JP2019006390A - ホバリング航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】運転騒音を著しく低減させるように設計されたホバリング航空機を提供する。【解決手段】推進手段と、潤滑剤で潤滑される伝達手段と、加熱された潤滑剤を伝達手段から受け取って冷却後の潤滑剤を伝達手段へ戻す熱交換器と、熱交換器に気流を発生させて潤滑剤を冷却するためのファン（１０）とを有して、ブレード（２１）を備えるインペラ（１６）と、潤滑剤を冷却することにより発生される高温空気を排出する排気管（１８）とを有するホバリング航空機であって、排気管（１８）の壁部（２２）の少なくとも一部（２３）が、インペラ（１６）の回転速度（Ｖ）とインペラ（１６）のブレード（２１）の数（Ｎ）とに関連する所定の周波数帯域の圧力波を選択的に吸収するように設計された散逸手段（２５）を有する、ホバリング航空機。【選択図】図４

Description

本発明は、コンバーティプレイン（転換式航空機）またはヘリコプターなどのホバリング航空機に関連し、以下の説明では純粋に例として後者のみに言及する。

周知のように、航空機産業では、キャビンの外側と内部の両方での騒音低減が主な設計上の問題となっている。

騒音は主として、エンジン、エンジンにより動力供給される補助的な構成要素、可動部品、そして機体上の気流により発生され、外部へ直接、また主として気流および構造経路つまりカバーパネルを胴体に接続する点に沿って、航空機自体へ伝搬する。

騒音源の構成要素に直接的に働きかけることにより、そしてヘリコプターの構造フレームとカバーパネルとの間に騒音減衰材料を使用してキャビンの外部から内部への騒音伝播を最少にすることにより、騒音は低減される。

周知の航空機と比較して運転騒音を著しく低減させるように設計されたホバリング航空機を提供することが、本発明の目的である。

本発明によれば、
推進手段と、
少なくとも一つのロータと、
推進手段からロータへ動力を伝達するための、潤滑剤で潤滑される伝達手段と、
加熱された潤滑剤を伝達手段から受け取って冷却後の潤滑剤を伝達手段へ戻す熱交換器と、
ブレードを備えるインペラと、潤滑剤を冷却することにより発生される高温空気を排出するための排気管とを有する、熱交換器に気流を発生させて潤滑剤を冷却するためのファンと、を有し、
排気管の壁部の少なくとも一つの部分が、インペラの回転速度とインペラのブレードの数とに関連する所与の周波数帯域の圧力波を選択的に吸収するように設計された散逸手段を有する、ホバリング航空機が提供される。

本発明の好適で非限定的な実施形態が、添付図面を参照して例として説明される。
本発明の教示による、ホバリング航空機、特にヘリコプターの斜視図を示す。 本発明による騒音低減特徴を備える図１の航空機のアクチュエータアセンブリの概略図を示す。 図２のアクチュエータアセンブリのファンの拡大斜視図を示す。 図３のファンの拡大断面図を示す。

図１の数字１は、本発明の教示によるホバリング航空機―図の例ではヘリコプター―の全体を指す。

ヘリコプター１は、胴体２と、第１面で回転して、航空機１の全体を支える揚力を発生させるように胴体２に取り付けられるメインロータ３と、胴体２の後端部にあるテイルロータ４とを実質的に有する。より詳しく述べると、ロータ４は第１面に対して横方向の第２面で回転して、ロータ３により胴体２に生じる回転トルクを相殺する。

ヘリコプター１はまた、タービン６（図２に概略図示）からロータ３の駆動シャフト（不図示）へ動力を伝達するためのメイントランスミッション５と、トランスミッション５により動力が供給されてロータ４に動力を供給する補助トランスミッション７とを有する。

両方のトランスミッション５，７は、ヘリコプター１の周知の流体回路（不図示）を循環する潤滑剤、例えばオイルで常に潤滑される。

潤滑剤が使用時に高温となるのは自明であり、常に冷却する必要がある。そのため、トランスミッション５は、熱交換器９とファン１０とを有する冷却システム８と関連付けられている。トランスミッション５と冷却システム８とは、ヘリコプター１のアクチュエータアセンブリ１１を一緒に画定する。

より詳しく述べると、熱交換器９はトランスミッション５の潤滑剤を冷却する。そのために熱交換器９は、加熱された潤滑剤をトランスミッション５から入口管１２を介して受け取り、出口管１３を介して冷却後の潤滑剤をトランスミッション５へ戻す。

熱交換器９の内部では、外部からの空気によって潤滑剤が冷却される。

より詳しく述べると、トランスミッション５に機械的に接続されるファン１０は、管１２および１３に対して横方向に熱交換器９を通る気流を発生させて、潤滑剤を冷却する。

図２から４に示されているように、ファン１０は少なくとも１本のシャフト１４によってトランスミッション５に接続され、一定の回転速度Ｖでトランスミッション５により動力供給される。

ファン１０は好ましくは混合流遠心力タイプであるが、軸流その他のタイプのものであってもよい。

より詳しく述べると、ファン１０は、ケーシング１５と、シャフト１４に接続されるとともにケーシング１５の内部に取り付けられて軸Ａを中心に回転するインペラ１６と、軸Ａと同軸にケーシング１５に形成された空気流入部１７と、ケーシング１５に形成された流出部１９に接続されて軸Ａに対して径方向に配置された空気排気管１８とを実質的に有する。

より詳しく述べると、ファン１０の流入部１７には熱交換器９から高温空気が送られ、それからこの空気が排気管１８を介して外部へ排出される。

図３および４に示されているように、インペラ１６は、軸Ａの中央シャフト２０と、シャフト２０に装着されてこれから突出し軸Ａを中心として等間隔である数枚のブレード２１とを有する。

以下の説明では、インペラ１６のブレード２１の数は単純にＮと記す。

排気管１８は、軸Ａと平行に延在するメイン部分２３と、ブランチ部分２４とを有する管形壁部２２によって形成されている。ブランチ部分２４は、ケーシング１５の流出部１９に一端部で接続され、反対の端部でメイン部分２３に接続されている。

ヘリコプター１の運転中に生じる大量の熱出力のため、ファン１０には通常、非常に高い質量気流が要求される。航空機の構成要素全般に言えることだが、小型で軽量の冷却システム８を達成するため、軸Ａに関して非常に短い直径と非常に高い回転速度Ｖとを備えるファン１０が好ましい。

同様に、熱交換器９は、小型化のため非常に狭い空気通路（周知なので不図示）と、潤滑剤熱交換器の表面を増大させるため高密度に詰め込まれたフィン（周知なので不図示）とを有する。これはすべて空気回路に相当の負荷損失を発生させ、熱交換器９での正確な質量流量を保証するにはファン１０の圧力がこの負荷損失を上回らなければならない。

インペラ１６のブレード２１がファン１０の流出部１９を通過する際に生じる著しい圧力変化は、インペラ１６のシャフト２０の回転速度Ｖにブレード２１の数Ｎを掛けたものに等しい一定の周波数ｆ０の音を発生させることを出願人は確認した。

高い回転速度Ｖのためにこの音は可聴周波数範囲に含まれ、そのためヘリコプター１のキャビンの内部と外部の両方で騒音源となることも出願人は確認した。

この音を低減または除去するため、排気管１８の壁部２２の一部は、インペラ１６のブレード２１の回転速度Ｖおよび数Ｎに関連する所定の周波数帯域の圧力波を選択的に吸収するように設計された散逸手段２５を備えることが好ましい。

換言すると、散逸手段２５は、ヘリコプター１のキャビンの外部または内側へ圧力波が伝播するのを防止するのに役立つ。

上述した周波数帯域は、インペラ１６の回転速度Ｖにインペラ１６のブレード２１の数Ｎを掛けることにより算出される周波数値ｆ０の９０％と１１０％の間の範囲であることが好ましい。

より詳しく述べると、散逸手段２５は、排気管１８の壁部２２に組み込まれている。図の例では、この目的のため比較的厚くて内側キャビティ２６を画定する壁部２２のメイン部分２３の内部に、散逸手段２５が収容されている。

図４に示されているように、散逸手段２５は、周波数値ｆ０付近の周波数帯域の圧力波を多孔性によって吸収するように設計された吸音材料の層２７を有する。

より詳しく述べると、吸音材料の層２７は、好ましくは、例えばガラス繊維の材料などの繊維、またはメラミンフォームなどの連続気泡材料である。

吸音材料の層２７は、インペラ１６のブレード２１の回転速度Ｖおよび数Ｎに関連する密度と、フィルタリングのための音の強さに関連する体積とを有する。

吸音材料の層２７は、空気を透過し水を透過しない例えばポリアラミド生地の袋２８に好ましくは包囲される。

吸音材料の層２７を通る音波は、音を運動エネルギーに変換することによって散逸される。

散逸手段２５は、排気管１８の内側にキャビティ２６を画定して、吸音材料の層２７に圧力波を通過させて、予備的なキャビティ共振吸音作用を圧力波に作用させるように設計された穿孔金属板２９も有する。

穿孔金属板２９はまた、吸音材料の層２７の上を流れる空気の速度からこの層を保護する。

キャビティ２６の外側は、好ましくはガラス繊維製の剛性保持シェル３０によって画定される。剛性保持シェル３０は、好ましくは炭素繊維製の排気管１８の壁部２２の残部に固定される。

シェル３０は、ヘリコプター１の隣接部品との物理的な接触から吸音材料の層２７を保護し、あらゆる運転条件において層の形状および密度を維持する。

実際の使用では、軸Ａを中心とするインペラ１６の回転が熱交換器９に気流を発生させて、トランスミッション５から入口管１２を介して流れる潤滑剤を冷却し、冷却後の潤滑剤は出口管１３を介してトランスミッション５へ戻される。

インペラ１６によって発生される気流は、ファン１０の流入部１７へ吸入され、排気管１８を介して運ばれて、外部へ排出される。

各ブレード２１がファン１０の流出部１９を通過すると、各ブレード２１は圧力に変化を生じさせ、インペラ１６の回転速度Ｖにブレード２１の数Ｎを掛けたものと等しい周波数ｆ０の可聴音を発生させる。

気流によって運搬される高周波数の圧力成分（平均するとファン１０から一定）は、最初に、穿孔金属板２９の開口部を通過する際にキャビティ共振によって減衰され、次に吸音材料の層２７の変形によって減衰される。

気流が排気管１８から外部へ排出される際の圧力はこうして、可聴周波数範囲の不要な騒音を生む高周波数成分を含まない。

本発明によるヘリコプター１の利点は、上の説明から明らかとなるだろう。

特に、排気管１８の壁部２２に散逸手段２５を組み込むことにより、インペラ１６のブレード２１によって生じてファン１０のケーシング１５の流出部１９を通過する圧力波は、一部は穿孔金属板２９の開口部を流れる際に、また一部は吸音材料の層２７の変形により減衰される。そのため、こうして冷却システム８からの音の音圧および強さの変化を抑制する。

ここで説明および図示されたヘリコプター１に変更が加えられてもよく、しかし添付の請求項に規定される保護範囲から逸脱してはならないことは明らかである。

Claims (8)

1. 推進手段（６）と、
   少なくとも一つのロータ（３）と、
   前記推進手段（６）から前記ロータ（３）へ動力を伝達するための、潤滑剤で潤滑される伝達手段（５）と、
   加熱された前記潤滑剤を前記伝達手段（５）から受け取って冷却後の前記潤滑剤を前記伝達手段（５）へ戻す熱交換器（９）と、
   ブレード（２１）を備えるインペラ（１６）と、前記潤滑剤を冷却することにより生じる高温空気を排出する排気管（１８）とを有し、前記熱交換器（９）に気流を発生させて前記潤滑剤を冷却するファン（１０）と、を有し、
   前記排気管（１８）の壁部（２２）の少なくとも一部（２３）が、前記インペラ（１６）の回転速度（Ｖ）と前記インペラ（１６）のブレード（２１）の数（Ｎ）とに関連する所定の周波数帯域の圧力波を選択的に吸収するように設計された散逸手段（２５）を有する、ホバリング航空機（１）。
2. 前記周波数帯域が、前記インペラ（１６）の前記回転速度（Ｖ）に前記インペラ（１６）のブレード（２１）の数（Ｎ）を掛けることにより算出される周波数値（ｆ０）の９０％と１１０％の間の範囲である、請求項１に記載の航空機。
3. 前記散逸手段（２５）が前記排気管（１８）の前記壁部（２２）に組み込まれている、請求項１または２に記載の航空機。
4. 前記散逸手段（２５）が、多孔性により前記圧力波を吸収するように設計されるとともに、前記インペラ（１６）の前記回転速度（Ｖ）と前記インペラ（１６）のブレード（２１）の数（Ｎ）とに関連する密度を有する吸音材料の層（２７）を有する、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の航空機。
5. 吸音材料の前記層（２７）が、特にはガラス繊維などの繊維、または特にはメラミンフォームなどの連続気泡材料である、請求項４に記載の航空機。
6. 吸音材料の前記層（２７）が前記排気管（１８）の前記壁部（２２）のキャビティ（２６）に収容され、
   前記キャビティ（２６）の内側が、前記圧力波に吸音材料の前記層（２７）を通過させて予備的なキャビティ共振吸音作用を前記圧力波に作用させるように設計された穿孔表面（２９）によって画定されている、請求項４または請求項５に記載の航空機。
7. 前記キャビティ（２６）の外側が剛性保持シェル（３０）によって画定される、請求項６に記載の航空機。
8. 前記ファン（１０）の前記インペラ（１６）に前記伝達手段（５）により動力が供給される、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の航空機。