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JPH0321730B2 - - Google Patents
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JPH0321730B2 - - Google Patents

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JPH0321730B2
JPH0321730B2 JP23716383A JP23716383A JPH0321730B2 JP H0321730 B2 JPH0321730 B2 JP H0321730B2 JP 23716383 A JP23716383 A JP 23716383A JP 23716383 A JP23716383 A JP 23716383A JP H0321730 B2 JPH0321730 B2 JP H0321730B2
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JP
Japan
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air intake
generally
air
panel
inlet
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JP23716383A
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Robaato Baraado Jon
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Rolls Royce PLC
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Rolls Royce PLC
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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
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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)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Tires In General (AREA)

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。
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プタの動力であるエンジンに
吸込まれる恐れがある。そうなるとエンジンは大
きな損傷を被る可能性がある。従つて異物がエン
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、ヘリコプタ搭載エンジンにはそ
の空気取入口の上流に或る形式の異物分離器を設
けるのが慣例である。異物分離器は渦流形分離器
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。
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。ヘリコプタがホバリングま
たは低速飛行する時はそれでも有効であるが、前
進高速の時はエンジンにラム（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或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、
エンジンの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与えることが
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る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１の部分
と、同じくほぼ横向きの第２の部分との２すの吸
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、また前記ほぼ前方向きの
吸気口部分が中を通過するラム空気を受けている
時に前記ほぼ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、前記ほぼ前方向きの吸
気口部分が中を通過するラム器を受けていない時
に前記ほ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、本発明の実施例
を説明する。
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
を含んでいる。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１
４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。
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１７，１８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１８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１７，１８は
在来型の構造を有し、複数の渦流型異物分離器を
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がなく、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
２０の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を通つて作用する空気流により決定
される。すなわち、ヘリコプタ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１７，１８の双方
から空気を引込む。その結果、パネル１９の両面
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つて、分離器１
７，１８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。しかしヘリコプタが高速前進飛
行している時には、ほぼ前方向きの分離器パネル
１７は通過するラム空気流を受ける。従つてこの
状態では、ほぼ前方向きの分離器パネル１７を通
る空気流の圧力はほほ横向きのパネル１８を通し
て引込まれる空気流の圧力より大きい。それ故、
ほぼ前方向きのパネル１７を通るラム空気流が枢
動パネル１９に作用しほぼ横向きの分離器パネル
１８を閉鎖する位置に枢動させることになる。す
なわち高速前進飛行においては、エンジン１１へ
の供給空気は全てほぼ前方向きの分離器パネル１
７から取込まれるラム空気である。ヘリコプタ１
０の前進速度が減ずるに従い、ほぼ前方向きの分
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
は図示の位置に戻つ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つているが、その為、ほぼ前
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、ほぼ横向きの分離器パネル１８を
通る逆空気流によりダクト１５内のラム空気洩れ
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
劣化させる。
場合により枢動パネル１９に或る形の枢動作用
の制動を与えることが望ましいかも知れない。
従つて、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。
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。
本発明を、相互に近接した、ほぼ前方向きおよ
び横向きの分離器パネル１７，１８について説明
したが、２つの離れたダクト吸気口が画成される
ように、両パネルを事実上隔置させることもでき
る。
【図面の簡単な説明】
添付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平面断面図。 １０……ヘリコプタ（航空機）、１１……ガス
タービンエンジン、１２……エンジン吸気口、１
３……外部、１４……空気取入口、１５……ダク
ト、１６……ダクト吸気口、１７……分離器パネ
ル、１８……分離器パネル、１９……パネル（閉
鎖部材）、２０……交叉線。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 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、ほぼ横向きの第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、前記ほ
    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ほ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、前記ほ
    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ほ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しない第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の位置と前記ほぼ前方向きお
    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。 ３ 前記枢動自在に取付けられたパネルは前記ほ
    ぼ前方向きの吸気口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パネルを推進させる
    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つ
    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。
JP58237163A 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 Granted JPS59120722A (ja)

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