(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機全体を格納するテスト室と、該テスト室の前方側天井部分に開口した吸気口と、前記テスト室の後方側天井部分に開口した排気口と、前記テスト室の天井部分に垂設された排気環流防止板とを備え、該排気還流防止板の下端は、前記航空機の垂直尾翼の上端よりも低い位置まで延びていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項２】
請求項１の航空機用エンジンテスト設備において、前記吸気口に連通する前記テスト室の前部全体を吸気路としてあることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項３】
請求項１または２の航空機用エンジンテスト設備において、前記排気口に連通する前記テスト室の後部全体を排気路としてあることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれかの航空機用エンジンテスト設備において、前記吸気口および前記排気口は、防音、防水構造を備えていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項５】
請求項１の航空機用エンジンテスト設備において、前記排気環流防止板は、前記テスト室の中央よりも後方の天井部分に垂設されていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項６】
請求項５の航空機用エンジンテスト設備において、前記排気環流防止板は、下部付近で後方へ向けて湾曲していることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項７】
請求項５または６の航空機用エンジンテスト設備において、前記排気環流防止板は、吸音材層を備えていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項８】
請求項１の航空機用エンジンテスト設備において、前記排気環流防止板は、前記航空機の移動時に、該航空機の垂直尾翼の通過を許容する垂直尾翼通路を備えていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項９】
請求項８の航空機用エンジンテスト設備において、前記垂直尾翼通路は、前記排気口に連通し、前記航空機の尾翼エンジンからの排気を後方へ案内することを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項１０】
請求項８または９の航空機用エンジンテスト設備において、前記垂直尾翼通路は、前後方向に延びて前記テスト室の天井部分に垂設された通路板により側方を規定されていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項１１】
請求項８〜１０のいずれかの航空機用エンジンテスト設備において、前記垂直尾翼通路は、前記航空機のエンジンの空気取入口よりも後方に設けられ、前記航空機のテスト時に前記垂直尾翼通路を閉鎖する仕切扉を備えていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項１２】
請求項１１の航空機用エンジンテスト設備において、前記仕切扉は、スライド式に開閉することを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項１３】
請求項１１の航空機用エンジンテスト設備において、前記仕切扉は、観音開き式に開閉することを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【請求項１４】
請求項１の航空機用エンジンテスト設備において、前記テスト室は、その後部の排気を前記排気口へ案内する、前記排気口に向けて傾斜した案内壁を備えていることを特徴とする航空機用エンジンテスト設備。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機のエンジンテストを行うための設備に係る技術分野に属する。
【０００２】
【従来の技術】
最近、航空機のエンジンテストでは、騒音対策として航空機の全体をテスト室に格納して行うことが多くなっている。このテストタイプ（ハンガータイプ）では、テスト室の全体に防音設備を備えることで、種々の機種からなる航空機について確実に騒音を減衰することができるという利点がある。
【０００３】
このハンガータイプの航空機用エンジンテスト設備では、防音設備の高性能化を図ると、排気がテスト室の内部にこもりやすくなるという傾向がある。このため、航空機に搭載されたエンジンの吸気口から環流した排気が流入して正確なテストデータが得られなくなるということがある。
【０００４】
従来、排気の流入を防止する手段を備えた航空機用エンジンテスト設備としては、テスト室の内部の航空機に搭載されたエンジンの排気口に近接して、排気を強制的に一定方向に排出する排気ダクト，ファン等からなる強制排気手段を備えてなるものが知られている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
前述の従来の航空機用エンジンテスト設備では、ハンガータイプからなるエンジンテストに対していわゆるエンクロージャタイプからなるエンジンテストを組合わせてなるものであるため、構造が複雑になって設備構築コストが嵩むという問題点がある。また、強制排気手段の構造によっては、テスト対象となる機種が限定されて汎用性が低くなるという問題点がある。
【０００６】
本発明は、このような問題点を考慮してなされたもので、簡素な構造で排気の環流を防止することができて汎用性もある航空機用エンジンテスト設備を提供することを課題とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
前述の課題を解決するため、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備は、次のような手段を採用する。
【０００８】
即ち、上記発明にかかる航空機用エンジンテスト設備は、航空機の全体が格納されるテスト室と、テスト室の前方側に設けられた吸気路と、テスト室の後方側に設けられた排気路とを備え、テスト室の後方側に航空機に搭載されたエンジンの排気を強制的に排気する排気ダクトが設置されていない。
【０００９】
この手段では、排気が何ものにも遮られずにそのままテスト室の外部に排出される。テスト室の後方側に排気ダクトが設置されないため、機種に制約されずに安価に構築が可能である
【００１０】
また、上記航空機用エンジンテスト設備は、航空機の全体が格納されるテスト室と、テスト室の前方側に設けられた吸気路と、テスト室の後方側に設けられた排気路と、航空機に搭載されたエンジンの吸気口よりも後方側に位置してテスト室の天井から垂設された排気環流防止板とを備えてなる。
【００１１】
この手段では、テスト室の天井付近から環流する排気がテスト室に設けられた排気環流防止板で堰止められる。排気環流防止板は、天井から垂設された簡素な構造で邪魔にならないため、機種に制約されずに安価に構築が可能である。
【００１２】
また、上記航空機用エンジンテスト設備において、排気環流防止板は下端部付近で後方側へ向けて凹湾曲していることを特徴とする。
【００１３】
この手段では、排気環流防止板で堰止められた排気が凹湾曲に沿って後方側へ転回案内される。
【００１４】
また、上記航空機用エンジンテスト設備において、排気環流防止板は吸音材を内部に収納した消音構造を備えていることを特徴とする。
【００１５】
この手段では、環流する排気に含まれている騒音が排気環流防止板との衝突で減衰される。
【００１６】
また、上記航空機用エンジンテスト設備において、排気環流防止板は航空機の垂直尾翼の通過を許容する垂直尾翼通路口が開口され、垂直尾翼通路口から後方側へテスト室の天井から垂設された通路板により垂直尾翼の移動を可能にする垂直尾翼通路を囲み形成したことを特徴とする。
【００１７】
この手段では、排気環流防止板が垂直尾翼よりも下方側まで垂設可能になる。通路板は、垂直尾翼通路，垂直尾翼通路口からの排気の環流を阻止する。囲み形成された垂直尾翼通路は、エンジンが尾翼付近に搭載されたセンタエンジン（尾翼エンジン）タイプの機種での排気を後方側に案内するダクトとしても機能する。
【００１８】
また、上記航空機用エンジンテスト設備において、垂直尾翼通路の航空機に搭載されたエンジンの吸気口よりも後方側に垂直尾翼の通過の際に開放される仕切扉が設けられていることを特徴とする。
【００１９】
この手段では、特にセンタエンジンタイプの機種について、仕切扉が垂直尾翼通路，垂直尾翼通路口からの排気の環流をより確実に阻止する。
【００２０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態を図面に基づいて説明する。
【００２１】
図１〜図３は、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（１）を示すものである。
【００２２】
この実施の形態では、テスト室１の前方側の側面に航空機Ｊが搬出入される防音構造を備えた扉付きの出入口１ａが設けられ、航空機Ｊが後進してテスト室１に格納されるものを示してある。
【００２３】
テスト室１の前方側の天井１ｂには、防音，防水構造を備えた吸気口２が開口されている。そして、吸気口２に連通したテスト室１の前方側の全体が吸気路３として構成されている。
【００２４】
テスト室１の後方側の天井１ｂには、防音，防水構造を備えた排気口４が開口されている。そして、排気口４に連通したテスト室１の後方側の全体が排気路５として構成されている。なお、テスト室１の後方側の側面には、排気口４に向けて傾斜した案内壁１ｃが設けられている。
【００２５】
テスト室１の中央部より少し後方側の天井１ｂには、排気環流防止板６が垂設されている。この排気環流防止板６は、図３に詳細に示されるように、後方側の鉄板６ａと前方側の孔あき鉄板６ｂとの間にグラスウール等の吸音材６ｃを収納してなるもので、下端部付近で後方側へ向けて凹湾曲している。
【００２６】
排気環流防止板６は、航空機Ｊのエンジンが主翼に搭載されたウイングエンジン（主翼エンジン）Ｊａの吸気よりも後方に位置してテスト室１の側方に延びて配設されている。排気環流防止板６の配設の中央部には、図２に示すように、航空機Ｊの垂直尾翼Ｊｂの通過を許容する尾翼通路口７が開口されている。そして、垂直尾翼通路口７から後方側へテスト室１の天井１ｂから垂設された通路板８により、航空機Ｊの垂直尾翼Ｊｂが移動可能な垂直尾翼通路９を囲み形成している。垂直尾翼通路９は、テスト室１の前後方向の長さ縮小に寄与する。また、尾翼通路口７，垂直尾翼通路９の構成によって、排気環流防止板６を航空機Ｊの垂直尾翼Ｊｂよりも下方側まで垂設可能になる。
【００２７】
なお、前述した排気口４の垂直尾翼通路９の延長部分に相当する箇所４ａは、他の箇所４ｂよりも後方側に位相している。
【００２８】
この実施の形態によると、エンジンテストが実施されることにより、吸気口２，吸気路３から吸入された空気が航空機ＪのウイングエンジンＪａの吸気口に入る。そして、航空機ＪのウイングエンジンＪａの排気口から噴射された排気が排気路５，排気口４を通ってテスト室１の外部へ排出されることになる。このとき、テスト室１の内部（特に、床１ｄ側）に無用の機器，装置類が設置されていないため、排気の排出が円滑に奏される。
【００２９】
そして、テスト室１の内部に一部こもった排気は、天井１ｂに沿って前方側に環流するが、排気環流防止板６に堰止められることになる。堰止められた排気は、排気環流防止板６の凹湾曲に案内されて転回し後方側へ再環流し、究極的に排気口４からテスト室１の外部へ排出される。なお、排気に含まれている騒音は、排気環流防止板６との衝突で減衰される。従って、テスト室１の外部への騒音の漏れを減少させることができる。また、環流する排気は、通路板８に堰止められて垂直尾翼通路９まで環流することはない。さらに、環流する排気は、排気環流防止板６の航空機Ｊの垂直尾翼Ｊｂよりも下方側までの垂設により、かなり下層まで堰止められる。
【００３０】
従って、環流した排気が航空機Ｊに搭載されたウイングエンジンＪａの吸気口から流入して正確なテストデータが得られなくなるということはなくなる。
【００３１】
なお、この実施の形態は、後述の航空機ＪのセンタエンジンＪｃ（図７参照）に対しては、垂直尾翼通路９が排気のダクトのような機能を奏する。また、垂直尾翼通路９による排気の高圧の排出に対しては、排気口４の位相した箇所４ａが対応する。従って、航空機ＪのセンタエンジンＪｃの排気をもテスト室１の外部に円滑に排出することができる。この機種の場合でも、排気環流防止板６が航空機ＪのセンタエンジンＪｃの吸気口よりも後方に位置される。
【００３２】
この実施の形態で排気の環流を防止する排気環流防止板６，通路板８の構造は、極めて簡素であるため、構築コストが安価である。また、排気環流防止板６，通路板８がテスト室１の天井１ｂに設けられて下方の航空機Ｊの邪魔にならないため、いかなる機種の航空機Ｊのエンジンテストをも行うことができて汎用性が高いものとなる。
【００３３】
図４は、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（２）を示すものである。
【００３４】
この実施の形態では、排気環流防止板６の中央側が前方側に傾斜突出している。
【００３５】
この実施の形態では、航空機ＪのウイングエンジンＪａに対応して排気環流防止板６が配設され、排気の環流を効率的に阻止する。
【００３６】
図５〜図７は、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（３）を示すものである。
【００３７】
この実施の形態では、垂直尾翼通路９に仕切扉１０が設けられている。
【００３８】
仕切扉１０は、テスト室１の天井１ｂに接して、航空機Ｊに搭載されたウイングエンジンＪａ，センタエンジンＪｃの吸気口よりも後方側に位置されている。この仕切扉１０は、航空機Ｊの垂直尾翼Ｊｂの通過の際に観音開きに開放される。
【００３９】
この実施の形態によると、垂直尾翼通路９を通る排気の環流を確実に阻止することができる。特に、図７に示すように、垂直尾翼通路９に近接して位置することになるセンタエンジンＪｃに対して有効である。
【００４０】
図８は、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（４）を示すものである。
【００４１】
この実施の形態では、前述の実施の形態（１）〜（３）の吸気口２をテスト室１の出入口１ａに配置替えしている。
【００４２】
この実施の形態によると、前述の実施の形態（１）〜（３）よりもテスト室１への空気の吸入が円滑になる。
【００４３】
図９は、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（５）を示すものである。
【００４４】
この実施の形態では、前述の実施の形態（４）の吸気口２を省略してある。
【００４５】
この実施の形態によると、テスト室１の全体構造を簡素化することができる。
【００４６】
図１０は、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（６）を示すものである。
【００４７】
この実施の形態では、前述の実施の形態（４）のテスト室１の後方側の案内壁１ｃを省略して排気口４を配置替えしてある。
【００４８】
この実施の形態によると、テスト室１における空気，排気の流通が直線状になって、排気のテスト室１の外部への排出が円滑になる。
【００４９】
以上、図示した実施の形態の外に、仕切扉１０を上下，左右方向にスライド開閉するように構成することも可能である。
【００５０】
【発明の効果】
以上のように、本発明に係る航空機用エンジンテスト設備は、テスト室の後方側に排気ダクトが設置されず排気が何ものにも遮られずにそのままテスト室の外部に排出されるため、簡素な構造で排気の環流を防止することができて汎用性もある効果がある。
【００５１】
さらに、テスト室の天井付近から環流する排気がテスト室の天井から垂設された排気環流防止板で堰止められるため、簡素な構造で排気の環流を防止することができる効果がある。
【００５２】
さらに、排気環流防止板がテスト室の天井から垂設されて邪魔にならないため、航空機の機種にかかわらずエンジンテストを行うことができて汎用性が高い効果がある。
【００５３】
さらに、排気環流防止板の凹湾曲で環流する排気を後方側に再環流させるように転回案内することができるため、排気の環流をより確実に防止することができる効果がある。
【００５４】
さらに、環流する排気に含まれている騒音が排気環流防止板との衝突で減衰されるため、テスト室の外部への騒音の漏れを減少させることができる。
【００５５】
さらに、排気環流防止板が垂直尾翼よりも下方側まで垂設可能になるため、かなり下層側の排気の環流をも防止することができる効果がある。
【００５６】
さらに、垂直尾翼通路がセンタエンジンタイプの機種での排気を後方側に案内するダクトとしても機能するため、排気をテスト室の外部に円滑に排出することができる効果がある。
【００５７】
さらに、垂直尾翼通路に仕切扉が設けられるため、垂直尾翼通路，垂直尾翼通路口からの排気の環流をより確実に阻止する効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（１）を示す側面断面図である。
【図２】  図１の平面断面図である。
【図３】  図１の要部の拡大断面図である。
【図４】  本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（２）を示す平面断面図である。
【図５】  本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（３）を示す側面断面図である。
【図６】  図５の平面断面図である。
【図７】  図５の他機種への適用図である。
【図８】  本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（４）を示す側面断面図である。
【図９】  本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（５）を示す側面断面図である。
【図１０】  本発明に係る航空機用エンジンテスト設備の実施の形態（６）を示す側面断面図である。
【符号の説明】
１            テスト室
２            吸気口
３            吸気路
４            排気口
５            排気路
６            排気環流防止板
６ｂ          吸音材
７            垂直尾翼通路口
８            通路板
９            垂直尾翼通路
１０          仕切扉
Ｊ            航空機
Ｊａ          ウイングエンジン
Ｊｂ          垂直尾翼
Ｊｃ          センタエンジン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
0003929641.tif 000009
【図９】
0003929641.tif 000010
【図１０】
0003929641.tif 000011