JPS6296739A - 廃気ガス遮蔽装置付タ−ビン型動力装置を備えたヘリコプタ - Google Patents
廃気ガス遮蔽装置付タ−ビン型動力装置を備えたヘリコプタInfo
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000010812 mixed waste Substances 0.000 description 1
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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
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- 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
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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】
〔産業上の利用分野〕
本発明は廃気ガス遮蔽装置付タービン型動力装置を備え
たヘリコプタに関する。
たヘリコプタに関する。
軍用ヘリコプタの設計上の重用な問題点は、赤外線自動
近接装置を備えた敵側ミサイルを回避するために、外部
環境に対する動力装置からの熱の放出を最小にすること
である。
近接装置を備えた敵側ミサイルを回避するために、外部
環境に対する動力装置からの熱の放出を最小にすること
である。
このことはヘリコプタの回転翼がタービン型動力装置で
駆動される場合に殊に重要である。何故ならば、タービ
ン型動力装置からの高温廃気ガスの航跡は赤外線ミサイ
ルにとって近接用径路（ａｐｐｒｏａｃｈ ｒｕｎ ）
となシ、またタービン・エンジンの廃気ノズルは絶好の
射堪目標となるためである。
駆動される場合に殊に重要である。何故ならば、タービ
ン型動力装置からの高温廃気ガスの航跡は赤外線ミサイ
ルにとって近接用径路（ａｐｐｒｏａｃｈ ｒｕｎ ）
となシ、またタービン・エンジンの廃気ノズルは絶好の
射堪目標となるためである。
従来のタービン動力装置を備えた軍用ヘリコプタにおけ
る上記の問題を解決するためになされた最初の方法では
、筒状の廃気ガス遮蔽装置を継ぐことによってタービン
の廃気ガスノズルヲ後方に延長し、遮蔽装置を横切る可
動又は固定の複数のグレードを配設して該廃気ガスノズ
ルの出口開口を外部から直接視認できないようにしたも
のである。
る上記の問題を解決するためになされた最初の方法では
、筒状の廃気ガス遮蔽装置を継ぐことによってタービン
の廃気ガスノズルヲ後方に延長し、遮蔽装置を横切る可
動又は固定の複数のグレードを配設して該廃気ガスノズ
ルの出口開口を外部から直接視認できないようにしたも
のである。
次になされた方法は、Ｓ板装置内部の空気に外部空気を
混合することによって廃気ガスの温度を下げるものであ
る。この装置では遮蔽装置の内側に遮蔽装置を横切って
複数の中空のブレードを取付け、ブレードの端部を外気
にまた中央部を遮蔽装置の内部に夫々連通させ、遮蔽装
置から外部に出た廃気ガスの膨張作用によって生じた真
空を利用して低温の外部空気を該ブレードを通して遮蔽
装置に引入れる。
混合することによって廃気ガスの温度を下げるものであ
る。この装置では遮蔽装置の内側に遮蔽装置を横切って
複数の中空のブレードを取付け、ブレードの端部を外気
にまた中央部を遮蔽装置の内部に夫々連通させ、遮蔽装
置から外部に出た廃気ガスの膨張作用によって生じた真
空を利用して低温の外部空気を該ブレードを通して遮蔽
装置に引入れる。
上述した公知の解決方法の最大の欠点は、廃気ガス冷却
の程度が、最近頓に巧致化されて来ている赤外線近接装
置を回避するのに充分でないことである。
の程度が、最近頓に巧致化されて来ている赤外線近接装
置を回避するのに充分でないことである。
従来の遮蔽装置の性能が比較的低い理由は、上記の中空
状グレードを通して外部から吸引される空気量が廃気ガ
ス温度を所望程度に冷却して下げるのに充分でないため
である。
状グレードを通して外部から吸引される空気量が廃気ガ
ス温度を所望程度に冷却して下げるのに充分でないため
である。
さらに従来の遮蔽装置は、第１には比較的重量が大で又
第２には廃気部が負圧になるのでその結果タービン動力
装置のかなフの動力損失につながり、従ってヘリコプタ
の輸送能力がかなシ減少す□ると云うマイナスの要素を
有するものであった。
第２には廃気部が負圧になるのでその結果タービン動力
装置のかなフの動力損失につながり、従ってヘリコプタ
の輸送能力がかなシ減少す□ると云うマイナスの要素を
有するものであった。
本発明の目的は、タービン・ノズルが外部から直接視認
できずかつ従来のものよりも廃気ガスの冷却効率が高い
丈でなく、動力損失を少なくしかつ動力装置の性能を改
善したプラスの要素を有する構造の遮蔽装置を取付けた
タービン動力装ｆを有するヘリコプタを提供することで
ある。
できずかつ従来のものよりも廃気ガスの冷却効率が高い
丈でなく、動力損失を少なくしかつ動力装置の性能を改
善したプラスの要素を有する構造の遮蔽装置を取付けた
タービン動力装ｆを有するヘリコプタを提供することで
ある。
上記の目的は、タービン動力装置と、廃気ガス遮蔽装置
と、ヘリコプタの内部部分冷却用空気を外部から取入れ
る少なくとも一つの第１０冷却導管とを備え、上記のタ
ービン動力装置がエンジン室と、該エンジン室冷却用第
２の冷却導管と、上記エンジン室に収容したタービン・
エンジンと、外部空気取入口と、上記外部空気取入口に
夫々接続されたエンノンに対する空気取入れ導管及びパ
イ・卆ス導管と、エンジンから廃気ガスを放出する廃気
ガスノズルとを含んだヘリコプタにおいて、一端を上記
廃気ガス遮蔽装置１４の入口開口に又他端を上記廃気ガ
スノズル１０、上記バイパス導管９及び上記第１、第２
の冷却導管１５．１０ｇに接続したマニホルド１２を備
え、上記廃気ガス遮蔽装置１４が、上記バイパス導管９
及び第１、第２の冷却導管１５．１０ａ内を流れる空気
を活性化するように複数の放出空間２７．２８，２９゜
３０を備えたことを特徴とする廃気ガス遮蔽装置付ター
ビン型動力装置を備えたヘリコプタによって達成される
。
と、ヘリコプタの内部部分冷却用空気を外部から取入れ
る少なくとも一つの第１０冷却導管とを備え、上記のタ
ービン動力装置がエンジン室と、該エンジン室冷却用第
２の冷却導管と、上記エンジン室に収容したタービン・
エンジンと、外部空気取入口と、上記外部空気取入口に
夫々接続されたエンノンに対する空気取入れ導管及びパ
イ・卆ス導管と、エンジンから廃気ガスを放出する廃気
ガスノズルとを含んだヘリコプタにおいて、一端を上記
廃気ガス遮蔽装置１４の入口開口に又他端を上記廃気ガ
スノズル１０、上記バイパス導管９及び上記第１、第２
の冷却導管１５．１０ｇに接続したマニホルド１２を備
え、上記廃気ガス遮蔽装置１４が、上記バイパス導管９
及び第１、第２の冷却導管１５．１０ａ内を流れる空気
を活性化するように複数の放出空間２７．２８，２９゜
３０を備えたことを特徴とする廃気ガス遮蔽装置付ター
ビン型動力装置を備えたヘリコプタによって達成される
。
以下余白
〔実施例〕
第１図及び第２図は全体的に符号２で表したヘリコプタ
の胴体１の上部分を示す。ヘリコプタの回転翼（図示せ
ず）は全体的に符号３で表した少なくとも一つのタービ
ン型動力装置により減速装置を介して回転駆動される。
の胴体１の上部分を示す。ヘリコプタの回転翼（図示せ
ず）は全体的に符号３で表した少なくとも一つのタービ
ン型動力装置により減速装置を介して回転駆動される。
タービン型動力装置３は外部カウリング４を含み、その
前面には第２図に示すように前部導管６に連通ずる外部
（動的）空気取入口５が設けられる。前部導管６は後方
で二つに分岐して、エンジン室８ａに設けたタービン・
エンジン８の空気取入口に空気を供給する空気取入れ導
−Ｗ７と・マイ・臂ス導管９とに枝分れしている。
前面には第２図に示すように前部導管６に連通ずる外部
（動的）空気取入口５が設けられる。前部導管６は後方
で二つに分岐して、エンジン室８ａに設けたタービン・
エンジン８の空気取入口に空気を供給する空気取入れ導
−Ｗ７と・マイ・臂ス導管９とに枝分れしている。
タービン・エンジン８から出た制弧の廃気ガスは、エン
ジン室８ａを冷却する冷却導管１０ａ内に同軸芯状に設
けられかつ後部に出口開口ｌｌを有する廃気ノズル１０
全通して後方に放出される。
ジン室８ａを冷却する冷却導管１０ａ内に同軸芯状に設
けられかつ後部に出口開口ｌｌを有する廃気ノズル１０
全通して後方に放出される。
出口開口１１は筒状のマニホルド１２内に延びている。
マニホルド１２は冷却導管１０ａの前端（自由端）から
高温廃気ガスの放出方向に所要の長さに亘ってノズル１
０を包囲し、ノズル１０の出口開口の位置よりも若干後
方迄延びている。またマニホルド１２の後店部は７ラン
ジと７ランジを互に結合した連結部材１３によって後述
する遮蔽装置１４の前端部に連結される。
高温廃気ガスの放出方向に所要の長さに亘ってノズル１
０を包囲し、ノズル１０の出口開口の位置よりも若干後
方迄延びている。またマニホルド１２の後店部は７ラン
ジと７ランジを互に結合した連結部材１３によって後述
する遮蔽装置１４の前端部に連結される。
マニホルド１２の中心部に同軸芯状に配列されたノズル
の他に該マニホルド１２には、ノマイ・母ス導管９、冷
却空気用導管１５等の横方向に配列された腹数の導管群
が接続されている。冷却空気導管１５はタービン・エン
ジン８とヘリコプタ２の回転翼（図示せず）間に設けた
減速駆動装置（図示せず）を収めた減速室１６から後方
に延びたものである。
の他に該マニホルド１２には、ノマイ・母ス導管９、冷
却空気用導管１５等の横方向に配列された腹数の導管群
が接続されている。冷却空気導管１５はタービン・エン
ジン８とヘリコプタ２の回転翼（図示せず）間に設けた
減速駆動装置（図示せず）を収めた減速室１６から後方
に延びたものである。
遮蔽装置１４はマニホルド１２と同軸芯状に設けられた
筒状の外部ケーシング１７全備える。この外部ケーシン
グ１７は、切頭円錐形の二つの筒１８．１９をそれらの
大径側端部を互に向き合わせて接続して形成したもので
ある。前方に位置する切頭円錐浦１８の小径側端部を連
結部材１３によっテマニホルド１２の出口端に結合し、
後方ニ位置する切頭円錐筒１９の小径側端部でＳ板装置
１４の出口開口２０を構成する。ノズル１０の出口開口
１１で形成された円上のすべての点と、遮蔽装置１４の
出口開口２０で形成された円上のすべての点とを結ぶ直
線、即ち小径側端部に出口開口１１を又大径側端部に出
口開口２０を夫々有する切頭円錐人（第２図に破線で示
す）内を延びるすべての直線が遮蔽体２１と交差するよ
うに外部ケーシング１７内に遮蔽体２１を配設する。遮
蔽体２１は、外部ケーシング１７内を略垂直方向に延び
かつ外部ケーシング１７内壁の対向した点で支持された
三つの中空状の棧２２，２３．２４で構成されている。
筒状の外部ケーシング１７全備える。この外部ケーシン
グ１７は、切頭円錐形の二つの筒１８．１９をそれらの
大径側端部を互に向き合わせて接続して形成したもので
ある。前方に位置する切頭円錐浦１８の小径側端部を連
結部材１３によっテマニホルド１２の出口端に結合し、
後方ニ位置する切頭円錐筒１９の小径側端部でＳ板装置
１４の出口開口２０を構成する。ノズル１０の出口開口
１１で形成された円上のすべての点と、遮蔽装置１４の
出口開口２０で形成された円上のすべての点とを結ぶ直
線、即ち小径側端部に出口開口１１を又大径側端部に出
口開口２０を夫々有する切頭円錐人（第２図に破線で示
す）内を延びるすべての直線が遮蔽体２１と交差するよ
うに外部ケーシング１７内に遮蔽体２１を配設する。遮
蔽体２１は、外部ケーシング１７内を略垂直方向に延び
かつ外部ケーシング１７内壁の対向した点で支持された
三つの中空状の棧２２，２３．２４で構成されている。
棧２３は棧２２と棧２４の間に位置し、左右両側に凸面
を備えた翼型輪郭２５の断面を有する。
を備えた翼型輪郭２５の断面を有する。
棧２２及び２４は棧２３の両側に位置し、棧２３に而し
た側に凹面を備えた凸面−凹筒状の翼型輪郭２６の断面
を夫々有する。尚上記の翼型輪郭２５．２６はそれらの
真値を外部ケーシング１７の長手軸線に対して平行にし
て外部ケーシング１７内に配設されている。
た側に凹面を備えた凸面−凹筒状の翼型輪郭２６の断面
を夫々有する。尚上記の翼型輪郭２５．２６はそれらの
真値を外部ケーシング１７の長手軸線に対して平行にし
て外部ケーシング１７内に配設されている。
棧２２．２３．２４と外部ケーシング１７内壁間に四つ
の放出空間２７．２８．２９．３０が形成される。放出
空間２７．２８は棧２２．２４の異型輪郭２６の凸面と
外部ケーシング１７の内面間に形成され、放出空間２９
．３０は棧２２．２４の異型輪郭２６の凹面と棧２３の
異型輪郭２５の両側凸面間に形成される。
の放出空間２７．２８．２９．３０が形成される。放出
空間２７．２８は棧２２．２４の異型輪郭２６の凸面と
外部ケーシング１７の内面間に形成され、放出空間２９
．３０は棧２２．２４の異型輪郭２６の凹面と棧２３の
異型輪郭２５の両側凸面間に形成される。
棧２２，２３．２４の中空状内部は垂直導管３１，３２
゜３３になっていて、それらの垂直方向の両端は外部ケ
ーシング１７を包囲した外気と連通し、又垂直導管の中
間点に側方に向いた開口３４，３５．３６が夫々形成さ
れていて、それらの開口３４，３５．３６を介して放出
空間２９．３０と夫々連通している。
゜３３になっていて、それらの垂直方向の両端は外部ケ
ーシング１７を包囲した外気と連通し、又垂直導管の中
間点に側方に向いた開口３４，３５．３６が夫々形成さ
れていて、それらの開口３４，３５．３６を介して放出
空間２９．３０と夫々連通している。
特に第１図に示すように垂直導管３２の一端（上端）は
、タービン・エンジン８の潤滑油回路上の熱交換器３８
から後方に延びた冷却空気放出導管３７の出口端部に接
続している。
、タービン・エンジン８の潤滑油回路上の熱交換器３８
から後方に延びた冷却空気放出導管３７の出口端部に接
続している。
以下本発明の装置の作動について説明する。ノズルｌＯ
の出口開口１１を出た高温の廃気ガスはマニホルド１２
内に流入し、そこでパイ・ぐス導管９と、エンジン室８
ａを冷却した空気の冷却４管１０ａと、減速室１６を冷
却した空気の冷却空気導管１５とから夫々送られた空気
と混合される。
の出口開口１１を出た高温の廃気ガスはマニホルド１２
内に流入し、そこでパイ・ぐス導管９と、エンジン室８
ａを冷却した空気の冷却４管１０ａと、減速室１６を冷
却した空気の冷却空気導管１５とから夫々送られた空気
と混合される。
これらの空気流は比較的低温なので、出口開口１１から
の廃気ガス量と等量のこれらの空気流を混合するとマニ
ホルド１２から出る廃気ガスの温度は出口開口１１から
出た瞬間の廃気ガスの温度の略１／２に低下する。
の廃気ガス量と等量のこれらの空気流を混合するとマニ
ホルド１２から出る廃気ガスの温度は出口開口１１から
出た瞬間の廃気ガスの温度の略１／２に低下する。
遮蔽装置１４内において、マニホルド１２から出た廃気
ガス流は放出空間２７，２８．２９，３０を流れる四つ
の流れに分れ、異型輪郭２５．２６の凸面と接触するこ
とによって加速されて遮蔽体２１の後流に負圧部を生ず
る。この負圧によって垂直導管３１．３３及び開口３４
．３６を介して遮蔽装置１４の外部の低温空気を遮蔽装
置１４内に吸引し、また冷却空気放出導管３７、垂直導
管３２及び開口３５を介して比較的暖かい空気を遮板製
［１４内に吸引する。開口３４．３５．３６から遮蔽装
置１４内に流入した空気はマニホルド１２からの廃気ガ
スと混合される。従って遮蔽装置１４から外部に放出さ
れた混合廃気ガスで形成された航跡中の温度は比較的低
温となって、赤外線自動近接装置を備えたミサイルによ
って追跡容易な近接用径路（ａｐｐｒｏａｃｈ ｒｕｎ
）を構成することがない。
ガス流は放出空間２７，２８．２９，３０を流れる四つ
の流れに分れ、異型輪郭２５．２６の凸面と接触するこ
とによって加速されて遮蔽体２１の後流に負圧部を生ず
る。この負圧によって垂直導管３１．３３及び開口３４
．３６を介して遮蔽装置１４の外部の低温空気を遮蔽装
置１４内に吸引し、また冷却空気放出導管３７、垂直導
管３２及び開口３５を介して比較的暖かい空気を遮板製
［１４内に吸引する。開口３４．３５．３６から遮蔽装
置１４内に流入した空気はマニホルド１２からの廃気ガ
スと混合される。従って遮蔽装置１４から外部に放出さ
れた混合廃気ガスで形成された航跡中の温度は比較的低
温となって、赤外線自動近接装置を備えたミサイルによ
って追跡容易な近接用径路（ａｐｐｒｏａｃｈ ｒｕｎ
）を構成することがない。
上述した廃気ガスの温度を下げること及び出口開口１１
を外部から視認できないようにすることに加えて、本発
明のａ板装置１４はヘリコプタの動力製置の全体的性能
を改良するように設計されている。以下それについて述
べる。
を外部から視認できないようにすることに加えて、本発
明のａ板装置１４はヘリコプタの動力製置の全体的性能
を改良するように設計されている。以下それについて述
べる。
第１に、第２図から明らかなように放出空間２７と２８
はパイ・イス導管９の出口及び冷却空気導管１５の出口
に夫々直面して設けて・々イ・々ス導管９及び冷却空気
導ｇ１５内の空気流の流動性を高めている。従って減速
室１６の理想的な冷却力；可能上であり、また・マイ・
母ス９内を流れる空気流速度を高めることができる。後
者は、外部空気取入口５を介して流入した空気中の比較
的型〜嘱浮遊粒子をヂ遇するに当って極めて有益である
。その理由は。
はパイ・イス導管９の出口及び冷却空気導管１５の出口
に夫々直面して設けて・々イ・々ス導管９及び冷却空気
導ｇ１５内の空気流の流動性を高めている。従って減速
室１６の理想的な冷却力；可能上であり、また・マイ・
母ス９内を流れる空気流速度を高めることができる。後
者は、外部空気取入口５を介して流入した空気中の比較
的型〜嘱浮遊粒子をヂ遇するに当って極めて有益である
。その理由は。
前部導管６とパイ・臂ス導管９に沿って流れる空気が遮
蔽体２７によって高速化（加速）されるので、前部導管
６に流入した空気中に含まれるすべての比較的重い粒子
がタービン室８に導かれることなく、パイ・やス導管９
に直接導かれるためである。
蔽体２７によって高速化（加速）されるので、前部導管
６に流入した空気中に含まれるすべての比較的重い粒子
がタービン室８に導かれることなく、パイ・やス導管９
に直接導かれるためである。
ｇ２に、導管３１及び３３が垂直方向に設けられている
ので、ヘリコプタの主回転翼の回転によって生じた下向
きの空気流を垂直導管３１．３３によって充分に取入れ
ることができる。従ってどのような飛行条件下において
も開口３４，３ｅｌ介して大量の新鮮な外気を遮蔽装置
１４内に供給することが可能である。
ので、ヘリコプタの主回転翼の回転によって生じた下向
きの空気流を垂直導管３１．３３によって充分に取入れ
ることができる。従ってどのような飛行条件下において
も開口３４，３ｅｌ介して大量の新鮮な外気を遮蔽装置
１４内に供給することが可能である。
最後に、放出空間２７．２８，２９．３０は廃気ガスの
負圧全減少させるのでタービン・エンジン８の出力損失
を減少させることができる。
負圧全減少させるのでタービン・エンジン８の出力損失
を減少させることができる。
第１図は本発明にかかるヘリコプタ用タービン型動力装
置の側面図、第２図は第１図のタービン型動力装置の平
面図で、図を明確にするために一部を破断し一部を省略
して示し、第３図は第１図のｍ−１１ＩＩ！！について
の断面図である。 ９・・・バイパス導管、１０・・・廃気ガスノズル。 １０ａ・・・第２の冷却導管、１１・・・出口開口、１
２・・・マニホルド、１４・・・廃気ガス遮蔽装置、１
５・・・第１０冷却導管、１７・・・外部ケーシング、
２１・・・遮蔽体、２２，２３，２４・・・棧、２５．
２６・・・翼型輪郭、２７，２８，２９．３０・・・放
出空間、３４．３５．３６・・・開口、３７・・・別の
冷却導管。
置の側面図、第２図は第１図のタービン型動力装置の平
面図で、図を明確にするために一部を破断し一部を省略
して示し、第３図は第１図のｍ−１１ＩＩ！！について
の断面図である。 ９・・・バイパス導管、１０・・・廃気ガスノズル。 １０ａ・・・第２の冷却導管、１１・・・出口開口、１
２・・・マニホルド、１４・・・廃気ガス遮蔽装置、１
５・・・第１０冷却導管、１７・・・外部ケーシング、
２１・・・遮蔽体、２２，２３，２４・・・棧、２５．
２６・・・翼型輪郭、２７，２８，２９．３０・・・放
出空間、３４．３５．３６・・・開口、３７・・・別の
冷却導管。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、タービン動力装置と、廃気ガス遮蔽装置と、ヘリコ
プタの内部部分冷却用空気を外部から取入れる少なくと
も一つの第１の冷却導管とを備え、上記のタービン動力
装置がエンジン室と、該エンジン室冷却用第２の冷却導
管と、上記エンジン室に収容したタービン・エンジンと
、外部空気取入口と、上記外部空気取入口に夫々接続さ
れたエンジンに対する空気取入れ導管及びバイパス導管
と、エンジンから廃気ガスを放出する廃気ガスノズルと
を含んだヘリコプタにおいて、一端を上記廃気ガス遮蔽
装置（１４）の入口開口に又他端を上記廃気ガスノズル
（１０）、上記バイパス導管（９）及び上記第１、第２
の冷却導管（１５、１０ａ）に接続したマニホルド（１
２）を備え、上記廃気ガス遮蔽装置（１４）が、上記バ
イパス導管（９）及び第１、第２の冷却導管（１５、１
０ａ）内を流れる空気を活性化するように複数の放出空
間（２７、２８、２９、３０）を備えたことを特徴とす
る廃気ガス遮蔽装置付タービン型動力装置を備えたヘリ
コプタ。 ２、上記廃気ガス遮蔽装置（１４）が、筒状の外部ケー
シング（１７）と、相並んで配設されかつ上記外部ケー
シング（１７）内に亘つて延びて上記廃気ガスノズル（
１０）の出口開口（１１）の遮蔽体（２１）を構成する
複数の棧（２２、２３、２４）とを備え、上記各棧はそ
の翼弦が上記外部ケーシング（１７）の長手軸線に略平
行な翼型輪郭（２５、２６）を有するとともに該棧（２
２、２３、２４）相互間及び上記外部ケーシング（１７
）の内壁との間に上記放出空間（２７、２８、２９、３
０）を形成した特許請求の範囲第１項に記載のヘリコプ
タ。 ３、三枚の上記棧（２２、２３、２４）を略垂直に配設
して該棧相互間及び上記外部ケーシング（１７）の内壁
との間に相並んだ四つの上記放出空間（２７、２８、２
９、３０）を形成し、上記放出空間のうちの第１０放出
空間（２７）が上記バイパス導管（９）の出口に、又第
２の放出空間（２８）が第１の冷却導管（１５）の出口
に夫々対向して配設された特許請求の範囲第２項に記載
のヘリコプタ。 ４、少なくとも一つの別の冷却導管（３７）を備え、上
記棧（２２、２３、２４）が中空体に形成されるととも
に該棧相互間に第３、第４の放出空間（２９、３０）が
形成されていて上記各中空体の少なくとも一端が外気に
連通され、又各棧（２２、２３、２４）の垂直方向中間
部には上記第３、第４の放出空間（２９、３０）と連通
する少なくとも一つの開口（３４、３５、３６）が形成
され、さらに上記の別の冷却導管（３７）の出口は上記
棧（２２、２３、２４）のうちの一つの棧の一端に接続
された特許請求の範囲第２項又は第３項に記載のヘリコ
プタ。 ５、上記第３、第４の放出空間（２９、３０）が上記廃
気ガスノズル（１０）の出口開口（１１）及び上記第２
の冷却導管（１０ａ）の出口に対向して配設された特許
請求の範囲第２、第３、第４項のうちいずれか１項に記
載のヘリコプタ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IT67530-A/85 | 1985-06-07 | ||
| IT67530/85A IT1183880B (it) | 1985-06-07 | 1985-06-07 | Elicottero con gruppo propulsore a turbina provvisto di dispositivo mascheratore di scarico |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6296739A true JPS6296739A (ja) | 1987-05-06 |
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Family Applications (1)
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- 1986-06-04 DE DE19863618819 patent/DE3618819A1/de not_active Withdrawn
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- 1986-06-06 FR FR868608238A patent/FR2583109B1/fr not_active Expired - Fee Related
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