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 |
| US5746047A (en) * | 1982-07-08 | 1998-05-05 | Gereral Electric Company | Infrared suppressor |
| US6253540B1 (en) * | 1982-07-08 | 2001-07-03 | General Electric Company | Removable baffle infrared suppressor |
| US4685942A (en) * | 1982-12-27 | 1987-08-11 | General Electric Company | Axial flow inlet particle separator |
| 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 |
| FR2728228A1 (fr) * | 1994-12-19 | 1996-06-21 | Eurocopter France | Perfectionnements aux helicopteres equipes de dilueurs-deviateurs de jet pour les gaz de combustion |
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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 |
|---|---|
| IT1043166B (it) | 1980-02-20 |
| DE2542765A1 (de) | 1976-08-12 |
| FR2293363B1 (ja) | 1981-01-16 |
| DE2542765C2 (de) | 1986-06-12 |
| US3921906A (en) | 1975-11-25 |
| GB1525257A (en) | 1978-09-20 |
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| FR2293363A1 (fr) | 1976-07-02 |
| BE836074A (fr) | 1976-03-16 |
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