JPH0262696B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、重航空機のタービンエンジンからの
排気煙を希釈且つ偏向する為の装置に関り、特に
斯かる装置を側面排気式のヘリコプタのガスター
ビンエンジンに使用し、ヘリコプタのメイントラ
ンスミツシヨンボツクスの前方に於て機体胴体の
一体部分をなすケーシング中に位置させる場合に
関する。

〔従来技術とその問題点〕

軍用の重航空機、特にガスタービンエンジンを
備える飛行機やヘリコプタにとつて、標的追尾装
置のヘツド部に赤外線検知器を備えたミサイルが
脅威の存在であることは知られている。これは、
そうした重航空機がそのタービンエンジンの下流
側に高温の金属部を有し、斯かる金属部としては
エンジン出口ノズル等エンジンの後部々品或るい
はタービンエンジンからの高温の排気ガス煙によ
り接触加熱される金属部分が有り、これらの金属
部分や高温の排気ガス煙自体が赤外線の放出源と
なることによる。

この為、高温の金属部を重航空機に対するミサ
イルの相対位置によることなくミサイルの視野か
ら遮ぎると共に高温の排気ガス煙を新鮮な周囲空
気により希釈して十分な温度低下を図り、以つ
て、高温金属部及び高温ガス煙からの赤外線の放
出を抑止し或るいは少なくとも低下若しくは減衰
せしめ、しかも、以上を、ガスタービンエンジン
の運転または性能を余り損うことなく行うことは
既に提案されている。

米国特許第3981143号には、排気ガスノズル中
に形成した赤線放出抑止装置が述べられており、
該装置はノズル若しくはケーシング中にプラグを
同軸的に配設して成り、該プラグにより曲がりく
ねつた形状の排気ダクトを画成する如くなし、こ
の形状により排気ダクトの入口と出口から見えな
くして赤外線の後側への直接的放出に対する回避
を図り、更に、少なくとも上記排気ダクト及びプ
ラグの部分を冷却する手段が設けられ、該手段
は、ガスタービンエンジンの軸の後端に同軸に取
り付けて該タービンエンジンから出て出る高温ガ
ス流で回転させるブロワと、該ブロワは上記ター
ビンエンジンの軸周りに回動するブレードが周方
向に配設されていて、このアニユラブロワへの流
入空気の乱流を低減し均等な配流を行うためのブ
ロワ入口プレナムと、該ブロワ入口プレナムに新
鮮な周囲空気を供給するたの略半径方向に延びる
通路と、上記ブロワからの出口ダクトと、該出口
ダクト中に同軸に設けたブロワ出口コーンと、該
ブロワ出口コーンは環状のブロワ出口エアデイフ
ユーザダクトを画成していて、この出口流デイフ
ユーザのチヤンネル中に配設して吹出空気流を分
割せて以つて一部を上記プラグの壁面の方に偏向
せしめてこれを冷却し残部は上記排気ダクトへ向
けてその冷却を図るためのブロワ出口流分割リン
グとの組合せとして構成されている。

斯かる構成は、軸方向排気又は少なくとも長手
方向排気のガスタービンエンジンへの組込みに対
してのみ好適なのであり、しかも、運転時常に動
いている要素即ちブロワを内包するという不利が
見られ、従つて、この解決手段では複雑でデリケ
ートな取付や動的バランスを取ることが必要とな
り、これはそうした要素が固定要素に較べ極めて
不具合を生じ易いことによる。

この点米国特許第4018046号にも、特にヘリコ
プタ用として、赤外線放出抑止装置が述べられて
いる。この装置は、可調固定翼を備えるエゼクタ
アセンブリと、絞つて広げた“く”の字形の排気
煙用ダイバータとにより構成される。上記エゼク
タアセンブリは、半径方向のＶ形羽根を数枚備え
て成り、これらの羽根にはタービン出口ノズルの
端部で円周方向に拡がつた形状の側方翼が設けら
れ、該翼により周囲の冷却空気を導入すると共に
上記ノズルから出て来る高温ガスの排煙と希釈し
ている。新気は、上記高温ガスを囲繞する周辺層
並びに高温ガス煙中に噴出する中央流として導入
され、最終的には扇形状の空気層として外周沿い
に拡がり、矢張り扇形状の高温ガス層とを交互に
入れ替わつている。高温ガスは、こうして周囲空
気により希釈且つ冷却されて上記排気煙ダイバー
タに噴出され、この排煙ダイバータは、その入口
から出口に向かつて断面が円形の入口から略方形
の出口まで次第に滑かに変化する絞り形状の初期
混合部と僅かに絞り気味で湾曲した中間加速部
と、裾広がりの出口散気部とから成り、上記中間
部および出口部は横方向を長辺とする略方形の形
状を有している。この排煙ダイバータに上記エゼ
クタアセンブリから出て来る高温ガス周囲空気と
の混合気を噴出させることで、エゼクタアセンブ
リの円形出口と排煙ダイバータの円形入口との間
に画成された環状路を介して、周囲空気が吸入補
給され、これにより混合気の希釈が更に進み温度
も一層低下している。中折れ形の排煙ダイバータ
は後壁が上方に折曲されており、この為、後部が
直視されず、また、ダイバータの出口からガスタ
ービンのノズル出口又はエゼクタアセンブリの入
口の高温部を直視されることもない。しかも、上
記排煙ダイバータを筒状の熱絶縁カバーで囲み、
更に、中折れ形ダイバータの屈曲部の軸に平行な
機幅方向軸の周りに湾曲形成した内方の偏向羽根
を該屈曲部に配設して乱れのない流れを簡易し得
る様にしている。また、冷却手段を噴出流ダイバ
ータの壁部と一体に設け、これを該壁部に設けた
スロツトで構成して該スロツトを噴出部となし、
これに上記壁部の外側面にパネルを置いて画成し
た通路を介して供給を行い、該壁部側面の対応部
を周囲空気と上記中央流に略平行な層流とで接触
冷却する如くなしている。

上記構成は、その前のものと違つて運転時に連
続的運動を行う要素を有してはいないが、構造複
雑で重量及びコストが嵩み、特に、エゼクタアセ
ンブルにあつてはその点が顕著であるといつた不
利を伴う。

また、ガスタービンエンジンにより加熱された
金属部及び排気ガスからの赤外線の放出を抑制す
る更に別の装置がフランス特許第2508412号に述
べられている。この装置は、その入口から出口に
向け、高温ガスの一次噴出ノズルと希釈アランブ
リとから成り、該アランブリは二次噴出用である
と共に排煙の偏向装置も兼ね、矢張り周囲空気の
盾環により冷却されている。上記高温ガス一次噴
出ノズルは、上記タービンエンジンからの高温排
気ガスとして円形の入口から略方形の出口まで断
面が徐々に変化するコレクタノズルを構成する上
流部とその上流部の延長であると共に数個の略方
形のインゼクタノズルとして構成される下流部と
から成り、インゼクタノズルの各々においてはそ
の下流端で排煙偏向及び二次噴出用の上記希釈ア
センブリの中折れ形のダクトの入口内方が開口し
て該入口との周辺に環状路を画成し、以つて、対
応する上記折曲ダクトから高温ガスを噴出するこ
とにより、該環状路を介して周囲空気の一次流を
吸入している。上記中折れ状若しくは折曲された
ダクトは同様に中折れ又は曲状となつた外側カバ
ーの内部に総て配設されていて、従つて、その
各々は内部で高温ガスを上記一次周囲空気流から
の空気により希釈し次いで気体混合物の排煙を偏
向させており、同時に、これら中折れ又は折曲状
ダクトの各々が、上記外側カバーの内方及び中折
れ又は折曲状ダクトの外方、これらのダクト間に
制限画成された通路中に於ける一次周囲空気流の
循環により、壁面を冷却され、この周囲空気の二
次流も矢張り上記ダクト内に於ける気体混合物の
排煙の流れに起因する吸引効果により吸入されて
いる。特に限定された構成の場合、上記各折曲ダ
クトの折曲部及び下流部は隣接するダクトの対応
部分から偏向板を介してて離隔されており、該偏
向板は上記外側カバーの内方各折曲ダクトの下流
端上方に延在せ、各折曲ダクトの上流端の位置及
びその周りで上記外側カバーの内方に侵入して折
曲ダクト内の気体混合物の排煙と同方向に流れる
周囲空気の二次流が上記偏向板で分割されその分
割流の各々が二次噴出に応じて折曲ダクトのいづ
れかから生じる気体混合物の噴流を希釈する如く
なしている。又、他のいくつかの特定の実施例に
よれば、二次周囲空気の二次流は上記各折曲ダク
トの下流端の位置及びその周りで上記外側カバー
内に侵入して上記各折曲ダクトにより案内される
気体混合物の排煙と反対の方向へダクト上流端へ
と流れており、このダクト上流端の位置におい
て、偏向部材が上記二次流を各折曲ダクトの入口
の方つまり噴出ノズルからの高温ガスと同じ方へ
と偏向させ、以つて一次流を折曲ダクトに侵入さ
せる如くなつている。斯かる方の実施例に於て
は、一次及び二次周囲空気流がいづれも各折曲ダ
クトの入口を介してノズルインゼクタからの高温
ガスと混合されている。

上記フランス特許第2508412号の各実施例は、
側面排気式ヘリコプタのメイントランスミツシヨ
ンボツクスの前方に於て機体胴体の一体部分をな
すケーシング若しくはハウジング中に配設された
タービンエンジンへの適用を効果的に行えるが、
いづれも、排煙の希釈及び偏向と二次噴出を行う
アセンブリの新気循環による冷却を二重壁を介し
て外側から行う構成となつており、従つて、アセ
ンブリの構造が複雑となつて、重量及びコストが
嵩むといつた不利が有り、大型ヘリコプタへの据
付けに好適なだけである。

〔発明の目的〕

本発明の目的は、側面排気式ヘリコプタのガス
タービンエンジンからの排煙の希釈偏向装置に於
て、構造が簡易且つ効果的にして比重的重量が無
く製作上経済的であると共に、当該排煙希釈偏向
装置に取り付けた胴体ケーシングの下で行う必要
が有る諸種の保守作業にとつて不利とならない範
囲で作動する排煙希釈偏向装置を提供するに在
る。

本発明の他の目的は、排煙希釈偏向装置の装備
が当初より意図されていたものではないヘリコプ
タには取付可能な排煙希釈偏向装置構造を提供す
るに在る。

本発明の更に他なる目的は、ヘリコプタが威嚇
を受けておらず従つて赤外線放出防止の必要が無
い場合の飛行時の空気力学的抗力を最小となすの
で最も適切な様式を採用し得る排煙希釈偏向装置
を提供するに在る。

〔発明の構成および効果〕

この目的のために本発明の排煙希釈偏向装置
は、側面排気を行う重タービンエンジンと協働す
るとともに重航空機の胴体の一体部分を成すケー
シング中に配置され、上記タービンエンジンから
の高温排気ガス用として該タービンエンジンのタ
ービンの軸と同心で略円形の入口から上下方向を
主要寸法とする略方形の出口まで断面が徐々に形
状変化するコレクタノズルを構成する上流部と、
該上流部の延長であると共に略方形断面の少なく
ともこの噴出ノズルとして形成される下流部とか
ら成る噴出ノズルと、上記噴出ノズルの出口を内
方に開かせ、以つて周囲の新気を吸引効果により
吸入して上記高温ガスを希釈すると共にその温度
を低下させる排煙希釈偏向装置本体とから成り、
該排煙希釈偏向装置本体の出口は、上記ノズルを
後方からの視界から遮ぎると共に該本体を通り抜
ける気体混合物の排煙を偏向するエルボ部の下流
端により画成されており、上記噴出ノズルをＳ字
型の二重エルボ形状と成し、以つて上記コレクタ
ノズルを上記タービンエンジンのハウジングの内
側に位置せしめると共に湾曲せしめてその出口が
該ハウジングの外側に向つて開口する如くなさし
め、又、上記噴出ノズルを上記タービンエンジン
のハウジングの外側に位置しめるとに湾曲せしめ
てその出口に於ける高温ガスの流れが上記タービ
ンエンジンのタービンの軸と略平行にして該軸の
横方向にオフセツトされる如くなさしめ、上記排
煙希釈偏向装置は、その上流から下流端にかけ
て、上記噴出ノズルの出口を入口内方に開口させ
て該噴出ノズルの延出部に内設した、上下方向を
主要寸法とする略方形断面のミキサであつて、上
記コレクタノズルと噴出ノズルとの間の接続部の
高さに略々位置する主要新気口を介して吸入した
周囲空気を供給されており、該主要新気口は上記
噴出ノズル及び当該ミキサを横方向に覆うケーシ
ングの整形前部により外側が又上記噴出ノズルを
前方及び側方に対して遮ぎる内側整形スクリーン
により内部が画成されているミキサと、該ミキサ
の出口入口の内方に開口させた、上下方向を主要
寸法とする、断面略方形の、上方に向けられたエ
ルボ部とを備えている。

従つて、この排煙希釈偏向装置は、その異なる
要素間の相対配置的組合で以つて、排気ガスの希
釈を確実に行わせる一方、高温部を最大限に遮蔽
している。

好しくは、前記ミキサは、該ミキサを通り抜け
る気体混合物を分割する少なくとも１つの偏向板
を内部に、実質的に垂直に、横方向へ延設するよ
うにして構成し、希釈速度を増し得る如くなす。

赤外線放出量をより確実に減衰させる上で、前
記ミキサの外壁は、より好適には、熱絶縁性と
し、又、前記整形ケーシングも、より好ましく
は、中空状となして熱絶縁材を充填するか熱絶縁
材で構成する。

更に、前記主要新気口を介して吸入された周囲
空気の一部を前記ミキサと整形ケーシングとの間
に通し、該整形ケーシングで横方向を覆つてこの
遮蔽ケーシングとミキサとの壁部間で横方向の熱
移動を最小限に留める如くなす。

排煙偏向装置部でのエルボによるパワー損失を
可及的に低減して十分な希釈速度を得るべく、前
記エルボ部内には該エルボ部と同方向に湾曲する
少なくとも１つの機幅方向偏向板か配設される。

より好適には、前記エルボ部は略水平に機幅方
向に伸延するヒンジ軸周りに枢動自在に前記ミキ
サに取り付け、以つて、該エルボ部を二つの先端
位置間で移動自在とし、その内の一方を上記ミキ
サを通り抜ける排気ガス混合物の排煙の上方への
偏向が最大である位置とし、この位置で、前記ノ
ズルを後方から遮ぎり、また他方を偏向最小の位
置とし、この位置では上記混合ガス排煙を実質的
に後方へ向けさせせる。従つて、前記重航空機を
ヘリコプタとした場合、このヘリコプタが威嚇を
受けていない時には、排煙の偏向角度を小さく出
来、その結果、以下の利点を生じる：即ち、ステ
ーシヨナリフライに於て、噴流の偏向による地面
の方への応力はヘリコプタの性能上好ましくない
のであるが、これが偏向最小の位置で減殺され、
又、並進飛行にあつては、前方への押力が増し、
以つて、同じ最小偏向位置で新気の取入れにより
生じる抗力を実質的に減殺し更には相殺しさえも
する。尚、最大偏向位置では、混合気排煙と排煙
希釈偏向装置からの後流及び該位置が取り付けら
れた機体胴体の後部を越えて行く流れの間で好ま
しからざる空気力学的相互作用が生じ、この相互
作用により装置の抗力が増し、以つて、個々の抗
力の和を上回る全体効力を生じる結果となり、一
方、最小偏向位置では、排煙希釈偏向装置からの
混合気排煙により該装置を設けた胴体後部を越え
る吹出流が生じ、全体抗力を低下させることに注
意する必要が有る。

更に又、好ましくは、前記コレクタノズルの噴
出ノズルへの接続部の上流側でタービンエンジン
のケーシングに固定されて、前記ミキサを覆うケ
ーシングの上流整形部と、セミダイナミツク方式
の主取入口を画成する中央プラグに前記内側整形
を取り付ける。この中央プラグによるセミダイナ
ミツク方式の空気入口は、希釈速度を低下させて
希釈装置部出口でのエアブレーキ効果を低減させ
る動圧の回復を制限することにより効力を減殺す
ると共に、側方を覆われたフエアリング中央プラ
グ、及び内側整形スクリーンの幾何学的組合せを
以つて前記噴出ノズル及びミキサを覆い、これら
の二つの要素が如何なる視角に於ても直視されな
くするといつた利点を有する。

更に好適には、前記コレクタノズルをタービン
エンジンに固定する一方、前記噴出ノズル、整形
ケーシング、整形スクリーン及び、必要に応じ中
央プラグを排煙希釈偏向装置の本体に着設し、外
本体を重航空機自体の構造とは独立に構成してそ
の胴体に取外し可能に取り付け、以つて、本発明
に係る排煙希釈偏向装置を軍用的正確の装置の装
備を本来は意図していなかつた重航空機の設備品
として利用出来る如くなす。

ある単純な実質上の実施例においては、排煙希
釈偏向装置本体はその部がある軸の周りに２つの
ヒンジによつて結合され、前記軸はほぼ水平で重
航空機の胴体の一部に固定されている。前記本体
はその使用位置に着脱可能なシヤフトによつて胴
体上に枢動可能に取付けられ、胴体ケーシングに
接近した位置に持上げられることができ、少なく
とも１つの油圧装置によつて上昇した位置に保持
される。

後者の場合には、前記本体の使用位置におい
て、コレクタノズルとインジエクシヨンノズル間
の連結がインジエクシヨンノズルの入口周囲フラ
ンジ上に係合するＵ形部分を有するフローテイン
グによつて保証されノズルから離れている側のＵ
形部分の翼がブレードによつて前記周囲フランジ
に直角に伸ばされ、前記翼がＵ形部分の基部側へ
その自由端に沿つて折曲しており、そのために前
記フローテイングが自動的にコレクタノズルと同
心になり、コレクタノズルの出口の周囲フランジ
上のフローテイングの翼の相互作用によつて連結
されることが好ましい。

かかるフローテイングリングはインジエクシヨ
ンノズルの２つの部分間の機械的手段なしでの連
結を保証し、タービンエンジンが作動していると
きにそれに通常併なう振動や変位に対するすべて
の方向における運動を許す。

〔実施例〕

以下、添付図面を参照して、本発明の一実施例
を非限定的な例として詳細に説明する。これによ
り、本発明の更なる理解が得られよう。

第１図乃至第４図を参照して説明を行なうに、
排煙希釈偏向装置は、略Ｓ字形状で、横向きの二
重エルボを有する噴出ノズル１を備えて成り、噴
出ノズル１は、コレクタノズル２と、一対の噴出
ノズル３に分割されたインゼクタとの組合せによ
り構成される。コレクタノズル２は、ヘリコプタ
のメイントランスミツシヨンボツクス前方に於い
て、ヘリコプタ胴体のエンジンケーシング内で保
護された側方排気型ガスタービンエンジン（図示
なし）のタービン後方に取付けられる。つまり、
コレクタノズル２はエンジンケーシング内のター
ビンエンジンのベースのノズル位置に配置されて
いる。タービンエンジンから発生した高温ガスを
受けるこのノズル２は、タービンの軸心Ａを中心
とした略円形断面の入口４を有し、この断面形状
が除々に変つて出口５で略方形となり、出口５は
横方向に胴体外方へ開き噴出ノズル３の入口６内
方へと開口する。又、図示の如く、ノズル２は、
タービン軸心Ａに対し約60゜の横向き角度でエル
ボ状に形成されている。ノズル２の出口５とノズ
ル３の入口６との間の接続は、第４図に関し後述
されるフロートリングによりなされる。ノズル３
の対は、共通の方形入口６のところから分かれて
互いに側方にオフセツトされ、いづれも、上下方
向を長辺とする略方形の横断面を有し、ヘリコプ
タの後方へ約60゜湾曲している。両ノズル３は各
出口７を、同一面にて、ヘリコプタの長手軸に関
し上下左右への拡がりをもつて開口させ、タービ
ンからの結合した流れの分割により生じて出口７
から排出される二つの流れがタービンエンジンの
タービン軸Ａと略平行且つ該軸Ａの横方向にオフ
セツトされてヘリコプタの後方側へ向かう如くな
す。各ノズル３の断面を斯かる形状となすことに
より、そこから生じる二つの噴流は、極めて上下
に長い格好となる。ノズル３の出口７は、同様に
上下方向を長辺とし各隅を丸めた方形断面のミキ
サ８の内方に開口し、ミキサ８の通路は中央で二
等分して左右に並び合う平行通路とされ、この分
割は前後方向に向かう垂直の中央内側プレート１
０を用いて為されており、プレート１０はミキサ
８の入口９から出口１１近くまで伸延する。入口
９は、ミキサ８内方への空気の流入を良好に行な
うべく絞り気味に形成して入口９内壁とノズル３
外壁との間に環状のスペースを画成し、該スペー
スを介し、タービンエンジンの排気ガスに残存す
る運動エネルギーの一部を利用した吸引効果即ち
ベンチユリ効果により、周囲空気を吸引してい
る。この新気の供給は、後述の主要供給口を介し
て外部から為されると共に、限定された量ではあ
るが、タービンエンジンのケーシング内方からも
行なわれる。前記ノズル２から出た流れを二つの
噴流に分割し、更に、これらの噴流をノズル３中
で上下に細長としているが、このことにより、排
ガスと吸入空気との間の接触範囲を所与の表面区
間に亘り増大させる効果が得られる。ミキサ８中
では、本質的に二酸化炭素と水蒸気から成る高温
排気ガスの温度及び濃度が吸入新気で希釈される
ことにより低下し、中央プレート１０の存在は希
釈速度を実質的に増大させている。ミキサ８の壁
面は、中央プレート１０に於ける如くそれ自身を
変形させて設けた12等の長手方向リブにより剛性
が付与されると共に、赤外線の放出を制限する外
部断熱ライニング１３で巻取れている。ヘリコプ
タの胴体側方に位置するミキサ８は、更に横方
向、頂部側及び下方が金属板で形成して低熱絶縁
材を充填するか低熱絶縁材自体で形成されたフエ
アリング１４により覆われている。このフエアリ
ング１４は、これを支承すべく同一性状の垂直プ
レートとして形成された内側プレート１５と共
に、希釈装置本体のフレームを構成しており、該
フレームに16等の支持物により上記ミキサ８を固
定し、支持物はＵ字形でその両側の先端をＵ字両
脚の外方に折曲したフランジとなし、フエアリン
グ１４の内壁と断熱ライニング１３との間にフリ
ースペース１７を位置せしめている。このスペー
ス１７に吸入新気を一部循環させ、これにより、
ミキサ８とフエアリング１４との間での熱の移動
を最小限に抑える。フエアリング１４は前方に延
出する部分１８を備え、該部分１８は内外側が成
形面とされ、ミキサ８の供給する空気の主要入口
１９の外側を画成しており、入口１９は略々ノズ
ル２，３間の接続部の位置に在る。この主要空気
口１９は、ヘリコプタ高速移動時の動圧を利用す
べく前方へ向けられると共に、内側が整形スクリ
ーン２０で画成される。スクリーン２０は、下部
２１及び上部２２で前記ケーシング１５の前部に
固定される一方、その主要部をなす中央部が二つ
のノズル３の外側を囲繞してそれらを側方及び前
方に対して覆い、ノズル２も同様に覆つている。
この点、ノズル３は、フエアリング１４の前部１
８によつても側方を覆われている。この前部１８
の内壁は、自らは裾広がりの形状とされるも、ス
クリーン２０の膨出面と協働して主入口１９を絞
り気味となし、斯かる形状の作用により、ヘリコ
プタのステーシヨナリフライトに於ける吸入空気
流のパワー損失が抑制される。スクリーン２０の
中央部はノズル２とノズル３との接続部周りで、
中央プラグ２３を介して前方に延出させ、その前
端２４を丸く形成して側方外方へと突出させてい
る。中央プラグ２３は両ノズル３及びノズル２を
前方に向けて覆うと共に駆動部ケーシング内方へ
の空気の吸入を促がし、以つて、セミダイナミツ
ク方式の主要空気口１９を得ている。斯かる空気
口１９は、希釈速度を低下させて希釈装置部出口
でのエアブレーキ効果を低減させる動圧の蓄積を
制限することにより抗力を滅殺する利点を有し、
更に、整形スクリーン２０、中央プラグ２３及び
フエアリング１４の幾何学的組合せを以つてノズ
ル２，３及びミキサ８を覆い、これらの要素が前
方又は側方の如何なる視角に於いてもその直視か
ら護られる如くなす効果を有する。スクリーン２
０と中央プラグ２３はフエアリング１４の前部１
８同様それらの壁面を流れる新気により冷却され
ている。ところで、前記ミキサ８の出口側は、上
向きに方形断面エルボ２５として形成された排煙
偏向装置部の入口内方に開口している。偏光装置
部２５は内壁２６を備えて成り、内壁２６は、下
部の後側が、その先端をなす後縁２８に至る平坦
部にこれを変形して設けた長手方向リブ２７によ
つてリジツドに形成され、両垂直側部は、同じく
変形により傾斜リブ２９を設けて更に剛性構造と
なし、以つて、この内壁２６を、対応する形状の
外側シエル３１の内部に取り付けて、その間にフ
リースペース３２をもたせ、この取付は、両側を
外向きフランジとしたＵ字形支持物３０により行
なつている。斯かるエルボ部２５は、上記垂直側
部の各前部上端を介して、機幅方向に略水平に延
設された螺番３３周りに枢動自在な如くに、フレ
ーム３４の一対の横方向部材に着設し、この横方
向部材は、いづれか一方を前記ケーシング１５の
後部に又他方をフエアリング１４の後部に夫々固
設する。ミキサ８に対するエルボ２５の枢動は、
第１図に３５として点線で略示されたポジシヨン
アクチユエータにより行ない、アクチユエータ３
５は、前端がミキサ８の片側３６に枢着され、後
端はエルボ２５の同じ側３７で枢着されている。
又、横方向に伸延すると共にエルボ２５と曲率中
心を同じくして同じ方向に湾曲する一対の偏向板
３８（第３図は片方のみを示す）を上記内壁２６
の両側部間に取り付けてエルボによりパワー損失
の低減を図り、十分な希釈速度を得るようにす
る。各偏向板３８は、その前縁を上記外側シエル
３１両側部の直線状前縁３９近傍に位置させ、一
方、内壁２６の両側部前縁はＶ形部４０に形成し
てミキサ８の方に突出させ、ミキサ８には両側部
後端に対応するＶ形の切込４１を形成する。かく
て、アクチユエータ３５の操作により、エルボ２
５を二つの先端位置間で枢動させることが出来、
第１図の実線はその一方を示したもので、エルボ
２５からの排出煙の上方への偏向量が最大となる
位置に相当する。この位置では、後部上縁２８及
び側部上縁４２が略水平な配置となり、ヘリコプ
タがステーシヨナリフライトの正常位置に在る場
合にその後方又はそれと同高度の如何なる位置に
視点をおいても噴出煙偏向装置部の出口を通して
ミキサ８の内壁を視認することが出来ない。そか
も、ノズル２及びノズル３も同様に後方が覆われ
ている。又、この最大上方偏向位置では、エルボ
２５の前方突出Ｖ形部４０がミキサ８の両側部の
Ｖ形切欠部４１を側方から閉じている。この上方
位置では、従つて、高温部が最大限に覆われ又高
温ガス煙の希釈を良好に行なえることから、赤外
線検知に対して最良の防御が得られる。もつと
も、この位置はヘリコプタが威嚇を受けた場合に
採用されるべきものであつて、その侭の作動姿勢
では、希釈偏向装置からの排出煙と該装置からの
後流及び該装置が取り付けられた機体胴体の後部
を越えて行く流れの間で好ましからざる相互作用
を生じ、以つて、この相互作用により、当装置の
抗力が増し、個々の抗力を上回る全体抗力を生じ
る結果となる。この点、ヘリコプタが威嚇を受け
ていない場合の飛行に際してはアクチユエータ３
５によりエルボ２５を下げて、下方位置即ち排煙
偏向最小の位置にもつて来ることが出来るのであ
つて、第１図の点線はこの状態を示し、その時の
エルボ２５の各部材の位置を同一参照番号にダツ
シユ（′）記号を付して表わしている。上方位置
から下方位置への移動をエルボ２５の一体部分を
前方の軸心３３周りに枢動させ、つまり、ミキサ
８の方向へ回動させて行なわれ、この時、側壁の
Ｖ形突出部４０はミキサ８の各側部外方を部分的
に覆い、内壁２６と外側シエル３１との各底部
は、対応した曲率で排煙希釈偏向装置のフレーム
に固定されたクレードル４３内にて重なる。この
下方位置でもエルボ２５からの排出煙はまだ実質
的に上向きの状態に在るが、上方位置に於けるよ
りも後方を向いており、混合ガスの排煙の出口
で、この噴出流希釈偏向装置が設けられた胴体後
部を越える流れの吹き出しが生じ、全体抗力が低
下する。この下方姿勢は更に以下の利点を生じ
る。即ち、ヘリコプタが高速並進飛行を行なう
際、前方への押力が増して、新気取り込みによる
抗力の実質的威殺更には相殺すら行なわれ、又、
ステーシヨナリフライトに際しては、ヘリコプタ
に取つて性能上不利な前記噴流偏向に基づく下向
きの押力が低減される。

ところで、本実施例に於いては、ノズル３、ス
クリーン２０と中央プラグ２３、フエアリング１
４、及び枢動式出口エルボ２５を排煙希釈偏向装
置のフレームに取り付け、胴体とは独立の構造体
として構成しているが、これは、更に、その上部
内方に於いて、水平の長手方向軸４５を有する一
対のヒンジ４４を介し、胴体の一部、例えば、後
方へ摺動するハウジング４６に取り付けられる。
即ち、ハウジング４６にヒンジ４４の中央固定部
４７を取り付け、ヒンジ４４の外側枢動部４８は
フエアリング１４の上壁に取り付ける如くなす。
本実施例に係る排煙希釈偏向装置はヘリコプタに
取外し可能に着設して使用され、使用状態でのこ
の枢動体は、その下部が胴体の構造物に枢支され
ており、この結合は、フエアリング１４に機幅方
向に配設固定された三角形状の一対の取付プレー
ト５１を介して長手方向の湾曲材５０を取り付け
てその下方湾曲部両端にアイピース４９を各螺着
し、これに着脱自在な枢支軸（図示なし）を係着
させて行なう。

又、上記摺動ハウジング４６は、例えば、ター
ビンエンジンの後方アクセス用ハウジングであつ
ても良く、その開閉は次の手順で行なう。先ず、
枢支ピンを引き抜いて胴体構造物から取付具４９
を離脱し、次いで排煙希釈偏向装置をヒンジ４４
のピン４５周り上方へ移動させて持ち上げ、上昇
位置で保持する。この保持は、第３図において符
号５２によつて略示する如く、機幅方向プレート
５１に取り付けられ、又、上端に一個着設された
油圧作動式支柱を利用して行なう。この状態にな
れば、摺動ケーシグ４６の開閉ハンドル（図示な
し）に手が届き、該ケーシングを後方に動かせ
る。排煙希釈偏向装置を元の使用位置に戻す場合
には、以上を逆の手順で行なう。元の位置に戻し
たら、ノズル２とノズル３の間を確実に接続し、
この接続は、自動心出しにより、ノズル２の出口
５周りを比較的気密になす如く行なう。尚、ノズ
ル２は、第４図に概略断面を示すフロートリング
５３を介してタービンエンジンに取り付けられて
いる。

上記フロートリング５３は、Ｕ字形状部５４を
備え、この部分５４に、ノズル３用の入口６を画
成する上流側外方折曲端５６の周縁フランジ５５
を係入して構成される。Ｕ字形状部５４は、片が
他片より長く形成されて側方すなわち外方へと上
記フランジ５５に直角に延出して側片５７を成
し、その先端縁部５８は、Ｕ字形状部５４の基部
方向へ僅かに折り戻されている。排煙希釈偏向装
置を回動させてその使用位置へ戻し、ノズル３を
ノズル２の方へ戻すと、ノズル３の前端部５６に
つながつた上記フロートリング５３は、その側片
５７が、ノズル２の壁部上流端周りで金属片をＵ
字形に折り返して形成された周辺ビード５９と干
渉し、これにより自動的に位置決めされる。かく
て、フロートリング５３は、機械的取付具を要す
ること無く、ノズル２とノズル３との間の接続を
確実に行ないタービンエンジンの通常の振動及び
変位に伴つてそこに起生するあらゆる方向への変
位に対応し得る。

更に本実施例に於いては、断熱材を除き、各部
材が、全て、金属製で剛性を有すると共に排気ガ
スの高温に耐えられる如くなつており又、排気ガ
スと接触する高温壁は、エルボ２５が上方位置に
在る場合、全て遮蔽される。

尚、前記アクチユエータ３５は、必要であれば
取り外した侭とし、常時最大限にヘリコプタの保
護を図る上で望ましい場合には、エルボ２５をそ
の上方位置に固定しても良い。

【図面の簡単な説明】

第１図は、ガスタービンエンジンを備えたヘリ
コプタの排煙希釈偏向装置を一部軸方向断面又は
一部側面に於いて示す概略図、第２図は、第１図
の装置を軸方向水平断面に於いて示す概略図、第
３図は、第１図及び第２図の装置を第１図−
線に沿つた垂直横断面に於いて示す概略図、第４
図は、第１図乃至第３図の装置に付きその二つの
部材間の接合部断面を示す概略図である。 １，３……噴出ノズル、２……コレクタノズ
ル、８……ミキサ、１４……フエアリング、２０
……スクリーン、２５……エルボ、５３……フロ
ートリング。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 重航空機の胴体の一体部分を成すケーシング
   中に配置され側面排気を行う重航空機のタービン
   エンジンの排煙希釈偏向装置であつて、上記ター
   ビンエンジンからの高温排気ガス用として該ター
   ビンエンジンのタービンの軸Ａと同心で略円形の
   入口４から上下方向を主要寸法とする略方形の出
   口５まで断面が徐々に形状変化するコレクタノズ
   ル２を構成する上流部と、該上流部の延長である
   と共に略方形断面の少なくともこの噴出ノズル３
   として形成される下流部とから成る噴出ノズル１
   と、上記噴出ノズル３の出口７を内方に開かせ、
   以つて周囲の新気を吸引効果により吸入して上記
   高温ガスを希釈すると共にその温度を低下させる
   排煙希釈偏向装置本体８，２５とから成り、該排
   煙希釈偏向装置本体８，２５の出口は、上記ノズ
   ル１を後方からの視界から遮ぎると共に該本体
   ８，２５を通り抜ける気体混合物の排煙を偏向す
   るエルボ部２５の下流端２８により画成されてい
   る重航空機のタービンエンジンのための排煙希釈
   偏向装置に於て、 上記噴出ノズル１をＳ字型の二重エルボ形状４
   と成し、以つて上記コレクタノズル２を上記ター
   ビンエンジンのハウジングの内側に位置せしめる
   と共に湾曲せしめてその出口５が該ハウジングの
   外側に向つて開口する如くなさしめ、又、上記噴
   出ノズル３を上記タービンエンジンのハウジング
   の外側に位置せしめると共に湾曲せしめてその出
   口７に於ける高温ガスの流れが上記タービンエン
   ジンのタービンの軸Ａと略平行にして該軸の横方
   向にオフセツトされる如くなさしめ、 上記排煙希釈偏向装置は、その上流から下流端
   にかけて、 上記噴出ノズル３の出口７を入口９内方に開口
   させて該噴出ノズル３の延出部に内設した、上下
   方向を主要寸法とする略方形断面のミキサ８であ
   つて、上記コレクタノズル２と噴出ノズル３との
   間の接続部の高さに略々位置する主要新気口１９
   を介して吸入した周囲空気を供給されており、該
   主要新気口１９は上記噴出ノズル３及び当該ミキ
   サ８を横方向に覆うケーシング１４の整形前部１
   ８により外側が又上記噴出ノズル１を前方及び側
   方に対して遮ぎる内側整形スクリーン２０により
   内部が画成されているミキサ８と、 該ミキサ８の出口１１が開口する入口４０を備
   え、上下方向を主要寸法とする、断面略方形の、
   上方に向けられたエルボ部２５とを 備えていることを特徴とする重航空機のタービ
   ンエンジンの排煙希釈偏向装置。 ２ 前記ミキサ８は該ミキサ８を通り抜ける気体
   混合物を分割する少なくとも１つの偏向板１０
   を、内部に、実質的に垂直に、横方向へ延設して
   成ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
   の排煙希釈偏向装置。 ３ 前記ミキサ８の外壁を熱絶縁性としたことを
   特徴とする特許請求の範囲第１項記載の排煙希釈
   偏向装置。 ４ 前記吸入された周囲空気の一部を前記ミキサ
   ８と整形ケーシング１４との間に通し、該整形ケ
   ーシング１４で横向きとなしたことを特徴とする
   特許請求の範囲第１項記載の排煙希釈偏向装置。 ５ 前記整形ケーシング１４を中空状となし、熱
   絶縁材を充填するか熱絶縁材で構成したことを特
   徴とする特許請求の範囲第１項記載の排煙希釈偏
   向装置。 ６ 前記エルボ部２５内に該エルボ部２５と同方
   向に湾曲する少なくとも１つの機幅方向偏向板３
   ８を設けたことを特徴とする特許請求の範囲第１
   項記載の排煙希釈偏向装置。 ７ 前記エルボ部２５は略水平に機幅方向に伸延
   するヒンジ軸３３周りに枢動自在に前記ミキサ８
   に取り付けられ、以つて、該エルボ部２５は二つ
   の先端位置間で移動自在であり、その内一方は上
   記ミキサ８を通り抜ける気体混合物の排煙の上方
   への偏向が最大の位置であつて、この位置では前
   記ノズル１が後方から遮ぎられ、又、他方は偏向
   最小の位置で、この位置では上記気体混合物の排
   煙が実質的に後方へ向けられていることを特徴と
   する特許請求の範囲第１項記載の排煙希釈偏向装
   置。 ８ 前記コレクタノズル２の噴出ノズル３への接
   続部の上流側で内側ケーシング１５に着設され
   て、前記ミキサ８を覆うケーシング１４の上流側
   整形部１８と、セミダイナミツク方式の空気入口
   １９を画成する中央プラグ２３に前記内側整形ス
   クリーン２０を取り付けたことを特徴とする特許
   請求の範囲第１項記載の排煙希釈偏向装置。 ９ 前記コレクタノズル２を前記タービンエンジ
   ンに固定する一方、前記噴出ノズル３、整形ケー
   シング１４、整形スクリーン２０及び、使用時
   に、中央プラグ２３を前記排煙希釈偏向装置本体
   ８，２５に着設し、該本体８，２５を重航空機の
   構造部とは独立に構成してその胴体に取り付けた
   ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の排
   煙希釈偏向装置。 １０ 前記希釈偏向装置本体８，２５を、その上
   端を介して、略水平で前後方向に伸延する軸４５
   周りに枢動自在に一対のヒンジ４４に着設すると
   共に、前記重航空機の胴体のケーシング４６に固
   定し、以つて、該希釈偏向装置本体８，２５を、
   その下部を介し、取り外し可能なピンを利用し
   て、上記胴体の構造物を該本体の使用位置へと係
   止したことを特徴とする特許請求の範囲第９項記
   載の排煙希釈偏向装置。 １１ 前記希釈偏向装置本体８，２５を該本体
   ８，２５が載置された前記胴体ケーシング４６へ
   の接近が可能な位置へ上動自在となし、この上方
   位置では、該本体８，２５に係着自在な少なくと
   も１つの油圧式支柱５２により保持したことを特
   徴とする特許請求の範囲第１０項記載の排煙希釈
   偏向装置。 １２ 前記希釈偏向装置本体８，２５の使用位置
   に於ける前記噴出ノズル３とコレクタノズル２と
   の間の接続を上記噴出ノズル３に取り付けたフロ
   ートリング５３を介して行い、該フロートリング
   ５３は上記噴出ノズル３の入口６の周辺フランジ
   ５５と係合するＵ字断面部５４を有していて、該
   Ｕ字部４５の上記ノズル３と対向する方の側片が
   ブレード５７を介して上記周辺フランジ５５に対
   し略適直角に延出してその先端縁５８に沿い上記
   Ｕ字５４の基部の方へ折り返されており、以つ
   て、該フロートリング５３自身に上記コレクタノ
   ズル２に対するその心合せを自動的に行わせて、
   該コレクタノズル２の出口５の外側の周辺ビード
   ５９への上記フロートリング５３の側片５７の当
   接によるシーリングを図つたことを特徴とする特
   許請求の範囲第９項記載の排煙希釈偏向装置。