JPS59120722A - 航空機のガスタ−ビンエンジン用空気取入口の構造 - Google Patents
航空機のガスタ−ビンエンジン用空気取入口の構造Info
- Publication number
- JPS59120722A JPS59120722A JP58237163A JP23716383A JPS59120722A JP S59120722 A JPS59120722 A JP S59120722A JP 58237163 A JP58237163 A JP 58237163A JP 23716383 A JP23716383 A JP 23716383A JP S59120722 A JPS59120722 A JP S59120722A
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- JP
- Japan
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- air
- air intake
- inlet
- intake port
- gas turbine
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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
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
- F02C7/052—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with dust-separation devices
-
- 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
- Y10T137/00—Fluid handling
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filtering Of Dispersed Particles In Gases (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は航空機のガスタービンエンジン用空気取入口の
構造に関し、特にヘリコプタのガスタービンエンジン用
空気取入口の構造に関する。
構造に関し、特にヘリコプタのガスタービンエンジン用
空気取入口の構造に関する。
ヘリコプタが低空にてホバリングまたは低速飛行するこ
とを要求される時、ごみ、砂その他水滴の如き異物がヘ
リコフリの動力であるエンジンに吸込まれろ恐れがある
。そうなるとエンジンは大きな損傷を被る可能性がある
。従って異物がエンジンに入る前に空気からできるだけ
多くの異物を分離するために、ヘリコフリ搭載エンジン
にはその空気取入口の上流に成る形式の異物分離器を設
けるのが慣例である。異物分離機は渦流形分離器パネル
または金網パネルの形式を取ることができる。渦流形分
離器パネルは在来技術の中で公知であり通常は複数の渦
流型分離器を含む。つぎにそれぞれの渦流型分離器は中
を通る空気を誘導して渦流にする様な形状をした装置を
含む。それにより空気に混じる粒状異物や水滴を遠心力
で適当な形状の集塵器に投入し、後で除去または外部放
出するまでその中に貯蔵する。
とを要求される時、ごみ、砂その他水滴の如き異物がヘ
リコフリの動力であるエンジンに吸込まれろ恐れがある
。そうなるとエンジンは大きな損傷を被る可能性がある
。従って異物がエンジンに入る前に空気からできるだけ
多くの異物を分離するために、ヘリコフリ搭載エンジン
にはその空気取入口の上流に成る形式の異物分離器を設
けるのが慣例である。異物分離機は渦流形分離器パネル
または金網パネルの形式を取ることができる。渦流形分
離器パネルは在来技術の中で公知であり通常は複数の渦
流型分離器を含む。つぎにそれぞれの渦流型分離器は中
を通る空気を誘導して渦流にする様な形状をした装置を
含む。それにより空気に混じる粒状異物や水滴を遠心力
で適当な形状の集塵器に投入し、後で除去または外部放
出するまでその中に貯蔵する。
一方では有効な分離作用を与え、他方ではエンジンへの
適正な空気供給を可能とするために大きな断面積の異物
分離器を有することが望ましい。
適正な空気供給を可能とするために大きな断面積の異物
分離器を有することが望ましい。
断面積の大きな異物分離器は前方に面している場合に大
きな抵抗を生じるので、横向きの位置に設けるのが通常
で・ある。ヘリコプタがホノくリングまたは低速飛行す
る時はそれでも有効であるが、前進高速の時はニンジン
にラム（押込み）空気を与えないので有効でない。前進
飛行でエンジンにラム空気を供給させるために分離器の
一部が前方を向くように配置されると、分離器の残りの
横向き部分からラム空気の成る量が流失する恐れがある
。
きな抵抗を生じるので、横向きの位置に設けるのが通常
で・ある。ヘリコプタがホノくリングまたは低速飛行す
る時はそれでも有効であるが、前進高速の時はニンジン
にラム（押込み）空気を与えないので有効でない。前進
飛行でエンジンにラム空気を供給させるために分離器の
一部が前方を向くように配置されると、分離器の残りの
横向き部分からラム空気の成る量が流失する恐れがある
。
その結果、エンジンへの空気供給が不足し、エンシンの
効率および性能を低下させる。
効率および性能を低下させる。
航空機がホバリングおよび前進飛行の何れの状態にある
時にも適正な空気流をガスタービンエンジンに送る異物
分離器を有する航空機のガスタービンエンジン用空気取
入口の構造を力えろことが本発明の目的である。
時にも適正な空気流をガスタービンエンジンに送る異物
分離器を有する航空機のガスタービンエンジン用空気取
入口の構造を力えろことが本発明の目的である。
本発明の航空機のガスタービンエンジン用空気取入口の
構造は、ガスタービンエンジンの吸気口をエンジンが搭
載されろ航空機の外部に連結するダクトを含み、前記ダ
クトは前記エンジンを搭載する航空機に対してほぼ前方
向きの第］の部分と、同じく゛はぼ横向きの第２の部分
との２つの吸気口部分を設けられ、前記吸気口部分の各
々は異物の通過を妨げるが空気の通過は許す異物分離器
により構成されており、また前記はぼ前方向きの吸気口
部分が中を通過するラム空気を受けている時に前記は汀
横向きの吸気口部分を通過する空気流を防ぐ第１の位置
から、前記はぼ前方向きの吸気口部分が中を通過するラ
ム空気を受けていない時に前記はぼ前方向きおよび横向
きの吸気口部分の何れをも閉鎖しない第２の位置へと移
動自在である閉鎖装置を備えている。
構造は、ガスタービンエンジンの吸気口をエンジンが搭
載されろ航空機の外部に連結するダクトを含み、前記ダ
クトは前記エンジンを搭載する航空機に対してほぼ前方
向きの第］の部分と、同じく゛はぼ横向きの第２の部分
との２つの吸気口部分を設けられ、前記吸気口部分の各
々は異物の通過を妨げるが空気の通過は許す異物分離器
により構成されており、また前記はぼ前方向きの吸気口
部分が中を通過するラム空気を受けている時に前記は汀
横向きの吸気口部分を通過する空気流を防ぐ第１の位置
から、前記はぼ前方向きの吸気口部分が中を通過するラ
ム空気を受けていない時に前記はぼ前方向きおよび横向
きの吸気口部分の何れをも閉鎖しない第２の位置へと移
動自在である閉鎖装置を備えている。
以下に添付図面を参照しつつ、本発明の詳細な説明する
。
。
図面を参照するに、ヘリコプタ１０の一部はヘリコプタ
動力装置を構成する２基の同形のエンジンのうちの１基
であるガスタービンエンジン１１ヲ含ンでいる。ガスタ
ービンエンジン１１は空気取入口１４を介してヘリコプ
タ１０の外部１３と連通している吸気口１２を有する。
動力装置を構成する２基の同形のエンジンのうちの１基
であるガスタービンエンジン１１ヲ含ンでいる。ガスタ
ービンエンジン１１は空気取入口１４を介してヘリコプ
タ１０の外部１３と連通している吸気口１２を有する。
空気取入口１４は吸気口１６を有するダクト１５を含み
、エンジン吸気口１２にて終結する。
、エンジン吸気口１２にて終結する。
ダクト吸気口１６は２個の衝接する渦流型異物分離器パ
ネル１Ｔ、１８で覆をされている。渦流型異物分離器パ
ネルは横並びに配列され、相互に角度をなして配置され
ているので、一方のパネル１７はほぼ前方向きの吸気口
部分を、また他方のパネル１Ｂはほぼ横向きの吸気口部
分を構成することになる（ヘリコプタ１０の前部は図面
の左側である）。渦流型異物分離器パネル１γ、１８は
在来型の構造を有し、複数の渦流型分離器を含み、それ
ぞれは通過する空気を誘導して渦流とし、空気から異物
および水滴を分離して、分離された水、異物を適当な容
器に振向けるか、機外に放出するようにする。異物の分
離後、空気はダクト１５の中へ流れ、さらにエンジン吸
気口１２に入る。しかし、パネル１７．１８は必ずしも
渦流型分離器の形をとる必要はなく、金網の如き他の形
の異物分離器を用いることもできることが判る。
ネル１Ｔ、１８で覆をされている。渦流型異物分離器パ
ネルは横並びに配列され、相互に角度をなして配置され
ているので、一方のパネル１７はほぼ前方向きの吸気口
部分を、また他方のパネル１Ｂはほぼ横向きの吸気口部
分を構成することになる（ヘリコプタ１０の前部は図面
の左側である）。渦流型異物分離器パネル１γ、１８は
在来型の構造を有し、複数の渦流型分離器を含み、それ
ぞれは通過する空気を誘導して渦流とし、空気から異物
および水滴を分離して、分離された水、異物を適当な容
器に振向けるか、機外に放出するようにする。異物の分
離後、空気はダクト１５の中へ流れ、さらにエンジン吸
気口１２に入る。しかし、パネル１７．１８は必ずしも
渦流型分離器の形をとる必要はなく、金網の如き他の形
の異物分離器を用いることもできることが判る。
パネル１９が分離器パネル１７．１８に交叉線２００所
に枢動自在に取付けられている。パネル１９は自由に枢
動し、その枢動位置は分離器パネル１７．１８を通って
作用する空気流により決定される。すなわち、ヘリコフ
リ１０がホバリングまたは低速前進飛行をしている時に
、ガスタービンエンジン１１は分離器パネル１７．１Ｂ
の双方から空気を引込む。その結果、パネル１９０両面
にほぼ等しい圧力を及ぼす空気流を生じ、パネル１９は
図示の如き平衡位置をとって、分離器１７．１８を通る
空気流に対し最少の影響しか与えないことになる。しか
しヘリコフリが高速前進飛行している時には、はぼ前方
向きの分離器・（ネル１７は通過するラム空気流を受け
ろ。従ってこの状態では、はぼ前方向きの分離器パネル
１７を通る空気流の圧力はほぼ横向きのパネル１８を通
して引込まれる空気流の圧力より太きい。それ故、はぼ
前方向きのパネル１７を通るラム空気流が枢動）くネル
１９に作用しほぼ横向きの分離器ノ（ネル１８を閉鎖す
る位１６１に枢動させろことになる。ずなわち高速前進
飛行においては、エンジン１１へ、の供給空気は全て６
ｊは前方向きの分ｉ’ｉｆｆ器・くネル１７から取込ま
れるラム空気である。ヘリコプタ１０の前進速度が減す
るに従い、はぼ前方向きの分離器パネル１７を通るラム
空気流が減少し、そのために圧力も低下し、その結果、
枢動パネル１９は図示の位置に戻ってほぼ横向きのパネ
ル１８を通る空気流を再び生じさせる。
に枢動自在に取付けられている。パネル１９は自由に枢
動し、その枢動位置は分離器パネル１７．１８を通って
作用する空気流により決定される。すなわち、ヘリコフ
リ１０がホバリングまたは低速前進飛行をしている時に
、ガスタービンエンジン１１は分離器パネル１７．１Ｂ
の双方から空気を引込む。その結果、パネル１９０両面
にほぼ等しい圧力を及ぼす空気流を生じ、パネル１９は
図示の如き平衡位置をとって、分離器１７．１８を通る
空気流に対し最少の影響しか与えないことになる。しか
しヘリコフリが高速前進飛行している時には、はぼ前方
向きの分離器・（ネル１７は通過するラム空気流を受け
ろ。従ってこの状態では、はぼ前方向きの分離器パネル
１７を通る空気流の圧力はほぼ横向きのパネル１８を通
して引込まれる空気流の圧力より太きい。それ故、はぼ
前方向きのパネル１７を通るラム空気流が枢動）くネル
１９に作用しほぼ横向きの分離器ノ（ネル１８を閉鎖す
る位１６１に枢動させろことになる。ずなわち高速前進
飛行においては、エンジン１１へ、の供給空気は全て６
ｊは前方向きの分ｉ’ｉｆｆ器・くネル１７から取込ま
れるラム空気である。ヘリコプタ１０の前進速度が減す
るに従い、はぼ前方向きの分離器パネル１７を通るラム
空気流が減少し、そのために圧力も低下し、その結果、
枢動パネル１９は図示の位置に戻ってほぼ横向きのパネ
ル１８を通る空気流を再び生じさせる。
枢動パネルは空力的効果を最適にするために図示のよう
に僅かに曲っているが、その為、はぼ前方向きの分離器
パネル１７が通過するラム空気を受ける時にほぼ横向き
のパネル１８が枢動パネル１９により閉鎖されることに
なる。すなわち枢動パネル１９は、はぼ横向きの分離器
パネル１８を通る逆字気流によりダクト１５内のラム空
気が洩れてヘリコプタ１０の外部１３へ戻ることのない
ように保証する。このような空気の洩れはエンジン１１
に利用される空気の量と圧力を減じ、性、能を劣化さげ
る。
に僅かに曲っているが、その為、はぼ前方向きの分離器
パネル１７が通過するラム空気を受ける時にほぼ横向き
のパネル１８が枢動パネル１９により閉鎖されることに
なる。すなわち枢動パネル１９は、はぼ横向きの分離器
パネル１８を通る逆字気流によりダクト１５内のラム空
気が洩れてヘリコプタ１０の外部１３へ戻ることのない
ように保証する。このような空気の洩れはエンジン１１
に利用される空気の量と圧力を減じ、性、能を劣化さげ
る。
場合により枢動パネル１９に成る形の枢動作用の制動を
与えることが望ましいかも知れない。
与えることが望ましいかも知れない。
従って、本発明の空気取入口の構造は、航空機がホバリ
ングまたは低速前進飛行している時でも高速前進飛行し
ている時でもエンジンに適正な空気を供給することがで
きる。
ングまたは低速前進飛行している時でも高速前進飛行し
ている時でもエンジンに適正な空気を供給することがで
きる。
ヘリコプタのガスタービンエンジン用空気取入口につい
て本発明を説明したが、ホバリングおよび高速前進飛行
の両方が可能である他の型式の航空機にも適用し得る。
て本発明を説明したが、ホバリングおよび高速前進飛行
の両方が可能である他の型式の航空機にも適用し得る。
本発明を、相互に近接した、はぼ前方向きおよび横向き
の分離器パネル１７．１８について説明したが、２つの
離ｆｔだダクト吸気口が画成されるように、両パネルを
ず実上隔ｐさせることもできる。
の分離器パネル１７．１８について説明したが、２つの
離ｆｔだダクト吸気口が画成されるように、両パネルを
ず実上隔ｐさせることもできる。
添イマ４図は本発明による空気取入口を設けられたヘリ
コプタの一部分の乎面断ＬＭ１図。 １０ ・ヘリコプタ（航空機） １１ カスタービンエンノン １２ エンノン吸気［１ １３外 部 １４ 空気取入「Ｊ １５ ダ り １・ １６ ダクト吸気ｍ１ １７ 分離器パネル １８ 分ｉζ１１−器パネル １９ パネル（閉鎖部材） ２０ 交叉線
コプタの一部分の乎面断ＬＭ１図。 １０ ・ヘリコプタ（航空機） １１ カスタービンエンノン １２ エンノン吸気［１ １３外 部 １４ 空気取入「Ｊ １５ ダ り １・ １６ ダクト吸気ｍ１ １７ 分離器パネル １８ 分ｉζ１１−器パネル １９ パネル（閉鎖部材） ２０ 交叉線
Claims (6)
- （１） ガスタービンエンジンの吸気口を該エンジン
を搭載する航空機の外部に連結するダクトと閉鎖装置と
を含み、前記ダクトは前記エンジンを搭載する航空機に
対してほぼ前方向きの第１の部分と、はぼ横向きの第２
の部分との２つの吸気口部分を設けられ、前記吸気口部
分の各々は異物の通過を妨げるが空気の通過を許す型式
の異物分離器により構成されており、前記閉鎖装置は、
前記はぼ前方向きの吸気口部分が中を通過するラム空気
を受けている時に前記はぼ横向きの吸気口部分を通過す
る空気流を妨げる第１の位置から、前記はぼ前方向きの
吸気口部分が中を通過するラム空気を受けていない時に
前記はぼ前方向きおよびほぼ横向きの吸気口部分の何れ
をも閉鎖Ｉ−ない第２の位置へ、移動自在である航空機
のガスタービンエンジン用空気取入口の構造。 - （２）前記閉鎖は、前記空気取口の中に枢動自在に取付
けられて前記横向きの吸気口部分を通る空気流を妨げる
前記第１の位置と前記はぼ前方向きおよび横向きの入口
部分の何れをも閉鎖しない第２の位置との間に枢動自在
である／くネル１．により構成される、特許請求の範囲
第（１）項に記載の空気取入口の構造。 - （３）前記枢動自在に取付げられた。＜ネルは前記はぼ
前方向きの吸気ｌ］部分を通過するラム空気により作用
されて、かかるラム空気の圧力が前記横向きの吸気口部
分を通る空気流を妨げる前記位置に前記枢動自在に取付
けられたノくネルを推進させるようにされている、特許
請求の範囲第（２）項に記載の空気取入口の構造。 - （４）前記空気取入口の形態は、ヘリコプタの型式をと
る航空機に使用されるようにされたガスタービンエンジ
ンの空気取入口を構成するようになっている、特許請求
の範囲第（１）項に記載の空気取入口の構造。 - （５）前記吸気部分が横並びの関係に配置されている、
特許請求の範囲第（１）項に記載の空気取入口の構造。 - （６）前記異物分離器は渦流型分離器パネルにより構成
される、特許請求の範囲第（１）項に記載の空気取入口
の構造。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8236595A GB2140090B (en) | 1982-12-23 | 1982-12-23 | Air intakes of helicopter mounted gas turbine engines |
| GB8236595 | 1982-12-23 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59120722A true JPS59120722A (ja) | 1984-07-12 |
| JPH0321730B2 JPH0321730B2 (ja) | 1991-03-25 |
Family
ID=10535187
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58237163A Granted JPS59120722A (ja) | 1982-12-23 | 1983-12-15 | 航空機のガスタ−ビンエンジン用空気取入口の構造 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4502875A (ja) |
| JP (1) | JPS59120722A (ja) |
| DE (1) | DE3345654A1 (ja) |
| FR (1) | FR2538453B1 (ja) |
| GB (1) | GB2140090B (ja) |
| IT (1) | IT1168988B (ja) |
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-
1983
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