JPH109056A - Hangar type aircraft engine testing facilities and method - Google Patents
Hangar type aircraft engine testing facilities and methodInfo
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- JPH109056A JPH109056A JP8167876A JP16787696A JPH109056A JP H109056 A JPH109056 A JP H109056A JP 8167876 A JP8167876 A JP 8167876A JP 16787696 A JP16787696 A JP 16787696A JP H109056 A JPH109056 A JP H109056A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機エンジン試
験施設に関し、特に、エンジンを航空機に取り付けたま
まで試運転（ランナップテスト）を行えるように、エン
ジンストールを起こさないための空力的条件と空港周辺
の環境に対する消音性能を具備した、航空機格納式エン
ジン試験施設に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an aircraft engine test facility, and more particularly, to an aerodynamic condition for preventing engine stall and an airport vicinity, so that a test run (run-up test) can be performed while an engine is mounted on an aircraft. The present invention relates to an aircraft retractable engine test facility having a noise reduction performance for the environment.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の航空機地上エンジンテスト用消音
装置（ノイズサプレッサー）の概観図を図６に示すが、
このノイズサプレッサーは、中央エンジン用消音ダクト
２０、外側エンジン用消音ダクト１９をテストするエン
ジン１０の直後に配置し、排気側の騒音源を図のように
消音ダクトで覆うことによって後方に伝播する騒音を低
減し、側方ヘ伝播する騒音に対しては側方に設置された
隔壁１８によって低減していた。2. Description of the Related Art FIG. 6 shows a schematic view of a conventional silencer (noise suppressor) for testing an aircraft ground engine.
This noise suppressor is disposed immediately after the engine 10 for testing the muffler duct 20 for the central engine and the muffler duct 19 for the outer engine, and the noise transmitted on the exhaust side is covered by the muffler duct as shown in FIG. And the noise that propagates to the side is reduced by the partition 18 installed on the side.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】航空機のエンジン試験
施設は、その具備すべき性能として、空力面、騒音面及
び運用面を考慮したものが求められる。しかしながら、
従来のノイズサプレッサーは、先ず空力面で問題点を抱
えていた。航空機のジェットエンジンは、安定した吸気
が行われないとエンジンストールを起こしてしまうが、
上述のものは以下のような問題があるために正面からの
風２１以外の横風及び尾翼方向からの風がある範囲２２
ではテスト不能に陥ってしまい、結果として年間稼働率
の低下を招いていた。 １） 機首に向けて吹く一方向の風向きには使用できる
が、尾翼に向けて吹く風の時には使用できない。 ２） エンジン１０の排気を消音ダクト１９で覆う構造
のため、ほとんどの空気が吸気口からエンジンに吸入さ
れ、エンジン周辺をバイパスして後方に流れる空気流が
少なくなって、エンジン吸気口前の風速分布の変動値
（平均流速との偏差値）が大きいものになってしまう。 ３） 航空機の向きに対して、横風２１の状況下におい
ては、遮音の目的で設置された隔壁１８の形状から、必
然的にその端部において境界層の剥離２５が生じ易くな
る。（図７参照） ４） 上記境界層剥離やエンジンの吸気流２２と排気流
２３との間に発生する渦２６がエンジン９に混入し、エ
ンジンストールを起こす。（図７参照） ５） 隔壁１８を乗り越えた横風２１によって発生する
乱れ・渦２７をエンジンへ吸気流２２として混入し、エ
ンジンストールを起こす。（図８参照） ６） エンジン排気口の直後に位置する消音ダクト１９
は、途中で直角に折れ曲がっている構造であるために、
エンジンの排気風速２４を抑制する形になり、エンジン
からの背圧、循環流の影響を受けてエンジンストールを
起こす可能性がある。An aircraft engine test facility is required to have an aerodynamic, noise, and operational performance as its performance. However,
Conventional noise suppressors first had aerodynamic problems. The jet engine of an aircraft will cause engine stall if stable intake is not performed,
Since the above-mentioned thing has the following problems, the range 22 where there is a cross wind other than the wind 21 from the front and the wind from the tail direction 22
Then, the test failed, resulting in a decrease in the annual utilization rate. 1) Can be used in one direction of wind blowing toward the nose, but cannot be used in the case of wind blowing toward the tail. 2) Due to the structure in which the exhaust of the engine 10 is covered by the sound deadening duct 19, most of the air is sucked into the engine from the intake port, and the airflow bypassing the periphery of the engine and flowing backward is reduced, and the wind speed in front of the engine intake port is reduced. The fluctuation value of the distribution (the deviation value from the average flow velocity) becomes large. 3) With respect to the direction of the aircraft, under the condition of the crosswind 21, the shape of the partition wall 18 installed for the purpose of sound insulation makes it easier to inevitably cause separation of the boundary layer 25 at its end. (See FIG. 7) 4) The boundary layer separation and the vortex 26 generated between the intake air flow 22 and the exhaust flow 23 of the engine are mixed into the engine 9 and cause engine stall. (See FIG. 7) 5) The turbulence / vortex 27 generated by the cross wind 21 over the partition 18 is mixed into the engine as the intake air flow 22 and causes engine stall. (See FIG. 8) 6) The sound deadening duct 19 located immediately after the engine exhaust port
Is a structure that is bent at a right angle on the way,
The exhaust wind speed 24 of the engine is suppressed, and the engine may be stalled under the influence of the back pressure from the engine and the circulating flow.
【０００４】又、騒音面においては、 １） 消音対策として後方や側方の音に対してはかなり
の対策を講じているものの前方ヘの騒音に対しては配慮
されていない。 ２） 上方へ伝播する騒音に対しては隔壁の上部から迂
回してエンジン側方に伝播する騒音についての配慮がな
されておらず、隔壁からの距離が遠くなるほど減音効果
が低くなる。 ３） 夜間等に気温の逆転現象が生じた場合や上空にお
ける急激な風速変化等による異常伝播が発生した場合に
は、上方に伝播する音が屈折して遠く離れた場所まで届
くため、隔壁による遮音では減音効果が期待できない。 ４） 排気が消音ダクト１９内を通過するためダクト構
造特有の気体振動が発生して低周波振動を発生する。さ
らに、その運用面でも、消音ダクト１９がそれぞれ固定
設備であるために多機種への対応が困難であることも大
きな問題である。[0004] In terms of noise, 1) considerable measures are taken against rear and side sounds as noise suppression measures, but no consideration is given to noise in front. 2) For the noise propagating upward, no consideration is given to the noise propagating to the side of the engine bypassing the upper part of the partition wall, and the noise reduction effect decreases as the distance from the partition wall increases. 3) When the temperature reverses at night or when abnormal propagation occurs due to sudden changes in wind speed in the sky, etc., the sound propagating upward is refracted and reaches far away places. No sound reduction effect can be expected with sound insulation. 4) Since the exhaust gas passes through the sound deadening duct 19, gas vibration peculiar to the duct structure is generated, and low frequency vibration is generated. Further, in terms of operation, it is also a big problem that it is difficult to cope with various models because the muffling duct 19 is a fixed facility.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明による格納式航空
機エンジン試験施設は、基本的に、航空機を格納可能な
ように両端を開放した消音側壁と消音屋根とからなり、
機体の搬出入をしない開放端は徐々に縮小する斜面状に
して入口に整流・消音壁を設置し、機体の搬出入をする
開放端には可動整流・消音扉を配置して構成される。SUMMARY OF THE INVENTION A retractable aircraft engine test facility according to the present invention basically comprises a sound deadening side wall and a sound deadening roof which are open at both ends so as to be able to store an aircraft.
The open end that does not carry in and out of the body has a gradually reducing slope, and a rectifying and silencing wall is installed at the entrance, and a movable rectifying and silencing door is arranged at the open end that carries in and out of the body.
【０００６】上記消音屋根は側壁を乗り越える横風の乱
れ・渦の混入がない程度で、その稜線の一部を開放して
もよく、さらに消音側壁の開放端に整流案内装置を装備
し、機体の搬出入をしない開放端の消音側壁に沿って整
流案内装置を装備することによって境界層の剥離を発生
させないようにしている。そして、航空機のエンジン試
験を行う場合には、風の吹く方向に合わせて、機体の機
首をノーズインもしくはノーズアウトに搬出入させ、も
っとも効率良く航空機エンジンの試験を行えるものであ
る。[0006] The above-mentioned sound-absorbing roof may open a part of its ridge as far as there is no turbulence or vortex mixed in the cross wind over the side wall. Equipped with a rectifying guide device along the silenced side wall of the open end that does not carry in / out, thereby preventing separation of the boundary layer. When performing an engine test on an aircraft, the nose of the fuselage is carried in and out of the nose-in or nose-out in accordance with the direction of the wind, so that the aircraft engine can be tested most efficiently.
【０００７】[0007]
【発明の実施の形態】次に、本発明による格納式航空機
エンジン試験施設の実施の形態について、図面に基づい
て説明する。図１は、本発明による格納式航空機エンジ
ン試験施設１の概要を平面図として示しており、図２は
同様に縦断面図として示している。格納式航空機エンジ
ン試験施設１は、吸音材等を張り巡らした側壁２と屋根
３で構築してある。施設全体は、騒音を外部に漏らさな
いために可能な限り機体全体を完全に覆い尽くすことが
求められる。そのために、図１に示すように機体９の搬
出入に関係のない開放端部を形成する側壁２を徐々に縮
小する斜面状にしており、屋根３においても図２に示す
ように中央部以外は開口部分を出来るだけ小さくするよ
うに傾斜を持たせている。それぞれの開口部は、エンジ
ンの騒音が外部に漏れないように閉鎖状にする。機体の
搬出入をしない消音側壁を暫時縮小気味にしてある開放
端部には、図１、２に示すようにルーバー式の整流・消
音壁を設置しておき、施設外からの風が円滑に内部に流
入できるようにするとともに外部にエンジンテスト時の
騒音が漏れないようにしている。又、機体を搬出入する
広い開放部側には同様にルーバー式の整流・消音壁を備
える可動扉を配置しておき、機体を搬入してエンジンテ
ストを行う際にはこの扉によって広い開口部を閉鎖して
騒音が外部に漏れないようにする。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Next, an embodiment of a retractable aircraft engine test facility according to the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 shows a schematic view of a retractable aircraft engine test facility 1 according to the present invention as a plan view, and FIG. 2 also shows a longitudinal sectional view. The retractable aircraft engine test facility 1 is constructed with a side wall 2 and a roof 3 around which a sound absorbing material is stretched. The entire facility is required to completely cover the entire aircraft as much as possible to prevent noise from leaking to the outside. For this purpose, as shown in FIG. 1, the side wall 2 forming an open end irrelevant to the carry-in / out of the body 9 is formed into a slope shape that gradually reduces, and the roof 3 is also provided with a portion other than the center portion as shown in FIG. Are inclined so as to make the opening as small as possible. Each opening is closed to prevent engine noise from leaking to the outside. A louver-type rectifying and sound-absorbing wall is installed at the open end where the sound-absorbing side wall that does not carry in and out the aircraft is temporarily reduced, as shown in Figs. It allows the air to flow inside and prevents noise during engine tests from leaking to the outside. In addition, a movable door with a louver-type rectifying and sound-absorbing wall is also arranged on the wide open side for carrying in and out the aircraft, and this door is used to open the aircraft when carrying in the engine test. To prevent noise from leaking to the outside.
【０００８】上述の各構築部材で確保されるエンジンテ
スト用の空間は、テスト時の騒音を外部に漏らさないこ
とを考慮しながらも、根本的にはエンジンの試運転がス
ムーズに行われることを最大の目的にしているものであ
るから、エンジンテストに必要な次の条件を確保するた
めに、十分な空隙を持たせることも当然に考慮してあ
る。 １．エンジン吸気１２の風速分布の変動値を小さくし、
タービン排気流１４、境界層剥離１６（図３参照）及び
局部的に発生する渦１７をエンジン１０に混入させない
ために、エンジンには吸気されないがエンジン１０の吸
排気方向と同方向の流れになる随伴流をエンジン１０の
側方に発生させる。 ２．タービン排気流１４側の風速を抑制させないよう
に、整流・消音壁４、可動整流・消音扉５の配置はエン
ジン１０と空力的に十分な距離を確保する。 ３．気体振動を発生させないために、排気速度が低くな
るように施設１の吸排気口になる開放端部を広くする。[0008] The engine test space secured by each of the above-mentioned construction members is basically designed to ensure that the engine test runs smoothly, while taking into account the fact that noise during the test is not leaked to the outside. In order to ensure the following conditions necessary for engine testing, it is naturally considered to have a sufficient gap. 1. By reducing the fluctuation value of the wind speed distribution of the engine intake air 12,
In order not to mix the turbine exhaust flow 14, boundary layer separation 16 (see FIG. 3) and locally generated vortices 17 into the engine 10, the air is not sucked into the engine but flows in the same direction as the intake and exhaust directions of the engine 10. An entrainment flow is generated beside the engine 10. 2. Arrangement of the rectifying / muffling wall 4 and the movable rectifying / muffling door 5 ensures a sufficient aerodynamic distance from the engine 10 so as not to suppress the wind speed on the turbine exhaust flow 14 side. 3. In order not to generate gas vibration, the open end serving as the intake / exhaust port of the facility 1 is widened so that the exhaust speed is reduced.
【０００９】本発明による格納式航空機エンジン試験施
設１は、上述の基本構造の他にエンジンテストを周囲に
騒音等の障害を与えることなく確実に実施できるように
細部に渡って配慮しているので、これについて説明す
る。本施設は、風と騒音の問題がない限りできるだけ開
放された空間に近い状態に構築したいことから、消音屋
根３については完全に閉鎖するだけでなく、消音側壁２
を乗り越えてくる横風１１の乱れ・渦の混入が発生しな
くかつ騒音が障害とならない範囲においてその稜線部分
を開放状態にしてもよい。又、消音側壁２においても境
界層剥離を発生させる横風に対する対策としてその入口
部分に流線形状の案内装置７を装備し、機体９の搬出入
をしない徐々に縮小する斜面状の消音側壁２に沿って流
線形状の案内装置８を設けている。The retractable aircraft engine test facility 1 according to the present invention takes into account the details of the basic structure described above in detail so that the engine test can be carried out without causing any obstacle such as noise around the engine. This will be described. As we want to construct this facility as close as possible to the open space as long as there is no problem of wind and noise, not only can the sound-absorbing roof 3 be completely closed, but also the sound-absorbing side walls 2
The ridge line portion may be opened in a range in which the turbulence and vortex of the cross wind 11 coming over the vehicle does not occur and the noise does not become an obstacle. Also, as a countermeasure against the cross wind that generates boundary layer separation, the sound absorbing side wall 2 is provided with a streamlined guide device 7 at an entrance portion thereof, and the sloped sound absorbing side wall 2 that is gradually reduced without carrying in / out the body 9 is provided. A guide device 8 having a streamline shape is provided along.
【００１０】以上のような構成にすることで、本発明に
よる格納式航空機エンジン試験施設では、周辺の風１１
が施設１の中心線に対して左右に９０度の方向から吹い
ていても、整流・消音壁４と可動整流・消音扉５並びに
整流案内装置７、８の作用で施設内には直線的に整流さ
れて導入され、エンジン１０からの排気も整流されて施
設外に放出されることになり、同時に消音側壁２を真横
から乗り越えて来る風１１も消音屋根３によって、問題
になる風の乱れ・渦は施設１内に混入することがない。
このことは、本発明による格納式航空機エンジン試験施
設でエンジンテストを行う際は、風１１が機体の搬入側
から吹いていても、その反対側から吹いていても航空機
の機体９を図５（ａ），（ｂ）に示す、いわゆる“ノー
ズアウトポジション“や“ノーズインポジション”に機
体９の機首を風上に向ける方向で搬入し所定の位置に設
定してから可動整流・消音扉５を閉鎖することでエンジ
ンテストが可能であることを明確にしている。さらに、
消音側壁２の開放端には整流案内装置７を装備し機体を
搬出入しない開放端の消音壁２に沿っても整流案内装置
８を装備してあるので、境界層剥離１６を抑制するか遅
らせる作用も発揮しているから、エンジンストールを起
こす原因の、「エンジン吸気口前の風速分布の変動の増
大」「渦や境界層剥離のエンジンへの混入」を確実に防
止している。加えて、機体９の側部に十分な空隙と整流
案内を形成したので、フアン排気流１３、タービン排気
流１４等に伴ってスムーズな随伴流１５を形成できるこ
とから、境界層剥離１６や局部的に発生する渦１７をこ
の随伴流を介在させることで、エンジン吸気流１２の方
向と積極的に分離させて混入の回避を図り上記原因の回
避に寄与させている。又、排気側に十分な間隙と円滑な
整流を確保することで、風速を抑制する障害物を無くし
て、エンジンストールの原因である、「エンジンからの
背圧、循環流の影響」を受けないようにして、全体とし
て空力面の問題点を総て解決している。騒音面や運用面
においても、機体を覆う壁と屋根に吸音材を張り付けた
り開放端に消音装置を採用することによって音源を取り
囲むことによって発生する恐れのある機体の音響疲労に
ついても防止処置を施してあり、さらに航空機の機種固
有の付帯設備を必要としないので、多機種への対応が十
分に可能になっている。上記説明においては、吸音材、
整流・消音材及び整流案内装置等について一例を挙げた
り、特別の具体例を指摘していないものもあるが、本発
明による格納式航空機エンジン試験施設は、このような
部品、部材に関しては特別のものを必要とするものでな
く一般的な市販の商品で対応できることから、敢えて何
等の限定も付さないものである。[0010] With the above-described configuration, the retractable aircraft engine test facility according to the present invention allows the surrounding wind 11
Is blown from the direction of 90 degrees to the left and right with respect to the center line of the facility 1, the rectification / muffling wall 4, the movable rectification / muffling door 5, and the rectification guide devices 7 and 8 make the facility linear. The air is rectified and introduced, and the exhaust gas from the engine 10 is also rectified and released to the outside of the facility. At the same time, the wind 11 coming over the sound-absorbing side wall 2 from directly beside the sound-absorbing roof 3 causes a problem of wind turbulence. The vortex does not enter the facility 1.
This means that when performing an engine test in the retractable aircraft engine test facility according to the present invention, the airframe 9 of the aircraft can be moved regardless of whether the wind 11 is blowing from the loading side of the aircraft or from the opposite side. The movable rectification / muffler door 5 is loaded into a so-called “nose-out position” or “nose-in position” shown in FIGS. Clarifies that engine testing is possible by closing the. further,
A straightening guide device 7 is provided at the open end of the sound deadening side wall 2 and a straightening guide device 8 is provided along the sound deadening wall 2 at the open end where the body is not carried in / out, so that the boundary layer separation 16 is suppressed or delayed. Since it also exerts an effect, it reliably prevents "increase in fluctuation of wind speed distribution in front of the engine intake port" and "mixture of eddies and boundary layer separation into the engine" which cause engine stall. In addition, since a sufficient gap and rectifying guide are formed on the side of the fuselage 9, a smooth accompanying flow 15 can be formed along with the fan exhaust flow 13, the turbine exhaust flow 14, and the like. By causing the vortex 17 generated in this way to intervene with the accompanying flow, it is positively separated from the direction of the engine intake flow 12 to avoid mixing, thereby contributing to avoiding the above cause. In addition, by securing a sufficient gap and smooth rectification on the exhaust side, there is no obstacle to suppress the wind speed, and there is no "effect of back pressure from the engine and circulating flow" that causes engine stall. In this way, all aerodynamic problems have been solved as a whole. In terms of noise and operation, measures to prevent acoustic fatigue of the aircraft, which may be caused by surrounding sound sources by attaching sound absorbing materials to the walls and roof covering the aircraft and adopting a silencer at the open end. In addition, since there is no need for ancillary equipment specific to aircraft models, it is possible to sufficiently cope with many types of aircraft. In the above description, the sound absorbing material,
Although some examples of the rectifying / muffling material and the rectifying guide device have not been given or specific examples have not been pointed out, the retractable aircraft engine test facility according to the present invention has special components and members. Since there is no need for a product and it can be dealt with by a general commercial product, no limitation is dared.
【発明の効果】以上詳細に説明したように、本発明によ
る格納式航空機エンジン試験施設は、基本的に、航空機
を格納可能なように両端を開放した消音側壁と消音屋根
とからなり、機体の搬出入をしない開放端は徐々に縮小
する斜面状にして近傍に整流・消音壁を設置し、機体の
搬出入をする開放端には可動整流・消音扉を配置して構
成し、上記消音屋根は側壁を乗り越える横風の乱れ・渦
の混入がない程度にその先端を一部開放したり、さらに
消音側壁の開放端に整流案内装置を装備し、機体の搬出
入をしない開放端の消音側壁に沿っても整流案内装置を
装備するものであり、航空機のエンジン試験を行う場合
には、風の吹く方向に合わせて機体の機首をノーズイン
ポジションもしくはノーズアウトポジションに搬入させ
るものであるから、風向きと無関係にたとえ、横風状況
下においてもエンジンストールを起こすことなくテスト
を行えるので、年間稼働率が高く、エンジンからの騒音
を低周波振動問題を起こすことなく広範囲で減音させる
ことが可能であり、かつ格納可能な航空機であれば受入
可能であってどのような機種であっても特別な設備、作
業を一切必要とせずに対応できる効果を発揮する。又、
変化する野外環境の諸条件に影響されることなくテスト
が行えるので、その年間稼働率の向上に寄与するもので
ある。As described in detail above, the retractable aircraft engine test facility according to the present invention basically includes a sound-absorbing side wall and a sound-absorbing roof open at both ends so as to be able to store an aircraft. The open end that does not carry in and out has a slope that gradually reduces in size, and a rectifying and silencing wall is installed in the vicinity, and a movable rectifying and silencing door is arranged at the open end that carries in and out the aircraft. Is partially open to the extent that turbulence and vortices do not cross the side wall, and a straightening guide device is installed at the open end of the sound deadening side wall, and the sound deadening side wall at the open end that does not carry in and out the aircraft is installed. It is equipped with a straightening guide device along the way, and when conducting an engine test of an aircraft, the nose of the aircraft is carried to the nose-in position or the nose-out position according to the direction of wind blowing Regardless of wind direction, tests can be performed without causing engine stall even in crosswind conditions, so the annual operation rate is high, and noise from the engine can be reduced over a wide range without causing low frequency vibration problems. The present invention has an effect that any aircraft that can be accommodated and can be stored can be accepted, and any type of aircraft can be accommodated without any special equipment and work. or,
The test can be performed without being affected by the changing conditions of the outdoor environment, which contributes to the improvement of the annual operation rate.
【図１】格納式航空機エンジン試験施設の平面図FIG. 1 is a plan view of a retractable aircraft engine test facility.
【図２】格納式航空機エンジン試験施設の縦断面図FIG. 2 is a longitudinal sectional view of a retractable aircraft engine test facility.
【図３】施設における流線図FIG. 3 is a stream diagram in a facility.
【図４】施設における横風の流線図FIG. 4 is a streamline diagram of cross wind in a facility
【図５】搬出入する航空機の機首の方向図FIG. 5 is a directional view of a nose of an aircraft to be carried in and out.
【図６】従来の航空機地上エンジンテスト用消音装置の
斜視図FIG. 6 is a perspective view of a conventional silencer for testing an aircraft ground engine.
【図７】従来装置の流線図FIG. 7 is a stream diagram of a conventional device.
【図８】従来装置の横風の流線図FIG. 8 is a streamline diagram of a cross wind of the conventional device.
１：格納式航空機エンジン試験施設 ２：消音側壁 ３：消音屋根 ４：ルーバー式整流・消音壁 ５：可動整流・消音扉 ７、８：整流案内装置 ９：機体 １２：エンジン吸気流 １４：タービン排気流 １５：随伴流 １６：境界層剥離 １７：局部的に発生する渦 1: Retractable aircraft engine test facility 2: Sound-absorbing side wall 3: Sound-absorbing roof 4: Louvered rectifying / muffling wall 5: Movable rectifying / muffling door 7, 8: Rectifying guide device 9: Airframe 12: Engine intake flow 14: Turbine exhaust Flow 15: Associated flow 16: Boundary layer separation 17: Locally generated vortex
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 松本 貴明 東京都港区芝５丁目34番６号 日本輸送エ ンジニアリング株式会社内 (72)発明者 小川 隆申 東京都港区芝浦一丁目２番３号 清水建設 株式会社内 (72)発明者 日比 一喜 東京都港区芝浦一丁目２番３号 清水建設 株式会社内 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Takaaki Matsumoto 5-34-6 Shiba, Minato-ku, Tokyo Inside Japan Transport Engineering Co., Ltd. (72) Takashi Ogawa 1-2-Shibaura 1-2-chome, Minato-ku, Tokyo No.3 Shimizu Construction Co., Ltd. (72) Inventor Kazuki Hibii 1-3-2 Shibaura, Minato-ku, Tokyo Shimizu Construction Co., Ltd.
Claims (5)
消音側壁と消音屋根とからなり、機体の搬出入をしない
開放端は徐々に縮小する斜面状にして近傍に整流・消音
壁を設置し、機体の搬出入をする開放端には可動整流・
消音扉を配置する格納式航空機エンジン試験施設。1. A sound-damping side wall and a sound-absorbing roof, both ends of which are open so that an aircraft can be stored, and an open end which does not carry in / out the body is formed into a gradually decreasing slope, and a rectifying / muffling wall is installed in the vicinity. The open end for loading and unloading the aircraft
A retractable aircraft engine test facility with a muffler door.
特徴とする請求項１に記載の格納式航空機エンジン試験
施設。2. The retractable aircraft engine test facility according to claim 1, wherein the sound deadening roof has a partially open tip.
ることを特徴とする請求項１もしくは２に記載の格納式
航空機エンジン試験施設。3. The retractable aircraft engine test facility according to claim 1, wherein a straightening guide device is provided at an open end of the muffling side wall.
沿って整流案内装置を装備することを特徴とする請求項
１、２もしくは３に記載の格納式航空機エンジン試験施
設。4. The retractable aircraft engine test facility according to claim 1, wherein a straightening guide device is provided along a silencing side wall at an open end where the body is not carried in / out.
に搬出入する請求項１に記載の格納式航空機エンジン試
験施設を用いる航空機エンジンの試験方法。5. The method for testing an aircraft engine using the retractable aircraft engine test facility according to claim 1, wherein the aircraft is carried in and out of a nose-in or nose-out.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8167876A JPH109056A (en) | 1996-06-27 | 1996-06-27 | Hangar type aircraft engine testing facilities and method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8167876A JPH109056A (en) | 1996-06-27 | 1996-06-27 | Hangar type aircraft engine testing facilities and method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH109056A true JPH109056A (en) | 1998-01-13 |
Family
ID=15857721
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8167876A Pending JPH109056A (en) | 1996-06-27 | 1996-06-27 | Hangar type aircraft engine testing facilities and method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH109056A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111114834A (en) * | 2019-12-17 | 2020-05-08 | 西安航天动力研究所 | Light side wall suspension vertical force transmission rack and primary engine |
| CN113670627A (en) * | 2021-08-13 | 2021-11-19 | 上海坦泽环保集团有限公司 | Rocket engine ground test tail flame noise reduction injection cylinder |
| CN118010361A (en) * | 2024-04-08 | 2024-05-10 | 西安航天动力试验技术研究所 | Engine ground test command decision method, system, equipment and medium |
-
1996
- 1996-06-27 JP JP8167876A patent/JPH109056A/en active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111114834A (en) * | 2019-12-17 | 2020-05-08 | 西安航天动力研究所 | Light side wall suspension vertical force transmission rack and primary engine |
| CN113670627A (en) * | 2021-08-13 | 2021-11-19 | 上海坦泽环保集团有限公司 | Rocket engine ground test tail flame noise reduction injection cylinder |
| CN113670627B (en) * | 2021-08-13 | 2024-04-26 | 上海坦泽环保集团有限公司 | Noise-reducing ejector cylinder for ground test tail flame of rocket engine |
| CN118010361A (en) * | 2024-04-08 | 2024-05-10 | 西安航天动力试验技术研究所 | Engine ground test command decision method, system, equipment and medium |
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