(57)【要約】【課題】供試エンジンの入口温度を短時間に所定温度に昇温させて、その性能試験を速やかに開始させると共に、かつ装置の構成を簡単にする。【解決手段】航空機用エンジン環境試験装置１は、航空機用ジェットエンジン（航空機用エンジン）である供試エンジンＥを設置するテストチャンバ２と、給気ダクト４を介してテストチャンバ２内に送入する空気供給圧縮機（給気圧縮機）５と、給気ダクト４の途中に設けられ、テストチャンバ２内に供給される圧縮空気を加熱する加熱器６と、テストチャンバ２内を減圧する減圧用圧縮機（排気圧縮機）８とを備えている。装置の始動時に、テストチャンバ２のエンジン入口構造部９が、それに巻き付けたチューブ（加熱部）１０内に減圧用圧縮機８から分岐ダクト１２で導入される排気ガスの熱で加熱されるので、供試エンジンＥのエンジン入口温度の温度上昇が短時間に行われる。【選択図】        図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
上流側にエンジン入口構造部が、下流側に排気出口がそれぞれ設けられ、内部に前記エンジン入口構造部から給気しかつ前記排気出口から排気し得るように供試エンジンを設置するテストチャンバと、前記エンジン入口構造部に加熱器を通して加熱された空気を圧送する給気圧縮機と、前記テストチャンバの排気出口に連絡され、テストチャンバから排気ガスを吸引してその内部を減圧する排気圧縮機とを備えた航空機用エンジン環境試験装置において、
前記エンジン入口構造部を加熱する加熱手段を前記加熱器とは別に設けたことを特徴とする航空機用環境試験装置。
【請求項２】
前記加熱手段が、前記エンジン入口構造部の外周を包囲するように気体通路を設けた加熱部と、該加熱部の気体通路に前記排気圧縮機から吐出する排気ガスを流す送気ダクトとを備えていることを特徴とする請求項１に記載の航空機用エンジン環境試験装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の高空での飛行状態における環境条件を地上にて模擬して、航空機用エンジンの各種性能試験を行うようにした航空機用エンジン環境試験装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来、この種の航空機用エンジン環境試験装置として、内部が給気室と排気室に区画され、前記給気室から給気しかつ前記排気室に排気し得るように供試エンジンを設置するテストチャンバと、該テストチャンバの上流側に設けられ、調温装置を通して調温された空気を前記給気室に圧送する給気圧縮機と、前記テストチャンバの下流側に設けられ、前記排気室の排気ガスを吸引して排気室内を減圧する排気送風機とを備え、前記供試エンジンの各種性能試験を行う際、前記給気圧縮機と前記温調装置によって前記給気室内に所定の圧力、温度条件を与えると共に、前記排気送風機によって前記排気室内に航空機の想定飛行高度の圧力条件を与えて、飛行状態における環境条件を模擬するようにしたものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】
特開平４−３１８２２８号公報
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、前記航空機用エンジン環境試験装置においては、高飛行マッハ数環境を作り出すために、前記供試エンジンの入口温度（前記給気室内温度）を高く、例えば、マッハ数２相当で約１２０℃に昇温させる必要があるが、これを前記温調装置の加熱器によって行う場合に、該加熱器と供試エンジンの入口までの間にある配管、ダクト、整流胴等も同時に昇温させる必要があり、供試エンジンの入口温度が所定温度に到達するのに時間がかかり、供試エンジンの性能試験を速やかに開始することができない不満がある。
【０００５】
本発明は、上記事情に鑑みてなされたもので、供試エンジンの入口温度を短時間に所定温度に昇温させて、その性能試験を速やかに開始させることができ、かつ構成が簡単な航空機用エンジン環境試験装置を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
前記課題を解決するために、本発明の請求項１に係る航空機用エンジン環境試験装置は、上流側にエンジン入口構造部が、下流側に排気出口がそれぞれ設けられ、内部に前記エンジン入口構造部から給気しかつ前記排気出口から排気し得るように供試エンジンを設置するテストチャンバと、前記エンジン入口構造部に加熱器を通して加熱された空気を圧送する給気圧縮機と、前記テストチャンバの排気出口に連絡され、テストチャンバから排気ガスを吸引してその内部を減圧する排気圧縮機とを備えた航空機用エンジン環境試験装置において、前記エンジン入口構造部を加熱する加熱手段を前記加熱器とは別に設けたことを特徴としている。
この航空機用エンジン環境試験装置では、装置の始動時に、前記加熱手段によってエンジン入口構造部が加熱されることにより、前記加熱器により加熱された空気が供試エンジンの空気取入口温度を上昇させるのに効果的に作用して、該空気取入口温度が短時間で所定温度に到達される。
【０００７】
また、請求項２に係る航空機用エンジン環境試験装置は、請求項１に記載の航空機用エンジン環境試験装置において、前記加熱手段が、前記エンジン入口構造部の外周を包囲するように気体通路を設けた加熱部と、該加熱部の気体通路に前記排気圧縮機から吐出する排気ガスを流す送気ダクトとを備えていることを特徴としている。
この航空機用エンジン環境試験装置では、前記排気圧縮機から吐出される排気ガスが送気ダクトを通して前記加熱部の気体通路に送られて、前記排気ガスの熱が前記エンジン入口構造部の加熱に有効に利用されるので、エンジン入口構造部の加熱のために、別途の熱源を有する加熱手段を設備する必要がなく、装置の構造が簡単となり、設備費が低廉で済む。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の一実施の形態に係る航空機用エンジン環境試験装置１について図１を参照して説明する。
前記航空機用エンジン環境試験装置１は、内部に航空機用ジェットエンジン（航空機用エンジン）である供試エンジンＥを設置する筒状のテストチャンバ２と、吸引ダクト３を介して空気を吸引して圧縮し、給気ダクト４を介して前記テストチャンバ２内に圧縮空気を送入する空気供給圧縮機（給気圧縮機）５と、前記給気ダクト４の途中に設けられて、前記テストチャンバ２内に供給される圧縮空気を加熱する加熱器６と、前記テストチャンバ２内の排気ガスをダクト７を介して吸引し、テストチャンバ２内を減圧する減圧用圧縮機（排気圧縮機）８とを備えている。
【０００９】
前記テストチャンバ２は、大径の内部空間を有する筒状のチャンバ本体２ａと、該チャンバ本体２ａの上流側に接続され、チャンバ本体２ａより小径に形成された筒状の整流胴２ｂとを備え、チャンバ本体２ａの排気筒（排気出口）２ｃに前記ダクト７が接続され、前記加熱器６から導出された前記給気ダクト４の終端側部４ａが前記整流胴２ｂの上流部に連絡されている。そして、前記供試エンジンＥが、その頭部である空気取入口部（エンジン入口）側を前記整流胴２ｂの下流側に挿入され、エンジン主体部と尾部（排気部）をチャンバ本体２ａ内に位置された状態で前記テストチャンバ２内に設置されている。
【００１０】
前記整流胴２ｂと前記給気ダクトの終端側部４ａとは、前記加熱器６で加熱された圧送空気を供試エンジンＥの空気取入口部に導入させるエンジン入口構造部９を構成している。そして、該エンジン入口構造部９の外周には、加熱空気を通す気体通路を有するチューブ（加熱部）１０が、前記外周に接触させて螺旋状に密に巻き付けられており、該チューブ１０における前記チャンバ本体２ａ側の端部は、前記減圧用圧縮機８の吐出口に接続された排気ダクト１１から分岐された分岐ダクト（送気ダクト）１２に接続されている。前記チューブ１０の前記加熱器６側の端部は、図示しないが、排出ダクト等を介して排気筒等に連絡されている。前記減圧用圧縮機８、螺旋状のチューブ１０、分岐ダクト１２等は前記エンジン入口構造部９の周囲を加熱（ヒートトレース）する加熱手段１３を構成している。
なお、図示しないが、前記ダクト７の途中には排気冷却器が設けられ、前記チャンバ本体２ａ内から排出される排気ガスを冷却してその温度を下げ、前記減圧用圧縮機８が焼損されないようになっている。
【００１１】
次に、前記構成の航空機用エンジン環境試験装置１の作用について説明する。先ず、装置１の始動に際して、前記加熱器６、空気供給圧縮機５および前記減圧用圧縮機８を作動させると共に、前記分岐ダクト１２に設けたダンパ（図示せず）を開いて減圧用圧縮機８から吐出される排気ガスの一部が前記分岐ダクト１２に流れるようにすると、前記空気供給圧縮機５によって圧縮されて給気ダクト４に送り出された圧縮空気は、前記加熱器６で加熱されて、例えば、約１２０℃（マッハ数２相当）に昇温して給気ダクト４の終端側部４ａを通してエンジン入口構造部９の整流胴２ｂ内に圧送され、前記供試エンジンＥの空気取入口部を加熱した後、前記テストチャンバ２のチャンバ本体２ａ内に入り、前記減圧用圧縮機８によって吸引、圧縮されて排気ダクト１１から外部へ排出され、これにより、チャンバ本体２ａ内が減圧されて、航空機用ジェットエンジンの周囲圧力が、例えば、７．２ｋＰａ（高度１８ｋｍ相当）の高高度環境が与えられる。
【００１２】
その際、前記減圧用圧縮機８からは、それにより圧縮されて約２００℃に昇温した排気ガスが吐出されるが、その吐出ガスの一部が前記分岐ダクト１２を通って前記チューブ１０に送られて、前記エンジン入口構造部９の周囲を加熱してその温度上昇を補助するので、前記空気供給圧縮機５から加熱器６を経て前記エンジン入口構造部９内に圧送された加熱空気の熱は、エンジン入口構造部９の加熱に費やされる分が減り、供試エンジンＥの空気取入口部の加熱に効果的に作用することになり、供試エンジンＥの空気入口部が所定温度（約１２０℃）まで短時間に昇温される。これに対して、前記チューブ１０に導入される排気ガスでエンジン入口構造部９を加熱しない場合には、前記加熱器６で加熱された圧縮空気は、前記エンジン入口構造部９の入口部で温度が約１２０℃であっても、供試エンジンＥの空気取入口部に至る間に、エンジン入口構造部９の昇温のために熱を奪われて約８０℃に低下してしまうので、前記エンジン入口構造部９と供試エンジンＥの空気取入口部とを一緒に、その低下した温度から前記所定温度まで上昇させるのに相当の時間を要することとなる。
【００１３】
前記のようにして、供試エンジンＥの空気入口部の温度が所定温度に到達して、前記テストチャンバ２の整流胴２ｂ内における高飛行マッハ数環境と、前記チャンバ本体２ａ内における高高度環境とがそれぞれ安定に得られた後は、前記分岐ダクト１２のダンパ（図示せず）を閉じて、前記減圧用圧縮機８からの排気ガスによるエンジン入口構造部９の加熱を停止し、前記供試エンジンＥの性能試験を行う。供試エンジンＥの性能試験中、それから排出される燃焼ガスは、前記減圧用圧縮機８によって吸引されて排気ダクト１１から外部へ排出される。
【００１４】
このように、前記実施の形態に係る航空機用エンジン環境試験装置１によれば、前記テストチャンバ２のエンジン入口構造部９に圧送する空気を加熱する加熱器６とは別に、前記エンジン入口構造部９を加熱する加熱手段１３を設け、該加熱手段１３を、エンジン入口構造部９の外周を包囲するように気体通路を設けたチューブ１０と、該チューブ１０の気体通路に減圧用圧縮機８から吐出する排気ガスの一部を流す分岐ダクト１２とを備えた構成としたので、装置１の始動時に、減圧用圧縮機８から吐出される排気ガスの熱によってエンジン入口構造部９を加熱することにより、前記加熱器６により加熱された空気の熱を、エンジン入口構造部９の加熱に費やされるのを減らして、供試エンジンＥの空気取入口温度を温度上昇させるのに効果的に作用させることができ、該空気取入口温度を短時間で所定温度に到達させることができ、これにより、供試エンジンＥの性能試験を速やかに開始させることができる。
しかも、前記排気圧縮機８から吐出される排気ガスの熱を前記エンジン入口構造部９の加熱に有効に利用することができ、エンジン入口構造部９の加熱のために、別途の熱源を有する加熱手段を設備する必要がなく、装置の構造が簡単となり、装置の設備費を低廉にすることができる。
【００１５】
また、前記実施の形態に係る航空機用エンジン環境試験装置１においては、前記エンジン入口構造部９の周囲を加熱する加熱部を、エンジン入口構造部９の外周に螺旋状に巻き付けたチューブ１０で構成したが、これに代えて、エンジン入口構造部の外周に環状空間を形成するジャケットを設け、該ジャケットの一端に前記分岐ダクト１２からの排気ガスが導入され、他端から該排気ガスが導出されるように構成してもよい。さらに、前記加熱手段１３は、その熱源として減圧用圧縮機８の吐出ガスの一部を利用して、それをチューブ１０に導入しているが、これに限らず、別途の熱源装置から発生される加熱空気または蒸気を前記チューブ１０やジャケットに導入してもよいし、前記エンジン入口構造部９に周囲に装着した電熱ヒータ等であってもよい。また、前記テストチャンバ２のチャンバ本体２ａ内を減圧させるための機器として減圧用圧縮機８を使用したが、これに代えて、同様な機能を有する排気排風機、真空ポンプ等（排気圧縮機）を使用することができる。
【００１６】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明の以下のような優れた効果を奏する。
請求項１に係る航空機用エンジン環境試験装置によれば、テストチャンバのエンジン入口構造部を加熱する加熱手段を、エンジン入口構造部に圧送する空気を加熱する加熱器とは別に設けたので、装置の始動時に、前記加熱手段によってエンジン入口構造部を加熱することにより、前記加熱器により加熱された空気の熱を、供試エンジンの空気取入口温度を温度上昇させるのに効果的に作用させることができ、該空気取入口温度を短時間で所定温度に到達させることができ、これにより、供試エンジンの性能試験を速やかに開始させることができる。
【００１７】
請求項２に係る航空機用エンジン環境試験装置によれば、エンジン入口構造部を加熱する加熱手段を、エンジン入口構造部の外周を包囲するように気体通路を設けた加熱部と、該加熱部の気体通路に排気圧縮機から吐出する排気ガスを流す送気ダクトとを備えている構成としたので、排気圧縮機から吐出される排気ガスの熱を前記エンジン入口構造部の加熱に有効に利用することができ、エンジン入口構造部の加熱のために、別途の熱源を有する加熱手段を設備する必要がなく、装置の構造が簡単となり、装置の設備費を低廉にすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施の形態に係る航空機用エンジン環境試験装置を示す系統図である。
【符号の説明】
１  航空機用エンジン環境試験装置
２  テストチャンバ
２ａ  チャンバ本体
２ｂ  整流胴
４  給気ダクト
４ａ  給気ダクトの終端側部
５  空気供給圧縮機（給気圧縮機）
６  加熱器
８  減圧用圧縮機（排気圧縮機）
９  エンジン入口構造部
１０  チューブ
１１  排気ダクト
１２  分岐ダクト
１３  加熱手段
Ｅ  航空機用ジェットエンジン（航空機用エンジン）
【図１】
2004316450.tif 000003