JPS6018825B2 - ガスタ−ビンエンジン用赤外線抑制装置 - Google Patents
ガスタ−ビンエンジン用赤外線抑制装置Info
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- JPS6018825B2 JPS6018825B2 JP50117787A JP11778775A JPS6018825B2 JP S6018825 B2 JPS6018825 B2 JP S6018825B2 JP 50117787 A JP50117787 A JP 50117787A JP 11778775 A JP11778775 A JP 11778775A JP S6018825 B2 JPS6018825 B2 JP S6018825B2
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Classifications
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
- F02K1/825—Infrared radiation suppressors
-
- 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
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
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- 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
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンェンジン用赤外線抑制装置に関し
、特に赤外線抑制のため3つの個別空気流源を用い且つ
コアェンジンへの直射視線を阻止するガスタービンェン
ジン用赤外線抑制装置に関する。
、特に赤外線抑制のため3つの個別空気流源を用い且つ
コアェンジンへの直射視線を阻止するガスタービンェン
ジン用赤外線抑制装置に関する。
軍用航空機ガスタービンェンジンにおいて、熱探知中の
敵軍による捕捉および追跡を避けるため、またはこのよ
うな敵軍に対して回避行動のような有効な対策をとれる
ようエンジンからの赤外線放射を実用上の最4・限度ま
で減らすことは極めて望ましい。
敵軍による捕捉および追跡を避けるため、またはこのよ
うな敵軍に対して回避行動のような有効な対策をとれる
ようエンジンからの赤外線放射を実用上の最4・限度ま
で減らすことは極めて望ましい。
航空機ガスタービンェンジンでは、エンジン排気から放
射される赤外線のレベルを減らすため赤外線抑制装置が
利用されてきた。しかし、一般にこのような赤外線抑制
装置はエンジン排気温度を下げるためただ一つの冷却空
気流源を利用する。また、赤外線抑制装置を選択的に働
かせ且つコアェンジンへの直射視線を阻止するため可変
形状が用いられてきた。しかし、可変形状はエンジンの
重量と複雑さを増加させ、それに応じて信頼性と全体性
能が低下する。さらに、このようなシステムでは一般に
排気路内にセンタプラグまたは羽根が用いられ、これら
は動力タービンの背圧を高めてエンジン性能の低下をも
たらす。したがって本発明の主目的は航空機操縦士によ
って選択的に作動されることなく連続的に働く簡単で信
頼性の高い航空機ガスタービンェンジン用赤外線抑制装
置を堤供することである。本発明の他の目的は、赤外線
抑制が不要の場合エンジンからただちに取外し可能であ
り、赤外線抑制を所望の場合エンジンにただちに取付け
うるガスタービンェンジン用赤外線抑制装置を提供する
ことである。
射される赤外線のレベルを減らすため赤外線抑制装置が
利用されてきた。しかし、一般にこのような赤外線抑制
装置はエンジン排気温度を下げるためただ一つの冷却空
気流源を利用する。また、赤外線抑制装置を選択的に働
かせ且つコアェンジンへの直射視線を阻止するため可変
形状が用いられてきた。しかし、可変形状はエンジンの
重量と複雑さを増加させ、それに応じて信頼性と全体性
能が低下する。さらに、このようなシステムでは一般に
排気路内にセンタプラグまたは羽根が用いられ、これら
は動力タービンの背圧を高めてエンジン性能の低下をも
たらす。したがって本発明の主目的は航空機操縦士によ
って選択的に作動されることなく連続的に働く簡単で信
頼性の高い航空機ガスタービンェンジン用赤外線抑制装
置を堤供することである。本発明の他の目的は、赤外線
抑制が不要の場合エンジンからただちに取外し可能であ
り、赤外線抑制を所望の場合エンジンにただちに取付け
うるガスタービンェンジン用赤外線抑制装置を提供する
ことである。
本発明の他の目的は複数の冷却用空気源を利用するガス
タービンェンジン用赤外線抑制装置を提供することであ
る。
タービンェンジン用赤外線抑制装置を提供することであ
る。
本発明の他の目的は、羽根またはセンタプラグのような
排気路内のいかなる物体をも除去することによって赤外
線抑制装置を利用するガスタービンェンジンの動力ター
ビン背圧を最小にすることである。
排気路内のいかなる物体をも除去することによって赤外
線抑制装置を利用するガスタービンェンジンの動力ター
ビン背圧を最小にすることである。
更に具体的には複数の冷却用空気源を利用するガスター
ビン用赤外線装置において、特許請求の範囲第1項では
エンジン周辺のラム空気流を冷却用空気源として利用し
得るに便利な装置の具体的構成を、同第2項ではこの構
成に加えて、入口粒子分離装置の排気用ブロァからの排
気流を利用し得るに便利な装置の具体的構成を、同第3
項ではこれらの構成に加えて、上述の取付け取引し可能
な赤外線抑制ラィナを含む外殻に最適な遷移カウルの構
成を提供するものである。
ビン用赤外線装置において、特許請求の範囲第1項では
エンジン周辺のラム空気流を冷却用空気源として利用し
得るに便利な装置の具体的構成を、同第2項ではこの構
成に加えて、入口粒子分離装置の排気用ブロァからの排
気流を利用し得るに便利な装置の具体的構成を、同第3
項ではこれらの構成に加えて、上述の取付け取引し可能
な赤外線抑制ラィナを含む外殻に最適な遷移カウルの構
成を提供するものである。
次に本発明の概要を述べると、本発明による航空機ガス
タービンェンジン用赤外線抑制装置は外殻を含む。
タービンェンジン用赤外線抑制装置は外殻を含む。
エンジン高温排気流を受入れるためこの外殻内にラィナ
が設置され、入口と出口を有する。これらはそれぞれ高
温排気流の流入と流出に役立つ。上記ラィナは上記外殻
から内方に離隔されて、両者間に冷却用空気流を受入れ
る冷却用プレナムを画成する。上記ラィナはまた複数の
スロットを有し、冷却空気流は該スロットを通ってエン
ジン高温排気流と混合する。上記ラィナの上流に環状マ
ニホルドリングが設けられ、上記プレナムへの冷却空気
流の流源以外の流源から第2冷却空気流を受入れる入口
を有する。また上記のマニホルドリングは環状出口スロ
ットを有し、冷却空気流はこのスロットを通って高温排
気流内に放出される。次に、本発明を容易に理解しうる
よう本発明の実施例を添付の図面によって詳述する。
が設置され、入口と出口を有する。これらはそれぞれ高
温排気流の流入と流出に役立つ。上記ラィナは上記外殻
から内方に離隔されて、両者間に冷却用空気流を受入れ
る冷却用プレナムを画成する。上記ラィナはまた複数の
スロットを有し、冷却空気流は該スロットを通ってエン
ジン高温排気流と混合する。上記ラィナの上流に環状マ
ニホルドリングが設けられ、上記プレナムへの冷却空気
流の流源以外の流源から第2冷却空気流を受入れる入口
を有する。また上記のマニホルドリングは環状出口スロ
ットを有し、冷却空気流はこのスロットを通って高温排
気流内に放出される。次に、本発明を容易に理解しうる
よう本発明の実施例を添付の図面によって詳述する。
第1図において、ガスタービンェンジン1川ま外殻12
を有する。
を有する。
この外殻はその上流端に閉口する空気流入口14を有す
る。入口14の下流には一体の入口粒子分離装置16が
存する。この分離装置は内側フェアリング18と外殻1
2間に画成された軸万向延在環状通路20を有する。1
列の周万向離隔転向羽根24が半径方向に内側フェアリ
ング18から外殻12まで延在し、入口空気流に周方向
の回転運動を与える。
る。入口14の下流には一体の入口粒子分離装置16が
存する。この分離装置は内側フェアリング18と外殻1
2間に画成された軸万向延在環状通路20を有する。1
列の周万向離隔転向羽根24が半径方向に内側フェアリ
ング18から外殻12まで延在し、入口空気流に周方向
の回転運動を与える。
エンジン運転中入口空気流から遠心力によって外方に向
かう異物粒子を受入れるため環状捕集室22が設けられ
る。これにより補集された粒子は次に橘集室22から排
除ダクト30を通って排除される。ダクト30はブロア
32によって連続的に吸引される。このようにして、砂
、ほこり、水等の粒子はエンジンに吸込まれる前に入口
空気流から除去されうる。さもないと、このような粒子
はエンジン内で急速で破壊的な浸食を発生させることに
なる。捕集室22内に遠心力によって流入しない空気流
の部分はエンジン入口28にはいり、その後1列の周万
向離隔旋回除去羽根26によって旋回を止める。羽根2
6はフェアリング18から半径方向に突出している。エ
ンジン入口にはいった空気流はその後圧縮機34によっ
て圧縮される。圧縮機34は複数の軸万向離隔列をなす
動翼38が突出するロータからなる。動翼38の列は、
軸万向に離隔した複数列の静翼40の列間に静翼列と交
互に配設される。静翼40は当業者に周知のごとく可変
型のものでよい。圧縮機34で圧縮された空気はそこか
ら流出して燃焼室42に流入する。燃焼室42は燃焼ラ
ィナアセンブリ44によって概して画成され、そして複
数の周万向離隔燃料ノズル46から燃料流を受入れる。
この高圧空気と燃料の混合気は点火され、その結果高ェ
ネルギガス流が発生して、燃焼室42からノズルダイア
フラムアセンブリ48を通って流出する。ノズルダイア
フラムアセンブリ48からの高ェネルギガス流は高圧タ
ービン50を駆動する。
かう異物粒子を受入れるため環状捕集室22が設けられ
る。これにより補集された粒子は次に橘集室22から排
除ダクト30を通って排除される。ダクト30はブロア
32によって連続的に吸引される。このようにして、砂
、ほこり、水等の粒子はエンジンに吸込まれる前に入口
空気流から除去されうる。さもないと、このような粒子
はエンジン内で急速で破壊的な浸食を発生させることに
なる。捕集室22内に遠心力によって流入しない空気流
の部分はエンジン入口28にはいり、その後1列の周万
向離隔旋回除去羽根26によって旋回を止める。羽根2
6はフェアリング18から半径方向に突出している。エ
ンジン入口にはいった空気流はその後圧縮機34によっ
て圧縮される。圧縮機34は複数の軸万向離隔列をなす
動翼38が突出するロータからなる。動翼38の列は、
軸万向に離隔した複数列の静翼40の列間に静翼列と交
互に配設される。静翼40は当業者に周知のごとく可変
型のものでよい。圧縮機34で圧縮された空気はそこか
ら流出して燃焼室42に流入する。燃焼室42は燃焼ラ
ィナアセンブリ44によって概して画成され、そして複
数の周万向離隔燃料ノズル46から燃料流を受入れる。
この高圧空気と燃料の混合気は点火され、その結果高ェ
ネルギガス流が発生して、燃焼室42からノズルダイア
フラムアセンブリ48を通って流出する。ノズルダイア
フラムアセンブリ48からの高ェネルギガス流は高圧タ
ービン50を駆動する。
このタービンは軸54を介して圧縮機ロータ36と連結
している。軸54は前側油だめ56と後側油だめ58内
にそれぞれ収納された前側軸受と後側軸受によってエン
ジンフレーム52に対して回転するよう支承される。次
に高温ガス流は動力夕−ビン軸57と駆動自在に連結し
た動力タービン55を駆動するよう導かれる。上述のガ
スタービンェンジン10は従釆のターボシャフト型であ
って、動力タービン麹57はへりコプタ−(図示せず)
回転翼を駆動するよう連結されうろことは理解されよう
。
している。軸54は前側油だめ56と後側油だめ58内
にそれぞれ収納された前側軸受と後側軸受によってエン
ジンフレーム52に対して回転するよう支承される。次
に高温ガス流は動力夕−ビン軸57と駆動自在に連結し
た動力タービン55を駆動するよう導かれる。上述のガ
スタービンェンジン10は従釆のターボシャフト型であ
って、動力タービン麹57はへりコプタ−(図示せず)
回転翼を駆動するよう連結されうろことは理解されよう
。
また、ターボシャフト型のガスタービンエンジンについ
て説明したが、その他の型のガスタービンェンジン、た
とえばターボフアンまたはターボプロップエンンジンに
も本発明の赤外線抑制装置を適用しうろことも理解され
よう。高温ガス流は環状排気ディフューザ60を通って
エンジン10から排出される。
て説明したが、その他の型のガスタービンェンジン、た
とえばターボフアンまたはターボプロップエンンジンに
も本発明の赤外線抑制装置を適用しうろことも理解され
よう。高温ガス流は環状排気ディフューザ60を通って
エンジン10から排出される。
ディフューザ60は概してセンタプラグ64と外殻12
の後端に取付けられた固定外側シュラウド62との間に
画成される。次に、第1図と共に第2図と第3図を参照
する。図示のごとく、赤外線抑制装置66が外殻72内
に収納され、外殻72はエンジン中心線に実質的に直交
するよう整合された入口71とエンジン中心線に平行に
整合された出口73と有し、また出口73からエンジン
排気ディフューザ60へのいかなる直射視線も存在しえ
ないように形成された幾何学的な正確転向ペンドを有す
る。赤外線抑制装置66は、赤外線抑制を望む場合、従
来の排気管の下流部分の代わりに後述のような仕方で環
状排気ディフューザ60と係合する。赤外線抑制が不要
になった時は、赤外線抑制装置66を取外し、その代わ
りに従来の赤外線抑制無しの延長排気管を用いうる。外
殻72内に赤外線抑制ラィナ74が設置され、外殻72
から内方に離隔されて冷却用プレナム104を画成する
。
の後端に取付けられた固定外側シュラウド62との間に
画成される。次に、第1図と共に第2図と第3図を参照
する。図示のごとく、赤外線抑制装置66が外殻72内
に収納され、外殻72はエンジン中心線に実質的に直交
するよう整合された入口71とエンジン中心線に平行に
整合された出口73と有し、また出口73からエンジン
排気ディフューザ60へのいかなる直射視線も存在しえ
ないように形成された幾何学的な正確転向ペンドを有す
る。赤外線抑制装置66は、赤外線抑制を望む場合、従
来の排気管の下流部分の代わりに後述のような仕方で環
状排気ディフューザ60と係合する。赤外線抑制が不要
になった時は、赤外線抑制装置66を取外し、その代わ
りに従来の赤外線抑制無しの延長排気管を用いうる。外
殻72内に赤外線抑制ラィナ74が設置され、外殻72
から内方に離隔されて冷却用プレナム104を画成する
。
ラィナ74は複数の離隔重合リング76からなり、各リ
ングは隣接する上流側りングに対して重合関係にあるよ
う離隔され、かくてリング間にそれぞれの冷却空気流入
ロスロット75を画成する。第1上流リング部材76′
は環状マニホルドリング78と直接連結する。
ングは隣接する上流側りングに対して重合関係にあるよ
う離隔され、かくてリング間にそれぞれの冷却空気流入
ロスロット75を画成する。第1上流リング部材76′
は環状マニホルドリング78と直接連結する。
マニホルドリング78は概して上流側環状壁部材96と
下流側壁部材98と外周壁部材100と内周リング部材
84との間に画成される。下流側壁部材98の外周は、
外殻72の入口71の一部分内にはまり込むよう外周壁
部材100を越えて外方に延在する。マニホルド78は
入口80から冷却空気流を受入れる。この入口は連結導
管90を介して一体入口粒子分離装置16のプロア32
からの空気流を受入れるよう連結される。冷却空気流は
その後マニホルド78から環状出口スロット82を通っ
て高温排気流内に排出される。出口スロット82は内周
リング部材84と下流側壁部材98の内縁との間に酉成
される。赤外線抑制装置66は遷移カウル92によって
航空機エンジンナセル68の下流縁に連結される。
下流側壁部材98と外周壁部材100と内周リング部材
84との間に画成される。下流側壁部材98の外周は、
外殻72の入口71の一部分内にはまり込むよう外周壁
部材100を越えて外方に延在する。マニホルド78は
入口80から冷却空気流を受入れる。この入口は連結導
管90を介して一体入口粒子分離装置16のプロア32
からの空気流を受入れるよう連結される。冷却空気流は
その後マニホルド78から環状出口スロット82を通っ
て高温排気流内に排出される。出口スロット82は内周
リング部材84と下流側壁部材98の内縁との間に酉成
される。赤外線抑制装置66は遷移カウル92によって
航空機エンジンナセル68の下流縁に連結される。
カウル92の上流縁101はナセル68の下流緑と係合
するような輪郭を有する。遷移カウル92は下流縁10
2を有し、この下流縁は壁部材98の外周と重なり合し
、そして外殻72の入口の一部分と直列的に当接する。
このようにして、航空機エンジンナセル68の外面は円
滑且つ均等に赤外線抑制装置外殻72と連続し、かくて
外面周囲にいかなる不当な空気力学的な乱れも生じない
。上記の説明からただちに明らかなように、遷移カウル
92の下流縁102は入口71の上流縁の一部分だけと
係合する。
するような輪郭を有する。遷移カウル92は下流縁10
2を有し、この下流縁は壁部材98の外周と重なり合し
、そして外殻72の入口の一部分と直列的に当接する。
このようにして、航空機エンジンナセル68の外面は円
滑且つ均等に赤外線抑制装置外殻72と連続し、かくて
外面周囲にいかなる不当な空気力学的な乱れも生じない
。上記の説明からただちに明らかなように、遷移カウル
92の下流縁102は入口71の上流縁の一部分だけと
係合する。
カゥル92の周面を越えて延在する入口71の部分は、
プレナム104への冷却用周辺ラム空気流を入れる開口
となる。プレナム104への冷却用周辺ラム空気の流入
はラム空気スク−プ94によって容易になる。スクープ
94は遷移カウル92の外面と当接し、そしてカゥル9
2の周面を越えて延在する入口71の縁部と実質的に同
軸的に合致する。エンジン運転中に放射される赤外線の
レベルは次のようにして減らされる。
プレナム104への冷却用周辺ラム空気流を入れる開口
となる。プレナム104への冷却用周辺ラム空気の流入
はラム空気スク−プ94によって容易になる。スクープ
94は遷移カウル92の外面と当接し、そしてカゥル9
2の周面を越えて延在する入口71の縁部と実質的に同
軸的に合致する。エンジン運転中に放射される赤外線の
レベルは次のようにして減らされる。
周辺空気流がエンジン外殻12と航空機エンジンナセル
68との間の環状ベイ(畑y)域7川こ従来のように連
続的に導入される。エンジンベィの冷却空気流は通常、
エンジン外殻12に対して航空機エンジンナセル68の
温度を下げるよう働き、そして従来はそれ以上利用され
ることなく外へ捨て去られた。しかし、本発明の赤外線
抑制装置はエンジンベィの冷却空気流を環状放出スロッ
ト88に通すことによつてその空気流をさらに利用する
。放出スロット88は内周リング部材84と延長排気管
62との間に画成される。このようにして、エンジンベ
ィ冷却空気流はディフューザ60から出る高温ガス流と
混合し、かくてガス流と内周リング部材84の全体的な
温度を下げる。同様に、−体粒子分離装置ブロァ32か
らの空気流は管路内を後方に流れてマニホルドリング7
8に達し、そこから環状出口スロット82を通って高温
ガス流内に連続的に排出される。このようにして、従来
たぶん外に捨てられていた第2源の冷却空気流が第1内
側リング部材76′の温度と高温排気流の温度をさらに
減らすために使用される。ラム空気スクープ94はエン
ジンナセル68周辺の低温空気流の一部分を捕え、それ
を冷却用空気流としてプレナム104に導く。
68との間の環状ベイ(畑y)域7川こ従来のように連
続的に導入される。エンジンベィの冷却空気流は通常、
エンジン外殻12に対して航空機エンジンナセル68の
温度を下げるよう働き、そして従来はそれ以上利用され
ることなく外へ捨て去られた。しかし、本発明の赤外線
抑制装置はエンジンベィの冷却空気流を環状放出スロッ
ト88に通すことによつてその空気流をさらに利用する
。放出スロット88は内周リング部材84と延長排気管
62との間に画成される。このようにして、エンジンベ
ィ冷却空気流はディフューザ60から出る高温ガス流と
混合し、かくてガス流と内周リング部材84の全体的な
温度を下げる。同様に、−体粒子分離装置ブロァ32か
らの空気流は管路内を後方に流れてマニホルドリング7
8に達し、そこから環状出口スロット82を通って高温
ガス流内に連続的に排出される。このようにして、従来
たぶん外に捨てられていた第2源の冷却空気流が第1内
側リング部材76′の温度と高温排気流の温度をさらに
減らすために使用される。ラム空気スクープ94はエン
ジンナセル68周辺の低温空気流の一部分を捕え、それ
を冷却用空気流としてプレナム104に導く。
そこから冷却空気流は重合リング76間に画成された複
数の入口スロット75を通って高温排気流内に放出され
る。このようにして、第3源の冷却空気流が、エンジン
環状排気ディフューザ60から放射される赤外線のレベ
ルをさらに減らすよう高温ガス流内に放出される。ラム
空気スクープ94によって補集された冷却空気流は高温
金属部品の温度と高温排気流の温度を低下させるよう作
用する。また、入口スロット75の寸法は、冷却用入口
空気流の流量と分布を望ましいように制御するため容易
に調整されうる。第4a図と第4b図は抑制ラィナ74
のわん曲部の代替構造を示す。
数の入口スロット75を通って高温排気流内に放出され
る。このようにして、第3源の冷却空気流が、エンジン
環状排気ディフューザ60から放射される赤外線のレベ
ルをさらに減らすよう高温ガス流内に放出される。ラム
空気スクープ94によって補集された冷却空気流は高温
金属部品の温度と高温排気流の温度を低下させるよう作
用する。また、入口スロット75の寸法は、冷却用入口
空気流の流量と分布を望ましいように制御するため容易
に調整されうる。第4a図と第4b図は抑制ラィナ74
のわん曲部の代替構造を示す。
ラィナわん曲部では、スロット75に近接する区域にお
いて静圧が高まり、その結果高温排気流が冷却プレナム
104に逆流するおそれがある。第4a図は複数の延長
ルーバ106を追加した場合を示す。ルーバ106は入
口スロット75の直後の流れの速度を高めるよう高温ガ
ス流の境界層流を保ち、かくてスロット近接城における
静庄を下げる。これは、さもなければ生じうる大きな逆
流圧を減らすに役立つ。第4b図は冷却ブレナム104
内への逆流を減らすか除去するための代替構造を示す。
この構造では複数の放出スロット108が個々のリング
76の後緑に隣接して設けられる。第5,6図は第1,
2,3図と関連して、本発明の他の特徴を示す。
いて静圧が高まり、その結果高温排気流が冷却プレナム
104に逆流するおそれがある。第4a図は複数の延長
ルーバ106を追加した場合を示す。ルーバ106は入
口スロット75の直後の流れの速度を高めるよう高温ガ
ス流の境界層流を保ち、かくてスロット近接城における
静庄を下げる。これは、さもなければ生じうる大きな逆
流圧を減らすに役立つ。第4b図は冷却ブレナム104
内への逆流を減らすか除去するための代替構造を示す。
この構造では複数の放出スロット108が個々のリング
76の後緑に隣接して設けられる。第5,6図は第1,
2,3図と関連して、本発明の他の特徴を示す。
この場合、追加的な冷却空気が管路によって与圧プレナ
ムに送られる。この与圧プレナムはリング76の後側を
部分的に囲み、そして概して、赤外線抑制装置における
外周ペンド126に配設される。マニホルド78に流入
する一体入口粒子分離装置ブロア32からの冷却空気の
一部分は、壁部材100における関口122と導管12
0を通って、外殻72の外側ペンドに形成されたマニホ
ルド132に導入される。その後冷却空気は外殻72に
おける複数の開□123を通ってプレナム124に流れ
る。プレナム124は壁部材128と外殻72の内壁と
によって形成される。壁部材128には複数の閉口が設
けられ、プレナム124内の冷却空気はこれらの関口を
通ってリング76に達する。プレナム124用の冷却空
気は一体入口粒子分離装置ブロア32から導かれるよう
に図示されているが、当業者には明らかなように、導管
120‘ま他の任意の好適冷却空気源、たとえば外力に
より駆動されるブロアと運通するよう配設しうる。以上
の説明から明らかなように、本発明は複数の個別源から
受入れた冷却空気流を高温排気流と混合する手段を提供
し、かくて赤外線抑制装置の高温金属表面の温度とそれ
から噴出する高温排気ガスの温度をより効果的に減らし
、これにより、エンジン排気から放出される赤外線のレ
ベルを下げる。
ムに送られる。この与圧プレナムはリング76の後側を
部分的に囲み、そして概して、赤外線抑制装置における
外周ペンド126に配設される。マニホルド78に流入
する一体入口粒子分離装置ブロア32からの冷却空気の
一部分は、壁部材100における関口122と導管12
0を通って、外殻72の外側ペンドに形成されたマニホ
ルド132に導入される。その後冷却空気は外殻72に
おける複数の開□123を通ってプレナム124に流れ
る。プレナム124は壁部材128と外殻72の内壁と
によって形成される。壁部材128には複数の閉口が設
けられ、プレナム124内の冷却空気はこれらの関口を
通ってリング76に達する。プレナム124用の冷却空
気は一体入口粒子分離装置ブロア32から導かれるよう
に図示されているが、当業者には明らかなように、導管
120‘ま他の任意の好適冷却空気源、たとえば外力に
より駆動されるブロアと運通するよう配設しうる。以上
の説明から明らかなように、本発明は複数の個別源から
受入れた冷却空気流を高温排気流と混合する手段を提供
し、かくて赤外線抑制装置の高温金属表面の温度とそれ
から噴出する高温排気ガスの温度をより効果的に減らし
、これにより、エンジン排気から放出される赤外線のレ
ベルを下げる。
第1図は本発明の赤外線抑制装置を用いたガスタービン
ヱンジンの部分断面側面図、第2図は本発明の赤外線抑
制装置の分解斜視図、第3図は本発明の赤外線抑制装置
の斜視図、第4a図は赤外線抑制ラィナの代替実施例を
示すための、第3図の線3一3にそう断面図、第4b図
は赤外線抑制ラィナの他の実施例を示すための、第3図
の線4−4にそう断面図、第5図は本発明の赤外線抑制
装置の部分断面断片図、第6図は本発明の赤外線抑制装
置を示す第5図の線6−6にそう断面図である。 22・・・粒子補集室、32・・・ブロア、70・・・
環状ベイ域、72…外殻(71…入口、73…出口)、
74・・・赤外線抑制ラィナ、75・・・入口スロット
、76・・・離隔重合リング、78・・・環状マニホル
ドリング、82・・・環状出口スロット、84・・・内
周リング部材、88・・・放出スロット、90・・・連
結導管、92・・・遷移カウル、94・・・ラム空気ス
クープ、96・・・上流側環状壁部材、98・・・下流
側壁部材、100・・・外周壁部村、104・・・冷却
用プレナム。 モ三亘1 モ三百2 モ三百3 モ直40 b重4b モ亘亘5 モ童日
ヱンジンの部分断面側面図、第2図は本発明の赤外線抑
制装置の分解斜視図、第3図は本発明の赤外線抑制装置
の斜視図、第4a図は赤外線抑制ラィナの代替実施例を
示すための、第3図の線3一3にそう断面図、第4b図
は赤外線抑制ラィナの他の実施例を示すための、第3図
の線4−4にそう断面図、第5図は本発明の赤外線抑制
装置の部分断面断片図、第6図は本発明の赤外線抑制装
置を示す第5図の線6−6にそう断面図である。 22・・・粒子補集室、32・・・ブロア、70・・・
環状ベイ域、72…外殻(71…入口、73…出口)、
74・・・赤外線抑制ラィナ、75・・・入口スロット
、76・・・離隔重合リング、78・・・環状マニホル
ドリング、82・・・環状出口スロット、84・・・内
周リング部材、88・・・放出スロット、90・・・連
結導管、92・・・遷移カウル、94・・・ラム空気ス
クープ、96・・・上流側環状壁部材、98・・・下流
側壁部材、100・・・外周壁部村、104・・・冷却
用プレナム。 モ三亘1 モ三百2 モ三百3 モ直40 b重4b モ亘亘5 モ童日
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 粒子捕集室と該捕集室排気用ブロアを含む一体の入
口粒子分離装置を有する型の航空機ガスタービンエンジ
ン用赤外線抑制装置が、(イ) 上記ブロアからの空気
流をエンジン高温排気流と混合するため該エンジン高温
排気流に導く装置と、(ロ) エンジン周辺のラム空気
流を捕えそして該ラム空気流をエンジン高温排気流と混
合するため該エンジン高温排気流に向ける装置と、(ハ
) エンジンがエンジンナセルとエンジン外殻の間に環
状ベイ域を画成するよう収納され、上記エンジンナセル
を冷却するため冷却空気流を上記環状ベイ域に導入して
、その後該冷却空気流をエンジン高温排気流との混合の
ため該エンジン高温排気流に向ける装置とを含み、 上
記(ロ)の装置が、上記ラム空気流を捕えるラム空気ス
クープと、上記エンジン高温排気流を受入れる外殻と、
この外殻内に設置された赤外線抑制ライナとを含み、こ
の赤外線抑制ライナは上記外殻からその内方に離隔され
、かくて上記ラム空気スクープから上記ラム空気流を受
入れるため該ラム空気スクープと連通する冷却用プレナ
ムを上記外殻との間に画成し、さらに上記赤外線抑制ラ
イナは上記ラム空気流を上記エンジン高温排気流と混合
するため該ラム空気流を通す複数の冷却空気用入口スロ
ツトを有する赤外線抑制装置。 2 粒子捕集室と該捕集室排気用ブロアを含む一体の入
口粒子分離装置を有する型の航空機ガスタービンエンジ
ン用赤外線抑制装置が、(イ) 上記ブロアからの空気
流をエンジン高温排気流と混合するため該エンジン高温
排気流に導く装置と、(ロ) エンジン周辺のラム空気
流を捕えそして該ラム空気流をエンジン高温排気流と混
合するため該エンジン高温排気流に向ける装置と、(ハ
) エンジンがエンジンナセルとエンジン外殻の間に環
状ベイ域を画成するよう収納され、上記エンジンナセル
を冷却するため冷却空気流を上記環状ベイ域に導入して
、その後該冷却空気流をエンジン高温排気流との混合の
ため該エンジン高温排気流に向ける装置とを含み、 上
記(イ)の装置が、 上記フロアと連通する環状マニホ
ルドリングを含み、この環状マニホルドリングは上記ブ
ロアからの空気流をエンジン高温排気流内に放出する環
状出口スロツトを有し、そして内周リング部材がエンジ
ンの下流端から離隔されて両者間に環状放出スロツトを
画成し、この環状放出スロツトを通つて上記環状ベイ域
からの冷却空気流がエンジン高温排気流と混合し、 上
記(ロ)の装置が、上記ラム空気流を捕えるラム空気ス
クープと、上記エンジン高温排気流を受入れる外殻と、
この外殻内に設置された赤外線抑制ライナとを含み、こ
の赤外線抑制ライナは上記外殻からその内方に離隔され
、かくて上記ラム空気スクープから上記ラム空気流を受
入れるため該ラム空気スクープと連通する冷却用プレナ
ムを上記外殻との間に画成し、かくて上記ラム空気流は
上気赤外線抑制ライナにおける複数の冷却空気用入口ス
ロツトを通つてエンジン高温排気流内に導入される赤外
線抑制装置。 3 粒子捕集室と該捕集室排気用ブロアを含む一体の入
口粒子分離装置を有する型の航空機ガスタービンエンジ
ン用赤外線抑制装置が、(イ) 上記ブロアからの空気
流をエンジン高温排気流と混合するため該エンジン高温
排気流に導く装置と、(ロ) エンジン周辺のラム空気
流を捕えそして該ラム空気流をエンジン高温排気流と混
合するため該エンジン高温排気流に向ける装置と、(ハ
) エンジンがエンジンナセルとエンジン外殻の間に環
状ベイ域を画成するよう収納され、上記エンジンナセル
を冷却するため冷却空気流を上記環状ベイ域に導入して
、その後該冷却空気流をエンジン高温排気流との混合の
ため該エンジン高温排気流に向ける装置とを含み、 上
記(イ)の装置が、 上記ブロアと連通する環状マニホ
ルドリングを含み、この環状マニホルドリングは上記ブ
ロアからの空気流をエンジン高温排気流内に放出する環
状出口スロツトを有し、そして内周リング部材がエンジ
ンの下流端から離隔されて両者間に環状放出スロツトを
画成し、この環状放出スロツトを通つて上記環状ベイ域
からの冷却空気流がエンジン高温排気流と混合し、 上
記(ロ)の装置が、上記ラム空気流を捕えるラム空気ス
クープと、上記エンジン高温排気流を受入れる外殻と、
この外殻内に設置された赤外線抑制ライナとを含み、こ
の赤外線抑制ライナは上記外殻からその内方に離隔され
、かくて上記ラム空気スクープから上記ラム空気流を受
入れるため該ラム空気スクープと連通する冷却用プレナ
ムを上記外殻との間に画成し、かくて上記ラム空気流は
上気赤外線抑制ライナにおける複数の冷却空気用入口ス
ロツトを通つてエンジン高温排気流内に導入され、更に
上気外殻が遷移カウルによつて上記エンジンナセルの下
流に連結され、該遷移カウルの上流縁は該エンジンナセ
ルの下流縁と合うような輪郭を有し、該遷移カウルの下
流縁は上記外殻の入口の一部分と当接し、かくて上記エ
ンジンナセルの外面を上記外殻と円滑に連続させ、上記
外殻入口の残部は上記エンジン周辺のラム空気流を上記
冷却用プレナムに入れるラム空気スクープの開口として
役立つよう上記遷移カウルの周面を越えて延在する赤外
線抑制装置。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US528797 | 1974-12-02 | ||
US528797A US3921906A (en) | 1974-12-02 | 1974-12-02 | Infrared suppression system for a gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS5165221A JPS5165221A (ja) | 1976-06-05 |
JPS6018825B2 true JPS6018825B2 (ja) | 1985-05-13 |
Family
ID=24107225
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP50117787A Expired JPS6018825B2 (ja) | 1974-12-02 | 1975-10-01 | ガスタ−ビンエンジン用赤外線抑制装置 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3921906A (ja) |
JP (1) | JPS6018825B2 (ja) |
BE (1) | BE836074A (ja) |
DE (1) | DE2542765C2 (ja) |
FR (1) | FR2293363A1 (ja) |
GB (1) | GB1525257A (ja) |
IT (1) | IT1043166B (ja) |
Families Citing this family (37)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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DE3127106A1 (de) * | 1981-07-09 | 1983-01-27 | Hughes Helicopters, Inc., 90230 Culver City, Calif. | Vorrichtung zur strahlungsabschirmung und gasausbreitung |
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FR2565293B1 (fr) * | 1984-06-04 | 1986-10-17 | Aerospatiale | Ensemble dilueur-deviateur de jet pour turbomoteur d'aerodyne |
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IT1183880B (it) * | 1985-06-07 | 1987-10-22 | Agusta Aeronaut Costr | Elicottero con gruppo propulsore a turbina provvisto di dispositivo mascheratore di scarico |
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GB2509886B (en) * | 1992-09-22 | 2015-03-18 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to engine intake protection and supression of engine infra-red emissions |
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-
1974
- 1974-12-02 US US528797A patent/US3921906A/en not_active Expired - Lifetime
-
1975
- 1975-09-17 GB GB38199/75A patent/GB1525257A/en not_active Expired
- 1975-09-25 DE DE2542765A patent/DE2542765C2/de not_active Expired
- 1975-10-01 JP JP50117787A patent/JPS6018825B2/ja not_active Expired
- 1975-10-06 IT IT28017/75A patent/IT1043166B/it active
- 1975-11-27 FR FR7536284A patent/FR2293363A1/fr active Granted
- 1975-11-28 BE BE162274A patent/BE836074A/xx unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BE836074A (fr) | 1976-03-16 |
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DE2542765C2 (de) | 1986-06-12 |
IT1043166B (it) | 1980-02-20 |
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FR2293363A1 (fr) | 1976-07-02 |
DE2542765A1 (de) | 1976-08-12 |
US3921906A (en) | 1975-11-25 |
GB1525257A (en) | 1978-09-20 |
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