JP3068227B2 - 航空機用エンジン - Google Patents
航空機用エンジンInfo
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- JP3068227B2 JP3068227B2 JP3060370A JP6037091A JP3068227B2 JP 3068227 B2 JP3068227 B2 JP 3068227B2 JP 3060370 A JP3060370 A JP 3060370A JP 6037091 A JP6037091 A JP 6037091A JP 3068227 B2 JP3068227 B2 JP 3068227B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- strut
- compressor
- air
- struts
- slit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はストラット吹き出しによ
る圧縮機のストール防止機構を有する航空機用エンジン
に関する。本発明は、ヘリコプタ用エンジン等に利用で
きる。
る圧縮機のストール防止機構を有する航空機用エンジン
に関する。本発明は、ヘリコプタ用エンジン等に利用で
きる。
【０００２】
【従来の技術】従来の航空機用エンジンを図４に示す。
図４に示すエンジンの圧縮機のストール防止は、回転翼
列（すなわち軸流圧縮機ロータ２１および遠心圧縮機イ
ンペラ２２）の上流に設けた可変入口案内翼２３の角度
を、エンジンコントローラ２７およびアクチュエータ２
５で制御して、回転翼列の迎え角が設計点から大きくず
れないようにすることにより行なっていた。
図４に示すエンジンの圧縮機のストール防止は、回転翼
列（すなわち軸流圧縮機ロータ２１および遠心圧縮機イ
ンペラ２２）の上流に設けた可変入口案内翼２３の角度
を、エンジンコントローラ２７およびアクチュエータ２
５で制御して、回転翼列の迎え角が設計点から大きくず
れないようにすることにより行なっていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】圧縮機のストール防止
機構を有する従来の航空機用エンジンには次のように問
題点がある。 （１）従来の航空機用エンジンの可変入口案内翼装置は
部品点数が多く、重量、信頼性およびコストの点で改善
の余地がある。
機構を有する従来の航空機用エンジンには次のように問
題点がある。 （１）従来の航空機用エンジンの可変入口案内翼装置は
部品点数が多く、重量、信頼性およびコストの点で改善
の余地がある。
【０００４】（２）可変入口案内翼およびその上流に設
けられるストラットには氷結を防止するためのアンチア
イス装置（電気的加熱装置または温度の高い空気あるい
はオイルを導入する装置など）を設けることが必要であ
る。しかし、可変入口案内翼は回転する部品でもあるた
め加熱装置を組み込むことが複雑で故障の原因になり易
い。 本発明は、前記の問題点を解決した航空機用エンジンを
提供することを目的とする。
けられるストラットには氷結を防止するためのアンチア
イス装置（電気的加熱装置または温度の高い空気あるい
はオイルを導入する装置など）を設けることが必要であ
る。しかし、可変入口案内翼は回転する部品でもあるた
め加熱装置を組み込むことが複雑で故障の原因になり易
い。 本発明は、前記の問題点を解決した航空機用エンジンを
提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明に係る航空機用エ
ンジンは、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、圧
縮機の回転翼列１の上流の流入空気の主流４を横切る形
でインレットフレーム２内に配列した、スリット５を有
する複数の中空ストラット３と、遠心圧縮機からのイン
デューサブリード６を前記ストラット３に導き前記スリ
ット５から吹き出す手段と、前記スリット５が吹き出す
空気の流量を圧縮機出口空気１０の圧力に応じて開度が
調整される流量制御バルブ７と、前記ストラット３に導
入する高温空気によりストラット３を加熱し該ストラッ
トの氷結を防止する手段を有し、前記ストラット３は断
面形状が中空で主流４の流線に対し概ね対称形をなし、
該中空部から主流４の流線に対して非対称な位置に開口
するスリット５から空気を吹き出してストラット３の廻
りに非対称な静圧分布を形成し、圧縮機の回転翼列に流
入する主流に旋回を与えることを特徴とする。
ンジンは、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、圧
縮機の回転翼列１の上流の流入空気の主流４を横切る形
でインレットフレーム２内に配列した、スリット５を有
する複数の中空ストラット３と、遠心圧縮機からのイン
デューサブリード６を前記ストラット３に導き前記スリ
ット５から吹き出す手段と、前記スリット５が吹き出す
空気の流量を圧縮機出口空気１０の圧力に応じて開度が
調整される流量制御バルブ７と、前記ストラット３に導
入する高温空気によりストラット３を加熱し該ストラッ
トの氷結を防止する手段を有し、前記ストラット３は断
面形状が中空で主流４の流線に対し概ね対称形をなし、
該中空部から主流４の流線に対して非対称な位置に開口
するスリット５から空気を吹き出してストラット３の廻
りに非対称な静圧分布を形成し、圧縮機の回転翼列に流
入する主流に旋回を与えることを特徴とする。
【０００６】
【作用】航空機の主翼などに用いられる翼面吹き出しに
よる高揚力装置を航空機用ガスタービンエンジンの圧縮
機上流に配列されるストラットに適用することでストラ
ット後流の主流に旋回を与え、圧縮機翼列の迎え角を適
性に制御する。ストラットから吹き出す加圧空気はイン
デューサブリード６から導入する。前記加圧空気の温度
は１００℃以上になるので、ストラットを適度に加熱す
る。そのためストラットの氷結を防ぐことができる。
よる高揚力装置を航空機用ガスタービンエンジンの圧縮
機上流に配列されるストラットに適用することでストラ
ット後流の主流に旋回を与え、圧縮機翼列の迎え角を適
性に制御する。ストラットから吹き出す加圧空気はイン
デューサブリード６から導入する。前記加圧空気の温度
は１００℃以上になるので、ストラットを適度に加熱す
る。そのためストラットの氷結を防ぐことができる。
【０００７】
【実施例】本発明の実施例を図１〜図３に示す。
【０００８】図１は本発明の実施例に係る航空機用ガス
タービンエンジンの圧縮機部を示す。本実施例は遠心圧
縮機に適用した例であるが軸流圧縮機にも同様に適用で
きる。図２は図１のＥ−Ｅ断面を示す。図３は図１の流
量制御バルブの開度と圧縮機出口圧力の関係を示す。
タービンエンジンの圧縮機部を示す。本実施例は遠心圧
縮機に適用した例であるが軸流圧縮機にも同様に適用で
きる。図２は図１のＥ−Ｅ断面を示す。図３は図１の流
量制御バルブの開度と圧縮機出口圧力の関係を示す。
【０００９】図１〜図２に示すように、圧縮機の回転翼
列の上流の流入空気の主流４を横切る形で複数のストラ
ット３を配列する。ストラット３の断面形状は中空で、
主流の流線に対し概ね対称形をなし、その中空部から主
流の流線に対して非対称な位置に開口するスリット５を
有する。前記スリット５からは空気を吹き出してストラ
ット３の廻りに非対称な静圧分布を形成し、圧縮機の回
転翼列１に流入する主流に旋回を与える。
列の上流の流入空気の主流４を横切る形で複数のストラ
ット３を配列する。ストラット３の断面形状は中空で、
主流の流線に対し概ね対称形をなし、その中空部から主
流の流線に対して非対称な位置に開口するスリット５を
有する。前記スリット５からは空気を吹き出してストラ
ット３の廻りに非対称な静圧分布を形成し、圧縮機の回
転翼列１に流入する主流に旋回を与える。
【００１０】すなわち、インレットフレーム２に設けら
れたストラット３を横切る空気の流れは、スリット５か
らの吹き出しが無いときは図２（Ａ）に示すように旋回
なしで圧縮機インペラ１に流入するが、ストラット３か
らの吹き出しがあるときは図２（Ｂ）に示すようにスリ
ット側の流速が増加すると共に壁面静圧が低下してスト
ラット３に揚力Ｌを生じ、その反力は主流に旋回角Ｓを
与える。吹き出し用の加圧空気としては、インデューサ
ブリード６からおよそ１．４気圧の抽気が流量制御バル
ブ７を介してストラット３に導入される。流量制御バル
ブ７は圧縮機出口圧力とバネ８の作用で図３に示すよう
に開度を自動的に変化させ、圧縮機ストールの防止が必
要な低速領域に於いてのみストラット３からの吹き出し
を行なう。インデューサブリード６からの空気の温度は
１００℃以上なのでストラット３を適度に加熱して氷結
の防止を計ることが出来る。
れたストラット３を横切る空気の流れは、スリット５か
らの吹き出しが無いときは図２（Ａ）に示すように旋回
なしで圧縮機インペラ１に流入するが、ストラット３か
らの吹き出しがあるときは図２（Ｂ）に示すようにスリ
ット側の流速が増加すると共に壁面静圧が低下してスト
ラット３に揚力Ｌを生じ、その反力は主流に旋回角Ｓを
与える。吹き出し用の加圧空気としては、インデューサ
ブリード６からおよそ１．４気圧の抽気が流量制御バル
ブ７を介してストラット３に導入される。流量制御バル
ブ７は圧縮機出口圧力とバネ８の作用で図３に示すよう
に開度を自動的に変化させ、圧縮機ストールの防止が必
要な低速領域に於いてのみストラット３からの吹き出し
を行なう。インデューサブリード６からの空気の温度は
１００℃以上なのでストラット３を適度に加熱して氷結
の防止を計ることが出来る。
【００１１】
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。
で、以下に記載するような効果を奏する。
【００１２】（１）従来の可変入口案内翼装置に比較し
て可変入口案内翼、リンケージおよびアクチュエータの
可動部品を省略することが可能になり、部品点数、重
量、コストの削減および信頼性の向上ができる。
て可変入口案内翼、リンケージおよびアクチュエータの
可動部品を省略することが可能になり、部品点数、重
量、コストの削減および信頼性の向上ができる。
【００１３】（２）従来用いられた可変入口案内翼およ
びその上流のストラットには専用のアンチアイス装置を
必要としたが、本発明のストラット吹き出し方式を採用
することによりアンチアイス装置も兼用することができ
る。そのため回転する部品に加熱装置を組み込む必要の
あった可変入口案内翼を省略でき、アンチアイスシステ
ムを大幅に簡素化することができる。
びその上流のストラットには専用のアンチアイス装置を
必要としたが、本発明のストラット吹き出し方式を採用
することによりアンチアイス装置も兼用することができ
る。そのため回転する部品に加熱装置を組み込む必要の
あった可変入口案内翼を省略でき、アンチアイスシステ
ムを大幅に簡素化することができる。
【図１】本発明の実施例を示す図。
【図２】図１のＥ−Ｅ断面を示す図。
【図３】図１の流量制御バルブの開度と圧縮機出口圧力
の関係を示す図。
の関係を示す図。
【図４】従来の航空機用エンジンを示す図。
１…圧縮機インペラ、２…インレットフレーム、３…ス
トラット、４…主流、５…スリット、６…インデューサ
ブリード、７…流量制御バルブ、８…バネ、９…スリッ
ト吹き出し、１０…圧縮機出口空気、２１…軸流圧縮機
ロータ、２２…遠心圧縮機インペラ、２３…可変入口案
内翼、２４…リンケージ、２５…アクチュエータ、２６
…ストラット、２７…エンジンコントローラ、２８…抽
気ポート。
トラット、４…主流、５…スリット、６…インデューサ
ブリード、７…流量制御バルブ、８…バネ、９…スリッ
ト吹き出し、１０…圧縮機出口空気、２１…軸流圧縮機
ロータ、２２…遠心圧縮機インペラ、２３…可変入口案
内翼、２４…リンケージ、２５…アクチュエータ、２６
…ストラット、２７…エンジンコントローラ、２８…抽
気ポート。
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機用ガスタービンエンジンにおい
て、圧縮機の回転翼列（１）の上流の流入空気の主流
（４）を横切る形でインレットフレーム（２）内に配列
した、スリット（５）を有する複数の中空ストラット
（３）と、遠心圧縮機からのインデューサブリード
（６）を前記ストラット（３）に導き前記スリット
（５）から吹き出す手段と、前記スリット（５）から吹
き出す空気の流量を圧縮機出口空気（１０）の圧力に応
じて開度が調整される流量制御バルブ（７）と、前記ス
トラット（３）に導入する高温空気によりストラット
（３）を加熱し該ストラットの氷結を防止する手段を有
し、前記ストラット（３）は断面形状が中空で主流
（４）の流線に対し概ね対称形をなし、該中空部から主
流（４）の流線に対して非対称な位置に開口するスリッ
ト（５）から空気を吹き出してストラット（３）の廻り
に非対称な静圧分布を形成し、圧縮機の回転翼列に流入
する主流に旋回を与えることを特徴とする航空機用エン
ジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3060370A JP3068227B2 (ja) | 1991-03-25 | 1991-03-25 | 航空機用エンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3060370A JP3068227B2 (ja) | 1991-03-25 | 1991-03-25 | 航空機用エンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04295137A JPH04295137A (ja) | 1992-10-20 |
| JP3068227B2 true JP3068227B2 (ja) | 2000-07-24 |
Family
ID=13140183
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3060370A Expired - Fee Related JP3068227B2 (ja) | 1991-03-25 | 1991-03-25 | 航空機用エンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3068227B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102038143B1 (ko) * | 2018-04-16 | 2019-11-26 | 박성민 | 탈부착 사용이 가능한 빛 반사패치 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7429166B2 (en) * | 2005-12-20 | 2008-09-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for gas turbine engines |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2152150A (en) * | 1983-12-27 | 1985-07-31 | Gen Electric | Anti-icing inlet guide vane |
-
1991
- 1991-03-25 JP JP3060370A patent/JP3068227B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102038143B1 (ko) * | 2018-04-16 | 2019-11-26 | 박성민 | 탈부착 사용이 가능한 빛 반사패치 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH04295137A (ja) | 1992-10-20 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20000411 |
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