JPH06213004A - 航空エンジン - Google Patents
航空エンジンInfo
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- JPH06213004A JPH06213004A JP5309154A JP30915493A JPH06213004A JP H06213004 A JPH06213004 A JP H06213004A JP 5309154 A JP5309154 A JP 5309154A JP 30915493 A JP30915493 A JP 30915493A JP H06213004 A JPH06213004 A JP H06213004A
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- JP
- Japan
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- gas generator
- engine
- flaps
- air intake
- intake duct
- Prior art date
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- 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
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- 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
- F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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- Geometry (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Lubrication Details And Ventilation Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 超音速機に適用できる航空エンジンの提供。
【構成】 本発明による航空エンジンの補機類（１１）
は一体的なアセンブリを構成し、空気取入ダクト（１）
の後部においてガスジェネレータ（２）のすぐ前方に位
置する、実質的に閉じた中央隔室（１４）内に配置され
ている。補機類（１１）はエンジン軸線（Ｘ）上に配置
されており、このことは特にエンジン抗力を減小する。
は一体的なアセンブリを構成し、空気取入ダクト（１）
の後部においてガスジェネレータ（２）のすぐ前方に位
置する、実質的に閉じた中央隔室（１４）内に配置され
ている。補機類（１１）はエンジン軸線（Ｘ）上に配置
されており、このことは特にエンジン抗力を減小する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、特に空気取入ダクト
と、エンジンスラストを発生するガスジェネレータと、
吹き出し管と、補機類とによって構成された航空エンジ
ンに係わる。
と、エンジンスラストを発生するガスジェネレータと、
吹き出し管と、補機類とによって構成された航空エンジ
ンに係わる。
【０００２】
【従来の技術】特にガスジェネレータの調整及びガスジ
ェネレータへの燃料等の供給に用いられる、調整器、燃
料ポンプ、液圧ポンプ、潤滑手段、スタータ及び電気的
手段などであり得る上記補機類は通常その他のエンジン
構成要素の周囲に配置され、一方空気取入ダクト、ガス
ジェネレータ及び吹き出し管は空気及び発生されたガス
の流れを妨げないように１本の共通軸線上に配置され
る。このことはエンジンの外形を不規則にし、その外周
寸法を所与の断面において増大させ、その結果航空機の
抗力が増大する。このような事情は、亜音速機では許容
可能であるが超音速機では許容しがたい。
ェネレータへの燃料等の供給に用いられる、調整器、燃
料ポンプ、液圧ポンプ、潤滑手段、スタータ及び電気的
手段などであり得る上記補機類は通常その他のエンジン
構成要素の周囲に配置され、一方空気取入ダクト、ガス
ジェネレータ及び吹き出し管は空気及び発生されたガス
の流れを妨げないように１本の共通軸線上に配置され
る。このことはエンジンの外形を不規則にし、その外周
寸法を所与の断面において増大させ、その結果航空機の
抗力が増大する。このような事情は、亜音速機では許容
可能であるが超音速機では許容しがたい。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従って本発明は、超音
速機に適用できる新規な構成の航空エンジンを提供する
ことを目的とする。
速機に適用できる新規な構成の航空エンジンを提供する
ことを目的とする。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明による航空エンジ
ンでは、補機類は空気取入ダクトの、ガスジェネレータ
に隣接する隔室内でエンジン軸線上に配置されており、
その際前記隔室は該隔室をガスジェネレータへの空気循
環に用いられる空気取入ダクトの周縁領域から隔てるエ
ンベロープによって規定されている。本発明による航空
エンジンは、補機類を収容する隔室を規定するエンベロ
ープが、実質的に平行に長手方向に伸長する１対のフラ
ップによって構成されていることを特徴とする。即ち、
補機類はエンジン本体と十分に一体であり、協働する諸
手段の近傍に位置し、かつ空気取入ダクトによって空気
流の質を犠牲にすることなく保護されており、空気流は
フラップ上を滑動することによって補機類の周囲を容易
に通過する。上記エンベロープを構成する２個のフラッ
プは、空気取入ダクトとガスジェネレータとの接合部に
配置された軸線の周囲に有利に回動し得、それによって
空気取入ダクトの周縁領域を広げたり狭めたりし、もし
くは空気流特性の調整によってあらゆる作動条件及び速
度下にエンジンの最適作動を実現する。その際このフラ
ップ対を、空気取入ダクトの前部に配置された軸線の周
囲に回動する２個のフラップから成る第二のフラップ対
によって補完することが可能である。２対即ち４個のフ
ラップは各対の各一方のフラップ同士がほとんど当接す
る（ａｌｍｏｓｔ ｃｏｎｔｉｇｕｏｕｓ）自由端部を
有し、また第二のフラップ対は実質的に長手方向に伸長
しつつ、その回動軸線に近い部分ほど互いに接近してい
る。
ンでは、補機類は空気取入ダクトの、ガスジェネレータ
に隣接する隔室内でエンジン軸線上に配置されており、
その際前記隔室は該隔室をガスジェネレータへの空気循
環に用いられる空気取入ダクトの周縁領域から隔てるエ
ンベロープによって規定されている。本発明による航空
エンジンは、補機類を収容する隔室を規定するエンベロ
ープが、実質的に平行に長手方向に伸長する１対のフラ
ップによって構成されていることを特徴とする。即ち、
補機類はエンジン本体と十分に一体であり、協働する諸
手段の近傍に位置し、かつ空気取入ダクトによって空気
流の質を犠牲にすることなく保護されており、空気流は
フラップ上を滑動することによって補機類の周囲を容易
に通過する。上記エンベロープを構成する２個のフラッ
プは、空気取入ダクトとガスジェネレータとの接合部に
配置された軸線の周囲に有利に回動し得、それによって
空気取入ダクトの周縁領域を広げたり狭めたりし、もし
くは空気流特性の調整によってあらゆる作動条件及び速
度下にエンジンの最適作動を実現する。その際このフラ
ップ対を、空気取入ダクトの前部に配置された軸線の周
囲に回動する２個のフラップから成る第二のフラップ対
によって補完することが可能である。２対即ち４個のフ
ラップは各対の各一方のフラップ同士がほとんど当接す
る（ａｌｍｏｓｔ ｃｏｎｔｉｇｕｏｕｓ）自由端部を
有し、また第二のフラップ対は実質的に長手方向に伸長
しつつ、その回動軸線に近い部分ほど互いに接近してい
る。
【０００５】補機類を上記隔室内に配置する単純な方法
は、補機類を集合して１個のアセンブリとし、このアセ
ンブリの二つの対向する領域に固定手段を設置すること
から成り、その際前記二つの領域のうちの後方領域はガ
スジェネレータに、好ましくは球形嵌合部（ｓｐｈｅｒ
ｅ ｎｅｓｔｉｎｇ）であり得る心出し嵌合システムに
よって固定され、一方前方領域は、空気取入ダクトを横
切る方向に配置されたリブにボルトでの締め付けにより
有利に固定される。
は、補機類を集合して１個のアセンブリとし、このアセ
ンブリの二つの対向する領域に固定手段を設置すること
から成り、その際前記二つの領域のうちの後方領域はガ
スジェネレータに、好ましくは球形嵌合部（ｓｐｈｅｒ
ｅ ｎｅｓｔｉｎｇ）であり得る心出し嵌合システムに
よって固定され、一方前方領域は、空気取入ダクトを横
切る方向に配置されたリブにボルトでの締め付けにより
有利に固定される。
【０００６】エンジンが吹き出し管、ガスジェネレータ
及び空気取入ダクトを囲繞するポッドを具備すれば、こ
のエンジンの抗力は既存のエンジンに比較して著しく減
小する。最後に、空気取入ダクトの上記隔室を囲む領域
はガスジェネレータのフェルールと結合された分離可能
要素によって構成されたシェルによって規定され得、こ
のシェルは補機類へのアクセスを容易にするべく外側か
らガス流を規定する。
及び空気取入ダクトを囲繞するポッドを具備すれば、こ
のエンジンの抗力は既存のエンジンに比較して著しく減
小する。最後に、空気取入ダクトの上記隔室を囲む領域
はガスジェネレータのフェルールと結合された分離可能
要素によって構成されたシェルによって規定され得、こ
のシェルは補機類へのアクセスを容易にするべく外側か
らガス流を規定する。
【０００７】
【実施例】本発明を、添付図面を参照しつつ以下に詳述
する。
する。
【０００８】まず、図１及び図２について検討する。こ
れらの図に示した本発明による航空エンジンはその前方
から後方にかけて、共通の軸線Ｘ上に配置された空気取
入ダクト１、ガスジェネレータ２及び吹き出し管３を有
する。空気取入ダクト１は前方の吸気領域４と、ガスジ
ェネレータ２と接続された結合領域５とによって構成さ
れている。ガスジェネレータ２は実質的に圧縮機６から
成り、その幾つかの構成要素について後段に説明する。
ガスジェネレータ２の選択が本発明に影響することは、
きわめて様々なエンジンと共に用いられる場合でさえ通
常無いが、超音速機への適用が主として企図されるので
エンジンは通常ＭＣＶ ９９などの、到達した飛行段階
に従って異なる状態を仮定し得、かつ離陸時には下向き
の、または可変の向きを有する補助吹き出し管の機能に
よって鉛直方向スラストを発生し得る可変サイクルエン
ジンである。
れらの図に示した本発明による航空エンジンはその前方
から後方にかけて、共通の軸線Ｘ上に配置された空気取
入ダクト１、ガスジェネレータ２及び吹き出し管３を有
する。空気取入ダクト１は前方の吸気領域４と、ガスジ
ェネレータ２と接続された結合領域５とによって構成さ
れている。ガスジェネレータ２は実質的に圧縮機６から
成り、その幾つかの構成要素について後段に説明する。
ガスジェネレータ２の選択が本発明に影響することは、
きわめて様々なエンジンと共に用いられる場合でさえ通
常無いが、超音速機への適用が主として企図されるので
エンジンは通常ＭＣＶ ９９などの、到達した飛行段階
に従って異なる状態を仮定し得、かつ離陸時には下向き
の、または可変の向きを有する補助吹き出し管の機能に
よって鉛直方向スラストを発生し得る可変サイクルエン
ジンである。
【０００９】空気取入ダクト１、ガスジェネレータ２及
び吹き出し管３は平滑なポッド７によって囲繞されてお
り、ポッド７は図３から知見され得るように底部が丸
く、またその垂直側壁８は航空機翼９に吊り下げられて
いる。ポッド７は対称な二つの部分７ａ及び７ｂから成
り、これらの部分７ａ及び７ｂは、ポッド７下方の二等
分線の位置で部分７ａと７ｂとを連結する組み立て手段
を外し、かつ部分７ａ及び７ｂを、これらの部分を航空
機翼９の吊り下げポスト１０と結合する、長手方向に伸
長するヒンジに関して回動させることにより互いから分
離することができる。それによって航空エンジンが現わ
れる。ポッド７は、エンジンの抗力が確実に最小となる
ように、最小限にしか変化しない横断面を有する。
び吹き出し管３は平滑なポッド７によって囲繞されてお
り、ポッド７は図３から知見され得るように底部が丸
く、またその垂直側壁８は航空機翼９に吊り下げられて
いる。ポッド７は対称な二つの部分７ａ及び７ｂから成
り、これらの部分７ａ及び７ｂは、ポッド７下方の二等
分線の位置で部分７ａと７ｂとを連結する組み立て手段
を外し、かつ部分７ａ及び７ｂを、これらの部分を航空
機翼９の吊り下げポスト１０と結合する、長手方向に伸
長するヒンジに関して回動させることにより互いから分
離することができる。それによって航空エンジンが現わ
れる。ポッド７は、エンジンの抗力が確実に最小となる
ように、最小限にしか変化しない横断面を有する。
【００１０】結合領域５内にエンジンの、その最も重要
なものを先に列挙した補機類１１が配置されている。補
機類１１はボルト結合により集合されて、軸線Ｘの周囲
に集中した一体的かつコンパクトなアセンブリを構成
し、その際前記ボルト結合によって補機類１１は互いに
結合されるかまたは構造体１２に取り付けられ、前記構
造体１２は場合によっては、ただ１個の縦長支持フレー
ムに単純化され得る。補機類１１は２個の拡散フラップ
１３間に規定された隔室１４内に収容されており、中央
に位置する隔室１４の各一方の側方、即ち拡散フラップ
１３の外側には二つの空気循環領域１５が存在する。領
域１５の断面はエンジン後部に向かって増大する。垂直
かつ対称に配置された、互いに類似する２個の拡散フラ
ップ１３はその後方端部によって、ガスジェネレータ２
との接合部に配置された垂直ヒンジ１６と関節式に結合
されており、これらのフラップ１３は領域１５を広げた
り狭めたりしてエンジン内の空気拡散特性を調節するべ
く開閉し得る。しかし、拡散フラップ１３が実質的に長
手方向に伸長する点は変わらない。拡散フラップ１３は
１対の圧縮フラップ１７と協働し、フラップ１７はその
前方端部によって空気取入ダクト１の吸気領域４の壁
と、垂直ヒンジ１８を介して関節式に結合されている。
フラップ１３の自由端部とフラップ１７の自由端部と
は、空気通過流の連続性を損なわないようにほとんど当
接し、かつ部分的に重なり合う。フラップ１３及び１７
の自由端部は、例えば拡散フラップ１３が操作機構によ
って制御される時、及び圧縮フラップ１７がばねによっ
て単にフラップ１３に押し付けられる時場合によっては
互いの上を滑動し得るように面取りされている。２個の
ヒンジ１８は互いに非常に接近しており、圧縮フラップ
１７は空気通過流を幾分絞るべく後方に向かって開く
が、その際フラップ１７の伸長方向は実質的に長手方向
のままである。実質的に前方のフラップ１７の延長上に
おいてヒンジ１８前方に位置する突出部１９は、フラッ
プ１３及び１７によって規定された、特に隔室１４を含
む中央スペースの閉鎖を補完する。突出部１９は吸気領
域４の壁の、空気の進入を容易にするべく両側部をＶ字
形に切除された船首形部分２０に配置されている。
なものを先に列挙した補機類１１が配置されている。補
機類１１はボルト結合により集合されて、軸線Ｘの周囲
に集中した一体的かつコンパクトなアセンブリを構成
し、その際前記ボルト結合によって補機類１１は互いに
結合されるかまたは構造体１２に取り付けられ、前記構
造体１２は場合によっては、ただ１個の縦長支持フレー
ムに単純化され得る。補機類１１は２個の拡散フラップ
１３間に規定された隔室１４内に収容されており、中央
に位置する隔室１４の各一方の側方、即ち拡散フラップ
１３の外側には二つの空気循環領域１５が存在する。領
域１５の断面はエンジン後部に向かって増大する。垂直
かつ対称に配置された、互いに類似する２個の拡散フラ
ップ１３はその後方端部によって、ガスジェネレータ２
との接合部に配置された垂直ヒンジ１６と関節式に結合
されており、これらのフラップ１３は領域１５を広げた
り狭めたりしてエンジン内の空気拡散特性を調節するべ
く開閉し得る。しかし、拡散フラップ１３が実質的に長
手方向に伸長する点は変わらない。拡散フラップ１３は
１対の圧縮フラップ１７と協働し、フラップ１７はその
前方端部によって空気取入ダクト１の吸気領域４の壁
と、垂直ヒンジ１８を介して関節式に結合されている。
フラップ１３の自由端部とフラップ１７の自由端部と
は、空気通過流の連続性を損なわないようにほとんど当
接し、かつ部分的に重なり合う。フラップ１３及び１７
の自由端部は、例えば拡散フラップ１３が操作機構によ
って制御される時、及び圧縮フラップ１７がばねによっ
て単にフラップ１３に押し付けられる時場合によっては
互いの上を滑動し得るように面取りされている。２個の
ヒンジ１８は互いに非常に接近しており、圧縮フラップ
１７は空気通過流を幾分絞るべく後方に向かって開く
が、その際フラップ１７の伸長方向は実質的に長手方向
のままである。実質的に前方のフラップ１７の延長上に
おいてヒンジ１８前方に位置する突出部１９は、フラッ
プ１３及び１７によって規定された、特に隔室１４を含
む中央スペースの閉鎖を補完する。突出部１９は吸気領
域４の壁の、空気の進入を容易にするべく両側部をＶ字
形に切除された船首形部分２０に配置されている。
【００１１】吸気領域４の壁は長手方向に伸長するその
端部によってガスジェネレータ２の外側フェルール２６
と、着脱可能な後方部分もしくはシェル２１を介して結
合されており、このシェル２１は図４に示したように隔
室１４及び側方領域１５を包囲して空気流の連続性を維
持する。シェル２１は、その高さの半分のところで水平
に対向する二つの部分２１ａ及び２１ｂから成る。シェ
ル２１を除去するには、その部分２１ａ及び２１ｂを内
側に位置する上記フェルール２６及び吸気領域４の壁か
ら取り外し、かつ分離するだけでよく、なぜならシェル
２１は航空機翼９に吊り下げにより直接結合されてはい
ないからである。上方のシェル部分２１ａの頂部に２個
の垂直リブ２２が固定されており、これらのリブ２２は
補機類１１のアセンブリの前部のための吊り下げ点２３
を１個ずつ有する。縦長支持フレーム１２はその後方端
部に半球形の凹部２４を具え、この凹部２４はガスジェ
ネレータ２の内側フェルール２５の入り口に配置された
同一直径の半球形突起と係合する。圧縮機６に供給され
る空気は上記突起とガスジェネレータ２のフェルール２
５及び２６との間から進入し、半球形突起並びにフェル
ール２５及び２６の位置関係の安定性は、共に補機アセ
ンブリに対する控えとして機能する２個の大型垂直アー
ム２７と、より小型である２個の水平アーム２８とによ
って保証されている。アーム２７及び２８は、実質的に
長手方向に伸長する２個のウェブを有する形鋼である。
このような形鋼を用いて実現された十字状構成の様子
は、図５から明らかに知見される。
端部によってガスジェネレータ２の外側フェルール２６
と、着脱可能な後方部分もしくはシェル２１を介して結
合されており、このシェル２１は図４に示したように隔
室１４及び側方領域１５を包囲して空気流の連続性を維
持する。シェル２１は、その高さの半分のところで水平
に対向する二つの部分２１ａ及び２１ｂから成る。シェ
ル２１を除去するには、その部分２１ａ及び２１ｂを内
側に位置する上記フェルール２６及び吸気領域４の壁か
ら取り外し、かつ分離するだけでよく、なぜならシェル
２１は航空機翼９に吊り下げにより直接結合されてはい
ないからである。上方のシェル部分２１ａの頂部に２個
の垂直リブ２２が固定されており、これらのリブ２２は
補機類１１のアセンブリの前部のための吊り下げ点２３
を１個ずつ有する。縦長支持フレーム１２はその後方端
部に半球形の凹部２４を具え、この凹部２４はガスジェ
ネレータ２の内側フェルール２５の入り口に配置された
同一直径の半球形突起と係合する。圧縮機６に供給され
る空気は上記突起とガスジェネレータ２のフェルール２
５及び２６との間から進入し、半球形突起並びにフェル
ール２５及び２６の位置関係の安定性は、共に補機アセ
ンブリに対する控えとして機能する２個の大型垂直アー
ム２７と、より小型である２個の水平アーム２８とによ
って保証されている。アーム２７及び２８は、実質的に
長手方向に伸長する２個のウェブを有する形鋼である。
このような形鋼を用いて実現された十字状構成の様子
は、図５から明らかに知見される。
【００１２】拡散フラップ１３は、補機類１１のアセン
ブリの前面に位置する取り外し可能なパネル２９を具備
しており、保守のために補機類１１にアクセスするに
は、ポッド７及びシェル２１を開いた後にパネル２９を
取り外しさえすればよい。
ブリの前面に位置する取り外し可能なパネル２９を具備
しており、保守のために補機類１１にアクセスするに
は、ポッド７及びシェル２１を開いた後にパネル２９を
取り外しさえすればよい。
【００１３】
【発明の効果】本発明によれば、抗力の減小によって改
善された飛行特性が得られる以外にも、補機類１１を集
中配置し、かつ他の構成要素から相対的に分離すること
によって保守が容易となり、補機類１１の配置変更また
は追加に適した容積を有する隔室１４を補機類１１用に
確保することによって補機類１１それぞれの配置が自由
となり、エンジンの重心が航空機翼９の方へ移動し、更
に、補機類１１とエンジン要素との間の所与の伝達機
構、またダクト１に進入する空気が補機類１１を有効に
冷却し得るので補機類１１用の特別の通風システムを省
略または簡略化できる。補機類１１の冷却のために、フ
ラップ１３または１７に開口部を形成することが可能で
ある。
善された飛行特性が得られる以外にも、補機類１１を集
中配置し、かつ他の構成要素から相対的に分離すること
によって保守が容易となり、補機類１１の配置変更また
は追加に適した容積を有する隔室１４を補機類１１用に
確保することによって補機類１１それぞれの配置が自由
となり、エンジンの重心が航空機翼９の方へ移動し、更
に、補機類１１とエンジン要素との間の所与の伝達機
構、またダクト１に進入する空気が補機類１１を有効に
冷却し得るので補機類１１用の特別の通風システムを省
略または簡略化できる。補機類１１の冷却のために、フ
ラップ１３または１７に開口部を形成することが可能で
ある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による航空エンジンの垂直方向長手断面
図である。
図である。
【図２】本発明による航空エンジンの水平方向長手断面
図である。
図である。
【図３】本発明による航空エンジンの、補機隔室を示す
正面図である。
正面図である。
【図４】図１に示したエンジンの線ＩＶ−ＩＶにおける
断面図である。
断面図である。
【図５】図１に示したエンジンの線Ｖ−Ｖにおける断面
図である。
図である。
１ 空気取入ダクト ２ ガスジェネレータ ３ 吹き出し管 ６ 圧縮機 １１ 補機類 １３ エンベロープ １４ 隔室
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ミシエル・ジルベール・ローランド・ブロ ー フランス国、91800・ブスイー・サン・ア ントワーヌ、レズイデンス・レ・ブユイソ ン（番地なし) (72)発明者 ジヨルジユ・マゼオ フランス国、91330・イエール、レ・リ ブ・ドウ・レイエール（番地なし) (72)発明者 ジヤン−マリ・ノエル・パンスマン フランス国、91560・クロスヌ、リユ・チ ルー・ダルコンビル、６ (72)発明者 パスカル・クロード・ワルニエスキ フランス国、77176・サビニイ・ル・タン プル、クロ・ドウ・ロルメトー、21
Claims (5)
- 【請求項１】 空気取入ダクトと、特に共通の軸線上に
配置された圧縮機及び吹き出し管から成るガスジェネレ
ータと、特にガスジェネレータの調整及びガスジェネレ
ータへの燃料及び滑油の供給に用いられる補機類とを有
する航空エンジンであって、前記補機類は空気取入ダク
トの、ガスジェネレータに隣接する隔室内で前記軸線上
に配置されており、その際前記隔室は該隔室をガスジェ
ネレータへの空気循環に用いられる空気取入ダクトの周
縁領域から隔てるエンベロープによって規定されてお
り、このエンベロープが、実質的に平行に長手方向に伸
長する１対のフラップによって構成されていることを特
徴とする航空エンジン。 - 【請求項２】 前記フラップが空気取入ダクトとガスジ
ェネレータとの接合部に配置された軸線の周囲に回動し
て空気取入ダクトの周縁領域を広げたり狭めたりするこ
とを特徴とする請求項１に記載のエンジン。 - 【請求項３】 空気取入ダクトが該ダクトの前部に配置
された軸線の周囲に回動する第二のフラップ対を有し、
２対のフラップは各対の各一方のフラップ同士がほとん
ど当接する自由端部を有し、第二のフラップ対は実質的
に長手方向に伸長しつつ、その回動軸線に近い部分ほど
互いに接近していることを特徴とする請求項２に記載の
エンジン。 - 【請求項４】 補機類が二つの対向する領域に取り付け
手段を具備した一体的なアセンブリを構成し、前記二つ
の領域のうちの後方領域はガスジェネレータに固定さ
れ、前方領域は空気取入ダクトを横切る方向に配置され
たリブに固定されていることを特徴とする請求項１に記
載のエンジン。 - 【請求項５】 補機アセンブリの後方領域がガスジェネ
レータに心出し嵌合式に固定されており、またその前方
領域はリブに対してボルトで締め付けられていることを
特徴とする請求項４に記載のエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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