JPS61283729A - 航空機用エンジンの空気入口 - Google Patents
航空機用エンジンの空気入口Info
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- JPS61283729A JPS61283729A JP61082459A JP8245986A JPS61283729A JP S61283729 A JPS61283729 A JP S61283729A JP 61082459 A JP61082459 A JP 61082459A JP 8245986 A JP8245986 A JP 8245986A JP S61283729 A JPS61283729 A JP S61283729A
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- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
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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
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- 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
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
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- 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
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
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- B64D2033/0293—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turboprop engines
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (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】
発明の背景
この発明は全般的に航空機用エンジンの空気取入口、更
に具体的に云えば、ダクト壁の近くを流れる取入れ空気
流を抽出する新規で改良された手段を持つ空気取入口に
関する。
に具体的に云えば、ダクト壁の近くを流れる取入れ空気
流を抽出する新規で改良された手段を持つ空気取入口に
関する。
この発明は、例えばガスタービンエンジンと同軸に１列
のプロペラ羽根が配置されている様なターボプロップ形
ガスタービンエンジンにを用である。こういう構成では
、エンジンの空気入口は完全に環状に作り、プロペラの
下流側に配置することが出来る。
のプロペラ羽根が配置されている様なターボプロップ形
ガスタービンエンジンにを用である。こういう構成では
、エンジンの空気入口は完全に環状に作り、プロペラの
下流側に配置することが出来る。
プロペラ装置の性能の目安は、入口に対する「圧力回復
」によって表わされ、これは、プロペラによってなされ
る仕事による圧力上昇を含むプロペラの直ぐ下流側の局
部圧力を、入口周囲空気の全圧で除した値と定義される
。入口に対する圧力回復が、エンジンの空気取入口に供
給される空気を特徴づけ、その値が約１．０５であるこ
とがよい性能とみなされる。勿論、圧力回復は、プロペ
ラ羽根の根元から先端まで変化し、プロペラ羽根の根元
の近くでは望ましくない程小さな値になる。
」によって表わされ、これは、プロペラによってなされ
る仕事による圧力上昇を含むプロペラの直ぐ下流側の局
部圧力を、入口周囲空気の全圧で除した値と定義される
。入口に対する圧力回復が、エンジンの空気取入口に供
給される空気を特徴づけ、その値が約１．０５であるこ
とがよい性能とみなされる。勿論、圧力回復は、プロペ
ラ羽根の根元から先端まで変化し、プロペラ羽根の根元
の近くでは望ましくない程小さな値になる。
従来のターボプロップ形航空機用エンジンでは、プロペ
ラの中心線がエンジンの中心線からずれていて、すれた
空気入口が用いられている。この入口はプロペラのハブ
から比較的大きな半径方向の距離の所にあり、従って、
圧力回復の値を比較的小さくするようなプロペラ・ハブ
近くの望ましくない空気流を吸込まない。然し、完全に
環状の空気入口を用いる場合、望ましくないプロペラ・
ハブ近くの空気流も必然的に空気入口に通さなければな
らなくなり、この為、エンジンのとり得る最高性能が低
下する。
ラの中心線がエンジンの中心線からずれていて、すれた
空気入口が用いられている。この入口はプロペラのハブ
から比較的大きな半径方向の距離の所にあり、従って、
圧力回復の値を比較的小さくするようなプロペラ・ハブ
近くの望ましくない空気流を吸込まない。然し、完全に
環状の空気入口を用いる場合、望ましくないプロペラ・
ハブ近くの空気流も必然的に空気入口に通さなければな
らなくなり、この為、エンジンのとり得る最高性能が低
下する。
発明の要約
従って、この発明の１つの目的は、航空機用エンジンの
新規で改良された空気取入口を提供することである。
新規で改良された空気取入口を提供することである。
この発明の別の目的は、圧力回復を改善するのに有効な
新規で改良された空気取入口を提供することである。
新規で改良された空気取入口を提供することである。
この発明の別の目的は、ターボプロップ形エンジンに対
する空気入口として、空気入口に対する圧力回復を改善
する受動手段を含む新規で改良された空気入口を提供す
ることである。
する空気入口として、空気入口に対する圧力回復を改善
する受動手段を含む新規で改良された空気入口を提供す
ることである。
この出願で開示する、航空機用エンジンの空気入口は、
ナセルと、ナセルから隔たっていてナセルと共にエンジ
ンに対する入口ダクトを構成するフェアリング（ｆ’ａ
ｉｒｉｎｇ ）とを含む。フェアリングは、周囲空気と
流れが連通ずる複数個の入口孔を持ち、ナセルは周囲空
気と流れが連通ずる少なくとも１つの出口孔を持ってい
る。複数個の支柱がフェアリングとナセルの間を伸び、
その中に複数個の流路が設けられる。各々の流路は、夫
々の入口孔と流れが連通して、支柱及びナセルを通って
出口孔に通ずる。動作中、空気入口が空気を受取り、フ
ェアリングに隣接した空気の一部分が入口孔及び流路に
通されて、出口孔から、ナセルの上を流れる周囲空気に
送出される。
ナセルと、ナセルから隔たっていてナセルと共にエンジ
ンに対する入口ダクトを構成するフェアリング（ｆ’ａ
ｉｒｉｎｇ ）とを含む。フェアリングは、周囲空気と
流れが連通ずる複数個の入口孔を持ち、ナセルは周囲空
気と流れが連通ずる少なくとも１つの出口孔を持ってい
る。複数個の支柱がフェアリングとナセルの間を伸び、
その中に複数個の流路が設けられる。各々の流路は、夫
々の入口孔と流れが連通して、支柱及びナセルを通って
出口孔に通ずる。動作中、空気入口が空気を受取り、フ
ェアリングに隣接した空気の一部分が入口孔及び流路に
通されて、出口孔から、ナセルの上を流れる周囲空気に
送出される。
この発明に特をと考えられる新規な特徴は、特許請求の
範囲に記載しであるが、この発明の好ましい実施例及び
その他の目的並びに利点は、以下図面について詳しく説
明する所から明らかになろう。
範囲に記載しであるが、この発明の好ましい実施例及び
その他の目的並びに利点は、以下図面について詳しく説
明する所から明らかになろう。
発明の詳細な説明
第１図にはこの発明の好ましい実施例の空気入口１０を
含むが、その他の点では普通の航空機用エンジン１２が
示されている。エンジン１２は、中心線工４に沿って同
軸に配置された圧縮機、燃焼器及びタービン（図面に示
してない）を持つ普通のガスタービン・エンジンであっ
てよく、１対の二重反転形プロペラ羽根の列、即ち前側
の羽根列１６及び後側の羽根列１８を存する。プロペラ
自体の空気力学的な性能を改善する為に２列の羽根を示
しであるが、この発明では、１列の羽根を用いてもよい
。この為、後側の羽根列１８だけを後で詳しく説明する
が、前側の羽根列１６も後側の羽根列１８と実質的に同
様であることを承知されたい。羽根列１８が円周方向に
相隔たる複数個のプロペラ羽根２０を含み、夫々が先端
２２）及びプロペラ・ハブ２６に取付けられた根元２４
を有する。エンジン１２が環状のナセル２８の中に適当
に配置され、このナセルが外面３０を持ち、その上を、
プロペラ羽根列１６．１８からの空気流を含む周囲空気
が流れる。ナセル２８は前縁３２及びそれから伸びる内
面３４をも持ち、内面３４は外面３０より半径方向内側
に隔たっている。
含むが、その他の点では普通の航空機用エンジン１２が
示されている。エンジン１２は、中心線工４に沿って同
軸に配置された圧縮機、燃焼器及びタービン（図面に示
してない）を持つ普通のガスタービン・エンジンであっ
てよく、１対の二重反転形プロペラ羽根の列、即ち前側
の羽根列１６及び後側の羽根列１８を存する。プロペラ
自体の空気力学的な性能を改善する為に２列の羽根を示
しであるが、この発明では、１列の羽根を用いてもよい
。この為、後側の羽根列１８だけを後で詳しく説明する
が、前側の羽根列１６も後側の羽根列１８と実質的に同
様であることを承知されたい。羽根列１８が円周方向に
相隔たる複数個のプロペラ羽根２０を含み、夫々が先端
２２）及びプロペラ・ハブ２６に取付けられた根元２４
を有する。エンジン１２が環状のナセル２８の中に適当
に配置され、このナセルが外面３０を持ち、その上を、
プロペラ羽根列１６．１８からの空気流を含む周囲空気
が流れる。ナセル２８は前縁３２及びそれから伸びる内
面３４をも持ち、内面３４は外面３０より半径方向内側
に隔たっている。
環状のフェアリング３６がナセルの内面３４から半径方
向内側に隔たっていて、この内面との間に入口ダクト３
８が構成される。このダクトが羽根列１６．１８からの
空気の半径方向内側部分をエンジン１２に通す。
向内側に隔たっていて、この内面との間に入口ダクト３
８が構成される。このダクトが羽根列１６．１８からの
空気の半径方向内側部分をエンジン１２に通す。
第２図には、ハブ２６からプロペラ先端２２までの後側
のプロペラ羽根２０の半径（縦軸）の関数として圧力回
復（横軸）表わすグラフが示されていると共に、フェア
リング３６（一部分のみ示す）に対する関係も示してい
る。このグラフは、プロペラ羽根２０による圧力回復が
、ハブ２６の近くで負の値を持ち、それがハブ２６から
比較的短な距離の所で正の値に増加することを示してい
る。空気力学的な性能の基準からすると、負の値又は比
較的小さな値を持つ圧力回復は望ましくないと考えられ
る。この様な空気が入口ダクト３８に入るのを許すと、
エンジン１２の全体的な性能が低下し、望ましくない。
のプロペラ羽根２０の半径（縦軸）の関数として圧力回
復（横軸）表わすグラフが示されていると共に、フェア
リング３６（一部分のみ示す）に対する関係も示してい
る。このグラフは、プロペラ羽根２０による圧力回復が
、ハブ２６の近くで負の値を持ち、それがハブ２６から
比較的短な距離の所で正の値に増加することを示してい
る。空気力学的な性能の基準からすると、負の値又は比
較的小さな値を持つ圧力回復は望ましくないと考えられ
る。この様な空気が入口ダクト３８に入るのを許すと、
エンジン１２の全体的な性能が低下し、望ましくない。
第３図は第１図に示した好ましい実施例の空気入口１０
の拡大図である。空気入口１０のフェアリング３６は、
プロペラ・ハブ２６と表面が揃うように伸びる前側部分
４０と共に、中間部分４２及び後側部分４４を持ってい
る。フェアリング３６はまた、前側部分４０から中間部
分４２に沿って後側部分４４まで伸びる内側の流れ境界
面４６をも持っており、この上を空気が流れることが出
来る。
の拡大図である。空気入口１０のフェアリング３６は、
プロペラ・ハブ２６と表面が揃うように伸びる前側部分
４０と共に、中間部分４２及び後側部分４４を持ってい
る。フェアリング３６はまた、前側部分４０から中間部
分４２に沿って後側部分４４まで伸びる内側の流れ境界
面４６をも持っており、この上を空気が流れることが出
来る。
この発明の好ましい実施例では、フェアリングの中間部
分４２は、前縁５０を持つ翼形部分又は前縁部分４８を
構成する様な形になっている。前縁部分４８は上流側を
向き、且つフェアリングの前側部分４０から半径方向外
側に隔たっていて、フェアリング３６の環状の周縁全体
にわたって伸びる様な全体的にＵ字形のポケット５２を
構成することが好ましい。
分４２は、前縁５０を持つ翼形部分又は前縁部分４８を
構成する様な形になっている。前縁部分４８は上流側を
向き、且つフェアリングの前側部分４０から半径方向外
側に隔たっていて、フェアリング３６の環状の周縁全体
にわたって伸びる様な全体的にＵ字形のポケット５２を
構成することが好ましい。
ポケット５２の目的は、プロペラ羽根２０からの空気流
の内、望ましくない圧力回復を有する、ハブ２６に近い
望ましくない部分を捕促し、こういう流れを入口ダクト
３８から方向転換することである。この為、第２図及び
第３図について云うと、前縁部分４８は、プロペラ羽根
２０からの空気流の内、少なくとも圧力回復が負の値で
ある部分を捕促する為の予定の距離Ａだけ、フェアリン
グの前側部分４０から半径方向外側に隔てる。支柱６２
（後で説明する）より上、流側にあるフェアリングの前
側部分４０は、ハブ２６と表面が整合していて、実質的
に滑らかな内面４６を持ち、この為ポケット５２が前方
を向いて、プロペラ羽根２０からの空気を何ら妨害なし
に受取ることが出来る様になっている。
の内、望ましくない圧力回復を有する、ハブ２６に近い
望ましくない部分を捕促し、こういう流れを入口ダクト
３８から方向転換することである。この為、第２図及び
第３図について云うと、前縁部分４８は、プロペラ羽根
２０からの空気流の内、少なくとも圧力回復が負の値で
ある部分を捕促する為の予定の距離Ａだけ、フェアリン
グの前側部分４０から半径方向外側に隔てる。支柱６２
（後で説明する）より上、流側にあるフェアリングの前
側部分４０は、ハブ２６と表面が整合していて、実質的
に滑らかな内面４６を持ち、この為ポケット５２が前方
を向いて、プロペラ羽根２０からの空気を何ら妨害なし
に受取ることが出来る様になっている。
勿論、当業者であれば、この明細書の説明から、空気流
の内、圧力回復が比較的小さい部分をも捕促する様に、
寸法Ａを定めることが出来ることは明らかであろう。ポ
ケット５２の寸法は、第３図に全体を５４で示した、比
較的小さな境界層の空気だけでなく、境界層５４よりも
一層高い半径方向の位置を流れる空気の一部分をも捕促
する様に比較的大きくして、入口ダクト３８自体に対す
る圧力回復を改善する。圧力回復が比較的低い値である
空気が入口ダクト３８から方向転換されないと、この空
気が入口ダクトに流入して、エンジン１２の達成し得る
最大性能を低下させる。
の内、圧力回復が比較的小さい部分をも捕促する様に、
寸法Ａを定めることが出来ることは明らかであろう。ポ
ケット５２の寸法は、第３図に全体を５４で示した、比
較的小さな境界層の空気だけでなく、境界層５４よりも
一層高い半径方向の位置を流れる空気の一部分をも捕促
する様に比較的大きくして、入口ダクト３８自体に対す
る圧力回復を改善する。圧力回復が比較的低い値である
空気が入口ダクト３８から方向転換されないと、この空
気が入口ダクトに流入して、エンジン１２の達成し得る
最大性能を低下させる。
第３図及び第４図について説明すると、更に空気入口１
０は、フェアリングの内面４６の内、ポケット５２の凹
形の後壁５８を構成する部分に設けられた、円周方向に
相隔たる複数個の入口孔５６を含む。更に、フェアリン
グの前縁５０からポケット５２の後壁５８まで測った相
対的な軸方向の長さＣは変えることが出来、これはポケ
ット５２の寸法Ａと組合さって、ポケット５２に入る空
気のラム効果、従って入口孔５６を通る吐出量に影響を
与えることが出来る。
０は、フェアリングの内面４６の内、ポケット５２の凹
形の後壁５８を構成する部分に設けられた、円周方向に
相隔たる複数個の入口孔５６を含む。更に、フェアリン
グの前縁５０からポケット５２の後壁５８まで測った相
対的な軸方向の長さＣは変えることが出来、これはポケ
ット５２の寸法Ａと組合さって、ポケット５２に入る空
気のラム効果、従って入口孔５６を通る吐出量に影響を
与えることが出来る。
この発明の好ましい実施例では、ナセル２８の外面３０
には、周囲空気と流れが連通ずる、円周方向に相隔たる
複数個の出口孔６０が設けられる。
には、周囲空気と流れが連通ずる、円周方向に相隔たる
複数個の出口孔６０が設けられる。
円周方向に相隔たる複数個の翼形支柱６２がフェアリン
グの内面４６からナセルの内面３４まで、その前側端部
と少なくとも部分的には入口開口５６より下流側の所で
伸びている。各支柱６２の中には流路６４が夫々通って
いる。夫々の流路６４は入口孔５６から出口孔６０まで
通じている。この為、環状ポケット５２に入った空気が
入口孔５６に通され、支柱６２及びナセル２８を通抜け
る流路６４を通って、４出ロ孔６０から外の大気中に送
出される。
グの内面４６からナセルの内面３４まで、その前側端部
と少なくとも部分的には入口開口５６より下流側の所で
伸びている。各支柱６２の中には流路６４が夫々通って
いる。夫々の流路６４は入口孔５６から出口孔６０まで
通じている。この為、環状ポケット５２に入った空気が
入口孔５６に通され、支柱６２及びナセル２８を通抜け
る流路６４を通って、４出ロ孔６０から外の大気中に送
出される。
ナセルの外面３０の特定の輪郭並びに前縁３２から出口
孔６０までの距離Ｂは、航空機の飛行中、出口孔６０に
於ける圧力が、ナセル３０の上の周囲空気圧力より低く
なる様に、普通の方法で決定することが出来、こう゛し
てポケット５２に通された圧力回復の比較的低い空気流
の吐出をよくするエゼクタ作用が得られる様にする。航
空機の翼はその外面の上側に低圧を生ずることによって
揚力を発生する様に設計されるのが普通であるのと全く
同じ様に、ナセルの外面３０を同様に設計して、この様
な低い圧力を持たせることが出来る。
孔６０までの距離Ｂは、航空機の飛行中、出口孔６０に
於ける圧力が、ナセル３０の上の周囲空気圧力より低く
なる様に、普通の方法で決定することが出来、こう゛し
てポケット５２に通された圧力回復の比較的低い空気流
の吐出をよくするエゼクタ作用が得られる様にする。航
空機の翼はその外面の上側に低圧を生ずることによって
揚力を発生する様に設計されるのが普通であるのと全く
同じ様に、ナセルの外面３０を同様に設計して、この様
な低い圧力を持たせることが出来る。
第３図及び第４図に示すこの発明の好ましい実施例は、
ポケット５２から圧力回復の比較的低い空気を抽出する
為に、動力を全く使わない受動装置である。
ポケット５２から圧力回復の比較的低い空気を抽出する
為に、動力を全く使わない受動装置である。
第５図には、プロペラ・ハブ２０からの空気の抽出を更
によくする為のブロワ手段６６を含むこの発明の別の実
施例が示されている。この発明のこの実施例は、次に述
べる点を別とすると、第３図及び第４図に示す実施例と
実質的に同一である。
によくする為のブロワ手段６６を含むこの発明の別の実
施例が示されている。この発明のこの実施例は、次に述
べる点を別とすると、第３図及び第４図に示す実施例と
実質的に同一である。
即ち、ブロワ手段６６が環状の収集マニホルド６８及び
流路６４を含み、流路６４は、この発明の第３図に示し
た実施例の出口孔６０に直接的に連通ずる代りに、マニ
ホルド６８と流れが連通ずる様に配置されている。ブロ
ワ手段６６はまた、接続ダクト７２を介して収集マニホ
ルド６８と流れが連通ずる様に配置された普通の空気ポ
ンプ７０、例えば動力ファンを含む。空気ポンプ７０は
１個の吐出ダクト７４を介して、ナセルの外面３０に設
けられた１個の出口孔７６に接続することが出来る。こ
の発明のこの実施例では、円周方向に相隔たる複数個の
出口孔６０を必要としないが、そうする方が有利である
場合は、こういう構成も可能である。
流路６４を含み、流路６４は、この発明の第３図に示し
た実施例の出口孔６０に直接的に連通ずる代りに、マニ
ホルド６８と流れが連通ずる様に配置されている。ブロ
ワ手段６６はまた、接続ダクト７２を介して収集マニホ
ルド６８と流れが連通ずる様に配置された普通の空気ポ
ンプ７０、例えば動力ファンを含む。空気ポンプ７０は
１個の吐出ダクト７４を介して、ナセルの外面３０に設
けられた１個の出口孔７６に接続することが出来る。こ
の発明のこの実施例では、円周方向に相隔たる複数個の
出口孔６０を必要としないが、そうする方が有利である
場合は、こういう構成も可能である。
第６図には、この発明の更に別の実施例が示されている
。この実施例では、ポケット５２を利用せず、その代り
に、円周方向に相隔たる複数個の入口孔７０が、支柱６
２より上流側でフェアリング３６に設けられていて、大
体半径方向外向きになっている。フェアリングの内面４
６は実質的に滑らかであって、プロペラ・ハブ２６と表
面が揃うように伸び、従って第３図に示した実施例のポ
ケット５２を構成する様な面の反曲部を全く持っていな
い。この実施例では、プロペラ羽根２０からの空気が大
体直線に沿ってエンジンの入口ダクト３８に流れる。第
３図に示した実施例で述べた様な流路６４及び出口孔６
０が、この実施例では、入口孔７０の上を流れる空気の
エゼクタ作用を行なう為に実効的に利用されている。
。この実施例では、ポケット５２を利用せず、その代り
に、円周方向に相隔たる複数個の入口孔７０が、支柱６
２より上流側でフェアリング３６に設けられていて、大
体半径方向外向きになっている。フェアリングの内面４
６は実質的に滑らかであって、プロペラ・ハブ２６と表
面が揃うように伸び、従って第３図に示した実施例のポ
ケット５２を構成する様な面の反曲部を全く持っていな
い。この実施例では、プロペラ羽根２０からの空気が大
体直線に沿ってエンジンの入口ダクト３８に流れる。第
３図に示した実施例で述べた様な流路６４及び出口孔６
０が、この実施例では、入口孔７０の上を流れる空気の
エゼクタ作用を行なう為に実効的に利用されている。
この発明の好ましい実施例と考えられるものを説明した
が、当業者にはこの発明のこの他の変更が容易に考えら
れよう。従って、特許請求の範囲は、この発明の範囲内
に含まれるこの様な全ての変更を包括するものである。
が、当業者にはこの発明のこの他の変更が容易に考えら
れよう。従って、特許請求の範囲は、この発明の範囲内
に含まれるこの様な全ての変更を包括するものである。
更に具体的に、単に例として云えば、好ましい実施例は
同心で完全に環状のフェアリング３６、ナセル３０及び
ポケット５２を用いているが、この発明は完全に環状で
ない空気入口、並びにプロペラ羽根の列と同軸でない空
気入口に対して実施することが出来る。
同心で完全に環状のフェアリング３６、ナセル３０及び
ポケット５２を用いているが、この発明は完全に環状で
ない空気入口、並びにプロペラ羽根の列と同軸でない空
気入口に対して実施することが出来る。
第１図はガスタービン・エンジンの上流側の端に同軸に
配置された１対の二重反転形プロペラ羽根の列を持つと
共に、この発明の好ましい実施例の空気入口を持つ典型
的な航空機用エンジンの一部分の断面図、第２図は第１
図に示したエンジンにおける圧力回復をプロペラの半径
に対して示すグラフ、第３図は第１図に示した空気入口
の拡大断面図、第４図は第１図の空気入口を線４−４で
切った断面図、第５図はこの発明の第２の実施例の空気
入口の一部分の断面図、第６図はこの発明の第３の実施
例の空気入口の一部分の断面図である。 （主な符号の説明） １２：エンジン ２８：ナセル ３０：外面 ３２：前縁 ３６：フェアリング ３８：入口ダクト ５６：入口孔 ６０：出口孔 ６２：支柱 ６４：流路
配置された１対の二重反転形プロペラ羽根の列を持つと
共に、この発明の好ましい実施例の空気入口を持つ典型
的な航空機用エンジンの一部分の断面図、第２図は第１
図に示したエンジンにおける圧力回復をプロペラの半径
に対して示すグラフ、第３図は第１図に示した空気入口
の拡大断面図、第４図は第１図の空気入口を線４−４で
切った断面図、第５図はこの発明の第２の実施例の空気
入口の一部分の断面図、第６図はこの発明の第３の実施
例の空気入口の一部分の断面図である。 （主な符号の説明） １２：エンジン ２８：ナセル ３０：外面 ３２：前縁 ３６：フェアリング ３８：入口ダクト ５６：入口孔 ６０：出口孔 ６２：支柱 ６４：流路
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）外面に、周囲空気と流れが連通する出口孔を持つと
共に、前縁を持つ、エンジンを収容するナセルと、該ナ
セルから半径方向内側に隔たっていて、該ナセルとの間
にエンジンに対して空気を通すための入口ダクトを構成
するフェアリングであって、その内面に、周囲空気と流
れが連通する円周方向に相隔たる複数個の入口孔を含む
当該フェアリングと、前記フェアリング及び前記ナセル
の前側端部の間を伸びる、円周方向に相隔たった複数個
の支柱と、各々前記入口孔の夫々１つと流れが連通する
様に前記支柱及び前記ナセルを通抜けて前記出口孔まで
伸びる複数個の流路とを有する航空機用エンジンの空気
入口。 ２）特許請求の範囲１）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記フェアリングが前側部分及びそれ
から半径方向外向きに隔たる中間部分を持ち、該中間部
分が上流側を向く前縁部分を構成していて、該前縁部分
と前記前側部分との間に、前方に開口する全体的にＵ字
形ポケットを構成し、前記入口孔が該ポケット内に配置
されている航空機用エンジンの空気入口。 ３）特許請求の範囲２）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記フェアリング、前記ナセル及び前
記ポケットが同心で環状である航空機用エンジンの空気
入口。 ４）特許請求の範囲３）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記航空機用エンジンが、前記ナセル
及び前記フェアリングより上流側に配置されたプロペラ
・ハブから伸びる１列のプロペラ羽根を持っており、前
記ハブは前記フェアリングの前側部分と表面が揃うよう
に伸びており、前記前縁部分は前記フェアリングの前側
部分から半径方向外側に予定の間隔だけ隔たっていて、
境界層の空気並びに該境界層の空気よりも一層高い半径
方向の位置にある空気流の一部分の両方を捕促する様に
前記ポケットの寸法を定めて、前記入口ダクトに於ける
圧力回復を改善した航空機用エンジンの空気入口。 ５）特許請求の範囲４）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記出口孔が円周方向に相隔たって複
数個設けられており、前記ナセルの輪郭並びに前記ナセ
ルの前縁から下流側に配置される前記出口孔の位置を、
周囲空気が前記ナセルの上を流れる時、前記出口孔に於
ける圧力が前記入口孔に於ける圧力より低くなる様に定
めた航空機用エンジンの空気入口。 ６）特許請求の範囲４）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記流路に作動的に接続されていて、
前記入口孔から空気を吸込み、前記出口孔を介して空気
を吐出するブロワ手段を有する航空機用エンジンの空気
入口。 ７）特許請求の範囲６）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記ブロワ手段が、前記ナセル内に配
置されていて全ての流路と流れが連通して、それから空
気を収集する環状の収集マニホルドと、該マニホルド及
び前記出口孔と流れが連通する空気ポンプとを有する航
空機用エンジンの空気入口。 ８）特許請求の範囲１）に記載した航空機用エンジンの
空気入口に於て、前記支柱より上流側の前記フェアリン
グが略滑らかな内面を持っている航空機用エンジンの空
気入口。 ９）プロペラ・ハブから伸びる１列のプロペラ羽根を持
つ航空機用エンジンの空気入口に於て、前縁を持つと共
に、外面に、周囲空気と流れが連通する周囲方向に相隔
たる複数個の出口孔を持っている環状のナセルと、該ナ
セルから半径方向内側に隔たっていて、該ナセルとの間
に、エンジンに空気を通すための環状の入口ダクトを構
成する環状のフェアリングとを有し、該フェアリングは
前側部分及びそれから半径方向外側に隔たる中間部分を
持ち、該中間部分は上流方向を向く前縁部分を持ち、該
前縁部分と前記前側部分との間に前方に開口する全体的
にＵ字形のポケットが構成されており、前記フェアリン
グは更に周囲空気と流れが連通する様に前記ポケットに
配置された円周方向に相隔たる複数個の入口孔を持って
おり、更に、前記フェアリング及び前記ナセルの前側端
部の間を伸びる円周方向に相隔たる複数個の支柱と、各
々対応する前記入口孔と流れが連通して、前記支柱及び
前記ナセルを通って前記出口孔に通ずる複数個の流路と
を有する航空機用エンジンの空気入口。 １０）特許請求の範囲９）に記載した航空機用エンジン
の空気入口に於て、前記ナセルの輪郭並びに前記ナセル
の前縁より下流側の前記出口孔の位置を、周囲空気が前
記ナセルの上を流れる時、前記出口孔に於ける圧力が前
記ナセル上の周囲圧力より低くなる様に定めた航空機用
エンジンの空気入口。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US791830 | 1985-10-28 | ||
| US06/791,830 US4607657A (en) | 1985-10-28 | 1985-10-28 | Aircraft engine inlet |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61283729A true JPS61283729A (ja) | 1986-12-13 |
| JPH0580579B2 JPH0580579B2 (ja) | 1993-11-09 |
Family
ID=25154920
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61082459A Granted JPS61283729A (ja) | 1985-10-28 | 1986-04-11 | 航空機用エンジンの空気入口 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4607657A (ja) |
| JP (1) | JPS61283729A (ja) |
| CA (1) | CA1250750A (ja) |
| DE (1) | DE3611803A1 (ja) |
| FR (1) | FR2589197B1 (ja) |
| GB (1) | GB2182100B (ja) |
| IT (1) | IT1204308B (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5203163A (en) * | 1990-08-01 | 1993-04-20 | General Electric Company | Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air |
| GB2251031B (en) * | 1990-12-19 | 1995-01-18 | Rolls Royce Plc | Cooling air pick up |
| GB9400555D0 (en) * | 1994-01-13 | 1994-03-09 | Short Brothers Plc | Boundery layer control in aerodynamic low drag structures |
| DE10215551A1 (de) * | 2002-04-09 | 2003-10-23 | Rolls Royce Deutschland | Turboprop-Flugzeugtriebwerk |
| WO2006091138A1 (en) * | 2005-02-25 | 2006-08-31 | Volvo Aero Corporation | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine |
| JP4893110B2 (ja) * | 2006-05-31 | 2012-03-07 | 株式会社Ｉｈｉ | 軸流流体装置 |
| BRPI0906792A2 (pt) * | 2008-01-18 | 2015-07-14 | Ramgen Power Systems Llc | Método para iniciar um compressor de gás supersônico para comprimir um gás selecionado, e, compressor de gás supersônico |
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| FR3032173B1 (fr) * | 2015-01-29 | 2018-07-27 | Safran Aircraft Engines | Pale d'helice de turbopropulseur a soufflage |
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| US11834995B2 (en) | 2022-03-29 | 2023-12-05 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
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| US11680530B1 (en) | 2022-04-27 | 2023-06-20 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
| US11834992B2 (en) | 2022-04-27 | 2023-12-05 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
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| FR932688A (fr) * | 1943-06-16 | 1948-03-30 | Vokes Ltd | Système d'épuration de l'air destiné aux moteurs et autres parties des avions |
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| BE535079A (ja) * | 1954-01-25 | |||
| US2841182A (en) * | 1955-12-29 | 1958-07-01 | Westinghouse Electric Corp | Boundary layer fluid control apparatus |
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| GB1342590A (en) * | 1970-07-17 | 1974-01-03 | Secr Defence | Suppression of noise in gas turbine engines |
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-
1985
- 1985-10-28 US US06/791,830 patent/US4607657A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-04-04 GB GB8608326A patent/GB2182100B/en not_active Expired - Fee Related
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- 1986-04-10 FR FR8605105A patent/FR2589197B1/fr not_active Expired - Fee Related
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