles | Tuyere pour turbopropulseur d’aeronef a soufflante non carenee |
FR3039209B1 (fr) * | 2015-07-23 | 2017-07-14 | Snecma | Manche d’entree d’air pour un turbopropulseur d’aeronef |
US10040560B2 (en) * | 2015-09-30 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Trailing edge core compartment vent for an aircraft engine |
US10260417B2 (en) | 2015-12-22 | 2019-04-16 | General Electric Company | Air intake turboprop assemblies |
US10385868B2 (en) * | 2016-07-05 | 2019-08-20 | General Electric Company | Strut assembly for an aircraft engine |
FR3068735B1 (fr) * | 2017-07-06 | 2019-07-26 | Safran Aircraft Engines | Turboreacteur a faible bruit de soufflante |
GB201809822D0 (en) | 2018-06-15 | 2018-08-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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US3027710A (en) * | 1960-10-10 | 1962-04-03 | Stephen P Maytner | Methods and apparatus for suppressing jet noise |
US3545464A (en) * | 1967-04-06 | 1970-12-08 | Rolls Royce | Air intake duct for a gas turbine engine |
-
1974
- 1974-09-06 US US05/503,751 patent/US3946830A/en not_active Expired - Lifetime
-
1975
- 1975-08-28 IT IT2668275A patent/IT1042131B/it active
- 1975-09-02 GB GB3610275A patent/GB1499574A/en not_active Expired
- 1975-09-04 DE DE2539362A patent/DE2539362C2/de not_active Expired
- 1975-09-05 JP JP50107148A patent/JPS5854247B2/ja not_active Expired
- 1975-09-05 FR FR7527308A patent/FR2284035A1/fr active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2539362C2 (de) | 1984-05-17 |
US3946830A (en) | 1976-03-30 |
GB1499574A (en) | 1978-02-01 |
FR2284035A1 (fr) | 1976-04-02 |
IT1042131B (it) | 1980-01-30 |
JPS5153111A (ja) | 1976-05-11 |
DE2539362A1 (de) | 1976-03-18 |
FR2284035B1 (ja) | 1980-01-25 |
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