JP2018503017A - 給気プレナム - Google Patents

Abstract

本発明は、エンジン用給気プレナム（１２）であって、前記エンジンのケーシング（３）内に設けられる前記エンジンの吸気口（２）の上流側に配置される給気プレナム（１２）に関する。給気プレナム（１２）は、エンジンが機能する時に空気流（７）が流れる導管を一体となって形成する第１の側壁（１２１）と第２の側壁（１２２）とを備える。本発明は、各々の側壁（１２１、１２２）が、給気プレナム（１２）内の空気流（７）の流れ方向に対して横方向の凹部を形成する段部（８）を備え、エンジンが作動している時に段部（８）内で空気力学的剥離（６）が生じるようにすることを特徴とする。

Description

本発明は、エンジンの給気プレナムに関する。

より正確には、本発明は、ヘリコプタエンジンの給気プレナムの特定の形態に関する。

現在のエンジン、特に、ヘリコプタエンジンでは、エンジンの吸気口の上流側のエンジンの給気プレナムにおける空気力学的剥離に関する問題が生じる。

エンジンの吸気口２に位置決めされる従来技術の給気プレナムが、図１および図２に示されている。エンジンの吸気口２は、エンジンのケーシング３に設けられる。グリッド４は、前記エンジンの吸気口２に位置決めされる。このグリッド４をエンジンの吸気口の所定位置で維持するために、吸気口２は、エンジンの外側に向けられたリップ部５を備え、リップ部５上にグリッドが位置決めされる。特に、これらのリップ部５の存在により、プレナム１１内の空気流７の幅を狭め、空気流７に不均一性を生じさせ、その結果、空気力学的損失現象を引き起こす空気力学的剥離６が生じる。エンジンの吸気口２におけるこの空気力学的損失は、エンジンの全体的な性能低下をもたらす。

このエンジン性能低下の問題の解決策を見出すためには、この性能低下を補償するようなより強力なエンジンを使用することが既知である。このような解決策は、過剰な燃料消費およびヘリコプタの追加料金をもたらし、その結果、ヘリコプタ使用の時間当たりのコストを増大させることになる。

本発明の全般的な目的は、空気力学的剥離形成の現象の影響を低減することによって、エンジンの性能を向上させることができる給気プレナムを提案することである。

より詳細には、一態様によれば、本発明は、エンジンのケーシング内に設けられる前記エンジンの吸気口の上流側に配置される前記エンジン用給気プレナムにして、前記エンジンが機能する時に空気流が流れる導管を一体となって形成する第１の側壁と第２の側壁とを備える給気プレナムであって、各々の側壁は、給気プレナム内の空気流の流れ方向に対して横方向の凹部を形成する切欠部を備え、前記エンジンが作動している時に前記切欠部内で空気力学的剥離が生じるようにすることを特徴とする給気プレナムから成る。

追加の特徴によれば、エンジンの吸気口は、前縁を備え、前記給気プレナムによって形成された導管の外側に突出するリップ部を備え、エンジンの吸気口はさらに、リップ部に位置決めされる保護グリッドを備え、前記リップ部は、保護グリッドを定位置で保持するのに適する。

特定の特徴によれば、切欠部は、側壁の曲率の急変によって形成され、したがって、第１の側壁および第２の側壁はそれぞれ鋭いリッジ部を備え、前記側壁はそれぞれ、前記リッジ部における２本の半接線を有する。

別の追加の特徴によれば、一方では第１の側壁のリッジ部と保護グリッドとの間の半径方向間隔と、他方ではリップ部の前縁と第１の側壁に垂直な保護グリッドとの間の半径方向間隔との比率は、０．１〜１０であり、さらに、一方では第２の側壁のリッジ部と保護グリッドとの間の半径方向間隔と、他方ではリップ部の前縁と第２の側壁に垂直な保護グリッドとの間の半径方向間隔との比率は、０．１〜１０である。

別の追加の特徴によれば、一方では切欠部によって画定される環状面と、他方ではリップ部の前縁によって画定される環状面との面積比は、一方ではリップ部の前縁によって画定される環状面と、他方ではエンジンの吸気口によって画定される環状面との面積比の０．１〜１０倍である。

別の特徴によれば、各々の側壁の切欠部は、３０度〜１８０度の切欠き角度を形成する。

別の特徴によれば、各々の切欠部によって形成される凹部は、９０度の凹部底角を含む。

特定の特徴によれば、各々の側壁は、１つの切欠部のみを備える。

別の態様によれば、本発明は、上述の特徴のいずれか１つに従う給気プレナムを備えたエンジンから成る。

別の態様によれば、本発明は、該エンジンを含むヘリコプタから成る。

本発明の他の特徴、目的、および利点は、非限定的な実施例として、以下に添付図面を参照して述べる詳細な説明を読めば明らかになるであろう。

先行技術の給気プレナムの上面図である。 先行技術の給気プレナムの軸ＡＡに沿った断面図である。 本発明による給気プレナムの上面図である。 第１の実施形態の給気プレナムの軸ＢＢに沿った断面図である。 図４と同じ断面図であり、プレナムの比率が強調された図である。 第２の実施形態の給気プレナムの断面図である。

図３には、ヘリコプタエンジンの給気プレナム１２が示されており、この給気プレナムは、前記ヘリコプタエンジンの吸気口２に位置決めされる。

図４に示すように、プレナム１２は、エンジンの吸気口２に向かって外側から流入する空気流７を案内する導管を一体となって形成する第１の側壁１２１と第２の側壁１２２とを備える。

２つの側壁１２１、１２２はそれぞれ、２つの端部１２１ａ、１２１ｂおよび１２２ａ、１２２ｂを備える。２つの側壁１２１、１２２の第１の端部１２１ａ、１２２ａは、給気プレナム１２の第１の端部１２ａを形成し、この第１の端部１２ａを通って空気流７が前記給気プレナム１２に入り込む。２つの側壁１２１、１２２の第２の端部１２１ｂ、１２２ｂは、プレナム１２の第２の端部１２ｂを形成し、この第２の端部１２ｂを通って空気流７がエンジンの吸気口２に入り込む。

エンジンは、エンジンの吸気口２が設けられたケーシング３を備える。ケーシング３は、給気プレナム１２によって形成された導管の内側に突出するリップ部５を備える。リップ部５は、給気プレナム１２によって形成された導管内に突出する端部を形成する前縁５０を備える。空気流７の吸気口２への流入は、リップ部５の前縁５０によって成される。

ケーシング３のリップ部５は、空気流７の流れ方向に対してエンジンの吸気口２の上流側に位置決めされた保護グリッド４を定位置で保持することができる。グリッド４は、物体の吸い込みや氷の形成からエンジンを保護することができる。１つの可能な実施形態によれば、吸気口２はグリッド４によって保護されなくてよい。

グリッド４がその保護機能を最適に果たすために、グリッド４と給気プレナム１２の側壁１２１、１２２との間に最小間隔が必要である。実際には、例えば、空気流７を乱さないようにグリッド４上に氷層を形成する際に、氷層が給気プレナム１２の側壁１２１、１２２と接触しないことが必要である。

グリッド４と側壁１２１、１２２との間に最小空間を形成するために、リップ部５も同様に側壁１２１、１２２から離隔されなければならない。リップ部５と側壁１２１、１２２との間のこの間隔は、必然的に、給気プレナム１２の２つの端部１２ａ、１２ｂ間に空気力学的剥離６の形成をもたらす。

空気力学的剥離６の形成によって引き起こされるエンジン性能の低下を低減するために、側壁１２１、１２２はそれぞれ、それらの両端１２１ａ、１２１ｂおよび１２２ａ、１２２ｂの間に含まれる切欠部８を備える。各々の切欠部８は、給気プレナム１２の外側に向かう凹部を形成し、前記凹部は、給気プレナム１２内の空気流７の流れ方向に対して横方向の凹部である。同様に、切欠部８を給気プレナム１２の直径の局部的な増加部として定義することが可能である。

切欠部８は、空気力学的剥離６が切欠部８の内側で形成されるように、空気力学的剥離６の形成を制御することができる。一実施形態では、切欠部８は、側壁１２１、１２２の曲率の急変によって形成され、その結果、側壁１２１、１２２はそれぞれ鋭いリッジ部８０を形成し、したがって、側壁１２１、１２２は前記鋭いリッジ部８０における２本の半接線を含む。

好ましくは、図５に示すように、各々の側壁１２１、１２２の切欠部８は、３０度〜１８０度の切欠き角度Ｔを形成する。より正確には、切欠き角度Ｔは、側壁１２１、１２２の曲率変化によって形成される角度である。例えば、切欠部８が側壁１２１、１２２の曲率の急変によって形成される場合、角度Ｔは、鋭いリッジ部８０におけるこれら２本の半接線間の角度となる。言い換えれば、切欠き角度Ｔは、切欠部８によって形成された凹部の始端部で、つまり、吸気口２に最も近い切欠部８によって形成された凹部の端部（プレナム１２によって形成された導管の最も遠い内側に位置する端部）で、側壁１２１、１２２によって形成される角度である。

有利な態様によれば、切欠部８は、切欠部８によって形成された凹部が９０度の凹部底角８１を含むように側壁１２１、１２２の曲率を急変させることによって形成される。より正確には、凹部底角８１は、切欠部８によって形成された凹部の端部で、したがって、吸気口２から最も遠い切欠部８によって形成された凹部の端部（プレナム１２によって形成された導管の最も遠い内側に位置する端部）で、側壁１２１、１２２によって形成される角度である。

好ましくは、側壁１２１、１２２は、他の空気力学的剥離が切欠部８以外のどこにも形成されないような曲率を有する。より正確には、側壁１２１、１２２は、１つの切欠部８のみを備える。

このように、切欠部８内に剥離６を閉じ込めることにより、空気流７の幅減少の現象が防止され、そのことによりエンジンの全体性能を向上させることができる。

図５に示すように、エンジンの吸気口２は、前記エンジンのケーシング３に形成された開口部の表面に対応する、または吸気口２の直径の２乗のπ倍に相当する環状面Ｓ１を画定する。リップ部５の前縁５０は、リップ部５の前縁５０によって形成された円の直径の２乗のπ倍に相当する環状面Ｓ２を画定する。切欠部８は、切欠部８の近くのプレナム１２の直径が増加する直前の前記プレナム１２の直径の２乗のπ倍に相当する環状面Ｓ３を画定する。

有利には、環状面Ｓ３と環状面Ｓ２との面積比は、環状面Ｓ２と環状面Ｓ１との面積比の０．１〜１０倍である。したがって、Ｓ３／Ｓ２は面積比Ｓ２／Ｓ１の０．１倍〜１０倍である。

さらに図５に示すように、第１の側壁１２１のリッジ部８０は、半径方向間隔Ｌ１だけ保護グリッド４から離隔される。第２の側壁１２２のリッジ部８０は、半径方向間隔Ｌ２だけ保護グリッド４から離隔される。リップ部５の前縁５０は、一方では、第１の側壁１２１に垂直な半径方向間隔Ｈ１だけ保護グリッド４から離隔され、他方では、第２の側壁１２２に垂直な半径方向間隔Ｈ２だけ保護グリッド４から離隔される。

優先的には、半径方向間隔Ｌ１と半径方向間隔Ｈ１との半径方向間隔比率は、０．１〜１０であり、半径方向間隔Ｌ２と半径方向間隔Ｈ２との半径方向間隔比率である。したがって、半径方向間隔比率Ｌ１／Ｈ１およびＬ２／Ｈ２は、０．１〜１０である。

切欠部８を設けることにより、給気プレナム１２の嵩、ひいては前記給気プレナム１２の質量が増大する。しかし、このような給気プレナム１２によるエンジン性能の向上は、質量増加による損失を十分に補償する。したがって、この解決策により、給気プレナム１２の質量増加と、空気流７の幅および均一性の増加との最適な妥協点を見つけることができる。

図６に示す第２の実施形態は、前の図４および図５の断面軸ＢＢに垂直な断面軸に沿った断面図で示された吸気プレナム１２である。

図６に示すように、この第２の実施形態では、切欠部８が同じ高さに位置する第１の実施形態とは異なり、第１の側壁１２１の切欠部８は、第２の側壁１２２の切欠部８よりも吸気口２に対してさらに上流側に形成される。したがって、第１の側壁１２１のリッジ部８０と保護グリッド４との間の半径方向間隔Ｌ１は、第２の側壁１２２のリッジ部８０と保護グリッド４との間の半径方向間隔Ｌ２よりも大きい。

他の実施形態も可能である。例えば、切欠部８は、側壁１２１、１２２の曲率の急変によって形成されなくてよい。切欠部８は、実質的に、側壁１２１、１２２それぞれが曲線的な切欠部の湾曲部を含むように、側壁１２１、１２２を曲げることによって形成することができ、したがって、側壁１２１、１２２それぞれは、切欠部の湾曲部において１本の接線を含む。この変形形態では、切欠き角度Ｔは、側壁１２１、１２２を曲げることによって形成された角度で形成される。

Claims (10)

1. エンジンのケーシング（３）内に設けられた前記エンジンの吸気口（２）の上流側に配置された前記エンジン用給気プレナム（１２）にして、前記エンジンが機能する時に空気流（７）が流れる導管を一体となって形成する第１の側壁（１２１）と第２の側壁（１２２）とを備える給気プレナム（１２）であって、各々の側壁（１２１、１２２）は、給気プレナム（１２）内の空気流（７）の流れ方向に対して横方向の凹部を形成する切欠部（８）を備え、前記エンジンが作動している時に前記切欠部（８）内で空気力学的剥離（６）が生じるようにすることを特徴とする、給気プレナム（１２）。
2. エンジンの吸気口（２）が、前縁（５０）を備え、前記給気プレナム（１２）によって形成された導管の内側に突出するリップ部（５）を備え、エンジンの吸気口はさらに、リップ部（５）上に位置決めされる保護グリッド（４）を備え、前記リップ部（５）は、保護グリッド（４）を定位置で保持するのに適することを特徴とする、請求項１に記載の給気プレナム（１２）。
3. 切欠部（８）が、側壁（１２１、１２２）の曲率の急変によって形成され、したがって、第１の側壁（１２１）および第２の側壁（１２２）はそれぞれ、鋭いリッジ部（８０）を備えること、および前記側壁はそれぞれ、前記リッジ部（８０）における２本の半接線を含むことを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の給気プレナム（１２）。
4. 一方では第１の側壁（１２１）のリッジ部（８０）と保護グリッド（４）との間の半径方向間隔（Ｌ１）と、他方ではリップ部（５）の前縁（５０）と第１の側壁（１２１）に垂直な保護グリッド（４）との間の半径方向間隔（Ｈ１）との比率が、０．１〜１０であり、一方では第２の側壁（１２２）のリッジ部（８０）と保護グリッド（４）との間の半径方向感覚（Ｌ２）と、他方ではリップ部（５）の前縁（５０）と第２の側壁（１２２）に垂直な保護グリッド（４）との間の半径方向間隔（Ｈ２）との比率が、０．１〜１０であることを特徴とする、請求項３に記載の給気プレナム（１２）。
5. 一方では切欠部（８）によって画定された環状面（Ｓ３）と、他方ではリップ部（５）の前縁（５０）によって画定された環状面（Ｓ２）との面積比が、一方ではリップ部（５）の前縁（５０）によって画定された環状面（Ｓ２）と他方ではエンジンの吸気口（２）によって画定された環状面（Ｓ１）との面積比の０．１〜１０倍であることを特徴とする、請求項３および請求項４に記載の給気プレナム（１２）。
6. 各々の側壁（１２１、１２２）の切欠部（８）が、３０度〜１８０度の切欠き角度（Ｔ）を形成し、切欠き角度（Ｔ）は、吸気口（２）に最も近い切欠部（８）によって形成される凹部の端部によって形成されることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の給気プレナム（１２）。
7. 各々の切欠部（８）によって形成される凹部が、９０度の凹部底角（８１）を含み、底角（８１）は、吸気口（２）から最も遠い凹部の端部によって形成されることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の給気プレナム（１２）。
8. 各々の側壁（１２１、１２２）が、１つの切欠部（８）のみを有することを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の給気プレナム（１２）。
9. 請求項１〜８のいずれか一項に記載の給気プレナム（１２）を備えたエンジン。
10. 請求項９に記載のエンジンを備えたヘリコプタ。

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